用于气体涡轮引擎的过冷冰冲击防护的制作方法

本公开整体涉及气体涡轮引擎，并且更具体地讲，涉及用于气体涡轮引擎的过冷冰防护的布置结构。

背景技术：

气体涡轮引擎用于为飞行器、船舶、发电机等提供动力。气体涡轮引擎通常包括从前到后以轴流式串联的进气口、风扇、一个或多个压缩机、燃烧器、一个或多个涡轮和排气喷嘴。进入进气口的空气通过风扇加速以产生两股气流：进入压缩机中的第一气流(核心引擎气流)和经过旁路管道以提供推力的第二气流(旁路气流)。进入压缩机的空气被压缩、与燃料混合，然后馈送到发生空气/燃料混合物燃烧的燃烧器中。高温和高能排放流体继而被馈送到涡轮，在该涡轮处流体的能量被转化成机械能，以通过合适的互连轴驱动压缩机旋转。

该压缩机可为多级压缩机，其中每个压缩机级包括以轴流式串联的一排转子叶片和一排定子轮叶。转子叶片的径向内端连接至限定内部齿圈的毂部。壳体界定转子叶片和定子轮叶并且限定外部齿圈。转子叶片和定子轮叶各自具有根部和翼型部分，该翼型部分具有尖端、后缘和前缘。

当在冰形成条件(过冷水冰或高海拔冰晶体)下操作时，冰可能在布置在压缩机的前部的上游的核心入口中的轮叶上凝聚；通常，冰凝聚在外部齿圈附近。当冰从轮叶脱落时，这可能是由于空气动力负荷或振动引起的，冰被紧邻的下游的压缩机转子叶片级吸入。

由于风扇的低速和低毂部错位，对于齿轮传动涡轮风扇架构，结冰的严重程度和规模可能更高。

已经提出不同的防结冰系统来防止引擎结冰。

根据这些方法中的一种方法，可以为轮叶提供电加热器以防止积冰，并且使积聚的任何冰融化。

另选地，从压缩机吹出的相对热的空气可以引导朝向轮叶。

这两种系统实施起来都比较复杂，并且不利于效率。

因此，需要一种用于气体涡轮引擎的过冷冰冲击防护的改进系统。

技术实现要素：

根据第一方面，提供了一种气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：

-风扇，该风扇被安装成围绕主要纵向轴线旋转，

-引擎核心，该引擎核心包括以轴流式串联的压缩机、燃烧器和通过轴联接到压缩机的涡轮，

-减速齿轮箱，该减速齿轮箱接收来自轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比轴低的旋转速度来驱动风扇，

其中压缩机包括在入口处的第一级和在第一级下游的第二级，第一级和第二级分别包括具有一排第一叶片的第一转子和具有一排第二叶片的第二转子，第一叶片和第二叶片包括相应的前缘、后缘和尖端，

其中第一叶片的最大前缘半径与第二叶片的最大前缘半径的比率大于2.8。

叶片可以包括具有尖端的翼型部分以及根部，并且翼展方向是在叶片的尖端和根部之间延伸的方向，并且翼弦方向是在叶片的前缘和后缘之间延伸的方向。

在本公开中，上游和下游是相对于通过压缩机的气流而言的；并且前和后相对于气体涡轮引擎，即风扇位于引擎的前方而涡轮位于引擎的后方。

最大前缘半径是叶片承受过冷冰冲击的能力的度量：最大前缘半径越大，叶片承受过冷冰冲击的能力就越好。

本发明人已经理解，第一转子可以用作防护过冷冰冲击的护罩，从而保护压缩机的下游级。为此目的，可以使第一叶片的前缘比第二叶片的前缘相对更厚，以抵抗过冷冰冲击。使第一转子用作护罩的优点是下游转子可以被设计成优化空气动力学效率，而没有与过冷冰防护相关的折衷和/或损失。换句话说，由于可以通过第一转子有效地处理进入压缩机的任何过冷冰，因此可不需要将下游转子、特别是第二转子制造得相对较厚来抵抗过冷冰冲击。

因此，可以减少、简化或甚至省略将热空气引导朝向压缩机叶片和轮叶的电加热器、热交换器或导管。

根据本公开，第一叶片的最大前缘半径与第二叶片的最大前缘半径的比率可以大于3、或大于4、或大于5、或大于6、或大于7、或大于8。

第一叶片的最大前缘半径与第二叶片的最大前缘半径的比率可以小于10。

例如，第一叶片的最大前缘半径与第二叶片的最大前缘半径的比率可以小于9、或小于8。

第一叶片的最大前缘半径可以位于在跨越高度的70％至100％之间的区域中，优选地位于在跨越高度的80％至100％之间的区域中，其中0％对应于根部而100％对应于尖端。

第一叶片的最大前缘半径可以大于0.4mm，例如大于0.45mm、或大于0.5mm、或大于0.55mm、或大于0.6mm。

第一叶片的最大前缘半径可以小于0.9mm，例如小于0.85mm、或小于0.80mm、或小于0.75mm、或小于0.70mm。

第二叶片的最大前缘半径可以包含在0.1mm与0.3mm之间。例如，第二叶片的最大前缘半径可以包含在0.1mm与0.25mm之间、或在0.1mm与0.20mm之间、或在0.15mm与0.30mm之间、或在0.15mm与0.25mm之间、或在0.15mm与0.20mm之间。

第一叶片的最大前缘半径与第一叶片的最小前缘半径的比率可以大于2.2。例如，第一叶片的最大前缘半径与第一叶片的最小前缘半径的比率可以大于2.5、或大于3、或大于4、或大于5。

第一叶片的最大前缘半径与第一叶片的最小前缘半径的比率可以小于7，例如小于6、或小于5、或小于4。第一叶片的最大前缘半径与第一叶片的最小前缘半径的比率可以包含在2.2与7之间，例如在2.5与5之间、或在2.5与4之间。

第一叶片的最小前缘半径可以位于小于跨越高度的50％的区域中，例如在小于跨越高度的40％、或小于30％、或在跨越高度的15％与40％之间、或在20％与30％之间的区域中。

第一叶片的最小前缘半径可以大于0.15mm，例如大于0.20mm、或大于0.21mm、或大于0.22mm、或大于0.23mm、或大于0.24mm。

第一叶片的最小前缘半径可以小于0.6mm，例如小于0.55mm、或小于0.5、或小于0.4mm、或小于0.35mm、或小于0.30mm。

第二叶片的尖端最大厚度与第一叶片的尖端最大厚度的比率可以小于0.45。例如，第二叶片的尖端最大厚度与第一叶片的尖端最大厚度的比率可以小于0.40、或小于0.35、或小于0.30。例如，第二叶片的尖端最大厚度与第一叶片的尖端最大厚度的比率可以大于0.20、或大于0.25、或大于0.30。例如，第二叶片的尖端最大厚度与第一叶片的尖端最大厚度的比率可以包含在0.20与0.45之间、或在0.25与0.45之间、或在0.30与0.45之间、或在0.35与0.45之间、或在0.40与0.45之间、或在0.20与0.40之间、或在0.25与0.40之间、或在0.30与0.40之间。

由于尖端是叶片的其中过冷冰冲击一般对叶片完整性造成更大的危险性的区域，因此，仅通过增加第一叶片的尖端最大厚度，就可以使第一叶片变得相对于过冷冰更坚固并可以保护第二叶片，该第二叶片继而可以被设计有最大尖端厚度以优化空气动力学性能而不是过冷冰冲击防护。

第一叶片的尖端最大厚度可以大于2.7mm，例如大于3.0mm、或大于3.5mm、或大于4.0mm。

第一叶片的尖端最大厚度可以小于5mm，例如小于4.5mm、或小于4.0mm。

第二叶片的尖端最大厚度可以在1.2mm与2.25mm之间。

第一叶片的尖端最大厚度与第一叶片的最大前缘半径的比率可以小于6.5。

第一叶片的尖端最大厚度与第一叶片的最大前缘半径的比率可以大于2，例如，大于2.5、或大于3、或大于3.5、或大于4。

压缩机可包括两个或更多个级。例如，压缩机可包括三个或四个级。压缩机可包括少于十二个级，例如少于十一个或十个级。

例如，压缩机可以包括2至8个级。

压缩机可为中压压缩机，并且气体涡轮引擎还可包括在中压压缩机下游的高压压缩机。

涡轮可为中压涡轮，并且气体涡轮引擎还可包括在中压压缩机上游的高压涡轮。

轴可以是第一轴，并且气体涡轮引擎还可包括将高压涡轮联接到高压压缩机的第二轴。

根据第二方面，提供了一种气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：

-风扇，该风扇被安装成围绕主要纵向轴线旋转，

-引擎核心，该引擎核心包括以轴流式串联的压缩机、燃烧器和通过轴联接到压缩机的涡轮，

-减速齿轮箱，该减速齿轮箱接收来自轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比轴低的旋转速度来驱动风扇，

其中压缩机包括在入口处的第一级和在第一级下游的第二级，第一级和第二级分别包括具有一排第一叶片的第一转子和具有一排第二叶片的第二转子，第一叶片和第二叶片包括相应的前缘、后缘和尖端，

其中第二叶片的尖端最大厚度与第一叶片的尖端最大厚度的比率小于0.45。

第二叶片的尖端最大厚度与第一叶片的尖端最大厚度的比率可以小于0.40、或小于0.35、或小于0.3。例如，第二叶片的尖端最大厚度与第一叶片的尖端最大厚度的比率可以大于0.20、或大于0.25、或大于0.30。例如，第二叶片的尖端最大厚度与第一叶片的尖端最大厚度的比率可以包含在0.20与0.45之间、或在0.25与0.45之间、或在0.30与0.45之间、或在0.35与0.45之间、或在0.40与0.45之间、或在0.20与0.40之间、或在0.25与0.40之间、或在0.30与0.40之间。

本公开仅基于增大第一转子叶片的厚度(这对效率的影响是有限的)而不是增大所有转子的叶片的厚度以减小叶片挠度(这将特别地不利于效率)来提供针对结冰和吸入问题的另选的解决方案。

换句话说，本公开提供了一种具有更高的整体效率的解决方案，该解决方案更能容忍核心鸟类冲击、更不易受损害，并且不需要复杂和/或重型系统来减少结冰。

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，该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管道)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，齿轮齿数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到3.8的范围内的齿轮齿数比。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(因为它们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)以下中的任何一者：220cm、230cm(约90.5英寸)、235cm(约92.5英寸)、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u尖端移动。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/u尖端²，其中dh是跨风扇的焓升(例如1-d平均焓升)，并且u尖端是风扇尖端的(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)。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：0.28、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(所有值都是无量纲的)。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0.28至0.31或0.29至0.3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管道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。该旁路管道可以是基本上环形的。该旁路管道可位于核心引擎的径向外侧。旁路管道的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。

本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力比可被定义为风扇上游的滞止压力与最高压力压缩机出口处的滞止压力(进入燃烧器之前)之比。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。

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80nkg^-1s至100nkg^-1s、或85nkg^-1s至95nkg^-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/或受权利要求书保护的气体涡轮可产生至少为(或大约为)以下中的任何一者的最大推力：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/或受权利要求书保护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，例如紧接在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)以下中的任何一者：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沿径向方向延伸。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一部分可通过焊接(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管道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，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，在上升最高点和开始降落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上升最高点和开始降落之间的中点)。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气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器的引擎数量的情况下，提供将确保该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向马赫数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向马赫数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/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎。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/或受权利要求书保护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/或受权利要求书保护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4是气体涡轮引擎的压缩机的一部分的放大示意图；

图5是第一转子叶片的横截面的局部示意图，其示出了最小前缘半径与最大前缘半径之间的差值；

图6是横截面的局部示意图，其示出了第一转子叶片的最大前缘半径与第二转子叶片的最大前缘半径之间的差值。

图7a和图7b分别是第一转子叶片和第二转子叶片的尖端的顶视图。

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并限定旁路管道22和旁路排气喷嘴18。旁路气流b流过旁路管道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。

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和低压涡轮17、19膨胀，从而驱动高压涡轮和低压涡轮17、19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。

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，可以在要求保护的发明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。

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配置。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，这意味着穿过旁路管道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，穿过旁路管道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(与旋转轴线9对准)、径向(在图1中从下到上的方向)和周向(垂直于图1视图中的页面)。轴向、径向和周向相互垂直。

图4更详细地示出了低压压缩机14的前部部分。

低压压缩机14包括具有第一转子r1和第一定子s1的第一级st1、以及具有第二转子r2和第二定子s2的第二级st2。低压压缩机14可以包括未示出的其他级。

每个转子(r1,r2)和定子(s1,s2)分别包括多个叶片(b1,b2)和轮叶(v1,v2)。

详细地，第一转子r1和第二转子r2分别包括一排第一叶片b1和第二叶片b2；而第一定子s1和第二定子s2分别包括一排第一轮叶v1和第二轮叶v2。

第一叶片b1可以具有包含在140mm与220mm之间的跨度，以及包含在80mm与160mm之间的真弦。

第二叶片b2可以具有包含在120mm与180mm之间的跨度，以及包含在55mm与85mm之间的真弦。

每个叶片b1、b2和轮叶v1、v2包括根部(未示出)和具有前缘、后缘和尖端的翼型部分。

第一叶片b1具有前缘50、后缘52和尖端54。

前缘50具有沿最小前缘半径r1min与最大前缘半径r1max之间的跨度变化的前缘半径。在图5中，通过重叠分别沿图4的线a-a和b-b截取的第一叶片b1的对应横截面56、58，使得在那些区段处的前缘50重合，示意性地示出最小前缘半径r1min和最大前缘半径r1max。

图5中的虚线所示的包含最小前缘半径r1min的区段56可以处于在20％与30％之间的跨越高度处，其中0％对应于根部而100％对应于尖端。

包含最大前缘半径r1max的区段58可以处于在70％与100％之间的跨越高度处。

最小前缘半径r1min可以大于0.20mm，例如等于0.25mm。

最大前缘半径r1max可以大于0.4mm，例如等于0.7mm。

第一叶片b1的最大前缘半径r1max与第一叶片b1的最小前缘半径的比率可以大于2.2，例如等于2.8。

第二叶片b2具有前缘70、后缘72和尖端74。类似于第一叶片b1，前缘70具有可沿最小前缘半径(未示出)与小于第一叶片b1的最大前缘半径r1max的最大前缘半径r2max之间的跨度变化的前缘半径。第二叶片b2的最大前缘半径r2max可以在横截面78处，其对应于在85％和100％之间的跨越高度。

在图6中，通过分别叠加沿图4的线c-c截取的区段58和区段78，使得第一叶片b1的前缘50和第二叶片b2的前缘70重合，示出第一叶片b1的最大前缘半径r1max和第二叶片b2的最大前缘半径r2max。包含第二叶片b2的最大前缘半径r2max的区段78在图6中以虚线示出。

第二叶片b2的最大前缘半径r2max可以包含在0.1mm与0.2mm之间，例如等于0.16mm。

根据本公开，第一叶片b1的最大前缘半径r1max与第二叶片b2的最大前缘半径r2max的比率可以大于2.8。在一个示例中，第一叶片b1的最大前缘半径r1max可以等于0.7mm，并且第二叶片b2的最大前缘半径r2max可以等于0.16，使得第一叶片b1的最大前缘半径r1max与第二叶片b2的最大前边缘半径r2max的比率可以等于约4.4。

在图7a和图7b中，分别示出了第一叶片b1和第二叶片b2的尖端54、74的顶视图。

第一叶片b1的尖端54具有最大厚度t1max，该最大厚度可以大于2.7mm，例如等于4.3mm。最大厚度t1max可以布置于在48％与54％之间的翼弦向位置处，例如在50％与52％之间、或大约51％的翼弦向位置处，其中0％对应于前缘50而100％对应于后缘52。

第二叶片b2的尖端74具有最大厚度t2max，该最大厚度可以大于1.2mm且小于2.25mm，例如等于1.7mm。最大厚度t2max可以布置于在42％与62％之间的翼弦向位置处，例如在48％与54％之间、或在50％与52％之间、或大约51％的翼弦向位置处，其中0％对应于前缘70而100％对应于后缘72。

在一个示例中，第二叶片b2的尖端最大厚度t2max等于1.7mm，并且第一叶片b1的尖端最大厚度t1max等于4.3mm，使得它们的比率等于约0.40。

在另一个示例中，第二叶片b2的尖端最大厚度t2max等于1.3mm，并且第一叶片b1的尖端最大厚度t1max等于3.0mm，使得它们的比率等于约0.43。

应当理解，本发明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。