CN111140358A - 气体涡轮引擎 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种气体涡轮引擎，具体而言，用于飞行器的气体涡轮引擎（10），该气体涡轮引擎包括：引擎核心（11），该引擎核心包括涡轮（19）、压缩机（14）和将该涡轮（19）连接到所述压缩机（14）的芯轴（26），其中引擎核心（11）沿旋转轴线（9）延伸，并且具有垂直于该旋转轴线（9）的引擎核心直径（46）；以及风扇（23），该风扇包括从该旋转轴线（9）径向延伸的多个风扇叶片（25），其中所述风扇（23）具有垂直于该旋转轴线（9）的风扇直径（48），其中引擎核心直径（46）与风扇直径（48）的比率介于1:1.7和1:2.2之间。

Description

气体涡轮引擎

技术领域

本公开涉及气体涡轮引擎。具体地但非排他性地，本公开涉及用于飞行器的气体涡轮引擎。

背景技术

气体涡轮飞行器引擎包括布置在进气口下游的推进式风扇。该风扇由风扇壳体围绕，并且通常生成两股单独的气流。第一气流由引擎的核心接收，第二气流在旁路管道中接收。该核心包括一个或多个压缩机、燃烧器和一个或多个涡轮。旁路管道围绕核心限定。

在使用中，核心气流被压缩机压缩、与燃料混合并在燃烧器中燃烧。燃烧产物通过涡轮级膨胀，并通过核心喷嘴排出。涡轮通过一个或多个互连轴驱动压缩机级和推进式风扇。

通常，虽然一些推力由核心喷嘴提供，但是由引擎产生的大部分推力由推进式风扇通过旁路管道提供。通过增加旁路比率（通过旁路管道的空气质量流量与通过核心的空气质量流量的比率），可提高气体涡轮的推进效率。旁路比率与风扇的尺寸相关，风扇的尺寸又受风扇的旋转速度的限制，因为高速旋转的大风扇可能经历风扇不希望有的变形和其他影响。

如果风扇由减速齿轮箱驱动，则该风扇能够以比来自涡轮的轴更慢的速度驱动。这使得风扇能够增大尺寸，有利于增加旁路管道比率。

发明内容

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，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将涡轮连接到压缩机的芯轴，其中该引擎核心沿着旋转轴线延伸，并且具有垂直于旋转轴线的引擎核心直径；以及风扇，该风扇包括从旋转轴线径向延伸的多个风扇叶片，其中该风扇具有垂直于旋转轴线的风扇直径，其中引擎核心直径与风扇直径的比率介于1:1.7和1:2.2之间。

当引擎核心直径与风扇直径的比率介于1:1.7和1:2.2之间时，引擎的旁路比率增加，提高了引擎的效率，同时也保持了引擎的可靠性（并因此延长了使用寿命）。

引擎核心直径与风扇直径的比率可介于1:1.7和1:2之间、1.7和1.9之间或者1.7和1.8之间。

风扇直径可为至少2.2米。大直径风扇提供高旁路比率，并提高引擎的效率。

根据第二方面，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，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将涡轮连接到压缩机的芯轴，其中该引擎核心沿着旋转轴线延伸，并且具有垂直于旋转轴线的引擎核心直径；以及风扇，该风扇包括从旋转轴线径向延伸的多个风扇叶片，其中该风扇具有垂直于旋转轴线的风扇直径，其中：引擎核心直径与风扇直径的比率介于1:1.65和1:2.2之间；并且风扇直径为至少2.2米。

当引擎核心直径与风扇直径的比率介于1:1.65和1:2.2之间时，引擎的旁路比率增加，提高了引擎的效率，同时也保持了引擎的可靠性（并因此延长了使用寿命）。此外，大直径风扇提供高旁路比率，并提高引擎的效率。

引擎核心直径与风扇直径的比率可介于1:1.65和1:1.8之间。

在任一方面，风扇直径可大于或等于2.5米。

另选地，在任一方面，风扇直径可大于或等于3.3米。风扇直径可小于或等于3.7米。

气体涡轮引擎可产生至多225kN的最大推力。另选地，气体涡轮引擎可产生310kN或更大的最大推力。

在任一方面，引擎核心直径可沿着旋转轴线变化，并且引擎核心直径与风扇直径的比率可包括最大引擎核心直径与风扇直径的比率。

任一方面的气体涡轮引擎还可包括齿轮箱，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。该齿轮箱可为周转齿轮箱。使用减速齿轮箱能够以比芯轴慢的速度驱动风扇，从而能够增大风扇直径。

齿轮箱可包括：中心太阳齿轮，该中心太阳齿轮联接到芯轴，并且被布置成围绕旋转轴线旋转；行星齿轮架，该行星齿轮架被布置成围绕旋转轴线旋转并且联接到风扇；多个行星齿轮，该多个行星齿轮安装在行星齿轮架上，该行星齿轮从太阳齿轮径向向外并与太阳齿轮相互啮合；以及环形齿轮，该环形齿轮从行星齿轮径向向外并与行星齿轮相互啮合，并且相对于太阳齿轮保持静止。行星架可被布置成将行星齿轮保持在相对于彼此固定的间距中，并且使得每个行星齿轮能够围绕其自身的轴线旋转，使得太阳齿轮的旋转驱动行星齿轮围绕其自身的轴线旋转，从而导致行星齿轮围绕太阳齿轮同步进动，以驱动行星架旋转。

在任一方面，该涡轮可以是第一涡轮，该压缩机可以是第一压缩机，并且该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。

任一方面的气体涡轮引擎还可包括围绕风扇布置并沿着旋转轴线延伸的风扇壳体。引擎核心可被包括在气体涡轮引擎的第一模块中，风扇可被包括在气体涡轮引擎的第二模块中，并且风扇壳体可被包括在气体涡轮引擎的第三模块中。第一模块、第二模块和第三模块中的一者或多者可与不同的第一模块、第二模块或第三模块互换。

模块化引擎允许将较大的部件诸如风扇壳体与较小的部件诸如引擎核心单独装运。此外，使用可互换的模块允许需要较不频繁维护的较大部件诸如风扇壳体与飞行器一起或在飞行器维护设施中保存，而需要更定期的维护并且更容易装运的核心可换用不同的核心，以保持飞行器在使用中，同时仍然允许维修。

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）。

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。

该齿轮箱可以是减速齿轮箱（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4.2、或3.2到3.8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、4.1或4.2。例如，齿轮齿数比可以介于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的范围内的齿轮齿数比。在一些布置结构中，该齿轮齿数比可在这些范围之外。

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。

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顶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），例如，在0.28到0.32的范围内。这些比率通常可称为毂部-尖端比率。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。

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）以下中的任何一者：220cm（约90英寸）、230cm、240cm、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）、390cm（约155英寸）、400cm、410cm（约160英寸）或420cm（约165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），例如在240cm至280cm或330cm至380cm的范围内。

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220cm至300cm（例如240cm至280cm或250cm至270cm）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330cm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1800rpm的范围内。

在使用气体涡轮引擎时，（具有相关联的风扇叶片的）风扇围绕旋转轴线旋转。该旋转导致风扇叶片的尖端以速度U_尖端移动。风扇叶片13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/U_尖端 ²，其中dH是跨风扇的焓升（例如1-D平均焓升），并且U_尖端是风扇尖端的（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），例如在0.28至0.31或0.29至0.3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）以下中的任何一者：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5、17、17.5、18、18.5、19、19.5或20。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），例如在13至16的范围、或13至15的范围、或13至14的范围内。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），例如在50至70的范围内。

引擎的比推力可被定义为引擎的净推力除以穿过引擎的总质量流量。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）以下中的任何一个：110Nkg^-1s、105Nkg^-1s、100Nkg^-1s、95Nkg^-1s、90Nkg^-1s、85Nkg^-1s或80Nkg^-1s。该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），例如在80Nkg^-1s至100Nkg^-1s，或85Nkg^-1s至95Nkg^-1s的范围内。与传统的气体涡轮引擎相比，此类引擎可能特别高效。

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/或受权利要求书保护的气体涡轮可产生至少为（或大约为）以下中的任何一者的最大推力：160kN、170kN、180kN、190kN、200kN、225kN（约50,000磅力）、250kN、300kN、310kN（约70,000磅力）、350kN、375kN（约84,000磅力）、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）。仅以举例的方式，如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮可能够产生在330kN至420kN，例如350kN至400kN范围内的最大推力。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何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限），例如在1800K至1950K的范围内。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/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼面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基于铝的材料（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，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、冰或其他材料的）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。

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气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器的引擎数量的情况下，提供将确保该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，本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可在本文别处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。

附图说明

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；

图4A示出了图1的气体涡轮引擎的示意图，示出了引擎的单独模块；并且

图4B以分解形式示出了图4A的模块。

具体实施方式

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23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。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。

推进式风扇23包括从安装在齿轮箱30的输出轴上的毂部29径向向外延伸的多个风扇叶片25。风扇叶片25的径向外部尖端由风扇壳体42围绕，该风扇壳体在风扇23后面向下游延伸。下文将结合图4A和图4B更详细地讨论风扇壳体42。在风扇壳体42后面，沿轴向流动方向（下游），短舱21围绕引擎核心11。风扇壳体42和短舱21围绕引擎核心11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。在旁路管道22的上游端处，邻近旁路管道22的入口31，并且在风扇23的下游，多个出口导向叶片33在引擎核心11和风扇壳体42之间径向延伸。出口导向叶片33减少旁路气流B中的涡流和湍流，从而提供改善的推力。

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。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和低压涡轮17、19膨胀，从而驱动高压涡轮和低压涡轮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是减速齿轮箱。

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的其他部件（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件和固定部件之间（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）的轴承的任何合适的布置结构，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18、20，这意味着穿过旁路管道22的流具有自己的喷嘴18，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。虽然所描述的示例涉及涡轮风扇引擎，但是本公开可应用于例如任何类型的气体涡轮引擎，诸如开放式转子（其中风扇级未被短舱围绕）或例如涡轮螺旋桨引擎。气体涡轮引擎10也可被布置成“推杆”构型，其中风扇23位于核心11的下游。在一些布置结构中，气体涡轮引擎10可不包括齿轮箱30。

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（与旋转轴线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。

图4A示意性地示出了图1至图3的气体涡轮引擎10的组成部件，其中短舱21被移除。如图4B所示，气体涡轮引擎10由多个单独模块11、23、35形成。因此，引擎10可被认为是模块化的。

第一模块为引擎核心模块11。这通常包括齿轮箱30、低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17和低压涡轮19。引擎核心模块11也可被称为推进器。第二模块，也称为风扇模块23，包括风扇叶片25。第三模块35包括风扇壳体42。

出口导向叶片33从风扇壳体42向内延伸，并且通常形成风扇壳体模块35的一部分。毂部29和齿轮箱30可为风扇模块23或引擎核心模块11的一部分。齿轮箱30可另外被构造为其自身的可分离模块或风扇壳体模块35的一部分。

如图4B所示，风扇模块35能够从引擎核心模块11移除，并且引擎核心模块11和风扇壳体模块35可彼此分开。这有利于引擎10作为单独模块11、23和35而容易输送和运输。可使用任何合适的连接件来接合模块。例如，风扇壳体模块35可通过在出口导向叶片33的径向内端处的螺栓连接件螺栓连接到引擎核心11。另外的连接/支撑支柱也可设置在风扇壳体42和引擎核心11之间。

模块11、23、35可以是可互换的，使得例如包括第一引擎核心模块11、第一风扇模块23和第一风扇壳体模块35的气体涡轮引擎10可使第一引擎核心模块11被移除，并将其替换为具有相同设计的第二引擎核心模块11。第二引擎核心模块11可至少相对于模块之间的界面具有相同的设计。

应当理解，模块11、23、35中的任一者或多者可以互换。可存在多个引擎核心模块11、多个风扇模块23和多个风扇壳体模块35。引擎10可包括模块中的每一个模块中的任一个模块，而不是每个引擎10包括专用的模块组，这些专用的模块组仅能够一起使用（即，第一引擎核心模块11仅与第一风扇模块23和第一风扇壳体模块35一起工作，第二引擎核心模块11仅与第二风扇模块23和第二风扇壳体模块35一起工作，等等）。

模块的可互换性允许第一引擎核心模块11被维修、替换或修理，而引擎10保持功能。引擎核心模块11小于风扇壳体42，并且还需要更定期的维护。因此，通过使用具有可互换模块的模块化引擎，较小的、更易于运输的部件被更容易地装运，而较大的部件则与飞行器一起或在飞行器维护设施中保存。

在某些情况下，短舱21仍留在飞行器上。在其他情况下，短舱21的全部或一部分，诸如进气口周围的区域，可与风扇壳体模块35一起从飞行器移除。

引擎核心11被封入引擎核心外壳44中。在垂直于外壳的径向方向上，引擎核心11具有从引擎10的中心线（主轴线9）到引擎核心外壳44测量的半径。引擎核心11的直径为半径的两倍。

如图4A和图4B所示，引擎核心11的直径沿着引擎10的轴向长度变化。引擎核心11在沿其长度的点处具有最大直径46。在一个示例中，最大直径46可在中压压缩机15的区域中，但是不必一定是这种情况。

风扇23也具有半径。在引擎中心线9和风扇叶片25在其前缘处的尖端之间测量风扇23的半径。与引擎核心11一样，风扇23的直径48为该半径的两倍。

引擎10的尺寸通过引擎10的直径比描述，该直径比为最大引擎核心直径46与风扇直径48的比率。

上文讨论并在附图中示出的引擎10的直径比可介于1:1.65和1:2.2之间。例如，直径比可介于1:1.7和1:2.2之间，或者可进一步介于1:1.65和1:1.8之间，或者1:1.7和1:1.8之间，或者实际上在本文定义和/或受权利要求书保护的任何其他范围中。

风扇直径48可高于90英寸（2.286米）。例如，风扇直径48可为约101英寸（2.565米）或高于130英寸（3.302米）。例如，风扇直径48可介于130英寸和145英寸（3.683米）之间。例如，风扇直径48可为大约140英寸（3.556米）。

当直径比在上文讨论的任何范围内时，引擎10可被布置成产生约50,000磅力(222kN)的最大推力。在另选的示例中，引擎10可被布置成产生超过70,000磅力(311kN)的最大推力。在一个此类示例中，引擎10可被布置成在80,000磅力推力(356kN)至90,000磅力推力(400kN)范围内产生。

然而，上述直径比可适用于任何风扇直径48和任何推力水平。推力水平将至少部分地取决于风扇直径48。

气体涡轮引擎10的效率可通过旁路比率来表征。旁路比率是穿过旁路管道的空气质量流量（流量B）与穿过核心的空气质量流量（流量A）的比率。随着旁路比率的增加，核心引擎11产生的推力的比例减小。

在中等巡航条件下（当引擎在稳定的高度和推力水平下飞行时），并且具有上述直径比，例如，引擎10可具有14.5或更大的旁路比率，或者实际上是本文所述和/或受权利要求书保护的任何其他旁路比率。

尽管已经针对用于飞行器的模块化齿轮式气体涡轮引擎10描述了引擎10，但是在某些情况下，该引擎可用于任何合适的气体涡轮引擎，包括非齿轮和/或非模块化引擎。

此外，上文所述的引擎10的架构仅以举例的方式给出。引擎10可具有任何合适的架构。例如，可存在任何数量的压缩机级、涡轮级、芯轴等。

引擎核心模块11可包括位于外壳44外部上或从外壳44突出的特征部。这些突出特征部可以是（例如）将引擎核心11安装到风扇壳体模块35和引擎的支撑结构，将出口导向叶片33固定到引擎核心11，以及与引擎的附件相关联的特征部等。突出特征部可与引擎核心11成一体或可移除，并且通常沿着引擎核心11的长度和/或围绕该引擎核心的圆周是不连续的。突出特征部通常在引擎工作时使用。虽然这些特征部可用于储存或运输，但它们并不仅仅是为此目的而提供的。核心直径46是从核心外壳44测量的，并且不包括此类特征部。

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 (16)

1. 一种用于飞行器的气体涡轮引擎（10），所述气体涡轮引擎包括：

引擎核心（11），所述引擎核心包括涡轮（19）、压缩机（14）和将所述涡轮（19）连接到所述压缩机（14）的芯轴（26），其中所述引擎核心（11）沿旋转轴线（9）延伸，并且具有垂直于所述旋转轴线（9）的引擎核心直径（46）；和

风扇（23），所述风扇包括从所述旋转轴线（9）径向延伸的多个风扇叶片（25），其中所述风扇（23）具有垂直于所述旋转轴线（9）的风扇直径（48），

其中所述引擎核心直径（46）与所述风扇直径（48）的比率介于1:1.7和1:2.2之间。

2.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎（10），其中所述引擎核心直径（46）与所述风扇直径（48）的所述比率介于1:1.7和1:1.8之间。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎（10），其中所述风扇直径（48）为至少2.2米。

4. 一种用于飞行器的气体涡轮引擎（10），所述气体涡轮引擎包括：

引擎核心（11），所述引擎核心包括涡轮（19）、压缩机（14）和将所述涡轮（19）连接到所述压缩机（14）的芯轴（26），其中所述引擎核心（11）沿旋转轴线（9）延伸，并且具有垂直于所述旋转轴线（9）的引擎核心直径（46）；和

风扇（23），所述风扇包括从所述旋转轴线（9）径向延伸的多个风扇叶片（25），其中所述风扇（23）具有垂直于所述旋转轴线（9）的风扇直径（48），

其中：

所述引擎核心直径（46）与所述风扇直径（48）的比率介于1:1.65和1:2.2之间；并且

所述风扇直径（48）为至少2.2米。

5.根据权利要求4所述的气体涡轮引擎（10），其中所述引擎核心直径（46）与所述风扇直径（48）的所述比率介于1:1.65和1:1.8之间。

6.根据权利要求3至5中任一项所述的气体涡轮引擎（10），其中所述风扇直径（48）大于或等于2.5米。

7.根据权利要求3至5中任一项所述的气体涡轮引擎（10），其中所述风扇直径（48）大于或等于3.3米。

8.根据权利要求7所述的气体涡轮引擎（10），其中所述风扇直径（48）小于或等于3.7米。

9.根据前述权利要求中任一项所述的气体涡轮引擎（10），其中所述气体涡轮引擎产生至多225kN的最大推力。

10.根据权利要求1至8中任一项所述的气体涡轮引擎（10），其中所述气体涡轮引擎（10）产生310kN或更大的最大推力。

11.根据前述权利要求中任一项所述的气体涡轮引擎（10），其中所述引擎核心直径（46）沿着所述旋转轴线（9）变化，并且所述引擎核心直径（46）与所述风扇直径（48）的所述比率包括最大引擎核心直径（46）与所述风扇直径（48）的比率。

12.根据前述权利要求中任一项所述的气体涡轮引擎（10），还包括齿轮箱（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（23），以便以比所述芯轴（26）低的旋转速度来驱动所述风扇（23）。

13.根据权利要求12所述的气体涡轮引擎（10），其中所述齿轮箱（30）为周转齿轮箱。

14.根据权利要求13所述的气体涡轮引擎（10），其中所述齿轮箱（30）包括：

中心太阳齿轮（28），所述中心太阳齿轮联接到所述芯轴（26），并且被布置成围绕所述旋转轴线（9）旋转；

行星齿轮架（34），所述行星齿轮架被布置成围绕所述旋转轴线（9）旋转并且联接到所述风扇（23）；

多个行星齿轮（32），所述多个行星齿轮安装在所述行星齿轮架（34）上，所述行星齿轮（32）从所述太阳齿轮（28）径向向外并与所述太阳齿轮相互啮合；和

环形齿轮（38），所述环形齿轮从所述行星齿轮（32）径向向外并与所述行星齿轮相互啮合，并且相对于所述太阳齿轮（28）保持静止，

其中所述行星架（34）被布置成将所述行星齿轮（32）保持在相对于彼此固定的间距中，并且使得每个行星齿轮（32）能够围绕其自身的轴线旋转，使得所述太阳齿轮（28）的旋转驱动所述行星齿轮（32）围绕其自身的轴线旋转，从而使得所述行星齿轮（32）围绕所述太阳齿轮（28）同步进动，以驱动所述行星架（34）旋转。

15.根据前述权利要求中任一项所述的气体涡轮引擎（10），其中：

所述涡轮是第一涡轮（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（11）还包括第二涡轮（17）、第二压缩机（15）和将所述第二涡轮（17）连接到所述第二压缩机（15）的第二芯轴（27）；并且

所述第二涡轮（17）、所述第二压缩机（15）和所述第二芯轴（27）被布置成以比所述第一芯轴（26）更高的旋转速度旋转。

16.根据前述权利要求中任一项所述的气体涡轮引擎（10），包括围绕所述风扇（23）布置并沿着所述旋转轴线（9）延伸的风扇壳体（42），

其中：

所述引擎核心（11）被包括在所述气体涡轮引擎（10）的第一模块中，所述风扇（23）被包括在所述气体涡轮引擎（10）的第二模块中，并且所述风扇壳体（42）被包括在所述气体涡轮引擎（10）的第三模块（35）中；

所述第一模块、第二模块和第三模块（11, 23, 35）中的一者或多者可与不同的第一模块、第二模块或第三模块互换。

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