具有低风扇压力比的燃气涡轮发动机制造技术

一种涡扇发动机，包括：风扇可变面积喷嘴，其相对于风扇机舱沿轴向可移动，以在发动机操作期间改变风扇喷嘴出口面积并调节风扇涵道空气流的压力比。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】具有低风扇压力比的燃气涡轮发动机相关申请的交叉引用本申请要求2011年12月30日提交美国申请No.13/340,761的优先权，其是2007年7月27日提交的美国申请No.11/829213的部分继续申请。
技术介绍
本专利技术涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及涡扇发动机，其具有可变几何结构风扇出口导向叶片(FEGV)系统，用以改变其风扇涵道流动路径面积。常规燃气涡轮发动机一般包括风扇部段和核心部段，其中风扇部段具有比核心部段的直径大的直径。风扇部段和核心部段设置成围绕纵向轴线，并且被封闭在发动机机舱组件内。燃烧气体被释放从核心部段穿过核心排气喷嘴，而环形风扇涵道流，其设置在主核心排气路径的径向外侧，沿着风扇涵道流动路径被释放并穿过环形风扇排气喷嘴。绝大部分推力由涵道流产生，而其余部分由燃烧气体提供。风扇涵道流动路径是适于起飞和着陆条件以及巡航条件的折衷。沿着风扇涵道流动路径的最小面积确定空气的最大质量流量。在发动机熄火条件期间，沿着涵道流动路径的不充分流动面积可能导致显著的流动溢出和相关联的阻力。风扇机舱直径通常定尺寸为使这些发动机熄火条件期间的阻力最小化，其导致风扇机舱直径大于正常巡航条件时所需的，且在部分航空器任务期间具有小于最佳的阻力。
技术实现思路
根据本公开一示例性方面的燃气涡轮发动机包括：核心机舱，其被限定成围绕发动机中心线轴线；风扇机舱，其安装成至少部分地围绕所述核心机舱，以限定出风扇涵道空气流路径，来用于风扇涵道空气流；和风扇可变面积喷嘴，其相对于所述风扇机舱沿轴向可移动，以在发动机操作期间改变风扇喷嘴出口面积并调节风扇涵道空气流的压力比，风扇压力比小于大约1.45，所述风扇涵道空气流限定出大于大约六(6)的涵道比。在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述发动机可以进一步包括：与所述风扇涵道流动路径连通的多个风扇出口导向叶片，所述多个风扇出口导向叶片围绕旋转轴线是可旋转的，以改变所述风扇涵道流动路径。在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述多个风扇出口导向叶片可以是同时可旋转的。附加地或替代地，所述多个风扇出口导向叶片可以安装在中间发动机机匣结构内。附加地或替代地，所述多个风扇出口导向叶片中的每个可以包括可枢转部，其相对于固定部围绕所述旋转轴线是可旋转的。在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述可枢转部可以包括前边缘活叶。在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述发动机可以进一步包括：控制器，其是可操作的，以控制风扇可变面积喷嘴，来改变风扇喷嘴出口面积并调节所述风扇涵道空气流的压力比。在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述控制器可以是可操作的，以在巡航飞行条件时降低所述风扇喷嘴出口面积。附加地或替代地，所述控制器可以是可操作的，以控制所述风扇喷嘴出口面积，来降低风扇不稳定性。在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述发动机可以进一步包括：齿轮系统，其由所述核心机舱内的核心发动机驱动，以驱动所述风扇机舱内的风扇，所述风扇限定出小于大约1150英尺/秒的校正风扇叶尖速度。在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述发动机可以进一步包括：齿轮系统，其由所述核心机舱内的核心发动机驱动，以驱动所述风扇机舱内的风扇，所述齿轮系统限定出大于或等于大约2.3的齿轮减速比。在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述发动机可以进一步包括：齿轮系统，其由所述核心机舱内的核心发动机驱动，以驱动所述风扇机舱内的风扇，所述齿轮系统限定出大于或等于大约2.5的齿轮减速比。在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述发动机可以进一步包括：齿轮系统，其由所述核心发动机驱动以驱动所述风扇，所述齿轮系统限定出大于或等于2.5的齿轮减速比。在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述核心发动机可以包括低压涡轮，其限定出大于大约五(5)的低压涡轮压力比。附加地或替代地，所述核心发动机可以包括低压涡轮，其限定出大于五(5)的低压涡轮压力比。在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述风扇涵道空气流可以限定出小于大约1.45的风扇压力比。在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述发动机涵道流可以限定出大于大约十(10)的涵道比。附加地或替代地，所述涵道流可以限定出大于十(10)的涵道比。在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述发动机可以进一步包括：与所述风扇涵道流动路径连通的多个风扇出口导向叶片，所述多个风扇出口导向叶片围绕旋转轴线是可旋转的，以改变所述风扇涵道流动路径。附图说明从当前优选实施例的以下详细描述中，本专利技术的各个特征和优点对本领域的技术人员将变得显而易见。伴随详细描述的附图可被简要地描述如下：图1A是用于本专利技术的一示例性燃气涡轮发动机实施例的一般示意性部分局部视图；图1B是提供风扇可变面积喷嘴的FEGV系统的透视侧方部分局部视图；图2A是单个FEGV翼的剖视图；图2B是示出为处于第一位置的图2A中示出的FEGV的剖视图；图2C是示出为处于旋转位置的图2A中示出的FEGV的剖视图；图3A是单个FEGV翼的另一实施例的剖视图；图3B是示出为处于第一位置的图3A中示出的FEGV的剖视图；图3C是示出为处于旋转位置的图3A中示出的FEGV的剖视图；图4A是具有有条翼的单个FEGV的另一实施例的剖视图；图4B是示出为处于第一位置的图4A中示出的FEGV的剖视图；并且图4C是示出为处于旋转位置的图4A中示出的FEGV的剖视图。具体实施方式图1示出了悬挂于发动机机舱组件N内的发动机挂架P上的气体涡扇发动机10的总括性部分局部示意图，如设计成用于次音速操作的航空器特有的。涡扇发动机10包括处于核心机舱12内的核心部段，其容纳低压转轴14和高压转轴24。低压转轴14包括低压压缩器16和低压涡轮18。低压转轴14直接地或通过齿轮系22驱动风扇部段20。高压转轴24包括高压压缩器26和高压涡轮28。燃烧器30配置在高压压缩器26与高压涡轮28之间。低压和高压转轴14、24围绕发动机旋转轴线A旋转。发动机10是高涵道比结构航空器发动机。在一个所公开的非限制性实施例中，发动机10的涵道比大于大约六(6)，且一示例性实施例为大于大约十(10)，齿轮系22是周转圆(epicyclic)齿轮系，比如行星齿轮系统或其它齿轮系统，其齿轮减速比大于大约2.3，并且低压涡轮18具有大于大约五(5)的压力比。所公开实施例中的发动机10是高涵道比齿轮传动涡扇航空器发动机，其中发动机10的涵道比大于十(10)，涡扇直径显著地大于低压压缩器16的直径，并且低压涡轮18具有大于五(5)的压力比。低压涡轮18的压力比是如相对于排气喷嘴之前的低压涡轮18的出口处的压力在低压涡轮18的入口之前测得的压力。齿轮系22可以是周转圆齿轮系，比如行星齿轮系统或其它齿轮系统，其齿轮减速比大于大约2.5。然而，应该理解的是：以上参数只是一个齿轮传动涡扇发动机的示例，并且本专利技术同样适用于包括直接驱动涡扇的其它燃气涡轮发动机。空气流进入风扇机舱34，其可以至少部分地环绕核心机本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种燃气涡轮发动机，包括：核心机舱，其被限定成围绕发动机中心线轴线；风扇机舱，其安装成至少部分地围绕所述核心机舱，以限定出风扇涵道空气流路径，来用于具有大于大约六(6)的涵道比的风扇涵道空气流；和风扇可变面积喷嘴，其相对于所述风扇机舱沿轴向可移动，以在发动机操作期间改变风扇喷嘴出口面积并调节风扇涵道空气流的压力比，风扇压力比小于大约1.45。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2011.12.30 US 13/3407611.一种燃气涡轮发动机，包括：核心机舱，其被限定成围绕发动机中心线轴线；风扇机舱，其安装成至少部分地围绕所述核心机舱，以限定出风扇涵道空气流路径，来用于具有大于六(6)的涵道比的风扇涵道空气流；风扇可变面积喷嘴，其相对于所述风扇机舱沿轴向可移动，以在发动机操作期间改变风扇喷嘴出口面积并调节风扇涵道空气流的压力比，风扇压力比小于1.45；与所述风扇涵道流动路径连通的多个风扇出口导向叶片，所述多个风扇出口导向叶片在所述风扇可变面积喷嘴的轴向前方；用于旋转所述多个风扇出口导向叶片的致动器；和与所述多个风扇出口导向叶片连通的控制器，其中，所述控制器是可操作的，以促使所述致动器旋转所述多个风扇出口导向叶片。2.如权利要求1所述的发动机，其中，所述多个风扇出口导向叶片是同时可旋转的。3.如权利要求1所述的发动机，其中，所述多个风扇出口导向叶片被安装在中间发动机机匣结构内。4.如权利要求1所述的发动机，其中，所述多个风扇出口导向叶片中的每个包括可枢转部，其相对于固定部围绕旋转轴线是可旋转的。5.如权利要求4所述的发动机，其中，所述可枢转部包括前边缘活叶。6.如权利要求1所述的发动机，其中，所述控制器是可操作的，以控制风扇可变面积喷嘴，来改变风扇喷嘴出口面积并调节所述风扇涵道空气流的压力比。7.如权利要求6所述的发动机，其中，所述控制器是可操作的，以在巡航飞行条件时降低所述风扇喷嘴出口面积。8.如权利要求6所述的发动机，其中，所述控制器是可操作的，以控制所述风扇喷嘴出口面积，来降低风扇不稳定性。9.如权利要求...

【专利技术属性】
技术研发人员：PG史密斯，SS奥赫斯，FM施瓦斯，
申请(专利权)人：联合工艺公司，
类型：发明
国别省市：美国;US