[发明专利]一种高马赫数涡轮发动机中央传动系统总体结构

说明书

本申请属于航空发动机总体结构布局设计领域，为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，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，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，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。

技术领域

本申请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

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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：

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。

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。

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。