CN110667861A - 飞行器引擎可操作性 - Google Patents

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B.R.费尔普斯
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Abstract

本公开涉及飞行器引擎可操作性。气体涡轮引擎具有在限定范围内的周期可操作性参数β，以实现相对于所有性能的改进，同时考虑风扇可操作性和/或鸟击要求以及引擎效率。所限定的周期可操作性参数β的范围对于其中风扇由涡轮通过齿轮箱驱动的气体涡轮引擎来说尤其有益。

Description

飞行器引擎可操作性
本公开涉及气体涡轮引擎。本公开的方面涉及具有齿轮箱的高效气体涡轮引擎。
现代气体涡轮引擎的设计必须平衡多个因素。此类因素包括例如运行期间的发动机可操作性和/或稳定性、发动机效率(例如，典型飞行周期内的优化效率)、发动机尺寸和发动机重量。
已经提出了包括风扇的气体涡轮引擎，该风扇经由齿轮箱由涡轮驱动。然而，虽然此类发动机可能能够实现良好的效率，但在一些布置结构中，这可能以牺牲其他操作参数为代价。例如，使用齿轮箱通过涡轮驱动风扇的一些先前的气体涡轮引擎经历了风扇稳定性问题。此类风扇稳定性问题可包括低于期望的失速裕度和/或与颤动相关联的问题(即，在给定发动机操作点处由于空气力学相互作用而使叶片自激发)。使用齿轮箱来经由涡轮驱动风扇的气体涡轮引擎本质上可更容易受到由外部物体进入引擎所造成的损坏的影响。例如，此类发动机的设计通常受到风扇叶片在操作期间能够充分经受鸟击的要求的限制。
根据第一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：
引擎核心，所述引擎核心包括涡轮机、压缩机和将所述涡轮机连接到所述压缩机的芯轴；
风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片、被限定在风扇的前缘处的环形扇面；和
齿轮箱，所述齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度驱动风扇，所述齿轮箱具有减速比GR，其中：
一种准无因次质量流率Q定义为：
Figure 168862DEST_PATH_IMAGE001
其中：
W为以Kg/s为单位通过风扇的质量流率；
T0为以开尔文为单位在扇面处的空气的平均滞止温度；
P0为以Pa为单位在扇面处的空气的平均滞止压力；
Afan为以m2为单位的扇面的面积；
比推力ST被定义为净引擎推力(N)除以通过所述引擎的质量流率(Kg/s)；
周期可操作性参数β被定义为：
Figure 874650DEST_PATH_IMAGE002
并且在引擎巡航条件下：1K-1/2 ≤ β≤2K-1/2。
如本文所提及的，扇面的面积(Afan)被定义为：
Figure 209817DEST_PATH_IMAGE003
其中：
D为在前缘处(即，在风扇叶片的前缘的尖端处)的风扇的直径(以米为单位)；
h为引擎的中心线与风扇叶片的前缘上的径向内点(即，风扇叶片的气体洗涤表面的径向内点)之间的距离(以米为单位)；以及
t为引擎的中心线与风扇叶片的前缘上的径向外点之间的距离(以米为单位)(即，t=D/2)；
在引擎巡航条件下，周期可操作性参数β可在具有不大于1.9K-1/2的上限的范围中，例如不大于1.8K-1/2、例如不大于1.7K-1/2、例如不大于1.6K-1/2、例如不大于1.5K-1/2。除此之外或另选地，周期可操作性参数β可在具有不小于1.1K-1/2的下限的范围中，例如不小于1.2K-1/2、例如不小于1.3K-1/2、例如不小于1.4K-1/2、例如不小于1.5K-1/2。
根据本公开的气体涡轮引擎可尤其有效，并且具有良好的风扇可操作性和/或鸟击能力。具体地，不受任何特定理论的约束，本发明人已理解，提供改进的总体效率所需的比推力和齿轮齿数比可通过严格控制准无因次质量流率Q来平衡，以便同时提供足够的风扇可操作性和/或鸟击能力。在受权利要求书保护的范围内提供周期可操作性参数β可使得引擎效率提高以及具有足够的风扇可操作性和/或鸟击能力。
在巡航条件下，Q的值可在下述范围内：0.029至0.036；0.0295至0.0335；0.03至0.033；0.0305至0.0325；0.031至0.032或大约0.031或0.032。因此，应当理解，Q的值可在具有0.029、0.0295、0.03、0.0305、0.031、0.0315或0.032的下限和/或0.031、0.0315、0.032、0.0325、0.033、0.0335、0.034、0.0345、0.035、0.0355或0.036的上限的范围内。本文所涉及的所有Q值均使用单位Kgs-1N-1K1/2。
在巡航条件下，本文中描述和/或要求保护的引擎的比推力可小于（或大约为）以下中的任何一者：110Nkg-1s、105Nkg-1s、100Nkg-1s、95Nkg-1s、90Nkg-1s、85Nkg-1s、80Nkg-1s、75Nkg-1s或70Nkg-1s。比推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限）。
在使用气体涡轮引擎时，风扇(利用相关联的风扇叶片)围绕旋转轴线的旋转导致风扇叶片的顶端以速度Utip移动。风扇叶片对流所做的功导致流的焓升dH。风扇尖端负载可被定义为dH/Utip 2，其中dH是跨风扇的焓升（例如1-D平均焓升），并且Utip是风扇尖端的（平移）速度，例如在尖端的前缘处（可被定义为前缘处的风扇尖端半径乘以角速度）。在巡航条件下的风扇尖端负载可大于（或大约为）以下中的任何一者：0.28、0.29、0.3、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4（本段中的所有单位为Jkg-1K-1/(ms-1)2）。风扇尖端负载可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限）。风扇尖端负载的此类值(例如，其可被选择为高于其中经由齿轮箱从涡轮驱动风扇的先前气体涡轮引擎)可补充准无因次质量流率Q，以有助于实现期望的性能、效率、风扇稳定性和鸟击能力。
在一些布置结构中，风扇压力比被定义为风扇出口处的气流的平均总压力与风扇入口处的气流的平均总压力的比率，其在巡航条件下可不大于1.5，例如不大于1.45、1.4或1.35。
在风扇的下游，通过气体涡轮引擎的气流可分成核心气流(其流过引擎核心)和旁路气流(其流过旁路管道)。气体涡轮引擎可包括环形分流器，在该位置处气流被划分为流经引擎核心的核心气流和沿旁路管道流动的旁路气流。在一些布置结构中，风扇根压比被定义为在随后流过引擎核心的风扇出口处的气流的平均总压力与在风扇入口处的气流的平均总压力的比率，其在巡航条件下例如可不大于1.25。
在一些布置结构中，在巡航条件下的风扇根压比可不大于1.24，例如不大于1.23，例如不大于1.22，例如不大于1.21，例如不大于1.2，例如不大于1.19，例如不大于1.18，例如不大于1.17，例如不大于1.16，例如不大于1.15。
在本文相对于压力(例如，总压力)使用术语“平均”时，其可以是(例如)在相关表面上获取的面积平均值。
风扇根部与尖端压比被定义为在随后流过引擎核心的风扇出口处的气流的平均总压力与在随后流过旁路管道的风扇出口处的气流的平均总压力的比率，其在巡航条件下可不大于（例如小于）0.95，例如不大于0.94、0.93、0.92、0.91或0.9。
每个风扇叶片可被限定为具有径向跨度，该径向跨度从径向内部气体洗涤位置或0%跨度位置处的根部（或毂部）延伸到100%跨度位置处的尖端。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可小于（或大约为）以下中的任何一个：0.4、0.39、0.38、0.37、0.36、0.35、0.34、0.33、0.32、0.31、0.3、0.29、0.28、0.27、0.26或0.25。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限）。这些比率通常可称为毂部与尖端比（即，本文公式中用于计算Afan的(h/t))。毂部处的半径和尖端处的半径都可以在叶片的前缘（或轴向最前）部分处测量。当然，毂部-尖端比率指的是风扇叶片的气体洗涤部分，即径向地在任何平台外部的部分。本文所公开的毂部与尖端比(h/t)和风扇直径D的值可用于计算风扇面积Afan。该风扇面积Afan可与本文所公开的其他特征结合。
就这一点而言，风扇叶片在其毂部处的半径与上文定义的值“h”相同，即发动机的中心线与风扇叶片的前缘上的径向内点之间的距离(以米为单位)。风扇叶片在其尖端处的半径与上文定义的值“t”相同，即发动机的中心线与风扇叶片的前缘上的径向外点之间的距离(以米为单位)（即，t=D/2）。
本文中描述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼面部分（或气体洗涤部分）可由任何合适的材料或材料组合来制造。例如，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可至少部分地由复合材料来制造，该复合材料为例如金属基质复合材料和/或有机基质复合材料，诸如碳纤维。以另外的示例的方式，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可以至少部分地由金属来制造，该金属为诸如基于钛的金属或铝基材料（诸如铝锂合金）或基于钢的材料。风扇叶片可包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可具有保护性前缘（其可被称为前缘护套），该保护性前缘可使用比叶片的其余部分更好地抵抗（例如，来自鸟类、冰或其他物料的）冲击的材料来制造。此类前缘可以例如使用钛或基于钛的合金来制造。因此，仅以举例的方式，该风扇叶片可具有碳纤维或具有带钛前缘的基于铝的主体（诸如铝锂合金）。
如本文所述和/或所要求保护的风扇可包括中央部分，风扇叶片可从该中央部分例如沿径向方向延伸。该风扇叶片可以任何期望的方式附接到中央部分。例如，每个风扇叶片可包括固定件，该固定件可与毂部（或盘状部）中的对应狭槽接合。仅以举例的方式，此类固定件可以是燕尾形式的，其可以插入和/或接合毂部/盘状部中对应的狭槽，以便将风扇叶片固定到毂部/盘状部。以另外的示例的方式，该风扇叶片可与中央部分一体地形成。此类布置结构可被称为整体叶盘或整体叶环。可使用任何合适的方法来制造此类整体叶盘或整体叶环。例如，风扇叶片的至少一部分可由块状物来加工而成，以及/或者风扇叶片的至少部分可通过焊接（诸如线性摩擦焊接）来附接到毂部/盘状部。
如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎还可包括在风扇叶片上游延伸的进气口。进气口长度L可被定义为进气口的前缘和风扇叶片的尖端的前缘之间的轴向距离。风扇直径D可如本文其他部分所定义的，即风扇叶片的尖端的前缘处的风扇的直径。比率L/D可小于0.5，例如在0.2至0.45、0.25至0.4或小于0.4的范围内。在进气口长度围绕周长变化的情况下，用于确定进气口长度与风扇的直径D的比率的进气口长度L可在从引擎的上止点的π/2或3π/2位置处(即，在3点钟或9点钟位置处)测量，或在它们不同的这两个位置处测量进气口长度的平均值。
本公开的布置结构可以特别有益于经由齿轮箱驱动的风扇。因此，该气体涡轮引擎包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇。至齿轮箱的输入可直接来自芯轴或者间接地来自芯轴，例如经由正齿轮轴和/或齿轮。芯轴可将涡轮和压缩机刚性地连接，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转（其中，风扇以更低的速度旋转）。
该齿轮箱为减速齿轮箱（因为风扇的输出比来自芯轴的输入的旋转速率低）。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星式”或“星形”齿轮箱，如本文别处更详细地描述。该齿轮箱可以具有任何期望的减速比（定义为输入轴的旋转速度除以输出轴的旋转速度），例如大于2.5，例如在3到4的范围内，例如，大约或至少3、3.1、3.2、3.3、3.4、3.5、3.6、3.7、3.8、3.9、4.0、4.1或4.2。例如，传动比可以在前一句中的任何两个值之间。仅以举例的方式，齿轮箱可以是“星形”齿轮箱，其具有在3.1或3.2到3.8的范围内的传动比。在一些布置结构中，传动比可在这些范围之外。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何合适的通用架构。例如，气体涡轮引擎可具有将涡轮和压缩机连接的任何所需数量的轴，例如一个轴、两个轴或三个轴。仅以举例的方式，连接到芯轴的涡轮可以是第一涡轮，连接到芯轴的压缩机可以是第一压缩机，并且芯轴可以是第一芯轴。该引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。该第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。
在此类布置结构中，第二压缩机可轴向定位在第一压缩机的下游。该第二压缩机可被布置成（例如直接接收，例如经由大致环形的管道）从第一压缩机接收流。
齿轮箱可被布置成由被构造成（例如在使用中）以最低旋转速度旋转的芯轴（例如上述示例中的第一芯轴）来驱动。例如，该齿轮箱可被布置成仅由被构造成（例如在使用中）以最低旋转速度旋转的芯轴（例如，在上面的示例中，仅第一芯轴，而不是第二芯轴）来驱动。另选地，该齿轮箱可被布置成由任何一个或多个轴驱动，该任何一个或多个轴例如为上述示例中的第一轴和/或第二轴。
在如本文所述和/或所要求保护的任何气体涡轮引擎中，燃烧器可被轴向设置在风扇和一个或多个压缩机的下游。例如，在提供第二压缩机的情况下，燃烧器可直接位于第二压缩机的下游（例如在其出口处）。以另一个示例的方式，在提供第二涡轮的情况下，可将燃烧器出口处的流提供至第二涡轮的入口。该燃烧器可设置在一个或多个涡轮的上游。
该压缩机或每个压缩机（例如，如上所述的第一压缩机和第二压缩机）可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子叶片，该排定子叶片可为可变定子叶片（因为该排定子叶片的入射角可以是可变的）。该排转子叶片和该排定子叶片可彼此轴向偏移。
该涡轮或每个涡轮（例如，如上所述的第一涡轮和第二涡轮）可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子叶片。该排转子叶片和该排定子叶片可彼此轴向偏移。
可在引擎中心线和风扇叶片的前缘处的尖端之间测量该风扇的半径。风扇直径（可能只是风扇半径的两倍）可大于（或大约为）以下中的任何一个：250cm（约100英寸）、260cm、270cm（约105英寸）、280cm（约110英寸）、290cm（约115英寸）、300cm（约120英寸）、310cm、320cm（约125英寸）、330cm（约130英寸）、340cm（约135英寸）、350cm、360cm（约140英寸）、370cm（约145英寸）、380cm（约150英寸）或390cm（约155英寸）。风扇直径可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限）。
风扇的旋转速度可以在使用中变化。一般来讲，对于具有较大直径的风扇，旋转速度较低。仅以非限制性示例的方式，风扇在巡航条件下的旋转速度可小于2500rpm，例如小于2300rpm。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在250cm至300cm（例如250cm至280cm）范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1700rpm至2500rpm的范围内，例如在1800rpm至2300rpm的范围内，例如在1900rpm至2100rpm的范围内。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在320cm至380cm范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1200rpm至2000rpm的范围内，例如在1300rpm至1800rpm的范围内，例如在1400rpm至1600rpm的范围内。
根据本公开的气体涡轮引擎可具有任何期望的旁路比率，其中该旁路比率被定义为在巡航条件下穿过旁路管道的流的质量流率与穿过核心的流的质量流率的比率。在一些布置结构中，该旁路比率可大于（或大约为）以下中的任何一个：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5或17。该旁路比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限）。该旁路管道可以是基本上环形的。该旁路管道可位于核心引擎的径向外侧。旁路管道的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力比可被定义为风扇上游的滞止压力与最高压力压缩机出口处的滞止压力（进入燃烧器之前）之比。以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎在巡航时的总压力比可大于（或大约为）以下中的任何一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限）。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何期望的最大推力。仅以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮机可以产生至少（或大约为）为以下中的任何一个的最大推力：160kN、170kN、180kN、190kN、200kN、250kN、300kN、350kN、400kN、450kN、500kN或550kN。最大推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限）。上面提到的推力可为在标准大气条件下、在海平面处、加上15℃（环境压力101.3kPa，温度30℃）、引擎静止时的最大净推力。
在使用中，高压涡轮机的入口处的流的温度可能特别高。该温度，可被称为TET，可在燃烧器的出口处测量，例如紧接在可被称为喷嘴导向叶片的第一涡轮机叶片的上游。在巡航时，该TET可至少为（或大约为）以下中的任何一者：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。巡航时的TET可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限）。引擎在使用时的最大TET可以是，例如，至少为（或大约为）以下中的任何一者：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K或2000K。最大TET可在由前一句中的任意两个值界定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限）。可以例如在高推力条件下发生最大TET，例如在最大起飞(MTO)条件下发生最大TET。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可能或可能不设有可变面积喷嘴(VAN)。此类可变面积喷嘴可允许旁路管道的出口面积在使用中变化。本公开的一般原理可应用于具有或不具有VAN的引擎。
如本文所述和/或要求保护的气体涡轮的风扇可具有任何期望数量的风扇叶片，例如14、16、18、20、22、24或26个风扇叶片。
如本文所用，巡航条件具有常规含义并且将易于被技术人员理解。因此，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，技术人员将立即识别巡航条件是指该气体涡轮引擎被设计用于附接到飞行器的引擎在给定任务(其在行业中可被称为“经济任务”)的中间巡航的操作点。就这一点而言，中间巡航是飞行器飞行周期中的关键点，在该点处，在上升最高点和开始降落之间燃烧的总燃料的50%已燃烧（其在时间和/或距离方面可近似于上升最高点和开始降落之间的中点)。因此，巡航条件定义气体涡轮引擎的操作点，该操作点在考虑提供给该飞行器的引擎数量的情况下，提供将确保气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器在中间巡航时的稳态操作(即，保持恒定的高度和恒定的马赫数)的推力。例如，如果引擎被设计为附接到具有两个相同类型的引擎的飞行器上，则在巡航条件下，引擎提供该飞行器在中间巡航时稳态运行所需的总推力的一半。
换句话讲，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，巡航条件被定义为在中间巡航大气条件(在中间巡航高度下由根据ISO 2533的国际标准大气定义)下提供指定推力的引擎的操作点(需要在给定中间巡航马赫数下，与飞行器上的任何其他引擎相结合，提供气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器的稳态操作)。对于飞行器的任何给定气体涡轮引擎而言，中间巡航推力、大气条件和马赫数是已知的，因此在巡航条件下，引擎的操作点是明确定义的。
仅以举例的方式，巡航条件下的前进速度可为从0.7马赫至0.9马赫的范围内的任何点，例如0.75至0.85、例如0.76至0.84、例如0.77至0.83、例如0.78至0.82、例如0.79至0.81、例如大约0.8马赫、大约0.85马赫或0.8至0.85。这些范围内的任何单一速度可以是巡航条件的一部分。对于某些飞行器，巡航条件可能超出这些范围，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。
仅以举例的方式，巡航条件可对应于在以下范围内的高度处的标准大气条件（根据国际标准大气ISA）：10000m至15000m，例如在10000m至12000m的范围内、例如在10400m至11600m（约38000英尺）的范围内、例如在10500m至11500m的范围内、例如在10600m至11400m的范围内、例如在10700m（约35000英尺）至11300m的范围内，例如在10800m至11200m的范围内、例如在10900m至11100m的范围内、例如大约11000m。巡航条件可对应于这些范围内的任何给定高度处的标准大气条件。
仅以举例的方式，巡航条件可对应于提供在前向马赫数0.8下的已知的所需推力水平(例如，在30kN到35kN范围内的值)和在38000ft（11582m）的高度下的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。仅以另一个示例的方式，巡航条件可对应于提供在前向马赫数0.85下的已知的所需推力水平(例如，在50kN到65kN范围内的值)和在35000ft（10668m）的高度下的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。在使用中，本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎可在本文其他部分定义的巡航条件下操作。此类巡航条件可通过飞行器的巡航条件（例如，巡航中期条件）来确定，至少一个（例如2个或4个）气体涡轮引擎可以安装在该飞行器上以提供推进推力。
根据一个方面，提供了一种气体涡轮引擎，其包括如本文所述和/或受权利要求书保护的任何一个或多个特征。例如，在兼容的情况下，此类气体涡轮引擎可具有本文所述的下述特征或值中的任何一者或多者：周期可操作性参数β；准无因次质量流率Q；比推力；最大推力；涡轮入口温度；总压力比；旁路比；风扇直径；风扇转速；风扇毂尖比；风扇压力比；风扇根压比；风扇根压比与风扇尖压比之间的比率；风扇尖端负载；风扇叶片的数目；风扇叶片的构造；和/或齿轮齿数比。此类气体涡轮引擎可包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇。
根据一个方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎。根据该方面的飞行器为气体涡轮引擎已被设计用于附接到的飞行器。因此，根据该方面的巡航条件对应于飞行器的中间巡航，如本文其他部分所定义的。
根据一个方面，提供了一种操作如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎的方法。该操作可在如本文其他部分所定义的巡航条件(例如，就推力、大气条件和马赫数而言)下进行。
根据一个方面，提供了一种操作包括如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎的飞行器的方法。根据该方面的操作可包括(或可以是)在飞行器的中间巡航处的操作，如本文其他部分所定义的。
本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征或参数可应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征或参数可应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征或参数组合。
现在将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案，其中：
图1是气体涡轮引擎的截面侧视图；
图2是气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图；
图3是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图；并且
图4是示出气流参数的气体涡轮引擎的上游部分的另一特写截面侧视图。
图1示出了具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括进气口12和推进式风扇23，该推进式风扇生成两股气流：核心气流A和旁路气流B。气体涡轮引擎10包括接收核心气流A的核心11。引擎核心11以轴流式串联包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮机17、低压涡轮机19和核心排气喷嘴20。短舱21围绕气体涡轮引擎10并限定旁路管道22和旁路排气喷嘴18。旁路气流B流过旁路管道22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并由该低压涡轮驱动。
在使用中，核心气流A由低压压缩机14加速和压缩，并被引导至高压压缩机15中以进行进一步的压缩。从高压压缩机15排出的压缩空气被引导至燃烧设备16中，在该燃烧设备中压缩空气与燃料混合，并且混合物被燃烧。提供了节流阀161以控制向燃烧器供应燃料。所供应的燃料的量取决于节流阀位置。然后，所得的热燃烧产物在通过喷嘴20排出之前通过高压涡轮机和低压涡轮机17、19膨胀，从而驱动高压涡轮机和低压涡轮机17、19以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27来驱动高压压缩机15。风扇23通常提供大部分推进推力。周转齿轮箱30为具有减速比GR的减速齿轮箱。换句话讲，低压涡轮19的转速与风扇23的转速之间的比率为GR。
图2中示出了齿轮传动风扇气体涡轮引擎10的示例性布置结构。低压涡轮19（参见图1）驱动轴26，该轴26联接到周转齿轮布置结构30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外处并与该太阳齿轮相互啮合的是多个行星齿轮32，该多个行星齿轮通过行星架34联接在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32绕其自身轴线旋转。行星架34经由连杆36联接到风扇23，以便驱动该风扇围绕引擎轴线9旋转。在行星齿轮32的径向向外处并与该行星齿轮相互啮合的是齿圈或环形齿轮38，其经由连杆40联接到固定支撑结构24。
需注意，本文中使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可分别表示最低压力涡轮级和最低压力压缩机级（即，不包括风扇23），和/或通过在引擎中具有最低旋转速度的互连轴26（即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴）连接在一起的涡轮级和压缩机级。在一些文献中，本文中提到的“低压涡轮”和“低压压缩机”可被另选地称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用此类另选命名的情况下，风扇23可被称为第一或最低压力的压缩级。
在图3中以举例的方式更详细地示出了周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每一者包括围绕其周边以用于与其他齿轮相互啮合的齿。然而，为清楚起见，图3中仅示出了齿的示例性部分。示出了四个行星齿轮32，但是对本领域的技术人员显而易见的是，可以在要求保护的发明的范围内提供更多或更少的行星齿轮32。行星式周转齿轮箱30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。
在图2和图3中以举例的方式示出的周转齿轮箱30是行星式的，其中行星架34经由连杆36联接到输出轴，其中齿圈38被固定。然而，可使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。以另一个示例的方式，周转齿轮箱30可以是星形布置结构，其中行星架34保持固定，允许环形齿轮（或齿圈）38旋转。在此类布置结构中，风扇23由环形齿轮38驱动。以另一个另选示例的方式，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34均被允许旋转。
应当理解，图2和图3中所示的布置结构仅是示例性的，并且各种另选方案都在本公开的范围内。仅以举例的方式，可使用任何合适的布置结构来将齿轮箱30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。以另一个示例的方式，齿轮箱30与引擎10的其他部分（诸如输入轴26、输出轴和固定结构24）之间的连接件（诸如图2示例中的连杆36、40）可具有任何期望程度的刚度或柔性。以另一个示例的方式，可使用引擎的旋转部分和固定部分之间（例如，在来自齿轮箱的输入轴和输出轴与固定结构诸如齿轮箱壳体之间）的轴承的任何合适布置结构，并且本公开不限于图2的示例性布置结构。例如，在齿轮箱30具有星形布置结构（如上所述）的情况下，技术人员将容易理解，输出连杆和支撑连杆以及轴承位置的布置结构通常不同于图2中以举例的方式示出的布置结构。
因此，本公开延伸到具有齿轮箱类型（例如星形或行星齿轮）、支撑结构、输入和输出轴布置结构以及轴承位置中的任何布置结构的气体涡轮引擎。
可选地，齿轮箱可驱动附加的和/或另选的部件（例如，中压压缩机和/或增压压缩机）。
本公开可应用的其他气体涡轮引擎可具有另选配置。例如，此类引擎可具有另选数量的压缩机和/或涡轮和/或另选数量的互连轴。以另外的示例的方式，图1中所示的气体涡轮引擎具有分流喷嘴20、18，这意味着穿过旁路管道22的流具有自己的喷嘴，该喷嘴与核心引擎喷嘴20分开并径向地在该核心引擎喷嘴的外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可应用于如下引擎，在该引擎中，穿过旁路管道22的流和穿过核心11的流在可被称为混流喷嘴的单个喷嘴之前（或上游）混合或组合。一个或两个喷嘴（无论是混合的还是分流的）可具有固定的或可变的面积。
气体涡轮引擎10的几何形状及其部件由传统的轴系限定，包括轴向（与旋转轴9对准）、径向（在图1中从下到上的方向）和周向（垂直于图1视图中的页面）。轴向、径向和周向相互垂直。
参见图2和图4，其示出了根据本公开的气体涡轮引擎10的一个示例。引擎尺寸在图2中示出，并且巡航条件下的气流参数在图4中示出。风扇23包括多个风扇叶片230。每个风扇叶片230具有尖端231、前缘232、后缘234和毂部(其可被称为根部)235。毂部235可被视为限定风扇叶片230的气体洗涤表面的径向内边界。风扇叶片230(即，风扇叶片230的气体洗涤表面，其包括压力面和吸力面)在大致径向的方向上从根部235延伸到尖端231。
扇面面积Afan在图2示出并由下述公式来计算：
Figure 938738DEST_PATH_IMAGE003
图2还示出了值D、h和t如何与气体涡轮引擎10相关。具体地：
D为在前缘232处(即，在风扇叶片230的前缘232的尖端231处)的风扇的直径(以米为单位)；
h为引擎10的中心线9与风扇叶片230的前缘232上的径向内点(即，前缘232和毂部235的交叉点)之间的距离(以米为单位)；并且
t为引擎10的中心线9与风扇叶片的前缘232上的径向外点（即，在尖端231处）之间的距离(以米为单位)(即，t=D/2)。
值(h/t)可在本文其他部分以及在本领域的其他文献中被称为毂部与尖端比。
如本文其他部分所指出的，准无因次质量流率的基量Q被定义为：
Figure 17553DEST_PATH_IMAGE004
其中：
W为以Kg/s为单位通过风扇的质量流率；
T0为以开尔文为单位在扇面处的空气的平均滞止温度；
P0为以Pa为单位在扇面处的空气的平均滞止压力；并且
Afan为以m2为单位的扇面的面积，如上文所定义的。
参数W、T0、P0和Afan均在图2和图4中示意性地示出。
在气体涡轮引擎10的巡航条件下(其可如本文其他部分所定义的)，Q的值可在本文所述和/或受权利要求书保护的范围内，例如在0.029Kgs-1N-1K1/2至0.034 Kgs-1N-1K1/2的范围内。
同样在巡航条件下，气体涡轮引擎10产生推力T(其可被称为巡航推力)，该推力示意性地示出于图4中。该推力可等于保持气体涡轮引擎10所附接到的飞行器的巡航前进速度所需的推力除以提供给飞行器的引擎10的数量。
在巡航条件下，以推力T除以通过引擎的质量流率W(其等于风扇入口处的质量流率W)所计算的比推力ST可在本文所述和/或受权利要求书保护的范围内，例如在70 Nkg-1s到110 Nkg-1s的范围内。
在巡航条件下，周期可操作性参数β在本文所述和/或受权利要求书保护的范围内，例如在1 K-1/2到2 K-1/2的范围内，其中该周期可操作性参数β被定义为：
Figure 601284DEST_PATH_IMAGE002
如上所述，在风扇13的下游，空气分成两股独立的气流：进入引擎核心的第一气流A，以及穿过旁路管道22以提供推进推力的第二气流B。第一气流A和第二气流B在大致环形的分流器140处分离，例如在大致圆形的停滞线处、大致环形的分流器140的前缘处分离。
停滞流线110在分流器140的前缘上停滞。围绕引擎10的圆周的停滞流线110形成流面110。径向位于流面110内部的所有气流A最终流动通过引擎核心。流面110形成流管的径向外边界，该径向外边界包含最终流动通过引擎核心的所有气流，该气流可被称为核心气流A。径向地位于流面110外部的所有气流B最终流动通过旁路管道22。流面110形成流管的径向内边界，该径向内边界包含最终流动通过旁路管道22的所有气流B，该气流可被称为旁路气流B。
旁路气流B与核心气流A的质量流率的比率可如本文所述和/或受权利要求书保护，例如至少为10、11、12或13。
在使用中，风扇23的风扇叶片230对气流做功，从而提高了气流的总压力。风扇根压比被定义为后续流动(作为气流A)通过引擎核心的风扇出口处的气流的平均总压力与风扇23的入口处的平均总压力的比。参考图4，后续流动通过引擎核心的风扇出口处的气流的平均总压力为仅为风扇23的下游并径向地位于流面110的内部的气流的平均总压力PA。另外在图4中，风扇23的入口处的平均总压力P0为横跨引擎延伸(例如，从风扇叶片230的毂部235到尖端231)并且紧邻风扇23的上游的表面上的平均总压力。
风扇根压比(PA/P0)的值可在本文中描述和/或受权利要求书保护，例如小于1.25，例如小于1.22。
风扇尖压比被定义为后续流动(作为气流B)通过旁路管道22的风扇出口处的气流的平均总压力PB与风扇23的入口处的平均总压力的比。参考图4，后续流动通过旁路管道22的风扇出口处的气流的平均总压力为仅为风扇23的下游并径向地位于流面110的外部的表面上的平均总压力。
风扇根压比(PA/P0)与风扇尖压比(PB/P0)之间的比率可如本文所述和/或受权利要求书保护，例如小于0.95，和/或小于0.9，和/或小于0.85。另选地，该比率可简单地表示为在后续(作为气流A)流过引擎核心的风扇出口处的气流的平均总压力(PA)与在后续(作为气流B)流过旁路管道22的风扇出口处的气流的平均总压力(PB)之间的比率。
风扇叶片230可使用任何合适的材料或材料的组合来制造，如本文其他部分所述。仅以举例的方式，在图4的示例中，风扇叶片330具有附接到前缘护套360的主体350。图4示例中的主体350和前缘360使用不同的材料来制造。仅以举例的方式，主体350可使用碳纤维复合材料或铝合金材料(诸如铝锂合金)来制造，并且前缘护套360可由能够更好地耐受外物(例如，鸟)撞击的材料制成。同样，仅以举例的方式，前缘护套可使用钛合金制造。
如本文其他部分所述的，具有在本文描述的范围内的周期可操作性参数β的气体涡轮引擎可提供多种优点，诸如改善鸟击能力，同时保持与齿轮变速和/或低比推力气体涡轮引擎相关联的效率优势。这可允许在风扇系统(包括风扇叶片)的其他方面，诸如重量、气动设计、复杂性和/或成本等，具有更大的设计自由度。
与常规的气体涡轮引擎相比，可更好地优化根据本公开的气体涡轮引擎10的特征的另一示例是进气口区域，例如进气口长度L与风扇直径D之间的比率。参见图1，进气口长度L被定义为进气口的前缘和风扇叶片230的尖端231的前缘232之间的轴向距离，并且风扇23的直径D被限定在风扇23的前缘处。根据本公开的气体涡轮引擎10，诸如在图1中以举例的方式示出的气体涡轮引擎，可具有如本文所定义的比率值L/D，例如小于或等于0.45。这可带来另外的优点，诸如安装和/或气动有益效果。
在图1中以举例的方式示出的气体涡轮引擎10可包括本文所述和/或受权利要求书保护的特征中的任何一者或多者。例如，在兼容的情况下，此类气体涡轮引擎10可具有本文所述的下述特征或值中的任何一者或多者：准无因次质量流率Q；比推力；最大推力，涡轮入口温度；总压力比；旁路比；风扇直径；风扇转速；风扇毂尖比；风扇压力比；风扇根压比；风扇根压比与风扇尖压比之间的比率；风扇尖端负载；风扇叶片的数目；风扇叶片的构造；和/或齿轮齿数比。
应当理解，本发明不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

Claims (15)

1.一种用于飞行器的气体涡轮引擎（10），包括：
引擎核心(11)，所述引擎核心包括涡轮机(19)、压缩机(14)和将所述涡轮机连接到所述压缩机的芯轴(26)；
风扇(23)，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片、被限定在所述风扇的前缘处的环形扇面；和
齿轮箱（30），所述齿轮箱接收来自所述芯轴（26）的输入并将驱动输出至所述风扇，以便以比所述芯轴低的旋转速度来驱动所述风扇，所述齿轮箱具有减速比GR，其中：
准无因次质量流率Q被定义为：
其中：
W为以Kg/s为单位通过所述风扇的质量流率；
T0为以开尔文为单位在所述扇面处的空气的平均滞止温度；
P0为以Pa为单位在所述扇面处的空气的平均滞止压力；
Afan为以m2为单位的所述扇面的面积；
比推力ST被定义为净引擎推力(N)除以通过所述引擎的质量流率(Kg/s)；
周期可操作性参数β被定义为：
并且在引擎巡航条件下：1K-1/2 ≤ β≤2K-1/2。
2.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中在巡航条件下，1.0K-1/2 ≤ β≤1.8K-1/2，任选地1.1K-1/2 ≤ β≤1.6K-1/2，任选地1.10K-1/2到1.50K-1/2。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中在巡航条件下，0.029Kgs-1N- 1K1/2 ≤Q ≤ 0.036Kgs-1N-1K1/2。
4.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中在巡航条件下，70Nkg-1s ≤比推力≤110Nkg-1s。
5.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中风扇尖端负载被定义为dH/Utip 2，其中dH为整个所述风扇的焓升并且Utip为在所述前缘的所述尖端处的所述风扇叶片的平移速度，并且在巡航条件下，0.28Jkg-1K-1/(ms-1)2 < dH/Utip 2 < 0.36Jkg-1K-1/(ms-1)2。
6.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中在巡航条件下，被定义为风扇出口处的气流的平均总压力与风扇入口处的气流的平均总压力的比率的风扇压力比不大于1.5。
7.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，还包括环形分流器，在所述环形分流器处气流被划分为流经所述引擎核心的核心气流（A）和沿旁路管道(22)流动的旁路气流（B），其中：
风扇根压比被定义为在随后流过所述引擎核心的所述风扇出口处的气流的平均总压力与在所述风扇入口处的气流的平均总压力的比率，在巡航条件下，所述风扇根压比不大于1.25。
8.根据权利要求7所述的气体涡轮引擎，其中：
风扇尖压比被定义为在随后流过所述旁路管道的所述风扇出口处的气流的平均总压力与在所述风扇入口处的气流的平均总压力的比率；并且
在巡航条件下，所述风扇根压比与所述风扇尖压比之间的比率小于0.95。
9.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中所述风扇的直径在250cm至390cm、任选地250cm至280cm、或330cm至370cm的范围内。
10.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中所述风扇叶片包括附接到前缘护套的主体，所述主体和所述前缘护套使用不同的材料形成，其中，任选地：
所述前缘护套材料包括钛；并且/或者
所述主体材料包括碳纤维或铝合金。
11.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，还包括在所述风扇叶片的上游延伸的进气口，其中：
进气口长度L被定义为所述进气口的前缘和所述风扇叶片的所述尖端的前缘之间的轴向距离；
风扇直径D为所述风扇的在所述风扇叶片的所述尖端的前缘处的直径；并且
比率L/D在0.2至0.45的范围内。
12.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中所述齿轮箱具有在3.1至3.8、任选地3.2至3.6的范围内的减速比。
13.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中：
在所述巡航条件下，所述气体涡轮引擎的前进速度在Mn 0.75至Mn 0.85的范围内，任选地为Mn 0.8；并且/或者
所述巡航条件对应于在10500m至11600m的范围内、任选地为11000m的高度下的大气条件。
14.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中所述巡航条件对应于
前向马赫数0.8；
压力23000Pa；以及
温度-55℃。
15.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中：
所述涡轮机是第一涡轮机（19），所述压缩机是第一压缩机（14），并且所述芯轴是第一芯轴（26）；
所述引擎核心还包括第二涡轮机（17）、第二压缩机（15）和将所述第二涡轮机连接到所述第二压缩机的第二芯轴（27）；并且
所述第二涡轮机、第二压缩机和第二芯轴被布置成以比所述第一芯轴高的旋转速度旋转。
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