专利名称：双旁路涡轮风扇发动机的制作方法
技术领域：
本发明总体上涉及燃气涡轮发动机，尤其涉及一种用于向以超音速飞行的飞行器提供动力的变循环发动机。
背景技术：
普通的飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机包括由低压涡轮机(LPT)驱动的单级风扇。多级轴流式压缩机在风扇之后，以进一步压缩空气，空气与燃料在燃烧室混合，以产生热燃烧气体。从驱动压缩机的高压涡轮机(HPT)中的燃烧气体中获取能量。
风扇和压缩机通过独立的驱动轴或者卷轴(spool)连接到LPT和HPT的对应的转子。这样，在飞行包线的不同的部分期间，可独立控制风扇和压缩机的操作线，飞行包线的不同的部分包括起飞、爬升、巡航、进场和在跑道上着陆。
涡轮风扇发动机布置在两个不同的构造中。一个构造包括短的管道或舱，短的管道或舱围绕高旁路构造中的风扇，高旁路构造具有分离的风扇和核心发动机排气喷管，核心发动机排气喷管用于单独地释放由风扇压缩的空气和核心发动机内产生的燃烧气体。
涡轮风扇发动机的另一种构造包括长的管道或舱，长的管道或舱包围风扇并延伸到普通排气喷管内的发动机的后端，排气喷管释放压缩的风扇空气和燃烧废气。
在这两种构造中，短的旁路管道或长的旁路管道包围核心发动机，核心发动机用于旁通或者转移核心发动机周围的压缩的风扇空气的一部分，核心发动机包括具有有限的流动能力的高压压缩机。
在短的舱的构造中，风扇旁路管道相应较短并在独立的风扇喷管内终结。
在长的管道的构造中，旁路管道从风扇延伸到LPT的下游并且典型地在普通的排气喷管中释放之前将旁路空气与燃烧废气流重新结合在一起。
将普通的涡轮风扇飞行器发动机和它的两个独立的转子典型地构造成向马赫数小于1的亚音速飞行器提供动力。
不过，对于超音速军用或者商用飞行器来讲，涡轮风扇发动机的尺寸、重量和复杂性显著地增加，以产生将飞行器到马赫数大于1的超音速所要求的增加的推进力，并在延长的巡航操作期间保持这种超音速。将超音速商用喷气机(SSBJ)设计成用于持续的超音速巡航操作，但要求商业上可行的发动机效率以及规定的可接受的排气噪音水平。
对于满足各种各样的政府的噪音管制来讲，超音速飞行器中的噪音产生是重要的设计问题，这些管制典型地在机场的附近极为严格。
因此，现有技术中有许多不同的变循环涡轮风扇发动机构造，这些涡轮风扇发动机专门构造用于向超音速飞行器提供动力。这些不同的变循环涡轮风扇发动机的尺寸、重量和复杂性随着发动机的空气动力效率和操作期间所产生的噪音水平的不同而有着极大的不同。在尝试平衡竞争性设计目的时，必须在超音速飞行器发动机的不同器件的设计中做出实质性的让步，以获得高性能。
变循环发动机的一种形式包括FLADE，FLADE是“fan on blade(叶上风扇)”的首字母的缩略词。FLADE是风扇的特殊形式，这种FLADE包括相对较大的风扇叶片，风扇叶片具有由减震整体凸肩所限定的径向外顶端延伸件。将FLADE翼型或凸肩上方的风扇叶片的外部特别构造成空气动力学轮廓，以有效地压缩顶端空气，这种顶端空气向下游流动通过相应的围绕核心发动机的环形旁路管道。然后，这种FLADE旁路空气可用于不同形式的专用排气喷管，以在飞行包线的所希望的部分期间降低噪音。
将FLADE结合在涡轮风扇发动机中的重要问题是在操作期间由涡轮风扇发动机所产生的离心力，这种离心力必须由内翼型和支撑转盘所容纳。外FLADE翼型及其整体内凸肩在风扇的旋转运行期间产生大的离心负载，并因此而要求较厚的内翼型和较大的支撑转盘，以在适当的应力限制内承载这些离心负载，以确保风扇的长寿命。
较厚的风扇翼型反过来降低翼型的空气动力学效率和性能，而降低的翼型的空气动力学效率和性能相应地降低发动机的总体效率。
因此，FLADE可用于向声学喷管提供增压空气，这种FLADE允许在相当于较高较低风扇压力比发动机循环的噪音水平时的涡轮风扇发动机中较高的风扇压力比。在亚音速巡航构造中，加入FLADE的混合流涡轮风扇发动机可表现出相对于加入FLADE的变循环发动机的性能方面的改进，但仅比常规的混合流涡轮风扇发动机的性能略好。
在极大地损害来自FLADE翼型的离心负载中的增长、重量相应地增加以容纳FLADE以及由于FLADE下面的较厚支撑风扇翼型而导致的空气动力学性能方面的损害的情况下，具有FLADE的发动机享有每单位气流所增加的推力的好处。
而且，将FLADE引入涡轮风扇发动机中典型地包括FLADED风扇级之前的入口导向叶片(IGV)和FLADED级之后的出口导向叶片(OGV)。这些导向叶片用于提高空气动力学效率，但要求发动机长度的相应增加以及发动机的重量和复杂性的相应增加。
发动机设计人员在构造实用的超音速飞行器发动机时所面临的困境是典型地相互关联的涡轮风扇发动机的不同部件的空气动力学构造、机械强度、排气噪音、尺寸、重量和复杂性之间的细微的平衡。
因此，希望提供一种具有改进性能和效率且噪音降低的超音速飞行器涡轮风扇发动机。
发明内容
变循环涡轮风扇发动机包括第一和第二风扇，第一和第二风扇独立地连接到各自的涡轮机。第一旁路管道围绕布置成与第二风扇流动连通的核心发动机。第二旁路管道围绕与第一风扇流动连通的第一旁路管道。第一排气喷管连接到核心发动机和第一旁路管道。而且，第二排气喷管连接到第二旁路管道。
根据优选实施例和示范性实施例，在下面的详细说明中对本发明及其其它目的和优点进行更详细的描述，并结合附图，在这些附图中图1是超音速变循环涡轮风扇飞行器发动机的轴向示意图。
图2是大体上沿着线2-2截取的示于图1中的发动机的一部分的平面图。
具体实施例方式
图1示意性地示出了变循环涡轮风扇气体涡轮发动机10，这种发动机10构造成向马赫数超过1的从亚音速到超音速飞行的飞行器(未示出)提供动力。涡轮风扇发动机10沿着纵向或轴向中心线轴12轴对称并可按照需要适当地安装到飞行器的机翼或机身。
发动机10包括沿着中心线轴12按顺序同轴流动连通的第一风扇14、第二风扇16、高压压缩机18、燃烧室20、第一或高压涡轮机(HPT)22、第二或中压涡轮机(IPT)24、第三或低压涡轮机(LPT)26和排气管道28。
周围空气30通过发动机的进气口进入发动机、由这些风扇和压缩机增压并且与燃烧室20中的燃料混合，以产生热燃烧气体32。从这三个涡轮机中的燃烧气体中获取能量，以向这些风扇和压缩机提供动力，且这些燃烧气体通过排气管道28排出。
第一风扇14连接到第一卷轴或驱动轴34。第二风扇16由第二卷轴或驱动轴36连接到第二涡轮机24。压缩机18由第三卷轴或驱动轴38连接到第一涡轮机22，且这三个驱动轴相互同轴并同心。
环状第一外罩40围绕核心发动机，核心发动机包括压缩机18、燃烧室20和HPT 22，并且向飞行器的尾部延伸且经过第二和第三涡轮机24，26。环状第二外罩42与第一外罩40径向向外隔开或从第一外罩40外侧径向隔开，并且与第一外罩40同心。而且，环状第三外壳44从第二外罩42外侧径向隔开，并且与第二外罩42同心。
第一和第二外壳40和42在它们之间径向限定环状内旁路管道或第一旁路管道46，第一旁路管道46同轴环绕核心发动机包括与第二风扇16流动连通的压缩机18，以容纳来自压缩机18的增压空气30的一部分。第一旁路管道46从第二风扇16后面的其前向入口端沿着长度径向延伸、环绕核心发动机并在位于用于核心发动机的共用排气管道28中的其尾端终结，并因此而旁通核心发动机。
第二和第三外壳42和44在它们之间径向限定环状外旁路管道或第二旁路管道48，外旁路管道48同轴环绕第二风扇16和与第一风扇14的径向外顶端流动连通的内旁路管道46。外旁路管道48从紧接着第一风扇14后面的其入口端沿着长度径向延伸到其出口端，出口端轴向布置在核心发动机和第三涡轮机26的尾部，核心发动机和第三涡轮机26位于内旁路管道46的尾端。
两个旁路管道46，48相互同心并从发动机的大部分轴向长度上方的长管道构造中的上游风扇延伸，以通过来自这两个风扇的气流的两个同心流旁通内核心发动机。
特别地，第一风扇14直径大并径向向外延伸过小直径第二风扇16和直接布置在第二风扇16的后面的第一旁路管道46的径向跨度，并且还在第二旁路管道48的入口端的径向跨度上方径向向外延伸，以在小的径向间隔或缝隙中终结，小的径向间隔或缝隙紧接在围绕第一风扇的第三外罩44的内表面下面。
相应地，小直径第二风扇16通过通向压缩机18的核心发动机的入口端和第一旁路管道46的入口端，以在小的间隙或缝隙中终结，小的间隙或缝隙周围的第二外罩48的入口端中。
固定出口导向叶片(OGV)50排同轴布置在第二风扇1 6的径向外侧的第二旁路管道48的入口端中并与第二旁路管道48总体上轴向对齐。OGV 50具有适当的翼型构造，这种构造用于回流从第一风扇14的径向外顶端部分释放的增加空气30。
第一风扇14仅包括单级或单排从第一支撑转盘54径向向外延伸的大的第一风扇动叶片52。优选第二风扇16是单级或单排从第二支撑转盘58径向向外延伸的小的第二风扇动叶片56，并且轴向布置在第一风扇叶片52与第一旁路管道46之间。
第一盘54固定连接到第一轴34且第二盘58固定连接到第二轴36。这样，大的第一单级风扇14之后直接跟随着与之流动连通的小的第二单级风扇16并独立地连接到相应的第三和第二涡轮机26和24并且分别由第三和第二涡轮机26和24驱动。
第一风扇叶片52具有适当的翼型构造，这种构造具有大体呈凹形的压力侧面和大体呈凸形的相对吸入侧面，这些侧面从每个叶片的底部到顶端相对光滑，第一风扇叶片52具有无任何整体顶端或中跨度凸肩的特点。这样，第一风扇叶片可以相对较薄，以将风扇级的空气动力学性能最大化，而减少必须由支撑转盘54所承载的离心负载。
相应地，较小的第二风扇叶片56也适当地构造成具有大致呈凹形的压力侧面和大致呈凸形的相对吸入侧面，这些侧面从底部到顶端光滑地延伸。第二风扇叶片56适当地构造成翼型轮廓以将其空气动力学效率最大化，且相应的薄的节段具有减少的重量和减少的离心负载，这些离心负载由支撑盘58所承载。与第一叶片52类似，第二风扇叶片56也具有无任何整体顶端或中跨度凸肩的特点。
因此，可以以常规方式来设计单独的风扇叶片52和56，以获取它们的最大空气动力学性能，而减少它们的重量和由对应的盘54和58所承载的离心负载。
相应地，可以在典型的多级轴向压缩机构造中以常规方式来构造高压压缩机18，以将其空气动力学性能最大化，这种构造包括几排与对应的压缩机动叶片配合的定叶片，对应的压缩机动叶片通常连接到第三轴38，以由HPT 22所驱动。
HPT 22是包括定子喷管和单排涡轮机动叶片的单级涡轮机，定子喷管位于环状燃烧室20的出口端，涡轮机动叶片从支撑转盘径向向外延伸，支撑转盘依次固定连接到第三轴38，以驱动压缩机。
IPT 24也是单级涡轮机，这种单级涡轮机具有对应的定子喷管，定子喷管与单排涡轮机动叶片配合，涡轮机动叶片从支撑转盘径向向外延伸，支撑转盘依次固定连接到第二轴36，以驱动第二风扇36。
LPT 26典型地包括多级，这些多级具有相应地定子喷管，定子喷管与多排涡轮机动叶片配合，涡轮机动叶片从对应的转盘径向向外延伸，转盘固定连接到第一轴34，以驱动上游第一风扇14。
这三个同心驱动轴34、36和38适当地安装在几个框架中，这些框架包括风扇框架60和后框架62，风扇框架60位于发动机的前向端，且后框架62位于发动机的尾端。这些框架呈环状并包括相应的结构性轮毂，这些轮毂适当地支撑不同的轴承，以可旋转地在发动机中安装这三个轴，以进行同心和独立地旋转。
环状风扇框架60轴向布置在第二风扇16与压缩机18之间，并且包括风扇支柱排64，这些风扇支柱64从中心轮毂径向向外延伸并通过风扇支柱64的入口端附近和紧接着OGV 50尾部之后的第一和第二旁路管道46，48。后框架62包括对应的支柱排，这些支柱径向延伸过排气管道28的前向端，以支撑驱动轴的尾端。
排气管道28包括主或第一排气喷管66，第一排气喷管66与核心发动机和第一旁路管道46连接并流动连通，以从核心发动机和第一旁路管道46释放废气。将第一旁路管道46的出口端设置成与排气管道28流动连通，排气管道28从第一旁路管道46的出口端接收风扇旁路流，然后，将风扇旁路流与从第三涡轮机26释放的燃烧气体混合。
第二旁路管道48在其出口与辅助或第二排气喷管68流动连通布置，优选第二排气喷管68与第一排气喷管66同心。下优选实施例中，然后可将通过第二旁路管道48引导的空气的外旁路流选择性地通过第二喷管68释放，以在发动机运行期间降低排气噪音。
第一和第二排气喷管66，68可具有任何常规构造，并且在一个实施例中以常规方式构造以用于可变面积运行。这两个喷管具有适当地连接到发动机控制器70的相应的动作筒，该控制器70以数字计算机的形式并按照在发动机的整个工作循环期间发动机的有效运行和飞行器的飞行包线的要求适当地调节这些喷管的排出流截面。在示于图1中的示范性实施例中，第二排气喷管68同心布置在第一排气喷管66内，且在替代实施例中，第二排气喷管可布置在主喷管66之外。
例如，常规的中心锥或塞72可同心布置在排气喷管28的尾端内以限定主排气喷管66。在需要时可将塞72适当地轴向平移到排气管道28内以改变通过主喷管66的排出流截面。
在典型的缩放式(converging-diverging)超音速排气喷管中，塞72可以以向后方向扩张，且直径增加到最大直径峰值以限定在最大流截面的喉部终结的收缩管道，这个最大流截面标示为A8并位于排气管道28内。然后，该塞从该峰值向后收缩且直径减小以限定扩张管道，该扩张管道在具有较大出口流截面的主喷管终结，这个较大出口流截面通常标示为A9。
可将辅助排气喷管68适当地安装在主喷管66的尾端内。相应地，将空的反向流支柱74布置成在第二旁路管道48的出口端与排气塞72的前向或入口端之间流动连通。
反向支柱74提供相应的导管，以从外管道48引导外旁路流径向向内通过内管道46的尾端并通过排气管道28的前向端而进入塞72。将第二排气喷管68适当地布置在塞72内并与反向支柱74流动连通，以在需要时从该排气塞选择性地释放外旁路流。
在第二排气喷管68的这种构造中，可将环状阀适当地安装在该塞中以在该塞中轴向平移。在需要时可将第二喷管68打开，以从主喷管66将增加外旁路流释放到主排气流中，以降低排气噪音。
因此，将第二喷管68构造成声学喷管，这种声学喷管用于将增压风扇空气注入主排气装置中，以在主排气装置中进行混合并降低增压风扇空气的速度来降低噪音。当不再要求降低噪音或控制发动机的性能时，可将第二喷管68部分或全部适当地关闭。
可通过在第一旁路管道46的尾端引入可变面积旁路注入器(VABI)76来补充可变面积喷管66，68的性能。VABI 76可具有包括片状阀或环状阀的任何常规构造，这些片状阀或环状阀用于将内旁路流从内旁路管道46释放到共用排气管道28中。
这样，发动机控制器70可控制并协调可变排气喷管66，68以及VABI 76的运行，以将发动机在其工作循环期间的性能和效率最大化，包括在工作期间第一和第二风扇14，16将气流增加时对第一和第二风扇14，16的操作线进行的独立和同时控制。这包括与双旁路风扇关联的旁路比和失速裕度。
在示于图1和图2的优选实施例中，第一和第二风扇14，16具有用于它们各自的风扇叶片52和56的相对翼型构造，以在分别由第三和第二涡轮机26和24提供动力时被反向旋转驱动。特别地，在由对应的涡轮机26和24的动叶片驱动时，用于反向旋转的周向相对的风扇叶片52和56的对应的通常凹形的压力侧面也具有周向相对的翼型构造。
两级风扇叶片52和56的反向旋转运行提高空气动力学性能和效率，而消除额外的级和器件。例如，大的第一单级风扇14之后接着是与之流动连通的小的第二单级风扇16，小的第二单级风扇16独立连接到它们各自的涡轮机26和24，以用于反向旋转。
风扇OGV 50的排直接与第一风扇叶片52的径向外顶端流动连通，以将增加风扇空气回流到外旁路管道48中。
而且，OGV 50之后紧接着是风扇支柱64的外部分和外旁路管道48，且第二风扇叶片56之后紧接着是内旁路管道46中的相同的支柱的内部分。
因此，在两个风扇14，16之间并不要求入口导向叶片(IGV)，并因此特别通过消除用于这些IGV的作用系统而允许发动机的轴向长度的相应降低、重量的降低和复杂性的降低。
而且，也可以消除第二风扇16与风扇支柱64之间的相应的IGV，以进一步地降低发动机的长度和重量而提高性能。
示于图1中的三卷轴可变独立双旁路涡轮风扇发动机可用于实现与FLADE变循环发动机相关的好处，而并不增加FLADE变循环发动机的机械复杂性和限制。示于图1中的发动机并不使用FLADE的有凸肩的风扇叶片，而是包括大的或加大的第一级风扇14，而其中并没有整体FLADE。因此，可将第一风扇叶片52在空气动力学效率和强度方面进行优化，并可具有相对较薄的横截面，且离心负载由支撑转盘54所承载。
较小的第二级风扇56也构造成没有FLADE，因此第二级风扇叶片56在空气动力学效率和强度方面也被优化并具有相对较薄的横截面，且离心负载由支撑转盘54有效地承载。
引入与两个风扇级配合的双旁路管道46，48享有常规FLADE设计的好处，而并无机械限制。大的第一级风扇叶片52使进来的空气30增压，且将增压空气30的外部分引导通过OGV 50并进入外旁路管道48中。来自第一风扇14的增压空气的内部分直接与第二级风扇16联接。
将空气在第二风扇叶片56中进一步地增压，且将增压空气的径向外部分引导通过内旁路管道46，而且将来自第二级风扇16的空气的中心部分引导到高压压缩机18的入口中。
来自两个风扇14，16的两个顶端气流通过双旁路管道46，48旁通核心发动机。将来自内管道46的内旁路流独立地释放到共用排气管道28中。将外管道48中的外旁路流反转通过尾部支柱74，以在降低发动机噪音需要时通过第二声学喷管68有选择地释放。
无FLADE的双旁路涡轮风扇发动机产生用于向反向速度轮廓声学喷管68输送或用于变循环发动机的其它任何适当的目的压力相对较低和温度相对较低的外旁路流。例如，低温外旁路流可用于排气喷管冷却或提供排气流周围的流体护罩。
将FLADE从发动机中除去相应地消除了与FLADE设计的较厚翼型相关的空气动力学损失以及同样与FLADE设计相关的流程限制、级间泄漏和顶端速度限制。
因此，可将无FLADE的两个风扇级进行优化以用于翼型设计和较高的风扇效率，且燃料消耗率也有相应的提高。
无FLADE涡轮机风扇的反向旋转构造允许将风扇级中的几排定子翼型除去，这样就会相应地减小发动机的长度和重量。反向旋转还可用于消除以反向旋转运行的第二涡轮机24与第三涡轮机26之间的涡轮机喷管。
而且，大的第一风扇14通过外旁路管道48暴露给它自己的节流区或背压，外旁路管道48终结于声学喷管68中，声学喷管68相应地允许对第一和第二级风扇14，16的操作线进行独立控制。内旁路管道46直接联接到第二风扇16并独立地通过第一排气喷管66释放其旁路流，通过第一排气喷管66的气流与第二排气喷管68的气流平行。
对风扇级的独立控制允许在需要时利用对两个喷管66，68中的可变面积进行相应的控制来在飞行中优化风扇的性能。
相对于常规的变循环发动机包括FLADE设计来讲，前面所描述的结合在一起的无FLADE的双旁路涡轮风扇发动机的好处有可能极大地增加超音速运输飞行器或商用喷气机的范围。初级发动机循环和空气动力学分析预计，与具有FLADE构造的典型的可变或自适应循环发动机相比，前面所公开的双旁路涡轮风扇发动机的燃料消耗率提高1％。
由于特别构造以用于超音速飞行器推进的变循环发动机具有可变构造，所以可对前面公开的双旁路无FLADE设计按照需要进行修改，以补充已知的常规变循环发动机。变循环发动机中的排气喷管具有多种构造，这些构造有益于来自前面所公开的外和内旁路管道的独立旁路流，这些外和内旁路管道直接联接到相应的风扇级。
虽然本说明书已对认为是本发明的优选的和示范性的实施例进行了描述，但本领域技术人员从本说明书的教导中会明白本发明的其它修改，因此，希望在所附的权利要求书中所保护的所有的这些修改均在本发明的实质精神和范围之内。
因此，希望由美国专利证书所保护的是由下面的权利要求书所限定和区别的发明。
元件列表10气体涡轮发动机12中心线轴14第一风扇16第二风扇18压缩机20燃烧室22高压涡轮机24中压涡轮机26低压涡轮机28排气管道30空气32燃烧气体34第一驱动轴36第二驱动轴38第三驱动轴40第一外罩42第二外罩44第三外罩46第一旁路管道48第二旁路管道50出口导向叶片52第一风扇叶片54第一转盘56第二风扇叶片58第二转盘60风扇框架62后框架64风扇支柱66第一排气喷管68第二排气喷管
70发动机控制器72塞74反向支柱76可变旁路注入器(VABI)
权利要求
1.一种变循环涡轮风扇发动机(10)，包括大的第一单级风扇(14)，直接跟随其后的是与之流动连通的小的第二单级风扇(16)，所述第一单级风扇(14)、第二单级风扇(16)独立地连接到相应的涡轮机(24，26)；第一旁路管道(46)，所述第一旁路管道(46)围绕核心发动机，所述核心发动机包括压缩机(18)、燃烧室(20)和涡轮机(22)，所述涡轮机(22)连接到所述压缩机(18)并布置成与所述第二风扇(16)流动连通；第二旁路管道(48)，所述第二旁路管道(48)围绕所述第一旁路管道(46)并布置成与所述第一风扇(14)流动连通；第一排气喷管(66)，所述第一排气喷管(66)与所述核心发动机和所述第一旁路管道(46)以流动连通方式连接；以及第二排气喷管(68)，所述第二排气喷管(68)与所述第二旁路管道(48)以流动连通方式连接。
2.如权利要求1所述的发动机，其特征在于所述发动机还包括出口导向叶片排(50)，所述出口导向叶片排(50)布置在所述第二旁路管道(48)的入口端内，所述第二旁路管道(48)在所述第二风扇(16)外侧并与所述第一风扇(14)直接流动连通。
3.如权利要求2所述的发动机，其特征在于所述发动机还包括风扇框架(60)，所述风扇框架(60)布置在所述第二风扇(16)与所述压缩机(18)之间并包括支柱排(64)，所述支柱排(64)径向向外延伸通过所述第一和第二旁路管道(46，48)，所述第一和第二旁路管道(46，48)在所述出口导向叶片(50)的尾部。
4.如权利要求3所述的发动机，其特征在于所述第一和第二风扇(14，16)具有相对的翼型构造，在由所述对应的涡轮机(24，26)驱动时，所述这些相对的翼型构造用于反向旋转。
5.如权利要求4所述的发动机，其特征在于所述发动机还包括第一外罩(40)，所述第一外罩(40)围绕所述压缩机(18)；第二外罩(42)，所述第二外罩(42)从所述第一外罩(40)外侧隔开，以限定所述第一旁路管道(46)；第三外罩(44)，所述第三外罩(44)与所述第二外罩(42)外侧隔开，以限定所述第二旁路管道(48)；所述第二风扇(16)径向向外跨越所述第一旁路管道(46)延伸到所述第二外罩(42)；所述第一风扇(14)径向向外跨越所述第二旁路管道(48)延伸到所述第三外罩(44)。
6.如权利要求5所述的发动机，其特征在于所述第一风扇(14)由第一卷轴(34)连接到第三涡轮机(26)；所述第二风扇(16)由第二卷轴(36)独立连接到所述第三涡轮机(26)前面的第二涡轮机(24)；所述压缩机(18)由第三卷轴(38)独立连接到所述第二涡轮机(24)前面的第一涡轮机(22)；且所述第一和第二排气喷管(66，68)布置成分别与所述第一和第二旁路管道(46，48)独立地流动连通，以独立地控制所述第一和第二风扇(14，16)的操作线。
7.如权利要求6所述的发动机，其特征在于所述第一和第二排气喷管(66，68)构造成用于可变面积。
8.如权利要求6所述的发动机，其特征在于所述第二排气喷管(68)同心布置在所述第一排气喷管(66)内。
9.如权利要求6所述的发动机，其特征在于所述发动机还包括中心塞(72)，所述中心塞(72)同轴布置在所述第一排气喷管(66)内；反向流支柱排(74)，所述反向流支柱排(74)布置成在所述第二旁路管道(48)与所述塞(72)之间流动连通；且所述第二排气喷管(68)布置在所述塞(72)中并与所述反向流支柱(74)流动连通。
10.如权利要求6所述的发动机，其特征在于所述发动机还包括可变面积旁路注入器(76)，所述可变面积旁路注入器(76)布置在所述第一旁路管道(46)的尾端，以控制进入所述第一排气喷管(66)的旁路流。
全文摘要
一种变循环涡轮风扇发动机(10)，包括独立地连接到各自的涡轮机(24，26)的第一和第二风扇(14，16)。第一旁路管道(46)围绕核心发动机，核心发动机布置成与第二风扇(16)流动连通。第二旁路管道(48)围绕第一旁路管道(46)，第一旁路管道(46)与第一风扇(14)流动连通。第一排气喷管(66)连接到核心发动机和第一旁路管道(46)。并且，第二排气喷管(68)连接到第二旁路管道(48)。
文档编号F02C9/18GK101021181SQ200710005710
公开日2007年8月22日 申请日期2007年2月13日 优先权日2006年2月13日
发明者B·F·鲍威尔, J·J·德克 申请人:通用电气公司