CN113757308A

CN113757308A - 平衡环几何形状

Info

Publication number: CN113757308A
Application number: CN202110551162.4A
Authority: CN
Inventors: H·佩勒兰
Original assignee: Pratt and Whitney Canada Corp
Current assignee: Pratt and Whitney Canada Corp
Priority date: 2020-06-02
Filing date: 2021-05-20
Publication date: 2021-12-07
Also published as: US11480071B2; CA3118480A1; EP3919720B1; EP3919720A1; US20210372296A1

Abstract

本公开涉及平衡环几何形状。提供了一种用于安装到飞行器发动机的轴上的环形部件组件。所述组件包括第一环形主体，所述第一环形主体具有表面，所述表面限定多个牵拉特征部，所述多个牵拉特征部从所述表面的其余部分延伸，所述牵拉特征部在所述表面上周向地间隔开。所述组件包括第二环形主体，所述第二环形主体限定平衡环，所述平衡环与所述第一环形主体同心，所述平衡环具有多个突起和在所述多个突起中的相邻突起之间的周向空间，所述周向空间容纳所述牵拉特征部，使得所述第一环形主体的所述牵拉特征部和所述突起间夹。

Description

平衡环几何形状

技术领域

本申请一般地涉及飞行器发动机，并且更具体地涉及用于飞行器发动机的转子平衡组件。

背景技术

各种类型的飞行器发动机具有转子组件或部件子组件，其包括被安装成绕轴线旋转的构件。例如，飞行器发动机通常具有联接在一起的构件，用于相互作用和/或支撑或互连发动机的其它构件。这些复杂的组件可能需要适当的平衡以限制发动机操作期间的旋转振动。在发动机体积包络（envelope）的有限空间内用合适的平衡构件来平衡这种组件和子组件以实现这一点可能是繁重的。

发明内容

在一个方面，提供了一种用于飞行器发动机的旋转部件组件，其包括：环形主体，所述环形主体被构造成可移除地固定到所述飞行器发动机的轴，所述环形主体具有沿其周向设置的多个牵拉特征部；以及平衡环，所述平衡环被构造成可移除地安装到所述轴，所述平衡环与所述环形主体同心，所述平衡环具有周边和沿着所述周边的部分，所述部分与所述多个牵拉特征部间夹（intercalate）。

在另一方面，提供了一种用于安装到飞行器发动机的轴上的组件，所述组件包括：平衡环，所述平衡环具有周边表面，所述周边表面限定沿着所述周边表面的多个相邻的突起，周向空间被限定在所述突起之间，所述平衡环限定与所述平衡环的所述突起和所述周向空间的体积对应的第一环形体积包络；以及环形主体，所述环形主体具有与所述平衡环径向对准的部分，所述环形部件具有周边表面，所述周边表面限定沿着所述周边表面的多个相邻的突出部，周向空间被限定在所述突出部之间，所述环形部件限定与所述环形部件的所述突出部和所述周向空间的体积对应的第二环形体积包络，所述平衡环和所述环形部件相对于彼此安装，使得所述第一和第二环形体积包络的至少一部分重叠。

在另一方面，提供了一种用于安装到飞行器发动机的轴上的环形部件组件，所述组件包括：第一环形主体，所述第一环形主体具有表面，所述表面限定多个牵拉特征部，所述多个牵拉特征部从所述表面的其余部分延伸，所述牵拉特征部在所述表面上周向地间隔开；以及第二环形主体，所述第二环形主体限定平衡环，所述平衡环与所述第一环形主体同心，所述平衡环具有多个突起和在所述多个突起中的相邻突起之间的周向空间，所述周向空间容纳所述牵拉特征部，使得所述第一环形主体的所述牵拉特征部和所述突起间夹。

附图说明

现在参考附图，附图中：

图1是根据一个实施例的飞行器发动机的示意性横截面图；

图2是根据一个实施例的诸如图1中所示的飞行器发动机的旋转部件组件的示意性局部剖视图；

图3是根据一个实施例的在图2的平面P中截取的旋转部件组件的环形主体的示意性前视图；

图3A是图3的环形主体的一部分的放大示意图；

图3B是在图3A的平面B-B中截取的示意性局部剖视图；

图4是根据一个实施例的在图2的平面P-P中截取的平衡环和环形主体组件的示意性前视图；

图4A是图4的平衡环和环形主体组件的一部分的放大示意图；

图4B是在图4A的C-C平面中截取的示意性局部剖视图；

图5是图4的平衡环和环形主体组件的平衡环的示意性前视图；并且

图5A是图5的平衡环的一部分的放大示意图。

具体实施方式

图1示出了优选地设置成用于亚音速飞行的类型的燃气涡轮发动机10，其通常包括以串行流动连通的风扇12、压缩机区段14、燃烧器16以及涡轮区段18，通过风扇12推动环境空气，压缩机区段14用于对空气进行加压，在燃烧器16中，压缩空气与燃料混合并且被点燃以用于产生热燃烧气体的环形流，涡轮区段18用于从燃烧气体提取能量。还示出了发动机10的中心纵向轴线11。虽然图1示出了燃气涡轮发动机10，但是本公开的主题可形成其它类型的飞行器发动机或动力设备的一部分，例如涡轮螺旋桨发动机、内燃发动机（例如，旋转发动机）或发动机的组合（或“发动机单元”），其可包括电动马达，例如在用于飞行器的混合动力设备中的电动马达。

诸如图1的燃气涡轮发动机10的飞行器发动机通常包括一个或多个轴或旋转部件，其安装成绕旋转轴线（例如轴线11或其它旋转轴线）旋转。在一些实施例中，（一个或多个）这种轴可形成飞行器发动机的（一个或多个）转子的一部分。例如，图1的燃气涡轮发动机10包括在压缩机区段14和/或涡轮区段18中的（一个或多个）转子20”。一个或多个旋转轴形成转子20”的（一个或多个）部分。利用转子安装件将转子20”支撑在发动机10中，从而允许旋转和/或轴向运动，图1示出了两个不同的轴。例如，压缩机区段14和涡轮区段18可各自具有单个轴或并联或串联的多个独立的轴区段，根据涡轮发动机的类型，这些轴或轴区段从属地或独立地旋转，并且这些轴或轴区段以许多合适的方式安装到燃气涡轮发动机10。

被安装成绕飞行器发动机中的旋转轴线旋转的轴或其它旋转部件可以经由（一个或多个）轴承安装在发动机中。可能期望避免或限制旋转部件的不平衡。旋转部件组件的不平衡可能是由于例如制造能力、公差或可变性。因此，旋转部件的组件可能需要平衡以减少和/或限制这种不平衡。参考图2，示出了旋转部件组件20，其可以是飞行器发动机的转子20”的一部分，飞行器发动机可以是图1的发动机10。旋转部件组件20包括多个部件，其安装到彼此以便绕旋转轴线共同旋转。这些部件中的一个或多个被构造成平衡旋转部件组件20，如将在稍后讨论的。

在所示实施例中，旋转部件组件20包括沿轴S轴向堆放在环形主体40之间的轴承30。如所示，轴承30包括彼此径向间隔开的内环31和外环32以及滚动元件33（例如滚子、滚珠），在图2中示出一个滚动元件33的横截面，其可旋转地安装在内环31和外环32之间。滚子保持架34可设置在内环31和外环32之间，并且接合滚子元件33以限制滚动元件33相对于内环31和外环32的轴向运动。在其它实施例中，可考虑其它的轴承构造，例如作为一种可能性的轴颈轴承。

轴S（其可以是图1所示的发动机轴19中的一个）被安装成经由至少轴承30绕轴线X旋转。在一些情况中，轴线X可以对应于发动机10的中心纵向轴线11。轴S和旋转部件组件20因此可以旋转，并且如上面所讨论的，可能期望旋转部件组件20的平衡以限制和/或补偿旋转运动不平衡。旋转部件组件20包括适于连接在轴S上的环形部件组件20’。组件20’包括环形主体40中的一个并且包括平衡环50。组件20’也可称为平衡环和环形部件（部件或主体）组件。如所示，环形主体40和平衡环50相对于彼此同心地安装。配重60可以例如通过铆接或通过其它紧固件（例如螺栓、螺钉等）固定到平衡环50。例如参见图2中将配重60紧固到平衡环50的铆钉RV。在一个实施例中，在不具有这种配重或具有一个或多个配重60的情况下，通过平衡环50来实现平衡。

平衡环50经由间隔件SP绕轴S安装，间隔件SP与轴S和平衡环50相交界。如所示，平衡环50和间隔件SP是同心的，并且都连接到轴S。在其它实施例中，平衡环50可以与轴S直接接触，即没有中间的间隔件SP。发动机内的有限空间可能要求组件20’的紧凑性。许多部件必须装配在发动机内的有限空间内。这可能是由于设计更紧凑的发动机的趋势。因此，旋转部件组件或子组件（例如旋转部件组件20’）的径向紧凑性可能是期望的。环形主体40和平衡环50可以被成形为一旦安装在发动机中就限制组件20’的径向覆盖区。如后面将描述的，环形主体40和平衡环50的部分适于间夹，例如以节省给定体积包络内的径向空间。平衡环50的几何形状适于与环形主体40中的一个相互作用，如将在后面讨论的。

环形主体40的几何形状可以根据实施例而变化。在所描绘的实施例中，环形主体40形成密封滑道组件的一部分。环形主体40是这种密封滑道组件的前滑道40F和后滑道40R。前滑道40F和后滑道40R是关于它们在发动机取向中沿轴线X的相对位置而命名的。如所示，前滑道40F和后滑道40R限定了轴承腔BC的壁。前滑道40F和后滑道40R沿轴线X设置在轴承30的相对侧。

如所示，前滑道40F和后滑道40R可限制轴承30相对于轴S的轴向运动。前滑道40F安装成与轴S的径向止动部RS轴向邻接。径向止动部RS可以是与轴S成一体的径向壁或者是固定到轴S的单独部件。前滑道40F被示出为与径向止动部RS直接轴向接触。在其它实施例中，可以设想在径向止动部RS和前滑道40F之间的中间部件。在一些实施例中，前滑道40F与轴S以紧密装配关系安装，以限制前滑道40F相对于轴S的轴向位置。后滑道40R轴向地邻接抵靠轴承30，在此情况下，邻接抵靠其内环31。在其它实施例中，在后滑道40R和轴承30的内环31之间可存在中间部分。在一些实施例中，后滑道40R与轴S以紧密装配关系安装。

如所示，前滑道40F和后滑道40R形成轴承腔BC的壁。如所示，轴承30设置在轴承腔BC中。轴承腔BC可以容纳用于冷却和/或润滑目的的润滑剂。如所示，至少轴承30的旋转元件33与轴承腔BC的润滑剂流体连通。轴承腔BC被密封以限制润滑剂泄漏到轴承腔BC之外。尽管轴承腔BC限定了包围轴承30的密封腔，但润滑剂可被引导通过一个或多个沟道，所述沟道被限定成穿过围绕轴承腔BC的部件的壁。

在组装期间，前滑道40F和后滑道40R可被加热而热膨胀。前滑道40F和后滑道40R可在处于加热状态时绕轴S安装，使得当冷却时，前滑道40F和后滑道40R可紧密地装配在轴S上。为了有利于从轴S拆卸前滑道40F和/或后滑道40R，例如用于维护或更换轴S上的部件（例如更换轴承30），前滑道40F和/或后滑道40R具有牵拉特征部41。这种牵拉特征部41可具有不同的构造，这将参考一些实施例和附图进行讨论。

参考图3、3A和3B，示出了具有多个牵拉特征部41的环形主体40。环形主体40具有限定牵拉特征部41的表面41’。这种环形主体40可以是上面讨论的前滑道40F或后滑道40R中的一个。在所示实施例中，图3、3A和3B的环形主体40是后滑道40R。在这种情况下，限定牵拉特征部的表面41’是径向向内的表面。这种表面41’可以是径向向外的表面，例如对于图2中示出的前滑道40F上的牵拉特征部41。例如当环形主体40紧密配合地安装在轴S上时，在从轴S拆卸环形主体40期间，牵拉工具PT可以用于接合牵拉特征部41中的一个或多个，以相对于轴S轴向地牵拉环形主体40，以使环形主体40平移而脱离与轴S的轴向接合。这在图3B中通过牵拉工具PT和牵拉方向PD示出。应理解，牵拉工具PT是示意性的，并且可具有各种形状和构造，只要其适于将力施加到一个或多个牵拉特征部41上以使环形主体40平移而脱离与轴S的接合。还应理解，在一些情况中，取决于例如部件组件20’的几何形状，可能更适合于推环形主体40以与轴S脱离接合。用于移除环形主体40的工具将相应地被适配。

如图3所述并且如图3A的放大图所示，牵拉特征部41限定多个径向延伸的突出部41A。突出部是描述这种特征的其中一种表达方式，其它表达方式包括齿、突起、锯齿状物。在一个实施例中，突出部41A呈锯齿状图案。多个突出部41A沿环形主体40周向设置。周向空间42被限定在相邻突出部41A之间（见图3A）。在所示实施例中，在径向平面P中观察，突出部41A径向向内延伸。在其它实施例中，突出部41A可径向向外延伸。例如，环形主体40（例如图2的前滑道40F）可具有径向向外延伸的牵拉特征部41。这样，在一些实施例中，作为另一种可能性，后滑道40R可具有与前滑道40F类似地构造的牵拉特征部41。

如图3A所示，环形主体40可限定环形体积包络V1。体积包络V1对应于由突出部41A和周向空间42占据的体积。在平面P中，如所示，体积包络V1可以限定在与突出部41A的基部41C相切的弧和与突出部41A的径向末端41D相切的弧之间的环形带。当在图3B中观察时，体积包络V1在轴向方向上延伸。因此，牵拉特征部41可以在由所述体积包络V1限定的体积内。类似地，如后面所讨论的，平衡环50也可以限定环形体积包络。如将在后面讨论的其它附图中示出的，牵拉特征部和平衡环50的这些相应的环形体积包络的至少一部分可以重叠。

取决于实施例，突出部41A可具有不同形状或者可以是相同的。例如，突出部41A中的一个或多个的形状可以与其它突出部不同。在所描绘的实施例中，突出部41A具有梯形形状。当在平面P中观察时（见图3B），突出部41A具有在相对的斜切表面之间延伸的顶表面。如所示，空间42具有与相邻突出部41A相同的横截面形状。这在其它实施例中可以不同。在图3A中，突出部41A相对于彼此周向地且均等地间隔开。取决于实施例，沿着环形主体40的圆周的突出部41A中的仅仅一些或者所有突出部可相对于彼此周向地且均等地间隔开。在其它实施例中，突出部41A和空间42的几何形状可以不同。

图3B示出了环形主体40沿图3A的平面B-B的横截面。图3A所示的环形主体40的视图是沿与图2不同的横截面截取的，并且为了更清楚的视图，没有平衡环50。如所示，此处示出为突出部41A的牵拉特征部41限定了用于与牵拉工具PT轴向接合的牵拉面41B。在所描绘的实施例中，牵拉面41B径向向内延伸。牵拉面41B可以是基本平的，如所示。牵拉面41B可以不同地成形，例如限定凹面。在一些实施例中，牵拉面41B可以至少部分地在轴向方向上（例如，沿着牵拉方向PD）延伸。例如，牵拉面41B可以相对于轴线X倾斜地延伸。轴向空间43被限定在牵拉面41B和环形主体40的相对面向的壁之间。这种空间43的尺寸可以被设置成允许用牵拉工具PT接近牵拉面41B。

可能期望减小牵拉特征部41和牵拉特征部41径向下方的轴S之间的径向距离RD。限制这种径向距离可以有利于紧密配合的环形主体40从轴S脱离接合，而不会使环形主体40由于施加在其上的牵拉力而变形（或具有有限的变形）。径向距离RD可以是径向覆盖区RFP的20%到90%。在特定实施例中，这种径向距离RD不大于环形主体40的径向覆盖区RFP的50%±10%，这可有助于保持紧密配合界面和轴向牵拉力之间的有限距离，这进而可有助于限制环形主体40在牵拉期间的变形。

如上所述，环形主体40和平衡环50的部分适于在给定的体积包络内间夹。参考图4和图4A的放大视图，环形主体40和平衡50以组装状态示出。环形主体40和平衡环50相对于彼此同心地布置。平衡环50相对于环形主体40的轴向位置使得牵拉特征部41和平衡环50径向对准（见图4B）。换句话说，牵拉特征部41的至少一部分和平衡环50的一部分在共同的径向平面中重合。这种径向平面可以被称为组件20'的平衡平面，参考平衡环50在旋转部件组件20内或在子组件20'内的位置来命名。

如所示，牵拉特征部41的部分与平衡环50的部分间夹。在所描绘的实施例中，并且在后面关于其它附图所参考的实施例中，平衡环50具有周边50'，以及沿着所述周边50'的部分，所述部分适于与牵拉特征部41间夹。在所描绘的实施例中，平衡环50限定了多个突起51，其径向向外延伸，这里沿着外周边，尽管在其它实施例中突起51可以沿着内周边。突起51可被称为突出部、齿、锯齿状物等。多个突起51周向地间隔开。周向空间52被限定在相邻的突起51之间。在图4A中，这种周向空间52被相应的牵拉特征部41占据。周向空间52适于容纳牵拉特征部41。这样，牵拉特征部41和突起51可以周向地间夹。

类似于上面关于牵拉特征部41所讨论的，平衡环50可限定环形体积包络，被示出为V2（也参见图5A，这将在后面讨论）。环形体积包络V2对应于由平衡环50的突起51和周向空间52占据的体积。如所示，平衡环50的体积包络V2可限定在与突起51的基部51C相切的弧和与突起51的径向末端51D相切的弧之间延伸的环形带。这样，可以看出平衡环50的部分穿入牵拉特征部41的体积包络V1，反之亦然。

在一些实施例中，牵拉特征部41的几何形状可对应于周向空间52的形状。换句话说，在一些实施例中，它们各自的轮廓线可具有相同的起伏（relief）。因此，牵拉特征部41可以在周向空间52内配准或配合。在其它实施例中，牵拉特征部41的几何形状可以不与周向空间52的形状对应。然而，牵拉特征部41和/或突起51的几何形状和/或周向空间52的形状可不同于所示的形状。例如，它们各自的轮廓线可以是弯曲的或圆形的，例如以限定波形轮廓。

牵拉特征部41和平衡环50的体积包络V1、V2的径向重叠（或者在一些实施例中的部分重叠）可以允许更大的径向紧凑性，这可以减小最外部件的总直径，在这里，最外部件是环形主体40。减小最外部件的总直径可以导致飞行器发动机内的给定体积包络内的径向空间利益。这种径向空间利益可进而有益于减轻部件子组件20'的重量和/或减小部件子组件20'的总体积。在一些情况中，这种径向空间利益可允许产生更多的空的空间，从而增加可专用于冷却区的发动机内部体积。在一些情况中，这种径向空间利益可允许平衡环50具有比没有牵拉特征部41和间夹构造时的直径更大的直径。

参考图5和图5A的放大视图，单独示出了平衡环50的实施例。如所示，并且如前面所讨论的，平衡环50具有相对于平衡环50的中心径向向外延伸的突起51。突起51具有在斜切或倾斜表面51F之间延伸的顶表面51E。顶表面51E可以是平的，例如以沿着直线延伸，或者如所示，它可以遵循平衡环50的周边50’的曲率（或切线51D）。在其它实施例中，顶表面51E和/或倾斜表面51F可以是弯曲的或圆形的，例如以限定半球形形状，或者具有不规则形状，例如犬牙交错的形状。

在一些实施例中，突起51中的至少一个可以具有与其它突起不同的形状。在所描述的实施例中，平衡环50包括三个不同形状的突起51，其被称为元件53。如所示，在一个实施例中，这些不同形状的突起53的不同之处在于它们各自的顶表面51E具有比其它突起51更大的弧长AL。在其它实施例中，它们的弧长AL可以比其它突起51的弧长更短。作为另一种可能性，这些不同形状的突起53可以是弯曲的或圆形的，而其它突起51可以具有图5A所示的构造。可以有其它可能性。具有这些不同形状的突起53可以限定“组装防错特征部”和/或“同步特征部（clocking feature）”。例如，环形主体40中的周向空间42可以被有意地以不同方式成形以容纳这些不同形状的突起53，因此需要平衡环50相对于环形主体40的预定位置和/或取向以允许相互组装。（一个或多个）不同形状的突起53可以是允许达到期望取向的同步特征部和/或允许以单一方式组装平衡环50的组装防错特征部。例如，在一些实施例中，（一个或多个）不同形状的突起53可允许平衡环50从一侧或另一侧安装，同时仍保持期望的顺时针取向，而在其它实施例中，（一个或多个）不同形状的突起53可允许平衡环50安装在相对于环形主体40的独特的位置，即一侧和一个期望的顺时针取向，如将被称为“防误防错（poke-yoke）”装置。例如，可以通过具有三个或更多个不均匀分布的突起51或者通过具有不对称形状的单个突起51来实现防误防错构造。

例如，配重可以在沿着平衡环50的圆周的期望位置处联接到平衡环50，以平衡/抵消子组件20’的测得的不平衡。本文将不进一步描述不平衡测量方法。一言以蔽之，转子组件20或部件子组件20’的不平衡可以用实验方式或用数值方式确定。然后，可以将配重安装在平衡环50上，以（至少部分地）补偿这种不平衡。可以以各种方式将诸如图2所示的配重60的配重联接到平衡环50上。在所描绘的实施例中，平衡环50包括适于将配重60联接到平衡环50的孔54。例如，配重60可经由孔54铆接或以其它方式紧固到平衡环50。在所描绘的实施例中，平衡环50包括对于每个突起51的至少一个孔54。在该特定情况中，每个不同形状的突起53有两个孔，并且每个其它突起51有一个孔。这在其它实施例中可以不同。每个孔54的中心轴线位于离平衡环50的中心相同的径向距离处，但这仅是一种可能性。

本文件中描述的实施例提供了本技术的可能实施方式的非限制性示例。在阅读本公开后，本领域普通技术人员将会认识到，在不背离本技术的范围的情况下，可以对本文描述的实施例进行改变。例如，平衡环可以相对于环形主体径向向外安装，例如上面讨论的间夹特征可以与图中所示的相比径向倒过来。

观察到，间夹可以被描述为如下情形：由各种实施例的向内的牵拉特征部共同限定的最小直径小于由平衡环的向外的突出部共同限定的最大直径。相反的布置也是可能的，即由平衡环的向内的突出部共同限定的最小直径小于由向外的牵拉特征部共同限定的最大直径。

本公开可以应用于相对于彼此同心安装的任何环形部件。例如，第一环形部件和第二环形部件可以彼此同心，第一部件所具有的外周边形状适于容纳第二部件的内周边的部分或者与第二部件的内周边的部分间夹，使得第一部件的最外部分可以穿入第二部件的体积包络中和/或反之亦然。鉴于本公开，本领域普通技术人员可以实现进一步的修改，这些修改将在本技术的范围内。

Claims

1. 一种用于飞行器发动机的旋转部件组件，包括：

环形主体，所述环形主体被构造成可移除地固定到所述飞行器发动机的轴，所述环形主体具有沿其周向设置的多个牵拉特征部；以及

平衡环，所述平衡环被构造成可移除地安装到所述轴，所述平衡环与所述环形主体同心，所述平衡环具有周边和沿着所述周边的部分，所述部分与所述多个牵拉特征部间夹。

2.如权利要求1所限定的旋转部件组件，其中，所述平衡环的所述周边是外周边。

3.如权利要求1所限定的旋转部件组件，其中，与所述多个牵拉特征部间夹的所述部分中的至少一个具有与所述部分中的其它部分不同的形状。

4.如权利要求1所限定的旋转部件组件，其中，沿着所述周边的所述部分限定向外延伸的多个突起，并且被限定在所述突起中的相邻突起之间的周向空间适于容纳所述牵拉特征部。

5.如权利要求4所限定的旋转部件组件，其中，所述周向空间和所述牵拉特征部具有轮廓线，所述轮廓线具有对应的起伏。

6.如权利要求1所限定的旋转部件组件，其中，沿着所述周边的所述部分限定多个突起，所述平衡环具有穿过其限定的对于每个突起的至少一个孔，所述平衡环具有至少一个配重，所述至少一个配重经由铆接穿过所述孔中的一个而可移除地固定到所述平衡环。

7.如权利要求1所限定的旋转部件组件，其中，所述牵拉特征部是径向向内延伸的突出部。

8.如权利要求7所限定的旋转部件组件，其中，所述突出部各自限定径向向内延伸的牵拉面，所述牵拉面被构造成轴向地接合牵拉工具。

9.如权利要求7所限定的旋转部件组件，其中，轴向空间被限定在所述牵拉面和所述环形主体的相对面向的壁之间。

10. 一种用于安装到飞行器发动机的轴上的组件，所述组件包括：

平衡环，所述平衡环具有周边表面，所述周边表面限定沿着所述周边表面的多个相邻的突起，周向空间被限定在所述突起之间，所述平衡环限定与所述平衡环的所述突起和所述周向空间的体积对应的第一环形体积包络；以及

环形主体，所述环形主体具有与所述平衡环径向对准的部分，所述环形部件具有周边表面，所述周边表面限定沿着所述周边表面的多个相邻的突出部，周向空间被限定在所述突出部之间，所述环形部件限定与所述环形部件的所述突出部和所述周向空间的体积对应的第二环形体积包络，所述平衡环和所述环形部件相对于彼此安装，使得所述第一和第二环形体积包络的至少一部分重叠。

11.如权利要求10所限定的组件，其中，所述第一和第二环形体积包络的全部重叠。

12.如权利要求10所限定的组件，其中，所述平衡环的所述周边表面是外周边表面，所述突起从所述周边表面的其余部分径向向外延伸。

13.如权利要求10所限定的组件，其中，当在径向平面中观察时，所述突起具有在倾斜表面之间延伸的顶表面。

14.如权利要求10所限定的组件，其中，所述突起中的至少一个的形状不同于所述突起中的至少一些其它突起。

15.如权利要求10所限定的组件，其中，所述突起彼此均等地周向间隔开。

16.如权利要求10所限定的组件，其中，所述平衡环具有穿过其限定的对于每个突起的至少一个孔，所述平衡环具有配重，所述配重通过紧固穿过所述孔所述配准中的一个而可移除地固定到所述平衡环。

17.如权利要求10所限定的组件，其中，所述平衡环的所述周向空间和所述突出部具有对应的形状。

18.如权利要求10所限定的组件，其中，所述环形主体的所述周向空间和所述突起具有对应的形状。

19.如权利要求10所限定的组件，其中，所述环形主体的所述周边表面是径向向内的表面，使得所述突出部从所述周边表面径向向内延伸。

20. 一种用于安装到飞行器发动机的轴上的环形部件组件，所述组件包括：

第一环形主体，所述第一环形主体具有表面，所述表面限定多个牵拉特征部，所述多个牵拉特征部从所述表面的其余部分延伸，所述牵拉特征部在所述表面上周向地间隔开；以及

第二环形主体，所述第二环形主体限定平衡环，所述平衡环与所述第一环形主体同心，所述平衡环具有多个突起和在所述多个突起中的相邻突起之间的周向空间，所述周向空间容纳所述牵拉特征部，使得所述第一环形主体的所述牵拉特征部和所述突起间夹。