具有改进的推进效率的航空推进系统

摘要

本发明涉及一种航空推进系统(1)，该航空推进系统包括：‑驱动轴(10)，‑低压压缩机(4)，‑风扇轴(13)，该风扇轴驱动风扇(2)，‑减速机构(12)，该减速机构将驱动轴(10)和风扇轴(13)联接，以及‑入口通道(3)，该入口通道在风扇(2)和低压压缩机(4)之间延伸，入口(18)具有预定的平均半径(R3)，一方面的入口通道(3)的平均半径(R3)和低压压缩机(4)的平均半径(R2)和另一方面的减速机构(12)的减速比之间的比值严格地小于0.35。

说明书

技术领域

本发明涉及航空推进系统领域，更具体地说，涉及具有高的或者甚至非常高的涵道比和高的推进效率的双流式推进系统。

背景技术

双流式推进系统在气流方向上从上游到下游通常包括风扇、主流环形空间和次级流环形空间。由风扇吸入的大量空气因此被分为主流和次级流，主流在主流空间中流通，次级流与主流同心并且在次级流空间中流通。风扇(或螺旋桨)可以为有涵道的并且容纳在风扇壳体中，或者替代地可以为无涵道的并且是无涵道单风扇类型(Unducted Single Fan，USF，无涵道单风扇的首字母缩写)。风扇叶片可以是固定的或具有可变的节距，可以通过节距更改机构根据飞行阶段来调整该节距。

主流空间穿过主体，该主体包括一个或多个压缩机级(例如低压压缩机和高压压缩机)、燃烧室、一个或多个涡轮级(例如高压涡轮和低压涡轮)以及排气喷嘴。通常，高压涡轮通过被称为高压轴的第一轴使高压压缩机旋转，而低压涡轮通过被称为低压轴的第二轴使低压压缩机和风扇转动。低压轴通常被容纳在高压轴中。

为了提高推进系统的推进效率并且降低推进系统的比耗以及风扇产生的噪声，已经提出具有高涵道比的推进系统，该涵道比对应于次级流量与主流量的比值。高涵道比在本发明中是指大于10的涵道比，例如介于10至80之间的涵道比。为了实现这样的涵道比，将风扇与低压涡轮解耦，从而使得能够独立优化风扇与低压涡轮各自的旋转速度。通常，上述解耦是通过设置在低压轴的上游端和风扇之间的减速装置(诸如游星式或行星式减速机构)来实现的。随后风扇由低压轴通过该减速机构和被称为风扇轴的附加轴进行驱动，该附加轴固定在减速机构和风扇盘状件之间。

这种解耦因此使得能够降低风扇的旋转速度和压力比，并且增加由低压涡轮提取的功率。实际上，航空推进系统的总体效率主要由推进效率决定，而通过推进系统的空气的动能变化的最小化对推进效率具有有利的影响。在具有高涵道比的推进系统中，产生推进力的流量的大部分由推进系统的次级流构成，次级流的动能主要受次级流通过风扇时所受到的压缩的影响。因此，推进效率和风扇的压力比是相关联的：风扇的压力比越低，推进效率就越好。

风扇压力比的选择除了主要影响推进效率外，还影响推进系统的各种技术特性，包括：风扇的直径(以及推进系统及其短舱的外部尺寸、质量和阻力)、风扇的旋转速度和减速机构的减速比。

特别地，推力是通过推进系统进行处理的空气的质量流量(主要由次级流构成)和由风扇赋予的能量变化的一阶函数，风扇的压缩比的降低包括增加次级流的空气流量，以保持推进系统提供给定的所需推力水平的能力。这种次级流量的增加导致外径的增加，进而导致低压模块的质量和短舱的外部阻力的增加，而这两者对于推进系统的总体能量效率具有负面影响。因此，在提高推进效率和最小化由次级流空间的尺寸的增加而引起的质量和阻力损失之间寻求折衷方案是有必要的，从而优化推进系统的总体能量效率。

此外，对于给定的飞行条件，风扇压力比的减小意味着风扇的平均叶片轮廓上期望的偏差的减小。该偏差是由上游风扇的供应速度以及与风扇的旋转有关的驱动速度的组合产生，其整体通过三角测量关系相关联，该三角测量关系是由通过叶片的绝对参考速度和相对参考速度的组合产生。上游速度与飞行条件以及推进系统的进气口的设计有关，因此风扇的压力比的降低伴随着风扇的旋转速度的降低，这是由于以下因素的结合造成的：高的风扇半径以及需要将风扇叶片上的局部入射角保持在通常介于+5°到+15°之间的范围内。

最后，风扇低压力比的选择直接影响风扇与低压涡轮之间的减速比：风扇压力比越低，减速比越高。

从这些结果中可以看出，现在的推进系统必须具有以下参数才能具备竞争力，其中，发动机1处于现今被认为是有效的涵道发动机的上限，而发动机2对应于现今被认为是非常有效的发动机：

在本发明中，发动机1和2是单轴架构(风扇与气体发生器同心)，现今认为对于气体发生器来说，单轴架构比偏置(偏置)架构(涡轮螺旋桨型)更有效，因为单轴架构使得能够向气体发生器提供方位角均匀的空气，例如以同心环的形式。在风扇和气体发生器之间的非同心架构中，进气口通常是非轴对称的并且由一个或多个波瓣和偏转管道组成。

最后，这种类型的架构的选择导致机械集成问题，由于风扇的压力比低，这种机械集成问题更加显著。在与减速机构的架构相同的情况下，(i)减速比增大越多并且其径向尺寸增大越多，使得减速机构在主流路径下难以集成，和(ii)低压轴的旋转速度越高，则由低压轴驱动的低压压缩机的旋转速度越高，并且低压压缩机的平均半径必须越低，以限制低压压缩机叶片的尖端部处的周边速度。

这两个限制条件结合在一起导致低压压缩机上游的主流路径(通常用鹅颈形状表示)的入口通道具有特别高的倾斜度，因为减速机构的径向尺寸大并且低压压缩机的平均半径低。这导致在该通道中的空气动力损失增加并且低压压缩机供应不足，而这不利于推进系统的推进效率。

这些发现既适用于具有涵道风扇(具有或不具有可变的风扇叶片节距)的双流式涡轮机类型的推进系统，也适用于USF型的无涵道推进系统。特别地，USF型架构使得能够进一步提高推进效率：通过消除短舱，使得可以克服产生的质量和阻力限制。然而，对这些架构的优化导致更高的减速比：对于与具有高涵道比和涵道风扇的涡轮机上相同类型的低压压缩机和低压涡轮，小于每分钟1200转的风扇速度(螺旋桨)导致减速比达到10。

发明内容

本发明的目的是提出一种航空推进系统，诸如双流式涡轮机，该双流式涡轮机的风扇有涵道并且具有或不具有可变节距的风扇叶片，或提出一种USF类型的无涵道推进系统，其具有高涵道比和改进的推进效率。

根据第一方面，本发明提出了一种航空推进系统，所述航空推进系统包括：

-驱动轴，所述驱动轴能够围绕旋转轴线旋转地移动，

-低压压缩机，所述低压压缩机由所述驱动轴驱动旋转，所述低压压缩机具有预定的平均半径，

-风扇轴，

-风扇，所述风扇由所述风扇轴驱动旋转，

-减速机构，所述减速机构将所述驱动轴和所述风扇轴联接，所述减速机构包括第一减速级和第二减速级，所述第一减速级由所述驱动轴驱动旋转，所述第二减速级使所述风扇轴旋转，并且所述减速机构具有预定的减速比，以及

-入口通道，所述入口通道在所述风扇和所述低压压缩机之间延伸，所述入口通道具有与所述风扇邻近的入口以及与所述入口相对并且与所述低压压缩机邻近的出口，所述入口具有预定的平均半径。

此外，一方面的所述入口通道的所述平均半径和所述低压压缩机的所述平均半径和另一方面的所述减速机构的所述减速比之间的比值严格地小于0.35，优选地严格小于0.30，更优选地严格小于0.20。

根据第一方面的推进系统的一些优选的但非限制性的特征如下，这些特征以单独或组合的方式实施：

-所述减速机构具有最大外半径，并且所述入口通道的平均半径至多等于所述最大外半径与300mm的和。

-所述减速机构具有最大外半径，并且所述入口通道的平均半径最少为所述最大外半径与100mm的和。

-所述低压压缩机包括至少一个可移动叶片叶轮，所述至少一个可移动叶片叶轮由所述驱动轴驱动旋转并且位于所述入口通道的所述出口处，所述叶轮的每个叶片具有前缘、根部和尖端部，并且所述低压压缩机的平均半径对应于所述叶片在所述叶片的所述根部和所述尖端部之间沿其前缘的半径的平均值。

-所述减速机构包括至少一个包括第一啮合构件的环状件和多个包括第二啮合构件的行星齿轮，所述减速机构的所述最大外半径对应于所述环状件的半径和所述行星齿轮的半径之间的最大半径，其中，所述环状件的半径是在径向于所述旋转轴线的平面中在所述旋转轴线与所述第一啮合构件的尖端部之间测量的，所述行星齿轮的半径是在径向平面中在所述旋转轴线和所述第二啮合构件的尖端部之间测量的。

-所述减速比大于或等于4.5。

-所述推进系统无涵道并且所述减速比大于或等于6。

-所述减速机构为游星式或行星式。

-所述减速机构的所述第一减速级和所述第二级减速级中的每个包括螺旋齿或直齿。

-所述第一减速级的所述齿是螺旋状的并且与所述旋转轴线形成介于10°到30°之间的角度，优选地介于15°到25°之间的角度。

-所述第二减速级的所述齿是螺旋状的并且与所述旋转轴线形成介于10°到30°之间的角度。

-所述第一减速级和所述第二减速级的所述齿是螺旋状的，所述推进系统还包括插入在所述减速机构的太阳齿轮与所述风扇轴之间的内部轴承。

-所述第一减速级和所述第二减速级的所述齿是螺旋状的，所述推进系统还包括位于所述风扇处的推力轴承，所述推力轴承插入在所述推进系统的所述风扇轴和定子部分之间。

-所述推进系统的涵道比介于10到80之间。

-当所述风扇有涵道时，所述风扇的压缩比介于1.04至1.29之间，当所述风扇无涵道时，所述压缩比介于1.01至1.025之间。

-所述风扇包括多个风扇叶片，每个风扇叶片具有环状件，当所述风扇有涵道时，处于起飞速度时所述风扇叶片在其尖端部处的周边速度介于260m/s至330m/s之间，而当所述风扇无涵道时，所述周边速度小于225m/s。

根据第二方面，本发明提出了一种航空推进系统，所述航空推进系统包括：

-驱动轴，所述驱动轴能够围绕旋转轴线旋转地移动，

-风扇轴，

-减速机构，所述减速机构将所述驱动轴和所述风扇轴联接，所述减速机构具有第一减速级和第二减速级，所述第一减速级由所述驱动轴驱动旋转，所述第二减速级使所述风扇轴旋转，所述减速机构的所述第一减速级和所述第二减速级中的每个包括螺旋齿，所述螺旋齿与所述旋转轴线形成介于10°至30°之间的角度，优选地介于15°至25°之间的角度。

根据第二方面的推进系统的一些优选的但非限制性的特征如下，这些特征以单独或组合的方式实施：

-所述推进系统还包括低压压缩机以及入口通道，所述低压压缩机由所述驱动轴驱动旋转，所述低压压缩机具有预定的平均半径，所述入口通道在所述风扇和所述低压压缩机之间延伸，所述入口通道具有与所述风扇邻近的入口以及与所述入口相对并且与所述低压压缩机邻近的出口，所述入口具有预定的平均半径。此外，一方面的所述入口通道的平均半径和所述低压压缩机的平均半径与另一方面的所述减速机构的减速比之间的比值严格地小于0.35，优选地严格小于0.30，优选地严格小于0.20。

-所述减速机构具有最大外半径，并且所述入口通道的平均半径至多等于所述最大外半径与300mm的和。

-所述减速机构具有最大外半径，并且所述入口通道的平均半径最少为所述最大外半径与100mm的和。

-所述低压压缩机包括至少一个可移动叶片叶轮，所述至少一个可移动叶片叶轮由所述驱动轴驱动旋转并且位于所述入口通道的所述出口处，所述叶轮的每个叶片具有前缘、根部和尖端部，并且所述低压压缩机的平均半径对应于所述叶片在所述叶片的所述根部和所述尖端部之间沿其前缘的半径的平均值。

-所述减速机构包括至少一个包括第一啮合构件的环状件和多个包括第二啮合构件的行星齿轮，所述减速机构的所述最大外半径对应于所述环状件的半径和所述行星齿轮的半径之间的最大半径，其中，所述环状件的半径是在径向于所述旋转轴线的平面中在所述旋转轴线与所述第一啮合构件的尖端部之间测量的，所述行星齿轮的半径是在径向平面中在所述旋转轴线和所述第二啮合构件的尖端部之间测量的。

-所述减速比大于或等于4.5。

-所述推进系统无涵道并且所述减速比大于或等于6。

-所述减速机构包括两个减速级。

-所述减速机构为游星式。

-所述减速机构包括由所述驱动轴驱动旋转的第一减速级和驱动所述风扇轴旋转的第二减速级，所述减速机构的所述第一减速级和所述第二级减速级中的每个包括螺旋齿或直齿。

-所述第一减速级和所述第二减速级的所述齿是螺旋状的，所述推进系统还包括插入在所述减速机构的太阳齿轮与所述风扇轴之间的内部轴承。

-所述第一减速级和所述第二减速级的所述齿是螺旋状的，所述推进系统还包括位于所述风扇处的推力轴承，所述推力轴承插入在所述推进系统的所述风扇轴和定子部分之间。

-所述推进系统的涵道比介于10到80之间。

-当所述风扇有涵道时，所述风扇的压缩比介于1.04至1.29之间，当所述风扇无涵道时，所述压缩比介于1.01至1.025之间。

-所述风扇包括多个风扇叶片，每个风扇叶片具有环状件，当所述风扇有涵道时，处于起飞速度时所述风扇叶片在其尖端部处的周边速度介于260m/s至330m/s之间，而当所述风扇无涵道时，所述周边速度小于225m/s。

根据第三方面，本发明提出了一种航空推进系统，所述航空推进系统包括：

-低压主体，所述低压主体驱动所述驱动轴围绕旋转轴线旋转，

-风扇，所述风扇由风扇轴驱动旋转，

-减速机构，所述减速机构将所述驱动轴和所述风扇轴联接，

所述推进系统包括两个减速级，并且包括：

-太阳齿轮，所述太阳齿轮以所述旋转轴线为中心并且被配置为由所述驱动轴驱动旋转，

-环状件，所述环状件与所述太阳齿轮同轴并且相对于所述推进系统固定，以及

-一系列行星齿轮，所述一系列行星齿轮在所述太阳齿轮和所述环状件之间围绕所述旋转轴线周向地分布，每个行星齿轮包括与所述太阳齿轮啮合以形成所述第一减速级的第一部分和与所述环状件啮合以形成所述第二减速级的第二部分，所述第一部分的直径与所述第二部分的直径不同。

可选地，所述行星齿轮安装在行星架上，所述行星架围绕所述旋转轴线是可旋转移动的并且与所述风扇轴成一体。

在一实施例中，所述低压主体包括驱动所述旋转轴的低压涡轮、以及低压压缩机。

根据第三方面的推进系统的一些优选的但非限制性的特征如下，这些特征以单独或组合的方式实施：

-所述低压主体包括低压压缩机，所述低压压缩机由所述驱动轴驱动旋转，所述低压压缩机具有预定的平均半径，并且所述推进系统还包括入口通道，所述入口通道在所述风扇和所述低压压缩机之间延伸，所述入口通道具有与所述风扇邻近的入口以及与所述入口相对并且与所述低压压缩机邻近的出口，所述入口具有预定的平均半径。此外，一方面的所述入口通道的平均半径和所述低压压缩机的平均半径与另一方面的所述减速机构的减速比之间的比值严格地小于0.35，优选地严格小于0.30，优选地严格小于0.20。

-所述减速机构具有最大外半径，并且所述入口通道的平均半径至多等于所述最大外半径与300mm的和。

-所述减速机构具有最大外半径，并且所述入口通道的平均半径最少为所述最大外半径与100mm的和。

-所述低压主体包括由所述驱动轴驱动旋转的低压压缩机，所述低压压缩机包括至少一个可移动叶片叶轮，所述至少一个可移动叶片叶轮由所述驱动轴驱动旋转并且位于所述入口通道的所述出口处，所述叶轮的每个叶片具有前缘、根部和尖端部，并且所述低压压缩机的平均半径对应于所述叶片在所述叶片的所述根部和所述尖端部之间沿其前缘的半径的平均值。

-所述环状件包括第一啮合构件并且所述行星齿轮包括第二啮合构件，所述减速机构的所述最大外半径对应于所述环状件的半径和所述行星齿轮的半径之间的最大半径，其中，所述环状件的半径是在径向于所述旋转轴线的平面中在所述旋转轴线与所述第一啮合构件的尖端部之间测量的，所述行星齿轮的半径是在径向平面中在所述旋转轴线和所述第二啮合构件的尖端部之间测量的。

-所述减速比大于或等于4.5。

-所述推进系统无涵道并且所述减速比大于或等于6。

-所述减速机构包括两个减速级。

-所述减速机构为游星式。

-所述减速机构的所述第一减速级和所述第二级减速级中的每一个包括螺旋齿或直齿。

-所述第一减速级的所述齿是螺旋状的并且与所述旋转轴线形成介于10°到30°之间的角度，优选地介于15°到25°之间的角度。

-所述第二减速级的所述齿是螺旋状的并且与所述旋转轴线形成介于10°到30°之间的角度。

-所述第一减速级和所述第二减速级的所述齿是螺旋状的，所述推进系统还包括插入在所述减速机构的太阳齿轮与所述风扇轴之间的内部轴承。

-所述第一减速级和所述第二减速级的所述齿是螺旋状的，所述推进系统还包括位于所述风扇处的推力轴承，所述推力轴承插入在所述推进系统的所述风扇轴和定子部分之间。

-所述推进系统的涵道比介于10到80之间。

-当所述风扇有涵道时，所述风扇的压缩比介于1.04至1.29之间，当所述风扇无涵道时，所述压缩比介于1.01至1.025之间。

-所述风扇包括多个风扇叶片，每个风扇叶片具有环状件，当所述风扇有涵道时，处于起飞速度时所述风扇叶片在其尖端部处的周边速度介于260m/s至330m/s之间，而当所述风扇无涵道时，所述周边速度小于225m/s。

根据第四方面，本发明提出了一种飞行器，所述飞行器包括根据第一方面、第二方面和/或第三方面的航空推进系统。

所述航空推进系统可以包括双流式涡轮机，该双流式涡轮机的风扇有涵道并且具有或不具有可变节距的风扇叶片，或者所述航空推进系统可以包括USF类型的无涵道推进系统。

附图说明

本发明的其他特征、目标和优点将从以下描述中显现出来，以下描述仅仅是说明性的而不是限制性的，并且必须结合附图阅读，在附图中：

图1示意性地示出了根据本发明的一实施例的包括可变节距的涵道风扇的航空推进系统的示例。

图2示意性地示出了根据本发明的一实施例的包括USF型的无涵道风扇的航空推进系统的示例。

图3是可以用于根据本发明的航空推进系统中的减速机构的一个示例的部分详细示意性截面图。

图4a和图4b是分别示出了对于相同减速比的两级游星式减速机构和单级游星式减速机构的示意图。

图5是图3的减速机构的示例性实施例的侧视图。

图6是可以用于根据本发明的航空推进系统中的行星式减速机构的一个示例的部分详细示意性截面图。现有技术的推进系统的入口通道也在该图中以虚线示出。

图7是示出了对于相同的减速比，一侧(左侧)是两级行星式减速机构，另一侧(右侧)是单级游星式减速机构的示意图。

在所有的附图中，类似的元件具有相同的附图标记。

具体实施方式

推进系统1通常包括风扇2和主体。主体在推进系统1中的气流方向上包括：紧邻风扇2下游延伸的入口通道3、低压压缩机4、高压压缩机5、燃烧室6、高压涡轮7、低压涡轮9和排气喷嘴。高压涡轮7通过高压轴8驱动高压压缩机5旋转，而低压涡轮9通过驱动轴10(例如低压轴10)驱动低压压缩机4和风扇2旋转。

风扇2包括风扇盘状件2，该风扇盘状件在其周边设置有风扇叶片11，当该风扇叶片旋转时，该风扇叶片驱动气流进入推进系统1的主流空间和次级流空间中。

低压压缩机4包括至少一个压缩级，该至少一个压缩级包括可移动叶片叶轮14(转子)，该可移动叶片叶轮14由低压轴10驱动并且在围绕轴线X周向分布的一系列固定叶片(定子或整流器)的前面旋转。如果需要，低压压缩机4可以包括至少两个压缩级。每个叶片15具有前缘16、后缘、根部17和尖端部18。本发明中的前缘16是指叶片15的被配置为面向进入低压压缩机4的空气流延伸的边缘。该前缘对应于空气动力学轮廓的面向气流并且将气流分为下表面流和上表面流的前部。后缘反过来对应于空气动力学轮廓的后部，下表面流和上表面流在该后缘处交汇。

入口通道3紧邻风扇2的下游延伸。入口通道具有入口18和出口20，该入口18邻近风扇叶片11的根部并且位于用于分离主流空间和次级流空间的喷口19的正下方，并且该出口20邻近低压压缩机4。入口通道3具有鹅颈管的总体形状，使得入口18在径向上比出口20更远离旋转轴线X。入口通道3以其本身已知的方式包括入口导向叶轮(或IGV，IGV为入口导向叶片(Inlet Guide Vane)的缩写)，该入口导向叶轮包括围绕轴线X周向分布的一排固定叶片21。这些固定叶片21中的每一个具有前缘22、以及根部23和尖端部24，前缘22与入口齐平。

本发明适用于任何类型的双流式航空推进系统1，无论风扇2是涵道式还是非涵道式的，具有固定节距还是可变节距的叶片。

推进系统1有高涵道比。高涵道比在本发明中是指大于或等于10的涵道比，例如介于10到80之间的涵道比。为此，风扇2与低压涡轮9解耦，以通过设置在低压轴10的上游端(相对于推进系统1中的气流方向)和风扇2之间的减速机构12来独立地优化它们各自的旋转速度。随后风扇2由低压轴10通过减速机构12和风扇轴13进行驱动，该风扇轴固定在减速机构12和风扇盘状件2之间。风扇轴13可围绕旋转轴线X旋转移动，该旋转轴线X与低压轴10的旋转轴线X同轴。

可选地，推进系统1还包括节距更改机构43，该节距更改机构位于风扇盘状件和风扇叶片11之间并且被配置为修改风扇叶片11的节距角。

为了计算涵道比，当推进系统1在标准大气(根据国际民用航空组织手册(OACI)，Doc7488/3，第3版所定义)和海平面上稳定在起飞速度时，对次级流量和主流量进行测量。

以下将在这些条件下对所有参数进行测量，即当推进系统1在标准大气(根据国际民用航空组织手册(OACI)，Doc7488/3，第3版所定义)和海平面上稳定在起飞速度时进行测量。

为了改善低压压缩机4的供应，一方面的入口通道3的平均半径R3和低压压缩机4的平均半径R2与减速机构12的减速比GR之间的比值R严格小于0.35。

[公式1]

这种比值R与减速机构的输入部处的大于6MW的最大起飞功率特别相关。

入口通道3的平均入口半径R3在本发明中是指减速机构12的最大外半径R1以及减速机构12与入口通道3的用于集成推进系统1的组成元件(诸如油回收、凸缘、屈曲件等)的内部罩状件之间的最小间距的和。上述间距在径向于轴线X的平面中至少等于100mm，并且最多等于300mm，优选地小于275mm，通常为250mm。优选地，比值R严格小于0.30，优选地严格小于0.20。

低压压缩机4的平均半径R2在本发明中是指低压压缩机4的可移动叶片15的根部17和尖端部18之间的前缘16的半径(在径向平面中测量)的平均值。当低压压缩机4包括多个压缩级时，低压压缩机4的平均半径R2在相对于气体流动方向的最上游的移动叶轮14处进行测量，也就是说，在输入通道2的输出部20处延伸的移动叶轮14处进行测量。

入口通道3的平均半径对应于入口通道3的固定叶片21的根部23和尖端部24之间的前缘22的半径(在径向平面中测量)的平均值。

与现有技术的发动机相比，推进系统1因此对于高的或甚至非常高的减速比来说具有更小尺寸的减速机构12。因此，低压压缩机4上游的主流路径的入口通道3的倾斜度更平缓，从而改善了低压压缩机4的供应。与此同时，高的减速比(GR)使得能够降低风扇2的旋转速度和压缩比，并且优化低压涡轮9的尺寸。因此，提高了推进系统1的推进效率。

减速比(GR)至少等于4.5。

在推进系统1包括涵道风扇2(图1)以及必要时具有可变节距的风扇叶片11的情况下，减速比大于或等于4.5，例如介于4.5到6之间。

在推进系统1包括无涵道(例如USF型)风扇2(图2)的情况下，减速比GR大于或等于6并且小于或等于14，优选地小于或等于12，例如包括在介于7到10之间。

此外，具有这种比值GR的推进系统1随后包括倾斜度比传统发动机更缓和的入口通道3。这导致通过减少入口通道3中的空气动力损失而使得低压压缩机4的供应得到显著改善，从而进一步提高了推进系统1的推进效率。

减速机构12包括至少一个包括第一啮合构件26的环状件25以及至少一个包括一组行星齿轮28的减速级27，每个行星齿轮28包括第二啮合构件29、29’。这些第一啮合构件26和第二啮合构件29、29’以其本身已知的方式包括直齿或螺旋齿，直齿或螺旋齿具有通过凹槽两两分开的尖端部。减速机构12的最大外半径R1然后对应于以下半径之间的最大半径：

-环状件25的半径，该半径对应于在径向于旋转轴线X的平面中在旋转轴线X和第一啮合构件26的齿的尖端部之间的距离，以及

-行星齿轮28的半径，该半径对应于在径向平面中在旋转轴线X与第二啮合构件29的齿的尖端部之间的距离。

例如，在图3中，减速机构12的最大半径R1对应于行星齿轮28的半径。类似地，在图6中，减速机构12的最大半径R1对应于行星齿轮28的半径。

此外，在推进系统1包括涵道风扇2的情况下，风扇2的直径D可以介于105英寸(266.7cm)到135英寸(342.9cm)之间。在推进系统1包括无涵道风扇2的情况下，风扇2的直径D可以介于150英寸(381cm)和180英寸(457.2cm)之间，例如167英寸(424.18cm)。本发明中的风扇2的直径D是指在径向于旋转轴线X的平面中的一距离的两倍，该距离是在旋转轴线X和风扇叶片11的尖端部30之间在风扇叶片11的前缘31和尖端部之间的交汇处测量的。

另外，对于这些风扇2的直径D，涵道风扇2压缩比可以介于1.04到1.29之间，而无涵道风扇2的压力比可以介于1.01到1.025之间。风扇2的压缩比是在与涵道比相同的条件下测量的，也就是说，当推进系统1在标准大气(根据国际民用航空组织手册(OACI)，Doc7488/3，第3版所定义)和海平面上稳定在起飞速度时测量的。

在涵道风扇2的情况下，推进系统1的涵道比可以介于10至31之间，在无涵道风扇2的情况下，推进系统的涵道比可以介于40至80之间。

在处于如上定义的起飞速度时，当风扇2有涵道时，在风扇叶片11的尖端部处(即在其尖端部30处测量的)的周边速度介于260m/s到330m/s之间，在风扇2无涵道时，该周边速度小于225m/s。

在特别是如图5所示的第一实施例中，减速机构12是两级和游星式的。如果有需要，减速机构12恰好包括两个减速级27、32。

更具体地说，减速机构12包括：

-太阳齿轮33，该太阳齿轮以旋转轴线X为中心并且被配置为在输入部处连接到低压轴10。为此，太阳齿轮33在其内部径向表面上包括花键34，该花键34被配置为与形成在低压轴10的上游端35上的相应的花键配合。

-环状件25，该环状件25与太阳齿轮33同轴。环状件25相对于推进系统1的壳体固定。通常，环状件25可以通过环状件保持件凸缘36安装在入口通道3的内部罩状件上。

-一系列行星齿轮28，该一系列行星齿轮在太阳齿轮33和环状件25之间周向地分布。行星齿轮28安装在行星架44上，行星架44可围绕旋转轴线X旋转移动。行星架44固定到风扇轴13。

在如图6所示的第二实施例中，减速机构12是两级和行星式的。如果有需要，减速机构12恰好包括两个减速级27、32。

与两级和游星式减速机构类似，两级和行星式减速机构12包括：

-太阳齿轮33，该太阳齿轮33以旋转轴线X为中心并且被配置为由低压轴10驱动旋转，该低压轴10用作驱动轴，

-环状件25，该环状件25与太阳齿轮33同轴，以及

-一系列行星齿轮28，该一系列行星齿轮28在太阳齿轮33和环状件25之间围绕旋转轴线X周向地分布，每个行星齿轮28包括与太阳齿轮33啮合的第一部分38以及与环状件25啮合的第二部分39。

然而，减速机构是行星式的，行星架44相对于推进系统1的定子部分是固定的，并且环状件25被配置为驱动风扇轴13围绕旋转轴线X旋转。

无论两级减速机构12的类型(即游星式或行星式)如何，每个行星齿轮28围绕各自的回转轴线37可旋转地(例如经由滑动轴承)安装在行星架44上。此外，每个行星齿轮28相对于其回转轴线37旋转对称，并且包括直径不同的两个部分38、39。行星齿轮28的每个部分38、39因此形成减速机构12的一个级。

更具体地说，每个行星齿轮28的第一部分38相对于其回转轴线37为旋转的圆柱形，并且该第一部分38具有被配置为与太阳齿轮33的外部径向表面配合的外部径向表面。为此，该第一部分38的外表面包括第一系列齿29，该第一系列齿29被配置为与太阳齿轮33的齿34’啮合。

每个行星齿轮28的第二部分39相对于其回转轴线37为旋转的圆柱形，并且该第二部分39具有被配置为与环状件25的内部径向表面配合的外部径向表面。为此，该第二部分39的外表面包括第二系列齿29’，该第二系列齿29’被配置为与环状件25的齿26啮合。

每个行星齿轮28的第一部分38和第二部分39制成一体。例如，同一行星齿轮28的第一部分38和第二部分39可以一体形成并且形成为单(整体)件。替代地，同一行星齿轮28的第一部分38和第二部分39可以进行组装。

此外，同一减速机构12的行星齿轮28在形状和尺寸上是相同的。

因此，通过低压轴10驱动太阳齿轮33旋转具有驱动行星齿轮28围绕其回转轴线37旋转的效果。在游星式减速机构12的情况下，行星齿轮28的第二部分39与固定的环状件25啮合，第二部分围绕其回转轴线37的旋转具有使行星齿轮28(连同其回转轴线37和行星架44)围绕旋转轴线X旋转的效果。最后，风扇轴13连接到行星齿轮28的第二部分39，使得第二部分围绕旋转轴线X的旋转具有驱动行星架44和风扇轴13围绕旋转轴线X旋转的效果。在行星式减速机构12的情况下，行星齿轮28的第二部分39与旋转移动的环状件25啮合，该第二部分围绕其回转轴线37的旋转具有使行星齿轮28(其固定在行星架44上，行星架44相对于定子是固定的)围绕其回转轴线37围绕旋转轴线X旋转的效果。最后，风扇轴13连接到环状件25，使得环状件25围绕旋转轴线X的旋转具有驱动风扇轴13围绕旋转轴线X旋转的效果。

不管减速机构12的类型如何，行星齿轮28的第二部分39与第一部分38具有不同的直径。为了获得高的推进效率，第二部分39的直径严格小于第一部分38的直径。实际上，行星齿轮28的第一部分38和第二部分39之间的直径差使得在类似的径向尺寸下能够获得比在单级减速机构12中更高的减速比。因此，行星齿轮28的第一部分38的直径和第二部分39的直径的尺寸可以被设计为以较小的径向尺寸实现大于或等于4.5的减速比，从而使得能够缓和输入通道3的倾斜度。

作为比较，图4a和图4b示出了单级游星式减速机构12(图4b)以及两级游星式减速机构12(图4a)提供的径向尺寸，上述单级游星式减速机构和两级游星式减速机构具有相同的减速比，对于单级游星式减速机构：环状件25’、行星齿轮28’和太阳齿轮33’，最大外半径R1’，低压压缩机的平均半径R2’和入口通道3’的入口18’的平均半径R3’。上述比较表明，对于相同的减速比，具有最小径向尺寸的减速机构12是两级游星式减速机构12。

仍然作为比较，图7示出了两级行星式减速机构12(在附图中的左侧)和单级游星式减速机构(在附图中的右侧)提供的径向尺寸，两者具有相同的减速比。上述比较表明，对于相同的减速比，具有最小径向尺寸的减速机构是两级游星式减速机构12。类似地，当减速机构是单级游星类型(对于相同的减速比)时，入口通道3’的形状在图6中示出(虚线)。如图3中清楚示出的，入口通道3’的倾斜度明显大于包括两级游星式减速机构12的推进系统1的入口通道3的倾斜度，这会产生空气动力学损失并且降低推进系统1的推进效率。

与现有技术的发动机相比，推进系统1对于高的减速比来说具有更小尺寸的减速机构12。作为结果，低压压缩机4上游的主流路径的入口通道3的倾斜度更平缓，从而改善了低压压缩机4的供应，并且使得能够降低分离喷口19的半径，并且由此提高涵道比。与此同时，高的减速比使得能够降低风扇2的旋转速度和压缩比，并且优化低压涡轮9的尺寸。因此推进系统1的推进效率得以提高。

在第一实施例中，减速机构12的齿26、29、29’、34’是螺旋状的。

在该实施例中，减速机构12还可以包括内部轴承41，通常是双滚珠轴承或液压轴承，该内部轴承41插入在太阳齿轮33和风扇轴13之间并且被配置为承受在低压轴10和行星齿轮28的第一部分38之间产生的轴向力。此外，推进系统1包括位于风扇2处的推力轴承42，该推力轴承42插入在风扇轴13和推进系统1的(固定的)定子部分之间，并且该推力轴承42被配置为不仅承受风扇产生的轴向力，而且还承受行星齿轮28的第二部分39和环状件25之间产生的轴向力。

可选地，减速机构12的齿26、29、29’、34’的螺旋形状使得能够对推力轴承42所承受的轴向力进行限制。因此，齿26、29’、29、34’的螺旋角和其定向(符号)的选择使得能够对由风扇2(上游)产生并且通常由推力轴承42承受的轴向力进行补偿。例如，每个行星齿轮28的第二部分39的齿29’的螺旋角(相对于包括旋转轴线X和行星齿轮28的回转轴线37的平面)在10°到30°之间，使得能够在环状件25和行星齿轮28的第二部分39之间实现啮合，从而在下游产生轴向力并且对由风扇2施加的由推力轴承42承受的拉力进行补偿。因此，由于由减速机构12产生的轴向力对由风扇2产生的拉力的补偿，更准确地说，通过环状件25的螺旋齿和行星齿轮28的第二部分39的啮合，可以减小位于风扇2处的推力轴承42的尺寸。

此外，每个行星齿轮28的第一部分38的齿29的螺旋角(相对于包括旋转轴线X和行星齿轮28的回转轴线37的平面)在10°到30°之间，优选地在15°到25°之间，使得能够对减速机构12的内部轴承41处的力进行补偿，并且由此减少该轴承41处的损失。

还将注意的是，两级游星式减速机构12的使用使得低压轴10的花键的直径的尺寸设计更加灵活。事实上，在推进系统1的入口通道3下方的相同尺寸中，两级游星式减速机构12的环状件25的径向尺寸减小，这使得在必要时能够增加低压轴10的花键的直径。作为比较，在单级减速机构的情况下，为了获得高的减速比，需要减小花键的直径以满足入口通道3下方的减速机构12的总径向尺寸。

在第二实施例中，减速机构12的齿26、29、29’、34’是直线状的。在该实施例中，内部轴承41是可选的。

可选地，当推进系统1包括被配置为对风扇叶片11的节距角进行更改的节距更改机构43时，并且当减速机构12是游星类型时，用于节距更改机构43和减速机构12的润滑油传递轴承(Oil Transfer Bearing，OTB，用于多通道旋转液压密封或旋转油传递)的供油需求被设置在减速机构12的下游。另一方面，当减速机构12为行星类型时，如图6所示的，OTB可以设置在减速机构12的上游并且包括(间接地)安装在风扇轴13上的旋转部分和安装在行星架44上的固定部分。有利地，在这种构型中，OTB中只有对节距更改机构43的致动构件进行供应的部分包括旋转部分，OTB通过穿过固定的行星架44的管道46被供应来自油箱45的油。

还可以注意到的是，两级游星式减速机构12的组件使得能够限制组装期间的冲击风险。事实上，由于螺旋齿25、29、29’、34’，由太阳齿轮33、行星齿轮28和行星架44组成的组件从前面被安装为单件形式。随后环状件25被带到上游，并且通过环状件保持件凸缘25连接到推进系统1。作为比较，在单级减速机构12的情况下，由于人字形齿的存在，整个减速机构12(太阳齿轮、行星齿轮、行星架和环状件)必须安装为一个整体。随后该组件被带入发动机，并且随后通过环状件保持件凸缘进行固定。

对于大于8的减速比，两级减速机构12提供了更好的效率。齿之间的滑动速度实际上低于单级减速机构12中的速度，这减少了摩擦并且由此减少了损失。对于较低的减速比，两级减速机构12的效率与单级减速机构12的效率相当。