燃气涡轮发动机制造技术

提供了燃气涡轮发动机（10），其中风机根尖压力比不大于特定值，所述风机根尖压力比被限定为随后流动通过发动机核心的在风机出口处的流的平均总压力（P102）与随后流动通过旁路管道的在风机出口处的流的平均总压力（P104）之间的比率。与常规发动机相比，燃气涡轮发动机（10）可以提供改进的效率，同时保持可接受的颤振裕度。

Gas Turbine Engine

A gas turbine engine (10) is provided in which the fan tip pressure ratio is not greater than a specified value, and the fan tip pressure ratio is defined as the ratio between the average total pressure (P102) of the flow through the engine core at the fan outlet and the average total pressure (P104) of the flow through the bypass pipe at the fan outlet. Compared with conventional engines, gas turbine engines (10) can provide improved efficiency while maintaining acceptable flutter margins.

【技术实现步骤摘要】
燃气涡轮发动机
本公开涉及燃气涡轮发动机。本公开的方面涉及具有风机的燃气涡轮，所述风机具有改进的压力比分布。
技术介绍
现代燃气涡轮航空发动机通常包括风机，所述风机压缩进入的空气并且沿旁路管道引导该空气的至少一部分，其中该空气的剩余部分流动通过发动机核心。期望对发动机的总体效率进行优化，以便使得燃料燃烧（或者比燃料消耗（specificfuelconsumption））最小化。然而，在将发动机设计成具有最优效率时，本专利技术人已经理解的是，发动机性能的其他方面可能被损害。一个这样的方面可以是风机的可操作性，例如，风机叶片颤振。颤振可以被表征为自激振动。当叶片排中的翼面（aerofoil）（诸如，燃气涡轮发动机风机中的风机叶片）振动时，翼面在叶片排自身上产生不稳定的气动力。在大多数情况下，这些不稳定的气动力造成叶片排对周围空气做功，并且振动的幅度衰减。然而，在某些操作条件（例如，某些旋转速度和/或推力和/或其组合）下，周围空气可以对风机自身做功。如果由空气所做的功超过了所耗散（例如，通过机械阻尼）的功，则振动将增强。这种不稳定性被称为颤振。因为颤振可能会在发动机中产生大的应力，所以颤振是不利的。因此，期望提供具有改进的总体性能的发动机，例如，高总体效率与低易颤振性相结合。
技术实现思路
根据一方面，提供了用于飞行器的燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机包括：发动机核心，该发动机核心包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的核心轴；被定位在发动机核心的上游的风机；变速箱，该变速箱接收来自核心轴的输入并且向风机输出驱动以便以低于核心轴的旋转速度驱动风机；以及环形分流器，在该环形分流器处，流被分成流动通过发动机核心的核心流以及沿旁路管道流动的旁路流。在巡航条件下，风机根-尖压力比不大于（例如小于）0.9，所述风机根-尖压力比被限定为随后流动通过发动机核心的在风机出口处的流的平均总压力（P102）与随后流动通过旁路管道的在风机出口处的流的平均总压力（P104）之间的比率。改进发动机效率的一种方式是降低风机的旋转速度。这可以通过在涡轮与风机之间设置变速箱以使得风机以低于驱动风机的涡轮的速度旋转来实现。对于给定的风机尖端负载，可以通过（例如，在巡航时）降低比推力来改进发动机效率。这可以引起推进效率和/或传递效率（其可以是从核心流到旁路流的能量传递效率的量度）的改进。类似地，对于给定的比推力，可以通过增加风机尖端负载（以及相关联的风机旋转速度的降低）来改进发动机效率。这可以引起旁路效率（其可以是旁路流（由风机）压缩的效率的量度，并且因此也可以被称为风机尖端效率）的改进。因此，从效率角度来看，在涡轮与风机之间使用变速箱可以是有益的（例如，通过促进较低比推力和/或较低旋转速度和/或较高尖端负载），但是可能呈现重大的可操作性挑战。例如，用于改进发动机效率的这样的设置可能会导致风机愈发地容易颤振。仅作为示例，这可能是由于工作线（workingline）分离（例如，在不同飞行条件和/或大气条件之间，诸如海平面静态工作线和巡航工作线）增加、更平坦的风机工作线/特性和/或流体扩散增强。在不受任何特定理论约束的情况下，本专利技术人已经理解的是，叶片的易颤振性可以至少部分地取决于叶片的第一振动模式（或至少风机组件的第一振动模式族，叶片是该风机组件的部分）的振型（和/或频率）。此外，同样在不受任何特定理论约束的情况下，本专利技术人已经理解的是，与常规设置相比，本文中描述和/或要求保护的发动机引起改进颤振裕度的第一振动模式，所述常规设置例如是风机压力比的常规设置（包括风机压力比分布和/或风机根部压力比）和/或沿跨度的风机叶片弧度（camber）分布。例如，与常规设置相比，所得发动机可以具有改进的效率以及可接受的（例如，相似的）颤振裕度。本文中描述和/或要求保护的设置可以引起由风机（即，由如关于风机根部压力比限定的风机根部区域）执行在风机入口与压缩机的出口（即，最高压压缩机的出口，位于燃烧器的正上游）之间的总压力升高的较低比例。这可以引起总体压缩效率改进，例如，在风机（更具体地，由风机根部区域）的压缩效率低于较高压压缩机部分（例如，高压压缩机和中压压缩机）的压缩效率的情况下。随后流动通过发动机核心的在风机出口处的流可以由从风机出口延伸至发动机核心的流管限定。这样的流管可以由终止于分流器处的径向外表面界定，即，由终止于分流器上停滞点处的流线形成的径向外表面界定。这样的流管可以是大体上环形的。例如，在垂直于发动机（旋转）轴线的任何给定截面处贯穿这样的流管的截面可以是大致环形的。风机出口可以被限定为由风机叶片的后缘扫掠过的表面。风机出口流可以是在风机正下游的流，例如，在风机叶片后缘正下游的流。通过测量在风机叶片后缘正下游（例如，没有中间转子）的定子叶片（取决于所需的测量，在核心发动机或旁路管道中）的前缘处的总压力，可能实现对风机出口总压力的足够精确的测量。随后流动通过发动机核心的在风机出口处的流可以意味着随后流动通过发动机核心的在风机出口处的全部流。随后流动通过发动机核心的在风机出口处的流的平均总压力可以是在从风机出口延伸至发动机核心的流管与由风机叶片的后缘扫掠过的表面交会而形成的表面上的平均总压力。替代性地，例如，随后流动通过发动机核心的在风机出口处的流的平均总压力可以被限定为在从风机出口延伸至发动机核心的流管与垂直于发动机（旋转）轴线并穿过分流器的表面交会而形成的表面上的平均总压力。在风机出口与分流器之间的总压力损失可以是可忽略不计的。在风机出口和核心入口处给定流线的总压力可以大致相同。随后流动通过旁路管道的在风机出口处的流可以意味着随后流动通过旁路管道的在风机出口处的全部流。随后流动通过旁路管道的流可以被限定为随后不会流动通过发动机核心的全部流。随后流动通过旁路管道的在风机出口处的流可以由从风机出口延伸至旁路管道出口的流管限定。这样的流管可以由终止于分流器处的径向内表面界定，即，由终止于分流器上停滞点处的流线形成的径向内表面界定。这样的流管可以是大体上环形的。例如，在垂直于发动机（旋转）轴线的任何给定截面处贯穿这样的流管的截面可以是大致环形的。随后流动通过旁路管道的在风机出口处的流的平均总压力可以是在从风机出口延伸至旁路管道出口的流管与由风机叶片的后缘扫掠过的表面的交会所形成的表面上的平均总压力。替代性地，例如，随后流动通过旁路管道的在风机出口处的流的平均总压力可以被限定为在从风机出口延伸至旁路管道出口的流管与垂直于发动机（旋转）轴线并穿过分流器的表面交会所形成的表面上的平均总压力。又替代性地，例如，随后流动通过旁路管道的在风机出口处的流的平均总压力可以被限定为在从风机出口延伸至旁路管道出口的流管与垂直于发动机（旋转）轴线并穿过旁路管道中定子叶片的前缘的表面交会所形成的表面上的平均总压力，所述定子叶片通常可以被称为出口导流叶片（或OGV）。在风机出口与分流器（或OGV）之间的总压力损失可以是可忽略不计的。在风机出口和旁路管道的入口和/或出口处给定流线的总压力可以大致相同。至变速箱的输入可以直接地来自核心轴，或者间接地来自核心轴，例如，经由直齿轮轴（spurshaft）和/或齿轮。核心轴可以刚性地连接涡轮与压缩机，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转（其中本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于飞行器的燃气涡轮发动机（10），所述燃气涡轮发动机包括：发动机核心（24），所述发动机核心包括涡轮（19）、压缩机（15）、以及将所述涡轮连接到所述压缩机的核心轴（32）；风机（13），所述风机被定位在所述发动机核心的上游；变速箱（14），所述变速箱接收来自所述核心轴的输入并向所述风机输出驱动，以便以低于所述核心轴的旋转速度驱动所述风机；以及环形分流器（40），所述流在所述环形分流器处被分成流动通过所述发动机核心的核心流（A）和沿旁路管道（22）流动的旁路流（B），其中：在巡航条件下，风机根‑尖压力比不大于0.9，所述风机根‑尖压力比被限定为随后流动通过所述发动机核心的在所述风机出口处的流的平均总压力（P102）与随后流动通过所述旁路管道的在所述风机出口处的流的平均总压力（P104）之间的比率。

【技术特征摘要】
2017.08.31 GB 1713954.41.一种用于飞行器的燃气涡轮发动机（10），所述燃气涡轮发动机包括：发动机核心（24），所述发动机核心包括涡轮（19）、压缩机（15）、以及将所述涡轮连接到所述压缩机的核心轴（32）；风机（13），所述风机被定位在所述发动机核心的上游；变速箱（14），所述变速箱接收来自所述核心轴的输入并向所述风机输出驱动，以便以低于所述核心轴的旋转速度驱动所述风机；以及环形分流器（40），所述流在所述环形分流器处被分成流动通过所述发动机核心的核心流（A）和沿旁路管道（22）流动的旁路流（B），其中：在巡航条件下，风机根-尖压力比不大于0.9，所述风机根-尖压力比被限定为随后流动通过所述发动机核心的在所述风机出口处的流的平均总压力（P102）与随后流动通过所述旁路管道的在所述风机出口处的流的平均总压力（P104）之间的比率。2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述风机根-尖压力比小于0.88。3.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中：在巡航条件下，风机根部压力比不大于1.25，并且可选地不大于1.22，所述风机根部压力比被限定为随后流动通过所述发动机核心的在所述风机出口处的流的平均总压力（P102）与在所述风机入口处的流的平均总压力（P100）之间的比率。4.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中，风机尖端负载被限定为dH/Utip2，其中dH是跨过风机的焓升，并且Utip是风机尖端的速度，并且在巡航条件下，所述风机尖端负载大于0.3JKg-1K-1/(ms-1)2，可选地在从0.3至0.4JKg-1K-1/(ms-1)2的范围中。5.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中，旁路比被限定为在巡航条件下所述旁路流（B）的质量流率与所述核心流（A）的质量流率之间的比率，并且所述旁路比大于10。6.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中，在巡航条件下的比推力小于100Nkg-1s。7.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中：所述风机包括多个风机叶片（13），每个风机叶片具有从根部延伸到尖端的径向跨度；并且所述风机叶片在所述根部处的半径（rroot）与所述风机叶片在所述尖端处的半径（rti...

【专利技术属性】
技术研发人员：BR费尔普斯，MJ威尔逊，G贡萨莱斯古铁雷斯，NHS史密斯，M巴拉勒，KS约哈尔，SMM巴拉龙，CW贝门特，
申请(专利权)人：劳斯莱斯有限公司，
类型：发明
国别省市：英国,GB