CN113015844A - 装备有电机的飞行器涡轮发动机 - Google Patents

装备有电机的飞行器涡轮发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN113015844A
CN113015844A CN201980074996.1A CN201980074996A CN113015844A CN 113015844 A CN113015844 A CN 113015844A CN 201980074996 A CN201980074996 A CN 201980074996A CN 113015844 A CN113015844 A CN 113015844A
Authority
CN
China
Prior art keywords
rotor
turbine engine
low
electric machine
intermediate shaft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201980074996.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113015844B (zh
Inventor
吉勒斯·阿兰·玛丽·查理尔
卡洛琳·玛丽·弗朗兹
罗伊克·保罗·伊夫·圭洛特尔
文森特·弗朗索瓦·乔治斯·米勒
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of CN113015844A publication Critical patent/CN113015844A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113015844B publication Critical patent/CN113015844B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/30—Aircraft characterised by electric power plants
    • B64D27/33—Hybrid electric aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/02—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants
    • B64D35/021—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants
    • B64D35/022—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants of hybrid-electric type
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/02—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants
    • B64D35/021—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants
    • B64D35/022—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants of hybrid-electric type
    • B64D35/023—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants of hybrid-electric type of series-parallel type
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/02—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants
    • B64D35/021—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants
    • B64D35/022—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants of hybrid-electric type
    • B64D35/024—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants of hybrid-electric type of series type
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/02—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants
    • B64D35/021—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants
    • B64D35/026—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants the electric power plant being integral with the propeller or rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
    • F01D15/10—Adaptations for driving, or combinations with, electric generators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F05D2220/76—Application in combination with an electrical generator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/60—Shafts
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)

Abstract

本公开是一种飞行器涡轮发动机(10)，该涡轮发动机包括气体发生器(12)和风扇(14)，该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(F)，该主气流的一部分流入气体发生器的流动路径中以形成主流(36)，并且该主气流的另一部分流入围绕气体发生器的流动路径中以形成次级流(38)，该气体发生器包括低压本体(12a)，该低压本体包括驱动风扇的转子(70)，并且包括被定位在中间壳体(61)的上游的低压压缩机(20)，该涡轮发动机还包括电机(62)，其特征在于，该电机同轴地安装在风扇的下游和中间壳体的上游，该涡轮发动机还包括中间轴(90)，该中间轴由低压本体的转子驱动，并且驱动电机的转子(62a)和低压压缩机的转子。

Description

装备有电机的飞行器涡轮发动机
技术领域
本发明涉及一种装备有电机的飞行器涡轮发动机。
背景技术
背景技术特别地包括文献FR-A1-2 842 565以及文献EP-A2-2 270 315、US-A-3264 482、FR-A1-2 922 265、EP-A1-1 841 960和EP-A1-1 382 802，文献FR-A1-2 842 565描述了装备有电机的飞行器涡轮发动机。
如今，电能的使用不仅被设想用于飞行器的功能，而且还被设想用于涡轮发动机的通电功能。
该观察导致了对混合发动机架构的解决方案的研究，该解决方案结合了化石燃料能源和电能，以驱动推进部件(涡轮发动机的风扇)并供给某些发动机和/或飞行器功能。
这些架构可以是基于高涵道比和减速装置类型的架构，也可以是基于多个(2或3个)本体的架构。在这些架构中，涡轮发动机包括至少一个低压本体和至少一个高压本体，每个本体包括将压缩机的转子与涡轮的转子连接的轴。
提供具有电机的飞行器涡轮发动机是已知的。应当指出，例如，电机是基于电磁的机电设备，这使得能够将电能转换为机械能。该过程是可逆的，并可以用于从机械能中产生电力。
因此，根据机器的最终用途，我们使用以下术语：
-发电机，该发电机表示从机械能中产生电能的电机，
-电动机，该电动机用于从电能中产生机械能的电机。
电机既可以在电动机模式下运行，也可以在发电机模式下运行。
在涡轮发动机的低压本体上，特别是在高涵道比类型的低压本体上，高功率电机的集成是非常复杂的。多个安装区域是可能的，但是每个安装区域的优点和缺点是众多且不同的(机器的机械集成、机器的耐温性、机器的可接近性等问题)。
将电机集成到涡轮发动机中的一个主要问题是要具有能够接受电机部件的限制温度(约150℃)的环境。另外，由于机器的总效率必须小于100％，因此必须消除损失所释放的热量。在尺寸大于1MW的机器上，则所耗散的功率很大(最小为50KW)。一种解决方案是用油来对机器的定子进行冷却。然而，如果机器处于油外壳中，则油可能直接泄漏到外壳中，并具有被来自机器的颗粒污染的风险。如果机器处于干燥环境中，则冷却系统必须被密封，并必须能够回收任何泄漏物。因此，油冷却是具有缺点的。
另一个主要困难是与考虑到涡轮发动机的模块化方面有关。事实上，希望对能够一次性安装在气体发生器中的电机模块进行集成。
本发明提供了对上述问题中的至少一部分的解决方案。
发明内容
本发明提出了一种飞行器涡轮发动机，该涡轮发动机包括气体发生器和风扇，该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，该主气流的一部分流入气体发生器的管道中以形成主流，并且该主气流的另一部分流入围绕气体发生器的管道中以形成次级流，气体发生器包括低压本体，该低压本体包括驱动风扇的转子，并且包括被定位在中间壳体的上游的低压压缩机，该涡轮发动机还包括电机，其特征在于，该电机与低压本体的转子同轴地安装在风扇的下游和中间壳体的上游，该涡轮发动机还包括中间轴，该中间轴由低压本体的转子驱动，并且驱动电机的转子和低压压缩机的转子。
因此，本发明提供了一种用于集成电机的解决方案，第一个优点与以下事实相关：即在该机器的集成区域中，其中普遍存在的温度相对较低，因此对于该机器是最佳的。另外，机器可以由主流冷却，这优化了机器的使用寿命。优选地，电机被定位在轴承的任何润滑油外壳的外部，使得不会有该机器被油污染的风险。
低压压缩机的转子和电机的转子通过中间轴联接到低压本体的转子，该使得能够并且便于对涡轮发动机进行模块化组装。实际上，将不同的转子彼此安装并附接就足以实现涡轮发动机的组装。
根据本发明的涡轮发动机可以包括以下特征中的一个或多个，这些特征被彼此独立地采用或被彼此结合地采用：
-电机被定位在低压压缩机的上游，
-电机被定位在低压压缩机的下游，
-电机包括定子，该定子环绕该电机的转子并且被构造成由所述主流冷却，
-电机的定子包括被所述主流掠过的径向外表面，
-电机包括定子，该定子环绕该电机的转子，并且定子自身被壳环绕，该壳与定子径向间隔开并且包括被所述主流掠过的径向外表面，
-电机包括定子，该定子被该电机的转子环绕，
-所述中间轴具有大致管状的形状并且被构造成由低压本体的所述转子穿过，该中间轴包括内花键，内花键用于旋转地联接到低压本体的所述转子，
-所述中间轴包括相邻部段，该相邻部段旨在分别被低压压缩机的转子的耳轴、以及被连接到或附接到电机的转子的构件或被连接到或附接到电机的定子的部件环绕，所述中间轴包括外花键，该外花键用于联接到耳轴、以及联接到构件或联接到部件，
-一方面所述耳轴和另一方面所述构件或所述部件通过被装配并拧到所述中间轴上的螺母轴向地彼此夹紧并夹紧到所述中间轴的圆柱形肩部上，
-风扇通过减速装置由低压本体的转子驱动，电机被定位在减速装置的下游，该减速装置包括输入轴，该输入轴的下游端部接合在低压本体的转子的上游端部上，并通过被装配和附接在该上游端部上的螺母轴向地夹紧到所述中间轴。
本发明还涉及一种对如上所述的涡轮发动机进行模块化组装的方法，该方法包括以下步骤：
a)通过轴向平移将电机的转子和低压压缩机的转子安装和附接在所述中间轴上，以及
b)通过轴向平移将所述中间轴安装和附接在低压本体的转子上。
该方法还可以包括以下附加步骤：c)通过轴向平移将减速装置的输入轴安装和附接在低压本体的转子上。
附图说明
通过以下参照附图以非限制性示例的方式做出的描述，本发明将被更好的理解，并且本发明的其它细节、特征和优点将变得更加清楚，在附图中：
-图1是具有高涵道比和减速装置的飞行器涡轮发动机的示意性轴向截面视图；
-图2是根据本发明的装备有电机的飞行器涡轮发动机的轴向截面的局部示意性半视图；
-图3是图2的细节的放大视图；
-图4是图2的电机和涡轮发动机的局部示意性轴向截面视图，并且示出了根据本发明的组装方法的步骤，
-图5是根据本发明的一个替代实施例的飞行器涡轮发动机的轴向截面的局部示意性半视图，
-图6是根据本发明的另一个替代实施例的飞行器涡轮发动机的轴向截面的局部示意性半视图，
-图7是图6的电机和涡轮发动机的轴向截面的局部示意性视图，并且示出了根据本发明的组装方法的步骤，以及
-图8是根据本发明的另一个实施例的飞行器涡轮发动机的轴向截面的局部示意性半视图。
具体实施方式
首先参照图1，图1示意性地示出了双本体和双流的飞行器涡轮发动机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被风扇壳体16环绕，该风扇壳体被引擎机舱18环绕，该引擎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在此包括两个本体，即低压本体12a或BP，和高压本体12b或HP。每个本体包括压缩机和涡轮。
术语“上游”和“下游”被认为是沿着涡轮发动机10中的气流的主方向F，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。
低压压缩机20和高压压缩机22通过中间壳体61彼此分开。
风扇14包括通过风扇轴32旋转的呈环形排的叶片30，该风扇轴通过减速装置33连接到低压本体12a的转子。穿过风扇的气流(箭头F)在气体发生器12的上游被环形分流器34分成径向内环形流和径向外环形流，该径向内环形流被称为主流36，该主流供给气体发生器12，该径向外环形流被称为次级流38，该次级流在气体发生器12和引擎机舱18之间流动并供给涡轮发动机的大部分推力。
入口壳体40在结构上将气体发生器12连接到风扇壳体16和引擎机舱18。与中间壳体61一样，入口壳体40包括延伸到主流36中的呈环形排的径向内臂42和延伸到次级流38中的呈环形排的径向外导向叶片44(OGV类型)。臂42的数量通常是有限的(小于十)并且是管状的，并且具有穿过臂的辅助件。叶片44(OGV)的数量通常大于十。
低压本体12a的转子和风扇轴32由轴承46、48和50向上游引导。这些轴承46、48、50例如是滚珠或滚动元件类型的轴承，并且每个轴承包括被安装在要被引导的轴上的内轴承圈和由环形轴承支撑件承载的外轴承圈，以及在内轴承圈和外轴承圈之间的轴承。
以已知的方式，减速装置33是周转类型的减速装置，并且包括以轴线A为中心的太阳齿轮、围绕轴线延伸的环形齿轮以及与太阳齿轮和环形齿轮啮合并由行星齿轮架承载的行星齿轮。
在所示的示例中，环形齿轮33b被附接并且被固定地连接到轴承46、48的支撑件52。行星架是可旋转的，并且被连接到减速装置的输出轴54，该减速装置还包括与太阳齿轮啮合的输入轴56。输入轴56被联接到低压本体的主轴70，并且输出轴54被联接到风扇轴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。
轴承支承件52、60围绕轴线A延伸，并且是连接到定子和例如连接到输入壳体40的固定部件。
图2是涡轮发动机的一部分的放大视图，并且示出了电机62的安装区域，该区域Z在此被定位在减速装置33的下游和中间壳体61的上游。
该环形区域Z在内部由低压本体12a的主轴70和减速装置33的输入轴56径向地界定，并且在外部由如下的元件径向地界定，所述元件在内部界定主流36的流管道I。这些元件一方面从上游到下游包括内部环形壁66a、环形壳64a、然后是轮72的盘72a，和低压压缩机20的轮叶式整流器74的内部平台74a。
壁66a环绕减速装置33并且形成入口壳体40的一部分，因为该壁连接到臂42的径向内端部，该臂的径向外端部连接到另一个外环形壁66b。壳64a围绕电机62并且作为壁66a的延伸部分延伸。
壳64a是内壳并且被外壳64b环绕，壳64a、64b在它们之间限定流管道I的或主流36的一部分，该部分在入口壳体40的下游以及低压压缩机20和中间壳体61的上游的。壳64b从壁66b的下游端部延伸到壁20a，壁环绕低压压缩机20的轮72和整流器74。壳64b可以连接到该壁20a或与该壁20a形成为一体件。
通常，该壁20a一方面包括如下的装置76，该装置用于引导整流器74的叶片围绕大致径向的轴线旋转并且使整流器74的叶片的节距围绕大致径向的轴线改变，并且另一方面包括环绕轮72的耐磨的环形涂层78。
壳64a具有下游端部，该下游端部也被连接或附接到装置76，以用于引导导向叶片74围绕同一轴线旋转。从图3中可以更清楚地看到，环形件80通过大致轴向延伸的环形系列的螺钉82被装配并附接到壳64a的下游端部。壳64a和环形件80形成前述平台74a中的一个平台，并且在该壳和该环形件之间限定径向定向的圆柱形容置部84，以用于容纳和引导导向叶片74的径向内圆柱形枢轴74b。每个叶片的枢轴可以由圆柱形套筒86在该容置部84中引导，该圆柱形套筒可以通过例如螺钉82径向地保持在容置部中。
环形件80具有大致C形的轴向截面，该环形件的开口被轴向地定向。该环形件80包括大致圆柱形的外周边边缘80a和大致圆柱形的内周边边缘80b，该外周边边缘在壳64a的延伸部分中延伸并且在内部限定管道I，该内周边边缘承载由耐磨材料制成的环形涂层80c，该环形涂层用于与由压缩机20的上游轮的盘72a承载的唇部80d配合。
压缩机20的轮72的盘72a被附接到耳轴88，该耳轴由轴70经由中间轴90驱动(图2)。
耳轴88具有环形的形状，并且具有大致T形的轴向截面。耳轴88包括径向环形支腿88a，该径向环形支腿的内周边被连接到圆柱形支腿88b。径向支腿88a的外周边通过螺钉附接到轮72的盘72a的凸缘，并且圆柱形支腿88b包括内花键88c，内花键用于联接到中间轴90的外花键。
中间轴90具有大致管状的形状，并且包括上游部段90a和下游部段90b。耳轴88被安装在中间轴90的下游部段90b上，该下游部段90b包括内花键90c和圆柱形肩部90d，内花键用于联接到主轴70的外花键，圆柱形肩部用于朝向耳轴88的下游、特别是朝向耳轴的圆柱形支腿88b的下游端部进行轴向支撑。中间轴90还可以包括外圆柱形表面90e，该外圆柱形表面用于使支腿88b定心，并因此使耳轴88定心。
中间轴90的上游部段90a围绕减速装置33的输入轴56的下游端部延伸。该输入轴56包括用于与主轴70的外花键联接的内花键56a。此外，螺母92被轴向地夹紧在主轴70的上游端部处，并且被轴向地支撑在输入轴56上，以将该主轴轴向地夹紧到中间轴90上，该中间轴本身被轴向地支撑在主轴70的圆柱形肩部70a上。
在该中间轴的下游端部处，中间轴90承载轴承50的内轴承圈50a，在这种情况下承载滚珠轴承，该滚珠轴承的外轴承圈50b由轴承支撑件60承载。该支撑件60具有大致截头圆锥形的形状，并且朝向下游轴向地渐扩。该支撑件的较大直径的下游端部被附接到中间壳体61。
这种类型的轴承50通常被润滑并被定位在环形润滑外壳中，该环形润滑外壳被密封以防止特别是在电机62被定位的安装的区域Z中朝向上游的任何油泄漏。
机器62具有大致环形的形状，并且包括转子62a和环绕转子62a的定子62b。转子62a具有围绕轴线A延伸的大致圆柱形的形状，并且被附接到同样围绕轴线A延伸的环形构件94。
构件94具有大致T形的轴向截面。构件94包括径向环形支腿94a，该径向环形支腿的内周边被连接到圆柱形支腿94b。径向支腿94a的外周边通过螺钉附接到转子62a，并且圆柱形支腿94b包括用于联接到中间轴90的外花键、特别是联接到该中间轴的上游部段90a的外花键的内花键94c。
圆柱形支腿94b的下游端部一方面被轴向地支撑在耳轴88的圆柱形支腿88b的上游端部上，并且另一方面与由中间轴90承载的圆柱形定心表面90e配合。
螺母96被轴向地夹紧在中间轴90的上游端部处，并且被轴向地支撑在构件94上，以驱使该中间轴轴向地抵靠耳轴88。
在该构件94的圆柱形支腿94b的上游端部处，构件94的圆柱形支腿94b承载轴承98的内轴承圈98a，在此该轴承具有滚动元件，该轴承的外轴承圈98b由另一个环形轴承支撑件100承载。该支撑件100具有大致截头圆锥形的形状，并且朝向上游轴向地渐扩。该支撑件的较大直径的上游端部被附接到电机62的定子62b。
定子62b也具有大致圆柱形的形状。该定子在其上游端部处包括用于紧固多个凸缘的径向内环形凸缘，多个凸缘中的一个凸缘100a是轴承支撑件100的凸缘。定子62b的凸缘62ba也被附接到入口壳体40的凸缘40a，以及被附接到密封罩102和/或偏转器的凸缘。
轴承支承件100的内周边可以设置有油膜阻尼系统104，该油膜阻尼系统被称为挤压膜。该轴承支承件还可以包括朝向下游定向的圆柱形凸缘100b，并且包括具有耐磨材料的内部环形涂层。
两个环形密封罩106可以被附接到构件94，并且特别是被附接到该构件的径向支腿94a，并带有径向外部的环形唇部，该环形唇部用于一方面与由凸缘100b承载的涂层配合，以及另一方面与由附接到定子62b的凸缘62ba的罩102中的一个罩承载的类似涂层配合。
轴承98通常被润滑并被定位在环形润滑外壳中，该环形润滑外壳被密封以防止特别是在电机62的安装的区域Z中朝向下游的任何油泄漏。
定子62b通过电缆107连接到控制电路，该电缆107在此穿过入口壳体40的管状臂42。
这种安装的特性之一在于电机62、特别是该电机的定子62b被定位成尽可能靠近主流36。这一方面使得能够具有带有大直径并因此相比到目前为止提出的技术具有更高的潜在功率的电机62，并且另一方面使得能够具有由主流36冷却的机器。在本发明的特定实施例中，30KW可以通过这种冷却来耗散。
为此，(优选地，直接)围绕定子62b延伸的壳64具有径向外表面，该径向外表面被流36掠过并且另外可以具有空气动力学轮廓，如图所示。壳64a通过定子62b和流36之间的热传导来确保热交换。
图4示出了对涡轮发动机10、特别是对该涡轮发动机的模块进行组装的步骤。
图4所示的第一步骤包括组装机器62，即通过首先将轴承支撑件100附接到定子62b，并且将构件94附接到转子62a来将转子62a插入到定子62b中。罩102、106也可以被附接到该组件。
然后，壳64a可以围绕机器62安装，并且如此形成的模块可以特别是通过将壳64a的下游端部附接到环形件80而被附接到压缩机20。壳64b已经被预先安装在压缩机20的壁20a上，或者与该壁20a形成为一体件。
然后，机器62和压缩机20可以被接合在中间轴90上，该中间轴被先前安装在主轴70上或被随后安装在该轴70上。压缩机20的耳轴88与中间轴90联接，然后构件94与该中间轴联接并且被轴向地支撑在耳轴88上。螺母96将构件94和耳轴88夹紧到中间轴的肩部90d上。
然后，减速装置33的输入轴56通过从上游轴向平移而在轴70和中间轴90之间接合。输入轴56与主轴70联接，并且螺母96被夹紧以将输入轴和中间轴90轴向地锁定到主轴70。
图5示出了根据本发明的涡轮发动机的替代实施例。
在前面描述的并且在该替代实施例中发现的元件由相同的附图标记表示。
电机62的安装区域Z在此被定位在减速装置33和压缩机20的下游，以及中间壳体61的上游。
该环形区域Z在内部由低压本体12a的主轴70以及减速装置33的输入轴56径向地界定，并且在外部由内部界定主流36的流管道I的元件径向地界定。这些元件在此从上游到下游包括轮72的盘72a和低压压缩机20的轮叶式整流器74的内部平台74a、环形壳64a、然后是内部环形壁108a。
壁108a形成中间壳体的一部分，因为该壁连接到臂110的径向内端部，该臂的径向外端部连接到另一个外环形壁108b。壳64a围绕电机62延伸并且延伸到轮72的盘72a的延伸部分和压缩机20的轮叶式整流器74的内部平台74a中。
壳64a是内壳并且由外壳64b环绕，壳64a、64b在它们之间限定主流36的流管道I的一部分，该部分在低压压缩机20的下游和中间壳体61的上游。壳64b从壁20a的下游端部延伸到外环形壁108b，该外环形壁连接到臂110的径向外端部，因此形成中间壳体61的一部分。壳64b可以连接到壁20a或与壁20a形成为一体件。
通常，该壁20a一方面包括如下的装置76，该装置用于引导整流器74的可变节距的叶片围绕大致径向的轴线旋转，并且另一方面包括环绕轮72的耐磨的环形涂层78。
壳64a在其上游端部处包括圆柱形凸缘112，该圆柱形凸缘朝向上游定向并带有耐磨材料的环形涂层，该环形涂层用于与由压缩机20的下游轮的盘72a承载的唇部80d配合。
压缩机20的轮72的盘72a被附接到耳轴88，该耳轴由轴70经由中间轴90驱动。
耳轴88具有环形的形状，并且具有大致T形的轴向截面。耳轴88包括径向环形支腿88a，该径向环形支腿的内周边被连接到圆柱形支腿88b。径向支腿88a的外周边通过螺钉附接到轮72的盘72a的凸缘，并且圆柱形支腿88b包括内花键88c，内花键用于联接到中间轴90的外花键。
中间轴90具有大致管状的形状，并且包括上游部段90a和下游部段90b。耳轴88被安装在中间轴90的上游部段90a上，轴90包括用于联接到主轴70的外花键的内花键90c。中间轴90还可以包括外圆柱形表面90e，该外圆柱形表面用于使支腿88b定心，并因此使耳轴88定心。
减速装置33的输入轴56包括用于与主轴70的外花键联接的内花键56a。此外，螺母92被轴向地夹紧在主轴70的上游端部处，并且被轴向地支撑在输入轴56上，以将该主轴轴向地夹紧到耳轴88上，该耳轴本身被轴向地支撑在主轴70的圆柱形肩部70a上。
在该中间轴的下游端部处，中间轴90承载轴承50的内轴承圈50a，在这种情况下承载滚珠轴承，该滚珠轴承的外轴承圈50b由轴承支撑件60承载。该支撑件60具有大致截头圆锥形的形状，并且朝向下游轴向地渐扩。该支撑件的较大直径的下游端部被附接到中间壳体61。
这种类型的轴承50通常被润滑并被定位在环形润滑外壳中，该环形润滑外壳被密封以防止特别是在电机62的安装区域Z中朝向上游的任何油泄漏。
机器62具有大致环形的形状，并且包括转子62a和环绕转子62a的定子62b。转子62a具有围绕轴线A延伸的大致圆柱形的形状，并且被连接到同样围绕轴线A延伸的环形构件94。
构件94具有大致T形或C形的轴向截面。构件94包括径向环形支腿94a，该径向环形支腿的内周边被连接到圆柱形支腿94b。径向支腿94a的外周边被连接到转子62a，并且圆柱形支腿94b包括用于联接到中间轴90的外花键、特别是联接到该中间轴的下游部段90b的外花键的内花键94c。
圆柱形支腿94b的下游端部一方面被轴向地支撑在中间轴90的圆柱形肩部90d上，并且该圆柱形支腿的上游端部朝向上游被轴向地支撑在耳轴88的下游端部上。支腿94b的上游端部另一方面与由中间轴90承载的圆柱形定心表面90e配合。
螺母96被轴向地夹紧在中间轴90的上游端部处，并且被轴向地支撑在耳轴88上，以迫使该耳轴轴向地抵靠构件94。
在该中间轴的上游端部处，中间轴90承载轴承98的内轴承圈98a，在此该轴承具有滚动元件，该轴承的外轴承圈98b由另一个环形轴承支撑件100承载。该支撑件100具有大致截头圆锥形的形状，并且朝向上游轴向地渐扩。该支撑件的较大直径的上游端部被附接到入口壳体40。
定子62b也具有大致圆柱形的形状。该定子在其下游端部处包括用于附接多个凸缘的环形凸缘62ba，多个凸缘中的一个凸缘是壳108a的凸缘。定子62b的凸缘62ba也被附接到轴承支撑件60的凸缘。
轴承支承件60的内周边可以设置有油膜阻尼系统104，该油膜阻尼系统被称为挤压膜。
该轴承98通常被润滑并被定位在环形润滑外壳中，该环形润滑外壳被密封以防止特别是在电机62的安装区域Z中朝向下游的任何油泄漏。
定子62b通过电缆107连接到控制电路，该电缆107在此穿过中间壳体61的管状臂110。
与前述实施例相同，(优选地，直接)围绕定子62b延伸的壳64a具有径向外表面，该径向外表面被流36掠过并且另外可以具有空气动力学轮廓，如图所示。壳64a通过定子62b和流36之间的热传导来确保热交换。
图6和图7示出了本发明的另一个替代实施例。电机62’的安装区域Z在此类似于图5中的前述实施例的安装区域。
电机62’与前述实施例的电机62的不同之处在于，转子62a在此围绕定子62b延伸，并因此被定位成尽可能靠近主流36的流管道I。
定子62b被附接到中间壳体61和轴承支撑件60，如上所述。定子62b还包括径向内环形凸缘114，该径向内环形凸缘用于附接另一个环形支撑件116，轴承117在此用于引导转子62a旋转。
该轴承支撑件116具有大致T形的横截面，并包括径向内圆柱形支腿116a，该径向内圆柱形支腿连接到大致截头圆锥形的环形支腿116b的内周边，该环形支腿的外周边附接到凸缘114。
转子62a具有大致圆柱形的形状，并连接到具有大致C形的轴向截面的环形构件118或者与具有大致C形的轴向截面的环形构件118集成。该构件118包括两个环形部分，分别为内环形部分118b和外环形部分118a，这两个环形部分围绕彼此延伸，并且这两个环形部分的上游端部通过环形底部118c彼此连接。因此，构件118限定开口，该开口在此朝向下游轴向地定向，并且定子62b和轴承支撑件116容纳在该开口中。
转子62a集成到构件118的外部分118a中或形成该外部分118a。在这种情况下，该外部分118a被壳体64a以预定的间隙直接环绕。
构件118的底部118c包括环形腹板118cb，该环形腹板朝向下游轴向地延伸并因此进入到开口中，并以密封方式与轴承支撑件116或附接到凸缘114的环形罩120配合。通过迷宫式密封件来确保密封，例如，该迷宫式密封件的环形唇部由腹板118cb承载，并且耐磨涂层由罩120承载。
底部118c还包括环形腹板118ca，该环形腹板向上游轴向地延伸，并以密封方式与耳轴88配合。该密封件通过迷宫式密封件来确保，例如，该迷宫式密封件的环形唇部由耳轴88承载，并且耐磨涂层由腹板118ca承载。
构件118的部分118b在定子62b和轴承支撑件116的内部径向延伸，并且轴承117被安装在部分118b和该轴承支撑件116之间，以便引导转子62a相对于定子62b旋转。
在此，轴承117的数量为两个并且彼此轴向地间隔开。例如，上游轴承是滚动元件轴承，并且下游轴承是滚珠轴承。
构件118，并且特别是该构件的环绕中间轴90的下游部段90b的部分118b通过环形连接部件126连接到该轴，该环形连接部件在此也是阻尼部件。
该部件126在此被轴向地夹紧在被定位在上游的耳轴88和中间轴90的肩部90d之间，因此代替前述实施例的圆柱形支腿94b。
部件126包括径向内圆柱形部分126a和径向外柔性部分126b，该径向内圆柱形部分在耳轴88和肩部90d之间延伸并通过内花键126c联接到中间轴90的互补的外花键。该部分126b具有C形的轴向半截面，该部分的开口在此朝向上游轴向地定向。该部分126b在其外周边包括外花键126d，该外花键与构件118的部分118b的互补的内花键配合。
图7示出了用于组装图6的涡轮发动机10、并且特别是用于组装该涡轮发动机的模块的步骤。
第一步骤包括组装机器62’，即将定子62b、轴承支撑件116和轴承117插入到由转子62a和构件118界定的开口中。腹板118ca、118cb和罩120也可以被附接到该组件。
然后，机器62’和压缩机20可以被接合在中间轴90上，该中间轴被先前安装在主轴70上。压缩机20的耳轴88与中间轴90联接，并且被轴向地支撑在先前安装在轴90上的部件126上。螺母96将耳轴88和该部件126夹紧到中间轴90的肩部90d上。
然后，减速装置33的输入轴56通过从下游的轴向平移而在轴70和中间轴90之间接合。输入轴56联接到主轴70，并且螺母92被夹紧以将输入轴56和中间轴90轴向地锁定到主轴70。
图8示出了本发明的另一个替代实施例。电机62的安装区域Z在此类似于图5的实施例的安装区域。
电机62类似于图5的电机，不同之处在于该电机的定子62b的罩C与壳64a分离。该替代实施例的其它特征类似于图5的实施例的这些特征。

Claims (10)

1.一种飞行器涡轮发动机(10)，所述涡轮发动机包括气体发生器(12)和风扇(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管道中以形成主流(36)，并且所述主气流的另一部分流入围绕所述气体发生器的管道中以形成次级流(38)，所述气体发生器包括低压本体(12a)，所述低压本体包括驱动所述风扇的转子(70)，并且包括被定位在中间壳体(61)的上游的低压压缩机(20)，所述涡轮发动机还包括电机(62，62’)，其特征在于，所述电机与所述低压本体的所述转子同轴地安装在所述风扇的下游和所述中间壳体的上游，所述涡轮发动机还包括中间轴(90)，所述中间轴由所述低压本体的所述转子驱动，并且驱动所述电机的转子(62a)和所述低压压缩机的转子。
2.根据权利要求1所述的涡轮发动机(10)，其中，所述电机(62，62’)被定位在所述低压压缩机(20)的上游。
3.根据权利要求1所述的涡轮发动机(10)，其中，所述电机(62)被定位在所述低压压缩机(20)的下游。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的涡轮发动机(10)，其中，所述电机(62，62’)包括定子(62b)，所述定子环绕该电机的转子(62a)并且被构造成由所述主流(36)冷却。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的涡轮发动机(10)，其中，所述中间轴(90)具有大致管状的形状并且被构造成由所述低压本体(12a)的所述转子穿过，所述中间轴包括内花键(90c)，所述内花键用于旋转地联接到所述低压本体的所述转子。
6.根据前一项权利要求所述的涡轮发动机(10)，其中，所述中间轴(90)包括相邻部段(90a，90b)，所述相邻部段旨在分别被所述低压压缩机(20)的所述转子的耳轴(88)、以及被连接到或附接到所述电机(62)的所述转子(62a)的构件(94)或被连接到或附接到所述电机(62’)的所述定子(62b)的部件(126)环绕，所述中间轴包括外花键，该外花键用于联接到所述耳轴、以及联接到所述构件或联接到所述部件。
7.根据前一项权利要求所述的涡轮发动机(10)，其中，一方面所述耳轴(88)和另一方面所述构件(94)或所述部件(126)通过被装配并拧到所述中间轴上的螺母(96)轴向地彼此夹紧并夹紧到所述中间轴(90)的圆柱形肩部(90d)上。
8.根据权利要求5至7中任一项所述的涡轮发动机(10)，其中，所述风扇(14)通过减速装置(33)由所述低压本体(12a)的所述转子驱动，所述电机(62，62’)被定位在所述减速装置的下游，所述减速装置包括输入轴(56)，所述输入轴的下游端部接合在所述低压本体(12a)的所述转子的上游端部上，并通过被装配和附接在该上游端部上的螺母(92)轴向地夹紧到所述中间轴(90)。
9.一种对根据前述权利要求中任一项所述的涡轮发动机(10)进行模块化组装的方法，所述方法包括以下步骤：
(a)通过轴向平移将所述电机(62，62’)的所述转子(62a)和所述低压压缩机(20)的所述转子安装和附接在所述中间轴(90)上，以及
(b)通过轴向平移将所述中间轴(90)安装和附接在所述低压本体(12a)的所述转子上。
10.根据前一项权利要求所述的方法，所述涡轮发动机(10)是如权利要求8所限定的涡轮发动机，所述方法包括以下附加步骤：
(c)通过轴向平移将所述减速装置(33)的所述输入轴(56)安装和附接在所述低压本体(12a)的所述转子上。
CN201980074996.1A 2018-10-26 2019-10-10 装备有电机的飞行器涡轮发动机 Active CN113015844B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1859941 2018-10-26
FR1859941A FR3087819B1 (fr) 2018-10-26 2018-10-26 Turbomachine d'aeronef equipee d'une machine electrique
PCT/FR2019/052403 WO2020084219A1 (fr) 2018-10-26 2019-10-10 Turbomachine d'aeronef equipee d'une machine electrique

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113015844A true CN113015844A (zh) 2021-06-22
CN113015844B CN113015844B (zh) 2024-06-07

Family

ID=

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6914344B2 (en) * 2002-07-17 2005-07-05 Snecma Moteurs Integrated starter/generator for a turbomachine
US20060108807A1 (en) * 2004-11-25 2006-05-25 Snecma Turbomachine including an integrated electricity generator
US20070152534A1 (en) * 2003-12-18 2007-07-05 Hubert Herrmann Gas turbine, particularly an aircraft engine
FR2922265A1 (fr) * 2007-10-12 2009-04-17 Snecma Sa Turboreacteur incorporant un generateur de courant electrique.
US20090115295A1 (en) * 2007-10-08 2009-05-07 Snecma Turbojet having an electricity generator arranged in its fan
US20100000226A1 (en) * 2008-07-03 2010-01-07 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbofan engine with at least one apparatus for driving at least one generator
US20140150401A1 (en) * 2012-10-31 2014-06-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Geared compressor for gas turbine engine

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6914344B2 (en) * 2002-07-17 2005-07-05 Snecma Moteurs Integrated starter/generator for a turbomachine
US20070152534A1 (en) * 2003-12-18 2007-07-05 Hubert Herrmann Gas turbine, particularly an aircraft engine
US20060108807A1 (en) * 2004-11-25 2006-05-25 Snecma Turbomachine including an integrated electricity generator
US20090115295A1 (en) * 2007-10-08 2009-05-07 Snecma Turbojet having an electricity generator arranged in its fan
FR2922265A1 (fr) * 2007-10-12 2009-04-17 Snecma Sa Turboreacteur incorporant un generateur de courant electrique.
US20100000226A1 (en) * 2008-07-03 2010-01-07 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbofan engine with at least one apparatus for driving at least one generator
US20140150401A1 (en) * 2012-10-31 2014-06-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Geared compressor for gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
EP3870806A1 (fr) 2021-09-01
FR3087819A1 (fr) 2020-05-01
FR3087819B1 (fr) 2020-11-13
WO2020084219A1 (fr) 2020-04-30
US20210396141A1 (en) 2021-12-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112930431B (zh) 装备有电机的飞行器涡轮发动机
CN112969844B (zh) 用于飞行器涡轮发动机的配备有电机的风扇模块
EP3064716B1 (en) Mid turbine frame with integrated inner case heat shield
US11753175B2 (en) Electric connection of an electric machine in an aircraft turbomachine
US11466697B2 (en) Fan module comprising variable-pitch blades
CN110268147B (zh) 将涡轮发动机齿轮箱连接到发动机核心的方法和系统
CN110234839B (zh) 用于涡轮发动机的柔性联接轴
US10890247B2 (en) Lubrication fluid collection in a gearbox of a gas turbine engine
CN111156091A (zh) 行星动力变速箱的静止到旋转的油传递供应的方法及系统
US20210396141A1 (en) Aircraft turbine engine equipped with an electrical machine
EP3447249B1 (en) Sealing configurations with active cooling features
US11060584B2 (en) Gear assembly mount for gas turbine engine
CN111566329A (zh) 具有减速器的飞行器涡轮机
US20220403751A1 (en) Electric module for an aircraft turbomachine
US20220412267A1 (en) Electrical connection for an electric machine in an aircraft turbomachine
US10533446B2 (en) Alternative W-seal groove arrangement
CN113015844B (zh) 装备有电机的飞行器涡轮发动机
US11881754B2 (en) Rigid bar for electrically connecting a machine in an aircraft turbine engine
US10472987B2 (en) Heat shield for a casing
US11643941B2 (en) Aircraft turbine engine provided with an electrical machine
US20230349331A1 (en) Electrical connection of an electrical machine in an aircraft turbine engine
EP3388638A1 (en) Guide vane arrangement for gas turbine engine
US11352979B2 (en) Housing less front bearing compartment for gas turbine engine
JP7331023B2 (ja) 少なくとも２つの本体と、動力引出手段を有する航空機のタービンエンジン
CN111594279B (zh) 具有交替地隔开的转子叶片的涡轮机

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant