CN106468181A - 用于燃气涡轮发动机的气流喷射喷嘴 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及用于燃气涡轮发动机的气流喷射喷嘴。具体而言，提供了一种用于位于燃气涡轮发动机的涡轮区段中的气流喷射喷嘴(82)的级的气流喷射喷嘴(84)。气流喷射喷嘴(84)包括定位成与后端(142)相对的前端(140)，以及定位成与吸力侧(138)相对的压力侧(136)。气流喷射喷嘴(84)包括定位在大体上沿燃气涡轮发动机的流动方向定向的压力侧(136)上的开口(134)，以用于将放出空气的流从燃气涡轮发动机的压缩机区段喷射到燃气涡轮发动机的涡轮区段中。

Description

用于燃气涡轮发动机的气流喷射喷嘴
技术领域
本主题大体上涉及用于将放出空气再引入燃气涡轮发动机的涡轮区段的喷嘴。
背景技术
燃气涡轮发动机大体上包括布置成与彼此流动连通的风扇和核心。风扇上方的空气的第一部分可通过旁通气流(限定在核心与外机舱之间)流过核心，且风扇上方的空气的第二部分可提供至核心。
燃气涡轮发动机的核心大体上包括成串流顺序的压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在操作中，提供至核心的空气流过压缩机区段，在该处，一个或多个轴向压缩机逐渐地压缩空气，直到其到达燃烧区段。燃料在燃烧区段内与压缩的空气混合且燃烧以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段传送至涡轮区段。穿过涡轮区段的燃料气流驱动涡轮区段，且然后传送穿过排气区段，例如，至大气。
典型的燃气涡轮发动机还包括与压缩机区段处于气流连通的多个放出空气流动通路。此外，如果压缩机区段包括低压压缩机和高压压缩机，则多个放出空气流动通路可与低压压缩机处于气流连通。取决于燃气涡轮发动机的某些操作状态，穿过低压压缩机的气流的至少一部分可经由放出空气流动通路例如转移至旁通气流或大气。将来自低压压缩机的气流的至少一部分通过放出空气流动通路提供至例如旁通气流或大气可有助于控制燃气涡轮发动机的某些参数(例如，降低压缩机区段的总体压力比)。降低总体压力比可增大燃气涡轮发动机的失速裕量。
然而，将来自低压压缩机的气流的一部分通过放出空气流动通路提供可导致燃气涡轮发动机的效率降低。例如，来自低压压缩机的气流通过放出空气流动通路提供至大气的那部分中的任何能量可在此构造的情形下损失。因此，能够从压缩机区段放出空气同时减少不必要的能量损失的燃气涡轮发动机将是有益的。更具体而言，能够捕获放出空气的流内的能量的燃气涡轮发动机将特别有用。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分地提出，或可从该描述清楚，或可通过实施本发明学习到。
在本公开内容的一个示例性实施例中，提供了一种燃气涡轮发动机。该燃气涡轮发动机包括压缩机区段、位于压缩机区段下游的燃烧区段，以及位于燃烧区段下游的涡轮区段。涡轮区段、压缩机区段和燃烧区段一起限定核心空气流动通路。涡轮区段包括具有第一级转子叶片的第一涡轮，以及位于第一涡轮的第一级转子叶片下游的气流喷射喷嘴的级。气流喷射喷嘴分别限定用于将从压缩机区段取得的放出空气的流往回喷射到核心空气流动通路中的开口。开口大体上沿穿过核心空气流动通路的气流的流动方向定向。
在本公开内容的另一个示例性实施例中，提供了一种气流喷射喷嘴，其用于位于限定流动方向的燃气涡轮发动机的涡轮区段中的气流喷射喷嘴的级。该气流喷射喷嘴包括位于气流喷射喷嘴的上游端处的前端，以及位于气流喷射喷嘴的下游处的后端。气流喷射喷嘴还包括压力侧、与压力侧相对的吸力侧，以及定位在气流喷射喷嘴的压力侧上的开口。开口大体上沿燃气涡轮发动机的流动方向定向以用于将放出空气的流从燃气涡轮发动机的压缩机区段喷射到燃气涡轮发动机的涡轮区段中。
技术方案1. 一种燃气涡轮发动机，包括：
压缩机区段；
位于所述压缩机区段下游的燃烧区段；
位于所述燃烧区段下游的涡轮区段，所述涡轮区段、压缩机区段和燃烧区段一起限定核心空气流动通路，所述涡轮区段包括
具有第一级转子叶片的第一涡轮；以及
位于所述第一涡轮的第一级转子叶片下游的气流喷射喷嘴的级，所述气流喷射喷嘴分别限定用于将从所述压缩机区段获得的放出空气的流往回喷射到所述核心空气流动通路中的开口，所述开口大体上沿穿过所述核心空气流动通路的气流的流动方向定向。
技术方案2. 根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃气涡轮发动机还包括放出空气流动通路，其在与所述压缩机区段气流连通的入口以及与所述气流喷射喷嘴的级气流连通的出口之间延伸。
技术方案3. 根据技术方案2所述的燃气涡轮发动机，其中，所述压缩机区段限定穿过其间的最大质量流率，其中所述气流喷射喷嘴的级限定穿过其间的最大质量流率，且其中穿过所述气流喷射喷嘴的级的最大质量流率为穿过所述压缩机区段的最大质量流率的至少百分之五。
技术方案4. 根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述气流喷射喷嘴的级中的各个喷嘴限定压力侧和吸力侧，且其中由各个喷嘴限定的开口在所述压力侧上。
技术方案5. 根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述气流喷射喷嘴的级中的各个喷嘴限定前端和后端，且其中由各个喷嘴限定的开口定位得邻近所述后端。
技术方案6. 根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃气涡轮发动机限定径向方向，且其中由所述喷嘴中的各个限定的开口大体上沿所述径向方向延伸。
技术方案7. 根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中，由所述喷嘴中的各个限定的开口为可变贯通开口。
技术方案8. 根据技术方案7所述的燃气涡轮发动机，其中，所述气流喷射喷嘴的级中的各个喷嘴包括前端和后端，且其中各个喷嘴包括可在第一位置与第二位置之间枢转的活瓣，且其中所述活瓣在处于所述第二位置时定位在穿过相应喷嘴的开口的空气流上且阻挡所述空气流。
技术方案9. 根据技术方案8所述的燃气涡轮发动机，其中，各对相邻喷嘴限定喷嘴喉部区域，其中所述活瓣构造成在移动到所述第二位置时减小所述喷嘴喉部区域。
技术方案10. 根据技术方案7所述的燃气涡轮发动机，其中，所述气流喷射喷嘴的级中的各个喷嘴包括可在第一位置与第二位置之间滑动的阻挡门，且其中所述阻挡门在处于所述第二位置时定位在穿过相应喷嘴的开口的空气流上且阻挡所述空气流。
技术方案11. 根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述气流喷射喷嘴的级中的一个或多个喷嘴构造为所述涡轮区段的结构导叶。
技术方案12. 根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述气流喷射喷嘴的级中的一个或多个喷嘴构造为非结构喷嘴。
技术方案13. 一种用于位于限定流动方向的燃气涡轮发动机的涡轮区段中的气流喷射喷嘴的级的气流喷射喷嘴，所述气流喷射喷嘴包括：
定位在所述气流喷射喷嘴的上游端处的前端；
定位在所述气流喷射喷嘴的下游端处的后端；
压力侧；
与所述压力侧相对的吸力侧；以及
定位在所述气流喷射喷嘴的压力侧上的开口，所述开口大体上沿所述燃气涡轮发动机的流动方向定向以用于将来自所述燃气涡轮发动机的压缩机区段的放出空气的流喷射到所述燃气涡轮发动机的涡轮区段中。
技术方案14. 根据技术方案13所述的气流喷射喷嘴，其中，所述喷嘴的开口定位得邻近所述喷嘴的后端。
技术方案15. 根据技术方案13所述的气流喷射喷嘴，其中，所述喷嘴构造成与放出空气流动通路的出口气流连通，所述出口与所述燃气涡轮发动机的压缩机区段气流连通。
技术方案16. 根据技术方案13所述的气流喷射喷嘴，其中，所述喷嘴的开口大致沿所述喷嘴的长度延伸。
技术方案17. 根据技术方案13所述的气流喷射喷嘴，其中，所述喷嘴的开口为可变贯通开口。
技术方案18. 根据技术方案17所述的气流喷射喷嘴，其中，所述气流喷射喷嘴还包括：
定位在所述喷嘴的后端处的活瓣。
技术方案19. 根据技术方案17所述的气流喷射喷嘴，其中，所述气流喷射喷嘴还包括：
可在第一位置与第二位置之间枢转的活瓣，其中所述活瓣在处于所述第二位置时定位在穿过所述喷嘴的开口的空气流上方且阻挡所述空气流。
技术方案20. 根据技术方案12所述的气流喷射喷嘴，其中，所述喷嘴构造为所述涡轮区段的结构导叶。
本发明的这些及其它特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求变得更好理解。并入且构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，且连同描述用于阐释本发明的原理。
附图说明
包括针对本领域的普通技术人员的其最佳模式的本发明的完整且开放的公开内容在参照附图的说明书中阐述，在附图中：
图1为根据本主题的各种实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性截面视图。
图2为根据本公开内容的示例性实施例的燃气涡轮发动机的核心的简化示意图。
图3为根据本公开内容的另一个示例性实施例的燃气涡轮发动机的核心的简化示意图。
图4为根据本公开内容的示例性实施例的辅助压缩机的示意图。
图5为根据本公开内容的又一个示例性实施例的燃气涡轮发动机的核心的简化示意图。
图6为根据本公开内容的还有另一个示例性实施例的燃气涡轮发动机的核心的简化示意图。
图7为根据本公开内容的又一个示例性实施例的燃气涡轮发动机的核心的简化示意图。
图8为根据本公开内容的示例性实施例的气流喷射喷嘴的级的空气喷射喷嘴的局部放大示意图。
图9为根据本公开内容的示例性实施例的一对气流喷射喷嘴的截面视图。
图10为根据本公开内容的另一个示例性实施例的一对气流喷射喷嘴的截面视图。
图11为图10中的一对示例性气流喷射喷嘴的另一个截面视图。
图12为根据本公开内容的又一个示例性实施例的一对气流喷射喷嘴的截面视图。
图13为图12中的一对示例性气流喷射喷嘴的另一个截面视图。
图14为根据本公开内容的示例性实施例的涡轮后框架部件的局部放大示意图。
图15为图14的示例性涡轮后框架部件的另一个局部放大示意图。
构件清单
10 涡扇喷气发动机
12 纵向或轴向中心线
14 风扇区段
16 核心涡轮发动机
18 外壳
20 入口
22 低压压缩机
24 高压压缩机
26 燃烧区段
28 高压涡轮
30 低压涡轮
32 喷气排气区段
34 高压轴/转轴
36 低压轴/转轴
37 核心空气流动通路
38 风扇
40 叶片
42 盘
44 促动部件
46 动力齿轮箱
48 机舱
50 风扇壳或机舱
52 出口导向导叶
54 下游区段
56 旁通气流通道
58 空气
60 入口
62 空气的第一部分
64 空气的第二部分
66 燃烧气体
68 定子导叶
70 涡轮转子叶片
72 定子导叶
74 涡轮转子叶片
76 风扇喷嘴排气区段
78 热气体通路
80 压缩机框架部件
82 旁通混合喷嘴的级
84 旁通混合喷嘴
86 LP涡轮前区
88 LP涡轮后区
90 涡轮后框架
92 轴承
94 结构部件
96 流动通路
98 入口
100 出口
102 阀
104 涡轮框架部件
106 辅助压缩机
108 辅助压缩机的中心轴线
110 辅助压缩机IGV
112 换热器
114 流动通路
116 入口
118 出口
120 辅助涡轮
122 辅助涡轮的中心轴线
124 齿轮箱
126 涡轮区段的衬套
128 涡轮框架部件
130 室
132 腔
134 开口
136 压力侧
138 吸力侧
140 前端
142 后端
144 气流方向
146 开口方向
148 活瓣
150 枢转轴线
152 最大喷嘴喉部区域
154 最小喷嘴喉部区域
156 腔
158 门
160 外衬套
162 流动通路。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。该详细描述使用了数字和字母标号来表示附图中的特征。附图和描述中相似或类似的标号用于表示本发明的相似或类似的部分。如本文使用的用语"第一"、"第二"和"第三"可互换使用以将一个构件与另一个区分开，且不意在表示独立构件的位置或重要性。用语"上游"和"下游"是指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，"上游"表示流体从其流动的方向，且"下游"表示流体流至的方向。
现在参照附图，其中相同的数字表示贯穿附图的相同元件，图1为根据本公开内容的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性截面视图。更具体而言，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机为本文称为"涡扇发动机10"的高旁通涡扇喷气发动机10。如图1中所示，涡扇发动机10限定轴向方向A(平行于为了参照而提供的纵向中心线12延伸)和径向方向R。涡扇发动机10还可限定围绕轴向方向A周向地延伸的周向方向C(未示出)。大体上，涡扇10包括风扇区段14和设置在风扇区段14下游的核心涡轮发动机16。
描绘的示例性核心涡轮发动机16大体上包围在大致管状的外壳18内，外壳限定环形入口20。外壳18包围成串流关系的：包括增压器或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24的压缩机区段；燃烧区段26；包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30的涡轮区段；以及喷气排气喷嘴区段32。高压(HP)轴或转轴34将HP涡轮28传动地连接到HP压缩机24。低压(LP)轴或转轴36将LP涡轮30传动地连接到LP压缩机22。压缩机区段、燃烧区段26、涡轮区段和喷嘴区段32一起限定穿过其间的核心空气流动通路37。
对于描绘的实施例，风扇区段14包括可变桨距风扇38，其具有以间隔开的方式联接至盘42的多个风扇叶片40。如图所示，风扇叶片40从盘42大体上沿径向方向R向外延伸。各个风扇叶片40可相对于盘42围绕变桨轴线P旋转，这是由于风扇叶片40可操作地联接至构造成一致地共同改变风扇叶片40的桨距的适合的促动部件44。风扇叶片40、盘42和促动部件44可通过越过动力齿轮箱46的LP轴36围绕纵轴线12一起旋转。动力齿轮箱46包括多个齿轮以用于使LP轴36的转速逐步降低至更有效的旋转风扇速度。
仍参照图1的示例性实施例，盘42由可旋转的前毂48覆盖，其为空气动力轮廓以促进气流穿过多个风扇叶片40。此外，示例性风扇区段14包括环形风扇壳或外机舱50，其沿周向包绕风扇38和/或核心涡轮发动机16的至少一部分。将认识到的是，机舱50可构造成由多个沿周向间隔开的出口导向导叶52相对于核心涡轮发动机16支撑。此外，机舱50的下游区段54可在核心涡轮发动机16的外部上方延伸，以便限定其间的旁通气流通道56。
在涡扇发动机10的操作期间，大量空气58通过机舱50和/或风扇区段14的相关联的入口60进入涡扇10。当大量空气58穿过风扇叶片40时，如由箭头62指出的空气58的第一部分引导或传送到旁通气流通道56中，且如由箭头64指出的空气58的第二部分引导或传送到核心发动机流动通路37中，且更特别地到LP压缩机22中。空气的第一部分62与空气的第二部分64之间的比率通常称为旁路比。空气的第二部分64的压力然后传送穿过高压(HP)压缩机24。空气的第二部分64然后流到燃烧区段26中，在该处，其与燃料混合且燃烧以提供燃烧气体66。
燃烧气体66传送穿过HP涡轮28，在该处，来自燃烧气体66的热能和/或动能的一部分经由联接至外壳18的HP涡轮定子导叶68和联接至HP轴或转轴34的HP涡轮转子叶片70的连续级获得，因此引起HP轴或转轴34旋转，从而支持HP压缩机24的操作。燃烧气体66然后传送穿过LP涡轮30，在该处，热能和动能的第二部分从燃烧气体66经由联接至外壳18的LP涡轮定子导叶72和联接至LP轴或转轴36的LP涡轮转子叶片74的连续级获得，因此引起LP轴或转轴36旋转，从而支持LP压缩机22的操作和/或风扇38的旋转。
燃烧气体66随后传送穿过核心涡轮发动机16的喷气排气喷嘴区段32来提供推力。同时，在空气的第一部分62在其从涡扇10的风扇喷嘴排气区段76排出之前传送穿过旁通气流通道56时，空气的第一部分62的压力显著增大，从而也提供推力。HP涡轮28、LP涡轮30和喷气排气喷嘴区段32至少部分地限定热气体通路78，以用于将燃烧气体66传送穿过核心涡轮发动机16。
然而，应当认识到的是，图1中描绘的示例性涡扇发动机10仅是作为示例，且在其它示例性实施例中，涡扇发动机10可具有任何其它适合的构造，例如包括任何其它适合数目的轴或转轴。此外或作为备选，本公开内容的方面可结合到任何其它适合的燃气涡轮发动机中。例如，在其它示例性实施例中，本公开内容的方面可结合到涡轮轴发动机、涡轮核心发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机等中。
现在参照图2，提供了根据另一个示例性实施例的涡扇发动机10的核心16的简化示意图。在某些实施例中，图2中描绘的示例性涡扇发动机10的核心16的方面可以以与上文参照图1所述的示例性涡扇发动机10相似的方式构造。因此，相同标号表示相同或相似的构件。
如图所示，涡扇发动机10的核心16包括压缩机区段、位于压缩机区段下游的燃烧区段26，以及位于燃烧区段26下游的涡轮区段。压缩机区段大体上包括LP压缩机22、HP压缩机24和定位在LP压缩机22与HP压缩机24之间的压缩机框架部件80。此外，涡轮区段大体上包括HP涡轮28、LP涡轮30，以及如下文更详细论述的气流喷射喷嘴84的级82(见图8)。对于描绘的实施例，LP涡轮30在LP涡轮前区86与LP涡轮后区88之间分开，且气流喷射喷嘴84的级82定位在LP涡轮前区86与LP涡轮后区88之间。涡轮区段额外地包括位于LP涡轮30的后方或下游的涡轮后框架90。
也如上文所述，涡扇发动机10包括机械地联接压缩机区段和涡轮区段的一个多个轴。特别而言，对于描绘的实施例，LP压缩机22通过LP轴36机械地联接到LP涡轮30，且HP压缩机24通过HP轴34机械地联接到HP涡轮28。提供了多个轴承92以便于这些不同构件的旋转。
此外，压缩机区段、燃烧区段26和涡轮区段都至少部分地包围在外壳18中。外壳18可为大致管状的外壳，其包围涡扇发动机10的核心16，且与风扇壳/外机舱50一起至少部分地限定旁通气流通道56。
此外，示例性涡扇发动机10的核心16包括从压缩机区段延伸至涡轮区段的结构部件94以用于加强涡扇发动机10。特别而言，对于描绘的实施例，结构部件94沿径向方向R定位在核心16的外壳18内侧，且至少从位于LP压缩机22和HP压缩机24之间的压缩机框架部件80延伸至位于LP涡轮30的前区86与LP涡轮30的后区88之间的气流喷射喷嘴84的级82。结构部件94可增加结构刚性和支撑至涡扇发动机10的核心16。尽管未描绘，但结构部件94可包括在结构部件94与例如外壳18之间延伸的一个多个支架。结构部件94可由单件刚性材料形成，诸如适合的金属材料，且可限定包围压缩机区段、燃烧区段26和涡轮区段(也见图4中描绘的实施例)的至少一部分的大致环形的形状。然而，作为备选，结构部件94可由以任何适合的方式附接的多个独立构件形成，以在压缩机区段与涡轮区段之间连续地延伸。应当认识到的是，如本文使用的连续地延伸的结构部件94可包括一个或多个端口，以允许流过放出空气流动通路的放出空气的至少一部分的流转移至发动机或发动机安装到其上的飞行器的一个或多个辅助系统。
此外，示例性结构部件94限定在入口98与出口100之间延伸的流动通路96。特别而言，描绘的示例性流动通路96由结构部件94以及压缩机区段、燃烧区段26和涡轮区段的径向外部限定。然而，作为备选，在某些实施例中，核心16可额外包括定位在静止部件94与压缩机区段、燃烧区段26和涡轮区段中的一个或多个的外部之间的内衬套。就此构造而言，流动通路96可由结构部件94限定，且至少部分地由内衬套限定。
由结构部件94限定的流动通路96操作为放出空气流动通路，且因此流动通路96的入口98与压缩机区段气流连通以用于接收来自压缩机区段的放出空气的流。特别而言，对于描绘的实施例，流动通路96的入口98与经由开口延伸穿过压缩机框架部件80的核心空气流动通路37的一部分气流连通。
此外，由结构部件94限定的流动通路96构造成提供穿过其间至涡轮区段的放出空气的流。因此，流动通路96的出口100与涡轮区段气流连通。特别而言，出口100经由气流喷射喷嘴84的级82与延伸穿过LP涡轮30的核心空气流动通路37的一部分气流连通。由结构部件94限定的流动通路96因此可提供或再引入(例如，通过气流喷射喷嘴84的级82)由LP压缩机22加压的放出空气的流，回到延伸穿过LP涡轮30的核心空气流动通路37的一部分。利用此构造，放出空气的流中的能量可从其取得。例如，放出空气的流中的能量可用于协助驱动LP涡轮30，且将旋转能提供至LP轴36。
此外，对于描绘的示例性实施例，通过流动通路96提供的放出空气的流的一部分可额外地向旁通喷射喷嘴86的级82的下游引导。例如，如图所示，穿过流动通路96的旁通空气的流的一部分额外地提供至LP涡轮30的后区88，例如，通过一个或多个开口101。此外，尽管未描绘，但通过流动通路96提供的放出空气的流的一部分可额外地提供至例如核心16的喷嘴部分(未示出)或涡轮后框架90。
仍参照图2，为了调节穿过由结构部件94限定的流动通路96提供的气流的量，提供了阀102。描绘的示例性阀102定位在由结构部件94限定的流动通路96中，且构造成改变允许穿过由结构部件94限定的流动通路96的气流的量。例如，阀102可为可在打开位置(允许全部气流穿过由结构部件94限定的流动通路96)与关闭位置(阻止所有气流穿过由结构部件94限定的流动通路96)之间移动的可变贯通阀。此外，阀102可移动到打开位置与关闭位置之间的各种位置，以调节允许穿过由结构部件94限定的流动通路96的气流的量。例如，阀102可与涡扇发动机10和/或包括涡扇发动机10的飞行器的控制器可操作地连通。
应当认识到的是，由结构部件94限定的流动通路96可构造成允许相对较大量的放出空气流穿过其间。例如，压缩机区段可限定穿过其间的最大流率，且流动通路96也可限定穿过其间的最大流率。如本文使用的用语"最大流率"是指相应的构件可在涡扇发动机10的正常操作期间适应的气流的最大量。在至少某些示例性实施例中，穿过由结构部件94限定的流动通路96的最大流率可为穿过压缩机区段的最大流率的至少大约百分之五。然而，作为备选，在其它示例性实施例中，穿过由结构部件94限定的流动通路96的最大流率可为穿过压缩机区段的最大流率的至少大约百分之十、穿过压缩机区段的最大流率的至少大约百分之二十五、穿过压缩机区段的最大流率的至少大约百分之四十、穿过压缩机区段的最大流率的至少大约百分之五十、至压缩机区段的最大流率的至少大约百分之七十五，或至压缩机区段的最大流率的至少大约百分之百。因此，在某些示例性实施例中，涡扇发动机10的核心16可限定达到大约1:1的放出空气比(即，穿过流动通路96的气流的量与穿过压缩机区段的气流的量的比率)。应当认识到的是，如本文使用的近似用语如"大约"和"大致"是指在百分之10的误差裕度内。
因此，在以上实施例的一个或多个中，流动通路96的入口98可构造成用于接收穿过压缩机区段的气流或更具体而言穿过延伸穿过压缩机区段的LP压缩机22的核心空气流动通路37的气流的高达至少大约百分之五。然而，作为备选，在其它实施例中，流动通路96的入口98还可构造成用于接收流过延伸穿过压缩机区段的LP压缩机22的核心空气流动通路37的气流的高达至少大约百分之十、高达至少大约百分之二十、高达至少大约百分之三十、高达至少大约百分之四十，或高达至少大约百分之五十。
值得注意的是，提供来自压缩机区段(例如，位于刚好在LP压缩机22下游的核心空气流动通路37的一部分)的放出空气的流可有助于控制涡扇发动机10的某些参数。例如，通过由结构部件94限定的流动通路96从LP压缩机22将气流的至少一部分放出可允许压缩机区段的总体压力比的减小，这取决于涡扇发动机10的操作状态，可提高涡扇发动机10的失速裕量。
然而，应当认识到的是，图2中描绘和上文所述的示例性实施例仅通过举例提供。例如，由结构部件94限定的流动通路96的入口98可作为备选与LP压缩机22(例如，在LP压缩机22的后端)直接气流连通。类似地，在其它示例性实施例中，由结构部件94限定的流动通路96的出口100可改为与位于LP涡轮30上游的涡轮框架部件104气流连通。因此，在某些示例性实施例中，涡扇发动机10的核心16可不包括压缩机框架部件80，且/或可不包括位于LP涡轮30的前区86与LP涡轮30的后区88之间的气流喷射喷嘴84的级82。例如，在某些示例性实施例中，LP涡轮30可为未在前区86与后区88之间分开的单个单元，且气流喷射喷嘴84的级82可位于LP涡轮30的上游(例如，在涡轮框架部件104在图2中描绘的情况下)。此外，在还有其它实施例中，核心16可不包括位于LP涡轮30后方的涡轮后框架90。
现在参照图3，提供了根据本公开内容的另一个示例性实施例的涡扇发动机10的核心16的简化示意图。图3的示例性实施例的核心16可以以与上文所述和图2中描绘的示例性核心16大致相同的方式构造。因此，相同或相似的标号可表示相同或相似的构件。
例如，图3中描绘的示例性核心16包括压缩机区段、位于压缩机区段下游的燃烧区段26，以及位于燃烧区段26下游的涡轮区段。压缩机区段包括一个或多个压缩机(即，LP压缩机22和HP压缩机24)，且涡轮区段包括一个或多个涡轮(即，HP涡轮28和LP涡轮30)。压缩机区段的LP压缩机22和HP压缩机24以及涡轮区段的HP涡轮28和LP涡轮30可分别围绕涡扇发动机10的纵向中心线12旋转。
此外，图3中描绘的示例性核心16包括结构部件94，其从压缩机区段延伸至涡轮区段以用于加强涡扇发动机10的核心16。示例性结构部件94还至少部分地限定流动通路96，其在与压缩机区段气流连通的入口98以及与涡轮区段气流连通的出口100之间延伸。然而，对于图3中描绘的实施例，涡扇发动机10的核心16包括额外构件来利用和/或加强通过由结构部件94限定的流动通路96从压缩机区段至涡扇区段的放出空气的流。
例如，现在还参照图4，图3中描绘的示例性核心16额外地包括与由结构部件94限定的流动通路96气流连通的辅助压缩机106。对于描绘的实施例，辅助压缩机106为通过HP压缩机24机械地联接至HP轴34的风扇(即，核心驱动的风扇)。如图3中示意性描绘的那样，辅助压缩机106包括辅助压缩机叶片108的级、位于叶片108上游的入口导向导叶110的级，以及位于叶片108下游的出口导向导叶109的级。此外，多个辅助压缩机叶片108附接到实心环111，其继而又附接在HP压缩机转子叶片112的级的径向外端处，且可与HP压缩机转子叶片112的级一起旋转(图4)。辅助压缩机106可构造成在操作期间增大穿过流动通路96的放出空气的流的压力。
此外，示例性辅助压缩机106包括改变允许穿过其间的气流的量的能力。特别而言，如指出的那样，示例性辅助压缩机106包括辅助压缩机106的入口上方的多个入口导向导叶110。入口导向导叶110可在完全打开位置(允许全部流穿过辅助压缩机106)与完全关闭位置(限制流的至少一部分穿过辅助压缩机106)之间移动。因此，入口导向导叶110可构造为可变入口导向导叶，且可连同阀102工作来调节穿过由结构部件94限定的流动通路96的放出空气的流。作为备选，在某些示例性实施例中，将可变入口导向导叶110包括在辅助压缩机106中可完全消除对阀102的需要(且因此，此示例性实施例可不包括阀102)。作为备选，在还有一些示例性实施例中，流动通路96可在入口导向导叶110处于完全关闭位置时旁通辅助压缩机106。例如，在某些示例性实施例中，核心16可限定能够使辅助压缩机106旁通操作的旁通管线(未示出)。
辅助压缩机106的包括可允许额外能量从通过由结构部件94限定的流动通路96的放出空气的流获得。此外，其中，例如，辅助压缩机106由HP轴34驱动，辅助压缩机106可为用于核心16的某些高压构件(例如，HP压缩机24)的器件以驱动核心16的某些低压构件(例如，LP涡轮30)。值得注意的是，以上益处可在仍允许核心16从低压操作管线(例如，从LP压缩机22)放出空气的同时出现。
仍参照图3，涡扇发动机10(确切地说涡扇发动机10的核心16)额外地包括与结构部件94限定的流动通路96气流连通的换热器113。对于描绘的实施例，换热器113位于至少部分在由结构部件94限定的流动通路96内的辅助压缩机106的下游。然而，在其它示例性实施例中，换热器113可作为备选定位在至少部分在由结构部件94限定的流动通路96内的辅助压缩机106的上游。
换热器113可构造成将热从涡扇发动机10的一个或多个系统传递至由结构部件94限定的流动通路96中的放出空气流。例如，换热器113可构造成将热从涡扇发动机10的核心16的主润滑系统传递至由结构部件94限定的流动通路96中的放出空气的流。此外，尽管未描绘，但在其它实施例中，涡扇发动机10的核心16可额外地包括与由结构部件94限定的流动通路96气流连通的多个换热器113，其以任何适合的方式沿由结构部件94限定的流动通路96间隔开。
将一个或多个换热器113包括在由结构部件94限定的流动通路96中可允许涡扇发动机10的热管理系统的较大的热控制，同时还增加能量至放出空气的流。
现在参照图5，提供了根据本公开内容的又一个示例性实施例的涡扇发动机10的核心16的示意图。图5的示例性实施例的核心16可以以与上文参照图2所述的示例性核心16大致相同的方式构造。因此，相同或相似的标号可表示相同或相似的构件。
例如，图5中描绘的示例性核心16包括压缩机区段、位于压缩机区段下游的燃烧区段26，以及位于燃烧区段26下游的涡轮区段。压缩机区段包括一个或多个压缩机(即，LP压缩机22和HP压缩机24)，且涡轮区段包括一个或多个涡轮(即，HP涡轮28和LP涡轮30)。压缩机区段的LP压缩机22和HP压缩机24以及涡轮区段的HP涡轮28和LP涡轮30可分别围绕涡扇发动机10的纵向中心线12旋转。
此外，图5中描绘的示例性核心16包括在入口116与出口118之间延伸的流动通路114。类似于由结构部件94(见图2)限定的示例性流动通路96，示例性流动通路114构造为放出空气流动通路114，使得入口116与压缩机区段气流连通。特别而言，示例性流动通路114的入口116与LP压缩机22的后端气流连通。此外，对于描绘的示例性实施例，流动通路114的出口118与涡轮区段气流连通，或更具体而言与涡轮区段的涡轮后框架90气流连通。
值得注意的是，图5中描绘的示例性实施例并未示出限定流动通路114的结构部件。尽管在某些示例性实施例中，图5中描绘的示例性核心16可包括限定流动通路114的结构部件(且以与上文参照图2和/或图3所述的示例性结构部件94的大致相同方式构造)，但在其它示例性实施例中，图5中描绘的示例性核心16可不包括限定流动通路114的结构部件。在此示例性实施例中，流动通路114可作为备选由一个或多个适合的气流管道限定，其可增加或可不增加结构刚度至核心16。
辅助涡轮120定位成与流动通路114气流连通，以用于从穿过其间的放出空气的流获得能量。如所描绘的那样，辅助涡轮120从涡扇发动机10的纵向中心线12偏移。特别而言，辅助涡轮120限定中心轴线122，中心轴线122从纵向中心线12偏移。然而，应当认识到的是，在其它示例性实施例中，辅助涡轮120可改为构造为关于HP压缩机24或HP涡轮28中的一者或多者的"末梢涡轮"。如本文使用的那样，用语末梢涡轮是指以围绕HP压缩机24或HP涡轮28的环形构造构造的涡轮，其与HP压缩机24或HP涡轮28同轴旋转。例如，末梢涡轮可以以与上文参照图3和图4所述的辅助压缩机106大致相同的方式构造。在此实施例中，末梢涡轮可包括实心环，其固定到HP压缩机24或HP涡轮28中的旋转转子叶片的级的径向外端。此外，末梢涡轮可包括附接至环的多个沿周向间隔开的叶片，使得末梢涡轮的叶片上方的空气流使环和HP压缩机叶片或HP涡轮叶片的对应的级旋转。
仍参照图5的实施例，示例性流动通路114延伸穿过辅助涡轮120，使得辅助涡轮120直接地定位成在流动通路114内气流连通。辅助涡轮120可允许从通过流动通路114的放出空气的流获得能量，且将此获得的能量提供至涡扇发动机10的核心16的一个或多个轴。特别而言，辅助涡轮120可以以与HP涡轮28或LP涡轮30中的一者或两者相似的方式构造。例如，辅助涡轮120可包括转子叶片的连续级，其联接至可围绕辅助涡轮120的中心轴线122旋转的辅助涡轮轴。如示意性描绘的那样，涡轮轴可通过齿轮箱124机械地联接至HP轴34以助于旋转HP轴34。齿轮箱124可为固定比率的齿轮箱，或作为备选，可为可变比率的齿轮箱。
辅助涡轮120的包括可允许从通过流动通路114的放出空气的流获得能量。例如，辅助涡轮120可允许从此放出空气获得能量，且将此获得的能量直接地提供至HP轴34。因此，此构造可允许涡扇发动机10的核心16的更有效操作。例如，此构造可允许通过流动通路114的放出空气的流在例如空转状态期间对HP轴34供能，使得在空转状态期间操作核心16需要较少燃料。
然而，应当认识到的是，图5中描绘的示例性核心16和辅助涡轮120仅通过举例提供。在其它示例性实施例中，例如，辅助涡轮120可改为构造成经由副齿轮箱将获得的能量从放出空气流提供至HP轴34。例如，辅助涡轮可安装至副齿轮箱。就此构造而言，辅助涡轮120可用作还构造为副齿轮箱的空气起动机/发电机(其可构造成用于启动涡扇发动机10)的双重功能。辅助涡轮的旋转可将获得的能量传递至HP轴34。
此外，在还有一些示例性实施例中，图5中描绘的核心16可额外地包括上文参照图2至图4所述的示例性核心16的一个或多个方面。例如，现在参照图6，提供了根据本公开内容的又一个示例性实施例的涡扇发动机10的核心16的简化示意图，示例性核心16包括辅助涡轮120以及辅助压缩机106，辅助压缩机106也与流动通路114气流连通。对于图6的实施例，辅助压缩机106限定从涡扇发动机10的纵向中心线12偏移的中心轴线108，且由涡扇发动机10的核心16的一个或多个轴驱动。然而，作为备选，如上文所述的实施例，辅助压缩机106可构造为关于HP压缩机24的核心驱动的辅助压缩机。此外，对于图6的实施例，流动通路114的入口116与LP压缩机22下游和HP压缩机24上游的压缩机框架部件80气流连通，且出口118与涡轮后框架90气流连通。然而，在其它示例性实施例中，流动通路114的出口118可改为与例如大气或旁通气流通道56(见图1)气流连通。例如，描绘的辅助涡轮120和流动通路114可由核心16(如图2和图3中的示例性实施例)的外壳18包围，且流动通路114的出口118可限定在外壳18中。
此外，现在参照图7，提供了本公开内容的另一个示例性实施例。特别而言，图7提供了根据本公开内容的又一个示例性实施例的涡扇发动机10的核心16的简化示意图。图7的示例性实施例的核心16可以以与上文参照图5所述的示例性核心16大致相同的方式构造。因此，相同或相似的标号可表示相同或相似的构件。
例如，图7的示例性核心16包括压缩机区段、位于压缩机区段下游的燃烧区段26，以及位于燃烧区段26下游的涡轮区段。压缩机区段包括一个或多个压缩机(即，LP压缩机22和HP压缩机24)，且涡轮区段包括一个或多个涡轮(即，HP涡轮28和LP涡轮30)。压缩机区段的LP压缩机22和HP压缩机24以及涡轮区段的HP涡轮28和LP涡轮30可分别围绕涡扇发动机10的纵向中心线12旋转。
此外，图5中描绘的示例性核心16包括在入口116与出口118之间延伸的流动通路114，其中辅助涡轮120定位在入口116与出口118之间的流动通路114中。流动通路114和辅助涡轮120可以以与上文参照图5所述的示例性流动通路114和辅助涡轮120相同的方式构造。
另外，图7的示例性核心16包括定位成在辅助涡轮120上游的位置处与流动通路114热连通的第一换热器121，以及在辅助涡轮120下游的位置处与流动通路热连通的第二换热器123。对于描绘的实施例，第一换热器121构造成从通过流动通路114的放出空气的流除去热。第一换热器121可构造为也与涡扇发动机10的旁通气流(类似于上文参照图1所述的旁通气流64)热连通的"空气到空气"的换热器。例如，第一换热器121可定位在旁通通道内(如图7中描绘的那样)，或作为备选，可定位在核心16的外壳18内。就此实施例而言，旁通气流的一部分可改为从第一换热器121上方的旁通通道再引导。
冷却和压缩的放出空气然后可流过流动通路114至辅助涡轮120，在该处，放出空气可在能量从此放出空气流获得时膨胀。放出空气通过辅助涡轮120的膨胀可进一步降低放出空气的温度。放出空气然后可流过流动通路114至第二换热器123(在辅助涡轮120下游的位置处)，在该处，流动通路114中的放出空气的温度在第二换热器123从涡扇发动机10的一个或多个系统除去热且将此热传递至流动通路114中的放出空气时升高。例如，在某些示例性实施例中，第二换热器123可构造为"液体到空气"的换热器，其构造成将热从例如涡扇发动机10的燃料系统或主润滑系统传递至流动通路114中的放出空气。
流动通路114中的放出空气然后提供至后涡轮区90。然而，在其它实施例中，放出空气可改为设在涡轮区段的任何其它适合的位置处。例如，在某些示例性实施例中，核心16还可包括辅助压缩机，其与流动通路114中的放出空气的流气流连通以用于提高此流的压力。就此构造而言，空气的流可改为以与上文参照图2至图4的实施例中的一个或多个所述几乎相同的方式提供至例如LP涡轮30。
现在参照图8，提供了根据本公开内容的示例性实施例的气流喷射喷嘴的级82的局部放大示意图。图8中描绘的气流喷射喷嘴84的示例性级82位于涡轮区段内，在第一涡轮(即，HP涡轮28)下游。特别而言，对于描绘的实施例，气流喷射喷嘴84的示例性级82位于LP涡轮30的前区86与LP涡轮30的后区88之间。
此外，如图所示，气流喷射喷嘴84的级82与流动通路的出口气流连通。对于描绘的实施例，流动通路为由涡扇发动机10的核心16的结构部件94限定的流动通路96。因此，气流喷射喷嘴84的示例性级82可结合到上文参照图2和/或图3所述的示例性涡扇发动机10中的一个或多个中。然而，作为备选，在其它实施例中，气流喷射喷嘴84的级82可位于涡轮区段内的任何其它适合的位置，诸如在涡轮区段的涡轮后框架90中。因此，就此示例性实施例而言，气流喷射喷嘴84的级82可改为结合到上文参照图4和/或图5所述的示例性涡扇发动机10中的一个或多个中。
仍参照图8，对于描绘的示例性实施例，气流喷射喷嘴84的级82中的各个喷嘴84均构造为涡轮区段的结构导叶。特别而言，气流喷射喷嘴84的级82中的各个喷嘴84均大体上沿径向方向R延伸穿过核心空气流动通路37，从而提供涡轮区段的外衬套126与涡轮框架部件128之间的结构连接。然而，在其它实施例中，气流喷射喷嘴84的级82中的一个或多个喷嘴84可另外或作为备选构造为非结构喷嘴。在此实施例中，喷嘴84可或可不沿径向方向R完全延伸穿过核心空气流动通路37。
气流喷射喷嘴84的级82可包括沿涡扇发动机10的周向方向间隔开的多个气流喷射喷嘴84。例如，气流喷射喷嘴84的级82可包括六个或更多喷嘴84、十四个或更多喷嘴84、五十个或更多喷嘴84、八十个或更多喷嘴84、一百个或更多喷嘴84，或一百五十个或更多喷嘴84。此外，气流喷射喷嘴84的级82大体上包括径向外端处的室130。室130可为大致沿涡扇发动机10的周向方向延伸的环形室。环形室130可允许气流喷射喷嘴84的级82中的各个气流喷射喷嘴与流动通路96的出口100气流连通。
此外，气流喷射喷嘴84的级82中的各个喷嘴大体上包括腔132，其大体上沿径向方向R和开口134(以虚线描绘)延伸穿过相应的喷嘴84。来自环形室130的空气可流到中空腔132中且通过开口134流出到涡轮区段中，或更具体而言到延伸穿过涡轮区段的核心空气流动通路37的一部分中。因此，气流喷射喷嘴84中的各个喷嘴84的开口134可构造成将从压缩机区段获得的放出空气的流喷射到延伸穿过涡轮区段的核心空气流动通路37中。对于描绘的实施例，由相应喷嘴84限定的各个开口134大体上沿径向方向R、大致沿相应喷嘴84的长度延伸。然而，在其它实施例中，各个喷嘴84可改为包括大体上沿径向方向R间隔开的多个开口134。
值得注意的是，由于气流喷射喷嘴84的级82构造成从流动通路96再引入放出空气，故在至少某些示例性实施例中，气流喷射喷嘴84的级82可限定穿过其间的最大质量流率，其等于流动通路96的最大质量流率，诸如上文参照图2所述的流动通路96的最大质量流率。
现在特别参照图9，提供了大体上沿径向方向R截取的根据本公开内容的一个示例性实施例的一对喷嘴84的截面视图。例如，图9的喷嘴84可结合到上文参照图8所述的气流喷射喷嘴84的级82中。
对于图9的实施例，喷嘴84为固定贯通喷嘴84，各个均限定固定开口134。所描绘的喷嘴84限定压力侧136和吸力侧138，以及前端140和后端142。前端140在穿过核心空气流动通路37的气流中位于后端142的上游。此外，各个相应的喷嘴84的开口134均位于相应的喷嘴84的压力侧136上，且大体上沿穿过涡轮区段的气流的流动方向144定向(即，穿过延伸穿过涡轮区段的核心空气流动通路37的一部分)。此构造可允许从压缩机区段取得/放出的放出空气的流喷射到沿气流穿过涡轮区段流动的方向(如箭头146指出)延伸穿过涡轮区段的核心空气流动通路37中，以便对此气流引起尽可能小的干扰。
然而，应当认识到的是，在其它示例性实施例中，喷射喷嘴84可具有任何其它适合的构造。例如，在其它示例性实施例中，喷嘴84可改为可变贯通喷嘴84。特别而言，现在参照图10和图11，提供了也大体上沿径向方向R截取的根据本公开内容的另一个示例性实施例的一对喷嘴84的截面视图。示例性气流喷射喷嘴84可以以与上文参照图9所述的示例性气流喷射喷嘴84大致相同的方式构造，且因此相同或相似的标号可表示相同或相似的部分。
然而，图10和图11的示例性喷嘴84构造成允许允许穿过其间的气流的量的变化。特别而言，图10和图11的示例性喷嘴84的开口134为定位成邻近相应喷嘴84的后端142的可变贯通开口134。如图所示，图10和图11的示例性喷嘴84分别包括定位在相应喷嘴的后端142处的活瓣148。各个活瓣148均可大体上围绕枢转轴线150(其可平行于径向方向R)在第一位置或打开位置(见图10)与第二位置或关闭位置(见图11)之间枢转。当活瓣处于打开位置时，最大量的空气(诸如放出空气)可流过其间。相比之下，在处于关闭位置时，活瓣148可定位在穿过相应喷嘴84的开口134的空气流上且阻挡空气流。各个活瓣148还可移动至第一位置与第二位置之间的多种位置，以调整允许穿过气流喷射喷嘴84的级82的空气的量。图10和图11中描绘的喷嘴84中的可变贯通开口134可连同向其提供放出空气的流动通路中的阀(诸如流动通路96中的阀102)或替代其使用。
此外，气流喷射喷嘴84的级82中的喷嘴84的活瓣148也可控制穿过涡轮区段的核心空气流动通路37的空气流。具体而言，各对相邻的喷嘴84均限定喷嘴喉部区域，其可影响涡轮区段的能力。各对相邻喷嘴84均限定最大喷嘴喉部区域152(活瓣148处于第一打开位置时)和最小喷嘴喉部区域154(活瓣148处于第二关闭位置时)。因此，活瓣148构造成在移动到第二关闭位置时减小喷嘴喉部区域，这可减小涡轮区段的能力。当涡扇发动机10的HP轴34在相对低的速度下操作时，气流喷射喷嘴84可操作成增大喷嘴喉部区域来增大LP涡轮30的能力。又作为备选，现在参照图12和图13，提供也大体上沿径向方向R截取的根据本公开内容的又一个示例性实施例的一对喷嘴84的截面视图。示例性气流喷射喷嘴84可以以与上文参照图9所述的示例性气流喷射喷嘴84大致相同的方式构造，且因此相同或相似的标号可表示相同或相似的部分。
如同图10和图11的示例性喷嘴84，图12和图13的示例性喷嘴84构造为可变贯通喷嘴，使得喷嘴84构造成允许使允许穿过其的气流的量的变化。特别而言，各个示例性喷嘴84均包括定位成邻近相应喷嘴84的后端142的可变贯通开口134，其中阻挡门135可在关闭位置(图12)与打开位置(图13)以及其间的多个位置之间滑动。因此，喷嘴84可通过使阻挡门135移动至期望位置来调整允许穿过气流喷射喷嘴84的级82的空气的量。图12和图13中描绘的喷嘴84中的可变贯通开口134可连同流动通路中的阀(诸如流动通路96中的阀102)或替代其使用。
现在参照图14和图15，提供了用于将从压缩机区段取得的放出空气的流往回喷射到延伸穿过涡轮区段的核心空气流动通路37中的备选实施例。图14提供了位于HP涡轮28下游和LP涡轮30上游的涡轮框架部件104的简化示意图。涡轮框架部件104限定与流动通路的出口气流连通的腔156。对于描绘的示例性实施例，腔156与由结构部件94(诸如上文参照图2和3所述的那些)限定的流动通路96的出口100气流连通。然而，作为备选，腔156可与上文参照图4和图5所述的放出空气流动通路114气流连通。
示例性涡轮框架部件104大体上包括外衬套160上的门158，外衬套160至少部分地限定穿过涡轮区段的核心空气流动通路37。门158可大体上沿涡扇发动机10的轴向方向A在前部打开位置(见图14)与后部关闭位置(见图15)之间移动。在门158处于前部打开位置时，门158限定从腔156中的流动通路96到延伸穿过涡轮框架部件104的核心空气流动通路37的开口162，以允许放出空气从流动通路96喷射/再引入。相比之下，当门158在后部关闭位置时，门158与涡轮外衬套160形成密封，使得没有气流可从腔156或流动通路96穿过其间提供到穿过涡轮框架部件104的核心空气流动通路37中。这可为用于将放出空气从流动通路96喷射到延伸穿过涡轮框架部件104的核心空气流动通路37中的简单且经济的构造。
在某些示例性实施例中，涡轮框架部件104可包括多个门158，其分别大体上沿轴向方向A在打开位置与关闭位置之间移动。该多个门158可沿涡扇发动机10的周向方向间隔开。此外，尽管包括可动门158的涡轮框架部件104位于HP涡轮28与LP涡轮30之间，但在其它示例性实施例中，包括可动门158的涡轮框架部件104可改为位于例如LP涡轮的前区与LP涡轮的后区之间。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何包含的方法。本发明可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例具有不与权利要求的字面语言不同的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构要素，则意在使这些其它示例处于权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种燃气涡轮发动机，包括：
压缩机区段；
位于所述压缩机区段下游的燃烧区段(26)；
位于所述燃烧区段(26)下游的涡轮区段，所述涡轮区段、压缩机区段和燃烧区段(26)一起限定核心空气流动通路(37)，所述涡轮区段包括
具有第一级转子叶片的第一涡轮；以及
位于所述第一涡轮的第一级转子叶片下游的气流喷射喷嘴(82)的级，所述气流喷射喷嘴(82)分别限定用于将从所述压缩机区段获得的放出空气的流往回喷射到所述核心空气流动通路(37)中的开口(134)，所述开口大体上沿穿过所述核心空气流动通路(37)的气流的流动方向定向。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机还包括放出空气流动通路(96)，其在与所述压缩机区段气流连通的入口以及与所述气流喷射喷嘴的级(82)气流连通的出口之间延伸。
3.根据权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述压缩机区段限定穿过其间的最大质量流率，其中所述气流喷射喷嘴的级(82)限定穿过其间的最大质量流率，且其中穿过所述气流喷射喷嘴的级(82)的最大质量流率为穿过所述压缩机区段的最大质量流率的至少百分之五。
4.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述气流喷射喷嘴的级(82)中的各个喷嘴(84)限定压力侧(136)和吸力侧(138)，且其中由各个喷嘴(84)限定的开口(134)在所述压力侧(136)上。
5.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述气流喷射喷嘴的级(82)中的各个喷嘴(84)限定前端(14)和后端(142)，且其中由各个喷嘴(84)限定的开口(134)定位得邻近所述后端(142)。
6.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机限定径向方向，且其中由所述喷嘴(84)中的各个限定的开口(134)大体上沿所述径向方向延伸。
7.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，由所述喷嘴(84)中的各个限定的开口(134)为可变贯通开口。
8.根据权利要求7所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述气流喷射喷嘴的级(82)中的各个喷嘴(84)包括前端(14)和后端(142)，且其中各个喷嘴(84)包括可在第一位置与第二位置之间枢转的活瓣(148)，且其中所述活瓣(148)在处于所述第二位置时定位在穿过相应喷嘴的开口(134)的空气流上且阻挡所述空气流。
9.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，各对相邻喷嘴(84)限定喷嘴喉部区域，其中所述活瓣(148)构造成在移动到所述第二位置时减小所述喷嘴喉部区域。
10.根据权利要求7所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述气流喷射喷嘴的级(82)中的各个喷嘴(84)包括可在第一位置与第二位置之间滑动的阻挡门(135)，且其中所述阻挡门(135)在处于所述第二位置时定位在穿过相应喷嘴(84)的开口(134)的空气流上且阻挡所述空气流。
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108626746A (zh) * 2017-03-15 2018-10-09 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴
CN109083690A (zh) * 2017-06-13 2018-12-25 通用电气公司 具有可变有效喉道的涡轮发动机
CN109424979A (zh) * 2017-08-23 2019-03-05 通用电气公司 用于高燃料/空气比和减少的燃烧动力学的燃料喷嘴组件
CN109668174A (zh) * 2017-10-17 2019-04-23 通用电气公司 燃气涡轮发动机的驻涡燃烧器及其操作方法
CN109723559A (zh) * 2017-10-27 2019-05-07 通用电气公司 包括双速分离式压缩机的燃气涡轮发动机
CN113586258A (zh) * 2020-05-01 2021-11-02 通用电气公司 燃料氧减少单元

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10711702B2 (en) 2015-08-18 2020-07-14 General Electric Company Mixed flow turbocore
GB201712025D0 (en) * 2017-07-26 2017-09-06 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US10480322B2 (en) * 2018-01-12 2019-11-19 General Electric Company Turbine engine with annular cavity
FR3081521B1 (fr) * 2018-05-24 2021-05-14 Safran Aircraft Engines Aube de turbomachine dont des sections presentent une portion aval d'epaisseur reduite
JP7089237B2 (ja) 2019-07-24 2022-06-22 株式会社Ihi ターボファンエンジンの発電機冷却システム
US11492918B1 (en) 2021-09-03 2022-11-08 General Electric Company Gas turbine engine with third stream
US20230121939A1 (en) * 2021-10-19 2023-04-20 Raytheon Technologies Corporation Straddle mounted low pressure compressor
US11834995B2 (en) 2022-03-29 2023-12-05 General Electric Company Air-to-air heat exchanger potential in gas turbine engines
US11834954B2 (en) 2022-04-11 2023-12-05 General Electric Company Gas turbine engine with third stream
US11680530B1 (en) 2022-04-27 2023-06-20 General Electric Company Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with a power gearbox of a turbofan engine
US11834992B2 (en) 2022-04-27 2023-12-05 General Electric Company Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with an accessory gearbox of a turbofan engine
US20230417146A1 (en) 2022-06-23 2023-12-28 Solar Turbines Incorporated Pneumatically variable turbine nozzle

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4705452A (en) * 1985-08-14 1987-11-10 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation (Snecma) Stator vane having a movable trailing edge flap
US6190120B1 (en) * 1999-05-14 2001-02-20 General Electric Co. Partially turbulated trailing edge cooling passages for gas turbine nozzles
US20120167587A1 (en) * 2010-12-30 2012-07-05 Robert Earl Clark Gas turbine engine with bleed air system
US20140271101A1 (en) * 2012-09-28 2014-09-18 United Technologies Corporation Modulated turbine vane cooling

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4173120A (en) * 1977-09-09 1979-11-06 International Harvester Company Turbine nozzle and rotor cooling systems
US4448019A (en) * 1978-03-27 1984-05-15 The Boeing Company Turbine bypass turbojet with mid-turbine reingestion and method of operating the same
US5020318A (en) * 1987-11-05 1991-06-04 General Electric Company Aircraft engine frame construction
JPH04194301A (ja) * 1990-11-28 1992-07-14 Hitachi Ltd ターボ機械の翼面上付着物除去装置
US5724806A (en) * 1995-09-11 1998-03-10 General Electric Company Extracted, cooled, compressed/intercooled, cooling/combustion air for a gas turbine engine
US7464536B2 (en) * 2005-07-07 2008-12-16 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine engines
JP2007182785A (ja) * 2006-01-05 2007-07-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン及びガスタービンの起動方法並びに複合発電システム
US7811050B2 (en) * 2006-12-28 2010-10-12 General Electric Company Operating line control of a compression system with flow recirculation
US20090016871A1 (en) * 2007-07-10 2009-01-15 United Technologies Corp. Systems and Methods Involving Variable Vanes
US8454303B2 (en) * 2010-01-14 2013-06-04 General Electric Company Turbine nozzle assembly
US9850819B2 (en) * 2015-04-24 2017-12-26 United Technologies Corporation Intercooled cooling air with dual pass heat exchanger

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4705452A (en) * 1985-08-14 1987-11-10 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation (Snecma) Stator vane having a movable trailing edge flap
US6190120B1 (en) * 1999-05-14 2001-02-20 General Electric Co. Partially turbulated trailing edge cooling passages for gas turbine nozzles
US20120167587A1 (en) * 2010-12-30 2012-07-05 Robert Earl Clark Gas turbine engine with bleed air system
US20140271101A1 (en) * 2012-09-28 2014-09-18 United Technologies Corporation Modulated turbine vane cooling

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108626746A (zh) * 2017-03-15 2018-10-09 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴
CN109083690A (zh) * 2017-06-13 2018-12-25 通用电气公司 具有可变有效喉道的涡轮发动机
US10760426B2 (en) 2017-06-13 2020-09-01 General Electric Company Turbine engine with variable effective throat
CN109424979A (zh) * 2017-08-23 2019-03-05 通用电气公司 用于高燃料/空气比和减少的燃烧动力学的燃料喷嘴组件
CN109668174A (zh) * 2017-10-17 2019-04-23 通用电气公司 燃气涡轮发动机的驻涡燃烧器及其操作方法
US10823422B2 (en) 2017-10-17 2020-11-03 General Electric Company Tangential bulk swirl air in a trapped vortex combustor for a gas turbine engine
CN109668174B (zh) * 2017-10-17 2021-08-24 通用电气公司 燃气涡轮发动机的驻涡燃烧器及其操作方法
CN109723559A (zh) * 2017-10-27 2019-05-07 通用电气公司 包括双速分离式压缩机的燃气涡轮发动机
CN113586258A (zh) * 2020-05-01 2021-11-02 通用电气公司 燃料氧减少单元

Also Published As

Publication number Publication date
US20170051680A1 (en) 2017-02-23
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