用于飞行器的气体涡轮引擎的制作方法

本公开涉及用于飞行器的气体涡轮引擎和在飞行器上操作气体涡轮引擎的方法。

背景技术：

用于飞行器推进的气体涡轮引擎具有影响整体效率和功率输出或推力的许多设计因素。气体涡轮引擎的一般目的是提供具有低比燃料消耗(sfc)的推力。为了在巡航条件期间降低sfc，需要提高引擎的热效率和推进效率两者。

为了以高效率启用更高推力，可使用直径更大的风扇。然而，当制造更大的引擎时，据发现，简单地按比例放大已知引擎类型的部件可能不会相应地按比例放大功率/推力和/或效率，例如因为在整个更大的引擎中存在热传递差异。因此，重新考虑引擎参数和操作条件可能是合适的，以便提供具有低sfc的引擎。

技术实现要素：

根据第一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：

引擎核心，该引擎核心包括：包括一个或多个涡轮的涡轮系统、包括一个或多个压缩机的压缩机系统以及将涡轮系统连接到压缩机系统的芯轴，其中压缩机出口压力被定义为在巡航条件下压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均压力，引擎核心还包括环形分流器，在该环形分流器处，流被分为流动通过引擎核心的核心流和沿着旁路导管流动的旁路流，其中围绕引擎的圆周的滞止流线滞止在环形分流器的前缘上，形成流面，该流面形成包含所有核心流的流管的径向外边界；

位于引擎核心上游的风扇，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，每个风扇叶片具有前缘和后缘，每个风扇叶片具有位于包含核心流的流管内的径向内部，并且其中风扇根部入口压力被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片的径向内部的前缘的气流的平均压力；以及围绕引擎核心的短舱，该短舱限定旁路导管和旁路排气喷嘴，其中：

总压力比被定义为压缩机出口压力除以风扇根部入口压力，

旁路喷嘴压力比被定义为在巡航条件下旁路排气喷嘴的喷嘴压力比，并且

组合压力比被定义为：

在20和29之间的范围内。

根据第二方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：

引擎核心，该引擎核心包括：包括一个或多个涡轮的涡轮系统、包括一个或多个压缩机的压缩机系统以及将涡轮系统连接到压缩机系统的芯轴，其中压缩机出口压力被定义为在巡航条件下压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均压力，引擎核心具有限定在引擎的中心线和引擎核心的最前尖端之间的核心半径；

位于引擎核心上游的风扇，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，每个风扇叶片具有前缘和后缘，其中每个风扇叶片的径向内部是或包括每个风扇叶片的距引擎的中心线的距离小于核心半径的部分，并且其中风扇根部入口压力被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片的径向内部的前缘的气流的平均压力；以及

围绕引擎核心的短舱，该短舱限定旁路导管和旁路排气喷嘴，其中：

总压力比被定义为压缩机出口压力除以风扇根部入口压力，

旁路喷嘴压力比被定义为在巡航条件下旁路排气喷嘴的喷嘴压力比，并且

组合压力比被定义为：

在20和29之间的范围内。

第一方面和第二方面的气体涡轮引擎在巡航条件下提供降低的推力比燃料消耗。为了降低巡航sfc(即提高整体引擎效率以减少燃料燃烧)，应提高引擎的热效率和推进效率两者。高推进效率可通过具有能导致低旁路喷嘴压力比的低比推力来实现，而高热效率可通过具有高总压力比来实现。

本发明人已发现，通过构造气体涡轮引擎以使得上文定义的组合压力比在上述范围内，可提供巡航sfc的期望降低。已发现，将组合比降低到该范围以下不会提供显著的燃料燃烧益处，因为由于低总压力比，核心的热效率将较低，并且由于高比推力，推进效率将较低。将组合压力比提高到上文定义的范围以上可导致引擎操作温度上升而超过引擎内各个部件的承温能力的问题。因此，由于所需的操作温度较高，增大的冷却流和/或增加的引擎部件的磨损或故障会抵消任何燃料燃烧优点。此外，减小旁路喷嘴压力比以使得组合压力比高于上述范围可能需要使用过大的风扇。这可导致不期望的重量增加和安装限制，从而抵消任何燃料燃烧益处。

组合压力比可在22和27之间的范围内。

总压力比可为以下项中的任一者：a)大于42.5；b)在42.5和70之间的范围内；c)在50和70之间的范围内；或者d)在52和65之间的范围内。

组合压力比可在22和27之间的范围内，并且总压力比可在50和60之间的范围内。组合压力比可在22和27之间的范围内，并且总压力比可在52和60之间的范围内。

旁路喷嘴压力比可在2.0和2.3之间的范围内，并且更具体地可在2.02和2.25之间的范围内。

旁路喷射速度可被定义为在巡航条件下离开旁路排气喷嘴的气流的喷射速度，并且喷射速度比可被定义为：

并且可在4.7m/s和7.7m/s之间的范围内，并且更具体地可在5.0m/s和7.0m/s之间的范围内。

压缩机出口温度可被定义为在巡航条件下压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均温度，风扇根部入口温度可被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片的径向内部的前缘的气流的平均温度，并且核心温度上升可被定义为以开尔文为单位的压缩机系统的最高压力压缩机的压缩机出口温度除以以开尔文为单位的风扇根部入口温度。

温度压力比可被定义为：

并且可在1.52和1.8之间的范围内，并且在巡航条件下的总压力比可在42.5和70、例如45和70之间的范围内。

根据第三方面，提供了一种在飞行器上操作气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎如第一方面或第二方面以及以上任何陈述中所定义。该方法包括：操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进，使得组合压力比在20和29之间的范围内。

根据第四方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：

引擎核心，该引擎核心包括：包括一个或多个涡轮的涡轮系统、包括一个或多个压缩机的压缩机系统以及将涡轮系统连接到压缩机系统的芯轴，其中压缩机出口压力被定义为在巡航条件下压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均压力，引擎核心还包括环形分流器，在该环形分流器处，流被分为流动通过引擎核心的核心流和沿着旁路导管流动的旁路流，其中围绕引擎的圆周的滞止流线滞止在环形分流器的前缘上，形成流面，该流面形成包含所有核心流的流管的径向外边界；

位于引擎核心上游的风扇，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，每个风扇叶片具有前缘和后缘，每个风扇叶片具有位于包含核心流的流管内的径向内部，并且其中风扇根部入口压力被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片的径向内部的前缘的气流的平均压力；以及围绕引擎核心的短舱，该短舱限定旁路导管和旁路排气喷嘴，其中：

总压力比opr被定义为压缩机出口压力除以风扇根部入口压力，

旁路喷射速度被定义为在巡航条件下离开旁路排气喷嘴的气流的喷射速度，并且

喷射速度与opr之比被定义为：

在4.7m/s和7.7m/s之间的范围内。

根据第五方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：

引擎核心，该引擎核心包括：包括一个或多个涡轮的涡轮系统、包括一个或多个压缩机的压缩机系统以及将涡轮系统连接到压缩机系统的芯轴，其中压缩机出口压力被定义为在巡航条件下压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均压力，引擎核心具有限定在引擎的中心线和引擎核心的最前尖端之间的核心半径；

位于引擎核心上游的风扇，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片64，每个风扇叶片具有前缘和后缘，其中每个风扇叶片的径向内部是或包括每个风扇叶片的距引擎的中心线的距离小于核心半径的部分，并且其中风扇根部入口压力被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片的径向内部的前缘的气流的平均压力；以及

围绕引擎核心的短舱，该短舱限定旁路导管和旁路排气喷嘴，其中：

总压力比opr被定义为压缩机出口压力除以风扇根部入口压力，

旁路喷射速度被定义为在巡航条件下离开旁路排气喷嘴的气流的喷射速度，并且

喷射速度与opr之比被定义为：

在4.7m/s和7.7m/s之间的范围内。

第四方面和第五方面的气体涡轮引擎还在巡航条件下提供降低的sfc。如上所述，为了降低巡航sfc，应提高引擎的热效率和推进效率两者。高推进效率可通过具有低旁路喷嘴喷射速度来实现。高热效率可通过具有高总压力比来实现。

本发明人已发现，通过构造气体涡轮引擎以使得喷射速度与opr之比在上述范围内，可提供巡航sfc的期望降低。已发现，将喷射速度与opr之比提高到该范围以上不会提供显著的燃料燃烧益处，因为由于低总压力比，核心的热效率将较低，并且由于高比推力，推进效率将较低。将喷射速度与opr之比降低到上文定义的范围以下可导致如上所述的引擎操作温度上升的问题。此外，将喷射速度与opr之比降低到上述范围以下可能需要使用过大的风扇，从而导致不期望的重量增加和安装限制，并且抵消任何燃料燃烧益处。例如，降低旁路喷射速度以使得喷射速度与opr之比低于上述范围可能需要使用过大的风扇。这可导致不期望的重量增加和安装限制，从而抵消任何燃料燃烧益处。

喷射速度与opr之比可在5.0m/s和7.0m/s之间的范围内。

总压力比可为以下项中的任一者：a)大于42.5；b)在42.5和70之间的范围内；c)在50和70之间的范围内；或者d)在52和65之间的范围内。

喷射速度与opr之比可在5.0m/s和7.0m/s之间的范围内，并且总压力比可在50和70之间的范围内。喷射速度与opr之比可在5.0m/s和7.0m/s之间的范围内，并且总压力比可在52和65之间的范围内。

旁路喷射速度可在300m/s和366m/s之间的范围内，并且更具体地可在320m/s和360m/s之间的范围内。

旁路喷嘴压力比可被定义为在巡航条件下旁路排气喷嘴的喷嘴压力比，并且组合压力比可被定义为：

并且可在20和29之间的范围内。

压缩机出口温度可被定义为在巡航条件下压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均温度，风扇根部入口温度可被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片的径向内部的前缘的气流的平均温度，并且核心温度上升可被定义为以开尔文为单位的压缩机出口温度除以以开尔文为单位的风扇根部入口温度，其中

温度压力比可被定义为：

并且可在1.52和1.8之间的范围内，并且总压力比可在42.5和70之间的范围内(在巡航时)。

根据第六方面，提供了一种在飞行器上操作气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎如第四方面或第五方面或以上任何陈述中所定义，其中该方法包括：操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进，使得喷射速度比在4.7m/s和7.7m/s之间的范围内。

根据第七方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括：包括一个或多个涡轮的涡轮系统、包括一个或多个压缩机的压缩机系统以及将涡轮系统连接到压缩机系统的芯轴，其中压缩机出口温度被定义为在巡航条件下压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均温度，并且压缩机出口压力被定义为在巡航条件下压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均压力，引擎核心还包括环形分流器，在该环形分流器处，流被分为流动通过引擎核心的核心流和沿着旁路导管流动的旁路流，其中围绕引擎的圆周的滞止流线滞止在环形分流器的前缘上，形成流面，该流面形成包含所有核心流的流管的径向外边界；

位于引擎核心上游的风扇，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，每个风扇叶片具有前缘和后缘，每个风扇叶片具有位于包含核心流的流管内的径向内部，并且其中风扇根部入口温度被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片的径向内部的前缘的气流的平均温度，并且其中风扇根部入口压力被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片的径向内部的前缘的气流的平均压力；以及

围绕引擎核心的短舱，该短舱限定旁路导管和旁路排气喷嘴，其中：

总压力比被定义为压缩机出口压力除以风扇根部入口压力，

旁路喷嘴压力比被定义为在巡航条件下旁路排气喷嘴的喷嘴压力比，

核心温度上升被定义为以开尔文为单位的压缩机出口温度除以以开尔文为单位的风扇根部入口温度，

温度压力比被定义为：

在1.52和1.8之间的范围内(在巡航条件下)，并且

总压力比在42.5和70之间的范围内(在巡航条件下)。

根据第八方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：

引擎核心，该引擎核心包括：包括一个或多个涡轮的涡轮系统、包括一个或多个压缩机的压缩机系统以及将涡轮系统连接到压缩机系统的芯轴，其中压缩机出口温度被定义为在巡航条件下压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均温度，并且压缩机出口压力被定义为在巡航条件下压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均压力，引擎核心具有限定在引擎的中心线和引擎核心的最前尖端之间的核心半径；

位于引擎核心上游的风扇，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，每个风扇叶片具有前缘和后缘，其中每个风扇叶片的径向内部是或包括每个风扇叶片的距引擎的中心线的距离小于核心半径的部分，并且其中风扇根部入口温度被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片的径向内部的前缘的气流的平均温度，并且其中风扇根部入口压力被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片的径向内部的前缘的气流的平均压力；以及

围绕引擎核心的短舱，该短舱限定旁路导管和旁路排气喷嘴，其中：

总压力比被定义为压缩机出口压力除以风扇根部入口压力，

旁路喷嘴压力比被定义为在巡航条件下旁路排气喷嘴的喷嘴压力比，

核心温度上升被定义为以开尔文为单位的压缩机出口温度除以以开尔文为单位的风扇根部入口温度，

温度压力比被定义为：

在1.52和1.8之间的范围内(在巡航条件下)，并且

总压力比在42.5和70之间的范围内(在巡航条件下)。

第七方面和第八方面的气体涡轮引擎还在巡航条件下提供降低的sfc。如上所述，为了降低巡航sfc，应提高引擎的热效率和推进效率两者。第三方面的气体涡轮引擎通过针对给定比率的核心温度上升与旁路喷嘴压力比(即温度压力比)使用高总压力比来提供降低的sfc。通过以高总压力比和低核心温度上升来操作，提供了高压缩效率。

本发明人已发现，通过构造气体涡轮引擎以使得温度压力比在上述范围内，可提供巡航sfc的期望降低。将温度压力比提高到该范围以上可能会超出引擎内材料的承温能力。因此，通过提高温度压力比而导致的任何进一步的性能提高都可以被在较高温度下操作和/或潜在的冷却流增大和/或引擎部件的磨损或故障增加的不利影响所抵消。将核心温度上升与旁路喷嘴压力比的比率降低到上述范围之外可导致大风扇。这可导致重量和安装限制，从而抵消所提供的任何燃料燃烧益处。

总压力比可在50和70之间的范围内，并且更具体地可在52和65之间的范围内。

旁路喷嘴压力比可在2.0和2.3之间的范围内，并且更具体地可在2.02和2.25之间的范围内。

核心温度上升可在3.1和4.0之间的范围内，并且更具体地可在3.10和3.50之间的范围内。

旁路喷嘴压力比可被定义为在巡航条件下旁路排气喷嘴的喷嘴压力比，并且组合压力比被定义为：

可在20和29之间的范围内(在巡航条件下)。

旁路喷射速度可被定义为在巡航条件下离开旁路排气喷嘴的气流的喷射速度，并且喷射速度比被定义为：

可在4.7m/s和7.7m/s之间的范围内，并且更具体地在5.0m/s和7.0m/s之间(在巡航条件下)。

根据第九方面，提供了一种在飞行器上操作气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎如第七方面或第八方面或以上任何陈述中所定义，其中该方法包括：操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进，使得温度压力比在1.52和1.8之间的范围内，并且总压力比在42.5和70之间的范围内。

压缩级数量可被定义为由风扇和压缩机系统组合提供的压缩级的数量。压缩级数量可为13或更大。根据任何方面或要求保护的技术方案，压缩级数量可以不大于16。例如，压缩级数量可为13、14、15或16。

根据任何方面，压缩机系统可包括第一压缩机和第二压缩机，涡轮系统可包括第一涡轮和第二涡轮，芯轴可以是连接第一压缩机和第一涡轮的第一芯轴，引擎核心还可包括将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴，第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。第一压缩机可包括3个压缩级，并且第二压缩机可包括至少8个压缩级，例如8、9或10个压缩级。

根据任何方面，可在风扇的前缘处限定环形扇面，并且准无因次质量流率q可被定义为：

其中：w为以kg/s为单位通过所述风扇的质量流率；t0为以开尔文为单位在扇面处的空气的平均滞止温度；p0为以pa为单位在所述扇面处的空气的平均滞止压力；并且afan为以m²为单位的扇面的面积。在巡航条件下，q的值可在0.025kgs^-1n^-1k^1/2和0.038kgs^-1n^-1k^1/2之间的范围内，并且更具体地，q的值可在0.031kgs^-1n^-1k^1/2和0.036kgs^-1n^-1k^1/2之间的范围内，并且还更具体地，q的值可在0.032kgs^-1n^-1k^1/2和0.035kgs^-1n^-1k^1/2之间的范围内，并且甚至还更具体地，q在巡航条件下的值可小于或等于0.035kgs^-1n^-1k^1/2。

根据任何方面，风扇尖压比可被定义为风扇出口处的随后流动通过旁路导管的气流的平均总压力与风扇入口处的气流的平均总压力的比率。在巡航条件下：风扇尖压比可在1.2和1.45之间的范围内，并且更具体地可在1.35和1.44之间的范围内，例如1.38至1.41，例如大约1.41。

根据任何方面，风扇根压比可被定义为风扇出口处的随后流动通过引擎核心的气流的平均总压力与风扇入口处的气流的平均总压力的比率。在巡航条件下：风扇根压比在1.13和1.3之间的范围内，并且更具体地可在1.18和1.30之间的范围内，例如1.20至1.25，例如大约1.23或1.24。

根据任何方面，风扇压力比可被定义为风扇出口处的气流的平均总压力与风扇入口处的气流的平均总压力的比率。在巡航条件下：风扇压力比在1.2和1.45之间的范围内，并且更具体地，可在1.35和1.43之间的范围内，并且还更具体地，可为1.39。

在任何方面，在压缩机系统的每个压缩级上产生级压上升。压缩机系统中提供的压缩机级的平均级压上升可在1.3和1.4之间的范围内。

根据任何方面，每个风扇叶片的根部部分的曲率可小于该叶片的尖端部分上的曲率，例如小40％至60％，并且可选地小约50％。根部部分可以是如本文其他地方所述的叶片的径向内部，并且尖端部分可以是如本文其他地方所述的叶片的径向外部。

上文或本文其他地方的任何陈述可以与第一方面至第九方面中的任一方面组合。

如本文所用，“从值x到值y”或“介于值x与值y之间”等的范围表示包含范围；包括边界值x和y。

除非另有说明，否则所提及的所有温度和压力均为总温度或总压力。在提及平均值(例如温度、压力或其他值)的情况下，将其视为均值。除非另有说明，否则所有温度均以开尔文为单位。

如本文其他地方所述，本公开可涉及气体涡轮引擎。此类气体涡轮引擎可包括引擎核心，该引擎核心包括涡轮、燃烧器、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴。此类气体涡轮引擎可包括位于引擎核心的上游的(具有风扇叶片的)风扇。

本公开的布置结构可以特别但并非排他地有益于经由齿轮箱驱动的风扇。因此，根据任何方面的气体涡轮引擎可包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇。至齿轮箱的输入可直接来自芯轴或者间接地来自芯轴，例如经由正齿轮轴和/或齿轮。芯轴可将涡轮和压缩机刚性地连接，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转(其中，风扇以更低的速度旋转)。

如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何合适的通用架构。例如，气体涡轮引擎可具有将涡轮和压缩机连接的任何所需数量的轴，例如一个轴、两个轴或三个轴。仅以举例的方式，连接到芯轴的涡轮可以是第一涡轮，连接到芯轴的压缩机可以是第一压缩机，并且芯轴可以是第一芯轴。该引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。该第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。

在此类布置结构中，第二压缩机可轴向定位在第一压缩机的下游。该第二压缩机可被布置成(例如直接接收，例如经由大致环形的导管)从第一压缩机接收流。

齿轮箱可被布置成由被构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如上述示例中的第一芯轴)来驱动。例如，该齿轮箱可被布置成仅由被构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如，在上面的示例中，仅第一芯轴，而不是第二芯轴)来驱动。另选地，该齿轮箱可被布置成由任何一个或多个轴驱动，该任何一个或多个轴例如为上述示例中的第一轴和/或第二轴。

该齿轮箱可以是减速齿轮箱(因为至风扇的输出比来自芯轴的输入的旋转速率低)。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星式”或“恒星”齿轮箱，如本文别处更详细地描述。该齿轮箱可以具有任何期望的减速比(定义为输入轴的旋转速度除以输出轴的旋转速度)，例如大于2.5，例如在3到4.2、或3.2到3.8的范围内，例如，大约或至少3、3.1、3.2、3.3、3.4、3.5、3.6、3.7、3.8、3.9、4、4.1或4.2。例如，齿轮传动比可以介于前一句中的任何两个值之间。仅以举例的方式，齿轮箱可以是“恒星”齿轮箱，其具有在3.1或3.2至3.7或3.8的范围内的齿轮传动比。在一些布置结构中，该齿轮传动比可在这些范围之外。

在如本文所述和/或所要求保护的任何气体涡轮引擎中，燃烧器可被轴向设置在风扇和一个或多个压缩机的下游。例如，在提供第二压缩机的情况下，燃烧器可直接位于第二压缩机的下游(例如在其出口处)。以另一个示例的方式，在提供第二涡轮的情况下，可将燃烧器出口处的流提供至第二涡轮的入口。该燃烧器可设置在一个或多个涡轮的上游。

该压缩机或每个压缩机(例如，如上所述的第一压缩机和第二压缩机)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子轮叶，该排定子轮叶可为可变定子轮叶(因为该排定子轮叶的入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。

该涡轮或每个涡轮(例如，如上所述的第一涡轮和第二涡轮)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子轮叶。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。

每个风扇叶片可被限定为具有径向跨度，该径向跨度从径向内部气体洗涤位置或0％跨度位置处的根部(或毂部)延伸到100％跨度位置处的尖端。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可小于(或大约为)以下中的任何一个：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或0.25。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如，在0.28到0.32的范围内。这些比率通常可称为毂部-尖端比率。毂部处的半径和尖端处的半径都可以在叶片的前缘(或轴向最前)部分处测量。当然，毂部-尖端比率指的是风扇叶片的气体洗涤部分，即径向地在任何平台外部的部分。

可在引擎中心线和风扇叶片的前缘处的尖端之间测量该风扇的半径。风扇直径(可能只是风扇半径的两倍)可大于(或大约为)以下中的任何一个：220cm、230cm、240cm、250cm(约100英寸)、260cm、270cm(约105英寸)、280cm(约110英寸)、290cm(约115英寸)、300cm(约120英寸)、310cm、320cm(约125英寸)、330cm(约130英寸)、340cm(约135英寸)、350cm、360cm(约140英寸)、370cm(约145英寸)、380cm(约150英寸)、390cm(约155英寸)、400cm、410cm(约160英寸)或420cm(约165英寸)。风扇直径可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在240cm至280cm或330cm至380cm的范围内。

风扇的旋转速度可以在使用中变化。一般来讲，对于具有较大直径的风扇，旋转速度较低。仅以非限制性示例的方式，风扇在巡航条件下的旋转速度可小于2500rpm，例如小于2300rpm。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在220cm至300cm(例如240cm至280cm或250cm至270cm)范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1700rpm至2500rpm的范围内，例如在1800rpm至2300rpm的范围内，例如在1900rpm至2100rpm的范围内。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在330cm至380cm范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1200rpm至2000rpm的范围内，例如在1300rpm至1800rpm的范围内、例如在1400rpm至1800rpm的范围内。

在使用气体涡轮引擎时，(具有相关联的风扇叶片的)风扇围绕旋转轴线旋转。该旋转导致风扇叶片的尖端以速度utip移动。风扇叶片13对流所做的功导致流的焓升dh。风扇尖端负载可被定义为dh/utip2，其中dh是跨风扇的焓升(例如1-d平均焓升)，并且utip是风扇尖端的(平移)速度，例如在尖端的前缘处(可被定义为前缘处的风扇尖端半径乘以角速度)。根据任何方面的在巡航条件下的风扇尖端负载可大于(或大约为)以下中的任何一个：0.25、0.28、0.29、0.30、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4。在巡航条件下的风扇尖端负载可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在0.25至0.4、0.28至0.34或0.29至0.31的范围内。

根据本公开的气体涡轮引擎可具有任何期望的旁路比率，其中该旁路比率被定义为在巡航条件下穿过旁路导管的流的质量流率与穿过核心的流的质量流率的比率。在一些布置结构中，该旁路比率可大于(或大约为)以下中的任何一个：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或20。该旁路比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在12至16的范围、或13至15的范围、或13至14的范围内。该旁路导管可以是基本上环形的。该旁路导管可位于核心引擎的径向外侧。旁路导管的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。

本文描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力比(opr)可被定义为风扇(或风扇根部)上游的滞止压力与最高压力压缩机的出口处的滞止压力(进入燃烧器之前)的比率。总压力比是最高压力压缩机的出口处的滞止压力除以风扇根部上游的滞止压力。更具体地，总压力比在本文中被定义为离开最高压力压缩机的出口的气流的平均压力(压缩机出口压力)除以进入风扇入口的随后流动通过引擎核心的气流的平均压力。以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎在巡航时的总压力比可大于(或大约为)以下中的任何一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在50至70的范围内。例如，总压力比可在52至65的范围内。

引擎的比推力可被定义为引擎的净推力除以穿过引擎的总质量流量。在巡航条件下，本文中描述和/或要求保护(例如，根据任何要求保护的技术方案和/或方面)的引擎的比推力可小于(或大约为)以下中的任何一个：110nkg-1s、105nkg-1s、100nkg-1s、95nkg-1s、90nkg-1s、85nkg-1s或80nkg-1s。该比推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在50nkg-1s至100nkg-1s、60nkg-1s至90nkg-1s或70nkg-1s至90nkg-1s的范围内。与传统的气体涡轮引擎相比，此类引擎可能特别高效。

如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何期望的最大推力。仅以非限制性示例的方式，如本文所述和/或要求保护的技术方案的气体涡轮可产生至少为(或大约为)以下中的任何一个的最大推力：160kn、170kn、180kn、190kn、200kn、250kn、300kn、350kn、400kn、450kn、500kn或550kn。最大推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。仅以举例的方式，如本文所述和/或要求保护的技术方案的气体涡轮可能够产生在330kn至420kn，例如350kn至400kn范围内的最大推力。上面提到的推力可为在标准大气条件下、在海平面处、加上15℃(环境压力101.3kpa，温度30℃)、引擎静止时的最大净推力。

在使用中，高压涡轮的入口处的流的温度可能特别高。该温度，可被称为tet，可在燃烧器的出口处测量，例如刚好在自身可被称为喷嘴导向轮叶的第一涡轮轮叶的上游。在巡航时，该tet可至少为(或大约为)以下中的任何一个：1400k、1450k、1500k、1550k、1600k或1650k。巡航时的tet可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。引擎在使用时的最大tet可以是，例如，至少为(或大约为)以下中的任何一个：1700k、1750k、1800k、1850k、1900k、1950k或2000k。最大tet可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在1800k至1950k的范围内。可以例如在高推力条件下发生最大tet，例如在最大起飞(mto)条件下发生最大tet。

本文中描述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼面部分可由任何合适的材料或材料组合来制造。例如，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可至少部分地由复合材料来制造，该复合材料为例如金属基质复合材料和/或有机基质复合材料，诸如碳纤维。以另外的示例的方式，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可以至少部分地由金属来制造，该金属为诸如基于钛的金属或基于铝的材料(诸如铝锂合金)或基于钢的材料。风扇叶片可包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可具有保护性前缘，该保护性前缘可使用比叶片的其余部分更好地抵抗(例如，来自鸟类、冰或其他材料的)冲击的材料来制造。此类前缘可以例如使用钛或基于钛的合金来制造。因此，仅以举例的方式，该风扇叶片可具有碳纤维或具有带钛前缘的基于铝的主体(诸如铝锂合金)。

如本文所述和/或所要求保护的风扇可包括中央部分，风扇叶片可从该中央部分例如在径向上延伸。该风扇叶片可以任何期望的方式附接到中央部分。例如，每个风扇叶片可包括固定件，该固定件可与毂部(或盘状部)中的对应狭槽接合。仅以举例的方式，此类固定件可以是燕尾形式的，其可以插入和/或接合毂部/盘状部中对应的狭槽，以便将风扇叶片固定到毂部/盘状部。以另外的示例的方式，该风扇叶片可与中央部分一体地形成。此类布置结构可以称为叶片盘状部或叶片环。可以使用任何合适的方法来制造此类叶片盘状部或叶片环。例如，风扇叶片的至少一部分可由块状物来加工而成，以及/或者风扇叶片的至少部分可通过焊接(诸如线性摩擦焊接)来附接到毂部/盘状部。

本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可能或可能不设有可变面积喷嘴(van)。此类可变面积喷嘴可允许旁路导管的出口面积在使用中变化。本公开的一般原理可应用于具有或不具有van的引擎。

如本文所述和/或要求保护的气体涡轮的风扇可具有任何期望数量的风扇叶片，例如14、16、18、20、22、24或26个风扇叶片。

如本文所用(例如在任何方面和/或要求保护的技术方案中)，巡航条件具有常规含义并且将易于被技术人员理解。因此，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，技术人员将立即识别巡航条件是指该气体涡轮引擎被设计用于附接到飞行器的引擎在给定任务(其在行业中可被称为“经济任务”)的中间巡航的操作点。就这一点而言，中间巡航是飞行器飞行周期中的关键点，在该点处，在爬升顶点和下降开始之间燃烧的总燃料的50％已燃烧(其在时间和/或距离方面可近似于爬升顶点和下降开始之间的中点)。因此，巡航条件定义气体涡轮引擎的操作点，该操作点在考虑提供给该飞行器的引擎数量的情况下，提供将确保气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器在中间巡航时的稳态操作(即，保持恒定的高度和恒定的马赫数)的推力。例如，如果引擎被设计为附接到具有两个相同类型的引擎的飞行器上，则在巡航条件下，引擎提供该飞行器在中间巡航时稳态运行所需的总推力的一半。

换句话讲，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，巡航条件被定义为在中间巡航大气条件(在中间巡航高度下由根据iso2533的国际标准大气定义)下提供指定推力的引擎的操作点(需要在给定中间巡航马赫数下，与飞行器上的任何其他引擎相结合，提供气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器的稳态操作)。对于飞行器的任何给定气体涡轮引擎而言，中间巡航推力、大气条件和马赫数是已知的，因此在巡航条件下，引擎的操作点是明确定义的。

仅以举例的方式，巡航条件下的前进速度可为从0.7马赫至0.9马赫的范围内的任何点，例如0.75至0.85、例如0.76至0.84、例如0.77至0.83、例如0.78至0.82、例如0.79至0.81、例如大约0.8马赫、大约0.85马赫或0.8至0.85的范围内。这些范围内的任何单一速度可以是巡航条件的一部分。对于某些飞行器，巡航条件可能超出这些范围，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。

仅以举例的方式，巡航条件可对应于在以下范围内的高度处的标准大气条件(根据国际标准大气isa)：10000m至15000m，例如在10000m至12000m的范围内、例如在10400m至11600m(约38000英尺)的范围内、例如在10500m至11500m的范围内、例如在10600m至11400m的范围内、例如在10700m(约35000英尺)至11300m的范围内、例如在10800m至11200m的范围内、例如在10900m至11100m的范围内、例如大约11000m。巡航条件可对应于这些范围内的任何给定高度处的标准大气条件。

仅以举例的方式，巡航条件可对应于提供在前进马赫数0.8下的已知的所需推力水平(例如，在30kn至35kn范围内的值)和在38000ft(11582m)的高度下的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。仅以另一个示例的方式，巡航条件可对应于提供在前进马赫数0.85下的已知的所需推力水平(例如，在50kn到65kn范围内的值)和在35000ft(10668m)的高度下的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。

在使用中，本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可在本文别处定义的巡航条件下操作。此类巡航条件可通过飞行器的巡航条件(例如，中间巡航条件)来确定，至少一个(例如2个或4个)气体涡轮引擎可以安装在该飞行器上以提供推进推力。

根据一个方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括如本文所述和/或要求保护的技术方案的气体涡轮引擎。根据该方面的飞行器为气体涡轮引擎已被设计用于附接到的飞行器。因此，根据该方面的巡航条件对应于飞行器的中间巡航，如本文其他部分所定义的。

根据一个方面，提供了一种操作如本文所述和/或要求保护的技术方案的气体涡轮引擎的方法。该操作可在如本文其他部分所定义的巡航条件(例如，就推力、大气条件和马赫数而言)下进行。

根据一个方面，提供了一种操作包括如本文所述和/或要求保护的技术方案的气体涡轮引擎的飞行器的方法。根据该方面的操作可包括(或可以是)在飞行器的中间巡航处的操作，如本文其他部分所定义的。

本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征或参数可应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征或参数可应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征或参数组合。

附图说明

现在将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案，其中：

图1是气体涡轮引擎的截面侧视图；

图2是气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图；

图3是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图；

图4a示出了气体涡轮引擎的截面侧视图，其中示出各种气体流参数；

图4b示出了气体涡轮引擎的另一个截面侧视图，其中示出各种气体流参数；

图5示出了完全扩展的喷射速度的含义的示意图；

图6示出了气体涡轮引擎的另一个截面侧视图，其中示出各种气体流参数；

图7示出了气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图，其中示出各种气体流和物理参数；

图8示出了具有两个气体涡轮引擎的飞行器；并且

图9示出了操作气体涡轮引擎的方法。

具体实施方式

图1示出了具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括进气口12和推进式风扇23，该推进式风扇产生两股气流：核心气流a和旁路气流b。气体涡轮引擎10包括接收核心气流a的核心11。引擎核心11以轴流式串联包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17、低压涡轮19和核心排气喷嘴20。短舱21围绕气体涡轮引擎10并限定旁路导管22和旁路排气喷嘴18。旁路气流b流过旁路导管22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并由该低压涡轮驱动。低压压缩机14和高压压缩机15一起形成压缩机系统。在其他实施方案中，压缩机系统可具有任何其他数量的压缩机，例如一个或多个压缩机。类似地，高压涡轮17和低压涡轮19一起形成涡轮系统。在其他实施方案中，涡轮系统可具有任何其他数量的涡轮，例如一个或多个涡轮。

在使用中，核心气流a由低压压缩机14加速和压缩，并被引导至高压压缩机15中以进行进一步的压缩。从高压压缩机15排出的压缩空气被引导至燃烧设备16中，在该燃烧设备中压缩空气与燃料混合，并且混合物被燃烧。然后，所得的热燃烧产物在通过喷嘴20排出之前通过高压涡轮17和低压涡轮19膨胀，从而驱动高压涡轮和低压涡轮以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27来驱动高压压缩机15。风扇23通常提供大部分推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。

图2中示出了齿轮传动风扇气体涡轮引擎10的示例性布置结构。低压涡轮19(参见图1)驱动轴26，该轴26联接到周转齿轮布置结构30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外处并与该太阳齿轮相互啮合的是多个行星齿轮32，该多个行星齿轮通过行星架34联接在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32绕其自身轴线旋转。行星架34经由连杆36联接到风扇23，以便驱动该风扇围绕引擎轴线9旋转。在行星齿轮32的径向向外处并与该行星齿轮相互啮合的是齿圈或环形齿轮38，其经由连杆40联接到固定支撑结构24。

需注意，本文中使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可分别表示最低压力涡轮级和最低压力压缩机级(即，不包括风扇23)，和/或通过在引擎中具有最低旋转速度的互连轴26(即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴)连接在一起的涡轮级和压缩机级。在一些文献中，本文中提到的“低压涡轮”和“低压压缩机”可被另选地称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用此类另选命名的情况下，风扇23可被称为第一或最低压力的压缩级。

设置在气体涡轮引擎10中的每个压缩机(例如，低压压缩机14和高压压缩机15)包括任何数量的压缩级，例如多个压缩级。每个压缩级可包括彼此轴向偏移的一排转子叶片14a和一排定子轮叶14b。风扇23还提供气流的压缩，因此提供与低压压缩机和高压压缩机的压缩级分开的附加压缩级。压缩级数量被定义为由设置在气体涡轮引擎中的风扇23和一个或多个压缩机提供的压缩级的总数。因此，在本实用新型所描述的实施方案中，压缩级数量是在低压压缩机14、高压压缩机15和风扇23中提供的压缩级的总和。

在其他实施方案中，在气体涡轮引擎的压缩机14、15中提供的压缩级可以不是轴向压缩级。在一些实施方案中，除了在每个压缩机中提供的轴向压缩级之外或另选地，可提供一个或多个径向压缩级。例如，在一个实施方案中，低压压缩机和/或高压压缩机可包括一个或多个轴向压缩级(每个由一排转子叶片和定子形成)，接着是在一个或多个轴向压缩级的下游提供的径向压缩级。在其他实施方案中，每个压缩机可仅包括径向压缩级。

压缩级数量被定义为压缩级的总数，包括径向和轴向压缩级(包括风扇)。在上述所有实施方案中，每个径向压缩级可包括离心式压缩机。

在图3中以举例的方式更详细地示出了周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每一者包括围绕其周边以用于与其他齿轮相互啮合的齿。然而，为清楚起见，图3中仅示出了齿的示例性部分。示出了四个行星齿轮32，但是对本领域的技术人员显而易见的是，可以在要求保护的实用新型的范围内提供更多或更少的行星齿轮32。行星式周转齿轮箱30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。

在图2和图3中以举例的方式示出的周转齿轮箱30是行星式的，其中行星架34经由连杆36联接到输出轴，其中环形齿轮38被固定。然而，可使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。以另一个示例的方式，周转齿轮箱30可以是恒星布置结构，其中行星架34保持固定，允许环形齿轮(或齿圈)38旋转。在此类布置结构中，风扇23由环形齿轮38驱动。以另一个另选示例的方式，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34均被允许旋转。

在当前描述的实施方案中，齿轮箱的齿轮传动比在3至4的范围内。更具体地，齿轮传动比在3.1至3.8或3.2至3.7的范围内。

应当理解，图2和图3中所示的布置结构仅是示例性的，并且各种另选方案都在本公开的范围内。仅以举例的方式，可使用任何合适的布置结构来将齿轮箱30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。以另一个示例的方式，齿轮箱30与引擎10的其他部件(诸如输入轴26、输出轴和固定结构24)之间的连接件(诸如图2示例中的连杆36、40)可具有任何期望程度的刚度或柔性。以另一个示例的方式，可使用引擎的旋转部件和固定部件之间(例如，在来自齿轮箱的输入轴和输出轴与固定结构诸如齿轮箱壳体之间)的轴承的任何合适的布置结构，并且本公开不限于图2的示例性布置结构。例如，在齿轮箱30具有恒星布置结构(如上所述)的情况下，技术人员将容易理解，输出连杆和支撑连杆以及轴承位置的布置结构通常不同于图2中以举例的方式示出的布置结构。

因此，本公开延伸到具有齿轮箱类型(例如恒星或行星齿轮)、支撑结构、输入和输出轴布置结构以及轴承位置中的任何布置结构的气体涡轮引擎。

可选地，齿轮箱可驱动附加的和/或另选的部件(例如，中压压缩机和/或增压压缩机)。

本公开可应用的其他气体涡轮引擎可具有另选构型。例如，此类引擎可具有另选数量的压缩机和/或涡轮和/或另选数量的互连轴。以另外的示例的方式，图1中所示的气体涡轮引擎具有分流喷嘴18、20，这意味着穿过旁路导管22的流具有自己的喷嘴18，该喷嘴与核心引擎喷嘴20分开并径向地在该核心引擎喷嘴的外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可应用于如下引擎，在该引擎中，穿过旁路导管22的流和穿过核心11的流在可被称为混流喷嘴的单个喷嘴之前(或上游)混合或组合。一个或两个喷嘴(无论是混合的还是分流的)可具有固定的或可变的面积。虽然所描述的示例涉及涡轮风扇引擎，但是本公开可应用于例如任何类型的气体涡轮引擎，诸如开放式转子(其中风扇级未被短舱围绕)或例如涡轮螺旋桨引擎。在一些布置结构中，气体涡轮引擎10可不包括齿轮箱30。

气体涡轮引擎10的几何形状及其部件由传统的轴系限定，包括轴向方向(与旋转轴线9对准)、径向方向(在图1中从下到上的方向)和周向方向(垂直于图1视图中的页面)。轴向方向、径向方向和周向方向相互垂直。

气体涡轮引擎的各种参数在以下各部分中进行了讨论，并汇总于表1中：用于压力和温度的编号对应于sae标准as755f中提供的编号。表1及其后的两个示例中给出的值是在巡航条件下获得的(如本文其他地方所定义)。

例如，在风扇直径在330cm至380cm范围内的一个实施方案中，压力p30为1990kpa，并且压力p20为38kpa。在该实施方案中，旁路喷嘴压力比为2.22(在巡航条件下)，并且旁路喷射速度为340m/s(在巡航时)。风扇根部入口温度t20为250k，并且压缩机出口温度t30为840k。

例如，在风扇直径在240cm至280cm范围内的另选实施方案中，压力p30为1550kpa，并且压力p20为36kpa。在该实施方案中，旁路喷嘴压力比为2.1(在巡航条件下)，并且旁路喷射速度为320m/s(在巡航时)。风扇根部入口温度t20为240k，并且压缩机出口温度t30为770k。

技术人员将理解，表1中列出的压力和温度中的一者或多者可以各种方式测量或以其他方式确定，例如通过使用压力或温度探头或耙子、通过建模或者通过根据使用分析方法诸如根据引擎测试数据校准的引擎性能模型在引擎中其他地方测量(或以其他方式确定)的其他参数来间接确定。

技术人员将理解，表1中列出的压力、温度或速度中的一者或多者实际上可能难以测量。因此，可根据其他地方进行的测量以及引擎特性和温度/压力关系的知识推断各种压力、温度或速度。

总压力比

图4a示出了在巡航时操作的气体涡轮引擎10的各种气体流参数。总压力比被定义为在巡航条件下离开最高压力压缩机15的出口的气流的平均压力p30(压缩机出口压力)除以在巡航条件下进入风扇23的入口并且随后流动通过引擎核心11(例如作为核心气流a)的气流的平均压力p20。p20被称为风扇根部入口压力。p20和p30均可以如sae标准as755f中所定义。压力p20和p30均为总压力。

p20的定义在图4b中进一步示出。如上所述，在风扇23的下游，空气分成两股独立的流：进入引擎核心11的第一气流a，以及穿过旁路导管22以提供推进推力的第二气流b。第一气流a和第二气流b在大致环形的分流器70处分流，例如在大致圆形的滞止线处、大致环形的分流器70的前缘处分流。分流器70在所描述的实施方案中由核心壳体11a的最前部分提供，并且在一些实施方案中可另选地被称为引擎核心11的最前尖端70。

滞止流线110滞止在分流器70的前缘上。围绕引擎10的圆周的滞止流线110形成流面110。径向位于该流面110内部的所有流a最终流动通过引擎核心11。流面110形成流管的径向外边界，该径向外边界包含最终流动通过引擎核心的所有气流，该气流可被称为核心气流a。径向地位于流面110外部的所有气流b最终流动通过旁路导管22。流面110形成流管的径向内边界，该径向内边界包含最终流动通过旁路导管22的所有流b，该流可被称为旁路流b。该流面110以及对应的流管可在巡航条件下定义。

从图4b可以看出，风扇23的每个风扇叶片64具有前缘64a和后缘64b，并且从毂部66径向延伸。每个风扇叶片64具有径向外部65b和径向内部65a，该径向外部由形成旁路气流b的气流洗涤，该径向内部由形成核心气流a的气流洗涤。因此，风扇叶片的内部和外部之间的边界位于流面110处。

风扇叶片的内部和外部可以替代地相对于分流器70的位置(即，引擎核心的最前点)限定。引擎核心11具有限定在引擎10的中心线9和引擎核心11的最前尖端(即，在分流器70处)之间的核心半径105。每个风扇叶片64的径向外部65b通常是每个风扇叶片64的距引擎10的中心线9的径向距离大于核心半径105的部分。径向内部65a通常是每个风扇叶片64的距引擎10的中心线9的径向距离小于核心半径105的部分。

技术人员将理解，实际上，流面110可相对于引擎轴线9倾斜和/或弯曲，使得在一些实施方案中，在距引擎10的中心线9略小于或等于核心半径105的径向距离处穿过风扇叶片64的一些气流仍可进入旁路流b。在所描述的实施方案中，流面110相对于引擎轴线9的斜率和/或曲率相对较小，使得使用分流器70的径向位置在测量误差内提供与使用流面110至少基本上相等的压力(或如稍后所述的温度)。因此，在设定的径向位置处进行分流可提供等效值，该等效值在一些情况下可比流管形状更容易确定。

压力p20可被定义为在巡航条件下在风扇叶片的内部65a的前缘64a处的气流的平均压力。如上所述，这是随后穿过引擎核心的气流的压力。

压缩机出口压力p30被定义为在巡航条件下压缩机15的出口处的气流的平均压力。p30在压缩机15的最后转子的后缘的轴向位置处定义。

在所描述的实施方案中，气体涡轮引擎的总压力比(在巡航条件下)大于42.5。还更具体地，总压力比在42.5和70之间、50和70之间或52和65之间的范围内。

旁路喷嘴压力比

再次参见图4a，离开旁路排气喷嘴18的气流具有旁路喷嘴压力比pn。旁路喷嘴压力比被定义为在任何旁路导管压力损失之后旁路排气喷嘴入口处的总压力与环境压力之间的比率。旁路喷嘴压力比在本文中在巡航条件下定义。

在所描述的实施方案中，旁路喷嘴压力比在2.0和2.3之间的范围内。更具体地，旁路喷嘴压力比在2.02和2.25之间的范围内。

气体涡轮引擎10被构造成使得在巡航条件下组合压力比被定义为：

在20和29之间的范围内，并且还更具体地，在22和27之间的范围内。巡航条件如本文其他地方所定义(例如，35kft，以及与设计飞行马赫数相关联的相应巡航马赫，或如本文其他地方所定义)。

在一个实施方案中，组合压力比在22和27之间的范围内，而总压力比在50和60之间的范围内。更具体地，组合压力比在22和27之间的范围内，而总压力比在52和60之间的范围内。

在本实用新型所公开的其他示例中，组合压力比可以是以下中的任何一个：20、21、22、23、24、25、26、27、28或29。组合压力比可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。

通过将气体涡轮引擎构造成以这种方式操作，可提供降低的巡航sfc。还可以提供其他优点，诸如减少噪声和减少燃料燃烧。

示例性具体实施

在所描述的实施方案中，通过使用齿轮传动的架构，有利于低风扇压力上升，从而有利于低旁路喷嘴压力比。具体地，齿轮箱的使用允许风扇以相对较低的速度旋转以实现低风扇压力上升，并且允许气体涡轮引擎以上文定义的参数范围(以及本文定义或要求保护的任何其他参数范围)操作。在一个示例性实施方案中，低风扇速度包括低于1.1马赫的风扇尖端速度和/或小于2000rpm的最大旋转速度。该示例性具体实施部分中所述的布置结构应当仅被理解为引擎可被构造成以落入本文定义的范围内的参数比率进行操作的示例。本部分中描述的因素可应用于本文所述的其他比率(除组合压力比之外)，诸如喷射速度比和/或温度压力比。

为了实现所需的低风扇速度，选择合适的空气动力学风扇设计。有效的空气动力学风扇设计可包括例如以下中的一者或多者：(i)弦相对宽，且扫掠相对长，(ii)吸力表面曲率相对低，以及(iii)表面摩擦相对低。风扇根部可被设计成具有低温度上升和低水平的功，以便于实现风扇的可操作性和获得高水平的推进效率。高水平的推进效率可由相对直的风扇根部提供，该风扇根部相较于风扇尖端具有低水平的曲率。风扇根部被定义为风扇叶片的对空气做功的内部65a，该空气随后穿过引擎核心，如在别处已定义的那样。因此，风扇尖端对应于风扇叶片的径向外部65b。

例如，风扇根部的曲率可小于风扇尖端的曲率的60％。在所描述的实施方案中，叶片的根部部分的曲率比叶片的尖端部分的曲率小40％至60％，并且可选地小约50％。在另选或另外的实施方案中，根部部分的曲率可小于尖端部分的曲率，其量在上限为5％、10％、20％、30％、40％中的任一者且下限为40％、50％或60％中的任一者的范围内。列出的百分比是叶片弯度的百分比(即，与叶片的前缘64a处的上弯线相切的线和与在叶片的后缘64b处的上弯线相切的线之间的差值)。

技术人员将理解，风扇叶片的“根部部分”有时被认为是指风扇叶片64在毂部66内且用于将叶片64连接到毂部66的部分；这并不是本文所用的情况—根部部分是指如本文其他地方所述的叶片的径向内部，其从毂部66延伸并横跨核心11的入口延伸。如本文所定义的叶片的径向内部也可被技术人员称为叶片的“毂部区段”。

除此之外或另选地，可选择压缩机设计以提供具有在高负载水平下有效的空气动力学设计的压缩机14、15。在所描述的实施方案中，提供了13个或更多个压缩级(包括作为第一级的风扇23)，以便提供期望的效果。在压缩机系统包括低压压缩机和高压压缩机的情况下，高压压缩机可具有至少9个压缩级，并且低压压缩机可具有3个压缩级。压缩机设计可包括最多16个压缩级(包括风扇23)。在所描述的实施方案中，风扇23提供第一级，低压压缩机14提供后续三个级，而高压压缩机15提供最终九个级。然而，该实施方案仅仅是压缩机系统的一个示例，它可提供一水平的负载，使得提供期望的操作参数。在另选的实施方案中，压缩级的总数量可变化，压缩机14、15的数量可变化，并且/或者一个或多个压缩机之间的分流可变化，同时仍然提供具有合适的负载水平的压缩系统。

设置在气体涡轮引擎的压缩机14、15中的每个压缩级有助于核心气流的总压力增加。在每个压缩级上产生级压上升。平均级压上升(即，设置在压缩机系统中的所有压缩机级的平均级压上升，不包括风扇)在1.3和1.4之间的范围内。本段落中的压力上升是在巡航条件下获得的。

旁路喷射速度

再次参见图4a，旁路喷射速度vjet被定义为离开旁路排气喷嘴18的气流的喷射速度。旁路喷射速度可被定义为旁路排气喷嘴18的完全扩展的喷射速度，即，在排气喷射扩展至环境压力时的轴向喷射速度。旁路喷射速度在本文中在巡航条件下定义。

在所描述的实施方案中，旁路喷射速度在300m/s和366m/s之间的范围内(即984ft/s至1200ft/s)，并且更具体地在320m/s和360m/s之间的范围内(即1050ft/s至1180ft/s)。

图5示出了完全扩展的喷射速度的概念。图5示出了气体涡轮引擎的示例性排气喷嘴60。排气喷嘴60的出口或喉部61处的压力pj大于该引擎周围的环境压力pa。在远离喷嘴出口61的一些距离处，该喷射压力将等于该环境压力，即pj＝pa。完全扩展的喷射速度被定义为此时的喷射速度62，即在压力等于环境压力的情况下，沿离该排气喷嘴最小距离的引擎的轴线的喷射速度。

喷射速度与opr之比被定义为：

在所描述的实施方案中，气体涡轮引擎10被构造成使得在巡航条件下，喷射速度与opr之比在4.7m/s和7.7m/s之间的范围内，并且更具体地在5.0m/s和7.0m/s之间(即在15.4ft/s和25.3ft/s之间，并且更具体地在16.4ft/s和23.0ft/s之间的范围内)。巡航条件如本文其他地方所定义(例如，35kft，以及与设计飞行马赫数相关联的相应巡航马赫，或如本文其他地方所定义)。

在一个实施方案中，气体涡轮引擎10被构造成使得在巡航条件下，喷射速度与opr之比在5.0m/s和7.0m/s之间的范围内，而总压力比在50和70之间，并且更具体地，总压力比在52和65之间。

在本实用新型所公开的其他示例中，喷射速度与opr之比可以是以下中的任何一个：4.7、5.0、5.5、6.0、6.5、7.0、7.5或7.7(本句中的所有值均以m/s为单位)。喷射速度比可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。

通过将气体涡轮引擎构造成以该范围内的喷射速度比操作，提供了降低的巡航sfc。还可以提供其他优点，诸如减少噪声和减少燃料燃烧。

在所描述的实施方案中，通过使用齿轮箱和相关联的低风扇旋转速度(类似于上述提供的低旁路喷嘴压力比)以及相对较大的冷喷嘴来实现适当低的旁路喷嘴喷射速度，以允许流在较低入口压力下通过。如本文其他地方所述，还选择了具有合适的效率和负载水平的核心压缩系统。如上所述，在本实施方案中，这是通过使用由风扇和引擎核心提供的13个压缩级来实现的。为了实现所需的低风扇速度，选择合适的空气动力学风扇设计，如已经描述的那样。然而，这仅仅是可如何实现在上文定义的范围内的喷射速度比的一个示例(参见上面的示例性具体实施部分)。

核心温度上升

图6示出了气体涡轮引擎10的其他气体流参数。如已经描述的那样，气流在被分成核心气流a和旁路气流b之前先穿过风扇。通过风扇对进入风扇入口的空气做功，该空气随后作为核心气流a流动通过引擎核心。在核心内，气流由低压压缩机14和高压压缩机15加速和压缩。在引擎核心的压缩部分上(包括风扇)发生的温度上升被定义为核心温度上升。参见图6，风扇根部进入温度t20被定义为跨过每个风扇叶片的前缘并且随后在巡航条件下流动通过引擎核心的气流的平均温度。

风扇根部入口温度t20以与风扇根部入口压力p20相似的方式定义。再次参见图4b，风扇根部入口温度t20被定义为跨过每个风扇叶片64的径向内部的前缘64a的气流的平均温度。每个风扇叶片的径向内部可被定义为位于包含核心流a的流管内的部分。另选地，每个风扇叶片64的径向内部65a可被定义为是或者包括每个风扇叶片64的距引擎10的中心线9的距离小于核心半径105的部分。

压缩机出口温度t30被定义为在巡航条件下高压压缩机15(或最高压力压缩机，而不管所提供的压缩机的数量，即在燃烧设备之前轴流顺序中的最后一个压缩机)的出口处的气流的平均温度。t20和t30均为气流的总温度。t20和t30均可以如sae标准as755f中所定义。

核心温度上升被定义为：

在所描述的实施方案中，核心温度上升在3.1和4.0之间的范围内，具体地在3.10和3.50之间。例如3.33或3.1。

温度压力比被定义为：

在所描述的实施方案中，气体涡轮引擎被构造成使得在巡航条件下，温度压力比在1.52和1.8之间的范围内，并且上文定义的总压力比(在巡航条件下)在42.5和70之间的范围内。更具体地，总压力比在50和70之间的范围内；并且甚至还更具体地在52和65之间。巡航条件如本文其他地方所定义(例如，35kft，以及与设计飞行马赫数相关联的相应巡航马赫，或如本文其他地方所定义)。

在本实用新型所公开的其他示例中，温度压力比可以是以下中的任何一个：1.52、1.55、1.60、1.65、1.70、1.75或1.80。温度压力比可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。在该(以及任何其他实施方案)中，总压力比(在巡航时)可以是以下中的任何一个：42.5、44、46、48、50、52、54、56、58、60、62、64、66、68或70。总压力比可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。

通过将气体涡轮引擎构造成以这些范围内的温度压力比和总压力比操作，提供了降低的巡航sfc。还可以提供其他优点，诸如减少噪声和减少燃料燃烧。

如上所述，通过使用齿轮传动架构可有利于低旁路喷嘴压力比。还选择了具有合适效率和负载水平的核心压缩系统，使得操作参数落在上述范围内。如已经描述的那样，在本实施方案中，这是通过使用由风扇和引擎核心提供的13个压缩级来实现的。为了实现所需的低风扇速度，选择合适的空气动力学风扇设计。这可以如本文已描述的那样实现。例如，如本文其他地方所述，可以使用直的风扇根部以在低旁路喷嘴压力比下实现可操作的风扇。这通常会使其处于最佳负载状态，从而提高效率并降低其上设定压缩水平下的温度上升。然而，这仅仅是可如何实现在上文定义的范围内的温度压力比的一个示例(参见上面的示例性具体实施部分)。

风扇尖端半径：

参见图7，风扇23包括从毂部66延伸的风扇叶片64的环形阵列。每个风扇叶片64可被限定为具有径向跨度，该径向跨度从径向内部气体洗涤位置或0％跨度位置处的容纳在风扇毂部66的狭槽中的根部66a延伸到100％跨度位置处的尖端68。如本文其他地方所述，每个风扇叶片64具有沿气体流动通过引擎的方向限定的前缘64a和后缘64b。风扇毂部66a处的半径和尖端68处的半径都可以在叶片的前缘64a(或轴向最前)部分处测量。毂部-尖端比率是指图7所示的距离103(风扇叶片前缘的气体洗涤部分，即每个风扇叶片通过其联接到毂部的任何平台的径向外部的部分)除以总风扇尖端半径102。

风扇23的半径102，也称为风扇尖端半径102或rfantip，可在引擎中心线9和风扇叶片64在其前缘64a处(在径向方向上)的尖端之间测量。风扇直径(d)可简单地被定义为风扇23的半径102的两倍。

在所描述的实施方案中，风扇尖端半径102在95cm至200cm或110cm至200cm的范围内。在一些实施方案中，风扇尖端半径在95cm至150cm或110cm至150cm的范围内。在一些另选的实施方案中，风扇尖端半径在155cm至200cm的范围内。

在一些实施方案中，风扇直径在190cm至300cm或220cm至300cm的范围内。在一些另选的实施方案中，风扇直径在310cm至400cm的范围内。

毂部半径：

毂部半径rhub是引擎的中心线和风扇叶片的前缘上的径向内部点(即，风扇叶片的气体洗涤表面的径向内部点)之间的(径向)距离103(以米为单位)，这相当于风扇23的毂部66在每个叶片64的前缘从其延伸的点处的半径。

风扇面积：

扇面面积afan被定义为风扇叶片前缘尖端的轴向位置处风扇叶片尖端68与毂部66之间的环形面积。扇面面积在径向平面中测量。技术人员将理解，afan至少基本上等同于在风扇23的毂部66和紧邻风扇引擎10的前缘叶片尖端的短舱21的内表面之间形成的环形面积，并且因此等同于扇面面积减去毂部66所占的面积。

如本文所提及的，风扇的流面积(afan)被定义为：

afan＝π(rfantip²-rhub²)

其中：

rfantip为风扇23在前缘处(即，风扇叶片64的前缘的尖端处)的半径102(以米为单位)；

rhub为引擎的中心线和风扇叶片的前缘上的径向内部点(即，风扇叶片的气体洗涤表面的径向内部点)之间的距离103(以米为单位)—这相当于风扇23的毂部66在每个叶片64的前缘所连接的点处的半径，并且可被称为毂部半径。

在一个实施方案中，风扇叶片64在其毂部66处的半径与风扇叶片在其尖端68处的半径的比率可小于0.29。

在所描述的实施方案中，流面积被限定在径向平面中，因此可以使用风扇尖端半径102和毂部半径103来计算。

准无因次质量流率q

参见图7，准无因次质量流率q可被定义为：

其中：

w为以kg/s为单位通过所述风扇的质量流率；

t0为以开尔文为单位在扇面处的空气的平均滞止温度；

p0为以pa为单位在所述扇面处的空气的平均滞止压力；

afan为以m²为单位的所述扇面的面积。

如本文所提及的，扇面的面积(afan)被定义为：

其中：

d为风扇在前缘处(即，在风扇叶片的前缘的尖端处)的直径(单位为米)；

h为引擎的中心线和风扇叶片的前缘上的径向内部点(即，风扇叶片的气体洗涤表面的径向内部点)之间的距离(单位为米)；以及

t为引擎的中心线和风扇叶片的前缘上的径向外部点之间的距离(单位为米)(即，t＝d/2)；

afan也可称为风扇流面积，因为它对应于风扇的气体洗涤面积(毂部外部的叶片扫掠面积)。这可等效地表示为：

afan＝π(rfantip²-rhub²)

如上所描述。

在巡航条件下，q的值可在0.025和0.038之间的范围内。更具体地，q的值可在0.031和0.036之间的范围内，并且还更具体地，在0.032和0.035之间的范围内。在其他实施方案中，q的值可小于0.35。本段落中q的所有值的单位均为kgs^-1n^-1k^1/2。测量q的巡航条件如本文其他地方所定义。

风扇压力比

如上所述，在风扇23的下游，空气分成两股独立的流：进入引擎核心的第一气流a，以及穿过旁路导管22以提供推进推力的第二气流b。参见图7，第一气流a和第二气流b在大致环形的分流器70处分流，例如在大致圆形的滞止线处、大致环形的分流器70的前缘处分流。

如已经描述的那样，滞止流线110滞止在分流器70的前缘上。围绕引擎10的圆周的滞止流线110形成流面110。径向位于流面110内部的所有气流a最终流动通过引擎核心。流面110形成流管的径向外边界，该径向外边界包含最终流动通过引擎核心的所有气流，该气流可被称为核心气流a。径向地位于流面110外部的所有气流b最终流动通过旁路导管22。流面110形成流管的径向内边界，该径向内边界包含最终流动通过旁路导管22的所有气流b，该气流可被称为旁路气流b。

在使用中，风扇23的风扇叶片对流做功，从而提高了流的总压力。风扇根压比被定义为后续流动(作为气流a)通过引擎核心的风扇出口处的气流的平均总压力与风扇23的入口处的平均总压力的比。参见图7，风扇出口处的随后流动通过引擎核心的流的平均总压力为仅处于风扇23的下游并径向地位于流面110的内部的流的平均总压力pa。另外在图7中，风扇23的入口处的平均总压力p0为横跨引擎延伸(例如，从风扇叶片64的毂部66到尖端68)并且紧邻风扇23的上游的表面上的平均总压力。

在当前描述的实施方案中，风扇根压比在1.13和1.3之间的范围内。更具体地，风扇根压比在1.18和1.30之间的范围内，并且还更具体地为1.24。本段落中的所有值均处于本文其他地方定义的巡航条件下。

风扇尖压比被定义为风扇转子出口处的随后流动(作为流b)通过旁路导管22的流的平均总压力pb与风扇23的入口处的平均总压力之比。参见图7，风扇出口处的随后流动通过旁路导管22的流的平均总压力为仅处于风扇23的下游并径向地位于流面110的外部的表面上的平均总压力。

在当前描述的实施方案中，风扇尖压比在1.2和1.45之间的范围内。更具体地，风扇尖压比在1.35和1.44之间的范围内，并且甚至还更具体地为1.41。本段落中的所有值均处于本文其他地方定义的巡航条件下。

风扇压力比被定义为风扇的出口处的气流的平均总压力与风扇的入口处的气流的平均总压力的比率。在当前描述的实施方案中，在巡航条件下，风扇压力比在1.2和1.45之间的范围内。更具体地，风扇压力比在1.35和1.43之间的范围内，并且还更具体地为1.39。本段落中的所有值均处于本文其他地方定义的巡航条件下。

如本文其他地方所述，风扇叶片64对流所做的功导致流的焓升dh。在本实施方案中，在巡航条件下的风扇尖端负载(dh/utip²)在0.25至0.4的范围内，并且更具体地为0.28至0.34，并且甚至还更具体地为0.29至0.31。

图8示出了具有附接到其每个翼部102a、102b的气体涡轮引擎10的示例性飞行器100。每个气体涡轮引擎10经由相应的挂架104a、104b附接。当飞行器100在如本文所定义的巡航条件下飞行时，每个气体涡轮引擎10根据本文定义的参数操作。例如，气体涡轮引擎10在巡航条件下操作，使得实现以下项中的任何一项或多项：

a)组合压力比被定义为：

在20和29之间的范围内，并且还更具体地，在22和27之间的范围内；

b)喷射速度与opr之比被定义为：

在4.7m/s和7.7m/s之间的范围内，并且更具体地在5.0m/s和7.0m/s之间(即，在15.4ft/s和25.3ft/s之间，并且更具体地在16.4ft/s和23.0ft/s之间的范围内)；以及/或者

c)温度压力比被定义为：

在1.52和1.8之间的范围内，并且总压力比在42.5和70之间的范围内，更具体地在50和70之间，并且还更具体地在52和65之间。

本公开还涉及在飞行器上操作气体涡轮引擎的方法1000。在图9中示出了方法1000。方法1000包括操作本文其他地方所述的气体涡轮引擎10以在巡航条件下提供推进。方法1000包括启动1002引擎10(例如，在跑道上滑行之前)，并且在飞行器50的滑行、起飞和爬升期间操作1004该引擎，以便达到巡航条件。一旦达到巡航条件，方法1000然后包括操作1006在本文其他地方的实施方案中描述的气体涡轮引擎10，以在巡航条件下提供推进。

气体涡轮引擎被操作成使得本文所定义或要求保护的任何参数或比率都在指定范围内。例如，方法1000包括在巡航条件下操作1002气体涡轮引擎10，使得实现以下项中的任何一项或多项：

a)组合压力比被定义为：

在20和29之间的范围内；并且更具体地在22和27之间的范围内；

b)喷射速度比被定义为：

在4.7m/s和7.7m/s之间的范围内，并且更具体地在5.0m/s和7.0m/s之间(即，在15.4ft/s和25.3ft/s之间，并且更具体地在16.4ft/s和23.0ft/s之间的范围内)；以及/或者

c)温度压力比被定义为：

在1.52和1.8之间的范围内，并且总压力比在42.5和70之间的范围内，更具体地在50和70之间，并且还更具体地在52和65之间。

应当理解，本实用新型不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。