CN113446117A - 高压力比气体涡轮引擎 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种气体涡轮引擎（10），该气体涡轮引擎包括：高压涡轮（17）；低压涡轮（19）；通过高压轴（27）联接到该高压涡轮（17）的高压压缩机（15）；经由低压轴（26）和减速齿轮箱（30）联接到该低压涡轮（19）的推进器（23）和低压压缩机（14）；其中该低压压缩机（14）由四个或五个压缩机级（14）组成；该高压压缩机（15）由八个或九个压缩机级组成；该低压涡轮（19）包括四个或更多个级；并且该高压压缩机（15）和该低压压缩机（14）一起限定大于36:1的核心总压力比。

Description

高压力比气体涡轮引擎

发明领域

本公开涉及用于飞行器的气体涡轮引擎。

背景技术

现有的气体涡轮引擎是已知的，其中减速齿轮箱设置在涡轮和推进式风扇之间。此类引擎被称为“齿轮传动涡轮风扇”。

发明内容

期望增加此类引擎的燃料效率。基本上有两种方法来增加燃料效率，即增加推进效率和增加热效率。本发明的目的是提供气体涡轮引擎架构，该气体涡轮引擎架构提供改善的燃料效率。

根据第一方面，提供了一种气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：

高压涡轮；

低压涡轮；

高压压缩机，该高压压缩机通过高压轴联接到所述高压涡轮；

推进器和低压压缩机，该推进器和低压压缩机经由低压轴和减速齿轮箱联接到所述低压涡轮；其中

低压压缩机由四个或五个压缩机级组成，

高压压缩机由八个或九个压缩机级组成；

低压涡轮包括四个或更多个级；并且

高压压缩机和低压压缩机一起限定巡航时大于36:1的核心总压力比。

发明人已经发现，上述定义的特性可提供具有高总压力比（以及因此高热效率）、具有相对较少的级并且具有相对较低压力比高压压缩机的气体涡轮引擎。这样的相对低压力比高压压缩机可提供许多优点，诸如可变定子级和放气阀的减少，这继而可导致重量和成本降低。

核心总压力比可介于36:1和60:1之间。总压力比可为36:1、38:1、40:1、42:1、44:1、46:1、48:1、50:1、52:1、54:1、56:1或58:1中的任一者。

低压压缩机可限定介于1.24:1和1.35:1之间的巡航平均级压力比。

低压压缩机可限定介于2.3和4.5之间的巡航压力比。

高压压缩机可限定介于8:1和18:1之间的巡航压力比。

高压压缩机可限定介于1.3和1.42之间的巡航平均压力比。

高压涡轮可由两个或更少的级组成。

低压涡轮可由四个级组成。

低压压缩机可定位在高压压缩机的轴向上游。高压压缩机可被布置成（例如直接接收，例如经由大致环形的导管）从低压压缩机接收流。

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轴（例如上述示例中的低压轴）来驱动。

引擎可包括核心壳体和短舱，其中核心壳体和短舱中的至少一者包括碳复合材料。

可以使用任何类型的减速齿轮箱。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推进器和压缩机的下游。例如，燃烧器可直接位于高压压缩机的下游（例如在其出口处）。以另外的示例的方式，可将到燃烧器的出口处的流提供到高压涡轮的入口。

推进器可为开放式转子或导管风扇的形式。

每个压缩机和/或涡轮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。

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（所有值都是无量纲的）。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核心压力比可被定义为风扇下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）以下中的任一者：36、40、45、50、55。总核心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）。

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。

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）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。

该方法可包括在巡航条件下操作低压压缩机（14）以提供介于2.4:1和3.3:1之间的压力比，操作高压压缩机（15）以提供小于18:1的压力比，以及操作低压压缩机（14）和高压压缩机（15）以提供小于36:1的压力比。

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是图1的气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图；

图3是图1的气体涡轮引擎的涡轮节段的特写截面侧视图；

图4是图1的气体涡轮引擎的减速齿轮箱的截面前视图；

图5是示出图2的压缩机节段的设计空间的曲线图；

图6是示出根据本公开的气体涡轮引擎的高压压缩机的设计空间的曲线图；并且

图7是示出根据本公开的气体涡轮引擎的低压压缩机的设计空间的曲线图。

具体实施方式

图1示出了具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括进气口12和推进式风扇23，该推进式风扇产生两股气流：核心气流A和旁路气流B。气体涡轮引擎10包括接收核心气流A的核心11。引擎核心11以轴流式串联包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17、低压涡轮19和核心排气喷嘴20。在一些情况下，低压压缩机14可被称为中压压缩机（IPC）。类似地，低压涡轮可被称为中压涡轮（IPT）。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。

引擎核心11由核心壳体37围绕，该核心壳体包含压缩机14、15，燃烧器16和涡轮17、19。核心壳体37包括一个或多个处理放气件，该一个或多个处理放气件包括被构造成在核心压缩机流动路径A（例如，在高压压缩机15的下游端部处）和风扇流动路径B之间连通的一个或多个阀38。核心壳体37包括碳复合材料，诸如碳纤维增强塑料（CFRP）。

类似地，引擎短舱21包括碳复合材料，诸如CFRP。例如，设置在短舱21后部的推力反向器单元（TRU）39可包括碳复合材料。

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4中示出了齿轮传动风扇气体涡轮引擎10的示例性布置。低压涡轮19（参见图1）驱动轴26，该轴26联接到周转齿轮布置结构30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外处并与该太阳齿轮相互啮合的是多个行星齿轮32，该多个行星齿轮通过行星架34联接在一起。行星架34被静态地安装，这约束行星齿轮32，同时使每个行星齿轮32能够围绕其自身的轴线旋转。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36联接到风扇23以便驱动其围绕引擎轴线9的旋转。这样的布置通常被称为“星形”齿轮箱。

需注意，本文中使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可分别表示最低压力涡轮级和最低压力压缩机级（即，不包括风扇23），和/或通过在引擎中具有最低旋转速度的互连轴26（即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴）连接在一起的涡轮级和压缩机级。在一些文献中，本文中提到的“低压涡轮”和“低压压缩机”可被另选地称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用此类另选命名的情况下，风扇23可被称为第一或最低压力的压缩级。

在图4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4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4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4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。以另外的示例的方式，齿轮箱30与引擎10的其他部件（诸如输入轴26、输出轴和固定结构24）之间的连接件（诸如图1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。

本公开可应用的其他气体涡轮引擎可具有另选构型。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。

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。

现在参见图2，更详细地示出了低压压缩机14和高压压缩机15。可以看出，压缩机中的每个压缩机包括多级轴流式压缩机。

低压压缩机由四个或五个级（即，不超过五个级，并且不少于四个级）41a-41d组成。每个级41a-41d包括至少一个相应的压缩机转子43，并且可包括相应的定子44。相应的转子43和定子44大致轴向间隔开。在这种情况下，第一定子44位于第一转子43的核心流的下游。可以提供一个或多个另外的定子，诸如入口定子（未示出），然而，由于没有附加转子与入口定子相关联，这不构成附加级，因为入口定子单独不提供压力升高。如本领域技术人员将理解的，转子43通过对应盘46a-46d联接到相应轴（即，在低压压缩机14的情况下为低压轴26），并且因此与轴26一起转动。另一方面，定子44保持静止。在一些情况下，定子44可以围绕其长轴枢转，以调节相应压缩机级的攻角以及入口和出口面积。此类定子被称为“可变定子轮叶”或VSV。

高压压缩机15类似地由八个或九个级组成，并且在所述实施方案中由八个级组成。同样，每个级至少包括转子，并且还可包括定子。

涡轮在图3中示出。为了驱动高压压缩机15，可能需要具有两个级47a、47b的高压涡轮17。同样，可以以与压缩机级的数量类似的方式确定涡轮级的数量。另选地，可提供单个涡轮级。具体地讲，已发现，巡航压力比高达13:1的高压压缩机可由单级涡轮驱动。

类似地，为了驱动低压压缩机14和风扇23，提供了至少四个低压涡轮级49a-49d。在一些情况下，可提供五个低压涡轮级。

在它们之间，高压压缩机15和低压压缩机16限定使用中的最大总核心压力比（OPR）。核心OPR被定义为低压压缩机15的第一级44上游的滞止压力与最高压压缩机16的出口处（在进入燃烧器之前）的滞止压力的比率。核心OPR不包括由风扇23产生的任何压力升高，其中风扇向核心提供气流，因此总引擎总压力比（EPR）可高于核心OPR。在本公开中，总核心OPR为至少36:1，并且可介于36:1和56:1之间。在所述实施方案中，核心OPR为40，并且可采用这些上限和下限之间的任何值。例如，核心OPR可为36、40、45、50、55和60中的任一者，或甚至更高。

应当理解，核心OPR将根据大气、飞行和引擎条件而改变。然而，巡航OPR如上所定义。

应当理解，当设计气体涡轮引擎以相对于所选择的度量（诸如引擎重量、成本、热效率、推进效率或这些的平衡）确定最佳引擎时，必须考虑大的设计空间。在许多情况下，对于给定的一组条件可存在大量可行的解决方案以实现期望的度量。

一个这样的变量是核心OPR。随着核心OPR增加，热效率也趋于增加，并且因此高OPR是期望的。然而，即使一旦选择了特定OPR，也必须选择多个设计变量以满足所选择的OPR。

一个这样的设计变量是相对于由高压压缩机16提供的压力升高量由低压压缩机15提供的压力升高量（有时称为“功分流”）。应当理解，总核心OPR可通过以下方式来确定：将低压压缩机压力比（即，低压压缩机的出口处的滞止压力与低压压缩机15的入口处的滞止压力之间的比率）乘以高压压缩机比率（即，高压压缩机16的出口处的滞止压力与高压压缩机16的入口处的滞止压力之间的比率）。因此，可通过增加高压压缩机比、低压压缩机比或两者来提供更高的核心OPR。

发明人已经发现，可通过提供由四个或五个级组成并且具有介于2.4:1和4.5:1之间的压力比的低压压缩机14来提供用于具有上述范围内的核心OPR的气体涡轮引擎的特别有效的功分流，并且然后提供具有高于8:1的压力比的高压压缩机，使得总核心压力比高于36:1。已发现，使用当前技术，使用合理数目的压缩机级，在设置在单轴上的高压压缩机上提供18:1的压力比是可行的，而不需要过多数量的可变级，并且以合理的旋转速度提供高的总效率。因此，为了提供必要的核心OPR，需要介于2.4:1和4.5:1之间的低压压缩机比。

类似地，存在用以增加压缩机压力比的若干方式。第一种方法是增加级负载。级负载被定义为压缩机的单个级（转子和定子）上的滞止压力比。类似地，平均级负载可以被定义为压缩机的每个压缩机级的级负载的总和除以级数。例如，在本公开中，低压压缩机14的平均级负载介于1.24和1.35之间。这继而可通过在最大压缩条件下增加转子速度、增加由叶片提供的转向或增加压缩机转子的尖端半径中的一者或多者来管理，这继而需要增加压缩机转子的根部半径以保持给定的流动面积。这些选项中的每个选项都具有相关联的优点和缺点。例如，出于噪声和效率原因，增加低压压缩机转子速度需要增加齿轮箱30的减速比或减小风扇23半径，以便将风扇尖端速度保持在期望的水平。另一方面，鉴于需要更大的压缩机盘，增加压缩机尖端半径需要增加重量。增加气流的转向可导致较低的喘振裕度和降低的效率。在任何情况下，鉴于与空气动力学冲击相关联的损失，当尖端显著超过声速时，较高的级负载可导致较低的效率，因为增加的转子尖端速度或较高的转向导致较低的压缩机效率。

第二种选项是增加相应压缩机中的级数，从而保持低级负载、低旋转速度和低盘重量。同样，这可通过向低压压缩机15或高压压缩机16中的任一者添加级来实现。然而，这通常将导致与附加级相关联的更高的重量和成本。

另外的复杂性是齿轮箱30的存在。齿轮箱提供了附加设计自由度，因为如上所述，可以选择齿轮箱减速比以提供与风扇半径和低压压缩机转子速度两者无关的优选风扇尖端速度。然而，考虑到齿轮箱的大尺寸，齿轮箱也存在约束。因此，具有周转齿轮箱的齿轮传动涡轮风扇中固有的风扇23的径向向内所需的大半径规定风扇23具有大的毂部半径，即在引擎中心9和风扇叶片23的空气动力学根部之间的大径向距离。此外，鉴于齿轮传动涡轮风扇的典型相对较慢的转动风扇，风扇23的内径提供相对较小的压力升高，因此齿轮传动涡轮风扇趋于具有高毂部与尖端比率风扇23。

发明人已经探索了该设计空间，并且发现了提供重量和效率的最佳混合的级数量和压缩机压力比的最佳范围。

在本公开中，与现有齿轮传动涡轮风扇相比，低压压缩机14提供相对较大的压力比。这使用以较低速度旋转的四级或五级压缩机14来实现。这种低速允许使用相对低比率的齿轮箱（通常为大约3:1），同时利用高直径风扇保持相对低的风扇叶片尖端速度。如上所述，这允许“星形”齿轮箱结合高旁路比率（通常大于10）。这样的布置具有优于行星式齿轮箱（其中齿圈保持静止，并且行星架用于驱动风扇）的若干优点，诸如更方便的油分配。

鉴于低压压缩机14提供了相对高压高功，低压涡轮19需要附加功。鉴于相对低的轴速度，发明人已经发现第四涡轮级或甚至第五涡轮级是必要的，这在齿轮传动涡轮风扇上是不常见的。这是因为低旋转速度导致低涡轮尖端速度，这导致每转相对低的功。因此，在这种情况下，提供了四级低压涡轮或五级低压涡轮。

上述最佳参数限定压缩机的设计空间，如图6和图7所示。

设计空间的一个拐角由最大低压压缩机14巡航压力比（4.5:1）和最小高压压缩机15巡航压力比（8:1）限定，以实现最小所需总核心压力比（36:1）。在该低压巡航压力比（4.5:1）以上，已经发现在不增加旋转速度或直径（并且因此在任一情况下增加压缩机叶片尖端速度）或将低压压缩机级计数增加到五个级以上的情况下，不能确保压缩机稳定性。然而，在压缩机尖端速度增加的情况下，效率开始下降，因此失去了较高负载的优点。本发明人已发现，4.5:1的低压巡航压力比可被设置有不超过五个级。实际上，本发明人已发现，至多3.3:1的巡航低压比可仅设置有四个低压压缩机级。类似地，当总核心引擎压力比下降到36:1以下时，总引擎效率受损，特别是鉴于齿轮传动涡轮风扇中的风扇产生的相对小的压力升高。

设计空间的第二拐角由最大低压压缩机14巡航压力比（4.5:1），和最大高压压缩机15巡航压力比（18:1）限定，该最大高压压缩机巡航压力比可合理地维持，而不需要过多级数量和增加的重量。该组合给出80:1的总核心压力比。超过该值，重量增加开始超过热效率的增加，因此未实现增加总推进系统效率的设计目标。具体地讲，本发明人已发现，可使用具有八个或九个级的高压压缩机来提供上述参数，其中每个级的功相对较低。这种每个级相对较低的功提供高压缩机效率，而高总压力比导致高总引擎效率。

设计空间的第三拐角由可合理地维持的最大高压压缩机15巡航压力比（18:1）以及需要四个压缩机级的最小低压压缩机巡航压力比（2.4:1）限定。低于该值，仅需要三个低压压缩机级，并且因此引擎重量未被优化。该组合给出43:1的总核心压力比，其提供良好的热效率，具有少量的总压缩机级。

设计空间的第四拐角由在需要四个压缩机级（2.4:1）的最小低压压缩机14级负载下实现36:1的所需总核心压力比需要的最小高压压缩机巡航压力比限定。这给出了约15:1的高压压缩机巡航压力比。

限定设计空间的第五拐角。此时，提供3.0:1的较高低压压缩机巡航压力比，并且提供12:1的较低高压压缩机巡航压力比，同时提供36:1的最小总核心压缩机压力比。

在一个示例中，诸如图2所示，引擎包括由四个级组成的低压压缩机和由八个级组成的高压压缩机。图5示出了该组合的设计空间。可以看出，高压压缩机总压力比可以在15和17:1之间变化，并且低压压缩机压力比可以在2.7:1和3.3:1之间变化。这样的组合被认为允许最小的总级计数，同时提供高总压力比，因为两个阀芯的负载最大化而不损害稳定性。

因此，设计者教导了如何设计一种压缩机，该压缩机实现高总核心巡航压力比（大于36:1）的期望特性，同时使级计数最小化并且使压缩机效率最大化。

下文描述了本发明人已考虑的两个示例性气体涡轮引擎。

第一示例性引擎在ISO条件下在海平面处具有约45,000磅力（lbf）的最大起飞推力。低压压缩机具有四个级，并且被构造成提供约2.8:1的巡航压力比。高压压缩机被构造成提供约13:1的巡航压力比。这给出了约36:1的总核心压力比。鉴于该推力的引擎被设计用于其的飞行器的较短典型任务范围，这样的引擎被认为是为该类别中的引擎提供重量和热效率的最佳混合，因为重量在该类别中是比较高推力引擎更重要的因素。

第二示例性引擎在ISO条件下在海平面处具有约84,000磅力（lbf）的最大起飞推力。低压压缩机具有四个级，并且被构造成提供约2.8:1的巡航压力比。高压压缩机被构造成提供约17:1的巡航压力比。这给出了约48:1的总核心压力比。鉴于该推力的引擎被设计用于其的飞行器的较长典型任务范围，这样的引擎被认为是为该类别中的引擎提供重量和热效率的最佳混合，因为热效率在该类别中是比较低推力引擎更重要的因素。

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 (14)

1.一种气体涡轮引擎，所述气体涡轮引擎包括：

高压涡轮；

低压涡轮；

高压压缩机，所述高压压缩机通过高压轴联接到所述高压涡轮；

推进器和低压压缩机，所述推进器和低压压缩机经由低压轴和减速齿轮箱联接到所述低压涡轮；其中

所述低压压缩机由四个或五个压缩机级组成；

所述高压压缩机由八个或九个压缩机级组成；

所述低压涡轮包括四个或更多个级；并且

所述高压压缩机和所述低压压缩机一起限定大于36:1的核心总压力比。

2.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中所述核心总压力比介于36:1和60:1之间。

3.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中所述低压压缩机限定介于1.24:1和1.35:1之间的巡航平均级压力比。

4.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中所述低压压缩机限定介于2.3和4.5之间的巡航压力比。

5.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中所述高压压缩机限定介于8:1和18:1之间的巡航压力比。

6.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中所述高压压缩机限定介于1.3和1.42之间的巡航平均压力比。

7.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中所述高压涡轮由两个或更少的级组成。

8.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中所述低压涡轮由四个级组成。

9.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中所述减速齿轮箱包括星形齿轮箱。

10.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中所述减速齿轮箱限定约3的减速比。

11.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中所述低压压缩机轴向定位在所述高压压缩机上游。

12.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中所述推进器为开放式转子或导管风扇的形式。

13.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中每个压缩机和/或涡轮级包括一排转子叶片和一排定子轮叶，所述定子轮叶能够是可变定子轮叶。

14.一种操作根据权利要求1所述的气体涡轮引擎的方法，包括在巡航条件下操作所述低压压缩机和所述高压压缩机以提供大于36:1的压力比。

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