CN111350612A - 涡轮引擎 - Google Patents

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理查德·G·斯特雷顿
迈克尔·C·威尔莫特
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Abstract

本发明题为“涡轮引擎”。本公开提供了一种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)以及将涡轮(18)连接到该压缩机(14)的芯轴(26)；风扇(23)，该风扇位于引擎核心(11)的上游，并且包括多个风扇叶片(64)，每个风扇叶片具有前缘(64a)和后缘(64b)。该涡轮(19)包括最低压力涡轮级(19b)，该最低压力涡轮级具有一排转子叶片(44)，该转子叶片中的每个转子叶片径向延伸并具有前缘和后缘。该引擎(10)具有风扇尖端轴线(62)，该风扇尖端轴线将风扇叶片(64)的前缘(64a)的径向外尖端(68a)与最低压力级(19b)的转子叶片(44)的后缘的径向外尖端接合。该风扇尖端轴线(62)位于包含引擎(10)的中心线(9)的纵向平面中。风扇轴线角度(118)被定义为风扇尖端轴线(62)与中心线(9)之间的角度，并且在10度至20度之间的范围内。

Description

涡轮引擎
技术领域
本公开涉及用于飞行器的气体涡轮引擎，并且更具体地讲，涉及具有指定的相对部件尺寸的气体涡轮引擎。
背景技术
技术人员将理解，简单地放大已知引擎类型的部件可能不会提供对应的功率/推力和/或效率的缩放，并且可能引入诸如增加的阻力或安装难度之类的问题。因此，重新考虑引擎参数可能是合适的。
例如，技术人员将理解，如果增大气体涡轮引擎的总体尺寸，则可能需要解决的一个问题是，如何在使用时减小由较大引擎的相应较大的短舱产生的总体阻力。如果按比例缩放引擎的部件-简单地放大已知的引擎类型-增加的阻力可能会对引擎安装在其上的飞行器的性能产生负面影响。附加地或另选地，除非调节尺寸，否则引擎可能不适于安装在飞行器的机翼下方。
如本文所用，范围“值X至值Y”或“值X和值Y之间”等表示包含范围；包括X和Y的边界值。如本文所用，术语“轴向平面”表示沿引擎的长度、平行于并且包含引擎的轴向中心线延伸的平面，并且术语“径向平面”表示垂直于引擎的轴向中心线延伸的平面，因此包括在径向平面的轴向位置处的所有径向线。轴向平面也可以被称为纵向平面，因为它们沿引擎的长度延伸。因此，径向距离或轴向距离分别为径向或轴向平面中的距离。
发明内容
根据一个方面，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具有核心长度的引擎核心并且该引擎核心包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴，该涡轮包括最低压力转子级，该涡轮具有在最低压力转子级处的涡轮直径；以及风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，毂部和风扇叶片一起限定具有扇面面积和风扇尖端半径的扇面。引擎面积比率：
Figure BDA0002320743460000021
在1.7至3的范围内。
本方面涉及具有指定的相对扇面和引擎尺寸的气体涡轮引擎。技术人员将理解，较大的风扇可提供改善的推进效率。技术人员将理解，与风扇尺寸相比，相对小的涡轮直径可改善安装的简便性。技术人员将理解，与风扇尺寸相比，相对短的核心长度和/或相对窄的核心直径可有利于紧密联接安装。
技术人员将理解，涡轮直径×核心长度可在轴向平面中提供有效的引擎面积，并且减小该面积可有利于紧密联接安装。具体地讲，当引擎面积较小时，风扇可更靠近机翼安装(比其他情况更靠后和更向上安装)，从而减小由引擎质量施加到机翼上的力矩。
技术人员将理解，对于扇面面积、涡轮直径和核心长度，应选择等效的单位，例如，如果面积以m2为单位给出，则长度都应当以米为单位提供。
引擎面积比率可高于已知的飞行器气体涡轮引擎的引擎面积比率。
引擎面积比率可在1.7至3.0以及可选地1.70至3.00的范围内。引擎面积比率可在1.8至3、或1.9至3(或可选地至3.0)的范围内。
引擎面积比率可在2至3的范围内。引擎面积比率可在2.1至2.7的范围内。
风扇尖端半径可在引擎的中心线与每个风扇叶片在其前缘处的最外尖端之间测量-这可等效地描述为风扇尖端半径被定义为引擎的中心线与每个风扇叶片在其前缘处的最外尖端之间的径向距离。扇面面积可等于π乘以风扇尖端半径的平方。
在引擎的中心线与每个风扇叶片在其前缘处的最外尖端之间测量的风扇尖端半径可在95cm至200cm的范围内，例如在110cm至150cm的范围内，或者另选地在155cm至200cm的范围内。风扇尖端半径可大于以下中的任一者：110cm、115cm、120cm、125cm、130cm、135cm、140cm、145cm、150cm、155cm、160cm、165cm、170cm、175cm、180cm、185cm、190cm或195cm。风扇尖端半径可为约110cm、115cm、120cm、125cm、130cm、135cm、140cm、145cm、150cm、155cm、160cm、165cm、170cm、175cm、180cm、185cm、190cm或195cm。风扇尖端半径可大于160cm。
风扇尖端半径可在95cm至150cm的范围内，可选地在110cm至150cm的范围内，可选地在110cm至145cm的范围内，并且进一步可选地在120cm至140cm的范围内。
风扇尖端半径可在155cm至200cm的范围内，可选地在160cm至200cm的范围内，并且进一步可选地在165cm至190cm的范围内。
可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，引擎面积比率可在1.7至3、可选地1.7至2.7、可选地2.1至2.7以及进一步可选地2.2至3的范围内。
可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，引擎面积比率可在2至3、可选地2.2至3、可选地2.3至2.6以及可选地2.5至2.6的范围内。
最低压力转子级处的涡轮直径可在最低压力转子级的转子叶片的叶片尖端后缘的轴向位置处测量。在其中(最低压力转子级的)转子被罩住的实施方案中，最低压力转子级处的涡轮直径可测量到护罩的下侧。在其中(最低压力转子级的)转子未被罩住的实施方案中，最低压力转子级处的涡轮的涡轮直径可测量到转子的叶片尖端。最低压力转子级可以是最轴向后向(或最下游)转子级。
最低压力转子级处的涡轮直径可在70cm至170cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至140cm范围内的引擎，最低压力转子级处的涡轮直径可在70cm至120cm(例如80cm至115cm)的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，最低压力转子级处的涡轮直径可在120cm至170cm(例如130cm至160cm)的范围内。
风扇尖端半径与最低压力转子级处的涡轮直径的比率
Figure BDA0002320743460000041
可在0.8至2.1的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在95cm至150cm范围内的引擎，风扇尖端半径与涡轮直径的比率可在0.8至2.1的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，风扇尖端半径与涡轮直径的比率可在0.9至1.7的范围内。
核心长度可被定义为压缩机的前部区域与涡轮的后部区域之间的轴向距离。核心长度可沿引擎的中心线从压缩机叶片前缘的第一级的平均半径点测量到涡轮的最低压力涡轮转子级叶片后缘的平均半径点。核心长度可在150cm至350cm以及可选地160cm至320cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在95cm至150cm范围内的引擎，核心长度可在160cm至260cm(例如200cm至250cm)的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，核心长度可在240cm至320cm(例如260cm至300cm)的范围内。
风扇尖端半径与核心长度的比率
Figure BDA0002320743460000042
可在0.3至1以及可选地0.4至0.9、可选地0.5至0.8的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在95cm至150cm范围内的引擎，风扇尖端半径与核心长度的比率可在0.4至0.9、可选地0.5至0.8、或0.55至0.75的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，风扇尖端半径与核心长度的比率可在0.5至0.8、可选地0.60至0.80的范围内。
气体涡轮引擎还可包括齿轮箱。齿轮箱可连接在芯轴与风扇之间。齿轮箱可被布置用于接收来自芯轴的输入，并且提供输出以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇。齿轮箱可有助于促进本文所述和/或所要求保护的比率(例如，引擎面积比率)。
风扇可包括从毂部径向延伸的多个风扇叶片，每个风扇叶片具有前缘和后缘。最低压力涡轮级可包括一排转子叶片，该转子叶片中的每个转子叶片径向延伸并具有前缘和后缘。气体涡轮引擎可具有风扇尖端轴线，该风扇尖端轴线将多个风扇叶片中的一个风扇叶片的前缘的径向外尖端与涡轮的最低压力级的转子叶片中的一个转子叶片的后缘的径向外尖端接合。风扇尖端轴线可位于包含气体涡轮引擎的中心线的纵向平面中。风扇尖端轴线角度可被定义为风扇尖端轴线与中心线之间的角度，并且风扇轴线角度在10度至20度、可选地11度至18度、12度至17度、或12度至16度之间的范围内。风扇尖端轴线角度可如下所述。
引擎核心可包括多于一个涡轮。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。
根据另一方面，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、将涡轮连接到压缩机的芯轴以及具有核心排气喷嘴出口的核心排气喷嘴，该核心排气喷嘴具有使用核心喷嘴出口处的总压力计算的核心排气喷嘴压力比率；风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；以及短舱，该短舱围绕风扇和引擎核心并限定位于引擎核心的径向外部的旁路管道，该旁路管道包括旁路排气喷嘴，该旁路排气喷嘴具有旁路排气喷嘴出口，该旁路排气喷嘴具有使用旁路喷嘴出口处的总压力计算的旁路排气喷嘴压力比率。
旁路与核心比率：
Figure BDA0002320743460000051
在飞行器巡航条件下被配置为在1.1至2的范围内。
本方面涉及具有指定的相对核心与旁路排气喷嘴压力比率的气体涡轮引擎。技术人员将理解，喷嘴压力比率(NPR)被定义为：
Figure BDA0002320743460000052
技术人员将理解，如本领域的标准，喷嘴出口处的“总压力”被定义为喷嘴出口处的静态压力和动态压力之和。考虑到周围环境的环境压力对于核心排气喷嘴和旁路排气喷嘴是相等的，因此旁路与核心比率可如下简化：
Figure BDA0002320743460000061
Figure BDA0002320743460000062
的比率也可被称为提取比率。环境压力(或周围的压力)也可被称为出口静压力。
技术人员将理解，与已知的涡轮引擎相比，NPR之间的指定关系可例如通过改善燃料燃烧而改善引擎效率。技术人员将理解，NPR之间的指定关系可允许推断引擎核心和/或风扇的尺寸限制-因此，该指定关系不限于其在飞行器处于巡航状态时的应用；相反，当飞行器/引擎不使用时，可从这些尺寸推断引擎是否落入权利要求书的范围内。
旁路与核心比率可高于已知的飞行器气体涡轮引擎的旁路与核心比率。
在飞行器巡航条件下，旁路与核心比率可在1.1至2.0的范围内。在飞行器巡航条件下，旁路与核心比率可在1.10至2.00的范围内。在飞行器巡航条件下，旁路与核心比率可高于1.15。在飞行器巡航条件下，旁路与核心比率可在1.2至1.5的范围内。在飞行器巡航条件下，旁路与核心比率可在1.1至1.6的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，旁路与核心比率可在1.0至1.4的范围内；例如1.1至1.4、或1.0至1.3。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，旁路与核心比率可在1.3至1.6的范围内。
可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，NPR旁路排气喷嘴可在2.0至2.3的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，NPR旁路排气喷嘴可在2.1至2.3的范围内。
可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，NPR核心排气喷嘴可在1.7至1.9的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，NPR核心排气喷嘴可在1.4至1.6的范围内。
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该核心的流的质量流率的比率。该旁路比率可大于(或大约为)以下中的任一者：8、8.5、9、9.5、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)。旁路比率可在11至20的范围内，并且可选地在13至20、或14至20的范围内。旁路比率可在8至9.5的范围内，例如对于一些直接驱动引擎(无齿轮箱的引擎)。旁路比率可在9至16的范围内，例如对于一些齿轮传动引擎(具有齿轮箱的引擎)。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm的范围内的引擎(其可被齿轮传动)，旁路比率可在9至15以及可选地13至15的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm的范围内的引擎(其可被齿轮传动)，旁路与核心比率可在13至18、可选地13至16的范围内。
巡航条件可对应于在10500m至11600m范围内的海拔下的大气条件，并且可选地对应于在11000m高度处的大气条件。在巡航条件下气体涡轮引擎的前进速度可在马赫数(Mn)0.75至Mn 0.85的范围内。在巡航条件下，气体涡轮引擎的前进速度可为Mn0.8。巡航条件可对应于：
·前向马赫数0.8；
·压力23000Pa；以及
·温度-55℃。
旁路喷嘴出口处的总压力可在旁路排气喷嘴的出口平面处确定。出口平面可从短舱的最后部点朝引擎的中心线延伸。出口平面可以是径向平面。
引擎核心可包括壳体(也称为内固定结构)。核心喷嘴出口处的总压力可在核心排气喷嘴的出口平面处确定。出口平面可从引擎核心壳体的最后部点朝引擎的中心线延伸。出口平面可以是径向平面。
旁路排气喷嘴出口处的旁路排气喷嘴的外径可在200cm至400cm以及可选地200cm至380cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在95cm至150cm(例如110cm至150cm)范围内的引擎，旁路排气喷嘴的外径可在200cm至290cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，旁路排气喷嘴的外径可在290cm至380cm的范围内。
旁路排气喷嘴的内径可在短舱的最后尖端的轴向位置处测量。旁路排气喷嘴的内径可为短舱的最后尖端的轴向位置处引擎核心的外表面之间的径向距离。旁路排气喷嘴的内径可在100cm至250cm以及可选地130cm至220cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在95cm至150cm(例如110cm至150cm)范围内的引擎，旁路排气喷嘴的内径可在130cm至180cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，旁路排气喷嘴的内径可在160cm至220cm的范围内。
核心排气喷嘴出口处的核心排气喷嘴的流面积可为0.4m2(600平方英寸)至1.3m2(2000平方英寸)。可选地，例如对于风扇尖端半径在95cm至150cm(例如110cm至150cm)范围内的引擎，核心排气喷嘴出口处的核心排气喷嘴的流面积可在0.4m2(600平方英寸)至0.6m2(900平方英寸)的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，核心排气喷嘴出口处的核心排气喷嘴的流面积可在0.6m2(900平方英寸)至1.3m2(2000平方英寸)的范围内。
旁路管道排气喷嘴出口处的旁路排气喷嘴的流面积可为1.9m2(3000平方英寸)至5.8m2(9000平方英寸)。可选地，例如对于风扇尖端半径在95cm至150cm(例如110cm至150cm)范围内的引擎，旁路管道喷嘴出口处的旁路管道排气喷嘴的流面积可在1.9m2(3000平方英寸)至4.5m2(7000平方英寸)的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，旁路管道排气喷嘴出口处的旁路管道排气喷嘴的流面积可在4.5m2(7000平方英寸)至5.8m2(9000平方英寸)的范围内。
旁路排气喷嘴流面积与核心排气喷嘴流面积的比率
Figure BDA0002320743460000081
可在4至6的范围内，以及可选地在5至6的范围内。可选地，(具有齿轮箱的)齿轮传动引擎可具有5至6范围内的旁路排气喷嘴流面积与核心排气喷嘴流面积的比率。
旁路排气喷嘴和/或核心排气喷嘴可以是渐缩喷嘴。
气体涡轮引擎还可包括连接在核心与风扇之间的齿轮箱。齿轮箱可被布置用于接收来自芯轴的输入，并且提供输出以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇。
在引擎的中心线与每个风扇叶片在其前缘处的最外尖端之间测量的风扇尖端半径可在95cm至200cm的范围内，例如在110cm至150cm的范围内，或者在155cm至200cm的范围内。风扇尖端半径可大于以下中的任一者：110cm、115cm、120cm、125cm、130cm、135cm、140cm、145cm、150cm、155cm、160cm、165cm、170cm、175cm、180cm、185cm、190cm或195cm。风扇尖端半径可为约110cm、115cm、120cm、125cm、130cm、135cm、140cm、145cm、150cm、155cm、160cm、165cm、170cm、175cm、180cm、185cm、190cm或195cm。风扇尖端半径可大于160cm。风扇尖端半径可在95cm至150cm的范围内，可选地在110cm至150cm的范围内，可选地在110cm至145cm的范围内，以及进一步可选地在120cm至140cm的范围内。风扇尖端半径可在155cm至200cm的范围内，可选地在160cm至200cm的范围内，以及进一步可选地在165cm至190cm的范围内。
引擎核心可包括多于一个涡轮。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。
气体涡轮引擎可被布置成安装在飞行器的机翼下方。下游阻塞比率可被定义为：
Figure BDA0002320743460000091
准无因次质量流率Q可被定义为：
Figure BDA0002320743460000092
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；并且
A流为以m2为单位的扇面的流面积。
Q比率：
下游阻塞比率×准无因次质量流率Q
可在0.005Kgs-1N-1K1/2至0.011Kgs-1N-1K1/2的范围内。
Q比率可在0.005Kgs-1N-1K1/2至0.010Kgs-1N-1K1/2以及可选地0.0050Kgs-1N-1K1/2至0.0110或至0.0100Kgs-1N-1K1/2的范围内。Q比率可在0.006Kgs-1N-1K1/2至0.009Kgs-1N-1K1/2的范围内。
下游阻塞比率可在0.2至0.3的范围内。下游阻塞比率可在0.20至0.29的范围内。下游阻塞比率可在0.22至0.28的范围内。
比推力可被定义为净引擎推力除以通过引擎的质量流率；并且在引擎巡航条件下，可能的是：
0.029Kgs-1N-1K1/2≤Q≤0.036Kgs-1N-1K1/2；以及
70Nkg-1s≤比推力≤110Nkg-1s。
在巡航条件下，可能的是：0.032Kgs-1N-1K1/2≤Q≤0.036Kgs-1N-1K1/2。在巡航条件下，可能的是：0.033Kgs-1N-1K1/2≤Q≤0.035Kgs-1N-1K1/2。
根据一个方面，提供了一种操作包括气体涡轮引擎的飞行器的方法，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、将涡轮连接到压缩机的芯轴和具有核心排气喷嘴出口的核心排气喷嘴，该核心排气喷嘴具有使用核心喷嘴出口处的总压力计算的核心排气喷嘴压力比率；
风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；
和
短舱，该短舱围绕风扇和引擎核心并限定位于引擎核心的径向外部的旁路管道，该旁路管道包括旁路排气喷嘴，该旁路排气喷嘴具有旁路排气喷嘴出口，该旁路排气喷嘴具有使用旁路喷嘴出口处的总压力计算的旁路排气喷嘴压力比率。
该方法包括控制飞行器使得旁路与核心比率：
Figure BDA0002320743460000111
在飞行器巡航条件下在1.1至2的范围内。
该飞行器可被控制成使得Q比率：
下游阻塞比率×准无因次质量流率Q，
如针对前述方面所定义的，可在0.005Kgs-1N-1K1/2至0.011Kgs-1N-1K1/2的范围内。
Q比率可在0.005Kgs-1N-1K1/2至0.010Kgs-1N-1K1/2以及可选地0.0050Kgs-1N-1K1/2至0.0100Kgs-1N-1K1/2的范围内。Q比率可在0.006Kgs-1N-1K1/2至0.009Kgs-1N-1K1/2的范围内。
气体涡轮引擎可如针对前述方面所述。
根据另一方面，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、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片；以及齿轮箱，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，其中：该气体涡轮引擎具有相对于风扇测量的引擎长度和重心位置，并且其中重心位置比率：
重心位置/引擎长度
在0.43至0.6的范围内。
将重心位置比率限定在该范围内可允许重心定位在更靠近气体涡轮引擎的前部安装位置。与已知的气体涡轮引擎中存在的重心位置比率相比，这可有助于减小或最小化安装负载，或者这将通过引擎架构的成比例缩放来实现。通过限定如上文所定义的重心位置比率，还可提供诸如减小引擎核心的弯曲和轴的偏转的其他效果。重心位置比率可高于已知的飞行器气体涡轮引擎的重心位置比率。
重心位置比率可在0.43至0.60并且可选地0.45至0.6、或0.46至0.6(或至0.60)的范围内。例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，重心位置比率可在0.47至0.49的范围内。例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，重心位置比率可在0.45至0.48的范围内。
引擎长度可在200cm至500cm以及可选地230cm至470cm、可选地300cm至450cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm(例如120cm至140cm)范围内的引擎，引擎长度可在230cm至370cm、可选地300至360cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm(例如165cm至190cm)范围内的引擎，引擎长度可在370cm至470cm、可选地390cm至450cm的范围内。
重心位置可在100cm至230cm、可选地140cm至220cm之间的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，重心位置可在100cm至180cm、可选地140cm至180cm之间的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，重心位置可在160cm至230cm、可选地180cm至220cm之间的范围内。
引擎长度可被测量为风扇的前部区域与涡轮的后部区域之间的轴向距离。
涡轮可包括具有一排转子叶片的最低压力涡轮级，并且引擎长度可被测量为以下两者之间的轴向距离：多个风扇叶片中的一个风扇叶片的前缘与毂部的交点；以及涡轮的最低压力涡轮级的转子叶片中的一个转子叶片的后缘的平均半径点。平均半径点可以是转子叶片的0％跨度位置与100％跨度位置之间的中点。
涡轮可以是设置在核心中的多个涡轮的最低压力涡轮。
重心的位置可被测量为以下两者之间的轴向距离：多个风扇叶片中的一个风扇叶片的前缘与毂部的交点；以及气体涡轮引擎的重心。
根据一个方面，提供了一种风扇速度与重心比率：
重心位置比率×最大起飞旋转风扇速度
可在600rpm至1350rpm的范围内。该比率可低于已知的飞行器气体涡轮引擎的比率。通过将风扇速度与重心比率限定在该范围内，重心可相对于直接驱动引擎的重心向前移动，同时还提供相对低的风扇旋转速度。
风扇速度与重心比率可在650rpm至1276rpm的范围内。风扇速度与重心比率可在600rpm至1290rpm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，风扇速度与重心比率可为925rpm至1325rpm。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，风扇速度与重心比率可为650rpm至910rpm。
最大起飞旋转风扇速度可在1450rpm至3020rpm之间的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，最大起飞旋转风扇速度可在1970rpm至3020rpm之间的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，最大起飞旋转风扇速度可在1450rpm至1910rpm之间的范围内。
根据另一方面，提供了一种操作包括气体涡轮引擎的飞行器的方法，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片；以及齿轮箱，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，其中：该气体涡轮引擎具有相对于风扇测量的引擎长度和重心位置，并且其中该方法包括控制飞行器，使得重心位置比率：
重心位置/引擎长度
在0.43至0.6的范围内，并且风扇速度与重心比率：
重心位置比率×最大起飞旋转风扇速度
在600rpm至1350rpm的范围内。
风扇速度与重心比率可在650rpm至1276rpm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，风扇速度与重心比率可为925rpm至1325rpm。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，风扇速度与重心比率可为650rpm至910rpm。
最大起飞旋转风扇速度可在1450rpm至3020rpm之间的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，最大起飞旋转风扇速度可在1970rpm至3020rpm之间的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，最大起飞旋转风扇速度可在1450rpm至1910rpm之间的范围内。
根据另一方面，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、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片；以及齿轮箱，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，其中：该气体涡轮引擎具有相对于风扇的前部区域的引擎长度和齿轮箱位置，其中齿轮箱位置比率：
齿轮箱位置/引擎长度
在0.19至0.45的范围内。
将齿轮箱位置比率限定在该范围内可允许齿轮箱位于气体涡轮引擎的前部安装位置处或附近。由于齿轮箱通常是引擎内最重的部件之一，因此其位置可能对重心的位置具有显著的影响。将重心移动到更靠近前部安装位置可有助于最小化后部安装负载。通过适当定位齿轮箱来控制引擎重心，还可提供诸如减小引擎核心的弯曲和核心连接驱动轴的偏转的其他效果。齿轮箱位置比率可高于已知的气体涡轮引擎的齿轮箱位置比率。
齿轮箱位置比率可在0.19至0.3的范围内。齿轮箱位置比率可在0.19至0.23的范围内。齿轮箱位置比率可在0.19至0.23(例如0.19至0.21)的范围内，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎。齿轮箱位置比率可在0.20至0.25的范围内，例如等于或约为0.23-例如，在0.225至0.235的范围内-例如，对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎。
引擎长度可在200cm至500cm以及可选地230cm至470cm、可选地300cm至450cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm(例如120cm至140cm)范围内的引擎，引擎长度可在230cm至370cm、可选地300至360cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm(例如165cm至190cm)范围内的引擎，引擎长度可在370cm至470cm、可选地390cm至450cm的范围内。
齿轮箱位置可在50cm至110cm之间的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，齿轮箱位置可在50cm至80cm、可选地55cm至75cm之间的范围内。可选地，对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，齿轮箱位置可在80cm至110cm、可选地85cm至105cm之间的范围内。
引擎长度可被测量为风扇的前部区域与涡轮的后部区域之间的轴向距离。
涡轮可包括具有一排转子叶片的最低压力涡轮级，并且引擎长度被测量为以下两者之间的轴向距离：多个风扇叶片中的一个风扇叶片的前缘与毂部的交点；以及涡轮的最低压力涡轮级的转子叶片中的一个转子叶片的后缘的平均半径点。平均半径点可以是转子叶片的0％跨度位置与100％跨度位置之间的中点。
涡轮可以是设置在核心中的多个涡轮的最低压力涡轮。
齿轮箱位置可在以下两者之间测量：风扇叶片中的一个风扇叶片的前缘与毂部的交点；以及齿轮箱的径向中心平面，该径向中心平面位于齿轮箱的最靠前齿轮啮合的正面与齿轮箱的最靠后齿轮啮合的后面之间的中点处。
齿轮箱可以是包括环形齿轮的周转齿轮箱；在此类实施方案中，齿轮箱位置可被测量为以下两者之间的轴向距离：风扇叶片中的一个风扇叶片的前缘与毂部的交点；以及与环形齿轮的轴向中心点相交的径向平面。
风扇叶片可至少部分地由复合材料形成，并且用于此类实施方案的齿轮箱位置可在50cm至110cm之间的范围内，并且可选地在80cm至110cm之间的范围内。
风扇叶片可至少部分地由金属或金属合金(诸如铝锂合金)形成，并且其中齿轮箱位置可在50cm至110cm之间的范围内，并且可选地在50cm至80cm之间的范围内。
风扇叶片可至少部分地由复合材料形成，并且齿轮箱位置比率可在0.02至0.25的范围内，例如等于或约为0.23；例如，在0.225至0.235的范围内。例如，这可用于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎。
风扇叶片可至少部分地由金属或金属合金(诸如铝锂合金)形成，并且齿轮箱位置比率可在0.19至0.25(例如0.19至0.23)的范围内。例如，这可用于具有任何风扇尖端半径的引擎。
根据另一方面，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、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，该风扇叶片由金属或金属合金(可选地铝锂合金)形成；以及齿轮箱，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，其中：该气体涡轮引擎具有相对于风扇的前部区域的引擎长度和齿轮箱位置，其中齿轮箱位置比率：
齿轮箱位置/引擎长度
其中齿轮箱位置比率可在0.19至0.3、可选地0.19至0.25的范围内。
例如，这可用于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎。
根据另一方面，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、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，该风扇叶片至少部分地由复合材料形成；以及齿轮箱，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，其中：该气体涡轮引擎具有相对于风扇的前部区域的引擎长度和齿轮箱位置，其中齿轮箱位置比率：
齿轮箱位置/引擎长度
其中齿轮箱位置比率可在0.20至0.25的范围内，例如等于或约为0.23；例如，在0.225至0.235的范围内。
例如，这可用于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎。
这些方面的气体涡轮引擎还可具有如前述两个方面的任何陈述中所限定的重心位置比率。
根据另一方面，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、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片，其中该风扇的风扇尖端半径在引擎的中心线与每个风扇叶片在其前缘处的最外尖端之间测量/限定；以及短舱，该短舱围绕风扇和引擎核心并限定旁路排气喷嘴，该旁路排气喷嘴具有外半径。外旁路与风扇比率：
Figure BDA0002320743460000171
在0.6至1.05的范围内。
本方面涉及一种气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括具有指定的相对形状和/或尺寸的风扇和短舱。技术人员将理解，与风扇尺寸相比，具有相对窄的旁路排气喷嘴可减少引擎在使用中产生的阻力。此外，技术人员将理解，相对窄的旁路排气喷嘴可产生更紧凑的排气系统，这可允许或有利于在飞行器的机翼下安装更大的引擎。外旁路与风扇比率可低于已知的飞行器气体涡轮引擎的外旁路与风扇比率。
外旁路与风扇比率可在0.60至1.05的范围内。外旁路与风扇比率可在0.65至1.00的范围内。外旁路与风扇比率可低于1.05，可选地低于1.02，并且进一步可选地低于1.00。外旁路与风扇比率可在0.80至1.00的范围内。外旁路与风扇比率可在0.9至1.0的范围内，并且可选地在0.90至1.00的范围内。
风扇尖端半径可在95cm至200cm的范围内，例如在110cm至150cm的范围内，或者在155cm至200cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，外旁路与风扇比率可在0.95至1.00的范围内，例如等于或约为0.97，例如在0.96至0.98的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，外旁路与风扇比率可在0.91至0.98的范围内，例如等于或约为0.95，例如在0.94至0.96的范围内。
旁路排气喷嘴可具有出口平面，该出口平面可为径向平面。旁路排气喷嘴的外半径可在旁路排气喷嘴的出口平面的轴向位置处测量。
旁路排气喷嘴的外半径可在短舱的最后尖端的轴向位置处测量。旁路排气喷嘴的外半径可为引擎的中心线与短舱的内表面之间在短舱的最后尖端的轴向位置处的径向距离。
旁路排气喷嘴的外半径可在100cm至200cm并且可选地100cm至190cm的范围内。旁路排气喷嘴的外半径可被限定为如上所述的旁路排气喷嘴的直径的一半。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，旁路排气喷嘴的外半径可在100cm至145cm(例如110cm至140cm)的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，旁路排气喷嘴的外半径可在145cm至190cm的范围内。
旁路排气喷嘴可具有内半径。内旁路与风扇比率：
Figure BDA0002320743460000181
可在0.4至0.65的范围内。
内旁路与风扇比率可低于已知的飞行器气体涡轮引擎的内旁路与风扇比率。内旁路与风扇比率可在0.5至0.6的范围内，并且可选地在0.50至0.60的范围内。内旁路与风扇比率可在0.40至0.65的范围内。内旁路与风扇比率可低于0.65，并且可选地低于0.64，并且可选地低于0.62。内旁路与风扇比率可在0.54至0.64的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，内旁路与风扇比率可在0.57至0.63(例如0.57至0.62)的范围内，例如约为0.59，例如在0.58至0.60的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，内旁路与风扇比率可在0.5至0.6并且可选地0.52至0.58的范围内。
旁路排气喷嘴可具有出口平面，该出口平面可为径向平面。旁路排气喷嘴的内半径可在旁路排气喷嘴的出口平面的轴向位置处测量。因此，内半径和外半径可在相同的径向平面中测量。因此，旁路排气喷嘴的内半径和外半径可在旁路排气喷嘴的出口处测量。
旁路排气喷嘴的内半径可在短舱的最后尖端的轴向位置处测量。旁路排气喷嘴的内半径可为引擎的中心线与引擎核心的外表面之间在短舱的最后尖端的轴向位置处的径向距离。旁路排气喷嘴的内半径为旁路排气喷嘴内径的一半。旁路排气喷嘴的内半径可在50cm至125cm并且可选地65cm至110cm、可选地75cm至110cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，旁路排气喷嘴的内半径可在70cm至90cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，旁路排气喷嘴的内半径可在80cm至120cm(例如90cm至120cm)的范围内。
短舱可限定位于引擎核心的径向外部的旁路管道。旁路排气喷嘴可以是旁路管道的出口，例如形成旁路排气管道的最后部分。短舱可包括至少部分地限定旁路管道的内表面。
引擎还可包括旁路管道出口导向轮叶，该旁路管道出口导向轮叶在引擎核心的外表面与短舱的内表面之间跨旁路管道径向延伸。旁路管道出口导向轮叶可在径向内尖端和径向外尖端之间延伸，并且可具有相对于气体流动穿过旁路管道的方向的前缘和后缘。外壁轴线可被定义为将旁路管道出口导向轮叶的后缘的径向外尖端与短舱的内表面的最后尖端接合。外壁轴线可位于包含气体涡轮引擎的中心线的纵向平面中。外旁路管道壁角度可被定义为外壁轴线与中心线之间的角度。
外旁路管道壁角度可在-15度至1度之间的范围内。外旁路管道壁角度可在-10度至0度之间(例如-5度至0度之间)的范围内。外旁路管道壁角度可在-4度至-1度之间的范围内。外旁路管道壁角度可在-0.5度至-4度的范围内；这可用于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎。外旁路管道壁角度可在-1度至-5度之间(例如-2.5度至-4度)的范围内；这可用于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎。
外旁路管道壁角度的负值可对应于朝气体涡轮引擎的中心线倾斜的外壁轴线。
该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。齿轮箱可具有在本文别处定义的范围内的齿轮传动比，例如3.2至5、或3.2至3.8。
气体涡轮引擎可包括多于一个涡轮。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。
根据另一方面，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、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片，其中该风扇的风扇尖端半径在引擎的中心线与每个风扇叶片在其前缘处的最外尖端之间测量；以及短舱，该短舱围绕风扇和引擎核心并限定旁路排气喷嘴，该旁路排气喷嘴具有内半径。内旁路与风扇比率：
Figure BDA0002320743460000201
在0.4至0.65的范围内。
本方面涉及一种气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括具有指定的相对形状和/或尺寸的风扇和引擎核心。技术人员将理解，与风扇尺寸相比，具有相对窄的旁路排气喷嘴可减少引擎在使用中产生的阻力。技术人员将理解，引擎核心径向位于旁路排气喷嘴内，并且该旁路排气喷嘴的内半径因此可等同地被认为是引擎核心的外半径。技术人员将理解，与风扇尺寸相比，具有相对窄的引擎核心可减少引擎在使用中产生的阻力。内旁路与风扇比率可低于已知的飞行器气体涡轮引擎的内旁路与风扇比率。
内旁路与风扇比率可在0.40至0.65的范围内。内旁路与风扇比率可低于0.65，并且可选地低于0.64。内旁路与风扇比率可在0.54至0.64的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，内旁路与风扇比率可在0.57至0.63(例如0.57至0.62)的范围内，例如约为0.59，例如在0.58至0.60的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，内旁路与风扇比率可在0.5至0.6并且可选地0.52至0.58、可选地0.53至0.55的范围内。
旁路排气喷嘴可具有出口平面，该出口平面可为径向平面。旁路排气喷嘴的内半径可在旁路排气喷嘴的出口平面的轴向位置处测量。
旁路排气喷嘴的内半径可在短舱的最后尖端的轴向位置处测量。旁路排气喷嘴的内半径可为引擎的中心线与引擎核心的外表面之间在短舱的最后尖端的轴向位置处的径向距离。
旁路排气喷嘴的内半径可在50cm至125cm并且可选地65cm至110cm、可选地75cm至110cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，旁路排气喷嘴的内半径可在70cm至90cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，旁路排气喷嘴的内半径可在80cm至120cm(例如90cm至120cm)的范围内。
旁路排气喷嘴可具有外半径，并且外旁路与风扇比率：
Figure BDA0002320743460000211
可在0.6至1.05的范围内。外旁路与风扇比率可低于用于已知飞行器气体涡轮引擎的外旁路与风扇比率。
外旁路与风扇比率可在0.9至1.0并且可选地在0.90至1.00的范围内。外旁路与风扇比率可低于1.05，可选地低于1.02，并且进一步可选地低于1.00。外旁路与风扇比率可在0.8至1.00的范围内，并且可选地在0.90至1.00的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，外旁路与风扇比率可在0.95至1.00的范围内，例如等于或约为0.97，例如在0.96至0.98的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，外旁路与风扇比率可在0.91至0.98的范围内，例如等于或约为0.95，例如在0.94至0.96的范围内。
旁路排气喷嘴可具有出口平面，该出口平面可为径向的。旁路排气喷嘴的外半径可在旁路排气喷嘴的出口平面的轴向位置处测量。旁路排气喷嘴的外半径可在短舱的最后尖端的轴向位置处测量。旁路排气喷嘴的外半径可为引擎的中心线与短舱的内表面之间在短舱的最后尖端的轴向位置处的径向距离。
旁路排气喷嘴的外半径可在100cm至200cm并且可选地100cm至190cm的范围内。旁路排气喷嘴的外半径可被限定为如上所述的旁路排气喷嘴的直径的一半。可选地，例如对于风扇尖端半径在95cm至150cm范围内的引擎，旁路排气喷嘴的外半径可在100cm至145cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，旁路排气喷嘴的外半径可在145cm至190cm的范围内。
短舱可限定位于引擎核心的径向外部的旁路管道。短舱可包括至少部分地限定旁路管道的内表面。
旁路排气喷嘴可以是旁路管道的出口，例如形成旁路排气管道的最后部分。
引擎还可包括旁路管道出口导向轮叶，该旁路管道出口导向轮叶在引擎核心的外表面与短舱的内表面之间跨旁路管道径向延伸。旁路管道出口导向轮叶可在径向内尖端和径向外尖端之间延伸，并且可具有相对于气体流动穿过旁路管道的方向的前缘和后缘。外壁轴线可被定义为将旁路管道出口导向轮叶的后缘的径向外尖端与短舱的内表面的最后尖端接合。外壁轴线可位于包含气体涡轮引擎的中心线的纵向平面中。外旁路管道壁角度可被定义为外壁轴线与中心线之间的角度。
外旁路管道壁角度可在-15度至1度之间的范围内。外旁路管道壁角度可在-10度至0度之间(例如-5度至0度之间)的范围内。外旁路管道壁角度可在-4度至-1度之间的范围内。外旁路管道壁角度可在-0.5度至-4度的范围内；这可用于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎。外旁路管道壁角度可在-1度至-5度之间(例如-2.5度至-4.0度)的范围内；这可用于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎。
外旁路管道壁角度的负值可对应于朝气体涡轮引擎的中心线倾斜的外壁轴线。
该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。齿轮箱可具有在本文别处定义的范围内的齿轮传动比，例如3.2至5、或3.2至3.8。
气体涡轮引擎可包括多于一个涡轮。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。第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。
根据另一方面，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、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；短舱，该短舱围绕气体涡轮引擎，该短舱包括内表面，该内表面至少部分地限定位于引擎核心的径向外部的旁路管道；以及旁路管道出口导向轮叶(OGV)，该旁路管道出口导向轮叶在引擎核心的外表面与短舱的内表面之间跨旁路管道径向延伸，其中该旁路管道出口导向轮叶在径向内尖端与径向外尖端之间延伸，并且具有相对于气体流动穿过旁路管道的方向的前缘和后缘，外壁轴线被定义为将旁路管道出口导向轮叶的后缘的径向外尖端与短舱的内表面的最后尖端接合，其中该外壁轴线位于包含气体涡轮引擎的中心线的纵向平面中，沿该外壁轴线和该中心线之间的角度的前缘和后缘，外旁路管道壁角度被定义为外壁轴线与中心线之间的角度，并且该外旁路管道壁角度在-15度至1度之间的范围内。
通过提供在该范围内的旁路管道壁角度，可提供更紧凑的排气系统。通过使用在旁路OGV与短舱内壁的最后内尖端之间的短舱长度以上的角度范围，可减小该角度范围。这可提供较短长度的短舱，其可提供与已知的气体涡轮引擎相比减小的阻力，或者如果在增加气体涡轮引擎的尺寸时这将实现短舱尺寸成比例的缩放。旁路管道壁角度可比已知的气体涡轮引擎的旁路管道壁角度小(即更大负数)。
外旁路管道壁角度可在-10度至0度之间(例如-5度至0度之间)的范围内。外旁路管道壁角度可在-4度至-1度之间的范围内。外旁路管道壁角度可在-0.5度至-4度的范围内；这可用于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎。外旁路管道壁角度可在-1度至-5度之间(例如-2.5度至-4度)的范围内；这可用于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎。
外旁路管道壁角度的负值可对应于朝气体涡轮引擎的中心线倾斜的外壁轴线。
在引擎中心线与旁路OGV的后缘的径向外尖端之间径向测量的旁路管道出口导向轮叶半径可在90cm至210cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，旁路管道出口导向轮叶半径可在90cm至150cm、可选地110cm至135cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，旁路管道出口导向轮叶半径可在160cm至210cm、可选地170cm至200cm的范围内。
该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。齿轮箱可具有在本文别处定义的范围内的齿轮传动比，例如3.2至5、或3.2至3.8。
短舱内壁的最后内尖端可在使用气体涡轮引擎时移动，以提供可变面积旁路管道排气喷嘴(也称为风扇喷嘴)。外壁轴线可基于在巡航条件期间短舱的内表面的最后尖端的位置来限定。巡航条件可如结合任何其他方面所定义的。
该方面的气体涡轮引擎还可具有如上文陈述中的任一项的先前相关方面所限定的外旁路与风扇比率和/或内旁路与风扇比率。
风扇的风扇尖端半径可在引擎的中心线与每个风扇叶片在其前缘处的最外尖端之间测量；并且该短舱可围绕风扇和引擎核心并限定旁路排气喷嘴，该旁路排气喷嘴具有外半径。
外旁路与风扇比率：
Figure BDA0002320743460000241
可在0.6至1.05的范围内。外旁路与风扇比率可在0.60至1.05的范围内。外旁路与风扇比率可在0.65至1.00的范围内。外旁路与风扇比率可低于1.05，可选地低于1.02，并且进一步可选地低于1.00。外旁路与风扇比率可在0.80至1.00的范围内。外旁路与风扇比率可在0.9至1.0的范围内，并且可选地在0.90至1.00的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，外旁路与风扇比率可在0.95至1.00的范围内，可选地等于或约为0.97，例如在0.96至0.98的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，外旁路与风扇比率可在0.91至0.98的范围内，可选地等于或约为0.95，例如在0.94至0.96的范围内。外旁路与风扇比率可低于用于已知飞行器气体涡轮引擎的外旁路与风扇比率。
旁路排气喷嘴可具有出口平面，该出口平面可为径向平面。旁路排气喷嘴的外半径可在旁路排气喷嘴的出口平面的轴向位置处测量。
旁路排气喷嘴的外半径可在短舱的最后尖端的轴向位置处测量。
旁路排气喷嘴的外半径可为引擎的中心线与短舱的内表面之间在短舱的最后尖端的轴向位置处的径向距离。旁路排气喷嘴的外半径可在100cm至200cm并且可选地100cm至190cm的范围内。旁路排气喷嘴的外半径可被限定为如上所述的旁路排气喷嘴的直径的一半。可选地，例如对于风扇尖端半径在95cm至150cm范围内的引擎，旁路排气喷嘴的外半径可在100cm至145cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，旁路排气喷嘴的外半径可在145cm至190cm的范围内。
旁路排气喷嘴可具有内半径。内旁路与风扇比率：
Figure BDA0002320743460000251
可在0.4至0.65的范围内。内旁路与风扇比率可低于已知的飞行器气体涡轮引擎的内旁路与风扇比率。内旁路与风扇比率可在0.5至0.6的范围内，并且可选地在0.50至0.60的范围内。内旁路与风扇比率可在0.40至0.65的范围内。内旁路与风扇比率可低于0.65，并且可选地低于0.64，并且可选地低于0.62。内旁路与风扇比率可在0.54至0.64的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，内旁路与风扇比率可在0.57至0.63(例如0.57至0.62)的范围内，例如约为0.59，例如在0.58至0.60的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，内旁路与风扇比率可在0.5至0.6并且可选地0.52至0.58、可选地0.53至0.55的范围内。
旁路排气喷嘴可具有出口平面，该出口平面可为径向平面。旁路排气喷嘴的内半径可在旁路排气喷嘴的出口平面的轴向位置处测量。因此，内半径和外半径可在相同的径向平面中测量。因此，旁路排气喷嘴的内半径和外半径可在旁路排气喷嘴的出口处测量。
旁路排气喷嘴的内半径可在短舱的最后尖端的轴向位置处测量。旁路排气喷嘴的内半径可为引擎的中心线与引擎核心的外表面之间在短舱的最后尖端的轴向位置处的径向距离。旁路排气喷嘴的内半径可在50cm至125cm并且可选地65cm至110cm、可选地75cm至110cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，旁路排气喷嘴的内半径可在70cm至90cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，旁路排气喷嘴的内半径可在80cm至120cm(例如90cm至120cm)的范围内。
根据另一方面，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、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部径向延伸的多个风扇叶片，每个风扇叶片具有前缘和后缘；并且其中：该涡轮包括具有一排转子叶片的最低压力涡轮级，该转子叶片中的每个转子叶片径向延伸并具有前缘和后缘；该气体涡轮引擎具有接合以下两者的风扇尖端轴线：多个风扇叶片中的一个风扇叶片的前缘的径向外尖端；以及涡轮的最低压力级的转子叶片中的一个转子叶片的后缘的径向外尖端，该风扇尖端轴线位于包含气体涡轮引擎的中心线的纵向平面中，并且风扇尖端轴线角度被定义为风扇尖端轴线与中心线之间的角度，并且该风扇尖端轴线角度在10度至20度之间的范围内。
通过提供在该范围内的风扇尖端轴线角度(也称为风扇轴线角度)，气体涡轮引擎可具有大的风扇直径以提供改善的推进效率，同时还具有相对小的直径的核心。这可有助于帮助将引擎安装在飞行器的机翼下方。直径相对较小的核心可允许引擎相对更靠后地安装在飞行器上，并且因此可允许引擎的重心移动得更靠近机翼结构。与已知的气体涡轮引擎相比，以上限定的风扇尖端轴线角度的范围可允许改进的引擎安装，或其中引擎部件随风扇直径的增加而成比例地缩放。风扇轴线角度可高于已知的气体涡轮引擎的风扇轴线角度。
风扇轴线角度可在12度至17度(例如13度至16度)的范围内。
风扇尖端半径(被测量为从引擎中心线到多个风扇叶片中的一个风扇叶片的前缘的径向外尖端的径向距离)可在95cm至200cm的范围内，并且可选地可为110cm至150cm、或155cm至200cm。
风扇轴线角度可在13度至15度之间的范围内-这可用于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎。风扇轴线角度可在13.5度至15.5度之间的范围内-这可用于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎。
最低压力转子级处的涡轮半径(被测量/限定为从引擎中心线到涡轮的最低压力级的转子叶片中的一个转子叶片的后缘的径向外尖端的径向距离)可在45cm至85cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，最低压力转子级的涡轮半径可在50cm至60cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，最低压力转子级的涡轮半径可在60cm至85cm的范围内。
该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。
气体涡轮引擎可包括多于一个涡轮。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。第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。
根据另一方面，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、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴；以及风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部径向延伸的多个风扇叶片，每个风扇叶片具有前缘和后缘；以及齿轮箱(30)，该齿轮箱接收来自芯轴(26)的输入并将驱动输出至风扇(23)，以便以比芯轴(26)低的旋转速度来驱动风扇(23)；并且其中：该涡轮包括具有一排转子叶片的最低压力涡轮级，该转子叶片中的每个转子叶片径向延伸并具有前缘和后缘；风扇-涡轮半径差被测量为以下两者之间的径向距离：由涡轮的最低压力级的转子叶片中的每个转子叶片的后缘的径向外尖端扫过的圆上的点；以及由风扇叶片中的每个风扇叶片的前缘的径向外尖端扫过的圆上的点，并且风扇速度与风扇-涡轮半径比率被定义为：
Figure BDA0002320743460000281
在0.8rpm/mm至5rpm/mm的范围内。
通过配置气体涡轮引擎的几何形状，使得风扇-涡轮半径差在高于将气体涡轮引擎连接到飞行器机翼的挂架上的负载的范围内可降低。通过以这种方式限定风扇速度与风扇-涡轮半径差比率，风扇旋转速度的降低可减小挂架为了约束气体涡轮引擎的相对旋转所需的约束扭矩。此外，将该比率限定在该范围内还可提供较小的相对核心直径，从而允许气体涡轮引擎更靠近机翼安装。这也可减小挂架上的约束扭矩。风扇速度与风扇-涡轮半径比率可低于已知的气体涡轮引擎的风扇速度与风扇-涡轮半径比率。
风扇速度与风扇-涡轮半径比率可在1.5rpm/mm至4.0rpm/mm之间的范围内。风扇速度与风扇-涡轮半径比率可在1.5rpm/mm至3.6rpm/mm之间的范围内。风扇速度与风扇-涡轮半径比率可在2.9rpm/mm至3.8rpm/mm之间的范围内，例如3.4rpm/mm至3.6rpm/mm-这可用于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎。风扇速度与风扇-涡轮半径比率可在1.2rpm/mm至2rpm/mm之间的范围内，例如1.5rpm/mm至1.7rpm/mm一这可用于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎。
风扇-涡轮半径差可在55cm(即550mm)至120cm(即1200mm)之间的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，风扇-涡轮半径差可在55cm(即550mm)至90cm(即900mm)(例如65cm至85cm)的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，风扇-涡轮半径差可在90cm(即900mm)至120cm(即1200mm)(例如95cm至115cm)之间的范围内。
最大起飞旋转风扇速度可在1450rpm至3020rpm之间的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，最大起飞旋转风扇速度可在2100rpm至3000rpm、可选地2300rpm至2900rpm之间的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，最大起飞旋转风扇速度可在1450rpm至1910rpm、可选地1500rpm至1800rpm之间的范围内。
在其中(最低压力转子级的)转子被罩住的实施方案中，转子叶片中的每个转子叶片的后缘的径向外尖端可被限定在护罩的下侧。在其中(最低压力转子级的)转子未被罩住的实施方案中，转子叶片中的每个转子叶片的后缘的径向外尖端可为转子叶片的叶片尖端。
涡轮可以是设置在核心中的多个涡轮的最低压力涡轮。涡轮级可以是轴向最靠后的涡轮级和/或最下游的涡轮级。
齿轮箱可具有在3.2至5(例如3.2至4.2、例如3.2至3.8)范围内的齿轮传动比。
该方面的气体涡轮引擎还可具有如上文陈述中的任一项的先前相关方面所限定的风扇轴线角度。
在另一方面，本申请提供了一种操作包括气体涡轮引擎的飞行器的方法，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴；以及风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部径向延伸的多个风扇叶片，每个风扇叶片具有前缘和后缘；并且其中：该涡轮包括具有一排转子叶片的最低压力涡轮级，该转子叶片中的每个转子叶片径向延伸并具有前缘和后缘；风扇-涡轮半径差被测量为以下两者之间的径向距离：由涡轮的最低压力级的转子叶片中的每个转子叶片的后缘的径向外尖端扫过的圆上的点；以及由风扇叶片中的每个风扇叶片的前缘的径向外尖端扫过的圆上的点，其中该方法包括控制飞行器，使得风扇速度与风扇-涡轮半径比率被定义为：
Figure BDA0002320743460000291
在0.8rpm/mm至5rpm/mm之间的范围内。
该方面的气体涡轮引擎还可具有如上文陈述中的任一项的先前相关方面所限定的风扇轴线角度。
根据另一方面，提供了一种气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎用于飞行器并且被布置成安装在飞行器的机翼下方，该引擎包括：
引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴，该涡轮包括最低压力转子级，该涡轮具有涡轮直径；
风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片；和
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。下游阻塞比率：
Figure BDA0002320743460000301
在0.2至0.3的范围内。
本方面涉及一种气体涡轮，该气体涡轮被布置成当安装在飞行器的机翼上时提供指定的下游阻塞，该下游阻塞提供了飞行器的机翼下方的多少竖直空间被气体涡轮引擎占据的量度。技术人员将理解，相比于距引擎将要安装在其上的飞行器机翼到地面的距离，具有朝引擎后端的相对低的涡轮直径可允许更多的空间用于被布置用于将引擎安装到机翼的挂架结构。因此，较低的下游阻塞可以是优选的。一般来讲，飞行器引擎通过连接在引擎的后部与机翼的下侧之间的挂架(也称为机身支柱)安装在飞行器机翼下方。最低压力转子的轴向位置处的涡轮直径可用作朝引擎后部的引擎尺寸的量度。
技术人员将理解，地平面是飞行器将着陆的平面-即飞行器已着陆/起飞前/滑行时的地平面。因此，在飞行器停放时，可在地面(例如跑道)与机翼之间测量地平面与机翼之间的距离。技术人员将理解，地平面通常是飞行器在地面上时每个着陆齿轮的最低部分所处的平面。技术人员将理解，地平面与机翼之间的距离可测量到飞行器机翼的前缘中心线。
下游阻塞比率可低于已知的飞行器气体涡轮引擎的下游阻塞比率。下游阻塞比率可在0.20至0.30的范围内。下游阻塞比率可在0.20至0.29的范围内。下游阻塞比率可在0.20至0.28，并且可选地在0.22至0.28的范围内的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，下游阻塞比率可在0.23至0.27的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，下游阻塞比率可在0.24至0.28的范围内。
地平面与机翼之间的距离可测量到机翼前缘的中心点。地平面与机翼之间的距离可沿垂直于地平面且穿过并垂直于引擎的轴向中心线的线测量。
最低压力转子级的轴向位置处的涡轮直径可邻近最低压力转子级的转子叶片的叶片尖端测量。最低压力转子级的轴向位置处的涡轮直径可在70cm至170cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，最低压力转子级处的涡轮直径可在100cm至130cm、可选地110cm至120cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，最低压力转子级处的涡轮直径可在120cm至170cm的范围内。
风扇的毂部和风扇叶片一起限定具有风扇直径的扇面，并且引擎具有引擎长度。引擎比率可被定义为：
Figure BDA0002320743460000311
引擎比率可在2.5至4的范围内。引擎比率可在2.5至4.0的范围内。引擎比率可大于2.5。引擎比率可大于3.0。引擎比率可在2.7至3.7(例如2.8至3.5)的范围内。
引擎长度可被测量为风扇的前部区域与涡轮的后部区域之间的轴向距离。引擎长度可沿引擎的中心线从每个风扇叶片的前缘与风扇的毂部的交点的轴向位置测量到设置在涡轮的最低压力级中的转子叶片中的一个转子叶片的后缘平均半径点的轴向位置。
引擎长度可在200cm至500cm以及可选地230cm至470cm、可选地300cm至450cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm(例如120cm至140cm)范围内的引擎，引擎长度可在230cm至370cm、可选地300至360cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm(例如165cm至190cm)范围内的引擎，引擎长度可在370cm至470cm、可选地390cm至450cm的范围内。
风扇半径(也称为风扇尖端半径)可在引擎中心线与风扇叶片在其前缘的尖端之间测量，并且风扇直径可以是风扇半径的两倍。风扇的直径(等于风扇半径的两倍)可大于(或大约为)以下中的任一者：220cm、230cm、240cm、250cm、260cm、270cm、280cm、290cm、300cm、310cm、320cm、330cm、340cm、350cm、360cm、370cm、380cm或390cm。在一些实施方案中，风扇直径可在220cm至300cm的范围内。在一些实施方案中，风扇直径可在310cm至400cm的范围内。
最低压力转子级处的涡轮直径可在最低压力转子级的转子叶片的叶片尖端后缘的轴向位置处测量。在其中(最低压力转子级的)转子被罩住的实施方案中，最低压力转子级处的涡轮直径可测量到护罩的下侧(因为这限定了气体流动路径的边缘)。在其中(最低压力转子级的)转子未被罩住的实施方案中，最低压力转子级处的涡轮直径可测量到转子的叶片尖端。
气体涡轮引擎可包括多于一个涡轮。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。
准无因次质量流率Q可被定义为：
Figure BDA0002320743460000321
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；并且
A流为以m2为单位的扇面的流面积。
Q比率：
下游阻塞比率×准无因次质量流率Q
可在0.005Kgs-1N-1K1/2至0.011Kgs-1N-1K1/2的范围内。
Q比率可在0.0050Kgs-1N-1K1/2至0.0110Kgs-1N-1K1/2或可选地0.005Kgs-1N-1K1/2至0.010Kgs-1N-1K1/2的范围内。Q比率可在0.006Kgs-1N-1K1/2至0.009Kgs-1N-1K1/2的范围内。
比推力可被定义为净引擎推力除以通过引擎的质量流率；并且在引擎巡航条件下，可能的是：
0.029Kgs-1N-1K1/2≤Q≤0.036Kgs-1N-1K1/2；以及
70Nkg-1s＜比推力≤110Nkg-1s。
在巡航条件下，可能的是：0.032Kgs-1N-1K1/2≤Q≤0.036Kgs-1N-1K1/2。在巡航条件下，可能的是：0.033Kgs-1N-1K1/2≤Q≤0.035Kgs-1N-1K1/2。
根据另一方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括机翼和安装在该飞行器的机翼下方的气体涡轮引擎。该引擎包括：
引擎，该引擎包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴，该涡轮包括多个转子级，该多个转子级包括位于最远下游的最低压力转子，该涡轮具有涡轮直径；
风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；和
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。下游阻塞比率：
Figure BDA0002320743460000331
在0.2至0.3的范围内。
引擎可如针对前述方面所述。
根据另一方面，提供了一种气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎用于飞行器并且被布置成安装在飞行器的机翼下方。引擎具有引擎长度并包括：
引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴，该涡轮包括最低压力转子级，该涡轮具有涡轮直径；
风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，该风扇的毂部和风扇叶片一起限定具有风扇尖端半径的扇面；和
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。下游阻塞比率被限定为：
Figure BDA0002320743460000341
引擎阻塞比率：
Figure BDA0002320743460000342
在2.5至4的范围内。
引擎阻塞比率可等同地表示为：
Figure BDA0002320743460000343
技术人员将理解，较大的风扇直径(以及因此更大的风扇尖端半径)可提高推进效率，但简单地将较大的风扇安装在已知的气体涡轮引擎上可能引起其他困难或低效率。具有较短的引擎长度可允许具有较大风扇的引擎被安装得更靠近飞行器的机翼，即更向后；这可减小由(可能更大和更重的)引擎施加在机翼上的力矩。减小涡轮直径可允许具有较大风扇的引擎被安装得更高(保持进气离地间隙)，同时保持用于被布置成将引擎连接到机翼的挂架结构的足够的竖直深度。引擎阻塞比率可高于已知的飞行器气体涡轮引擎的引擎阻塞比率。
引擎阻塞比率可在2.5至4.0、可选地2.7至3.7的范围内。引擎阻塞比率可大于2.5。引擎阻塞比率可大于3.0。
下游阻塞比率可如前述方面所述。下游阻塞比率可在0.2至0.3的范围内。下游阻塞比率可在0.20至0.30的范围内。下游阻塞比率可在0.20至0.29的范围内。下游阻塞比率可在0.22至0.28的范围内。
地平面与机翼之间的距离可测量到机翼前缘的中心点。地平面与机翼之间的距离可沿垂直于地平面且穿过并垂直于引擎的轴向中心线的线测量。
最低压力转子级的轴向位置处的涡轮直径可邻近最低压力转子级的转子叶片的叶片尖端测量。最低压力转子级的轴向位置处的涡轮直径可在70cm至170cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，最低压力转子级处的涡轮直径可在100cm至130cm、可选地110cm至120cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，最低压力转子级处的涡轮直径可在120cm至170cm的范围内。
引擎长度可被测量为风扇的前部区域与涡轮的后部区域之间的轴向距离。引擎长度可沿引擎的中心线从每个风扇叶片的前缘与风扇的毂部的交点的轴向位置测量到设置在涡轮的最低压力级中的转子叶片中的一个转子叶片的后缘平均半径点的轴向位置。
引擎长度可在200cm至500cm以及可选地230cm至470cm、可选地300cm至450cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm(例如120cm至140cm)范围内的引擎，引擎长度可在230cm至370cm、可选地300至360cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm(例如165cm至190cm)范围内的引擎，引擎长度可在370cm至470cm、可选地390cm至450cm的范围内。
风扇尖端半径可在引擎中心线与风扇叶片在其前缘处的尖端之间测量。等于风扇尖端半径两倍的风扇直径可大于(或大约为)以下中的任一者：220cm、230cm、240cm、250cm、260cm、270cm、280cm、290cm、300cm、310cm、320cm、330cm、340cm、350cm、360cm、370cm、380cm或390cm。
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。
准无因次质量流率Q可被定义为：
Figure BDA0002320743460000361
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；并且
A流为以m2为单位的扇面的流面积。
Q比率：
下游阻塞比率×准无因次质量流率Q
可在0.005Kgs-1N-1K1/2至0.011Kgs-1N-1K1/2的范围内。
Q比率可在0.005Kgs-1N-1K1/2至0.010Kgs-1N-1K1/2、0.0050Kgs-1N-1K1/2至0.0110Kgs- 1N-1K1/2、或可选地0.0050Kgs-1N-1K1/2至0.0100Kgs-1N-1K1/2的范围内。Q比率可在0.006Kgs-1N-1K1/2至0.009Kgs-1N-1K1/2的范围内。
比推力可被定义为净引擎推力除以通过引擎的质量流率；并且在引擎巡航条件下，可能的是：
0.029Kgs-1N-1K1/2≤Q≤0.036Kgs-1N-1K1/2；以及
70Nkg-1s≤比推力≤110Nkg-1s。
在巡航条件下，可能的是：0.032Kgs-1N-1K1/2≤Q≤0.036Kgs-1N-1K1/2。在巡航条件下，可能的是：0.033Kgs-1N-1K1/2≤Q≤0.035Kgs-1N-1K1/2。
根据另一方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括机翼和安装在该飞行器的机翼下方的气体涡轮引擎。引擎具有引擎长度并包括：
引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴，该涡轮包括最低压力转子级，该涡轮具有涡轮直径；
风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，该风扇的毂部和风扇叶片一起限定具有风扇尖端半径的扇面；和
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。下游阻塞比率被限定为：
Figure BDA0002320743460000371
引擎阻塞比率：
Figure BDA0002320743460000372
在2.5至4的范围内。
下游阻塞比率可在0.2至0.3的范围内。引擎可如针对前述方面所述。
在另一方面，提供了一种气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎用于飞行器并且被布置成安装在飞行器的机翼下方，该气体涡轮引擎包括：
引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴，该涡轮包括最低压力转子级，该涡轮具有涡轮直径；
风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片、被限定在风扇的前缘处的环形扇面；并且其中：
下游阻塞比率被定义为以下比率：
Figure BDA0002320743460000373
并且准无因次质量流率Q被定义为：
Figure BDA0002320743460000374
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；并且
A流为以m2为单位的扇面的流面积
并且其中Q比率：
下游阻塞比率×Q
在0.005Kgs-1N-1K1/2至0.011Kgs-1N-1K1/2的范围内。如本文所指的用于计算Q比率的Q值可处于巡航条件。
通过将Q比率限定在该范围内，可实现大的质量流量，同时还使下游阻塞最小化。该Q比率可低于已知的气体涡轮引擎的Q比率。Q比率可在0.0050Kgs-1N-1K1/2至0.0110(或至0.0100Kgs-1N-1K1/2)的范围内。。Q比率可在0.005Kgs-1N-1K1/2至0.010Kgs-1N-1K1/2的范围内。Q比率可在0.006Kgs-1N-1K1/2至0.009Kgs-1N-1K1/2的范围内。
下游阻塞比率可在0.2至0.3的范围内。下游阻塞比率可在0.20至0.29的范围内。下游阻塞比率可在0.22至0.28的范围内。
地平面与机翼之间的距离可测量到机翼前缘的中心点。地平面与机翼之间的距离可沿垂直于地平面且穿过并垂直于引擎的轴向中心线的线测量。
最低压力转子级的轴向位置处的涡轮直径可邻近最低压力转子级的转子叶片的叶片尖端测量。最低压力转子级的轴向位置处的涡轮直径可在70cm至170cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，最低压力转子级处的涡轮直径可在100cm至120cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，最低压力转子级处的涡轮直径可在120cm至170cm的范围内。最低压力转子级处的涡轮直径可在最低压力转子级的转子叶片的叶片尖端后缘的轴向位置处测量。最低压力转子级处的涡轮的涡轮直径可测量：
(i)当转子被罩住时，到护罩的下侧；或者
(ii)当转子未被罩住时，到转子的叶片尖端。
比推力可被定义为净引擎推力除以通过引擎的质量流率；并且在引擎巡航条件下，可能的是：
0.029Kgs-1N-1K1/2≤Q≤0.036Kgs-1N-1K1/2；以及/或者
70Nkg-1s≤比推力≤110Nkg-1s。
可能的是，在巡航条件下：0.032Kgs-1N-1K1/2≤Q≤0.036Kgs-1N-1K1/2。可能的是，在巡航条件下：0.033Kgs-1N-1K1/2≤Q≤0.035Kgs-1N-1K1/2。
风扇叶片在其毂部处的半径与风扇叶片在其尖端处的半径的比率可小于0.33。
在巡航条件下，比推力可小于100Nkg-1s。在巡航条件下，气体涡轮引擎的前进速度可在Mn 0.75至Mn 0.85的范围内。在巡航条件下，气体涡轮引擎的前进速度可为Mn 0.8。该巡航条件可对应于在10500m至11600m的范围内的高度处的大气条件。该巡航条件可对应于在11000m高度处的大气条件。该巡航条件可对应于：
前向马赫数0.8；
压力23000Pa；以及
温度-55℃。
该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。
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。
在另一方面，提供了一种包括机翼和安装在飞行器的机翼下方的气体涡轮引擎的飞行器，该引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴，该涡轮包括最低压力转子级，该涡轮具有涡轮直径；以及风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片、被限定在风扇的前缘处的环形扇面，其中：下游阻塞比率被定义为以下比率：
Figure BDA0002320743460000401
并且准无因次质量流率Q被定义为：
Figure BDA0002320743460000402
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；并且
A流为以m2为单位的扇面的流面积
并且其中Q比率：
下游阻塞比率×Q
在0.005Kgs-1N-1K1/2至0.011Kgs-1N-1K1/2的范围内。
飞行器可包括两个机翼，其中每个机翼下方安装有一个或多个气体涡轮引擎；该气体涡轮引擎或每个气体涡轮引擎可具有与前述方面相关的陈述中的任一者的特征。
根据另一方面，提供了一种操作包括气体涡轮引擎的飞行器的方法，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴，该涡轮包括最低压力转子级，该涡轮具有涡轮直径；以及风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片、被限定在风扇的前缘处的环形扇面，其中：下游阻塞比率被定义为以下比率：
Figure BDA0002320743460000411
并且准无因次质量流率Q被定义为：
Figure BDA0002320743460000412
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；并且
A流为以m2为单位的扇面的流面积
该方法包括控制飞行器使得Q比率：下游阻塞比率×Q在0.005Kgs-1N-1K1/2至0.011Kgs-1N-1K1/2的范围内。
气体涡轮引擎可具有与前述两个方面相关的陈述中的任一者的特征。
技术人员将理解，上文关于任何一个方面描述的特征如作适当变动，可应用于本发明的任何其他方面。例如，在各种实施方案中，用于如上文所定义的比率的任何两个或更多个条件以及可选地所有指定的比率范围，可适用于任何给定的方面或实施方案。所有方面可适用于一些实施方案的引擎。此外，下文描述的任何特征可适用于任一个方面和/或可与权利要求书中的任一项组合地应用。
本公开的布置结构可以特别但并非排他地有益于经由齿轮箱驱动的风扇。因此，该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。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一个或多个轴驱动，该任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“恒星”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至5的范围内，例如，大约或至少为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，齿轮传动比可以介于前一句中的任何两个值之间。齿轮传动比可在3.2至4.2并且可选地在3.2至3.8、3.3至3.8、或3.4至3.7的范围内。较高的齿轮传动比可能更适合“行星”式齿轮箱。在一些布置结构中，该齿轮传动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轮叶，该排定子轮叶可为可变定子轮叶(因为该排定子轮叶的入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。
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轮叶。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。
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)以下中的任一者：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-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(可能简单为风扇半径的两倍)可大于(或大约为)以下中的任一者：220cm、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)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220cm至300cm(例如，240cm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。
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)。
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)。旁路比率可在11至20的范围内，并且可选地在13至20、或14至20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率可大于(或大约为)以下中的任一者：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力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)。
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)以下中的任一者：110Nkg-1s、105Nkg-1s、100Nkg-1s、95Nkg-1s、90Nkg-1s、85Nkg-1s或80Nkg-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)。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)以下中的任一者的最大推力：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轮叶的第一涡轮轮叶的上游。在巡航时，该TET可至少为(或大约为)以下中的任一者：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。
本文中根据任一个方面描述和/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，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和/或最大起飞条件可以对应于飞行器的那些巡航条件和/或最大起飞条件，如本文其他地方所定义。
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和/或最大起飞条件(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和/或最大起飞条件下的操作，如本文其他地方所定义的。
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一个方面以及/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3A是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图；
图3B是图1的气体涡轮引擎的截面图，其中标出了喷嘴参数；
图4A是图1的气体涡轮引擎的截面图，其中标记的引擎尺寸适用于计算引擎面积比率；
图4B是通用气体涡轮引擎的示意性截面图，其中标记的引擎尺寸对应于图4A中标记的引擎尺寸；
图4C是通用引擎核心和风扇的示意性截面图，其中标记的引擎尺寸对应于图4A中标记的引擎尺寸；
图5A是图1的气体涡轮引擎的截面图，其中标记的引擎尺寸适用于计算引擎长度与CoG比率；
图5B是通用气体涡轮引擎的示意性截面图，其中标记的引擎尺寸对应于图5A中标记的引擎尺寸；
图5C示出了一个实施方案的方法；
图6A是图1的气体涡轮引擎的截面图，其中标记的引擎尺寸适用于计算齿轮箱位置与引擎长度比率；
图6B是通用气体涡轮引擎的示意性截面图，其中标记的引擎尺寸对应于图6A中标记的引擎尺寸；
图7A是图1的气体涡轮引擎的截面图，其中标记的引擎尺寸适用于计算外旁路与风扇比率；
图7B是具有不同短舱形状的不同气体涡轮引擎的截面图，其中标记的引擎尺寸适用于计算外旁路与风扇比率；
图7C是通用气体涡轮引擎的示意性截面图，其中标记的引擎尺寸对应于图7A中标记的引擎尺寸；
图8A是图1的气体涡轮引擎的截面图，其中标记的引擎尺寸适用于计算内旁路与风扇比率；
图8B是通用气体涡轮引擎的示意性截面图，其中标记的引擎尺寸对应于图8A中标记的引擎尺寸；
图8C是通用气体涡轮引擎的示意性截面图，其中标记的引擎尺寸对应于图8A中标记的引擎尺寸；
图9A是图1的气体涡轮引擎的截面图，其中标记的引擎尺寸适用于计算风扇轴线角度比率；
图9B是通用气体涡轮引擎的示意性截面图，其中标记的引擎尺寸对应于图9A中标记的引擎尺寸；
图10A是图1的气体涡轮引擎的截面图，其中标记的引擎尺寸适用于计算风扇速度与风扇-涡轮半径差比率；
图10B是通用气体涡轮引擎的示意性截面图，其中标记的引擎尺寸对应于图10A中标记的引擎尺寸；
图10C示出了一个实施方案的方法；
图11A是图1的气体涡轮引擎在地面和飞行器的机翼之间的背景下的截面图，其中标记的引擎尺寸适用于计算下游阻塞；
图11B是通用气体涡轮引擎的示意性截面图，其中标记的引擎尺寸对应于图11A中标记的引擎尺寸；
图12A是图1的气体涡轮引擎的截面图，其中标记的引擎尺寸适用于计算旁路管道壁角度；
图12B是通用气体涡轮引擎的示意性截面图，其中标记的引擎尺寸对应于图12A中标记的引擎尺寸；
图12C是通用气体涡轮引擎的示意性截面图，其中标记的引擎尺寸对应于另一旁路管道壁角度；
图13A是图1的气体涡轮引擎的截面图，其中标记的引擎尺寸适用于计算旁路与核心比率；
图13B是通用气体涡轮引擎的示意性截面图，其中标记的引擎尺寸对应于图13A中标记的引擎尺寸；
图13C示出了一个实施方案的方法；
图14A是图1的气体涡轮引擎的示意性截面图，其中标记的引擎尺寸适用于计算准无因次质量流率(Q)；
图14B示出了一个实施方案的方法；
图15A是在径向平面中的无护罩涡轮转子的示意性截面图；
图15B是在径向平面中的带罩涡轮转子的示意性截面图；并且
图16是包括两个气体涡轮引擎的飞行器的示意图。
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17、低压涡轮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。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，其中环形齿轮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可以是恒星布置结构，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具有恒星布置结构(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(例如恒星或行星齿轮)、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10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，并且本公开的各种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。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。
再次参见图1和图2，最低压力压缩机14包括一个或多个压缩机级。在图1所示的实施方案中，最低压力压缩机14包括两个压缩机级。压缩机的每一级可包括一排转子叶片14a、14b和一排定子轮叶，该排定子轮叶可为可变定子轮叶(因为该排定子轮叶的入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。
该一个或多个压缩机级可包括最低压力级，并且还可包括将压力增加至最高压力压缩机级的一个或多个压缩机级。最低压力压缩机级14a可位于沿最低压力压缩机14内的气体流动路径的最远上游。另外的更高压力级可沿通过压缩机的气体流动路径在下游(向后)方向上轴向间隔开。
最低压力涡轮19类似地包括一个或多个涡轮级。在图1所示的实施方案中，最低压力涡轮19包括一个级。每个涡轮级可包括一排转子叶片19b和一排定子轮叶19a、19c，该排定子轮叶可为可变定子轮叶(因为该排定子轮叶的入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。
形成最低压力涡轮19的一个或多个涡轮级可包括最高压力级，并且还可包括将压力降低至最低涡轮压力级的一个或多个涡轮级。最低压力涡轮级可位于最低压力涡轮19内的最远下游。另外的压力级沿通过涡轮的气体流动路径在上游(向前)方向上轴向间隔开。在仅具有一个级的实施方案中，单个级是最低压力级。
设置在最低压力压缩机14和最低压力涡轮19中的每排转子叶片可形成由相应的转子毂部46(或转子盘状部)承载的转子叶片44的环形阵列，如图15A和图15B中以举例的方式所示。转子叶片44中的每个转子叶片可经由容纳在毂部周边边缘中的对应狭槽中的根部联接到毂部46。每个转子叶片44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46(或毂部)延伸到100％跨度位置处的最外径向尖端48。毂部处的半径和尖端处的半径都可以在转子叶片的前缘(或轴向最前)部分处测量。每个转子叶片44的径向跨度是指转子叶片的气体洗涤部分，即在其联接到毂部的任何平台的径向外部的部分。
形成压缩机级或涡轮级19b的转子叶片44中的每个转子叶片可具有前缘平均半径点(或中间叶片跨度)和后缘平均半径点。平均半径点被定义为0％跨度位置与100％跨度位置之间的中点。其可在转子叶片前缘(轴向最前边缘)或后缘(轴向最后边缘)处进行测量，以分别给出前缘平均半径点和后缘平均半径点。
风扇23包括从毂部66延伸的风扇叶片64的环形阵列。每个风扇叶片64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％跨度位置处的容纳在风扇毂部66的狭槽中根部66延伸到100％跨度位置处的尖端68。该毂部处的风扇叶片64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)以下中的任一者：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。该风扇毂部66处的风扇叶片64的半径与尖端68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-尖端比率。风扇叶片64具有沿气体流动通过引擎的方向的前缘64a和后缘64b。风扇毂部66处的半径和尖端68处的半径都可以在叶片的前缘64a(或轴向最前)部分处测量。毂部-尖端比率是指风扇叶片的气体洗涤部分，即每个风扇叶片通过其联接到毂部的任何平台的径向外部的部分。
气体涡轮引擎可由以下参数中的一者或多者来描述：
引擎长度：
参照图5A和图5B，所描述的实施方案的气体涡轮引擎10具有引擎长度(图中标记为110)，该引擎长度被定义为以下两者之间的轴向距离：风扇叶片64中的一个风扇叶片的前缘64a与毂部66的交点；以及设置在最低压缩机涡轮19的最低压力级19b中的转子叶片44中的一个转子叶片的后缘平均半径点。
在所描述的实施方案中，引擎长度110在200cm至500cm并且更具体地300cm至450cm的范围内。在具有风扇尖端半径102在110cm至150cm范围内的风扇23的实施方案中，引擎长度110可在300cm至360cm的范围内。在具有风扇尖端半径102在155cm至200cm范围内的风扇23的实施方案中，引擎长度110可在370cm至470cm、或390cm至470cm的范围内。
核心长度：
参照图4A和图4B，气体涡轮引擎10具有核心长度104，该核心长度被定义为低压压缩机14的前部区域与低压涡轮19的后部区域之间的轴向距离，并且更具体地为低压压缩机14叶片前缘的第一级的平均半径点(中间叶片跨度)与低压涡轮19的最低压力涡轮转子级19b叶片后缘的平均半径点(中间叶片跨度)之间的轴向距离。
低压压缩机14的第一级在图4A中以黑色示出，在核心长度104的前端处。低压涡轮19的最低压力涡轮转子级19b也以黑色示出，在核心长度104的后端处。
在所描述的实施方案中，核心长度104沿引擎10的中心线9从压缩机叶片前缘的第一级的平均半径点测量到涡轮19的最低压力涡轮转子级19b叶片后缘的平均半径点。
在所描述的实施方案中，核心长度在150cm至350cm的范围内，并且更具体地在160cm至320cm的范围内。在具有风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的风扇23的实施方案中，核心长度可在160cm至260cm的范围内。在具有风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的风扇23的实施方案中，核心长度可在240cm至320cm的范围内。
风扇尖端半径：
风扇23的半径102，也称为风扇尖端半径102或R风扇尖端，可在引擎中心线9与风扇叶片64在其前缘64a处(在径向方向上)的尖端68a之间测量。风扇直径可简单地被定义为风扇23的半径102的两倍。
在所描述的实施方案中，风扇尖端半径102在95cm至200cm或110cm至200cm的范围内。在一些实施方案中，风扇尖端半径在95cm至150cm或110cm至150cm的范围内。在一些另选实施方案中，风扇尖端半径在155cm至200cm的范围内。
在一些实施方案中，风扇直径在190cm至300cm或220cm至300cm的范围内。在一些另选实施方案中，风扇直径在310cm至400cm的范围内。
扇面面积：
扇面面积A扇面被定义为在风扇叶片前缘64a尖端的轴向位置处由风扇叶片尖端68扫过的圆形面积。扇面面积在径向平面中测量。技术人员将理解，对于所描述的引擎10，A扇面至少基本上等于在前缘叶片尖端的轴向位置处短舱21的内表面内的面积(因为叶片尖端前缘被布置成非常靠近短舱的内表面)。
在所描述的实施方案中，前缘叶片尖端68a的轴向位置处的短舱内半径被布置成略大于风扇尖端半径102，使得风扇23可以装配在短舱21内而叶片尖端68不会摩擦短舱21。更具体地讲，在所描述的实施方案中，引擎10包括邻近叶片尖端68a的引擎风扇壳体21a；短舱21安装在引擎风扇壳体21a上/周围，使得引擎风扇壳体21a一旦组装就有效地形成短舱21的内部部件。前缘叶片尖端68a的轴向位置处的风扇壳体内半径被布置成略大于风扇尖端半径102，使得风扇23可以装配在引擎风扇壳体21a内而叶片尖端68不摩擦风扇壳体21a。在附图所示的实施方案中，引擎风扇壳体21a仅在风扇23的区域中延伸。在另选实施方案中，风扇壳体21a可向后延伸，例如延伸到旁路管道出口导向轮叶(OGV)58的轴向位置。
在使用中，风扇几何形状可以改变，例如由于空气动力学和离心运行负载-风扇23可比短舱21和/或比风扇壳体21a膨胀得更多；因此，可选择短舱内半径以容纳处于其膨胀状态的风扇23。技术人员将理解，风扇半径102的变化与总风扇半径相比相对较小，例如对于95cm或以上的半径为约0.1mm-3mm，并且因此，本文所公开的比率的值基本上不受风扇半径102是在冷却时测量还是在使用中测量、或者实际上是否使用风扇叶片尖端前缘的轴向位置处的短舱内半径来代替风扇23自身的半径的测量的影响。
扇面面积可如下定义：
A扇面＝πR风扇尖端 2
其中R风扇尖端为风扇23在前缘处(即，风扇叶片64的前缘64a的尖端68a处)的半径102。
在所描述的实施方案中，该面积被限定在径向平面中(在前缘尖端68a的轴向位置处)，并且因此可使用风扇尖端半径102来计算。在另选的实施方案中，在计算扇面面积时可考虑风扇叶片曲率。
在一些实施方案中，风扇直径在220cm至300cm的范围内，并且扇面面积在2.8m2至7.1m2的范围内。在一些另选的实施方案中，风扇直径在310cm至400cm的范围内，并且扇面面积在7.5m2至12.6m2的范围内。
风扇流面积：
风扇流面积A流被定义为风扇叶片前缘尖端68a的轴向位置处风扇叶片尖端68与毂部66之间的环形面积。风扇流面积在径向平面中测量。技术人员将理解，对于正被描述的风扇引擎10，A流至少基本上等于在风扇23的毂部66和紧邻前缘叶片尖端的短舱21的内表面之间形成的环形面积(因为叶片尖端前缘64a被布置成非常靠近短舱21的内表面-需要注意关于风扇壳体21a的上述备注)，并且因此相当于扇面面积减去毂部66所占的面积。
如本文所提及的，风扇的流面积(A流)被定义为：
A流＝π(R风扇尖端 2-R毂部 2)
其中：
R风扇尖端为风扇23在前缘处(即，风扇叶片64的前缘的尖端68a处)的半径102(以米为单位)；
R毂部为引擎的中心线和风扇叶片的前缘上的径向内部点(即，风扇叶片的气体洗涤表面的径向内部点)之间的距离103(以米为单位)-这相当于风扇23的毂部66在每个叶片64的前缘所连接的点处的半径，并且可被称为毂部半径。
在一个实施方案中，风扇叶片64在其毂部66处的半径与风扇叶片在其尖端68处的半径的比率可小于0.33。
在所描述的实施方案中，流面积被限定在径向平面中，因此可以使用风扇尖端半径102和毂部半径103来计算。
重心的位置：
气体涡轮引擎10具有重心位置(CoG)(在图5A和图5B中标记为108)，其被定义为以下两者之间的轴向距离：风扇叶片64中的一个风扇叶片的前缘64a与风扇毂部66的交点；以及引擎10的重心。重心可针对包括短舱21和其围绕的任何部件的引擎10进行测量，并且不包括设置成安装短舱21或其他支撑结构的任何附接硬件(例如挂架53)。
在所述的实施方案中，CoG位置距风扇叶片64中的一个风扇叶片的前缘64a与风扇毂部66的交点在100cm至230cm之间。
在一些实施方案中，风扇直径在220cm至300cm的范围内(即风扇尖端半径在110cm至150cm的范围内)，并且CoG位置在140cm至180cm的范围内。在一些另选的实施方案中，风扇直径在310cm至400cm的范围内(即，风扇尖端半径为155cm至200cm)，并且CoG位置在160cm至230cm的范围内。
齿轮箱位置：
在具有齿轮箱30的实施方案中，气体涡轮10具有对应于齿轮箱30沿引擎长度110的相对位置的齿轮箱位置(在图6A和图6B中标记为112)。齿轮箱位置112可在以下两者之间测量：风扇叶片64中的一个风扇叶片的前缘64a与毂部66的交点；以及齿轮箱30的径向中心平面，该径向中心平面位于齿轮箱的最靠前齿轮啮合的正面与齿轮箱的最靠后齿轮啮合的后面之间的中点处。在所描述的具有周转齿轮箱30的实施方案中，齿轮箱位置112可被定义为以下两者之间的轴向距离：风扇叶片64中的一个风扇叶片的前缘64a与毂部66的交点；以及与齿轮箱30的环形齿轮38的轴向中心点相交的径向平面。
在所述的实施方案中，齿轮箱位置距风扇叶片64中的一个风扇叶片的前缘64a与风扇毂部66的交点在50cm至110cm之间。
在一些实施方案中，风扇直径在220cm至300cm的范围内，并且齿轮箱位置112在50cm至80cm的范围内。在一些另选的实施方案中，风扇直径在310cm至400cm的范围内，并且齿轮箱位置112在80cm至110cm的范围内。
最低压力转子级处的涡轮直径(涡轮直径)：
参照图11A和图11B，气体涡轮引擎10在其最低压力转子级19b处具有低压涡轮19的直径122。这在本文中可被称为“涡轮直径”。技术人员将理解，涡轮19的直径可沿涡轮19的长度变化，并且因此确定特定的轴向位置(在这种情况下，最低压力转子级19b的轴向位置)以限定指定的直径值。
技术人员将理解，最低压力转子级19b是涡轮19的最后转子级，并且即使在引擎10未使用时，涡轮19的最后转子级19b也可被称为涡轮19的最低压力转子级；即，甚至当整个引擎上的压力没有显著变化时也是如此。
在所述实施方案中，最低压力转子级19b处的直径122在最低压力转子级19b的转子叶片44的叶片尖端后缘的轴向位置处测量。涡轮直径122被定义为最低压力转子级叶片44后缘与气体路径环的外缘之间的交点处的直径。
在诸如所描述的实施方案(图15B中所示)的带罩涡轮叶片44上，护罩49的下侧限定涡轮直径122(其中“下侧”被定义最靠近引擎中心的护罩的表面)，因为护罩49提供了到气体路径环的边缘。虽然在所描述的实施方案中叶片44延伸到护罩49中，以便有利于将护罩49安装在叶片44上，但叶片44进入护罩49的点可被认为是叶片尖端48，因为它是叶片44暴露于气流的径向最外部分。在无罩转子19b’上，即在叶片上没有安装护罩的涡轮19，诸如图15A所示，叶片44的尖端48限定直径122’。
在图4A、图11A和图11B所示的实施方案中，涡轮19仅具有一个转子19b(即，在特定轴向位置处的一排转子叶片44)，并且因此涡轮19的仅有转子是涡轮的最低压力转子级。转子19b位于两个定子19a、19c之间。最后定子19c也可被称为出口导向轮叶(OGV)。在另选的实施方案中，涡轮19内可存在多个转子。在此类实施方案中，涡轮19b的最低压力转子级是涡轮19的最后转子级，如技术人员将理解的，压力沿涡轮19的长度从前到后减小。在此类实施方案中，涡轮19包括多个转子级，该多个转子级包括位于最远下游的最低压力转子级。
所描述的实施方案的涡轮19包括涡轮壳体。一个或多个转子19b和定子19a、19c安装在壳体内。在所描述的实施方案中，涡轮直径122至少基本上等于涡轮壳体的内径-即护罩宽度和/或叶片尖端到壳体的间距相对于涡轮直径122而言较小。在所描述的实施方案中，引擎10包括围绕引擎核心11的壳体11a，并且涡轮壳体由核心壳体11a的一部分提供。在另选的实施方案中，涡轮壳体可以是单独的。
低压涡轮19在其最低压力转子级19b(图11A中示出)处的直径122等于低压涡轮19在其最低压力转子级(图4A中示出)处的半径106的两倍。低压涡轮19在其最低压力转子级19b处的半径106是引擎中心线与最低压力转子级叶片后缘和气体路径环的外缘(其为用于所描述的实施方案的带罩转子的护罩的下侧，但在具有无罩转子的实施方案中将由叶片尖端限定)之间的交点之间的距离。
在所描述的实施方案中，最低压力转子级处的涡轮直径122在70cm至170cm的范围内。在具有风扇尖端半径102在110cm至150cm范围内的引擎10的实施方案中，最低压力转子级处的涡轮直径122可在100cm至120cm的范围内。在具有风扇尖端半径102在155cm至200cm范围内的引擎10的实施方案中，最低压力转子级处的涡轮直径122可在120cm至170cm的范围内。
旁路排气喷嘴外半径：
旁路管道22具有旁路排气喷嘴18-当通过风扇23吸入并且绕过核心11的空气穿过旁路管道22并且离开旁路排气喷嘴18时，旁路排气喷嘴可被称为风扇喷嘴18。旁路排气喷嘴外半径114因此可被称为风扇喷嘴外半径114。在所描述的实施方案中，短舱21的内表面限定旁路排气喷嘴18的外表面。
图7A至图7C所示的旁路排气喷嘴外半径114被定义为旁路排气喷嘴出口的外边缘处的半径。半径114是在径向平面中从引擎中心线9到短舱21的内表面的最后尖端21b测量的。径向平面可被称为旁路排气喷嘴18的出口平面54。旁路排气喷嘴18在短舱21结束的位置处结束，使得在所述实施方案中短舱21的最后尖端21b成为出口相对于旁路排气喷嘴18的轴向位置。
在所描述的实施方案中，旁路排气喷嘴18的外半径114在100cm至200cm的范围内，并且具体地在100cm至190cm的范围内。在具有风扇尖端半径102在110cm至150cm范围内的引擎10的实施方案中，旁路排气喷嘴18的外半径114可在100cm至145cm的范围内。在具有风扇尖端半径102在155cm至200cm范围内的引擎10的实施方案中，旁路排气喷嘴18的外半径114可在145cm至190cm的范围内。
旁路排气喷嘴内半径：
旁路排气喷嘴内半径116也可被称为风扇喷嘴内半径116。旁路排气喷嘴内半径116被定义为旁路排气喷嘴出口的内边缘处的半径。半径116是在相同径向平面(其可被称为旁路排气喷嘴18的出口平面54)中从引擎中心线9到引擎核心11上的与短舱21的内表面的最后尖端21b处于相同轴向位置的点测量的。旁路排气喷嘴18在短舱21结束的位置处结束，这意味着短舱21的最后尖端限定出口相对于旁路排气喷嘴18的轴向位置。
在所描述的实施方案中，旁路排气喷嘴18的内半径116在50cm至125cm并且可选地65cm至110cm的范围内。在具有风扇尖端半径102在110cm至150cm范围内的引擎10的实施方案中，旁路排气喷嘴18的内半径116可在65cm至90cm的范围内。在具有风扇尖端半径102在155cm至200cm范围内的引擎10的实施方案中，旁路排气喷嘴18的内半径116可在80cm至110cm的范围内。
旁路排气喷嘴流面积：
喷嘴出口处的旁路排气喷嘴18的流面积Ab可如图3B所示定义。通过将圆Cb与短舱21的最后尖端处的中心点CPb重叠并扩大该圆直到其与旁路管道22的内环线(即，引擎核心11的外表面)接触，来确定旁路气流(B)所经历的跨喷嘴18的最小距离Rb。
流所经历的面积Ab基于如下定义：围绕圆周旋转该最小距离Rb，从而形成一个成角度的、近似环形的面积，并减去阻塞面积(在该实施方案中，被挂架53阻塞，如图3B的右手侧所示，其示出了喷嘴面积在面向后方的径向平面中的视图(未按比例绘制))。
技术人员将理解，在所示的实施方案中，跨喷嘴18的最小距离Rb相对于引擎10的半径成角度，即不垂直于引擎中心线9，因此最小距离Rb不等于旁路排气喷嘴18的内半径116与旁路排气喷嘴18的外半径114之间的差值，并且不在与这些半径相同的平面中测量。在另选的实施方案中，圆Cb可在与短舱21的最后尖端相同的轴向位置处与引擎核心11接触-在此类实施方案中，最小距离Rb将等于旁路排气喷嘴18的内半径116与旁路排气喷嘴18的外半径114之间的差值。
在所描述的实施方案中，旁路管道排气喷嘴出口处的旁路排气喷嘴的流面积Ab在1.9m2至5.8m2之间。在具有风扇尖端半径102在110cm至150cm的范围内的引擎10的实施方案中，旁路管道喷嘴出口处的旁路管道排气喷嘴的流面积可在1.9m2至4.5m2的范围内。在具有风扇尖端半径102在155cm至200cm的范围内的引擎10的实施方案中，旁路管道排气喷嘴出口处的旁路管道排气喷嘴的流面积可在4.5m2至5.8m2的范围内。
核心排气喷嘴流面积：
如图3B所示，喷嘴出口处的核心排气喷嘴20的流面积Ac可被定义为旁路排气喷嘴18的流面积。通过将圆Cc与引擎核心壳体/内部固定结构11a的最后尖端处的中心点CPc重叠并扩大该圆直到其与核心喷嘴20的内环线(即，排气锥67的外表面)接触，来确定气流所经历的跨喷嘴20的最小距离Rc。
流所经历的面积Ac基于如下定义：围绕圆周旋转该最小距离Rc，从而形成一个成角度的、近似环形的面积，并减去阻塞面积(在该实施方案中，被挂架53阻塞，如图3B的右手侧所示，其示出了喷嘴面积在面向后方的径向平面中的视图)。在所示的实施方案中，跨喷嘴20的最小距离Rc相对于引擎10的半径成角度，即不垂直于引擎中心线9。在另选的实施方案中，最小距离Rc可为径向距离。
在所描述的实施方案中，核心排气喷嘴出口处的核心排气喷嘴的流面积Ac在0.4m2至1.3m2之间。在具有风扇尖端半径(102)在110cm至150cm范围内的引擎(10)的实施方案中，核心排气喷嘴出口处的核心排气喷嘴的流面积可在0.4m2至0.6m2的范围内。在具有风扇尖端半径(102)在155cm至200cm范围内的引擎(10)的实施方案中，核心排气喷嘴出口处的核心排气喷嘴的流面积可在0.6m2至1.3m2的范围内。
外旁路管道壁角度：
如图12A所示，旁路管道22部分地由外壁限定，该外壁由短舱21的内表面形成。在该实施方案中，提供旁路管道出口导向轮叶(OGV)58，其在引擎核心11(例如，核心壳体11a)的外表面与短舱21的内表面之间径向延伸跨过旁路管道22。OGV在径向内尖端58a和径向外尖端58b之间延伸(参见图12C)，并且具有相对于通过旁路管道22的气流B的方向的前缘(或上游)和后缘(或下游)。
外壁轴线60被限定为将旁路管道出口导向轮叶58的后缘的径向外尖端58b与短舱21的内表面的最后尖端21b接合。外壁轴线60位于包含气体涡轮引擎的中心线9的纵向平面中。在所描述的实施方案中，外壁轴线60是基于固定的短舱(例如，风扇管道)的几何形状定义的。因此，短舱21的内表面的最后尖端21b相对于OGV保持在恒定位置。在其他实施方案中，气体涡轮引擎10可具有如上所述的可变面积风扇喷嘴。在此类实施方案中，短舱21的内表面的最后尖端(并且因此外壁轴线60)可在引擎的使用期间移动。外壁轴线60可基于在巡航条件期间短舱的内表面的最后尖端21b的位置来限定。巡航条件可如本文别处所描述的。
如图12A、图12B和图12C所示，外旁路管道(BPD)壁角度126由外壁轴线60与引擎的中心线9之间的角度限定。BPD壁角度126的正值对应于当沿轴线向后移动时外壁轴线60远离引擎中心线9倾斜，即短舱21的内表面的最后尖端与旁路OGV的后缘的径向外尖端相比，更远离引擎中心线9。正BPD壁角度在图12A和图12B中示出。BPD壁角度的负值对应于当沿轴线向后移动时外壁轴线60朝引擎中心线9倾斜。负BPD壁角度如图12C所示。在这种情况下，短舱21的内表面的最后尖端比旁路OGV的后缘的径向外尖端更靠近引擎中心线9。
在引擎中心线9与旁路OGV的后缘的径向外尖端58b之间径向测量的旁路管道出口导向轮叶半径可在90cm至210cm的范围内。例如，对于风扇尖端半径102在110cm至150cm范围内的引擎10，旁路管道出口导向轮叶半径可在90cm至150cm或更具体地110cm至135cm的范围内。对于风扇尖端半径102在155cm至200cm范围内的引擎10，旁路管道出口导向轮叶半径可在160cm至210cm或更具体地170cm至200cm的范围内。
风扇轴线角度：
参照图9A和图9B，气体涡轮引擎10具有与风扇叶片64的外径向尖端68和低压涡轮19的最低压力级19b的转子叶片44的外径向尖端48之间的角度相关的风扇轴线角度118。风扇尖端轴线62位于与引擎中心线9相同的平面中。风扇尖端轴线62将风扇叶片64的前缘64a的径向外尖端68a与低压涡轮19的最低压力级19b的转子叶片44中的一个转子叶片的后缘的径向外尖端接合。
风扇轴线角度118被定义为风扇尖端轴线62与引擎中心线9之间的角度，如图9B所示。
如本文别处所述，最低压力涡轮19的最低压力级19b的转子叶片44可被罩住或不被罩住。如果转子叶片44被罩住，则转子叶片的外径向尖端被视为护罩49的下侧(其提供气流环的边缘)。如果转子叶片44’未被罩住，则其为转子19b’的叶片尖端48’。
风扇-涡轮半径差：
参照图10A和图10B，气体涡轮引擎10具有被限定为以下两者之间的径向距离的风扇-涡轮半径差120：与低压涡轮19的最低压力级19b的转子叶片44的后缘的径向外尖端48相交(例如被其扫过)的圆的点；以及与风扇叶片64的前缘64a的径向外尖端68a相交(例如被其扫过)的圆上的点。
风扇-涡轮半径差120可在50cm至120cm的范围内。风扇-涡轮半径差120可在55cm至85cm之间的范围内，例如对于风扇尖端半径102在110cm至150cm范围内的引擎10。风扇-涡轮半径差120可在90cm至120cm之间的范围内，例如对于风扇尖端半径102在155cm至200cm范围内的引擎10。
如上所述，最低压力涡轮19的最低压力级19b的转子叶片44可被罩住或不被罩住。如果转子叶片44被罩住，则转子叶片48的外径向尖端被视为护罩49的下侧(气流环的边缘)。如果转子叶片44’未被罩住，则其为转子19b’的叶片尖端48’。
地平面与机翼之间的距离：
在所描述的实施方案中，距离124是相对于地面50进行测量的，如图11A和图11B所示-地平面被定义为飞行器70在着陆后/起飞前将停留在其上的平面50-例如跑道表面或机库地板。技术人员将理解，在大多数实施方案中，飞行器着陆齿轮将被延伸并且与地平面50接触。测量地面50与机翼52之间的垂直距离。
由于在所描述的实施方案中机翼52的高度沿轴向变化(由于其翼型形状)，因此选择轴向位置进行此测量-在所描述的实施方案中，选择机翼52的前缘52a的轴向位置。具体地，如本文所定义，地面到机翼的距离124是地平面50与机翼的前缘52a的中心点之间的垂直距离。因此，地平面50与机翼52之间的距离124被测量到机翼52的前缘52a的中心点52a。
在所描述的实施方案中，由于机翼52的高度沿其长度变化，因此也选择从飞行器70到机翼尖端沿机翼52的长度的位置进行此测量。在所描述的实施方案中，所选择的位置在引擎中心线9(引擎轴线9)的正上方。因此，地平面50与机翼52之间的距离124沿垂直于地平面50且穿过并且至少在该实施方案中垂直于引擎10的轴向中心线的线测量。
技术人员将理解，地面到机翼的距离124也可根据飞行器70的负载而变化。如本文所用，假定最大起飞重量(MTOW)用于定义地面到机翼的距离124。
最大起飞重量：
飞行器70的MTOW也可被称为飞行器70的最大总起飞重量(MGTOW)或最大起飞质量(MTOM)。MTOW是由结构或其他限制以允许飞行员尝试起飞的最大重量。技术人员将理解，飞行器70的最大起飞重量(MTOW)是由飞行器认证发布的标准参数，并且因此可轻松地识别任何商用飞行器70的MTOW，并且可根据用于任何飞行器70的标准来确定。
下游阻塞：
下游阻塞提供了对飞行器70的机翼52下方的多少空间被气体涡轮引擎10占据的度量。在所描述的实施方案中，相对于地平面50测量下游阻塞。本文中，下游阻塞比率被定义为：
Figure BDA0002320743460000651
涡轮直径122和地平面50与机翼52之间的距离124如上文所定义。
准无因次质量流率(Q)：
准无因次质量流率Q被定义为：
Figure BDA0002320743460000652
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；并且
A流为以m2为单位的风扇的流面积，如上文所定义的。
参数W、T0、P0和A流均在图14A中示意性地示出。
在气体涡轮引擎10的巡航条件下(其可如本文别处所定义的)，Q的值例如在0.029Kgs-1N-1K1/2至0.036Kgs-1N-1K1/2的范围内。具体地，如本文所用，巡航条件可指气体涡轮引擎10所附接的飞行器70的巡航条件。此类巡航条件通常可被定义为巡航中期的条件，例如飞行器70和/或引擎10在爬升顶点和下降起点之间的中点(就时间和/或距离而言)处所经历的条件。仅以举例的方式，巡航条件可对应于：前向马赫数为0.8；压力23000Pa；以及温度为-55℃。
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14A中。该推力可等于保持气体涡轮引擎10所附接到的飞行器70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，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)可例如在70Nkg-1s至110Nkg-1s的范围内。
旁路排气喷嘴的压力比率：
旁路排气喷嘴18也可被称为风扇喷嘴18。技术人员将理解，喷嘴压力比率(NPR)通常被定义为：
Figure BDA0002320743460000661
因此，旁路排气喷嘴18的压力比率为：
Figure BDA0002320743460000662
出口相对于旁路排气喷嘴18的位置如上所述，并且如图13A和图13B所示。具体地，出口平面54限定在旁路排气喷嘴18的出口处。出口平面54被定义为在短舱21的后部尖端的轴向位置处跨旁路排气喷嘴18延伸的环形径向平面。旁路喷嘴出口处的总压力PBE在此平面上定义-即将旁路排气喷嘴18的喷嘴出口54处的静压力和动压力之和确定为总压力PBE。
技术人员将理解，可根据空气动力学原理对整个引擎10的压力进行建模，和/或一个或多个压力传感器(例如，以测压排管的形式)可位于旁路喷嘴18内或旁路管道22中的其他位置以记录实际的局部压力，并且可从那些测量确定旁路喷嘴出口平面54处的压力。
基于飞行器高度的已知值可用于环境压力PAmb。
用于计算旁路排气喷嘴压力比率的总压力为如上文所定义的巡航条件下的总压力。具体地，巡航条件可如本文别处所定义。具体地，如本文所用，巡航条件可指气体涡轮引擎10所附接的飞行器70的巡航条件。此类巡航条件通常可被定义为巡航中期的条件，例如飞行器70和/或引擎10在爬升顶点和下降起点之间的中点(就时间和/或距离而言)处所经历的条件。仅以举例的方式，巡航条件可对应于：前向马赫数为0.8；压力23000Pa；以及温度为-55℃。
核心喷嘴的压力比率：
技术人员将理解，喷嘴压力比率(NPR)被定义为：
Figure BDA0002320743460000671
因此，核心喷嘴20的压力比率为：
Figure BDA0002320743460000672
如图13A所示，出口相对于核心喷嘴20的位置在由核心壳体11a/内部固定结构11a的最后尖端限定的轴向位置处。出口相对于核心排气喷嘴20的位置如上所述，并且如图13A和图13B所示。具体地，出口平面56限定在核心排气喷嘴20的出口处。出口平面56被定义为在核心壳体11a的后部尖端的轴向位置处跨核心排气喷嘴20延伸的环形径向平面。核心喷嘴出口处的总压力PCE在此平面上定义-即将核心排气喷嘴20的喷嘴出口56处的静压力和动压力之和确定为总压力PCE
在所描述的实施方案中，当核心壳体11a比短舱21进一步向后延伸时，核心喷嘴20的出口平面56在旁路排气喷嘴18的出口平面54的后方。在另选的实施方案中，出口平面56、54可更靠近，可以是共面的或者平面的顺序可颠倒。
技术人员将理解，可根据空气动力学原理对整个引擎10的压力进行建模，和/或一个或多个压力传感器(例如，以测压排管的形式)可位于核心喷嘴20内以记录实际的局部压力，并且可从那些测量确定核心喷嘴出口平面56处的压力。
基于飞行器高度的已知值可用于环境压力PAmb。旁路排气喷嘴18的压力比率可使用相同的值。技术人员将理解，对于这两个比率，通常使用相同的环境压力值。
如本文所提及的，可将平面上的压力(例如，旁路喷嘴出口处的总压力或核心喷嘴出口处的总压力)作为该平面上的平均值。
用于计算核心排喷嘴压力比率的总压力为如上文所定义的巡航条件下的总压力。具体地，如本文所用，巡航条件可指气体涡轮引擎10所附接的飞行器70的巡航条件。此类巡航条件通常可被定义为巡航中期的条件，例如飞行器70和/或引擎10在爬升顶点和下降起点之间的中点(就时间和/或距离而言)处所经历的条件。仅以举例的方式，巡航条件可对应于：前向马赫数为0.8；压力23000Pa；以及温度为-55℃。
最大起飞风扇旋转速度
风扇23的旋转速度可在气体涡轮引擎10的使用期间变化。风扇23可具有对应于其在安装有气体涡轮引擎10的飞行器70的起飞期间旋转的最大速度的最大起飞(MTO)旋转速度(例如，以rpm为单位)。
最大起飞旋转风扇速度可在1450rpm至3020rpm之间的范围内。对于风扇尖端半径102在110cm至150cm范围内的引擎10，最大起飞旋转风扇速度可在2100rpm至3020rpm或1970rpm至3020rpm的范围内。对于风扇尖端半径102在155cm至200cm范围内的引擎10，最大起飞旋转风扇速度可在1450rpm至1910rpm之间的范围内。
已发现，可以以下比率中的任一者或多者来组合以上定义的参数，以提供改进的气体涡轮引擎：
引擎面积比率
引擎面积比率可被定义为：
Figure BDA0002320743460000681
如上文所定义的，以该比率使用的涡轮直径122是涡轮19在最低压力转子级19b的轴向位置处的直径122。技术人员将理解，最低压力转子级19b是涡轮19的最后转子级，并且即使在引擎10未使用时，涡轮19的最后转子级19b也可被称为涡轮19的最低压力转子级；即，甚至当整个引擎上的压力没有显著变化时也是如此。
扇面面积(如上文所定义的A扇面)可被认为是提供引擎10在径向平面上的面积的指示。涡轮直径122乘以核心长度104可被认为是引擎核心11在轴向平面上的有效面积。
技术人员将理解，例如对于给定的推力水平，具有较大的风扇尖端半径102，并因此具有较大的扇面面积，可改善推进效率。风扇半径的增加由图4C中的箭头23a示出。如果引擎核心11保持不变，则这种增加将增加引擎面积比率，或者如果将核心11缩放以匹配较大的风扇23，则对引擎面积比率没有影响。然而，技术人员将理解，仅将引擎10简单地放大以用于更大的风扇23，可潜在地增加阻力和安装难度，例如增加下游阻塞。
在所描述的实施方案中，引擎核心11被制成小于如果简单地将其放大以用于更大的风扇23时的情况，因此减小了引擎面积比率。技术人员将理解，减小核心尺寸可包括减小核心长度104(如图4C中的箭头11A所示)、减小涡轮直径122(如图4C中的箭头11B所示)或减小两者(如图4C中的箭头11C所示)。技术人员将理解，在给定的各种约束条件下，核心长度104和直径122可相互折衷以最佳地减小引擎核心尺寸。
在所描述的实施方案中，与已知的引擎相比，随着风扇23的尺寸增加，核心长度104和涡轮直径122均相对于风扇半径102减小。因此，引擎面积比率高于当前的飞行器引擎的引擎面积比率。
在所描述的实施方案中，引擎面积比率在1.7至3的范围内，更具体地在1.70至3.00的范围内。在所描述的实施方案中，引擎面积比率大于1.70。在所描述的实施方案中，引擎面积比率在1.9至3的范围内，更具体地在2至3的范围内，并且更具体地在2.1至2.5的范围内。在各种实施方案中，风扇尖端半径102在110cm至150cm的范围内，并且引擎面积比率在1.7至2.7的范围内。在另选的实施方案中，风扇尖端半径102在155cm至200cm的范围内，并且可选地其中引擎面积比率在2至3的范围内。在参照图4A描述的实施方案中，风扇尖端半径102大于170cm。
在所描述的实施方案中，涡轮直径122沿涡轮19的长度变化。在所描述的实施方案中，最低压力转子级19b处的涡轮直径122具有在以上针对涡轮直径定义的绝对范围中的一者或多者中的值。
在所描述的实施方案中，风扇尖端半径102与最低压力转子级19b处的涡轮直径122的比率在0.8至2.1的范围内(包括端值在内)。
在所描述的实施方案中，引擎核心长度104具有在以上针对核心长度定义的绝对范围中的一者或多者中的值。
在所描述的实施方案中，风扇尖端半径102与核心长度104的比率在0.3至1的范围内。
在所描述的实施方案中，气体涡轮引擎10包括连接在芯轴26与风扇23之间的齿轮箱30，齿轮箱30被布置用于接收来自芯轴26的输入并且提供输出以比芯轴26低的旋转速度来驱动风扇23。在另选的实施方案中，可不存在齿轮箱。在所描述的实施方案中，齿轮箱的齿轮传动比在3至5范围内，并且更具体地在3.2至3.8范围内。
在所描述的实施方案中，涡轮19是第一涡轮19，并且引擎10包括被布置成以更高的旋转速度旋转的第二涡轮17。在另选的实施方案中，可仅存在一个涡轮19，或者可存在两个以上的涡轮17、19。
在所描述的实施方案中，如上所述定义了风扇轴线角度118。风扇轴线角度118被定义为风扇尖端轴线62与引擎的中心线9之间的角度，如图9A和图9B所示。风扇轴线角度118的正值对应于当沿如图9B所示的轴线向后移动时朝引擎中心线9倾斜的风扇尖端轴线62，即多个风扇叶片64的前缘64a的径向外尖端68a与涡轮19的最低压力级的转子叶片19a的后缘的径向外尖端相比，更远离引擎中心线9。
在所描述的实施方案中，风扇轴线角度在10度至20度之间的范围内。通过提供在该范围内的风扇轴线角度118，气体涡轮引擎10可具有大的风扇直径以提供改善的推进效率，同时还具有相对小的直径的核心11。在所描述的实施方案中，风扇轴线角度118在12度至16度、更具体地在13度或14至15度的范围内，并且具体地为约14.5度。
旁路与核心比率
旁路与核心比率可被定义为：
Figure BDA0002320743460000711
在参照图13A和图13B描述的实施方案中，在飞行器巡航条件下，旁路与核心比率被配置为在1.1至2的范围内，并且更具体地在1.1至2.0、并且更具体地1.10至2.00的范围内。
在另选或另外的实施方案中，在飞行器巡航条件下，旁路与核心比率可落入以下范围中的一者或多者：1.10至2.00；1.15以上；和/或1.2至1.5。在具有风扇尖端半径102在110cm至150cm的范围内的引擎10的实施方案中，旁路与核心比率可在1.0至1.4、或1.1至1.3的范围内。在具有风扇尖端半径102在155cm至200cm的范围内的引擎10的实施方案中，旁路与核心比率可在1.3至1.6的范围内。
在所描述的实施方案中，如上所述，旁路与核心比率可被简化至如下，其可被称为提取比率：
Figure BDA0002320743460000712
旁路喷嘴出口54和核心喷嘴出口56处的总压力可如上所述定义和确定。
在所描述的实施方案中，引擎核心11包括径向位于核心喷嘴20与旁路管道22之间的壳体11a。在所描述的实施方案中，壳体11a的外表面提供旁路排气管道22和旁路喷嘴18的内表面，并且壳体11a的内表面提供核心喷嘴20的外表面。
在所描述的实施方案中，巡航条件下的旁路比在11至20的范围内，并且更具体地在13至20、或14至20的范围内。
在所描述的实施方案中，核心喷嘴出口被限定为核心排气喷嘴20的出口平面56(出于限定压力的目的)，出口平面56从引擎核心壳体11a的最后点朝引擎10的中心线延伸。在所描述的实施方案中，出于限定压力的目的，出口平面56限定为垂直于引擎10的轴线的径向平面。
在所描述的实施方案中，旁路喷嘴出口被限定为旁路管道排气喷嘴18的出口平面54(出于限定压力的目的)，出口平面54从短舱21的最后点朝引擎10的中心线延伸。在所描述的实施方案中，出于限定压力的目的，出口平面54限定为垂直于引擎10的轴线的径向平面。
在所描述的实施方案中，旁路排气喷嘴出口54处的旁路排气喷嘴18的直径具有在以上针对旁路排气喷嘴直径定义的绝对范围中的一者或多者中的值。
在所描述的实施方案中，旁路排气喷嘴出口54处的旁路排气喷嘴18的流面积Ab在2m2至6m2的范围内，并且更具体地在1.9m2至5.8m2的范围内。在所描述的实施方案中，核心排气喷嘴出口56处的核心排气喷嘴20的流面积Ac在0.4m2至1.3m2的范围内。在所描述的实施方案中，流面积在与径向出口平面54、56成一定角度的平面中测量。在另选的实施方案中，取决于如以上参照图3B所讨论的最小距离Rb、Rc的角度，流面积Ab、Ac可在或可不在出口平面54、56中。
在所描述的实施方案中，旁路排气喷嘴出口54处的旁路排气喷嘴18的流面积与核心排气喷嘴出口56处的核心排气喷嘴20的流面积的比率在4至6的范围内，并且更具体地在5至6的范围内。
在所描述的实施方案中，旁路排气喷嘴18和核心排气喷嘴20均为渐缩喷嘴。在另选的实施方案中，旁路排气喷嘴18和核心排气喷嘴20中的一者或两者可为缩放喷嘴。
在所描述的实施方案中，气体涡轮引擎10还包括连接在芯轴26与风扇23之间的齿轮箱30，该齿轮箱30被布置用于接收来自芯轴26的输入并且提供输出以比芯轴26低的旋转速度来驱动风扇。在所描述的实施方案中，齿轮箱30的齿轮传动比在3至5，并且更具体地在3.2至3.8的范围内。在另选的实施方案中，可不设置齿轮箱或齿轮传动比可不同。
在所描述的实施方案中，风扇尖端半径102大于170cm。在另选或另外的实施方案中，风扇尖端半径102可大于或大约为以下中的任一者：110cm、115cm、120cm、125cm、130cm、135cm、140cm、145cm、150cm、155cm、160cm、165cm、170cm、175cm、180cm、185cm、190cm或195cm。
在所描述的实施方案中，风扇23特别大；技术人员将理解，较大的风扇23可有利于旁路和核心排气喷嘴18、20之间的较大压力差，前提条件是适当地调节其他引擎参数。在另选的实施方案中，风扇23可不相对较大，并且可调节其他引擎参数以提供期望的压力比率。
在所描述的实施方案中，涡轮19是第一涡轮19，并且引擎10包括被布置成以更高的旋转速度旋转的第二涡轮17。在另选或另外的实施方案中，引擎10可仅具有单个涡轮19，或者可具有两个以上的涡轮17、19，例如具有三个或四个涡轮。
图13C示出了操作包括如上所述的气体涡轮引擎10的飞行器70的方法1300。该方法包括起飞1302、达到巡航条件1304以及控制1306飞行器70使得在巡航期间旁路与核心比率保持在1.1至2的范围内。
旁路与核心比率可更具体地在上文所定义的任何范围内。方法1300可包括根据本文所定义的其他参数中的任一者来控制气体涡轮引擎10。
引擎长度与CoG比率
重心(CoG)位置比率可被定义为：
重心位置(108)/引擎长度(110)。
引擎长度110可被测量为风扇23的前部区域与最低压力涡轮19的后部区域之间的轴向距离。在所描述的实施方案中，引擎长度110被测量为以下两者之间的轴向距离：多个风扇叶片64中的一个风扇叶片的前缘64a与毂部66的交点；以及如上文所定义的涡轮19b的最低压力涡轮级的转子叶片44中的一个转子叶片的后缘的平均半径点。平均半径点为转子叶片44的0％跨度位置与100％跨度位置之间的中点。
在所描述的实施方案中，气体涡轮引擎10具有被称为最低压力涡轮19的单个涡轮19。在其他实施方案中，可设置多个涡轮。引擎长度110是相对于所设置的涡轮中的最低压力涡轮19的最低压力级19b的转子测量的，并且因此对应于气体流动方向上的最靠后的涡轮转子。
在所描述的实施方案中，重心108的位置被测量为以下两者之间的轴向距离：多个风扇叶片64中的一个风扇叶片的前缘64a与毂部66的交点；以及如上文所定义的气体涡轮引擎10的重心。
如果使用较大的风扇半径102，例如以提高推进效率，那么当引擎部件简单地与风扇半径102成比例地缩放，则这种增加可能对引擎10的重心的相对位置有影响。这可能导致将引擎10安装到飞行器机翼52上时出现问题，因为引擎重心可能纵向移动远离机翼52。这可能增加施加到连接引擎10和机翼52的安装挂架53上的负载。
在图5A和图5B所示的实施方案中，重心位置比率在0.43至0.6的范围内。技术人员将理解，图5A和图5B所示的实施方案通过落入该范围内的示例来提供。更具体地，重心位置比率可在0.45至0.6并且更具体地0.46至0.6的范围内。还更具体地，重心位置比率可在0.47至0.49的范围内，或者可在0.45至0.48的范围内。前一句中的范围可例如用于具有分别在110cm至150cm或155cm至200cm范围内的风扇尖端半径102的气体涡轮引擎10。
引擎长度110和重心位置108的绝对值可如本文别处所定义。
将重心位置比率限定在上述范围内可允许重心与引擎10的总长度相比进一步向后定位。这可允许重心位于更靠近引擎10的前部安装位置53a的位置(即，向前连接到挂架53的位置；在所描述的实施方案中，引擎10被布置成在两个地点连接到挂架53，该两个地点包括将短舱21连接到挂架53的前部引擎安装件53a以及将核心壳体11a连接到挂架53的后部引擎安装件53b。技术人员将理解，在其他实施方案中可使用更多、更少和/或不同的安装位置)。与已知的气体涡轮引擎中存在的重心位置比率相比，这可有助于减小或最小化安装负载，或者这将通过引擎架构的成比例缩放来实现。通过限定如上文所定义的重心位置比率，还可提供诸如减小引擎核心11的弯曲和核心内互连轴的偏转的其他有利效果。
通过将重心位置比率限定在上文所定义的范围内，可将重心移动至更靠近连接引擎核心11和短舱21的支撑结构(诸如，所描述的实施方案的挂架53)。在所述实施方案中，可将重心移动到与固定结构24成直线(或接近成直线)的位置。这可减小由固定结构24传递以支撑引擎核心11的力。
风扇速度与重心比率：
重心位置比率×最大起飞旋转风扇速度
可在600rpm至1350rpm并且更具体地在650rpm至1276rpm的范围内。例如，对于风扇尖端半径102在110cm至150cm范围内的引擎10，风扇速度与重心比率可为925rpm至1350rpm。对于风扇尖端半径102在155cm至200cm范围内的引擎10，风扇速度与重心比率可为650rpm至910rpm。
最大起飞旋转风扇速度可如本文别处所定义。
在所描述的实施方案中，气体涡轮引擎10还包括连接在芯轴26与风扇23之间的齿轮箱30，该齿轮箱30被布置用于接收来自芯轴26的输入并且提供输出以比芯轴26低的旋转速度来驱动风扇。在另选的实施方案中，可不设置齿轮箱。
图5C示出了操作包括如上所述的气体涡轮引擎10的飞行器70的方法500。
该方法包括起飞502、达到巡航条件504以及控制506飞行器70使得重心位置比率在0.43至0.6的范围内，并且使用引擎向飞行器提供用于起飞的推力，使得在起飞期间风扇速度与重心比率具有如本文所述和/或所要求保护的范围内的最大值，例如600rpm至1350rpm。
重心位置比率和/或风扇速度与重心比率可更具体地在上文所定义的任何范围内(例如，风扇速度与重心比率为650rpm至1350rpm)。方法500可包括根据本文所定义的其他参数中的任一者来控制气体涡轮引擎10。
齿轮箱位置与引擎长度比率
齿轮箱位置比率可被定义为：
齿轮箱位置(112)/引擎长度(110)
引擎长度110可被测量为风扇23的前部区域与最低压力涡轮19的后部区域之间的轴向距离(参见图6A和图6B)。
在所描述的实施方案中，引擎长度110被测量为以下两者之间的轴向距离：多个风扇叶片64中的一个风扇叶片的前缘64a与毂部64的交点；以及如上文所定义的最低压力涡轮19的最低压力涡轮级19b的转子叶片44中的一个转子叶片的后缘的平均半径点。平均半径点为转子叶片44的0％跨度位置与100％跨度位置之间的中点。
在所描述的实施方案中，气体涡轮引擎10具有被称为最低压力涡轮的单个涡轮19。在其他实施方案中，可设置多个涡轮。引擎长度110是相对于所设置的涡轮中的最低压力涡轮19的最低压力级19b的转子测量的，并且因此对应于气体流动方向上的最靠后的涡轮转子。
在所描述的实施方案中，齿轮箱位置112被测量为以下两者之间的轴向距离：风扇叶片64中的一个风扇叶片的前缘64a与毂部66的交点；以及如上文所定义的与齿轮箱30的环形齿轮38的轴向中心点相交的径向平面。
齿轮箱30可贡献引擎10的总质量的大部分。因此，其沿引擎10的长度的位置可对重心位置具有显著影响。如果引擎的部件与增加的风扇尺寸成比例地缩放，则齿轮箱30的相对位置可能不提供合适的重心位置108以允许将引擎10有效安装到飞行器机翼52。
在图6A和图6B所示的实施方案中，齿轮箱位置比率在0.19至0.45的范围内。技术人员将理解，图6A和图6B所示的实施方案通过落入该范围内的示例来提供。在一个实施方案中，齿轮箱位置比率可在0.19至0.3的范围内，并且更具体地可在0.19至0.25、或0.19至0.23的范围内。在一个实施方案中，齿轮箱位置比率可在0.19至0.23的范围内；例如，这可用于风扇尖端半径102在110cm至150cm范围内的引擎10。在另一个实施方案中，齿轮箱位置比率可等于或约为0.23；例如，在0.20至0.25的范围内-这可例如用于风扇尖端半径102在155cm至200cm范围内的引擎。
齿轮箱位置112和引擎长度110的绝对值可如本文别处所定义。
将齿轮箱位置比率限定在上述范围内可允许或有利于控制重心并协助引擎安装。在上述范围内的齿轮箱位置比率可使引擎总重心在引擎10内向后移动。这可允许重心移动到更靠近引擎10的前部安装位置53a，并且与已知的气体涡轮引擎10相比减小前部安装负载，或者这将通过引擎架构的成比例缩放来实现。如已经讨论的，以这种方式控制重心位置还可减少引擎核心11的弯曲和芯轴26的偏转。
制造风扇叶片64的材料的选择可对齿轮箱位置比率的选择有影响。在所述实施方案中，风扇叶片包括主体部分和前缘部分。在其中风扇叶片64的主体部分至少部分地由复合材料形成的实施方案中，齿轮箱位置可在50cm至110cm之间的范围内，并且更具体地在80cm至110cm之间的范围内。在使用复合风扇叶片的情况下，齿轮箱位置比率可等于或约为0.23(例如，在0.20至0.25的范围内)-这可用于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎。
在其他实施方案中，风扇叶片64可至少部分地由金属或金属合金形成。在一个实施方案中，主体部分由金属合金形成。金属合金可以是例如铝锂合金。在此类实施方案中，齿轮箱位置可在50cm至110cm之间的范围内，并且更具体地可在50cm至80cm之间的范围内。在使用金属风扇叶片的情况下，齿轮箱位置比率可在0.19至0.23的范围内。例如，这可用于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎。
外旁路与风扇比率
外旁路与风扇比率可被定义为：
Figure BDA0002320743460000771
在所描述的实施方案中，外旁路与风扇比率在0.6至1.05并且更具体地0.65至1.00的范围内。在各种另选的实施方案中，外旁路与风扇比率可低于1.05，可选地低于1.02，并且进一步可选地低于1.00。
风扇尖端半径102和旁路排气喷嘴18的外半径114均如上文所定义-每个半径均在垂直于引擎10轴线的径向平面上测量。在风扇尖端半径102在110cm至150cm的范围内的实施方案中，外旁路与风扇比率可在0.95至1并且更具体地0.96至0.98的范围内。在风扇尖端半径102在155cm至200cm范围内的实施方案中，外旁路与风扇比率可在0.91至0.98、可选地0.94至0.96范围内。
在所描述的实施方案中，引擎10包括短舱21，并且风扇尖端半径102约等于邻近风扇(在引擎10的前部区域中)的短舱21的内半径。旁路排气喷嘴18的外半径114等于短舱21的最后尖端21b处(在引擎10的后部区域中)的短舱21的内半径。因此，外旁路与风扇比率提供了引擎尺寸从前到后变化的量度。
在所描述的实施方案中，旁路排气喷嘴18具有出口平面54(在图8A、图8B和图13A中标记)。出口平面54位于引擎10的径向平面中，垂直于引擎中心线9。出口平面54从短舱21的最后尖端向内延伸。旁路排气喷嘴18的流面积大致由出口平面54的环形段限定，该环形段在短舱21的内表面与引擎核心11的外表面之间(即，旁路管道22/喷嘴18内的出口平面的开口部分，该喷嘴18是管道22的出口，从以上定义注意到，旁路气流(B)所经历的跨喷嘴18的最小距离Rb实际上可不同于径向喷嘴宽度)。
在所述的实施方案中，旁路排气喷嘴18的外半径114在旁路排气喷嘴18的出口平面54的轴向位置处测量，该轴向位置对应于短舱21的最后尖端的轴向位置。因此，旁路排气喷嘴18的外半径114为引擎10的中心线9与短舱21的内表面之间在短舱21的最后尖端21b的轴向位置处的径向距离。
在所描述的实施方案中，旁路排气喷嘴18的外半径114约等于或小于风扇尖端半径102。在图7A所示的实施方案中，旁路排气喷嘴18的外半径114约等于但略大于风扇尖端半径102，从而使外旁路与风扇比率为1.05(附图可能未按比例绘制)。
在图7B所示的实施方案中，旁路排气喷嘴18的外半径114’小于风扇尖端半径102，从而使外旁路与风扇比率小于1，更具体地在0.9至1之间，并且具体地为约0.96(附图可能未按比例绘制)。
技术人员将理解，在图7A和图7B所示的实施方案中，引擎核心11和风扇23是相同的，并且外旁路与风扇比率的差异是由于不同的短舱形状一并且尤其是由于与图7A所示的实施方案中的朝引擎10的背部向外/远离引擎中心线弯曲相反，在图7B所示的实施方案中的短舱21的内表面朝引擎10的背部向内/朝引擎中心线弯曲。
在图7A所示的实施方案中，短舱21的外半径沿引擎长度110大致恒定，仅在前端区和后端区略微向内弯曲。相比之下，在图7B所示的实施方案中，短舱21的外半径从短舱21的轴向中点朝后部减小。短舱21也比图7A所示的实施方案的短舱更薄，从而与风扇23的尺寸相比，提供了较小的短舱外半径/直径和较窄的总体引擎10。因此，在图7B所示的实施方案中，旁路排气管道22和排气喷嘴18较窄。
技术人员将理解，相对窄且向后朝内弯曲的短舱21可为将引擎10的后部连接到飞行器机翼52的挂架结构53留出更多空间。
在另选或另外的实施方案中，除了或代替短舱21的改变之外，可改变风扇23的参数以改变外旁路与风扇比率。
另外，在各种实施方案中，可改变引擎核心11的参数，以便独立于短舱21的半径来调节旁路排气管22和排气喷嘴18的宽度/流面积(例如，通过使旁路排气喷嘴18的内半径116更小)。
图7C提供了具有在0.6至1.05范围内的外旁路与风扇比率的引擎10的示意图。技术人员将理解，图7A和图7B所示的实施方案通过落入该范围内的示例来提供。
技术人员将理解，与风扇尺寸102相比，具有相对窄的旁路排气喷嘴18可减少在使用中由引擎10产生的阻力。此外，技术人员将理解，相对窄的旁路排气喷嘴18和可选地相应更低的短舱外半径可产生更紧凑的排气系统，这可允许或有利于在飞行器70的机翼下安装更大的引擎10。
在所描述的实施方案中，气体涡轮引擎10还包括连接在芯轴26与风扇23之间的齿轮箱30，该齿轮箱30被布置用于接收来自芯轴26的输入并且提供输出以比芯轴26低的旋转速度来驱动风扇。在所描述的实施方案中，齿轮箱30的齿轮传动比在3至5，并且更具体地在3.2至3.8的范围内。在另选的实施方案中，可不设置齿轮箱或齿轮传动比可不同。
内旁路与风扇比率
内旁路与风扇比率可被定义为：
Figure BDA0002320743460000791
在所描述的实施方案中，内旁路与风扇比率在0.4至0.65并且更具体地0.40至0.65的范围内。在具有风扇尖端半径102在110cm至150cm的范围内的引擎10的实施方案中，内旁路与风扇比率可在0.57至0.63的范围内，例如在0.58至0.60的范围内。在具有风扇尖端半径102在155cm至200cm的范围内的引擎10的实施方案中，内旁路与风扇比率可在0.5至0.6并且可选地在0.52至0.58的范围内。
风扇尖端半径102和旁路排气喷嘴18的内半径116均如上文所定义-每个半径均在垂直于引擎10的轴线9的径向平面上测量。内半径116在与外半径114相同的平面上测量。
风扇尖端半径102约等于邻近风扇(在引擎10的前部区域中)的短舱21的内半径。旁路排气喷嘴18的内半径116等于短舱21的最后尖端21b的轴向位置处(在引擎10的后部区域中)的引擎核心11的外半径。因此，内旁路与风扇比率提供了从前到后的引擎尺寸变化的量度，与外旁路与风扇比率的不同之处在于，短舱21的尺寸不如引擎核心11的尺寸重要。
在所描述的实施方案中，旁路排气喷嘴18具有出口平面54(在图8A、图8B和图13A中标记)。出口平面54位于引擎10的径向平面中，垂直于引擎中心线9。出口平面54从短舱21的最后尖端向内延伸。旁路排气喷嘴18的流面积大致由出口平面54的环形段限定，该环形段在短舱21的内表面与引擎核心11的外表面之间(即，旁路管道22/喷嘴18内的出口平面的开口部分，该喷嘴18是管道22的出口，从以上定义注意到，旁路气流(B)所经历的跨喷嘴18的最小距离Rb实际上可不同于径向喷嘴宽度)。
在所述的实施方案中，旁路排气喷嘴18的内半径116在旁路排气喷嘴18的出口平面54的轴向位置处测量，该轴向位置对应于短舱21的最后尖端21b的轴向位置。因此，旁路排气喷嘴18的内半径116为引擎10的中心线与引擎核心11的外表面之间在短舱21的最后尖端的轴向位置处/在旁路排气喷嘴出口平面54的轴向位置处的径向距离。
在所描述的实施方案中，旁路排气喷嘴18的内半径116在50cm至125cm并且更具体地65cm至110cm的范围内。在具有风扇尖端半径102在110cm至150cm的范围内的引擎10的实施方案中，旁路排气喷嘴的内半径可在65cm至90cm的范围内。在具有风扇尖端半径102在155cm至200cm的范围内的引擎10的实施方案中，旁路排气喷嘴的内半径可在80cm至110cm的范围内。
在所描述的实施方案中，旁路排气喷嘴18的内半径116小于风扇尖端半径102，例如为风扇尖端半径的约50％。在图8A所示的实施方案中，旁路排气喷嘴18的内半径116超过风扇尖端半径102的长度的一半，从而使内旁路与风扇比率为约0.6，并且更具体地为约0.64(附图可能未按比例绘制)。在图7B所示的实施方案中，旁路排气喷嘴18的内半径116′小于风扇尖端半径102，从而使外旁路与风扇比率为约0.6，并且更具体地为约0.62(附图可能未按比例绘制)。
技术人员将理解，在图8A和图8B所示的实施方案中，引擎核心11和风扇23是相同的，并且内旁路与风扇比率的差异是由于短舱形状不同一并且具体地是由于图8B所示实施方案的短舱21比图8A的沿引擎核心11向后延伸得更远，从而使出口平面54’沿引擎核心11轴向地进一步向后。在所示实施方案中，随着引擎核心半径沿引擎核心11轴向地进一步向后减小，旁路排气喷嘴18的内半径116对于图8B所示的实施方案而言小于图8A中的实施方案。技术人员将理解，短舱21的内半径对旁路排气喷嘴18的内半径116的测量没有影响，但短舱长度的确会影响旁路排气喷嘴18的出口平面54所处的位置，并且因此影响测量旁路排气喷嘴18的内半径116的位置。在另选或另外的实施方案中，引擎核心11的形状可不同，使得出口平面54的轴向位置对旁路排气喷嘴18的内半径116没有影响或具有不同的影响。
图8C提供了具有在0.4至0.65范围内的内旁路与风扇比率的引擎10的示意图。技术人员将理解，图8A和图8B所示的实施方案通过落入该范围内的示例来提供。
技术人员将理解，引擎核心11径向位于旁路排气喷嘴18内，因此旁路排气喷嘴18的内半径116因此可等同地被认为是引擎核心11的外半径。更一般地，沿引擎核心11的长度，引擎核心11径向位于旁路排气管道22内，因此旁路排气管道22在任何给定轴向位置处的内半径可等同地被认为是在该轴向位置处的引擎核心11的外半径。
技术人员将理解，与风扇尺寸102相比，具有相对窄的引擎核心11可减少引擎10在使用中产生的阻力。
在所描述的实施方案中，气体涡轮引擎10还包括连接在芯轴26与风扇23之间的齿轮箱30，该齿轮箱30被布置用于接收来自芯轴26的输入并且提供输出以比芯轴26低的旋转速度来驱动风扇。在所描述的实施方案中，齿轮箱30的齿轮传动比在3至5，并且更具体地在3.2至3.8的范围内。在另选的实施方案中，可不设置齿轮箱或齿轮传动比可不同。
外旁路管道壁角度比率
外旁路管道壁角度126如上文所述定义。在一个实施方案中，外旁路管道壁角度126可在-15度至+1度之间的范围内。技术人员将理解，图12A、图12B和图12C未按比例绘制，并且被提供以示出如何测量外旁路管道壁角度。通过提供在该范围内的外BPD壁角度，可提供更紧凑的排气系统。
在一个实施方案中，外旁路管道壁角度可为负。在一个实施方案中，外旁路管道壁角度可在-5度至-1度之间的范围内。通过使用负角度使得外壁轴线60朝引擎中心线9倾斜，可提供紧凑的排气系统。更具体地，旁路管道壁角度可在-4.0度至-1.0度之间的范围内。
在一个实施方案中，外旁路管道壁角度126可在-0.5度至-4度之间-这可用于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎。在一个实施方案中，外旁路管道壁角度可在-2.5度至-4度之间的范围内-这可用于风扇尖端半径102在155cm至200cm范围内的引擎。
在具有在上述范围内限定的旁路管道壁角度126的实施方案中使用的旁路管道出口导向轮叶(OGV)58的半径可如本文别处所定义。
在所描述的实施方案中，气体涡轮引擎10还包括连接在芯轴26与风扇23之间的齿轮箱30，该齿轮箱30被布置用于接收来自芯轴26的输入并且提供输出以比芯轴26低的旋转速度来驱动风扇。在另选的实施方案中，可不设置齿轮箱。
风扇轴线角度
风扇轴线角度118(也称为风扇尖端轴线角度)如上所述定义。风扇轴线角度118由风扇尖端轴线62与引擎的中心线9之间的角度限定，如图9A和图9B所示。技术人员将理解，图9A和图9B未按比例绘制，并且被提供以示出如何测量风扇轴线角度118。
风扇轴线角度118的正值对应于当沿如图9B所示的轴线向后移动时朝引擎中心线9倾斜的风扇尖端轴线62，即多个风扇叶片64的前缘64a的径向外尖端68a与涡轮19的最低压力级的转子叶片19a的后缘的径向外尖端相比，更远离引擎中心线9。
在所描述的实施方案中，风扇轴线角度118在10度至20度的范围内。通过提供在该范围内的风扇轴线角度118，气体涡轮引擎10可具有大的风扇直径以提供改善的推进效率，同时还具有相对小的直径的核心11。
在一个实施方案中，风扇轴线角度可在12度至17度之间的范围内。更具体地，风扇轴线角度可在13度至15度之间的范围内。在一个实施方案中，风扇轴线角度可在13度至15度之间的范围内-这可适用于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎。在另一个实施方案中，风扇轴线角度可在13.5度至15.5度之间的范围内-这可适用于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎。
在所描述的实施方案中，气体涡轮引擎10具有被称为最低压力涡轮的单个涡轮19。在其他实施方案中，可设置多个涡轮。风扇轴线角度118是相对于所设置的涡轮中的最低压力涡轮19的最低压力级19b的转子测量的，并且因此对应于气体流动方向上的最靠后的涡轮转子19b。
在具有在上述范围内限定的风扇轴线角度118的实施方案中，风扇尖端半径102和涡轮半径的值可在本文别处定义的范围内。
在所描述的实施方案中，气体涡轮引擎10还包括连接在芯轴26与风扇23之间的齿轮箱30，该齿轮箱30被布置用于接收来自芯轴26的输入并且提供输出以比芯轴26低的旋转速度来驱动风扇。在另选的实施方案中，可不设置齿轮箱。
风扇速度与风扇-涡轮半径差比率
风扇速度与风扇-涡轮半径差比率被定义为：
Figure BDA0002320743460000831
风扇的最大起飞旋转速度和风扇-涡轮半径差120如上文所定义，如图10A和图10B所示。
在参照图10A和图10B描述的实施方案中，风扇速度与风扇-涡轮半径差比率在0.8rpm/mm至5rpm/mm之间的范围内。如上所述，这可减少将引擎10连接到飞行器70的机翼52的挂架53上的负载。
在一个实施方案中，风扇速度与风扇-涡轮半径比率可在1.5rpm/mm至4.0rpm/mm之间的范围内。更具体地，风扇速度与风扇-涡轮半径比率可在1.5rpm/mm至3.6rpm/mm的范围内。在一个实施方案中，风扇速度与风扇-涡轮半径比率可在2.93rpm/mm至3.8rpm/mm之间的范围内-这可用于风扇尖端半径102在110cm至150cm范围内的引擎10。在另一个实施方案中，风扇速度与风扇-涡轮半径比率可在1.2rpm/mm至2rpm/mm之间的范围内-这可用于风扇尖端半径102在155cm至200cm范围内的引擎10。
风扇-涡轮半径差120和风扇23的最大起飞旋转速度可在本文别处定义的范围内。
在所描述的实施方案中，相对于风扇速度与风扇-涡轮半径差比率，气体涡轮引擎10具有被称为最低压力涡轮的单个涡轮19。在其他实施方案中，可设置多个涡轮。风扇速度与风扇-涡轮半径差比率是相对于所设置的涡轮中的最低压力涡轮19的最低压力级19b的转子测量的，并且因此对应于气体流动方向上的最靠后的涡轮转子。
最低压力转子级处的涡轮半径106(被测量为从引擎中心线9到涡轮19的最低压力级19b的转子叶片44中的一个转子叶片的后缘的径向外尖端的径向距离)可在45cm至85cm的范围内。对于风扇尖端半径102在110cm至150cm范围内的引擎10，最低压力转子级19b处的涡轮半径106可在50cm至60cm范围内。对于风扇尖端半径102在155cm至200cm范围内的引擎10，最低压力转子级19b处的涡轮半径106可在60cm至85cm的范围内。
在所描述的实施方案中，气体涡轮引擎10还包括连接在芯轴26与风扇23之间的齿轮箱30，该齿轮箱30被布置用于接收来自芯轴26的输入并且提供输出以比芯轴26低的旋转速度来驱动风扇23。在另选的实施方案中，可不设置齿轮箱。
图10C示出了操作包括如上所述的气体涡轮引擎10的飞行器70的方法1000。
该方法包括起飞1002、达到巡航条件1004以及控制1006飞行器70使得在起飞期间风扇速度与风扇-涡轮半径比率在0.8rpm/mm至5rpm/mm之间的范围内。风扇速度与风扇-涡轮半径比率可更具体地在上文所定义的任何范围内。该方法可包括根据本文所定义的其他参数中的任一者来控制气体涡轮引擎10。
下游阻塞比率
图11A提供了位于飞行器70的机翼52下方的引擎10的示意图。引擎10通过挂架53安装到机翼。可使用本领域中已知的任何合适的挂架53。
当在地面上时，飞行器70被布置成停留在地面50上。技术人员将理解，飞行器着陆齿轮(未示出)的轮胎的下表面通常与地平面50接触。机翼52被布置成距地平面50一段距离124。
在所描述的实施方案中，地面-机翼距离124在地平面50与机翼52的前缘52a处机翼52的中心线之间测量。
引擎10安装在机翼52的下方，并且在正常操作中定位在机翼52与地面50之间。当飞行器70位于地面50上时，引擎10被布置成在机翼52下方并且在地平面50上方。技术人员将理解，引擎10的直径因此被布置成小于地面-机翼距离124，使得引擎10可被安装在机翼52下方。技术人员将理解，引擎10的直径也被布置成允许用于挂架53将引擎安装到机翼的空间。
在所描述的实施方案中，引擎10被布置成在机翼52的前缘52a的前方延伸。因此，仅引擎10的后部位于机翼52的正下方。
在所描述的实施方案中，涡轮19位于机翼52的前部区域下方，并且更具体地位于机翼52的前缘52a下方。在另选的实施方案中，涡轮19可位于机翼52的前缘52a的前方或后方。涡轮19的直径122，并且更具体地是如上文所定义的最低压力转子19b的轴向位置处的涡轮19的直径122，因此提供了由引擎10填充的机翼52下方的竖直空间的量的指示。涡轮直径122是涡轮半径106的两倍。
机翼52与地平面50之间由引擎10占据的竖直空间的量可被描述为下游阻塞。因此，如上文所定义的下游阻塞比率可被计算为：
Figure BDA0002320743460000851
在所描述的实施方案中，下游阻塞比率在0.2至0.3的范围内，更具体地在0.20至0.30的范围内，在0.20至0.29的范围内，并且具体地在0.22至0.28的范围内。在风扇尖端半径102在110cm至150cm范围内的实施方案中，下游阻塞比率可在0.23至0.25的范围内。在风扇尖端半径102在155cm至200cm范围内的实施方案中，下游阻塞比率可在0.27至0.29的范围内。
在所描述的实施方案中，最低压力转子级19b的轴向位置处的涡轮直径122如上文所定义，并且具有在以上针对涡轮直径定义的范围中的一者或多者内的值。
在所描述的实施方案中，涡轮19是第一涡轮19，压缩机是第一压缩机14，并且芯轴是第一芯轴26，并且引擎核心11还包括第二涡轮17、第二压缩机15以及将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴27。在该实施方案中，第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴27被布置成以比第一芯轴26高的旋转速度旋转。
在所描述的实施方案中，如下文所定义的引擎10的引擎比率落入下述范围内。在下游阻塞比率在0.2至0.3范围内的另选的实施方案中，引擎比率可不落入2.5至4的范围内-风扇直径与引擎长度比率可因此不落入0.5至1.2的范围内。
引擎比率
引擎比率可被定义为：
Figure BDA0002320743460000861
其中引擎长度、风扇半径和下游阻塞比率均如上文所定义。
在所描述的实施方案中，引擎比率在2.5至4的范围内，并且更具体地在2.5至4.0的范围内，并且更具体地在2.7至3.7的范围内。在所描述的实施方案中，引擎比率大于2.5，并且更具体地大于3.0。
在所描述的实施方案中，如上文所定义的引擎10的下游阻塞比率落入上述范围内。在引擎比率在2.5至4范围内的另选的实施方案中，下游阻塞比率可不落入0.2至0.3的范围内-即风扇直径与引擎长度比率可不落入0.5至1.2的范围内。
在所描述的实施方案中，引擎长度110具有在以上针对引擎长度定义的绝对范围中的一者或多者中的值。
在所描述的实施方案中，最低压力转子级19b的轴向位置处的涡轮直径122具有在以上针对涡轮直径定义的绝对范围中的一者或多者中的值。
在所描述的实施方案中，涡轮19是第一涡轮19，压缩机是第一压缩机14，并且芯轴是第一芯轴26，并且引擎核心11还包括第二涡轮17、第二压缩机15以及将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴27。在该实施方案中，第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴27被布置成以比第一芯轴26高的旋转速度旋转。
在所描述的实施方案中，如下文详述定义的Q比率在0.005Kgs-1N-1K1/2至0.011Kgs-1N-1K1/2的范围内，并且更具体地在0.006Kgs-1N-1K1/2至0.009Kgs-1N-1K1/2的范围内，其中Q的值是在巡航条件下获取的。
下游阻塞和Q比率
在图11B所示的实施方案中，参考图14，Q比率：
下游阻塞比率×Q
在0.005Kgs-1N-1K1/2至0.011Kgs-1N-1K1/2的范围内，其中Q的值是在巡航条件下获取的。
下游阻塞比率和Q如上文所定义。通过将Q比率限定在该范围内，可实现大的质量流量，同时还使下游阻塞最小化。Q比率也可表示为：
Figure BDA0002320743460000871
在一个实施方案中，Q比率可在0.005Kgs-1N-1K1/2至0.010Kgs-1N-1K1/2的范围内。更具体地，Q比率可在0.006Kgs-1N-1K1/2至0.009Kgs-1N-1K1/2的范围内。在前两个句子的范围中使用的Q值是在巡航条件下获取的。
比推力可被定义为净引擎推力除以通过引擎的质量流率。在一个实施方案中，在引擎巡航条件下：
0.029Kgs-1N-1K1/2≤Q≤0.036Kgs-1N-1K1/2；以及
70Nkg-1s≤比推力≤110Nkg-1s。
在其他实施方案中，在巡航条件下：0.032Kgs-1N-1K1/2≤Q≤0.036Kgs-1N-1K1/2。更具体地，在巡航条件下：0.033Kgs-1N-1K1/2≤Q≤0.035Kgs-1N-1K1/2、或0.034Kgs-1N-1K1/2≤Q≤0.035Kgs-1N-1K1/2
涡轮直径122、风扇叶片在其毂部处的半径与风扇叶片在其尖端处的半径的比率以及巡航条件可如本文别处所定义。
在所描述的实施方案中，涡轮19是第一涡轮19，压缩机是第一压缩机14，并且芯轴是第一芯轴26，并且引擎核心11还包括第二涡轮17、第二压缩机15以及将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴27。在该实施方案中，第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴27被布置成以比第一芯轴26高的旋转速度旋转。
图14B示出了操作包括如上所述的气体涡轮引擎10的飞行器70的方法1400。
该方法包括起飞1402、达到巡航条件1404以及控制1406飞行器70使得在起飞期间Q比率在0.005Kgs-1N-1K1/2至0.011Kgs-1N-1K1/2的范围内。Q比率可更具体地在上文所定义的任何范围内。该方法可包括根据本文所定义的其他参数中的任一者来控制气体涡轮引擎。
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 (17)

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(18)连接到所述压缩机(14)的芯轴(26)；
风扇(23)，所述风扇位于所述引擎核心(11)的上游，所述风扇包括从毂部(66)径向延伸的多个风扇叶片(64)，每个风扇叶片具有前缘(64a)和后缘(64b)；并且其中：
所述涡轮(19)包括最低压力涡轮级(19b)，所述最低压力涡轮级具有一排转子叶片(44)，所述转子叶片中的每个转子叶片径向延伸并具有前缘和后缘；
所述气体涡轮引擎(10)具有接合以下两者的风扇尖端轴线(62)：所述多个风扇叶片(64)中的一个风扇叶片的所述前缘(64a)的径向外尖端(68a)；以及所述涡轮(19)的所述最低压力级(19b)的所述转子叶片(44)中的一个转子叶片的所述后缘的所述径向外尖端，所述风扇尖端轴线(62)位于包含所述气体涡轮引擎(10)的中心线(9)的纵向平面中，并且
风扇轴线角度(118)被定义为所述风扇尖端轴线(62)与所述中心线(9)之间的角度，并且所述风扇轴线角度(118)在10度至20度之间的范围内。
2.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述风扇轴线角度(118)在12度至17度之间的范围内。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述风扇轴线角度(118)在13度至15度之间的范围内。
4.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎(10)，其中满足下列中的任一者：
(i)所述风扇(23)的风扇尖端半径(102)在110cm至150cm的范围内，并且所述风扇轴线角度(118)在13度至15度之间的范围内；或者
(ii)所述风扇(23)的风扇尖端半径(102)在155cm至200cm的范围内，并且所述风扇轴线角度(118)在13.5度至15.5度之间的范围内。
5.根据权利要求4所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述最低压力转子级(19b)处的所述涡轮(19)的涡轮半径(106)被定义为从所述引擎中心线(9)至所述涡轮(19)的所述最低压力级的所述转子叶片(44)中的一个转子叶片的所述后缘的所述径向外尖端的径向距离，在45cm至85cm的范围内。
6.根据权利要求5所述的气体涡轮引擎(10)，其中满足下列中的任一者：
(i)所述风扇(23)的风扇尖端半径(102)在110cm至150cm的范围内，并且所述最低压力转子级(19b)处的所述涡轮半径(106)在50cm至60cm的范围内；或者
(ii)所述风扇(23)的风扇尖端半径(102)在155cm至200cm的范围内，并且所述最低压力转子级(19b)处的所述涡轮半径(106)在60cm至85cm的范围内。
7.根据权利要求1或权利要求6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)的输入并且将驱动输出至所述风扇(23)，以便以比所述芯轴低的旋转速度来驱动所述风扇，所述齿轮箱的齿轮传动比可选地在3.2至5、可选地3.2至3.8的范围内。
8.根据权利要求1或权利要求6所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述引擎核心(11)包括多于一个涡轮(19)。
9.根据权利要求1或权利要求6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)；
所述引擎核心还包括第二涡轮(17)、第二压缩机(15)和将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二芯轴(27)；并且
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高的旋转速度旋转。
10.根据权利要求1或权利要求6所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述涡轮(19)的所述最低压力级(19b)的所述转子叶片(44)中的一个转子叶片的所述后缘的所述径向外尖端被定义为：
(i)如果所述转子被罩住，则为所述转子叶片(44)的所述后缘与护罩(49)的下侧相交的径向位置；或者
(ii)如果所述转子未被罩住，则为所述转子叶片(44′)的所述叶片尖端(48′)的所述后缘的径向位置。
11.根据权利要求1或权利要求6所述的气体涡轮引擎(10)，其中：
所述风扇(23)的所述毂部(66)和所述风扇叶片(64)一起限定具有扇面面积和风扇尖端半径(102)的扇面；
所述引擎核心(11)具有核心长度(104)；并且
涡轮直径(122)被定义为从所述引擎中心线(9)至所述涡轮(19)的所述最低压力级的所述转子叶片(44)中的一个转子叶片的所述后缘的所述径向外尖端的所述径向距离的两倍，并且
其中引擎面积比率：
Figure FDA0002320743450000031
在1.7至3的范围内。
12.根据权利要求11所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述引擎面积比率在1.9至3.0的范围内。
13.根据权利要求11所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述风扇尖端半径(102)在所述引擎(10)的所述中心线与每个风扇叶片在其前缘(68a)处的最外尖端之间测量，所述扇面面积等于π乘以所述风扇尖端半径(102)的平方。
14.根据权利要求11所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述核心长度(104)被定义为所述压缩机(14)的前部区域与所述涡轮(19)的后部区域之间的轴向距离。
15.根据权利要求11所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述核心长度(104)沿所述引擎(11)的所述中心线(9)从所述压缩机(14)的叶片前缘的第一级的平均半径点测量到所述涡轮(19)的所述最低压力涡轮转子级(19b)的叶片后缘的平均半径点。
16.根据权利要求11所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述最低压力转子级(19b)处的所述涡轮直径(122)在所述最低压力转子级的转子叶片(44)的叶片尖端后缘的轴向位置处测量。
17.根据权利要求11所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述最低压力转子级(19b)处的所述涡轮(19)的所述涡轮直径(122)被测量：
(i)如果所述转子被罩住，到所述护罩(49)的所述下侧；或者
(ii)如果所述转子未被罩住，到所述转子的所述叶片尖端(48’)。
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