超音速涡扇发动机的制作方法

本主题大体上涉及一种燃气涡轮发动机，或者更具体地涉及一种燃气涡轮发动机轴承组件构造。

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按串行流顺序的压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在至少某些燃气涡轮发动机中，还包括罩(nacelle)，所述罩围绕并且包围风扇和核心的至少一部分延伸。所述罩可由核心和/或风扇支撑，并由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来说，所述撑杆被定位成与风扇叶片相对紧密接近，使得其可充当风扇的出口导叶。

对于以超音速飞行速度(即，飞行速度大于马赫数1)操作的燃气涡轮发动机来说，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音速飞行速度操作时可能产生相对大量的声学干扰(即，噪声)。虽然这对于军事应用来说通常是可接受的，但鉴于商用飞机在陆上的噪声极限限制，这种声学干扰可能限制燃气涡轮发动机在商用应用方面的使用。

因此，能够以超音速飞行速度操作同时在操作期间产生较少声学干扰的燃气涡轮发动机将是有用的。

技术实现要素：

本发明的各方面和优点将部分在以下描述中阐述，或者可从所述描述中显而易见，或者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，提供一种超音速涡扇发动机。超音速涡扇发动机包括风扇区段，所述风扇区段具有限定大于1.9的风扇压力比的单级风扇。超音速涡扇发动机还包括核心涡轮发动机，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。超音速涡扇发动机还包括罩，所述罩至少部分地包围风扇区段的风扇和核心涡轮发动机。罩限定与核心涡轮发动机的旁路通道。超音速涡扇发动机限定大于或等于三(3)的旁路比。旁路比是在超音速涡扇发动机的操作期间通过旁路通道的空气流与通过核心涡轮发动机的入口的空气流的比率。

在本发明的一个示范性方面中，提供一种操作超音速涡扇发动机的方法。超音速涡扇发动机包括单级风扇且限定旁路比。所述方法包括以次音速飞行速度操作超音速涡扇发动机，以及以超音速飞行速度操作超音速涡扇发动机，其中超音速涡扇发动机限定大于或等于三(3)的旁路比，且单级风扇限定大于1.9的风扇压力比。

技术方案1.一种超音速涡扇发动机，包括：

风扇区段，其包括限定大于1.9的风扇压力比的单级风扇；

核心涡轮发动机，其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；以及

罩，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，所述罩与所述核心涡轮发动机限定旁路通道，所述超音速涡扇发动机限定大于或等于三(3)的旁路比，所述旁路比是在所述超音速涡扇发动机的操作期间通过所述旁路通道的空气流与通过所述核心涡轮发动机的所述入口的空气流的比率。

技术方案2.根据技术方案1所述的超音速涡扇发动机，其中，所述风扇压力比大于2.0。

技术方案3.根据技术方案1所述的超音速涡扇发动机，其中，所述旁路比小于十(10)。

技术方案4.根据技术方案1所述的超音速涡扇发动机，其中，所述旁路比大于或等于四(4)且小于或等于七(7)。

技术方案5.根据技术方案1所述的超音速涡扇发动机，其中，来自所述单级风扇的空气流沿轴向方向在所述单级风扇与到所述核心空气流动路径的所述入口之间不受阻。

技术方案6.根据技术方案5所述的超音速涡扇发动机，其中，所述涡扇发动机还包括在所述核心涡轮发动机与所述罩之间延伸的出口导叶的级，来自所述单级风扇的所述空气流沿所述轴向方向在所述单级风扇与所述出口导叶的级之间同样不受阻。

技术方案7.根据技术方案1所述的超音速涡扇发动机，其中，燃气涡轮发动机是直接驱动式燃气涡轮发动机。

技术方案8.根据技术方案1所述的超音速涡扇发动机，其中，所述超音速燃气涡轮发动机被配置成安装到设计成以大于马赫数1的飞行速度操作的飞机。

技术方案9.根据技术方案1所述的超音速涡扇发动机，其中，所述核心涡轮发动机包括压缩机区段，所述压缩机区段包括单个压缩机。

技术方案10.根据技术方案1所述的超音速涡扇发动机，其中，所述核心涡轮还包括出口导叶的级，所述出口导叶的级在到所述核心空气流动路径的所述入口下游的位置处在所述核心涡轮发动机与所述罩之间延伸。

技术方案11.根据技术方案10所述的超音速涡扇发动机，其中，所述出口导叶中的每一个基本上沿径向方向延伸。

技术方案12.根据技术方案10所述的超音速涡扇发动机，其中，所述出口导叶中的每一个限定中心线，每个中心线与所述径向方向限定小于约三十度(30°)的角度。

技术方案13.一种操作包括单级风扇并限定旁路比的超音速涡扇发动机的方法，所述方法包括：

以次音速飞行速度操作所述超音速涡扇发动机；以及

以超音速飞行速度操作所述超音速涡扇发动机，其中所述超音速涡扇发动机限定大于或等于三(3)的旁路比，且所述单级风扇限定大于1.9的风扇压力比。

技术方案14.根据技术方案13所述的方法，其中，以超音速飞行速度操作所述超音速涡扇发动机包括在所述单级风扇限定大于2.0的压力比的情况下，以超音速飞行速度操作所述超音速涡扇发动机。

技术方案15.根据技术方案13所述的方法，其中，以超音速飞行速度操作所述超音速涡扇发动机包括在所述旁路比小于或等于十(10)的情况下，以超音速飞行速度操作所述超音速涡扇发动机。

技术方案16.根据技术方案13所述的方法，其中，以超音速飞行速度操作所述超音速涡扇发动机包括在所述旁路比大于或等于四(4)且小于或等于七(7)的情况下，以超音速飞行速度操作所述超音速涡扇发动机。

技术方案17.根据技术方案13所述的方法，其中，来自所述单级风扇的空气流沿轴向方向在所述单级风扇与到所述核心空气流动路径的所述入口之间不受阻。

技术方案18.根据技术方案17所述的方法，其中，所述核心涡轮还包括出口导叶的级，来自所述单级风扇的所述空气流沿轴向方向在所述单级风扇与所述出口导叶的级之间同样不受阻。

技术方案19.根据技术方案13所述的方法，其中，所述核心涡轮发动机包括压缩机区段，所述压缩机区段包括单个压缩机。

技术方案20.根据技术方案13所述的方法，其中，所述核心涡轮还包括出口导叶的级，所述出口导叶的级在到所述核心空气流动路径的所述入口下游的位置处在所述核心涡轮发动机与所述罩之间延伸。

参考以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特征、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，且与描述一起用以阐释本发明的原理。

附图说明

本发明的完全和充分的公开，包括其对于本领域普通技术人员来说的最佳模式，在参考附图的本说明书中被阐述，在附图中：

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剖视图。

图2是用于操作超音速涡扇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，所述当前实施例的一个或多个实例在附图中说明。详细描述使用数字和字母标号来指代附图中的特征。在附图和描述中使用相同或相似的标号来指代本发明的相同或相似的部件。如本文中所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以区分一个部件与另一部件，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。举例来说，“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标记指示相同的元件，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剖视图。更具体地说，对于图1的实施例来说，燃气涡轮发动机是超音速涡扇喷气发动机10，其在本文中被称为“涡扇发动机10”。尽管参考超音速涡扇发动机10的示范性实施例进行描述，但在本发明的其它示范性方面中，涡扇发动机10可具有任何其它合适的构造。举例来说，如将了解，在本发明的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个压缩机、涡轮和/或线轴(spool)。

如图1所示出，涡扇发动机10限定轴向方向A(平行于提供用于参考的纵向中心线12延伸)、径向方向R和周向方向(即，围绕轴向方向A延伸的方向；未描绘)。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通常包括基本上管状的外部壳体18，所述外部壳体18限定环形入口20。外部壳体18按串行流关系围封：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(shaft)或线轴34将HP涡轮28传动地连接到HP压缩机24。低压(LP)轴杆或线轴36将LP涡轮30传动地连接到风扇区段14。

压缩机区段、燃烧区段26、涡轮区段和喷气排气喷嘴区段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来说，核心涡轮发动机16还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穿过核心空气流动路径38的多个撑杆42。多个撑杆42可提供对核心涡轮发动机16的结构支撑。

对于所描绘的实施例来说，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来说，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，风扇叶片46从盘48大体沿径向方向R向外延伸。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，所描绘的示范性涡扇发动机10被构造成直接驱动式涡扇发动机。更具体地说，所描绘的示范性涡扇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，相反，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。风扇压力比是指在风扇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来说，涡扇发动机10的风扇44限定大于1.9的风扇压力比。举例来说，在某些示范性实施例中，风扇压力比可大于或等于2.0。

仍然参考图1的示范性实施例，盘48由可旋转的前轮毂52覆盖，所述前轮毂52成空气动力学轮廓以促进空气流通过多个风扇叶片46。另外，示范性风扇区段14包括环形风扇壳体或外部罩50，所述环形风扇壳体或外部罩50沿周向包围风扇44和/或核心涡轮发动机16的至少一部分。此外，罩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，以便在其间限定旁路空气流通道58。

所描绘的示范性罩50由沿周向隔开的出口导叶54的级机械连接到核心涡轮发动机16。对于所描绘的实施例来说，所述出口导叶54的级中的每个出口导叶54在核心涡轮发动机16与罩50之间延伸，且更具体地说，在到核心空气流动路径38的入口20的下游或后部位置处、在核心涡轮发动机16与罩50之间延伸。此外，用于所描绘的实施例的出口导叶54中的每一个基本上沿径向方向R延伸。具体地说，对于所描绘的实施例来说，出口导叶54中的每一个限定中心线55(即，沿出口导叶54的中心相对于轴向方向A延伸的线)。出口导叶54中的每一个的中心线55与径向方向R限定小于约三十度(30°)的角度57，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来说，出口导叶54是前掠式的(forward-swept)，使得其稍微向前倾斜(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)。此外，对于所描绘的实施例来说，中心线55中的每一个基本上笔直。然而，在其中例如中心线55可弯曲的其它实施例中，可借助如使用最小均方估计确定的与中心线55的最佳拟合线来限定角度102。

在涡扇发动机10的操作期间，一定体积的空气60通过罩50和/或风扇区段14进入涡扇10(空气60从罩50的入口到多个风扇叶片46不受阻)。在所述体积的空气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路空气流通道58中，并且由箭头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，且更具体地说，被导向或导引进由核心涡轮发动机16限定的到核心空气流动路径38的入口20中。通过旁路空气流通道58的空气的第一部分62与通过核心涡轮发动机16的入口20的空气的第二部分64之间的比率通常被称为旁路比。对于本发明来说，涡扇发动机10限定大于或等于三(3)且小于十(10)的旁路比。举例来说，在某些示范性实施例中，旁路比可大于或等于四(4)且小于或等于七(7)，例如大于或等于四又二分之一(4.5)且小于或等于六(6)。

仍然参考图1，在空气的第二部分64被导引通过HP压缩机24并导引进燃烧区段26时，其压力增加，在燃烧区段26处，空气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处，经由连接到外部壳体18的HP涡轮定子轮叶(vane)和连接到HP轴杆或线轴34的HP涡轮转子叶片(blade)(未标记)的有序级提取来自燃烧气体66的热能和/或动能的一部分，由此导致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处，经由连接到外部壳体18的LP涡轮定子轮叶和连接到LP轴杆36或线轴36的LP涡轮转子叶片(未标记)的有序级提取来自燃烧气体66的热能和动能的第二部分，由此导致LP轴杆36或线轴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路空气流通道56时，空气的第一部分62的压力基本上增加，从而也提供推进的推力。

此外，对于所描绘的实施例来说，涡扇发动机10被配置成超音速涡扇发动机10，所述超音速涡扇发动机10被配置成以大于马赫数1的飞行速度操作。这可以通过涡扇发动机10的各种设计参数来实现，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、旁路比、风扇直径、整体压力比等的其它设计参数。

仍然参考图1，应了解，来自单级风扇44的空气流64沿轴向方向A在单级风扇44与到核心空气流动路径38的入口20之间不受阻。另外，来自单级风扇44的空气流62沿轴向方向A在单级风扇44与出口导叶54的级之间同样不受阻。如将了解，这可以允许以超音速速度操作涡扇发动机10，同时减少在此类操作期间产生的声学干扰。

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允许以超音速飞行速度操作涡扇发动机，同时减少由涡扇发动机产生的声学干扰。另外，使用根据本发明的示范性方面的限定风扇压力比的单级风扇可实现较轻的涡扇发动机和更轴向紧凑的涡扇发动机。另外，本发明的发明人已发现将根据本发明的限定风扇压力比的单级风扇与处于本说明书中所描述的范围内的旁路比组合在以超音速飞行速度操作时能实现所希望的效率。

现在参考图2，提供一种根据本发明的示范性方面的操作超音速涡扇发动机的方法(100)。所述方法(100)可借助以上参考图1所描述的示范性涡扇发动机10用于某些示范性方面中。因此，所述方法(100)可借助包括限定风扇压力比的单级风扇的超音速涡扇发动机而使用。另外，超音速涡扇发动机可限定旁路比。

如图2所描绘，示范性方法(100)包括在(102)处以次音速飞行速度(即，小于马赫数1的速度)操作超音速涡扇发动机。在(102)处以次音速飞行速度操作超音速涡扇发动机可包括在起飞操作模式、登陆操作模式和/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(100)包括在(104)处以超音速飞行速度(即，大于马赫数1的速度)操作超音速涡扇发动机，其中超音速涡扇发动机限定大于或等于三(3)的旁路比，且单级风扇限定大于1.9的风扇压力比。在(104)处以超音速飞行速度操作超音速涡扇发动机可发生于在(102)处以次音速飞行速度操作超音速涡扇发动机之后，或者可替代地，发生于在(102)处以次音速飞行速度操作超音速涡扇发动机之前。此外，根据本发明的一个或多个示范性方面操作超音速涡扇发动机可允许以超音速飞行速度操作超音速涡扇发动机，同时符合某些效率限制。

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，并且可包括所属领域的技术人员想到的其它实例。如果这种其它实例包括与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等同结构元件，那么这种其它实例意图在权利要求书的范围内。