CN113006943A - 具有轴轴承的气体涡轮引擎 - Google Patents

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CN113006943A CN202011481657.6A CN202011481657A CN113006943A CN 113006943 A CN113006943 A CN 113006943A CN 202011481657 A CN202011481657 A CN 202011481657A CN 113006943 A CN113006943 A CN 113006943A
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吉莉安·C·加斯克尔
查图拉·K·坎南加拉
普尼塔·卡迈什
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Abstract

本发明题为“具有轴轴承的气体涡轮引擎。”一种用于飞行器的气体涡轮引擎10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19连接到该压缩机的芯轴26，该涡轮19是该引擎10的最低压力涡轮，并且该压缩机14是该引擎10的最低压力压缩机，该芯轴26具有下限为1500rpm且上限为6200rpm的运行速度范围；风扇23，该风扇位于该引擎核心的上游；以及齿轮箱30，该齿轮箱接收来自该芯轴26的输入并且将驱动输出至该风扇，以便以比该芯轴更低的旋转速度驱动该风扇。该引擎核心11还包括被布置成支撑该芯轴26的三个轴承26a‑c，该三个轴承包括前轴承26a和两个后轴承26b、26c，并且该芯轴具有在该前轴承和最后的后轴承之间的长度以及在该后轴承之间的次跨度，该轴承被布置成使得该次跨度与该芯轴长度的长度比等于或小于0.14。

Description

具有轴轴承的气体涡轮引擎
技术领域
本公开涉及芯轴在用于飞行器的气体涡轮引擎内的安装，并且具体地涉及轴承定位以及可如何布置和安装这种轴以便管理振动和谐振效应。
背景技术
如本文所用，范围“值X至值Y”或“值X和值Y之间”等表示包含范围；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、平行于并且包含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。
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，其包括涡轮机、压缩机和将该涡轮机连接到该压缩机的芯轴。该涡轮是该引擎的最低压力涡轮，并且该压缩机是该引擎的最低压力压缩机。芯轴具有下限为1500rpm的并且上限为6200rpm的运行速度范围。该引擎还包括风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至该风扇，以便以比该芯轴更低的旋转速度驱动该风扇。
该引擎核心还包括被布置成支撑芯轴的三个轴承，这三个轴承包括前轴承和两个后轴承。芯轴具有在前轴承和最后的后轴承之间的长度(L)以及在后轴承之间的次跨度(S)。轴承被布置成使得次跨度与芯轴长度的长度比(S/L)等于或小于0.14。
该长度比可等于或小于0.13，或者等于或小于0.12。该长度比可等于或大于0.05，或者等于或大于0.06，或者等于或大于0.07，或者等于或大于0.08。例如，该长度比可在0.05至0.14的范围内，任选地在0.05至0.13 的范围内，任选地在0.06至0.13的范围内，并且还任选地在0.08至0.13的范围内。
本发明人认识到，当气体涡轮引擎按比例增大时，芯轴长度增大可导致芯轴的谐振频率位于引擎运行范围内或接近该引擎运行范围。因此，简单地按比例增大已知引擎可导致谐振引起的损坏的风险增大，较长的芯轴可能是有问题的。
然而，在一些实施方案中，发现使芯轴仍然较长(该芯轴在第一后轴承的后方延伸并且延伸到第二后轴承，其中第一后轴承和第二后轴承之间的间距在相对于总芯轴长度的设定范围内)增加了芯轴的刚度并且使谐振频率远离引擎运行范围。
芯轴运行速度范围的上限可为最大起飞运行速度的上限。
芯轴运行速度的下限可为地面空转条件下的最小运行速度。
在巡航条件下，芯轴的运行速度可在5400rpm至5700rpm的范围内，并且任选地在5500rpm至5600rpm的范围内。
最大起飞(MTO)条件下，芯轴的运行速度可在5800rpm至6200rpm 的范围内，并且任选地在5900rpm至6100rpm的范围内。
芯轴的长度(L)可在1800mm至2900mm的范围内，任选地在 2000mm至2900mm的范围内，还任选地在2300mm至2800mm的范围内，并且还任选地在2400mm至2750mm的范围内。
在各种实施方案中，次跨度可大于或等于250mm、255mm、260mm和 265mm中的任一个。在各种实施方案中，次跨度可小于或等于350mm、 345mm、340mm或335mm中的任一个。
后轴承中的最前轴承可具有在30kN/mm至100kN/mm的范围内的轴承刚度。最前的后轴承处的刚度与次跨度的刚度比可在0.08至0.5kN/mm2的范围内，任选地在0.08至0.40kN/mm2的范围内，任选地在0.08至 0.30kN/mm2的范围内，任选地在0.08至0.20kN/mm2的范围内，任选地在 0.09至0.40kN/mm2的范围内，任选地在0.15至0.50kN/mm2的范围内，任选地在0.15至0.40kN/mm2的范围内，并且还任选地在0.15至0.30kN/mm2的范围内。
芯轴的长度(L)可在1800mm至2900mm或2750mm的范围内。次跨度(S)可在250mm至350mm的范围内，任选地260mm至350mm的范围内。
风扇可具有在330cm至380cm范围内的风扇直径。
在一些实施方案中，芯轴的长度可在1800mm至2900mm或2750mm 的范围内。次跨度可在250mm至350mm的范围内，任选地在260mm至 350mm的范围内。芯轴的运行速度可在1500rpm至6200rpm的范围内；并且/或者风扇的直径可在330cm至380cm的范围内，并且齿轮箱的齿轮传动比可在3.1至3.8的范围内。在此类实施方案中，长度、次跨度和/或运行速度可被选择成使得芯轴的第一谐振不在引擎的运行范围内。
后轴承可被定位成与以下部件轴向齐平或在以下部件后方：
(i)涡轮的最低压力涡轮叶片在该叶片的根部处的前缘；以及/或者
(ii)来自涡轮的前部的第三组涡轮叶片中的涡轮叶片在该叶片的根部处的后缘轴向齐平或在该后缘的后方，其中涡轮包括四组涡轮叶片。
本发明人认识到，将后轴承定位成更接近较大的涡轮级并朝向涡轮的后部，提供了改善的涡轮支撑，这是因为轴相对于涡轮位置的移动可能对这些较大的涡轮级具有更大的有害影响。
引擎的最低压力涡轮具有最低压力组叶片，该最低压力组叶片中的每个叶片具有质量m、叶片中间高度处的半径r以及巡航角速度ω。次跨度 (S)被定义为这两个后轴承之间的轴向距离，如上所述。
第一叶片与轴承的比：
Figure BDA0002838297280000031
可具有在以下范围内的值：在2.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在3.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在4.0×10-6至 7.5×10-6kg- 1.rad-2.s2的范围内，任选地在5.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在2.0×10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在3.0 ×10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，并且还任选地在4.5×10-6至6.5× 10-6kg-1.rad-2.s2的范围内。
附加地或另选地，第二叶片与轴承的比：
Figure BDA0002838297280000041
可具有在以下范围内的值：在0.8至6.0kg-1的范围内，任选地在0.8至 5.0kg-1的范围内，任选地在0.8至4.0kg-1的范围内，任选地在0.8至3.0kg-1的范围内，任选地在0.8至2.0kg-1的范围内。
涡轮具有在涡轮的最前涡轮叶片的前缘与涡轮的最后涡轮叶片的后缘之间的长度。次跨度与涡轮长度的比可在0.70至1.05的范围内，任选在 0.70至1.00的范围内，任选地在0.70至0.95的范围内，任选在0.80至1.05 的范围内，任选地在0.80至1.00的范围内，任选地在0.80至0.95的范围内，任选地在0.85至1.05的范围内，任选地在0.85至1.00的范围内，并且还任选地在0.85至0.95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、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴，并且其中该涡轮是该引擎的最低压力涡轮并且包括涡轮叶片，并且该压缩机是该引擎的最低压力压缩机。该引擎还包括风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至该风扇，以便以比该芯轴更低的旋转速度驱动该风扇。该引擎核心还包括被布置成支撑芯轴的三个轴承，这三个轴承包括两个后轴承，这两个后轴承位于涡轮的最低压力涡轮叶片的前缘的下游(位于该叶片的根部处)。因此，这两个后轴承可被描述为位于最后涡轮叶片的前缘的下游。
本发明人认识到，芯轴通常(在径向方向上)移动最少，并且在轴承的轴向位置处最平(平行于引擎轴线)，虽然在轴承之间可发生涡旋模式和其他弯曲或位移，但轴承用于限制径向轴移动。发明人认识到，仔细控制轴长度和轴承位置可因此允许管理引擎的涡旋模式，从而降低引擎损坏的风险。
本发明人还发现，将轴承定位成更接近较大的涡轮级并朝向涡轮的后部，提供了改善的涡轮支撑，这是因为轴相对于涡轮位置的移动可能对这些较大的涡轮级具有更大的有害影响。
气体涡轮引擎还可包括被布置成支撑涡轮的最低压力涡轮叶片的盘。这两个后轴承可位于盘的中心线的下游。
芯轴的长度可在1800mm至2900mm的范围内，任选地在2000mm至 2900mm的范围内，任选地在2300mm至2800mm的范围内，并且还任选地在2400mm至2750mm的范围内。
芯轴可具有下限为1500rpm的并且上限为6200rpm的运行速度范围。
芯轴运行速度范围的上限可为最大起飞(MTO)运行速度的上限。芯轴运行速度的下限可为地面空转条件下的最小运行速度。
芯轴具有在最前轴承和最后轴承之间的长度L以及在这两个后轴承之间的距离S。轴承可被布置成使得这两个后轴承之间的距离(S)与芯轴长度(L)的长度比S/L等于或小于0.14，或者等于或小于0.13，或者等于或小于0.12。这两个后轴承之间的距离(S)与芯轴长度(L)的长度比S/L 可等于或大于0.05，或者等于或大于0.06，或者等于或大于0.07，或者等于或大于0.08。例如，这两个后轴承之间的距离(S)与芯轴长度(L)的长度比S/L可在0.05至0.14的范围内，任选地在0.05至0.13的范围内，任选地在0.06至0.13的范围内，并且任选地在0.08至0.13的范围内。
芯轴的长度(L)可在1800mm至2900mm或2750mm的范围内。在此类实施方案中，两个向后轴承(S)之间的距离可在250mm至350mm的范围内，或者任选地在260mm至350mm的范围内。
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、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴，并且其中该涡轮是该引擎的最低压力涡轮并且包括四组涡轮叶片，并且该压缩机是该引擎的最低压力压缩机。该引擎还包括风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至该风扇，以便以比该芯轴更低的旋转速度驱动该风扇。该引擎核心还包括被布置成支撑芯轴的三个轴承，这三个轴承包括两个后轴承，这两个后轴承位于来自涡轮的前部的第三组涡轮叶片中的涡轮叶片的后缘的下游(位于该叶片的根部处)。
以下特征中的一个或多个特征可应用于第二方面和/或第三方面的气体涡轮引擎：
后轴承中的最前轴承可具有在30kN/mm至100kN/mm的范围内的轴承刚度。
最前的后轴承处的刚度与这两个后轴承之间的距离(S)的刚度比可在 0.08至0.5kN/mm2的范围内，任选地在0.08至0.40kN/mm2的范围内，任选地在0.08至0.30kN/mm2的范围内，任选地在0.08至0.20kN/mm2的范围内，任选地在0.09至0.40kN/mm2的范围内，任选地在0.15至0.50kN/mm2的范围内，任选地在0.15至0.40kN/mm2的范围内，并且还任选地在0.15 至0.30kN/mm2的范围内。
芯轴的长度(L)可在1800mm至2900mm或2750mm的范围内。在此类实施方案中，两个向后轴承(S)之间的距离可在250mm至350mm的范围内，或者任选地在260mm至350mm的范围内。
风扇可具有在330cm至380cm范围内的风扇直径。
芯轴的长度(L)可在1800mm至2900mm的范围内，任选地在 2000mm至2900mm的范围内，还任选地在2300mm至2800mm的范围内，并且还任选地在2400mm至2750mm的范围内。
这两个后轴承之间的距离(S)(可被称为次跨度)可在250mm至 350mm的范围内。在各种实施方案中，次跨度可大于或等于250mm、 255mm、260mm和265mm中的任一个。在各种实施方案中，次跨度可小于或等于350mm、345mm、340mm或335mm中的任一个。
芯轴的运行速度可在1500rpm至6200rpm的范围内。附加地或另选地，风扇的直径可在330cm至380cm的范围内。齿轮箱的齿轮传动比可在 3.1至3.8的范围内。
长度、次跨度和/或运行速度可被选择成使得芯轴的第一谐振不在引擎的运行范围内。
引擎的最低压力涡轮具有最低压力组叶片。该最低压力组叶片中的每个叶片具有质量m、叶片中间高度处的半径r以及巡航角速度ω。如上所述，次跨度被定义为这两个后轴承之间的轴向距离。
第一叶片与轴承的比：
Figure BDA0002838297280000071
可具有在以下范围内的值：在2.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在3.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在4.0×10-6至 7.5×10-6kg- 1.rad-2.s2的范围内，任选地在5.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在2.0×10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在3.0 ×10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，并且还任选地在4.5×10-6至6.5× 10-6kg-1.rad-2.s2的范围内。
附加地或另选地，第二叶片与轴承的比：
Figure BDA0002838297280000072
可具有在以下范围内的值：在0.8至6.0kg-1的范围内，任选地在0.8至 5.0kg-1的范围内，任选地在0.8至4.0kg-1的范围内，任选地在0.8至3.0kg-1的范围内，任选地在0.8至2.0kg-1的范围内。
涡轮具有在涡轮的最前涡轮叶片的前缘与涡轮的最后涡轮叶片的后缘之间的长度。次跨度与涡轮长度的比(即，S除以涡轮长度)可等于或小于 1.05，任选地等于或小于1.00，任选地等于或小于0.95。次跨度与涡轮长度的比可等于或大于0.70，或者等于或大于0.75，或者等于或大于0.80，或者等于或大于0.85。例如，次跨度与涡轮长度的比可在0.70至1.05的范围内，任选在0.70至1.00的范围内，任选地在0.70至0.95的范围内，任选在0.80至1.05的范围内，任选地在0.80至1.00的范围内，任选地在0.80至 0.95的范围内，任选地在0.85至1.05的范围内，任选地在0.85至1.00的范围内，并且还任选地在0.85至0.95的范围内。
涡轮可包括总共四组涡轮叶片。在另选的实施方案中，涡轮可包括总共三组涡轮叶片。
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、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴，并且其中该涡轮是该引擎的最低压力涡轮，并且该压缩机是该引擎的最低压力压缩机。该涡轮具有涡轮长度，该涡轮长度被定义为该涡轮的最上游叶片在其前缘处的根部与该涡轮的最下游叶片在其后缘处的根部之间的距离。该引擎还包括风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至该风扇，以便以比该芯轴更低的旋转速度驱动该风扇。
该引擎核心还包括被布置成支撑芯轴的三个轴承，这三个轴承包括前轴承和两个后轴承，其中次跨度(S)被定义为这两个后轴承之间的距离。次跨度与涡轮长度的比：
Figure BDA0002838297280000081
等于或小于1.05。
本发明人认识到，将次跨度与涡轮长度的比保持在该范围内，并且更一般地讲保持为小于已知飞行器中的次跨度与涡轮长度的比，可有助于减少或避免操作中有害的涡旋模式。
次跨度与涡轮长度的比可等于或小于1.00，任选地等于或小于0.95。次跨度与涡轮长度的比可等于或大于0.70，或者等于或大于0.75，或者等于或大于0.80，或者等于或大于0.85。例如，次跨度与涡轮长度的比可在 0.70至1.05的范围内，任选在0.70至1.00的范围内，任选地在0.70至0.95 的范围内，任选在0.80至1.05的范围内，任选地在0.80至1.00的范围内，任选地在0.80至0.95的范围内，任选地在0.85至1.05的范围内，任选地在 0.85至1.00的范围内，并且还任选地在0.85至0.95的范围内。
本发明人认识到，当气体涡轮引擎按比例增大时，芯轴长度增大可导致芯轴的谐振频率位于引擎运行范围内或接近该引擎运行范围。因此，简单地按比例增大已知引擎可导致谐振引起的损坏的风险增大，较长的芯轴可能是有问题的。本发明人发现，将次跨度布置成大约等于并且任选地略小于(在具有多于一个涡轮的实施方案中，最低压力涡轮的)涡轮长度，并且更具体地讲布置成在受权利要求书保护的范围内，可有利于避免有害的涡旋模式并且可减少在使用中对引擎的损坏。
涡轮可包括总共四组涡轮叶片。在此类实施方案中，这两个后轴承均可位于来自涡轮的前部的第三组涡轮叶片中的涡轮叶片的后缘的下游(位于该叶片的根部处)。
这两个后轴承可位于涡轮的最低压力(最下游)涡轮叶片的前缘的下游(位于该叶片的根部处)。
芯轴的长度(L)可在1800mm至2900mm的范围内，任选地在 2000mm至2900mm的范围内，还任选地在2300mm至2800mm的范围内，并且还任选地在2400mm至2750mm的范围内。
在各种实施方案中，次跨度可大于或等于250mm、255mm、260mm和 265mm中的任一个。在各种实施方案中，次跨度可小于或等于350mm、 345mm、340mm或335mm中的任一个。
芯轴可具有下限为1500rpm的并且上限为6200rpm的运行速度范围。芯轴运行速度范围的上限可为最大起飞(MTO)运行速度的上限。芯轴运行速度的下限可为地面空转条件下的最小运行速度。
芯轴具有在最前轴承和最后轴承之间的长度L以及在这两个后轴承之间的距离(次跨度S)。轴承可被布置成使得这两个后轴承之间的距离与芯轴长度的长度比(S/L)等于或小于0.14，或者等于或小于0.13，或者等于或小于0.12。这两个后轴承之间的距离(S)与芯轴长度(L)的长度比 S/L可等于或大于0.05，或者等于或大于0.06，或者等于或大于0.07，或者等于或大于0.08。例如，这两个后轴承之间的距离(S)与芯轴长度(L) 的长度比S/L可在0.05至0.14的范围内，任选地在0.05至0.13的范围内，任选地在0.06至0.13的范围内，并且任选地在0.08至0.13的范围内。
后轴承中的最前轴承可具有在30kN/mm至100kN/mm的范围内的轴承刚度。最前的后轴承处的轴承刚度除以这两个后轴承之间的距离所得的刚度比可在0.08至0.5kN/mm2的范围内，任选地在0.08至0.40kN/mm2的范围内，任选地在0.08至0.30kN/mm2的范围内，任选地在0.08至 0.20kN/mm2的范围内，任选地在0.09至0.40kN/mm2的范围内，任选地在 0.15至0.50kN/mm2的范围内，任选地在0.15至0.40kN/mm2的范围内，并且还任选地在0.15至0.30kN/mm2的范围内。
芯轴的长度(L)可在1800mm至2900mm或2750mm的范围内。这两个后轴承之间的距离(S)可在250mm至350mm的范围内，任选地在 260mm至350mm的范围内。
风扇可具有在330cm至380cm范围内的风扇直径。
芯轴的长度可在1800mm至2900mm或2750mm的范围内；并且次跨度可在250mm至350mm的范围内，任选地在260mm至350mm的范围内。芯轴的运行速度可在1500rpm至6200rpm的范围内；并且/或者风扇的直径可在330cm至380cm的范围内，并且齿轮箱的齿轮传动比可在3.1至 3.8的范围内。长度、次跨度和/或运行速度可被选择成使得芯轴的第一谐振不在引擎的运行范围内。
引擎的最低压力涡轮具有最低压力组叶片，该最低压力组叶片中的每个叶片具有质量m、叶片中间高度处的半径r以及巡航角速度ω。
第一叶片与轴承的比：
Figure BDA0002838297280000101
可具有在以下范围内的值：在2.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在3.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在4.0×10-6至 7.5×10-6kg- 1.rad-2.s2的范围内，任选地在5.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在2.0×10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在3.0 ×10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，并且还任选地在4.5×10-6至6.5× 10-6kg-1.rad-2.s2的范围内。
第二叶片与轴承的比：
Figure BDA0002838297280000102
可具有在以下范围内的值：在0.8至6.0kg-1的范围内，任选地在0.8至 5.0kg-1的范围内，任选地在0.8至4.0kg-1的范围内，任选地在0.8至3.0kg-1的范围内，任选地在0.8至2.0kg-1的范围内等。
根据第五方面，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、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴，并且其中该涡轮是该引擎的最低压力涡轮，并且该压缩机是该引擎的最低压力压缩机。该引擎还包括风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至该风扇，以便以比该芯轴更低的旋转速度驱动该风扇。该引擎核心还包括被布置成支撑芯轴的三个轴承，这三个轴承包括前轴承和两个后轴承，并且其中最前的后轴承具有在30kN/mm至 100kN/mm范围内的轴承刚度，该轴承刚度由通过在该轴承的轴向中心点处施加径向力引起的径向位移限定。
本发明人认识到，将轴承刚度控制在指定范围内可允许或有利于管理振动模式，因此潜在地减少在使用中由芯轴的涡旋模式位移引起的对引擎的损坏。
芯轴具有在前轴承和最后的后轴承之间的长度(L)以及在后轴承之间的次跨度(S)。轴承可被布置成使得次跨度与芯轴长度的长度比(S/L) 等于或小于0.14，或者等于或小于0.13，或者等于或小于0.12。该长度比可等于或大于0.05，或者等于或大于0.06，或者等于或大于0.07，或者等于或大于0.08。例如，该长度比可在0.05至0.14的范围内，任选地在0.05 至0.13的范围内，任选地在0.06至0.13的范围内，并且还任选地在0.08至 0.13的范围内。
芯轴可具有下限为1500rpm的并且上限为6200rpm的运行速度范围。
最前的后轴承的轴承刚度可等于或约为50kN/mm。
气体涡轮引擎还可包括固定支撑结构和第一轴承支撑结构。最前的后轴承可通过第一轴承支撑结构安装到固定支撑结构。第一轴承支撑结构可在位于最前的后轴承的轴向后方的第一位置处附接到固定支撑结构。
在此类实施方案中，第一轴承支撑结构可包括多个连接构件，该多个连接构件可围绕引擎轴线周向间隔开，从而将轴承连接到固定支撑结构。第一轴承支撑结构可被描述为弹簧杆型支撑结构。
第一轴承支撑结构可包括最前的后轴承的外座圈。
根据实施方案所述的具有第一轴承支撑结构的气体涡轮引擎还可包括第二轴承支撑结构。第二轴承支撑结构可安装到固定支撑结构，任选地在第二位置处安装到固定支撑结构，该第二位置位于第一位置前方并且距引擎轴线的径向距离大于第一位置。第二轴承支撑结构可通过最前的后轴承区域中的挤压膜阻尼器连接到第一轴承支撑结构。
最前的后轴承处的轴承刚度与次跨度的刚度比可在0.08至0.5kN/mm2的范围内，任选地在0.08至0.40kN/mm2的范围内，任选地在0.08至 0.30kN/mm2的范围内，任选地在0.08至0.20kN/mm2的范围内，任选地在 0.09至0.40kN/mm2的范围内，任选地在0.15至0.50kN/mm2的范围内，任选地在0.15至0.40kN/mm2的范围内，并且还任选地在0.15至0.30kN/mm2的范围内等。
芯轴的长度(L)可在1800mm至2900mm的范围内，任选地在 2000mm至2900mm的范围内，还任选地在2300mm至2800mm的范围内，并且还任选地在2400mm至2750mm的范围内。
在各种实施方案中，次跨度可大于或等于250mm、255mm、260mm和 265mm中的任一个。在各种实施方案中，次跨度可小于或等于350mm、 345mm、340mm或335mm中的任一个。
芯轴的长度可在1800mm至2900mm或2750mm的范围内。在此类实施方案中，次跨度可在250mm至350mm的范围内，任选地在260mm至 350mm的范围内。
风扇可具有在330cm至380cm范围内的风扇直径。
芯轴的长度可在1800mm至2900mm或2750mm的范围内。次跨度可在250mm至350mm的范围内。芯轴的运行速度可在1500rpm至6200rpm 的范围内；并且/或者风扇的直径可在330cm至380cm的范围内，并且齿轮箱的齿轮传动比在3.1至3.8的范围内。长度、次跨度和/或运行速度可被选择成使得芯轴的第一谐振不在引擎的运行范围内。
后轴承可被定位成与涡轮的最低压力涡轮叶片在该叶片的根部处的前缘轴向齐平或在该前缘的后方。
后轴承可被定位成与来自涡轮的前部的第三组涡轮叶片中的涡轮叶片在该叶片的根部处的后缘轴向齐平或在该后缘的后方，其中涡轮包括四组涡轮叶片。
引擎的最低压力涡轮具有最低压力组叶片，该最低压力组叶片中的每个叶片具有质量m、叶片中间高度处的半径r以及巡航角速度ω。
第一叶片与轴承的比：
Figure BDA0002838297280000131
可具有在以下范围内的值：在2.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在3.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在4.0×10-6至 7.5×10-6kg- 1.rad-2.s2的范围内，任选地在5.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在2.0×10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在3.0 ×10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，并且还任选地在4.5×10-6至6.5× 10-6kg-1.rad-2.s2的范围内。
第二叶片与轴承的比：
Figure BDA0002838297280000132
可具有在以下范围内的值：在0.8至6.0kg-1的范围内，任选地在0.8至 5.0kg-1的范围内，任选地在0.8至4.0kg-1的范围内，任选地在0.8至3.0kg-1的范围内，任选地在0.8至2.0kg-1的范围内。
涡轮具有在涡轮的最前涡轮叶片的前缘与涡轮的最后涡轮叶片的后缘之间的长度。次跨度与涡轮长度的比可等于或小于1.05。次跨度与涡轮长度的比可等于或小于1.00，任选地等于或小于0.95。次跨度与涡轮长度的比可等于或大于0.70，或者等于或大于0.75，或者等于或大于0.80，或者等于或大于0.85。例如，次跨度与涡轮长度的比可在0.70至1.05的范围内，任选在0.70至1.00的范围内，任选地在0.70至0.95的范围内，任选在 0.80至1.05的范围内，任选地在0.80至1.00的范围内，任选地在0.80至 0.95的范围内，任选地在0.85至1.05的范围内，任选地在0.85至1.00的范围内，并且还任选地在0.85至0.95的范围内。
根据第六方面，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、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴，并且其中该涡轮是该引擎的最低压力涡轮，该芯轴具有在1500rpm至6200rpm的范围内的运行速度，并且该压缩机是该引擎的最低压力压缩机。该引擎还包括风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至该风扇，以便以比该芯轴更低的旋转速度驱动该风扇。
该引擎核心还包括被布置成支撑芯轴的三个轴承，这三个轴承包括前轴承和两个后轴承，该芯轴在前轴承和最后的后轴承之间具有在1800mm 至2900mm或2750mm的范围内的长度(L)，并且在这两个后轴承之间具有在250mm至350mm的范围内的次跨度(S)。
因此，芯轴在前轴承和最前的后轴承之间的第一谐振可不在芯轴的运行速度范围内。
长度(L)和次跨度(S)可被选择成适合于期望的运行速度范围以避免此类第一谐振。
在各种实施方案中，芯轴的长度(L)可在2000mm至2900mm的范围内，还任选地在2300mm至2800mm的范围内，并且还任选地在2400mm 至2750mm的范围内。
在各种实施方案中，次跨度可大于或等于250mm、255mm、260mm和 265mm中的任一个。在各种实施方案中，次跨度可小于或等于350mm、 345mm、340mm或335mm中的任一个。
本发明人认识到，当气体涡轮引擎按比例增大时，芯轴长度增大可导致芯轴的谐振频率位于引擎运行范围内或接近该引擎运行范围。因此，简单地按比例增大已知引擎可导致谐振引起的损坏的风险增大，较长的芯轴可能是有问题的。本发明人发现，选择适合于给定运行速度范围的长度L 和次跨度S可有利于避免有害的涡旋模式，并且可减少在使用中对引擎的损坏。
芯轴运行速度的下限1500rpm可为地面空转条件下的最小运行速度，并且/或者芯轴运行速度的上限6200rpm可为最大起飞运行速度的上限。
根据第七方面，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、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴，并且其中该涡轮是该引擎的最低压力涡轮，并且该压缩机是该引擎的最低压力压缩机。该引擎还包括风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片并且具有在330cm至380cm的范围内的风扇直径；和齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至该风扇，以便以比该芯轴更低的旋转速度驱动该风扇，该齿轮箱具有在3.1至 3.8的范围内的齿轮传动比。
该引擎核心还包括被布置成支撑芯轴的三个轴承，这三个轴承包括前轴承和两个后轴承，该芯轴在前轴承和最后的后轴承之间具有在1800mm 至2900mm或2750mm的范围内的长度，并且在这两个后轴承之间具有在 250mm至350mm的范围内的次跨度，使得芯轴的第一谐振不在芯轴的运行速度范围内。
技术人员将理解，第七方面与第六方面共享发明构思，因为风扇直径和齿轮传动比的组合与芯轴运行速度相关。对于飞行器的特定设计，风扇直径和齿轮传动比的给定组合可用于推断预期的芯轴运行速度范围。
在各种实施方案中，次跨度可大于或等于250mm、255mm、260mm和 265mm中的任一个。在各种实施方案中，次跨度可小于或等于350mm、 345mm、340mm或335mm中的任一个。
芯轴运行速度范围可为1500rpm至6200rpm。
在第六方面或第七方面，可存在以下特征中的一个或多个：
涡轮具有限定在其最上游叶片的前缘和其最下游叶片的后缘之间的涡轮长度。次跨度与涡轮长度的比：
Figure BDA0002838297280000151
可等于或小于1.05。次跨度与涡轮长度的比可等于或小于1.00，任选地等于或小于0.95。次跨度与涡轮长度的比可等于或大于0.70，或者等于或大于0.75，或者等于或大于0.80，或者等于或大于0.85。例如，次跨度与涡轮长度的比可在0.70至1.05的范围内，任选在0.70至1.00的范围内，任选地在0.70至0.95的范围内，任选在0.80至1.05的范围内，任选地在0.80 至1.00的范围内，任选地在0.80至0.95的范围内，任选地在0.85至1.05 的范围内，任选地在0.85至1.00的范围内，并且还任选地在0.85至0.95的范围内。
涡轮可包括四组涡轮叶片。这两个后轴承均可位于来自涡轮的前部的第三组涡轮叶片中的涡轮叶片的后缘的下游(位于该叶片的根部处)。涡轮可包括总共四组涡轮叶片。
这两个后轴承可位于涡轮的最低压力(最下游)涡轮叶片的前缘的下游(位于该叶片的根部处)。
芯轴的长度(L)可在1800mm至2900mm的范围内，任选地在 2000mm至2900mm的范围内，还任选地在2300mm至2800mm的范围内，并且还任选地在2400mm至2750mm的范围内。
在各种实施方案中，次跨度可大于或等于250mm、255mm、260mm和 265mm中的任一个。在各种实施方案中，次跨度可小于或等于350mm、 345mm、340mm或335mm中的任一个。
这两个后轴承之间的次跨度与芯轴长度的长度比(S/L)可等于或小于 0.14。
该长度比可等于或小于0.13，或者等于或小于0.12。该长度比可等于或大于0.05，或者等于或大于0.06，或者等于或大于0.07，或者等于或大于0.08。例如，该长度比可在0.05至0.14的范围内，任选地在0.05至0.13 的范围内，任选地在0.06至0.13的范围内，并且还任选地在0.08至0.13的范围内。
后轴承中的最前轴承可具有在30kN/mm至100kN/mm的范围内的轴承刚度。
最前的后轴承处的轴承刚度与这两个后轴承之间的距离的刚度比可在 0.08至0.5kN/mm2的范围内，任选地在0.08至0.40kN/mm2的范围内，任选地在0.08至0.30kN/mm2的范围内，任选地在0.08至0.20kN/mm2的范围内，任选地在0.09至0.40kN/mm2的范围内，任选地在0.15至0.50kN/mm2的范围内，任选地在0.15至0.40kN/mm2的范围内，并且还任选地在0.15 至0.30kN/mm2的范围内。
引擎的最低压力涡轮具有最低压力组叶片，该最低压力组叶片中的每个叶片具有质量m、叶片中间高度处的半径r以及巡航角速度ω。
第一叶片与轴承的比：
Figure BDA0002838297280000171
可具有在以下范围内的值：在2.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在3.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在4.0×10-6至 7.5×10-6kg- 1.rad-2.s2的范围内，任选地在5.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在2.0×10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在3.0 ×10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，并且还任选地在4.5×10-6至6.5× 10-6kg-1.rad-2.s2的范围内。
第二叶片与轴承的比：
Figure BDA0002838297280000172
可具有在以下范围内的值：在0.8至6.0kg-1的范围内，任选地在0.8至 5.0kg-1的范围内，任选地在0.8至4.0kg-1的范围内，任选地在0.8至3.0kg-1的范围内，任选地在0.8至2.0kg-1的范围内。
根据第八方面，提供了一种操作用于飞行器的气体涡轮引擎的方法。该气体涡轮引擎包括引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴，并且其中该涡轮是引擎的最低压力涡轮。该引擎核心还包括被布置成支撑芯轴的三个轴承，这三个轴承包括前轴承和两个后轴承，该芯轴在前轴承和最后的后轴承之间具有在1800mm至 2900mm的范围内的长度(L)，并且在这两个后轴承之间具有在250mm 至350mm的范围内的次跨度(S)。该引擎还包括风扇，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，该齿轮箱被布置成接收来自芯轴的输入并将驱动输出至该风扇，以便以比该芯轴更低的旋转速度驱动该风扇。
该方法包括运行引擎，使得芯轴具有在1500rpm至6200rpm的范围内的运行速度，并且其中芯轴的第一谐振不在芯轴的运行速度范围内。
芯轴的长度(L)可在1800mm至2750mm的范围内，或者在2000mm 至2750mm的范围内，或者在2400mm至2750mm的范围内。
在各种实施方案中，次跨度可大于或等于250mm、255mm、260mm和 265mm中的任一个。在各种实施方案中，次跨度可小于或等于350mm、 345mm、340mm或335mm中的任一个。
用于实现该方法的引擎可如第六方面和/或第七方面所述。
根据第九方面，提供了一种设计用于飞行器的气体涡轮引擎的方法。该引擎包括引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴，并且其中该涡轮是该引擎的最低压力涡轮，该芯轴具有在1500rpm至6200rpm的范围内的运行速度，并且该压缩机是该引擎的最低压力压缩机。该引擎还包括风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至该风扇，以便以比该芯轴更低的旋转速度驱动该风扇。该引擎核心还包括被布置成支撑芯轴的三个轴承，这三个轴承包括前轴承和两个后轴承，该芯轴在该前轴承和最后的后轴承之间具有在1800mm至 2900mm的范围内的长度(L)。
该方法包括：
为该前轴承和该后轴承中的最前轴承选择位置；以及
伸长该后轴承中的最前轴承后方的芯轴，使得限定在这两个后轴承之间的次跨度在250mm至350mm的范围内，并且芯轴在前轴承和最前的后轴承之间的第一谐振不在芯轴的运行速度范围内。
芯轴的长度(L)可在1800mm至2750mm的范围内，或者在2000mm 至2750mm的范围内，或者在2400mm至2750mm的范围内。
在各种实施方案中，次跨度可大于或等于250mm、255mm、260mm和 265mm中的任一个。在各种实施方案中，次跨度可小于或等于350mm、 345mm、340mm或335mm中的任一个。
通过第九方面的方法设计的引擎可以是第六方面和/或第七方面的引擎。
根据第十方面，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、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴，并且其中该压缩机是该引擎的最低压力压缩机，并且该涡轮是该引擎的最低压力涡轮并且具有最低压力组叶片，该最低压力组叶片中的每个叶片具有质量m、叶片中间高度处的半径r以及巡航角速度ω。该引擎还包括风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至该风扇，以便以比该芯轴更低的旋转速度驱动该风扇。
该引擎核心还包括被布置成支撑芯轴的三个轴承，这三个轴承包括前轴承和两个后轴承，其中次跨度(S)被定义为这两个后轴承之间的轴向距离。第一叶片与轴承的比：
Figure BDA0002838297280000191
具有在2.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内的值。
本发明人认识到，引擎不应随着力的增大而线性地按比例增大(mrω2提供力的量度)，而是应尽可能少地增大次跨度长度(S)以便相对地减小引擎长度和重量，因此允许通过避免附加重量来增加效率增益，并且以便避免在次跨度内形成不期望的涡旋模式。虽然传统观点表明，需要较大的次跨度来改善来自低压涡轮的力的反作用力，但是本发明人发现，引入涡旋模式的风险以及引入更多的长度和重量会抵消力反作用力的益处，并且因此第一叶片与轴承的比应保持在指定范围内。
第一叶片与轴承的比可在3.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在4.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在5.0×10-6至 7.5×10-6kg-1.rad- 2.s2的范围内，任选地在2.0×10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在3.0×10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在3.0 ×10-6至4.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，并且还任选地在4.5×10-6至6.5× 10-6kg-1.rad-2.s2的范围内。
第二叶片与轴承的比：
Figure BDA0002838297280000192
可具有在以下范围内的值：在0.8至6.0kg-1的范围内，任选地在0.8至 5.0kg-1的范围内，任选地在0.8至4.0kg-1的范围内，任选地在0.8至3.0kg-1的范围内，任选地在0.8至2.0kg-1的范围内。
根据第十一方面，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、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴，并且其中该涡轮是该引擎的最低压力涡轮并且具有最低压力组叶片，该最低压力组叶片中的每个叶片具有质量m、叶片中间高度处的半径r，并且该压缩机是该引擎的最低压力压缩机。该引擎还包括风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至该风扇，以便以比该芯轴更低的旋转速度驱动该风扇。
该引擎核心还包括被布置成支撑芯轴的三个轴承，这三个轴承包括前轴承和两个后轴承，其中次跨度(S)被定义为这两个后轴承之间的轴向距离。第二叶片与轴承的比：
Figure BDA0002838297280000201
具有在0.8至6.0kg-1的范围内的值。
第二叶片与轴承的比可在0.8至5.0kg-1的范围内，任选地在0.8至 4.0kg-1的范围内，任选地在0.8至3.0kg-1的范围内，任选地在0.8至2.0kg-1的范围内。
该最低压力组叶片中的每个叶片具有巡航角速度ω，并且第一叶片与轴承的比：
Figure BDA0002838297280000202
可具有在以下范围内的值：在2.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在3.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在4.0×10-6至 7.5×10-6kg- 1.rad-2.s2的范围内，任选地在5.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在2.0×10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在3.0 ×10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，并且还任选地在4.5×10-6至6.5× 10-6kg-1.rad-2.s2的范围内。
在第十方面或第十一方面，可存在以下特征中的一个或多个：
次跨度S可在250mm至350mm的范围内。在各种实施方案中，次跨度可大于或等于250mm、255mm、260mm和265mm中的任一个。在各种实施方案中，次跨度可小于或等于350mm、345mm、340mm或335mm中的任一个。
芯轴的长度(L)可在1800mm至2900mm的范围内，任选地在 2000mm至2900mm的范围内，还任选地在2300mm至2800mm的范围内，并且还任选地在2400mm至2750mm的范围内。
叶片质量m乘以中间高度处的叶片半径r的值可在180kg.mm至 280kg.mm的范围内。
齿轮箱可具有大于3，并且任选地在3.1至3.8的范围内的齿轮传动比。
芯轴可具有在1500rpm至6200rpm的范围内的运行速度。
在巡航时，芯轴的巡航运行速度可在5400rpm至5700rpm的范围内，并且任选地在5500rpm至5600rpm的范围内。
在最大起飞(MTO)条件下，芯轴的运行速度可在5800rpm至 6200rpm的范围内，并且任选地在5900rpm至6100rpm的范围内。
这两个后轴承之间的次跨度与芯轴长度的长度比(S/L)可等于或小于 0.14，或者等于或小于0.13，或者等于或小于0.12。该长度比S/L可等于或大于0.05，或者等于或大于0.06，或者等于或大于0.07，或者等于或大于 0.08。例如，该长度比S/L可在0.05至0.14的范围内，任选地在0.05至 0.13的范围内，任选地在0.06至0.13的范围内，并且任选地在0.08至0.13 的范围内。
最低压力组叶片中的叶片的质量m可在0.2kg至0.6kg的范围内。
最低压力组叶片中的叶片的半径r可在400mm至600mm的范围内。
最低压力组叶片中的每个叶片可具有在560至600rad.s-1范围内的巡航角速度ω。
芯轴的长度可在1800mm至2900mm或2750mm的范围内。次跨度可在250mm至350mm的范围内，并且任选地260mm至350mm的范围内。
风扇可具有在330cm至380cm范围内的风扇直径。
涡轮具有限定在其最上游叶片的前缘和其最下游叶片的后缘之间的涡轮长度。次跨度与涡轮长度的比：
Figure BDA0002838297280000221
可等于或小于1.05，任选地等于或小于1.00，任选地等于或小于0.95。次跨度与涡轮长度的比可等于或大于0.70，或者等于或大于0.75，或者等于或大于0.80，或者等于或大于0.85。例如，次跨度与涡轮长度的比可在 0.70至1.05的范围内，任选在0.70至1.00的范围内，任选地在0.70至0.95 的范围内，任选在0.80至1.05的范围内，任选地在0.80至1.00的范围内，任选地在0.80至0.95的范围内，任选地在0.85至1.05的范围内，任选地在 0.85至1.00的范围内，并且还任选地在0.85至0.95的范围内。
后轴承可被定位成与涡轮的最低压力涡轮叶片在该叶片的根部处的前缘轴向齐平或在该前缘的后方。
后轴承可被定位成与来自涡轮的前部的第三组涡轮叶片中的涡轮叶片在该叶片的根部处的后缘轴向齐平或在该后缘的后方。在此类实施方案中，涡轮可包括四组涡轮叶片，并且任选地可具有总共四组涡轮叶片。
后轴承中的最前轴承可具有在30kN/mm至100kN/mm的范围内的轴承刚度。
最前的后轴承处的轴承刚度与这两个后轴承之间的距离的刚度比可在 0.08至0.5kN/mm2的范围内，任选地在0.08至0.40kN/mm2的范围内，任选地在0.08至0.30kN/mm2的范围内，任选地在0.08至0.20kN/mm2的范围内，任选地在0.09至0.40kN/mm2的范围内，任选地在0.15至0.50kN/mm2的范围内，任选地在0.15至0.40kN/mm2的范围内，并且还任选地在0.15 至0.30kN/mm2的范围内。
根据第十二方面，提供了一种操作用于飞行器的气体涡轮引擎的方法，该引擎包括引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴，并且其中该压缩机是该引擎的最低压力压缩机，并且该涡轮是该引擎的最低压力涡轮并且具有最低压力组叶片，该最低压力组叶片中的每个叶片具有质量m、叶片中间高度处的半径r以及巡航角速度ω。该引擎核心还包括被布置成支撑芯轴的三个轴承，这三个轴承包括前轴承和两个后轴承，其中次跨度(S)被定义为这两个后轴承之间的轴向距离。该引擎还包括风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，该齿轮箱被布置成接收来自芯轴的输入并将驱动输出至该风扇，以便以比该芯轴更低的旋转速度驱动该风扇。
该方法包括操作引擎，使得第一叶片与轴承的比：
Figure BDA0002838297280000231
在巡航时具有在2.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内的值。
在各种实施方案中，该方法可包括操作引擎，使得第一叶片与轴承的比可在3.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在4.0×10-6至7.5 ×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在5.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在2.0×10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在3.0× 10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，并且还任选地在4.5×10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内。
用于实现第十二方面的方法的引擎可如第十方面和/或第十一方面中所述。
根据第十三方面，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、压缩机以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴，并且其中该涡轮是该引擎的最低压力涡轮，并且该压缩机是该引擎的最低压力压缩机。该引擎还包括风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至该风扇，以便以比该芯轴更低的旋转速度驱动该风扇。
该引擎核心还包括被布置成支撑芯轴的三个轴承，这三个轴承包括前轴承和两个后轴承，这两个后轴承之间的距离被定义为次跨度S。最前的后轴承具有由径向位移限定的轴承刚度，该径向位移是通过在轴承的轴向中心点处施加径向力引起的。最前的后轴承处的轴承刚度与次跨度的刚度比在0.08至0.5kN/mm2的范围内。
轴承刚度比可在0.09至0.40kN/mm2的范围内，任选地在0.08至 0.30kN/mm2的范围内，任选地在0.08至0.20kN/mm2的范围内，任选地在 0.09至0.40kN/mm2的范围内，任选地在0.15至0.50kN/mm2的范围内，任选地在0.15至0.40kN/mm2的范围内，并且还任选地在0.15至0.30kN/mm2的范围内。
本发明人认识到，控制轴承刚度和次跨度使得这两者的比处于指定范围内可允许或有利于管理振动模式，因此潜在地减少在使用中由芯轴的涡旋模式位移引起的对引擎的损坏。
芯轴具有在前轴承和最后的后轴承之间的长度L。轴承可被布置成使得次跨度与芯轴长度的长度比(S/L)等于或小于0.14，或者等于或小于 0.13，或者等于或小于0.12。该长度比S/L可等于或大于0.05，或者等于或大于0.06，或者等于或大于0.07，或者等于或大于0.08。例如，该长度比 S/L可在0.05至0.14的范围内，任选地在0.05至0.13的范围内，任选地在 0.06至0.13的范围内，并且任选地在0.08至0.13的范围内。
芯轴可具有下限为1500rpm的并且上限为6200rpm的运行速度范围。
最前的后轴承的轴承刚度可在30kN/mm至100kN/mm的范围内。任选地，最前的后轴承的轴承刚度可至少基本上等于50kN/mm。
气体涡轮引擎还可包括固定支撑结构和第一轴承支撑结构。最前的后轴承可通过第一轴承支撑结构安装到固定支撑结构。第一轴承支撑结构可在位于最前的后轴承的轴向后方的第一位置处附接到固定支撑结构。
在此类实施方案中，第一轴承支撑结构可包括多个连接构件，该多个连接构件可围绕引擎轴线周向间隔开。连接构件可将最前的后轴承连接到固定支撑结构。
附加地或另选地，在此类实施方案中，第一轴承支撑结构可包括最前的后轴承的外座圈。
在具有第一轴承支撑结构的实施方案中，引擎还可包括第二轴承支撑结构。第二轴承支撑结构可安装到固定支撑结构，任选地在第二位置处安装到固定支撑结构，该第二位置位于第一位置前方并且距引擎轴线的径向距离大于第一位置。第二轴承支撑结构可通过最前的后轴承区域中的挤压膜阻尼器连接到第一轴承支撑结构。
芯轴的长度L可在1800mm至2900mm或2750mm的范围内。次跨度可在250mm至350mm的范围内，任选地260mm至350mm的范围内。
风扇可具有在330cm至380cm范围内的风扇直径。
芯轴的长度L可在1800mm至2900mm或2750mm的范围内，并且次跨度在250mm至350mm的范围内，任选地在260mm至350mm的范围内。芯轴的运行速度可在1500rpm至6200rpm的范围内；并且/或者风扇的直径可在330cm至380cm的范围内，并且齿轮箱的齿轮传动比在3.1至3.8 的范围内。长度、次跨度和/或运行速度可被选择成使得芯轴的第一谐振不在引擎的运行范围内。
后轴承可被定位成与涡轮的最低压力涡轮叶片在该叶片的根部处的前缘轴向齐平或在该前缘的后方。
后轴承可被定位成与来自涡轮的前部的第三组涡轮叶片中的涡轮叶片在该叶片的根部处的后缘轴向齐平或在该后缘的后方。在此类实施方案中，涡轮可包括四组涡轮叶片。
引擎的最低压力涡轮可具有最低压力组叶片，该最低压力组叶片中的每个叶片具有质量m、叶片中间高度处的半径r以及巡航角速度ω。次跨度 (S)被定义为这两个后轴承之间的轴向距离，如其他地方所述。
第一叶片与轴承的比：
Figure BDA0002838297280000251
可具有在以下范围内的值：在2.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在3.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在4.0×10-6至 7.5×10-6kg- 1.rad-2.s2的范围内，任选地在5.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在2.0×10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，任选地在3.0 ×10-6至6.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，并且还任选地在4.5×10-6至6.5× 10-6kg-1.rad-2.s2的范围内。
第二叶片与轴承的比：
Figure BDA0002838297280000261
可具有在以下范围内的值：在0.8至6.0kg-1的范围内，任选地在0.8至 5.0kg-1的范围内，任选地在0.8至4.0kg-1的范围内，任选地在0.8至3.0kg-1的范围内，任选地在0.8至2.0kg-1的范围内。
涡轮具有在涡轮的最前涡轮叶片的前缘与涡轮的最后涡轮叶片的后缘之间的长度。次跨度与涡轮长度的比(次跨度除以涡轮长度)可等于或小于1.05，任选地等于或小于1.00，任选地等于或小于0.95。次跨度与涡轮长度的比可等于或大于0.70，或者等于或大于0.75，或者等于或大于 0.80，或者等于或大于0.85。例如，次跨度与涡轮长度的比可在0.70至1.05的范围内，任选在0.70至1.00的范围内，任选地在0.70至0.95的范围内，任选在0.80至1.05的范围内，任选地在0.80至1.00的范围内，任选地在0.80至0.95的范围内，任选地在0.85至1.05的范围内，任选地在0.85 至1.00的范围内，并且还任选地在0.85至0.95的范围内。
在上述任何方面，可存在以下特征中的一个或多个：
该涡轮可以是第一涡轮，该压缩机可以是第一压缩机，并且该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。
该引擎还可包括位于涡轮后方的尾部轴承外壳。该尾部轴承外壳可包括两个轴承盘；每个轴承盘可被布置成支撑两个向后轴承中的一者。在另选的实施方案中，该尾部轴承外壳可包括单个轴承盘，该轴承盘被布置成支撑两个向后轴承中的一者(例如，最后轴承)。
在具有一个或多个轴承盘的实施方案中，轴承盘中的一个或多个轴承盘可被取向成至少基本上垂直于引擎轴线(即，至少基本上在穿过引擎的径向平面上)。
在本文所述的各个方面和实施方案中，引擎运行范围可被定义为在引擎的标准操作期间(例如，在地面空转、起飞、上升和巡航期间)芯轴的旋转速率范围，并且可以每分钟转数(rpm)来测量。在该上下文中，“引擎的标准操作”可排除启动和关闭的瞬态时段，例如随着芯轴旋转速率从零增加至地面空转旋转速率的时段。引擎运行范围包括地面空转速度、巡航速度和最大起飞(MTO)速度。在引擎的整个标准操作中，芯轴旋转速率可大于或等于地面怠速旋转速率。在引擎的标准操作期间，芯轴旋转速率也可被称为芯轴运行速度。
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，以便以比芯轴更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导管)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(因为至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“恒星”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，齿轮传动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“恒星”齿轮箱，其具有在3.1或3.2到3.8的范围内的齿轮传动比。在一些布置结构中，该齿轮传动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轮叶，该排定子轮叶可为可变定子轮叶(因为该排定子轮叶的入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。
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轮叶。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。
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)以下中的任何一个：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)。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。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导管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。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。该旁路导管可以是基本上环形的。该旁路导管可位于核心引擎的径向外侧。旁路导管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/或受权利要求书保护的气体涡轮可产生至少为(或大约为)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，例如刚好在自身可被称为喷嘴导向轮叶的第一涡轮轮叶的上游。在巡航时，该TET可至少为(或大约为)以下中的任何一个：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)以下中的任何一个：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。
如本文所用，最大起飞(MTO)条件具有常规含义。最大起飞条件可被定义为在国际标准大气(ISA)海平面压力和温度条件+15℃下在跑道尽头以最大起飞推力操作引擎，这通常被定义为飞行器速度为约0.25Mn (即，0.25的马赫数)，或者在约0.24Mn和0.27Mn之间。因此，引擎的最大起飞条件可被定义为在ISA海平面压力和温度+15℃下以及飞行器速度为0.25Mn时以引擎的最大起飞推力操作引擎。
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、冰或其他材料的)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在径向上延伸。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导管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Mn)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的范围内。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进马赫数0.8下的已知的所需推力水平(例如，在30kN至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进马赫数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，中间巡航条件)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。
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是气体涡轮引擎的截面侧视图，示出了芯轴上的三个轴承；
图5是气体涡轮引擎的示意性侧视图，示出了轴承之间的主跨度和次跨度；
图6示出了用于两种不同轴承构型的芯轴的弯曲模式；
图7是气体涡轮引擎的示意性侧视图，示出了图5所示的另选轴承布置；
图8是将两个轴承安装在尾部轴承外壳上的示意图；
图9是以与图8所示的布置方式不同的布置方式将两个轴承安装在尾部轴承外壳上的示意图；
图10示出了操作气体涡轮引擎的方法；
图11示出了横梁的前四个谐振频率；
图12是图5所示的轴承外壳的近距离视图；
图13是第一轴承支撑结构的透视图；
图14是处于轴承外壳内的适当位置的图13所示的第一轴承支撑结构的横截面视图；
图15A和图15B示出了轴承刚度确定，具体地示出了径向力的施加和所得位移；
图16示出了获得如本文所述的气体涡轮引擎的方法；
图17是位移与负载的曲线图，示出了可确定其内部件刚度的弹性区域；
图18示出了设计如本文所述的气体涡轮引擎的方法；
图19是安装图9所示的两个轴承的示意图，其中标记了轴承盘角度；并且
图20是以与图9所示方式不同的方式安装两个轴承的示意图，其中标记了对应的轴承盘角度。
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并且限定旁路导管22和旁路排气喷嘴18。旁路气流B流过旁路导管22。风扇23经由芯轴或第一芯轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并且由该低压涡轮驱动。
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以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27或第二芯轴来驱动高压压缩机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)驱动芯轴26，该芯轴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(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，其中环形齿轮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可以是恒星布置结构，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(芯轴)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具有恒星布置结构(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(例如恒星或行星齿轮)、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构型。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，这意味着穿过旁路导管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，穿过旁路导管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，包括轴向方向(与旋转轴线9对准)、径向方向(在图1中从下到上的方向)和周向方向(垂直于图1视图中的页面)。轴向方向、径向方向和周向方向相互垂直。
在所描述的实施方案中，引擎10是具有齿轮箱30的齿轮传动气体涡轮引擎。
风扇23经由芯轴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。芯轴26由三个轴承26a、26b、26c支撑，这三个轴承包括前轴承26a和两个后轴承26b、26c。在另选的实施方案中，可提供更多的轴承 26a-c。前轴承26a可被称为第一轴承，两个后轴承26b、26c中的最前轴承 26b被称为第二轴承，并且两个后轴承26b、26c中的最后轴承26c被称为第三轴承。
前轴承26a为用于芯轴26的定位轴承26a；即，芯轴上被布置成限制芯轴26的轴向移动以及径向移动而因此轴向地定位芯轴的一个轴承。前轴承26a安装在固定结构上以便轴向地定位芯轴26。技术人员将理解，在单个轴上具有多个定位轴承可导致轴在使用中伸长时有害地弯曲或以其他方式变形，并且因此每个轴使用单个定位轴承通常是有利的。
在所描述的实施方案中，前轴承26a是最接近引擎10的前部的芯轴轴承26a。在另选的实施方案中，在芯轴26上前轴承26a的前方可存在一个或多个其他轴承例如滚柱轴承，然而任何此类轴承不是定位轴承，即，虽然此类轴承可有助于径向地定位芯轴26，但芯轴可相对于这些轴承轴向移动。
在所描述的实施方案中，前轴承26a是最接近齿轮箱30并且在该齿轮箱后方的芯轴轴承26a。在所描述的实施方案中，前轴承26a与压缩机14 的出口轴向齐平或接近该出口。在另选的实施方案中，前轴承26a可位于齿轮箱30前方，然而，前轴承26a与风扇23的滚柱轴承的接近度可增加复杂性。
前轴承26a安装在固定结构上。
后轴承26b、26c是下两个芯轴轴承，位于前轴承26a后方。在所描述的实施方案中，后轴承26b、26c是最接近引擎10的后部的芯轴轴承。在另选的实施方案中，附加的轴承可位于这些轴承后方。
在图4所示的实施方案中，后轴承26b、26c两者均安装在尾部轴承外壳29上。尾部轴承外壳29是被布置成不相对于固定结构旋转并且支撑芯轴26的轴承26b、26c的结构。尾部轴承外壳29包括两个轴承盘29a、29b。每个盘29a、29b被布置成支撑两个后轴承26b、26c中的一者。
在图4所示的实施方案中，两个后轴承26b、26c中的最后轴承26c被定位成与低压涡轮19的出口轴向齐平或接近该出口。更具体地讲，在所描述的实施方案中，最后轴承26c与低压涡轮19的最后/最低压力的转子至少基本上轴向齐平。
在各种另选的实施方案中，诸如图5至图7所示的实施方案中，两个后轴承26b、26c中的一者或两者可轴向地设置在低压涡轮19的最低压力组叶片19d的前缘的下游(在该叶片的根部处)。
在实施方案诸如图1和图4所示的实施方案中，低压涡轮19可具有三个级；即，三组转子叶片19a、19b、19c。每组转子叶片具有沿着引擎轴线 9的对应轴向位置，并且与其他组的轴向位置偏移。最上游或轴向最前的一组叶片是低压涡轮19的最高压力组叶片，并且可被称为第一组叶片。最下游或轴向最后的一组叶片是低压涡轮19的最低压力组叶片，并且可被称为最后一组叶片，或者在这些实施方案中，被称为第三组叶片。这三组中的中间组叶片19b可被称为第二组叶片。
在实施方案诸如图5和图6所示的实施方案中，低压涡轮19可具有四个级；即，四组转子叶片19a、19b、19c、19d。最上游或轴向最前的一组叶片是低压涡轮19的最高压力组叶片，并且可被称为第一组叶片19a。最下游或轴向最后的一组叶片19d是低压涡轮19的最低压力组叶片，并且可被称为最后一组叶片，或者在这些实施方案中，被称为第四组叶片。这四组中的中间组叶片19b、19c可分别称为第二组叶片和第三组叶片。
在另选的实施方案中，涡轮19可具有少于三组或多于四组叶片，例如具有两组或五组叶片。
低压涡轮19的长度可被定义为低压涡轮的第一组叶片中的叶片19a的前缘与低压涡轮的最后一组叶片中的叶片19c/19d的后缘之间的距离。低压涡轮19的壳体可延伸超过第一(最高压力)叶片和最后(最低压力)叶片之间的跨度。
在两个后轴承26b、26c轴向设置在低压涡轮19的最低压力叶片19c、 19d的前缘的下游(在该叶片的根部处)的各种实施方案中，长度比(如下所述)和/或芯轴运行速度可以在或可以不在本文其他地方详细描述的范围内。在此类实施方案中，两个后轴承26b、26c可轴向设置在支撑低压涡轮 19的最低压力涡轮叶片19d的盘的中心线的下游，如图12所示。在此类实施方案中，芯轴的长度L可在1800mm至2900mm，任选地2300mm至 2800mm，并且还任选地2400mm至2750mm的范围内。
在各种实施方案中，低压涡轮19可以是具有四组(19a-19d)转子叶片的四级涡轮19，例如如上文相对于图5和图6所述。最前的一组转子叶片19a可被定义为第一组，并且最后的一组19d可被定义为第四组。两个后轴承26b、26c可轴向设置在第三组19c的低压涡轮叶片的后缘的下游 (在其根部处)。在此类实施方案中，两个后轴承26b、26c中的一者或两者可轴向设置在低压涡轮19的低压涡轮叶片19d(第四组叶片)的前缘的下游(在该叶片的根部处)。低压涡轮19两端的压力减小—因此第一组叶片19a可被描述为低压涡轮19的最高压力组叶片，并且第四组叶片可被描述为最低压力组叶片。
在各种此类实施方案中，长度比和/或芯轴运行速度可以在或可以不在本文其他地方详细描述的范围内。在此类实施方案中，芯轴的长度L可在 1800mm至2900mm，任选地2300mm至2800mm，并且还任选地2400mm 至2750mm的范围内。
在低压涡轮19中，每组内的涡轮叶片19a-19d被设计成(在制造公差内)相同的。不同组之间的叶片可在例如在尺寸和/或形状上不同。组19d 内的每个叶片具有质量m和在中间高度处的涡轮叶片半径r。一般来讲，较重和较大的叶片位于朝向涡轮后部的组中。涡轮叶片各自具有中间高度位置，在该中高位置处测量中间高度半径。中间高度位置为在叶片前缘上的径向最内点和径向最外点之间的中间位置。在引擎10的轴向中心线9和中间高度位置之间在径向方向上测量在中间高度处的涡轮叶片半径。
每个叶片19a-19d也具有最大额定角速度ω，其也可称为最大起飞 (MTO)速度。MTO速度可为轴被设计成旋转的最大角速度。ω可在 5000rpm和9000rpm之间，任选地在5000rpm至8000rpm或5000rpm至 7000rpm的范围内，并且任选地为约5500rpm、6000rpm(即，约630弧度/ 秒)或6500rpm。
值Y可被定义为如下：
Y＝mrω2
Y可具有单位kg.m.rad2.s-2。在一些实施方案中，低压涡轮19的最低压力组叶片19c(用于三级涡轮)、19d(用于四级涡轮)的值Y在45000至100000kg.m.rad2.s-2的范围内，任选地在50000至100000kg.m.rad2.s-2的范围内，任选地在55000至100000kg.m.rad2.s-2的范围内，并且还任选地在 60000至100000kg.m.rad2.s-2的范围内。在此类实施方案中，最后一组中的每个叶片的质量m可在0.2kg至0.6kg的范围内，并且任选地可为约 0.4kg。最后一组中的每个叶片在中间高度处的半径r可在400mm至 600mm的范围内，并且任选地可为约500mm(0.5m)。
值Y可被认为提供当以MTO速度旋转时作用于叶片上的向心力(Fc) 的量值的量度：
Figure BDA0002838297280000411
其中ac为向心加速度并且v为线速度，其等于ωr。
技术人员将理解，作用在叶片上的较高向心力(Fc)可增加该叶片的叶片飞脱事件的风险。
次跨度S为两个最后轴承之间的距离，并且可在250mm至350mm的范围内，任选地在275mm至325mm的范围内，并且还任选地可为约 300mm。
第一叶片与轴承的比可被定义为：
Figure BDA0002838297280000412
第一叶片与轴承的比可在2.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内，并且任选地在3.0×10-6至4.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内。该比的值可低于传统引擎的值，因为与值Y相比，次跨度S较小。技术人员将理解，增加飞行中的角速度可改善引擎效率，并且MTO速度提供可从引擎10获得的最大旋转速度的量度，并且因此提供最大力(由Y指示)的量度。然而，本发明人认识到，引擎10不应随着力的增大而线性地按比例增大(Y提供力的量度)，而是应尽可能少地增大次跨度长度以便相对地减小引擎长度和重量，因此允许通过避免附加重量来增加效率增益，并且以便避免在次跨度内形成不需要的涡旋模式。虽然传统观点表明，需要较大的次跨度来改善来自低压涡轮19的力的反作用力，但是本发明人发现，引入涡旋模式的风险以及引入更多的长度和重量会抵消力反作用力的益处。
在另选的或附加的实施方案中，第二叶片与轴承的比可被定义为：
Figure BDA0002838297280000421
叶片质量m乘以叶片半径r的值可在180kg.mm至280kg.mm的范围内。次跨度S，即两个最后轴承之间的距离，可在250mm至350mm的范围内。在各种实施方案中，次跨度可大于或等于250mm、255mm、260mm 和265mm中的任一个。在各种实施方案中，次跨度可小于或等于350mm、345mm、340mm或335mm中的任一个。第二叶片与轴承的比可在0.8至6.0kg-1的范围内，并且任选地在0.9至3.9kg-1的范围内，并且还任选地在1.2至2.6kg-1的范围内。在此类实施方案中，齿轮箱30的齿轮传动比可大于3，并且任选地在3.1至3.8的范围内。
在此类实施方案中，在巡航时，引擎10/芯轴26的运行速度可在 5400rpm至5700rpm(即，约565至597弧度/秒)的范围内，并且任选地在5500rpm至5600rpm的范围内。附加地或另选地，在MTO时，芯轴26 的运行速度可在5800rpm至6200rpm的范围内，并且任选地在5900rpm至 6100rpm的范围内。
在此类实施方案中，芯轴26的长度L可在1800mm至2900mm，任选地在2000mm至2900mm，还任选地在2300mm至2800mm，以及还任选地在2400mm至2750mm的范围内。
具体地讲，在图5和图6所示的实施方案中，后轴承26b、26c两者均安装在尾部轴承外壳29上。尾部轴承外壳29位于低压涡轮19的轴向后方。两个轴承盘29a、29b从尾部轴承外壳29延伸。虽然该实施方案的轴承外壳29的最前轴承盘29a在尾部轴承外壳29的前方成角度，朝向低压涡轮19的外壳延伸，并且在这种情况下在该外壳内延伸，但是后轴承中安装在最前轴承盘29a上的最前轴承26b仍然位于低压涡轮19的最低压力涡轮叶片的前缘的轴向后方(位于该叶片的根部处)。后轴承中安装在最后轴承盘29b上的最后轴承26c位于低压涡轮19的轴向后方。
在图7所示的实施方案中，尾部轴承外壳29仅具有从其延伸的一个轴承盘29c。单个轴承盘29c位于与图5和图6所示的实施方案的最前轴承盘 29a类似的位置中并且具有与其类似的形状，但这时该单个轴承盘支撑后轴承中的最后轴承26c，从而将该轴承26c保持在低压涡轮19的最低压力涡轮叶片的前缘的轴向后方。后轴承中的最前轴承26b安装在前轴承外壳31 上，而不是安装在尾部轴承外壳29上。前轴承外壳31具有单个轴承盘 31a，该单个轴承盘被布置成支撑后轴承中的最前轴承26b。在该实施方案中，后轴承中的最前轴承26b位于低压涡轮19的前方并且与其相邻。在该实施方案中，后轴承中的最前轴承26b与低压涡轮19的一部分保持轴向齐平，并且更具体地，与低压涡轮19的最高压涡轮叶片的前缘保持轴向齐平。在此类实施方案中，芯轴26可总体上较短，其中仅一个后轴承26c位于低压涡轮19的最低压力涡轮叶片的前缘的后方，并且定位成至少部分地与低压涡轮19轴向齐平，而不是严格地位于低压涡轮19的后方(更具体地讲，位于低压涡轮19的最低压力涡轮叶片的前缘的后方)，因为考虑到次跨度S，芯轴26可不延伸远至低压涡轮19的后方。
芯轴26的长度L可被限定在前轴承26a和最后的后轴承26c之间，如图5和6所标记(即，在第一轴承和第三轴承之间)。该长度L可被称为芯轴26的主跨度，或芯轴26的轴承间长度。在所述的实施方案中，芯轴 26的长度L在1800mm至2900mm的范围内，更具体地在2300mm至 2800mm的范围内，并且还更具体地在2400mm至2750mm的范围内。
芯轴26的次跨度S可被定义为后轴承26b、26c之间(即，芯轴26上的第二轴承和第三轴承之间)的距离。
次跨度S等于芯轴26的长度L减去前轴承26a和第一后轴承26b之间的距离D(即，减去芯轴26上的第一轴承和第二轴承之间的距离)。
芯轴的长度比可被定义为：
Figure BDA0002838297280000431
在各种实施方案中，轴承26a-26c被布置成使得次跨度与芯轴长度的长度比在0.08至0.14的范围内，并且任选地在0.08至0.13的范围内。在各种实施方案中，芯轴26可具有任何合适的长度比，例如在0.09至0.13的范围内，或者在0.10至0.12的范围内，或者例如为大约或至少0.08、 0.09、0.10、0.11、0.12、0.13或0.14。芯轴长度比可例如在前一句中的值中的任何两个值之间。
本发明人认识到，两个后轴承26b、26c之间的距离与轴长度L的比可为控制芯轴26的转子动力学特性的主要参数。
与先前的引擎相比，各种实施方案的引擎10的该长度比的值可以相对较低。
随着引擎10变大，芯轴26变长，然而，随着轴长度L的增加而线性地增加两个后轴承26b-26c之间的距离S(次跨度)可导致有害影响。一旦次跨度S达到某个长度，就对芯轴26的位于第一轴承26a和第二26b轴承之间的部分的影响而言和/或就对轴承盘29a-29b、31a的力矩的反作用力矩而言，延长该距离可能不存在益处。实际上，如果该距离S随着芯轴长度 L线性地增加，则次跨度可变得足够长以使第二轴承26b和第三轴承之间的涡旋模式(如下文相对于图11所述)在引擎运行范围内，这样可能使不期望的运动恶化。
附加地或另选地，相对更大的尾部轴承外壳(TBH)29可用于适应轴承26b、26c之间更宽的次跨度S，如图8所示。较大的TBH 29可能向引擎10增加不期望的重量和/或体积。另选地或附加地，轴承盘29a、29b可成更宽的角度以适应轴承26b、26c之间更宽的次跨度，如图9所示。从结构角度看，进一步远离垂直于引擎轴线9/平行于半径的方向成角度的轴承盘29a、29b可以是次优的解决方案，例如，轴承盘的力矩可能不会如图8 所示的实施方案一样起反作用。另选地或附加地，轴承29a、29b中的一者可位于不同的轴承结构31上，而不是位于TBH 29上。
在各种实施方案中，轴承盘29a、29b、31a(无论它们是在TBH 29上还是在单独的轴承结构31上)可被取向成至少基本上垂直于引擎轴线9，例如，具有与引擎10的半径成在以下范围内的角度(Θ)：在0°和20°之间，并且任选地在0°和15°之间(即，与引擎的轴线9成在以下范围内的角度：在90°和70°之间，并且任选地在90°和75°之间)。
在诸如图9和图19所示的实施方案中，轴承盘29a、29b各自以至少基本上恒定的角度从TBH 29的其余部分朝向引擎轴线9向内延伸(轴承盘 29a、29b可例如包括实心盘或围绕在内环和外环之间延伸的轴线的一系列周向间隔开的撑条)。因此可在盘29a、29b和径向方向之间限定角度Θ1、Θ2。在其他实施方案中，诸如图20所示的那些，轴承盘29a、29b可包括以不同角度延伸的两个或更多个部分(如图20中仅以举例的方式示出，最前轴承盘29a具有三个部分，后轴承盘29b具有两个部分)。在此类情况下，选择的角度是针对具有最长径向范围的部分的角度，如针对图20所示的两个示例所标记的。在其中不存在具有比其他部分更大的径向范围的单个部分的实施方案中，可替代地在具有最大径向范围的两个或更多个部分上获取平均角度。
在所描述的实施方案中，芯轴26具有下限为1500rpm的(例如，在地面空转时)和上限为6200rpm(例如，在最大起飞MTO时)的运行速度范围。具体地讲，在各种实施方案中，芯轴巡航运行速度处于5400rpm至 5700rpm的范围内，并且任选地处于5500rpm至5600rpm的范围内。在 MTO时，芯轴的运行速度可处于5800rpm至6200rpm的范围内，并且任选地处于5900rpm至6100rpm的范围内。特定飞行器的巡航运行速度范围通常远低于该飞行器的芯轴26的最大额定旋转速率(MTO速度)。在正常操作期间，引擎10可在MTO运行速度范围内操作相对短的持续时间，例如五分钟或十分钟。
图6示出了通过布置如本文所述的轴承26a-26c，并且具体地使用两个后轴承26b、26c而获得的对芯轴26的钢化效应。轴承的定位被选择成控制或有助于控制引擎10的涡旋模式。
具体地讲，芯轴26上第二轴承26b(最前的后轴承)的位置处的边界条件可通过使芯轴26延伸超过第二轴承26b至第三轴承26c(最后的后轴承)而改变。这可将第二轴承26b处的边界条件从简单支撑的/销接的边界条件改变为悬臂边界条件，从而影响芯轴26在其弯曲时的形状。如图6所示，这种影响可在紧邻第二轴承26b的左侧处最清楚地看到，芯轴在上方双轴承构型中(销接-销接边界条件)在第二轴承26b处的角度比在下方三轴承构型中(销接-悬臂边界条件)的角度更陡，在下方三轴承构型中轴26 在进入第二轴承26b时更接近于水平的。
在转子动力学中，临界速度为激发旋转物体诸如轴(如芯轴26)的自然频率的理论角速度。也可诱导较高频率的涡旋模式(例如，为自然/谐振频率的两倍)。所描述的实施方案的引擎10可易于具有在引擎运行范围内或接近该引擎运行范围的涡旋模式(谐振频率)，涡旋模式可导致芯轴26 的不期望的且可能有害的移动，如图6所示。涡旋模式与引擎运行范围的这种一致可能是较大引擎10的较长芯轴26的结果。
虽然可改变芯轴26的直径和/或厚度来增加刚度并因此将涡旋模式推出引擎运行范围之外，但是所得的尺寸和/或重量的增加和/或对其他部件的撞击效应可移除或降低该选项的可行性。例如，芯轴直径可受到位于芯轴 26的径向外侧的其他引擎部件的约束(例如，在所描述的实施方案中，芯轴26相对于将第二(高压)涡轮17连接到第二(高压)压缩机15的互连轴27径向向内)。
在所描述的实施方案中，低压涡轮19直接驱动低压压缩机14，并且经由减速齿轮箱30间接地驱动风扇23。包括高压压缩机15和高压涡轮17 以及这两者之间的互连轴27的高压系统15、17位于低压压缩机14和低压涡轮19之间。因此，芯轴26比互连轴27长，因为其在高压系统15、17的整个长度和低压系统14、19的附加长度上延伸。
与先前的引擎架构相比，芯轴26的相对较长的长度L减小了芯轴的自然频率，从而使自然频率在引擎10的操作速度内，这是因为自然频率与主跨度(芯轴长度L)成反比。
自然频率以各种模式(其可被称为涡旋模式)存在，如图11所示。第一谐振(模式1)具有总共两个波节(非移动点)，每个受约束端(轴26 上的轴承26a、26b)处一个波节。第二谐振(模式2)在中心具有一个附加波节(总共三个波节)。第三谐振模式(模式3)具有四个波节，并且第四谐振模式(模式4)具有五个波节等。波节沿着轴26在受约束端26a、 26b之间的跨度均匀地间隔开。振幅随着模式编号的增加而减小，模式1谐振的最大振幅大于模式2谐振的最大振幅等。因此，第一谐振可为最具破坏性的，因为其导致轴26的最大径向位移。因此，通过将第一谐振移出操作速度范围来避免可能触发第一谐振的操作速度可能是特别有利的。
简单支撑(销接)的横梁的自然频率与横梁的长度的关系由下式给出：
Figure BDA0002838297280000471
其中：
n是模式编号(其中模式1仅在每个销接端具有节点，如图6所示，模式2在两端之间的中点具有附加节点等)；
fn为第n模式的频率(谐振频率)，以Hz为单位测量；
Kn为取决于模式的级n并且也取决于适用的边界条件的无量纲因子，并且可针对如详述于例如Warren C.Young和Richard G.Budynas编著的第七版“Roark应力应变公式”(“Roark’s Formulas for Stress and Strain”) 中的各种边界条件导出。
E为横梁的弹性模量(N/m2)；
I为横梁的面积惯性矩(m4)；
g为重力加速度(m/s2)；
l为横梁在销接端之间的长度(m)；并且
W为芯轴上的每单位长度的负载(N/m)。
前五种模式的(根据横梁长度l的)波节位置和Kn的值可如下表1所列。表1中的数据为针对两端销接(边界条件)的横梁的，因此Kn等于 (nπ)2。例如，对于第二模式，n＝2并且Kn＝(2π)2＝39.5(精确至三个有效数字)。
表1：
Figure BDA0002838297280000472
芯轴26的抗弯刚度与材料特性和面积惯性矩I(几何)两者有关。管状结构诸如芯轴26的面积惯性矩为：
Figure BDA0002838297280000481
其中r1和r2分别为管的内半径和外半径。
为了增加频率，可用选项包括将刚度更大的材料用于轴26、减小轴26 的长度L或增加轴的直径。直径和轴长度与频率的关系为二次函数，因此对给定量值的变化具有最大影响。然而，直径受到引擎10内可用空间缺乏的限制。
提供第二后轴承26c修改边界条件以模拟悬臂，如上所述，边界条件的这种变化对轴26具有刚化效应，从而增加其自然频率。边界条件的变化反映为Kn的变化，如表2所示。具体地讲，横梁现在仅一端被销接(简单地支撑)，而另一端被固定，因此
Kn＝π2(n+1/4)2
对于n＝2的示例，因此Kn为((2.25)2π2＝50.0(精确至三个有效数字)。
表2
Figure BDA0002838297280000482
假设除Kn之外的所有参数都是常数，可以看出，边界条件的简单改变可以使第一本征频率增加超过50％。
因此，芯轴轴承26a-c的相对定位可用于调谐刚化效应以控制谐振频率。
次跨度与涡轮长度的比可被定义为：
Figure BDA0002838297280000491
在各种实施方案中，次跨度与涡轮长度的比可等于或小于1.05，任选地在0.85至1.05的范围内，并且还任选地在0.85至0.95的范围内。
在此类实施方案中，长度比和/或芯轴运行速度可以在或可以不在本文其他地方详细描述的范围内。类似地，两个后轴承26b、26c可以定位在或可以不定位在涡轮19的各个叶片的后方，如本文其他地方详细描述的。技术人员将理解，本文公开了用于控制或改变振动模式的多种不同方法，并且这些方法可以单独使用或以任何适当的组合使用。
在各种附加的或另选的实施方案中，引擎10可具有芯轴26，该芯轴在最前轴承26a和最后轴承26c之间具有在1800mm至2900mm或2750mm 的范围内的长度(L)，并且在两个后轴承26b、26c之间具有在250mm至 350mm的范围内的轴向间距(次跨度S)，使得芯轴26仅具有两个波节的自然频率(在第一轴承26a和第二轴承26b之间的跨度的每个端处一个波节，如上表1和表2所示的模式1频率或第一谐振)不在引擎10的运行范围内。
在此类实施方案中：
·芯轴26可具有下限为1500rpm的并且上限为6200rpm的运行速度范围；并且/或者
·风扇23可具有在330cm至380cm(130-150)的范围内的风扇直径，并且齿轮箱30可具有在3.1和3.8之间的齿轮传动比。
因此可选择芯轴长度L和两个后轴承26b、26c之间的距离S以及运行速度，使得芯轴26在第一轴承26a和第二轴承26b之间不具有在引擎运行范围内的第一谐振模式。引擎10的风扇23的风扇直径可被选择成适用于期望的运行速度，因此可选择风扇直径，使得风扇的适当运行速度不会导致芯轴26在第一轴承26a和第二轴承26b之间的第一谐振模式在引擎运行范围内。
技术人员将理解，模式1谐振(第一谐振)仅具有两个波节，而模式 2频率具有附加的中心波节和较小的最大振幅A。
在制造之前设计3000引擎10时，设计者具有较大的范围来调节引擎参数。设计方法3000可包括为前轴承26a和后轴承26b、26c中的最前轴承 26b选择3002位置，例如基于前轴承和最前轴承之间的间距(例如，在 1450mm至2500mm的范围内)和其他引擎部件的位置来选择前轴承和最前轴承的位置。方法3000还可包括增加(或减小)3004芯轴26在后轴承26b、26c中的最前轴承26b的后方的长度，以便为次跨度(即，两个后轴承26b、26c之间的距离)提供合适的轴长度而使次跨度在合适的范围内 (例如250mm至350mm的范围内)，使得芯轴26的第一谐振不在芯轴26 的运行速度范围内。两个后轴承(在所描述的实施方案中，第三轴承)中的最后轴承26c可位于芯轴26的后端处或与芯轴26的端部相邻。
在各种此类实施方案中，芯轴26/引擎10可具有5400rpm至 5700rpm，并且任选地5500rpm至5600rpm的巡航运行速度范围。
在各种此类实施方案中，芯轴26/引擎10可具有5800rpm至 6200rpm，并且任选地5900rpm至6100rpm的MTO运行速度范围。
在各种此类实施方案中，芯轴26可具有1800rpm至2900mm，任选地 2300rpm至2800mm，并且还任选地2400rpm至2750mm的长度L。
在各种实施方案中，控制了两个后轴承26b、26c中的最前轴承26b处的轴承刚度。对刚度的控制可允许或有利于管理振动模式。
两个后轴承26b中的前一个(也可被称为第二轴承)通过弹簧杆具有在30kN/mm至100kN/mm范围内，并且任选地为约50kN/mm的轴承刚度 (如下所述)。
第二轴承26b的刚度部分地由引擎条件确定。在该轴承26b处的激励越低，所提供的刚度越低，但激励越高，刚度越高，并且阻尼也越高。轴承刚度是取决于引擎条件的变量参数，并且可例如在飞行器的正常操作期间在上文列出的范围内变化。
最前的后轴承26b包括环绕芯轴26的外环51；环51可被称为座圈，并且可包含滚珠轴承52等，以及被布置成在使用中润滑座圈的油。在外环 51的径向内侧的内环53(或座圈)可用于将滚珠轴承52保持在形成在座圈51、53之间的通道内。
该后轴承26b的外座圈51通过一个或多个轴承支撑结构50、55安装在引擎的固定支撑结构24上。在所描述的实施方案中，存在两个轴承支撑结构50、55。轴承支撑结构50、55可一起形成轴承盘29a，如通过比较图 12和图14示意性地所示。所描述的实施方案的轴承支撑结构50、55各自连接到同一尾部轴承外壳29。在所描述的实施方案中，尾部轴承外壳29形成引擎10的固定支撑结构的一部分。盘29a(包括部件支撑结构50和 55)从尾部轴承外壳29延伸到轴承26b。在所描述的实施方案中，第一轴承支撑结构50在第一位置58a处安装在引擎10的固定支撑结构24上。在所描述的实施方案中，第一位置24a在轴承26b的轴向后方。在所述实施方案中，第一轴承支撑结构50提供外座圈51；具体地讲，外座圈51与第一轴承支撑结构50一体地形成，如图13所示。在另选的实施方案中，外座圈51可与第一轴承支撑结构50分开形成并且安装在该第一轴承支撑结构上。
在所描述的实施方案中，第一轴承支撑结构50包括多个连接构件 57，这些连接构件围绕引擎轴线9周向间隔开，从而将外座圈51连接到固定支撑结构58。连接构件57沿着引擎10的一部分轴向延伸。
例如，在一些实施方案中，可存在二十个或四十个均匀间隔开的连接构件57，在其他实施方案中，数目和/或间距可变化。该一个或多个连接构件可在轴承26b、26c的外座圈和轴承外壳29、31之间延伸。轴承外壳29、31可刚性地连接到固定支撑结构58，从而有效地成为支撑结构58的一部分。
该连接构件57或每个连接构件57可包括金属杆或撑条，并且可被称为弹簧杆。该连接构件57或每个连接构件57可被布置成向轴承26b、26c 提供一些柔性，因此允许在使用中适应一些(例如，由于伸长引起的)径向和/或轴向移动。因此，第一轴承支撑结构50的柔性可被称为弹簧杆的刚度。
在所描述的实施方案中，第二轴承支撑结构55在第二位置58b处安装在引擎10的固定支撑结构58上。在所描述的实施方案中，固定支撑结构 58上的第一位置58a和第二位置58b各自位于固定结构58的尾部轴承外壳 29部分上。
在所描述的实施方案中，第二位置58b在(最前的后)轴承26b的轴向后方，但在固定支撑结构58上的第一位置58a的轴向前方，并且从轴承 26b和第一位置58a两者径向向外。在该实施方案中，第二轴承支撑结构55连接在第一轴承支撑结构50的径向外表面和固定支撑结构58之间，如图14所示，在其他实施方案中，连接可以是不同的。在所描述的实施方案中，第二轴承支撑结构55(与第一轴承支撑结构50相比)具有相对较高的刚度，因此对轴承26b的柔性的贡献可忽略不计。其刚度可被认为是有效刚性。
挤压膜阻尼器56设置在第一轴承支撑结构50与第二轴承支撑结构55 之间并且位于外座圈51的区域中。在所描述的实施方案中，由凸起唇缘界定的通道56a设置在第一轴承支撑结构50的外周周围，以容纳挤压膜阻尼器56并且定位O型环密封件(未示出；其被轴向间隔开以在通道56a的每个端部处一个)。在另选的实施方案中，可不设置此类通道和唇缘，并且/ 或者通道和唇缘可替代地设置在第二轴承支撑结构55上或如上所述那样设置，并且挤压膜阻尼器56可(在一些情况下，完全地)由O型环密封件等容纳。该膜是除轴承52和芯轴26之间的流体动力学油层之外的膜(即，滚珠轴承52等通常由油层润滑，挤压膜阻尼器56是与滚珠轴承52分开的层)。
挤压膜阻尼器56包括位于轴承26b和外壳30之间的膜层，通常为油层或另一种润滑剂层。挤压膜阻尼器56被布置成软化轴承支撑件以增加阻尼效果。挤压膜阻尼器56的刚度通常取决于温度和轴旋转速率。技术人员将理解，轴承26b的旋转中的任何离心可由挤压膜阻尼器阻尼56。挤压膜阻尼器56可提供支撑结构58与芯轴26的一些结构隔离，可减小转子响应于不平衡的振幅，并且可有助于抑制转子动力的不稳定性。如果叶片组具有(例如，由于使用中的损坏或制造缺陷引起的)不均匀的质量分布，或者如果在制造、维护或操作期间的不期望事件使叶片组脱离径向对准，使得叶片组相对于引擎轴线9略微倾斜，则该阻尼可能特别有用。
本发明人认识到，总体轴承刚度可被认为具有三个部分，这三个部分可被认为是例如并联布置的或以串联和并联的组合布置(这取决于部件的布置)的弹簧，这三个部分也就是：
·轴承中油层的刚度(挤压膜阻尼器的流体刚度)；
·轴承支撑件50的刚度(其通常受到连接构件57的刚度的影响最大，该连接构件的刚度可被称为弹簧棒的刚度)；以及
·其上安装有轴承的固定支撑结构29、58的刚度。
固定支撑结构58具有比轴承刚度的其他两个贡献者大得多的刚度，因此被视为有效刚性。固定支撑结构58中的任何柔性可仅在极端条件下诸如叶片飞脱事件中变得明显。油层的刚度根据轴旋转速率和温度而显著地变化，但在巡航速度以及大于巡航速度时，油的刚度比轴承的弹簧杆的刚度大得多。因此，根据其弹簧杆的刚度来考虑每个轴承的刚度。
轴承26b的弹簧杆的刚度被定义为径向刚度，即，沿着引擎10的半径测量的线性偏转δ，该偏转由力F引起。这在图15A和图15B中示出。对角阴影线示出固定结构58被认为是刚性的/不移动的。
图15A示出了轴承支撑结构50、56、55(为了清楚起见，排除了芯轴 26、内座圈53和滚珠轴承52)，其中引擎10的半径r的一部分用虚线标记。所标记的径向线位于轴承座圈51的轴向中心点处。示出了沿着半径r 在径向向外方向上(即，远离轴向中心线)施加的力F。图15B以虚线示出了第一轴承结构50的初始位置(在施加力F之前的位置)，以实线示出了第一轴承结构50的最终位置(在施加力F期间的位置)。技术人员将理解，所示偏转远大于预期在正常操作中的偏转，并且提供所示偏转仅为了便于理解。此外，在正常操作期间，在移除力F之后，第一轴承支撑结构 50应返回到其初始位置。然后在轴承座圈51的轴向中心点处沿着半径r测量位移或偏转δ。两个黑点示出了在施加力F之前和施加力F期间第一支撑结构50的内表面的位置。位移δ为这些点之间的距离。选择第一轴承支撑结构50的内表面仅为了便于展示，技术人员将理解，可替代地选择另一个点，诸如第一轴承支撑结构50的径向外表面或径向中心点等。该位移反映了挤压膜阻尼器56的压缩、第一轴承支撑结构50(特别是弹簧杆57)的弯曲和第二轴承支撑结构55的任何弯曲的组合。因此，轴承刚度是通过在轴承26b的轴向中心点处施加径向力引起的径向位移的量度。
在所描述的实施方案中，50kN的力F在被施加到两个后轴承26b、 26c中的最前轴承26b时引起1mm的偏转δ，因此如本文所定义的，该轴承26b的刚度为50kN/mm。轴承刚度可在两个后轴承26b、26c之间以及在实施方案之间变化。
因此，在所描述的实施方案中，后轴承26b中的最前轴承具有在 30kN/mm至100kN/mm的范围内的轴承刚度。
在最前的后轴承26b(即，在所描述的实施方案中，沿着芯轴的第二轴承)处的刚度比可被定义为：
Figure BDA0002838297280000541
在各种实施方案中，该刚度比可在0.08至0.5kN/mm2的范围内，并且可选地在0.09至0.40kN/mm2的范围内。任选地，刚度比可至少基本上等于 0.25、0.30或0.35kN/mm2。图10示出了可执行的方法1000，方法1000包括启动1002飞行器的引擎10并达到巡航条件，并且在巡航条件下操作 1004飞行器。
引擎10可具有5400rpm至5700rpm并且任选地5500rpm至5600rpm 的巡航运行速度范围。
引擎10可被操作为使得在巡航条件下在第一轴承26a和第二轴承26b 之间不存在第一谐振模式。
引擎10可被操作为使得在第一轴承26a和第二轴承26b之间的第一谐振模式不在引擎运行范围内的任何地方(包括MTO和巡航两者)。
除非另有说明，否则本文定义的长度是针对引擎关闭时(即，在零速度/在工作台上、在室温下)的对应部件而言的。这些值通常不会在引擎的操作范围内显著变化(例如，在运行温度下轴长度仅具有几毫米或更小的伸长)；因此，在装有引擎的飞行器的巡航条件(这些巡航条件如本文其他地方所定义)下的刚度可与不使用引擎时的刚度相同。然而，在长度在引擎的运行范围内变化的情况下，本文定义的值应被理解为引擎处于室温且不移动时的长度。
相比之下，由于油层刚度取决于速度，并且对轴承刚度具有贡献，因此该轴承刚度在巡航条件下/在轴以合适的巡航速度旋转的情况下限定。
图17示出了可如何测量本文定义的轴承刚度。图17示出了由于施加负载L(例如，力、力矩或扭矩)而产生的位移δ的曲线图，该负载施加到要测量刚度的任意部件。在从零到LP的负载水平下，存在一个非线性区域，其中位移是由部件在被加载时的运动(或部件的单独零件的相对运动)而不是部件的变形(例如，在零件之间的间隙内移动)引起的。对于轴承26b，该非线性区域中可能的位移量可能非常小。在高于LQ的负载水平下，已经超过部件的弹性限度，并且所施加的负载不再引起弹性变形，而是可能发生塑性变形或部件失效。在点P与Q之间，所施加的载荷和所产生的位移具有线性关系。可通过测量点P与Q之间的线性区域的梯度来确定本文定义的刚度(其中刚度是该梯度的倒数)。可通过提供更大的位移进行测量来找出线性区域的尽可能大的区域的梯度，以增加测量的精度。例如，可通过施加等于或略大于LP且等于或略小于LQ的负载来找出梯度。可在测试之前基于材料特性估计LP和LQ的值，以便施加合适的负载。
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 (19)

1.一种用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，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(19)连接到所述压缩机的芯轴(26)，并且其中所述涡轮(19)是所述引擎(10)的最低压力涡轮，并且所述压缩机(14)是所述引擎(10)的最低压力压缩机，所述芯轴(26)具有下限为1500rpm且上限为6200rpm的运行速度范围；
风扇(23)，所述风扇位于所述引擎核心(11)的上游，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所述芯轴(26)的输入并且将驱动输出至所述风扇(23)，以便以比所述芯轴(26)更低的旋转速度驱动所述风扇，
并且其中所述引擎核心(11)还包括被布置成支撑所述芯轴(26)的三个轴承(26a-c)，所述三个轴承包括前轴承(26a)和两个后轴承(26b,26c)，并且所述芯轴(26)具有在所述前轴承(26a)和最后的后轴承(26c)之间的长度L以及在所述后轴承(26b,26c)之间的次跨度S，所述轴承被布置成使得所述次跨度与所述芯轴长度的长度比S/L等于或小于0.14。
2.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述长度比在0.08至0.13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(10)，其中所述芯轴(26)运行速度范围的所述上限是最大起飞运行速度的上限。
4.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述芯轴(26)的运行速度的所述下限是地面空转条件下的最小运行速度。
5.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，其中在巡航条件下，所述芯轴(26)的运行速度在5400rpm至5700rpm的范围内，并且任选地在5500rpm至5600rpm的范围内。
6.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，其中在最大起飞条件下，所述芯轴(26)的运行速度在5800rpm至6200rpm的范围内，并且任选地在5900rpm至6100rpm的范围内。
7.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述芯轴(26)的长度在1800mm至2900mm的范围内，任选地在2000mm至2900mm的范围内，任选地在2300mm至2800mm的范围内，并且还任选地在2400mm至2750mm的范围内。
8.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述后轴承中的所述最前轴承(26b)具有在30kN/mm至100kN/mm的范围内的轴承刚度。
9.根据权利要求8所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述最前的后轴承(26b)处的所述刚度与所述次跨度的刚度比在0.08kN/mm2至0.5kN/mm2的范围内。
10.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述芯轴(26)的长度在1800mm至2900mm的范围内，并且所述次跨度在250mm至350mm的范围内。
11.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述风扇(23)具有在330cm至380cm的范围内的风扇直径。
12.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，其中：
(i)所述芯轴(26)的长度在1800mm至2900mm的范围内；并且
(ii)所述次跨度在250mm至350mm的范围内；并且
(iii)以下中的至少一者：
(a)所述芯轴(26)的运行速度在1500rpm至6200rpm的范围内；或者
(b)所述风扇(23)的直径在330cm至380cm的范围内，并且所述齿轮箱(30)的齿轮传动比在3.1至3.8的范围内；并且
(iv)所述长度、所述次跨度和/或所述运行速度被选择成使得所述芯轴(26)的第一谐振不在所述引擎(10)的运行范围内。
13.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述后轴承(26b,26c)被定位成与以下部件轴向齐平或在以下部件后方：
(i)所述涡轮(19)的最低压力涡轮叶片(19c,19d)在所述叶片的根部处的前缘；以及/或者
(ii)来自所述涡轮(19)的前部的第三组涡轮叶片(19c)中的涡轮叶片在所述叶片的根部处的后缘，其中所述涡轮(19)包括四组涡轮叶片(19a-19d)。
14.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述引擎(10)的所述最低压力涡轮具有最低压力组叶片(19c,19d)，所述最低压力组叶片(19c,19d)中的每个叶片具有质量m、叶片中间高度处的半径r以及巡航角速度ω；次跨度(S)被定义为所述两个后轴承(26b,26c)之间的轴向距离，并且其中第一叶片与轴承的比：
Figure FDA0002838297270000031
具有在2.0×10-6至7.5×10-6kg-1.rad-2.s2的范围内的值。
15.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述引擎(10)的所述最低压力涡轮具有最低压力组叶片(19c,19d)，所述最低压力组叶片(19c,19d)中的每个叶片具有质量m、叶片中间高度处的半径r；次跨度(S)被定义为所述两个后轴承(26b,26c)之间的轴向距离，并且其中第二叶片与轴承的比：
Figure FDA0002838297270000032
具有在0.8至6.0kg-1的范围内的值。
16.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述涡轮(19)具有在所述涡轮(19)的所述最前涡轮叶片(19a)的所述前缘与所述最后涡轮叶片(19c,19d)的后缘之间的长度，并且其中次跨度与涡轮长度的比等于或小于1.05，任选地在0.85至1.05的范围内，并且还任选地在0.85至0.95的范围内。
17.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，还包括尾部轴承外壳(29)，所述尾部轴承外壳位于所述涡轮(19)的后方并且包括两个轴承盘(29a,29b)，每个轴承盘被布置成支撑所述两个后轴承(26b,26c)中的一者。
18.根据权利要求17所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述轴承盘被取向成至少基本上垂直于所述引擎轴线(9)。
19.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，其中：
所述涡轮是第一涡轮(19)，所述压缩机是第一压缩机(14)，并且所述芯轴是第一芯轴(26)；
所述引擎核心还包括第二涡轮(17)、第二压缩机(15)和将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二芯轴(27)；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。
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