CN113756950A - 具有改进的动态特性的燃气涡轮发动机 - Google Patents

具有改进的动态特性的燃气涡轮发动机 Download PDF

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Abstract

一种用于飞机的燃气涡轮发动机(10)，其包括风扇系统和齿轮箱(30)，所述风扇系统包括：位于发动机芯上游的风扇(23)；风扇轴(36)；以及布置成支承风扇轴(36)并且具有前发动机结构点头模式的前发动机结构(42)，该模式包括在正交方向上处于类似但不相等的固有频率的模式对。包括风扇系统(23、36)和布置成驱动风扇轴(36)的齿轮箱输出轴(35)的LP转子系统具有第一正向涡动转子动态模式，即1FW。发动机(10)具有最大起飞速度MTO。正向涡动频率裕度为：
Figure DDA0003098989260000011
其在从10％到100％的范围内。

Description

具有改进的动态特性的燃气涡轮发动机
技术领域
本公开涉及具有改进的动态特性的飞机发动机，以及更具体地涉及通过避免固有频率与其潜在的激发源之间的频率一致而具有改进的振动模式的处理的发动机，以及使用这种发动机的方法。
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，其包括：发动机芯，其包括涡轮、压缩机、以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；以及风扇系统，其包括：位于发动机芯上游的风扇，所述风扇包括多个风扇叶片；和风扇轴。发动机还包括齿轮箱和齿轮箱输出轴，所述齿轮箱输出轴布置成将齿轮箱的输出耦接到所述风扇轴。齿轮箱从芯轴接收输入，并且经由齿轮箱输出轴将驱动输出到风扇，以便以比芯轴更低的旋转速度驱动风扇。风扇系统和齿轮箱输出轴一起形成LP转子系统，所述LP转子系统具有第一正向涡动转子动态模式，即1FW。发动机具有最大起飞速度MTO。正向涡动频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000011
其在从10％到100％的范围内。
正向涡动频率裕度可大于30％。
正向涡动频率裕度可大于20％、30％、40％或50％，和/或可选地小于100％、90％、80％、70％或60％。正向涡动频率裕度可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)。
可以计算或者从坎贝尔图读出1FW模式与第一发动机指令线(1EO)相交的地方1FW模式的频率。类似地，可以计算或者从坎贝尔图读出在MTO速度下1EO的频率，在该处，1EO与MTO线相交。
坎贝尔图上的1FW与同步(第一发动机指令)线1EO的相交点通常称为“同步1FW”。因此，上面的公式可以重写为：
Figure BDA0003098989240000012
如果转子第一正向涡动模式(1FW)具有在最大风扇速度(MTO速度)上不足的频率裕度，则可以通过转子上的不平衡来激发该模式。因此，可以适当地调整正向涡动频率裕度，从而选择落入要求保护的范围内的值，以减小或避免对该模式的激发。
同步1FW与MTO速度下的第一发动机指令线之间的频率差可在从8Hz到45Hz的范围内，可选地在从20Hz到40Hz的范围内。
MTO速度可在从25Hz到45Hz的范围内。
MTO速度可在从25Hz到30Hz的范围内，并且风扇可具有大于216cm(85英寸)的风扇直径。
MTO速度可在从35Hz到45Hz的范围内，并且风扇可具有小于216cm(85英寸)的风扇直径。
风扇系统可具有逆向行波第一襟翼模式，即风扇RTW，LP转子系统可具有第一逆向涡动转子动态模式，即转子RW，以及反向涡动频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000021
可在从15％到50％的范围内。
反向涡动频率裕度可大于25％。
反向涡动频率裕度可大于20％、25％、30％或35％，和/或可选地小于50％、45％或40％。反向涡动频率裕度可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)。
在MTO速度下，模式风扇RTW或转子RW的最低频率可在从4Hz到22Hz的范围内，可选地在从5Hz到15Hz的范围内。
相互频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000022
其可在从5％到50％的范围内。
相互频率裕度可大于10％。
相互频率裕度可大于10％、15％、20％或25％，和/或可选地小于50％、45％、40％或35％。相互频率裕度可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)。
在MTO速度下，模式风扇RTW与模式转子RW之间的频率差可在从2Hz到15Hz的范围内，可选地在从5Hz到15Hz的范围内。
发动机可以包括布置成支承风扇轴的前发动机结构。前发动机结构可以具有前发动机结构点头模式，即模式FSN，该模式可以包括在正交方向上处于类似但不相等的固有频率的模式对。前发动机结构频率裕度限定为：
Figure BDA0003098989240000031
其可在从5％到50％的范围内。
前发动机结构频率裕度可大于10％。
前发动机结构频率裕度可大于10％、15％、20％或25％，和/或可选地小于50％、45％、40％或35％。前发动机结构频率裕度可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)。
模式FSN与同步风扇RTW或同步转子RW的最高频率之间的频率差可在从2Hz到15Hz的范围内，可选地在从2Hz到10Hz的范围内。
前结构点头模式对的最低固有频率可在从14Hz到26Hz的范围内，可选地在从15Hz到25Hz的范围内。
如上文关于1FW所提及，“同步”风扇RTW或转子RW指的是相应模式(风扇RTW或转子RW)与第一发动机指令线的相交点-即，使用在其处线相交的频率值。在风扇RTW和转子RW中，具有最高同步频率的任何一种模式被选择用于上面所示的比中。
将理解的是，在许多实施例中，模式FSN通常具有恒定的频率。在存在任何变化的情况下，使用同步频率值(即，在其处模式FSN线与第一发动机指令线相交的频率值)。
根据第二方面，提供了一种用于飞机的燃气涡轮发动机的操作方法，所述燃气涡轮发动机包括：发动机芯，其包括涡轮、压缩机、以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；风扇系统，其包括位于发动机芯上游的风扇和风扇轴，所述风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱；以及齿轮箱输出轴，所述齿轮箱输出轴布置成将齿轮箱的输出耦接到所述风扇轴，其中齿轮箱从芯轴接收输入，并且经由齿轮箱输出轴将驱动输出到风扇，以便以比芯轴更低的旋转速度驱动风扇，以及其中风扇系统和齿轮箱输出轴一起形成LP转子系统，所述LP转子系统具有第一正向涡动转子动态模式，即1FW。
该方法包括操作发动机，使得正向涡动频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000032
其在从10％到100％的范围内。
正向涡动频率裕度可大于20％、30％、40％或50％，和/或可选地小于90％、80％、70％或60％。正向涡动频率裕度可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)。
该方法可以包括在直到发动机的最大起飞MTO速度的速度下操作发动机。该方法可以包括在MTO速度下操作发动机。
该方法可以包括操作发动机，使得同步1FW与MTO速度下的第一发动机指令线之间的频率差在从8Hz到45Hz的范围内，可选地在从20Hz到40Hz的范围内。
风扇系统可以具有逆向行波第一襟翼模式，即风扇RTW，以及风扇系统和齿轮箱输出轴一起可以形成LP转子系统，所述LP转子系统具有第一逆向涡动转子动态模式，即转子RW。该方法可以包括操作发动机，使得反向涡动频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000041
其在从15％到50％的范围内。
反向涡动频率裕度可大于20％、25％、30％或35％，和/或可选地小于50％、45％或40％。反向涡动频率裕度可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)。
该方法可以包括操作发动机，使得在MTO速度下模式风扇RTW或转子RW的最低频率在从4Hz到22Hz的范围内，可选地在从5Hz到15Hz的范围内。
该方法可以包括操作发动机，使得相互频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000042
其在从5％到50％的范围内。
该方法可以包括操作发动机，使得相互频率裕度可大于10％、15％、20％或25％，和/或可选地小于45％、40％或35％。相互频率裕度可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)。
该方法可以包括操作发动机，使得在MTO速度下模式风扇RTW与模式RW之间的频率差在从2Hz到15Hz的范围内，可选地在从5Hz到15Hz的范围内。
根据一方面，提供了一种用于飞机的燃气涡轮发动机，其包括：发动机芯，其包括涡轮、压缩机、以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；以及风扇系统，其具有逆向行波第一襟翼模式，即风扇RTW。风扇系统包括：位于发动机芯上游的风扇，所述风扇包括多个风扇叶片；以及风扇轴。发动机还包括齿轮箱和齿轮箱输出轴，所述齿轮箱输出轴布置成将齿轮箱的输出耦接到风扇轴。齿轮箱从芯轴接收输入，并且经由齿轮箱输出轴将驱动输出到风扇，以便以比芯轴更低的旋转速度驱动风扇。风扇系统和齿轮箱输出轴一起形成低压(LP)转子系统，所述低压(LP)转子系统具有第一逆向涡动转子动态模式，即转子RW。发动机具有最大起飞速度MTO。反向涡动频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000051
其在从15％到50％的范围内。
反向涡动频率裕度可大于25％。
反向涡动频率裕度可大于20％、25％、30％或35％，和/或可选地小于50％、45％或40％。反向涡动频率裕度可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)。
如果转子第一逆向涡动模式(转子RW)和/或逆向行波第一风扇叶片襟翼模式(风扇RTW)具有在最大风扇轴旋转速度(MTO，在本文中根据轴的旋转频率限定)上不足的频率裕度，则这些模式中的一种或两种可以通过在惯性参考系中为(如由查看发动机的外部观察者查看到的)静态的受迫负载来激发。因此，将反向涡动频率裕度保持在要求保护的范围内可以允许减小或避免该响应放大。
在MTO速度下，模式风扇RTW或转子RW的最低频率可在从4Hz到22Hz的范围内，可选地在从5Hz到15Hz的范围内。
MTO速度可在从25Hz到45Hz的范围内。
MTO速度可在从25Hz到30Hz的范围内，并且风扇可具有大于216cm(85英寸)的风扇直径。
MTO速度可在从35Hz到45Hz的范围内，并且风扇可具有小于216cm(85英寸)的风扇直径。
风扇系统可以具有逆向行波第一襟翼模式，即风扇RTW。LP转子系统可以具有第一逆向涡动转子动态模式，即转子RW。
反向涡动频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000052
其可在从15％到50％的范围内。
相互频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000061
其可在从5％到50％的范围内。
发动机可以包括布置成支承风扇轴的前发动机结构。前发动机结构可以具有前发动机结构点头模式，该模式可以包括在正交方向上处于类似但不相等的固有频率的模式对。前发动机结构频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000062
其可在从5％到50％的范围内。
根据一方面，提供了一种用于飞机的燃气涡轮发动机，其包括：发动机芯，其包括涡轮、压缩机、以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；以及风扇系统，其具有逆向行波第一襟翼模式，即风扇RTW。风扇系统包括：位于发动机芯上游的风扇，所述风扇包括多个风扇叶片；以及风扇轴。发动机还包括齿轮箱和齿轮箱输出轴，所述齿轮箱输出轴布置成将齿轮箱的输出耦接到风扇轴。齿轮箱从芯轴接收输入，并且经由齿轮箱输出轴将驱动输出到风扇，以便以比芯轴更低的旋转速度驱动风扇。风扇系统和齿轮箱输出轴一起形成LP转子系统，所述LP转子系统具有第一逆向涡动转子动态模式，即转子RW。发动机具有最大起飞速度MTO。相互频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000063
其在从5％到50％的范围内。
相互频率裕度可大于10％。
相互频率裕度可大于10％、15％、20％或25％，和/或可选地小于45％、40％或35％。相互频率裕度可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)。
如果转子第一逆向涡动模式(转子RW)和逆向行波第一风扇叶片襟翼模式(风扇RTW)具有不足的相互频率裕度(即，如果转子RW和风扇RTW在频率上太靠近彼此)，则这些模式可以相互作用，使得如上所述的任何受迫可以激发这两种模式，而不是仅一种。这可能再次导致振动响应的有害增大振幅。因此，可以适当地调整相互频率裕度，从而选择落入要求保护的范围内的值，以减少或避免这种相互作用。
反向涡动频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000071
其可在从15％到50％的范围内。
LP转子系统可以具有第一正向涡动转子动态模式，即1FW。正向涡动频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000072
其可在从10％到100％的范围内。
发动机可以包括布置成支承风扇轴的前发动机结构。前发动机结构可以具有前发动机结构点头模式，该模式可以包括模式对。该模式对可在正交方向上处于类似但不相等的固有频率。前发动机结构频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000073
其可在从5％到50％的范围内。
根据一方面，提供了一种用于飞机的燃气涡轮发动机，其包括：发动机芯，其包括涡轮、压缩机、以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；以及风扇系统，其具有逆向行波第一襟翼模式，即风扇RTW。风扇系统包括：位于发动机芯上游的风扇，所述风扇包括多个风扇叶片；以及风扇轴。发动机还包括布置成支承风扇轴的前发动机结构，前发动机结构具有前发动机结构点头模式，该模式包括在正交方向上处于类似但不相等的固有频率的模式对。发动机还包括齿轮箱和齿轮箱输出轴，所述齿轮箱输出轴布置成将齿轮箱的输出耦接到风扇轴。齿轮箱从芯轴接收输入，并且经由齿轮箱输出轴将驱动输出到风扇，以便以比芯轴更低的旋转速度驱动风扇。风扇系统和齿轮箱输出轴一起形成LP转子系统，所述LP转子系统具有第一逆向涡动转子动态模式，即转子RW。发动机具有最大起飞速度MTO。前发动机结构频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000074
其在从5％到50％的范围内。
前发动机结构频率裕度可大于10％。
前发动机结构频率裕度可大于10％、15％、20％或25％，和/或可选地小于45％、40％或35％。前发动机结构频率裕度可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)。
正交模式的这种组合可能导致前发动机结构对转子不平衡的振动响应在轨道上为椭圆形。椭圆形轨道可以包括正向行波分量和逆向行波分量两者；因此，提出了一种机制，如果逆向涡动模式风扇RTW或转子RW与前发动机结构点头(FSN)频率一致或接近一致，则激发逆向涡动模式风扇RTW或转子RW。这种组合的效果可能使振动响应幅度迅速增加到令人讨厌的水平，或者在极端情况下增加到潜在破坏/危险的水平。因此，可以适当地调整前发动机结构频率裕度，从而选择落入要求保护的范围内的值，以减少或避免这种放大机制。
发动机可以被布置成安装在具有1000kg到3000kg、以及可选地1500kg到2500kg的质量的机舱内。可以选择或调节机舱的质量以调整FSN频率。
反向涡动频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000081
其可在从15％到50％的范围内。
LP转子系统可具有第一正向涡动转子动态模式，即1FW。正向涡动频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000082
其可在从10％到100％的范围内。
相互频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000083
其可在从5％到50％的范围内。
在上述方面的任一中，可以应用以下特征中的一个或多个：
·风扇的直径可在从215cm到420cm的范围内。
·风扇的直径可大于或等于250cm。
·风扇的质量可在从300kg到1000kg的范围内。
·围绕发动机轴线的风扇的惯性力矩可在从100kg.m2到600kg.m2的范围内。
·风扇轴的倾斜刚度可在从5x109N.mm/rad到12x109N.mm/rad的范围内。
·前发动机结构的径向弯曲刚度可在从80kN/mm到180kN/mm的范围内。
发动机可包括布置成支承风扇轴的前发动机结构。限定为前发动机结构上安装的最前方风扇轴轴承与沿前发动机结构的轴向位置处的径向平面(用于发动机的前安装件位于该处)之间的距离的前发动机结构悬置距离可在从800mm到1700mm的范围内。
风扇轴可由两个轴承支承。轴承之间的风扇轴的长度可在从900mm到1800mm的范围内。
涡轮可以是第一涡轮，压缩机可以是第一压缩机，以及芯轴可以是第一芯轴。发动机芯可以进一步包括第二涡轮、第二压缩机以及将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二芯轴。第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可以被布置成以比第一芯轴更高的旋转速度来旋转。
根据一方面，提供了一种用于飞机的燃气涡轮发动机的操作方法，所述发动机具有最大起飞MTO速度，以及包括：
发动机芯，其包括涡轮、压缩机、以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；
风扇系统，其具有逆向行波第一襟翼模式，即风扇RTW，以及风扇系统包括位于发动机芯上游的风扇和风扇轴，所述风扇包括多个风扇叶片；以及
齿轮箱和齿轮箱输出轴，所述齿轮箱输出轴布置成将齿轮箱的输出耦接到风扇轴(36)，其中齿轮箱从芯轴接收输入，并且经由齿轮箱输出轴将驱动输出到风扇，以便以比芯轴更低的旋转速度驱动风扇；以及其中风扇系统和齿轮箱输出轴一起形成LP转子系统，所述LP转子系统具有第一逆向涡动转子动态模式，即转子RW。
该方法包括操作发动机，使得反向涡动频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000091
其在从15％到50％的范围内。
反向涡动频率裕度可大于20％、25％、30％或35％，和/或可选地小于50％、45％或40％。反向涡动频率裕度可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)。
该方法可以包括在直到发动机的最大起飞速度MTO的速度下操作发动机。该方法可以包括在MTO速度下操作发动机。
根据一方面，提供了一种用于飞机的燃气涡轮发动机的操作方法，所述燃气涡轮发动机包括：发动机芯，其包括涡轮、压缩机、以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；风扇系统，其具有逆向行波第一襟翼模式，即风扇RTW，以及风扇系统包括位于发动机芯上游的风扇和风扇轴，所述风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱和齿轮箱输出轴，所述齿轮箱输出轴布置成将齿轮箱的输出耦接到风扇轴，其中齿轮箱从芯轴接收输入，并且经由齿轮箱输出轴将驱动输出到风扇，以便以比芯轴更低的旋转速度驱动风扇；其中风扇系统和齿轮箱输出轴一起形成LP转子系统，所述LP转子系统具有第一逆向涡动转子动态模式，即转子RW。
该方法包括操作发动机，使得相互频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000101
其在从5％到50％的范围内。
相互频率裕度可大于10％、15％、20％或25％，和/或可选地小于45％、40％或35％。相互频率裕度可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)。
该方法可以包括在直到发动机的最大起飞MTO速度的速度下操作发动机。该方法可以包括在MTO速度下操作发动机。
根据一方面，提供了一种用于飞机的燃气涡轮发动机的操作方法，所述燃气涡轮发动机包括：发动机芯，其包括涡轮、压缩机、以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；风扇系统，其具有逆向行波第一襟翼模式，即风扇RTW，以及风扇系统包括位于发动机芯上游的风扇和风扇轴，所述风扇包括多个风扇叶片；前发动机结构，其布置成支承风扇轴，所述前发动机结构具有前发动机结构点头模式，所述模式包括在正交方向上处于类似但不相等的固有频率的模式对；以及齿轮箱和齿轮箱输出轴，所述齿轮箱输出轴布置成将齿轮箱的输出耦接到风扇轴，其中齿轮箱从芯轴接收输入，并且经由齿轮箱输出轴将驱动输出到风扇，以便以比芯轴更低的旋转速度驱动风扇；其中风扇系统和齿轮箱输出轴一起形成LP转子系统，所述LP转子系统具有第一逆向涡动转子动态模式，即转子RW。
该方法包括操作发动机，使得前发动机结构频率裕度为：
Figure BDA0003098989240000102
其在从5％到50％的范围内。
前发动机结构频率裕度可大于10％、15％、20％或25％，和/或可选地小于45％、40％或35％。前发动机结构频率裕度可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)。
该方法可以包括在直到发动机的最大起飞MTO速度的速度下操作发动机。该方法可以包括在MTO速度下操作发动机。
前述方面中任一项的发动机可以用于执行前述方面中任一项的方法。
在上述各个方面和实施例中，可以贯穿发动机所被布置以提供动力的飞机的正常操作，将限定的频率裕度布置为保持在限定的范围内。
本领域技术人员将理解的是，发动机振动管理的最苛刻条件可能不出现在最大速度(例如，MTO速度)附近，而是出现在如下速度附近的操作速度范围内，在该速度下FSN、风扇RTW和转子RW模式中的一个或多个与1EO线相交。
发明人理解的是，具有大风扇直径的齿轮传动的涡轮风扇发动机和悬置在前发动机安装件前方的转子系统引入新的质量和刚度特性，并因此引入新颖的动态特性。因此，可以调整转子刚度和发动机前发动机结构刚度，以便减少或避免固有频率与其潜在激发源之间的频率一致。
如本文中所使用的，“大”风扇直径可以表示大于216cm(85英寸)、以及可选地大于250cm(100英寸)的风扇直径。
如本文中其他地方所指出的，本公开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芯，该发动机芯包括涡轮、燃烧室、压缩机以及将涡轮连接到压缩机的芯轴。这种燃气涡轮发动机可包括位于发动机芯上游的(具有风扇叶片的)风扇。
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，该齿轮箱从芯轴接收输入并且将驱动输出到风扇，以便以比芯轴更低的旋转速度来驱动风扇。向齿轮箱的输入可以直接地来自芯轴，或者间接地来自芯轴，例如经由正轴和/或齿轮。芯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)。
如本文中描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可以具有任何合适的一般架构。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，以及芯轴可以是第一芯轴。发动机芯还可以包括第二涡轮、第二压缩机以及将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可以布置成以比第一芯轴更高的旋转速度来旋转。
在这样的布置中，第二压缩机可在轴向上定位在第一压缩机的下游。第二压缩机可以被布置成接收(例如直接地接收，例如经由大体上环形的管道接收)来自第一压缩机的流。
齿轮箱可以被布置成由构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如，在以上示例中的第一芯轴)驱动。例如，齿轮箱可以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芯轴(例如，在以上示例中，仅是第一芯轴而不是第二芯轴)驱动。可替代地，齿轮箱可以被布置成由任何一个或多个轴(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(其中到风扇的输出是比来自芯轴的输入更低的旋转速率)。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，如本文中其他地方更详细地描述的，齿轮箱可以是“行星”或“星形”齿轮箱。齿轮箱可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或从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一句子中的任何两个值之间。仅作为示例，齿轮箱可以是具有在从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，齿轮比可在这些范围之外。
在如本文中描述和/或要求保护的任何燃气涡轮发动机中，可在风扇和(一个或多个)压缩机的轴向下游设置燃烧室。例如，在设置了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，在设置了第二涡轮的情况下，在燃烧室的出口处的流可以被提供到第二涡轮的入口。燃烧室可设置在(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，例如多个级。每个级可包括一排转子叶片和一排定子导叶，该定子导叶可以是可变的定子导叶(其中其入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子导叶可在轴向上彼此偏离。
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，例如多个级。每个级可包括一排转子叶片和一排定子导叶。该排转子叶片和该排定子导叶可在轴向上彼此偏离。
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洗涤位置或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的比可小于(或大约为)以下任意一项：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的比可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)，例如在从0.28到0.32的范围内。这些比通常可以被称为毂与末梢的比。毂处的半径和末梢处的半径都可在叶片的前缘(或轴向最前方的)部分处测量。毂与末梢的比当然是指风扇叶片的气体洗涤部分，即径向上在任何平台外部的部分。
风扇的半径可在发动机中心线与其前缘处的风扇叶片末梢之间测量。风扇直径(其可以简单地为风扇半径的两倍)可大于(或大约为)以下任意一项：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子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)，例如，在从240cm到280cm或从330cm到380cm的范围内。
风扇的旋转速度在使用中可能变化。一般地，旋转速度对于具有较高直径的风扇来说较低。仅作为非限制性示例，风扇在巡航条件下的旋转速度可以小于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到300cm(例如240cm到280cm或250cm到270cm)的范围内的风扇直径的发动机，风扇在巡航条件下的旋转速度可在从1700rpm到2500rpm的范围内，例如在从1800rpm到2300rpm的范围内，例如在从1900rpm到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到380cm的范围内的风扇直径的发动机，风扇在巡航条件下的旋转速度可在从1200rpm到2000rpm的范围内，例如在从1300rpm到1800rpm的范围内，例如在从1400rpm到1800rpm的范围内。
在使用燃气涡轮发动机时，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对流所做的功导致流的焓升高dH。风扇末梢负载可以限定为dH/Utip 2，其中dH是跨风扇的焓升高(例如1-D平均焓升高)，以及Utip是例如在末梢的前缘处的风扇末梢的(平移)速度(其可以限定为在前缘处的风扇末梢半径乘以角速度)。在巡航条件下的风扇末梢负载可大于(或大约为)以下任意一项：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。风扇末梢负载可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)，例如在从0.28到0.31或从0.29到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通过旁通管道的流的质量流速率与通过芯的流的质量流速率的比。在一些布置中，旁通比可大于(或大约为)以下任意一项：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。旁通比可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)，例如在从12到16、从13到15或从13到14的范围内。旁通管道可以是基本上环形的。旁通管道可以径向上在芯发动机的外部。旁通管道的径向外表面可以由机舱和/或风扇箱限定。
如本文中描述和/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(进入燃烧室之前的)最高压力压缩机的出口处的停滞压力的比。作为非限制性示例，如本文中描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机在巡航下的总压力比可大于(或大约为)以下任意一项：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)，例如在从50到70的范围内。
发动机的单位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，本文中描述和/或要求保护的发动机的单位推力可小于(或大约为)以下任意一项：110Nkg-1s、105Nkg-1s、100Nkg-1s、95Nkg-1s、90Nkg-1s、85Nkg-1s或80Nkg-1s。单位推力可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)，例如在从80Nkg-1s到100Nkg-1s或从85Nkg-1s到95Nkg-1s的范围内。与常规的燃气涡轮发动机相比，这种发动机可以特别有效。
如本文中描述和/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，如本文中描述和/或要求保护的燃气涡轮可能能够产生至少(或大约为)以下任意一项的最大推力：160kN、170kN、180kN、190kN、200kN、250kN、300kN、350kN、400kN、450kN、500kN或550kN。最大推力可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)。仅作为示例，如本文中描述和/或要求保护的燃气涡轮可能能够产生在从330kN到420kN的范围内、例如从350kN到400kN的范围内的最大推力。上面提到的推力可以是在海平面处的标准大气条件下加15度C下(环境压力101.3kPa、温度30度C)的最大净推力，其中所述发动机为静态。
在使用中，高压涡轮入口处的流的温度可能特别高。该温度(其可以被称为TET)可在燃烧室的出口处、例如紧接在第一涡轮导叶上游的位置处被测量，该第一涡轮导叶本身可以被称为喷嘴引导导叶。在巡航下，TET可以至少(或大约为)以下任意一项：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。巡航下的TET可能在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)。例如，发动机使用中的最大TET可以至少(或大约为)以下任意一项：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K或2000K。最大TET可在由前一句子中的任何两个值所限制的包括端值的范围内(即，所述值可以形成上限或下限)，例如在从1800K到1950K的范围内。例如，最大TET可以在高推力条件下、例如在最大起飞(MTO)条件下发生。
如本文中所使用的，最大起飞(MTO)条件具有常规含义。最大起飞条件可以限定为在国际标准大气(ISA)海平面压力和温度条件+15℃下在跑道末端处以最大起飞推力操作发动机，其典型地限定在约0.25Mn的飞机速度下，或在约0.24Mn与0.27Mn之间的飞机速度下。因此，可以将发动机的最大起飞条件限定为以风扇入口速度0.25Mn、在国际标准大气(ISA)海平面压力和温度+15℃下、以发动机的最大起飞推力(例如最大油门)操作发动机。最大起飞速度(MTO速度)为在MTO条件下风扇(和附接的风扇轴)的旋转速度，并且以Hz(风扇轴的旋转频率)测量。
本文中描述和/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合适的材料或材料的组合制造。例如，风扇叶片和/或翼型的至少一部分可以至少部分地由复合材料制造，例如金属基复合材料和/或有机基复合材料，诸如碳纤维。作为进一步的示例，风扇叶片和/或翼型的至少一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，风扇叶片可以具有保护性的前缘，该保护性的前缘可以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)的材料来制造。例如，这样的前缘可以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)。
如本文中描述和/或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方向上延伸。风扇叶片可以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装置，该固定装置可接合毂(或盘)中的对应狭槽。仅作为示例，这种固定装置可以以燕尾榫的形式，该燕尾榫可以槽接入和/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，风扇叶片可以与中央部分一体地形成。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种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焊接(诸如线性摩擦焊接)来附接到毂/盘。
本文中描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可以或可以不设置有可变面积喷嘴(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适用于具有或不具有VAN的发动机。
如本文中描述和/或要求保护的燃气涡轮的风扇可以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，并且由本领域技术人员将容易理解。因此，对于给定的用于飞机的燃气涡轮发动机，本领域技术人员将立即认识到巡航条件是指在飞机的给定任务(其在行业中可以被称为“经济任务”)的中途巡航下发动机的操作点，该燃气涡轮发动机被设计为附接到该飞机。在这方面，中途巡航是飞机飞行周期中的一点，在该点处爬升的顶部与下降的开始之间燃烧的全部燃料的50％已经被燃烧(其可以近似视为就爬升的顶部与下降的开始之间的时间和/或距离而言的中点)。巡航条件因此限定了燃气涡轮发动机的操作点，其提供了将确保在该燃气涡轮发动机被设计为附接到的飞机(考虑提供给该飞机的发动机的数量)的中途巡航下稳态操作(即，维持恒定的高度和恒定的马赫数)的推力。例如，在发动机被设计为附接到具有两个相同类型的发动机的飞机的情况下，在巡航状态下，发动机提供总推力的一半，该总推力将是该飞机在中途巡航下的稳态操作所需要的。
换句话说，对于给定的用于飞机的燃气涡轮发动机，巡航条件被限定发动机的操作点，其提供在中途巡航大气条件(在中途巡航高度下根据ISO 2533由国际标准大气限定)下(在给定中途巡航马赫数下与飞机上的任何其他发动机组合以提供该发动机被设计为附接到的飞机的稳态操作所需要)的单位推力。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，以及因此在巡航条件下发动机的操作点是明确限定的。
仅作为示例，在巡航条件下的前进速度可以是在从马赫0.7到0.9、例如从马赫0.75到0.85、例如从马赫0.76到0.84、例如从马赫0.77到0.83、例如从马赫0.78到0.82、例如从马赫0.79到0.81的范围内的任何点，例如大约为马赫0.8、大约为马赫0.85或在从马赫0.8到0.85的范围内。这些范围内的任何单一速度可能是巡航条件一部分。对于一些飞机，巡航条件可能在这些范围外，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到15000m范围内、例如在从10000m到12000m的范围内、例如在从10400m到11600m(约38000ft)的范围内、例如在从10500m到11500m的范围内、例如在从10600m到11400m的范围内、例如在从10700m(约35000ft)到11300m的范围内、例如在从10800m到11200m的范围内、例如在从10900m到11100m的范围内，例如大约为11000m的高度下的标准大气条件(根据国际标准大气ISA)。在这些范围内的任何给定高度下，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操作点，其在38000ft(11582m)的高度下、在前进马赫数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，在从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操作点，其在35000ff(10668m)的高度下、在前进马赫数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，在从50kN到65kN的范围内的值)。
在使用中，本文中描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可在本文中其他地方限定的巡航条件下操作。这样的巡航条件可以由向其可以安装至少一个(例如2或4个)燃气涡轮发动机以便提供推进推力的飞机的巡航条件(例如中途巡航条件)来确定。
根据一方面，提供了一种飞机，其包括如本文中描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机。根据该方面的飞机是对于其燃气涡轮发动机已经被设计为附接的飞机。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，提供了一种操作如本文中描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机的方法。该操作可在如本文中其他地方(例如，就推力、大气条件和马赫数而言)限定的巡航条件下。
根据一方面，提供了一种操作包括如本文中描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机的飞机的方法。根据该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的是，除了相互排斥的地方，关于以上方面中的任意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，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剖面侧视图；
图2是燃气涡轮发动机的上游部分的特写剖面侧视图；
图3是用于燃气涡轮发动机的齿轮箱的局部剖视图；
图4是燃气涡轮发动机的前方部分的剖面侧视图；
图5是与图4中所示的燃气涡轮发动机不同的燃气涡轮发动机的前方部分的剖面侧视图；
图6是惯性参考系中的坎贝尔图，其图示了各种振动模式；
图7是带有标记的参数A、B和C的图6的坎贝尔图；
图8是带有标记的参数D、E和F的图6的坎贝尔图；
图9是图示轴的径向弯曲刚度的示意图；
图10是如图4中所示的燃气涡轮发动机的前方部分的剖面侧视图，其图示了如何确定前发动机结构的径向弯曲刚度；
图11是图示轴的倾斜刚度的示意图；
图12是如图4中所示的燃气涡轮发动机的前方部分的剖面侧视图，其图示了如何确定风扇轴的倾斜刚度；
图13是位移相对于负载的曲线图，其图示了在其内可以确定部件刚度的弹性区域；
图14是类似于图1中所示的燃气涡轮发动机、但具有不同的风扇轴布置的燃气涡轮发动机的剖面侧视图；
图15图示了各种方法；
图16示意性地图示了风扇和风扇轴的涡动模式(转子RW、1FW、风扇FTW、转子FW)；
图17示意性地图示了前发动机结构的第一点头(弯曲)模式(FSN)；以及
图18示意性地图示了风扇系统的逆向行波(RTW)第一襟翼模式(风扇RTW)。
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，推进风扇23生成两个气流：芯气流A和旁通气流B。燃气涡轮发动机10包括接收芯气流A的芯11。发动机芯11按轴向流顺序包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17、低压涡轮19和芯排气喷嘴20。机舱21围绕燃气涡轮发动机10，并限定了旁通管道22和旁通排气喷嘴18。旁通气流B流经旁通管道22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并由低压涡轮19驱动。
在使用中，芯气流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中进一步发生压缩。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。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。
图2中示出了用于齿轮传动的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的径向外部并与其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的径向外部并与其啮合的是环齿轮或环形齿轮38，其经由联动装置40耦接到固定的支承结构24。
注意的是，如本文中使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可以被认为是分别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/或由具有发动机中的最低旋转速度(即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴)的互连轴26连接在一起的涡轮和压缩机级。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中的每一个包括围绕其周缘的齿以与其他齿轮啮合。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，但是对本领域读者将显而易见的是，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中作为示例图示的周转齿轮箱30是行星式的，其中行星架34经由联动装置36耦接到输出轴，而环形齿轮38固定。然而，可以使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。作为进一步的示例，周转齿轮箱30可以是星形布置，其中行星架34被保持固定，而环形(或环)齿轮38被允许旋转。在这样的布置中，风扇23由环形齿轮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，其中环形齿轮38和行星架34都被允许旋转。
将理解的是，图2和图3中所示的布置仅是作为示例，并且各种替代方案在本公开的范围内。仅作为示例，可以使用任何合适的布置以用于将齿轮箱30定位在发动机10中和/或用于将齿轮箱30连接到发动机10。作为进一步的示例，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(诸如，图2示例中的联动装置36、40)可以具有任何期望程度的刚度或柔韧性。作为进一步的示例，可以使用发动机的旋转和固定部件之间(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，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，输出和支承联动装置的布置以及轴承位置将典型地不同于作为示例在图2中示出的那样。
因此，本公开扩展到具有任何布置的齿轮箱样式(例如，星形或行星)、支承结构、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)。
对其可以应用本公开的其他燃气涡轮发动机可以具有可替代的构造。例如，这种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，这意味着通过旁通管道22的流具有其自身的喷嘴18，该喷嘴18单独于芯发动机喷嘴20并且径向上在芯发动机喷嘴20的外部。然而，这是非限制的，以及本公开的任何方面也可以应用于如下发动机，其中，通过旁通管道22的流和通过芯11的流在单个喷嘴(其可以被称为混合流喷嘴)之前(或上游)被混合或组合。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(其与旋转轴线9对齐)、径向方向(在图1中在从底部到顶部的方向上)和圆周方向(垂直于图1视图中的页面)。轴向方向、径向方向和圆周方向相互垂直。
发动机10被布置成借助于一个或多个安装件41安装在飞机的机翼上以用于使用。在所描述的布置中，发动机10由机舱21包围，机舱21包围风扇23。在图4所示的示例中(在该图中，机舱21是不可见的)，前发动机安装件41(即，将发动机10连接到机翼的最前方的安装件，无论可能存在多少个安装件)可以被描述为前芯安装件41，因为其将芯11直接连接到机翼。在图5所示的可替代示例中，前安装件41是风扇箱前安装件，而不是芯前安装件，因为其将风扇箱45连接到飞机的机翼(风扇箱45通常紧邻地定位在机舱21内，在风扇叶片末梢的轴向位置周围)。以下描述可以等同地应用于具有芯安装件41和/或风扇箱安装件41的发动机10；选择图4中所示的具有芯安装件的示例以用于以下仅作为示例讨论；本公开不限于这种布置。
发动机包括风扇轴36，该风扇轴36在齿轮传动的发动机10中在风扇输入位置和齿轮箱输出位置之间延伸。在图14所示的布置中，风扇轴36附加地延伸到齿轮箱输出位置的后方，其中附加的风扇轴长度提供了将风扇轴安装在齿轮箱30后方的选择。风扇轴36将来自齿轮箱30的驱动传送到风扇23。风扇轴36可以被限定为转矩传递部件，其将齿轮箱30的输出耦接到风扇输入。如下所述，为了限定风扇轴36的刚度的目的，认为风扇轴36在风扇输入位置(即，风扇23到风扇轴36的连接处的轴向位置)和在风扇轴36上的后轴承b之间延伸。
在各种布置中，风扇轴36由两个轴承-位于最接近风扇23的第一/前方轴承a和位于第一轴承a的后方的第二/后方轴承b支承。轴承a、b限制了轴36的径向移动，因此强制确定风扇轴36的涡动模式的节点位置。在可替代布置中，诸如图14中所示的布置，风扇轴36可以由多于两个的轴承-例如由三个轴承支承。轴承a、b两者(或全部)位于风扇输入位置的后方；因此，包括风扇23和风扇轴36的转子系统可以被描述为悬置转子系统，因为风扇23仅由风扇轴36支承，该风扇轴36在风扇23连接到风扇轴36的轴向位置的后方被支承。
对于下文详细描述的布置，如图14中所示，风扇轴36向后延伸穿过齿轮箱30。风扇轴36的附加长度可用于改善或促进风扇轴36的轴向定位。在图14所示的布置中，齿轮箱30是行星齿轮箱，以及因此风扇轴36由连接到行星架34的齿轮箱输出轴35驱动。因此，风扇轴36由行星架34的旋转驱动，并且尽管穿过齿轮箱30，风扇轴36也未另外与齿轮箱30相互作用。在具有星形齿轮箱30的发动机10中，风扇轴36将代替地由环形齿轮38驱动。
在这种布置的风扇轴36上的前方轴承a位于风扇23附近，齿轮箱30的前方，并且更具体地，在风扇输入位置附近(并且在风扇输入位置的后方)，风扇输入位置即风扇轴36和风扇23之间的连接处。前方轴承a是安装到发动机10的静态结构的滚柱轴承(以及更具体地，在所示示例中，通常刚性地连接到静态结构24，静态结构24包括风扇出口导向导叶/发动机定子)。在这种布置的风扇轴36上的后方轴承b位于齿轮箱30的后方。后方轴承b是用于轴向定位风扇轴36的定位轴承。在所示的布置中轴承b是轴间轴承；其相对于芯轴26轴向地定位风扇轴36。附加的轴承将芯轴26轴向地定位在发动机10内。
在图14所示的布置中，在风扇轴36上轴承a和b之间设置第三轴承c。该轴承c是为了安全而设置的保护轴承。在可替代布置中，可以不存在该轴承c。在风扇轴36上具有多于两个轴承的各种实施例中，最靠近风扇23的最前方轴承可被视为轴承a，而距风扇最远的最后方轴承可被视为轴承b。
发动机10还包括前发动机结构42和动力齿轮箱后面板(PGB后面板)43。
在图1和图14所示的布置中，前发动机结构42在形状上基本为圆锥形，从前方轴承a朝向发动机区段定子24向后和向外延伸。前发动机结构42刚性地安装在发动机固定结构24上(在所示的布置中，发动机区段定子24是结构性的并形成了发动机固定结构的一部分-在其他布置中，发动机固定结构24可能不包括发动机区段定子)，并且前发动机结构42为前方轴承a提供安装，以及在存在的情况下，为中间轴承c提供安装。在所示的布置中，前发动机结构42从齿轮箱30前方的轴向位置延伸到沿齿轮箱30的长度的轴向位置。因此，前发动机结构42为风扇23提供了一些支承，并且还提供了用于动力齿轮箱腔室30的密封以及封闭，该动力齿轮箱腔室30在操作中通常包含空气/油雾。前方轴承a安装在前发动机结构42上(或作为前发动机结构42的整合部分)。
PGB后面板43可以起到密封和定位齿轮箱30的作用；其可以附加地为中间压力压缩机14提供转子动态功能。在图1和图14所示的布置中，PGB后面板43在形状上基本为圆锥形，其从发动机区段定子24附近的位置朝向后方轴承b向后和向内延伸。PGB后面板刚性地安装在发动机固定结构24上(在所示的布置中，发动机区段定子24是结构性的并形成了发动机固定结构的一部分-在其他布置中，发动机固定结构24可能不包括发动机区段定子)。在所示的布置中，PGB后面板43从沿齿轮箱30的长度的轴向位置延伸到齿轮箱30的后方的轴向位置。
因此，PGB后面板43经由芯轴26向风扇轴36提供一些支承，并且还在动力齿轮箱腔室30的后方侧上提供密封和封闭，该动力齿轮箱腔室30在操作中通常包含空气/油雾。
前发动机结构42和PGB后面板43一起形成围绕齿轮箱腔室30a的外壳，从而屏蔽发动机10的其余部分免受通常由操作中的齿轮箱30生成的空气/油雾。前发动机结构42和PGB后面板43布置成不与风扇轴36一起旋转，并且因此可以被称作发动机10的静态结构的部件。
为了便于本文中的讨论：
·“风扇系统”被限定为包括风扇23(风扇叶片和毂)和风扇轴36；以及
·“低压转子系统”(LP转子系统)被限定为包括风扇系统的所有部件23、36，并且附加地包括驱动风扇轴36的齿轮箱输出轴35(在图14所示的布置中，齿轮箱输出轴35是架输出轴，因为其是行星齿轮箱30)。
发动机振动模式
图4和图5各自图示了齿轮传动的涡轮发动机10的前方部分，其具有相对大直径的风扇23，例如具有大于或等于215cm的风扇直径，以及可选地具有大于或等于250cm的风扇直径。风扇23位于前发动机安装件41的前方呈悬置安装布置(即，风扇轴36在风扇23的安装位置的仅一侧上被支承，即在风扇23连接到风扇轴36的轴向位置的后方处被支承，使得风扇轴36可被看作悬置梁)。
这种类型的发动机10通常可以具有感兴趣的三个固有频率(模式)，其在频率上可以是一致或接近一致的。这些模式是：
1)前发动机结构42的第一点头(弯曲)模式(FSN)；
2)风扇23系统的逆向行波(RTW)第一襟翼模式(风扇RTW)；和
3)LP转子系统的第一个逆向涡动(RW)转子动态模式(转子RW)。
图6提供了惯性参考系中的坎贝尔图，其示出了各种振动模式。
如本文中所讨论，旋转频率值不是方向性的-频率都指定为绝对(正)值，与旋转方向无关。类似地，所有频率差被提供为正值，其中无论要被比较的是哪一对频率，其中具有最低绝对值那一个被从具有最高绝对值的那一个中减去。所描述的所有振动模式是其各自类型的最低阶振动(基谐波)-也可能存在更高频率的谐波，但是在包括所描述的示例的那些飞机设计的各种飞机设计中，基谐波尤其令人感兴趣，因为这些一阶模式中的若干彼此接近一致和/或靠近在使用中可能存在的受迫频率(不平衡或空气动力)。接近一致和/或受迫可能放大振动响应。另外，本领域技术人员将理解的是，尽管相同类型的较高阶振动具有比较低阶振动更小的振幅，并因此从其对发动机10的影响的角度来看通常不那么重要，但是如果受迫和/或接近一致，则其可能带来危险。
前发动机结构42的第一点头(弯曲)模式可以被称为前发动机结构点头模式，并且被称为FSN。在图6至图8中FSN线被示出为虚线。
前发动机结构42的第一点头模式(FSN)在图17中示意地图示。整个前发动机结构42在后轴承b和前安装件41的位置前方弯曲或“点头”。将理解的是，图17(以及对应地还有图16和图18)旨在展示相关模式的模式形状，但是为了展示的清楚起见，夸大了位移。
风扇23的逆向行波第一襟翼模式是风扇的反向涡动模式的示例，并且可以被称为风扇RTW。本领域技术人员将理解的是，由于展现风扇RTW振动所需要，风扇23固有地具有一定的柔韧性，并且因此可以被称为有柔韧性的风扇23。在图6至图8中风扇RTW线被示出为实深灰色线。风扇RTW模式主要由风扇叶片的移动构成，仅具有来自风扇轴36的小的贡献。图18示意性地图示了风扇系统23、36的逆向行波(RTW)第一襟翼模式(风扇RTW)。如由附图所图示，风扇轴36的移动小于风扇叶片23的移动，并且确实通常是可以忽略的。
风扇轴36的第一逆向涡动转子动态模式是反向涡动模式的另一示例，并且可以被称为转子RW。在图6至图8中转子RW线被示出为点-虚线黑线。转子RW模式主要由风扇轴36的弯曲组成，具有来自风扇叶片变弯的一定的贡献。
如上所述的两个振动模式风扇RTW和转子RW因此两者均是“反向涡动”(或“逆向涡动”)模式；即，涡动的方向与转子系统23、36的旋转方向相反。在图6所示的示例中，最低频率逆向涡动模式是有柔韧性的风扇23的逆向行波第一襟翼模式(风扇RTW)。第二最低频率逆向涡动模式是风扇轴36的第一逆向涡动转子动态模式(转子RW)。然而，相反的情况可以发生在其他布置中(即，转子RW可具有比风扇RTW更低的频率)。
坎贝尔图(图6)还示出了同步线1EO，其也可以被称为第一发动机指令线。线1EO代表风扇轴速度操作线，并且在图6至图8中示出为实黑线。因此，图6图示了在模式线与线1EO的相交点处的模式FSN、风扇RTW和转子RW的固有频率ωn与发动机风扇轴速度(受迫频率)Ω风扇之间的一致性。
如果转子第一逆向涡动模式(转子RW)和/或逆向行波第一风扇叶片襟翼模式(风扇RTW)具有在最大风扇轴旋转速度上不足的频率裕度(即，如果模式频率过于近似于最大风扇轴旋转频率/如果它们之间的频率差异不充足)，则这些模式中的一种或两种可以通过惯性参考系中为静态(如由查看发动机10的外部观察者查看)的受迫负载来激发。这种受迫的示例包括风扇叶片23上的空气动力负载和风扇叶片末梢摩擦。
如果频率裕度为零(即，如果模式频率等于最大风扇轴旋转频率)，则风扇23的逆向行波和/或转子响应在惯性参照系中将是静态的，并且因此静态空气动力负载或风扇叶片末梢摩擦可迅速将响应幅度增加到破坏/危险水平。
称为反向涡动频率裕度的频率裕度可以因此被适当地调整，以避免该响应放大。
考虑最大风扇速度(即MTO风扇速度)以用于建立此频率裕度，因为在较低的转子速度下，第一逆向涡动模式(转子RW)和逆向行波第一风扇叶片襟翼模式(风扇RTW)在惯性参考系中具有较高的频率，而转子速度较低。最大转子速度条件因此总是其中最低反向涡动频率裕度发生在如所述的发动机10中的条件。
第一参数A限定为最大起飞(MTO)速度下模式风扇RTW或转子RW的最低频率。在图6所示的示例中，与MTO速度对应的线(垂直虚线)已添加到坎贝尔图中，以便于确定此参数。对于所示示例，风扇RTW低于转子RW，以及因此将风扇RTW模式线与MTO线相交的值用作参数A的值，如图7中所示。
第二参数B限定为等于MTO速度。MTO速度是风扇23和轴36的旋旋速度，并且因此就频率而言(即作为旋转频率)来限定，以便于与本文中所述的其他频率进行比较。
反向涡动频率裕度表示为A/B。在各种布置中，反向涡动频率裕度A/B可以保持在从15％到50％的范围内，并优选地大于25％。
如果转子第一逆向涡动模式(转子RW)和逆向行波第一风扇叶片襟翼模式(风扇RTW)具有不足的相互频率裕度(即，如果它们在频率上太靠近彼此)，则这些模式可以相互作用，使得如上所述的任何受迫可能激发这两种模式，而不仅是一种。这可能再次导致振动响应的有害增大振幅。
如图8上所标记，参数D可以被限定为在MTO下模式风扇RTW和转子RW之间的频率差。这被测量为对于风扇RTW和MTO的线的交点与线转子RW和MTO的交点之间的频率差。
相互频率裕度然后可以表示为D/(A+B)。在各种布置中，频率裕度D/(A+B)可以保持在从5％到50％的范围内，并优选地大于10％。
前发动机结构点头模式(FSN)是静态结构的一部分的模式，静态结构是发动机10的布置成在使用中不相对于发动机被安装在其上的飞机或其他结构旋转的部件(即，在使用中不与轴26、36、风扇23或涡轮19中的任何一个一起旋转)。
FSN模式可以通过转子不平衡(诸如风扇23和/或风扇轴36的不平衡)被直接激发。如果在受迫频率(风扇旋转速度，例如测量为旋转频率)下的转子不平衡与FSN模式的固有频率一致，则对不平衡的响应可以被放大。假如模式FSN不具有与风扇RTW或转子RW的频率一致或接近一致的频率，则该放大可以保持为小。然而，如果FSN模式频率接近风扇RTW或转子RW的频率，则振动幅度可能有害地增加。
FSN模式的频率取决于直接和/或间接地支承风扇轴36的各种结构42、24的刚度，并且特别取决于前发动机结构42的刚度。在各种实施例中，从风扇23到前安装平面(a)的主要刚度路径可以向上通过包括发动机区段定子24的前发动机结构42。
通常，前发动机结构42的刚度可能不是径向对称的-例如在正交的方向上由于非轴对称的发动机安装件布置而不相等。因此，在这样的示例中，前发动机结构点头(FSN)模式通常由在正交方向上处于类似但不相等(例如，仅由0-10％分开，例如由2Hz分开)的固有频率的模式对组成。正交模式的这种组合可能使得对于转子不平衡的前发动机结构振动响应在轨道上为椭圆，以及因此容纳在前发动机结构42中的转子(风扇23和风扇轴36)可以在其轴承支承a、b处受迫于椭圆轨道。椭圆轨道可以包括正向行波分量和逆向行波分量两者；因此提出了一种机制，以在反向涡动模式风扇RTW或转子RW与FSN频率一致或接近一致的情况下激发逆向涡动模式风扇RTW或转子RW。这种组合的效果可能使振动响应幅度迅速增加到令人讨厌的水平，或者在极端情况下增加到潜在的破坏/危险水平。因此，前发动机结构频率裕度可被调整以避免这种放大机制。
如图8中所示，参数E被限定为模式FSN与风扇RTW和转子RW在其各自的同步固有频率下的最高频率模式之间的频率差。在图8所示的示例中，转子RW高于风扇RTW，因此使用了转子RW线与1EO相交处的转子RW线与FSN线之间的频率差。如果风扇RTW高于转子RW，则将使用风扇RTW线与1EO相交处的风扇RTW线与FSN线之间的频率差。
如图8中所示，参数F被限定为前发动机结构点头模式对(FSN)的最低固有频率。在坎贝尔图上，FSN线被示出为用于前发动机结构点头模式对的最低固有频率。
前发动机结构频率裕度被表示为E/F。在各种布置中，前发动机结构频率裕度E/F可以保持在从5％到50％的范围内，并优选地大于10％。
在轴对称发动机安装布置中，FSN模式可以仅由单一模式组成，从而减少或避免了这种激发路径；在这种布置中，对前发动机结构频率裕度的考虑可能不那么重要，或者甚至不必要。
FSN模式可能趋向于使其内安装了发动机的机舱21移动并潜在地弯曲。因此，在调整前发动机结构频率裕度E/F时，可以考虑机舱21的质量。例如，机舱质量可以被选择为在1000kg到3000kg的范围内，并且可选地在1500kg到2500kg的范围内。通常，FSN模式的频率可以与机舱21模态质量与发动机10模态质量的比成比例地减小，其中模态质量被计算为通过对FSN模式中总能量的动能贡献来参与的质量。例如，具有相对大的风扇直径并且没有机舱的齿轮传动的涡轮发动机10可在26Hz处展现FSN模式。安装在质量为1500kg的机舱内的同一发动机10可能在20Hz处展现FSN模式。安装在质量为2500kg的机舱内的同一发动机10可能在16Hz处展现FSN模式。将理解的是，这些值仅通过说明性示例的方式提供，而不旨在进行限制。
如图4和图5中所示，具有相对大的风扇的直径和被悬置在前发动机安装件41的前方的转子的类型的齿轮传动的涡轮发动机10可以附加地具有在较高的频率处的感兴趣的固有频率(模式)。此模式可以由两个正向涡动(FW)模式的组合形成：
1)(有柔韧性的)风扇23系统的正向行波第一襟翼模式(风扇FTW)；以及
2)LP转子系统的第一正向涡动转子动态模式(转子FW)。
如上所述的两种振动模式风扇FTW和转子FW均为“正向涡动”模式，即，涡动的方向与风扇和LP转子系统23、36的旋转方向相同。
在惯性参考系中的坎贝尔图(图6)上，正向涡动模式被标识为1FW(第一正向涡动)，并利用点-点-虚线标记。1FW可以被描述为组合的形状模式，其中其具有正向行波第一风扇襟翼模式(风扇FTW)形状以及风扇轴的第一正向涡动转子动态模式(转子FW)形状两者的属性。
图16示意性地图示了风扇23和风扇轴36的涡动模式(转子RW、1FW、风扇FTW、转子FW)。将理解的是，对于正向和逆向涡动模式，模式形状通常是相同的，不同之处在于涡动的旋转方向-正向涡动模式以与轴36相同的方向旋转，而逆向涡动模式以与轴36相反的方向旋转。
如果转子第一正向涡动模式(1FW)具有在最大风扇速度(MTO速度)上不足的频率裕度，则该模式可以通过转子23、36上的不平衡(例如，通过风扇23的不平衡)来激发。高平衡质量和/或转子动态响应的控制可以通过引入阻尼以防止高的振动响应来提供。未能防止高振动响应的结果将是转子23、36的振动可能引起麻烦、施加部件寿命限制和/或需要频繁的风扇修整平衡操作。在一些情况下，响应幅度可能增加到破坏或危险水平。
因此，可以适当地调整被称为正向涡动频率裕度的频率裕度。
如图7上所示，参数C被限定为1FW和同步(第一发动机指令)线1EO的相交点与MTO和1EO的相交点之间的频率差。
如上所述，正向涡动频率裕度被表示为C/B，其中B是最大起飞速度(MTO速度)，其就旋转频率而言限定。在各种布置中，正向涡动频率裕度C/B可以保持在从10％到100％的范围内，并优选地大于30％。
总而言之，本文中限定了四个频率裕度：
表1-频率裕度
Figure BDA0003098989240000271
在各种布置中，A/B≥25％、C/B≥30％、D/(A+B)≥10％以及E/F≥10％。
如图6到图8中所图示的可从坎贝尔图轻易获得的以下六个参数用于计算频率裕度：
表2-参数
Figure BDA0003098989240000281
所有这些参数具有频率单位-Hz-以及因此，所有频率裕度是无量纲的。
在各种布置中，可以将所描述的四个频率裕度中的一个、一些或全部保持在指定范围内。可以控制各种发动机特性以便调节振动特性，包括以下内容。本领域技术人员将理解的是，由于多个参数影响发动机振动特性，因此可以以各种不同方式调整发动机10以便允许(一个或多个)频率裕度处于指定范围内。因此，以下发动机特性的示例仅作为示例提供。
特别地，发明人意识到，风扇23刚度、风扇轴36刚度和/或发动机前发动机结构42刚度的调整可以允许或促进避免固有频率与其潜在的激发源之间的频率一致。
风扇直径可以大于或等于215cm(85”)或250cm(100”)，并且可选地可以选择为在从215cm到420cm或从250cm到370cm(100”到145”)的范围内。对于复合风扇叶片和金属风扇叶片23两者可以使用相同的风扇尺寸。
风扇质量(包括毂的风扇23的质量)可在从300kg到1000kg的范围内。
围绕纵向发动机轴线的风扇惯性力矩(包括毂的风扇23的惯性力矩)可在从100kg.m2到600kg.m2的范围内。
如图4和图5中所示，在前方轴承a和后方轴承b之间限定的风扇轴长度L可在从900mm到1800mm的范围内。风扇轴长度L可在轴承a、b的轴向中心点之间限定。在风扇轴36上具有多于两个的轴承的布置中，可在最靠近风扇23的风扇轴轴承和最远离风扇23的风扇轴轴承之间限定L。
如图4中所示，限定为前安装件41的径向平面(前安装平面)到前方轴承a之间的距离的前发动机结构悬置距离Dc可在从800mm到1700mm的范围内。前发动机结构悬置距离Dc可在前方轴承a的轴向中心点与前安装件41的轴向中心点(即，前安装平面位于前安装件41的轴向中心点处)之间限定。
径向弯曲刚度
参照图9就悬置梁900的形变而言来限定径向弯曲刚度，该悬置梁900在施加力的情况下在第一位置900a和第二位置900b之间移动。如图9中所图示，在垂直于梁的纵向轴线的方向上施加在梁900a的自由端处的力F引起第二位置900b中看到的线性垂直形变δ。径向弯曲刚度是对于给定的线性形变所施加的力(即F/δ)。在本申请中，径向方向是关于发动机10的旋转轴线9的，并且因此涉及对于由径向力引起的在发动机径向方向上的线性形变的抵抗能力。梁900或等效的悬置部件沿发动机的旋转轴线延伸，沿任何径向方向垂直于发动机10的旋转轴线施加的力F以及位移δ沿力F的作用线垂直于旋转轴线被测量。如本文中所限定的径向弯曲刚度具有N/m的国际单位，并且可以缩放成诸如kN/mm的可替代单位。在本申请中，除非另有说明，否则径向弯曲刚度被认为是自由体刚度，即，对于悬置构造中处于隔离的部件所测量的刚度，而不存在可能影响其刚度的其他部件。
关于图10描述前发动机结构42的径向弯曲刚度的确定。前发动机结构42被认为处于隔离中(即，没有风扇轴36和其它部件)，以及响应于在前方轴承a的轴向中心点处施加到前发动机结构在42的径向剪切力F的偏转被确定，其中发动机静态结构在前安装件41的径向平面处接地(即看作刚性/不移动)。
偏转δ是与前方轴承a的中心线处所施加的力F共线地测量。斜纹线用来指示该结构在与前发动机安装件41对齐的径向平面中保持刚性-该连接处的前方的结构的弯曲被测量。
在具有非轴对称发动机安装件41布置的发动机10中，前发动机结构42的径向弯曲刚度在正交方向上可能不相等。因此，可在多个位置处采取测量，或针对多个位置执行计算，所述多个位置例如为两个正交的位置，并且最低值可以被提供用于前发动机结构42的径向弯曲刚度。在所描述的示例中，例如，前发动机结构42的安装可提供明显的不对称性，以及因此可以与安装件共线以及垂直于安装件来采取测量。最低刚度通常可以对应于最低FSN频率，其对于与风扇RTW或转子RW模式的最小频率分离可能是感兴趣的。
前发动机结构径向弯曲刚度可在从80kN/mm到180kN/mm的范围内。
倾斜刚度
参照图11限定倾斜刚度，图11示出了在悬置梁900的自由端处施加的力矩M下，悬置梁900从第一位置900a到第二位置900b的所产生形变。倾斜刚度是对于部件上施加力矩的点的旋转抵抗能力的量度。如在图11中可以看出，在悬置梁的自由端处施加的力矩沿在其自由端和固定端之间的梁的长度引起恒定的曲率。施加的力矩M引起其施加点的旋转θ。因此，如本文中所限定的倾斜刚度具有Nm/rad的国际单位，并且可以缩放为诸如N.mm/rad的可替换单位。
关于图12描述了风扇轴36的倾斜刚度的确定。斜纹线用于指示风扇轴36被保持销接在轴承a和b处-轴承a，b被看作刚性的。轴36被看作销接在轴承a、b处，因为这代表了安装在发动机10中时的边界条件。在风扇轴36上具有多于两个轴承的布置中，风扇轴36可以被保持销接在所有此类轴承处。
围绕沿发动机10的半径定向的旋转轴线并在风扇组件的重心(CoG)(即，风扇23并且不包括风扇轴36的CoG)的轴向位置处施加力矩M。如图12所绘的，倾斜力矩M的旋转轴线延伸到页面中。在风扇轴36上的风扇组件CoG轴向位置通常至少近似与前方轴承a共线，并且通常略微在前方轴承a的前方，尽管精确的位置可在不同的发动机布置之间变化。
在发动机轴线9与在风扇组件的CoG的轴向位置处(力矩的施加点)的风扇轴36的切线之间测量角度的改变θ。角偏转是响应于在风扇重心处施加到处于隔离(即，没有前发动机结构42或其它部件)的风扇轴36的点径向力矩而测量的，其中轴承中心销接在“a”和“b”处。
风扇轴倾斜刚度可在从5x109N.mm/rad到12x109N.mm/rad的范围内。
图13图示了可以如何测量本文中限定的刚度。图13示出了由施加到正在测量刚度的部件的负载L(例如，力、力矩或转矩)的施加而产生的位移δ的曲线图。在从零到LP的负载水平处，存在非线性区域，其中位移是由加载时部件的运动(或部件单独部分的相对运动)引起的，而不是部件的形变引起的；例如在部分之间的间隙内移动。在高于LQ的负载水平处，已超出部件的弹性极限，并且所施加的负载不再引起弹性形变-而是可能发生部件的塑性形变或失效。在点P和Q之间，所施加的负载和所产生的位移具有线性关系。可以通过测量点P和Q之间的线性区域的斜率来确定本文中限定的刚度(其中刚度是该斜率的倒数)。可以为线性区域的尽可能大的区域找出斜率，以通过提供较大位移来测量来增加测量的准确性。例如，可以通过施加等于或刚好大于LP且等于或刚好小于LQ的负载来找出斜率。LP和LQ的值可在测试之前基于材料特性进行估算，以便施加合适的负载。尽管在本说明书中将位移称为δ，但是本领域技术人员将理解的是，等效原理可以应用于线性或角度位移。
除非另有说明，否则本文中限定的刚度适用于发动机处于巡航状态下的(一个或多个)对应部件。刚度通常在发动机的操作范围内不显著变化；因此，在使用发动机的飞机的巡航条件下(那些巡航条件如本文中其他地方所限定)或在MTO条件下的刚度可能与不使用发动机时(即，关闭-在零速度下/处于待用)相同。然而，在刚度在发动机的操作范围内变化的情况下，本文中限定的刚度应理解为是发动机在巡航条件下操作时的值。
图15图示了可以可选地使用如上所述的发动机10来执行的方法1000。方法1000包括启动1002飞机的发动机10并达到操作条件，并且操作1004飞机。在操作1004期间，飞机可在MTO速度下操作持续一个或多个时间段。以下中的一项或多项可适用：
(i)反向涡动频率裕度(A/B)为：
Figure BDA0003098989240000311
其可在从15％到50％的范围内；
(ii)正向涡动频率裕度(C/B)为：
Figure BDA0003098989240000312
其可在从10％到100％的范围内；
(iii)相互频率裕度(D/(A+B))为：
Figure BDA0003098989240000313
其可在从5％到50％的范围内；和/或
(iv)前发动机结构频率裕度(E/F)为：
Figure BDA0003098989240000321
其可在从5％到50％的范围内。
如上所述的针对发动机10的特征可以等效地应用于所描述的方法1000中。
将理解的是，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做出各种修改和改进。除相互排斥的地方外，任何特征可单独采用或与任何其他特征组合采用，并且本公开扩展至并包括本文中所述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

Claims (20)

1.一种用于飞机的燃气涡轮发动机(10)，其包括：
发动机芯(11)，其包括涡轮(19)、压缩机(14)、以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(26)；
风扇系统，其包括：
位于所述发动机芯上游的风扇(23)，所述风扇包括多个风扇叶片；和
风扇轴(36)；以及
齿轮箱(30)和齿轮箱输出轴(35)，所述齿轮箱输出轴(35)布置成将所述齿轮箱(30)的输出耦接到所述风扇轴(36)，其中所述齿轮箱(30)从所述芯轴(26)接收输入，并且经由所述齿轮箱输出轴(35)将驱动输出到所述风扇(23)，以便以比所述芯轴更低的旋转速度驱动所述风扇；
其中所述风扇系统(23、36)和所述齿轮箱输出轴(35)一起形成LP转子系统，所述LP转子系统具有第一正向涡动转子动态模式，即1FW；以及
其中所述发动机(10)具有最大起飞速度MTO，以及
正向涡动频率裕度为：
Figure FDA0003098989230000011
其在从10％到100％的范围内。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(10)，其中所述正向涡动频率裕度大于30％。
3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(10)，其中所述正向涡动频率裕度小于90％，可选地小于80％。
4.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(10)，其中风扇系统具有逆向行波第一襟翼模式，即风扇RTW，并且所述LP转子系统具有第一逆向涡动转子动态模式，即转子RW，以及反向涡动频率裕度为：
Figure FDA0003098989230000012
其在从15％到50％的范围内。
5.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(10)，其中1FW和所述第一发动机指令线的相交点与MTO速度下的所述第一发动机指令线之间的频率差可在从8Hz到45Hz的范围内，可选地在从20Hz到40Hz的范围内。
6.根据权利要求4所述的燃气涡轮发动机(10)，其中在所述MTO速度下模式风扇RTW或转子RW的最低频率在从4Hz到22Hz的范围内，可选地在从5Hz到t5Hz的范围内。
7.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(10)，其中所述MTO速度在从25Hz到45Hz的范围内。
8.根据权利要求7所述的燃气涡轮发动机(10)，其中所述MTO速度在从25Hz到30Hz的范围内。
9.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机(10)，其中所述风扇具有大于216cm的风扇直径。
10.根据权利要求7所述的燃气涡轮发动机(10)，其中所述MTO速度在从35Hz到45Hz的范围内。
11.根据权利要求10所述的燃气涡轮发动机(10)，其中所述风扇具有小于216cm的风扇直径。
12.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(10)，其中相互频率裕度为：
Figure FDA0003098989230000021
其在从5％到50％的范围内。
13.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机(10)，其中在所述MTO速度下模式风扇RTW与模式转子RW之间的频率差在从2Hz到15Hz的范围内，可选地在从5Hz到15Hz的范围内。
14.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(10)，其中所述发动机(10)包括布置成支承所述风扇轴(36)的前发动机结构(42)；以及所述前发动机结构(42)具有前发动机结构点头模式，所述前发动机结构点头模式包括在正交方向上处于类似但不相等的固有频率的模式对，以及前发动机结构频率裕度为：
Figure FDA0003098989230000022
其在从5％到50％的范围内。
15.根据权利要求14所述的燃气涡轮发动机(10)，其中模式FSN与同步风扇RTW或同步转子RW的最高频率之间的频率差在从2Hz到15Hz的范围内，可选地在从2Hz到10Hz的范围内。
16.根据权利要求14所述的燃气涡轮发动机(10)，其中所述前结构点头模式对的最低固有频率在从14Hz到26Hz的范围内，可选地在从15Hz到25Hz的范围内。
17.一种用于飞机的燃气涡轮发动机(10)的操作方法(1000)，所述发动机(10)具有最大起飞(MTO)速度，并且包括：
发动机芯(11)，其包括涡轮(19)、压缩机(14)、以及将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(26)；
风扇系统并且包括位于所述发动机芯上游的风扇(23)和风扇轴(36)，所述风扇包括多个风扇叶片；以及
齿轮箱(30)和齿轮箱输出轴(35)，所述齿轮箱输出轴(35)布置成将所述齿轮箱(30)的输出耦接到所述风扇轴(36)，其中所述齿轮箱(30)从所述芯轴(26)接收输入，并且经由所述齿轮箱输出轴(35)将驱动输出到所述风扇(23)，以便以比所述芯轴更低的旋转速度驱动所述风扇；
其中所述风扇系统(23、36)和所述齿轮箱输出轴(35)一起形成LP转子系统，所述LP转子系统具有第一正向涡动转子动态模式，即1FW，
所述方法(1000)包括：
操作(1004)所述发动机(10)，使得正向涡动频率裕度为：
Figure FDA0003098989230000031
其在从10％到100％的范围内。
18.根据权利要求17所述的方法(1000)，包括操作(1004)所述发动机(10)，使得1FW和所述第一发动机指令线的相交点与MTO速度下的所述第一发动机指令线之间的频率差在从8Hz到45Hz的范围内，可选地在从20Hz到40Hz的范围内。
19.根据权利要求17所述的方法(1000)，其中所述风扇系统(23、36)具有逆向行波第一襟翼模式，即风扇RTW，以及所述风扇系统(23、36)和所述LP转子系统具有第一逆向涡动转子动态模式，即转子RW；
所述方法(1000)包括：
操作(1004)所述发动机(10)，使得相互频率裕度为：
Figure FDA0003098989230000032
其在从5％到50％的范围内。
20.根据权利要求19所述的方法(1000)，包括操作(1004)所述发动机(10)，使得在所述MTO速度下模式风扇RTW与模式RW之间的频率差在从2Hz到15Hz的范围内，可选地在从5Hz到15Hz的范围内。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB0525936D0 (en) * 2005-12-21 2006-02-01 Rolls Royce Plc Methods of analysing apparatus
FR2970053B1 (fr) * 2011-01-05 2013-01-25 Turbomeca Dispositif et procede de protection mecanique
US20180209350A1 (en) * 2017-01-23 2018-07-26 United Technologies Corporation Advanced Geared Gas Turbine Engine
FR3068735B1 (fr) * 2017-07-06 2019-07-26 Safran Aircraft Engines Turboreacteur a faible bruit de soufflante
GB201712993D0 (en) * 2017-08-14 2017-09-27 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
GB201813086D0 (en) * 2018-08-10 2018-09-26 Rolls Royce Plc Efficient gas turbine engine
GB201820930D0 (en) * 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Turbine engine

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