一种高马赫数涡轮发动机中央传动系统总体结构的制作方法

1.本技术属于航空发动机总体结构布局设计领域，特别涉及一种高马赫数涡轮发动机中央传动系统总体结构。


背景技术：

2.航空发动机总体结构布局设计是指，根据发动机的使用需求、环境条件和功能需求，提出满足产品功能及性能指标要求的总体结构布局方案。在航空发动机方案设计的过程中，中央传动系统布局是总体方案布局中的重要组成部分。
3.中央传动系统布局主要功能是在航空发动机高压转子与附件齿轮箱之间传递功率和扭矩。在航空发动机起动状态，通过中央传动组件将扭矩传递给高压转子，完成发动机的起动；在发动机工作状态，中央传动组件从高压转子中提取功率，并将动力传递至附件齿轮箱，为附件齿轮箱上各附件提供动力。中央传动系统位于航空发动机轴承腔内，其结构形式和尺寸受轴承腔结构限制，工作时间与发动机工作时间相同，中央传动系统的性能直接影响发动机的使用性能和寿命。
4.如图1所示，常规航空发动机中央传动结构包括：第一滚珠轴承1、压气机前轴颈2结构、第一中央传动主动锥齿轮3结构、第一中央传动被动锥齿轮4结构、第一中央传动杆5。
5.航空发动机工作过程中，机械功率通过压气机前轴颈2结构，向第一中央传动主动锥齿轮3结构传递。第一中央传动主动锥齿轮3和第一中央传动被动锥齿轮4结构相互啮合，将高压转子的功率继续传递到中央传动系统中，再通过第一中央传动杆5，向附件机匣传递。
6.同时，在航空发动机工作过程中，高压转子系统的轴向力载荷，通过压气机前轴颈2处的第一滚珠轴承1，向发动机承力机匣传递，将转子载荷传递到发动机主承力框架中。
7.以上结构实现了航空发动机高压转子系统功率传递和轴向力传递的集成设计，既保证了功率提取的可靠，又实现了轴向力传递的可靠。该结构对中央传动锥齿轮的啮合间隙要求很高，在不同的工作状态下，转子系统的轴向力载荷和转子之间的间隙，不能影响锥齿轮的啮合。
8.在总体结构布局设计过程中，应当考虑发动机温度环境变化、转子系统轴向力的变化和中央传动周围二次流气体温度的变化，对轴向力传递功能和中央传动齿轮啮合间隙的影响，这些影响都与中央传动的布局设计相关。
9.对于高马赫数的涡轮发动机，产品的使用环境温度、转子系统的轴向载荷方向和中央传动周围二次流气体的温度都发生了很大的变化，现有功能，无法保证功率传递和轴向力传递的可靠。
10.随着飞行器的使用环境、使用用法、温度环境和转子轴向载荷的变化幅度，现有中央传动结构不适用于高马赫涡轮发动机，现有主要问题如下：
11.第一，高马赫数涡轮发动机的最大飞行高度、最大飞行速度远高于常规涡轮，高马赫数涡轮发动机工作的温度范围高于常规涡轮发动机。如果采用现有方案(轴向力传递和
功率传递集成的方案)，温度环境大幅度变化将放大中央传动锥齿轮之间的啮合间隙，将影响功率传递的效率。当齿轮啮合间隙过大时，还将影响齿轮的安全性，影响飞行安全。
12.第二，高马赫数涡轮发动机的工作速域为ma数0～6，转子系统的轴向力变化幅度更大，现有集成式方案中，轴向力载荷水平将影响中央传动锥齿轮的啮合，将影响齿轮的可靠性。
13.第三，集成式方案对结构整体的可靠性、制造精度、装配精度要求更高，使得结构的整体设计、生产和装配的费用更高。
14.因此，如何保证高马赫数涡轮发动机的中央传动系统功率和轴向力载荷的稳定传递是一个需要解决的问题。


技术实现要素：

15.本技术的目的是提供了一种高马赫数涡轮发动机中央传动系统总体结构，以解决现有技术中将常规航空发动机中央传动结构应用到高马赫数航空发动机内时，随着使用环境温度、转子系统的轴向载荷方向和中央传动周围二次流气体温度的变化，无法保证功率和轴向力载荷的可靠传递的问题。
16.本技术的技术方案是：一种高马赫数涡轮发动机中央传动系统总体结构，包括功率传递机构和轴向力传递机构，所述轴向力传递机构设于核心机内，所述功率传递机构一端设于核心机内、另一端穿过核心机进入到低压轴系的进气机匣内；所述功率传递机构包括齿轮组件和第二中央传动杆，所述第二中央传动杆设于进气机匣内侧，所述齿轮组件连接于第二中央传动杆和高压压气机的前轴颈之间，所述高压压气机的后轴颈与轴向力传递机构相连，所述第二中央传动杆与附件机匣相连。
17.优选地，所述齿轮组件包括第一齿轮组、水平传动轴和第二齿轮组；所述水平传动轴的轴向方向沿着航空发动机的轴向方向设置，所述第一齿轮组设于水平传动轴与第二中央传动杆之间，所述第二齿轮组设于水平传动轴与前轴颈之间；所述第二齿轮组包括同轴设于水平传动轴上的传动主动直齿轮、同轴设于高压压气机前轴颈上的传动被动直齿轮，所述传动主动直齿轮与传动被动直齿轮相互啮合。
18.优选地，所述第一齿轮组包括同轴设于水平传动轴上的第二中央传动主动锥齿轮、同轴设于第二中央传动杆上的第二中央传动被动锥齿轮，所述第二中央传动主动锥齿轮和第二中央传动被动锥齿轮相互啮合。
19.优选地，所述第一齿轮组和第二齿轮组分别位于第二中央传动杆的两侧。
20.优选地，所述进气机匣上设有锥形套，所述锥形套同轴套设于第二中央传动杆上，所述锥形套直径较小的一端与第二中央传动杆之间连接有第一固定轴承；所述锥形套直径较大的一端的侧壁上开设有对应设置的两组安装槽，所述水平传动轴插入至两组安装槽内，所述安装槽内壁与水平传动轴之间设有第二固定轴承。
21.优选地，所述进气机匣内设有沿航空发动机径向设置的密封套，所述第二中央传动杆同轴设置密封套内并且第二中央传动杆的两端与密封套内壁之间均连接有轴承。
22.优选地，所述高压压气机的前轴颈与进气机匣之间连接有滚棒轴承，所述风扇轴颈与高压压气机的前轴颈之间连接有封严篦齿。
23.优选地，所述功率传递机构包括高压滚珠轴承、轴承座和主燃烧室机匣，所述高压
滚珠轴承位于主燃烧室机匣内侧并且高压滚珠轴承的内环设于高压压气机的后轴颈上，所述轴承座与高压滚珠轴承的外环相连，所述主燃烧室机匣与轴承座相连。
24.本技术的一种高马赫数涡轮发动机中央传动系统总体结构，包括功率传递机构和轴向力传递机构，轴向力传递机构设于高压压气机出口与主燃烧室之间，功率传递机构设于高压压气机入口处，实现中央传动系统的功能的解耦和集成化的解耦，功率传递机构远离最高温、最高压的环境，从而更加容易设计；功率传递机构包括齿轮组件和第二中央传动杆，第二中央传动杆设于进气机匣内侧，齿轮组件连接于第二中央传动杆和高压压气机的前轴颈之间，在进行功率的传递时，高压压气机将功率通过齿轮组件传递至第二中央传动杆，而后再传递至附件机匣，由于功率传递机构处于进气机匣处，降低了传动系统隔热降温结构的复杂性，降低了整机结构重量，实现了轴向力和功率的稳定传递。
附图说明
25.为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
26.图1为背景技术结构示意图；
27.图2为本技术整体结构示意图；
28.图3为本技术功率传递机构的结构示意图；
29.图4为本技术轴向力传递机构的结构示意图。
30.1、第一滚珠轴承；2、压气机前轴颈；3、第一中央传动主动锥齿轮；4、第一中央传动被动锥齿轮；5、第一中央传动杆；6、第二中央传动杆；7、第二中央传动被动锥齿轮；8、第二中央传动主动锥齿轮；9、第二固定轴承；10、传动主动直齿轮；11、传动被动直齿轮；12、高压滚珠轴承；13、进气机匣；14、前轴颈；15、高压转子；16、水平传动轴；17、后轴颈；18、第一固定轴承；19、密封套；20、锥形套；21、封严篦齿；22、轴承座；23、主燃烧室机匣；24、滚棒轴承。
具体实施方式
31.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
32.一种高马赫数涡轮发动机中央传动系统总体结构，设于核心机内，核心机包括依次设置的高压压气机、主燃烧室、高压涡轮，为航空发动机的最重要部分，高压压气机、主燃烧室、高压涡轮内均设有静子系统和转子系统，工作时内部为高温、高压，工作环境恶劣，特别是高马赫数的航空发动机，核心机内的温度、压力进一步提高。
33.本技术通过对中央传动系统进行解耦合、解集成化，降低中央传动系统的工作环境的压力与温度，从而提高系统的可实施性。
34.如图2、图3所示，具体包括功率传递机构和轴向力传递机构，功率传递机构用于传递高压转子15的功率，轴向力传递机构用于传递转子系统的轴向力。功率传递机构设于高压高压压气机的入口处，轴向力传递机构设于高压压气机的出口与主燃烧室之间，通过该设置将功率传递机构与轴向力传递机构的功能相互分离，形成了解集成、解耦合的方案。
35.功率传递机构包括齿轮组件和第二中央传动杆6，第二中央传动杆6设于进气机匣13内侧，齿轮组件连接于第二中央传动杆6和高压压气机的前轴颈14之间，高压压气机的后
轴颈17(结合图4)与轴向力传递机构相连，第二中央传动杆6与附件机匣相连，附件机匣设于进气机匣13处与第二中央传动杆6相连。高压压气机的前轴颈14、后轴颈17均与高压转子15相连。
36.在航空发动机的工作过程中，转子系统的功率通过高压压气机的前轴颈14传递至齿轮组件内，而后齿轮组件将功率传递至第二中央传动杆6，中央传递杆最后将动力传递至附件机匣；在航空发动机起动时，附件机匣的动力通过第二中央传动杆6传递至齿轮组件，齿轮组件再通过高压压气机的前轴颈14传递至核心机的转子系统内，实现起动。
37.转子系统的轴向力通过功率传递机构传递至承力机匣，而后通过承力机匣传递至发动机主安装节内。
38.由于将齿轮组件和第二中央传动杆6由核心机移动到低压轴系的进气机匣13处，降低了齿轮组件和第二中央传动杆6的加工和装配精度，提高了系统的可生产性；并且进气机匣13的温度较主燃烧室入口处的温度降低200摄氏度以上，降低了传动系统隔热降温结构的复杂性，降低了整机结构重量。并且由于功率传递机构与轴向力传递机构结构的分离，功率传递机构也就能够更为稳定地实现轴向力的传递，轴向力传递机构能够更为稳定地实现功率的传递。
39.高压压气机的出口压力为核心机最高压力，主燃烧室的入口温度为核心机最高温度，该位置处的工作环境最为恶劣，也最为重要，往往也是设计的难点。将功率传递机构移动到进气机匣13处，核心机关于功率传递机构的空间空出，虽然在进气机匣13位置增加了对应的大致相同的空间，但是高压压气机出口与主燃烧室之间空间的重要性远大于进气机匣13处的空间，主燃烧室入口处可以利用多出的空间设置进行降温、降压的缓冲腔，以能够有效提高核心机的性能。
40.并且由于主燃烧室进口的温度、压力参数要求特别精准，而现有设计将中央传动系统设置到高压压气机与主燃烧室之间，会影响核心机最高压、高温位置出气流的传动，也即是主燃烧室的燃气入口参数容易受到功率传递机构的影响，而随着将功率传递机构挪出该位置，主燃烧室入口的受影响因素大幅减少，主燃烧室的工作性能也就更为稳定、更加容易控制。
41.优选地，齿轮组件包括第一齿轮组、水平传动轴16和第二齿轮组；水平传动轴16的轴向方向沿着航空发动机的轴向方向设置，第一齿轮组设于水平传动轴16与第二中央传动杆6之间，第二齿轮组设于水平传动轴16与前轴颈14之间；
42.第二齿轮组包括同轴设于水平传动轴16上的传动主动直齿轮10、同轴设于高压压气机前轴颈14上的传动被动直齿轮11，传动主动直齿轮10与传动被动直齿轮11相互啮合。
43.通过在功率传递机构中采用直齿齿轮啮合传动的方案，直至齿轮的啮合余度和传动稳定性更高，不需要非常严格的啮合间隙，降低了轴向载荷和温度变化对锥齿轮组的影响，提高了系统对间隙的补偿能力，提高了传动系统的可靠性。
44.优选地，第一齿轮组包括同轴设于水平传动轴16上的第二中央传动主动锥齿轮8、同轴设于第二中央传动杆6上的第二中央传动被动锥齿轮7，第二中央传动主动锥齿轮8和第二中央传动被动锥齿轮7相互啮合。
45.通过设置两组齿轮组进行轴向力的传动，齿轮啮合的自由度更大，传动比、装配精度均可以在较大的范围内进行设计，并且由于进气机匣处的可分配空间更大，装配更加省
时省力。在进行功率的传递时，转子系统的功率通过高压压气机前轴颈14传输至第二齿轮组，而后通过第二齿轮组传递至水平传动轴16，再通过第一齿轮组传递至第二中央传动杆6处，最后传递至附件机匣中，传力稳定；在进行发动机的起动时，传力方向相反。
46.优选地，第一齿轮组和第二齿轮组分别位于第二中央传动杆6的两侧，这样第二中央传动杆6的受力更加容易平衡，第二中央传动杆6也就能够更加方便地进行稳定固定。
47.优选地，进气机匣13上设有锥形套20，锥形套20的外部侧壁与进气机匣13螺栓连接，锥形套20同轴套设于第二中央传动杆6上，锥形套20直径较小的一端与第二中央传动杆6之间连接有第一固定轴承18；锥形套20直径较大的一端的侧壁上开设有对应设置的两组安装槽，水平传动轴16插入至两组安装槽内，安装槽内壁与水平传动轴16之间设有第二固定轴承9。通过设置锥形套20，同时实现了对水平传动轴16的固定和隔热保护，结构简单稳定。
48.优选地，进气机匣13内设有沿航空发动机径向一体设置的密封套19，所述第二中央传动杆6同轴设置密封套19内并且第二中央传动杆6的两端与密封套19内壁之间均连接有轴承。通过设置密封套19对第二中央传动杆6进行支撑和保护，连接稳定。
49.优选地，高压压气机的前轴颈14与进气机匣13之间连接有滚棒轴承24，所述风扇轴颈与高压压气机的前轴颈14之间连接有封严篦齿21。通过设置滚棒轴承24保证高压压气机能够受到进气机匣13的稳定支撑，通过设置封严篦齿21来对高压压气机与外界进行封严，并且将封严篦齿21和滚棒轴承24设于高压压气机与功率传递机构之间，在不影响功率传递机构的同时对高压压气机进行支撑和封严。
50.如图4所示，优选地，功率传递机构包括高压滚珠轴承12、轴承座22和主燃烧室机匣23，高压滚珠轴承12位于主燃烧室机匣23内侧并且高压滚珠轴承12的内环设于高压压气机的后轴颈17上，轴承座22与高压滚珠轴承12的外环相连，主燃烧室机匣23通过支板、螺栓等结构与轴承座22相连。高压转子15的轴向力通过高压滚珠轴承12传递至轴承座22，而后再通过轴承座22传递至主燃烧室机匣23，最后传递到发动机主安装节当中，随着功率传递机构的移出，该位置处的空间更加宽裕，传力也就更为稳定。
51.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。