CN116988876A - 齿轮箱组件的安装组件 - Google Patents

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CN116988876A CN202210767283.7A CN202210767283A CN116988876A CN 116988876 A CN116988876 A CN 116988876A CN 202210767283 A CN202210767283 A CN 202210767283A CN 116988876 A CN116988876 A CN 116988876A
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布格拉·H·埃尔塔斯
拉温德拉·山卡尔·加尼格尔
安德里亚·皮亚扎
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General Electric Co
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    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
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    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
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    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
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Abstract

一种用于燃气涡轮发动机的齿轮箱组件的安装组件，包括至少一个安装构件，该至少一个安装构件被配置为将齿轮箱组件的齿轮安装到燃气涡轮发动机的部件，该至少一个安装构件由横向阻抗参数、弯曲阻抗参数和扭转阻抗参数表征。燃气涡轮发动机包括安装组件。至少一个安装构件可以是挠性安装件、风扇框架或挠性联接器。

Description

齿轮箱组件的安装组件
技术领域
本公开涉及一种用于燃气涡轮发动机的齿轮箱组件的安装组件。特别地，本公开涉及用于燃气涡轮发动机的齿轮箱组件安装组件的至少一个阻抗参数。
背景技术
燃气涡轮发动机包括通过涡轮驱动的风扇。齿轮箱组件联接在风扇和涡轮之间。齿轮箱组件提供涡轮和风扇之间的速度降低。齿轮箱组件通过一个或多个安装构件安装到发动机的静态结构。
附图说明
本公开的特征和优点将从以下对各种如附图所示的示例性实施例的描述中显而易见，附图中相似的附图标记通常表示相同、功能相似和/或结构相似的元件。
图1示出了根据本公开的实施例的沿着燃气涡轮发动机的中心线截取的燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。
图2示出了根据本公开的实施例的沿着燃气涡轮发动机的中心线截取的燃气涡轮发动机的齿轮箱组件的放大示意性横截面视图。
图3示出了转变成代表性振动系统的图2的齿轮箱组件的示意性横截面视图。
图4示出了根据本公开的实施例的沿着燃气涡轮发动机的中心线截取的燃气涡轮发动机的齿轮箱组件的放大示意性横截面视图。
图5示出了转变成代表性振动系统的图4的齿轮箱组件的示意性横截面视图。
图6示出了根据本公开的实施例的具有输油装置的燃气涡轮发动机的齿轮箱组件的示意性横截面视图。
图7A示出了根据本公开的实施例的横向刚度的自由度的示意视图。
图7B示出了根据本公开的实施例的弯曲刚度的自由度的示意视图。
图7C示出了根据本公开的实施例的扭转刚度的自由度的示意视图。
图8A示出了图示挠性联接器和挠性安装件的横向结构刚度作为风扇框架的横向结构刚度的函数的图表。
图8B示出了图示挠性联接器和挠性安装件的弯曲结构刚度作为风扇框架的弯曲结构刚度的函数的图表。
图8C示出了图示挠性联接器和挠性安装件的扭转结构刚度作为风扇框架的扭转结构刚度的函数的图表。
具体实施方式
本公开的特征、优点和实施例通过考虑以下详细描述、附图和权利要求来阐述或显而易见。此外，应当理解，以下详细描述是示例性的并且旨在提供进一步的解释，而不限制所要求保护的本公开的范围。
下面详细讨论各种实施例。尽管讨论了特定实施例，但这仅是为了说明的目的。相关领域的技术人员将认识到可以使用其他部件和配置而不背离本公开的精神和范围。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用以区分一个部件与另一个部件，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前是指更靠近发动机入口的位置，而后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
术语“上游”和“下游”指的是相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。
除非本文另有说明，否则术语“联接”、“固定”、“附接”、“连接”等既指直接联接、固定、附接或连接，也指通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、固定、附接或连接。
单数形式“一”、“一个”和“该”包括复数引用，除非上下文另有明确规定。
术语“横向刚度”和“横向结构刚度”可互换使用，是指在横向方向和径向方向上具有自由度的部件的刚度。即，部件在径向方向(图1和7A中的Y方向)和横向方向(图7A中的X方向；图1中进出页面)上的刚度。如图7A所示限定横向刚度。横向刚度在本文中被标识为KL。
术语“弯曲刚度”和“弯曲结构刚度”可互换使用，是指在俯仰方向和偏航方向上具有自由度的部件的刚度。即，部件在俯仰方向(围绕图7B中的Y和Z平面)和偏航方向(围绕图7B中的Z和X平面)上的刚度。如图7B所示限定弯曲刚度。弯曲刚度在本文中被标识为KB。
本文中的术语“壳体”是指限定气流路径的结构(例如，管道的壁或壳体)。安装到壳体可以是直接螺栓连接或通过承重框架。
如本文所指的“静态结构”是指发动机的非旋转的任何结构部分。
术语“扭转刚度”和“扭转结构刚度”可互换使用，是指在围绕发动机中心线的扭转或旋转方向(围绕图7C中的X和Y平面，围绕发动机中心线)上具有自由度的部件的刚度。如图7C所示限定扭转刚度。扭转刚度在本文中被标识为KT。
术语“横向阻尼”是指部件在振动频率下在横向方向上的结构阻尼。横向阻尼在本文中被标识为CL。
术语“弯曲阻尼”是指部件在振动频率下在弯曲方向上的结构阻尼。弯曲阻尼在本文中被标识为CB。
术语“扭转阻尼”是指部件在振动频率下在扭转或旋转方向上的结构阻尼。扭转阻尼在本文中被标识为CT。
在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换。除非上下文或语言另有说明，否则此类范围已被识别并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以相互独立地组合。
当发动机产生推力时，燃气涡轮发动机的负载会通过飞行器发动机安装点引起推力反作用力。例如，在起飞和/或爬升序列期间，机翼挂架上的安装点会引起围绕俯仰轴的净弯矩。由此产生的偏转导致涡轮轴、中间框架、发动机壳体、前框架等之间的相对运动。这些相对运动有时以不同的速率发生(取决于飞行条件)，这导致支撑结构、发动机框架、轴、壳体等中的联接负载。这会导致不同速率和不同程度下的相对运动、弯曲或偏移(取决于负载路径、柔性/刚性接头、零件等)。发动机的弯曲还会使发动机的壳体沿着其长度方向变形。部件相对于彼此移动的程度取决于它们如何相互连接、使用的材料以及支撑上述部件的互连结构的结构动态特性。如果发动机设计的这些方面没有得到充分考虑，可能会导致不对准，从而导致部件(例如轴承、密封件等)过早失效或磨损。
受发动机的动态负载影响的此类部件之一是动力齿轮箱，该动力齿轮箱用于将动力从涡轮轴传输到主风扇。这种齿轮箱可以包括太阳齿轮、多个行星齿轮和齿圈。太阳齿轮与多个行星齿轮啮合并且多个行星齿轮与齿圈啮合。在操作中，齿轮箱将从以第一速度操作的涡轮轴传递的扭矩传递到以较低的第二速度旋转的风扇轴。对于齿轮箱的行星配置，太阳齿轮可以联接到以第一速度旋转的低压涡轮的中轴。行星齿轮与太阳轮啮合，然后通过行星架将扭矩传递到风扇轴。在星形配置中，齿圈联接到风扇轴。在任一配置中，齿轮箱由例如挠性安装件、挠性联接器和风扇框架联接器支撑。
由于发动机上的上述负载，支撑齿轮箱的框架和齿轮箱的输入/输出轴的相对运动会导致动力齿轮箱的运动部件(即，齿轮、架、环等)之间的不显著的相对运动，从而导致齿轮系中的不对准。这种不对准然后导致畸变或偏心负载，特别是扭矩负载在齿轮中不均匀地解决或不均匀地分布。这导致单个齿轮和齿轮箱组件内的边缘负载和高应力，这可能导致齿轮寿命降低、失效和/或齿轮断裂。
随着发动机推力和功率的增加，所描述的负载环境在适应同时确保齿轮箱组件的足够寿命和耐用性方面变得更具挑战。发明人需要改进用于动力齿轮箱的现有支撑结构以支持任务要求，设计了几种不同的齿轮箱支撑配置以达到改进的设计，更适合处理不同架构中特定飞行条件的负载环境，从而延长齿轮箱中零件的使用寿命并且避免过早的失效事件。
图1示出了沿着作为主旋转轴线的中心轴线A截取的燃气涡轮发动机10的示意性横截面视图。燃气涡轮发动机10包括进气口12和风扇14，风扇14产生两种气流：核心气流FA和旁通气流FB。燃气涡轮发动机10包括接收核心气流FA的发动机核心16。发动机核心16包括壳体17，该壳体以轴向流动顺序环绕低压压缩机18、高压压缩机20、燃烧区段22、高压涡轮24、低压涡轮26和核心排气喷嘴28。核心发动机壳体17通常限定核心流动通道21，核心气流FA流动通过该核心流动通道21。机舱30经由发动机框架支柱31围绕燃气涡轮发动机10并且可以用作出口导向叶片。机舱30限定旁通管道32和旁通排气喷嘴34。旁通气流FB流动通过旁通管道32。风扇14经由低压轴36和齿轮箱组件38联接到低压涡轮26并且由其驱动。
在使用中，核心气流FA由低压压缩机18加速和压缩并且被引导到高压压缩机20中，在高压压缩机20中发生进一步压缩。从高压压缩机20排出的压缩空气被引导到燃烧区段22中，在燃烧区段22中它与燃料混合并且该混合物被燃烧。所产生的热燃烧产物然后在通过核心排气喷嘴28排出之前通过高压涡轮24和低压涡轮26膨胀并且由此驱动高压涡轮24和低压涡轮26。这提供了推进推力。高压涡轮24通过高压轴39驱动高压压缩机20。风扇14通常提供大部分推进推力。齿轮箱组件38是减速齿轮箱、动力齿轮箱，其将扭矩从以第一速度运行的LP轴36传递到联接到风扇14的以较慢的第二速度运行的风扇轴。
图2和3图示了具有安装组件100的图1的齿轮箱组件38的放大示意性侧横截面视图。所示的安装组件100是用于星形配置齿轮箱的安装组件，下面将更详细地描述。齿轮箱组件38包括太阳齿轮40、多个行星齿轮42和齿圈44。低压涡轮26(图1)驱动低压轴36，该低压轴36联接到齿轮组件38的太阳齿轮40。齿轮箱组件38的太阳齿轮40经由挠性联接器145联接到旋转的低压轴36。
在太阳齿轮40的径向外侧并且与之相互啮合的是多个行星齿轮42，它们通过行星架46联接在一起。齿轮箱组件38的行星架46经由挠性安装件147联接到发动机静态结构19。行星架46约束多个行星齿轮42，同时允许多个行星齿轮42中的每个行星齿轮围绕其自身的轴线旋转。在多个行星齿轮42的径向外侧并且与之相互啮合的是齿圈44，其是环形齿圈44。齿圈44经由风扇轴48联接到风扇14(图1)，以便驱动风扇14围绕轴线A旋转。风扇轴48经由风扇轴承50联接到风扇框架149。风扇框架149将齿轮箱组件38的旋转齿圈44联接到发动机静态结构19，并且由此将旋转的风扇轴48联接到发动机静态结构19。挠性联接器145、挠性安装件147和风扇框架149限定用于齿轮箱组件38的安装组件100。如本文所述，挠性联接器145、挠性安装件147和风扇框架149可以称为安装构件。
虽然为了清楚起见没有在图2和3进行描绘，但是太阳齿轮40、多个行星齿轮42和齿圈44中的每一个都包括围绕它们的周边的齿以与其他齿轮相互啮合。在图2和3的示例中，齿轮箱组件38是星形配置。即，齿圈44旋转，而行星架46是固定且静止的。行星架46约束多个行星齿轮42，使得多个行星齿轮42不一起围绕太阳齿轮40旋转，同时还使多个行星齿轮42中的每个行星齿轮能够围绕其自身的轴线旋转。即，由于多个行星齿轮42与旋转的齿圈44以及旋转的太阳齿轮40两者啮合，因此由于太阳齿轮40的旋转，多个行星齿轮42中的每一个都围绕它们自己的轴旋转以驱动齿圈44围绕发动机轴线A(图1)旋转。齿圈44的旋转通过风扇轴48被传递到风扇14(图1)。
图3示出了转变成代表性振动系统的图2的安装组件100，其中挠性联接器145、挠性安装件147和风扇框架149中的每一个都由构件的代表性结构特性示出，代表性结构特性是安装组件100的各个构件的结构刚度(K)和阻尼(C)。如所示的，挠性联接器145、挠性安装件147和风扇框架149中的每一个在横向方向、弯曲方向和扭转方向中的每一个方向上都包括代表性结构特性(结构刚度和阻尼)。
例如，图3用表征齿轮箱和挠性联接器145之间的联接器的性质的结构特性来表示齿轮箱支撑结构。挠性联接器145可以用挠性联接器横向刚度挠性联接器弯曲刚度/>挠性联接器扭转刚度/>挠性联接器横向阻尼/>挠性联接器弯曲阻尼/>和挠性联接器扭转阻尼/>来表示。
图3用表征齿轮箱和挠性安装件147之间的联接器的性质的结构特性来表示齿轮箱支撑结构。挠性安装件147可以用挠性安装件横向刚度挠性安装件弯曲刚度/>挠性安装件扭转刚度/>挠性安装件横向阻尼/>挠性安装件弯曲阻尼/>和挠性安装件扭转阻尼/>来表示。
图3用表征齿轮箱和风扇框架149之间的联接器的性质的结构特性来表示齿轮箱支撑结构。风扇框架149可以用风扇框架横向刚度风扇框架弯曲刚度/>风扇框架扭转刚度/>风扇框架横向阻尼/>风扇框架弯曲阻尼/>和风扇框架扭转阻尼/>来表示。
图4和5示出了具有安装组件的图1的齿轮箱组件38的放大示意性侧横截面视图。所示的安装组件200是用于行星配置齿轮箱的安装组件，将在下文更详细地描述。如上所述，齿轮箱组件38包括太阳齿轮40、多个行星齿轮42和齿圈44。低压涡轮26(图1)驱动低压轴36，低压轴36联接到齿轮箱组件38的太阳齿轮40。太阳齿轮40经由挠性联接器245联接到低压轴36。
在太阳齿轮40的径向外侧并且与之相互啮合的是多个行星齿轮42，它们通过行星架46联接在一起。行星架46经由风扇轴48联接到风扇14(图1)，以驱动风扇14围绕轴线A旋转。风扇轴48经由风扇轴承50联接到风扇框架249。行星架46约束多个行星齿轮42围绕太阳齿轮40一起旋转，同时还允许多个行星齿轮42中的每个行星齿轮围绕其自身的轴线旋转。因此，多个行星齿轮42、行星架46和太阳齿轮40围绕发动机轴线A旋转。在多个行星齿轮42的径向外侧并且与之相互啮合的是齿圈44，齿圈44是环形齿圈44。齿圈44经由挠性安装件247联接到发动机静态结构19。挠性联接器245、挠性安装件247和风扇框架249限定齿轮箱组件38的安装组件200。如本文所述，挠性联接器245、挠性安装件247和风扇框架249可以称为安装构件。
虽然为了清楚起见没有在图4和图5中进行描绘，但是太阳齿轮40、多个行星齿轮42和齿圈44中的每一个都包括围绕它们的周边的齿，以与其他齿轮相互啮合。在图4和5的示例中，齿轮箱组件38是行星配置。即，齿圈44是静态的(经由挠性安装件247固定地安装到发动机静态结构19)，而行星架46和其中的多个行星齿轮42围绕发动机中心线轴线A旋转。行星架46约束多个行星齿轮42，使得多个行星齿轮42一起围绕太阳齿轮40旋转，同时还使多个行星齿轮42中的每个行星齿轮能够围绕其自身的轴线旋转。行星架46的旋转通过风扇轴48被传递到风扇14(图1)。
图5示出了转变成代表性振动系统的图4的安装组件200，其中挠性联接器245、挠性安装件247和风扇框架249中的每一个都通过构件的代表性结构特性示出，代表性结构特性是安装组件200的各个构件的结构刚度(K)和阻尼(C)。如所示的，挠性联接器245、挠性安装件247和风扇框架249中的每一个在横向方向、弯曲方向和扭转方向中的每一个方向上都包括代表性结构特性(结构刚度和阻尼)。
例如，图5用表征齿轮箱和挠性联接器245之间的联接器的性质的结构特性来表示齿轮箱支撑结构。挠性联接器245可以用挠性联接器横向刚度挠性联接器弯曲刚度/>挠性联接器扭转刚度/>挠性联接器横向阻尼/>挠性联接器弯曲阻尼/>和挠性联接器扭转阻尼/>来表示。
图5用表征齿轮箱和挠性安装件247之间的联接器的性质的结构特性来表示齿轮箱支撑结构。挠性安装件247可以用挠性安装件横向刚度挠性安装件弯曲刚度/>挠性安装件扭转刚度/>挠性安装件横向阻尼/>挠性安装件弯曲阻尼/>和挠性安装件扭转阻尼/>来表示。
图5用表征齿轮箱和风扇框架249之间的联接器的性质的结构特性来表示齿轮箱支撑结构。风扇框架249可以用风扇框架横向刚度风扇框架弯曲刚度/>风扇框架扭转刚度/>风扇框架横向阻尼/>风扇框架弯曲阻尼/>和风扇框架扭转阻尼/>来表示。
图2和4中的齿轮箱安装系统和配置可以转变成代表性振动系统，分别如图3和5所示。齿轮箱的每个接口，无论是风扇框架、挠性安装件还是挠性联接器，都具有可以转变为横向、弯曲和扭转刚度和阻尼元件的几何特性。例如，挠性安装件支撑系统可以具有相对薄壁的起伏支撑件，其被设计为具有特定的刚度和阻尼值。支撑壁厚度和支撑构件跨度或范围在确定刚度和阻尼值方面起着关键作用。较薄的构件当然允许较低的刚度值，而较短的跨度或构件长度有助于较高的刚度特性值。相似地，输入轴上的2个挠性安装件挠性元件使用构件厚度和外径来控制刚度和阻尼。随着构件厚度减小和隔膜直径增加，安装位置的刚度特性降低。对于风扇框架支撑，最好将此安装元件和位置设计为尽可能刚硬，同时最小化重量。由于可能发生潜在的风扇过载，风扇支撑框架需要高程度的刚度；就像叶片失效的情况一样。因此，挠性安装件和挠性元件横向刚度值和弯曲刚度值的设计方法需要比风扇支撑框架明显更软，这允许齿轮箱系统跟随风扇框架支撑运动，同时在挠性安装和挠性联接器安装位置处产生低反作用力和力矩。相反，由于这些元件在风扇的主要扭矩传递扭矩路径中，因此希望挠性安装件和挠性联接器安装元件的扭转刚度设计得尽可能刚硬。
图6示出了具有安装组件300的图1的齿轮箱组件38的放大示意侧视图。安装组件300是用于行星配置的安装组件，如关于图4和5所描述的。即，齿圈44通过挠性安装件347联接到发动机静态结构19。多个行星齿轮42被约束在行星架46内，行星架46联接到风扇轴48，并且太阳齿轮40通过挠性联接器345联接到低压轴36。尽管在图6中未示出，但风扇轴48可以与风扇框架连接到发动机静态结构，例如关于图4和图5所描述的。
齿轮箱组件38可以包括输油装置350。输油装置350允许油流Foil流入齿轮箱组件38并且润滑多个行星齿轮42，这转而润滑太阳齿轮40和齿圈44。尽管关于行星配置进行示出，但是输油装置350可以设置在具有星形配置的齿轮箱组件38中(例如，如关于图2和图3所示和描述的)。
图7A到7C图示了与结构刚度K和阻尼系数C相关的自由度。这些自由度表征了在负载条件下当部件与支撑它的齿轮箱和发动机框架相互作用时影响部件的相应刚度或阻尼特性的最显著的运动方向。结构刚度K和阻尼系数C表示允许发明人以足够准确和有代表性的方式量化这些自由度的结构动态行为，这考虑到部件设计中影响负载传递到齿轮箱的所有因素。
在图7A至图7C中，Z轴与发动机中心线A(图1)重合，Y轴在径向方向上垂直于Z轴(如图1所示的径向方向向上和向下)延伸，X轴在径向方向上垂直于Z轴(如图1所示的进出页面的径向方向)延伸。
在图7A中，横向刚度KL和横向阻尼CL影响相应安装部件(例如，挠性安装件、风扇框架和挠性联接器)的横向刚度和横向阻尼。这导致横向刚度KL和横向阻尼CL影响相应部件在横向方向上的运动。横向方向包括部件在Y轴径向方向700和X轴径向方向710上的线性运动。
在图7B中，弯曲刚度KB和弯曲阻尼CB影响各个安装部件(例如，挠性安装件、风扇框架和挠性联接器)的弯曲刚度和弯曲阻尼。这导致弯曲刚度KB和弯曲阻尼CB影响相应部件在弯曲方向上的旋转运动。弯曲方向包括部件在偏航方向720和俯仰方向730上的弯曲或旋转运动。
在图7C中，扭转刚度KT和扭转阻尼CT影响相应安装部件(例如，挠性安装件、风扇框架和挠性联接器)的扭转刚度和扭转阻尼。这导致扭转刚度KT和扭转阻尼CT影响相应部件在围绕发动机中心线(例如，围绕如图1所示的中心线A或Z轴)的扭转方向740上的旋转运动。这表示齿轮的负载路径和相应部件相对于风扇14(图1)的扭矩。
在开发燃气涡轮发动机时，部件之间的相互作用会使在发动机设计和原型测试期间选择或开发一个部件变得特别困难，尤其是当某些部件处于不同的完成阶段时。例如，一个或多个部件可能接近完成，而一个或多个其他部件可能处于初始或初步阶段，从而只有一个(或几个)设计参数是已知的。期望在设计的早期阶段达到什么是可能的，以便在考虑折衷的情况下向下选择候选最优设计变得更有可能。迄今为止，该过程有时更加临时性，选择一种或另一种设计而不知道第一次考虑概念时的影响。例如，参考图1，风扇14设计、机舱30设计、壳体17设计、发动机静态结构19设计、高压轴39设计和/或低压轴36设计的各个方面可能是未知的，但是这些部件会影响燃气涡轮发动机10所经历的弯曲，因此可能会影响齿轮箱组件38的安装组件的设计。
考虑到设计、可行性、制造、认证要求等的约束，为了避免浪费时间和精力，除了改进最适合齿轮箱寿命并且更适合满足任务要求的安装类型之外，还希望在设计选择过程的早期缩小可以产生有利结果的配置或特征组合的范围。在如上所述的不同实施例的评估过程中，发明人出乎意料地发现，在安装部件的刚度和安装部件的阻尼之间存在关系，它唯一地标识了有限且容易确定的(鉴于本公开)数量的实施例，这些实施例适用于解决由于发动机壳体上的负载而引起的齿轮运动的特定架构。与现有方法相比，这被发现可以实现更好的安装部件的系统，对机械系统更优化。定义的关系是考虑机械系统的静态和动态方面的动态刚度(例如，运动齿轮、静态安装件、壳体等)。动态刚度关系被发明人称为阻抗参数(Z)，并根据结构刚度K与等效阻尼系数(也称为粘性阻尼系数C)之间的以下关系(1)定义：
阻抗参数(Z)＝K*C (1)
如上所讨论的，每个安装部件经历三个自由度的运动：横向、弯曲和扭转。因此，每个部件都包括每个自由度的动态刚度或阻抗参数。即，每个部件具有横向阻抗参数(ZL)、弯曲阻抗参数(ZB)和扭转阻抗参数(ZT)，如根据以下关系式(2)至(10)定义的，其中“L”是指“横向”，“B”是指“弯曲”，“T”是指“扭转”，“fm”是指“挠性安装件”，“ff”是指“风扇框架”，“fc”是指“挠性联接器”：
因此，返回参考图2至5，关系式(2)、(3)和(4)定义了挠性安装件147和挠性安装件247的阻抗参数；关系(5)、(6)和(7)定义了风扇框架149和风扇框架249的阻抗参数；和关系(8)、(9)和(10)定义了挠性联接器145和挠性联接器245的阻抗参数。
本公开中描述的安装部件不具有真正的粘性阻尼系数，而是具有结构阻尼，也称为滞后阻尼。滞后阻尼直接随位移大小而变化，并且可以由关系式(11)定义：
其中“h”是滞后阻尼系数并且ω是振动频率。因此，在较低的振动下，滞后阻尼往往更大，这与在较低(相对于较高)振动频率下预期的位移大小一致。滞后阻尼进一步由结构刚度和损耗因子定义，如关系式(12)所示。
滞后系数(h)＝K*η (12)
其中“K”是结构刚度并且η是损耗因子。损耗因子由部件的材料定义。一些示例性的损耗因子如表1所示。
材料 损耗因子(η)
铝 0.3-10(x10-5)
铅(纯) 5-30(x10-2)
铅(含锑) 1-4(x10-2)
铁 1-4(x10-4)
钢 0.2-3(x10-4)
表格1
关系式(12)可以插入到关系式(11)中以定义关系式(13)：
关系式(13)可以插入到关系式(1)中以定义关系式(14)：
因此，如上所述，每个安装部件可以具有根据以下关系式(15)至(23)定义的阻抗参数：
因此，返回参考图2至5，关系式(15)、(16)和(17)定义了挠性安装件147和挠性安装件247的阻抗参数；关系式(18)、(19)和(20)定义了风扇框架149和风扇框架249的阻抗参数；且关系式(21)、(22)和(23)定义了挠性联接器145和挠性联接器245的阻抗参数。
发明人进一步发现，在优化并考虑到齿轮箱的不同负载环境和相关联的任务要求的过程中，阻抗参数的比率提供了关于选择更优化的齿轮箱支撑部件的见解，而不是在没有充分考虑或意识到部件之间的结构联接器的情况下选择部件设计。该比率可以解释一个部件的特性在支撑齿轮箱时可能对另一个部件的影响。阻抗参数比率(IPR)根据关系式(24)至(29)表示：
其中，关系式(24)至(26)定义了挠性安装件相对于风扇框架的IPR，关系式(27)至(29)定义了挠性联接器相对于风扇框架的IPR。
与风扇框架相比，横向刚度和弯曲刚度的阻抗参数的比率优选地设计为低的。这允许齿轮更容易地一起移动，同时保持均匀的负载并减少齿轮上的边缘负载。例如，如以下实施例1和2所示，风扇框架的刚度K的选择和预定如表格2所示。挠性安装件和挠性联接器的刚度由本文的关系式定义，如关于以下实施例进行描述的。
与横向刚度和弯曲刚度阻抗参数比率不同，扭转刚度比率设计为与风扇框架相比相对较高。挠性联接器和挠性安装件的高度灵活的扭转刚度值是不期望的，因为这会导致高应力并将不需要的振动模式引入系统。
本公开定义了三个主齿轮箱组件-发动机接口(例如，风扇框架、挠性联接器和挠性安装件)的阻抗参数比率。设计参数不仅考虑了刚度，还考虑了等效粘性阻尼形式的结构滞后。连接齿轮箱组件的三个主要元件是(1)与风扇框架刚性连接的风扇轴，(2)挠性安装件，以及(3)来自输入轴的挠性联接器。阻抗参数的比率的大小最好相对于风扇框架阻抗来确定，因为发现这为选择最佳设计提供了最方便的相对阻抗指标。
正如前面提到的，阻抗参数之所以独特，主要有两个原因。首先，阻抗参数不仅考虑了结构刚度(K)，还考虑了阻尼(C)。除了机械系统的静态性能或完整性之外，这允许阻抗参数考虑机械系统的动力学。刚度解决了静态载荷和操作条件，阻尼解决了动态场景，例如，在旋转和飞行操纵下。其次，除了横向刚度和旋转刚度或弯曲刚度之外，阻抗参数还定义了扭转刚度的理想设计选择。
如下文进一步讨论的，发明人已经确定了每个安装部件相对于彼此的阻抗参数范围，这使得安装组件100和安装组件200能够设计成使得齿轮箱组件38的齿轮在发动机负载条件下(例如起飞和爬升)能够最好地保持对准。如上所述，挠性安装件和挠性联接器中的每一个的横向刚度和弯曲刚度低于风扇框架相应的横向刚度和弯曲刚度。对于横向刚度和弯曲刚度，挠性安装件相对于风扇框架的阻抗参数比率(例如，关系式(24)的横向IPR和关系式(25)的弯曲IPR)小于或等于0.5。在一些示例中，该比率小于或等于0.4。在一些示例中，该比率在0.1和0.5之间。在一些示例中，该比率在0.1和0.4之间。在一些示例中，该比率在0.1和0.5之间。在一些示例中，该比率在0.1和0.4之间。在一些示例中，该比率在0.2和0.5之间。在一些示例中，该比率在0.3和0.4之间。在一些示例中，该比率是0.1、0.2、0.3、0.4、0.5或0.1和0.5之间的任何离散值。
对于横向刚度和弯曲刚度，挠性联接器相对于风扇框架的阻抗参数比率(例如，关系式(27)的横向IPR和关系式(28)的弯曲IPR)小于或等于0.5。在一些示例中，该比率小于或等于0.4。在一些示例中，该比率在0.1和0.5之间。在一些示例中，该比率在0.01和0.4之间。在一些示例中，该比率在0.1和0.5之间。在一些示例中，该比率在0.1和0.4之间。在一些示例中，该比率在0.02和0.5之间。在一些示例中，该比率在0.3和0.4之间。在一些示例中，该比率是0.1、0.2、0.3、0.4、0.5或0.1和0.5之间的任何离散值。
挠性安装件和挠性联接器中的每一个的扭转刚度更接近于风扇框架的扭转刚度。对于扭转刚度，挠性安装件相对于风扇框架和挠性联接器相对于风扇框架的阻抗参数比率(例如，关系式(26)和(29)的IPR)大于或等于为0.1。在一些示例中，该比率大于或等于0.4。在一些示例中，该比率在0.1和0.95之间。在一些示例中，该比率在0.4和0.95之间。
表格2至5描述了识别两种发动机类型的阻抗参数的示例性实施例1和2。实施例1和2的示例性发动机可以是涡轮风扇发动机。实施例1和2的示例性发动机可以与窄体机身或宽体机身一起使用。实施例1和2的示例性发动机可以包括星形配置的安装有安装组件100的齿轮箱组件(例如，如关于图2和3所描述的)，或者可以包括行星配置的安装有安装组件200的齿轮箱组件(例如，图4和5)。表格2描述了风扇框架的结构刚度K。上述值是实施例1和2的示例。可以选择风扇框架的其他结构刚度。风扇框架的结构刚度可以由材料特性、部件尺寸和其他影响结构刚度的已知因素来定义。
表格2
实施例1和2的风扇框架的横向、弯曲和扭转结构刚度的值是示例性的。风扇框架的横向结构刚度可以小于或等于1,200,000lb/in(磅/英寸)。在一些示例中，风扇框架的横向结构刚度可以在400,000lb/in至1,200,000lb/in的范围内，或者介于其间的任何值或子范围内。在一些示例中，风扇框架的横向结构刚度可以在800,000lb/in到1,020,408lb/in的范围内，或者介于其间的任何值或子范围。
风扇框架的弯曲结构刚度可以小于或等于600,000,000in-lb/rad(英寸-磅/弧度)。在一些示例中，风扇框架的弯曲结构刚度可以在200,000,000in-lb/rad至600,000,000in-lb/ra的范围内，或介于其间的任何值或子范围内。在一些示例中，风扇框架的弯曲结构刚度可以在351,569,506in-lb/rad和448,430,493in-lb/rad的范围内，或者介于其间的任何值或子范围内。
风扇框架的扭转结构刚度可以是1E+12in-lb/rad。在一些示例中，风扇框架的扭转结构刚度可以在1E+11in-lb/rad和5E+12in-lb/rad之间，或者介于其间的任何值或子范围。
依据推力等级、风扇框架设计、轴承布置和支撑齿轮箱位置的轴承类型及其相对于齿轮箱的布置、风扇以及以风扇框架为主要承载结构的发动机的其他部件的尺寸，风扇框架的横向刚度、弯曲刚度和扭转刚度值以这种方式变化。
一旦通常已知风扇框架值，就可以使用IPR确定支撑齿轮箱的结构的最佳设计，从挠性安装件和挠性联接器的刚度(在横向和弯曲刚度的情况下)低于或高于(在扭转刚度的情况下)风扇框架的一般准则开始。当组合使用时，可以确定挠性安装件和挠性联接器的期望刚度。例如，将关系式(15)和(18)导入到关系式(24)中，将关系式(16)和(19)导入到关系式(25)中，以确定挠性安装件在横向方向和弯曲方向上的结构刚度，如关系式(30)中所定义的。将关系式(17)和(20)导入到关系式(26)以确定挠性安装件在扭转方向上的结构刚度，如关系式(31)中所定义的。
挠性安装件的结构刚度K是针对钢和地面怠速振动确定的，对于横向方向和弯曲方向，阻抗参数比率(IPR)小于或等于0.5，对于扭转，IPR大于或等于0.01。对于钢的损耗因子η为0.2到0.0003，对于地面怠速的振动旋转频率ω可取为3krpm(314rad/sec(弧度/秒))，这表示低于或等于地面怠速条件下经历的振动的平均低压涡轮旋转频率。这导致挠性安装件的结构刚度，对于横向和弯曲，由关系式(30)定义，而对于扭转，由关系式(31)定义：
Kfm≤0.71Kff (30)
Kfm≥0.1Kff (31)
将表格2的值插入到关系式(30)和(31)中，挠性安装件的结构刚度如表格3所示被确定。
/>
表格3
实施例1和2的挠性安装件的结构刚度值是示例性的。如上所述，挠性安装件的结构刚度可以确定为与风扇框架的结构刚度有关系。因此，对于上述风扇框架的相应横向结构刚度、弯曲结构刚度和扭转结构刚度的范围可以导入到关系式(30)和(31)中，以确定对于挠性安装件的相应横向结构刚度、弯曲结构刚度和扭转结构刚度的范围。
执行类似的处理以获得挠性联接器的结构刚度。即，将关系式(21)和(18)导入到关系式(27)中，将关系式(22)和(19)导入到关系式(28)中，以确定挠性联接器在横向方向和弯曲方向上的结构刚度，如在关系式(32)中定义的。将关系式(23)和(20)导入到关系式(29)，以确定挠性联接器在扭转方向上的结构刚度，如在关系式(33)中定义的。
挠性联接器的结构刚度K是针对钢和地面怠速振动确定的，对于横向方向和弯曲方向，IPR小于或等于0.5，对于扭转方向，IPR大于或等于0.01。对于钢的损耗因子η为0.2至0.0003，对于地面怠速的振动频率ω可取为3krpm(314rad/sec)，这表示振动频率低于或等于地面怠速条件下经历的振动频率。这导致挠性联接器的结构刚度，对于横向和弯曲，由关系式(32)定义，而对于扭转，由关系式(33)定义：
Kfc≤0.71Kff (32)
Kfc≥0.1Kff (33)
将表格2的值插入到关系式(32)和(33)中，挠性联接器的结构刚度如表格4所示被确定。
表格4
实施例1和2的挠性联接器的结构刚度值是示例性的。如上所述，挠性联接器的结构刚度可以确定为与风扇框架的结构刚度的关系。因此，对于上述风扇框架的相应横向结构刚度、弯曲结构刚度和扭转结构刚度的范围可以导入到关系式(32)和(33)中，以确定对于挠性联接器的相应横向结构刚度、弯曲结构刚度和扭转结构刚度的范围。
因此，如图8A至8C所示，挠性联接器和挠性安装件中的每一个的结构刚度是风扇框架的结构刚度的函数或因子。例如，在图8A中，挠性安装件和挠性联接器的横向结构刚度是风扇框架的横向结构刚度的函数，如区域800a所示。在图8B中，挠性安装件和挠性联接器的弯曲结构刚度是风扇框架的弯曲结构刚度的函数，如区域800b所示。在图8C中，挠性安装件和挠性联接器的扭转结构刚度是风扇框架的扭转结构刚度的函数，如区域800c所示。
此外，根据表格2至表格4，对于实施例1和2确定风扇框架的阻抗参数，落入表格5所示的范围内。
表格5
因此，如上所述，阻抗参数不仅考虑结构刚度(K)，而且还考虑阻尼(C)。除了机械系统的静态性能或完整性之外，这允许阻抗参数考虑机械系统的动力学。刚度解决了静态载荷和操作条件，阻尼解决了动态场景，例如，在旋转和飞行操纵下。除了横向刚度和旋转刚度或弯曲刚度之外，阻抗参数还定义了扭转刚度的期望设计选择。
本公开的其他方面由以下条项的主题提供。
根据本公开的一个方面，一种用于燃气涡轮发动机的齿轮箱组件的安装组件，所述安装组件包括：挠性联接器，所述挠性联接器被配置为将所述齿轮箱组件的第一齿轮安装到所述燃气涡轮发动机的旋转轴；挠性安装件，所述挠性安装件被配置为将所述齿轮箱组件的第二齿轮安装到发动机静态结构；和风扇框架，所述风扇框架被配置为将所述齿轮箱组件的第三齿轮安装到所述发动机静态结构。所述挠性联接器和所述挠性安装件中的每一个由横向阻抗参数比率、弯曲阻抗参数比率和扭转阻抗参数比率表征。所述挠性联接器、所述挠性安装件或两者的所述横向阻抗参数比率小于或等于0.5，所述挠性联接器、所述挠性安装件或两者的所述弯曲阻抗参数比率小于或等于0.5，并且所述挠性联接器、所述挠性安装件或两者的所述扭转阻抗参数比率大于或等于0.01。
根据本公开的一个方面，一种用于燃气涡轮发动机的齿轮箱组件的安装组件包括挠性联接器，所述挠性联接器被配置为将所述齿轮箱组件的第一齿轮安装到所述燃气涡轮发动机的旋转轴，其中，所述挠性联接器由小于或等于0.5的横向阻抗参数比率表征。
根据本公开的一个方面，一种用于燃气涡轮发动机的齿轮箱组件的安装组件包括挠性联接器，所述挠性联接器被配置为将所述齿轮箱组件的第一齿轮安装到所述燃气涡轮发动机的旋转轴，其中，所述挠性联接器的特点由小于或等于0.5的弯曲阻抗参数比率表征。
根据本公开的一个方面，一种用于燃气涡轮发动机的齿轮箱组件的安装组件包括挠性联接器，所述挠性联接器被配置为将所述齿轮箱组件的第一齿轮安装到所述燃气涡轮发动机的旋转轴，其中，所述挠性联接器由大于或等于0.01的扭转阻抗参数比率表征。
根据本公开的一个方面，一种用于燃气涡轮发动机的齿轮箱组件的安装组件包括挠性安装件，所述挠性安装件被配置为将所述齿轮箱组件的第一齿轮安装到发动机静态结构，其中，所述挠性安装件由小于或等于0.5的横向阻抗参数比率表征。
根据本公开的一个方面，一种用于燃气涡轮发动机的齿轮箱组件的安装组件包括挠性安装件，所述挠性安装件被配置为将所述齿轮箱组件的第一齿轮安装到发动机静态结构，其中，所述挠性安装件由小于或等于0.5的弯曲阻抗参数比率表征。
根据本公开的一个方面，一种用于燃气涡轮发动机的齿轮箱组件的安装组件包括挠性安装件，所述挠性安装件被配置为将所述齿轮箱组件的第一齿轮安装到发动机静态结构，其中，所述挠性安装件由大于或等于0.01的扭转阻抗参数比率表征。
根据前述条项中的任一项所述的安装组件，进一步包括：挠性安装件，所述挠性安装件被配置为将所述齿轮箱组件的第二齿轮安装到发动机静态结构；以及风扇框架，所述风扇框架被配置为将所述齿轮箱组件的第三齿轮安装到所述发动机静态结构。
根据前述条项中的任一项所述的安装组件，进一步包括：挠性联接器，所述挠性联接器被配置为将所述齿轮箱组件的第二齿轮安装到所述燃气涡轮发动机的旋转轴；以及风扇框架，所述风扇框架被配置为将所述齿轮箱组件的第三齿轮安装到所述发动机静态结构。
根据前述条项中的任一项所述的安装组件，其中，所述第一齿轮是太阳齿轮，所述第二齿轮是多个行星齿轮，并且所述第三齿轮是齿圈。
根据前述条项中的任一项所述的安装组件，其中，所述第一齿轮是太阳齿轮，所述第二齿轮是齿圈，并且所述第三齿轮是多个行星齿轮。
根据前述条项中的任一项所述的安装组件，其中，所述齿轮箱组件布置成行星配置。
根据前述条项中的任一项所述的安装组件，其中，所述齿轮箱组件布置成星形配置。
根据前述条项中的任一项所述的安装组件，其中，所述挠性安装件的所述横向阻抗参数比率小于或等于0.5。
根据前述条项中的任一项所述的安装组件，其中，所述挠性安装件的所述弯曲阻抗参数比率小于或等于0.5。
根据前述条项中任一项所述的安装组件，其中，所述挠性联接器的所述横向阻抗参数比率小于或等于0.5。
根据前述条项中的任一项所述的安装组件，其中，所述挠性联接器的所述弯曲阻抗参数比率小于或等于0.5。
根据前述条项中的任一项所述的安装组件，其中，所述挠性安装件的所述扭转阻抗参数比率大于或等于0.01。
根据前述条项中的任一项所述的安装组件，其中，所述挠性安装件的所述扭转阻抗参数比率在0.01和0.95之间。
根据前述条项中的任一项所述的安装组件，其中，所述挠性联接器的所述扭转阻抗参数比率大于或等于0.01。
根据前述条项中的任一项所述的安装组件，其中，所述挠性安装件的所述扭转阻抗参数比率在0.01和0.95之间。
根据前述条项中的任一项所述的安装组件，其中，所述挠性联接器由挠性联接器横向阻抗参数、挠性联接器弯曲阻抗参数和挠性联接器扭转阻抗参数表征，所述挠性安装件由挠性安装件横向阻抗参数、挠性安装件弯曲阻抗参数和挠性安装件扭转阻抗参数表征，并且所述风扇框架由风扇框架横向阻抗参数、风扇框架弯曲阻抗参数和风扇框架扭转阻抗参数表征。
根据前述条项中的任一项所述的安装组件，其中，所述风扇框架具有风扇框架结构刚度，并且所述挠性安装件具有基于所述风扇框架结构刚度的挠性安装件结构刚度。
根据前述条项中的任一项所述的安装组件，其中，所述风扇框架结构刚度包括风扇框架横向结构刚度、风扇框架弯曲结构刚度和风扇框架扭转结构刚度，并且所述挠性安装件结构刚度包括挠性安装件横向结构刚度、挠性安装件弯曲结构刚度和挠性安装件扭转结构刚度，其中，所述挠性安装件横向结构刚度和所述挠性安装件弯曲结构刚度分别小于所述风扇框架横向结构刚度和所述风扇框架弯曲结构刚度，并且其中，所述挠性安装件扭转结构刚度大于所述风扇框架扭转结构刚度。
根据前述条项中的任一项所述的安装组件，其中，所述风扇框架具有风扇框架结构刚度，并且所述挠性联接器具有基于所述风扇框架结构刚度的挠性联接器结构刚度。
根据前述条项中的任一项所述的安装组件，其中，所述风扇框架结构刚度包括风扇框架横向结构刚度、风扇框架弯曲结构刚度和风扇框架扭转结构刚度，并且所述挠性联接器结构刚度包括挠性联接器横向结构刚度、挠性联接器弯曲结构刚度和挠性联接器扭转结构刚度，其中，所述挠性联接器横向结构刚度和所述挠性联接器弯曲结构刚度分别小于所述风扇框架横向结构刚度和所述风扇框架弯曲结构刚度，并且其中，所述挠性联接器扭转结构刚度大于所述风扇框架扭转结构刚度。
根据本公开的一个方面，一种燃气涡轮发动机，包括：齿轮箱组件，所述齿轮箱组件被配置为将旋转能量从涡轮区段传递到风扇；和安装组件，所述安装组件用于将所述齿轮箱组件联接到所述燃气涡轮发动机，所述安装组件具有：挠性联接器，所述挠性联接器被配置为将所述齿轮箱组件的第一齿轮安装到所述燃气涡轮发动机的旋转轴；挠性安装件，所述挠性安装件被配置为将所述齿轮箱组件的第二齿轮安装到发动机静态结构；和风扇框架，所述风扇框架被配置为将所述齿轮箱组件的第三齿轮安装到所述发动机静态结构。所述挠性联接器和所述挠性安装件中的每一个由横向阻抗参数比率、弯曲阻抗参数比率和扭转阻抗参数比率表征，并且其中，所述挠性联接器、所述挠性安装件或两者的所述横向阻抗参数比率小于或等于0.5，其中，所述挠性联接器、所述挠性安装件或两者的所述弯曲阻抗参数比率小于或等于0.5，并且其中，所述挠性联接器、所述挠性安装件或两者的所述扭转阻抗参数比率大于或等于0.01。
根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括输油装置，所述输油装置被配置为将润滑剂输送到所述齿轮箱组件。
根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第一齿轮是太阳齿轮，所述第二齿轮是多个行星齿轮，并且所述风扇框架是齿圈。
根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第一齿轮是太阳齿轮，所述第二齿轮是齿圈，并且所述第三齿轮是多个行星齿轮。
根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述齿轮箱组件以行星配置安装到所述燃气涡轮发动机。
根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述齿轮箱组件以星形配置安装到所述燃气涡轮发动机。
根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述挠性安装件的所述横向阻抗参数比率小于或等于0.5。
根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述挠性安装件的所述弯曲阻抗参数比率小于或等于0.5。
根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述挠性联接器的所述横向阻抗参数比率小于或等于0.5。
根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述挠性联接器的所述弯曲阻抗参数比率小于或等于0.5。
根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述挠性安装件的所述扭转阻抗参数比率大于或等于0.01。
根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述挠性安装件的所述扭转阻抗参数比率在0.01和0.95之间。
根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述挠性联接器的所述扭转阻抗参数比率大于或等于0.01。
根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述挠性安装件的所述扭转阻抗参数比率在0.01和0.95之间。
根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述挠性联接器由挠性联接器横向阻抗参数、挠性联接器弯曲阻抗参数和挠性联接器扭转阻抗参数表征，所述挠性安装件由挠性安装件横向阻抗参数、挠性安装件弯曲阻抗参数和挠性安装件扭转阻抗参数表征，并且所述风扇框架由风扇框架横向阻抗参数、风扇框架弯曲阻抗参数和风扇框架扭转阻抗参数表征。
根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述风扇框架具有风扇框架结构刚度，并且所述挠性安装件具有基于所述风扇框架结构刚度的挠性安装件结构刚度。
根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述风扇框架结构刚度包括风扇框架横向结构刚度、风扇框架弯曲结构刚度和风扇框架扭转结构刚度，并且所述挠性安装件结构刚度包括挠性安装件横向结构刚度、挠性安装件弯曲结构刚度和挠性安装件扭转结构刚度，其中，所述挠性安装件横向结构刚度和所述挠性安装件弯曲结构刚度分别小于所述风扇框架横向结构刚度和所述风扇框架弯曲结构刚度，并且其中，所述挠性安装件扭转结构刚度大于所述风扇框架扭转结构刚度。
根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述风扇框架具有风扇框架结构刚度，并且所述挠性联接器具有基于所述风扇框架结构刚度的挠性联接器结构刚度。
根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述风扇框架结构刚度包括风扇框架横向结构刚度、风扇框架弯曲结构刚度和风扇框架扭转结构刚度，并且所述挠性联接器结构刚度包括挠性联接器横向结构刚度、挠性联接器弯曲结构刚度和挠性联接器扭转结构刚度，其中，所述挠性联接器横向结构刚度和所述挠性联接器弯曲结构刚度分别小于所述风扇框架横向结构刚度和所述风扇框架弯曲结构刚度，并且其中，所述挠性联接器扭转结构刚度大于所述风扇框架扭转结构刚度。
尽管前述描述针对优选实施例，但是其他变化和修改对于本领域技术人员将是显而易见的，并且可以在不背离本公开的精神或范围的情况下进行。此外，针对一个实施例描述的特征可以结合其他实施例使用，即使上面没有明确说明。

Claims (10)

1.一种用于燃气涡轮发动机的齿轮箱组件的安装组件，其特征在于，所述安装组件包括：
挠性联接器，所述挠性联接器被配置为将所述齿轮箱组件的第一齿轮安装到所述燃气涡轮发动机的旋转轴；
挠性安装件，所述挠性安装件被配置为将所述齿轮箱组件的第二齿轮安装到发动机静态结构；和
风扇框架，所述风扇框架被配置为将所述齿轮箱组件的第三齿轮安装到所述发动机静态结构，
其中，所述挠性联接器和所述挠性安装件中的每一个由横向阻抗参数比率、弯曲阻抗参数比率和扭转阻抗参数比率表征，
其中，所述挠性联接器、所述挠性安装件或两者的所述横向阻抗参数比率小于或等于0.5，
其中，所述挠性联接器、所述挠性安装件或两者的所述弯曲阻抗参数比率小于或等于0.5，并且
其中，所述挠性联接器、所述挠性安装件或两者的所述扭转阻抗参数比率大于或等于0.1。
2.根据权利要求1所述的安装组件，其特征在于，其中，所述第一齿轮是太阳齿轮，所述第二齿轮是多个行星齿轮，并且所述第三齿轮是齿圈。
3.根据权利要求1所述的安装组件，其特征在于，其中，所述第一齿轮是太阳齿轮，所述第二齿轮是齿圈，并且所述第三齿轮为多个行星齿轮。
4.根据权利要求1所述的安装组件，其特征在于，其中，所述齿轮箱组件布置成行星配置。
5.根据权利要求1所述的安装组件，其特征在于，其中，所述齿轮箱组件布置成星形配置。
6.根据权利要求1所述的安装组件，其特征在于，其中，所述挠性安装件的所述横向阻抗参数比率小于或等于0.5。
7.根据权利要求1所述的安装组件，其特征在于，其中，所述挠性安装件的所述弯曲阻抗参数比率小于或等于0.5。
8.根据权利要求1所述的安装组件，其特征在于，其中，所述挠性联接器的所述横向阻抗参数比率小于或等于0.5。
9.根据权利要求1所述的安装组件，其特征在于，其中，所述挠性联接器的所述弯曲阻抗参数比率小于或等于0.5。
10.根据权利要求1所述的安装组件，其特征在于，其中，所述挠性安装件的所述扭转阻抗参数比率大于或等于0.1。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5433674A (en) * 1994-04-12 1995-07-18 United Technologies Corporation Coupling system for a planetary gear train
US7591754B2 (en) * 2006-03-22 2009-09-22 United Technologies Corporation Epicyclic gear train integral sun gear coupling design
US8585538B2 (en) * 2006-07-05 2013-11-19 United Technologies Corporation Coupling system for a star gear train in a gas turbine engine
US20230235715A1 (en) * 2011-06-08 2023-07-27 Raytheon Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
US9631558B2 (en) * 2012-01-03 2017-04-25 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
US20130067931A1 (en) * 2011-09-21 2013-03-21 Honeywell International Inc. Gas turbine engine assemblies including strut-based vibration isolation mounts and methods for producing the same
US20150308351A1 (en) * 2012-05-31 2015-10-29 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
US10107378B2 (en) * 2015-11-03 2018-10-23 General Electric Company Systems and methods for a gas turbine engine with combined multi-directional gearbox deflection limiters and dampers
US20190120363A1 (en) * 2017-10-24 2019-04-25 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg System for coupling a at least one ring gear of a gearbox with a static part in an aircraft turbo engine
CN108302162B (zh) * 2018-01-26 2020-10-27 常州工学院 基于高阻尼柔性支承架的行星轮系及该支承架的设计方法
EP3587773B1 (en) * 2018-06-27 2022-06-08 Rolls-Royce plc Gas turbine
GB201917773D0 (en) * 2019-12-05 2020-01-22 Rolls Royce Plc High power epicyclic gearbox and operation thereof
US11808214B2 (en) * 2021-05-24 2023-11-07 General Electric Company Midshaft rating for turbomachine engines
FR3127025B1 (fr) * 2021-09-10 2024-03-08 Safran Aircraft Engines Souplesses dans une turbomachine à réducteur
FR3127024B1 (fr) * 2021-09-10 2024-03-08 Safran Aircraft Engines Souplesses dans une turbomachine à réducteur

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