DE102020115579A1

DE102020115579A1 - Gasturbinentriebwerk mit hocheffizientem fan

Info

Publication number: DE102020115579A1
Application number: DE102020115579.4A
Authority: DE
Inventors: Craig W. BEMMENT; Pascal Dunning
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 2019-06-24
Filing date: 2020-06-12
Publication date: 2020-12-24
Also published as: GB201908971D0; FR3097597A1; CN213980993U; US20200400080A1

Abstract

Ein Gasturbinentriebwerk (10) für ein Flugzeug umfasst einen Triebwerkskern (11), der eine Turbine (19), einen Verdichter (14) und eine Kernwelle (26) umfasst, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; und einen Fan (23), der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln (64) umfasst, die sich von einer Nabe (66) erstrecken, wobei jede Fan-Schaufel (64) eine Anströmkante (64a) und eine Abströmkante (64b) aufweist, wobei ein Fan-Spitzenradius (102) des Fans (23) zwischen einer Mittellinie (9) des Triebwerks (10) und einer äußersten Spitze (68) jeder Fan-Schaufel (64) an ihrer Anströmkante (64a) definiert ist und ein Nabenradius (103) zwischen der Mittellinie (9 des Triebwerks (10) und einer Außenfläche (66a) der Nabe (66) an der radialen Position der Anströmkante (64a) jeder Fan-Schaufel (64) definiert ist. Eine Fan-Rotoreintrittstemperatur (T120) ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über die Anströmkante (64a) jeder Fan-Schaufel (64) unter Reiseflugbedingungen und eine Fan-Rotoraustrittstemperatur (T125) ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über einen radial äußeren Abschnitt jeder Fan-Schaufel (64) an der Abströmkante (64b) unter Reiseflugbedingungen. Ein Verhältnis von Fan-Nabe zu Spitze von:(Radius der Fan−Nobe)(103)(Radius der Fan−Spitze)(102)liegt im Bereich von 0,2 bis 0,285.Ein Temperaturanstieg der Fan-Spitze als:(Fan−Spitzen−Rotoraustrittstemperatur)(T125)(Fan−Rotoreintrittstemperatur)(T120)liegt im Bereich von 1,11 bis 1,05.

Description

Die vorliegende Offenbarung bezieht sich auf ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug, insbesondere auf ein Gasturbinentriebwerk, das so ausgelegt ist, dass es bei Betrieb unter Reiseflugbedingungen relative Luftstromtemperaturen an verschiedenen Stellen spezifiziert hat.
Gasturbinentriebwerke für den Antrieb von Flugzeugen weisen viele Konstruktionsfaktoren auf, die den Gesamtwirkungsgrad und die Leistungsabgabe oder den Schub beeinflussen. Ein allgemeines Ziel eines Gasturbinentriebwerks ist es, Schub mit niedrigem spezifischen Kraftstoffverbrauch (SFC) zu liefern. Um den SFC unter Reiseflugbedingungen zu reduzieren, können sowohl der thermische als auch der Antriebswirkungsgrad des Triebwerks erhöht werden.
Um einen höheren Schub bei einem hohen Wirkungsgrad zu ermöglichen, kann ein Fan mit größerem Durchmesser verwendet werden. Bei der Herstellung eines größeren Triebwerks kann es jedoch vorkommen, dass die einfache Skalierung bzw. Vergrößerung von Komponenten eines bekannten Triebwerkstyps keine entsprechende Skalierung von Leistung, Schub und/oder Wirkungsgrad bietet, z. B. aufgrund von Unterschieden in der Wärmeübertragung im gesamten größeren Triebwerk. Eine Überprüfung der Triebwerksparameter und Betriebsbedingungen kann daher zweckmäßig sein, um einen niedrigen SFC zu erreichen.
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 Grenzwerte von X und Y. Alle hierin genannten Temperaturen und Drücke sind Gesamttemperaturen oder Gesamtdruck, sofern nicht anders angegeben. Wird auf eine Durchschnittstemperatur Bezug genommen, so gilt diese als Mittelwert. Alle Temperaturen sind in Kelvin angegeben, wenn nichts anderes angegeben ist.
Gemäß einem ersten Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug angegeben, umfassend: einen Triebwerkskern, der umfasst: eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; und einen ringförmigen Verteiler, an dem der Strom zwischen einem Kernstrom, der durch den Triebwerkskern fließt, und einem Bypassstrom, der entlang eines Bypasskanals fließt, aufgeteilt wird, wobei Staustromlinien um den Umfang des Triebwerks herum, die an einer Anströmkante des ringförmigen Verteilers stagnieren, eine Stromoberfläche bilden, die eine radiale innere Grenze eines Stromrohrs bildet, das den gesamten Bypassstrom enthält; und einen Fan bzw. Bläser, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, die sich von einer Nabe erstrecken, wobei jede Fan-Schaufel eine Anströmkante und eine Abströmkante aufweist, wobei ein Fan-Spitzenradius des Fans zwischen einer Mittellinie des Triebwerks und einer äußersten Spitze jeder Fan-Schaufel an ihrer Anströmkante definiert ist und ein Nabenradius zwischen der Mittellinie des Triebwerks und einer Außenfläche der Nabe an der radialen Position der Anströmkante jeder Fan-Schaufel definiert ist, wobei jede Fan-Schaufel einen radial äußeren Abschnitt aufweist, der innerhalb des Stromrohrs liegt, das den Bypassstrom enthält. Eine Fan-Rotoreintrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über der Anströmkante jeder Fan-Schaufel unter Reiseflugbedingungen, und eine Fan-Rotoraustrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über einem radial äußeren Abschnitt jeder Fan-Schaufel an der Abströmkante unter Reiseflugbedingungen. Ein Verhältnis von Fan-Nabe zu -Spitzeals: $\frac{(F a n - N a b e n r a d i u s)}{(F a n - S p i t z e n r a d i u s)}$
liegt im Bereich von 0,2 bis 0,285; und eine Temperaturerhöhung der Fan-Spitzeals: $\frac{(F a n - S p i t z e n - R o t o r a u s t r i t t s t e m p e r a t u r)}{(F a n - R o t o r e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)}$
liegt im Bereich von 1,11 bis 1,05.
Gemäß einem zweiten Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug angegeben, umfassend: einen Triebwerkskern, der umfasst: eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; wobei der Triebwerkskern einen Kernradius aufweist, der zwischen der Mittellinie des Triebwerks und einer vordersten Spitze des Triebwerkskerns definiert ist; und einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, die sich von einer Nabe erstrecken, wobei jede Fan-Schaufel eine Anströmkante und eine Abströmkante aufweist, wobei ein Fan-Spitzenradius des Fans zwischen einer Mittellinie des Triebwerks und einer äußersten Spitze jeder Fan-Schaufel an ihrer Anströmkante definiert ist und ein Nabenradius zwischen der Mittellinie des Triebwerks und einer Außenfläche der Nabe an der radialen Position der Anströmkante jeder Fan-Schaufel definiert ist. Eine Fan-Rotoreintrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über der Anströmkante jeder Fan-Schaufel unter Reiseflugbedingungen, und eine Fan-Spitzen-Rotoraustrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über einem radial äußeren Abschnitt jeder Fan-Schaufel an der Abströmkante unter Reiseflugbedingungen, wobei der radial äußere Abschnitt jeder Fan-Schaufel der Abschnitt jeder Fan-Schaufel mit einem Abstand von der Mittellinie des Triebwerks, der größer als der Kernradius ist, ist bzw. diesen umfasst. Ein Verhältnis von Fan-Nabe zu Fan-Spitzeals: $\frac{(F a n - N a b e n r a d i u s)}{(F a n - S p i t z e n r a d i u s)}$
$liegt im Bereich von 0,2 bis 0,285; und eine Temperaturerh \ddot{o} hung der Fan-Spitzeals:$
$\frac{(F a n - S p i t z e n - R o t o r a u s t r i t t s t e m p e r a t u r)}{(F a n - R o t o r e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)}$
liegt im Bereich von 1,11 bis 1,05.
Um einen hohen Antriebswirkungsgrad zu erreichen, ohne die Übertragungseffizienz zu beeinträchtigen (wie effizient die Energie vom Kernstrom auf den Bypassstrom übertragen wird), sollte gemäß den Erkenntnissen der Erfinder ein Temperaturanstieg des Fans (und insbesondere der Fan-Spitze) relativ niedrig sein. Ein relativ niedriger Temperaturanstieg des Fans kann darauf hindeuten, dass der Fan in der Lage ist, einen hohen Wirkungsgrad in Bezug auf die Nutzarbeit des Fans zu erreichen, wobei insbesondere eine Energieverschwendung bei einem Temperaturanstieg über dem Fan im Vergleich zur idealen isentropen Verdichtung vermieden wird. Um diesen hohen Antriebswirkungsgrad zu erreichen und den Kraftstoffverbrauch zu reduzieren, ist ein Fan mit großem Durchsatz erforderlich; der Fan ist daher so ausgelegt, dass er ein geringes Verhältnis von Nabe zu Spitze aufweist, um die Anströmfläche des Fans für einen gegebenen Durchmesser zu vergrößern oder zu maximieren.
Daher kann eine effiziente aerodynamische Fan-Konstruktion vorgesehen werden, die ein relativ niedriges Verhältnis von Nabe zu Spitze und einen relativ niedrigen Fan-Temperaturanstieg ermöglicht - ein Treibwerkszyklus wird gewählt, um zu bewerkstelligen, dass der Fan-Temperaturanstieg unter Reiseflugbedingungen innerhalb des angegebenen Bereichs bleibt. Eine effiziente aerodynamische Fan-Konstruktion kann beispielsweise einen oder mehrere von (i) einer relativ breiten Profilsehne mit einer relativ langen Pfeilung, (ii) einer relativ geringen Saugflächenkrümmung und (iii) einer relativ reibungsarmen Oberfläche umfassen.
Der Fachmann würde verstehen, dass sich spezifischer Kraftstoffverbrauch (SFC), Gewicht und Luftwiderstand zu einem „Kraftstoffverbrauch“ eines eingebauten Triebwerks kombinieren lassen. Eine Reduzierung des Fan-Spitzen-Temperaturanstiegs unter den oben angegebenen Bereich kann den Einsatz eines übermäßig großen Fans erfordern, um ein erforderliches Schubniveau zu erreichen, was zu unerwünschten Gewichts- und Installationseinschränkungen führt und möglicherweise alle Vorteile des SFC-Kraftstoffverbrauchs im gesamten Kraftstoffverbrauch des Triebwerks beim Einbau in ein Flugzeug aufhebt.
Eine Reduzierung des Verhältnisses von Nabe zu Spitze unter den oben angegebenen Bereich kann die Fan-Festigkeit erheblich verringern. Der Fachmann würde verstehen, dass die Fan-Wurzel und -Scheibe so ausgelegt sind, dass sie die Fan-Schaufelspitzen unter allen Belastungen, die im Betrieb auftreten können, tragen.
Im Vergleich zu Triebwerksauslegungen nach dem Stand der Technik kann das hierin beschriebene Triebwerk einen oder mehrere Faktoren wie reduzierten Kraftstoffverbrauch, reduzierten Geräuschpegel und reduzierten spezifischen Kraftstoffverbrauch (SFC) ermöglichen. Das geringe Verhältnis von Nabe zu Spitze, gepaart mit dem niedrigen Fan-Spitzen-Temperaturanstieg, hat sich als eine Verbesserung der Kraftstoffverbrennungseffizienz in verschiedenen Ausführungsformen erwiesen.
Das Verhältnis von Fan-Nabe zu Spitze kann im Bereich von 0,200 bis 0,285 und optional im Bereich von 0,24 bis 0,27 liegen.
Der Fan-Spitzen-Temperaturanstieg kann gleich 1,1 und optional gleich 1,11 sein.
Das Gasturbinentriebwerk kann ferner eine Gondel, die den Fan und den Triebwerkskern umgibt und einen Bypasskanal außerhalb des Triebwerkskerns definiert, umfassen; Die Fan-Spitzen-Rotoraustrittstemperatur und die Fan-Rotoreintrittstemperatur können jeweils eine Temperatur des Luftstroms über dem Fan-Schaufelabschnitt in einem Bypass-Luftstrom bereitstellen, der kurz vor dem Eintritt in den Bypasskanal steht. Der radial äußere Abschnitt jeder Fan-Schaufel kann ein Hauptteil des Abschnitts jeder Fan-Schaufel sein, der sich über dem Eingang zum Bypasskanal erstreckt einen solchen beinhalten oder bilden.
Ein hoher Antriebswirkungsgrad kann durch ein Triebwerk mit niedrigem spezifischem Schub und niedrigem Fan-Druckverhältnis erreicht werden. So ist beispielsweise ein Fan-Druckverhältnis definiert als das Verhältnis des mittleren Gesamtdrucks des Luftstroms am Ausgang des Fans zum mittleren Gesamtdruck des Luftstroms am Eingang des Fans, und zwar unter Reiseflugbedingungen:

das Fan-Druckverhältnis kann in einem Bereich zwischen 1,2 und 1,45 liegen, und optional
kann das Fan-Druckverhältnis in einem Bereich zwischen 1,35 und 1,43 liegen, und als weitere Option
kann das Fan-Druckverhältnis 1,39 betragen.

Die Turbine kann eine erste Turbine sein, der Verdichter kann ein erster Verdichter sein und die Kernwelle kann eine erste Kernwelle sein; Der Triebwerkkern kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle umfassen, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet. 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 Gesamtdruckverhältnis (OPR) unter Reiseflugbedingungen kann größer als 40 und kleiner als 80 sein und optional im Bereich von 45 bis 55 liegen.
Gemäß einem dritten Gesichtspunkt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks an einem Flugzeug angegeben, wobei das Gasturbinentriebwerk wie in einem der beiden vorhergehenden Aspekte definiert ist, wobei das Verfahren den Betrieb des Gasturbinentriebwerks zum Bereitstellen von Antrieb unter Reiseflugbedingungen umfasst, sodass das Verhältnis von Fan-Nabe zu -Spitze im Bereich von 0,2 bis 0,285 liegt und der Temperaturanstieg der Fan-Spitze im Bereich von 1,11 bis 1,05 liegt.
Gemäß einem vierten Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug angegeben, umfassend: einen Triebwerkskern, der umfasst: eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; wobei eine Verdichteraustrittstemperatur als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms am Ausgang des Verdichters definiert ist, wobei der Triebwerkskern ferner einen ringförmigen Verteiler umfasst, an dem der Strom zwischen einem Kernstrom, der durch den Triebwerkskern fließt, und einem Bypassstrom, der entlang eines Bypasskanals fließt, aufgeteilt wird, und einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, die sich von einer Nabe erstrecken, wobei jede Fan-Schaufel eine Anströmkante und eine Abströmkante aufweist. Staustromlinien um den Umfang des Triebwerks herum, die an einer Anströmkante des ringförmigen Verteilers stagnieren, bilden eine Stromoberfläche, die eine radial innere Grenze eines Stromrohrs bildet, das den gesamten Bypassstrom enthält. Jeder Fan hat einen radial äußeren Abschnitt, der innerhalb des Stromrohrs liegt, das den Bypassstrom enthält. Eine Fan-Rotoreintrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über der Anströmkante jeder Fan-Schaufel unter Reiseflugbedingungen und eine Fan-Spitzen-Rotoraustrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über einen radial äußeren Abschnitt jeder Fan-Schaufel an der Abströmkante unter Reiseflugbedingungen. Ein Fan-Spitzen-Temperaturanstieg wird definiert als: $\frac{(F a n - S p i t z e n - R o t o r a u s t r i t t s t e m p e r a t u r)}{(F a n - R o t o r e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)} .$
Ein Kerntemperaturanstieg wird definiert als: $\frac{(V e r d i c h t e r - A u s t r i t t s t e m p e r a t u r)}{(F a n - R o t o r e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)} .$
Ein Temperaturanstiegsverhältnis von Kern zu Fan-Spitze von: $\frac{(K e r n t e m p e r a t u r a n s t i e g)}{(T e m p e r a t u r a n s t i e g d e r F a n - S p i t z e)}$
liegt im Bereich von 2,845 bis 3,8.
Gemäß einem fünften Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug angegeben, umfassend: einen Triebwerkskern, der umfasst: eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; wobei eine Verdichteraustrittstemperatur als durchschnittliche Temperatur des Luftstroms am Austritt des Verdichters definiert ist, wobei der Triebwerkskern einen Kernradius aufweist, der zwischen der Mittellinie des Triebwerks und einer vorderen Spitze des Triebwerkskerns definiert ist; 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. Ein radial äußerer Abschnitt jeder Fan-Schaufel ist der oder umfasst den Abschnitt jeder Fan-Schaufel mit einem Abstand von der Mittellinie des Triebwerks, der größer als der Kernradius ist. Eine Fan-Rotoreintrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über der Anströmkante jeder Fan-Schaufel unter Reiseflugbedingungen, und eine Fan-Spitzen-Rotoraustrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über einem radial äußeren Abschnitt jeder Fan-Schaufel an der Abströmkante unter Reiseflugbedingungen. Ein Fan-Spitzen-Temperaturanstieg wird definiert als: $\frac{(F a n - S p i t z e n - R o t o r a u s t r i t t s t e m p e r a t u r)}{(F a n - R o t o r e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)} .$
Ein Kerntemperaturanstieg wird definiert als: $\frac{(V e r d i c h t e r - A u s t r i t t s t e m p e r a t u r)}{(F a n - R o t o r e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)} .$
Ein Temperaturanstiegsverhältnis von Kern zu Fan-Spitze als: $\frac{(K e r n t e m p e r a t u r a n s t i e g)}{(T e m p e r a t u r a n s t i e g d e r F a n - S p i t z e)}$
liegt im Bereich von 2,845 bis 3,8.
Der Fachmann würde verstehen, dass ein hoher Antriebswirkungsgrad durch ein Triebwerk mit niedrigem spezifischem Schub und niedrigem Fan-Druckverhältnis erreicht werden kann. Um dies ohne Beeinträchtigung der Übertragungseffizienz zu erreichen, sollte es einen niedrigen Temperaturanstieg der Fan-Spitze geben, der den Energieverlust durch den Temperaturanstieg am Fan im Vergleich zur idealen isentropen Verdichtung reduziert. Um einen geringen Kraftstoffverbrauch zu erreichen, kann das Gasturbinentriebwerk einen hohen thermischen Wirkungsgrad erfordern - dies kann durch eine effiziente Kernverdichtung erreicht werden, die durch einen hohen Kerntemperaturanstieg erreicht wird.
Das Temperaturanstiegsverhältnis von Kern zu Fan-Spitze ist daher aufgrund des relativ hohen Kerntemperaturanstiegs und des relativ geringen Temperaturanstiegs der Fan-Spitze relativ hoch. Der Triebwerkszyklus kann auf der Grundlage dieser Parameter konzipiert werden.
Eine Reduzierung des Temperaturanstiegs der Fan-Spitze unter den oben angegebenen Bereich kann die Verwendung eines übermäßig großen Fans erfordern, was möglicherweise zu unerwünschten Gewichts- und Installationseinschränkungen führen kann und alle Vorteile des Kraftstoffverbrauchs zunichte macht.
Eine Erhöhung des Kerntemperaturanstiegs über den oben angegebenen Bereich hinaus kann Triebwerksmaterialien überhitzen, das Triebwerk möglicherweise schwächen oder beschädigen und/oder mehr Kühlluft erfordern, wodurch ein Effizienzvorteil reduziert oder aufgehoben wird.
Im Vergleich zu bekannten Triebwerksauslegungen kann das hierin beschriebene Triebwerk einen oder mehrere Faktoren wie reduzierten Kraftstoffverbrauch, reduzierten Geräuschpegel und/oder reduzierten spezifischen Kraftstoffverbrauch ermöglichen. Die Kombination aus einem hohen Kerntemperaturanstieg und einem niedrigen Temperaturanstieg der Fan-Spitze kann eine Verbesserung des Kraftstoffverbrauchs durch die Kombination von erhöhtem thermischem Wirkungsgrad und Antriebswirkungsgrad bewirken.
Das Temperaturanstiegsverhältnis von Kern zu Fan-Spitze kann im Bereich von 2,845 bis 3,800 und optional im Bereich von 2,9 bis 3,2 liegen.
Der Fan-Spitzen-Temperaturanstieg kann im Bereich von 1,05 bis 1,11 liegen.
Der Kerntemperaturanstieg kann im Bereich von 3,1 bis 4,0 und optional im Bereich von 3,3 bis 3,5 liegen.
Das Triebwerk kann ferner eine Gondel, die den Fan und den Triebwerkskern umgibt und einen Bypasskanal außerhalb des Triebwerkskerns definiert, umfassen; Die Fan-Spitzen-Rotoraustrittstemperatur und die Fan-Rotoreintrittstemperatur können jeweils eine Temperatur des Luftstroms über dem Fan-Schaufelabschnitt in einem Bypass-Luftstrom bereitstellen, der kurz vor dem Eintritt in den Bypasskanal steht. Der radial äußere Abschnitt jeder Fan-Schaufel kann ein Hauptteil des Abschnitts jeder Fan-Schaufel sein, der sich über den Eingang zum Bypasskanal erstreckt, einen solchen umfassen oder bilden.
Das Triebwerk kann mehr als einen Verdichter umfassen. In solchen Ausführungsformen kann die Verdichteraustrittstemperatur am Auslass des Verdichters mit dem höchsten Druck gemessen oder definiert werden.
Das Gesamtdruckverhältnis (OPR) unter Reiseflugbedingungen kann größer als 40 und kleiner als 80 sein und optional im Bereich von 45 bis 55 liegen.
Die Turbine kann eine erste Turbine sein, der Verdichter kann ein erster Verdichter sein und die Kernwelle kann eine erste Kernwelle sein; Der Triebwerkkern kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle umfassen, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet. 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 sechsten Gesichtspunkt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks an einem Flugzeug angegeben, wobei das Gasturbinentriebwerk wie in einem der beiden vorhergehenden Aspekte definiert ist, wobei das Verfahren den Betrieb des Gasturbinentriebwerks zum Bereitstellen von Antrieb unter Reiseflugbedingungen umfasst, sodass das Temperaturanstiegsverhältnis von Kern zu Fan-Spitze im Bereich von 2,845 bis 3,8 liegt.
Gemäß einem siebten Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug angegeben, das umfasst: einen Triebwerkskern, der 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. Eine Verdichteraustrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms am Ausgang des Verdichters unter Reiseflugbedingungen, und eine Kerneintrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms, der unter Reiseflugbedingungen in den Triebwerkskern eintritt, und ein Kernverdichtertemperaturanstieg ist definiert als: $\frac{(V e r d i c h t e r a u s t r i t t s t e m p e r a t u r)}{(K e r n e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)} .$
Der Triebwerkskern umfasst ferner einen ringförmigen Verteiler, an dem der Strom aufgeteilt wird zwischen einem Kernstrom, der durch den Triebwerkskern fließt, und einem Bypassstrom, der entlang eines Bypasskanals fließt. Staustromlinien um den Umfang des Triebwerks herum, die an einer Anströmkante des ringförmigen Verteilers stagnieren, bilden eine Stromoberfläche, die eine radial innere Grenze eines Stromrohrs bildet, das den gesamten Bypassstrom enthält. Jede Fan-Schaufel hat einen radial äußeren Abschnitt, der innerhalb des Stromrohrs liegt, das den Bypassstrom enthält. Eine Fan-Rotoreintrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über der Anströmkante jeder Fan-Schaufel unter Reiseflugbedingungen, und eine Fan-Spitzen-Rotoraustrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über dem radial äußeren Abschnitt jeder Fan-Schaufel an der Abströmkante unter Reiseflugbedingungen. Ein Fan-Spitzen-Temperaturanstieg wird definiert als: $\frac{(F a n - S p i t z e n - R o t o r a u s t r i t t s t e m p e r a t u r)}{(F a n - R o t o r e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)} .$
Ein Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Spitze als: $\frac{(K e r n v e r d i c h t e r t e m p e r a t u r a n s t i e g)}{(F a n t e m p e r a t u r a n s t i e g s)}$
liegt im Bereich von 2,67 bis 3,8.
Gemäß einem achten Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug angegeben, das umfasst: einen Triebwerkskern mit einem Kernradius, der zwischen der Mittellinie des Triebwerks und einer vordersten Spitze des Triebwerkskerns definiert ist, wobei der Triebwerkskern eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle umfasst, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; wobei das Triebwerk ferner einen Fan umfasst, 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, wobei ein radial äußerer Abschnitt jeder Fan-Schaufel der Abschnitt jeder Fan-Schaufel mit einem Abstand von der Mittellinie des Triebwerks, der größer als der Kernradius ist, ist bzw. diesen umfasst. Eine Verdichteraustrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms am Ausgang des Verdichters unter Reiseflugbedingungen, und eine Kerneintrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms, der unter Reiseflugbedingungen in den Triebwerkskern eintritt, und ein Kernverdichtertemperaturanstieg ist definiert als: $\frac{(V e r d i c h t e r a u s t r i t t s t e m p e r a t u r)}{(K e r n e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)} .$
Eine Fan-Rotoreintrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über der Anströmkante jeder Fan-Schaufel unter Reiseflugbedingungen, und eine Fan-Spitzen-Rotoraustrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über dem radial äußeren Abschnitt jeder Fan-Schaufel an der Abströmkante unter Reiseflugbedingungen und ein Fan-Spitzen-Temperaturanstieg ist definiert als: $\frac{(F a n - S p i t z e n - R o t o r a u s t r i t t s t e m p e r a t u r)}{(F a n - R o t o r e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)} .$
Ein Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Spitze als: $\frac{(K e r n v e r d i c h t e r t e m p e r a t u r a n s t i e g)}{(F a n t e m p e r a t u r a n s t i e g s)}$
liegt im Bereich von 2,67 bis 3,8.
Wie vorstehend für die vorhergehenden Aspekte erläutert, können ein hoher Antriebswirkungsgrad und ein hoher Übertragungswirkungsgrad erreicht werden, wenn ein Triebwerk mit niedrigem spezifischem Schub mit niedrigem Fan-Druckverhältnis und niedrigem Temperaturanstieg der Fan-Spitze verwendet wird. Um bei diesem hohen Antriebswirkungsgrad einen geringen Kraftstoffverbrauch zu erreichen, ist auch ein hoher thermischer Wirkungsgrad des Triebwerks wünschenswert. Ein hoher thermischer Wirkungsgrad kann durch einen hohen Temperaturanstieg des Kernverdichters mit einem hohen Grad an effizienter Kernverdichtung erreicht werden.
Der Temperaturanstieg des Kernverdichters wird nur über dem (den) Kernverdichter(n) und nicht über den Fan-Schaufeln gemessen (im Gegensatz dazu ist die Temperaturänderung über der Fan-Wurzel in dem Kerntemperaturanstieg, der in den vorangegangenen Aspekten beschrieben ist, einbezogen).
Das Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Spitze ist daher aufgrund des relativ hohen Kernverdichtertemperaturanstiegs und des relativ geringen Temperaturanstiegs des Fans relativ hoch. Der Triebwerkszyklus kann auf der Grundlage dieser Parameter konzipiert werden.
Eine Reduzierung des Temperaturanstiegs der Fan-Spitze unter den oben angegebenen Bereich kann die Verwendung eines übermäßig großen Fans erfordern, was möglicherweise zu unerwünschten Gewichts- und Installationseinschränkungen führen kann und alle Vorteile des Kraftstoffverbrauchs verringert oder zunichte macht.
Eine Erhöhung des Kernverdichtertemperaturanstiegs über den oben angegebenen Bereich hinaus kann Triebwerksmaterialien überhitzen, das Triebwerk möglicherweise schwächen oder beschädigen und/oder mehr Kühlluft erfordern, wodurch ein Effizienzvorteil reduziert oder aufgehoben wird.
Im Vergleich zu Triebwerksauslegungen nach dem Stand der Technik kann das hierin beschriebene Triebwerk einen oder mehrere Faktoren wie reduzierten Kraftstoffverbrauch, reduzierten Geräuschpegel und/oder reduzierten spezifischen Kraftstoffverbrauch ermöglichen. Die Kombination aus dem hohen Kernverdichtertemperaturanstieg und dem niedrigen Temperaturanstieg der Fan-Spitze kann eine Verbesserung des Kraftstoffverbrauchs durch die Kombination von erhöhtem thermischem Wirkungsgrad und Antriebswirkungsgrad bewirken.
Das Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Spitze kann im Bereich von 2,67 bis 3,7 und optional im Bereich von 2,80 bis 2,95 liegen.
Der Fan-Spitzen-Temperaturanstieg kann im Bereich von 1,05 bis 1,11 liegen.
Der Kernverdichtertemperaturanstieg kann im Bereich von 2,9 bis 4,0 und optional im Bereich von 3,1 bis 3,3 liegen.
Das Triebwerk kann ferner eine Gondel, die den Fan und den Triebwerkskern umgibt und einen Bypasskanal außerhalb des Triebwerkskerns definiert, umfassen. Die Fan-Spitzen-Rotoraustrittstemperatur und die Fan-Rotoreintrittstemperatur können jeweils eine Luftstromtemperatur über dem Fan-Schaufelabschnitt in einem Bypass-Luftstrom bereitstellen, der kurz vor dem Eintritt in den Bypasskanal steht. Der radial äußere Abschnitt jeder Fan-Schaufel kann ein Hauptteil des Abschnitts jeder Fan-Schaufel sein, der sich über den Eingang zum Bypasskanal erstreckt, einen solchen umfassen oder bilden.
Das Triebwerk kann mehr als einen Verdichter umfassen. In solchen Ausführungsformen kann die Verdichteraustrittstemperatur am Auslass des Verdichters mit dem höchsten Druck gemessen oder definiert werden.
Der Triebwerkskern kann ein Kerngehäuse umfassen, das dafür ausgelegt ist, einen Kernluftstrom innerhalb des Gehäuses von einem Bypass-Luftstrom außerhalb des Gehäuses zu trennen. Die Kerneintrittstemperatur kann Folgendes sein:

(i) die Temperatur des Kernluftstroms an der radialen Position des vordersten Punktes des Kerngehäuses;
(ii) die Temperatur des Kernluftstroms an der radialen Position der Anströmkante des vordersten Rotors oder Stators des Verdichters (der den niedrigsten Druck aufweist); und/oder
(iii) die Temperatur des Luftstroms über der Abströmkante eines radial inneren Abschnitts jeder Fan-Schaufel, wobei der Luftstrom über dem radial inneren Abschnitt jeder Fan-Schaufel dafür ausgelegt ist, den Kernluftstrom bereitzustellen. Die Temperaturen (i) bis (iii) können zumindest im Wesentlichen gleich sein.

Das Gesamtdruckverhältnis (OPR) unter Reiseflugbedingungen kann größer als 40 und kleiner als 80 sein und optional im Bereich von 45 bis 55 liegen.
Die Turbine kann eine zweite Turbine sein, der Verdichter kann ein zweite Verdichter sein und die Kernwelle kann eine zweite Kernwelle sein; Der Triebwerkskern kann ferner eine erste Turbine, einen ersten Verdichter und eine erste Kernwelle umfassen, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet. 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.
Ein Temperaturanstiegsverhältnis von Kern zu Fan-Spitze als: $\frac{(K e r n t e m p e r a t u r a n s t i e g)}{(T e m p e r a t u r a n s t i e g d e r F a n - S p i t z e)},$
kann wie für den vierten bis sechsten Aspekt definiert im Bereich von 2,845 bis 3,8 liegen, und die für diese Aspekte beschriebenen optionalen Merkmale können auch für den siebten und achten Aspekt gelten.
Gemäß einem neunten Gesichtspunkt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks an einem Flugzeug angegeben, wobei das Gasturbinentriebwerk wie unter dem siebten oder achten Gesichtspunkt definiert ist, wobei das Verfahren den Betrieb des Gasturbinentriebwerks zum Bereitstellen von Antrieb unter Reiseflugbedingungen umfasst, sodass das Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Spitze im Bereich von 2,67 bis 3,8 liegt.
Das Verfahren kann ferner den Betrieb des Gasturbinentriebwerks zum Bereitstellen des Antriebs unter Reiseflugbedingungen umfassen, sodass ein Temperaturanstiegsverhältnis von Kern zu Fan-Spitze, wie es für den vierten bis sechsten Aspekt definiert ist, im Bereich von 2,845 bis 3,8 liegen kann, und die für diese Gesichtspunkte beschriebenen optionalen Merkmale können auch für den neunten Gesichtspunkt gelten.
Gemäß einem zehnten Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug angegeben, 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. Eine Verdichteraustrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms am Auslass des Verdichters unter Reiseflugbedingungen, und eine Kerneintrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms, der unter Reiseflugbedingungen in den Triebwerkskern eintritt. Ein Kernverdichtertemperaturanstieg ist definiert als: $\frac{(V e r d i c h t e r a u s t r i t t s t e m p e r a t u r)}{(K e r n e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)} .$
Eine Fan-Rotoreintrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über der Anströmkante jeder Fan-Schaufel unter Reiseflugbedingungen, und ein Temperaturanstieg der Fan-Wurzel ist definiert als: $\frac{(K e r n e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)}{(F a n - R o t o r e i n s t r i t t s t e m p e r a t u r)} .$
Ein Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Wurzel als: $\frac{(K e r n v e r d i c h t e r t e m p e r a t u r a n s t i e g)}{(F a n - W u r z e l - T e m p e r a t u r a n s t i e g)}$
liegt im Bereich von 2,76 bis 4,1.
Wie vorstehend erläutert kann ein hoher Antriebswirkungsgrad durch ein Triebwerk mit niedrigem spezifischem Schub und niedrigem Fan-Druckverhältnis erreicht werden. Es können dieselben Überlegungen hinsichtlich des Kraftstoffverbrauchs wie bei den vorstehend beschriebenen Gesichtspunkten angestellt werden.
Die Erfinder erkannten, dass durch die Anordnung des Triebwerks, sodass der Temperaturanstieg über dem (den) Kernverdichter(n) größer ist als über der gesamteb Fan-Wurzel, der Erhalt eines Gasturbinentriebwerks mit niedrigem Kraftstoffverbrauch unter Beibehaltung der Funktionsfähigkeit des Fans bewerkstelligt werden kann. Der größte Teil der Kerntemperaturerhöhung kann daher über dem (den) Kernverdichter(n) und nicht über der Fan-Wurzel erfolgen.
Der Temperaturanstieg der Fan-Wurzel wird über dem inneren Abschnitt der Fan-Schaufeln gemessen, für den Gasstrom, der in den Kern eintritt, und nicht über den äußeren Abschnitten der Fan-Schaufeln, für den Gasstrom, der in den Bypasskanal eintritt, wie dies bei dem unter den vorangegangenen Gesichtspunkten beschriebenen Temperaturanstieg der Fan-Spitze geschieht.
In einigen Ausführungsformen könnte es keine Temperaturänderung über dem Fan-Wurzel geben, sodass der Temperaturanstieg der Fan-Wurzel gleich eins ist. Da die Temperatur im Normalbetrieb über der Fan-Wurzel nicht abnimmt, ist der niedrigste Wert für den Nenner des Temperaturanstiegsverhältnisses von Kernverdichter zu Fan-Wurzel daher eins, sodass der Wert des Temperaturanstiegs von Kernverdichter zu Fan-Wurzel dem Temperaturanstieg des Kernverdichters entspricht. Es ist nicht zu erwarten, dass der Kernverdichter bei heute verwendeten Materialien für die Luft- und Raumfahrt einen Temperaturanstieg von mehr als 4,1 erreicht, da höhere Temperaturen das Triebwerk schwächen oder beschädigen können und/oder mehr Kühlluft erfordern, was einen Effizienzvorteil zunichte macht.
Das Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Wurzel ist daher aufgrund des relativ hohen Kernverdichtertemperaturanstiegs und der relativ geringen Temperaturänderung über der Fan-Wurzel relativ hoch. Der Triebwerkszyklus kann auf der Grundlage dieser Parameter konzipiert werden. Die Krümmung der Fan-Wurzel kann so gewählt werden, dass ein geringer Temperaturanstieg der Fan-Wurzel gewährleistet ist.
Im Vergleich zu bekannten Triebwerksauslegungen kann das hierin beschriebene Triebwerk einen oder mehrere Faktoren wie reduzierten Kraftstoffverbrauch, reduzierten Geräuschpegel und/oder reduzierten spezifischen Kraftstoffverbrauch ermöglichen. Die Kombination aus dem hohen Kernverdichtertemperaturanstieg und dem niedrigen Temperaturanstieg der Fan-Wurzel kann eine Verbesserung des Kraftstoffverbrauchs durch die Kombination von erhöhtem thermischem Wirkungsgrad und Antriebswirkungsgrad bewirken.
Das Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Wurzel kann im Bereich von 2,76 bis 4,10 und optional im Bereich von 2,8 bis 3,2 liegen.
Der Fan-Wurzel-Temperaturanstieg kann im Bereich von 1,03 bis 1,09 liegen.
Der Kernverdichtertemperaturanstieg kann im Bereich von 2,9 bis 4,0 und optional im Bereich von 3,1 bis 3,3 liegen.
Der Triebwerkskern kann einen Kernradius aufweisen, der zwischen der Mittellinie des Triebwerks und einer vordersten Spitze des Triebwerkskerns definiert ist, und die Eintrittstemperatur des Fanrotors kann definiert werden als die durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über einem radial inneren Abschnitt der Anströmkante jeder Fan-Schaufel unter Reiseflugbedingungen. Der radial innere Abschnitt jeder Fan-Schaufel kann der Abschnitt jeder Fan-Schaufel mit einem Abstand von der Mittellinie des Triebwerks, der kleiner als der Kernradius ist, sein, einen Hauptteil davon bilden oder einen solchen umfassen.
Das Triebwerk kann mehr als einen Verdichter umfassen. In solchen Ausführungsformen kann die Verdichteraustrittstemperatur am Auslass des Verdichters mit dem höchsten Druck gemessen werden.
Der Triebwerkskern kann ein Kerngehäuse umfassen, das dafür ausgelegt ist, einen Kernluftstrom innerhalb des Gehäuses von einem Bypass-Luftstrom außerhalb des Gehäuses zu trennen. Die Kerneintrittstemperatur kann eine oder mehrere der Folgenden sein:

(i) die Temperatur des Kernluftstroms an der radialen Position des vordersten Punktes des Kerngehäuses;
(ii) die Temperatur des Kernluftstroms an der radialen Position der Anströmkante des vordersten Rotors oder Stators des (Niederdruck-)Verdichters; und/oder
(iii) die Temperatur des Luftstroms über der Abströmkante eines radial inneren Abschnitts jeder Fan-Schaufel, wobei der Luftstrom über dem radial inneren Abschnitt jeder Fan-Schaufel dafür ausgelegt ist, den Kernluftstrom bereitzustellen.

Der Triebwerkskern kann ferner einen ringförmigen Verteiler umfassen, an dem die Strömung aufgeteilt wird zwischen einem Kernstrom, der durch den Triebwerkskern fließt, und einem Bypassstrom, der entlang eines Bypasskanals fließt. Staustromlinien um den Umfang des Triebwerks herum, die an einer Anströmkante des ringförmigen Verteilers stauen, können eine Stromoberfläche bilden, die eine radial äußere Grenze eines Stromrohrs bildet, das den gesamten Kernstrom enthält. Jede Fan-Schaufel hat einen radial inneren Abschnitt, der innerhalb des Stromrohrs liegt, das den Kernstrom enthält. Die Kerneintrittstemperatur kann definiert werden als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über der Abströmkante des radial inneren Abschnitts jeder Fan-Schaufel unter Reiseflugbedingungen.
Die Krümmung des Wurzelabschnitts jeder Fan-Schaufel kann kleiner sein als die Krümmung über dem Spitzenabschnitt des Fans, beispielsweise zwischen 40 % und 60 % kleiner und optional etwa 50 % kleiner. Der Wurzelabschnitt kann der radial innere Abschnitt des Fans sein, wie an anderer Stelle hierin beschrieben, und der Spitzenabschnitt kann der radial äußere Abschnitt des Fans sein, wie an anderer Stelle hierin beschrieben.
Das Gesamtdruckverhältnis (OPR) unter Reiseflugbedingungen kann größer als 40 und kleiner als 80 sein und optional im Bereich von 45 bis 55 liegen.
Die Turbine kann eine zweite Turbine sein, der Verdichter kann ein zweite Verdichter sein und die Kernwelle kann eine zweite Kernwelle sein; Das Triebwerk kann ferner eine erste Turbine, einen ersten Verdichter und eine erste Kernwelle, die die erste Turbine mit dem ersten 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.
Ein Temperaturanstiegsverhältnis von Kern zu Fan-Spitze als: $\frac{(K e r n t e m p e r a t u r a n s t i e g)}{(T e m p e r a t u r a n s t i e g d e r F a n - S p i t z e)},$
wie für den vierten bis sechsten Aspekt definiert, kann im Bereich von 2,845 bis 3,8 liegen, und die für diese Aspekte beschriebenen optionalen Merkmale können auch für den siebten und achten Aspekt gelten.
Ein Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Spitze als: $\frac{(K e r n v e r d i c h t e r t e m p e r a t u r a n s t i e g)}{(F a n - S p i t z e n - T e m p e r a t u r a n s t i e g)}$
kann wie für den siebten bis neunten Gesichtspunkt definiert im Bereich von 2,845 bis 3,8 liegen, und die für diese Gesichtspunkte beschriebenen optionalen Merkmale können auch für den zehnten Gesichtspunkt gelten.
Gemäß einem elften Gesichtspunkt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks an einem Flugzeug angegeben, wobei das Gasturbinentriebwerk wie in dem zehnten Gesichtspunkt definiert ist, wobei das Verfahren den Betrieb des Gasturbinentriebwerks zum Bereitstellen eines Antriebs unter Reiseflugbedingungen umfasst, sodass das Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Wurzel im Bereich von 2,76 bis 4,1 liegt.
Das Verfahren kann ferner den Betrieb des Gasturbinentriebwerks zum Bereitstellen eines Antriebs unter Reiseflugbedingungen umfassen, sodass ein Temperaturanstiegsverhältnis von Kern zu Fan-Spitze, wie es für den vierten bis sechsten Aspekt definiert ist, im Bereich von 2,845 bis 3,8 liegen kann, und die für diese Gesichtspunkte beschriebenen optionalen Merkmale können auch für den elften Gesichtspunkt gelten.
Das Verfahren kann ferner den Betrieb des Gasturbinentriebwerks zum Bereitstellen eines Antriebs unter Reiseflugbedingungen umfassen, sodass ein Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Spitze, wie es für den siebten bis neunten Aspekt definiert ist, im Bereich von 2,67 bis 3,8 liegt, und die für diese Gesichtspunkte beschriebenen optionalen Merkmale können auch für den elften Gesichtspunkt gelten.
Gemäß einem zwölften Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend: einen Triebwerkskern, der umfasst: eine erste Turbine, einen ersten Verdichter und eine erste Kernwelle, die die erste Turbine mit dem ersten Verdichter verbindet; und eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, wobei die zweite Turbine eine Turbine mit einem höheren Druck als die erste Turbine ist und der zweite Verdichter ein Verdichter mit einem höheren Druck als der erste Verdichter ist, wobei der Triebwerkskern ferner einen ringförmigen Verteiler umfasst, an dem der Strom zwischen einem Kernstrom, der durch den Triebwerkskern fließt, und einem Bypassstrom, der entlang eines Bypasskanals fließt, aufgeteilt wird, wobei Staustromlinien um den Umfang des Triebwerks, die an einer Anströmkante des ringförmigen Verteilers stagnieren, eine Stromoberfläche bilden, die eine radiale innere Grenze eines Stromrohrs bildet, das den gesamten Bypassstrom enthält; 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, wobei jede Fan-Schaufel einen radial äußeren Abschnitt aufweist, der innerhalb des Stromrohres liegt, das den Bypassstrom enthält. Eine erste Turbineneintrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms am Eingang der ersten Turbine unter Reiseflugbedingungen, und eine erste Turbinenaustrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms am Ausgang der ersten Turbine unter Reiseflugbedingungen, und eine Niederdruckturbinen-Temperaturänderung ist definiert als: $\frac{(e r s t e T u r b i n e n a u s t r i t t s t e m p e r a t u r)}{(e r s t e T u r b i n e n e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)} .$
Eine Fan-Rotoreintrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über der Anströmkante jeder Fan-Schaufel unter Reiseflugbedingungen, und eine Fan-Spitzen-Rotoraustrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über dem radial äußeren Abschnitt jeder Fan-Schaufel an der Abströmkante unter Reiseflugbedingungen, und ein Fan-Spitzen-Temperaturanstieg ist definiert als: $\frac{(F a n - S p i t z e n - R o t o r a u s t r i t t s t e m p e r a t u r)}{(F a n - R o t o r e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)} .$
Ein Temperaturanstiegsverhältnis von Turbine zu Fan-Spitze als: $\frac{(N i e d e r d r u c k t u r b i n e n - T e m p e r a t u r \ddot{a} n d e r u n g)}{(F a n - S p i t z e n - T e m p e r a t u r a n s t i e g)}$
liegt im Bereich von 1,46 bis 2,0.
Gemäß einem dreizehnten Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug angegeben, umfassend: einen Triebwerkskern mit einem Kernradius, der zwischen der Mittellinie des Triebwerks und einer vordersten Spitze des Triebwerkskerns definiert ist, wobei der Triebwerkskern umfasst: eine erste Turbine, einen ersten Verdichter und eine erste Kernwelle, die die erste Turbine mit dem ersten Verdichter verbindet; und eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, wobei die zweite Turbine eine Turbine mit einem höheren Druck als die erste Turbine ist und der zweite Verdichter ein Verdichter mit einem höheren Druck als der erste Verdichter ist, und einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst, die sich von einer Nabe erstrecken, wobei jede Fan-Schaufel eine Anströmkante und eine Abströmkante aufweist, wobei jede Fan-Schaufel einen radial äußeren Abschnitt aufweist, der definiert ist als der Abschnitt jeder Fan-Schaufel mit einem Abstand von der Mittellinie des Triebwerks, der größer ist als der Kernradius. Eine erste Turbineneintrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms am Eingang der ersten Turbine unter Reiseflugbedingungen, und eine erste Turbinenaustrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms am Ausgang der ersten Turbine unter Reiseflugbedingungen, und eine Niederdruckturbinen-Temperaturänderung ist definiert als: $\frac{(e r s t e T u r b i n e n a u s t r i t t s t e m p e r a t u r)}{(e r s t e T u r b i n e n e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)} .$
Eine Fan-Rotoreintrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über der Anströmkante jeder Fan-Schaufel unter Reiseflugbedingungen, und eine Fan-Spitzen-Rotoraustrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über dem radial äußeren Abschnitt jeder Fan-Schaufel an der Abströmkante unter Reiseflugbedingungen. Ein Fan-Spitzen-Temperaturanstieg wird definiert als: $\frac{(F a n - S p i t z e n - R o t o r a u s t r i t t s t e m p e r a t u r)}{(F a n - R o t o r e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)},$
und ein Temperaturanstiegsverhältnis von Turbine zu Fan-Spitze als: $\frac{(N i e d e r d r u c k t u r b i n e n - T e m p e r a t u r \ddot{a} n d e r u n g)}{(F a n - S p i t z e n - T e m p e r a t u r a n s t i e g)}$
liegt im Bereich von 1,46 bis 2,0.
Um einen hohen Antriebswirkungsgrad zu erreichen, ohne die Übertragungseffizienz zu beeinträchtigen (wie effizient die Energie vom Kernstrom auf den Bypassstrom übertragen wird), sollte es zu einem niedrigen Temperaturanstieg der Fan-Spitze kommen, wie vorstehend erläutert, wie von den Erfindern erkannt wurde.
Die Erfinder erkannten, dass die Konstruktion des Triebwerks mit einer relativ großen Temperaturänderung über der (den) Niederdruckturbine(n) es ermöglichen kann, mehr Leistung effizienter zu entnehmen. Eine Erhöhung oder Maximierung der Temperaturänderung über der Niederdruckturbine kann daher verschiedene Vorteile bieten. Der Fachmann würde erkennen, dass die Temperaturänderung über der (den) Turbine(n), von vorne nach hinten, im Allgemeinen ein Temperaturabfall ist - eine größere oder erhöhte Temperaturänderung ist daher ein größerer Temperaturabfall oder -abstieg (eine größere Änderung), was als eine mehr negative Temperaturänderung angesehen werden kann (im Vergleich zu den an anderer Stelle erläuterten Temperaturanstiegen).
Das Temperaturänderungsverhältnis von Turbine zu Fan-Spitze ist daher aufgrund der relativ großen Temperaturänderung der Niederdruckturbine und des relativ geringen Temperaturanstiegs der Fan-Spitze relativ hoch. Der Triebwerkszyklus kann auf der Grundlage dieser Parameter konzipiert werden.
Im Vergleich zu bekannten Triebwerkskonstruktionen kann das hierin beschriebene Triebwerk einen oder mehrere Faktoren wie reduzierten Kraftstoffverbrauch, reduzierten Geräuschpegel und/oder reduzierten spezifischen Kraftstoffverbrauch ermöglichen. Triebwerke nach diesem Gesichtspunkt können einen hohen Wirkungsgrad aufweisen, da sie die Leistung effizient aus dem Kernstrom mittels der Niederdruckturbine entnehmen und dafür einen effizienten Fan mit niedrigem Temperaturanstieg anwenden.
Die Temperaturänderung von Turbine zu Fan-Spitze kann im Bereich von 1,5 bis 1,8 liegen Der Fan-Spitzen-Temperaturanstieg kann im Bereich von 1,05 bis 1,1 liegen und optional 1,11 entsprechen.
Die Temperaturänderung der Niederdruckturbine kann im Bereich von 1,6 bis 1,85 und optional im Bereich von 1,65 bis 1,8 liegen.
Das Triebwerk kann mehr als zwei Turbinen umfassen. In solchen Ausführungsformen kann die Hochdruckturbine des Triebwerks als zweite Turbine und die Niederdruckturbine des Triebwerks als erste Turbine ausgewählt werden.
Das Gesamtdruckverhältnis (OPR) unter Reiseflugbedingungen kann größer als 40 und kleiner als 80 sein und optional im Bereich von 45 bis 55 liegen.
Die erste (Niederdruck-) Turbine kann vier oder mehr Rotorstufen umfassen.
Gemäß einem vierzehnten Gesichtspunkt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks an einem Flugzeug angegeben, wobei das Gasturbinentriebwerk wie in dem zwölften oder dreizehnten Gesichtspunkt definiert ist, wobei das Verfahren den Betrieb des Gasturbinentriebwerks zum Bereitstellen von Antrieb unter Reiseflugbedingungen umfasst, sodass das Temperaturänderungsverhältnis von Turbine zu Fan-Spitze im Bereich von 1,46 bis 2,0 liegt.
Gemäß einem fünfzehnten Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend: einen Triebwerkskern, der umfasst: eine erste Turbine, einen ersten Verdichter und eine erste Kernwelle, die die erste Turbine mit dem ersten Verdichter verbindet; und eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, wobei die zweite Turbine eine Turbine mit einem höheren Druck als die erste Turbine ist und der zweite Verdichter ein Verdichter mit einem höheren Druck als der erste Verdichter ist, 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. Eine zweite Turbineneintrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms am Eingang der zweiten Turbine unter Reiseflugbedingungen, eine erste Turbineneintrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms am Eingang der ersten Turbine unter Reiseflugbedingungen, eine zweite Turbinenaustrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms am Ausgang der zweiten Turbine unter Reiseflugbedingungen, und eine erste Turbinenaustrittstemperatur ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms am Ausgang der ersten Turbine unter Reiseflugbedingungen. Eine Niederdruckturbinen-Temperaturänderung ist definiert als: $\frac{(e r s t e T u r b i n e n e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)}{(e r s t e T u r b i n e n a u s t r i t t s t e m p e r a t u r)},$
und eine Hochdruckturbinen-Temperaturänderung ist definiert als: $\frac{(zweite T u r b i n e n e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)}{(e r s t e T u r b i n e n e i n t r i t t s t e m p e r a t u r)} .$
Ein Temperaturänderungsverhältnis von Niederdruck- zu Hochdruckturbine als: $\frac{(N i e d e r d r u c k t u r b i n e n - T e m p e r a t u r \ddot{a} n d e r u n g)}{(H o c h d r u c k t u r b i n e n - T e m p e r a t u r \ddot{a} n d e r u n g)}$
liegt im Bereich von 1,09 bis 1,25.
Die Erfinder erkannten, dass es zur Reduzierung des Kraftstoffverbrauchs in einem Gasturbinentriebwerk (optional mit Getriebe) mit zwei Turbinen ein optimales Niveau und eine Aufteilung des Temperaturanstiegs und der Leistung zwischen den beiden Turbinen gibt. Bei einem solchen Triebwerk mit zwei Turbinen kann die erste Turbine eine Niederdruckturbine sein und so ausgelegt sein, dass sie eine Kernwelle antreibt und damit den Fan (optional über ein Getriebe) antreibt; die zweite Turbine kann eine Hochdruckturbine sein und kann mit einer anderen, zweiten Kernwelle verbunden sein. Die Hochdruckturbine kann in einigen Ausführungsformen durch mehrere Turbinen ersetzt werden.
Um den Kraftstoffverbrauch zu reduzieren und optional die Kerngröße zu reduzieren oder zu minimieren und/oder den thermischen Wirkungsgrad der Hochdruckturbine zu erhöhen oder zu maximieren, ist eine relativ niedrige Temperaturänderung über der Turbine mit dem höheren Druck von Vorteil, wie die Erfinder erkannten.
Da der Fan in einem Turbofan mit hohem Bypass-Verhältnis im Allgemeinen den größten Teil des Schubs erzeugt, erkannten die Erfinder, dass der Wirkungsgrad der Energieübertragung von der Niederdruckturbine auf den Fan verbessert werden sollte und dass die Erhöhung oder Maximierung des Temperaturabfalls/der Temperaturänderung über der (den) Niederdruckturbine(n) (LPT) daher von Vorteil sein kann, wobei sie feststellten, dass die LPT in einem Getriebe im Allgemeinen effizienter ist als die Hochdruckturbine (HPT). Die Temperaturänderung über der LPT ist daher größer als die über der HPT.
Das Temperaturänderungsverhältnis von einer Niederdruck- zu einer Hochdruckturbine ist daher aufgrund der relativ großen Temperaturänderung der Niederdruckturbine und der relativ geringen Temperaturänderung der Hochdruckturbine relativ hoch. Der Triebwerkszyklus kann auf der Grundlage dieser Parameter konzipiert werden.
Im Vergleich zu bekannten Triebwerkskonstruktionen kann das hierin beschriebene Triebwerk einen oder mehrere Faktoren wie reduzierten Kraftstoffverbrauch, reduzierten Geräuschpegel und/oder reduzierten spezifischen Kraftstoffverbrauch ermöglichen.
Ein geringerer Kraftstoffverbrauch kann daher durch eine Kombination aus einem relativ hohen thermischen Wirkungsgrad aufgrund einer verbesserten Belastung der Turbinen und einem relativ hohen Übertragungswirkungsgrad aufgrund einer verbesserten Belastung der LPT und einer Erhöhung der über ihr stattfindenden Temperaturänderung erreicht werden.
Das Temperaturänderungsverhältnis von Niederdruck- zu Hochdruckturbine kann im Bereich von 1,10 bis 1,25 liegen.
Die Temperaturänderung der Niederdruckturbine kann im Bereich von 1,6 bis 1,85 und optional im Bereich von 1,65 bis 1,8 liegen.
Die Hochdruckturbinen-Temperaturänderung kann im Bereich von 1,40 bis 1,55 und optional im Bereich von 1,44 bis 1,52 liegen.
Die erste Turbine kann so ausgelegt sein, dass sie einen Luftstrom aus dem Ausgang der zweiten Turbine aufnimmt, sodass die Eintrittstemperatur der ersten Turbine zumindest im Wesentlichen der Austrittstemperatur der zweiten Turbine gleich sein kann (z. B. unter Ausschluss der Wirkung von zwischen den beiden eingeleiteter Kühlluft oder dergleichen).
Das Triebwerk kann mehr als zwei Turbinen umfassen. In solchen Ausführungsformen kann die Turbine mit dem höheren Druck des Triebwerks als zweite Turbine ausgewählt werden und die Turbine mit dem niedrigeren Druck des Triebwerks kann als erste Turbine ausgewählt werden.
Das Triebwerk kann umfassen:

(i) insgesamt zwei Turbinen, und die erste Turbineneintrittstemperatur kann in solchen Ausführungsformen zumindest im Wesentlichen der zweiten Turbinenaustrittstemperatur gleich sein; oder
(ii) mehr als zwei Turbinen, und die Temperaturänderung der Hochdruckturbine kann in solchen Ausführungsformen ein Maß für die Temperaturänderung über allen Turbinen mit Ausnahme der Turbine mit dem niedrigsten Druck liefern.

Das Gesamtdruckverhältnis (OPR) unter Reiseflugbedingungen kann größer als 40 und kleiner als 80 sein und optional im Bereich von 45 bis 55 liegen.
Die erste (Niederdruck-) Turbine kann mindestens vier Rotorstufen umfassen.
Ein Temperaturanstiegsverhältnis von Turbine zu Fan-Spitze als: $\frac{(N i e d e r d r u c k t u r b i n e n - T e m p e r a t u r \ddot{a} n d e r u n g)}{(F a n - S p i t z e n - T e m p e r a t u r a n s t i e g)}$
kann wie im zwölften, dreizehnten und vierzehnten Gesichtspunkt definiert im Bereich von 1,46 bis 2,0 liegen. Die in Bezug auf diese Gesichtspunkte beschriebenen optionalen Merkmale können auch für den fünfzehnten Gesichtspunkt gelten.
Gemäß einem sechzehnten Gesichtspunkt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks an einem Flugzeug angegeben, wobei das Gasturbinentriebwerk wie in dem fünfzehnten Gesichtspunkt definiert ist, wobei das Verfahren den Betrieb des Gasturbinentriebwerks zum Bereitstellen von Antrieb unter Reiseflugbedingungen umfasst, sodass das Temperaturänderungsverhältnis von Niederdruck- zu Hochdruckturbine im Bereich von 1,09 bis 1,30 liegt.
Das Verfahren kann ferner den Betrieb des Gasturbinentriebwerks zum Bereitstellen des Antriebs unter Reiseflugbedingungen umfassen, sodass ein Temperaturanstiegsverhältnis von Turbine zu Fan-Spitze wie im zwölften, dreizehnten und vierzehnten Gesichtspunkt definiert im Bereich von 1,46 bis 2,0 liegen. Die in Bezug auf diese Gesichtspunkte beschriebenen optionalen Merkmale können auch für den sechzehnten Gesichtspunkt gelten.
Unter jedem der oben beschriebenen Gesichtspunkte kann eines oder mehrere der folgenden Merkmale zutreffen:

Ein spezifischer Schub des Triebwerks unter Reiseflugbedingungen, definiert als Nettotriebwerksschub dividiert durch den Massendurchsatz durch das Triebwerk, kann im Bereich von 50 bis 100 Nkg^-1 und optional unter 90 Nkg^-1 liegen.

Eine quasi nicht dimensionale Massenströmungsrate kann definiert werden als: $Q = W \frac{\sqrt{T_{0}}}{P_{0} . A_{f a n}},$
wobei:

W die Massenströmungsrate durch den Fan in kg/s ist;
T₀ die durchschnittliche Staupunkttemperatur der Luft an der Fanfläche in Kelvin ist;
P₀ der durchschnittliche Staupunktdruck der Luft an der Fanfläche in Pa ist;
A_fan der Flächeninhalt der Fanfläche in m² ist;
Q einen Wert im Bereich von 0,025 bis 0,038 kgs^-1N^-1K^1/2 unter Reiseflugbedingungen und optional im Bereich von 0,031 bis 0,036 kgs^-1N^-1K^1/2 annehmen kann. Q kann einen Wert kleiner oder gleich 0,035 kgs^-1N^-1K^1/2 unter Reiseflugbedingungen annehmen.

Eine Fan-Spitzen-Belastung unter Reiseflugbedingungen kann definiert werden als dH/U_tip ², wobei dH die Enthalpieerhöhung über dem Fan (23) ist und U_tip die (translatorische) Geschwindigkeit der Fan-Spitze (68) ist, im Bereich von 0,25 bis 0,4 und optional von 0,28 bis 0,34 liegt, und wobei als weitere Option die Fan-Spitzenbelastung einen Wert im Bereich von 0,29 bis 0,31 unter Reiseflugbedingungen annimmt.
Reiseflugbedingungen können als Bedingungen in der Mitte des Flugs eines Flugzeugs, an dem das Triebwerk befestigt ist, und optional als die Bedingungen definiert sein, denen das Flugzeug und das Triebwerk am mittleren Punkt zwischen dem Ende des Aufstiegs und dem Beginn des Sinkens ausgesetzt sind.
Die Vorwärtsgeschwindigkeit des Gasturbinentriebwerks unter Reiseflugbedingungen kann im Bereich von 0,75 Mn bis 0,85 Mn liegen, und optional kann die Vorwärtsgeschwindigkeit des Gasturbinentriebwerks unter Reiseflugbedingungen 0,8 Mn betragen.
Die Reisebedingungen können den atmosphärischen Bedingungen entsprechen, die durch die Internationale Standardatmosphäre in einer Höhe von 11582 m und einer Vorwärts-Machzahl von 0,8 definiert sind. Alternativ können die Reiseflugbedingungen den atmosphärischen Bedingungen entsprechen, die durch die Internationale Standardatmosphäre in einer Höhe von 10668 m und einer Vorwärts-Machzahl von 0,85 definiert sind. Die Reisebedingungen können den atmosphärischen Bedingungen in einer Höhe im Bereich von 10500 m bis 11600 m und optional in einer Höhe von 11000 m entsprechen.
Der Fan-Spitzenradius kann im Bereich von 110 cm bis 150 cm liegen; oder im Bereich von 155 cm bis 200 cm.
Das Gasturbinentriebwerk kann ferner ein Getriebe umfassen, das eine Eingabe von einer Kernwelle aufnimmt und einen Antrieb an den Fan ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben. Optional kann das Getriebe eine Übersetzung im Bereich von 3,2 bis 5 aufweisen, als weitere Option im Bereich von 3,2 bis 3,8.
Wie an anderer Stelle hierin vermerkt, kann sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk beziehen. Solch ein Gasturbinentriebwerk kann einen Triebwerkskern umfassen, der eine Turbine, eine Brennkammer, einen Verdichter und eine Kernwelle umfasst, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet. Ein solches Gasturbinentriebwerk kann einen Fan (mit Fan-Schaufeln) umfassen, der stromaufwärts des Triebwerkkerns angeordnet ist.
Die Anordnung der vorliegenden Offenbarung kann 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 Eingang zum Getriebe kann direkt von der Kernwelle oder indirekt von der Kernwelle erfolgen, beispielsweise über eine Stirnradwelle und/oder ein Getriebe. 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. Beispielsweise kann das Gasturbinentriebwerk eine beliebige Anzahl von Wellen aufweisen, die Turbinen und Verdichter verbinden, beispielsweise eine, zwei oder drei Wellen. Rein beispielhaft kann die mit der Kernwelle verbundene Turbine eine erste Turbine sein, der mit der Kernwelle verbundene Verdichter kann ein erster Verdichter sein, und die Kernwelle kann eine erste Kernwelle sein. Der Triebwerkkern kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle umfassen, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet. 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 eine Strömung von dem ersten Verdichter zu empfangen (beispielsweise direkt zu empfangen, 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 (beispielsweise im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (beispielsweise von der ersten Kernwelle in dem obigen Beispiel). Beispielsweise kann das Getriebe so angeordnet sein, dass es nur von der Kernwelle angetrieben wird, die konfiguriert ist, um sich (beispielsweise im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (beispielsweise 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 oder mehreren Wellen angetrieben wird, beispielsweise von der ersten und/oder zweiten Welle in dem obigen Beispiel.
Das Getriebe kann ein Untersetzungsgetriebe sein (dadurch, dass der Abtrieb an den Fan eine niedrigere Drehzahl aufweist als der Antrieb von der Kernwelle). Es kann jede Art von Getriebe verwendet werden. Beispielsweise kann das Getriebe ein „Planetengetriebe“ oder ein „Sterngetriebe“ sein, wie es an anderer Stelle hierin beschrieben ist. Das Getriebe kann jedes gewünschte Untersetzungsverhältnis aufweisen (definiert als die Drehzahl der Antriebswelle dividiert durch die Drehzahl der Abtriebswelle), beispielsweise größer als 2,5, beispielsweise im Bereich von 3 bis 4,2 oder 3,2 bis 3,8, beispielsweise in der Reihenfolge 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 Übertragungsverhältnis kann zum Beispiel zwischen beliebigen zwei von den Werten liegen, die in dem vorhergehenden Satz genannt sind. Rein exemplarisch kann das Getriebe ein „Sterngetriebe“ mit einem Verhältnis im Bereich von 3,1 oder 3,2 bis 3,8 sein. Bei einigen Anordnungen kann das Übertragungsverhältnis 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) vorgesehen sein. Zum Beispiel kann sich die Brennkammer direkt stromabwärts des zweiten Verdichters (beispielsweise an dessen Ausgang) befinden, wo ein zweiter Verdichter vorgesehen ist. Als weiteres Beispiel kann die Strömung am Ausgang zur Brennkammer an den Einlass der zweiten Turbine geliefert werden, wo eine zweite Turbine vorgesehen ist. Die Brennkammer kann stromaufwärts der Turbine(n) vorgesehen sein.
Der oder jeder Verdichter (beispielsweise der erste Verdichter und der zweite Verdichter, wie oben beschrieben) kann eine beliebige Anzahl von Stufen umfassen, beispielsweise mehrere Stufen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorleitschaufeln umfassen, die variable Statorleitschaufeln sein können (indem ihr Einfallswinkel variabel sein kann). Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorleitschaufeln können axial zueinander versetzt sein.
Die oder jede Turbine (beispielsweise die erste Turbine und die zweite Turbine, wie oben beschrieben) kann eine beliebige Anzahl von Stufen umfassen, beispielsweise mehrere Stufen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorleitschaufeln umfassen. Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorleitschaufeln können axial zueinander versetzt sein.
Jede Fan-Schaufel kann so definiert sein, dass sie eine radiale Spannweite aufweist, welche sich von einer Wurzel (oder Nabe) an einer radial inneren gasumspülten 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 liegen von): 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 Fanschaufel an der Nabe zu dem Radius der Fanschaufel an der Spitze kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), beispielsweise im Bereich von 0,28 bis 0,32. Diese Verhältnisse können allgemein als das Verhältnis von Nabe zu Spitze bezeichnet werden. Der Radius an der Nabe und der Radius an der Spitze können beide an der Anströmkante (oder dem axial vordersten Teil) der Schaufel gemessen werden. Das Verhältnis von Nabe zu Spitze bezieht sich natürlich auf den gasumspülten Abschnitt der Fan-Schaufel, d. h. auf 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 Fandurchmesser (der einfach das Doppelte des Fanradius betragen kann) kann größer sein als (oder in der Größenordnung liegen von): 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (etwa 100 in), 260 cm, 270 cm (etwa 105 in), 280 cm (etwa 110 in), 290 cm (etwa 115 in), 300 cm (etwa 120 in), 310 cm, 320 cm (etwa 125 in), 330 cm (etwa 130 in), 340 cm (etwa 135 in), 350 cm, 360 cm (etwa 140 in), 370 cm (etwa 145 in), 380 cm (etwa 150 in), 390 cm (etwa 155 in), 400 cm, 410 cm (etwa 160 in) oder 420 cm (etwa 165 in). Der Fan-Durchmesser 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), beispielsweise im Bereich von 240 cm bis 280 cm oder 330 cm bis 380 cm.
Die Drehzahl des Fans kann bei Gebrauch variieren. Im Allgemeinen ist die Drehzahl bei Fans mit einem größeren Durchmesser niedriger. Gemäß einem nicht einschränkenden Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reiseflugbedingungen kleiner als 2500 U/min sein, beispielsweise kleiner als 2300 U/min. Nur als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reiseflugbedingungen für ein Triebwerk, das einen Fan-Durchmesser im Bereich von 220 cm bis 300 cm aufweist (beispielsweise 240 cm bis 280 cm oder 250 cm bis 270 cm), im Bereich von 1700 U/min bis 2500 U/min liegen, beispielsweise im Bereich von 1800 U/min bis 2300 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1900 U/min bis 2100 U/min. Rein als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reiseflugbedingungen für ein Triebwerk mit einem Fandurchmesser im Bereich von 330 cm bis 380 cm im Bereich von 1200 U/min bis 2000 U/min liegen, zum Beispiel im Bereich von 1300 U/min bis 1800 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1400 U/min bis 1800 U/min.
Bei 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 Fanschaufeln 13 am Strom geleistet wird, führt zu einem Enthalpieanstieg dH des Stroms. Eine Fanspitzenbelastung kann definiert werden als dH/U_Spitze ², wobei dH der Enthalpieanstieg (zum Beispiel der mittlere 1-D Enthalpieanstieg) über den Fan ist und U_Spitze die (translatorische) Geschwindigkeit der Fanspitze ist, zum Beispiel an der Anströmkante der Spitze (die definiert sein kann als der Fanspitzenradius an der Anströmkante multipliziert mit der Winkelgeschwindigkeit). Die Fanspitzenbelastung unter Reiseflugbedingungen kann größer sein als (oder in der Größenordnung von): 0,28, 0,29, 0,30, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 oder 0,4. Die Fan-Spitzen-Belastung kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei der Werte im vorherigen Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), beispielsweise im Bereich von 0,28 bis 0,31 oder 0,29 bis 0,3.
Gasturbinentriebwerke gemäß der vorliegenden Offenbarung können ein beliebiges Bypassverhältnis aufweisen, wobei das Bypassverhältnis definiert ist als das Verhältnis des Massenstroms der Strömung durch den Bypasskanal zu dem Massenstrom der Strömung durch den Kern unter Reiseflugbedingungen. In einigen Anordnungen kann das Bypassverhältnis größer sein als eines der Folgenden (oder in der Größenordnung hiervon): 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 Bypassverhältnis kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei der Werte im vorherigen Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), beispielsweise im Bereich von 12 bis 16 oder 13 bis 15 oder 13 bis 14. Der Bypasskanal kann im Wesentlichen ringförmig sein. Der Bypasskanal kann sich radial außerhalb des Kerntriebwerks befinden. Die radiale Außenfläche des Bypasskanals kann durch eine Gondel und/oder ein Fangehäuse definiert sein.
Das Gesamtdruckverhältnis (OPR) eines Gasturbinentriebwerks, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann definiert werden als das Verhältnis des Staudrucks stromaufwärts des Fans zum Staudruck am Ausgang des Verdichters mit dem höchsten Druck (vor Eintritt in die Brennkammer). Als nicht einschränkendes Beispiel kann das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, unter Reiseflugbedingungen größer sein als eines der Folgenden (oder in der Größenordnung hiervon): 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Das Gesamtdruckverhältnis kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), beispielsweise im Bereich von 50 bis 70. Als weiteres Beispiel kann das OPR bei Reiseflug im Bereich von 45 bis 65 liegen; optional von 45 bis 55; und als weitere Option gleich oder etwa 52 sein.
Der spezifische Schub eines Triebwerks kann als der Nettoschub des Triebwerks dividiert durch den Gesamtmassenstrom durch das Triebwerk definiert werden. Unter Reiseflugbedingungen kann der spezifische Schub eines hierin beschriebenen und/oder beanspruchten Triebwerks kleiner sein als eines der Folgenden (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 im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), beispielsweise im Bereich von 80 Nkg^-1s bis 100 Nkg^-1s oder 85 Nkg^-1s bis 95 Nkg^-1s. Derartige Triebwerke können im Vergleich zu herkömmlichen Gasturbinentriebwerken besonders effizient sein.
Ein Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann jeden gewünschten maximalen Schub haben. Als nicht einschränkendes Beispiel kann eine Gasturbine, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, in der Lage sein, einen maximalen Schub von mindestens einem der Folgenden (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 zwei beliebige der Werte aus dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Beispielsweise kann eine Gasturbine, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, in der Lage sein, einen maximalen Schub im Bereich von 330 kN bis 420 kN, beispielsweise 350 kN bis 400 kN zu erzeugen. Der vorstehend genannte Schub kann der maximale Nettoschub bei normalen atmosphärischen Bedingungen auf Meereshöhe plus 15 Grad C (Umgebungsdruck 101,3 kPa, Temperatur 30 Grad C) bei statischem Triebwerk sein.
Im Einsatz kann die Temperatur des Stroms am Eintritt in die Hochdruckturbine besonders hoch sein. Diese Temperatur, die als TET bezeichnet werden kann, kann am Ausgang der Brennkammer gemessen werden, beispielsweise unmittelbar stromaufwärts der ersten Turbinenschaufel, die selbst als Düsenleitschaufel bezeichnet werden kann. Im Flug kann die TET mindestens (oder in der Größenordnung von) einem der Folgenden sein: 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 zwei beliebige der Werte im vorherigen Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Die maximale TET im Einsatz des Triebwerks kann beispielsweise mindestens (oder in der Größenordnung) eines der Folgenden sein: 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 im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), beispielsweise im Bereich von 1800 K bis 1950 K. Die maximale TET kann z. B. bei einem hohen Schubzustand, z. B. bei einem maximalen Startzustand (engl.: maximum take-off - MTO) auftreten.
Eine Fan-Schaufel und/oder ein Luftleitblechabschnitt einer Fan-Schaufels wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann bzw. können aus jedem geeigneten Material oder einer Kombination von Materialien hergestellt sein. Zum Beispiel kann mindestens ein Teil der Fan-Schaufel und/oder der Tragfläche zumindest teilweise aus einem Verbundwerkstoff, beispielsweise einem Metallmatrixverbundwerkstoff und/oder einem organischen Matrixverbundwerkstoff, wie etwa Kohlefaser, hergestellt sein. Als weiteres Beispiel kann zumindest ein Teil der Fan-Schaufel und/oder der Tragfläche zumindest teilweise aus einem Metall, beispielsweise einem auf Titan basierenden Metall oder einem auf Aluminium basierenden Material (wie etwa einer Aluminium-Lithium-Legierung) oder einem auf Stahl basierenden Material, hergestellt sein. Die Fan-Schaufel kann mindestens zwei Regionen umfassen, die unter Verwendung unterschiedlicher Materialien hergestellt sind. Beispielsweise kann die Fan-Schaufel eine schützende Anströmkante aufweisen, die unter Verwendung eines Materials hergestellt werden kann, das besser in der Lage ist, einem Aufprall (beispielsweise von Vögeln, Eis oder anderem Material) zu widerstehen als der Rest der Schaufel. Eine derartige Anströmkante kann beispielsweise unter Verwendung von Titan oder einer Legierung auf Titanbasis hergestellt werden. Somit kann die Fan-Schaufel rein als Beispiel einen auf Kohlenstofffaser oder Aluminium basierenden Körper (wie etwa einer Aluminium-Lithium-Legierung) mit einer Anströmkante aus Titan aufweisen.
Ein Fan, wie er hierin beschrieben und/oder beansprucht wird, kann einen zentralen Abschnitt umfassen, von dem sich die Fan-Schaufeln erstrecken können, beispielsweise in einer radialen Richtung. Die Fan-Schaufeln können in jeder gewünschten Weise an dem zentralen Abschnitt befestigt sein. Beispielsweise kann jede Fan-Schaufel eine Befestigung aufweisen, die in einen entsprechenden Schlitz in der Nabe (oder Scheibe) eingreifen kann. Eine solche Befestigung kann rein als Beispiel 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 ausgebildet sein. Eine derartige Anordnung kann als Schaufelscheibe oder Schaufelring bezeichnet werden. Jedes geeignete Verfahren kann zur Herstellung einer solchen Schaufelscheibe oder eines solchen Schaufelrings verwendet werden. Zum Beispiel kann mindestens ein Teil der Fan-Schaufeln aus einem Block gefertigt sein und/oder mindestens ein Teil der Fan-Schaufeln kann 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 Bypasskanals während des Gebrauchs 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 aufweisen, zum Beispiel 14, 16, 18, 20, 22, 24 oder 26 Fan-Schaufeln.
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 die Gasturbine 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, welcher einen stationären Betrieb (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 vorgesehenen 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 stationären Betrieb dieses Flugzeugs bei Streckenflugmitte erforderlich wäre.
Mit anderen Worten sind die Reiseflugbedingungen für ein gegebenes Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug definiert als der Arbeitspunkt des Triebwerks, der einen spezifizierten Schub (erforderlich, um - in Kombination mit jeglichen anderen Triebwerken am Flugzeug - einen stationären Betrieb 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 und somit der Arbeitspunkt des Triebwerks bei Reiseflugbedingungen klar definiert.
Rein als Beispiel 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 liegen, beispielsweise unter Mach 0,7 oder oberhalb Mach 0,9.
Rein als Beispiel können die Reiseflugbedingungen den 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 ft), 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 ft) 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 als Beispiel 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 ft (11.582 m) ein bekanntes erforderliches Schubniveau (beispielsweise 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 ft (10.668 m) ein bekanntes erforderliches Schubniveau (beispielsweise einen Wert im Bereich von 50 kN bis 65 kN) bereitstellt.
Bei Gebrauch kann ein Gasturbinentriebwerk, wie es hierin beschrieben und/oder beansprucht ist, unter den Reiseflugbedingungen arbeiten, die an anderer Stelle hierin definiert sind. Derartige Reiseflugbedingungen können durch die Reiseflugbedingungen (beispielsweise 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 Aspekt wird ein Flugzeug umfassend ein Gasturbinentriebwerk, wie es hierin beschrieben und/oder beansprucht ist, bereitgestellt. Das Flugzeug gemäß diesem Aspekt ist das Flugzeug, für das das Gasturbinentriebwerk konzipiert wurde. Dementsprechend entsprechen die Reiseflugbedingungen gemäß diesem Aspekt der Streckenflugmitte des Flugzeugs, wie sie an anderer Stelle hierin definiert ist.
Gemäß einem Aspekt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks, wie es hierin beschrieben und/oder beansprucht ist, bereitgestellt. Der Betrieb kann bei Reiseflugbedingungen erfolgen, wie sie hierin an anderer Stelle definiert sind (zum Beispiel in Hinblick auf Schub, Atmosphärenbedingungen und Machzahl).
Gemäß einem Aspekt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugs umfassend ein Gasturbinentriebwerk, wie es hierin beschrieben und/oder beansprucht ist, bereitgestellt. Der Betrieb gemäß diesem Aspekt kann einen Betrieb bei Streckenflugmitte des Flugzeugs einschließen (oder sein), wie an anderer Stelle hierin definiert.
Der Fachmann wird verstehen, dass, mit Ausnahme der Fälle, wo sie sich gegenseitig ausschließen, ein Merkmal oder ein Parameter, die in Bezug auf einen der oben genannten Gesichtspunkte beschrieben sind, auf jeden anderen Gesichtspunkt angewendet werden können. Außerdem können, außer wenn sie sich gegenseitig ausschließen, jedes hierin beschriebene Merkmal oder jeder Parameter auf einen beliebigen Gesichtspunkt angewendet werden und/oder mit irgendeinem anderen Merkmal oder Parameter kombiniert werden, die hierin beschrieben sind.
Ausführungsformen werden nun lediglich beispielhaft unter Bezugnahme auf die Figuren beschrieben, in denen:

1 eine Querschnittseitenansicht eines Gasturbinentriebwerks ist;
2 eine Querschnittseitenansicht eines stromaufwärtigen Abschnitts eines Gasturbinentriebwerks aus der Nähe ist;
3 eine teilweise aufgeschnittene Ansicht eines Getriebes für ein Gasturbinentriebwerk ist;
4A eine Vergrößerung der Querschnittsseitenansicht eines stromaufwärts gelegenen Abschnitts des Gasturbinentriebwerks ist, das in 2 dargestellt ist, mit markierten Bereichen, wo verschiedene Temperaturen gemessen werden sollen;
4B die Vergrößerung der Querschnittsseitenansicht von 4A mit markierten Bereichen ist, in denen die verschiedenen Temperaturen gemessen werden können;
5A eine Querschnittsseitenansicht eines Gasturbinentriebwerks ist, das in 1 dargestellt ist, mit markierten Bereichen, wo verschiedene Temperaturen gemessen werden sollen;
5B die Querschnittsseitenansicht von 5A mit markierten Bereichen ist, in denen die verschiedenen Temperaturen gemessen werden können;
6 eine schematische Seitenansicht eines Gasturbinentriebwerks ist;
7 die schematische Seitenansicht eines Gasturbinentriebwerks, wie in 1 dargestellt,
mit hervorgehobenen Turbinendetails ist;
8 ein Verfahren darstellt;
9 eine Nahaufnahme der Querschnittsseitenansicht eines stromaufwärts gelegenen Abschnitts des Gasturbinentriebwerks ist, das in 2 dargestellt ist, mit Angaben zu Strömen und markierten Bereichen; und
10 eine perspektivische Ansicht eines Flugzeugs ist, an dem zwei Gasturbinentriebwerke montiert sind;

1 veranschaulicht ein Gasturbinentriebwerk 10 mit einer Hauptdrehachse 9. Das Triebwerk 10 umfasst einen Lufteinlass 12 und einen Antriebsfan 23, der zwei Luftströme erzeugt: einen Kernluftstrom A und einen Bypass-Luftstrom B. Das Gasturbinentriebwerk 10 umfasst einen Kern 11, der den Kernluftstrom A empfängt. Der Triebwerkskern 11 umfasst in axialer Strömungsfolge einen Niederdruckverdichter 14, einen Hochdruckverdichter 15, eine Verbrennungseinrichtung 16, eine Hochdruckturbine 17, eine Niederdruckturbine 19 und eine Kernabgasdüse 20. Eine Gondel 21 umgibt das Gasturbinentriebwerk 10 und definiert einen Bypasskanal 22 sowie eine Bypassauslassdüse 18. Der Bypassluftstrom B strömt durch den Bypasskanal 22. Der Fan 23 ist über eine Welle 26 und ein Umlaufrädergetriebe 30 an der Niederdruckturbine 19 angebracht und wird von dieser angetrieben.
In der beschriebenen Ausführungsform ist der Innenradius der Gondel an der axialen Position der Schaufelspitzen 68a etwas größer ausgelegt als der Radius der Fan-Spitze 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 Schaufel- bzw. Laufschaufelspitzen 68a; die Gondel 21 ist an dem/um das Triebwerks-Fan-Gehäuse 21a herum montiert, sodass das Triebwerks-Fan-Gehäuse 21a und die Gondel 21 eine Außenfläche des Gasweges durch das Triebwerk 10 bilden und umgeben. Der Innenradius des Triebwerks-Fan-Gehäuses an der axialen Position der Laufschaufelspitzen 68a ist etwas größer als der Radius der Fan-Spitze 102 ausgelegt, sodass der Fan 23 in das Triebwerks-Fan-Gehäuse 21a passen kann, ohne dass die Laufschaufelspitzen 68 an dem Triebwerks-Fan-Gehäuse (21a) reiben. In einigen alternativen Ausführungsformen können die Laufschaufelspitzen 68a so ausgelegt sein, dass sie am 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 Lage einer Bypasskanal-Auslassleitschaufel (OGV) 58.
Bei Gebrauch wird der Kernluftstrom A beschleunigt und durch den Niederdruckverdichter 14 komprimiert und in den Hochdruckverdichter 15 geleitet, wo er weiter komprimiert wird. Die aus dem Hochdruckverdichter 15 ausgestoßene komprimierte Luft wird in die Verbrennungsausrüstung 16 geleitet, wo sie mit Treibstoff vermischt wird und das Gemisch verbrannt wird. Die resultierenden heißen Verbrennungsprodukte dehnen sich dann durch die Hochdruck- und die Niederdruckturbine 17, 19 aus und treiben sie dadurch an, bevor sie durch die Düse 20 ausgestoßen 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 Vortriebschubs bereit. Das Umlaufrädergetriebe 30 ist ein Untersetzungsgetriebe.
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 sie hier verwendet werden, 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 Getriebeausgangswelle, die den Fan 23 antreibt). Aus 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 oder niedrigste Druckkompressionsstufe bezeichnet werden.
Jeder der im Gasturbinentriebwerk 10 vorgesehenen Verdichter (z. B. der Verdichter mit niedrigerem Druck 14 und der Verdichter mit höherem Druck 15) umfasst eine beliebige Anzahl von Verdichtungsstufen, zum Beispiel mehrere Verdichtungsstufen. Jede Verdichtungsstufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorleitschaufeln umfassen, die axial versetzt zueinander angeordnet sind. Der Fan 23 sorgt auch für die Verdichtung des Luftstroms und somit für eine zusätzliche Verdichtungsstufe, die von denen der Nieder- und Hochdruckverdichter 14, 15 getrennt ist. Eine Verdichtungsstufenzahl ist definiert als die Gesamtzahl der Verdichtungsstufen, die durch den Fan 23 und den einen oder die mehreren Verdichter 14, 15 im Gasturbinentriebwerk 10 bereitgestellt werden. In der vorstehend beschriebenen Ausführungsform ist die Anzahl der Verdichtungsstufen daher die Summe der im Niederdruckverdichter 14, im Hochdruckverdichter 15 und im Fan 23 vorgesehenen Verdichtungsstufen.
In anderen Ausführungsformen könnten die in den Verdichtern 14, 15 des Gasturbinentriebwerks vorgesehenen Verdichtungsstufen keine axialen Verdichtungsstufen sein. In einigen Ausführungsformen können zusätzlich oder alternativ zu den in jedem Verdichter vorgesehenen axialen Druckstufen eine oder mehrere radiale Druckstufen vorgesehen sein. So kann/können beispielsweise in einer Ausführungsform der Niederdruckverdichter 14 und/oder der Hochdruckverdichter 15 eine oder mehrere axiale Verdichtungsstufen (jeweils gebildet durch eine Reihe von Rotorleitschaufeln und Statoren) umfassen, gefolgt von einer radialen Verdichtungsstufe, die stromabwärts der axialen Verdichtungsstufe- oder -stufen vorgesehen ist. In noch weiteren Ausführungsformen kann jeder der Verdichter nur radiale Verdichtungsstufen umfassen. Die Anzahl der Verdichtungsstufen ist definiert als die Gesamtzahl der Verdichtungsstufen, einschließlich der radialen und axialen Verdichtungsstufen (einschließlich des Fans 23). In allen vorstehend beschriebenen Ausführungsformen kann jede radiale Verdichtungsstufe einen Radialverdichter umfassen.
Das Umlaufrädergetriebe 30 ist in 3 beispielhaft in größerem Detail gezeigt. Jedes von dem Sonnenrad 28, den Planetenrädern 32 und dem Hohlrad 38 weist Zähne an seinem Umfang auf, um mit den anderen Zahnrädern in Eingriff zu treten. Aus Gründen der Klarheit sind in 3 jedoch nur beispielhafte Abschnitte der Zähne dargestellt. Es sind vier Planetenräder 32 dargestellt, obwohl es für den fachkundigen Leser offensichtlich ist, dass innerhalb des Schutzumfangs der beanspruchten Erfindung mehr oder weniger Planetenräder 32 vorgesehen sein können. Praktische Anwendungen eines Planetengetriebes 30 umfassen im Allgemeinen mindestens drei Planetenräder 32.
Das beispielhaft in den 2 und 3 dargestellte Umlaufrädergetriebe 30 ist vom Planetentyp, indem der Planetenträger 34 über Gestänge 36 mit einer Ausgangswelle 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 (der Zahnkranz) 38 drehen kann. Bei einer derartigen 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. Als Beispiel 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 etwa der Eingangswelle 26, der Ausgangswelle 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 (beispielsweise zwischen der Eingangs- und der Ausgangswelle des Getriebes und den feststehenden Strukturen wie etwa dem Getriebegehäuse) verwendet werden, und die Offenbarung ist nicht auf die beispielhafte Anordnung von 2 beschränkt. Wenn beispielsweise das Getriebe 30 eine Sternanordnung hat (oben beschrieben), würde der Fachmann leicht verstehen, dass die Anordnung von Ausgang und Stützgestängen und Lagerpositionen üblicherweise von der in 2 gezeigten Anordnung abweichen würde.
Demgemäß erstreckt sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk mit einer beliebigen Anordnung von Getriebetypen (beispielsweise Stern- oder Planetengetriebe), Stützstrukturen, Eingangs- und Ausgangswellenanordnung 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. Beispielsweise 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 eine geteilte Strömungsdüse 18, 20 auf, was bedeutet, dass die Strömung durch den Bypasskanal 22 ihre eigene Düse 18 hat, die von der Kerntriebwerkdüse 20 getrennt und radial außerhalb dieser angeordnet ist. Jedoch ist dies nicht einschränkend, und jeder Aspekt der vorliegenden Offenbarung kann auch auf Triebwerke angewendet werden, in denen die Strömung durch den Bypasskanal 22 und die Strömung 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 (ob gemischte oder geteilte Strömung) können eine feste oder variable Fläche aufweisen. Während sich das beschriebene Beispiel auf ein Turbofan-Triebwerk bezieht, kann die Offenbarung beispielsweise auf jede Art von Gasturbinentriebwerk angewendet werden, wie beispielsweise einen offenen Rotor (bei dem die Fanstufe nicht von einer Gondel umgeben ist) oder ein Turboprop-Triebwerk. In einigen Anordnungen kann das Gasturbinentriebwerk 10 kein Getriebe 30 umfassen.
Die Geometrie des Gasturbinentriebwerks 10 und 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.
Wie vorstehend erwähnt, teilt sich die Luft stromabwärts des Fans 23 in zwei getrennte Ströme auf: einen ersten Luftstrom A in den Triebwerkskern 11 und einen zweiten Luftstrom B, der durch den Bypasskanal 22 fließt, um einen Vortriebsschub zu erzeugen. Wie in den 4A und 4B gezeigt, trennen sich die ersten und zweiten Luftströme A, B an einem allgemein ringförmigen Verteiler 70, zum Beispiel an der Anströmkante des allgemein ringförmigen Verteilers 70 an einer allgemein kreisförmigen Staupunktlinie. Der Verteiler 70 wird in den beschriebenen Ausführungsformen durch einen vordersten Abschnitt des Kerngehäuses 11a bereitgestellt und kann in einigen Ausführungsformen alternativ als vorderste Spitze 70 des Triebwerkskerns 11 bezeichnet werden.
Eine Staustromlinie 110 staut an der Anströmkante des Verteilers 70. Die Staustromlinien 110 rund um den Umfang des Triebwerks 10 bilden eine Stromoberfläche 110. Der gesamte Strom A radial einwärts von dieser Stromoberfläche 110 fließt schließlich durch den Triebwerkskern 11. Die Stromoberfläche 110 bildet eine radial äußere Begrenzung eines Stromrohres, das den gesamten Strom enthält, der letztendlich durch den Triebwerkskern fließt, der auch als Kernstrom A bezeichnet werden kann. Der gesamte Strom B radial auswärts von der Stromoberfläche 110 fließt schließlich durch den Bypasskanal 22. Die Stromoberfläche 110 bildet eine radiale innere Begrenzung eines Stromrohres, das den gesamten Strom B enthält, der schließlich durch den Bypasskanal 22 strömt, der auch als Bypassstrom B bezeichnet werden kann. Die Stromoberfläche 110 und entsprechend das Stromrohr können unter Reiseflugbedingungen definiert werden.
Der Strom am Fan-Ausgang, der anschließend durch den Triebwerkskern 11 fließt, kann daher durch ein Stromrohr definiert werden, das sich vom Fan-Ausgang bis zum Triebwerkskern 11 erstreckt. Solch ein Stromrohr kann durch eine radial äußere Oberfläche begrenzt sein, die am Verteiler 70 endet, d. h. durch eine radial äußere Oberfläche, die durch Stromlinien 110 gebildet wird, die an einem Staupunkt am Verteiler 70 enden. Solch ein Stromrohr kann im Allgemeinen ringförmig sein. So kann beispielsweise ein Querschnitt durch ein solches Stromrohr bei jedem beliebigen Querschnitt senkrecht zur Triebwerks(Rotations)-Achse 9 im Wesentlichen ringförmig sein.
Nachfolgend sind Definitionen verschiedener Temperaturen, Radien und anderen Parametern, die die Orientierung erleichtern, aufgeführt.
Fan-Spitzenradius:
Der Radius 102 des Fans 23, auch als Fan-Spitzenradius (102) oder R_{fan tip}, bezeichnet, kann zwischen der Triebwerksmittellinie 9 und der Spitze 68a einer Fan-Schaufel 64 an ihrer Anströmkante 64a (in radialer Richtung) gemessen werden. Der Fan-Durchmesser (D) kann einfach als der doppelte Radius 102 des Fans 23 definiert werden.
In den beschriebenen Ausführungsformen liegt der Fan-Spitzenradius 102 im Bereich von 95 cm bis 200 cm oder von 110 cm bis 200 cm. In einigen Ausführungsformen liegt der Fan-Spitzenradius im Bereich von 95 cm bis 150 cm oder von 110 cm bis 150 cm. In einigen alternativen Ausführungsformen liegt der Fan-Spitzenradius 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.
Der Fachmann würde erkennen, dass sich die Fan-Schaufeln 64 im Betrieb ausdehnen können und dass der Fan-Spitzenradius 102 unter Reiseflugbedingungen etwas größer sein kann als der gemessene Fan-Spitzenradius 102, wenn der Fan 23 nicht in Betrieb ist. Der Fan-Spitzenradius 102 kann unter Reiseflugbedingungen definiert werden. Jedoch würde der Fachmann erkennen, dass die Änderung des Fan-Spitzenradius 102 im Allgemeinen gering im Vergleich zum Fan-Spitzenradius ist und dass der Radius, wie er gemessen wird, wenn er nicht in Betrieb ist, verwendet werden kann.
Nabenradius:
Der Nabenradius R_hub ist der (radiale) Abstand 103 (in Metern) zwischen der Mittellinie 9 des Triebwerks 10 und dem radial inneren Punkt an der Anströmkante 64a der Fan-Schaufel (d. h. dem radial inneren Punkt der gasbespülten Oberfläche der Fan-Schaufeln) - dies entspricht dem Radius der Nabe 66 des Fans 23 an der Stelle, an der sich die Anströmkante jeder Fan-Schaufeln 64 davon erstreckt.
Fan-Fläche:
Die Fan-Anströmfläche A_fan, die auch als Strömungsquerschnitt des Fans bezeichnet werden kann, ist definiert als der ringförmige Bereich zwischen den Fan-Schaufelspitzen 68 und der Nabe 66 an der axialen Position der Spitze der Fan-Schaufelanströmkante 68a. Die Fan-Anströmfläche wird in einer radialen Ebene gemessen (d. h. in einer Ebene senkrecht zur Triebwerksachse 9, die Radien des Triebwerks an der axialen Position der Ebene enthält). Der Fachmann wird erkennen, dass A_fan für das beschriebene Fantriebwerk 10 zumindest 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 Anströmkantenspitzen ausgebildet ist (da die Anströmkanten 64a der Fan-Spitzen so angeordnet sind, dass sie sehr nahe an der Innenfläche der Gondel 21 liegen - siehe die obigen Ausführungen zum Fangehäuse 21a), und somit der Fan-Anströmfläche abzüglich der von der Nabe 66 belegten Fläche entspricht.
Wie hierin beschrieben, ist des Stromssquerschnitt des Fans (A_fan) definiert als: $A_{f a n} = π (R_{f a n t i p}^{2} - R_{h u b}^{2})$
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_hub 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 gasbespülten Oberfläche der Fan-Schaufeln) 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 103 bezeichnet werden.

In verschiedenen Ausführungsformen 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 der Strömungsquerschnitt in einer radialen Ebene definiert und kann daher aus dem Fan-Spitzenradius 102 und dem Fan-Nabenradius 103 berechnet werden.
In den beschriebenen Ausführungsformen liegt der Fan-Spitzenradius 102 im Bereich von 95 cm bis 200 cm oder von 110 cm bis 200 cm. In einigen Ausführungsformen liegt der Fan-Spitzenradius im Bereich von 95 cm bis 150 cm oder von 110 cm bis 150 cm. In einigen alternativen Ausführungsformen liegt der Fan-Spitzenradius im Bereich von 155 cm bis 200 cm.
In einigen Ausführungsformen liegt der Fan-Durchmesser (doppelter Fan-Radius 102) 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. $\underline{Q} :$
Eine quasi nicht dimensionale Massenströmungsrate kann definiert werden als: $Q = W \frac{\sqrt{T_{0}}}{P_{0} . A_{f a n}},$
wobei:

W die Massenströmungsrate durch den Fan in kg/s ist;
T₀ die durchschnittliche Staupunkttemperatur der Luft an der Fan-Anströmfläche in Kelvin ist;
P₀ der durchschnittliche Staupunktdruck der Luft an der Fan-Anströmfläche in Pa ist;
A_fan der Flächeninhalt der Fan-Fläche in m² ist.

Wie hierin beschrieben, ist der Flächeninhalt der Fan-Fläche (A_fan) definiert als: $A_{f a n} = \frac{π D^{2}}{4} (1 - {(\frac{h}{t})}^{2})$
wobei:

D der Durchmesser (in Metern) des Fans an der Anströmkante (d. h. an den Spitzen der Anströmkante der Fan-Schaufel) ist;
h der Abstand (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 gasbespülten Oberfläche der Fan-Schaufel) ist; und
t der Abstand (in Metern) zwischen der Mittellinie des Triebwerks und dem radial äußeren Punkt an der Anströmkante der Fan-Schaufel (d. h. t = D/2) ist.

A_fan kann auch als Fan-Strömungsquerschnitt bezeichnet werden kann, da er der gasbespülten Fläche des Fans entspricht (der von den Flügeln überstrichenen Fläche auswärts von der Nabe). Dies kann entsprechend dargestellt werden als: $A_{f a n} = π (R_{f a n t i p}^{2} - R_{h u b}^{2})$
wie zuvor beschrieben.
Unter Reiseflugbedingungen kann der Wert von Q in folgendem Bereich liegen: 0,0295 bis 0,0335; 0,03 bis 0,033; 0,0305 bis 0,0325; 0,031 bis 0,032 oder in der Größenordnung von 0,031 oder 0,032 kgs^-1N^-1K^1/2. Daraus geht hervor, dass der Wert von Q in einem Bereich liegt, der eine Untergrenze von 0,029, 0,0295, 0,03, 0,0305, 0,031, 0,0315 oder 0,032 und eine Obergrenze von 0,031, 0,0315, 0,032, 0,0325, 0,033, 0,0335, 0,034, 0,0345 oder 0,035 aufweist. Alle hierin genannten Werte von Q werden in der Einheit kgs^-1N^-1K^1/2 angegeben.
Temperaturen
Alle hierin genannten Temperaturen sind Gesamttemperaturen; die Summe aus statischer Temperatur plus Geschwindigkeits-/Bewegungsenergieeffekten. Gesamttemperaturen können auch als Staupunkttemperaturen bezeichnet werden. Alle Temperaturwerte sind in Kelvin angegeben, sofern nicht anders angegeben, und alle Temperaturverhältnisse und -anstiege werden ebenfalls in Kelvin berechnet. Alle Temperaturen werden unter Reiseflugbedingungen definiert, wie vorstehend beschrieben. Insbesondere können die ISA-Normen für Reiseflugbedingungen einen Hinweis auf eine erwartete Umgebungstemperatur liefern. Die „Durchschnittstemperatur“ wird verwendet, um eine Mitteltemperatur anzuzeigen.
In den beschriebenen Ausführungsformen können Temperaturen am aerodynamischen Auslegungspunkt in der Streckenflugmitte, der als Mn 0,85 definiert ist, und als Höhe von 10700 m (35.000 ft), optional insbesondere 10668 m, für die Triebwerke 10 der beschriebenen Ausführungsformen definiert oder gemessen werden. Der Fachmann wird erkennen, dass diese Reiseflugbedingungen nur als Beispiel dienen und für die Triebwerke 10 anderer Ausführungsformen variieren können. Unter unterschiedlichen Bedingungen können die absoluten Temperaturwerte variieren, während die Verhältnisse innerhalb der beschriebenen Bereiche bleiben.

Auf die folgenden Temperaturen wird hierin Bezug genommen, und eine detailliertere Beschreibung der einzelnen Temperaturen ist nachstehend in Tabelle 1 aufgeführt. Die für die Temperaturen verwendete Nummerierung entspricht der in der SAE-Norm AS755F verwendeten Nummerierung. Tabelle 1 - Temperaturen

		Ungefähre Temperatur in verschiedenen Ausführungsformen (Kelvin)
T120	- die Eintrittstemperatur des Fan(-Spitzen)-Rotors 23 (ungefähr gleich über der gesamten Schaufellänge - entspricht also im Allgemeinen der Eintrittstemperatur des Fan-Wurzelrotors T20)	Im Bereich von 235 bis 265; optional im Bereich von 242 bis 252 Kann zum Beispiel 244 oder 250 betragen. (abhängig von Flughöhe und Machzahl)
T125	- die Austrittstemperatur des Fan-Spitzenrotors 23 (kann entlang der Schaufellänge variieren - definiert als Durchschnitt über einem radial äußeren Abschnitt der Schaufel, sofern nicht anders angegeben)	Im Bereich von 260 bis 285; optional im Bereich von 270 bis 280 Kann zum Beispiel 270 für eine T120 von 244, oder 278 für eine T120 von 250 betragen.
T30	die Austrittstemperatur des Verdichters 15 (am Ausgang des Verdichters mit dem höchsten Druck in Ausführungsformen mit mehreren Verdichtern)	Im Bereich von 750 bis 1050; optional im Bereich von 780 oder 815 bis 1000 Kann zum Beispiel 834, 835 oder 1000 betragen.
T21	die Eintrittstemperatur des Kerns 11 (kann einer Austrittstemperatur der Fan-Wurzel 69 entsprechen).	Im Bereich von 245 bis 270; optional im Bereich von 260 bis 270 Kann zum Beispiel 260, 268 oder 252 betragen.
T42	Austrittstemperatur T42 einer zweiten Turbine 17 (mit höherem/dem höchsten Druck) (die in den beschriebenen Ausführungsformen ebenfalls zumindest im Wesentlichen der Eintrittstemperatur T44 der ersten (Niederdruck-) Turbine 19 entspricht)	Im Bereich von 960 bis 1150; optional im Bereich von 1030 bis 1100 oder 1030 bis 1090. Kann zum Beispiel 995, 1030 oder 1100 betragen.
T50	eine Austrittstemperatur einer ersten	Im Bereich von 590 bis 640; optional im Bereich von 600 bis 630 oder 605 bis 615.
	(Niederdruck-) Turbine 19	Kann zum Beispiel 600, 612 oder 630 betragen.
T40	die Eintrittstemperatur der zweiten (Hochdruck-) Turbine (17)	Im Bereich von 1400 bis 1700; optional im Bereich von 1450 bis 1650 oder 1520 bis 1570
T40		Kann zum Beispiel 1480, 1560 oder 1650 betragen.

In einer Ausführungsform mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 330 bis 380 cm kann beispielsweise T120 250 K und T125 278 K betragen, was einen Temperaturanstieg über dem Fan 23 von 28 Kelvin ergibt. Die Verdichteraustrittstemperatur (T30) kann 834 K betragen. Die Kerneintrittstemperatur (T21) kann 268 K betragen. Die zweite Turbinenaustrittstemperatur (T42) kann 1030 K betragen und die erste Turbinenaustrittstemperatur (T50) kann 612 K betragen. Die zweite Turbineneintrittstemperatur (T40) kann 1560 K betragen, was zu einer Temperaturabnahme über der zweiten Turbine 17 von 530 K führt.
In einer alternativen Ausführungsform mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 240 cm bis 280 cm kann beispielsweise T120 245 K betragen und kann T125 270 K betragen, was zu einem Temperaturanstieg über dem Fan 23 von 25 Kelvin führt. Die Verdichteraustrittstemperatur (T30) kann 780 K betragen. Die Kerneintrittstemperatur (T21) kann 260 K betragen. Die zweite Turbinenaustrittstemperatur (T42) kann 1000 K betragen und die erste Turbinenaustrittstemperatur (T50) kann 630 K betragen. Die zweite Turbineneintrittstemperatur (T40) kann 1480 K betragen, was zu einer Temperaturabnahme über der zweiten Turbine 17 von 480 K führt.
Der Fachmann wird erkennen, dass eine oder mehrere der in Tabelle 1 aufgeführten Temperaturen auf verschiedene Weise gemessen oder anderweitig bestimmt werden können, z. B. durch Verwendung einer Temperatursonde oder -messharke, durch Modellierung oder durch indirekte Bestimmung aus einer an anderer Stelle im Triebwerk 10 gemessenen (oder anderweitig bestimmten) Temperatur. So kann beispielsweise T125 (die Fan-Spitzenaustrittstemperatur) durch eine oder mehrere Sonden gemessen werden, die an einer Anströmkante einer Auslassleitschaufel 59 im Bypasskanal 22 angebracht ist bzw. sind (z. B. an der dem Fan 23 am nächsten gelegenen OGV 59, wenn mehrere Bypasskanal-OGVs vorhanden sind), oder durch einen Rechen bzw. eine Messharke irgendwo in dem in 4B bezeichneten Bereich. Ebenso kann T21 (die Fan-Wurzelaustrittstemperatur) durch eine oder mehrere Sonden gemessen werden, die an einer Anströmkante einer Auslassleitschaufel 24 im Kernkanal angebracht ist bzw. sind, oder durch einen Rechen irgendwo in dem in 4B bezeichneten Bereich.
Der Fachmann würde erkennen, dass eine oder mehrere der in Tabelle 1 aufgeführten Temperaturen praktisch schwer messbar sein können, zum Beispiel die relativ hohe Temperatur T40. Aus Temperaturmessungen an anderer Stelle und der Kenntnis der Triebwerkseigenschaften und Temperaturverhältnisse können daher verschiedene Temperaturen abgeleitet werden.
Der Fan 23, der stromaufwärts des Triebwerkskerns 11 angeordnet ist, umfasst eine Nabe 66 und eine Vielzahl von Fan-Schaufeln 64, die sich von der Nabe 66 erstrecken. Jede Fan-Schaufel 64 weist eine Anströmkante 64a und eine Abströmkante 64b auf.
Die Fan-Rotoreintrittstemperatur (T120) ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über der Anströmkante 64a jeder Fan-Schaufel 64 unter Reiseflugbedingungen; insbesondere kann die Temperatur über einem radial äußeren Abschnitt der Anströmkante 64a jeder Fan-Schaufel 64 unter Reiseflugbedingungen definiert werden. Der Fachmann würde erkennen, dass die Temperatur über der Anströmkante 64a jeder Fan-Schaufel 64 über der gesamten Anströmkante 64a der Fan-Schaufel 64 zumindest im Wesentlichen gleich sein könnte und dass ein Durchschnittswert über dem äußeren Abschnitt (oder über der gesamten Schauffellänge) ermittelt werden könnte. Genauer gesagt kann T120 verwendet werden, um auf die Temperatur über einem radial äußeren (Schaufelspitzen-) Abschnitt der Anströmkante 64a jeder Fan-Schaufel 64 unter Reiseflugbedingungen Bezug zu nehmen, und T20 kann verwendet werden, um auf die Temperatur über einem radial inneren (Fan-Wurzel-) Abschnitt der Anströmkante 64a jeder Fan-Schaufel 64 unter Reiseflugbedingungen Bezug zu nehmen. Der Begriff Fan-Rotoreintrittstemperatur kann daher im Allgemeinen für T120 oder T20 verwendet werden.
Die Fan-Rotoreintrittstemperatur T120 kann aufgrund dynamischer Druckgefälle-/Machzahleffekte höher sein als die Umgebungstemperatur, in einigen Ausführungsformen z. B. um etwa 30 K höher. Die Fan-Rotoreintrittstemperatur (T120) kann daher überall in einem relativ großen Bereich gemessen oder berechnet werden, wie in 4B dargestellt (überall in der Gondel 21 und bis zu den Fan-Schaufeln 64, da der umgebungsbedingte Anstieg von etwa 30 K an oder nahe der vordersten Kante der Gondel 21 auftreten kann), kann aber insbesondere an oder angrenzend an der Anströmkante 64a des Fans gemessen werden. Die Fan-Rotoreintrittstemperatur (T120) beträgt in der beschriebenen Ausführungsform etwa 250K. Der Fachmann wird erkennen, dass dies in anderen Ausführungsformen variieren könnte, basierend auf Faktoren wie der Reiseflughöhe.
Ein radial äußerer Abschnitt jeder Fan-Schaufel 64 wird gemäß den Normen für die Definition von T120 und für den leichteren Vergleich mit anderen Temperaturen, wie nachfolgend beschrieben, ausgewählt. Der Fachmann würde erkennen, dass T10 (die Temperatur am vorderen Punkt der Gondel) für das unter Reiseflugbedingungen gezeigte Triebwerk 10 zumindest im Wesentlichen T120 (der Temperatur an der Anströmkante 64a eines äußeren Bereichs der Fan-Schaufel 64 / nahe der Fan-Spitze) entspricht, da ab diesem Zeitpunkt die Machzahlen-basierte Temperaturerhöhung wirksam wird, und dass T10 und T120 auch im Wesentlichen T20 (der Temperatur an der Anströmkante 64a eines inneren Bereichs der Fan-Schaufel 64 / nahe der Fan-Wurzel) entsprechen können.
Der radial äußere Abschnitt jeder Fan-Schaufel 64 kann definiert werden als der Abschnitt jeder Fan-Schaufel 64, der durch den Bypass-Luftstrom B bespült wird, der nach dem Passieren des Fans 23 (im Gegensatz zum Kernluftstrom A, der durch den Kern 11 fließt) um die Außenseite des Triebwerkskerns 11 strömt. Dieser Bypass-Luftstrom B durchströmt den Bypasskanal 22 in den hierin beschriebenen Ausführungsformen.
In der beschriebenen Ausführungsform weist der Triebwerkskern 11 einen Kernradius 105 auf, der zwischen der Mittellinie 9 des Triebwerks 10 und einer vordersten Spitze des Triebwerkskerns 11 definiert ist; die vorderste Spitze kann als Verteiler 70 bezeichnet werden, da sie den Kernluftstrom A vom Bypass-Luftstrom B trennt. Der radial äußere Abschnitt jeder Fan-Schaufel 64 ist im Allgemeinen der Abschnitt jeder Fan-Schaufel 64 in einem radialen Abstand von der Mittellinie 9 des Triebwerks 10, der größer ist als der Kernradius 105.
Der Fachmann wird erkennen, dass in Wirklichkeit die Stromoberfläche 110 in Bezug auf die Triebwerksachse 9 geneigt und/oder gekrümmt sein kann, sodass ein Teil des Gasstroms, der die Fan-Schaufel 64 in einem radialen Abstand von der Mittellinie 9 des Triebwerks 10, der etwas kleiner ist als oder gleich groß ist wie der Kernradius 105, passiert, in einigen Ausführungsformen dennoch in den Bypassstrom B eintreten kann. In den beschriebenen Ausführungsformen ist die Neigung und/oder Krümmung der Stromoberfläche 110 in Bezug auf die Triebwerksachse 9 relativ klein, sodass die Verwendung der radialen Position des Verteilers 70 innerhalb von Messfehlern eine zumindest im Wesentlichen gleichwertige Temperatur liefert wie die Verwendung der Stromoberfläche 110. Die Teilung bei einer eingestellten radialen Position kann daher einen äquivalenten Wert liefern, der in einigen Szenarien einfacher zu bestimmen ist als die Form des Stromrohres.
Das Gasturbinentriebwerk 10 der beschriebenen Ausführungsform umfasst eine Gondel 21, die den Fan 23 und den Triebwerkskern 11 umgibt und einen Bypasskanal 22 außerhalb des Triebwerkskerns 11 definiert. Der Bypass-Luftstrom B strömt in den beschriebenen Ausführungsformen durch den Bypasskanal 22, nachdem er den Fan 23 verlassen hat. Der radial äußere Abschnitt jeder Fan-Schaufel 64 ist in den beschriebenen Ausführungsformen somit der Abschnitt jeder Fan-Schaufel 64, der sich über dem Eingang zum Bypasskanal 22 erstreckt.
Die Fan-Spitzenaustrittstemperatur (T125) ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über dem radial äußeren Abschnitt jeder Fan-Schaufel 64 an der Abströmkante 64b jeder Fan-Schaufel 64 unter Reiseflugbedingungen. Der radial äußere Abschnitt ist wie für die Anströmkante 64a definiert. T125 entspricht daher der Temperatur des Bypassstroms B beim Verlassen des Fans 23.
Die Fan-Spitzenaustrittstemperatur (T125) und die Fan-Rotoreintrittstemperatur (T120) beziehen sich daher beide auf Luftstromtemperaturen über dem Fan-Spitzen-Abschnitt, der sich in einem Bypass-Luftstrom B befindet, der kurz vor dem Eintritt in den Bypasskanal 22 (den radial äußeren Fan-Schaufelabschnitt) steht.
Die Fan-Rotoraustrittstemperatur T20 kann sich auch auf Luftstromtemperaturen über der Anströmkante des Fan-Schaufelabschnitts beziehen, der sich in einem Kernstrom von Luft A befindet, der kurz vor dem Eintritt in den Triebwerkskern 11 steht (des radial inneren Fan-Schaufelabschnitts/ des Abschnitts des Gasstroms radial einwärts von der Stromoberfläche 110), da die Temperatur über der Anströmkante 64a der Schaufel 64 gleichwertig ist. Dies gilt für die Austrittstemperatur T125, T21 im Allgemeinen nicht, da die Temperatur im Allgemeinen mit dem Radius über der Abströmkante 64b jeder Schaufel variiert.
Der Fachmann würde erkennen, dass die Luftstromtemperatur am Fan 23 unter Reiseflugbedingungen im Allgemeinen ansteigt, da mit der Luft von den Fan-Schaufeln 64 gearbeitet wird und sich ein Teil dieser Arbeit im Allgemeinen in Form von Wärme manifestiert. Die Austrittstemperatur T125, T21 ist daher im Allgemeinen höher als die Eintrittstemperatur T120, T20.
Das Verhältnis der Fan-Spitzenaustrittstemperatur T125 zur Fan-Spitzen-Rotoreintrittstemperatur T120, T125/T120 kann daher als Fan-Spitzen-Temperaturanstieg bezeichnet werden. Der Fan-Spitzen-Temperaturanstieg kann als der durchschnittliche Temperaturanstieg über dem Fan-Rotorabschnitt im Bypassstrom definiert werden (B in 1). Der Fan-Spitzen-Temperaturanstieg ist größer als eins und liegt insbesondere im Bereich von 1,11 bis 1,05 in den beschriebenen Ausführungsformen. Der Temperaturanstieg kann definiert werden als das Verhältnis der mittleren Gesamttemperatur des Stroms am Fan-Auslass, der anschließend (als Strom B) um die Außenseite des Triebwerkskerns 11 herum strömt, zur mittleren Gesamttemperatur am Einlass zum Fan 23.
Der Fan-Spitzen-Temperaturanstieg ist in der beschriebenen Ausführungsform relativ gering. In verschiedenen Ausführungsformen kann der Fan 23 unter Reiseflugbedingungen mit einer relativ niedrigen Geschwindigkeit gedreht werden, um den niedrigen Temperaturanstieg zu bewerkstelligen. So kann sich beispielsweise der Fan 23 mit weniger als 2000 U/min drehen und/oder eine Spitzen-Geschwindigkeit unter Mn 1,1 aufweisen. Der Fan 23 solcher Ausführungsformen kann einen Fan-Durchmesser von gleich oder größer als 230 cm aufweisen. Der Fachmann würde erkennen, dass in verschiedenen Ausführungsformen ein Getriebe 30 vorgesehen werden könnte, um eine langsamere Drehung des Fans 23 zu bewerkstelligen, und dass der Triebwerkszyklus auf diese Parameter ausgelegt werden kann.
Die aerodynamische Auslegung des Fans 23 kann so gewählt werden, dass, wie hierin beschrieben, relativ niedrige Temperaturanstiege über den Fans erreicht werden. So kann der Fan 23 beispielsweise so konstruiert sein, dass er unter Reiseflugbedingungen folgende Druckverhältnisse aufweist:

• Fan-Spitzen-Druckverhältnis: im Bereich von 1,2 - 1,45; optional im Bereich von 1,35 - 1,44; und als weitere Option gleich 1,41;
• Fan-Wurzel-Druckverhältnis unter Reiseflugbedingungen: im Bereich von 1,18-1,30, und optional gleich 1,24; und/oder
• Fan-Druckverhältnis: im Bereich von 1,35 - 1,43, und optional gleich 1,39.

Das Fan-Spitzen-Druckverhältnis ist definiert als der mittlere Gesamtdruck des Stroms am Fan-Auslass, der anschließend (als Strom B) durch den Bypasskanal 22 zu dem mittleren Gesamtdruck am Einlass zu dem Fan 23 fließt. Unter Bezugnahme auf die 4A und 4B ist der mittlere Gesamtdruck des Stroms am Fan-Auslass, der anschließend durch den Bypasskanal 22 strömt, der mittlere Gesamtdruck über der Oberfläche, die unmittelbar hinter dem Fan 23 und radial außerhalb der Stromoberfläche 110 liegt.
Das Fan-Wurzel-Druckverhältnis ist definiert als der mittlere Gesamtdruck des Stroms am Fan-Auslass, der anschließend (als Strom A) durch den Triebwerkskern 11 zu dem mittleren Gesamtdruck am Einlass zu dem Fan 23 fließt. Unter Bezugnahme auf die 4A und 4B ist der mittlere Gesamtdruck des Stroms am Fan-Auslass, der anschließend durch den Triebwerkskern strömt, der mittlere Gesamtdruck des Stroms, der sich unmittelbar hinter dem Fan 23 und radial einwärts von der Stromoberfläche 110 befindet. Der mittlere Gesamtdruck am Einlass des Fans 23 ist der mittlere Gesamtdruck über der Oberfläche, die sich über dem Triebwerk erstreckt (z. B. von der Nabe 66 zur Spitze 68 der Fan-Schaufel 66) und unmittelbar stromaufwärts des Fans 23 liegt.
Das Fan-Druckverhältnis ist definiert als das Verhältnis des mittleren Gesamtdrucks des Luftstroms am Ausgang des Fans 23 zum mittleren Gesamtdruck des Luftstroms am Einlasse des Fans 23.
Das Nabe-zu-Spitze-Verhältnis des Fans, definiert als R_Hub/R_fan _tip, kann auch als Teil der aerodynamischen Designüberlegungen für den Fans 23 ausgewählt werden - für das beschriebene Triebwerk 10 liegt das Nabe-zu-Spitze-Verhältnis des Fans 23 im Bereich von 0,285 bis 0,2 und optional im Bereich von 0,24 bis 0,27.
Wie vorstehend beschrieben, variiert die Temperatur über der Abströmkante 64b jeder Schaufel 64 im Allgemeinen mit dem Radius - die Durchschnittstemperatur des in den Bypasskanal 22 eintretenden Luftstroms B unterscheidet sich von der Durchschnittstemperatur des in den Triebwerkskern 11 eintretenden Luftstroms A. Eine weitere Temperatur, T21, ist daher definiert als die durchschnittliche Temperatur des Luftstroms A, der in den Triebwerkskern 11 eintritt, was der durchschnittlichen Temperatur über dem radial inneren Abschnitt der Abströmkante 64a jeder Fan-Schaufel 64 entspricht (wobei der radial innere Abschnitt jeder Schaufel 64 der Rest der Schaufel ist, wenn der oben definierte radial äußere Abschnitt nicht berücksichtigt wird). T21 kann als die innere Fan-Rotoraustrittstemperatur oder die Fan-Wurzel-Austrittstemperatur bezeichnet werden. T21 kann als Kerneintrittstemperatur bezeichnet werden, da es sich hierbei um die durchschnittliche Temperatur des Luftstroms handelt, der unter Reiseflugbedingungen in den Triebwerkskern 11 eintritt. Da die Temperatur des Kernluftstroms zwischen der Abströmkante 64b der Fan-Schaufeln 64 und der ersten Stator-/Leitschaufel 24 im Kern 11 nicht wesentlich schwankt, kann T21 überall in diesem Bereich gemessen werden, wie in 4B gekennzeichnet. So kann beispielsweise die Kerneintrittstemperatur (T21) bei einem der folgenden gemessen/als eines der folgenden definiert werden:

(i) Temperatur des Kernluftstroms an der axialen Position des vordersten Punktes 70 des Kerngehäuses 11a (am Verteiler 70);
(ii) Temperatur des Kernluftstroms an der axialen Position der Anströmkante des vordersten Stators oder Rotors des (vordersten/den niedrigsten Druck aufweisenden) Verdichters 14; und/oder
(iii) Temperatur des Luftstroms über der Abströmkante 64b eines radial inneren Abschnitts jeder Fan-Schaufel 64, wobei der Luftstrom über dem radial inneren Abschnitt jeder Fan-Schaufel 64 dafür ausgelegt ist, den Kernluftstrom A bereitzustellen.

Die Verdichteraustrittstemperatur (T30) ist definiert als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms am Auslass des Verdichters 15. T30 ist definiert an der axialen Position der Abströmkante des hintersten Rotors des Verdichters 15. In der beschriebenen Ausführungsform liefert die Verbrennungseinrichtung 16, die sich zwischen dem Auslass des Verdichters 15 und dem Einlass der Turbine 17 stromabwärts des Verdichters 15 befindet, Wärme an den Gasstrom, der den Verdichter 15 verlässt, wodurch die Temperatur des Stroms in die Turbine 17 von T30 auf T40 erhöht wird - der Unterschied zwischen T30 und T40 kann in einigen Ausführungsformen etwa 800 K oder mehr betragen.
In der beschriebenen Ausführungsform umfasst das Gasturbinentriebwerk mehr als einen Verdichter 14, 15 und insbesondere zwei Verdichter. In solchen Ausführungsformen wird die Verdichteraustrittstemperatur T30 am Auslass des Verdichters mit dem höchsten Druck 15 definiert.
Ein Kerntemperaturanstieg kann definiert werden als: $\frac{(V e r d i c h t e r a u s t r i t t s t e m p e r a t u r) (T 30)}{(F a n - R o t o r e i n t r i t t s t e m p e r a t u r) (T 120 o d e r T 20)} .$
Der Kerntemperaturanstieg kann daher die Änderung der Kerntemperatur des Luftstroms A messen, die sowohl durch den Fan 23 als auch durch den/die Verdichter 14, 15 verursacht wird. Der Kerntemperaturanstieg ist definiert als das Temperaturverhältnis über dem Kernverdichtungssystem; Dies kann als ein Maß für den thermischen Wirkungsgrad des Kerns betrachtet werden. In den beschriebenen Ausführungsformen liegt der Kerntemperaturanstieg im Bereich von 3,1 bis 4,0 und optional im Bereich von 3,3 bis 3,5. Der Kerntemperaturanstieg kann gleich 3,33 sein.
Ein Temperaturanstiegsverhältnis von Kern zu Fan-Spitze kann definiert sein als: $\frac{(K e r n t e m p e r a t u r a n s t i e g)}{(F a n - S p i t z e n - T e m p e r a t u r a n s t i e g)} = \frac{T 30 /_{T 120}}{T 125 /_{T 120}} = \frac{T 30}{T 125}$
Da die Temperatur sowohl des Kernstroms A als auch des Bypassstroms B an der Anströmkante 64a der Fan-Schaufeln 64 (T20 = T120) gleich ist, kann für jeden Strom A, B der gleiche Temperaturwert T120 verwendet werden, sodass T120 wie oben dargestellt aufgehoben wird.
Das Temperaturanstiegsverhältnis von Kern zu Fan-Spitze kann im Bereich von 2,845 bis 3,8 und optional im Bereich von 2,9 bis 3,2 liegen. Das Temperaturanstiegsverhältnis von Kern zu Fan-Spitze kann in einigen Ausführungsformen gleich 3 sein. Das Temperaturanstiegsverhältnis von Kern zu Fan-Spitze ist daher aufgrund des relativ hohen Kerntemperaturanstiegs und des relativ geringen Temperaturanstiegs der Fan-Spitze relativ hoch. Der Triebwerkszyklus kann auf der Grundlage dieser Parameter und/oder der ausgewählten Triebwerksparameter konzipiert werden.
In der beschriebenen Ausführungsform werden eine Getriebearchitektur und ein Getriebe 30 verwendet, um den oben beschriebenen niedrigeren Temperaturanstieg der Fan-Spitze zu ermöglichen. Darüber hinaus wird ein Verdichterdesign gewählt, um einen Verdichter 14, 15 mit einem aerodynamischen Design zu versehen, das bei hoher Belastung effizient ist. In den beschriebenen Ausführungsformen umfasst das Verdichterdesign 13 oder mehr Verdichtungsstufen (einschließlich des Fans 23 als erste Stufe), um die gewünschten Effekte zu erzielen. Das Verdichterdesign kann in einigen solcher Ausführungsformen maximal 16 Verdichtungsstufen (einschließlich des Fans 23) umfassen. Jede Stufe kann als Rotor oder Rotor-Stator-Paar definiert werden. In der beschriebenen Ausführungsform mit 13 Verdichtungsstufen liefert der Fan 23 die erste Stufe, der Niederdruckverdichter 14 die nachfolgenden drei Stufen und der Hochdruckverdichter 15 die letzten neun Stufen. In alternativen Ausführungsformen kann die Gesamtzahl der Verdichtungsstufen variieren, die Anzahl der Verdichter 14, 15 kann variieren und/oder die Aufteilung auf einen oder mehreren Verdichter kann variieren.
In der beschriebenen Ausführungsform sind die Verdichter 14, 15 Axialverdichter. In verschiedenen alternativen Ausführungsformen können einer oder mehrere der Verdichter 14, 15 ein Radialverdichter sein.
Ein hohes Druckverhältnis über dem (den) Verdichter(n) und eine effiziente Kernverdichtung können somit erreicht werden.
Das Temperaturanstiegsverhältnis von Kern zu Fan-Spitze kann als eine Beziehung zwischen dem Temperaturanstieg über dem Kernverdichtungssystem (einschließlich des Fans) und demjenigen über dem Bypass-Verdichtungssystem unter Reiseflugbetriebsbedingungen (d. h. dem Betriebspunkt bei der Streckenflugmitte, der eine Höhe von 10700 m (35.000 ft) oder optional insbesondere 10668 m und eine Geschwindigkeit von 0,85 Mn in der beschriebenen Ausführungsform ist) betrachtet werden.
Ein Kernverdichtertemperaturanstieg kann definiert werden als: $\frac{(V e r d i c h t e r a u s t r i t t s t e m p e r a t u r) (T 30)}{(K e r n e i n t r i t t s t e m p e r a t u r) (T 21)}$
Der Kernverdichtertemperaturanstieg kann im Bereich von 2,9 bis 4,0 und optional im Bereich von 3,1 bis 3,3 liegen. Der Kernverdichtertemperaturanstieg kann beispielsweise gleich 3,12 sein.
Ein Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Spitze kann definiert sein als: $\frac{(K e r n v e r d i c h t e r t e m p e r a t u r a n s t i e g)}{(F a n - S p i t z e n - T e m p e r a t u r a n s t i e g)} = \frac{T 30 /_{T 21}}{T 125 /_{T 120}} = \frac{T 120 \times T 30}{T 125 \times T 21}$
Das Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Spitze kann im Bereich von 2,67 bis 3,8 und insbesondere im Bereich von 2,67 bis 3,7 oder von 2,67 bis 3,5 liegen.
Das Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Spitze kann im Bereich von 2,80 bis 2,95 liegen und optional gleich 2,81 sein. Das Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan kann relativ hoch sein, was auf einen relativ niedrigen Temperaturanstieg der Fan-Spitze und/oder einen relativ hohen Temperaturanstieg des Kernverdichters zurückzuführen ist.
Im Vergleich zur Kerntemperaturerhöhung schließt die Kerntemperaturerhöhung des Verdichters den Temperaturanstieg über der Fan-Wurzel 69 aus und misst daher nur die Wärme, die der Luftstrom A über dem (den) Verdichter(n) 14, 15 zuführt.
In der beschriebenen Ausführungsform wird der Erhalt eines relativ niedrigen Temperaturanstiegs der Fan-Spitze durch die Verwendung einer Getriebearchitektur und eines Getriebes 30 erleichtert, wodurch der Fan 23 langsamer drehen kann als andere Antriebsstrangkomponenten. Der relativ hohe Temperaturanstieg des Verdichterkerns kann durch ein aerodynamisches Kerndesign des Verdichters erreicht werden, das bei hoher Belastung effizient ist, was typischerweise mit 13 oder mehr Verdichtungsstufen erreicht werden kann, wie vorstehend erläutert.
Das Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Spitze kann als eine Beziehung zwischen dem Temperaturanstieg über dem Kernverdichtungssystem (ohne Fan) und dem über dem Bypassverdichtungssystem unter Reiseflugbetriebsbedingungen betrachtet werden.
Der Kernverdichtertemperaturanstieg ist definiert als das Temperaturverhältnis über dem Kernverdichtungssystem; dies kann als ein Maß für den thermischen Wirkungsgrad des Kernverdichters angesehen werden, durch den der Druckanstieg des Kernverdichters erreicht wird.
Der Fachmann würde erkennen, dass eine oder mehrere der folgenden Triebwerksmerkmale angepasst werden könnten, um ein Triebwerk 10 mit einem Temperaturanstiegsverhältnis von Verdichter zu Fan-Spitze innerhalb des angegebenen Bereichs zu erhalten:

• Ein Fan mit großem Strömungsquerschnitt, bei dem der Fan 23 so ausgelegt ist, dass er sich mit einer relativ niedrigen Drehzahl dreht (optional bewerkstelligt durch den Einsatz eines Getriebes 30), um einen niedrigen Temperaturanstieg der Fan-Spitze zu erreichen; und/oder
• Ein Kernverdichtungssystem mit hohem Wirkungsgrad und optimierter Belastung, das einen hohen thermischen Wirkungsgrad ermöglicht.

Ein niedriger Temperaturanstieg über der Fan-Wurzel 69 kann es dem Fan ermöglichen, einen hohen Antriebswirkungsgrad zu erreichen, während er gleichzeitig betriebsfähig und mechanisch machbar ist.
Ein Fan-Wurzel-Temperaturanstieg kann definiert werden als: $\frac{(K e r n e i n t r i t t s t e m p e r a t u r) (T 21)}{(F a n - R o t o r e i n t r i t t s t e m p e r a t u r) (T 120)}$
Der Fan-Wurzel-Temperaturanstieg kann im Bereich von 1,03 bis 1,09 und optional im Bereich von 1,05 bis 1,07 liegen. Der Fan-Wurzel-Temperaturanstieg kann beispielsweise gleich 1,07 sein.
Ein Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Wurzel kann durch den Temperaturanstieg der Fan-Wurzel und den Temperaturanstieg des Kernverdichters definiert werden: $\frac{(K e r n v e r d i c h t e r - T e m p e r a t u r a n s t i e g)}{(F a n - W u r z e l - T e m p e r a t u r a n s t i e g)} = \frac{T 30 /_{T 21}}{T 21 /_{T 120}} = \frac{T 30 \times T 120}{T 21^{2}}$
Das Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Wurzel kann im Bereich von 2,76 bis 4,1 liegen, optional im Bereich von 2,8 bis 3,2 liegen und kann beispielsweise gleich 2,9 sein.
Das Triebwerk 10 kann eine Getriebearchitektur aufweisen, die ein Getriebe 30 umfasst. Das Triebwerk 10 kann ein hohes Druckverhältnis und eine effiziente Kernverdichtung aufweisen, z. B. durch ein aerodynamisches Kernverdichterdesign, das bei einer hohen Belastung effizient ist, was typischerweise mit 13 Verdichtungsstufen oder mehr erreicht werden kann, wie vorstehend erläutert.
Die Fan-Wurzel 69 kann so ausgelegt sein, dass sie einen niedrigen Temperaturanstieg und einen geringen Arbeitsaufwand aufweist, um die Funktionsfähigkeit des Fans zu erleichtern und einen hohen Antriebswirkungsgrad zu erreichen. Der hohe Antriebswirkungsgrad kann durch eine relativ gerade Fan-Wurzel 69 erreicht werden, die eine geringe Krümmung im Verhältnis zur Krümmung der Fan-Spitze aufweist. So kann beispielsweise die Krümmung der Fan-Wurzel 69 weniger als 60 % der Krümmung der Fan-Spitze betragen. In der beschriebenen Ausführungsform ist die Krümmung des Wurzelabschnitts der Schaufel zwischen 40 % und 60 % geringer als die Krümmung über den Spitzenabschnitt der Schaufel und optional etwa 50 % geringer. In alternativen oder zusätzlichen Ausführungsformen kann die Krümmung des Wurzelabschnitts um einen Betrag innerhalb eines Bereichs mit einer unteren Grenze von 5 %, 10 %, 20 %, 30 %, 40 % und einer oberen Grenze von 40 %, 50 % oder 60 % geringer sein als die des Spitzenabschnitts. Die aufgeführten Prozentsätze sind Prozent der Schaufelwölbung (d. h. die Differenz zwischen einer Linie, die an der Anströmkante der Schaufel 68 zur Krümmungslinie tangiert und einer Linie, die an der Abströmkante der Schaufel 68 zur Krümmungslinie tangiert). Der Fachmann würde erkennen, dass der „Wurzelabschnitt“ einer Fan-Schaufel manchmal als der Abschnitt einer Fan-Schaufel 64 innerhalb der Nabe 66 verstanden wird, um die Schaufel 64 mit der Nabe 66 zu verbinden; dies ist nicht der Fall, wie hierin verwendet - der Wurzelabschnitt 69 bezieht sich auf den radial inneren Abschnitt der Schaufel, wie an anderer Stelle hierin beschrieben, der sich von der Nabe 66 und über den Einlass zum Kern 11 erstreckt. Der hierin definierte radiale innere Abschnitt der Schaufel kann vom Fachmann auch als „Nabenabschnitt“ der Schaufel bezeichnet werden.
Das Gesamtdruckverhältnis (OPR) eines Triebwerks 10 mit einem Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Wurzel im aufgeführten Bereich kann größer als 40 sein.
In verschiedenen Ausführungsformen umfasst der Triebwerkskern 11:

• eine erste Turbine mit niedrigerem Druck 19 (manchmal auch als Niederdruckturbine oder LPT bezeichnet), einen ersten Verdichter 14 und eine erste Kernwelle 26, die die erste Turbine 19 mit dem ersten Verdichter 14 verbindet; und
• eine zweite Turbine mit höherem Druck 17 (manchmal auch als Hochdruckturbine oder HPT bezeichnet), einen zweiten Verdichter 15 und eine zweite Kernwelle 27, die die zweite Turbine 17 mit dem zweiten Verdichter 15 verbindet.

In solchen Ausführungsformen kann eine zweite Turbinenaustrittstemperatur (T42) als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms am Auslass der zweiten Turbine 17 unter Reiseflugbedingungen definiert werden, und eine erste Turbinenaustrittstemperatur (T50) kann als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms am Auslass der ersten Turbine 19 unter Reiseflugbedingungen definiert werden. T42 kann als Hochdruckturbinen-Austrittstemperatur bezeichnet werden. T50 kann als Niederdruckturbinen-Austrittstemperatur bezeichnet werden.
In Ausführungsformen, in denen das Triebwerk 10 mehr als zwei Turbinen 17, 19 umfasst, und die Hochdruckturbine 17 des Triebwerks 10 als zweite Turbine 17 und die Niederdruckturbine 19 des Triebwerks 10 als erste Turbine 19 ausgewählt werden kann.
Wie in 5A dargestellt, kann T42 an der Position des hintersten Rotors der zweiten Turbine 17 und T50 an der Position des hintersten Rotors der ersten Turbine 19 gemessen werden.
In der beschriebenen Ausführungsform befindet sich die erste Turbine 19 unmittelbar hinter der zweiten Turbine 17. Die zweite Turbinenaustrittstemperatur T42 kann daher irgendwo zwischen der zweiten Turbine 17 und der ersten Turbine 19 gemessen werden und kann auch einer Eintrittstemperatur (T44) für die erste Turbine mit niedrigerem Druck 19 ähnlich sein oder dieser entsprechen. 5B zeigt den Messbereich für T42. Der Fachmann wird erkennen, dass es in diesem Bereich zu einer Temperaturänderung, z. B. um 10-20 K, kommen kann, z. B. durch Kühlluft. Dieser Unterschied kann jedoch zu gering sein, um die beanspruchten Verhältnisse spürbar zu beeinflussen.
In Ausführungsformen mit mehr als zwei Turbinen 17, 19 könnte die Hochdruckturbinen-Austrittstemperatur T42 nicht der Niederdruckturbinen-Eintrittstemperatur T44 ähnlich sein oder dieser entsprechen.
Die Niederdruckturbine 19 befindet sich in der beschriebenen Ausführungsform unmittelbar stromaufwärts einer Kernauslassdüse. T50 kann an der Position des hintersten Rotors der ersten Turbine 19 oder an einer beliebigen Stelle innerhalb der Kernauslassdüse gemessen werden. Der Fachmann würde erkennen, dass sich die Kerntemperatur des Gasstroms allmählich mit der umgebenden Atmosphäre ausbalancieren würde, sobald er das Triebwerk 10 verlässt bzw. einmal verlassen hat. 5B zeigt den Messbereich für T50.
Eine Niederdruckturbinen-Temperaturänderung kann definiert werden als: $\frac{(z w e i t e T u r b i n e n a u s t r i t t s t e m p e r a t u r) (T 42)}{(e r s t e T u r b i n e n a u s t r i t t s t e m p e r a t u r) (T 50)} .$
Die Temperaturänderung der Niederdruckturbine 19 kann alternativ wie folgt definiert werden, wobei darauf hingewiesen wird, dass die erste Turbineneintrittstemperatur T44 im Allgemeinen mit der zweiten Turbinenaustrittstemperatur T42 vergleichbar ist: $\frac{(e r s t e T u r b i n e n e i n t r i t t s t e m p e r a t u r) (T 44)}{(e r s t e T u r b i n e n e i n t r i t t s t e m p e r a t u r) (T 50)}$
Der Fachmann würde erkennen, dass die Temperatur über einer im Einsatz befindliche Turbine fällt, sodass die Eintrittstemperatur (T42) zur ersten (Niederdruck-) Turbine 19 höher ist als die Austrittstemperatur (T50) zur ersten Turbine 19. Die Temperaturänderung kann daher als Temperatursenkung oder Temperaturabfall bezeichnet werden.
In Ausführungsformen mit mehr als zwei Turbinen 17, 19 kann die Temperaturänderung der Niederdruckturbine (LPT) stattdessen als die Temperaturänderung der Niederdruckturbine bezeichnet werden - ein Maß für die Temperaturänderung gegenüber nur der Niederdruckturbine.
Die Temperaturänderung der Niederdruckturbine liefert daher ein Maß für die durchschnittliche Temperaturänderung zwischen der Anströmkante der Leitschaufel 19a der LPT 19-Düse (dem Stator des vordersten Rotor-Stator-Paares der LPT 19) und der Abströmkante der letzten Rotorstufe 19c der LPT 19, wie in 5A dargestellt.
Die Temperaturänderung der Niederdruckturbine (T42/T50) kann im Bereich von 1,6 bis 1,85 und optional im Bereich von 1,65 bis 1,8 liegen. Der Temperaturanstieg der Niederdruckturbine kann beispielsweise gleich 1,68 sein.
Ein Temperaturänderungsverhältnis von Turbine zu Fan-Spitze kann wie folgt definiert werden, wobei die Temperaturerhöhung der Fan-Spitze wie vorstehend definiert verwendet wird: $\frac{(N i e d e r d r u c k t u r b i n e n - T e m p e r a t u r \ddot{a} n d e r u n g)}{(F a n - S p i t z e n - T e m p e r a t u r a n s t i e g)}$
Das Temperaturänderungsverhältnis von Turbine zu Fan-Spitze kann höher sein als bei bekannten Triebwerken und liegt beispielsweise im Bereich von 1,46 bis 2,0 und optional von 1,46 bis 1,66. Die Temperaturänderung von Turbine zu Fan-Spitze kann unter 2,00 und optional in einigen Ausführungsformen im Bereich von 1,5 bis 1,8 liegen.
In Triebwerken 10 verschiedener Ausführungsformen mit diesem Temperaturverhältnis können eines oder mehrere der folgenden Merkmale vorhanden sein:

• Ein Getriebe, das es der LPT 19 ermöglicht, mit einer höheren Drehzahl zu arbeiten, z. B. mit einer maximalen Betriebsdrehzahl zwischen 4500 und 8000 U/min, z. B. für einen Fan 23 mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 330 cm bis 380 cm oder alternativ mit einer maximalen Betriebsdrehzahl zwischen 7000 und 12000 U/min, z. B. für einen Fan 23 mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 240 cm bis 280 cm;
- ◯ Der Fachmann würde erkennen, das die LPT-Drehzahl in Ausführungsformen mit einem Getriebe 30 im Allgemeinen gleich der Fan-Drehzahl multipliziert mit der Übersetzung des Getriebes 30 ist.
• Eine LPT 19 mit günstiger Stufenbelastung, zum Beispiel mit drei oder mehr Rotorstufen;
• Ein effizientes aerodynamisches Fan-Design, z. B. mit einer im Vergleich zur Fan-Spitzen-Krümmung relativ geringen Fan-Wurzelkrümmung (wie an anderer Stelle im Folgenden näher beschrieben);
• Ein Fan 23, der so ausgelegt ist, dass er sich unter Reiseflugbedingungen mit einer relativ niedrigen Geschwindigkeit dreht, die optional durch ein Getriebe 30 ermöglicht werden kann;
- ◯ Die Drehzahl des Fans unter Reiseflugbedingungen kann z. B. kleiner als 2500 U/min oder kleiner als 2300 U/min sein.
- ◯ Für ein Triebwerk mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 220 cm bis 300 cm (beispielsweise 240 cm bis 280 cm oder 250 cm bis 270 cm) kann die Drehzahl des Fans im Bereich von 1700 U/min bis 2500 U/min liegen, zum Beispiel im Bereich von 1800 U/min bis 2300 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1900 U/min bis 2100 U/min.
- ◯ Für ein Triebwerk mit einem Fandurchmesser im Bereich von 330 cm bis 380 cm kann die Geschwindigkeit des Fans im Bereich von 1200 U/min bis 2000 U/min liegen, zum Beispiel im Bereich von 1300 U/min bis 1800 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1400 U/min bis 1800 U/min.
und/oder
• Ein Triebwerk, das so ausgelegt ist, dass es einen niedrigen spezifischen Schub, ein hohes Nebenstromverhältnis und ein niedriges Fan-Druckverhältnis (das Verhältnis des mittleren Gesamtdrucks des Luftstroms am Auslass des Fans 23 zum mittleren Gesamtdruck des Luftstroms am Einlass des Fans 23 unter Reiseflugbedingungen) aufweist.
- ◯ „Niedriger spezifischer Schub“ kann in verschiedenen Ausführungsformen einen Schub unter Reiseflugbedingungen im Bereich von 60 bis 100 NKg^-1s und optional im Bereich von 70-90 NKg^-1s bedeuten. So kann beispielsweise der Schub unter Reiseflugbedingungen gleich oder kleiner als 90 Nkg^-1s und optional gleich oder kleiner als 88 oder 85 Nkg^-1s sein.
- ◯ „Hohes Bypass-Verhältnis“ kann in verschiedenen Ausführungsformen ein Bypass-Verhältnis unter Reiseflugbedingungen im Bereich von z. B. 12,5 bis 30 bedeuten;
- ◯ „Niedriges Fan-Druckverhältnis“ kann in verschiedenen Ausführungsformen ein Fan-Druckverhältnis unter Reiseflugbedingungen im Bereich von 1,2 bis 1,45 bedeuten; und optional im Bereich von 1,35 bis 1,43. Ferner kann optional das Fan-Druckverhältnis unter Reiseflugbedingungen im Bereich von 1,37 bis 1,41 oder 1,38 bis 1,40 liegen. So kann beispielsweise das Fan-Druckverhältnis unter Reiseflugbedingungen gleich 1,39 sein. In alternativen oder zusätzlichen Ausführungsformen kann das Fan-Druckverhältnis unter Reiseflugbedingungen gleich oder etwa 1,35, 1,36, 1,37, 1,38, 1,39, 1,40, 1,41, 1,42 oder 1,43 sein und kann beispielsweise im Bereich von 1,39 bis 1,43, von 1,35 bis 1,40 und/oder von 1,37 bis 1,40 liegen.

Um den Betrieb der Niederdruckturbine (LPT) 19 zu bewerkstelligen und somit eine größere Temperaturänderung (einen größeren Temperaturabfall über der Niederdruckturbine 19) zu erreichen, kann ein Getriebe 30 vorgesehen werden, das es der LPT 19 ermöglicht, mit einer günstigen, höheren Drehzahl zu arbeiten.
Die LPT 19 kann so ausgelegt sein, dass sie eine günstige Stufenbelastung für die größere Temperaturänderung bietet. Obwohl abhängig vom Schub des Triebwerks, kann eine solche Auslegung typischerweise mit einer LPT mit drei oder mehr Rotorstufen und optional mit vier oder mehr Rotorstufen erreicht werden.
In einem Triebwerkskern 11, der eine zweite Hochdruckturbine 17, einen zweiten Verdichter 15, eine zweite Kernwelle 27, die die zweite Turbine 17 mit dem zweiten Verdichter 15 verbindet, und eine erste Niederdruckturbine Turbine 19, einen ersten Verdichter 14 und eine erste Kernwelle 26, die die erste Turbine 19 mit dem ersten Verdichter 14 verbindet, umfasst, kann eine zweite Turbineneintrittstemperatur (T40) als eine Durchschnittstemperatur des Luftstroms am Einlass zur zweiten Turbine 17 unter Reiseflugbedingungen definiert werden. T40 kann an der stromaufwärts gelegenen (Anström)-Kante einer Einlassdüsenleitschaufel 17a der Hochdruckturbine 17 gemessen/definiert werden, wie in 5A dargestellt. Eine Einlassdüsenleitschaufel 17a kann als der vorderste Stator der Hochdruckturbine 17 angesehen werden. In der beschriebenen Ausführungsform erhöht sich die Gasströmtemperatur zwischen dem Auslass des Verdichters 15 und dem Einlass der Turbine 17 aufgrund der Verbrennungseinrichtung 16; T40 kann daher irgendwo zwischen dem Auslass aus der Verbrennungseinrichtung 16 und dem Einlass zur zweiten Turbine 17, wie in 5B gekennzeichnet, gemessen oder für einen Punkt bestimmt werden, und kann insbesondere an einer Anströmkante des stromaufwärts gelegenen Stators 17a der zweiten Turbine 17 gemessen oder anderweitig bestimmt werden.
Eine Hochdruckturbinen-Temperaturänderung kann definiert werden als: $\frac{(z w e i t e T u r b i n e n a u s t r i t t s t e m p e r a t u r) (T 40)}{(z w e i t e T u r b i n e n a u s t r i t t s t e m p e r a t u r) (T 42)} .$
Die Temperaturänderung der Hochdruckturbine (HPT) kann daher als die durchschnittliche Temperaturänderung zwischen der stromaufwärts vom HPT 17 gelegenen Einlassdüsenleitschaufel 17a (dem vordersten Stator des HPT 17) und nach der letzten Rotorstufe des HPT 17 definiert werden, wie in 5A dargestellt.
In Ausführungsformen mit mehr als zwei Turbinen 17, 19 kann die Hochdruckturbinen-Temperaturänderung stattdessen als Temperaturänderung der Hochdruckturbinen bezeichnet werden und sie kann ein Maß für die Temperaturänderung über alle Turbinen mit Ausnahme der Niederdruckturbine 19 sein. Wenn die zweite Turbine 17 die Hochdruckturbine ist, kann daher bei der Berechnung des Verhältnisses die zweite Turbinenaustrittstemperatur T42 durch die zweitniedrigste Druckturbinenaustrittstemperatur ersetzt werden, die der niedrigsten Druckturbineneintrittstemperatur T44 zumindes im Wesentlichen gleich sein kann. T44 könnte in solchen Ausführungsformen nicht ähnlich oder gleich T42 sein. Die Hochdruckturbinen-Temperaturänderung kann im Bereich von 1,40 bis 1,55 und optional im Bereich von 1,44 bis 1,52 liegen. Die Temperaturänderung der Hochdruckturbine kann gleich 1,5 sein, beispielsweise 1,50 oder 1,51.
Ein Temperaturänderungsverhältnis von Nieder- zu Hochdruckturbine kann dann wie folgt definiert werden, wobei darauf hingewiesen wird, dass T42 im Allgemeinen zumindest T44 ähnlich ist (z. B. innerhalb von 10-20 K): $\frac{(N i e d e r d r u c k t u r b i n e n - T e m p e r a t u r \ddot{a} n d e r u n g)}{(H o c h d r u c k t u r b i n e n - T e m p e r a t u r \ddot{a} n d e r u n g)} = \frac{T 44 /_{T 50}}{T 40 /_{T 42}} = \frac{T 42 \times T 44}{T 50 \times T 40} \approx \frac{T 42^{2}}{T 50 \times T 40}$
Das Temperaturänderungsverhältnis von Nieder- zu Hochdruckturbine, das auch als Temperaturabfallverhältnis bezeichnet werden kann, kann im Bereich von 1,09 bis 1,30 und optional im Bereich von 1,10 bis 1,25 liegen.
Das Temperaturänderungsverhältnis von Nieder- zu Hochdruckturbine stellt eine Beziehung zwischen der Temperaturänderung über die Niederdruckturbine 19 und der Temperaturänderung über die Hochdruckturbine 17 unter Reiseflugbedingungen her.
Um den Kraftstoffverbrauch zu reduzieren und optional die Kerngröße zu reduzieren oder zu minimieren und/oder den thermischen Wirkungsgrad der Hochdruckturbine zu maximieren, erkannten die Erfinder, dass eine relativ niedrige Temperaturänderung der Hochdruckturbine (HPT) 17 (im Vergleich zur Temperaturänderung der Niederdruckturbine 19) von Vorteil sein kann.
In verschiedenen Ausführungsformen kann diese relativ niedrige HPT-Temperaturänderung durch den Einsatz einer HPT 17 mit effizienter Auslegung, z. B. mit zwei Rotorstufen oder nur eine Rotorstufe, erreicht werden.
In den beschriebenen Ausführungsformen ist die erste Turbine 19 so ausgelegt, dass sie den Luftstrom aus dem Auslass der zweiten Turbine 17 aufnimmt, so dass die erste Turbineneintrittstemperatur (T42) im Allgemeinen der zweiten Turbinenaustrittstemperatur (T42) ähnlich ist, manchmal mit einer Differenz von 10 bis 20 K durch die Zufuhr von Kühlluft.
In den beschriebenen Ausführungsformen ist die zweite Turbine 17 so ausgelegt, dass sie den Luftstrom aus dem Auslass des (Hochdruck-) Verdichters 15 aufnimmt; dieser Luftstrom strömt über die Verbrennungseinrichtung 16 zwischen Verdichter und Turbine, sodass T30 (die zweite Turbineneintrittstemperatur) höher ist als die Verdichteraustrittstemperatur T40.
In Triebwerken 10 verschiedener Ausführungsformen mit diesem Temperaturverhältnis können eines oder mehrere der folgenden Merkmale vorhanden sein:

• Ein Getriebe, das so ausgelegt ist, dass die LPT 19 mit einer günstigen, höheren Geschwindigkeit arbeiten kann;
• Eine LPT 19 mit optimaler Stufenbelastung, zum Beispiel mit drei oder mehr Rotorstufen 19a, 19b, 19c;
• Ein Hochdruckverdichter 15 mit einer aerodynamischen Auslegung und geringer Belastung, zum Beispiel mit neun oder mehr Rotorstufen;
• Ein effizientes HPT-17, zum Beispiel mit zwei Rotorstufen oder weniger.

Die vorliegende Offenbarung bezieht sich auch auf Verfahren 1000 zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks 10 an einem Flugzeug 50. Die Verfahren 1000 sind in 8 dargestellt. Das Verfahren 1000 umfasst das Starten 1002 des Triebwerks 10 (z. B. vor dem Rollen auf einer Start- und Landebahn) und das Betreiben 1004 des Triebwerks während des Rollens, Abhebens und Steigens des Flugzeugs 50, je nachdem was zutrifft, um die Reiseflugbedingungen zu erreichen. Sobald die Reiseflugbedingungen erreicht sind, umfasst das Verfahren 1000 dann den Betrieb 1006 des Gasturbinentriebwerks 10, das in Ausführungsformen an anderer Stelle hierin beschrieben ist, um den Vortrieb unter Reiseflugbedingungen zu gewährleisten.
Das Gasturbinentriebwerk 10 wird so betrieben, dass einer bzw. eines oder mehrere der hierin definierten Parameter oder Verhältnisse innerhalb der angegebenen Bereiche liegen. Das Verfahren umfasst beispielsweise den Betrieb 1006 des Gasturbinentriebwerks 10, sodass eine oder mehrere der folgenden Bedingungen erfüllt sind:

a) das Verhältnis von Fan-Nabe zu Spitze als: $\frac{(R a d i u s d e r F a n - N a b e) (103)}{(R a d i u s d e r F a n - S p i t z e) (102)}$
liegt im Bereich von 0,2 bis 0,285; und der Temperaturanstieg der Fan-Spitze als: $\frac{(F a n - S p i t z e n - R o t o r a u s t r i t t s t e m p e r a t u r (T 125) i n K e l v i n)}{(F a n - R o t o r a u s t r i t t s t e m p e r a t u r (T 120) i n K e l v i n)}$
liegt im Bereich von 1,11 bis 1,05;
b) das Temperaturanstiegsverhältnis von Kern zu Fan als: $\frac{(K e r n t e m p e r a t u r a n s t i e g)}{(T e m p e r a t u r a n s t i e g d e r F a n - S p i t z e)}$
liegt im Bereich von 2,845 bis 3,8;
c) das Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Spitze als: $\frac{(K e r n v e r d i c h t e m p e r a t u r a n s t i e g)}{(F a n - S p i t z e n - T e m p e r a t u r a n s t i e g)}$
liegt in dem Bereich von 2,67 bis 3,8, und optional 2,67 bis 3,7;
d) das Temperaturanstiegsverhältnis von Kernverdichter zu Fan-Wurzel als: $\frac{(K e r n v e r d i c h t e m p e r a t u r a n s t i e g)}{(F a n - W u r z e l - T e m p e r a t u r a n s t i e g)}$
liegt im Bereich von 2,76 bis 4,1;
e) das Temperaturanstiegsverhältnis von Turbine zu Fan-Spitze als: $\frac{(N i e d e r d r u c k t u r b i n e n - T e m p e r a t u r \ddot{a} n d e r u n g)}{(F a n - S p i t z e n - T e m p e r a t u r a n s t i e g)}$
liegt im Bereich von 1,46 bis 2,0; und/oder
f) ein Temperaturänderungsverhältnis von Niederdruck- zu Hochdruckturbine als: $\frac{(N i e d e r d r u c k t u r b i n e n - T e m p e r a t u r \ddot{a} n d e r u n g)}{(H o c h d r u c k t u r b i n e n - T e m p e r a t u r \ddot{a} n d e r u n g)}$
liegt im Bereich von 1,09 bis 1,30, und optional 1,10 bis 1,25.

10 stellt ein Beispiel eines Flugzeugs 50 dar, das ein Gasturbinentriebwerk 10 aufweist, das an jedem Flügel 52a, 52b davon angebracht ist. Jedes Gasturbinentriebwerk 10 ist über einen entsprechenden Pylon 54a, 54b befestigt. Wenn das Flugzeug 50 unter Reiseflugbedingungen, wie hierin definiert, fliegt, arbeitet jedes Gasturbinentriebwerk 10 nach den hierin definierten Parametern. So arbeiten beispielsweise die Gasturbinentriebwerke 10 so, dass eine oder mehrere der für das vorstehende Verfahren 1000 definierten Bedingungen (a) bis (f) erhalten wird bzw. werden.
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. Mit Ausnahme der Fälle, in denen sie sich gegenseitig ausschließen, kann jedes der Merkmale getrennt oder in Kombination mit beliebigen anderen Merkmalen verwendet werden, und die Offenbarung erstreckt sich auf und umfasst alle Kombinationen und Unterkombinationen von einem oder mehreren hierin beschriebenen Merkmalen.

Claims

Gasturbinentriebwerk (10) für ein Flugzeug, umfassend: einen Triebwerkskern (11), der eine Turbine (19), einen Verdichter (14), eine Kernwelle (26), die die Turbine mit dem Verdichter verbindet, und einen ringförmigen Verteiler (70) umfasst, bei dem die Strömung zwischen einem Kernstrom (A), der durch den Triebwerkskern fließt, und einem Bypassstrom (B), der entlang eines Bypasskanals (22) fließt, aufgeteilt wird, wobei Staustromlinien (110) um den Umfang des Triebwerks (10) herum, die an einer Anströmkante des ringförmigen Verteilers (70) stagnieren, eine Stromoberfläche (110) bilden, die eine radiale innere Grenze eines Stromrohres bildet, das den gesamten Bypassstrom (B) enthält; und einen Fan (23), der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln (64) umfasst, die sich von einer Nabe (66) erstrecken, wobei jede Fan-Schaufel (64) eine Anströmkante (64a) und eine Abströmkante (64b) aufweist, wobei ein Fan-Spitzenradius (102) des Fans (23) zwischen einer Mittellinie (9) des Triebwerks (10) und einer äußersten Spitze (68) jeder Fan-Schaufel (64) an ihrer Anströmkante (64a) definiert ist und ein Nabenradius (103) zwischen der Mittellinie (9) des Triebwerks (10) und einer Außenfläche (66a) der Nabe (66) an der radialen Position der Anströmkante (64a) jeder Fan-Schaufel (64) definiert ist, wobei jede Fan-Schaufel (64) einen radial äußeren Abschnitt aufweist, der innerhalb des Stromrohres liegt, das den Bypassstrom (B) enthält, und wobei eine Fan-Rotoreintrittstemperatur (T120) als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über der Anströmkante (64a) jeder Fan-Schaufel (64) unter Reiseflugbedingungen definiert ist und eine Fan-Rotoraustrittstemperatur (T125) als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über einem radial äußeren Abschnitt jeder Fan-Schaufel (64) an der Abströmkante (64b) unter Reiseflugbedingungen definiert ist; wobei ein Verhältnis von Fan-Nabe zu Spitze von: $\frac{(R a d i u s d e r F a n - N a b e) (103)}{(R a d i u s d e r F a n - S p i t z e) (102)}$
im Bereich von 0,2 bis 0,285 liegt; und ein Temperaturanstieg der Fan-Spitze von: $\frac{(F a n - S p i t z e n - R o t o r a u s t r i t t s t e m p e r a t u r) (T 125)}{(F a n - R o t o r e i n t r i t t s t e m p e r a t u r) (T 120)}$
im Bereich von 1,11 bis 1,05 liegt.
Gasturbinentriebwerk (10) für ein Flugzeug, umfassend: einen Triebwerkskern (11), der eine Turbine (19), einen Verdichter (14) und eine Kernwelle (26) umfasst, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet, wobei der Triebwerkskern (11) einen Kernradius (105) aufweist, der zwischen der Mittellinie (9) des Triebwerks (10) und einer vordersten Spitze (70) des Triebwerkskerns (11) definiert ist; und einen Fan (23), der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln (64) umfasst, die sich von einer Nabe (66) erstrecken, wobei jede Fan-Schaufel (64) eine Anströmkante (64a) und eine Abströmkante (64b) aufweist, wobei ein Fan-Spitzenradius (102) des Fans (23) zwischen einer Mittellinie (9) des Triebwerks (10) und einer äußersten Spitze (68) jeder Fan-Schaufel (64) an ihrer Anströmkante (64a) definiert ist und ein Nabenradius (103) zwischen der Mittellinie (9) des Triebwerks (10) und einer Außenfläche (66a) der Nabe (66) an der radialen Position der Anströmkante (64a) jeder Fan-Schaufel (64) definiert ist, eine Fan-Rotoreintrittstemperatur (T120) definiert ist als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über der Anströmkante (64a) jeder Fan-Schaufel (64) unter Reiseflugbedingungen und eine Fan-Spitzen-Rotoraustrittstemperatur (T125) definiert ist als eine durchschnittliche Temperatur des Luftstroms über einem radial äußeren Abschnitt jeder Fan-Schaufel (64) an der Abströmkante (64b) unter Reiseflugbedingungen, wobei der radial äußere Abschnitt jeder Fan-Schaufel (64) der Abschnitt jeder Fan-Schaufel (64) in einem Abstand von der Mittellinie (9) des Triebwerks (10), der größer ist als der Kernradius (105), ist oder diesen umfasst; wobei ein Verhältnis von Fan-Nabe zu Spitze als: $\frac{(R a d i u s d e r F a n - N a b e) (103)}{(R a d i u s d e r F a n - S p i t z e) (102)}$
im Bereich von 0,2 bis 0,285 liegt; und ein Temperaturanstieg der Fan-Spitze als: $\frac{(F a n - S p i t z e n - R o t o r a u s t r i t t s t e m p e r a t u r) (T 125)}{(F a n - R o t o r e i n t r i t t s t e m p e r a t u r) (T 120)}$
im Bereich von 1,11 bis 1,05 liegt.
Gasturbinentriebwerk (10) nach Anspruch 1 oder 2, wobei das Verhältnis von Fan-Nabe zu Spitze im Bereich von 0,200 bis 0,285 und optional im Bereich von 0,24 bis 0,27 liegt.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei der Fan-Spitzen-Temperaturanstieg gleich 1,1 ist oder optional gleich 1,11 ist.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorstehenden Ansprüche, ferner umfassend eine Gondel (21), die den Fan (23) und den Triebwerkskern (11) umgibt und einen Bypasskanal (22) außerhalb des Triebwerkskerns (11) definiert, und wobei die Fan-Spitzen-Rotoraustrittstemperatur (T125) und die Fan-Spitzen-Rotoreintrittstemperatur (T120) jeweils eine Luftstromtemperatur über dem Fan-Schaufel-Abschnitt in einem Bypassstrom (B) von Luft bereitstellen, der kurz vor dem Eintritt in den Bypasskanal (22) steht.
Gasturbinentriebwerk (10) nach Anspruch 5, wobei der radial äußere Abschnitt jeder Fan-Schaufel (64) der Abschnitt jeder Fan-Schaufel (64) ist oder diesen umfasst, der sich über dem Einlass zum Bypasskanal (22) erstreckt.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei ein spezifischer Schub des Triebwerks (10) unter Reiseflugbedingungen, definiert als Nettomaschinenschub dividiert durch den Massendurchsatz durch das Triebwerk (10), im Bereich von 50 bis 100 Nkg^-1s und optional unter 90 Nkg^-1s liegt.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei eine quasi nicht dimensionale Massenströmungsrate Q definiert ist als: $Q = W \frac{\sqrt{T_{0}}}{P_{0} . A_{f a n}}$
wobei: W die Massenströmungsrate durch den Fan in kg/s ist; T₀ die durchschnittliche Staupunkttemperatur der Luft an der Fanfläche in Kelvin ist; Po der durchschnittliche Staupunktdruck der Luft an der Fanfläche in Pa ist; A_fan der Bereich der Fanfläche in m² ist; und einen Wert im Bereich von 0,025 bis 0,038 kgs^-1N^-1K^1/2 unter Reiseflugbedingungen und optional im Bereich von 0,031 bis 0,036 kgs^-1N^-1K^1/2, optional weniger als oder gleich 0,035 kgs^-1N^-1K^1/2 unter Reiseflugbedingungen aufweist.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei eine Fan-Spitzen-Belastung unter Reiseflugbedingungen definiert wird als dH/U_tip ², wobei dH die Enthalpieerhöhung über den Fan (23) ist und U_tip die (translatorische) Geschwindigkeit der Fan-Spitze (68) im Bereich von 0,25 bis 0,4 und optional von 0,28 bis 0,34 liegt, und wobei als weitere Option die Fan-Spitzen-Belastung einen Wert im Bereich von 0,29 bis 0,31 unter Reiseflugbedingungen annimmt.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei Reiseflugbedingungen die Bedingungen bei der Streckenflugmitte eines Flugzeugs, an dem das Triebwerk (10) befestigt ist, sind und optional die Bedingungen sind, denen das Flugzeug und das Triebwerk (10) im Mittelpunkt zwischen dem Ende des Anstiegs und dem Beginn des Abstiegs ausgesetzt ist.
Gasturbinentriebwerk nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei die Reiseflugbedingungen Folgendem entsprechen: einer Vorwärtsgeschwindigkeit des Gasturbinentriebwerks im Bereich von Mn 0,75 bis Mn 0,85, optional Mn 0,8; und/oder einer Höhe, die im Bereich von 10500 m bis 11600 m liegt, und optional einer Höhe von 11000 m; und/oder atmosphärischen Bedingungen, die durch die Internationale Standardatmosphäre in einer Höhe von 11582 m und einer Vorwärts-Machzahl von 0,8 definiert sind; und/oder atmosphärischen Bedingungen, die durch die Internationale Standardatmosphäre in einer Höhe von 10668 m und einer Vorwärts-Machzahl von 0,85 definiert sind.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei ein Fan-Druckverhältnis definiert ist als das Verhältnis des mittleren Gesamtdrucks des Luftstroms am Ausgang des Fans zum mittleren Gesamtdruck des Luftstroms am Eingang des Fans, und wobei unter Reiseflugbedingungen: das Fan-Druckverhältnis in einem Bereich zwischen 1,2 und 1,45 liegt und/oder das Fan-Druckverhältnis in einem Bereich zwischen 1,35 und 1,43 liegt und/oder das Fan-Druckverhältnis 1,39 beträgt.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei: (i) der Fan-Spitzenradius (102) im Bereich von 110 cm bis 150 cm, optional 120 cm bis 140 cm liegt; oder (ii) der Fan-Spitzenradius (102) im Bereich von 155 cm bis 200 cm, optional 165 cm bis 190 cm liegt.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorstehenden Ansprüche, ferner umfassend ein Getriebe (30), das eine Eingabe von der Kernwelle (26) aufnimmt und einen Antrieb an den Fan (23) ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben, und wobei das Getriebe optional ein Übersetzungsverhältnis im Bereich von 3,2 bis 5, als weitere Option 3,2 bis 3,8 aufweist.
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) umfasst, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet; 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.
Verfahren (1000) zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks (10) an einem Flugzeug, wobei das Gasturbinentriebwerk (10) wie in einem vorstehenden Anspruch definiert ist, wobei das Verfahren (1000) Folgendes umfasst: Betreiben (1002) des Gasturbinentriebwerks (10) zum Bereitstellen von Antrieb unter Reiseflugbedingungen, sodass das Verhältnis von Fan-Nabe zu Spitze im Bereich von 0,2 bis 0,285 liegt und der Fan-Spitzen-Temperaturanstieg im Bereich von 1,11 bis 1,05 liegt.