CN117588275A - 燃气涡轮发动机 - Google Patents

Abstract

提供了一种燃气涡轮发动机，其限定径向方向、轴向方向、周向方向和纵向轴线的。燃气涡轮发动机包括：可绕纵向轴线旋转的风扇；涡轮机；以及壳体，壳体包围涡轮机并且具有上外表面部分和下外表面部分，壳体限定从纵向轴线径向延伸到位于上外表面部分处的第一点的第一距离，壳体进一步限定从纵向轴线径向延伸到位于下外表面部分处的第二点的第二距离，并且第二距离大于第一距离。

Description

燃气涡轮发动机

技术领域

本公开涉及一种燃气涡轮发动机，并且更具体地，涉及具有机舱的燃气涡轮发动机。

背景技术

燃气涡轮发动机通常包括风扇和涡轮机。涡轮机通常包括机舱，在机舱中设置有入口、一个或多个压缩机、燃烧器和一个或多个涡轮。一个或多个压缩机压缩空气，然后该空气被引导到燃烧器，在燃烧器中空气与燃料混合。然后点燃混合物以产生热燃烧气体。燃烧气体被引导到一个或多个涡轮，一个或多个涡轮从燃烧气体提取能量，用于为一个或多个压缩机提供动力，以及用于产生有用的功以在飞行中推进飞行器。涡轮机机械地联接到风扇以在操作期间驱动风扇。

附图说明

在参考附图的说明书中针对本领域普通技术人员阐述了本公开的完整且使能的公开，包括其最佳模式，其中：

图1是根据本公开的一个或多个实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面侧视图。

图2是根据本公开的一个或多个实施例的附接到机翼的燃气涡轮发动机的示意性侧视图。

图3是根据本公开的一个或多个实施例的附接到机翼的燃气涡轮发动机的示意性横截面后视图。

图4是根据本公开的一个或多个实施例的附接到机翼的燃气涡轮发动机的示意性横截面后视图。

图5是与传统的风扇机舱相比，图4中的塔架整流罩右侧的风扇机舱的平坦区段的示意图。

图6是根据本公开的一个或多个实施例的附接到机翼的燃气涡轮发动机的示意性横截面后视图。

图7是根据本公开的一个或多个实施例的附接到机翼的燃气涡轮发动机的示意性侧视图。

图8是根据本公开的一个或多个实施例的燃气涡轮发动机的给定轴向站的沟槽区域的图形表示。

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。在附图和描述中的相似或类似的标号已经被用来指代本公开的相似或类似部分。

本文使用“示例性”一词来表示“用作示例、实例或说明”。本文描述为“示例性”的任何实施方式不必被解释为比其他实施方式更优选或有利。附加地，除非另有特别标识，否则本文描述的所有实施例应当被认为是示例性的。

除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一个”和“该”包括复数指代。

在例如“A、B和C中的至少一个”的上下文中，术语“至少一个”指仅A，仅B，仅C或A、B和C的任何组合。

术语“涡轮机”是指包括一起产生扭矩输出的一个或多个压缩机、发热区段(例如，燃烧区段)和一个或多个涡轮的机器。

术语“燃气涡轮发动机”指具有涡轮机作为其全部或部分动力源的发动机。示例燃气涡轮发动机包括涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机等，以及这些发动机中的一种或多种的混合电动版本。

术语“燃烧区段”是指涡轮机的任何热添加系统。例如，术语燃烧区段可指包括爆燃燃烧组件、旋转爆震燃烧组件、脉冲爆震燃烧组件或其它适当的热添加组件中的一种或多种的区段。在某些示例实施例中，燃烧区段可包括环形燃烧器、罐形燃烧器、罐环形燃烧器、驻涡燃烧器(TVC)或其它适当的燃烧系统或其组合。

当与压缩机、涡轮、轴或线轴部件等一起使用时，除非另有规定，否则术语“低”和“高”或它们各自的比较级(例如，“更低”和“更高”，如果适用的话)，均指发动机内的相对速度。例如，“低速涡轮”限定了构造成以低于发动机的“高速涡轮”的旋转速度(诸如最大允许旋转速度)操作的部件。

术语“前”和“后”指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，关于燃气涡轮发动机，前指更靠近发动机入口的位置，后指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。

术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。

如本文所使用的，术语“轴向”和“轴向地”是指基本上平行于燃气涡轮发动机的中心线延伸的方向和取向。此外，术语“径向”和“径向地”是指基本上垂直于燃气涡轮发动机的中心线延伸的方向和取向。另外，如本文所使用的，术语“周向”和“周向地”是指绕燃气涡轮发动机的中心线弧形延伸的方向和取向。

这里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指示，否则这些范围被识别并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围包括端点，并且端点可彼此独立地组合。

如本文所使用的“第三流”意指能够增加流体能量以产生少量总推进系统推力的非初级空气流。第三流通常可以接收入口空气(来自初级风扇下游的管道式通道的空气)而不是自由空气流(如初级风扇那样)。第三流的压力比可以高于初级推进流(例如，旁路或螺旋桨驱动的推进流)的压力比。推力可以通过专用喷嘴产生，或者通过将通过第三气流的气流与初级推进流或核心空气流例如混合到共同喷嘴中来产生。

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小于发动机的最大压缩机排放温度，并且更具体地，可以小于350华氏度(例如小于300华氏度，例如小于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，这些操作温度可促进通过第三流和单独的流体流到或来自气流的热传递。此外，在某些示例性实施例中，在起飞条件下，或者更特别地，在以海平面、静态飞行速度、86华氏度环境温度操作条件下以额定起飞功率操作时，通过第三流的气流可贡献小于发动机总推力的50％(以及至少，例如，发动机总推力的2％)。

此外，在某些示例性实施例中，通过第三流的气流的各个方面(例如，气流、混合或排气性质)，以及由此对总推力的前述示例性百分比贡献，可以在发动机操作期间被动地调节或通过使用发动机控制特征(例如，燃料流、电机功率、可变定子、可变入口导向轮叶、阀、可变排气几何形状、或流体特性)有目的地进行修改，以在广泛的潜在操作条件下调整或优化整个系统的性能。

通常，燃气涡轮发动机经由塔架整流罩附接到飞行器的机翼。机翼和邻近塔架整流罩的燃气涡轮发动机之间的空间被称为沟槽区域。通过沟槽区域的气流是三面通道，该三面通道穿过机翼的下表面、塔架整流罩的侧表面和燃气涡轮发动机的上表面。沟槽区域的有限空间导致气流加速，并且机翼的下表面、塔架整流罩的侧表面和燃气涡轮发动机的上表面在气流上产生阻力，也称为擦洗。塔架整流罩内侧的阻力通常更差。

本发明的发明人发现，虽然阻力可能是管道式风扇(在管道式风扇中通过沟槽区域的气流是自由流)的问题，但是由于气流在穿过沟槽区域之前通过无管道式风扇增压，开放式风扇结构的阻力更差。由无管道式风扇加压的气流可由沟槽区域的喉部(即具有最小面积的区段)加速，然后可在喉部下游的膨胀流动区域进一步加速。无管道式风扇增加穿过沟槽区域的气流的马赫数，这可能导致在机翼的下表面、塔架整流罩的侧表面和燃气涡轮发动机的上表面处的较高的阻力。沟槽区域中可能形成超音速流动和/或过大的阻力。通过沟槽区域的气流的较高马赫数会导致强烈的冲击和波浪阻力损失，从而降低效率。发明人认识到，增加机翼的下表面和燃气涡轮发动机的上表面之间的径向距离将增加喉部处的面积，减小沟槽区域的喉部处的加速度，进而减小通过沟槽区域的气流的马赫数。这可导致机翼的下表面、塔架整流罩的侧表面和燃气涡轮发动机的上表面处的阻力减小，减少沟槽区域处的冲击，并提高飞行器的效率。

现在参考附图，其中在整个附图中相同的数字表示相同的元件，图1示出了根据本公开的一个或多个实施例的燃气涡轮发动机100的示意性横截面侧视图。特别地，图1提供了具有转子组件的发动机，该转子组件具有单级无管道式转子叶片。以这种方式，转子组件在此可被称为“无管道式风扇”，或者整个燃气涡轮发动机100可被称为“无管道式发动机”。另外，图1的发动机包括从压缩机区段延伸到涡轮机上的转子组件流动路径的第三流，如下面将更详细地解释的。

作为参考，燃气涡轮发动机100限定轴向方向A、径向方向R和周向方向C。在下面的解释中，径向方向R限定为安装在机翼310上的燃气涡轮发动机100的竖直方向。此外，燃气涡轮发动机100限定沿轴向方向A延伸的轴向中心线或纵向轴线112。通常，轴向方向A平行于纵向轴线112延伸，径向方向R在与轴向方向A正交的方向上从纵向轴线112向外和向内延伸到纵向轴线112，并且周向方向围绕纵向轴线112延伸360度(360°)。燃气涡轮发动机100，例如沿着轴向方向A，在前端114和后端116之间延伸。

燃气涡轮发动机100包括涡轮机120和定位在其上游的转子组件，该转子组件也称为风扇区段150。通常，涡轮机120以串行流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。例如，如图1所示，涡轮机120包括核心罩122，该核心罩122限定环形核心入口124。核心罩122还至少部分地包围低压系统和高压系统。例如，所示的核心罩122至少部分地包围并支撑用于对通过核心入口124进入涡轮机120的空气加压的增压器或低压(“LP”)压缩机126。高压(“HP”)多级轴流式压缩机128接收来自LP压缩机126的加压空气，并进一步增加空气的压力。加压空气流向下游流到燃烧区段的燃烧器130，在燃烧器130中燃料被喷射到加压空气流中并被点燃以升高加压空气的温度和能量水平。

应当理解，如本文所使用的，术语“高/低速度”和“高/低压力”相对于高压/高速系统和低压/低速度系统可互换地使用。此外，应当理解，术语“高”和“低”在同一上下文中用于区分两个系统，并且不意味着暗示任何绝对速度和/或压力值。

高能燃烧产物从燃烧器130向下游流到高压涡轮132。高压涡轮132通过高压轴136驱动高压压缩机128。在这方面，高压涡轮132与高压压缩机128驱动地联接。高能燃烧产物然后流到低压涡轮134。低压涡轮134通过低压轴138驱动低压压缩机126和风扇区段150的部件。在这方面，低压涡轮134与低压压缩机126和风扇区段150的部件驱动地联接。根据一个或多个实施例，LP轴138与HP轴136同轴。在驱动涡轮机132、134中的每一个之后，燃烧产物通过涡轮机排气喷嘴140离开涡轮机120。

因此，涡轮机120限定在核心入口124和涡轮机排气喷嘴140之间延伸的工作气体流动路径或核心管道142。核心管道142是沿径向方向R大致定位在核心罩122内侧的环形管道。核心管道142(例如，通过涡轮机120的工作气体流动路径)可称为第二流。

风扇区段150包括风扇152，该风扇152是根据一个或多个实施例的初级风扇。在图1所示的实施例中，风扇152是开放式转子或无管道式风扇152。如图所示，风扇152包括风扇叶片154的阵列(图1中仅示出一个)。风扇叶片154可例如绕纵向轴线112旋转。如上所述，风扇152经由LP轴138与低压涡轮134驱动地联接。对于图1所示的实施例，风扇152经由减速齿轮箱155与低压轴138联接，例如，在间接驱动或齿轮驱动构造中。

此外，风扇叶片154可以围绕纵向轴线112等间隔地布置。每个叶片154具有根部和尖端以及限定在它们之间的跨度。此外，每个风扇叶片154限定沿着径向方向R从纵向轴线112到尖端的风扇叶片尖端半径R1，以及沿着径向方向R从纵向轴线112到基部的毂半径(或内半径)R2。

此外，每个叶片154限定中心叶片轴线156。在一个或多个实施例中，风扇152的每个叶片154可例如彼此一致地绕它们各自的中心叶片轴线156旋转。一个或多个致动器158被提供以促进这种旋转，并因此可用于改变叶片154绕其各自的中心叶片轴线156的桨距。

风扇区段150还包括风扇导向轮叶阵列160，该风扇导向轮叶阵列160包括围绕纵向轴线112设置的风扇导向轮叶162(图1中仅示出一个)。在图1所示的实施例中，风扇导向轮叶162不能绕纵向轴线112旋转。每个风扇导向轮叶162具有根部和尖端以及限定在它们之间的跨度。风扇导向轮叶162可以是如图1所示的无护罩的，或者替代地，可以是有护罩的，例如，通过沿着径向方向R从风扇导向轮叶162的尖端向外间隔开或者附接到风扇导向轮叶162的环形护罩。

每个风扇导向轮叶162限定中心叶片轴线164。对于图1所示的实施例，风扇导向轮叶阵列160的每个风扇导向轮叶162可例如彼此一致地绕它们各自的中心叶片轴线164旋转。一个或多个致动器166被提供以促进这种旋转，并因此可用于改变风扇导向轮叶162绕其各自的中心叶片轴线164的桨距。然而，在其它实施例中，每个风扇导向轮叶162可以是固定的或不能绕其中心叶片轴线164倾斜。风扇导向轮叶162安装到机舱170。

如图1所示，除了风扇152(其是管道式的)之外，在风扇152的后部还可以包括管道式风扇184，使得燃气涡轮发动机100包括管道式风扇和无管道式风扇两者，管道式风扇和无管道式风扇两者都用于通过空气在不穿过涡轮机120的至少一部分的情况下(例如，在不穿过所示实施例的HP压缩机128和燃烧区段)的运动产生推力。管道式风扇可绕与风扇叶片154相同的轴线旋转。对于所描绘的实施例，管道式风扇184由低压涡轮134驱动(例如，联接到LP轴138)。在所描绘的实施例中，如上所述，风扇152可被称为初级风扇，而管道式风扇184可被称为次级风扇。应当理解，这些术语“初级”和“次级”是方便术语，并且不意味着任何特定的重要性、权力等。

管道式风扇184包括多个风扇叶片(图1中未单独标记)。管道式风扇184的风扇叶片可以围绕纵向轴线112等间隔地布置。管道式风扇184的每个叶片具有根部和尖端以及限定在它们之间的跨度。此外，管道式风扇184的每个风扇叶片限定了沿着径向方向R从纵向轴线112到尖端的风扇叶片尖端半径R3，以及沿着径向方向R从纵向轴线112到基部的毂半径(或内半径)R4。

机舱170环形地包围核心罩122的至少一部分，并且通常沿着径向方向R定位在核心罩122的至少一部分的外侧。特别地，机舱170的下游区段在核心罩122的前部分上方延伸以限定风扇流动路径或风扇管道172。根据一个或多个实施例，风扇流动路径或风扇管道172可理解为形成燃气涡轮发动机100的第三流的至少一部分。

进入的空气可以通过风扇管道入口176通过风扇管道172进入，并且可以通过风扇排气喷嘴178离开，以产生推进推力。风扇管道172是沿着径向方向R大致定位在核心管道142的外侧的环形管道。机舱170和核心罩122连接在一起，并由多个基本上径向延伸的、周向间隔开的静止支柱174(图1中仅示出一个)支撑。静止支柱174可各自具有空气动力学轮廓以由此引导流动的空气。除了静止支柱174之外的其他支柱可用于连接和支撑机舱170和/或核心罩122。在一个或多个实施例中，风扇管道172和核心管道142可至少部分地在核心罩122的相对侧(例如，相对的径向侧)上共同延伸(大致轴向地)。例如，风扇管道172和核心管道142可以各自直接从核心罩122的前缘144延伸，并且可以在核心罩的相对的径向侧上部分地大致轴向地共同延伸。

燃气涡轮发动机100还限定或包括入口管道180。入口管道180在发动机入口182和核心入口124/风扇管道入口176之间延伸。发动机入口182通常限定在机舱170的前端处，并且沿着轴向方向A定位在风扇152和风扇导向轮叶阵列160之间。入口管道180是环形管道，该环形管道沿着径向方向R定位在机舱170的内侧。沿着入口管道180向下游流动的空气通过核心罩122的分流器或前缘144不一定均匀地分流到核心管道142和风扇管道172中。入口管道180沿径向方向R比核心管道142宽。入口管道180沿径向方向R也比风扇管道172宽。

所描绘的示例性燃气涡轮发动机100进一步包括定位在管道式风扇184的上游和发动机入口182的下游的入口管道180中的入口导向轮叶186的阵列。入口导向轮叶186的阵列围绕纵向轴线112布置。在所描绘的实施例中，入口导向轮叶186不能绕纵向轴线112旋转。每个入口导向轮叶186限定中心叶片轴线(未标记)，并且可绕它们各自的中心叶片轴线例如彼此一致地旋转。一个或多个致动器188被提供以促进这种旋转，并因此可用于改变入口导向轮叶186绕它们各自的中心叶片轴线的桨距。然而，在其它实施例中，每个入口导向轮叶186可以是固定的或不能绕其中心叶片轴线倾斜。

进一步，在管道式风扇184的下游和风扇管道入口176的上游的位置处，燃气涡轮发动机100可包括出口导向轮叶190的阵列。与入口导向轮叶186的阵列一样，出口导向轮叶190的阵列可以不能绕纵向轴线112旋转。然而，对于所描绘的实施例，与入口导向轮叶186的阵列不同，出口导向轮叶190的阵列可以构造为固定桨距的出口导向轮叶。

进一步，在所描绘的实施例中，风扇管道172的风扇排气喷嘴178进一步构造为可变几何形状排气喷嘴。以这种方式，燃气涡轮发动机100包括用于调制可变几何形状排气喷嘴的一个或多个致动器192。例如，可变几何形状排气喷嘴可被构造成改变总横截面面积(例如，喷嘴在垂直于纵向轴线112的平面中的面积)以基于一个或多个发动机操作条件(例如，通过风扇管道172的气流的温度、压力、质量流率等)来调制所产生的推力量。也可以采用固定几何形状排气喷嘴。

位于管道式风扇184的上游的入口导向轮叶186的阵列、位于管道式风扇184的下游的出口导向轮叶190的阵列和风扇排气喷嘴178的组合可导致在一个或多个发动机操作条件期间更有效地产生第三流推力。此外，通过引入入口导向轮叶186和风扇排气喷嘴178的几何形状的可变性，燃气涡轮发动机100能够在相对宽的发动机操作条件(包括起飞和爬升(其中可能期望最大发动机总推力)以及巡航(其中可能期望发动机总推力的较小量))阵列上产生更有效的第三流推力。

仍然参考图1，在一个或多个实施例中，穿过风扇管道172的空气可以比涡轮机120中使用的一种或多种流体相对更冷(例如，更低的温度)。这样，一个或多个热交换器200可以定位成与风扇管道172热连通。例如，一个或多个热交换器200可设置在风扇管道172内，并用于冷却来自涡轮机的一种或多种流体，其中空气穿过风扇管道172，作为用于从流体(例如，压缩机排出空气、油或燃料)中去除热量的源。

虽然未示出，但是热交换器200可以是在风扇管道172中基本上延伸360度(例如，至少300度，例如至少330度)的环形热交换器。以这种方式，热交换器200可以有效地利用穿过风扇管道172的空气来冷却燃气涡轮发动机100的一个或多个系统(例如，润滑油系统、压缩机排气、电气部件等)。热交换器200使用穿过管道172的空气作为散热器，并相应地增加在热交换器200的下游并离开风扇排气喷嘴178的空气的温度。

图2是根据本公开的一个或多个实施例的飞行器的示意性侧视图，并且图3是在垂直于轴向方向A/纵向轴线112且包括沟槽距离g的参考平面中附接到图2中所示的机翼310的燃气涡轮发动机100的示意图。如图2所示，燃气涡轮发动机100在轴向方向A上从前端114延伸到后端116。燃气涡轮发动机100包括围绕纵向轴线112设置的风扇叶片154的阵列，其在上面参考图1详细描述。如图2所示，燃气涡轮100还包括围绕纵向轴线112设置在燃气涡轮发动机100的机舱(或壳体)170上的风扇导向轮叶162，其也在上面参考图1详细描述。如图2所示，发动机入口182定位在风扇叶片154和风扇导向轮叶162之间，在轴向方向A上在机舱170的前端处。风扇排气喷嘴178在轴向方向A上定位在机舱170的后端处。在所描绘的实施例中，风扇排气喷嘴178环绕纵向轴线112在机舱170的内表面和核心罩122的外表面之间形成。如上参考图1所解释的，风扇排气喷嘴178是风扇管道172的排气口，其可形成燃气涡轮发动机100的第三流的至少一部分。此外，涡轮机排气喷嘴140在轴向方向A上定位在核心罩122的后端处。

机翼310相对于燃气涡轮发动机100的径向方向R在机翼310的下侧限定下表面311，并且相对于燃气涡轮发动机100的径向方向R在机翼310的上侧限定上表面313。如图2所示，机翼310还相对于燃气涡轮发动机100的轴向方向A在机翼310的前侧限定了前缘315(当包括机翼310的飞行器在巡航操作条件下操作时，前缘315定位在停滞点处)，并且机翼310还相对于燃气涡轮发动机100的轴向方向A在机翼310的后侧限定了后缘(未示出)。燃气涡轮发动机100经由塔架整流罩320附接到机翼310。在所描绘的实施例中，塔架整流罩320在机翼310的下表面311、机翼310的前缘315或两者之间延伸到燃气涡轮发动机100的上表面。更具体地，对于所描绘的实施例，塔架整流罩320附接到机舱170的上表面、核心罩122或两者。尽管未示出，但是根据一个或多个实施例，塔架整流罩320可延伸到燃气涡轮发动机100的后端116。

然而，将理解，图2中描绘的构造仅作为示例。在本公开的其他示例性实施方式中，塔架整流罩320可相对于机翼210和/或燃气涡轮发动机100以任何适当的方式定向。例如，在某些示例性实施例中，塔架整流罩320可以垂直于机翼210定向，在安装时可以垂直于平行于地面的平面定向，等等。

如图2所示，沟槽距离g形成在机翼310和燃气涡轮发动机100之间，并且更具体地，对于所示的实施例，定义为机翼310和燃气涡轮发动机100之间的最小距离。更具体地，对于所描绘的实施例，沟槽距离g是如从机翼310的下表面311(例如，前缘315下方的表面)到机舱170的相对于燃气涡轮发动机100的周向方向C直接邻近塔架整流罩320的上表面上的第一点p1测量的燃气涡轮发动机100之间的最小距离。沟槽距离g限定在基准面317内，基准面317垂直于轴向方向A延伸并定位在轴向位置316处。

在沟槽距离g的相应轴向位置316处，燃气涡轮发动机100限定第一距离d1，该第一距离d1是从纵向轴线112到机舱170的上外表面部分(即，机舱170在正常操作姿态下的外表面的上半部)的距离，并且更具体地，是到在直接轴向邻近塔架整流罩320的位置处在燃气涡轮发动机100的上侧的燃气涡轮发动机100的最外表面上的第一点p1的距离，如图3所示。在沟槽距离g的轴向位置316处，燃气涡轮发动机100进一步限定第二距离d2，该第二距离d2是从纵向轴线112到机舱170的下外表面部分(即，机舱170在正常操作姿态下的外表面的下半部)的距离，并且更具体地，是到燃气涡轮发动机100的下侧的燃气涡轮发动机100的最外表面上的第二点p2的距离，如图3所示。第一点p1、纵向轴线112和第二点p2是共线的(即，直线穿过全部三者)。如图3所示，在沟槽距离g的轴向位置316处，从纵向轴线112到燃气涡轮发动机100的外表面径向地测量的距离在燃气涡轮发动机100的最下部分处是最大的，并且在向上方向上持续减小，直到在邻近塔架整流罩320的燃气涡轮发动机100的最上部分处达到最小为止。

如图3所示，在机翼310和燃气涡轮发动机100之间邻近塔架整流罩320形成沟槽区321。风扇排气喷嘴178可以是根据一个或多个实施例的第三流流动路径的出口，从燃气涡轮发动机100在径向方向R上的下端到燃气涡轮发动机100在径向方向R上的上端变窄，使得风扇排气喷嘴178的上部分比风扇排气喷嘴178的下部分明显变窄。结果，第一距离d1小于第二距离d2。

传统的涡轮风扇发动机关于纵向轴线对称地延伸。也就是说，对于轴向方向上的任何给定位置，传统的燃气涡轮发动机的外表面在径向方向上设置在距纵向轴线相等的距离处。如上所解释的，第一距离d1小于第二距离d2。对于在纵向轴线112和机翼310的下表面311之间的给定沟槽距离g，减小第一距离d1导致沟槽距离g的增加。因此，可以理解，通过构造燃气涡轮发动机使得与其中外表面的半径是环形恒定的传统的燃气涡轮发动机相比，第一距离d1小于第二距离d2，沟槽距离g增加。

图4是根据本公开的一个或多个实施例的附接到机翼310的燃气涡轮发动机100的示意性横截面后视图，并且图5是与传统的风扇机舱相比，图4中的塔架整流罩320右侧的风扇机舱的平坦区段410的说明图。具体地，图4示出了在定义了沟槽距离g的在轴向位置316处的基准面317(与图2的基准面317和轴向位置316类似)处附接到机翼310的燃气涡轮发动机100的横截面图。将省略对类似于图3的部分的描述。

图4所示的燃气涡轮发动机100在靠近塔架整流罩320的燃气涡轮发动机100的上部分处包括平坦区段410。在所描绘的实施例中，机舱170包括围绕燃气涡轮发动机100环形对称的对称区段417(图5)，其中风扇排气喷嘴178在机舱170的对称区段417内相应地环形对称。附加地，机舱170还包括紧邻塔架整流罩320的弯曲区段415(图5)。机舱170还在弯曲区段415和对称区段417之间包括基本上平坦的平坦区段410(图5)。

与没有平坦区段的燃气涡轮发动机相比，平坦区段410允许机舱170的上表面远离机翼310的下表面311，如图5所示。因此，与传统的机舱相比，具有平坦区段410的机舱170导致燃气涡轮发动机100和下表面311之间的沟槽距离g的增加。虽然图5示出了其中平坦区段410从从塔架整流罩320延伸的弯曲区段415延伸的实施例，但是在替代实施例中，平坦区段410可以直接从塔架整流罩320延伸到对称区段417。此外，虽然图5示出了其中平坦区段410延伸到对称区段417的实施例，但是在替代实施例中，过渡区段可以设置在平坦区段410和对称区段417之间。

图6是根据本公开的一个或多个实施例的附接到机翼310的燃气涡轮发动机100的示意性横截面后视图。图6所示的实施例类似于图5，并且将省略对类似于图5的部分的描述。当图5中所示燃气涡轮发动机100的平坦区段410相对于机翼310的下表面311成一定角度时(并且特别地，平坦区段410各自与径向方向R限定锐角411；参见图5)，在图6所示的实施例中，燃气涡轮发动机100包括基本上平行于机翼310的下表面311的平坦部分420，这进一步增加了燃气涡轮发动机100与机翼310的下表面311之间的沟槽距离g。

图7是根据本公开的一个或多个实施例的附接到机翼310的燃气涡轮发动机100的示意性侧视图。图7所示的实施例类似于图2，并且将省略对类似于图2的部分的描述。图7中所示的燃气涡轮发动机100具有机舱170和涡轮机罩122，两者至少部分地关于纵向轴线112环形不对称。在所描绘的实施例中，仅涡轮机罩122的靠近沟槽距离g的轴向位置316的部分关于纵向轴线112环形不对称。风扇管道入口176关于纵向轴线112环形对称。然而，在其它示例性实施例中，风扇管道172的在风扇管道入口176的后面的至少一部分是环形不对称的。

如图7所示，机舱170的后缘171在燃气涡轮发动机100的在径向方向R上的上端形成相对于轴向方向A的第一机舱角α1，并且在燃气涡轮发动机100的在径向方向R上的下端形成相对于轴向方向A的第二机舱角α2。此外，涡轮机罩122的后缘在燃气涡轮发动机100的在径向方向R上的上端形成相对于轴向方向A的第一涡轮机罩角β1，并且在燃气涡轮发动机100的在径向方向R上的下端形成相对于轴向方向A的第二涡轮机罩角β2。在所描绘的实施例中，第一机舱角α1大于第二机舱角α2。更具体地，对于所描绘的实施例，第一机舱角α1大于第二机舱角α2，并且第二涡轮机罩角β2大于第一涡轮机罩角β1。由于第一机舱角α1和第二涡轮机罩角β2分别大于第二机舱角α2和第一涡轮机罩角β1，所以第一距离d1小于第二距离d2(参见图3)。

返回到图7，根据一个或多个实施例，第一机舱角α1在第二机舱角α2的1.1倍和3倍之间。例如，在至少某些示例性实施例中，第一机舱角α1在第二机舱角α2的1.1倍和1.5倍之间，在第二机舱角α2的1.5倍和2.0倍之间，在第二机舱角α2的2.0倍和2.5倍之间，或在第二机舱角α2的2.5倍和3.0倍之间。

根据一个或多个实施例，第二涡轮机罩角β2在第一涡轮机罩角β1的1.1倍和3倍之间。例如，在至少某些示例性实施例中，第二涡轮机罩角β2在第一涡轮机罩角β1的1.1倍和1.5倍之间，在第一涡轮机罩角β1的1.5倍和2.0倍之间，在第一涡轮机罩角β1的2.0倍和2.5倍之间，或在第一涡轮机罩角β1的2.5倍和3.0倍之间。

根据一个或多个实施例，第一距离d1可以在第二距离d2的80％和99％之间。例如，在至少某些示例性实施例中，第一距离d1可以在第二距离d2的80％和85％之间，在第二距离d2的85％和90％之间，在第二距离d2的90％和95％之间，或在第二距离d2的95％和99％之间。

对于在纵向轴线112和机翼310的下表面311之间的给定距离，减小第一距离d1导致增加d2。因此，可以理解，通过构造燃气涡轮发动机使得与其中外表面的半径是环形恒定的传统的燃气涡轮发动机相比，第一距离d1小于第二距离d2，沟槽距离g增加。此外，仍然简单地参考图8的图表500，示出了燃气涡轮发动机的给定轴向站的沟槽区域的图形表示。轴向站通常可以随着燃气涡轮发动机的流动方向而增加，并且可以与燃气涡轮发动机的轴向方向对齐。沟槽区域在y轴502上示出，轴向站在x轴504上示出。最小沟槽区域以506表示，并可用作喉部区域。最小沟槽区域506的轴向站可以与在例如图4和图6中描绘的横截面图对齐。因此，在这些实施例中增加沟槽距离g可以表示在506处表示的最小沟槽区域的增加。以在506处表示的最小沟槽区域的增加可减小沟槽区域的喉部处的加速度，进而减小通过沟槽区域的气流的马赫数。这可导致在机翼的下表面、塔架整流罩的侧表面和燃气涡轮发动机的上表面处的阻力减小，减少沟槽区域处的冲击，并提高飞行器的效率。

燃气涡轮发动机100的上述结构中的一个或多个可应用于传统的和反向旋转的开放式风扇构造。并且燃气涡轮发动机100的上述结构中的一个或多个可应用于垂直于机翼310或垂直于地面的塔架整流罩。

进一步方面由以下条项的主题提供：

一种限定径向方向、轴向方向、周向方向和纵向轴线的燃气涡轮发动机，燃气涡轮发动机包括：可绕纵向轴线旋转的风扇；涡轮机；以及壳体，壳体包围涡轮机并且包括上外表面部分和下外表面部分，壳体限定从纵向轴线径向延伸到位于上外表面部分处的第一点的第一距离，壳体进一步限定从纵向轴线径向延伸到位于下外表面部分处的第二点的第二距离，并且第二距离大于第一距离。

根据前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中燃气涡轮发动机限定垂直于纵向轴线延伸的基准面，其中第一距离和第二距离限定在基准面中。

根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中涡轮机包括涡轮机罩，其中涡轮机罩至少部分地位于壳体的下游。

根据前述条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中涡轮机包括涡轮机罩，其中涡轮机罩关于纵向轴线环形对称。

根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中涡轮机包括涡轮机罩，其中壳体的后缘在燃气涡轮发动机的上部分处限定相对于轴向方向的第一机舱角，并且在燃气涡轮发动机的下部分处限定相对于轴向方向的第二机舱角，其中涡轮机罩的后缘在燃气涡轮发动机的上部分处限定相对于轴向方向的第一涡轮机罩角，并且在燃气涡轮发动机的下部分处限定相对于轴向方向的第二涡轮机罩角，并且其中第二机舱角与第一机舱角不同，并且第二涡轮机罩角与第一涡轮机罩角不同。

根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中涡轮机包括涡轮机罩，其中壳体的后缘在燃气涡轮发动机的上部分处限定相对于轴向方向的第一机舱角，并且在燃气涡轮发动机的下部分处限定相对于轴向方向的第二机舱角，其中涡轮机罩的后缘在燃气涡轮发动机的上部分处限定相对于轴向方向的第一涡轮机罩角，并且在燃气涡轮发动机的下部分处限定相对于轴向方向的第二涡轮机罩角，并且其中第二机舱角大于第一机舱角，并且第二涡轮机罩角大于第一涡轮机罩角。

根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中涡轮机包括涡轮机罩，其中燃气涡轮发动机限定在壳体和涡轮机罩之间延伸的第三流流动路径。

根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中第一距离和第二距离限定在轴向位置处，并且其中，在轴向位置处，燃气涡轮发动机的第三流流动路径在径向方向上从燃气涡轮发动机的下部分到燃气涡轮发动机的上部分变窄。

根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中第一距离和第二距离限定在轴向位置处，并且其中壳体在轴向位置处包括平坦区段，平坦区段在基准面内是平坦的。

根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中平坦区段与径向方向形成锐角。

根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中壳体进一步包括紧邻塔架整流罩的弯曲区段。

根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中壳体进一步包括弯曲区段和对称区段，其中平坦区段定位在弯曲区段和对称区段之间。

根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中弯曲区段在基准面内。

根据前述条项中的任一项所述的燃气涡轮发动机，其中对称区段在基准面内。

一种飞行器发动机组件，包括：机翼；塔架整流罩；以及燃气涡轮发动机，燃气涡轮发动机附接到机翼，机翼、燃气涡轮发动机和塔架整流罩一起部分地限定沟槽区域，燃气涡轮发动机限定径向方向、轴向方向、周向方向和纵向轴线，燃气涡轮发动机包括：风扇，风扇能够绕纵向轴线旋转；涡轮机；以及壳体，壳体包围涡轮机并且包括外表面，壳体限定纵向轴线和壳体的外表面上的第一点之间的第一距离，壳体进一步限定纵向轴线径向和壳体的外表面上的第二点之间的第二距离，第一点比第二点更靠近沟槽区域，第一距离和第二距离限定在垂直于纵向轴线延伸的基准面中，并且第二距离大于第一距离。

根据前述条项中的任一项所述的飞行器发动机组件，其中风扇是无管道式风扇，并且其中沟槽区域设置在风扇的下游。

根据前述条项中的任一项所述的飞行器发动机组件，其中第一距离和第二距离限定在轴向位置处，并且其中轴向位置限定在轴向地点处，轴向地点在机翼和燃气涡轮发动机之间在径向方向上具有最小距离。

根据前述条项中的任一项所述的飞行器发动机组件，其中涡轮机包括涡轮机罩。

根据前述条项中的任一项所述的飞行器发动机组件，其中涡轮机罩关于纵向轴线环形对称。

根据前述条项中的任一项所述的飞行器发动机组件，其中壳体的后缘在燃气涡轮发动机的上部分处限定相对于轴向方向的第一机舱角，并且在燃气涡轮发动机的下部分处限定相对于轴向方向的第二机舱角，其中涡轮机罩的后缘在燃气涡轮发动机的上部分处限定相对于轴向方向的第一涡轮机罩角，并且在燃气涡轮发动机的下部分处限定相对于轴向方向的第二涡轮机罩角，并且其中第二机舱角大于第一机舱角，并且第二涡轮机罩角大于第一涡轮机罩角。

根据前述条项中的任一项所述的飞行器发动机组件，其中燃气涡轮发动机限定在壳体和涡轮机罩之间延伸的第三流流动路径。

根据前述条项中的任一项所述的飞行器发动机组件，其中第一距离和第二距离限定在轴向位置处，并且其中，在轴向位置处，燃气涡轮发动机的第三流流动路径在径向方向上从燃气涡轮发动机的下部分到燃气涡轮发动机的上部分变窄。

根据前述条项中的任一项所述的飞行器发动机组件，其中第一距离和第二距离限定在轴向位置处，并且其中壳体在轴向位置处包括平坦区段，平坦区段在垂直于轴向方向的平面内是平坦的。

根据前述条项中的任一项所述的飞行器发动机组件，其中平坦区段与径向方向形成锐角。

根据前述条项中的任一项所述的飞行器发动机组件，其中第一点在径向方向上位于燃气涡轮发动机的上半部上的壳体的外表面上，并且其中第二点在径向方向上位于燃气涡轮发动机的下半部上的壳体的外表面上。

该书面描述使用示例来公开本公开，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践该公开，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本公开的可专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其它示例包括与权利要求书的文字语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的文字语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其它示例旨在落入权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机限定径向方向、轴向方向、周向方向和纵向轴线，其特征在于，所述燃气涡轮发动机包括：

风扇，所述风扇能够绕所述纵向轴线旋转；

涡轮机；和

壳体，所述壳体包围所述涡轮机并且包括上外表面部分和下外表面部分，

所述壳体限定从所述纵向轴线径向延伸到位于所述上外表面部分处的第一点的第一距离，

所述壳体进一步限定从所述纵向轴线径向延伸到位于所述下外表面部分处的第二点的第二距离，并且

所述第二距离大于所述第一距离。

2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述涡轮机包括涡轮机罩，其中，所述涡轮机罩至少部分地位于所述壳体的下游。

3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述涡轮机包括涡轮机罩，其中，所述涡轮机罩关于所述纵向轴线环形对称。

4.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，

其中所述涡轮机包括涡轮机罩，

其中所述壳体的后缘在所述燃气涡轮发动机的上部分处限定相对于所述轴向方向的第一壳体角，并且在所述燃气涡轮发动机的下部分处限定相对于所述轴向方向的第二壳体角，

其中所述涡轮机罩的后缘在所述燃气涡轮发动机的所述上部分处限定相对于所述轴向方向的第一涡轮机罩角，并且在所述燃气涡轮发动机的所述下部分处限定相对于所述轴向方向的第二涡轮机罩角，并且

其中所述第二壳体角与所述第一壳体角不同，并且所述第二涡轮机罩角与所述第一涡轮机罩角不同。

5.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述涡轮机包括涡轮机罩，其中所述燃气涡轮发动机限定在所述壳体和所述涡轮机罩之间延伸的第三流流动路径。

6.根据权利要求5所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述第一距离和所述第二距离限定在轴向位置处，并且其中，在所述轴向位置处，所述燃气涡轮发动机的所述第三流流动路径在所述径向方向上从所述燃气涡轮发动机的下部分到所述燃气涡轮发动机的上部分变窄。

7.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述燃气涡轮发动机限定垂直于所述纵向轴线延伸的基准面，其中所述第一距离和所述第二距离限定在所述基准面中。

8.根据权利要求7所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述第一距离和所述第二距离限定在轴向位置处，并且其中所述壳体在所述轴向位置处包括平坦区段，所述平坦区段在所述基准面内是平坦的。

9.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述平坦区段与所述径向方向形成锐角。

10.一种飞行器发动机组件，其特征在于，包括：

机翼；

塔架整流罩；和

燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机附接到所述机翼，所述机翼、所述燃气涡轮发动机和所述塔架整流罩一起部分地限定沟槽区域，所述燃气涡轮发动机限定径向方向、轴向方向、周向方向和纵向轴线，所述燃气涡轮发动机包括：

风扇，所述风扇能够绕所述纵向轴线旋转；

涡轮机；和

壳体，所述壳体包围所述涡轮机并且包括外表面，所述壳体限定所述纵向轴线和所述壳体的所述外表面上的第一点之间的第一距离，所述壳体进一步限定所述纵向轴线和所述壳体的所述外表面上的第二点之间的第二距离，所述第一点比所述第二点更靠近所述沟槽区域，所述第一距离和所述第二距离限定在垂直于所述纵向轴线延伸的基准面中，并且所述第二距离大于所述第一距离。