DE102019132661A1

DE102019132661A1 - Gasturbinentriebwerk mit niedrigem Durchmesser

Info

Publication number: DE102019132661A1
Application number: DE102019132661.3A
Authority: DE
Inventors: Richard G. Stretton; Michael C. WILLMOT
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 2018-12-21
Filing date: 2019-12-02
Publication date: 2020-06-25
Also published as: FR3090742A1; FR3090742B1; FR3128740A1; CN212130619U; GB201820926D0

Abstract

Ein Gasturbinentriebwerk (10) für ein Flugzeug ist eingerichtet, um unter einem Flügel (52) des Flugzeugs montiert zu werden und umfasst einen Triebwerkskern (11), umfassend eine Turbine (19), einen Verdichter (14) und eine Kernwelle (26), die die Turbine mit dem Verdichter verbindet, wobei die Turbine (19) eine Niederdruckrotorstufe (19b) umfasst und einen Turbinendurchmesser (122) aufweist; einen Fan (23), der sich stromaufwärts des Triebwerkskerns (11) befindet, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln (64) umfasst, die sich von einer Nabe (66) aus erstrecken; und ein Getriebe (30), das eine Eingabe von der Kernwelle (26) empfängt und Antrieb zu dem Fan (23) ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben. Ein stromabwärtiges Blockierungsverhältnis von:liegt im Bereich von 0,2 bis 0,3.

Description

Die vorliegende Offenbarung betrifft ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug, insbesondere ein Gasturbinentriebwerk mit spezifizierten relativen Komponentenabmessungen.
Der Fachmann würde verstehen, dass das einfache Skalieren von Komponenten eines bekannten Triebwerktyps unter Umständen keine entsprechende Skalierung von Leistung/Schub und/oder Wirkungsgrad bietet und Probleme wie erhöhten Luftwiderstand oder Montageaufwand mit sich bringen kann. Eine erneute Betrachtung der Triebwerksparameter kann daher angebracht sein.
Beispielsweise würde der Fachmann verstehen, dass bei einer Erhöhung der Gesamtgröße eines Gasturbinentriebwerks möglicherweise ein Problem behandelt werden müsste, nämlich wie der Gesamtwiderstand durch eine entsprechend größere Gondel des größeren Triebwerks im Gebrauch reduziert werden kann. Wenn die Komponenten des Triebwerks proportional skaliert werden - durch einfaches Skalieren eines bekannten Triebwerkstyps - kann der erhöhte Luftwiderstand die Leistung des Flugzeugs, an dem das Triebwerk angebaut ist, negativ beeinflussen. Zusätzlich oder alternativ kann der Einbau des Triebwerks unter Umständen nicht unter dem Flügel des Flugzeugs passen, sofern nicht die Abmessungen angepasst werden.
Wie hierin verwendet, bezeichnet ein Bereich „von Wert X bis Wert Y“ oder „zwischen Wert X und Wert Y“ oder dergleichen einen einschließenden Bereich; einschließlich der Begrenzungswerte X und Y. Wie hierin verwendet, bezeichnet der Begriff „Achsenebene“ eine Ebene, die sich entlang der Länge eines Triebwerks erstreckt, parallel zu und mit einer axialen Mittellinie des Triebwerks, und der Begriff „radiale Ebene“ bezeichnet eine Ebene, die sich senkrecht zu der axialen Mittellinie des Triebwerks erstreckt, also alle radialen Linien an der axialen Position der radialen Ebene umfasst. Achsenebenen können auch als Längsebenen bezeichnet werden, da sie sich über die gesamte Länge des Triebwerks erstrecken. Ein radialer Abstand oder ein axialer Abstand ist also ein Abstand in einer radialen bzw. Achsenebene.
Gemäß einem Gesichtspunkt ist ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, wobei das Triebwerk einen Triebwerkskern mit einer Kernlänge umfasst und eine Turbine, einen Verdichter und eine die Turbine mit dem Verdichter verbindende Kernwelle umfasst, wobei die Turbine eine Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck umfasst, wobei die Turbine einen Turbinendurchmesser an der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck aufweist; und einen Fan, der sich stromaufwärts des Triebwerkskerns befindet, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, die sich von einer Nabe aus erstrecken, wobei die Nabe und die Fan-Schaufeln zusammen eine Fan-Fläche definieren, die einen Fan-Flächen-Bereich und einen Fan-Spitzen-Radius aufweist. Ein Triebwerksflächenverhältnis von: $\frac{Fan - Fl ä chen - Bereich}{Turbinendurchmesser (an der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck) \times Kernl ä nge}$
liegt im Bereich von 1,7 bis 3.
Der vorliegende Gesichtspunkt bezieht sich auf ein Gasturbinentriebwerk mit spezifizierten relativen Fan-Flächen- und Triebwerksgrößen. Der Fachmann wird verstehen, dass ein größerer Fan einen verbesserten Antriebswirkungsgrad bieten kann. Der Fachmann wird verstehen, dass ein im Vergleich zur Fan-Größe relativ kleiner Turbinendurchmesser die Montagefreundlichkeit verbessern kann. Der Fachmann wird verstehen, dass eine relativ kurze Kernlänge und/oder ein im Vergleich zur Fan-Größe relativ schmaler Kerndurchmesser einen eng gekoppelten Einbau begünstigen kann.
Der Fachmann wird verstehen, dass Turbinendurchmesser × Kernlänge einen effektiven Triebwerksbereich in einer Achsenebene darstellen kann und dass das Reduzieren dieses Bereichs einen eng gekoppelten Einbau begünstigen kann. Insbesondere kann der Fan näher an dem Flügel montiert werden, wenn der Triebwerksbereich kleiner ist (weiter hinten und weiter oben als sonst), wodurch das durch die Masse des Triebwerks auf den Flügel ausgeübte Moment reduziert wird.
Der Fachmann wird verstehen, dass für den Fan-Flächen-Bereich, den Turbinendurchmesser und die Kernlänge gleichwertige Einheiten gewählt werden sollten - wenn z. B. die Fläche in m² angegeben ist, sollten beide Längen in Metern angegeben werden.
Das Triebwerksflächenverhältnis kann höher sein als das von bekannten Flugzeuggasturbinentriebwerken.
Das Triebwerksflächenverhältnis kann im Bereich von 1,7 bis 3,0 und optional von 1,70 bis 3,00 liegen. Das Triebwerksflächenverhältnis kann im Bereich von 1,8 bis 3 oder 1,9 bis 3 (oder optional bis 3,0) liegen.
Das Triebwerksflächenverhältnis kann im Bereich von 2 bis 3 liegen. Das Triebwerksflächenverhältnis kann im Bereich von 2,1 bis 2,7 liegen.
Der Fan-Spitzen-Radius kann zwischen einer Mittellinie des Triebwerks und einer äußersten Spitze jeder Fan-Schaufel an ihrer Anströmkante gemessen werden -- dies kann äquivalent als der Fan-Spitzen-Radius beschrieben werden, der als der radiale Abstand zwischen einer Mittellinie des Triebwerks und einer äußersten Spitze jeder Fan-Schaufel an ihrer Anströmkante definiert ist. Der Fan-Flächen-Bereich kann gleich π, multipliziert mit dem Quadrat des Fan-Spitzen-Radius sein.
Der Fan-Spitzen-Radius, gemessen zwischen einer Mittellinie des Triebwerks und einer äußersten Spitze jeder Fan-Schaufel an ihrer Anströmkante, kann im Bereich von 95 cm bis 200 cm liegen, zum Beispiel im Bereich von 110 cm bis 150 cm, oder alternativ im Bereich von 155 cm bis 200 cm. Der Fan-Spitzen-Radius kann größer sein als einer der Folgenden: 110 cm, 115 cm, 120 cm, 125 cm, 130 cm, 135 cm, 140 cm, 145 cm, 150 cm, 155 cm, 160 cm, 165 cm, 170 cm, 175 cm, 180 cm, 185 cm, 190 cm oder 195 cm. Der Fan-Spitzen-Radius kann etwa 110 cm, 115 cm, 120 cm, 125 cm, 130 cm, 135 cm, 140 cm, 145 cm, 150 cm, 155 cm, 160 cm, 165 cm, 170 cm, 175 cm, 180 cm, 185 cm, 190 cm oder 195 cm betragen. Der Fan-Spitzen-Radius kann größer als 160 cm sein.
Der Fan-Spitzen-Radius kann im Bereich von 95 cm bis 150 cm, optional im Bereich von 110 cm bis 150 cm, optional im Bereich von 110 cm bis 145 cm und ferner optional im Bereich von 120 cm bis 140 cm liegen.
Der Fan-Spitzen-Radius kann im Bereich von 155 cm bis 200 cm, optional im Bereich von 160 cm bis 200 cm und ferner optional im Bereich von 165 cm bis 190 cm liegen.
Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann das Triebwerksflächenverhältnis im Bereich von 1,7 bis 3, optional von 1,7 bis 2,7, optional von 2,1 bis 2,7 und ferner optional von 2,2 bis 3 liegen.
Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann das Triebwerksflächenverhältnis im Bereich von 2 bis 3, optional von 2,2 bis 3, optional von 2,3 bis 2,6 und optional von 2,5 bis 2,6 liegen.
Der Turbinendurchmesser bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck kann in der axialen Position der Schaufelspitzenabströmkanten von Rotorblättern der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck gemessen werden. In Ausführungsformen, in denen der Rotor (der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck) ummantelt ist, kann der Turbinendurchmesser der Turbine an der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck bis zur Unterseite der Ummantelung gemessen werden. In Ausführungsformen, in denen der Rotor (der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck) nicht ummantelt ist, kann der Turbinendurchmesser der Turbine an der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck bis zu den Schaufelspitzen des Rotors gemessen werden. Die Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck kann die axial am weitesten nach hinten (oder am weitesten stromabwärts) gelegene Rotorstufe sein.
Der Turbinendurchmesser bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck kann im Bereich von 70 cm bis 170 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 140 cm, kann der Turbinendurchmesser bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck im Bereich von 70 cm bis 120 cm liegen, zum Beispiel 80 cm bis 115 cm. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann der Turbinendurchmesser bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck im Bereich von 120 cm bis 170 cm liegen, zum Beispiel 130 cm bis 160 cm.
Das Verhältnis des Fan-Spitzen-Radius zum Turbinendurchmesser bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck $(\frac{F a n - S p i t z e n - R a d i u s}{T u r b i n e n d u r c h m e s s e r})$
kann im Bereich von 0,8 bis 2,1 liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 95 cm bis 150 cm, kann das Verhältnis des Fan-Spitzen-Radius zum Turbinendurchmesser im Bereich von 0,8 bis 2,1 liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann das Verhältnis des Fan-Spitzen-Radius zum Turbinendurchmesser im Bereich von 0,9 bis 1,7 liegen.
Die Kernlänge kann definiert sein als der axiale Abstand zwischen einem vorderen Bereich des Verdichters und einem hinteren Bereich der Turbine. Die Kernlänge kann entlang einer Mittellinie des Triebwerks gemessen werden, von einem mittleren Radiuspunkt der ersten Stufe der Vorderkante der Verdichterschaufel bis zu einem mittleren Radiuspunkt der Schaufelhinterkante der Turbinenrotorstufe mit dem niedrigsten Druck. Die Kernlänge kann im Bereich von 150 cm bis 350 cm und optional 160 cm bis 320 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 95 cm bis 150 cm, kann die Kernlänge im Bereich von 160 cm bis 260 cm liegen, zum Beispiel 200 cm bis 250 cm. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann die Kernlänge im Bereich von 240 cm bis 320 cm liegen, zum Beispiel 260 cm bis 300 cm.
Das Verhältnis des Fan-Spitzen-Radius zur Kernlänge $(\frac{Fan - Spitzen - Radius}{Kernl ä nge})$
kann im Bereich von 0,3 bis 1 und optional von 0,4 bis 0,9, optional 0,5 bis 0,8 liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 95 cm bis 150 cm, kann das Verhältnis des Fan-Spitzen-Radius zur Kernlänge im Bereich von 0,4 bis 0,9, optional 0,5 bis 0,8 oder 0,55 bis 0,75 liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann das Verhältnis des Fan-Spitzen-Radius zur Kernlänge im Bereich von 0,5 bis 0,8, optional 0,60 bis 0,80 liegen.
Das Gasturbinentriebwerk kann ferner ein Getriebe umfassen. Das Getriebe kann zwischen der Kernwelle und dem Fan verbunden sein. Das Gasturbinentriebwerk kann dazu angeordnet sein, einen Antrieb von der Kernwelle aufzunehmen und einen Abtrieb zum Antreiben des Fans bereitzustellen, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben. Das Getriebe kann dazu beitragen, die hierin beschriebenen und/oder beanspruchten Verhältnisse (zum Beispiel das Triebwerksflächenverhältnis) zu erleichtern.
Der Fan kann eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfassen, die sich von einer Nabe aus erstrecken, wobei jede Fan-Schaufel eine Anströmkante und eine Abströmkante aufweist. Die Turbinenstufe mit dem niedrigsten Druck kann eine Reihe von Rotorblättern umfassen, wobei sich jedes der Rotorblätter radial erstreckt und eine Anströmkante und eine Abströmkante aufweist. Das Gasturbinentriebwerk kann eine Fan-Spitzenachse aufweisen, die eine radial äußere Spitze der Anströmkante einer der Vielzahl von Fan-Schaufeln und die radial äußere Spitze der Abströmkante eines der Rotorblätter der Turbinenstufe mit dem niedrigsten Druck verbindet. Die Fan-Spitzenachse kann in der Längsebene liegen, die eine Mittellinie des Gasturbinentriebwerks enthält. Ein Winkel der Fan-Spitzenachse kann als der Winkel zwischen der Fan-Spitzenachse und der Mittellinie definiert sein, und der Winkel der Fan-Achse liegt in einem Bereich zwischen 10 und 20 Grad, optional 11 bis 18 Grad, 12 bis 17 Grad oder 12 bis 16 Grad. Der Winkel der Fan-Spitzenachse kann wie nachstehend beschrieben sein.
Der Triebwerkskern kann mehr als eine Turbine umfassen. Die Turbine kann eine erste Turbine sein, der Verdichter kann ein erster Verdichter sein und die Kernwelle kann eine erste Kernwelle sein. Der Triebwerkskern kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfassen. Die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle können so angeordnet sein, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen.
Gemäß einem weiteren Gesichtspunkt ist ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, das einen Triebwerkskern umfasst, der eine Turbine, einen Verdichter, eine die Turbine mit dem Verdichter verbindende Kernwelle und eine Kernauslassdüse mit einem Kernauslassdüsenaustritt umfasst, wobei die Kernauslassdüse ein Kernauslassdüsendruckverhältnis aufweist, das unter Verwendung des Gesamtdrucks am Kerndüsenaustritt berechnet wird; einen Fan, der sich stromaufwärts des Triebwerkskerns befindet, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und eine Gondel, die den Fan und den Triebwerkskern umgibt und einen radial außerhalb des Triebwerkskerns angeordneten Bypass-Kanal definiert, wobei der Bypass-Kanal eine Bypass-Auslassdüse mit einem Bypass-Auslassdüsenaustritt umfasst, wobei die Bypass-Auslassdüse ein Bypass-Auslassdüsen-Druckverhältnis aufweist, das unter Verwendung des Gesamtdrucks am Bypass-Düsenaustritt berechnet wird. Ein Bypass-Kern-Verhältnis von: $\frac{Bypass - Auslassd ü sen - Druckh ä ltnis}{Kernauslassd ü sen - Druckh ä ltnis}$
ist dazu konfiguriert, unter Reiseflugbedingungen des Flugzeugs im Bereich von 1,1 bis 2 zu liegen.
Der vorliegende Gesichtspunkt bezieht sich auf ein Gasturbinentriebwerk mit spezifizierten relativen Druckverhältnissen von Kern- und Bypass-Auslassdüse. Der Fachmann wird verstehen, dass ein Düsen-Druckverhältnis (NPR) definiert ist als: $\frac{G e s a m t d r u c k a m D ü s e n a u s t r i t t}{U m g e b u n g s d r u c k d e s U m f e l d s}$
Der Fachmann wird verstehen, dass, wie es in diesem Bereich dem Standard entspricht, der „Gesamtdruck“ an einem Düsenaustritt definiert ist als die Summe der statischen und dynamischen Drücke am Düsenaustritt. Da der Umgebungsdruck für die Kernauslassdüse und die Bypass-Auslassdüse gleich ist, kann das Verhältnis von Bypass zu Kern daher wie folgt vereinfacht werden: $\begin{matrix} \frac{N P R_{B y p a s s - A u s l a s s d ü s e}}{N P R_{K e r n a u s l a s s d ü s e}} = \frac{\frac{G e s a m t d r u c k a m B y p a s s - D ü s e n a u s t r i t t}{U m g e b u n g s d r u c k}}{\frac{G e s a m t d r u c k a m K e r n d ü s e n a u s t r i t t}{U m g e b u n g s d r u c k}} \\ = \frac{G e s a m t d r u c k a m B y p a s s - D ü s e n a u s t r i t t}{G e s a m t d r u c k a m K e r n d ü s e n a u s t r i t t} \end{matrix}$
Das Verhältnis von $\frac{G e s a m t d r u c k a m B y p a s s - D ü s e n a u s t r i t t}{G e s a m t d r u c k a m K e r n d ü s e n a u s t r i t t}$
kann auch als Extraktionsverhältnis bezeichnet werden. Der Umgebungsdruck (oder der Druck der Umgebung) kann auch als statischer Austrittsdruck bezeichnet werden.
Der Fachmann wird verstehen, dass die spezifizierte Beziehung zwischen den NPRs den Wirkungsgrad des Triebwerks im Vergleich zu bekannten Turbinentriebwerken verbessern kann, zum Beispiel durch Verbesserung der Treibstoffverbrennung. Der Fachmann wird verstehen, dass die spezifizierte Beziehung zwischen den NPRs es ermöglichen kann, Maßbegrenzungen für den Triebwerkskern und/oder den Fan herzuleiten - die spezifizierte Beziehung ist daher in ihrer Anwendung nicht auf den Fall beschränkt, dass sich das Flugzeug unter Reiseflugbedingungen befindet; vielmehr kann aus diesen Abmessungen geschlossen werden, ob ein Triebwerk in den Geltungsbereich der Ansprüche fällt oder nicht, wenn das Flugzeug/Triebwerk nicht in Gebrauch ist.
Das Bypass-Kern-Verhältnis kann höher sein als das von bekannten Flugzeuggasturbinentriebwerken.
Das Bypass-Kern-Verhältnis kann unter Reiseflugbedingungen des Flugzeugs im Bereich von 1,1 bis 2,0 liegen. Das Bypass-Kern-Verhältnis kann unter Reiseflugbedingungen des Flugzeugs im Bereich von 1,10 bis 2,00 liegen. Das Bypass-Kern-Verhältnis kann unter Reiseflugbedingungen des Flugzeugs über 1,15 liegen. Das Bypass-Kern-Verhältnis kann unter Reiseflugbedingungen des Flugzeugs im Bereich von 1,2 bis 1,5 liegen. Das Bypass-Kern-Verhältnis kann unter Reiseflugbedingungen des Flugzeugs im Bereich von 1,1 bis 1,6 liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann das Bypass-Kern-Verhältnis im Bereich von 1,0 bis 1,4 liegen; zum Beispiel von 1,1 bis 1,4 oder von 1,0 bis 1,3. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann das Bypass-Kern-Verhältnis im Bereich von 1,3 bis 1,6 liegen.
Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann NPR_{Bypass-Auslassdüse} im Bereich von 2,0 bis 2,3 liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann NPR_{Bypass-Auslassdüse} im Bereich von 2,1 bis 2,3 liegen.
Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann NPR_{Kernauslassdüse} im Bereich von 1,7 bis 1,9 liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann NPR_{Kernauslassdüse} im Bereich von 1,4 bis 1,6 liegen.
Das Bypass-Verhältnis ist definiert als das Verhältnis der Massenströmungsrate des Stroms durch den Bypass-Kanal zur Massenströmungsrate des Stroms durch den Triebwerkskern unter Reiseflugbedingungen. Das Bypass-Verhältnis kann größer sein als eines von Folgendem (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 8, 8,5, 9, 9,5, 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 oder 20. Das Bypass-Verhältnis kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Das Bypass-Verhältnis kann im Bereich von 11 bis 20 und optional im Bereich von 13 bis 20 oder 14 bis 20 liegen. Das Bypass-Verhältnis kann im Bereich von 8 bis 9,5 liegen, zum Beispiel bei einigen Triebwerken mit Direktantrieb (Triebwerken ohne Getriebe). Das Bypass-Verhältnis kann im Bereich von 9 bis 16 liegen, zum Beispiel bei einigen Getriebetriebwerken (Triebwerken mit Getriebe). Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm (das mit Getriebe ausgerüstet sein kann), kann das Bypass-Verhältnis im Bereich von 9 bis 15 und optional von 13 bis 15 liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm (das mit Getriebe ausgerüstet sein kann), kann das Bypass-Kern-Verhältnis im Bereich von 13 bis 18, optional 13 bis 16 liegen.
Die Reiseflugbedingungen können den atmosphärischen Bedingungen in einer Höhe im Bereich von 10500 m bis 11600 m und optional den atmosphärischen Bedingungen in einer Höhe von 11000 m entsprechen. Eine Vorwärtsgeschwindigkeit des Gasturbinentriebwerks unter Reiseflugbedingungen kann im Bereich einer Mach-Zahl (Mn) 0,75 bis Mn 0,85 liegen. Eine Vorwärtsgeschwindigkeit des Gasturbinentriebwerks unter Reiseflugbedingungen kann Mn 0,8 sein. Die Reiseflugbedingungen können entsprechen:

• einer Vorwärts-Machzahl von 0,8;
• einem Druck von 23000 Pa; und
• und einer Temperatur von -55 Grad C.

Der Gesamtdruck am Bypass-Düsenaustritt kann in einer Austrittsebene der Bypass-Auslassdüse bestimmt werden. Die Austrittsebene kann sich von einem hintersten Punkt der Gondel zu einer Mittellinie des Triebwerks erstrecken. Die Austrittsebene kann eine radiale Ebene sein.
Der Triebwerkskern kann ein Gehäuse (auch als innere feste Struktur bezeichnet) umfassen. Der Gesamtdruck am Kerndüsenaustritt kann in einer Austrittsebene der Kernauslassdüse bestimmt werden. Die Austrittsebene kann sich von einem hintersten Punkt des Triebwerkskerngehäuses in Richtung einer Mittellinie des Triebwerks erstrecken. Die Austrittsebene kann eine radiale Ebene sein.
Der Außendurchmesser der Bypass-Auslassdüse am Bypass-Auslassdüsenaustritt kann im Bereich von 200 cm bis 400 cm und optional 200 cm bis 380 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 95 cm bis 150 cm (zum Beispiel 110 cm bis 150 cm), kann der Außendurchmesser der Bypass-Auslassdüse im Bereich von 200 cm bis 290 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann der Außendurchmesser der Bypass-Auslassdüse im Bereich von 290 cm bis 380 cm liegen.
Der Innendurchmesser der Bypass-Auslassdüse kann in der axialen Position der hintersten Spitze der Gondel gemessen werden. Der Innendurchmesser der Bypass-Auslassdüse kann der radiale Abstand zwischen den Außenflächen des Triebwerkskerns an der axialen Position der hintersten Spitze der Gondel sein. Der Innendurchmesser der Bypass-Auslassdüse kann im Bereich von 100 cm bis 250 cm und optional von 130 cm bis 220 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 95 cm bis 150 cm (zum Beispiel 110 cm bis 150 cm), kann der Innendurchmesser der Bypass-Auslassdüse im Bereich von 130 cm bis 180 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann der Innendurchmesser der Bypass-Auslassdüse im Bereich von 160 cm bis 220 cm liegen.
Die Strömungsfläche der Kernauslassdüse am Kernauslassdüsenaustritt kann von 0,4 m² (600 Quadratzoll) bis 1,3 m² (2000 Quadratzoll) betragen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 95 cm bis 150 cm (zum Beispiel 110 cm bis 150 cm), kann die Strömungsfläche der Kernauslassdüse am Kernauslassdüsenaustritt im Bereich von 0,4 m² (600 Quadratzoll) bis 0,6 m² (900 Quadratzoll) liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann die Strömungsfläche der Kernauslassdüse am Kernauslassdüsenaustritt im Bereich von 0,6 m² (900 Quadratzoll) bis 1,3 m² (2000 Quadratzoll) liegen.
Die Strömungsfläche der Bypass-Auslassdüse am Bypass-Kanal-Auslassdüsenaustritt kann 1,9 m² (3000 Quadratzoll) bis 5,8 m² (9000 Quadratzoll) betragen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 95 cm bis 150 cm (zum Beispiel 110 cm bis 150 cm) kann die Strömungsfläche der Bypass-Kanal-Auslassdüse am Bypass-Kanal-Auslassdüsenaustritt 1,9 m² (3000 Quadratzoll) bis 4,5 m² (7000 Quadratzoll) betragen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann die Strömungsfläche der Bypass-Kanal-Auslassdüse am Bypass-Kanal-Auslassdüsenaustritt im Bereich von 4,5 m² (7000 Quadratzoll) bis 5,8 m² (9000 Quadratzoll) liegen.
Ein Verhältnis der Strömungsfläche der Bypass-Auslassdüse zur Strömungsfläche der Kernauslassdüse $(\frac{Str ö mungsfl ä che Bypass - Auslassdüse}{Str ö mungsfl ä che Kernauslassdüse})$
kann im Bereich von 4 bis 6 und optional im Bereich von 5 bis 6 liegen. Optional kann ein Getriebetriebwerk (mit einem Getriebe) ein Verhältnis von Strömungsfläche der Bypass-Auslassdüse zur Strömungsfläche der Kernauslassdüse im Bereich von 5 bis 6 aufweisen.
Die Bypass-Auslassdüse und/oder die Kernauslassdüse können eine konvergente Düse sein.
Das Gasturbinentriebwerk kann ferner ein Getriebe umfassen, das zwischen dem Kern und dem Fan verbunden ist. Das Getriebe kann dazu angeordnet sein, einen Antrieb von der Kernwelle aufzunehmen und einen Abtrieb an den Fan bereitzustellen, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben.
Der Fan-Spitzen-Radius, gemessen zwischen einer Mittellinie des Triebwerks und einer äußersten Spitze jeder Fan-Schaufel an ihrer Anströmkante, kann im Bereich von 95 cm bis 200 cm liegen, zum Beispiel im Bereich von 110 cm bis 150 cm, oder alternativ im Bereich von 155 cm bis 200 cm. Der Fan-Spitzen-Radius kann größer sein als einer der Folgenden: 110 cm, 115 cm, 120 cm, 125 cm, 130 cm, 135 cm, 140 cm, 145 cm, 150 cm, 155 cm, 160 cm, 165 cm, 170 cm, 175 cm, 180 cm, 185 cm, 190 cm oder 195 cm. Der Fan-Spitzen-Radius kann etwa 110 cm, 115 cm, 120 cm, 125 cm, 130 cm, 135 cm, 140 cm, 145 cm, 150 cm, 155 cm, 160 cm, 165 cm, 170 cm, 175 cm, 180 cm, 185 cm, 190 cm oder 195 cm betragen. Der Fan-Spitzen-Radius kann größer als 160 cm sein. Der Fan-Spitzen-Radius kann im Bereich von 95 cm bis 150 cm, optional im Bereich von 110 cm bis 150 cm, optional im Bereich von 110 cm bis 145 cm und ferner optional im Bereich von 120 cm bis 140 cm liegen. Der Fan-Spitzen-Radius kann im Bereich von 155 cm bis 200 cm, optional im Bereich von 160 cm bis 200 cm und ferner optional im Bereich von 165 cm bis 190 cm liegen.
Der Triebwerkskern kann mehr als eine Turbine umfassen. Die Turbine kann eine erste Turbine sein, der Verdichter kann ein erster Verdichter sein und die Kernwelle kann eine erste Kernwelle sein. Der Triebwerkskern kann eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfassen. Die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle können so angeordnet sein, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen.
Das Gasturbinentriebwerk kann so angeordnet sein, dass es unter einem Flügel eines Flugzeugs montiert wird. Ein stromabwärtiges Blockierungsverhältnis kann definiert sein als: $(\frac{Turbinendurchmesser in einer axialen Position der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck der Turbine}{Abstand Bodenebene zu Flügel})$
Eine quasi nicht dimensionale Massenströmungsrate kann definiert sein als: $Q = W \frac{\sqrt{T 0}}{P 0. A_{S t r o m}}$
wobei:

W: die Massenströmungsrate durch den Fan in kg/s ist;
T0: die durchschnittliche Staupunkttemperatur der Luft an der Fan-Fläche in Kelvin ist;
P0: der durchschnittliche Staupunktdruck der Luft an der Fan-Fläche in Pa ist; und
A_Strom: die Strömungsfläche der Fan-Fläche in m² ist.

Ein Q-Verhältnis von:

stromabwärtigem Blockierungsverhältnisxquasi nicht dimensionaler Massenströmungsrate Q

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^-1

^1/2

Das Q-Verhältnis kann in einem Bereich von 0,005 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,010 kgs^-1N^-1K^1/2 und optional von 0,0050 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,0110 oder bis 0,0100 kgs^-1N^-1K^1/2 liegen. Das Q-Verhältnis kann in einem Bereich von 0,006 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,009 kgs^-1N^-1K^1/2 liegen.
Das stromabwärtige Blockierungsverhältnis kann in einem Bereich von 0,2 bis 0,3 liegen. Das stromabwärtige Blockierungsverhältnis kann in einem Bereich von 0,20 bis 0,29 liegen. Das stromabwärtige Blockierungsverhältnis kann in einem Bereich von 0,22 bis 0,28 liegen.
Ein spezifischer Schub kann definiert sein als Nettoschub des Triebwerks dividiert durch die Massenströmungsrate durch das Triebwerk; und unter Reiseflugbedingungen des Triebwerks kann Folgendes zutreffen:

0,029 kgs^-1N^-1K^1/2 ≤Q ≤ 0,036 kgs^-1N^-1K^1/2; und
70 Nkg^-1s ≤spezifischer Schub ≤110 Nkg^-1s.

Unter Reiseflugbedingungen kann Folgendes zutreffen: 0,032 kgs^-1N^-1K^1/2 ≤ Q ≤ 0,036 kgs^-1N^-1K^1/2. Unter Reiseflugbedingungen kann Folgendes zutreffen: 0,033 kgs^-1N^-1K^1/2≤ Q ≤0,035 kgs^-1N^-1K^1/2.
Gemäß einem weiteren Gesichtspunkt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugs mit einem Gasturbinentriebwerk bereitgestellt, das umfasst:

einen Triebwerkskern, der eine Turbine, einen Verdichter, eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet, und eine Kernauslassdüse mit einem Kernauslassdüsenaustritt umfasst, wobei die Kernauslassdüse ein Kernauslassdüsendruckverhältnis aufweist, das unter Verwendung des Gesamtdrucks am Kerndüsenaustritt berechnet wird;
einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und
eine Gondel, die den Fan und den Triebwerkskern umgibt und einen radial außerhalb des Triebwerkskerns angeordneten Bypass-Kanal definiert, wobei der Bypass-Kanal eine Bypass-Auslassdüse mit einem Bypass-Auslassdüsenaustritt umfasst, wobei die Bypass-Auslassdüse ein Bypass-Auslassdüsen-Druckverhältnis aufweist, das unter Verwendung des Gesamtdrucks am Bypass-Düsenaustritt berechnet wird.

Das Verfahren umfasst das Steuern des Flugzeugs, sodass ein Bypass-Kern-Verhältnis von: $\frac{Bypass - Auslassd ü sen - Druckverh ä ltnis}{Kernausslassd ü sen - Druckh ä ltnis}$
unter Reiseflugbedingungen des Flugzeugs im Bereich von 1,1 bis 2 liegt.
Das Luftfahrzeug kann so gesteuert werden, dass ein Q-Verhältnis von:

stromabwärtigem Blockierungsverhältnisxquasi nicht dimensionaler Massenströmungsrate Q,
wie für den vorstehenden Gesichtspunkt definiert, in einem Bereich von 0,005 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,011 kgs^-1N^-1K^1/2 liegen kann.

Das Q-Verhältnis kann in einem Bereich von 0,005 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,010 kgs^-1N^-1K^1/2 und optional von 0,0050 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,0100 kgs^-1N^-1K^1/2 liegen. Das Q-Verhältnis kann in einem Bereich von 0,006 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,009 kgs^-1N^-1K^1/2 liegen.
Das Gasturbinentriebwerk kann sein wie unter dem vorstehenden Gesichtspunkt beschrieben.
Gemäß einem weiteren Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend: einen Triebwerkskern, der umfasst: eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, die sich von einer Nabe aus erstrecken; und ein Getriebe, das einen Antrieb von der Kernwelle aufnimmt und einen Abtrieb an den Fan abgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben, wobei: das Gasturbinentriebwerk eine Triebwerkslänge und eine Schwerpunkts-Position aufweist, die relativ zum Fan gemessen wird, und wobei ein Schwerpunkts-Positionsverhältnis von: $Schwerpunkts - Position / Triebwerkslänge$
in einem Bereich von 0,43 bis 0,6 liegt.
Das Definieren des Schwerpunkts-Positionsverhältnisses in diesem Bereich kann ermöglichen, dass der Schwerpunkt näher an der vorderen Einbauposition des Gasturbinentriebwerks liegt. Dies kann dazu beitragen, Befestigungsbelastungen im Vergleich zu den Schwerpunkts-Positionsverhältnissen in bekannten Gasturbinentriebwerken zu reduzieren oder zu minimieren, die bei einer proportionalen Skalierung der Triebwerkarchitektur erreicht würden. Andere Effekte wie das Reduzieren der Biegung des Triebwerkskerns und Durchbiegung der Welle können auch durch Definieren des Schwerpunkts-Positionsverhältnisses wie vorstehend definiert bereitgestellt werden. Das Schwerpunkts-Positionsverhältnis kann höher sein als das von bekannten Flugzeuggasturbinentriebwerken.
Das Schwerpunkts-Positionsverhältnis kann in einem Bereich von 0,43 bis 0,60 und optional von 0,45 bis 0,6 oder 0,46 bis 0,6 (oder bis 0,60) liegen. Das Schwerpunkts-Positionsverhältnis kann in einem Bereich von 0,47 bis 0,49 liegen, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm. Das Schwerpunkts-Positionsverhältnis kann im Bereich von 0,45 bis 0,48 liegen, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm.
Die Triebwerkslänge kann im Bereich von 200 cm bis 500 cm und optional von 230 cm bis 470 cm, optional 300 cm bis 450 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm (zum Beispiel 120 cm bis 140 cm), kann die Triebwerkslänge im Bereich von 230 cm bis 370 cm, optional 300 bis 360 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm (zum Beispiel 165 cm bis 190 cm), kann die Triebwerkslänge im Bereich von 370 cm bis 470 cm, optional 390 cm bis 450 cm liegen.
Die Schwerpunkts-Position kann in einem Bereich zwischen 100 cm und 230 cm, optional 140 cm und 220 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann die Schwerpunkts-Position in einem Bereich zwischen 100 cm bis 180 cm, optional 140 cm bis 180 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann die Schwerpunkts-Position in einem Bereich zwischen 160 cm bis 230 cm, optional 180 cm bis 220 cm liegen.
Die Triebwerkslänge kann als axialer Abstand zwischen einem vorderen Bereich des Fans und einem hinteren Bereich der Turbine gemessen werden.
Die Turbine kann eine Turbinenstufe mit dem niedrigsten Druck mit einer Reihe von Rotorblättern umfassen, und die Triebwerkslänge kann als axialer Abstand zwischen: dem Schnittpunkt der Anströmkante einer der Vielzahl von Fan-Schaufeln und der Nabe; und einem mittleren Radiuspunkt der Abströmkante eines der Rotorblätter der TurbinenRotorstufe mit dem niedrigsten Druck gemessen werden. Der mittlere Radiuspunkt kann der Mittelpunkt zwischen einer 0 %-Spannweite und einer 100 %-Spannweite des Rotorblattes sein.
Die Turbine kann eine Turbine mit dem niedrigsten Druck von einer Vielzahl von im Kern bereitgestellten Turbinen sein.
Die Position des Schwerpunktes kann als axialer Abstand zwischen dem Schnittpunkt der Anströmkante einer der Vielzahl von Fan-Schaufeln und der Nabe; und dem Schwerpunkt des Gasturbinentriebwerks gemessen werden.
Gemäß einem Gesichtspunkt ist ein Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Schwerpunkt von: $Schwerpunkts - Positionsverhältnis \times maximale Fan - Drehzahl beim Start$
bereitgestellt; sie kann in einem Bereich von 600 U/min bis 1350 U/min liegen. Dieses Verhältnis kann niedriger sein als das von bekannten Flugzeuggasturbinentriebwerken. Durch Definieren des Verhältnisses von Fan-Drehzahl zu Schwerpunkt in diesem Bereich kann der Schwerpunkt im Vergleich zu dem eines Triebwerks mit Direktantrieb nach vorne verschoben werden, wobei gleichzeitig auch eine relativ niedrige Fan-Drehzahl erreicht wird.
Das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Schwerpunkt kann in einem Bereich von 650 U/min bis 1276 U/min liegen. Das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Schwerpunkt kann in einem Bereich von 600 U/min bis 1290 U/min liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Schwerpunkt 925 U/min bis 1325 U/min betragen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Schwerpunkt 650 U/min bis 910 U/min betragen.
Die maximale Fan-Drehzahl beim Start kann in einem Bereich zwischen 1450 U/min bis 3020 U/min liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann die maximale Fan-Drehzahl beim Start in einem Bereich zwischen 1970 U/min bis 3020 U/min liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann die maximale Fan-Drehzahl beim Start in einem Bereich zwischen 1450 U/min bis 1910 U/min liegen.
Gemäß einem weiteren Gesichtspunkt ist ein Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugs mit einem Gasturbinentriebwerk bereitgestellt, das umfasst: einen Triebwerkskern mit einer Turbine, einem Verdichter und einer Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, die sich von einer Nabe aus erstrecken; und ein Getriebe, das einen Antrieb von der Kernwelle aufnimmt und einen Abtrieb an den Fan abgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben, wobei: das Gasturbinentriebwerk eine Triebwerkslänge und eine Schwerpunkts-Position aufweist, die relativ zum Fan gemessen wird, und wobei das Verfahren das Steuern des Flugzeugs umfasst, sodass ein Schwerpunkts-Positionsverhältnis von: $Schwerpunkts - Position / Triebwerkslänge$
in einem Bereich von 0,43 bis 0,6 liegt, und ein Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Schwerpunkt von: $Schwerpunkts-Positionverh ä ltnis \times maximale Fan - Drehzahl beim Start$
in einem Bereich von 600 U/min bis 1350 U/min liegt.
Das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Schwerpunkt kann in einem Bereich von 650 U/min bis 1276 U/min liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Schwerpunkt 925 U/min bis 1325 U/min betragen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Schwerpunkt 650 U/min bis 910 U/min betragen.
Die maximale Fan-Drehzahl beim Start kann in einem Bereich zwischen 1450 U/min bis 3020 U/min liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann die maximale Fan-Drehzahl beim Start in einem Bereich zwischen 1970 U/min bis 3020 U/min liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann die maximale Fan-Drehzahl beim Start in einem Bereich zwischen 1450 U/min bis 1910 U/min liegen.
Gemäß einem weiteren Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend: einen Triebwerkskern, der umfasst: eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, die sich von einer Nabe aus erstrecken; und ein Getriebe, das einen Antrieb von der Kernwelle aufnimmt und einen Abtrieb an den Fan abgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben, wobei: das Gasturbinentriebwerk eine Triebwerkslänge und eine Getriebeposition relativ zu einem vorderen Bereich des Fans aufweist, wobei ein Getriebepositionsverhältnis von:

Getriebeposition / Triebwerkslänge

Das Definieren des Getriebepositionsverhältnisses in diesem Bereich kann ermöglichen, dass sich das Getriebe an oder in der Nähe einer vorderen Einbauposition des Gasturbinentriebwerks befindet. Da das Getriebe im Allgemeinen zu den schwersten Komponenten innerhalb des Triebwerks gehört, kann seine Position einen wesentlichen Einfluss auf die Schwerpunktposition haben. Ein Annähern des Schwerpunkts an die vordere Befestigung kann dazu beitragen, die Belastung der hinteren Befestigung zu minimieren. Andere Effekte wie das Reduzieren der Biegung des Triebwerkskerns und Durchbiegung der den Kern verbindenden Antriebswelle können auch durch Steuern des Triebwerksschwerpunkts durch geeignetes Positionieren des Getriebes erreicht werden. Das Getriebepositionsverhältnis kann höher sein als das von bekannten Gasturbinentriebwerken.
Das Getriebepositionsverhältnis kann in einem Bereich von 0,19 bis 0,3 liegen. Das Getriebepositionsverhältnis kann in einem Bereich von 0,19 bis 0,23 liegen. Das Getriebepositionsverhältnis kann in einem Bereich von 0,19 bis 0,23, zum Beispiel 0,19 bis 0,21, liegen, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm. Das Getriebepositionsverhältnis kann in einem Bereich von 0,20 bis 0,25 liegen, zum Beispiel gleich oder um 0,23 - zum Beispiel im Bereich von 0,225 bis 0,235 - zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm.
Die Triebwerkslänge kann im Bereich von 200 cm bis 500 cm und optional von 230 cm bis 470 cm, optional 300 cm bis 450 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm (zum Beispiel 120 cm bis 140 cm), kann die Triebwerkslänge im Bereich von 230 cm bis 370 cm, optional 300 bis 360 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm (zum Beispiel 165 cm bis 190 cm), kann die Triebwerkslänge im Bereich von 370 cm bis 470 cm, optional 390 cm bis 450 cm liegen.
Die Getriebeposition kann in einem Bereich zwischen 50 cm und 110 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann die Getriebeposition in einem Bereich zwischen 50 cm bis 80 cm, optional 55 cm bis 75 cm liegen. Optional kann bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm die Getriebeposition in einem Bereich zwischen 80 cm bis 110 cm, optional 85 cm bis 105 cm liegen.
Die Triebwerkslänge kann als axialer Abstand zwischen einem vorderen Bereich des Fans und einem hinteren Bereich der Turbine gemessen werden.
Die Turbine kann eine Turbinenstufe mit dem niedrigsten Druck mit einer Reihe von Rotorblättern umfassen, und die Triebwerkslänge wird als axialer Abstand zwischen: dem Schnittpunkt der Anströmkante einer der Vielzahl von Fan-Schaufeln und der Nabe; und einem mittleren Radiuspunkt der Abströmkante eines der Rotorblätter der TurbinenRotorstufe mit dem niedrigsten Druck gemessen. Der mittlere Radiuspunkt kann der Mittelpunkt zwischen einer 0 %-Spannweite und einer 100 %-Spannweite des Rotorblattes sein.
Die Turbine kann eine Turbine mit dem niedrigsten Druck von einer Vielzahl von im Kern bereitgestellten Turbinen sein.
Die Getriebeposition kann gemessen werden zwischen: dem Schnittpunkt einer Anströmkante einer der Fan-Schaufeln und der Nabe; und einer radialen Mittelebene des Getriebes, wobei sich die radiale Mittelebene am Mittelpunkt zwischen der Vorderseite eines der vordersten Zahnradnetze des Getriebes und der Rückseite eines der hintersten Zahnradnetze des Getriebes befindet.
Das Getriebe kann ein Umlaufrädergetriebe umfassend ein Hohlrad sein; in solchen Ausführungsformen kann die Getriebeposition gemessen werden als der axiale Abstand zwischen: dem Schnittpunkt einer Anströmkante einer der Fan-Schaufeln und der Nabe; und einer radialen Ebene, die den axialen Mittelpunkt des Hohlrades schneidet.
Die Fan-Schaufeln können mindestens teilweise aus einem Verbundwerkstoff gebildet sein, und die Getriebeposition für solche Ausführungsformen kann in einem Bereich zwischen 50 cm und 110 cm und optional in einem Bereich zwischen 80 cm und 110 cm liegen.
Die Fan-Schaufeln können mindestens teilweise aus einem Metall oder einer Metalllegierung, wie beispielsweise einer Aluminium-Lithium-Legierung, gebildet sein, und wobei die Getriebeposition in einem Bereich zwischen 50 cm und 110 cm und optional in einem Bereich zwischen 50 cm und 80 cm liegen kann.
Die Fan-Schaufeln können mindestens teilweise aus einem Verbundwerkstoff gebildet sein, und das Getriebepositionsverhältnis kann im Bereich von 0,02 bis 0,25 liegen, beispielsweise gleich oder um 0,23; zum Beispiel im Bereich von 0,225 bis 0,235. Dies kann beispielsweise bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm der Fall sein.
Die Fan-Schaufeln können mindestens teilweise aus einem Metall oder einer Metalllegierung, wie einer Aluminium-Lithium-Legierung, gebildet sein, und das Getriebepositionsverhältnis kann in einem Bereich von 0,19 bis 0,25, zum Beispiel 0,19 bis 0,23, liegen. Dies kann zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem beliebigen Fan-Spitzen-Radius der Fall sein.
Gemäß einem weiteren Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend: einen Triebwerkskern, der umfasst: eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, die sich von einer Nabe aus erstrecken, wobei die Fan-Schaufeln aus Metall oder einer Metalllegierung (optional einer Aluminium-Lithium-Legierung) gebildet sind; und ein Getriebe, das einen Antrieb von der Kernwelle aufnimmt und einen Abtrieb an den Fan abgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben, wobei: das Gasturbinentriebwerk eine Triebwerkslänge und eine Getriebeposition relativ zu einem vorderen Bereich des Fans aufweist, wobei ein Getriebepositionsverhältnis von:

Getriebeposition / Triebwerkslänge

Dies kann beispielsweise bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm der Fall sein.
Gemäß einem weiteren Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend: einen Triebwerkskern, der umfasst: eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; und einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, die sich von einer Nabe aus erstrecken, wobei die Fan-Schaufeln mindestens teilweise aus einem Verbundwerkstoff geformt sind; und ein Getriebe, das einen Antrieb von der Kernwelle aufnimmt und einen Abtrieb an den Fan abgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben, wobei: das Gasturbinentriebwerk eine Triebwerkslänge und eine Getriebeposition relativ zu einem vorderen Bereich des Fans aufweist, wobei ein Getriebepositionsverhältnis von:

Getriebeposition / Triebwerkslänge

Dies kann beispielsweise bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm der Fall sein.
Das Gasturbinentriebwerk dieser Gesichtspunkte kann ferner ein Schwerpunkts-Positionsverhältnis aufweisen, wie es in einer der Aussagen der beiden vorstehenden Gesichtspunkte definiert ist.
Gemäß einem weiteren Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend einen Triebwerkskern, der umfasst: eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, wobei ein Fan-Spitzen-Radius des Fans zwischen einer Mittellinie des Triebwerks und einer äußersten Spitze jeder Fan-Schaufel an ihrer Anströmkante gemessen wird/definiert ist; und eine Gondel, die den Fan und den Triebwerkskern umgibt und eine Bypass-Auslassdüse definiert, wobei die Bypass-Auslassdüse einen Außenradius aufweist. Ein äußeres Bypass-Fan-Verhältnis von: $\frac{A u ß e n r a d i u s d e r B y p a s s - A u s l a s s d ü s e}{F a n - S p i t z e n - R a d i u s}$
liegt im Bereich von 0,6 bis 1,05.
Der vorliegende Gesichtspunkt bezieht sich auf ein Gasturbinentriebwerk, das einen Fan und eine Gondel mit spezifizierten relativen Formen und/oder Größen umfasst. Der Fachmann würde verstehen, dass eine im Vergleich zur Fan-Größe relativ schmale Bypass-Auslassdüse den von dem Triebwerk im Gebrauch erzeugten Luftwiderstand reduzieren kann. Darüber hinaus würde der Fachmann verstehen, dass die relativ schmale Bypass-Auslassdüse ein kompakteres Abgassystem schaffen kann, das den Einbau eines größeren Triebwerks unter dem Flügel in einem Flugzeug ermöglichen oder erleichtern kann. Das äußere Bypass-Fan-Verhältnis kann niedriger sein als das von bekannten Flugzeuggasturbinen.
Das äußere Bypass-Fan-Verhältnis kann im Bereich von 0,60 bis 1,05 liegen. Das äußere Bypass-Fan-Verhältnis kann im Bereich von 0,65 bis 1,00 liegen. Das äußere Bypass-Fan-Verhältnis kann kleiner als 1,05, optional kleiner als 1,02 und ferner optional kleiner als 1,00 sein. Das äußere Bypass-Fan-Verhältnis kann im Bereich von 0,80 bis 1,00 liegen.
Das äußere Bypass-Fan-Verhältnis kann im Bereich von 0,9 bis 1,00 und optional im Bereich von 0,90 bis 1,00 liegen.
Der Fan-Spitzen-Radius kann im Bereich von 95 cm bis 200 cm liegen, zum Beispiel im Bereich von 110 cm bis 150 cm, oder alternativ im Bereich von 155 cm bis 200 cm. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann das äußere Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,95 bis 1,00 liegen, zum Beispiel gleich oder um 0,97, zum Beispiel im Bereich von 0,96 bis 0,98. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann das äußere Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,91 bis 0,98 liegen, zum Beispiel gleich oder um 0,95 sein, zum Beispiel im Bereich von 0,94 bis 0,96 liegen.
Die Bypass-Auslassdüse kann eine Austrittsebene aufweisen, die eine radiale Ebene sein kann. Der Außenradius der Bypass-Auslassdüse kann an der axialen Position der Austrittsebene der Bypass-Auslassdüse gemessen werden.
Der Außenradius der Bypass-Auslassdüse kann an der axialen Position der hintersten Spitze der Gondel gemessen werden. Der Außenradius der Bypass-Auslassdüse kann der radiale Abstand zwischen der Mittellinie des Triebwerks und einer Innenfläche der Gondel an der axialen Position der hintersten Spitze der Gondel sein.
Der Außenradius der Bypass-Auslassdüse kann im Bereich von 100 cm bis 200 cm und optional 100 cm bis 190 cm liegen. Der Außenradius der Bypass-Auslassdüse kann wie oben beschrieben als halber Durchmesser der Bypass-Auslassdüse definiert sein. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann der Außenradius der Bypass-Auslassdüse im Bereich von 100 cm bis 145 cm liegen, zum Beispiel 110 cm bis 140 cm. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann der Außenradius der Bypass-Auslassdüse im Bereich von 145 cm bis 190 cm liegen.
Die Bypass-Auslassdüse kann einen Innenradius aufweisen. Ein inneres Bypass-Fan-Verhältnis von: $\frac{I n n d e n r a d i u s d e r B y p a s s - A u s l a s s d ü s e}{F a n - S p i t z e n - R a d i u s}$
kann im Bereich von 0,4 bis 0,65 liegen.
Das innere Bypass-Fan-Verhältnis kann niedriger sein als das von bekannten Flugzeuggasturbinen. Das innere Bypass-Fan-Verhältnis kann im Bereich von 0,5 bis 0,6 und optional im Bereich von 0,50 bis 0,60 liegen. Das innere Bypass-Fan-Verhältnis kann im Bereich von 0,40 bis 0,65 liegen. Das innere Bypass-Fan-Verhältnis kann kleiner als 0,65 und optional kleiner als 0,64, und optional kleiner als 0,62 sein. Das innere Bypass-Fan-Verhältnis kann im Bereich von 0,54 bis 0,64 liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann das innere Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,57 bis 0,63 liegen, zum Beispiel 0,57 bis 0,62, zum Beispiel um 0,59, zum Beispiel im Bereich von 0,58 bis 0,60 liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann das innere Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,5 bis 0,6 und optional von 0,52 bis 0,58 liegen.
Die Bypass-Auslassdüse kann eine Austrittsebene aufweisen, die eine radiale Ebene sein kann. Der Innenradius der Bypass-Auslassdüse kann an der axialen Position der Austrittsebene der Bypass-Auslassdüse gemessen werden. Die Innen- und Außenradien können daher in derselben radialen Ebene gemessen werden. Der Innen- und Außenradius der Bypass-Auslassdüse kann daher am Austritt der Bypass-Auslassdüse gemessen werden.
Der Innenradius der Bypass-Auslassdüse kann an der axialen Position der hintersten Spitze der Gondel gemessen werden. Der Innenradius der Bypass-Auslassdüse kann der radiale Abstand zwischen der Mittellinie des Triebwerks und einer Außenfläche des Triebwerkskerns an der axialen Position der hintersten Spitze der Gondel sein. Der Innenradius der Bypass-Auslassdüse beträgt die Hälfte des Innendurchmessers der Bypass-Auslassdüse. Der Innenradius der Bypass-Auslassdüse kann im Bereich von 50 cm bis 125 cm und optional von 65 cm bis 110 cm, optional von 75 cm bis 110 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann der Innenradius der Bypass-Auslassdüse im Bereich von 70 cm bis 90 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann der Innenradius der Bypass-Auslassdüse im Bereich von 80 cm bis 120 cm liegen, zum Beispiel 90 cm bis 120 cm.
Die Gondel kann einen Bypass-Kanal definieren, der radial außerhalb des Triebwerkskerns angeordnet ist. Die Bypass-Auslassdüse kann ein Austritt des Bypass-Kanals sein, der beispielsweise einen hintersten Teil des Bypass-Abgaskanals bildet. Die Gondel kann eine Innenfläche umfassen, die den Bypass-Kanal mindestens teilweise definiert.
Das Triebwerk kann ferner eine Bypass-Kanal-Auslassleitschaufel umfassen, die sich radial über den Bypass-Kanal zwischen einer Außenfläche des Triebwerkskerns und der Innenfläche der Gondel erstreckt. Die Bypass-Kanal-Auslassleitschaufel kann sich zwischen einer radial inneren Spitze und einer radial äußeren Spitze erstrecken und kann eine Anströmkante und eine Abströmkante in Bezug auf die Richtung des Gasstroms durch den Bypass-Kanal aufweisen. Es kann eine Außenwandachse definiert sein, die die radial äußere Spitze der Abströmkante der Bypass-Kanal-Auslassleitschaufel und die hinterste Spitze der Innenfläche der Gondel verbindet. Die Außenwandachse kann in einer Längsebene liegen, die die Mittellinie des Gasturbinentriebwerks enthält. Ein Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals kann definiert sein als der Winkel zwischen der Außenwandachse und der Mittellinie.
Der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals kann in einem Bereich zwischen -15 Grad und 1 Grad liegen. Der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals kann in einem Bereich zwischen -10 Grad und 0 Grad, zum Beispiel -5 Grad und 0 Grad, liegen. Der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals kann in einem Bereich zwischen -4 Grad und -1 Grad liegen. Der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals kann im Bereich von -0,5 Grad bis -4 Grad liegen; dies kann bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm der Fall sein. Der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals kann in einem Bereich zwischen -1 Grad und -5 Grad, zum Beispiel -2,5 Grad bis -4 Grad, liegen; dies kann bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm der Fall sein.
Ein negativer Wert des Wandwinkels des äußeren Bypass-Kanals kann der Außenwandachse entsprechen, die zur Mittellinie des Gasturbinentriebwerks geneigt ist.
Das Gasturbinentriebwerk kann ein Getriebe umfassen, das einen Antrieb von einer Kernwelle aufnimmt und einen Abtrieb an den Fan ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben. Das Getriebe kann eine Übersetzung in den an anderer Stelle hierin definierten Bereichen aufweisen, zum Beispiel 3,2 bis 5 oder 3,2 bis 3,8.
Das Gasturbinentriebwerk kann mehr als eine Turbine umfassen. Die Turbine kann eine erste Turbine sein, der Verdichter kann ein erster Verdichter sein und die Kernwelle kann eine erste Kernwelle sein. Der Triebwerkskern kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfassen. Die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle können so angeordnet sein, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen.
Gemäß einem weiteren Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend einen Triebwerkskern, der umfasst: eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, wobei ein Fan-Spitzen-Radius des Fans zwischen einer Mittellinie des Triebwerks und einer äußersten Spitze jeder Fan-Schaufel an ihrer Anströmkante gemessen wird; und eine Gondel, die den Fan und den Triebwerkskern umgibt und eine Bypass-Auslassdüse definiert, wobei die Bypass-Auslassdüse einen Innenradius aufweist. Ein inneres Bypass-Fan-Verhältnis von: $\frac{I n n e n r a d i u s d e r B y p a s s - A u s l a s s d ü s e}{F a n - S p i t z e n - R a d i u s}$
liegt im Bereich von 0,4 bis 0,65.
Der vorliegende Gesichtspunkt bezieht sich auf ein Gasturbinentriebwerk, das einen Fan und einen Triebwerkskern mit spezifizierten relativen Formen und/oder Größen umfasst. Der Fachmann würde verstehen, dass eine im Vergleich zur Fan-Größe relativ schmale Bypass-Auslassdüse den von dem Triebwerk im Gebrauch erzeugten Luftwiderstand reduzieren kann. Der Fachmann würde verstehen, dass der Triebwerkskern radial innerhalb der Bypass-Auslassdüse angeordnet ist und der Innenradius der Bypass-Auslassdüse daher gleichwertig als ein Außenradius des Triebwerkskerns betrachtet werden könnte. Der Fachmann würde verstehen, dass ein im Vergleich zur Fan-Größe relativ schmaler Triebwerkskern den von dem Triebwerk im Gebrauch erzeugten Luftwiderstand reduzieren kann. Das innere Bypass-Fan-Verhältnis kann niedriger sein als das von bekannten Flugzeuggasturbinen.
Das innere Bypass-Fan-Verhältnis kann im Bereich von 0,40 bis 0,65 liegen. Das innere Bypass-Fan-Verhältnis kann kleiner als 0,65 und optional kleiner als 0,64 sein. Das innere Bypass-Fan-Verhältnis kann im Bereich von 0,54 bis 0,64 liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann das innere Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,57 bis 0,63 liegen, zum Beispiel 0,57 bis 0,62, zum Beispiel um 0,59, zum Beispiel im Bereich von 0,58 bis 0,60 liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann das innere Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,5 bis 0,6 und optional von 0,52 bis 0,58, optional 0,53 bis 0,55 liegen.
Die Bypass-Auslassdüse kann eine Austrittsebene aufweisen, die eine radiale Ebene sein kann. Der Innenradius der Bypass-Auslassdüse kann an der axialen Position der Austrittsebene der Bypass-Auslassdüse gemessen werden.
Der Innenradius der Bypass-Auslassdüse kann an der axialen Position der hintersten Spitze der Gondel gemessen werden. Der Innenradius der Bypass-Auslassdüse kann der radiale Abstand zwischen der Mittellinie des Triebwerks und einer Außenfläche des Triebwerkskerns an der axialen Position der hintersten Spitze der Gondel sein.
Der Innenradius der Bypass-Auslassdüse kann im Bereich von 50 cm bis 125 cm und optional von 65 cm bis 110 cm, optional von 75 cm bis 110 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann der Innenradius der Bypass-Auslassdüse im Bereich von 70 cm bis 90 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann der Innenradius der Bypass-Auslassdüse im Bereich von 80 cm bis 120 cm liegen, zum Beispiel 90 cm bis 120 cm.
Die Bypass-Auslassdüse kann einen Außenradius aufweisen, und ein äußeres Bypass-Fan-Verhältnis von: $\frac{A u ß e n r a d i u s d e r B y p a s s - A u s l a s s d ü s e}{F a n - S p i t z e n - R a d i u s}$
kann im Bereich von 0,6 bis 1,05 liegen. Das äußere Bypass-Fan-Verhältnis kann niedriger sein als das von bekannten Flugzeuggasturbinen.
Das äußere Bypass-Fan-Verhältnis kann im Bereich von 0,9 bis 1,0 und optional von 0,90 bis 1,00 liegen. Das äußere Bypass-Fan-Verhältnis kann kleiner als 1,05, optional kleiner als 1,02 und ferner optional kleiner als 1,00 sein. Das äußere Bypass-Fan-Verhältnis kann im Bereich von 0,8 bis 1,00 und optional im Bereich von 0,90 bis 1,00 liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann das äußere Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,95 bis 1,00 liegen, zum Beispiel gleich oder um 0,97 sein, zum Beispiel im Bereich von 0,96 bis 0,98. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann das äußere Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,91 bis 0,98 liegen, zum Beispiel gleich oder um 0,95 sein, zum Beispiel im Bereich von 0,94 bis 0,96 liegen.
Die Bypass-Auslassdüse kann eine Austrittsebene aufweisen, die radial sein kann. Der Außenradius der Bypass-Auslassdüse kann an der axialen Position der Austrittsebene der Bypass-Auslassdüse gemessen werden. Der Außenradius der Bypass-Auslassdüse kann an der axialen Position der hintersten Spitze der Gondel gemessen werden. Der Außenradius der Bypass-Auslassdüse kann der radiale Abstand zwischen der Mittellinie des Triebwerks und einer Innenfläche der Gondel an der axialen Position der hintersten Spitze der Gondel sein.
Der Außenradius der Bypass-Auslassdüse kann im Bereich von 100 cm bis 200 cm und optional 100 cm bis 190 cm liegen. Der Außenradius der Bypass-Auslassdüse kann wie oben beschrieben als halber Durchmesser der Bypass-Auslassdüse definiert sein. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 95 cm bis 150 cm, kann der Außenradius der Bypass-Auslassdüse im Bereich von 100 cm bis 145 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann der Außenradius der Bypass-Auslassdüse im Bereich von 145 cm bis 190 cm liegen.
Die Gondel kann einen Bypass-Kanal definieren, der radial außerhalb des Triebwerkskerns angeordnet ist. Die Gondel kann eine Innenfläche umfassen, die den Bypass-Kanal mindestens teilweise definiert.
Die Bypass-Auslassdüse kann ein Austritt des Bypass-Kanals sein, der beispielsweise einen hintersten Teil des Bypass-Abgaskanals bildet.
Das Triebwerk kann ferner eine Bypass-Kanal-Auslassleitschaufel umfassen, die sich radial über den Bypass-Kanal zwischen einer Außenfläche des Triebwerkskerns und der Innenfläche der Gondel erstreckt. Die Bypass-Kanal-Auslassleitschaufel kann sich zwischen einer radial inneren Spitze und einer radial äußeren Spitze erstrecken und kann eine Anströmkante und eine Abströmkante in Bezug auf die Richtung des Gasstroms durch den Bypass-Kanal aufweisen. Es kann eine Außenwandachse definiert sein, die die radial äußere Spitze der Abströmkante der Bypass-Kanal-Auslassleitschaufel und die hinterste Spitze der Innenfläche der Gondel verbindet. Die Außenwandachse kann in einer Längsebene liegen, die die Mittellinie des Gasturbinentriebwerks enthält. Ein Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals kann definiert sein als der Winkel zwischen der Außenwandachse und der Mittellinie.
Der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals kann in einem Bereich zwischen -15 bis 1 Grad liegen. Der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals kann in einem Bereich zwischen -10 Grad und 0 Grad, zum Beispiel -5 Grad und 0 Grad, liegen. Der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals kann in einem Bereich zwischen -4 Grad und -1 Grad liegen. Der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals kann im Bereich von -0,5 Grad bis -4 Grad liegen; dies kann bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm der Fall sein. Der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals kann in einem Bereich zwischen -1 Grad und -5 Grad, zum Beispiel -2,5 Grad bis -4,0 Grad, liegen; dies kann bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm der Fall sein.
Ein negativer Wert des Wandwinkels des äußeren Bypass-Kanals kann der Außenwandachse entsprechen, die zur Mittellinie des Gasturbinentriebwerks geneigt ist.
Das Gasturbinentriebwerk kann ferner ein Getriebe umfassen, das einen Antrieb von der Kernwelle aufnimmt und einen Abtrieb an den Fan ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben. Das Getriebe kann eine Übersetzung in den an anderer Stelle hierin definierten Bereichen aufweisen, zum Beispiel 3,2 bis 5 oder 3,2 bis 3,8.
Das Gasturbinentriebwerk kann mehr als eine Turbine umfassen. Die Turbine kann eine erste Turbine sein, der Verdichter kann ein erster Verdichter sein und die Kernwelle kann eine erste Kernwelle sein. Der Triebwerkskern kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfassen. Die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle sind so angeordnet, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen.
Gemäß einem weiteren Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend: einen Triebwerkskern, der umfasst: eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; eine Gondel, die das Gasturbinentriebwerk umgibt, wobei die Gondel eine Innenfläche umfasst, die einen Bypass-Kanal mindestens teilweise definiert, der radial außerhalb des Triebwerkskerns angeordnet ist; und eine Bypass-Kanal-Auslassleitschaufel (OGV), die sich radial über den Bypass-Kanal zwischen einer Außenfläche des Triebwerkskerns und der Innenfläche der Gondel erstreckt, wobei die Bypass-Kanal-Auslassleitschaufel sich zwischen einer radialen inneren Spitze und einer radialen äußeren Spitze erstreckt und eine Anströmkante und eine Abströmkante relativ zur Richtung des Gasstroms durch den Bypass-Kanal aufweist, eine Außenwandachse definiert ist, die die radiale äußere Spitze der Abströmkante der Bypass-Kanal-Auslassleitschaufel und die hinterste Spitze der Innenfläche der Gondel verbindet, wobei die Außenwandachse in einer Längsebene liegt, die die Mittellinie des Gasturbinentriebwerks enthält, ein äußerer Wandwinkel des Bypass-Kanals als der Winkel zwischen der Außenwandachse und der Mittellinie definiert ist, und der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals in einem Bereich zwischen -15 und 1 Grad liegt.
Durch Bereitstellen des Wandwinkels des Bypass-Kanals in diesem Bereich kann ein kompakteres Abgassystem bereitgestellt werden. Durch Verwenden des vorgenannten Winkelbereichs kann die Länge der Gondel zwischen der Bypass-OGV und der hintersten inneren Spitze der Gondelinnenwand reduziert werden. Dies kann zu einer kürzeren Länge der Gondel führen, was zu einer Verringerung des Luftwiderstands im Vergleich zu bekannten Gasturbinentriebwerken führen kann, oder was erreicht würde, wenn die Abmessungen der Gondel beim Vergrößern des Gasturbinentriebwerks proportional skaliert würden. Der Wandwinkel des Bypass-Kanals kann niedriger (d. h. negativer) sein als der von bekannten Gasturbinentriebwerken.
Der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals kann in einem Bereich zwischen -10 Grad und 0 Grad, zum Beispiel -5 Grad und 0 Grad, liegen. Der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals kann in einem Bereich zwischen -4 Grad und -1 Grad liegen. Der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals kann im Bereich von -0,5 Grad bis -4 Grad liegen; dies kann bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm der Fall sein. Der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals kann in einem Bereich zwischen -1 Grad und -5 Grad, zum Beispiel -2,5 Grad bis -4 Grad, liegen; dies kann bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm der Fall sein.
Ein negativer Wert des Wandwinkels des äußeren Bypass-Kanals kann der Außenwandachse entsprechen, die zur Mittellinie des Gasturbinentriebwerks geneigt ist.
Ein Radius der Bypass-Kanal-Auslassleitschaufeln, gemessen radial zwischen der Triebwerksmittellinie und der radial äußeren Spitze der Abströmkante der Bypass-OGV, kann in einem Bereich von 90 cm bis 210 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann der Radius der Bypass-Kanal-Auslassleitschaufeln im Bereich von 90 cm bis 150 cm, optional 110 cm bis 135 cm, liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann der Radius der Bypass-Kanal-Auslassleitschaufeln im Bereich von 160 cm bis 210 cm, optional 170 cm bis 200 cm, liegen.
Das Gasturbinentriebwerk kann ferner ein Getriebe umfassen, das einen Antrieb von einer Kernwelle aufnimmt und einen Abtrieb an den Fan ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben. Das Getriebe kann eine Übersetzung in den an anderer Stelle hierin definierten Bereichen aufweisen, zum Beispiel 3,2 bis 5 oder 3,2 bis 3,8.
Die hinterste innere Spitze der Gondelinnenwand kann beim Gebrauch des Gasturbinentriebwerks beweglich sein, um eine variable Bypass-Kanal-Auslassdüse (auch als Fan-Düse bezeichnet) bereitzustellen. Die Außenwandachse kann basierend auf der Position der hintersten Spitze der Innenfläche der Gondel während Reiseflugbedingungen definiert sein. Die Reiseflugbedingungen können wie in Verbindung mit jedem beliebigen anderen Gesichtspunkt definiert sein.
Das Gasturbinentriebwerk dieses Gesichtspunkts kann ferner ein äußeres Bypass-Fan-Verhältnis und/oder ein inneres Bypass-Fan-Verhältnis aufweisen, wie es in den vorhergehenden relevanten Gesichtspunkten einer der vorstehenden Aussagen definiert ist.
Der Fan-Spitzen-Radius des Fans kann zwischen der Mittellinie des Triebwerks und der äußersten Spitze jeder Fan-Schaufel an ihrer Anströmkante gemessen werden; und die Gondel kann den Fan und den Triebwerkskern umgeben und eine Bypass-Auslassdüse definieren, wobei die Bypass-Auslassdüse einen Außenradius aufweist.
Ein äußeres Bypass-Fan-Verhältnis von: $\frac{A u ß e n r a d i u s d e r B y p a s s - A u s l a s s d ü s e}{F a n - S p i t z e n - R a d i u s}$
kann im Bereich von 0,6 bis 1,05 liegen. Das äußere Bypass-Fan-Verhältnis kann im Bereich von 0,60 bis 1,05 liegen. Das äußere Bypass-Fan-Verhältnis kann im Bereich von 0,65 bis 1,00 liegen. Das äußere Bypass-Fan-Verhältnis kann kleiner als 1,05, optional kleiner als 1,02 und ferner optional kleiner als 1,00 sein. Das äußere Bypass-Fan-Verhältnis kann im Bereich von 0,80 bis 1,00 liegen. Das äußere Bypass-Fan-Verhältnis kann im Bereich von 0,9 bis 1,0 und optional im Bereich von 0,90 bis 1,00 liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann das äußere Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,95 bis 1,00 liegen, optional gleich oder um 0,97, zum Beispiel im Bereich von 0,96 bis 0,98, sein. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann das äußere Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,91 bis 0,98 liegen, optional gleich oder um 0,95, zum Beispiel im Bereich von 0,94 bis 0,96, sein. Das äußere Bypass-Fan-Verhältnis kann niedriger sein als das von bekannten Flugzeuggasturbinen.
Die Bypass-Auslassdüse kann eine Austrittsebene aufweisen, die eine radiale Ebene sein kann. Der Außenradius der Bypass-Auslassdüse kann an der axialen Position der Austrittsebene der Bypass-Auslassdüse gemessen werden.
Der Außenradius der Bypass-Auslassdüse kann an der axialen Position der hintersten Spitze der Gondel gemessen werden.
Der Außenradius der Bypass-Auslassdüse kann der radiale Abstand zwischen der Mittellinie des Triebwerks und einer Innenfläche der Gondel an der axialen Position der hintersten Spitze der Gondel sein. Der Außenradius der Bypass-Auslassdüse kann im Bereich von 100 cm bis 200 cm und optional 100 cm bis 190 cm liegen. Der Außenradius der Bypass-Auslassdüse kann wie oben beschrieben als halber Durchmesser der Bypass-Auslassdüse definiert sein. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 95 cm bis 150 cm, kann der Außenradius der Bypass-Auslassdüse im Bereich von 100 cm bis 145 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann der Außenradius der Bypass-Auslassdüse im Bereich von 145 cm bis 190 cm liegen.
Die Bypass-Auslassdüse kann einen Innenradius aufweisen. Ein inneres Bypass-Fan-Verhältnis von: $\frac{I n n e n r a d i u s d e r B y p a s s - A u s l a s s d ü s e}{F a n - S p i t z e n - R a d i u s}$
kann im Bereich von 0,4 bis 0,65 liegen. Das innere Bypass-Fan-Verhältnis kann niedriger sein als das von bekannten Flugzeuggasturbinen. Das innere Bypass-Fan-Verhältnis kann im Bereich von 0,5 bis 0,6 und optional im Bereich von 0,50 bis 0,60 liegen. Das innere Bypass-Fan-Verhältnis kann im Bereich von 0,40 bis 0,65 liegen. Das innere Bypass-Fan-Verhältnis kann kleiner als 0,65 und optional kleiner als 0,64, und optional kleiner als 0,62 sein. Das innere Bypass-Fan-Verhältnis kann im Bereich von 0,54 bis 0,64 liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann das innere Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,57 bis 0,63 liegen, zum Beispiel 0,57 bis 0,62, zum Beispiel um 0,59, zum Beispiel im Bereich von 0,58 bis 0,60 liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann das innere Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,5 bis 0,6 und optional von 0,52 bis 0,58, optional 0,53 bis 0,55 liegen.
Die Bypass-Auslassdüse kann eine Austrittsebene aufweisen, die eine radiale Ebene sein kann. Der Innenradius der Bypass-Auslassdüse kann an der axialen Position der Austrittsebene der Bypass-Auslassdüse gemessen werden. Die Innen- und Außenradien können daher in derselben radialen Ebene gemessen werden. Die Innen- und Außenradien der Bypass-Auslassdüse können daher am Austritt der Bypass-Auslassdüse gemessen werden.
Der Innenradius der Bypass-Auslassdüse kann an der axialen Position der hintersten Spitze der Gondel gemessen werden. Der Innenradius der Bypass-Auslassdüse kann der radiale Abstand zwischen der Mittellinie des Triebwerks und einer Außenfläche des Triebwerkskerns an der axialen Position der hintersten Spitze der Gondel sein. Der Innenradius der Bypass-Auslassdüse kann im Bereich von 50 cm bis 125 cm und optional von 65 cm bis 110 cm, optional von 75 cm bis 110 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann der Innenradius der Bypass-Auslassdüse im Bereich von 70 cm bis 90 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann der Innenradius der Bypass-Auslassdüse im Bereich von 80 cm bis 120 cm liegen, zum Beispiel 90 cm bis 120 cm.
Gemäß einem weiteren Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend: einen Triebwerkskern, der umfasst: eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, die sich von einer Nabe aus erstrecken, wobei jede Fan-Schaufel eine Anströmkante und eine Abströmkante aufweist; und wobei: die Turbine eine Turbinenstufe mit dem niedrigsten Druck mit einer Reihe von Rotorschaufeln umfasst, wobei sich jede der Rotorschaufeln radial erstreckt und eine Anströmkante und eine Abströmkante aufweist; das Gasturbinentriebwerk eine Fan-Spitzen-Achse aufweist, die Folgendes verbindet: eine radial äußere Spitze der Anströmkante einer der Vielzahl von Fan-Schaufeln; und die radial äußere Spitze der Abströmkante einer der Rotorschaufeln der Stufe der Turbine mit dem niedrigsten Druck, wobei die Fan-Spitzen-Achse in einer Längsebene liegt, die eine Mittellinie des Gasturbinentriebwerks enthält, und ein Fan-Spitzen-Achsenwinkel als der Winkel zwischen der Fan-Spitzen-Achse und der Mittellinie definiert ist, und der Fan-Spitzen-Achsenwinkel in einem Bereich zwischen 10 bis 20 Grad liegt.
Durch Bereitstellen eines Fan-Spitzen-Achsenwinkels (auch Fan-Achsenwinkel genannt) in diesem Bereich kann das Gasturbinentriebwerk einen großen Fan-Durchmesser aufweisen, um einen verbesserten Antriebswirkungsgrad bereitzustellen, während es gleichzeitig einen Kern mit relativ kleinem Durchmesser aufweist. Dies kann dazu beitragen, den Einbau des Triebwerks unter dem Flügel eines Flugzeugs zu erleichtern. Ein Kern mit relativ kleinerem Durchmesser kann es ermöglichen, das Triebwerk relativ weiter hinten am Flugzeug zu montieren, und kann es so ermöglichen, den Schwerpunkt des Triebwerks näher an die Flügelstruktur zu verschieben. Der vorstehend definierte Bereich des Fan-Spitzen-Achsenwinkels kann eine verbesserte Triebwerkmontage im Vergleich zu bekannten Gasturbinentriebwerken oder zu solchen, bei denen die Triebwerkkomponenten proportional mit zunehmendem Fan-Durchmesser skaliert werden, ermöglichen. Der Fan-Achsenwinkel kann größer sein als der von bekannten Gasturbinentriebwerken.
Der Fan-Achsenwinkel kann in einem Bereich von 12 Grad und 17 Grad liegen, zum Beispiel 13 Grad bis 16 Grad.
Der Fan-Spitzen-Radius, gemessen als der radiale Abstand von der Triebwerksmittellinie zur radial äußeren Spitze der Anströmkante einer der Vielzahl von Fan-Schaufeln, kann in einem Bereich von 95 cm bis 200 cm liegen und kann optional von 110 cm bis 150 cm oder von 155 cm bis 200 cm betragen.
Der Fan-Achsenwinkel kann in einem Bereich zwischen 13 und 15 Grad liegen - dies kann bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm der Fall sein. Der Fan-Achsenwinkel kann in einem Bereich zwischen 13,5 Grad und 15,5 Grad liegen - dies kann bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm der Fall sein
Der Turbinenradius bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck, gemessen/definiert als der radiale Abstand von der Triebwerksmittellinie zur radial äußeren Spitze der Abströmkante einer der Rotorschaufeln der Stufe der Turbine mit dem niedrigsten Druck, kann im Bereich von 45 cm bis 85 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius in einem Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann der Turbinenradius bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck im Bereich von 50 cm bis 60 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius in einem Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann der Turbinenradius bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck im Bereich von 60 cm bis 85 cm liegen.
Das Gasturbinentriebwerk kann ferner ein Getriebe umfassen, das einen Antrieb von einer Kernwelle aufnimmt und einen Abtrieb an den Fan ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben.
Das Gasturbinentriebwerk kann mehr als eine Turbine umfassen. Die Turbine kann eine erste Turbine sein, der Verdichter kann ein erster Verdichter sein und die Kernwelle kann eine erste Kernwelle sein. Der Triebwerkskern kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfassen. Die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle sind so angeordnet, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen.
Gemäß einem weiteren Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend: einen Triebwerkskern, der umfasst: eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; und einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, die sich von einer Nabe aus erstrecken, wobei jede Fan-Schaufel eine Anströmkante und eine Abströmkante aufweist; und ein Getriebe (30), das einen Antrieb von der ersten Kernwelle (26) aufnimmt und einen Abtrieb an den Fan (23) ausgibt, um den Fan (23) mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle (26) anzutreiben; und wobei: die Turbine eine Turbinenstufe mit dem niedrigsten Druck mit einer Reihe von Rotorschaufeln umfasst, wobei sich jede der Rotorschaufeln radial erstreckt und eine Anströmkante und eine Abströmkante aufweist; eine Fan-Turbinen-Radiusdifferenz gemessen wird als der radiale Abstand zwischen: einem Punkt auf einem Kreis, der von einer radial äußeren Spitze der Abströmkante jeder der Rotorschaufeln der Stufe der Turbine mit dem niedrigsten Druck überstrichen wird; und einen Punkt auf einem Kreis, der von einer radial äußeren Spitze der Anströmkante jeder der Fan-Schaufeln überstrichen wird, und ein Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinenradius, das definiert ist als: $\frac{die maximale Fan - Drehzahl beim Start (in U / min)}{Fan - Turbinen - Radiusdifferenz (in mm)}$
in einem Bereich von 0,8 U/min/mm bis 5 U/min/mm liegt.
Durch Konfigurieren der Geometrie des Gasturbinentriebwerks derart, dass die Fan-Turbinen-Radiusdifferenz im vorstehenden Bereich liegt, kann die Belastung des Pylons, der das Gasturbinentriebwerk mit dem Flügel eines Flugzeugs verbindet, reduziert werden. Durch derartiges Definieren des Verhältnisses von Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinen-Radiusdifferenz kann eine Reduzierung der Fan-Drehzahl das Rückhaltemoment reduzieren, das erforderlich ist, damit der Pylon das Gasturbinentriebwerk für die Relativdrehung zurückhält. Darüber hinaus kann das Definieren des Verhältnisses in diesem Bereich auch einen kleineren relativen Kerndurchmesser bereitstellen, sodass das Gasturbinentriebwerk näher am Flügel montiert werden kann. Dies kann ebenfalls das Rückhaltemoment an dem Pylon reduzieren. Der Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinen-Radius kann niedriger sein als der von bekannten Gasturbinentriebwerken.
Das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinen-Radius kann in einem Bereich zwischen 1,5 U/min/mm und 4,0 U/min/mm liegen. Das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinen-Radius kann in einem Bereich zwischen 1,5 U/min/mm und 3,6 U/min/mm liegen. Das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinen-Radius kann in einem Bereich zwischen 2,9 U/min/mm und 3,8 U/min/mm liegen, zum Beispiel 3,4 U/min/mm und 3,6 U/min/mm - dies kann bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm der Fall sein. Das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinen-Radius kann in einem Bereich zwischen 1,2 U/min/mm und 2 U/min/mm liegen, zum Beispiel 1,5 U/min/mm und 1,7 U/min/mm -- dies kann bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm der Fall sein.
Die Fan-Turbinen-Radiusdifferenz kann in einem Bereich zwischen 55 cm (d. h. 550 mm) und 120 cm (d. h. 1200 mm) liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann die Radiusdifferenz zwischen Fan und Turbine im Bereich von 55 cm (d. h. 550 mm) bis 90 cm (d. h. 900 mm), zum Beispiel 65 cm bis 85 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann die Fan-Turbinen-Radiusdifferenz im Bereich von 90 cm (d. h. 900 mm) bis 120 cm (d. h. 1200 mm), zum Beispiel 95 cm bis 115 cm, liegen.
Die maximale Fan-Drehzahl beim Start kann in einem Bereich zwischen 1450 U/min bis 3020 U/min liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann die maximale Drehzahl des Fans beim Start in einem Bereich zwischen 2100 U/min bis 3000 U/min, optional 2300 U/min bis 2900 U/min, liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann die maximale Drehzahl des Fans beim Start in einem Bereich zwischen 1450 U/min bis 1910 U/min, optional 1500 U/min bis 1800 U/min, liegen.
In Ausführungsformen, in denen der Rotor (der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck) ummantelt ist, kann die radial äußere Spitze der Abströmkante jeder der Rotorschaufeln an der Unterseite der Ummantelung definiert sein. In Ausführungsformen, in denen der Rotor (der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck) nicht ummantelt ist, kann die radial äußere Spitze der Abströmkante jeder der Rotorschaufeln die Schaufelspitze der Rotorschaufel sein.
Die Turbine kann die Turbine mit dem niedrigsten Druck einer Vielzahl von Turbinen sein, die im Kern bereitgestellt sind. Die Turbinenstufe kann die axial hinterste Turbinenstufe und/oder die am weitesten stromabwärtige Turbinenstufe sein.
Das Getriebe kann ein Übersetzungsverhältnis im Bereich von 3,2 bis 5 aufweisen, zum Beispiel 3,2 bis 4,2, zum Beispiel 3,2 bis 3,8.
Das Gasturbinentriebwerk dieses Gesichtspunkts kann ferner einen Fan-Achsenwinkel aufweisen, wie er im vorhergehenden relevanten Gesichtspunkt oder in einer der vorstehenden Aussagen definiert ist.
In einem weiteren Gesichtspunkt stellt die vorliegende Anwendung ein Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugs bereit, das ein Gasturbinentriebwerk umfasst, das umfasst: einen Triebwerkskern, der eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet, umfasst; und einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, die sich von einer Nabe aus erstrecken, wobei jede Fan-Schaufel eine Anströmkante und eine Abströmkante aufweist; und wobei: die Turbine eine Turbinenstufe mit dem niedrigsten Druck mit einer Reihe von Rotorschaufeln umfasst, wobei sich jede der Rotorschaufeln radial erstreckt und eine Anströmkante und eine Abströmkante aufweist; eine Fan-Turbinen-Radiusdifferenz gemessen wird als der radiale Abstand zwischen: einem Punkt auf einem Kreis, der von einer radial äußeren Spitze der Abströmkante jeder der Rotorschaufeln der Stufe der Turbine mit dem niedrigsten Druck überstrichen wird; und einen Punkt auf einem Kreis, der von einer radial äußeren Spitze der Anströmkante jeder der Fan-Schaufeln überstrichen wird, wobei das Verfahren das Steuern des Flugzeugs derart, dass ein Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinenradius. das definiert ist als: $\frac{die maximale Fan - Drehzahl beim Start}{Fan - Turbinen - Radiusdifferenz}$
in einem Bereich zwischen 0,8 U/min/mm bis 5 U/min/mm liegt, umfasst.
Das Gasturbinentriebwerk dieses Gesichtspunkts kann ferner einen Fan-Achsenwinkel aufweisen, wie er im vorhergehenden relevanten Gesichtspunkt oder in einer der vorstehenden Aussagen definiert ist
Gemäß einem weiteren Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt und so angeordnet, dass es unter einem Flügel des Flugzeugs montiert werden kann, wobei das Triebwerk umfasst:

einen Triebwerkskern, der eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet, umfasst, wobei die Turbine eine Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck umfasst, wobei die Turbine einen Turbinendurchmesser aufweist;
einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, die sich von einer Nabe aus erstrecken; und
ein Getriebe, das einen Antrieb von der Kernwelle aufnimmt und einen Abtrieb an den Fan ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben.
Ein stromabwärtiges Blockierungsverhältnis von: $\frac{Turbinendurchmesser an einer axialen Position der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck}{Abstand Bodenebene zu Flügel}$
liegt im Bereich von 0,2 bis 0,3.

Der vorliegende Gesichtspunkt bezieht sich auf eine Gasturbine, die so angeordnet ist, dass sie eine bestimmte stromabwärtige Blockierung bereitstellt, wenn sie am Flügel eines Flugzeugs montiert ist, wobei die stromabwärtige Blockierung ein Maß dafür liefert, wie viel von dem vertikalen Raum unterhalb eines Flügels eines Flugzeugs von dem Gasturbinentriebwerk eingenommen wird. Der Fachmann würde verstehen, dass ein relativ kleiner Turbinendurchmesser zu dem hinteren Ende des Triebwerks im Vergleich zu dem Abstand von dem Flugzeugflügel, auf dem das Triebwerk montiert werden soll, zu der Bodenebene mehr Platz für eine Pylonstruktur bieten kann, die so angeordnet ist, dass das Triebwerk an dem Flügel montiert werden kann. Eine geringere stromabwärtige Blockierung kann daher vorzuziehen sein. Im Allgemeinen werden Flugzeugtriebwerke unter Flugzeugflügeln mittels eines Pylons (auch als Flugzeugzellenstrebe bezeichnet) montiert, der zwischen einem hinteren Abschnitt des Triebwerks und einer Unterseite des Flügels verbunden ist. Der Turbinendurchmesser an der axialen Position des Rotors mit dem niedrigsten Druck kann als Maß für die Triebwerkgröße in Richtung des Hecks des Triebwerks verwendet werden.
Der Fachmann würde verstehen, dass die Bodenebene die Ebene ist, auf der das Flugzeug landen würde - d. h. die Ebene des Bodens, wenn das Flugzeug gelandet ist/vor dem Start/während des Rollens. Der Abstand zwischen der Bodenebene und dem Flügel kann daher zwischen dem Boden (zum Beispiel einer Landebahn) und dem Flügel gemessen werden, während das Flugzeug geparkt ist. Der Fachmann würde verstehen, dass die Bodenebene im Allgemeinen die Ebene ist, in der sich der unterste Teil jedes Fahrwerks befindet, während das Flugzeug am Boden steht. Der Fachmann würde verstehen, dass der Abstand zwischen der Bodenebene und dem Flügel bis zur Anströmkanten-Mittellinie des Flugzeugflügels gemessen werden kann.
Das stromabwärtige Blockierungsverhältnis kann niedriger sein als das von bekannten Flugzeuggasturbinentriebwerken. Das stromabwärtige Blockierungsverhältnis kann im Bereich von 0,20 bis 0,30 liegen. Das stromabwärtige Blockierungsverhältnis kann im Bereich von 0,20 bis 0,29 liegen. Das stromabwärtige Blockierungsverhältnis kann im Bereich von 0,20 bis 0,28 und optional von 0,22 bis 0,28, liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann das stromabwärtige Blockierungsverhältnis im Bereich von 0,23 bis 0,27 liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann das stromabwärtige Blockierungsverhältnis im Bereich von 0,24 bis 0,28 liegen.
Der Abstand zwischen der Bodenebene und dem Flügel kann bis zum Mittelpunkt einer Anströmkante des Flügels gemessen werden. Der Abstand zwischen der Bodenebene und dem Flügel kann entlang einer Linie gemessen werden, die senkrecht zur Bodenebene ist und durch eine axiale Mittellinie des Triebwerks und senkrecht zu dieser verläuft.
Der Turbinendurchmesser an der axialen Position der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck kann neben den Schaufelspitzen der Rotorschaufeln der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck gemessen werden. Der Turbinendurchmesser an der axialen Position der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck kann im Bereich von 70 cm bis 170 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann der Turbinendurchmesser bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck im Bereich von 100 cm bis 130 cm, optional 110 cm bis 120 cm, liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann der Turbinendurchmesser bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck im Bereich von 120 cm bis 170 cm liegen.
Die Nabe und Fan-Schaufeln des Fans definieren zusammen eine Fan-Fläche mit einem Fan-Durchmesser, und das Triebwerk weist eine Triebwerkslänge auf. Ein Triebwerkverhältnis kann definiert sein als: $\frac{\frac{2 \times F a n - R a d i u s}{T r i e b w e r k s l ä n g e}}{s t r o m a b w ä r t i g e s B l o c k i e r u n g s v e r h ä l t n i s}$
Das Triebwerkverhältnis kann im Bereich von 2,5 bis 4 liegen. Das Triebwerkverhältnis kann im Bereich von 2,5 bis 4,0 liegen. Das Triebwerkverhältnis kann größer als 2,5 sein.
Das Triebwerkverhältnis kann größer als 3,0 sein. Das Triebwerkverhältnis kann im Bereich von 2,7 bis 3,7 liegen, zum Beispiel von 2,8 bis 3,5.
Die Triebwerkslänge kann als axialer Abstand zwischen einem vorderen Bereich des Fans und einem hinteren Bereich der Turbine gemessen werden. Die Triebwerkslänge kann entlang einer Mittellinie des Triebwerks gemessen werden von einer axialen Position eines Schnittpunktes der Anströmkante jeder Fan-Schaufel und der Nabe des Fans bis zu einer axialen Position eines mittleren Abströmkantenradiuspunkts einer der in der Stufe der Turbine mit dem niedrigsten Druck bereitgestellten Rotorschaufeln.
Die Triebwerkslänge kann im Bereich von 200 cm bis 500 cm und optional von 230 cm bis 470 cm, optional 300 cm bis 450 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm (zum Beispiel 120 cm bis 140 cm), kann die Triebwerkslänge im Bereich von 230 cm bis 370 cm, optional 300 bis 360 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm (zum Beispiel 165 cm bis 190 cm), kann die Triebwerkslänge im Bereich von 370 cm bis 470 cm, optional 390 cm bis 450 cm liegen.
Der Fan-Radius (auch als Fan-Spitzen-Radius bezeichnet) kann zwischen einer Triebwerksmittellinie und einer Spitze einer Fan-Schaufel an deren Anströmkante gemessen werden, und der Fan-Durchmesser kann das Zweifache des Radius des Fans betragen. Der Fan-Durchmesser, der dem Zweifachen des Fan-Radius entspricht, kann größer sein als (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm, 260 cm, 270 cm, 280 cm, 290 cm, 300 cm, 310 cm, 320 cm, 330 cm, 340 cm, 350 cm, 360 cm, 370 cm, 380 cm oder 390 cm. In einigen Ausführungsformen kann der Fan-Durchmesser im Bereich von 220 cm bis 300 cm liegen. In einigen Ausführungsformen kann der Fan-Durchmesser im Bereich von 310 cm bis 400 cm liegen.
Der Turbinendurchmesser bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck kann an der axialen Position der Schaufelspitzenabströmkanten von Rotorblättern der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck gemessen werden. In Ausführungsformen, in denen der Rotor (der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck) ummantelt ist, kann der Turbinendurchmesser der Turbine an der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck bis zur Unterseite der Ummantelung gemessen werden (da diese den Rand des Gasströmungspfades definiert). In Ausführungsformen, in denen der Rotor (der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck) nicht ummantelt ist, kann der Turbinendurchmesser der Turbine an der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck bis zu den Schaufelspitzen des Rotors gemessen werden.
Das Gasturbinentriebwerk kann mehr als eine Turbine umfassen. Die Turbine kann eine erste Turbine sein, der Verdichter kann ein erster Verdichter sein und die Kernwelle kann eine erste Kernwelle sein. Der Triebwerkskern kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfassen. Die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle können so angeordnet sein, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen.
Eine quasi nicht dimensionale Massenströmungsrate kann definiert sein als: $Q = W \frac{\sqrt{T 0}}{P 0. A_{S t r o m}}$
wobei:

\begin{matrix} stromabwärtigem Blockierungsverhältnis \times quasi nicht dimensionaler Massenströmungsrate \\ Q \end{matrix}

^-1

^1/2

^-1

^1/2

Das Q-Verhältnis kann in einem Bereich von 0,0050 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,0110 kgs^-1N^-1K^1/2 oder optional von 0,005 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,010 kgs^-1N^-1K^1/2 liegen. Das Q-Verhältnis kann in einem Bereich von 0,006 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,009 kgs^-1N^-1K^1/2 liegen.
Ein spezifischer Schub kann definiert sein als Nettoschub des Triebwerks dividiert durch die Massenströmungsrate durch das Triebwerk; und unter Reiseflugbedingungen des Triebwerks kann Folgendes zutreffen:

Unter Reiseflugbedingungen kann Folgendes zutreffen: 0,032 kgs^-1N^-1K^1/2 < Q < 0,036 kgs^-1N^-1K^1/2. Unter Reiseflugbedingungen kann Folgendes zutreffen: 0,033 kgs^-1N^-1K^1/2 ≤ Q ≤0,035 kgs^-1N^-1K^1/2.
Gemäß einem weiteren Gesichtspunkt wird ein Flugzeug bereitgestellt, das einen Flügel und ein Gasturbinentriebwerk, das unter dem Flügel des Flugzeugs montiert ist, umfasst. Das Triebwerk umfasst:

ein Triebwerk, das eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet, umfasst, wobei die Turbine eine Vielzahl von Rotorstufen umfasst, einschließlich eines Rotors mit dem niedrigsten Druck, der am weitesten stromabwärts angeordnet ist, wobei die Turbine einen Turbinendurchmesser aufweist;
einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und
ein Getriebe, das einen Antrieb von der Kernwelle aufnimmt und einen Abtrieb an den Fan ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben.
Ein stromabwärtiges Blockierungsverhältnis von: $\frac{T u r b i n e n d u r c h m e s s e r i n e i n e r a x i a l e n P o s i t i o n d e s R o t o r s m i t d e m n i e d r i g s t e n D r u c k}{B o d e n e b e n e z u F l ü g e l a b s t a n d}$
liegt im Bereich von 0,2 bis 0,3.

Das Triebwerk kann wie unter dem vorstehenden Gesichtspunkt beschrieben sein.
Gemäß einem weiteren Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt und so angeordnet, dass es unter einem Flügel des Flugzeugs montiert werden kann. Das Triebwerk weist eine Triebwerkslänge auf und umfasst:

einen Triebwerkskern, der eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet, umfasst, wobei die Turbine eine Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck umfasst, wobei die Turbine einen Turbinendurchmesser aufweist;
einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, die sich von einer Nabe aus erstrecken, wobei
die Nabe und die Fan-Schaufeln des Fans zusammen eine Fan-Fläche mit einem Fan-Spitzen-Radius definieren; und
ein Getriebe, das einen Antrieb von der Kernwelle aufnimmt und einen Abtrieb an den Fan ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben. Ein stromabwärtiges Blockierungsverhältnis ist definiert als: $\frac{T u r b i n e n d u r c h m e s s e r i n e i n e r a x i a l e n P o s i t i o n d e s R o t o r s m i t d e m n i e d r i g s t e n D r u c k}{A b s t a n d B o d e n e b e n e z u F l ü g e l}$

Ein Triebwerks-Blockierungsverhältnis von: $\frac{\frac{2 \times F a n - S p i t z e n - R a d i u s}{T r i e b v e r k s l ä n g e}}{s t r o m a b w ä r t i g e s B l o c k i e r u n g s v e r h ä l t n i s}$
liegt im Bereich von 2,5 bis 4.
Das Triebwerks-Blockierungsverhältnis kann äquivalent dargestellt werden als: $\frac{2 \times F a n - S p i t z e n - R a d i u s \times A b s t a n d B o d e n e b e n e z u F l ü g e l}{T r i e b w e r k s l ä n g e \times T u r b i n e n d u r c h m e s s e r a n e i n e r a x i a l e n P o s i t i o n d e s R o t o r s m i t d e m n i e d r i g s t e n D r u c k}$
Der Fachmann würde verstehen, dass ein größerer Fan-Durchmesser (und daher ein größerer Fan-Spitzen-Radius) den Antriebswirkungsgrad verbessern kann, aber dass das einfache Montieren eines größeren Fans an einem bekannten Gasturbinentriebwerk andere Schwierigkeiten oder Ineffizienzen verursachen kann. Eine kürzere Triebwerkslänge kann es ermöglichen, ein Triebwerk mit einem größeren Fan näher an einem Flügel des Flugzeugs, d. h. weiter hinten, einzubauen; dies kann das Moment reduzieren, das das (potenziell größere und schwerere) Triebwerk auf den Flügel ausübt. Analog kann durch Reduzieren des Turbinendurchmessers ein Triebwerk mit einem größeren Fan höher montiert werden (unter Beibehaltung des Einlass-Bodenabstands), während gleichzeitig eine ausreichende vertikale Tiefe für eine Pylonstruktur erhalten bleibt, die so angeordnet ist, dass sie das Triebwerk mit dem Flügel verbindet. Das Triebwerks-Blockierungsverhältnis kann höher sein als das von bekannten Flugzeuggasturbinentriebwerken.
Das Triebwerks-Blockierungsverhältnis kann im Bereich von 2,5 bis 4,0 liegen, zum Beispiel 2,7 bis 3,7. Das Triebwerks-Blockierungsverhältnis kann größer als 2,5 sein. Das Triebwerks-Blockierungsverhältnis kann größer als 3,0 sein.
Das stromabwärtige Blockierungsverhältnis kann wie im vorstehenden Gesichtspunkt beschrieben sein. Das stromabwärtige Blockierungsverhältnis kann im Bereich von 0,2 bis 0,3 liegen. Das stromabwärtige Blockierungsverhältnis kann im Bereich von 0,20 bis 0,30 liegen. Das stromabwärtige Blockierungsverhältnis kann im Bereich von 0,20 bis 0,29 liegen. Das stromabwärtige Blockierungsverhältnis kann im Bereich von 0,22 bis 0,28 liegen.
Der Abstand zwischen der Bodenebene und dem Flügel kann bis zum Mittelpunkt einer Anströmkante des Flügels gemessen werden. Der Abstand zwischen der Bodenebene und dem Flügel kann entlang einer Linie gemessen werden, die senkrecht zur Bodenebene ist und durch eine axiale Mittellinie des Triebwerks und senkrecht zu dieser verläuft.
Der Turbinendurchmesser an der axialen Position der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck kann neben den Schaufelspitzen der Rotorschaufeln der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck gemessen werden. Der Turbinendurchmesser an der axialen Position der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck kann im Bereich von 70 cm bis 170 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann der Turbinendurchmesser bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck im Bereich von 100 cm bis 130 cm, optional 110 cm bis 120 cm, liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann der Turbinendurchmesser bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck im Bereich von 120 cm bis 170 cm liegen.
Die Triebwerkslänge kann als axialer Abstand zwischen einem vorderen Bereich des Fans und einem hinteren Bereich der Turbine gemessen werden. Die Triebwerkslänge kann entlang einer Mittellinie des Triebwerks gemessen werden von einer axialen Position eines Schnittpunktes der Anströmkante jeder Fan-Schaufel und der Nabe des Fans bis zu einer axialen Position eines mittleren Abströmkantenradiuspunkts einer der in der Stufe der Turbine mit dem niedrigsten Druck bereitgestellten Rotorschaufeln.
Die Triebwerkslänge kann im Bereich von 200 cm bis 500 cm und optional von 230 cm bis 470 cm, optional 300 cm bis 450 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm (zum Beispiel 120 cm bis 140 cm), kann die Triebwerkslänge im Bereich von 230 cm bis 370 cm, optional 300 bis 360 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm (zum Beispiel 165 cm bis 190 cm), kann die Triebwerkslänge im Bereich von 370 cm bis 470 cm, optional 390 cm bis 450 cm liegen.
Der Fan-Spitzen-Radius kann zwischen einer Triebwerksmittellinie und einer Spitze einer Fan-Schaufel an ihrer Anströmkante gemessen werden. Der Fan-Durchmesser, der dem Zweifachen des Fan-Spitzen-Radius entspricht, kann größer sein als (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm, 260 cm, 270 cm, 280 cm, 290 cm, 300 cm, 310 cm, 320 cm, 330 cm, 340 cm, 350 cm, 360 cm, 370 cm, 380 cm oder 390 cm.
Die Turbine kann eine erste Turbine sein, der Verdichter kann ein erster Verdichter sein und die Kernwelle kann eine erste Kernwelle sein. Der Triebwerkskern kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfassen. Die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle können so angeordnet sein, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen.
Eine quasi nicht dimensionale Massenströmungsrate kann definiert sein als: $Q = W \frac{\sqrt{T 0}}{P 0. A_{S t r o m}}$
wobei:

Ein Q-Verhältnis von:

stromabwärtigem Blockierungsverhältnisxquasi nicht dimensionaler Massenströmungsrate Q kann in einem Bereich von 0,005 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,011 kgs^-1N^-1K^1/2 liegen.

Das Q-Verhältnis kann in einem Bereich von 0,005 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,010 kgs^-1N^-1K^1/2, von 0,0050 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,0110 kgs^-1N^-1K^1/2 oder optional von 0,0050 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,0100 kgs^-1N^-1K^1/2 liegen. Das Q-Verhältnis kann in einem Bereich von 0,006 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,009 kgs^-1N^-1K^1/2 liegen.
Ein spezifischer Schub kann definiert sein als Nettoschub des Triebwerks dividiert durch die Massenströmungsrate durch das Triebwerk; und unter Reiseflugbedingungen des Triebwerks kann Folgendes zutreffen:

Unter Reiseflugbedingungen kann Folgendes zutreffen: 0,032 kgs^-1N^-1K^1/2 < Q < 0,036 kgs^-1N^-1K^1/2. Unter Reiseflugbedingungen kann Folgendes zutreffen: 0,033 kgs^-1N^-1K^1/2 ≤ Q ≤0,035 kgs^-1N^-1K^1/2.
Gemäß einem weiteren Gesichtspunkt wird ein Flugzeug bereitgestellt, das einen Flügel und ein Gasturbinentriebwerk, das unter dem Flügel des Flugzeugs montiert ist, umfasst. Das Triebwerk weist eine Triebwerkslänge auf und umfasst:

Ein Triebwerks-Blockierungsverhältnis von: $\frac{\frac{2 \times F a n - S p i t z e n - R a d i u s}{T r i e b w e r k s l ä n g e}}{s t r o m a b w ä r t i g e s B l o c k i e r u n g s v e r h ä l t n i s}$
liegt im Bereich von 2,5 bis 4.
Das stromabwärtige Blockierungsverhältnis kann im Bereich von 0,2 bis 0,3 liegen. Das Triebwerk kann wie unter dem vorstehenden Gesichtspunkt beschrieben sein.
In einem weiteren Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt und so angeordnet, dass es unter einem Flügel des Flugzeugs montiert werden kann, wobei das Gasturbinentriebwerk umfasst:

einen Triebwerkskern, der eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet, umfasst, wobei die Turbine eine Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck umfasst, wobei die Turbine einen Turbinendurchmesser aufweist;
einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, die sich von einer Nabe aus erstrecken, wobei eine ringförmige Fan-Fläche an einer Anströmkante des Fans definiert ist; und wobei:
- ein stromabwärtiges Blockierungsverhältnis definiert als das Verhältnis ist von: $\frac{Turbinendurchmesser an einer axialen Position der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck}{Abstand Bodenebene zu Flügel}$

Q = W \frac{\sqrt{T 0}}{P 0 \cdot A_{S t r o m}}

W: die Massenströmungsrate durch den Fan in kg/s ist;
T0: die durchschnittliche Staupunkttemperatur der Luft an der Fan-Fläche in Kelvin ist;
P0: der durchschnittliche Staupunktdruck der Luft an der Fan-Fläche in Pa ist; und
A_Strom: die Strömungsfläche der Fan-Fläche in m² ist

stromabw \ddot{a} rtigem Blockierungsverh \ddot{a} ltnis \times Q

^-1

^1/2

^-1

^1/2

Durch Definieren des Q-Verhältnisses in diesem Bereich kann eine große Massenströmung bei gleichzeitigem Minimieren der stromabwärtigen Blockierung erreicht werden. Das Q-Verhältnis kann niedriger sein als das von einem bekannten Gasturbinentriebwerk. Das Q-Verhältnis kann in einem Bereich von 0,0050 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,0110, oder bis 0,0100 kgs^-1N^-1K^1/2 liegen.. Das Q-Verhältnis kann in einem Bereich von 0,005 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,010 kgs^-1N^-1K^1/2 liegen. Das Q-Verhältnis kann in einem Bereich von 0,006 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,009 kgs^-1N^-1K^1/2 liegen.
Das stromabwärtige Blockierungsverhältnis kann in einem Bereich von 0,2 bis 0,3 liegen. Das stromabwärtige Blockierungsverhältnis kann in einem Bereich von 0,20 bis 0,29 liegen. Das stromabwärtige Blockierungsverhältnis kann in einem Bereich von 0,22 bis 0,28 liegen.
Der Abstand zwischen der Bodenebene und dem Flügel kann bis zu einem Mittelpunkt einer Anströmkante des Flügels gemessen werden. Der Abstand zwischen der Bodenebene und dem Flügel kann entlang einer Linie gemessen werden, die senkrecht zur Bodenebene ist und durch eine axiale Mittellinie des Triebwerks und senkrecht zu dieser verläuft.
Der Turbinendurchmesser an der axialen Position der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck kann neben den Schaufelspitzen der Rotorschaufeln der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck gemessen werden. Der Turbinendurchmesser an der axialen Position der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck kann im Bereich von 70 cm bis 170 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm, kann der Turbinendurchmesser bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck im Bereich von 100 cm bis 120 cm liegen. Optional, zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm, kann der Turbinendurchmesser bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck im Bereich von 120 cm bis 170 cm liegen. Der Turbinendurchmesser bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck kann an der axialen Position der Schaufelspitzenabströmkanten von Rotorschaufeln der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck gemessen werden. Der Turbinendurchmesser der Turbine bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck kann gemessen werden:

(i) wenn der Rotor ummantelt ist, bis zur Unterseite der Ummantelung; oder
(ii) wenn der Rotor nicht ummantelt ist, bis zu den Schaufelspitzen des Rotors.

Ein spezifischer Schub kann definiert sein als Nettoschub des Triebwerks dividiert durch die Massenströmungsrate durch das Triebwerk; und unter Reiseflugbedingungen des Triebwerks kann Folgendes zutreffen:

0,029 kgs^-1N^-1K^1/2 ≤Q ≤ 0,036 kgs^-1N^-1K^1/2; und/oder
70 Nkg^-1s ≤spezifischer Schub ≤110 Nkg^-1s.

Es kann sein, dass unter Reiseflugbedingungen: 0,032 kgs^-1N^-1K^1/2 ≤ Q ≤0,036 kgs^-1N^-1K^1/2. Es kann sein, dass unter Reiseflugbedingungen: 0,033 kgs^-1N^-1K^1/2 ≤ Q ≤0,035 kgs^-1N^-1K^1/2.
In verschiedenen Ausführungsformen kann das Verhältnis des Radius der Fan-Schaufel an ihrer Nabe zum Radius der Fan-Schaufel an ihrer Spitze kleiner als 0,33 sein.
Unter Reiseflugbedingungen kann der spezifische Schub weniger als 100 Nkg^-1s betragen. Die Vorwärtsgeschwindigkeit des Gasturbinentriebwerks unter Reiseflugbedingungen kann im Bereich von Mn 0,75 bis Mn 0,85 liegen. Die Vorwärtsgeschwindigkeit des Gasturbinentriebwerks unter Reiseflugbedingungen kann Mn 0,8 betragen. Die Reiseflugbedingungen können den atmosphärischen Bedingungen in einer Höhe im Bereich von 10500 m bis 11600 m entsprechen. Die Reiseflugbedingungen können atmosphärischen Bedingungen in einer Höhe von 11000 m entsprechen. Die Reiseflugbedingungen können entsprechen:

einer Vorwärts-Machzahl von 0,8;
einem Druck von 23000 Pa; und
einer Temperatur von -55 Grad C.

Das Gasturbinentriebwerk kann ein Getriebe umfassen, das einen Antrieb von einer Kernwelle aufnimmt und einen Abtrieb an den Fan ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben.
Die Turbine kann eine erste Turbine sein, der Verdichter kann ein erster Verdichter sein und die Kernwelle kann eine erste Kernwelle sein. Der Triebwerkskern kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfassen. Die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle können so angeordnet sein, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen.
In einem weiteren Gesichtspunkt wird ein Flugzeug bereitgestellt, das einen Flügel und ein Gasturbinentriebwerk umfasst, das unterhalb des Flügels des Flugzeugs montiert ist, wobei das Triebwerk umfasst: einen Triebwerkskern, der eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet, umfasst, wobei die Turbine eine Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck umfasst, wobei die Turbine einen Turbinendurchmesser aufweist; und einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, die sich von einer Nabe aus erstrecken, wobei eine ringförmige Fan-Fläche an einer Abströmkante des Fans definiert ist, wobei: ein stromabwärtiges Blockierungsverhältnis definiert ist als das Verhältnis von: $\frac{Turbinendurchmesser an einer axialen Position der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck}{Abstand Bodenebene zu Fl \ddot{u} gel}$
und eine quasi nicht dimensionale Massenströmungsrate Q definiert ist als: $Q = W \frac{\sqrt{T 0}}{P 0 \cdot A_{S t r o m}}$
wobei:

stromabw \ddot{a} rtigem Blockierungsverh \ddot{a} ltnis \times Q

^-1

^1/2

^-1

^1/2

Das Flugzeug kann zwei Flügel umfassen, wobei unter jedem Flügel ein oder mehrere Gasturbinentriebwerke montiert sein können; das oder jedes Gasturbinentriebwerk kann die Merkmale einer beliebigen der Aussagen im Zusammenhang mit dem vorhergehenden Gesichtspunkt aufweisen.
Gemäß einem weiteren Gesichtspunkt ist ein Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugs bereitgestellt, das ein Gasturbinentriebwerk umfasst, das umfasst: einen Triebwerkskern, der eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet, umfasst, wobei die Turbine eine Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck umfasst und die Turbine einen Turbinendurchmesser aufweist; und einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, die sich von einer Nabe aus erstrecken, wobei eine ringförmige Fan-Fläche an einer Anströmkante des Fans definiert ist, wobei: ein stromabwärtiges Blockierungsverhältnis definiert ist als das Verhältnis von: $\frac{Turbinendurchmesser an einer axialen Position der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck}{Abstand Bodenebene zu Fl \ddot{u} gel}$
und eine quasi nicht dimensionale Massenströmungsrate Q definiert ist als: $Q = W \frac{\sqrt{T 0}}{P 0 \cdot A_{S t r o m}}$
wobei:

^-1

^1/2

^-1

^1/2

Das Gasturbinentriebwerk kann die Merkmale jeder der Aussagen zu den beiden vorstehenden Gesichtspunkten aufweisen.
Der Fachmann wird verstehen, dass ein vorstehend beschriebenes Merkmal in Bezug auf einen der Gesichtspunkte entsprechend auf jeden anderen Gesichtspunkt der Erfindung angewendet werden kann. So können beispielsweise in verschiedenen Ausführungsformen zwei oder mehr der Bedingungen für Verhältnisse wie vorstehend definiert und optional alle spezifizierten Verhältnisbereiche für jeden beliebigen gegebenen Gesichtspunkt oder jede beliebige gegebene Ausführungsform gelten. Alle Gesichtspunkte können bei einem Triebwerk einiger Ausführungsformen gelten. Darüber hinaus kann jedes der nachstehend beschriebenen Merkmale für jeden Gesichtspunkt und/oder in Kombination mit jedem der Ansprüche gelten.
Anordnungen der vorliegenden Offenbarung können insbesondere, obwohl nicht ausschließlich, für Fans vorteilhaft sein, die über ein Getriebe angetrieben werden. Dementsprechend kann das Gasturbinentriebwerk ein Getriebe umfassen, das einen Antrieb von der Kernwelle aufnimmt und einen Abtrieb an den Fan ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben. Der Antrieb zum Getriebe kann direkt von der Kernwelle oder indirekt von der Kernwelle erfolgen, zum Beispiel über eine Stirnradwelle und/oder ein Zahnrad. Die Kernwelle kann die Turbine und den Verdichter starr verbinden, sodass sich Turbine und Verdichter mit der gleichen Drehzahl drehen (wobei sich der Fan mit einer niedrigeren Drehzahl dreht).
Das Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann jede geeignete allgemeine Architektur aufweisen. Zum Beispiel kann das Gasturbinentriebwerk eine beliebige Anzahl von Wellen aufweisen, die Turbinen und Verdichter verbinden, zum Beispiel eine, zwei oder drei Wellen. Rein beispielhaft kann die mit der Kernwelle verbundene Turbine eine erste Turbine sein, kann der mit der Kernwelle verbundene Verdichter ein erster Verdichter sein und kann die Kernwelle eine erste Kernwelle sein. Der Triebwerkskern kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfassen. Die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle können so angeordnet sein, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen.
In einer solchen Anordnung kann der zweite Verdichter axial stromabwärts des ersten Verdichters positioniert sein. Der zweite Verdichter kann angeordnet sein, um einen Strom von dem ersten Verdichter aufzunehmen (zum Beispiel direkt aufzunehmen, zum Beispiel über einen im Allgemeinen ringförmigen Kanal).
Das Getriebe kann so angeordnet sein, dass es von der Kernwelle angetrieben wird, die konfiguriert ist, um sich (zum Beispiel im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (zum Beispiel von der ersten Kernwelle in dem obigen Beispiel). Zum Beispiel kann das Getriebe so angeordnet sein, dass es nur von der Kernwelle angetrieben wird, die konfiguriert ist, um sich (zum Beispiel im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (zum Beispiel nur von der ersten Kernwelle und nicht von der zweiten Kernwelle im obigen Beispiel). Alternativ kann das Getriebe so angeordnet sein, dass es von einer beliebigen einen oder beliebigen mehreren Wellen angetrieben wird, zum Beispiel von der ersten und/oder zweiten Welle in dem obigen Beispiel.
Das Getriebe ist ein Untersetzungsgetriebe (da der Abtrieb an den Fan eine niedrigere Drehzahl aufweist als der Antrieb von der Kernwelle). Es kann jeder Typ von Getriebe verwendet werden. Zum Beispiel kann das Getriebe ein „Planetengetriebe“ oder ein „Sterngetriebe“ sein, wie es an anderer Stelle hierin detaillierter beschrieben ist. Das Getriebe kann ein beliebiges Untersetzungsverhältnis aufweisen (definiert als die Drehzahl der Antriebswelle geteilt durch die Drehzahl der Abtriebswelle), zum Beispiel 2,5 oder höher, zum Beispiel im Bereich von 3 bis 5, zum Beispiel in der Größenordnung von oder mindestens 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 oder 4,2. Das Übersetzungsverhältnis kann zum Beispiel zwischen beliebigen zwei von den Werten liegen, die in dem vorhergehenden Satz genannt sind. Das Übersetzungsverhältnis kann im Bereich von 3,2 bis 4,2 und optional im Bereich von 3,2 bis 3,8, 3,3 bis 3,8 oder 3,4 bis 3,7 liegen. Ein höheres Übersetzungsverhältnis kann für ein Getriebe vom „Planetentyp“ geeigneter sein. In einigen Anordnungen kann das Übersetzungsverhältnis außerhalb dieser Bereiche liegen.
In jedem Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann eine Brennkammer axial stromabwärts des Fans und des (der) Verdichter(s) bereitgestellt sein. Zum Beispiel kann sich die Brennkammer direkt stromabwärts des zweiten Verdichters (zum Beispiel an dessen Ausgang) befinden, wo ein zweiter Verdichter bereitgestellt ist. Als weiteres Beispiel kann die der Strom am Ausgang zur Brennkammer an den Einlass der zweiten Turbine bereitgestellt werden, wo eine zweite Turbine bereitgestellt ist. Die Brennkammer kann stromaufwärts der Turbine(n) bereitgestellt sein.
Der oder jeder Verdichter (zum Beispiel der erste Verdichter und der zweite Verdichter, wie oben beschrieben) kann eine beliebige Anzahl von Stufen, zum Beispiel mehrere Stufen, umfassen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln, die variable Statorschaufeln sein können (da ihr Einfallswinkel variabel sein kann), umfassen. Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial voneinander versetzt sein.
Die oder jede Turbine (zum Beispiel die erste Turbine und die zweite Turbine, wie oben beschrieben) kann eine beliebige Anzahl von Stufen, zum Beispiel mehrere Stufen, umfassen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln umfassen. Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial voneinander versetzt sein.
Jede Fan-Schaufel kann so definiert sein, dass sie eine radiale Spannweite aufweist, die sich von einer Wurzel (oder Nabe) an einer radial inneren gasgespülten Stelle oder einer Position mit 0 % Spannweite zu einer Spitze an einer Position mit 100 % Spannweite erstreckt. Das Verhältnis des Radius der Fan-Schaufel an der Nabe zum Radius der Fan-Schaufel an der Spitze kann kleiner sein als (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 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 oder 0,25. Das Verhältnis des Radius der Fan-Schaufel an der Nabe zu dem Radius der Fan-Schaufel an der Spitze kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch beliebige zwei der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Diese Verhältnisse können allgemein als das Nabe-zu-Spitze-Verhältnis bezeichnet werden. Der Radius an der Nabe und der Radius an der Spitze können beide an der Anströmkante (oder dem axial vordersten Teil) der Laufschaufel gemessen werden. Das Nabe-zu-Spitze-Verhältnis bezieht sich natürlich auf den gasgespülten Abschnitt der Fan-Schaufel, d. h. den Abschnitt radial außerhalb irgendeiner Plattform.
Der Radius des Fans kann zwischen der Mittellinie des Triebwerks und der Spitze einer Fan-Schaufel an ihrer Anströmkante gemessen werden. Der Fan-Durchmesser (der einfach das Doppelte des Fan-Radius betragen kann) kann größer sein als (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (etwa 100 Zoll), 260 cm, 270 cm (etwa 105 Zoll), 280 cm (etwa 110 Zoll), 290 cm (etwa 115 Zoll), 300 cm (etwa 120 Zoll), 310 cm, 320 cm (etwa 125 Zoll), 330 cm (etwa 130 Zoll), 340 cm (etwa 135 Zoll), 350 cm, 360 cm (etwa 140 Zoll), 370 cm (etwa 145 Zoll), 380 (etwa 150 Zoll) cm oder 390 cm (etwa 155 Zoll). Der Fan-Durchmesser kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).
Die Drehzahl des Fans kann im Gebrauch variieren. Im Allgemeinen ist die Drehzahl bei Fans mit einem größeren Durchmesser niedriger. Rein als ein nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reiseflugbedingungen kleiner als 2500 U/min, zum Beispiel kleiner als 2300 U/min, sein. Rein als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reiseflugbedingungen bei einem Triebwerk, das einen Fan-Durchmesser im Bereich von 220 cm bis 300 cm (zum Beispiel 240 cm bis 280 cm) aufweist, im Bereich von 1700 U/min bis 2500 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1800 U/min bis 2300 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1900 U/min bis 2100 U/min, liegen. Rein als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reiseflugbedingungen bei einem Triebwerk mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 320 cm bis 380 cm im Bereich von 1200 U/min bis 2000 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1300 U/min bis 1800 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1400 U/min bis 1600 U/min, liegen.
Im Gebrauch des Gasturbinentriebwerks dreht sich der Fan (mit zugehörigen Fan-Schaufeln) um eine Drehachse. Diese Drehung führt dazu, dass sich die Spitze der Fan-Schaufel mit einer Geschwindigkeit U_Spitze bewegt. Die Arbeit, die von den Fan-Schaufeln auf die Strömung geleistet wird, führt zu einem Enthalpieanstieg dH der Strömung. Eine Fan-Spitzen-Belastung kann als dH/U_Spitze ² definiert sein, wobei dH der Enthalpieanstieg (zum Beispiel der mittlere 1-D-Enthalpieanstieg) über den Fan ist und U_Spitze die (translatorische) Geschwindigkeit der Fan-Spitze ist, zum Beispiel an der Anströmkante der Spitze (die als der Fan-Spitzen-Radius an der Anströmkante multipliziert mit der Winkelgeschwindigkeit definiert sein kann). Die Fan-Spitzen-Belastung unter Reiseflugbedingungen kann größer sein als (oder in der Größenordnung von): 0,28, 0,29, 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 oder 0,4 (wobei alle Einheiten in diesem Absatz Jkg^-1K^-1/(ms^-1)² sind). Die Fan-Spitzen-Belastung kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).
Gasturbinentriebwerke gemäß der vorliegenden Offenbarung können ein beliebiges Bypass-Verhältnis aufweisen, wobei das Bypass-Verhältnis als das Verhältnis der Massenströmungsrate der des Stroms durch den Bypass-Kanal zu der Massenströmungsrate des Stroms durch den Kern unter Reiseflugbedingungen definiert ist. In einigen Anordnungen kann das Bypass-Verhältnis größer sein als eines von Folgendem (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 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 oder 20. Das Bypass-Verhältnis kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Das Bypass-Verhältnis kann im Bereich von 11 bis 20 und optional im Bereich von 13 bis 20 oder 14 bis 20 liegen.
Der Bypass-Kanal kann im Wesentlichen ringförmig sein. Der Bypass-Kanal kann sich radial außerhalb des Kerntriebwerks befinden. Die radiale Außenfläche des Bypass-Kanals kann durch eine Gondel und/oder ein Fan-Gehäuse definiert sein.
Das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann als das Verhältnis des Staudrucks stromaufwärts des Fans zu dem Staudruck am Ausgang des Höchstdruckverdichters (vor Eintritt in die Brennkammer) definiert sein. Als nicht einschränkendes Beispiel kann das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, unter Reiseflugbedingungen größer sein als eines von Folgendem (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Das Gesamtdruckverhältnis kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch beliebige zwei der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).
Der spezifische Schub eines Triebwerks kann als der Nettoschub des Triebwerks geteilt durch den Gesamtmassenstrom durch das Triebwerk definiert sein. Unter Reiseflugbedingungen kann der spezifische Schub eines hierin beschriebenen und/oder beanspruchten Triebwerks kleiner sein als eines von Folgendem (oder in der Größenordnung hiervon): 110 Nkg^-1s, 105 Nkg^-1s, 100 Nkg^-1s, 95 Nkg^-1s, 90 Nkg^-1s, 85 Nkg^-1s oder 80 Nkg^-1s. Der spezifische Schub kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Derartige Triebwerke können im Vergleich zu herkömmlichen Gasturbinentriebwerken besonders effizient sein.
Ein Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann jeden gewünschten maximalen Schub aufweisen. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann eine Gasturbine, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, in der Lage sein, einen maximalen Schub von mindestens einem von Folgendem (oder in der Größenordnung hiervon) zu erzeugen: 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN oder 550 kN. Der maximale Schub kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch beliebige zwei der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Der oben genannte Schub kann der maximale Nettoschub bei Standardatmosphärenbedingungen auf Meereshöhe plus 15 Grad C (Umgebungsdruck 101,3 kPa, Temperatur 30 Grad C) sein, wobei das Triebwerk statisch ist.
Im Gebrauch kann die Temperatur des Stroms am Eintritt in die Hochdruckturbine besonders hoch sein. Diese Temperatur, die als TET bezeichnet werden kann, kann am Ausgang zur Brennkammer gemessen werden, zum Beispiel unmittelbar stromaufwärts der ersten Turbinenschaufel, die selbst als Düsenleitschaufel bezeichnet werden kann. Im Flug kann die TET mindestens eines von Folgendem sein (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1550 K, 1600 K oder 1650 K. Die TET im Flug kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch beliebige zwei der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Die maximale TET im Gebrauch des Triebwerks kann zum Beispiel mindestens eines von Folgendem sein (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K oder 2000 K. Die maximale TET kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Die maximale TET kann zum Beispiel bei einer hohen Schubbedingung, zum Beispiel bei einer maximalen Abhebebedingung (MTO-Bedingung), auftreten.
Eine Fan-Schaufel und/oder ein Luftleitblechabschnitt einer Fan-Schaufel, wie hierin gemäß irgendeinem Gesichtspunkt beschrieben und/oder beansprucht, kann bzw. können aus jedem geeigneten Material oder jeder geeigneten Kombination von Materialien hergestellt sein. Zum Beispiel kann mindestens ein Teil der Fan-Schaufel und/oder des Luftleitblechs mindestens teilweise aus einem Verbundwerkstoff, zum Beispiel einem Metallmatrixverbundwerkstoff und/oder einem organischen Matrixverbundwerkstoff, wie Kohlefaser, hergestellt sein. Als weiteres Beispiel kann mindestens ein Teil der Fan-Schaufel und/oder des Luftleitblechs mindestens teilweise aus einem Metall, wie einem auf Titan basierenden Metall oder einem auf Aluminium basierenden Material (wie einer Aluminium-Lithium-Legierung) oder einem auf Stahl basierenden Material, hergestellt sein. Die Fan-Schaufel kann mindestens zwei Bereiche umfassen, die unter Verwendung unterschiedlicher Materialien hergestellt sind. Zum Beispiel kann die Fan-Schaufel eine schützende Anströmkante aufweisen, die unter Verwendung eines Materials hergestellt sein kann, das besser in der Lage ist, einem Aufprall (zum Beispiel von Vögeln, Eis oder anderem Material) zu widerstehen als der Rest der Laufschaufel. Eine derartige Anströmkante kann zum Beispiel unter Verwendung von Titan oder einer auf Titan basierenden Legierung hergestellt sein. Somit kann die Fan-Schaufel rein beispielhaft einen auf Kohlenstofffaser oder Aluminium basierenden Körper (wie eine Aluminium-Lithium-Legierung) mit einer Anströmkante aus Titan aufweisen.
Ein Fan, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann einen zentralen Abschnitt umfassen, von dem sich die Fan-Schaufeln, zum Beispiel in einer radialen Richtung, erstrecken können. Die Fan-Schaufeln können in jeder gewünschten Weise an dem zentralen Abschnitt befestigt sein. Zum Beispiel kann jede Fan-Schaufel eine Befestigung umfassen, die in einen entsprechenden Schlitz in der Nabe (oder Scheibe) eingreifen kann. Eine solche Befestigung kann rein beispielhaft in Form eines Schwalbenschwanzes vorliegen, der in einen entsprechenden Schlitz in der Nabe/Scheibe einsteckbar und/oder einrastbar ist, um die Fan-Schaufel an der Nabe/Scheibe zu befestigen. Als weiteres Beispiel können die Fan-Schaufeln einstückig mit einem zentralen Abschnitt gebildet sein. Solch eine Anordnung kann als eine Blisk (bladed disk, beschaufelte Scheibe) oder ein Bling (bladed ring, beschaufelter Ring) bezeichnet werden. Jedes geeignete Verfahren kann zur Herstellung einer solchen Blisk oder eines solchen Blings verwendet werden. Zum Beispiel kann mindestens ein Teil der Fan-Schaufeln aus einem Block gefertigt sein und/oder kann mindestens ein Teil der Fan-Schaufeln durch Schweißen, wie etwa lineares Reibschweißen, an der Nabe/Scheibe befestigt sein.
Die hierin beschriebenen und/oder beanspruchten Gasturbinentriebwerke können mit einer flächenvariablen Düse (variable area nozzle, VAN) versehen sein oder nicht. Eine derartige flächenvariable Düse kann das Variieren der Austrittsfläche des Bypass-Kanals im Gebrauch ermöglichen. Die allgemeinen Prinzipien der vorliegenden Offenbarung können auf Triebwerke mit oder ohne VAN angewendet werden.
Der Fan einer Gasturbine, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann eine beliebige Anzahl von Fan-Schaufeln, zum Beispiel 14, 16, 18, 20, 22, 24 oder 26 Fan-Schaufeln, aufweisen.
Wie hierin verwendet, haben Reiseflugbedingungen die herkömmliche Bedeutung und würden vom Fachmann leicht verstanden werden. Somit würde der Fachmann bei einem gegebenen Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug sofort Reiseflugbedingungen so erfassen, dass sie den Arbeitspunkt des Triebwerks bei Streckenflugmitte einer gegebenen Mission (was in der Branche als die „wirtschaftliche Mission“ bezeichnet werden kann) eines Flugzeugs bedeuten, an dem das Gasturbinentriebwerk angebracht werden soll. In dieser Hinsicht ist die Streckenflugmitte der Punkt in einem Flugzeugflugzyklus, bei dem 50 % des gesamten Treibstoffs, der zwischen dem höchsten Punkt des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs verbrannt wird, verbrannt worden ist (was durch den Mittelpunkt - in Bezug auf Zeit und/oder Abstand - zwischen dem höchsten Punkt des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs angenähert werden kann. Reiseflugbedingungen definieren somit einen Arbeitspunkt des Gasturbinentriebwerks, der einen Schub bereitstellt, der einen Betrieb in einem stabilen Zustand (d. h. Aufrechterhaltung einer konstanten Höhe und konstanten Machzahl) bei Streckenflugmitte eines Flugzeugs, an dem es angebracht werden soll, unter Berücksichtigung der für dieses Flugzeug bereitgestellten Anzahl von Triebwerken sicherstellen würde. Wenn zum Beispiel ein Triebwerk dafür konzipiert ist, an einem Flugzeug angebracht zu werden, das zwei Triebwerke desselben Typs aufweist, stellt das Triebwerk unter Reiseflugbedingungen die Hälfte des Gesamtschubs bereit, der für einen Betrieb in einem stabilen Zustand dieses Flugzeugs bei Streckenflugmitte erforderlich wäre.
Mit anderen Worten sind die Reiseflugbedingungen für ein gegebenes Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug als der Arbeitspunkt des Triebwerks definiert, der einen spezifizierten Schub (erforderlich, um - in Kombination mit jeglichen anderen Triebwerken am Flugzeug - einen Betrieb in einem stabilen Zustand des Flugzeugs, an dem es angebracht werden soll, bei einer gegebenen Streckenflugmitte-Machzahl bereitzustellen) unter Streckenflugmitte-Atmosphärenbedingungen (definiert durch die Internationale Standardatmosphäre gemäß ISO 2533 bei Streckenflughöhe) bereitstellt. Für jedes gegebene Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug sind der Schub bei Streckenflugmitte, die Atmosphärenbedingungen und die Machzahl bekannt, und somit ist der Arbeitspunkt des Triebwerks unter Reiseflugbedingungen klar definiert.
Rein beispielhaft kann die Vorwärtsgeschwindigkeit unter Reiseflugbedingungen jeder Punkt im Bereich von Mach 0,7 bis 0,9, zum Beispiel 0,75 bis 0,85, zum Beispiel 0,76 bis 0,84, zum Beispiel 0,77 bis 0,83, zum Beispiel 0,78 bis 0,82, zum Beispiel 0,79 bis 0,81, zum Beispiel in der Größenordnung von Mach 0,8, in der Größenordnung von Mach 0,85 oder im Bereich von 0,8 bis 0,85 sein. Jede einzelne Geschwindigkeit innerhalb dieser Bereiche kann Teil der Reiseflugbedingungen sein. Bei einigen Flugzeugen können die Reiseflugbedingungen außerhalb dieser Bereiche, zum Beispiel unter Mach 0,7 oder über Mach 0,9, liegen.
Rein beispielhaft können die Reiseflugbedingungen Standardatmosphärenbedingungen (gemäß der Internationalen Standardatmosphäre, ISA) bei einer Höhe entsprechen, die im Bereich von 10.000 m bis 15.000 m, zum Beispiel im Bereich von 10.000 m bis 12.000 m, zum Beispiel im Bereich von 10.400 m bis 11.600 m (etwa 38.000 Fuß), zum Beispiel im Bereich von 10.500 m bis 11.500 m, zum Beispiel im Bereich von 10.600 m bis 11.400 m, zum Beispiel im Bereich von 10.700 m (etwa 35.000 Fuß) bis 11.300 m, zum Beispiel im Bereich von 10.800 m bis 11.200 m, zum Beispiel im Bereich von 10.900 m bis 11.100 m, zum Beispiel in der Größenordnung von 11.000 m, liegt. Die Reiseflugbedingungen können Standardatmosphärenbedingungen bei jeder gegebenen Höhe in diesen Bereichen entsprechen.
Rein beispielhaft können die Reiseflugbedingungen einem Arbeitspunkt des Triebwerks entsprechen, der bei einer Vorwärts-Machzahl von 0,8 und Standardatmosphärenbedingungen (gemäß der Internationalen Standardatmosphäre) bei einer Höhe von 38.000 Fuß (11.582 m) ein bekanntes erforderliches Schubniveau (zum Beispiel einen Wert im Bereich von 30 kN bis 35 kN) bereitstellt. Rein als weiteres Beispiel können die Reiseflugbedingungen einem Arbeitspunkt des Triebwerks entsprechen, der bei einer Vorwärts-Machzahl von 0,85 und Standardatmosphärenbedingungen (gemäß der Internationalen Standardatmosphäre) bei einer Höhe von 35.000 Fuß (10.668 m) ein bekanntes erforderliches Schubniveau (zum Beispiel einen Wert im Bereich von 50 kN bis 65 kN) bereitstellt.
Im Gebrauch kann ein Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, unter den Reiseflugbedingungen arbeiten, die an anderer Stelle hierin definiert sind. Derartige Reiseflugbedingungen können durch die Reiseflugbedingungen (zum Beispiel die Streckenflugmitte-Bedingungen) eines Flugzeugs bestimmt werden, an dem mindestens ein (zum Beispiel 2 oder 4) Gasturbinentriebwerk(e) montiert werden kann, um einen Vortriebschub bereitzustellen.
Gemäß einem Gesichtspunkt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, bereitgestellt. Das Betreiben kann bei Reiseflugbedingungen wie an anderer Stelle hierin definiert sein (zum Beispiel hinsichtlich Schub, atmosphärischen Bedingungen und Machzahl).
Gemäß einem Gesichtspunkt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugs umfassend ein Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, bereitgestellt. Das Betreiben nach diesem Gesichtspunkt kann das Betreiben bei Streckenflugmitte des Flugzeugs einschließen (oder sein), wie an anderer Stelle hierin definiert.
Der Fachmann wird verstehen, dass, außer im Falle des gegenseitigen Ausschlusses, ein Merkmal oder ein Parameter, das/der in Bezug auf einen der oben genannten Gesichtspunkte beschrieben ist, auf jeden anderen Gesichtspunkt angewendet werden kann. Außerdem kann, außer im Falle des gegenseitigen Ausschlusses, jedes hierin beschriebene Merkmal oder jeder hierin beschriebene Parameter auf einen beliebigen Gesichtspunkt angewendet werden und/oder mit irgendeinem anderen hierin beschriebenen Merkmal oder Parameter kombiniert werden.
Ausführungsformen werden nun nur beispielhaft unter Bezugnahme auf die Figuren beschrieben, in denen:

1 eine Querschnittsseitenansicht eines Gasturbinentriebwerks ist;
2 eine Querschnittsseitenansicht eines stromaufwärtigen Abschnitts eines Gasturbinentriebwerks aus der Nähe ist;
3A eine teilweise weggeschnittene Ansicht eines Getriebes für ein Gasturbinentriebwerk ist;
3B eine Schnittansicht des Gasturbinentriebwerks von 1 mit markierten Düsenparametern ist;
4A eine Schnittansicht des Gasturbinentriebwerks von 1 mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die für die Verwendung beim Berechnen eines Triebwerksflächenverhältnisses geeignet sind;
4B eine schematische Schnittansicht eines generischen Gasturbinentriebwerks mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die den in 4A markierten entsprechen;
4C eine schematische Schnittansicht eines generischen Triebwerkskerns und -Fans mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die den in 4A markierten entsprechen;
5A eine Schnittansicht des Gasturbinentriebwerks von 1 mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die für die Verwendung beim Berechnen des Verhältnisses von Triebwerkslänge zu CoG geeignet sind;
5B eine schematische Schnittansicht eines generischen Gasturbinentriebwerks mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die den in 5A markierten entsprechen;
5C ein Verfahren einer Ausführungsform veranschaulicht;
6A eine Schnittansicht des Gasturbinentriebwerks von 1 mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die für die Verwendung beim Berechnen eines Verhältnisses von Getriebeposition zu Triebwerkslänge geeignet sind;
6B eine schematische Schnittansicht eines generischen Gasturbinentriebwerks mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die den in 6A markierten entsprechen;
7A eine Schnittansicht des Gasturbinentriebwerks von 1 mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die für die Verwendung beim Berechnen eines äußeren Bypass-zu-Fan-Verhältnisses geeignet sind;
7B eine Schnittansicht eines anderen Gasturbinentriebwerks mit einer anderen Gondelform und markierten Triebwerkabmessungen ist, die für die Verwendung beim Berechnen eines äußeren Bypass-zu-Fan-Verhältnisses geeignet sind;
7C eine schematische Schnittansicht eines generischen Gasturbinentriebwerks mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die den in 7A markierten entsprechen;
8A eine Schnittansicht des Gasturbinentriebwerks von 1 mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die für die Verwendung beim Berechnen eines inneren Bypass-zu-Fan-Verhältnisses geeignet sind;
8B eine schematische Schnittansicht eines generischen Gasturbinentriebwerks mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die den in 8A markierten entsprechen;
8C eine schematische Schnittansicht eines generischen Gasturbinentriebwerks mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die den in 8A markierten entsprechen;
9A eine Schnittansicht des Gasturbinentriebwerks von 1 mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die für die Verwendung beim Berechnen eines Fan-Achsenwinkelverhältnisses geeignet sind;
9B eine schematische Schnittansicht eines generischen Gasturbinentriebwerks mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die den in 9A markierten entsprechen;
10A eine Schnittansicht des Gasturbinentriebwerks von 1 mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die für die Verwendung beim Berechnen eines Fan-Drehzahl-zu-Fan-Turbinenradius-Differenzverhältnisses geeignet sind;
10B eine schematische Schnittansicht eines generischen Gasturbinentriebwerks mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die den in 10A markierten entsprechen;
10C ein Verfahren einer Ausführungsform veranschaulicht;
11A eine Schnittansicht des Gasturbinentriebwerks von 1 im Zusammenhang zwischen dem Boden und einem Flügel des Flugzeugs mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die für die Verwendung beim Berechnen der stromabwärtigen Blockierung geeignet sind;
11B eine schematische Schnittansicht eines generischen Gasturbinentriebwerks mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die den in 11A markierten entsprechen;
12A eine Schnittansicht des Gasturbinentriebwerks von 1 mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die für die Verwendung beim Berechnen eines äußeren Wandwinkels des Bypass-Kanals geeignet sind;
12B eine schematische Schnittansicht eines generischen Gasturbinentriebwerks mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die den in 12A markierten entsprechen;
12C eine schematische Schnittansicht eines generischen Gasturbinentriebwerks mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die einem anderen Wandwinkel des Bypass-Kanals entsprechen;
13A eine Schnittansicht des Gasturbinentriebwerks von 1 mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die für die Verwendung beim Berechnen eines Bypass-Kern-Verhältnisses geeignet sind;
13B eine schematische Schnittansicht eines generischen Gasturbinentriebwerks mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die den in 13A markierten entsprechen;
13C ein Verfahren einer Ausführungsform veranschaulicht;
14A eine schematische Schnittansicht des Gasturbinentriebwerks von 1 mit markierten Triebwerkabmessungen ist, die für die Verwendung beim Berechnen eines quasi nichtdimensionalen Massenstroms (Q) geeignet sind;
14B ein Verfahren einer Ausführungsform veranschaulicht;
15A eine schematische Schnittansicht eines nicht ummantelten Turbinenrotors in einer radialen Ebene ist;
15B eine schematische Schnittansicht eines ummantelten Turbinenrotors in einer radialen Ebene ist; und
16 eine schematische Ansicht eines Flugzeugs ist, das zwei Gasturbinentriebwerke umfasst.

1 veranschaulicht ein Gasturbinentriebwerk 10 mit einer Hauptdrehachse 9. Das Triebwerk 10 umfasst einen Lufteinlass 12 und einen Antriebs-Fan 23, der zwei Luftströme erzeugt: einen Kernluftstrom A und einen Bypass-Luftstrom B. Das Gasturbinentriebwerk 10 umfasst einen Kern 11, der den Kernluftstrom A aufnimmt. Der Triebwerkskern 11 umfasst, in axialer Strömungsfolge, einen Niederdruckverdichter 14, einen Hochdruckverdichter 15, eine Verbrennungseinrichtung 16, eine Hochdruckturbine 17, eine Niederdruckturbine 19 und eine Kernauslassdüse 20. Eine Gondel 21 umgibt das Gasturbinentriebwerk 10 und definiert einen Bypass-Kanal 22 sowie eine Bypass-Auslassdüse 18. Der Bypass-Luftstrom B strömt durch den Bypass-Kanal 22. Der Fan 23 ist über eine Welle 26 und ein Umlaufrädergetriebe 30 an der Niederdruckturbine 19 angebracht und wird davon angetrieben.
Im Gebrauch wird der Kernluftstrom A beschleunigt und durch den Niederdruckverdichter 14 verdichtet und in den Hochdruckverdichter 15 geleitet, wo er weiter verdichtet wird. Die aus dem Hochdruckverdichter 15 ausgelassene verdichtete Luft wird in die Verbrennungsausrüstung 16 geleitet, wo sie mit Treibstoff gemischt wird und das Gemisch verbrannt wird. Die resultierenden heißen Verbrennungsprodukte dehnen sich dann durch die Hochdruck- und die Niederdruckturbine 17, 19 aus und treiben diese dadurch an, bevor sie durch die Düse 20 ausgelassen werden, um einen gewissen Vortriebschub bereitzustellen. Die Hochdruckturbine 17 treibt den Hochdruckverdichter 15 über eine geeignete Verbindungswelle 27 an. Der Fan 23 stellt im Allgemeinen den Großteil des Vortrieb schubs bereit. Das Umlaufrädergetriebe 30 ist ein Untersetzungs getriebe.
Eine beispielhafte Anordnung für ein Getriebefan-Gasturbinentriebwerk 10 ist in 2 gezeigt. Die Niederdruckturbine 19 (siehe 1) treibt die Welle 26 an, die mit einem zentralen Ritzel oder Sonnenrad 28 der Umlaufrädergetriebeanordnung 30 gekoppelt ist. Radial auswärts von dem Sonnenrad 28 und in dieses eingreifend befindet sich eine Vielzahl von Planetenrädern 32, die durch einen Planetenträger 34 miteinander gekoppelt sind. Der Planetenträger 34 beschränkt die Planetenräder 32, um synchron um das Sonnenrad 28 zu präzessieren, während er jedem Planetenrad 32 ermöglicht, sich um seine eigene Achse zu drehen. Der Planetenträger 34 ist über Gestänge 36 mit dem Fan 23 gekoppelt, um seine Drehung um die Triebwerksachse 9 anzutreiben. Radial auswärts von den Planetenrädern 32 und in diese eingreifend befindet sich ein Zahnkranz oder Hohlrad 38, das über Gestänge 40 mit einer stationären Stützstruktur 24 gekoppelt ist.
Es ist zu beachten, dass die Begriffe „Niederdruckturbine“ und „Niederdruckverdichter“, wie hier verwendet, die Turbinenstufen mit dem niedrigsten Druck bzw. die Verdichterstufen mit dem niedrigsten Druck (d. h. nicht einschließlich des Fans 23) und/oder die Turbinen- und Verdichterstufen bedeuten, die durch die Verbindungswelle 26 mit der niedrigsten Drehzahl im Triebwerk verbunden sind (d. h. nicht einschließlich der Getriebeabtriebswelle, die den Fan 23 antreibt). An einigen Literaturstellen können die „Niederdruckturbine“ und der „Niederdruckverdichter“, auf die hierin Bezug genommen wird, alternativ als die „Zwischendruckturbine“ und der „Zwischendruckverdichter“ bekannt sein. Wo eine solche alternative Nomenklatur verwendet wird, kann der Fan 23 als eine erste Verdichtungsstufe oder Verdichtungsstufe mit dem niedrigsten Druck bezeichnet werden.
Das Umlaufrädergetriebe 30 ist in 3 beispielhaft detaillierter gezeigt. Jedes von dem Sonnenrad 28, den Planetenrädern 32 und dem Hohlrad 38 umfasst Zähne an seinem Umfang, um mit den anderen Zahnrädern in Eingriff zu treten. Aus Gründen der Klarheit sind in 3 jedoch nur beispielhafte Abschnitte der Zähne veranschaulicht. Es sind vier Planetenräder 32 veranschaulicht, obwohl es für den Fachmann offensichtlich ist, dass innerhalb des Schutzumfangs der beanspruchten Erfindung mehr oder weniger Planetenräder 32 bereitgestellt sein können. Praktische Anwendungen eines Planetenumlaufrädergetriebes 30 umfassen im Allgemeinen mindestens drei Planetenräder 32.
Das beispielhaft in den 2 und 3 veranschaulichte Umlaufrädergetriebe 30 ist vom Planetentyp, da der Planetenträger 34 über Gestänge 36 mit einer Abtriebswelle gekoppelt ist, wobei das Hohlrad 38 fixiert ist. Es kann jedoch jeder andere geeignete Typ eines Umlaufrädergetriebes 30 verwendet werden. Als weiteres Beispiel kann das Umlaufrädergetriebe 30 eine Sternanordnung sein, bei der der Planetenträger 34 fixiert gehalten wird und sich das Hohlrad (oder der Zahnkranz) 38 drehen kann. In einer solchen Anordnung wird der Fan 23 von dem Hohlrad 38 angetrieben. Als weiteres alternatives Beispiel kann das Getriebe 30 ein Differenzialgetriebe sein, bei dem sich sowohl das Hohlrad 38 als auch der Planetenträger 34 drehen können.
Es versteht sich, dass die in den 2 und 3 gezeigte Anordnung nur beispielhaft ist und dass verschiedene Alternativen innerhalb des Schutzumfangs der vorliegenden Offenbarung liegen. Rein beispielhaft kann jede geeignete Anordnung zum Unterbringen des Getriebes 30 in dem Triebwerk 10 und/oder zum Verbinden des Getriebes 30 mit dem Triebwerk 10 verwendet werden. Als weiteres Beispiel können die Verbindungen (wie etwa das Gestänge 36, 40 in dem Beispiel der 2) zwischen dem Getriebe 30 und anderen Teilen des Triebwerks 10 (wie der Antriebswelle 26, der Abtriebswelle und der feststehenden Struktur 24) einen beliebigen gewünschten Grad an Steifigkeit oder Flexibilität aufweisen. Als weiteres Beispiel kann jede geeignete Anordnung der Lager zwischen rotierenden und stationären Teilen des Triebwerks (zum Beispiel zwischen der Antriebs- und der Abtriebswelle des Getriebes und den feststehenden Strukturen, wie dem Getriebegehäuse) verwendet werden, und die Offenbarung ist nicht auf die beispielhafte Anordnung von 2 beschränkt. Wenn zum Beispiel das Getriebe 30 eine Sternanordnung aufweist (oben beschrieben), würde der Fachmann leicht verstehen, dass die Anordnung von Abtrieb und Stützgestängen und Lagerpositionen üblicherweise von der in 2 beispielhaft gezeigten Anordnung abweichen würde.
Dementsprechend erstreckt sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk mit einer beliebigen Anordnung von Getriebetypen (zum Beispiel Stern- oder Planetengetriebe), Stützstrukturen, Antriebs- und Abtriebswellenanordnung und Lagerpositionen.
Optional kann das Getriebe zusätzliche und/oder alternative Komponenten antreiben (z. B. den Zwischendruckverdichter und/oder einen Booster-Verdichter).
Andere Gasturbinentriebwerke, auf die die vorliegende Offenbarung angewendet werden kann, können alternative Konfigurationen aufweisen. Zum Beispiel können solche Triebwerke eine alternative Anzahl von Verdichtern und/oder Turbinen und/oder eine alternative Anzahl von Verbindungswellen aufweisen. Als weiteres Beispiel weist das in 1 gezeigte Gasturbinentriebwerk 10 eine geteilte Strömungsdüse 18, 20 auf, was bedeutet, dass der Strom durch den Bypass-Kanal 22 seine eigene Düse 18 aufweist, die von der Kerntriebwerksdüse 20 getrennt und radial außerhalb dieser angeordnet ist. Jedoch ist dies nicht einschränkend, und verschiedene Gesichtspunkte der vorliegenden Offenbarung können auch auf Triebwerke angewendet werden, in denen der Strom durch den Bypass-Kanal 22 und der Strom durch den Kern 11 vor (oder stromaufwärts von) einer einzigen Düse, die als Mischströmungsdüse bezeichnet werden kann, gemischt oder kombiniert werden. Eine oder beide Düsen (egal, ob Misch- oder geteilte Strömung) können eine feste oder variable Fläche aufweisen. Während sich das beschriebene Beispiel auf ein Turbofan-Triebwerk bezieht, kann die Offenbarung zum Beispiel auf jeden Typ von Gasturbinentriebwerk, wie zum Beispiel einen offenen Rotor (bei dem die Fan-Stufe nicht von einer Gondel umgeben ist) oder ein Turboprop-Triebwerk, angewendet werden. In einigen Anordnungen kann das Gasturbinentriebwerk 10 kein Getriebe 30 umfassen.
Die Geometrie des Gasturbinentriebwerks 10 und von Komponenten davon ist durch ein herkömmliches Achsensystem definiert, das eine axiale Richtung (die mit der Drehachse 9 ausgerichtet ist), eine radiale Richtung (in der Richtung von unten nach oben in 1) und eine Umfangsrichtung (senkrecht zu der Seite in der Ansicht von 1) aufweist. Die axiale, die radiale und die Umfangsrichtung sind zueinander senkrecht.
Unter erneuter Bezugnahme auf die 1 und 2 umfasst der Verdichter mit dem niedrigsten Druck 14 eine oder mehrere Verdichterstufen. In der in 1 dargestellten Ausführungsform umfasst der Verdichter mit dem niedrigsten Druck 14 zwei Verdichterstufen. Jede Stufe des Verdichters kann eine Reihe von Rotorschaufeln 14a, 14b und eine Reihe von Statorschaufeln, die variable Statorschaufeln sein können (da ihr Einfallswinkel variabel sein kann), umfassen. Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial voneinander versetzt sein.
Die eine oder mehrere Verdichterstufen können eine Stufe mit dem niedrigsten Druck umfassen, und können ferner eine oder mehrere Verdichterstufen mit steigendem Druck bis zu einer Verdichterstufe mit einem höchsten Druck umfassen. Die Verdichterstufe mit dem niedrigsten Druck 14a kann am weitesten stromaufwärts entlang des Gasströmungspfades innerhalb des Verdichters mit dem niedrigsten Druck 14 angeordnet sein. Die weiteren höheren Druckstufen können axial entlang des Gasströmungspfades durch den Verdichter in stromabwärtiger (rückwärtiger) Richtung voneinander beabstandet angeordnet sein.
Die Turbine mit dem niedrigsten Druck 19 umfasst ebenfalls eine oder mehrere Turbinenstufen. In der in 1 dargestellten Ausführungsform umfasst die Turbine mit dem niedrigsten Druck 19 eine Stufe. Jede Turbinenstufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln 19b und eine Reihe von Statorschaufeln 19a, 19c, die variable Statorschaufeln sein können (dahingehend, dass ihr Einfallswinkel variabel sein kann), umfassen. Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial voneinander versetzt sein.
Die eine oder mehrere Turbinenstufen, die die Turbine mit dem niedrigsten Druck 19 bilden, können eine Stufe mit dem höchsten Druck umfassen, und können ferner eine oder mehrere Turbinenstufen mit abnehmendem Druck bis zu einer Stufe mit dem niedrigsten Druck umfassen. Die Turbinenstufe mit dem niedrigsten Druck kann am weitesten stromabwärts innerhalb der Turbine mit dem niedrigsten Druck 19 angeordnet sein. Die weiteren Druckstufen sind axial in stromaufwärtiger (vorwärts gerichteter) Richtung entlang des Gasströmungspfads durch die Turbine voneinander beabstandet angeordnet. Bei Ausführungsformen mit nur einer Stufe ist die Einzelstufe die niedrigste Druckstufe.
Jede Reihe von Rotorschaufeln, die im Verdichter mit dem niedrigsten Druck 14 und in der Turbine mit dem niedrigsten Druck 19 bereitgestellt sind, kann eine ringförmige Anordnung von Rotorschaufeln 44 bilden, die von einer jeweiligen Rotornabe 46 (oder Rotorscheibe) getragen werden, wie beispielhaft in den 15A und 15B dargestellt. Jede der Rotorschaufeln 44 kann mit der Nabe 46 über eine Wurzel gekoppelt sein, die in einem entsprechenden Schlitz in einer Umfangskante der Nabe aufgenommen ist. Jede Rotorschaufel 44 kann so definiert sein, dass sie eine radiale Spannweite aufweist, die sich von der Wurzel 46 (oder Nabe) an einer radial inneren gasgespülten Stelle oder einer Position mit 0 % Spannweite zu einer äußersten radialen Spitze 48 in einer Position mit 100 % Spannweite erstreckt. Der Radius an der Nabe und der Radius an der Spitze können beide an der Anströmkante (oder dem axial vordersten Teil) der Rotorschaufel gemessen werden. Die radiale Spannweite jeder Rotorschaufel 44 bezieht sich auf den gasgespülten Abschnitt der Rotorschaufel, d. h. den Abschnitt radial außerhalb jeder Plattform, auf der es mit der Nabe gekoppelt ist.
Jede der Rotorschaufeln 44, die die Verdichter- oder Turbinenstufen 19b bilden, kann einen mittleren Anströmkantenradiuspunkt (oder mittlere Schaufelspannweite) und einen mittleren Abströmkantenradiuspunkt aufweisen. Der mittlere Radiuspunkt ist definiert als der Mittelpunkt zwischen der Position mit 0 % Spannweite und der Position mit 100 % Spannweite. Er kann an der Rotorschaufelanströmkante (axial vordersten Kante) oder an der Abströmkante (axial hinterste Kante) gemessen werden, um den mittleren Anströmkantenradiuspunkt bzw. den mittleren Abströmkantenradiuspunkt zu ergeben.
Der Fan 23 umfasst eine ringförmige Anordnung von Fan-Schaufeln 64, die sich von einer Nabe 66 aus erstrecken. Jede Fan-Schaufel 64 kann so definiert sein, dass sie eine radiale Spannweite aufweist, die sich von einer Wurzel 66, die in einem Schlitz in der Fan-Nabe 66 aufgenommen ist, an einer radial inneren gasgespülten Stelle oder einer Position mit 0 % Spannweite zu einer Spitze 68 in einer Position mit 100 % Spannweite erstreckt. Das Verhältnis des Radius der Fan-Schaufel 64 an der Nabe zum Radius der Fan-Schaufel an der Spitze kann kleiner sein als (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 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 oder 0,25. Das Verhältnis des Radius der Fan-Schaufel 64 an der Nabe 66 zu dem Radius der Fan-Schaufel an der Spitze 68 kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch beliebige zwei der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Diese Verhältnisse können allgemein als das Nabe-zu-Spitze-Verhältnis bezeichnet werden. Jede Fan-Schaufel 64 weist eine Anströmkante 64a und eine Abströmkante 64b auf, die entlang der Richtung des Gasstroms durch das Triebwerk definiert sind. Der Radius an der Fan-Nabe 66 und der Radius an der Spitze 68 können beide an der Anströmkante 64a (oder dem axial vordersten Teil) der Laufschaufel gemessen werden. Das Nabe-zu-Spitze-Verhältnis bezieht sich auf den gasgespülten Abschnitt der Fan-Schaufel, d. h. den Abschnitt radial außerhalb jeder Plattform, über die jede Fan-Schaufel mit der Nabe gekoppelt ist.
Das Gasturbinentriebwerk kann durch einen oder mehrere der folgenden Parameter beschrieben werden:
Triebwerkslänge:
Unter Bezugnahme auf die 5A und 5B weist das Gasturbinentriebwerk 10 der beschriebenen Ausführungsformen eine Triebwerkslänge auf (in den Figuren mit 110 bezeichnet), die als axialer Abstand definiert ist zwischen: dem Schnittpunkt der Anströmkante 64a einer der Fan-Schaufeln 64 und der Nabe 66; und dem mittleren Abströmkantenradiuspunkt einer der Rotorschaufeln 44, die in der Stufe mit dem niedrigsten Druck 19b der Turbine mit dem niedrigsten Druck 19 bereitgestellt sind.
In den beschriebenen Ausführungsformen liegt die Triebwerkslänge 110 im Bereich von 200 cm bis 500 cm, und insbesondere von 300 cm bis 450 cm. In einer Ausführungsform, die einen Fan 23 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 110 cm bis 150 cm umfasst, kann die Triebwerkslänge 110 im Bereich von 300 cm bis 360 cm liegen. In einer Ausführungsform, die einen Fan 23 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 155 cm bis 200 cm umfasst, kann die Triebwerkslänge 110 im Bereich von 370 cm bis 470 cm oder von 390 cm bis 470 cm liegen.
Kernlänge:
Unter Bezugnahme auf die 4A und 4B weist das Gasturbinentriebwerk 10 eine Kernlänge 104 auf, die definiert ist als der axiale Abstand zwischen einem vorderen Bereich des Niederdruckverdichters 14 und einem hinteren Bereich der Niederdruckturbine 19 und insbesondere der axiale Abstand zwischen dem mittleren Radiuspunkt (mittlere Schaufelspannweite) der Schaufelanströmkante der ersten Stufe der Niederdruckverdichters 14 und dem mittleren Radiuspunkt (mittlere Schaufelspannweite) der Schaufelabströmkante der Turbinenrotorstufe mit dem niedrigsten Druck 19b der Niederdruckturbine 19.
Die erste Stufe des Niederdruckverdichters 14 ist in 4A, am vorderen Ende der Kernlänge 104, schwarz dargestellt. Die Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck 19b der Niederdruckturbine 19 ist ebenfalls schwarz dargestellt, am hinteren Ende der Kernlänge 104.
In den beschriebenen Ausführungsformen wird die Kernlänge 104 entlang einer Mittellinie 9 des Triebwerks 10 von einem mittleren Radiuspunkt der ersten Stufe der Verdichterschaufelanströmkante zu einem mittleren Radiuspunkt der Schaufelabströmkante der Turbinenrotorstufe mit dem niedrigsten Druck 19b der Turbine 19 gemessen.
Die Kernlänge liegt in der beschriebenen Ausführungsform im Bereich von 150 cm bis 350 cm und insbesondere im Bereich von 160 cm bis 320 cm. In einer Ausführungsform, die einen Fan 23 mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm umfasst, kann die Kernlänge im Bereich von 160 cm bis 260 cm liegen. In einer Ausführungsform, die einen Fan 23 mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm umfasst, kann die Kernlänge im Bereich von 240 cm bis 320 cm liegen.
Fan-Spitzen-Radius:
Der Radius 102 des Fans 23, auch als Fan-Spitzen-Radius (102) oder R_(Fan-Spitze) bezeichnet, kann zwischen der Triebwerksmittellinie 9 und der Spitze 68a einer Fan-Schaufel 64 an ihrer Anströmkante 64a (in einer radialen Richtung) gemessen werden. Der Fan-Durchmesser kann einfach als das Zweifache des Radius 102 des Fans 23 definiert sein.
In den beschriebenen Ausführungsformen liegt der Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 95 cm bis 200 cm oder von 110 cm bis 200 cm. In einigen Ausführungsformen liegt der Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 95 cm bis 150 cm oder von 110 cm bis 150 cm. In einigen alternativen Ausführungsformen liegt der Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm
In einigen Ausführungsformen liegt der Fan-Durchmesser im Bereich von 190 cm bis 300 cm oder 220 cm bis 300 cm. In einigen alternativen Ausführungsformen liegt der Fan-Durchmesser im Bereich von 310 cm bis 400 cm.
Fan- Flächen-Bereich:
Der Fan-Flächen-Bereich, A_Fan-Fläche , ist als der von den Fan-Schaufel-Spitzen 68 an der axialen Position der Spitze der Fan-Schaufel-Anströmkante 64a überstrichene Bereich definiert. Der Fan-Flächen-Bereich wird in einer radialen Ebene gemessen. Der Fachmann wird verstehen, dass A_Fan-Fläche für das beschriebene Triebwerk 10 mindestens im Wesentlichen gleich der Fläche innerhalb der Innenfläche der Gondel 21 an der axialen Position der Anströmkantenschaufelspitzen ist (da die Schaufelspitzenanströmkanten so angeordnet sind, dass sie sehr nahe an der Innenfläche der Gondel liegen).
In der beschriebenen Ausführungsform ist der Innenradius der Gondel an der axialen Position der Anströmkantenschaufelspitzen 68a etwas größer ausgelegt als der Fan-Spitzen-Radius 102, sodass der Fan 23 in die Gondel 21 passen kann, ohne dass die Schaufelspitzen 68 an der Gondel 21 reiben. Insbesondere umfasst das Triebwerk 10 in der beschriebenen Ausführungsform ein Triebwerks-Fan-Gehäuse 21a neben den Schaufelspitzen 68a; die Gondel 21 ist an dem/um das Triebwerks-Fan-Gehäuse 21a montiert, sodass das Triebwerks-Fan-Gehäuse 21a nach der Montage effektiv einen inneren Teil der Gondel 21 bildet. Der Innenradius des Fan-Gehäuses an der axialen Position der Anströmkantenschaufelspitzen 68a ist etwas größer als der Fan-Spitzen-Radius 102 ausgelegt, sodass der Fan 23 in das Triebwerks-Fan-Gehäuse 21a passen kann, ohne dass die Schaufelspitzen 68 an dem Fan-Gehäuse 21a reiben. In den in den Figuren dargestellten Ausführungsformen erstreckt sich das Triebwerks-Fan-Gehäuse 21a nur im Bereich des Fans 23. In alternativen Ausführungsformen kann sich das Fan-Gehäuse 21a nach hinten erstrecken, beispielsweise zur axialen Position einer Bypass-Kanal-Auslassleitschaufel (OGV) 58.
Im Gebrauch kann sich die Fan-Geometrie ändern, zum Beispiel durch aerodynamische und zentrifugale Lauflasten - der Fan 23 kann sich stärker als die Gondel 21 und/oder mehr als das Fan-Gehäuse 21a ausdehnen; der Innenradius der Gondel kann daher so gewählt werden, dass er den Fan 23 in seinem erweiterten Zustand aufnimmt. Der Fachmann würde verstehen, dass die Änderung des Fan-Radius 102 im Vergleich zum gesamten Fan-Radius relativ klein ist, zum Beispiel bei etwa 0,1 - 3 mm für einen Radius von 95 cm oder mehr liegend, und dass die Werte für die hierin offenbarten Verhältnisse daher nicht wesentlich davon beeinflusst werden, ob der Fan-Radius 102 kalt gemessen oder im Gebrauch genommen wird oder sogar ob der Gondelinnenradius an der axialen Position der Anströmkanten der Fan-Schaufel-Spitzen anstelle einer Messung des Radius des Fans 23 selbst verwendet wird.
Der Fan-Flächen-Bereich kann wie folgt definiert sein: $A_{F a n - F l \ddot{a} c h e} = π R_{F a n - S p i t z e^{2}}$
Wobei R _Fan-Spitze der Radius 102 des Fans 23 an der Anströmkante (d. h. an den Spitzen 68a der Anströmkante 64a der Fan-Schaufeln 64) ist.
In der beschriebenen Ausführungsform ist der Bereich in einer radialen Ebene (an der axialen Position der Anströmkantenspitze 68a) definiert und kann daher unter Verwendung des Fan-Spitzen-Radius 102 berechnet werden. In alternativen Ausführungsformen kann die Krümmung der Fan-Schaufeln bei der Berechnung des Fan-Flächen-Bereichs berücksichtigt werden.
In einigen Ausführungsformen liegt der Fan-Durchmesser im Bereich von 220 cm bis 300 cm und der Fan-Flächen-Bereich liegt im Bereich von 2,8 m² bis 7,1 m². In einigen alternativen Ausführungsformen liegt der Fan-Durchmesser im Bereich von 310 cm bis 400 cm, und der Fan-Flächen-Bereich liegt im Bereich von 7,5 m² bis 12,6 m².
Fan-Strömungsfläche:
Die Fan-Strömungsfläche, A_Strom , ist als der ringförmige Bereich zwischen den Fan-Schaufel-Spitzen 68 und der Nabe 66 an der axialen Position der Spitze der Fan-Schaufel-Anströmkante 68a definiert. Die Fan-Strömungsfläche wird in einer radialen Ebene gemessen. Der Fachmann wird erkennen, dass A_Strom für das beschriebene Fan-Triebwerk 10 mindestens im Wesentlichen der Fläche des Rings gleich ist, der zwischen der Nabe 66 des Fans 23 und der Innenfläche der Gondel 21 unmittelbar angrenzend an die Anströmkantenschaufelspitzen ausgebildet ist (da die Schaufelspitzenanströmkanten 64a so angeordnet sind, dass sie sehr nahe an der Innenfläche der Gondel 21 liegen - siehe die obigen Ausführungen zum Fan-Gehäuse 21a), und somit dem Fan-Flächen-Bereich abzüglich der von der Nabe 66 belegten Fläche entspricht.
Wie hierin erwähnt, ist die Strömungsfläche des Fans (A_Strom ) definiert als: $A_{S t r o m} = π (R_{F a n - S p i t z e^{2}} - R_{N a b e^{2}})$
Wobei:

R_Fan-Spitze der Radius 102 (in Metern) des Fans 23 an der Anströmkante (d. h. an den Spitzen 68a der Anströmkante der Fan-Schaufeln 64) ist;
R_Nabe der Abstand 103 (in Metern) zwischen der Mittellinie des Triebwerks und dem radial inneren Punkt an der Anströmkante der Fan-Schaufel (d. h. dem radial inneren Punkt der gasgespülten Oberfläche der Fan-Schaufel) ist - dies entspricht dem Radius der Nabe 66 des Fans 23 an der Stelle, an der die Anströmkante jeder Schaufel 64 mit ihr verbunden ist, und kann als Nabenradius bezeichnet werden.

In einer Ausführungsform kann das Verhältnis des Radius der Fan-Schaufel 64 an ihrer Nabe 66 zum Radius der Fan-Schaufel an ihrer Spitze 68 kleiner als 0,33 sein.
In der beschriebenen Ausführungsform ist die Strömungsfläche in einer radialen Ebene definiert und kann daher unter Verwendung des Fan-Spitzen-Radius 102 und des Nabenradius 103 berechnet werden.
Position des Schwerpunkts:
Das Gasturbinentriebwerk 10 weist eine Position des Schwerpunkts (CoG) auf (in 5A und 5B als 108 bezeichnet), die definiert ist als axialer Abstand zwischen: dem Schnittpunkt einer Anströmkante 64a einer der Fan-Schaufeln 64 und der Fan-Nabe 66; und dem Schwerpunkt des Triebwerks 10. Der Schwerpunkt kann für das Triebwerk 10 einschließlich der Gondel 21 und aller von ihr umschlossenen Komponenten gemessen werden und schließt keine Befestigungselemente (wie beispielsweise einen Pylon 53) ein, die zum Befestigen der Gondel 21 oder einer anderen Trägerstruktur bereitgestellt sind.
In der beschriebenen Ausführungsform liegt die CoG-Position zwischen 100 cm und 230 cm vom Schnittpunkt einer Anströmkante 64a einer der Fan-Schaufeln 64 und der Fan-Nabe 66.
In einigen Ausführungsformen liegt der Fan-Durchmesser im Bereich von 220 cm bis 300 cm (d. h. ein Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm) und die CoG-Position im Bereich von 140 cm bis 180 cm. In einigen alternativen Ausführungsformen liegt der Fan-Durchmesser im Bereich von 310 cm bis 400 cm (d. h. Fan-Spitzen-Radius von 155 cm bis 200 cm) und die CoG-Position liegt im Bereich von 160 cm bis 230 cm.
Getriebeposition:
In Ausführungsformen mit einem Getriebe 30 weist die Gasturbine 10 eine Getriebeposition auf (in den 6A und 6B als 112 bezeichnet), die einer relativen Position des Getriebes 30 entlang der Triebwerkslänge 110 entspricht. Die Getriebeposition 112 kann gemessen werden zwischen: dem Schnittpunkt einer Anströmkante 64a einer der Fan-Schaufeln 64 und der Nabe 66; und einer radialen Mittelebene des Getriebes 30, wobei sich die radiale Mittelebene am Mittelpunkt zwischen der Vorderseite eines der vordersten Zahnradnetze des Getriebes und der Rückseite eines der hintersten Zahnradnetze des Getriebes befindet. In der beschriebenen Ausführungsform mit einem Umlaufrädergetriebe 30 kann die Getriebeposition 112 definiert sein als der axiale Abstand zwischen: dem Schnittpunkt einer Anströmkante 64a einer der Fan-Schaufeln 64 und der Nabe 66; und einer radialen Ebene, die den axialen Mittelpunkt des Hohlrades 38 des Getriebes 30 schneidet.
In der beschriebenen Ausführungsform liegt die Getriebeposition zwischen 50 cm und 110 cm vom Schnittpunkt einer Anströmkante 64a einer der Fan-Schaufeln 64 und der Fan-Nabe 66.
In einigen Ausführungsformen liegt der Fan-Durchmesser im Bereich von 220 cm bis 300 cm und die Getriebeposition 112 im Bereich von 50 cm bis 80 cm. In einigen alternativen Ausführungsformen liegt der Fan-Durchmesser im Bereich von 310 cm bis 400 cm und die Getriebeposition 112 im Bereich von 80 cm bis 110 cm.
Durchmesser der Turbine bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck (Turbinendurchmesser):
Unter Bezugnahme auf die 11A und 11B weist das Gasturbinentriebwerk 10 einen Durchmesser 122 der Niederdruckturbine 19 bei seiner Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck 19b auf. Dies kann hierin als „Turbinendurchmesser“ bezeichnet werden. Der Fachmann wird verstehen, dass der Durchmesser der Turbine 19 entlang der Länge der Turbine 19 variieren kann und dass daher eine bestimmte axiale Position (in diesem Fall die der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck 19b) identifiziert wird, um einen bestimmten Durchmesserwert zu definieren.
Der Fachmann würde verstehen, dass die Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck 19b die hinterste Rotorstufe der Turbine 19 ist und dass die hinterste Rotorstufe 19b der Turbine 19 als Rotorstufe der Turbine 19 mit dem niedrigsten Druck bezeichnet würde, auch wenn das Triebwerk 10 nicht im Gebrauch ist; d. h. auch wenn der Druck über das Triebwerk hinweg nicht wesentlich schwankt.
In der beschriebenen Ausführungsform wird der Durchmesser 122 bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck 19b an der axialen Position der Schaufelspitzenabströmkanten der Rotorschaufeln 44 der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck 19b gemessen. Der Turbinendurchmesser 122 ist definiert als der Durchmesser am Schnittpunkt zwischen der Abströmkante der Schaufel 44 der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck und der Außenkante des Gaspfadringraums.
Auf einer ummantelten Turbinenschaufel 44, wie die der beschriebenen Ausführungsform (veranschaulicht in 15B), definiert die Unterseite der Ummantelung 49 den Turbinendurchmesser 122 (wobei „Unterseite“ als die Oberfläche der Ummantelung definiert ist, die dem Triebwerkzentrum am nächsten liegt), da die Ummantelung 49 eine Kante zum Gaspfadringraum bildet. Während sich die Schaufel 44 in der beschriebenen Ausführungsform in die Ummantelung 49 erstreckt, um die Montage der Ummantelung 49 an den Schaufeln 44 zu erleichtern, kann der Punkt, an dem die Schaufel 44 in die Ummantelung 49 eintritt, als Schaufelspitze 48 angesehen werden, da er der radial äußerste Teil der Schaufel 44 ist, der dem Gasstrom ausgesetzt ist. Bei einem mantellosen Rotor 19b', d. h. einer Turbine 19 ohne an den Schaufeln montierter Ummantelung, wie der in 15A veranschaulichten, definieren die Spitzen 48 der Schaufeln 44 den Durchmesser 122'.
In der in den 4A, 11A und 11B dargestellten Ausführungsform weist die Turbine 19 nur einen Rotor 19b auf (d. h. eine Reihe von Rotorschaufeln 44 an einer bestimmten axialen Position), und so ist der einzige Rotor der Turbine 19 die Rotorstufe der Turbine mit dem niedrigsten Druck. Der Rotor 19b ist zwischen zwei Statoren 19a, 19c angeordnet. Der hinterste Stator 19c kann auch als Auslassleitschaufel (Outlet Guide Vane, OGV) bezeichnet werden. In alternativen Ausführungsformen können mehrere Rotoren innerhalb der Turbine 19 vorhanden sein. Die Rotorstufe der Turbine mit dem niedrigsten Druck 19b ist die hinterste Rotorstufe der Turbine 19 in solchen Ausführungsformen, da der Fachmann verstehen wird, dass der Druck entlang der Länge der Turbine 19 von vorne nach hinten abnimmt. In solchen Ausführungsformen umfasst die Turbine 19 eine Vielzahl von Rotorstufen, einschließlich einer Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck, die am weitesten stromabwärts angeordnet ist.
Die Turbine 19 der beschriebenen Ausführungsform umfasst ein Turbinengehäuse. Der/die Rotor(en) 19b und die Statoren 19a, 19c sind innerhalb des Gehäuses montiert. In der beschriebenen Ausführungsform ist der Turbinendurchmesser 122 mindestens im Wesentlichen gleich einem Innendurchmesser des Turbinengehäuses - d. h. die Ummantelungsbreite und/oder der Abstand zwischen Schaufelspitze und Gehäuse ist im Verhältnis zum Turbinendurchmesser 122 klein. In der beschriebenen Ausführungsform umfasst das Triebwerk 10 ein Gehäuse 11a um den Triebwerkskern 11 herum, und das Turbinengehäuse wird durch einen Teil des Kerngehäuses 11a bereitgestellt. In alternativen Ausführungsformen kann das Turbinengehäuse getrennt sein.
Der Durchmesser 122 der Niederdruckturbine 19 an ihrer Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck 19b (dargestellt in 11A) ist gleich dem Zweifachen des Radius 106 der Niederdruckturbine 19 an ihrer Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck (dargestellt in 4A). Der Radius 106 der Niederdruckturbine 19 in ihrer Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck 19b ist der Abstand zwischen der Triebwerksmittellinie und dem Schnittpunkt zwischen der Abströmkante der Schaufel der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck und der Außenkante des Gaspfadringraums (die die Unterseite der Ummantelung für den ummantelten Rotor der beschriebenen Ausführungsform ist, aber in Ausführungsformen mit einem nicht ummantelten Rotor durch die Schaufelspitzen definiert würde).
In der beschriebenen Ausführungsform liegt der Turbinendurchmesser 122 bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck im Bereich von 70 cm bis 170 cm. In Ausführungsformen mit einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 110 cm bis 150 cm kann der Turbinendurchmesser 122 an der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck im Bereich von 100 cm bis 120 cm liegen. In Ausführungsformen mit einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 155 cm bis 200 cm kann der Turbinendurchmesser 122 an der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck im Bereich von 120 cm bis 170 cm liegen.
Außenradius der Bypass-Auslassdüse:
Der Bypass-Kanal 22 weist eine Bypass-Auslassdüse 18 auf - da durch den Fan 23 angesaugte, den Kern 11 umgehende Luft durch den Bypass-Kanal 22 und aus der Bypass-Auslassdüse 18 heraustritt, kann die Bypass-Auslassdüse als Fan-Düse 18 bezeichnet werden. Der Außenradius 114 der Bypass-Auslassdüse kann daher als Außenradius 114 der Fan-Düse bezeichnet werden. In der beschriebenen Ausführungsform definiert eine Innenfläche der Gondel 21 die Außenfläche der Bypass-Auslassdüse 18.
Der in den 7A bis C dargestellte Außenradius 114 der Bypass-Auslassdüse ist definiert als der Radius an der Außenkante des Ausgangs der Bypass-Auslassdüse. Der Radius 114 wird von der Triebwerksmittellinie 9 bis zur hintersten Spitze 21b der Innenfläche der Gondel 21 in einer radialen Ebene gemessen. Die radiale Ebene kann als Austrittsebene 54 der Bypass-Auslassdüse 18 bezeichnet werden. Die Bypass-Auslassdüse 18 endet dort, wo die Gondel 21 endet, sodass die hinterste Spitze 21b der Gondel 21 die axiale Position des Austritts aus der Bypass-Auslassdüse 18 in der beschriebenen Ausführungsform einnimmt.
In den beschriebenen Ausführungsformen liegt der Außenradius 114 der Bypass-Auslassdüse 18 im Bereich von 100 cm bis 200 cm, insbesondere im Bereich von 100 cm bis 190 cm. In Ausführungsformen mit einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 110 cm bis 150 cm kann der Außenradius 114 der Bypass-Auslassdüse 18 im Bereich von 100 cm bis 145 cm liegen. In Ausführungsformen mit einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 155 cm bis 200 cm kann der Außenradius 114 der Bypass-Auslassdüse 18 im Bereich von 145 cm bis 190 cm liegen.
Innenradius der Bypass-Auslassdüse:
Der Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse kann auch als Innenradius 116 der Fan-Düse bezeichnet werden. Der Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse ist definiert als der Radius an der Innenkante des Austritts der Bypass-Auslassdüse. Der Radius 116 wird von der Triebwerksmittellinie 9 bis zum Punkt auf dem Triebwerkskern 11 an derselben axialen Position wie die hinterste Spitze 21b der Innenfläche der Gondel 21 in derselben radialen Ebene (die als Austrittsebene 54 der Bypass-Auslassdüse 18 bezeichnet werden kann) gemessen. Die Bypass-Auslassdüse 18 endet dort, wo die Gondel 21 endet, d. h. die hinterste Spitze der Gondel 21 definiert die axiale Position des Austritts aus der Bypass-Auslassdüse 18.
In den beschriebenen Ausführungsformen liegt der Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse 18 im Bereich von 50 cm bis 125 cm und optional von 65 cm bis 110 cm. In Ausführungsformen, die ein Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 110 cm bis 150 cm umfassen, kann der Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse 18 im Bereich von 65 cm bis 90 cm liegen. In Ausführungsformen, die ein Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 155 cm bis 200 cm umfassen, kann der Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse 18 im Bereich von 80 cm bis 110 cm liegen.
Strömungsfläche der Bypass-Auslassdüse:
Die Strömungsfläche A_b der Bypass-Auslassdüse 18 am Düsenaustritt kann wie in 3B dargestellt definiert sein. Ein Mindestabstand R_b über die Düse 18 hinweg, dem der Bypass-Gasstrom (B) ausgesetzt ist, wird dadurch identifiziert, dass über die hinterste Spitze der Gondel 21 ein Kreis C_b mit einem Mittelpunkt CP_b gelegt wird und dieser Kreis erweitert wird, bis er mit der inneren Ringraumlinie des Bypass-Kanals 22 (d. h. der Außenfläche des Triebwerkskerns 11) in Kontakt kommt.
Die Fläche A_b , der der Strom ausgesetzt ist, wird definiert basierend auf einem Drehen dieses Mindestabstands R_b um den Umfang, wodurch eine abgewinkelte, etwa ringförmige Fläche gebildet wird, und Subtrahieren der blockierten Fläche (in dieser Ausführungsform durch den Pylon 53 blockiert, wie auf der rechten Seite von 3B dargestellt, die eine (nicht maßstabsgerechte) Ansicht des Düsenbereichs in einer nach hinten gerichteten radialen Ebene zeigt).
Der Fachmann würde verstehen, dass in der dargestellten Ausführungsform der Mindestabstand R_b über die Düse 18 hinweg in Bezug auf den Radius des Triebwerks 10, d. h. nicht senkrecht zur Triebwerksmittellinie 9, abgewinkelt ist und dass der Mindestabstand R_b daher nicht gleich der Differenz zwischen dem Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse 18 und dem Außenradius 114 der Bypass-Auslassdüse 18 ist und nicht in derselben Ebene wie diese Radien gemessen wird. In alternativen Ausführungsformen kann der Kreis C_b mit dem Triebwerkskern 11 in derselben axialen Position wie die hinterste Spitze der Gondel 21 in Kontakt kommen - in solchen Ausführungsformen wäre der Mindestabstand R_b gleich der Differenz zwischen dem Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse 18 und dem Außenradius 114 der Bypass-Auslassdüse 18.
Die Strömungsfläche A_b der Bypass-Auslassdüse am Austritt der Bypass-Auslassdüse liegt in der beschriebenen Ausführungsform zwischen 1,9 m² und 5,8 m². In Ausführungsformen mit einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 110 cm bis 150 cm kann die Strömungsfläche der Bypass-Kanal-Auslassdüse am Austritt der Bypass-Kanal-Düse im Bereich von 1,9 m² bis 4,5 m² liegen. In Ausführungsformen mit einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 155 cm bis 200 cm kann die Strömungsfläche der Bypass-Kanal-Auslassdüse am Austritt der Bypass-Kanal-Auslassdüse im Bereich von 4,5 m² bis 5,8 m² liegen.
Strömungsfläche der Kernauslassdüse:
Die Strömungsfläche A_c der Kernauslassdüse 20 am Düsenaustritt kann wie die der Bypass-Auslassdüse 18 definiert sein, wie in 3B dargestellt. Ein Mindestabstand R_c über die Düse 20 hinweg, dem der Gasstrom ausgesetzt ist, wird dadurch identifiziert, dass ein Kreis C_c mit einem Mittelpunkt CP_c über die hinterste Spitze des Triebwerkskerngehäuses / innere feststehende Struktur 11a gelegt wird und dieser Kreis erweitert wird, bis er mit der inneren Ringraumlinie der Kerndüse 20 (d. h. der Außenfläche des Auslasskegels 67) in Kontakt kommt.
Die dem Strom ausgesetzte Fläche, A_c , wird dann basierend auf einem Drehen dieses Mindestabstandes R_c um den Umfang, wodurch eine abgewinkelte, etwa ringförmige Fläche gebildet wird, und Subtrahieren der blockierten Fläche (in dieser Ausführungsform durch den Pylon 53 blockiert, wie auf der rechten Seite von 3B veranschaulicht, die eine Ansicht des Düsenbereichs in einer nach hinten gerichteten radialen Ebene zeigt) definiert. In der dargestellten Ausführungsform ist der Mindestabstand R_c über die Düse 20 hinweg in Bezug auf den Radius des Triebwerks 10 abgewinkelt, d. h. nicht senkrecht zur Triebwerksmittellinie 9. In alternativen Ausführungsformen kann der Mindestabstand R_c ein Radialabstand sein.
In der beschriebenen Ausführungsform liegt die Strömungsfläche, A_c , der Kernauslassdüse am Austritt der Kernauslassdüse zwischen 0,4 m² und 1,3 m². In Ausführungsformen mit einem Triebwerk (10) mit einem Fan-Spitzen-Radius (102) im Bereich von 110 cm bis 150 cm kann die Strömungsfläche der Kernauslassdüse am Kernauslassdüsenaustritt im Bereich von 0,4 m² bis 0,6 m² liegen. In Ausführungsformen mit einem Triebwerk (10) mit einem Fan-Spitzen-Radius (102) im Bereich von 155 cm bis 200 cm kann die Strömungsfläche der Kernauslassdüse am Kernauslassdüsenaustritt im Bereich von 0,6 m² bis 1,3 m² liegen.
Äußerer Wandwinkel des Bypass-Kanals:
Der Bypass-Kanal 22 ist teilweise durch eine Außenwand definiert, die durch die Innenfläche der Gondel 21 gebildet wird, wie in 12A veranschaulicht. In dieser Ausführungsform ist eine Bypass-Kanal-Auslassleitschaufel (OGV) 58 bereitgestellt, die sich radial über den Bypass-Kanal 22 hinweg zwischen einer Außenfläche des Triebwerkskerns 11 (zum Beispiel dem Kerngehäuse 11a) und der Innenfläche der Gondel 21 erstreckt. Die OGV erstreckt sich zwischen einer radial inneren Spitze 58a und einer radial äußeren Spitze 58b (siehe 12C) und weist eine Anströmkante (oder stromaufwärtige Kante) und eine Abströmkante (oder stromabwärtige Kante) relativ zur Richtung des Gasstroms B durch den Bypass-Kanal 22 auf.
Es ist eine Außenwandachse 60 definiert, die die radial äußere Spitze 58b der Abströmkante der Bypass-Kanal-Auslassleitschaufel 58 und die hinterste Spitze 21b der Innenfläche der Gondel 21 verbindet. Die Außenwandachse 60 liegt in einer Längsebene, die die Mittellinie 9 des Gasturbinentriebwerks enthält. In der beschriebenen Ausführungsform wird die Außenwandachse 60 basierend auf einer festen Gondelgeometrie (z. B. Fan-Kanal) definiert. Die hinterste Spitze 21b der Innenfläche der Gondel 21 bleibt daher in einer konstanten Position gegenüber der OGV. In anderen Ausführungsformen kann das Gasturbinentriebwerk 10, wie vorstehend beschrieben, eine Fan-Düse mit variabler Fläche aufweisen. In solchen Ausführungsformen kann die hinterste Spitze der Innenfläche der Gondel 21 (und damit die Außenwandachse 60) während des Gebrauchs des Triebwerks beweglich sein. Die Außenwandachse 60 kann basierend auf der Position der hintersten Spitze 21b der Innenfläche der Gondel unter Reiseflugbedingungen definiert sein. Die Reiseflugbedingungen können wie an anderer Stelle hierin beschrieben sein.
Der äußere Wandwinkel des Bypass-Kanals (BPD) 126 wird durch den Winkel zwischen der Außenwandachse 60 und der Mittellinie 9 des Triebwerks definiert, wie in den 12A, 12B und 12C veranschaulicht. Ein positiver Wert des BPD-Wandwinkels 126 entspricht einer Neigung der Außenwandachse 60 weg von der Triebwerksmittellinie 9 bei Bewegung in rückwärtiger Richtung entlang der Achse, d. h. die hinterste Spitze der Innenfläche der Gondel 21 ist weiter von der Triebwerksmittellinie 9 entfernt als die radial äußere Spitze der Abströmkante der Bypass-OGV. Ein positiver BPD-Wandwinkel ist in den 12A und 12B veranschaulicht. Ein negativer Wert des BPD-Wandwinkels entspricht einer Neigung der Außenwandachse 60 hin zur Triebwerksmittellinie 9 bei einer Bewegung entlang der Achse nach hinten. Ein negativer BPD-Wandwinkel ist in 12C veranschaulicht. In diesem Fall ist die hinterste Spitze der Innenfläche der Gondel 21 näher an der Triebwerksmittellinie 9 als die radial äußere Spitze der Abströmkante der Bypass-OGV.
Ein Radius der Bypass-Kanal-Auslassleitschaufeln, gemessen radial zwischen der Triebwerksmittellinie 9 und der radial äußeren Spitze 58b der Abströmkante der Bypass-OGV, kann in einem Bereich von 90 cm bis 210 cm liegen. So kann beispielsweise bei einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 110 cm bis 150 cm der Radius der Bypass-Kanal-Auslassleitschaufeln im Bereich von 90 cm bis 150 cm, und insbesondere von 110 cm bis 135 cm liegen. Bei einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 155 cm bis 200 cm kann der Radius der Bypass-Kanal-Auslassleitschaufeln im Bereich von 160 cm bis 210 cm, insbesondere von 170 cm bis 200 cm liegen.
Fan- Achsenwinkel:
Unter Bezugnahme auf die 9A und 9B weist das Gasturbinentriebwerk 10 einen Fan-Achsenwinkel 118 bezogen auf den Winkel zwischen der äußeren radialen Spitze 68 der Fan-Schaufeln 64 und der äußeren radialen Spitze 48 der Rotorschaufeln 44 der Stufe mit dem niedrigsten Druck 19b der Niederdruckturbine 19 auf. Eine Fan-Spitzen-Achse 62 liegt in einer gemeinsamen Ebene mit der Triebwerksmittellinie 9. Die Fan-Spitzen-Achse 62 verbindet die radial äußere Spitze 68a der Anströmkante 64a der Fan-Schaufel 64 und die radial äußere Spitze der Abströmkante einer der Rotorschaufeln 44 der Stufe mit dem niedrigsten Druck 19b der Niederdruckturbine 19.
Der Fan-Achsenwinkel 118 ist definiert als der Winkel zwischen der Fan-Spitzen-Achse 62 und der Triebwerksmittellinie 9, wie in 9B veranschaulicht.
Wie an anderer Stelle hierin beschrieben, können die Rotorschaufeln 44 der Stufe mit dem niedrigsten Druck 19b der Turbine mit dem niedrigsten Druck 19 ummantelt oder nicht ummantelt sein. Wenn die Rotorschaufeln 44 ummantelt sind, wird die äußere radiale Spitze der Rotorschaufeln als die Unterseite der Ummantelung 49 (die den Rand des Gasstromringraums bereitstellt) betrachtet. Wenn die Rotorschaufeln 44' nicht ummantelt sind, sind es die Schaufelspitzen 48' des Rotors 19b'.
Fan- Turbinen-Radiusdifferenz:
Unter Bezugnahme auf die 10A und 10B weist das Gasturbinentriebwerk 10 eine Fan-Turbinen-Radiusdifferenz 120 auf, die definiert ist als radialer Abstand zwischen: einem Punkt eines Kreises, der die radial äußere Spitze 48 der Abströmkante der Rotorschaufeln 44 der Stufe mit dem niedrigsten Druck 19b der Niederdruckturbine 19 schneidet (z. B. von ihr überstrichen wird); und einem Punkt auf einem Kreis, der die radial äußere Spitze 68a der Anströmkante 64a der Fan-Schaufeln 64 schneidet (z. B. von ihr überstrichen wird).
Die Fan-Turbinen-Radiusdifferenz 120 kann in einem Bereich von 50 cm bis 120 cm liegen. Die Fan-Turbinen-Radiusdifferenz 120 kann in einem Bereich zwischen 55 cm bis 85 cm liegen, zum Beispiel bei einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 110 cm bis 150 cm. Die Fan-Turbinen-Radiusdifferenz 120 kann in einem Bereich zwischen 90 cm bis 120 cm liegen, zum Beispiel bei einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 155 cm bis 200 cm.
Wie vorstehend beschrieben, können die Rotorschaufeln 44 der Stufe mit dem niedrigsten Druck 19b der Turbine mit dem niedrigsten Druck 19 ummantelt oder nicht ummantelt sein. Wenn die Rotorschaufeln 44 ummantelt sind, wird die äußere radiale Spitze der Rotorschaufeln 48 als die Unterseite der Ummantelung 49 (die Kante des Gasstromringraums) betrachtet. Wenn die Rotorschaufeln 44' nicht ummantelt sind, sind es die Schaufelspitzen 48' des Rotors 19b'.
Abstand zwischen Bodenebene und Flügel:
In den beschriebenen Ausführungsformen wird der Abstand 124 in Bezug auf den Boden 50 gemessen, wie in den 11A und 11B dargestellt - eine Bodenebene ist definiert als die Ebene 50, auf der das Flugzeug 70 nach der Landung bzw. vor dem Start ruhen würde - z. B. die Oberfläche einer Landebahn oder der Boden eines Hangars. Der Fachmann würde verstehen, dass in den meisten Ausführungsformen das Flugzeugfahrwerk ausgefahren sein würde und in Kontakt mit der Bodenebene 50 stehen würde. Der vertikale Abstand zwischen dem Boden 50 und dem Flügel 52 wird gemessen.
Da der Flügel 52 in den beschriebenen Ausführungsformen (aufgrund seiner Tragflächenform) in der Höhe entlang der axialen Richtung variiert, wird für diese Messung eine axiale Position gewählt - in der beschriebenen Ausführungsform wird die axiale Position der Anströmkante 52a des Flügels 52 gewählt. Insbesondere ist der Boden-Flügel-Abstand 124, wie hierin definiert, der vertikale Abstand zwischen der Bodenebene 50 und dem Mittelpunkt der Flügelanströmkante 52a. Der Abstand 124 zwischen der Bodenebene 50 und dem Flügel 52 wird daher bis zum Mittelpunkt 52a der Anströmkante 52a des Flügels 52 gemessen.
Da der Flügel 52 in der beschriebenen Ausführungsform vom Flugzeug 70 bis zur Flügelspitze entlang seiner Länge in der Höhe variiert, wird für die Messung auch eine Position entlang der Länge des Flügels 52 gewählt. In der beschriebenen Ausführungsform befindet sich die gewählte Position direkt über der Triebwerksmittellinie 9 (der Triebwerksachse 9). Der Abstand 124 zwischen der Bodenebene 50 und dem Flügel 52 wird daher entlang einer Linie senkrecht zur Bodenebene 50 gemessen, die durch eine axiale Mittellinie des Triebwerks 10 verläuft und mindestens in dieser Ausführungsform senkrecht zu dieser ist.
Der Fachmann wird verstehen, dass der Boden-Flügel-Abstand 124 auch je nach Beladung des Flugzeugs 70 variieren kann. Wie hierin verwendet, wird für die Definition des Boden-Flügel-Abstandes 124 das maximale Startgewicht (maximum take-off weight, MTOW) angenommen.
Maximales Startgewicht:
Das MTOW eines Flugzeugs 70 kann auch als maximales Bruttostartgewicht (MGTOW) oder maximale Startmasse (MTOM) eines Flugzeugs 70 bezeichnet werden. Das MTOW ist das maximale Gewicht, bei dem ein Pilot aufgrund struktureller oder anderer Einschränkungen versuchen darf, zu starten. Der Fachmann wird verstehen, dass das maximale Startgewicht (MTOW) für ein Flugzeug 70 ein Standardparameter ist, der mit der Zulassung eines Flugzeugs herausgegeben wird, und dass das MTOW daher für jedes Verkehrsflugzeug 70 einfach identifiziert und nach den üblichen Verfahren für jedes Flugzeug 70 bestimmt werden kann.
Stromabwärtige Blockierung:
Die stromabwärtige Blockierung gibt ein Maß dafür an, wie viel Platz unter einem Flügel 52 eines Flugzeugs 70 vom Gasturbinentriebwerk 10 eingenommen wird. In den beschriebenen Ausführungsformen wird die stromabwärtige Blockierung in Bezug auf die Bodenebene 50 gemessen. Eine stromabwärtige Blockierung ist hierin definiert als: $\frac{T u r b i n e n d u r c h m e s s e r (122) a n e i n e r a x i a l e n P o s i t i o n d e r R o t o r s t u f e m i t d e m n i e d r i g s t e n D r u c k (19 b)}{A b s t a n d z w i s c h e n B o d e n e b e n e u n d F l \ddot{u} g e l (124)}$
Der Turbinendurchmesser 122 und der Abstand 124 zwischen der Bodenebene 50 und dem Flügel 52 sind wie vorstehend definiert.
Quasi nicht dimensionale Massenströmungsrate (Q):
Eine quasi nicht dimensionale Massenströmungsrate Q ist definiert als: $Q = W \frac{\sqrt{T 0}}{P 0 \cdot A_{S t r o m}}$
Wobei:

W: die Massenströmungsrate durch den Fan in kg/s ist;
T0: die durchschnittliche Staupunkttemperatur der Luft an der Fan-Fläche in Kelvin ist;
P0: der durchschnittliche Staupunktdruck der Luft an der Fan-Fläche in Pa ist; und
A_Strom: die Strömungsfläche des Fans in m², wie vorstehend definiert, ist.

Die Parameter W, T0, P0 und A_Strom sind alle in 14A schematisch dargestellt.
Unter Reiseflugbedingungen des Gasturbinentriebwerks 10 (die an anderer Stelle hierin definiert sein können) liegt der Wert von Q beispielsweise im Bereich von 0,029 bis 0,036 kgs^-1N^-1K^1/2. Wie hierin verwendet, können Reiseflugbedingungen insbesondere die Reiseflugbedingungen eines Flugzeugs 70 bezeichnen, an dem das Gasturbinentriebwerk 10 angebracht ist. Solche Reiseflugbedingungen können konventionell definiert sein als die Bedingungen inmitten des Reiseflugs, zum Beispiel die Bedingungen, denen das Flugzeug 70 und/oder das Triebwerk 10 am Mittelpunkt (in Bezug auf Zeit und/oder Entfernung) zwischen dem obersten Punkt des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs ausgesetzt ist. Rein als Beispiel können die Reiseflugbedingungen den folgenden entsprechen: einer Vorwärts-Mach-Zahl von 0,8; einem Druck von 23000 Pa; und einer Temperatur von -55 Grad C.
Auch unter Reiseflugbedingungen erzeugt das Gasturbinentriebwerk 10 einen Schub T (der auch als Reiseflugschub bezeichnet werden kann), wie in 14A schematisch dargestellt.
Dieser Schub kann gleich dem Schub sein, der erforderlich ist, um die Reiseflugvorwärtsgeschwindigkeit eines Flugzeugs 70 aufrechtzuerhalten, an dem das Gasturbinentriebwerk 10 befestigt ist, geteilt durch die Anzahl der für das Flugzeug bereitgestellten Triebwerke 10.
Unter Reiseflugbedingungen liegt der Schub, T, geteilt durch die Massenströmungsrate, W, durch das Triebwerk (die gleich der Massenströmungsrate W am Fan-Einlass ist) beispielsweise im Bereich von 70 Nkg^-1s bis 110 Nkg^-1s.
Druckverhältnis der Bypass-Auslassdüse:
Die Bypass-Auslassdüse 18 kann auch als Fan-Düse 18 bezeichnet werden. Der Fachmann wird verstehen, dass ein Düsen-Druckverhältnis (nozzle pressure ratio, NPR) im Allgemeinen definiert ist als: $\frac{G e s a m t d r u c k a m D \ddot{u} s e n a u s t r i t t}{U m g e b u n g s d r u c k d e s U m f e l d s}$
Das Druckverhältnis der Bypass-Auslassdüse 18 ist daher: $\frac{G e s a m t d r u c k a m A u s t r i t t d e r B y p a s s - D \ddot{u} s e}{U m g e b u n g s d r u c k}$
Die Position des Austritts aus der Bypass-Auslassdüse 18 ist wie vorstehend beschrieben und in den 13A und 13B dargestellt. Insbesondere ist am Austritt der Bypass-Auslassdüse 18 eine Austrittsebene 54 definiert. Die Austrittsebene 54 ist definiert als die ringförmige, radiale Ebene, die sich über die Bypass-Auslassdüse 18 an der axialen Position der hinteren Spitze der Gondel 21 erstreckt. In dieser Ebene wird der Gesamtdruck am Austritt der Bypass-Düse, P_BE , definiert - d. h. die Summe der statischen und dynamischen Drücke am Düsenaustritt 54 der Bypass-Auslassdüse 18 wird als Gesamtdruck P_BE bestimmt.
Der Fachmann würde verstehen, dass Drücke im gesamten Triebwerk 10 nach aerodynamischen Prinzipien modelliert werden können und/oder ein oder mehrere Drucksensoren (z. B. in Form eines Druckrechens) innerhalb der Bypass-Düse 18 oder an anderer Stelle im Bypass-Kanal 22 angeordnet sein können, um die tatsächlichen lokalen Drücke zu erfassen, und der Druck an der Austrittsebene 54 der Bypass-Düse aus diesen Messungen bestimmt werden kann.
Für den Umgebungsdruck, P_Umg , kann ein bekannter Wert basierend auf der Flugzeughöhe verwendet werden.
Der Gesamtdruck, der zur Berechnung des Druckverhältnisses der Bypass-Auslassdüse verwendet wird, ist der Gesamtdruck unter Reiseflugbedingungen, wie vorstehend definiert. Wie hierin verwendet, können Reiseflugbedingungen insbesondere die Reiseflugbedingungen eines Flugzeugs 70 bezeichnen, an dem das Gasturbinentriebwerk 10 angebracht ist. Solche Reiseflugbedingungen können konventionell definiert sein als die Bedingungen inmitten des Reiseflugs, zum Beispiel die Bedingungen, denen das Flugzeug 70 und/oder das Triebwerk 10 am Mittelpunkt (in Bezug auf Zeit und/oder Entfernung) zwischen dem obersten Punkt des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs ausgesetzt ist. Rein als Beispiel können die Reiseflugbedingungen den folgenden entsprechen: einer Vorwärts-Mach-Zahl von 0,8; einem Druck von 23000 Pa; und einer Temperatur von -55 Grad C.
Druckverhältnis der Kerndüse:
Der Fachmann wird verstehen, dass ein Düsen-Druckverhältnis (NPR) definiert ist als: $\frac{G e s a m t d r u c k a m D \ddot{u} s e n a u s t r i t t}{U m g e b u n g s d r u c k d e s U m f e l d s}$
Das Druckverhältnis der Kerndüse 20 ist daher: $\frac{G e s a m t d r u c k a m A u s t r i t t d e r K e r n d \ddot{u} s e}{U m g e b u n g s d r u c k}$
Die Position des Austritts aus der Kerndüse 20 befindet sich an der axialen Position, die durch die hinterste Spitze des Kerngehäuses 11a / innere feststehende Struktur 11a definiert ist, wie in 13A dargestellt. Die Position des Austritts aus der Kernauslassdüse 20 ist wie vorstehend beschrieben und wie in den 13A und 13B dargestellt. Insbesondere ist am Austritt der Kernauslassdüse 20 eine Austrittsebene 56 definiert. Die Austrittsebene 56 ist definiert als die ringförmige, radiale Ebene, die sich über die Kernauslassdüse 20 an der axialen Position der hinteren Spitze des Kerngehäuses 11a erstreckt. In dieser Ebene wird der Gesamtdruck am Kerndüsenaustritt, P_CE , definiert - d. h. die Summe der statischen und dynamischen Drücke am Düsenaustritt 56 der Kernauslassdüse 20 wird als Gesamtdruck P_CE bestimmt.
In der beschriebenen Ausführungsform liegt die Austrittsebene 56 für die Kerndüse 20 rückwärtig von der Austrittsebene 54 der Bypass-Auslassdüse 18, da sich das Kerngehäuse 11a weiter nach hinten erstreckt als die Gondel 21. In alternativen Ausführungsformen können die Austrittsebenen 56, 54 näher liegen, koplanar sein, oder die Reihenfolge der Ebenen kann umgekehrt sein.
Der Fachmann würde verstehen, dass Drücke im gesamten Triebwerk 10 nach aerodynamischen Prinzipien modelliert werden können und/oder ein oder mehrere Drucksensoren (z. B. in Form eines Druckrechens) innerhalb der Kerndüse 20 angeordnet sein können, um die tatsächlichen lokalen Drücke zu erfassen, und der Druck an der Austrittsebene 56 der Kerndüse aus diesen Messungen bestimmt werden kann.
Für den Umgebungsdruck, P_Umg , kann ein bekannter Wert basierend auf der Flugzeughöhe verwendet werden. Es kann derselbe Wert verwendet werden wie für das Druckverhältnis der Bypass-Auslassdüse 18. Der Fachmann würde verstehen, dass für beide Verhältnisse generell derselbe Wert für den Umgebungsdruck verwendet wird.
. Wie hierin erwähnt, kann der Druck in einer Ebene (zum Beispiel Gesamtdruck am Austritt der Bypass-Düse oder Gesamtdruck am Austritt der Kerndüse) als Mittelwert über diese Ebene angenommen werden.
Der Gesamtdruck, der zur Berechnung des Druckverhältnisses der Kernauslassdüse verwendet wird, ist der Gesamtdruck unter Reiseflugbedingungen, wie vorstehend definiert. Wie hierin verwendet, können Reiseflugbedingungen insbesondere die Reiseflugbedingungen eines Flugzeugs 70 bezeichnen, an dem das Gasturbinentriebwerk 10 angebracht ist. Solche Reiseflugbedingungen können konventionell definiert sein als die Bedingungen inmitten des Reiseflugs, zum Beispiel die Bedingungen, denen das Flugzeug 70 und/oder das Triebwerk 10 am Mittelpunkt (in Bezug auf Zeit und/oder Entfernung) zwischen dem obersten Punkt des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs ausgesetzt ist. Rein als Beispiel können die Reiseflugbedingungen den folgenden entsprechen: einer Vorwärts-Mach-Zahl von 0,8; einem Druck von 23000 Pa; und einer Temperatur von -55 Grad C.
Maximale Fan-Drehzahl beim Start
Die Drehzahl des Fans 23 kann während des Gebrauchs des Gasturbinentriebwerks 10 variieren. Der Fan 23 kann eine maximale Start-Drehzahl (MTO-Drehzahl) (z. B. in U/min) aufweisen, die der maximalen Drehzahl entspricht, mit der er sich beim Start eines Flugzeugs 70 dreht, an dem das Gasturbinentriebwerk 10 montiert ist.
Die maximale Fan-Drehzahl beim Start kann in einem Bereich zwischen 1450 U/min bis 3020 U/min liegen. Bei einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 110 cm bis 150 cm kann die maximale Fan-Drehzahl beim Start in einem Bereich zwischen 2100 U/min bis 3020 U/min oder 1970 U/min bis 3020 U/min liegen. Bei einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 155 cm bis 200 cm kann die maximale Fan-Drehzahl beim Start in einem Bereich zwischen 1450 U/min bis 1910 U/min liegen.
Es wurde festgestellt, dass die vorstehend definierten Parameter in einem oder mehreren der folgenden Verhältnisse kombiniert werden können, um ein verbessertes Gasturbinentriebwerk bereitzustellen:
Triebwerksflächenverhältnis
Ein Triebwerksflächenverhältnis kann definiert sein als: $\frac{F a n - F l \ddot{a} c h e n - B e r e i c h (A_{F a n - F l \ddot{a} c h e})}{T u r b i n e n d u r c h m e s s e r (122) \times K e r n l \ddot{a} n g e (104)}$
Der Turbinendurchmesser 122, wie er in diesem Verhältnis verwendet wird, ist der Durchmesser 122 der Turbine 19 an der axialen Position der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck 19b, wie vorstehend definiert. Der Fachmann würde verstehen, dass die Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck 19b die hinterste Rotorstufe der Turbine 19 ist und dass die hinterste Rotorstufe 19b der Turbine 19 als Rotorstufe der Turbine 19 mit dem niedrigsten Druck bezeichnet würde, auch wenn das Triebwerk 10 nicht im Gebrauch ist; d. h. auch wenn der Druck über das Triebwerk hinweg nicht wesentlich schwankt.
Die Fan-Flächen-Bereich (A_Fan-Fläche wie vorstehend definiert) kann als Hinweis auf eine Fläche des Triebwerks 10 in einer radialen Ebene betrachtet werden. Der Turbinendurchmesser 122 multipliziert mit der Kernlänge 104 kann als Wirkfläche des Triebwerkskerns 11 in einer Achsenebene betrachtet werden.
Der Fachmann würde verstehen, dass ein größerer Fan-Spitzen-Radius 102 und damit eine größere Fan-Flächen-Bereich den Antriebswirkungsgrad verbessern kann, zum Beispiel bei einem bestimmten Schubniveau. Eine Vergrößerung des Fan-Radius wird durch die Pfeile 23a in 4C veranschaulicht. Eine solche Vergrößerung würde das Triebwerksflächenverhältnis erhöhen, wenn der Triebwerkskern 11 unverändert bliebe, oder keinen Einfluss auf das Triebwerksflächenverhältnis haben, wenn der Kern 11 so skaliert würde, dass er sich dem größeren Fan 23 anpasst. Der Fachmann würde jedoch verstehen, dass ein Triebwerk 10, das einfach für einen größeren Fan 23 heraufskaliert wird, den Widerstand und die Einbauschwierigkeit möglicherweise erhöhen könnte, zum Beispiel durch eine Erhöhung der stromabwärtigen Blockierung.
In den beschriebenen Ausführungsformen wird der Triebwerkskern 11 kleiner gemacht, als er beim einfachen Heraufskalieren für einen größeren Fan 23 wäre, wodurch das Triebwerksflächenverhältnis reduziert wird. Der Fachmann würde verstehen, dass das Reduzieren der Kerngröße das Reduzieren der Kernlänge 104, wie durch Pfeil 11A in 4C veranschaulicht, das Reduzieren des Turbinendurchmessers 122, wie durch Pfeil 11B in 4C veranschaulicht, oder das Reduzieren beider, wie durch Pfeil 11C in 4C veranschaulicht, umfassen kann. Der Fachmann wird verstehen, dass die Kernlänge 104 und der Durchmesser 122 gegeneinander aufgerechnet werden können, um die Triebwerk-Kerngröße angesichts verschiedener Einschränkungen optimal zu reduzieren.
In der beschriebenen Ausführungsform werden sowohl die Kernlänge 104 als auch der Turbinendurchmesser 122 gegenüber dem Fan-Radius 102 reduziert, wenn die Größe des Fans 23 im Vergleich zu bekannten Triebwerken vergrößert wird. Das Triebwerksflächenverhältnis ist daher höher als das von aktuellen Flugzeugtriebwerken.
In der beschriebenen Ausführungsform liegt das Triebwerksflächenverhältnis im Bereich von 1,7 bis 3, insbesondere im Bereich von 1,70 bis 3,00. In der beschriebenen Ausführungsform ist das Triebwerksflächenverhältnis größer als 1,70. In der beschriebenen Ausführungsform liegt das Triebwerksflächenverhältnis im Bereich von 1,9 bis 3, insbesondere im Bereich von 2 bis 3, und insbesondere im Bereich von 2,1 bis 2,5. In verschiedenen Ausführungsformen liegt der Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 110 cm bis 150 cm, und das Triebwerksflächenverhältnis liegt im Bereich von 1,7 bis 2,7. In alternativen Ausführungsformen liegt der Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 155 cm bis 200 cm, und optional, wobei das Triebwerksflächenverhältnis im Bereich von 2 bis 3 liegt. In der in Bezug auf 4A beschriebenen Ausführungsform ist der Fan-Spitzen-Radius 102 größer als 170 cm.
In der beschriebenen Ausführungsform variiert der Turbinendurchmesser 122 entlang der Länge der Turbine 19. In der beschriebenen Ausführungsform weist der Turbinendurchmesser 122 bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck 19b einen Wert in einem oder mehreren der vorstehend definierten absoluten Bereiche für den Turbinendurchmesser auf.
In der beschriebenen Ausführungsform liegt das Verhältnis des Fan-Spitzen-Radius 102 zum Turbinendurchmesser 122 bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck 19b im Bereich von 0,8 bis einschließlich 2,1.
In der beschriebenen Ausführungsform hat die Triebwerkskernlänge 104 einen Wert in einem oder mehreren der vorstehend definierten absoluten Bereiche für die Kernlänge.
In der beschriebenen Ausführungsform liegt das Verhältnis des Fan-Spitzen-Radius 102 zur Kernlänge 104 im Bereich von 0,3 bis 1.
In der beschriebenen Ausführungsform umfasst das Gasturbinentriebwerk 10 ein Getriebe 30, das zwischen der Kernwelle 26 und dem Fan 23 geschaltet ist, wobei das Getriebe 30 so angeordnet ist, dass es einen Antrieb von der Kernwelle 26 aufnimmt und einen Abtrieb bereitstellt, um den Fan 23 mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle 26 anzutreiben. In alternativen Ausführungsformen gibt es möglicherweise kein Getriebe. In der beschriebenen Ausführungsform hat das Getriebe ein Übersetzungsverhältnis im Bereich von 3 bis 5, und insbesondere im Bereich von 3,2 bis 3,8.
In der beschriebenen Ausführungsform ist die Turbine 19 eine erste Turbine 19 und das Triebwerk 10 umfasst eine zweite Turbine 17, die so angeordnet ist, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl dreht. In alternativen Ausführungsformen kann nur eine Turbine 19 oder können mehr als zwei Turbinen 17, 19 vorhanden sein.
In der beschriebenen Ausführungsform ist ein Fan-Achsenwinkel 118 wie vorstehend beschrieben definiert. Der Fan-Achsenwinkel 118 ist definiert als der Winkel zwischen der Fan-Spitzen-Achse 62 und der Mittellinie 9 des Triebwerks, wie in den 9A und 9B dargestellt. Ein positiver Wert des Fan-Achsenwinkels 118 entspricht einer Neigung der Fan-Spitzen-Achse 62 weg von der Triebwerksmittellinie 9, wenn sie sich in rückwärtiger Richtung entlang der Achse bewegt, wie in 9B veranschaulicht, d. h. die radial äußere Spitze 68a der Anströmkante 64a der Vielzahl der Fan-Schaufeln 64 ist weiter von der Triebwerksmittellinie 9 entfernt als die radial äußere Spitze der Abströmkante der Rotorschaufeln 19a der Stufe der Turbine 19 mit dem niedrigsten Druck.
In der beschriebenen Ausführungsform liegt der Fan-Achsenwinkel in einem Bereich zwischen 10 und 20 Grad. Durch die Bereitstellung eines Fan-Achsenwinkels 118 in diesem Bereich kann das Gasturbinentriebwerk 10 einen großen Fan-Durchmesser aufweisen, um einen verbesserten Antriebswirkungsgrad bereitzustellen, während es gleichzeitig einen Kern 11 mit relativ kleinem Durchmesser aufweist. In der beschriebenen Ausführungsform liegt der Fan-Achsenwinkel 118 in einem Bereich von 12 Grad bis 16 Grad, insbesondere von 13 oder 14 bis 15 Grad und besonders um 14,5 Grad.
Bypass-Kern-Verhältnis
Ein Bypass-Kern-Verhältnis kann definiert sein als: $\frac{Bypass - Auslassd \ddot{u} sen - Druckverh \ddot{a} ltnis}{Kernauslassd \ddot{u} sen - Druckverh \ddot{a} ltnis}$
In der in Bezug auf die 13A und 13B beschriebenen Ausführungsform ist das Bypass-Kern-Verhältnis so konfiguriert, dass es unter Reiseflugbedingungen des Flugzeugs im Bereich von 1,1 bis 2, und insbesondere im Bereich von 1,1 bis 2,0 und insbesondere von 1,10 bis 2,00 liegt.
In alternativen oder zusätzlichen Ausführungsformen kann das Bypass-Kern-Verhältnis unter Reiseflugbedingungen des Flugzeugs in einen oder mehrere der folgenden Bereiche fallen: von 1,10 bis 2,00; über 1,15; und/oder von 1,2 bis 1,5. In Ausführungsformen mit einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 110 cm bis 150 cm kann das Bypass-Kern-Verhältnis im Bereich von 1,0 bis 1,4 oder von 1,1 bis 1,3 liegen. In Ausführungsformen mit einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 155 cm bis 200 cm kann das Bypass-Kern-Verhältnis im Bereich von 1,3 bis 1,6 liegen.
In der beschriebenen Ausführungsform kann das Bypass-Kern-Verhältnis wie vorstehend beschrieben auf den nachstehenden Ausdruck vereinfacht werden, was als Extraktionsverhältnis bezeichnet werden kann: $\frac{G e s a m t d r u c k a m A u s t r i t t d e r B y p a s s - A u s l a s s d \ddot{u} s e (54)}{G e s a m t d r u c k a m A u s t r i t t d e r K e r n a u s l a s s d \ddot{u} s e (56)}$
Die Gesamtdrücke am Bypass-Düsenaustritt 54 und am Kerndüsenaustritt 56 können wie vorstehend beschrieben definiert und bestimmt werden.
In der beschriebenen Ausführungsform umfasst der Triebwerkskern 11 ein Gehäuse 11a, das radial zwischen der Kerndüse 20 und dem Bypass-Kanal 22 angeordnet ist. In der beschriebenen Ausführungsform stellt eine Außenfläche des Gehäuses 11a eine Innenfläche des Bypass-Auslasskanals 22 und der Bypass-Düse 18 bereit, und eine Innenfläche des Gehäuses 11a stellt eine Außenfläche der Kerndüse 20 bereit.
In der beschriebenen Ausführungsform liegt das Bypass-Verhältnis unter Reiseflugbedingungen im Bereich von 11 bis 20, und insbesondere im Bereich von 13 bis 20 oder 14 bis 20.
In der beschriebenen Ausführungsform ist der Kerndüsenaustritt als Austrittsebene 56 der Kernauslassdüse 20 definiert (zum Zweck der Definition von Drücken), wobei sich die Austrittsebene 56 von einem hintersten Punkt des Triebwerkskerngehäuses 11a zu einer Mittellinie des Triebwerks 10 erstreckt. In der beschriebenen Ausführungsform ist die Austrittsebene 56 definiert als eine radiale Ebene, senkrecht zu einer Achse des Triebwerks 10, zum Zweck des Definierens von Drücken.
In der beschriebenen Ausführungsform ist der Bypass-Düsenaustritt als Austrittsebene 54 der Bypass-Kanal-Auslassdüse 18 (zum Zweck des Definierens von Drücken) definiert, wobei sich die Austrittsebene 54 von einem hintersten Punkt der Gondel 21 zu einer Mittellinie des Triebwerks 10 erstreckt. In der beschriebenen Ausführungsform ist die Austrittsebene 54 definiert als eine radiale Ebene, senkrecht zu einer Achse des Triebwerks 10, zum Zweck des Definierens von Drücken.
In der beschriebenen Ausführungsform weist der Durchmesser der Bypass-Auslassdüse 18 am Bypass-Auslassdüsenaustritt 54 einen Wert in einem oder mehreren der vorstehend definierten absoluten Bereiche für den Durchmesser der Bypass-Auslassdüse auf.
In der beschriebenen Ausführungsform liegt die Strömungsfläche A_b der Bypass-Auslassdüse 18 am Bypass-Auslassdüsenaustritt 54 im Bereich von 2 m² bis 6 m², und insbesondere von 1,9 m² bis 5,8 m². In der beschriebenen Ausführungsform liegt die Strömungsfläche A_c der Kernauslassdüse 20 am Kernauslassdüsenaustritt 56 im Bereich von 0,4 m² bis 1,3 m². In der beschriebenen Ausführungsform werden die Strömungsflächen in einer Ebene unter einem Winkel zu den radialen Austrittsebenen 54, 56 gemessen. In alternativen Ausführungsformen können die Strömungsflächen A_b , A_c in den Austrittsebenen 54, 56 liegen oder nicht, abhängig vom Winkel des Mindestabstandes R_b , R_c wie vorstehend in Bezug auf 3B erörtert.
In der beschriebenen Ausführungsform liegt ein Verhältnis der Strömungsfläche von Bypass-Auslassdüse 18 am Bypass-Auslassdüsenaustritt 54 zur Strömungsfläche der Kernauslassdüse 20 am Kernauslassdüsenaustritt 56 im Bereich von 4 bis 6, insbesondere im Bereich von 5 bis 6.
In der beschriebenen Ausführungsform sind sowohl die Bypass-Auslassdüse 18 als auch die Kernauslassdüse 20 konvergente Düsen. In alternativen Ausführungsformen können eine oder beide der Bypass-Auslassdüsen 18 und der Kernauslassdüse 20 konvergentdivergente Düsen sein.
In der beschriebenen Ausführungsform umfasst das Gasturbinentriebwerk 10 ferner ein Getriebe 30, das zwischen der Kernwelle 26 und dem Fan 23 geschaltet ist, wobei das Getriebe 30 so angeordnet ist, dass es einen Antrieb von der Kernwelle 26 aufnimmt und einen Abtrieb bereitstellt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle 26 anzutreiben. In der beschriebenen Ausführungsform weist das Getriebe 30 ein Übersetzungsverhältnis im Bereich von 3 bis 5, und insbesondere im Bereich von 3,2 bis 3,8, auf. In alternativen Ausführungsformen ist möglicherweise kein Getriebe bereitgestellt oder das Übersetzungsverhältnis kann abweichen.
In der beschriebenen Ausführungsform ist der Fan-Spitzen-Radius 102 größer als 170 cm. In alternativen oder zusätzlichen Ausführungsformen kann der Fan-Spitzen-Radius 102 größer oder in der Größenordnung von einem der folgenden Werte sein: 110 cm, 115 cm, 120 cm, 125 cm, 130 cm, 135 cm, 140 cm, 145 cm, 150 cm, 155 cm, 160 cm, 165 cm, 170 cm, 175 cm, 180 cm, 185 cm, 190 cm oder 195 cm.
In der beschriebenen Ausführungsform ist der Fan 23 besonders groß; der Fachmann würde verstehen, dass der größere Fan 23 die größere Druckdifferenz zwischen den Bypass- und Kernauslassdüsen 18, 20 erleichtern kann, vorausgesetzt, dass andere Triebwerksparameter entsprechend angepasst werden. In alternativen Ausführungsformen ist der Fan 23 möglicherweise nicht relativ groß und andere Triebwerksparameter können so eingestellt werden, dass das gewünschte Druckverhältnis erreicht wird.
In der beschriebenen Ausführungsform ist die Turbine 19 eine erste Turbine 19 und das Triebwerk 10 umfasst eine zweite Turbine 17, die so angeordnet ist, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl dreht. In alternativen oder zusätzlichen Ausführungsformen kann das Triebwerk 10 nur eine einzelne Turbine 19 aufweisen, oder es kann mehr als zwei Turbinen 17, 19, zum Beispiel drei oder vier Turbinen, aufweisen.
13C veranschaulicht ein Verfahren 1300 zum Betreiben eines Flugzeugs 70, das ein Gasturbinentriebwerk 10 umfasst, wie vorstehend beschrieben. Das Verfahren umfasst das Abheben von 1302, das Erreichen der Reiseflugbedingungen 1304 und das Steuern 1306 des Flugzeugs 70 derart, dass das Bypass-Kern-Verhältnis während des Reiseflugs im Bereich von 1,1 bis 2 bleibt.
Das Bypass-Kern-Verhältnis kann insbesondere innerhalb eines der vorstehend definierten Bereiche liegen. Das Verfahren 1300 kann das Steuern des Gasturbinentriebwerks 10 gemäß einem der anderen hierin definierten Parameter einschließen.
Triebwerkslänge-CoG-Verhältnis
Ein Schwerpunkts-Positionsverhältnis (CoG) kann definiert sein als: $Schwerpunktposition (108) / Triebwerksl \ddot{a} nge (110) .$
Die Triebwerkslänge 110 kann als axialer Abstand zwischen einem vorderen Bereich des Fans 23 und einem hinteren Bereich der Turbine mit dem niedrigsten Druck 19 gemessen werden. In der beschriebenen Ausführungsform wird die Triebwerkslänge 110 gemessen als axialer Abstand zwischen: dem Schnittpunkt der Anströmkante 64a einer der Vielzahl von Fan-Schaufeln 64 und der Nabe 66; und einem mittleren Radiuspunkt der Abströmkante einer der Rotorschaufeln 44 der Turbinenstufe der Turbine mit dem niedrigsten Druck 19b, wie vorstehend definiert. Der mittlere Radiuspunkt ist der Mittelpunkt zwischen einer Position mit 0 % Spannweite und Position mit 100 % Spannweite der Rotorschaufel 44.
In der beschriebenen Ausführungsform weist das Gasturbinentriebwerk 10 eine einzelne Turbine 19 auf, die als Turbine mit dem niedrigsten Druck 19 bezeichnet wird. In anderen Ausführungsformen kann eine Vielzahl von Turbinen bereitgestellt werden. Die Triebwerkslänge 110 wird an einem Rotor der Stufe mit dem niedrigsten Druck 19b der Turbine mit dem niedrigsten Druck 19 der bereitgestellten Turbinen gemessen und entspricht somit dem am weitesten rückwärtigen Turbinenrotor in Richtung des Gasstroms.
In der beschriebenen Ausführungsform wird die Position des Schwerpunktes 108 als axialer Abstand zwischen dem Schnittpunkt der Anströmkante 64a einer der Vielzahl von Fan-Schaufeln 64 und der Nabe 66; und dem Schwerpunkt des Gasturbinentriebwerks 10, wie vorstehend definiert, gemessen.
Wird ein größerer Fan-Radius 102 verwendet, zum Beispiel zur Verbesserung des Antriebswirkungsgrades, kann sich eine solche Vergrößerung auf die relative Position des Schwerpunktes des Triebwerks 10 auswirken, wenn die Triebwerkkomponenten einfach proportional mit dem Fan-Radius 102 skaliert werden sollten. Dies kann zu Problemen bei der Montage des Triebwerks 10 an einem Flugzeugflügel 52 führen, da der Triebwerkschwerpunkt in Längsrichtung vom Flügel 52 weg bewegt werden kann. Das kann die Last, die auf einen Montagepylon 53 aufgebracht wird, der das Triebwerk 10 und den Flügel 52 verbindet, erhöhen.
In der in den 5A und 5B dargestellten Ausführungsform liegt das Schwerpunkts-Positionsverhältnis in einem Bereich von 0,43 bis 0,6. Der Fachmann wird verstehen, dass die in den 5A und 5B dargestellten Ausführungsformen als Beispiele, die in diesen Bereich fallen, bereitgestellt werden. Insbesondere kann das Schwerpunkts-Positionsverhältnis in einem Bereich von 0,45 bis 0,6 und insbesondere von 0,46 bis 0,6 liegen. Noch genauer gesagt kann das Schwerpunkts-Positionsverhältnis in einem Bereich von 0,47 bis 0,49 oder in einem Bereich von 0,45 bis 0,48 liegen. Die Bereiche im vorhergehenden Satz können zum Beispiel für ein Gasturbinentriebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 110 cm bis 150 cm bzw. 155 cm bis 200 cm sein.
Die Absolutwerte der Triebwerkslänge 110 und der Schwerpunktposition 108 können wie an anderer Stelle hierin definiert sein.
Das Definieren des Schwerpunkts-Positionsverhältnisses innerhalb der vorstehenden Bereiche kann es ermöglichen, den Schwerpunkt im Vergleich zur Gesamtlänge des Triebwerks 10 weiter hinten anzuordnen. Dies kann es ermöglichen, den Schwerpunkt an einer Position anzuordnen, die näher an einer vorderen Einbauposition 53a des Triebwerks 10 liegt (d. h. an der Position einer Vorwärtsverbindung zu einem Pylon 53; in der beschriebenen Ausführungsform ist das Triebwerk 10 so angeordnet, dass es mit einem Pylon 53 an zwei Stellen verbunden wird, die eine vordere Triebwerkhalterung 53a, die die Gondel 21 mit dem Pylon 53 verbindet, und eine hintere Triebwerkhalterung 53b, die das Kerngehäuse 11a mit dem Pylon 53 verbindet, umfassen. Der Fachmann würde verstehen, dass mehr, weniger und/oder unterschiedliche Einbaupositionen in anderen Ausführungsformen verwendet werden könnten). Dies kann dazu beitragen, Befestigungsbelastungen im Vergleich zu den Schwerpunkts-Positionsverhältnissen in bekannten Gasturbinentriebwerken zu reduzieren oder zu minimieren, die bei einer proportionalen Skalierung der Triebwerkarchitektur erreicht würden. Weitere vorteilhafte Effekte wie das Reduzieren der Biegung des Triebwerkskerns 11 und Durchbiegung der Verbindungswellen innerhalb des Kerns können auch durch Definieren des Schwerpunkts-Positionsverhältnisses wie vorstehend definiert bereitgestellt werden.
Durch Definieren des Schwerpunkts-Positionsverhältnisses innerhalb des vorstehend definierten Bereichs kann der Schwerpunkt näher an eine Stützstruktur (wie beispielsweise den Pylon 53 der beschriebenen Ausführungsform), die den Triebwerkskern 11 und die Gondel 21 verbindet, heranbewegt werden. In der beschriebenen Ausführungsform kann der Schwerpunkt in eine Position in einer Linie (oder fast in einer Linie) zur feststehenden Struktur 24 verschoben werden. Dadurch kann die von der feststehenden Struktur 24 übertragene Kraft zum Stützen des Triebwerkskerns 11 reduziert werden.
Ein Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Schwerpunkt von: $Schwerpunkts - Positionsverh \ddot{a} ltnis \times maximale Fan - Drehzahl beim Start$
kann in einem Bereich von 600 U/min bis 1350 U/min. und insbesondere von 650 U/min bis 1276 U/min liegen. Zum Beispiel kann bei einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 110 cm bis 150 cm das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Schwerpunkt 925 U/min bis 1350 U/min betragen. Bei einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 155 cm bis 200 cm kann das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Schwerpunkt 650 U/min bis 910 U/min betragen.
Die maximale Fan-Drehzahl beim Start kann wie an anderer Stelle hierin definiert sein.
In der beschriebenen Ausführungsform umfasst das Gasturbinentriebwerk 10 ferner ein Getriebe 30, das zwischen der Kernwelle 26 und dem Fan 23 geschaltet ist, wobei das Getriebe 30 so angeordnet ist, dass es einen Antrieb von der Kernwelle 26 aufnimmt und einen Abtrieb bereitstellt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle 26 anzutreiben. In alternativen Ausführungsformen ist möglicherweise kein Getriebe bereitgestellt.
5C veranschaulicht ein Verfahren 500 zum Betreiben eines Flugzeugs 70, das ein Gasturbinentriebwerk 10 umfasst, wie vorstehend beschrieben.
Das Verfahren umfasst das Abheben 502, das Erreichen der Reiseflugbedingungen 504 und das Steuern 506 des Flugzeugs 70 derart, dass das Schwerpunkts-Positionsverhältnis in einem Bereich von 0,43 bis 0,6 liegt, und das Verwenden des Triebwerks, um dem Flugzeug Schub zum Start zu geben, sodass das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Schwerpunkt während des Starts einen Maximalwert in einem Bereich aufweist, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, zum Beispiel von 600 U/min bis 1350 U/min.
Das Schwerpunkts-Positionsverhältnis und/oder das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Schwerpunkt kann insbesondere innerhalb eines der vorstehend definierten Bereiche liegen (z. B. Fan-Drehzahl-zu-Schwerpunkt-Verhältnis von 650 U/min bis 1350 U/min). Das Verfahren 500 kann das Steuern des Gasturbinentriebwerks 10 gemäß einem der anderen hierin definierten Parameter einschließen.
Verhältnis von Getriebeposition zu Triebwerkslänge
Ein Verhältnis von Getriebeposition zu Triebwerkslänge kann definiert sein als: $Getriebeposition (112) / Triebwerksl \ddot{a} nge (110)$
Die Triebwerkslänge 110 kann als axialer Abstand zwischen einem vorderen Bereich des Fans 23 und einem hinteren Bereich der Turbine mit dem niedrigsten Druck 19 gemessen werden (siehe 6A und 6B).
In der beschriebenen Ausführungsform wird die Triebwerkslänge 110 gemessen als axialer Abstand zwischen: dem Schnittpunkt der Anströmkante 64a einer der Vielzahl von Fan-Schaufeln 64 und der Nabe 64; und einem mittleren Radiuspunkt der Abströmkante einer der Rotorschaufeln 44 der Turbinenstufe mit dem niedrigsten Druck 19b der Turbine mit dem niedrigsten Druck 19, wie vorstehend definiert. Der mittlere Radiuspunkt ist der Mittelpunkt zwischen einer Position mit 0 % Spannweite und Position mit 100 % Spannweite der Rotorschaufel 44.
In der beschriebenen Ausführungsform weist das Gasturbinentriebwerk 10 eine einzelne Turbine 19 auf, die als Turbine mit dem niedrigsten Druck bezeichnet wird. In anderen Ausführungsformen kann eine Vielzahl von Turbinen bereitgestellt werden. Die Triebwerkslänge 110 wird an einem Rotor der Stufe mit dem niedrigsten Druck 19b der Turbine mit dem niedrigsten Druck 19 der bereitgestellten Turbinen gemessen und entspricht somit dem am weitesten rückwärtigen Turbinenrotor in Richtung des Gasstroms.
In der beschriebenen Ausführungsform wird die Getriebeposition 112 als axialer Abstand gemessen zwischen: dem Schnittpunkt einer Anströmkante 64a einer der Fan-Schaufeln 64 und der Nabe 66; und einer radialen Ebene, die den axialen Mittelpunkt des Hohlrades 38 des Getriebes 30, wie vorstehend definiert, schneidet.
Das Getriebe 30 kann einen großen Teil der Gesamtmasse des Triebwerks 10 beitragen. Seine Position entlang der Länge des Triebwerks 10 kann daher einen erheblichen Einfluss auf die Position des Schwerpunktes haben. Wenn die Komponenten des Triebwerks proportional mit einer größeren Fan-Größe skaliert werden, kann es sein, dass die relative Position des Getriebes 30 keine geeignete Schwerpunktposition 108 bereitstellt, um eine effiziente Montage des Triebwerks 10 an einem Flugzeugflügel 52 zu ermöglichen.
In der in den 6A und 6B dargestellten Ausführungsform liegt das Getriebepositionsverhältnis in einem Bereich von 0,19 bis 0,45. Der Fachmann wird verstehen, dass die in den 6A und 6B dargestellten Ausführungsformen als Beispiele, die in diesen Bereich fallen, bereitgestellt werden. In einer Ausführungsform kann das Getriebepositionsverhältnis in einem Bereich von 0,19 bis 0,3., und insbesondere in einem Bereich von 0,19 bis 0,25 oder von 0,19 bis 0,23 liegen. In einer Ausführungsform kann das Getriebepositionsverhältnis in einem Bereich von 0,19 bis 0,23 liegen; dies kann zum Beispiel bei einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 110 cm bis 150 cm der Fall sein. In einer weiteren Ausführungsform kann das Getriebepositionsverhältnis gleich oder um 0,23 sein; zum Beispiel im Bereich von 0,20 bis 0,25 - dies kann zum Beispiel bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 155 cm bis 200 cm sein.
Die Absolutwerte der Getriebeposition 112 und der Triebwerkslänge 110 können wie an anderer Stelle hierin definiert sein.
Das Definieren des Getriebepositionsverhältnisses in den vorstehenden Bereichen kann die Kontrolle des Schwerpunktes ermöglichen oder erleichtern und die Triebwerkmontage unterstützen. Ein Getriebepositionsverhältnis innerhalb des obigen Bereichs kann dazu führen, dass ein gesamter Triebwerkschwerpunkt innerhalb des Triebwerks 10 nach hinten verschoben wird. Dies kann es ermöglichen, den Schwerpunkt näher an die vordere Einbauposition 53a des Triebwerks 10 zu verschieben und die vorderen Montagelasten im Vergleich zu bekannten Gasturbinentriebwerken 10 oder zu denen, die bei einer proportionalen Skalierung der Triebwerkarchitektur erreicht würden, zu reduzieren. Wie bereits erörtert, kann das Steuern der Position des Schwerpunktes auf diese Weise auch die Biegung des Triebwerkskerns 11 und Durchbiegung der Kernwelle 26 reduzieren.
Die Wahl des Materials, aus dem die Fan-Schaufeln 64 hergestellt werden, kann einen Einfluss auf die Wahl des Getriebepositionsverhältnisses haben. In der beschriebenen Ausführungsform umfassen die Fan-Schaufeln einen Hauptkörperabschnitt und einen Anströmkantenabschnitt. In Ausführungsformen, bei denen der Hauptkörperabschnitt der Fan-Schaufeln 64 mindestens teilweise aus einem Verbundwerkstoff gebildet ist, kann die Getriebeposition in einem Bereich zwischen 50 cm und 110 cm und insbesondere in einem Bereich zwischen 80 cm und 110 cm liegen. Das Getriebepositionsverhältnis kann gleich oder etwa 0,23 sein (z. B. im Bereich von 0,20 bis 0,25), wenn Verbundwerkstoff-Fan-Schaufeln verwendet werden - dies kann bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm der Fall sein.
In anderen Ausführungsformen können die Fan-Schaufeln 64 mindestens teilweise aus einem Metall oder einer Metalllegierung gebildet sein. In einer Ausführungsform ist der Hauptkörperabschnitt aus einer Metalllegierung gebildet. Die Metalllegierung kann zum Beispiel eine Aluminium-Lithium-Legierung sein. In solchen Ausführungsformen kann die Getriebeposition in einem Bereich zwischen 50 und 110 cm und insbesondere in einem Bereich zwischen 50 cm und 80 cm liegen. Das Getriebepositionsverhältnis kann in einem Bereich von 0,19 bis 0,23 liegen, wenn metallische Fan-Schaufeln verwendet werden. Dies kann beispielsweise bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm der Fall sein.
Äußeres Bypass-Fan-Verhältnis
Ein äußeres Bypass-Fan-Verhältnis kann definiert sein als: $\frac{A u ß e n r a d i u s (114) d e r B y p a s s - A u s l a s s d \ddot{u} s e (18)}{F a n - S p i t z e n - R a d i u s (102)}$
In den beschriebenen Ausführungsformen liegt das äußere Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,6 bis 1,05 und insbesondere im Bereich von 0,65 bis 1,00. In verschiedenen alternativen Ausführungsformen kann das äußere Bypass-Fan-Verhältnis kleiner als 1,05, optional kleiner als 1,02 und ferner optional kleiner als 1,00 sein.
Der Fan-Spitzen-Radius 102 und der Außenradius 114 der Bypass-Auslassdüse 18 sind beide wie vorstehend definiert - jeder Radius wird in einer radialen Ebene senkrecht zur Achse des Triebwerks 10 gemessen. In Ausführungsformen mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 110 cm bis 150 cm kann das äußere Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,95 bis 1, und insbesondere 0,96 bis 0,98, liegen. In Ausführungsformen mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 155 cm bis 200 cm kann das äußere Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,91 bis 0,98, optional 0,94 bis 0,96, liegen.
In der beschriebenen Ausführungsform umfasst das Triebwerk 10 eine Gondel 21. und der Fan-Spitzen-Radius 102 ist ungefähr gleich dem Innenradius der Gondel 21, die neben dem Fan liegt (in einem vorderen Bereich des Triebwerks 10). Der Außenradius 114 der Bypass-Auslassdüse 18 entspricht dem Innenradius der Gondel 21 an der hintersten Spitze 21b der Gondel 21 (in einem hinteren Bereich des Triebwerks 10). Das äußere Bypass-Fan-Verhältnis stellt daher ein Maß für die Variation der Triebwerksgröße von vorne nach hinten bereit.
In den beschriebenen Ausführungsformen weist die Bypass-Auslassdüse 18 eine Austrittsebene 54 auf (markiert in den 8A, 8B und 13A). Die Austrittsebene 54 befindet sich in einer radialen Ebene des Triebwerks 10, senkrecht zur Triebwerksmittellinie 9. Die Austrittsebene 54 erstreckt sich von der hintersten Spitze der Gondel 21 nach innen. Eine Strömungsfläche der Bypass-Auslassdüse 18 ist etwa definiert durch den ringförmigen Abschnitt der Austrittsebene 54 zwischen der Innenfläche der Gondel 21 und der Außenfläche des Triebwerkskerns 11 (d. h. dem offenen Teil der Austrittsebene innerhalb des Bypass-Kanals 22/Düse 18, wobei die Düse 18 der Auslass des Kanals 22 ist, wobei man den vorstehenden Definitionen entnehmen kann, dass der Mindestabstand R_b über die Düse 18 hinweg, dem der Bypass-Gasstrom (B) ausgesetzt ist, tatsächlich von der radialen Düsenbreite abweichen kann).
In den beschriebenen Ausführungsformen wird der Außenradius 114 der Bypass-Auslassdüse 18 an der axialen Position der Austrittsebene 54 der Bypass-Auslassdüse 18 gemessen, die der axialen Position der hintersten Spitze der Gondel 21 entspricht. Der Außenradius 114 der Bypass-Auslassdüse 18 ist deshalb der radiale Abstand zwischen der Mittellinie 9 des Triebwerks 10 und einer Innenfläche der Gondel 21 an der axialen Position der hintersten Spitze 21b der Gondel 21.
In den beschriebenen Ausführungsformen ist der Außenradius 114 der Bypass-Auslassdüse 18 etwa gleich oder kleiner als der Fan-Spitzen-Radius 102. In der in 7A dargestellten Ausführungsform ist der Außenradius 114 der Bypass-Auslassdüse 18 ungefähr gleich, aber etwas größer als der Fan-Spitzen-Radius 102, was ein äußere Bypass-Fan-Verhältnis von 1,05 ergibt (die Figuren sind möglicherweise nicht maßstabsgetreu).
In der in 7B dargestellten Ausführungsform ist der Außenradius 114' der Bypass-Auslassdüse 18 kleiner als der Fan-Spitzen-Radius 102, was ein äußeres Bypass-Fan-Verhältnis von weniger als 1 ergibt, insbesondere zwischen 0,9 und 1, und insbesondere von etwa 0,96 (die Figuren sind möglicherweise nicht maßstabsgetreu).
Der Fachmann wird verstehen, dass in den in den 7A und 7B dargestellten Ausführungsformen der Triebwerkskern 11 und der Fan 23 identisch sind, und dass der Unterschied im äußeren Bypass-Fan-Verhältnis durch die unterschiedliche Gondelform bedingt ist - und insbesondere durch die Innenfläche der Gondel 21, die sich in der in 7B dargestellten Ausführungsform nach innen / zur Triebwerksmittellinie hin in Richtung Rückseite des Triebwerks 10 krümmt, im Gegensatz zur Krümmung nach außen / weg von der Triebwerksmittellinie in Richtung Rückseite des Triebwerks 10 in der in 7A dargestellten Ausführungsform.
In der in 7A dargestellten Ausführungsform ist ein Außenradius der Gondel 21 entlang der Triebwerkslänge 110 etwa konstant und nur im vorderen und hinteren Endbereich leicht nach innen gekrümmt. Im Gegensatz dazu nimmt in der in 7B dargestellten Ausführungsform der Außenradius der Gondel 21 von einem axialen Mittelpunkt der Gondel 21 zum hinteren Abschnitt hin ab. Die Gondel 21 ist auch dünner als die der in 7A dargestellten Ausführungsform, sodass ein geringerer Außenradius/Durchmesser der Gondel und ein schmaleres Gesamttriebwerk 10 im Vergleich zur Größe des Fans 23 bereitgestellt wird. Der Bypass-Auslasskanal 22 und die Auslassdüse 18 sind deshalb in der in 7B dargestellten Ausführungsform schmaler.
Der Fachmann würde verstehen, dass die relativ schmalere und nach hinten nach innen gekrümmte Gondel 21 mehr Platz für eine Pylonstruktur 53 bieten kann, die einen hinteren Abschnitt des Triebwerks 10 mit einem Flugzeugflügel 52 verbindet.
In alternativen oder zusätzlichen Ausführungsformen können die Parameter des Fans 23 variiert werden, um das äußere Bypass-Fan-Verhältnis zu ändern, zusätzlich zu oder anstelle von Änderungen an der Gondel 21.
Ferner können in verschiedenen Ausführungsformen die Parameter des Triebwerkskerns 11 variiert werden, um den Bypass-Auslasskanal 22 und die Breiten/Strömungsflächen der Auslassdüse 18 unabhängig vom Radius der Gondel 21 einzustellen (z. B. durch Verkleinern des Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse 18).
7C stellt eine schematische Veranschaulichung eines Triebwerks 10 mit einem äußeren Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,6 bis 1,05 bereit. Der Fachmann wird verstehen, dass die in den 7A und 7B dargestellten Ausführungsformen als Beispiele, die in diesen Bereich fallen, bereitgestellt werden.
Der Fachmann würde verstehen, dass eine relativ schmale Bypass-Auslassdüse 18 im Vergleich zur Fan-Größe 102 den vom Triebwerk 10 im Gebrauch erzeugten Widerstand reduzieren kann. Ferner würde der Fachmann verstehen, dass die relativ schmale Bypass-Auslassdüse 18 und ein optional entsprechend geringerer Gondelaußenradius ein kompakteres Abgassystem schaffen kann, das der Einbau eines größeren Triebwerks 10 unter dem Flügel an einem Flugzeug 70 ermöglichen oder erleichtern kann.
In der beschriebenen Ausführungsform umfasst das Gasturbinentriebwerk 10 ferner ein Getriebe 30, das zwischen der Kernwelle 26 und dem Fan 23 geschaltet ist, wobei das Getriebe 30 so angeordnet ist, dass es einen Antrieb von der Kernwelle 26 aufnimmt und einen Abtrieb bereitstellt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle 26 anzutreiben. In der beschriebenen Ausführungsform weist das Getriebe 30 ein Übersetzungsverhältnis im Bereich von 3 bis 5, und insbesondere im Bereich von 3,2 bis 3,8, auf. In alternativen Ausführungsformen ist möglicherweise kein Getriebe bereitgestellt, oder das Übersetzungsverhältnis kann abweichen.
Inneres Bypass-Fan-Verhältnis
Ein inneres Bypass-Fan-Verhältnis kann definiert sein als: $\frac{I n n e n r a d i u s d e r B y p a s s - A u s l a s s d \ddot{u} s e (18)}{F a n - S p i t z e n - R a d i u s (102)}$
In den beschriebenen Ausführungsformen liegt das innere Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,4 bis 0,65, und insbesondere im Bereich von 0,40 bis 0,65. In Ausführungsformen mit einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 110 cm bis 150 cm kann das innere Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,57 bis 0,63 liegen, zum Beispiel im Bereich von 0,58 bis 0,60. In Ausführungsformen mit einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 155 cm bis 200 cm kann das innere Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,5 bis 0,6 und optional von 0,52 bis 0,58 liegen.
Der Fan-Spitzen-Radius 102 und der Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse 18 sind beide wie vorstehend definiert - jeder Radius wird in einer radialen Ebene senkrecht zur Achse 9 des Triebwerks 10 gemessen. Der Innenradius 116 wird in derselben Ebene wie der Außenradius 114 gemessen.
Der Fan-Spitzen-Radius 102 ist ungefähr gleich dem Innenradius der Gondel 21, die neben dem Fan liegt (in einem vorderen Bereich des Triebwerks 10). Der Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse 18 entspricht dem Außenradius des Triebwerkskerns 11 an der axialen Position der hintersten Spitze 21b der Gondel 21 (in einem hinteren Bereich des Triebwerks 10). Das innere Bypass-Fan-Verhältnis stellt daher ein Maß für die Variation der Triebwerksgröße von vorne nach hinten bereit, das sich von dem des äußeren Bypass-Fan-Verhältnisses dadurch unterscheidet, dass die Abmessungen der Gondel 21 weniger wichtig sind als die des Triebwerkskerns 11.
In den beschriebenen Ausführungsformen weist die Bypass-Auslassdüse 18 eine Austrittsebene 54 auf (markiert in den 8A, 8B und 13A). Die Austrittsebene 54 befindet sich in einer radialen Ebene des Triebwerks 10, senkrecht zur Triebwerksmittellinie 9. Die Austrittsebene 54 erstreckt sich von der hintersten Spitze der Gondel 21 nach innen. Eine Strömungsfläche der Bypass-Auslassdüse 18 ist etwa definiert durch den ringförmigen Abschnitt der Austrittsebene 54 zwischen der Innenfläche der Gondel 21 und der Außenfläche des Triebwerkskerns 11 (d. h. dem offenen Teil der Austrittsebene innerhalb des Bypass-Kanals 22/Düse 18, wobei die Düse 18 der Auslass des Kanals 22 ist, wobei man den vorstehenden Definitionen entnehmen kann, dass der Mindestabstand R_b über die Düse 18 hinweg, dem der Bypass-Gasstrom (B) ausgesetzt ist, tatsächlich von der radialen Düsenbreite abweichen kann).
In den beschriebenen Ausführungsformen wird der Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse 18 an der axialen Position der Austrittsebene 54 der Bypass-Auslassdüse 18 gemessen, was der axialen Position der hintersten Spitze 21b der Gondel 21 entspricht. Der Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse 18 ist somit der radiale Abstand zwischen der Mittellinie des Triebwerks 10 und einer Außenfläche des Triebwerkskerns 11 an der axialen Position der hintersten Spitze der Gondel 21 / an der axialen Position der Austrittsebene 54 der Bypass-Auslassdüse.
In der beschriebenen Ausführungsform liegt der Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse 18 im Bereich von 50 cm bis 125 cm, und insbesondere von 65 cm bis 110 cm. In Ausführungsformen mit einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 110 cm bis 150 cm kann der Innenradius der Bypass-Auslassdüse im Bereich von 65 cm bis 90 cm liegen. In Ausführungsformen mit einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 155 cm bis 200 cm kann der Innenradius der Bypass-Auslassdüse im Bereich von 80 cm bis 110 cm liegen.
In den beschriebenen Ausführungsformen ist der Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse 18 kleiner als der Fan-Spitzen-Radius 102, beispielsweise etwa 50 % des Fan-Spitzen-Radius. In der in 8A dargestellten Ausführungsform beträgt der Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse 18 mehr als die Hälfte der Länge des Fan-Spitzen-Radius 102, was ein inneres Bypass-Fan-Verhältnis von etwa 0,6, und insbesondere von etwa 0,64, ergibt (die Figuren sind möglicherweise nicht maßstabsgetreu). In der in 7B dargestellten Ausführungsform ist der Innenradius 116' der Bypass-Auslassdüse 18 kleiner als der Fan-Spitzen-Radius 102, was ein äußeres Bypass-Fan-Verhältnis von etwa 0,6, und insbesondere von etwa 0,62, ergibt (die Figuren sind möglicherweise nicht maßstabsgetreu).
Der Fachmann wird verstehen, dass in den in 8A und 8B dargestellten Ausführungsformen der Triebwerkskern 11 und der Fan 23 identisch sind, und dass der Unterschied im inneren Bypass-Fan-Verhältnis auf die unterschiedliche Gondelform zurückzuführen ist - und insbesondere darauf, dass sich die Gondel 21 der in 8B dargestellten Ausführungsform weiter nach hinten entlang des Triebwerkskerns 11 erstreckt als die von 8A, sodass die Austrittsebene 54' axial weiter hinten entlang des Triebwerkskerns 11 liegt. Da der Triebwerkskernradius axial entlang des Triebwerkskerns 11 in der dargestellten Ausführungsform weiter hinten abnimmt, ist der Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse 18 für die in 8B dargestellte Ausführungsform kleiner als für die in 8A. Der Fachmann wird verstehen, dass der Innenradius der Gondel 21 keine Auswirkung auf die Messung des Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse 18 hat, aber dass die Gondellänge einen Einfluss darauf hat, wo die Austrittsebene 54 der Bypass-Auslassdüse 18 angeordnet ist und daher wo der Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse 18 gemessen wird. In alternativen oder zusätzlichen Ausführungsformen kann sich die Form des Triebwerkskerns 11 so unterscheiden, dass die axiale Position der Austrittsebene 54 keinen Einfluss oder einen anderen Einfluss auf den Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse 18 hat.
8C stellt eine schematische Veranschaulichung eines Triebwerks 10 mit einem inneren Bypass-Fan-Verhältnis im Bereich von 0,4 bis 0,65 bereit. Der Fachmann wird verstehen, dass die in den 8A und 8B dargestellten Ausführungsformen als Beispiele, die in diesen Bereich fallen, bereitgestellt werden.
Der Fachmann würde verstehen, dass der Triebwerkskern 11 radial innerhalb der Bypass-Auslassdüse 18 angeordnet ist und der Innenradius 116 der Bypass-Auslassdüse 18 daher gleichwertig als ein Außenradius des Triebwerkskerns 11 angesehen werden kann. Allgemeiner ausgedrückt ist der Triebwerkskern 11 entlang der Länge des Triebwerkskerns 11 radial innerhalb des Bypass-Auslasskanals 22 angeordnet, und ein Innenradius des Bypass-Auslasskanals 22 an einer beliebigen gegebenen axialen Position kann daher gleichwertig als ein Außenradius des Triebwerkskerns 11 an dieser axialen Position angesehen werden.
Der Fachmann würde verstehen, dass ein relativ schmaler Triebwerkskern 11 im Vergleich zur Fan-Größe 102 den vom Triebwerk 10 im Gebrauch erzeugten Widerstand reduzieren kann.
In der beschriebenen Ausführungsform umfasst das Gasturbinentriebwerk 10 ferner ein Getriebe 30, das zwischen der Kernwelle 26 und dem Fan 23 geschaltet ist, wobei das Getriebe 30 so angeordnet ist, dass es einen Antrieb von der Kernwelle 26 aufnimmt und einen Abtrieb bereitstellt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle 26 anzutreiben. In der beschriebenen Ausführungsform weist das Getriebe 30 ein Übersetzungsverhältnis im Bereich von 3 bis 5, und insbesondere im Bereich von 3,2 bis 3,8, auf. In alternativen Ausführungsformen ist möglicherweise kein Getriebe bereitgestellt, oder das Übersetzungsverhältnis kann abweichen.
Verhältnis des Wandwinkels des äußeren Bypass-Kanals
Ein Verhältnis des Wandwinkels des äußeren Bypass-Kanals 126 ist wie vorstehend beschrieben definiert. In einer Ausführungsform kann der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals 126 in einem Bereich zwischen -15 bis +1 Grad liegen. Der Fachmann würde verstehen, dass die 12A, 12B und 12C nicht maßstabsgetreu sind und bereitgestellt werden, um zu zeigen, wie der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals gemessen wird. Durch Bereitstellen eines Wandwinkels des äußeren BPD in diesem Bereich kann ein kompakteres Abgassystem bereitgestellt werden.
In einer Ausführungsform kann der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals negativ sein. In einer Ausführungsform kann der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals in einem Bereich zwischen -5 und -1 Grad liegen. Durch Verwenden eines negativen Winkels, sodass die Außenwandachse 60 hin zur Triebwerksmittellinie 9 geneigt ist, kann ein kompaktes Abgassystem bereitgestellt werden. Genauer gesagt kann der Wandwinkel des Bypass-Kanals in einem Bereich zwischen -4,0 bis -1,0 Grad liegen.
In einer Ausführungsform kann der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals 126 zwischen -0,5 Grad und -4 Grad liegen -- dies kann bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm der Fall sein. In einer Ausführungsform kann der Wandwinkel des äußeren Bypass-Kanals in einem Bereich zwischen -2,5 Grad und -4 Grad liegen - dies kann bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 155 cm bis 200 cm der Fall sein.
Der Radius der Bypass-Kanal-Auslassleitschaufel (OGV) 58, die in Ausführungsformen mit dem in den vorstehenden Bereichen definierten Wandwinkel des Bypass-Kanals 126 verwendet wird, kann wie an anderer Stelle hierin definiert sein.
In der beschriebenen Ausführungsform umfasst das Gasturbinentriebwerk 10 ferner ein Getriebe 30, das zwischen der Kernwelle 26 und dem Fan 23 geschaltet ist, wobei das Getriebe 30 so angeordnet ist, dass es einen Antrieb von der Kernwelle 26 aufnimmt und einen Abtrieb bereitstellt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle 26 anzutreiben. In alternativen Ausführungsformen ist möglicherweise kein Getriebe bereitgestellt.
Fan- Achsenwinkel
Ein Fan-Achsenwinkel 118 (auch als Fan-Spitzen-Achsenwinkel bezeichnet) ist wie vorstehend beschrieben definiert. Der Fan-Achsenwinkel 118 ist durch den Winkel zwischen der Fan-Spitzen-Achse 62 und der Mittellinie 9 des Triebwerks definiert, wie in den 9A und 9B dargestellt. Der Fachmann würde verstehen, dass die 9A und 9B nicht maßstabsgetreu sind und bereitgestellt werden, um zu zeigen, wie der Fan-Achsenwinkel 118 gemessen wird.
Ein positiver Wert des Fan-Achsenwinkels 118 entspricht einer Neigung der Fan-Spitzen-Achse 62 weg von der Triebwerksmittellinie 9, wenn sie sich in rückwärtiger Richtung entlang der Achse bewegt, wie in 9B veranschaulicht, d. h. die radial äußere Spitze 68a der Anströmkante 64a der Vielzahl der Fan-Schaufeln 64 ist weiter von der Triebwerksmittellinie 9 entfernt als die radial äußere Spitze der Abströmkante der Rotorschaufeln 19a der Stufe der Turbine 19 mit dem niedrigsten Druck.
In der beschriebenen Ausführungsform liegt der Fan-Achsenwinkel 118 in einem Bereich von 10 bis 20 Grad. Durch Bereitstellen eines Fan-Achsenwinkels 118 in diesem Bereich kann das Gasturbinentriebwerk 10 einen großen Fan-Durchmesser aufweisen, um einen verbesserten Antriebswirkungsgrad bereitzustellen, während es gleichzeitig einen Kern 11 mit relativ kleinem Durchmesser aufweist.
In einer Ausführungsform kann der Fan-Achsenwinkel in einem Bereich zwischen 12 Grad und 17 Grad liegen. Genauer gesagt kann der Fan-Achsenwinkel in einem Bereich zwischen 13 Grad und 15 Grad liegen. In einer Ausführungsform kann der Fan-Achsenwinkel in einem Bereich zwischen 13 Grad und 15 Grad liegen - dies kann bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 110 cm bis 150 cm geeignet sein. In einer anderen Ausführungsform kann der Fan-Achsenwinkel in einem Bereich zwischen 13,5 Grad und 15,5 Grad liegen - dies kann bei einem Triebwerk mit einem Fan-Spitzen-Radius im Bereich von 155 cm bis 200 cm geeignet sein.
In der beschriebenen Ausführungsform weist das Gasturbinentriebwerk 10 eine einzelne Turbine 19 auf, die als Turbine mit dem niedrigsten Druck bezeichnet wird. In anderen Ausführungsformen kann eine Vielzahl von Turbinen bereitgestellt werden. Der Fan-Achsenwinkel 118 wird an einem Rotor der Stufe mit dem niedrigsten Druck 19b der Turbine mit dem niedrigsten Druck 19 der bereitgestellten Turbinen gemessen und entspricht somit dem am weitesten rückwärtigen Turbinenrotor 19b in Richtung des Gasstroms.
Die Werte des Fan-Spitzen-Radius 102 und des Turbinenradius in Ausführungsformen mit dem in den vorstehenden Bereichen definierten Fan-Achsenwinkel 118 können in den an anderer Stelle hierin definierten Bereichen liegen.
In der beschriebenen Ausführungsform umfasst das Gasturbinentriebwerk 10 ferner ein Getriebe 30, das zwischen der Kernwelle 26 und dem Fan 23 geschaltet ist, wobei das Getriebe 30 so angeordnet ist, dass es einen Antrieb von der Kernwelle 26 aufnimmt und einen Abtrieb bereitstellt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle 26 anzutreiben. In alternativen Ausführungsformen ist möglicherweise kein Getriebe bereitgestellt.
Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinen-Radiusdifferenz
Ein Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinen-Radiusdifferenz ist definiert als: $\frac{die maximale Fan - Drehzahl beim Start}{Fan - Turbinen - Radiusdifferenz (120)}$
Die maximale Fan-Drehzahl beim Start und die Fan-Turbinen-Radiusdifferenz 120 sind wie vorstehend definiert und in den 10A und 10B veranschaulicht.
In der Ausführungsform, die in Bezug auf die 10A und 10B beschrieben wird, liegt das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinen-Radiusdifferenz in einem Bereich zwischen 0,8 U/min/mm und 5 U/min/mm. Wie vorstehend erörtert, kann dies die Last auf den Pylon 53 verringern, der das Triebwerk 10 mit dem Flügel 52 eines Flugzeugs 70 verbindet.
In einer Ausführungsform kann das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinen-Radiusdifferenz im Bereich zwischen 1,5 U/min/mm und 4,0 U/min/mm liegen. Genauer gesagt kann das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinen-Radiusdifferenz im Bereich zwischen 1,5 U/min/mm und 3,6 U/min/mm liegen. In einer Ausführungsform kann das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinen-Radiusdifferenz im Bereich zwischen 2,93 U/min/mm und 3,8 U/min/mm liegen - dies kann bei einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 110 cm bis 150 cm der Fall sein. In einer weiteren Ausführungsform kann das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinen-Radiusdifferenz im Bereich zwischen 1,2 U/min/mm und 2 U/min/mm liegen - dies kann bei einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 155 cm bis 200 cm der Fall sein.
Die Fan-Turbinen-Radiusdifferenz 120 und die maximale Fan-Drehzahl beim Start 23 können in den an anderer Stelle hierin definierten Bereichen liegen.
In der beschriebenen Ausführungsform weist das Gasturbinentriebwerk 10 in Bezug auf das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinen-Radiusdifferenz eine einzelne Turbine 19 auf, die als Turbine mit dem niedrigsten Druck bezeichnet wird. In anderen Ausführungsformen kann eine Vielzahl von Turbinen bereitgestellt werden. Das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinen-Radiusdifferenz wird an einem Rotor der Stufe mit dem niedrigsten Druck 19b der Turbine mit dem niedrigsten Druck 19 der bereitgestellten Turbinen gemessen und entspricht somit dem am weitesten rückwärtigen Turbinenrotor in Richtung des Gasstroms.
Der Turbinenradius 106 an der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck, gemessen als radialer Abstand von der Triebwerksmittellinie 9 zur radial äußeren Spitze der Abströmkante eines der Rotorschaufeln 44 der Stufe mit dem niedrigsten Druck 19b der Turbine 19, kann im Bereich von 45 cm bis 85 cm liegen. Bei einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 in einem Bereich von 110 cm bis 150 cm kann der Turbinenradius 106 bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck 19b im Bereich von 50 cm bis 60 cm liegen. Bei einem Triebwerk 10 mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 in einem Bereich von 155 cm bis 200 cm kann der Turbinenradius 106 bei der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck 19b im Bereich von 60 cm bis 85 cm liegen.
In der beschriebenen Ausführungsform umfasst das Gasturbinentriebwerk 10 ferner ein Getriebe 30, das zwischen der Kernwelle 26 und dem Fan 23 geschaltet ist, wobei das Getriebe 30 so angeordnet ist, dass es einen Antrieb von der Kernwelle 26 aufnimmt und einen Abtrieb bereitstellt, um den Fan 23 mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle 26 anzutreiben. In alternativen Ausführungsformen ist möglicherweise kein Getriebe bereitgestellt.
10C veranschaulicht ein Verfahren 1000 zum Betreiben eines Flugzeugs 70, das ein Gasturbinentriebwerk 10 wie vorstehend beschrieben umfasst.
Das Verfahren umfasst das Abheben 1002, das Erreichen der Reiseflugbedingungen 1004 und das Steuern 1006 des Flugzeugs 70 derart, dass das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinenradius während des Starts in einem Bereich zwischen 0,8 U/min/mm und 5 U/min/mm liegt. Das Verhältnis von Fan-Drehzahl zu Fan-Turbinenradius kann insbesondere innerhalb eines der vorstehend definierten Bereiche liegen. Das Verfahren kann das Steuern des Gasturbinentriebwerks 10 gemäß einem der anderen hierin definierten Parameter einschließen.
Stromabwärtiges Blockierungsverhältnis
11 A stellt eine schematische Veranschaulichung eines Triebwerks 10 bereit, das unter dem Flügel 52 eines Flugzeugs 70 angeordnet ist. Das Triebwerk 10 ist mit einem Pylon 53 am Flügel montiert. Jeder geeignete im Stand der Technik bekannte Pylon 53 kann verwendet werden.
Solange es am Boden ist, ist das Flugzeug 70 so angeordnet, dass es auf einer Bodenebene 50 ruht. Der Fachmann würde verstehen, dass die Reifenunterseiten des Fahrwerks des Flugzeugs (nicht dargestellt) im Allgemeinen mit der Bodenebene 50 in Kontakt kommen. Der Flügel 52 ist so angeordnet, dass er in einem Abstand von 124 von der Bodenebene 50 liegt.
In der beschriebenen Ausführungsform wird der Boden-Flügel-Abstand 124 zwischen der Bodenebene 50 und der Mittellinie des Flügels 52 an der Anströmkante 52a des Flügels 52 gemessen.
Das Triebwerk 10 ist unter dem Flügel 52 montiert und im Normalbetrieb zwischen dem Flügel 52 und dem Grund 50 positioniert. Wenn sich das Flugzeug 70 auf dem Boden 50 befindet, ist das Triebwerk 10 so angeordnet, dass es sich unter dem Flügel 52 und über der Bodenebene 50 befindet. Der Fachmann würde verstehen, dass der Durchmesser des Triebwerks 10 daher kleiner als der Boden-Flügel-Abstand 124 ausgelegt ist, sodass das Triebwerk 10 unter dem Flügel 52 montiert werden kann. Der Fachmann wird verstehen, dass der Durchmesser des Triebwerks 10 auch so angeordnet ist, dass Platz für einen Pylon 53 für die Montage des Triebwerks am Flügel vorhanden ist.
In den beschriebenen Ausführungsformen ist das Triebwerk 10 so angeordnet, dass es sich nach vorne von der Anströmkante 52a des Flügels 52 erstreckt. Nur ein rückwärtiger Abschnitt des Triebwerks 10 liegt daher direkt unter dem Flügel 52.
Die Turbine 19 liegt unterhalb eines vorderen Bereichs des Flügels 52 in der beschriebenen Ausführungsform, und insbesondere unterhalb der Anströmkante 52a des Flügels 52. In alternativen Ausführungsformen kann die Turbine 19 nach vorne oder nach hinten von der Anströmkante 52a des Flügels 52 liegen. Der Durchmesser 122 der Turbine 19, und insbesondere der Durchmesser 122 der Turbine 19 an der axialen Position des Rotors mit dem niedrigsten Druck 19b, wie vorstehend definiert, liefert daher einen Hinweis auf die Größe des vertikalen Abstands unterhalb des vom Triebwerk 10 ausgefüllten Flügels 52. Der Turbinendurchmesser 122 ist doppelt so groß wie der Turbinenradius 106.
Die Größe des vertikalen Abstands zwischen dem Flügel 52 und der Bodenebene 50, der vom Triebwerk 10 eingenommen wird, kann als stromabwärtige Blockierung bezeichnet werden. Ein stromabwärtiges Blockierungsverhältnis wie vorstehend definiert kann daher wie folgt berechnet werden: $\frac{T u r b i n e n d u r c h m e s s e r (122) a n e i n e r a x i a l e n P o s i t i o n d e r R o t o r s t u f e m i t d e m n i e d r i g s t e n D r u c k (19 b)}{A b s t a n d z w i s c h e n B o d e n e b e n e u n d F l \ddot{u} g e l (124)}$
In der beschriebenen Ausführungsform liegt das stromabwärtige Blockierungsverhältnis im Bereich von 0,2 bis 0,3, insbesondere im Bereich von 0,20 bis 0,30, im Bereich von 0,20 bis 0,29 und besonders im Bereich von 0,22 bis 0,28. In Ausführungsformen mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 110 cm bis 150 cm kann das stromabwärtige Blockierungsverhältnis im Bereich von 0,23 bis 0,25 liegen. In Ausführungsformen mit einem Fan-Spitzen-Radius 102 im Bereich von 155 cm bis 200 cm kann das stromabwärtige Blockierungsverhältnis im Bereich von 0,27 bis 0,29 liegen.
In der beschriebenen Ausführungsform ist der Turbinendurchmesser 122 an der axialen Position der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck 19b wie vorstehend definiert und hat einen Wert in einem oder mehreren der vorstehend für den Turbinendurchmesser definierten Bereiche.
In der beschriebenen Ausführungsform ist die Turbine 19 eine erste Turbine 19, der Verdichter ist ein erster Verdichter 14, und die Kernwelle ist eine erste Kernwelle 26, und der Triebwerkskern 11 umfasst ferner eine zweite Turbine 17, einen zweiten Verdichter 15 und eine zweite Kernwelle 27, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet. In dieser Ausführungsform sind die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle 27 so angeordnet, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle 26 drehen.
In der beschriebenen Ausführungsform fällt das Triebwerkverhältnis des Triebwerks 10, wie nachstehend definiert, in die nachfolgend beschriebenen Bereiche. In alternativen Ausführungsformen mit einem stromabwärtigen Blockierungsverhältnis im Bereich von 0,2 bis 0,3 fällt das Triebwerkverhältnis möglicherweise nicht in den Bereich von 2,5 bis 4 - das Verhältnis von Fan-Durchmesser zu Triebwerkslänge fällt daher möglicherweise nicht in den Bereich von 0,5 bis 1,2.
Triebwerkverhältnis
Ein Triebwerkverhältnis kann definiert sein als: $\frac{\frac{F a n - D u r c h m e s s e r}{T r e i b w e r k s l \ddot{a} n g e (110)}}{s t r o m a b w \ddot{a} r t i g e s B l o c k i e r u n g s v e r h \ddot{a} l t n i s} = \frac{(\frac{2 \times F a n - R a d i u s (102)}{T r i e b w e r k s l \ddot{a} n g e (110)})}{s t r o m a b w \ddot{a} r t i g e s B l o c k i e r u n g s v e r h \ddot{a} l t n i s}$
Wobei die Triebwerkslänge, der Fan-Radius und das stromabwärtige Blockierungsverhältnis alle wie vorstehend definiert sind.
In der beschriebenen Ausführungsform liegt das Triebwerkverhältnis im Bereich von 2,5 bis 4, und insbesondere im Bereich von 2,5 bis 4,0, und insbesondere im Bereich von 2,7 bis 3,7. In der beschriebenen Ausführungsform ist das Triebwerkverhältnis größer als 2,5, und insbesondere größer als 3,0.
In der beschriebenen Ausführungsform fällt das stromabwärtige Blockierungsverhältnis des Triebwerks 10, wie vorstehend definiert, in die vorstehend beschriebenen Bereiche. In alternativen Ausführungsformen mit einem Triebwerkverhältnis im Bereich von 2,5 bis 4 fällt das stromabwärtige Blockierungsverhältnis möglicherweise nicht in den Bereich von 0,2 bis 0,3 - d. h. das Verhältnis von Fan-Durchmesser zu Triebwerkslänge fällt möglicherweise nicht in den Bereich von 0,5 bis 1,2.
In der beschriebenen Ausführungsform hat die Triebwerkslänge 110 einen Wert in einem oder mehreren der vorstehend definierten absoluten Bereiche für die Triebwerkslänge.
In der beschriebenen Ausführungsform hat der Turbinendurchmesser 122 an der axialen Position der Rotorstufe mit dem niedrigsten Druck 19b einen Wert in einem oder mehreren der vorstehend für den Turbinendurchmesser definierten absoluten Bereiche.
In der beschriebenen Ausführungsform ist die Turbine 19 eine erste Turbine 19, der Verdichter ist ein erster Verdichter 14, und die Kernwelle ist eine erste Kernwelle 26, und der Triebwerkskern 11 umfasst ferner eine zweite Turbine 17, einen zweiten Verdichter 15 und eine zweite Kernwelle 27, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet. In dieser Ausführungsform sind die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle 27 so angeordnet, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle 26 drehen.
In der beschriebenen Ausführungsform liegt ein nachstehend detailliert definiertes Q-Verhältnis in einem Bereich von 0,005 kgs¹N^-1K^1/2 bis 0,011 kgs^-1N^-1K^1/2 und insbesondere von 0,006 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,009 kgs^-1N^-1K^1/2, wobei der Wert von Q unter Reiseflugbedingungen genommen wird.
Stromabwärtige Blockierung und Q-Verhältnis
In der in 11B veranschaulichten Ausführungsform mit Bezug auf 14 liegt ein Q-Verhältnis von: $stromabw \ddot{a} rtigem Blockierungsverh \ddot{a} ltnis \times Q$
in einem Bereich von 0,005 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,011 kgs^-1N^-1K^1/2, wobei der Wert von Q unter Reiseflugbedingungen genommen wird.
Das stromabwärtige Blockierungsverhältnis und Q sind wie vorstehend definiert. Durch Definieren des Q-Verhältnisses in diesem Bereich kann ein großer Massenstrom bei gleichzeitigem Minimieren der stromabwärtigen Blockierung erreicht werden. Das Q-Verhältnis kann auch dargestellt werden als: $\frac{T u r b i n e n d u r c h m e s s e r (122) a n e i n e r a x i a l e n P o s i t i o n d e r R o t o r s t u f e m i t d e m n i e d r i g s t e n D r u c k (19 b) \times Q}{A b s t a n d z w i s c h e n B o d e n e b e n e u n d F l \ddot{u} g e l (124)}$
In einer Ausführungsform kann das Q-Verhältnis in einem Bereich von 0,005 kgs¹N^-1K^1/2 bis 0,010 kgs¹N^-1K^1/2 liegen. Insbesondere kann das Q-Verhältnis in einem Bereich von 0,006 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,009 kgs¹N^-1K^1/2 liegen. Der Q-Wert, der in den Bereichen der beiden vorhergehenden Sätze verwendet wird, wird unter Reiseflugbedingungen genommen.
Ein spezifischer Schub kann definiert sein als Nettoschub des Triebwerks dividiert durch die Massenströmungsrate durch das Triebwerk. In einer Ausführungsform unter Triebwerk-Reiseflugbedingungen:

In anderen Ausführungsformen unter Reiseflugbedingungen: 0,032 kgs¹N^-1K^1/2 ≤ Q ≤ 0,036 kgs^-1N^-1K^1/2. Insbesondere unter Reiseflugbedingungen: 0,033 kgs¹N^-1K^1/2 ≤ Q ≤ 0,035 kgs^-1N^-1K^1/2 oder 0,034 kgs^-1N^-1K^1/2 ≤ Q ≤ 0,035 kgs^-1N^-1K^1/2
Der Turbinendurchmesser 122, das Verhältnis des Radius der Fan-Schaufel an ihrer Nabe zum Radius der Fan-Schaufel an ihrer Spitze, und die Reiseflugbedingungen können wie an anderer Stelle hierin definiert sein.
In der beschriebenen Ausführungsform ist die Turbine 19 eine erste Turbine 19, der Verdichter ist ein erster Verdichter 14, und die Kernwelle ist eine erste Kernwelle 26, und der Triebwerkskern 11 umfasst ferner eine zweite Turbine 17, einen zweiten Verdichter 15 und eine zweite Kernwelle 27, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet. In dieser Ausführungsform sind die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle 27 so angeordnet, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle 26 drehen.
14B veranschaulicht ein Verfahren 1400 zum Betreiben eines Flugzeugs 70, das ein Gasturbinentriebwerk 10 wie vorstehend beschrieben umfasst.
Das Verfahren umfasst das Abheben 1402, das Erreichen der Reiseflugbedingungen 1404 und das Steuern 1406 des Flugzeugs 70 derart, dass das Q-Verhältnis während des Starts in einem Bereich von 0,005 kgs^-1N^-1K^1/2 bis 0,011 kgs^-1N^-1K^1/2 liegt. Das Q-Verhältnis kann insbesondere innerhalb eines der vorstehend definierten Bereiche liegen. Das Verfahren kann das Steuern des Gasturbinentriebwerks gemäß einem der anderen hierin definierten Parameter einschließen.
Es versteht sich, dass die Erfindung nicht auf die oben beschriebenen Ausführungsformen beschränkt ist und dass verschiedene Modifikationen und Verbesserungen vorgenommen werden können, ohne von den hierin beschriebenen Konzepten abzuweichen. Außer im Falle des gegenseitigen Ausschlusses kann jedes der Merkmale getrennt oder in Kombination mit beliebigen anderen Merkmalen eingesetzt werden, und die Offenbarung erstreckt sich auf alle Kombinationen und Unterkombinationen von einem oder mehreren hierin beschriebenen Merkmalen und schließt diese ein.

Claims

Gasturbinentriebwerk (10) für ein Flugzeug (70) und eingerichtet, um unter einem Flügel (52) des Flugzeugs (70) montiert zu werden, wobei das Triebwerk (10) umfasst: einen Triebwerkskern (11), umfassend eine Turbine (19), einen Verdichter (14) und eine Kernwelle (26), die die Turbine mit dem Verdichter verbindet, wobei die Turbine (19) eine Niederdruckrotorstufe (19b) umfasst, wobei die Turbine (19) einen Turbinendurchmesser (122) aufweist; einen Fan (23), der sich stromaufwärts des Triebwerkskerns (11) befindet, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln (64) umfasst, die sich von einer Nabe (66) aus erstrecken; und ein Getriebe (30), das eine Eingabe von der Kernwelle (26) empfängt und Antrieb zu dem Fan (23) ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle (26) anzutreiben, wobei ein stromabwärtiges Blockierungsverhältnis von: $\frac{Turbinendurchmesser (122) an einer axialen Stelle der Niederdruckrotorstufe (19 b)}{Abstand (124) zwischen Bodenebene (50) und Fl \ddot{u} gel (52)}$
im Bereich von 0,2 bis 0,3 liegt.
Gasturbinentriebwerk (10) nach Anspruch 1, wobei der Abstand (124) zwischen der Bodenebene (50) und dem Flügel (52) bis zu einem Mittelpunkt einer Anströmkante (52a) des Flügels (52) gemessen wird.
Gasturbinentriebwerk (10) nach Anspruch 1 oder Anspruch 2, wobei der Abstand (124) zwischen der Bodenebene (50) und dem Flügel (52) entlang einer Linie senkrecht zu der Bodenebene (50) gemessen wird und durch eine und senkrecht zu einer axialen Mittellinie (9) des Triebwerks (10) verläuft.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei der Turbinendurchmesser (122) an der axialen Stelle der Niederdruckrotorstufe (19b) angrenzend an die Schaufelspitzen der Rotorschaufeln (44) der Niederdruckrotorstufe (19b) gemessen wird.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei der Turbinendurchmesser (122) an der axialen Stelle der Niederdruckrotorstufe (19b) im Bereich von 70 cm bis 170 cm liegt, und optional wobei: (i) ein Fan-Spitzenradius (102) des Fans (23) im Bereich von 110 cm bis 150 cm liegt und der Turbinendurchmesser (122) an der axialen Stelle der Niederdruckrotorstufe (19b) im Bereich von 100 cm bis 120 cm liegt; oder (ii) ein Fan-Spitzenradius (102) des Fans (23) im Bereich von 155 cm bis 200 cm liegt und der Turbinendurchmesser (122) an der axialen Stelle der Niederdruckrotorstufe (19b) im Bereich von 120 cm bis 170 cm liegt.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei die Nabe (66) und die Fan-Schaufeln (64) des Fans (23) zusammen eine Fan-Fläche mit einem Fan-Spitzenradius (102) definieren und das Triebwerk (10) eine Triebwerkslänge (110) aufweist, und wobei: eine Triebwerksverhältnis von: $\frac{\frac{2 \times Fan - Spitzenradius (102)}{Triebwerksl \ddot{a} nge (110)}}{stromabw \ddot{a} rtiges Blockierungsverh \ddot{a} ltnis}$
im Bereich von 2,5 bis 4 liegt.
Gasturbinentriebwerk (10) nach Anspruch 6, wobei das Triebwerksverhältnis im Bereich von 2,5 bis 4,0 liegt, optional von 2,7 bis 3,7.
Gasturbinentriebwerk (10) nach Anspruch 6 oder Anspruch 7, wobei die Triebwerkslänge (110) als der axiale Abstand zwischen einer vorderen Region des Fans (23) und einer hinteren Region der Turbine (19) gemessen wird.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der Ansprüche 6 bis 8, wobei die Triebwerkslänge (110) entlang einer Mittellinie (9) des Triebwerks (10) von einer axialen Position eines Schnittpunkts der Anströmkante (64a) jeder Fan-Schaufel (64) und der Nabe (66) des Fans (23) zu einem Mittelradiuspunkt der Abströmkante einer der Rotorschaufeln (44), die in der Niederdruckstufe der Turbine (19) bereitgestellt sind, gemessen wird.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der Ansprüche 6 bis 9, wobei die Triebwerkslänge (110) im Bereich von 200 cm bis 500 cm liegt und optional: (i) der Fan-Spitzenradius (102) im Bereich von 110 cm bis 150 cm liegt und die Triebwerkslänge (110) im Bereich von 300 cm bis 360 cm liegt; oder (ii) der Fan-Spitzenradius (102) im Bereich von 155 cm bis 200 cm liegt und die Triebwerkslänge (110) im Bereich von 370 cm bis 470 cm liegt.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei: (i) ein Fan-Spitzenradius (102) im Bereich von 110 cm bis 150 cm liegt und das stromabwärtige Blockierungsverhältnis im Bereich von 0,23 bis 0,25 liegt; oder (ii) ein Fan-Spitzenradius (102) im Bereich von 155 cm bis 200 cm liegt und das stromabwärtige Blockierungsverhältnis im Bereich von 0,27 bis 0,29 liegt.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei der Turbinendurchmesser (122) an der Niedrigdruckrotorstufe (19b) an der axialen Stelle der Schaufelspitzenabströmkanten der Rotorschaufeln (44) der Niederdruckrotorstufe gemessen wird, und optional wobei der Turbinendurchmesser (122) der Turbine (19) an der Niederdruckrotorstufe (19b) gemessen wird: (i) wenn der Rotor ummantelt ist, bis zur Unterseite der Ummantelung; oder (ii) wenn der Rotor nicht ummantelt ist, bis zu den Schaufelspitzen des Rotors.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei: die Turbine eine erste Turbine (19) ist, der Verdichter ein erster Verdichter (14) ist und die Kernwelle eine erste Kernwelle (26) ist; der Triebwerkskern ferner eine zweite Turbine (17), einen zweiten Verdichter (15) und eine zweite Kernwelle (27), die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfasst; und die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle so angeordnet sind, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen.
Flugzeug (70), umfassend einen Flügel (50) und ein Gasturbinentriebwerk (10), das unter dem Flügel (50) des Flugzeugs montiert ist, wobei das Triebwerk (10) umfasst: einen Triebwerkskern (11), umfassend eine Turbine (19), einen Verdichter (14) und eine Kernwelle (26), die die Turbine mit dem Verdichter verbindet, wobei die Turbine (19) eine Vielzahl von Rotorstufen umfasst, einschließlich einer Niederdruckrotorstufe (19b), die sich am weitesten stromabwärts befindet, wobei die Turbine (19) einen Turbinendurchmesser (122) aufweist; einen Fan (23), der sich stromaufwärts des Triebwerkskerns (11) befindet, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln (64) umfasst; und ein Getriebe (30), das eine Eingabe von der Kernwelle (26) empfängt und Antrieb zu dem Fan (23) ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben, wobei ein stromabwärtiges Blockierungsverhältnis von: $\frac{Turbinendurchmesser (122) an einer axialen Stelle der Niederdruckrotors (19 b)}{Abstand (124) zwischen Bodenebene und Fl \ddot{u} gel}$
im Bereich von 0,2 bis 0,3 liegt.
Flugzeug nach Anspruch 14, wobei das Gasturbinentriebwerk (10) die Merkmale eines der Ansprüche 1 bis 13 aufweist.