[发明专利]高效气体涡轮引擎安装和操作

说明书

本发明题为“高效气体涡轮引擎安装和操作”。本发明提供了一种气体涡轮引擎，其在安装在飞行器上时具有改进的燃料燃烧、可操作性和/或维护要求。该气体涡轮引擎设置有核心压缩机，该核心压缩机包括十二个、十三个或十四个转子级。该核心压缩机具有核心压缩机纵横比除以核心压缩机压力比的比率，该比率在0.03至0.09的范围内。这导致当该气体涡轮引擎安装到飞行器上时获得安装益处、可操作性、维护要求和引擎效率之间的最佳平衡。

技术领域

本公开涉及气体涡轮引擎。本公开的方面涉及气体涡轮引擎，其具有针对提高效率、改善安装和/或可操作性而优化的构造。

背景技术

现代气体涡轮引擎包括由涡轮驱动的风扇。风扇气流的至少一部分绕过引擎的核心，反而流过旁路管道以产生推力。流入气体涡轮引擎的核心的气流在燃烧之前经压缩机压缩，然后通过涡轮膨胀。

优化此类气体涡轮引擎的设计需要平衡多个不同的、通常相互竞争的因素。例如，希望能够优化飞行器的气体涡轮引擎安装的总体效率，但总体效率由多个不同要素结合起来产生。希望提供一种气体涡轮引擎，使其在安装到机身时提供提高的总体效率。此外，人们认识到，追求提高效率决不能以牺牲其他因素(诸如引擎的可操作性和维护要求)为代价。

发明内容

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，该引擎核心包括涡轮、压缩机和燃烧器；

风扇(其可位于该引擎核心的上游)，该风扇包括多个风扇叶片；和

齿轮箱，该齿轮箱接收来自连接到涡轮的至少一部分的芯轴的输入，该齿轮箱将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇，其中：

旁路管道被限定为径向位于所述核心外部，分流器的前缘限定了在使用中气流分成核心气流和旁路气流处的点；

核心压缩机纵横比被定义为所述分流器的前缘和所述最下游压缩机叶片的尖端的前缘之间的轴向距离与所述分流器的前缘的半径的比率；

核心压缩机压力比被定义为，在巡航条件下，紧邻压缩机中的最终转子叶片的下游处的压力除以紧邻核心压缩机中的第一转子叶片的上游处的压力，其在34至60的范围内；

该核心压缩机包括十二、十三或十四个转子级；并且

核心压缩机纵横比除以核心压缩机压力比的比率在0.03至0.09的范围内。

已发现，对于分流器的前缘的给定半径(其本身可通过其他设计考虑因素来设定，包括例如齿轮箱的外径)，提供如本文要求保护的气体涡轮引擎使引擎具有足够高的核心压缩机压力比以实现高热效率，而不需要过长的压缩机。这可通过在核心压缩机(即，不包括风扇)中使用十二、十三或十四个转子级实现核心压缩机压力比来至少部分地实现。已发现少于十二个级会导致压缩效率差，而已发现超过十四个级会导致压缩机过长。可选地，在核心压缩机中恰好使用十二个(即十二个且不超过十二个)转子级来实现核心压缩机压力比。

在相对较短的压缩机上实现核心压缩比可在将气体涡轮引擎安装到飞行器上时提供安装益处—例如就气体涡轮引擎与其他飞行器结构(诸如机翼)的相互作用而言，导致总体飞行器燃料燃烧减少并且/或者能够在不损害其他飞行器结构的情况下安装引擎。