气体涡轮引擎传递效率制造技术

本发明专利技术题为“气体涡轮引擎传递效率”。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），所述气体涡轮引擎包括：引擎核心（11），所述引擎核心包括第一低压涡轮（19）、第一压缩机（14）以及将所述第一涡轮（19）连接到所述第一压缩机（14）的第一芯轴（26）；和第二高压涡轮（17）、第二压缩机（15）以及将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二芯轴（27），以及风扇（23），所述风扇位于所述引擎核心（11）的上游并且包括从毂部（66）延伸的多个风扇叶片（64）。第一涡轮入口温度和第一涡轮出口温度(T44,T50)被定义为在巡航条件下的所述第一涡轮（19）的入口和出口处的气流的平均温度。

【技术实现步骤摘要】
气体涡轮引擎传递效率
本公开涉及用于飞行器的气体涡轮引擎，并且更具体地涉及被布置成当在巡航条件下运行时在不同位置处具有指定的相对气流温度的气体涡轮引擎。
技术介绍
用于飞行器推进的气体涡轮引擎具有影响整体效率和功率输出或推力的许多设计因素。气体涡轮引擎的一般目的是提供具有低比燃料消耗(SFC)的推力。为了在巡航条件期间降低SFC，可增加引擎的热效率和推进效率两者。为了以高效率启用更高推力，可使用直径更大的风扇。然而，当制造更大的引擎时，简单地按比例放大已知引擎类型的部件可能不会相应地按比例放大功率/推力和/或效率，例如因为在整个更大的引擎中存在热传递差异。因此，重新考虑引擎参数和运行条件可能是合适的，以便提供低SFC。
技术实现思路
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；包括边界值X和Y。除非另有说明，否则本文提及的所有温度和压力均为总温度或总压力。在提及平均温度的情况下，将其视为平均值。除非另有说明，否则所有温度均以开尔文为单位。根据第一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，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)，包括：/n引擎核心(11)，所述引擎核心包括第一涡轮(19)、第一压缩机(14)和将所述第一涡轮(19)连接到所述第一压缩机(14)的第一芯轴(26)；以及第二涡轮(17)、第二压缩机(15)和将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二芯轴(27)，所述第二涡轮(17)是比所述第一涡轮(19)更高的压力涡轮并且所述第二压缩机(15)是比所述第一压缩机(14)更高的压力压缩机，其中第一涡轮入口温度(T44)被定义为在巡航条件下的所述第一涡轮(19)入口处的气流的平均温度并且第一涡轮出口温度(T50)被定义为在巡逻条件下的所述第一涡轮(19)出口处的气流的平...

【技术特征摘要】
20190624 GB 1908978.81.一种用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，包括：
引擎核心(11)，所述引擎核心包括第一涡轮(19)、第一压缩机(14)和将所述第一涡轮(19)连接到所述第一压缩机(14)的第一芯轴(26)；以及第二涡轮(17)、第二压缩机(15)和将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二芯轴(27)，所述第二涡轮(17)是比所述第一涡轮(19)更高的压力涡轮并且所述第二压缩机(15)是比所述第一压缩机(14)更高的压力压缩机，其中第一涡轮入口温度(T44)被定义为在巡航条件下的所述第一涡轮(19)入口处的气流的平均温度并且第一涡轮出口温度(T50)被定义为在巡逻条件下的所述第一涡轮(19)出口处的气流的平均温度，并且低压涡轮(19)温度变化被定义为：



所述引擎核心(11)还包括环形分流器(70)，在所述分流器处，流被分为流动通过所述引擎核心的核心流(A)和沿着旁路管道(22)流动的旁路流(B)，其中围绕所述引擎(10)的圆周的滞止流线(110)滞止在所述环形分流器(70)的前缘上，形成流面(110)，所述流面形成包含所有所述旁路流(B)的流管的径向内边界；
风扇(23)，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括从毂部(66)延伸的多个风扇叶片(64)，每个风扇叶片(64)具有前缘(64a)和后缘(64b)，每个风扇叶片(64)具有位于包含所述旁路流(B)的所述流管内的径向外部，并且其中风扇转子入口温度(T120)被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片(64)的所述前缘(64a)的气流的平均温度，并且风扇顶端转子出口温度(T125)被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片(64)的所述径向外部的气流在所述后缘(64b)处的平均温度，并且风扇顶端温度上升被定义为：



并且其中涡轮与风扇顶端温度变化的比率为：



在1.46至2.0的范围内。


2.一种用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，包括：
引擎核心(11)，所述引擎核心具有限定在所述引擎(10)的中心线(9)和所述引擎核心(11)的最前顶端(70)之间的核心半径(105)，所述引擎核心(11)包括第一涡轮(19)、第一压缩机(14)和将所述第一涡轮(19)连接到所述第一压缩机(14)的第一芯轴(26)；以及第二涡轮(17)、第二压缩机(15)和将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二芯轴(27)，所述第二涡轮(17)是比所述第一涡轮(19)更高的压力涡轮并且所述第二压缩机(15)是比所述第一压缩机(14)更高的压力压缩机，其中第一涡轮入口温度(T44)被定义为在巡航条件下的所述第一涡轮(19)入口处的气流的平均温度并且第一涡轮出口温度(T50)被定义为在巡逻条件下的所述第一涡轮(19)出口处的气流的平均温度，并且低压涡轮(19)温度变化被定义为：

和
风扇(23)，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括从毂部(66)延伸的多个风扇叶片(64)，每个风扇叶片(64)具有前缘(64a)和后缘(64b)，每个风扇叶片(64)具有被限定为每个风扇叶片(64)的距所述引擎(10)的所述中心线(9)的距离大于所述核心半径(105)的部分的径向外部，并且其中风扇转子入口温度(T120)被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片(64)的所述前缘(64a)的气流的平均温度，并且风扇顶端转子出口温度(T125)被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片(64)的所述径向外部的气流在所述后缘(64b)处的平均温度，并且风扇顶端温度上升被定义为：



并且其中涡轮与风扇顶端温度变化的比率为：



在1.46至2.0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：
所述涡轮与风扇顶端温度变化的比率在1.5至1.8的范围内；并且/或者
所述风扇顶端温度上升在1.05至1.1的范围内，并且可选地等于1.11；并且/或者
所述低压涡轮温度变化在1.6至1.85的范...

【专利技术属性】
技术研发人员：CW贝门特，P邓宁，
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