[发明专利]有效喷射

说明书

本发明提供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：包括一个或多个涡轮（17,19）的涡轮系统、包括一个或多个压缩机（14,15）的压缩机系统以及将涡轮系统连接到压缩机系统的芯轴（26），其中压缩机出口压力（P30）被定义为在巡航条件下压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均压力，该引擎核心（11）还包括环形分流器（70），在该环形分流器处，流被分为流动通过引擎核心的核心流（A）和沿着旁路导管（22）流动的旁路流（B），其中围绕引擎（10）的圆周的滞止流线（110）滞止在环形分流器（70）的前缘上，形成流面（110）。

技术领域

本公开涉及用于飞行器的气体涡轮引擎和在飞行器上操作气体涡轮引擎的方法。

背景技术

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，需要提高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，据发现，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操作条件可能是合适的，以便提供具有低SFC的引擎。

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：包括一个或多个涡轮的涡轮系统、包括一个或多个压缩机的压缩机系统以及将涡轮系统连接到压缩机系统的芯轴，其中压缩机出口压力被定义为在巡航条件下压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均压力，引擎核心还包括环形分流器，在该环形分流器处，流被分为流动通过引擎核心的核心流和沿着旁路导管流动的旁路流，其中围绕引擎的圆周的滞止流线滞止在环形分流器的前缘上，形成流面，该流面形成包含所有核心流的流管的径向外边界；

位于引擎核心上游的风扇，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，每个风扇叶片具有位于包含核心流的流管内的径向内部，并且其中风扇根部入口压力被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片的径向内部的前缘的气流的平均压力；以及

围绕引擎核心的短舱，该短舱限定旁路导管和旁路排气喷嘴，其中：

总压力比被定义为压缩机出口压力除以风扇根部入口压力，

旁路喷嘴压力比被定义为在巡航条件下旁路排气喷嘴的喷嘴压力比，并且

组合压力比被定义为：

在20和29之间的范围内。

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：包括一个或多个涡轮的涡轮系统、包括一个或多个压缩机的压缩机系统以及将涡轮系统连接到压缩机系统的芯轴，其中压缩机出口压力被定义为在巡航条件下压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均压力，引擎核心具有限定在引擎的中心线和引擎核心的最前尖端之间的核心半径；

位于引擎核心上游的风扇，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，其中每个风扇叶片的径向内部是或包括每个风扇叶片的距引擎的中心线的距离小于核心半径的部分，并且其中风扇根部入口压力被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片的径向内部的前缘的气流的平均压力；以及

围绕引擎核心的短舱，该短舱限定旁路导管和旁路排气喷嘴，其中：总压力比被定义为压缩机出口压力除以风扇根部入口压力，

旁路喷嘴压力比被定义为在巡航条件下旁路排气喷嘴的喷嘴压力比，并且

组合压力比被定义为：