CN111692011A - 高效气体涡轮引擎安装和操作 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及高效气体涡轮引擎安装和操作。提供了一种具有压缩系统半径比的气体涡轮引擎，该压缩系统半径比被定义为风扇叶片的尖端的半径与最下游压缩机叶片的尖端的半径的比率，该压缩系统半径比在5至9的范围内。这导致当该气体涡轮引擎安装到飞行器上时获得安装益处、可操作性、维护要求和引擎效率之间的最佳平衡。

Description

高效气体涡轮引擎安装和操作
技术领域
本公开涉及气体涡轮引擎。本公开的方面涉及气体涡轮引擎，其具有针对提高效率、改善安装和/或可操作性而优化的构造。
背景技术
现代气体涡轮引擎包括由涡轮驱动的风扇。风扇气流的至少一部分绕过引擎的核心，反而流过旁路管道以产生推力。流入气体涡轮引擎的核心的气流在燃烧之前经压缩机压缩，然后通过涡轮膨胀。
优化此类气体涡轮引擎的设计需要平衡多个不同的、通常相互竞争的因素。例如，希望能够优化飞行器的气体涡轮引擎安装的总体效率，但总体效率由多个不同要素结合起来产生。希望提供一种气体涡轮引擎，使其在安装到机身时提供提高的总体效率。此外，人们认识到，追求提高效率决不能以牺牲其他因素（诸如引擎的可操作性和维护要求）为代价。
发明内容
根据第一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：
引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和燃烧器；
风扇（其可位于该引擎核心的上游），该风扇包括多个风扇叶片；和
齿轮箱，该齿轮箱接收来自连接到涡轮的至少一部分的芯轴的输入，该齿轮箱将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇，其中：
压缩系统半径比被定义为风扇叶片的尖端的半径与最下游压缩机叶片的尖端的半径的比率，该压缩系统半径比在5至9的范围内。
最下游的压缩机叶片（其通常是一排中的多个叶片中的任一个叶片）可位于轴向最下游的压缩机叶片排中和/或是最靠近燃烧器和/或紧邻燃烧器上游（即，没有任何中间叶片排）的叶片排中的压缩机叶片和/或在最高压压缩机叶片排中。
风扇叶片的尖端的半径可被定义为在叶片的前缘上的尖端处的半径。相似地，最下游的压缩机叶片的尖端的半径可被定义为在叶片的前缘上的尖端处的半径。
在一些布置结构中，压缩系统半径比(CSRR)可在具有5、5.1、5.2、5.3、5.4、5.5、5.6、5.7、5.8、5.9或6中的任一个的下限和/或9、8.9、8.8、8.7、8.6、8.5、8.4、8.3、8.2、8.1、8、7.9、7.8、7.7、7.6、7.5、7.4、7.3、7.2、7.1、7、6.9、6.8、6.7、6.6或6.5中的任一个的上限的范围内。仅以举例的方式，CSRR可在5.2至8.5或5.3至7.2的范围内。
已发现，具有压缩系统半径比在本文限定的和/或要求保护的范围内的布置结构的气体涡轮引擎在安装到机身时提供提高的气体涡轮引擎总体效率。例如，在本文所定义的范围内的压缩系统半径比导致高推进效率（除了其他因素外，其通常通过相对高直径的风扇而提高）、高热效率（除了其他因素外，其通常通过增加的核心压力比而提高）和改善的安装质量（包括与机身相互作用的空气动力以及改善的相对于机身的核心（以及整个引擎）的定位灵活性）之间的平衡优化。就这一点而言，相对于风扇叶片的半径，最下游压缩机叶片的尖端的低半径可导致这种改善的核心定位灵活性，例如对于给定的风扇直径，允许引擎中心线垂直位于更靠近飞行器机翼处。在一些情况下，这可增大可以安装在给定机身上的最大风扇直径，这继而可提供推进效率优势。
另一方面，已发现相对于风扇叶片的半径，进一步减小的最下游压缩机叶片的尖端的半径，使得CSRR高于本文所述的和/或所要求保护的范围（例如，高于9），这不利于总体引擎特性。这可能是由于压缩效率的不可容忍的降低（例如，由于给定轴向长度上的压缩比高于最佳压缩比）和/或安装益处受到损害，例如由于为了实现可接受的压缩效率而增加所需的压缩机长度（以及引擎长度）。
此外，已发现，齿轮传动气体涡轮引擎倾向于受到“转子弯曲”的影响。这是由于引擎的一个或多个芯轴的差速冷却（在竖直平面中），这些芯轴在引擎使用后关闭时将压缩机连接到涡轮。这种差速冷却（其仅仅是由热空气朝向轴的上侧上升的趋势引起的）导致芯轴在冷却时弯曲（或“翘曲”）。如果不采取补救（并且可能代价高昂且耗时）措施，这可能导致芯轴长时间锁定在适当的位置，直至其完全冷却，在此期间无法启动引擎，因此引擎所连接的飞行器停飞。已发现，提供具有在本文限定的和/或要求保护的范围内的CSRR的气体涡轮引擎提供了高热效率和高推进效率，转子弯曲的风险也大大降低。如果CSRR进一步增加到高于本文所公开和/或要求保护的上限，则已发现，要么由于需要在太短的距离内提供足够高的压缩比以保持可接受的热效率，压缩效率急剧下降，要么引擎（和轴）长度增加（以便保持可接受的压缩效率）并且其变得非常易受转子弯曲的影响。
因此，已发现，所要求保护的范围内的CSRR提供了一种气体涡轮引擎，其具有高可操作性/低维护要求，并且当安装到机身时具有高效率，例如就总体燃料燃烧和/或安装性能而言。
该齿轮箱有助于使气体涡轮引擎达到所公开的压缩系统半径比。
该压缩系统半径比除以引擎核心半径比可在5.5至10的范围内，例如在6至8的范围内，例如在具有5.5、5.6、5.7、5.8、5.9、6、6.1、6.2、6.3、6.4、6.5中的任一个的下限和/或10、9.5、9、8.5、8、7.9、7.8、7.7、7.6、7.5、7.4、7.3、7.2、7.1或7中的任一个的上限的范围内。就这一点而言，引擎核心半径比(ECRR)如本文其他地方所定义，即引擎中最下游涡轮叶片的尖端的半径与分流器的前缘的半径的比率。在一些情况下，当气体涡轮引擎安装到机身时，此类布置结构可进一步改善其总体效率和/或安装和/或维护要求。
压缩系统半径比除以核心压缩机纵横比可在1.7至4.2的范围内，例如在具有1.7、1.8、1.9、2、2.1、2.2、2.3、2.4或2.5中的任一个的下限和/或4.2、4.1、4、3.9、3.8、3.7、3.6、3.5、3.4、3.3、3.2、3.1、3、2.9、2.8或2.7中的任一个的上限的范围内，例如在1.8至2.9的范围内。就这一点而言，核心压缩机纵横比(CCAR)如本文其他地方所定义，即为分流器的前缘和最下游压缩机叶片的尖端的前缘之间的轴向距离与分流器的前缘的半径的比率。在一些情况下，当气体涡轮引擎安装到机身时，此类布置结构可进一步改善其总体效率和/或安装和/或维护要求。例如，此类布置结构可具有尤其紧凑的核心压缩系统（例如就轴向长度而言）。
压缩系统速度比可如本文其他地方所定义，即在巡航条件下，最下游压缩机叶片的旋转速度与风扇的旋转速度的比率。压缩系统半径比和压缩系统速度比的乘积可在25至80的范围内，例如在具有25、30、35、40、45中的任一个的下限和/或80、75、70、65、60、55或50中的任一个的上限范围内。在一些情况下，当气体涡轮引擎安装到机身时，此类布置结构可进一步改善其总体效率和/或安装和/或维护要求。
仅以举例的方式，风扇叶片的尖端的半径可在120cm至140cm的范围内，并且最下游压缩机叶片的尖端的半径可在17cm至28cm的范围内。仅以另一个示例的方式，风扇叶片的尖端的半径可在165cm至190cm的范围内，并且最下游压缩机叶片的尖端的半径可在24cm至35cm的范围内。
根据第二方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：
引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和燃烧器；
风扇（其可位于引擎核心的上游），该风扇包括多个风扇叶片；和
齿轮箱，该齿轮箱接收来自连接到涡轮的至少一部分的芯轴的输入，该齿轮箱将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇，其中：
旁路管道被限定为径向位于核心外部，分流器的前缘限定了在使用中气流分成核心气流和旁路气流处的点；
核心压缩机纵横比被定义为分流器的前缘和最下游压缩机叶片的尖端的前缘之间的轴向距离与分流器的前缘的半径的比率；
核心压缩机压力比被定义为，在巡航条件下，紧邻压缩机中的最终转子叶片的下游处的压力除以紧邻核心压缩机中的第一转子叶片的上游处的压力，其在33至60的范围内；并且
核心压缩机纵横比除以核心压缩机压力比的比率在0.03至0.09的范围内。
该核心压缩机可包括十二、十三或十四个转子级。
已发现，对于分流器的前缘的给定半径（其本身可通过其他设计考虑因素来设定，包括例如齿轮箱的外径），提供根据该方面所限定的气体涡轮引擎可使引擎具有足够高的核心压缩机压力比以实现高热效率，而不需要过长的压缩机。这可通过在核心压缩机（即，不包括风扇）中使用十二、十三或十四个转子级实现核心压缩机压力比来至少部分地得到帮助。已发现，少于十二个级可能导致压缩效率低，而多于十四个级可能导致压缩机过长。可选地，在核心压缩机中恰好使用十二个（即十二个且不超过十二个）转子级来实现核心压缩机压力比。
在相对较短的压缩机上实现核心压缩比，可在将气体涡轮引擎安装到飞行器上时提供安装益处—例如就气体涡轮引擎与其他飞行器结构（诸如机翼）的相互作用而言，导致总体飞行器燃料燃烧减少并且/或者能够在不损害其他飞行器结构的情况下安装引擎。
此外，已发现，提供具有在本文所定义范围内的核心压缩机纵横比除以核心压缩机压力比（可选地由上文所述的核心压缩机转子级数帮助）的比率的气体涡轮引擎可提供高热效率，而且转子弯曲（其在本文其他地方有所描述）的风险降低。如果核心压缩机纵横比除以核心压缩机压力比的比率进一步降低到低于本文限定的下限（和/或压缩级数降低到十二个以下），则已发现，由于需要在太短的距离上提供相对高的压缩比，压缩效率可能下降。
可选地，核心压缩机纵横比除以核心压缩机压力比的比率在具有0.04、0.045或0.05中的任一个的下限和0.06、0.07、0.08或0.085中的任一个的上限的范围内。
核心压缩机纵横比(CCAR)可例如在具有1.7、1.8、1.9、2、2.1、2.2或2.3中的任一个的下限和4.2、4、3.8、3.6、3.4、3.2、3、2.9或2.8中的任一个的上限的范围内，例如在1.7至4.2；1.8至3.4；2.0至2.9；2.1至2.9；或2.3至2.8的范围内。
每个转子级可与其相邻转子级轴向间隔开。定子级可设置在每对相邻转子级之间。
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、压缩机和燃烧器；
风扇，该风扇包括多个风扇叶片，每个风扇叶片具有风扇叶片高度，该风扇叶片高度被定义为叶片尖端处的前缘的半径减去前缘与径向内部气体洗涤毂部相交的点的半径；和
齿轮箱，该齿轮箱接收来自连接到涡轮的至少一部分的芯轴的输入，该齿轮箱将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇，其中：
最下游压缩机叶片的叶片高度被定义为叶片尖端处的前缘的半径减去前缘与径向内部气体洗涤表面相交的点的半径；并且
压缩系统叶片比(CSBR)被定义为风扇叶片高度与最下游压缩机叶片的高度的比率，该压缩系统叶片比在45至95的范围内。
压缩系统叶片比可在具有45、46、48、50、52、54或56中的任一个的下限和95、90、85、80、75或70中的任一个的上限的范围内。
已发现，具有压缩系统叶片比在本文限定的范围内的布置结构的气体涡轮引擎在安装到机身时可提供提高的气体涡轮引擎总体效率。例如，在本文所定义的范围内的压缩系统叶片比可导致高推进效率（除了其他因素外，其通常通过相对大的风扇叶片而提高）、高热效率（除了其他因素外，其通常通过增加的核心压力比而提高）和改善的安装质量（包括与机身相互作用的空气动力以及改善的相对于机身的核心（以及整个引擎）的定位灵活性）之间的平衡优化。
具体地讲，可通过具有高旁路比率来实现高推进效率，该高旁路比率可通过相对大的风扇叶片高度来实现。可通过具有高压缩机压力比来实现高热效率，对于给定的风扇叶片高度，高压缩机压力比可通过最高压压缩机叶片的相对小的高度来实现。将CSBR降到本文所定义的下限以下可能由于热效率和推进效率的综合影响而降低总体引擎效率。然而，如果CSBR进一步增加到超过本文所定义的上限，则这可能对其他引擎特性产生不利影响。例如，已发现，CSBR的进一步增加可能需要压缩系统变得不可接受地长以便实现可接受的压缩效率水平。这可能在飞行器级别造成不利影响，例如就引擎与其他飞行器结构（诸如机翼）的相互作用而言，导致总体燃料燃烧减少并且/或者影响在不损害其他飞行器结构的情况下安装引擎的能力。
此外，已发现，提供具有在本文限定的范围内的CSBR的气体涡轮引擎可提供高热效率和高推进效率，转子弯曲（其在本文其他地方有所描述）的风险也大大地降低。如果CSBR进一步增加到高于本文所限定的上限，则已发现，要么由于需要在太短的距离内提供足够高的压缩比以保持可接受的热效率，压缩效率可能下降，要么引擎（和轴）长度可能增加（以便保持可接受的压缩效率），导致对转子弯曲的敏感性增大。
齿轮箱有助于使气体涡轮引擎达到所公开的CSBR。
压缩系统叶片比除以引擎核心半径比可在50至95的范围内，例如在具有45、50或52的下限和65、70、75、80、85、90或95的上限的范围内，可选地在50至85或50至75的范围内。就这一点而言，引擎核心半径比(ECRR)如本文其他地方所定义，即引擎中最下游涡轮叶片的尖端的半径与分流器的前缘的半径的比率。在一些情况下，当气体涡轮引擎安装到机身时，此类布置结构可进一步改善其总体效率和/或安装和/或维护要求。
压缩系统叶片比除以核心压缩机纵横比可在15至50的范围内，例如在具有15、16、17、18、19或20的下限和50、45、40、35或30的上限的范围内，可选地在16至40的范围内。就这一点而言，核心压缩机纵横比(CCAR)如本文其他地方所定义，即为分流器的前缘和最下游压缩机叶片的尖端的前缘之间的轴向距离与分流器的前缘的半径的比率。在一些情况下，当气体涡轮引擎安装到机身时，此类布置结构可进一步改善其总体效率和/或安装和/或维护要求。例如，此类布置结构可具有尤其紧凑的核心压缩系统（例如就轴向长度而言）。
压缩系统速度比可如本文其他地方所定义，即在巡航条件下，最下游压缩机叶片的旋转速度与风扇的旋转速度的比率。压缩系统叶片比和压缩系统速度比的乘积可在300至800的范围内，可选地为320至750、可选地为325至700。在一些情况下，当气体涡轮引擎安装到机身时，此类布置结构可进一步改善其总体效率和/或安装和/或维护要求。
根据第四方面，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、压缩机和燃烧器；和
风扇，该风扇包括多个风扇叶片，其中：
压缩系统速度比被定义为在巡航条件下最下游压缩机叶片的旋转速度与风扇的旋转速度的比率，其在6至10的范围内，例如在具有6、6.1、6.2、6.3、6.4、6.5、6.6、6.7、6.8、6.9、7、7.1、7.2、7.3、7.4、7.5中的任一个的下限和/或10、9.5、9、8.9、8.8、8.7、8.6、8.5、8.4、8.3、8.2、8.1或8中的任一个的上限的范围内。以举例的方式，压缩系统速度比可在7至9的范围内，例如7.4至8.5，其中风扇的直径可选地在320cm至390cm的范围内并且/或者在巡航条件下风扇的旋转速度在1300rpm至1800rpm的范围内。在此类布置结构中，风扇的直径可在230cm至400cm的范围内。在此类布置结构中，涡轮可包括第一涡轮和第二涡轮；压缩机可包括第一压缩机和第二压缩机。第一涡轮和第一压缩机可通过第一芯轴连接，第二涡轮和第二压缩机可通过第二芯轴芯连接。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，最下游压缩机叶片将是第二压缩机的一部分。
根据第四方面的这样一个气体涡轮引擎可包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自连接到涡轮至少一部分的芯轴的输入，齿轮箱将驱动输出至风扇，以便以比芯轴更低的旋转速度驱动风扇。
应当理解，可将来自任何方面的兼容特征进行组合。仅以举例的方式，根据一个方面的气体涡轮引擎可包括本文针对以下参数所公开的范围中的任何一个或多个：CSRR；CCAR；ECRR；CSSR；CSBR；核心压缩机压力比；CCAR/(核心压缩机压力比)；CSRR/ECRR；CSRR/CCAR；CSRR*CSSR；CSBR/ECRR；CSBR/CCAR；CSBR*CSSR；压缩机转子级数。
此外，以下特征中的任何一个或多个特征可应用于和/或并入本公开的任何方面。
核心压缩机中的第一转子叶片可被称为风扇下游的第一转子叶片。压缩机中的最终转子叶片可被称为最高压压缩机叶片或燃烧器上游的第一转子叶片。可选地，核心压缩机压力比（其被定义在巡航条件下）可在具有33、34、35、36、38或40中的任一个的下限和52、55、57或60中的任一个的上限的范围内，例如在巡航条件下在36至52的范围内。根据本文提供的定义，核心压缩机压力比不包括由于风扇而引起的压力升高。
旁路管道被限定为位于核心的径向外侧。分流器的前缘限定了气流分成核心气流和旁路气流处的点（核心气流为在使用中流过引擎核心的气流，旁路气流为在使用中流入旁路管道的气流）。然后，引擎核心半径比(ECRR)可被定义为引擎中最下游涡轮叶片的尖端的半径与分流器的前缘的半径的比率。ECRR可小于1，例如在0.75至1、0.8至0.98、0.81至0.94或0.82至0.93的范围内。在一些情况下，当气体涡轮引擎安装到机身时，此类布置结构可进一步改善其总体效率和/或安装和/或维护要求。
风扇叶片可由短舱围绕，该短舱可包括风扇壳体。因此，风扇叶片的径向外尖端可由短舱的径向内部气体洗涤表面围绕。因此，气体涡轮引擎可被称为涡轮风扇气体涡轮引擎并且/或者风扇可被称为导管风扇。短舱可形成此类涡轮风扇引擎的旁路管道的径向外表面。
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0.25到0.32或0.28至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。
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/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎还可包括在风扇叶片上游延伸的进气口。进气口长度L可被定义为进气口的前缘和风扇叶片的尖端的前缘之间的轴向距离。风扇直径D可如本文其他部分所定义的，即风扇叶片的尖端的前缘处的风扇的直径。比率L/D可小于0.5，例如在0.2至0.45、0.25至0.4或小于0.4的范围内。在进气口长度围绕周长变化的情况下，用于确定进气口长度与风扇的直径D的比率的进气口长度L可在从引擎的上止点的π/2或3π/2位置处（即，在3点钟或9点钟位置处）测量，或在它们不同的这两个位置处测量进气口长度的平均值。
本公开的布置结构可以特别有益于经由齿轮箱驱动的风扇。齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇。至齿轮箱的输入可直接来自芯轴或者间接地来自芯轴，例如经由正齿轮轴和/或齿轮。芯轴可将涡轮和压缩机刚性地连接，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转（其中，风扇以更低的速度旋转）。
该齿轮箱为减速齿轮箱（因为风扇的输出比来自芯轴的输入的旋转速率低）。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星式”或“星形”齿轮箱，如本文别处更详细地描述。该齿轮箱可以具有任何期望的减速比（定义为输入轴的旋转速度除以输出轴的旋转速度），例如大于2.5，例如在3到4.2、或3.2到3.8的范围内，例如，大约或至少3、3.1、3.2、3.3、3.4、3.5、3.6、3.7、3.8、3.9、4、4.1或4.2。例如，齿轮齿数比可以介于前一句中的任何两个值之间。仅以举例的方式，齿轮箱可以是“星形”齿轮箱，其具有在3.1或3.2到3.8的范围内的齿数比。在一些布置结构中，齿轮齿数比可在这些范围之外。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何合适的通用架构。例如，气体涡轮引擎可具有将涡轮和压缩机连接的任何所需数量的轴，例如一个轴、两个轴或三个轴。仅以举例的方式，引擎核心可包括第一涡轮，该涡轮由第一芯轴连接到第一压缩机。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。在此类布置结构中，最下游压缩机叶片将是第二压缩机的一部分。
齿轮箱可被布置成由被构造成（例如在使用中）以最低旋转速度旋转的芯轴（例如上述示例中的第一芯轴）来驱动。例如，该齿轮箱可被布置成仅由被构造成（例如在使用中）以最低旋转速度旋转的芯轴（例如，在上面的示例中，仅第一芯轴，而不是第二芯轴）来驱动。另选地，该齿轮箱可被布置成由任何一个或多个轴驱动，该任何一个或多个轴例如为上述示例中的第一轴和/或第二轴。
在如本文所述和/或所要求保护的任何气体涡轮引擎中，燃烧器可被轴向设置在风扇和一个或多个压缩机的下游。例如，在提供第二压缩机的情况下，燃烧器可直接位于第二压缩机的下游（例如在其出口处）。以另一个示例的方式，在提供第二涡轮的情况下，可将燃烧器出口处的流提供至第二涡轮的入口。该燃烧器可设置在一个或多个涡轮的上游。
该压缩机或每个压缩机（例如，如上所述的第一压缩机和第二压缩机）可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子叶片，该排定子叶片可为可变定子叶片（因为该排定子叶片的入射角可以是可变的）。该排转子叶片和该排定子叶片可彼此轴向偏移。
该涡轮或每个涡轮（例如，如上所述的第一涡轮和第二涡轮）可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子叶片。该排转子叶片和该排定子叶片可彼此轴向偏移。
可在引擎中心线和风扇叶片的前缘处的尖端之间测量该风扇的半径。风扇直径（可能只是风扇半径的两倍）可大于（或大约为）以下中的任何一者：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/U尖端 2，其中dH是跨风扇的焓升（例如1-D平均焓升），并且U尖端是风扇尖端的（平移）速度，例如在尖端的前缘处（可被定义为前缘处的风扇尖端半径乘以角速度）。在巡航条件下的风扇尖端负载可大于（或大约为）以下中的任何一个：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。
如本文所述和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力比可被定义为最高压压缩机出口（进入燃烧器之前）处的滞止压力与风扇上游的滞止压力的比率。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45至70或50至65的范围内。注意，总压力比不同于核心压缩机压力比，因为总压力比还包括在风扇根部（即，随后流入引擎核心的空气经过的风扇部分）上的压力升高。
在一些布置结构中，风扇压力比被定义为风扇出口处的气流的平均总压力与风扇入口处的气流的平均总压力的比率，其在巡航条件下可不大于1.5，例如不大于1.45、1.4或1.35。风扇压力比可在1.35至1.43的范围内，例如大约为1.39。
在风扇的下游，通过气体涡轮引擎的气流分成核心气流（其流过引擎核心）和旁路气流（其流过旁路管道）。气体涡轮引擎包括分流器（其可为环形分流器），在该位置处气流被划分为流经引擎核心的核心气流和沿旁路管道流动的旁路气流。在一些布置结构中，风扇根压比被定义为在随后流过引擎核心的风扇出口处的气流的平均总压力与在风扇入口处的气流的平均总压力的比率，在巡航条件下，该风扇根压比可能不大于1.3。
在一些布置结构中，在巡航条件下的风扇根压比可不大于1.24，例如不大于1.23、例如不大于1.22、例如不大于1.21、例如不大于1.2。在一些布置结构中，在巡航条件下的风扇根压比可在1.18至1.30的范围内，例如1.21至1.27。
在本文相对于压力（例如，总压力）使用术语“平均”时，其可以是（例如）在相关表面上获取的面积平均值。
风扇根部与尖端压比被定义为随后流过引擎核心的气流在风扇出口处的平均总压力与随后流过旁路管道的气流在风扇出口处的平均总压力的比率，其在巡航条件下可不大于（例如小于）0.95，例如不大于0.94、0.93、0.92、0.91或0.9，例如在0.8至0.95的范围内，例如0.82至0.89、例如0.83至0.88。
引擎的比推力可被定义为引擎的净推力除以穿过引擎的总质量流量。在巡航条件下，本文中描述和/或要求保护的引擎的比推力可小于（或大约为）以下中的任何一个：110Nkg-1s、105Nkg-1s、100Nkg-1s、95Nkg-1s、90Nkg-1s、85Nkg-1s或80Nkg-1s。该比推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限），例如在80Nkg-1s至100Nkg-1s，或85Nkg-1s至95Nkg-1s的范围内。与传统的气体涡轮引擎相比，此类引擎可能特别高效。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何期望的最大推力。仅以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮可以产生至少（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，高压涡轮的入口处的流的温度可能特别高。该温度，可被称为TET，可在燃烧器的出口处测量，例如紧接在可被称为喷嘴导向叶片的第一涡轮叶片的上游。在巡航时，该TET可至少为（或大约为）以下中的任何一者：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。巡航时的TET可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限）。引擎在使用时的最大TET可以是，例如，至少为（或大约为）以下中的任何一者：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K或2000K。最大TET可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限），例如在1800K至1950K的范围内。可以例如在高推力条件下发生最大TET，例如在最大起飞(MTO)条件下发生最大TET。
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。
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，例如根据任何其他方面的至少一个气体涡轮引擎。这样的飞行器可包括例如2、3或4个这样的气体涡轮引擎。至少一个引擎（例如，1、2或多于2个引擎）可附接到此类飞行器的每个机翼。如本文其他地方所述，已安装的引擎可显著地有助于总体飞行器效率，例如，由于改进气体涡轮引擎效率的组合以及通过改进的机身安装所提供的优点。还可实现另外的可操作性和/或维护优点，例如由于对转子弯曲的敏感性降低。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。
本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征或参数可应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征或参数可应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征或参数组合。
附图说明
现在将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案，其中：
图1是根据本公开的示例的气体涡轮引擎的截面侧视图；
图2是根据本公开的示例的气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图；
图3是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图，并且
图4是根据本公开的示例的气体涡轮引擎的示意图。
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。
气体涡轮引擎易受被称为“转子弯曲”的现象的影响。如本文其他地方所述，这是由于在引擎使用后关闭时轴26、27中的一个或多个的差速冷却所导致的，并且至少在没有耗时和/或昂贵的补救措施的情况下，可能导致引擎在关闭后很长一段时间里不运行。已发现，这一问题在现代引擎，特别是那些具有齿轮箱和/或高压缩比的引擎中可能会加剧。如本文其他地方所述，本文所述和/或要求保护的气体涡轮引擎10可具有高效率（例如，就推进效率和/或热效率而言），但转子弯曲影响轴26、27的风险大大地降低。
图2中示出了齿轮传动风扇气体涡轮引擎10的示例性布置结构。低压涡轮19（参见图1）驱动轴26，该轴26联接到周转齿轮布置结构30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外处并与该太阳齿轮相互啮合的是多个行星齿轮32，该多个行星齿轮通过行星架34联接在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32绕其自身轴线旋转。行星架34经由连杆36联接到风扇23，以便驱动该风扇围绕引擎轴线9旋转。在行星齿轮32的径向向外处并与该行星齿轮相互啮合的是齿圈或环形齿轮38，其经由连杆40联接到固定支撑结构24。
需注意，本文中使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可分别表示最低压力涡轮级和最低压力压缩机级（即，不包括风扇23），和/或通过在引擎中具有最低旋转速度的互连轴26（即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴）连接在一起的涡轮级和压缩机级。在一些文献中，本文中提到的“低压涡轮”和“低压压缩机”可被另选地称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用此类另选命名的情况下，风扇23可被称为第一或最低压力的压缩级。
在图3中以举例的方式更详细地示出了周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每一者包括围绕其周边以用于与其他齿轮相互啮合的齿。然而，为清楚起见，图3中仅示出了齿的示例性部分。示出了四个行星齿轮32，但是对本领域的技术人员显而易见的是，可以在要求保护的发明的范围内提供更多或更少的行星齿轮32。行星式周转齿轮箱30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。
在图2和图3中以举例的方式示出的周转齿轮箱30是行星式的，其中行星架34经由连杆36联接到输出轴，其中齿圈38被固定。然而，可使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。以另一个示例的方式，周转齿轮箱30可以是星形布置结构，其中行星架34保持固定，允许环形齿轮（或齿圈）38旋转。在此类布置结构中，风扇23由环形齿轮38驱动。以另一个另选示例的方式，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34均被允许旋转。
应当理解，图2和图3中所示的布置结构仅是示例性的，并且各种另选方案都在本公开的范围内。仅以举例的方式，可使用任何合适的布置结构来将齿轮箱30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。以另一个示例的方式，齿轮箱30与引擎10的其他部件（诸如输入轴26、输出轴和固定结构24）之间的连接件（诸如图2示例中的连杆36、40）可具有任何期望程度的刚度或柔性。以另一个示例的方式，可使用引擎的旋转部件和固定部件之间（例如，在来自齿轮箱的输入轴和输出轴与固定结构诸如齿轮箱壳体之间）的轴承的任何合适的布置结构，并且本公开不限于图2的示例性布置结构。例如，在齿轮箱30具有星形布置结构（如上所述）的情况下，技术人员将容易理解，输出连杆和支撑连杆以及轴承位置的布置结构通常不同于图2中以举例的方式示出的布置结构。
因此，本公开延伸到具有齿轮箱类型（例如星形或行星齿轮）、支撑结构、输入和输出轴布置结构以及轴承位置中的任何布置结构的气体涡轮引擎。
可选地，齿轮箱可驱动附加的和/或另选的部件（例如，中压压缩机和/或增压压缩机）。
本公开可应用的其他气体涡轮引擎可具有另选配置。例如，此类引擎可具有另选数量的压缩机和/或涡轮和/或另选数量的互连轴。以另外的示例的方式，图1中所示的气体涡轮引擎具有分流喷嘴18、20，这意味着穿过旁路管道22的流具有自己的喷嘴18，该喷嘴与核心引擎喷嘴20分开并径向地在该核心引擎喷嘴的外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可应用于如下引擎，在该引擎中，穿过旁路管道22的流和穿过核心11的流在可被称为混流喷嘴的单个喷嘴之前（或上游）混合或组合。一个或两个喷嘴（无论是混合的还是分流的）可具有固定的或可变的面积。
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。
应当理解，图1未必在所有方面按比例绘制，并且仅为了有助于描述而被包括在内。图4是根据本公开的气体涡轮引擎的示意图，其被提供用于示出本文所提及的尺寸。同样，图4未必在所有方面按比例绘制。附图中相同的参考标号表示相同的特征，并且关于一个附图提供的描述可以应用于另一个附图中的相同特征。
参见图4，风扇叶片23的半径（也被称为风扇叶片的尖端231的半径）由尺寸“Rfan”表示。最下游压缩机叶片151的尖端的半径由尺寸“Rcomp”表示。压缩系统半径比CSRR因此被定义为：
Figure DEST_PATH_IMAGE002A
对于气体涡轮引擎10，CSRR的值可在本文所限定的范围内，例如在5至9的范围内，可选地约5.2至8.5、可选地约5.3至7.2、可选地约5.3至6.5。
图4所示的气体涡轮引擎10包括具有前缘的分流器50，在该前缘处气流分成旁路气流B和核心气流A。分流器的前缘的半径由尺寸“Rsplit”表示。最下游涡轮叶片191具有半径，该半径由尺寸“Rturb”表示。引擎核心半径比ECRR被定义为：
Figure DEST_PATH_IMAGE004A
对于气体涡轮引擎10，压缩系统半径比(CSRR)除以引擎核心半径比(ECRR)可在本文限定的范围内，例如在5.5至10的范围内，可选地为6至8。对于气体涡轮引擎10，压缩系统叶片比（在本文其他地方被定义）除以引擎核心半径比可在本文限定的范围内，例如在50至95的范围内，可选地为50至75。ECRR本身可例如在0.75至1的范围内，例如0.8至0.95。
分流器50的前缘与最下游压缩机叶片151的尖端的前缘之间的轴向距离在图4中由尺寸“Xcomp”表示。核心压缩机纵横比CCAR被定义为：
Figure DEST_PATH_IMAGE006A
对于气体涡轮引擎10，压缩系统半径比(CSRR)除以核心压缩机纵横比(CCAR)可在本文限定的范围内，例如在1.7至4.2的范围内，可选地为1.8至3.4。对于气体涡轮引擎10，压缩系统叶片比（在本文其他地方被定义）除以核心压缩机纵横比可在本文限定的范围内，例如在15至50的范围内。CCAR本身可在2至3的范围内，例如2.1至2.9，或2.3至2.8。
压缩系统速度比(CSSR)被定义为在巡航条件下最下游压缩机叶片151的旋转速度与风扇23的旋转速度的比率（当然，最下游压缩机叶片151的旋转速度高于风扇23的旋转速度）。对于气体涡轮引擎10，压缩系统半径比和压缩系统速度比的乘积可在25至80的范围内，例如在35至65的范围内。对于气体涡轮引擎10，压缩系统叶片比和压缩系统速度比的乘积可在300至800的范围内，可选地为320至750，可选地为325至700。CSSR本身可在6.0至9.5的范围内，例如6.5至9.0。
风扇叶片具有高度hfan。如图4所示，hfan被定义为叶片23的尖端231处的前缘232的半径减去前缘232与径向内部气体洗涤的毂部相交的点的半径。相似地，最下游压缩机叶片151的叶片高度hcomp被定义为叶片尖端处的前缘的半径减去前缘与径向内部气体洗涤表面相交的点的半径。压缩系统叶片比CSBR被定义为：
Figure DEST_PATH_IMAGE008A
对于气体涡轮引擎10，压缩系统叶片比CSBR可在本文限定的范围内，例如在45至95、50至75或55至70的范围内。
核心压缩机压力比(CCPR)被定义为在巡航条件下，紧邻压缩机中的最终转子叶片151的下游（例如，在图4中用参考标号155示意性地表示的在轴向位置处垂直于轴向的平面处）的压力（即，平均总压力）除以紧邻核心压缩机中的第一转子叶片141的上游（例如，在图4中用附图标记145示意性地表示的在轴向位置处垂直于轴向的平面处）的压力（即，平均总压力）。在一些布置结构中，核心压缩机压力比（其被定义在巡航条件下）可在34至60的范围内，例如在巡航条件下为35、36、38或40至55，例如41至52。
核心压缩机纵横比除以核心压缩机压力比的比率（即CCAR/CCPR）可在本文限定的范围内，例如在0.03至0.09的范围内，例如在具有0.04、0.045或0.05中的任一个的下限和0.06、0.07、0.08或0.085中的任一个的上限的范围内。
除了低压压缩机14的最上游排的转子叶片141和高压压缩机15的最下游排的压缩机叶片151之外，图4中未示出别的压缩机转子叶片。然而，应当理解，这仅仅是为了有助于本文提供的解释，并且低压压缩机14和高压压缩机15各自包括多于一个转子级，每个转子级可具有相关联的定子级。组合的低压压缩机14和高压压缩机15中转子级的总数可以为例如十二、十三或十四个。
在气体涡轮引擎10的第一布置结构中，可应用以下中的任何一项或多项：
•风扇叶片的半径Rfan为160cm至190cm，最下游压缩机叶片151的尖端的半径为27cm至31cm，并且CSRR在5.3至7.7的范围内；以非限制性示例的方式，风扇叶片的半径Rfan为175cm，并且最下游压缩机叶片151的尖端的半径为29cm，给出的CSRR为6.0
•最下游涡轮叶片191的半径为65cm至80cm，分流器50的前缘的半径为70cm至90cm，并且ECRR在0.8至1的范围内；以非限制性示例的方式，最下游涡轮叶片191的半径为75cm，并且分流器50的前缘的半径为80cm，给出的ECRR为0.93
•分流器50的前缘与最下游压缩机叶片151的尖端的前缘之间的轴向距离Xcomp为180cm至225cm，并且CCAR在1.7至3.4的范围内；以非限制性示例的方式，分流器50的前缘与最下游压缩机叶片151的尖端的前缘之间的轴向距离Xcomp为195cm，给出的CCAR为2.4
•风扇叶片高度为115cm至150cm，最下游压缩机叶片的高度为1.9cm至2.3cm，并且CSBR为50至90；以非限制性示例的方式，风扇叶片高度为125cm，并且最下游压缩机叶片的高度为2.1cm，给出的CSBR为60
•在巡航条件下，风扇23的旋转速度为1300rpm至1800rpm，最下游压缩机叶片151的旋转速度为11000rpm至12000rpm，并且CSSR在6.5至9的范围内；以非限制性示例的方式，在巡航条件下，风扇23的旋转速度为1650rpm，并且最下游压缩机叶片151的旋转速度为12000rpm，给出的CSSR为7.3
•在巡航条件下，风扇压力比为1.30至1.45，风扇根压比为1.18至1.30，风扇尖压比为1.30至1.45，核心压缩机压力比为35至55；以非限制性示例的方式，在巡航条件下，风扇压力比为1.4，风扇根压比为1.25，风扇尖压比为1.42，并且核心压缩机压力比为44
•在巡航条件下，CCPR为40至60，CCAR/CCPR的比率为0.03至0.08，压缩机转子级数为12至14；以非限制性示例的方式，在巡航条件下，CCPR为44，CCAR/CCPR的比率为0.055，压缩机转子级数为12。
仅以举例的方式，在以上与第一布置结构相关的每个点句中提及的非限制性示例可涉及相同的引擎。
在第二布置结构中，可应用以下中的任何一项或多项：
•风扇叶片的半径Rfan为120cm至140cm，最下游压缩机叶片151的尖端的半径为20cm至25cm，并且CSRR在5.2至6.6的范围内；以非限制性示例的方式，风扇叶片的半径Rfan为130cm，并且最下游压缩机叶片151的尖端的半径为23cm，给出的CSRR为5.7
•最下游涡轮叶片191的半径Rturb为40cm至60cm，分流器50的前缘的半径Rsplit为50cm至70cm，并且ECRR在0.75至1.0的范围内；以非限制性示例的方式，最下游涡轮叶片191的半径Rturb为45cm，并且分流器50的前缘的半径Rsplit为56cm，给出的ECRR为0.80
•分流器50的前缘与最下游压缩机叶片151的尖端的前缘之间的轴向距离Xcomp为150cm至190cm，并且CCAR在2.2至3.8的范围内；以非限制性示例的方式，分流器50的前缘与最下游压缩机叶片151的尖端的前缘之间的轴向距离Xcomp为159cm，给出的CCAR为2.8
•风扇叶片高度为75cm至100cm，最下游压缩机叶片的高度为1.5cm至2.0cm，并且CSBR为45至75；以非限制性示例的方式，风扇叶片高度为85cm，并且最下游压缩机叶片的高度为1.7cm，给出的CSBR为50
•在巡航条件下，风扇23的旋转速度为2200rpm至2700rpm，最下游压缩机叶片151的旋转速度为14000rpm至17000rpm，并且CSSR在6至8的范围内；以非限制性示例的方式，在巡航条件下，风扇23的旋转速度为2500rpm，并且最下游压缩机叶片151的旋转速度为16000rpm，给出的CSSR为6.4
•在巡航条件下，风扇压力比为1.30至1.45，风扇根压比为1.18至1.30，风扇尖压比为1.30至1.45，核心压缩机压力比为35至55；以非限制性示例的方式，在巡航条件下，风扇压力比为1.4，风扇根压比为1.25，风扇尖压比为1.42，并且核心压缩机压力比为35
•在巡航条件下，CCPR为34至50，CCAR/CCPR的比率为0.05至0.09，压缩机转子级数为12至14；以非限制性示例的方式，在巡航条件下，CCPR为35，CCAR/CCPR的比率为0.08，压缩机转子级数为12。
仅以举例的方式，在以上与第二布置结构相关的每个点句中提及的非限制性示例可涉及相同的引擎。
与常规的气体涡轮引擎相比，可更好地优化根据本公开的气体涡轮引擎10的特征的另一示例是进气口区域，例如进气口长度L与风扇直径D之间的比率。参见图1，进气口长度L被定义为进气口的前缘和风扇叶片的尖端231的前缘232之间的轴向距离，并且风扇23的直径D被限定在风扇23的前缘处（即D=2 × Rfan）。根据本公开的气体涡轮引擎10，诸如在图1中以举例的方式示出的气体涡轮引擎，可具有如本文所定义的比率值L/D，例如小于或等于0.45，例如0.2至0.45。这可带来另外的优点，诸如安装和/或气动有益效果。
在附图中以举例的方式示出的气体涡轮引擎10可包括本文所述和/或要求保护的特征中的任何一个或多个。例如，在兼容的情况下，这样的气体涡轮引擎10可具有本文针对下述参数所述的特征或值中的任何一个或多个：CSRR；CCAR；ECRR；CSSR；CSBR；核心压缩机压力比；CCAR/(核心压缩机压力比)；CSRR/ECRR；CSRR/CCAR；CSRR*CSSR；CSBR/ECRR；CSBR/CCAR；CSBR*CSSR；压缩机转子级数；比推力；最大推力，涡轮入口温度；总压力比；旁路比率；风扇直径；风扇转速；风扇毂尖比；风扇压力比；风扇根压比；风扇根压比与风扇尖压比之间的比率；风扇尖端负载；风扇叶片的数目；风扇叶片的构造；和/或齿轮齿数比。
应当理解，本发明不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

Claims (15)

1.一种用于飞行器的气体涡轮引擎（10），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）和燃烧器（16）；
风扇（23），所述风扇包括多个风扇叶片；和
齿轮箱（30），所述齿轮箱接收来自连接到所述涡轮的至少一部分的芯轴（26）的输入，所述齿轮箱将驱动输出至所述风扇，以便以比所述芯轴低的旋转速度来驱动所述风扇，其中：
压缩系统半径比被定义为风扇叶片的尖端的半径与最下游压缩机叶片的尖端的半径的比率，所述压缩系统半径比在5至9的范围内。
2. 根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中：
所述压缩系统半径比在5.2至8.5的范围内，可选地在5.3至7.2的范围内；并且/或者
所述风扇叶片的尖端的半径在120cm至210cm的范围内，可选地为120cm至140cm或160cm至190cm；并且/或者
所述齿轮箱的减速比在3.2至3.8范围内，使得所述齿轮箱输入芯轴的旋转速度在所述风扇的旋转速度的3.2至3.8倍的范围内。
3. 根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中：
所述风扇叶片的尖端的半径在160cm至190cm的范围内，并且所述压缩系统半径比在5.3至7.7的范围内；或者
所述风扇叶片的尖端的半径在120cm至140cm的范围内，并且所述压缩系统半径比在5.1至6.6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，其中：
旁路管道被限定为径向位于所述核心的外部，其中分流器的前缘限定了气流分成核心气流和旁路气流处的点；
引擎核心半径比被定义为所述引擎中所述最下游涡轮叶片的尖端的半径与所述分流器的前缘的半径的比率；并且
所述压缩系统半径比除以所述引擎核心半径比在5.5至10的范围内，可选地在6至8的范围内。
5.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中：
旁路管道被限定为径向位于所述核心外部，分流器的前缘限定了在使用中气流分成核心气流和旁路气流处的点；
核心压缩机纵横比被定义为所述分流器的前缘和所述最下游压缩机叶片的尖端的前缘之间的轴向距离与所述分流器的前缘的半径的比率；并且
所述压缩系统半径比除以所述核心压缩机纵横比在1.7至4.2的范围内。
6. 根据权利要求5所述的气体涡轮引擎，其中：
所述风扇叶片的尖端的半径在160cm至190cm的范围内，并且所述压缩系统半径比除以所述核心压缩机纵横比在1.9至2.9的范围内；或者
所述风扇叶片的尖端的半径在120cm至140cm的范围内，并且所述压缩系统半径比除以所述核心压缩机纵横比在1.7至2.4的范围内。
7. 根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中：
所述风扇叶片在其毂部处的半径与所述风扇叶片在其尖端处的半径的比率在0.23至0.33的范围内，可选地在0.25至0.29的范围内；并且/或者
所述风扇叶片包括附接到前缘护套的主体，所述主体和所述前缘护套是使用不同的材料形成的，其中可选地所述前缘护套材料包括钛并且/或者所述主体材料包括碳纤维或铝合金；并且/或者
旁路比率被定义为在巡航条件下流过限定在所述引擎核心外部的旁路管道的质量流率与流过所述引擎核心的质量流率的比率，所述旁路比率在10至20的范围内，可选地为12至16，可选地为13.0至16.0。
8.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，还包括在所述风扇叶片的上游延伸的进气口，其中：
进气口长度L被定义为所述进气口的前缘和所述风扇叶片的所述尖端的前缘之间的轴向距离；
风扇直径D为所述风扇的在所述风扇叶片的所述尖端的前缘处的直径；并且
比率L/D在0.2至0.45的范围内。
9. 根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中：
压缩系统速度比被定义为在巡航条件下所述最下游压缩机叶片的旋转速度与所述风扇的旋转速度的比率；并且
所述压缩系统半径比与所述压缩系统速度比的乘积在25至80的范围内，可选地在35至60的范围内、可选地为40至60，其中可选地：
所述压缩系统速度比在6至10的范围内，可选地为7.0至10.0。
10.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中风扇压力比被定义为在所述风扇出口处的气流的平均总压力与在所述风扇入口处的气流的平均总压力的比率，在巡航条件下，所述风扇压力比不大于1.5，可选地在1.35至1.43的范围内。
11.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中：
风扇根压比被定义为在随后流过所述引擎核心的所述风扇出口处的气流的平均总压力与在所述风扇入口处的气流的平均总压力的比率，在巡航条件下，所述风扇根压比不大于1.3，可选地为1.18至1.30。
12. 根据权利要求11所述的气体涡轮引擎，其中：
风扇尖压比被定义为在随后流过被限定为径向位于所述引擎核心外部的所述旁路管道的所述风扇出口处的气流的平均总压力与在所述风扇入口处的气流的平均总压力的比率；并且
在巡航条件下，所述风扇根压比与所述风扇尖压比之间的比率小于0.95，可选地在0.80至0.87的范围内。
13. 根据权利要求7中任一项所述的气体涡轮引擎，其中所述巡航条件对应于：
前向马赫数0.85；以及
在35000英尺(10668m)高度处的国际标准大气条件。
14.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中：
所述核心包括第一涡轮（19），所述第一涡轮由第一芯轴（26）连接到第一压缩机（14）；
第二涡轮（17），所述第二涡轮由第二芯轴（27）连接到第二压缩机（15）；
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；并且
所述最下游压缩机叶片是所述第二涡轮的一部分。
15.一种飞行器，所述飞行器包括至少一个根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎。
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