CN115675836A - 无导管推力产生系统 - Google Patents

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CN115675836A CN202210850159.7A CN202210850159A CN115675836A CN 115675836 A CN115675836 A CN 115675836A CN 202210850159 A CN202210850159 A CN 202210850159A CN 115675836 A CN115675836 A CN 115675836A
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大卫·贝克·里德尔
基思·爱德华·詹姆斯·布洛杰特
蒂莫西·理查德·德普伊
威廉·约瑟夫·鲍登
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Abstract

本发明提供一种用于飞行器的无导管推力产生系统，该飞行器包括机身、连接到机身并从机身向外延伸的机翼，以及安装到机翼的发动机。该发动机包括限定中心线轴线的涡轮机、风扇和具有出口喷嘴的排气区段。涡轮机限定中心线轴线。风扇连接到涡轮机并设置在涡轮机的上游。风扇设置为围绕中心线轴线旋转。在发动机操作期间，排气流从排气区段的出口喷嘴排出。排气流限定在排气区段的下游方向上的平均流动方向。平均流动方向与涡轮机的中心线轴线限定大于零的第一角度，使得中心线轴线相对于排气流的平均流动方向沿着竖直方向向下定向。

Description

无导管推力产生系统
技术领域
本公开涉及一种用于飞行器的发动机。特别地，本公开涉及涡轮风扇发动机涡轮机械相对于排气空气动力学流动路径的相对轴向对准。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括涡轮机和转子组件。燃气涡轮发动机，例如涡轮风扇发动机，可用于飞行器推进。在涡轮风扇发动机的情况下，转子组件可以配置为风扇组件。其他类型的发动机包括螺旋桨风扇发动机、涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮风扇发动机和无导管涡轮发动机。
本公开的发明人已经发现，在某些无导管涡轮发动机中，没有导管发动机进气口会导致风扇面出现气流对准问题，这会对系统的声学和空气动力学性能产生负面影响。因此，本公开的发明人已经发现改进无导管涡轮发动机设计以解决这些问题将在本领域中受到欢迎。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本公开的完整且有效的公开，包括其最佳模式，其中：
图1是根据本主题的各种实施例的具有示例性无导管风扇发动机的飞行器的一部分的立体视图。
图2是根据本主题的各种实施例的具有示例性无导管风扇发动机的飞行器的侧视图。
图3是无导管风扇发动机的部分透明侧视图，并示出了穿过无导管风扇发动机的流动路径。
图4是无导管风扇发动机的排气区段的下游部分的部分透明侧视图。
图5是无导管风扇发动机的替代排气区段的下游部分的部分透明侧视图。
图6是飞行器的机翼的一部分的立体视图，示出了沿机翼的上表面延伸的挂架(pylon)的一部分。
图7是挂架的立体分离视图，其中导向轮叶安装在挂架上。
具体实施方式
现在将详细参考本公开的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标号来指代附图中的特征。附图和描述中的类似或相似的标号已用于指代本公开的类似或相似的部分。
此处使用“示例性”一词来表示“用作示例、实例或说明”。在此描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为优于或有利于其他实施方式。此外，除非另有明确说明，否则本文描述的所有实施例都应视为示例性的。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以将一个部件与另一个部件区分开来，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载工具内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载工具的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前是指更靠近发动机进气口的位置，而后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
术语“上游”和“下游”指的是相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流出的方向，“下游”是指流体流向其的方向。
除非本文另有规定，否则术语“联接”、“固定”、“附接到”等既指直接联接、固定或附接，也指通过一个或多个中间部件或特征间接联接、固定或附接。
除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一个”和“该”包括复数引用。
在本文整个说明书和权利要求书中所使用的近似语言被应用于修饰可以允许变化而不导致与其相关的基本功能发生变化的任何定量表示。因此，由一个或多个术语(例如“约”、“近似”和“基本上”)修饰的值，不限于指定的精确值。在至少某些情况下，近似语言可以对应于用于测量该值的仪器的精度，或者用于构建或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在1、2、4、10、15或20％的裕度内。这些近似裕度可应用于单个值、限定数值范围的任一端点或两个端点，和/或端点之间范围的裕度。
在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有说明，否则此类范围被标识并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以相互独立地组合。
如本文所用，“第三流”是指能够增加流体能量以产生少量总推进系统推力的非主空气流。第三流的压力比可以高于主推进流(例如，风扇或螺旋桨驱动的推进流)的压力比。推力可以通过专用喷嘴或通过将通过第三流的气流与主推进流或核心空气流混合，例如进入公共喷嘴来产生。
在某些示例性实施例中，通过第三流的气流的操作温度可以低于发动机的最大压缩机排放温度，更具体地，可以低于350华氏度(例如低于300华氏度，例如低于250华氏度，例如小于200华氏度，并且至少与环境温度一样高)。在某些示例性实施例中，这些操作温度可以促进通过第三流和单独的流体流进出气流的热传递。此外，在某些示例性实施例中，在起飞条件下，或更具体地，在海平面以额定起飞功率、静态飞行速度、86华氏度环境温度操作条件下操作时，通过第三流的气流可以贡献小于总发动机推力的50％(并且至少，例如，总发动机推力的2％)。
关于排气流的术语“平均流动方向”是指来自特定排气的所有流动的中数平均值(mean average)，考虑到所有这种流动的大小和方向。平均流动方向可以指在稳态操作期间，例如在巡航操作期间的平均流动方向。
此外，在某些示例性实施例中，通过第三流的气流的方面(例如，气流、混合或排气特性)，以及由此对总推力的上述示例性百分比贡献，可以在发动机操作期间被动地调整或通过使用发动机控制特征(例如燃料流量、电机功率、可变定子、可变进气口导向轮叶、阀、可变排气几何形状或流体特征)有目的地修改，以在广泛的潜在操作条件下调整或优化整体系统性能。
本公开通常涉及无导管风扇发动机的区段的相对轴向对准。本公开提出了无导管风扇发动机的无导管风扇相对于发动机中心线的下俯(pitch down)布置。本公开解决了无导管风扇发动机缺少围绕无导管风扇的进气口整流罩或机舱以出于声学和性能原因将进气口流与无导管风扇的风扇面对准的挑战。本文所公开的建议配置可以使无导管风扇的风扇面向下倾斜，以解决无导管风扇在上洗角处遇到的进气口流(这可能是由发动机所附接的机翼的翼型形状引起的)。此外，本文公开的建议配置随后可以将发动机的排气区段与自由气流重新对准，以避免将热气吹到机翼上，并使发动机推力与飞行器的中心线轴线对准。
另外，本公开的某些示例性实施例另外可以包括工作气体流动路径出口和第三流流动路径出口的倾斜和非轴对称配置，以及具有集成出口导向轮叶的挂架设计。此外，发动机可以包括多个出口导向轮叶，其中一个或多个出口导向轮叶与挂架集成在一起，以便在风扇排气通过挂架时共同工作以使风扇排气去涡旋，并且当空气流接近机翼时最佳地准备空气流。
如所公开的，该发动机配置能够改进空气动力学、声学和安装性能，特别是在无导管风扇发动机概念的情况下。另外，在此呈现的实施例另外使得能够实现改进的燃料燃烧、功率效率和更轻的发动机重量的发动机配置成为可能。
现在参考附图，其中相同的数字在所有附图中指示相同的元件，图1是飞行器10的一部分的立体视图。飞行器10包括机身12、机翼14(具有上表面16)、挂架18和发动机20，并限定竖直方向V和下游方向D。在该示例中，下游方向D是从飞行器10的前或前端(例如，图1中的左侧)到飞行器10的后或后端(例如，图1中的右侧)的气流方向。飞行器10的发动机20包括具有多个风扇叶片26的风扇22、桨毂盖或机头28、固定导向轮叶32、壳体34和排气区段36。此外，发动机20的风扇22限定中心线轴线24和旋转方向30。
还参考图2，提供了飞行器10的侧视图。正如从图2中可以理解的那样，飞行器10进一步限定机身中心线38，发动机20进一步包括旁通出口喷嘴40、出口喷嘴42和核心塞44，并限定出口轴线46、排气流47、第一角度θ1、第二角度θ2和第三角度θ3。如本文所呈现，图1和图2一并讨论。
机身12是飞行器10的主体或容器区段，其在正常操作期间包含货物、乘客、机组人员或其组合。机翼14是飞行器10的空气动力学部分，为飞行器10提供升力。机翼14安装到机身12并从机身12延伸。上表面16是相对于竖直方向V(显示为在图1中指向下方)沿机翼14的顶侧延伸的表面。如将理解的，机翼14可以限定翼型形状，并且上表面16可以是翼型的吸力侧。如将在下文中进一步描述的，这样的配置可导致在飞行期间接近机翼14的气流的上洗。
发动机20安装到机翼14。更具体地，对于所描绘的实施例，飞行器10包括挂架18。挂架18是在机翼14和发动机20之间延伸的支架。挂架18将发动机20连接到机翼14。
然而，应当理解，在其他示例性实施例中，发动机20可以以任何其他合适的方式安装到机翼14。例如，在其他实施例中，发动机20可以以混合机翼配置至少部分地集成到机翼14中。
发动机20是用于为飞行器10提供推力的机器或推力产生系统。在该示例中，发动机20被配置为无导管的单个风扇(例如，风扇22)。更具体地，在所示实施例中，发动机20包括单排无导管转子叶片(例如，如下所述的风扇叶片26)。带有风扇22的发动机20为飞行器10提供推力。
风扇22是可旋转的螺旋桨，被配置为围绕中心线轴线24旋转。风扇22安装在发动机20的上游端并被配置为相对于壳体34旋转。如图2所示，上游方向是向左。
中心线轴线24是延伸通过风扇22的中心点并且风扇22围绕其旋转的轴向中心线。
风扇22包括风扇叶片26。风扇叶片26是构造成与风扇22一起围绕中心线轴线24旋转的翼型轮叶。在该示例中，风扇叶片26是无导管的转子叶片。换句话说，风扇叶片26限定无导管转子叶片的级。风扇叶片26连接至风扇22的机头28并从其沿径向方向向外延伸。机头28是发动机20的桨毂盖。旋转方向30是包括风扇叶片26的风扇22旋转的旋转方向。
此外，对于所示的示例性实施例，发动机20包括出口导向轮叶32。导向轮叶32是非旋转翼型件或定子轮叶，其引导或重定向穿过导向轮叶32的气流的方向。导向轮叶32限定位于风扇叶片26下游的出口导向轮叶的级(例如，无导管转子叶片的级)。在一个示例中，导向轮叶32可以是固定的定子轮叶。在另一个示例中，导向轮叶32可以是能够调节的或可变节距导向轮叶。导向轮叶32安装到壳体34的一部分。在一个示例中，导向轮叶32可以功能性地联接到位于壳体34内部的节距改变机构。壳体34是发动机20的外壳或外壁。壳体34围绕发动机20的外部设置，以形成发动机20的外部屏障或壁。
发动机20的排气区段36是发动机20的下游部分，其被配置为从发动机20排出排气流以推进飞行器10。
机身中心线38是穿过机身12的中心并在下游方向D上延伸的中心线轴线。对于机身12的大部分，机身中心线38沿机身12的轴向中心点延伸并穿过机身12的轴向中心点(例如，除了机身12的机头部分和飞行器10的尾翼部分)。
旁通出口喷嘴40和出口喷嘴42是用于穿过发动机20的一部分的内部的气流的出口喷嘴。
核心塞44是帽或流体引导插入件。在该示例中，核心塞44是用于将气流引导出出口喷嘴42的实心或中空材料的锥形件。在其他示例中，核心塞44可以包括非锥形形状。核心塞44设置在排气区段36的最下游端(例如，图1至图3中的最右端)。
出口轴线46是穿过排气区段36的轴向中心并穿过核心塞44的末端的中心线轴线。出口轴线46部分地由出口喷嘴42限定。在该示例中，出口轴线46平行于机身中心线38(参见例如图2)。
排气流47是从出口喷嘴42排出的空气流。在该示例中，排气流47的方向平行于下游方向D并且垂直于竖直方向V。同样在该示例中，排气流47限定在排气区段36的下游方向D上的平均流动方向(由图中的排气流47的示意图例示的平均流动方向)。
如图2所示，第一角度θ1由中心线轴线24和排气流47之间的相对角度限定，第二角度θ2由中心线轴线24和机身中心线38之间的相对角度限定，并且第三角度θ3由中心线轴线24和排气区段36的出口轴线46之间的相对角度限定。例如，关于第一角度θ1，排气流47的平均流动方向限定与中心线轴线24的第一角度θ1大于零且小于约10度(例如小于约7度)，使得中心线轴线24相对于排气流47的平均流动方向沿着竖直方向V更向下定向。在某些示例性实施例中，第三角度θ3大于零(例如等于或大于5°，例如等于或大于10°，例如等于或大于15°，例如等于20°)。在某些示例性实施例中，第三角度θ3也可以称为喷嘴角度θ3。
现在也参考图3，提供发动机20的上半部的部分透明侧视图，发动机20通常包括风扇22和涡轮机52。发动机20限定从风扇叶片26延伸并在涡轮机52上方延伸的风扇流76。在该示例中，风扇流76由设置在风扇22下游的箭头描绘。在该示例中，风扇流76平行于排气区段36的出口轴线46。
涡轮机52是燃气涡轮发动机。涡轮机52限定进气口48并包括排气区段36。如下文将更详细解释的，排气区段36通常是指发动机20的推进气流从发动机20的涡轮机喷射的部分。排气区段36设置在风扇22的下游。在该示例中，涡轮机52限定了中心线轴线24，风扇22沿着该中心线轴线24轴向地定向。
涡轮机52限定旁通流动路径54和工作气体流动路径56。涡轮机52在所示实施例中设置在风扇22的下游。在该示例中，涡轮机52经由轴组件(为清楚起见从图3中省略)联接到风扇22，使得涡轮机52被配置为驱动风扇22的旋转。涡轮机52通过进气口48接收空气并通过压缩空气、点燃空气和燃料的混合物以产生高压燃烧气体流以及使燃烧气体膨胀来产生用于风扇22的旋转能量和推力，如下所述。
在该示例中，进气口48是环形开口。在其他示例中，进气口48可以是非环形的。进气口48沿发动机20的轴向方向设置在风扇叶片26和导向轮叶32之间。
来自进气口48的空气被提供给工作气体流动路径并通过涡轮机52。更具体地，涡轮机52通常以串联流动顺序包括压缩机区段58、燃烧区段(包括例如燃烧器70)和涡轮区段64。压缩机区段58、燃烧器70和涡轮区段64一起至少部分地限定工作气体流动路径56。在所示实施例中，压缩机区段58通常包括低压压缩机(具有LPC叶片60)和高压压缩机(具有HPC叶片62)，并且涡轮区段64通常包括高压涡轮(具有HPT叶片66)和低压涡轮(具有LPT叶片68)。来自进气口48的空气分别穿过LPC叶片60和穿过HPC叶片62通过低压和高压压缩机逐渐压缩。然后压缩空气与燃料混合并在燃烧器70中燃烧，以产生燃烧气体。然后燃烧气体分别穿过HPT叶片66和穿过LPT叶片68通过高压和低压涡轮膨胀，提取功。在某些示例性实施例中，高压涡轮可以通过轴或线轴(未示出)联接到高压压缩机，使得高压涡轮的旋转驱动高压压缩机。类似地，在某些示例性实施例中，低压涡轮可以通过轴或线轴(未示出)联接到低压压缩机，使得低压涡轮的旋转驱动低压压缩机。低压涡轮还可被配置为驱动风扇22。
来自涡轮区段的气流作为排气流47通过排气区段36的出口喷嘴42排出。出口喷嘴42是用于工作气体流动路径56的出口喷嘴。涡轮机52进一步包括核心塞44。
出口喷嘴42限定喷嘴出口平面74。喷嘴出口平面74是沿旁通出口喷嘴40的面延伸并由其限定的平面。例如，对于包括环形形状的出口喷嘴42，喷嘴出口平面74的取向由出口喷嘴42的外圆周所在的平面限定。喷嘴出口平面74沿出口喷嘴42的面延伸。旁通出口喷嘴平面72限定旁通出口喷嘴40的出口平面，并且喷嘴出口平面74限定出口喷嘴42的出口平面。在该示例中，推力由风扇叶片26、旁通出口喷嘴40和出口喷嘴42产生。在一个示例中，发动机20被配置为以大于0.74马赫(570英里每小时)且小于0.90马赫(690英里每小时)的速度推进飞行器10(并操作)。在另一个示例中，发动机20可以被配置为以0.79马赫(610英里每小时)的速度推进飞机10(并操作)。
仍然参考图3的实施例，如上所述，涡轮机52还限定延伸通过涡轮机52的一部分的旁通流动路径54。旁通流动路径54延伸通过涡轮机52的从工作气体流动路径56沿径向方向向外设置的部分。上面简要提到的旁通流动路径54的旁通出口喷嘴40是旁通流动路径54的出口喷嘴。在该示例中，旁通流动路径54是第三流流动路径(如上所述)。旁通流动路径54将空气流转向远离涡轮机52并且将空气输送出旁通出口喷嘴40，以为飞行器10提供额外的推力。
更具体地，对于所描绘的实施例，旁通流动路径54从工作气体流动路径56延伸到风扇流76。更具体地，对于所描绘的实施例，旁通流动路径54在LPC叶片(例如，低压压缩机的第一级转子叶片)下游位置处从压缩机区段58的低压压缩机延伸到风扇流76。以这种方式，旁通流动路径54可以接收来自工作气体流动路径56的压缩空气，并且来自旁通流动路径54通过旁通出口喷嘴40的气流可有助于发动机20的整体推力产生。
尽管未描绘，但发动机20还可包括一个或多个热交换器，其定位成与旁通流动路径54热连通，以例如向通过旁通流动路径54的气流添加能量并且为发动机20提供冷却。
旁通出口喷嘴40可以是环形出口并且设置在排气区段36中、导向轮叶32的下游和出口喷嘴42的上游。旁通出口喷嘴40限定旁通出口喷嘴平面72。更具体地，旁通出口喷嘴平面72是沿旁通出口喷嘴40的面(例如，旁通出口喷嘴40的最后边缘)延伸并由其限定的平面。在该示例中，对于包括环形形状的旁通出口喷嘴40，旁通出口喷嘴平面72的取向由旁通出口喷嘴40的外圆周所在的平面限定。旁通出口喷嘴平面72沿着旁通出口喷嘴40的面延伸。在其他示例中，旁通出口喷嘴40可以包括非环形形状。
然而，应当理解，图3中所描绘的示例性发动机仅作为示例提供。在某些示例性实施例中，发动机20可以具有任何其他合适的配置。例如，发动机20可以是具有减速齿轮箱的齿轮传动发动机，该减速齿轮箱将低压涡轮连接到风扇区段，可以是可变节距发动机，使得风扇是可变节距风扇，可以包括可变节距出口导向轮叶，并且可以包括任何其他合适数量或配置的压缩机、涡轮、轴、线轴等。此外，虽然所示的发动机20包括旁通流动路径54，但在其他示例性方面，发动机20可以不包括这样的旁通流动路径54或可以包括从压缩机区段58的任何其他合适的位置(例如，从低压压缩机下游和高压压缩机上游的位置，或从高压压缩机)延伸到风扇流76的旁通流动路径54。
仍然参考图3，并返回到图2，在所示的示例性实施例中，将理解涡轮机52相对于发动机20的排气区段36向下倾斜。例如，排气区段36限定出口轴线46，中心线轴线24限定与出口轴线46的角度。
在该示例中，涡轮机52相对于机身中心线38向下倾斜。换言之，涡轮机52的中心线轴线24相对于机身中心线38和相对于出口轴线46沿竖直方向D向下(例如，倾斜的或成角度的)定向。涡轮机52的中心线轴线24的下俯布置提供了进气气流与风扇22的面的对准。中心线轴线24的下俯布置还使得排气区段36能够重新对准从出口喷嘴42排出的排气流与沿下游方向D流过飞行器10的自由空气流。
更具体地，第一角度θ1是在涡轮机52的中心线轴线24和排气区段36的出口轴线46之间形成的角度。在一个示例中，第一角度θ1大于0°并且小于或等于10°，例如小于或等于7°。在此示例中，第一角度θ1约为5°。具体参照图2，第二角度θ2是在机身中心线38和涡轮机52的中心线轴线24之间形成的角度。在该示例中，第二角度θ2大于或等于1°且小于或等于10°，例如小于或等于8°。机身中心线38和中心线轴线24可以彼此平行。
在现有的发动机设计中，飞行器发动机缺少进气口(例如，围绕风扇22的外机舱)会导致气流与风扇的面的不对准，从而导致声学和性能问题。如本文所呈现的，将风扇22的面与进入的气流(由于来自机翼的上洗效应而可能略微向上定向)对准的中心线轴线24的下俯布置在声学和性能方面提供了改进。此外，排气流与流过飞行器10的自由空气流的重新对准(例如，相对于中心线轴线24矫直出口轴线46)减少了热排气接触机翼14并使推力与机身中心线38对准(例如，飞行器轴线)或在其他示例中与其他所需的推力矢量重新对准。
此外，在图3的示例性实施例中，旁通出口喷嘴平面72和喷嘴出口平面74垂直于排气区段36的出口轴线46。以这种方式，来自旁通出口喷嘴40和来自出口喷嘴42的气流相对于风扇22重新对准，从而平行于出口轴线46和机身中心线38(参见例如图1-2)。在重新对准来自旁通出口喷嘴40和来自出口喷嘴42的气流时，发动机20提供的推力方向与飞行器10一致，从而提供用于推动飞行器10穿过空气的更有效的推力矢量。
应当理解，以上关于图1至图3描述的示例性实施例仅作为示例提供。在其他示例性实施例中，发动机20可以具有任何其他合适的配置。例如，现在参考图4，提供了根据本公开的另一个示例性实施例的发动机20的排气区段36的下游部分的部分透明侧视图。图4的示例性发动机20可以以与图1至图3的示例性发动机20类似的方式配置。例如，图4的示例性发动机20包括壳体34、排气区段36、出口喷嘴42′、核心塞44(限定核心塞轴线78)和轮缘84，并且进一步所描绘的发动机20限定了中心线轴线24(风扇22的、参见例如图1-3)、出口轴线46、排气流47、工作气体流动路径56、喷嘴出口平面74’、第三角度θ3、第四角度θ4、竖直方向V、下游方向D。
然而，与图1至图3的实施例相比，在图4的示例性实施例中，出口喷嘴42′的形状为椭圆环。在其他示例中，出口喷嘴42′的形状可以包括非椭圆形或非环形。这里，出口喷嘴42′的椭圆环形状是由出口喷嘴42′的倾斜或成角度取向引起的，如下所述。在一个示例中，出口喷嘴42′的面积分布可以围绕出口喷嘴42′的整个环是连续的。在另一个示例中，出口喷嘴42′的面积分布可以围绕出口喷嘴42′的环是不连续的或可变的。
喷嘴出口平面74′是沿着出口喷嘴42′的面延伸的假想平面。在该示例中，喷嘴出口平面74′与排气区段36的出口轴线46不正交或不垂直。同样，喷嘴出口平面74′不平行于竖直方向V并且不垂直于下游方向D。喷嘴出口平面74′由轮缘84限定。在该示例中，喷嘴出口平面74′与出口轴线46不正交。换句话说，出口喷嘴42′关于出口轴线46非轴对称。在其他示例中，出口喷嘴42′和喷嘴出口平面74′之间相对于出口轴线46的相对角度，也可以由旁通出口喷嘴40和旁通出口喷嘴平面72合并(参见例如图3)。
核心塞轴线78是核心塞44的中心线轴线。在该示例中，核心塞轴线78平行于出口轴线46并与出口轴线46同轴。如上所述，第三角度θ3是中心线轴线24和出口轴线46之间的相对角度。在该示例中，因为核心塞轴线78与出口轴线46同轴，所以第三角度θ3也可以由中心线轴线24和核心塞轴线78之间形成的相对角度限定。在另一个示例中，中心线轴线24和核心塞轴线78之间的相对角度可以限定小于、等于或大于第三角度θ3的第四角度θ4。
所示的核心塞44进一步限定了顶点80。顶点80是核心塞44的点或末端。顶点80设置在核心塞44的最下游点处。
终端端点82是出口喷嘴42′的最下游点。轮缘84是沿出口喷嘴42′的圆周设置的唇缘或边缘。轮缘84限定喷嘴出口平面74′，轮缘84沿该喷嘴出口平面74′设置。在该示例中，轮缘84是平坦的，使得沿轮缘84的每个点都沿单个平面设置(例如，喷嘴出口平面74′)。在其他示例中，轮缘84可以包括非平坦或可变的构造(例如，3D构造)，使得沿着轮缘84的所有点不沿着喷嘴出口平面74′布置。在轮缘84包括非平坦构造(例如，有裂片的、圆齿状的、人字形切口、锯齿轮廓等)的此类示例中，喷嘴出口平面74′可以由沿轮缘84的边缘的点的平均值限定。应当理解，喷嘴出口平面74也可以由非平面轮缘84限定。
在具有倾斜的喷嘴出口平面74′的该示例中，出口喷嘴42′可以重定向和重新分配排气流47，以防止将热排气流47吹到机翼14上并能够使推力与飞行器10的轴向中心线重新对准(参见例如图1-2，机身中心线38)或与另一个期望的矢量重新对准。
现在参考图5，图5示出了根据本公开的另一个示例性实施例的发动机20的排气区段36的下游部分的部分透明侧视图。图5的示例性发动机20可以以与图1至图3的示例性发动机20类似的方式配置。例如，图5的示例性发动机20包括(风扇22的)中心线轴线24、壳体34、旁通出口喷嘴40”、出口喷嘴42”、核心塞44(限定核心塞轴线78)、出口轴线46、排气流47、工作气体流动路径56、HPT叶片66、LPT叶片68、旁通出口喷嘴平面72”、喷嘴出口平面74”、(核心塞44的)顶点80、(出口喷嘴42”的)终端端点82、(出口喷嘴42的)轮缘84、第三角度θ3、第四角度θ4、第五角度θ5、竖直方向V和下游方向D。HPT叶片66和LPT叶片68各自可围绕中心线轴线24旋转。
在图5的示例性实施例中，旁通出口喷嘴40”显示为与中心线轴线24的方向对准，使得旁通出口喷嘴40”的排气的平均流动方向与中心线轴线24平行或基本平行(例如，其间的角度小于3度)。类似地，在图5中示出的旁通出口平面72”与(例如，不平行于)喷嘴出口平面74”不对准。这种配置与上面关于图3讨论的实施例形成对比，其将旁通出口喷嘴40显示为与中心线轴线24的方向未对准，并且将旁通出口平面72显示为与喷嘴出口平面74对准(例如，平行或基本平行)。
在某些示例性实施例中，旁通喷嘴40″不倾斜或与中心线轴线24对准。更具体地，在至少某些示例性方面，旁通喷嘴40″与中心线轴线24对准，使得第五角度θ5(由中心线轴线24和旁通出口平面72”之间的相对角度所限定)约为90°。在这样的示例中，出口喷嘴42”相对于中心线轴线24倾斜或成角度，而旁通出口喷嘴40”不倾斜或与发动机20的中心线轴线24对准。在特定示例性实施例中，第五角度θ5为90度，并且第三角度θ3大于零且等于或小于20度。
在其他示例性实施例中，第五角度θ5可以小于90°，使得第五角度θ5的互补角度大于零。如本文所用，术语“互补角度”等于90°减去另一个角度(例如，第五角度θ5)。在该示例中，术语互补角度用于指代第五角度θ5的互补角度。在此，互补角度是旁通出口喷嘴40”(并且通过延伸旁通出口平面72”)相对于中心线轴线24的倾斜度或倾斜量。更具体地，在至少某些示例性方面，第五角度θ5可以小于90°且等于或大于85°，使得第五角度θ5的互补角度大于0°且小于或等于5°。在其他示例性实施例中，第五角度θ5可以小于85°并且等于或大于80°，使得第五角度θ5的互补角度大于5°并且小于或等于10°。
在进一步的某些示例性实施例中，第五角度θ5和第三角度θ3的组合可以大于5°(例如大于或等于10°，例如大于或等于15°)。在特定示例性实施例中，第五角度θ5为85°，使得第五角度θ5的互补角度为5°且第三角度θ3为15°。
图6是机翼14的一部分的立体图并且显示了机翼14的上表面16、挂架18′、发动机20(具有风扇22、中心线轴线24、风扇叶片26、机头28、旋转方向30、导向轮叶32、壳体34和排气区段36)、机翼14的前缘88、机翼14的下表面90、竖直方向V和下游方向D。
如图6所示，挂架18′包括沿机翼14的上表面16延伸的部分。相反，图1-2包括显示挂架18沿着机翼14的底表面而不是沿着机翼14的上表面16延伸或连接到机翼14的实施例。挂架18′沿着上表面16、沿着前缘88并且沿着机翼14的下表面90附接到机翼14。在其他示例中，挂架18′可以沿着机翼14的上表面16、前缘88和下表面90中的一个或多个安装到机翼14。在其他示例中，发动机20可以以安装配置的翼下、吹翼、高翼或机身安装类型中的任何一种安装在机翼14中。
前缘88是机翼14相对于下游方向D的上游(例如，在图6中的左侧)点。前缘88由在机翼14的上表面16和下表面90之间延伸并连接上表面16和下表面90的弯曲表面限定。前缘88设置在机翼14的最上游部分处。
机翼14的下表面90是相对于竖直方向V在机翼14的底部下方或底部上延伸的表面。
参照图6，示出了发动机20安装到挂架18′并且使得挂架18′的一部分沿着机翼14的上表面16的一部分延伸的实施例。如此处所示，使挂架18′的一部分沿着上表面16在下游方向上延伸有助于引导通过机翼14上方的气流相对于下游方向D变直，从而使流过机翼14的空气能够更有效地与发动机20产生的推进气流结合。
图7是安装到发动机20的一部分的挂架18的立体隔离图，并且显示了挂架18、发动机20、导向轮叶32、顶部导向轮叶32TOP、壳体、排气区段、竖直方向V和下游方向D。在图7中，为了清楚起见，风扇22从发动机20中移除。此处，所示的挂架18具有安装到挂架18的顶部的导向轮叶32中的一个(例如，顶部导向轮叶32TOP)。
在该示例中，为了清楚起见，示出了两个导向轮叶32。在该示例中，多个导向轮叶32围绕壳体34的圆周分布(参见例如图1-2和图5)。顶部导向轮叶32TOP从挂架18沿发动机20的径向方向向上延伸。
与连接到壳体34的一部分相反，顶部导向轮叶32TOP直接安装到挂架18上。在该示例中，单个顶部导向轮叶32TOP安装到挂架18上。在其他示例中，一个或更多的顶部导向轮叶32TOP可以安装到挂架18上。
现有的导管涡轮风扇包括分开的出口导向轮叶和挂架，当不同的空气流经过导向轮叶并经过挂架时，这些分开的出口导向轮叶和挂架会导致分离和湍流。在该示例中，出口导向轮叶320和挂架18以这样的方式集成在一起，以便当气流穿过挂架18时共同工作以使来自风扇(参见例如图1-5，风扇22)的气流去涡旋并且在气流接近机翼14时最佳地准备气流(参见例如图1-2和图5)。
该书面描述使用示例来公开本公开内容，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本公开内容，包括制造和使用任何设备或系统以及执行任何结合的方法。本公开的专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果此类其他示例包括与权利要求的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则它们旨在处于权利要求的范围内。
进一步方面通过以下条项的主题提供：
一种飞行器，所述飞行器包括：机身；机翼，所述机翼被连接到所述机身并从所述机身向外延伸；和发动机，所述发动机被安装到所述机翼。所述发动机包括：涡轮机，所述涡轮机限定中心线轴线；风扇；和排气区段，所述排气区段具有出口喷嘴。所述涡轮机限定中心线轴线。所述风扇被连接到所述涡轮机并设置在所述涡轮机的上游。所述风扇设置为围绕所述中心线轴线旋转。在所述发动机的操作期间，排气流从所述排气区段的所述出口喷嘴排出。所述排气流限定在所述排气区段的所述下游方向上的平均流动方向。所述排气流的所述平均流动方向与所述涡轮机的所述中心线轴线限定第一角度，所述第一角度大于零，使得所述中心线轴线相对于所述排气流的所述平均流动方向沿着所述竖直方向向下定向。
根据这些条项中的一项或多项的飞行器，其中，所述第一角度小于或等于10°。
根据这些条项中的一项或多项的飞行器，其中，所述机身限定机身中心线，其中所述机身中心线与所述涡轮机的所述中心线轴线限定第二角度，其中所述第二角度大于或等于1°且小于或等于10°。
根据这些条项中的一项或多项的飞行器，其中，所述出口喷嘴限定出口轴线，其中所述平均流动方向平行于所述出口轴线。
根据这些条项中的一项或多项的飞行器，其中，所述出口喷嘴限定出口轴线，其中，所述出口喷嘴的所述出口轴线与所述涡轮机的所述中心线轴线限定第三角度，所述第三角度大于零且小于或等于20°，使得所述中心线轴线相对于所述出口轴线沿着所述竖直方向更向下定向。
根据这些条项中的一项或多项的飞行器，其中，所述风扇包括无导管转子叶片的级和位于所述无导管转子叶片的级的下游的导向轮叶的级，其中所述飞行器进一步包括：挂架，所述挂架将所述发动机安装到所述机翼；和导向轮叶，所述导向轮叶被安装到所述挂架的一部分并从所述挂架的一部分延伸。
根据这些条项中的一项或多项的飞行器，其中，所述出口喷嘴限定出口轴线，其中，所述排气区段包括设置在所述排气区段的最下游端的核心塞，其中所述核心塞限定核心塞轴线和顶点，其中所述核心塞轴线与所述出口轴线同轴。
根据这些条项中的一项或多项的飞行器，其中，所述出口喷嘴限定出口轴线，其中所述机身限定机身中心线，其中所述出口轴线平行于所述机身中心线。
根据这些条项中的一项或多项的飞行器，进一步包括：挂架，所述挂架将所述发动机安装到所述机翼，其中，所述机翼沿所述竖直方向限定上表面并且沿所述竖直方向限定下表面，其中，所述挂架的一部分连接到所述机翼的所述上表面的一部分并且沿着所述机翼的所述上表面的一部分延伸。
根据这些条项中的一项或多项的飞行器，其中，所述出口喷嘴限定出口轴线，其中所述出口喷嘴围绕所述出口轴线是非轴对称的。
根据这些条项中的一项或多项的飞行器，其中，所述涡轮机限定工作气体流动路径，并且其中，所述出口喷嘴是用于所述工作气体流动路径的出口喷嘴。
根据这些条项中的一项或多项的飞行器，其中，所述涡轮机包括压缩机区段，其中所述发动机限定风扇流和第三流，并且其中所述出口喷嘴是用于所述第三流的出口喷嘴。
根据这些条项中的一项或多项的飞行器，其中，所述发动机被配置为以大于0.74马赫且小于0.90马赫的速度操作，并且其中，当所述发动机以大于0.74马赫且小于0.90马赫的速度操作时，所述排气流限定在所述排气区段的下游方向上的平均流动方向。
一种用于飞行器的推力产生系统，所述推力产生系统包括：涡轮机，所述涡轮机限定中心线轴线；风扇；和排气区段，所述排气区段具有出口喷嘴。所述风扇连接到所述涡轮机并设置在所述涡轮机的上游。所述风扇设置为围绕所述中心线轴线旋转。在所述推力产生系统的操作期间，排气流从所述排气区段的所述出口喷嘴排出。所述排气流限定在所述排气区段的所述下游方向上的平均流动方向。所述排气流的所述平均流动方向与所述涡轮机的所述中心线轴线限定第一角度，所述第一角度大于0°且小于或等于10°，使得所述中心线轴线相对于所述排气流的所述平均流动方向沿着所述竖直方向向下定向。
根据这些条项中的一项或多项的推力产生系统，其中，所述出口喷嘴限定出口轴线，其中所述平均流动方向平行于所述出口轴线。
根据这些条项中的一项或多项的推力产生系统，其中，所述出口喷嘴限定出口轴线，其中，所述排气区段包括设置在所述排气区段的最下游端的核心塞，其中，所述核心塞限定核心塞轴线和顶点，其中核心塞轴线与所述出口轴线同轴。
根据这些条项中的一项或多项的推力产生系统，其中，所述出口喷嘴限定出口轴线，其中所述出口喷嘴包括设置在所述出口喷嘴的终端端点处的轮缘，其中所述轮缘限定出口平面，所述轮缘沿所述出口平面设置，其中所述出口平面与所述出口轴线不正交。
根据这些条项中的一项或多项的推力产生系统，其中，所述出口喷嘴限定出口轴线，其中所述出口喷嘴的所述出口轴线与所述涡轮机的所述中心线轴线限定喷嘴角度，所述喷嘴角度大于零且小于或等于20°，使得所述中心线轴线相对于所述出口轴线沿着所述竖直方向更向下定向。
根据这些条项中的一项或多项的推力产生系统，其中，所述推力产生系统被配置为以大于0.74马赫且小于0.90马赫的速度操作，并且其中，当所述推力产生系统以大于0.74马赫且小于0.90马赫的速度操作时，所述排气流限定在所述排气区段的所述下游方向上的所述平均流动方向。
根据这些条项中的一项或多项的推力产生系统，其中，所述涡轮机限定工作气体流动路径，并且其中，所述出口喷嘴是用于所述工作气体流动路径的出口喷嘴。

Claims (10)

1.一种限定竖直方向、上游方向和下游方向的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括：
机身；
机翼，所述机翼被连接到所述机身并从所述机身向外延伸；和
发动机，所述发动机被安装到所述机翼，其中，所述发动机包括：
涡轮机，所述涡轮机限定中心线轴线；
风扇，所述风扇被连接到所述涡轮机并设置在所述涡轮机的上游，其中，所述风扇设置为围绕所述中心线轴线旋转；和
排气区段，所述排气区段包括出口喷嘴，
其中，在所述发动机的操作期间，排气流从所述排气区段的所述出口喷嘴排出，其中，所述排气流限定在所述排气区段的所述下游方向上的平均流动方向，其中，所述排气流的所述平均流动方向与所述涡轮机的所述中心线轴线限定第一角度，所述第一角度大于零，使得所述中心线轴线相对于所述排气流的所述平均流动方向沿着所述竖直方向向下定向。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述第一角度小于或等于10°。
3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述机身限定机身中心线，其中，所述机身中心线与所述涡轮机的所述中心线轴线限定第二角度，其中，所述第二角度大于或等于1°且小于或等于10°。
4.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述出口喷嘴限定出口轴线，其中，所述平均流动方向平行于所述出口轴线。
5.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述出口喷嘴限定出口轴线，其中，所述出口喷嘴的所述出口轴线与所述涡轮机的所述中心线轴线限定第三角度，所述第三角度大于零且小于或等于20°，使得所述中心线轴线相对于所述出口轴线沿着所述竖直方向更向下定向。
6.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述风扇包括无导管转子叶片的级和导向轮叶的级，所述导向轮叶的级位于所述无导管转子叶片的级的下游，其中，所述飞行器进一步包括：
挂架，所述挂架将所述发动机安装到所述机翼；和
导向轮叶，所述导向轮叶被安装到所述挂架的一部分并从所述挂架的一部分延伸。
7.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述出口喷嘴限定出口轴线，其中，所述排气区段包括设置在所述排气区段的最下游端的核心塞，其中，所述核心塞限定核心塞轴线和顶点，其中，所述核心塞轴线与所述出口轴线同轴。
8.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述出口喷嘴限定出口轴线，其中，所述机身限定机身中心线，其中，所述出口轴线平行于所述机身中心线。
9.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，进一步包括：
挂架，所述挂架将所述发动机安装到所述机翼，
其中，所述机翼沿所述竖直方向限定上表面并且沿所述竖直方向限定下表面，
其中，所述挂架的一部分连接到所述机翼的所述上表面的一部分并且沿着所述机翼的所述上表面的一部分延伸。
10.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，其中，所述出口喷嘴限定出口轴线，其中，所述出口喷嘴围绕所述出口轴线是非轴对称的。
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