CN212928019U - 用于飞行器的气体涡轮引擎 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及用于飞行器的气体涡轮引擎。所公开的示例性实施方案包括气体涡轮引擎,其包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴；风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；短舱，该短舱围绕该引擎核心并限定旁路管道和旁路排气喷嘴；以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自该芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇，其中气体涡轮引擎被构造使得在怠速条件下来自旁路排气喷嘴的第一喷射速度与来自引擎核心的排气喷嘴的第二喷射速度的喷射速度比率为在最大起飞条件下的该喷射速度比率的约2倍或更多倍。

Description

用于飞行器的气体涡轮引擎
技术领域
本公开涉及用于飞行器的气体涡轮引擎和操作飞行器上的气体涡轮引擎的方法。
背景技术
用于飞行器推进的涡轮风扇气体涡轮引擎具有许多影响整体效率和功率输出或推力的设计因素。为了在保持效率的同时启用更高推力，可使用直径更大的风扇。然而，随着该风扇的直径增加，风扇所需的较低速度倾向于与芯轴连接的涡轮部件(通常为低压涡轮)的要求发生冲突。通过在该风扇和该芯轴之间包括齿轮箱可实现更优化的组合，这允许该风扇以减小的旋转速度工作，并且因此启用更大尺寸的风扇，同时保持用于该低压涡轮的高旋转速度，从而使得该涡轮的总直径减小。
通过穿过该引擎的高质量流量可实现用于齿轮转动气体涡轮引擎的高推进效率。这可通过增加该引擎的旁路比率来部分地实现，该旁路比率是旁路流的质量流率与进入该引擎核心的质量流率的比率。为了在保持最佳齿轮齿数比和风扇速度的同时实现带有较大风扇的高旁路比率，该引擎核心的尺寸、具体地该低压涡轮的尺寸，可能需要增加，这将使得更大的风扇引擎在机翼下面的集成更困难。因此，要解决的一般问题是如何在使得该引擎与飞行器成一体的同时实现用于较大齿轮传动气体涡轮引擎的高推进效率。
实用新型内容
根据第一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：
引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将该涡轮连接到该压缩的芯轴；
风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；
短舱，该短舱围绕引擎核心并限定旁路管道和旁路排气喷嘴；并且
齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴更低的旋转速度驱动风扇，
其中该气体涡轮引擎被构造使得在怠速条件下来自旁路排气喷嘴的第一喷射速度与来自引擎核心的排气喷嘴的第二喷射速度的喷射速度比率为在最大起飞条件下的喷射速度比率的约2倍或更多倍。
怠速条件下的喷射速度比率和最大推力条件下的喷射速度比率之间的大变化使得能够管理核心流和旁路流，以保持引擎以高推进效率和高旁路比率操作。这种大变化可通过优化风扇和压缩机部件的空气动力学设计和/ 或通过使用引擎上的其他器件诸如可变导向叶片和引气件来实现。
该喷射速度比率RJ可定义为：
Figure DEST_PATH_GDA0002957997650000021
其中VB是首先完全扩展的第一喷射速度，CB为该旁路喷嘴的推力系数， VC为完全扩展的第二喷射速度，CC为该核心排气喷嘴的推力系数，ηLPT为该引擎核心的最低压涡轮的等熵效率，ηF为通过该风扇进入该旁路通道的压缩空气的等熵效率。该完全扩展的喷射速度可定义为在排气射流扩展至环境压力时的轴向喷射速度。
齿轮箱可具有介于约2.5和约5之间的齿轮齿数比，或可具有如下更详细限定的范围内的齿数比。
在一些示例中，气体涡轮引擎可被构造使得在巡航条件下喷射速度比率在约0.75至约1.3的范围内。
气体涡轮引擎可被构造使得在怠速条件下喷射速度比率介于约2和3 之间。
气体涡轮引擎可被构造使得在最大起飞条件下喷射速度比率介于约 0.75和1.3之间，或可选地介于约0.8和1.0之间。
风扇的外径可介于约220cm和约290cm之间，并且可选地介于约 230cm和约260cm之间，或者风扇外径可在如下限定的范围内。
与在怠速条件下的喷射速度比率和在最大起飞条件下的喷射速度比率之间的差异相关的倍数可被定义为
Figure DEST_PATH_GDA0002957997650000031
即，在地面怠速条件下的喷射速度比率除以在最大起飞条件下的喷射速度比率。
该倍数可在约2和约3.5之间的范围内，或可选地在约2.1和约3.16之间的范围内。高于约2或2.1的下限能够使燃料燃烧减少，并且可通过特征诸如更直的风扇根部来实现，以在通过较大的风扇直径与齿轮箱和较小的引擎核心相结合来实现的较低比推力下保持风扇的可操作性。高于约3.16 或3.5的上限时，所需的风扇直径对于翼下安装而言变得越来越不可接受，并且将需要另外的特征来减小阻力。
最大起飞(MTO)条件可定义为在国际标准大气(ISA)海平面压力和温度条件+15℃下在跑道尽头以最大起飞推力运行引擎，这通常定义为飞行器速度为约0.25Mn，或介于约0.24Mn和0.27Mn之间。因此，引擎的最大起飞条件可定义为在ISA海平面压力和温度+15℃下以最大起飞推力操作引擎，其中风扇入口速度为0.25Mn。
怠速条件可被定义为在ISA海平面压力和温度条件+15℃下以最大起飞推力的约4％操作引擎。另选地，怠速条件可被定义为在ISA海平面压力和温度条件+15℃下以最小稳态推力操作引擎。
根据第二方面，提供了一种用于操作飞行器的气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎包括：
引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将该涡轮连接到该压缩的芯轴；
风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；并且
齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇，
其中该方法包括操作该气体涡轮引擎以提供推进，使得在ISA海平面条件下从该引擎的旁路通道排出的第一喷射速度和从该引擎核心的排气喷嘴排出的第二喷射速度之间的喷射速度比率，该喷射速度比率在怠速条件下和在最大推力条件下之间的变化大于2倍。
根据第一方面的与本发明相关的各种可选的和有利的特征也可应用于第二方面。
如本文其他地方所述，本公开可涉及气体涡轮引擎。此类气体涡轮引擎可包括引擎核心，该引擎核心包括涡轮、燃烧器、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴。此类气体涡轮引擎可包括位于引擎核心的上游的 (具有风扇叶片的)风扇。
本公开的布置结构可以特别但并非排他地有益于经由齿轮箱驱动的风扇。因此，该气体涡轮引擎可包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇。至齿轮箱的输入可直接来自芯轴或者间接地来自芯轴，例如经由正齿轮轴和/或齿轮。芯轴可将涡轮和压缩机刚性地连接，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转 (其中，风扇以更低的速度旋转)。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何合适的通用架构。例如，气体涡轮引擎可具有将涡轮和压缩机连接的任何所需数量的轴，例如一个轴、两个轴或三个轴。仅以举例的方式，连接到芯轴的涡轮可以是第一涡轮，连接到芯轴的压缩机可以是第一压缩机，并且芯轴可以是第一芯轴。该引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。该第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。
在此类布置结构中，第二压缩机可轴向定位在第一压缩机的下游。该第二压缩机可被布置成(例如直接接收，例如经由大致环形的管道)从第一压缩机接收流。
齿轮箱可被布置成由被构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如上述示例中的第一芯轴)来驱动。例如，该齿轮箱可被布置成仅由被构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如，在上面的示例中，仅第一芯轴，而不是第二芯轴)来驱动。另选地，该齿轮箱可被布置成由任何一个或多个轴驱动，该任何一个或多个轴例如为上述示例中的第一轴和/或第二轴。
该齿轮箱可以是减速齿轮箱(因为风扇的输出比来自芯轴的输入的旋转速率低)。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星式”或“星形”齿轮箱，如本文别处更详细地描述。该齿轮箱可以具有任何期望的减速比(定义为输入轴的旋转速度除以输出轴的旋转速度)，例如大于2.5，例如在3到4.2、或3.2到3.8的范围内，例如，大约或至少3、3.1、3.2、3.3、3.4、3.5、3.6、3.7、3.8、3.9、4、4.1或4.2。例如，齿数比可以在前一句中的任何两个值之间。仅以举例的方式，齿轮箱可以是“星形”齿轮箱，其具有在3.1或3.2到3.8的范围内的齿数比。在一些布置结构中，齿数比可在这些范围之外。
在如本文所述和/或所要求保护的任何气体涡轮引擎中，燃烧器可被轴向设置在风扇和一个或多个压缩机的下游。例如，在提供第二压缩机的情况下，燃烧器可直接位于第二压缩机的下游(例如在其出口处)。以另一个示例的方式，在提供第二涡轮的情况下，可将燃烧器出口处的流提供至第二涡轮的入口。该燃烧器可设置在一个或多个涡轮的上游。
该压缩机或每个压缩机(例如，如上所述的第一压缩机和第二压缩机) 可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子叶片，该排定子叶片可为可变定子叶片(因为该排定子叶片的入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子叶片可彼此轴向偏移。
该涡轮或每个涡轮(例如，如上所述的第一涡轮和第二涡轮)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子叶片。该排转子叶片和该排定子叶片可彼此轴向偏移。
每个风扇叶片可被限定为具有径向跨度，该径向跨度从径向内部气体洗涤位置或0％跨度位置处的根部(或毂部)延伸到100％跨度位置处的尖端。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可小于 (或大约为)以下中的任何一个：0.4、0.39、0.38、0.37、0.36、0.35、0.34、 0.33、0.32、0.31、0.3、0.29、0.28、0.27、0.26或0.25。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如，在0.28到 0.32的范围内。这些比率通常可称为毂部-尖端比率。毂部处的半径和尖端处的半径都可以在叶片的前缘(或轴向最前)部分处测量。当然，毂部-尖端比率指的是风扇叶片的气体洗涤部分，即径向地在任何平台外部的部分。
可在引擎中心线和风扇叶片的前缘处的尖端之间测量该风扇的半径。风扇直径(可能只是风扇半径的两倍)可大于(或大约为)以下中的任何一者：220cm、230cm、240cm、250cm(约100英寸)、260cm、270cm (约105英寸)、280cm(约110英寸)、290cm(约115英寸)、300cm (约120英寸)、310cm、320cm(约125英寸)、330cm(约130英寸)、 340cm(约135英寸)、350cm、360cm(约140英寸)、370cm(约145英寸)、380cm(约150英寸)、390cm(约155英寸)、400cm、410cm(约 160英寸)或420cm(约165英寸)。风扇直径可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在240cm至 280cm或330cm至380cm的范围内。
风扇的旋转速度可以在使用中变化。一般来讲，对于具有较大直径的风扇，旋转速度较低。仅以非限制性示例的方式，风扇在巡航条件下的旋转速度可小于2500rpm，例如小于2300rpm。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在220cm至300cm(例如240cm至280cm或250cm至 270cm)范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1700rpm至2500rpm的范围内，例如在1800rpm至2300rpm的范围内，例如在1900rpm 至2100rpm的范围内。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在 320cm至380cm范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在 1200rpm至2000rpm的范围内，例如在1300rpm至1800rpm的范围内，例如在1400rpm至1800rpm的范围内。
在使用气体涡轮引擎时，(具有相关联的风扇叶片的)风扇围绕旋转轴线旋转。该旋转导致风扇叶片的尖端以速度U尖端移动。风扇叶片13对流所做的功导致流的焓升dH。风扇尖端负载可被定义为dH/Utip 2，其中dH是跨风扇的焓升(例如1-D平均焓升)，并且Utip是风扇尖端的(平移)速度，例如在尖端的前缘处(可被定义为前缘处的风扇尖端半径乘以角速度)。在巡航条件下的风扇尖端负载可大于(或大约为)以下中的任何一者：0.28、0.29、0.3、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4 (本段中的所有单位为Jkg-1K-1/(ms-1)2)。风扇尖端负载可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在 0.28至0.31或0.29至0.3的范围内。
根据本公开的气体涡轮引擎可具有任何期望的旁路比率，其中该旁路比率被定义为在巡航条件下穿过旁路管道的流的质量流率与穿过核心的流的质量流率的比率。在一些布置结构中，该旁路比率可大于(或大约为) 以下中的任何一者：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、 15、15.5、16、16.5、17、17.5、18、18.5、19、19.5或20。该旁路比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在13至16的范围、或13至15的范围、或13至14的范围内。该旁路管道可以是基本上环形的。该旁路管道可位于核心引擎的径向外侧。旁路管道的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力比可被定义为风扇上游的滞止压力与最高压力压缩机出口处的滞止压力(进入燃烧器之前) 之比。以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎在巡航时的总压力比可大于(或大约为)以下中的任何一个：35、40、 45、50、55、60、65、70、75。总压力比可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在50至70的范围内。
引擎的比推力可被定义为引擎的净推力除以穿过引擎的总质量流量。在巡航条件下，本文中描述和/或要求保护的引擎的比推力可小于(或大约为)以下中的任何一个：110Nkg-1s、105Nkg-1s、100Nkg-1s、95Nkg-1s、 90Nkg-1s、85Nkg-1s或80Nkg-1s。该比推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在80Nkg-1s至 100Nkg-1s，或85Nkg-1s至95Nkg-1s的范围内。与传统的气体涡轮引擎相比，此类引擎可能特别高效。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何期望的最大推力。仅以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮可以产生至少(或大约为)为以下中的任何一个的最大推力：160kN、170kN、 180kN、190kN、200kN、250kN、300kN、350kN、400kN、450kN、500kN 或550kN。最大推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。仅以举例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮可能够产生在330kN至420kN，例如350kN至400kN范围内的最大推力。上面提到的推力可为在标准大气条件下、在海平面处、加上 15℃(环境压力101.3kPa，温度30℃)、引擎静止时的最大净推力。
在使用中，高压涡轮的入口处的流的温度可能特别高。该温度，可被称为TET，可在燃烧器的出口处测量，例如紧接在可被称为喷嘴导向叶片的第一涡轮叶片的上游。在巡航时，该TET可至少为(或大约为)以下中的任何一者：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。巡航时的 TET可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。引擎在使用时的最大TET可以是，例如，至少为(或大约为)以下中的任何一者：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K 或2000K。最大TET可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在1800K至1950K的范围内。可以例如在高推力条件下发生最大TET，例如在最大起飞(MTO)条件下发生最大 TET。
引擎的最大起飞推力条件可被定义为在国际标准大气海平面压力和温度条件+15℃下在跑道尽头以最大起飞推力操作引擎，这通常被定义为飞行器速度为约0.25Mn，或介于约0.24Mn和0.27Mn之间。因此，引擎的最大起飞条件可被定义为在ISA海平面压力和温度下以最大起飞推力操作引擎，其中风扇入口速度为0.25Mn。
本文中描述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼面部分可由任何合适的材料或材料组合来制造。例如，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可至少部分地由复合材料来制造，该复合材料为例如金属基质复合材料和/ 或有机基质复合材料，诸如碳纤维。以另外的示例的方式，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可以至少部分地由金属来制造，该金属为诸如基于钛的金属或基于铝的材料(诸如铝锂合金)或基于钢的材料。风扇叶片可包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可具有保护性前缘，该保护性前缘可使用比叶片的其余部分更好地抵抗(例如，来自鸟类、冰或其他物料的)冲击的材料来制造。此类前缘可以例如使用钛或基于钛的合金来制造。因此，仅以举例的方式，该风扇叶片可具有碳纤维或具有带钛前缘的基于铝的主体(诸如铝锂合金)。
如本文所述和/或所要求保护的风扇可包括中央部分，风扇叶片可从该中央部分例如沿径向方向延伸。该风扇叶片可以任何期望的方式附接到中央部分。例如，每个风扇叶片可包括固定件，该固定件可与毂部(或盘状部)中的对应狭槽接合。仅以举例的方式，此类固定件可以是燕尾形式的，其可以插入和/或接合毂部/盘状部中对应的狭槽，以便将风扇叶片固定到毂部/盘状部。以另外的示例的方式，该风扇叶片可与中央部分一体地形成。此类布置结构可被称为叶盘或叶环。可使用任何合适的方法来制造此类叶盘或叶环。例如，风扇叶片的至少一部分可由块状物来加工而成，以及/或者风扇叶片的至少部分可通过焊接(诸如线性摩擦焊接)来附接到毂部/盘状部。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可能或可能不设有可变面积喷嘴(VAN)。此类可变面积喷嘴可允许旁路管道的出口面积在使用中变化。本公开的一般原理可应用于具有或不具有VAN的引擎。
如本文所述和/或要求保护的气体涡轮的风扇可具有任何期望数量的风扇叶片，例如14、16、18、20、22、24或26个风扇叶片。
如本文所用，巡航条件具有常规含义并且将易于被技术人员理解。因此，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，技术人员将立即识别巡航条件是指该气体涡轮引擎被设计用于附接到飞行器的引擎在给定任务(其在行业中可被称为“经济任务”)的中间巡航的操作点。就这一点而言，中间巡航是飞行器飞行周期中的关键点，在该点处，在上升最高点和开始降落之间燃烧的总燃料的50％已燃烧(其在时间和/或距离方面可近似于上升最高点和开始降落之间的中点)。因此，巡航条件定义气体涡轮引擎的操作点，该操作点在考虑提供给该飞行器的引擎数量的情况下，提供将确保气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器在中间巡航时的稳态操作(即，保持恒定的高度和恒定的马赫数)的推力。例如，如果引擎被设计为附接到具有两个相同类型的引擎的飞行器上，则在巡航条件下，引擎提供该飞行器在中间巡航时稳态运行所需的总推力的一半。
换句话讲，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，巡航条件被定义为在中间巡航大气条件(在中间巡航高度下由根据ISO 2533的国际标准大气定义) 下提供指定推力的引擎的操作点(需要在给定中间巡航马赫数下，与飞行器上的任何其他引擎相结合，提供气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器的稳态操作)。对于飞行器的任何给定气体涡轮引擎而言，中间巡航推力、大气条件和马赫数是已知的，因此在巡航条件下，引擎的操作点是明确定义的。
仅以举例的方式，巡航条件下的前进速度可为从0.7马赫至0.9马赫的范围内的任何点，例如0.75至0.85、例如0.76至0.84、例如0.77至0.83、例如0.78至0.82、例如0.79至0.81、例如大约0.8马赫、大约0.85马赫或 0.8至0.85。这些范围内的任何单一速度可以是巡航条件的一部分。对于某些飞行器，巡航条件可能超出这些范围，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。
仅以举例的方式，巡航条件可对应于在以下范围内的高度处的标准大气条件(根据国际标准大气ISA)：10000m至15000m，例如在10000m至 12000m的范围内、例如在10400m至11600m(约38000英尺)的范围内、例如在10500m至11500m的范围内、例如在10600m至11400m的范围内、例如在10700m(约35000英尺)至11300m的范围内，例如在10800m至11200m的范围内、例如在10900m至11100m的范围内、例如大约11000m。巡航条件可对应于这些范围内的任何给定高度处的标准大气条件。
仅以举例的方式，巡航条件可对应于提供在前向马赫数0.8下的已知的所需推力水平(例如，在30kN到35kN范围内的值)和在 38000ft(11582m)的高度下的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。仅以另外示例的方式，巡航条件可对应于提供前向马赫数为0.85 的已知的所需推力水平(例如，在50kN到65kN范围内的值)和高度为35000ft(10668m)的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。
在使用中，本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可在本文别处定义的巡航条件下操作。此类巡航条件可通过飞行器的巡航条件(例如，巡航中期条件)来确定，至少一个(例如2个或4个)气体涡轮引擎可以安装在该飞行器上以提供推进推力。
根据一个方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎。根据该方面的飞行器为气体涡轮引擎已被设计用于附接到的飞行器。因此，根据该方面的巡航条件对应于本文其他地方所定义的飞行器的中间巡航，并且/或者最大起飞条件与飞行器的最大起飞条件相关。
根据一个方面，提供了一种操作包括如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎的飞行器的方法。根据该方面的操作可包括(或可以是)在飞行器的中间巡航和/或最大起飞处的操作，如本文其他地方所定义的。
本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征或参数可应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征或参数可应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征或参数组合。
附图说明
现在将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案，其中：
图1是气体涡轮引擎的截面侧视图；
图2是气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图；
图3是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图；
图4是燃料燃烧根据喷射速度比率变化的示例图；
图5是具有安装在其上的气体涡轮引擎的飞行器的示意图；并且
图6是示出完全扩展的喷射速度的概念的示意图。
具体实施方式
图1示出了具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括进气口 12和推进式风扇23，该推进式风扇产生两股气流：核心气流A和旁路气流 B。气体涡轮引擎10包括接收核心气流A的核心11。引擎核心11以轴流式串联包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17、低压涡轮19和核心排气喷嘴20。短舱21围绕气体涡轮引擎10并限定旁路管道22和旁路排气喷嘴18。旁路气流B流过旁路管道22。风扇23经由轴 26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并由该低压涡轮驱动。
在使用中，核心气流A由低压压缩机14加速和压缩，并被引导至高压压缩机15中以进行进一步的压缩。从高压压缩机15排出的压缩空气被引导至燃烧设备16中，在该燃烧设备中压缩空气与燃料混合，并且混合物被燃烧。然后，所得的热燃烧产物在通过喷嘴20排出之前通过高压涡轮和低压涡轮17、19膨胀，从而驱动高压涡轮和低压涡轮17、19以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27来驱动高压压缩机15。风扇23 通常提供大部分推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。
图2中示出了齿轮传动风扇气体涡轮引擎10的示例性布置结构。低压涡轮19(参见图1)驱动轴26，该轴26联接到周转齿轮布置结构30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外处并与该太阳齿轮相互啮合的是多个行星齿轮32，该多个行星齿轮通过行星架34联接在一起。行星架 34约束行星齿轮32以同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮 32绕其自身轴线旋转。行星架34经由连杆36联接到风扇23，以便驱动该风扇围绕引擎轴线9旋转。在行星齿轮32的径向向外处并与该行星齿轮相互啮合的是齿圈或环形齿轮38，其经由连杆40联接到固定支撑结构24。
需注意，本文中使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可分别表示最低压力涡轮级和最低压力压缩机级(即，不包括风扇23)，和/或通过在引擎中具有最低旋转速度的互连轴26(即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴)连接在一起的涡轮级和压缩机级。在一些文献中，本文中提到的“低压涡轮”和“低压压缩机”可被另选地称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用此类另选命名的情况下，风扇23可被称为第一或最低压力的压缩级。
在图3中以举例的方式更详细地示出了周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每一者包括围绕其周边以用于与其他齿轮相互啮合的齿。然而，为清楚起见，图3中仅示出了齿的示例性部分。示出了四个行星齿轮32，但是对本领域的技术人员显而易见的是，可以在要求保护的发明的范围内提供更多或更少的行星齿轮32。行星式周转齿轮箱 30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。
在图2和图3中以举例的方式示出的周转齿轮箱30是行星式的，其中行星架34经由连杆36联接到输出轴，其中齿圈38被固定。然而，可使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。以另一个示例的方式，周转齿轮箱30 可以是星形布置结构，其中行星架34保持固定，允许环形齿轮(或齿圈) 38旋转。在此类布置结构中，风扇23由环形齿轮38驱动。以另一个另选示例的方式，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34 均被允许旋转。
应当理解，图2和图3中所示的布置结构仅是示例性的，并且各种另选方案都在本公开的范围内。仅以举例的方式，可使用任何合适的布置结构来将齿轮箱30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。以另外示例的方式，齿轮箱30与引擎10的其他部分(诸如输入轴26、输出轴和固定结构24)之间的连接件(诸如图2示例中的连杆36、40)可具有任何期望程度的刚度或柔性。以另外示例的方式，可使用引擎的旋转部分和固定部分之间(例如，在来自齿轮箱的输入轴和输出轴与固定结构诸如齿轮箱壳体之间)的轴承的任何合适布置结构，并且本公开不限于图2 的示例性布置结构。例如，在齿轮箱30具有星形布置结构(如上所述)的情况下，技术人员将容易理解，输出连杆和支撑连杆以及轴承位置的布置结构通常不同于图2中以举例的方式示出的布置结构。
因此，本公开延伸到具有齿轮箱类型(例如星形或行星齿轮)、支撑结构、输入和输出轴布置结构以及轴承位置中的任何布置结构的气体涡轮引擎。
可选地，齿轮箱可驱动附加的和/或另选的部件(例如，中压压缩机和/ 或增压压缩机)。
本公开可应用的其他气体涡轮引擎可具有另选配置。例如，此类引擎可具有另选数量的压缩机和/或涡轮和/或另选数量的互连轴。以另外的示例的方式，图1中所示的气体涡轮引擎具有分流喷嘴18、20，这意味着穿过旁路管道22的流具有自己的喷嘴18，该喷嘴与核心引擎喷嘴20分开并径向地在该核心引擎喷嘴的外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可应用于如下引擎，在该引擎中，穿过旁路管道22的流和穿过核心11的流在可被称为混流喷嘴的单个喷嘴之前(或上游)混合或组合。一个或两个喷嘴(无论是混合的还是分流的)可具有固定的或可变的面积。
气体涡轮引擎10的几何形状及其部件由传统的轴系限定，包括轴向 (与旋转轴9对准)、径向(在图1中从下到上的方向)和周向(垂直于图1视图中的页面)。轴向、径向和周向相互垂直。
图4示出了作为喷射速度比率RJ的函数的燃料燃烧ΔFB的变化的示例性曲线图，其他因素为恒定的。相对于约1.0的该喷射速度比率的最佳值，确定由推进效率401引起的燃料燃烧变化，在该值的上方和下方燃料燃烧均增加。可能影响该喷射速度比率的因素包括该风扇和该涡轮的相对旋转速度以及该旁路和芯排的排气喷嘴区域。齿轮箱的较低齿数比(即，约3.4 或更低的齿数比)，将倾向于导致喷射速度比率的值为1.0或更大。为了将燃料燃烧损失保持在约0.5％或更小的范围内，可从图4中看出，喷射速度比率应介于约1.0和约1.3之间。随着喷射速度比率的增加，燃料燃烧的增加变得更大。喷射速度比率的另一个优选上限为约1.2，这保持了燃料燃烧增加至约0.25％-0.3％。
对于较高的齿轮齿数比(即约3.3至3.4及以上，例如高达约3.8或在一些情况下甚至更高)，该喷射速度比率倾向于约1.0或更低。随着该喷射速度比率下降，推进效率401引起的燃料燃烧增加，并且相对于高于1.0部分的燃料燃烧增加速率更快。为了将该损失保持在约0.5％的范围以内，可从图4中看出，该喷射速度比率应该保持在约0.8至约1.0的范围内，并且对于约0.75及更低的比率，由推进效率引起的燃料燃烧成为主导，上升至约0.7％及以上。可使用约0.85或0.90的喷射速度比率的另一个优选下限，以将由推进效率引起的燃料燃烧保持在约0.25％或以下。然而，进一步降低喷射速度比率使得能够使用更高的齿数比和/或减小整个IP涡轮的压力比，从而允许更小、更快和/或更轻的IP涡轮，这反映为IP涡轮对燃料燃烧损失402的促成变小。因此，喷射速度比率的约0.75至约0.82范围是有利的。
对于构成行星齿轮箱的给定齿轮组，行星驱动布置结构将产生比星形驱动布置结构更高的齿轮齿数比。因此，星形布置结构通常优选地与约1.0 及以上的喷射速度比率结合，并且行星布置结构通常优选地与约1.0及以下的喷射速度比率结合。
因此，总的来说，气体涡轮引擎可被构造使得在巡航条件下喷射速度比率在约0.75至约1.3的范围内。
图5示出了具有附接到其每个翼部51a和翼部51b的气体涡轮引擎10 的示例性飞行器50。当该飞行器在如本文所定义的巡航条件下飞行时，每个气体涡轮引擎10工作，使得从该引擎10的旁路通道排出的第一喷射速度和从该引擎核心的排气喷嘴20排出的第二喷射速度的喷射速度比率在约 0.75至约1.3的范围内。
图6示出了气体涡轮引擎的示例性排气喷嘴60。排气喷嘴60的出口或喉部61处的压力Pj大于该引擎周围的环境压力Pa。在远离喷嘴出口61的一些距离处，该喷射压力将等于该环境压力，即Pj＝Pa。完全扩展的喷射速度被定义为此时的喷射速度62，即在压力等于环境压力的情况下，沿离该排气喷嘴最小距离的引擎的轴线的喷射速度。
可调节以获得在期望范围内的喷射速度比率的参数可包括LPT叶片出射角、LPT出口面积和LPT旋转速度。
下表示出了两个引擎示例的示例参数，示例1用于相对较小或较低功率的引擎，示例2用于相对较大或较高功率的引擎。小型引擎可以例如具有介于约200和280cm之间的风扇直径和/或介于约160kN和250kN之间的最大净推力或如本文其他地方所定义的。大型引擎可以例如具有介于约 310cm和380cm之间的风扇直径和/或介于约310kN和450kN之间的最大净推力或如本文其他地方所定义的。
Figure DEST_PATH_GDA0002957997650000151
与最大流量下LPT出口总压力、最大LPT出口质量流量和LPT最终转子面积相关的上述参数一起确定LPT的出口流速，即引擎核心出口处的流速。最大流量下ESS入口总压力、最大ESS入口质量流量和ESS入口转子面积一起确定引擎核心入口处的速度。来自旁路排气喷嘴的轴向排气流速可以至少部分地由旁路排气喷嘴出口的面积确定。
为了获得在期望范围内的喷射速度比率，风扇可设置有特征诸如更直的风扇根部。压缩机，特别是高压压缩机，可设置有用于管理它们的可操作性的特征，以允许压缩机以满足限定比率的所需的低功率操作，其可例如包括器件诸如可变导向叶片。这改变了朝向叶片的气流迎角，并有助于维持可操作裕度，从而防止压缩机在以较低速度操作时出现喘振或失速。
应当理解，本发明不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

Claims (11)

1.一种用于飞行器的气体涡轮引擎，所述气体涡轮引擎包括：
引擎核心(11)，所述引擎核心包括涡轮(19)、压缩机(14)和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(26)；
风扇(23)，所述风扇位于所述引擎核心(11)的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；
短舱(21)，所述短舱围绕所述引擎核心(11)并限定旁路管道(22)和旁路排气喷嘴(18)；和
齿轮箱(30)，所述齿轮箱接收来自所述芯轴(26)的输入并将驱动输出至所述风扇(23)，以便以比所述芯轴(26)低的旋转速度来驱动所述风扇(23)，
其特征在于，所述气体涡轮引擎(10)被构造使得在怠速条件下来自所述旁路排气喷嘴(18)的第一喷射速度与来自所述引擎核心(11)的排气喷嘴(20)的第二喷射速度的喷射速度比率为在最大起飞条件下的所述喷射速度比率的2倍或更多倍。
2.根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎，其中所述喷射速度比率RJ被定义为：
Figure DEST_PATH_FDA0002859773780000011
其中VB为完全扩展的第一喷射速度，CB为所述旁路排气喷嘴(18)的推力系数，VC为完全扩展的第二喷射速度，CC为所述引擎核心排气喷嘴(20)的推力系数，ηLPT为所述引擎核心(11)的最低压力涡轮的等熵效率，并且ηF为所述风扇尖端的等熵效率。
3.根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎，其中所述齿轮箱的齿轮齿数比在2.5和5的范围内。
4.根据权利要求3所述的用于飞行器的气体涡轮引擎，其中所述齿轮箱的齿轮齿数比在3.2至3.8的范围内。
5.根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎，其中所述喷射速度比率为：
在巡航条件下在0.75至1.3的范围内；并且/或者
在怠速条件下介于2和3之间；并且/或者
在最大起飞条件下介于0.75和1.3之间。
6.根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎，其中所述喷射速度比率在最大起飞条件下介于0.8和1.0之间。
7.根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎，其中：
所述风扇(23)的外径介于220cm和290cm之间；或
所述风扇(23)的外径介于320cm和420cm之间。
8.根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎，其中：
所述风扇(23)的外径介于230cm和280cm之间；或
所述风扇(23)的外径介于330cm和380cm之间。
9.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中所述气体涡轮引擎(10)被构造使得在怠速条件下的所述喷射速度比率为在最大起飞条件下的所述喷射速度比率的2倍和3.5倍之间的范围内。
10.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中所述气体涡轮引擎(10)被构造使得在怠速条件下的所述喷射速度比率为在最大起飞条件下的所述喷射速度比率的2.1倍和3.16倍之间的范围内。
11.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎，其中：
所述涡轮是第一涡轮(19)，所述压缩机是第一压缩机(14)，并且所述芯轴是第一芯轴(26)；
所述引擎核心还包括第二涡轮(17)、第二压缩机(15)和将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二芯轴(27)；并且
所述第二涡轮、所述第二压缩机和所述第二芯轴被布置成以比所述第一芯轴高的旋转速度旋转。
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