具有涡轮间燃烧器的飞行器推进系统技术方案

提供了一种飞行器推进系统和计算系统。推进系统包括低压(LP)线轴和具有高压(HP)线轴的核心发动机。框架以串行流动布置定位在HP涡轮和LP涡轮之间。框架包括涡轮间燃烧器，该涡轮间燃烧器包括形成进入推进系统的核心流动路径的出口开口的支柱。第一燃料系统被构造为使液体燃料流到燃烧区段以产生第一燃烧气体。第二燃料系统被构造为经由涡轮间燃烧器使气态燃料流到核心流动路径以产生第二燃烧气体。推进系统形成1.5至5.7之间的核心发动机与具有LP线轴的涡轮间燃烧器的额定功率输出比。有LP线轴的涡轮间燃烧器的额定功率输出比。有LP线轴的涡轮间燃烧器的额定功率输出比。

【技术实现步骤摘要】
具有涡轮间燃烧器的飞行器推进系统


[0001]本主题大体涉及飞行器推进系统。本主题特别涉及用于飞行器推进系统的发动机操作 的结构和方法。

技术介绍

[0002]传统的飞行器推进系统通常被构造为从来自定位在高压压缩机(HPC)和高压涡轮 (HPT)之间的燃烧系统的燃烧气体产生所有级别的推力。因此，HPC、燃烧系统和HPT 的尺寸旨在产生推力输出的整个范围或最大推力输出。
[0003]一些推进系统包括再加热系统(例如增强器或加力燃烧器)，以产生增加量的推力。 然而，这样的系统在燃料消耗方面通常效率低下，并且这样的系统进一步产生超过排放和 噪声的规定水平的排放量或噪声，例如商用和通用航空飞行器。非飞行器燃气涡轮发动机 (例如用于发电的工业燃气轮机)的再加热系统不需要考虑推进效率和整体飞行器重量、 性能和效率。
[0004]因此，需要改进的飞行器推进系统，其可以产生大量推力而不会对排放输出和燃料消 耗产生不利影响。

技术实现思路

[0005]本专利技术的方面和优点将在以下描述中部分阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可 本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞行器推进系统，其特征在于，所述推进系统包括：低压(LP)线轴，所述低压(LP)线轴包括风扇区段、LP压缩机和LP涡轮；核心发动机，所述核心发动机包括高压(HP)压缩机、燃烧区段和HP涡轮，其中所述HP压缩机和所述HP涡轮一起形成可旋转HP线轴；框架，所述框架以串行流动布置定位在所述HP涡轮和所述LP涡轮之间，其中所述框架包括涡轮间燃烧器，所述涡轮间燃烧器包括形成进入所述推进系统的核心流动路径的出口开口的支柱；第一燃料系统，所述第一燃料系统包括在所述燃烧区段处与燃料喷嘴流体连通的第一管道，其中所述第一燃料系统被构造为使液体燃料流到所述燃烧区段以产生第一燃烧气体；第二燃料系统，所述第二燃料系统包括在所述涡轮间燃烧器处经由所述出口开口与所述核心流动路径流体连通的第二管道，其中所述第二燃料系统被构造为使气态燃料流到所述核心流动路径以产生第二燃烧气体；其中所述LP压缩机、所述HP压缩机、所述燃烧区段、所述HP涡轮、所述涡轮间燃烧器以及所述LP涡轮处于串行流动布置；并且其中，所述推进系统包括1.5至5.7之间的所述核心发动机与具有所述LP线轴的所述涡轮间燃烧器的额定功率输出比。2.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，其中所述核心发动机被构造为以对应于所述推进系统的所述额定功率输出的60％至85％之间的最大转速操作所述HP线轴。3.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述推进系统包括：计算系统，所述计算系统包括处理器和存储器，其中所述存储器被构造为存储指令，所述指令在由...

【专利技术属性】
技术研发人员：杰弗里，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：