CN117988981A - 燃气涡轮发动机 - Google Patents

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丹尼尔·艾伦·尼尔加思
杰弗里·唐纳德·克莱门茨
杰弗里·S·斯普鲁伊尔
丹尼尔·恩迪科特·奥斯古德
埃里奇·阿洛伊斯·克拉默
马修·肯尼斯·麦克唐纳
斯科特·艾伦·施密尔斯
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Abstract

提供了一种燃气涡轮发动机。该燃气涡轮发动机包括：涡轮机，涡轮机具有以串行流动顺序布置的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，压缩机区段具有高压压缩机，高压压缩机限定以平方英寸为单位的高压压缩机出口面积(AHPCExit)；其中燃气涡轮发动机限定以摄氏度为单位的红线排气温度(EGT)、以磅为单位的总海平面静态推力输出(FnTotal)和校正的比推力，其中校正的比推力大于或等于42且小于或等于90，校正的比推力如下确定：FnTotal x EGT/(AHPCExit 2x 1000)。

Description

燃气涡轮发动机
技术领域
本公开涉及燃气涡轮发动机。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括风扇和涡轮机。涡轮机通常包括入口、一个或多个压缩机、燃烧器和至少一个涡轮。压缩机压缩被引导到燃烧器的空气，在燃烧器中空气与燃料混合。然后点燃混合物以生成热的燃烧气体。燃烧气体被引导到涡轮，涡轮从燃烧气体中提取能量，用于为压缩机提供动力，以及用于产生有用功来推进飞行中的飞行器。涡轮机机械地联接到风扇，用于在操作期间驱动风扇。
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可行的公开，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三流发动机的示意横截面视图。
图2是根据本公开的示例性实施例的具有冷却的冷却空气系统的图1的示例性三流发动机的特写示意图。
图3是图1的示例性三流发动机内的高压压缩机转子叶片的最后级的特写视图。
图4是图1的示例性三流发动机的特写示意图，示出了图2的冷却的冷却空气系统。
图5是本公开的热传输总线的示意图。
图6是根据本公开的各种示例实施例的描绘数值的表，示出了各种参数之间的关系。
图7是根据本公开的各种示例实施例的描绘燃气涡轮发动机的校正比推力值和红线排气温度值的范围的曲线图。
图8是根据本公开的示例性方面的管道式涡轮风扇发动机的示意图。
图9是根据本公开的另一个示例性方面的具有冷却的冷却空气系统的燃气涡轮发动机的示意特写视图。
图10是根据本公开的又一示例性方面的具有冷却的冷却空气系统的燃气涡轮发动机的示意特写视图。
图11是根据本公开的又一示例性方面的具有冷却的冷却空气系统的燃气涡轮发动机的示意特写视图。
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部分。
术语“冷却的冷却空气系统”在本文中用于指一种系统，该系统被构造为在涡轮机的燃烧器下游和涡轮机的排气喷嘴上游的位置处向暴露于燃气涡轮发动机的涡轮机的工作气体流动路径的一个或多个部件提供冷却气流，冷却气流与热交换器热连通，用于降低一个或多个部件上游的位置处的冷却气流的温度。
本公开所设想的冷却的冷却空气系统可包括：热总线冷却的冷却空气系统(见例如图4和图5)或专用热交换器冷却的冷却空气系统(即，冷却的冷却空气系统包括专用于冷却的冷却空气系统的散热器热交换器)；旁通热交换器冷却的冷却空气系统，其具有热联接到通过旁通通道的气流的散热器热交换器(见例如图9)；空气-空气冷却的冷却空气系统(即，具有被构造为将热量传递到气流的散热器热交换器的冷却的冷却空气系统，见例如图9)；油-空气冷却的冷却空气系统(即，具有被构造为将热量传递到油流的散热器热交换器的冷却的冷却空气系统)；燃料-空气冷却的冷却空气系统(即，具有被构造为将热量传递到燃料流(诸如喷射A燃料流、液氢或氢气燃料流等)的散热器热交换器的冷却的冷却空气系统；见例如图4)；或其组合。
在本文所述的一个或多个示例性冷却的冷却空气系统中，冷却的冷却空气系统可以接收来自高压压缩机的下游端(即，更靠近高压压缩机的末级的位置)、高压压缩机的上游端(即，更靠近高压压缩机的第一级的位置)、低压压缩机的下游端(即，更靠近低压压缩机的末级的位置)、低压压缩机的上游端(即，更靠近低压压缩机的第一级的位置)、压缩机之间的位置、旁通通道、其组合或任何其他合适的气流源的冷却空气。
本文使用词语“示例性”来表示“用作示例、实例或说明”。本文描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为优于或好于其他实施方式。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，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器内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前是指更靠近发动机入口的位置，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”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。
除非本文另有说明，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的间接联接、固定或附接。
除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数引用。
短语“从X到Y”和“在X与Y之间”分别指包括端点的值范围(即，指包括X和Y两者的值范围)。
本文中使用的“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初级空气流。第三流的压力比可以高于初级推进流(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产生，或者通过将通过第三流的气流与初级推进流或核心空气流混合(例如，进入公共喷嘴)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)。在某些示例性实施例中，这些操作温度可以有助于热量传递到通过第三流的气流和单独流体流，或从其传递出。此外，在某些示例性实施例中，在起飞条件下，或者更具体地，当在海平面额定起飞功率、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％(并且例如，至少总发动机推力的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，空气流、混合或排气特性)，并且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、可变入口导向轮叶、阀、可变排气几何结构或流体特征)有目的地修改，以跨潜在操作条件的宽泛范围调整或优化整体系统性能。
术语“起飞功率水平”是指在标准日操作条件期间，在燃气涡轮发动机的起飞操作模式期间使用的燃气涡轮发动机的功率水平。
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。
术语“推进效率”是指将发动机的燃料中所含的能量转化为结合有发动机的运载器的动能，以使其加速或弥补由于空气动力学阻力或重力造成的损失的效率。
通常，涡轮风扇发动机包括风扇和涡轮机，其中涡轮机旋转风扇以生成推力。涡轮机包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段，并且限定通过其中的工作气体流动路径。通过排气区段离开涡轮机的工作气体流动路径的气流也可以生成相对少量的推力。另外，某些涡轮风扇发动机还可以包括第三流，第三流有助于涡轮风扇发动机的总推力输出，对于给定的总涡轮风扇发动机推力输出，可能允许减小涡轮机的核心的尺寸。
传统的涡轮风扇发动机设计实践至少部分地基于高压压缩机的出口级处的气体温度限制了压缩机压力比。当高压压缩机的出口处的这些相对高的温度导致涡轮区段的入口处的过高温度时，以及当这些相对高的温度导致通过排气区段的过高排气温度时，也可以避免高压压缩机的出口处的这些相对高的温度。对于由高压压缩机上的增大的压力比产生的期望涡轮风扇发动机推力输出，在压缩机出口处、在燃烧器入口处、在涡轮区段入口处以及通过涡轮风扇发动机的排气区段的气体温度增加。
发明人已经认识到，大体上有三种方法可以使燃气涡轮发动机能够在更高的温度下操作，同时为发动机性能提供净效益：降低用于冷却核心部件的气体的温度，利用能够承受更高操作温度条件的材料，或其组合。
参考利用冷却的冷却空气在更高的温度下操作的发动机的情况，本公开的发明人出乎意料地发现，和现有技术中的期望相反，与通过降低用于冷却核心部件的气体温度以适应更高的核心气体温度来实现更高压缩相关联的成本确实可以产生净效益。发明人在设计具有不同推力等级和任务要求的若干发动机架构(包括本文详细说明和描述的发动机)的过程中发现，在通过排气区段的排气、发动机的期望最大推力和高压压缩机的出口级的尺寸之间存在关系，从而包括该技术产生净效益。先前人们认为，与提高核心温度的益处相比，包括降低计划用于冷却压缩机和涡轮部件的气体的温度的技术的成本太高了。
例如，本公开的发明人基于这一发现意识到，在维持或甚至增加最大涡轮风扇发动机推力输出的同时，可以包括冷却的冷却空气系统。冷却的冷却空气系统可以接收来自压缩机区段的气流，使用热交换器降低气流的温度，并将冷却的气流提供给涡轮区段的一个或多个部件，诸如高压涡轮转子叶片的第一级。以这种方式，高压涡轮转子叶片的第一级能够通过使用冷却的冷却空气来承受增加的温度，同时为涡轮风扇发动机提供净效益，即，同时考虑与针对用于冷却冷却空气的系统进行的调节相关联的成本。
发明人在评估了引入冷却的冷却空气系统对发动机性能的潜在负面影响之后得出了这一结论。例如，冷却的冷却空气系统通常可以包括延伸通过压缩机出口和燃烧区段内的燃烧器之间的扩散腔的管道，使得增加冷却能力可以同时增加管道的尺寸，并因此增加通过扩散腔的气流的阻力或堵塞，从而潜在地产生与例如燃烧器空气动力学有关的问题。类似地，冷却的冷却空气系统的专用或共享热交换器可以定位在涡轮风扇发动机的旁通通道中，这可以产生空气动力学阻力，或者可以增加共享热交换器的尺寸并增加空气动力学阻力。与维持一定的风险承受能力相关联的尺寸和重量增加也被考虑在内。例如，在管爆裂的情况下，冷却的冷却空气系统必须配备足够的防护措施，这种防护措施会导致系统的整体尺寸、复杂性和重量进一步增加。
为了获得能够在压缩机出口和涡轮入口处的更高温度下操作的改进的涡轮风扇发动机，发明人已经着手在若干不同类型的涡轮风扇发动机(包括下面参考图1和图4至图8至图11描述的涡轮风扇发动机)的设计期间按下列方式进行：设计具有总压力比、总推力输出、红线排气温度和配套技术特性的涡轮风扇发动机；检查所设计的涡轮风扇发动机的推进效率和定性的涡轮风扇发动机特性；基于对架构、总推力输出、红线排气温度和配套技术特性的其他方面的影响，重新设计涡轮风扇发动机以具有更高或更低的压缩比；重新检查重新设计的涡轮风扇发动机的推进效率和定性的涡轮风扇发动机特性；等等，现在将更详细地讨论其。
现在参考图1，根据本公开的示例实施例提供了发动机100的示意横截面视图。特别地，图1提供了具有转子组件的涡轮风扇发动机，该转子组件具有单级非管道式转子叶片。以此方式，转子组件在本文中可以被称为“非管道式风扇”，或者整个发动机100可以被称为“非管道式涡轮风扇发动机”。另外，图1的发动机100包括从管道式中间风扇下游的位置延伸到涡轮机上的旁通通道的第三流，如将在下面更详细地解释的。
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。通常，轴向方向A平行于纵向轴线112延伸，径向方向R在垂直于轴向方向A的方向上从纵向轴线112向外延伸以及向内延伸到纵向轴线112，并且周向方向围绕纵向轴线112延伸三百六十度(360°)。发动机100例如沿轴向方向A在前端114和后端116之间延伸。
发动机100包括涡轮机120和定位在其上游的转子组件(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130、涡轮区段和排气区段。特别地，如图1所示，涡轮机120包括限定环形核心入口124的核心罩122。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至少部分地包围和支撑用于对通过核心入口124进入涡轮机120的空气进行加压的增压或低压(“LP”)压缩机126。高压(“HP”)多级轴流式压缩机128从LP压缩机126接收加压空气并进一步增加空气的压力。加压空气流向下游流动到燃烧区段130的燃烧器，在燃烧器中，燃料被注入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，如本文所用，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，在同一上下文中使用术语“高”和“低”来区分两个系统，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区段130向下游流动到高压涡轮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。如将理解的，高压压缩机128、燃烧区段130和高压涡轮132可以被统称为发动机100的“核心”。高能燃烧产物然后流向低压涡轮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，LP轴138与HP轴136同轴。在驱动涡轮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。工作气体流动路径142是沿径向方向R大致定位在核心罩122内侧的环形管道。工作气体流动路径142(例如，通过涡轮机120的工作气体流动路径)可以被称为第二流。
风扇区段150包括风扇152，其在该示例实施例中是初级风扇。对于图1所示的实施例，风扇152是开式转子或非管道式风扇152。以这种方式，发动机100可以被称为开式转子发动机。
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是可例如绕纵向轴线112旋转的。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例如以间接驱动或齿轮驱动构造经由减速齿轮箱155与LP轴138联接。
此外，风扇叶片154的阵列可以围绕纵向轴线112等间距布置。每个风扇叶片154都具有根部和尖端以及限定在它们之间的跨度，并且还限定中心叶片轴线156。对于该实施例，风扇152的每个风扇叶片154都可绕其各自的中心叶片轴线156例如彼此一致地旋转。提供一个或多个致动器158以促进这种旋转，并因此可用于改变风扇叶片154绕它们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，其包括围绕纵向轴线112设置的风扇导向轮叶162(图1中仅示出一个)。对于该实施例，风扇导向轮叶162不可绕纵向轴线112旋转。每个风扇导向轮叶162都具有根部和尖端，以及限定在它们之间的跨度。风扇导向轮叶162可以如图1所示不被遮蔽，或者替代地，可以例如通过沿径向方向R从风扇导向轮叶162的尖端向外间隔开或附接至风扇导向轮叶162的环形护罩而被遮蔽。
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可绕其各自的中心叶片轴线164例如彼此一致地旋转。提供一个或多个致动器166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，在其他实施例中，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变桨。风扇导向轮叶162安装到风扇罩170。值得注意的是，发动机100在风扇罩170和核心罩122上限定旁通通道194。
如图1所示，除了非管道式的风扇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包括管道式和非管道式风扇，它们都用于通过空气的移动而不经过涡轮机120的至少一部分(例如，对于所描绘的实施例，不经过HP压缩机128和燃烧区段)来生成推力。管道式风扇184可绕与风扇152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驱动(例如，联接到LP轴138)。在所描述的实施例中，如上所述，风扇152可以被称为初级风扇，而管道式风扇184可以被称为次级风扇。应当理解，这些术语“初级”和“次级”是方便的术语，并不意味着任何特定的重要性、权利等。
管道式风扇184包括布置在单级中的多个风扇叶片(在图1中未单独标记)，使得管道式风扇184可以被称为单级风扇。管道式风扇184的风扇叶片可以围绕纵向轴线112以相等的间隔布置。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。
风扇罩170环形地包围核心罩122的至少一部分，并且沿径向方向R大体定位在核心罩122的至少一部分的外侧。特别地，风扇罩170的下游区段在核心罩122的前部上延伸，以限定风扇管道流动路径，或简称为风扇管道172。根据该实施例，风扇管道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进入通过风扇管道172，并且可以通过风扇排气喷嘴178排出以产生推进推力。风扇管道172是沿径向方向R大致定位在工作气体流动路径142外侧的环形管道。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、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可以各自具有空气动力学轮廓以引导空气由此流动。除了静止支柱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和工作气体流动路径142可以在核心罩122的相对侧(例如，相对径向侧)上至少部分地共同延伸(大体轴向地)。例如，风扇管道172和工作气体流动路径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122的相对径向侧上大致轴向地部分地共同延伸。
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大致限定在风扇罩170的前端，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是沿径向方向R定位在风扇罩170内侧的环形管道。沿入口管道180向下游流动的空气被核心罩122的前缘144分流到工作气体流动路径142和风扇管道172中，不一定是均匀的。入口管道180沿径向方向R比工作气体流动路径142更宽。入口管道180沿径向方向R也比风扇管道172更宽。次级风扇184至少部分地定位在入口管道180中。
值得注意的是，对于所描绘的实施例，发动机100包括一个或多个特征以增加第三流推力Fn3S(例如，由通过风扇排气喷嘴178离开的通过风扇管道172的气流生成的推力，该气流至少部分地由管道式风扇184生成)的效率。特别地，发动机100还包括定位在入口管道180中、在管道式风扇184上游和发动机入口182下游的入口导向轮叶186的阵列。入口导向轮叶186的阵列围绕纵向轴线112布置。对于该实施例，入口导向轮叶186不可绕纵向轴线112旋转。每个入口导向轮叶186限定中心叶片轴线(为清楚起见未标出)，并且可绕其各自的中心叶片轴线例如彼此一致地旋转。以这种方式，入口导向轮叶186可以被认为是可变几何结构部件。提供一个或多个致动器188以促进这种旋转，并因此可以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，在其他实施例中，每个入口导向轮叶186都可以是固定的或不能绕其中心叶片轴线变桨。
此外，在管道式风扇184的下游和风扇管道入口176的上游，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的阵列不可绕纵向轴线112旋转。然而，对于所示实施例，与入口导向轮叶186的阵列不同，出口导向轮叶190的阵列被构造为固定桨距出口导向轮叶。
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还被构造为可变几何结构排气喷嘴。以此方式，发动机100包括用于调控可变几何结构排气喷嘴的一个或多个致动器192。例如，可变几何结构排气喷嘴可以被构造为改变总横截面积(例如，喷嘴在垂直于纵向轴线112的平面中的面积)，以调控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)生成的推力量。也可以采用固定几何结构排气喷嘴。
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的组合可以在一个或多个发动机操作条件期间导致第三流推力Fn3S的更有效生成。此外，通过在入口导向轮叶186和风扇排气喷嘴178的几何结构中引入可变性，发动机100可以能够在相对广泛的一系列发动机操作条件(包括起飞和爬升以及巡航)下生成更有效的第三流推力Fn3S。
此外，仍然参考图1，在示例性实施例中，通过风扇管道172的空气可以比涡轮机120中使用的一个或多个流体相对更冷(例如，温度较低)。以这种方式，一个或多个热交换器196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196可以设置在风扇管道172内并用于冷却来自核心发动机的一个或多个流体，其中通过风扇管道172的空气作为从流体(例如，压缩机引气、油或燃料)中去除热量的源。
尽管未描绘，但热交换器196可以是在风扇管道172中延伸大致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196可以有效地利用穿过风扇管道172的空气来冷却发动机100的一个或多个系统(例如，冷却的冷却空气系统(下文描述)、润滑油系统、压缩机引气、电气部件等)。热交换器196使用穿过管道172的空气作为散热器，并对应地提高热交换器196下游并离开风扇排气喷嘴178的空气的温度。
如将理解的，发动机100限定被校正到标准日条件的总海平面静态推力输出FnTotal，其大致等于最大总发动机推力。应当理解，“校正到标准日条件的海平面静态推力”是指在标准日操作条件期间，发动机在相对于地球和周围空气静止时能够产生的推力量。
总海平面静态推力输出FnTotal大致可以等于以下之和：风扇流推力FnFan(即，风扇152通过旁通通道194生成的推力量)、第三流推力Fn3S(即，通过风扇管道172生成的推力量)、以及涡轮机推力FnTM(即，由通过涡轮机排气喷嘴140的气流生成的推力量)，各自在静态、海平面、标准日条件期间。发动机100可以限定大于或等于15,000磅的总海平面静态推力输出FnTotal。例如，应当理解的是，发动机100可以被构造为在起飞操作功率期间生成至少25,000磅且小于80,000磅(诸如25,000磅和50,000磅之间，诸如35,000磅和45,000磅之间)的推力，校正到标准日海平面条件。
应该理解，发动机100限定红线排气温度(本文称为“EGT”)，红线排气温度是指发动机100额定承受的发动机100的HP涡轮132下游的第一级定子之后的气流的最高温度。
现在参考图2，提供了图1的发动机100的一部分的特写简化示意图。如上所述，发动机100包括具有LP压缩机126、HP压缩机128、燃烧区段130、HP涡轮132和LP涡轮134的涡轮机120。LP压缩机126包括LP压缩机转子叶片198的多个级和与LP压缩机转子叶片198的多个级交替间隔开的LP压缩机定子轮叶200的多个级。类似地，HP压缩机128包括HP压缩机转子叶片202的多个级和与HP压缩机转子叶片202的多个级交替间隔开的HP压缩机定子轮叶204的多个级。此外，在涡轮区段内，HP涡轮132包括HP涡轮转子叶片206的至少一个级和HP涡轮定子轮叶208的至少一个级，并且LP涡轮134包括LP涡轮转子叶片210的多个级和与LP涡轮转子叶片210的多个级交替间隔开的LP涡轮定子轮叶212的多个级。参考HP涡轮132，HP涡轮132包括HP涡轮转子叶片206的至少第一级214。
特别参考HP压缩机128，HP压缩机转子叶片202的多个级包括HP压缩机转子叶片202的最后级216。简要参考图3，提供了HP压缩机转子叶片202的最后级216中的HP压缩机转子叶片202的特写视图。如将理解的，HP压缩机转子叶片202包括后缘218，并且HP压缩机转子叶片202的最后级216包括具有基部222的转子220，HP压缩机转子叶片202联接到基部222。基部222包括部分地限定通过HP压缩机128的工作气体流动路径142的流动路径表面224。此外，HP压缩机128包括沿径向方向R位于HP压缩机转子叶片202外侧的护罩或衬套226。护罩或衬套226还包括部分地限定通过HP压缩机128的工作气体流动路径142的流动路径表面228。
发动机100(图3)限定与所描绘的HP压缩机转子叶片202的后缘218的最后点相交的参考平面230，参考平面230与轴向方向A正交。此外，HP压缩机128在参考平面230内限定高压压缩机出口面积(AHPCExit)。更具体地，HP压缩机128限定内半径(RINNER)以及外半径(ROUTER)，内半径(RINNER)在参考平面230内沿径向方向R从纵向轴线112延伸到HP压缩机转子叶片202的最后级216的转子220的基部222的流动路径表面224，外半径(ROUTER)在参考平面230内沿径向方向R从纵向轴线112延伸到护罩或衬套226的流动路径表面228。HP压缩机128的出口面积根据表达式(1)限定：
表达式(1)：AHPCExit＝π(ROUTER 2–RINNER 2)。
本公开的发明人已经发现，对于给定的总推力输出(FnTotal)，高压压缩机出口面积(AHPCExit)的尺寸的减小通常可能与压缩机出口温度(即，在参考平面230处的通过工作气体流动路径142的气流的温度)、涡轮入口温度(即，通过工作气体流动路径142的提供给HP涡轮转子叶片206的第一级214的气流的温度；见图2)、以及红线排气温度(EGT)的增加有关。特别地，本公开的发明人已经发现，对于给定的发动机100的总推力输出(FnTotal)，高压压缩机出口面积(AHPCExit)通常可以用作发动机100在操作期间要实现的上述温度的指示器。
返回参考图2，所描绘的示例性发动机100包括一种或多种技术，以适应针对发动机100的总推力输出(FnTotal)的相对小的高压压缩机出口面积(AHPCExit)。特别地，对于所描绘的实施例，示例性发动机100包括冷却的冷却空气系统250。示例性冷却的冷却空气系统250与HP压缩机128和HP涡轮转子叶片206的第一级214流体连通。更具体地，对于所描述的实施例，冷却的冷却空气系统250包括管道组件252和冷却的冷却空气(CCA)热交换器254。管道组件252与HP压缩机128流体连通，用于接收来自HP压缩机128的气流，并在发动机100的操作期间将这种气流提供给HP涡轮转子叶片206的第一级214。CCA热交换器254与通过管道组件252的气流热连通，用于在HP涡轮转子叶片206的第一级214的上游降低通过管道组件252的气流的温度。
简单地说，如下面将更详细地解释的，所描绘的发动机100还包括热传输总线300，其中冷却的冷却空气系统250的CCA热交换器254与热传输总线300热连通，或集成到热传输总线300中。对于所描述的实施例，发动机100还包括风扇管道172中的热交换器196，热交换器196与热传输总线300热连通或集成到热传输总线300中，使得来自冷却的冷却空气系统250的CCA热交换器254的热量可以使用热传输总线30传递到风扇管道172中的热交换器196。
现在参考图4，提供了包括冷却的冷却空气系统250的图2的发动机100的涡轮机120的特写示意图。
如图所示，涡轮区段包括压缩机壳体256，并且涡轮机120的燃烧区段130大致包括外燃烧器壳体258、内燃烧器壳体260和燃烧器262。燃烧器262大致包括一起至少部分地限定燃烧室268的外燃烧室衬套264和内燃烧室衬套266。燃烧器262还包括燃料喷嘴270，燃料喷嘴270被构造为向燃烧室268提供燃料和空气的混合物以生成燃烧气体。
发动机100还包括燃料输送系统272，燃料输送系统272包括与燃料喷嘴270流体连通的至少一个燃料管线274，用于向燃料喷嘴270提供燃料。
涡轮机120包括扩散器喷嘴276，扩散器喷嘴276在工作气体流动路径142内位于HP压缩机128的HP压缩机转子叶片202的最后级216的下游。在所描绘的实施例中，扩散器喷嘴276联接到内燃烧器壳体260、外燃烧器壳体258或两者，或与其集成。扩散器喷嘴276被构造为接收来自HP压缩机128的压缩气流，并在将这种压缩空气提供给燃烧区段130之前使这种压缩空气变直。燃烧区段130在扩散器喷嘴276的下游和燃烧室268的上游限定扩散腔278。
如上所述，示例性发动机100还包括冷却的冷却空气系统250。冷却的冷却空气系统250包括管道组件252和CCA热交换器254。更具体地，管道组件252包括与HP压缩机128和CCA热交换器254流体连通的第一管道280。更具体地，第一管道280从HP压缩机128通过压缩机壳体256延伸到CCA热交换器254。对于所描绘的实施例，第一管道280在HP压缩机转子叶片202的最后两级之间的位置处与HP压缩机128流体连通。以这种方式，第一管道280被构造为接收来自HP压缩机128的冷却气流，并将冷却气流提供给CCA热交换器254。
然而，应当理解的是，在其他实施例中，第一管道280可以附加地或替代地在任何其他合适的位置处(诸如在与HP压缩机128的上游端相比更靠近HP压缩机128的下游端的任何其他位置处，或者替代地在与HP压缩机128的下游端相比更靠近HP压缩机128的上游端的位置处)与HP压缩机128流体连通。
管道组件252还包括第二管道282和第三管道284，第二管道282从CCA热交换器254延伸到外燃烧器壳体258，第三管道284大致沿径向方向R从外燃烧器壳体258向内延伸。CCA热交换器254可以被构造为接收冷却气流并且从冷却气流提取热量，以降低冷却气流的温度。第二管道282可以被构造为接收来自CCA热交换器254的冷却气流，并将冷却气流提供给第三管道284。第三管道284大致沿径向方向R延伸通过扩散腔。
此外，对于所描绘的实施例，管道组件252还包括与第三管道284和第四管道288流体连通的歧管286。歧管286大致沿发动机100的周向方向C延伸，并且第四管道288更具体地是在沿周向方向C的各个位置处从歧管286大致沿轴向方向A朝向涡轮区段向前延伸的多个第四管道288。以这种方式，冷却的冷却空气系统250的管道组件252可以被构造为在沿周向方向C的多个位置处向涡轮区段提供冷却气流。
值得注意的是，仍然参考图4，燃烧区段130包括内定子组件290，内定子组件290位于内燃烧室衬套266的下游端处，并且联接到内燃烧器壳体260。内定子组件290包括喷嘴292。第四管道288，或者更确切地，多个第四管道288，被构造为向喷嘴292提供冷却气流。喷嘴292可以包括沿周向方向C间隔开的多个轮叶，多个轮叶被构造为向通过多个第四管道288提供的冷却气流施加周向旋流，以帮助将这种气流提供给HP涡轮转子叶片206的第一级214。
特别地，对于所描述的实施例，HP涡轮132还包括第一级HP涡轮转子294，其中第一级214的多个HP涡轮转子叶片206联接到第一级HP涡轮转子294。第一级HP涡轮转子294限定内部腔296，内部腔296被构造为接收来自喷嘴292的冷却气流，并将冷却气流提供给第一级214的多个HP涡轮转子叶片206。以这种方式，冷却的冷却空气系统250可以向HP涡轮转子叶片206提供冷却气流，以在发动机100的操作期间降低第一级214处的多个HP涡轮转子叶片206的温度。
例如，在某些示例性方面，冷却的冷却空气系统250可以被构造为提供等于EGT的至少15％且至高达EGT的45％的冷却气流的温度降低量。此外，在某些示例性方面中，冷却的冷却空气系统250可以被构造为在HP压缩机128的入口处接收通过工作气体流动路径142的气流的2.5％至35％(诸如3％至20％，诸如4％至15％)。
另外，如上所述，冷却的冷却空气系统250可以利用热传输总线300来排出从涡轮机120的压缩机区段提取的冷却空气中的热量。特别地，对于所示的实施例，CCA热交换器254与热传输总线300热连通或集成到热传输总线300中。值得注意的是，热传输总线300还包括与燃料管线274热连通的燃料热交换器302。以这种方式，热传输总线300可以通过冷却的冷却空气系统250从从压缩机区段提取的冷却空气中提取热量，并且通过燃料喷嘴270上游的燃料管线274将这种热量提供给燃料流。
对于所描绘的实施例，热传输总线300包括具有热传输流体流通过其中的导管。更具体地，现在简要地参考图5，提供了可以与上面参考图1至图4描述的示例性发动机100一起使用的热传输总线300的示意图。
热传输总线300包括流过其中的中间热交换流体，并且由一个或多个合适的流体导管304形成。热交换流体可以是具有高温操作范围的不可压缩流体。附加地或替代地，热交换流体可以是单相流体，或者替代地可以是相变流体。在某些示例性实施例中，热交换流体可以是超临界流体，诸如超临界CO2。
示例性热传输总线300包括泵306，泵306与热传输总线300中的热交换流体流体连通，用于在热传输总线300中生成热交换流体流/生成通过热传输总线300的热交换流体流。
此外，示例性热传输总线300包括与热传输总线300中的热交换流体热连通的一个或多个热源交换器308。具体地，所描绘的热传输总线300包括多个热源交换器308。多个热源交换器308被构造为将热量从其内安装有热传输总线300的发动机(例如，图1至图4的发动机100)的一个或多个附件系统传递到热传输总线300中的热交换流体。例如，在某些示例性实施例中，多个热源交换器308可以包括以下中的一个或多个：CCA热源交换器(诸如图2和图4中的CCA热交换器254)；用于从主润滑系统传递热量的主润滑系统热源交换器；用于从ACC系统传递热量的高级间隙控制(ACC)系统热源交换器；用于从发电机润滑系统传递热量的发电机润滑系统热源交换器；用于从ECS传递热量的环境控制系统(ECS)热交换器；用于从电子冷却系统传递热量的电子冷却系统热交换器；蒸汽压缩系统热源交换器；空气循环系统热源交换器；以及辅助系统热源交换器。
对于所描述的实施例，存在三个热源交换器308。热源交换器308中的每一个都沿热传输总线300以串行流动布置。然而，在其他示例性实施例中，可以包括任何其他合适数量的热源交换器308，并且热源交换器308中的一个或多个可以沿热传输总线300以并行流动布置(除了所描绘的串行流动布置之外，或替代所描绘的串行流动布置)。例如，在其他实施例中，可以存在与热传输总线300中的热交换流体热连通的单个热源交换器308，或者替代地，可以存在与热传输总线300中的热交换流体热连通的至少两个热源交换器308、至少四个热源交换器308、至少五个热源交换器308、或至少六个热源交换器308、以及高达二十个热源交换器308。
另外，图5的示例性热传输总线300还包括永久地或选择性地与热传输总线300中的热交换流体热连通的一个或多个散热器交换器310。一个或多个散热器交换器310位于多个热源交换器308的下游，并且被构造用于将热量从热传输总线300中的热交换流体传递到例如大气、燃料、风扇流等。例如，在某些实施例中，一个或多个散热器交换器310可以包括RAM散热器交换器、燃料散热器交换器、风扇流散热器交换器、引气散热器交换器、发动机中间冷却器散热器交换器、旁通通道散热器交换器或空气循环系统的冷空气输出散热器交换器中的至少一个。燃料散热器交换器是“流体-热交换流体”热交换器，其中来自热交换流体的热量被传递到液体燃料流(见例如图4的发动机100的燃料热交换器302)。此外，风扇流散热器交换器通常是“空气-热交换流体”热交换器，其将热量从热交换流体传递到通过风扇流的气流(见例如图1和图2的热交换器196)。此外，引气散热器交换器通常是“空气-热交换流体”热交换器，其在热交换流体上流动例如来自LP压缩机126的引气，以从热交换流体移除热量。
对于图5的实施例，所描绘的热传输总线300的一个或多个散热器交换器310包括多个单独的散热器交换器310。更具体地，对于图5的实施例，一个或多个散热器交换器310包括串行布置的三个散热器交换器310。三个散热器交换器310被构造为旁通通道散热器交换器、燃料散热器交换器和风扇流散热器交换器。然而，在其他示例性实施例中，一个或多个散热器交换器310可以包括任何其他合适数量和/或类型的散热器交换器310。例如，在其他示例性实施例中，可以提供单个散热器交换器310，可以提供至少两个散热器交换器310、可以提供至少四个散热器交换器310、可以提供至少五个散热器交换器310、或可以提供高达二十个散热器交换器310。另外，在还有的其他示例性实施例中，一个或多个散热器交换器310中的两个或更多个可以替代地以彼此并行流动布置。
仍然参考图5所描绘的示例性实施例，多个散热器交换器310中的一个或多个以及多个热源交换器308中的一个或多个选择性地与热传输总线300中的热交换流体热连通。更具体地，所描绘的热传输总线300包括多个旁通管线312，用于选择性地绕过每个热源交换器308和多个散热器交换器310中的每个散热器交换器310。每个旁通管线312在上游接合点314和下游接合点316之间延伸，上游接合点314恰好位于相应热源交换器308或散热器交换器310的上游，而下游接合点316恰好位于相应热源交换器308或散热器交换器310的下游。
另外，每个旁通管线312在相应的上游接合点314处经由三通阀318与热传输总线300汇合。三通阀318中的每一个都包括与热传输总线300流体连接的入口、与热传输总线300流体连接的第一出口、以及与旁通管线312流体连接的第二出口。三通阀318中的每一个都可以是可变吞吐量三通阀，使得三通阀318可以改变从入口到第一和/或第二出口的吞吐量。例如，三通阀318可以被构造用于提供从入口到第一出口的在百分之零(0％)和百分之一百(100％)之间的任何位置的热交换流体，并且类似地，三通阀318可以被构造用于提供从入口到第二出口的在百分之零(0％)和百分之一百(100％)之间的任何位置的热交换流体。
值得注意的是，三通阀318可以与包括热传输总线300的发动机(例如，图1至图4的发动机100)的控制器可操作地通信。
此外，每个旁通管线312也在相应的下游接合点316处与热传输总线300汇合。在每个热源交换器308或散热器交换器310与下游接合点316之间，热传输总线300包括用于确保热交换流体的适当流动方向的止回阀320。更具体地，止回阀320防止热交换流体从下游接合点316流向相应的热源交换器308或散热器交换器310。
如前所述，发明人在燃气涡轮发动机设计的过程(即，设计具有各种不同高压压缩机出口面积、总推力输出、红线排气温度并支持技术特性的燃气涡轮发动机，以及评估整体发动机性能和其他定性的涡轮风扇发动机特性)中意外地发现—总海平面静态推力输出、压缩机出口面积和红线排气温度之间的重要关系，该关系使得能够提高发动机核心操作温度和整体发动机推进效率。该关系可以被认为是涡轮风扇发动机具有减小的重量或体积(如高压压缩机出口面积所表示的)，同时维持或甚至改善整体推力输出，并且不会过度不利地影响整体发动机性能和其他定性的涡轮风扇发动机特性的能力的指标。该关系适用于结合有冷却的冷却空气系统、使用能够在更高温度下操作的材料构建部分核心或两者的组合的发动机。值得注意的是，该关系将核心尺寸(如更高压压缩机的出口面积所表示的)与期望的推力和排气温度联系在一起，该期望的推力和排气温度与期望的推进效率和发动机设计的实际限制相关联，如下所述。
参考利用冷却的冷却空气在更高温度下操作的发动机的情况，发明人出乎意料地发现，通过降低用于冷却核心部件的气体温度以适应更高的核心气体温度，与实现更高压缩相关联的成本确实可以产生净效益，这与本领域的预期相反。参考利用更耐温材料(诸如碳基质复合材料(CMC))的情况，发现发动机尺寸、重量和操作特性的某些方面可以受到积极影响，同时考虑到与这种材料相关联的复杂性和/或缺点。在任何一种情况下，现在描述的关系都可以分别应用于识别相关的操作条件和核心尺寸—即，总海平面静态推力、红线排气温度和压缩机出口面积。
本公开的发明人发现，界定起飞功率水平下的总推力输出和红线排气温度的乘积与高压压缩机出口面积的平方之间的关系(校正的比推力)可以导致更高的功率密度核心。如本文所述，这种界定关系适当地考虑了与实施实现与期望推力水平相关联的操作温度和排气温度所需的技术相关联的整体复杂性和成本量，和/或低可靠性量。在本文所述的关系的界限之外，燃气涡轮发动机的整体复杂性和成本量可能高得令人望而却步，和/或在本文所述的关系的界限之外，可靠性可能低得令人望而却步。因此，下文中发现的关系可以识别适合特定任务要求的改进发动机构造，该构造考虑了效率、重量、成本、复杂性、可靠性和影响发动机构造的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，发明人发现能够满足上述设计要求的合适或可行的燃气涡轮发动机设计的数量可以大大减少，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。在具体技术、集成和系统需求充分开发之前，这种益处为给定的燃气涡轮发动机的需求提供了更多的见解。这种益处避免了后期的重新设计。
发明人发现的提供改进的燃气涡轮发动机的期望关系被表示为：
表达式(2)：CST＝FnTotal x EGT/(AHPCExit 2 x 1000)，其中CST是校正的比推力；FnTotal是以磅为单位的燃气涡轮发动机的总海平面静态推力输出；EGT是以摄氏度为单位的红线排气温度；并且AHPCExit是以平方英寸为单位的高压压缩机出口面积。
根据本公开的各个实施例，由表达式(2)限定的发动机的CST值为42至90，诸如45至80，诸如50至80。CST值的单位可以是磅-摄氏度/平方英寸。
现在参考图6和图7，根据本公开的一个或多个示例性实施例示出了各种示例性燃气涡轮发动机。特别地，图6提供了包括对应于图7中的若干绘制的燃气涡轮发动机的数值的表。图7是根据本公开的一个或多个示例性实施例的燃气涡轮发动机的制图400，示出了Y轴402上的CST和X轴404上的EGT。
如图所示，图7中的制图400描绘了第一范围406，其中CST值在42和90之间，并且EGT值从800摄氏度到1400摄氏度。图7另外描绘了第二范围408，其中CST值在50和80之间，并且EGT值从1000摄氏度到1300摄氏度。应当理解，在其它实施例中，EGT值可以大于1100摄氏度且小于1250摄氏度，诸如大于1150摄氏度且小于1250摄氏度、诸如大于1000摄氏度且小于1300摄氏度。
应当理解，尽管以上讨论通常与具有特定冷却的冷却空气系统250(图2)的开式转子发动机有关，但在本公开的各种实施例中，以上关于表达式(2)概述的关系可以应用于任何其他合适的发动机架构，包括允许燃气涡轮发动机适应更高温度以允许减少高压压缩机出口面积，同时维持或甚至增加最大涡轮风扇发动机推力输出，而不会例如过早地磨损涡轮机内的暴露于工作气体流动路径的各种部件的任何其他合适的技术。
例如，现在将参考图8。图8提供了根据本公开的另一个示例性实施例的发动机100的示意图。图8的示例性实施例可以以与上面关于图1至图4描述的示例性发动机100基本相同的方式构造，并且相同或类似的附图标记可以指代相同或类似的部分。然而，如将理解的，对于所示的实施例，发动机100还包括至少部分地周向围绕风扇区段150和涡轮机120的外壳或机舱298。机舱298限定机舱298和涡轮机120之间的旁通通道194。
简言之，应当理解，图8的示例性发动机100被构造为双流发动机，即，没有第三流(例如，图2的示例性发动机100中的风扇流172)的发动机。利用这种构造，发动机100的总海平面静态推力输出FnTotal大致可以等于以下之和：风扇流推力FnFan(即，由风扇152通过旁通通道194生成的推力量)以及涡轮机推力FnTM(即，由通过涡轮机排气喷嘴140的气流生成的推力量)，各自在静态、海平面、标准日条件期间。
此外，对于图8的示例性实施例，发动机100还包括冷却的冷却空气系统250，冷却的冷却空气系统250被构造为在发动机100的操作期间向涡轮区段提供冷却的冷却空气，以允许发动机100适应更高的温度，从而允许减少高压压缩机出口面积，同时维持或甚至增加最大涡轮风扇发动机推力输出。
应当理解，在本公开的其他示例性实施例中，发动机100的冷却的冷却空气系统250可以以任何其他合适的方式构造。例如，上面参考图2和图3描述的示例性冷却的冷却空气系统250通常被构造为热总线冷却的冷却空气系统。然而，在其他实施例中，冷却的冷却空气系统250可以替代地是专用热交换器冷却的冷却空气系统(即，包括将热量直接传递到冷却介质的热交换器的冷却的冷却空气系统)。另外，在其他实施例中，冷却的冷却空气系统250可以是具有热联接到通过旁通通道的气流的散热器热交换器的旁通热交换器冷却的冷却空气系统(见例如下面讨论的图9)。附加地或替代地，在其他实施例中，冷却的冷却空气系统250可以是以下中的一个：空气-空气冷却的冷却空气系统(具有被构造为将热量传递到气流的散热器热交换器的冷却的冷却空气系统；见例如下面讨论的图9)；油-空气冷却的冷却空气系统(具有被构造为将热量传递到油流的散热器热交换器的冷却的冷却空气系统)；或燃料-空气冷却的冷却空气系统(具有被构造为将热量传递到燃料流(诸如喷射A燃料流、液氢或氢气燃料流等)的散热器热交换器的冷却的冷却空气系统；见例如图4)。
更具体地，大致参考图9至图11，在其他示例性实施例中，发动机100的冷却的冷却空气系统250可以以任何其他合适的方式构造。图9至图11中描绘的示例性发动机100可以以与上面参考图1至图4描述的示例性发动机100类似的方式构造，并且相同或类似的数字可以指代相同或类似的部分。
例如，图9至图11描绘的示例性发动机100中的每一个大致包括涡轮机120，涡轮机120具有LP压缩机126、HP压缩机128、燃烧区段130、HP涡轮132和LP涡轮134，它们至少部分地共同限定工作气体流动路径142，并以串行流动顺序布置。所描绘的示例性涡轮机120另外包括核心罩122，并且发动机100包括风扇罩170。发动机100包括或限定部分地定位在核心罩122和风扇罩170之间的风扇管道172。此外，旁通通道194至少部分地由核心罩122、风扇罩170或两者限定，并且在涡轮机120上延伸。
此外，图9至图11中描绘的示例性发动机100还包括冷却的冷却空气系统250。冷却的冷却空气系统250大致包括管道组件252和CCA热交换器254。
然而，特别参考图9，应当理解的是，对于所描绘的示例性实施例，CCA热交换器254定位成与旁通通道194热连通，更具体地，CCA热交换器254暴露于通过旁通通道194或旁通通道194上的气流。对于图9的实施例，CCA热交换器254定位在核心罩122上。以这种方式，CCA热交换器254可以是空气-空气CCA热交换器，其被构造为在从HP压缩机128提取的气流和通过旁通通道194的气流之间交换热量。
如虚线所描绘的，冷却的冷却空气系统250可以附加地或替代地定位在沿旁通通道194(诸如风扇罩170上)的任何其他合适位置。此外，尽管在图9中被描绘为定位在核心罩122上，但是在其他实施例中，CCA热交换器254可以嵌入核心罩122中，并且通过旁通通道194的气流可以从旁通通道194重定向到CCA热交换器254。
应当理解的是，CCA热交换器254的尺寸可能会影响被定位在旁通通道194内或暴露于旁通通道194的CCA热交换器254生成的阻力量。因此，根据本公开设计冷却的冷却空气系统250的尺寸可以允许HP压缩机128出口面积的期望减小，同时维持或甚至增加发动机100的总推力输出，而不会在该过程中在发动机100上产生过多的阻力量。
现在特别参考图10，应当理解的是，对于所描述的示例性实施例，冷却的冷却空气系统250被构造为接收来自HP压缩机128下游半部上游的空气源的冷却气流。特别地，对于图10的示例性实施例，示例性冷却的冷却空气系统250被构造为接收来自HP压缩机128上游的位置的冷却气流，并且还更具体地，接收来自LP压缩机126的冷却气流。为了允许将相对低压冷却气流提供给HP涡轮132的HP涡轮转子叶片206的第一级214，冷却的冷却空气系统250还包括与管道组件252气流连通的泵299，以增加通过管道组件252的冷却气流的压力。对于所描绘的示例性方面，泵299定位在CCA热交换器254的下游。以这种方式，泵299可以被构造为在冷却气流已经被CCA热交换器254降低温度之后增加通过管道组件252的冷却气流的压力。这样可以允许减少泵299上的磨损。
现在特别参考图11，应当理解的是，冷却的冷却空气系统250包括可并行操作的高压部分和低压部分。特别地，管道组件252包括高压管道组件252A和低压管道组件252B，并且CCA热交换器254包括高压CCA热交换器254A和低压CCA热交换器254B。
高压管道组件252A在高压压缩机的下游半部与HP压缩机128流体连通，并进一步与HP涡轮转子叶片206的第一级214流体连通。高压管道组件252A可以被构造为通过高压管道组件252A接收来自HP压缩机128的高压冷却气流，并将这种高压冷却气流提供给HP涡轮转子叶片206的第一级214。高压CCA热交换器254A可以被构造为在HP涡轮转子叶片206的第一级214上游的位置处降低通过高压管道组件252A的高压冷却气流的温度。
低压管道组件252B与高压压缩机128下游半部上游的位置流体连通，并进一步与HP涡轮132和HP涡轮转子叶片206的第一级214下游的位置流体连通。特别地，对于所描绘的实施例，低压管道组件252B与LP压缩机126和HP涡轮转子叶片206的第二级(未标记)流体连通。低压管道组件252B可以被构造为通过低压管道组件252B接收来自LP压缩机126的低压冷却气流，并将这种低压冷却气流提供给HP涡轮转子叶片206的第二级。低压CCA热交换器254B可以被构造为在HP涡轮转子叶片206的第二级的上游降低通过低压管道组件252B的低压冷却气流的温度。
包括图11的示例性冷却的冷却空气系统250可以减少冷却的冷却空气系统250为涡轮机120提供期望冷却量所使用的资源量。
此外，对于图11的示例性实施例，应当理解的是，冷却的冷却空气系统250可以进一步被构造为向LP涡轮转子叶片210的一个或多个级提供冷却，特别是向LP涡轮转子叶片210的第一级(即，最上游级)提供冷却。这样可以进一步允许例如本文所述的更高的操作温度。
应当进一步理解，上文所述的示例性冷却的冷却空气系统250仅作为示例提供。在其他示例性实施例中，所描绘的示例性冷却的冷却空气系统250中的一个或多个的各方面可以被组合以生成还有的其他示例性实施例。例如，在还有的其他示例性实施例中，图2至图4的示例性冷却的冷却空气系统250可以不与热传输总线(例如，热传输总线300)一起使用，而是替代地可以直接利用定位在风扇管道172内的CCA热交换器254。类似地，在其他示例实施例中，图9至图11的示例性冷却的冷却空气系统250可以与热传输总线(例如，图2、图4或图5的热传输总线300)一起使用，以排出CCA热交换器254的热量。另外，尽管在图9至图11中示意性地描绘的示例性冷却的冷却空气系统250描绘了沿径向方向R定位在工作气体流动路径142外侧的管道组件252，但是在其他示例性实施例中，管道组件252可以沿径向方向R(参见例如图4)在工作气体流动路径142的内侧至少部分地延伸。在还有的其它示例性实施例中，冷却的冷却空气系统250可以包括管道组件252，管道组件252沿径向方向R定位在工作气体流动路径142的外侧以及沿径向方向R定位在工作气体流动路径142的内侧(例如，在图11中，高压管道组件252A可以沿径向方向R定位在工作气体流动路径142的内侧，并且低压管道组件252B可以沿径向方向R定位在工作气体流动路径142的外侧)。
此外，应当理解的是，在还有的其他示例性方面中，燃气涡轮发动机可以包括附加或替代技术，以允许燃气涡轮发动机适应更高的温度，同时维持或甚至增加最大涡轮风扇发动机推力输出(如可以由高压压缩机出口面积的减小所指示的)，而不会例如过早地磨损涡轮机内的暴露于工作气体流动路径的各种部件。
例如，在附加或替代实施例中，燃气涡轮发动机可以包含能够承受高压压缩机出口的下游级(例如，高压压缩机转子叶片的末级)，以及高压压缩机的下游(例如，HP涡轮的第一级、HP涡轮的下游级、LP涡轮、排气区段等)的相对高温的先进材料。
特别地，在至少某些示例性实施例中，本公开的燃气涡轮发动机可以包括由陶瓷基质复合材料或“CMC”形成的HP压缩机、HP涡轮的第一级、HP涡轮的下游级、LP涡轮、排气区段或其组合中的一个或多个中的翼型件(例如，转子叶片或定子轮叶)。如本文所用，术语CMC是指包括被陶瓷基质相包围的增强材料(例如，增强纤维)的一类材料。通常，增强纤维为陶瓷基质提供结构完整性。CMC的基质材料的一些示例可以包括但不限于非氧化物硅基材料(例如，碳化硅、氮化硅或其混合物)、氧化物陶瓷(例如，碳氧化硅、氮氧化硅、氧化铝(Al2O3)、二氧化硅(SiO2)、铝硅酸盐或其混合物)，或其混合物。可选地，陶瓷颗粒(例如，Si、Al、Zr、Y的氧化物及其组合)和无机填料(例如，叶蜡石、硅灰石、云母、滑石、蓝晶石和蒙脱石)也可以包括在CMC基质内。
CMC的增强纤维的一些示例可以包括但不限于非氧化物硅基材料(例如，碳化硅、氮化硅或其混合物)、非氧化物碳基材料(例如，碳)、氧化物陶瓷(例如，碳氧化硅、氮氧化硅、氧化铝(Al2O3)、二氧化硅(SiO2)、铝硅酸盐(诸如莫来石)，或其混合物)，或其混合物。
通常，特定的CMC可以称为它们的纤维类型/基质类型的组合。例如，C/SiC为碳纤维增强碳化硅，SiC/SiC为碳化硅纤维增强碳化硅，SiC/SiN为碳化硅纤维增强氮化硅，SiC/SiC-SiN为碳化硅纤维增强碳化硅/氮化硅基质混合物等。在其他示例中，CMC可以包括基质和增强纤维，包含基于氧化物的材料，诸如氧化铝(Al2O3)、二氧化硅(SiO2)、铝硅酸盐及其混合物。铝硅酸盐可以包括结晶材料(例如莫来石(3Al2O32SiO2))，以及玻璃状铝硅酸盐。
在某些实施例中，增强纤维可以在包含在基质中之前被捆扎和/或涂覆。例如，纤维束可以形成为增强带，例如单向增强带。可以将多个带叠放在一起以形成预制件部件。可以在形成预制件之前或在形成预制件之后用浆料组合物浸渍纤维束。预制件然后可以进行热处理(例如固化或烧尽)以在预制件中产生高焦炭残留物，并且随后进行化学处理(例如用硅熔融渗透)以得到由具有期望化学成分的CMC材料形成的部件。
此类材料连同某些整体陶瓷(即，没有增强材料的陶瓷材料)特别适用于更高温度应用。此外，这些陶瓷材料与超级合金相比重量轻，但仍能为由其制成的部件提供强度和耐用性。因此，目前正在考虑将此类材料用于燃气涡轮发动机的更高温度区段中使用的许多燃气涡轮部件(诸如翼型件(例如，涡轮和轮叶)、燃烧器、护罩等部件)，它们将受益于这些材料可以提供的更轻重量和更高温度能力。
由CMC材料形成的这些部件中的一个或多个可包括环境屏障涂层或“EBC”。术语EBC是指包括一层或多层陶瓷材料的涂层系统，每层陶瓷材料为底层CMC提供特定或多功能保护。EBC通常包括多个层，诸如稀土硅酸盐涂层(例如，稀土二硅酸盐，诸如浆料或APS沉积的二硅酸钇镱(YbYDS))、碱土铝硅酸盐(例如，包括钡锶铝硅酸盐(BSAS)，诸如具有BaO、SrO、Al2O3和/或SiO2组合物的范围)、密封层(例如，稀土二硅酸盐)，和/或外涂层(例如，包括稀土单硅酸盐，诸如浆料或APS沉积的单硅酸钇(YMS))。可以根据需要掺杂一个或多个层，并且EBC也可以涂覆有可磨耗涂层。
以这种方式，将理解的是，EBC通常可以适用于上述相对高温环境中发现的“部件”。这种部件的示例可以包括例如燃烧器部件、涡轮叶片、护罩、喷嘴、隔热罩和轮叶。
附加地或替代地，在其他示例性实施例中，本公开的燃气涡轮发动机可包括部分地、整体地由材料或由材料的一些组合形成的HP压缩机、HP涡轮的第一级、HP涡轮的下游级、LP涡轮、排气区段或其组合中的一个或多个中的翼型件(例如，转子叶片或定子轮叶)，材料包括但不限于钛、镍和/或钴基超合金(例如，可从Special Metals Corporation以名称获得的那些)。这些材料中的一种或多种是适用于增材制造处理的材料的示例。
此外，应当理解，在本公开的至少某些示例性实施例中，提供了操作燃气涡轮发动机的方法。该方法可以与本文(诸如图1至图4和图8至图11中)所讨论的示例性燃气涡轮发动机中的一个或多个一起使用。该方法包括在起飞功率水平下操作燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机具有涡轮机，该涡轮机具有限定以平方英寸为单位的高压压缩机出口面积(AHPCExit)的高压压缩机。燃气涡轮发动机进一步限定以摄氏度为单位的红线排气温度(EGT)、以磅为单位的总海平面静态推力输出(FnTotal)以及校正的比推力。校正的比推力大于或等于42且小于或等于90，校正的比推力如下确定：FnTotal x EGT/(AHPCExit 2 x 1000)。
在某些示例性方面中，在起飞功率水平下操作燃气涡轮发动机还包括用冷却的冷却空气系统降低提供给燃气涡轮发动机的高压涡轮的冷却气流的温度。例如，在某些示例性方面中，用冷却的冷却空气系统降低提供给燃气涡轮发动机的高压涡轮的冷却气流的温度包括提供等于EGT的至少15％且至高达EGT的45％的冷却气流的温度降低量。
从本文的描述中可以理解，提供了燃气涡轮发动机的各种实施例。这些实施例中的某些实施例可以是非管道式单个转子燃气涡轮发动机(见图1)、涡轮螺旋桨发动机或管道式涡轮风扇发动机(见图8)。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序列号16/811,368(作为美国专利申请公开第2021/0108597号公布)中找到(图10，第[0062]段等；包括围绕旋转元件20的翼型件叶片21和围绕静止元件30的轮叶31的环形风扇壳13；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以上关于附图所讨论的示例性燃气涡轮发动机中的一个或多个组合。
例如，在本公开的一些实施例中，发动机可以包括位于环形管道中(诸如位于第三流中)的热交换器。热交换器可以在燃气涡轮发动机的周向方向上基本连续地延伸(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，在巡航操作模式期间，风扇(例如，非管道式单个转子或初级前风扇)的阈值功率或盘负载在巡航高度下可以在25马力/平方英尺(hp/ft2)或更大的范围内。在发动机的特定实施例中，在巡航操作模式期间，本文提供的结构和方法在巡航高度下生成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发动机还是管道式发动机。
在各种实施例中，本公开的发动机应用于巡航高度高达约65,000ft的运载器。在某些实施例中，巡航高度在约28,000ft和约45,000ft之间。在还有的某些实施例中，巡航高度以基于海平面标准气压的飞行高度表示，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。在还有的某些实施例中，巡航高度至少基于大气压来限定，其中巡航高度基于约14.70psia的海平面压力和约59华氏度的海平面温度在约4.85psia和约0.82psia之间。在另一个实施例中，巡航高度在约4.85psia和约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。
在各种示例性实施例中，风扇(或转子)可以包括十二(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，使得初级风扇的总直径也可以减小(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。在另一个合适的实施例中，风扇可以具有至少十二(12)个叶片。在又一个合适的实施例中，风扇可以具有至少十五(15)个叶片。在又一个合适的实施例中，风扇可以具有至少十八(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，诸如二十(20)个或更少的叶片。替代地，在某些合适的实施例中，风扇可以仅包括至少四(4)个叶片，诸如涡轮螺旋桨发动机的风扇。
此外，在某些示例性实施例中，转子组件可以限定至少10英尺(诸如至少11英尺、诸如至少12英尺、诸如至少13英尺、诸如至少15英尺、诸如至少17英尺、诸如高达28英尺、诸如高达26英尺、诸如高达24英尺、诸如高达18英尺)的转子直径(或风扇直径)。
在各种实施例中，应当理解的是，发动机包括轮叶数量与叶片数量之比，该比可以小于、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多数量的轮叶。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，发动机可以包括在1:2和5:2之间的轮叶数量与叶片数量之比。可以基于包括轮叶尺寸的多种因素来调节该比，以确保对于来自初级风扇的气流去除期望量的涡流。
另外，在某些示例性实施例中，在发动机包括第三流和中间风扇(初级前风扇后方的管道式风扇)的情况下，比R1/R2可以在1和10之间，或2和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是初级风扇的半径，R2是中间风扇的半径。
应当理解的是，发动机(诸如本文描绘和描述的单个非管道式转子发动机)的各种实施例可以允许等于或高于0.5马赫的正常亚音速飞行器巡航高度操作。在某些实施例中，在巡航高度下，发动机允许在0.55马赫和0.85马赫之间的正常飞行器操作。在还有的特定实施例中，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/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到900fps，或700到800fps。替代地，在某些合适的实施例中，发动机允许至少0.3马赫的正常飞行器操作，诸如涡轮螺旋桨发动机。
风扇组件的初级风扇的风扇压力比(FPR)可以为1.04到2.20，或在一些实施例中为1.05到1.2，或在某些实施例中小于1.08，如在巡航飞行条件下跨初级风扇的风扇叶片测量的。
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，可以提供齿轮组件以降低风扇组件相对于驱动轴(诸如联接到低压涡轮的低压轴)的转速。在一些实施例中，输入转速与输出转速的齿轮比在3.0和4.0之间，在3.2和3.5之间，或在3.5和4.5之间。在一些实施例中，输入转速与输出转速的齿轮比大于4.1。例如，在特定实施例中，齿轮比在4.1到14.0的范围内，在4.5到14.0的范围内，或在6.0到14.0的范围内。在某些实施例中，齿轮比在3.2到12的范围内或在4.5到11.0的范围内。
关于燃气涡轮发动机的涡轮机，压缩机和/或涡轮可以包括各种级数。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，低压压缩机可以包括1到8级，高压压缩机可以包括4到15级，高压涡轮可以包括1到2级，和/或低压涡轮(LPT)可以包括1到7级。特别地，LPT可以具有4级，或者在4级和6级之间。例如，在某些实施例中，发动机可以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级和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、两级高压涡轮和7级低压涡轮。
核心发动机通常包围在外壳中，外壳限定核心直径(Dcore)的一半，这可以被认为是距中心线轴线(R基准)的最大范围。在某些实施例中，发动机包括从纵向(或轴向)前端到纵向后端的长度(L)。在各种实施例中，发动机限定L/Dcore之比，该比提供减小的安装阻力。在一个实施例中，L/Dcore是至少2。在另一个实施例中，L/Dcore是至少2.5。在一些实施例中，L/Dcore小于5、小于4且小于3。在各种实施例中，应当理解的是，L/Dcore是用于单个非管道式转子发动机。
减少的安装阻力可以进一步提供改进的效率，诸如改进的比燃料消耗。附加地或替代地，减小的安装阻力可以在巡航高度下提供上述马赫数的巡航高度发动机和飞行器操作。还有的特定实施例可以提供这样的益处，即叶片组件和轮叶组件之间的相互作用噪声降低和/或发动机借助于位于发动机的环形管道中的结构生成的总噪声降低。
另外，应当理解的是，功率负载和/或转子叶片尖端速度的范围可以对应于核心发动机的某些结构、核心尺寸、推力输出等或其他结构。然而，如前所述，在本文提供的一个或多个结构在本领域中可能是已知的范围内，应当理解，至少出于部分地基于利益与损失冲突、期望的操作模式或本领域中其他形式的教导的原因，本公开可以包括先前不知道要组合的结构的组合。
尽管以上描绘为无护罩或开式转子发动机，但是应当理解，本文提供的本公开的各方面可以应用于护罩或管道式发动机、部分管道式发动机、后风扇发动机或其他燃气涡轮发动机构造，包括用于船用、工业或航空推进系统的构造。本公开的某些方面可以应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，应当理解的是，本公开的某些方面可以解决可能是特定于无护罩或开式转子发动机的问题，诸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(Dcore)、发动机的L/Dcore、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。
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本公开，包括制造和使用任何装置或系统以及进行任何结合的方法。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。如果这些其他示例包括与权利要求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的文字语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。
进一步方面由以下条项的主题提供：
一种燃气涡轮发动机，包括：涡轮机，所述涡轮机包括以串行流动顺序布置的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，所述压缩机区段具有高压压缩机，所述高压压缩机限定以平方英寸为单位的高压压缩机出口面积(AHPCExit)；其中所述燃气涡轮发动机限定以摄氏度为单位的红线排气温度(EGT)、以磅为单位的总海平面静态推力输出(FnTotal)和校正的比推力，其中所述校正的比推力大于或等于42且小于或等于90，所述校正的比推力如下确定：FnTotal x EGT/(AHPCExit 2 x 1000)。
根据前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述校正的比推力为42至90，诸如45至80，诸如50至80。
根据前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述EGT大于1000摄氏度且小于1300摄氏度。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述EGT大于1100摄氏度且小于1250摄氏度。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述EGT大于1150摄氏度且小于1250摄氏度。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述EGT大于1000摄氏度且小于1300摄氏度，并且其中所述校正的比推力大于或等于45。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述EGT大于1000摄氏度且小于1300摄氏度，并且其中所述校正的比推力大于或等于50。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述涡轮区段包括具有高压涡轮转子叶片的第一级的高压涡轮，并且其中所述燃气涡轮发动机进一步包括：冷却的冷却空气系统，所述冷却的冷却空气系统与所述高压涡轮转子叶片的第一级流体连通。
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，所述冷却的冷却空气系统进一步与所述高压压缩机流体连通，用于接收来自所述高压压缩器的气流，并且其中所述冷却的冷却空气系统进一步包括与所述气流热连通的热交换器，用于冷却所述气流。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，当所述燃气涡轮发动机在起飞功率水平下操作时，所述冷却的冷却空气系统被构造为提供冷却气流的温度降低量，所述温度降低量等于所述EGT的至少15％且至高达所述EGT的45％。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，当所述燃气涡轮发动机在起飞功率水平下操作时，所述冷却的冷却空气系统被构造为在所述压缩机区段的压缩机的入口处接收通过所述涡轮机的工作气体流动路径的气流的2.5％至35％。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括由所述涡轮机驱动的初级风扇。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括：入口管道，所述入口管道在所述初级风扇的下游且在所述涡轮机的所述压缩机区段的上游；以及次级风扇，所述次级风扇位于所述入口管道内。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃气涡轮发动机限定所述涡轮机上的旁通通道，并且其中所述燃气涡轮发动机限定从所述次级风扇下游的位置延伸到所述旁通通道的第三流。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述次级风扇是单级次级风扇。
一种操作燃气涡轮发动机的方法，包括：在起飞功率水平下操作所述燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机具有涡轮机，所述涡轮机具有高压压缩机，高压压缩机限定以平方英寸为单位的高压压缩机出口面积(AHPCExit)，所述燃气涡轮发动机限定以摄氏度为单位的红线排气温度(EGT)、以磅为单位的总海平面静态推力输出(FnTotal)和校正的比推力；其中所述校正的比推力大于或等于42且小于或等于90，所述校正的比推力如下确定：FnTotal xEGT/(AHPCExit 2 x 1000)。
根据任何前述条项所述的方法，其中，由所述燃气涡轮发动机限定的所述EGT大于1000摄氏度且小于1300摄氏度。
根据任何前述条项所述的方法，其中，由所述燃气涡轮发动机限定的所述EGT大于1100摄氏度且小于1300摄氏度。
根据任何前述条项所述的方法，其中，由所述燃气涡轮发动机限定的所述EGT大于1000摄氏度且小于1300摄氏度，并且其中由所述燃气涡轮发动机限定的所述校正的比推力大于或等于45。
根据任何前述条项所述的方法，其中，在所述起飞功率水平下操作所述燃气涡轮发动机进一步包括利用冷却的冷却空气系统降低提供给所述燃气涡轮发动机的高压涡轮的冷却气流的温度。
根据任何前述条项所述的方法，其中，利用所述冷却的冷却空气系统降低提供给所述燃气涡轮发动机的所述高压涡轮的所述冷却气流的所述温度包括提供所述冷却气流的温度降低量，所述温度降低量等于所述EGT的至少15％且至高达所述EGT的45％。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述冷却的冷却空气系统包括热总线冷却的冷却空气系统(见例如图4和图5)。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述冷却的冷却空气系统包括专用热交换器冷却的冷却空气系统(即，包括专用于所述冷却的冷却空气系统的热交换器的冷却的冷却空气系统)。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述冷却的冷却空气系统包括旁通热交换器冷却的冷却空气系统，所述旁通热交换器冷却的冷却空气系统具有热联接到通过旁通通道的气流的散热器热交换器(见例如图9)。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述冷却的冷却空气系统包括空气-空气冷却的冷却空气系统(具有被构造为将热量传递到气流的散热器热交换器的冷却的冷却空气系统；见例如图9)。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述冷却的冷却空气系统包括油-空气冷却的冷却空气系统(具有被构造为将热量传递到油流的散热器热交换器的冷却的冷却空气系统)。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述冷却的冷却空气系统包括燃料-空气冷却的冷却空气系统(具有被构造为将热量传递到燃料流(诸如喷射A燃料流、液氢或氢气燃料流等，或其组合)的散热器热交换器的冷却的冷却空气系统。(见例如图4))。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述冷却的冷却空气系统被构造为接收来自高压压缩机的下游端的所述冷却空气。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述冷却的冷却空气系统被构造为接收来自所述高压压缩机的上游端的所述冷却空气。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述冷却的冷却空气系统被构造为接收来自低压压缩机的下游端的所述冷却空气。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述冷却的冷却空气系统被构造为接收来自所述低压压缩机的上游端的所述冷却空气。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述冷却的冷却空气系统被构造为接收来自压缩机之间的位置的所述冷却空气。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述冷却的冷却空气系统被构造为接收来自旁通通道的所述冷却空气。

Claims (10)

1.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，包括：
涡轮机，所述涡轮机包括以串行流动顺序布置的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，所述压缩机区段具有高压压缩机，所述高压压缩机限定以平方英寸为单位的高压压缩机出口面积(AHPCExit)；
其中所述燃气涡轮发动机限定以摄氏度为单位的红线排气温度(EGT)、以磅为单位的总海平面静态推力输出(FnTotal)和校正的比推力，其中所述校正的比推力大于或等于42且小于或等于90，所述校正的比推力如下确定：FnTotal x EGT/(AHPCExit 2 x 1000)。
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EGT大于1000摄氏度且小于1300摄氏度。
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EGT大于1100摄氏度且小于1250摄氏度。
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EGT大于1150摄氏度且小于1250摄氏度。
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EGT大于1000摄氏度且小于1300摄氏度，并且其中所述校正的比推力大于或等于45且小于或等于90。
6.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EGT大于1000摄氏度且小于1300摄氏度，并且其中所述校正的比推力大于或等于50且小于或等于90。
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，所述涡轮区段包括具有高压涡轮转子叶片的第一级的高压涡轮，并且其中所述燃气涡轮发动机进一步包括：
冷却的冷却空气系统，所述冷却的冷却空气系统与所述高压涡轮转子叶片的第一级流体连通。
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，所述冷却的冷却空气系统进一步与所述高压压缩机流体连通，用于接收来自所述高压压缩器的气流，并且其中所述冷却的冷却空气系统进一步包括与所述气流热连通的热交换器，用于冷却所述气流。
9.根据权利要求7所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，当所述燃气涡轮发动机在起飞功率水平下操作时，所述冷却的冷却空气系统被构造为提供冷却气流的温度降低量，所述温度降低量等于所述EGT的至少15％且至高达所述EGT的45％。
10.根据权利要求7所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，当所述燃气涡轮发动机在起飞功率水平下操作时，所述冷却的冷却空气系统被构造为在所述压缩机区段的压缩机的入口处接收通过所述涡轮机的工作气体流动路径的气流的2.5％至35％。
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