[发明专利]气体涡轮引擎中的压缩

权利要求书

1.一种用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，所述气体涡轮引擎包括：

引擎核心(11)，所述引擎核心包括涡轮(19)、压缩机(15)和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(26)，其中压缩机出口温度(T30)被限定为在所述压缩机(15)的出口处的气流的平均温度，所述引擎核心(11)还包括环形分流器(70)，在所述环形分流器处，流被分成流动通过所述引擎核心的核心流(A)和沿着旁路管道(22)流动的旁路流(B)，其中围绕所述引擎(10)的圆周的滞止流线(110)，滞止在所述环形分流器(70)的前缘上，形成流面(110)，所述流面形成包含全部所述旁路流(B)的流管的径向内边界；和

风扇(23)，所述风扇位于所述引擎核心(11)的上游，所述风扇包括从毂部(66)延伸的多个风扇叶片(64)，每个风扇叶片(64)具有前缘(64a)和后缘(64b)，每个风扇叶片(64)具有位于包含所述旁路流(B)的所述流管内的径向外部，并且其中风扇转子入口温度(T120)被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片(64)的所述前缘(64a)的气流的平均温度，并且风扇顶端转子出口温度(T125)被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片(64)的径向外部的气流在所述后缘(64b)处的平均温度，并且风扇顶端温度上升被定义为：

(风扇顶端转子出口温度(T125))/(风扇转子入口温度(T120))，

并且核心温度上升被定义为：

(压缩机出口温度(T30))/(风扇转子入口温度(T120))，

并且其中核心温度上升与风扇顶端温度上升比率：

(核心温度上升)/(风扇顶端温度上升)

在2.845至3.8的范围内。

2.一种用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，所述气体涡轮引擎包括：

引擎核心(11)，所述引擎核心包括涡轮(19)、压缩机(15)和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(26)，其中压缩机出口温度(T30)被定义为在所述压缩机(15)的出口处的气流的平均温度，所述引擎核心(11)具有限定在所述引擎(10)的中心线(9)和所述引擎核心(11)的最前顶端(70)之间的核心半径(105)；和

风扇(23)，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括从毂部(66)延伸的多个风扇叶片(64)，每个风扇叶片(64)具有前缘(64a)和后缘(64b)，并且其中每个风扇叶片(64)的径向外部为或包括每个风扇叶片(64)的距所述引擎(10)的所述中心线(9)的距离大于所述核心半径(105)的部分，并且其中风扇转子入口温度(T120)被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片(64)的所述前缘(64a)的气流的平均温度，并且风扇顶端转子出口温度(T125)被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片(64)的所述径向外部的气流在所述后缘(64b)处的平均温度，并且风扇顶端温度上升被定义为：

(风扇顶端转子出口温度(T125))/(风扇转子入口温度(T120))，

并且核心温度上升被定义为：

(压缩机出口温度(T30))/(风扇转子入口温度(T120))，

并且其中核心温度上升与风扇顶端温度上升比率：

(核心温度上升)/(风扇顶端温度上升)

在2.845至3.8的范围内。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述核心温度上升与所述风扇顶端温度上升比率在2.845至3.800的范围内，并且可选地在2.9至3.2的范围内。

4.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，还包括：

所述风扇顶端温度上升在1.05至1.11的范围内；并且/或者

所述核心温度上升在3.1至4.0的范围内，并且可选地在3.3至3.5的范围内。