WO2020260255A1 - Getriebe und gasturbinentriebwerk - Google Patents

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WO2020260255A1
WO2020260255A1 PCT/EP2020/067455 EP2020067455W WO2020260255A1 WO 2020260255 A1 WO2020260255 A1 WO 2020260255A1 EP 2020067455 W EP2020067455 W EP 2020067455W WO 2020260255 A1 WO2020260255 A1 WO 2020260255A1
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oil
channels
transmission according
transmission
grooves
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PCT/EP2020/067455
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French (fr)
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Stephan Uhkötter
Stefan Menczykalski
Original Assignee
Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg
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    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • 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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    • F16H57/0456—Lubrication by injection; Injection nozzles or tubes therefor
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    • F05D2220/30—Application in turbines
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    • F16H57/0427—Guidance of lubricant on rotary parts, e.g. using baffles for collecting lubricant by centrifugal force
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    • F16H57/00—General details of gearing
    • F16H57/04—Features relating to lubrication or cooling or heating
    • F16H57/0467—Elements of gearings to be lubricated, cooled or heated
    • F16H57/0479—Gears or bearings on planet carriers

Definitions

  • the present disclosure relates to a transmission with a rotatably mounted component that is formed with at least two rotationally symmetrical grooves.
  • the present disclosure also relates to a gas turbine engine for an aircraft.
  • a transmission of a jet engine is known from practice.
  • the transmission comprises a sun gear, a ring gear fixed to the housing and a rotatable planet carrier via which a fan can be driven.
  • a plurality of planet gears are in mesh with the sun gear and the ring gear.
  • Via a collecting channel connected to the planetary carrier of the transmission oil is guided in the direction of the meshing between the planetary gears and the ring gear.
  • the collecting channel extends in the circumferential direction of the planet carrier and is designed to be open radially on the inside. Oil is introduced via a feed through the radially inner opening.
  • a transmission and a gas turbine engine with a transmission are to be made available, in which the oil supply to a rotatable component of the transmission is guaranteed.
  • a transmission with a rotatably mounted component which is formed with at least two at least approximately rotationally symmetrical grooves.
  • oil can be introduced from oil feeds fixed to the housing.
  • the channels each have at least one outlet opening for the oil in at least one radially outer region. This removes the oil in the gutters from the
  • Centrifugal force which acts on the oil during the rotation of the component, in the direction of the Accelerated outlet openings and forwarded from there in the required manner in the direction of the areas of the transmission to which oil is to be applied, such as a bearing and / or a toothing.
  • the oil can be guided from the outlet openings to at least one hydraulic consumer via at least one line area.
  • feed line cross-sections of the oil feed lines correspond to one another or differ from one another.
  • the radial depths of the grooves can differ from one another or correspond to one another.
  • the oil volume flows that can be fed to a hydraulic consumer from the channels are essentially the same with little structural effort.
  • the oil volume flows that can be fed to a hydraulic consumer from the channels can be set essentially differently with little structural effort.
  • the lengths of the line regions differ from one another or correspond to one another.
  • the line areas include mouth areas that are each arranged in the area of hydraulic consumers of the planetary gear and can be acted upon with oil via the hydraulic consumers.
  • radial distances between the mouth areas and an axis of rotation of the component are in each case greater and / or smaller than radial distances between the outlet openings of the channels and the axis of rotation. Furthermore, there is also the possibility that the radial distances between the mouth areas and the axis of rotation of the component and the radial distances between the outlet openings of the channels and the axis of rotation are equal.
  • the oil introduced into the channels is also downstream of the outlet openings up to the mouth areas of the im Centrifugal force attacking operation accelerated or promoted through the channels and the pipe areas to the hydraulic consumers to be supplied.
  • the channels can be arranged on the same side of the component or at least one of the channels on one side and at least one further channel on a side of the component opposite in the axial extent of the component.
  • the directions in which the oil is introduced into the channels enclose an angle between 45 ° and 135 ° with the axial direction of extension of the channels.
  • the directions of introduction of the oil in the circumferential direction of the channels each enclose an angle with the radial direction of extent of the channels which is greater than or equal to 0 ° and less than 90 °.
  • Direction of introduction of the oil into the channels can, starting from the oil feeds, enclose an angle of 90 ° with the axial direction of extent of the channels, whereby oil is introduced into the channels essentially in the radial direction of extent of the channels.
  • channel is understood to mean an outer wall-like delimitation which delimits an inner region that is at least partially channel-shaped.
  • the delimitation itself is designed to be at least approximately rotationally symmetrical, regardless of the built-in components arranged in the inner region of the delimitation.
  • the directions in which the oil is introduced into the channels, starting from the oil feeds can each include an angle between 75 ° and 90 °, preferably between 80 ° and 90 °, with the axial direction of extent of the channels. If the directions of introduction of the oil with the axial direction of extent of the channels each include an angle within the last-mentioned angular ranges, the oil is in turn impressed with a pulse when it is introduced into the channels. This pulse ensures that the oil in the grooves is accelerated in the direction of, for example, a bearing of the rotatable component neces sary extent and an undersupply of the bearing or gear meshing between components of the transmission is avoided.
  • the component is a rotating shaft, preferably a sun gear, a planet carrier, a plane gear and / or a ring gear.
  • a bearing or a Zahnein grip of a planetary gear can be supplied with oil in a structurally simple manner in the required order and a reliable and safe operation of the entire gear can be guaranteed.
  • the oil feeds can each comprise at least one oil nozzle, the outlet openings of which are arranged radially and / or axially spaced apart from inlet openings for the oil provided in radially inner regions of the channels.
  • At least one oil nozzle which in the installed position of the transmission are arranged centrally within the radially inner regions of the grooves, a pulse required for a sufficient oil supply to consumers of the transmission can be impressed on the oil when it is introduced into the grooves with little effort.
  • the oil is the impulse required for a sufficient oil supply to consumers of the gearbox imprintable.
  • the present disclosure provides an unclosed oil transmission unit that is characterized by a self-adjusting system of circumferential optional nozzles. Via the oil nozzles lubricants and coolants can be sprayed into rotating channels or grooves. Supply pressures are built up within the rotating collecting grooves and the following distribution lines due to the centrifugal force.
  • the non-closed system which includes oil nozzles and collecting channels, allows for different liquid levels in the rotating system. The supply pressures in the rotating system are in turn dependent on the liquid level that is established. The consequence is a self-adjusting and robust supply system via which the consumers are supplied much less dependent on counter pressures.
  • the adjustment can be made by the liquid level in the rotating supply lines.
  • the supply pressure increases and more oil is pressed in the direction of a consumer, such as a bearing.
  • the supply pressures drop with falling volume flows.
  • An appropriately designed back pressure prevents the oil system from running empty and instead a reduced but continuous supply takes place.
  • the transmission presented here includes oil transmission units without ver wearing contact seals. Furthermore, the transmission can have a self-adjusting system with oil nozzles arranged over the circumference of the channels, via which the lubricant and coolant or the oil is sprayed into rotating collecting channels, mostly grooves.
  • Such a gas turbine engine may include an engine core that includes a turbine, a combustion chamber, 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 engine core.
  • the gas turbine engine may include a transmission that receives an input from the core shaft and provides drive for the fan to drive the fan at a lower speed than the core shaft.
  • the input for the gearbox can take place directly from the core shaft or indirectly from the core shaft, for example via a spur shaft and / or a spur gear.
  • the core shaft can be rigidly connected to the turbine and the compressor so that the turbine and the compressor rotate at the same speed (with the fan rotating at a lower speed).
  • the transmission can be designed as a transmission described in more detail above.
  • the gas turbine engine described and claimed herein can be of any suitable general architecture.
  • the gas turbine engine can have any desired number of shafts connecting turbines and compressors, such as one, two, or three shafts.
  • the turbine connected to the core shaft can be a first turbine
  • the compressor connected to the core shaft can be a first compressor
  • the core shaft can be a first core shaft.
  • the engine core 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.
  • the second compressor can be positioned axially downstream of the first compressor.
  • the second compressor can do this be arranged to receive flow from the first compressor (e.g. take up directly, e.g. via a generally annular channel).
  • the transmission can be arranged to be driven by the core shaft, which is configured to rotate (e.g. in use) at the lowest speed (e.g. the first core shaft in the above example).
  • the transmission can be arranged to only use 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 above example) to be driven.
  • the transmission can be arranged to be driven by one or more shafts, for example the first and / or the second shaft in the above example.
  • a combustion chamber may be provided axially downstream of the fan and the compressor (s).
  • the combustion chamber can be located directly downstream of the second compressor (for example at its outlet) if a second compressor is provided.
  • the flow at the outlet of the compressor can be fed to the inlet of the second turbine if a second turbine is provided.
  • the combustion chamber can be provided upstream of the turbine (s).
  • the or each compressor can comprise any number of stages, for example several stages.
  • Each stage may have a row of rotor blades and a row of stator blades, which can be variable stator blades (in that their angle of attack can be variable).
  • the row of rotor blades and the row of stator blades can be axially offset from one another.
  • the or each turbine (for example the first turbine and the second turbine as described above) can comprise any number of stages, for example a plurality of stages.
  • Each stage can include a number of rotor blades and a number of stator blades.
  • the row of rotor blades and the row of stator blades can be axially offset from one another.
  • Each fan blade may be defined with a radial span extending from a root (or hub) at a radially inward gas overflow location or at a 0% span position to a tip at a 100% span position.
  • the ratio of the radius of the fan blade at the hub to the radius of the fan blade at the tip may 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 an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (i.e., the values can be upper or lower limits).
  • the hub-to-tip ratio can generally be referred to as the hub-to-tip ratio.
  • the radius at the hub and the radius at the tip can both be measured on the leading edge portion (or the axially furthest leading edge) of the blade.
  • the hub-to-tip ratio relates to the portion of the fan blade overflowing with gas; H. the section that is radially outside of any platform.
  • the radius of the fan can be measured between the centerline of the engine and the tip of the fan blade at its leading edge.
  • the diameter of the fan (which can be simply twice the radius of the fan) can be greater than (or on the order of): 250 cm (about 100 inches), 260 cm, 270 cm (about 105 inches), 280 cm (about 110 inches), 290 cm (about 115
  • the fan diameter can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (ie the values can form upper or lower limits).
  • the speed of the fan can vary during use. In general, the speed is lower for fans with a larger diameter. As a non-limiting example only, the speed of the fan under constant speed conditions may be less than 2500 rpm, for example less than 2300 rpm. Merely as a further non-limiting example, the speed of the fan 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.
  • a fan peak load can be defined as dH / Uspitze 2 , where dH is the enthalpy increase (e.g. the average 1 -D enthalpy increase) across the fan and Uspitze is the (translational) 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).
  • the fan peak load under constant speed conditions, more than (or of the order of): 0.3, 0.31, 0.32, 0.33, 0.34, 0.35, 0.36, 0.37, 0.38, 0.39 or 0.4 (where all units in this section are Jkg 1 K 1 / (ms 1 ) 2 ).
  • the peak fan load can be in an inclusive range limited by two of the values in the preceding sentence (ie the values can be upper or lower limits).
  • Gas turbine engines in accordance with 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 duct to the mass flow rate of flow through the core at constant velocity conditions.
  • the bypass ratio may be more than (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 be (lie).
  • the bypass ratio can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (i.e., the values can be upper or lower limits).
  • the bypass channel can be essentially ring-shaped.
  • the bypass duct can be located radially outside the engine core.
  • the radially outer surface of the By pass channel can be defined by an engine nacelle and / or a fan housing.
  • the total pressure ratio of a gas turbine engine can be defined as the ratio of the back pressure upstream of the fan to the back pressure at the outlet of the super high pressure compressor (before the inlet to the combustion chamber).
  • the total pressure ratio of a gas turbine engine described and claimed herein at constant speed may be greater than (or on the order of): 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75 (lie).
  • the total pressure ratio can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (ie the values can be upper or lower limits).
  • the specific thrust of a gas turbine engine can be defined as the net thrust of the gas turbine engine divided by the total mass flow through the engine.
  • the specific thrust of an engine described and / or claimed here may be less than (or in the order of magnitude): 1 10 Nkg _1 s, 105 Nkg _1 s, 100 Nkg- 1 s, 95 Nkg _1 s , 90 Nkg _1 s, 85 Nkg _1 s or 80 Nkg _1 s (lying).
  • the specific thrust can lie in an inclusive range which is limited by two of the values in the preceding sentence (ie the values can form upper or lower limits).
  • Such gas turbine engines can be particularly efficient compared to conventional gas turbine engines.
  • a gas turbine engine as described and claimed herein can have any maximum thrust desired.
  • a gas turbine which is described and / or claimed here, can generate a maximum thrust of at least (or in the order of magnitude): 160kN, 170kN, 180kN, 190kN, 200kN, 250kN, 300kN, 350kN, 400kN, 450kN, 500kN or 550kN be able to.
  • the maximum thrust can be in an inclusive range bounded by two of the values in the preceding sentence (i.e. the values can be upper or lower limits).
  • the thrust referred to above can be the maximum net thrust under standard atmospheric conditions at sea level plus 15 degrees C (ambient pressure 101.3 kPa, temperature 30 degrees C) with a static engine.
  • the temperature of the flow at the entrance of the high pressure turbine can be particularly high.
  • This temperature which can be referred to as TET
  • TET can be measured at the exit to the combustion chamber, for example immediately upstream of the first turbine blade, which in turn can be referred to as a nozzle guide vane.
  • the TET can be at least (or on the order of): 1400K, 1450K, 1500K, 1550K, 1600K or 1650K.
  • the TET at constant speed can lie in an inclusive range bounded by two of the values in the previous sentence (ie the values can form upper or lower limits).
  • the maximum TET when the engine is in use can, for example, be at least (or on the order of): 1700K, 1750K, 1800K, 1850K, 1900K, 1950K or 2000K.
  • the maximum TET can lie in an inclusive range which is limited by two of the values in the preceding sentence (ie the values can form 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 take-off thrust).
  • a fan blade and / or a blade portion of a fan blade described herein can be made from any suitable material or combination of materials.
  • at least part of the fan blade and / or the blade can be at least partially composed of a composite, for example a metal matrix composite and / or a composite with an organic matrix, such as. B. carbon fiber.
  • at least a portion of the fan blade and / or the blade can be at least in part made of a metal, such as metal.
  • the fan blade can include at least two sections made using different materials.
  • the fan blade may have a front protective rim made using a material that can withstand impact (such as birds, ice, or other material) better than the rest of the blade.
  • a leading edge can be manufactured using titanium or a titanium-based alloy, for example.
  • the fan blade may comprise a carbon fiber or aluminum based body (such as an aluminum-lithium alloy) with a leading edge made of titanium.
  • a fan that is described here may include a central portion from which the fan blades can extend, for example in a radial direction. The fan blades can be attached to the central section in any desired manner.
  • each fan blade can include a fixation device that can engage with a corresponding slot in the hub (or disk).
  • such a fixing device can be in the form of a dovetail which can be inserted into and / or engaged with a corresponding slot in the hub / disc to fix the fan blade to the hub / disc.
  • 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 manufacture such a blisk or bling.
  • at least a portion of the fan blades can be machined from a block and / or at least a portion of the fan blades can be machined by welding, such as. B. linear friction welding, be attached to the Na / disc.
  • VAN Very Area Nozzle - nozzle with a variable cross section
  • Such a nozzle with a variable cross section can allow the exit cross section of the bypass channel to be varied in use.
  • the general principles of the present disclosure may apply to engines with or without a VAN.
  • constant speed conditions may mean constant speed conditions of an aircraft on which the gas turbine engine is mounted. Such constant speed conditions can conventionally be defined as the conditions during the middle part of the flight, for example the conditions that the aircraft and / or the gas turbine engine experience between (in terms of time and / or distance) the end of the climb and the start of the descent is or will be exposed.
  • the forward speed under the constant speed condition may be any point in the range of 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 travel condition. In some aircraft, the constant speed conditions can be outside these ranges, for example below Mach 0.7 or above Mach 0.9.
  • the constant velocity conditions can 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 (about 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 (about 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, correspond.
  • the constant velocity conditions can correspond to standard atmospheric conditions at any given altitude in these areas.
  • 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 degrees C.
  • constant speed or “constant speed conditions” can mean the aerodynamic design point.
  • Such an aerodynamic design point can correspond to the conditions (including, for example, the Mach number, environmental conditions and thrust requirement) for which the blower is designed to operate. This can mean, for example, the conditions under which the fan (or the gas turbine engine) has the optimum efficiency according to the design.
  • a gas turbine engine described and claimed herein can be operated at the constant speed conditions defined elsewhere herein.
  • Such constant speed conditions may be determined by the constant speed conditions (e.g., conditions during the mid-flight) of an aircraft to which at least one (e.g., 2 or 4) gas turbine engine may be attached to provide thrust.
  • 1 is a longitudinal sectional view of a gas turbine engine
  • Fig. 2 is an enlarged partial longitudinal sectional view of an upstream section of a gas turbine engine
  • FIG. 3 shows a single illustration of a transmission for a gas turbine engine
  • Fig. 4 is a sectional view of a first embodiment of the transmission ent long a section line IV-IV identified in more detail in Fig. 3;
  • FIG. 5 shows an illustration corresponding to FIG. 4 of a further embodiment of the transmission
  • FIG. 6 shows a representation corresponding to FIG. 4 of a further embodiment of the transmission
  • FIG. 7 shows a first embodiment of an oil circuit of the gas turbine engine according to FIG. 1;
  • FIG. 8 shows a representation corresponding to FIG. 7 of a second embodiment of the oil circuit.
  • Fig. 1 shows a gas turbine engine 10 with a main axis of rotation 9.
  • the engine 10 includes an air inlet 12 and a thrust fan 23 that generates two air flows: a core air flow A and a bypass air flow B.
  • the gas turbine engine 10 includes a core 11 which contains the core air flow A takes up.
  • the Engine core 11 comprises, in axial flow sequence, a low-pressure compressor 14, a high-pressure compressor 15, a combustion device 16, a high-pressure turbine 17, a low-pressure turbine 19 and a core thrust nozzle 20.
  • An engine nacelle 21 surrounds the gas turbine engine 10 and defines a bypass duct 22 and a bypass air flow 18 B flows through the bypass duct 22.
  • the fan 23 is attached to the low-pressure turbine 19 via a shaft 26 and an epicycloid gear 30 and is driven by this.
  • the shaft 26 is also referred to as the core shaft.
  • the core air flow A is accelerated and compressed by the low pressure compressor 14 and directed into the high pressure compressor 15 where further compression takes place.
  • the compressed air expelled from the high pressure compressor 15 is passed into the combustion device 16, where it is mixed with fuel and the mixture is burned.
  • the resulting hot combustion products then propagate through the high and low pressure turbines 17, 19 and thereby drive them before they are ejected through the nozzle 20 to provide a certain thrust.
  • the high pressure turbine 17 drives the high pressure compressor 15 through a suitable connecting shaft 27, which is also referred to as a core shaft.
  • the fan 23 generally provides the majority of the thrust.
  • the epicycloidal gear 30 is a reduction gear.
  • FIG. 2 An exemplary arrangement for a geared blower gas turbine engine 10 is shown in FIG. 2.
  • the low-pressure turbine 19 (see FIG. 1) drives the shaft 26, which is coupled to a sun gear 28 of the epicycloidal gear arrangement 30.
  • a plurality of planet gears 32 which are coupled together by a planet carrier 34, are located radially outward from the sun gear 28 and mesh with it and are each rotatably arranged on Gerium 29 rotatably connected to the planet carrier 34.
  • the planetary carrier 34 restricts the planetary gears 32 to orbit synchronously about the sun gear 28, while allowing each planetary gear 32 to rotate on the carrier elements 29 about its own axis can turn.
  • the planet carrier 34 is coupled to the fan 23 via linkage 36 to drive its rotation about the engine axis 9.
  • An outer gear or ring gear 38 which is coupled via linkage 40 to a stationary support structure 24, is located radially outside of the planet gears 32 and meshes with it.
  • 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 (i.e. that they do not Fan 23) and / or the turbine and compressor stage, which are connected by the connecting shaft 26 with the lowest speed in the engine (ie that it does not include the transmission output shaft that drives the fan 23).
  • the “low pressure turbine” and “low pressure compressor” referred to here may alternatively be known as the “medium pressure turbine” and “medium pressure compressor”.
  • the fan 23 may be referred to as a first compression stage or compression stage having the lowest pressure.
  • the epicycloid gear 30 is shown in more detail in FIG. 3 by way of example.
  • the sun gear 28, planet gears 32 and ring gear 38 each include teeth around their periphery for meshing with the other gears. However, for the sake of clarity, only exemplary sections of the teeth in FIG. 3 are shown. Although four planet gears 32 are shown, it will be apparent to those skilled in the art that more or fewer planet gears 32 may be provided within the scope of the claimed invention.
  • Practical applications of an epicycloidal gear 30 generally include at least three planetary gears 32.
  • the epicycloid gear 30 shown as an example in Fig. 2 and 3 is a planetary gear, in which the planet carrier 34 via linkage 36 with an output output shaft is coupled, wherein the ring gear 38 is fixed.
  • the epicycloidal gear 30 may be a star configuration in which the planet carrier 34 is held in place while allowing the ring gear (or outer gear) 38 to rotate. With such an arrangement, the fan 23 is driven by the ring gear 38.
  • the transmission 30 may be a differential gear that allows both the ring gear 38 and the planetary carrier 34 to rotate.
  • FIGS. 2 and 3 is only exemplary and various alternatives are within the scope of protection of the present disclosure.
  • Any suitable arrangement for positioning the transmission 30 in the engine 10 and / or for connecting the transmission 30 to the engine 10 can be used merely as an example.
  • the connections e.g., the linkages 36, 40 in the example of FIG. 2
  • the transmission 30 and other parts of the engine 10 such as the input shaft 26, the output shaft and the fixed structure 24
  • any suitable arrangement of the bearings between rotating and stationary parts of the engine e.g.
  • the present disclosure extends to a gas turbine engine with any arrangement of the transmission types (for example, star shaped or planetary), support structures, input and output shaft arrangements and bearing positioning.
  • the transmission types for example, star shaped or planetary
  • support structures for example, star shaped or planetary
  • input and output shaft arrangements for example, star shaped or planetary
  • the transmission can drive secondary and / or alternative components (e.g. the medium-pressure compressor and / or a booster).
  • secondary and / or alternative components e.g. the medium-pressure compressor and / or a booster.
  • gas turbine engines to which the present disclosure may find application may have alternative configurations.
  • such engines can have an alternative number of compressors and / or turbines and / or an alternative number of connecting shafts.
  • the gas turbine engine shown in FIG. 1 has a splitting flow nozzle 20, 22, which means that the flow through the bypass duct 22 has its own nozzle which is separate from the engine core nozzle 20 and radially outward therefrom.
  • this is not limiting and any aspect of the present disclosure may also apply to engines in which the flow through the bypass duct 22 and the flow through the core 11 are in front of (or upstream) a single nozzle which may be referred to as a mixed flow nozzle , mixed or combined.
  • One or both nozzles can or can have a fixed or variable range.
  • the example described relates to a turbo blower engine be, the disclosure may, for example, nentriebwerk in any type of Gasturbi such. B. in an open rotor (in which the fan stage is not surrounded by an engine nacelle) or a turboprop engine, are used.
  • the geometry of the gas turbine engine 10 and components thereof is or are defined by a conventional axis system that includes an axial direction (aligned with the axis of rotation 9), a radial direction (in the bottom-up direction in FIG. 1) and a Includes circumferential direction (perpendicular to the view in Fig. 1).
  • the axial, radial and circumferential directions run perpendicular to each other. 3 and 4 show an orientation of the transmission 30 in its installation position in the gas turbine engine 10 during a horizontal flight of an aircraft running with the gas turbine engine 10.
  • the rotatable planet carrier 34 of the gear 30 is formed in the manner shown in more detail in Fig. 3 and Fig.
  • the grooves 41, 141 are arranged coaxially to the axis of rotation of the planetary carrier 34 and the Son nenrades 28 and in radially inner areas 42, 142 each with an opening 43, 143 extending in the circumferential direction of the groove 41, 141 leads. Via the openings 43, 143, starting from corresponding radial inner diameters Di41, Di141 of the grooves 41, 141 oil from the oil supply lines 44, 144 fixed to the housing can be introduced into the grooves 41, 141, which have approximately the same groove width.
  • the oil is at an angle a equal to 90 ° in the y direction, i.e. H. introduced radially outward into the grooves 41, 141.
  • the directions E, E100 of the oil into the channels 41, 141 intersect a yz plane and, depending on the particular application, enclose an angle ⁇ with the radial extension direction y which is greater than or equal to 0 ° and less than 90 °.
  • the oil is introduced tangentially into the channels 41, 141 in the direction of rotation of the channels 41, 141.
  • the directions of introduction E, E100 are equal to the y-direction when the angle ⁇ is equal to 0 °.
  • the directions of introduction E ', E100' of the oil into the channels 41, 141 enclose an angle a 'between 45 ° and 135 °, preferably between 75 ° and 90 ° or between 80 ° and 90 °.
  • the grooves 41, 141 each have in a radially outer area 45, 145 several over the circumference of the Channels 41, 141 distributed outlet openings 46,
  • the oil introduced via the ⁇ lzu Siliconun conditions 44, 144 into the grooves 41, 141 with a desired impulse is that when the planetary carrier 34 rotates through the centrifugal force then acting on the oil in the grooves 41, 141 in the radial direction y is accelerated to the outside in addition to the imposed pulse, can initially be diverted from the grooves 41, 141.
  • the oil is passed on via line areas 47, 147 of the planetary carrier 34 in the axial direction z of the transmission 30.
  • the line areas 47, 147 include stub lines 48, 148 running radially outward in the y direction, the mouth areas 49, 149 of which are each in the area of hydraulic consumers of the planetary gear, such as bearings for the planetary gears 32.
  • the oil introduced into the channels 41, 141 is also accelerated downstream of the outlet openings 46, 146 up to the mouth areas 49, 149 by the centrifugal force acting during operation or through the channels 41, 141, the line areas 47, 147 and the branch lines 48, 148 conveyed to the hydraulic consumers to be supplied.
  • the radial distance between the outlet openings 46 corresponds to
  • the radial distances R49, R149 between the mouth regions 49, 149 and the axis of rotation 70 of the planetary carrier 34 each correspond to the radial distances between the outlet openings 46, 146 of the channels 41, 141 and the axis of rotation 70 or are also smaller than this.
  • the oil supply lines 44, 144 each include an oil nozzle 50, 150.
  • Outlet openings 51, 151 of the oil nozzles 50, 150 are arranged in the y-direction or in the radial direction at a distance from the openings 43, 143 of the channels 41, 141.
  • the oil is discharged from the oil nozzles 50, 150 at a defined supply pressure and, depending on the design of the outlet openings 51, 151 of the oil nozzles 50, 150, is injected or sprayed into the channels 41, 141 with such an impulse that the oil enters the channels 41 , 141 starting from the openings 43, 143 of the channels 41,
  • the aim is for the oil to be introduced into the line areas 47, 147 via the outlet openings 46, 146 of the grooves 41, 141 at a flow rate that ensures a desired oil supply to the bearings of the planetary gears 32.
  • each channel 41, 141 is assigned an oil nozzle 50, 150.
  • the oil feeds 44, 144 can each also include a plurality of oil nozzles 50, 150.
  • the oil nozzles arranged radially inside the channels 41, 141 can be positioned in the axial direction of extent of the channels 41, 141 centrally between the regions delimiting the channels 41, 141 in the axial direction.
  • the introduced oil is then introduced as uniformly as possible over the axial width of the grooves 41, 141.
  • the sun gear, the planetary gears and / or the ring gear can be designed in the manner described above with a channel into which oil can be introduced via a corresponding oil supply in order to be able to supply hydraulic consumers of the transmission 30 with oil.
  • FIG. 5 shows a representation corresponding to FIG. 4 of a further embodiment of the transmission 30, which essentially corresponds to the embodiment described for FIG. 4. For this reason, only the differences between the two embodiments are described in more detail below. With regard to the basic mode of operation of the embodiment of the transmission 30 according to FIG. 5, reference is made to the description of FIG. 4.
  • the outer diameter Da41 and Da141 of the grooves 41, 141 are the same size. Furthermore, the inner diameter Di41 of the channel 41 is greater than the inner diameter Di141 of the channel 141, whereby a channel depth T141 of the channel 141 is greater than a channel depth T41 of the channel 41. Furthermore, the radial distances R49, R149 of the mouth areas correspond 49, 149 from the axis of rotation 70. This means that when the transmission 30 is in operation, if the same oil volume flow is introduced into the channels 41 and 141 from the oil supply lines 44 and 144, for example, a larger oil column will develop in the channel 141 and the hydraulic consumer is acted upon by a greater oil volume flow from channel 141 than from channel 41.
  • FIG. 6 a further embodiment of the transmission 30 is shown in a representation corresponding to FIG.
  • the transmission 30 according to FIG. 6 differs from the transmission 30 according to FIG.
  • both grooves 41, 141 are arranged on the side of the planetary carrier 34 facing the shaft 26 and the groove depth T141 of the groove 141 is smaller is than the channel depth T41 of the channel 41.
  • the inner diameter Di141 of the channel 141 is greater than the inner diameter Di41 of the channel 41.
  • the channel depths T141 and T41 also differ from one another because of an outer diameter Da141 of the channel 141 is smaller than an outer diameter Da41 of the channel 41.
  • R149 of the mouth areas 49, 149 of the axis of rotation 70 correspond to each other as in turn.
  • the oil system 55 comprises a first oil circuit 56 and a second oil circuit 57.
  • the first oil circuit 56 and the second oil circuit 57 are fluidically coupled to a common output 59 of the transmission 30.
  • the first oil circuit 56 and the second oil circuit 45 are each fluidically coupled to a separate inlet 60 or 61 of the transmission 30.
  • the first oil circuit 56 and the second oil circuit 57 are each formed with a pump 62, 63 which are driven by the core shaft 26 or the core shaft 27.
  • the outlet 59 of the transmission 30 comprises a device 64 which is designed such that oil from the transmission 30 is introduced into the first oil circuit 56 and into the second oil circuit 57.
  • Fig. 8 shows a second embodiment of the oil system 55 of the gas turbine engine 10.
  • the oil system 55 comprises the first oil circuit 56, the second oil circuit 57 and a third oil circuit 65.
  • the first oil circuit 56, the second oil circuit 57 and the third oil circuit 65 are all available with output 59 of the Transmission 30 fluidically in operative connection.
  • the first oil circuit 56, the second oil circuit 57 and the third oil circuit 65 are each fluidically coupled to a separate inlet 60, 61, 66 of the transmission 30.
  • the first oil circuit 56 and the second oil circuit 57 each include the pumps 62 and 63.
  • the third oil circuit 65 is designed with a pump 67, which is driven by the fan 23 or the core shaft 27 or another suitable drive unit, for example an electric Drive unit or the like, is driven. Oil is introduced from the outlet 59 of the transmission 30 via the device 64 into the first oil circuit 56, into the second oil circuit 57 and also into the third oil circuit 65.

Landscapes

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Abstract

Es wird ein Getriebe (30) mit einem drehbar gelagerten Bauteil (34) beschrieben, das mit wenigstens zwei annähernd rotationssymmetrischen Rinnen (41, 141) ausgebildet ist, in die jeweils ausgehend von ihrem radial inneren Bereich (42, 142) Öl aus jeweils einer gehäusefesten Ölzuführung (44, 144) einleitbar ist. Die Rinnen (41, 141) weisen jeweils in wenigstens einem radial äußeren Bereich (45, 145) jeweils wenigstens eine Auslassöffnung (46, 146) für das Öl auf. Des Weiteren ist das Öl von den Auslassöffnungen (46, 146) jeweils zu wenigstens einem hydraulischen Verbraucher über jeweils wenigstens einen Leitungsbereich (47, 147) führbar. Darüber hinaus wird ein Gasturbinentriebwerk mit dem Getriebe (30) vorgeschlagen.

Description

Getriebe und Gasturbinentriebwerk
Die vorliegende Offenbarung bezieht sich auf ein Getriebe mit einem drehbar gelagerten Bauteil, das mit wenigstens zwei rotationssymmetrischen Rinnen aus gebildet ist. Des Weiteren bezieht sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gastur binentriebwerk für ein Luftfahrzeug.
Aus der Praxis ist ein Getriebe eines Strahltriebwerks bekannt. Das Getriebe umfasst ein Sonnenrad, ein gehäusefestes Hohlrad und einen drehbaren Planeten träger, über den ein Bläser antreibbar ist. Mehrere Planetenräder stehen in Eingriff mit dem Sonnenrad und dem Hohlrad. Über eine mit dem Planetenträger des Ge triebes verbundene Auffangrinne wird Öl in Richtung der Zahneingriffe zwischen den Planetenrädern und dem Hohlrad geführt. Die Auffangrinne erstreckt sich in Umfangsrichtung des Planetenträgers und ist radial innen offen ausgeführt. Über die radial innenliegende Öffnung wird Öl über eine Zuführung eingeleitet.
Es sollen ein Getriebe und ein Gasturbinentriebwerk mit einem Getriebe zur Verfügung gestellt werden, bei denen die Ölversorgung eines drehbaren Bauteils des Getriebes jeweils gewährleistet ist.
Diese Aufgabe wird mit einem Getriebe und mit einem Gasturbinentriebwerk mit den Merkmalen des Patentanspruches 1 bzw. 16 gelöst.
Gemäß einem ersten Aspekt wird ein Getriebe mit einem drehbar gelagerten Bauteil bereitgestellt, das mit wenigstens zwei wenigstens annähernd rotations symmetrischen Rinnen ausgebildet ist. In die Rinnen ist ausgehend von radial inne ren Bereichen der Rinnen Öl aus gehäusefesten Ölzuführungen einleitbar. Die Rinnen weisen jeweils in wenigstens einem radial äußeren Bereich jeweils wenigs tens eine Auslassöffnung für das Öl auf. Dadurch wird das Öl in den Rinnen von der
Fliehkraft, die während der Rotation des Bauteils am Öl angreift, in Richtung der Auslassöffnungen beschleunigt und von dort in der erforderlichen Weise in Richtung der mit Öl zu beaufschlagenden Bereiche des Getriebes, wie eines Lagers und/oder einer Verzahnung, weitergeleitet. Dabei ist das Öl von den Auslassöffnungen je weils zu wenigstens einem hydraulischen Verbraucher über jeweils wenigstens einen Leitungsbereich führbar.
Dies bietet auf einfache Art und Weise die Möglichkeit, einen hydraulischen Verbraucher über unterschiedliche Ölkreisläufe mit Öl zu beaufschlagen und eine Ölversorgung selbst im Fehlerfall im Bereich eines dieser Ölkreisläufe gewährleis ten zu können.
Bei weiteren Ausführungsformen des Getriebes gemäß der vorliegenden Of fenbarung entsprechen Zuleitungsquerschnitte der Ölzuführungen einander oder weichen voneinander ab.
Des Weiteren können radiale Tiefen der Rinnen voneinander abweichen o- der einander entsprechen.
Wenn Querschnitte der Leitungsbereiche einander entsprechen, sind die Öl volumenströme, die einem hydraulischen Verbraucher ausgehend von den Rinnen zuführbar sind, mit geringem konstruktivem Aufwand im Wesentlichen gleich groß.
Weichen Querschnitte der Leitungsbereiche voneinander ab, sind die Ölvo lumenströme, die einem hydraulischen Verbraucher ausgehend von den Rinnen zuführbar sind, mit geringem konstruktivem Aufwand im Wesentlichen unterschied lich einstellbar.
Bei weiteren Ausführungsformen des Getriebes gemäß der vorliegenden Of fenbarung weichen die Längen der Leitungsbereiche voneinander ab oder entspre chen einander. Die Leitungsbereiche umfassen Mündungsbereiche, die jeweils im Bereich von hydraulischen Verbrauchern des Planetengetriebes angeordnet sind und über die hydraulische Verbraucher mit Öl beaufschlagbar sind.
Dabei kann es vorgesehen sein, dass radiale Abstände zwischen den Mün dungsbereichen und einer Rotationsachse des Bauteils jeweils größer und/oder kleiner sind als radiale Abstände zwischen den Auslassöffnungen der Rinnen und der Rotationsachse. Des Weiteren besteht auch die Möglichkeit, dass die radialen Abstände zwischen den Mündungsbereichen und der Rotationsachse des Bauteils und die radialen Abstände zwischen den Auslassöffnungen der Rinnen und der Rotationsachse gleich groß sind.
Sind die radialen Abstände zwischen den Mündungsbereichen und einer Ro tationsachse des Bauteils jeweils größer als radiale Abstände zwischen den Aus lassöffnungen der Rinnen und der Rotationsachse, dann wird das jeweils in die Rinnen eingeleitete Öl auch stromab der Auslassöffnungen bis hin zu den Mün dungsbereichen von der im Betrieb angreifenden Fliehkraft beschleunigt bzw. durch die Rinnen und die Leitungsbereiche zu den jeweils zu versorgenden hydraulischen Verbrauchern gefördert.
In Abhängigkeit des jeweils zur Verfügung stehenden Bauraumes können die Rinnen auf derselben Seite des Bauteils oder jeweils wenigstens eine der Rinnen auf einer Seite und jeweils wenigstens eine weitere der Rinnen auf einer in axialer Erstreckung des Bauteils dazu gegenüberliegenden Seite des Bauteils angeordnet sein.
Es besteht die Möglichkeit, dass die Einleitrichtungen des Öls in die Rinnen ausgehend von den Ölzuführungen mit der axialen Erstreckungsrichtung der Rin nen jeweils einen Winkel zwischen 45° und 135° einschließen. Darüber hinaus kann es vorgesehen sein, dass die Einleitrichtungen des Öls in Umfangsrichtung der Rinnen mit der radialen Erstreckungsrichtung der Rinnen jeweils einen Winkel einschließen, der größer gleich 0° und kleiner 90° ist.
Einleitrichtungen des Öls in die Rinnen können ausgehend von den Ölzufüh rungen mit der axialen Erstreckungsrichtung der Rinnen jeweils einen Winkel von 90° einschließen, womit Öl im Wesentlichen in radialer Erstreckungsrichtung der Rinnen in diese eingeleitet wird.
Dadurch wird dem Öl bei der Einleitung aus den Ölzuführungen in die Rinnen jeweils ein solcher Impuls aufgeprägt, dass das Öl in den Rinnen in einem zur Wei terleitung in Richtung von beispielsweise einem Lager des drehbaren Bauteils er forderlichen Umfang beschleunigt wird und eine Unterversorgung eines Lagers oder auch von Zahneingriffen zwischen Bauteilen des Getriebes vermieden wird.
Vorliegend wird unter dem Begriff Rinne eine äußere wandartige Begrenzung verstanden, die einen zumindest bereichsweise rinnenförmigen inneren Bereich begrenzt. Dabei ist die Begrenzung selbst unabhängig von im inneren Bereich der Begrenzung angeordneten Einbauten wenigstens annähernd rotationssymmetrisch ausgeführt.
Des Weiteren können die Einleitrichtungen des Öls in die Rinnen ausgehend von den Ölzuführungen mit der axialen Erstreckungsrichtung der Rinnen jeweils einen Winkel zwischen 75° und 90°, vorzugsweise zwischen 80° und 90°, ein schließen. Schließen die Einleitrichtungen des Öls mit der axialen Erstreckungsrich tung der Rinnen jeweils einen Winkel innerhalb der letztgenannten Winkelbereiche ein, wird dem Öl wiederum bereits beim Einleiten in die Rinnen ein Impuls aufge prägt. Dieser Impuls gewährleistet, dass das Öl in den Rinnen in einem zur Weiter leitung in Richtung von beispielsweise einem Lager des drehbaren Bauteils erfor derlichen Umfang beschleunigt wird und eine Unterversorgung des Lagers oder auch von Zahneingriffen zwischen Bauteilen des Getriebes vermieden wird. Das Bauteil ist gemäß einem weiteren Aspekt der vorliegenden Offenbarung eine drehende Welle, vorzugsweise ein Sonnenrad, ein Planetenträger, ein Plane tenrad und/oder ein Hohlrad. Dann ist beispielsweise ein Lager oder ein Zahnein griff eines Planetengetriebes auf konstruktiv einfache Weise im erforderlichen Um fang mit Öl versorgbar und ein zuverlässiger und sicherer Betrieb des gesamten Getriebes gewährleistbar.
Insbesondere im Falle von umlaufenden Planetenrädern ist dann eine Über tragung vom stationären Ölsystem zu den um das Sonnenrad des Getriebes rotie renden Planetenrädern gewährleistet.
Die Ölzuführungen können jeweils wenigstens eine Öldüse umfassen, deren Auslassöffnungen radial und/oder axial beabstandet zu in radial inneren Bereichen der Rinnen vorgesehenen Einlassöffnungen für das Öl angeordnet sind.
Ist jeweils wenigstens eine Öldüse vorgesehen, die in Einbaulage des Ge triebes jeweils mittig innerhalb der radial inneren Bereiche der Rinnen angeordnet sind, ist dem Öl beim Einleiten in die Rinnen mit geringem Aufwand ein für eine ausreichende Ölversorgung von Verbrauchern des Getriebes erforderlicher Impuls aufprägbar.
Sind jeweils wenigstens zwei Öldüsen vorgesehen, die in Einbaulage des Getriebes jeweils zwischen einer Drehachse einer der Rinnen und einer der Rinnen sowie jeweils mittig innerhalb des radial inneren Bereiches einer Rinne angeordnet sind, ist dem Öl der für eine ausreichende Ölversorgung von Verbrauchern des Getriebes erforderliche Impuls aufprägbar.
Durch die vorliegende Offenbarung wird eine nicht geschlossene Ölübertra gungseinheit bereitgestellt, die durch ein selbstjustierendes System von über den Umfang angeordneten optionalen Düsen gekennzeichnet ist. Über die Öldüsen kann Schmier- und Kühlmittel in rotierende Rinnen bzw. Nuten gesprüht werden. Innerhalb der rotierenden Auffangnuten und den folgenden Verteilungsleitungen werden aufgrund der Zentrifugalkraft Versorgungsdrücke aufgebaut. Das Öldüsen und Auffangrinnen umfassende nicht geschlossene System lässt die Möglichkeit unterschiedlicher Flüssigkeitspegel im rotierenden System zu. Die Versorgungsdrü cke im rotierenden System stehen wiederum in Abhängigkeit der sich einstellenden Flüssigkeitspegel. Konsequenz ist ein selbstjustierendes und robustes Versor gungssystem, über das die Verbraucher deutlich weniger abhängig von Gegendrü cken versorgt werden.
Befinden sich die Gegendrücke, also der jeweils vorherrschende Druck im Verbraucher und die Druckverluste bis zum Verbraucher, in einem akzeptablen Druckbereich und sind dementsprechend nicht viel zu klein oder zu groß, kann die Justierung durch den Flüssigkeitspegel in den rotierenden Versorgungsleitungen erfolgen. Bei steigendem Ölvolumenstrom steigt der Versorgungsdruck und es wird mehr Öl in Richtung eines Verbrauchers, wie einem Lager, gedrückt. Im umgekehr ten Fall sinken die Versorgungsdrücke bei sinkenden Volumenströmen. Durch ei nen jeweils passend ausgelegten Gegendruck wird ein Leerlaufen des Ölsystems verhindert und es findet stattdessen eine verminderte aber kontinuierliche Versor gung statt.
Das hier vorgestellte Getriebe umfasst Ölübertragungseinheiten ohne ver schleißende Kontaktdichtungen. Weiterhin kann das Getriebe ein sich selbst justie rendes System mit über den Umfang der Rinnen angeordneten Öldüsen aufweisen, über die das Schmier- und Kühlmittel bzw. das Öl in rotierende Auffangrinnen, zumeist Nuten eingesprüht wird.
Wie hier an anderer Stelle angeführt wird, kann sich die vorliegende Offenba rung auf ein Gasturbinentriebwerk beziehen. Solch ein Gasturbinentriebwerk kann einen Triebwerkskern umfassen, der eine Turbine, einen Brennraum, einen Ver dichter und eine die Turbine mit dem Verdichter verbindende Kernwelle umfasst. Solch ein Gasturbinentriebwerk kann ein Gebläse (mit Gebläseschaufeln) umfas sen, das stromaufwärts des Triebwerkskerns positioniert ist.
Anordnungen der vorliegenden Offenbarung können insbesondere, jedoch nicht ausschließlich, für Gebläse, die über ein Getriebe angetrieben werden, von Vorteil sein. Entsprechend kann das Gasturbinentriebwerk ein Getriebe umfassen, das einen Eingang von der Kernwelle empfängt und Antrieb für das Gebläse zum Antreiben des Gebläses mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle abgibt.
Der Eingang für das Getriebe kann direkt von der Kernwelle oder indirekt von der 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 das Gebläse mit einer niedrigeren Drehzahl dreht). Dabei kann das Getriebe als ein vorstehend näher beschriebenes Getriebe ausgeführt sein.
Das Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und beansprucht wird, kann eine beliebige geeignete allgemeine Architektur aufweisen. Beispielsweise kann das Gasturbinentriebwerk eine beliebige gewünschte Anzahl an Wellen, die Turbi nen und Verdichter verbinden, beispielsweise eine, zwei oder drei Wellen, aufwei sen. 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. Der Triebwerks kern 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 dahin gehend angeordnet sein, sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle zu drehen.
Bei solch einer Anordnung kann der zweite Verdichter axial stromabwärts des ersten Verdichters positioniert sein. Der zweite Verdichter kann dahingehend angeordnet sein, Strömung von dem ersten Verdichter aufzunehmen (beispielswei se direkt aufzunehmen, beispielsweise über einen allgemein ringförmigen Kanal).
Das Getriebe kann dahingehend angeordnet sein, von der Kernwelle, die da zu konfiguriert ist, sich (beispielsweise im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen, (beispielsweise die erste Kernwelle in dem obigen Beispiel) angetrieben zu werden. Beispielsweise kann das Getriebe dahingehend angeordnet sein, ledig lich von der Kernwelle, die dazu konfiguriert ist, sich (beispielsweise im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen, (beispielsweise nur von der ersten Kernwel le und nicht der zweiten Kernwelle bei dem obigen Beispiel) angetrieben zu werden. Alternativ dazu kann das Getriebe dahingehend angeordnet sein, von einer oder mehreren Wellen, beispielsweise der ersten und/oder der zweiten Welle in dem obigen Beispiel, angetrieben zu werden.
Bei einem Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und beansprucht wird, kann ein Brennraum axial stromabwärts des Gebläses und des Verdichters (der Verdichter) vorgesehen sein. Beispielsweise kann der Brennraum direkt stromab wärts 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. Der Brennraum kann stromaufwärts der Turbine (der Turbinen) vorgesehen sein.
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 Rotor schaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln umfassen, bei denen es sich um variable Statorschaufeln (dahingehend, dass ihr Anstellwinkel variabel sein kann) handeln kann. Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial voneinander versetzt sein. Die oder jede Turbine (beispielsweise die erste Turbine und die zweite Turbi ne gemäß obiger Beschreibung) kann eine beliebige Anzahl an Stufen, beispiels weise 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 voneinander versetzt sein.
Jede Gebläseschaufel kann mit einer radialen Spannweite definiert sein, die sich von einem Fuß (oder einer Nabe) an einer radial innenliegenden von Gas überströmten Stelle oder an einer Position einer Spannbreite von 0 % zu einer Spitze an einer Position einer Spannbreite von 100 % erstreckt. Das Verhältnis des Radius der Gebläseschaufel an der Nabe zu dem Radius der Gebläseschaufel an der Spitze kann 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 Gebläseschaufel an der Nabe zu dem Radius der Geblä seschaufel an der Spitze kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Diese Verhältnisse können allgemeinhin als das Nabe-Spitze-Verhältnis bezeichnet werden. Der Radius an der Nabe und der Radi us an der Spitze können beide an dem vorderen Randteil (oder dem axial am wei testen vorne liegenden Rand) der Schaufel gemessen werden. Das Nabe-Spitze- Verhältnis bezieht sich natürlich auf den von Gas überströmten Abschnitt der Ge bläseschaufel, d. h. den Abschnitt, der sich radial außerhalb jeglicher Plattform befindet.
Der Radius des Gebläses kann zwischen der Mittellinie des Triebwerks und der Spitze der Gebläseschaufel an ihrem vorderen Rand gemessen werden. Der Durchmesser des Gebläses (der einfach das Doppelte des Radius des Gebläses sein kann) kann größer als (oder in der Größenordnung von): 250 cm (etwa 100 Inch), 260 cm, 270 cm (etwa 105 Inch), 280 cm (etwa 110 Inch), 290 cm (etwa 115
Inch), 300 cm (etwa 120 Inch), 310 cm, 320 cm (etwa 125 Inch), 330 cm (etwa 130
Inch), 340 cm (etwa 135 Inch), 350 cm, 360 cm (etwa 140 Inch), 370 cm (etwa 145 Inch), 380 cm (etwa 150 Inch) oder 390 cm (etwa 155 Inch) sein (liegen). Der Ge bläsedurchmesser kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).
Die Drehzahl des Gebläses kann im Gebrauch variieren. Allgemein ist die Drehzahl geringer für Gebläse mit einem größeren Durchmesser. Lediglich als ein nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Gebläses bei Konstantge schwindigkeitsbedingungen weniger als 2500 U/min, beispielsweise weniger als 2300 U/min, betragen. Lediglich als ein weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann auch die Drehzahl des Gebläses bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen für ein Triebwerk mit einem Gebläsedurchmesser 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 Be reich von 1900 U/min bis 2100 U/min, liegen. Lediglich als ein weiteres nicht ein schränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Gebläses bei Konstantgeschwindig keitsbedingungen für ein Triebwerk mit einem Gebläsedurchmesser 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.
Im Gebrauch des Gasturbinentriebwerks dreht sich das Gebläse (mit zuge hörigen Gebläseschaufeln) um eine Drehachse. Diese Drehung führt dazu, dass sich die Spitze der Gebläseschaufel mit einer Geschwindigkeit Uspitze bewegt. Die von den Gebläseschaufeln an der Strömung verrichtete Arbeit resultiert in einem Anstieg der Enthalpie dH der Strömung. Eine Gebläsespitzenbelastung kann als dH/Uspitze2 definiert werden, wobei dH der Enthalpieanstieg (beispielsweise der durchschnittliche 1 -D-Enthalpieanstieg) über das Gebläse hinweg ist und Uspitze die (Translations-) Geschwindigkeit der Gebläsespitze, beispielsweise an dem vorderen Rand der Spitze, ist (die als Gebläsespitzenradius am vorderen Rand multipliziert mit der Winkelgeschwindigkeit definiert werden kann). Die Gebläsespitzenbelastung bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen kann mehr als (oder in der Größenord nung 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 Jkg 1K 1/(ms 1)2 sind). Die Geblä sespitzenbelastung kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).
Gasturbinentriebwerke gemäß der vorliegenden Offenbarung können ein be liebiges 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 Konstantgeschwindig keitsbedingungen definiert wird. Bei einigen Anordnungen kann das Bypassverhält nis mehr als (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 einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Der Bypasskanal kann im Wesentlichen ringförmig sein. Der Bypasskanal kann sich radial außerhalb des Triebwerkskerns befinden. Die radial äußere Fläche des By passkanals kann durch eine Triebwerksgondel und/oder ein Gebläsegehäuse defi niert werden.
Das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, das hier beschrie ben und beansprucht wird, kann als das Verhältnis des Staudrucks stromaufwärts des Gebläses zu dem Staudruck am Ausgang des Höchstdruckverdichters (vor dem Eingang in den Brennraum) definiert werden. Als ein nicht einschränkendes Beispiel kann das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, das hier beschrie ben und beansprucht wird, bei Konstantgeschwindigkeit mehr als (oder in der Grö ßenordnung von): 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75 betragen (liegen). Das Gesamt druckverhältnis kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Der spezifische Schub eines Gasturbinentriebwerks kann als der Nettoschub des Gasturbinentriebwerks dividiert durch den Gesamtmassenstrom durch das Triebwerk hindurch definiert werden. Bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen kann der spezifische Schub eines Triebwerks, das hier beschrieben und/oder bean sprucht wird, weniger als (oder in der Größenordnung von): 1 10 Nkg_1s, 105 Nkg_1s, 100 Nkg-1s, 95 Nkg_1s, 90 Nkg_1s, 85 Nkg_1s oder 80 Nkg_1s betragen (liegen). Der spezifische Schub kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Solche Gasturbinentriebwerke können im Vergleich zu herkömmlichen Gasturbinentriebwerken besonders effizient sein.
Ein Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und beansprucht wird, kann einen beliebigen gewünschten Höchstschub aufweisen. Lediglich als ein nicht ein schränkendes Beispiel kann eine Gasturbine, die hier beschrieben und/oder bean sprucht wird, zur Erzeugung eines Höchstschubs von mindestens (oder in der Grö ßenordnung von): 160kN, 170kN, 180kN, 190kN, 200kN, 250kN, 300kN, 350kN, 400kN, 450kN, 500kN oder 550kN in der Lage sein. Der Höchstschub kann in ei nem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Der Schub, auf den oben Bezug genommen wird, kann der Nettohöchstschub bei stan dardmäßigen atmosphärischen Bedingungen auf Meereshöhe plus 15 Grad C (Um- gebungsdruck 101 ,3 kPa, Temperatur 30 Grad C) bei statischem Triebwerk sein.
Im Gebrauch kann die Temperatur der Strömung am Eingang der Hoch druckturbine besonders hoch sein. Diese Temperatur, die als TET bezeichnet wer den kann, kann an dem Ausgang zum Brennraum, beispielsweise unmittelbar stromaufwärts der ersten Turbinenschaufel, die wiederum als eine Düsenleitschau fel bezeichnet werden kann, gemessen werden. Bei Konstantgeschwindigkeit kann die TET mindestens (oder in der Größenordnung von): 1400K, 1450K, 1500K, 1550K, 1600K oder 1650K betragen (liegen). Die TET bei Konstantgeschwindigkeit kann in einem einschließenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorher gehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Die maximale TET im Gebrauch des Triebwerks kann beispielsweise min destens (oder in der Größenordnung von): 1700K, 1750K, 1800K, 1850K, 1900K, 1950K oder 2000K betragen (liegen). Die maximale TET kann in einem einschlie ßenden Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können 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.
Eine Gebläseschaufel und/oder ein Blattabschnitt einer Gebläseschaufel, die hier beschrieben wird, kann aus einem beliebigen geeigneten Material oder einer Kombination aus Materialien hergestellt werden. Beispielsweise kann zumindest ein Teil der Gebläseschaufel und/oder des Blatts zumindest zum Teil aus einem Ver bundstoff, beispielsweise einem Metallmatrix-Verbundstoff und/oder einem Ver bundstoff mit organischer Matrix, wie z. B. Kohlefaser, hergestellt werden. Als ein weiteres Beispiel kann zumindest ein Teil der Gebläseschaufel und/oder des Blatts zumindest zum Teil aus einem Metall, wie z. B. einem auf Titan basierendem Metall oder einem auf Aluminium basierenden Material (wie z. B. einer Aluminium-Lithium- Legierung) oder einem auf Stahl basierenden Material hergestellt werden. Die Ge bläseschaufel kann mindestens zwei Bereiche umfassen, die unter Verwendung verschiedener Materialien hergestellt werden. Beispielsweise kann die Gebläse schaufel einen vorderen Schutzrand aufweisen, der unter Verwendung eines Mate rials hergestellt wird, das dem Aufschlagen (beispielsweise von Vögeln, Eis oder anderem Material) besser widerstehen kann als der Rest der Schaufel. Solch ein vorderer Rand kann beispielsweise unter Verwendung von Titan oder einer auf Titan basierenden Legierung hergestellt werden. Somit kann die Gebläseschaufel 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. Ein Gebläse, das hier beschrieben wird, kann einen mittleren Abschnitt um fassen, von dem sich die Gebläseschaufeln, beispielsweise in einer radialen Rich tung, erstrecken können. Die Gebläseschaufeln können auf beliebige gewünschte Art und Weise an dem mittleren Abschnitt angebracht sein. Beispielsweise kann jede Gebläseschaufel eine Fixierungsvorrichtung umfassen, die mit einem entspre chenden Schlitz in der Nabe (oder Scheibe) in Eingriff gelangen kann. Lediglich als ein Beispiel kann solch eine Fixierungsvorrichtung in Form eines Schwalben schwanzes vorliegen, der zur Fixierung der Gebläseschaufel 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 Gebläseschau feln 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 Gebläseschaufeln aus einem Block maschinell herausgearbeitet werden und/oder mindestens ein Teil der Geblä seschaufeln kann durch Schweißen, wie z. B. lineares Reibschweißen, an der Na be/Scheibe angebracht werden.
Die Gasturbinentriebwerke, die hier beschrieben und beansprucht werden, können oder können nicht mit einer VAN (Variable Area Nozzle - Düse mit variab lem Querschnitt) versehen sein. Solch eine Düse mit variablem Querschnitt kann eine Variation des Ausgangsquerschnitts des Bypasskanals im Gebrauch gestatten. Die allgemeinen Prinzipien der vorliegenden Offenbarung können auf Triebwerke mit oder ohne eine VAN zutreffen.
Das Gebläse eines Gasturbinentriebwerkes, das hier beschrieben und bean sprucht wird, kann eine beliebige gewünschte Anzahl an Gebläseschaufeln, bei spielsweise 16, 18, 20 oder 22 Gebläseschaufeln, aufweisen. Gemäß der hier erfolgenden Verwendung können Konstantgeschwindig keitsbedingungen Konstantgeschwindigkeitsbedingungen eines Luftfahrzeugs be deuten, an dem das Gasturbinentriebwerk angebracht ist. Solche Konstantge schwindigkeitsbedingungen können herkömmlicherweise als die Bedingungen wäh rend des mittleren Teils des Flugs definiert werden, beispielsweise die Bedingun gen, denen das Luftfahrzeug und/oder das Gasturbinentriebwerk zwischen (hin sichtlich Zeit und/oder Entfernung) dem Ende des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs ausgesetzt wird bzw. werden.
Lediglich als ein Beispiel kann die Vorwärtsgeschwindigkeit bei der Kon stantgeschwindigkeitsbedingung 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, beispielswei se 0,77 bis 0,83, beispielsweise 0,78 bis 0,82, beispielsweise 0,79 bis 0,81 , bei spielsweise 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 Konstantfahrtbedingung sein. Bei einigen Luft fahrzeugen können die Konstantfahrtbedingungen außerhalb dieser Bereiche, bei spielsweise unter Mach 0,7 oder über Mach 0,9, liegen.
Lediglich als ein Beispiel können die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen bei einer Höhe, 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) beispiels weise 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, entsprechen. Die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen bei einer beliebigen gegebenen Höhe in diesen Bereichen entsprechen. 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 Grad C.
So wie sie hier durchweg verwendet werden, können„Konstantgeschwindig keit“ oder„Konstantgeschwindigkeitsbedingungen“ den aerodynamischen Ausle gungspunkt bedeuten. Solch ein aerodynamischer Auslegungspunkt (oder ADP - Aerodynamic Design Point) kann den Bedingungen (darunter beispielsweise die Mach-Zahl, Umgebungsbedingungen und Schubanforderung), für die der Gebläse betrieb ausgelegt ist, entsprechen. Dies kann beispielsweise die Bedingungen, bei denen das Gebläse (oder das Gasturbinentriebwerk) konstruktionsgemäß den op timalen Wirkungsgrad aufweist, bedeuten.
Im Gebrauch kann ein Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und be ansprucht wird, bei den Konstantgeschwindigkeitsbedingungen, die hier an anderer Stelle definiert werden, betrieben werden. Solche Konstantgeschwindigkeitsbedin gungen können von den Konstantgeschwindigkeitsbedingungen (beispielsweise den Bedingungen während des mittleren Teils des Fluges) eines Luftfahrzeugs, an dem mindestens ein (beispielsweise 2 oder 4) Gasturbinentriebwerk zur Bereitstel lung von Schubkraft befestigt sein kann, bestimmt werden.
Für den Fachmann ist verständlich, dass ein Merkmal oder Parameter, das bzw. der in Bezug auf einen der obigen Aspekte beschrieben wird, bei einem belie bigen anderen Aspekt angewendet werden kann, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen. Des Weiteren kann ein beliebiges Merkmal oder ein beliebiger Para meter, das bzw. der hier beschrieben wird, bei einem beliebigen Aspekt angewen det werden und/oder mit einem beliebigen anderen Merkmal oder Parameter, das bzw. der hier beschrieben wird, kombiniert werden, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen. Es werden nun beispielhaft Ausführungsformen mit Bezug auf die Figuren beschrieben.
Es zeigt:
Fig. 1 eine Längsschnittansicht eines Gasturbinentriebwerks;
Fig. 2 eine vergrößerte Teillängsschnittansicht eines ström aufwärtigen Ab schnitts eines Gasturbinentriebwerks;
Fig. 3 eine Alleindarstellung eines Getriebes für ein Gasturbinentriebwerk;
Fig. 4 eine Schnittansicht einer ersten Ausführungsform des Getriebes ent lang einer in Fig. 3 näher gekennzeichneten Schnittlinie IV-IV;
Fig. 5 eine Fig. 4 entsprechende Darstellung einer weiteren Ausführungsform des Getriebes;
Fig. 6 eine Fig. 4 entsprechende Darstellung einer weiteren Ausführungsform des Getriebes;
Fig. 7 eine erste Ausführungsform eines Ölkreislaufes des Gasturbinentrieb werkes gemäß Fig. 1 ; und
Fig. 8 eine Fig. 7 entsprechende Darstellung einer zweiten Ausführungsform des Ölkreislaufes.
Fig. 1 stellt ein Gasturbinentriebwerk 10 mit einer Hauptdrehachse 9 dar. Das Triebwerk 10 umfasst einen Lufteinlass 12 und ein Schubgebläse 23, das zwei Luftströme erzeugt: einen Kernluftstrom A und einen Bypassluftstrom B. Das Gas turbinentriebwerk 10 umfasst einen Kern 11 , der den Kernluftstrom A aufnimmt. Der Triebwerkskern 11 umfasst in Axialströmungsreihenfolge einen Niederdruckverdich ter 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 By passkanal 22 und eine Bypassschubdüse 18. Der Bypassluftstrom B strömt durch den Bypasskanal 22. Das Gebläse 23 ist über eine Welle 26 und ein Epizykloiden getriebe 30 an der Niederdruckturbine 19 angebracht und wird durch diese ange trieben. Dabei wird die Welle 26 auch als Kernwelle bezeichnet.
Im Gebrauch 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 Kraft stoff vermischt wird und das Gemisch verbrannt wird. Die resultierenden heißen Verbrennungsprodukte breiten sich dann durch die Hochdruck- und die Nieder druckturbine 17, 19 aus und treiben diese dadurch an, bevor sie zur Bereitstellung einer gewissen Schubkraft durch die Düse 20 ausgestoßen werden. Die Hochdruck turbine 17 treibt den Hochdruckverdichter 15 durch eine geeignete Verbindungswel le 27 an, die auch als Kernwelle bezeichnet wird. Das Gebläse 23 stellt allgemein den Hauptteil der Schubkraft bereit. Das Epizykloidengetriebe 30 ist ein Unterset zungsgetriebe.
Eine beispielhafte Anordnung für ein Getriebegebläse-Gasturbinentriebwerk 10 wird in Fig. 2 gezeigt. Die Niederdruckturbine 19 (siehe Fig. 1 ) treibt die Welle 26 an, die mit einem Sonnenrad 28 der Epizykloidengetriebeanordnung 30 gekoppelt ist. Mehrere Planetenräder 32, die durch einen Planetenträger 34 miteinander ge koppelt sind, befinden sich von dem Sonnenrad 28 radial außen und kämmen damit und sind jeweils drehbar auf drehfest mit dem Planetenträger 34 verbundenen Trä gerelementen 29 angeordnet. Der Planetenträger 34 beschränkt die Planetenräder 32 darauf, synchron um das Sonnenrad 28 zu kreisen, während er ermöglicht, dass sich jedes Planetenrad 32 auf den Trägerelementen 29 um seine eigene Achse drehen kann. Der Planetenträger 34 ist über Gestänge 36 mit dem Gebläse 23 dahingehend gekoppelt, seine Drehung um die Triebwerksachse 9 anzutreiben. Ein Außenrad oder Hohlrad 38, das über Gestänge 40 mit einer stationären Stützstruk tur 24 gekoppelt ist, befindet sich von den Planetenrädern 32 radial außen und kämmt damit.
Es wird angemerkt, dass die Begriffe„Niederdruckturbine“ und„Niederdruck verdichter“, 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 das Gebläse 23 umfassen) und/oder die Turbinen- und Verdichterstufe, die durch die Verbindungswelle 26 mit der niedrigs ten Drehzahl in dem Triebwerk (d. h. dass sie nicht die Getriebeausgangswelle, die das Gebläse 23 antreibt, umfasst) miteinander verbunden sind, bedeuten. In eini gen 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 das Gebläse 23 als eine erste Verdichtungsstufe oder Verdich tungsstufe mit dem niedrigsten Druck bezeichnet werden.
Das Epizykloidengetriebe 30 wird in Fig. 3 beispielhaft genauer gezeigt. Das Sonnenrad 28, die Planetenräder 32 und das Hohlrad 38 umfassen jeweils Zähne um ihre Peripherie zum Kämmen mit den anderen Zahnrädern. Jedoch werden der Übersichtlichkeit halber lediglich beispielhafte Abschnitte der Zähne in Fig. 3 darge stellt. 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 Anwen dungen eines Epizykloidengetriebes 30 umfassen allgemein mindestens drei Plane tenräder 32.
Das in Fig. 2 und 3 beispielhaft dargestellte Epizykloidengetriebe 30 ist ein Planetengetriebe, bei dem der Planetenträger 34 über Gestänge 36 mit einer Aus- gangswelle gekoppelt ist, wobei das Hohlrad 38 festgelegt ist. Jedoch kann eine beliebige andere geeignete Art von Epizykloidengetriebe 30 verwendet werden. Als ein weiteres Beispiel kann das Epizykloidengetriebe 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 das Gebläse 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.
Es versteht sich, dass die in Fig. 2 und 3 gezeigte Anordnung lediglich bei spielhaft 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 Triebwerk 10 und/oder zur Verbindung des Getriebes 30 mit dem Triebwerk 10 verwendet werden. Als ein weiteres Bei spiel können die Verbindungen (z. B. die Gestänge 36, 40 in dem Beispiel von Fig. 2) zwischen dem Getriebe 30 und anderen Teilen des Triebwerks 10 (wie z. B. der Eingangswelle 26, der Ausgangswelle und der festgelegten Struktur 24) einen ge wissen Grad an Steifigkeit oder Flexibilität aufweisen. Als ein weiteres Beispiel kann eine beliebige geeignete Anordnung der Lager zwischen rotierenden und stationä ren Teilen des Triebwerks (beispielsweise zwischen der Eingangs- und der Aus gangswelle des Getriebes und den festgelegten Strukturen, wie z. B. dem Getrie begehäuse) verwendet werden, und die Offenbarung ist nicht auf die beispielhafte Anordnung von Fig. 2 beschränkt. Beispielsweise ist für den Fachmann ohne weite res 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 Fig. 2 gezeigt werden, unterscheiden würden.
Entsprechend dehnt sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinen triebwerk mit einer beliebigen Anordnung der Getriebearten (beispielsweise stern- förmig oder planetenartig), Stützstrukturen, Eingangs- und Ausgangswellenanord nung und Lagerpositionierungen aus.
Optional kann das Getriebe Neben- und/oder alternative Komponenten (z. B. den Mitteldruckverdichter und/oder einen Nachverdichter) antreiben.
Andere Gasturbinentriebwerke, bei denen die vorliegende Offenbarung An wendung finden kann, können alternative Konfigurationen aufweisen. Beispielswei se 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 Fig. 1 gezeigte Gasturbinentriebwerk eine Teilungs stromdüse 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 stromauf wärts) einer einzigen Düse, die als eine Mischstromdüse bezeichnet werden kann, vermischt oder kombiniert werden. Eine oder beide Düsen (ob Misch- oder Tei lungsstrom) kann oder können einen festgelegten oder variablen Bereich aufwei sen. Obgleich sich das beschriebene Beispiel auf ein Turbogebläsetriebwerk be zieht, kann die Offenbarung beispielsweise bei einer beliebigen Art von Gasturbi nentriebwerk, wie z. B. bei einem Open-Rotor- (bei dem die Gebläsestufe nicht von einer Triebwerksgondel umgeben wird) oder einem Turboprop-Triebwerk, ange wendet werden.
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 Fig. 1 ) und eine Umfangsrichtung (senkrecht zu der Ansicht in Fig. 1 ) umfasst. Die axiale, die radiale und die Umfangsrichtung ver laufen senkrecht zueinander. Fig. 3 und Fig. 4 zeigen eine Orientierung des Getriebes 30 in seiner Einbau lage im Gasturbinentriebwerk 10 während eines Florizontalfluges eines mit dem Gasturbinentriebwerk 10 ausgeführten Flugzeuges. Der drehbare Planetenträger 34 des Getriebes 30 ist in der in Fig. 3 und Fig. 4 näher dargestellten Art und Weise auf seiner der Welle 26 zugewandten Seite und auf seiner der Welle 26 abgewand ten Seite jeweils mit einer rotationssymmetrischen Rinne 41 , 141 ausgebildet. Die Rinnen 41 , 141 sind koaxial zur Drehachse des Planetenträgers 34 und des Son nenrades 28 angeordnet und in radial inneren Bereichen 42, 142 jeweils mit einer sich in Umfangsrichtung der Rinne 41 , 141 erstreckenden Öffnung 43, 143 ausge führt. Über die Öffnungen 43, 143 ist ausgehend von einander entsprechenden radialen inneren Durchmessern Di41 , Di141 der Rinnen 41 , 141 Öl aus gehäusefes ten Ölzuführungen 44, 144 in die mit etwa gleicher Rinnenbreite ausgeführten Rin nen 41 , 141 einleitbar.
Einleitrichtungen E, E100 des Öls in die Rinnen 41 , 141 ausgehend von den Ölzuführungen 44, 144 verlaufen jeweils parallel zu einer xy-Ebene und schließen dabei mit der axialen Erstreckungsrichtung z der Rinnen 41 , 141 jeweils einen Win kel a ein, der gleich 90° ist. Das Öl wird bei einem Winkel a gleich 90° in y- Richtung, d. h. radial nach außen in die Rinnen 41 , 141 eingeleitet. Des Weiteren schneiden die Einleitrichtungen E, E100 des Öls in die Rinnen 41 , 141 eine yz- Ebene und schließen mit der radialen Erstreckungsrichtung y in Abhängigkeit des jeweils vorliegenden Anwendungsfalles einen Winkel ß ein, der größer gleich 0° und kleiner 90° ist. Dabei wird das Öl bei einem Winkelwert des Winkels ß gleich 90° tangential und in Drehrichtung der Rinnen 41 , 141 in die Rinnen 41 , 141 eingeleitet. Im Unterschied hierzu sind die Einleitrichtungen E, E100 gleich der y-Richtung, wenn der Winkel ß gleich 0° ist.
Alternativ hierzu besteht auch die Möglichkeit, dass die Einleitrichtungen E’, E100’ des Öls in die Rinnen 41 , 141 wie in Fig. 4 näher dargestellt ausgehend von den Ölzuführungen 44’, 144’ mit der axialen Erstreckungsrichtung z der Rinnen 41 , 141 einen Winkel a’ zwischen 45° und 135°, vorzugsweise zwischen 75° und 90° bzw. zwischen 80° und 90° einschließen.
Um das in die Rinnen 41 , 141 jeweils eingeleitete Öl aus den Rinnen 41 , 141 beispielsweise in den Bereich der Lager der Planetenräder 32 führen zu können, weisen die Rinnen 41 , 141 jeweils in einem radial äußeren Bereich 45, 145 mehrere über den Umfang der Rinnen 41 , 141 verteilt angeordnete Auslassöffnungen 46,
146 für das Öl auf. Über die Auslassöffnungen 46, 146 ist das über die Ölzuführun gen 44, 144 in die Rinnen 41 , 141 mit einem gewünschten Impuls eingeleitete Öl, dass bei rotierendem Planetenträger 34 durch die dann am Öl angreifende Flieh kraft in den Rinnen 41 , 141 in radialer Richtung y zusätzlich zu dem aufgeprägten Impuls nach außen beschleunigt wird, zunächst aus den Rinnen 41 , 141 ausleitbar. Von dort wird das Öl über Leitungsbereiche 47, 147 des Planetenträgers 34 in axia ler Richtung z des Getriebes 30 weitergeleitet. Die Leitungsbereiche 47, 147 um fassen in y-Richtung radial nach außen verlaufende Stichleitungen 48, 148, deren Mündungsbereiche 49, 149 jeweils im Bereich von hydraulischen Verbrauchern des Planetengetriebes, wie Lagern der Planetenräder 32, liegen.
Dabei besteht die Möglichkeit, dass radiale Abstände R49, R149 zwischen den Mündungsbereichen 49, 149 und einer Rotationsachse 70 des Planetenträgers 34 jeweils größer sind als radiale Abstände zwischen den Auslassöffnungen 46,
146 der Rinnen 41 , 141 und der Rotationsachse 70. Dann wird das jeweils in die Rinnen 41 , 141 eingeleitete Öl auch stromab der Auslassöffnungen 46, 146 bis hin zu den Mündungsbereichen 49, 149 von der im Betrieb angreifenden Fliehkraft beschleunigt bzw. durch die Rinnen 41 , 141 , die Leitungsbereiche 47, 147 und die Stichleitungen 48, 148 zu den jeweils zu versorgenden hydraulischen Verbrauchern gefördert.
Dabei entspricht der radiale Abstand zwischen den Auslassöffnungen 46,
146 der Rinnen 41 , 141 und der Rotationsachse 70 bei den vorliegend betrachte- ten Ausführungsbeispielen jeweils der Hälfte eines Außendurchmessers Da41 , Da141 der Rinnen 41 , 141
Des weiteren kann es auch vorgesehen sein, dass die radialen Abstände R49, R149 zwischen den Mündungsbereichen 49, 149 und der Rotationsachse 70 des Planetenträgers 34 jeweils den radialen Abständen zwischen den Auslassöff nungen 46, 146 der Rinnen 41 , 141 und der Rotationsachse 70 entsprechen oder auch kleiner sind als diese.
Die Ölzuführungen 44, 144 umfassen jeweils eine Öldüse 50, 150. Auslass öffnungen 51 , 151 der Öldüsen 50, 150 sind in y-Richtung bzw. in radialer Richtung beabstandet zu den Öffnungen 43, 143 der Rinnen 41 , 141 angeordnet. Das Öl wird mit definiertem Zuführdruck aus den Öldüsen 50, 150 ausgebracht und in Abhän gigkeit der Ausführung der Auslassöffnungen 51 , 151 der Öldüsen 50, 150 in die Rinnen 41 , 141 mit einem derartigen Impuls eingespritzt oder eingesprüht, dass das Öl in den Rinnen 41 , 141 ausgehend von den Öffnungen 43, 143 der Rinnen 41 ,
141 im Wesentlichen in y-Richtung bzw. im Wesentlichen radial nach außen zu den Auslassöffnungen 46, 146 der Rinnen 41 , 141 strömt. Dabei wird angestrebt, dass das Öl über die Auslassöffnungen 46, 146 der Rinnen 41 , 141 mit einer Strömungs geschwindigkeit in die Leitungsbereiche 47, 147 eingeleitet wird, dass eine ge wünschte Ölversorgung der Lager der Planetenräder 32 gewährleistet ist.
Bei dem in Fig. 3 und Fig. 4 gezeigten Ausführungsbeispiel des Getriebes 30 ist jeder Rinne 41 , 141 jeweils eine Öldüse 50, 150 zugeordnet. Des Weiteren kön nen die Ölzuführungen 44, 144 jeweils auch mehrere Öldüsen 50, 150 umfassen.
Die radial innerhalb der Rinnen 41 , 141 angeordneten Öldüsen können in axialer Erstreckungsrichtung der Rinnen 41 , 141 mittig zwischen den die Rinnen 41 , 141 in axialer Richtung begrenzenden Bereichen positioniert sein. Dann wird eine möglichst gleichmäßige Einleitung des eingeleiteten Öls über die axiale Breite der Rinnen 41 , 141 erreicht. Alternativ oder zusätzlich können auch das Sonnenrad, die Planetenräder und/oder das Hohlrad in vorbeschriebener Weise mit einer Rinne ausgeführt sein, in die Öl über eine entsprechende Ölzuführung einleitbar ist, um hydraulische Ver braucher des Getriebes 30 mit Öl versorgen zu können.
Fig. 5 zeigt eine Fig. 4 entsprechende Darstellung einer weiteren Ausfüh rungsform des Getriebes 30, die im Wesentlichen der zu Fig. 4 beschriebenen Ausführungsform entspricht. Aus diesem Grund werden nachfolgend lediglich die Unterschiede zwischen beiden Ausführungsformen näher beschrieben. Bezüglich der grundsätzlichen Funktionsweise der Ausführungsform des Getriebes 30 gemäß Fig. 5 wird auf die Beschreibung zu Fig. 4 verwiesen.
Bei der Ausführungsform des Getriebes 30 gemäß Fig. 5 sind die Außen durchmesser Da41 und Da141 der Rinnen 41 , 141 gleich groß. Des Weiteren ist der innere Durchmesser Di41 der Rinne 41 größer als der innere Durchmesser Di141 der Rinne 141 , womit eine Rinnentiefe T141 der Rinne 141 größer ist als eine Rinnentiefe T41 der Rinne 41. Des Weiteren entsprechen sich die radialen Abstän de R49, R149 der Mündungsbereiche 49, 149 von der Rotationsachse 70. Dadurch besteht die Möglichkeit, dass sich im Betrieb des Getriebes 30, wenn von den Ölzu führungen 44 und 144 beispielsweise jeweils der gleiche Ölvolumenstrom in die Rinnen 41 und 141 eingeleitet wird, in der Rinne 141 eine größere Ölsäule einstellt und jeweils der hydraulische Verbraucher ausgehend von der Rinne 141 mit einem größeren Ölvolumenstrom beaufschlagt wird als von der Rinne 41. Dies ist bei spielsweise dann der Fall, wenn der den Rinnen 41 und 141 zugeführte Ölvolumen strom so groß ist, dass die Rinne 41 überläuft. Dann wird der der Rinne 41 zuge führte Ölvolumenstrom nur zum Teil in Richtung der Mündungsbereiche 49 geführt, während der weitere Teil des zugeführten Ölvolumenstromes über den inneren Rand der vollständig mit Öl befüllten Rinne 41 aus der Rinne 41 abfließt und außer halb der Rinne 41 radial nach außen abgeschleudert wird. In Fig. 6 ist ein weiteres Ausführungsbeispiel des Getriebes 30 in einer Fig. 4 entsprechenden Darstellung gezeigt, dessen Funktionsweise wiederum im Wesent lichen der Funktionsweise des Getriebes 30 gemäß Fig. 4 entspricht. Das Getriebe 30 gemäß Fig. 6 unterscheidet sich von dem Getriebe 30 gemäß Fig. 4 im Wesent lichen lediglich dadurch, das beide Rinnen 41 , 141 auf der der Welle 26 zugewand ten Seite des Planetenträgers 34 angeordnet sind und die Rinnentiefe T141 der Rinne 141 kleiner ist als die Rinnentiefe T41 der Rinne 41. Dies ist der Fall, weil der innere Durchmesser Di141 der Rinne 141 größer ist als der innere Durchmesser Di41 der Rinne 41. Zusätzlich weichen die Rinnentiefen T141 und T41 auch des halb voneinander ab, weil ein äußerer Durchmesser Da141 der Rinne 141 kleiner ist als ein Außendurchmesser Da41 der Rinne 41. Die radialen Abstände R49,
R149 der Mündungsbereiche 49, 149 von der Rotationsachse 70 entsprechen wie derum einander.
Fig. 7 zeigt eine erste Ausführungsform eines Ölsystems 55 des Gasturbi nentriebwerks 10. Das Ölsystem 55 umfasst einen ersten Ölkreislauf 56 und einen zweiten Ölkreislauf 57. Der erste Ölkreislauf 56 und der zweite Ölkreislauf 57 sind mit einem gemeinsamen Ausgang 59 des Getriebes 30 fluidisch gekoppelt. Weiter hin sind der erste Ölkreislauf 56 und der zweite Ölkreislauf 45 jeweils mit einem separaten Einlass 60 bzw. 61 des Getriebes 30 fluidisch gekoppelt. Der erste Öl kreislauf 56 und der zweite Ölkreislauf 57 sind jeweils mit einer Pumpe 62, 63 aus gebildet, die von der Kernwelle 26 oder von der Kernwelle 27 angetrieben werden.
Der Auslass 59 des Getriebes 30 umfasst eine Einrichtung 64, die so ausge führt ist, dass Öl aus dem Getriebe 30 in den ersten Ölkreislauf 56 und in den zwei ten Ölkreislauf 57 eingeleitet wird.
Fig. 8 zeigt eine zweite Ausführungsform des Ölsystems 55 des Gasturbinen triebwerks 10. Das Ölsystem 55 umfasst den ersten Ölkreislauf 56, den zweiten Ölkreislauf 57 und einen dritten Ölkreislauf 65. Der erste Ölkreislauf 56, der zweite Ölkreislauf 57 und der dritte Ölkreislauf 65 stehen alle mit dem Ausgang 59 des Getriebes 30 fluidisch in Wirkverbindung. Weiterhin sind der erste Ölkreislauf 56, der zweite Ölkreislauf 57 und der dritte Ölkreislauf 65 jeweils mit einem separaten Einlass 60, 61 , 66 des Getriebes 30 fluidisch gekoppelt.
Der erste Ölkreislauf 56 und der zweite Ölkreislauf 57 umfassen jeweils die Pumpen 62 bzw. 63. Darüber hinaus ist der dritte Ölkreislauf 65 mit einer Pumpe 67 ausgeführt, die durch den Bläser 23 oder die Kernwelle 27 oder eine andere geeig nete Antriebseinheit, beispielsweise eine elektrische Antriebseinheit oder derglei chen, angetrieben wird. Öl wird vom Auslass 59 des Getriebes 30 wiederum über die Einrichtung 64 in den ersten Ölkreislauf 56, in den zweiten Ölkreislauf 57 und auch in den dritten Ölkreislauf 65 eingeleitet.
Es versteht sich, dass die Erfindung nicht auf die oben beschriebenen Aus führungsformen beschränkt ist und verschiedene Modifikationen und Verbesserun gen 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 Unter kombinationen eines oder mehrerer Merkmale, die hier beschrieben werden, aus und umfasst diese.
Bezuqszeichenliste
Hauptdrehachse
Gasturbinentriebwerk
Kern
Lufteinlass
Niederdruckverdichter
Hochdruckverdichter
Verbrennungseinrichtung
Hochdruckturbine
Bypassschubdüse
Niederdruckturbine
Kernschubdüse
Triebwerksgondel
Bypasskanal
Schubgebläse
Stützstruktur
Welle, Verbindungswelle
Verbindungswelle
Sonnenrad
Getriebe, Planetengetriebe
Planetenrad
Planetenträger
Gestänge
Hohlrad
Gestänge
, 141 Rinne
, 142 radial innerer Bereich der Rinne, 143 Öffnung
, 144 Ölzuführung
, 145 radial äußerer Bereich der Rinne 46, 146 Auslassöffnung
47, 147 Leitungsbereich
48, 148 Stichleitung
49, 149 Mündungsbereich
50, 150 Öldüse
51 , 151 Auslassöffnung
55 Ölsystem
56 erster Ölkreislauf
57 zweiter Ölkreislauf
59 Auslass
60, 61 Einlass
62, 63 Pumpe
64 Einrichtung
65 dritter Ölkreislauf
66 Einlass
67 Pumpe
68 Ventileinheit
69 Kanal
70 Rotationsachse
A Kernluftstrom
B Bypassluftstrom
Di innerer Durchmesser der Rinnen
Da äußerer Durchmesser der Rinnen
E Einleitrichtung
R49, R149 radialer Abstand
T41 , T141 Rinnentiefe a, a‘ Winkel
ß, ß’ Winkel

Claims

Patentansprüche
1. Getriebe (30) mit einem drehbar gelagerten Bauteil (34),
das mit wenigstens zwei annähernd rotationssymmetrischen Rinnen (41 , 141 ) ausgebildet ist,
in die jeweils ausgehend von ihrem radial inneren Bereich (42, 142) Öl aus jeweils einer gehäusefesten Ölzuführung (44, 144) einleitbar ist,
wobei die Rinnen (41 , 141 ) jeweils in wenigstens einem radial äußeren Be reich (45, 145) jeweils wenigstens eine Auslassöffnung (46, 146) für das Öl aufweisen,
und wobei das Öl von den Auslassöffnungen (46, 146) jeweils zu wenigstens einem hydraulischen Verbraucher über jeweils wenigstens einen Leitungsbe reich (47, 147) führbar ist.
2. Getriebe nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass Zuleitungsquer schnitte der Ölzuführungen (44, 144) einander entsprechen.
3. Getriebe nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass Zuleitungsquer schnitte der Ölzuführungen (44, 144) voneinander abweichen.
4. Getriebe nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass radiale Tiefen (T41 , T141 ) der Rinnen (41 , 141 ) voneinander abweichen.
5. Getriebe nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass radiale Tiefen (T41 , T141 ) der Rinnen (41 , 141 ) einander entsprechen.
6. Getriebe nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass Querschnitte der Leitungsbereiche (47, 147) einander entsprechen.
7. Getriebe nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass Querschnitte der Leitungsbereiche (47, 147) voneinander abweichen.
8. Getriebe nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Leitungsbereiche (47, 147) Mündungsbereiche (49, 149) umfassen, die jeweils im Bereich von hydraulischen Verbrauchern des Planetengetriebes angeordnet sind, und über die hydraulische Verbraucher mit Öl beaufschlag bar sind.
9. Getriebe nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass radiale Abstände (R49, R149) zwischen den Mündungsbereichen (49, 149) und einer Rotati onsachse (70) des Bauteils (34) jeweils größer und/oder kleiner sind als radia le Abstände zwischen den Auslassöffnungen (46, 146) der Rinnen (41 , 141 ) und der Rotationsachse (70) oder das die radialen Abstände (R49, R149) zwi schen den Mündungsbereichen (49, 149) und der Rotationsachse (70) des Bauteils (34) und die radialen Abstände zwischen den Auslassöffnungen (46, 146) der Rinnen (41 , 141 ) und der Rotationsachse (70) gleich groß sind.
10. Getriebe nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Rinnen (41 , 141 ) auf derselben Seite des Bauteils (34) angeordnet sind.
11. Getriebe nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass jeweils wenigstens eine der Rinnen (41 ) auf einer Seite und jeweils wenigs tens eine weitere der Rinnen (141 ) auf einer in axialer Erstreckung des Bau teils (34) dazu gegenüberliegenden Seite des Bauteils (34) angeordnet ist.
12. Getriebe nach einem der Ansprüche 1 bis 11 , dadurch gekennzeichnet, dass Einleitrichtungen (E, E100; E’, E100’) des Öls in die Rinnen (41 , 141 ) ausge hend von den Ölzuführungen (44, 144; 44’, 144’) mit der axialen Erstreckungs richtung (z) der Rinnen (41 , 141 ) jeweils einen Winkel (a') zwischen 45° und 135° einschließen, während die Einleitrichtungen (E, E100; E’, E100’) des Öls in Umfangsrichtung der Rinnen (41 , 141 ) mit der radialen Erstreckungsrich- tung (y) jeweils einen Winkel (ß) einschließen, der größer gleich 0° und kleiner 90° ist.
13. Getriebe nach einem der Ansprüche 1 bis 11 , dadurch gekennzeichnet, dass die Einleitrichtungen (E', E100’) des Öls in die Rinnen (41 , 141 ) ausgehend von den Ölzuführungen (44’, 144’) mit der axialen Erstreckungsrichtung (z) der Rinnen (41 , 141 ) jeweils einen Winkel (a') zwischen 75° und 90°, vorzugswei se zwischen 80° und 90°, einschließen.
14. Getriebe nach einem der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass über die Auslassöffnungen (46, 146) Öl aus den Rinnen (41 , 141 ) in Richtung eines Lagers und/oder einer Verzahnung führbar ist.
15. Getriebe nach einem der Ansprüche 1 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass das Bauteil (34) eine drehende Welle, vorzugsweise ein Sonnenrad (28), ein Planetenträger, ein Planetenrad (32) und/oder ein Hohlrad (38) ist.
16. Gasturbinentriebwerk (10) für ein Luftfahrzeug, das Folgendes umfasst:
einen T riebwerkskern (11 ), der eine T urbine (19), einen Verdichter (14) und eine die Turbine (19) mit dem Verdichter (14) verbindende Kernwelle (26) um fasst;
ein Gebläse (23), das stromaufwärts des Triebwerkskerns (11 ) positioniert ist, wobei das Gebläse (23) mehrere Gebläseschaufeln umfasst; und
ein Getriebe (30), das einen Eingang von der Kernwelle (26) empfängt und Antrieb für das Gebläse (23) zum Antreiben des Gebläses (23) mit einer nied rigeren Drehzahl als die Kernwelle (26) abgibt, wobei das Getriebe (30) als ein Planetengetriebe gemäß einem der Ansprüche 1 bis 15 ausgeführt ist.
17. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, dass die Turbine eine erste Turbine (19) ist, der Verdichter ein erster Verdichter (14) ist und die Kernwelle eine erste Kernwelle (26) ist; der Triebwerkskern (11 ) ferner eine zweite Turbine (17), einen zweiten Ver dichter (15) und eine zweite Kernwelle (27), die die zweite Turbine (17) mit dem zweiten Verdichter (15) verbindet, umfasst; und
die zweite Turbine (17), der zweite Verdichter (15) und die zweite Kernwelle (27) dahingehend angeordnet sind, sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle (26) zu drehen.
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