CN114930012A - 具有低泄漏流量和提高的推进效率的航空推进系统 - Google Patents

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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)，减速机构联接驱动轴(10)和风扇轴(13)，该减速机构包括两个减速级(27，32)，并且包括：‑太阳齿轮(33)；‑环形部(25)；以及‑一系列行星部(28)，这一系列行星部在太阳齿轮(33)与环形部(25)之间周向地分布，每个行星部(28)包括：第一部分(38)，第一部分与太阳齿轮(33)啮合；以及第二部分(39)，第二部分与环形部(25)啮合，第一部分(38)的直径不同于第二部分(39)的直径，并且行星部(28)的第一部分(38)在行星部(28)的第二部分(39)与风扇(2)之间延伸。

Description

具有低泄漏流量和提高的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，更特别地，涉及具有高的、甚至非常高的涵道比和高推进效率的涡轮风扇推进系统。
背景技术
涡轮风扇推进系统在气体流动方向上从上游到下游通常包括风扇、环形主流动空间和环形次级流动空间。因此，由风扇吸入的空气的质量被分成主流和次级流，主流在主流动空间中流通，次级流与主流同中心并且在次级流动空间中流通。风扇(或推进器)可以是流线型的并且容纳在风扇壳体中，或者可替代的，风扇是USF(Unducted Single Fan，无导管的单个风扇)类型的无导管风扇。风扇叶片可以是桨叶或者具有可变的设置，该设置由桨距改变机构根据飞行阶段进行调整。
主流动空间穿过主体，该主体包括一个或多个压缩机级(例如，低压压缩机和高压压缩机)、燃烧室、一个或多个涡轮级(例如，高压涡轮和低压涡轮)以及气体排放喷嘴。通常，高压涡轮通过第一轴(被称为低压轴)驱动高压压缩机旋转，而低压涡轮通过第二轴(被称为低压轴)驱动低压压缩机和风扇旋转。通常，低压轴被容纳在高压轴中。
为了提高推进系统的推进效率，减少推进系统的比耗量以及由风扇发出的噪声，提出了具有高涵道比的推进系统，涵道比即次级流的流量与主流的流量之比。高涵道比在此是指大于或等于10的涵道比，例如介于10至80(包括10和80)之间的涵道比。为了实现这种涵道比，风扇与低压涡轮断开联接，从而使得能够独立地优化风扇与低压涡轮各自的旋转速度。通常，断开联接是使用减速装置(例如周转减速机构或行星减速机构)来实现的，减速装置被布置在低压轴的上游端部与风扇之间。因此，风扇通过减速机构和附加轴(被称为风扇轴)被低压轴驱动，附加轴被固定在减速机构与风扇盘之间。
因此，该断开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获取的功率。实际上，航空推进系统的总体效率是由推进效率来进行一阶调节的，推进效率受到空气穿过推进系统时动能变化的最小化的有利影响。在高涵道比推进系统中，产生推进力的流量的大部分由推进系统的次级流构成，次级流的动能主要受次级流穿过风扇时所经受的压缩的影响。因此，推进效率与风扇的压力比是相关的：风扇的压力比越低，推进效率越好。
风扇的压力比的选择除了对推进效率有重要影响外，还影响推进系统的各种技术特征，包括风扇的直径(以及扩展的情况下，推进系统及推进系统的机舱的外部尺寸、质量和阻力)、风扇的转速、以及减速机构的减速比。
然而，(i)减速比增大得越多，减速机构的径向空间需求增大得就越多，使得减速机构难以并入在主流路径的下方；(ii)低压轴的速度越高，由低压轴驱动的低压压缩机的速度就越高，低压压缩机的平均半径就必须越低，以限制在低压压缩机的叶片的尖端处的外围速度。
由于减速机构的径向空间需求较高且低压压缩机的平均半径较低，这两个结合的约束导致了在低压压缩机上游的主流路径(通常用主流路径的鹅颈形状表示)的入口通道呈现出更加陡峭的斜坡。这导致了在该通道中空气动力学损失的增加和低压压缩机的不良供应，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，其中，风扇由行星架驱动，环形齿轮固定到马达的定子。这种结构实际上使得能够实现比行星式减速机构(由环形齿轮驱动风扇)更高的减速比。然而，周转式减速装置的使用涉及将油从马达的固定参照部转移到行星架的旋转参照部，以供应该减速装置的轴承和齿。此外，在包括用于改变风扇叶片的桨距的机构的推进系统的情况下，还需要将桨距改变机构的油供应从推进系统的固定的参照部(润滑单元)转移到风扇的旋转参照部。为此，已知使用OTB(Oil Transfer Bearing，油输送轴承，油输送轴承用于多通道旋转液压密封或旋转的油输送)，OTB包括：固定部分，固定部分相对于推进系统的定子部分固定，并且通过专用管道连接到润滑单元，润滑单元包括油储存部和泵；以及旋转部分，旋转部分可移动地固定到推进系统的转子部分。通常，在减速机构包括周转式减速装置的情况下，OTB的旋转部分安装在减速装置的位于下游(相对于在推进系统中的气体的流动方向)的低压轴上，从而通过管道输送油，管道穿过减速装置的固定的行星架。因此，OTB的半径受到低压轴的直径的限制，这意味着明显的泄漏(泄漏流量与OTB的半径成正比)并且因此该部件的寿命很短。此外，由于OTB位于减速装置的下游，因此在维护操作期间不能接近OTB。因此，在出现故障的情况下，需要拆卸减速装置以能够接近OTB。
目前，风扇由两个轴承支撑。然而，当这两个轴承位于减速机构的上游时，减速机构是悬臂式的，这在风扇的水平处产生了有害的动力学。因此，提出了一种推进系统，在该推进系统中，风扇的前轴承或推力轴承在减速机构的上游延伸，而风扇的后轴承被布置在减速机构的下游。该构造改进了力的吸收、通过轴承保持在两侧的减速机构、以及风扇的动力情况。因此，为了不使风扇的动力劣化，优选地保留风扇的轴承的该构架。然而，当同时寻求减少减速机构的空间需求(特别是径向空间需求)以及简化油供应时，这可能会造成困难。风扇叶片的重心必须更加尽可能地靠近支撑风扇转子的轴承。
发明内容
本发明的一个目的是提出一种航空推进系统，例如涡轮风扇涡轮机或者USF类型的无涵道的推进系统，该涡轮风扇涡轮机的风扇是有涵道的，具有或不具有风扇叶片的可变设置，USF类型的无涵道的推进系统具有高涵道比和提高的推进效率，使得如果需要的话风扇能够具有良好的动力学、以及使得能够可选地简化润滑系统。
为此，根据本发明的第一方面，提出了一种航空推进系统，该航空推进系统包括：
-驱动轴，驱动轴能围绕旋转轴线旋转移动，
-风扇，
-风扇轴，风扇轴被构造成驱动风扇围绕旋转轴线旋转，
-减速机构，减速机构联接驱动轴和风扇轴，
此外，减速机构具有两个减速级，并且包括：
-太阳齿轮，太阳齿轮以旋转轴线为中心，并且被构造成由驱动轴驱动旋转，
-环形齿轮，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
-一系列中间齿轮，这一系列中间齿轮在太阳齿轮与环形齿轮之间围绕旋转轴线周向地分布，每个中间齿轮包括：第一部分，第一部分与太阳齿轮啮合；以及第二部分，第二部分与环形齿轮啮合，第一部分的直径不同于第二部分的直径。
此外，中间齿轮的第一部分在中间齿轮的第二部分与风扇之间延伸。
根据第一方面的推进系统的一些优选的但非限制性的特性如下，这些特征被单独地采用或组合地采用：
-推进系统还包括油输送轴承，油输送轴承被定位在风扇与减速机构之间。
-其中，一系列中间齿轮被安装在行星架上，推进系统还包括油储存部和至少一个管道，管道通过行星架将油储存部流体连接到油输送轴承。
-油输送轴承包括：旋转部分，旋转部分被安装在风扇轴上；以及固定部分，固定部分被安装在行星架上。
-油输送轴承相对于风扇轴被定位在径向内部。
-油输送轴承比风扇轴更接近旋转轴线。
-推进系统还包括用于改变风扇的叶片的桨距的机构、以及辅助装置，辅助装置将油输送轴承流体连接到桨距改变机构。
-驱动轴在第一界面处连接到太阳齿轮，风扇轴在第二界面处连接到环形齿轮，第一界面位于比第二界面更上游处。
-推进系统还包括：第一风扇轴承，第一风扇轴承在风扇与减速机构之间延伸；以及第二风扇轴承，第二风扇轴承在减速机构与低压压缩机的旋转轮之间延伸。
-第一风扇轴承一方面安装在风扇轴上，另一方面安装在入口通道的内罩部上，入口通道用于推进系统的主流。
-一系列中间齿轮被安装在行星架上，第二风扇轴承包括内环和外环，内环和外环中的一个被安装在环形齿轮上，内环和外环中的另一个被安装在行星架上。
-第二风扇轴承一方面安装在环形齿轮上，另一方面安装在入口通道的内罩部上，入口通道用于推进系统的主流。
-一系列中间齿轮被安装在行星架上，减速机构还包括内轴承，在中间齿轮的第二部分的径向内部或紧挨着所述中间齿轮的第二部分的下游，内轴承一方面安装在驱动轴上，另一方面安装在行星架上。
-减速机构还包括内轴承，在位于所述中间齿轮的第一部分的上游的区域中，内轴承一方面安装在驱动轴上。
-航空推进系统可以包括涡轮风扇涡轮机或者USF类型的无涵道的推进系统，该涡轮风扇涡轮机的风扇是有涵道的，具有或不具有风扇叶片的可变设置。
根据第二方面，本发明提出了一种飞行器，该飞行器包括根据第一方面的航空推进系统。
附图说明
本发明的其它特征、目的和优点将通过以下说明来呈现，以下说明完全是说明性的和非限制性的，并且应该结合附图来阅读，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航空推进系统的一个示例，该航空推进系统包括可变设置的有涵道的风扇。
图2示意性地示出了根据本发明的一个实施例的航空推进系统的一个示例，该航空推进系统包括USF类型的无涵道的风扇。
图3是减速机构的一个示例的详细的、局部的且示意性的截面视图，该减速机构可以用于根据本发明的航空推进系统。在该附图中还用虚线示出了现有技术的推进系统的入口通道。
图4是图3的减速机构的下游部分的局部详细视图，在该附图中，示意性地示出了后风扇轴承的替代位置和连接的三个示例。
图5是图3的减速机构的局部详细视图，在该附图中，示意性地示出了减速机构的内轴承的替代位置和连接的两个示例。
图6是示意性视图，该示意性视图在一侧(左侧)示出了倒置的两级行星减速机构，在另一侧(右侧)示出了对于相同减速比的单级周转减速机构。
在所有附图中，相似的元件用相同的附图标记表示。
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中的气体的流动方向上包括：紧挨着风扇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以及气体排放喷嘴。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，风扇盘在风扇盘的外围布置有风扇叶片11，当风扇叶片旋转时，风扇叶片驱动气体流进入推进系统1的主流动空间和次级流动空间。
低压压缩机4包括至少一个压缩级，该至少一个压缩级包括叶片轮部(转子)，叶片轮部被低压轴10驱动并且在一系列桨叶15(定子或矫直器)的前方旋转，这一系列桨叶围绕轴线X周向地分布。如果需要，低压压缩机4可以包括至少两个压缩级。
入口通道3紧挨着风扇2的下游延伸。入口通道具有入口18和出口20，该入口与风扇叶片11的根部17相邻，与分离条部19直接地对齐，分离条部将主流动空间和次级流动空间分离，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，使得入口18在径向上比出口20距旋转轴线X更远。入口通道3以本身已知的方式包括围绕轴线X周向地分布的一排桨叶。
本发明适用于任何类型的涡轮风扇航空推进系统1，无论风扇2是有涵道的还是无涵道的，具有固定的叶片还是可变设置的叶片。
在本申请中，上游和下游是相对于气体流动穿过推进系统的常规方向来限定的。此外，轴向方向对应于旋转轴线X的方向，径向方向是垂直于该旋转轴线X并且穿过该旋转轴线X的方向。此外，周向方向(或横向方向)对应于垂直于旋转轴线X并且不穿过该旋转轴线X的方向。除非另有说明，内部(相应地，内)和外部(相应地，外)分别参照径向方向来使用，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。高涵道比在此是指大于或等于10的涵道比，例如，在有涵道的风扇2的情况下，涵道比介于10至31之间，在无涵道的风扇2的情况下，涵道比介于40至80之间。为此，风扇2从低压涡轮9断开联接，以使用减速机构12独立地优化风扇和低压涡轮各自的旋转速度，减速机构布置在低压轴10的上游端部(相对于气体在推进系统1中的流动方向)与风扇2之间。因此，风扇2通过减速机构12和风扇轴13被低压轴10驱动，风扇轴固定在减速机构12与风扇2盘之间。风扇轴13能围绕旋转轴线X旋转移动，该旋转轴线X与低压轴10的旋转轴线X同轴。
为了计算涵道比，当推进系统1在标准大气中(由国际民用航空组织(International Civil Aviation Organization，ICAO)，Doc 7488/3第3版所限定的)和海平面处以起飞额定功率静止时，测量次级流的流量和主流的流量。
为了提高推进系统1的推进效率，减速机构是行星式的并且是两级的。
更具体地，减速机构12包括：
-太阳齿轮33，太阳齿轮以旋转轴线X为中心，并且被构造成被低压轴10驱动旋转，低压轴起到驱动轴的作用，
-环形齿轮25，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
-一系列中间齿轮28，一系列中间齿轮在太阳齿轮33和环形齿轮25之间围绕旋转轴线X周向地分布，每个中间齿轮28包括：第一部分38，第一部分与太阳齿轮33啮合；以及第二部分39，第二部分与环形齿轮25啮合。
中间齿轮28的第一部分38在同一平面中延伸并且形成减速机构12的第一级27，中间齿轮28的第二部分39在与第一部分38的同一平面平行的同一平面中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，对于高的减速比、甚至非常高的减速比，推进系统1具有空间需求较小的减速机构12。因此，在低压压缩机4的上游的主流动路径的入口通道3的斜率更平缓，这改善了对低压压缩机4的供应。同时，高减速比使得能够降低风扇2的旋转速度和压缩比，并且优化低压涡轮9的尺寸。从而提高了推进系统1的推进效率。
此外，减速机构是倒置的，即中间齿轮28的第一部分38在中间齿轮28的第二部分39与风扇2之间延伸。因此，风扇轴13到减速机构12的连接相对于低压轴10到所述减速机构12的连接位于下游，低压轴到所述减速机构的连接位于更上游。然而，由于减速机构12是两级的，并且风扇轴13的旋转速度低于低压轴10的旋转速度，因此第一部分38的直径必须大于第二部分39的直径。
由于两级的减速机构12的这种倒置构造，中间齿轮28的径向空间需求最小的部分(即第二部分39)更接近低压压缩机4，在接近低压压缩机处，流动路径下方的空间最小，而中间齿轮28的径向空间需求最大的部分(即第一部分38)更接近风扇2(风扇与入口通道3的入口18成直线)，在接近风扇2处，流动路径下方的空间最大。由于中间齿轮28的最大直径(即中间齿轮28的第一部分38的直径)现在在入口通道的入口18的水平处延伸，因此入口通道3的斜率不再受该最大直径的限制。因此，在低压压缩机4上游的主流动路径的入口通道3的斜率可以比在现有技术的发动机中的主流动路径的入口通道的斜率更平缓，这改善了对低压压缩机4的供应，从而改善了推进系统1的推进效率。
通过比较，图6示出了对于都具有相同减速比的、倒置的两级的行星式减速机构12(在附图的左侧)和单级的周转式减速机构(在附图的右侧)所获得的径向空间需求。该比较示出了对于相同的减速比，具有最小径向空间需求的减速机构是倒置的两级的行星式减速机构12。类似地，图3(用虚线)示出了当减速机构为单级的周转类型(对于相同的减速比)时入口通道3’的形状。如在该图3中所清楚地可见的，入口通道3’的斜率比包括两级的行星减速机构12的推进系统1的入口通道3的斜率明显更陡，这产生了空气动力学损失并且降低了推进系统1的推进效率。
两级的行星减速机构的减速比至少等于3。
在推进系统1包括有涵道的风扇2(图1)并且如果需要的话包括可变设置的风扇叶片11的情况下，减速比大于或等于3，例如介于4.5至6之间。
在包括无涵道的风扇2(例如USF类型的风扇)的推进系统1(图2)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。
在一个实施例中，环形齿轮25包括第一啮合装置26，中间齿轮28的部分38和39各自包括第二啮合装置29，并且太阳齿轮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以及第三啮合装置34以其本身已知的方式包括由凹槽两两地分开的笔直的人字形齿或螺旋形齿。
更特别地，太阳齿轮33包括形成在太阳齿轮的内部径向面上的花键，该花键被构造成与形成在低压轴10的上游端部35上的对应花键配合(或者，如果需要的话，与安装在低压轴10的上游端部35与太阳齿轮33之间的中间罩部配合)。可替代地，低压轴10的上游端部35(或中间罩部)可以与太阳齿轮33(上游端部35和太阳齿轮33然后是整体的)一体地形成并且形成为单个部件。
环形齿轮25能相对于推进系统1的壳体移动，并且通过固定轴46连接到风扇轴13的下游端部，以驱动风扇轴围绕旋转轴线X旋转。在一个实施例中，固定轴46从上游到下游相继地包括：截头圆锥形部分47，截头圆锥形部分连接到风扇轴13的下游端部；然后是大致圆筒形的部分48，大致圆筒形的部分在中间齿轮28的第一部分39的外侧径向延伸并且连接到固定在环形齿轮25上的扇部49。
中间齿轮28安装在行星架21上，行星架相对于推进系统的壳体固定。通常，行星架21可以安装在入口通道3的内罩部36上。每个中间齿轮28例如通过滑动轴承能围绕相应的回转轴线37旋转移动地安装在行星架21上。此外，每个中间齿轮28相对于每个中间齿轮的回转轴线37旋转地对称。
更特别地，每个中间齿轮28的第一部分38相对于第一部分的回转轴线37是旋转圆柱形的，并且具有外径向表面，该外径向表面被构造成与太阳齿轮33的外径向表面配合。为此，第二装置(通常是齿29)被构造成与第三装置34(通常是形成在太阳齿轮的外径向面上的齿)啮合，第二装置用于啮合该第一部分38的外径向表面，第三装置用于啮合太阳齿轮33。
每个中间齿轮28的第二部分39相对于第二部分的回转轴线37是旋转圆柱形的，并且具有外径向表面，该外径向表面被构造成与环形齿轮25的内径向表面配合。为此，第二装置(通常是齿29)被构造成啮合环形齿轮25的齿26，第二装置用于啮合该第二部分39的外表面。
每个中间齿轮28的第一部分38和第二部分39是成一体的。例如，同一中间齿轮28的第一部分38和第二部分39可以一体地形成并且形成单个部件(整体)。替代地，同一中间齿轮28的第一部分38和第二部分39可以组装在一起。
此外，同一减速机构12的中间齿轮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旋转具有驱动中间齿轮28围绕中间齿轮的固定的回转轴线37旋转的效果(行星架21固定到入口通道3的内罩部36)。中间齿轮28的第二部分39与能移动的环形齿轮25啮合，中间齿轮围绕中间齿轮的回转轴线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。
中间齿轮28的第二部分39的直径严格小于中间齿轮的第一部分38的直径，风扇轴13的旋转速度低于低压轴10的旋转速度。因此，对于类似的径向空间需求和高的推进效率，该直径差异使得能够获得比在单级减速机构12中更高的减速比。因此，中间齿轮28的第一部分38的直径和第二部分39的直径的尺寸可以被确定成在小的径向空间要求下实现大于或等于3的减速比，从而能够使入口通道3的斜率变缓。
风扇轴13进一步包括前轴承42或推力轴承，并且包括后轴承44。推力轴承42插入在风扇轴13与推进系统1的(固定的)定子部分之间，并且被构造成吸收由风扇2产生的轴向力以及在中间齿轮28的第二部分39与环形齿轮25之间产生的轴向力。例如，推力轴承42可以通过罩部50安装在入口18附近的、入口壳体3的内罩部36上。
后轴承44一方面安装在环形齿轮25(风扇轴13安装在环形齿轮上)上，另一方面安装在行星架21上或入口壳体3的与行星架21相邻的部分上。
因此，减速机构12的倒置结构使得能够将推力轴承42布置在减速机构12的上游，并且将后轴承44布置在减速机构的下游。实际上，当中间齿轮28的最小直径在下游时，在入口通道3的出口下方空出了环形空间，该环形空间使得后轴承44的固定凸缘51能够在环形齿轮25上穿过。
在图3中所示的第一实施例中，后轴承44在中间齿轮28的下游处在入口通道3的出口20下方延伸，并且后轴承44一方面连接到环形齿轮25，另一方面连接到行星架21。后轴承44的内环44a安装在行星架21上，而后轴承的外环44b通过固定凸缘51安装在环形齿轮25上，通常安装在扇部49上。因此后轴承44可以延伸到半径R1，半径R1小于中间齿轮28的回转轴线37与旋转轴线X之间的径向距离L，但是大于低压轴10的半径R2(图3)。
在该第一实施例的一个变型中，如在图4中所示，后轴承44的外环44b安装在行星架21上，而后轴承的内环44a通过固定凸缘51安装在环形齿轮25上。因此，后轴承44可以在与中间齿轮28的回转轴线37距旋转轴线X的距离大致相同的距离处延伸。换言之，后轴承44的半径R1大致等于径向距离L。因此，相比于在内环44a安装在行星架21上的情况下，该替代实施例的后轴承44相对于旋转轴线X进一步径向向外延伸。
在图4中用虚线非常示意性地示出的第二实施例中，后轴承44’在入口通道3的出口19与环形齿轮25之间延伸，并且后轴承44’一方面连接到环形齿轮25，另一方面连接到入口通道3的内罩部36。后轴承44’的内环通过固定凸缘51安装在环形齿轮25上，而后轴承的外环安装在入口通道3的内罩部36上。因此，后轴承44’延伸到比环形齿轮25的半径更大的半径R’1，同时保持在入口通道3的内罩部36的径向内部。
在图4中也用虚线非常示意性地示出的第三实施例中，后轴承44”紧挨着中间齿轮28的第二部分39的下游延伸，并且在后轴承44”附接到中间齿轮28的水平处，后轴承44”一方面连接到固定凸缘51，另一方面连接到行星架21。后轴承44”的内环安装在固定凸缘51上，固定凸缘连接到环形齿轮，而后轴承的外环在外环附接到中间齿轮28的水平处安装在行星架21上。因此，后轴承44”延伸到半径R”1，半径R”1大于径向距离L，但小于环形齿轮25的半径。
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，减速机构12还包括内轴承41，内轴承41通常为双滚珠轴承或液压止挡部，并且被构造成吸收在低压轴10与中间齿轮28的第一部分38之间产生的轴向力，从而平衡减速机构12内的力。
在图3所示的第一实施例中，内轴承41插入在太阳齿轮33与低压轴的上游端部35之间。例如，因此内轴承41可以在所述中间齿轮28的第一部分38的上游延伸，例如在油输送轴承15(在下面的描述中详细描述)与太阳齿轮33之间延伸。
在第二实施例中，内轴承41’可以例如通过在中间齿轮28的第二部分39的径向内部延伸(在图5中以实线表示)或者通过在行星架21的下方紧挨着该第二部分39的下游延伸(41”，在图5中以虚线表示)，而插入在低压轴10的上游端部35与行星架21之间。
可选地，减速机构12的齿26、29、34的螺旋形形状使得能够限制由推力轴承42吸收的轴向力。因此，齿26、29、34的螺旋角及齿的方向(标志)的选择使得能够通过产生对减速机构12内的力矩进行补偿的力矩，来补偿由风扇产生的并且通常由推力轴承42吸收的轴向力。例如，每个中间齿轮28的第二部分39的齿29的介于10°至20°之间的螺旋角(相对于包括旋转轴线X和中间齿轮28的周转轴线37的平面)使得能够实现环形齿轮25与中间齿轮28的第二部分39之间的啮合，以补偿由风扇2施加在减速机构12上的拉力的至少一部分。因此，由于通过环形齿轮25的螺旋形齿与中间齿轮28的第二部分39的啮合对由风扇2施加在减速机构12上的拉力进行补偿，推力轴承42在风扇2的水平处的尺寸可以减小。
此外，每个中间齿轮28的第一部分38的齿29的介于10°至30°之间、优选地介于15°至25°之间的螺旋角(相对于包括旋转轴线X和中间齿轮28的回转轴线37的平面)使得能够补偿在减速机构12的内轴承41的水平处的力，并且因此减少在该止挡部41的水平处的损失。实际上，第二级32的轴向力由第一级27的轴向力补偿，从而在内轴承41的水平处产生倾斜力矩。该倾转力矩可以由径向啮合力补偿，从而确保在内轴承41的水平处的纯径向运行。因此获得了减速机构12通过轴承42、44保持在两侧的构架。
还应当注意，两级行星减速机构12的使用使得低压轴10的花键的直径的尺寸确定更加灵活。实际上，在推进系统1的入口通道3下方的相同空间需求下，两级行星减速机构12的环形齿轮25的径向空间需求减小，这使得能够在必要的情况下增大在低压轴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，必须减小低压轴的花键的直径，以符合在入口通道3下方的减速机构12的总径向空间需求。
在第二实施例中，减速机构12的齿26、29、29’，34’是笔直的。在该实施例中，内轴承41是可选的。
推进系统1还包括油输送轴承(oil transfer bearing)15(或OTB)。
使用行星类型的减速机构12使得能够将油输送轴承15布置在减速机构的上游，在风扇2与减速机构12之间，并且通过穿过行星架21的管道22将油输送轴承流体连接到润滑单元的油储存部24。换言之，不再需要将油从马达的固定参照部输送到减速机构12的旋转参照部以供应减速机构的轴承和齿：只要将油直接输送到穿过固定的行星架21的管道22，然后从这些管道22供应减速机构12的轴承和齿26、29、34就足够了。因此大大简化了推进系统1的润滑系统。
此外，油输送轴承15位于减速机构12的上游，油输送轴承更易于接近，这简化了维护操作。此外，由于不再受低压轴10的外径的限制，因此仅当油输送轴承15在减速机构12的下游时，油输送轴承15才可以被布置得更靠近旋转轴线。特别地，能够将油输送轴承15相对于风扇轴13定位在径向内部：因此，油输送轴承15比风扇轴13在径向上更接近旋转轴线X。因此，相比于当油输送轴承15被布置在减速机构12的下游时，油输送轴承15与旋转轴线X之间的径向距离d明显更小，特别的，小于低压轴10的半径R。因此，与到旋转轴线X的距离d成正比的泄漏流量减小，这极大地增加了油输送轴承15的使用寿命。
因此，简化了油输送轴承15的结构及其供应。
在一个实施例中，油输送轴承15包括：旋转部分16，旋转部分安装在风扇轴13上；以及固定部分17，固定部分被安装在行星架21上。
可选地，推进系统1还包括桨距改变机构43，桨距改变机构被构造成根据推进系统的飞行阶段来改变风扇叶片11的设置角度。因此，该桨距改变机构43需要用于桨距改变汽缸的供应装置以及可能的由油输送轴承15供应油的润滑装置(例如喷射喷嘴)。因此，推进系统1还包括用于供应油的辅助装置23，该辅助装置在油输送轴承15的旋转部分16与桨距改变机构43之间延伸。这些辅助装置23可旋转地固定到油输送轴承15的旋转部分16。
有利地，油输送轴承15位于减速机构12的上游，油输送轴承15与润滑装置之间的距离比在现有技术中更短，并且因此更简单。
另外，只有油输送轴承15的对用于致动桨距改变机构43的装置进行供应的部分包括旋转部分，油输送轴承15通过穿过固定的行星架21的管道22而被供应。
此外，在包括有涵道的风扇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。在包括无涵道的风扇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(381厘米)至180英寸(457.2cm)之间，例如约167英寸(424.18cm)。在此，风扇2的直径D表示在径向于旋转轴线X的平面中，在叶片11的前缘31与尖端30之间的相交部处，在旋转轴线X与风扇叶片11的尖端30之间测量的距离的两倍。在此，前缘31表示叶片11的边缘，该边缘被构造成面对进入风扇2的气体的流延伸。前缘对应于空气动力学轮廓的前部部分，该前部部分面对空气流，并且将空气的流分成内部流和外部流。后缘的一部分对应于空气动力学轮廓的后部部分，在后部部分处，内部流和外部流相遇。
此外，对于这些风扇2的直径D和转速，有涵道的风扇2的压缩比可以介于1.04至1.29之间，而无涵道的风扇2的压力比可以介于1.01至1.025之间。在此，风扇2的压缩比是在与涵道比相同的条件下测量的，也就是说，风扇2的压缩比是在推进系统1在标准大气中(如由国际民用航空组织(ICAO)手册，Doc 7488/3第3版所限定的)和海平面处以起飞额定功率静止时测量的。
因此，推进系统1的涵道比在有涵道的风扇2的情况下可以介于10至31之间，在无涵道的风扇2的情况下可以介于40至80之间。
在如上所限定的起飞额定功率下，在风扇叶片11的头部处的外围速度(即在风扇叶片的尖端30的水平处测量的)在风扇2是有涵道的风扇时介于260m/s至330m/s之间，在风扇2是有涵道的风扇时介于260m/s至330m/s之间，并且在风扇2是无涵道的风扇时小于225m/s。

Claims (15)

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)旋转移动，
-风扇(2)，
-风扇轴(13)，所述风扇轴被构造成驱动所述风扇(2)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)具有两个减速级(27，32)，并且包括：
-太阳齿轮(33)，所述太阳齿轮以所述旋转轴线(X)为中心，并且被构造成由所述驱动轴(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
-一系列中间齿轮(28)，所述一系列中间齿轮在所述太阳齿轮(33)与所述环形齿轮(25)之间围绕所述旋转轴线(X)周向地分布，每个中间齿轮(28)包括：第一部分(38)，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)；以及第二部分(39)，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，
并且所述中间齿轮(28)的第一部分(38)在所述中间齿轮(28)的第二部分(39)与所述风扇(2)之间延伸。
2.根据权利要求1所述的推进系统，所述推进系统还包括油输送轴承(15)，所述油输送轴承被定位在所述风扇(2)与所述减速机构(12)之间。
3.根据权利要求2所述的推进系统(1)，其中，所述一系列中间齿轮(28)被安装在行星架(21)上，所述推进系统(1)还包括油储存部(24)和至少一个管道(22)，所述管道(22)通过所述行星架(21)将所述油储存部(24)流体连接到所述油输送轴承(15)。
4.根据权利要求2或权利要求3所述的推进系统(1)，其中，所述油输送轴承(15)包括：旋转部分(16)，所述旋转部分被安装在所述风扇轴(13)上；以及固定部分(17)，所述固定部分被安装在所述行星架(21)上。
5.根据权利要求2至4中任一项所述的推进系统(1)，其中，所述油输送轴承(15)相对于所述风扇轴(13)被定位在径向内部。
6.根据权利要求2至5中任一项所述的推进系统(1)，其中，所述油输送轴承(16)比所述风扇轴(13)更接近所述旋转轴线(X)。
7.根据权利要求2至6中任一项所述的推进系统(1)，所述推进系统还包括用于改变所述风扇(2)的叶片(11)的桨距的机构(43)、以及辅助装置(23)，所述辅助装置将所述油输送轴承(15)流体连接到桨距改变机构(43)。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的推进系统(1)，其中，所述驱动轴(10)在第一界面处连接到所述太阳齿轮(33)，所述风扇轴(13)在第二界面处连接到所述环形齿轮(25)，所述第一界面位于比所述第二界面更上游的位置。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的推进系统(1)，所述推进系统还包括：第一风扇轴承(42)，所述第一风扇轴承在所述风扇(2)与所述减速机构(12)之间延伸；以及第二风扇轴承(44)，所述第二风扇轴承在所述减速机构(12)与低压压缩机(4)的旋转轮之间延伸。
10.根据权利要求9所述的推进系统(1)，其中，所述第一风扇轴承(42)一方面安装在所述风扇轴(2)上，另一方面安装在入口通道(3)的内罩部(36)上，所述入口通道用于所述推进系统(1)的主流。
11.根据权利要求9或权利要求10所述的推进系统(1)，其中，所述一系列中间齿轮(28)被安装在行星架(21)上，所述第二风扇轴承(44)包括内环(44a)和外环(44b)，所述内环(44a)和所述外环(44b)中的一个被安装在所述环形齿轮(25)上，所述内环(44a)和所述外环(22b)中的另一个被安装在所述行星架(21)上。
12.根据权利要求9或权利要求10所述的推进系统(1)，其中，所述第二风扇轴承(44)一方面安装在所述环形齿轮(25)上，另一方面安装在入口通道(3)的内罩部(36)上，所述入口通道用于所述推进系统(1)的主流。
13.根据权利要求1至12中任一项所述的推进系统(1)，其中，所述一系列中间齿轮(28)被安装在行星架(21)上，所述减速机构(12)还包括内轴承(41)，在所述中间齿轮(28)的第二部分(39)的径向内部或紧挨着所述中间齿轮(28)的第二部分(39)的下游，所述内轴承一方面安装在所述驱动轴(10)上，另一方面安装在所述行星架(21)上。
14.根据权利要求1至12中任一项所述的推进系统(1)，其中，所述减速机构(12)还包括内轴承(41)，在位于所述中间齿轮(28)的第一部分(38)的上游的区域中，所述内轴承一方面安装在所述驱动轴(10上，另一方面安装在所述太阳齿轮(33)上。
15.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求1至14中任一项所述的推进系统(1)。
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