CN118030310A - 涡轮机以及组装方法 - Google Patents
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Abstract
一种涡轮机，包括环形壳体和设置在环形壳体内部并安装成绕轴向中心线旋转的风扇。风扇包括朝向环形壳体径向向外延伸的风扇叶片。风扇具有根据第一性能因子的平均弦风扇宽度。风扇具有根据第二性能因子的风扇叶片的数量。
Description
相关申请的交叉引用
本申请是2022年11月14日提交的序列号为17/986,544的申请的一部分的延续，该申请通过引用整体并入本文。
技术领域
本公开大体涉及喷气发动机，并且更具体地，涉及喷气发动机风扇。
背景技术
在一种形式中，燃气涡轮发动机可以包括布置成彼此流动连通的风扇和核心。核心通常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。风扇和核心可以部分地由外机舱包围。在这样的方法中，外机舱与核心限定旁通气流通道。
在操作中，空气从风扇提供到压缩机区段的入口，在压缩机区段中，一个或多个轴向压缩机逐渐压缩空气直到其到达燃烧区段。在燃烧区段内使用一个或多个燃料喷嘴将燃料与压缩空气混合并燃烧以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段导向到涡轮区段。通过涡轮区段的燃烧气体流驱动涡轮区段，并且然后被导向通过排气区段排放到大气。
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方面的燃气涡轮发动机的示意横截面视图；
图2是根据本公开的示例性方面的风扇叶片的截面视图；
图3示出了根据本公开的风扇模块的根据第一性能因子布置在第一绘图上的第一示例发动机；和
图4示出了根据本公开的风扇模块的根据第二性能因子布置在第二绘图上的第二示例发动机。
附图中的元件是为了简洁和清楚而示出的，并且不一定按比例绘制。例如，附图中的一些元件的尺寸和/或相对位置可能相对于其他元件被夸大，以帮助提高对本公开的变型的理解。此外，在商业上可行的实施例中有用或必要的常见但被充分理解的元件通常没有被描述，以便于对本公开的这些变型进行较少阻碍的观察。某些动作和/或步骤可能按照特定的发生顺序来描述或描绘，但本领域技术人员将理解，实际上并不需要这种关于序列的特异性。
具体实施方式
本公开的方面和优点将在以下描述中部分阐述，或者可以通过本公开的实践来学习。
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”和“第二”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“上游”和“下游”是指相对于路径中的流动的相对方向。例如，关于流体流动，“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。
术语“径向”或“径向地”是指远离公共中心的方向。例如，在涡轮发动机的整体上下文中，径向是指沿着在发动机的中心纵向轴线和发动机外周之间延伸的射线的方向。
如本文所用的术语“复合材料”是指包括非金属元素或材料的材料。如本文所用，“复合部件”或“复合材料”是指包括任何合适的复合材料的结构或部件。复合材料可以是至少两种或更多种非金属元素或材料的组合。复合材料的示例可以是但不限于聚合物基质复合材料(PMC)、陶瓷基质复合材料(CMC)、金属基质复合材料(MMC)、碳纤维、聚合树脂、热塑性树脂、双马来酰亚胺(BMI)材料、聚酰亚胺材料、环氧树脂、玻璃纤维和硅基质材料。复合部件(例如复合翼型件)可以包括若干层或若干铺层复合材料。层或铺层的刚度、材料和尺寸可以不同，以实现具有预定重量、大小、刚度和强度的期望复合部件或部件的复合部分。一层或多层粘合剂可用于形成或联接复合部件。粘合剂可包括树脂和酚醛树脂，其中粘合剂可能需要在升高的温度下或其他硬化技术下固化。
如本文所用，“PMC”是指一类材料。作为示例，PMC材料部分地由预浸料限定，预浸料是预浸渍有聚合物基质材料(例如热塑性树脂)的增强材料。用于生产热塑性预浸料的处理的非限制性示例包括：热熔预浸法，其中纤维增强材料被拉过树脂的熔浴；以及粉末预浸法，其中树脂沉积到纤维增强材料上，作为非限制性示例，静电地沉积到纤维增强材料上，然后粘附到纤维，作为非限制性示例，在烘箱中或在加热辊的帮助下粘附到纤维。预浸料可以是单向带或编织织物的形式，然后将它们堆叠在彼此之上以形成零件期望的堆叠铺层数。多层预浸料可以堆叠至复合部件的适当厚度和取向，然后树脂被固化和凝固以提供纤维增强复合零件。用于PMC基质材料的树脂通常可分类为热固性树脂或热塑性树脂。热塑性树脂通常被归类为在加热时可以反复软化和流动并且在充分冷却时可以由于物理变化而不是化学变化而硬化的聚合物。热塑性树脂的著名示例类别包括尼龙、热塑性聚酯、聚芳醚酮和聚碳酸酯树脂。已经设想用于航空航天应用的高性能热塑性树脂的具体示例包括聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酮酮(PEKK)、聚醚酰亚胺(PEI)、聚芳醚酮(PAEK)和聚苯硫醚(PPS)。相反，一旦完全固化成坚硬的刚性固体，热固性树脂在加热时不会经历明显的软化，而是在充分加热时热分解。热固性树脂的著名示例包括环氧树脂、双马来酰亚胺(BMI)和聚酰亚胺树脂。
代替使用预浸料，在另一个非限制性示例中，通过使用热塑性聚合物，可以利用编织织物。编织织物可包括但不限于与热塑性聚合物纤维或长丝编织在一起的干碳纤维。非预浸料编排(braided)架构可以以类似的方式制作。通过这种方法，可以通过规定已编织或编排在一起的热塑性纤维和增强纤维的相对浓度来定制零件的纤维体积。此外，可以将不同类型的增强纤维以不同的浓度编排或编织在一起，以定制零件的特性。例如，玻璃纤维、碳纤维和热塑性纤维都可以以不同的浓度编织在一起，以定制零件的特性。碳纤维提供了系统的强度，可以并入玻璃纤维以增强冲击特性，这是位于发动机入口附近的零件的设计特征，并且热塑性纤维为增强纤维提供结合。
在又一非限制性示例中，树脂传递模塑(RTM)可用于形成复合部件的至少一部分。通常，RTM包括将干纤维或基质材料应用于模具或腔。干纤维或基质材料可以包括预浸料、编排材料、编织材料或其任何组合。
可以将树脂泵入或以其他方式提供给模具或腔，以浸渍干纤维或基质材料。浸渍的纤维或基质材料与树脂的组合然后固化并从模具中去除。当从模具中去除时，复合部件可能需要后固化处理。
可以设想，RTM可以是真空辅助处理。也就是说，在加热或固化之前，可以去除腔或模具中的空气并用树脂代替。可以进一步设想，干纤维或基质材料的放置可以是手动的或自动的。
干纤维或基质材料可以被成型，以成形复合部件或引导树脂。可选地，在加热或固化之前，也可以包括或添加不同于干纤维或基质材料的材料的附加层或增强层。
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。
发明人试图在飞行器的飞行推进期间最大化涡轮发动机的效率，并相应地降低燃料消耗。特别地，发明人专注于可以如何改进管道式涡轮发动机的风扇。考虑到所提出的若干不同的发动机架构，发明人考虑风扇模块需要如何改变以实现任务要求，和/或风扇模块如何提高现有的发动机效率和/或燃料消耗。发明人研究了若干发动机架构，然后确定了风扇使用的风扇叶片的数量、风扇叶片的平均弦宽度、风扇叶片的直径、风扇压力比、风扇尖端速度、以及毂与尖端比如何影响发动机效率和/或燃料消耗。
发明人发现，在一些发动机中，过多的风扇叶片可能会给发动机设计增加不必要的成本，而不会带来明显的益处，并且还可能给飞行器增加不必要的重量，从而降低总体燃料效率(例如，由于增加的燃料燃烧)。然而，发现风扇叶片数量的减少可能导致有效推进、风扇气动机械稳定性和可操作性等期望的总风扇叶片面积的减少。发明人考虑增加风扇叶片的宽度或风扇弦，以实现具有较低风扇叶片数的期望风扇叶片面积。当发动机具有较高的旁通比(即，较低的风扇压力比)时，并且当发动机具有较低的叶片尖端速度时，发现这些考虑是特别令人感兴趣的。
为实现期望效率而确定风扇叶片数和平均风扇弦通常需要耗时的迭代过程。如下面更详细地解释的，在评估了具有不同风扇叶片数和平均风扇弦的许多涡轮发动机架构之后，出乎意料地发现，在风扇或风扇叶片直径、风扇压力比以及涡轮发动机的红线校正风扇尖端马赫数之间存在某些关系，这些关系识别在发动机效率方面产生改进的结果所需的平均风扇弦。出乎意料地进一步发现，在涡轮发动机参数(包括风扇的毂与尖端比、风扇压力比以及涡轮发动机的红线校正风扇尖端马赫数)之间存在某些关系，这些关系识别在发动机效率方面产生改进的结果所需的风扇叶片数。
本公开的各个方面描述了飞行器涡轮发动机的各方面，其部分特征在于增加的平均风扇弦宽度和减少的叶片数，这被认为会导致提高的发动机空气动力学效率和/或提高的燃料效率。根据本公开，用于为飞行中的飞行器提供动力的涡轮机包括环形壳体和风扇，该风扇设置在环形壳体内部并安装成绕轴向中心线旋转，该风扇包括朝向环形壳体径向向外延伸的风扇叶片。
在一个方面，风扇模块的第一性能因子(FPF)根据以下不等式表示
在另一个方面，风扇模块的第二性能因子(SPF)用以下不等式表示
现在将详细参考本公开的实施例，其一个或多个示例在附图中示出，附图结合在本说明书中并构成本说明书的一部分，示出了本公开的实施例，并且与描述一起用于解释本公开的原理。详细描述使用数字和字母名称来指代附图中的特征。附图和描述中的相似或类似名称已用于指代本公开的相似或类似部分。
现在参考附图，其中在整个附图中同一数字指示相同的元件，图1是根据本公开的示例性实施例的涡轮机，并且更具体地燃气涡轮发动机的示意横截面视图。更具体地，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机是高旁通涡轮风扇喷气发动机10，在本文中称为“涡轮风扇喷气发动机10”。如图1所示，涡轮风扇喷气发动机10限定轴向方向A(平行于提供用于参考的纵向中心线12延伸)和径向方向R。大体上，涡轮风扇喷气发动机10包括风扇区段14和设置在风扇区段14下游的核心涡轮发动机16。
所描绘的示例性核心涡轮发动机16大体上包括限定环形入口20的基本上管状外壳18。外壳18以串行流动关系包围：压缩机区段，其包括增压器或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24；燃烧区段26；涡轮区段，其包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30；以及喷射排气喷嘴区段32。高压(HP)轴或线轴34将高压涡轮28驱动地连接到高压压缩机24。低压(LP)轴或线轴36将低压涡轮30驱动地连接到低压压缩机22。
风扇叶片40大致沿着径向方向R从盘42向外延伸。对于所描绘的实施例，风扇区段14包括可变桨距风扇38，可变桨距风扇38具有以间隔开的方式联接到盘42的多个风扇叶片40。借助于风扇叶片40可操作地联接到合适的致动构件44，风扇叶片40中的一个或多个可相对于盘42绕桨距轴线P旋转，致动构件44被构造成通常共同地一致改变风扇叶片40的桨距。在一些方法中，风扇是固定桨距风扇，并且不存在致动构件44。风扇叶片40、盘42和致动构件44可以通过低压线轴36跨动力齿轮箱46一起可绕纵向中心线12旋转。动力齿轮箱46包括多个齿轮，用于将低压线轴36的转速降低到更有效的旋转风扇速度。在一些方法中，低压线轴36可以在没有动力齿轮箱46的情况下直接驱动风扇。
动力齿轮箱46可以包括多个齿轮，包括输入和输出，并且还可以包括设置在输入与输出之间和/或将输入与输出互连的一个或多个中间齿轮。输入可以包括第一转速，并且输出可以具有第二转速。在一些示例中，第一转速与第二转速的齿轮比等于或大于3.2且等于或小于5.0。动力齿轮箱46可以包括各种类型和/或构造。在一些示例中，动力齿轮箱46是单级齿轮箱。在其他示例中，动力齿轮箱46是多级齿轮箱。在一些示例中，动力齿轮箱46是周转齿轮箱。在一些示例中，动力齿轮箱46是非周转齿轮箱(例如，复合齿轮箱)。更具体地，在一些情况下，动力齿轮箱46是构造成星形齿轮构造的周转齿轮箱。星形齿轮构造包括太阳齿轮、多个星形齿轮(也可以称为“行星齿轮”)和环形齿轮。太阳齿轮是输入并且联接到动力涡轮(例如，低压涡轮)，使得太阳齿轮和动力涡轮以相同的转速旋转。星形齿轮设置在太阳齿轮和环形齿轮之间并将太阳齿轮和环形齿轮互连。星形齿轮可旋转地联接到固定托架。因此，星形齿轮可以绕它们各自的轴线旋转，但不能相对于太阳齿轮或环形齿轮共同绕轨道运行。作为另一个示例，动力齿轮箱46是构造成行星齿轮构造的周转齿轮箱。行星齿轮构造包括太阳齿轮、多个行星齿轮和环形齿轮。太阳齿轮是输入，并且联接到动力涡轮。行星齿轮设置在太阳齿轮和环形齿轮之间并将太阳齿轮和环形齿轮互连。行星齿轮可旋转地联接到可旋转托架。这样，行星齿轮可以围绕它们各自的轴线旋转，并且还与托架一起相对于太阳齿轮和环形齿轮共同旋转。托架是输出，并且联接到风扇组件。环形齿轮被固定而不能旋转。
仍然参考图1的示例性实施例，盘42由可旋转的前毂48覆盖，前毂48在空气动力学上成形为促进气流通过多个风扇叶片40。另外，示例性风扇区段14包括周向围绕可变桨距风扇38和/或核心涡轮发动机16的至少一部分的环形风扇壳体或外机舱50。应当理解，外机舱50可以被构造为通过多个周向间隔开的出口导向轮叶52相对于核心涡轮发动机16被支撑。此外，外机舱50的下游区段54可以在核心涡轮发动机16的外部分上延伸，以便在它们之间限定旁通气流通道56。
在涡轮风扇喷气发动机10的操作期间，一定量的空气58通过外机舱50和/或风扇区段14的相关入口60进入涡轮风扇喷气发动机10。当一定量的空气58穿过风扇叶片40时，如箭头62指示的空气58的第一部分62被引导或导向到旁通气流通道56中，并且如箭头64指示的空气58的第二部分64被引导或导向到低压压缩机22中。空气58的第一部分62和空气58的第二部分64之间的比通常被称为旁通比。然后，当空气58的第二部分64被导向通过高压(HP)压缩机24并进入燃烧区段26时，空气58的第二部分64的压力增加，在燃烧区段26中，空气58的第二部分64与燃料混合并燃烧以提供燃烧气体66。随后，燃烧气体66被导向通过高压涡轮28和低压涡轮30，其中从燃烧气体66提取一部分热能和/或动能。
然后，燃烧气体66被导向通过核心涡轮发动机16的喷射排气喷嘴区段32，以提供推进推力。同时，随着空气58的第一部分62在从涡轮风扇喷气发动机10的风扇喷嘴排气区段76排出之前被导向通过旁通气流通道56，空气58的第一部分62的压力显著增加，也提供推进推力。
然而，应当理解，图1中描绘的涡轮风扇喷气发动机10仅作为示例，并且在其他示例性实施例中，本公开的各方面可以附加地或替代地应用于任何其他合适的燃气涡轮发动机。例如，在其他示例性实施例中，涡轮风扇喷气发动机10可以替代地为任何其他合适的航空燃气涡轮发动机，诸如涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机等。另外，在还有的其他示例性实施例中，涡轮风扇喷气发动机10可以包括或可操作地连接到任何其他合适的附件系统。附加地或替代地，示例性涡轮风扇喷气发动机10可以不包括或可操作地连接到上面讨论的附件系统中的一个或多个。
喷气发动机10的风扇叶片40可以由PMC材料制成，具有金属前缘，以保护翼型件免受异物(诸如鸟类撞击)的影响。当翼型件在操作期间受到颤振影响时，用于翼型件的聚合物基质复合(PMC)材料可以更耐用和/或表现出改进的性能。在一些实施例中，具有较少风扇叶片(例如，少于25个风扇叶片)和较宽弦(c)的发动机(诸如具有从14到18或从16到20个风扇叶片的叶片数(BC)和弦与直径之比(c/D)大于0.17、或大于0.19、且小于0.3(例如，小于0.21)的发动机)具有由PMC材料制成的风扇叶片翼型件，带有金属前缘。
图2是径向(例如，朝向旋转轴线)观察的风扇叶片40的截面视图。第一轴线100平行于图1的轴向方向A，并且第二轴线102平行于周向方向θ。
风扇叶片40包括低压表面110和相对的高压表面112，它们各自在风扇叶片40的近端40a和远端40b(如图1所示)之间延伸。风扇叶片40还包括前缘114和后缘116。
低压表面110、高压表面112、前缘114和后缘116形成风扇叶片40的轮廓118。轮廓118限定从前缘114延伸到后缘116并且与低压表面110和高压表面112等距的平均弯度120。
轮廓118进一步限定表示从前缘114到后缘116的直线距离的局部弦122(相对于通过叶片的特定横截面)。
在一些方法中，风扇叶片40可以具有在近端40a和远端40b之间沿着风扇叶片40的径向高度变化的轮廓118。例如，在一些风扇叶片设计中，前缘114和后缘116之间的距离在风扇叶片40的近端40a处可以大于在远端40b处。因此，弦线122的长度可以沿着风扇叶片40的径向高度变化。以这种方式，可以为风扇叶片导出平均弦线长度，该平均弦线长度说明了弦线长度122沿着风扇叶片40的径向高度的变化。
如前所述，在改进各种发动机架构的风扇模块部分的过程期间，发明人发现了时间尺度(包括风扇压力比、风扇直径和校正的风扇尖端马赫数)之间的关系。更具体地，并且如下面更详细地讨论的，发明人已经发现轴流时间尺度与旋转时间尺度之比与用于实施发动机的这些关系的合适参数之间的关系。
发明人开发的飞行器涡轮发动机架构包括风扇模块和发动机核心作为主要部件。核心包括一个或多个压缩机级和涡轮级。压缩机级通常包括高压压缩机级和低压压缩机级，并且涡轮类似地包括高压级和低压级。提供改进效率的风扇模块并不独立于发动机的这些其他部分，因为当一个部分被改进或修改时，总是存在交易利益。风扇带来的改进效率可以体现在重量减轻、安装阻力降低、负载平衡或管理(动态或静态负载)、通过风扇管道的空气动力学效率/风扇与输出导向轮叶的相互作用、以及其他因素方面。为了提高风扇所能提供的东西(风扇设计的积极效益)，发动机的其他部分往往需要做出牺牲(风扇设计的消极效益)。或者，当独立于特定的核心设计或机架要求来看待时，考虑到这种风扇设计将对发动机的其他部分(例如压缩机操作裕度、风扇和输出导向轮叶(OGV)以及动力齿轮箱的平衡、以及低压压缩机的位置(封装影响))产生的影响，新风扇设计的益处通常需要修改或不切实际。本文描述的教导也适用于其他发动机架构，诸如电驱动风扇(其可以包括或可以不包括涡轮)和混合电驱动风扇(例如，其中燃气涡轮驱动多个风扇的分布式电动推进系统)。
以设计改进的风扇模块、考虑风扇模块改进与风扇模块设计的其他潜在负面影响或限制之间的权衡的方式进行的发明人意外地发现了限定改进的风扇设计的某些关系，现在详细描述。
在一个方面，发明人根据以下关系发现了平均风扇弦“c”、风扇直径“D”(例如，风扇的尖端到尖端尺寸)、风扇的风扇压力比“FPR”与校正的红线风扇尖端马赫数之间的关系，该以下关系在本文中称为风扇模块的第一性能因子(“FPF”)：
平均风扇弦“c”与风扇直径“D”之比为大于0.1(例如，大于0.15、大于0.17或大于0.19)且小于0.3(例如，小于0.21)的无量纲弦宽比。
如本文所用，“风扇压力比”(FPR)是指风扇38的操作期间的紧接在多个出口导向轮叶52的下游的停滞压力(stagnation pressure)与风扇38的操作期间的紧接在多个风扇叶片40的上游的停滞压力之比。平均风扇弦关系的部分可以用作参考通过风扇的轴向流动速度增加的比例的替代。风扇压力比大于1.2(例如，大于1.3)且小于1.5(例如，小于1.45、小于1.42或小于1.4)。
如本文所用，是红线处的校正的风扇尖端马赫数(例如，红线轴速度下的风扇的最大允许转速，该红线轴速度直接耦合到风扇或通过减速齿轮箱)。“风扇尖端速度”是指风扇38的操作期间的风扇叶片40的外尖端的线速度。“校正的风扇尖端速度”(称为“Utip,c”)可以例如以ft/sec除以工业标准温度校正来提供。在示例方法中，Utip,c可以小于1,500ft/sec(例如，小于1,250ft/sec或小于1,100ft/sec)且大于500ft/sec。“校正的风扇尖端马赫数”是指通过将Utip,c除以标准日海平面大气条件下公认的声速(即，1,116.45ft/sec)而获得的无量纲值。因此，/>可以小于1.34(例如，小于1.12或小于0.99)且大于0.45。
如(1)中限定的，FPF可以被认为代表速度之比。当考虑到归一化弦宽度“c/D”时，FPF可以被认为是叶片旋转的时间尺度与发动机在静态条件下操作时流动颗粒穿过风扇平均弦长所花费的时间的相关性。
参考(2)中限定的不等式和图3的绘图，示例发动机实施例被示出为具有特有的FPF值和对应的红线校正风扇尖端马赫数FPF的值沿着Y轴增加，而X轴表示从左到右增加的红线校正风扇尖端马赫数/>图3还示出了第一线200和沿着Y轴与第一线200偏移的第二线202。第一线200和第二线202由不等式(2)的/> 部分限定。如本文所用，“m1”是指线200、202的斜率，“1.1”是指FPF中限定Y截距时的参考校正红线尖端马赫数，并且Δy1是指沿着Y轴与Y截距的偏移。
如图3所示，第一线200和第二线202是分段线性划分曲线；即，取决于沿着X轴的第一线200和第二线202具有不同的斜率“m1”。更具体地，当/>的值等于或大于1.1时，第一线200和第二线202具有等于0.87的斜率“m1”。当/>的值小于1.1时，第一线200和第二线202具有等于3.34的斜率“m1”。虽然被描绘为分段线性划分曲线，但低速缩放(scaling)实际上是非线性的，并且具有朝向图3的绘图的较低部分降低c/D设计的优点，该较低部分与较低的FPR和较低的/>相关联。
如所讨论的，Δy1是指沿着Y轴与Y截距的偏移。Δy1值可以是0.0125、0.04、0.07、0.1或0.2，或者可以在0和6、0和0.0125、0.0125和0.04、0.04和0.07、0.07和0.1、0.1和0.2之间变化，或者可以是大于0.2且小于6的值。
图3示出了八个示例发动机实施例，其中发动机210、212、214、216可以被称为低速发动机设计(如子绘图区域218所示)，并且发动机220、222、224、226可以被称为高速发动机设计(如子绘图区域228所示)。发动机210、212、214、216、220、222、224、226中的每一个具有在等于或大于3.2且小于或等于5.0的范围内的齿轮比。
如指示特定的风扇弦关系的FPF所表示的，发明人发现了独特地考虑了与风扇和发动机类型相关联的其他因素的平均风扇弦的有限或狭窄选择。例如，发明人确定，与具有线200以下(绘图区域242内)的给定值的FPF值的发动机相比，具有线200以上(绘图区域240内)的给定/>值的FPF值的发动机可以允许相对较宽的弦宽度。以这种方式，发动机214、216、224和226可以提供优于发动机210、212、220和222的优点，诸如减少了风扇叶片数(下面更详细地讨论)、增加了空气机械稳定性和减少了飞行器的起飞期间的风扇升程系数CL。在一些情况下，随着FPF增加和/>值降低，这种优点可能会变得更加明显(例如，对于下一代超高旁通比发动机)。例如，基于红线尖端马赫数的发动机性能的改进可以具有大于/>大于/> 大于大于/>或大于/> 的FPF值(这些其他示例由虚线202示意性地表示)。
在另一个方面，发明人根据以下关系发现风扇叶片数“BC”、风扇的毂与尖端比“HTR”、风扇的风扇压力比“FPR”以及校正的红线风扇尖端马赫数之间的关系，该以下关系在本文中称为风扇模块的第二性能因子(“SPF”)：
关于毂与尖端比“HTR”，风扇叶片限定毂半径(Rhub)和尖端半径(Rtip)，毂半径是毂处的前缘相对于风扇的中心线的半径，尖端半径是风扇叶片的尖端处的前缘相对于风扇的中心线的半径。HTR是毂半径与尖端半径之比(Rhub/Rtip)。该比大于0.1且小于0.5(例如，小于0.275、小于0.25或小于0.225)。
叶片数“BC”对应于绕风扇毂周向布置的风扇叶片的数量。叶片数在10个风扇叶片和40个风扇叶片之间。在某些示例方法中，叶片数小于或等于18个风扇叶片(例如，16个或更少风扇叶片)。
“FPR”和分别指风扇压力比和红线校正风扇尖端马赫数，如上文关于平均风扇弦关系讨论的。以这种方式，FPR和/>中的一个或多个的值可以与关于平均风扇弦关系所讨论的那些值相同。
参考(4)中限定的不等式和图4的绘图，示例发动机实施例被示出为具有特有的SPF值和对应的红线校正风扇尖端马赫数SPF的值沿着Y轴增加，而X轴表示从左到右增加的红线校正风扇尖端马赫数/>图4还示出了第一线300和沿着Y轴与第一线300偏移的第二线302。第一线300和第二线302由不等式(4)的/> 部分限定。
如图4所示，第一线300和第二线302是分段线性划分曲线；即，取决于沿着X轴的第一线300和第二线302具有不同的斜率“m2”。更具体地，当/>的值等于或大于1.1时，第一线300和第二线302具有等于0.41的斜率“m2”。当/>的值小于1.1时，第一线300和第二线302具有等于0.55的斜率“m2”。
如本文所用，“m2”是指线300、302的斜率，如图所示，该斜率等于1。“1.1”是指限定Y截距时的参考校正红线尖端马赫数，并且Δy2是指沿着Y轴与Y截距的偏移。Δy2值可以是0.0075、0.01、0.02、0.024、0.037、0.04或0.06，或者可以在0和1.5、0和0.0075、0.0075和0.01、0.01和0.2、0.2和0.024、0.024和0.037、0.037和0.04、0.04和0.6之间变化，或者可以是大于0.6且小于1.5的值。
图4示出了八个示例发动机实施例，其中发动机310、312、314、316可以被称为低速发动机设计(如子绘图区域318所示)，并且发动机320、322、324、326可以被称为高速发动机设计(如子绘图区域328所示)。发动机310、312、314、316、320、322、324、326中的每一个具有在等于或大于3.2且小于或等于5.0的范围内的齿轮比。
如指示特定的风扇叶片数关系的SPF所表示的，发明人发现了独特地考虑了与风扇和发动机类型相关联的其他因素的风扇叶片数的有限或狭窄选择。例如，发明人确定，与具有线300以下(绘图区域342内)的给定值的SPF值的发动机相比，具有线300以上(绘图区域340内)的给定/>值的SPF值的发动机可以允许减少的风扇叶片数。以这种方式，发动机314、316、324和326可以提供优于发动机310、312、320和322的优点，诸如降低成本和重量。在一些情况下，随着SPF值增加和/>值降低，这种优点可能会变得更加明显(例如，对于下一代超高旁通比发动机)。例如，基于红线尖端马赫数的发动机性能的改进可以具有大于/>大于/> 大于大于/>大于/> 大于/>或大于/>的SPF值(这些其它示例由虚线302示意性地表示)。
以这种方式，使用风扇参数(诸如风扇压力比、校正的风扇尖端马赫数、风扇直径和毂与尖端比)，发明人发现利用上述平均风扇弦关系来获得平均弦宽度和利用上述风扇叶片数关系来获得风扇叶片数的方法。这些获得的约束指导人们根据发动机独特的环境和设计中的权衡(如上所述)来选择适合特定发动机架构和任务要求的风扇弦宽度、叶片数或两者，这被认为会导致改进的发动机。
在另一个方面，FPF和SPF也可以用作向下选择的设计工具，或提供减少风扇叶片数和平均风扇弦的候选设计数量的指南，从而为特定架构设计风扇模块。以这种方式，在设计过程的早期就知道风扇模块在给定任务目标的情况下会施加什么约束或限制，从而全面改进发动机架构。
在另一个方面，提供了组装方法。该方法包括将风扇安装在环形壳体内部以绕轴向中心线旋转。该风扇包括朝向环形壳体径向向外延伸的风扇叶片。风扇还包括根据上述第一性能因子(“FPF”)的平均风扇弦宽度和/或根据上述第二性能因子(“SPF”)的风扇叶片数量。
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：
一种用于飞行器的涡轮机，包括：环形壳体；以及风扇，所述风扇设置在所述环形壳体内部并且安装成绕轴向中心线旋转，所述风扇包括朝向所述环形壳体径向向外延伸的风扇叶片；其中所述风扇包括根据第一性能因子的所述风扇叶片的平均风扇弦宽度(“c”)、所述风扇的直径(“D”)、风扇压力比(“FPR”)和红线校正风扇尖端马赫数其中并且其中/> 并且其中0<Δy1<6。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，在等于或大于0.45且等于或小于1.34的范围内。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，在等于或大于0.45且等于或小于1.12的范围内。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，当大于或等于1.1时，m1等于0.87。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，当大于或等于1.1时，m1等于1.0。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，当小于1.1时，m1等于2.5。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，当小于1.1时，m1等于3.34。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，Δy1等于或大于0.0125且小于6。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，Δy1等于或大于0.04且小于6。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，Δy1等于或大于0.07且小于6。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，Δy1等于或大于0.1且小于6。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，Δy1等于或大于0.2且小于6。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，所述涡轮机具有在等于或大于3.2且等于或小于5.0的范围内的齿轮比。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，所述风扇叶片包括由聚合物基质复合(PMC)材料制成的翼型件部分、金属前缘，比c/D在0.16和0.21之间，并且所述风扇具有16和25个之间的风扇叶片。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，比c/D在等于或大于0.1且等于或小于0.3的范围内。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，比c/D在等于或大于0.15且等于或小于0.21的范围内。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，比c/D等于或大于0.1。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，比c/D等于或小于0.3。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，FPR在等于或大于1.2且等于或小于1.5的范围内。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，FPR在等于或大于1.3且等于或小于1.45的范围内。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，FPR等于或大于1.2。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，FPR等于或大于1.3。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，FPR等于或小于1.5。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，FPR等于或小于1.45。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，Uc(tip)在等于或大于500ft/sec且等于或小于1,500ft/sec的范围内。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，Uc(tip)在等于或大于500ft/sec且等于或小于1,250ft/sec的范围内。
一种涡轮机，包括：环形壳体；以及风扇，所述风扇设置在所述环形壳体内部并且安装成绕轴向中心线旋转，所述风扇包括朝向所述环形壳体径向向外延伸的风扇叶片；其中所述风扇包括根据第二性能因子(“SPF”)的风扇毂与尖端比(“HTR”)、风扇叶片数(“BC”)、风扇压力比(“FPR”)和红线校正的红线风扇尖端马赫数 其中 并且其中0<Δy2<1.5。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，Δy2等于或大于0.0075且小于1.5。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，Δy2等于或大于0.01且小于1.5。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，Δy2等于或大于0.02且小于1.5。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，Δy2等于或大于0.024且小于1.5。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，Δy2等于或大于0.037且小于1.5。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，Δy2等于或大于0.04且小于1.5。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，Δy2等于或大于0.06且小于1.5。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，当大于或等于1.1时，m2等于0.41。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，当小于1.1时，m2等于0.55。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，HTR在等于或大于0.1且等于或小于0.5的范围内。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，HTR在等于或大于0.2且等于或小于0.275的范围内。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，HTR在等于或大于0.2且等于或小于0.25的范围内。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，HTR等于或大于0.1。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，HTR等于或小于0.5。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，BC在等于或大于10且等于或小于18的范围内。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，FPR在等于或大于1.2且等于或小于1.5的范围内。
根据这些条项中的一项或多项所述的涡轮机，其中，FPR在等于或大于1.3且等于或小于1.45的范围内。
一种组装方法，包括：将风扇安装在环形壳体内部以绕轴向中心线旋转，所述风扇包括朝向所述环形壳体径向向外延伸的风扇叶片；其中，所述风扇包括根据第一性能因子(“FPF”)的所述风扇叶片的平均风扇弦宽度(“c”)、所述风扇的直径(“D”)、风扇压力比(“FPR”)和红线校正风扇尖端红线马赫数其中：/> 并且0<Δy1<6；或者其中，所述风扇包括根据第二性能因子(“SPF”)的风扇毂与尖端比(“HTR”)、风扇叶片数(“BC”)、FPR和/>其中：/>/> 并且0<Δy2<1.5。/>
Claims (10)
1.一种用于飞行器的涡轮机，其特征在于，包括：
环形壳体；以及
风扇，所述风扇设置在所述环形壳体内部并且安装成绕轴向中心线旋转，所述风扇包括朝向所述环形壳体径向向外延伸的风扇叶片；
其中所述风扇包括根据第一性能因子(“FPF”)的所述风扇叶片的平均风扇弦宽度(“c”)、所述风扇的直径(“D”)、风扇压力比(“FPR”)和红线校正风扇尖端马赫数
其中
其中并且
其中0<Δy1<6。
2.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，其中，在等于或大于0.45且等于或小于1.34的范围内。
3.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，其中，当大于或等于1.1时，m1等于0.87。
4.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，其中，当小于1.1时，m1等于3.34。
5.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，其中，Δy1等于或大于0.0125且小于6。
6.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，其中，Δy1等于或大于0.04且小于6。
7.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，其中，Δy1等于或大于0.07且小于6。
8.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，其中，Δy1等于或大于0.1且小于6。
9.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，其中，所述涡轮机具有在等于或大于3.2且等于或小于5.0的范围内的齿轮比。
10.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，其中，所述风扇叶片包括由聚合物基质复合(PMC)材料制成的翼型件部分、金属前缘，比c/D在0.16和0.21之间，并且所述风扇具有16和25个之间的风扇叶片。
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