燃气涡轮发动机制造技术

一种燃气涡轮发动机包括具有单级风扇的风扇区段、核心涡轮发动机以及至少部分地包围所述风扇区段的所述风扇和所述核心涡轮发动机的舱。所述燃气涡轮发动机还包括在所述核心涡轮发动机的所述壳体与所述舱之间延伸的出口导叶。所述燃气涡轮发动机被配置成将声学比限定为大于或等于2.3，其中所述声学比是所述风扇叶片的后缘与所述出口导叶的前缘之间的轴向间距和所述风扇叶片的轴向宽度的比率，所述轴向间距在所述风扇叶片的跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处，所述轴向宽度同样在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处。

Gas turbine engine

A gas turbine engine includes a fan section with a single stage fan, a core turbine engine, and the fan and the core of the core turbine engine that at least partially encircled the fan section. The gas turbine engine also includes an outlet guide blade extending between the shell and the cabin of the core turbine engine. The gas turbine engine is configured to limit the acoustic ratio to or equal to 2.3, in which the acoustic ratio is the ratio of the axial distance between the rear edge of the fan blade and the leading edge of the outlet guide blade and the axial width of the fan blade, and the axial spacing is seventy percent of the span of the fan blade. At the radial position of five (75%), the axial width is also at the radial position of the seventy-five percent (75%) span of the fan blade.

【技术实现步骤摘要】
燃气涡轮发动机
本主题大体上涉及一种燃气涡轮发动机，或者更具体地涉及具有相对较高的声学比的燃气涡轮发动机。
技术介绍
燃气涡轮发动机大体上包括布置成彼此流动连通的风扇和核心。燃气涡轮发动机的核心大体上包括呈串行流动顺序的压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。至少某些燃气涡轮发动机进一步包括围绕风扇和核心的至少一部分延伸并包围所述部分的舱。所述舱可以由核心和/或风扇支撑并通过多个撑杆机械连接到核心和/或风扇。对于包括单级风扇的燃气涡轮发动机，所述撑杆被定位成与风扇叶片相对接近，使得所述风扇叶片可以充当风扇的出口导叶。对于以超声波飞行速度操作的燃气涡轮发动机，即，飞行速度大于马赫数1，风扇通常包括多个风扇级以限定相对高的整体风扇压力比。然而，这些燃气涡轮发动机在以超声波飞行速度运行时可能会产生相对较大量的声学干扰(即，噪声)。虽然这对于军事应用来说一般是可接受的，但这种声学干扰可能会限制燃气涡轮发动机在针对陆上商用飞机给定噪声限制的商业应用方面的使用。因此，能够以超声波飞行速度操作并在操作期间产生较少声学干扰的燃气涡轮发动机将适用。
技术实现思路
本专利技术的各方面及优势将部分地在以下描述中阐述，或可根据所述描述而显而易见，或可通过本专利技术的实施得知。在本专利技术的一个示范性实施例中，提供一种限定轴向方向和径向方向的燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括风扇区段，所述风扇区段包括具有风扇叶片的单级风扇。所述风扇叶片限定跨距(span，也称为翼展)、沿轴向方向的轴向宽度和后缘。所述燃气涡轮发动机还包括核心涡轮发动机，所述核心涡轮发动机包括壳体。所述燃气涡轮发动机还包括舱，所述舱至少部分地包围风扇区段的风扇和核心涡轮发动机。所述燃气涡轮发动机还包括出口导叶，所述出口导叶在核心涡轮发动机的壳体与舱之间延伸并限定前缘。燃气涡轮发动机的声学比大于或等于2.3。所述声学比是风扇叶片的后缘与出口导叶的前缘之间的轴向间距和风扇叶片的轴向宽度的比率，所述轴向间距在风扇叶片的跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处，所述轴向宽度同样在风扇叶片的跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处。在本专利技术的一个示范性方面中，提供一种用于操作燃气涡轮发动机的方法。所述燃气涡轮发动机包括：包括风扇叶片的单级风扇、包括壳体的核心涡轮发动机、舱和在核心涡轮发动机的壳体与舱之间延伸的出口导叶。所述方法包括以次声波飞行速度操作燃气涡轮发动机。所述方法还包括以超声波飞行速度操作燃气涡轮发动机，其中燃气涡轮发动机将声学比限定为大于或等于2.3。所述声学比是风扇叶片的后缘与出口导叶的前缘之间的轴向间距和风扇叶片的轴向宽度的比率，所述轴向间距在风扇叶片的跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处，所述轴向宽度同样在风扇叶片的跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处。技术方案1.一种限定轴向方向和径向方向的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：风扇区段，其包括具有风扇叶片的单级风扇，所述风扇叶片限定跨距、沿所述轴向方向的轴向宽度和后缘；核心涡轮发动机，其包括壳体；舱，其至少部分地包围所述风扇区段的所述风扇和所述核心涡轮发动机；以及出口导叶，其在所述核心涡轮发动机的所述壳体与所述舱之间延伸并限定前缘；其中所述燃气涡轮发动机的声学比大于或等于2.3，其中所述声学比是所述风扇叶片的所述后缘与所述出口导叶的所述前缘之间的轴向间距和所述风扇叶片的所述轴向宽度的比率，所述轴向间距在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处，所述轴向宽度同样在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处。技术方案2.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述燃气涡轮发动机的所述声学比大于或等于约2.5。技术方案3.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述声学比大于或等于约2.75。技术方案4.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述风扇叶片的所述轴向宽度是至少约5.5英寸，所述轴向宽度在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的所述径向位置处。技术方案5.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述风扇叶片的所述后缘与所述出口导叶的所述前缘之间的所述轴向间距是至少约十四(14)英寸，所述轴向间距在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的所述径向位置处。技术方案6.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述风扇叶片的所述后缘与所述出口导叶的所述前缘之间的所述轴向间距是至少约十六(16)英寸，所述轴向间距在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的所述径向位置处。技术方案7.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述核心涡轮发动机限定核心空气流动路径和到所述核心空气流动路径的入口，且其中所述出口导叶在所述核心涡轮发动机的所述壳体与所述舱之间、在到所述核心空气流动路径的所述入口的后部的位置处延伸。技术方案8.根据技术方案7所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述出口导叶大致上沿所述径向方向延伸。技术方案9.根据技术方案7所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述出口导叶限定中心线，且其中所述中心线将与所述径向方向之间的角度限定为小于约三十度(30°)。技术方案10.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述燃气涡轮发动机是直接驱动燃气涡轮发动机。技术方案11.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述燃气涡轮发动机是配置成以大于马赫数1的飞行速度操作的超声波涡扇发动机。技术方案12.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述核心涡轮发动机包括压缩机区段，并且其中所述压缩机区段包括单个压缩机。技术方案13.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述单级风扇将风扇压力比限定为大于1.8。技术方案14.一种操作燃气涡轮发动机的方法，所述燃气涡轮发动机包括：包括风扇叶片的单级风扇、包括壳体的核心涡轮发动机、舱，以及在所述核心涡轮发动机的所述壳体与所述舱之间延伸的出口导叶，所述方法包括：以次声波飞行速度操作所述燃气涡轮发动机；以及以超声波飞行速度操作所述燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机将声学比限定为大于或等于2.3，且所述声学比是所述风扇叶片的后缘与所述出口导叶的前缘之间的轴向间距和所述风扇叶片的轴向宽度的比率，所述轴向间距在所述风扇叶片的跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处，所述轴向宽度同样在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处。技术方案15.根据技术方案14所述的方法，其特征在于所述燃气涡轮发动机的所述声学比大于或等于约2.5。技术方案16.根据技术方案14所述的方法，其特征在于所述声学比大于或等于约2.75。技术方案17.根据技术方案14所述的方法，其特征在于所述风扇叶片的所述轴向宽度是至少约5.5英寸，所述轴向宽度在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的所述径向位置处。技术方案18.根据技术方案14所述的方法，其特征在于所述风扇叶片的所述后缘与所述出口导叶的所述前缘之间的所述轴向间距是至少约十四(14)英寸，所述轴向间距在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的所述径向位置处。技术方案19.根据技术方案14所述的方法，其特征在本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种限定轴向方向和径向方向的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：风扇区段，其包括具有风扇叶片的单级风扇，所述风扇叶片限定跨距、沿所述轴向方向的轴向宽度和后缘；核心涡轮发动机，其包括壳体；舱，其至少部分地包围所述风扇区段的所述风扇和所述核心涡轮发动机；以及出口导叶，其在所述核心涡轮发动机的所述壳体与所述舱之间延伸并限定前缘；其中所述燃气涡轮发动机的声学比大于或等于2.3，其中所述声学比是所述风扇叶片的所述后缘与所述出口导叶的所述前缘之间的轴向间距和所述风扇叶片的所述轴向宽度的比率，所述轴向间距在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处，所述轴向宽度同样在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处。

【技术特征摘要】
2016.10.14 US 15/2933681.一种限定轴向方向和径向方向的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：风扇区段，其包括具有风扇叶片的单级风扇，所述风扇叶片限定跨距、沿所述轴向方向的轴向宽度和后缘；核心涡轮发动机，其包括壳体；舱，其至少部分地包围所述风扇区段的所述风扇和所述核心涡轮发动机；以及出口导叶，其在所述核心涡轮发动机的所述壳体与所述舱之间延伸并限定前缘；其中所述燃气涡轮发动机的声学比大于或等于2.3，其中所述声学比是所述风扇叶片的所述后缘与所述出口导叶的所述前缘之间的轴向间距和所述风扇叶片的所述轴向宽度的比率，所述轴向间距在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处，所述轴向宽度同样在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的径向位置处。2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述燃气涡轮发动机的所述声学比大于或等于约2.5。3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述声学比大于或等于约2.75。4.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述风扇叶片的所述轴向宽度是至少约5.5英寸，所述轴向宽度在所述风扇叶片的所述跨距的百分之七十五(75％)的所述径向位置处。5.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于所述风扇叶片的所述后缘与所述出口导叶的所述前缘之间的所述轴向间距是至少约...

【专利技术属性】
技术研发人员：TO莫尼斯，DR德怀尔，MJ拉里丘塔，JD克莱门茨，BW米勒，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US