[发明专利]涡轮引擎核心压缩温度

说明书

本公开涉及涡轮引擎核心压缩温度，公开了一种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(17)、压缩机(15)和将该涡轮连接至该压缩机的芯轴(27)以及风扇(23)。其中，核心压缩机温度上升被定义为：(压缩机出口温度(T30))/(核心入口温度(T21))。风扇根部温度上升被定义为：(核心入口温度(T21))/(风扇转子入口温度(T120))。核心压缩机温度上升与风扇根部温度上升比率：(核心压缩机温度上升)/(风扇根部温度上升)在2.76至4.1的范围内。

本公开涉及用于飞行器的气体涡轮引擎，并且更具体地涉及被布置成当在巡航条件下运行时在不同位置处具有指定的相对气流温度的气体涡轮引擎。

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，可增加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，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运行条件可能是合适的，以便提供低SFC。

如本文所用，范围“值X至值Y”或“值X和值Y之间”等表示包含范围；包括边界值X和Y。除非另有说明，否则本文提及的所有温度和压力均为总温度或总压力。在提及平均温度的情况下，将其视为平均值。除非另有说明，否则所有温度均以开尔文为单位。

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、将涡轮连接到压缩机的芯轴，以及环形分流器，在该分流器处，流被分为流动通过引擎核心的核心流和沿着旁路管道流动的旁路流，其中围绕引擎的圆周的滞止流线滞止在该环形分流器的前缘上，形成流面，该流面形成包含所有旁路流的流管的径向内边界；以及风扇，该风扇位于引擎核心的上游，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，其中该风扇的风扇顶端半径限定在引擎的中心线和每个风扇叶片在其前缘处的最前顶端之间，并且毂部半径限定在引擎的中心线和毂部在每个风扇叶片的前缘的径向位置处的外表面之间，每个风扇叶片具有位于包含旁路流的流管内的径向外部。风扇转子入口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的前缘的气流的平均温度，并且风扇转子出口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的径向外部的气流在后缘处的平均温度。风扇毂部与顶端的比率：

在0.2至0.285的范围内；并且风扇顶端温度上升：

在1.11至1.05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，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将涡轮连接到压缩机的芯轴，其中该引擎核心具有限定在引擎的中心线和引擎核心的最前顶端之间的核心半径；以及风扇，该风扇位于引擎核心的上游，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，其中该风扇的风扇顶端半径限定在引擎的中心线和每个风扇叶片在其前缘处的最前顶端之间，并且毂部半径限定在引擎的中心线和毂部在每个风扇叶片的前缘的径向位置处的外表面之间。风扇转子入口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的前缘的气流的平均温度，并且风扇顶端转子出口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的径向外部的气流在后缘处的平均温度，其中每个风扇叶片的径向外部为或包括每个风扇叶片的距引擎的中心线的距离大于核心半径的部分。风扇毂部与顶端的比率：

在0.2至0.285的范围内；并且风扇顶端温度上升：

在1.11至1.05的范围内。