[实用新型]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。示例性实施方案包括用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，其包括：引擎核心(11)，该引擎核心包括涡轮(19)、压缩机(14)和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴(26)；风扇(23)，该风扇(23)位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱(30)，该齿轮箱接收来自芯轴(26)的输入以便以低于芯轴的旋转速度来驱动风扇，该齿轮箱(30)具有约3.4或更高的齿数比，其中该气体涡轮引擎被构造成使得从引擎(10)的旁路管道(22)排出的第一喷射速度与从引擎核心(11)的排气喷嘴(20)排出的第二喷射速度的比率在约0.75至约0.82的范围内。

技术领域

本公开涉及用于飞行器的齿轮传动气体涡轮引擎。

背景技术

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传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。为了在保持最佳传动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。

实用新型内容

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，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；

风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；和

齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的输入以便以比所述芯轴低的旋转速度驱动所述风扇，所述齿轮箱具有约3.4或更高的齿数比，

其中该气体涡轮引擎被构造成使得在巡航条件下通过该引擎的旁路通道的第一喷射速度和通过该引擎核心的第二喷射速度的比率在约0.75至约0.82的范围内。

配置该引擎使得喷射速度比率在上述范围内的优点在于可维持高旁路比率，使得该引擎具有低比推力的效率，并且保持高传动比，使得该引擎核心的尺寸可保持较小。因此，该引擎核心的低压涡轮的旋转速度可保持较高，从而使其能够保持较小，这避免了该引擎在机翼下集成的问题。

该齿轮箱的齿数比使该风扇比该引擎核心的低压涡轮旋转得更慢。随着该齿数比增加，具有齿轮箱的优点由于该齿轮箱中的损耗增大而降低，并且由诸如行星齿轮等需要更小和更快地旋转的部件而引起的磨损增大。因此，该齿数比可有利地为约5.0或4.5或更小，即导致该齿数比的范围介于约3.4至约5.0或约4.5之间。

为了保持推进效率，应最小化冷流喷射和热流喷射之间的动能差值，即来自该旁路和芯排废气的射流。将该喷射速度比率降低至低于约0.75将倾向于降低推进效率并且因此对燃料燃烧速率产生更大的有害影响。因此，该喷射速度比率可保持在约0.75至约0.82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，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；

风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；和