CN112969844B

CN112969844B - 用于飞行器涡轮发动机的配备有电机的风扇模块

Info

Publication number: CN112969844B
Application number: CN201980074101.4A
Authority: CN
Inventors: 罗伊克·保罗·伊夫·圭洛特尔; 特斐克·布德比匝; 吉勒斯·阿兰·玛丽·查理尔; 卡洛琳·玛丽·弗朗兹; 文森特·弗朗索瓦·乔治斯·米勒
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2018-10-26
Filing date: 2019-10-16
Publication date: 2023-07-18
Anticipated expiration: 2039-10-16
Also published as: FR3087823B1; EP3870810B1; FR3087823A1; CN112969844A; WO2020084225A1; US20210396193A1; US11692512B2; EP3870810A1

Abstract

一种用于飞行器涡轮发动机(10)的风扇模块，该模块包括风扇(14)和电机(62)，使得电机被同轴地安装在风扇的下游，并且包括与风扇联接以进行旋转的转子(62a)以及具有大致C形的轴向横截面的环形构件(78)，该环形构件的开口轴向地定向并接纳转子(62a)，该构件包括：径向外部部分(78a)，该径向外部部分形成定子(62b)；以及径向内部部分(78b)，该径向内部部分形成用于引导转子(62a)的轴承(80，82)的支撑件。

Description

用于飞行器涡轮发动机的配备有电机的风扇模块

技术领域

本发明涉及一种用于飞行器涡轮发动机的风扇模块，该模块配备有电机。

背景技术

现有技术尤其包括描述了一种配备有电机的涡轮发动机的文献FR-A1-2842 565，以及文献US-A1-2017/335710、US-A1-2006/137355、US-A1-2010/133835和EP-A1-1 382802。

航空界现对将混合动力发动机用于商用航空的相关性提出了许多问题。现在不仅考虑将电能用于实现飞行器的功能，而且考虑将电能用于实现涡轮发动机的通电功能。

这种观察导致了对混合动力发动机架构的解决方案的研究，从而将化石燃料能量和电能相结合以驱动推进部件(涡轮发动机风扇)并提供某些发动机和/或飞行器功能。

这些架构可以基于高旁通比和减速器类型的架构，也可以基于多个体(2个或3个体)的架构。在这些架构中，涡轮发动机包括低压体和高压体，每个体包括轴，该轴将压缩机的转子连接到涡轮的转子。

已知的是，为飞行器涡轮发动机配备电机。应当回想到，例如，电机是机电设备，该机电设备基于允许将电能转换为机械能或功的电磁。该过程是可逆的，并且可以用于产生电力。

因此，根据电机的最终用途，使用以下术语：

·发电机，表示由机械能产生电能的电机，

·电动机，由电能产生机械能的电机。

电机也可以在电动机模式以及发电机模式下运作。

将高功率电机集成在涡轮发动机(特别是高旁通比类型的涡轮发动机)的低压体上是非常复杂的。可能存在多个安装区域，但是每个安装区域的优点和缺点是多样化的(机器的机械集成、机器的耐温性、机器的可接近性等问题)。

本发明提供了一种解决上述问题中的至少一些问题的解决方案。

发明内容

本发明提出了一种用于飞行器涡轮发动机的风扇模块，所述模块包括风扇和电机，其特征在于，电机被同轴地安装在风扇的下游，并且包括与风扇联接以进行旋转的转子以及具有大致C形的轴向横截面的环形构件，所述环形构件的开口轴向地定向并接纳所述转子，所述构件包括：径向外部部分，所述径向外部部分形成定子；以及径向内部部分，所述径向内部部分形成用于引导转子的轴承的支撑件。

因此，本发明提供了一种用于集成电机的解决方案，第一优点与以下事实相关联：在该电机的集成区域中，理想地直接在风扇的下游并因此在一个压缩机或多个压缩机的上游，该位置处的温度相对较低并因此对于该电机而言是最佳的。另外，电机由空气流冷却，这优化了电机的使用寿命。电机的转子由风扇驱动并因此处于相对低的速度，特别是在涡轮发动机包括减速器的情况下。另外，与现有技术的电机相比，该电机尽可能地靠近流动涵道，并且具有相对较大的直径并因此能够产生高功率输出。

根据本发明的模块可以包括彼此独立或彼此组合地采用的一个或多个以下特征：

-电机被容纳在环形空间中，该环形空间在上游由风扇盘限定，在下游由用于引导风扇轴的轴承的另一环形支撑件限定，

-所述构件附接到所述另一轴承支撑件，所述构件和所述另一轴承支撑件包括用于从构件的开口沿轴向向下游排出油的孔，

-转子由大致圆柱形的支撑元件承载，所述支撑元件的下游端与所述构件的开口的底部密封地配合，并且所述支撑元件的上游端接纳封闭元件，所述封闭元件与构件的所述径向内部部分的上游自由端密封地配合，

-所述封闭元件包括一系列的内部直线花键，用于联接到连接元件的一系列的外部直线花键，该连接元件连接到风扇盘，

-所述连接元件包括一环形排的径向贯穿槽，和/或所述连接元件的横截面为大致波纹管的形状，以为所述连接元件提供挠性、特别是扭转挠性；这使得能够避免电机是超静定电机并且使得电机能够在运行中独立于风扇轴的位移，

-电机的定子由第一环形护罩包围，所述第一环形护罩通过固定叶片与围绕第一护罩延伸的第二环形护罩连接，这些第一护罩和第二护罩在它们之间界定主流的流动涵道的入口，

-第一护罩具有径向外部环形表面，该径向外部环形表面具有空气动力学轮廓并且被主气流和/或主流扫掠，

-所述定子被构造成由主气流和/或主流冷却。

本发明进一步涉及一种飞行器涡轮发动机，所述飞行器涡轮发动机包括气体发生器和如上所述的风扇模块，风扇模块包括风扇，所述风扇被布置在气体发生器的上游并且被构造成产生主气流，所述主气流的一部分流入气体发生器的涵道以形成主流，并且所述主气流的另一部分在围绕气体发生器的涵道中流动以形成次级流，涡轮发动机进一步包括电机，其中，定子被构造成由主气流和/或主流冷却。

本发明进一步涉及一种如上所述的涡轮发动机的模块化组装的方法，所述方法包括以下步骤：

a)组装电机，

b)将电机径向地安装在第一护罩内，所述第一护罩通过固定叶片固定到第二护罩，

c)将得到的组件安装在用于引导风扇轴的轴承的第一环形支撑件上，以及

d)将风扇盘连接到所述风扇轴。

附图说明

通过参考附图以示例的方式给出的以下非限制性描述，将更好地理解本发明并且本发明的其他细节、特征和优点将会显得显而易见，在附图中：

[图1]：图1是具有高旁通比和减速器的飞行器涡轮发动机的示意性轴向截面图；

[图2]：图2是根据本发明的配备有电机的飞行器涡轮发动机的截面半部的轴向局部示意性视图；

[图3]：图3是图2的涡轮发动机的连接部件的示意性透视图；

[图3a]：图3a是示出了涡轮发动机的连接元件的替代实施例的详细视图；以及

[图4-8]：图4至8是图2的涡轮发动机的电机的示意性局部轴向截面图，并示出了根据本发明的组装方法的步骤。

具体实施方式

首先参考图1，其示意性地示出了双体双流式飞行器涡轮发动机10。

涡轮发动机10通常包括气体发生器12，该气体发生器的上游布置有风扇14。风扇14由风扇壳体16包围，该风扇壳体由机舱18包围，该机舱围绕并沿着气体发生器12的主要部分延伸。

气体发生器12在此包括两个体，即低压体12a或BP和高压体12b或HP。每个体包括压缩机和涡轮。

术语“上游”和“下游”是沿着涡轮发动机10中的气流的主要方向F来考虑的，该方向F平行于涡轮发动机的纵向轴线A。

气体发生器12从上游到下游包括低压压缩机20、高压压缩机22、燃烧室24、高压涡轮26和低压涡轮28。

风扇14包括由风扇轴32旋转的一环形排的叶片30，该风扇轴经由减速器33连接到低压体12a的转子。通过风扇的气流(箭头F)在气体发生器12的上游被环形分流器34分成径向内部环形流和径向外部环形流，该径向内部环形流被称为供应气体发生器12的主流36，该径向外部环形流被称为在气体发生器12与机舱18之间流动并提供涡轮发动机的大部分推力的次级流38。

入口壳体40在结构上将气体发生器12连接到风扇壳体16和机舱18。入口壳体40包括延伸到主流36中的一环形排的径向内部臂42，以及延伸到次级流38中的一环形排的径向外部导向叶片44(OGV型)。臂42通常数量有限(小于十)，并且是管状的并具有穿过这些臂的辅助件。叶片44(OGV)的数量通常大于十。

低压体12a的转子以及风扇轴32在上游由轴承46、48和50引导。这些轴承46、48、50是滚珠型或滚子型的，并且每个轴承包括被安装在待引导的轴上的轴承内圈、由环形轴承支撑件支承的轴承外圈以及位于轴承圈之间的滚动元件。

以已知的方式，减速器33是周转式的并且包括以轴线A为中心的太阳齿轮33a、围绕该轴线延伸的环形齿轮33b以及行星齿轮33c，该行星齿轮与太阳齿轮和环形齿轮啮合并且由行星齿轮架33d承载(特别是在图2中可见的附图标记33a-33d)。

在所示的示例中，环形齿轮33b是固定的并被固定地连接到轴承46、48的支撑件52。行星架33d可旋转并且连接到减速器的输出轴54，该减速器进一步包括与太阳齿轮33a啮合的输入轴56。输入轴56联接到低压体的主轴58，并且输出轴54联接到风扇轴32。

输入轴56由轴承50引导，该轴承由轴承支撑件60承载(图1)。输出轴54由轴承46、48引导。

轴承支撑件52、60围绕轴线A延伸并且是连接到定子并且例如连接到入口壳体40的固定部件。

图2是图1的一部分的放大图，特别是位于风扇盘32a与减速器33之间的安装有电机62的区域Z的放大图。

除了在上游由风扇盘32a以及在下游由减速器33轴向地界定之外，具有环形形状的该区域Z在内部由减速器的输出轴54径向地界定，并且在外部由多个元件径向地界定，这些元件在内部界定主流36的流动涵道I。一方面，这些元件包括位于上游的环形护罩64以及位于下游的内部环形壁66，该内部环形壁在连接到臂42的径向内端部时形成入口壳体40的一部分。

壁66作为护罩64的延伸部分延伸，该护罩是内护罩并且通过一环形排的固定叶片68连接到外护罩70。护罩64、70在它们之间限定主流36的流动涵道I的空气入口。护罩70在上述分流器34与位于护罩70下游的外部环形壁72之间延伸，该外部环形壁在连接到臂42的径向外端部时形成入口壳体40的一部分。

环形区域Z被轴承支撑件52分别在上游和下游分成两个环形部分。在所示的示例中，该支撑件具有沿下游方向渐扩的大致截头圆锥形的形状。该支撑件的上游和径向内端部承载轴承46的轴承外圈，该轴承的轴承内圈附接到输出轴54。支撑件52的下游和径向外端部附接到入口壳体40。

轴承48的轴承外圈或每个轴承的轴承外圈基本上在中间附接到支撑件52，或者轴承内圈或每个轴承内圈附接到输出轴54。为此，轴承支撑件52包括两个环形部段，分别是上游部段52a和下游部段52b。上游部段52a从轴承46延伸到径向外部环形凸缘52aa，并且下游部段52b从径向内部环形凸缘52ba延伸到径向外部环形凸缘52bb，以附接到入口壳体40的上游端。

轴承48的轴承外圈或每个轴承外圈附接到环状部74，该环状部包括插入在凸缘52aa与凸缘52ba之间的径向外部环形凸缘74a。这些凸缘52aa、74a、52ba轴向地抵靠彼此并且包括用于使螺纹-螺母型的附接装置穿过的孔口。

区域Z的下游部分代表用于对轴承46、48和50以及减速器33进行润滑的封壳的一部分，该减速器被容纳在该封壳中，该部分被轴向地布置在一方面轴承46、48与另一方面轴承50之间。该封壳中充满油雾。

区域Z的上游部分代表电机62的安装位置，因此该电机通过轴承支撑件52与封壳E隔开。

电机62具有大致环形的形状，并且包括转子62a和定子62b。转子62a具有围绕轴线A延伸的大致圆柱形的形状，并且由自身具有大致圆柱形形状的支撑元件76承载。转子62a围绕该元件76布置。

定子62b也具有大致圆柱形的形状，并且与具有大致C形的轴向截面的环形构件78成一体。该构件78包括两个环形部分，分别是内部环形部分78b和外部环形部分78a，这两个环形部分围绕彼此延伸并且这两个环形部分的下游端通过环形底部78c进行连接。因此，构件78限定了一个开口，该开口在此沿轴向朝向上游定向，并且转子62a和支撑元件76被容纳在该开口中。

定子62b与构件的外部部分78a成一体或者形成该外部部分78a。在这种情况下，该外部部分78a被护罩64直接包围。

构件78的底部78c包括环形腹板78cb，该环形腹板沿轴向向下游延伸并且与轴承支撑件52密封地配合。该密封由迷宫式密封件提供，该迷宫式密封件的环形唇缘例如由腹板78cb承载，并且可耐磨涂层由轴承支撑件52承载。

底部78c进一步包括环形腹板78ca，该环形腹板沿轴向向上游延伸并因此延伸到开口中，并且与支撑元件76的下游端密封地配合。该密封由迷宫式密封件提供，该迷宫式密封件的环形唇缘例如由支撑元件76承载，并且可耐磨涂层由腹板78ca承载。

构件78的部分78b在转子62a和支撑元件76的内部径向地延伸，并且轴承80、82被安装在该元件76与部分78b之间，以便引导转子62a相对于定子62b旋转。因此，部分78b形成对轴承80、82的支撑。

在此，轴承80、82的数量为两个，且彼此轴向地间隔开。上游轴承80是滚子轴承类型的，下游轴承82是滚珠轴承类型的。

环形封闭元件84被装配并附接到支撑元件76的上游端。该封闭元件84具有大致径向的取向，并且通过其外周附接到元件76的上游端。元件84在其外周处包括圆柱形边缘84a，该圆柱形边缘通过从上游轴向装配的螺母86轴向地夹紧抵靠在支撑元件76的内部环形肋上。

元件84的内周具有小于构件的部分78b的主内径的内径，并且承载一系列的内部直线花键88。元件84的内周进一步包括环形腹板84b，该环形腹板沿轴向向下游延伸并且与部分78b的上游端密封地配合。该密封由迷宫式密封件提供，该迷宫式密封件的环形唇缘例如由腹板84b承载，并且可耐磨涂层由部分78b承载。

环形连接元件90用于驱动转子62a。该元件90大致为圆柱形，并且在其上游端处包括用于附接到风扇盘32的环形凸缘90a，并且在其下游端处包括用于联接到花键88的一系列花键90b。图3示出了该元件90有利地包括在径向方向上穿过的一环形排的贯通槽90c，从而使该元件具有一定的扭转挠性。在所示的示例中，该槽是椭圆形的和细长的，并其在这些槽之间界定了连接桥90d，这些连接桥基本上在它们的中间处变薄。由于该元件90的挠性，电机62在运行期间独立于风扇的任何运动。确保该元件90的挠性的另一种方式在于，使形成凸缘90a与花键90b之间的连接的部件的横截面形成字母欧米伽(oméga，Ω)形状(参见图3a)。于是，元件90具有大致波纹管的形状，并且可以包括多个连续的字母欧米伽形状。

有利地，花键88、90b可以是螺旋式的，以尽可能地将电机与发动机的其余部分隔开。

轴承80、82有利地被润滑并且位于小型环形润滑封壳中，该小型环形润滑封壳在上游被腹板84b与部分78b之间的接合部密封，并且在下游被腹板78ca与元件76之间的接合部密封(参见图4)。用于轴承80、82的润滑油旨在通过设置在底部78ca中的轴向孔92从该小型封壳中排出，该轴向孔恰好位于腹板78ca和腹板78cb的内周处。这些孔92允许油进入在底部78c与轴承支撑件52的部段52b之间延伸的环形空间。轴向孔94以基本上与孔92相对的方式进一步被设置在该部段52b上，用于使该油进入封壳并且作为从该封壳中排出的油的一部分排出。因此，应当理解，来自轴承80、82的润滑油将以离心的方式流到腹板78ca，通过孔92，流到腹板78cba上，然后通过孔94流到减速器33的润滑封壳。

油可以通过入口壳体40的臂42中的一个臂排出。臂42中的另一个臂可以用于将馈油从轴承80、82输送到前述的小型封壳。

定子62b通过电缆96连接到控制电路，该电缆96在此穿过入口壳体40的管状臂42。

该装置的一个特殊性在于，电机62、特别是其定子62b尽可能地靠近穿过风扇14之后的主气流F和/或主流36。这一方面使得能够包括具有大直径并因此具有比到目前为止提出的技术更高的潜在功率的电机，并且另一方面使得能够包括由前述一个或多个流冷却的电机。在本发明的特定实施例中，可以通过这种冷却来耗散30MW。

为此，(优选地直接)围绕定子或至少部分78a(定子与其成一体)延伸的护罩64具有被气流扫掠的径向外表面，并且可以进一步具有空气动力学轮廓，如附图中所示。护罩64通过定子62b与空气流之间的热传导来确保热交换。

图4至图8示出了涡轮发动机10的组装步骤，特别是该涡轮发动机的模块的组装步骤。

图4中所示的第一步骤包括组装电机62，特别是将转子62a、支撑元件76和轴承80、82插入到构件78的开口中。然后，通过附接到支撑元件76的封闭元件84锁定该组件。

然后，将电机62安装在护罩64的内部，该护罩与叶片68和护罩70固定在一起。如图5中所示，将组装护罩64和70以及叶片68平移到电机的定子62b上并围绕该定子，然后例如借助于用于将护罩64a的上游凸缘夹紧到定子62b的上游径向面或者构件的外部部分78a的螺钉而将护罩64附接到定子62b，就足够了。

图6中所示的下一步骤包括将电机62连接到电缆96。

然后，将如此获得的组件装配到涡轮发动机的模块上，该模块尤其包括入口壳体40、轴承支撑件52、轴承46、48、减速器33及其输入轴56和输出轴54，或者甚至包括低压体。

最后，通过使包括盘32a和轴32的风扇14从上游轴向地平移，直至轴32与输出轴54联接并且连接元件90与封闭元件84联接来对该风扇进行装配。进一步将风扇轴32刚性地附接到减速器33的输出轴54。

Claims

1.一种用于飞行器涡轮发动机(10)的风扇模块，所述风扇模块包括风扇(14)和电机(62)，其特征在于，所述电机被同轴地安装在所述风扇的下游，并且包括与所述风扇联接以进行旋转的转子(62a)以及具有大致C形的轴向横截面的环形构件(78)，所述环形构件的开口轴向地定向并接纳所述转子(62a)，所述环形构件包括：径向外部部分(78a)，所述径向外部部分形成定子(62b)；以及径向内部部分(78b)，所述径向内部部分形成用于引导所述转子(62a)的轴承(80，82)的支撑件，所述转子径向地位于所述径向外部部分和所述径向内部部分之间。

2.根据权利要求1所述的风扇模块，其中，所述电机(62)被容纳在环形空间中，所述环形空间在上游由风扇盘(32a)限定，并且在下游由用于引导风扇轴(32)的轴承(46，48)的另一环形支撑件(52)限定。

3.根据权利要求2所述的风扇模块，其中，所述环形构件(78)附接到所述另一环形支撑件(52)，所述环形构件和所述另一环形支撑件包括用于从所述环形构件的开口沿轴向向下游排出油的孔(92，94)。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的风扇模块，其中，所述转子(62a)由大致圆柱形的支撑元件(76)承载，所述支撑元件的下游端与所述环形构件(78)的开口的底部(78c)密封地配合，并且所述支撑元件的上游端接纳封闭元件(84)，所述封闭元件与所述环形构件(78)的所述径向内部部分(78b)的上游自由端密封地配合。

5.根据权利要求4所述的风扇模块，其中，所述封闭元件(84)包括一系列的内部直线花键(88)，用于联接到连接元件(90)的一系列的外部直线花键(90b)，所述连接元件连接到风扇盘(32a)。

6.根据权利要求5所述的风扇模块，其中，所述连接元件(90)包括一环形排的径向贯穿槽(90c)，和/或所述连接元件(90)的横截面为大致波纹管的形状，以为所述连接元件提供挠性。

7.根据权利要求1至3中任一项所述的风扇模块，其中，所述电机(62)的定子(62b)由第一环形护罩(64)包围，所述第一环形护罩通过固定叶片(68)与围绕所述第一环形护罩延伸的第二环形护罩(70)连接，所述第一环形护罩和所述第二环形护罩在所述第一环形护罩和所述第二环形护罩之间界定主流(36)的流动涵道的入口。

8.根据权利要求7所述的风扇模块，其中，所述第一环形护罩(64)具有径向外部环形表面，所述径向外部环形表面具有空气动力学轮廓并且被主气流(F)和/或所述主流(36)扫掠。

9.根据权利要求6所述的风扇模块，其中，所述挠性是扭转挠性。

10.一种飞行器涡轮发动机(10)，所述飞行器涡轮发动机包括气体发生器(12)和根据权利要求1至9中任一项所述的风扇模块，所述风扇模块包括风扇(14)，所述风扇被布置在所述气体发生器的上游并且被构造成产生主气流(F)，所述主气流的一部分流入所述气体发生器的涵道中以形成主流(36)，并且所述主气流的另一部分在围绕所述气体发生器的涵道中流动以形成次级流(38)，所述飞行器涡轮发动机进一步包括电机(62)，其中，定子(62b)被构造成由所述主气流和/或所述主流冷却。

11.一种对根据权利要求10所述的飞行器涡轮发动机(10)进行模块化组装的方法，所述方法包括以下步骤：

(a)组装电机(62)，

(b)将所述电机径向地安装在第一环形护罩(64)内，所述第一环形护罩通过固定叶片(68)固定到第二环形护罩(70)，

(c)将得到的组件安装在用于引导风扇轴(32)的轴承(46，48)的第一环形支撑件(52)上，以及

(d)将风扇盘(32a)连接到所述风扇轴。