从飞行器涡轮发动机的减速齿轮中回收润滑油

技术领域

本发明涉及从飞行器涡轮发动机中的机械减速齿轮中回收和排出润滑油。本发明尤其适用于但不是仅适用于反向旋转涡轮的涡轮发动机。

背景技术

技术背景尤其包括文献EP-A2-2 820 280,EP-A1-3 447 243和FR-A1-3 035 375。

通常，沿着气体流动方向从上游到下游，飞行器的涡轮发动机包括风扇、低压压缩机、高压压缩机、环形燃烧室、高压涡轮和低压涡轮。低压压缩机的转子由低压涡轮的转子驱动，高压压缩机的转子由高压涡轮的转子驱动。

从发动机性能和燃料消耗的角度来看，最大化低压涡轮的转速是有利的，原因是这允许获得更好的涡轮效率。然而，增加涡轮的转速意味着增加涡轮所经受的离心力，因此使涡轮的设计变得非常复杂。

在不增加涡轮的转速的情况下，提高涡轮的效率的一项建议是使用反向旋转涡轮。然后低压涡轮被双转子涡轮取代，双转子涡轮的第一转子配置成沿着第一旋转方向旋转并连接到第一涡轮轴，双转子涡轮的第二转子配置成沿着相反的旋转方向旋转并连接到第二涡轮轴。第一转子包括插入在第二转子的涡轮叶轮之间的涡轮叶轮。

在涡轮直接驱动风扇的传统架构中，低压涡轮在起飞时的转速可约为4000rpm，或者(在涡轮通过减速齿轮驱动风扇的架构中)低压涡轮在起飞时的转速可约为10000rpm。低压涡轮被反向旋转涡轮取代，反向旋转涡轮的转子在起飞时分别以每分钟约3000和7000转的速度转动，这允许具有每分钟10000(3000+7000)转的相对速度，而绝对速度在上述速度区间的低速范围内。

这种反向旋转涡轮包括慢转子和快转子，慢转子驱动风扇，快转子与机械减速齿轮啮合，该机械减速齿轮具有行星式行星齿轮系，行星式行星齿轮系的输入和输出是反向旋转的(旋转的齿圈、固定的行星架、旋转的太阳轮)。

减速齿轮联接快转子和慢转子，从而允许从快转子朝向慢转子传递功率。高速涡轮的更高效率通过将大部分功率从涡轮朝向风扇传递来实现，这种传递无需通过减速齿轮，而是通过轴。

这种架构较为复杂，因为这种架构的机械集成：机械减速齿轮位于涡轮发动机的下游，径向地位于被称为排气壳体的定子壳体内。

此外，由于减速齿轮在运行过程中产生相当大的能量(约100kW)，因此，必须不断地对减速齿轮进行润滑，以保持可接受的运行温度。因此，实施一个油路来给减速齿轮供油，油的排出是一个关键问题。事实上，必须回收和排出油。然而，目前的技术并没有提出在这种受限环境下进行油的回收和排出的最佳解决方案。

发明内容

本发明提出对上述技术的改进，并代表了对上述问题的简单、有效和经济的解决方案。

本发明提出一种飞行器的涡轮发动机，所述涡轮发动机具有纵向轴线并包括：

-至少一个第一涡轮转子，连接到第一涡轮轴并包括位于管道中的转子叶片，

-环形排气壳体，支撑至少一个轴承,至少一个轴承用于引导所述第一轴围绕轴线旋转，且排气壳体包括位于所述管道中且位于所述叶片下游的臂，以及

-机械减速齿轮，具有行星式行星齿轮系，行星式行星齿轮系包括太阳轮、齿圈和行星架，减速齿轮至少部分地被所述排气壳体环绕，且从减速齿轮的太阳轮和齿圈选择的、能够围绕轴线旋转的元件中的一个元件连接到所述第一轴，

其特征在于，所述排气壳体承载有装置，该装置用于回收和排出减速齿轮在运行中离心地喷射的油，所述装置包括环形油回收槽，环形油回收槽围绕减速齿轮延伸且连接到至少一个排油导管，至少一个排油导管穿过所述排气壳体的所述臂中的一个臂。

因此，本发明提出一种油回收和排出装置，该装置尤其设计成使该装置集成在包括机械减速齿轮和围绕该减速齿轮的排气壳体中。该装置主要包括两个部分，这两个部分被称为油回收槽和至少一个排油导管。该槽插入在减速齿轮和排气壳体之间，用于回收在运行期间离心地喷射的油，尤其是通过减速齿轮的齿圈或齿圈架离心地喷射的油。每个导管从槽延伸到臂中并穿过臂，以将油从排气壳体的内部径向向外排出。因此，该装置适用于上述特定环境，有利地对发动机的空气动力学影响很小或没有影响。

根据本发明的涡轮发动机可包括以下特征中的一个或多个特征，这一个或多个特征彼此独立地采用或彼此结合地采用：

-所述槽包括接收和引导油的径向环形内表面，径向环形内表面由两个环形肋轴向地界定边界；

-两个肋包括与第一环形壁一体形成的第一肋和与第二环形壁一体形成的第二肋，第一壁和第二壁中的一个包括所述表面，所述第一环形壁和第二环形壁中的一个同轴地安装在第一环形壁和第二环形壁中的另一个内；

-所述第一壁和第二壁包括环形凸缘，环形凸缘用于彼此附接并附接到所述排气壳体的环形连接凸缘；

-分隔件围绕槽的径向环形外表面的角度区段延伸，分隔件与该表面一起限定油回收腔室，槽包括开口，开口开通到所述环形表面，以用于将所述腔室与肋间空间流体连通，且所述分隔件包括至少一个孔，至少一个孔连接到所述至少一个导管，至少一个导管用于将回收的油排放到所述腔室；

-所述至少一个孔形成在分隔件的凸台中；

-所述装置包括两个排油导管，且所述分隔件包括分别连接到这两个导管的两个孔；

-所述腔室被穿过所述轴线的竖直平面穿过；

-所述孔位于所述平面的任意一侧；

--孔以一定角度彼此间隔开，以确保在整个飞行包线(飞机的所有姿态)中排出油；

--孔彼此间隔开的角度小于或等于120°，该角度围绕所述轴线测量；

-所述至少一个导管相对于穿过所述轴线的平面倾斜；

-所述槽被环形绝热涂层环绕；

-在所述涂层和所述排气壳体之间保持环形气流空间；

--所述腔室围绕所述轴线的角度范围在10°和90°之间；

--该凸台或每个凸台构造成直接确保与相应的导管流体连接或者通过密封确保与相应的导管流体连接；

--在多个导管排油的情况下，这些管道连接到同一个泵；

--该导管或每个导管具有任何形状的横截面，例如椭圆形横截面；

--涡轮发动机为外置反向旋转螺旋桨型的涡轮发动机，可用罩覆盖或不用罩覆盖；

--涡轮发动机是单个用罩覆盖的风扇类型的涡轮发动机；

--涡轮发动机是反向旋转涡轮类型的涡轮发动机，第一转子构造成沿着第一旋转方向旋转，涡轮发动机包括第二转子，第二转子构造成沿着相反旋转方向旋转，一方面第二转子连接到第二涡轮轴，另一方面第二转子连接到从减速齿轮的太阳轮和齿圈选择的所述元件中的另一个元件。

附图说明

通过参考附图以非限制性示例的方式做出的以下描述，将更好地理解本发明且本发明的其它细节、特点和优点将变得更清楚，在附图中：

[图1]图1是具有反向旋转涡轮的涡轮发动机的轴向横截面的非常示意性视图，

[图2]图2是具有反向旋转涡轮的涡轮发动机的另一个非常示意性视图，

[图3]图3是根据本发明的涡轮发动机的实施例的轴向横截面的示意图，示出了油回收和排放装置，

[图4]图4是尤其是当涡轮发动机相对于水平面位于特定位置时，图3的装置的概念的轴向横截面的非常示意性视图；

[图5]图5是当涡轮发动机相对于水平面位于倾斜位置时，与图4类似的视图；

[图6]图6是图3中的装置的示意性横截面和放大比例的视图；

[图7]图7是与图6类似的视图，在涡轮发动机和装置的下部形成横截面；

[图8]图8是装置的下部的示意性透视图，油回收腔室位于装置的下部，

[图9]图9是装置的下部的另一个示意性透视图，和

[图10]图10是装置的下部的另一个示意性透视图，示出了替代实施例。

具体实施方式

图1示出了用于飞行器的、具有反向旋转涡轮的涡轮发动机10的非常示意性表示。

沿着气体流动方向从上游到下游，涡轮发动机10包括风扇12、低压压缩机14、高压压缩机16、环形燃烧室18、高压涡轮20和反向旋转涡轮22。

附图标记24表示位于压缩机14和16之间的中间壳体，附图标记26表示位于涡轮20和22之间的涡轮壳体(TVF型涡轮壳体，TVF是Turbine Vane Frame的首字母缩写词，表示配备有臂的涡轮壳体，这些臂形成矫直叶片)。最后，附图标记28表示排气壳体(TRF型排气壳体，TRF是Turbine Rear Frame的首字母缩写词，表示最末尾的涡轮壳体)。这些壳体形成涡轮发动机的结构：这些壳体支撑引导轴旋转的轴承，并与涡轮发动机的悬架相连。

高压涡轮20的转子通过高压轴30驱动高压压缩机16的转子旋转，高压轴30通过轴承例如上游球轴承32和下游滚子轴承34，置于中心位置并被引导旋转。轴承32安装在轴30的上游端和中间壳体24之间，轴承34安装在轴30的下游端和涡轮壳体26之间。

反向旋转涡轮22包括第一转子22a和第二转子22b，第一转子22a具有叶轮22aa，叶轮22aa构造成沿着第一旋转方向旋转并连接到第一涡轮轴36，第二转子22b具有叶轮22ba，叶轮22ba构造成沿着相反旋转方向旋转并连接到第二涡轮轴38，叶轮22ba插入在转子22a的叶轮22aa之间(见图1和图3)。

每个涡轮叶轮包括环形排的叶片，每个叶片包括空气动力学轮廓，该空气动力学轮廓包括内拱和外拱，内拱和外拱相遇以在涡轮管道中形成气体的前缘和后缘。

第一轴36驱动风扇12和低压压缩机14的转子旋转。该第一轴36还与具有行星式行星齿轮系的机械减速齿轮42的齿圈40啮合。

第二轴38与减速齿轮42的太阳轮44或行星部件啮合。

减速齿轮42还包括行星轮41，行星轮41分别与太阳轮44和齿圈40啮合，并由附接到排气壳体28的行星架46承载。

壳体26和28中的每一个通常包括中心轮毂以及外环，外环围绕轮毂并通过一系列臂连接到轮毂，这一系列臂基本上径向于涡轮发动机的纵向轴线A并且延伸穿过涡轮管道。壳体28的中心轮毂围绕减速齿轮42的至少一部分延伸。

图2示出了另一个涡轮发动机，其中上文描述的元件由相同的附图标记指示。前面的描述在此适用，只要它不与下面的内容相矛盾，且不违背图2所示的内容。

图1和图2的涡轮发动机之间的差异尤其基于用于轴和转子的导向轴承以及减速齿轮与涡轮壳体26或排气壳体28的附接。

在图2中，高压轴30通过两个上游球轴承32、滚子轴承33以及下游滚子轴承34，置于中心位置并被引导旋转。轴承32、33安装在轴30的上游端和中间壳体24之间，且轴承34安装在轴30的下游端和涡轮壳体26之间。

与图1相反，在图2中减速齿轮42的行星架46附接到涡轮壳体26。因此，行星架46通过圆柱形壁50连接到涡轮壳体26，壁50有利地是刚性的。该壁50轴向地穿过转子22a、22b和第二轴38。

如上所讨论的，第二轴38具有与太阳轮啮合的下游端，且第二轴38进一步连接到第二转子22b的末级或下游级，即，连接到该转子的最末尾的叶轮。

第二轴38通过两个导向轴承，在该壁50上置于中心位置并被引导旋转，这两个导向轴承分别是上游导向轴承56和下游导向轴承58。

第一轴36具有附接到减速齿轮的齿圈40的下游端，且具有附接到第一转子22a的末级或下游级的上游端，即上游端附接到该转子的最末尾的叶轮。齿圈40还附接到齿圈架40a的上游端，齿圈架40a的下游端附接到轴36的下游端或者与轴36的下游端啮合。

这里，在减速齿轮42的下游侧，行星架46可包括具有C形或S形横截面的环形段，从而通过弹性变形赋予行星架一定的柔性，特别是沿着径向方向以及倾斜(围绕垂直于电机轴线的轴线旋转的柔性)。由于行星架46提供的这种柔性，减速齿轮42的齿圈架40a可以是刚性的。在某些条件下，反过来也是可行的。在这种情况下，齿圈架40a是柔性的或赋予柔性，而行星架46是刚性的。然后，齿圈架40a可包括具有如C形或S形的横截面的环形段，从而通过弹性变形赋予齿圈一定的柔性，特别是沿着径向以及倾斜(围绕垂直于电机轴线的轴线旋转的柔性)。在该第二配置中，柔性有利地集成在从齿圈架40a的下游端到轴承60的传力路径之外。

轴36在上游由安装在该轴36和中间壳体24之间的轴承52、54引导。这些轴承中的第一个轴承例如是上游滚子轴承52，且这些轴承中的第二个轴承例如是下游球轴承54。

轴36在下游通过两个导向轴承进一步置于中心位置并被引导旋转，这两个导向轴承分别是上游导向轴承60和下游导向轴承62，均由排气壳体28支撑。有利地，这些轴承位于减速齿轮42的任意一侧。本发明适用于图1和图2的涡轮发动机。图3和以下内容扩展了图2的构造。

实际上，图3示出了根据本发明的涡轮发动机10的更具体的实施例。在图3中，上文已描述的所有元件由相同的附图标记指示。

在运行过程中，减速齿轮42被润滑，且必须回收和排出已润滑减速齿轮的油以循环利用，来防止该油在减速齿轮中积聚并防止由于该环境中相对较高的温度导致该油变成焦炭。减速齿轮中的润滑油还用于通过吸收热量来冷却减速齿轮。加热的油必须被排出和冷却，以将油重新注入系统中来排出来自减速齿轮的热量，减速齿轮不能超过200℃。

因此本发明提出在减速齿轮42和排气壳体28之间集成油回收和排出装置70。

在运行过程中，油被离心分离并最终进入减速齿轮42的齿圈40中。通道40b可设置在齿圈40和/或齿圈架40a的外周，以将油离心地喷射到装置70上，该装置70呈环形并面向这些通道40b延伸。

装置70主要包括两个部分，这两个部分被称为环形油回收槽72和一个或多个排油导管74，环形油回收槽72围绕减速齿轮42特别是通道40b延伸，一个或多个排油导管74穿过排气壳体28的臂28a。

图4和图5是本发明的概念示图。槽72作为以轴线A为中心的简单圆示出。槽72包括径向环形内表面72a，径向环形内表面72a回收由减速齿轮42离心分离的油，且通过重力和由于油保留的切向分量，在表面72a上的油H可流动到装置70的下部。当涡轮发动机处于飞行器的正常使用位置时，通过使用时钟的表盘来模拟，该下部对应于位于6点钟的区域。

导管74从槽72径向向外延伸，槽72包括朝向这些导管74的油道开口76。油从槽72的开口76到导管74的通道有利地借助于回收腔室78，通过分隔件98实现，如下面将更详细地描述的。

在所示的示例中，存在两个导管74，这两个导管的径向内端位于穿过轴线A的竖直平面P3的任意一侧。

图5示出了选择这些端部的位置，使得当涡轮发动机倾斜时，积聚在下部的油在所有飞行状态下都可通过两个导管74继续排出，例如这些端部的位置位于穿过轴线A且在导管74的径向内端之间的中间平面P3'相对于平面P3以角度α倾斜的位置。

选择这个角度，使得在飞行包线的所有姿态中，两个导管都被淹没且可排出油。这允许只有一个泵用于两个导管。

如在所示的示例中，导管74延伸穿过臂28a且可相对于穿过轴线A的平面倾斜。导管74的倾斜实际上取决于臂28a的倾斜，如图4所示。

本发明自然适用于笔直(不倾斜)的臂。存在与笔直臂相同的问题，即限制主扭矩且通过多个臂实现油的回收。

排气壳体28的臂28a在臂28a的径向内端连接到第一环形罩28b且在臂28a的径向外端连接到第二环形罩28c(图3和图4)。这些罩28b、28c在罩28b、28c之间限定涡轮管道V的区段。

导管74的径向外端通过合适的装置连接到泵80，理想地，泵80是单个泵，该泵可连接到油的循环回路，以便于油在发动机中重复使用。

图6至图9是图3的装置70的更详细和放大比例的视图。

图6和图7首先示出了齿圈架40a的通道40b基本上径向定向。通道40b定位成面向槽72的表面72a。

在所示的示例中，槽72由两个部分的组装形成，这两个部分即两个环形壁82、84，其中一个环形壁同轴地安装在另一个环形壁内部。

槽的每个壁82、84包括径向向内突出的环形肋82a、84a，且这些肋82a、84a轴向地界定表面72a的边界。当油流过表面72a时，肋82a、84a引导油。

第一壁82包括表面72a和位于该表面72a上游的肋82a。这里，肋82a相对于与轴线A垂直的平面略微倾斜，且从上游到下游径向向外延伸。

壁82的上游端轴向地接合在构件86的环形峡口86a中，构件86附接到排气壳体28。该构件86包括环形凸缘，该环形凸缘附接到排气壳体28的上游环形凸缘28d。凸缘28d位于与臂28a的前缘28aa基本上成一直线的位置。

图3示出了该构件86可以是轴承60的支撑件。

壁82的上游端包括圆柱形内表面82a，圆柱形内表面82a与峡口86a的圆柱形侧表面86aa滑动邻接。环形密封件88例如具有C形横截面，可接合在表面82a上形成的环形槽中，该密封件旨在与表面86aa配合。

壁82的上游端还包括径向环形表面82b，径向环形表面82b定位成面向峡口86a的环形底表面86ab。环形密封件90例如具有Ω形横截面，可轴向地安装在这些表面82b、86ab之间。

壁82的下游端包括环形凸缘82c，环形凸缘82c用于附接到排气壳体28的下游环形凸缘28e，下游环形凸缘28e位于与这些臂28a的后缘28ab基本上成一直线的位置。

在表面72a和凸缘82c之间，壁82包括旨在与壁84配合的圆柱形定心内表面82d。

壁84包括环形凸缘84b，环形凸缘84b用于附接到排气壳体28的凸缘28e。壁84还包括大致圆柱形边缘84c，边缘84c面向上游并包括旨在与壁82的表面82d配合的圆柱形外表面84d。

在上游自由端，壁84特别是边缘84c包括肋84a。肋84a位于表面72a的下游。这里，肋84a相对于与轴线A垂直的平面略微倾斜，且从上游到下游径向向内延伸。替代地，肋84a可以是笔直的。

图3允许看到壁84是支撑轴承62的一部分。

在肋82a、84a之间轴向地界定用于回收和引导油的环形空间E，环形空间E的外周由槽72的表面72a封闭。

图6允许看到肋84a、84b的最小内径D1(在肋84a、84b的径向内部自由端的水平处测量)小于通道40b的最大外径D2。如果肋82a、84a由同一部件承载，则装置的组装可能困难或不可能。相反地，这里，装置70的组装变得容易，原因是在减速齿轮42的每一侧上存在壁82a、84，然后使其中一个壁轴向地平移移动到另一个壁内部，直到凸缘82c，84b轴向地相互抵靠。然后凸缘82c，84b可附接到凸缘28c。

槽72由两个部分组装，这允许通过放置通道40a的外周使之尽可能靠近槽来节省径向空间，而无需整合空间以允许在肋82a、84a下方进行组装，通道40a的外周可对应于齿圈40和/或齿圈架40a的附接凸缘的外周。

槽72包括径向环形外表面72b，径向环形外表面72b被排气壳体28特别是排气壳体28的罩28b围绕。有利地，该表面72b覆盖有环形绝热涂层92。该涂层本身通过环形空间94与罩28b分隔开，没有气流通过环形空间94。

如果槽72与排气壳体28成一体件，则不可能在油路和管道V之间集成热涂层92。实际上，如果一体式槽集成到壳体中，则不可能在槽和壳体之间放置这种隔热材料，然后在非常热的壳体(靠近管道，大约550℃)和输油槽(不得超过240℃)之间会有强烈的热传导。

如上所述，优选地，槽72包括位于下部的油回收腔室96。图6的截面不穿过腔室96，而图7的截面穿过该腔室96，例如该截面是图4的平面P3。

有利地，腔室96构造成确保油的稳定，即油的一部分脱气或脱泡，以减少油中气泡的数量。

腔室96由表面72b的角度区段和分隔件98界定，分隔件98围绕该区段延伸预定角范围，例如预定角范围在30°和90°之间，优选地为60°。

上文讨论的槽72中的开口76在图7至图9中可见，且确保槽72的内部和腔室96之间的流体连通。开口76具有任何形状，例如长方形或椭圆形。开口76均匀地分布在腔室96(图8)的整个角度范围内，例如围绕轴线A，角度范围小于120°。该角度范围适应飞机的飞行包线以确保两个排油导管在飞行过程中一直被淹没。

开口76的数量和横截面积的尺寸设计成适应用于润滑减速齿轮的最大油流率。此外，通过开口流入腔室96的油倾向于脱气，这对油回收泵80有利(油中的空气越少，泵的效率越高)。

图10示出了替代实施例，其中开口76倾斜且基本上不是径向的。例如，开口的形状可确保在开口中流动的油将进入腔室而不进一步流动。

诸如流动干扰器的突起元件可另外存在于表面72a上。例如，可添加诸如在开口下游的突起和垂直于槽放置的小板之类的器件来破坏油环。例如，可以在开口前方放置屏障以阻挡油的旋转。

分隔件98，如在图9中最佳看到的，包括径向向外延伸的凸台99，在凸台99中形成孔100，孔100用于将腔室96流体连接到排出导管74。凸台99和孔100具有与导管74相似的倾斜度，如上文结合图4所讨论的。

图8和图9进一步示出了槽72可配备有用于回收腔室96的溢流的系统。该系统102优选地位于腔室96或分隔件98的周向端部中的一个周向端部附近。

例如系统102包括一个或多个溢流排出口，这一个或多个溢流排出口开通到表面72a以使油通过该口而不通过回收腔室96。该口的出口可通过例如穿过壳体28的臂28a中的另一个臂的另一个导管而连接到泵80。使用多个排出口允许在溢出的情况下通过绕过主排出通道而排出油。

有利地，系统102、分隔件98、腔室96和凸台99由相同的壁82承载，这有利于如上所述的装置70的组装。

除了分隔件98、其凸台99和凸缘82c之外，壁82的最大外径D3大于凸缘28d的内径D4且小于凸缘28e的内径D5(图6)。因此可以理解，壁82通过从下游轴向地平移而安装在壳体28内。然而，图7示出了分隔件96和凸台位于以轴线A为中心的圆周上，分隔件96和凸台的直径D6和D7分别大于凸缘28e的内径D5。因此，为了允许安装壁82，需要在凸缘28e的内周提供形状互补的凹口，因此，这里，凹口也位于6点钟处。

在未示出的替代实施例中，装置70的导管74的数量可以不同。

使用彼此靠近地布置的两个导管74可解决两个问题：

-要排出的油量直接决定导管74的尺寸，该尺寸将影响臂28a的主扭矩，因此影响臂28a的空气动力学性能。因此，感兴趣的是使导管74尽可能薄，在我们的例子中，我们选择让油在两个导管中通过，以限制整体尺寸；

-两个臂靠近可确保在所有姿态下两个臂都是湿的，如上文所述和图4和图5所示；这避免了其中一个回路排气和由回收泵吸入空气的问题。事实上，两个回路在壳体的出口处汇聚，这允许只有一个泵用于油路。

在另一个未示出的变体中，根据本发明的装置70可装备到另一类型的涡轮发动机，例如具有外部反向旋转和不用罩覆盖的螺旋桨(通常被称为开式转子)的涡轮发动机。

本发明带来的优点很多，例如：

-限制在壳体内部由减速齿轮和油回收装置所施加的整体径向尺寸；

-确保油的回收，同时在壳体与油之间保持距离，以避免油被加热；

-确保油从腔室96流向回收导管，回收导管穿过壳体的臂；

-限制导管对壳体的臂的主扭矩的影响；

-等等。