涡轮风扇发动机的制作方法

本发明涉及涡轮机领域，更具体地涉及具有高的或甚至非常高的涵道比的双涵道式燃气涡轮发动机。

背景技术

如附图4和图5所示，双涵道式燃气涡轮发动机1通常沿气体流动方向从上游到下游包括容纳在风扇壳体24中的风扇2。风扇2包括风扇盘20(或转子)，风扇盘在其周缘设置有扇叶22，扇叶在进入旋转时在燃气涡轮发动机1中产生空气流。因此，由风扇2抽吸的空气质量被分成主流和次级流，该主流在主流空间中流通，次级流与主流同心并在次级流空间中流通。

主流空间穿过主体，该主体包括一个或多个压缩机级(例如低压压缩机4和高压压缩机3)、燃烧室、一个或多个涡轮机级(例如高压涡轮5和低压涡轮6)和气体排出喷管7。

双涵道式涡轮喷气发动机通常沿气体流动方向从上游到下游包括容纳在风扇壳体中的管道式风扇、主环形流空间和次级环形流空间。因此，由风扇2抽吸的空气质量被分成主流和次级流，该主流在主流空间中流通，该次级流与主流同心并在次级流空间中流通。

通常，高压涡轮5借助于称为高压轴5a的第一轴驱动高压压缩机3旋转，而低压涡轮6借助于称为低压轴6a的第二轴驱动低压压缩机4和风扇2旋转。低压轴6a通常容纳在高压轴5a中，所述轴5a、6a借助于轴承固定到燃气轮发动机1的结构部件(包括输入壳体，该输入壳体包括固定扇叶的对风扇壳体进行支撑的轮子)，该轴承通常在分离喷口8的下游，分离喷口被构造成使主流和次级流分离。

在风扇2的扇叶22例如在异物的冲击下断裂(“风扇扇叶脱离(fanbladeout)”或“fbo”)期间，风扇2经历显著的失衡。可以参考图1，图1尤其例示出了风扇2对由于扇叶22的损失导致的失衡的响应，该损失是低压轴6a的旋转速度(单位为每分钟转数)的函数。因为风扇轴2的弯曲变形模式m位于燃气涡轮发动机1的工作范围内，所以存在损坏燃气涡轮发动机的高风险。

因此，已经提出将分离器9放置在风扇2和输入壳体毂部之间，通常在分离喷口8的区域中，以尽管存在显著的失衡也允许风扇2在降级模式下工作。为此，当由于风扇扇叶的损失而达到分离器9的破坏负荷时，轴承连杆26中的一个连杆断裂(通常是支撑风扇2的轴2a的前轴承26的连杆)，这改变了风扇2的动态情况并且使风扇轴2的弯曲变形模式下降到低频。在该连杆断裂之后，风扇2的转子20可以绕其新的惯性轴线重新定心，导致传递到结构的力减小。风扇2的扇叶22与风扇2的壳体之间的距离h在风扇2的扇叶22的顶端22a和风扇壳体24之间必须足够(大约40毫米)，以允许转子20自由旋转并且防止风扇2的扇叶22与风扇壳体24发生接触(见图2a)。因此，可以制造质量减小的风扇壳体2，因为该风扇壳体在fbo的情况下不必承受与扇叶的接触力。但是，风扇壳体24的直径的这种增加涉及舱室的尺寸的增加，这对燃气涡轮发动机1的阻力、其质量和其比耗量具有负面影响。

还存在没有分离器9的发动机，其中风扇在扇叶损失期间自由转动并且仅通过空气流的流动驱动(自转现象或风力转动)。在这种类型的发动机中，在fbo的情况下，风扇2的扇叶的顶端22a实现置靠在与风扇2的壳体相对的部分上(由于失衡)。然而，接触区域布置成支撑接触力和摩擦力(参见图2b)，达到发动机将更多力传递到航空器结构的程度。通过这种方式，风扇可以在降级模式下自由转动，直到飞机降落。为了保证风扇壳体24在降级模式下对与风扇2的扇叶22的接触力的承受，风扇壳体24的外表面在结构上借助于增强件28增强，该增强件通常包括连接并固定到其外部面上的金属环形凸缘。但是这种增强件28结果增加了风扇壳体24的质量并因此增加了燃气涡轮发动机1的质量，还增加了燃气涡轮发动机1的比耗量。

因此，所提出的解决方案都没有提供质量减小的在风扇扇叶22断裂(fbo)的情况下其风扇可以在降级模式下自由转动的燃气涡轮发动机1。

技术实现要素：

本发明的目的是提出一种双涵道式燃气涡轮发动机，与传统的双涵道式燃气涡轮发动机相比，该燃气涡轮发动机具有减小的质量，并且在风扇扇叶断裂的情况下能够在降级模式下转动。

为此，本发明提出一种双涵道式燃气涡轮发动机，包括：

-容纳在风扇壳体中的风扇，所述风扇包括盘，该盘在其周缘设置有风扇扇叶，每个风扇扇叶包括从盘延伸一距离的扇叶顶端，

-主流空间和同心的次级流空间，

-涡轮，该涡轮被容纳在主流空间中并与风扇流体连通，和

-减速机构，该减速机构联接涡轮和风扇。

燃气涡轮发动机具有大于或等于10的涵道比。此外，风扇扇叶的顶端与风扇壳体之间的距离小于或等于十毫米。

在本文中，当燃气涡轮发动机闲置时，风扇扇叶的顶端与风扇壳体之间的距离在冷条件下进行测量。

上面描述的燃气涡轮发动机的一些优选的但非限制性的特征如下，它们被单独地或组合地采用：

-燃气涡轮发动机具有在12到18之间的涵道比，

-风扇扇叶的顶端与风扇壳体之间的距离小于或等于六毫米、优选地等于五毫米到六毫米之间，

-风扇壳体的厚度小于或等于十五毫米、优选地小于或等于十二毫米、例如小于或等于十毫米，

-风扇的外直径在八十英寸(203.2厘米)到一百英寸(254.0厘米)之间、优选地在八十英寸(203.2厘米)到九十英寸(228.6厘米)之间。可选地，风扇的直径在八十英寸(203.2厘米)到九十英寸(228.6厘米)之间，并且风扇外壳的厚度在九毫米到十二毫米之间、例如等于十毫米，

-风扇壳体厚度在所述风扇壳体的上游端部和下游端部之间的差小于或等于十毫米，

-风扇壳体由复合材料制成，该复合材料包括由基质致密化的纤维增强物，所述纤维增强物包含选自以下组的纤维：碳、玻璃、芳族聚酰胺、碳化硅和/或陶瓷，和/或所述基质包括选自以下组的聚合物：环氧化物、双马来酰亚胺和/或聚酰亚胺，

-风扇壳体具有的厚度在八毫米到二十毫米之间、优选地在十毫米到十八毫米之间、例如在十二毫米到十五毫米之间，

-减速机构是星形齿轮或行星齿轮，并且具有在2.5到5之间的减速比，和/或

-燃气涡轮发动机还包括分离喷口，该分离喷管在风扇的下游延伸并且被构造成使主流空间和次级流空间分离，所述燃气涡轮发动机在风扇和所述分离喷口之间没有分离器。

附图说明

本发明的其他特征、目的和优点将从以下详细描述和通过非限制性实施例给出的附图中更清楚地显现，在附图中：

图1示出了根据现有技术的燃气涡轮发动机的风扇的盘在分离器破坏之前在风扇2的前轴承上施加的作为低压轴6a的速度(单位为每分钟转数(rpm))的函数的负荷(单位为牛顿n)，

图2a是根据现有技术的燃气涡轮发动机的第一示例的前部的局部示意图，特别示出了燃气涡轮发动机的风扇、分离器和结构部件，

图2b是根据现有技术的燃气涡轮发动机的第二示例的前部的局部示意图，该燃气涡轮发动机没有分离器，

图3示出了根据本发明的实施例的燃气涡轮发动机的风扇的盘在风扇的前轴承上施加的作为低压轴的速度(单位为每分钟转数(rpm))的函数的负荷(单位为牛顿n)，

图4是根据本发明的燃气涡轮发动机的实施例的前部的局部示意图，特别示出了燃气涡轮发动机的风扇和结构部件，以及

图5是根据本发明的燃气涡轮发动机的实施例的局部剖视图。

具体实施方式

现在将在下面参考附图3至图5描述燃气涡轮发动机1。

燃气涡轮发动机1通常包括容纳在风扇壳体24中的风扇2、主环形流空间和次级环形流空间。

主流空间穿过主体。由于前面已经描述了主体，因此这里不再详述。

风扇2包括风扇盘20，风扇盘在其周缘设置有风扇扇叶22，风扇扇叶进入旋转时驱动燃气涡轮发动机1的主流空间和次级流空间中的空气流。风扇盘20由低压力轴6a驱动，该低压力轴通过一系列轴承而定中心在燃气涡轮发动机1的轴线x上并且由低压涡轮6驱动旋转。

风扇壳体24具有总体环形形状并且具有内部面和外部面，该内部面与风扇2的扇叶22相对地延伸，该外部面与内部面相反并且与舱室相对地延伸。耐磨材料25可以固定到风扇壳体24的与风扇扇叶22相对的内部面上。

为了改善燃气涡轮发动机1的推进输出并减少其比耗量以及减少由风扇2发出的任何噪声，燃气涡轮发动机1具有高的涵道比(“bypassratio”)，该涵道比对应于次级流(冷流)的速率和主流(热流，其穿过主体)的速率之比。本文的高涵道比是指涵道比超过10，例如在12到18之间。

为此，风扇2与低压涡轮6断开连接，从而独立地优化它们各自的旋转速度。例如，可以通过诸如星形齿轮减速机构10或行星齿轮减速机构的减速器来实现断开连接，该减速器位于低压轴6a的上游端部(相对于燃气涡轮发动机1中的气体的流动方向)与风扇2之间。由低压轴6a借助于减速机构10和由另一个轴(称为风扇轴2a)驱动风扇2，该风扇轴固定在减速机构10和风扇2的盘20之间。

这种断开连接降低了旋转速度和风扇2的压力比(“风扇压力比”)并且增加了由低压涡轮6提取的动力。

为了计算涵道比，当燃气涡轮发动机1在标准大气(例如由国际民航组织(icao)的手册定义的，7488/3号文件，第3版)中静止不动和处于海平面高度时，测量次级流的速率和主流的速率。

在一个实施例中，减速机构10包括星形齿轮减速机构10。

减速机构10的减速比优选地在2.5到5之间。

风扇2的直径可以在八十英寸(203.2厘米)到一百英寸(254.0厘米)之间、优选地在八十英寸(203.2厘米)到九十英寸(228.6厘米)之间。在本文中，风扇2的直径是指燃气涡轮发动机1的旋转轴线x与风扇扇叶22的顶端22a之间的径向距离。

申请人注意到，由于降低了风扇2的旋转速度(相对于没有减速机构的燃气涡轮发动机的风扇的等效旋转速度降低了约为30％)并使风扇2的盘20变刚硬(轴2a较短且位于两个支撑件26上)的减速机构10，当风扇扇叶22断裂(fbo)时，风扇扇叶22的顶端22a与风扇壳体24之间的距离h明显减小。因此，可以减小风扇扇叶22的顶端22a与风扇壳体24之间的距离h，使得所述距离h至多等于十毫米，或者甚至小于六毫米，例如，大约五毫米到六毫米。显然，风扇扇叶22的顶端22a与风扇壳体24的内部面之间的为五毫米到六毫米的距离h总体上对应于固定在风扇壳体24上的耐磨材料25的常规厚度。

当燃气涡轮发动机1闲置时，风扇扇叶22的顶端22a与风扇壳体24之间的距离h在冷条件下测量。在工作中，由于在固定壳体24中的风扇扇叶22的旋转以及构成风扇2的不同材料之间的不同膨胀，该距离h可减小约1mm至2mm。

如果合适的话，可以通过使用相同的材料来最小化该距离h的变化，该相同的材料对于最大的部件略微膨胀。为此，壳体24和扇叶22可以由例如有机基质的复合材料制成，风扇盘可以是金属的(钢或钛合金)并且可以具有最小的外半径和小的体积。

由于该最小距离h，风扇壳体24的外直径因此相比于留下相当大的距离以避免风扇扇叶22与风扇壳体24之间的任何接触的情况下较小，同时限制了包含风扇壳体24的舱室的尺寸，并因此限制了燃气涡轮发动机1的阻力。

对于高涵道比的燃气涡轮发动机1，为大约5毫米至6毫米的距离h确保了风扇扇叶22在扇叶22断裂(fbo)的情况下不与风扇壳体24发生接触。因此，在风扇扇叶22断裂的情况下风扇壳体24不再需要起到保持扇叶22的作用，这无需通常固定到风扇壳体24的外部面的增强件(特别是现有技术的图2b中所示的增强件28)。因此，风扇壳体24例如在与风扇扇叶22相对延伸的区域中具有小于或等于十五毫米的厚度e，该厚度e优选地小于或等于十三毫米，在风扇壳体24由金属材料制成的情况下通常在十毫米以下。本文的厚度e是指在风扇壳体24的下部面(耐磨材料25可以固定到该下部面上)和外部面(与舱室相对地延伸)之间延伸的尺寸。

例如，对于风扇2的在八十英寸(203.2厘米)到九十英寸(228.6厘米)之间的直径，风扇壳体24的厚度e优选地在九毫米到十二毫米之间，通常等于十毫米。

对于风扇2的在九十英寸(228.6厘米)到一百英寸(254.0厘米)之间的直径，风扇壳体24的厚度e优选地在十二毫米到十五毫米之间。

而且，风扇壳体24的外部面和内部面之间的厚度e沿着风扇壳体24(即，沿着燃气涡轮发动机1的轴线x)的差异可以是至多十毫米。这特别是因为在风扇壳体24的外部面上没有加强件28而被允许。

由于在fbo的情况下风扇壳体24可能不再对风扇扇叶22的支撑力进行承受，所以也可以由通过基质增强的纤维增强型复合材料制成风扇壳体24。这种材料显著地减小了风扇壳体24的质量，并因此显著地减小了燃气涡轮发动机1的质量和比耗量。纤维增强物包括被构造成形成复合材料材质的框架(armature)并重新获得大部分机械力的纤维。该纤维尤其可以基于碳、玻璃、芳族聚酰胺、碳化硅和/或陶瓷。这样的基质的主要目的是将机械力传递到增强件，确保增强件相对于各种环境条件的保护，并给出成品的优选形式。例如，基质可包括聚合物，尤其是环氧化物、双马来酰亚胺或聚酰亚胺类型的聚合物。在这种情况下，当风扇2具有大约210厘米的外直径时，风扇壳体24可以例如具有小于或等于十毫米的厚度e。

申请人还确定，在具有高涵道比的燃气涡轮发动机1中，可以省略位于轴承28和分离喷口8之间的分离器，而不会损害由风扇扇叶22的断裂(fbo)引起的力的重获。实际上，由于降低了在工作中的风扇2的旋转速度的减速机构10以及直接驱动风扇2旋转的轴2a的长度，支撑风扇的轴2a的轴承26的变形模式m被推回到燃气涡轮发动机1的工作范围之外。可以特别参考图3，其示出了整个飞行中相对于风扇轴2a所满足的绝对最大速度rl(“红线”)的风扇2的弯曲变形模式m。特别地，当在fbo的情况下变形模式m超出红线rl时，变形模式在燃气涡轮发动机1的工作范围之外。用于带扇叶的风扇的盘20的由风扇轴2a传递到风扇2的轴承26上的负荷因此大大减小，从而可选择地使风扇2的轴承连杆26中的一个轴承连杆断裂。

在图3所示的示例中，风扇轴2a的红线rl在2000rpm至4000rpm之间，通常为约3000rpm。

省略分离器有助于减少燃气涡轮发动机1的质量，并因此改善燃气涡轮发动机1的比耗量。