[发明专利]气体涡轮引擎

说明书

本公开涉及用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，该气体涡轮引擎包括：引擎核心(11)，该引擎核心包括涡轮(19)、压缩机(14)以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴(26)，该引擎核心具有位于该压缩机的上游的入口(29)和位于该涡轮(19)的下游的出口(20)；风扇(23)，该风扇位于引擎核心的上游并包括多个风扇叶片；齿轮箱（30），该齿轮箱接收来自芯轴（26）的输入并将驱动输出至风扇，以便以比该芯轴低的旋转速度来驱动该风扇；和短舱（21），该短舱(21)围绕引擎核心（11）并限定旁路管道（22）和旁路排气喷嘴（18），其中该气体涡轮引擎被构造使得在最大起飞条件下，该引擎核心入口处的轴向马赫数乘以来自该旁路排气喷嘴(18)的排气气流的轴向马赫数在约0.30至约0.56的范围内，其中在最大起飞条件下，该引擎核心入口处的该轴向马赫数小于约0.7。

本公开涉及用于飞行器的气体涡轮引擎。

用于飞行器推进的涡轮风扇气体涡轮引擎具有许多影响整体效率和功率输出或推力的设计因素。为了以高效率启用更高推力，可使用直径更大的风扇。然而，随着该风扇的直径增加，风扇所需的较低速度倾向于与芯轴连接的涡轮部件(通常为低压涡轮)的要求发生冲突。通过在该风扇和该芯轴之间包括齿轮箱可实现更优化的组合，这允许该风扇以更高的效率和减小的旋转速度工作，并且因此启用更大尺寸的风扇，同时保持用于该低压涡轮的高旋转速度，从而使得该涡轮的总直径减小并且以较少的级实现更大的效率。

通过穿过该引擎的高质量流量可实现用于齿轮转动气体涡轮引擎的高推进效率。这可通过增加该引擎的旁路比率来部分地实现，该旁路比率是旁路流的质量流率与进入该引擎核心的质量流率的比率。为了在保持最佳齿轮齿数比率和风扇速度的同时实现带有较大风扇的高旁路比率，该引擎核心的尺寸、具体地该低压涡轮的尺寸，可能需要增加，这将使得更大的风扇引擎在机翼下面的集成更困难。因此，要解决的一般问题是如何在使得该引擎与飞行器成一体的同时实现用于较大齿轮传动气体涡轮引擎的高推进效率。

随着该引擎的风扇直径增加，并且同时该引擎的旁路比率保持高，该引擎的旁路喷嘴出口速度在更宽的范围内变化，这会增加失速的可能性。除非将可变截面喷嘴(VAN)装配到该引擎上，否则防止失速可能很难克服。然而，VAN将给引擎增加极大的重量、复杂性和成本，同时降低性能。

具体地讲，齿轮传动气体涡轮引擎的总体目标是：随着风扇直径增大，能够设计具有高推进效率、从而具有低特定燃料燃烧的引擎，并且能够在安装代价最低的情况下(即，必需对整个飞行器设计作出的更改最小)有效地使引擎与飞行器集成。另一个目标是提供一种能够在宽泛的旁路喷嘴出口速度范围内操作的引擎。

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，其包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴，所述引擎核心具有位于所述压缩机的上游的入口和位于所述涡轮的下游的出口；

风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；

齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的输入并将驱动输出至所述风扇，以便以比所述芯轴低的旋转速度来驱动所述风扇；和

短舱，该短舱围绕引擎核心并限定旁路管道和旁路排气喷嘴，

其中所述气体涡轮引擎被构造成使得在最大起飞条件下，所述引擎核心入口处的轴向马赫数乘以来自所述旁路排气喷嘴的排气气流的轴向马赫数在约0.30至约0.56的范围内，其中在最大起飞条件下，所述引擎核心入口处的所述轴向马赫数小于约0.7。

在最大起飞条件下，引擎核心入口处的轴向马赫数可大于约0.4。

根据第一方面的气体涡轮引擎通过在引擎核心入口处保持较低的气流速度并且随着风扇速度在例如起飞条件和巡航条件之间变化而允许冷喷嘴速度的较大变化，从而实现风扇可操作性的改善。主要由风扇的根部部分控制的引擎核心入口处的气流速度可通过相对于风扇根部保持较低角度与相对于风扇顶端保持较高角度组合而保持在较低水平。