CN108361112A - 冷却核心燃气涡轮发动机 - Google Patents

冷却核心燃气涡轮发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN108361112A
CN108361112A CN201810077567.7A CN201810077567A CN108361112A CN 108361112 A CN108361112 A CN 108361112A CN 201810077567 A CN201810077567 A CN 201810077567A CN 108361112 A CN108361112 A CN 108361112A
Authority
CN
China
Prior art keywords
turbine
turbofan
fan
equal
less
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201810077567.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108361112B (zh
Inventor
B.W.米勒
M.R.波拉科夫斯基
P.M.马里南
J.F.科克
R.M.冯雷尔
J.D.克莱门茨
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN108361112A publication Critical patent/CN108361112A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108361112B publication Critical patent/CN108361112B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/26—Double casings; Measures against temperature strain in casings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/125—Cooling of plants by partial arc admission of the working fluid or by intermittent admission of working and cooling fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及冷却核心燃气涡轮发动机。具体而言，提供一种涡轮风扇发动机，它包括具有多个可旋转风扇叶片且在涡轮风扇发动机的操作期间限定风扇压力比的风扇。涡轮风扇发动机还包括可操作地联接到风扇上以驱动风扇的涡轮机，涡轮机包括压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，它们处于串流顺序且一起限定核心空气流径。涡轮风扇还包括至少部分地包围风扇和涡轮机的外机舱，外机舱与涡轮机限定旁通通道。在涡轮风扇的操作期间通过旁通通道的气流量与通过核心空气流径的气流量的旁通比小于或等于大约11，且其中风扇压力比小于或等于大约1.5。

Description

冷却核心燃气涡轮发动机
技术领域
本主题大体涉及燃气涡轮发动机，或更特别地，涉及构造成以更高效方式操作的燃气涡轮发动机。
背景技术
涡轮风扇发动机大体包括风扇和涡轮机，它们布置成彼此处于流连通。另外，涡轮风扇发动机的涡轮机大体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，从风扇对压缩机区段的入口提供空气，在压缩机区段中，一个或多个轴向压缩机逐步压缩空气，直到空气到达燃烧区段。燃料与压缩空气混合且在燃烧区段内燃烧，以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段传送到涡轮区段。通过涡轮区段的燃烧气体流驱动涡轮区段，且然后通过排气区段传送到例如大气。
涡轮区段可大体包括直接位于燃烧区段下游的高压涡轮。高压涡轮可包括各级静止涡轮喷嘴和旋转涡轮转子叶片。考虑到这些级的涡轮喷嘴和转子叶片在燃烧区段附近，这些构件在涡轮风扇发动机的操作期间可暴露于相对较高的温度。因此，为了使这些构件的温度保持在安全操作范围之内，涡轮风扇发动机典型地从压缩机区段放出一定量的空气，且将此空气提供给HP涡轮的构件作为冷却气流。构件可典型地包括接收冷却气流的内部腔体和通过外壁的一个或多个冷却孔，以对此构件的表面提供冷却气流。
然而，从压缩机区段放出空气以对涡轮区段提供此冷却气流可导致涡轮风扇发动机不那么高效。因此，本公开的发明人已经发现，能够在操作的同时使涡轮构件的温度保持在期望操作温度范围之内(而翼型件冷却最少或不需要冷却)的更高效涡轮风扇发动机将是有用的。
发明内容
将在以下描述中部分地阐述本发明的方面和优点，或从该描述可为明显的，或可通过实践本发明来学习到。
在本公开的一个示例性实施例中，提供一种涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机包括风扇，风扇包括多个可旋转风扇叶片且在涡轮风扇发动机的操作期间限定风扇压力比。涡轮风扇发动机还包括可操作地联接到风扇上以驱动风扇的涡轮机，涡轮机包括压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，它们成串流顺序且一起限定核心空气流径。涡轮风扇还包括至少部分地包围风扇和涡轮机的外机舱，外机舱与涡轮机限定旁通通道。在涡轮风扇的操作期间通过旁通通道的气流量与通过核心空气流径的气流量的旁通比小于或等于大约11，且其中风扇压力比小于或等于大约1.5。
在某些示例性实施例中，涡轮风扇发动机可还包括功率齿轮箱，其中涡轮机通过功率齿轮箱可操作地联接到风扇上。
在某些示例性实施例中，旁通比小于或等于大约9。
在某些示例性实施例中，风扇压力比小于或等于大约1.4。
在某些示例性实施例中，压缩机区段限定压缩机出口温度T3，涡轮区段限定涡轮入口温度T4，且在涡轮风扇发动机的操作期间，涡轮入口温度T4与压缩机出口温度T3的比T4:T3小于或等于1.85。例如，在某些示例性实施例中，压缩机出口温度T3大于大约1200兰氏度且小于大约2000兰氏度。例如，在某些示例性实施例中，在涡轮风扇发动机以额定速度操作期间，涡轮入口温度T4与压缩机出口温度T3的比T4:T3大于或等于1.5且小于或等于1.8。
在某些示例性实施例中，压缩机区段进一步将涡轮风扇发动机的操作期间的总压力比限定成大于或等于25。
在某些示例性实施例中，涡轮区段包括直接位于燃烧区段下游的第一涡轮。关于此实施例，第一涡轮包括多个第一级涡轮转子叶片，且第一级涡轮转子叶片中的各个从根部延伸到末梢且由壁形成。另外，关于此实施例，各个第一级涡轮转子叶片的壁在涡轮区段内暴露于核心空气流径，且构造成连续的不可渗透的壁，以防止气流通过其中。
在某些示例性实施例中，形成第一级涡轮转子叶片的壁各自由耐火材料形成。
在某些示例性实施例中，涡轮风扇发动机构造成在操作期间产生至少大约10000磅的推力。
另外，在本公开的示例性方面，提供一种操作涡轮风扇发动机的方法。涡轮风扇发动机包括风扇、可操作地联接到风扇上以驱动风扇的涡轮机，以及至少部分地包围风扇和涡轮机的外机舱。该方法包括以额定速度操作涡轮风扇发动机，使得风扇限定小于或等于大约1.5的风扇压力比，且将通过限定在外机舱和涡轮机之间的旁通通道的气流量与通过由涡轮机限定的核心空气流径的气流量的旁通比限定成小于或等于大约11。
在某些示例性方面，以额定速度操作涡轮风扇发动机包括，以额定速度操作涡轮风扇发动机，以限定小于或等于大约10的旁通比。
在某些示例性方面，以额定速度操作涡轮风扇发动机包括，以额定速度操作涡轮风扇发动机，以限定小于或等于大约9的旁通比。
在某些示例性方面，以额定速度操作涡轮风扇发动机包括，以额定速度操作涡轮风扇发动机，使得风扇限定小于或等于大约1.4的风扇压力比。
在某些示例性方面，以额定速度操作涡轮风扇发动机包括，产生至少大约10000磅的推力。
在某些示例性方面，以额定速度操作涡轮风扇发动机包括，操作涡轮风扇发动机的涡轮机的压缩机区段，以限定大于或等于25的总压力比。
在某些示例性方面，涡轮机包括涡轮区段和压缩机区段。关于此示例性方面，涡轮区段限定涡轮入口温度T4，且压缩机区段限定压缩机出口温度T3。另外，关于此示例性方面，以额定速度操作涡轮风扇发动机包括，操作涡轮风扇发动机，使得涡轮风扇发动机将涡轮入口温度T4与压缩机出口温度T3的比T4:T3限定成小于或等于1.85。例如，关于此示例性方面，压缩机出口温度T3可大于大约1200兰氏度且小于大约2000兰氏度。
参照以下描述和所附权利要求，本发明的这些和其他特征、方面和优点将变得更好理解。附图结合在本说明书中且构成其一部分，附图示出了本发明的实施例，且与描述一起用来解释本发明的原理。
技术方案1. 一种涡轮风扇发动机，包括：
风扇，其包括多个可旋转风扇叶片，且在所述涡轮风扇发动机的操作期间限定风扇压力比；
涡轮机，其可操作地联接到所述风扇上以驱动所述风扇，所述涡轮机包括压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，它们处于串流顺序且一起限定核心空气流径；以及
至少部分地包围所述风扇和所述涡轮机的外机舱，所述外机舱与所述涡轮机限定旁通通道；
其中在所述涡轮风扇的操作期间通过所述旁通通道的气流量与通过所述核心空气流径的气流量的旁通比小于或等于大约11，且其中所述风扇压力比小于或等于大约1.5。
技术方案2. 根据技术方案1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，所述涡轮风扇发动机还包括：
功率齿轮箱，其中所述涡轮机通过所述功率齿轮箱可操作地联接到所述风扇上。
技术方案3. 根据技术方案1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，所述旁通比小于或等于大约9。
技术方案4. 根据技术方案1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，所述风扇压力比小于或等于大约1.4。
技术方案5. 根据技术方案1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，所述压缩机区段限定压缩机出口温度T3，其中所述涡轮区段限定涡轮入口温度T4，其中在所述涡轮风扇发动机的操作期间，涡轮入口温度T4与压缩机出口温度T3的比T4:T3小于或等于1.85。
技术方案6. 根据技术方案5所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，所述压缩机出口温度T3大于大约1200兰氏度且小于大约2000兰氏度。
技术方案7. 根据技术方案5所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，在所述涡轮风扇发动机以额定速度操作期间，涡轮入口温度T4与压缩机出口温度T3的比T4:T3大于或等于1.5且小于或等于1.8。
技术方案8. 根据技术方案1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，所述压缩机区段进一步将所述涡轮风扇发动机的操作期间的总压力比限定成大于或等于25。
技术方案9. 根据技术方案1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，所述涡轮区段包括直接位于所述燃烧区段下游的第一涡轮，其中所述第一涡轮包括多个第一级涡轮转子叶片，其中所述第一级涡轮转子叶片中的各个从根部延伸到末梢且由壁形成，其中各个第一级涡轮转子叶片的壁在所述涡轮区段内暴露于所述核心空气流径，且构造成连续的不可渗透的壁，以防止气流通过其中。
技术方案10. 根据技术方案9所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，形成所述第一级涡轮转子叶片的壁各自由耐火材料形成。
技术方案11. 根据技术方案1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，所述涡轮风扇发动机构造成在操作期间产生至少大约10000磅的推力。
技术方案12. 一种操作涡轮风扇发动机的方法，所述涡轮风扇发动机包括风扇、可操作地联接到所述风扇上以驱动所述风扇的涡轮机，以及至少部分地包围所述风扇和所述涡轮机的外机舱，所述方法包括：
以额定速度操作所述涡轮风扇发动机，使得所述风扇限定小于或等于大约1.5的风扇压力比，且将通过限定在所述外机舱和所述涡轮机之间的旁通通道的气流量与通过由所述涡轮机限定的核心空气流径的气流量的旁通比限定成小于或等于大约11。
技术方案13. 根据技术方案12所述的方法，其特征在于，以额定速度操作所述涡轮风扇发动机包括，以额定速度操作所述涡轮风扇发动机，以限定小于或等于大约10的旁通比。
技术方案14. 根据技术方案12所述的方法，其特征在于，以额定速度操作所述涡轮风扇发动机包括，以额定速度操作所述涡轮风扇发动机，以限定小于或等于大约9的旁通比。
技术方案15. 根据技术方案12所述的方法，其特征在于，以额定速度操作所述涡轮风扇发动机包括，以额定速度操作所述涡轮风扇发动机，使得所述风扇限定小于或等于大约1.4的风扇压力比。
技术方案16. 根据技术方案12所述的方法，其特征在于，以额定速度操作所述涡轮风扇发动机包括，产生至少大约10000磅的推力。
技术方案17. 根据技术方案12所述的方法，其特征在于，以额定速度操作所述涡轮风扇发动机包括，操作所述涡轮风扇发动机的涡轮机的压缩机区段，以限定大于或等于25的总压力比。
技术方案18. 根据技术方案12所述的方法，其特征在于，所述涡轮机包括涡轮区段和压缩机区段，其中所述涡轮区段限定涡轮入口温度T4，其中所述压缩机区段限定压缩机出口温度T3，且其中以额定速度操作所述涡轮风扇发动机包括，操作所述涡轮风扇发动机，使得所述涡轮风扇发动机将涡轮入口温度T4与压缩机出口温度T3的比T4:T3限定成小于或等于1.85。
技术方案19. 根据技术方案18所述的方法，其特征在于，所述压缩机出口温度T3大于大约1200兰氏度且小于大约2000兰氏度。
附图说明
在说明书中对本领域普通技术人员阐述本发明的完整且充分的公开，包括其最佳模式，说明书参照了附图，在附图中：
图1是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是根据本公开的示例性实施例的燃烧器组件和涡轮区段的一部分(包括构件组件)的示意性截面视图。
图3是描绘关于图1和2的示例性燃气涡轮发动机的涡轮入口温度T4和压缩机出口温度之间的关系的图表。
图4是根据本公开的示例性实施例的多个第一级涡轮喷嘴的前透视图。
图5是根据本公开的示例性实施例的涡轮转子叶片的透视图。
图6是根据本公开的实施例方面，用于操作涡轮风扇发动机的方法的流程图。
构件列表
参照标号 构件
10 涡轮风扇喷气发动机
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 核心空气流径
38 风扇
40 叶片
42 盘
44 促动部件
46 功率齿轮箱
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 热气路径
80 HP压缩机转子叶片
100 燃烧器组件
102 内衬套
104 内衬套的后端部
106 内衬套的前端部
108 外衬套
110外衬套的后端部
112 外衬套的前端部
114 燃烧室
116 内环形圆顶
118 外环形圆顶
124 燃料/空气混合器
126 外堤的外罩
130 内堤的内罩
132 压缩机出口
134 涡轮入口
150 图表
152 Y-轴线
154 X-轴线
156 线
160 第一级涡轮喷嘴叶片
162 根部
164 末梢
166 壁
168 内基部
170 外基部
172 根部
174 末梢
176 基部
178 燕尾部分
180 壁。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的实施例，在附图中示出实施例的一个或多个示例。详细描述使用标号和字母名称来指示附图中的特征。已经使用附图和描述中的相似或类似名称来指示本发明的相似或类似部分。如本文使用，用语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用，以区分一个构件与另一个构件，且不意于表示独立构件的位置或重要性。用语“前”和“后”指的是燃气涡轮发动机内的相对位置，其中前指的是较接近发动机入口的位置，且后指的是较接近发动机喷嘴或排气口的位置。用语“上游”和“下游”指的是关于流体路径中的流体流的相对方向。例如，“上游”指的是流体流自的方向，且“下游”指的是流体流至的方向。
本公开大体涉及涡轮风扇发动机，它具有限定风扇压力比的风扇以及可操作地联接到风扇上以驱动风扇的涡轮机。涡轮机限定通过其中的核心空气流径。另外，涡轮风扇发动机包括外机舱，外机舱至少部分地包围风扇和涡轮机，以与涡轮机限定旁通通道。另外，涡轮风扇发动机限定旁通比，旁通比等于在涡轮风扇发动机的操作期间通过旁通通道的气流量与通过核心空气流径的气流量的比。值得注意的是，本公开的涡轮风扇发动机限定例如小于或等于大约11的相对较低的旁通比，以便增加通往涡轮机的核心空气流径中的气流量，从而允许减小涡轮机的LP涡轮上的负载，且进一步用于在涡轮风扇发动机的操作期间减小涡轮入口温度与压缩机出口温度的比。
现在参照附图，其中相同标号贯穿图指示相同元件，图1是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性截面视图。更特别地，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机是航空涡轮风扇喷气发动机10，在本文称为“涡轮风扇发动机10”，它构造成安装到飞行器上，诸如成翼下构造或尾部安装构造。如图1中显示的那样，涡轮风扇发动机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)、径向方向R和周向方向(即，围绕轴向方向A延伸的方向；未描绘)。大体上，涡轮风扇10包括风扇区段14和设置在风扇区段14下游的涡轮机16(涡轮机16有时也称为或备选地称为“核心涡轮发动机”)。
大体描绘的示例性涡轮机16包括大致管状外壳18，它限定环形入口20。外壳18以串流顺序封闭：压缩机区段，其包括第一增压机或低压(LP)压缩机22和第二高压(HP)压缩机24；燃烧区段26；涡轮区段，其包括第一高压(HP)涡轮28和第二低压(LP)涡轮30；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上。低压(LP)轴或转轴36将LP涡轮30传动地连接到LP压缩机22上。压缩机区段、燃烧区段26、涡轮区段和喷气排气喷嘴区段32布置成串流顺序，且一起限定通过涡轮机16的核心空气流径37。
仍参照图1的实施例，风扇区段14包括可变桨距的单级风扇38，涡轮机16可操作地联接到风扇38上以驱动风扇38。风扇38包括多个可旋转风扇叶片40，它们以间隔开的方式联接到盘42上。如所描绘的那样，风扇叶片40大体沿径向方向R从盘42向外延伸。各个风扇叶片40可借助于风扇叶片40相对于盘42关于桨距轴线P旋转，风扇叶片40操作性地联接到适当的促动部件44上，促动部件44构造成共同例如一致地改变风扇叶片40的桨距。风扇叶片40、盘42和促动部件44可通过跨过功率齿轮箱46的LP轴36围绕纵向轴线12一起旋转。功率齿轮箱46包括多个齿轮，以使LP轴36的旋转速度逐步降低到更高效的旋转风扇速度。因此，对于所描绘的实施例，涡轮机16通过功率齿轮箱46可操作地联接到风扇38上。
在涡轮风扇发动机10的操作期间，风扇38限定风扇压力比。如本使用，用语“风扇压力比”指的是直接在风扇下游的空气压力与直接在风扇上游的空气压力的比。对于图1中描绘的实施例，涡轮风扇发动机10的风扇38限定相对较低的风扇压力比。例如，所描绘的涡轮风扇发动机10限定小于或等于大约1.5的风扇压力比。例如，在某些示例性实施例中，涡轮风扇发动机10可限定小于或等于大约1.4的风扇压力比。风扇压力比可为在涡轮风扇发动机10的操作期间(诸如在涡轮风扇发动机10以额定速度操作期间)的风扇38的风扇压力比。
如本使用，参照涡轮风扇发动机10的用语“额定速度”指的是涡轮风扇发动机10在恰当操作时可实现的最大旋转速度。例如，涡轮风扇发动机10可在最大负载操作期间(诸如在起飞操作期间)以额定速度操作。
仍参照图1的示例性实施例，盘42由可旋转前机舱48覆盖，前机舱空气动力学地定轮廓成促进气流通过多个风扇叶片40。另外，示例性风扇区段14包括环形风扇壳或外机舱50，它至少部分地包围，且对于所描述的实施例，沿周向包围风扇38和涡轮机16的至少一部分。此外，对于所描绘的实施例，机舱50相对于涡轮机16由多个沿周向间隔开的出口导向导叶52支撑。另外，机舱50的下游区段54在涡轮机16的外部部分上面延伸，以在它们之间限定旁通气流通道56。
在涡轮风扇发动机10的操作期间，一定体积的空气58通过机舱50和/或风扇区段14的相关联的入口60进入涡轮风扇10。随着该体积的空气58经过风扇叶片40，箭头62所指示的空气58的第一部分被引导或传送到旁通气流通道56中，且箭头64所指示的空气58的第二部分被引导或传送到核心空气流径37中。通过旁通通道56的气流量(即，空气的第一部分62)与通过核心空气流径37的气流量(即，空气的第二部分64)之间的比被称为旁通比。对所描绘的实施例，在涡轮风扇发动机10的操作期间(例如，以额定速度)的旁通比小于或等于大约十一(11)。例如，在涡轮风扇发动机10的操作期间(例如，以额定速度)的旁通比可小于或等于大约十(10)，诸如小于或等于大约九(9)。另外，旁通比可为至少大约二(2)。
应当理解，所描述的示例性涡轮风扇发动机以与常规教导相反的方式操作。特别地，常规发动机操作教导，大体试图使涡轮风扇发动机的旁通比最大化，以力图提高风扇的效率和发动机的总效率时。然而，本文描述的涡轮风扇发动机以与这些教导相反的方式操作，这是通过减小涡轮风扇发动机的旁通比，同时保持相对较低的风扇压力比。这有效地提高了空气通过涡轮机16的流率，从而允许减小涡轮入口温度T4与压缩机出口温度T3的比(在下面更详细地描述)，同时保持风扇的效率。
仍参照图1，空气的第二部分64的压力随着它传送通过LP压缩机22和HP压缩机24且进入燃烧区段26中而提高。更特别地，压缩机区段(包括LP压缩机22和HP压缩机24)，在涡轮风扇发动机10以额定速度操作期间限定总压力比。总压力比指的是压缩机区段的出口压力(即，空气的第二部分64在压缩机区段的后端部处的压力)与压缩机区段的入口压力(即，空气的第二部分64在通往压缩机区段的入口20处的压力)的比。对于所描绘的实施例，压缩机区段在涡轮风扇发动机10以额定速度操作期间限定较大的总压力比。例如，图1中描绘的示例性涡轮风扇发动机10的压缩机区段在涡轮风扇发动机10以额定速度操作期间可限定大于或等于二十五(25)的总压力比。
仍参照图1，来自压缩机区段的压缩的空气的第二部分64与燃料混合且在燃烧区段内燃烧，以提供燃烧气体66。燃烧气体66从燃烧区段26传送通过HP涡轮28，在那里，经由联接到外壳18上的HP涡轮定子导叶68和联接到HP轴或转轴34上HP涡轮转子叶片70的连续级从燃烧气体66抽取热能和/或动能的一部分，从而使HP轴或转轴34旋转，从而支持HP压缩机24的操作。然后燃烧气体66传送通过LP涡轮30，在那里，经由联接到外壳18上的LP涡轮定子导叶72和联接到LP轴或转轴36上的LP涡轮转子叶片74的连续级从燃烧气体66抽取热能和动能的第二部分，从而使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随后传送通过涡轮机16的喷气排气喷嘴区段32，以提供推进推力。同时，空气的第一部分62的压力在从其涡轮风扇10的风扇喷嘴排气区段76排出之前随着空气的第一部分62传送通过旁通气流通道56而大致提高，从而也提供推进推力。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路径78，以传送燃烧气体66通过涡轮机16。
将理解的是，图1中描绘的示例性涡轮风扇发动机10是相对较大功率级别的涡轮风扇发动机10。因此，当以额定速度操作时，涡轮风扇发动机10可构造成产生较大量的推力。更特别地，当以额定速度操作时，涡轮风扇发动机10可构造成产生至少大约20000磅的推力，诸如至少大约25000磅的推力，诸如至少大约30000磅的推力。因此，图1中描绘的涡轮风扇发动机10可称为相对较大功率级别的燃气涡轮发动机。
此外，应当理解的是，图1中描绘的示例性涡轮风扇发动机10仅仅以示例的方式，且在其他示例性实施例中，涡轮风扇发动机10可具有任何其他适当的构造。例如，在某些示例性实施例中，风扇可能不是可变桨距的风扇。另外，或备选地，本公开的方面可用于任何其他适当的航空燃气涡轮发动机，诸如涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机等。另外，本公开的方面可进一步用于任何其他基于陆地的燃气涡轮发动机，诸如功率生产燃气涡轮发动机，或任何航改式燃气涡轮发动机，诸如航海燃气涡轮发动机。
现在参照图2，提供图1的示例性涡轮风扇发动机10的一部分的局部放大视图。更特别地，图2提供压缩机区段的HP压缩机24的后端部、燃烧区段26和涡轮区段的HP涡轮28的局部放大视图。
如显示的那样，燃烧区段26包括燃烧器组件100。燃烧器组件100大体包括内衬套102以及外衬套108，内衬套102在后端部104和前端部106之间大体沿轴向方向A延伸，外衬套108也在后端部110和前端部112之间大体沿轴向方向A延伸。内衬套102和外衬套108一起至少部分地在其之间限定燃烧室114。内衬套102和外衬套108各自附接到环形圆顶上或与环形圆顶一体地形成。更特别地，环形圆顶包括与内衬套102的前端部106一体地形成的内圆顶区段116和大体与外衬套108的前端部112形成的外圆顶区段118。另外，内圆顶区段116和外圆顶区段118可各自一体地形成(或备选地可由以任何适当的方式附接的多个构件形成)，且可各自沿周向方向C延伸而限定环形形状。然而应当理解的是，在其他实施例中，燃烧器组件100可不包括内圆顶区段116和/或外圆顶区段118；可包括附接到相应的内衬套102和外衬套108上的单独形成的内圆顶区段116和/或外圆顶区段118；或可具有任何其他适当的构造。
仍参照图2，燃烧器组件100还包括多个燃料空气混合器124，它们沿周向方向C(未显示)间隔开且至少部分地定位在环形圆顶内。更特别地，多个燃料空气混合器124沿径向方向R至少部分地设置在外圆顶区段118和内圆顶区段116之间。来自涡轮风扇发动机10的压缩机区段的压缩空气流到燃料空气混合器124中或流过其中，在那里压缩空气与燃料混合且在燃烧室114内点燃以产生燃烧气体66。内圆顶区段116和外圆顶区段118构造成协助将来自压缩机区段的此压缩空气流提供到燃料空气混合器124中或使其通过燃料空气混合器124。例如，外圆顶区段118包括在前端部处的外罩126，且内圆顶区段116类似地包括在前端部处的内罩130。外罩126和内罩130可协助将来自压缩机区段26的压缩空气流引导到燃料空气混合器124中的一个或多个中，或引导压缩空气流通过燃料空气混合器124中的一个或多个。然而，再次在其他实施例中，环形圆顶可按任何其他适当的方式构造。
对于所描绘的实施例，内衬套102和外衬套108各自由陶瓷基质复合物(CMC)材料形成，CMC材料是具有高温能力的非金属材料。用于此构件的示例性CMC材料可包括碳化硅(SiC)、氮化硅或氧化铝基质材料及其组合。陶瓷纤维可嵌入基质内，诸如像蓝宝石和碳化硅(例如，Textron的SCS-6)的包括单丝的氧化稳定增强纤维，以及包括碳化硅(例如，Nippon Carbon的NICALON®、Ube Industries的TYRANNO®和Dow Corning的SYLRAMIC®)、硅酸铝(例如，Nextel的440和480)以及短切晶须和纤维(例如，Nextel的440和SAFFIL®)以及可选地陶瓷颗粒(例如，硅、铝、锆、钇的氧化物及其组合)和无机填料(例如，叶蜡石、硅灰石、云母、滑石、蓝晶石和蒙脱石)的粗纱和纱。例如，在某些实施例中，可包括陶瓷耐火材料涂层的纤维束形成为加强带，诸如单向加强带。多个带可扭绞在一起(例如成叠层)而形成预成形构件。在形成预成形之前或在形成预成形之后可用浆料复合物浸透纤维束。然后预成形可经受热处理，诸如固化或烧尽，以在预成形中产生高炭残余物，且随后进行化学处理，诸如用硅进行熔化渗透，以实现由CMC材料形成的具有期望化学成分的构件。在其他实施例中，CMC材料可形成为例如碳纤维布而非带。另外，或备选地，可按任何其他适当的方式或使用任何其他适当的材料来形成CMC材料。
仍参照图2，以及如上面论述的那样，燃烧气体66从燃烧室114流到涡轮风扇发动机10的涡轮区段中且流过其中，在那里经由HP涡轮28和LP涡轮30内的涡轮定子导叶和涡轮转子叶片的连续级从燃烧气体66抽取热能和/或动能的一部分。更特别地，如图2中描绘的那样，来自燃烧室114的燃烧气体66流到直接位于燃烧室114下游的HP涡轮28中，在那里经由HP涡轮定子导叶68和HP涡轮转子叶片70的连续级从燃烧气体66抽取热能和/或动能。
还如上面参照图1所论述的那样，HP涡轮28经由HP轴34联接到HP压缩机24上。因此，多级涡轮转子叶片70旋转会对应地使多级HP压缩机转子叶片80旋转。
图2的示例性涡轮风扇发动机10构造成操作成使HP涡轮28的温度保持低于用于其中的各种构件的最大操作温度，而不需要冷却此构件。例如，对于所描绘的实施例，涡轮风扇发动机10的压缩机区段限定压缩机出口温度T3，且涡轮风扇发动机10的涡轮区段限定涡轮入口温度T4。压缩机出口温度T3指的是压缩机区段的下游端部或出口位置132处的气流温度。另外，涡轮入口温度T4指的是通往涡轮区段的入口134(即，对于所描绘的实施例，入口134通往HP涡轮28)处的气流(诸如燃烧气体66)的温度。
特别地，对于所描绘的示例性实施例，涡轮风扇发动机10将在涡轮风扇发动机以额定速度操作期间的涡轮入口温度T4与压缩机出口温度T3的比T4:T3成限定小于或等于1.85。例如，在本公开的某些示例性实施例中，在涡轮风扇发动机以额定速度操作期间，涡轮入口温度T4与压缩机出口温度T3的比T4:T3可大于或等于1.5且小于或等于1.8。另外，应当理解的是，以上比T4:T3在涡轮风扇发动机10以额定速度操作期间可保持成这样，其中压缩机出口温度T3大于大约1200兰氏度且小于大约2000兰氏度。另外，应当理解的是，为了限定比T4:T3，以绝对温标限定涡轮入口温度T4和压缩机出口温度T3两者，诸如兰氏度或开氏度。
仍更特别地，简要地参照图3，提供描绘了对于图1和2的示例性涡轮风扇发动机10，在Y-轴线152上以兰氏度表示的涡轮入口温度T4和在X-轴线154上以兰氏度表示的压缩机出口温度T3之间的关系的图表150。更特别地，图3的图表150描绘了指示T4与T3的关系的线156，其中本公开的发明人已经确定了涡轮风扇发动机10的涡轮区段的各种构件的冷却是非常必要的。然而，如上面描述的那样，已经设计了图1和2的涡轮风扇发动机10，且它操作成使得涡轮区段需要最少量冷却或不需要冷却。因此，对于图1和2中描绘的示例性涡轮风扇发动机10，以兰氏度表示的涡轮入口温度T4比线156所确定的值小大约百分之五(5%)。更特别地，由线156表示的以兰氏度表示的涡轮入口温度T4与以兰氏度表示的压缩机出口温度T3的关系如下：1.88×T3+101兰氏度，其中T3是压缩机出口温度。因此，对于图1和2中描绘的示例性涡轮风扇发动机10，以兰氏度表示的涡轮入口温度T4比由1.88×T3+101兰氏度所确定的值小大约百分之五(5%)。例如，在某些示例性实施例中，以兰氏度表示的涡轮入口温度T4可比由1.88×T3+101兰氏度所确定的值小大约百分之十(10%)。
此外，返回参照图2，所描绘的HP涡轮28包括多个第一级涡轮喷嘴/定子导叶68A和位于第一级涡轮喷嘴68A下游的多个第二级涡轮喷嘴/定子导叶68B。另外，所描绘的HP涡轮28包括位于第一级涡轮喷嘴68A和第二级涡轮喷嘴68B之间的多个第一级涡轮转子叶片70A，以及位于第二级涡轮喷嘴68B下游的多个第二级涡轮转子叶片70B。
现在还参照图4，描绘了第一级涡轮喷嘴68A的区段的前端部的透视图。如所显示的那样，第一级涡轮喷嘴68A中的各个包括从根部162延伸到末梢164且由壁166形成的叶片160。叶片160在根部162处附接到内基部部件168上，或与内基部部件168一体地形成，且叶片160在末梢164处附接到外基部部件170上，或与外基部部件170一体地形成。如所描绘的那样，第一级涡轮喷嘴68A中的各个的叶片160的壁166暴露于涡轮区段的HP涡轮28内的核心空气流径37，且构造成连续的不可渗透的壁166，以防止气流通过壁166。值得注意的是，各个叶片160的壁166组成叶片160的暴露于核心空气流径37的部分的整体。因此，第一级涡轮喷嘴的各个叶片160的整体构造成其中没有限定任何冷却孔，使得连续的不可渗透的壁166不对叶片160提供任何膜冷却空气。此构造是允许的，这是因为上面描述的压缩机出口温度T3与涡轮入口温度T4的关系，且此构造进一步可行，这是因为第一级涡轮喷嘴68A的叶片160是由高温材料形成的。例如，在至少某些示例性实施例中，第一级涡轮喷嘴68A中的各个的叶片160以及内基部部件168和外基部部件170，可由耐火材料形成，诸如陶瓷基质复合物材料。
将理解的是，第二级涡轮喷嘴68B可按与第一级涡轮喷嘴68A大致相同的方式构造。例如，第二级涡轮喷嘴68B中的各个还可包括从根部延伸到末梢且由壁形成的叶片。第二级涡轮喷嘴68B中的各个的叶片的壁也可暴露于涡轮区段的HP涡轮28内的核心空气流径37，且可构造成连续的不可渗透的壁，以防止空气流过壁。另外，第二级涡轮喷嘴68B的各个叶片的壁也可组成叶片的暴露于核心空气流径37的部分的整体。另外，第二级涡轮喷嘴68B中的各个的叶片也可由耐火材料形成，诸如陶瓷基质复合物材料。
此外，现在参照图5，提供根据本公开的示例性实施例的涡轮转子叶片70的透视图。图5的示例性涡轮转子叶片可为多个第一级涡轮转子叶片70A或备选地多个第二级涡轮转子叶片70B中的一个。如所描绘的那样，所描绘的示例性涡轮转子叶片70从根部172延伸到末梢174。涡轮转子叶片70在根部172处附接到基部176上，基部176包括构造成连接到转子盘(未标示；参见图2)上的燕尾部分178。另外，图5的涡轮转子叶片70由壁180形成，且壁180暴露于涡轮风扇发动机10的涡轮区段的HP涡轮28内的核心空气流径37。类似于示例性第一级涡轮喷嘴68A和第二级涡轮喷嘴68B，形成图5的示例性涡轮转子叶片70的壁180构造成连续的不可渗透的壁，以防止空气流过其中。另外，图5的涡轮转子叶片70的壁180组成转子叶片70的暴露于核心空气流径37的部分的整体。此外，转子叶片70可由耐火材料形成，诸如陶瓷基质复合物材料，使得转子叶片能够经受住例如涡轮区段的HP涡轮28内存在的相对较高温度。
然而应当理解的是，在本公开的其他示例性实施例中，涡轮喷嘴68和/或涡轮转子叶片70中的一个或多个可由温度能力不那么好的材料(诸如金属)形成。在这样的情况下，形成涡轮喷嘴68和转子叶片70的叶片的壁可包括一些膜冷却孔，且因而不可构造成连续的不可渗透的壁。然而，考虑到涡轮入口温度T4与压缩机出口温度T3的比T4:T3，将需要较少量的冷却流。
现在参照图6，提供根据本公开的示例性方面，操作涡轮风扇发动机的方法(200)的流程图。在某些示例性实施例中，涡轮风扇发动机可按与上面参照图1至5所描述的示例性涡轮风扇发动机大致相同的方式构造。因此，涡轮风扇发动机可包括风扇、可操作地联接到风扇上以驱动风扇的涡轮机，以及至少部分地包围涡轮机中的风扇的外机舱。另外，涡轮风扇发动机的涡轮机可包括限定压缩机出口温度T3的压缩机区段、燃烧区段，以及限定涡轮入口温度T4的涡轮区段，它们各自处于串流顺序。
示例性方法(200)包括，在(202)处以额定速度操作涡轮风扇发动机，使得风扇限定小于或等于大约1.5的风扇压力比，且将通过限定在外机舱和涡轮机之间的旁通通道的气流量与通过由涡轮机限定的核心空气流径的气流量的旁通比限定成小于或等于大约12。例如，在所描绘的示例性方面，在(202)处以额定速度操作涡轮风扇发动机还包括，在(204)处以额定速度操作涡轮风扇发动机，以限定小于或等于大约11的旁通比，且另外，还包括在(206)处以额定速度操作涡轮风扇发动机，以限定小于或等于大约10的旁通比。值得注意的是，还在其他示例性方面，方法200可还包括，以额定速度操作涡轮风扇发动机，以限定小于或等于大约9的旁通比。
另外，在某些示例性方面，诸如所描绘的示例性方面，在(202)处以额定速度操作涡轮风扇发动机另外包括，在(208)处以额定速度操作涡轮风扇发动机，使得风扇限定小于或等于大约1.4的风扇压力比。
此外，在某些示例性方面，诸如所描绘的示例性方面，在(202)处以额定速度操作涡轮风扇发动机另外包括，在(210)处产生至少大约10000磅的推力，以及在(212)处操作涡轮风扇发动机的压缩机区段，以限定大于25的总压力比。例如，在某些示例性方面，在(202)处以额定速度操作涡轮风扇发动机可还包括，产生至少大约20000磅的推力。
此外，对于所描绘的示例性方面，在(202)处以额定速度操作涡轮风扇发动机包括，在(214)处操作涡轮风扇发动机，使得涡轮风扇发动机将涡轮入口温度T4与压缩机出口温度T3的比T4:T3限定成小于或等于1.85。更特别地，在某些示例性方面，压缩机出口温度T3大于大约1200兰氏度且小于大约2000兰氏度。
根据本文的公开，应当理解的是，所描述的示例性涡轮风扇发动机以与常规教导相反的方式操作。特别地，常规发动机操作教导，大体试图使涡轮风扇发动机的旁通比最大化同时保持相对较低的风扇压力比，以力图提高风扇的效率和涡轮风扇发动机的总效率。另外，常规发动机操作教导进一步试图使涡轮入口温度T4与压缩机出口温度T3的比最大化，以力图从可获得的压缩空气产生最大量的能量。然而，本文描述的发动机以与这些教导相反的方式操作，这是通过减小涡轮风扇发动机的旁通比，同时保持相对较低的风扇压力比。这有效地提高了空气通过涡轮机的流率，从而允许减小涡轮入口温度T4与压缩机出口温度T3的比。继而，该减小允许不需要从压缩机区段获得冷却空气来冷却涡轮区段或需要从压缩机区段获得较少冷却空气来冷却涡轮区段。本公开的发明人已经发现此构造可使效率有净提高，尽管旁通比以及涡轮入口温度T4相对于压缩机出口温度T3减小(减少从压缩机区段放出的冷却空气会带来额外的效率)。
因此，根据本文描述的一个或多个示例性实施例构造，或根据本文描述的一个或多个示例性方面来操作的涡轮风扇发动机，可提供更高效且更高效地操作的涡轮风扇发动机。更特别地，本文描述的示例性涡轮风扇发动机可允许不冷却或最少地冷却各种涡轮构件，使得在涡轮风扇发动机的操作期间从压缩机区段吸出或放出少量空气或不必吸出或放出空气，从而导致显著循环益处。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域任何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，以及实行任何结合的方法。本发明的可申请专利的范围由权利要求限定，且可包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例具有不异于权利要求的字面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的字面语言无实质性差异的等同结构元件，则这些其他示例意于处在权利要求的范围之内。

Claims (10)

1.一种涡轮风扇发动机，包括：
风扇，其包括多个可旋转风扇叶片，且在所述涡轮风扇发动机的操作期间限定风扇压力比；
涡轮机，其可操作地联接到所述风扇上以驱动所述风扇，所述涡轮机包括压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，它们处于串流顺序且一起限定核心空气流径；以及
至少部分地包围所述风扇和所述涡轮机的外机舱，所述外机舱与所述涡轮机限定旁通通道；
其中在所述涡轮风扇的操作期间通过所述旁通通道的气流量与通过所述核心空气流径的气流量的旁通比小于或等于大约11，且其中所述风扇压力比小于或等于大约1.5。
2.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，所述涡轮风扇发动机还包括：
功率齿轮箱，其中所述涡轮机通过所述功率齿轮箱可操作地联接到所述风扇上。
3.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，所述旁通比小于或等于大约9。
4.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，所述风扇压力比小于或等于大约1.4。
5.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，所述压缩机区段限定压缩机出口温度T3，其中所述涡轮区段限定涡轮入口温度T4，其中在所述涡轮风扇发动机的操作期间，涡轮入口温度T4与压缩机出口温度T3的比T4:T3小于或等于1.85。
6.根据权利要求5所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，所述压缩机出口温度T3大于大约1200兰氏度且小于大约2000兰氏度。
7.根据权利要求5所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，在所述涡轮风扇发动机以额定速度操作期间，涡轮入口温度T4与压缩机出口温度T3的比T4:T3大于或等于1.5且小于或等于1.8。
8.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，所述压缩机区段进一步将所述涡轮风扇发动机的操作期间的总压力比限定成大于或等于25。
9.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，所述涡轮区段包括直接位于所述燃烧区段下游的第一涡轮，其中所述第一涡轮包括多个第一级涡轮转子叶片，其中所述第一级涡轮转子叶片中的各个从根部延伸到末梢且由壁形成，其中各个第一级涡轮转子叶片的壁在所述涡轮区段内暴露于所述核心空气流径，且构造成连续的不可渗透的壁，以防止气流通过其中。
10.根据权利要求9所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，形成所述第一级涡轮转子叶片的壁各自由耐火材料形成。
CN201810077567.7A 2017-01-27 2018-01-26 冷却核心燃气涡轮发动机 Active CN108361112B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/417745 2017-01-27
US15/417,745 US20180216575A1 (en) 2017-01-27 2017-01-27 Cool core gas turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108361112A true CN108361112A (zh) 2018-08-03
CN108361112B CN108361112B (zh) 2021-06-25

Family

ID=61024684

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810077567.7A Active CN108361112B (zh) 2017-01-27 2018-01-26 冷却核心燃气涡轮发动机

Country Status (3)

Country Link
US (1) US20180216575A1 (zh)
EP (1) EP3354889A1 (zh)
CN (1) CN108361112B (zh)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110821675A (zh) * 2018-08-10 2020-02-21 劳斯莱斯有限公司 改进的气体涡轮引擎
CN110821673A (zh) * 2018-08-10 2020-02-21 劳斯莱斯有限公司 用于气体涡轮引擎的涡轮布置结构
CN111075572A (zh) * 2018-10-22 2020-04-28 劳斯莱斯有限公司 气体涡轮引擎
CN111692011A (zh) * 2019-03-11 2020-09-22 劳斯莱斯有限公司 高效气体涡轮引擎安装和操作
CN111878256A (zh) * 2019-05-02 2020-11-03 劳斯莱斯有限公司 具有风扇出口导向叶片的气体涡轮引擎
CN113279879A (zh) * 2020-02-20 2021-08-20 通用电气公司 具有核心排气和旁通流混合的涡轮风扇发动机
CN114687863A (zh) * 2020-12-28 2022-07-01 通用电气公司 用于涡轮风扇发动机的涡轮后框架连杆组件

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10393381B2 (en) 2017-01-27 2019-08-27 General Electric Company Unitary flow path structure
US10253643B2 (en) 2017-02-07 2019-04-09 General Electric Company Airfoil fluid curtain to mitigate or prevent flow path leakage
US10378373B2 (en) 2017-02-23 2019-08-13 General Electric Company Flow path assembly with airfoils inserted through flow path boundary
US10253641B2 (en) 2017-02-23 2019-04-09 General Electric Company Methods and assemblies for attaching airfoils within a flow path
US10247019B2 (en) 2017-02-23 2019-04-02 General Electric Company Methods and features for positioning a flow path inner boundary within a flow path assembly
US10385709B2 (en) 2017-02-23 2019-08-20 General Electric Company Methods and features for positioning a flow path assembly within a gas turbine engine
US10385731B2 (en) 2017-06-12 2019-08-20 General Electric Company CTE matching hanger support for CMC structures
GB201813080D0 (en) * 2018-08-10 2018-09-26 Rolls Royce Plc Effcient gas turbine engine
GB201813084D0 (en) * 2018-08-10 2018-09-26 Rolls Royce Plc Efficent gas turbine engine
GB201813081D0 (en) 2018-08-10 2018-09-26 Rolls Royce Plc Efficient gas turbine engine
GB201813082D0 (en) 2018-08-10 2018-09-26 Rolls Royce Plc Efficient gas turbine engine
GB201813086D0 (en) 2018-08-10 2018-09-26 Rolls Royce Plc Efficient gas turbine engine
US11391211B2 (en) * 2018-11-28 2022-07-19 General Electric Company Waste heat recovery system
US11268394B2 (en) 2020-03-13 2022-03-08 General Electric Company Nozzle assembly with alternating inserted vanes for a turbine engine
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
CN113027609A (zh) * 2021-03-23 2021-06-25 天津鱼羊文化传播有限公司 一种涡扇发动机

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5257903A (en) * 1991-10-30 1993-11-02 General Electric Company Low pressure drop radial inflow air-oil separating arrangement and separator employed therein
US5392614A (en) * 1992-03-23 1995-02-28 General Electric Company Gas turbine engine cooling system
CN1453466A (zh) * 2002-03-01 2003-11-05 通用电气公司 具有高总压比的压气机的反向旋转的航空燃气轮机
US20140157754A1 (en) * 2007-09-21 2014-06-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine compressor arrangement
CN104903548A (zh) * 2012-10-12 2015-09-09 通用电气公司 用于获取冰的燃气涡轮发动机两自由度可变泄放阀
US20160201607A1 (en) * 2011-07-05 2016-07-14 United Technologies Corporation Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR957575A (zh) * 1946-10-02 1950-02-23
FR965713A (zh) * 1947-05-07 1950-09-20
GB1545584A (en) * 1975-03-07 1979-05-10 Onera (Off Nat Aerospatiale) Processes and systems for the formation of surface diffusion alloys on perforate metal workpieces
US6619030B1 (en) * 2002-03-01 2003-09-16 General Electric Company Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors
US20140174056A1 (en) * 2008-06-02 2014-06-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine
US10138809B2 (en) * 2012-04-02 2018-11-27 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with a high ratio of thrust to turbine volume
EP3019709B1 (en) * 2013-07-07 2022-05-11 Raytheon Technologies Corporation Fan drive gear system mechanical controller
WO2015041794A1 (en) * 2013-09-17 2015-03-26 United Technologies Corporation Airfoil assembly formed of high temperature-resistant material
US20150345314A1 (en) * 2014-05-29 2015-12-03 General Electric Company Turbine bucket assembly and turbine system
US20160090849A1 (en) * 2014-09-30 2016-03-31 United Technologies Corporation Fan blade with static dissipative coating
US10287901B2 (en) * 2014-12-08 2019-05-14 United Technologies Corporation Vane assembly of a gas turbine engine
US9879694B2 (en) * 2015-02-03 2018-01-30 United Technologies Corporation Turbo-compressor with geared turbofan
US10450867B2 (en) * 2016-02-12 2019-10-22 General Electric Company Riblets for a flowpath surface of a turbomachine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5257903A (en) * 1991-10-30 1993-11-02 General Electric Company Low pressure drop radial inflow air-oil separating arrangement and separator employed therein
US5392614A (en) * 1992-03-23 1995-02-28 General Electric Company Gas turbine engine cooling system
CN1453466A (zh) * 2002-03-01 2003-11-05 通用电气公司 具有高总压比的压气机的反向旋转的航空燃气轮机
US20140157754A1 (en) * 2007-09-21 2014-06-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine compressor arrangement
US20160201607A1 (en) * 2011-07-05 2016-07-14 United Technologies Corporation Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines
CN104903548A (zh) * 2012-10-12 2015-09-09 通用电气公司 用于获取冰的燃气涡轮发动机两自由度可变泄放阀

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110821675A (zh) * 2018-08-10 2020-02-21 劳斯莱斯有限公司 改进的气体涡轮引擎
CN110821673A (zh) * 2018-08-10 2020-02-21 劳斯莱斯有限公司 用于气体涡轮引擎的涡轮布置结构
CN111075572A (zh) * 2018-10-22 2020-04-28 劳斯莱斯有限公司 气体涡轮引擎
CN111075572B (zh) * 2018-10-22 2023-10-31 劳斯莱斯有限公司 气体涡轮引擎
CN111692011A (zh) * 2019-03-11 2020-09-22 劳斯莱斯有限公司 高效气体涡轮引擎安装和操作
CN111692011B (zh) * 2019-03-11 2023-12-15 劳斯莱斯有限公司 高效气体涡轮引擎安装和操作
CN111878256A (zh) * 2019-05-02 2020-11-03 劳斯莱斯有限公司 具有风扇出口导向叶片的气体涡轮引擎
CN113279879A (zh) * 2020-02-20 2021-08-20 通用电气公司 具有核心排气和旁通流混合的涡轮风扇发动机
CN114687863A (zh) * 2020-12-28 2022-07-01 通用电气公司 用于涡轮风扇发动机的涡轮后框架连杆组件

Also Published As

Publication number Publication date
EP3354889A1 (en) 2018-08-01
CN108361112B (zh) 2021-06-25
US20180216575A1 (en) 2018-08-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108361112A (zh) 冷却核心燃气涡轮发动机
US11111858B2 (en) Cool core gas turbine engine
US8356469B1 (en) Gas turbine engine with dual compression rotor
EP2216508A2 (en) Ceramic matrix composite turbine nozzle, transition duct and turbine engine
CN109838281A (zh) 用于燃气涡轮发动机的护罩
CN106482156A (zh) 用于涡轮发动机的燃烧器组件
CN109311283A (zh) 用于燃气涡轮发动机的陶瓷基质复合构件
CN106930837A (zh) 具有膜孔的cmc制品的热管理
JP7305243B2 (ja) 燃焼器アセンブリ
CN110821675A (zh) 改进的气体涡轮引擎
CN107120684A (zh) 燃烧器组件
CN107763664A (zh) 用于涡轮发动机的燃烧器组件
CN211777718U (zh) 用于飞行器的气体涡轮引擎
CN211819655U (zh) 用于飞行器的气体涡轮引擎
CN107120683B (zh) 燃烧器组件
CN110821676A (zh) 气体涡轮引擎中的温度
US11105209B2 (en) Turbine blade tip shroud
US20190170013A1 (en) Discontinuous Molded Tape Wear Interface for Composite Components
CN107917440A (zh) 用于燃气涡轮发动机的构件组件
CN110821678B (zh) 用于飞行器的气体涡轮引擎
CN211397721U (zh) 用于飞行器的气体涡轮引擎
CN211397722U (zh) 气体涡轮引擎
CN110821673A (zh) 用于气体涡轮引擎的涡轮布置结构
US10883371B1 (en) Ceramic matrix composite vane with trailing edge radial cooling
US20200284153A1 (en) Coolant channel

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant