CN113217190A - 气体涡轮引擎 - Google Patents

Abstract

气体涡轮引擎包括风扇、压缩机、低压力涡轮和高压力涡轮。所述风扇直径大于250 cm并且小于381 cm；并且所述气体涡轮引擎在海平面静态条件下具有第一推力并且在跑道的末端条件下具有第二推力；并且推力起飞比大于1.32；其中所述推力起飞比是所述第一推力与所述第二推力的比。

Description

气体涡轮引擎

技术领域

本公开涉及气体涡轮引擎、飞行器、操作气体涡轮引擎以用于起飞的方法，以及使飞行器起飞的方法。

背景技术

用于飞行器推进的涡轮风扇气体涡轮引擎具有许多影响总体效率和动力输出或推力的设计因素。为了实现更高的推力而同时维持效率，可以使用更大直径的风扇。然而，随着风扇的直径增加，所需要的风扇的较低的速度趋向于与核心轴连接到的涡轮部件（典型地低压力涡轮）的需求相冲突。更优化的结合能够通过将齿轮箱包括在风扇和核心轴之间而实现，这允许风扇以减小的旋转速度操作，并且因此实现更大尺寸的风扇，同时为低压力涡轮维持高旋转速度，从而实现涡轮的总体直径被减小。

在气体涡轮引擎设计中的关键驱动器被设计用于巡航条件，因为巡航条件是度过大部分飞行时间和消耗大部分燃料的情况。

然而随着气体涡轮的尺寸增加，来自其他操作条件（例如起飞）的约束可能改变总体引擎设计或在总体引擎设计上更具有影响。消极的起飞约束的示例如下。在起飞时，更大的风扇将由侧风被更多地影响，所述侧风在起飞期间在风扇叶片上施加附加的应力。在机翼下方安装更大的引擎而同时维持到地面的间隙也变得更难。更大的风扇能够施加通过飞行器结构（例如机翼）的更大的力。

为了克服侧风，可延长短舱入口或加强风扇叶片，然而两种选择都可能使气体涡轮引擎的效率折衷。用于安装更大、更重的引擎的解决方案也可能例如通过影响短舱或机翼的形状和重量，或对可变面积喷嘴的需要而使空气动力学特性折衷。

因此期望提供改进的飞行器和/或气体涡轮引擎，所述飞行器和/或气体涡轮引擎最小化来自起飞约束的例如总体效率上的影响。

发明内容

根据第一方面，提供有气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括风扇、压缩机、低压力涡轮和高压力涡轮。风扇直径大于215 cm并且小于381 cm。气体涡轮引擎在海平面静态条件下具有第一推力并且在跑道的末端条件下具有第二推力。推力起飞比大于1.32。其中推力起飞比是第一推力与第二推力的比。

气体涡轮可以包括低压力轴和高压力轴，其中低压力轴（例如经由动力齿轮箱）将风扇连接到风扇驱动涡轮，以及高压力轴将高压力涡轮连接到压缩机区段。

第一推力和第二推力可以处于恒定的涡轮进口温度和/或风扇旋转速度和/或修正的风扇旋转速度。第一推力和第二推力可以处于基本上恒定的涡轮进口温度和/或风扇旋转速度。基本上恒定可以包括例如1%、2%、3%或5%的变化。

第一推力可以是最大或平直额定（flat rated）海平面静态推力。第一推力可以接近于气体涡轮引擎能够创造的最大海平面静态推力，例如在气体涡轮能够创造的最大额定海平面静态推力的1%、2%、3%或5%之内。第二推力可以是刚好在起飞之前（例如在飞行器的轮子从地面升离时）的引擎推力。

推力起飞比可以大于1.33。推力起飞比可以大于1.35。推力起飞比可以大于1.42或1.5。推力起飞比可以小于1.8或小于1.7。

推力起飞比可以是1.32、1.33、1.35、1.4、1.42、1.5、1.6、1.7或1.8。推力起飞比可以在这些值中的两个之间，例如大于1.33并且小于1.5或大于1.4并且小于1.7。

风扇直径可以大于250 cm。风扇直径可以大于300 cm。风扇直径可以大于330 cm。风扇直径可以大于350 cm。

风扇直径可以小于356 cm。风扇直径可以小于330 cm。风扇直径可以小于300cm。

气体涡轮可以包括动力齿轮箱。

动力齿轮箱可以包括大于3.1的齿轮比。动力齿轮箱可以包括小于3.8的齿轮比。动力齿轮箱可以包括在3.2和3.7之间的齿轮比。

气体涡轮引擎可以具有大于180 kN的（例如最大）推力。气体涡轮引擎可以具有小于400 kN的（例如最大）推力。气体涡轮引擎可以具有在200 kN和300 kN之间的（例如最大）推力。

气体涡轮可以具有小于110 Nkg-1s并且可选地小于100 Nkg-1s的巡航时的比推力。气体涡轮可以具有小于90 Nkg-1s并且可选地小于85 Nkg-1s的巡航时的比推力。气体涡轮可以具有在100 Nkg-1s和60 Nkg-1s之间的比推力。

风扇可以包括少于20个风扇叶片。

气体涡轮引擎可以具有大于12的旁通比。气体涡轮引擎可以具有小于18的旁通比。气体涡轮引擎可以具有在13和16之间的旁通比。

根据第二方面，提供有飞行器，所述飞行器包括根据第一方面的气体涡轮引擎。

根据第三方面，提供有操作气体涡轮引擎以用于飞行器的起飞的方法，所述气体涡轮引擎为根据第一方面的气体涡轮引擎。所述方法包括在海平面静态条件下产生第一推力。所述方法包括在跑道的末端条件下产生第二推力，使得在飞行器升离地面时实现推力起飞比。

根据第四方面，提供有操作气体涡轮引擎以用于飞行器的起飞的方法，所述气体涡轮引擎为根据第一方面的气体涡轮引擎。所述方法包括在海平面静态条件下产生减额第一推力（derated first thrust）。所述方法包括在跑道的末端条件下产生第二推力。减额第一推力比第一推力低大约10%。

通过将涡轮进口温度和/或风扇旋转速度减小相比于在最大（或接近于最大）海平面静态推力处的它们的值的减额量（例如大约10%），可以实现减额条件。

通过将涡轮进口温度和/或风扇旋转速度减小一定量来适合于将第一推力减小10%，可以实现减额条件。

大约10%可以是10%，或9%到11%，或7%到13%。第一推力可以被减额5%、7%、9%、10%、11%、13%或15%。第一推力可以被减额上述值中的一个和另一个之间的值（例如在5%和11%之间，或在9%和15%之间）。

根据第五方面提供有使飞行器起飞的方法，飞行器包括气体涡轮引擎，所述气体涡轮引擎包括风扇、压缩机、低压力涡轮和高压力涡轮。所述方法包括操作气体涡轮引擎以在海平面静态条件下产生第一推力并且在跑道的末端条件下产生第二推力。所述方法包括应用大于11 %/km的推力减小比率。推力减小比率被限定为：

行进的距离是沿着在海平面静态条件和跑道的末端条件之间的跑道行进的距离。所述方法包括在跑道的末端条件下升离地面以起飞。

推力减小比率可以大于20%/km。推力减小比率可以大于30%/km。推力减小比率可以大于40%/km。

推力减小比率可以是11%/km、15%/km、20%/km、25%/km、29%/km、30%/km、35%/km或40%/km。推力减小比率可以在这些值中的两个之间。例如推力减小比率可以大于11%/km并且小于30%/km，或大于15%/km并且小于30%/km，或大于20%/km并且小于40%/km。

飞机可以具有280吨的最大起飞重量。在其他示例中飞机可以具有例如70、200、350、300、350或500吨的起飞重量。飞机可以具有在前述值中的两个之间（例如在70和350吨之间，或在200和300吨之间）的起飞重量。推力起飞比或推力减小比率可以特别有利于具有在200和350吨之间的最大起飞重量的飞机。推力起飞比或推力减小比率可以进一步有利于具有在250和300吨之间的最大起飞重量的飞机。

有利地，要求保护的推力起飞比（和/或推力减小比率）可以实现沿着跑道的起飞推力分布线（profile），所述起飞推力分布线最小化更大直径的风扇的（由于起飞约束的）消极影响，而同时通过实现增加的燃料消耗而提供总体改进的气体涡轮引擎。例如增加风扇直径可以允许跑道（静态）推力的更大的起点。将此与更急剧的推力减小相结合将减少在较低的飞行器速度下的时间，这是由于引擎在较低速度下提供更高的推力实现了从风扇特别易受侧风的影响的区域（这是例如40节之下的飞行器速度）更快加速出来。作为结果，来自起飞的例如侧风的影响和/或在飞行器结构上的影响和/或尖端摩擦（tip rub）可以被最小化。这可能是因为，由于更大的推力起飞比，在更高的推力水平处度过的时间减少。作为结果，部件可以被优化以用于其他动力条件，例如爬升或巡航，并且可以实现增加的效率和燃料消耗。

有利地，要求保护的推力起飞比（和/或推力减小比率）可以提供改进的飞行器机翼。在飞行器顺着跑道行进时，在机翼上的空气动力学负载增加，而同时作为要求保护的更高的推力起飞比的结果，来自气体涡轮的推力负载降低。对于本文要求保护的气体涡轮引擎配置，申请人有利地发现，更大的推力起飞比可以在起飞期间提供更优化的机翼负载。例如最大机翼负载可以被减小和/或设计点可以被优化。作为结果，包括机翼结构的材料的量和/或机翼的重量能够被最小化和/或机翼的形状能够被改进和/或优化。

对于优化的推力起飞比，其被发现是在1.32和1.8之间。将推力起飞比增加在例如1.32之上（除前述的优点之外）由于减小的侧风的影响而提供了改进的风扇叶片和/或提供了改进的机翼。将推力比率从例如1.8降低（除前述的优点之外）减小了由于安装需求而在引擎设计上的影响。

将引擎减额可以有利地开拓跑道静态推力的更大的起点而同时降低核心温度，使得实现改进的部件寿命。

跑道的末端（EOR）或最大起飞（MTO）条件可以被限定为在跑道的末端处在国际标准大气（ISA）的海平面压力和温度条件+15℃下操作引擎，其典型地限定在大约0.25 Mn或在大约0.24 Mn和0.27 Mn之间的飞行器速度下。用于引擎的最大起飞条件可以因此被限定为在跑道的末端推力下在ISA海平面压力和温度+15℃下以0.25Mn的风扇入口速度操作引擎。在EOR条件下飞行器可以升离跑道。

海平面静态（SLS）条件可以被限定为：当飞行器没有前向速度和/或刚好将要开始顺着跑道加速时，在国际标准大气（ISA）海平面压力和温度条件+15℃下在跑道的起点推力下操作引擎。SLS条件可以是在起飞的起点处刚好在去除制动器之前、在去除制动器时、或刚好在去除制动器之后。

如本文别处所注意到的，本公开可以涉及气体涡轮引擎。这样的气体涡轮引擎可以包括引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、燃烧室、压缩机和将涡轮连接到压缩机的核心轴。这样的气体涡轮引擎可以包括定位在引擎核心的上游的风扇（具有风扇叶片）。

本公开的布置可以特别地但不排他地有益于经由齿轮箱驱动的风扇。因此，气体涡轮引擎可以包括齿轮箱，所述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地来自核心轴，或例如经由正齿轮轴和/或齿轮间接地来自核心轴。核心轴可以将涡轮和压缩机刚性连接，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转（而风扇以更低的速度旋转）。

如本文描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎可以具有任何适合的总体构造。例如，气体涡轮引擎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。仅以示例的方式，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，以及核心轴可以是第一核心轴。引擎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，第二压缩机可以被轴向定位在第一压缩机的下游。第二压缩机可以被布置成接收（例如直接接收，例如经由总体上环状的管道）来自第一压缩机的流。

齿轮箱可以被布置成由核心轴驱动，所述核心轴（例如在以上示例中的第一核心轴）被配置成（例如在使用中）以最低旋转速度旋转。例如，齿轮箱可以被布置成仅由核心轴驱动，所述核心轴（例如仅是在以上示例中的第一核心轴，并且不是第二核心轴）被配置成（例如在使用中）以最低旋转速度旋转。可替代地，齿轮箱可以被布置成由任何一个或更多轴（例如在以上示例中的第一和/或第二轴）驱动。

齿轮箱可以是减速齿轮箱（因为到风扇的输出是比来自核心轴的输入更低的旋转速率）。任何类型的齿轮箱都可以被使用。例如，齿轮箱可以是“行星”或“星形”齿轮箱，如本文别处更详细地描述。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到4.2或3.2到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述句子中的值中的任何两个之间。仅以示例的方式，齿轮箱可以是具有从3.1或3.2到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。

在如本文描述的和/或要求保护的任何气体涡轮引擎中，燃烧室可以被轴向提供在风扇和（多个）压缩机的下游。例如，在提供有第二压缩机的情况下，燃烧室可以直接在第二压缩机（例如，第二压缩机的出口处）的下游。以进一步示例的方式，在提供有第二涡轮的情况下，在燃烧室的出口处的流可以被提供到第二涡轮的入口。燃烧室可以被提供在（多个）涡轮的上游。

该压缩机或每个压缩机（例如，如以上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翼，所述定子叶翼可以是可变的定子叶翼（因为它们的入射角度可以是可变的）。该排转子叶片和该排定子叶翼可以轴向地偏离彼此。

该涡轮或每个涡轮（例如，如以上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转子叶片和一排定子叶翼。该排转子叶片和该排定子叶翼可以轴向地偏离彼此。每个风扇叶片可以被限定为具有径向跨度，所述径向跨度从在径向内部气体洗涤位置或0%跨度位置处的根部（或毂部）延伸到在100%跨度位置处的尖端。在毂部处的风扇叶片的半径与在尖端处的风扇叶片的半径的比可以小于（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。在毂部处的风扇叶片的半径与在尖端处的风扇叶片的半径的比可以在由前述句子中的值中的任何两个界定的包含端值的范围内（即所述值可以形成上或下边界），例如在从0.28到0.32的范围内。这些比可以通常被称为毂部到尖端的比。在毂部处的半径和在尖端处的半径两者都可以在叶片的前边缘（或轴向最靠前的）部分处测量。当然毂部到尖端的比涉及风扇叶片的气体洗涤部分，即径向地在任何平台之外的部分。风扇的半径可以在引擎中心线和风扇叶片在其前边缘处的尖端之间测量。风扇直径（其可以简单地是风扇的半径的两倍）可以大于（或大约为）以下中的任何一个：220 cm、230 cm、240 cm、250 cm（大约100英寸）、260 cm、270 cm（大约105英寸）、280 cm（大约110英寸）、290 cm（大约115英寸）、300 cm（大约120英寸）、310 cm、320 cm（大约125英寸）、330 cm（大约130英寸）、340 cm（大约135英寸）、350 cm、360 cm（大约140英寸）、370 cm（大约145英寸）、380cm（大约150英寸）、390 cm（大约155英寸）、400 cm、410 cm（大约160英寸）或420 cm（大约165英寸）。风扇直径可以在由前述句子中的值中的任何两个界定的包含端值的范围内（即所述值可以形成上或下边界），例如在从240 cm到280 cm或330 cm到380 cm的范围内。

风扇的旋转速度可以在使用中变化。总体上，对于具有更高的直径的风扇，旋转速度更低。仅以非限制的示例的方式，在巡航条件下风扇的旋转速度可以小于2500 rpm，例如小于2300 rpm。仅以进一步的非限制性的示例的方式，对于具有在从220 cm到300 cm（例如240 cm到280 cm或250 cm到270 cm）的范围内的风扇直径的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可以在从1700 rpm到2500 rpm的范围内，例如在从1800 rpm到2300 rpm的范围内，例如在从1900 rpm到2100 rpm的范围内。仅以进一步的非限制性的示例的方式，对于具有在从330 cm到380 cm范围内的风扇直径的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可以在从1200 rpm到2000 rpm的范围内，例如在从1300 rpm到1800 rpm的范围内，例如在从1400rpm到1800 rpm的范围内。

在气体涡轮引擎的使用中，风扇（具有关联的风扇叶片）绕旋转轴线旋转。此旋转导致风扇叶片的尖端以速度U_尖端移动。由风扇叶片13对流所做的功导致流的焓升dH。风扇尖端负载可以被限定为dH/U_尖端 ²，其中dH是横穿风扇的焓升（例如1-D平均焓升），以及U_尖端是风扇尖端的（平移）速度，例如在尖端的前边缘处的（平移）速度（其可以被限定为在前边缘处的风扇尖端半径乘以角速度）。在巡航条件下风扇尖端负载可以大于（或大约为）以下中的任何一个：0.28、0.29、0.30、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4（所有值都是无量纲的）。风扇尖端负载可以在由前述句子中的值中的任何两个界定的包含端值的范围内（即所述值可以形成上或下边界），例如在从0.28到0.31或0.29到0.3的范围内。

根据本公开的气体涡轮引擎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通过旁通管道的流的质量流率与通过核心的流的质量流率的比。在一些布置中，旁通比可以大于（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。旁通比可以在由前述句子中的值中的任何两个界定的包含端值的范围内（即所述值可以形成上或下边界），例如在从12到16、13到15或13到14的范围内。旁通管道可以是基本上环状的。旁通管道可以在核心引擎的径向外部。旁通管道的径向外部表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。

如本文描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎的总体压力比可以被限定为在风扇的上游的滞止压力与在最高压力压缩机的出口处（在进入到燃烧室内之前）的滞止压力的比。以非限制性的示例的方式，如在此所描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎的总体压力比在巡航时可以大于（或大约为）以下中的任何一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总体压力比可以在由前述句子中的值中的任何两个界定的包含端值的范围内（即所述值可以形成上或下边界），例如在从50到70的范围内。

引擎的比推力可以被限定为引擎的净推力除以通过引擎的总质量流。在巡航条件下，本文描述的和/或要求保护的引擎的比推力可以小于（或大约为）以下中的任何一个：110 Nkg^-1s、105 Nkg^-1s、100 Nkg^-1s、95 Nkg^-1s、90 Nkg^-1s、85 Nkg^-1s或80 Nkg^-1s。比推力可以在由前述句子中的值中的任何两个界定的包含端值的范围内（即所述值可以形成上或下边界），例如在从80 Nkg^-1s到100 Nkg^-1s或85 Nkg^-1s到95 Nkg^-1s的范围内。与常规气体涡轮引擎相比，这样的引擎可以特别高效。

如本文描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎可以具有任何期望的最大推力。仅以非限制性的示例的方式，如本文描述的和/或要求保护的气体涡轮可以有能力产生至少（或大约为）以下中的任何一个的最大推力：160 kN、170 kN、180 kN、190 kN、200 kN、250kN、300 kN、350 kN、400 kN、450 kN、500 kN或550 kN。最大推力可以在由前述句子中的值中的任何两个界定的包含端值的范围内（即所述值可以形成上或下边界）。仅以示例的方式，如本文描述的和/或要求保护的气体涡轮可以有能力产生在从330 kN到420 kN（例如350 kN到400 kN）的范围内的最大推力。以上提及的推力可以是在标准大气条件下在海平面加15摄氏度下（环境压力101.3kPa，温度30摄氏度）的最大净推力，其中引擎静态。

在使用中，到高压力涡轮的入口处的流的温度可以特别高。此温度（其可以被称为TET）可以在到燃烧室的出口处（例如紧接地在第一涡轮叶翼（其自身可以被称为喷嘴导引叶翼）的上游）测量。在巡航时，TET可以是至少（或大约为）以下中的任何一个：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。在巡航时的TET可以在由前述句子中的值中的任何两个界定的包含端值的范围内（即所述值可以形成上或下边界）。在引擎的使用中的最大TET可以是例如至少（或大约为）以下中的任何一个：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K或2000K。最大TET可以在由前述句子中的值中的任何两个界定的包含端值的范围内（即所述值可以形成上或下边界），例如在从1800K到1950K的范围内。例如在高推力条件下，例如在最大起飞（MTO）条件下，可以出现最大TET。

本文描述的和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼型部分可以由任何适合的材料或材料的结合制造。例如风扇叶片和/或翼型的至少部分可以至少部分地由复合物制造，例如金属基质复合物和/或有机基质复合物，诸如碳纤维。以进一步的示例的方式，风扇叶片和/或翼型的至少部分可以至少部分地由金属制造，诸如钛基金属或铝基材料（诸如铝锂合金）或钢基材料。风扇叶片可以包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可以具有防护的前边缘，其可以使用比叶片的其余部分能够更好地抵抗（例如来自鸟、冰或其他材料的）冲击的材料制造。这样的前边缘可以例如使用钛或钛基合金制造。因此，仅以示例的方式，风扇叶片可以具有碳纤维或铝基主体（诸如铝锂合金），其具有钛的前边缘。

如本文描述的和/或要求保护的风扇可以包括中心部分，风扇叶片可以从所述中心部分例如在径向方向上延伸。风扇叶片可以以任何期望的方式被附接到中心部分。例如，每个风扇叶片可以包括固定件，所述固定件可以接合毂部（或盘）中的对应的槽。仅以示例的方式，这样的固定件可以成楔形榫的形式，所述楔形榫可以槽接到毂部/盘内的对应的槽中和/或接合毂部/盘内的对应的槽以便将风扇叶片固定到毂部/盘。以进一步的示例的方式，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叶片盘或叶片环。任何适合的方法都可以用于制造这样的叶片盘或叶片环。例如，风扇叶片的至少部分可以由块机械加工和/或风扇叶片的至少部分可以通过焊接（诸如线性摩擦焊接）附接到毂部/盘。

本文描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎可以或可以不被提供有可变面积喷嘴（VAN）。这样的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。本公开的总体原理可以应用到具有或不具有VAN的引擎。如本文描述的和/或要求保护的气体涡轮的风扇可以具有任何期望的数量的风扇叶片，例如14、16、18、20、22、24或26个风扇叶片。

如本文使用的，巡航条件具有常规含义并且将容易被技术人员理解。因此，对于用于飞行器的给定气体涡轮引擎，技术人员将会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（其在行业中可以被称为“经济任务”）的巡航中段（mid-cruise）处的操作点。就此点而言，巡航中段是在飞行器飞行周期中的点，在该点处，在爬升的顶部和下降的起点之间燃烧的总燃料的50%已经被燃烧（其可以近似于爬升的顶部和下降的起点之间——就时间和/或距离而言——的中点。巡航条件因此限定气体涡轮引擎的操作点，所述气体涡轮引擎的操作点在考虑到提供至该飞行器的引擎的数量的情况下，提供将确保气体涡轮引擎被设计成附接到的飞行器的巡航中段处的稳态操作（即，维持恒定的海拔高度和恒定的马赫数）的推力。例如在引擎被设计成附接到具有两个相同类型的引擎的飞行器的情况中，在巡航条件下，引擎提供对于飞行器在巡航中段处的稳态操作将会需要的总推力的一半。

换句话说，对于用于飞行器的给定气体涡轮引擎，巡航条件被限定为引擎的操作点，所述引擎的操作点在巡航中段大气条件下（由巡航中段海拔高度处根据ISO 2533的国际标准大气限定）提供比推力（被需要以在给定巡航中段的马赫数下提供——与在飞行器上的任何其他引擎相结合——其被设计成附接至的飞行器的稳态操作）。对于用于飞行器的任何给定气体涡轮引擎，巡航中段推力、大气条件和马赫数是已知的，并且因此引擎的操作点在巡航条件下是清楚地限定的。

仅以示例的方式，在巡航条件下前向速度可以在从马赫0.7到0.9的范围内（例如0.75到0.85，例如0.76到0.84，例如0.77到0.83，例如0.78到0.82，例如0.79到0.81，例如大约为马赫0.8，大约为马赫0.85或在从0.8到0.85的范围内）的任何点。在这些范围内的任何单个的速度可以是巡航条件的部分。对于一些飞行器，巡航条件可以在这些范围之外，例如在马赫0.7之下或在马赫0.9之上。

仅以示例的方式，巡航条件可以对应于在从10000 m到15000 m的范围内（例如在从10000 m到12000 m的范围内，例如在从10400 m到11600 m（大约38000 ft）的范围内，例如在从10500 m到11500 m的范围内，例如在从10600 m到11400 m的范围内，例如在从10700m（大约35000 ft）到11300 m的范围内，例如在从10800 m到11200 m的范围内，例如在从10900 m到11100 m的范围内，例如大约为11000 m）的海拔高度处的标准大气条件（根据国际标准大气，ISA）。巡航条件可以对应于在这些范围内的任何给定海拔高度处的标准大气条件。

仅以示例的方式，巡航条件可以对应于引擎的操作点，所述引擎的操作点在0.8的前向马赫数下和在38000 ft（11582 m）的海拔高度处的标准大气条件（根据国际标准大气）下提供已知的需要的推力水平（例如在从30 kN到35 kN的范围内的值）。仅以进一步的示例的方式，巡航条件可以对应于引擎的操作点，所述引擎的操作点在0.85的前向马赫数下和在35000 ft（10668 m）的海拔高度处的标准大气条件（根据国际标准大气）下提供已知的需要的推力水平（例如在从50 kN到65 kN的范围内的值）。

在使用中，本文描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎可以在本文别处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（例如巡航中段条件）确定，至少一个（例如2或4个）气体涡轮引擎可以安装到所述飞行器以便提供推进的推力。

根据一方面，提供有飞行器，所述飞行器包括如本文描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎。根据此方面的飞行器是气体涡轮引擎已被设计成附接于其的飞行器。因此，根据此方面的巡航条件对应于如本文别处所限定的飞行器的巡航中段。

根据一方面，提供有操作如本文描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎的方法。操作可以是在如本文别处所限定的巡航条件（例如就推力、大气条件和马赫数而言）下。

根据一方面，提供有操作飞行器的方法，所述飞行器包括如本文描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎。根据此方面的操作可以包括（或可以是）在如本文别处所限定的飞行器的巡航中段处的操作。

技术人员将领会，除相互排斥的情况之外，关于以上方面中的任何一个所描述的特征或参数都可以应用到任何其他方面。更进一步，除相互排斥的情况之外，本文描述的任何特征或参数都可以应用到任何方面和/或与本文描述的任何其他特征或参数相结合。

附图说明

现在将参考附图仅以示例的方式描述实施例，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切视图；

图4是示出起飞推力分布线的曲线图。

具体实施方式

图1图示了具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括空气进口12和推进风扇23，所述推进风扇23产生两种气流：核心气流A和旁通气流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以轴向流串联的形式包括低压力压缩机14、高压力压缩机15、燃烧设备16、高压力涡轮17、低压力涡轮19和核心排放喷嘴20。短舱21包围气体涡轮引擎10并且限定旁通管道22和旁通排放喷嘴18。旁通气流B流过旁通管道22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压力涡轮19并且由低压力涡轮19驱动。

在使用中，核心气流A由低压力压缩机14加速并压缩并且被引导到高压力压缩机15中，在所述高压力压缩机15中进行进一步的压缩。从高压力压缩机15排放的压缩空气被引导到燃烧设备16中，在所述燃烧设备16中它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排放之前通过高压力和低压力涡轮17、19膨胀并且由此驱动高压力和低压力涡轮17、19以提供一些推进的推力。高压力涡轮17通过适合的互连轴27驱动高压力压缩机15。风扇23总体上提供大部分的推进的推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。

在图2中示出齿轮传动风扇气体涡轮引擎10。低压力涡轮19（见图1）驱动轴26，所述轴26耦合到周转齿轮布置30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外并且与之相互啮合的是多个行星齿轮32，所述多个行星齿轮32通过行星架34耦合在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步地围绕太阳齿轮28进动，同时实现每个行星齿轮32绕其自身轴线旋转。行星架34经由连杆36耦合到风扇23以便驱动其绕引擎轴线9的旋转。在行星齿轮32的径向向外并且与之相互啮合的是环状或环形齿轮38，所述环状或环形齿轮38经由连杆40耦合到固定的支撑结构24。

需注意，如本文使用的术语“低压力涡轮”和“低压力压缩机”可以被认为分别意指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）连接在一起的的涡轮级和压缩机级。在一些文献中，本文提及的“低压力涡轮”和“低压力压缩机”可以可替代地称作“中压力涡轮”和“中压力压缩机”。在使用此类可替代的名称的情况下，风扇23可以被认为是第一或最低压力、压缩级。

周转齿轮箱30在图3中以更详细的示例的方式示出。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每个都包括绕它们的圆周的齿以与其他齿轮相互啮合。然而，为了清楚，在图3中图示了仅齿的示例的部分。图示有四个行星齿轮32，但是对于本领域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。行星的周转齿轮箱30的实际应用总体上包括至少三个行星齿轮32。

以在图2和图3中的示例的方式图示的周转齿轮箱30具有行星类型，在其中行星架34经由连杆36耦合到输出轴，而环形齿轮38固定。然而，任何其他适合的类型的周转齿轮箱30都可以被使用。以进一步的示例的方式，周转齿轮箱30可以是星形布置，在其中行星架34被保持固定，而允许环形（或环状）齿轮38旋转。在这样的布置中，风扇23由环形齿轮38驱动。以进一步的可替代的示例的方式，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，在其中环形齿轮38和行星架34两者都被允许旋转。

将被领会的是，在图2和图3中示出的布置仅是以示例的方式，并且各种替代都是在本公开的范围内。仅以示例的方式，任何适合的布置都可以用于将齿轮箱30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。以进一步的示例的方式，在齿轮箱30和引擎10的其他部分（诸如输入轴26、输出轴和固定结构24）之间的连接（诸如在图2的示例中的连杆36、40）可以具有任何期望程度的刚度或柔度。以进一步的示例的方式，在引擎的旋转部分和固定部分之间（例如在来自齿轮箱的输入和输出轴和固定结构（诸如齿轮箱壳体）之间）的轴承的任何适合的布置都可以被使用，并且本公开不限制于图2的示例的布置。例如，在齿轮箱30具有（以上描述的）星形布置的情况中，技术人员将会容易地理解，输出和支撑连杆以及轴承位置的布置将典型地不同于在图2中以示例的方式示出的那样。

因此，本公开延伸到具有（例如星形或行星的）齿轮箱类型、支撑结构、输入和输出轴布置以及轴承位置的任何布置的气体涡轮引擎。

可选地，齿轮箱可以驱动附加的和/或可替代的部件（例如中压力压缩机和/或增压压缩机）。

本公开可以应用到的其他气体涡轮引擎可以具有可替代的配置。例如，这样的引擎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。以进一步的示例的方式，在图1中示出的气体涡轮引擎具有分流喷嘴18、20，这意指通过旁通管道22的流具有其自己的喷嘴18，所述喷嘴18与核心引擎喷嘴20分开并且在核心引擎喷嘴20径向外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可以应用到如下引擎，在所述引擎中，通过旁通管道22的流和通过核心11的流在可以被称为混流喷嘴的单个喷嘴之前（或其上游）被混合或结合。一个或两个喷嘴（无论混合的或分流的）可以具有固定的或可变的面积。尽管描述的示例涉及涡轮风扇引擎，但本公开可以应用到例如任何类型的气体涡轮引擎，诸如开放转子（在其中风扇级不被短舱包围）或例如涡轮螺旋桨引擎。在一些布置中，气体涡轮引擎10可以不包括齿轮箱30。

气体涡轮引擎10的几何形状以及其部件由常规的轴线系统限定，所述轴线系统包括轴向方向（其与旋转轴线9对准）、径向方向（在图1中的底部到顶部的方向上）以及圆周方向（垂直于在图1视图中的页面）。轴向、径向和圆周方向是相互垂直的。

图4示出用于起飞的五个推力分布线。Y-轴线表示推力，且X-轴线表示距离。

推力分布线A、B、C和D表示现有技术的推力分布线。推力分布线E是根据如本文要求保护的推力起飞比和推力减小比率。能够看到的是，每个分布线都在SLS（海平面静态）条件下从跑道上的静态位置开始。然后初始推力随着由一个或更多气体涡轮提供动力的飞行器顺着跑道行进而减小直到实现EOR（跑道的末端）的条件（0.25马赫数），在所述EOR点处飞行器起飞。每个分布线的推力起飞比是在SLS条件下的推力除以在EOR条件下的推力。

例如，在逐渐减小推力以用于起飞之前的距离的最后部分之前，推力分布线A沿着跑道应用基本上恒定的推力水平。分布线B在起飞之前沿着跑道的全部路程中应用推力上的逐渐降低。分布线C对于跑道的第一部分应用推力上的平缓降低，随之在起飞之前的跑道的第二部分中应用推力上的更急剧降低。分布线D沿着跑道应用高推力，并具有小的逐渐降低，由此实现比分布线A、B或C更短的起飞距离。

对比之下，分布线E在SLS处从甚至比分布线D更高的静态推力开始，并且在起飞之前应用推力上的更急剧降低。

将领会的是，在图4的示例中，每个分布线都被应用到类似的飞行器，并且在每种情况下飞行器都沿着跑道通过该推力分布线被加速到EOR条件。

能够看到，分布线E经过比分布线A、B和C更短的距离到达EOR条件。这是通过在SLS处的更高的推力与到EOR条件的推力上的更剧烈的减小相结合而实现的。在SLS处的更高的推力可以例如通过更大的直径的风扇或更大的旁通比实现。齿轮传动构造也可以实现更高的静态推力。对比之下，分布线A、B和C可以由该引擎提供，所述引擎不能实现分布线E的SLS处的推力。因为这些引擎通过如分布线E中示出的这样的推力起飞比不能达到0.25 Mn。

能够看到，分布线D经过比分布线E稍微更短的距离到达EOR条件。然而为了这样做，分布线D以沿着起飞距离的轻微减小在SLS和EOR条件之间的整个距离维持高水平的推力。对比之下，分布线E相比于分布线D具有SLS处的更高的推力以及EOR条件下的低更多的推力。

将可以从图4领会，分布线E在引擎的高的或最大的或接近于最大额定静态推力下度过最少的时间。远离于图4中示出的分布线的SLS条件，分布线E提供在推力上的最急剧减小。每个分布线的SLS推力可以是引擎能够产生的最大静态推力，或可替代地可以是引擎能够产生的高的或接近于最大的静态推力。

因为分布线E提供上述优点，其中通过提供更大的推力起飞比（和/或推力减小比率），在更高的引擎额定推力下的时间减少。作为结果，来自起飞的例如侧风的影响和/或在飞行器结构上的影响可以最小化。

例如将分布线E与分布线D相比，两个引擎都是高推力引擎。然而在EOR条件下机翼从分布线D的气体涡轮引擎反应的推力远大于分布线E。由于空气动力学负载在EOR条件下更大，清楚的是，对于EOR条件下的分布线D（其典型地表示最大机翼负载），最大机翼负载将比其对于分布线E更高。因此出乎意料的是，通过提供具有更大的SLS推力的引擎，并且以分布线E的方式（例如以大于1.32的推力起飞比）起飞，飞行器就能够在与分布线D类似的距离内起飞，但是最大机翼负载被减小，从而导致更轻的且更优化的机翼。进一步地在最大推力附近度过的时间减少，从而提供更少地被起飞约束所约束的气体涡轮引擎。

从图4能够看到，要求保护的推力起飞比不取决于距离，并且替代地仅与在SLS处的推力和在EOR条件下的推力有关。对比之下，要求保护的推力减小比率与沿着跑道的按照距离的在推力上的减小有关。注意在图4中Y轴线在非零位置处与X-轴线相交。

用于分布线E的示例的推力可以是SLS处的267 kN和EOR处的199 kN、或SLS处的311 kN和EOR处的227 kN的推力。在其中第一推力（SLS）被减额的示例中，推力可以是SLS处的240 kN和EOR处的199 kN。这可以通过将涡轮进口温度和/或风扇旋转速度相比于最大海平面静态推力下的它们的值减小（例如减小10%）来实现。

图4可以成比例，使得如果分布线E具有SLS处的267 kN和EOR处的199 kN的推力，那么分布线C具有SLS处的238 kN和EOR处的193kN的推力，并且分布线D具有SLS处的253 kN和EOR处的230 kN的推力。

用于分布线E的示例的起飞距离可以是1.5 km、1.7 km、2.2 km或2.8 km。例如，典型的宽主体飞机可以在海平面条件和280吨的最大重量下具有2.8 km的起飞距离。在其他示例中，飞机可以具有例如70、200、250、300、350或500吨的起飞重量。

推力起飞比或推力减小比率对于具有在200和350吨之间的最大起飞重量的飞机可以是特别有利的。推力起飞比或推力减小比率对于具有在250和300吨之间的最大起飞重量的飞机可以是进一步有利的。例如，具有在这些范围内的最大起飞重量的飞机可以特别地受益于前述对于机翼和/或经受侧风的改进。

1.32的推力起飞比和2.8 km的起飞距离提供11%/km的推力减小比率。1.8的推力起飞比和2.8 km的起飞距离提供29%/km的推力减小比率。

2.2 km的起飞距离和1.5的推力起飞比给出23%/km的推力减小比率。2.2 km的起飞距离和1.8的推力起飞比给出36%的推力减小比率。1.7 km的起飞距离和1.55的推力起飞比给出32%的推力减小比率。1.7 km的起飞距离和1.7的推力起飞比给出41%的推力减小比率。

将被理解的是，本发明不限制于以上描述的实施例，并且在不脱离本文描述的概念的情况下能够做各种修改和改进。除相互排斥之外，任何特征都可以被分开地采用或与任何其他特征相结合，并且本公开延伸到并且包括本文描述的一个或更多特征的所有结合和子结合。

Claims (15)

1.一种气体涡轮引擎，所述气体涡轮引擎包括风扇、压缩机、低压力涡轮和高压力涡轮，其中

所述风扇直径大于215 cm且小于381 cm；并且

所述气体涡轮引擎在海平面静态条件下具有第一推力并且在跑道的末端条件下具有第二推力；并且

推力起飞比大于1.32；其中

所述推力起飞比是所述第一推力与所述第二推力的比。

2.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中所述推力起飞比大于1.33，可选地大于1.35，可选地大于1.42或1.5。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中所述推力起飞比小于1.8，或小于1.7。

4.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中所述风扇直径大于250 cm，可选地大于300 cm，可选地大于330 cm，并且可选地大于350 cm。

5.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中所述风扇直径小于356 cm，并且可选地小于330 cm，并且可选地小于300 cm。

6.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中所述气体涡轮包括动力齿轮箱。

7.根据权利要求6所述的气体涡轮引擎，其中所述动力齿轮箱包括齿轮比，所述齿轮比大于3.1，并且可选地小于3.8，并且进一步可选地在3.2和3.7之间。

8.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中：

所述气体涡轮引擎具有最大推力，所述最大推力大于180 kN，并且可选地小于400 kN，并且进一步可选地在200 kN和300 kN之间；和/或

所述气体涡轮引擎具有小于110 Nkg-1s、并且可选地小于90 Nkg-1s、并且进一步可选地在90 Nkg-1s和60 Nkg-1s之间的巡航时的比推力。

9.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中所述风扇包括少于20个风扇叶片。

10.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，其中所述气体涡轮引擎具有旁通比，所述旁通比大于12，并且可选地小于18并且进一步可选地在13和16之间。

11.一种飞行器，其包括根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎。

12.一种操作气体涡轮引擎以用于飞行器的起飞的方法，所述气体涡轮引擎为根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，所述方法包括：

在海平面静态条件下产生所述第一推力；以及

在跑道的末端条件下产生所述第二推力使得在所述飞行器升离地面时实现所述推力起飞比。

13.一种操作气体涡轮引擎以用于飞行器的起飞的方法，所述气体涡轮引擎为根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎，所述方法包括：

在海平面静态条件下产生减额第一推力；以及

在跑道的末端条件下产生所述第二推力；其中

所述减额第一推力比所述第一推力低大约10%。

14.一种使飞行器起飞的方法，所述飞行器包括气体涡轮引擎，所述气体涡轮引擎包括风扇、压缩机、低压力涡轮和高压力涡轮；所述方法包括：

操作所述气体涡轮引擎以在海平面静态条件下产生第一推力并且在跑道的末端条件下产生第二推力；以及

应用大于11%/km的推力减小比率；其中

所述推力减小比率被限定为：

其中所述行进的距离是沿着在海平面静态条件和跑道的末端条件之间的跑道行进的距离；以及

在跑道的末端条件下升离地面以起飞。

15.根据权利要求14所述的使飞行器起飞的方法，其中所述推力减小比率大于20%/km，可选地大于30%/km，可选地大于40%/km。

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