DE102019200629A1 - Shaft component and gas turbine engine with a shaft component - Google Patents

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Wellenbauteil (50), verbindbar oder verbunden mit einem Getriebe (30) in einem Gasturbinentriebwerk (10), insbesondere einem Flugzeugtriebwerk, wobei das Wellenbauteil (50) mindestens teilweise als Hohlwelle ausgebildet ist, gekennzeichnet durch mindestens eine Sicke (51, 52, 53), die sich um den Umfang des Wellenbauteils (50) erstreckt, wobei die innenliegenden Flanken (54) der Sicken (51, 52, 53) mindestens zwei Flankenbereiche (61, 62) mit unterschiedlichen Neigungswinkeln (α, α) gegenüber der senkrechten Schnittebene durch das Wellenbauteil (50) aufweisen.The invention relates to a shaft component (50) that can be connected or connected to a gear (30) in a gas turbine engine (10), in particular an aircraft engine, the shaft component (50) being at least partially designed as a hollow shaft, characterized by at least one bead (51, 52, 53), which extends around the circumference of the shaft component (50), the inner flanks (54) of the beads (51, 52, 53) facing at least two flank regions (61, 62) with different angles of inclination (α, α) of the vertical section plane through the shaft component (50).

Description

Die vorliegende Offenbarung bezieht sich auf ein Wellenbauteil mit den Merkmalen des Anspruchs 1 und ein Gasturbinentriebwerk mit einem Wellenbauteil mit den Merkmalen des Anspruchs 12.The present disclosure relates to a shaft component having the features of claim 1 and a gas turbine engine having a shaft component having the features of claim 12.

In Gasturbinentriebwerken, insbesondere in Fangetriebe-Triebwerken von Flugzeugen, werden Getriebe, wie z.B. Umlaufgetriebe (Planetengetriebe), verwendet, um die relativ hohen Drehzahlen einer Turbine zum Antrieb eines Fans des Triebwerks herabzusetzen. Dabei sind Antriebswellen z.B. aus der EP 3 306 116 A1 oder der US 7,824,305 B2 bekannt.In gas turbine engines, in particular in fan gear engines of aircraft, gear such as epicyclic gear (planetary gear) are used to reduce the relatively high speeds of a turbine for driving a fan of the engine. Drive shafts are from EP 3 306 116 A1 or the US 7,824,305 B2 known.

Es besteht aber die Aufgabe, Antriebswellen zur Verfügung zu stellen, die insbesondere den besonderen Anforderungen der Momentenübertragung und / oder Biegebelastung der Antriebswelle gerecht werden können.However, there is the task of providing drive shafts that can meet the particular requirements of torque transmission and / or bending stress on the drive shaft.

Diese Aufgabe wird durch ein Wellenbauteil adressiert, das mit einem Getriebe in einem Gasturbinentriebwerk (z.B. einem Flugzeugtriebwerk) verbunden oder verbindbar ist. Das Wellenbauteil ist dabei mindestens teilweise als Hohlwelle ausgebildet, bei der sich mindestens eine Sicke um den Umfang des Wellenbauteils erstreckt, wobei innenliegende Flanken der mindestens einen Sicke mindestens zwei Flankenbereiche mit unterschiedlichen Neigungswinkeln aufweisen. Die Neigungswinkel sind dabei gegenüber einer senkrechten Schnittebene durch das Wellenbauteil definiert, d.h. die Schnittebene schneidet die Drehachse des Wellenbauteils unter einem rechten Winkel.This task is addressed by a shaft component that is or can be connected to a transmission in a gas turbine engine (e.g. an aircraft engine). The shaft component is at least partially designed as a hollow shaft, in which at least one bead extends around the circumference of the shaft component, internal flanks of the at least one bead having at least two flank regions with different angles of inclination. The angles of inclination are defined in relation to a vertical section plane through the shaft component, i.e. the cutting plane intersects the axis of rotation of the shaft component at a right angle.

Der Gegenstand des Anspruchs 1 weist eine sehr torsionssteife und gleichzeitig (in axialer und radialer Richtung) biegeweiche Bauweise auf. Wenn mehrere Sicken verwendet werden, dann entsteht eine Art Faltenbalg in dem Wellenbauteil. Durch die Ausgestaltung der Innenseite der mindestens einen Sicke wird eine leichtere Herstellbarkeit erreicht, als wenn die Flanken der Sicke vertikal wären oder nur eine einheitliche Steigung aufweisen würden.The subject matter of claim 1 has a very torsionally stiff and at the same time (in the axial and radial direction) flexible construction. If several beads are used, a kind of bellows is created in the shaft component. The design of the inside of the at least one bead makes it easier to produce than if the flanks of the bead were vertical or had only a uniform slope.

In einer Ausführungsform weist die mindestens eine Sicke zwei Flankenbereiche auf, wobei der zweite Flankenbereich radial weiter außen als der erste Flankenbereich angeordnet ist.In one embodiment, the at least one bead has two flank regions, the second flank region being arranged radially further outward than the first flank region.

Auch kann in einer weiteren Ausführungsform der Neigungswinkel α1 des ersten Flankenbereiches größer als der Neigungswinkel α2 des zweiten Flankenbereiches ausgebildet sein. Damit ergibt sich ein vom Inneren der Hohlwelle nach außen hin konvergierender Hohlraum in der mindestens einen Sicke.In a further embodiment, the angle of inclination can also α 1 of the first flank area is greater than the angle of inclination α 2 of the second flank area. This results in a cavity in the at least one bead converging from the inside of the hollow shaft to the outside.

Dabei können die Neigungswinkel α1 , α2 größer 0° und kleiner 25° sein. Insbesondere kann der erste Neigungswinkel α1 des ersten Flankenbereiches größer als 0° und kleiner als 25° sein und / oder der zweite Neigungswinkel α2 des zweiten Flankenbereiches kann größer als 0° und kleiner als 20°, insbesondere kleiner als 15°, sein. Damit ergibt sich, dass der radial weiter außen liegende Flankenbereich tendenziell spitzer zuläuft.The angle of inclination α 1 , α 2 be greater than 0 ° and less than 25 °. In particular, the first angle of inclination α 1 of the first flank area must be greater than 0 ° and less than 25 ° and / or the second inclination angle α 2 of the second flank area can be greater than 0 ° and less than 20 °, in particular less than 15 °. The result is that the flank region lying further radially tends to taper.

In einer anderen Ausführungsform ist der Außenradius R0 der mindestens einen Sicke größer als der Innenradius Ri des Wellenbauteils, insbesondere größer als der mittlere Innenradius (z.B. bei einer gestuften Welle) des Wellenbauteils. Damit ragen die Sicken in dieser Ausführungsform grundsätzlich aus der Welle hinaus.In another embodiment, the outer radius R 0 of the at least one bead is larger than the inner radius R i of the shaft component, in particular larger than the average inner radius (eg in the case of a stepped shaft) of the shaft component. In this embodiment, the beads generally protrude from the shaft.

In einer Ausführungsform liegt der Radius RU des Übergangs vom ersten Flankenbereich zum zweiten Flankenbereich im Bereich des 1,1 bis 1,5-fachen des Innenradius des Wellenbauteils, insbesondere des mittleren Innenradius.In one embodiment, the radius R U of the transition from the first flank region to the second flank region is in the range from 1.1 to 1.5 times the inner radius of the shaft component, in particular the mean inner radius.

Auch kann ein außenliegender Rundungsradius R1 am Fuß der mindestens einen Sicke größer sein, als ein innenliegender Rundungsradius R2 im radial äußeren Teil der mindestens einen Sicke.An outer radius of curvature R 1 at the foot of the at least one bead can also be larger than an inner radius of curvature R 2 in the radially outer part of the at least one bead.

Grundsätzlich kann das Wellenbauteil als Teil einer Antriebswelle oder einer Abtriebswelle für das Getriebe, insbesondere eines Planetengetriebes, ausgebildet sein.In principle, the shaft component can be designed as part of an input shaft or an output shaft for the transmission, in particular a planetary gear.

Damit Öl aus dem Inneren des Wellenbauteils abfließen kann, weist die mindestens eine Sicke am radial außenliegenden Bereich mindestens eine Drainageöffnung auf.So that oil can flow out of the interior of the shaft component, the at least one bead on the radially outer region has at least one drainage opening.

Das Wellenbauteil nach mindestens einem der Ansprüche 1 bis 10 ist herstellbar durch Innenhochdruckumformen oder Schleuderguss. Mit diesen Verfahren lassen sich die radial nach außen hin konvergierenden Sicken besonders effizient herstellen.The shaft component according to at least one of claims 1 to 10 can be produced by internal high pressure forming or centrifugal casting. With these processes, the beads converging radially outwards can be produced particularly efficiently.

Die Aufgabe wird auch durch ein Gasturbinentriebwerk mit den Merkmalen des Anspruchs 12 adressiert.The task is also addressed by a gas turbine engine with the features of claim 12.

Wie hier an anderer Stelle angeführt wird, kann sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk, z.B. ein Flugzeugtriebwerk, beziehen. Solch ein Gasturbinentriebwerk kann ein Kerntriebwerk umfassen, das eine Turbine, eine Brennervorrichtung, einen Verdichter und eine die Turbine mit dem Verdichter verbindende Kernwelle umfasst. Solch ein Gasturbinentriebwerk kann einen Fan (mit Fanschaufeln) umfassen, der stromaufwärts des Kerntriebwerks positioniert ist. As stated elsewhere herein, the present disclosure may apply to a gas turbine engine, e.g. an aircraft engine. Such a gas turbine engine may include a core engine that includes a turbine, a combustor device, a compressor, and a core shaft connecting the turbine to the compressor. Such a gas turbine engine may include a fan (with fan blades) positioned upstream of the core engine.

Anordnungen der vorliegenden Offenbarung können insbesondere, jedoch nicht ausschließlich, für Getriebe-Fans, die über ein Getriebe angetrieben werden, von Vorteil sein. Entsprechend kann das Gasturbinentriebwerk ein Getriebe umfassen, das über die Kernwelle angetrieben wird und dessen Abtrieb den Fan so antreibt, dass er eine niedrigere Drehzahl als die Kernwelle aufweist. Der Eingang für das Getriebe kann direkt von der Kernwelle oder indirekt über die Kernwelle, beispielsweise über eine Stirnwelle und / oder ein Stirnzahnrad, erfolgen. Die Kernwelle kann mit der Turbine und dem Verdichter starr verbunden sein, so dass sich die Turbine und der Verdichter mit derselben Drehzahl drehen (wobei sich der Fan mit einer niedrigeren Drehzahl dreht). Arrangements of the present disclosure may be particularly, but not exclusively, advantageous for transmission fans who are driven by a transmission. Correspondingly, the gas turbine engine can comprise a transmission which is driven via the core shaft and whose output drives the fan in such a way that it has a lower rotational speed than the core shaft. The input for the transmission can take place directly from the core shaft or indirectly via the core shaft, for example via a spur shaft and / or a spur gear. The core shaft may be rigidly connected to the turbine and compressor so that the turbine and compressor rotate at the same speed (with the fan rotating at a lower speed).

Das Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und / oder beansprucht wird, kann eine beliebige geeignete allgemeine Architektur aufweisen. Beispielsweise kann das Gasturbinentriebwerk eine beliebige gewünschte Anzahl an Wellen aufweisen, die Turbinen und Verdichter verbinden, beispielsweise eine, zwei oder drei Wellen. Lediglich beispielhaft kann die mit der Kernwelle verbundene Turbine eine erste Turbine sein, der mit der Kernwelle verbundene Verdichter kann ein erster Verdichter sein und die Kernwelle kann eine erste Kernwelle sein. Das Kerntriebwerk kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfassen. Die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle können dahingehend angeordnet sein, sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle zu drehen.The gas turbine engine described and / or claimed herein can have any suitable general architecture. For example, the gas turbine engine may have any desired number of shafts connecting turbines and compressors, such as one, two, or three shafts. For example only, the turbine connected to the core shaft may be a first turbine, the compressor connected to the core shaft may be a first compressor, and the core shaft may be a first core shaft. The core engine may further include a second turbine, a second compressor, and a second core shaft connecting the second turbine to the second compressor. The second turbine, the second compressor, and the second core shaft may be arranged to rotate at a higher speed than the first core shaft.

Bei einer solchen Anordnung kann der zweite Verdichter axial stromabwärts des ersten Verdichters positioniert sein. Der zweite Verdichter kann dahingehend angeordnet sein, eine Strömung von dem ersten Verdichter aufzunehmen (beispielsweise direkt aufzunehmen, beispielsweise über einen generell ringförmigen Kanal).With such an arrangement, the second compressor may be positioned axially downstream of the first compressor. The second compressor can be arranged to receive a flow from the first compressor (for example directly to take up, for example via a generally annular channel).

Das Getriebe kann dahingehend ausgebildet sein, dass es von der Kernwelle angetrieben wird, die dazu konfiguriert ist, sich (beispielsweise im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (beispielsweise die erste Kernwelle in dem obigen Beispiel). Beispielsweise kann das Getriebe dahingehend ausgebildet sein, dass es lediglich von der Kernwelle angetrieben wird, die dazu konfiguriert ist, sich (beispielsweise im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (beispielsweise nur von der ersten Kernwelle und nicht der zweiten Kernwelle bei dem obigen Beispiel). Alternativ dazu kann das Getriebe dahingehend ausgebildet sein, dass es von einer oder mehreren Wellen angetrieben wird, beispielsweise der ersten und / oder der zweiten Welle in dem obigen Beispiel.The transmission may be configured to be driven by the core shaft configured to rotate (e.g., in use) at the lowest speed (e.g., the first core shaft in the example above). For example, the transmission may be configured to be driven only by the core shaft configured to rotate (e.g., in use) at the lowest speed (e.g., only the first core shaft and not the second core shaft in the example above) ). Alternatively, the transmission can be designed such that it is driven by one or more shafts, for example the first and / or the second shaft in the example above.

Bei einem Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und / oder beansprucht wird, kann eine Brennvorrichtung axial stromabwärts des Fans und des Verdichters (oder der Verdichter) vorgesehen sein. Beispielsweise kann die Brennervorrichtung direkt stromabwärts des zweiten Verdichters (beispielsweise an dessen Ausgang) liegen, wenn ein zweiter Verdichter vorgesehen ist. Als ein weiteres Beispiel kann die Strömung am Ausgang des Verdichters dem Einlass der zweiten Turbine zugeführt werden, wenn eine zweite Turbine vorgesehen ist. Die Brennervorrichtung kann stromaufwärts der Turbine (der Turbinen) vorgesehen sein.In a gas turbine engine described and / or claimed herein, a combustor may be provided axially downstream of the fan and the compressor (or compressors). For example, the burner device can be located directly downstream of the second compressor (for example at the outlet thereof) if a second compressor is provided. As another example, the flow at the outlet of the compressor can be supplied to the inlet of the second turbine if a second turbine is provided. The burner device may be provided upstream of the turbine (s).

Der oder jeder Verdichter (beispielsweise der erste Verdichter und der zweite Verdichter gemäß obiger Beschreibung) kann eine beliebige Anzahl an Stufen, beispielsweise mehrere Stufen, umfassen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln umfassen, bei denen es sich um variable Statorschaufeln handeln kann (d.h. der Anstellwinkel kann variabel sein). Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial zueinander versetzt sein.The or each compressor (for example the first compressor and the second compressor as described above) can comprise any number of stages, for example several stages. Each stage can include a series of rotor blades and a series of stator blades, which can be variable stator blades (i.e. the angle of attack can be variable). The row of rotor blades and the row of stator blades can be axially offset from one another.

Die oder jede Turbine (beispielsweise die erste Turbine und die zweite Turbine gemäß obiger Beschreibung) kann eine beliebige Anzahl an Stufen, beispielsweise mehrere Stufen, umfassen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln umfassen. Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial zueinander versetzt sein.The or each turbine (for example, the first turbine and the second turbine as described above) can comprise any number of stages, for example several stages. Each stage can include a series of rotor blades and a series of stator blades. The row of rotor blades and the row of stator blades can be axially offset from one another.

Jede Fanschaufel kann eine radiale Spannweite aufweisen, die sich von einem Fuß (oder einer Nabe) an einer radial innenliegenden, von Gas überströmten Stelle oder sich von einer Position einer Spannweite von 0 % zu einer Spitze mit einer Spannweite von 100 % erstreckt. Das Verhältnis des Radius der Fanschaufel an der Nabe zu dem Radius der Fanschaufel an der Spitze kann bei weniger als (oder in der Größenordnung von): 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 oder 0,25 liegen. Das Verhältnis des Radius der Fanschaufel an der Nabe zu dem Radius der Fanschaufel an der Spitze kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zwei Werten im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können die obere oder untere Grenzen bilden). Diese Verhältnisse können allgemeinhin als das Nabe-Spitze-Verhältnis bezeichnet werden. Der Radius an der Nabe und der Radius an der Spitze können beide an der vorderen Kante (oder der axial am weitesten vorne liegenden Kante) der Schaufel gemessen werden. Das Nabe-Spitze-Verhältnis bezieht sich natürlich auf den von Gas überströmten Abschnitt der Fanschaufel, d. h. den Abschnitt, der sich radial außerhalb jeglicher Plattform befindet.Each fan blade may have a radial span that extends from a base (or hub) at a radially inner gas-swept location, or from a 0% span position to a 100% span tip. The ratio of the radius of the fan blade on the hub to the radius of the fan blade on the tip can be less than (or on the order of): 0.4, 0.39, 0.38, 0.37, 0.36, 0 , 35, 0.34, 0.33, 0.32, 0.31, 0.3, 0.29, 0.28, 0.27, 0.26 or 0.25. The ratio of the radius of the fan blade at the hub to the radius of the fan blade at the tip can be in a closed range limited by two values in the previous sentence (i.e. the values can be the upper or lower limits). These ratios can be commonly referred to as the hub-to-tip ratio. The radius at the hub and the radius at the tip can both be measured at the front edge (or the axially most forward edge) of the blade. The hub-to-tip ratio, of course, refers to the portion of the fan blade over which gas flows, i.e. H. the section that is radially outside of any platform.

Der Radius des Fans kann zwischen der Mittellinie des Triebwerks und der Spitze der Fanschaufel an ihrer vorderen Kante gemessen werden. Der Durchmesser des Fans (der allgemein das Doppelte des Radius des Fans sein kann) kann größer als (oder in der Größenordnung von): 250 cm (etwa 100 Inch), 260 cm (etwa 102 Inch), 270 cm (etwa 105 Inch), 280 cm (etwa 110 Inch), 290 cm (etwa 115 Inch), 300 cm (etwa 120 Inch), 310 cm (etwa 122 Inch), 320 cm (etwa 125 Inch), 330 cm (etwa 130 Inch), 340 cm (etwa 135 Inch), 350 cm (etwa 138 Inch), 360 cm (etwa 140 Inch), 370 cm (etwa 145 Inch), 380 cm (etwa 150 Inch) oder 390 cm (etwa 155 Inch) sein (liegen). Der Fandurchmesser kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können die obere oder untere Grenze bilden). The radius of the fan can be measured between the centerline of the engine and the tip of the fan blade on its front edge. The diameter of the fan (which can generally be twice the radius of the fan) can be greater than (or on the order of): 250 cm (about 100 inches), 260 cm (about 102 inches), 270 cm (about 105 inches) , 280 cm (about 110 inches), 290 cm (about 115 inches), 300 cm (about 120 inches), 310 cm (about 122 inches), 320 cm (about 125 inches), 330 cm (about 130 inches), 340 cm (about 135 inches), 350 cm (about 138 inches), 360 cm (about 140 inches), 370 cm (about 145 inches), 380 cm (about 150 inches) or 390 cm (about 155 inches) . The fan diameter can be in a closed range limited by two of the values in the previous sentence (ie the values can form the upper or lower limit).

Die Drehzahl des Fans kann im Betrieb variieren. Allgemein ist die Drehzahl geringer für Fans mit einem größeren Durchmesser. Lediglich als ein nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen weniger als 2500 U/min, beispielsweise weniger als 2300 U/min, betragen. Lediglich als ein weiteres, nicht einschränkendes Beispiel kann auch die Drehzahl des Fans bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen für ein Triebwerk mit einem Fandurchmesser im Bereich von 250 cm bis 300 cm (beispielsweise 250 cm bis 280 cm) im Bereich von 1700 U/min bis 2500 U/min, beispielsweise im Bereich von 1800 U/min bis 2300 U/min, beispielsweise im Bereich von 1900 U/min bis 2100 U/min, liegen. Lediglich als ein weiteres, nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen für ein Triebwerk mit einem Fandurchmesser im Bereich von 320 cm bis 380 cm in dem Bereich von 1200 U/min bis 2000 U/min, beispielsweise in dem Bereich von 1300 U/min bis 1800 U/min, beispielsweise in dem Bereich von 1400 U/min bis 1600 U/min, liegen.The speed of the fan can vary during operation. In general, the speed is lower for fans with a larger diameter. For example only, as a non-limiting example, the fan speed under constant speed conditions may be less than 2500 rpm, for example less than 2300 rpm. Just as another, non-limiting example, the fan speed under constant speed conditions for an engine with a fan diameter in the range from 250 cm to 300 cm (for example 250 cm to 280 cm) in the range from 1700 rpm to 2500 rpm , for example in the range from 1800 rpm to 2300 rpm, for example in the range from 1900 rpm to 2100 rpm. Just as another, non-limiting example, the fan speed at constant speed conditions for an engine with a fan diameter in the range of 320 cm to 380 cm can be in the range of 1200 rpm to 2000 rpm, for example in the range of 1300 rpm rpm to 1800 rpm, for example in the range from 1400 rpm to 1600 rpm.

Im Gebrauch des Gasturbinentriebwerks dreht sich der Fan (mit zugehörigen Fanschaufeln) um eine Drehachse. Diese Drehung führt dazu, dass sich die Spitze der Fanschaufel mit einer Geschwindigkeit USpitze bewegt. Die von den Fanschaufeln an der Strömung verrichtete Arbeit resultiert in einem Anstieg der Enthalpie dH der Strömung. Eine Fanspitzenbelastung kann als dH/USpitze 2 definiert werden, wobei dH der Enthalpieanstieg (beispielsweise der durchschnittliche 1-D-Enthalpieanstieg) über den Fan hinweg ist und USpitze die (Translations-) Geschwindigkeit der Fanspitze, beispielsweise an der vorderen Kante der Spitze ist (die als Fanspitzenradius am vorderen Rand multipliziert mit der Winkelgeschwindigkeit definiert werden kann). Die Fanspitzenbelastung bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen kann mehr als (oder in der Größenordnung von): 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 oder 0,4 betragen (liegen) (wobei alle Einheiten in diesem Abschnitt J kg-1 K-1/(m s-1)2 sind). Die Fanspitzenbelastung kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zweien der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).When using the gas turbine engine, the fan (with associated fan blades) rotates about an axis of rotation. This rotation causes the tip of the fan blade to move at a speed U tip . The work performed by the fan blades on the flow results in an increase in the enthalpy dH of the flow. Fan peak load can be defined as dH / U peak 2 , where dH is the enthalpy increase (e.g. the average 1-D enthalpy increase) across the fan and U peak is the (translation) speed of the fan tip, e.g. at the front edge of the tip (which can be defined as the fan tip radius at the front edge multiplied by the angular velocity). Fan peak load under constant speed conditions can be more than (or on the order of): 0.3, 0.31, 0.32, 0.33, 0.34, 0.35, 0.36, 0.37, 0.38 , Are 0.39 or 0.4 (all units in this section are J kg -1 K -1 / (ms -1 ) 2 ). The peak fan load can be in a closed range that is limited by two of the values in the previous sentence (ie the values can form upper or lower limits).

Gasturbinentriebwerke gemäß der vorliegenden Offenbarung können ein beliebiges gewünschtes Bypassverhältnis aufweisen, wobei das Bypassverhältnis als das Verhältnis des Massendurchsatzes der Strömung durch den Bypasskanal zu dem Massendurchsatz der Strömung durch den Kern bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen definiert wird. Bei einigen Anordnungen kann das Bypassverhältnis mehr als (oder in der Größenordnung von): 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5 oder 17 betragen (liegen). Das Bypassverhältnis kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zweien der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können die obere oder untere Grenzen bilden). Der Bypasskanal kann im Wesentlichen ringförmig sein. Der Bypasskanal kann sich radial außerhalb des Kerntriebwerks befinden. Die radial äußere Fläche des Bypasskanals kann durch eine Triebwerksgondel und / oder ein Fangehäuse definiert werden.Gas turbine engines according to the present disclosure may have any desired bypass ratio, the bypass ratio being defined as the ratio of the mass flow rate of flow through the bypass channel to the mass flow rate of flow through the core at constant speed conditions. In some arrangements, the bypass ratio can be more than (or on the order of): 10, 10.5, 11, 11.5, 12, 12.5, 13, 13.5, 14, 14.5, 15, 15, 5, 16, 16.5 or 17 are (lie). The bypass ratio can be in a closed range limited by two of the values in the previous sentence (i.e. the values can be the upper or lower limits). The bypass channel can be essentially ring-shaped. The bypass duct can be located radially outside the core engine. The radially outer surface of the bypass channel can be defined by an engine nacelle and / or a fan housing.

Das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, das hier beschrieben und / oder beansprucht wird, kann als das Verhältnis des Staudrucks stromaufwärts des Fans zu dem Staudruck am Ausgang des Höchstdruckverdichters (vor dem Eingang in die Brennervorrichtung) definiert werden. Als ein nicht einschränkendes Beispiel kann das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, das hier beschrieben und / oder beansprucht wird, bei Konstantgeschwindigkeit mehr als (oder in der Größenordnung von): 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75 betragen (liegen). Das Gesamtdruckverhältnis kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zweien der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können die obere oder untere Grenzen bilden).The overall pressure ratio of a gas turbine engine described and / or claimed herein can be defined as the ratio of the upstream pressure of the fan to the back pressure at the outlet of the super high pressure compressor (before entering the combustor device). As a non-limiting example, the total pressure ratio of a gas turbine engine described and / or claimed herein at constant speed may be more than (or on the order of): 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75 (lie). The total pressure ratio can be in a closed range limited by two of the values in the previous sentence (i.e. the values can be the upper or lower limits).

Der spezifische Schub eines Triebwerks kann als der Nettoschub des Triebwerks dividiert durch den Gesamtmassenstrom durch das Triebwerk hindurch definiert werden. Bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen kann der spezifische Schub eines Triebwerks, das hier beschrieben und / oder beansprucht wird, weniger als (oder in der Größenordnung von): 110 N kg-1s, 105 N kg-1s, 100 N kg-1s, 95 N kg-1s, 90 N kg-1s, 85 N kg-1s oder 80 N kg-1s betragen (liegen). Der spezifische Schub kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zweien der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können die obere oder untere Grenzen bilden). Solche Triebwerke können im Vergleich zu herkömmlichen Gasturbinentriebwerken besonders effizient sein.The specific thrust of an engine can be defined as the net thrust of the engine divided by the total mass flow through the engine. Under constant speed conditions, the specific thrust of an engine described and / or claimed herein may be less than (or on the order of): 110 N kg -1 s, 105 N kg -1 s, 100 N kg -1 s, 95 N kg -1 s, 90 N kg -1 s, 85 N kg -1 s or 80 N kg -1 s are (lying). The specific thrust can be in a closed range limited by two of the values in the previous sentence (ie the values can be the upper or lower limits). Such Engines can be particularly efficient compared to conventional gas turbine engines.

Ein Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und / oder beansprucht wird, kann einen beliebigen gewünschten Höchstschub aufweisen. Lediglich als ein nicht einschränkendes Beispiel kann eine Gasturbine, die hier beschrieben und / oder beansprucht wird, zur Erzeugung eines Höchstschubs von mindestens (oder in der Größenordnung von): 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN oder 550kN in der Lage sein. Der Höchstschub kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zweien der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können die obere oder untere Grenzen bilden). Der Schub, auf den oben Bezug genommen wird, kann der Nettohöchstschub bei standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen auf Meereshöhe plus 15 °C (Umgebungsdruck 101,3 kPa, Temperatur 30 °C) bei statischem Triebwerk sein.A gas turbine engine described and / or claimed herein can have any desired maximum thrust. By way of non-limiting example only, a gas turbine described and / or claimed herein can produce a maximum thrust of at least (or on the order of): 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN , 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN or 550kN. The maximum thrust can be in a closed range limited by two of the values in the previous sentence (i.e. the values can be the upper or lower limits). The thrust referred to above may be the maximum net thrust under standard atmospheric conditions at sea level plus 15 ° C (ambient pressure 101.3 kPa, temperature 30 ° C) with static engine.

Im Gebrauch kann die Temperatur der Strömung am Eingang der Hochdruckturbine besonders hoch sein. Diese Temperatur, die als TET bezeichnet werden kann, kann an dem Ausgang zur Brennvorrichtung, beispielsweise unmittelbar stromaufwärts der ersten Turbinenschaufel, die wiederum als eine Düsenleitschaufel bezeichnet werden kann, gemessen werden. Bei Konstantgeschwindigkeit kann die TET mindestens (oder in der Größenordnung von): 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1550 K, 1600 K oder 1650 K betragen (liegen). Die TET bei Konstantgeschwindigkeit kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zweien der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können die obere oder untere Grenzen bilden). Die maximale TET im Gebrauch des Triebwerks kann beispielsweise mindestens (oder in der Größenordnung von): 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K oder 2000 K betragen (liegen). Die maximale TET kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zweien der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können die obere oder untere Grenzen bilden). Die maximale TET kann beispielsweise bei einer Bedingung von hohem Schub, beispielsweise bei einer MTO-Bedingung (MTO - Maximum Take-Off thrust - maximaler Startschub), auftreten.In use, the temperature of the flow at the inlet of the high pressure turbine can be particularly high. This temperature, which can be referred to as TET, can be measured at the exit to the combustion device, for example immediately upstream of the first turbine blade, which in turn can be referred to as a nozzle guide blade. At constant speed, the TET can be at least (or in the order of magnitude): 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1550 K, 1600 K or 1650 K (lie). The constant velocity TET can be in a closed range limited by two of the values in the previous sentence (i.e. the values can be the upper or lower limits). The maximum TET in use of the engine can be, for example, at least (or in the order of magnitude): 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K or 2000 K (lie). The maximum TET can be in a closed range limited by two of the values in the previous sentence (i.e. the values can be the upper or lower limits). The maximum TET can occur, for example, in a condition of high thrust, for example in an MTO condition (MTO - maximum take-off thrust - maximum start thrust).

Eine Fanschaufel und / oder ein Blattabschnitt (aerofoil) einer Fanschaufel, die hier beschrieben und / oder beansprucht wird, kann aus einem beliebigen geeigneten Material oder einer Kombination aus Materialien hergestellt werden. Beispielsweise kann zumindest ein Teil der Fanschaufel und / oder des Blatts zumindest zum Teil aus einem Verbundstoff, beispielsweise einem Metallmatrix-Verbundstoff und / oder einem Verbundstoff mit organischer Matrix, wie z. B. Kohlefaser, hergestellt werden. A fan blade and / or aerofoil of a fan blade described and / or claimed herein can be made from any suitable material or combination of materials. For example, at least a part of the fan blade and / or the blade can be made at least in part of a composite, for example a metal matrix composite and / or a composite with an organic matrix, such as, for. B. carbon fiber.

Als ein weiteres Beispiel kann zumindest ein Teil der Fanschaufel und / oder des Blatts zumindest zum Teil aus einem Metall, wie z. B. einem auf Titan basierenden Metall oder einem auf Aluminium basierenden Material (wie z. B. einer Aluminium-Lithium-Legierung) oder einem auf Stahl basierenden Material hergestellt werden. Die Fanschaufel kann mindestens zwei Bereiche umfassen, die unter Verwendung verschiedener Materialien hergestellt werden. Beispielsweise kann die Fanschaufel eine vordere Schutzkante aufweisen, die unter Verwendung eines Materials hergestellt wird, das dem Aufschlagen (beispielsweise von Vögeln, Eis oder anderem Material) besser widerstehen kann als der Rest der Schaufel. Solch eine vordere Kante kann beispielsweise unter Verwendung von Titan oder einer auf Titan basierenden Legierung hergestellt werden. Somit kann die Fanschaufel lediglich als ein Beispiel einen auf Kohlefaser oder Aluminium basierenden Körper (wie z. B. eine Aluminium-Lithium-Legierung) mit einem vorderen Rand aus Titan aufweisen.As a further example, at least part of the fan blade and / or the blade can be made at least partly of a metal, such as. B. a titanium-based metal or an aluminum-based material (such as an aluminum-lithium alloy) or a steel-based material. The fan blade may include at least two areas that are made using different materials. For example, the fan blade may have a front protective edge that is made using a material that is more resistant to impact (e.g., birds, ice, or other material) than the rest of the blade. Such a leading edge can be made, for example, using titanium or a titanium-based alloy. Thus, as only one example, the fan blade may have a carbon fiber or aluminum based body (such as an aluminum-lithium alloy) with a titanium front edge.

Ein Fan, der hier beschrieben und / oder beansprucht wird, kann einen mittleren Abschnitt umfassen, von dem sich die Fanschaufeln, beispielsweise in einer radialen Richtung, erstrecken können. Die Fanschaufeln können auf beliebige gewünschte Art und Weise an dem mittleren Abschnitt angebracht sein. Beispielsweise kann jede Fanschaufel eine Fixierungsvorrichtung umfassen, die mit einem entsprechenden Schlitz in der Nabe (oder Scheibe) in Eingriff gelangen kann. Lediglich als ein Beispiel kann solch eine Fixierungsvorrichtung in Form eines Schwalbenschwanzes vorliegen, der zur Fixierung der Fanschaufel an der Nabe / Scheibe in einen entsprechenden Schlitz in der Nabe / Scheibe eingesteckt und / oder damit in Eingriff gebracht werden kann. Als ein weiteres Beispiel können die Fanschaufeln integral mit einem mittleren Abschnitt ausgebildet sein. Solch eine Anordnung kann als eine Blisk oder ein Bling bezeichnet werden. Ein beliebiges geeignetes Verfahren kann zur Herstellung solch einer Blisk oder solch eines Bling verwendet werden. Beispielsweise kann zumindest ein Teil der Fanschaufeln aus einem Block maschinell herausgearbeitet werden und / oder mindestens ein Teil der Fanschaufeln kann durch Schweißen, wie z. B. lineares Reibschweißen, an der Nabe / Scheibe angebracht werden.A fan described and / or claimed herein may include a central portion from which the fan blades may extend, for example in a radial direction. The fan blades can be attached to the central section in any desired manner. For example, each fan blade can include a fixation device that can engage a corresponding slot in the hub (or disc). Such a fixing device in the form of a dovetail can be present only as an example, which can be inserted into and / or brought into engagement in a corresponding slot in the hub / disc in order to fix the fan blade to the hub / disc. As another example, the fan blades can be integrally formed with a central portion. Such an arrangement can be referred to as a blisk or a bling. Any suitable method can be used to make such a blisk or bling. For example, at least a part of the fan blades can be machined out of a block and / or at least a part of the fan blades can be welded, e.g. B. linear friction welding, attached to the hub / disc.

Die Gasturbinentriebwerke, die hier beschrieben und / oder beansprucht werden, können oder können nicht mit einer VAN (Variable Area Nozzle - Düse mit variablem Querschnitt) versehen sein. Solch eine Düse mit variablem Querschnitt kann im Betrieb eine Variation des Ausgangsquerschnitts des Bypasskanals erlauben. Die allgemeinen Prinzipien der vorliegenden Offenbarung können auf Triebwerke mit oder ohne eine VAN zutreffen.The gas turbine engines described and / or claimed herein may or may not be provided with a VAN (Variable Area Nozzle). Such a nozzle with a variable cross section can allow a variation of the output cross section of the bypass channel during operation. The general principles of the present disclosure may apply to engines with or without a VAN.

Der Fan einer Gasturbine, die hier beschrieben und / oder beansprucht wird, kann eine beliebige gewünschte Anzahl an Fanschaufeln, beispielsweise 16, 18, 20 oder 22 Fanschaufeln, aufweisen. The fan of a gas turbine, which is described and / or claimed here, can have any desired number of fan blades, for example 16, 18, 20 or 22 fan blades.

Gemäß der hier erfolgenden Verwendung können Konstantgeschwindigkeitsbedingungen die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen eines Luftfahrzeugs, an dem das Gasturbinentriebwerk angebracht ist, bedeuten. Solche Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können herkömmlicherweise als die Bedingungen während des mittleren Teils des Flugs definiert werden, beispielsweise die Bedingungen, denen das Luftfahrzeug und / oder das Triebwerk zwischen (hinsichtlich Zeit und / oder Entfernung) dem Ende des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs ausgesetzt wird bzw. werden.As used herein, constant speed conditions may mean the constant speed conditions of an aircraft to which the gas turbine engine is attached. Such constant speed conditions can conventionally be defined as the conditions during the middle part of the flight, for example the conditions to which the aircraft and / or the engine are exposed between (in terms of time and / or distance) the end of the climb and the start of the descent. become.

Lediglich als ein Beispiel kann die Vorwärtsgeschwindigkeit bei der Konstantgeschwindigkeitsbedingung bei einem beliebigen Punkt im Bereich von Mach 0,7 bis 0,9, beispielsweise 0,75 bis 0,85, beispielsweise 0,76 bis 0,84, beispielsweise 0,77 bis 0,83, beispielsweise 0,78 bis 0,82, beispielsweise 0,79 bis 0,81, beispielsweise in der Größenordnung von Mach 0,8, in der Größenordnung von Mach 0,85 oder in dem Bereich von 0,8 bis 0,85, liegen. Eine beliebige Geschwindigkeit innerhalb dieser Bereiche kann die Konstantgeschwindigkeitsbedingung sein. Bei einigen Luftfahrzeugen kann die Konstantgeschwindigkeitsbedingung außerhalb dieser Bereiche, beispielsweise unter Mach 0,7 oder über Mach 0,9, liegen.For example only, the forward speed at the constant speed condition at any point may range from Mach 0.7 to 0.9, for example 0.75 to 0.85, for example 0.76 to 0.84, for example 0.77 to 0 , 83, for example 0.78 to 0.82, for example 0.79 to 0.81, for example in the order of Mach 0.8, in the order of Mach 0.85 or in the range of 0.8 to 0, 85. Any speed within these ranges can be the constant speed condition. For some aircraft, the constant speed condition may be outside of these ranges, for example below Mach 0.7 or above Mach 0.9.

Lediglich als ein Beispiel können die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen bei einer Höhe entsprechen, die im Bereich von 10.000 m bis 15.000 m, beispielsweise im Bereich von 10.000 m bis 12.000 m, beispielsweise im Bereich von 10.400 m bis 11.600 m (etwa 38.000 Fuß), beispielsweise im Bereich von 10.500 m bis 11.500 m, beispielsweise im Bereich von 10.600 m bis 11.400 m, beispielsweise im Bereich von 10.700 m (etwa 35.000 Fuß) bis 11.300 m, beispielsweise im Bereich von 10.800 m bis 11.200 m, beispielsweise im Bereich von 10.900 m bis 11.100 m, beispielsweise in der Größenordnung von 11.000 m, liegt. Die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen bei einer beliebigen gegebenen Höhe in diesen Bereichen entsprechen.For example only, the constant speed conditions may correspond to standard atmospheric conditions at an altitude that is in the range of 10,000 m to 15,000 m, for example in the range of 10,000 m to 12,000 m, for example in the range of 10,400 m to 11,600 m (approximately 38,000 feet), for example in the range of 10,500 m to 11,500 m, for example in the range of 10,600 m to 11,400 m, for example in the range of 10,700 m (approximately 35,000 feet) to 11,300 m, for example in the range of 10,800 m to 11,200 m, for example in the range of 10,900 m to 11,100 m, for example in the order of 11,000 m. The constant speed conditions can correspond to standard atmospheric conditions at any given altitude in these areas.

Lediglich als ein Beispiel können die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen Folgendem entsprechen: einer Vorwärts-Mach-Zahl von 0,8; einem Druck von 23.000 Pa und einer Temperatur von -55 °C.As an example only, the constant speed conditions may correspond to: a forward Mach number of 0.8; a pressure of 23,000 Pa and a temperature of -55 ° C.

So wie sie hier durchweg verwendet werden, können „Konstantgeschwindigkeit“ oder „Konstantgeschwindigkeitsbedingungen“ den aerodynamischen Auslegungspunkt bedeuten. Solch ein aerodynamischer Auslegungspunkt (oder ADP - Aerodynamic Design Point) kann den Bedingungen (darunter beispielsweise die Mach-Zahl, Umgebungsbedingungen und Schubanforderung), für die der Fanbetrieb ausgelegt ist, entsprechen. Dies kann beispielsweise die Bedingungen, bei denen der Fan (oder das Gasturbinentriebwerk) konstruktionsgemäß den optimalen Wirkungsgrad aufweist, bedeuten.As used throughout, “constant speed” or “constant speed conditions” can mean the aerodynamic design point. Such an aerodynamic design point (or ADP - Aerodynamic Design Point) can correspond to the conditions (including, for example, the Mach number, ambient conditions and thrust requirement) for which the fan operation is designed. This can mean, for example, the conditions in which the fan (or the gas turbine engine) has the optimal efficiency by design.

Im Betrieb kann ein Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und / oder beansprucht wird, bei den Konstantgeschwindigkeitsbedingungen, die hier an anderer Stelle definiert werden, betrieben werden. Solche Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können von den Konstantgeschwindigkeitsbedingungen (beispielsweise den Bedingungen während des mittleren Teils des Fluges) eines Luftfahrzeugs, an dem mindestens ein (beispielsweise zwei oder vier) Gasturbinentriebwerk(e) zur Bereitstellung von Schubkraft befestigt sein kann, bestimmt werden.In operation, a gas turbine engine described and / or claimed herein can be operated at the constant speed conditions defined elsewhere here. Such constant speed conditions may be determined from the constant speed conditions (e.g., mid-flight conditions) of an aircraft to which at least one (e.g., two or four) gas turbine engine (s) may be attached to provide thrust.

Für den Fachmann ist verständlich, dass ein Merkmal oder Parameter, das bzw. der in Bezug auf einen der obigen Aspekte beschrieben wird, bei einem beliebigen anderen Aspekt angewendet werden kann, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen. Des Weiteren kann ein beliebiges Merkmal oder ein beliebiger Parameter, das bzw. der hier beschrieben wird, bei einem beliebigen Aspekt angewendet werden und / oder mit einem beliebigen anderen Merkmal oder Parameter, das bzw. der hier beschrieben wird, kombiniert werden, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen.It will be understood by those skilled in the art that a feature or parameter described in relation to one of the above aspects can be applied to any other aspect, unless they are mutually exclusive. Furthermore, any feature or parameter described here can be applied to any aspect and / or combined with any other feature or parameter described here, if they are not mutually exclusive.

Es werden nun beispielhaft Ausführungsformen mit Bezug auf die Figuren beschrieben; in den Figuren zeigen:

  • 1 eine Seitenschnittansicht eines Gasturbinentriebwerks;
  • 2 eine Seitenschnittgroßansicht eines stromaufwärtigen Abschnitts eines Gastu rbi nentri ebwerks;
  • 3 eine zum Teil weggeschnittene Ansicht eines Getriebes für ein Gasturbinentriebwerk;
  • 4 eine Seitenansicht des vorderen Teils eines Gasturbinentriebwerks mit einem Planetengetriebe und einer Ausführungsform eines Wellenbauteils;
  • 5 eine Schnittansicht einer Ausführungsform eines Wellenbauteils gemäß 4;
  • 6 eine Detailansicht einer Profilierung in einer Ausführungsform eines Wellenbauteils;
  • 7 eine weitere Detailansicht einer Profilierung in einer Ausführungsform eines Wellenbauteils.
Embodiments will now be described by way of example with reference to the figures; in the figures show:
  • 1 a side sectional view of a gas turbine engine;
  • 2nd a side sectional large view of an upstream portion of a gasturbine power plant;
  • 3rd a partially cut-away view of a transmission for a gas turbine engine;
  • 4th a side view of the front part of a gas turbine engine with a planetary gear and an embodiment of a shaft component;
  • 5 a sectional view of an embodiment of a shaft component according to 4th ;
  • 6 a detailed view of a profile in an embodiment of a shaft component;
  • 7 a further detailed view of a profile in an embodiment of a shaft component.

1 stellt ein Gasturbinentriebwerk 10 mit einer Hauptdrehachse 9 dar. Das Gasturbinentriebwerk 10 umfasst einen Lufteinlass 12 und einen Fan 23, der zwei Luftströme erzeugt: einen Kernluftstrom A und einen Bypassluftstrom B. Das Gasturbinentriebwerk 10 umfasst einen Kern 11, der den Kernluftstrom A aufnimmt. Das Kerntriebwerk 11 umfasst in Axialströmungsreihenfolge einen Niederdruckverdichter 14, einen Hochdruckverdichter 15, eine Verbrennungseinrichtung 16, eine Hochdruckturbine 17, eine Niederdruckturbine 19 und eine Kernschubdüse 20. Eine Triebwerksgondel 21 umgibt das Gasturbinentriebwerk 10 und definiert einen Bypasskanal 22 und eine Bypassschubdüse 18. Der Bypassluftstrom B strömt durch den Bypasskanal 22. Der Fan 23 ist über eine Welle 26 (mit einer Antriebswellenvorrichtung) und ein epizyklisches Planetengetriebe 30 an der Niederdruckturbine 19 angebracht und wird durch diese angetrieben. 1 represents a gas turbine engine 10th with a major axis of rotation 9 The gas turbine engine 10th includes an air inlet 12th and a fan 23 , which generates two air flows: a core air flow A and a bypass air flow B. The gas turbine engine 10th includes a core 11 , which receives the core air flow A. The core engine 11 includes a low pressure compressor in axial flow order 14 , a high pressure compressor 15 , an incinerator 16 , a high pressure turbine 17th , a low pressure turbine 19th and a core thrust nozzle 20 . An engine nacelle 21 surrounds the gas turbine engine 10th and defines a bypass channel 22 and a bypass thrust nozzle 18th . The bypass air flow B flows through the bypass duct 22 . The fan 23 is about a wave 26 (with a drive shaft device) and an epicyclic planetary gear 30th on the low pressure turbine 19th attached and driven by this.

Im Betrieb wird der Kernluftstrom A durch den Niederdruckverdichter 14 beschleunigt und verdichtet und in den Hochdruckverdichter 15 geleitet, wo eine weitere Verdichtung erfolgt. Die aus dem Hochdruckverdichter 15 ausgestoßene verdichtete Luft wird in die Verbrennungseinrichtung 16 geleitet, wo sie mit Kraftstoff vermischt wird und das Gemisch verbrannt wird. Die resultierenden heißen Verbrennungsprodukte breiten sich dann durch die Hochdruck- und die Niederdruckturbine 17, 19 aus und treiben diese dadurch an, bevor sie zur Bereitstellung einer gewissen Schubkraft durch die Düse 20 ausgestoßen werden. Die Hochdruckturbine 17 treibt den Hochdruckverdichter 15 durch eine geeignete Verbindungswelle 27 an. Der Fan 23 stellt allgemein den Hauptteil der Schubkraft bereit. Das epizyklische Planetengetriebe 30 ist ein Untersetzungsgetriebe.In operation, the core air flow A is through the low pressure compressor 14 accelerates and compresses and into the high pressure compressor 15 directed where further compression takes place. The one from the high pressure compressor 15 ejected compressed air is fed into the combustion device 16 directed where it is mixed with fuel and the mixture is burned. The resulting hot combustion products then spread through the high pressure and low pressure turbines 17th , 19th and thereby propel them before they provide some thrust through the nozzle 20 be expelled. The high pressure turbine 17th drives the high pressure compressor 15 through a suitable connecting shaft 27 on. The fan 23 generally provides the majority of the thrust. The epicyclic planetary gear 30th is a reduction gear.

Eine beispielhafte Anordnung für ein Getriebe-Fan-Gasturbinentriebwerk 10 wird in 2 gezeigt. Die Niederdruckturbine 19 (siehe 1) treibt die Welle 26 an, die mit einem Sonnenrad 28 des epizyklischen Planetengetriebes 30 gekoppelt ist. Mehrere Planetenräder 32, die durch einen Planetenträger 34 miteinander gekoppelt sind, befinden sich von dem Sonnenrad 28 radial außen und kämmen damit. Der Planetenträger 34 führt die Planetenräder 32 so, dass sie synchron um das Sonnenrad 28 kreisen, während er ermöglicht, dass sich jedes Planetenrad 32 um seine eigene Achse drehen kann. Der Planetenträger 34 ist über eine Abtriebswellenvorrichtung 36 mit dem Fan 23 dahingehend gekoppelt, seine Drehung um die Triebwerksachse 9 anzutreiben. Ein Außenrad oder Hohlrad 38, das über Gestänge 40 mit einer stationären Stützstruktur 24 gekoppelt ist, befindet sich von den Planetenrädern 32 radial außen und kämmt damit.An exemplary arrangement for a transmission fan gas turbine engine 10th is in 2nd shown. The low pressure turbine 19th (please refer 1 ) drives the wave 26 at that with a sun gear 28 of the epicyclic planetary gear 30th is coupled. Multiple planet gears 32 by a planet carrier 34 are coupled together, are from the sun gear 28 radially outside and comb with it. The planet carrier 34 guides the planet gears 32 so that they are in sync around the sun gear 28 orbit while enabling each planet gear 32 can rotate on its own axis. The planet carrier 34 is via an output shaft device 36 with the fan 23 coupled, its rotation about the engine axis 9 to drive. An outer wheel or ring gear 38 that over linkage 40 with a stationary support structure 24th is coupled, is from the planet gears 32 radially outside and combs with it.

Es wird angemerkt, dass die Begriffe „Niederdruckturbine“ und „Niederdruckverdichter“, so wie sie hier verwendet werden, so aufgefasst werden können, dass sie die Turbinenstufe mit dem niedrigsten Druck bzw. die Verdichterstufe mit dem niedrigsten Druck (d. h. dass sie nicht den Fan 23 umfassen) und / oder die Turbinen- und Verdichterstufe, die durch die verbindende Welle 26 mit der niedrigsten Drehzahl in dem Triebwerk (d. h. dass sie nicht die Getriebeausgangswelle, die den Fan 23 antreibt, umfasst) miteinander verbunden sind, bedeuten. In einigen Schriften können die „Niederdruckturbine“ und der „Niederdruckverdichter“, auf die hier Bezug genommen wird, alternativ dazu als die „Mitteldruckturbine“ und „Mitteldruckverdichter“ bekannt sein. Bei der Verwendung derartiger alternativer Nomenklatur kann der Fan 23 als eine erste Verdichtungsstufe oder Verdichtungsstufe mit dem niedrigsten Druck bezeichnet werden.It is noted that the terms "low pressure turbine" and "low pressure compressor" as used here can be understood to mean the turbine stage with the lowest pressure and the compressor stage with the lowest pressure (ie that they are not the fan 23 include) and / or the turbine and compressor stage by the connecting shaft 26 at the lowest speed in the engine (ie that it is not the transmission output shaft that the fan 23 drives, includes) are interconnected, mean. In some publications, the "low pressure turbine" and the "low pressure compressor" referred to here may alternatively be known as the "medium pressure turbine" and "medium pressure compressor". When using such alternative nomenclature, the fan 23 can be referred to as a first compression stage or compression stage with the lowest pressure.

Das epizyklische Planetengetriebe 30 wird in 3 beispielhaft genauer gezeigt. Das Sonnenrad 28, die Planetenräder 32 und das Hohlrad 38 umfassen jeweils Zähne an ihrem Umfang, um ein Kämmen mit den anderen Zahnrädern zu ermöglichen. Jedoch werden der Übersichtlichkeit halber lediglich beispielhafte Abschnitte der Zähne in 3 dargestellt. Obgleich vier Planetenräder 32 dargestellt werden, liegt für den Fachmann auf der Hand, dass innerhalb des Schutzumfangs der beanspruchten Erfindung mehr oder weniger Planetenräder 32 vorgesehen sein können. Praktische Anwendungen eines epizyklischen Planetengetriebes 30 umfassen allgemein mindestens drei Planetenräder 32.The epicyclic planetary gear 30th is in 3rd shown in more detail by way of example. The sun gear 28 , the planet wheels 32 and the ring gear 38 each include teeth on their periphery to enable meshing with the other gears. However, for the sake of clarity, only exemplary sections of the teeth are shown in FIG 3rd shown. Although four planet wheels 32 are obvious to those skilled in the art that within the scope of the claimed invention, more or fewer planet gears 32 can be provided. Practical applications of an epicyclic planetary gear 30th generally include at least three planet gears 32 .

Das in 2 und 3 beispielhaft dargestellte epizyklische Planetengetriebe 30 ist ein Planetengetriebe, bei dem der Planetenträger 34 über eine Abtriebswellenvorrichtung 36 mit einer Ausgangswelle gekoppelt ist, wobei das Hohlrad 38 festgelegt ist. Jedoch kann eine beliebige andere geeignete Art von Planetengetrieben 30 verwendet werden. Als ein weiteres Beispiel kann das Planetengetriebe 30 eine Sternanordnung sein, bei der der Planetenträger 34 festgelegt gehalten wird, wobei gestattet wird, dass sich das Hohlrad (oder Außenrad) 38 dreht. Bei solch einer Anordnung wird der Fan 23 von dem Hohlrad 38 angetrieben. Als ein weiteres alternatives Beispiel kann das Getriebe 30 ein Differenzialgetriebe sein, bei dem gestattet wird, dass sich sowohl das Hohlrad 38 als auch der Planetenträger 34 drehen.This in 2nd and 3rd epicyclic planetary gear shown as an example 30th is a planetary gear in which the planet carrier 34 via an output shaft device 36 is coupled to an output shaft, the ring gear 38 is set. However, any other suitable type of planetary gear can be used 30th be used. As another example, the planetary gear 30th be a star arrangement in which the planet carrier 34 is held fixed, allowing the ring gear (or outer gear) 38 to rotate. With such an arrangement, the fan 23 from the ring gear 38 driven. As another alternative example, the transmission 30th be a differential gear that allows both the ring gear 38 as well as the planet carrier 34 rotate.

Es versteht sich, dass die in 2 und 3 gezeigte Anordnung lediglich beispielhaft ist und verschiedene Alternativen in dem Schutzumfang der vorliegenden Offenbarung liegen. Lediglich beispielhaft kann eine beliebige geeignete Anordnung zur Positionierung des Getriebes 30 in dem Gasturbinentriebwerk 10 und / oder zur Verbindung des Getriebes 30 mit dem Gasturbinentriebwerk 10 verwendet werden. Als ein weiteres Beispiel können die Verbindungen (z. B. die Abtriebswellenvorrichtung, Gestänge 36, 40 in dem Beispiel von 2) zwischen dem Getriebe 30 und anderen Teilen des Gasturbinentriebwerks 10 (wie z. B. der Eingangswelle 26, der Ausgangswelle und der festgelegten Struktur 24) einen gewissen Grad an Steifigkeit oder Flexibilität aufweisen. Als ein weiteres Beispiel kann eine beliebige geeignete Anordnung der Lager zwischen rotierenden und stationären Teilen des Gasturbinentriebwerks 10 (beispielsweise zwischen der Eingangs- und der Ausgangswelle des Getriebes und den festgelegten Strukturen, wie z. B. dem Getriebegehäuse) verwendet werden, und die Offenbarung ist nicht auf die beispielhafte Anordnung von 2 beschränkt. Beispielsweise ist für den Fachmann ohne weiteres erkenntlich, dass sich die Anordnung von Ausgang und Stützgestängen und Lagerpositionierungen bei einer Sternanordnung (oben beschrieben) des Getriebes 30 in der Regel von jenen, die beispielhaft in 2 gezeigt werden, unterscheiden würden.It is understood that the in 2nd and 3rd The arrangement shown is merely exemplary and various alternatives are within the scope of the present disclosure. Any suitable arrangement for positioning the transmission can be used only as an example 30th in the gas turbine engine 10th and / or to connect the transmission 30th with the gas turbine engine 10th be used. As another example, the connections (e.g., the output shaft device, Linkage 36 , 40 in the example of 2nd ) between the gearbox 30th and other parts of the gas turbine engine 10th (such as the input shaft 26 , the output shaft and the specified structure 24th ) have some degree of stiffness or flexibility. As another example, any suitable arrangement of the bearings between rotating and stationary parts of the gas turbine engine may be used 10th (For example, between the input and output shafts of the transmission and the specified structures such as the transmission housing) can be used, and the disclosure is not to the exemplary arrangement of 2nd limited. For example, it is readily apparent to the person skilled in the art that the arrangement of the output and support rods and bearing positions in a star arrangement (described above) of the transmission 30th usually from those who exemplify in 2nd would be shown.

Entsprechend dehnt sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk mit einer beliebigen Anordnung der Getriebearten (beispielsweise sternförmig oder epizyklisch planetenartig), Stützstrukturen, Eingangs- und Ausgangswellenanordnung und Lagerpositionierungen aus.Accordingly, the present disclosure extends to a gas turbine engine with an arbitrary arrangement of the transmission types (for example star-shaped or epicyclic planetary), support structures, input and output shaft arrangements and bearing positions.

Optional kann das Getriebe Neben- und / oder alternative Komponenten (z. B. den Mitteldruckverdichter und / oder einen Nachverdichter) antreiben.Optionally, the transmission can drive secondary and / or alternative components (e.g. the medium pressure compressor and / or a secondary compressor).

Andere Gasturbinentriebwerke, bei denen die vorliegende Offenbarung Anwendung finden kann, können alternative Konfigurationen aufweisen. Beispielsweise können derartige Triebwerke eine alternative Anzahl an Verdichtern und / oder Turbinen und / oder eine alternative Anzahl an Verbindungswellen aufweisen. Als ein weiteres Beispiel weist das in 1 gezeigte Gasturbinentriebwerk eine Teilungsstromdüse 20, 22 auf, was bedeutet, dass der Strom durch den Bypasskanal 22 seine eigene Düse aufweist, die von der Triebwerkskerndüse 20 separat und davon radial außen ist. Jedoch ist dies nicht einschränkend und ein beliebiger Aspekt der vorliegenden Offenbarung kann auch auf Triebwerke zutreffen, bei denen der Strom durch den Bypasskanal 22 und der Strom durch den Kern 11 vor (oder stromaufwärts) einer einzigen Düse, die als eine Mischstromdüse bezeichnet werden kann, vermischt oder kombiniert werden. Eine oder beide Düsen (ob Misch- oder Teilungsstrom) kann einen festgelegten oder variablen Bereich aufweisen. Obgleich sich das beschriebene Beispiel auf ein Turbofantriebwerk bezieht, kann die Offenbarung beispielsweise bei einer beliebigen Art von Gasturbinentriebwerk, wie z. B. bei einem Open-Rotor- (bei dem die Fanstufe nicht von einer Triebwerksgondel umgeben wird) oder einem Turboprop-Triebwerk, angewendet werden. Bei einigen Anordnungen umfasst das Gasturbinentriebwerk 10 möglicherweise kein Getriebe 30.Other gas turbine engines to which the present disclosure may apply may have alternative configurations. For example, such engines can have an alternative number of compressors and / or turbines and / or an alternative number of connecting shafts. As another example, in 1 shown gas turbine engine a pitch jet 20 , 22 on what that means is the flow through the bypass channel 22 has its own nozzle, that of the engine core nozzle 20 separately and radially outside of it. However, this is not limitative and any aspect of the present disclosure may apply to engines where the flow through the bypass channel 22 and the current through the core 11 before (or upstream) a single nozzle, which may be referred to as a mixed flow nozzle, may be mixed or combined. One or both nozzles (whether mixed or dividing stream) can have a fixed or variable range. For example, although the example described relates to a turbofan engine, the disclosure may be applicable to any type of gas turbine engine, such as a. B. in an open rotor (in which the fan stage is not surrounded by an engine nacelle) or a turboprop engine. In some arrangements, the gas turbine engine includes 10th possibly no gearbox 30th .

Die Geometrie des Gasturbinentriebwerks 10 und Komponenten davon wird bzw. werden durch ein herkömmliches Achsensystem definiert, das eine axiale Richtung (die auf die Drehachse 9 ausgerichtet ist), eine radiale Richtung (in der Richtung von unten nach oben in 1) und eine Umfangsrichtung (senkrecht zu der Ansicht in 1) umfasst. Die axiale, die radiale und die Umfangsrichtung verlaufen senkrecht zueinander.The geometry of the gas turbine engine 10th and components thereof are defined by a conventional axis system that has an axial direction (that on the axis of rotation 9 aligned), a radial direction (in the bottom-up direction in 1 ) and a circumferential direction (perpendicular to the view in 1 ) includes. The axial, the radial and the circumferential direction are perpendicular to each other.

Es versteht sich, dass die Erfindung nicht auf die oben beschriebenen Ausführungsformen beschränkt ist und verschiedene Modifikationen und Verbesserungen vorgenommen werden können, ohne von den hier beschriebenen Konzepten abzuweichen. Beliebige der Merkmale können separat oder in Kombination mit beliebigen anderen Merkmalen eingesetzt werden, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen, und die Offenbarung dehnt sich auf alle Kombinationen und Unterkombinationen eines oder mehrerer Merkmale, die hier beschrieben werden, aus und umfasst diese.It is understood that the invention is not limited to the above-described embodiments, and various modifications and improvements can be made without departing from the concepts described here. Any of the features can be used separately or in combination with any other features, unless they are mutually exclusive, and the disclosure extends to and includes all combinations and subcombinations of one or more features described herein.

In 4 sind Antriebsseite und Abtriebsseite rechts bzw. links des Getriebes 30 dargestellt. Die als Hohlwelle ausgebildete Welle 26 weist hier ein Wellenbauteil 50 auf, das Teil der Welle 26 sein kann oder mit der Welle 26 verbunden sein kann. Auf der Antriebsseite bildet das Wellenbauteil 50 zusammen mit der Welle 26 ein Antriebswellenbauteil.In 4th are the drive side and output side on the right and left of the gearbox 30th shown. The shaft designed as a hollow shaft 26 has a shaft component here 50 on that part of the wave 26 can be or with the wave 26 can be connected. The shaft component forms on the drive side 50 along with the wave 26 a drive shaft component.

Das Wellenbauteil 50 weist hier zwei umlaufende Sicken 51, 52 an einem Ende der Hohlwelle 26 auf, die in den 5 bis 7 näher dargestellt werden. Die beiden Sicken 51, 52 sind in der unmittelbaren Nähe des Getriebes 30 positioniert. Am vom Getriebe 30 abgewandten Ende (d.h. in Richtung der Turbine) ist eine weitere Sicke 53 angeordnet.The shaft component 50 has two surrounding beads here 51 , 52 at one end of the hollow shaft 26 on that in the 5 to 7 are shown in more detail. The two beads 51 , 52 are in the immediate vicinity of the gearbox 30th positioned. On the gear 30th end facing away (ie towards the turbine) is another bead 53 arranged.

Die Sicken 51, 52, 53 weisen in der dargestellten Ausführungsform die gleichen Durchmesser und Breiten auf. In alternativen Ausführungsformen können die Sicken 51, 52, 53 unterschiedliche Durchmesser und / oder Breiten aufweisen. Auch ist es nicht zwingend, dass drei Sicken 51, 52, 53 verwendet werden. Alternativ können auch einzige eine Sicke, zwei Sicken oder mehr als drei Sicken verwendet werden.The beads 51 , 52 , 53 have the same diameter and width in the illustrated embodiment. In alternative embodiments, the beads 51 , 52 , 53 have different diameters and / or widths. Nor is it imperative that three beads 51 , 52 , 53 be used. Alternatively, only one bead, two beads or more than three beads can be used.

In der 5 ist ein Wellenbauteil 50 für sich in einer Seitenansicht dargestellt, wobei hier drei Sicken 51, 52, 53 vorhanden sind. Die Sicken 51, 52, 53 weisen am radial außenliegenden Bereich jeweils eine Drainageöffnung 55 für Öl auf. Das Wellenbauteil 50 als Teil einer Antriebswelle kann dafür sorgen, dass das Getriebe 30 von Scherkräften und / oder Biegemomenten weitgehend isoliert wird. Das Wellenbauteil 50 kann dabei z.B. integral mit dem Sonnenrad 28 des Getriebes 30 ausgebildet sein. Alternativ kann es auch über eine Schweißverbindung oder eine andersartige Verbindung ausgebildet sein.In the 5 is a shaft component 50 shown in a side view, here three beads 51 , 52 , 53 available. The beads 51 , 52 , 53 each have a drainage opening on the radially outer area 55 for oil on. The shaft component 50 as part of a drive shaft can ensure that the gearbox 30th is largely isolated from shear forces and / or bending moments. The Shaft component 50 can be integral with the sun gear 28 of the transmission 30th be trained. Alternatively, it can also be formed via a welded connection or some other type of connection.

In 6 ist eine Detailansicht der ersten und zweiten Sicke 51, 52 im Schnitt des Wellenbauteils 50 dargestellt. Das Wellenbauteil 50 hat hier einen konstanten Innendurchmesser Ri, gemessen von der Hauptdrehachse 9. Die Sicken 51, 52 ragen über diesen Durchmesser hinaus. Innen weisen die Sicken 51, 52 jeweils zwei seitliche Flanken 54 auf.In 6 is a detailed view of the first and second beads 51 , 52 in the section of the shaft component 50 shown. The shaft component 50 here has a constant inner diameter R i , measured from the main axis of rotation 9 . The beads 51 , 52 protrude beyond this diameter. Inside the beads 51 , 52 two side flanks each 54 on.

Dabei sind insbesondere die beiden Flankenbereiche 61, 62 der beiden Sicken 51, 52 dargestellt. Die gestrichelte Linie in 6 zeigt den Übergang vom radial inneren ersten Flankenbereich 61 zum radial äußeren Flankenbereich 62 an. Wie in 7 noch dargestellt wird, weisen die Flankenbereiche 61, 62 an der Innenseite der Sicke 51, 52 jeweils unterschiedliche Neigungen auf.In particular, the two flank areas 61 , 62 of the two beads 51 , 52 shown. The dashed line in 6 shows the transition from the radially inner first flank region 61 to the radially outer flank area 62 on. As in 7 still shown, the flank areas 61 , 62 on the inside of the bead 51 , 52 different inclinations.

Wie in 7 vergrößert dargestellt, wird die Neigung gegenüber einer Ebene bestimmt, die senkrecht zur Hauptdrehachse 9 ausgerichtet ist. Dabei weist die Sicke 51, die sich um den Umfang des Wellenbauteils 50 erstreckt, die innenliegenden Flanken 54 auf, wobei mindestens zwei Flankenbereiche 61, 62 mit unterschiedlichen Neigungswinkeln α1 , α2 gegenüber der senkrechten Schnittebene durch das Wellenbauteil 50 vorhanden sind.As in 7 shown enlarged, the inclination to a plane is determined that is perpendicular to the main axis of rotation 9 is aligned. The bead shows 51 around the circumference of the shaft component 50 extends the inner flanks 54 on, with at least two flank areas 61 , 62 with different angles of inclination α 1 , α 2 opposite the vertical section plane through the shaft component 50 available.

In der dargestellten Ausführungsform ist der zweite Flankenbereich 62 radial weiter außen als der erste Flankenbereich 61 angeordnet, wobei der Neigungswinkel α1 des ersten Flankenbereiches 61 größer ist als der Neigungswinkel α2 des zweiten Flankenbereiches 62. Der Begriff der Größe der Neigungswinkel α1 , α2 bezieht sich hier auf die Beträge der Neigungswinkel. Somit weist die Sicke 51 einen von innen nach außen konvergierenden Hohlraum auf.In the illustrated embodiment, the second flank area 62 radially further outside than the first flank area 61 arranged, the angle of inclination α 1 of the first flank area 61 is greater than the angle of inclination α 2 of the second flank area 62 . The concept of the size of the angle of inclination α 1 , α 2 here refers to the amounts of the angles of inclination. Thus, the bead shows 51 a cavity converging from the inside to the outside.

In der dargestellten Ausführungsform sind die Flankenbereich 61, 62 jeweils gerade ausgebildet. Es ist aber durchaus möglich, dass die Flankenbereiche 61, 62 eine geringe Krümmung aufweisen. Die Neigungswinkel α1 , α2 würden dann als gemittelte Steigung oder Sekanten angeben werden.In the illustrated embodiment, the flank area 61 , 62 each just trained. But it is quite possible that the flank areas 61 , 62 have a slight curvature. The angle of inclination α 1 , α 2 would then be given as averaged slope or secants.

Der Übergang vom ersten Flankenbereich 61 zum zweiten Flankenbereich 62 liegt ungefähr im unteren Drittel der radialen Erstreckung der Sicke 51 über den Innendurchmesser Rl hinaus. Grundsätzlich kann der radiale Abstand dieses Übergangs zwischen den beiden Flankenbereichen 61, 62 im Bereich des 1,1 bis 1,5-fachen des Innenradius (Rl) des Wellenbauteils 50 liegen.The transition from the first flank area 61 to the second flank area 62 lies approximately in the lower third of the radial extent of the bead 51 beyond the inner diameter R l . Basically, the radial distance of this transition between the two flank areas 61 , 62 in the range of 1.1 to 1.5 times the inner radius (R l ) of the shaft component 50 lie.

Das Wellenbauteil 50 hat in der dargestellten Ausführungsform einen über die axiale Erstreckung des Wellenbauteils 50 konstanten Innenradius Ri. Bei gestuften Wellenbauteilen 50 (hier nicht dargestellt) kann der Übergang zwischen den beiden Flankenbereichen 61, 62 im Bereich des 1,1 bis 1,5-fachen des gemittelten Innenradius Rl des Wellenbauteils 50 liegen.The shaft component 50 has in the illustrated embodiment one on the axial extent of the shaft component 50 constant inner radius R i . For stepped shaft components 50 (not shown here) can be the transition between the two flank areas 61 , 62 in the range of 1.1 to 1.5 times the average inner radius R l of the shaft component 50 lie.

Ferner weist die hier dargestellte Ausführungsform des Wellenbauteils 50 an der Innen- und Außenseite der Sicken 51, 52, 53 Rundungen auf. Der Rundungsradius R1
liegt am Fuß der Außenseite. Dieser Rundungsradius R1 ist größer als ein innenliegender Rundungsradius R2 am radial außen liegenden Teil der Sicke 51.Furthermore, the embodiment of the shaft component shown here has 50 on the inside and outside of the beads 51 , 52 , 53 Rounding up. The radius of curvature R 1
lies at the foot of the outside. This radius of curvature R 1 is larger than an inner radius of curvature R 2 on the radially outer part of the bead 51 .

BezugszeichenlisteReference list

99
HauptdrehachseMain axis of rotation
1010th
GasturbinentriebwerkGas turbine engine
1111
KerntriebwerkCore engine
1212th
LufteinlassAir intake
1414
NiederdruckverdichterLow pressure compressor
1515
HochdruckverdichterHigh pressure compressor
1616
VerbrennungseinrichtungIncinerator
1717th
HochdruckturbineHigh pressure turbine
1818th
BypassschubdüseBypass thrust nozzle
1919th
NiederdruckturbineLow pressure turbine
2020
KernschubdüseCore thrust nozzle
2121
TriebwerksgondelEngine nacelle
2222
BypasskanalBypass channel
2323
Fanfan
2424th
stationäre Stützstrukturstationary support structure
2626
Wellewave
2727
VerbindungswelleConnecting shaft
2828
SonnenradSun gear
3030th
Getriebetransmission
3232
PlanetenräderPlanet gears
3434
PlanetenträgerPlanet carrier
3636
AbtriebswellenvorrichtungOutput shaft device
3838
HohlradRing gear
4040
Gestänge Linkage
5050
WellenbauteilShaft component
5151
erste Sickefirst bead
5252
zweite Sickesecond bead
5353
dritte Sickethird bead
54 54
innenliegende Flanke einer Sickeinner flank of a bead
5555
DrainageöffnungDrainage opening
6161
erster Flankenbereichfirst flank area
6262
zweiter Flankenbereich second flank area
α1 α 1
Neigungswinkel des ersten FlankenbereichesTilt angle of the first flank area
α2 α 2
Neigungswinkel des zweiten Flankenbereiches Tilt angle of the second flank area
AA
KernluftstromCore airflow
BB
BypassluftstromBypass air flow

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG QUOTES INCLUDE IN THE DESCRIPTION

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Zitierte PatentliteraturPatent literature cited

  • EP 3306116 A1 [0002]EP 3306116 A1 [0002]
  • US 7824305 B2 [0002]US 7824305 B2 [0002]

Claims (12)

Wellenbauteil (50), verbindbar oder verbunden mit einem Getriebe (30) in einem Gasturbinentriebwerk (10), insbesondere einem Flugzeugtriebwerk, wobei das Wellenbauteil (50) mindestens teilweise als Hohlwelle ausgebildet ist, gekennzeichnet durch mindestens eine Sicke (51, 52, 53), die sich um den Umfang des Wellenbauteils (50) erstreckt, wobei die innenliegenden Flanken (54) der Sicken (51, 52, 53) mindestens zwei Flankenbereiche (61, 62) mit unterschiedlichen Neigungswinkeln (α1, α2) gegenüber der senkrechten Schnittebene durch das Wellenbauteil (50) aufweisen.Shaft component (50), connectable or connected to a transmission (30) in a gas turbine engine (10), in particular an aircraft engine, the shaft component (50) being at least partially designed as a hollow shaft, characterized by at least one bead (51, 52, 53) which extends around the circumference of the shaft component (50), the inner flanks (54) of the beads (51, 52, 53) having at least two flank regions (61, 62) with different angles of inclination (α 1 , α 2 ) with respect to the vertical Have section plane through the shaft component (50). Wellenbauteil (50) nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch mindestens eine Sicke (51, 52, 53) mit zwei Flankenbereichen (61, 62), wobei der zweite Flankenbereich (62) radial weiter außen als der erste Flankenbereich (61) angeordnet ist.Shaft component (50) after Claim 1 , characterized by at least one bead (51, 52, 53) with two flank areas (61, 62), the second flank area (62) being arranged radially further outward than the first flank area (61). Wellenbauteil (50) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Neigungswinkel (α1) des ersten Flankenbereiches (61) größer ist als der Neigungswinkel (α2) des zweiten Flankenbereiches (62).Shaft component (50) after Claim 1 or 2nd , characterized in that the angle of inclination (α 1 ) of the first flank area (61) is greater than the angle of inclination (α 2 ) of the second flank area (62). Wellenbauteil (50) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Neigungswinkel (α1, α2) größer 0° und kleiner 25° sind.Shaft component (50) according to at least one of the preceding claims, characterized in that the angles of inclination (α 1 , α 2 ) are greater than 0 ° and less than 25 °. Wellenbauteil (50) nach mindestens einem der Ansprüche 2 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass der erste Neigungswinkel (α1) des ersten Flankenbereiches (61) größer als 0° und kleiner als 25° ist und / oder der zweite Neigungswinkel (α2) des zweiten Flankenbereiches (62) größer als 0° und kleiner als 20°, insbesondere kleiner als 15° ist.Shaft component (50) according to at least one of the Claims 2 to 4th , characterized in that the first angle of inclination (α 1 ) of the first flank area (61) is greater than 0 ° and less than 25 ° and / or the second angle of inclination (α 2 ) of the second flank area (62) is greater than 0 ° and less than 20 °, in particular less than 15 °. Wellenbauteil (50) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Außenradius (R0) der mindestens einen Sicke (51, 52, 53) größer ist als der Innenradius (Ri) des Wellenbauteils, insbesondere größer ist als der mittlere Innenradius des Wellenbauteils (50).Shaft component (50) according to at least one of the preceding claims, characterized in that the outer radius (R 0 ) of the at least one bead (51, 52, 53) is larger than the inner radius (R i ) of the shaft component, in particular is larger than the middle Inner radius of the shaft component (50). Wellenbauteil (50) nach mindestens einem der Ansprüche 2 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass der Radius (RU) des Übergangs vom ersten Flankenbereich (61) zum zweiten Flankenbereich (62) im Bereich des 1,1 bis 1,5-fachen des Innenradius (Rl) des Wellenbauteils (50), insbesondere des mittleren Innenradius, liegt.Shaft component (50) according to at least one of the Claims 2 to 6 , characterized in that the radius (R U ) of the transition from the first flank area (61) to the second flank area (62) is in the range of 1.1 to 1.5 times the inner radius (R l ) of the shaft component (50), in particular of the mean inner radius. Wellenbauteil (50) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass ein außenliegender Rundungsradius (R1) am Fuß der mindestens einen Sicke (51, 52, 53) größer ist als ein innenliegender Rundungsradius (R2) des radial außen liegenden Teils der mindestens einen Sicke (51, 52, 53).Shaft component (50) according to at least one of the preceding claims, characterized in that an outer radius of curvature (R 1 ) at the foot of the at least one bead (51, 52, 53) is greater than an inner radius of curvature (R 2 ) of the radially outer part the at least one bead (51, 52, 53). Wellenbauteil (50) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Wellenbauteil (50) als Teil einer Antriebswelle oder einer Abtriebswelle für das Getriebe (30), insbesondere ein Planetengetriebe, ausgebildet ist.Shaft component (50) according to at least one of the preceding claims, characterized in that the shaft component (50) is designed as part of an input shaft or an output shaft for the gear (30), in particular a planetary gear. Wellenbauteil (50) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die mindestens eine Sicke (51, 52, 53) am radial außenliegenden Bereich mindestens eine Drainageöffnung (55) aufweist.Shaft component (50) according to at least one of the preceding claims, characterized in that the at least one bead (51, 52, 53) has at least one drainage opening (55) on the radially outer region. Wellenbauteil (50) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, herstellbar durch Innenhochdruckumformen oder Schleuderguss.Shaft component (50) according to at least one of the preceding claims, producible by internal high pressure forming or centrifugal casting. Gasturbinentriebwerk (10) für ein Luftfahrzeug, das Folgendes umfasst: ein Kerntriebwerk (11), das eine Turbine (19), einen Verdichter (14) und eine die Turbine mit dem Verdichter verbindende Kernwelle (26) umfasst; einen Fan (23), der stromaufwärts des Kerntriebwerks (11) positioniert ist, wobei der Fan (23) mehrere Fanschaufeln umfasst; und ein Getriebe (30), das von der Kernwelle (26) antreibbar ist, wobei der Fan (23) mittels des Getriebes (30) mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle (26) antreibbar ist, wobei ein Wellenbauteil (50) nach mindestens einem der Ansprüche 1 bis 11 mit dem Getriebe (30) verbunden ist, insbesondere auf der Antriebsseite des Getriebes (30).An aircraft gas turbine engine (10) comprising: a core engine (11) including a turbine (19), a compressor (14) and a core shaft (26) connecting the turbine to the compressor; a fan (23) positioned upstream of the core engine (11), the fan (23) comprising a plurality of fan blades; and a transmission (30) which can be driven by the core shaft (26), the fan (23) being drivable by means of the transmission (30) at a lower speed than the core shaft (26), a shaft component (50) according to at least one of the Claims 1 to 11 is connected to the transmission (30), in particular on the drive side of the transmission (30).
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