CN111911238A - 燃气涡轮发动机 - Google Patents

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M.巴拉勒
K.S.约哈尔
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Abstract

提供了燃气涡轮发动机（10），其中，风机具有风机叶片，在所述叶片中沿跨度的弧度分布允许所述燃气涡轮发动机以与常规发动机相比改进的效率操作，同时保持可接受的颤振裕度。

Description

燃气涡轮发动机
技术领域
本公开涉及燃气涡轮发动机。本公开的方面涉及具有风机的燃气涡轮，所述风机具有改进的压力比分布。
背景技术
现代燃气涡轮航空发动机通常包括风机，所述风机压缩进入的空气并且沿旁路管道引导该空气的至少一部分，其中该空气的剩余部分流动通过发动机核心。
期望对发动机的总体效率进行优化，以便使得燃料燃烧（或者比燃料消耗（specific fuel consumption））最小化。然而，在将发动机设计成具有最优效率时，本发明人已经理解的是，发动机性能的其他方面可能被损害。一个这样的方面可以是风机的可操作性，例如，风机叶片颤振。
颤振可以被表征为自激振动。当叶片排中的翼面（aerofoil）（诸如，燃气涡轮发动机风机中的风机叶片）振动时，翼面在叶片排自身上产生不稳定的气动力。在大多数情况下，这些不稳定的气动力造成叶片排对周围空气做功，并且振动的幅度衰减。然而，在某些操作条件（例如，某些旋转速度和/或推力和/或其组合）下，周围空气可以对风机自身做功。如果由空气所做的功超过了该功（例如，通过机械阻尼），则振动将增强。这种不稳定性被称为颤振。因为颤振可能会在发动机中产生大的应力，所以颤振是不利的。
因此，期望提供具有改进的总体性能的发动机，例如，高总体效率与低易颤振性相结合。
发明内容
根据一方面，提供了用于飞行器的燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机包括发动机核心，该发动机核心具有涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的核心轴。该燃气涡轮发动机包括被定位在发动机核心的上游的风机，该风机包括多个风机叶片，每个风机叶片具有从在0%跨度位置处的根部延伸至在100%跨度位置处的尖端的径向跨度。该燃气涡轮发动机包括变速箱，该变速箱接收来自核心轴的输入并且向风机输出驱动以便以低于核心轴的旋转速度驱动风机。在叶片跨度的径向最内侧10%上所得到的每个风机叶片的平均（如本文所使用的，其可以被认为是平均值）弧度（α2–α1）ave是如本文所要求保护的那样。
该根部可以是叶片的径向最内侧的被气体冲刷的部分。该尖端可以是叶片的径向最外侧的被气体冲刷的部分。在其他公开中，叶片的该径向最内侧的被气体冲刷的部分可以被称为毂。
在一些设置中，在叶片跨度的径向最内侧10%上所得到的每个风机叶片的平均弧度（α2–α1）ave不大于具有最大平均弧度（θ2–θ1）max的10%叶片跨度部分的平均弧度的75%，例如不大于74%、73%、72%、71%、70%、65%或60%。此外或者替代性地，在一些设置中，在30%跨度位置与40%跨度位置之间的叶片部分上所得到的每个风机叶片的平均弧度（β2–β1）ave是叶片跨度的径向最内侧10%的平均弧度（α2–α1）ave的至少1.2倍，例如，至少1.3倍、1.4倍、1.5倍或1.6倍。
因此，风机叶片具有的在径向最内侧10%上所得到的每个风机叶片的平均弧度（α2–α1）ave与最大平均弧度（θ2–θ1）max的比例可以在所描述的和/或要求保护的范围中，并且/或者风机叶片具有的在30%跨度位置与40%跨度位置之间的叶片部分上的平均弧度（β2–β1）ave与在叶片跨度的径向最内侧10%上的平均弧度（α2–α1）ave的比例可以在所描述的和/或要求保护的范围中。
在给定跨度位置处的弧度（camber）可以被限定为在该跨度位置处贯穿叶片所截取的翼面截面的在前缘与后缘之间的弧线角度变化。对沿叶片跨度在给定百分比处（或给定百分比跨度位置处）贯穿叶片的截面的引用可以意味着在由如下限定的平面中贯穿翼面的截面：穿过在前缘上从前缘根部出发沿前缘在一定跨度百分比处的点并且指向在前缘上该点处的周向方向的切线方向的线；以及后缘上的从后缘根部出发沿后缘在相同百分比处的点。
本公开提供具有如本文中描述和/或要求保护的弧度分布的风机叶片。
改进发动机效率的一种方式是降低风机的旋转速度。这可以通过在涡轮与风机之间设置变速箱以使得风机以低于驱动风机的涡轮的速度旋转来实现。
对于给定的风机尖端负载，可以通过（例如，在巡航时）降低比推力来改进发动机效率。这可以引起推进效率和/或传递效率（其可以是从核心流到旁路流的能量传递效率的量度）的改进。
类似地，对于给定的比推力，可以通过增加风机尖端负载（以及相关联的风机旋转速度的降低）来改进发动机效率。这可以引起旁路效率（其可以是旁路流（由风机）压缩的效率的量度，并且因此也可以被称为风机尖端效率）的改进。
因此，从效率角度来看，在涡轮与风机之间使用变速箱可以是有益的（例如，通过促进较低比推力和/或较低旋转速度和/或较高尖端负载），但是可能呈现重大的可操作性挑战。例如，用于改进发动机效率的这样的设置可能会导致风机愈发地容易颤振。仅作为示例，这可能是由于工作线（working line）分离（例如，在不同飞行条件和/或大气条件之间，诸如海平面静态工作线和巡航工作线）增加、更平坦的风机工作线/特性和/或流体扩散增强。
在不受任何特定理论约束的情况下，本发明人已经理解的是，叶片的易颤振性可以至少部分地取决于叶片的第一振动模式（或至少风机组件的第一振动模式族，叶片是该风机组件的部分）的振型（和/或频率）。此外，同样在不受任何特定理论约束的情况下，本发明人已经理解的是，与常规设置相比，本文中描述和/或要求保护的发动机引起改进颤振裕度的第一振动模式，所述常规设置例如是沿风机叶片跨度的弧度分布的常规设置和/或常规风机压力比（包括风机压力比分布和/或风机根部压力比）。例如，与常规设置相比，所得发动机可以具有改进的效率以及可接受的（例如，相似的）颤振裕度。
本文中描述和/或要求保护的设置可以引起由风机（即，由如关于风机根部压力比限定的风机根部区域）执行在风机入口与压缩机的出口（即，最高压压缩机的出口，位于燃烧器的正上游）之间的总压力升高的较低比例。这可以引起总体压缩效率改进，例如，在风机（更具体地，由风机根部区域）的压缩效率低于较高压压缩机部分（例如，高压压缩机和中压压缩机）的压缩效率的情况下。
在巡航条件下，风机根部压力比可以不大于（例如，小于）1.25，该风机根压力比被限定为随后流动通过发动机核心的在风机出口处的流的平均总压力与在风机入口处的流的平均总压力之间的比率。
随后流动通过发动机核心的在风机出口处的流可以由从风机出口延伸至发动机核心的流管限定。这样的流管可以由终止于分流器处的径向外表面界定，即，由终止于分流器上停滞点处的流线形成的径向外表面界定。这样的流管可以是大体上环形的。例如，在垂直于发动机（旋转）轴线的任何给定截面处贯穿这样的流管的截面可以是大致环形的。
风机出口可以被限定为由风机叶片的后缘扫掠过的表面。风机出口流可以是在风机正下游的流，例如，在风机叶片后缘正下游的流。通过测量在风机叶片后缘正下游（例如，没有中间转子）的定子叶片（取决于所需的测量，在核心发动机或旁路管道中）的前缘处的总压力，可能实现对风机出口总压力的足够精确的测量。
随后流动通过发动机核心的在风机出口处的流可以意味着随后流动通过发动机核心的在风机出口处的全部流。
随后流动通过发动机核心的在风机出口处的流的平均总压力可以是在从风机出口延伸至发动机核心的流管与由风机叶片的后缘扫掠过的表面交会而形成的表面上的平均总压力。替代性地，例如，随后流动通过发动机核心的在风机出口处的流的平均总压力可以被限定为在从风机出口延伸至发动机核心的流管与垂直于发动机（旋转）轴线并穿过分流器的表面交会而形成的表面上的平均总压力。在风机出口与分流器之间的总压力损失可以是可忽略不计的。在风机出口和核心入口处给定流线的总压力可以大致相同。
风机入口可以被限定为由风机叶片的前缘扫掠过的表面。在风机入口处的流的平均总压力可以是在该表面上的平均总压力，例如，在该扫掠过表面的区域上得到的平均值。在风机入口处的流的平均总压力可以是恰好在风机（或风机叶片）上游的流的平均总压力。通常，在风机入口处的流的平均总压力包括发动机入口的冲压效应。
在本文中与压力（例如，总压力）有关地使用的术语“平均”时，这可以是（例如）在相关表面上得到的区域平均值。
至变速箱的输入可以直接地来自核心轴，或者间接地来自核心轴，例如，经由直齿轮轴（spur shaft）和/或齿轮。核心轴可以刚性地连接涡轮与压缩机，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转（其中风机以较低速度旋转）。
旁路管道可以是大致环形的。旁路管道可以在核心发动机的径向外侧。旁路管道的径向外表面可以由机舱和/或风机壳体限定。
在引用轴向、径向和周向方向时，技术人员将容易理解的是，这意味着当风机叶片被组装为风机级的部分或者设置在燃气涡轮发动机中时的常规方向。例如，沿周向方向观察叶片可以意味着在侧轮廓和/或子午平面中观察叶片和/或将叶片投影到由轴向与径向方向限定的平面上观察。
巡航条件可以意味着燃气涡轮发动机所附接到的飞行器的巡航条件。这样的巡航条件可以被常规地限定为巡航中期的条件，例如，在爬升顶点与下降起点之间的中点（就时间和/或距离而言）处由飞行器和/或发动机所经历的条件。
仅作为示例，在巡航条件下的前进速度可以是在从Mn 0.7至Mn 0.9的范围中的任何点，例如Mn 0.75至Mn 0.85，例如Mn 0.76至Mn 0.84，例如Mn 0.77至Mn 0.83，例如Mn0.78至Mn0.82，例如Mn 0.79至Mn 0.81，例如近似Mn 0.8。在这些范围内的任何单一速度可以是巡航条件。对于一些飞行器，巡航条件可以在这些范围之外，例如，低于Mn 0.7或高于Mn 0.9。
仅作为示例，巡航条件可以对应于所处于的海拔高度在从10000 m至15000 m范围中的标准大气条件，例如在从10000 m至12000 m范围中，例如在从10400 m至11600 m范围中，例如在从10500 m至11500 m或11600 m范围中，例如在从10600 m至11400 m范围中（例如，大约10688 m，其对应于英制单位的35000英尺），例如在从10700 m至11300 m范围中，例如在从10800 m至11200 m范围中，例如在从10900 m至11100 m范围中，例如近似11000 m。巡航条件可以对应于在这些范围中的任何给定海拔高度处的标准大气条件。
仅作为示例，巡航条件可以对应于：前进马赫数为0.8；压力为23000 Pa；并且温度为-55摄氏度。
在一些设置中，在巡航条件下，风机根部压力比可以不大于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，例如不大于1.19，例如不大于1.18，例如不大于1.17，例如不大于1.16，例如不大于1.15。
风机尖端压力比可以被限定为随后流动通过旁路管道的在风机出口处的流的平均总压力与在风机入口处的流的平均总压力之间的比率。
在巡航条件下风机根部压力比与风机尖端压力比之间的比率可以小于1，例如小于0.95，例如小于0.92，例如小于0.9，例如小于0.89，例如小于0.88，例如小于0.87，例如小于 0.86，例如小于0.85，例如小于0.84，例如小于0.83，例如小于0.82，例如小于0.81，例如小于0.8。
随后流动通过旁路管道的在风机出口处的流可以意味着随后流动通过旁路管道的在风机出口处的全部流。随后流动通过旁路管道的流可以被限定为随后不会流动通过发动机核心的全部流。
随后流动通过旁路管道的在风机出口处的流可以由从风机出口延伸至旁路管道出口的流管限定。这样的流管可以由终止于分流器处的径向内表面界定，即，由终止于分流器上停滞点处的流线形成的径向内表面界定。这样的流管可以是大体上环形的。例如，在垂直于发动机（旋转）轴线的任何给定截面处贯穿这样的流管的截面可以是大致环形的。
随后流动通过旁路管道的在风机出口处的流的平均总压力可以是在从风机出口延伸至旁路管道出口的流管与由风机叶片的后缘扫掠过的表面的交会所形成的表面上的平均总压力。替代性地，例如，随后流动通过旁路管道的在风机出口处的流的平均总压力可以被限定为在从风机出口延伸至旁路管道出口的流管与垂直于发动机（旋转）轴线并穿过分流器的表面交会所形成的表面上的平均总压力。又替代性地，例如，随后流动通过旁路管道的在风机出口处的流的平均总压力可以被限定为在从风机出口延伸至旁路管道出口的流管与垂直于发动机（旋转）轴线并穿过旁路管道中定子叶片的前缘的表面交会所形成的表面上的平均总压力，所述定子叶片通常可以被称为出口导流叶片（或OGV）。在风机出口与分流器（或OGV）之间的总压力损失可以是可忽略不计的。在风机出口和旁路管道的入口和/或出口处给定流线的总压力可以大致相同。
风机尖端负载可以被限定为dH/Utip 2，其中，dH为跨过风机的焓升（例如，1-D平均焓升），并且Utip为风机尖端的速度，例如，在尖端的前缘处的速度（其可以被限定为在前缘处的风机尖端半径乘以旋转速度）。在巡航条件下，风机尖端负载可以大于（或者近似）0.3，例如大于（或者近似）0.31，例如大于（或者近似）0.32，例如大于（或者近似）0.33，例如大于（或者近似）0.34，例如大于（或者近似）0.35，例如大于（或者近似）0.36，例如在从0.3至0.4的范围中（本段中的全部单位均为 JKg-1K-1/(ms-1)2）。
在本文中描述和/或要求保护的范围中的风机尖端负载（其通常可以高于一些常规设置）可以有益于总体发动机性能。在本文中描述和/或要求保护的发动机设置（例如，在本文中限定和/或要求保护的弧度分布）可以实现这样的风机尖端负载，同时保持可接受的（或足够的）颤振裕度。
在本文中描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可以设置有或者可以不设置有可变截面喷嘴（VAN）。这样的可变截面喷嘴可以允许旁路管道的出口面积在使用中变化。通常，具有VAN的燃气涡轮发动机可以比不具有VAN的燃气涡轮发动机具有更高的尖端负载，但是本公开的一般原理可以适用于具有或不具有VAN的发动机。
根据本公开的燃气涡轮发动机可以具有任何期望的旁路比，其中，旁路比被限定为在巡航条件下旁路流的质量流率与核心流的质量流率之间的比率。在一些设置中，旁路比可以大于10，例如大于11，例如大于11.5，例如大于12，例如大于13，例如大于 14，例如大于15。
发动机的比推力可以被限定为发动机的净推力除以通过发动机的总质量流。在巡航条件下，在本文中描述和/或要求保护的发动机的比推力可以小于110 NKg-1s，例如小于105 NKg-1s，例如小于100 NKg-1s，例如小于95 NKg-1s，例如小于90 NKg-1s。与常规的燃气涡轮发动机相比，这样的发动机可以是特别高效的。
风机叶片在根部处的半径与风机叶片在尖端处的半径之间的比率可以小于0.35，例如小于0.34，例如小于0.33，例如小于0.32，例如小于0.31，例如小于0.3，例如小于0.29，例如小于0.28，例如小于0.27。这些比率通常可以被称为毂尖比。在根部处的半径和在尖端处的半径二者都可以在叶片的前缘（或轴向最前侧）部分处测量。
可以在发动机中心线与风机叶片的尖端（在其前缘处）之间测量风机的半径。风机直径（其可以简单地是风机的半径的两倍）可以大于250 cm，例如大于260 cm、270 cm、280cm、290 cm、300 cm、310 cm、320 cm、330 cm、340 cm或350cm。
如本文中描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可以具有任何合适的总体架构。例如，燃气涡轮发动机可以具有连接涡轮与压缩机的任何期望数量的轴，例如，一个轴、两个轴或者三个轴。仅作为示例，涡轮可以是第一涡轮，压缩机可以是第一压缩机，并且核心轴可以是第一核心轴。发动机核心可以进一步包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二核心轴。第二涡轮、第二压缩机和第二核心轴可以被设置成以高于第一核心轴的旋转速度旋转。
在这样的设置中，第二压缩机可以被定位在第一压缩机的轴向下游。第二压缩机可以被设置成接收（例如，直接接收，例如，经由大体上环形的管道）来自第一压缩机的流。
变速箱可以被设置成由被构造成（例如，在使用中）以最低旋转速度旋转的核心轴（例如，在上文的示例中的第一核心轴）驱动。例如，变速箱可以被设置成仅由被构造成（例如，在使用中）以最低旋转速度旋转的核心轴（例如，在上文的示例中仅第一核心轴，而非第二核心轴）驱动。替代性地，变速箱可以被设置成由任何一个或多个轴驱动，例如，由在上文的示例中的第一和/或第二轴驱动。
在如本文中所描述和/或要求保护的任何燃气涡轮发动机中，燃烧器可以被设置在风机和压缩机的轴向下游。例如，燃烧器可以在第二压缩机的出口的正下游（例如，在其出口处），在该处设置有第二压缩机。作为另一示例，在燃烧器的出口处的流可以被提供到第二涡轮的入口，在该处设置有第二涡轮。燃烧器可以被设置在涡轮的上游。总体压力比可以被限定为在至燃烧器的入口处的流的平均总压力与在风机入口处的流的平均总压力之间的比率。风机根部压力比与总体压力比之间的比率可以小于0.040，例如小于0.039，例如小于0.038，例如小于0.037，例如小于0.036，例如小于0.035，例如小于0.034，例如小于0.033，例如小于0.032，例如小于0.031，例如小于0.030，例如小于0.029，例如小于0.028，例如小于0.027，例如小于0.0265，例如小于0.025。
风机根部压力比与总体压力比之间的比率可以在从0.01至0.04的范围中，例如0.015至0.035，例如0.02至0.03，例如0.022至0.027。
因此，根据一方面（其可以独立于任何其他方面），提供了用于飞行器的燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机包括：发动机核心，该发动机核心包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的核心轴；风机，该风机被定位在发动机核心的上游；变速箱，该变速箱接收来自核心轴的输入并且向风机输出驱动以便以低于核心轴的旋转速度驱动风机；以及环形分流器，在该环形分流器处，流被分为流动通过发动机核心的核心流和沿旁路管道流动的旁路流。在该方面中，风机根部压力比与总体压力比之间的比率在本文中陈述的任何范围中，例如，在从0.01至0.04的范围中，例如0.015至0.035，例如0.02至0.03，例如0.022至0.027。
该压缩机或每个压缩机（例如，如上文描述的第一压缩机和第二压缩机）可以包括任何数量的级，例如，多个级。每个级可以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以轴向地彼此偏离。
该涡轮或每个涡轮（例如，如上文描述的第一涡轮和第二涡轮）可以包括任何数量的级，例如，多个级。每个级可以包括一排都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以轴向地彼此偏离。
在本文中描述和/或要求保护的任何风机叶片和/或风机叶片的翼面部分可以由任何合适的材料或材料组合制造。例如，翼面和/或风机叶片的至少一部分可以至少部分地由复合材料制造，例如，金属基体复合材料和/或有机基体复合材料，诸如碳纤维；和/或由金属制造，诸如钛基金属或铝基材料（诸如铝锂合金）或钢基材料。
如本文中描述和/或要求保护的风机可以包括毂，风机叶片可以从该毂延伸，例如，在径向方向上延伸。风机叶片可以以任何期望的方式被附接至毂。例如，每个风机叶片可以包括固定部，该固定部可以接合毂（或盘）中对应的槽。仅作为示例，这样的固定部可以是楔形榫头的形式，其可以插进和/或接合毂/盘中对应的槽以便将风机叶片固定至毂/盘。作为另一示例，风机叶片可以与毂整体地形成。这样的设置可以被称为整体叶盘（blisk）或整体叶环（bling）。可以使用任何合适的方法来制造这样的整体叶盘或整体叶环。例如，风机叶片的至少一部分可以由块体加工而成，并且/或者风机叶片的至少部分可以通过焊接（诸如，线性摩擦焊接）来附接至毂/盘。
技术人员将理解的是，除非在相互排斥的情况下，否则关于上文的方面中的任何一方面所描述的特征可以被应用于任何其他方面。此外，除非在相互排斥的情况下，否则本文中所描述的任何特征可以被应用于本文中所描述的任何方面和/或与本文中所描述的任何其他特征组合。
附图说明
现在将参考附图仅通过示例来描述实施例，在附图中：
图1是根据本公开的燃气涡轮发动机的截面侧视图；
图2是根据本公开的燃气涡轮发动机的入口区域的放大侧视图；
图3是与本公开的示例一起使用的风机叶片的另一侧视图；
图4是与本公开的示例一起使用的风机叶片在叶片跨度的径向内侧10%中在其根部处的弦的示意图；并且
图5是与本公开的示例一起使用的风机叶片在30%跨度位置与40%跨度位置之间的弦的示意图。
具体实施方式
参考图1，总体上用10表示燃气涡轮发动机，其具有主轴线和旋转轴线11。在轴向流动序列中，发动机10包括空气进气口12、推进风机13、变速箱14、中压压缩机15、高压压缩机16、燃烧设备17、高压涡轮18、低压涡轮19和排气喷嘴20。机舱21大体上围绕发动机10（见图2）并且限定进气口12。机舱21可以是或者可以包括风机容纳壳体23。机舱21和风机壳体23可以是单独的部件。
燃气涡轮发动机10以常规的方式工作，使得进入进气口12的空气被风机13加速和压缩，以产生两股空气流：进入到发动机核心中的第一空气流A（总体上由附图标记24表示）、以及传送通过旁路管道22以提供推进推力的第二空气流B。第一空气流A和第二空气流B在大体上环形的分流器40处分离，例如，在大体上圆形的停滞线处的大体上环形的分流器40的前缘处分离。发动机核心24包括中压压缩机15（其在本文中可以被称为第一压缩机15），中压压缩机15在将被引导到其中的空气流输送至高压压缩机16（其在本文中可以被称为第二压缩机16）之前压缩该空气，进一步压缩在高压压缩机16中发生。
从高压压缩机16排出的压缩空气被引导至燃烧设备17中，该压缩空气在燃烧设备17中与燃料和燃烧的混合物混合。然后，所得热燃烧产物在通过喷嘴20排出之前膨胀通过高压涡轮18（其可以被称为第二涡轮18）和低压涡轮19（其可以被称为第一涡轮19）并从而驱动高压涡轮18和低压涡轮19以提供额外的推进推力。由低压涡轮19通过第一（或低压）轴32驱动中压压缩机15。由低压涡轮18通过第二（或高压）轴34驱动高压压缩机16。第一轴32还经由变速箱14驱动风机13。变速箱14为减速变速箱，其中变速箱14相比于中压压缩机15和低压涡轮19降低了风机13的旋转速率。变速箱14可以是任何合适类型的变速箱，诸如周转行星变速箱（具有静态齿圈、由行星架支撑的旋转和轨道运动的行星齿轮以及旋转的太阳齿轮）或星形变速箱。此外或者替代性地，变速箱可以驱动附加的和/或替代性部件（例如，中压压缩机和/或增压器压缩机）。
第一压缩机15、第二压缩机16、第一涡轮19、第二涡轮18、第一轴32、第二轴34以及燃烧器17都可以被称为是发动机核心24的部分。
本公开可以被应用到的其他燃气涡轮发动机可以具有替代性构造。例如，这样的发动机可以具有替代性数量的压缩机和/或涡轮和/或替代性数量的互连轴。作为另一示例，图1中所示出的燃气涡轮发动机具有分离流喷嘴20、22，这意味着通过旁路管道22的流具有其自己的喷嘴，该喷嘴与核心发动机喷嘴20分离并且在核心发动机喷嘴20的径向外侧。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可以应用到这样的发动机：在该发动机中通过旁路管道22的流和通过核心24的流在单个喷嘴之前（或者上游）被混合或组合，该单个喷嘴可以被称为混合流喷嘴。一个或两个喷嘴（无论是混合流喷嘴还是分离流喷嘴）可以具有固定的或可变的截面。虽然所描述的示例涉及涡扇发动机，但是本公开可以应用于例如任何类型的燃气涡轮发动机，例如像开式转子（open rotor）（其中，风机级不被机舱包围）或涡轮螺旋桨发动机。
燃气涡轮发动机10以及其部件的几何结构由常规的轴线系统限定，该轴线系统包括轴向方向300（其与旋转轴线11对齐）、径向方向400和周向方向500（在图1视图中示出为垂直于页面）。轴向方向300、径向方向400和周向方向500相互垂直。
图2示出了燃气涡轮发动机10的进气口区域的放大侧（轴向-径向）视图。在巡航条件（如在本文中其他地方所限定的）下，进入到发动机中的总质量流为（A+B）。进入到发动机核心24中的质量流为A，并且进入到旁路管道中的质量流为B。停滞流线110停滞于分流器40的前缘上。围绕发动机10周缘的停滞流线110形成流表面110。在该流表面110径向内侧的全部流A最终流动通过发动机核心24。流表面110形成了流管的径向外边界，该流管包含最终流动通过发动机核心24的全部流，该流可以被称为核心流A。在流表面110径向外侧的全部流B最终流动通过旁路管道22。流表面110形成了流管的径向内边界，该流管包含最终流动通过旁路管道22的全部流B，该流可以被称为旁路流B。
旁路流B与核心流A的质量流率之间的比率可以是如本文中所描述和/或要求保护的，例如，至少13。
在使用中，风机13的风机叶片130对流做功，从而提高流的总压力。如图1和图2中所示出，风机叶片当然可以被描述为位于发动机10的全部叶片的最上游。换言之，在风机叶片130的上游可能没有叶片。风机根部压力比被限定为随后（作为流A）流动通过发动机核心24的在风机出口处的流的平均总压力与在至风机13的入口处的平均总压力之间的比率。参考图2，随后流动通过发动机核心的在风机出口处的流的平均总压力是恰好在风机13下游并且在流表面110径向内侧的表面102上的平均总压力，并且可以被指定为P102。同样在图2中，在至风机13的入口处的平均总压力是在延伸跨过发动机并且在风机13正上游的表面100上的平均总压力，并且可以被指定为P100。
风机根部压力比（P102 / P100）的值可以是如本文中描述和/或要求保护的，例如，小于1.25和/或小于1.22。
风机尖端压力比被限定为随后（作为流B）流动通过旁路管道22的在风机出口处的流的平均总压力与在至风机13的入口处的平均总压力之间的比率。参考图2，随后流动通过旁路管道22的在风机出口处的流的平均总压力是在表面104上的平均总压力，并且可以被指定为P104，表面104恰好在风机13下游并且在流表面110的径向外侧。
风机根部压力比（P102 / P100）与风机尖端压力比（P104 / P100）之间的比率可以是如本文中描述和/或要求保护的，例如，小于0.95和/或小于0.9和/或小于0.85。该比率可以替代性地被简单地表述为随后（作为流A）流动通过发动机核心24的在风机出口处的流的平均总压力（P102）与随后（作为流B）流动通过旁路管道22的在风机出口处的流的平均总压力（P104）之间的比率。
返回参考图1，高压（或第二）压缩机16的出口由附图标记106表示。此外或者替代性地，其也可以被称为在燃烧器17的入口（或其正上游）处的位置106。因此，在位置106处的核心流可能已经被发动机10中的全部压缩级15、16压缩。
总体压力比（P106/ P100）可以被限定为在燃烧器17正上游处的平均总压力（P106）除以在风机入口处的平均总压力（P100）。风机根部压力比与总体压力比之间的比率（其可以被称为随后流动通过发动机核心24的在风机出口处的流的平均总压力（P102）除以燃烧器17正上游的平均总压力（P106）的比率）可以在本文其他地方描述和/或要求保护的范围中，例如，小于0.04。
图3更具体地示出了风机叶片130。风机叶片130在大致径向的叶展方向400上从根部132延伸至尖端134。根部132可以由叶片130的径向最内侧的被气体冲刷的点限定，并且/或者可以被限定为风机叶片130与风机叶片130从其延伸的表面（例如，锥形和/或柱形表面）之间的交会部。风机叶片130具有前缘136和后缘138。前缘136可以被限定为由风机叶片130从其根部132至其尖端134的轴向最前侧的点限定的线。风机叶片130在根部的径向内侧上可以（或可以不）具有固定部分（未示出），该固定部分可以被用于将风机叶片130固定至发动机的其余部分。
风机叶片130的前缘136在其根部132处的半径在图3中被指定为rroot。风机叶片130的前缘136在其尖端134处的半径在图3中被指定为rtip。风机叶片130的前缘136在其根部132处的半径与风机叶片130的前缘136在其尖端134处的半径之间的比率（rroot / rtip）可以是如本文中描述和/或要求保护的，例如，小于0.35和/或小于0.33和/或小于0.28。
叶片130的跨度s被限定为前缘136在尖端处的半径与前缘136在根部处的半径之间的差值（rtip-rroot）。
在燃气涡轮发动机10的使用中，风机13（与相关联的风机叶片130一起）绕旋转轴线11旋转。该旋转引起风机叶片130的尖端134以速度 Utip移动。由风机叶片13对流所做的功引起流的焓升dH。因此，风机尖端负载可以被限定为dH/Utip 2，其中，dH为跨过风机的焓升（例如，1-D平均焓升），并且Utip为风机尖端的速度（其可以被限定为在前缘处的风机尖端半径乘以旋转速度）。如本文中其他地方所提到的，在巡航条件下的风机尖端负载可以大于（或者近似）0.3，例如大于（或者近似）0.31，例如大于（或者近似）0.32，例如大于（或者近似）0.33，例如大于（或者近似）0.34，例如大于（或者近似）0.35，例如大于（或者近似）0.36，例如在从0.3至0.4的范围中（全部数字的单位均为 JKg-1K-1/(ms-1)2）。
燃气涡轮发动机10的比推力可以在本文中描述和/或要求保护的范围中。
贯穿叶片130的截面平面P可以由在直线的周向方向上的拉伸（extrusion）来限定，该直线形成在从根部132起在跨度s的给定百分比X处（即，在半径为(rroot+X/100*(rtip-rroot))处）的前缘136上的点与在后缘上的点之间，该后缘上的点在后缘138处从根部132沿后缘138在后缘径向延伸t的相同径向百分比X处。该拉伸的周向方向可以在平面P的前缘位置处得到。换言之，对沿叶片跨度在给定百分比（或给定百分比跨度位置）处的贯穿叶片130的截面的引用可以意味着在由如下限定的平面中的贯穿翼面的截面：穿过前缘上的从前缘根部出发沿前缘在跨度s的该百分比处的点并且指向在前缘上的该点处的周向方向的切线方向的线；以及后缘上的从后缘根部出发沿后缘138在相同的百分比处的点。
在这样的平面PA中贯穿叶片130所截取的这样的截面A-A的示例在图4中示出。平面PA是如上文所限定的，其中从根部132起的跨度s的百分比X不大于10%（10%跨度位置在图3中用线S10表示）。截面A-A具有弧线142。通常，弧线142、144（见图4和图5，在下文描述）可以被限定为由在给定截面中与该截面的压力表面139和吸力表面137等距离的点形成的线。叶片130在给定截面处的弧度（其可以被称为叶片在给定跨度位置处的弧度）可以被限定为在前缘136与后缘138之间的弧线142的角度变化，即在图4示例中的（α2–α1）。
同样仅作为示例，图5示出了在平面PB中贯穿叶片130所截取的可能截面B-B。如图3中所表示的，PB是如上文中所限定的，从根部132起跨度s的百分比X不小于30%（30%跨度位置在图3中由线S30表示）并且不大于40%（40%跨度位置在图3中由线S40表示）。叶片130在该截面上的弧线144在图5中由虚线144表示。叶片130在截面B-B处的弧度可以被限定为在前缘136与后缘138之间的弧线144的角度变化，即（β2–β1）。
在叶片跨度的径向最内侧10%内（即，在根部132与10%跨度线S10之间）的全部截面A-A上所得到的平均（如本文中所使用的，其可以被认为是平均值）弧度可以被表示为(α2–α1)ave。在30%跨度位置S30与40%跨度位置S40之间的全部截面B-B上所得到的平均弧度可以被表示为(β2–β1) ave。当然，该弧度可以在叶片跨度的任何10%部分上取平均，例如，在13%与23%之间、在51%与61%之间、在76%与86%之间或者任何其他10%跨度范围。将存在这样的一个10%跨度部分，其平均弧度高于任何其他10%跨度部分。这可以被称为是具有最大平均弧度(θ2–θ1)max的10%叶片跨度部分。
在一些设置中，在30%跨度位置与40%跨度位置之间的叶片部分上所得到的每个风机叶片130的平均弧度（β2–β1）ave是如本文中所描述和/或要求保护的，例如是叶片跨度的径向最内侧10%的平均弧度（α2–α1）ave的至少1.2倍。
在一些设置中，在叶片跨度的径向最内侧10%上所得到的每个风机叶片的平均弧度（α2–α1）ave是如本文中所描述和/或要求保护的，例如，不大于具有最大平均弧度（θ2–θ1）max的10%叶片跨度部分的平均弧度的75%。
在使用中，燃气涡轮发动机10可以在如本文中其他地方所限定的巡航条件下操作。这样的巡航条件可以由飞行器的巡航条件（例如，巡航中期条件）确定，至少一个（例如，2个或4个）燃气涡轮发动机10可以被安装到该飞行器以提供推进推力。本文中提到的诸如压力比的参数可以在这样的巡航条件下得到。
将理解的是，本发明不限制于上文描述的实施例，在不脱离本文中所描述的理念的情况下可以进行各种修改和改进。除非在相互排斥的情况下，否则特征中的任何均可以单独使用或者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所描述的一个或多个特征的全部组合和子组合。

Claims (18)

1.一种用于飞行器的燃气涡轮发动机（10），所述燃气涡轮发动机包括：
发动机核心（24），所述发动机核心包括涡轮（19）、压缩机（15）以及将所述涡轮连接到所述压缩机的核心轴（32）；
风机（13），所述风机被定位在所述发动机核心的上游，所述风机包括多个风机叶片（130），每个风机叶片具有从在0%跨度位置处的根部延伸至在100%跨度位置处的尖端的径向跨度；以及
变速箱（14），所述变速箱接收来自所述核心轴的输入并且向所述风机输出驱动，以便以低于所述核心轴的旋转速度驱动所述风机，其中：
在叶片跨度的径向最内侧10%上所得到的每个风机叶片的平均弧度（α2–α1）ave不大于具有最大平均弧度（θ2–θ1）max的10%叶片跨度部分的平均跨度的75%。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中，在所述叶片跨度的径向最内侧10%上所得到的每个风机叶片的平均弧度（α2–α1）ave不大于具有最大平均弧度（θ2–θ1）max的10%叶片跨度部分的平均跨度的70%，可选地不大于其65%。
3.一种用于飞行器的燃气涡轮发动机（10），所述燃气涡轮发动机包括：
发动机核心（24），所述发动机核心包括涡轮（19）、压缩机（15）和将所述涡轮连接到所述压缩机的核心轴（32）；
风机（13），所述风机被定位在所述发动机核心的上游，所述风机包括多个风机叶片（130），每个风机叶片具有从在0%跨度位置处的根部延伸至在100%跨度位置处的尖端的径向跨度；以及
变速箱（14），所述变速箱接收来自所述核心轴的输入并且向所述风机输出驱动，以便以低于所述核心轴的旋转速度驱动所述风机，其中：
在30%跨度位置与40%跨度位置之间的叶片部分上所得到的每个风机叶片的平均弧度（β2–β1）ave是所述叶片跨度的径向最内侧10%的平均弧度（α2–α1）ave的至少1.2倍。
4.根据权利要求3所述的燃气涡轮发动机（10），其中，在30%跨度位置与40%跨度位置之间叶片部分上所得到的每个风机叶片的平均弧度（β2–β1）ave是所述叶片跨度的径向最内侧10%的平均弧度（α2–α1）ave的至少1.3倍，可选地至少1.4倍。
5.根据权利要求1或权利要求3所述的燃气涡轮发动机，其中，风机尖端负载被限定为dH/Utip 2，其中，dH是跨越所述风机的焓升，并且Utip是所述风机尖端的速度，并且在巡航条件下所述风机尖端负载大于0.3 JKg-1K-1/(ms-1)2，可选地，在从0.3至0.4 JKg-1K-1/(ms-1)2的范围中。
6.根据权利要求1或权利要求3所述的燃气涡轮发动机，其中，旁路比被限定为在巡航条件下沿旁路管道流动的旁路流（B）的质量流率与所述核心流（A）的质量流率之间的比率，并且所述旁路比大于10。
7.根据权利要求1或权利要求3所述的燃气涡轮发动机，其中，在巡航条件下的比推力小于100 NKg-1s。
8.根据权利要求1或权利要求3所述的燃气涡轮发动机，其中：
所述风机叶片在所述根部处的半径（rroot）与所述风机叶片在所述尖端处的半径（rtip）之间的比率小于0.33。
9.根据权利要求1或权利要求3所述的燃气涡轮发动机，其中：
所述涡轮是第一涡轮（19），所述压缩机是第一压缩机（15），并且所述核心轴是第一核心轴（32）；
所述发动机核心进一步包括第二涡轮（18）、第二压缩机（16）和将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二核心轴（34）；以及
所述第二涡轮、第二压缩机和第二核心轴被设置成以高于所述第一核心轴的旋转速度旋转。
10.根据权利要求1或权利要求3所述的燃气涡轮发动机，其中，所述风机直径大于250cm。
11.根据权利要求1或权利要求3所述的燃气涡轮发动机（10），所述燃气涡轮发动机进一步包括：
环形分流器（40），在所述环形分流器处，所述流被分为流动通过所述发动机核心的核心流（A）和沿旁路管道（22）流动的旁路流（B），其中：
在巡航条件下风机根部压力比不大于1.25，所述风机根部压力比被限定为随后流动通过所述发动机核心的在所述风机出口处的流的平均总压力（P102）与在所述风机入口处的流的平均总压力（P100）之间的比率。
12.根据权利要求1或权利要求3所述的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：环形分流器（40），在所述环形分流器处，所述流被分为流动通过所述发动机核心的核心流（A）和沿旁路管道（22）流动的旁路流（B），其中：
在巡航条件下风机根-尖压力比不大于0.92，所述风机根-尖压力比被限定为随后流动通过所述发动机核心的在风机出口处的流的平均总压力（P102）与随后流动通过所述旁路管道的在风机出口处的流的平均总压力（P104）之间的比率。
13.根据权利要求11所述的燃气涡轮发动机，其中：
燃烧器（17）被设置在在所述风机和压缩机的下游并且在所述涡轮的上游；
总体压力比被限定为在至所述燃烧器的入口处的流的平均总压力（P106）与在所述风机入口处的流的平均总压力（P100）之间的比率；并且
所述风机根部压力比与所述总体压力比之间的比率小于0.04。
14.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其中：
燃烧器（17）被设置在所述风机和压缩机的下游，并且在所述涡轮的上游；
总体压力比被限定为在至所述燃烧器的入口处的流的平均总压力（P106）与在所述风机入口处的流的平均总压力（P100）之间的比率；并且
所述风机根部压力比与所述总体压力比之间的比率小于0.04。
15.根据权利要求11所述的燃气涡轮发动机，其中，在所述巡航条件下所述燃气涡轮发动机的前进速度在从Mn 0.75至Mn 0.85的范围中，可选地为Mn 0.8。
16.根据权利要求11所述的燃气涡轮发动机，其中：
所述巡航条件对应于所处于的海拔高度在从10500 m至11600 m范围中的下的大气条件，可选地为在11000 m的海拔高度处的大气条件；和/或
所述巡航条件对应于：
前进马赫数为0.8；
压力为23000 Pa；并且
温度为-55摄氏度。
17.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃气涡轮发动机在所述巡航条件下的前进速度在从Mn 0.75至Mn 0.85的范围中，可选地为Mn 0.8。
18.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其中：
所述巡航条件对应于所处于的海拔高度在从10500 m至11600 m的范围中的大气条件，可选地为在11000 m的海拔高度处的大气条件；和/或
所述巡航条件对应于：
前进马赫数为0.8；
压力为23000 Pa；并且
温度为-55摄氏度。
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