CN111692012A - 用于飞行器的气体涡轮引擎 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及用于飞行器的气体涡轮引擎（10），其包括引擎核心（11），该引擎核心包括涡轮（19）、压缩机（14）和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴（26）。该气体涡轮引擎（10）还包括位于引擎核心（11）的上游的风扇（23）和齿轮箱（30），该风扇包括多个风扇叶片，该齿轮箱接收来自该芯轴（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）。涡轮（19）包括涡轮转子（50）和安装在涡轮转子（50）上的轴向间隔开的多级涡轮转子叶片（52A,52B,52C,52D）。该涡轮转子（50）和该涡轮转子叶片（52）被涡轮壳体（54）围绕。

Description

用于飞行器的气体涡轮引擎
技术领域
本公开涉及用于飞行器的气体涡轮引擎，并且尤其涉及用于飞行器的齿轮传动气体涡轮引擎。
背景技术
目前，用于飞行器的齿轮传动气体涡轮引擎被布置成具有相对低的压力比涡轮，并且因此，该齿轮传动气体涡轮引擎产生相对低的功率。
需要用于飞行器的齿轮传动气体涡轮引擎具有相对高的功率，例如，在最大起飞条件下，低压涡轮具有大于38,000马力（28.3兆瓦）的相对高的功率。
发明内容
根据第一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：
引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴；
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；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，其中：
涡轮包括涡轮转子和安装在该涡轮转子上的轴向间隔开的多级涡轮转子叶片，该涡轮转子和涡轮转子叶片被涡轮壳体围绕，该涡轮具有限定在第一级涡轮转子叶片的上游端处的入口和限定在最末级涡轮转子叶片的下游端处的出口，该出口的面积与该入口的面积的比率为至少2.5，并且不大于3.5。
出口面积与入口面积的比率可为至少2.6，并且不超过3.2。
涡轮转子叶片可具有平台和护罩，该入口被限定在第一级涡轮转子叶片的平台和护罩之间，并且出口被限定在最末级涡轮转子叶片的平台和护罩之间。
该涡轮转子叶片可具有包括前缘和后缘的翼面，并且该入口被限定在第一级涡轮转子叶片的平台和护罩之间的轴向位置处，在该轴向位置处涡轮转子叶片的翼面的前缘与第一级涡轮转子叶片的平台和护罩相交，并且出口被限定在最末级涡轮转子叶片的平台和护罩之间的轴向位置处，在该轴向位置处涡轮转子叶片的翼面的后缘与最末级涡轮转子叶片的平台和护罩相交。
该涡轮转子叶片可具有平台，该入口被限定在第一级涡轮转子叶片的平台和涡轮壳体之间，并且出口被限定在最末级涡轮转子叶片的平台和涡轮壳体之间。
该涡轮转子叶片可具有包括前缘和后缘的翼面，该入口被限定在第一级涡轮转子叶片的平台和涡轮壳体之间的轴向位置处，在该轴向位置处涡轮转子叶片的翼面的前缘与第一级涡轮转子叶片的平台相交，并且该出口被限定在最末级涡轮转子叶片的平台和涡轮壳体之间的轴向位置处，在该轴向位置处涡轮转子叶片的翼面的后缘与最末级涡轮转子叶片的平台相交。
该涡轮转子叶片可具有平台，涡轮壳体带有密封装置，该涡轮密封装置围绕涡轮转子叶片并且径向地布置在涡轮转子叶片和涡轮壳体之间，该入口被限定在第一级涡轮转子叶片的平台和该涡轮密封装置之间，并且出口被限定在最末级涡轮转子叶片的平台和该涡轮密封装置之间。
涡轮转子叶片可具有包括前缘和后缘的翼面，入口被限定在第一级涡轮转子叶片的平台和涡轮密封装置之间的轴向位置处，在该轴向位置处涡轮转子叶片的翼面的前缘与第一级涡轮转子叶片的平台相交，并且出口被限定在最末级涡轮转子叶片的平台和涡轮密封装置之间的轴向位置处，在该轴向位置处涡轮转子叶片的翼面的后缘与最末级涡轮转子叶片的平台相交。
涡轮在入口和出口之间的轴向长度可为至少230mm，例如至少235mm、或至少240mm、或至少245mm。此外，涡轮在入口和出口之间的轴向长度可小于580mm，例如小于575mm、或小于570mm、或小于565mm。
涡轮在入口和出口之间的轴向长度可在由前两句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可分别形成下限和上限）。例如，涡轮在入口和出口之间的轴向长度可包括在230mm和580mm之间、或在250mm和560mm之间、或在300mm和500mm之间、或在300mm和450mm之间、或在300mm和400mm之间、或在315mm和500mm之间、或在315mm和450mm之间、或在315mm和400mm之间。
风扇的直径可大于250cm，并且涡轮在入口和出口之间的长度可在230mm和580mm之间。
第一级涡轮转子叶片的平台的上游端可被布置在第一半径处，最末级涡轮转子叶片的平台的下游端可被布置在第二半径处。
第二半径可大于第一半径、等于第一半径或小于第一半径。第一半径与第二半径的比率可大于或等于0.8并且小于或等于1.17，例如，第一半径与第二半径的比率可大于0.85、或大于0.9、或大于0.95、或大于1、或大于1.05。此外，第一半径与第二半径的比率可小于1.15、或小于1.14、或小于1.13。
第一半径与第二半径的比率可在由前两句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可分别形成下限和上限）。例如，第一半径与第二半径的比率可包含在0.9和1.17之间、或在1和1.17之间、或在1.07和1.17之间。
涡轮可包括轴向间隔开的多级涡轮定子叶片，涡轮定子叶片具有平台，第一级涡轮定子叶片被布置在第一级涡轮转子叶片的上游，并且最末级涡轮定子叶片被布置在最末级涡轮转子叶片的上游。
中间级涡轮定子叶片可被布置在第一级涡轮定子叶片的下游和最末级涡轮定子叶片的上游，该中间级涡轮定子叶片的平台具有第三半径，该第三半径大于或等于第一半径并且大于第二半径。
第三半径与第一半径的比率可大于或等于1并且小于或等于1.3。例如，第三半径与第一半径的比率可大于1.05、或大于1.07、或大于1.1。此外，第三半径与第一半径的比率可小于1.25、或小于1.23、或小于1.2。
第二半径与第三半径的比率可大于或等于0.8并且小于或等于0.95。例如，第二半径与第三半径的比率可大于或等于0.8并且小于0.9、或小于0.85。
第三半径与第一半径的比率可大于或等于1并且小于或等于1.3，并且第二半径与第三半径的比率大于或等于0.8并且小于0.95。
可存在四级涡轮转子叶片和四级涡轮定子叶片，中间级涡轮定子叶片是第二级涡轮定子叶片或第三级涡轮定子叶片。
中间级涡轮转子叶片可被布置在第一级涡轮转子叶片的下游和最末级涡轮转子叶片的上游，该中间级涡轮转子叶片的平台具有第三半径，该第三半径大于或等于第一半径并且大于第二半径。
第三半径与第一半径的比率可大于或等于1并且小于或等于1.3。例如，第三半径与第一半径的比率可大于1.05、或大于1.07、或大于1.1。此外，第三半径与第一半径的比率可小于1.25、或小于1.23、或小于1.2。
第二半径与第三半径的比率可大于或等于0.8并且小于或等于0.95。例如，第二半径与第三半径的比率可大于或等于0.8并且小于0.9、或小于0.85。
第三半径与第一半径的比率可大于或等于1.05并且小于或等于1.3，并且第二半径与第三半径的比率大于或等于0.8并且小于0.95。
可存在四级涡轮转子叶片和四级涡轮定子叶片，中间级涡轮转子叶片是第三级涡轮转子叶片或第三级涡轮转子叶片。
第三半径可大于第一半径，该第三半径大于第二半径并且第二半径大于第一半径。
第三半径可大于第一半径，该第三半径大于第二半径并且第二半径等于第一半径。
第三半径可等于第一半径，该第三半径大于第二半径并且第二半径小于第一半径。
涡轮转子叶片和涡轮定子叶片可包含金属间化合物材料。涡轮转子叶片和涡轮定子叶片可包含钛铝化合物。涡轮转子叶片和涡轮定子叶片可包含γ钛铝化合物。
该涡轮可以是第一涡轮，该压缩机是第一压缩机，并且该芯轴是第一芯轴；
引擎核心还包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴；并且
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；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，其中：
涡轮包括涡轮转子和安装在该涡轮转子上的轴向间隔开的多级涡轮转子叶片，该涡轮转子和涡轮转子叶片被涡轮壳体围绕，该涡轮具有限定在第一级涡轮转子叶片的上游端处的入口和限定在最末级涡轮转子叶片的下游端处的出口，该出口的面积与该入口的面积的比率为至少2.5，并且不大于3.5，
涡轮转子叶片具有平台和护罩，入口被限定在第一级涡轮转子叶片的平台和护罩之间，并且出口被限定在最末级涡轮转子叶片的平台和护罩之间，
第一级涡轮转子叶片的平台的上游端被布置在第一半径处，最末级涡轮转子叶片的平台的下游端被布置在第二半径处，
该涡轮包括轴向间隔开的多级涡轮定子叶片，该涡轮定子叶片具有平台，第一级涡轮定子叶片被布置在第一级涡轮转子叶片的上游，并且最末级涡轮定子叶片被布置在最末级涡轮转子叶片的上游，中间级涡轮定子叶片被布置在第一级涡轮定子叶片的下游和最末级涡轮定子叶片的上游，该中间级涡轮定子叶片的平台具有第三半径，该第三半径大于或等于第一半径并且大于第二半径，
第一半径与第二半径的比率大于或等于0.8并且小于或等于1.17，第三半径与第一半径的比率大于或等于1并且小于或等于1.3，并且第二半径与第三半径的比率大于或等于0.8并且小于或等于0.95。
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、压缩机和将涡轮连接到所述压缩机的芯轴；
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；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，其中：
涡轮包括涡轮转子和安装在涡轮转子上的轴向间隔开的多级涡轮转子叶片，该涡轮转子和涡轮转子叶片被涡轮壳体围绕，该涡轮具有限定在第一级涡轮转子叶片的上游端处的入口和限定在最末级涡轮转子叶片的下游端处的出口，该出口的面积与该入口的面积的比率为至少2.5并且不大于3.5，
该涡轮转子叶片具有平台和护罩，该入口被限定在第一级涡轮转子叶片的平台和护罩之间，并且出口被限定在最末级涡轮转子叶片的平台和护罩之间，
第一级涡轮转子叶片的平台的上游端被布置在第一半径处，最末级涡轮转子叶片的平台的下游端被布置在第二半径处，中间级涡轮转子叶片被布置在第一级涡轮转子叶片的下游和最末级涡轮转子叶片的上游，中间级涡轮转子叶片的平台具有第三半径，该第三半径大于或等于第一半径并且大于第二半径，
第一半径与第二半径的比率大于或等于0.8并且小于或等于1.17，第三半径与第一半径的比率大于或等于1并且小于或等于1.3，并且第二半径与第三半径的比率大于或等于0.8并且小于或等于0.95。
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，齿轮齿数比可以介于前一句中的任何两个值之间。仅以举例的方式，齿轮箱可以是“星形”齿轮箱，其具有在3.1或3.2到3.8的范围内的齿轮齿数比。在一些布置结构中，该齿轮齿数比可在这些范围之外。
在如本文所述和/或所要求保护的任何气体涡轮引擎中，燃烧器可被轴向设置在风扇和一个或多个压缩机的下游。例如，在提供第二压缩机的情况下，燃烧器可直接位于第二压缩机的下游（例如在其出口处）。以另一个示例的方式，在提供第二涡轮的情况下，可将燃烧器出口处的流提供至第二涡轮的入口。该燃烧器可设置在一个或多个涡轮的上游。
该压缩机或每个压缩机（例如，如上所述的第一压缩机和第二压缩机）可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子叶片，该排定子叶片可为可变定子叶片（因为该排定子叶片的入射角可以是可变的）。该排转子叶片和该排定子叶片可彼此轴向偏移。
该涡轮或每个涡轮（例如，如上所述的第一涡轮和第二涡轮）可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子叶片。该排转子叶片和该排定子叶片可彼此轴向偏移。
每个风扇叶片可被限定为具有径向跨度，该径向跨度从径向内部气体洗涤位置或0%跨度位置处的根部（或毂部）延伸到100%跨度位置处的尖端。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可小于（或大约为）以下中的任何一个：0.4、0.39、0.38、0.37、0.36、0.35、0.34、0.33、0.32、0.31、0.3、0.29、0.28、0.27、0.26或0.25。该毂部处的风扇叶片的半径与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Utip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、0.3、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4（本段中的所有单位为Jkg-1K-1/(ms-1)2）。风扇尖端负载可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限），例如在0.28至0.31或0.29至0.3的范围内。
根据本公开的气体涡轮引擎可具有任何期望的旁路比率，其中该旁路比率被定义为在巡航条件下穿过旁路管道的流的质量流率与穿过核心的流的质量流率的比率。在一些布置结构中，该旁路比率可大于（或大约为）以下中的任何一者：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5、17、17.5、18、18.5、19、19.5或20。该旁路比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限），例如在13至16的范围、或13至15的范围、或13至14的范围内。该旁路管道可以是基本上环形的。该旁路管道可位于核心引擎的径向外侧。旁路管道的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力比可被定义为风扇上游的滞止压力与最高压力压缩机出口处的滞止压力（进入燃烧器之前）之比。以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎在巡航时的总压力比可大于（或大约为）以下中的任何一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限），例如在50至70的范围内。
引擎的比推力可被定义为引擎的净推力除以穿过引擎的总质量流量。在巡航条件下，本文中描述和/或要求保护的引擎的比推力可小于（或大约为）以下中的任何一个：110Nkg-1s、105Nkg-1s、100Nkg-1s、95Nkg-1s、90Nkg-1s、85Nkg-1s或80Nkg-1s。该比推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内（即，这些值可形成上限或下限），例如在80Nkg-1s至100Nkg-1s，或85Nkg-1s至95Nkg-1s的范围内。与传统的气体涡轮引擎相比，此类引擎可能特别高效。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何期望的最大推力。仅以非限制性示例的方式，如本文所述和/或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。
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，提供了一种飞行器，该飞行器包括如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎。根据该方面的飞行器为气体涡轮引擎已被设计用于附接到的飞行器。因此，根据该方面的巡航条件对应于飞行器的中间巡航，如本文其他部分所定义的。
根据一个方面，提供了一种操作如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎的方法。该操作可在如本文其他部分所定义的巡航条件（例如，就推力、大气条件和马赫数而言）下进行。
根据一个方面，提供了一种操作包括如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎的飞行器的方法。根据该方面的操作可包括（或可以是）在飞行器的中间巡航处的操作，如本文其他部分所定义的。
本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征或参数可应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征或参数可应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征或参数组合。
附图说明
现在将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案，其中：
图1是气体涡轮引擎的截面侧视图；
图2是气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图；
图3是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图；
图4是穿过气体涡轮引擎的低压涡轮的放大剖视图。
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。
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18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）或涡轮螺旋桨引擎，或例如可被布置成驱动发电机的涡轮轴引擎。发电机可用于向一个或多个电动马达供应电力以驱动用于混合推进装置的一个或多个风扇，或者可仅用于供应电力。在一些布置结构中，气体涡轮引擎10可不包括齿轮箱30，例如低旁路比涡轮风扇气体涡轮引擎的高速高压比风扇。
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更详细地示出了气体涡轮引擎10的低压涡轮19。如上所述，低压涡轮19被布置成经由轴26和周转齿轮箱30驱动风扇23。低压涡轮19被布置成从热燃烧产物中提取更大的动力，以便经由轴26和周转齿轮箱30驱动风扇23。低压涡轮19被布置成在低压涡轮19的入口和出口之间产生高压力比，并且因此低压涡轮19具有低压涡轮19的出口面积与入口面积之间的高比率。低压涡轮19包括涡轮转子50和安装在涡轮转子50上的轴向间隔开的多级涡轮转子叶片52A、52B、52C和52D。涡轮转子50包括多个涡轮盘状部51，该涡轮盘状部具有通过螺栓连接件固定在一起的轴向延伸的凸缘。涡轮转子50和涡轮转子叶片52被涡轮壳体54围绕。低压涡轮19具有被限定在第一级涡轮转子叶片52A的上游端处的入口56和被限定在最末级涡轮转子叶片52D的下游端处的出口58。
出口58面积与入口56面积的比率为至少2.5，并且不超过3.5。出口58面积与入口56面积的比率可为至少2.6，并且不超过3.2。
低压涡轮19在入口56和出口58之间的轴向长度，即沿主旋转轴线9的距离，可为至少230mm，例如至少235mm、或至少240mm、或至少245mm。此外，低压涡轮19在入口56和出口58之间的轴向长度可小于580mm，例如小于575mm、或小于570mm、或小于565mm。
每个涡轮转子叶片52包括根部53、平台55、翼面57和护罩59。根部53从平台55沿第一方向（径向向内方向）延伸，翼面57从平台55沿第二相反方向（径向向外方向）延伸，护罩59远离根部53和平台55。涡轮转子叶片52的根部53位于对应的涡轮盘状部51的边缘中的狭槽中。入口56被限定在第一级涡轮转子叶片52A的平台55和护罩59之间，并且出口58被限定在最末级涡轮转子叶片52D的平台55和护罩59之间。因此，入口56为环形入口并且被径向限定在第一级涡轮转子叶片52A的平台55和护罩59之间。相似地，出口58为环形出口并被径向限定在最末级涡轮转子叶片52D的平台55和护罩59之间。
涡轮转子叶片52的翼面57具有前缘57L和后缘57T，入口56被限定在第一级涡轮转子叶片52A的平台55和护罩59之间的轴向位置处，在该轴向位置处涡轮转子叶片52的翼面57的前缘57L与第一级涡轮转子叶片52A的平台55和护罩59相交，并且出口58被限定在最末级涡轮转子叶片52D的平台55和护罩59之间的轴向位置处，在该轴向位置处涡轮转子叶片52的翼面57的后缘57T与最末级涡轮转子叶片52D的平台55和护罩59相交。
在另一种布置结构（未示出）中，每个涡轮转子叶片52仅包括根部53、平台55和翼面57，例如该涡轮叶片为未罩住的涡轮叶片，并且环形入口56被限定在第一级涡轮转子叶片52A的平台55和涡轮壳体54之间，并且环形出口58被限定在最末级涡轮转子叶片52D的平台55和涡轮壳体54之间。涡轮壳体54可带有密封装置（未示出）。该涡轮密封装置可围绕涡轮转子叶片并且可被径向布置在涡轮转子叶片和涡轮壳体之间。该入口被限定在第一级涡轮转子叶片的平台和该涡轮密封装置之间，并且该出口被限定在最末级涡轮转子叶片的平台和该涡轮密封装置之间。
第一级涡轮转子叶片52A的平台55的上游端被布置在第一半径R1处，最末级涡轮转子叶片52D的平台55的下游端被布置在第二半径R2处，并且第二半径R2大于第一半径R1。然而，在其他的布置结构中，第二半径R2等于第一半径R1，或第二半径R2小于第一半径R1。第一半径R1与第二半径R2的比率可大于或等于0.8并且小于或等于1.17。
低压涡轮19还包括轴向间隔开的多级涡轮定子叶片60A、60B、60C和60D，并且每个涡轮定子叶片60包括外平台61、翼面63和内平台65。第一级涡轮定子叶片60A被布置在第一级涡轮转子叶片52A的上游，并且最末级涡轮定子叶片60D被布置在最末级涡轮转子叶片52D的上游。中间级涡轮定子叶片60C被布置在第一级涡轮定子叶片60A的下游和最末级涡轮定子叶片60D的上游。中间级涡轮定子叶片60C的内平台65具有第三半径R3，第三半径R3大于或等于第一半径R1，并且大于第二半径R2。第三半径R3与第一半径R1的比率大于或等于1并且小于或等于1.3。第二半径R2与第三半径R3的比率大于或等于0.8并且小于或等于0.95。第三半径R3与第一半径R1的比率大于或等于1.05并且小于或等于1.3，并且第二半径R2与第三半径R3的比率大于或等于0.8并且小于0.95。
在这种布置结构中，第三半径R3大于第一半径R1，第三半径R3大于第二半径R2并且第二半径R2大于第一半径R1。然而，在另一种布置结构中，第三半径R3大于第一半径R1，第三半径R3大于第二半径R2并且第二半径R2等于第一半径R1。然而，在又一种布置结构中，第三半径R3等于第一半径R1，第三半径R3大于第二半径R2并且第二半径R2小于第一半径R1。
应当指出的是，涡轮转子叶片52的护罩59的半径从第一级涡轮转子叶片52A到最末级涡轮转子叶片52D逐渐增大。相似地，涡轮定子叶片60的外平台61从第一级涡轮定子叶片60A到最末级涡轮定子叶片60D逐渐增大。还应当指出的是，涡轮定子叶片60的内平台65的半径从第一级涡轮定子叶片60A到中间级涡轮定子叶片60C逐渐增大，然后从中间级涡轮定子叶片60C到最末级涡轮定子叶片60D逐渐减小。相似地，涡轮转子叶片52的平台55从第一级涡轮转子叶片52A到中间级涡轮定子叶片60C逐渐增大，然后从中间级涡轮定子叶片60C到最末级涡轮转子叶片52D逐渐减小。涡轮转子叶片52的径向长度从第一级涡轮转子叶片52A到最末级涡轮转子叶片52D逐渐增大。涡轮定子叶片60的径向长度从第一级涡轮定子叶片60A到最末级涡轮定子叶片60D逐渐增大。
在该示例中，存在四级涡轮转子叶片50A、50B、50C和50D以及四级涡轮定子叶片60A、60B、60C和60D，中间级涡轮定子叶片60C是第三级涡轮定子叶片，但中间级定子叶片可为第二级涡轮定子叶片。然而，在其他的布置结构中，可存在三级涡轮转子叶片和三级涡轮定子叶片，并且中间级涡轮定子叶片是第二级涡轮定子叶片，或者可存在五级涡轮转子叶片和五级涡轮定子叶片，并且中间级涡轮定子叶片是第二级涡轮定子叶片、第三级涡轮定子叶片或第四级涡轮定子叶片。
低压涡轮19还包括位于最末级涡轮转子叶片52D的轴向下游的一级涡轮出口导向叶片60E。
在巡航条件下，第一级涡轮转子叶片50A在入口处的平均轴向马赫数等于或大于0.15并且等于或小于0.35，并且在巡航条件下，最末级涡轮转子叶片50D在出口处的平均轴向马赫数等于或大于0.45并且等于或小于0.60。在巡航条件下，第一级涡轮转子叶片50A在入口处的平均轴向马赫数等于或大于0.18并且等于或小于0.30，并且在巡航条件下，最末级涡轮转子叶片50D在出口处的平均轴向马赫数等于或大于0.48并且等于或小于0.57。在巡航条件下，第一级涡轮转子叶片50A在入口处的平均轴向马赫数例如为0.2，并且在巡航条件下，最末级涡轮转子叶片50D在出口处的平均轴向马赫数为0.54至0.57。
最末级涡轮转子叶片在最高转子速度条件下的AN2等于或大于6.0并且等于或小于7.0in2×RPM2/1×1010，例如7863.0m2×RPM2至9173.5m2×RPM2。AN2=π (Rtip 2 – Rhub 2)×RPM2，其中Rtip是从引擎轴线到翼面57的后缘57T与最末级涡轮转子叶片52D的护罩59的相交点的径向距离，Rhub是从引擎轴线到翼面57的后缘57T与最末级涡轮转子叶片52D的平台55的相交点的径向距离，RPM是低压涡轮转子50在气体涡轮引擎10的操作周期内的最大旋转速度。
需注意，m=r×V×A，其中m=质量流率，r=密度，V=速度并且A=面积，并且用于理想的可压缩气体
m=((A×ρt)/√Tt)×√(γ/R)×M×(1 + (1+((γ- 1)/2)×M2)-((γ +1)/(2×(γ-1))，其中m=质量流率，A=面积，ρ=压力，R=气体常数，M=马赫数，T=温度，γ=比热比，t表示总条件。
在另一种布置结构中，中间级涡轮转子叶片被布置在第一级涡轮转子叶片的下游和最末级涡轮转子叶片的上游，中间级涡轮转子叶片的平台具有第三半径，该第三半径大于或等于第一半径并且大于第二半径。在这种布置结构中，涡轮转子叶片的护罩的半径从第一级涡轮转子叶片到最末级涡轮转子叶片逐渐增大。相似地，涡轮定子叶片的外平台从第一级涡轮定子叶片到最末级涡轮定子叶片逐渐增大。在这种布置结构中，涡轮转子叶片的平台从第一级涡轮转子叶片到中间级涡轮转子叶片逐渐增大，然后从中间级涡轮转子叶片到最末级涡轮转子叶片逐渐减小。涡轮定子叶片的内平台的半径从第一级涡轮定子叶片到中间级涡轮转子叶片逐渐增大，然后从中间级涡轮转子叶片到最末级涡轮定子叶片逐渐减小。涡轮转子叶片的径向长度从第一级涡轮转子叶片到最末级涡轮转子叶片逐渐增大。涡轮定子叶片的径向长度从第一级涡轮定子叶片到最末级涡轮定子叶片逐渐增大。
第三半径与第一半径的比率可大于或等于1并且小于或等于1.3。第二半径与第三半径的比率可大于或等于0.8并且小于或等于0.95。第三半径与第一半径的比率可大于或等于1.05并且小于或等于1.3，并且第二半径与第三半径的比率大于或等于0.8并且小于0.95。
出口58面积与入口56面积的比率为至少2.5并且不大于3.5，这允许通过实现增加的涡轮压力比来从低压力涡轮19中提取更高的动力。本发明允许以最有效的方式实现这些，包括空气动力学效率和重量效率两者。
涡轮转子叶片52和涡轮定子叶片60可包含金属间化合物材料。涡轮转子叶片52和涡轮定子叶片60可包含钛铝化合物，并且具体地讲，涡轮转子叶片52和涡轮定子叶片60可包含γ钛铝化合物。
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，所述气体涡轮引擎包括：
引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；
风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；和
齿轮箱，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来驱动所述风扇，其中：
所述涡轮包括涡轮转子和安装在所述涡轮转子上的轴向间隔开的多级涡轮转子叶片，所述涡轮转子和所述涡轮转子叶片被涡轮壳体围绕，所述涡轮具有限定在第一级涡轮转子叶片的上游端处的入口和限定在最末级涡轮转子叶片的下游端处的出口，所述出口的面积与所述入口的面积的比率为至少2.5并且不大于3.5，优选地为至少2.6并且不大于3.2。
2.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中所述涡轮转子叶片具有平台和护罩，所述入口被限定在所述第一级涡轮转子叶片的所述平台和所述护罩之间，并且所述出口被限定在所述最末级涡轮转子叶片的所述平台和所述护罩之间。
3.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中所述涡轮转子叶片具有平台，所述入口被限定在所述第一级涡轮转子叶片的所述平台和所述涡轮壳体之间，并且所述出口被限定在所述最末级涡轮转子叶片的所述平台和所述涡轮壳体之间。
4.根据权利要求2或权利要求3所述的气体涡轮引擎，其中所述第一级涡轮转子叶片的所述平台的所述上游端被布置在第一半径处，所述最末级涡轮转子叶片的所述平台的所述下游端被布置在第二半径处，并且所述第一半径与所述第二半径的比率大于或等于0.8并且小于或等于1.17。
5.根据权利要求2至4中任一项所述的气体涡轮引擎，其中所述涡轮包括轴向间隔开的多级涡轮定子叶片，所述涡轮定子叶片具有平台，第一级涡轮定子叶片被布置在所述第一级涡轮转子叶片的上游，并且最末级涡轮定子叶片被布置在所述最末级涡轮转子叶片的上游。
6.根据权利要求5所述的气体涡轮引擎，其中中间级涡轮定子叶片被布置在所述第一级涡轮定子叶片的下游和所述最末级涡轮定子叶片的上游，所述中间级涡轮定子叶片的所述平台具有第三半径，所述第三半径大于或等于所述第一半径并且大于所述第二半径；并且可选地，其中所述第三半径与所述第一半径的比率大于或等于1并且小于或等于1.3；并且可选地，其中所述第二半径与所述第三半径的比率大于或等于0.8并且小于或等于0.95。
7.根据权利要求6所述的气体涡轮引擎，其中所述第三半径与所述第一半径的所述比率大于或等于1.05并且小于或等于1.3，并且所述第二半径与所述第三半径的所述比率大于或等于0.8并且小于0.95。
8.根据权利要求6和7中任一项所述的气体涡轮引擎，其中存在四级涡轮转子叶片和四级涡轮定子叶片，所述中间级涡轮定子叶片是第三级涡轮定子叶片。
9.根据权利要求4所述的气体涡轮引擎，其中中间级涡轮转子叶片被布置在所述第一级涡轮转子叶片的下游和所述最末级涡轮转子叶片的上游，所述中间级涡轮转子叶片的所述平台具有第三半径，所述第三半径大于或等于所述第一半径并且大于所述第二半径。
10.根据权利要求9所述的气体涡轮引擎，其中所述第三半径与所述第一半径的所述比率大于或等于1并且小于或等于1.3；并且/或者其中所述第二半径与所述第三半径的所述比率大于或等于0.8并且小于或等于0.95；并且/或者其中所述第三半径与所述第一半径的所述比率大于或等于1.05并且小于或等于1.3，并且所述第二半径与所述第三半径的所述比率大于或等于0.8并且小于0.95。
11.根据权利要求6至10中任一项所述的气体涡轮引擎，其中所述第三半径大于所述第一半径，所述第三半径大于所述第二半径并且所述第二半径大于所述第一半径。
12.根据权利要求1至10中任一项所述的气体涡轮引擎，其中所述涡轮转子叶片和所述涡轮定子叶片包含金属间化合物材料，并且/或者其中所述涡轮转子叶片和所述涡轮定子叶片包含钛铝化合物，并且/或者其中所述涡轮转子叶片和所述涡轮定子叶片包含γ钛铝化合物。
13.根据权利要求1至12中任一项所述的气体涡轮引擎，其中：
所述涡轮是第一涡轮，所述压缩机是第一压缩机，并且所述芯轴是第一芯轴；
所述引擎核心还包括第二涡轮、第二压缩机和将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二芯轴；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。
14.一种用于飞行器的气体涡轮引擎，所述气体涡轮引擎包括：
引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；
风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；和
齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴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来驱动所述风扇，其中：
所述涡轮包括涡轮转子和安装在所述涡轮转子上的轴向间隔开的多级涡轮转子叶片，所述涡轮转子和所述涡轮转子叶片被涡轮壳体围绕，所述涡轮具有限定在第一级涡轮转子叶片的上游端处的入口和限定在最末级涡轮转子叶片的下游端处的出口，所述出口的面积与所述入口的面积的比率为至少2.5并且不大于3.5，
所述涡轮转子叶片具有平台和护罩，所述入口被限定在所述第一级涡轮转子叶片的所述平台和所述护罩之间，并且所述出口被限定在所述最末级涡轮转子叶片的所述平台和所述护罩之间，
所述第一级涡轮转子叶片的所述平台的所述上游端被布置在第一半径处，所述最末级涡轮转子叶片的所述平台的所述下游端被布置在第二半径处，
所述涡轮包括轴向间隔开的多级涡轮定子叶片，所述涡轮定子叶片具有平台，第一级涡轮定子叶片被布置在所述第一级涡轮转子叶片的上游，并且最末级涡轮定子叶片被布置在所述最末级涡轮转子叶片的上游，中间级涡轮定子叶片被布置在所述第一级涡轮定子叶片的下游和所述最末级涡轮定子叶片的上游，所述中间级涡轮定子叶片的所述平台具有第三半径，所述第三半径大于或等于所述第一半径并且大于所述第二半径，
所述第一半径与所述第二半径的比率大于或等于0.8并且小于或等于1.17，所述第三半径与所述第一半径的所述大于或等于1并且小于或等于1.3，并且所述第二半径与所述第三半径的所述大于或等于0.8并且小于或等于0.95。
15.一种用于飞行器的气体涡轮引擎，所述气体涡轮引擎包括：
引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；
风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；和
齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴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来驱动所述风扇，其中：
所述涡轮包括涡轮转子和安装在所述涡轮转子上的轴向间隔开的多级涡轮转子叶片，所述涡轮转子和所述涡轮转子叶片被涡轮壳体围绕，所述涡轮具有限定在第一级涡轮转子叶片的上游端处的入口和限定在最末级涡轮转子叶片的下游端处的出口，所述出口的面积与所述入口的面积的比率为至少2.5并且不大于3.5，
所述涡轮转子叶片具有平台和护罩，所述入口被限定在所述第一级涡轮转子叶片的所述平台和所述护罩之间，并且所述出口被限定在所述最末级涡轮转子叶片的所述平台和所述护罩之间，
所述第一级涡轮转子叶片的所述平台的所述上游端被布置在第一半径处，所述最末级涡轮转子叶片的所述平台的所述下游端被布置在第二半径处，中间级涡轮转子叶片被布置在所述第一级涡轮转子叶片的下游和所述最末级涡轮转子叶片的上游，所述中间级涡轮转子叶片的所述平台具有第三半径，所述第三半径大于或等于所述第一半径并且大于所述第二半径，
所述第一半径与所述第二半径的比率大于或等于0.8并且小于或等于1.17，所述第三半径与所述第一半径的比率大于或等于1并且小于或等于1.3，并且所述第二半径与所述第三半径的比率大于或等于0.8并且小于或等于0.95。
16.根据前述权利要求中任一项所述的气体涡轮引擎，其中所述风扇的直径大于250cm，并且所述涡轮在所述入口和所述出口之间的长度在230mm和580mm之间。
17.一种操作用于飞行器的气体涡轮引擎的方法，所述气体涡轮引擎包括：
引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；
风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；和
齿轮箱，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来驱动所述风扇，其中：
所述涡轮包括涡轮转子和安装在所述涡轮转子上的轴向间隔开的多级涡轮转子叶片，所述涡轮转子和所述涡轮转子叶片被涡轮壳体围绕，所述涡轮具有限定在第一级涡轮转子叶片的上游端处的入口和限定在最末级涡轮转子叶片的下游端处的出口，所述出口的面积与所述入口的面积的比率为至少2.5并且不大于3.5，
所述方法包括操作所述气体涡轮引擎，其中在巡航条件下，所述第一级涡轮转子叶片在所述入口处的平均轴向马赫数等于或大于0.15并且等于或小于0.35，并且在巡航条件下，所述最末级涡轮转子叶片在所述出口处的所述平均轴向马赫数等于或大于0.45并且等于或小于0.60，并且可选地其中在所述最高涡轮转子速度条件下，所述最末级涡轮转子叶片AN2等于或大于6.0in2×RPM2/1×1010并且等于或小于7.0in2×RPM2/1×1010。
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