CN111691981A - 芯管组件 - Google Patents

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I.J.布斯菲尔德
D.A.麦克杜格尔
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Rolls Royce PLC
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Abstract

本公开涉及芯管组件。公开了一种用于气体涡轮引擎(10)的芯管组件(43)，该芯管组件(43)包括：包括外壁(48)和内壁(46)的芯管(44)，该外壁具有内表面(52)，该芯管限定气体流动路径；至少部分地在该内壁(46)和该外壁(48)之间跨该气体流动路径延伸的气体流动路径构件(54)；在该气体流动路径内位于该气体流动路径构件(54)下游的至少一个转子叶片(56)，该转子叶片(56)具有从叶片平台(56c)延伸到叶片末端(56d)的径向跨度，其中上游壁轴线(102)被定义为与该芯管(44)的该外壁(52)的内表面(52)的从该气体流动路径构件(54)的下游延伸的第一部分(62)上的点相切的轴线，该上游壁轴线(102)位于气体涡轮引擎(10)的包含引擎的旋转轴线(9)的纵向平面中。

Description

芯管组件
本公开涉及芯管组件。具体地讲，涉及用于气体涡轮引擎的芯管组件。
当气体涡轮引擎在结冰条件下工作时，冰可以积在各种引擎部件上。所形成的冰可以包括过冷水冰或高海拔冰晶。具体地讲，冰可能积在静止叶上，该静止叶位于设置在气体涡轮引擎中的压缩机的前部附近的芯管内。任何所积的冰可能在引擎工作期间由于气动载荷或振动而脱落。任何脱落的冰沿气体路径流动通过芯管。就形成在压缩机静止叶上的冰而言，冰被静止叶的下游紧接着的压缩机转子级吸入。这可能导致对压缩机转子级的转子叶片的损害。如果从静止叶释放的冰沿芯管的内壁推进并撞击转子叶片的远侧末端，则这可能尤其是一个问题。
为了减轻由冰冲击导致的损害，存在两种已知的方法。第一已知方法涉及将压缩机的转子叶片设计为承受冲击事件而不发生任何显著损坏。第二已知方法涉及减少积冰威胁。这可以通过加热静止叶以减少能形成的冰的量来实现。
尽管有这些已知的方案，但是期望在减轻所吸入的冰导致的损害方面有进一步的改进。
根据第一方面，提供了一种用于气体涡轮引擎的芯管组件，该芯管组件包括：
芯管，该芯管包括外壁和内壁，该外壁具有内表面，该芯管限定气体流动路径；
气体流动路径构件，该气体流动路径构件至少部分地在该内壁和该外壁之间跨气体流动路径延伸；
至少一个转子叶片，该至少一个转子叶片在该气体流动路径内位于该气体流动路径构件的下游，该转子叶片具有从叶片平台延伸至叶片末端的径向跨度，
其中上游壁轴线被定义为与从该气体流动路径构件下游延伸的该芯管的外壁的内表面的第一部分上的点相切的轴线，该上游壁轴线位于该气体涡轮引擎的包含该引擎的旋转轴线的纵向平面中，并且
其中该上游壁轴线在从转子叶片的该叶片末端径向向内间隔开的点处与该转子叶片相交。
通过对旁路管道的内表面成形使得上游壁轴线与转子叶片远离其末端相交，可以形成该内表面的形状中的转点(例如，凸形轮廓)。这可以帮助导致已经在气体流动路径构件处脱落的冰随着其沿芯管行进而从内表面分离，并且在更远离其径向末端的点处冲击转子叶片。这可以帮助降低由冰撞击转子叶片而导致的损坏风险。
该至少一个转子叶片和该气体流动路径构件二者可以被提供作为气体涡轮引擎的压缩机(例如，如果存在多于一个压缩机，则相同压缩机)的一部分。因此，该至少一个转子叶片可以是压缩机转子叶片，并且气体流动路径构件可以是(可变或静止)定子叶。
该压缩机可以包括多个级，每个级包括沿气体流动路径相对于彼此偏移设置的一排转子叶片和一排定子叶。气体流动路径构件可以形成设置在压缩机的第一级中的叶之一(例如，可变叶或静止叶)，并且该至少一个转子叶片可以设置在压缩机的第二级中(例如，使得第二级是第一级的下游)。因此，芯管的外壁的内表面的第一部分可以设置在压缩机的不同级之间。
相交距离可以被定义为以下两者之间的径向距离：在径向上与上游壁轴线和转子叶片的前缘的交点一样高的点；和转子叶片的前缘的径向末端。
该相交距离可以为转子叶片的径向跨度的至少10％。更具体地讲，相交距离可以在转子叶片的径向跨度的10％和50％之间的范围内。
相交距离可以在20mm和80mm之间的范围内。
芯管外壁的内表面可以包括第一部分下游的第二部分，该第二部分由具有凸形轮廓的内表面的一部分形成。
该第二部分可以沿芯管在上游边界和下游边界之间延伸。
气体流动路径构件可以具有前缘和后缘。
该芯管外壁的内表面的第一部分可以形成在以下两者之间延伸的非凸起部分：气体流动路径构件的后缘与内表面的交点；和第二部分的上游边界。
加速距离可以被定义为以下两者之间沿芯管外壁的内表面的距离：气体流动路径构件的后缘与内表面的交点；和第二部分的上游边界上的点。
该第二部分可以具有在上游边界和下游边界之间中间的中心点。分离距离可以被定义为：第二部分的中心点与和转子叶片的前缘的径向末端一样高的轴向位置之间的轴向距离。
被定义为：
Figure BDA0002410451420000031
的比率可以在0.13和2之间的范围内。更具体地讲，其可以介于0.13和2.00之间。
下游壁轴线可以被定义为在内表面上与转子叶片的前缘的径向末端一样高的点处与芯管外壁的内表面相切的轴线。下游壁轴线可以位于气体涡轮引擎的包含引擎旋转轴线的纵向平面中。
轨线角度可以被定义为在上游壁轴线与下游壁轴线之间延伸的角度。
被定义为：
Figure BDA0002410451420000032
的比率可以在0.25mm/度和3.33mm/度之间的范围内。
被定义为：
Figure BDA0002410451420000033
的比率可以在0.63mm/度和5mm/度之间的范围内。更具体地讲，其可以介于0.63mm/度与5.00mm/度之间。
被定义为：
Figure BDA0002410451420000041
的比率可以在0.0033度-1与0.13度-1之间的范围内。
该加速距离可以为至少10mm。更具体地讲，该加速距离可以在10mm与50mm之间的范围内。更加具体地讲，该加速距离可以在20mm与40mm之间的范围内。
该分离距离可以为至少25mm。更具体地讲，该分离距离可以在25mm与75mm之间的范围内。更加具体地讲，该分离距离可以在35mm与55mm之间的范围内。
轨线角度可以在15度与40度之间的范围内。更具体地讲，其可以在20度与30度之间的范围内。
管外壁的第一部分可以包括上游部分和下游部分。上游壁轴线可以是在下游部分上的点处限定的第一上游壁轴线。第二上游壁轴线可以被定义为与上游部分上的点相切的轴线。第二上游轴线可以位于气体涡轮引擎的包含引擎旋转轴线的纵向平面中。与第二上游轴线相比，第一上游壁轴线可以相对于与气体涡轮引擎的旋转轴线平行的轴线以更大角度延伸。
气体流动路径构件可以是叶(例如，静止叶或可变叶)、或撑条。
根据第二方面，提供了一种用于气体涡轮引擎的芯管组件，该芯管组件包括：
芯管，该芯管包括外壁和内壁，该外壁具有内表面，该芯管限定气体流动路径；
至少部分地在内壁和外壁之间跨该气体流动路径延伸的气体流动路径构件；
该气体流动路径内位于该气体流动路径构件的下游的至少一个转子叶片，
其中该芯管外壁的内表面包括气体流动路径构件下游的凸起部分，该凸起部分由内表面的具有凸形轮廓的一部分形成。
该至少一个转子叶片和该气体流动路径构件二者可以被提供作为气体涡轮引擎的压缩机的一部分。因此，该至少一个转子叶片可以是压缩机转子叶片，并且该气体流动路径构件可以是(可变或静止)定子叶。
该压缩机可以包括多个级，并且该芯管的凸起部分可以设置在该压缩机的不同级之间。
根据第三方面，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、压缩机和将该涡轮连接到该压缩的芯轴；
风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；
其中该引擎核心包括第一方面或第二方面的芯管组件，至少转子叶片是设置在该压缩机中的转子叶片。该气体流动路径构件也可以被提供作为压缩机的一部分，并且可以是(静止或可变)定子叶。
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。
结合第一方面公开的任何特征可以与第二方面结合使用，反之亦然。
如本文所用，“从值X到值Y”或“介于值X与值Y之间”等的范围表示包含范围；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。
如本文其他地方所述，本公开可涉及气体涡轮引擎。此类气体涡轮引擎可包括引擎核心，该引擎核心包括涡轮、燃烧器、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴。此类气体涡轮引擎可包括位于引擎核心的上游的(具有风扇叶片的)风扇。
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何一个或多个轴驱动，该任何一个或多个轴例如为上述示例中的第一轴和/或第二轴。
该齿轮箱可以是减速齿轮箱(因为风扇的输出比来自芯轴的输入的旋转速率低)。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星式”或“星形”齿轮箱，如本文别处更详细地描述。该齿轮箱可以具有任何期望的减速比(定义为输入轴的旋转速度除以输出轴的旋转速度)，例如大于2.5，例如在3到4.2、或3.2到3.8的范围内，例如，大约或至少3、3.1、3.2、3.3、3.4、3.5、3.6、3.7、3.8、3.9、4、4.1或4.2。例如，齿数比可以在前一句中的任何两个值之间。仅以举例的方式，齿轮箱可以是“星形”齿轮箱，其具有在3.1或3.2到3.8的范围内的齿数比。在一些布置结构中，齿数比可在这些范围之外。
在如本文所述和/或所要求保护的任何气体涡轮引擎中，燃烧器可被轴向设置在风扇和一个或多个压缩机的下游。例如，在提供第二压缩机的情况下，燃烧器可直接位于第二压缩机的下游(例如在其出口处)。以另一个示例的方式，在提供第二涡轮的情况下，可将燃烧器出口处的流提供至第二涡轮的入口。该燃烧器可设置在一个或多个涡轮的上游。
该压缩机或每个压缩机(例如，如上所述的第一压缩机和第二压缩机)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子叶片，该排定子叶片可为可变定子叶片(因为该排定子叶片的入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子叶片可彼此轴向偏移。
该涡轮或每个涡轮(例如，如上所述的第一涡轮和第二涡轮)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子叶片。该排转子叶片和该排定子叶片可彼此轴向偏移。
每个风扇叶片可被限定为具有径向跨度，该径向跨度从径向内部气体洗涤位置或0％跨度位置处的根部(或毂部)延伸到100％跨度位置处的尖端。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可小于(或大约为)以下中的任何一个：0.4、0.39、0.38、0.37、0.36、0.35、0.34、0.33、0.32、0.31、0.3、0.29、0.28、0.27、0.26或0.25。该毂部处的风扇叶片的半径与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)，例如，在0.28到0.32的范围内。这些比率通常可称为毂部-尖端比率。毂部处的半径和尖端处的半径都可以在叶片的前缘(或轴向最前)部分处测量。当然，毂部-尖端比率指的是风扇叶片的气体洗涤部分，即径向地在任何平台外部的部分。
可在引擎中心线和风扇叶片的前缘处的尖端之间测量该风扇的半径。风扇直径(可能只是风扇半径的两倍)可大于(或大约为)以下中的任何一者：220cm、230cm、240cm、250cm(约100英寸)、260cm、270cm(约105英寸)、280cm(约110英寸)、290cm(约115英寸)、300cm(约120英寸)、310cm、320cm(约125英寸)、330cm(约130英寸)、340cm(约135英寸)、350cm、360cm(约140英寸)、370cm(约145英寸)、380cm(约150英寸)、390cm(约155英寸)、400cm、410cm(约160英寸)或420cm(约165英寸)。风扇直径可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在240cm至280cm或330cm至380cm的范围内。
风扇的旋转速度可以在使用中变化。一般来讲，对于具有较大直径的风扇，旋转速度较低。仅以非限制性示例的方式，风扇在巡航条件下的旋转速度可小于2500rpm，例如小于2300rpm。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在220cm至300cm(例如240cm至280cm或250cm至270cm)范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1700rpm至2500rpm的范围内，例如在1800rpm至2300rpm的范围内，例如在1900rpm至2100rpm的范围内。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在330cm至380cm范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1200rpm至2000rpm的范围内，例如在1300rpm至1800rpm的范围内，例如在1400rpm至1800rpm的范围内。
在使用气体涡轮引擎时，(具有相关联的风扇叶片的)风扇围绕旋转轴线旋转。该旋转导致风扇叶片的尖端以速度U尖端移动。风扇叶片13对流所做的功导致流的焓升dH。风扇尖端负载可被定义为dH/Utip 2，其中dH是跨风扇的焓升(例如1-D平均焓升)，并且Utip是风扇尖端的(平移)速度，例如在尖端的前缘处(可被定义为前缘处的风扇尖端半径乘以角速度)。在巡航条件下的风扇尖端负载可大于(或大约为)以下中的任何一者：0.28、0.29、0.30、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4(本段中的所有单位为Jkg- 1K-1/(ms-1)2)。风扇尖端负载可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在0.28至0.31或0.29至0.3的范围内。
根据本公开的气体涡轮引擎可具有任何期望的旁路比率，其中该旁路比率被定义为在巡航条件下穿过旁路管道的流的质量流率与穿过核心的流的质量流率的比率。在一些布置结构中，该旁路比率可大于(或大约为)以下中的任何一者：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5、17、17.5、18、18.5、19、19.5或20。该旁路比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在12至16的范围、或13至15的范围、或13至14的范围内。该旁路管道可以是基本上环形的。该旁路管道可位于核心引擎的径向外侧。旁路管道的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力比可被定义为风扇上游的滞止压力与最高压力压缩机出口处的滞止压力(进入燃烧器之前)之比。以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎在巡航时的总压力比可大于(或大约为)以下中的任何一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在50至70的范围内。
引擎的特定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特定推力可小于(或大约为)以下中的任何一个：110Nkg-1s、105Nkg-1s、100Nkg-1s、95Nkg-1s、90Nkg-1s、85Nkg-1s或80Nkg-1s。该特定推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在80Nkg-1s至100Nkg-1s，或85Nkg-1s至95Nkg-1s的范围内。与传统的气体涡轮引擎相比，此类引擎可能特别高效。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何期望的最大推力。仅以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮机可以产生至少(或大约为)为以下中的任何一个的最大推力：160kN、170kN、180kN、190kN、200kN、250kN、300kN、350kN、400kN、450kN、500kN或550kN。最大推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。仅以举例的方式，如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮可能够产生在330kN至420kN，例如350kN至400kN范围内的最大推力。上面提到的推力可为在标准大气条件下、在海平面处、加上15℃(环境压力101.3kPa，温度30℃)、引擎静止时的最大净推力。
在使用中，高压涡轮机的入口处的流的温度可能特别高。该温度，可被称为TET，可在燃烧器的出口处测量，例如紧接在可被称为喷嘴导向叶片的第一涡轮机叶片的上游。在巡航时，该TET可至少为(或大约为)以下中的任何一者：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。巡航时的TET可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。引擎在使用时的最大TET可以是，例如，至少为(或大约为)以下中的任何一者：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K或2000K。最大TET可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在1800K至1950K的范围内。可以例如在高推力条件下发生最大TET，例如在最大起飞(MTO)条件下发生最大TET。
本文中描述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼面部分可由任何合适的材料或材料组合来制造。例如，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可至少部分地由复合材料来制造，该复合材料为例如金属基质复合材料和/或有机基质复合材料，诸如碳纤维。以另外的示例的方式，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可以至少部分地由金属来制造，该金属为诸如基于钛的金属或基于铝的材料(诸如铝锂合金)或基于钢的材料。风扇叶片可包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可具有保护性前缘，该保护性前缘可使用比叶片的其余部分更好地抵抗(例如，来自鸟类、冰或其他物料的)冲击的材料来制造。此类前缘可以例如使用钛或基于钛的合金来制造。因此，仅以举例的方式，该风扇叶片可具有碳纤维或具有带钛前缘的基于铝的主体(诸如铝锂合金)。
如本文所述和/或所要求保护的风扇可包括中央部分，风扇叶片可从该中央部分例如沿径向方向延伸。该风扇叶片可以任何期望的方式附接到中央部分。例如，每个风扇叶片可包括固定件，该固定件可与毂部(或盘状部)中的对应狭槽接合。仅以举例的方式，此类固定件可以是燕尾形式的，其可以插入和/或接合毂部/盘状部中对应的狭槽，以便将风扇叶片固定到毂部/盘状部。以另外的示例的方式，该风扇叶片可与中央部分一体地形成。此类布置结构可被称为叶盘或叶环。可使用任何合适的方法来制造此类叶盘或叶环。例如，风扇叶片的至少一部分可由块状物来加工而成，以及/或者风扇叶片的至少部分可通过焊接(诸如线性摩擦焊接)来附接到毂部/盘状部。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可能或可能不设有可变面积喷嘴(VAN)。此类可变面积喷嘴可允许旁路管道的出口面积在使用中变化。本公开的一般原理可应用于具有或不具有VAN的引擎。
如本文所述和/或要求保护的气体涡轮的风扇可具有任何期望数量的风扇叶片，例如14、16、18、20、22、24或26个风扇叶片。
如本文所用，巡航条件具有常规含义并且将易于被技术人员理解。因此，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，技术人员将立即识别巡航条件是指该气体涡轮引擎被设计用于附接到飞行器的引擎在给定任务(其在行业中可被称为“经济任务”)的中间巡航的操作点。就这一点而言，中间巡航是飞行器飞行周期中的关键点，在该点处，在上升最高点和开始降落之间燃烧的总燃料的50％已燃烧(其在时间和/或距离方面可近似于上升最高点和开始降落之间的中点)。因此，巡航条件定义气体涡轮引擎的操作点，该操作点在考虑提供给气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器的引擎数量的情况下，提供将确保该飞行器在中间巡航时的稳态操作(即，保持恒定的高度和恒定的马赫数)的推力。例如，如果引擎被设计为附接到具有两个相同类型的引擎的飞行器上，则在巡航条件下，引擎提供该飞行器在中间巡航时稳态运行所需的总推力的一半。
换句话讲，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，巡航条件被定义为在中间巡航大气条件(在中间巡航高度下由根据ISO 2533的国际标准大气定义)下提供指定推力的引擎的操作点(需要在给定中间巡航马赫数下，与飞行器上的任何其他引擎相结合，提供气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器的稳态操作)。对于飞行器的任何给定气体涡轮引擎而言，中间巡航推力、大气条件和马赫数是已知的，因此在巡航条件下，引擎的操作点是明确定义的。
仅以举例的方式，巡航条件下的前进速度可为从0.7马赫至0.9马赫的范围内的任何点，例如0.75至0.85、例如0.76至0.84、例如0.77至0.83、例如0.78至0.82、例如0.79至0.81、例如大约0.8马赫、大约0.85马赫或0.8至0.85。这些范围内的任何单一速度可以是巡航条件的一部分。对于某些飞行器，巡航条件可能超出这些范围，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。
仅以举例的方式，巡航条件可对应于在以下范围内的高度处的标准大气条件(根据国际标准大气ISA)：10000m至15000m，例如在10000m至12000m的范围内、例如在10400m至11600m(约38000英尺)的范围内、例如在10500m至11500m的范围内、例如在10600m至11400m的范围内、例如在10700m(约35000英尺)至11300m的范围内，例如在10800m至11200m的范围内、例如在10900m至11100m的范围内、例如大约11000m。巡航条件可对应于这些范围内的任何给定高度处的标准大气条件。
仅以举例的方式，巡航条件可对应于提供在前向马赫数0.8下的已知的所需推力水平(例如，在30kN到35kN范围内的值)和在38000ft(11582m)的高度下的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。仅以另外示例的方式，巡航条件可对应于提供前向马赫数为0.85的已知的所需推力水平(例如，在50kN到65kN范围内的值)和高度为35000ft(10668m)的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。
在使用中，本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可在本文别处定义的巡航条件下操作。此类巡航条件可通过飞行器的巡航条件(例如，巡航中期条件)来确定，至少一个(例如2个或4个)气体涡轮引擎可以安装在该飞行器上以提供推进推力。
根据一个方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎。根据该方面的飞行器为气体涡轮引擎已被设计用于附接到的飞行器。因此，根据该方面的巡航条件对应于飞行器的中间巡航，如本文其他部分所定义的。
根据一个方面，提供了一种操作如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎的方法。该操作可在如本文其他部分所定义的巡航条件(例如，就推力、大气条件和马赫数而言)下进行。
根据一个方面，提供了一种操作包括如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎的飞行器的方法。根据该方面的操作可包括(或可以是)在飞行器的中间巡航处的操作，如本文其他部分所定义的。
本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征或参数可应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征或参数可应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征或参数组合。
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示出了根据一个实施方案的气体涡轮引擎的芯管组件的截面侧视图；并且
图5示出了根据另一实施方案的芯管组件的截面侧视图。
图1示出了具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括进气口12和推进式风扇23，该推进式风扇产生两股气流：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机17和低压涡轮机19膨胀，从而驱动高压涡轮机17和低压涡轮机19以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27来驱动高压压缩机15。风扇23通常提供大部分推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。
图2中示出了齿轮传动风扇气体涡轮引擎10的示例性布置结构。低压涡轮19(参见图1)驱动轴26，该轴26联接到周转齿轮布置结构30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外处并与该太阳齿轮相互啮合的是多个行星齿轮32，该多个行星齿轮通过行星架34联接在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32绕其自身轴线旋转。行星架34经由连杆36联接到风扇23，以便驱动该风扇围绕引擎轴线9旋转。在行星齿轮32的径向向外处并与该行星齿轮相互啮合的是齿圈或环形齿轮38，其经由连杆40联接到固定支撑结构24。
需注意，本文中使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可分别表示最低压力涡轮级和最低压力压缩机级(即，不包括风扇23)，和/或通过在引擎中具有最低旋转速度的互连轴26(即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴)连接在一起的涡轮级和压缩机级。在一些文献中，本文中提到的“低压涡轮”和“低压压缩机”可被另选地称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用此类另选命名的情况下，风扇23可被称为第一或最低压力的压缩级。
在图3中以举例的方式更详细地示出了周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每一者包括围绕其周边以用于与其他齿轮相互啮合的齿。然而，为清楚起见，图3中仅示出了齿的示例性部分。示出了四个行星齿轮32，但是对本领域的技术人员显而易见的是，可以在要求保护的发明的范围内提供更多或更少的行星齿轮32。行星式周转齿轮箱30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。
在图2和图3中以举例的方式示出的周转齿轮箱30是行星式的，其中行星架34经由连杆36联接到输出轴，其中齿圈38被固定。然而，可使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。以另一个示例的方式，周转齿轮箱30可以是星形布置结构，其中行星架34保持固定，允许环形齿轮(或齿圈)38旋转。在此类布置结构中，风扇23由环形齿轮38驱动。以另一个另选示例的方式，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34均被允许旋转。
应当理解，图2和图3中所示的布置结构仅是示例性的，并且各种另选方案都在本公开的范围内。仅以举例的方式，可使用任何合适的布置结构来将齿轮箱30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。以另外示例的方式，齿轮箱30与引擎10的其他部分(诸如输入轴26、输出轴和固定结构24)之间的连接件(诸如图2示例中的连杆36、40)可具有任何期望程度的刚度或柔性。以另外示例的方式，可使用引擎的旋转部分和固定部分之间(例如，在来自齿轮箱的输入轴和输出轴与固定结构诸如齿轮箱壳体之间)的轴承的任何合适布置结构，并且本公开不限于图2的示例性布置结构。例如，在齿轮箱30具有星形布置结构(如上所述)的情况下，技术人员将容易理解，输出连杆和支撑连杆以及轴承位置的布置结构通常不同于图2中以举例的方式示出的布置结构。
因此，本公开延伸到具有齿轮箱类型(例如星形或行星齿轮)、支撑结构、输入和输出轴布置结构以及轴承位置中的任何布置结构的气体涡轮引擎。
可选地，齿轮箱可驱动附加的和/或另选的部件(例如，中压压缩机和/或增压压缩机)。
本公开可应用的其他气体涡轮引擎可具有另选配置。例如，此类引擎可具有另选数量的压缩机和/或涡轮和/或另选数量的互连轴。以另外的示例的方式，图1中所示的气体涡轮引擎具有分流喷嘴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示出了形成气体涡轮引擎10的引擎核心11的一部分的芯管组件43。芯管组件43包括芯管44，该芯管限定穿过引擎核心11的气体流动路径。该气体流动路径穿过上文所述的压缩机、燃烧设备和涡轮，并且因此携带核心气流A通过气体涡轮引擎。
芯管44包括内壁46和外壁48。在内壁46与外壁48之间限定大致环形的气体流动路径。该内壁46和外壁48具有被布置用于将气体限制在气体流动路径内的相应内表面50、52。
芯管组件43还包括在气体流动路径内延伸的气体流动路径构件。在本实施方案中，气体流动路径构件是叶54(例如，静止叶或可变叶)。然而，气体流动路径构件可以是至少部分地跨气体流动路径延伸的任何结构，包括任何类型的叶、支撑条或类似结构。气体流动路径构件至少部分地在芯管44的内表面50、52之间跨气体流动路径延伸。在所述实施方案中，叶54完全跨气体流动路径延伸。在其他实施方案中，其可以仅部分跨芯管44延伸。在这种情况下，其可以从外壁48的内表面52延伸。叶54相对于穿过芯管44的气体流动的方向具有前缘54a和后缘54b。
芯管组件43还包括至少一个转子叶片56。转子叶片可以是设置在上文所述的低压压缩机14或高压压缩机15中的多个转子叶片中的一个转子叶片。在本实施方案中，转子叶片56设置在低压压缩机14(即，可被称为中间压力压缩机的最低压力压缩机)中并且位于叶54的下游。转子叶片56是由设置在上文所述引擎核心中的轴24驱动的一系列转子叶片中的一者。转子叶片56在气体流动路径内延伸以提供核心气流A的压缩。在其他实施方案中，转子叶片可以是设置在引擎中的任何其他压缩机的转子叶片。转子叶片可以例如被提供作为高压压缩机15的一部分。
低压压缩机14包括任意数量的级，例如多个级。每一个级包括一排转子叶片和一排定子叶。该排转子叶片和该排定子叶彼此轴向偏移。在当前所描述的实施方案中，转子叶片56设置在低压压缩机14的第一级中，即最上游级中，并且叶54是在芯管44中设置在转子叶片56上游的入口导向叶或撑条。叶54可以是入口导向可变叶或静止叶。
在其他实施方案中，转子叶片56可以设置在高压压缩机中，而不是在低压压缩机中。高压压缩机15包括任意数量的级，例如多个级。每一个级包括一排转子叶片和一排定子叶。该排转子叶片和该排定子叶彼此轴向偏移。转子叶片56可以设置在高压压缩机15的第一级中，即最上游级中，并且叶54是在芯管44中设置在转子叶片56上游的叶或撑条。叶54可以是可变入口导向叶或静止入口导向叶，例如低压压缩机14的最后一级即最下游级的叶，或在芯管44中设置在低压压缩机14下游的附加叶。
因此，结合低压压缩机描述的特征可以同样适用于高压压缩机或设置在引擎中的任何其他压缩机。
转子叶片相对于穿过芯管44的气体流动的方向具有前缘56a和后缘54b。转子叶片56在叶片根部或平台56c与径向外叶片末端56d之间沿径向延伸。在本实施方案中，转子叶片56是无围带叶片，并且叶片末端56d与芯管外壁48的内表面52间隔开。在其他实施方案中，转子叶片可以是有围带的。在此类实施方案中，叶片末端被定义为由转子叶片形成的翼型或气洗表面的径向外部范围(即，其中前缘56a与围带相交的点)。
再次参见图4，上游壁轴线102被定义为与芯管44的外壁48的内表面52的第一部分60上的点相切的轴线。第一部分是从叶54下游延伸的部分，并且在转子叶片56的上游。上游壁轴线102位于气体涡轮引擎10的包含引擎的旋转轴线9的纵向平面中(即，纵向平面是图2的横截面平面)。上游壁轴线102在从转子叶片的叶片末端径向向内间隔开的点处(例如，图4中所标记的距离“c”)与转子叶片56相交。
在气体涡轮引擎的使用期间，在位于芯管外壁48处或附近的位置处，冰可以积在叶54(或任何其他形成气体流动路径构件的结构)上。当此冰脱落时，穿过芯管44的气体流动将沿核心气流路径A将冰向后加速。如果外壁的内表面52的形状是直的(例如锥形)或凹形的，则冰将沿内表面加速，同时保持与其靠近或接触。通过对旁路管道的内表面成形使得上游壁轴线与转子叶片远离其末端相交，可以形成该内表面的形状中的转点(例如，凸形轮廓)。这可以产生分离点，在这个分离点处，在叶54处已经脱落的冰随着其沿芯管44行进而从内表面52分离。
一旦冰已经分离，尽管气体流矢量保持平行于芯管44的方向，但这片冰所获得的动量以几乎笔直的轨线将其携带远离外壁48的内表面52。在这片冰已从内表面分离之后，加速度矢量的变化将对冰的飞行路径导致一定曲率，如图4中标记为104的虚线所示，其示出了冰的近似路径。通过遵循所示的轨线，冰将在更靠近叶片平台56c的点(换句话讲，更远离叶片末端56d)处冲击压缩机转子叶片56。在这个点处，转子叶片56固有地更稳固，因此可以减小由冲击所造成的损坏。
在图4中被标记为“c”的相交距离可以被定义为以下两者之间的径向距离：i)在径向上与上游壁轴线102和压缩机转子叶片56的前缘56a的交点一样高的点；和ii)压缩机转子叶片56的前缘56a的径向末端。
为了提供压缩机叶片末端56b的期望屏蔽水平，相交距离(c)可以为压缩机转子叶片的径向跨度的至少10％(并且小于100％)。径向跨度被定义为前缘56a的径向末端与叶片平台56c之间的轴向距离。最小值10％可以将冰导向远离转子叶片的结构较弱部分。更具体地讲，相交距离可以在压缩机转子叶片的径向跨度的10％和50％之间的范围内。这个范围可以提供适当水平的损坏减轻，而不显著影响引擎和/或压缩机转子叶片的几何形状。例如，高于50％跨度位置，转子叶片更可能具有足够的结构强度来承受冰冲击，而达到高于50％的值可能需要引擎和/或压缩机转子叶片几何形状的显著改变并且可能导致性能降低。在其他实施方案中，相交距离可以在压缩机叶片的径向跨度的10％和40％之间的范围内。
在一个实施方案中，相交距离的值可以在20mm和200mm之间的包含范围内。在这个实施方案中，转子叶片的总跨度可以为约200mm。更具体地讲，相交距离可以在20mm和80mm之间的包含范围内。
在其他各种实施方案中，相交距离可以是以下任一者的转子叶片跨度比例：10％、15％、20％、25％、30％、35％、40％、45％、50％、55％、60％、65％、70％、75％或80％。相交距离可以例如在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。
在其他各种实施方案中，相交距离可以是以下任何一者：20mm、25mm、30mm、35mm、40mm、45mm、50mm、55mm、60mm、65mm、70mm、75mm或80mm。相交距离可以例如在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。
在叶54与压缩机转子叶片56之间延伸的芯管外壁48的内表面52还包括第二部分60。该第二部分可以是位于第一部分或上游部分的下游的下游部分。该第二部分60由内表面52的具有凸形轮廓的区域形成，因此可以被称为凸起部分。在本实施方案中，该凸形轮廓是在图4中所示穿过芯管44的气体流动的方向(例如，具有平行于引擎的旋转轴线的分量的方向)上凸的曲率。换句话讲，连接凸形轮廓上两个点的线段位于芯管44的外部。
凸起部分60沿气体流动路径从上游边界60a延伸至下游边界60b。凸起部分60还具有在上游边界60a和下游边界60b中间的中心点。
芯管外壁48的第一部分形成在上游边界62a和下游边界62b之间延伸的非凸起部分62。该非凸起部分在一下两者之间延伸：叶54的后缘54b与内表面52的交点；以及凸起部分60的上游边界60a。因此，凸起部分60的上游边界与非凸起部分62的下游边界重合。非凸起部分可以在沿芯管44在下游方向上朝向引擎中心线成角度的大致直的路径中延伸，如图4所示。因此，其可以形成锥形形状。在其他实施方案中，非凸起部分可以在沿芯管44的方向上具有大致凹形的弯曲形状，即，连接非凸形轮廓上两个点的线段位于芯管44内。换句话讲，在图4的平面中，非凸起部分可以是直的或具有凹形弯曲形状。
上游壁轴线102可以被定义为在凸起部分60的上游边界60a上的点处与芯管外壁48的内表面52相切的轴线。然而，上游壁轴线可以在内表面52的第一部分62上的任何其他点处限定。
冰104一旦离开芯管外壁48的内表面52之后的轨线可以取决于以下参数中的一者或多者：
i)加速距离(a)，已经脱落的冰在从旁路管道的内表面分离之前可以沿该加速距离加速；
ii)分离距离(b)，其处于第二部分60的中心与转子叶片56的前缘56a之间；以及
iii)轨线角度(φ)，其处于压缩机转子叶片处芯管的内表面52与上游壁轴线102之间。
如本领域技术人员将会理解的，期望增大以上参数的值以便提供足够的相交距离来减轻对压缩机转子叶片的损坏。然而，对这些参数的值存在约束，否则会对引擎几何形状产生负面影响(例如，会影响其他引擎部件以及对紧凑核心几何形状的期望)。
再次参见图4，加速距离(a)被定义为以下两者之间沿芯管外壁48的内表面52的距离：i)叶54的后缘54b与内表面52的交点；以及ii)内壁表面的第一部分60的上游边界60a上的点。加速距离是在引擎的包含引擎中心线的纵向平面(例如，图4所示横截面的平面)中测量的。
通过增大加速距离，从叶54脱落的冰在芯管内能被气体流加速的距离的量被增大。通过随着冰从芯管的内表面分离而增大冰的速度，可以增大冰的动量，并且可以减小飞行路径在远离引擎的中心线的方向上的曲率(例如，减小轨线104的曲线使得其更靠近上游轴线102的路径)。
在本实施方案中，加速距离(a)为至少10mm。已发现这提供适当水平的冰加速，以降低由冰冲击引起的对转子叶片56的损坏风险。
更具体地讲，加速距离(a)可以在10mm和50mm之间的包含范围内。这可以提供适当水平的冰加速，而不需要加速距离、分离距离和轨线角度过大的值，因此，仍允许紧凑的引擎几何形状。
更具体地讲，加速距离(a)可以在20mm和40mm之间的包含范围内。这可以提供特别有利的冰加速平衡，而不影响引擎几何形状。
在各种其他实施方案中，加速距离可以是以下任何一者：10mm、15mm、20mm、25mm、30mm、35mm、40mm、45mm或50mm。加速距离可以例如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)。
分离距离(b)被定义为：第二(即，凸起)部分60的中心点与和压缩机转子叶片56的前缘56a的径向末端一样高的轴向位置之间的轴向距离。在一些实施方案中，凸起部分60下游的芯管外壁48的区域可以不与引擎中心线9平行(或大致平行)，如图4所示。在其他实施方案中，芯管外壁48可以在凸起部分60之后沿下游方向朝向或远离引擎中心线9延伸。因此，从引擎中心线9到叶片末端56d的径向距离可以小于或大于从中测量分离距离的从引擎中心线至凸起部分60的中心点的径向距离。然而，分离距离在所有几何形状中是在平行于引擎中心线的轴向中测量的。
如在图4中可以看到的那样，增大分离距离就允许冰在冲击压缩机转子叶片56之前进一步沿其轨线远离内表面52行进。通过增大分离距离，冰的轨线可以导致冲击适当地远离转子叶片末端56d。因此，这可以帮助减小在冰冲击的情况下的损坏。
在本实施方案中，分离距离(b)为至少25mm。已发现，这提供远离芯管的内表面的适当长的轨线，以减轻转子叶片损坏。
更具体地讲，分离距离(b)可以在25mm和75mm之间的包含范围内。这可以提供远离管壁的适当冰行进，而不需要加速距离、分离距离和轨线角度过大的值，因此允许紧凑的引擎几何形状。
更具体地讲，分离距离(b)可以在35mm和55mm之间的包含范围内。这可以提供特别有利的冰飞行路径平衡，而不影响引擎几何形状。
在各种其他实施方案中，分离距离可以是以下任何一者：25mm、30mm、35mm、40mm、45mm、50mm、55mm、60mm、65mm、70mm或75mm。分离距离可以例如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)。
冰的轨线可以取决于加速距离和分离距离的相对大小。例如，可以通过增大冰在到达转子叶片之前行进的距离来补偿冰的速度降低。比率可以被定义为：加速距离(a)/分离距离(b)。在当前所述的实施方案中，这个比率处于在0.13和2之间的包含范围内(例如2.00)。
在各种其他实施方案中，加速距离除以分离距离的比率(a/b)可以为以下任何一者：0.13、0.2、0.3、0.4、0.5、0.6、0.7、0.8、0.9、1.0、1.1、1.2、1.3、1.4、1.5、1.6、1.7、1.8、1.9或2.0。加速距离除以分离距离的比率(a/b)可以例如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)。
再次参见图4，下游壁轴线106被定义为在内表面52上与转子叶片56的前缘末端一样高的点处与芯管外壁48的内表面52相切的轴线。下游壁轴线106位于气体涡轮引擎的包含旋转轴线9的纵向平面中。
轨线角度(φ)被定义为在上游壁轴线102和下游轴线104之间延伸的角度，如图4所示(例如，在它们之间测量的最小角度)。通过增大轨线角度，可以增大远离芯管的内表面的行进方向。这可以帮助增大相交距离的大小，而不需要加速距离和分离距离过大的值。
在当前所述的实施方案中，轨线角度在15度和40度之间的包含范围内。
更具体地讲，轨线角度可以在20度和30度之间的包含范围内。
在各种其他实施方案中，轨线角度可以是以下任何一者：15度、20度、25度、30度、35度或40度。加速距离可以例如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)。
相交距离的大小可以取决于加速距离和轨线角度的相对大小。在当前描述的实施方案中，被定义为加速距离(a)/轨线角度(φ)的比率在0.25mm/度和3.33mm/度之间的包含范围内。
相交距离的大小可以类似地取决于分离距离和轨线角度的相对大小。在当前描述的实施方案中，分离距离(b)/轨线角度(φ)的比率在0.63mm/度和5mm/度之间的包含范围内(例如，5.00mm/度)。
通过在这些范围内选择芯管内壁几何形状，可以实现适当程度的损伤减轻，而不影响其他引擎性能因素。
在各种其他实施方案中，加速距离除以轨线角度的比率(a/φ)可以为以下中的任一者：0.25mm/度、0.50mm/度、0.75mm/度、1.00mm/度、1.25mm/度、1.50mm/度、1.75mm/度、2.00mm/度、2.25mm/度、2.50mm/度、2.75mm/度、3.00mm/度、3.25mm/度、或3.33mm/度。加速距离除以轨线角度的比率(a/φ)可以例如在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。
在各种其他实施方案中，分离距离除以轨线角度的比率(b/φ)可以为以下中的任一者：0.63mm/度、0.75mm/度、2.00mm/度、2.25mm/度、2.50mm/度、2.75mm/度、3.00mm/度、3.25mm/度、3.50mm/度、3.75mm/度、4.00mm/度、4.25mm/度、4.50mm/度、4.75mm/度、或5.00mm/度。分离距离除以轨线角度的比率(b/φ)可以例如在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。
如本领域技术人员将会理解的，可以通过选择加速距离、分离距离和轨线角度的比率来控制转子叶片上冰的冲击点。这些参数的比率(称为组合比率)可以定义为：
Figure BDA0002410451420000221
在当前所述的实施方案中，组合比率在0.0033度-1和0.13度-1之间的包含范围内。
在各种其他实施方案中，组合比率可以是以下中的任何一者：0.0033度-1、0.010度-1、0.020度-1、0.030度-1、0.040度-1、0.050度-1、0.060度-1、0.070度-1、0.080度-1、0.090度-1、0.10度-1或0.13度-1。组合比率可以例如在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。
在一个实施方案中，加速距离(a)可以是10mm，分离距离(b)可以是43mm，轨线角度(φ)可以是25度，并且相交距离(c)可以是20mm。这可以允许加速距离最小化，同时仍提供合适值的相交距离。
在另一实施方案中，加速距离(a)可以是40mm，分离距离(b)可以是24mm，轨线角度(φ)可以是40度，并且相交距离(c)可以是20mm。这可以允许分离距离最小化，同时仍提供合适值的相交距离。
在另一个实施方案中，加速距离(a)可以是30mm，分离距离(b)可以是75mm，轨线角度(φ)可以是15度，并且相交距离(c)可以是20mm。这可以允许轨线角度最小化，同时仍提供合适值的相交距离。
在图5所示的实施方案中，管外壁48的第一(即，非凸起)部分62包括上游部分64和下游部分66。在这个实施方案中，上游壁轴线102是在外壁的下游部分66上的点处限定的第一上游壁轴线。第二上游壁轴线108被定义为与上游部分64上的点相切的轴线。第二上游壁轴线108位于气体涡轮引擎10的包含引擎的旋转轴线9的纵向平面中，与第一上游壁轴线类似。如在图5中可以看到的，第一上游壁轴线102相对于平行于气体涡轮引擎的旋转轴线9的轴线110以角度102a延伸。第二上游壁轴线108类似地相对于平行于旋转轴线9的轴线110以角度108a延伸。与第二上游轴线108相比，第一上游壁轴线102相对于与气体涡轮引擎的旋转轴线9平行的轴线以更大角度延伸。
下游部分66因此形成芯管44的内表面52的斜坡部分，以提供冰远离壁的内表面的更大偏移。这可以帮助将转子叶片上的冲击点相对于叶片末端更远地移动，从而降低由冰冲击引起的这种损坏风险。
图4和图5所示的外壁的内表面的形状应理解为仅仅是示例。可以提供其他形状也允许上游壁轴线102在从转子叶片的叶片末端径向向内间隔开的点处与转子叶片相交。在一些实施方案中，例如，凸起部分可以具有角轮廓，而不是在穿过芯管的气体流动的方向上弯曲。在当前描述的实施方案中，凸起部分和非凸起部分的单个组合被图示在相应的叶54和转子叶片56之间。在其他实施方案中，可以在叶和相对下游转子叶片的其他相应对之间提供凸起部分和非凸起部分的附加布置。这些附加的凸起部分和非凸起部分可以设置在相同压缩机中、或者不同压缩机中(例如，凸起部分可以设置在低压压缩机和高压压缩机两者中)。
应当理解，本发明不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

Claims (16)

1.一种用于气体涡轮引擎(10)的芯管组件(43)，所述芯管组件(43)包括：
芯管(44)，所述芯管包括外壁(48)和内壁(46)，所述外壁具有内表面(52)，所述芯管限定气体流动路径；
气体流动路径构件(54)，所述气体流动路径构件(54)至少部分地在所述内壁(46)和所述外壁(48)之间跨所述气体流动路径延伸；
至少一个转子叶片(56)，所述至少一个转子叶片在所述气体流动路径内位于所述气体流动路径构件(54)的下游，所述转子叶片(56)具有从叶片平台(56c)延伸至叶片末端(56d)的径向跨度，
其中上游壁轴线(102)被定义为与所述芯管(44)的所述外壁(52)的所述内表面(52)的从所述气体流动路径构件(54)的下游延伸的第一部分(62)上的点相切的轴线，所述上游壁轴线(102)位于所述气体涡轮引擎(10)的包含所述引擎的旋转轴线(9)的纵向平面中，并且
其中所述上游壁轴线(102)在从所述转子叶片(56)的所述叶片末端(56d)径向向内间隔开的点处与所述转子叶片(56)相交。
2.根据权利要求1所述的芯管组件(43)，其中相交距离(c)被定义为以下两者之间的径向距离：在径向上与所述上游壁轴线(102)和所述转子叶片(56)的前缘(56a)的交点一样高的点；和所述转子叶片(56)的所述前缘(56a)的径向末端，其中：
所述相交距离(c)为所述转子叶片(56)的所述径向跨度的至少10％，
并且任选地，其中所述相交距离(c)在所述转子叶片的所述径向跨度的10％和50％之间的范围内，
并且进一步任选地，其中所述相交距离(c)在20mm和80mm之间的范围内。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的芯管组件(43)，其中所述芯管外壁(48)的所述内表面(52)包括所述第一部分(62)的下游的第二部分(60)，所述第二部分(60)由所述内表面(52)的具有凸形轮廓的部分形成。
4.根据权利要求3所述的芯管组件(43)，其中所述第二部分(60)沿所述芯管(44)在上游边界(60a)和下游边界(60b)之间延伸。
5.根据权利要求4所述的芯管组件(43)，其中所述气体流动路径构件(54)具有前缘(54a)和后缘(54b)，并且其中：
所述芯管外壁(48)的所述内表面(52)的所述第一部分(62)形成在以下两者之间延伸的非凸起部分：所述气体流动路径构件(54)的所述后缘(54b)与所述内表面(52)的交点；和所述第二部分(60)的所述上游边界(60a)；并且其中加速距离(a)被定义为：
沿所述芯管外壁(48)的所述内表面(52)在以下两者之间的距离：所述气体流动路径构件(54)的所述后缘(54b)与所述内表面(52)的交点；和所述第二部分(60)的所述上游边界(60a)上的点。
6.根据权利要求5所述的芯管组件(43)，其中所述第二部分(60)具有在所述上游边界(60a)和所述下游边界(60b)中间的中心点，并且分离距离(b)被定义为：
所述第二部分(60)的所述中心点与和所述转子叶片(56)的前缘(56a)的径向末端(56d)一样高的轴向位置之间的轴向距离。
7.根据权利要求6所述的芯管组件(43)，其中被定义为
Figure FDA0002410451410000021
的比率在0.13和2之间的范围内。
8.根据前述权利要求中任一项所述的芯管组件(43)，其中下游壁轴线(106)被定义为在所述内表面上与所述转子叶片(56)的所述前缘(56a)的所述径向末端(56d)一样高的点处与所述芯管外壁(48)的所述内表面(52)相切的轴线，所述下游壁轴线(106)位于所述气体涡轮引擎的包含所述引擎(10)的所述旋转轴线(9)的纵向平面中，并且其中迹线角度(φ)被定义为在所述上游壁轴线(104)和所述下游壁轴线(106)之间延伸的角度。
9.根据权利要求8所述的芯管组件(43)，在从属于权利要求6时，其中被定义为
Figure FDA0002410451410000031
的比率在0.25mm/度和3.33mm/度之间的范围内。
10.根据权利要求8所述的芯管组件(43)，在从属于权利要求6时，其中被定义为
Figure FDA0002410451410000032
的比率在0.63mm/度和5mm/度之间的范围内。
11.根据权利要求8所述的芯管组件(43)，在还从属于权利要求5和权利要求6时，其中被定义为
Figure FDA0002410451410000033
的比率在0.0033度-1与0.13度-1之间的范围内。
12.根据权利要求5所述的芯管组件(43)，或者根据权利要求6至11中任一项所述的芯管组件(43)，在从属于权利要求5时，其中所述加速距离(a)为至少10mm，
并且任选地，其中所述加速距离(a)在10mm和50mm之间的范围内，
并且进一步任选地，其中所述加速距离(a)在20mm和40mm之间的范围内。
13.根据权利要求6所述的芯管组件(43)，或者根据权利要求7至12中任一项所述的芯管组件(43)，在从属于权利要求6时，其中所述分离距离(b)为至少25mm，
并且任选地，其中所述分离距离(b)在25mm和75mm之间的范围内，并且
进一步任选地，所述分离距离(b)在35mm和55mm之间的范围内。
14.根据权利要求8所述的芯管组件(43)，或者根据权利要求9至13中任一项所述的芯管组件(43)，在从属于权利要求8时，其中所述轨线角度(φ)在15度和40度之间的范围内，并且任选地在20度和30度之间的范围内。
15.根据前述权利要求中任一项所述的芯管组件(43)，其中所述管外壁(48)的所述第一部分(62)包括上游部分(64)和下游部分(66)，
其中所述上游壁轴线(102)是在所述下游部分(66)上的点处限定的第一上游壁轴线，
并且第二上游壁轴线(108)被定义为与所述上游部分(64)上的点相切的轴线，所述第二上游轴线(108)位于所述气体涡轮引擎(10)的包含所述引擎的所述旋转轴线(9)的纵向平面中，
其中与所述第二上游轴线(108)相比，所述第一上游壁轴线(102)相对于与所述气体涡轮引擎的所述旋转轴线(9)平行的轴线以更大角度延伸。
16.一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)和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(26)；
风扇(23)，所述风扇(23)位于引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；
其中所述引擎核心(11)包括根据前述权利要求中任一项所述的芯管组件(43)，至少转子叶片是设置在所述压缩机中的转子叶片；
并且任选地还包括齿轮箱(30)，所述齿轮箱接收来自所述芯轴(26)的输入并将驱动输出至所述风扇，以便以比所述芯轴低的旋转速度驱动所述风扇。
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