CN104040117A - 具有齿轮传动架构的燃气涡轮发动机 - Google Patents

Abstract

根据本发明的一个示例性方面的一种燃气涡轮发动机，包括核心机舱，所述核心机舱围绕发动机中心线轴线被限定；风扇机舱，所述风扇机舱至少部分地围绕所述核心机舱被安装，以限定用于风扇旁通空气流的风扇旁通流路径；风扇可变面积喷嘴，所述风扇可变面积喷嘴能够相对于所述风扇机舱轴向移动，以便在发动机操作期间改变风扇喷嘴出口面积并且调节所述风扇旁通空气流的压力比；以及齿轮系统，所述齿轮系统由所述核心机舱之内的核心发动机驱动，以便驱动所述风扇机舱之内的风扇，所述齿轮系统限定了大于或等于大约2.3的齿轮减速比。

Description

具有齿轮传动架构的燃气涡轮发动机

相关申请的交叉引用

本申请要求2012年1月9日提交的美国申请No. 13/346,100的优先权，该美国申请是2007年7月27日提交的美国申请No. 11/829213的部分继续申请。

技术领域

本发明涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及具有可变几何结构的风扇出口导叶（FEGV）系统以改变其风扇旁通流路径面积的涡轮风扇发动机。

背景技术

常规的燃气涡轮发动机通常包括风扇部段和核心部段，风扇部段的直径大于核心部段的直径。风扇部段和核心部段绕纵向轴线设置并且被包封在发动机机舱组件之内。燃烧气体穿过核心排气喷嘴从核心部段排出，同时设置在主核心排气路径径向外面的环形风扇旁通流沿着风扇旁通流路径并穿过环形风扇排气喷嘴排出。大部分推力由旁通流产生，而剩余推力从燃烧气体提供。

风扇旁通流路径是适合于起飞和着陆条件以及巡航条件的折中方案。沿着风扇旁通流路径的最小面积确定了空气的最大质量流。在发动机停止条件期间，沿着旁通流路径的不足流面积可能导致明显的流溢出以及相关联的空气阻力（drag）。风扇机舱直径的尺寸典型地设计为将在这些发动机停止条件期间的空气阻力降到最低，这导致风扇机舱直径大于正常巡航条件下所需的直径，正常巡航条件下的空气阻力小于航空器任务的各部分期间的最佳空气阻力。

发明内容

根据本公开的示例性方面的一种燃气涡轮发动机，包括：核心机舱，所述核心机舱围绕发动机中心线轴线被限定；风扇机舱，所述风扇机舱至少部分地围绕所述核心机舱被安装，以限定用于风扇旁通空气流的风扇旁通流路径；风扇可变面积喷嘴，所述风扇可变面积喷嘴相对于所述风扇机舱轴向地可移动，以在发动机操作期间改变风扇喷嘴出口面积并且调节所述风扇旁通空气流的压力比；以及齿轮系统，所述齿轮系统由所述核心机舱之内的核心发动机驱动，以便驱动所述风扇机舱之内的风扇，所述齿轮系统限定大于或等于大约2.3的齿轮减速比。

在任一前述燃气涡轮发动机实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述发动机可以进一步包括与所述风扇旁通流路径连通的多个风扇出口导叶，所述多个风扇出口导叶可围绕旋转轴线旋转以改变所述风扇旁通流路径。附加地或替代地，所述多个风扇出口导叶可以是同时可旋转的。附加地或替代地，所述多个风扇出口导叶可以安装在中间发动机壳体结构之内。

在任一前述燃气涡轮发动机实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述多个风扇出口导叶中的每一个可以包括可枢转部分，所述可枢转部分可围绕所述旋转轴线相对于固定部分旋转。附加地或替代地，所述可枢转部分可以包括前缘翼片。

在任一前述燃气涡轮发动机实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述控制器可以是可操作的以控制所述风扇可变面积喷嘴，以便改变风扇喷嘴出口面积并且调节所述风扇旁通空气流的压力比。附加地或替代地，所述控制器可以是可操作的以在巡航飞行条件下减小所述风扇喷嘴出口面积。附加地或替代地，所述控制器可以是可操作的以控制所述风扇喷嘴出口面积，以便降低风扇不稳定性。

在任一前述燃气涡轮发动机实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述风扇可变面积喷嘴可以限定所述风扇机舱的后缘。

在任一前述燃气涡轮发动机实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述齿轮系统可以限定大于或等于大约2.5的齿轮减速比。附加地或替代地，所述齿轮系统可以限定大约或等于2.5的齿轮减速比。

在任一前述燃气涡轮发动机实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述核心发动机可以包括低压涡轮机，所述低压涡轮机限定大于大约五（5）的压力比。

在任一前述燃气涡轮发动机实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述核心发动机可以包括低压涡轮机，所述低压涡轮机限定大于五（5）的压力比。

在任一前述燃气涡轮发动机实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述旁通流可以将旁通比限定为大于大约六（6）。附加地或替代地，所述旁通流可以将旁通比限定为大于大约十（10）。附加地或替代地，所述旁通流可以将旁通比限定为大于十（10）。

在任一前述燃气涡轮发动机实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述发动机可以进一步包括与所述风扇旁通流路径连通的多个风扇出口导叶，所述多个风扇出口导叶可围绕旋转轴线旋转以改变所述风扇旁通流路径。

附图说明

对于本领域技术人员来讲，本发明的各种特征和优点从当前优选实施方式的随后的详细描述将变得明显。伴随该详细描述的附图能够简要地描述如下：

图1A是用于与本发明一起使用的示例性燃气涡轮发动机实施方式的一般示意性局部不完整视图；

图1B是提供风扇可变面积喷嘴的FEGV系统的立体侧视局部不完整视图；

图2A是单个FEGV翼面的截面图；

图2B是图2A中所示FEGV显示在第一位置中的截面图；

图2C是图2A中所示FEGV显示在被旋转位置中的截面图；

图3A是单个FEGV翼面的另一实施方式的截面图；

图3B是图3A中所示FEGV显示在第一位置中的截面图；

图3C是图3A中所示FEGV显示在被旋转位置中的截面图；

图4A是具有a的单个FEGV带狭缝翼面的另一实施方式的截面图；

图4B是图4A中所示FEGV显示在第一位置中的截面图；以及

图4C是图4A中所示FEGV显示在被旋转位置中的截面图。

具体实施方式

图1示出了燃气涡轮风扇发动机10的一般局部不完整示意图，燃气涡轮风扇发动机10从发动机吊架P悬挂在发动机机舱组件N之内，该发动机机舱组件N对于设计用于亚音速操作的航空器是典型的。

涡轮风扇发动机10在容纳低转子14和高转子24的核心机舱12之内包括核心部段。低转子14包括低压压缩机16和低压涡轮机18。低转子14直接或通过齿轮系22驱动风扇部段20。高转子24包括高压压缩机26和高压涡轮机28。燃烧器30布置在高压压缩机26和高压涡轮机28之间。低转子和高转子14、24围绕发动机旋转轴线A旋转。

发动机10为高旁通齿轮传动架构的航空器发动机。在一个公开的非限制实施方式中，发动机10的旁通比大于大约六（6），其中一个实例实施方式大于大约十（10），齿轮系22是周转齿轮系（例如行星齿轮系统）或者齿轮减速比大于大约2.3的其他齿轮系统，并且低压涡轮机18具有大于大约五（5）的压力比。在一个公开的实施方式中，发动机10为高旁通齿轮传动的涡轮风扇航空器发动机，其中发动机10的旁通比大于十（10），涡轮风扇直径显著大于低压压缩机16的直径，并且低压涡轮机18具有大于五（5）的压力比。低压涡轮机18的压力比为在低压涡轮机18的进口之前测得的压力相对于在排气喷嘴之前的低压涡轮机18的出口处的压力。齿轮系22可以是周转齿轮系（例如行星齿轮系统）或者齿轮减速比大于大约2.5的其他齿轮系统。然而应当理解，上面的参数仅仅是一个齿轮传动的涡轮风扇发动机的示例，并且本发明可同样适用于包括直接驱动涡轮风扇的其他燃气涡轮发动机。

空气流进入风扇机舱34，风扇机舱34可以至少部分地环绕核心机舱12。风扇部段20将空气流传输到核心机舱12内，用于由低压压缩机16和高压压缩机26压缩。由低压压缩机16和高压压缩机26压缩的核心空气流与燃烧器30中的燃料混合，然后在高压涡轮机28和低压涡轮机18上膨胀。涡轮机28、18被联接成随相应转子24、14旋转，以便响应于膨胀而旋转地驱动压缩机26、16并且通过齿轮系22旋转地驱动风扇部段20。核心发动机排气E穿过在核心机舱12和尾锥32之间限定的核心喷嘴43离开核心机舱12。

旁通流路径40被限定在核心机舱12和风扇机舱34之间。发动机10生成具有旁通比的高旁通流布置，其中，进入风扇机舱34的空气流的大约80%变成旁通流B。旁通流B传输穿过大致环形的旁通流路径40，并且可以穿过风扇可变面积喷嘴（FVAN）42从发动机10排出，风扇可变面积喷嘴42在风扇部段20下游的风扇机舱34的尾部节段34S处限定了风扇机舱34和核心机舱12之间的可变风扇喷嘴出口面积44。

参考图1B，核心机舱12一般被支撑在核心发电机壳体结构46上。风扇壳体结构48围绕核心发动机壳体结构46被限定以支撑风扇机舱34。核心发动机壳体结构46通过多个周向隔开的径向延伸的风扇出口导叶（FEGV）50固定到风扇壳体48。风扇壳体结构48、核心发动机壳体结构46以及在其之间延伸的多个周向隔开的径向延伸的风扇出口导叶50典型地为完整单元，该完整单元通常被称为中间壳体。应当理解的是，风扇出口导叶50可以为各种形式。在公开的实施方式中，中间壳体结构包括可变几何结构的风扇出口导叶（FEGV）系统36。

推力是密度、速度和面积的函数。这些参数中的一个或更多个能够被操纵以改变由旁通流B提供的推力的量和方向。由于高旁通比，旁通流B提供了显著量的推力。发动机10的风扇部段20标称地设计成用于特别飞行条件——典型地以大约0.8马赫和大约35,000英尺巡航。0.8马赫和35,000英尺的飞行条件，其中发动机处于其最佳燃料消耗处——也被称为“稳定巡航推力燃料消耗率（bucket cruise Thrust Specific Fuel Consumption，‘TSFC’）”——是正在燃烧的燃料磅质量（lbm）除以发动机在该最低点处产生的磅推力（lbf）的工业标准参数。“低风扇压力比”是在不具有风扇出口导叶（FEGV）系统36时单独跨过风扇扇叶的压力比。如根据一个非限制实施方式在本文所公开的，低风扇压力比小于大约1.45。“低校正风扇叶尖速度”是以英尺/秒计的实际风扇叶尖速度除以[(T_环境 deg R) / 518.7)^0.5]的工业标准温度校正。如根据一个非限制实施方式在本文所公开的，“低校正风扇叶尖速度”小于大约1150英尺/秒。

由于风扇部段20被高效地设计为处于用于高效巡航条件的特别的固定前伸角（stagger angle）处，因此FEGV系统36和/或FVAN42被操作以调节风扇旁通空气流，使得风扇扇叶的迎角或入射角被保持成接近于用于其他飞行条件（例如降落和起飞）下的高效发动机操作的设计入射角。FEGV系统36和/或FVAN42可以被调节以响应于控制器C选择性地调节旁通流B的压力比。例如，在风力发动机或发动机停止期间质量流增大，并且在着陆时破坏推力。另外，FEGV系统36将方便以及在某些情况下替代FVAN42，例如，可变流面积被利用以管理并优化风扇操作线，该风扇操作线提供了操作性余地并且允许在峰值效率附近操作风扇，该峰值效率能够形成低风扇压力比和低风扇叶尖速度设计；并且可变面积通过改变扇叶入射角提高了风扇扇叶的空气动力性，从而降低了噪声。因此，关于性能以及例如噪声水平的其他操作参数，FEGV系统36在飞行条件范围上提供了优化的发动机操作。

参考图2A，每一风扇出口导叶50在前缘56和后缘58之间包括由外翼面壁表面54限定的相应翼面部分52。外翼面壁54典型地具有形成压力侧的大致凹陷形状部分以及形成吸力侧的大致凸起形状部分。应当理解的是，由外翼面壁表面54限定的相应翼面部分52可以为大致等同的，或者被分别调整以优化流特征。

每一风扇出口导叶50围绕叶片纵向旋转轴线60安装。叶片旋转轴线60典型地横向于发动机轴线A，或者与发动机轴线A成角度。应当理解的是，各种支撑支柱61或其他这种构件可以定位穿过翼面部分52，以在核心发动机壳体结构46和风扇壳体结构48之间提供固定支撑结构。旋转轴线60可以围绕翼面横截面的几何结构重心（CG）定位。仅作为致动器系统62（示意性地示出；图1A）的实例的同步环（unison ring）操作以旋转每一风扇出口导叶50，以便选择性地改变风扇喷嘴喷口面积（图2B）。同步环可以例如位于中间壳体结构中，例如核心发动机壳体结构46或风扇壳体48中的任一者或两者之内（图1A）。

在操作时，FEGV系统36与控制器C通信，以便旋转风扇出口导叶50并有效地改变风扇喷嘴出口面积44。包括发动机控制器或航空器飞行控制系统的其他控制系统也可以与本发明一起使用。风扇出口导叶50在标称位置和被旋转位置之间的旋转选择性地改变风扇旁通流路径40。即，喷口面积（图2B）和投影面积（图2C）两者通过调节风扇出口导叶50而改变。通过调节风扇出口导叶50（图2C），旁通流B对于特别飞行条件（例如在发动机停止条件期间）增大。由于较小旁通流将在风扇机舱34的外侧周围溢出，因此避免流分离所需的风扇机舱的最大直径可以被减小。因此，这将减小风扇机舱在正常巡航条件期间的空气阻力，并且降低机舱组件的重量。反过来，通过关闭FEGV系统36以减小相对于给定旁通流的流面积，发动机推力被明显破坏，因此最小化或消除了推力反向器的需要，并进一步降低了重量和包装需要。应当理解的是，其他布置以及本质上无限的中间位置同样可与本发明一起使用。

通过调节FEGV系统36（其中所有风扇出口导叶50同时移动），发动机推力和燃料经济性在每一飞行状态期间被最大化。通过单独地调节仅特别风扇出口导叶50以提供非对称的风扇旁通流路径40，发动机旁通流可以被选择性地矢量化，以便例如仅仅提供配平平衡、推力受控的操纵、增强的地面操作和短场性能。

参考图3A，FEGV系统36'的另一实施方式包括多个风扇出口导叶50'，每一个风扇出口导叶50'包括固定翼面部分66F以及相对于固定翼面部分66F枢转的枢转翼面部分66P。枢转翼面部分66P可以包括前缘翼片，该前缘翼片可由如上所述的致动器系统62'致动，以便改变喷口面积（图3B）和投影面积（图3C）两者。

参考图4A，FEGV系统36"的另一实施方式包括多个带狭缝的风扇出口导叶50"，每一个带狭缝的风扇出口导叶50"包括固定翼面部分68F以及枢转和滑动翼面部分68P，枢转和滑动翼面部分68P相对于固定翼面部分68F枢转并滑动以产生狭缝70，改变喷口面积（图4B）和投影面积（图4C）两者，大致如上文所述。该带狭缝叶片方法不但增大了流面积，而且提供了附加利益，当在风扇出口导叶50"上存在负的入射角时，其允许空气从风扇出口导叶50"的高压凸起侧流动到风扇出口导叶50"的低压凹陷侧，这延迟了流分离。

前面的描述是示例性的而非由其内的限制因素所限定。考虑到上面的教导，本发明的许多修改和变型是可能的。本发明的优选实施方式已经被公开，然而，本领域普通技术人员将会意识到，某些修改将会落在本发明的范围之内。因此，要理解的是，在所附权利要求的范围之内，本发明可以以与所特别描述的不同的方式实践。出于该原因，所附权利要求应当被研究以确定本发明的真实范围和内容。

Claims (18)

1.一种燃气涡轮发动机，包括：

核心机舱，所述核心机舱围绕发动机中心线轴线被限定；

风扇机舱，所述风扇机舱至少部分地围绕所述核心机舱被安装，以限定用于风扇旁通空气流的风扇旁通流路径；

风扇可变面积喷嘴，所述风扇可变面积喷嘴能够相对于所述风扇机舱轴向移动，以便在发动机操作期间改变风扇喷嘴出口面积并且调节所述风扇旁通空气流的压力比；以及

齿轮系统，所述齿轮系统由所述核心机舱之内的核心发动机驱动，以便驱动所述风扇机舱之内的风扇，所述齿轮系统限定了大于或等于大约2.3的齿轮减速比。

2.根据权利要求1所述的发动机，进一步包括与所述风扇旁通流路径连通的多个风扇出口导叶，所述多个风扇出口导叶能够围绕旋转轴线旋转以改变所述风扇旁通流路径。

3.根据权利要求2所述的发动机，其中，所述多个风扇出口导叶能够同时旋转。

4.根据权利要求2所述的发动机，其中，所述多个风扇出口导叶被安装在中间发动机壳体结构之内。

5.根据权利要求2所述的发动机，其中，所述多个风扇出口导叶中的每一个均包括可枢转部分，所述可枢转部分能够围绕所述旋转轴线相对于固定部分旋转。

6.根据权利要求5所述的发动机，其中，所述可枢转部分包括前缘翼片。

7.根据权利要求1所述的发动机，进一步包括控制器，所述控制器能够操作以控制所述风扇可变面积喷嘴，以便改变风扇喷嘴出口面积并且调节所述风扇旁通空气流的压力比。

8.根据权利要求7所述的发动机，其中，所述控制器能够操作以在巡航飞行条件下减小所述风扇喷嘴出口面积。

9.根据权利要求7所述的发动机，其中，所述控制器能够操作以控制所述风扇喷嘴出口面积，以便降低风扇不稳定性。

10.根据权利要求1所述的发动机，其中，所述风扇可变面积喷嘴限定了所述风扇机舱的后缘。

11.根据权利要求1所述的发动机，其中，所述齿轮系统限定了大于或等于大约2.5的齿轮减速比。

12.根据权利要求1所述的发动机，其中，所述齿轮系统限定了大于或等于2.5的齿轮减速比。

13.根据权利要求1所述的发动机，其中，所述核心发动机包括低压涡轮机，所述低压涡轮机限定了大于大约五（5）的压力比。

14.根据权利要求1所述的发动机，其中，所述核心发动机包括低压涡轮机，所述低压涡轮机限定了大于五（5）的压力比。

15.根据权利要求1所述的发动机，其中，所述旁通流将旁通比限定为大于大约六（6）。

16.根据权利要求1所述的发动机，其中，所述旁通流将旁通比限定为大于大约十（10）。

17.根据权利要求1所述的发动机，其中，所述旁通流将旁通比限定为大于十（10）。

18.根据权利要求17所述的发动机，进一步包括与所述风扇旁通流路径连通的多个风扇出口导叶，所述多个风扇出口导叶能够围绕旋转轴线旋转以改变所述风扇旁通流路径。