CN109838308B

CN109838308B - 燃气涡轮发动机

Info

Publication number: CN109838308B
Application number: CN201811407183.3A
Authority: CN
Inventors: B.R.费尔普斯; S.M.M.巴拉龙; M.J.威尔逊
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 2017-11-24
Filing date: 2018-11-23
Publication date: 2023-03-21
Anticipated expiration: 2038-11-23
Also published as: US20190162071A1; GB201719539D0; CN109838308A; US10876412B2; EP3489462A3; EP3489462A2

Abstract

提供一种燃气涡轮发动机10，其中风扇具有风扇叶片139，其中相对于所述风扇13的被覆盖的通道的弯度分布允许所述燃气涡轮发动机与常规发动机相比以改进的效率操作，同时保持可接受的颤振余量。

Description

燃气涡轮发动机

本公开涉及燃气涡轮发动机。本公开的方面涉及燃气涡轮发动机的风扇叶片的弯度分布。

现代燃气涡轮航空发动机通常包括风扇，其压缩进入的空气并沿旁通管道引导所述空气的至少一部分，剩余的空气流动通过发动机核心。

期望优化发动机的整体效率，以便最小化燃料燃烧（或比燃料消耗量）。然而，在设计发动机以具有最佳效率时，本发明人已经理解发动机性能的其它方面可能受到损害。一个这类的方面可为风扇可操作性，例如风扇叶片颤振余量和/或风扇失速余量。

颤振可以表征为自激振动。当在叶片排中的机翼（如燃气涡轮发动机风扇中的风扇叶片）振动时，它们在叶片排自身上产生不稳定的空气动力。在大多数情况下，这些不稳定的空气动力导致叶片排对周围空气起作用，并且振动幅度衰减。然而，在某些操作条件下（例如某些旋转速度和/或推力和/或其组合），周围空气可对风扇自身起作用。如果通过空气完成的作用超过作用（例如通过机械阻尼），那么振动将增大。此不稳定性被称为颤振。颤振是不期望的，因为它可在发动机中产生大的应力。

因此，期望提供一种具有改进的整体性能的发动机，例如高整体效率与颤振和/或失速的低敏感性组合。

根据一个方面，提供一种用于飞机的燃气涡轮发动机，包含：

发动机核心，包含涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴；

位于发动机核心上游的风扇，风扇包括多个风扇叶片；和

齿轮箱，其接收来自芯轴的输入并且将驱动输出到风扇，以便以比芯轴更低的旋转速度驱动风扇，其中：

对于通过风扇叶片的给定横截面，每个风扇叶片具有由其压力表面和其吸力表面之间的中点限定的弧线，和被覆盖的通道，被定义为在后缘和穿过在最靠近相邻风扇叶片的前缘的吸力表面上的点和所述相邻风扇叶片的前缘的线之间的横截面的部分；

在巡航条件下，通过叶片的每个横截面（例如每个横截面的前缘）经历入口相对马赫数M1rel；和

对于通过其中在巡航下M1rel的值小于0.9（任选地0.8）的每个风扇叶片的所有横截面，在前缘（α1）和对应于覆盖的通道的起点的在弧线上的点（α2）之间的弧线角度的变化满足：|α2 – α1| ≥ 9；和/或

对于通过其中在巡航下M1rel的值小于0.75的每个风扇叶片的所有横截面，在前缘（α1）和对应于覆盖的通道的起点的在弧线上的点（α2）之间的弧线角度的变化满足：|α2– α1| ≥ 10；和/或

对于通过其中在巡航下M1rel的值小于0.8的每个风扇叶片的所有横截面，在前缘（α1）和对应于覆盖的通道的起点的在弧线上的点（α2）之间的弧线角度的变化满足：|α2 –α1| ≥ 33-(M1rel*30)；和/或

没有通过每个风扇叶片的横截面在巡航下的M1rel的值大于1.15，例如大于1.2，例如大于1.25。

本文提到的任何角度的单位是度。

入口相对马赫数可通过以下确定（或使用以下定义）：在巡航下燃气涡轮发动机的正向速度（其可在基本轴向方向上）和在巡航下在由风扇旋转引起的给定横截面的前缘半径处的线性叶片速度（其可在燃气涡轮发动机的基本上圆周方向上）的向量和。

对于通过风扇叶片的给定横截面，每个风扇叶片可具有：

真实弦（C）定义为沿着风扇叶片的前缘（136）和后缘（138）之间的弧线的距离；

覆盖的通道长度（P），被定义为沿在覆盖的通道中的弧线的距离；和

覆盖的通道百分比，被定义为呈所述真实弦（C）的百分比的所述覆盖的通道长度（P）。

任选地，对于通过其中覆盖的通道百分比在40%和70%之间的每个风扇叶片的所有横截面，在前缘（α1）和对应于覆盖的通道的起点的在弧线上的点（α2）之间的弧线角度的变化可满足：

和/或

对于通过其中覆盖的通道百分比大于60%（例如大于50%）的每个风扇叶片的所有横截面，在前缘（α1）和对应于覆盖的通道的起点的在弧线上的点（α2）之间的弧线角度的变化满足：

任选地，对于通过其中覆盖的通道百分比在35%和80%之间的每个风扇叶片的所有横截面，在前缘（α1）和对应于覆盖的通道的起点的在弧线上的点（α2）之间的弧线角度的变化可满足：

位于发动机核心上游的风扇，风扇包含多个风扇叶片；和

对于通过风扇叶片的给定横截面，每个风扇叶片具有：

由其压力表面和其吸力表面之间的中点限定的弧线，其中真实弦被定义为沿在风扇叶片的前缘和后缘之间的弧线的距离；

被覆盖的通道，被定义为在后缘和穿过在最靠近相邻风扇叶片的前缘的吸力表面上的点和所述相邻风扇叶片的前缘的线之间的横截面的部分；

覆盖的通道长度，被定义为沿在覆盖通道中的弧线的距离；和

覆盖的通道百分比，被定义为呈真实弦的百分比的覆盖的通道长度（P），其中：

对于通过其中覆盖的通道百分比在40%和70%之间的每个风扇叶片的所有横截面，在前缘（α1）和对应于覆盖的通道的起点的在弧线上的点（α2）之间的弧线角度的变化满足：

和/或

弧线角度的绝对变化是重要的，因此始终使用差的大小（│α2－α1│），使得针对其测量角度的在横截面中的参考线不重要。通常，当弧线从前缘行进到后缘时，弧线可变得与轴向方向更加对齐。然而，应了解，并非所有横截面都需要如此。仅作为实例，对于一些（但不是所有）叶片，在轮轴处或朝向轮轴，弧线可穿过轴向方向，使得弧线的前缘和弧线的后缘指向远离轴向方向的不同方向。

覆盖的通道可被称为吸力表面覆盖的通道，因为它是由从吸力表面到通过相邻叶片的等效横截面的前缘绘制的线限定的叶片的一部分（相邻的叶片为邻接所讨论的叶片的吸力表面的相邻叶片）。等效横截面可被定义为在相同百分比跨度下的相邻（或邻接）叶片的横截面。远离吸力表面指向相邻叶片的前缘的线可包括在燃气涡轮发动机的圆周方向的分量，以与相邻叶片的等效横截面相交。当从径向方向观察时，所述线可看起来为直线（参见在图3和4中的线J作为实例，下文更详细地讨论）。

提及通过叶片的横截面可意指通过在由以下限定的平面中的叶片的截面：穿过在前缘上的点（所述点在从前缘根部沿前缘的跨度的给定百分比处）和在前缘上的所述点处与圆周相切的方向上的点的线；和在从后缘根部沿后缘的相同百分比处的在后缘上的点。径向跨度m可截取从在0%跨度位置处的根部延伸到在100%跨度位置处的尖端。根部可为叶片的径向最里面的气体洗涤部分。尖端可为叶片的径向最外面的气体洗涤部分。在其它公开中，叶片的此径向最里面的气洗部分可被称为轮轴。

与常规的设计相比，本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机和/或风扇叶片（例如具有本文描述和/或要求保护的弯度分布）可提供改进的可操作性（例如，在对颤振和/或失速的敏感性方面）。这可允许使用更具竞争力的发动机循环，例如需要较少的失速和颤振折衷。

本文描述和/或要求保护的至少一些风扇叶片布置可据称在覆盖的通道的上游的区域中具有增大的弯度。这可允许在叶片的覆盖的通道区域中减小弯度，以便实现相同整体流动转向（或整体弯度）。对于叶片的失速，这可导致流动更紧随叶片形状朝向后缘和/或更健康的边界层朝向后缘，这可能够更好地抵抗分离。这继而可提供改进的可操作性，如改进的失速余量和/或对颤振更小的敏感性。

一般来说，从效率观点在所述涡轮和风扇之间使用齿轮箱可为有利的（例如通过促进较低比推力和/或较低旋转速度和/或较高尖端负载），但是可存在可操作性挑战。举例来说，用于改进发动机效率的这类布置可导致风扇越来越容易颤振和/或失速。仅作为实例，这可能是由于增加的工作线分离（例如在不同的飞行条件和/或大气条件之间，如海平面静态工作线和巡航工作线），更平坦的风扇工作线/特性，和/或增加的流动扩散。本公开的布置可特别地但不排他地有益于经由齿轮箱驱动风扇。这类风扇可具有较低的风扇叶片速度，这可导致较低的入口相对马赫数。可随后容许增大前缘弯度而不触发足够坚固的前缘冲击引起分离。通常，在前缘处高入射角可有助于前缘分离。另外地或替代地，如上文所解释，本公开的布置可在解决由使用经由齿轮箱驱动的这类较低速度风扇存在的任何可操作性问题中特别有效。

到齿轮箱的输入可直接来自芯轴，或间接来自芯轴，例如经由正齿轮轴和/或齿轮。芯轴可刚性地连接涡轮和压缩机，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转（其中风扇以较低的速度旋转）。

如本文所用，巡航条件可意指燃气涡轮发动机附接到的飞机的巡航条件。这种巡航条件常规地可定义为巡航中期的条件，例如由飞机和/或发动机在爬升顶部和下降开始之间的中点（根据时间和/或距离）所经历的条件。

仅作为实例，在巡航条件下正向速度可为在Mn 0.7到0.9的范围内的任何点，例如0.75到0.85，例如0.76到0.84，例如0.77到0.83，例如0.78到0.82，例如0.79到0.81，例如约Mn 0.8。在这些范围内的任何单一速度可为巡航条件。对于一些飞机，巡航条件可在这些范围外，例如低于Mn 0.7或高于Mn 0.9。应了解，单位Mn本文用于意指马赫数。

仅作为实例，巡航条件可对应于海拔在10000 m到15000 m的范围内，例如在10000m到12000 m的范围内，例如在10400 m到11600 m的范围内，例如在10500 m到11600 m的范围内，例如在10500 m到11500 m的范围内，例如在10600 m到11400 m的范围内（例如约10668 m，其对应于以英制单位计35000 ft），例如在10700 m到11300 m的范围内，例如在10800 m到11200 m的范围内，例如在10900 m到11100 m的范围内，例如约11000 m的标准大气压条件。巡航条件可对应于在这些范围中的任何给定海拔下的标准大气压条件。

仅作为实例，巡航条件可对应于：正向马赫数为0.8；压力为23000 Pa；和温度为-55℃。

如本文任何地方所使用，“巡航”或“巡航条件”可意指空气动力学设计点。这类空气动力学设计点（或ADP）可对应于其中风扇被设计成操作的条件（包含例如马赫数、环境条件和推力要求中的一种或多种）。这可意指例如在风扇被设计成具有最佳效率的条件下。

如上文所提到，每个风扇叶片可被定义为具有从在0%跨度位置处的根部延伸到在100%跨度位置处的尖端的径向跨度m。在根部处的风扇叶片的半径与在尖端处的风扇叶片的半径的比率可小于0.35，例如小于0.34。例如，小于0.33，例如小于0.32，例如小于0.31，例如小于0.3，例如小于0.29，例如小于0.28，例如小于0.27。这些比率通常可被称作轮轴与尖端比率。在根部处的半径和在尖端处的半径都可在叶片的前缘（或轴向最前面）部分处测量。

风扇的半径可在发动机中心线和在其前缘处的风扇叶片的尖端之间测量。风扇直径（其可简单地为风扇半径的两倍）可大于250 cm，例如大于260 cm、270 cm、280 cm、290cm、300 cm、310 cm、320 cm、330 cm、340 cm或350 cm。

风扇尖端负载可被定义为dH/U_尖端 ²，其中dH为跨风扇的焓升（例如1-D平均焓升），并且U_尖端为风扇尖端的速度，例如在尖端的前缘处（其可被定义为在前缘处的风扇尖端半径乘以旋转速度）。在巡航条件下的风扇尖端负载可以大于（或大约）0.3，例如大于（或约）0.31，例如大于（或约）0.32，例如大于（大约）0.33，例如大于（或约）0.34，例如大于（或约）0.35，例如大于（或约）0.36，例如在0.3到0.4的范围内（在此段落中的所有单位为JKg^-1K^-1/(ms^-1)²）。

在本文描述和/或要求保护的范围内的风扇尖端负载（其一般来说可高于一些常规布置）可有益于整体发动机性能。本文描述和/或要求保护的发动机布置（例如弯度分布）可实现这类风扇尖端负载，同时维持可接受的（或足够的）可操作性，例如在颤振和/或失速余量方面。

根据本公开的燃气涡轮发动机可具有任何期望旁通比，其中旁通比被定义为在巡航条件下流动通过旁通管道的质量流率与流动通过核心的质量流率的比率。在一些布置中，旁通比可大于10，例如大于11，例如大于11.5，例如大于12，例如大于13，例如大于14，例如大于15。旁通管道可为基本上环状。旁通管道可在核心发动机径向外侧。旁通管道的径向外表面可由机舱和/或风扇壳体限定。

发动机的比推力可被定义为发动机的净推力除以通过发动机的总质量流量。在巡航条件下，本文描述和/或要求保护的发动机的比推力可小于110 NKg^-1s，例如小于105NKg^-1s，例如小于100NKg^-1s，例如小于95NKg^-1s，例如小于90 NKg^-1s。这类发动机相较于常规燃气涡轮发动机可特别高效。

本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可或可不提供有可变面积喷嘴（VAN）。这类可变面积喷嘴可以允许旁通管道的出口区域在使用时变化。一般来说，具有VAN的燃气涡轮发动机可具有比没有VAN的那些较高的尖端负载，但是本公开的一般原理可应用于具有或没有VAN的发动机。

如本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可具有任何合适通用架构。举例来说，燃气涡轮发动机可具有连接涡轮和压缩机的任何期望数目的轴，例如一个、两个或三个轴。仅作为实例，涡轮可为第一涡轮，压缩机可为第一压缩机，并且芯轴可为第一芯轴。发动机核心可另外包含第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴更高的旋转速度旋转。

如本文描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可具有任何期望的最大推力。仅作为非限制性实例，如本文描述和/或要求保护的燃气涡轮可能够产生的推力为至少170 kN，例如至少180 kN，例如至少190 kN，例如至少200 kN，例如至少250 kN，例如至少300 kN，例如至少350 kN，例如至少400 kN。上文提及的推力可在标准大气压条件下。

在这类布置中，第二压缩机在第一压缩机的下游可轴向地定位。第二压缩机可被布置成从第一压缩机接收（例如直接接收，例如经由大体上环形管道）流动。

齿轮箱可被布置成通过芯轴（例如，在上述示例中第一芯轴）驱动，所述芯轴被配置成以最低旋转速度旋转（例如在使用中）。举例来说，齿轮箱可被布置成仅通过芯轴（例如在上述实例中仅为第一芯轴而不为第二芯轴）驱动，所述芯轴被配置成以最低旋转速度旋转（例如在使用中）。替代地，齿轮箱可被布置成通过任何一个或多个轴驱动，例如在上述实例中第一和/或第二轴。

在如本文描述和/或要求保护的任何燃气涡轮发动机中，燃烧器可在风扇和（一个或多个）压缩机的下游轴向提供。举例来说，燃烧器可直接在第二压缩机的出口的下游（例如在出口处），其中提供第二压缩机。作为另外的实例，在燃烧器出口处的流动可被提供到第二涡轮的入口，其中提供第二涡轮。燃烧器可提供在（一个或多个）涡轮的上游。

所述或每个压缩机（例如如上所述的第一压缩机和第二压缩机）可包含任何数目的级，例如多级。每个级可包含一排转子叶片和一排定子轮叶。转子叶片的排和定子轮叶的排可彼此轴向偏移。

所述或每个涡轮（例如如上所述的第一涡轮和第二涡轮）可包含任何数目的级，例如多级。每个级可包含一排转子叶片和一排定子轮叶。转子叶片的排和定子轮叶的排可彼此轴向偏移。

本文描述和/或要求保护的任何风扇叶片和/或风扇叶片的机翼部分可由任何合适的材料或材料的组合制造。举例来说，风扇叶片的至少一部分和/或机翼可至少部分由复合材料，例如金属基体复合材料和/或有机基体复合材料，如碳纤维，和/或由金属，如基于钛的金属或基于铝的材料（如铝-锂合金）或基于钢的材料制造。

如本文描述和/或要求保护的风扇可包含轮轴，风扇叶片可例如在径向方向上从其延伸。风扇叶片可以任何期望方式附接到轮轴。举例来说，每个风扇叶片可包含紧固件，其可接合在轮轴（或盘）中对应的狭槽。仅作为实例，这类紧固件可呈燕尾形式，其可插入和/或接合在轮轴/盘中对应的狭槽以便将风扇叶片固定到轮轴/盘。作为另外的实例，风扇叶片可与轮轴一体地形成。此类布置可被称为整体叶盘（blisk）或整体叶环（bling）。任何合适的方法可用于制造这类整体叶盘或整体叶环。举例来说，风扇叶片的至少一部分可由块加工和/或风扇叶片的至少部分可通过焊接（如线性摩擦焊接）附接到轮轴/盘。

在提及轴向、径向和圆周方向的情况下，技术人员将容易地理解这意指燃气涡轮发动机的常规方向。举例来说，沿圆周方向观察叶片可意指在侧面轮廓中和/或在经向平面中和/或投影到由轴向和径向方向限定的平面上观察叶片。

技术人员将了解除其中相互排斥外，关于上述方面中的任一项描述的特征可应用到任何其它方面。此外，除其中相互排斥外，本文所描述的任何特征可应用到任何方面和/或与本文所描述的任何其它特征组合。

现将参考附图仅作为实例描述实施例，其中：

图1为根据本公开的燃气涡轮发动机的剖视侧视图；

图2为用于与本公开的实例一起使用的风扇叶片的侧视图；

图3为通过在图2中的横截面A-A截取的两个相邻叶片的示意图；

图4为通过在图2中的横截面A-A截取的两个相邻叶片的示意图；

图5为仅作为实例示出覆盖的通道相对于在覆盖的通道起点之前的弯度变化的图；和

图6为仅作为实例示出在覆盖的通道起点之前的弯度变化相对于在前缘处的相对马赫数的图。

参考图1，燃气涡轮发动机大体上以10指示，具有主要和旋转轴线11。发动机10包含（在轴向流动系列中）进气口12、推进风扇13、齿轮箱14、中压压缩机15、高压压缩机16、燃烧设备17、高压涡轮18、低压涡轮19和排气喷嘴20。机舱21大体上包围发动机10并且限定进口12。机舱21可为或可包含风扇容纳壳体23。机舱21和风扇壳体23可为独立组件。

燃气涡轮发动机10以常规方式工作，使得进入进口12的空气通过风扇13加速和压缩以产生两个气流：进入发动机核心的第一气流A和穿过旁通管道22以提供推进力的第二气流B。第一和第二空气流A、B在大体上环状分流器40处，例如在大体上环状分裂器40的前缘处以大体上圆形停滞线分开。在使用中（例如在巡航条件下，其可如本文其它地方定义），旁通流B与核心流A的质量流率的比率可如本文描述和/或要求保护的，例如至少10。

发动机核心包括中压压缩机15（其在本文中可被称作第一压缩机15），其在将所述空气递送到其中进行进一步压缩的高压压缩机16（其在本文中可被称作第二压缩机16）之前压缩引导到其中的气流。

将从高压压缩机16排放的压缩空气引导到其中所述压缩空气与燃料混合并且燃烧混合物的燃烧设备17中。然后，所产生的热燃烧产物膨胀，并且从而在通过喷嘴20排出之前驱动高压涡轮18（其可被称为第二涡轮18）和低压涡轮19（其可被称为第一涡轮19），以提供额外推进力。中压压缩机15由低压涡轮19通过第一（或低压）轴32驱动。高压压缩机16由低压涡轮18通过第二（或高压）轴34驱动。第一轴32还经由齿轮箱14驱动风扇13。齿轮箱14为减速齿轮箱，因为与中压压缩机15和低压涡轮19相比，它减小风扇13的转速。齿轮箱14可为任何合适类型的齿轮箱，如行星齿轮箱（具有静态环形齿轮、由行星架和旋转太阳齿轮支撑的旋转和轨道行星齿轮）或星形齿轮箱。另外地或替代地，齿轮箱可驱动额外和/或替代的组件（例如中压压缩机和/或增压压缩机）。

第一和第二压缩机15、16、第一和第二涡轮19、18、第一和第二轴32、34和燃烧器17都可以说是发动机核心的一部分。

本公开可应用到的其它燃气涡轮发动机可具有替代配置。举例来说，这类发动机可具有替代数目的压缩机和/或涡轮和/或替代数目的互连轴。作为另外的实例，在图1中示出的燃气涡轮发动机具有分流喷嘴20、22，意指通过旁通管道22的流动具有其自身的喷嘴，所述喷嘴与核心发动机喷嘴20分开并且在核心发动机喷嘴20径向外侧。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可应用到其中在单个喷嘴之前（或在其上游）混合或组合通过旁通管道22的流动和通过核心24的流动（可被称为混合流动喷嘴）的发动机。一个或两个喷嘴（无论混合或分流）可具有固定或可变面积。虽然所描述的实例涉及涡轮风扇发动机，但是本公开可应用到例如任何类型的燃气涡轮发动机，例如如开式转子（其中风扇级未被机舱包围）或涡轮螺旋桨发动机。

燃气涡轮发动机10的几何形状和其组件由常规的轴线系统限定，包含轴线方向300（其与旋转轴线11对齐）、径向方向400和圆周方向500（示出在图1视图中垂直于页面）。轴向、径向和圆周方向300、400、500彼此垂直。

图2更详细地示出在燃气涡轮发动机10中的风扇13的风扇叶片130。风扇叶片130在基本上径向的翼展方向400上从根部132延伸到尖端134。根部132可由叶片130的径向最内的气体洗涤点限定和/或可被定义为在风扇叶片130和表面（例如锥形和/或圆柱形表面和/或以其它方式成形的端壁）之间的交点，扇形叶片13从所述交点延伸。风扇叶片130具有前缘136和后缘138。前缘136可被定义为由风扇叶片130的轴向最前点从其根部132到其尖端134限定的线。风扇叶片130可（或可不）具有径向在根部内侧的紧固件部分（未示出），其可用于将风扇叶片130固定到发动机的其余部分。

在其根部132处风扇叶片130的前缘136的半径在图2中称为r_根。在其尖端134处风扇叶片130的前缘136的半径在图2中称为r_尖端。在其根部132处风扇叶片130的前缘136的半径与在其尖端134处风扇叶片130的前缘136的半径的比率（r_根/r_尖端）可如本文描述的和/或要求保护的，例如，小于0.35和/或小于0.33和/或小于0.28。

叶片130的跨度m被定义为在尖端处的前缘136的半径与在根部处的前缘136的半径的差（r_根-r_尖端）。

在使用燃气涡轮发动机10时，风扇13（具有相关风扇叶片130）绕旋转轴线11旋转。此旋转导致风扇叶片130的尖端134以速度U_尖端移动。风扇叶片13对流动做的功导致流动的焓升dH。因此，风扇尖端负载可被定义为dH/U_尖端 ²，其中dH为跨风扇（或在旁通流中）的焓升（例如1-D平均焓升），U_尖端为风扇尖端的速度（其可被定义为在前缘处的风扇尖端半径乘以旋转速度）。如本文其它地方所述，在巡航条件下风扇尖端负载可大于（或约）0.3，例如大于（或约）0.31，例如大于（或约）0.32，例如大于（或约）0.33，例如大于（或约）0.34，例如大于（或约）0.35，例如大于（或约）0.36，例如在0.3至0.4的范围内（所有数字的单位为JKg^-1K^-1/(ms^-1)²）。

燃气涡轮发动机10的比推力可在本文描述和/或要求保护的范围内。

通过叶片130的横截面A-A或B-B可由在前缘136上的点（所述点在从根部132的给定百分比X的跨度m处（即在（r_根+X/100*(r_尖端-r_根)）的半径处））和在后缘上的点（所述点在后缘138处沿后缘138从根部132的相同径向百分比X的后缘径向范围t处）之间形成的直线的圆周方向上的伸延限定。伸延的圆周方向可在平面A-A、B-B的前缘位置处截取。换句话说，提及通过风扇叶片130的横截面可意指通过在由以下限定的平面中的机翼的部分：穿过在前缘上的点（所述点在从前缘根部沿前缘的跨度的给定百分比处）和在前缘上的所述点处与圆周相切的方向上的点的线；和在从后缘根部沿后缘138的相同百分比处的在后缘上的点。

图3为示出通过两个相邻的风扇叶片130的横截面A-A（在图2中指示）的示意图。图4为在与图3中示出的示意图类似的示意图，但是通过在叶片130的不同翼展位置处的横截面B-B截取。

相邻的风扇叶片130均为风扇13的一部分。相邻的风扇叶片130可彼此基本上相同，如在图3和4的实例中。在叶片130之间（例如在风扇叶片130上的任何两个等效点之间，例如在其前缘135和/或后缘138上的给定翼展位置）的间隔由在图3和图4中的字母S指示。此间隔S可被称为风扇叶片130的间距。尽管在图3和图4中指示为直线，但是在示出的实例中，间隔S实际上为在两个相邻的风扇叶片130之间的圆周距离，并且因此可根据横截面的翼展位而不同（具体来说，间隔S通常随翼展位置增大（或半径增大）而增大。

对于给定的横截面，弧线（在图3中的142、在图4中的242）被定义为由在所述横截面中的点形成的线，所述横截面与叶片130的压力表面139和吸力表面137等距离。在任何两个点之间的弧线142、242的角度的变化仅仅为在这两个点中的每一个处的弧线142、242的切线之间的角度。

对于给定的横截面，真实弦（在图3中C_A、在图4中C_B）为在所述横截面中的机翼130的前缘136和后缘138之间沿弧线（其将通常为曲线）的距离。因此，真实弦（C_A、C_B）通常为曲线的长度。注意，这与常规被称为弦长的不同，常规弦长将为在所述横截面中在机翼130的前缘136和后缘138之间绘制的直线的长度（并且未在图3和4中示出）。

覆盖的通道被定义为对于给定横截面叶片的一部分（或在叶片之间的通道的一部分），所述横截面在穿过在叶片130的吸力表面137上的点K的线J和邻接吸力表面137的相邻叶片130的前缘136与之间。点K被定义为在吸力表面上的点K，其最靠近相邻叶片的前缘136。线J可完全穿过叶片的横截面，以便将横截面分成两部分：在后缘138和线J之间的覆盖的通道部分，和在前缘136和线J之间的未覆盖的通道部分。当从径向观察时，线J可被描述为直线。

然后将覆盖的通道长度P（在图3中的P_A和在图4中的P_B）定义为沿在叶片的被覆盖的通道部分内的弧线C的部分的距离。同样，覆盖的通道长度P将因此通常为曲线的长度。

然后将覆盖的通道百分比定义为呈真实弦的百分比的覆盖的通道长度（P），其对于横截面A-A为((P_A / C_A)*100)，并且对于横截面B-B为((P_B / C_B)*100)。

注意，真实弦长C和局部间距S中的一个或两个可根据横截面的翼展位置而变化。

对于给定的横截面A-A、B-B，弧线142、242的角度（即，弧线142、242的角度的切线）在叶片130的前缘136和在覆盖的通道P的起点处的弧线142、242上的点之间变化。在这方面，覆盖的通道P的起点可为弧线142、242穿过的覆盖的通道P的轴向最前点，即，线J与弧线142、242交叉的点。可相对于在横截面的平面中的任何其它线测量弧线的角度，因为弧形线142、242的角度的变化是重要的。

在图3和4的实例中，相对于与轴向方向300平行的线测量弧线142、242的角度。在前缘136处的弧线142、242的角度α₁和在覆盖的通道P的起点处的角度α₂之间的差简单地给出为|α₂ - α₁|。在本文是有术语在两点之间的弧线的角度变化（或差）的情况下，这意指在这两点之间的弧线角度的变化（或差）的大小。

应当理解的是，对于通过叶片130截取的至少一些横截面，覆盖的通道P的长度和在前缘136和在覆盖的通道P的起点之间的弧线142、242的角度变化（|α₂ - α₁|）不同。这仅通过在图2到4中所示的横截面A-A和B-B之间的差作为实例说明。

图5为示出对于根据本公开的风扇叶片130的一些实例在前缘136和覆盖的通道P的起点之间的弧线142、242的角度变化（|α₂ - α₁|）可随覆盖的通道百分比如何变化的三个实例（线D、E、F）的图。注意，在图5中的x轴表示（100-覆盖的通过百分比），而不是简单的覆盖的通道百分比。线D、E、F中的每个表示可根据本公开的方面不同的风扇叶片130。在图5所示的线D、E、F中的一个上的每个点表示角度变化（|α₂ - α₁|）和用于通过相应叶片130的具体横截面的覆盖的通道百分比。然而，每条线不一定示出风扇叶片130的所有翼展横截面。仅作为实例，图5所示的线D、E、F可表示从叶片跨度的35%延伸到100%的翼展横截面，但是当然这不是限制性的，并且曲线可表示在其它翼展范围上截取的横截面。

在图5中标绘的关系D、E、F为风扇叶片130的实例，其满足在覆盖的通道百分比和在前缘（α1）和对应于覆盖的通道的起点的在弧线上的点（α2）之间的弧线角度的变化之间的关系。举例来说，在图5的实例中，对于通过其中覆盖的通道百分比在40%和70%之间的每个风扇叶片130的所有横截面，在前缘（α1）和对应于覆盖的通道的起点的在弧线上的点（α2）之间的弧线角度的变化满足：

和/或

对于通过其中覆盖的通道百分比大于60%的每个风扇叶片130的所有横截面，在前缘（α1）和对应于覆盖的通道的起点的在弧线上的点（α2）之间的弧线角度的变化满足：

在图5中，比另一个点更朝向线的右下的点表示比其它点更靠近尖端134的横截面。相对于另一个点具有较高覆盖的通道百分比的在线上的点（即，更朝向曲线的左侧）通常更靠近尖端134，尽管这不是必需的。

图6为示出在前缘136和可对于通过风扇叶片130的不同横截面随入口相对马赫数M1rel变化的覆盖的通道P的起点之间的弧线142、242的角度（|α₂ - α₁|）如何变化的三个实例（线D、E、F）的图。线G、H、I中的每个表示可根据本公开的方面的不同的风扇叶片130，其可与在图5中的线D、E、F表示的叶片130相同或不同。仅作为实例，在图6中的线G可表示与在图6中的线D相同的叶片130。图6所示的线G、H、I中的一个上的每个点表示通过叶片130的具体横截面的角度变化（|α₂ - α₁|）和入口相对马赫数。然而，每条线不一定示出风扇叶片130的所有翼展横截面。仅作为实例，图6所示的线G、H、I可表示从叶片跨度的35%延伸到100%的翼展横截面，但是当然这不是限制性的，并且曲线可表示在其它翼展范围上截取的横截面。

入口相对马赫数可使用在巡航下（其可如本文其它地方定义）叶片正向速度（其可视为燃气涡轮发动机10附接到的飞机的正向速度）和在由于风扇叶片130的旋转在横截面的前缘136的半径位置处的线性叶片速度的向量和计算。这在图3和4中示意性地示出，其示出速度三角形（朝向图的左下方），其中叶片130（或发动机10）的正向（轴向）速度示出为“U”，由于风扇13的旋转Ω在相应半径r_A、r_B处的线性圆周速度指示为rΩ，其中向量和表示为V1rel。根据V1rel，可使用局部声速以常规方式计算入口相对马赫数。入口相对马赫数通常随着横截面的径向（或翼展）位置的增大而增大。

在图6中标绘的关系为风扇叶片130的实例，其满足在入口相对马赫数和在前缘（α1）和对应于覆盖的通道的起点的在弧线上的点（α2）之间的弧线角度的变化之间的关系。举例来说，在图6的实例中，对于通过其中在巡航下M1rel的值小于0.8的每个风扇叶片130的所有横截面，在前缘（α1）和对应于覆盖的通道的起点的在弧线上的点（α2）之间的弧线角度的变化满足：

和/或

对于通过其中在巡航下M1rel的值小于0.75的每个风扇叶片的所有横截面，在前缘（α1）和对应于覆盖的通道的起点的在弧线上的点（α2）之间的弧线角度的变化满足：

和/或

对于通过其中在巡航下M1rel的值小于0.8的每个风扇叶片的所有横截面，在前缘（α1）和对应于覆盖的通道的起点的在弧线上的点（α2）之间的弧线角度的变化满足：

在使用时，燃气涡轮发动机10可在本文其它地方定义的巡航条件下操作。这类巡航条件可由飞机的巡航条件（例如，中间巡航条件）确定，至少一个（例如2或4个）燃气涡轮发动机10可安装到所述飞机以便提供推进推力。如本文提到的压力比的参数可在这类巡航条件下获得。

应当理解，本发明不限于上述实施例，并且在不脱离本文描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除其中相互排斥外，可分别或与任何其它特征组合采用任何特征，并且本公开延伸到并且包括本文所描述的一个或多个特征的组合和子组合。

Claims

1.一种用于飞机的燃气涡轮发动机(10)，其包含：

发动机核心(24)，所述发动机核心包含涡轮(19)、压缩机(15)和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(32)；

位于所述发动机核心上游的风扇(13)，所述风扇包含多个风扇叶片(130)；以及

齿轮箱(14)，其接收来自所述芯轴的输入并且将驱动输出到所述风扇，以便以比所述芯轴低的旋转速度驱动所述风扇，其中：

对于通过风扇叶片和相邻风扇叶片的给定横截面，每个风扇叶片和相邻风扇叶片具有由在其压力表面(139)与其吸力表面(137)之间的中点限定的弧线，以及被覆盖的通道，所述被覆盖的通道被定义为在所述风扇叶片的后缘与线J之间的所述横截面的部分，线J穿过所述风扇叶片的吸力表面上的点K以及所述相邻风扇叶片的前缘，所述点K为所述风扇叶片的吸力表面上最靠近相邻风扇叶片的前缘的点，所述相邻风扇叶片邻接所述风扇叶片的吸力表面，

在巡航条件下，通过所述叶片的每个横截面经历入口相对马赫数M1rel；且α1为在所述相邻风扇叶片的弧线在所述前缘处的切线与在横截面中的参考线之间的角度；α2为在所述风扇叶片的弧线在所述被覆盖的通道的起点处的切线与在横截面中的参考线的角度；

对于通过其中在巡航下M1rel的值小于0.9的每个风扇叶片的所有横截面，|α2–α1|≥9；或

对于通过其中在巡航下M1rel的值小于0.75的每个风扇叶片的所有横截面，|α2–α1|≥10；或

对于通过其中在巡航下M1rel的值小于0.8的每个风扇叶片的所有横截面，|α2–α1|≥33-(M1rel*30)。

2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中没有通过每个风扇叶片的横截面在巡航下的相对马赫数M1rel值大于1.15。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中对于通过所述风扇叶片的给定横截面，每个风扇叶片具有：

真实弦(C)，被定义为沿在风扇叶片的前缘(136)与后缘(138)之间的所述弧线的距离；

被覆盖的通道长度(P)，被定义为沿在所述被覆盖的通道中的所述弧线的距离；以及

被覆盖的通道百分比，被定义为作为在所述被覆盖的通道长度(P)与所述真实弦(C)之间以百分比形式的比率。

4.根据权利要求3所述的用于飞机的燃气涡轮发动机，其中对于通过其中所述被覆盖的通道百分比在35％与80％之间的每个风扇叶片的所有横截面，

5.根据权利要求3所述的用于飞机的燃气涡轮发动机，其中对于通过其中所述被覆盖的通道百分比在35％与80％之间的每个风扇叶片的所有横截面，

6.根据权利要求3所述的用于飞机的燃气涡轮发动机，其中对于通过其中所述被覆盖的通道百分比大于60％的每个风扇叶片的所有横截面，

|α2-α1|≥9。

7.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中：

每个风扇叶片具有从0％跨度位置的根部延伸到100％跨度位置的尖端的径向跨度；且

在所述根部处的所述风扇叶片的半径(r_根部)与所述尖端处的所述风扇叶片半径(r_尖端)的比率小于0.33。

8.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中：

所述涡轮为第一涡轮(19)，所述压缩机为第一压缩机(15)，并且所述芯轴为第一芯轴(32)；

所述发动机核心进一步包含第二涡轮(18)、第二压缩机(16)和将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二芯轴(34)；且

所述第二涡轮、所述第二压缩机和所述第二芯轴被布置成以比所述第一芯轴更高的旋转速度旋转。

9.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中所述风扇的直径大于250cm。

10.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中：

风扇尖端负载被定义为dH/U_尖端 ²，其中dH为跨风扇的焓升，且U_尖端为所述风扇尖端的速度，并且在巡航条件下的所述风扇尖端负载大于0.3JKg^-1K^-1/(ms^-1)²；和/或

旁通比被定义为沿旁通管道流动的旁通流(B)的质量流率与在巡航条件下核心流(A)的质量流率的比率，并且所述旁通比大于10；和/或

在巡航条件下比推力小于100NKg^-1s。

11.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中在所述巡航条件下所述燃气涡轮发动机的正向速度在Mn 0.75至Mn 0.85的范围内。

12.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中所述巡航条件对应于在10500m至11600m的范围内的海拔高度的大气条件。

13.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中所述巡航条件对应于：

正向马赫数0.8；

压力23000Pa；以及

温度-55℃。

14.根据权利要求10所述的燃气涡轮发动机，其中：

在巡航条件下的所述风扇尖端负载在0.3至0.4JKg^-1K^-1/(ms^-1)²的范围内。

15.根据权利要求11所述的燃气涡轮发动机，其中：

在所述巡航条件下所述燃气涡轮发动机的正向速度为Mn0.8。

16.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其中：

所述巡航条件对应于11000m的海拔高度的大气条件。