CN112796884A - 燃气涡轮发动机 - Google Patents

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CN112796884A CN202011268079.8A CN202011268079A CN112796884A CN 112796884 A CN112796884 A CN 112796884A CN 202011268079 A CN202011268079 A CN 202011268079A CN 112796884 A CN112796884 A CN 112796884A
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M·J·威尔逊
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Abstract

本公开涉及一种用于飞机的燃气涡轮发动机（10），包括：发动机核心（11），其包括涡轮（19）、压缩机（14）和将所述涡轮连接到所述压缩机的核心轴（26）；位于所述发动机核心上游的风扇（23），所述风扇包括多个风扇叶片，所述多个风扇叶片安装成用于围绕发动机轴线旋转，所述多个风扇叶片中的每个叶片具有前缘和后缘，所述前缘和后缘从叶片根部到叶片末梢跨气流通道的跨度延伸；以及齿轮箱（30），其接收来自所述核心轴（26）的输入并向所述风扇输出驱动，以便以比所述核心轴更低的旋转速度驱动所述风扇，其中每个叶片的所述后缘由度量M表征，其限定为后缘角在所述跨度的0.4和0.8之间的改变率除以面积平均的后缘角，M不小于大约4。

Description

燃气涡轮发动机
技术领域
本公开涉及燃气涡轮发动机中的风扇叶片的后缘角的梯度。
背景技术
涡轮风扇燃气涡轮发动机中的风扇在高迎角飞行状态期间供给推力的能力是重要的因素，特别是在考虑具有较大风扇直径(诸如例如2米及以上)的发动机时。在高迎角下改进的推力可以允许较短的进气长度，从而导致总体燃料燃烧减少。
发明内容
根据第一方面，提供了一种用于飞机的燃气涡轮发动机，包括：
发动机核心，其包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的核心轴；
位于发动机核心上游的风扇，所述风扇包括多个风扇叶片，所述多个风扇叶片安装成用于围绕发动机轴线旋转，所述多个风扇叶片中的每个叶片具有前缘和后缘，所述前缘和后缘从叶片根部到叶片末梢跨气流通道的跨度延伸；以及
齿轮箱，其接收来自核心轴的输入并向风扇输出驱动，以便以比核心轴更低的旋转速度驱动风扇，
其中每个叶片的后缘的由度量M表征，其限定为后缘角在跨度的0.4和0.8之间的改变率除以面积平均的后缘角，M不小于大约4。
已经发现，风扇后缘角的径向梯度、特别是在风扇叶片的跨度的0.4和0.8之间、显著影响在高迎角下的推力的量。包含如本文中所限定的这种径向梯度的设计能够供给较高的推力，由此允许较短的进气长度和总体燃料燃烧减少。这对于包含较大风扇直径的设计可能特别有益，在该设计中，到风扇的进气流变得更加扭曲。
度量在一些情况下可能不小于大约5，在其他情况下则不小于大约7.5，或者可替代地不小于大约9。
该度量可能不大于大约80。
度量M可以被限定为
Figure BDA0002776821080000011
其中χf是从叶片根部到叶片末梢的部分f处的后缘角，以及
Figure BDA0002776821080000012
是从叶片根部到叶片末梢的面积平均的后缘角。
可以从连续或离散函数计算面积平均的后缘角，即可以是连续或离散的面积平均的后缘角。
面积平均的后缘角
Figure BDA0002776821080000021
可以被限定为
Figure BDA0002776821080000022
其中rf是从叶片根部到叶片末梢的跨度的部分f处距引擎轴线的半径，半径rtip是叶片末梢处的半径，以及rhub是叶片根部处的半径。
从叶片根部到叶片末梢的跨度的0.4和0.8之间的后缘角的改变率可以在大约65和150度、85和150度或100和150度之间。
在跨度的0.4和0.8之间的后缘角的改变率可以被限定为
Figure BDA0002776821080000023
其中χf是从叶片根部到叶片末梢的跨度的部分f处的后缘角。
在燃气涡轮发动机在巡航条件下运行的情况下，风扇根部压力比可以不大于1.30、1.25或1.24。
在燃气涡轮发动机在巡航条件下运行的情况下，风扇根部压力比与风扇末梢压力比之间之比可以小于0.95、0.92或0.9，并且可选地大于0.7，风扇末梢压力比被限定为风扇出口处随后流经旁通通道的流的平均总压力与风扇入口处的流的平均总压力之比。
在燃气涡轮发动机在巡航条件下运行的情况下，风扇末梢负载dH/Utip 2可以在从0.25至0.4JKg-1K-1/(ms-1)2的范围内，可选地在0.28至0.33JKg-1K-1/(ms-1)2的范围内，可选地在0.28至0.3JKg-1K-1/(ms-1)2的范围内，其中dH是跨风扇的焓升高，以及Utip是风扇末梢的速度。
在燃气涡轮发动机在巡航条件下运行的情况下，旁通比可以大于大约12，可选地大于大约13，旁通比是围绕核心的旁通流通过发动机的质量流率比上经核心的流的质量流率。
在燃气涡轮发动机在巡航条件下运行的情况下，发动机的特定推力可能小于100NKg-1s-1，可选地小于90NKg-1s-1，可选地在从70至90NKg-1s-1的范围内。
对于每个风扇叶片，风扇根部处的半径与风扇末梢处的半径之比可以小于0.33，可选地在从0.25至0.33的范围内，可选地大约为0.3。
在涡轮是第一涡轮的情况下，压缩机是第一压缩机，并且核心轴是第一核心轴，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，并且第二涡轮、第二压缩机和第二核心轴可以布置成以比第一核心轴更高的旋转速度旋转。
燃烧室可以设在风扇和(一个或多个)压缩机的下游以及(一个或多个)涡轮的上游，并且风扇根部压力比与总压力比之比可以小于0.03，总压力比限定为燃烧室入口处的流的平均总压力(通常称为P106)与风扇入口处的流的平均总压力(通常称为P100)之比。
风扇根部压力比与总压力比之比可以在从0.017至0.028的范围内，可选地在0.02至0.026的范围内。
风扇的外径可以如本文中所限定，例如大于240cm，可选地在240cm至280cm的范围内或在330cm至400cm的范围内。
进气长度与风扇的外径之比可以在从0.15至0.6的范围内，可选地在0.15至0.5、0.2至0.45或0.25至0.4的范围内，其中发动机的进气长度被限定为风扇上游的气流通道沿着发动机轴线的长度。
根据第二方面，提供了一种用于飞机的燃气涡轮发动机，包括：
发动机核心，其包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的核心轴；
位于发动机核心上游的风扇，所述风扇包括多个风扇叶片，所述多个风扇叶片安装成用于围绕发动机轴线旋转，所述多个风扇叶片中的每个叶片具有前缘和后缘，所述前缘和后缘从叶片根部到叶片末梢跨气流通道的跨度延伸；以及
齿轮箱，其接收来自核心轴的输入并向风扇输出驱动，以便以比核心轴更低的旋转速度驱动风扇，
其中每个叶片的后缘角在从叶片根部到叶片末梢的跨度的0.4和0.8之间的改变率在大约60度和150度之间。
后缘角在跨度的0.4和0.8之间的改变率可以被限定为
Figure BDA0002776821080000031
其中χf是从叶片根部到叶片末梢的跨度的部分f处的后缘角。
上文关于第一方面限定的其他特征也可以应用于第二方面的燃气涡轮发动机。
如本文中其他地方所指出的，本公开内容可以涉及燃气涡轮发动机。这种燃气涡轮发动机可以包括发动机核心，该发动机核心包括涡轮、燃烧室、压缩机以及将涡轮连接到压缩机的核心轴。这种燃气涡轮发动机可包括位于发动机核心上游的风扇(具有风扇叶片)。
尽管不是排他性地，但是本公开的布置对于经由齿轮箱驱动的风扇特别有利。因此，燃气涡轮发动机可以包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自核心轴的输入并且将驱动输出到风扇，以便以比核心轴更低的旋转速度驱动风扇。到齿轮箱的输入可以直接来自核心轴，或者间接来自核心轴，例如经由刺轴和/或齿轮。核心轴可以刚性地连接涡轮和压缩机，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转(其中风扇以较低的速度旋转)。
如本文中所述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可以具有任何合适的一般架构。例如，燃气涡轮发动机可以具有连接涡轮和压缩机的任何期望数量的轴，例如一个、两个或三个轴。仅作为示例，连接到核心轴的涡轮可以是第一涡轮，连接到核心轴的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、第二压缩机以及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布置成以比第一核心轴更高的旋转速度旋转。
在这样的布置中，第二压缩机可以在轴向上位于第一压缩机的下游。第二压缩机可以布置成接收(例如，例如经由大体上环形的通道直接接收)来自第一压缩机的流。
齿轮箱可被布置成由构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的核心轴(例如，在以上示例中的第一核心轴)驱动。例如，齿轮箱可被布置成仅由构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的核心轴(例如，在以上示例中仅是第一核心轴而不是第二核心轴)驱动。可替代地，齿轮箱可被布置成由任何一个或多个轴驱动，例如，在以上示例中的第一和/或第二轴。
齿轮箱可以是减速齿轮箱(其中到风扇的输出是比来自核心轴的输入更低的旋转速度率)。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星”齿轮箱或“星形”齿轮箱，如本文中其他地方更详细地描述的。齿轮箱可以具有任何期望的减速比(限定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，例如在从3至4.2或3.2至3.8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。齿轮比可以例如在前一句中的任何两个值之间。仅作为示例，齿轮箱可以是具有从3.1或3.2至3.8的范围内的比的“星形”齿轮箱。在一些布置中，齿轮比可以在这些范围之外。
在如本文中所述和/或要求保护的任何燃气涡轮发动机中，燃烧室可轴向地设在风扇和(一个或多个)压缩机的下游。例如，在设有第二压缩机的情况下，燃烧室可以直接在第二压缩机的下游(例如在第二压缩机的出口处)。作为进一步的示例，在设有第二涡轮的情况下，在到燃烧室的出口处的流可以被提供给第二涡轮的入口。燃烧室可以设在(一个或多个)涡轮的上游。
所述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，例如多级。每个级可包括一行转子叶片和一行定子导叶，该定子导叶可以是可变定子导叶(其中它们的入射角可以是可变的)。该行转子叶片和该行定子导叶可在轴向上彼此偏移。
所述涡轮或每个涡轮(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，例如多级。每个级可包括一行转子叶片和一行定子导叶。该行转子叶片和该行定子导叶可在轴向上彼此偏移。
每个风扇叶片可以被限定为具有径向跨度，该径向跨度从在径向内部气体冲洗位置或0％跨度位置处的根部(或毂)延伸到在100％跨度位置处的末梢。毂处的风扇叶片的半径与末梢处的风扇叶片的半径之比可以小于(或大约为)以下任意一个：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。毂处的风扇叶片的半径与末梢处的风扇叶片的半径之比可以在包含范围内，该范围由前一句中的任意两个值限定(即，所述值可以形成上限或下限)，例如在从0.28至0.32的范围内。这些比通常可以被称为毂与末梢之比。毂处的半径和末梢处的半径两者都可以在叶片的前缘(或轴向最靠前)部分进行测量。毂与末梢之比当然是指风扇叶片的燃气冲洗部分，即径向地在任何平台外部的部分。
风扇的半径可以在发动机中心线和其前缘处的风扇叶片的末梢之间测量。风扇直径(其可能只是风扇半径的两倍)可以大于(或大约为)以下任意一个：220cm、230cm、240cm、250cm(大约100英寸)、260cm、270cm(大约105英寸)、280cm(大约110英寸)、290cm(大约115英寸)、300cm(大约120英寸)、310cm、320cm(大约125英寸)、330cm(大约130英寸)、340cm(大约135英寸)、350cm、360cm(大约140英寸)、370cm(大约145英寸)、380cm(大约150英寸)、390cm(大约155英寸)、400cm、410cm(大约160英寸)或420cm(大约165英寸)。风扇直径可以在由前一句中的任意两个值限定的包含范围内(即，所述值可以形成上限或下限)，例如在从240cm至280cm或330cm至380cm的范围内。
风扇的旋转速度在使用中可能变化。通常，对于具有较大直径的风扇，旋转速度较低。仅作为非限制性示例，风扇在巡航条件下的旋旋速度可以小于2500rpm，例如小于2300rpm。仅作为进一步的非限制性示例，对于具有在从220cm至300cm(例如240cm至280cm或250cm至270cm)范围内的风扇直径的发动机，在巡航条件下风扇的旋转速度可以在从1700rpm至2500rpm的范围内，例如在从1800rpm至2300rpm的范围内，例如在从1900rpm至2100rpm的范围内。仅作为进一步的非限制性示例，对于具有在从330cm至380cm范围内的风扇直径的发动机，在巡航条件下风扇的旋转速度可以在从1200rpm至2000rpm的范围内，例如在从1300rpm至1800rpm的范围内，例如在从1400rpm至1800rpm的范围内。
在燃气涡轮发动机的使用中，风扇(具有相关联的风扇叶片)围绕旋转轴线旋转。该旋转导致风扇叶片的末梢以速度Utip移动。由风扇叶片13对流作的功导致流的焓升高dH。风扇末梢负载可以被限定为dH/Utip 2，其中dH是跨风扇的焓升高(例如一维平均焓升高)，以及Utip是风扇末梢的(平移)速度，例如在末梢的前缘(其可以限定为前缘处的风扇末梢半径乘以角速度)。巡航条件下的风扇末梢负载可能大于(或大约为)以下任意一个：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(所有单位在本段中为Jkg- 1K-1/(ms-1)2)。风扇末梢负载可以在由前一句中的任意两个值限定的包含范围内(即，所述值可以形成上限或下限)，例如在从0.28至0.31或0.29至0.3的范围内。
根据本公开的燃气涡轮发动机可以具有任何期望的旁通比，其中旁通比被限定为在巡航条件下流过旁通通道的质量流率与流过核心的质量流率之比。在一些布置中，旁通比可以大于(或大约为)以下任意一个：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。旁通比可以在由前一句中的任意两个值限定的包含范围内(即，所述值可以形成上限或下限)，例如在从12至16、13至15或13至14的范围内。旁通通道可以是基本环形的。旁通通道可以在径向上位于核心发动机的外部。旁通通道的径向外表面可以由机舱和/或风扇壳体限定。
如本文中所描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机的总压力比可以被限定为风扇上游的停滞压力与最高压力压缩机的出口处(进入燃烧室之前)的停滞压力之比。作为非限制性示例，如本文中所述和/或要求保护的燃气涡轮发动机在巡航时的总压力比可以大于(或大约为)以下任意一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可以在由前一句中的任意两个值限定的包含范围内(即，所述值可以形成上限或下限)，例如在从50至70的范围内。
发动机的特定推力可以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，本文中所述和/或要求保护的发动机的特定推力可以小于(或大约为)以下任意一个：110Nkg-1s、105Nkg-1s、100Nkg-1s、95Nkg-1s、90Nkg-1s、85Nkg-1s或80Nkg-1s。特定推力可以在由前一句中的任意两个值限定的包含范围内(即，所述值可以形成上限或下限)，例如，在从80Nkg-1s至100Nkg-1s、或85Nkg-1s至95Nkg-1s的范围内。
与常规的燃气涡轮发动机相比，这种发动机可能特别有效。
如本文中所述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可具有任何期望的最大推力。仅作为非限制性示例，如本文中所述和/或要求保护的燃气涡轮可能能够产生至少(或大约为)以下任意一个的最大推力：160kN、170kN、180kN、190kN、200kN、250kN、300kN、350kN、400kN、450kN、500kN或550kN。最大推力可以在由前一句中的任意两个值限定的包含范围内(即，所述值可以形成上限或下限)。仅作为示例，如本文中所述和/或要求保护的燃气涡轮可能能够产生在从330kN至420kN、例如350kN至400kN范围内的最大推力。上面提到的推力可以是标准大气条件下在海平面加上15摄氏度(环境压力101.3kPa、温度30摄氏度)下的最大净推力，其中发动机处于静态。
在使用中，高压涡轮入口处的流的温度可能特别高。该温度(其可以称为TET)可以在燃烧室的出口处测量，例如紧接第一涡轮导叶的上游测量，该第一涡轮导叶本身可以称为喷嘴引导导叶。在巡航时，TET至少可以是(或大约为)以下任意一个：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。巡航时的TET可以在由前一句中的任意两个值限定的包含范围内(即，所述值可以形成上限或下限)。发动机使用中的最大TET例如至少可以是(或大约为)以下任意一个：1700K、1750K、1800K、1850K，1900K、1950K或2000K。最大TET可以在由前一句中的任意两个值限定的包含范围内(即，所述值可以形成上限或下限)，例如在从1800K至1950K的范围内。最大TET可以例如在高推力条件下发生，例如在最大起飞(MTO)条件下发生。
本文中所述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的叶翼部分可以由任何合适的材料或材料的组合制造。例如，风扇叶片的至少一部分和/或叶翼可以至少部分地由复合材料制造，所述复合材料例如金属基复合材料和/或有机基复合材料，诸如碳纤维。作为进一步的示例，风扇叶片的至少一部分和/或叶翼可以至少部分地由诸如钛基金属或铝基材料(诸如铝-锂合金)或钢基材料的金属制造。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能够抵抗冲击(例如，来自鸟、冰或其他材料)的材料制造。这样的前缘可以例如使用钛或钛基合金来制造。因此，仅作为示例，风扇叶片可具有带有钛前缘的碳纤维或铝基主体(诸如铝锂合金)。
如本文中所述和/或要求保护的风扇可包括中心部分，风扇叶片可从该中心部分延伸，例如沿径向方向延伸。风扇叶片可以按照任何期望的方式附接到中心部分。例如，每个风扇叶片可包括固定装置，该固定装置可接合毂(或盘)中的对应狭槽。仅作为示例的方式，这种固定装置可以采用楔形榫头的形式，其可以槽入和/或接合毂/盘中的对应狭槽，以便将风扇叶片固定到毂/盘。作为进一步的示例，风扇叶片可以与中心部分一体地形成。这样的布置可以被称为带叶片的盘或带叶片的环。可以使用任何合适的方法来制造这样的带叶片的盘或带叶片的环。例如，风扇叶片的至少一部分可以由块加工，和/或风扇叶片的至少一部分可以通过诸如线性摩擦焊接的焊接附接到毂/盘。
本文中所述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可以或可以不设有可变面积喷嘴(VAN)。这种可变面积喷嘴可以允许旁通管道的出口面积在使用中变化。本公开的一般原理可以应用于具有或不具有VAN的发动机。
如本文中所述和/或要求保护的燃气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。
如本文中所使用的，巡航条件具有常规含义，并且本领域技术人员将容易理解。因此，对于用于飞机的给定燃气涡轮发动机，本领域技术人员将立即认识到巡航条件，以表示燃气涡轮发动机设计为要附接到其的飞机在给定任务(其在行业中可以称为“经济任务”)的中途巡航时发动机的运行点。就这一点而言，中途巡航是飞机飞行周期中这样的点，在该点处爬升的顶部以及下降开始之间燃烧的全部燃料的50％已经被燃烧(其可以近似为爬升的顶部以及下降开始之间的就时间和/或距离而言的中点)。因此，巡航条件限定了燃气涡轮发动机的运行点，该运行点提供的推力将确保该燃气涡轮发动机设计为要附接到其的飞机的中途巡航时的稳定状态运行(即保持恒定的海拔和恒定的马赫数)，考虑提供给该飞机的发动机的数量。例如，在发动机设计为要附接到具有两个相同类型的发动机的飞机的情况下，该发动机巡航条件下提供该飞机在中途巡航时的稳定状态运行将所需的总推力的一半。
换句话说，对于用于飞机的给定燃气涡轮发动机，在中途巡航大气条件下(由根据中途巡航海拔下ISO 2533的国际标准大气限定)，巡航条件被限定为提供指定推力的发动机的运行点(要求与飞机上的任何其他发动机组合以提供设计为要附接到其上的飞机以给定中途巡航马赫数稳定状态运行)。对于任何给定的用于飞机的燃气涡轮发动机，中途巡航推力、大气条件和马赫数是已知的，并因此在巡航条件下发动机的运行点被明确限定。
仅作为示例，巡航条件下的前进速度可以是从马赫0.7至0.9(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、例如大约马赫0.8、大约马赫0.85或在从0.8至0.85的范围内)范围内的任何点。在这些范围内的任何单一速度可能是巡航条件的部分。对于一些飞机，巡航条件可能在这些范围之外，例如低于马赫0.7或高于马赫0.9。
仅作为示例，巡航条件可以对应于在从10000m至15000m范围内的海拔下的标准大气条件(根据国际标准大气ISA)，例如在从10000m至12000m范围内、例如在从10400m至11600m的范围内(大约38000ft)、例如在从10500m至11500m的范围内、例如在从10600m至11400m的范围内、例如在从10700m(大约35000ft)至11300m的范围内、例如在从10800m至11200m的范围内、例如在从10900m至11100m的范围内、例如大约为11000m。在这些范围内的任何给定海拔下，巡航条件可以对应于标准大气条件。
仅作为示例，巡航条件可以对应于发动机的运行点，该运行点在38000ft(11582m)的海拔下在正向马赫数为0.8和标准大气条件(根据国际标准大气)下提供已知的所需推力水平(例如，从30kN到35kN的范围内的值)。仅作为进一步的示例，巡航条件可以对应于发动机的运行点，该运行点在35000ft(10668m)的海拔下在正向马赫数为0.85和标准大气条件(根据国际标准大气)下提供已知的所需推力水平(例如，从50kN到65kN的范围内的值)。
在使用中，本文中所述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可以在本文中其他地方限定的巡航条件下运行。这样的巡航条件可以由飞机的巡航条件(例如，中途巡航条件)确定，可以向该飞机安装至少一个(例如2或4个)燃气涡轮发动机以便提供推进推力。
根据一方面，提供了一种飞机，其包括如本文中所述和/或要求保护的燃气涡轮发动机。根据该方面的飞机是其燃气涡轮发动机已经被设计为要附接的飞机。因此，根据此方面的巡航条件对应于飞机的中途巡航，如本文中其他地方所限定的。
根据一方面，提供了一种如本文中所述和/或要求保护的操作燃气涡轮发动机的方法。该操作可以在如本文中其他地方所限定的巡航条件下(例如在推力、大气条件和马赫数方面)。
根据一方面，提供了一种操作飞机的方法，该飞机包括如本文中所述和/或要求保护的燃气涡轮发动机。根据此方面的操作可以包括(或可以是)在飞机的中途巡航下的操作，如本文中其他地方所限定的。
本领域技术人员将理解，除了相互排斥的地方以外，关于以上方面中的任何一个方面描述的特征或参数可以应用于任何其他方面。此外，除了相互排斥的地方以外，本文中描述的任何特征或参数可以应用于任何方面和/或与本文中描述的任何其他特征或参数组合。
附图说明
现在将参考附图仅通过示例的方式来描述实施例，其中：
图1是燃气涡轮发动机的截面侧视图；
图2是燃气涡轮发动机的上游部分的靠近截面侧视图；
图3是用于燃气涡轮发动机的齿轮箱的局部剖视图；
图4a是以侧视图和截面视图的示例风扇叶片的示意图；
图4b是可替代示例风扇叶片的示意性截面图；
图5是针对两个示例风扇叶片的作为跨度部分的函数的风扇转子后缘角的绘图；
图6是可替代示例燃气涡轮发动机的示意性截面侧视图；
图7是示例进气组件的前部的示意性截面侧视图；
图8是可替代示例进气组件的前部的截面侧视图；和
图9是另一可替代示例进气组件的前部的截面侧视图。
具体实施方式
图1图示了具有主旋转轴线9的燃气涡轮发动机10。发动机10包括进气口12和推进风扇23，所述推进风扇23生成两个气流：核心气流A和旁通气流B。燃气涡轮发动机10包括接收核心气流A的核心11。发动机核心11包括沿轴向流序列的低压压缩机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。机舱21围绕燃气涡轮发动机10，并限定了旁通通道22和旁通排气喷嘴18。旁通气流B流过旁通通道22。风扇23经由轴26和行星式齿轮箱30附接到低压涡轮19并由低压涡轮19驱动。
在使用中，核心气流A被低压压缩机14加速和压缩，并被引导到高压压缩机15中，在高压压缩机15中发生进一步压缩。从高压压缩机15排出的压缩空气被引导到燃烧设备16中，在燃烧设备16中，压缩空气与燃料混合并且混合物被燃烧。然后，所产生的热燃烧产物在通过喷嘴20排出之前，膨胀通过高压涡轮17和低压涡轮19并由此驱动高压涡轮17和低压涡轮19，以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27驱动高压压缩机15。风扇23通常提供大部分推进推力。行星式齿轮箱30是减速齿轮箱。
图2中示出了用于齿轮式风扇燃气涡轮发动机10的示例性布置。低压涡轮19(参见图1)驱动轴26，该轴26耦接至行星式齿轮布置30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向外侧并与之互相啮合的是多个行星齿轮32，多个行星齿轮32通过行星架34耦接在一起。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围绕其自身的轴线旋转。行星架34经由联动装置36耦接到风扇23，以便驱动其围绕发动机轴线9旋转。在行星齿轮32的径向外侧并与之互相啮合的是环形或环齿轮38，其经由联动装置40耦接到固定支撑结构24。
注意，如本文中所使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可以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/或涡轮和压缩机级，其通过具有发动机中的最低旋转速度的互连轴26连接在一起(即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴)。在一些文献中，本文中所称的“低压涡轮”和“低压压缩机”可以可替代地被称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用这种可替代命名法的情况下，风扇23可以被称为第一或最低压力压缩级。
在图3中作为示例更详细地示出了行星式齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环齿轮38中的每一个包括围绕它们的外周的齿以与其他齿轮互相啮合。然而，为清楚起见，在图3中仅图示了齿的示例性部分。虽然图示了四个行星齿轮32，但是对本领域读者显而易见的是，在要求保护的本发明的范围内可以提供更多或更少的行星齿轮32。行星行星式齿轮箱30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。
在图2和3中作为示例图示的行星式齿轮箱30是行星类型的，其中行星架34经由联动装置36耦接到输出轴，而环齿轮38是固定的。然而，可以使用任何其他合适类型的行星式齿轮箱30。作为进一步的示例，行星式齿轮箱30可以是星形布置，其中行星架34被保持固定，其中环(或环形)齿轮38被允许旋转。在这样的布置中，风扇23由环齿轮38驱动。作为进一步可替代的示例，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环齿轮38和行星架34两者都被允许旋转。
应当理解，图2和图3中所示的布置仅是作为示例，并且各种替代方案都在本公开的范围内。仅作为示例，任何合适的布置可以用于在发动机10中定位齿轮箱30和/或用于将齿轮箱30连接至发动机10。作为进一步的示例，在齿轮箱30和发动机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(诸如在图2示例中的联动装置36、40)可以具有任何期望的刚度或柔韧性。作为进一步的示例，在发动机的旋转部件和静止部件之间(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)可以使用任何合适的轴承布置，并且本公开不限于图2的示例性布置。例如，在齿轮箱30具有星形布置(如上所述)的情况下，技术人员将容易地理解，输出和支撑联动装置的布置以及轴承位置典型地将与在图2中作为示例示出的那样不同。
因此，本公开扩展到具有任何齿轮箱样式(例如星形或行星)布置、支撑结构、输入和输出轴布置以及轴承位置的燃气涡轮发动机。
可选地，齿轮箱可以驱动附加的和/或可替代的部件(例如，中压压缩机和/或增压压缩机)。
可将本公开应用于其的其他燃气涡轮发动机可具有可替代构造。例如，这样的发动机可以具有可替代数量的压缩机和/或涡轮和/或可替代数量的互连轴。作为进一步的示例，图1中所示的燃气涡轮发动机具有分流喷嘴18、20，这意味着通过旁通通道22的流具有其自己的喷嘴18，该喷嘴18与核心发动机喷嘴20分离并且在径向上位于核心发动机喷嘴20的外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可以应用于如下的发动机，其中在单个喷嘴之前(或上游)，通过旁通通道22的流和通过核心11的流被混合或组合，其可以称为混合流喷嘴。一个或两个喷嘴(无论是混合流还是分流)可以具有固定或可变的面积。
燃气涡轮发动机10及其部件的几何形状由常规的轴线系统限定，该常规的轴线系统包括轴向方向(与旋转轴线9对准)、径向方向(在图1中底部到顶部的方向)和圆周方向(垂直于图1视图中的页面)。轴向、径向和圆周方向相互垂直。
飞机必须被认证，以在高迎角(AOA)的情况下以极端爬升和下降操纵飞行。在这些情况下，发动机给送推力的能力对于飞行安全至关重要。然而，进入风扇的气流严重扭曲，这使风扇性能劣化。分析表明，较短的进气长度(尤其是与较大的风扇直径组合)增加了这种扭曲的严重程度，从而进一步使风扇性能和发动机推力劣化。因此，需要一种风扇空气动力学设计方法，其更好地管理由短进气口所给送的流的扭曲，以确保在高AOA时可以继续给送高推力。
图4以侧视图(左)和截面视图(右)图示了示例风扇叶片401。在侧视图中，指示了叶片401的风扇毂或根部半径rhub和后缘处的风扇末梢半径rtip。指示了半径r的总体测量方向，该方向正交于发动机轴线9(图3)。在截面视图中，除其他参数外，风扇叶片401由后缘角χ表征，其限定为后缘402相对于发动机轴线的角。后缘角χ可以是正的或负的，并且可以在叶片的跨度上在正和负之间变化，如下面有关图5中的示例更详细地示出的。正角可限定为从发动机轴线沿逆时针方向测量，而负角可限定为从发动机轴线沿顺时针方向测量。在图4a中所图示的示例中，后缘角χ为正。
图4中所示的截面表示穿过叶片401的横截面，限定为在前缘403上的一点与后缘402上的一点之间形成的直线的沿圆周方向挤出(extrusion)，所述前缘403上的一点在距离根部的跨度s的给定百分比X处(即，在(rroot+X/100*(rtip-rroot))的半径处)，以及所述后缘402上的一点在距离后缘402处的根部沿着后缘402的后缘径向范围的相同径向百分比X处。圆周方向的挤出可以在平面的前缘位置处获得。换句话说，参考沿着叶片跨度(或给定百分比跨度位置)在给定百分比处穿过叶片401的横截面可表示穿过由如下的线限定的平面中的叶翼的截面：其穿过前缘403上的一点，所述前缘403上的一点在距离前缘根部沿着前缘的跨度s的那个百分比处，并且在前缘上的那个点处指向与圆周方向相切的方向；以及穿过后缘402上的一点，该后缘402上的一点在距离后缘根部沿着后缘402的那个相同百分比处。
穿过叶片401截取的横截面的另一示例在图4b中示出，其中该平面如上限定。叶片401的横截面具有弧线404。通常，对于该横截面，弧线404可被限定为由叶片的跨度s处的与压力表面405和吸力表面406等距的横截面中的点形成的线。叶片401在给定横截面处的弧(其也可以称为叶片在给定跨度位置处的弧)可以被限定为前缘407和后缘402之间的弧线404的角度变化，即在图4b示例中的(χ-α)。在该示例中，使用上述约定，前缘角和后缘角两者均为负。在跨度s处的给定横截面处的后缘角χ可以被限定为在叶片401的后缘402处的弧线404相对于发动机轴线的角。类似地，在跨度s处的给定横截面处的后缘角α可以被限定为在叶片401的前缘407处的弧线404相对于发动机轴线的角。
图5是作为从0到1的跨度部分的函数的风扇转子后缘角的绘图，其中0在风扇根部处，以及1在风扇末梢处。在第一示例501中，示出了如US 2013/0189117 A1中公开的风扇转子的后缘角。该风扇转子被描述为具有“扁平轮廓”，并且表现出后缘角从0.4跨度部分处的大约+20度至0.8跨度部分处的大约+35度的变化，从而形成(35-20)/(0.8-0.4)＝15/0.4＝37.5度的角梯度。在根据本公开的第二示例502中，后缘角从0.4跨度部分处的大约-18度变化至0.8跨度部分处的大约+35度，从而形成(35+18)/(0.8-0.4)＝53/0.4＝132.5度的角梯度。
已发现后缘角在0.4和0.8跨度部分之间具有小改变的风扇叶片在高迎角下运行不良。通过在0.4至0.8跨度部分范围内增加后缘角的改变可以显著改进此运行不良。
当考虑风扇叶片的各种相关参数时，可以应用以下术语：
·r＝后缘半径
·
Figure BDA0002776821080000131
·χ＝后缘出口角[度]
·yx＝在x后缘跨度部分处的任意参数
·
Figure BDA0002776821080000132
·M＝径向梯度度量
径向梯度度量M可以被限定为后缘在跨度的0.4和0.8之间的角χ改变率除以面积平均的后缘角，即
Figure BDA0002776821080000141
度量M的值可以至少(即，不小于)大约4，可选地不小于大约7.5，并且进一步可选地不小于大约9。度量M的上限可以是大约80。
面积平均的后缘角
Figure BDA0002776821080000142
可通过对以下积分计算：后缘角χ乘以从0到1的叶片整个跨度上的面积间隔π((r+δr)2-(r-δr)2)、除以风扇叶片的总扫划面积
Figure BDA0002776821080000143
积分结果可以通过对限定沿着叶片跨度的后缘角的连续函数积分来计算，或者可替代地可以使用沿着叶片跨度的离散间隔来计算。在一个示例中，离散间隔可以是在跨度的0.1、0.3、0.5、0.7和0.9处的叶片跨度的±0.1，并且后缘角
Figure BDA0002776821080000144
计算为：
Figure BDA0002776821080000145
根据可替代方面，在风扇叶片跨度的0.4和0.8之间的后缘角的梯度或改变率
Figure BDA0002776821080000146
(其中s是跨度部分)可以用于限定风扇叶片，即：
Figure BDA0002776821080000147
梯度可以在大约85度和150度之间。
图6图示了可替代示例燃气涡轮发动机610，其包括发动机核心611和进气组件601。发动机核心611具有发动机主轴线609，并且包括沿轴向流序列的推进风扇613，该推进风扇613容纳在相应的风扇壳体623、中压压缩机614、高压压缩机615、燃烧设备616、高压涡轮617、中压涡轮618、低压涡轮619和排气喷嘴620。风扇613可包括鼻锥625。风扇613、压缩机614、615和涡轮617、618、619全部围绕相同的旋转轴线旋转，并因此限定了发动机核心611的发动机主轴线609。
进气口612连接到风扇壳体623，特别是连接到风扇壳体623的向前的连接面627(称为A1凸缘)从而限定了连接接口624。进气口612可以是机舱621的部分。可替代地，进气口612可以是单独的部件并且以任何合适的方式连接至机舱621。
图7示意性地图示了示例燃气涡轮发动机的进气口612和风扇613。进气口612连接到风扇壳体623的向前的连接面627(参见图6)，以限定进气路径726，该进气路径726在第一端处的进气增强部(highlight)A和第二端处的风扇613的上游面C之间延伸。进气路径726包括沿流序列的进气唇缘734、扩散部735和直调节通道736。图7中所图示的扩散部735是弧形的。在其他示例中，扩散部735可以不是弧形的。
直调节通道736布置在弧形扩散部735的下游。更具体地，直调节通道736连接到弧形扩散部735的出口B。此外，直调节通道736布置成紧接在风扇713的上游，并在轴向上延伸达长度L1。
进气路径726特征在于上内壁和下内壁，上内壁和下内壁与包含发动机主轴线11的子午平面的交界分别限定了进气路径26的上内轮廓728和下内轮廓730。由与上内轮廓728和下内轮廓730两者相切的圆心的轨迹限定弧线732。
弧线732在相交点X处与风扇613上游的发动机主轴线609相交。弧线732在相交点X与风扇613的上游面C之间延伸达长度L1。在相交点X的上游，弧线732位于发动机主轴线609下方。
燃气涡轮发动机进气组件601的进气长度由长度L限定，该长度L在图7中是分别在进气组件601的进气增强部和风扇623的上游面之间沿着发动机轴线609的长度，并且尤其是发动机轴线609上与进气增强部A和风扇613的上游面C相交的各点751、752之间的长度。进气口增强部可以限定为接触进气组件601的最前表面的平面。在图7的示例中，进气增强部平面A与引擎轴线609正交。风扇613的上游面的平面C与引擎轴线609正交，并且接触风扇613的每个风扇叶片上的最前点，所述最前点可以位于风扇根部、风扇末梢或两者之间的任何点处。
进气长度L与风扇613的外径D之比可以在从0.15至0.6的范围内，可选地在0.15至0.5、0.2至0.45或0.25至0.4的范围内，其中发动机的进气长度如上地被限定，即风扇613上游的气流通道726的沿发动机轴线609的长度。
在可替代示例中，如图8和9中所示，进气增强部A可以与正交于发动机轴线609的平面成∑角，其典型地可以在从大约-5到+5度的范围内。在图8中，在正嵌接(scarfing)的示例中，上进气唇缘740的轴向位置比下进气唇缘741的轴向位置靠前。在图9中，在负嵌接的示例中，下进气唇缘741的轴向位置比上进气唇缘740的轴向位置靠前。平面C的位置在每种情况下与图7中的示例相同。
在图7、8和9中，示出了迎角AoA，并将其限定为入射到进气组件601的气流方向与发动机轴线609之间的角度。迎角典型地在0和35度之间的范围内。
表1–不同风扇设计的度量M随迎角的变化。
风扇设计的M值 20°迎角 35°迎角
风扇1:M＝7.5 - -1.1％
风扇2:M＝3.5 -0.9％ -3.1％
上面的表1量化了从数值模拟得出的两种风扇设计在20°和35°迎角下运行的推力变化。两个风扇都连接到相同的上游进气口设计，以使风扇设计的作用独立。除M值外，风扇1和2在所有相关方面中也一致地设计。风扇直径、旋转速度、巡航设计点风扇压力比(～1.4，这是典型的本代齿轮式燃气涡轮发动机)和质量流率相同。总体而言，这意味着两个风扇的巡航时的推力产生(在AOA低的情况下)是相同的。M值有效地限定了从根部到末梢沿叶片跨度分布的推力。例如，设计为M值低的风扇意味着与M值高的风扇相比，末梢中供给更大的推力。当增加AOA时，具有较高M值的风扇1比风扇2供给更大的推力。与巡航条件相比，在高的AOA时，流经风扇的流变得严重扭曲，其数值模拟表明具有使风扇末梢的不敏感的效果。因此，设计为具有低M值的风扇在高AOA时遭遇扭曲的流，并且无法供给与设计为高M值的风扇一样大的推力。换句话说，对于相同的高AOA推力要求，具有较高M值的风扇1可以与较短的进气一起运行，并因此节省了重量、阻力和巡航燃料燃烧。
将理解，本发明不限于上述实施例，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可以进行各种修改和改进。除了相互排斥的地方以外，任何特征可以单独采用或与任何其他特征组合采用，并且本公开扩展到并且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)

1.一种用于飞机的燃气涡轮发动机(10)，包括：
发动机核心(11)，其包括涡轮(19)、压缩机(14)和将所述涡轮连接到所述压缩机的核心轴(26)；
位于所述发动机核心上游的风扇(23)，所述风扇包括多个风扇叶片，所述多个风扇叶片安装成用于围绕发动机轴线旋转，所述多个风扇叶片中的每个叶片具有前缘和后缘，所述前缘和后缘从叶片根部到叶片末梢跨气流通道的跨度延伸；以及
齿轮箱(30)，其接收来自所述核心轴(26)的输入并向所述风扇输出驱动，以便以比所述核心轴更低的旋转速度驱动所述风扇，
其中每个叶片的所述后缘由度量M表征，度量M限定为后缘角在所述跨度的0.4和0.8之间的改变率除以面积平均的后缘角，M不小于大约4。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(10)，其中所述度量M不小于大约5，可选地不小于大约7.5，可选地不小于大约9。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机(10)，其中所述度量M不大于大约80。
4.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机(10)，其中所述度量M被限定为
Figure FDA0002776821070000011
其中χf是从所述叶片根部到所述叶片末梢的部分f处的后缘角，以及
Figure FDA0002776821070000012
是从所述叶片根部到所述叶片末梢的所述面积平均的后缘角。
5.根据权利要求4所述的燃气涡轮发动机(10)，其中
Figure FDA0002776821070000013
是离散面积平均的后缘角，可选地限定为
Figure FDA0002776821070000014
其中rf是从所述叶片根部到所述叶片末梢的所述跨度的部分f处距所述引擎轴线的半径，所述半径rtip是所述叶片末梢处的半径，以及rhub是所述叶片根部处的半径。
6.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机(10)，其中所述后缘角在从所述叶片根部到所述叶片末梢的所述跨度的0.4至0.8之间的改变率在大约60度和150度之间，可选地在大约在85度和150度之间，可选地在大约100度和150度之间。
7.根据权利要求6所述的燃气涡轮发动机(10)，其中所述后缘角在所述跨度的0.4和0.8之间的所述改变率被限定为：
Figure FDA0002776821070000021
χf是从所述叶片根部到所述叶片末梢的所述跨度的部分f处的所述后缘角。
8.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中在巡航条件下，风扇根部压力比不大于1.30、1.25或1.24。
9.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中在巡航条件下，所述风扇根部压力比与风扇末梢压力比之间的比小于0.95、0.92或0.9，并且可选地大于0.7，所述风扇末梢压力比被限定为风扇出口处随后流经旁通通道的流的平均总压力与风扇入口处的流的平均总压力之比。
10.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中在巡航条件下，风扇末梢负载dH/Utip 2在从0.25至0.4JKg-1K-1/(ms-1)2的范围内，可选地在0.28至0.33JKg-1K-1/(ms-1)2的范围内，可选地在0.28至0.3JKg-1K-1/(ms-1)2的范围内，其中dH是跨所述风扇的焓升高，以及Utip是所述风扇末梢的速度。
11.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中：
在巡航状态下，旁通比大于大约12，可选地大于大约13，所述旁通比是围绕所述核心的旁通流(B)通过所述发动机的质量流率比上经所述核心的流的质量流率；和/或
在巡航条件下，所述发动机的特定推力小于100NKg-1s-1，可选地小于90NKg-1s-1，可选地在从70至90NKg-1s-1的范围内；和/或
对于每个风扇叶片，所述风扇根部处的半径与所述风扇末梢处的半径之比小于0.33，可选地在从0.25至0.33的范围内，可选地大约为0.3。
12.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中：
所述涡轮为第一涡轮(19)，所述压缩机为第一压缩机(15)，以及所述核心轴为第一核心轴(32)；
所述发动机核心还包括第二涡轮(18)、第二压缩机(16)和将所述第二涡轮连接至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布置成以比所述第一核心轴更高的旋转速度旋转。
13.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中：
在所述风扇和一个或多个压缩机的下游以及所述一个或多个涡轮的上游设有燃烧室(17)；以及
所述风扇根部压力比与总压力比之比小于0.03，所述总压力比限定为至所述燃烧室的入口处的流的平均总压力与风扇入口处的流的平均总压力之比。
14.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其中所述风扇根部压力比与所述总压力比之比在从0.017至0.028的范围内，可选地在从0.02至0.026的范围内。
15.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中：
所述风扇的外径大于240cm，可选地在240cm至280cm的范围内或在330cm至400cm的范围内；和/或
进气长度与所述风扇的外径之比在从0.15至0.6的范围内，可选地在0.15至0.5、0.2至0.45或0.25至0.4的范围内，其中所述发动机的进气长度被限定为所述风扇上游的所述气流通道沿所述发动机轴线的长度。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116517703A (zh) * 2022-01-31 2023-08-01 通用电气阿维奥有限责任公司 涡轮机发动机的总体发动机效率额定值

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11814968B2 (en) * 2021-07-19 2023-11-14 Rtx Corporation Gas turbine engine with idle thrust ratio
US11719245B2 (en) * 2021-07-19 2023-08-08 Raytheon Technologies Corporation Compressor arrangement for a gas turbine engine

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB9607316D0 (en) * 1996-04-09 1996-06-12 Rolls Royce Plc Swept fan blade
US7967571B2 (en) * 2006-11-30 2011-06-28 General Electric Company Advanced booster rotor blade
US9017037B2 (en) * 2012-01-24 2015-04-28 United Technologies Corporation Rotor with flattened exit pressure profile

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116517703A (zh) * 2022-01-31 2023-08-01 通用电气阿维奥有限责任公司 涡轮机发动机的总体发动机效率额定值
CN116517703B (zh) * 2022-01-31 2024-05-03 通用电气阿维奥有限责任公司 涡轮机发动机的总体发动机效率额定值

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