CN111456853A - 齿轮传动式涡轮风扇中的高负荷入口管道 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种气体涡轮引擎(10)，该气体涡轮引擎包括：入口管道(50)，该入口管道用于将核心引擎气流(A)引导至压缩机(14)；以及引擎区段定子(52)，该引擎区段定子被布置在该压缩机(14)的上游的该入口管道(50)中，该引擎区段定子包括多个轮叶(54)，该轮叶具有在该入口管道(50)中限定第一环带区域(A1)的相应前缘(64)，该引擎区段定子轮叶(54)的中间跨度前缘点(66)被布置在第一半径(R1)处。该压缩机(14)包括具有一排第一叶片(62)的第一转子(60)，该第一叶片具有限定第二环带区域(A2)的相应前缘(68)；该压缩机第一叶片(62)的中间跨度前缘点(70)被布置在第二半径(R2)处并且在距该引擎区段定子轮叶中间跨度前缘点(66)轴向距离(L)处。该第二环带区域(A2)与该第一环带区域(A1)的比率(A2/A1)等于或大于0.75，并且该第一半径(R1)与该第二半径(R2)之间的差值(ΔR)与该轴向距离(L)的比率(ΔR/L)等于或大于0.23。

Description

齿轮传动式涡轮风扇中的高负荷入口管道
技术领域
本公开整体涉及气体涡轮引擎，并且更具体地涉及齿轮传动式气体涡轮引擎。
背景技术
气体涡轮引擎用于为飞行器、船舶、发电机等提供动力。气体涡轮引擎通常包括以轴流式串联的进气口、围绕主旋转轴线旋转的风扇、一个或多个压缩机、燃烧器、一个或多个涡轮，以及排气喷嘴。进入进气口的空气被风扇加速以产生两股气流：进入核心中的第一气流(核心气流)和经过旁路管道以提供推进推力的第二气流(旁路气流)。
通过入口管道进入核心的空气由引擎区段定子(ESS)或核心入口定子朝向压缩机引导，在压缩机中被压缩、与燃料混合，然后被馈送到燃烧器中，在燃烧器中空气/燃料混合物发生燃烧。高温和高能排放流体继而被馈送到涡轮，在该涡轮处流体的能量被转化成机械能，以通过合适的互连轴驱动压缩机旋转。
旁路气流与核心气流之间的质量比被称为旁路比率。在亚音速飞行器速度下，为了获得高推进效率，需要大的旁路比率。
最近已提出了齿轮传动式涡轮风扇。在齿轮传动式涡轮风扇中，压缩机经由减速齿轮箱联接到风扇，这允许风扇旋转得比压缩机慢。当风扇旋转得较慢时，风扇直径可以增大，因此旁路比率也可以增大。
飞行器的气体涡轮引擎有许多相抵触的要求和参数。它们必须具有低燃料燃烧量，同时还必须重量轻并且尺寸小。
风扇速度与压缩机速度的这种脱节大幅度地开启了用于风扇和核心的设计空间。因此，在引入减速齿轮箱的情况下，常规的气体涡轮引擎核心和风扇的尺寸可能不是最佳的。
例如，当压缩机旋转得较快时，叶片速度可能超过最佳值，从而导致高马赫数、低效率和更大的噪声。因此，压缩机通常沿径向向内移动以减小叶片速度。
另外，在风扇后缘与ESS之间可能存在有限的半径变化。因为EES的径向位置主要由风扇尺寸确定，所以随着风扇直径增大，ESS沿径向向外移动以减小风扇后缘与ESS之间的半径变化。
换句话讲，压缩机与ESS之间的半径差值在齿轮传动式涡轮风扇中增大。为了应对半径的这种增大的差值，入口管道被制造得更长，这导致引擎较重、效率较低且更昂贵。
因此，需要具有改进的入口管道的齿轮传动式气体涡轮引擎，以便至少部分地克服上文提到的缺点。
发明内容
根据第一方面，提供了一种气体涡轮引擎，包括：风扇，该风扇被安装成围绕主要纵向轴线旋转，以产生旁路气流和核心气流；引擎核心，该引擎核心包括以轴流式串联的压缩机、燃烧器和通过轴联接到压缩机的涡轮；入口管道，该入口管道用于将核心气流引导至压缩机；减速齿轮箱，该减速齿轮箱接收来自轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比轴低的旋转速度来驱动风扇；引擎区段定子，该引擎区段定子被布置在压缩机的上游的入口管道中，该引擎区段定子包括多个轮叶，该多个轮叶具有在入口管道中限定第一环带区域A1的相应前缘，该引擎区段定子轮叶的中间跨度前缘点被布置在距主要纵向轴线第一半径R1处；其中该压缩机包括具有一排第一叶片的第一转子，该第一叶片具有在入口管道中限定第二环带区域A2的相应前缘；压缩机第一叶片的中间跨度前缘点被布置在距主要纵向轴线第二半径R2处并且在距引擎区段定子轮叶中间跨度前缘点轴向距离L处；其中第二环带区域A2与第一环带区域A1的比率A2/A1等于或大于0.60，并且第一半径R1与第二半径R2之间的差值ΔR与轴向距离L的比率ΔR/L等于或大于0.23。
叶片可以包括具有尖端的翼型部分以及根部，并且翼展方向是在叶片的尖端和根部之间延伸的方向，并且翼弦方向是在叶片的前缘和后缘之间延伸的方向。
在本公开中，上游和下游是相对于通过压缩机的核心气流而言的；并且前部和后部是相对于气体涡轮引擎的，即风扇位于引擎的前部而涡轮位于引擎的后部。
本发明人已发现用于入口管道的独特参数组合，该组合允许优化气体涡轮引擎的效率、重量和尺寸，而不在流动特性方面对入口管道中的核心气流产生负面影响。
比率ΔR/L描述入口管道的平均斜率。在本公开中，这种比率相对高，从而允许管道长度较短，因而引擎更短和更轻，同时保持最佳的压缩机叶片速度、齿轮传动比和旁路比率。换句话讲，可以优化风扇尺寸以实现最大推力和效率，并且压缩机可以被布置成与主要纵向轴线相距一定距离，以优化压缩机叶片速度。
第二环带区域A2与第一环带区域A1的比率A2/A1描述了沿入口管道的平均轴向扩散，并且小于1的比率意味着加速管道。
确定核心气流在入口管道中流动的困难程度的通常是沿入口管道的内部环带的静压力梯度。该静压力梯度随着平均轴向扩散而增加，因此第二环带区域A2与第一环带区域A1的比率A2/A1是这种困难的指示。另外，比率ΔR/L也对沿入口管道的静压力梯度有影响：比率ΔR/L越高，该静压力梯度就越高。本公开的比率A2/A1和比率ΔR/L的独特组合使得能够将静压力梯度保持在可接受的水平，同时如上文所阐释优化气体涡轮引擎的效率、重量和尺寸。
在一些示例中，第一半径与第二半径之间的差值与轴向距离L的比率ΔR/L可以等于或大于0.25、或者等于或大于0.27、或者等于或大于0.30、或者等于或大于0.31、或者等于或大于0.32、或者等于或大于0.33、或者等于或大于0.34、或者等于或大于0.35、或者等于或大于0.35、或者等于或大于0.36、或者等于或大于0.37、或者等于或大于0.38、或者等于或大于0.39、或者等于或大于0.40、或者等于或大于0.42、或者等于或大于0.44、或者等于或大于0.46、或者等于或大于0.48，或者等于或大于0.50。在一些示例中，第一半径与第二半径之间的差值与轴向距离L的比率ΔR/L可以等于或小于0.70、或者等于或小于0.68、或者等于或小于0.66、或者等于或小于0.64、或者等于或小于0.62、或者等于或小于0.6、或者等于或小于0.58、或者等于或小于0.56、或者等于或小于0.54、或者等于或小于0.52、或者等于或小于0.50。例如，比率ΔR/L可以被包含在0.30至0.70之间、或在0.30至0.50之间或在0.35至0.70之间、或在0.40至0.70之间、或在0.35至0.65之间、或在0.35至0.60之间、或在0.35至0.55之间、或在0.40至0.60之间、或在0.40至0.55之间。通过将比率ΔR/L限制为等于或小于0.70的值，可以降低由于大的反向压力梯度而在入口管道内产生流动分离的风险。
第一环带区域A1与第二环带区域A2的比率A2/A1可以等于或大于0.65、或者等于或大于0.70、或者等于或大于0.75、或者等于或大于0.80、或者等于或大于0.85、或者等于或大于0.90，或者等于或大于0.95。另外，第一环带区域A1与第二环带区域A2的比率A2/A1可以等于或小于1.10、或者等于或小于1.05、或者等于或小于1、或者等于或小于0.95，或者等于或小于0.90。例如，比率A2/A1可以被包含在0.60至1.10之间、或在0.60至1.05之间、或在0.60至1之间、或在0.60至0.90之间、或在0.60至0.95之间、或在0.60至0.90之间、或在0.65至1.10之间、或在0.65至1之间、或在0.65至0.90之间、或在0.65至0.85之间、或在0.70至1.10之间、或在0.70至1之间、或在0.70至0.90之间、或在0.75至1.10之间、或在0.75至1之间、或在0.75至0.95之间、或在0.80至1.10之间，或在0.80至1之间。
该气体涡轮引擎可以包括可变入口导向轮叶，该可变入口导向轮叶被布置在引擎区段定子与压缩机的第一转子之间的核心管道中。
该气体涡轮引擎可以包括撑条，该撑条被布置在引擎区段定子与压缩机的第一转子之间的核心管道中。
该撑条可以被布置在引擎区段定子与可变入口导向轮叶之间。换句话讲，该撑条可以被布置在引擎区段定子的下游以及可变入口导向轮叶和第一转子的上游。
本公开可以涉及相对大的气体涡轮引擎，即，涉及具有相对大的风扇直径的气体涡轮引擎。例如，风扇可以具有大于230cm、或大于235cm、或大于240cm、或大于245cm、或大于250cm的直径。
减速齿轮箱可以具有被包含在2.5至4.2之间，例如在3.0至4.0之间、或在3.1至3.7之间、或在3.5至3.8之间的齿轮传动比。
压缩机可以包括多个级，每个级都包括转子和定子。压缩机可以包括两个或更多个级，例如三个或四个级。压缩机可以包括少于十个级、或少于九个级。例如，压缩机可以包括2至8个级。
压缩机可以是中压压缩机，并且气体涡轮引擎可以包括在中压压缩机的下游的高压压缩机。
另外，涡轮可以是中压涡轮，并且气体涡轮引擎可以包括在中压压缩机的上游的高压涡轮。
轴可以是第一轴，并且气体涡轮引擎还可包括将高压涡轮联接到高压压缩机的第二轴。第一轴可以将中压压缩机和中压涡轮联接。
气体涡轮引擎可以具有高于10的旁路比率，该旁路比率被定义为旁路气流与核心引擎气流之间的质量比。
如前所述，本公开的布置结构可以特别有益于经由齿轮箱驱动的风扇。因此，该气体涡轮引擎可以包括齿轮箱，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。
齿轮箱可以被布置成由被配置成(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配置成(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4.2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。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，该齿轮传动比可以在这些范围之外。
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。每一级都可以包括一排转子叶片和一排定子轮叶，该排定子轮叶可以是可变定子轮叶(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。每一级都可以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)以下中的任何一个：0.4、0.39、0.38、0.37、0.36、0.35、0.34、0.33、0.32、0.31、0.3、0.29、0.28、0.27、0.26或0.25。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。这些比率通常可称为毂部-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)以下中的任何一个：220cm、230cm(约90.5英寸)、235cm(约92.5英寸)、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)。
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230cm至270cm)范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可以在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)。巡航条件下的风扇尖端负载可以大于(或大约为)以下中的任何一个：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。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，该旁路比率可以大于(或大约为)以下中的任何一个：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5、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)。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)。
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。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)以下中的任何一个的最大推力：160kN、170kN、180kN、190kN、200kN、250kN、300kN、350kN、400kN、450kN、500kN或550kN。最大推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。上面提到的推力可为在标准大气条件下、在海平面处、加上15℃(环境压力101.3kPa，温度30℃)、引擎静止时的最大净推力。
在使用中，高压涡轮的入口处的流的温度可能特别高。该温度(可以被称为TET)可以在燃烧器的出口处(例如紧挨本身可以被称为喷嘴导向轮叶的第一涡轮轮叶的上游)测量。在巡航时，该TET可至少为(或大约为)以下中的任何一个：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)以下中的任何一个：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K或2000K。最大TET可在由前一句中的任意两个值界定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。可以例如在高推力条件下发生最大TET，例如在最大起飞(MTO)条件下发生最大TET。
本文中描述和/或要求保护的风扇叶片和/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。此类布置结构可以称为叶片盘状部或叶片环。可以使用任何合适的方法来制造此类叶片盘状部或叶片环。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，巡航条件可指气体涡轮引擎所附接的飞行器的巡航条件。此类巡航条件通常可被定义为中间巡航的条件，例如飞行器和/或引擎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。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：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：前进马赫数为0.8；压力23000Pa；以及温度为-55℃。
如本文中任何地方所用，“巡航”或“巡航条件”可指空气动力学设计点。此类空气动力学设计点(或ADP)可对应于风扇被设计用于操作的条件(包括例如马赫数、环境条件和推力要求中的一者或多者)。例如，这可能指风扇(或气体涡轮引擎)被设计成具有最佳效率的条件。
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，中间巡航条件)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。
本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于第一方面和第二方面的任何一个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4是气体涡轮引擎的入口管道的示意性截面图。
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包括以轴流式串联的低压压缩机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。
风扇23可以具有至少390cm的直径，例如410cm的直径。
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。
齿轮箱30可以具有被包含在2.5至4.2之间(例如在3.6至3.8之间)的减速齿轮传动比。换句话讲，作为齿轮箱30的输入的互连轴26的转速是风扇23的2.5至4.2倍，例如3.6倍，或者风扇23由行星架34或环形齿轮38旋转，具体取决于周转齿轮箱30的类型。
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将典型地不同于图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。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4示出了核心气流A通过其进入气体涡轮引擎10的核心的入口管道50。
在入口管道50中，以流式串联布置具有多个轮叶54的引擎定子区段(ESS)52、撑条56、可变入口导向轮叶(VIGV)58和低压压缩机14的具有多个第一叶片62的第一转子60。
在另选的未示出的实施方案中，撑条56可以省去。
ESS 52的轮叶54以相应的前缘64为特征，该前缘的中间跨度点66被布置在距主要纵向轴线9第一半径R1处。第一环带区域A1限定在前缘64处。
第一叶片62被布置在ESS 52的下游，并且以相应的前缘68为特征，该前缘的中间跨度点70被布置在距主要纵向轴线9第二半径R2处。第二环带区域A2限定在第一叶片62的前缘68处。在所展示的实施方案中，第二环带区域A2大于第一环带区域A1，从而导致比率A2/A1大于1。在未示出的实施方案中，第二环带区域A2可以小于第一环带区域A1，从而导致比率A2/A1小于1并加速入口管道。在一些实施方案中，比率A2/A1可以等于1或等于0.95。
ESS前缘中间跨度点66和第一叶片前缘中间跨度点70分开轴向距离L。L表示入口管道50的轴向长度。另外，ESS前缘中间跨度点66和第一叶片前缘中间跨度点70分开径向距离，该径向距离是第一半径R1与第二半径R2之间的差值ΔR。
第一半径R1与第二半径R2之间的差值ΔR与轴向距离L的比率表示入口管道50的平均斜率，并且与入口管道曲率相关。在本实施方案中，ΔR/L大于0.3，例如介于0.35至0.55之间，例如为约0.42。换句话讲，入口管道50具有相对高的平均斜率，从而允许第一半径R1相对大，使得ESS可以针对具有高旁路比率的相对大的风扇直径进行优化，并且允许第二半径R2相对短，使得压缩机叶片尖端不会在高马赫数下旋转(高马赫数将导致差的效率和更大的噪声)，并且涡轮温度可以提高，从而导致效率提高。另外，相对高的平均斜率同时允许相对短(因此轻)的入口管道50(因此气体涡轮引擎)。
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 (15)

1.一种气体涡轮引擎(10)，包括：
-风扇(23)，所述风扇被安装成围绕主要纵向轴线(9)旋转，以产生旁路气流(B)和核心引擎气流(A)；
-引擎核心(11)，所述引擎核心包括以轴流式串联的压缩机(14)、燃烧器(16)和通过轴(26)联接到所述压缩机的涡轮(19)；
-入口管道(50)，所述入口管道用于将所述核心引擎气流(A)引导至所述压缩机(14)；
-减速齿轮箱(30)，所述减速齿轮箱接收来自所述轴(26)的输入并将驱动输出至所述风扇(23)，以便以比所述轴(26)低的旋转速度来驱动所述风扇(23)；
-引擎区段定子(52)，所述引擎区段定子被布置在所述压缩机(14)的上游的所述入口管道(50)中，所述引擎区段定子(52)包括多个轮叶(54)，所述多个轮叶具有在所述入口管道(50)中限定第一环带区域(A1)的相应前缘(64)，所述引擎区段定子轮叶(54)的中间跨度前缘点(66)被布置在距所述主要纵向轴线(9)第一半径(R1)处；
其中所述压缩机(14)包括具有一排第一叶片(62)的第一转子(60)，所述第一叶片具有在所述入口管道(50)中限定第二环带区域(A2)的相应前缘(68)；所述压缩机第一叶片(62)的中间跨度前缘点(70)被布置在距所述主要纵向轴线(9)第二半径(R2)处并且在距所述引擎区段定子轮叶中间跨度前缘点(66)轴向距离(L)处，并且
其中所述第二环带区域(A2)与所述第一环带区域(A1)的比率(A2/A1)等于或大于0.60，并且所述第一半径(R1)与所述第二半径(R2)之间的差值(ΔR)与所述轴向距离(L)的比率(ΔR/L)等于或大于0.23。
2.根据前述权利要求所述的气体涡轮引擎，其中所述第一半径(R1)与所述第二半径(R2)之间的差值(ΔR)与所述轴向距离(L)的比率(ΔR/L)等于或大于0.25，可选地等于或大于0.27，进一步可选地等于或大于0.30。
3.根据前述权利要求所述的气体涡轮引擎，其中所述第一半径(R1)与所述第二半径(R2)之间的差值(ΔR)与所述轴向距离(L)的比率(ΔR/L)等于或小于0.70。
4.根据前述权利要求所述的气体涡轮引擎，其中所述第一半径(R1)与所述第二半径(R2)之间的差值(ΔR)与所述轴向距离(L)的比率(ΔR/L)等于或小于0.68，可选地等于或小于0.66，进一步可选地等于或小于0.64。
5.根据前述权利要求中任一项所述的气体涡轮引擎，其中所述第二环带区域(A2)与所述第一环带区域(A1)的比率(A2/A1)等于或大于0.65，可选地等于或大于0.70。
6.根据前述权利要求中任一项所述的气体涡轮引擎，其中所述第二环带区域(A2)与所述第一环带区域(A1)的比率(A2/A1)等于或小于1.10。
7.根据前述权利要求中任一项所述的气体涡轮引擎，其中所述第二环带区域(A2)与所述第一环带区域(A1)的比率(A2/A1)等于或小于1.05，可选地等于或小于1，进一步可选地等于或小于0.95。
8.根据前述权利要求中任一项所述的气体涡轮引擎，包括可变入口导向轮叶(58)，所述可变入口导向轮叶被布置在所述引擎区段定子(52)与所述压缩机(14)的所述第一转子(60)之间的所述入口管道(50)中。
9.根据前述权利要求所述的气体涡轮引擎，包括撑条(56)，所述撑条被布置在所述引擎区段定子(52)与所述压缩机(14)的所述第一转子(60)之间的所述入口管道(50)中。
10.根据权利要求8和9所述的气体涡轮引擎，其中所述撑条(56)被布置在所述引擎区段定子(52)与所述可变入口导向轮叶(58)之间。
11.根据前述权利要求中任一项所述的气体涡轮引擎，其中所述风扇(23)具有大于230cm的直径。
12.根据前述权利要求中任一项所述的气体涡轮引擎，其中所述减速齿轮箱(30)具有被包含在2.5至4.2之间的齿轮传动比。
13.根据前述权利要求中任一项所述的气体涡轮引擎，其中所述压缩机(14)包括2至8个级。
14.根据前述权利要求中任一项所述的气体涡轮引擎，其中旁路比率高于10，所述旁路比率被定义为所述旁路气流(B)与所述核心引擎气流(A)之间的质量比。
15.根据前述权利要求中任一项所述的气体涡轮引擎，其中所述压缩机(14)是中压压缩机，所述气体涡轮引擎(10)还包括位于所述中压压缩机的下游的高压压缩机(15)；所述涡轮(19)是中压涡轮，所述气体涡轮引擎(10)还包括位于所述中压压缩机的上游的高压涡轮(17)；并且所述轴(26)是第一轴，所述气体涡轮引擎(10)还包括将所述高压涡轮(17)联接到所述高压压缩机(15)的第二轴(27)。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB202018264D0 (en) * 2020-11-20 2021-01-06 Rolls Royce Plc Gas turbine engine with improved vigv shielding

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4827712A (en) * 1986-12-23 1989-05-09 Rolls-Royce Plc Turbofan gas turbine engine
US20050205351A1 (en) * 2004-03-18 2005-09-22 D Angelo John P Noise reduction tubes
US20080022653A1 (en) * 2006-07-31 2008-01-31 Jan Christopher Schilling Gas turbine engine assembly and method of assembling same
CN101952566A (zh) * 2007-12-19 2011-01-19 雷诺股份公司 内燃机的燃烧室
US20160069270A1 (en) * 2013-05-09 2016-03-10 United Technologies Corporation Turbofan engine front section
EP3361052A1 (en) * 2017-02-14 2018-08-15 Rolls-Royce plc Gas turbine engine fan blade

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3494129A (en) * 1968-03-06 1970-02-10 Gen Electric Fluid compressors and turbofan engines employing same
US3971208A (en) * 1974-04-01 1976-07-27 The Garrett Corporation Gas turbine fuel control
US5174525A (en) * 1991-09-26 1992-12-29 General Electric Company Structure for eliminating lift load bending in engine core of turbofan
US20100170224A1 (en) * 2009-01-08 2010-07-08 General Electric Company Plasma enhanced booster and method of operation
US8863491B2 (en) * 2012-01-31 2014-10-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
US20130195645A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Gabriel L. Suciu Geared turbomachine architecture having a low profile core flow path contour
GB201420175D0 (en) * 2014-11-13 2014-12-31 Rolls Royce Deutschland Gas turbine engine
GB201712993D0 (en) * 2017-08-14 2017-09-27 Rolls Royce Plc Gas turbine engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4827712A (en) * 1986-12-23 1989-05-09 Rolls-Royce Plc Turbofan gas turbine engine
US20050205351A1 (en) * 2004-03-18 2005-09-22 D Angelo John P Noise reduction tubes
US20080022653A1 (en) * 2006-07-31 2008-01-31 Jan Christopher Schilling Gas turbine engine assembly and method of assembling same
CN101952566A (zh) * 2007-12-19 2011-01-19 雷诺股份公司 内燃机的燃烧室
US20160069270A1 (en) * 2013-05-09 2016-03-10 United Technologies Corporation Turbofan engine front section
EP3361052A1 (en) * 2017-02-14 2018-08-15 Rolls-Royce plc Gas turbine engine fan blade

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