CN115244279A - 柔性截锥形输入轴 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于推进系统(1)的轴(15)，该轴被构造成使减速机构(12)围绕旋转轴线(X)旋转，该轴(15)包括：‑第一端部(16)，第一端部被构造成与减速机构(12)的输入齿轮(14)接合，‑第一波形部(17)和第二波形部(18)，第一波形部(17)和第二波形部(18)围绕旋转轴线(X)旋转地对称，第一波形部(17)在第一端部(16)与第二波形部(18)之间延伸，以及‑截锥形主体(19)，截锥形主体机械地连接第一波形部(17)和第二波形部(18)。

Description

柔性截锥形输入轴

技术领域

本发明涉及航空推进系统的领域，更确切地，涉及具有用于驱动风扇的减速机构的双流推进系统。

背景技术

在气体的流动方向上，双流推进系统从上游到下游通常包括风扇、主环形流动空间以及次环形流动空间，次环形流动空间相对于主流在外部。因此，由风扇吸入的空气的质量被分成主流和次级流，主流在主流动空间中流通，次级流与主流同中心并且在次级流动空间中流通。风扇(或螺旋部)可以具有涵道并且被固定在风扇壳体中，或作为变型，风扇为无涵道的单个风扇(Unducted Single Fan，USF)类型的。风扇叶片可以是固定的或者具有可变桨距角，匀场由桨距改变机构根据飞行阶段来调节。

主流动空间穿过主体，该主体包括一个或多个压缩机级(例如，低压压缩机(或助推器)和高压压缩机)、燃烧室、一个或多个涡轮级(例如，高压涡轮和低压涡轮)以及气体排放喷嘴。通常，高压涡轮通过第一轴(被称为高压轴)驱动高压压缩机旋转，而低压涡轮通过第二轴(被称为低压轴)驱动低压压缩机和风扇旋转。通常，低压轴被容纳在高压轴中的特定区部上。

为了提高推进系统的推进输出，降低推进系统的比耗量以及由风扇发出的噪声，提出了具有高涵道比的推进系统，涵道比即次级流的流量与主流的流量之比。在此，高涵道比是指涵道比大于10，例如约15或20，或者甚至更高，例如在涡轮机的风扇为无涵道式的涡轮机的情况下约40或80。

为了实现这种涵道比，风扇与低压涡轮解联接，从而独立地、有效地优化风扇与低压涡轮各自的旋转速度。通常，解联接是通过减速机构(例如周转减速机构或行星减速机构)来实现的，减速机构被布置在低压轴的上游端部与风扇之间。风扇由低压轴通过减速机构和附加轴(被称为风扇轴)驱动，附加轴被固定在减速机构与风扇的盘之间。

因此，该解联接降低了风扇的转速和压力比，并且提高了由低压涡轮获取的功率。

如本身已知的，这种减速机构通常包括：

-被称为太阳齿轮的中心小齿轮，推进系统的驱动轴(通常是低压轴)可以连接到中心小齿轮，

-环形齿轮，环形齿轮与太阳齿轮共轴，以及

-行星齿轮，行星齿轮被安装在行星架上，每个行星齿轮一方面与太阳齿轮啮合，另一方面与环形齿轮啮合。

特别地，输出轴(通常为风扇轴)可以由环形齿轮或行星架中的一个驱动旋转，另一个相对于减速机构的壳体固定。

然而，包括减速机构的推进系统在交界部处可能会遇到需要协调的一些困难：

-适当水平的刚性/柔性限制了减速机构的部件内部的过载，部分地由外部不对准(管理不对准的问题)(特别是驱动轴和太阳齿轮之间的不对准)产生的过载。

-减速机构的(涉及与不对准相关联的特定应力的)部件(特别是转子部件(和与扭矩移动相关联的扭转相结合的旋转弯曲型应力))的良好机械强度。

-连结部(例如太阳齿轮、行星齿轮以及环形齿轮的齿或轴的槽)的机械强度以及连结部对不对准的恢复的贡献。

-减速机构的轴向体积的优化(对马达长度的影响)。

-减速机构的不同部件之间的功能间隙。

-最佳的安装和模块化条件。

-考虑到柔性件的总体复杂形式，进行柔性件制造的能力。

为了补偿在驱动轴和减速机构之间的任何可能的不对准，已经建议在驱动轴和输入小齿轮之间增加被称为柔性轴的轴，该轴被构造成对与减速机构的过载和马达组件动态情况相一致的柔性规范进行响应。为此，轴包括由管状筒部隔开的两个直的角接部，管状筒部和角接部是一体的，即整体的。角接部起弹簧的作用，每个角接部在轴的弯曲型旋转中相对于角接部的理论旋转轴线具有柔性，而筒部是刚性的(在使用条件下在旋转和弯曲时不可变形)。轴还包括上游端部和下游端部，上游端部承载槽并且被构造成与和太阳齿轮相关联的齿接合，下游端部被构造成固定到驱动轴上，例如靠近推进系统的轴承。由于筒部是刚性的，轴能够传递由推进系统的驱动轴(通常为由低压涡轮驱动的低压轴)施加的扭矩。然而，扭矩的这种传递在轴上产生了被称为“静态”机械载荷或“平均”机械载荷的机械载荷。此外，角接部被构造成补偿驱动轴(在轴的下游端部的区域中)与减速机构的太阳齿轮(在轴的上游端部的区域中)之间的不对准。但是这些不对准在轴上产生具有大量循环的旋转弯曲表现，以及被称为“动态”载荷的交替载荷(因为交替载荷随着轴的旋转而变化)。

因此，轴的尺寸设计必须通过从轴的几何形状和筒部与角接部之间的惯性分布的视角寻找最佳折衷来考虑这些动态载荷和静态载荷，以优化轴的机械强度和使用寿命裕度。更确切地，筒部必须足够刚性以限制静态载荷，而角接部必须足够柔软以限制动态载荷。

然而，似乎静态最大载荷与最大动态载荷集中在轴的同一区域中，特别地集中在轴的上游端部与相邻角接部之间的交界区域中(参见所附的图7中的由方框框出的区域)。静态载荷和动态载荷集中在轴的同一位置显著地降低了轴的使用寿命裕度。

发明内容

本发明的目的是提出针对上述缺点的解决方案，特别是提供轴的机械强度的鲁棒性，并且仍然符合柔性规范。

为此，根据本发明的第一方面，提出了一种用于推进系统的轴，该轴被构造成驱动减速机构围绕旋转轴线旋转，所述轴包括：

-第一端部，第一端部被构造成与减速机构的输入小齿轮接合，

-第一角接部和第二角接部，第一角接部和第二角接部围绕旋转轴线旋转地对称，第一角接部在第一端部与第二角接部之间延伸，以及

-筒部，筒部机械地连接第一角接部和第二角接部。

特别地，轴的筒部在静止(即没有任何外部应力)时是截锥形的。

根据第一方面的轴的一些优选的但非限制性的特性如下，这些特征被单独地采用或组合地采用：

-在由截锥形筒部限定的截锥的顶点处的半角大于或等于5°，并且小于或等于25°。

-筒部具有靠近第一角接部的第一直径以及靠近第二角接部的第二直径，第二直径严格地小于第一直径。

-第一角接部的最大直径介于第二角接部的最大直径的80％至120％之间。

-第一角接部通过第一圆角附接到第一端部，第一圆角的曲率半径大于或等于10mm，并且小于或等于20mm。

-第一端部的一部分是截锥形的。

-第二角接部在第二圆角的区域中连接到筒部，第二圆角的曲率半径大于或等于10mm，并且小于或等于15mm。

-筒部具有靠近第一角接部的第一直径以及靠近第二角接部的第二直径，第二直径严格地大于第一直径。

-第一端部包括槽，槽被构造成与输入小齿轮的齿接合。

根据第二方面，本发明提出了一种用于推进系统的驱动组件，该组件包括根据第一方面的轴以及包括输入小齿轮的减速机构，轴的第一端部与减速机构的输入小齿轮接合，以驱动输入小齿轮围绕旋转轴线旋转。

根据第三方面，本发明提出了一种推进系统，该推进系统包括根据第二方面的驱动组件以及涡轮区部，所述涡轮区部被附接到轴以驱动轴围绕旋转轴线旋转。

根据第四方面，本发明提出了一种飞行器，该飞行器包括根据第三方面的推进系统。

附图说明

本发明的其它特征、目的以及优点将通过以下描述而显现，以下描述是纯说明性的且非限制性的，并且必须相对于附图进行考虑，在附图中：

图1示意性地示出了按照本发明的实施例的、包括涵道式风扇的航空推进系统的示例。

图2是按照第一实施例的、用于推进系统的轴的实施例的局部截面视图，其中静态载荷和动态载荷的集中点已经用方框示出。

图3是按照第二实施例的、用于推进系统的轴的实施例的局部截面视图，其中静态载荷和动态载荷的集中点已经用方框示出。

图4是图2的轴的透视图，示出了当轴在运行的推进系统中时的动态载荷场。

图5是图2的轴的透视图，示出了当轴在运行的推进系统中时的静态载荷场。

图6是能够包括根据本发明的推进系统的飞行器的示例的平面顶视图。

图7是常规的轴的局部截面视图，其中，静态载荷和动态载荷的集中点已经被框出。

图8是按照第三实施例的、在图7中示出的实施例的变型实施例的示例中的、用于推进系统的轴的实施例的局部截面视图。

图9是在图2中示出的第一实施例的变型实施例的示例。

图10是在图3中示出的第二实施例的变型实施例的示例。

在所有附图中，相似的元件具有相同的附图标记。

具体实施方式

在本申请中，上游和下游是相对于在风扇中穿过推进系统的气体的常规流动方向来限定的。

用于飞行器100的推进系统1通常包括风扇2和主体。在推进系统1的气体的流动方向上，主体包括：在风扇2的紧挨着的下游延伸的入口通道、低压压缩机4(或助推器)、高压压缩机5、燃烧室、高压涡轮7、低压涡轮9以及气体排放喷嘴。高压涡轮7通过高压轴8驱动高压压缩机5旋转，而低压涡轮9通过低压轴10驱动低压压缩机4和风扇2旋转。

风扇2包括风扇盘43，风扇盘在风扇盘的外周布置有风扇叶片11，当风扇叶片被设置成旋转时，风扇叶片引导在推进系统1的主流动空间和次级流动空间中的空气流。

本发明适用于任何类型的航空双流推进系统1，无论风扇2是有涵道的还是无涵道的，具有固定的叶片还是可变桨距的叶片。

推进系统1具有高涵道比。在此，高涵道比是指大于或等于10的涵道比，例如介于10至80之间的涵道比(包括对于在其风扇为无涵道风扇的马达的情况下的数量级)。为此，风扇2从低压涡轮9解联接，以通过减速机构12独立地优化风扇和低压涡轮各自的旋转速度，减速机构被布置在低压轴10的上游端部(相对于气体在推进系统1中的流动方向)与风扇2之间。因此，风扇2由低压轴10通过减速机构12和风扇轴13驱动，风扇轴被固定在减速机构12与风扇2的盘之间。风扇轴13能围绕旋转轴线X旋转移动，该旋转轴线与低压轴10的旋转轴线X共轴。

为了计算涵道比，当推进系统1在标准大气中(由国际民用航空组织(l'Organisation de l'aviation civile internationale，OACI)指南，Doc7488/3第3版所定义的)并且在海洋地区中以起飞额定功率静止时，测量次级流量和主流量。

本身已知的，如上所述的，减速机构12包括：

-太阳齿轮14，太阳齿轮在减速器的中心处被安装成能围绕旋转轴线X旋转移动，

-环形齿轮，环形齿轮与太阳齿轮14共轴，以及

-行星齿轮，行星齿轮被安装在行星架上，每个行星齿轮一方面与中心小齿轮啮合，另一方面与环形齿轮啮合。

为了向低压轴提供机械强度的稳健性以使低压轴与减速机构12连接，同时遵守柔性规范，推进系统1包括被称为柔性轴的轴15，该轴被构造成驱动减速机构12围绕旋转轴线X旋转，并且包括：

-第一端部16或上游端部16，第一端部或上游端部被构造成与减速机构12的太阳齿轮14接合，

-第一角接部17和第二角接部18，第一角接部17和第二角接部18围绕旋转轴线X旋转地对称，第一角接部17在第一端部16与第二角接部18之间延伸，

-筒部19，筒部机械地连接第一角接部17和第二角接部18，以及

-第二端部20或下游端部20，第二端部或下游端部在第二角接部18的下游与上游端部16相反地延伸，并且被构造成被固定在推进系统1的轴承(通常是低压轴10的前轴承)上。具有这种轴承的范围在图2中被标记为20P，通常，这种轴承对轴15的下游端部和低压轴的上游进行支撑。

轴15的筒部19是截锥形的，使得最大静态载荷的位置(用方框A示出)与最大动态载荷的位置(用方框B示出)是不相关的，如在图4和图5中示出。因此，轴15的筒部19在静止(即没有任何外部应力)时是截锥形的。这样，最大静态载荷位于第二角接部18与筒部19之间的交界处，而最大动态载荷位于第一角接部17与轴15的上游端部16之间的交界处。因此，与具有穿过管状筒部19的轴相比，轴15的使用寿命裕度显著提高。

形成筒部19的截锥部的倾斜角和方向根据可能存在于轴15的上游和下游处的绝对不对准来确定。在此，绝对不对准被理解为表示仅由轴15在上游(相应地，在下游)的移动导致的不对准，与轴15的相对不对准相反，相对不对准对应于由轴15观察的绝对不对准的总和。

特别地，当在给定的推进系统1中，绝对不对准在轴15的上游(即，在减速机构12的区域中)比在下游(即，在低压轴的上游侧的轴承区域中)更大时，截锥形筒部19从上游到下游会聚。换言之，截锥形筒部19的直径在第一角接部17的区域中比在第二角接部18的区域中更大(图2)。

然而，在给定的推进系统1中，当绝对不对准在轴15的下游比在上游更显著时，截锥形筒部19从上游向下游张开。换言之，截锥形筒部19的直径在第一角接部17的区域中比在第二角接部18的区域中更小(图3)。

在此，直径是指在垂直于旋转轴线X的平面中测量的直径。

在下文中，更特别地，将在会聚的截锥形轴15(即，截锥形轴的最大直径被定位成靠近第一角接部17的下游侧面)的情况下描述本发明。正如刚才所说明的，这并不是限制性的，因为截锥形轴15可以是张开的，如在图3中示出。因此，除非在本说明书中另有说明，否则简单地通过使所描述的构造倒置，本说明书经过必要的修改适用于这种张开的轴15。

在实施例中，形成筒部19的截锥的倾斜部在顶点处的半角介于5°至25°之间。在此，在顶点处的半角是指在旋转轴线X与筒部19的外表面之间形成的角。

每个角接部17、18具有上游侧面和下游侧面。第一角接部17的上游侧面21通过第一上游圆角22附接到轴15的上游端部16，第一角接部的下游侧面23通过第一下游圆角24连接到筒部19。类似地，第二角接部18的上游侧面25通过第二上游圆角26连接到筒部19，第二角接部的下游侧面27通过第二下游圆角28附接到轴15的下游端部20。

在实施例中，由于筒部19在第一角接部17的下游侧面23的区域中具有更大的直径，因此与常规轴相比，第一角接部17的最大直径D1可以增大，使得第一角接部17保持足够柔软。实际上，角接部的柔性取决于角接部的最大径向范围(即，角接部的高度，被给定为：在角接部的顶点处的直径与轴在所述第一角接部17的下游侧面21的径向内部侧处的直径相比)的第一阶。因此，第一上游圆角22和第一下游圆角24的曲率半径同样可以增大，从而减小在这些第一圆角22、24中的静态载荷。

通常，第一角接部17的最大直径D1介于第二角接部18的最大直径D2的80％至120％之间，例如介于第二角接部的最大直径的90％至100％之间。

此外，第一上游圆角22的曲率半径可以大于或等于10mm并且小于或等于20mm。第一下游圆角24的曲率半径可以大于或等于5mm并且小于或等于15mm。

特别地，应当注意，形成筒部19的截锥的半角越大，第一角接部17的最大直径D1越大(以保持同样柔性并且遵守轴15的机械强度与相对于推进系统的柔性规范之间的折衷，而不改变轴15的长度)，并且第一上游圆角22和第一下游圆角24的曲率半径可以越大。

可选地，为了进一步减小在第一上游圆角的区域中的静态载荷，上游端部16可以包括截锥形部分222(特别地参见所附的图8至图10)。优选地，当上游端部16承载槽29时，槽被构造成通过减速机构12的太阳齿轮14与轴15接合，截锥形部分222在第一上游圆角22与槽29之间延伸(包括槽29的部分总体保持管状)。因此，第一上游圆角22的曲率半径与常规轴相比可以增大得更多。

参考图2，在第二角接部18的区域中，轴15的截锥形形状的结果是减小了第二上游圆角26的曲率半径的角范围，从而增大在该区域中的静态载荷。实际上，筒部19的该部分具有更小的直径。然而，申请人注意到，由于该第二上游圆角26仅使最大静态载荷集中(动态载荷很小)，该第二上游圆角的尺寸设计更加灵活。因此，在第二上游圆角26的区域中静态载荷的增大不会影响由筒部19的截锥形形状导致的使用寿命裕度的增加。

如在图2中示出，该轴具有从下游向上游张开的截锥形筒部19，因此，在第二角接部18的(用方框A表示的)区域中，在第二上游圆角26一侧，轴15受到相当大的静态载荷但是受到最小的动态载荷，在第一角接部17的(用方框B表示的)区域中，在第一上游圆角22一侧，轴受到最小的静态载荷和平均的动态载荷，从而显著提高了使用寿命裕度。

在实施例中，轴15由钢(例如不锈钢)制成，或者由基于镍并且包括铬、铁、铌以及钼(例如约百分之19或百分之20的镍、和同样百分之19或百分之20的铬、和类似的百分之19或百分之20的铁、以及例如少量的铌和钼)的高温合金制成。在由具有NiCr19Fe19Nb5Mo3的比例的这种合金制成的轴15的情况下，筒部19的厚度可以例如介于4.0mm至8.0mm之间，并且角接部的厚度可以约2.5mm至5.0mm，接近10％。第一角接部17的最大直径D1可以大于170mm，例如小于250mm，并且保持例如大于第二角接部18的最大直径D2。第二角接部18的最大直径D2可以大于或等于150mm并例如小于240mm，并且例如保持小于第一角接部的最大直径D1。第二上游圆角26的曲率半径可以介于5mm至10mm之间。第二下游圆角28的曲率半径同样可以介于5mm至10mm之间。通常，在具有最大直径的端部处与筒部相邻的角接部可以具有比在具有最小直径的端部处与筒部相邻的角接部更大的最大外直径。

同样明显地，轴15的截锥形形状使轴的制造条件更容易。实际上，角接部17、18通常是通过使用工具从筒部19的内部移除材料来制造的，这构成了精细的操作。筒部19的截锥形形状使得更容易接近轴15的内部区域并且为机加工工具清理出了空间。

作为变型，例如在图3中示出，轴15具有从上游向下游张开的截锥形筒部19，因此，在第二角接部18的(用方框A表示的)区域中，在第二上游圆角26一侧，轴受到相当大的静态载荷但是受到小的动态载荷，在第一角接部17的(用方框B表示的)区域中，在第一下游圆角24一侧，轴受到小的静态载荷和平均的动态载荷，这显著地增加了使用寿命裕度。

本发明被示出为涉及双流涵道式马达(参见图1)，但本发明也适用于在开式次级流类型(例如USF(Unducted Single Fan，无涵道的单个风扇))的马达范围内的对应轴，其中，USF的包括风扇转子叶片装置及其下游整流器叶片装置的模块是无涵道的。

Claims (12)

1.一种用于推进系统(1)的轴(15)，所述轴被构造成驱动减速机构(12)围绕旋转轴线(X)旋转，所述轴(15)包括：

第一端部(16)，所述第一端部被构造成与所述减速机构(12)的输入小齿轮(14)接合，

第一角接部(17)和第二角接部(18)，所述第一角接部(17)和所述第二角接部(18)围绕所述旋转轴线(X)旋转地对称，所述第一角接部(17)在所述第一端部(16)与所述第二角接部(18)之间延伸，以及

筒部(19)，所述筒部机械地连接所述第一角接部(17)和所述第二角接部(18)，所述轴(15)的特征在于所述筒部(19)是截锥形的。

2.根据权利要求1所述的轴(15)，其中，在由截锥形筒部(19)限定的截锥的顶点处的半角(α)大于或等于5°，并且小于或等于25°。

3.根据权利要求1或2所述的轴(15)，其中，所述筒部(19)具有靠近所述第一角接部(17)的第一直径以及靠近所述第二角接部(18)的第二直径，所述第二直径严格地小于所述第一直径。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的轴(15)，其中，所述第一角接部(17)的最大直径(D1)介于所述第二角接部(18)的最大直径(D2)的80％至120％之间。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的轴(15)，其中，所述第一角接部(17)通过第一圆角(22)附接到所述第一端部(16)，所述第一圆角(22)的曲率半径大于或等于10mm，并且小于或等于20mm。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的轴(15)，其中，所述第一端部(16)的一部分是截锥形的。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的轴(15)，其中，所述第二角接部(18)在第二圆角(26)的区域中连接到所述筒部(19)，所述第二圆角(26)的曲率半径大于或等于10mm，并且小于或等于15mm。

8.根据权利要求1或2所述的轴(15)，其中，所述筒部(19)具有靠近所述第一角接部(17)的第一直径以及靠近所述第二角接部(18)的第二直径，所述第二直径严格地大于所述第一直径。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的轴(15)，其中，所述第一端部(16)包括槽(29)，所述槽被构造成与所述输入小齿轮(14)的齿接合。

10.一种用于推进系统(1)的驱动组件，所述组件包括根据权利要求1至9中任一项所述的轴(15)以及包括输入小齿轮(14)的减速机构(12)，所述轴(15)的第一端部(16)与所述减速机构(12)的输入小齿轮(14)接合，以驱动所述输入小齿轮围绕所述旋转轴线(X)旋转。

11.一种推进系统(1)，所述推进系统包括根据权利要求10所述的驱动组件以及涡轮区部(7，8)，所述涡轮区部(7，8)被附接到所述轴(15)以驱动所述轴围绕所述旋转轴线(X)旋转。

12.一种飞行器(100)，所述飞行器包括根据权利要求11所述的推进系统(1)。

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