(57)【要約】【課題】ガス・タービン・エンジンの遊星歯車列に使用される輪歯車を提供する。【解決手段】遊星歯車列は、ファンを駆動するために連結される。遊星歯車列は、太陽歯車と噛み合う中間歯車を支持するキャリアを含む。輪歯車は中間歯車を囲むとともに中間歯車と噛み合う。中間歯車の各々は、対応するジャーナル・ベアリング上で支持される。遊星歯車列は、約２．３以上の歯車減速比を規定する。タービン・セクションは、遊星歯車列を通してファンを駆動するように連結されている。タービン・セクションは、約５より大である圧力比を有するファン駆動タービンを含む。ファンは、約１．４５より小である圧力比を有し、ファンは、約１０より大であるバイパス比を有する。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ファン・シャフトと、
前記ファン・シャフトに取り付けられた、少なくとも１つのテーパ付けされたベアリングであって、前記ファン・シャフトが、前記少なくとも１つのテーパ付けされたベアリングに隣接して、少なくとも径方向成分を有する方向に延びる少なくとも１つの通路を含む、テーパ付けされたベアリングと、
前記テーパ付けされたベアリング上で回転するために取り付けられたファンと、
前記ファンを駆動するように連結された遊星歯車列であって、前記遊星歯車列が、太陽歯車と噛み合う中間歯車を支持するキャリアと、前記中間歯車を囲むとともに前記中間歯車と噛み合う輪歯車と、を含み、前記中間歯車の各々は、対応するジャーナル・ベアリング上で支持され、前記遊星歯車列が、約２．３以上の歯車減速比を規定する、遊星歯車列と、
前記遊星歯車列を通して前記ファンを駆動するように連結されたタービン・セクションであって、前記タービン・セクションは、約５より大である圧力比を有するファン駆動タービンを含み、前記ファンは、約１．４５より小である圧力比を有し、前記ファンは、約１０より大であるバイパス比を有する、タービン・セクションと、を備えるタービン・エンジン。
【請求項２】
前記ファン・シャフトが前記輪歯車に連結されている、請求項１に記載のタービン・エンジン。
【請求項３】
前記少なくとも１つのテーパ付けされたベアリングが、第１のテーパ付けされたベアリングを含み、前記少なくとも１つの通路が、第１の通路及び第２の通路を含み、前記第１の通路が、前記第１のテーパ付けされたベアリングの軸方向前方側に位置し、前記第２の通路が、前記第１のテーパ付けされたベアリングの軸方向後方側に位置する、請求項１に記載のタービン・エンジン。
【請求項４】
前記ファン・シャフトが、径方向内側の面に、軸方向面と径方向面の間に延びる少なくとも１つのウェルを含み、前記少なくとも１つの通路が前記径方向面で開口している、請求項１に記載のタービン・エンジン。
【請求項５】
前記ファン・シャフトが、径方向内側の面に複数のウェルを含み、各ウェルが軸方向側壁と径方向側壁の間に延び、前記少なくとも１つの通路が、前記複数のウェルの前記径方向側壁のそれぞれにおいて開口している複数の通路を含む、請求項１に記載のタービン・エンジン。
【請求項６】
前記複数のウェルの内の２つのウェルが、前記２つのウェルが共通の軸方向側壁を共有するように、軸方向に隣接する、請求項５に記載のタービン・エンジン。
【請求項７】
前記軸方向側壁は、徐々に傾斜するようになっている、請求項５に記載のタービン・エンジン。
【請求項８】
前記遊星歯車列が、２．３以上の歯車減速比を有する、請求項１に記載のタービン・エンジン。
【請求項９】
前記遊星歯車列が、約２．５以上の歯車減速比を有する、請求項１に記載のタービン・エンジン。
【請求項１０】
前記遊星歯車列が、２．５以上の歯車減速比を有する、請求項１に記載のタービン・エンジン。
【請求項１１】
前記ファンが、バイパス気流及びコア気流に関して、約１０．５：１より大であるバイパス比を規定する、請求項１に記載のタービン・エンジン。
【請求項１２】
３つのタービンがあり、前記ファン駆動タービンが、圧力が最低のタービンであり、高圧タービンおよび中間圧力タービンがあり、前記高圧タービンおよび前記中間圧力タービンがそれぞれコンプレッサ・ロータを駆動する、請求項１に記載のタービン・エンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はガス・タービン・エンジンの遊星歯車列に使用される輪歯車に関する。
【背景技術】
【０００２】
本開示は、現在は２０１４年４月２９日に付与された米国特許第８，７０８，８６３号である、２０１１年１２月３０日に出願された米国特許出願第１３／３４０，７３５号の継続出願である、２０１２年６月１日に出願された米国特許出願第１３／４８６，７６６号の一部継続出願である。米国特許第８，７０８，８６３号は、現在は、２０１４年６月１７日に付与された米国特許第８，７５３，２４３号である、２００６年８月１５日に出願された米国特許出願第１１／５０４，２２０号の一部継続出願である。
【０００３】
ガス・タービン・エンジンは通常、エンジンのタービン・セクションに連結された遊星歯車列を採用する。遊星歯車列は、ターボ・ファンを駆動するのに使用される。通常の遊星歯車列において、太陽歯車は、コンプレッサ・シャフトを通してタービン・シャフトから回転の入力を受ける。キャリアは、太陽歯車を囲むと共に太陽歯車と噛み合う中間歯車を支持する。輪歯車は、中間歯車を囲むと共に中間歯車と噛み合う。キャリアが回転しないように固定されている構成では、中間歯車が「星形」歯車と呼ばれ、輪歯車が、ターボ・ファンを支持する出力シャフトに連結されている。
【０００４】
通常、輪歯車は、スプライン・リングを使用してターボ・ファン・シャフトに連結されている。このスプライン・リングは、ターボ・ファン・シャフトのフランジに、周囲に配置されたボルトを使用して固定される。スプライン・リングは、フランジとは反対側にスプラインを含み、これらのスプラインは、輪歯車の、スプラインを備える外周面を支持する。輪歯車は通常、反対方向に面する歯を提供する第１及び第２の部分を含み、この歯は、反対方向に面する相補的な星形歯車の歯と噛み合う。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
遊星歯車列は、システム内の歯車間で負荷を分担しなければならない。結果として、輪歯車とスプライン・リングとの間の、スプライン連結部は、高負荷でたわみが大きい状況で摩耗する。スプライン連結部は径方向のクリアランスを必要とするため、ターボ・ファン・アセンブリのバランスを繰り返しとることが困難である。バランスは、スプラインの摩耗により、時間が経つにつれて悪化もする場合がある。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
特徴的な実施形態では、タービン・エンジンはファン・シャフトを有する。ファン・シャフトには、少なくとも１つのテーパ付けされたベアリングが取り付けられている。ファン・シャフトは、少なくとも１つのテーパ付けされたベアリングに隣接して、少なくとも径方向成分を有する方向に延びる少なくとも１つの通路を含む。ファンは、テーパ付けされたベアリング上で回転するために取り付けられている。遊星歯車列は、ファンを駆動するために連結されている。遊星歯車列は、太陽歯車と噛み合う中間歯車を支持するキャリアを含む。輪歯車は中間歯車を囲むとともに中間歯車と噛み合う。中間歯車の各々は、対応するジャーナル・ベアリング上で支持される。遊星歯車列は、約２．３以上の歯車減速比を規定する。タービン・セクションは、遊星歯車列を通してファンを駆動するように連結されている。タービン・セクションは、約５より大である圧力比を有するファン駆動タービンを含む。ファンは、約１．４５より小である圧力比を有し、ファンは、約１０より大であるバイパス比を有する。
【０００７】
上述の実施形態に係る別の実施形態では、ファン・シャフトが輪歯車に連結されている。
【０００８】
上述の実施形態のいずれか１つに係る別の実施形態では、少なくとも１つのテーパ付けされたベアリングが、第１のテーパ付けされたベアリングを含み、少なくとも１つの通路が、第１の通路及び第２の通路を含む。第１の通路は、第１のテーパ付けされたベアリングの軸方向前方側に位置し、第２の通路は、第１のテーパ付けされたベアリングの軸方向後方側に位置する。
【０００９】
上述の実施形態のいずれか１つに係る別の実施形態では、ファン・シャフトが、径方向内側の面に、軸方向面と径方向面の間に延びる少なくとも１つのウェルを含み、少なくとも１つの通路が径方向面で開口している。
【００１０】
上述の実施形態のいずれか１つに係る別の実施形態では、ファン・シャフトが、径方向内側の面に複数のウェルを含み、各ウェルが軸方向側壁と径方向側壁の間に延び、少なくとも１つの通路が、複数のウェルの径方向側壁のそれぞれにおいて開口している複数の通路を含む。
【００１１】
上述の実施形態のいずれか１つに係る別の実施形態では、複数のウェルの内の２つのウェルが、２つのウェルが共通の軸方向側壁を共有するように、軸方向に隣接する。
【００１２】
上述の実施形態のいずれか１つに係る別の実施形態では、軸方向側壁は、徐々に傾斜するようになっている。
【００１３】
上述の実施形態のいずれか１つに係る別の実施形態では、遊星歯車列は、２．３以上の歯車減速比を有する。
【００１４】
上述の実施形態のいずれか１つに係る別の実施形態では、遊星歯車列は、約２．５以上の歯車減速比を有する。
【００１５】
上述の実施形態のいずれか１つに係る別の実施形態では、遊星歯車列は、２．５以上の歯車減速比を有する。
【００１６】
上述の実施形態のいずれか１つに係る別の実施形態では、ファンは、バイパス気流及びコア気流に関して、約１０．５：１より大であるバイパス比を規定する。
【００１７】
上述の実施形態のいずれか１つに係る別の実施形態では、３つのタービンがあり、ファン駆動タービンが、圧力が最低のタービンであり、高圧タービンおよび中間圧力タービンがあり、高圧タービンおよび中間圧力タービンがそれぞれコンプレッサ・ロータを駆動する。
【００１８】
異なる実施例は、図面に示す特定の構成要素を有するが、本発明の実施形態は、それら特定の組合せに限定されない。ある実施例の構成要素または特徴のいくつかを、別の実施例の特徴または構成要素と組み合わせて使用することが可能である。
【００１９】
本明細書に開示されるそれら及び他の特徴は、以下の明細書及び図面から最もよく理解することができ、その内以下に記載されるものは、簡単な説明である。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】ターボ・ファン、遊星歯車列、及びコンプレッサ・セクションを示す、ガス・タービン・エンジンの前方部分の部分断面図である。
【図２】図１に示す遊星歯車列の拡大断面図である。
【図３】図２に示す構成に類似する、例示的な輪歯車の拡大断面図である。
【図４】図３の輪歯車の歯に向く方向で見た、図３に示す輪歯車の説明図である。
【図５】別の実施形態を示す説明図である。
【図６】さらに別の実施形態を示す説明図である。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
ガス・タービン・エンジン１０の一部分が、図１に概略的に示されている。タービン・エンジン１０は、相互に固定された複数の部品から形成された、固定されたハウジング１２を含む。ブレードを含むコンプレッサ・ハブ１６を有するコンプレッサ・セクション１４は、タービン・シャフト２５によって軸Ａ周りで駆動される。ターボ・ファン１８は、コンプレッサ・シャフト２４によって駆動されるターボ・ファン・シャフト２０上で支持され、コンプレッサ・シャフト２４により、コンプレッサ・ハブ１６が遊星歯車列２２を通して支持される。
【００２２】
図示の例示的な装置においては、遊星歯車列２２は星型歯車列である。図２を参照すると、遊星歯車列２２は、コンプレッサ・シャフト２４に連結された太陽歯車３０を含み、コンプレッサ・シャフト２４により、スプライン連結部を介して回転の入力が提供される。キャリア２６は、トルク・フレーム２８により、当該技術分野で知られている固定用のつめ（図示せず）を使用してハウジング１２に固定されている。キャリア２６は、ジャーナル・ベアリング３４を使用して星形歯車を支持しており、ジャーナル・ベアリング３４は、太陽歯車３０の歯と星形歯車３２の歯との間の噛合面によって太陽歯車３０に連結されている。複数の星形歯車３２が、太陽歯車３０周りで周方向に配置されている。保持器３６がジャーナル・ベアリング３４をキャリア２６に対して保持している。輪歯車３８は、キャリア２６を囲み、噛合面によって星形歯車３２と連結している。回転出力を提供する輪歯車３８は、周囲に配置された締結要素によってターボ・ファン・シャフト２０に固定されている。締結要素については、以下にさらに詳細に記載する。
【００２３】
図示のように、星形歯車３２の各々は、ジャーナル・ベアリング３４の内の１つの上に支持されている。各ジャーナル・ベアリング３４は、軸方向端部３５ａ、３５ｂ間に延びる内部中心キャビティ３４ａを有する。この実施例では、図示のように、内部中心キャビティ３４ａは、軸方向端部３５ａが閉じているので軸方向に貫通していない。少なくとも１つの通路３７が、内部中心キャビティ３４ａから外周ジャーナル面３９に延びている。この実施例では、少なくとも１つの通路３７は、第１の通路３７ａ、及びこの第１の通路３７ａから軸方向に離間した第２の通路３７ｂを含む。図示のように、第１の通路３７ａ及び第２の通路３７ａは、内部中心キャビティ３４ａの軸方向端部３５ａ、３５ｂに関して不均等に離間している。
【００２４】
作動時には、潤滑剤が内部中心キャビティ３４ａに提供される。潤滑剤は内部中心キャビティ３４ａを通って流れ、次いで、少なくとも１つの通路３７を通って外側に、外周ジャーナル面３９へ流れる。それにより、内部中心キャビティ３４ａ及び少なくとも１つの通路３７の構成は、ジャーナル・ベアリング３２を冷却及び潤滑する役割を果たす。
【００２５】
ガス・タービン・エンジン１０は、高バイパスギアード構成の航空機用エンジンである。開示の非限定的な一実施形態では、エンジン１０は、約６から１０より大であるバイパス比を有し、遊星歯車列２２は、歯車減速比が約２．３より大であるか、約２．５より大である遊星歯車システムまたは他の歯車システムであり、エンジン１０の低圧タービンは、約５より大である圧力比を有する。開示の一実施形態では、エンジン１０のバイパス比は、約１０（１０：１）より大であるか、１０．５：１より大であり、ターボ・ファン１８の直径は、コンプレッサ・セクション１４の低圧コンプレッサの直径よりも著しく大きく、低圧タービンは、約５：１よりも大である圧力比を有する。一実施例では、遊星歯車列２２は、約２．３：１よりも大であるか、約２．５：１よりも大である歯車減速比を有する。しかし、上述のパラメータは、ギアード構成のエンジンの一実施例の例示的なものでしかなく、本発明は、直接駆動式ターボ・ファンを含め、他のガス・タービン・エンジンに適用可能であることを理解されたい。
【００２６】
高バイパス比に起因して、バイパス流Ｂにより、かなりの量の推力が提供される。エンジン１０のファン１８は、特定の飛行条件−通常は約マッハ０．８Ｍおよび３５，０００フィートでの巡航のために設計されている。エンジンの燃費が最もよく、「バケット巡航ＴＳＦＣ」としても知られているマッハ０．８Ｍ、３５，０００フィートの飛行条件は、燃焼する燃料のｌｂｍを、エンジンがその最低値において提供する出力のｌｂｆで割った、業界の標準パラメータである。「低いファン圧力比」は、ファン・ブレードのみにわたる圧力比である。非限定的な一実施例に係る、本明細書に開示の低いファン圧力比は、約１．４５よりも低い。「低い修正されたファン先端速度」は、［（Ｔａｍｂｉｅｎｔ  ｄｅｇＲ）／５１８．７）＾０．５］の業界標準温度修正値で割った、ｆｔ／秒の実際のファン先端速度である。本明細書に開示の、非限定的な一実施例に係る「低い修正されたファン先端速度」は、約１１５０ｆｔ／秒より低い。
【００２７】
図３及び４を参照すると、輪歯車３８は、第１の部分４０及び第２の部分４２を有する２部品の構成である。第１の部分４０及び第２の部分４２は、径方向インターフェイス４５において互いに当接している。トラフ４１は、第１の部分４０及び第２の部分４２の各々の上の、反対方向に角度付けられた歯４３（図４に最もよく示されている）を分離している。歯４３の構成により、第１の部分４０及び第２の部分４２が、径方向インターフェイス４５において互いに向けて押し付けられる。第１の部分４０及び第２の部分４２の背面は、ほぼＳ型の外周面４７を含む。外周面４７は、厚さの変化を伴って、構造的剛性及び転倒モーメントに対する抵抗力を与える。第１の部分４０及び第２の部分４２は、第１の厚さＴ１を有し、この第１の厚さＴ１は、第１の厚さＴ１よりも軸方向内側の第２の厚さＴ２よりも小さい。第１の部分４０及び第２の部分４２は、内部環状キャビティ４６を形成する対向する凹部４４を含む。
【００２８】
第１の部分４０及び第２の部分４２は、歯４３から外側に、径方向に延びるフランジ５１を含む。ターボ・ファン・シャフト２０は、周囲に配置されたボルト５２及びナット５４によりフランジ５１に固定された径方向外側に延びるフランジ７０を含み、これにより、ターボ・ファン・シャフト２０と輪歯車３８とを互いに対して軸方向に拘束するとともに固定する。したがって、スプライン・リングが除去され、これにより、スプラインの鋭利な端部及び表面積のために、偏流及び攪拌によって生じる熱を低減もする。スプラインを使用することの結果である径方向の動きがなくなるため、ターボ・ファン・シャフト２０及び輪歯車３８は、互いに対して回転バランスを取ることができる。オイル整流装置６８もまた、フランジ５１、７０に固定され、アセンブリに対しバランスが取られている。
【００２９】
ナイフ・エッジ５８を有するシール５６は、フランジ５１、７０に固定されている。第１の部分４０及び第２の部分４２は、径方向インターフェイス４５の位置に、穴５０を形成する溝４８を有し、穴５０により、輪歯車３８を通して、締結具６１でキャリア２６に固定された排油溝６０にオイルを排出する（図２）。溝４８によって提供される直接の径方向の流路により、スプラインとともに存在していた軸方向の流路の変化を避けることで、偏流及び攪拌を低減する。すなわち、オイルは、径方向に流れ、次いで軸方向に流れて、スプラインインターフェイスを通って流れなければならなかった。排油溝６０は、アルミニウムなどの柔軟な材料で形成され、したがって、鋼で形成されたナイフ・エッジ５８で、排油溝６０とナイフ・エッジ５８とが干渉する際に、アルミニウムに切り込むことができる。図３を参照すると、シール５６は、シール５６内の第１及び第２のスロット６４，６６によって提供されるオイル回帰通路６２をも含み、これにより、輪歯車３８のどちら側のオイルをも排油溝６０に排出することが許容される。図２に示す例では、第１のスロット６４及び第２のスロット６６が代わりに、フランジ７０及びオイル整流装置６８にそれぞれ設けられている。
【００３０】
図５は、実施形態２００を示しており、シャフト２０６を駆動し、次いでファン・ロータ２０２を駆動するファン駆動タービン２０８が存在する。減速歯車２０４を、ファン駆動タービン２０８とファン・ロータ２０２との間に設けることができる。この減速歯車２０４は、上記開示の減速歯車と同様に構成され、作動することができる。コンプレッサ・ロータ２１０は、中間圧力タービン２１２によって駆動し、第２段のコンプレッサ・ロータ２１４は、タービン・ロータ２１６によって駆動する。燃焼セクション２１８は、コンプレッサ・ロータ２１４とタービン・セクション２１６の中間に配置されている。
【００３１】
図６は、さらに別の実施形態３００を示しており、ファン・ロータ３０２及び第１段のコンプレッサ３０４が同じ速度で回転する。減速歯車３０６（上記開示のように構成してもよい）は、コンプレッサ・ロータ３０４と、低圧タービン・セクションによって駆動されるシャフト３０８との中間にある。
【００３２】
本発明の実施形態を開示してきたが、当業者であれば、特定の変更形態が本発明の範囲内にあることを理解するであろう。このため、本発明の真の範囲及び内容を判定するのに、添付の特許請求の範囲を考慮されたい。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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