涡轮引擎制造技术

本公开涉及涡轮引擎，公开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)，该引擎核心包括：涡轮(17)、压缩机(15)和将该涡轮连接至该压缩机的芯轴(27)以及风扇(23)。其中，核心压缩机温度上升被定义为：(压缩机出口温度(T30))/(核心入口温度(T21))。风扇顶端温度上升被定义为：(风扇顶端转子出口温度(T125))/(风扇转子入口温度(T120))。核心压缩机温度上升与风扇顶端温度上升比率：(核心压缩机温度上升)/(风扇顶端温度上升)在2.67至3.8的范围内。

【技术实现步骤摘要】
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。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。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，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机、将涡轮连接到压缩机的芯本文档来自技高网...

【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(17)、压缩机(15)和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(27)，其中压缩机出口温度(T30)被定义为在巡航条件下在所述压缩机(15)的出口处的气流的平均温度，并且核心入口温度(T21)被定义为在巡航条件下进入所述引擎核心(11)的气流的平均温度，并且核心压缩机温度上升被定义为：/n(压缩机出口温度(T30))/(核心入口温度(T21))；/n所述引擎核心(11)还包括环形分流器(70)，在所述环形分流器处，流被分成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...

【技术特征摘要】
20190624 GB 1908975.41.一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(17)、压缩机(15)和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(27)，其中压缩机出口温度(T30)被定义为在巡航条件下在所述压缩机(15)的出口处的气流的平均温度，并且核心入口温度(T21)被定义为在巡航条件下进入所述引擎核心(11)的气流的平均温度，并且核心压缩机温度上升被定义为：
(压缩机出口温度(T30))/(核心入口温度(T21))；
所述引擎核心(11)还包括环形分流器(70)，在所述环形分流器处，流被分成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)，所述流面形成包含全部所述旁路流(B)的流管的径向内边界；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跨过每个风扇叶片(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跨过每个风扇叶片(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：
(风扇顶端转子出口温度(T125))/(风扇转子入口温度(T120))，
并且其中核心压缩机温度上升与风扇顶端温度上升比率：
(核心压缩机温度上升)/(风扇温度上升)
在2.67至3.8的范围内。


2.一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)，所述引擎核心具有核心半径(105)，所述核心半径限定在所述引擎(10)的中心线(9)和所述引擎核心(11)的最前顶端(70)之间，其中所述引擎核心(11)包括涡轮(17)、压缩机(15)和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(27)，其中压缩机出口温度(T30)被定义为在巡航条件下在所述压缩机(15)的出口处的气流的平均温度，并且核心入口温度(T21)被定义为在巡航条件下进入所述引擎核心(11)的气流的平均温度，并且核心压缩机温度上升被定义为：
(压缩机出口温度(T30))/(核心入口温度(T21))；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)，其中每个风扇叶片(64)的径向外部为或包括每个风扇叶片(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，并且其中风扇转子入口温度(T120)被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片(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跨过每个风扇叶片(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：
(风扇顶端转子出口温度(T125))/(风扇转子入口温度(T120))，
并且其中核心压缩机温度上升与风扇顶端温度上升比率：
(核心压缩机温度上升)/(风扇顶端温度上升)
在2.67至3.8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)，其中所述核心压缩机温度上升与所述风扇顶端温度上升比率在2.67至3.7的范围内，并且可选地在2.80至2.95的范围内。


4.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，其中：
所述风扇顶端温度上升在1.05至1.11的范围内；并且/或者
所述核心压缩机温度上升在2.9至4.0的范围内，并且可选地在3.1至3.3的范围内。


5.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，还包括短舱(21)，所述短舱围绕所述风扇(23)和所述引擎核心(11)并限定位于所述引擎核心(11)的外部的旁路管道(22)，并且其中所述风扇顶端转子出口温度(T125)和所述风扇转子入口温度(T120)各自提供将要进入所述旁路管道(22)的旁路空气流中的跨过所述风扇叶片部分的气流温度，并且其中每个风扇叶片(64)的所述径向外部为每个风扇叶片(64)的延伸跨过所述旁路管道(22)的入口的部分。


6.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述引擎(10)包括多于一个的压缩机...

【专利技术属性】
技术研发人员：C·W·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