CN114930001A

CN114930001A - 具有低泄漏率和提高推进效率的航空推进系统

Info

Publication number: CN114930001A
Application number: CN202080090924.9A
Authority: CN
Inventors: 卡洛琳·玛丽·弗朗兹; 吉勒斯·阿兰·玛丽·查理尔; 玛艾瓦·达芙妮·格罗斯-博罗特; 马蒂厄·布鲁诺·弗朗索瓦·福格利亚; 阿德瑞安·路易斯·西蒙
Original assignee: Safran Transmission Systems SAS; SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS; Safran Transmission Systems SAS
Priority date: 2019-12-11
Filing date: 2020-12-11
Publication date: 2022-08-19
Also published as: US20230019277A1; US11802515B2; EP4073366A1; EP4073366B1; FR3104642A1; WO2021116622A1; FR3104642B1

Abstract

本发明涉及一种航空推进系统(1)，该航空推进系统包括：‑减速机构(12)，该减速机构联接驱动轴(10)和风扇轴(13)并且包括两个减速级(27，32)，这两个减速级包括：太阳齿轮(33)、环形齿轮(25)和在太阳齿轮(33)和环形齿轮(25)之间周向分布的一系列行星齿轮(28)，每个行星齿轮(28)包括第一部分(38)和第二部分(39)，该第一部分形成与太阳齿轮(33)啮合的第一减速级(27)，该第二部分形成与环形齿轮(25)啮合的第二减速级(32)，第一部分(38)的直径不同于第二部分(39)的直径；以及‑旋转的油传输件(15)，该油传输件被定位在风扇和减速机构(12)之间。

Description

具有低泄漏率和提高推进效率的航空推进系统

技术领域

本发明涉及航空推进系统的领域，并且更准确地涉及具有高涵道比、或甚至非常高的涵道比和高推进效率的双流推进系统。

背景技术

双流推进系统通常在气体流动方向从上游到下游包括风扇、环形主流空间和环形次级流空间。因此，通过风扇吸入的大量空气被分成在主流空间中流通的主流和与主流同心并且在次级流空间中流通的次级流。风扇(或螺旋桨)可以是涵道的并且容纳在风扇壳体中，或作为变型，可以是无涵道的并且是无涵道单风扇(Unducted Single Fan，USF)类型的。风扇叶片可以是固定的或具有可变的节距，该节距根据飞行阶段通过节距改变机构来调节。

主流空间穿过包括一个或多个压缩机级(例如低压压缩机和高压压缩机)和排气喷嘴的主阀芯。通常，高压涡轮通过第一轴(称为高压轴)驱动高压压缩机旋转，而低压涡轮通过第二轴(称为低压轴)驱动低压压缩机和风扇旋转。通常，低压轴容纳在高压轴的内部。

为了提高推进系统的推进效率，并且降低推进系统的燃料消耗率和由风扇发出的噪声，提出了具有高涵道比(即次级流体的流速和主流体的流速之间的比率)的推进系统。此处的高涵道比是指涵道比大于或等于10，例如介于10至80之间。为了实现这样的涵道比，风扇与低压涡轮解除联接，从而使得能够独立地优化风扇与低压涡轮的相应的转速。通常，该解除联接通过被布置在低压轴的上游端部和风扇之间的减速装置(例如，周转式减速机构或行星式减速机构)来实现。然后，风扇由低压轴通过减速机构和附加轴(称为风扇轴)驱动，该附加轴被固定在减速机构和风扇盘之间。

因此，这种解除联接使得能够降低风扇的转速和压力比，并且增加由低压涡轮提取的功率。实际上，航空推进系统的总效率首先取决于推进效率，该推进效率有利地受到当空气穿过推进系统时动能变化的最小化的影响。在具有高涵道比的推进系统中，产生推进效果的流速的主要部分包括推进系统的次级流，次级流的动能主要受到当次级流穿过风扇时所经历的压缩的影响。因此，推进效率和风扇的压力比是相关联的：风扇的压力比越小，其推进效率就越好。

除了风扇的压力比对推进效率的主要影响外，风扇的压力比的选择也影响推进系统的各种技术特性，包括风扇的直径(推而广之，还影响推进系统及其机舱的外部尺寸、质量和阻力)、风扇的转速和减速机构的减速比。

然而，(i)减速比增加的越多，减速机构的径向体积越大，因此减速机构难以并入在主流场的下方，并且(ii)低压轴的速度越大，以及由低压轴驱动的低压压缩机的速度越大，低压压缩机的平均半径必须越低，以限制低压压缩机叶片的尖端处的周向速度。

这两个约束条件的结合导致用于低压压缩机的上游的主流路径(通常用鹅颈形状来表示)的入口通道呈现斜度，由于减速机构的体积较大并且低压压缩机的平均半径较小，则斜度更陡。这会导致该通道中的空气动力学损失的增加和低压压缩机的供应不足，这对推进系统的推进效率是有害的。

目前，优选的减速机构是周转式减速装置类型的减速机构，在该减速机构中，风扇由行星架驱动，环形齿轮被固定到发动机的定子。实际上，这种架构使得能够实现比行星式减速机构(使用环形齿轮驱动风扇)更高的减速比。然而，周转式减速装置的使用涉及将油从发动机的固定参考系传输到行星架的旋转参考系，以供给该减速装置的轴承和齿轮。此外，在推进系统包括用于对风扇叶片的节距进行改变的机构的情况下，也有必要将向节距改变机构供应的油从推进系统的固定参考系(润滑单元)传输到风扇的旋转参考系。为此，已知使用油传输轴承((Oil Transfer Bearing，OTB)，用于旋转的多通道液压密封件或旋转的油传输件)，OTB包括部分和旋转部分，该部分相对于推进系统的定子部分固定并且经由专用管道连接到包括油箱和泵的润滑单元，该旋转部分与推进系统的转子部分固定在一起移动。通常，在减速机构包括周转式减速装置的情况下，OTB的旋转部分被安装在低压轴上、位于减速装置的下游(相对于推进系统中的气体流动方向)，然后油经由穿过减速装置的行星架的管道传输，该行星架是固定的。因此，OTB的半径受到低压轴的直径的限制，这涉及大量的泄漏(泄漏流速与OTB的半径成比例)，因此该部件的寿命很短。此外，由于OTB位于减速装置的下游，因此OTB在维修操作期间是不可接近的。因此，在发生故障的情况下，有必要拆卸减速装置以便能够接近OTB。

发明内容

本发明的目的是提出了一种航空推进系统，例如包括风扇是涵道的涡轮发动机、风扇叶片的可变节距或不可变节距、或具有高涵道比和提高推进效率并且润滑系统被简化的USF类型的无涵道推进系统。

为此，根据本发明的第一方面提出了一种航空推进系统，该航空推进系包括：

-驱动轴，该驱动轴可围绕旋转轴线旋转地移动，

-风扇，

-风扇轴，该风扇轴被构造成驱动风扇围绕旋转轴线旋转，

-减速机构，该减速机构联接驱动轴和风扇轴并且包括两个减速级，这两个减速级包括：

-太阳齿轮，该太阳齿轮以旋转轴线为中心并且被构造成通过驱动轴驱动旋转，

-环形齿轮，该环形齿轮与太阳齿轮同轴并且被构造成驱动风扇轴围绕旋转轴线旋转，以及

-一系列行星齿轮，这一系列行星齿轮在太阳齿轮和环形齿轮之间围绕旋转轴线周向分布，每个行星齿轮包括第一部分和第二部分，第一部分形成与太阳齿轮啮合的第一减速级，第二部分形成与环形齿轮啮合的第二减速级，第一部分的直径不同于第二部分的直径。

此外，推进系统包括被定位在风扇和减速机构之间的油传输轴承。

根据第一方面的推进系统的某些优选但非限制性的特征如下，这些特征被单独地或组合地采用：

-这一系列行星齿轮被安装在相对于推进系统的定子部分固定的行星架上，推进系统还包括油箱和至少一个管道，管道在行星齿轮之间穿过时将油箱流体连接到油传输轴承。

-油传输轴承包括被安装在风扇轴上的旋转部分和被安装在行星架上的固定部分。

-油传输轴承相对于风扇轴在径向上定位在内部。

-液压密封件比风扇轴更靠近旋转轴线。

-推进系统还包括用于对风扇的叶片的节距进行改变的机构和将油传输轴承流体连接到节距改变机构的辅助件。

-减速机构具有大于或等于4.5的减速比。

-推进系统是无涵道的并且减速比大于或等于6。

-行星齿轮的第一部分和第二部分各自包括螺旋齿。

-行星齿轮的第一部分的螺旋齿与旋转轴线形成的角度介于10°至30°之间，优选地，介于15°至25°之间。

-行星齿轮的第二部分的螺旋齿与旋转轴线形成的角度介于10°至30°之间。

-推进系统具有大于或等于10并且小于或等于80的涵道比。

根据第一方面的航空推进系统可以包括风扇是涵道的双流涡轮发动机、风扇叶片的可变节距或不可变节距、或USF类型的无涵道推进系统。

根据第二方面，本发明提出了一种包括根据第一方面的推进系统的飞行器。

附图说明

通过以下是纯说明性的和非限制性的并且必须参照附图来阅读的说明，本发明的其它特征、目的和优点将被揭示，在附图中：

图1示意性地示出了根据本发明的一个实施例的包括可变节距涵道风扇的航空推进系统的示例。

图2示意性地示出了根据本发明的一个实施例的包括USF型无涵道风扇的航空推进系统的示例。

图3是可以用于根据本发明的航空推进系统的减速机构的示例的详细的、部分的和示意性的截面视图。在该图上用虚线进一步示出了现有技术的推进系统的入口通道。

图4是示出了在相同的减速比下，一侧(在左侧)为两级行星式减速机构，另一侧(在右侧)为单级周转式减速机构的示意图。

在所有附图中，相似的元件具有相同的附图标记。

具体实施方式

推进系统1通常包括风扇2和主体。主体在推进系统1中的气体流动方向上包括：紧接风扇2的下游延伸的入口通道3、低压压缩机4、高压压缩机5、燃烧室6、高压涡轮7、低压涡轮9和排气喷嘴。高压涡轮7通过高压轴8驱动高压压缩机5旋转，而低压涡轮9通过低压轴10驱动低压压缩机4和风扇2旋转。

风扇2包括风扇盘2，该风扇盘在其周边设置有风扇叶片11，当风扇叶片被设置为旋转时，风扇叶片驱动在推进系统1的主流空间中的气流。

低压压缩机4包括至少一个压缩级，至少一个压缩级包括轮部14，该轮部具有由低压轴10驱动并且在围绕轴线X周向分布的一系列固定叶片(定子或矫直器)前面旋转的可动叶片(转子)。如有必要，低压压缩机4可以包括至少两个压缩级。

入口通道3紧接风扇2的下游延伸。入口通道具有进气口18和出口20，该进气口与风扇叶片11的根部相邻并且竖直地位于将主流空间与次级流空间分开的唇部19的下方，该出口与低压压缩机4相邻。入口通道3具有大致鹅颈的形状，使得进气口18比出口20在径向上更远离旋转轴线X。入口通道3以其本身已知的方式包括入口引导叶片(inlet guidevane，IGV)，该入口引导叶片包括围绕轴线X周向分布的一排固定叶片。

本发明适用于任何类型的航空双流推进系统1，无论风扇2是涵道的或无涵道的，还是具有固定节距或可变节距的叶片。

在本申请中，上游和下游是相对于风扇中和穿过推进系统的气体流动的法线方向限定的。此外，轴向方向对应于旋转轴线X的方向，径向方向是垂直于旋转轴线X并穿过该旋转轴线的方向。此外，周向(或侧向)方向对应于垂直于旋转轴线X并不穿过该旋转轴线的方向。除非另有说明，否则内部(分别为内和外部(分别为外)分别参照径向方向使用，使得元件的内部部分或内部面比同一元件的外部部分或外部面更接近旋转轴线X。

推进系统1具有高涵道比。此处的高涵道比是指涵道比大于或等于10，例如在涵道风扇2的情况下，涵道比介于10至31之间，在无涵道风扇2的情况下，涵道比介于40至80之间。为此，风扇2与低压涡轮9解除联接，以通过被布置在低压轴10的上游端部(相对于推进系统1中的气体流动方向)和风扇2之间的减速机构12独立地优化风扇与低压涡轮的相应的转速。然后，风扇2由低压轴10通过减速机构12和风扇轴13驱动，该风扇轴被附接在减速机构12和风扇盘2之间。风扇轴13可围绕与低压轴10的旋转轴线X同轴的旋转轴线X旋转地移动。

为了计算涵道比，次级流的流速和主流的流速在当推进系统1在标准大气压(由国际民用航空组织(Organisation de l'aviation civile internationale，ICAO)手册，第7488/3号文件，第3版所限定)下和海平面上处于起飞状态时静止的情况下测量。

此后，所有参数将在这些条件下测量，即在当推进系统1在标准大气压(由国际民用航空组织(ICAO)手册，第7488/3号文件，第3版所限定)下和海平面上处于起飞状态时静止的条件下测量。

为了提高推进系统1的推进效率并且简化该推进系统的润滑系统，减速机构是两级行星式减速机构，并且推进系统1还包括被定位在风扇和减速机构之间的油传输轴承15(OTB)。

更准确地说，减速机构12包括：

-太阳齿轮33，该太阳齿轮以旋转轴线X为中心并且被构造成通过低压轴10驱动旋转，该低压轴起驱动轴的作用，

-环形齿轮25，该环形齿轮与太阳齿轮33同轴并且被构造成驱动风扇轴13围绕旋转轴线X旋转，以及

-一系列行星齿轮28，这一系列行星齿轮在太阳齿轮33和环形齿轮25之间围绕旋转轴线X周向分布，每个行星齿轮28包括与太阳齿轮33啮合的第一部分38和与环形齿轮25啮合的第二部分39。

行星齿轮28的第一部分38在同一平面内延伸并且形成减速机构12的第一级27，而行星齿轮28的第二部分39在同一平面(该同一平面平行于第一部分38的同一平面)内延伸并且形成减速机构12的第二级32。

与现有技术的发动机相比，为了具有高减速比，推进系统1具有体积较小的减速机构12。因此，低压压缩机4的上游的主流的入口通道3的斜度较缓，这改善了低压压缩机4的供给，并且使得能够减小分离唇部19的半径，从而提高了涵道比。同时，高减速比使得能够降低风扇2的转速和压缩比，并且优化低压涡轮9的尺寸。因此，提高了推进系统1的推进效率。

作为比较，图4示出了两级行星式减速机构12(在图中的左侧)和单级周转式减速机构(在图中的右侧)获得的径向体积，这两种减速机构具有相同的减速比。该比较表明，在相同的减速比下，具有较小的径向体积的减速机构是两级行星式减速机构12。同样地，当减速机构是单级周转式类型时(在相同的减速比下)，在图3(虚线)中示出了入口通道3’的形状。如图3所示，入口通道3’的斜度肯定大于包括两级行星式减速机构12的推进系统1的入口通道3的斜度，这会产生空气动力学损失并且降低推进系统1的推进效率。

两级行星式减速机构的减速比至少等于4.5。

在推进系统1包括涵道风扇2(图1)并且可能包括可变节距风扇叶片11的情况下，减速比大于或等于4.5，例如介于4.5至6之间。

在推进系统1包括无涵道风扇2(图2)，例如USF型无涵道风扇的情况下，减速比大于或等于6并且小于或等于14，优选地，小于或等于12，例如介于7至10之间。

此外，行星式类型的减速机构123的使用使得能够将油传输轴承15布置在减速机构的上游，并且经由穿过行星齿轮28之间的管道22将油传输轴承流体连接到润滑单元的油箱24。换言之，不再需要将油从发动机的固定参考系传输到减速机构12的旋转参考系，以供给减速机构的轴承和齿轮。实际上，通过相对于推进系统1的定子部分固定的行星架21直接在管道22中传输油，然后从管道22向减速机构12的轴承和齿轮26、29、34供给就足够了。如有必要，定子部分包括入口通道3的内壳。

此外，油传输轴承被布置在减速机构12的上游，该油传输轴承更容易接近，这简化了维修操作。此外，因为油传输轴承不再受到低压轴10的外径的限制，在减速机构的上游的油传输轴承15可以被布置成比在减速机构12的下游的油传输轴承更靠近旋转轴线。特别地，可以将油传输轴承15相对于风扇轴13在径向上定位在内部，换言之，油传输轴承15比风扇轴13更靠近旋转轴线X。因此，被布置在减速机构的上游的油传输轴承15与旋转轴线X之间的距离d明显小于被布置在减速机构12的下游的油传输轴承15与旋转轴线X之间的距离，并且特别地小于低压轴10的半径R。因此，与到旋转轴线X的距离d成比例的泄漏流速减少，这极大地增加了油传输轴承15的寿命。

因此，简化了油传输轴承15的结构及该油传输轴承的供给。

在一个实施例中，油传输轴承15包括(间接地)安装在风扇轴13上的旋转部分16和安装在行星架21上的固定部分17。

可选地，推进系统1还包括节距改变机构43，该节距改变机构被构造成根据推进系统的飞行阶段来修改风扇叶片11的节距角。然后，该节距改变机构43需要由油传输轴承15供给油的致动装置(液压缸)。因此，推进系统1还包括在油传输轴承15的旋转部分16和节距改变机构43之间延伸的油供应辅助件23。这些辅助件23与油传输轴承15的旋转部分16固定在一起旋转。

此外，仅对节距改变机构43的致动装置进行供给的油传输轴承15的部分包括旋转部分，油传输轴承15经由穿过固定的行星架21的管道22供给。

在一个实施例中，环形齿轮25包括第一啮合装置26，行星齿轮28中的每一个行星齿轮包括第二啮合装置29，太阳齿轮33包括第三啮合装置34。这些第一啮合装置26、第二啮合装置29和第三啮合装置以其本身已知的方式包括由凹部两两分开的直齿或螺旋齿。

更准确地说，太阳齿轮33在其径向内表面上包括花键，该花键被构造成与形成在低压轴10的上游端部35上的对应的花键配合。

环形齿轮25可相对于推进系统1的壳体移动，并且连接到风扇轴13的下游端部，以便驱动风扇轴围绕旋转轴线X旋转。

行星齿轮28安装在相对于推进系统的壳体固定的行星架21上。通常，行星架21可以安装在入口通道3的内壳上。每个行星齿轮28被安装成在行星架21上可例如通过光滑的轴承围绕相应的回转轴线37旋转地移动。此外，每个行星齿轮28相对于其回转轴线37是轴对称的。第一部分38的直径不同于第二部分39的直径。因此，行星齿轮28的每个部分38、39形成减速机构12的级27、32。

更准确地说，每个行星齿轮28的第一部分38相对于其回转轴线37是圆柱形的，并且具有被构造成与太阳齿轮33的径向外表面配合的径向外表面。为此，该第一部分38的径向外表面包括被构造成与太阳齿轮33的第三啮合装置34(通常为从太阳齿轮33的外表面延伸的齿34)啮合的第二啮合装置(通常为齿29)。

每个行星齿轮28的第二部分39相对于其回转轴线37是圆柱形的，并且具有被构造成与环形齿轮25的径向内表面配合的径向外表面。为此，该第二部分39的外表面也包括构造成与环形齿轮25的齿26啮合的第二啮合装置(通常为齿29)。

每个行星齿轮28的第一部分38和第二部分39是一体件。例如，同一行星齿轮28的第一部分38和第二部分39可以一体地形成为一体件(整体)。作为变型，同一行星齿轮28的第一部分38和第二部分39可以是组装的。

此外，同一减速机构12的行星齿轮28在形状和尺寸上是相同的。

因此，通过低压轴10使太阳齿轮33旋转具有驱动行星齿轮28围绕其回转轴线37旋转的效果，行星架是固定的(行星架21被固定到进气壳体3的壳上)。行星齿轮28的第二部分39与可移动的环形齿轮25啮合，第二部分与环形齿轮围绕其回转轴线37的旋转具有使环形齿轮25围绕旋转轴线X旋转的效果。最后，风扇轴13被连接到环形齿轮25，环形齿轮25围绕旋转轴线X的旋转具有驱动风扇轴13围绕该旋转轴线X旋转的效果。

行星齿轮28的第二部分39的直径不同于该行星齿轮的第一部分38的直径。为了获得高推进效率，第二部分39的直径严格小于第一部分38的直径。实际上，对于类似的径向体积，行星齿轮28的第一部分38和第二部分39之间的直径差使得能够获得比在单级减速机构12中更高的减速比。因此，行星齿轮28的第一部分38的直径和第二部分39的直径因此可以确定尺寸，以便在低径向体积的情况下实现大于或等于4.5的减速比，从而使得能够减小入口通道3的斜度。

此外，在包括涵道风扇2的推进系统1的情况下，风扇2的直径D可以介于105英寸(266.7cm)至135英寸(342.9cm)之间。在包括无涵道风扇2的推进系统1的情况下，风扇2的直径D可以介于150英寸(381cm)至180英寸(457.2cm)之间，例如约为167英寸(424.18cm)。此处所指的风扇2的直径D是在径向于旋转轴线X的平面内、在前缘31和叶片11的尖端30之间的交点处在旋转轴线X和风扇叶片11的尖端30之间测量的距离的两倍。此处所指的前缘31是被构造成面向进入风扇2的气流延伸的叶片11的边缘。前缘对应于空气动力学剖面的面向空气流并且将空气流分为压力侧流和吸力侧流的前部。后缘就其本身而言对应于空气动力学剖面的压力侧气流和吸力侧气流重新结合的后部。

此外，对于这些风扇2的直径D和转速，涵道风扇2的压缩比可以介于1.04至1.29之间，而非涵道风扇2的压力比可以介于1.01至1.025之间。风扇2的压缩比在与涵道比相同的条件下测量，即在当推进系统1在标准大气压(由国际民用航空组织(ICAO)手册，第7488/3号文件，第3版所限定)下和海平面上处于起飞状态时静止的情况下测量。

然后，推进系统1的涵道比在涵道风扇2的情况下可以介于10至31之间，在非涵道风扇2的情况下可以介于40至80之间。

在如上限定的起飞状态下，在风扇叶片11的尖端处的周边速度(即在该风扇叶片的尖端30处测量的)在风扇2是涵道的情况下介于260m/s至330m/s之间，在风扇2是无涵道的情况下小于225m/s。

在第一实施例中，减速机构12的齿26、29、34是螺旋形的。

在该实施例中，然后，减速机构12包括内推力轴承41(通常为双滚珠轴承或液压推力轴承)，该内推力轴承被插入在太阳齿轮33和风扇轴13之间并且被构造成承受在低压轴10和行星齿轮28的第一部分38之间产生的轴向力。此外，推进系统1包括在风扇2处的推力轴承42，该推力轴承被插入在风扇轴13和推进系统1的定子(固定)部分之间并且被构造成承受在行星齿轮28的第二部分39和环形齿轮25之间产生的轴向力。

可选地，减速机构12的齿26、29、34的螺旋形状使得能够限制由推力轴承42所承受的轴向力。因此，齿26、29、34的螺旋角的选择及其取向(符号(signe))使得能够补偿通常由推力轴承42所承受的轴向力。例如，每个行星齿轮28的第二部分39的齿29的螺旋角(相对于包括旋转轴线X和行星齿轮28的回转轴线37的平面)介于10°至30°之间，以使得环形齿轮25和行星齿轮28的第二部分39之间能够啮合，以补偿由风扇2施加在减速机构12上的张力。由于通过环形齿轮25的螺旋齿与行星齿轮28的第二部分39的啮合补偿了由风扇2施加在减速机构12上的张力，因此，在风扇2处的推力轴承42的尺寸可以减小。

此外，每个行星齿轮28的第一部分38的齿29的螺旋角(相对于包括旋转轴线X和行星齿轮28的回转轴线37的平面)介于10°至30°之间，优选地，介于15°至25°之间，以使得能够补偿在减速机构12的内推力轴承41处的力，并且因此减少在该推力轴承41处的损失。

还将注意到，两级行星式减速机构12的使用放宽了低压轴10的花键的直径的尺寸。实际上，当推进系统1的入口通道3下方的体积相同时，两级行星式减速机构12的环形齿轮25的径向体积减小，这使得能够在必要时增加在低压轴10的上游端部35上的花键的直径。通过比较，在单级减速机构的情况下，为了获得高减速比，有必要减小低压轴的花键的直径以满足入口通道3下方的减速机构12的总径向体积。

在第二实施例中，减速机构12的齿26、29、34是直的。在该实施例中，然后，内推力轴承41是可选的。

Claims

1.一种航空推进系统(1)，所述航空推进系统包括：

-驱动轴(10)，所述驱动轴能围绕旋转轴线(X)旋转地移动，

-风扇(2)，

-风扇轴(13)，所述风扇轴被构造成驱动所述风扇围绕所述旋转轴线(X)旋转，

-减速机构(12)，所述减速机构联接所述驱动轴(10)和所述风扇轴(13)，

所述推进系统(1)的特征在于，所述减速机构(12)包括两个减速级(27，32)，所述两个减速级包括：

-太阳齿轮(33)，所述太阳齿轮以所述旋转轴线(X)为中心并且被构造成通过所述驱动轴(10)驱动旋转，

-环形齿轮(25)，所述环形齿轮与所述太阳齿轮(33)同轴并且被构造成驱动所述风扇轴(13)围绕所述旋转轴线(X)旋转，以及

-一系列行星齿轮(28)，所述一系列行星齿轮在所述太阳齿轮(33)和所述环形齿轮(25)之间围绕所述旋转轴线(X)周向分布，每个行星齿轮(28)包括第一部分(38)和第二部分(39)，所述第一部分形成与所述太阳齿轮(33)啮合的第一减速级(27)，所述第二部分形成与所述环形齿轮(25)啮合的第二减速级(32)，所述第一部分(38)的直径不同于所述第二部分(39)的直径，

所述推进系统(1)还包括被定位在所述风扇和所述减速机构(12)之间的油传输轴承(15)。

2.根据权利要求1所述的推进系统(1)，其中，所述一系列行星齿轮(28)被安装在相对于所述推进系统(1)的定子部分(3)固定的行星架(21)上，并且所述推进系统(1)还包括油箱(24)和至少一个管道(22)，所述管道(22)在所述行星齿轮(28)之间穿过时将油箱(24)流体连接到所述油传输轴承(15)。

3.根据权利要求1或2所述的推进系统(1)，其中，所述油传输轴承(15)包括被安装在所述风扇轴(13)上的旋转部分(16)和被安装在所述行星架(21)上的固定部分(17)。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的推进系统(1)，其中，所述油传输轴承(15)相对于所述风扇轴(13)在径向上定位在内部。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的推进系统(1)，其中，所述油传输轴承(16)比所述风扇轴(13)更靠近所述旋转轴线(X)。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的推进系统(1)，所述推进系统还包括用于对所述风扇(2)的叶片(11)的节距进行改变的机构(46)和将所述油传输轴承(15)流体连接到节距改变机构(43)的辅助件(23)。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的推进系统(1)，其中，所述减速机构具有大于或等于4.5的减速比。

8.根据权利要求7所述的推进系统(1)，所述推进系统包括无涵道推进系统(1)，所述减速比大于或等于6。

9.根据权利要求7或8所述的推进系统(1)，其中，所述行星齿轮(28)的所述第一部分(38)和所述第二部分(39)各自包括螺旋齿。

10.根据权利要求9所述的推进系统(1)，其中，所述行星齿轮的所述第一部分的所述螺旋齿与所述旋转轴线(X)形成的角度介于10°至30°之间，优选地，介于15°至25°之间。

11.根据权利要求9或10所述的推进系统(1)，其中，所述行星齿轮(28)的所述第二部分(39)的所述螺旋齿(39)与所述旋转轴线(X)形成的角度介于10°至30°之间。

12.根据权利要求1至11中任一项所述的推进系统(1)，所述推进系统具有大于或等于10并且小于或等于80的涵道比。

13.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求1至12中任一项所述的航空推进系统(1)。