具有旁路管道的涡轮风扇气体涡轮引擎制造技术

本发明专利技术题为“具有旁路管道的涡轮风扇气体涡轮引擎”。本发明专利技术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)；风扇(23)，该风扇位于引擎核心(11)的上游，该风扇(23)包括多个风扇叶片(64)；短舱(21)，该短舱围绕气体涡轮引擎(10)，该短舱(21)包括内表面，该内表面至少部分地定义旁路管道(22)；以及旁路管道出口导向轮叶(58)，该旁路管道出口导向轮叶在引擎核心(11)的外表面与短舱的内表面之间跨旁路管道(22)径向延伸。外壁轴线(59)被定义为将旁路管道出口导向轮片(58)的后缘的径向外尖端与短舱(21)的内表面的最后尖端(21b)接合，其中外壁轴线(59)位于包含气体涡轮引擎(10)的中心线(9)的纵向平面中，外旁路管道壁角度(126)被定义为外壁轴线(59)与中心线(9)之间的角度，并且外旁路管道壁角度(126)在‑15度至1度之间的范围内。

Turbofan gas turbine engine with bypass duct

【技术实现步骤摘要】
具有旁路管道的涡轮风扇气体涡轮引擎
本公开涉及用于飞行器的气体涡轮引擎，并且更具体地讲，涉及具有指定的相对部件尺寸的气体涡轮引擎。
技术介绍
技术人员将理解，简单地放大已知引擎类型的部件可能不会提供对应的功率/推力和/或效率的缩放，并且可能引入诸如增加的阻力或安装难度之类的问题。因此，重新考虑引擎参数可能是合适的。例如，技术人员将理解，如果增大气体涡轮引擎的总体尺寸，则可能需要解决的一个问题是，如何在使用时减小由较大引擎的相应较大的短舱产生的总体阻力。如果按比例缩放引擎的部件-简单地放大已知的引擎类型-增加的阻力可能会对引擎安装在其上的飞行器的性能产生负面影响。附加地或另选地，除非调节尺寸，否则引擎可能不适于安装在飞行器的机翼下方。如本文所用，范围“值X至值Y”或“值X和值Y之间”等表示包含范围；包括X和Y的边界值。如本文所用，术语“轴向平面”表示沿引擎的长度、平行于并且包含引擎的轴向中心线延伸的平面，并且术语“径向平面”表示垂直于引擎的轴向中心线延伸的平面，因此包括在径向平面的轴向位置处的所有径向线。轴向平面也可以被称为纵向平面，因为它们沿引擎的长度延伸。因此，径向距离或轴向距离分别为径向或轴向平面中的距离。
技术实现思路
根据一个方面，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具有核心长度的引擎核心并且该引擎核心包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴，该涡轮包括最低压力转子级，该涡轮具有在最低压力转子级处的涡轮直径；以及风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，毂部和风扇叶片一起限定具有扇面面积和风扇尖端半径的扇面。引擎面积比率：在1.7至3的范围内。本方面涉及具有指定的相对扇面和引擎尺寸的气体涡轮引擎。技术人员将理解，较大的风扇可提供改善的推进效率。技术人员将理解，与风扇尺寸相比，相对小的涡轮直径可改善安装的简便性。技术人员将理解，与风扇尺寸相比，相对短的核心长度和/或相对窄的核心直径可有利于紧密联接安装。技术人员将理解，涡轮直径×核心长度可在轴向平面中提供有效的引擎面积，并且减小该面积可有利于紧密联接安装。具体地讲，当引擎面积较小时，风扇可更靠近机翼安装(比其他情况更靠后和更向上安装)，从而减小由引擎质量施加到机翼上的力矩。技术人员将理解，对于扇面面积、涡轮直径和核心长度，应选择等效的单位，例如，如果面积以m2为单位给出，则长度都应当以米为单位提供。引擎面积比率可高于已知的飞行器气体涡轮引擎的引擎面积比率。引擎面积比率可在1.7至3.0以及可选地1.70至3.00的范围内。引擎面积比率可在1.8至3、或1.9至3(或可选地至3.0)的范围内。引擎面积比率可在2至3的范围内。引擎面积比率可在2.1至2.7的范围内。风扇尖端半径可在引擎的中心线与每个风扇叶片在其前缘处的最外尖端之间测量-这可等效地描述为风扇尖端半径被定义为引擎的中心线与每个风扇叶片在其前缘处的最外尖端之间的径向距离。扇面面积可等于π乘以风扇尖端半径的平方。在引擎的中心线与每个风扇叶片在其前缘处的最外尖端之间测量的风扇尖端半径可在95cm至200cm的范围内，例如在110cm至150cm的范围内，或者另选地在155cm至200cm的范围内。风扇尖端半径可大于以下中的任一者：110cm、115cm、120cm、125cm、130cm、135cm、140cm、145cm、150cm、155cm、160cm、165cm、170cm、175cm、180cm、185cm、190cm或195cm。风扇尖端半径可为约110cm、115cm、120cm、125cm、130cm、135cm、140cm、145cm、150cm、155cm、160cm、165cm、170cm、175cm、180cm、185cm、190cm或195cm。风扇尖端半径可大于160cm。风扇尖端半径可在95cm至150cm的范围内，可选地在110cm至150cm的范围内，可选地在110cm至145cm的范围内，并且进一步可选地在120cm至140cm的范围内。风扇尖端半径可在155cm至200cm的范围内，可选地在160cm至200cm的范围内，并且进一步可选地在165cm至190cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至150cm范围内的引擎，引擎面积比率可在1.7至3、可选地1.7至2.7、可选地2.1至2.7以及进一步可选地2.2至3的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，引擎面积比率可在2至3、可选地2.2至3、可选地2.3至2.6以及可选地2.5至2.6的范围内。最低压力转子级处的涡轮直径可在最低压力转子级的转子叶片的叶片尖端后缘的轴向位置处测量。在其中(最低压力转子级的)转子被罩住的实施方案中，最低压力转子级处的涡轮直径可测量到护罩的下侧。在其中(最低压力转子级的)转子未被罩住的实施方案中，最低压力转子级处的涡轮的涡轮直径可测量到转子的叶片尖端。最低压力转子级可以是最轴向后向(或最下游)转子级。最低压力转子级处的涡轮直径可在70cm至170cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在110cm至140cm范围内的引擎，最低压力转子级处的涡轮直径可在70cm至120cm(例如80cm至115cm)的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，最低压力转子级处的涡轮直径可在120cm至170cm(例如130cm至160cm)的范围内。风扇尖端半径与最低压力转子级处的涡轮直径的比率可在0.8至2.1的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在95cm至150cm范围内的引擎，风扇尖端半径与涡轮直径的比率可在0.8至2.1的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，风扇尖端半径与涡轮直径的比率可在0.9至1.7的范围内。核心长度可被定义为压缩机的前部区域与涡轮的后部区域之间的轴向距离。核心长度可沿引擎的中心线从压缩机叶片前缘的第一级的平均半径点测量到涡轮的最低压力涡轮转子级叶片后缘的平均半径点。核心长度可在150cm至350cm以及可选地160cm至320cm的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在95cm至150cm范围内的引擎，核心长度可在160cm至260cm(例如200cm至250cm)的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，核心长度可在240cm至320cm(例如260cm至300cm)的范围内。风扇尖端半径与核心长度的比率可在0.3至1以及可选地0.4至0.9、可选地0.5至0.8的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在95cm至150cm范围内的引擎，风扇尖端半径与核心长度的比率可在0.4至0.9、可选地0.5至0.8、或0.55至0.75的范围内。可选地，例如对于风扇尖端半径在155cm至200cm范围内的引擎，风扇尖端半径与核心长度的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，所述气体涡轮引擎包括：/n引擎核心(11)，所述引擎核心包括涡轮(19)、压缩机(14)和将所述涡轮(19)连接到所述压缩机(14)的芯轴(26)；/n风扇(23)，所述风扇位于所述引擎核心(11)的上游，所述风扇(23)包括多个风扇叶片(64)；/n短舱(21)，所述短舱围绕所述气体涡轮引擎(10)，所述短舱(21)包括内表面，所述内表面至少部分地限定位于所述引擎核心(11)的径向外部的旁路管道(22)；和/n旁路管道出口导向轮叶(58)，所述旁路管道出口导向轮叶在所述引擎核心(11)的外表面与所述短舱(21)的所述内表面之间跨所述旁路管道(22)径向延伸，/n其中所述旁路管道出口导向轮叶(58)在径向内尖端与径向外尖端之间延伸，并且具有相对于气体流动穿过所述旁路管道(22)的方向的前缘和后缘，/n外壁轴线(59)，所述外壁轴线被定义为将所述旁路管道出口导向轮叶(58)的所述后缘的所述径向外尖端与所述短舱(21)的所述内表面的最后尖端(21b)接合，其中所述外壁轴线(59)位于包含所述气体涡轮引擎(10)的中心线(9)的纵向平面中，/n外旁路管道壁角度(126)被定义为所述外壁轴线(59)与所述中心线(9)之间的角度，/n并且所述外旁路管道壁角度(126)在-15度至+1度的范围内。/n...

【技术特征摘要】
20181221 GB 1820933.81.一种用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，所述气体涡轮引擎包括：
引擎核心(11)，所述引擎核心包括涡轮(19)、压缩机(14)和将所述涡轮(19)连接到所述压缩机(14)的芯轴(26)；
风扇(23)，所述风扇位于所述引擎核心(11)的上游，所述风扇(23)包括多个风扇叶片(64)；
短舱(21)，所述短舱围绕所述气体涡轮引擎(10)，所述短舱(21)包括内表面，所述内表面至少部分地限定位于所述引擎核心(11)的径向外部的旁路管道(22)；和
旁路管道出口导向轮叶(58)，所述旁路管道出口导向轮叶在所述引擎核心(11)的外表面与所述短舱(21)的所述内表面之间跨所述旁路管道(22)径向延伸，
其中所述旁路管道出口导向轮叶(58)在径向内尖端与径向外尖端之间延伸，并且具有相对于气体流动穿过所述旁路管道(22)的方向的前缘和后缘，
外壁轴线(59)，所述外壁轴线被定义为将所述旁路管道出口导向轮叶(58)的所述后缘的所述径向外尖端与所述短舱(21)的所述内表面的最后尖端(21b)接合，其中所述外壁轴线(59)位于包含所述气体涡轮引擎(10)的中心线(9)的纵向平面中，
外旁路管道壁角度(126)被定义为所述外壁轴线(59)与所述中心线(9)之间的角度，
并且所述外旁路管道壁角度(126)在-15度至+1度的范围内。


2.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述外旁路管道壁角度(126)在-5度至-1度之间的范围内。


3.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述外旁路管道壁角度(126)在-4.0度至-1.0度之间的范围内。


4.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述外旁路管道壁角度(126)在：
a)-0.5至-4之间，并且可选地其中所述气体涡轮引擎(10)的风扇尖端半径(102)在110cm至150cm的范围内；或者
b)-2.5度至-4度之间的范围内，并且可选地所述气体涡轮引擎(10)的风扇尖端半径(102)在155cm至200cm的范围内。


5.根据权利要求1或权利要求4所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述外旁路管道壁角度(126)的负值对应于朝所述气体涡轮引擎(10)的所述中心线(9)倾斜的所述外壁轴线(59)。


6.根据权利要求1或权利要求4所述的气体涡轮引擎(10)，其中在所述引擎中心线(9)与所述旁路出口导向轮叶(58)的所述后缘的所述径向外尖端之间径向测量的旁路管道出口导向轮叶半径在90cm至210cm的范围内，并且可选地：
a)所述气体涡轮引擎(10)的风扇尖端半径(102)在110cm至150cm的范围内，并且所述旁路管道出口导向轮叶半径在90cm至150cm，可选地在110cm至135cm的范围内；或者
b)所述气体涡轮引擎(10)的风扇尖端半径(102)在155cm至200cm的范围内，并且所述旁路管道出口导向轮叶半径在160cm至210cm，可选地在170cm至200cm的范围内。


7.根据权利要求1或权利要求4所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述短舱内壁的所述最后内尖端(21b)可移动以提供可变面积的旁路排气喷嘴(18)，并且其中所述外壁轴线(59)是基于巡航条件期间所述短舱(21)的所述内表面的所述最后尖端(21b)的位置来限定。


8.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述风扇(23)的所述风扇尖端半径(102)是在所述引擎(10)的中心线(9)与每个风扇叶片(64)在其前缘处的最外尖端(68a)之间测量的；并且所述短舱(21)被布置成围绕所述风扇(23)和所述引擎核心(11)并且限定旁路排气喷嘴(18)，所述旁路排气喷嘴(18)具有外半径(114)，并且
外旁路与风扇比率：



在0.6至1.05的范围内。


9.根据权利要求8所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述外旁路与风扇比率为以下中的任一者或多者：
i.在0.60至1.05的范围内；
ii.在0.65至1.00的范围内；
iii.小于1.05，可选地小于1.02，并且进一步可选地小于1.00；以及/或者
iv.在0.80至1.00的范围内。


10.根据权利要求8或权利要求9所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述外旁路与风扇...

【专利技术属性】
技术研发人员：理查德·G·斯特雷顿，迈克尔·C·威尔莫特，
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