用于飞行器的气体涡轮引擎制造技术

本公开涉及用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎（10）包括：引擎核心（11），该引擎核心包括涡轮（19）、压缩机（14）和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴（26）；风扇（23），该风扇（23）位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；以及短舱（21），该短舱围绕该引擎核心（11）并限定旁路管道（22）和旁路排气喷嘴（18），其中该气体涡轮引擎（10）被构造成使得在最大起飞条件下来自该涡轮的轴向排气流速与来自该旁路排气喷嘴的完全扩展的轴向排气流速之间的第一速度比大于约0.655。

【技术实现步骤摘要】
用于飞行器的气体涡轮引擎
本公开涉及用于飞行器的气体涡轮引擎。
技术介绍
用于飞行器推进的涡轮风扇气体涡轮引擎具有许多影响整体效率和功率输出或推力的设计因素。为了在保持效率的同时启用更高推力，可使用直径更大的风扇。然而，随着该风扇的直径增加，风扇所需的较低速度倾向于与芯轴连接的涡轮部件(通常为低压涡轮)的要求发生冲突。通过在该风扇和该芯轴之间包括齿轮箱可实现更优化的组合，这允许该风扇以减小的旋转速度工作，并且因此启用更大尺寸的风扇，同时保持用于该低压涡轮的高旋转速度，从而使得该涡轮的总直径减小。通过穿过该引擎的高质量流量可实现用于齿轮转动气体涡轮引擎的高推进效率。这可通过增加该引擎的旁路比率来部分地实现，该旁路比率是旁路流的质量流率与进入该引擎核心的质量流率的比率。为了在保持最佳传动比率和风扇速度的同时实现带有较大风扇的高旁路比率，该引擎核心的尺寸、具体地该低压涡轮的尺寸，可能需要增加，这将使得更大的风扇引擎在机翼下面的集成更困难。因此，要解决的一般问题是如何在使得该引擎与飞行器成一体的同时实现用于较大齿轮传动气体涡轮引擎的高推进效率。
技术实现思路
具体地讲，用于齿轮传动气体涡轮引擎的总体目标是：随着风扇直径增大，能够设计具有高推进效率、从而具有低特定燃料燃烧的引擎，并且能够在安装代价最低的情况下(即，必需对整个飞行器设计作出的更改最小)有效地使引擎与飞行器集成。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、压缩机和将该涡轮连接到该压缩的芯轴；风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；和短舱，该短舱围绕引擎核心并限定旁路管道和旁路排气喷嘴，其中气体涡轮引擎被构造成使得在最大起飞条件下来自涡轮的轴向排气流速与来自旁路排气喷嘴的完全扩展的轴向排气流速之间的第一速度比大于约0.655。最大起飞(MTO)条件可定义为在国际标准大气(ISA)海平面压力和温度条件+15℃下在跑道尽头以最大起飞推力运行引擎，这通常定义为飞行器速度为约0.25Mn，或介于约0.24和0.27Mn之间。因此，引擎的最大起飞条件可定义为在ISA海平面压力和温度+15℃下以引擎的最大起飞推力操作引擎，其中风扇入口速度为0.25Mn。根据本专利技术的气体涡轮引擎能够通过使用较高的出口速度来减小涡轮排气面积，这使得涡轮能够以较高的旋转速度操作，从而使涡轮具有减小的总直径。这继而允许高旁路比率和高推进效率，使得具有较大直径风扇的引擎能够以最小的安装代价集成到飞行器上。在一些示例中，在最大起飞条件下，第一速度比可大于约0.69。引擎可被进一步构造成使得，在最大起飞条件下来自旁路排气喷嘴的完全扩展的轴向排气流速和在巡航条件下来自旁路排气喷嘴的完全扩展的轴向排气流速之间的第二速度比小于约0.82，并且可选地大于0.7。在起飞时，来自引擎的冷喷嘴的相对较低的出口速度倾向于提高推进效率。相同的冷喷嘴在起飞条件下的出口速度和在巡航条件下的出口速度之间可以具有巨大差异，而不需要可变孔径喷嘴。引擎在最大起飞条件下的第一旁路比率除以引擎在巡航条件下的第二旁路比率可小于约0.82。引擎在最大条件下的第一特定推力除以在巡航条件下的第二特定推力可小于约0.82。第一速度比可小于约1.1或1.0。在巡航条件下，引擎的旁路比率可大于约10，例如在巡航条件下介于约10至约20之间。该气体涡轮引擎可包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴更低的旋转速度来驱动风扇。下文描述了与齿轮箱相关的另外的任选特征。在此类布置结构中，其中该涡轮为第一涡轮，该压缩机为第一压缩机并且该芯轴为第一芯轴，该引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴，该第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴被布置成以比该第一芯轴更高的旋转速度旋转。根据第二方面，提供了一种用于操作飞行器的气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机和将该涡轮连接到该压缩的芯轴；风扇，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；和短舱，该短舱围绕引擎核心并限定旁路管道和旁路排气喷嘴，其中该方法包括在最大起飞条件下操作气体涡轮引擎，使得来自涡轮的轴向排气流速与来自旁路排气喷嘴的完全扩展的轴向排气流速之间的第一速度比大于约0.655。以上关于第一方面描述的可选和有利特征也可以应用于根据第二方面的方法。巡航条件可被定义为在介于10000m和15000m之间的高度的介于0.7和0.9之间的前向马赫数。其他条件诸如温度和压力大部分取决于高度。如本文其他地方所述，本公开可涉及气体涡轮引擎。此类气体涡轮引擎可包括引擎核心，该引擎核心包括涡轮、燃烧器、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴。此类气体涡轮引擎可包括位于引擎核心的上游的(具有风扇叶片的)风扇。本公开的布置结构可以特别但并非排他地有益于经由齿轮箱驱动的风扇。因此，该气体涡轮引擎可包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇。至齿轮箱的输入可直接来自芯轴或者间接地来自芯轴，例如经由正齿轮轴和/或齿轮。芯轴可将涡轮和压缩机刚性地连接，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转(其中，风扇以更低的速度旋转)。该齿轮箱可以是行星齿轮箱，其包括连接到该芯轴的输入太阳齿轮、通过载体臂连接的多个行星齿轮、和外环圈，该风扇连接到该载体臂。这种被称为行星布置结构的布置结构对于较高的齿轮齿数比而言是优选的，然而对于较低的齿轮齿数比，即约3.4和更低的齿轮齿数比，倾向于优选另选的星形布置结构。较高的齿轮齿数比允许具有较高操作旋转速度的涡轮，因此涡轮直径可以保持较小。如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何合适的通用架构。例如，气体涡轮引擎可具有将涡轮和压缩机连接的任何所需数量的轴，例如一个轴、两个轴或三个轴。仅以举例的方式，连接到芯轴的涡轮可以是第一涡轮，连接到芯轴的压缩机可以是第一压缩机，并且芯轴可以是第一芯轴。该引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。该第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。在此类布置结构中，第二压缩机可轴向定位在第一压缩机的下游。该第二压缩机可被布置成(例如直接接收，例如经由大致环形的管道)从第一压缩机接收流。齿轮箱可被布置成由被构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如上述示例中的第一芯轴)来驱动。例如，该齿轮箱可被布置成仅由被构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如，在上面的示例中，仅第一芯轴，而不是第二芯轴)来驱动。另选地，该齿轮箱可被布置成由任何一个或多个轴驱动，该任何一个或多个轴例如为上述示例中的第一轴和/或第二轴。该齿轮箱为减速齿轮箱(因为风扇的输出比来自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，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)和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(26)；/n风扇(23)，所述风扇(23)位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；和/n短舱(21)，所述短舱围绕所述引擎核心(11)并限定旁路管道(22)和旁路排气喷嘴(18)，/n其特征在于，所述气体涡轮引擎(10)被构造成使得在最大起飞条件下来自所述涡轮(19)的轴向排气流速与来自所述旁路排气喷嘴(18)的完全扩展的轴向排气流速之间的第一速度比大于0.655。/n

【技术特征摘要】
20190523 GB 1907258.61.一种用于飞行器的气体涡轮引擎，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)和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(26)；
风扇(23)，所述风扇(23)位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；和
短舱(21)，所述短舱围绕所述引擎核心(11)并限定旁路管道(22)和旁路排气喷嘴(18)，
其特征在于，所述气体涡轮引擎(10)被构造成使得在最大起飞条件下来自所述涡轮(19)的轴向排气流速与来自所述旁路排气喷嘴(18)的完全扩展的轴向排气流速之间的第一速度比大于0.655。


2.根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎，其中，所述气体涡轮引擎(10)包括齿轮箱(30)，所述齿轮箱接收来自所述芯轴(26)的输入并将驱动输出到所述风扇，以便以比所述芯轴低的旋转速度来驱动所述风扇。


3.根据权利要求2所述的用于飞行器的气体涡轮引擎，其中所述齿轮箱(30)的齿轮齿数比在3.1至4.2的范围内。


4.根据权利要求3所述的用于飞行器的气体涡轮引擎，其中所述齿轮箱(30)的齿轮齿数比在3.2至3.8的范围内。


5.根据权利要求2或3或4所述的用于飞行器的气体涡轮引擎，其中：
所述涡轮是第一涡轮(19)，所述压缩机是第一压缩机(14)，并且所述芯轴是第一芯轴(26)；
所述引擎核心还包括第二涡轮(17)、第二压缩...

【专利技术属性】
技术研发人员：CW贝门特，
申请(专利权)人：劳斯莱斯有限公司，
类型：新型
国别省市：英国;GB