燃气涡轮发动机的制作方法

本主题大体上涉及一种燃气涡轮发动机，或者更具体地涉及具有相对较高的声学比的燃气涡轮发动机。

背景技术：

燃气涡轮发动机大体上包括布置成彼此流动连通的风扇和核心。燃气涡轮发动机的核心大体上包括呈串行流动顺序的压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。至少某些燃气涡轮发动机进一步包括围绕风扇和核心的至少一部分延伸并包围所述部分的舱。所述舱可以由核心和/或风扇支撑并通过多个撑杆机械连接到核心和/或风扇。对于包括单级风扇的燃气涡轮发动机，所述撑杆被定位成与风扇叶片相对接近，使得所述风扇叶片可以充当风扇的出口导叶。

对于以超声波飞行速度操作的燃气涡轮发动机，即，飞行速度大于马赫数1，风扇通常包括多个风扇级以限定相对高的整体风扇压力比。然而，这些燃气涡轮发动机在以超声波飞行速度运行时可能会产生相对较大量的声学干扰(即，噪声)。虽然这对于军事应用来说一般是可接受的，但这种声学干扰可能会限制燃气涡轮发动机在针对陆上商用飞机给定噪声限制的商业应用方面的使用。

因此，能够以超声波飞行速度操作并在操作期间产生较少声学干扰的燃气涡轮发动机将适用。

技术实现要素：

本发明的各方面及优势将部分地在以下描述中阐述，或可根据所述描述而显而易见，或可通过本发明的实施得知。

在本发明的一个示范性实施例中，提供一种限定轴向方向和径向方向的燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括风扇区段，所述风扇区段包括具有风扇叶片的单级风扇。所述风扇叶片限定跨距(span，也称为翼展)、沿轴向方向的轴向宽度和后缘。所述燃气涡轮发动机还包括核心涡轮发动机，所述核心涡轮发动机包括壳体。所述燃气涡轮发动机还包括舱，所述舱至少部分地包围风扇区段的风扇和核心涡轮发动机。所述燃气涡轮发动机还包括出口导叶，所述出口导叶在核心涡轮发动机的壳体与舱之间延伸并限定前缘。燃气涡轮发动机的声学比大于或等于2.3。所述声学比是风扇叶片的后缘与出口导叶的前缘之间的轴向间距和风扇叶片的轴向宽度的比率，所述轴向间距在风扇叶片的跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处，所述轴向宽度同样在风扇叶片的跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处。

在本发明的一个示范性方面中，提供一种用于操作燃气涡轮发动机的方法。所述燃气涡轮发动机包括：包括风扇叶片的单级风扇、包括壳体的核心涡轮发动机、舱和在核心涡轮发动机的壳体与舱之间延伸的出口导叶。所述方法包括以次声波飞行速度操作燃气涡轮发动机。所述方法还包括以超声波飞行速度操作燃气涡轮发动机，其中燃气涡轮发动机将声学比限定为大于或等于2.3。所述声学比是风扇叶片的后缘与出口导叶的前缘之间的轴向间距和风扇叶片的轴向宽度的比率，所述轴向间距在风扇叶片的跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处，所述轴向宽度同样在风扇叶片的跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处。

技术方案1.一种限定轴向方向和径向方向的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：

风扇区段，其包括具有风扇叶片的单级风扇，所述风扇叶片限定跨距、沿所述轴向方向的轴向宽度和后缘；

核心涡轮发动机，其包括壳体；

舱，其至少部分地包围所述风扇区段的所述风扇和所述核心涡轮发动机；以及

出口导叶，其在所述核心涡轮发动机的所述壳体与所述舱之间延伸并限定前缘；

其中所述燃气涡轮发动机的声学比大于或等于2.3，其中所述声学比是所述风扇叶片的所述后缘与所述出口导叶的所述前缘之间的轴向间距和所述风扇叶片的所述轴向宽度的比率，所述轴向间距在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处，所述轴向宽度同样在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处。

技术方案2.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述燃气涡轮发动机的所述声学比大于或等于约2.5。

技术方案3.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述声学比大于或等于约2.75。

技术方案4.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述风扇叶片的所述轴向宽度是至少约5.5英寸，所述轴向宽度在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的所述径向位置处。

技术方案5.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述风扇叶片的所述后缘与所述出口导叶的所述前缘之间的所述轴向间距是至少约十四(14)英寸，所述轴向间距在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的所述径向位置处。

技术方案6.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述风扇叶片的所述后缘与所述出口导叶的所述前缘之间的所述轴向间距是至少约十六(16)英寸，所述轴向间距在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的所述径向位置处。

技术方案7.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述核心涡轮发动机限定核心空气流动路径和到所述核心空气流动路径的入口，且其中所述出口导叶在所述核心涡轮发动机的所述壳体与所述舱之间、在到所述核心空气流动路径的所述入口的后部的位置处延伸。

技术方案8.根据技术方案7所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述出口导叶大致上沿所述径向方向延伸。

技术方案9.根据技术方案7所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述出口导叶限定中心线，且其中所述中心线将与所述径向方向之间的角度限定为小于约三十度(30°)。

技术方案10.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述燃气涡轮发动机是直接驱动燃气涡轮发动机。

技术方案11.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述燃气涡轮发动机是配置成以大于马赫数1的飞行速度操作的超声波涡扇发动机。

技术方案12.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述核心涡轮发动机包括压缩机区段，并且其中所述压缩机区段包括单个压缩机。

技术方案13.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述单级风扇将风扇压力比限定为大于1.8。

技术方案14.一种操作燃气涡轮发动机的方法，所述燃气涡轮发动机包括：包括风扇叶片的单级风扇、包括壳体的核心涡轮发动机、舱，以及在所述核心涡轮发动机的所述壳体与所述舱之间延伸的出口导叶，所述方法包括：

以次声波飞行速度操作所述燃气涡轮发动机；以及

以超声波飞行速度操作所述燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机将声学比限定为大于或等于2.3，且所述声学比是所述风扇叶片的后缘与所述出口导叶的前缘之间的轴向间距和所述风扇叶片的轴向宽度的比率，所述轴向间距在所述风扇叶片的跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处，所述轴向宽度同样在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处。

技术方案15.根据技术方案14所述的方法，其特征在于所述燃气涡轮发动机的所述声学比大于或等于约2.5。

技术方案16.根据技术方案14所述的方法，其特征在于所述声学比大于或等于约2.75。

技术方案17.根据技术方案14所述的方法，其特征在于所述风扇叶片的所述轴向宽度是至少约5.5英寸，所述轴向宽度在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的所述径向位置处。

技术方案18.根据技术方案14所述的方法，其特征在于所述风扇叶片的所述后缘与所述出口导叶的所述前缘之间的所述轴向间距是至少约十四(14)英寸，所述轴向间距在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的所述径向位置处。

技术方案19.根据技术方案14所述的方法，其特征在于所述核心涡轮发动机限定核心空气流动路径和到所述核心空气流动路径的入口，且其中所述出口导叶在所述核心涡轮发动机的所述壳体与所述舱之间、在到所述核心空气流动路径的所述入口的后部的位置处延伸。

技术方案20.根据技术方案14所述的方法，其特征在于所述核心涡轮发动机包括压缩机区段，且其中所述压缩机区段包括单个压缩机。

参考以下描述及所附权利要求书，本发明的这些以及其它特征、方面和优点将变得更好理解。并入在本说明书中且构成本说明书的一部分的附图说明了本发明的实施例，并且与描述一起用以解释本发明的原理。

附图说明

本发明的完整启发性公开内容，包括其对于所属领域的一般技术人员来说的最佳模式，在参考附图的说明书中进行阐述，在所述附图中：

图1是根据本主题的各种实施例的示范性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。

图2是图1的示范性燃气涡轮发动机的压缩机区段和风扇区段的特写示意性横截面视图。

图3是图2中描绘的风扇区段的风扇的风扇叶片的特写径向俯视图。

图4是根据本发明的示范性方面的用于操作燃气涡轮发动机的方法的流程图。

具体实施方式

现将详细参考本发明的当前实施例，其一个或多个实例在附图中进行说明。详细描述使用数字和字母标记来指图式中的特征。在图式和描述中已将相同或类似的标记用于指本发明中相同或类似的部分。如本文中所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用以区分不同部件，而并非希望表示个别部件的位置或重要性。术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流出的方向，而“下游”是指流体流到的方向。

现在参考附图，其中贯穿附图相同的数字指示相同的元件，图1是根据本发明的示范性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。更具体地说，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机为高旁通涡扇喷气发动机10，其在本文中被称为“涡扇发动机10”。如图1中所示，涡扇发动机10限定轴向方向a(平行于为了参考而提供的纵向中心线12延伸)、径向方向r和周向方向c(即，围绕轴向方向a延伸的方向；参看图3)。通常，涡扇10包括风扇区段14和安置在风扇区段14下游的核心涡轮发动机16。

所描绘的示范性核心涡轮发动机16大体包括大致上管状的外部壳体18，其限定环形入口20。外部壳体18以串行流关系包封：压缩机区段，其包括可被称为高压(hp)压缩机24的单个压缩机；燃烧区段26；涡轮区段，其包括高压(hp)涡轮28和低压(lp)涡轮30；以及喷气排气喷嘴区段32。高压(hp)轴杆或线轴34将hp涡轮28传动地连接到hp压缩机24。低压(lp)轴杆(shaft)或线轴(spool)36将lp涡轮30传动地连接到风扇区段14。

压缩机区段(包括压缩机24)、燃烧区段26、涡轮区段(包括涡轮28、30)以及喷气排气喷嘴区段32一起限定通过核心涡轮发动机16的核心空气流动路径38。值得注意的是，对于所描绘的实施例，所述核心涡轮发动机16进一步包括在核心空气流动路径38的前端处的入口导叶40的级，以及在hp压缩机24前方的位置处的延伸通过核心空气流动路径38的多个撑杆42。所述多个撑杆42可以为核心涡轮发动机16提供结构支撑。

对于所描绘的实施例，风扇区段14包括固定桨距风扇44，所述固定桨距风扇44具有以间隔开的方式连接到盘48的多个风扇叶片46。更具体地说，对于所描绘的实施例，所述风扇44是单级风扇，即，具有单级风扇叶片46的风扇。如所描绘，所述风扇叶片46从盘48大体沿径向方向r朝外延伸。所述风扇叶片46和盘48可通过lp轴杆36一起围绕纵向轴线12旋转。另外，所描绘的所述示范性涡扇发动机10被配置成直接驱动涡扇发动机。更具体地说，所描绘的所述示范性涡扇10并不在lp轴杆36与风扇区段14之间包括减速齿轮箱或动力齿轮箱，而替代地，lp轴杆36直接机械连接到风扇区段14的风扇44。

在涡扇发动机10的操作期间，涡扇发动机10的风扇44限定风扇压力比。风扇压力比指在风扇44以额定速度操作期间紧接所述多个风扇叶片46的上游处的压力与紧接所述多个风扇叶片46的下游处的压力的比率。对于所描绘的实施例，涡扇发动机10的风扇44将风扇压力比限定为大于1.8。例如，在某些示范性实施例中，风扇压力比可以大于或等于1.9或2.0且小于或等于4.0。

仍然参考图1的示范性实施例，盘48由可旋转的前毂52覆盖，所述前毂52成空气动力型轮廓以促进气流通过所述多个风扇叶片46。另外，示范性风扇区段14包括环形风扇壳体或外部舱50，所述环形风扇壳体或外部舱50周向包围风扇44和/或核心涡轮发动机16的至少一部分。通过多个周向间隔开的出口导叶54相对于核心涡轮发动机16支撑所描绘的示范性舱50。此外，舱50的下游区段56在核心涡轮发动机16的外部部分上方延伸，以便在其间限定旁通气流通道58。

在涡扇发动机10的操作期间，一定体积的空气60通过舱50和/或风扇区段14进入涡扇10。当所述体积的空气60穿过风扇叶片46时，如由箭头62指示的空气60的第一部分被导向或导引进旁通气流通道58中，并且如由箭头64指示的空气60的第二部分被导向或导引进核心空气流动路径38中，更具体地说，进入由核心涡轮发动机16限定的到核心空气流动路径38的入口20中。空气的第一部分62和空气的第二部分64之间的比率通常被称为旁通比。在被导引通过hp压缩机24并进入燃烧区段26时，空气的第二部分64的压力增加，在燃烧区段26中，所述空气的第二部分与燃料混合并燃烧以提供燃烧气体66。

燃烧气体66被导引通过hp涡轮28，在hp涡轮28中，经由连接到外部壳体18的hp涡轮定子静叶(vane)(未标记)和连接到hp轴杆34的hp涡轮转子叶片(blade)(未标记)的顺序级从燃烧气体66提取热能和/或动能的一部分，并因此使hp轴杆或线轴34旋转，从而支持hp压缩机24的操作。燃烧气体66接着被导引通过lp涡轮30，在lp涡轮30中，经由连接到外部壳体18的lp涡轮定子静叶(未标记)和连接到lp轴杆36的lp涡轮转子叶片(未标记)的顺序级从燃烧气体66提取热能和/或动能的第二部分，并因此使lp轴杆36旋转，从而支持风扇44的操作。

燃烧气体66随后被导引通过核心涡轮发动机16的喷气排气喷嘴区段32以提供推进的推力。同时，当空气的第一部分62在从涡扇10的风扇喷嘴排气区段68排出之前被导引通过旁通气流通道58时，空气的第一部分62的压力显著增加，从而也提供推进的推力。

此外，对于所描绘的实施例，所述涡扇发动机10被配置成超声波涡扇发动机10，所述超声波涡扇发动机10被配置成以大于马赫数1的飞行速度操作。这由于涡扇发动机10的各种设计参数而能够实现，所述参数例如单级风扇44和无增压器压缩机区段(即，包括单个hp压缩机24的压缩机区段)。另外，已考虑例如风扇压力比、旁通比、风扇直径、整体压力比等其它设计参数。

然而，应了解，图1中仅以举例方式描绘了示范性涡扇发动机10，并且在其它示范性实施例中，涡扇发动机10可具有任何其它合适的配置。例如，在其它示范性实施例中，涡扇发动机10可包括任何其它合适数目的压缩机、涡轮和/或线轴。

现在参考图2，提供图1的示范性涡扇发动机10的压缩机区段(包括压缩机24)和风扇区段14的一部分的特写示意图。类似于hp涡轮28和lp涡轮30，hp压缩机24包括连接到外部壳体18的多个静止hp压缩机定子静叶70以及连接到hp轴杆34的多个可旋转hp压缩机转子叶片72，以压缩通过核心空气流动路径38的入口20从风扇区段14的风扇44提供的空气流。

此外，如所描绘，hp轴杆34的旋转至少部分地通过核心涡轮发动机16的前向框架74支撑。前向框架74提供对核心涡轮发动机16的前端的支撑以及对hp轴杆34和lp轴杆36(被描绘为与hp轴杆34共轴地延伸到风扇44)的支撑。具体地说，前向框架74附接到延伸穿过核心空气流动路径38的撑杆42，所述撑杆42又附接到出口导叶54。另外，前向框架74包括沿径向方向r定位在核心空气流动路径38内部的多个内部框架构件76。然而，应了解，在其它示范性实施例中，前向框架74可具有任何其它合适的配置。

更具体地说，对于所描绘的实施例，前向框架74通过一个或多个轴承组件支撑涡扇发动机10的某些旋转部件，例如，hp轴杆34和lp轴杆36。例如，所描绘的涡扇发动机10包括支撑hp轴杆34的前端的第一轴承78、支撑lp轴杆36的前端的第二轴承80以及支撑lp轴杆36延伸到风扇44的一部分的第三轴承82。第一、第二和第三轴承78、80、82能够以任何合适方式进行配置以用于支撑涡扇发动机10的各种旋转部件。例如，第一、第二和第三轴承78、80、82中的一个或多个可以被配置成滚柱轴承、滚珠轴承、气体轴承等。此外，应了解，所描绘的示范性前向框架74和轴承配置也仅以举例方式提供，并且在其它示范性实施例中，涡扇发动机10可具有任何其它合适的框架组件和/或轴承配置。例如，在其它实施例中，涡扇发动机10可以利用任何其它合适类型或形式的轴承。

此外，如上文所论述，涡扇发动机10的风扇区段14包括具有大体沿径向方向r延伸的多个风扇叶片46的单级风扇44。所述多个风扇叶片46中的每一个限定沿相应风扇叶片46的长度(即，从风扇叶片46的根部86到风扇叶片46的顶端88)的跨距84。对于所描绘的实施例，跨距84平行于径向方向r延伸。更具体地说，如本文所使用，风扇叶片46的“跨距”指风扇叶片46从其根部86处的横向中心点延伸到其顶端88处的横向中心点的纵长测量值(如图2中所描绘)。

另外，每个风扇叶片46限定在上游端处的前缘90和在下游端处的后缘92。此外，现在还简要地参考图3，提供风扇叶片46沿径向方向r的顶侧视图。如所示，每个风扇叶片46限定沿轴向方向a从前缘90到后缘92的轴向宽度94。如将了解，轴向宽度94可能由于风扇叶片46的“扭曲”而不等于在风扇叶片46的给出位置处的风扇叶片46的翼弦95。因此，风扇叶片46的翼弦95可能比风扇叶片46的轴向宽度94大得多。还将了解，沿每个风扇叶片46的轴向方向a的轴向宽度94可以沿径向方向r变化，或更具体地说，沿相应风扇叶片46的跨距84变化(参看图2)。

仍参考图2，并且如上文所论述，所描绘的舱50由多个周向间隔开的出口导叶54相对于核心涡轮发动机16进行支撑。所述多个出口导叶54中的每一个另外限定前缘96和后缘98。值得注意的是，用于所描绘的实施例的出口导叶54中的每一个大致上沿径向方向r延伸。具体地说，出口导叶54中的每一个限定轴向中心线100(即，沿出口导叶54的中心从壳体18延伸到舱50的线)。出口导叶54中的每一个的轴向中心线100限定与出口导叶54中的每一个之间的角度102、将与径向方向r之间的角度102限定为小于约三十度(30°)，例如小于约二十度(20°)，例如小于约十度(10°)。另外，对于所描绘的实施例，出口导叶54前向扫掠，使得其他们稍微向前倾斜(即，每个出口导叶54在其大体沿径向方向r从壳体18向外延伸时朝向风扇44延伸)。对于所描绘的实施例，轴向中心线100中的每一个大致上笔直。然而，在其它实施例中，其中例如轴向中心线100可弯曲，可借助于如使用最小均方估计值确定的与轴向中心线100最佳拟合的线限定角度102。

此外，对于所描绘的实施例，所述多个出口导叶54中的每一个在核心涡轮发动机16的壳体18与舱50之间、在到核心空气流动路径38的入口20后部或其下游的位置处延伸。另外，所述多个出口导叶54中的每一个限定沿轴向方向a从多个风扇叶片46的后缘92到多个出口导叶54的前缘96的轴向间距104。

如将了解，所描绘的涡扇发动机10被配置成在超声波飞行速度期间减小在涡扇发动机10的操作期间产生的声学混乱(即，噪声级)。更具体地说，所描绘的示范性涡扇发动机10配置有相对较高的声学比ar，以在超声波飞行速度期间减小在涡扇发动机10的操作期间产生的声学混乱(acousticdisruption)。如本文所使用的声学比ar指相应风扇叶片46的后缘92与出口导叶54的前缘96之间沿轴向方向a的轴向间距104和风扇叶片46的轴向宽度94的比率，所述轴向间距104在风扇叶片46的跨距84的百分之七十五(75％)的径向位置处，所述轴向宽度94同样在相应风扇叶片46的跨距84的百分之七十五(75％)的径向位置处。

对于所描绘的实施例，涡扇发动机10的声学比ar大于或等于2.3。例如，在某些示范性实施例中，涡扇发动机10的声学比ar可大于或等于约2.5，例如大于或等于约2.75，例如大于或等于约2.9。值得注意的是，如本文所使用，例如“约”或“近似”等近似术语指在上下百分之五(5％)的容限内。

通过举例的方式，在某些示范性实施例中(参看例如图2)，风扇叶片46的轴向宽度94可为至少约五(5)英寸，例如至少约五点五(5.5)英寸，例如至少约5.6英寸，所述轴向宽度94在风扇叶片46的跨距84的百分之七十五(75％)的径向位置处。如先前所提到，风扇叶片46的翼弦95将大于轴向宽度94，并且因此，风扇44可被称为“宽弦”风扇。同样以举例的方式，在某些示范性实施例中，风扇叶片46的后缘92与出口导叶54的前缘96之间、沿轴向方向a的轴向间距104可为至少约十三(13)英寸，例如至少约十四(14)英寸，例如至少约十五(15)英寸，例如至少约十六(16)英寸，所述轴向间距104在风扇叶片46的跨距84的百分之七十五(75％)的径向位置处。

根据本发明的一个或多个示范性实施例设计的具有风扇和出口导叶的涡扇发动机可允许涡扇发动机以超声波飞行速度操作，同时将涡扇发动机所产生的声学干扰降到最低。因此，根据本发明的一个或多个示范性实施例配置的涡扇发动机可能更适合于商业应用及陆上飞行。

现在参考图4，提供描绘了操作燃气涡轮发动机的方法(200)的流程图。燃气涡轮发动机可按与上文参考图1和2所描述的涡扇发动机大体上相同的方式进行配置。因此，所述燃气涡轮发动机可包括：包括风扇叶片的单级风扇、包括壳体的核心涡轮发动机、舱和在核心涡轮发动机的壳体与舱之间延伸的出口导叶。

示范性方法(200)包括在(202)处以次声波速度，即低于马赫数1的速度操作燃气涡轮发动机。在(202)处以次声波速度操作燃气涡轮发动机可包括在起飞操作模式、着陆操作模式和/或滑行操作模式期间操作燃气涡轮发动机。另外，示范性方法(200)包括在(204)处以超声波飞行速度，即大于马赫数1的速度操作燃气涡轮发动机，其中燃气涡轮发动机在这类操作期间将声学比限定为大于或等于2.3。在(204)处在燃气涡轮发动机将声学比限定为大于或等于2.3的情况下以超声波飞行速度操作燃气涡轮发动机可允许以超声波速度操作燃气涡轮发动机并同时产生数量已减少的声学干扰。

本书面描述用实例来公开包括最佳模式的本发明，并且还使所属领域的技术人员能够实施本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书限定，并且可以包括所属领域的技术人员所想到的其它实例。如果其它实例包括与权利要求书的字面语言相同的结构元件，或者如果其包括与权利要求书的字面语言无实质差别的等同结构元件，那么这些其它实例意图在权利要求书的范围内。