WO2021069186A1 - Zahnrad mit keramikhülse - Google Patents

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WO2021069186A1
WO2021069186A1 PCT/EP2020/075897 EP2020075897W WO2021069186A1 WO 2021069186 A1 WO2021069186 A1 WO 2021069186A1 EP 2020075897 W EP2020075897 W EP 2020075897W WO 2021069186 A1 WO2021069186 A1 WO 2021069186A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
gear
sleeve
compressor
ring
fan
Prior art date
Application number
PCT/EP2020/075897
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Gideon Daniel Venter
Marcus Merder
Original Assignee
Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg filed Critical Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg
Publication of WO2021069186A1 publication Critical patent/WO2021069186A1/de

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16H—GEARING
    • F16H55/00—Elements with teeth or friction surfaces for conveying motion; Worms, pulleys or sheaves for gearing mechanisms
    • F16H55/02—Toothed members; Worms
    • F16H55/06—Use of materials; Use of treatments of toothed members or worms to affect their intrinsic material properties
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16H—GEARING
    • F16H55/00—Elements with teeth or friction surfaces for conveying motion; Worms, pulleys or sheaves for gearing mechanisms
    • F16H55/02—Toothed members; Worms
    • F16H55/14—Construction providing resilience or vibration-damping
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16H—GEARING
    • F16H57/00—General details of gearing
    • F16H57/08—General details of gearing of gearings with members having orbital motion
    • F16H2057/085—Bearings for orbital gears

Definitions

  • the present disclosure relates to a gear, a transmission, a gas turbine engine, and a method of manufacturing a gear.
  • Known gears in particular planet gears of planetary gears, are typically dimensioned in accordance with the forces to be transmitted during operation of the respective gear, in particular planetary gears.
  • planet gears are usually correspondingly massive. If the planet gears are rotated at a relatively high speed in the planetary gear, as can also be the case with geared turbofan gas turbine engines, for example, significant centrifugal forces can occur, which can deform the gear and therefore require an even more massive design.
  • planetary gears regularly have a large weight in some applications.
  • a gear that includes a rim and a sleeve.
  • the rim has at least one external toothing that runs around an axis of rotation of the gearwheel.
  • the external toothing has a module.
  • the sleeve comprises a ceramic material or consists of the ceramic material and is inserted into a receptacle of the ring. It is provided that the sleeve has a radial thickness in the radial direction with respect to the axis of rotation which corresponds at least to the module of the external toothing and / or to at least one radial thickness of the ring.
  • the sleeve is sufficiently thick to make it possible to achieve a high degree of rigidity of the gearwheel with a relatively low weight, as a result of which the gearwheel can withstand comparatively high loads. In this way, wear can be reduced, which in turn enables the service life to be extended.
  • the radial thickness of the ring is measured, for example, from an inside of the ring radially outwards to the lowest point of a tooth root area between two adjacent teeth of the external toothing.
  • the sleeve forms a bearing receptacle, for example a bearing journal can be inserted into the sleeve.
  • the bearing mount of the sleeve arranged on the rim is in particular continuous.
  • the axis of rotation is concentric to the external toothing.
  • the sleeve extends, for example, through the wreath, especially from one side to the opposite side of the wreath.
  • the radial thickness of the sleeve in the radial direction corresponds to at least 1.2 to 2.2 times the module of the external toothing. This enables optimization in terms of weight and durability, especially for planetary gears, e.g. of a geared turbofan engine.
  • the ceramic material of the sleeve can have a first coefficient of thermal expansion and the rim can comprise or consist of a material that has a second coefficient of thermal expansion. It can be provided that the first thermal expansion coefficient is at least 80% of the second thermal expansion coefficient, is the same as the second thermal expansion coefficient or is greater than the second thermal expansion coefficient. This prevents a gap from forming between the sleeve and the rim in the event of particularly heavy loads that can lead to the gearwheel heating up.
  • the first thermal expansion coefficient corresponds to the second thermal expansion coefficient +/- 19%. Particularly when used in a geared turbofan gearbox, particularly good running properties are possible with this.
  • the rim (with the teeth of the external toothing) is made of steel.
  • the ceramic material has, for example, a modulus of elasticity of at least 300 GPa, in particular 350 GPa or more. This makes it possible to significantly stiffen the gear so that it can be formed with less material, for example.
  • the ceramic material has, for example, a compressive strength of at least 1500 MPa, in particular 1600 MPa or more.
  • the rim optionally comprises a material or consists of a material whose density is greater than the density of the ceramic material.
  • the density of the ceramic material is half or less than half the density of the Material of the wreath (e.g. steel), e.g. 48% of it. This makes it possible not only to stiffen the toothed wheel with the ceramic material, so that less material is required, but also the weight can be further reduced by the ceramic material due to the lower density.
  • the rim can be firmly connected to the sleeve, in particular by means of a press fit.
  • a press fit for example, the rim was heated so that it expands.
  • the size of the sleeve is such that it cannot just be pushed into the ring when the ring and the sleeve are at the same temperature, and can just be pushed in when the ring is at a higher temperature. After the sleeve has been pushed into the receptacle of the ring, the ring experiences a lower temperature. This created the press fit, in which the sleeve is kept under tension in the rim.
  • a transmission comprises at least one gear wheel according to any configuration described herein.
  • the transmission can be designed to be particularly light and particularly resilient at the same time.
  • the gear can be a planetary gear.
  • the gear can be a planetary gear for the planetary gear.
  • Particularly high rotational speeds of the planetary gears can occur in the planetary gear, so that particularly strong centrifugal forces can act here.
  • the possible weight savings and increased rigidity of the gear can therefore be particularly advantageous here.
  • the transmission thus includes, for example, a planetary carrier which is designed to hold the planetary gear, in particular several such planetary gears.
  • the planet carrier can have a bearing pin (for each planet gear), the bearing pin forming a slide bearing with the sleeve.
  • a low sliding friction of the ceramic material is an additional advantageous side effect.
  • a gas turbine engine is provided, particularly for an aircraft.
  • the gas turbine engine includes a core engine that includes a turbine, a compressor, and a core shaft connecting the turbine to the compressor; a fan positioned upstream of the core engine, the fan including a plurality of fan blades; and a transmission which can be driven by the core shaft, wherein the fan can be driven at a lower speed than the core shaft by means of the transmission.
  • the transmission is designed according to any configuration described herein.
  • the turbine is a first turbine
  • the compressor is a first compressor
  • the core shaft is a first core shaft
  • the core engine further comprises 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 are arranged to rotate at a higher speed than the first core shaft.
  • a method for producing a gear in particular the gear according to any configuration described herein.
  • the method comprises the following steps: providing a ring and, before, after or at the same time, providing a sleeve which comprises or consists of a ceramic material; and inserting the sleeve into a receptacle in the rim.
  • the ring has at least one external toothing with a module rotating around an axis of rotation of the gear and the sleeve has a radial thickness in the radial direction with respect to the axis of rotation that is at least equal to the module of the external toothing and / or at least one radial thickness of the Wreath corresponds.
  • a fixed connection of the two parts is established, in particular by means of a press fit.
  • a gas turbine engine such as an aircraft engine.
  • a gas turbine engine may include a core engine having a turbine, a combustor, a compressor, and the turbine with the compressor connecting core shaft includes.
  • a gas turbine engine may include a fan (with fan blades) positioned upstream of the core engine.
  • the gas turbine engine can comprise a transmission which is driven via the core shaft and the output of which drives the fan in such a way that it has a lower speed than the core shaft.
  • the input for the gearbox can take place directly from the core shaft or indirectly via the core shaft, for example via a spur shaft and / or a spur gear.
  • the core shaft may be rigidly connected to the turbine and the compressor so that the turbine and the compressor rotate at the same speed (with the fan rotating at a lower speed).
  • the gas turbine engine described and / or claimed herein can be of any suitable general architecture.
  • the gas turbine engine may have any desired number of shafts connecting the 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 core engine may further include a second turbine, a second compressor, and a second core shaft connecting the second turbine to the second compressor.
  • the second turbine, the second compressor, and the second core shaft may be arranged to rotate at a higher speed than the first core shaft.
  • the second compressor can be positioned axially downstream of the first compressor.
  • the second compressor can be arranged to receive a flow from the first compressor (for example, to receive it directly, for example via a generally annular channel).
  • the transmission can be configured to be driven by the core shaft, which is configured to engage (e.g., in use) with the to rotate at the lowest speed (e.g. the first core shaft in the example above).
  • the transmission can be designed in such a way that it is only driven by the core shaft, which is configured to rotate (e.g. in use) at the lowest speed (e.g. only by the first core shaft and not the second core shaft in the above example ).
  • the transmission can be designed in such a way that it is driven by one or more shafts, for example the first and / or the second shaft in the above example.
  • a combustor may be provided axially downstream of the fan and compressor (or compressors).
  • the burner device 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 burner device can be provided upstream of the turbine (s).
  • the or each compressor can comprise any number of stages, for example a plurality of stages.
  • Each stage can include a series of rotor blades and a series of stator blades, which can be variable stator blades (i.e., the pitch angle 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 can comprise any number of stages, for example multiple 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 can have a radial span that extends from a foot (or a hub) at a radially inner location overflowing with gas or extends from a 0% span position to a 100% span tip.
  • the ratio of the radius of the fan blade at the hub to the radius of the fan blade at the tip can be less than (or on the order of): 0.4, 0.39, 0.38, 0.37, 0.36, 0 , 35, 0.34, 0.33, 0.32, 0.31, 0.3, 0.29, 0.28, 0.27, 0.26 or 0.25.
  • the ratio of the radius of the fan blade at the hub to the radius of the fan blade at the tip can be in a closed range bounded by two values in the preceding sentence (ie 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 at the leading edge (or the axially leading edge) of the blade.
  • the hub-to-tip ratio relates, of course, to the portion of the fan blade overflowing with gas, ie the portion which is located 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 generally be 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 inches), 300 cm (about 120 inches), 310 cm, 320 cm (about 125 inches), 330 cm (about 130 inches), 340 cm (about 135 inches), 350 cm, 360 cm (about 140 inches), 370 cm (about 145 inches), 380 cm (about 150 inches), or 390 cm (about 155 inches).
  • the fan diameter can be in a closed range bounded by two of the values in the preceding sentence (i.e. the values can be upper or lower limits).
  • the speed of the fan can vary during operation. 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 at constant speed conditions can be more than (or on the order of): 0.3, 0.31, 0.32, 0.33, 0.34, 0.35, 0.36, 0.37, 0.38 , 0.39, or 0.4 (where all units in this section are Jkg 1 K 1 / (ms 1 ) 2 ).
  • the fan peak load can be in a closed range, which is limited by two of the values in the previous sentence (ie the values can form 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 the flow through the bypass duct to the mass flow rate of the flow through the core at constant velocity conditions.
  • the bypass ratio can be more than (or on the order of): 10, 10.5, 11, 11.5, 12, 12.5, 13, 13.5, 14, 14.5, 15, 15, 5, 16, 16.5 or 17 be (lie).
  • the bypass ratio can be in a closed range bounded by two of the values in the previous sentence (that is, 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 core engine.
  • the radially outer surface of the bypass duct can be defined by an engine nacelle and / or a fan housing.
  • the total pressure ratio of a gas turbine engine which is described and / or claimed here, can be defined as the ratio of the back pressure upstream of the fan to the back pressure at the outlet of the maximum pressure compressor (before the inlet to the burner device).
  • the total pressure ratio of a gas turbine engine described and / or 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 a closed range bounded by two of the values in the preceding sentence (i.e., the values can be upper or lower limits).
  • the specific thrust of an engine can be defined as the net thrust of the engine divided by the total mass flow through the engine. 90110 N kg _1 s, 105 NKG _1 s, 100 NKG _1 s, 95 NKG _1 s,: at constant speed conditions of the specific thrust of a jet engine, which is described and / or claimed may be less than (or in the order of) Nkg- 1 s, 85 Nkg _1 s or 80 Nkg _1 s (lie).
  • the specific thrust can be in a closed range, which is limited by two of the values in the previous sentence (ie the values can form upper or lower limits). Such engines can be particularly efficient compared to conventional gas turbine engines.
  • a gas turbine engine described and / or claimed herein can have any maximum thrust desired.
  • a gas turbine described and / or claimed herein can be used to generate a maximum thrust of at least (or on the order of): 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN , 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN or 550kN.
  • the maximum thrust can be in a closed range bounded by two of the values in the previous sentence (that is, the values can form upper or lower limits).
  • the Thrust referred to above may be the maximum net thrust under standard atmospheric conditions at sea level plus 15 ° C (ambient pressure 101.3 kPa, temperature 30 ° C) with a static engine.
  • the temperature of the flow at the inlet of the high pressure turbine can be particularly high.
  • This temperature which can be referred to as TET
  • TET can be measured at the exit to the combustion device, for example immediately upstream of the first turbine blade, which in turn can be referred to as a nozzle guide vane.
  • the TET can be at least (or in the order of magnitude of): 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1550 K, 1600 K or 1650 K.
  • the TET at constant speed can be in a closed range bounded by two of the values in the preceding sentence (i.e., the values can be upper or lower limits).
  • the maximum TET when the engine is in use can be at least (or in the order of magnitude): 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K or 2000 K, for example.
  • the maximum TET can be in a closed range bounded by two of the values in the preceding sentence (i.e., the values can be 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 aerofoil of a fan blade described and / or claimed herein can be made from any suitable material or combination of materials.
  • at least a part of the fan blade and / or the blade can be at least partly made of a composite, for example a metal matrix composite and / or a composite with an organic matrix, such as e.g. 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 have a front protective edge made using a material that can withstand impact (e.g. from birds, ice or other material) better than the rest of the shovel.
  • a leading edge can be made using titanium or a titanium-based alloy, for example.
  • the fan blade may have a carbon fiber or aluminum based body (such as an aluminum-lithium alloy) with a leading edge made of titanium.
  • a fan described and / or claimed herein may include a central portion from which the fan blades may extend, for example in a radial direction.
  • the fan blades can be attached to the central section in any desired manner.
  • each fan blade can include a fixation device that can engage a corresponding slot in the hub (or disc).
  • a fixing device can be in the form of a dovetail, which can be inserted into a corresponding slot in the hub / disc and / or brought into engagement therewith in order to fix the fan blade to the hub / disc.
  • the fan blades can be formed integrally 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 part of the fan blades can be machined from a block and / or at least a part of the fan blades can be welded, e.g. B. linear friction welding, can be attached to the hub / disc.
  • the gas turbine engines described and / or claimed here may or may not be provided with a VAN (Variable Area Nozzle). Such a nozzle with a variable cross section can allow the output cross section of the bypass channel to be varied during operation.
  • VAN Very Area Nozzle
  • the general principles of the present disclosure may apply to engines with or without a VAN.
  • the fan of a gas turbine which is described and / or claimed here, can any desired number of fan blades, for example 16, 18, 20 or 22 fan blades.
  • Constant speed conditions mean the 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 to which the aircraft and / or the engine are exposed between (in terms of time and / or distance) the end of the climb and the start of the descent. become.
  • the forward speed under the constant speed condition may be at any point in the range of Mach 0.7 to 0.9, e.g. 0.75 to 0.85, e.g. 0.76 to 0.84, e.g. 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 from 0.8 to 0, 85 lie. Any speed within these ranges can be the constant speed condition.
  • the constant speed condition may be outside of these ranges, for example below Mach 0.7 or above Mach 0.9.
  • the constant velocity conditions may correspond to standard atmospheric conditions at an altitude that is in the range of 10,000 m to 15,000 m, for example in the range of 10,000 m to 12,000 m, for example in the range of 10,400 m to 11,600 m (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.
  • 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 ° 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 fan company is designed. This can mean, for example, the conditions under which the fan (or the gas turbine engine) has the optimum efficiency according to its design.
  • a gas turbine engine described and / or claimed herein can be operated at the constant speed conditions defined elsewhere herein. Such constant speed conditions can depend on the
  • Constant velocity conditions e.g., the conditions during the middle part of the flight
  • at least one e.g. two or four gas turbine engine (s) can be attached to provide thrust.
  • Figure 1 is a side sectional view of a gas turbine engine
  • Figure 2 is a side sectional close-up view of an upstream
  • FIG. 3 shows a partially cut-away view of a transmission for a gas turbine engine
  • FIG. 4 shows a cross-sectional view of a gear with double teeth
  • FIG. 5 shows a cross-sectional view of a toothed wheel with a toothing
  • FIG. 6 shows a method for producing a gear.
  • FIG. 1 shows a gas turbine engine 10 (eg of an aircraft) with a main axis of rotation 9.
  • the gas turbine engine 10 comprises an air inlet 12 and a fan 23 which generates two air flows: a core air flow A and a bypass air flow B.
  • the gas turbine engine 10 comprises a core 11, which takes up the core air flow A.
  • the core engine 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 bypass nozzle 18. flows through the bypass duct 22.
  • the fan 23 is attached to the low-pressure turbine 19 via a shaft 26 and an epicyclic planetary gear 30 and is driven by the latter.
  • the core air flow A is accelerated and compressed by the low-pressure compressor 14 and passed into the high-pressure compressor 15, where further compression takes place.
  • the compressed air expelled from the high pressure compressor 15 is directed into the combustion device 16, where it is mixed with fuel and the mixture is burned.
  • the resulting ones are called Combustion products then propagate through the high pressure 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.
  • the fan 23 generally provides the majority of the thrust.
  • the epicyclic planetary gear 30 is a reduction gear.
  • FIG. 1 An exemplary arrangement for a geared fan gas turbine engine 10 is shown in FIG.
  • the low-pressure turbine 19 (see FIG. 1) drives the shaft 26, which is coupled to a sun gear 28 of the epicyclic planetary gear 30.
  • a plurality of planet gears 32 which are coupled to one another by a planet carrier 34, are located radially on the outside of the sun gear 28 and mesh with it.
  • the planet carrier 34 guides the planet gears 32 so that they orbit synchronously around the sun gear 28, while allowing each planet gear 32 to rotate about its own axis.
  • the planet carrier 34 is coupled to the fan 23 via linkage 36 to drive its rotation about the engine axis 9.
  • An external gear or ring gear 38 with internal teeth which is coupled to a stationary support structure 24 via linkage 40, is located radially on the outside of the planetary gears 32 and meshes with them.
  • the terms “low-pressure turbine” and “low-pressure compressor”, as used here, can be understood to mean the turbine stage with the lowest pressure and the compressor stage with the lowest pressure (i.e. that it is not the fan 23) and / or the turbine and compressor stages which are interconnected by the connecting shaft 26 with the lowest speed in the engine (ie that it does not include the transmission output shaft which 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 with the lowest pressure.
  • the epicyclic planetary gear 30 is shown in more detail by way of example in FIG.
  • the sun gear 28, the planet gears 32 and the ring gear 38 each include teeth on their circumference to enable meshing with the other gears.
  • only exemplary sections of the teeth are shown in FIG.
  • 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 epicyclic planetary gear set 30 generally include at least three planet gears 32.
  • the epicyclic planetary gear 30 shown by way of example in FIGS. 2 and 3 is a planetary gear in which the planet carrier 34 is coupled to an output shaft via linkage 36, the ring gear 38 being fixed.
  • any other suitable type of planetary gear 30 can be used.
  • the planetary gear set 30 may be a star configuration in which the planet carrier 34 is held fixed, allowing the ring gear (or outer gear) 38 to rotate. With such an arrangement, the fan 23 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.
  • Each of the planet gears 32 is rotatably mounted on a bearing pin 35 of the planet carrier 34, in the present case via a slide bearing which, in the specific example, is lubricated with a lubricant, e.g. an engine oil.
  • a lubricant e.g. an engine oil.
  • the planet gears 32 are supported by means of a ball or roller bearing.
  • 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 gas turbine engine 10 and / or for connecting the transmission 30 to the gas turbine engine 10 can be used.
  • the connections e.g., the linkages 36, 40 in the example of Figure 2 between the transmission 30 and other portions of the gas turbine engine 10 (such as the input shaft 26, the output shaft and the fixed structure 24) some degree of rigidity or flexibility exhibit.
  • any suitable arrangement of the bearings between rotating and stationary parts of the gas turbine engine 10 e.g., between the input and output shafts of the transmission and the fixed structures such as the transmission housing
  • the disclosure is not limited to the exemplary arrangement of FIG.
  • it is readily apparent to a person skilled in the art that the arrangement of the output and support rods and bearing positions in a star arrangement (described above) of the transmission 30 would generally differ from those shown by way of example in FIG.
  • the present disclosure extends to a gas turbine engine with any arrangement of gear types (for example, star-shaped or epicyclic planet-like), support structures, input and output
  • 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 Figure 1 has a split 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 before (or upstream) a single nozzle, which can be referred to as a mixed flow nozzle, mixed or combined.
  • One or both nozzles can have a fixed or variable range.
  • gas turbine engine such as a gas turbine engine.
  • the geometry of the gas turbine engine 10 and components thereof is or are defined by a conventional axis system which has an axial direction (which is aligned with the axis of rotation 9), a radial direction (in the direction from bottom to top in Figure 1) and a circumferential direction (perpendicular to the view in Figure 1) includes.
  • the axial, radial and circumferential directions are perpendicular to one another.
  • FIG. 4 shows a gear wheel 32, which in the present case is one of the planetary gears 32 of the transmission 30 according to FIG.
  • the planetary gear 32 is designed in two parts. It comprises a collar 50 and a sleeve 52.
  • External toothing 51 is formed on the ring 50.
  • the external toothing 51 runs concentrically to an axis of rotation D of the planetary gear 32.
  • the double toothing is optionally designed as a double helical toothing, e.g. with teeth arranged in a V-shape.
  • a circumferential groove 55 is formed between the toothed sections, via which, for example, lubricant can be effectively introduced.
  • the ring 50 is hollow and forms a receptacle 53.
  • the receptacle 53 is shaped like a circular cylinder, at least in sections.
  • the radial thickness dK of the ring 50 is radially outward from an inside of the ring 50 (which in the present case defines the receptacle 53) to the lowest point of a tooth root area between two adjacent teeth of the external toothing
  • the sleeve 52 is inserted into the receptacle 53 of the ring 50, in the present case with a press fit.
  • the sleeve 52 is at least partially, in particular completely, circular-cylindrical.
  • the sleeve 52 is hollow and forms a bearing seat 54. With the bearing seat 54, the planetary gear 32 can be placed on the bearing pin 35.
  • the sleeve 53 has a radial thickness dH in the radial direction R.
  • the radial thickness dH is measured from the inside of the sleeve 52 (which in the present case defines the bearing seat 54) to an outside of the sleeve 52 (which in the present case is in flat contact with the inside of the ring 50).
  • the radial thickness dH of the sleeve 52 corresponds at least to the radial thickness dK of the ring 50.
  • the radial thickness of the sleeve corresponds to 1.3 times the module m of the external toothing 51.
  • the sleeve 52 extends through the rim 50.
  • the sleeve 52 and the ring 50 have the same width along the axis of rotation D.
  • the ring 50 is formed in one piece with the teeth of the external toothing 51.
  • the ring 50 is made of steel (the external toothing 51 is also made of steel).
  • the sleeve 52 is formed in one piece.
  • the sleeve 52 consists of a ceramic.
  • the ceramic has a modulus of elasticity of 350 GPa or more and a compressive strength of 1600 MPa or more.
  • the ceramic has a lower density than the steel.
  • the gear wheel 32 is given a rigidity which is greater than a one-piece design of the gear wheel with the same geometry and made entirely of steel.
  • the use of ceramics reduces the weight of the gear wheel 32 compared to a complete construction made of steel.
  • the centrifugal forces acting during operation are reduced, which leads to a reduction in the use of material and an increase in service life is allowed.
  • a particularly light, resilient and durable gear wheel 32 is thus possible.
  • a mounting of the planetary gears 32 with increased rigidity is made possible.
  • the rigidity was increased by 70% compared to an alternative planetary gear made only of steel.
  • the increased rigidity also makes it possible to reduce possible deformations of the ring 50 due to forces acting on the teeth of the external toothing 51 during operation. Due to a reduced weight of the planetary gears 32, the bearing pins 35 are also deformed less severely by the centrifugal forces which are then smaller. As a result, an improved distribution of an oil film on the bearing pins 35 can in turn be achieved.
  • the rim 50 comprises / comprise on its inside and / or the sleeve 52 on its outside a knurling and / or a roughened surface in order to further improve the hold of the two parts to one another.
  • FIG. 5 shows a toothed wheel 132 which is designed in the form of a planetary wheel and analogous to the planetary wheel 32 according to FIG. 4, but in contrast to this has no double toothing but a single toothing as external toothing 151.
  • the external toothing 151 can also be straight or inclined.
  • FIG. 5 also shows that the rim 150 and the sleeve 152 can be designed with mutually matching steps 56, 57.
  • the collar 150 and the sleeve 152 each have an inner diameter that is (slightly) reduced compared to adjacent areas.
  • the steps 56, 57 can be formed on both opposite side surfaces of the collar 50 and the sleeve 52.
  • the steps 56, 57 contribute to the fact that the ring 50 is secured on the sleeve 52 so that it cannot be lost.
  • the steps 56, 57 are less high than the amount by which the radius of the ring 50 is widened for the press fit during heating.
  • the heights of the steps 56, 57 are in the range of micrometers. Levels 56, 57 are optional.
  • FIG. 6 shows a method for producing a gear wheel 32, 132. The method comprises the following steps:
  • Step S1 Provision of the ring 50, 150, which has the external toothing 51, 151 rotating around the axis of rotation D of the gear 32, 132
  • Step S2 Provision of the sleeve 52, 152, which comprises or consists of the ceramic material and has the radial thickness dH in the radial direction R in relation to the axis of rotation D, which is at least the module of the external toothing 51, 151 and / or at least the radial thickness dK of the ring 50, 150 corresponds.
  • Steps S1 and S2 can be carried out in this order, reversed or simultaneously.
  • Step S3 inserting the sleeve 52, 152 into the receptacle 53 of the collar 50, 150 and establishing a firm connection between the sleeve 52, 152 and the collar 50, 150, in the present case by means of a press fit.
  • the rim is heated so that it expands.
  • the size of the sleeve is such that it can be pushed into the wreath when it is heated and, as a result of the wreath cooling, comes into flat contact with the wreath and is attached to it under tension.
  • the rim 50, 151 can therefore be shrunk onto the sleeve 52, 152.
  • the ceramic material of the sleeve 52, 152 has a first coefficient of thermal expansion at the temperatures typically occurring during operation and the steel of the rim 50, 150 has a second thermal
  • Expansion coefficient wherein the first thermal expansion coefficient is at least 80% of the second thermal expansion coefficient, is equal to or greater than the second thermal expansion coefficient.
  • the first thermal expansion coefficient can correspond to the second thermal expansion coefficient +/- 60%, in particular +/- 19%.
  • the first coefficient of thermal expansion is equal to or greater than the second coefficient of thermal expansion and, moreover, less than 1.19 times the second coefficient of thermal expansion. This ensures that the two parts do not separate from one another during operation, the latter conditions leading to a particularly secure connection.
  • the steel of the ring 50, 150 has, for example, an expansion coefficient which is 11 to 13 / (10 L 6K).
  • step A core airflow

Abstract

Ein Zahnrad (32, 132) umfasst: einen Kranz (50, 150) mit zumindest einer um eine Drehachse (D) des Zahnrads (32, 132) umlaufenden Außenverzahnung (51, 151) mit einem Modul und eine Hülse (52, 152), die ein Keramikmaterial umfasst oder daraus besteht und in eine Aufnahme (53) des Kranzes (50, 150) eingesetzt ist. Dabei ist vorgesehen, dass die Hülse (52, 152) in radialer Richtung (R) in Bezug auf die Drehachse (D) eine radiale Dicke (dH) aufweist, die mindestens dem Modul der Außenverzahnung (51, 151) und/oder mindestens einer radialen Dicke (dK) des Kranzes (50, 150) entspricht.

Description

Zahnrad mit Keramikhülse
Beschreibung
Die vorliegende Offenbarung bezieht sich auf ein Zahnrad, auf ein Getriebe, auf ein Gasturbinentriebwerk und auf ein Verfahren zur Herstellung eines Zahnrads.
Bekannte Zahnräder, insbesondere Planetenräder von Planetengetrieben, werden typischerweise entsprechend dem im Betrieb des jeweiligen Getriebes, insbesondere Planetengetriebes, zu übertragenden Kräften dimensioniert. Insbesondere wenn vergleichsweise große Kräfte zu übertragen sind, z.B. bei Getriebefan- Gasturbinentriebwerken, sind Planetenräder üblicherweise entsprechend massiv. Werden die Planetenräder mit einer relativ hohen Drehzahl im Planetengetriebe rotiert, wie es z.B. bei Getriebefan-Gasturbinentriebwerken auch der Fall sein kann, können signifikante Zentrifugalkräfte auftreten, welche das Zahnrad verformen können und daher eine nochmals massivere Ausgestaltung bedingen können. In der Folge weisen Planetengetriebe in einigen Anwendungsfällen regelmäßig ein großes Gewicht auf.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein möglichst leichtes und gleichzeitig möglichst belastbares Zahnrad bereitzustellen. Gemäß einem Aspekt wird ein Zahnrad bereitgestellt, das einen Kranz und eine Hülse umfasst. Der Kranz weist zumindest eine um eine Drehachse des Zahnrads umlaufende Außenverzahnung auf. Die Außenverzahnung weist ein Modul auf. Die Hülse umfasst ein Keramikmaterial oder besteht aus dem Keramikmaterial und ist in eine Aufnahme des Kranzes eingesetzt. Dabei ist vorgesehen, dass die Hülse in radialer Richtung in Bezug auf die Drehachse eine radiale Dicke aufweist, die mindestens dem Modul der Außenverzahnung und/oder mindestens einer radialen Dicke des Kranzes entspricht.
Hierdurch ist die Hülse ausreichend dick, um es zu ermöglichen, bei einem verhältnismäßig geringen Gewicht eine hohe Steifigkeit des Zahnrads zu erzielen, wodurch das Zahnrad vergleichsweise starken Belastungen standhalten kann. Hierdurch kann ein Verschleiß reduziert werden, was wiederum eine Verlängerung der Lebensdauer ermöglicht.
Die radiale Dicke des Kranzes wird z.B. von einer Innenseite des Kranzes radial nach außen bis zum tiefsten Punkt eines Zahnfußbereichs zwischen zwei benachbarten Zähnen der Außenverzahnung gemessen. Der Modul m ist gleich dem Quotienten aus der Zahnteilung p, also dem Abstand zweier benachbarter Zähne der Außenverzahnung, auch Umfangsteilung genannt, zur Kreiszahl TT: m = r/tt.
Der Modul m der Außenverzahnung kann auch über den Quotienten des Teilkreisdurchmessers d und der Anzahl z der Zähne der Außenverzahnung ermittelt werden: m = d/z.
Die Hülse bildet insbesondere eine Lageraufnahme aus, beispielsweise ist ein Lagerzapfen in die Hülse einsteckbar. Die Lageraufnahme der am Kranz angeordneten Hülse ist insbesondere durchgängig. Die Drehachse ist konzentrisch zur Außenverzahnung. Die Hülse erstreckt sich z.B. durch den Kranz hindurch, insbesondere von einer Seite bis zur gegenüberliegenden Seite des Kranzes.
Optional entspricht die radiale Dicke der Hülse in radialer Richtung mindestens dem 1,2 bis 2,2-fachen des Moduls der Außenverzahnung. Das ermöglicht eine Optimierung hinsichtlich Gewicht und Haltbarkeit, insbesondere für Planetengetriebe z.B. eines Getriebefan-Triebwerks.
Das Keramikmaterial der Hülse kann einen ersten thermischen Expansionskoeffizienten aufweisen und der Kranz kann ein Material umfassen oder daraus bestehen, das einen zweiten thermischen Expansionskoeffizienten aufweist. Dabei kann vorgesehen sein, dass der erste thermische Expansionskoeffizient mindestens 80% des zweiten thermischen Expansionskoeffizienten beträgt, gleich groß ist wie der zweite thermische Expansionskoeffizient oder größer ist als der zweite thermische Expansionskoeffizient. Hierdurch wird bei besonders starken Belastungen, die zu einer Erwärmung des Zahnrads führen können, verhindert, dass sich ein Spalt zwischen der Hülse und dem Kranz bildet.
In einer optionalen Weiterbildung entspricht der erste thermische Expansionskoeffizient dem zweiten thermischen Expansionskoeffizienten +/- 19%. Insbesondere bei einer Anwendung in einem Getriebefan-Getriebe sind hiermit besonders gute Laufeigenschaften möglich.
Beispielsweise besteht der Kranz (mit den Zähnen der Außenverzahnung) aus Stahl.
Das Keramikmaterial weist z.B. ein E-Modul von mindestens 300 GPa, insbesondere 350 GPa oder mehr auf. Hiermit ist es besonders gut möglich, das Zahnrad deutlich zu versteifen, sodass es z.B. mit weniger Material ausgebildet werden kann.
Das Keramikmaterial weist beispielsweise eine Druckfestigkeit von mindestens 1500 MPa, insbesondere 1600 MPa oder mehr auf.
Der Kranz umfasst optional ein Material oder besteht aus einem Material, dessen Dichte größer ist als die Dichte des Keramikmaterials. Zum Beispiel beträgt die Dichte des Keramikmaterials die Hälfte oder weniger als die Hälfte der Dichte des Materials des Kranzes (beispielsweise Stahl), z.B. 48% davon. Damit ist es möglich, das Zahnrad durch das Keramikmaterial nicht nur zu versteifen, sodass weniger Material nötig ist, sondern darüber hinaus kann durch das Keramikmaterial aufgrund der geringeren Dichte das Gewicht weiter reduziert werden.
Der Kranz kann fest mit der Hülse verbunden sein, insbesondere durch eine Presspassung. Das ermöglicht eine besonders einfache und gleichzeitig belastbare Verbindung ohne zusätzliche Verbindungsteile wie etwa Schrauben. Für die Presspassung wurde z.B. der Kranz erwärmt, sodass er sich ausdehnt. Die Hülse weist eine solche Größe auf, dass sie gerade nicht in den Kranz eingeschoben werden kann, wenn der Kranz und die Hülse dieselbe Temperatur aufweisen, und gerade eingeschoben werden kann, wenn dieser eine höhere Temperatur aufweist. Nachdem die Hülse in die Aufnahme des Kranzes eingeschoben worden ist, erfährt der Kranz eine geringere Temperatur. Dabei entstand die Presspassung, bei der die Hülse im Kranz unter Spannung gehalten ist.
Gemäß einem Aspekt wird ein Getriebe bereitgestellt. Das Getriebe umfasst zumindest ein Zahnrad nach einer beliebigen, hierin beschriebenen Ausgestaltung. Hierdurch kann das Getriebe gleichzeitig besonders leicht und besonders belastbar ausgebildet werden.
Das Getriebe kann ein Planetengetriebe sein. Das Zahnrad kann ein Planetenrad für das Planetengetriebe sein. Im Planetengetriebe können besonders hohe Rotationsgeschwindigkeiten der Planetenräder Vorkommen, sodass hier besonders starke Zentrifugalkräfte wirken können. Die mögliche Gewichtsersparung und erhöhte Steifigkeit des Zahnrads können hier also besonders vorteilhaft sein.
Das Getriebe umfasst also z.B. einen Planetenträger, der dazu ausgebildet ist, das Planetenrad, insbesondere mehrere solcher Planetenräder, zu halten. Der Planetenträger kann (für jedes Planetenrad) einen Lagerstift aufweisen, wobei der Lagerstift mit der Hülse ein Gleitlager ausbildet. Hierbei ist eine geringe Gleitreibung des Keramikmaterials ein zusätzlicher vorteilhafter Nebeneffekt.
Gemäß einem Aspekt wird ein Gasturbinentriebwerk bereitgestellt, insbesondere für ein Luftfahrzeug. Das Gasturbinentriebwerk umfasst ein Kerntriebwerk, das eine Turbine, einen Verdichter und eine die Turbine mit dem Verdichter verbindende Kernwelle umfasst; einen Fan, der stromaufwärts des Kerntriebwerks positioniert ist, wobei der Fan mehrere Fanschaufeln umfasst; und ein Getriebe, das von der Kernwelle antreibbar ist, wobei der Fan mittels des Getriebes mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle antreibbar ist. Dabei ist vorgesehen, dass das Getriebe nach einer beliebigen, hierin beschriebenen Ausgestaltung ausgebildet ist.
Bei dem Gasturbinentriebwerk kann ferner vorgesehen sein, dass die Turbine eine erste Turbine ist, der Verdichter ein erster Verdichter ist und die Kernwelle eine erste Kernwelle ist; das Kerntriebwerk ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfasst; und die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle dahingehend angeordnet sind, sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle zu drehen.
Gemäß einem Aspekt wird ein Verfahren zur Herstellung eines Zahnrads bereitgestellt, insbesondere des Zahnrads nach einer beliebigen, hierin beschriebenen Ausgestaltung. Das Verfahren umfasst die folgenden Schritte: Bereitstellen eines Kranzes und, davor, danach oder gleichzeitig, Bereitstellen einer Hülse, die ein Keramikmaterial umfasst oder daraus besteht; und Einsetzen der Hülse in eine Aufnahme des Kranzes. Dabei ist vorgesehen, dass der Kranz zumindest eine um eine Drehachse des Zahnrads umlaufende Außenverzahnung mit einem Modul aufweist und die Hülse in radialer Richtung in Bezug auf die Drehachse eine radiale Dicke aufweist, die mindestens dem Modul der Außenverzahnung und/oder mindestens einer radialen Dicke des Kranzes entspricht.
Optional wird bei dem Einsetzen der Hülse in die Aufnahme des Kranzes eine feste Verbindung der beiden Teile hergestellt, insbesondere durch eine Presspassung.
Wie hier an anderer Stelle angeführt wird, kann sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk, z.B. ein Flugzeugtriebwerk, beziehen. Solch ein Gasturbinentriebwerk kann ein Kerntriebwerk umfassen, das eine Turbine, eine Brennervorrichtung, einen Verdichter und eine die Turbine mit dem Verdichter verbindende Kernwelle umfasst. Solch ein Gasturbinentriebwerk kann einen Fan (mit Fanschaufeln) umfassen, der stromaufwärts des Kerntriebwerks positioniert ist.
Anordnungen der vorliegenden Offenbarung können insbesondere, jedoch nicht ausschließlich, für Getriebe-Fans, die über ein Getriebe angetrieben werden, von Vorteil sein. Entsprechend kann das Gasturbinentriebwerk ein Getriebe umfassen, das über die Kernwelle angetrieben wird und dessen Abtrieb den Fan so antreibt, dass er eine niedrigere Drehzahl als die Kernwelle aufweist. Der Eingang für das Getriebe kann direkt von der Kernwelle oder indirekt über die Kernwelle, beispielsweise über eine Stirnwelle und/oder ein Stirnzahnrad, erfolgen. Die Kernwelle kann mit der Turbine und dem Verdichter starr verbunden sein, so dass sich die Turbine und der Verdichter mit derselben Drehzahl drehen (wobei sich der Fan mit einer niedrigeren Drehzahl dreht).
Das Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und/oder beansprucht wird, kann eine beliebige geeignete allgemeine Architektur aufweisen. Beispielsweise kann das Gasturbinentriebwerk eine beliebige gewünschte Anzahl an Wellen aufweisen, die Turbinen und Verdichter verbinden, beispielsweise eine, zwei oder drei Wellen. Lediglich beispielhaft kann die mit der Kernwelle verbundene Turbine eine erste Turbine sein, der mit der Kernwelle verbundene Verdichter kann ein erster Verdichter sein und die Kernwelle kann eine erste Kernwelle sein. Das Kerntriebwerk kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfassen. Die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle können dahingehend angeordnet sein, sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle zu drehen.
Bei einer solchen Anordnung kann der zweite Verdichter axial stromabwärts des ersten Verdichters positioniert sein. Der zweite Verdichter kann dahingehend angeordnet sein, eine Strömung von dem ersten Verdichter aufzunehmen (beispielsweise direkt aufzunehmen, beispielsweise über einen generell ringförmigen Kanal).
Das Getriebe kann dahingehend ausgebildet sein, dass es von der Kernwelle angetrieben wird, die dazu konfiguriert ist, sich (beispielsweise im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (beispielsweise die erste Kernwelle in dem obigen Beispiel). Beispielsweise kann das Getriebe dahingehend ausgebildet sein, dass es lediglich von der Kernwelle angetrieben wird, die dazu konfiguriert ist, sich (beispielsweise im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (beispielsweise nur von der ersten Kernwelle und nicht der zweiten Kernwelle bei dem obigen Beispiel). Alternativ dazu kann das Getriebe dahingehend ausgebildet sein, dass es von einer oder mehreren Wellen angetrieben wird, beispielsweise der ersten und/oder der zweiten Welle in dem obigen Beispiel.
Bei einem Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und/oder beansprucht wird, kann eine Brennvorrichtung axial stromabwärts des Fans und des Verdichters (oder der Verdichter) vorgesehen sein. Beispielsweise kann die Brennervorrichtung direkt stromabwärts des zweiten Verdichters (beispielsweise an dessen Ausgang) liegen, wenn ein zweiter Verdichter vorgesehen ist. Als ein weiteres Beispiel kann die Strömung am Ausgang des Verdichters dem Einlass der zweiten Turbine zugeführt werden, wenn eine zweite Turbine vorgesehen ist. Die Brennervorrichtung kann stromaufwärts der Turbine (der Turbinen) vorgesehen sein.
Der oder jeder Verdichter (beispielsweise der erste Verdichter und der zweite Verdichter gemäß obiger Beschreibung) kann eine beliebige Anzahl an Stufen, beispielsweise mehrere Stufen, umfassen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln umfassen, bei denen es sich um variable Statorschaufeln handeln kann (d.h. der Anstellwinkel kann variabel sein). Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial zueinander versetzt sein.
Die oder jede Turbine (beispielsweise die erste Turbine und die zweite Turbine gemäß obiger Beschreibung) kann eine beliebige Anzahl an Stufen, beispielsweise mehrere Stufen, umfassen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln umfassen. Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial zueinander versetzt sein.
Jede Fanschaufel kann eine radiale Spannweite aufweisen, die sich von einem Fuß (oder einer Nabe) an einer radial innenliegenden, von Gas überströmten Stelle oder sich von einer Position einer Spannweite von 0 % zu einer Spitze mit einer Spannweite von 100 % erstreckt. Das Verhältnis des Radius der Fanschaufel an der Nabe zu dem Radius der Fanschaufel an der Spitze kann bei weniger als (oder in der Größenordnung von): 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 oder 0,25 liegen. Das Verhältnis des Radius der Fanschaufel an der Nabe zu dem Radius der Fanschaufel an der Spitze kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zwei Werten im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Diese Verhältnisse können allgemeinhin als das Nabe-Spitze-Verhältnis bezeichnet werden. Der Radius an der Nabe und der Radius an der Spitze können beide an der vorderen Kante (oder der axial am weitesten vorne liegenden Kante) der Schaufel gemessen werden. Das Nabe-Spitze-Verhältnis bezieht sich natürlich auf den von Gas überströmten Abschnitt der Fanschaufel, d. h. den Abschnitt, der sich radial außerhalb jeglicher Plattform befindet.
Der Radius des Fans kann zwischen der Mittellinie des Triebwerks und der Spitze der Fanschaufel an ihrer vorderen Kante gemessen werden. Der Durchmesser des Fans (der allgemein das Doppelte des Radius des Fans sein kann) kann größer als (oder in der Größenordnung von): 250 cm (etwa 100 Inch), 260 cm, 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 Fandurchmesser kann in einem abgeschlossenen 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 Fans kann im Betrieb variieren. Allgemein ist die Drehzahl geringer für Fans mit einem größeren Durchmesser. Lediglich als ein nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen weniger als 2500 U/min, beispielsweise weniger als 2300 U/min, betragen. Lediglich als ein weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann auch die Drehzahl des Fans bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen für ein Triebwerk mit einem Fandurchmesser im Bereich von 250 cm bis 300 cm (beispielsweise 250 cm bis 280 cm) im Bereich von 1700 U/min bis 2500 U/min, beispielsweise im Bereich von 1800 U/min bis 2300 U/min, beispielsweise im Bereich von 1900 U/min bis 2100 U/min, liegen. Lediglich als ein weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen für ein Triebwerk mit einem Fandurchmesser im Bereich von 320 cm bis 380 cm in dem Bereich von 1200 U/min bis 2000 U/min, beispielsweise in dem Bereich von 1300 U/min bis 1800 U/min, beispielsweise in dem Bereich von 1400 U/min bis 1600 U/min, liegen.
Im Gebrauch des Gasturbinentriebwerks dreht sich der Fan (mit zugehörigen Fanschaufeln) um eine Drehachse. Diese Drehung führt dazu, dass sich die Spitze der Fanschaufel mit einer Geschwindigkeit Uspitze bewegt. Die von den Fanschaufeln an der Strömung verrichtete Arbeit resultiert in einem Anstieg der Enthalpie dH der Strömung. Eine Fanspitzenbelastung kann als dH/Uspitze2 definiert werden, wobei dH der Enthalpieanstieg (beispielsweise der durchschnittliche 1-D-Enthalpieanstieg) über den Fan hinweg ist und Uspitze die (Translations-) Geschwindigkeit der Fanspitze, beispielsweise an der vorderen Kante der Spitze, ist (die als Fanspitzenradius am vorderen Rand multipliziert mit der Winkelgeschwindigkeit definiert werden kann). Die Fanspitzenbelastung bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen kann mehr als (oder in der Größenordnung von): 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 oder 0,4 betragen (liegen) (wobei alle Einheiten in diesem Abschnitt Jkg 1K1/(ms 1)2 sind). Die Fanspitzenbelastung kann in einem abgeschlossenen 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 beliebiges gewünschtes Bypassverhältnis aufweisen, wobei das Bypassverhältnis als das Verhältnis des Massendurchsatzes der Strömung durch den Bypasskanal zu dem Massendurchsatz der Strömung durch den Kern bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen definiert wird. Bei einigen Anordnungen kann das Bypassverhältnis mehr als (oder in der Größenordnung von): 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5 oder 17 betragen (liegen). Das Bypassverhältnis kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von 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 Kerntriebwerks befinden. Die radial äußere Fläche des Bypasskanals kann durch eine Triebwerksgondel und/oder ein Fangehäuse definiert werden.
Das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, das hier beschrieben und/oder beansprucht wird, kann als das Verhältnis des Staudrucks stromaufwärts des Fans zu dem Staudruck am Ausgang des Flöchstdruckverdichters (vor dem Eingang in die Brennervorrichtung) definiert werden. Als ein nicht einschränkendes Beispiel kann das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, das hier beschrieben und/oder beansprucht wird, bei Konstantgeschwindigkeit mehr als (oder in der Größenordnung von): 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75 betragen (liegen). Das Gesamtdruckverhältnis kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).
Der spezifische Schub eines Triebwerks kann als der Nettoschub des Triebwerks dividiert durch den Gesamtmassenstrom durch das Triebwerk hindurch definiert werden. Bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen kann der spezifische Schub eines Triebwerks, das hier beschrieben und/oder beansprucht wird, weniger als (oder in der Größenordnung von): 110 N kg_1s, 105 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 abgeschlossenen Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Solche Triebwerke können im Vergleich zu herkömmlichen Gasturbinentriebwerken besonders effizient sein.
Ein Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und/oder beansprucht wird, kann einen beliebigen gewünschten Höchstschub aufweisen. Lediglich als ein nicht einschränkendes Beispiel kann eine Gasturbine, die hier beschrieben und/oder beansprucht wird, zur Erzeugung eines Höchstschubs von mindestens (oder in der Größenordnung von): 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN oder 550kN in der Lage sein. Der Höchstschub kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von 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 standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen auf Meereshöhe plus 15 °C (Umgebungsdruck 101,3 kPa, Temperatur 30 °C) bei statischem Triebwerk sein.
Im Gebrauch kann die Temperatur der Strömung am Eingang der Hochdruckturbine besonders hoch sein. Diese Temperatur, die als TET bezeichnet werden kann, kann an dem Ausgang zur Brennvorrichtung, beispielsweise unmittelbar stromaufwärts der ersten Turbinenschaufel, die wiederum als eine Düsenleitschaufel bezeichnet werden kann, gemessen werden. Bei Konstantgeschwindigkeit kann die TET mindestens (oder in der Größenordnung von): 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1550 K, 1600 K oder 1650 K betragen (liegen). Die TET bei Konstantgeschwindigkeit kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Die maximale TET im Gebrauch des Triebwerks kann beispielsweise mindestens (oder in der Größenordnung von): 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K oder 2000 K betragen (liegen). Die maximale TET kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von 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 Fanschaufel und/oder ein Blattabschnitt (aerofoil) einer Fanschaufel, die hier beschrieben und/oder beansprucht wird, kann aus einem beliebigen geeigneten Material oder einer Kombination aus Materialien hergestellt werden. Beispielsweise kann zumindest ein Teil der Fanschaufel und/oder des Blatts zumindest zum Teil aus einem Verbundstoff, beispielsweise einem Metallmatrix-Verbundstoff und/oder einem Verbundstoff mit organischer Matrix, wie z. B. Kohlefaser, hergestellt werden. Als ein weiteres Beispiel kann zumindest ein Teil der Fanschaufel und/oder des Blatts zumindest zum Teil aus einem Metall, wie z. B. einem auf Titan basierendem Metall oder einem auf Aluminium basierenden Material (wie z. B. einer Aluminium-Lithium- Legierung) oder einem auf Stahl basierenden Material hergestellt werden. Die Fanschaufel kann mindestens zwei Bereiche umfassen, die unter Verwendung verschiedener Materialien hergestellt werden. Beispielsweise kann die Fanschaufel eine vordere Schutzkante aufweisen, die unter Verwendung eines Materials hergestellt wird, das dem Aufschlagen (beispielsweise von Vögeln, Eis oder anderem Material) besser widerstehen kann als der Rest der Schaufel. Solch eine vordere Kante kann beispielsweise unter Verwendung von Titan oder einer auf Titan basierenden Legierung hergestellt werden. Somit kann die Fanschaufel lediglich als ein Beispiel einen auf Kohlefaser oder Aluminium basierenden Körper (wie z. B. eine Aluminium-Lithium-Legierung) mit einem vorderen Rand aus Titan aufweisen.
Ein Fan, der hier beschrieben und/oder beansprucht wird, kann einen mittleren Abschnitt umfassen, von dem sich die Fanschaufeln, beispielsweise in einer radialen Richtung, erstrecken können. Die Fanschaufeln können auf beliebige gewünschte Art und Weise an dem mittleren Abschnitt angebracht sein. Beispielsweise kann jede Fanschaufel eine Fixierungsvorrichtung umfassen, die mit einem entsprechenden Schlitz in der Nabe (oder Scheibe) in Eingriff gelangen kann. Lediglich als ein Beispiel kann solch eine Fixierungsvorrichtung in Form eines Schwalbenschwanzes vorliegen, der zur Fixierung der Fanschaufel an der Nabe/Scheibe in einen entsprechenden Schlitz in der Nabe/Scheibe eingesteckt und/oder damit in Eingriff gebracht werden kann. Als ein weiteres Beispiel können die Fanschaufeln integral mit einem mittleren Abschnitt ausgebildet sein. Solch eine Anordnung kann als eine Blisk oder ein Bling bezeichnet werden. Ein beliebiges geeignetes Verfahren kann zur Herstellung solch einer Blisk oder solch eines Bling verwendet werden. Beispielsweise kann zumindest ein Teil der Fanschaufeln aus einem Block maschinell herausgearbeitet werden und/oder mindestens ein Teil der Fanschaufeln kann durch Schweißen, wie z. B. lineares Reibschweißen, an der Nabe/Scheibe angebracht werden.
Die Gasturbinentriebwerke, die hier beschrieben und/oder beansprucht werden, können oder können nicht mit einer VAN (Variable Area Nozzle - Düse mit variablem Querschnitt) versehen sein. Solch eine Düse mit variablem Querschnitt kann im Betrieb eine Variation des Ausgangsquerschnitts des Bypasskanals erlauben. Die allgemeinen Prinzipien der vorliegenden Offenbarung können auf Triebwerke mit oder ohne eine VAN zutreffen.
Der Fan einer Gasturbine, die hier beschrieben und/oder beansprucht wird, kann eine beliebige gewünschte Anzahl an Fanschaufeln, beispielsweise 16, 18, 20 oder 22 Fanschaufeln, aufweisen.
Gemäß der hier erfolgenden Verwendung können
Konstantgeschwindigkeitsbedingungen die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen eines Luftfahrzeugs, an dem das Gasturbinentriebwerk angebracht ist, bedeuten. Solche Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können herkömmlicherweise als die Bedingungen während des mittleren Teils des Flugs definiert werden, beispielsweise die Bedingungen, denen das Luftfahrzeug und/oder das Triebwerk zwischen (hinsichtlich Zeit und/oder Entfernung) dem Ende des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs ausgesetzt wird bzw. werden.
Lediglich als ein Beispiel kann die Vorwärtsgeschwindigkeit bei der Konstantgeschwindigkeitsbedingung bei einem beliebigen Punkt im Bereich von Mach 0,7 bis 0,9, beispielsweise 0,75 bis 0,85, beispielsweise 0,76 bis 0,84, beispielsweise 0,77 bis 0,83, beispielsweise 0,78 bis 0,82, beispielsweise 0,79 bis 0,81, beispielsweise in der Größenordnung von Mach 0,8, in der Größenordnung von Mach 0,85 oder in dem Bereich von 0,8 bis 0,85 liegen. Eine beliebige Geschwindigkeit innerhalb dieser Bereiche kann die Konstantgeschwindigkeitsbedingung sein. Bei einigen Luftfahrzeugen können die Konstantgeschwindigkeitsbedingung außerhalb dieser Bereiche, beispielsweise unter Mach 0,7 oder über Mach 0,9, liegen.
Lediglich als ein Beispiel können die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen bei einer Höhe entsprechen, die im Bereich von 10.000 m bis 15.000 m, beispielsweise im Bereich von 10.000 m bis 12.000 m, beispielsweise im Bereich von 10.400 m bis 11.600 m (etwa 38.000 Fuß) beispielsweise im Bereich von 10.500 m bis 11.500 m, beispielsweise im Bereich von 10.600 m bis 11.400 m, beispielsweise im Bereich von 10.700 m (etwa 35.000 Fuß) bis 11.300 m, beispielsweise im Bereich von 10.800 m bis 11.200 m, beispielsweise im Bereich von 10.900 m bis 11.100 m, beispielsweise in der Größenordnung von 11.000 m, liegt. Die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen bei einer beliebigen gegebenen Höhe in diesen Bereichen entsprechen. Lediglich als ein Beispiel können die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen Folgendem entsprechen: einer Vorwärts-Mach-Zahl von 0,8; einem Druck von 23.000 Pa und einer Temperatur von -55 °C.
So wie sie hier durchweg verwendet werden, können „Konstantgeschwindigkeit“ oder „Konstantgeschwindigkeitsbedingungen“ den aerodynamischen Auslegungspunkt bedeuten. Solch ein aerodynamischer Auslegungspunkt (oder ADP - Aerodynamic Design Point) kann den Bedingungen (darunter beispielsweise die Mach-Zahl, Umgebungsbedingungen und Schubanforderung), für die der Fanbetrieb ausgelegt ist, entsprechen. Dies kann beispielsweise die Bedingungen, bei denen der Fan (oder das Gasturbinentriebwerk) konstruktionsgemäß den optimalen Wirkungsgrad aufweist, bedeuten.
Im Betrieb kann ein Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und/oder beansprucht wird, bei den Konstantgeschwindigkeitsbedingungen, die hier an anderer Stelle definiert werden, betrieben werden. Solche Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können von den
Konstantgeschwindigkeitsbedingungen (beispielsweise den Bedingungen während des mittleren Teils des Fluges) eines Luftfahrzeugs, an dem mindestens ein (beispielsweise zwei oder vier) Gasturbinentriebwerk(e) zur Bereitstellung von Schubkraft befestigt sein kann, bestimmt werden.
Für den Fachmann ist verständlich, dass ein Merkmal oder Parameter, das bzw. der in Bezug auf einen der obigen Aspekte beschrieben wird, bei einem beliebigen anderen Aspekt angewendet werden kann, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen. Des Weiteren kann ein beliebiges Merkmal oder ein beliebiger Parameter, das bzw. der hier beschrieben wird, bei einem beliebigen Aspekt angewendet werden und/oder mit einem beliebigen anderen Merkmal oder Parameter, das bzw. der hier beschrieben wird, kombiniert werden, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen.
Es werden nun beispielhaft Ausführungsformen mit Bezug auf die Figuren beschrieben; in den Figuren zeigen: Figur 1 eine Seitenschnittansicht eines Gasturbinentriebwerks;
Figur 2 eine Seitenschnittgroßansicht eines ström aufwärtigen
Abschnitts eines Gasturbinentriebwerks;
Figur 3 eine zum Teil weggeschnittene Ansicht eines Getriebes für ein Gasturbinentriebwerk;
Figur 4 eine Querschnittsansicht eines Zahnrads mit einer Doppelverzahnung;
Figur 5 eine Querschnittsansicht eines Zahnrads mit einer Verzahnung; und
Figur 6 ein Verfahren zur Herstellung eines Zahnrads.
Figur 1 stellt ein Gasturbinentriebwerk 10 (z.B. eines Luftfahrzeugs) mit einer Hauptdrehachse 9 dar. Das Gasturbinentriebwerk 10 umfasst einen Lufteinlass 12 und ein Fan 23, der zwei Luftströme erzeugt: einen Kernluftstrom A und einen Bypassluftstrom B. Das Gasturbinentriebwerk 10 umfasst einen Kern 11 , der den Kernluftstrom A aufnimmt. Das Kerntriebwerk 11 umfasst in Axialströmungsreihenfolge einen Niederdruckverdichter 14, einen Hochdruckverdichter 15, eine Verbrennungseinrichtung 16, eine Hochdruckturbine 17, eine Niederdruckturbine 19 und eine Kernschubdüse 20. Eine Triebwerksgondel 21 umgibt das Gasturbinentriebwerk 10 und definiert einen Bypasskanal 22 und eine Bypassschubdüse 18. Der Bypassluftstrom B strömt durch den Bypasskanal 22. Der Fan 23 ist über eine Welle 26 und ein epizyklisches Planetengetriebe 30 an der Niederdruckturbine 19 angebracht und wird durch diese angetrieben.
Im Betrieb wird der Kernluftstrom A durch den Niederdruckverdichter 14 beschleunigt und verdichtet und in den Hochdruckverdichter 15 geleitet, wo eine weitere Verdichtung erfolgt. Die aus dem Hochdruckverdichter 15 ausgestoßene verdichtete Luft wird in die Verbrennungseinrichtung 16 geleitet, wo sie mit Kraftstoff vermischt wird und das Gemisch verbrannt wird. Die resultierenden heißen Verbrennungsprodukte breiten sich dann durch die Hochdruck- und die Niederdruckturbine 17, 19 aus und treiben diese dadurch an, bevor sie zur Bereitstellung einer gewissen Schubkraft durch die Düse 20 ausgestoßen werden. Die Hochdruckturbine 17 treibt den Hochdruckverdichter 15 durch eine geeignete Verbindungswelle 27 an. Der Fan 23 stellt allgemein den Hauptteil der Schubkraft bereit. Das epizyklische Planetengetriebe 30 ist ein Untersetzungsgetriebe.
Eine beispielhafte Anordnung für ein Getriebe-Fan-Gasturbinentriebwerk 10 wird in Figur 2 gezeigt. Die Niederdruckturbine 19 (siehe Figur 1) treibt die Welle 26 an, die mit einem Sonnenrad 28 des epizyklischen Planetengetriebes 30 gekoppelt ist. Mehrere Planetenräder 32, die durch einen Planetenträger 34 miteinander gekoppelt sind, befinden sich von dem Sonnenrad 28 radial außen und kämmen damit. Der Planetenträger 34 führt die Planetenräder 32 so, dass sie synchron um das Sonnenrad 28 kreisen, während er ermöglicht, dass sich jedes Planetenrad 32 um seine eigene Achse drehen kann. Der Planetenträger 34 ist über Gestänge 36 mit dem Fan 23 dahingehend gekoppelt, seine Drehung um die Triebwerksachse 9 anzutreiben. Ein Außenrad oder Hohlrad 38 mit einer Innenverzahnung, das über Gestänge 40 mit einer stationären Stützstruktur 24 gekoppelt ist, befindet sich von den Planetenrädern 32 radial außen und kämmt damit.
Es wird angemerkt, dass die Begriffe „Niederdruckturbine“ und „Niederdruckverdichter“, so wie sie hier verwendet werden, so aufgefasst werden können, dass sie die Turbinenstufe mit dem niedrigsten Druck bzw. die Verdichterstufe mit dem niedrigsten Druck (d. h. dass sie nicht den Fan 23 umfassen) und/oder die Turbinen- und Verdichterstufe, die durch die verbindende Welle 26 mit der niedrigsten Drehzahl in dem Triebwerk (d. h. dass sie nicht die Getriebeausgangswelle, die den Fan 23 antreibt, umfasst) miteinander verbunden sind, bedeuten. In einigen Schriften können die „Niederdruckturbine“ und der „Niederdruckverdichter“, auf die hier Bezug genommen wird, alternativ dazu als die „Mitteldruckturbine“ und „Mitteldruckverdichter“ bekannt sein. Bei der Verwendung derartiger alternativer Nomenklatur kann der Fan 23 als eine erste Verdichtungsstufe oder Verdichtungsstufe mit dem niedrigsten Druck bezeichnet werden.
Das epizyklische Planetengetriebe 30 wird in Figur 3 beispielhaft genauer gezeigt. Das Sonnenrad 28, die Planetenräder 32 und das Hohlrad 38 umfassen jeweils Zähne an ihrem Umfang, um ein Kämmen mit den anderen Zahnrädern zu ermöglichen. Jedoch werden der Übersichtlichkeit halber lediglich beispielhafte Abschnitte der Zähne in Figur 3 dargestellt. Obgleich vier Planetenräder 32 dargestellt werden, liegt für den Fachmann auf der Hand, dass innerhalb des Schutzumfangs der beanspruchten Erfindung mehr oder weniger Planetenräder 32 vorgesehen sein können. Praktische Anwendungen eines epizylischen Planetengetriebes 30 umfassen allgemein mindestens drei Planetenräder 32.
Das in Figur 2 und 3 beispielhaft dargestellte epizyklische Planetengetriebe 30 ist ein Planetengetriebe, bei dem der Planetenträger 34 über Gestänge 36 mit einer Ausgangswelle gekoppelt ist, wobei das Hohlrad 38 festgelegt ist. Jedoch kann eine beliebige andere geeignete Art von Planetengetriebe 30 verwendet werden. Als ein weiteres Beispiel kann das Planetengetriebe 30 eine Sternanordnung sein, bei der der Planetenträger 34 festgelegt gehalten wird, wobei gestattet wird, dass sich das Hohlrad (oder Außenrad) 38 dreht. Bei solch einer Anordnung wird der Fan 23 von dem Hohlrad 38 angetrieben. Als ein weiteres alternatives Beispiel kann das Getriebe 30 ein Differenzialgetriebe sein, bei dem gestattet wird, dass sich sowohl das Hohlrad 38 als auch der Planetenträger 34 drehen.
Jedes der Planetenräder 32 ist auf einem Lagerstift 35 des Planetenträgers 34 drehbar gelagert, vorliegend über ein Gleitlager, das im konkreten Beispiel mit einem Schmiermittel, z.B. einem Triebwerksöl, geschmiert ist. Alternativ sind die Planetenräder 32 mittels eines Kugel- oder Rollenlagers gelagert.
Es versteht sich, dass die in Figur 2 und 3 gezeigte Anordnung lediglich beispielhaft ist und verschiedene Alternativen in dem Schutzumfang der vorliegenden Offenbarung liegen. Lediglich beispielhaft kann eine beliebige geeignete Anordnung zur Positionierung des Getriebes 30 in dem Gasturbinentriebwerk 10 und/oder zur Verbindung des Getriebes 30 mit dem Gasturbinentriebwerk 10 verwendet werden. Als ein weiteres Beispiel können die Verbindungen (z. B. die Gestänge 36, 40 in dem Beispiel von Figur 2) zwischen dem Getriebe 30 und anderen Teilen des Gasturbinentriebwerks 10 (wie z. B. der Eingangswelle 26, der Ausgangswelle und der festgelegten Struktur 24) einen gewissen Grad an Steifigkeit oder Flexibilität aufweisen. Als ein weiteres Beispiel kann eine beliebige geeignete Anordnung der Lager zwischen rotierenden und stationären Teilen des Gasturbinentriebwerks 10 (beispielsweise zwischen der Eingangs- und der Ausgangswelle des Getriebes und den festgelegten Strukturen, wie z. B. dem Getriebegehäuse) verwendet werden, und die Offenbarung ist nicht auf die beispielhafte Anordnung von Figur 2 beschränkt. Beispielsweise ist für den Fachmann ohne Weiteres erkenntlich, dass sich die Anordnung von Ausgang und Stützgestängen und Lagerpositionierungen bei einer Sternanordnung (oben beschrieben) des Getriebes 30 in der Regel von jenen, die beispielhaft in Figur 2 gezeigt werden, unterscheiden würden.
Entsprechend dehnt sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk mit einer beliebigen Anordnung der Getriebearten (beispielsweise sternförmig oder epizyklisch planetenartig), Stützstrukturen, Eingangs- und
Ausgangswellenanordnung und Lagerpositionierungen aus.
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 Anwendung finden kann, können alternative Konfigurationen aufweisen. Beispielsweise können derartige Triebwerke eine alternative Anzahl an Verdichtern und/oder Turbinen und/oder eine alternative Anzahl an Verbindungswellen aufweisen. Als ein weiteres Beispiel weist das in Figur 1 gezeigte Gasturbinentriebwerk eine Teilungsstromdüse 20, 22 auf, was bedeutet, dass der Strom durch den Bypasskanal 22 seine eigene Düse aufweist, die von der Triebwerkskerndüse 20 separat und davon radial außen ist. Jedoch ist dies nicht einschränkend und ein beliebiger Aspekt der vorliegenden Offenbarung kann auch auf Triebwerke zutreffen, bei denen der Strom durch den Bypasskanal 22 und der Strom durch den Kern 11 vor (oder stromaufwärts) einer einzigen Düse, die als eine Mischstromdüse bezeichnet werden kann, vermischt oder kombiniert werden. Eine oder beide Düsen (ob Misch- oder Teilungsstrom) kann einen festgelegten oder variablen Bereich aufweisen. Obgleich sich das beschriebene Beispiel auf ein Turbofantriebwerk bezieht, kann die Offenbarung beispielsweise bei einer beliebigen Art von Gasturbinentriebwerk, wie z. B. bei einem Open-Rotor- (bei dem die Fanstufe nicht von einer Triebwerksgondel umgeben wird) oder einem Turboprop-Triebwerk, angewendet werden.
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 Figur 1) und eine Umfangsrichtung (senkrecht zu der Ansicht in Figur 1) umfasst. Die axiale, die radiale und die Umfangsrichtung verlaufen senkrecht zueinander.
Figur 4 zeigt ein Zahnrad 32, bei dem es sich vorliegend um eines der Planetenräder 32 des Getriebes 30 gemäß Figur 3 handelt.
Das Planetenrad 32 ist zweiteilig ausgebildet. Es umfasst einen Kranz 50 und eine Hülse 52.
Am Kranz 50 ist eine Außenverzahnung 51 ausgebildet. Die Außenverzahnung 51 verläuft konzentrisch zu einer Drehachse D des Planetenrads 32. Im Beispiel gemäß Figur 4 ist die Außenverzahnung 51 als Doppelverzahnung ausgebildet, die zwei parallel zur Drehachse D voneinander beabstandete Verzahnungsabschnitte aufweist. Die Doppelverzahnung ist optional als Doppelschrägverzahnung ausgebildet, z.B. mit V-förmig angeordneten Zähnen.
Zwischen den Verzahnungsabschnitten ist eine umlaufende Rille 55 ausgebildet, über welche z.B. Schmiermittel effektiv eingebracht werden kann. Wenn das Planetenrad 32 im Getriebe 30 montiert ist, dann ist es um die Drehachse D drehbar am Lagerstift 35 gelagert. Der Kranz 50 ist hohl und bildet eine Aufnahme 53 aus. Die Aufnahme 53 ist zumindest abschnittsweise kreiszylindrisch geformt. Der Kranz
50 weist in radialer Richtung R in Bezug auf die Drehachse D eine radiale Dicke dK auf. Die radiale Dicke dK des Kranzes 50 wird von einer Innenseite des Kranzes 50 (die vorliegend die Aufnahme 53 definiert) radial nach außen bis zum tiefsten Punkt eines Zahnfußbereichs zwischen zwei benachbarten Zähnen der Außenverzahnung
51 gemessen. Die radiale Dicke dK des Kranzes 50 ist z.B. gleich dem Modul m der Außenverzahnung 51, oder größer dem Modul m der Außenverzahnung 51: dK >= m. Die Hülse 52 ist in die Aufnahme 53 des Kranzes 50 eingesetzt, vorliegend mit einer Presspassung. Die Hülse 52 ist zumindest abschnittsweise, insbesondere vollständig, kreiszylindrisch ausgebildet. Ferner ist die Hülse 52 hohl und bildet eine Lageraufnahme 54 aus. Mit der Lageraufnahme 54 kann das Planetenrad 32 auf den Lagerstift 35 aufgesetzt werden. Die Hülse 53 weist in radialer Richtung R eine radiale Dicke dH auf. Die radiale Dicke dH wird von der Innenseite der Hülse 52 (die vorliegend die Lageraufnahme 54 definiert) bis zu einer Außenseite der Hülse 52 gemessen (die vorliegend in flächiger Anlage mit der Innenseite des Kranzes 50 steht).
Die radiale Dicke dH der Hülse 52 entspricht mindestens dem Modul m der Außenverzahnung 51: dh >= m, insbesondere mindestens dem 1,2-fachen des Moduls m: dH >= 1,2*m. Alternativ oder zusätzlich entspricht die radiale Dicke dH der Hülse 52 mindestens der radialen Dicke dK des Kranzes 50. Im vorliegenden Beispiel entspricht die radiale Dicke der Hülse dem 1,3-fachen des Moduls m der Außenverzahnung 51.
Die Hülse 52 erstreckt sich durch den Kranz 50 hindurch. Vorliegend weisen die Hülse 52 und der Kranz 50 entlang der Drehachse D dieselbe Breite auf.
Der Kranz 50 ist einstückig mit den Zähnen der Außenverzahnung 51 ausgebildet. Der Kranz 50 besteht aus Stahl (auch die Außenverzahnung 51 besteht aus Stahl).
Die Hülse 52 ist einstückig ausgebildet. Die Hülse 52 besteht aus einer Keramik. Die Keramik weist ein E-Modul von 350 GPa oder mehr auf, sowie eine Druckfestigkeit von 1600 MPa oder mehr. Die Keramik weist eine niedrigere Dichte auf als der Stahl.
Durch den Einsatz der Hülse 52 aus Keramik mit der vorstehend angegebenen Dicke erhält das Zahnrad 32 eine Steifigkeit, die über einer einstückigen Ausbildung des Zahnrads mit derselben Geometrie und vollständig aus Stahl liegt. Zudem ist durch den Einsatz der Keramik das Gewicht des Zahnrads 32 gegenüber einer vollständigen Ausbildung aus Stahl reduziert. Hierdurch werden die im Betrieb wirkenden Zentrifugalkräfte verringert, was eine Reduzierung des Materialeinsatzes und eine Erhöhung der Lebensdauer erlaubt. Somit ist ein besonders leichtes, belastbares und langlebiges Zahnrad 32 möglich. Im Ergebnis wird eine steifigkeitserhöhte Lagerung der Planetenräder 32 ermöglicht. In einem Test konnte eine um 70% gegenüber einem alternativen, nur als Stahl gefertigten Planetenrad erhöhte Steifigkeit erreicht werden. Die erhöhte Steifigkeit erlaubt es zusätzlich, mögliche Verformungen des Kranzes 50 durch im Betrieb auf die Zähne der Außenverzahnung 51 wirkende Kräfte zu reduzieren. Durch ein reduziertes Gewicht der Planetenräder 32 werden auch die Lagerstifte 35 weniger stark durch die dann kleineren Zentrifugalkräfte deformiert. Hierdurch kann wiederum eine verbesserte Verteilung eines Ölfilms an den Lagerstiften 35 erzielt werden.
Durch die erhöhte Steifigkeit ist es ferner möglich, geringere Spaltmaße zu wählen, sodass ein verbesserter Zahneingriff möglich ist.
Zusätzlich sind durch den Einsatz des Keramikmaterials verbesserte T rockenlaufeigenschaften möglich.
Optional umfasst/umfassen der Kranz 50 an seiner Innenseite und/oder die Hülse 52 an ihrer Außenseite eine Rändelung und/oder eine aufgeraute Oberfläche, um den Halt der beiden Teile aneinander weiter zu verbessern.
Figur 5 zeigt ein Zahnrad 132, welches in Form eines Planetenrades und analog zum Planetenrad 32 gemäß Fig. 4 ausgebildet ist, im Unterschied dazu jedoch keine Doppelverzahnung sondern eine Einfachverzahnung als Außenverzahnung 151 aufweist. Die Außenverzahnung 151 kann ebenfalls gerade oder schräg ausgebildet sein.
In Figur 5 ist ferner gezeigt, dass der Kranz 150 und die Hülse 152 mit zueinander passenden Stufen 56, 57 ausgebildet sein können. An den Stufen 56, 57 weisen der Kranz 150 und die Hülse 152 jeweils einen gegenüber benachbarten Bereichen (leicht) reduzierten Innendurchmesser auf. Die Stufen 56, 57 können an beiden gegenüberliegenden Seitenflächen des Kranzes 50 und der Hülse 52 ausgebildet sein. Die Stufen 56, 57 tragen durch einen zusätzlichen Formschluss dazu bei, dass der Kranz 50 unverlierbar an der Hülse 52 gesichert ist. In radialer Richtung R in Bezug auf die Drehachse D sind die Stufen 56, 57 weniger hoch als der Betrag, um den der Radius des Kranzes 50 beim Erwärmen für die Presspassung aufgeweitet wird. Beispielsweise liegen die Höhen der Stufen 56, 57 im Bereich von Mikrometern. Die Stufen 56, 57 sind optional.
Figur 6 zeigt ein Verfahren zur Herstellung eines Zahnrads 32, 132. Das Verfahren umfasst die folgenden Schritte:
Schritt S1: Bereitstellen des Kranzes 50, 150, der die um die Drehachse D des Zahnrads 32, 132 umlaufenden Außenverzahnung 51, 151 aufweist
Schritt S2: Bereitstellen der Hülse 52, 152, die das Keramikmaterial umfasst oder daraus besteht und in radialer Richtung R in Bezug auf die Drehachse D die radiale Dicke dH aufweist, die mindestens dem Modul der Außenverzahnung 51, 151 und/oder mindestens der radialen Dicke dK des Kranzes 50, 150 entspricht.
Die Schritte S1 und S2 können in dieser Reihenfolge, umgekehrt oder gleichzeitig durchgeführt werden.
Schritt S3: Einsetzen der Hülse 52, 152 in die Aufnahme 53 des Kranzes 50, 150 und Herstellen einer festen Verbindung zwischen der Hülse 52, 152 und dem Kranz 50, 150, und zwar vorliegend mittels einer Presspassung.
Für die Presspassung wird der Kranz erwärmt, sodass er sich ausdehnt. Die Hülse weist eine solche Größe auf, dass sie in den Kranz eingeschoben werden kann, wenn dieser erwärmt ist und infolge des Abkühlens des Kranzes in flächiger Anlage mit dem Kranz gelangt und daran unter Spannung befestigt ist. Insbesondere kann also der Kranz 50, 151 auf die Hülse 52, 152 aufgeschrumpft werden.
In dem Getriebe 30 können im Betrieb typischerweise Temperaturen zwischen -40°C und +140°C auftreten. Für den Kranz 50 und die Hülse werden Materialkombinationen gewählt, die folgende Bedingung erfüllen: das Keramikmaterial der Hülse 52, 152 weist bei den im Betrieb typischerweise auftretenden Temperaturen einen ersten thermischen Expansionskoeffizienten auf und der Stahl des Kranzes 50, 150 weist einen zweiten thermischen
Expansionskoeffizienten auf, wobei der erste thermische Expansionskoeffizient mindestens 80% des zweiten thermischen Expansionskoeffizienten beträgt, gleich groß ist wie oder größer ist als der zweite thermische Expansionskoeffizient. Insbesondere kann der erste thermische Expansionskoeffizient dem zweiten thermischen Expansionskoeffizienten +/- 60%, insbesondere +/- 19% entsprechen. Zum Beispiel ist der erste thermische Expansionskoeffizient gleich groß oder größer als der zweite thermische Expansionskoeffizient und darüber hinaus kleiner als das 1,19-fache des zweiten thermischen Expansionskoeffizienten. Hierdurch wird jeweils erreicht, dass sich die beiden Teile im Betrieb nicht voneinander lösen, wobei die letztgenannten Bedingungen zu einer besonders sicheren Verbindung führen.
Der Stahl des Kranzes 50, 150 weist z.B. einen Expansionskoeffizienten auf, der 11 bis 13 /(10L6K) beträgt.
Es versteht sich, dass die Erfindung nicht auf die oben beschriebenen Ausführungsformen beschränkt ist und verschiedene Modifikationen und Verbesserungen vorgenommen werden können, ohne von den hier beschriebenen Konzepten abzuweichen. Beliebige der Merkmale können separat oder in Kombination mit beliebigen anderen Merkmalen eingesetzt werden, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen, und die Offenbarung dehnt sich auf alle Kombinationen und Unterkombinationen eines oder mehrerer Merkmale, die hier beschrieben werden, aus und umfasst diese.
Bezugszeichenliste
9 Hauptdrehachse
10 Gasturbinentriebwerk 11 Kerntriebwerk 12 Lufteinlass
14 Niederdruckverdichter
15 Hochdruckverdichter
16 Verbrennungseinrichtung
17 Hochdruckturbine
18 Bypassschubdüse
19 Niederdruckturbine
20 Kernschubdüse 21 Triebwerksgondel 22 Bypasskanal
23 Fan
24 stationäre Stützstruktur 26 Welle
27 Verbindungswelle
28 Sonnenrad 30 Getriebe
32, 132 Planetenrad (Zahnrad)
34 Planetenträger
35 Lagerstift
36 Gestänge 38 Hohlrad 40 Gestänge
50, 150 Kranz
51, 151 Außenverzahnung
52, 152 Hülse
53 Aufnahme
54 Lageraufnahme
55 Rille
Stufe A Kernluftstrom
B Bypassluftstrom
D Drehachse dH radiale Dicke der Hülse dK radiale Dicke des Kranzes
R radiale Richtung

Claims

Ansprüche
1. Zahnrad (32, 132), umfassend:
- einen Kranz (50, 150) mit zumindest einer um eine Drehachse (D) des Zahnrads (32, 132) umlaufenden Außenverzahnung (51, 151) mit einem Modul und
- eine Hülse (52, 152), die ein Keramikmaterial umfasst oder daraus besteht und in eine Aufnahme (53) des Kranzes (50, 150) eingesetzt ist, wobei die Hülse (52, 152) in radialer Richtung (R) in Bezug auf die Drehachse (D) eine radiale Dicke (dH) aufweist, die mindestens dem Modul der Außenverzahnung (51, 151) und/oder mindestens einer radialen Dicke (dK) des Kranzes (50, 150) entspricht.
2. Zahnrad (32, 132) nach Anspruch 1, wobei die radiale Dicke (dH) der Hülse (52, 152) dem 1,2 bis 1,5-fachen des Moduls der Außenverzahnung (51, 151) entspricht.
3. Zahnrad (32, 132) nach Anspruch 1 oder 2, wobei das Keramikmaterial der Hülse (52, 152) einen ersten thermischen Expansionskoeffizienten aufweist und der Kranz (50, 150) ein Material umfasst oder daraus besteht, das einen zweiten thermischen Expansionskoeffizienten aufweist, wobei der erste thermische Expansionskoeffizient mindestens 80% des zweiten thermischen Expansionskoeffizienten beträgt, gleich groß ist wie oder größer ist als der zweite thermische Expansionskoeffizient.
4. Zahnrad (32, 132) nach Anspruch 3, wobei der erste thermische Expansionskoeffizient dem zweiten thermischen Expansionskoeffizienten +/- 19% entspricht.
5. Zahnrad (32, 132) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei der Kranz (50, 151) aus Stahl besteht.
6. Zahnrad (32, 132) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das Keramikmaterial ein E-Modul von 350 GPa oder mehr aufweist.
7. Zahnrad (32, 132) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das Keramikmaterial eine Druckfestigkeit von 1600 MPa oder mehr aufweist.
8. Zahnrad (32, 132) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei der Kranz (50, 150) ein Material umfasst oder daraus besteht, dessen Dichte größer ist als die Dichte des Keramikmaterials.
9. Zahnrad (32, 132) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei der Kranz (50, 150) durch eine Presspassung fest mit der Hülse (52, 152) verbunden ist.
10. Getriebe (30), umfassend zumindest ein Zahnrad (32, 132) nach einem der vorhergehenden Ansprüche.
11. Getriebe (30) nach Anspruch 10, wobei das Getriebe (30) ein Planetengetriebe ist und das Zahnrad (32, 132) ein Planetenrad.
12. Getriebe (30) nach Anspruch 11, umfassend einen Planetenträger (34) mit einem Lagerstift (35), wobei der Lagerstift (35) mit der Hülse (52, 152) ein Gleitlager ausbildet.
13. Gasturbinentriebwerk (10) für ein Luftfahrzeug, das Folgendes umfasst:
- ein Kerntriebwerk (11), das eine Turbine (19), einen Verdichter (14) und eine die Turbine mit dem Verdichter verbindende Kernwelle (26) umfasst;
- einen Fan (23), der stromaufwärts des Kerntriebwerks (11) positioniert ist, wobei der Fan (23) mehrere Fanschaufeln umfasst; und
- ein Getriebe (30), das von der Kernwelle (26) antreibbar ist, wobei der Fan (23) mittels des Getriebes (30) mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle (26) antreibbar ist;
- wobei das Getriebe (30) nach einem der Ansprüche 10 bis 12 ausgebildet ist.
14. Gasturbinentriebwerk (10) nach Anspruch 13, wobei:
- die Turbine eine erste Turbine (19) ist, der Verdichter ein erster Verdichter (14) ist und die Kernwelle eine erste Kernwelle (26) ist;
- das Kerntriebwerk (11) ferner eine zweite Turbine (17), einen zweiten Verdichter (15) und eine zweite Kernwelle (27), die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfasst; und
- die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle dahingehend angeordnet sind, sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle zu drehen.
15. Verfahren zur Herstellung eines Zahnrads (32, 132), insbesondere nach einem der Ansprüche 1 bis 9, umfassend die folgenden Schritte:
- Bereitstellen (S1) eines Kranzes;
- Bereitstellen (S2) einer Hülse (52, 152), die ein Keramikmaterial umfasst oder daraus besteht; und
- Einsetzen (S3) der Hülse (52, 152) in eine Aufnahme (53) des Kranzes (50, 150), wobei der Kranz (50, 150) zumindest eine um eine Drehachse (D) des Zahnrads (32, 132) umlaufende Außenverzahnung (51, 151) mit einem Modul aufweist und die Hülse (52, 152) in radialer Richtung (R) in Bezug auf die
Drehachse (D) eine radiale Dicke (dH) aufweist, die mindestens dem Modul der Außenverzahnung (51, 151) und/oder mindestens einer radialen Dicke (dK) des Kranzes (50, 150) entspricht.
16. Verfahren nach Anspruch 15, wobei bei dem Einsetzen (S3) der Hülse eine Presspassung hergestellt wird.
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