CN116457560A - 具有改善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)和进气通道(3)，该减速机构联接驱动轴(10)和风扇轴(13)，该进气通道包括具有预定的最小半径(R2)的内护罩(16)。减速机构(12)包括两个减速级(27、32)，两个减速级包括行星齿轮(28)，每个行星齿轮具有与驱动轴(10)啮合的第一部分(38)和与风扇轴(13)啮合的第二部分(39)，每个行星齿轮(28)安装成相对于进气通道(3)的内护罩(16)是静止的，并且具有预定的最大半径(R1)，该最大半径大于进气通道(3)的内护罩(16)的最小半径(R2)，使得空气进气管道至少部分地在两个行星齿轮(28)之间延伸。
Description
技术领域
本发明涉及航空推进系统领域，更确切地，涉及具有高或甚至非常高的旁路比和高推进效率的旁路推进系统。
背景技术
旁路推进系统沿气体流动方向从上游到下游通常包括风扇、主环形流动空间和次级环形流动空间。因此，由风扇吸入的空气的质量被分成在主流动空间中流通的主流和与主流同心并且在次级流动空间中流通的次级流。风扇(或螺旋桨)可以是涵道式的，并且容纳在风扇壳体或非涵道式单风扇(Unducted Single Fan，USF)类型的非涵道式变型中。风扇叶片可以是固定的或具有可变的设置，设置通过节距改变机构根据飞行阶段的功能进行调整。
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(或增压器)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)以及气体排出喷嘴。通常，高压涡轮经由第一轴(所谓的高压轴)旋转地驱动高压压缩机，而低压涡轮经由第二轴(所谓的低压轴)旋转地驱动低压压缩机和风扇。低压轴通常容纳在高压轴中。
为了提高推进系统的推进效率并且降低推进系统的比燃料消耗和由风扇发出的噪声，已经提供了具有高旁路比(即，次级流的流速与主流的流速之比)的推进系统。术语“高旁路比”在此将被理解为指大于或等于10(例如介于10至80之间，包括10和80)的旁路比。为了实现这样的旁路比，风扇与低压涡轮分离，从而使得能够独立地优化风扇和低压涡轮的相应的旋转速度。通常，使用布置在低压轴的上游端部和风扇之间的减速装置(诸如游星或行星减速机构)来完成分离。然后，风扇经由减速机构由低压轴和由附加轴(所谓的风扇轴)驱动，该附加轴附接在减速机构和风扇盘之间。
因此，这种分离使得能够减小风扇的旋转速度和压力比，并且增加由低压涡轮提取的功率。具体地，推进效率是航空推进系统整体效率的主要决定因素。推进效率受到空气在通过推进系统的过程中动能变化最小化的有利影响。在具有高旁路比的推进系统中，产生推进力的大部分流速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，风扇起着低压压缩机的作用。因此，推进效率和风扇的压力比是相关的：风扇的压力比越低，推进效率越好。
除了对推进效率的主要影响之外，风扇的压力比的选择还影响推进系统的各种技术特征，各种技术特征包括风扇直径(以及推进系统及其吊舱的外部尺寸、质量和阻力)、风扇的旋转额定值和减速机构的减速比。
然而，(i)减速比增加得越多，减速机构的径向体积增加得越多，使得减速机构难以结合在主流动路径下方，以及(ii)低压轴的速度越高，由低压轴驱动的增压器的速度越高，并且限制增压器的叶片顶端处的周向速度所需的平均增压器半径越低。
这两个组合的限制导致当减速机构的径向体积较大且平均增压器半径较小时增压器的上游的主流路径的进气通道(由于其形状，通常被称为天鹅颈)具有更大的坡度。这使得该通道中的空气动力学损失的增加和增压器的不良供应，从而对推进系统的推进效率产生不利影响。
目前，优选的减速机构是游星减速装置类型，其中，风扇由行星小齿轮架驱动，环形齿轮附接到发动机的定子。这是因为这种架构使得能够实现比太阳型减速机构(由环形齿轮驱动风扇)更高的减速比。然而，游星减速装置的使用确实需要将机油从发动机的固定参照系输送到行星小齿轮架的旋转参照系，以供应该减速装置的轴承和齿。
发明内容
本发明的一个目的是提供一种航空推进系统，诸如旁路涡轮机或诸如USF型的非涵道式推进系统，该旁路涡轮机的风扇是涵道式的，具有或不具有风扇叶片的可变设置，该航空推进系统具有高旁路比和改善的推进效率，并且具有体积小且简化的具有高减速比的传动系统。
为此，根据本发明的第一方面，提供一种航空推进系统，该航空推进系统包括：
-驱动轴，该驱动轴可围绕旋转轴线旋转地移动，
-风扇，
-风扇轴，该风扇轴被构造成围绕旋转轴线旋转地驱动风扇，
-减速机构，该减速机构联接驱动轴和风扇轴，
-压缩段部，该压缩段部由驱动轴旋转地驱动，
-进气通道，该进气通道在风扇和压缩段部之间延伸，进气通道包括内环圈和外环圈，内环圈和外环圈一起界定压缩段部中的空气进气流路径，内环圈具有预定的最小半径。
此外，减速机构包括两个减速级，两个减速级包括围绕旋转轴线周向地分布的至少两个行星齿轮，每个行星齿轮包括与驱动轴啮合的第一部分和与风扇轴啮合的第二部分。每个行星齿轮相对于进气壳体的内环圈固定安装，并且每个行星齿轮具有预定的最大半径，最大半径大于进气通道的内环圈的最小半径，使得空气进气流路径至少部分地在两个行星齿轮之间延伸。
飞行器推进系统可包括具有涵道式风扇的旁路涡轮机(具有或不具有风扇叶片的可变设置)，或者包括USF型的非涵道式推进系统。
推进系统的某些优选但非限制性特征如下，单独地或组合地：
-进气壳体具有邻近风扇的入口和邻近压缩段部的出口，进气壳体的外环圈的段部在旋转轴线的径向平面内在入口处大致是圆形的；
-空气进气流路径的通路围绕旋转轴线是不连续的；
-减速机构容纳在壳体中，壳体与进气通道的内环圈形成单个单元；
-减速机构的壳体在每个行星齿轮处包括一系列凸起，一系列凸起各自被构造成容纳相关联的行星齿轮；
-凸起由壳体的环段部分成对地连接；
-减速机构的壳体经由从凸起延伸的支撑臂连接到外环圈；
-凸起具有环段形状，该环段形状的半径大于在凸起之间延伸的壳体部分的半径；
-进气壳体的内环圈的在两个相邻行星齿轮之间延伸的部分具有在下游的凸台；
-凸台一直延伸到压缩段部；
-推进系统还包括旋转多通路液压密封件，该旋转多通路液压密封件在减速机构的上游位于风扇轴处；
-行星齿轮安装在行星小齿轮架上，推进系统还包括机油储存器和至少一个穿过行星小齿轮架的管道，该管道被构造成向减速机构供应机油；
-减速机构的减速比大于或等于2，优选地在涵道式风扇的情况下大于或等于2.2，在非涵道式风扇的情况下大于或等于5，和/或
-推进系统的旁路比大于或等于10且小于或等于80。
根据第二方面，本发明提供了一种包括根据第一方面的飞行器推进系统的飞行器。
附图说明
本发明的其他特征、目的和优点将从以下说明中变得显而易见，以下说明纯粹是说明性的和非限制性的，并且必须参照附图来阅读，在附图中：
图1示意性地示出了根据本发明的实施例的包括具有可变设置的涵道式风扇的飞行器推进系统的示例。
图2示意性地示出了根据本发明的实施例的包括USF型非涵道式风扇的飞行器推进系统的示例。
图3a是根据本发明的飞行器推进系统的减速机构和空气入口的第一示例的局部示意性透视图。
图3b是图3a的推进系统的示意性截面图，此外，图3b还示出了推进系统的入口锥体。
图4a是根据本发明的飞行器推进系统的减速机构和空气入口的第二示例的局部示意性透视图。
图4b是图4a的推进系统的示意性截面图，此外，图4b还示出了推进系统的入口锥体。
图5是在四个象限中示出了二级太阳齿轮减速机构(左上)、单级游星减速机构(右上)、二级游星减速机构(左下)和本发明的减速机构(右下)以及它们相应的空气进气流路径的局部示意性截面图，这四个减速机构都具有相同的减速比。
在所有的附图中，类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。主体沿推进系统1的气体流动方向包括直接在风扇2的下游延伸的进气通道3、低压压缩机4(或增压器4)、高压压缩机5、燃烧室6、高压涡轮7、低压涡轮9以及气体排出喷嘴。高压涡轮7经由高压轴8旋转地驱动高压压缩机5，而低压涡轮9经由低压轴10旋转地驱动低压压缩机4和风扇2。
风扇2包括风扇盘2a(特别地在图3b和图4b中示出)，在该风扇盘的外围上设置有风扇叶片11，当风扇叶片旋转时，风扇叶片驱动空气流进入到推进系统1的主流动空间和次级流动空间中。
增压器4包括至少一个压缩级，该至少一个压缩级包括由低压轴10驱动的可移动叶片(转子)的轮14，该可移动叶片的轮在围绕X轴线周向地分布的一系列固定轮叶(定子或矫直器)的前面旋转。在适用的情况下，增压器4可包括至少两个压缩级。
进气通道3直接在风扇2的下游延伸。进气通道具有入口18和出口20，该入口邻近风扇叶片11的根部17，与主流动空间和次级流动空间的前整流罩19垂直，该出口邻近增压器4。进气通道3具有天鹅颈的大致形状，使得入口18比出口20在径向上更远离旋转轴线X。进气通道3以本身已知的方式包括一排固定轮叶，固定轮叶围绕轴线X周向地分布在内环圈16和外环圈17之间，内环圈和外环圈一起界定增压器4中的空气进气流路径。进气通道3的内环圈16和外环圈17围绕旋转轴线X周向地延伸，并且固定在发动机参照系中。通常，内环圈16和外环圈17可以连接到发动机的壳体(诸如进气壳体3)。
本发明适用于任何类型的旁路飞行器推进系统1，无论风扇是涵道式的还是非涵道式的，旁路飞行器推进系统具有固定的轮叶或可变的设置。
在该申请中，上游和下游是相对于风扇中和通过推进系统的气体流动的法线方向来限定的。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的方向。此外，圆周(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的方向。除非另有规定，内部(或向内)和外部(或向外)分别参照径向方向使用，使得元件的部分或内部面比同一元件的外部部分或面更靠近旋转轴线X。
推进系统1具有高旁路比。术语“高旁路比”应理解为指大于或等于10(例如介于10至80之间)的旁路比。为此，风扇2与低压涡轮9分离，以使用减速机构12独立地优化风扇和低压涡轮的相应的旋转速度，该减速机构被布置在低压轴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。然后，风扇2经由减速机构12和风扇轴13由低压轴10驱动，该风扇轴附接在减速机构12和风扇2的盘2a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。
为了计算旁路比，当推进系统1在标准大气(如国际民用航空组织(InternationalCivil Aviation Organization，ICAO)第7488/3号文件第3版所定义)中和在海平面处以起飞额定值保持稳定时，测量次级流的流速和主流的流速。在本文的其余部分，所有参数都将在这些条件下进行测量。
为了提高推进系统1的推进效率，减速机构是二级静态的。更准确地，减速机构12包括两个减速级27、32，每个级27、32包括至少两个行星齿轮28，至少两个行星齿轮围绕旋转轴线X周向地分布，并且包括第一部分38和第二部分39，该第一部分与低压轴10啮合，该第二部分与风扇轴13啮合。行星齿轮28的第一部分38在同一个平面(所谓的第一平面)中延伸，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在同一个平面(所谓的第二平面)中延伸，该平面平行于第一部分38的平面，并且第二部分形成减速机构12的第二级32。第二平面相对于第一平面轴向地偏移。例如，减速机构12可包括三个或更多个行星齿轮28。
行星齿轮28相对于进气通道3的内环圈16固定地安装，并且每个行星齿轮具有预定的最大半径R1，该预定的最大半径对应于行星齿轮28的体积半径。此外，行星齿轮28的最大半径R1大于进气通道3的内环圈16的最小半径R2，使得空气进气流路径至少部分地在两个相邻的行星齿轮28之间延伸。术语“行星齿轮28的最大半径R1”应理解为指在径向于旋转轴线X的平面内，旋转轴线X和行星齿轮28的外径向表面之间的最大距离。在此，因此在行星齿轮28的第一部分38的处测量最大半径R1，该行星齿轮的第一部分的直径大于第二部分39的直径。此外，术语“进气通道3的内环圈16的最小半径R2”应理解为指在内环圈16 3的入口18处，在径向于旋转轴线X的平面内，旋转轴线X和内环圈16之间的最小距离。更准确地，在前整流罩19的最上游部分处测量内环圈16的最小半径R2。
因此，减速机构12不包括任何可围绕旋转轴线X移动的径向大体积部件，因为风扇轴13直接与行星齿轮28的第二部分39啮合，并且行星齿轮28在发动机参照系(附接在进气壳体3的内环圈16上)中是静态的。这使得减速机构12不包括任何可围绕旋转轴线X移动的环形齿轮或行星小齿轮架21。由减速机构12承受的离心力因此远低于太阳齿轮或游星齿轮类型的减速机构中的离心力。
此外，空气进气流路径部分地通过行星齿轮28之间，该行星齿轮的内环圈16的最小半径R2在入口18处比现有技术中的低，使得增压器4上游的进气通道3的坡度更平缓，这改善了对增压器4的供应。特别地，最小半径R2至多等于行星齿轮28的最大半径R1的90％，优选地至多等于最大半径R1的80％。
此外，与现有技术的发动机相比，二级减速机构12的使用使得能够以较小的径向体积实现高或甚至非常高的减速比。对于相同的减速比，减速机构12的径向体积的这种减小具有使增压器4上游的主流路径的进气通道3的坡度更加平缓的效果。因此，二级静态减速机构12的选择加倍地提高了对增压器4的供应，并且因此提高了推进系统1的推进效率。
在适用的情况下，还可以选择通过减小减速装置和压缩机之间的距离来限制压缩/减速联轴器的轴向体积的增加，从而保持陡峭的进气通道坡度。
减速机构12容纳在壳体23中，该壳体与进气通道3的内环圈16形成单个单元。只要内环圈16的最小半径R2小于行星齿轮28的最大半径R1，以使得空气流路径能够在相邻的行星齿轮28之间通过，则减速机构12的壳体23不是圆柱形的。
更准确地，减速机构12的壳体23在行星齿轮28处包括一系列凸起25，一系列凸起各自被构造成容纳相关联的行星齿轮，凸起25通过壳体的环段部分26成对地连接。术语“环段”应理解为指壳体23的这些部分26在径向于旋转轴线X的平面内具有弯曲且相当于半圆的段部。环段部分26都具有同一个半径。在适用的情况下，环段部分26的半径等于内环圈16的最小半径R2。
在图4a和图4b所示的实施例的第一形式中，进气通道3的入口18是分段的，即，入口不是周向连续的。然后，入口18包括多个圆周段部，多个圆周段部被减速机构12的壳体23的凸起25成对地分隔开，并且多个圆周段部各自形成用于流路径的通道。
为此，在实施例中，凸起25具有环段形状，凸起的半径R3大于在凸起25之间延伸的壳体23部分26的半径。在该实施例中，凸起25的半径R3可以大致等于进气3壳体23的外环圈17的半径。然后，凸起25通过两个壁33连接到相邻的环段部分，这两个壁大致沿通道3的入口处的流方向延伸。壁33可以是平面的或如图4a所示弯曲的变型，以便以德拉瓦尔(deLaval)喷嘴的方式沿气体流动方向连续地形成对于流来说先会聚后发散的段部。然后，进气通道的入口18由通路34形成，通路各自由环段壳体23的一部分26和在该部分26的两侧上延伸的壁33界定。通常，在包括三个行星齿轮28的减速机构12的情况下，壳体23包括环段形状的三个部分26(其中，三对壁33在每个行星齿轮28的两侧上延伸)，从而形成三个圆周通路34，三个圆周通路用于空气流路径进入到进气通道3中。
在变型中，在图3a和图3b所示的实施例的第二形式中，进气通道3的入口18在该入口的围绕旋转轴线X的整个圆周上是连续的。
在实施例的该形式中，减速机构12包括大致弯曲的凸起25，凸起的形状和尺寸被调节成行星齿轮28的形状和尺寸。此外，壳体23经由从凸起25延伸的支撑臂36连接到外环圈17。通常，推进系统1可包括与行星齿轮28一样多的支撑臂36，每个支撑臂36从容纳行星齿轮28的凸起25的顶点延伸。因此，进入到进气通道3中的空气流路径的入口由围绕旋转轴线X的单个连续圆周通路35形成。因此，进气3壳体23的外环圈17在凸起25处大致是圆形的，而内环圈16不是圆柱形的。
凸起25的存在容易改变增压器4的入口处的空气流的切向速度。在实施例的形式中，内环圈16然后包括入口18下游的凸台40，该凸台在减速机构12的壳体23的至少一个部分26的延伸部中(例如在壳体23的环段部分26的延伸部中)，该延伸部在两个相邻的行星齿轮28之间延伸。凸台40可以在进气通道3的整个长度上延伸，或者在变型中仅在进气通道3的一部分上延伸。
在实施例的形式中，内环圈16包括与行星齿轮28一样多的凸台40，每个凸台40在位于两个相邻的行星齿轮之间的壳体23的部分26的延伸部中延伸。
高减速比使得能够减小风扇2的旋转速度和压缩比，并且优化低压涡轮9的尺寸。因此，推进系统1的推进效率得以提高。
作为比较，图5示出了对于具有不同技术但都具有相同减速比的四个减速机构获得的径向体积，从图5的左上象限沿顺时针方向为二级太阳减速机构、游星减速机构、二级静态减速机构12以及二级游星减速机构。从该比较中可以明显看出，对于同一减速比，局部具有最小径向体积的减速机构是静态二级减速机构12，这是由于在固定的行星齿轮28之间为空气流路径的通路34腾出了空间。
二级太阳减速机构的减速比至少等于2。
在推进系统1包括涵道式风扇2(图1)和可变设置风扇叶片11(在适用的情况下)的情况下，减速比大于或等于2.2(例如介于2.2至6之间)。
在推进系统1包括例如USF型非涵道式风扇2(图2)的情况下，减速比大于或等于5(例如介于5至9之间)。术语“USF型风扇”在此应理解为指飞行器涡轮机，该飞行器涡轮机包括非涵道式风扇2(螺旋桨)、旨在围绕纵向轴线X旋转地驱动非涵道式风扇2的气体发生器，以及至少一个矫直器，至少一个矫直器包括多个可变设置定子轮叶，多个可变设置定子轮叶从固定的壳体沿垂直于纵向轴线X的径向轴线延伸。
在实施例中，行星齿轮28例如经由轴颈轴承围绕相应的旋转轴线37可旋转移动地安装在行星小齿轮架21上。另一方面，行星小齿轮架21固定在发动机参照系中。例如，行星小齿轮架21可以附接到进气3壳体23的内环圈16。
每个行星齿轮28相对于行星齿轮的旋转轴线37旋转对称。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，每个行星齿轮28的第一部分38相对于第一部分的旋转轴线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低压轴10的上游端部35的外径向表面相互作用。为此，行星齿轮28的第一部分38的内径向表面包括啮合装置(通常为齿29)，该啮合装置被构造成与低压轴10的上游端部35的花键啮合。
每个行星齿轮28的第二部分39相对于第二部分的旋转轴线37是旋转圆柱形的，并且具有内径向表面，该内径向表面被构造成与风扇轴13的外径向表面相互作用。为此，该第二部分39的内表面还包括啮合装置(通常为齿29)，该啮合装置被构造成与形成在低压轴10的上游端部35上的花键啮合。
啮合装置可以包括直齿、螺旋齿或人字形齿。
每个行星齿轮28的第一部分38和第二部分39是单个单元。例如，同一行星齿轮28的第一部分38和第二部分39可以完全由单个零件(整体)形成。在变型中，可以组装同一行星齿轮28的第一部分38和第二部分39。
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，在运转中，低压轴10围绕旋转轴线X的旋转驱动行星齿轮28的第一部分38围绕第一部分的旋转轴线37(旋转轴线37相对于进气3壳体23的内环圈16固定)旋转，行星齿轮的第一部分与行星齿轮的第二部分39形成单个单元，并且因此以不同速度驱动风扇轴13围绕该旋转轴线X旋转。
行星齿轮28的第二部分39的直径严格小于第一部分38的直径。具体来说，这是行星齿轮29的第一部分38和第二部分39之间的直径差，这使得对于可比较的径向体积，能够获得比单级减速机构12更高的减速比。结果是，行星齿轮28的第一部分38的直径和第二部分39的直径因此可以被确定尺寸以便以小的径向体积实现大于或等于2的减速比，从而使得进气通道3的坡度更平缓。
在实施例的形式中，由于行星齿轮28固定在发动机参照系中，因此液压密封件15可以被布置在减速机构12的上游，并且经由穿过行星小齿轮架21的管道流体连接到润滑单元的机油储存器。换言之，不再需要将机油从发动机的固定参照系输送到减速机构12的旋转参照系以供应减速机构的轴承和齿：将机油直接输送到穿过固定的行星小齿轮架21的管道中，然后从这些管道供应减速机构12的轴承和齿29就足够了。
因此简化了液压密封件15的结构以及液压密封件的供应。
由于液压密封件15被布置在减速机构12的上游，因此更容易接近，这简化了维护操作。
在该第一实施例中，液压密封件15可以例如安装在风扇轴13上。例如，液压密封件15包括旋转部分和固定部分，该旋转部分安装在风扇轴13上，该固定部分安装在行星小齿轮架21上。
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的功能修改风扇叶片11的设置角度。然后，该节距改变机构43需要由液压密封件15供应机油的润滑装置(诸如喷射喷嘴)。因此，推进系统1还包括机油供应流路径2，该机油供应流路径在液压密封件15的旋转部分和节距改变机构43之间延伸。这些流路径在旋转方面固定到液压密封件15的旋转部分。
有利地，由于液压密封件15位于减速机构12的上游，因此液压密封件15和润滑装置之间的距离比现有技术中的更短，因此更简单。
此外，只有液压密封件15的供应节距改变机构43的润滑装置的部分包括旋转部分，液压密封件15经由穿过行星小齿轮架21的固定的管道被供应。
此外，在推进系统1包括涵道式风扇2的情况下，风扇的直径D可以介于105英寸(266.7cm)至135英寸(342.9cm)之间。在推进系统1包括非涵道式风扇2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167英寸(424.18cm)的量级。术语“风扇2直径D”在此应理解为指在径向于旋转轴线X的平面内，在叶片11的前缘31和顶点30之间的交接点处测量的旋转轴线X和风扇叶片11的顶点30之间的距离的两倍。术语“前缘31”在此应理解为指风扇11的边缘，该边缘被构造成面向进入风扇2的气流延伸。该前缘对应于空气动力学轮廓的前部，该前部面向空气流，并且该前部将空气流分成压力表面流和吸力表面流。同时，后缘对应于空气动力学轮廓的尾部，在该尾部处压力表面流和吸力表面流相遇。
此外，对于这些风扇2直径D和旋转额定值，涵道式风扇2的压缩比可以介于1.04至1.29之间，而非涵道式风扇2的压力比可以介于1.01至1.025之间。在此，在与旁路比相同的条件(即，当推进系统1在标准大气(如国际民用航空组织(ICAO)第7488/3号文件第3版所定义)中和在海平面处以起飞额定值保持稳定时)下测量风扇2的压缩比。
在涵道式风扇的情况下，推进系统1的旁路比可以介于10至31之间，在非涵道式风扇2的情况下，推进系统的旁路比可以介于40至80之间。
如上限定的以起飞额定值的风扇叶片11的顶端处的周向速度(即，在风扇叶片的顶点30处测量的)在风扇2是涵道式的时介于260m/s至330m/s之间，在风扇2是非涵道式的时小于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)，所述驱动轴可围绕旋转轴线(X)旋转地移动，
-风扇(2)，
-风扇轴(13)，所述风扇轴被构造成围绕所述旋转轴线(X)旋转地驱动所述风扇，
-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)，
-压缩段部(4)，所述压缩段部由所述驱动轴(10)旋转地驱动，
-进气通道(3)，所述进气通道在所述风扇(2)和所述压缩段部(4)之间延伸，所述进气通道包括内环圈(16)和外环圈(17)，所述内环圈和所述外环圈一起界定所述压缩段部(4)中的空气进气流路径，所述内环圈(16)具有预定的最小半径(R2)，
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围绕所述旋转轴线(X)周向地分布的至少两个行星齿轮(28)，每个行星齿轮(28)包括与所述驱动轴(10)啮合的第一部分(38)和与所述风扇轴(13)啮合的第二部分(39)，
-每个行星齿轮(28)相对于进气壳体(3)的所述内环圈(16)固定安装，以及
-每个行星齿轮(28)具有预定的最大半径(R1)，所述最大半径(R1)大于所述进气通道(3)的所述内环圈(16)的所述最小半径(R2)，使得所述空气进气流路径至少部分地在两个所述行星齿轮(28)之间延伸。
2.根据权利要求1所述的推进系统，其中，所述进气壳体(3)具有邻近所述风扇(2)的入口(18)和邻近所述压缩段部(4)的出口(20)，所述进气壳体(3)的所述外环圈(17)的段部在所述旋转轴线(X)的径向平面内在所述入口(18)处大致是圆形的。
3.根据权利要求1或2所述的推进系统，其中，所述空气进气流路径的通路(34)围绕所述旋转轴线(X)是不连续的。
4.根据权利要求3所述的推进系统，其中，所述减速机构(12)容纳在壳体(26)中，所述壳体(23)与所述进气通道(3)的所述内环圈(16)形成单个单元。
5.根据权利要求4所述的推进系统，其中，所述减速机构(12)的所述壳体(23)在每个行星齿轮(28)处包括一系列凸起(25)，所述一系列凸起各自被构造成容纳相关联的行星齿轮(28)。
6.根据权利要求5所述的推进系统，其中，所述凸起(25)由所述壳体(23)的环段部分(26)成对地连接。
7.根据权利要求5或6所述的推进系统，其中，所述减速机构(12)的所述壳体(23)经由从所述凸起(25)延伸的支撑臂(36)连接到所述外环圈(17)。
8.根据权利要求6或7所述的推进系统，其中，所述凸起(25)具有环段形状，所述环段形状的半径(R3)大于在所述凸起(25)之间延伸的所述壳体(23)部分(26)的半径。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的推进系统，其中，所述进气(3)壳体(23)的所述内环圈(16)的在两个相邻行星齿轮(28)之间延伸的部分具有在所述入口(18)下游的凸台(40)。
10.根据权利要求9所述的推进系统(1)，其中，所述凸台(40)一直延伸到所述压缩段部(4)。
11.根据权利要求1至10中任一项所述的推进系统，所述推进系统还包括旋转多通路液压密封件(15)，所述旋转多通路液压密封件在所述减速机构(12)的上游位于所述风扇轴(13)处。
12.根据权利要求11所述的推进系统(1)，其中，所述行星齿轮(28)安装在行星小齿轮架(21)上，所述推进系统(1)还包括机油储存器和至少一个穿过所述行星小齿轮架(21)的管道，所述管道被构造成向所述减速机构(12)供应机油。
13.根据权利要求1至12中任一项所述的推进系统(1)，其中，所述减速机构的减速比大于或等于2。
14.根据权利要求1至13中任一项所述的推进系统(1)，所述推进系统的旁路比大于或等于10且小于或等于80。
15.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求1至14中任一项所述的航空推进系统(1)。
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