CN117927385A - 燃气涡轮发动机附件封装 - Google Patents

Abstract

一种燃气涡轮发动机，包括涡轮机和至少部分地包围涡轮机的一部分的外壳，外壳具有内表面并且在内表面和涡轮机的一部分之间部分地限定空隙，外壳能够相对于涡轮机的一部分移动；和发动机部件，发动机部件选择性地联接到涡轮机的一部分或外壳。

Description

燃气涡轮发动机附件封装

技术领域

本公开涉及燃气涡轮发动机附件封装。

背景技术

燃气涡轮发动机通常包括涡轮机。涡轮机包括多个发动机附件，例如操作所需的控制器、泵、热交换器等。这些发动机附件和发动机系统可安装至涡轮机。

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使能的公开，包括其最佳模式，其中：

图1是根据本公开的示例性实施例的示例性飞行器的立体图。

图2是根据本公开的示例性实施例的管道式涡轮风扇燃气涡轮发动机的示意性横截面图。

图3是根据本公开的示例性实施例的图2中所示的管道式涡轮风扇燃气涡轮发动机的一部分的示意性横截面图。

图4是根据本公开的示例性实施例的三流发动机的示意性横截面图。

图5是根据本公开的示例性实施例的示例性风扇叶片的放大图。

图6是根据本公开的示例性实施例的如图4中所示的燃气涡轮发动机的核心发动机的一部分的示意性横截面图。

图7是根据本公开的示例性实施例的如图4和图6中所示的燃气涡轮发动机的一部分的前视图，该燃气涡轮发动机安装到示例性机翼的一部分上。

图8是根据本公开的示例性实施例的如图4中所示的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。

图9是根据本公开的示例性实施例的如图4中所示的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。

图10是根据本公开的示例性实施例的包括发动机部件、核心罩结构的一部分、示例性紧固件和核心发动机结构的一部分的示意图。

图11是根据本公开的示例性实施例的包括发动机部件、核心罩结构的一部分、示例性紧固件和核心发动机结构的一部分的示意图。

图12是根据本公开的示例性实施例的包括发动机部件、核心罩结构的一部分、推拉机构和核心发动机结构的一部分的示意图。

图13是根据本公开的示例性实施例的包括发动机部件、核心罩结构的一部分、推拉机构和核心发动机结构的一部分的示意图。

图14是根据本公开的示例性实施例示出CDR和CLR之间的关系并且示出表达式(1)和(2)的各个参数之间的关系的图形表示。

图15是根据本公开的示例性实施例的管道式涡轮风扇发动机的示意性横截面图。

图16是根据本公开的各个示例性实施例示出燃气涡轮发动机的初始压缩长度比(ICLR)值的图形表示。

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。附图和描述中的相似或类似的标号已用于指代本公开的相似或类似的部分。

本文使用的词语“示例性”意指“用作示例、实例或说明”。本文中描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为比其他实施方式优选或有利。另外，除非另外明确指出，否则本文描述的所有实施例应被认为是示例性的。

如本文所使用的，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，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。

术语“前”和“后”指的是燃气涡轮发动机或飞行器内的相对位置并且指的是燃气涡轮发动机或飞行器的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前指的是更靠近发动机入口的位置，而后指的是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”是指流体流自的方向，“下游”是指流体流向的方向。

除非本文另有规定，否则术语“联接”、“固定”、“附接至”等是指直接联接、固定或附接，以及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说明，否则单数形式“一”、“一个”和“该”包括复数指代。

在此以及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，否则这样的范围被识别并且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，并且端点可以独立地彼此组合。

术语“罩”包括至少部分地包围或围绕涡轮机或燃气涡轮发动机的一部分的外壳、壳体或其他结构。

短语“从X到Y”和“在X和Y之间”均指包括端点的值的范围(即，指的是包括X和Y两者的值的范围)。

术语“推进效率”是指将发动机燃料中所含的能量转化为用于包含该发动机的运载器的动能、以使其加速、或替代由于空气动力学阻力或重力而造成的损失的效率。

如本文所使用的，关于燃气涡轮发动机的术语“额定速度”是指燃气涡轮发动机在正确操作时可实现的最大旋转速度。例如，燃气涡轮发动机可以在最大负载操作期间(例如在起飞操作期间)以额定速度操作。

术语“标准日操作条件”是指海平面高度、59华氏度和60％相对湿度的环境条件。

如本文所用，“第三流”是指能够增加流体能量以产生总推进系统推力的一小部分的非主空气流。第三流的压力比可以高于主推进流(例如，旁通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)而产生。

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，这些操作温度可以有利于通过第三流和单独的流体流向气流传递热量或从气流传递热量。此外，在某些示例性实施例中，在起飞条件下，或者更特别地在海平面、静态飞行速度和/或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以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方面(例如，气流、混合或排气特性)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整或者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、可变入口导向轮叶、阀、可变排气几何结构或流体特征)来有目的地修改，以调整或优化各种潜在操作条件下的整体系统性能。

传统的涡轮风扇发动机设计实践是提供围绕风扇的外机舱，以在高风扇速度(与无管道式风扇相比)下为涡轮风扇发动机提供相对高效的推力。这种配置通常会限制风扇的允许尺寸(即，风扇的直径)。一般而言，涡轮风扇发动机包括风扇以提供期望量的推力而不使风扇叶片过载(即，不将风扇的风扇叶片的盘负载增加超过特定阈值)，并因此保持涡轮风扇发动机的期望的总推进效率。本公开的发明人寻求驱动更大的风扇直径，从而降低风扇压力比，同时保持相同水平的推力以提高燃料效率。然而，通过增加风扇直径，涡轮风扇发动机的安装变得更加困难。另外，如果保持外机舱，则对于一些较大直径的风扇来说，外机舱的重量可能会变得过高。

本公开的发明人发现，对于具有无管道式主风扇(移除外机舱)和管道式次风扇的三流燃气涡轮发动机，其中次风扇向燃气涡轮发动机的第三流提供气流，由于提供大直径风扇而产生的燃气涡轮发动机的总推进效率可保持在高水平，同时减小主风扇的尺寸。这样的配置可以保持燃气涡轮发动机的期望的总推进效率，或者出乎意料地，实际上可以增加燃气涡轮发动机的总推进效率。此外，通过包含第三流，通过允许通过发动机的气流的一部分流过第三流，可以相对于总发动机轴向长度减小核心发动机的轴向长度。这减少了发动机的总重量。然而，核心发动机必须保持足够的尺寸，以产生足够的动力来驱动主风扇和管道式次风扇。

此外，移除外机舱并减小核心发动机的总轴向长度显著地减少了发动机附件存储空间。可以增加核心罩的直径，以便为发动机壳体和核心罩的内表面之间的附件腾出空间，然而，由于潜在的性能损失，例如过大的阻力和安装困难，核心罩的直径不能太大。

发明人以给定核心罩直径、核心直径、核心轴向长度和总发动机轴向长度的方式设计燃气涡轮发动机；检查所设计的燃气涡轮发动机的推进效率；重新设计具有不同核心罩直径、核心直径、核心轴向长度和总发动机轴向长度的燃气涡轮发动机；重新检查重新设计的燃气涡轮发动机的推进效率；然后，例如，在设计几种不同类型的燃气涡轮发动机(包括以下参考例如图4至图8描述的燃气涡轮发动机)期间，当发现由于认证要求和/或功率要求、或者维修需求影响了物品的定位而导致子系统尺寸增加时，则进行调整。

在研究和评估被认为对于最好地满足任务要求可行的各种罩直径、核心直径、核心长度和发动机长度的实践过程中，发现在核心罩直径比(其等于峰值罩直径除以最大燃烧器壳体直径)和核心罩长度比(其等于核心罩下轴向长度除以总核心轴向长度)之间存在某些关系。特别地，本公开的发明人已经发现，这些比率可以被认为是燃气涡轮发动机在核心发动机燃烧器壳体和核心罩之间提供足够的封装空间以封装/安装各种附件和/或发动机系统的能力的指标，同时还具有能够产生足够动力来驱动主风扇和次风扇的核心发动机，特别是在更复杂的发动机设计中。在一些实施例中，发明人发现将一个或多个发动机部件(例如发动机附件或系统部件)选择性地联接至核心罩中的一个或至发动机改善了检查、修理和维护的可接近性并且改善了核心发动机上的重量负载。

现在参考附图，图1是可并入本公开的至少一个示例性实施例的示例性飞行器10的立体图。如图1所示，飞行器10具有机身12、附接到机身12的机翼14、以及尾翼16。飞行器10还包括推进系统18，其产生推进推力以在飞行中、滑行操作期间等推进飞行器10。尽管推进系统18被示出为附接至机翼14，但在其他实施例中，其可以附加地或替代地包括联接至飞行器10的其他部分(例如尾翼16、机身12，或两者)的一个或多个方面。推进系统18包括至少一个发动机。在所示的示例性实施例中，飞行器10包括一对燃气涡轮发动机20。每个燃气涡轮发动机20都以翼下配置安装至飞行器10。每个燃气涡轮发动机20能够选择性地产生用于飞行器10的推进推力。燃气涡轮发动机20可配置成燃烧各种形式的燃料，包括但不限于，除非另外提供，喷气燃料/航空涡轮燃料，以及氢燃料。

图2是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机20的横截面侧视图。更特别地，对于图2的实施例，燃气涡轮发动机20是多线轴、高旁通涡轮风扇喷气发动机，有时也称为“涡轮风扇发动机”。如图2所示，燃气涡轮发动机20限定轴向方向A(平行于提供用于参考的纵向中心线22延伸)、径向方向R和绕纵向中心线22延伸的周向方向C。一般来说，燃气涡轮发动机20包括风扇区段24和设置在风扇区段24下游的涡轮机26。

所示的示例性涡轮机26大体上包括发动机外壳、壳体或核心罩28，其限定环形核心入口30。核心罩28以串联流动关系至少部分地包围包括增压器或低压压缩机32和高压压缩机34的压缩机区段、燃烧区段36、包括高压涡轮38和低压涡轮40的涡轮区段以及喷射排气喷嘴42的至少一部分。这些部件或区段一起构成涡轮机26的核心发动机44。

高压轴46将高压涡轮38驱动地连接到高压压缩机34。低压轴48将低压涡轮40驱动地连接到低压压缩机32。压缩机区段、燃烧区段36、涡轮区段和喷射排气喷嘴42一起限定通过燃气涡轮发动机20的工作气体流动路径50。

对于所示的实施例，风扇区段24包括风扇52，风扇52具有以间隔开的方式联接至盘56的多个风扇叶片54。如图所示，风扇叶片54大体上沿着径向方向R从盘56向外延伸。凭借风扇叶片54可操作地联接到合适的桨距改变机构58，每个风扇叶片54能够与盘56一起绕桨距轴线P旋转，桨距改变机构58配置为例如一致地共同地改变风扇叶片54的桨距。风扇叶片54、盘56和桨距改变机构58能够通过低压轴48绕纵向中心线22一起旋转。

在一个示例性实施例中，如图2所示，燃气涡轮发动机20还包括动力齿轮箱或齿轮箱60。齿轮箱60包括多个齿轮，用于相对于低压轴48的旋转速度调节风扇52的旋转速度，使得风扇52和低压轴48可以以更有效的相对速度旋转。齿轮箱60可以是适合于促进将低压轴48联接至风扇52同时允许低压涡轮40和风扇52中的每一个以期望速度操作的任何类型的齿轮箱。例如，在一些实施例中，齿轮箱60可以是减速齿轮箱。利用减速齿轮箱可以使低压涡轮40能够以相对较高的速度操作，同时保持足够的风扇速度以提供增加的空气旁通比，从而允许燃气涡轮发动机20的有效操作。此外，利用减速箱可以允许减少否则会存在的涡轮级(例如，在直接驱动发动机配置中)，从而减少发动机的重量和复杂性。

仍然参考图2的示例性实施例，盘56经由风扇轴62连接到齿轮箱60。盘56被风扇区段24的可旋转前轮毂64(有时也称为“旋转器”)覆盖。前轮毂64具有空气动力学轮廓以促进气流通过多个风扇叶片54。另外，示例性风扇区段24包括环形风扇壳体或外机舱66，其周向围绕风扇52和/或涡轮机26的至少一部分。在所示实施例中，机舱66通过多个周向间隔开的支柱或出口导向轮叶68相对于涡轮机26被支撑。此外，机舱66的下游区段70在涡轮机26的外部分上方延伸以在其间限定旁通气流通道72。

图3是根据本公开的示例性实施例的如图2中所示的燃气涡轮发动机20的核心发动机44的一部分的示意性横截面图。如图3所示，高压压缩机34被包围在压缩机壳体74内。燃烧区段36被包围在燃烧器壳体76内。高压涡轮38和低压涡轮40被包围在一个或多个涡轮壳体78内。燃烧器壳体76限定外表面80。在核心罩28的内表面84和燃烧器壳体76的外表面80之间限定空隙或空间82。核心罩28还包括外表面86，该外表面86相对于径向方向R与内表面84径向间隔开。在示例性实施例中，至少一个发动机部件88联接到核心罩28内表面84。至少一个发动机部件88可包括但不限于阀、包括发动机和系统控制器的电子器件、火灾和过热检测系统部件、灭火器部件、热交换器、泵、发电机等。

在示例性实施例中，发动机部件88选择性地联接到核心发动机44或核心罩28。当发动机部件88联接到核心罩28时，当核心罩28枢转远离核心发动机44时，发动机部件88与核心罩28一起行进。当发动机部件88联接到核心发动机44时，当核心罩28枢转远离核心发动机44时，发动机部件88保持联接到核心发动机44。在示例性实施例中并且如前所述，发动机部件88是热交换器、传感器、控制器、泵、管道、阀、火灾和过热检测系统部件、灭火器部件或发电机中的一个。应当理解，该列表并未全部包括可选择性地联接至核心罩28或核心发动机44的可能的发动机部件。

在示例性实施例中，发动机部件88经由紧固件90选择性地联接至核心发动机44或核心罩28。如图3所示，紧固件90可设置在核心罩结构92(诸如支柱或支架)与核心发动机结构94(诸如支柱、壳体或支架)之间。核心罩结构92可固定地联接至核心罩28，使得核心罩结构92与核心罩28一起移动，如下所述。相比之下，核心发动机结构94不与核心罩28一起移动，而是可以固定地联接至核心发动机44的静止结构部件，例如压缩机壳体74(如在所描绘的实施例中)，或燃烧器壳体76、涡轮壳体78、或支撑框架(诸如压缩机框架96、中间框架或后支撑框架或涡轮框架)中的一个或多个。

紧固件90可以固定地连接至发动机部件88。紧固件90可包括凸轮锁型配件、卡口配件、直角回转紧固件或允许将发动机部件88选择性地联接到核心罩28或核心发动机44的其他机械或机电紧固件或装置。在特定实施例中，核心罩28限定或包括进入开口或舱口98，其中可从进入开口98接近紧固件90。

然而，应当理解，图2和图3中所示的示例性燃气涡轮发动机20仅通过示例的方式提供，并且在其他示例性实施例中，燃气涡轮发动机20可以具有其他配置。例如，图4是根据本公开的另一个示例实施例的燃气涡轮发动机100的示意性横截面图。特别地，图4提供了具有带有单级无管道式转子叶片的转子组件的涡轮风扇发动机。以这种方式，转子组件在本文中可被称为“无管道式风扇”，或者整个发动机100可被称为“无管道式涡轮风扇发动机”。另外，图4的发动机100包括从压缩机区段延伸到涡轮机上方的转子组件流动路径的第三流，如将在下文中更详细地解释的。

作为参考，发动机100限定轴向方向A、径向方向R和周向方向C。此外，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。一般来说，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向外延伸和向内延伸至纵向轴线112，并且周向方向围绕纵向轴线112延伸三百六十度(360°)。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。

如图4所示，发动机100包括涡轮机120，涡轮机120具有定位在其上游的风扇区段150。一般而言，涡轮机120以串联流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。特别地，如图4所示，涡轮机120包括限定环形核心入口124的外壳或核心罩122。核心罩122还至少部分地包封低压系统和高压系统。例如，所示的核心罩122至少部分地包封并支撑增压器或低压(“LP”)压缩机126，用于对通过核心入口124进入涡轮机120的空气进行加压。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，并进一步增加空气压力。加压空气流向下游流动到燃烧区段的燃烧器130，在那里燃料被喷射到加压空气流中并被点燃以提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”和“高/低压”相对于高压/高速系统和低压/低速系统可互换地使用。此外，应当理解，术语“高”和“低”在同一上下文中使用以区分两个系统并且并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向下游流至高压涡轮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128与高压压缩机128驱动地联接。高能燃烧产物然后流至低压涡轮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。在该示例实施例中，低压轴138与高压轴136同轴。在驱动高压涡轮132和低压涡轮134中的每一个之后，燃烧产物通过后支撑框架或涡轮机排气喷嘴140离开涡轮机120。燃气涡轮发动机100的核心发动机146被定义为燃气涡轮发动机100的从风扇区段150延伸至后支撑框架或涡轮机排气喷嘴140的部分。

因此，涡轮机120限定了在核心入口124和后支撑框架或涡轮机排气喷嘴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大体定位在核心罩122内部的环形管道。核心管道142(例如，通过涡轮机120的工作气体流动路径)可被称为第二流。风扇区段150包括风扇152，其在该示例实施例中是主风扇。对于图4所示的实施例，风扇152是开式转子或无管道式风扇152。以这种方式，发动机100可被称为开式转子发动机。此外，应当理解，风扇区段150包括单个风扇152，并且风扇152是所示的燃气涡轮发动机10的唯一无管道式风扇。

如图所示，风扇152包括多个风扇叶片154或风扇叶片154的阵列(图4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经由低压轴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配置中。

此外，风扇叶片154的阵列可以围绕纵向轴线112以等间距布置。每个风扇叶片154具有根部和尖端以及限定在其间的跨度。每个风扇叶片154限定中心叶片轴线156。对于该实施例，风扇152的每个风扇叶片154能够绕其中心叶片轴线156旋转，例如彼此一致地旋转。提供一个或多个致动器158，用于促进这种旋转，并因此可用于改变风扇叶片154绕其相应的中心叶片轴线156的桨距。

风扇区段150还包括风扇导向轮叶阵列160，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4中仅示出一个)。对于该实施例，风扇导向轮叶162不能够绕纵向轴线112旋转。每个风扇导向轮叶162具有根部和尖端以及限定在其间的跨度。风扇导向轮叶162可以是如图4所示未被覆盖的，或者，替代地，可以例如由环形护罩覆盖，该环形护罩沿着径向方向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。

每个风扇导向轮叶162限定中心叶片轴线164。对于该实施例，风扇导向轮叶阵列160的每个风扇导向轮叶162能够绕其相应的中心叶片轴线164旋转，例如彼此一致地旋转。提供一个或多个致动器166，用于促进这种旋转，并因此可用于改变风扇导向轮叶162绕其相应的中心叶片轴线164的桨距。然而，在其他实施例中，每个风扇导向轮叶162可以是固定的，或者不能绕其中心叶片轴线164俯仰。风扇导向轮叶162安装至风扇外壳或风扇罩170。

如图4所示，除了无管道式的风扇152之外，在风扇152的后方还包括管道式风扇184，使得发动机100包括管道式风扇和无管道式风扇两者，这两者都用于通过空气的移动产生推力，而不穿过涡轮机120的至少一部分的通道(例如，对于所描绘的实施例，没有穿过HP压缩机128和燃烧区段的通道)。管道式风扇184能够绕与风扇叶片154相同的轴线(例如，纵向轴线112)旋转。对于所描绘的实施例，管道式风扇184由低压涡轮134(例如，联接到低压轴138)驱动。在所描绘的实施例中，如上所述，风扇152可被称为主风扇，管道式风扇184可被称为次风扇。应当理解，这些术语“主”和“次”是为了方便起见，并不意味着任何特别的重要性、动力等。

管道式风扇184包括布置成单级的多个风扇叶片(图4中未单独标记)，使得管道式风扇184可被称为单级风扇。管道式风扇184的风扇叶片可以围绕纵向轴线112以相等的周向间距布置。管道式风扇184的每个叶片具有根部和尖端以及限定在其间的跨度。

风扇罩170环形地包围核心罩122的至少一部分并且大体上沿着径向方向R定位在核心罩122的至少一部分的外部。特别地，风扇罩170的下游区段在核心罩122的前部分上方延伸，以限定风扇管道流动路径，或者仅限定风扇管道172。根据该实施例，风扇流动路径或风扇管道172可以被理解为形成发动机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进入风扇管道172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是沿径向方向R大致定位在核心管道142外部的环形管道。风扇罩170和核心罩122连接在一起并由多个基本上径向延伸且周向间隔开的静止支柱174支撑(图4中仅示出一个)。

静止支柱174可各自具有空气动力学轮廓以引导空气由此流动。除静止支柱174之外的其他支柱可用于连接和支撑风扇罩170和/或核心罩122。在许多实施例中，风扇管道172和核心管道142可在核心罩122的相对侧(例如，相对径向侧)至少部分地共同延伸(大致轴向延伸)。例如，风扇管道172和核心管道142可各自从核心罩122的前缘144直接延伸并且可在核心罩122的相对径向侧大致轴向地部分地共同延伸。

图4所示的示例性发动机100还限定或包括入口管道180。入口管道180在发动机入口182与核心入口124和风扇管道入口176之间延伸。发动机入口182大体上限定在风扇罩170的前端处并且沿轴向方向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，其沿径向方向R定位在风扇罩170的内部。沿入口管道180向下游流动的空气由风扇管道分流器或核心罩122的前缘144被分流(不一定均匀地)进入核心管道142和风扇管道172。在所示的实施例中，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。

值得注意的是，对于所描述的实施例，发动机100包括一个或多个特征以增加第三流推力Fn3S(例如，至少部分由管道式风扇184产生的通过风扇排气喷嘴178离开的通过风扇管道172的气流产生的推力)的效率。特别地，发动机100还包括入口导向轮叶186的阵列，其定位在入口管道180中、管道式风扇184的上游和发动机入口182的下游。入口导向轮叶186的阵列围绕纵向轴线112布置。对于该实施例，入口导向轮叶186不能够绕纵向轴线112旋转。

每个入口导向轮叶186限定中心叶片轴线(为了清楚起见未标记)，并且能够绕其相应的中心叶片轴线旋转，例如彼此一致地旋转。以这种方式，入口导向轮叶186可被认为是可变几何形状部件。提供一个或多个致动器188，用于促进这种旋转，并且因此可用于改变入口导向轮叶186绕其相应的中心叶片轴线的桨距。然而，在其他实施例中，每个入口导向轮叶186可以是固定的或者不能绕其中心叶片轴线俯仰。

此外，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，发动机100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的阵列配置为固定桨距的出口导向轮叶。

此外，应当理解，对于所描绘的实施例，风扇管道172的风扇排气喷嘴178还配置为可变几何形状排气喷嘴。以这种方式，发动机100包括用于调节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配置为改变总横截面面积(例如，喷嘴在垂直于纵向轴线112的平面中的面积)以调节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、质量流量等)产生的推力的量。也可以采用固定几何形状的排气喷嘴。

位于管道式风扇184上游的入口导向轮叶186的阵列、位于管道式风扇184下游的出口导向轮叶190的阵列以及风扇排气喷嘴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Fn3S。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，发动机100能够在相对广泛的发动机操作条件下产生更有效的第三流推力Fn3S，包括起飞和爬升(通常需要最大发动机总推力FnTotal)以及巡航(通常需要较小的发动机总推力FnTotal)。

此外，仍然参考图4，在示例性实施例中，经过风扇管道172的空气可比涡轮机120中使用的一种或多种流体相对更冷(例如，更低的温度)。以这种方式，一个或多个热交换器194可定位成与风扇管道172热连通。例如，一个或多个热交换器194可设置在风扇管道172内，并用于利用经过风扇管道172的空气来冷却来自核心发动机146的一种或多种流体，作为从流体(例如压缩机引气、油或燃料)中去除热量的资源。

尽管未详细示出，热交换器194可以是在风扇管道172中基本上延伸360度(例如，至少300度，诸如至少330度)的环形热交换器。以这种方式，热交换器194可以有效地利用经过风扇管道172的空气来冷却发动机100的一个或多个系统(例如，润滑油系统、压缩机引气、电气部件等)。热交换器194使用经过管道172的空气作为散热器，并相应地增加在热交换器194下游并离开风扇排气喷嘴178的空气的温度。

图5是根据本公开的示例性实施例的如图4所示的多个风扇叶片154或风扇叶片154的阵列中的示例性风扇叶片154的放大图。如前所述，每个风扇叶片154具有翼型件或叶片本体196。叶片本体196在径向方向R上跨越在叶片本体196的根部198和尖端200之间。叶片本体196包括前缘202，前缘202沿着根部198和尖端200之间的跨度沿着风扇叶片154的上游或前部分204延伸。叶片本体196还包括后缘206，后缘206沿着根部198和尖端200之间的跨度沿着风扇叶片154的下游或后部分208延伸。

图6是根据本公开的示例性实施例的如图4所示的燃气涡轮发动机100的核心发动机146的一部分的示意性横截面图。如图6所示，高压压缩机128被包围在压缩机壳体210内。燃烧器130被包围在燃烧器壳体212内。高压涡轮132和低压涡轮134被包围在一个或多个涡轮壳体214内。燃烧器壳体212限定外表面216。在核心罩122的内表面220和燃烧器壳体212的外表面216之间限定空隙或空间218。核心罩122还包括相对于径向方向R与内表面220径向间隔开的外表面222。在示例性实施例中，至少一个发动机部件224附接到核心罩122内表面220。至少一个发动机部件224可包括但不限于阀、包括发动机和系统控制器的电子器件、火灾和过热检测系统部件、灭火器部件、热交换器、泵、发电机等。

图7是根据本公开的示例性实施例的如图4和图6所示的燃气涡轮发动机100的一部分的前视图，该燃气涡轮发动机100安装到示例性机翼14的一部分上。应当注意，为了清楚起见，在图7中未示出风扇区段150(如图4所示)。如图7所示，核心罩122由至少两个壳226(a)、226(b)形成。应当理解，图7中所示的核心罩122也可以代表图2和图3中所示出的核心罩28。壳226(a)、226(b)枢转地安装到燃气涡轮发动机100上，以允许壳226(a)和226(b)向上摆动并远离核心发动机146，从而暴露出核心发动机146的几个发动机附件和系统，例如发动机部件224或图3中的发动机部件88，用于检查、修理和维护。壳226(a)、226(b)在图7中示出为处于至少部分打开状态。当一个或多个发动机附件或发动机系统联接到核心罩122的内表面220时，当壳226(a)和226(b)在打开位置和关闭位置之间移动时，一个或多个发动机附件或发动机系统将与核心罩122一起移动。

图8是根据本公开的示例性实施例的如图4所示的燃气涡轮发动机100的示意性横截面图。如图8所示，核心罩122的外表面222在相对于轴向中心线112的径向方向R上限定了峰值罩直径(D)。燃烧器壳体212的外表面216沿相对于轴向中心线112的径向方向R限定了最大燃烧器壳体直径(d)。核心发动机146沿相对于轴向中心线112的轴向方向A限定了总核心轴向长度(L)。核心罩下轴向长度(L1)沿着相对于轴向中心线112的轴向方向A限定。

在示例性实施例中，如图8所示，涡轮机后支撑框架或排气喷嘴140包括支柱228，该支柱228具有位于燃气涡轮发动机100的工作气体流动路径内的后缘230。总核心轴向长度(L)是从相应的主风扇叶片154的前缘202的最前部分到支柱228的后缘230的最后部分测量的。燃气涡轮发动机100还包括具有前缘234的高压压缩机入口导向轮叶232，在前缘234处，沿轴向方向的核心罩下轴向长度(L1)是从高压压缩机入口导向轮叶232的前缘234到支柱228的后缘测量的。

图9是根据本公开的示例性实施例的如图4所示的燃气涡轮发动机100的示意性横截面图。在示例性实施例中，发动机部件224选择性地联接到核心发动机146或核心罩122。当发动机部件224联接到核心罩122时，当核心罩122枢转远离核心发动机146时，发动机部件224与核心罩122一起行进。当发动机部件224联接到核心发动机146时，当核心罩122枢转远离核心发动机146时，发动机部件224保持联接到核心发动机146。在示例性实施例中并且如前所述，发动机部件224是热交换器、传感器、控制器、泵、管道、阀、火灾和过热检测系统部件、灭火器部件或发电机中的一个。应当理解，该列表并未全部包括可选择性地联接至核心罩122或核心发动机146的可能的发动机部件。

特别地，应当理解，在至少某些示例性实施例中，发动机部件224可以是控制器，例如发动机控制器，例如全权数字发动机控制(“FADEC”)控制器。如将理解的，所示的燃气涡轮发动机100包括无管道式风扇(参见例如图4中的无管道式风扇152)。以这种方式，燃气涡轮发动机100不包括围绕风扇的机舱(参见例如图2中围绕风扇52的机舱66)。在没有机舱的情况下，发动机控制器可能需要位于燃气涡轮发动机100的核心罩122内。然而，如将进一步理解的，核心罩122内的环境可能比机舱内热得多，特别地更靠近涡轮机械部件(例如，HP压缩机、燃烧器和HP涡轮)。因此，将发动机控制器沿着径向方向R从涡轮机械部件向外定位并且例如选择性地联接到核心罩122可在燃气涡轮发动机100的操作期间降低发动机控制器的温度以维持发动机控制器的温度低于发动机控制器的电子器件的最大阈值(例如，低于200华氏度)，并且允许将发动机控制器定位在核心罩122内。简言之，径向方向R上的峰值罩直径(D)与沿径向方向R的最大燃烧器壳体直径(d)的比率可以进一步促进发动机控制器的这种定位。

然而，应当理解，在其他实施例中，发动机部件224可以附加地或替代地是传统上在管道式燃气涡轮发动机的机舱内发现的任何其他合适的部件，例如润滑油箱、润滑油泵、电力电子设备(例如逆变器)、电机等。此外，尽管发动机控制器被描述为定位在上述核心罩122内，但在其他实施例中，发动机控制器和/或传统上在管道式燃气涡轮发动机的机舱内发现的一个或多个其他合适的部件可以定位在用于将燃气涡轮发动机安装到飞行器(例如飞行器的机翼或机身)的挂架内。

在示例性实施例中，发动机部件224经由紧固件236选择性地联接至核心发动机146或核心罩122。如图9所示，紧固件236可设置在核心罩结构238(诸如支柱或支架)与核心发动机结构240(诸如支柱、壳体或支架)之间。核心罩结构238可固定地联接到核心罩122，使得核心罩结构238与核心罩122一起移动，如下所述。相比之下，核心发动机结构240不与核心罩122一起移动，而是可以固定地联接到核心发动机146的静止结构部件，例如压缩机壳体210(如在所描绘的实施例中)，或燃烧器壳体212、涡轮壳体214、或支撑框架(例如压缩机框架241、中间框架或后支撑框架(未示出))或涡轮机排气喷嘴140(图2)等中的一个或多个。

紧固件236可固定地连接至发动机部件224。紧固件236可包括凸轮锁型配件、卡口配件、直角回转紧固件或允许将发动机部件224选择性地联接到核心罩122或核心发动机146的其他机械或机电紧固件或装置。在特定实施例中，核心罩122限定或包括进入开口或舱口242，其中可从进入开口242接近紧固件236。

图10和图11是根据本公开的包括发动机部件224或发动机部件88、核心罩结构238或核心罩结构92的一部分、示例性紧固件236或紧固件90、以及核心发动机结构240或核心发动机结构94的一部分的示意图。在至少一个实施例中，如图10所示，紧固件236、90包括第一多个铰接突片244(a)和第二多个铰接突片244(b)。突片244(a)、244(b)可以经由键或工具(未示出)绕枢转点246铰接。键或工具可以插入穿过图9和图3中所示的进入开口242、98。

在示例性实施例中，如图10所示，当处于第一位置时，第一多个突片244(a)与核心罩结构238、92接合，并且第二多个突片244(b)与核心发动机结构240、94脱离接合，从而将发动机部件224、88联接至核心罩122、28，并且将发动机部件224、88与核心发动机146、44分离。在该配置中，当核心罩122、28打开并从核心发动机146、44向外旋转时，发动机部件224、88将与核心罩122、28一起行进。此外，在该配置中，核心罩122、28可在燃气涡轮发动机100的操作期间承载发动机部件224、88的重量负载。

如图11所示，当处于第二位置时，第一多个突片244(a)与核心罩结构238、92脱离接合，并且第二多个突片244(b)与核心发动机结构240、94接合，从而将发动机部件224、88联接至核心发动机146、44，并将发动机部件224、88与核心罩122、28分离。在该配置中，无论核心罩122、28是打开还是关闭，发动机部件224、88都将刚性地联接到核心发动机146、44。

图12和图13是根据本公开的示例性实施例的包括发动机部件224、88、核心罩结构238、92的一部分、推拉机构248以及核心发动机结构240、94的一部分的示意图。在各种实施例中，如图12和图13所示，发动机部件224、88经由推拉机构248选择性地联接至核心罩122、28(图12)或核心发动机146(图13)。推拉机构248包括固定到可滑动杆252的至少一个突起或销250。在第一位置，如图12所示，销250经由核心罩结构238、92与发动机部件224、88和核心罩122、28接合，并且与核心发动机146脱离接合。在第二位置，如图13所示，销250经由核心发动机结构240、94与发动机部件224、88和核心发动机146、44接合，并且与核心罩122、28脱离接合或分离。在示例性实施例中，可滑动杆252可以由技术人员手动地在第一位置和第二位置之间操纵。在其他实施例中，可滑动杆252可以在第一位置和第二位置之间被液压地或电动地操纵。当核心罩122、28处于关闭或至少部分关闭状态时，可滑动杆252将是可移动的。

在如图12和图13所示的示例性实施例中，推拉机构包括第二销254。如图12所示，当第一销250与核心罩122、28和发动机部件244、88接合时，第二销254与门平衡机构或系统256接合。在示例性实施例中，门平衡机构256包括弹簧或加压气体支柱，以在核心罩122、28在打开状态和关闭状态之间操纵时平衡核心罩122、28的重量。

如之前提到的，发明人意外地发现，在燃气涡轮发动机设计(即，设计具有各种不同的主风扇和次风扇特性的燃气涡轮发动机)以及评估总推进效率的过程中，在等于峰值罩直径(D)除以最大燃烧器壳体直径(d)的核心罩直径比(CDR)和等于核心罩下轴向长度(L1)除以总核心轴向长度(L)的核心罩长度比(CLR)的比率中存在显著关系。这些关系可以被认为是燃气涡轮发动机在核心发动机燃烧器壳体和核心罩之间提供足够的封装空间以封装/安装各种附件和/或发动机系统的能力的指标，同时还具有能够产生足够动力来驱动主风扇和次风扇的核心发动机，特别是在更复杂的发动机设计中。

随着发动机变得更加复杂(例如，轴之间的混合电动/负载分配、闭环热管理系统、热燃料、无管道等)，为了提高发动机的整体性能，同时需要减小核心罩尺寸。这与开式转子设计(图4)的情况一起，消除了包封发动机的主风扇的外机舱，对发动机附件和发动机支撑系统封装设计提出了重大挑战，这在早期的发动机设计中是不存在的。还应当理解的是，总核心发动机轴向长度的减小导致用于封装各种发动机附件和支撑系统部件的空间减小，这些发动机附件和支撑系统部件通常联接到外机舱、核心发动机壳体或联接到燃气涡轮发动机的各种支撑框架，通常在核心罩下方。

应当理解，优选较大的核心罩直径来适应特定燃气涡轮发动机设计的封装需要。然而，如果核心罩直径太大，诸如过大阻力和重量等各种问题可能会影响整体发动机性能或推进效率。另外，或者替代地，如果核心罩对于特定燃气涡轮发动机设计而言太大，则会出现安装发动机的问题。还应当理解，对于给定的发动机设计，较小的核心长度提供了各种益处，包括但不限于减少的总发动机重量。这种特定设计至少部分地由上述三流发动机设计实现，该设计对于给定的推力输出提供了更少的通过发动机核心的流动。然而，应当理解的是，由于驱动三流发动机的主风扇和中间风扇所需的动力，发动机长度不能太小。

此外，应当理解的是，先前安装到机舱并且对温度敏感的元件，即电子器件、FADEC，具有它们可以驻留在发动机内的更有限/受限的区域。例如，发现对于3流发动机实施例，FADEC优选地位于位于第三流和外机舱之间的空间中，或者位于压缩机的前方。

此外，应当理解的是，发明人考虑了替代地放置在支撑发动机的飞行器挂架内(图中未示出)。下面的发现(表达式(1)和(2))可能同样具有洞察力，并且在通常容纳在机舱中的一些发动机部件被移动到挂架以及这些部件位于核心罩内的情况下限定封装尺寸。

然而，值得注意的是，具有在本文所描述范围内的核心罩直径比(CDR)的发动机，特别是当还具有在本文所描述范围内的核心发动机长度比(CLR)时，可能特别适合于将传统上在管道式燃气涡轮发动机的机舱内发现的一个或多个部件安装在燃气涡轮发动机的核心罩内。例如，具有在本文所描述范围内的核心罩直径比(CDR)的发动机，特别是当还具有在本文所描述范围内的核心发动机长度比(CLR)时，可以具有用于这些部件的足够量的空间，并且进一步可在操作期间与热涡轮机械具有足够量的分离，以允许将这些部件中的一个或多个定位在核心罩内，例如，电力电子设备和全权数字发动机控制(FADEC)、温度敏感传感器、电力电缆。

如上所述，本公开的发明人发现界定由核心罩直径比(CDR)与核心发动机长度比(CLR)定义的关系，可以使燃气涡轮发动机保持或甚至提高所需的推进效率，同时还考虑到燃气涡轮发动机的封装问题、重量问题和动力要求。下文中发现的关系可以确定适合特定任务要求的改进发动机配置，该配置考虑了安装、封装和负载、动力要求以及影响发动机配置最佳选择的其他因素。

除了产生改进的燃气涡轮发动机之外，如上面详细解释的，利用这种关系，发明人发现结合主风扇和次风扇并限定第三流的合适或可行的燃气涡轮发动机设计的数量，能够同时满足推进效率要求和封装，重量可以大大减少，从而便于在开发燃气涡轮发动机时更快速地向下选择要考虑的设计。这样的益处可以在特定技术、集成和系统要求得到充分开发之前更深入地了解给定燃气涡轮发动机的要求。这样的益处可以避免后期重新设计。

发明人发现的提供改进的燃气涡轮发动机的期望关系表达为：

CDR＝D/d (1)

CLR＝L1/L (2)

其中CDR是最大核心罩直径D与最大燃烧器壳体直径d的比率，CLR是核心罩下轴向长度L1除以总核心轴向长度L。

由表达式(1)和(2)定义的发动机影响特性的各种参数的值在下表1中列出：

图14是示出CDR和CLR之间的关系并示出表达式(1)和(2)的各种参数之间的关系的曲线图300。曲线图300包括X轴302上的CDR值和Y轴304上的CLR值。曲线图300描绘CDR和CLR值的区域306，其中燃气涡轮发动机将在核心发动机燃烧器壳体和核心罩之间提供足够的封装空间，用于封装/安装各种附件和/或发动机系统，同时还具有能够产生足够动力来驱动主风扇和次风扇的核心发动机。曲线图300进一步描绘CDR和CLR值的区域308，其中燃气涡轮发动机可以在核心发动机燃烧器壳体和核心罩之间提供更期望的封装空间，用于封装/安装各种附件和/或发动机系统，同时还具有能够产生足够动力来驱动主风扇和次风扇的核心发动机。图4的示例性燃气涡轮发动机限定了区域308内的CDR和CLR。

应当理解，尽管以上讨论大体上涉及上文参考例如图8描述的开式转子发动机100，但在本公开的各种实施例中，上文关于例如表达式(1)和(2)概述的关系可应用于任何其他合适的发动机架构。

现在参考图15，提供了根据本公开的另一个示例性方面的燃气涡轮发动机20。图15的示例性燃气涡轮发动机以与上面参考图2和图3描述的示例性燃气涡轮发动机20类似的方式配置。相应地，图15的示例性燃气涡轮发动机20配置为管道式燃气涡轮发动机(即，包括具有包封风扇52的机舱66的风扇52)。相同或类似的数字可以指代相同或类似的部分。

例如，燃气涡轮发动机20大体上包括风扇区段24和设置在风扇区段24下游的涡轮机26。所示的示例性涡轮机26大体上包括限定环形核心入口30的发动机壳体或核心罩28。核心罩28以串联流动关系至少部分地包围包括增压器或低压压缩机32和高压压缩机34的压缩机区段、燃烧区段36、包括高压涡轮38和低压涡轮40的涡轮区段、以及喷射排气喷嘴42的至少一部分。这些部件或区段一起构成涡轮机26的核心发动机44。

高压轴46将高压涡轮38驱动地连接到高压压缩机34。低压轴48将低压涡轮40驱动地连接到低压压缩机32。压缩机区段、燃烧区段36、涡轮区段和喷射排气喷嘴42一起限定穿过燃气涡轮发动机20的工作气体流动路径50。

对于所示的实施例，风扇区段24包括风扇52，风扇52具有以间隔开的方式联接至盘56的多个风扇叶片54。如图所示，风扇叶片54大体上沿着径向方向R从盘56向外延伸。风扇叶片54可通过低压轴48绕纵向中心线22旋转。

在示例性实施例中，如图15所示，燃气涡轮发动机20还包括齿轮箱60。齿轮箱60包括多个齿轮，用于相对于低压轴48的旋转速度调节风扇52的旋转速度，使得风扇52和低压轴48可以以更有效的相对速度旋转。齿轮箱60可以是适合于促进将低压轴48联接至风扇52同时允许低压涡轮40和风扇52中的每一个以期望速度操作的任何类型的齿轮箱。例如，在一些实施例中，齿轮箱60可以是减速齿轮箱。

更具体地，在一些实施例中，齿轮箱60可以限定输入旋转速度(例如，低压轴48)与输出旋转速度的齿轮比大于3且小于14。例如，在某些示例性实施例中，齿轮箱60可以限定齿轮比大于4，例如大于5，例如大于6且小于12，例如小于11。包括具有相对高齿轮比的齿轮箱60可以允许相对高直径的风扇52与相对高速的低压涡轮40结合。

还应当理解，燃气涡轮发动机20限定沿着轴向方向A的核心罩下轴向长度(Ll)。更具体地，燃气涡轮发动机20包括具有前缘(未标记)的高压压缩机入口导向轮叶35，其中核心罩下轴向长度(Ll)是沿着轴向方向A从高压压缩机入口导向轮叶35的前缘到延伸穿过排气喷嘴42的支柱228(其可以是涡轮后框架的支柱)的后缘230测量的。因此，核心罩下轴向长度(Ll)通常是沿着轴向方向A从高压压缩机34到燃气涡轮发动机20的排气口的测量值。

此外，燃气涡轮发动机20限定沿着轴向方向A的初始压缩轴向长度(L2)。初始压缩轴向长度(L2)是沿着轴向方向A从定位在涡轮机26的入口30处的分流器31到高压压缩机入口导向轮叶35的前缘测量的。在所示的实施例中，低压压缩机32位于分流器31的下游和高压压缩机入口导向轮叶35的前缘的上游(并且是该轴向位置内的唯一压缩机)。

然而，应当理解，在其他示例性实施例中，压缩机区段可具有一个或多个中间压缩级(例如，除了低压压缩机32之外的中压压缩机)。

此外，应当理解，图15中所示的示例性燃气涡轮发动机20可配置为窄体发动机(即，配置为向窄体飞行器提供推力的发动机)。以这样的方式，燃气涡轮发动机20可配置为在标准日操作条件期间在以额定速度操作期间产生至少18,000磅的推力且小于80,000磅的推力，例如在标准日操作条件期间在以额定速度操作期间产生25,000磅和60,000磅之间的推力，例如在标准日操作条件期间在以额定速度操作期间产生25,000磅和50,000磅之间的推力。

应当理解，尽管上面参考图15的燃气涡轮发动机20(其包括减速装置，即减速齿轮箱60，用于将轴动力传输到主要或主风扇，包封风扇52的机舱66；并且是双流发动机，即包括旁通气流通道72和工作气体流动路径50，但不包括第三流)描述了核心罩下轴向长度(L1)和初始压缩轴向长度(L2)，但在其他实施例中，本公开的各方面可以应用于其他合适的燃气涡轮发动机。例如，在其他实施例中，本文关于核心罩下轴向长度(L1)和初始压缩轴向长度(L2)(以及ICLR，如下文所定义的)所描述的各方面可以应用于无管道式燃气涡轮发动机(即，不包括围绕主风扇的机舱；参见例如图4)，三流燃气涡轮发动机(即，包括第三流；参见例如图4)等。值得注意的是，当应用于三流燃气涡轮发动机时，核心罩下轴向长度(L1)可被限定为从发动机的最上游入口处的分流器到管道式部分、主风扇的下游(例如图4中发动机入口182处的分流器)到高压压缩机入口导向轮叶35的前缘。

如从本文的描述中将理解的，发明人还意外地发现，在设计具有各种涡轮机特性的高旁通燃气涡轮发动机(即，旁通比高于12)的过程中，初始压缩轴向长度(L2)与核心罩下轴向长度(L1)的比率存在显著关系。该比率在本文中被称为初始压缩长度比(ICLR)，反映了可用于封装的空间，包括可用于定位发动机的更多温度敏感部件的下罩空间的部分，并考虑了可用空间的减少，因为通常选择用于存储附件和动力或通信设备的风扇管道尺寸和空间有限或不再可用(随着旁通比的增加，与风扇管道相关联的重量和阻力相应地在大小上增加，从而变得过高，除非风扇管道存储体积在大小上减小，从而减轻与较高旁通面积相关联的阻力和重量)。

在一些实施例中，当与CDR组合时，出乎意料地发现，发现了最佳地平衡容纳具有9级、10级或11级的高压压缩机需求的下罩空间；或者具有少于8级的高压压缩机与具有4级、5级或6级的低压压缩机(或增压器)组合，同时满足尽可能地减小发动机壳体的阻力分布或蒙皮摩擦的需求。在其他实施例中，出乎意料地发现，发现了最佳地平衡容纳具有4级、5级或6级的低压涡轮需求的下罩空间，同时平衡了尽可能地减小发动机壳体的阻力分布或蒙皮摩擦的需求。重要的是，在这些示例中的每一个示例中，CDR和ICLR值还考虑了可能不再存储在风扇机舱中或当风扇机舱不再存在时(例如，如前面结合开放式风扇所讨论的)部件在壳体中所需的封装。

与具有由于直接由涡轮风扇发动机的低压涡轮驱动(即，没有减速齿轮箱)而相对较快地旋转的相对小直径风扇的更传统的涡轮风扇发动机相比，发明人已经发现通过使用通过减速齿轮箱驱动的更大直径的风扇，可以减少核心罩下长度(L1)。特别地，这允许主风扇以相对于低压涡轮更低的角速率旋转，其效率可以通过以更高的速率旋转而增加，同时保持风扇的期望的尖端速度。低压涡轮的更高速度可允许更少的级，同时提取相同(或更多)量的动力。风扇的更低速度可以允许风扇直径增加，这导致更高的旁通比和更低的燃料消耗率。

然而，L1的减小可能对高压部件(例如，高压压缩机和高压涡轮)施加额外的应力。特别地，初始压缩长度比(ICLR)的增加通常可能需要增加总压缩机比，这通常导致高压压缩机的出口处和高压涡轮的入口处的更高的温度和压力。因此，将初始压缩长度比(ICLR)增加太多可能会在燃气涡轮发动机上产生不期望的应力量(以及过早磨损)。

除了产生改进的涡轮风扇发动机之外，如上面详细解释的，利用这种关系，发明人发现能够满足推进效率要求以及有限的应力和磨损要求两者的合适或可行的涡轮风扇发动机设计的数量可以大大减少，从而有助于在开发涡轮风扇发动机时更快速地向下选择要考虑的设计。这样的益处可以在特定技术、集成和系统要求得到充分开发之前更深入地了解给定涡轮风扇发动机的要求。这样的益处可以避免后期重新设计。

发明人发现的提供改进的涡轮风扇发动机的期望关系表达为：

ICLR＝L2/L1 (3)

其中ICLR是初始压缩轴向长度(L2)与核心罩下轴向长度(L1)的比率。

图16是示出ICLR值的曲线图400，并且更具体地，示出了沿着X轴402的ICLR值和沿着Y轴404的CDR(核心罩直径比)。曲线图400描绘了根据本公开的一个或多个方面的燃气涡轮发动机的ICLR值的区域406，其中燃气涡轮发动机将提供期望的推进效率而不会对燃气涡轮发动机造成过度的应力和磨损。区域405反映ICLR值大于或等于0.3且小于或等于0.9，CDR值大于或等于1.24且小于或等于3.5。

仍然参考图16的曲线图400，曲线图400还限定了根据本公开的一个或多个附加方面的燃气涡轮发动机的ICLR值的区域408。区域408反映ICLR值大于或等于0.60且小于或等于0.75，CDR值大于或等于1.5且小于或等于3.0。落入区域408内的本公开的燃气涡轮发动机可以是双流涡轮风扇发动机(即，没有第三流的涡轮风扇发动机)、管道式涡轮风扇发动机或两者。如将理解的，双流涡轮风扇发动机可能不需要那么大的初始压缩轴向长度L2，并且类似地管道式涡轮风扇发动机可能在最大风扇直径方面受到限制(如从上面的讨论中将理解的，这可能类似地限制ICLR)。图15的示例性燃气涡轮发动机限定了区域408内的ICLR和CDR。

仍然参考图16的曲线图400，曲线图400进一步限定了根据本公开的一个或多个进一步方面的燃气涡轮发动机的ICLR值的区域410。区域410反映ICLR值大于或等于0.70且小于或等于0.89，CDR值大于或等于2.0且小于或等于3.4。落入区域410内的本公开的燃气涡轮发动机可以是三流涡轮风扇发动机(即，包括第三流的涡轮风扇发动机，例如具有风扇管道172的图4、6、8和9的涡轮风扇发动机)、无管道式涡轮风扇发动机或两者。如将理解的，三流涡轮风扇发动机可以包括较大的初始压缩轴向长度L2(例如，借助于中间风扇)，并且类似地无管道式涡轮风扇发动机可包括具有较大风扇直径的风扇(如将从上面的讨论中理解的，这可以允许ICLR的增加)。图4的示例性燃气涡轮发动机限定了区域410内的ICLR和CDR。

值得注意的是，上述区域406、408、410可以更具体地用于窄体发动机。以这样的方式，在这些范围内的燃气涡轮发动机可以被配置为在标准日操作条件期间在以额定速度操作期间产生至少18,000磅的推力且小于80,000磅的推力，例如在标准日操作条件期间在以额定速度操作期间产生25,000磅和60,000磅之间的推力，例如在标准日操作条件期间在以额定速度操作期间产生25,000磅和50,000磅之间的推力。如将理解的，当发动机延伸到该推力等级之外时，风扇直径、风扇速度、高压压缩机尺寸和/或低压涡轮尺寸的关系可以不同地相互作用，使得ICLR值的区域可能不容易捕获期望的燃气涡轮发动机。

无管道式涡轮风扇发动机的另一个示例可以在2020年3月6日提交的美国专利申请号16/811,368(公布为美国专利申请公开号2021/0108597)中找到(图10，第[0062]段等；包括环形风扇壳体13，该环形风扇壳体13围绕旋转元件20的翼型件叶片21并围绕静止元件30的轮叶31；并且包括第三流/风扇管道73(如图10所示，在整个申请中广泛描述))。下面讨论这些实施例中的一个或多个的各种附加方面。这些示例性方面可以与上面关于附图讨论的示例性燃气涡轮发动机中的一个或多个相结合。

例如，在本公开的一些实施例中，发动机可包括位于环形管道中(例如第三流中)的热交换器。热交换器可在燃气涡轮发动机的周向方向上基本上连续地延伸(例如，至少300度，诸如至少330度)。

在这些实施例中的一个或多个中，风扇(例如，无管道式单转子或主前风扇)的阈值功率或盘负载在巡航操作模式期间在巡航高度可以在25马力每平方英尺(hp/ft²)或更大的范围内。在发动机的特定实施例中，本文提供的结构和方法在巡航操作模式期间在巡航高度产生80hp/ft²和160hp/ft²之间或更高的功率负载，这取决于发动机是开式转子还是管道式发动机。

在各种实施例中，本公开的发动机应用于巡航高度高达近似65,000ft的运载器。在某些实施例中，巡航高度在近似28,000ft和近似45,000ft之间。在又一些实施例中，巡航高度表示为基于海平面标准气压的飞行高度，其中巡航飞行条件在FL280和FL650之间。在另一个实施例中，巡航飞行条件在FL280和FL450之间。在又一些实施例中，巡航高度至少基于大气压力来限定，其中基于近似14.70psia的海平面压力和近似59华氏度的海平面温度，巡航高度在近似4.85psia和近似0.82psia之间。在另一个实施例中，巡航高度在近似4.85psia和近似2.14psia之间。应当理解，在某些实施例中，由压力限定的巡航高度的范围可以基于不同的参考海平面压力和/或海平面温度来调整。

因此，应当理解，这种配置的发动机可配置成在以额定速度操作期间产生至少25,000磅且小于80,000磅的推力，例如在以额定速度操作期间产生25,000磅和50,000磅之间的推力，例如在以额定速度操作期间产生25,000磅和40,000磅之间的推力。替代地，在其他示例性方面，本公开的发动机可配置成在以额定速度操作期间产生少得多的动力，例如至少2,000磅的推力。

在各种示例性实施例中，风扇(或转子)可包括十二(12)个风扇叶片。从负载的角度来看，这样的叶片数量可以允许每个叶片的跨度减小，使得主风扇的总直径也被减小(例如，在一个示例性实施例中减小到十二英尺)。也就是说，在其他实施例中，风扇可以具有任何合适的叶片数量和任何合适的直径。在某些合适的实施例中，风扇包括至少八(8)个叶片。在又一合适的实施例中，风扇可具有至少十五(15)个叶片。在又一合适的实施例中，风扇可具有至少十八(18)个叶片。在这些实施例中的一个或多个中，风扇包括二十六(26)个或更少的叶片，例如二十(20)个或更少的叶片。

此外，在某些示例性实施例中，转子组件可限定至少10英尺，例如至少11英尺、例如至少12英尺、例如至少13英尺、例如至少15英尺、例如至少17英尺、例如高达28英尺、例如高达26英尺、例如高达24英尺、例如高达18英尺的转子直径(或风扇直径)。

在各种实施例中，应当理解，发动机包括的轮叶数量与叶片数量的比率可以小于、等于或大于1:1。例如，在特定实施例中，发动机包括十二(12)个风扇叶片和十(10)个轮叶。在其他实施例中，轮叶组件包括比风扇叶片更大数量的轮叶。例如，在特定实施例中，发动机包括十(10)个风扇叶片和二十三(23)个轮叶。例如，在某些实施例中，发动机可包括在1:2与5:2之间的轮叶数量与叶片数量的比率。该比率可以基于包括轮叶尺寸在内的多种因素来调节，以确保从主风扇的气流中去除期望量的旋流。

另外，在某些示例性实施例中，其中发动机包括第三流和中间风扇(主前风扇后方的管道式风扇)，比率Rl/R2可以在1与10之间，或2与7之间，或至少3.3，至少3.5，至少4且小于或等于7，其中R1是主风扇的半径，R2是中间风扇的半径。

应当理解，发动机的各种实施例，例如本文所示和描述的单无管道式转子发动机，可以允许0.5马赫或以上的正常亚音速飞行器巡航高度操作。在某些实施例中，发动机允许在巡航高度以0.55马赫和0.85马赫之间的正常飞行器操作。在又一些特定实施例中，发动机允许在0.75马赫和0.85马赫之间的正常飞行器操作。在某些实施例中，发动机允许转子叶片尖端速度等于或小于750英尺每秒(fps)。在其他实施例中，巡航飞行条件下的转子叶片尖端速度可以是650至900fps，或700至800fps。风扇组件的主风扇的风扇压力比(FPR)可以是1.04至2.20，或者在一些实施例中为1.05至1.2，或者在一些实施例中小于1.08，如在巡航飞行条件下在主风扇的风扇叶片上测量的。

为了使燃气涡轮发动机与具有上述特性的风扇一起操作以限定上述FPR，可以设置齿轮组件来降低风扇组件相对于驱动轴(例如联接到低压涡轮的低压轴)的旋转速度。在一些实施例中，输入旋转速度与输出旋转速度的齿轮比在3.0和4.0之间、在3.2和3.5之间、或在3.5和4.5之间(包括端点)。在一些实施例中，输入旋转速度与输出旋转速度的齿轮比大于4.1。例如，在特定实施例中，齿轮比在4.1至14.0的范围内、在4.5至14.0的范围内、或在6.0至14.0的范围内。在某些实施例中，齿轮比在4.5至12的范围内或在6.0至11.0的范围内。

相对于燃气涡轮发动机的涡轮机，压缩机和/或涡轮可包括各种级数。如本文所公开的，级数包括特定部件(例如，压缩机或涡轮)中的转子或叶片级的数量。例如，在一些实施例中，低压压缩机可包括1至8个级，高压压缩机可包括4至15个级，高压涡轮可包括1至2个级，和/或低压涡轮(LPT)可包括1至7个级。特别地，LPT可以具有个4级，或者4个和7个级之间。例如，在某些实施例中，发动机可包括一级低压压缩机，11级高压压缩机，两级高压涡轮，以及4级、或4和7级之间的LPT。作为另一个示例，发动机可以包括三级低压压缩机，10级高压压缩机，两级高压涡轮以及7级低压涡轮。

减小的安装阻力还可提供改进的效率，例如改进的燃料消耗率。附加地或替代地，减小的安装阻力可以提供巡航高度发动机和飞行器在巡航高度以上述马赫数操作。又一些特定实施例可借助于位于发动机的环形管道中的结构来提供这样的益处，即减少叶片组件和轮叶组件之间的相互作用噪声和/或减少由发动机产生的总体噪声。

另外，应当理解，功率负载和/或转子叶片尖端速度的范围可对应于某些结构、核心尺寸、推力输出等，或核心发动机的其他结构。然而，如前所述，就本文提供的一种或多种结构可能是本领域已知的而言，应当理解，本公开可以包括先前不知道组合的结构组合，至少出于部分基于利益与损失冲突、所需操作模式或本领域其他形式的教导的原因。

尽管在上述实施例中被描述为无护罩式或开式转子发动机，但是应当理解，本文提供的本公开的各方面可应用于护罩式或管道式发动机、部分管道式发动机、后风扇发动机或其他燃气涡轮发动机配置，包括用于船舶、工业或航空推进系统的那些配置。本公开的某些方面可适用于涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机或涡轮轴发动机。然而，应当理解，本公开的某些方面可以解决对于无护罩或开式转子发动机来说可能特有的问题，例如但不限于与齿轮比、风扇直径、风扇速度、发动机的长度(L)、发动机的核心发动机的最大直径(D)、发动机的L/D、期望巡航高度和/或期望操作巡航速度或其组合有关的问题。

本书面描述使用示例来公开本公开，包括最佳模式，并且使得本领域的任何技术人员能够实践本公开，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何并入的方法。本公开的可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。如果这样的其他示例包括与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质差异的等效结构元件，则这样的其他示例旨在落入权利要求的范围内。

进一步的方面由以下条项的主题提供：

一种限定轴向方向和径向方向的燃气涡轮发动机，燃气涡轮发动机包括涡轮机，涡轮机具有无管道式主风扇；包括燃烧器和燃烧器壳体的核心发动机，燃烧器壳体包封燃烧器并限定外表面；以及核心罩，核心罩围绕核心发动机的至少一部分并限定内表面和外表面。其中核心罩的外表面在径向方向上限定峰值罩直径(D)，燃烧器壳体的外表面沿径向方向限定最大燃烧器壳体直径(d)，核心发动机沿轴向方向限定总核心轴向长度(L)并沿轴向方向限定核心罩下轴向长度(L1)，其中燃气涡轮发动机限定等于峰值罩直径(D)除以最大燃烧器壳体直径(d)的核心罩直径比(CDR)和等于核心罩下轴向长度(L1)除以总核心轴向长度(L)的核心罩长度比(CLR)，并且其中CDR在2.7和3.5之间，并且其中CLR在.25和.50之间。

根据前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中CDR在2.8和3.3之间。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中CLR在.3和.45之间。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中CLR在.40和.45之间。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中在燃烧器壳体的外表面和核心罩的内表面之间限定空隙。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括联接到核心罩的内表面的至少一个发动机附件。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括后框架，后框架包括具有后缘的支柱，其中主风扇包括具有前缘的主风扇叶片，并且其中沿轴向方向的总核心轴向长度(L)是从主风扇叶片的前缘到支柱的后缘测量的。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括具有前缘的高压压缩机入口导向轮叶和包括支柱的后框架，支柱具有后缘，其中沿轴向方向的核心罩下轴向长度(Ll)是从入口导向轮叶的前缘到支柱的后缘测量的。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括设置在主风扇下游的管道式次风扇。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中管道式次风扇是单级次风扇。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中燃气涡轮发动机是三流燃气涡轮发动机。

一种飞行器，包括机翼和安装到机翼的燃气涡轮发动机，燃气涡轮发动机限定轴向方向和径向方向，燃气涡轮发动机包括：具有无管道式主风扇的涡轮机；包括燃烧器和燃烧器壳体的核心发动机，燃烧器壳体包封燃烧器并限定外表面；核心罩，核心罩围绕核心发动机的至少一部分并限定内表面和外表面。其中核心罩的外表面在径向方向上限定峰值罩直径(D)，燃烧器壳体的外表面沿径向方向限定最大燃烧器壳体直径(d)，核心发动机沿轴向方向限定总核心轴向长度(L)并沿轴向方向限定核心罩下轴向长度(L1)。其中燃气涡轮发动机限定等于峰值罩直径(D)除以最大燃烧器壳体直径(d)的核心罩直径比(CDR)和等于核心罩下轴向长度(L1)除以总核心轴向长度(L)的核心罩长度比(CLR)。其中CDR在2.7和3.5之间，并且其中CLR在.25和.50之间。

根据前述条项所述的飞行器，其中CDR在2.8和3.3之间。

根据任一前述条项所述的飞行器，其中CLR在.3和.45之间。

根据任一前述条项所述的飞行器，其中CLR在.40和.45之间。

根据任一前述条项所述的飞行器，其中在燃烧器壳体的外表面和燃气涡轮发动机的核心罩的内表面之间限定空隙，并且其中至少一个发动机附件联接到核心罩的内表面。

根据任一前述条项所述的飞行器，其中燃气涡轮发动机进一步包括后框架，后框架包括具有后缘的支柱，其中主风扇包括多个主风扇叶片，其中每个主风扇叶片具有前缘，并且其中沿轴向方向的总核心轴向长度(L)是从多个主风扇叶片中的相应主风扇叶片的前缘到支柱的后缘测量的。

根据任一前述条项所述的飞行器，其中燃气涡轮发动机进一步包括具有前缘的高压压缩机入口导向轮叶和包括支柱的后框架，支柱具有后缘，其中沿轴向方向的核心罩下轴向长度(L1)是从入口导向轮叶的前缘到支柱的后缘测量的。

根据任一前述条项所述的飞行器，燃气涡轮发动机进一步包括设置在无管道式主风扇下游的管道式次风扇。

一种燃气涡轮发动机，包括：核心发动机；至少部分地包围核心发动机的一部分的核心罩，核心罩具有内表面并且在内表面和核心发动机之间部分地限定空隙，核心罩能够相对于核心发动机移动；以及发动机部件，发动机部件选择性地联接到核心发动机或核心罩。

根据前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中核心罩能够相对于核心发动机枢转。

一种燃气涡轮发动机，包括涡轮机和至少部分地包围涡轮机的一部分的外壳，外壳具有内表面并且在内表面与涡轮机的该一部分之间部分地限定空隙，外壳能够相对于涡轮机的该一部分移动；和发动机部件，发动机部件选择性地联接至涡轮机的该一部分或外壳。

根据前项条项所述的燃气涡轮发动机，其中涡轮机械包括核心发动机，外壳包括至少部分地包围核心发动机的一部分的核心罩，核心罩具有内表面并且在内表面和核心发动机之间部分地限定空隙，其中核心罩能够相对于核心发动机移动，并且发动机部件选择性地联接到核心发动机或核心罩，并且其中核心罩能够相对于核心发动机枢转。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中当发动机部件选择性地联接到核心罩时，当核心罩移动远离核心发动机时，发动机部件与核心罩一起行进。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中发动机部件是热交换器、传感器、控制器、泵、管道、火灾和过热部件、发电机或阀中的一个。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括：紧固件，其中发动机部件经由紧固件选择性地连接到核心发动机或核心罩。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中核心罩限定进入开口，其中能够通过进入开口接近紧固件。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中紧固件包括多个铰接突片，其中在第一位置，多个铰接突片与核心发动机和发动机部件接合，并且在第二位置，多个铰接突片与核心罩和发动机部件接合。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括推拉机构，推拉机构包括第一销，其中发动机部件经由推拉机构选择性地联接到核心发动机或核心罩，其中当推拉机构处于第一位置时，第一销与核心发动机和发动机部件接合，并且当推拉机构处于第二位置时，第一销与发动机部件和核心罩接合。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中推拉机构在第一位置与第二位置之间手动致动。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中推拉机构在第一位置和第二位置之间电动致动。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中推拉机构包括第二销，其中当第一销与发动机部件和核心罩接合时，第二销与门平衡机构接合。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中燃气涡轮发动机包括无管道式主风扇。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括设置在主风扇下游的管道式次风扇，其中管道式次风扇是单级次风扇或多级次风扇。

一种飞行器，包括核心发动机和至少部分地包围核心发动机的一部分的核心罩。核心罩具有内表面，其中在内表面和核心发动机之间限定空隙，其中核心罩枢转地安装到燃气涡轮发动机，并且发动机部件选择性地联接到核心发动机或核心罩。

根据前述条项所述的飞行器，其中发动机部件选择性地联接到核心罩，并且其中当核心罩枢转远离核心发动机时，发动机部件与核心罩一起行进。

根据任一前述条项所述的飞行器，其中发动机部件是热交换器、传感器、控制器、泵、管道、火灾和过热部件、发电机或阀中的一个。

根据任一前述条项所述的飞行器，其中发动机部件经由紧固件选择性地联接到核心发动机或核心罩，其中紧固件能够从核心罩的外部接近，其中紧固件包括多个铰接突片，并且其中在第一位置，多个铰接突片与核心发动机和发动机部件接合，并且在第二位置，多个铰接突片与核心罩和发动机部件接合。

根据任一前述条项所述的飞行器，其中发动机部件经由包括第一销的推拉机构选择性地联接到核心发动机或核心罩，其中当推拉机构处于第一位置时，第一销与核心发动机和发动机部件接合，并且当推拉机构处于第二位置时，第一销与发动机部件和核心罩接合。

根据任一前述条项所述的飞行器，其中推拉机构在第一位置和第二位置之间手动致动。

根据任一前述条项所述的飞行器，其中推拉机构包括第二销，其中当第一销与核心罩和发动机部件接合时，第二销与门平衡机构接合。

根据任一前述条项所述的飞行器，其中发动机部件经由包括第一销的推拉机构选择性地连接到核心发动机或核心罩，其中当推拉机构处于第一位置时，第一销与核心发动机和发动机部件接合，并且当推拉机构处于第二位置时，第一销与发动机部件和核心罩接合，其中推拉机构在第一位置和第二位置之间手动致动。

根据任一前述条项所述的飞行器，其中燃气涡轮发动机包括管道式主风扇。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中发动机部件定位在核心罩内。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中发动机部件是热交换器、传感器、控制器、泵、管道、火灾和过热部件、发电机或阀中的一个。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中发动机部件是发动机控制器。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中发动机部件是电力电子设备、润滑油箱、润滑油泵、电机或其组合。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中燃气涡轮发动机被并入到配置成在28,000英尺与65,000英尺之间的高度巡航的飞行器中。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中燃气涡轮发动机配置成当在标准日操作条件期间以额定速度操作时产生至少18,000磅的推力且小于80,000磅的推力。

一种限定轴向方向的燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机包括：涡轮机，其具有主风扇、核心发动机和围绕核心发动机的至少一部分的核心罩，涡轮机沿着轴向方向限定核心罩下轴向长度(L1)和初始压缩轴向长度(L2)，核心发动机包括齿轮箱，主风扇跨齿轮箱驱动地联接至核心发动机；其中燃气涡轮发动机配置成当在标准日操作条件期间以额定速度操作时产生至少18,000磅的推力且小于80,000磅的推力，其中涡轮机限定等于初始压缩轴向长度(L2)除以核心罩下轴向长度(L1)的初始压缩长度比(ICLR)，其中ICLR大于或等于0.55且小于或等于0.9。

一种限定轴向方向的燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机包括：涡轮机，其具有主风扇、核心发动机和围绕核心发动机的至少一部分的核心罩，该涡轮机沿轴向方向限定核心罩下轴向长度(L1)和初始压缩轴向长度(L2)，核心发动机包括齿轮箱和具有低压涡轮的涡轮区段，主风扇跨齿轮箱驱动地联接至低压涡轮；其中低压涡轮包括至少总共四级低压涡轮转子叶片且高达六级低压涡轮转子叶片；其中涡轮机限定等于初始压缩轴向长度(L2)除以核心罩下轴向长度(L1)的初始压缩长度比(ICLR)，其中ICLR大于或等于0.3且小于或等于0.9。

一种限定轴向方向的燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机包括：涡轮机，其具有主风扇、核心发动机和围绕核心发动机的至少一部分的核心罩，该涡轮机沿轴向方向限定核心罩下轴向长度(L1)和初始压缩轴向长度(L2)，核心发动机包括齿轮箱，齿轮箱具有大于或等于3.2:1且小于或等于14:1的齿轮比，主风扇跨齿轮箱驱动地联接至核心发动机；其中涡轮机限定等于初始压缩轴向长度(L2)除以核心罩下轴向长度(L1)的初始压缩长度比(ICLR)，其中ICLR大于或等于0.3且小于或等于0.9。

一种限定轴向方向的燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机包括：涡轮机，其具有主风扇、核心发动机、以及围绕核心发动机的至少一部分的核心罩，该核心发动机包括高压压缩机，高压压缩机包括至少总共八级高压压缩机转子叶片且高达总共11级高压压缩机转子叶片，核心发动机进一步包括齿轮箱，主风扇跨齿轮箱驱动地联接至核心发动机；其中涡轮机沿轴向方向限定核心罩下轴向长度(L1)和初始压缩轴向长度(L2)，其中涡轮机限定等于初始压缩轴向长度(L2)除以核心罩下轴向长度(L1)的初始压缩长度比(ICLR)，其中ICLR大于或等于0.3且小于或等于0.9。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中ICLR大于或等于0.55且小于或等于0.9。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中ICLR大于或等于0.6且小于或等于0.89。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中主风扇是无管道式主风扇，并且其中ICLR大于或等于0.7。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中涡轮机进一步包括风扇罩并且在风扇罩与核心罩之间限定配置为第三流的风扇管道，并且其中ICLR大于或等于0.7。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括至少部分地围绕主风扇的机舱，并且其中ICLR大于或等于0.6且小于或等于0.75。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中燃气涡轮发动机是双流发动机，并且其中ICLR大于或等于0.6且小于或等于0.75。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中核心发动机包括压缩机区段和涡轮区段，其中压缩机区段具有高压压缩机，高压压缩机包括总共八至十级的高压压缩机转子叶片，并且其中涡轮区段具有低压涡轮，低压涡轮包括总共三至五级的低压涡轮转子叶片。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中燃气涡轮发动机配置成当在标准日操作条件期间以额定速度操作时产生至少18,000磅的推力且小于80,000磅的推力。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中燃气涡轮发动机配置成在标准日操作条件期间以额定速度操作期间产生25,000磅和60,000磅之间的推力。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中高压压缩机包括总共九个级。

根据任一前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中低压涡轮包括总共四个级。

Claims (10)

1.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，包括：

涡轮机；

外壳，所述外壳至少部分地包围所述涡轮机的一部分，所述外壳具有内表面并且在所述内表面和所述涡轮机的所述一部分之间部分地限定空隙，所述外壳能够相对于所述涡轮机的所述一部分移动；和

发动机部件，所述发动机部件选择性地联接到所述涡轮机的所述一部分或所述外壳。

2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述涡轮机械包括核心发动机，所述外壳包括至少部分地包围所述核心发动机的一部分的核心罩，所述核心罩具有内表面并且在所述内表面和所述核心发动机之间部分地限定空隙，其中所述核心罩能够相对于所述核心发动机移动，并且发动机部件选择性地联接到所述核心发动机或所述核心罩，并且其中所述核心罩能够相对于所述核心发动机枢转。

3.根据权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中当所述发动机部件选择性地联接到所述核心罩时，当所述核心罩移动远离所述核心发动机时，所述发动机部件与所述核心罩一起行进。

4.根据权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述发动机部件是热交换器、传感器、控制器、泵、管道、火灾和过热部件、发电机或阀中的一个。

5.根据权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括：

紧固件，其中所述发动机部件经由所述紧固件选择性地连接到所述核心发动机或所述核心罩。

6.根据权利要求5所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述核心罩限定进入开口，其中能够通过所述进入开口接近所述紧固件。

7.根据权利要求5所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述紧固件包括多个铰接突片，其中在第一位置，所述多个铰接突片与所述核心发动机和所述发动机部件接合，并且在第二位置，所述多个铰接突片与所述核心罩和所述发动机部件接合。

8.根据权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括：

推拉机构，所述推拉机构包括第一销，其中所述发动机部件经由所述推拉机构选择性地联接到所述核心发动机或所述核心罩，其中当所述推拉机构处于第一位置时，所述第一销与所述核心发动机和所述发动机部件接合，并且当所述推拉机构处于第二位置时，所述第一销与所述发动机部件和所述核心罩接合。

9.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述推拉机构在所述第一位置和所述第二位置之间手动致动。

10.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述推拉机构在所述第一位置和所述第二位置之间电动致动。