阅读说明：本技术 具有风扇转子和驱动低压压缩机轴的减速齿轮箱的涡轮机 (Turbomachine having a fan rotor and a reduction gearbox driving a shaft of a low-pressure compressor ) 是由 凯文·莫嘉娜·勒马钱德 吉勒斯·阿兰·玛丽·查理尔 娜塔莉·诺瓦克斯基 N·J·J·唐托 马 于 2018-05-02 设计创作，主要内容包括：一种涡轮机,该涡轮机包括函道式风扇、低压涡轮轴和被容纳在风扇与低压涡轮轴之间的壳体中的减速齿轮箱,风扇转子向主流和次级流供应空气流并且包括直径为D1的毂部,其中,-风扇转子的直径D3大于82英寸(2.08米),-风扇的压力比介于1.10至1.35之间,涡轮机包括与风扇分开的低压压缩机,减速齿轮箱被插入在风扇转子与低压压缩机的涡轮轴之间,并且其中,减速齿轮箱的壳体的外直径D2大于毂部的直径D1,减速齿轮箱的圈的节圆直径D4介于风扇转子的直径的0.15倍至0.35倍之间。(A turbine comprising a ducted fan, a low pressure turbine shaft and a reduction gearbox housed in a housing between the fan and the low pressure turbine shaft, the fan rotor supplying airflow to a primary and a secondary flow and comprising a hub having a diameter D1, wherein-the diameter D3 of the fan rotor is greater than 82 inches (2.08 meters), -the pressure ratio of the fan is between 1.10 and 1.35, the turbine comprising a low pressure compressor separate from the fan, the reduction gearbox being interposed between the fan rotor and the turbine shaft of the low pressure compressor, and wherein the outer diameter D2 of the housing of the reduction gearbox is greater than the diameter D1 of the hub, the pitch diameter D4 of the ring of the reduction gearbox being between 0.15 and 0.35 times the diameter of the fan rotor.)

具有风扇转子和驱动低压压缩机轴的减速齿轮箱的涡轮机

技术领域

本发明涉及涡轮机的领域。

背景技术

寻求使与航空运输相关的污染排放物最小化还涉及提高推进系统的效率，更具体地，提高表征该效率的推进率，通过该推进系统将与穿过发动机的空气连通的能量转换为有用的推力。

首先影响该推进效率的元件是那些与推进系统的低压部分相关的元件，这些元件直接有助于产生推力：低压涡轮、低压传动系统、风扇转子和对该风扇转子的流进行引导的次级通道。

对于提高推进效率已知的引导原理在于降低风扇压缩率，从而降低发动机输出流速度以及降低由与该发动机输出流速度相关的动能导致的损失。

这种发动机输出流速度的降低导致的主要后果之一是：必须向低压部分(次级流)提供更大质量空气流率，以便确保由飞机的特性确立的给定的推力水平：这因此会导致发动机旁通比的提高。

这种次级流率的提高的直接影响是需要增大风扇的直径，因此需要增大包围该风扇的保持壳体的外部尺寸以及构成实际壳体的空气动力学封壳的机舱的外部尺寸。因此，在离地间隙受到限制的背景下，关于在飞行器机翼下方整合尺寸逐渐增大的推进系统的能力的问题越来越尖锐。

除了尺寸方面，旁通比的提高、特别是经由显著地增加风扇壳体的质量，使推进系统的质量处于不利的状态，该风扇壳体的尺寸被设定成在叶片结构弹出的情况下用于离心保持。

因此，已经注意到，尽管最高的旁通比意味着更好的推进效率，但是最高的旁通比却伴随着在质量、阻力以及在机翼下方进行安装的难度方面的大的缺点，使得大部分的预期增益受到这些要素的阻碍。

该范例的替代方案是摆脱低压部分的整流罩的概念：因此，所构成的推进结构的名称为涡轮螺旋桨发动机(在独特的非整流型的低压转子的情况下，作为螺旋桨)，或者名称为当前使用的“开放转子”(在两个对转式低压转子的情况下，作为对转式螺旋桨)。虽然，这种替代结构能够摆脱次级部分的当前不存在的整流罩的质量和摩擦阻力的限制，但是这种替代结构仍然引起了其他问题：首先，缺少整流罩使得认证环境关于低压转子叶片的潜在弹出非常不同，并且需要考虑关于转子的更复杂的技术(例如，“故障保护”叶片)，其次，缺少围绕低压部分的整流罩使得该低压部分的转子的空气动力学操作对飞行条件(尤其是速度)的变化非常敏感，并且降低了飞行器的最大允许飞行速度。最后，缺少整流罩导致比具有整流罩的解决方案的流率低得多的特定流率，从而对于给定的推力水平，这导致比具有整流罩的解决方案大得多的外部尺寸，从而加剧了机身结构在尺寸平面上的安装难度。

虽然，对于以低速至中速飞行(区域/短程飞行)的平均尺寸的飞行器而言，对低压部分的整流罩的完全取消被认为是一个可接受的选择，但是对于更高的推力等级(中长程)而言，对低压部分的整流罩的完全取消似乎引起了太多的弊端，就所涉及的驾驶员而言难以对这种飞行器的飞行速度能力进行公开探讨。

从文献WO2014/143248中已经知道具有高的旁通比的涡轮机结构包括风扇、低压涡轮轴以及被容纳在风扇与低压涡轮轴之间的壳体中的减速齿轮箱。

风扇转子的直径介于80英寸至110英寸之间的范围内，而风扇的压力比介于1.15至1.24之间的范围内。

在该文献中，涡轮机不包括与风扇分开的低压压缩机。

从申请WO2015/012923中进一步已知涡轮机包括风扇、低压压缩机以及被容纳在风扇与低压压缩机之间的壳体中的减速齿轮箱。

然而，该文献完全没有考虑具有极低压力比的风扇。

此外，与文献WO2014/143248类似的申请WO2015/01292提供了一种整流罩，该整流罩限定了在风扇的上游和下游的进气口和次级喷嘴。

发明内容

本发明的总体目的在于提出一种能够克服现有技术的缺点的解决方案。

特别地，本发明的目的在于提出一种解决方案，该解决方案能够确保与具有极低压力比的慢速风扇转子联接的低压涡轮的效率。

特别地，本发明的目的在于提出一种结构，其中减速齿轮箱被***位于风扇转子与低压压缩机涡轮轴之间的风扇毂部内：

-而不过度影响风扇的内半径，

-同时对于具有极低压力比的慢速风扇转子而言在所有临界条件下与所述涡轮机的操作兼容。

本发明的另一目的在于提出一种函道式风扇转子的解决方案，其中，整流罩的质量和阻力影响受到限制。

特别地，本发明的目的在于提出一种结构，该结构使得整流罩基本上能够确保风扇转子周围的空气动力学边界功能，而不具有对风扇的上游气流的导向作用(通常由空气输入保证的作用)和/或不具有对风扇转子下游的压力场进行控制的作用(通常由次级喷嘴保证的作用)。

此外，另一目的在于提出一种具有整流罩的解决方案，尽管风扇的下游不具有门或推力反向格栅，但是该整流罩基本上确保了空气动力学边界功能，从而能够起到“反向”功能。

本发明的另一目的在于提出一种具有有限的声发射的解决方案，即使减小的整流罩的尺寸使得难以物理整合标准的吸声处理。

根据一个方面，本发明提出了一种函道式风扇、低压涡轮轴和被容纳在风扇与低压涡轮轴之间的壳体中的减速齿轮箱，风扇转子向主流和次级流供应空气流并且包括直径为D1的毂部，其中，

-风扇转子的直径大于82英寸(2.08米)，

-风扇的压力比介于1.10至1.35之间的范围内，

其特征在于，该涡轮机包括与风扇分开的低压压缩机，减速齿轮箱被***在风扇转子与低压压缩机涡轮轴之间，并且，减速齿轮箱的壳体的外直径D2大于毂部的直径D1，减速齿轮箱的圈的节圆直径介于风扇转子的直径的0.15倍至0.35倍之间的范围内。

这种减速齿轮箱能够确保低压涡轮的效率。

这种减速齿轮箱的尺寸和位置防止了不可接受的体积。

这种减速齿轮箱允许与毂比兼容的整合，从而允许风扇的马赫数/流率对。

根据另一方面，涡轮包括紧凑的机舱。

更具体地，机舱是包围风扇转子的保护式整流罩，所述整流罩相对于所述转子呈现出有限的长度。

以这种方式，机舱被缩减到其最基本的功能，整流罩仅赋予了该机舱围绕风扇转子的空气动力学边界功能。

该机舱既不在所述转子的上游延伸也不在所述转子的下游延伸并且包括空气动力学整流罩，该空气动力学整流罩的尺寸被设置成确保防止叶片弹出。

对风扇转子的上游的流进行导向的功能(具体地由进气口发挥的作用)受到抑制。

类似地，用于控制下游压力场的功能(先前由次级喷嘴发挥的作用)以及进行反向推力的功能(先前由整合在机舱中的特定系统发挥的作用)受到抑制。

此外，叶片有利地具有可变的安装角(calage)。

这允许根据飞行条件从风扇的操作点进行操控。实际上，值得注意的是，具有极低压力比的风扇与次级喷嘴(该次级喷嘴的一个关键作用是对风扇的操作点在其场中的位置进行操控)的缺失的联合导致风扇操作线在低高度条件与高高度条件之间的高可变性；这种情况在地面条件下可能会导致操作困难(在喘振期间缺乏回旋余地)，并且根据飞行条件从风扇的操作点进行操控的操控装置被证明是必要的。

可选地，可变安装角可以被构造成允许推力反向操作。

因此，通过使叶片在其安装轴线上旋转来实现推力反向。

在此值得注意的是，当为风扇叶片提供可变安装角时，可能会出现多个问题。

通常，在涡轮机中，流的内部部分勾画了通过涡轮机的轴线上的圆锥的顶端的圆弧并且终止于穿过风扇的低压压缩机的端部处。

当安装角被修改时，流在叶片根部处的形成导致出现大的行进。

圆柱形或圆锥形的流的互补叶片尖端的典型切口在叶片尖端与整流罩之间产生了非常重要的间隙，该间隙对于允许非接触式的安装角变化是必不可少的，但是该间隙会导致显著的效率损失。

在涡轮机具有极低压力比的慢速风扇转子的情况下，这些效率损失(诸如所产生的声学噪声)是尤其不可接受的。

因此，根据另一方面，本发明提出了一种涡轮机，其中，被限定在整流罩与毂部之间的流在叶片根部处是基本上圆柱形的，毂部在叶片根部处的倾斜角度为零或者小于5°。

另外，整流罩在叶片尖端处具有球形的环形加强件，叶片尖端具有大致互补的形状(叶片尖端的切口为略微小于壳体球形的球形)。

当涡轮机处于其最大地面状态时，球形的环形加强件的壁与叶片尖端之间的通过叶片结构的尖端处的弦长而无量纲的平均间隙(沿着叶片尖端的平均间隙值)低于0.35％。该平均间隙在涡轮机的巡航状态下低于0.65％。

所谓的平均间隙在此是指沿着叶片尖端的平均间隙值。

值得注意的是，弦长等于轮廓的长度，也就是说，弦长等于前缘与后缘之间的最小距离。尖端处的弦长是位于前缘的尖端处的端部与位于后缘的尖端处的端部之间的距离。

同样，巡航状态被定义为介于涡轮机标称状态的85％至100％之间的范围内。巡航阶段始于飞行器的爬升的顶部处并且终止于飞行器的下降阶段的开始。

附图说明

本发明的其他特征和优点通过仅是说明性的而非限制性的以下描述将变得更清晰，并且应当根据附图来阅读以下说明，在附图中：

-图1是截面图(半视图)的示意图，示出了将风扇减速齿轮箱整合在根据本发明的可能实施例的涡轮机中；

-图2示出了具有球形的叶片尖端的构造示例；

-图3a和图3b示出了在叶片根部处的弦长的定义以及在叶片根部与整流罩的壁之间的间隙；

-图4示出了用于借助于保持楔形物将叶片保持在槽室中的结构。

具体实施方式

图1中所示的涡轮机T呈现出具有函道式风扇的结构，该函道式风扇具有被称为UHBR(Ultra High By-Pass Ratio)的超高旁通比。

该涡轮机包括机舱1、风扇转子2以及被限定在壳体5中的主流3。

图1中还示出了涡轮机的中间压缩机壳体8、中间涡轮壳体9以及排气壳体10。

机舱1是紧凑的并且特别具有减小的长度。特别地，该机舱不整合位于风扇上游或下游的进气口或次级喷嘴。

该机舱也不整合推力反向机构。

该机舱的主要功能是确保涡轮机的空气动力学整流罩和风扇扇叶/叶片的保持，并且仅为此目的来设定该机舱的尺寸。

整流器组件4被***在机舱1与壳体5之间并且能够保持所述机舱1。

在可能的实施例中，机舱1的一部分可以与飞行器上已经存在的表面(诸如，例如机翼下部)共同制成。

风扇转子2的叶片是具有可变安装角(calage)(机构6a)的叶片6。

可以特别地对叶片6的安装角进行控制，以在操作时驱动风扇。实际上，风扇的极低压力比会引起地面条件与飞行条件之间的周期参数的非寻常幅度的变化，特别是在涡轮运行温度HP和喷嘴膨胀比方面。

对叶片的安装角进行控制使得能够适配于这些运行条件偏差。

另外，对叶片的安装角进行控制用于确保飞行器的制动作用或者有助于该制动作用。

风扇转子2的直径D3是大的：该直径D3大于82英寸(2.08米)，优选地介于90英寸(2.29米)至150英寸(3.81米)之间。

风扇压力比(FPR)是低的：介于1.10至1.35之间的范围内。

考虑到这种尺寸设定，转子2的旋转速度是低的。

因此，减速齿轮箱7被设置成用于驱动低压涡轮的轴A。

该减速齿轮箱7允许高的低压涡轮状态：介于转子2的状态的3.5倍至8倍之间，优选地介于该转子的速度状态的5倍至6倍之间。减速比和待传递的扭矩限定了减速齿轮箱的体积(encombrement)。在此，减速齿轮箱7是周转轮式的，因此，该减速齿轮箱的减速比由下式定义：1+(圈的齿数/中心太阳齿轮的齿数)。待传递的扭矩限定了齿的最小尺寸和中心太阳齿轮的最小直径。然而，在此，减速齿轮箱的功率应该介于10MW至40MW之间。因此，圈的节圆直径D4针对这种减速比而言进行整合是复杂的并且介于风扇直径的0.15倍至0.35倍之间的范围内。

以标准的方式通过将在风扇叶片6的尖端处的径向分量投影到在叶片的根部处穿过该叶片的前缘的径向直线上来确定风扇的直径D3。

毂比被定义为风扇叶片6的根部处的在叶片结构的前缘处测量的内半径(在叶片结构具有可变安装角的情况下在该叶片结构的设计安装角处)与叶片6的前缘的外半径之比，该内半径与外半径投影到相同的直线上。为了确保涡轮机的良好效率，将毂比限制为最大，由此毂部的直径介于风扇直径的0.25倍至0.35倍之间的范围内。

特别地，风扇的基部处的半径可以介于300mm至600mm的范围内。

为了整合具有高的减速率的减速齿轮箱，同时保持最小的可能的毂比，而不影响主流的空气动力学特性，包围减速齿轮箱的壳体(壳体9)包括有限的外延部分。特别地，外直径(减速齿轮箱的壳体9的直径D2)与风扇毂部10的直径D1之间的比例大于1(D2>D1)且介于1至1.10之间、优选地低于1.04。

该比例同时允许主流3所需的空气动力学形式以及允许减速齿轮箱的运行部(例如，排油部)和风扇的运行部(变节距系统)的整合，同时保持尽可能低的毂比。其中整合有减速齿轮箱的进气壳体特别笨重，因为该进气壳体必须保持减速齿轮箱、借助于滚珠轴承对由风扇产生的轴向推力进行吸收并且保持低压轴。

此外，减速齿轮箱的进气功率介于10MW至40MW之间的范围内(在起飞时(@T/O)-高度为0、马赫数介于0.15至0.28之间的范围内))。

因此，构成的推进系统满足以下目标：

-由于风扇具有极低压力比，使得推进效率最大化；

-对于中程和长程应用而言，在推力和飞行速度的等级的燃料消耗方面具有竞争力(在起飞条件0m/零空速/ISA条件下，推力>15000lbf；0.65<巡航马赫数<0.9)。

整流罩(机舱1)允许最小的阻力，并且在质量上有利。

图2中所示的具有可变安装角的叶片6的构造特别令人感兴趣，特别是以实现推力反向功能。

在这种构造中，整流罩1与毂部10之间的流11在叶片的根部处、即在毂部10处是基本上圆柱形的，以便限制流行进，同时避免复杂的叶片形式。

更具体地，毂部10在叶片根部处的斜率(图2中的虚线)相对于涡轮机的轴A的轴线成零角度或小于5°的角度。

另外，叶片6在其尖端处呈现出大致球形或基本上球形的形状(前缘与后缘之间可能存在叶片尖端处的半径的微小差异)。这种大致球形的形状自身被接纳在在整流罩1的壁上形成的球形的环形加强件中，从而有助于限定流11。

图2示出了与叶片尖端处的这种大致球形的形状相对应的球体S的圆弧以及整流罩1的壁上的球形加强件。球体S的该圆弧以涡轮机的轴A的轴线与叶片的安装轴线(图2中的轴线C)之间的交点为中心。球体S的该圆弧的半径对应于风扇转子在叶片尖端处的最大半径。

在叶片尖端处的球形切口防止叶片尖端处的接触，而不论叶片6的安装取向如何。实际上，叶片尖端在球形的环形加强件中完美地转动，该环形加强件在整流罩1的壁上接纳该叶片尖端，而没有任何阻挡或产生明显的间隙。

这样，使得效率损失最小化。

已经在图3a中示出了叶片尖端与整流罩1的壁之间的间隙J。

在叶片6与整流罩1之间设置的该间隙应该能够吸收叶片在操作中尺寸的变化。

当发动机接近其最大地面状态(地面红线)时，平均间隙低于尖端处的弦长(图3a和图3b中的双箭头Co)的0.35％。在巡航状态下飞行期间，该平均间隙可以达到该弦长的0.65％。

值得注意的是，弦长对应于轮廓的长度，也就是说，该弦长对应于前缘与后缘之间的最短距离(图3b)。尖端处的弦长是位于前缘的尖端处的端部与位于后缘的尖端处的端部之间的距离Co(图3a)。

此外，例如一旦叶片根部处的保持楔形物被移除，平均间隙还应该允许叶片6的拆卸以及这些叶片相对于发动机的离开。

实际上，已知的是，为了维护风扇叶片，通常在该风扇叶片的内端部处设置有根部，该根部轴向地接合在风扇盘的槽室中并且在径向上由盘齿保持。楔形物被***在每个叶片根部与相应的槽室的底部之间。例如在申请FR3034130中描述了叶片在风扇盘上的组装/拆卸的示例。

其上示出有叶片6的楔形物的示例在图4中示出，该叶片的根部12轴向地接合在转子盘D的槽室13中。楔形物14被布置在槽室13的底部与叶片根部12之间。

叶片的楔形物14的径向外部面贴合叶片根部12，而所述楔形物14的径向内部面贴合槽室13的底部。这些楔形物14是相对平坦的并且在槽室的底部的整个长度上延伸。因此，为了维护和防止过早磨损，在每个叶片根部与相应的槽室的底部之间***楔形物。

间隙J(图3a)被设置成用于叶片6的组装/拆卸。

为此，应该确保在叶片尖端在前缘处的半径与叶片尖端在安装轴线C处的最大半径之间的高度差小于叶片尖端处的间隙空间(叶片尖端与有助于限定流11的整流罩1的壁之间的间隙)与叶片根部的下方的楔形物的高度之和。

同样，安装轴线C可能不会精确地垂直于轴A的轴线，而是可能会略微地向上游或下游倾斜。