包括用于轴向和径向保持风扇的装置的飞行器涡轮发动机用组件的制作方法

1.本发明涉及飞行器涡轮发动机领域，特别是涉及双流和/或双体涡轮发动机，例如涡轮喷气发动机。
2.本发明特别是涉及包括由减速器驱动的风扇的涡轮发动机。


背景技术：

3.在飞行器涡轮发动机中，已知提供由减速器驱动的风扇，以限制风扇相对于低压体的转速。在所谓的行星构造中，减速器包括由低压体驱动的内环形件、附接到涡轮发动机定子的行星架和与风扇轴接合的外齿环。行星齿轮与周转齿轮系的内环形件和外环形件啮合。这种构造例如从文献wo 2019/158883中已知。
4.风扇轴通常由轴承轴向保持，轴承本身由连接到涡轮发动机定子部分的轴承支撑件支撑。轴承包括止动件，该止动件防止风扇轴沿从下游到上游的方向轴向移动。
5.在轴承或轴承支撑件发生故障的情况下，风扇存在沿上游方向轴向移动的风险。因此，需要提供限制/避免这种风险的构造。


技术实现要素：

6.为了解决这个问题，本发明的主题首先是一种用于飞行器涡轮发动机的组件，该组件包括风扇；减速器，该减速器驱动风扇并且位于风扇的下游；中间壳体，该中间壳体包括内部环形结构，该内部环形结构在内部界定腔体，该腔体至少部分地容纳减速器，减速器包括配备有行星架的周转齿轮系，行星架的一个环形件通过主保持装置固定到中间壳体的内部环形结构。
7.根据本发明，该组件包括行星架的环形件相对于中间壳体的内部环形结构的次级保持装置，该次级保持装置包括：
[0008]-从中间壳体的内部环形结构径向向内突出的第一突出部，该第一突出部围绕涡轮发动机的纵向轴线彼此沿周向间隔开，每个第一突出部具有凹部，该凹部径向向内开口、轴向向下游开口且沿第一圆周方向周向地开口，并且由三个面界定，该三个面分别为轴向保持面、径向保持面以及周向保持面；
[0009]-从行星架的环形件径向向外突出的第二突出部，该第二突出部围绕涡轮发动机的纵向轴线彼此沿周向间隔开，并且与第一突出部成对地配合，使得每个第二突出部部分地容纳在位于该第二突出部下游的与该第二突出部相关第一突出部的凹部中。
[0010]
本发明通过在形成嵌齿型连接的径向突出部之间建立配合止动来以简单可靠的方式解决该问题。特别地，通过轴向和径向地保持减速器的行星架，在风扇轴的支撑轴承发生故障或该轴承的支撑件发生故障的情况下，风扇也相对于中间壳体的内部环形结构轴向和径向地保持。因此，本发明巧妙地使得能够作用在减速器的行星架上来防止/限制风扇在发生故障的情况下的轴向和径向移动。
[0011]
此外，第一径向突出部和第二径向突出部之间的配合也有利地确保了减速器/风扇的扭矩向中间壳体的内部环形结构的传递。通过径向突出部沿圆周方向的该扭矩传递可以连续地观察到或仅在发生上述故障的情况下可以观察到。第一突出部和第二突出部之间的周向间隙优选地为零或非常小，但替代性地，在不脱离本发明的范围的情况下，该周向间隙可以更大。
[0012]
然而，第一径向突出部和第二径向突出部之间的轴向间隙和径向间隙优选地更大，以便在涡轮发动机的正常运行期间限制振动向减速器的传递。
[0013]
本发明优选地提供以下被单独地或结合地考虑的任选特征中的至少一个。
[0014]
如上所述，该组件构造成使得在涡轮发动机的正常运行构造中，在每个第二突出部和径向保持面之间限定径向间隙，该径向保持面界定与该第二突出部配合的第一突出部的凹部，和/或在每个第二突出部和界定该凹部的轴向保持面之间限定轴向间隙，和/或在每个第二突出部和界定该凹部的周向保持面之间限定周向间隙。
[0015]
优选地，中间壳体的内部环形结构与第一突出部优选地通过铸造制成一体件。
[0016]
优选地，主保持装置包括为径向向外开口的u形的大致形状的柔性半段环形部件，u形件的上游腿附接到行星架的环形件，并且u形件的下游腿附接到中间壳体的内部环形结构的凸缘，该凸缘径向向内突出。
[0017]
优选地，第一突出部的数量在三个至十五个之间，优选地在六个至十个之间。
[0018]
优选地，周转齿轮系包括与行星架的行星齿轮啮合的外齿环，外齿环与风扇轴接合。
[0019]
优选地，风扇轴由轴承支撑，该轴承确保该风扇轴沿从下游到上游的方向的轴向保持。
[0020]
优选地，轴承由轴承支撑件支撑，轴承支撑件固定到组件的定子部分，优选地固定到中间壳体的内部环形结构。
[0021]
优选地，中间壳体还包括外部环形结构，该外部环形结构通过径向臂连接到内部环形结构，这两个内部环形结构和外部环形结构之间的环形空间形成涡轮发动机的主流路径的一部分。
[0022]
本发明的另一主题是一种包括这种组件的飞行器涡轮发动机，该涡轮发动机优选地是双流双体涡轮喷气发动机。
[0023]
本发明的其他特征和优点在下面给出的非限制性详细描述中给出。
附图说明
[0024]
该描述将参照附图给出，其中：
[0025]
[图1]示出了根据本发明的涡轮喷气发动机的示意性侧视图；
[0026]
[图2]更详细地示出了减速器的放大视图，该减速器装配到上图所示的涡轮喷气发动机上；
[0027]
[图3]是形成根据本发明的优选实施例的组件的一体部分的中间壳体的前视图，该组件用在图1的涡轮喷气发动机中；
[0028]
[图4]是组件的一部分的透视图；
[0029]
[图5]是从不同角度观察的组件的一部分的透视图；和
[0030]
[图6]是从另一个角度观察的组件的一部分的透视图。
具体实施方式
[0031]
参照图1，示出了一种双流双体涡轮喷气发动机1，该涡轮喷气发动机优选具有高涵道比。涡轮喷气发动机1通常具有气体发生器2，在气体发生器2的两侧上布置有低压压缩机4和低压涡轮12，该气体发生器2包括高压压缩机6、燃烧室8和高压涡轮10。在下文中，术语“前”和“后”沿与涡轮喷气发动机内部气体的主流方向相反的方向14定义，该方向14平行于涡轮喷气发动机的纵向轴线3。相反，术语“上游”和“下游”根据涡轮喷气发动机内部气体的主流方向(标记为15)定义。
[0032]
低压压缩机4和低压涡轮12形成低压体，并且通过以轴线3为中心的低压轴11而彼此连接。类似地，高压压缩机6和高压涡轮10形成高压体，并且通过以轴线3为中心并围绕低压轴11布置的高压轴13而彼此连接。轴由滚柱轴承(未示出)支撑，滚柱轴承通过布置在油室中而被润滑。这同样适用于风扇轴17，也称为风扇轮轴，风扇轴17由多个滚柱轴承19支撑，该多个滚柱轴承19中的一个在图1中部分地表示。因此，该滚柱轴承19支撑风扇轴17，该滚柱轴承19包括轴向止动件21，该轴向止动件21防止轴17和风扇15相对于涡轮喷气发动机的定子部分轴向地向上游移动。因此，该滚柱轴承是用于沿轴向方向轴向地保持风扇的轴承19，该轴承也称为止推轴承。该滚柱轴承本身由轴承支撑件44支撑，轴承支撑件44固定到涡轮喷气发动机定子部分。
[0033]
涡轮喷气发动机1在气体发生器2和低压压缩机4的前面还包括单个风扇15，该风扇在此直接布置在发动机的空气入口锥体的后面。风扇15可围绕轴线3旋转，并由风扇壳体9包围。风扇15经由风扇轴17由减速器20驱动，这使得风扇15能够以低于低压体的速度旋转。
[0034]
此外，涡轮喷气发动机1限定了旨在由主流16a流过的主流路径16以及旨在由位于主流径向外侧的次级流18a流过的次级流路径18，其中将来自风扇的流分开。
[0035]
在风扇15的下游，在次级流路径18中，设置一圈导向轮叶，在这种情况下，导向轮叶是出口导向轮叶(outlet guide vane，ogv)24。这些定子轮叶24将外壳体元件(这里是外壳23)连接到内壳体元件(这里对应于中间壳体25)，内壳体元件轴向地布置在两个压缩机4和6之间。优选地，轴承支撑件44固定到中间壳体25上，优选地在中间壳体25的内部环形结构的上游端上或附近固定到该结构上。
[0036]
参照图1和图2，现将描述减速器20，减速器20包括周转齿轮系。更准确地说，该周转齿轮系包括与内行星齿轮36(也称为中心齿轮或内环形件)啮合的行星齿轮34。行星齿轮34还与外行星齿轮38(也称为外环形件)啮合。内行星36和外行星38与涡轮喷气发动机的轴线3同轴。每个行星齿轮34安装成可围绕枢轴40自由旋转，并且枢轴40与行星架42成一体。
[0037]
在该行星减速器20中，内环形件36与低压轴11旋转连接，低压轴形成齿轮系的输入。行星架42固定到涡轮喷气发动机的定子部分，而外齿环38接合到风扇轴17，从而形成周转齿轮系的减速输出。
[0038]
本发明涉及涡轮喷气发动机组件50，其包括风扇15、布置在风扇下游的减速器20，以及中间壳体25。参照图1和图3，中间壳体25具有内部环形结构52，该内部环形结构在内部界定以轴线3为中心的腔体54，该腔体54容纳减速器20的至少一部分。壳体20还包括外环形
结构56，该外环形结构通过径向臂58连接到内部环形结构，径向臂58彼此沿周向间隔开。这两个内部环形结构52和外部环形结构56之间的环形空间形成涡轮喷气发动机的主流路径16的一部分。
[0039]
参照图3至图6，首先指出的是，行星架42的环形件60通过主保持装置62固定到内部环形结构52。这包括柔性的、大致呈u形的径向向外开口的半段环形件。u形件的上游腿64固定(优选地通过一周向排螺栓)到行星架的环形件60。类似地，u形件的下游腿66固定(也优选地通过一周向排螺栓)到中间壳体25的内部环形结构52的凸缘68上。凸缘68位于内部环形结构52的下游端，径向向内突出，从而在下游界定腔体54。
[0040]
由于大致u形的主保持装置62的柔性，来自涡轮喷气发动机的定子部分的振动被部分过滤掉，并且不传递到减速器20，这有利地提高了减速器的寿命，特别是在齿的磨损方面。在涡轮喷气发动机的正常运行期间，基本上是轴向和径向振动，这些振动被大致u形的主保持装置62过滤掉，并且不传递到行星架42的环形件60。
[0041]
在风扇15的轴向保持发生故障(例如由于滚柱轴承19或其轴承支撑件44发生故障)的情况下，存在该风扇向前移动的风险。为了克服这一缺点，本发明的特征中的一个特征是使用行星架的环形件60的次级保持装置，该次级保持装置能够在发生诸如以上描述的那些故障的故障的情况下在上游轴向保持风扇。此外，该次级保持装置70不仅构造成限制环形件60/风扇15相对于中间壳体的内部环形结构52的轴向移动，而且也在风扇显著不平衡的情况下限制径向移位。此外，该次级保持装置70还设计成确保减速器/风扇的扭矩朝向中间壳体25的内部环形结构52的传递。沿圆周方向的该扭矩传递可以连续地观察到或仅在发生上述类型的故障的情况下可以观察到。
[0042]
为了实施次级保持装置70，首先将第一突出部72a设置成从中间壳体的内部环形结构52径向向内突出。第一突出部72a围绕轴线3彼此沿周向间隔开。第一突出部具有沿圆周方向均匀间隔开的嵌齿或齿的形式，嵌齿或齿例如以六个至十个的数量提供。第一突出部72a与中间壳体25的整个内部环形结构52优选地通过铸造制成一体件。
[0043]
每个第一突出部72a具有形成在该突出部的远端处的凹部74。凹部74径向向内开口、轴向向下游开口且在第一圆周方向(例如在前视图中为顺时针方向)上周向开口。面对这三个开口，凹部74由三个面界定，分别是轴向保持面76、径向保持面78以及周向保持面80。这三个相邻的保持面76、78、80基本上彼此垂直，因此它们形成了一种旨在与第二突出部72b配合的一种主干角(coin de malle)，从而形成次级保持装置70的一体部分。
[0044]
实际上，第二突出部72b从行星架的环形件60径向向外突出，优选地与该同一环形件制成一体件。第二突出部72b围绕轴线3彼此沿周向间隔开。第二突出部也具有嵌齿或齿的形式，嵌齿或齿以与第一突出部72b相同的数量提供并且沿圆周方向均匀间隔开。
[0045]
第二突出部与第一突出部72a成对配合，使得每个第二突出部72b的远端部分地接纳在位于该第二突出部下游的与第二突出部相关的第一突出部72a的凹部74中。
[0046]
第一突出部72a和第二突出部72b的角度延伸优选地相同或相似。
[0047]
在涡轮喷气发动机的正常运行构造中，在每个第二突出部72b和相关第一突出部的径向保持面78之间限定出径向间隙r1。该间隙r1很小，例如在0.5mm至5mm之间。类似地，在每个第二突出部72b和相关第一突出部的轴向保持面76之间限定相同大小的轴向间隙r2。然而，优选地，在每个第二突出部72b和界定凹部74的周向保持面80之间不设置周向间
隙，或者仅设置小于间隙r1和r2的小间隙。
[0048]
在支撑风扇轴17的滚柱轴承19或轴承支撑件44发生故障的情况下，风扇15倾向于相对于涡轮喷气发动机的定子部分向前移动。这种移动首先导致减速器20的定子元件和转子元件彼此发生接触，从而耗散与风扇相关的一些能量。风扇的这种移动主要传递到行星架42的环形件60，行星架的环形件的向前移动通过使用第一突出部72a和第二突出部72b之间的可能的轴向间隙r2来快速停止，在观察到的故障之后，第一突出部72a和第二突出部72b形成变得有效的嵌齿状连接。如果这种故障导致风扇的更大的不平衡，但仍然受到次级保持装置70的这种功能的限制，这同样适用于径向间隙r1的使用。此外，次级保持装置70通过第二突出部72b和界定凹部74的周向保持面80之间的配合，继续确保在故障情况下扭矩的传递。
[0049]
因此，本发明使得可以为风扇的轴向保持发生故障的问题提供一种紧凑而简单的解决方案。
[0050]
当然，本领域技术人员可以对仅通过非限制性示例描述的本发明进行各种修改，本发明的范围由所附权利要求限定。

技术特征：
1.一种用于飞行器涡轮发动机的组件(50)，所述组件包括风扇(15)；减速器(20)，所述减速器驱动所述风扇并且位于所述风扇的下游；中间壳体(25)，所述中间壳体包括内部环形结构(52)，所述内部环形结构在内部界定腔体(54)，所述腔体至少部分地容纳所述减速器，所述减速器包括配备有行星架(42)的周转齿轮系，所述行星架的一个环形件(60)通过主保持装置(62)固定到所述中间壳体的内部环形结构(52)，其特征在于，所述组件包括所述行星架的环形件(60)相对于所述中间壳体的内部环形结构(52)的次级保持装置(70)，所述次级保持装置包括：-从所述中间壳体的内部环形结构(52)径向向内突出的第一突出部(72a)，所述第一突出部围绕所述涡轮发动机的纵向轴线(3)彼此沿周向间隔开，每个第一突出部(72a)具有凹部(74)，所述凹部径向向内开口、轴向向下游开口且沿第一圆周方向周向地开口，并且由三个面界定，所述三个面分别为轴向保持面(76)、径向保持面(78)以及周向保持面(80)；-从所述行星架的环形件(52)径向向外突出的第二突出部(72b)，所述第二突出部围绕所述涡轮发动机的纵向轴线(3)彼此沿周向间隔开，并且与所述第一突出部(72a)成对配合，使得每个第二突出部(72b)部分地容纳在位于所述第二突出部下游的与所述第二突出部相关的第一突出部的凹部(74)中。2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述组件构造成使得在所述涡轮发动机的正常运行构造中，在每个第二突出部(72b)和径向保持面(78)之间限定径向间隙(r1)，所述径向保持面界定与所述第二突出部配合的所述第一突出部的凹部(74)，和/或在每个第二突出部(72b)和界定所述凹部(74)的轴向保持面(76)之间限定轴向间隙(r2)，和/或在每个第二突出部(72b)和界定所述凹部的周向保持面(80)之间限定周向间隙。3.根据权利要求1或2所述的组件，其特征在于，所述中间壳体(25)的内部环形结构(52)与第一突出部(72a)制成一体件。4.根据前述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，所述主保持装置(70)包括大致径向向外开口的u形柔性半段环形部件，u形件的上游腿(64)固定到所述行星架的环形件(60)，并且所述u形件的下游腿(66)固定到所述中间壳体的内部环形结构(52)的径向向内突出的凸缘(68)。5.根据前述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，所述第一突出部(72a)的数量在三个至十五个之间，优选在六个至十个之间。6.根据前述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，所述周转齿轮系包括与所述行星架的行星齿轮(34)啮合的外齿环(38)，所述外齿环(38)连接到风扇轴(17)。7.根据权利要求6所述的组件，其特征在于，所述风扇轴(17)由轴承(19)支撑，所述轴承确保所述风扇轴沿从下游到上游的方向的轴向保持。8.根据权利要求7所述的组件，其特征在于，所述轴承(19)由轴承支撑件(44)支撑，所述轴承支撑件附接到所述组件的定子部分，优选地附接到所述中间壳体(25)的内部环形结构(52)。9.根据前述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，所述中间壳体(25)还包括外部环形结构(56)，所述外部环形结构通过径向臂(58)连接到所述内部环形结构(52)，这两个内部环形结构和外部环形结构之间的环形空间形成所述涡轮发动机的主流路径(16)的一部分。
10.一种飞行器涡轮发动机(1)，所述飞行器涡轮发动机包括根据前述权利要求中任一项所述的组件(50)，所述涡轮发动机优选地是双流双体涡轮喷气发动机。

技术总结
本发明涉及一种用于飞行器涡轮发动机的组件(50)，该组件包括风扇(15)、减速齿轮(20)和中间壳体(25)，该中间壳体包括内部环形结构(52)，该内部环形结构容纳配备有行星架(42)的周转齿轮系。根据本发明，该组件包括用于行星架的齿环(60)的次级保持装置(70)，该装置包括：第一突出部(72a)，该第一突出部从内部环形结构(52)径向向内突出，每个第一突出部(72a)具有径向向内、轴向向下且沿第一方向周向地开口的凹部(74)；-第二突出部(72b)，该第二突出部从行星架的齿环(60)径向向外突出，并且与第一突出部(72a)配合，使得每个第二突出部部分地容纳在与该第二突出部相关并且在该第二突出部下游的第一突出部的凹部(74)中。出部下游的第一突出部的凹部(74)中。出部下游的第一突出部的凹部(74)中。


技术研发人员：蒂埃里
受保护的技术使用者：赛峰飞机发动机公司
技术研发日：2021.09.01
技术公布日：2023/5/23