CN109139257B - 入口预旋流燃气涡轮发动机 - Google Patents
入口预旋流燃气涡轮发动机 Download PDFInfo
- Publication number
- CN109139257B CN109139257B CN201810621353.1A CN201810621353A CN109139257B CN 109139257 B CN109139257 B CN 109139257B CN 201810621353 A CN201810621353 A CN 201810621353A CN 109139257 B CN109139257 B CN 109139257B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- inlet guide
- partial
- gas turbine
- turbine engine
- span inlet
- 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.)
- Active
Links
Images
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
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
-
- 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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
-
- 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
- F02C3/34—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid with recycling of part of the working fluid, i.e. semi-closed cycles with combustion products in the closed part of the cycle
-
- 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
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
- F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
- F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/542—Bladed diffusers
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
- F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
- F04D29/56—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable
- F04D29/563—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable specially adapted for elastic fluid pumps
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
- F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
- F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
- F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
- F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/684—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps by fluid injection
-
- 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
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
-
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/10—Two-dimensional
- F05D2250/18—Two-dimensional patterned
- F05D2250/182—Two-dimensional patterned crenellated, notched
-
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/50—Inlet or outlet
- F05D2250/51—Inlet
-
- 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/14—Preswirling
-
- 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
Abstract
本申请提供了一种燃气涡轮发动机，其包括涡轮机和可由涡轮机旋转的风扇。风扇包括多个风扇轮叶。燃气涡轮发动机还包括外部机舱和多个部分翼展入口引导叶片，该外部机舱围绕所述多个风扇轮叶，所述多个部分翼展入口引导叶片沿着轴向方向在所述多个风扇轮叶前方的位置处从外部机舱悬置。所述多个入口引导叶片中的每一个限定沿着所述径向方向的内端，并且在内端处不与相邻的部分翼展入口引导叶片连接。
Description
技术领域
本申请总体上涉及具有一个或多个特征的燃气涡轮发动机，所述一个或多个特征用于在操作期间预旋流提供给燃气涡轮发动机的风扇的气流。
背景技术
燃气涡轮发动机大体上包括布置成彼此流体连通的风扇和核心。另外，燃气涡轮发动机的核心大体上包括呈串流次序的压缩机部段、燃烧部段、涡轮部段和排气部段。在操作中，空气从风扇提供到压缩机部段的入口，在所述压缩机部段，一个或多个轴向压缩机渐进地压缩空气，直到空气到达燃烧部段为止。燃料利用燃烧部段内的一个或多个燃料喷嘴与压缩空气混合并燃烧以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧部段被传送到涡轮部段。燃烧气体流动通过涡轮部段对涡轮部段进行驱动且接着被传送通过排气部段例如到大气。
典型的燃气涡轮发动机包括涡轮部段内的驱动涡轮，其被构造为驱动例如压缩机部段的低压压缩机和风扇。为了更有效地操作燃气涡轮发动机，期望以相对高的旋转速度操作驱动涡轮。然而，风扇以相对较高的旋转速度旋转会导致效率低下，例如由风扇的风扇轮叶上的气流的冲击损失和流动分离导致的效率低下。
因此，已经开发了具有减速齿轮箱的某些燃气涡轮发动机，其允许风扇旋转比驱动涡轮慢。然而，某些齿轮箱可能会增加燃气涡轮发动机的复杂性、重量和费用。因此，构造成允许驱动涡轮以相对较高且有效的旋转速度操作同时最小化风扇的相应低效率的燃气涡轮发动机将是有用的。
发明内容
本发明的各方面和优势将部分地在以下描述中阐述，或可从所述描述显而易见，或可通过本发明的实践而得知。
在本申请的一个示例性实施例中，提供一种燃气涡轮发动机。所述燃气涡轮发动机限定轴向方向和径向方向。燃气涡轮发动机包括涡轮机和可由涡轮机旋转的风扇。风扇包括多个风扇轮叶。燃气涡轮发动机还包括外部机舱和多个部分翼展入口引导叶片，该外部机舱围绕所述多个风扇轮叶，所述多个部分翼展入口引导叶片沿着轴向方向在所述多个风扇轮叶前方的位置处从外部机舱悬置。所述多个入口引导叶片中的每一个限定沿着所述径向方向的内端，并且在内端处不与相邻的部分翼展入口引导叶片连接。
在一些示例性实施例中，所述多个部分翼展入口引导叶片各自限定沿着所述径向方向的外端，并且其中所述多个部分翼展入口引导叶片中的每一个在所述外端处连接到所述外部机舱。
在一些示例性实施例中，每个部分翼展入口引导叶片在相应的外端处完全由所述外部机舱支撑。
在一些示例性实施例中，所述多个部分翼展入口引导叶片限定大约0.5至大约1.5之间的硬度。
在一些示例性实施例中，所述多个部分翼展入口引导叶片限定大约0.9至1.0之间的硬度。
在一些示例性实施例中，所述多个部分翼展入口引导叶片中的每一个被构造成可变部分翼展入口引导叶片。
在一些示例性实施例中，所述多个部分翼展入口引导叶片包括在二十个部分翼展入口引导叶片至五十个部分翼展入口引导叶片之间。
在一些示例性实施例中，所述多个部分翼展入口引导叶片包括在三十个部分翼展入口引导叶片至四十五个部分翼展入口引导叶片之间。
在一些示例性实施例中，每个部分翼展入口引导叶片限定前缘、后缘和最大旋流角度，并且其中每个部分翼展入口引导叶片在所述后缘处的最大旋流角度在五度至三十五度之间。
在一些示例性实施例中，每个部分翼展入口引导叶片限定前缘、后缘和最大旋流角度，并且其中每个部分翼展入口引导叶片在所述后缘处的最大旋流角度在十二度至二十五度之间。
在一些示例性实施例中，每个部分翼展入口引导叶片限定前缘、后缘和沿着径向方向的外端，其中每个部分翼展入口引导叶片限定在靠近所述内端的所述后缘处的第一旋流角度和在靠近所述外端的所述后缘处的第二旋流角度，并且其中所述第二旋流角度大于所述第一旋流角度。
在一些示例性实施例中，所述多个入口引导叶片中的每一个的内端能够大致沿着所述径向方向在延伸位置和缩回位置之间移动。
在一些示例性实施例中，所述燃气涡轮发动机还限定周向方向，并且其中所述多个部分翼展入口引导叶片沿着所述周向方向大致均匀地间隔开。
在一些示例性实施例中，所述燃气涡轮发动机还限定周向方向，并且其中所述多个部分翼展入口引导叶片沿着所述周向方向非均匀地间隔开。
在一些示例性实施例中，所述多个部分翼展入口引导叶片各自限定纵向轴线，其中所述燃气涡轮发动机还限定周向方向，其中所述径向方向和周向方向一起限定参考平面，并且其中每个部分翼展入口引导叶片的纵向轴线与所述参考平面相交并且相对于所述参考平面限定在大约十度至大约三十度之间的扫掠角度。
在一些示例性实施例中，所述多个部分翼展入口引导叶片各自限定后缘，其中每个部分翼展入口引导叶片的后缘限定非线性雕刻形状。
在一些示例性实施例中，燃气涡轮发动机还包括补偿空气供应组件，所述补偿空气供应组件与高压空气源气流连通以接收补偿气流，其中所述多个部分翼展入口引导叶片各自限定后缘和后缘开口，其中所述后缘开口与所述补偿空气供应组件气流连通以接收所述补偿气流并且使补偿气流在所述燃气涡轮发动机的操作期间穿过所述后缘开口。
在本申请的另一个示例性实施例中，提供一种限定轴向方向和径向方向的燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括涡轮机和可由涡轮机旋转的风扇。风扇包括多个风扇轮叶。燃气涡轮发动机还包括外部机舱和多个部分翼展入口引导叶片，该外部机舱围绕所述多个风扇轮叶，所述多个部分翼展入口引导叶片沿着轴向方向在所述多个风扇轮叶前方的位置处从外部机舱悬置。所述多个入口引导叶片中的每一个限定沿着径向方向的外端，并且其在相应的外端处完全由外部机舱支撑。
在一些示例性实施例中，每个部分翼展入口引导叶片限定沿着所述径向方向的内端，并且其中每个部分翼展入口引导叶片在所述内端处不与相邻的部分翼展入口引导叶片连接。
在一些示例性实施例中，所述多个部分翼展入口引导叶片限定大约0.5至大约1.5之间的硬度。
技术方案1.一种限定轴向方向和径向方向的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：涡轮机；风扇，所述风扇能够由所述涡轮机旋转，所述风扇包括多个风扇轮叶；外部机舱，所述外部机舱围绕所述多个风扇轮叶；以及多个部分翼展入口引导叶片，所述多个部分翼展入口引导叶片沿着所述轴向方向在所述多个风扇轮叶前方的位置处从所述外部机舱悬置，所述多个入口引导叶片中的每一个限定沿着所述径向方向的内端并且在所述内端处不与相邻的部分翼展入口引导叶片连接。
技术方案2.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个部分翼展入口引导叶片各自限定沿着所述径向方向的外端，并且其中所述多个部分翼展入口引导叶片中的每一个在所述外端处连接到所述外部机舱。
技术方案3.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中每个部分翼展入口引导叶片在相应的外端处完全由所述外部机舱支撑。
技术方案4.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个部分翼展入口引导叶片限定大约0.5至大约1.5之间的硬度。
技术方案5.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个部分翼展入口引导叶片限定大约0.9至1.0之间的硬度。
技术方案6.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个部分翼展入口引导叶片中的每一个被构造成可变部分翼展入口引导叶片。
技术方案7.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个部分翼展入口引导叶片包括在二十个部分翼展入口引导叶片至五十个部分翼展入口引导叶片之间。
技术方案8.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个部分翼展入口引导叶片包括在三十个部分翼展入口引导叶片至四十五个部分翼展入口引导叶片之间。
技术方案9.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中每个部分翼展入口引导叶片限定前缘、后缘和最大旋流角度，并且其中每个部分翼展入口引导叶片在所述后缘处的最大旋流角度在五度至三十五度之间。
技术方案10.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中每个部分翼展入口引导叶片限定前缘、后缘和最大旋流角度，并且其中每个部分翼展入口引导叶片在所述后缘处的最大旋流角度在十二度至二十五度之间。
技术方案11.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中每个部分翼展入口引导叶片限定前缘、后缘和沿着所述径向方向的外端，其中每个部分翼展入口引导叶片限定在靠近所述内端的所述后缘处的第一旋流角度和在靠近所述外端的所述后缘处的第二旋流角度，并且其中所述第二旋流角度大于所述第一旋流角度。
技术方案12.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个入口引导叶片中的每一个的内端能够大致沿着所述径向方向在延伸位置和缩回位置之间移动。
技术方案13.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进一步限定周向方向，并且其中所述多个部分翼展入口引导叶片沿着所述周向方向大致均匀地间隔开。
技术方案14.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进一步限定周向方向，并且其中所述多个部分翼展入口引导叶片沿着所述周向方向非均匀地间隔开。
技术方案15.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个部分翼展入口引导叶片各自限定纵向轴线，其中所述燃气涡轮发动机进一步限定周向方向，其中所述径向方向和周向方向一起限定参考平面，并且其中每个部分翼展入口引导叶片的纵向轴线与所述参考平面相交并且相对于所述参考平面限定介于大约十度至大约三十度的扫掠角度。
技术方案16.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个部分翼展入口引导叶片各自限定后缘，其中每个部分翼展入口引导叶片的后缘限定非线性雕刻形状。
技术方案17.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，进一步包括：补偿空气供应组件，所述补偿空气供应组件与高压空气源气流连通以接收补偿气流，其中所述多个部分翼展入口引导叶片各自限定后缘和后缘开口，其中所述后缘开口与所述补偿空气供应组件气流连通以接收所述补偿气流并且使所述补偿气流在所述燃气涡轮发动机的操作期间穿过所述后缘开口。
技术方案18.一种限定轴向方向和径向方向的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：涡轮机；风扇，所述风扇能够由所述涡轮机旋转，所述风扇包括多个风扇轮叶；外部机舱，所述外部机舱围绕所述多个风扇轮叶；以及多个部分翼展入口引导叶片，所述多个部分翼展入口引导叶片沿着所述轴向方向在所述多个风扇轮叶前方的位置处从所述外部机舱悬置，所述多个入口引导叶片中的每一个限定沿着所述径向方向的外端并且在相应的外端处完全由所述外部机舱支撑。
技术方案19.根据技术方案18所述的燃气涡轮发动机，其中每个部分翼展入口引导叶片限定沿着所述径向方向的内端，并且其中每个部分翼展入口引导叶片在所述内端处不与相邻的部分翼展入口引导叶片连接。
技术方案20.根据技术方案18所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个部分翼展入口引导叶片限定大约0.5至大约1.5之间的硬度。
参考以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特征、方面及优点将变得更好理解。并入于本说明书中且构成本说明书的一部分的附图说明本发明的实施例，且连同所述描述一起用于解释本发明的原理。
附图说明
本说明书中针对所属领域的技术人员来阐述本发明的完整且启发性公开内容，包括其最佳模式，本说明书参考了附图，其中：
图1是根据本申请的各种实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面图。
图2是图1的示例性燃气涡轮发动机的前端的横截面放大示意图。
图3是沿着图1的燃气涡轮发动机的轴向方向的图1的示例性燃气涡轮发动机的入口的示意图。
图4是根据本申请的另一个示例性实施例的燃气涡轮发动机的入口的示意图。
图5是图1的示例性燃气涡轮发动机的部分翼展入口引导叶片的横截面图，其沿着部分翼展入口引导叶片的翼展处于第一位置。
图6是图1的示例性燃气涡轮发动机的部分翼展入口引导叶片的横截面图，其沿着部分翼展入口引导叶片的翼展处于第二位置处。
图7是根据本申请的另一示例性实施例的燃气涡轮发动机的前端的横截面放大示意图。
图8是根据本申请的又一示例性实施例的燃气涡轮发动机的前端的横截面放大示意图。
图9是根据本申请的再一示例性实施例的燃气涡轮发动机的前端的横截面放大示意图。
图10是根据本申请的又一示例性实施例的燃气涡轮发动机的前端的横截面放大示意图。
图10A是图10之后缘的部分放大示意图。
图11是根据本申请的再一示例性实施例的燃气涡轮发动机的前端的横截面放大示意图。
图12是根据本申请的又一示例性实施例的燃气涡轮发动机的前端的横截面放大示意图。
图13是沿着图12的燃气涡轮发动机的轴向方向的图12的示例性燃气涡轮发动机的入口的示意图。
图14是根据本申请的另一个示例性实施例的燃气涡轮发动机的入口的示意图。
图15是图12的示例性燃气涡轮发动机的预旋流轮廓的立体图。
图16是图12的示例性燃气涡轮发动机的示例性预旋流轮廓的侧视图。
图17是包括图12的示例性燃气涡轮发动机的示例性预旋流轮廓的多个预旋流轮廓的纵向截面图。
图18是包括图12的示例性燃气涡轮发动机的示例性预旋流轮廓的多个预旋流轮廓的俯视图。
图19是根据本申请的再一示例性实施例的燃气涡轮发动机的前端的横截面放大示意图。
图20是根据本申请的又一示例性实施例的燃气涡轮发动机的前端的横截面放大示意图。
图21是沿着图19的线21-21看的图19的示例性燃气涡轮发动机的外部机舱的横截面示意图。
图22是图21的示例性涡轮发动机的气流喷嘴的放大图。
图23是根据本申请的另一个示例性实施例的气流喷嘴的放大图。
图24是根据本申请的又一个示例性实施例的气流喷嘴的放大图。
图25是图22的示例性气流喷嘴的横截面放大图。
图26是根据本申请的另一个示例性实施例的燃气涡轮发动机的外部机舱和气流分配系统的一部分的横截面示意图。
图27是根据本申请的示例性实施例的图26的示例性气流分配系统的多个旋流特征结构的立体图。
图28是根据本申请的示例性方面的示出用于操作燃气涡轮发动机的方法的流程图。
图29是根据本申请的另一个示例性方面的示出用于操作燃气涡轮发动机的方法的流程图。
具体实施方式
现将详细参考本发明的当前实施例，其一个或多个实施例图示于附图中。详细描述中使用数字和字母标记来指代图式中的特征。已在图式和描述中使用相同或类似的标记来指代本发明的相同或类似部分。
如本说明书中所使用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以区分一个部件与另一部件，且并不在于表示个别部件的位置或重要性。
词语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机内的相对位置，其中前是指更接近发动机入口的位置，而后是指更接近发动机喷嘴或排气口的位置。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。举例来说，“上游”是指流体从其流出的方向，而“下游”是指流体流到的方向。
除非上下文明确地另外指明，否则单数形式“一”和“所述”包括复数指代物。
如在整个说明书和权利要求书中所用的近似语言用于修饰任何定量表示，这些定量表示可容许变化而不会导致其相关的基本功能变化。因此，由例如“约”、“大约”和“基本上”的一个或多个术语修饰的值不限于指定的确切值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或者用于构建或制造组件和/或系统的方法或机器的精度。例如，在某些语境中，近似语言可能指的是在10％的余量内。
在这里以及整个说明书和权利要求书中，范围限制可组合和互换，使得识别的范围包括其中所含的全部子范围，除非上下文或语言作出其它表示。
现在参考附图，其中相同的数字贯穿附图指示相同的元件，图1是根据本申请的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。更具体地说，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机为高旁路涡扇喷气发动机10，其在本说明书中被称为“涡扇发动机10”。如图1中所示，涡扇发动机10限定轴向方向A(平行于为了参考而提供的纵向中心线12延伸)、径向方向R和周向方向C(即，围绕轴向方向A延伸的方向；参看例如图3)。一般来说，涡扇10包括风扇部段14和设置在风扇部段14下游的涡轮机16。
所示出的示例性涡轮机16总体上包括大致呈管状的外部壳体18，所述外部壳体18限定环形入口20。外部壳体18以串流关系包覆：压缩机部段，其包括增压器或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24；燃烧部段26；涡轮部段，其包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30；以及喷气排气喷嘴部段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。LP涡轮30也可以被称为“驱动涡轮”。
对于所示出的实施例，风扇部段14包括变距风扇38，所述变距风扇38具有以间隔开的方式连接到盘42的多个风扇轮叶40。更具体地，对于所示出的实施例，风扇部段14包括单级风扇38，该单级风扇容纳单级风扇轮叶40。如所示出的，风扇轮叶40大体上沿着径向方向R从盘42向外延伸。每个风扇轮叶40能够围绕间距轴线P相对于盘42旋转，原因是风扇轮叶40可操作地连接到合适的致动构件44，所述致动构件44被构造成联合地共同改变风扇轮叶40的间距。风扇38机械地连接到LP涡轮30或驱动涡轮并能够与之一起旋转。更具体地，风扇轮叶40、盘42和致动构件44能够一起通过LP轴36以“直接驱动”构造围绕纵向轴线12旋转。因此，风扇38以使得风扇38能够通过LP涡轮30以与LP涡轮30相同的旋转速度旋转的方式与LP涡轮30连接。
此外，可以理解，风扇38限定风扇压力比，并且多个风扇轮叶40各自限定风扇末端速度。如将在下面更详细地描述的，所示出的示例性涡扇发动机10在涡扇发动机以额定速度操作期间限定相对高的风扇末端速度和相对低的风扇压力比。如本说明书所使用的，“风扇压力比”是指在风扇38操作期间紧接所述多个风扇轮叶40的下游处的压力与在风扇38操作期间紧接所述多个风扇轮叶40的上游处的压力的比率。同样如本说明书所使用的，由多个风扇轮叶40限定的“风扇末端速度”是指在风扇38的操作期间风扇轮叶40的外部末端沿着径向方向R的线性速度。此外，仍然如本说明书所使用的，术语“额定速度”是指涡扇发动机10产生最大功率量的涡扇发动机10的最大操作速度。
仍然参考图1的示例性实施例，盘42由可旋转的前毂48覆盖，前毂具有空气动力学轮廓以促进气流通过所述多个风扇轮叶40。另外，示例性风扇部段14包括周向包围所述风扇38的多个风扇轮叶40和/或涡轮机16的至少一部分的环形风扇壳体或外部机舱50。更具体地，机舱50包括内壁52，并且机舱50的内壁52的下游部段54在涡轮机16的外部部分上方延伸，以便在其间限定旁路气流通道56。另外，对于所示出的实施例，机舱50相对于涡轮机16由多个沿圆周间隔开的出口引导叶片55支撑。
在涡扇发动机10的操作期间，一定体积的空气58通过机舱50的相关联入口60和/或风扇部段14进入涡扇10。当所述体积的空气58横穿风扇轮叶40时，如由箭头62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，且如由箭头64指示的空气58的第二部分被引导或传送到LP压缩机22中。空气的第一部分62与空气的第二部分64之间的比率通常被称为旁路比。对于所示出的实施例，旁路比通常可以在大约7:1至大约20:1之间，例如在大约10:1至大约18:1之间。在空气的第二部分64被传送通过高压(HP)压缩机24并进入燃烧部段26时，空气的第二部分64的压力接着增加，在燃烧部段26处，空气与燃料混合并燃烧以提供燃烧气体66。
燃烧气体66被传送通过HP涡轮28，在HP涡轮28处，经由连接到外部壳体18的HP涡轮定子轮叶68和连接到HP轴或转轴34的HP涡轮转子叶片70的顺序级提取来自燃烧气体66的热能和/或动能的一部分，因此导致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接着被传送通过LP涡轮30，在LP涡轮30处，经由连接到外部壳体18的LP涡轮定子轮叶72和连接到LP轴或转轴36的LP涡轮转子叶片74的顺序级从燃烧气体66提取热能和动能的第二部分，由此导致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随后被传送通过涡轮机16的喷气排气喷嘴部段32以提供推进力。同时，当空气的第一部分62在从涡扇10的风扇喷嘴排气部段76排出之前被传送通过旁路气流通道56时，空气的第一部分62的压力大幅度增大，从而也提供推进力。HP涡轮28、LP涡轮30和喷气排气喷嘴部段32至少部分地限定热气体路径78，以用于将燃烧气体66传送通过涡轮机16。
然而，应了解，图1中所示的和以上所述的示例性涡扇发动机10仅仅是示例性的，并且在其它示例性实施例中，涡扇发动机10可以具有任何其它合适的构造。例如，在其它示例性实施例中，涡轮机16可包括任何其它合适数目的压缩机、涡轮和/或轴或转轴。另外，涡扇发动机10可以不包括这里描述的每个特征，或者作为另外一种选择，可以包括这里没有描述的一个或多个特征。例如，在其它示例性实施例中，风扇38可以不是变距风扇。另外，虽然被描述为“涡扇”燃气涡轮发动机，但在其它实施例中，燃气涡轮发动机可以替代地构造为任何其它合适的管道燃气涡轮发动机。
仍然参考图1且如前所述，图1所示出的示例性涡扇发动机10被构造为直接驱动涡扇发动机10。为了提高涡轮机16的效率，LP涡轮30构造成以相对高的旋转速度旋转。考虑到直接驱动构造，这也导致风扇38的多个风扇轮叶40以相对高的旋转速度旋转。例如，在涡扇发动机10以额定速度操作期间，多个风扇轮叶40中的每个风扇轮叶的风扇末端速度大于1,250英尺/秒。例如，在某些示例性实施例中，在涡扇发动机10以额定速度操作期间，多个风扇轮叶40中的每个风扇轮叶的风扇末端速度可大于约1,350英尺/秒，例如大于约1,450英尺/秒，大于约1,550英尺/秒，例如高达约2,200英尺/秒。
尽管具有相对较高的风扇末端速度，但是风扇38仍被设计成限定相对较低的风扇压力比。例如，在涡扇发动机10以额定速度操作期间，风扇38的风扇压力比小于1.5。例如，在涡扇发动机10以额定速度操作期间，风扇压力比可以在约1.15至约1.5之间，例如在约1.25至约1.4之间。
如将理解的那样，以这种方式操作直接驱动涡扇发动机10通常可能导致风扇38由于冲击损失和风扇轮叶40上方的气流的流动分离(尤其在风扇38的多个风扇轮叶40的径向外部末端处)而导致的效率损失。因此，如下面将更详细描述的那样，涡扇发动机10还可包括位于风扇38的多个风扇轮叶40上游的一个或多个入口预旋流特征结构，以偏移或最小化风扇38的这种效率损失。通过包括这种入口预旋流特征结构，由于例如LP涡轮30的旋转速度增加而导致的涡轮机16的效率增益超过上述识别的潜在效率损失。
现在还参考图2，提供了图1的示例性涡扇发动机10的涡轮机16的风扇部段14和前端的横截面放大图。如上所述，涡扇发动机10包括位于风扇38的多个风扇轮叶40的上游并且联接到或集成到机舱50中的入口预旋流特征结构。更具体地，对于图1和2的实施例，入口预旋流特征结构被构造为多个部分翼展入口引导叶片100。多个部分翼展入口引导叶片100均沿着轴向方向A在风扇38的多个风扇轮叶40的前方并且在机舱50的入口60的后方的位置处从外部机舱50(例如从外部机舱50的内壁52)悬置。更具体地，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个限定沿着径向方向R的外端102，并且通过合适的连接装置(未示出)在径向外端102处附接至/连接至外部机舱50。例如，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个可以在外端104处螺栓连接至外部机舱50的内壁52，在外端102处焊接至外部机舱50的内壁52，或者以任何其它合适的方式在外端102处附接到外部机舱50。
此外，对于所示出的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100大致沿着径向方向R从外端102延伸到内端104(即沿径向方向R的内端104)。此外，如将认识到的，对于所示出的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个在相应的内端104处与相邻的部分翼展入口引导叶片100不连接(即，相邻的部分翼展入口引导叶片100在径向内端104处彼此不接触，并且在径向内端104处不包括任何中间连接构件，例如连接环、支柱等)。更具体地，对于所示出的实施例，每个部分翼展入口引导叶片100完全通过在相应外端102处连接到外部机舱50而被支撑(并且不通过例如在沿着径向R的外端102的内侧的位置处在相邻的部分翼展入口引导叶片100之间延伸的任何结构)。如下面将要讨论的那样，这可以减少由部分翼展入口引导叶片100产生的湍流量。
此外，示出的是，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个不完全在外部机舱50和例如涡扇发动机10的毂48之间延伸。更具体地，对于所示出的实施例，多个入口引导叶片中的每一个沿着径向方向R限定IGV翼展106，并且多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个进一步限定前缘108和后缘110。IGV翼展106是指在部分翼展入口引导叶片100的前缘108处在部分翼展入口引导叶片100的外端102和内端104之间的沿着径向方向R的量度。类似地，可以理解的是，风扇38的多个风扇轮叶40限定了沿着径向方向R的风扇轮叶翼展112。更具体地，风扇38的多个风扇轮叶40中的每一个还限定了前缘114和后缘116，并且IGV翼展106指的是在相应风扇轮叶40的前缘114处在风扇轮叶40的径向外部末端和基部之间的沿着径向方向R的量度。
对于所示出的实施例，IGV翼展106为风扇轮叶翼展112的至少大约百分之五并且最高达风扇轮叶翼展112的大约百分之五十五。例如，在某些示例性实施例中，IGV翼展106可以在风扇轮叶翼展112的大约百分之十五至风扇轮叶翼展112的大约百分之四十五之间，例如在风扇轮叶翼展112的大约百分之三十至风扇轮叶翼展112的大约百分之四十之间。
现在还将参考图3，提供了图1和2的涡扇发动机10的入口60的轴向视图。如将认识到的，对于所示出的实施例，涡扇发动机10的多个部分翼展入口引导叶片100包括相对大量的部分翼展入口引导叶片100。更具体地，对于所示出的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100包括在大约二十个部分翼展入口引导叶片100至大约五十个部分翼展入口引导叶片100之间。更具体地，对于所示出的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100包括在大约三十个部分翼展入口引导叶片100至大约四十五个部分翼展入口引导叶片100之间，并且更具体地，所示实施例还包括三十二个部分翼展入口引导叶片100。另外，对于所示出的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个沿着周向方向C基本上均匀地间隔开。更具体地，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个与相邻的部分翼展入口引导叶片100限定了圆周间距118，其中每个相邻的部分翼展入口引导叶片100之间的圆周间距118基本相等。
虽然未示出，但在某些示例性实施例中，部分翼展入口引导叶片100的数量可以基本上等于涡扇发动机10的风扇38的风扇轮叶40的数量。然而，在其它实施例中，部分翼展入口引导叶片100的数量可以大于涡扇发动机10的风扇38的风扇轮叶40的数量，或者作为另外一种选择可以小于涡扇发动机10的风扇38的风扇轮叶40的数量。
此外，应该认识到，在其它示例性实施例中，涡扇发动机10可以包括任何其它合适数量的部分翼展入口引导叶片100和/或部分翼展入口引导叶片100的圆周间距118。例如，现在简单参考图4，提供了根据本申请的另一示例性实施例的涡扇发动机10的入口60的轴向视图。对于图4的实施例，涡扇发动机10包括少于二十个的部分翼展入口引导叶片100。更具体地，对于图4的实施例，涡扇发动机10包括至少八个部分翼展入口引导叶片100，或者更具体地，确切地包括八个部分翼展入口引导叶片100。另外，对于图4的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100沿着周向方向C没有基本均匀地间隔开。例如，多个部分翼展入口引导叶片100中的至少一些限定了第一圆周间距118A，而多个部分翼展入口引导叶片100中的其它部分翼展入口引导叶片限定了第二圆周间距118B。对于所示出的实施例，第一圆周间距118A比第二圆周间距118B大至少约百分之二十，例如大至少约百分之二十五，例如大至少约百分之三十，例如大最多达约百分之两百。值得注意的是，如将在下面更详细描述的那样，圆周间距118指的是相邻的部分翼展入口引导叶片100之间的平均圆周间距。不均匀的圆周间距可以例如偏移部分翼展入口引导叶片100的上游的结构。
现在回头参考图2的实施例，可以理解的是，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个被构造成在风扇38的多个风扇轮叶40上游预旋流通过机舱50的入口60提供的气流58。如上面简要讨论的，在这样的气流58到达风扇38的多个风扇轮叶40之前预旋流通过机舱50的入口60提供的气流58可以减少分离损失和/或冲击损失，从而允许风扇38以上述相对较高的风扇末端速度操作，而效率损失较少。
例如，首先参考图5，提供了如图2中的线5-5所示的沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展的一个部分翼展入口引导叶片100的横截面图。如图所示，部分翼展入口引导叶片100通常构造成翼型件，该翼型件具有压力侧120和相对的吸力侧122，并且沿着弧线124在前缘108和后缘110之间延伸。另外，部分翼展入口引导叶片100限定从前缘108直接延伸到后缘110的弦线126。弦线126限定具有通过机舱50的入口60的气流58的气流方向129的迎角128。值得注意的是，对于所示出的实施例，气流方向129基本平行于涡扇发动机10的轴向方向A.对于所示出的实施例，在沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106所示出的位置处的迎角128为至少约五度并且最多达约三十五度。例如，在某些实施例中，在沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106所示出的位置处的迎角128可以在大约十度至大约三十度之间，例如在大约十五度与大约二十五之间度。
此外，在沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106所示出的位置处的部分翼展入口引导叶片100在后缘110处限定局部旋流角度130。如本说明书所使用的，部分翼展入口引导叶片100的后缘110处的“旋流角度”是指通过机舱50的入口60的气流58的气流方向129与通过部分翼展入口引导叶片100的压力侧120的后缘部段限定的参考线132之间的角度。更具体地，参考线132由沿着弦线126测量的压力侧120的后部百分之二十来限定。值得注意的是，当压力侧120的后部百分之二十限定曲线时，参考线132可以是这种曲线的直线平均拟合(例如，使用最小均方值)。
此外，将理解的是，最大旋流角度130是指沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106的最高旋流角度130。对于所示出的实施例，最大旋流角度130被限定在部分翼展入口引导叶片100的径向外端102附近(例如，在部分翼展入口引导叶片100的翼展106的外部百分之十处)，如图5中所示的横截面表示。对于所示出的实施例，在后缘110处的每个部分翼展入口引导叶片100的最大旋流角度130在五度至三十五度之间。例如，在某些示例性实施例中，在后缘110处的每个部分翼展入口引导叶片100的最大旋流角度130可以在十二度至二十五度之间。
此外，应该理解的是，对于图2的实施例，局部旋流角度130从每个部分翼展入口引导叶片100的径向内端104到径向外端102增加。例如，现在还参考图6，提供了从图5所示的横截面(如图2中的线6-6所示)在径向内侧的位置处的部分翼展入口引导叶片100的横截面图。如图6所示并且如上所述，部分翼展入口引导叶片100限定压力侧120、吸力侧122、前缘108、后缘110、弧线124和弦线126。此外，在沿图6所示的翼展106的位置处，由弦线126和通过机舱50的入口60的气流58的气流方向129限定的迎角128小于沿图5所示的翼展106的位置处的迎角128(例如，可以小至少约百分之二十，例如小至少约百分之五十，例如最多小约百分之百)。此外，部分翼展入口引导叶片100在沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106的位置处、靠近内端104、在后缘110处限定了局部旋流角度130，如图6所示。如上所述，局部旋流角度130从每个部分翼展入口引导叶片100的径向内端104到径向外端102增加。因此，靠近外端102(参见图5)的局部旋流角度130大于靠近径向内端104(参见图6；例如，翼展106的径向内部百分之十)的局部旋流角度130。例如，局部旋流角度130可以在径向内端104处接近零度(例如，可以小于大约五度，例如小于大约二度)。
值得注意的是，包括这种构造的部分翼展入口引导叶片100可以减少每个相应部分翼展入口引导叶片100的径向内端104处的湍流量。另外，这样的构造可以在风扇38的多个风扇轮叶40的径向外端处(在该处风扇轮叶40的速度最大)提供期望量的预旋流，以提供期望的流动分离和/或冲击损失的减小，否则由于在涡扇发动机10的操作期间风扇末端处的多个风扇轮叶40的相对较高的速度而可能发生流动分离和/或冲击损失。
总体参考图2、3、5和6，将理解的是，对于所示出的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100进一步限定了硬度。该硬度通常被限定为每个部分翼展入口引导叶片100的弦长(即，弦线126的长度)与多个部分翼展入口引导叶片100的圆周间距118的比。更具体地，为了限定硬度的目的，圆周间距118是指使用下列方程式计算的平均圆周间距118：
其中rm是多个部分翼展入口引导叶片100的平均半径，并且nb是部分翼展入口引导叶片100的数量。平均半径rm可以指相对于涡扇发动机10的纵向中心线12沿着IGV翼展106的中间的位置。值得注意的是，为了计算硬度，弦长是指平均半径处的弦长，rm。对于所示出的实施例，硬度在约0.5至约1.5之间。例如，在某些示例性实施例中，部分翼展入口引导叶片100的硬度可在约0.7至1.2之间，例如在约0.9至约1.0之间。这样的构造可以确保在涡扇发动机10的操作期间预期的旋流量。
值得注意的是，图1至6中所示的多个部分翼展入口引导叶片100通常被构造为沿着与风扇38的多个风扇轮叶40的旋转方向相同的旋转方向预旋流穿过外部机舱50的入口60的一部分气流。例如，对于图1至6的示例性实施例，风扇38的多个风扇轮叶40构造成当从前向后看时顺时针旋转并且多个部分翼展入口引导叶片100(以及本说明书讨论的其它预旋流特征结构)被构造成沿相同方向预旋流通过外部机舱50的入口60的一部分气流。然而，在其它示例性实施例中，燃气涡轮发动机可以包括风扇38，该风扇具有风扇轮叶40，风扇轮叶被构造成当从前向后看时逆时针旋转，在这种情况下，多个部分翼展入口引导叶片100(或本说明书讨论的其它预旋流特征结构)可以代之以镜像，使得它们被构造为沿与描述的方向相反的旋转方向预旋流气流。此外，仍然在其它示例性实施例中，多个部分翼展入口引导叶片100(或本说明书中讨论的其它预旋流特征结构)可以被构造成沿与风扇38的多个风扇轮叶40相反的旋转方向预旋流气流。
另外，应该理解的是，图1至6中所示的示例性的部分翼展入口引导叶片100仅作为示例提供。在其它示例性实施例中，多个部分翼展入口引导叶片100可以具有任何其它合适的构造，用于在燃气涡轮发动机的风扇38的多个风扇轮叶40上游提供期望量的预旋流。例如，总体参考图7至图11，提供了根据本申请的各种其它示例性实施例的部分翼展入口引导叶片100。图7到图11的示例性涡扇发动机10和示例性部分翼展入口引导叶片100均可以与上文参考例如图1和2所描述的示例性涡扇发动机10和部分翼展入口引导叶片100基本上相同的方式构造。
例如，图7至图11的示例性涡扇发动机10每一个通常包括涡轮机16和风扇部段14，并且限定了轴向方向A、径向方向R和周向方向C(即，围绕轴向方向A延伸的方向；参见例如图3)。尽管未示出，但涡轮机16包括具有驱动涡轮或LP涡轮30(参见图1)的涡轮部段，对于所示实施例，其通过LP轴36机械地连接到风扇部段14的风扇38。另外，风扇38包括能够绕涡轮机16的纵向中心线12旋转的多个风扇轮叶40。风扇38的多个风扇轮叶40被涡扇发动机10的外部机舱50围绕并且被外部机舱50包围，外部机舱50包括内壁52。为了提供通过外部机舱50的入口60的气流58的预旋流，涡扇发动机10还包括多个部分翼展入口引导叶片100。如上所述，图7到图11的示例性部分翼展入口引导叶片100均以与上文参考图1和2所描述的示例性部分翼展入口引导叶片100相同的方式构造。因此，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个可以在涡扇发动机10的风扇38的多个风扇轮叶40的前部和入口60的后部的位置处以悬置方式附接到外部机舱50的内壁52。
然而，具体参考图7，对于所示出的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100进一步构造为可变部分翼展入口引导叶片。更具体地，图7所示的多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个包括本体部分134和尾部部分136(尾部部分136位于本体部分134的后部)。本体部分134和尾部部分136中的每一个基本上从部分翼展入口引导叶片100的径向外端102延伸到部分翼展入口引导叶片100的径向内端104。本体部分134可以是基本固定的，而尾部部分136可以构造成通过马达140或其它变距机构绕相应的部分翼展入口引导叶片100的纵向枢转轴线138旋转。对于所示出的实施例，纵向枢转轴线138基本上平行于径向方向R，然而在其它实施例中，纵向枢转轴线138可以沿任何其它合适的方向延伸(例如，可以是“扫掠的”；参见图9)。部分翼展入口引导叶片100的尾部部分136的旋转可以有效地改变相应部分翼展入口引导叶片100的旋流角度130。因此，对于这样的示例性实施例，涡扇发动机10可以被构造成在某些操作条件期间提供最小的预旋流，并且在其它操作条件期间提供最大的预旋流。例如，在某些示例性实施例中，涡扇发动机10可以被构造成当风扇38以相对慢的旋转速度旋转时提供最小的预旋流(使得风扇38限定相对低的风扇末端速度)，并且可以进一步被构造成当风扇38以相对高的旋转速度旋转时提供最大的预旋流(使得例如在起飞操作模式期间风扇38限定相对高的风扇末端速度)。
应该理解的是，图7中所示的示例性的可变部分翼展入口引导叶片100仅作为示例提供。在其它示例性实施例中，可以提供任何其它合适的可变部分翼展入口引导叶片100。例如，在其它示例性实施例中，尾部部分136可以不沿着部分翼展入口引导叶片100的整个翼展106延伸，而是可以被限制为例如部分翼展入口引导叶片100的径向外半部或其它部分。另外，可以提供任何其它合适的硬件以改变可变部分翼展入口引导叶片100的旋流角度130。例如，在其它实施例中，尾部部分136可以不绕纵向枢转轴线138旋转，而是可以平移(例如向前和向后)以改变旋流角度130。也可以考虑其它构造(例如，气动可变部分翼展入口引导叶片100使用空气改变有效旋流角度)。
另外，现在具体参考图8，对于所示的示例性实施例，示例性的部分翼展入口引导叶片100各自限定可变翼展106。更具体地，对于图8的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个的内端104可大致沿着径向方向R在延伸位置(示出)和缩回位置(以虚线示出)之间移动。例如，对于所示出的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个在延伸位置时限定第一翼展106A，而在缩回位置时限定第二翼展106B。第二翼展106B可以在第一翼展106A的大约百分之二十至大约百分之九十之间。例如，第二翼展106B可以在第一翼展106A的大约百分之三十至大约百分之八十之间，例如在第一翼展106A的大约百分之四十至大约百分之六十之间。
仍然参考图8，示例性部分翼展入口引导叶片100通常由基部部分142和可延伸部分144形成。当部分翼展入口引导叶片100处于缩回位置(以虚线示出)时，可延伸部分144至少部分地嵌套在基部部分142内，并且更具体地，当部分翼展入口引导叶片100处于缩回位置时，基本上完全嵌套在基部部分142中。另外，如图所示，当部分翼展入口引导叶片100处于延伸位置时，可延伸部分144基本定位在基部部分142的外部。
对于图8的实施例，可延伸部分144通常可通过可由马达148操作的延伸杆146沿着径向方向R移动。然而，在其它实施例中，可以提供任何其它合适的组件以用于在延伸位置和缩回位置之间移动部分翼展入口引导叶片100。另外，虽然示例性部分翼展入口引导叶片100被示出为包括单个可延伸部分144，但是在其它示例性实施例中，多个部分翼展入口引导叶片100中的一个或多个可替代地包括当移动到缩回位置时可嵌套的多个可延伸部分144(例如，可以包括多达十个可延伸部分144)。此外，也可以想到用于使径向内端104大致沿着径向方向R在延伸位置和缩回位置之间移动的其它构造。例如，可延伸部分144可以折叠或枢转到“缩回”位置。
因此，对于这样的示例性实施例，涡扇发动机10可以构造成在某些操作条件期间提供最小的预旋流(例如，通过将部分翼展入口引导叶片100移动到缩回位置)，并且在其它操作条件期间提供最大的预旋流(例如，通过将部分翼展入口引导叶片100移动到延伸位置)。例如，在某些示例性实施例中，涡扇发动机10可以被构造成当风扇38以相对慢的旋转速度旋转时提供最小的预旋流(使得风扇38限定相对低的风扇末端速度)，并且可以进一步被构造成当风扇38以相对高的旋转速度旋转时提供最大的预旋流(使得例如在起飞操作模式期间风扇38限定相对高的风扇末端速度)。
现在具体参考图9，对于所示的示例性实施例，示例性的部分翼展入口引导叶片100构造为“扫掠”部分翼展入口引导叶片。更具体地，如图所示，示例性的部分翼展入口引导叶片100各自限定在前缘108和后缘110之间的中途从径向内端104到径向外端102延伸的纵向轴线150。另外，示例性涡扇发动机10限定参考平面152，或者更具体地，涡扇发动机10的径向方向R和周向方向C一起限定参考平面152。多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个的纵向轴线150与参考平面152相交并与参考平面152限定扫掠角度154。对于所示出的实施例，相对于参考平面152的扫掠角度154大于大约五度并且最多达大约四十度。更具体地，对于所示出的实施例，相对于参考平面152的扫掠角度154在大约十度至大约三十度之间，例如在大约十五度至大约二十五度之间。根据图9的实施例包括限定扫掠角度154的部分翼展入口引导叶片100可以在涡扇发动机10的操作期间提供某些声学益处和/或预旋流益处。
值得注意的是，虽然对于所示出的实施例，示例性部分翼展入口引导叶片100从径向内端104到径向外端102在大致直线方向上延伸，但在其它实施例中，多个部分翼展入口引导叶片100中的一个或多个可以替代地沿弯曲方向延伸(即，弯曲的部分翼展入口引导叶片100)。利用这种构造，为了限定扫掠角度154，这种部分翼展入口引导叶片100的纵向轴线150可以指的是在部分翼展入口引导叶片100的径向外端102处的前缘108和后缘110之间的中点到在部分翼展入口引导叶片100的径向内端104处的前缘108和后缘110之间的中点之间延伸的线。
另外，虽然对于所示出的实施例而言，多个部分翼展入口引导叶片100构造有前至后扫掠，但在本申请的其它示例性实施例中，多个部分翼展入口引导叶片100可以替代地限定后至前扫掠(即，扫掠角度154可以是负的)。
现在参考图10，示例性部分翼展入口引导叶片100构造成包括被雕刻的(sculpted)后缘110。更具体地，对于图10的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个的后缘110限定了非线性雕刻形状。如本说明书所使用的，关于后缘110的术语“非线性雕刻形状”是指沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106在局部弦长和/或弧长(参见例如图5和6，示出了弧线24中的弦线126)中在后缘110处具有连续变化(即，顺序增加和减小)的任何形状。例如，具体参考图10中的圆圈10A，提供了后缘110的一部分的放大图，后缘110限定了周期性的正弦波形。后缘110的波形限定周期距离156，该周期距离大于部分翼展入口引导叶片100的翼展106的大约百分之五，并小于部分翼展入口引导叶片100的翼展106的大约百分之三十三。因此，波形沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106重复至少三次并且最多达约二十次。此外，波形限定小于循环距离156的高度158(即，峰至谷高度)，例如在循环距离156的大约百分之五至循环距离156的大约百分之九十之间。
然而，应该理解的是，在其它实施例中，多个部分翼展入口引导叶片100可以在后缘110处具有任何其它合适的雕刻。例如，在其它实施例中，高度158可以等于或大于循环距离156，例如最多达大于循环距离156约五倍。另外，在其它实施例中，相同的形状可以不重复，并且此外，雕刻形状可以包括除了波或波之外的任何其它合适的形状。例如，形状可以包括三角形、其它多边形、半圆等。
根据这些实施例中的一个或多个，包括具有后缘110的多个部分翼展引导叶片100可以在涡扇发动机10的操作期间通过例如增加部分翼展入口引导叶片100的尾流与通过机舱50的入口60的大部分气流58混合来为涡扇发动机10提供声学益处。
现在参考图11，用于所示出的实施例的多个部分翼展入口引导叶片100进一步构造成向多个部分翼展入口引导叶片100的后缘110提供补偿气流160，以最小化部分翼展入口引导叶片100的尾流。更具体地，对于图11的实施例，涡扇发动机10还包括与高压空气源气流连通的补偿空气供应组件162。补偿空气供应组件162通常包括补偿空气供应管道164，该补偿空气供应管道限定与高压空气源气流连通的入口166，其对于所示出的实施例而言是涡扇10的压缩机部段。例如，补偿空气供应管道164可以构造成接收来自涡扇发动机10的压缩机部段的排出空气。然而，值得注意的是，在其它实施例中，补偿空气供应管道164可以替代地接收来自任何其它合适的高压空气源的高压空气。例如，在其它示例性实施例中，高压空气源可选择地是在风扇38的多个风扇轮叶40下游的位置处的旁路气流管道56。另外，在一个或多个这些实施例中，补偿空气供应组件162可以进一步包括空气压缩机166(以虚线示出)，其被构造为增加通过补偿空气供应管道164的补偿气流160的压力。值得注意的是，虽然供应管道164被示出为单个连续且独立的供应管道164，但是在其它实施例中，补偿空气供应管道164可以具有任何其它合适的构造。例如，管道164可以由多个相继的管道形成，可以与涡扇发动机10的其它部件一体形成，和/或可以分成多个平行的气流管道，以向多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个提供补偿气流160(类似于图21的实施例的延伸空气管210、212的分布)。
此外，补偿空气供应管道164延伸穿过多个部分翼展入口引导叶片100中的至少一个，并且为部分翼展入口引导叶片100的腔体168提供高压成分气流160。如所示出的，用于所示实施例的多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个进一步限定后缘开口170，后缘开口与腔体168气流连通，并因此与补偿空气供应组件162的补偿空气供应管道164气流连通。因此，利用这样的构造，高压成分气流160可以从补偿空气供应组件162提供到部分翼展入口引导叶片100的腔体168，并且在涡扇发动机10的操作期间进一步穿过部分翼展入口引导叶片100的后缘开口170，以减少由相应的部分翼展入口引导叶片100形成的尾流。
应该理解，虽然被描述为“腔体”168，但是在其它实施例中，腔体168可以被构造为部分翼展入口引导叶片100内的任何合适的开口或通道，以允许空气流过其中。此外，应该理解的是，在其它示例性实施例中，多个部分翼展入口引导叶片100可以替代地包括气动地减小相应部分翼展入口引导叶片100的尾流的任何其它合适的方式。例如，在其它示例性实施例中，每个部分翼展入口引导叶片100的后缘开口170可以替代地构造成例如在后缘110处例如沿着相应部分翼展入口引导叶片100的翼展106间隔开的多个后缘开口。
应该进一步理解的是，仍然在本申请的其它实施例中，可以在燃气涡轮发动机的风扇38的多个风扇轮叶40的上游位置以及外部机舱50的入口60的下游位置处设置任何其它合适的入口预旋流特征结构。例如，现在参考图12，提供了根据本申请的另一示例性实施例的燃气涡轮发动机的入口预旋流特征结构。更具体地，图12示出了根据本申请的实施例的涡扇发动机10，其以与以上参考图1和图2描述的示例性涡扇发动机10基本相同的方式构造。相应地，图12的示例性涡扇发动机10通常包括涡轮机16和风扇部段14。尽管未示出，但涡轮机16包括具有驱动涡轮或LP涡轮30(参见图1)的涡轮部段，对于所示实施例，其通过LP轴36机械地连接到风扇部段14的风扇38。另外，风扇38包括能够绕涡轮机16的纵向中心线12旋转的多个风扇轮叶40。风扇38的多个风扇轮叶40被涡扇发动机10的外部机舱50围绕并且被外部机舱50包围，外部机舱50包括内壁52。此外，示例性涡扇发动机10包括在风扇38的多个风扇轮叶40前方的位置处连接到外部机舱50的内壁52或与外部机舱50的内壁52一体形成的入口预旋流特征结构。
然而，对于图12的实施例，入口预旋流特征结构不包括多个部分翼展入口引导叶片100，而是构造成为沿着轴向方向A定位在风扇38的风扇轮叶40前方并且沿着径向方向R向内延伸的多个预旋流轮廓172。多个预旋流轮廓172中的每一个可以沿着涡扇发动机10的周向方向C间隔开。例如，现在还参考图13，提供涡扇发动机10的入口60的示意性轴向视图，多个预旋流轮廓172中的每一个沿着周向方向C基本均匀地间隔开，使得每个相邻的预旋流轮廓172限定基本上均匀的圆周间距174。另外，应该理解的是，示例性涡扇发动机10可以包括任何合适数量的预旋流轮廓172。例如，在某些示例性实施例中，多个预旋流轮廓172包括在约五个预旋流轮廓172至约八十个预旋流轮廓172之间，例如在约三十个预旋流轮廓172至约五十个预旋流轮廓172之间，并且更具体地，对于所示出的实施例，包括三十二个预旋流轮廓172。
然而，在其它示例性实施例中，多个预旋流轮廓172可以具有任何其它合适的间距。例如，简要参考图14，提供根据本申请的另一示例性实施例的涡扇发动机10的入口60的示意性轴向视图，多个预旋流轮廓172可限定不均匀的圆周间距174。例如，多个预旋流轮廓172中的至少一些限定第一圆周间距174A，而多个预旋流轮廓172中的其它预旋流轮廓限定第二圆周间距174B。对于所示出的实施例，第一圆周间距174A比第二圆周间距174B大至少约百分之二十，例如大至少约百分之二十五，例如大至少约百分之三十，例如大最多达约百分之两百。圆周间距174是指相邻的预旋流轮廓172之间的平均圆周间距。
现在也参考图15至图18，提供了图12的多个预旋流轮廓172中的一个或多个的各种其它视图。更具体地，图15提供了图12的示例性预旋流轮廓172的透视图；图16提供了图12的示例性预旋流轮廓172的侧视图；图17提供了包括图12的示例性预旋流轮廓172的多个预旋流轮廓172的横截面图；图18提供了包括图12的示例性预旋流轮廓172的多个预旋流轮廓172的俯视图。
首先具体参考图15，将理解的是，对于所示出的实施例，多个预旋流轮廓172与外部机舱50的内壁52一体形成以形成整体式部件。例如，外部机舱50的内壁52可以通过铸造形成以包括多个预旋流轮廓172，或者作为另外一种选择，外部机舱50的内壁52可以被冲压成包括多个预旋流轮廓172，或者作为另外一种选择，仍然可以使用合适的增材制造技术来形成外部机舱50的内壁52。然而，应当理解的是，在其它示例性实施例中，多个预旋流轮廓172可以替代地与内壁52分开形成并以任何其它适当的方式附接到外部机舱50的内壁52(或外部机舱50的一些其它部件)。
具体参考图16和图17，将理解的是，多个预旋流轮廓172中的每一个限定了沿着径向方向R的高度176，并且还大致从后端178延伸到前端180。另外，对于所示出的示例性实施例，预旋流轮廓172每个限定沿着轴向方向A的弓形形状，从前端180延伸到后端178。因此，预旋流轮廓172的高度176沿其长度变化。更具体地，在预旋流轮廓172的前端180处，每个相应的预旋流轮廓172的高度176近似等于零(例如，小于最大高度176的百分之五)，并且类似地在预旋流轮廓172的后端178处，每个相应的预旋流轮廓172的高度176近似等于零(例如，小于最大高度176的百分之五)。
此外，现在还特别参考图18，多个预旋流轮廓172中的每一个还限定了脊线182，每条脊线182跟踪相应的预旋流轮廓172的前端180和后端178之间的相应预旋流轮廓172的峰高度176。所示出的实施例的多个预旋流轮廓172中的每一个的最大高度176位于相应的脊线182的中间百分之七十五内，如沿着相应的脊线182的总长度所测量的。更具体地，对于所示出的实施例，多个预旋流轮廓172中的每一个的最大高度176位于相应的脊线182的中间百分之五十内。
另外，多个预旋流轮廓172中的每一个的最大高度176可以足以向通过外部机舱50的入口60接收的气流58提供期望量的预旋流(参见图12)。例如，在某些示例性实施例中，多个预旋流轮廓172中的每一个的最大高度176可以在风扇38的风扇轮叶40的风扇轮叶翼展112的大约百分之二至大约百分之四十之间(参见图12)。例如，在某些示例性实施例中，多个预旋流轮廓172中的每一个的最大高度176可以在风扇轮叶40的风扇轮叶翼展112的大约百分之五至大约百分之三十之间，例如在风扇轮叶40的风扇轮叶翼展112的大约百分之十至大约百分之二十五之间。
此外，多个预旋流轮廓172限定了旋流角度184。参考预旋流轮廓172，旋流角度184指的是在涡扇发动机10的操作期间，脊线182相对于穿过机舱50的入口60的气流58的气流方向129的角度，该气流方向可以平行于涡扇发动机10的轴向方向A。具体参考图18，最大旋流角度184由脊线182的后部百分之二十五限定。另外，对于所示出的实施例，多个轮廓172中的每一个的最大旋流角度184在大约五度至大约四十度之间。例如，多个轮廓172中的每一个的最大旋流角度184可以在大约十度至大约三十度之间，例如在大约十五度至大约二十五度之间。值得注意的是，尽管所描述的实施例的脊线182的后部百分之二十五基本上是直的，但在其它示例性实施例中，其可以限定曲线。在这样的实施例中，最大旋流角度184可以用等于脊线182的后部百分之二十五的平均值的参考线来限定。可以使用例如最小均方或合适的方法来找到脊线182的后部百分之二十五的平均值。
然而，将了解，本说明书参考图12到18描述的示例性预旋流轮廓172仅借助于实施例而提供。在其它示例性实施例中，多个预旋流轮廓172可以具有任何其它合适的形状和/或构造。例如，在其它示例性实施例中，多个预旋流轮廓172中的一个或多个可以不限定弓形形状，并且可以例如在前端180和后端178中的一个或两个处限定大于零的高度176。另外，在其它示例性实施例中，多个预旋流轮廓172可以均不限定基本上相同的形状。例如，在其它示例性实施例中，多个预先轮廓172中的一个或多个可以限定大于相邻的预旋流轮廓172的最大高度176。
另外，将理解的是，根据本申请的示例性实施例包括多个预旋流轮廓172中的一个或多个可以提供涡扇发动机10在以例如相对较高风扇末端速度操作时增加的效率。例如，多个预旋流轮廓172可以向通过涡扇发动机10的机舱50的入口60的气流58提供一定量的预旋流，使得在风扇38的风扇轮叶40的径向外端处的气流58不易与多个风扇轮叶40分离和/或经受冲击损失。
应该进一步理解的是，仍然在本申请的其它实施例中，可以在燃气涡轮发动机的风扇38的多个风扇轮叶40的上游位置处设置任何其它合适的入口预旋流特征结构。例如，现在参考图19，提供了根据本申请的又一示例性实施例的入口预旋流特征结构。更具体地，图19示出了根据本申请的实施例的涡扇发动机10，其以与以上参考图1和图2描述的示例性涡扇发动机10基本相同的方式构造。相应地，图19的示例性涡扇发动机10通常包括涡轮机16和风扇部段14。涡轮机16包括压缩机部段，并且尽管未示出，但涡轮机16包括具有驱动涡轮或LP涡轮30(参见图1)的涡轮部段，对于所示实施例，该涡轮部段通过LP轴36机械地联接到风扇部段14的风扇38。另外，风扇38包括能够绕涡轮机16的纵向中心线12旋转的多个风扇轮叶40。风扇38的多个风扇轮叶40被涡扇发动机10的外部机舱50围绕并且被外部机舱50包围，外部机舱50包括内壁52。在风扇部段14的风扇38的下游，外部机舱50与涡轮机16一起限定旁路气流通道56。此外，示例性涡扇发动机10包括在风扇38的多个风扇轮叶40前方的位置处连接到外部机舱50的内壁52或与外部机舱50的内壁52一体形成的入口预旋流特征结构。
然而，对于图19的实施例，入口预旋流特征结构不包括多个部分翼展入口引导叶片100，而是构造为气流输送系统186。更具体地，对于图19的实施例，外部机舱50的内壁52沿轴向方向A限定位于风扇38的多个风扇轮叶40前方的多个开口188。入口预旋流特征结构包括这些多个开口188，其中所述多个开口188构造成在风扇38的多个风扇轮叶40的上游以相对于涡扇发动机10的径向方向R(并且更具体地相对于由轴向方向A和径向方向R限定的局部参考平面)大于零的旋流角度192提供旋流气流190。如所示出的，对于图19的实施例，气流输送系统186通常包括在入口196和出口198之间延伸的空气管194。如下面将更详细讨论的那样，空气管194的出口198与由外部机舱50的内壁52限定的多个开口188气流连通。另外，空气管194的入口196与用于接收旋流气流190的高压空气源气流连通。对于所示出的实施例，高压空气源是在风扇38的多个风扇轮叶40下游的位置处的旁路气流通道56。
如虚线所示，在某些实施例中，气流输送系统186可进一步包括用于将空气灌入空气管194的入口196中的出入口200(即，出入口、通气口或其它结构部件)。取决于例如燃气涡轮发动机的操作状况，出入口200可以在打开位置和关闭位置之间移动。例如，当期望通过外部机舱50的入口60提供气流58的预旋流时，出入口200可以移动到打开位置。如同样以虚线示出的，气流输送系统186还可以包括空气压缩机202，空气压缩机202与空气管194气流连通。空气压缩机202可用于增加通过空气管194的旋流气流190的压力，以增加例如由所示出的入口预旋流特征结构提供的预旋流的量。
然而，值得注意的是，在其它示例性实施例中，可以提供任何其它合适的高压空气源。例如，现在参考图20，提供了根据本申请的另一示例性实施例的燃气涡轮发动机的横截面图。图20的示例性燃气涡轮发动机以与上文参考图19所描述的示例性涡扇发动机10基本上相同的方式构造。然而，对于图20的实施例，气流输送系统186的空气管194与不同的高压空气源气流连通。更具体地，对于图20的实施例，高压空气源是涡轮机16的压缩机部段的压缩机。更具体地，仍然对于图20的实施例，高压空气源是涡扇发动机10的压缩机部段的压缩机排气阀204。然而，仍然在其它示例性实施例中，可以提供任何其它合适的高压空气源。
返回参考图19，涡扇发动机10或涡扇发动机10的气流输送系统186还包括多个气流喷嘴206，其中每个气流喷嘴206位于由机舱50的内壁52限定的开口188中的一个开口处。现在也参考图21，沿着图19的线21-21提供了限定开口188并且包括气流喷嘴206的外部机舱50的一部分的横截面图。如所示出的，气流输送系统186的空气管194还包括多个节段。例如，在所示出的实施例中，空气管194包括与用于接收来自高压空气源的旋流气流190的入口196气流连通的空气供应管208。另外，空气管194包括分配空气管210，其从空气供应管208延伸，并且对于所示实施例，在外部机舱50内在周向方向C上延伸基本上三百六十度。此外，空气管194包括在分配空气管210与多个气流喷嘴206之间延伸的多个延伸空气管212，每个延伸空气管212限定空气管194的相应出口198。相应地，对于这样的实施例，空气管194进一步限定多个出口198。
如所示出的，气流喷嘴206各自限定气流方向214，气流方向214是旋流气流190通过外部机舱50的内壁52的开口188提供的方向。在某些示例性实施例中，各个气流喷嘴206中的每一个的气流方向214可以沿着各个气流喷嘴206中的每一个的中心线215延伸。另外，对于所示出的实施例，气流方向214限定旋流角度192。因此，对于所示出的实施例，旋流角度192可以指代多个气流喷嘴206的气流方向214与涡扇发动机10的径向方向R之间的角度，或者更具体地，对于所示出的实施例而言，旋流角度192指的是气流方向214与由涡扇发动机10的径向方向R和轴向方向A限定的参考平面之间的角度。在某些示例性实施例中，旋流角度192在五度至三十五度之间。例如，在某些实施例中，旋流角度192可以在十度至三十度之间，例如在十五度至二十五度之间。
此外，多个气流喷嘴206可以包括任何合适数量的气流喷嘴206，例如在大约五个气流喷嘴206至大约一百个气流喷嘴206之间。更具体地，对于所示出的实施例，多个气流喷嘴206包括八个气流喷嘴206。然而，在其它实施例中，图21的涡扇发动机10可以包括与例如以上参考图1至3描述的包括部分翼展入口引导叶片100的示例性涡扇发动机10相同数量的气流喷嘴206。例如，在某些示例性实施例中，涡扇发动机10可以包括至少二十个气流喷嘴206，例如至少三十个气流喷嘴206，以及多达约五十个气流喷嘴206，例如多达约四十五个气流喷嘴206。
现在简要地参考图22，提供了示例性气流喷嘴206中的一个的放大图，但是应该理解的是，对于所示出的实施例，多个气流喷嘴206与外部机舱50的内壁52分开形成并且附接到外部机舱50的内壁52。另外，对于所示出的实施例，多个气流喷嘴206各自延伸穿过外部机舱50的内壁52中的相应开口188。然而，应当理解，在其它示例性实施例中，可以提供气流喷嘴206的任何其它合适的构造。例如，简要参考图23，在其它示例性实施例中，多个气流喷嘴206中的一个或多个可以与外部机舱50的内壁52一体形成(例如，通过铸造、冲压、增材制造等)，并且进一步地，现在简要参考图24，在其它示例性实施例中，多个气流喷嘴206中的一个或多个可不延伸穿过外部机舱50的内壁52的开口188。此外，仍然在其它示例性实施例中，多个气流喷嘴206中的一个或多个可以与限定在外部机舱50的内壁52中的开口188齐平，或者作为另外一种选择，涡扇发动机10且更具体地气流输送系统186可以完全不包括气流喷嘴206。
值得注意的是，对于上面参考例如图19和图21描述的示例性涡扇发动机10，气流输送系统186构造成大致在与由径向方向R和周向方向C限定的参考平面(即，图21中所示的平面)对准的方向上提供旋流气流190。然而，在其它示例性实施例中，气流输送系统186可以替代地构造成相对于由径向方向R和周向方向C限定的参考平面以大于零的角度提供旋流气流190。例如，现在简要参考图25，提供了根据本申请的另一个示例性实施例的气流喷嘴206的横截面图，气流输送系统186可以被构造为相对于由径向方向R和周向方向C限定的参考平面以一角度216提供旋流气流190，该角度为例如大约五度至大约五十度之间，例如大约十度至大约三十五度之间。在这些实施例中，气流喷嘴206可被称为“扫掠”气流喷嘴。
然而，应了解，仍然在其它示例性实施例中，涡扇发动机10的气流输送系统186可具有任何其它合适的构造。例如，现在还参考图26，提供了根据本申请的另一个示例性实施例的限定开口188的外部机舱50的一部分的横截面图。图6的横截面图可以是图21中提供的沿着图19的21-21线截取的相同视图。
另外，图26的实施例可以类似于如上所述的图19的示例性实施例。例如，如图所示，外部机舱50通常包括限定多个开口188的内壁52，并且气流输送系统186通常包括空气管194。空气管194在入口196和出口198之间延伸，出口198与多个开口188气流连通，并且入口196与用于接收旋流气流190的高压空气源气流连通(见图19)。而且，如同图19的示例性实施例一样，空气管194通常包括空气供应管208和分配空气管210，分配空气管210大致在外部机舱50内沿周向方向C延伸。
然而，对于图26的实施例，气流输送系统186不包括多个延伸空气管212(参见图21)，而是包括增压室218。增压室218通常被构造为围绕开口188在外部机舱50内并且在分配空气管210与外部机舱50的内壁52之间沿圆周延伸的环形增压室。因此，对于所示出的实施例，增压室218至少部分地由外部机舱50的内壁52和分配空气管210以及前壁和后壁(未示出)限定。然而，在其它示例性实施例中，增压室218可以由例如外部机舱50和/或气流输送系统186的任何其它合适的部件限定。
此外，对于所示出的示例性实施例，气流分配系统186还包括定位在增压室218内的多个旋流特征结构，用于将旋流气流190通过增压室218引导到开口188。更具体地，现在还参考图27，提供了图26的气流分配系统186的多个旋流特征结构的一部分的透视图，对于所示出的实施例，多个旋流特征结构中的每一个构造成大致在分配空气管210与机舱50的内壁52之间延伸的翼型件220。如将认识到的，多个翼型件220构造成在通过机舱50的内壁52中的多个开口188提供气流190之前使提供至增压室218的该气流190旋流。
此外，如所示出的，多个翼型件220中的每一个通常限定气流方向222，气流方向222是通过内壁52的开口188提供旋流气流190的方向。对于所示出的实施例，气流方向222可以基本上等于由相应翼型件220的压力侧226的后缘限定的参考线224的方向，参考线224由压力侧226的后部百分之二十限定。更具体地，参考线224由沿着相应翼型件220的弦线测量的压力侧120的后部百分之二十来限定。值得注意的是，当压力侧226的后部百分之二十限定曲线时，参考线224可以是这种曲线的直线平均拟合(straight-line average fit)(例如，使用最小均方值(least mean squares))。
另外，对于所示出的实施例，气流方向222(和参考线224)限定了旋流角度192。因此，对于所示出的实施例，旋流角度192可以指代相应翼型件220的气流方向222与涡扇发动机10的径向方向R之间的角度，或者更具体地，对于所示出的实施例而言，旋流角度192指的是气流方向222与由涡扇发动机10的径向方向R和轴向方向A限定的参考平面之间的角度。在某些示例性实施例中，旋流角度192在五度至三十五度之间。例如，在某些实施例中，旋流角度192可以在十度至三十度之间，例如在十五度至二十五度之间。
此外，气流分配系统186可以包括增压室218内的任何合适数量的翼型件220，例如大约五个翼型件220至大约一百个翼型件220之间。例如，在某些实施例中，图26的气流分配系统186可以包括与例如以上参考图1至3描述的包括部分翼展入口引导叶片100的示例性涡扇发动机10相同数量的翼型件220。例如，在某些示例性实施例中，气流分配系统186可以包括至少二十个翼型件220，例如至少三十个翼型件220，以及多达约五十个翼型件220，例如多达约四十五个翼型件220。
现在参考图28，提供了根据本申请的示例性方面的用于操作直接驱动燃气涡轮发动机的方法300的流程图。示例性直接驱动涡扇发动机可以根据以上参考图1至27所描述的一个或多个示例性燃气涡轮发动机进行构造。因此，例如，直接驱动燃气涡轮发动机可以包括具有驱动涡轮的涡轮部段和具有由驱动涡轮驱动的风扇的风扇部段。
示例性方法300通常包括在步骤302处利用燃气涡轮发动机的涡轮部段的驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇以与驱动涡轮相同的旋转速度旋转。另外，对于所示出的示例性方面，在步骤302处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转包括在步骤304处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇限定的风扇压力比小于1.5。更具体地，对于所示出的示例性方面，在步骤304处使燃气涡轮发动机的风扇旋转进一步包括在步骤306处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇限定在1.15至1.5之间的风扇压力比，并且还在步骤308处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇限定在1.25与1.5之间的风扇压力比。
仍然参考图28，在步骤304处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转还包括在步骤310处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇的风扇轮叶限定大于1,250英尺/秒的风扇末端速度。更具体地，对于所示出的示例性方面，在步骤304处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转还包括在步骤312处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇的风扇轮叶限定在约1,350英尺/秒至约2,200英尺/秒之间的风扇末端速度。更具体地，仍然对于所示出的示例性方面，在步骤304处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转还包括在步骤314处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇的风扇轮叶限定大于约1,450英尺/秒的风扇末端速度，并且在步骤316处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇的风扇轮叶限定大于约1,550英尺/秒的风扇末端速度。
另外，也如图所示，对于图28的实施例，在步骤304处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转包括在步骤318处以额定速度操作燃气涡轮发动机。例如，在步骤318处以额定速度操作燃气涡轮发动机可以包括以最大速度操作燃气涡轮以产生最大额定功率。
此外，示例性方法300还包括在步骤320处预旋流在燃气涡轮发动机的操作期间提供给燃气涡轮发动机的风扇的空气流。对于所示出的示例性方面，在步骤320处预旋流空气流包括在步骤322处使用入口预旋流特征结构预旋流提供给燃气涡轮发动机的风扇的空气流，该入口预旋流特征结构位于风扇的多个风扇轮叶的上游并且附接到或集成到燃气涡轮发动机的机舱中。在某些示例性方面中，入口预旋流特征结构可以根据以上参考图1至27描述的示例性入口预旋流特征结构中的一个或多个来构造。仅作为示例，在某些示例性方面中，在步骤322处预旋流空气流可以包括下面描述的示例性方法400的步骤408至414中的一个或多个步骤。然而，在其它实施例中，可以使用任何其它合适的入口预旋流特征结构和/或方法。
根据以上参考图28描述的示例性方面操作直接驱动燃气涡轮发动机可能产生操作更有效的燃气涡轮发动机。此外，当提供给风扇的气流被预旋流时，尽管风扇操作时的风扇末端速度相对较高，这也可以减少气流与风扇的分离或冲击损失的量。
现在参考图29，提供了根据本申请的另一个示例性方面的用于操作直接驱动燃气涡轮发动机的方法400的流程图。示例性方法400可用于以上参考图19至27所描述的示例性燃气涡轮发动机。因此，例如，直接驱动燃气涡轮发动机可以包括涡轮机、风扇部段和外部机舱，涡轮机包括驱动涡轮并且风扇部段包括风扇。
类似于示例性方法300，示例性方法400包括在步骤402处利用涡轮机的驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇以与驱动涡轮相同的旋转速度旋转。对于所示出的示例性方面，在步骤402处利用驱动涡轮使风扇旋转包括在步骤404处使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇的风扇轮叶限定大于约1,250英尺/秒的风扇末端速度。另外，对于所示出的示例性方面，在步骤402处利用驱动涡轮使风扇旋转还包括在步骤406处使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇限定的风扇压力比小于1.5。
仍然参考图29，该方法进一步包括在步骤408处从高压空气源接收预旋流气流以及在步骤410处将从高压空气源接收的预旋流气流传送到位于风扇部段的风扇前方位置的外部机舱的内壁处的多个气流喷嘴。在某些示例性方面，高压空气源可以是例如直接驱动燃气涡轮发动机的旁路气流通道或直接驱动燃气涡轮发动机的压缩机部段。另外，在步骤410处传送预旋流气流可以包括例如通过限定在直接驱动燃气涡轮发动机内的一个或多个空气管或管道传送预旋流气流。
此外，示例性方法400包括在步骤412处，在风扇部段的风扇前方的位置处，通过外部机舱的内壁以预旋流角度提供预旋流气流。对于所示出的示例性方面，在步骤412处通过外部机舱的内壁以预旋流角度提供预旋流气流包括在步骤414处通过由外部机舱的内壁限定的多个开口提供预旋流气流。更具体地，对于所示出的示例性方面，在步骤414处通过由外部机舱的内壁限定的多个开口提供预旋流气流包括通过多个气流喷嘴提供预旋流气流，多个气流喷嘴中的每一个位于在风扇部段的风扇前方位置处由外部机舱的内壁限定的相应开口处或与该相应开口气流连通。然而，应该理解的是，在其它示例性方面中，燃气涡轮发动机可以不包括气流喷嘴，而是可以包括任何其它合适的结构，用于在步骤414处通过多个开口以预旋流角度提供预旋流气流。
此外，对于所示出的示例性方面，预旋流气流通过外部机舱的内壁提供的预旋流角度在大约五度至大约三十五度之间。此外，预旋流角度可以相对于例如直接驱动燃气涡轮发动机的径向方向限定，或者更具体地相对于由燃气涡轮发动机的径向方向和轴向方向限定的平面来限定。
根据以上参考图29描述的示例性方面操作直接驱动燃气涡轮发动机可能产生操作更有效的燃气涡轮发动机。此外，当提供给风扇的气流被预旋流时，尽管风扇操作时的风扇末端速度相对较高，这也可以减少气流与风扇的分离或冲击损失的量。
此书面描述使用实施例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使所属领域的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所并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书界定，且可包括所属领域的技术人员所想到的其它实施例。如果此类其它实施例包括并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求范围内。
Claims (20)
1.一种限定轴向方向和径向方向的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：
涡轮机；
风扇，所述风扇能够由所述涡轮机旋转，所述风扇包括多个风扇轮叶；
外部机舱，所述外部机舱围绕所述多个风扇轮叶；以及
多个部分翼展入口引导叶片，所述多个部分翼展入口引导叶片沿着所述轴向方向在所述多个风扇轮叶前方的位置处从所述外部机舱悬置，所述多个部分翼展入口引导叶片中的每一个限定沿着所述径向方向的内端并且在所述内端处不与相邻的部分翼展入口引导叶片连接，并且多个部分翼展入口引导叶片中的每个部分翼展入口引导叶片限定在靠近所述内端的后缘处的第一旋流角度和在靠近所述外端的所述后缘处的第二旋流角度。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个部分翼展入口引导叶片各自限定沿着所述径向方向的外端，并且其中所述多个部分翼展入口引导叶片中的每一个在所述外端处连接到所述外部机舱。
3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中每个部分翼展入口引导叶片在相应的外端处完全由所述外部机舱支撑。
4.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个部分翼展入口引导叶片限定0.5至1.5之间的硬度。
5.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个部分翼展入口引导叶片限定0.9至1.0之间的硬度。
6.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个部分翼展入口引导叶片中的每一个被构造成可变部分翼展入口引导叶片。
7.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个部分翼展入口引导叶片包括在二十个部分翼展入口引导叶片至五十个部分翼展入口引导叶片之间。
8.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个部分翼展入口引导叶片包括在三十个部分翼展入口引导叶片至四十五个部分翼展入口引导叶片之间。
9.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中每个部分翼展入口引导叶片限定前缘、后缘和最大旋流角度，并且其中每个部分翼展入口引导叶片在所述后缘处的最大旋流角度在五度至三十五度之间。
10.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中每个部分翼展入口引导叶片限定前缘、后缘和最大旋流角度，并且其中每个部分翼展入口引导叶片在所述后缘处的最大旋流角度在十二度至二十五度之间。
11.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述第二旋流角度大于所述第一旋流角度。
12.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个部分翼展入口引导叶片中的每一个的内端能够大致沿着所述径向方向在延伸位置和缩回位置之间移动。
13.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机进一步限定周向方向，并且其中所述多个部分翼展入口引导叶片沿着所述周向方向大致均匀地间隔开。
14.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机进一步限定周向方向，并且其中所述多个部分翼展入口引导叶片沿着所述周向方向非均匀地间隔开。
15.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个部分翼展入口引导叶片各自限定纵向轴线，其中所述燃气涡轮发动机进一步限定周向方向，其中所述径向方向和周向方向一起限定参考平面，并且其中每个部分翼展入口引导叶片的纵向轴线与所述参考平面相交并且相对于所述参考平面限定介于十度至三十度的扫掠角度。
16.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中每个部分翼展入口引导叶片的后缘限定非线性雕刻形状。
17.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，进一步包括：
补偿空气供应组件，所述补偿空气供应组件与高压空气源气流连通以接收补偿气流，其中所述多个部分翼展入口引导叶片各自限定后缘和后缘开口，其中所述后缘开口与所述补偿空气供应组件气流连通以接收所述补偿气流并且使所述补偿气流在所述燃气涡轮发动机的操作期间穿过所述后缘开口。
18.一种限定轴向方向和径向方向的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：
涡轮机；
风扇，所述风扇能够由所述涡轮机旋转，所述风扇包括多个风扇轮叶；
外部机舱，所述外部机舱围绕所述多个风扇轮叶；以及
多个部分翼展入口引导叶片，所述多个部分翼展入口引导叶片沿着所述轴向方向在所述多个风扇轮叶前方的位置处从所述外部机舱悬置，所述多个部分翼展入口引导叶片中的每一个限定沿着所述径向方向的外端并且在相应的外端处完全由所述外部机舱支撑，并且多个部分翼展入口引导叶片中的每个部分翼展入口引导叶片限定在靠近内端的后缘处的第一旋流角度和在靠近所述外端的所述后缘处的第二旋流角度。
19.根据权利要求18所述的燃气涡轮发动机，其中每个部分翼展入口引导叶片在所述内端处不与相邻的部分翼展入口引导叶片连接。
20.根据权利要求18所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个部分翼展入口引导叶片限定0.5至1.5之间的硬度。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US15/625186 | 2017-06-16 | ||
| US15/625,186 US10724435B2 (en) | 2017-06-16 | 2017-06-16 | Inlet pre-swirl gas turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN109139257A CN109139257A (zh) | 2019-01-04 |
| CN109139257B true CN109139257B (zh) | 2021-03-19 |
Family
ID=64657583
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201810621353.1A Active CN109139257B (zh) | 2017-06-16 | 2018-06-15 | 入口预旋流燃气涡轮发动机 |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10724435B2 (zh) |
| CN (1) | CN109139257B (zh) |
Families Citing this family (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10876407B2 (en) * | 2017-02-16 | 2020-12-29 | General Electric Company | Thermal structure for outer diameter mounted turbine blades |
| US10683076B2 (en) | 2017-10-31 | 2020-06-16 | Coflow Jet, LLC | Fluid systems that include a co-flow jet |
| US11293293B2 (en) * | 2018-01-22 | 2022-04-05 | Coflow Jet, LLC | Turbomachines that include a casing treatment |
| US11156093B2 (en) | 2019-04-18 | 2021-10-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan blade ice protection using hot air |
| GB2600584B (en) | 2019-07-23 | 2024-03-06 | Coflow Jet Llc | Fluid systems and methods that address flow separation |
| US11118457B2 (en) * | 2019-10-21 | 2021-09-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method for fan blade heating using coanda effect |
| US11428160B2 (en) | 2020-12-31 | 2022-08-30 | General Electric Company | Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly |
| US20220307381A1 (en) * | 2021-03-24 | 2022-09-29 | General Electric Company | Component assembly for a combustion section of a gas turbine engine |
| US11655768B2 (en) | 2021-07-26 | 2023-05-23 | General Electric Company | High fan up speed engine |
| US11767790B2 (en) | 2021-08-23 | 2023-09-26 | General Electric Company | Object direction mechanism for turbofan engine |
| US11739689B2 (en) | 2021-08-23 | 2023-08-29 | General Electric Company | Ice reduction mechanism for turbofan engine |
| US11480063B1 (en) * | 2021-09-27 | 2022-10-25 | General Electric Company | Gas turbine engine with inlet pre-swirl features |
| US11732612B2 (en) * | 2021-12-22 | 2023-08-22 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Turbine engine fan track liner with tip injection air recirculation passage |
| US11788465B2 (en) | 2022-01-19 | 2023-10-17 | General Electric Company | Bleed flow assembly for a gas turbine engine |
| US11808281B2 (en) * | 2022-03-04 | 2023-11-07 | General Electric Company | Gas turbine engine with variable pitch inlet pre-swirl features |
| US11725526B1 (en) * | 2022-03-08 | 2023-08-15 | General Electric Company | Turbofan engine having nacelle with non-annular inlet |
| US20230323834A1 (en) * | 2022-04-08 | 2023-10-12 | General Electric Company | Gas turbine engine with a compressed airflow injection assembly |
Family Cites Families (46)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4254619A (en) | 1978-05-01 | 1981-03-10 | General Electric Company | Partial span inlet guide vane for cross-connected engines |
| US4981414A (en) * | 1988-05-27 | 1991-01-01 | Sheets Herman E | Method and apparatus for producing fluid pressure and controlling boundary layer |
| CA2107349C (en) | 1991-10-04 | 2003-03-11 | Akira Goto | Turbomachine |
| US5904470A (en) | 1997-01-13 | 1999-05-18 | Massachusetts Institute Of Technology | Counter-rotating compressors with control of boundary layers by fluid removal |
| FR2814197B1 (fr) | 2000-09-21 | 2003-01-10 | Snecma Moteurs | Procede et dispositif pour l'attenuation des sons d'interaction rotor/stator dans une turbomachine |
| US6409469B1 (en) | 2000-11-21 | 2002-06-25 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan-stator interaction tone reduction |
| GB2413158B (en) | 2004-04-13 | 2006-08-16 | Rolls Royce Plc | Flow control arrangement |
| US7114911B2 (en) | 2004-08-25 | 2006-10-03 | General Electric Company | Variable camber and stagger airfoil and method |
| US7882694B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-02-08 | United Technologies Corporation | Variable fan inlet guide vane assembly for gas turbine engine |
| US7195456B2 (en) * | 2004-12-21 | 2007-03-27 | United Technologies Corporation | Turbine engine guide vane and arrays thereof |
| US7845902B2 (en) | 2005-02-15 | 2010-12-07 | Massachusetts Institute Of Technology | Jet engine inlet-fan system and design method |
| US7600370B2 (en) | 2006-05-25 | 2009-10-13 | Siemens Energy, Inc. | Fluid flow distributor apparatus for gas turbine engine mid-frame section |
| US7694505B2 (en) | 2006-07-31 | 2010-04-13 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and method of assembling same |
| US8292574B2 (en) * | 2006-11-30 | 2012-10-23 | General Electric Company | Advanced booster system |
| US20080159851A1 (en) * | 2006-12-29 | 2008-07-03 | Thomas Ory Moniz | Guide Vane and Method of Fabricating the Same |
| US20130019585A1 (en) | 2007-05-11 | 2013-01-24 | Brian Merry | Variable fan inlet guide vane for turbine engine |
| US20100260591A1 (en) | 2007-06-08 | 2010-10-14 | General Electric Company | Spanwise split variable guide vane and related method |
| US8459035B2 (en) | 2007-07-27 | 2013-06-11 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with low fan pressure ratio |
| DE102008017844A1 (de) | 2008-04-08 | 2009-10-15 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsmaschine mit Fluid-Injektorbaugruppe |
| CH699998A1 (de) | 2008-11-26 | 2010-05-31 | Alstom Technology Ltd | Leitschaufel für eine Gasturbine. |
| US8061969B2 (en) | 2008-11-28 | 2011-11-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame system for gas turbine engine |
| US8446029B2 (en) * | 2010-04-05 | 2013-05-21 | Honeywell International Inc. | Turbomachinery device for both compression and expansion |
| US9909505B2 (en) | 2011-07-05 | 2018-03-06 | United Technologies Corporation | Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines |
| US9580382B2 (en) * | 2011-08-08 | 2017-02-28 | Id4Pharma, Llc | p62-ZZ chemical inhibitor |
| US20160061052A1 (en) | 2012-01-31 | 2016-03-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section |
| US20150345426A1 (en) | 2012-01-31 | 2015-12-03 | United Technologies Corporation | Geared turbofan gas turbine engine architecture |
| US8863491B2 (en) | 2012-01-31 | 2014-10-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine shaft bearing configuration |
| US9816442B2 (en) | 2012-01-31 | 2017-11-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section |
| US9845726B2 (en) | 2012-01-31 | 2017-12-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section |
| US8915700B2 (en) | 2012-02-29 | 2014-12-23 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with fan-tied inducer section and multiple low pressure turbine sections |
| US8807916B2 (en) | 2012-09-27 | 2014-08-19 | United Technologies Corporation | Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine |
| WO2014055102A1 (en) | 2012-10-01 | 2014-04-10 | United Technologies Corporation | Low weight large fan gas turbine engine |
| US20150027101A1 (en) | 2013-01-21 | 2015-01-29 | United Technologies Corporation | Geared gas turbine engine architecture for enhanced efficiency |
| EP2971551B1 (en) | 2013-03-14 | 2019-06-12 | United Technologies Corporation | Low speed fan for gas turbine engines |
| PL3097291T3 (pl) | 2014-01-20 | 2021-07-19 | United Technologies Corporation | Silnik turbospalinowy z przekładnią redukcyjną ze zmniejszoną wielkością zbiornika oleju |
| US10378554B2 (en) * | 2014-09-23 | 2019-08-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine with partial inlet vane |
| US10144519B2 (en) | 2014-10-24 | 2018-12-04 | United Technologies Corporation | Compressor bleed air supply for an aircraft environmental control system |
| US10371170B2 (en) * | 2015-04-21 | 2019-08-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Noise reduction using IGV flow ejections |
| KR101701164B1 (ko) | 2016-04-11 | 2017-02-01 | 주식회사우리테크 | 도로용 다기능 합성수지블록 |
| US10252810B2 (en) | 2016-04-19 | 2019-04-09 | General Electric Company | Propulsion engine for an aircraft |
| US20180162537A1 (en) | 2016-12-09 | 2018-06-14 | United Technologies Corporation | Environmental control system air circuit |
| US10837640B2 (en) | 2017-03-06 | 2020-11-17 | General Electric Company | Combustion section of a gas turbine engine |
| US10738646B2 (en) | 2017-06-12 | 2020-08-11 | Raytheon Technologies Corporation | Geared turbine engine with gear driving low pressure compressor and fan at common speed, and failsafe overspeed protection and shear section |
| US10815886B2 (en) | 2017-06-16 | 2020-10-27 | General Electric Company | High tip speed gas turbine engine |
| US10711797B2 (en) * | 2017-06-16 | 2020-07-14 | General Electric Company | Inlet pre-swirl gas turbine engine |
| US20180363676A1 (en) | 2017-06-16 | 2018-12-20 | General Electric Company | Inlet pre-swirl gas turbine engine |
-
2017
- 2017-06-16 US US15/625,186 patent/US10724435B2/en active Active
-
2018
- 2018-06-15 CN CN201810621353.1A patent/CN109139257B/zh active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN109139257A (zh) | 2019-01-04 |
| US10724435B2 (en) | 2020-07-28 |
| US20180363677A1 (en) | 2018-12-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109139260B (zh) | 高末端速度燃气涡轮发动机 | |
| CN109139257B (zh) | 入口预旋流燃气涡轮发动机 | |
| CN109139259B (zh) | 入口预旋流燃气涡轮发动机 | |
| CN109139258B (zh) | 燃气涡轮发动机及其操作方法 | |
| CN109139256B (zh) | 入口预旋流燃气涡轮发动机 | |
| CA2507972C (en) | Method and apparatus for assembling gas turbine engines | |
| US11401824B2 (en) | Gas turbine engine outlet guide vane assembly | |
| US10352331B2 (en) | Gas turbine engine airfoil | |
| CN112983885B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的风扇的分流器和转子翼型件的围带 | |
| CN115875085B (zh) | 具有入口预旋流特征的燃气涡轮发动机 | |
| US9835037B2 (en) | Ducted thrust producing system with asynchronous fan blade pitching | |
| EP3464823A1 (en) | System for a low swirl low pressure turbine | |
| US10982554B2 (en) | Tip shroud for a turbine engine | |
| US20230265862A1 (en) | Turbofan engine having angled inlet pre-swirl vanes | |
| CN113389599B (zh) | 具有高加速度和低叶片转动的翼型件的涡轮发动机 | |
| US20240159247A1 (en) | Casing Treatment for Gas Turbine Engines | |
| US11725526B1 (en) | Turbofan engine having nacelle with non-annular inlet | |
| EP4306806A1 (en) | Casing treatment for gas turbine engines | |
| CN116557346A (zh) | 具有不同定向级的翼型件组件 |
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 |