CN111350605B - 用于飞行器的气体涡轮引擎 - Google Patents

用于飞行器的气体涡轮引擎 Download PDF

Info

Publication number
CN111350605B
CN111350605B CN201911296530.4A CN201911296530A CN111350605B CN 111350605 B CN111350605 B CN 111350605B CN 201911296530 A CN201911296530 A CN 201911296530A CN 111350605 B CN111350605 B CN 111350605B
Authority
CN
China
Prior art keywords
aircraft
fan
gas turbine
range
turbine engine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201911296530.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111350605A (zh
Inventor
阿拉斯泰尔·D·摩尔
罗伯特·J·特林
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Rolls Royce PLC
Original Assignee
Rolls Royce PLC
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Rolls Royce PLC filed Critical Rolls Royce PLC
Publication of CN111350605A publication Critical patent/CN111350605A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111350605B publication Critical patent/CN111350605B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/38—Blades
    • F04D29/388—Blades characterised by construction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/666—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps by means of rotor construction or layout, e.g. unequal distribution of blades or vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

气体涡轮引擎在使用期间产生噪声，并且产生噪声的一个特别重要的飞行条件是起飞。本发明提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎具有高效率以及低噪声，尤其是来自从引擎出来的旁路流的低噪声。在被定义为平行于有效感知噪声水平(EPNL)为最大的跑道中心线并距该跑道中心线450m的线上的点的起飞侧向基准点处，该旁路管道(22)的出口处的流(P)的平均速度在200m/s至275m/s的范围内。

Description

用于飞行器的气体涡轮引擎
技术领域
本公开涉及具有改善的噪声特征的气体涡轮引擎。
背景技术
气体涡轮引擎通常经过优化以提供高效率，因为优化通常导致较低的燃料消耗，并因此降低运行成本。然而，由于飞行器噪声可能对社区造成的影响，因此由用于为飞行器提供动力的气体涡轮引擎产生的噪声是一个重要因素。
就这一点而言，气体涡轮引擎产生的噪声在飞行器噪声中占很大的比例。考虑到诸如频率、绝对水平、音调分量和噪声持续时间的因素，法规定义了“有效感知噪声水平”(EPNL)，它是人耳感知到的所产生的噪声的影响的量度。
涡扇气体涡轮引擎包括多个不同的噪声源。例如，涡扇气体涡轮引擎的旁路流在其离开引擎并与周围空气形成剪切层时产生的噪声可能是噪声的显著来源。另外的噪声源包括(但不限于)由风扇产生的噪声、来自在引擎的后部处的涡轮的噪声，以及来自在飞行器上安装引擎的噪声。
希望降低气体涡轮引擎的感知噪声，以便减小噪声对人耳的影响。
发明内容
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，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；
风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；
旁路管道，所述旁路管道被限定为在径向上位于所述引擎核心的外部并在径向上位于短舱的内部；和
齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴(26)的输入并将驱动输出至所述风扇，以便以比所述芯轴低的旋转速度来驱动所述风扇，其中：
在被定义为平行于有效感知噪声水平(EPNL)为最大的跑道中心线并距所述跑道中心线450m的线上的点的起飞侧向基准点处，所述旁路管道的出口处的流的平均速度在200m/s至275m/s的范围内。
根据一个方面，提供了一种操作附接到飞行器的涡轮引擎的方法，其中：
所述气体涡轮引擎包括：
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机的芯轴；
风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；
旁路管道，所述旁路管道被限定为在径向上位于所述引擎核心的外部并在径向上位于短舱的内部；和
齿轮箱，所述齿轮箱接收来自芯轴(26)的输入并将驱动输出至所述风扇，以便以比所述芯轴低的旋转速度来驱动所述风扇，并且其中所述方法包括：
使用所述气体涡轮引擎来为所述飞行器提供推力以起飞；并且
在起飞期间，在被定义为平行于所述EPNL为最大的跑道中心线并距所述跑道中心线450m的线上的点的起飞侧向基准点处，所述旁路管道的出口处的流的平均速度在200m/s至275m/s、可选地在200m/s至265m/s的范围内。
根据一个方面，提供了一种操作包括气体涡轮引擎的飞行器的方法，其中该气体涡轮引擎包括：
引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；
风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风
扇叶片；
旁路管道，所述旁路管道被限定为在径向上位于所述引擎核心的外部并在径向上位于短舱的内部；和
齿轮箱，所述齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至所述风扇，以便以比所述芯轴低的旋转速度来驱动所述风扇，并且其中所述方法包括：
从跑道起飞，在此期间，在被定义为平行于所述EPNL为最大的跑道中心线并距所述跑道中心线450m的线上的点的起飞侧向基准点处，所述旁路管道的出口处的流的平均速度在200m/s至275m/s、可选地在200m/s至265m/s的范围内。
根据一个方面，提供了一种气体涡轮引擎，其包括如本文所述和/或受权利要求书保护的至少一个(例如2个或4个)气体涡轮引擎。
根据任一个方面，在起飞侧向基准点处，旁路管道的出口处的流的平均速度可在200m/s至275m/s、200m/s至270m/s、例如200m/s至265m/s、例如230m/s至265m/s的范围内。
已发现，将旁路管道的出口处的流的平均速度控制在受权利要求书保护的范围内在降低噪声方面提供显著的有益效果，同时保持高的推进效率。不受任何具体理论的约束，这可能是由于当旁路流离开引擎时，旁路流和周围空气之间的剪切层的强度的降低。
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，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；
风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；
旁路管道，所述旁路管道被限定为在径向上位于所述引擎核心的外部并在径向上位于短舱的内部；和
齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的输入并将驱动输出至所述风扇，以便以比所述芯轴低的旋转速度来驱动所述风扇，其中：
在起飞侧向基准点处的所述旁路管道的所述出口处的流的平均速度比在巡航条件下所述旁路管道的所述出口处的流的平均速度低，差值在50m/s至90m/s、可选地在55m/s至85m/s、可选地在60m/s至85m/s的范围内，所述起飞侧向基准点被定义为平行于有效感知噪声水平(EPNL)为最大的跑道中心线并距所述跑道中心线450m的线上的点。
提供和/或操作引擎使得在起飞侧向基准点处旁路管道的出口处的流的平均速度处于比巡航时低的手权利要求保护的范围内意味着在起飞侧向基准点处产生的噪声有所降低。这可能是由于当旁路流离开引擎时，旁路流和周围空气之间的剪切层的强度的降低。在常规引擎中，该差值的大小将会更低。就飞行器的噪声而言，这可能特别重要，因为当飞行器靠近地面并且可能靠近社区时，在起飞时产生的噪声可具有比在巡航时产生的噪声更显著的影响。
根据任一个方面，在起飞侧向基准点处旁路管道的出口处的流的平均速度可比在巡航条件下旁路管道的出口处的流的平均速度低，差值在50m/s至90m/s、可选地在55m/s至85m/s、可选地在60m/s至85m/s的范围内。
如本文(包括在权利要求书中)所提及，有效感知噪声水平(EPNL)按常规方式计算，如《国际民用航空公约》附件16(环境保护)的第1卷(飞行器噪声)的第五版(2008年7月)的附录2中所定义。为了完整起见，由所测量的噪声数据计算EPNL如《国际民用航空公约》的附件16(环境保护)的第1卷(飞行器噪声)的第五版(2008年7月)的附录2的第4部分的第APP2-13至APP 2-21页中所定义。为了完整起见，EPNL是在《国际民用航空公约》的附件16(环境保护)的第1卷(飞行器噪声)的第五版(2008年7月)的第3.6.1.5部分中所提供的基准大气条件下定义的。
同样如本文所提及，起飞侧向基准点被定义为平行于在起飞期间EPNL为最大的跑道中心线并距该跑道中心线450m的线上的点，如《国际民用航空公约》的附件16(环境保护)的第1卷(飞行器噪声)的第五版(2008年7月)的第3.3.1,a),1)部分中所定义。
根据任一个方面，在起飞侧向基准点处每个风扇叶片的尖端的相对马赫数可在0.8M至1.09M、可选地0.9M至1.08M、可选地1.0M至1.07M、可选地小于1.09M的范围内。
每个风扇叶片的尖端处的此类相对的马赫数可有助于减小由风扇产生的噪声。具体地，在起飞侧向基准点处具有此类风扇尖端相对马赫数确保由风扇产生的超音速噪声保持在可接受的水平，并且相对于常规设计降低了引擎的向前传播的风扇噪声的水平。作为附加或另选的有益效果，这继而可减少引擎的进气口上所需的声学衬垫的量，这可有利于更短的进气口。对于具有受权利要求保护的风扇直径的气体涡轮引擎(其大于许多先前的引擎)而言，进气口可能对在使用期间引擎上的空气动力阻力有显著贡献，并因此能够减小该空气动力阻力的范围可能是特别有益的。
如本文所用，在风扇叶片的尖端处的相对马赫数可被定义为由于引擎的前进速度引起的轴向马赫数和由于风扇叶片围绕引擎轴线的旋转而引起的旋转马赫数的矢量和。
在气体涡轮引擎所附接的飞行器的起飞期间，每个风扇叶片的尖端的相对马赫数可不超过1.09M。例如，在气体涡轮引擎所附接的飞行器的起飞期间，每个风扇叶片的尖端的相对马赫数可具有在0.8M至1.09M、可选地0.9M至1.08M、可选地1.0M至1.07M范围内的最大值。就这一点而言，可认为起飞至少持续必要的时间，以确定在制动器的释放和飞行器的上升最高点之间EPNL的最大点。实际上，这可能在制动器的释放的10km或更小的水平距离内。
可在引擎中心线和风扇叶片的前缘处的尖端之间测量该风扇的半径。风扇直径(可能只是风扇半径的两倍)可大于(或大约为)以下中的任何一者：220cm、230cm、240cm、250cm(约100英寸)、260cm、270cm(约105英寸)、280cm(约110英寸)、290cm(约115英寸)、300cm(约120英寸)、310cm、320cm(约125英寸)、330cm(约130英寸)、340cm(约135英寸)、350cm、360cm(约140英寸)、370cm(约145英寸)、380cm(约150英寸)、390cm(约155英寸)、400cm、410cm(约160英寸)或420cm(约165英寸)。风扇直径可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。
风扇的旋转速度可以在使用中变化。一般来讲，对于具有较大直径的风扇，旋转速度较低。仅以非限制性示例的方式，在起飞侧向基准点处风扇的旋转速度可小于2800rpm，例如小于2500rpm，例如小于2300rpm。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在220cm至290cm(例如，230cm至270cm)范围内的引擎，在起飞侧向基准点处风扇的旋转速度可在1700rpm至2800rpm的范围内，例如在2000rpm至2600rpm的范围内，例如在2000rpm至2500rpm的范围内。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在320cm至400cm(例如，330cm至370cm)范围内的引擎，在该起飞侧向基准点处风扇的旋转速度可在1200rpm至2000rpm的范围内，例如在1300rpm至1800rpm的范围内，例如在1400rpm至1600rpm的范围内。
从引擎的后部排出的射流对在起飞侧向基准点处的有效噪声感知水平(EPNL)的贡献可低于从引擎的后部发出的风扇噪声对在该起飞侧向基准点处的EPNL的贡献，差值在0EPNdB至15EPNdB、可选地2EPNdB至12EPNdB的范围内。
根据任一个方面，在起飞侧向基准点处，在随后流过旁路管道的风扇出口处的流的平均总压力与在风扇入口处的流的平均总压力的比率可在1.25至1.5、可选地1.35至1.45的范围内。对于一些布置结构，该可选特征可有助于促进旁路管道的出口处的流的平均速度和/或降低的射流噪声。
该气体涡轮引擎还可包括延伸到风扇叶片的上游的进气口。进气口长度L可被定义为进气口的前缘和毂部处的风扇叶片的前缘之间的轴向距离。风扇直径D可为风扇的在风扇叶片的尖端的前缘处的直径。比率L/D可在0.2至0.5、可选地0.25至0.5、可选地0.3至0.5、可选地0.32至0.49、可选地0.33至0.48的范围内。
如本文别处所述，气体涡轮引擎具有多个噪声源，其中仅一个噪声源是由旁路流在其离开引擎时产生的噪声。例如，对于常规引擎，由涡轮产生的噪声也对引擎的总体噪声有显著的贡献。因此，在一些情况下，还可能有利的是另外降低涡轮噪声。就这一点而言，对于给定功率的气体涡轮引擎，如果需要，在风扇和驱动风扇的涡轮之间使用齿轮箱也可使涡轮噪声降低。这可能是因为涡轮增大的旋转速度(相对于风扇)允许由涡轮产生的至少一些音调的频率(其中的至少一些可被称为基本叶片通过频率)增大。相对于常规涡轮频率此类增大的频率还可经受大气衰减的增加。因而，人耳对这些音调不太好感知(并且可能至少一些音调根本不被人耳感知)，并且因此在EPNL计算中这些音调被给予较低的权重(如果频率足够高，甚至零权重)，从而降低涡轮噪声相对于后部风扇噪声对EPNL的贡献。
经由齿轮箱驱动风扇的涡轮可包括至少两个轴向分开的转子级。例如，经由齿轮箱驱动风扇的涡轮可包括两个、三个、四个、五个或多于五个轴向分开的转子级。转子级可为涡轮级的一部分，涡轮级也包括定子轮叶级，该定子轮叶级可与涡轮级的相应转子级轴向分开。经由齿轮箱驱动风扇的涡轮的每个转子级可通过一排定子轮叶与至少一个紧接的上游和/或下游转子级分开。
可选地，风扇直径可在320cm至400cm的范围内，并且经由齿轮箱驱动风扇的涡轮可包括4个级。另外可选地，风扇直径可在220cm至290cm的范围内，并且经由齿轮箱来驱动风扇的涡轮可包括3个级。
经由齿轮箱来驱动风扇的涡轮的转子级中涡轮叶片的数量可影响由涡轮产生的至少一些音调的频率，并且因此可有助于允许一个或多个基频移动到人耳不太好感知的范围(并且可能根本不被人耳感知)。
经由齿轮箱驱动风扇的涡轮的转子级中的每一者可包括在60个至140个转子叶片的范围内，例如在具有70个、75个、80个、85个或90个中任一个的下限和140个、130个、120个或110个中任一个的上限的范围内，例如在80个至140个转子叶片的范围内。
经由齿轮箱驱动风扇的涡轮的转子级中的转子叶片的平均数量可在65个至120个转子叶片的范围内，例如在具有65个、70个、75个、80个、85个或90个中任一个的下限和120个、115个、110个或105个中任一个的上限的范围内，例如在85个至120个转子叶片的范围内。
经由齿轮箱驱动风扇的涡轮的最轴向后向涡轮转子级中的转子叶片的数量可在60个至120个转子叶片的范围内，例如在具有60个、65个、70个、75个、80个、85个或90个中任一个的下限和120个、115个、110个或105个中任一个的上限的范围内，例如80个至120个转子叶片。
在一些布置结构中，涡轮对起飞侧向基准点处的EPNL的贡献可低于从引擎的后部发出的风扇噪声对起飞侧向基准点处的EPNL的贡献，差值在15EPNdB和40EPNdB的范围内。在一些布置结构中，涡轮对起飞侧向基准点处的EPNL的贡献可低于从引擎的后部发出的风扇噪声对起飞侧向基准点处的EPNL的贡献，差值在20EPNdB至40EPNdB、25EPNdB至40EPNdB、例如25EPNdB至35EPNdB、例如27EPNdB至33EPNdB的范围内。
根据本公开的气体涡轮引擎可具有任何期望的旁路比率，其中该旁路比率被定义为在巡航条件下穿过旁路管道的流的质量流率与穿过核心的流的质量流率的比率。在一些布置结构中，该旁路比率可大于(或大约为)以下中的任何一者：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5、17、17.5、18、18.5、19、19.5和20。例如，该旁路比率可在12.5至18、例如13至17的范围内。该旁路比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。该旁路管道可以是基本上环形的。该旁路管道可位于核心引擎的径向外侧。旁路管道的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。
在一些布置结构中，风扇直径与经由齿轮箱驱动风扇的涡轮的最轴向后向涡轮转子级的尖端的前缘处的直径的比率在2至3、可选地2.3至2.9、可选地2.4至2.8的范围内。
本公开的布置结构可以特别有益于经由齿轮箱驱动的风扇。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)。
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。仅以示例的方式，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，仅通过第一芯轴，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轴的输入的旋转速率低)。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星式”或“恒星”齿轮箱，如本文别处更详细地描述。齿轮箱可具有任何减速比(被定义为输入轴的旋转速度除以输出轴的旋转速度)。例如，齿轮传动比可大于2.5和/或小于5。以更具体示例的方式，齿轮传动比可在3.2至5、或3.2或3.3至4.2、或3.3或3.4至3.7的范围内。以另一个示例的方式，齿轮传动比可为大约或至少3、3.1、3.2、3.3、3.4、3.5、3.6、3.7、3.8、3.9、4、4.1或4.2，或在该段落中的值中的任何两个之间。在一些布置结构中，该齿轮传动比可在这些范围之外。
如本文别处所述，经由齿轮箱驱动风扇的涡轮可包括至少两个轴向分开的转子级。经由齿轮箱驱动风扇的涡轮在起飞侧向基准点处可具有WIrp rpm的旋转速度。经由齿轮箱驱动风扇的涡轮的任何单个转子级中转子叶片的最小数量可由NTURBmin给出。风扇的直径可由φfan给出。低速***参数(LSS)可被定义为：
LSS＝WIrp×NTURBmin×φfan
低速***参数(LSS)的值可由下式给出：
1.3×106m.rpm≤LSS≤2.9×106m.rpm
低速***参数(LSS)的值可在具有1.3×106m.rpm、1.4×106m.rpm、1.5×106m.rpm、1.6×106m.rpm、1.7×106m.rpm、1.8×106m.rpm或1.9×106m.rpm中任一个的下限和/或2.9×106m.rpm、2.8×106m.rpm、2.7×106m.rpm、2.6×106m.rpm、2.5×106m.rpm、2.4×106m.rpm、2.3×106m.rpm或2.2×106m.rpm中任一个的上限的范围内。
已发现，提供具有本文所述和/或受权利要求书保护的范围内的低速***参数(LSS)的气体涡轮引擎可导致气体涡轮引擎具有高效率(例如，尤其由于高推进效率)和/或高推力(例如，在180kN至450kN的范围内)，但具有可接受的低(和/或低于常规的)噪声水平(例如，由于从引擎的后部传播的特别低的涡轮噪声)。经由齿轮箱驱动风扇的涡轮在起飞侧向基准点处的旋转速度可与起飞期间该涡轮的最大旋转速度相同或相似(例如，在5％以内)。
仅以具体示例的方式，根据本公开的一些气体涡轮引擎可具有在5300rpm至7000rpm(例如5700rpm至6500rpm)范围内的在起飞侧向基准点处的涡轮旋转速度(WIrp)和/或在320cm和400cm(例如330cm和370cm)范围内的风扇直径和/或在70个至120个(例如80个至100个)范围内的经由齿轮箱驱动风扇的涡轮的任何单个转子级中转子叶片的最小数量(NTURBmin)。
仅以另一个具体示例的方式，根据本公开的一些气体涡轮引擎可具有在8000rpm至9500rpm(例如8200rpm至9200rpm)范围内的在起飞侧向基准点处的涡轮旋转速度(WIrp)和/或在220cm和290cm(例如230cm和270cm)范围内的风扇直径和/或在60个至115个(例如65个至115个，或70个至105个)范围内的经由齿轮箱驱动风扇的涡轮的任何单个转子级中转子叶片的最小数量(NTURBmin)。
经由齿轮箱驱动风扇的涡轮中涡轮叶片的总数量可在320个和540个的范围内，例如在330个至500个或340个至450个的范围内。
在如本文所述和/或受权利要求书保护的任何气体涡轮引擎中，燃烧器可被设置在风扇和一个或多个压缩机的下游，例如轴向下游。例如，在提供第二压缩机的情况下，燃烧器可直接位于第二压缩机的下游(例如在其出口处)。以另一个示例的方式，在提供第二涡轮的情况下，可将燃烧器出口处的流提供至第二涡轮的入口。该燃烧器可设置在一个或多个涡轮的上游。
该压缩机或每个压缩机(例如，如上所述的第一压缩机和第二压缩机)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子轮叶，该排定子轮叶可为可变定子轮叶(因为该排定子轮叶的入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。
该涡轮或每个涡轮(例如，如上所述的第一涡轮和第二涡轮)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子轮叶。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。
每个风扇叶片可被限定为具有径向跨度，该径向跨度从径向内部气体洗涤位置或0％跨度位置处的根部(或毂部)延伸到100％跨度位置处的尖端。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可小于(或大约为)以下中的任何一个：0.4、0.39、0.38、0.37、0.36、0.35、0.34、0.33、0.32、0.31、0.3、0.29、0.28、0.27、0.26或0.25。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。这些比率通常可称为毂部-尖端比率。毂部处的半径和尖端处的半径都可以在叶片的前缘(或轴向最前)部分处测量。当然，毂部-尖端比率指的是风扇叶片的气体洗涤部分，即径向地在任何平台外部的部分。
在使用气体涡轮引擎时，(具有相关联的风扇叶片的)风扇围绕旋转轴线旋转。该旋转导致风扇叶片的尖端以速度U尖端移动。风扇叶片13对流所做的功导致流的焓升dH。风扇尖端负载可被定义为dH/U尖端 2，其中dH是跨风扇的焓升(例如1-D平均焓升)，并且U尖端是风扇尖端的(平移)速度，例如在尖端的前缘处(可被定义为前缘处的风扇尖端半径乘以角速度)。在巡航条件下的风扇尖端负载可大于(或大约为)以下中的任何一者：0.28、0.29、0.30、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4(本段中的所有单位为Jkg- 1K-1/(ms-1)2)。风扇尖端负载可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力比可被定义为风扇上游的滞止压力与最高压力压缩机出口处的滞止压力(进入燃烧器之前)之比。以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎在巡航时的总压力比可大于(或大约为)以下中的任何一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。
引擎的比推力可被定义为引擎的净推力除以穿过引擎的总质量流量。在巡航条件下，本文中描述和/或要求保护的引擎的比推力可小于(或大约为)以下中的任何一个：110Nkg-1s、105Nkg-1s、100Nkg-1s、95Nkg-1s、90Nkg-1s、85Nkg-1s或80Nkg-1s。比推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。与传统的气体涡轮引擎相比，此类引擎可能特别高效。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何期望的最大推力。仅以非限制性示例的方式，如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮可产生至少为(或大约为)以下中的任何一者的最大推力：160kN、170kN、180kN、190kN、200kN、250kN、300kN、350kN、400kN、450kN、500kN或550kN。最大推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。上面提到的推力可为在标准大气条件下、在海平面处、加上15℃(环境压力101.3kPa，温度30℃)、引擎静止时的最大净推力。
在使用中，高压涡轮的入口处的流的温度可能特别高。该温度，可被称为TET，可在燃烧器的出口处测量，例如紧接在可被称为喷嘴导向轮叶的第一涡轮轮叶的上游。在巡航时，该TET可至少为(或大约为)以下中的任何一者：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。巡航时的TET可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。引擎在使用时的最大TET可以是，例如，至少为(或大约为)以下中的任何一者：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K或2000K。最大TET可在由前一句中的任意两个值界定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。可以例如在高推力条件下发生最大TET，例如在最大起飞(MTO)条件下发生最大TET。
本文中描述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼面部分可由任何合适的材料或材料组合来制造。例如，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可至少部分地由复合材料来制造，该复合材料为例如金属基质复合材料和/或有机基质复合材料，诸如碳纤维。以另外的示例的方式，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可以至少部分地由金属来制造，该金属为诸如基于钛的金属或基于铝的材料(诸如铝锂合金)或基于钢的材料。风扇叶片可包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可具有保护性前缘，该保护性前缘可使用比叶片的其余部分更好地抵抗(例如，来自鸟类、冰或其他材料的)冲击的材料来制造。此类前缘可以例如使用钛或基于钛的合金来制造。因此，仅以示例的方式，该风扇叶片可具有碳纤维或具有带钛前缘的基于铝的主体(诸如铝锂合金)。
如本文所述和/或所要求保护的风扇可包括中央部分，风扇叶片可从该中央部分例如沿径向方向延伸。该风扇叶片可以任何期望的方式附接到中央部分。例如，每个风扇叶片可包括固定件，该固定件可与毂部(或盘状部)中的对应狭槽接合。仅以示例的方式，此类固定件可以是燕尾形式的，其可以***和/或接合毂部/盘状部中对应的狭槽，以便将风扇叶片固定到毂部/盘状部。以另外的示例的方式，该风扇叶片可与中央部分一体地形成。此类布置结构可以称为叶片盘状部或叶片环。可以使用任何合适的方法来制造此类叶片盘状部或叶片环。例如，风扇叶片的至少一部分可由块状物来加工而成，以及/或者风扇叶片的至少部分可通过焊接(诸如线性摩擦焊接)来附接到毂部/盘状部。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可能或可能不设有可变面积喷嘴(VAN)。此类可变面积喷嘴可允许旁路管道的出口面积在使用中变化。本公开的一般原理可应用于具有或不具有VAN的引擎。
如本文所述和/或要求保护的气体涡轮的风扇可具有任何期望数量的风扇叶片，例如14、16、18、20、22、24或26个风扇叶片。
如本文所用，巡航条件具有常规含义并且将易于被技术人员理解。因此，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，技术人员将立即识别巡航条件是指该气体涡轮引擎被设计用于附接到飞行器的引擎在给定任务(其在行业中可被称为“经济任务”)的中间巡航的操作点。就这一点而言，中间巡航是飞行器飞行周期中的关键点，在该点处，在上升最高点和开始降落之间燃烧的总燃料的50％已燃烧(其在时间和/或距离方面可近似于上升最高点和开始降落之间的中点)。因此，巡航条件定义气体涡轮引擎的操作点，该操作点在考虑提供给该飞行器的引擎数量的情况下，提供将确保气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器在中间巡航时的稳态操作(即，保持恒定的高度和恒定的马赫数)的推力。例如，如果引擎被设计为附接到具有两个相同类型的引擎的飞行器上，则在巡航条件下，引擎提供该飞行器在中间巡航时稳态运行所需的总推力的一半。
换句话讲，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，巡航条件被定义为在中间巡航大气条件(在中间巡航高度下由根据ISO 2533的国际标准大气定义)下提供指定推力的引擎的操作点(需要在给定中间巡航马赫数下，与飞行器上的任何其他引擎相结合，提供气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器的稳态操作)。对于飞行器的任何给定气体涡轮引擎而言，中间巡航推力、大气条件和马赫数是已知的，因此在巡航条件下，引擎的操作点是明确定义的。
仅以示例的方式，巡航条件下的前进速度可为从0.7马赫至0.9马赫的范围内的任何点，例如0.75至0.85、例如0.76至0.84、例如0.77至0.83、例如0.78至0.82、例如0.79至0.81、例如大约0.8马赫、大约0.85马赫或0.8至0.85。这些范围内的任何单一速度可以是巡航条件的一部分。对于某些飞行器，巡航条件可能超出这些范围，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。
仅以示例的方式，巡航条件可对应于在以下范围内的高度处的标准大气条件(根据国际标准大气ISA)：10000m至15000m，例如在10000m至12000m的范围内、例如在10400m至11600m(约38000英尺)的范围内、例如在10500m至11500m的范围内、例如在10600m至11400m的范围内、例如在10700m(约35000英尺)至11300m的范围内、例如在10800m至11200m的范围内、例如在10900m至11100m的范围内、例如大约11000m。巡航条件可对应于这些范围内的任何给定高度处的标准大气条件。
仅以示例的方式，巡航条件可对应于提供在前向马赫数0.8下的已知的所需推力水平(例如，在30kN至35kN范围内的值)和在38000ft(11582m)的高度下的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。仅以另一个示例的方式，巡航条件可对应于提供在前向马赫数0.85下的已知的所需推力水平(例如，在50kN到65kN范围内的值)和在35000ft(10668m)的高度下的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。在使用中，本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎可在本文其他部分定义的巡航条件下操作。此类巡航条件可通过飞行器的巡航条件(例如，巡航中期条件)来确定，至少一个(例如2个或4个)气体涡轮引擎可以安装在该飞行器上以提供推进推力。
本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征或参数可应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征或参数可应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征或参数组合。
附图说明
现在将参考附图仅以示例的方式来描述实施方案，其中：
图1是气体涡轮引擎的截面侧视图；
图2是气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图；
图3是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图；
图4是示出在起飞期间有效感知噪声水平(EPNL)的测量结果的示意图；
图5是示出对于根据本公开的气体涡轮引擎的示例，在起飞期间EPNL随着距离如何变化的示例的曲线图；
图6是根据本公开的气体涡轮引擎的示例中驱动风扇的涡轮的特写示意图；并且
图7是示出风扇尖端相对马赫数的计算的图。
具体实施方式
图1示出了具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括进气口12和推进式风扇23，该推进式风扇23生成两股气流：核心气流A和旁路气流B。气体涡轮引擎10包括接收核心气流A的核心11。引擎核心11以轴流式串联包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17、低压涡轮19和核心排气喷嘴20。短舱21围绕气体涡轮引擎10并限定旁路管道22和旁路排气喷嘴18。旁路气流B流过旁路管道22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并由该低压涡轮驱动。
在使用中，核心气流A由低压压缩机14加速和压缩，并被引导至高压压缩机15中以进行进一步的压缩。从高压压缩机15排出的压缩空气被引导至燃烧设备16中，在该燃烧设备中压缩空气与燃料混合，并且混合物被燃烧。然后，所得的热燃烧产物在通过喷嘴20排出之前通过高压涡轮和低压涡轮17、19膨胀，从而驱动高压涡轮和低压涡轮17、19以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27来驱动高压压缩机15。风扇23通常提供大部分推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。
图2中示出了齿轮传动风扇气体涡轮引擎10的示例性布置结构。低压涡轮19(参见图1)驱动轴26，该轴26联接到周转齿轮布置结构30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外处并与该太阳齿轮相互啮合的是多个行星齿轮32，该多个行星齿轮通过行星架34联接在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32绕其自身轴线旋转。行星架34经由连杆36联接到风扇23，以便驱动该风扇围绕引擎轴线9旋转。因此，低压涡轮19经由齿轮箱30驱动风扇23。在行星齿轮32的径向向外处并与该行星齿轮相互啮合的是齿圈或环形齿轮38，其经由连杆40联接到固定支撑结构24。
需注意，本文中使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可分别表示最低压力涡轮级和最低压力压缩机级(即，不包括风扇23)，和/或通过在引擎中具有最低旋转速度的互连轴26(即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴)连接在一起的涡轮级和压缩机级。在一些文献中，本文中提到的“低压涡轮”和“低压压缩机”可被另选地称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用此类另选命名的情况下，风扇23可被称为第一或最低压力的压缩级。
在图3中以示例的方式更详细地示出了周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每一者包括围绕其周边以用于与其他齿轮相互啮合的齿。然而，为清楚起见，图3中仅示出了齿的示例性部分。示出了四个行星齿轮32，但是对本领域的技术人员显而易见的是，可以在要求保护的发明的范围内提供更多或更少的行星齿轮32。行星式周转齿轮箱30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。
在图2和图3中以示例的方式示出的周转齿轮箱30是行星式的，其中行星架34经由连杆36联接到输出轴，其中环形齿轮38被固定。然而，可使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。以另一个示例的方式，周转齿轮箱30可以是恒星布置结构，其中行星架34保持固定，允许环形齿轮(或齿圈)38旋转。在此类布置结构中，风扇23由环形齿轮38驱动。以另一个另选示例的方式，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34均被允许旋转。
应当理解，图2和图3中所示的布置结构仅是示例性的，并且各种另选方案都在本公开的范围内。仅以示例的方式，可使用任何合适的布置结构来将齿轮箱30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。以另一个示例的方式，齿轮箱30与引擎10的其他部件(诸如输入轴26、输出轴和固定结构24)之间的连接件(诸如图2示例中的连杆36、40)可具有任何期望程度的刚度或柔性。以另一个示例的方式，可使用引擎的旋转部件和固定部件之间(例如，在来自齿轮箱的输入轴和输出轴与固定结构诸如齿轮箱壳体之间)的轴承的任何合适的布置结构，并且本公开不限于图2的示例性布置结构。例如，在齿轮箱30具有恒星布置结构(如上所述)的情况下，技术人员将容易理解，输出连杆和支撑连杆以及轴承位置的布置结构通常不同于图2中以示例的方式示出的布置结构。
因此，本公开延伸到具有齿轮箱类型(例如恒星或行星齿轮)、支撑结构、输入和输出轴布置结构以及轴承位置中的任何布置结构的气体涡轮引擎。
可选地，齿轮箱可驱动附加的和/或另选的部件(例如，中压压缩机和/或增压压缩机)。
本公开可应用的其他气体涡轮引擎可具有另选配置。例如，此类引擎可具有另选数量的压缩机和/或涡轮和/或另选数量的互连轴。以另外的示例的方式，图1中所示的气体涡轮引擎具有分流喷嘴18、20，这意味着穿过旁路管道22的流具有自己的喷嘴18，该喷嘴与核心引擎喷嘴20分开并径向地在该核心引擎喷嘴的外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可应用于如下引擎，在该引擎中，穿过旁路管道22的流和穿过核心11的流在可被称为混流喷嘴的单个喷嘴之前(或上游)混合或组合。一个或两个喷嘴(无论是混合的还是分流的)可具有固定的或可变的面积。
气体涡轮引擎10的几何形状及其部件由传统的轴系限定，包括轴向(与旋转轴线9对准)、径向(在图1中从下到上的方向)和周向(垂直于图1视图中的页面)。轴向、径向和周向相互垂直。
当用于为飞行器供电时，气体涡轮引擎10产生噪声。如本文别处所提到的，根据本公开的气体涡轮引擎10被布置用于降低噪声影响，同时提供高效率。
从噪声角度来看，起飞是特别重要的飞行条件，因为通常在高功率条件下操作引擎，并且因为引擎靠近地面，并因此可能靠近社区。为了量化人耳感知到的所产生噪声的影响，定义了“有效感知噪声水平”(EPNL)。EPNL考虑到诸如频率、绝对水平、音调分量和噪声持续时间的因素，并按照《国际民用航空公约》的附件16(环境保护)的第1卷(飞行器噪声)的第五版(2008年7月)的附录2中所定义的方式计算。
使用起飞侧向基准点，以便量化具体地在由气体涡轮引擎10供电的飞行器起飞期间所产生的噪声的影响，如《国际民用航空公约》的附件16(环境保护)的第1卷(飞行器噪声)的第五版(2008年7月)的第3.3.1,a),1)部分中所定义。
具体地，起飞侧向基准点被定义为平行于在起飞期间EPNL为最大的跑道中心线并距该跑道中心线450m的线上的点。这在图4中示出。具体地，图4示出了沿着与由一个或多个(例如2个或4个)气体涡轮引擎10供电的飞行器100的起飞路径(其可被称为跑道中心线)相距450m的地面上的线A定位的一系列噪声测量装置150，诸如麦克风。每个麦克风150测量在起飞期间其相应位置处的噪声，并且测量结果用于计算该位置处的EPNL。以这种方式，可能沿着线A(距跑道中心线450m，在起飞后沿地面向前延伸)来确定EPNL。
图5示出了这样的曲线图的示例：该曲线图示出了沿着线A的以dB(EPNdB)为单位的EPNL对比距起飞开始的距离(其可被称为距制动器释放的距离，指示其为距飞行器在跑道开始时开始其主要起飞加速的点的距离)。如图所示，引擎的EPNL最初增加，并且即使在起飞之后(即，在飞行器不与地面接触的时刻之后)，这种增加仍可继续，仅以示例的方式，其在图5中被标记为点“LO”。
在飞行路径上的某个位置处，EPNL(即，在地面上沿图4中的线A测量的EPNL)达到最大值，然后开始下降。出现这种情况的沿着线A的该距离(即沿跑道中心线的该距离)为起飞侧向基准点(在图5中标记为RP)。在起飞侧向基准点RP处的EPNL(在图5中标记为RPEPNL)是在起飞期间的最大EPNL。
可认为起飞阶段至少持续必要的时间，以确定在制动器的释放和飞行器的上升最高点之间EPNL的最大点(在距离RP处)。实际上，这可能在制动器的释放的10km或更小的水平距离内。
在常规引擎中，从旁路管道22离开的流对在起飞侧向基准点处的EPNL具有一个显著贡献。返回到图1，该流由箭头P示出。该流P在其离开引擎时与周围空气产生剪切层S，从而产生噪声。在起飞侧向基准条件下，在旁路管道的出口处的流P的平均速度在本文所述和/或受权利要求书保护的范围内(例如在200m/s至275m/s的范围内)，从而降低在该条件下的噪声。附加地或另选地，在起飞侧向基准点处旁路管道的出口处的流P的平均速度比在巡航条件下旁路管道的出口处的流的平均速度低，差值在50m/s至90m/s、可选地在55m/s至85m/s、可选地在60m/s至85m/s的范围内，从而降低在起飞侧向基准点处的噪声。
在旁路管道22的出口处的流P的平均速度可为在出口平面Z中的质量平均流速，该出口平面垂直于引擎轴线9并穿过短舱21的后缘210。
与常规的气体涡轮引擎相比，可更好地优化根据本公开的气体涡轮引擎10的特征的另一示例是进气口区域，例如进气口长度L与风扇直径D之间的比率。参见图1，进气口长度L被定义为进气口的前缘和风扇叶片的根部的前缘之间的轴向距离，并且风扇23的直径D被限定在风扇23的前缘处。根据本公开的气体涡轮引擎10，诸如在图1中以示例的方式示出的气体涡轮引擎，可具有如本文所定义的比率值L/D，例如小于或等于0.5，例如在0.25至0.5、可选地0.3至0.5、可选地0.32至0.49、可选地0.33至0.48的范围内。这可导致另外的优点，诸如安装和/或空气动力学有益效果，同时维持前向风扇噪声处于可接受的水平。
图7示出了到风扇23的风扇叶片中的一个风扇叶片的径向最外尖端上的视图。在使用中，风扇叶片旋转，使得尖端具有由风扇的旋转速度乘以尖端的半径给出的旋转速度。在尖端的前缘处的旋转速度(即，使用尖端的前缘的半径)可用于计算在尖端处的旋转马赫数，由图7中的Mn旋转示出。
在风扇叶片的尖端的前缘处的轴向马赫数如图7中的Mn轴向所示。实际上(并且如本文所用，用于计算风扇尖端相对马赫数Mn相对)，这可通过将垂直于风扇叶片的尖端的前缘处的轴向方向的平面上的平均轴向马赫数乘以0.9来近似。
将风扇尖端相对马赫数(Mn相对)计算为轴向马赫数Mn轴向和在尖端处的旋转马赫数Mn旋转的矢量和，即具有大小
Figure GDA0004148754800000191
为了由速度计算马赫数(Mn轴向和Mn旋转)，使用垂直于在风扇叶片的尖端的前缘处的轴向方向的平面上的平均静态温度来计算声速。
在起飞侧向基准点处，风扇尖端相对马赫数(Mn相对)可在本文所述和/或受权利要求书保护的范围内，例如不大于1.09M和/或在0.8M至1.09M、可选地在0.9M至1.08M、可选地在1.0M至1.07M的范围内。
因此，与尺寸和/或功率相当的引擎相比，风扇噪声(至少包括在起飞侧向基准点处从引擎的前部传播的噪声)可有所降低。
如本文别处所提到的，多个不同的噪声源对EPNL有贡献，并因此对RP EPNL有贡献。在常规引擎中，驱动风扇的涡轮也为RP EPNL提供显著的贡献。
然而，经由齿轮箱30驱动风扇23的涡轮19对RP EPNL的贡献也可通过将由涡轮产生的基音的频率增加到人耳不太好感知和/或具有增加的大气衰减的频率来减小，从而降低所感知的噪声频率等级。因而，在EPNL计算中给予这些音调较低的权重(如果频率足够高，则给予甚至零权重)，从而降低涡轮噪声相对于后部风扇噪声对RP EPNL的贡献。
降低涡轮噪声对于具有降低的来自旁路出口流P的噪声和/或降低的前向风扇噪声的引擎可能是特别有益的，因为涡轮噪声对引擎的总体噪声的贡献原本可由于降低的风扇/旁路出口噪声而更显著。
应当理解，分量(诸如从引擎的后部发出的来自风扇23的噪声和来自涡轮19的噪声)的单独贡献可通过由麦克风150测量的噪声的常规分析来辨别。例如，每个分量具有可被预测的频率特征，这意味着根据预测频率特征产生的噪声可归因于该分量。实际上，使用源定位技术(诸如测量噪声的相位差)，由风扇产生并从引擎的后部发出的噪声可区别于由风扇产生并从引擎的前部发出的噪声。就这一点而言，由于引擎的前部和后部的物理分离，因此由风扇产生并从引擎的后部发出的噪声相对于由风扇产生并从引擎的前部发出的噪声有相移。
图6更详细地示出了对于根据本公开的示例的气体涡轮引擎10的经由齿轮箱30驱动风扇23的涡轮19，其可被称为低压涡轮19。低压涡轮19包括四个转子级210、220、230、240。低压涡轮19因此为四级涡轮19。然而，应当理解，低压涡轮19可由其他数量的涡轮级组成，例如三个或五个。
每个转子级210、220、230、240均包括在内部流动边界250和外部流动边界260之间延伸的转子叶片。转子级210、220、230、240中的每一者均连接到向齿轮箱30提供输入的相同芯轴26。因此，所有转子级210、220、230、240在使用中围绕轴线9以相同的旋转速度WI旋转。在图6的示例中，转子级210、220、230、240各自包括支撑转子叶片的相应盘状部212、222、232、242。然而，应当理解，在一些布置结构中，该盘状部可能不存在，使得叶片被支撑在周向延伸的盘状部上。
每个转子级210、220、230、240均具有相关联的定子轮叶级214、224、234、244。在使用中，定子轮叶级不围绕轴线9旋转。可以说转子级210、220、230、240及其相关联的定子轮叶级214、224、234、244一起形成涡轮级。
最低压力转子级210是最下游转子级。最低压力转子级210的转子叶片比其他级220、230、240的转子叶片长(即具有较大跨度)。实际上，每个转子级均具有这样的叶片，其跨度大于上游转子级的叶片的跨度。
转子叶片的数量可对由涡轮19产生的声音的频率有影响。低压涡轮19的旋转速度WI也可对由涡轮19产生的声音的频率有影响，并且这继而通过齿轮箱30的齿轮传动比与风扇23的旋转速度相关联。
每个转子级210、220、230、240均由任何期望数量的转子叶片组成。例如，经由齿轮箱30驱动风扇23的涡轮19的转子级210、220、230、240中的每一者均可包括在80个至140个转子叶片的范围内。以另一个示例的方式，经由齿轮箱30驱动风扇23的涡轮19的转子级210、220、230、240中转子叶片的平均数量可在85个至120个转子叶片的范围内。以另一个示例的方式，经由齿轮箱30驱动风扇23的涡轮19的最轴向后向涡轮转子级210中转子叶片的数量可在80个至120个转子叶片的范围内。
在一个具体的非限制性示例中，第一(最上游)转子级240和第二转子级230可各自包括约100个转子叶片，并且第三转子级220和第四(最下游)转子级210可各自包括约90个转子叶片。然而，应当理解，这仅以示例的方式，并且根据本公开的气体涡轮引擎10可包括其他数量的涡轮叶片，例如在本文别处所定义的范围内的涡轮叶片。
在起飞侧向基准点处，低压涡轮19具有WIrp rpm的旋转速度。在一个示例中，气体涡轮引擎10的低压涡轮19在起飞侧向基准点处的旋转速度在5300rpm至7000rpm的范围内。在该示例中，风扇23的直径(如本文别处所定义)可在320cm至400cm的范围内。在一个具体的非限制性示例中，气体涡轮引擎10的低压涡轮19具有在起飞侧向基准点处的约5900rpm的旋转速度和约340cm的风扇直径。
在一个示例中，气体涡轮引擎10的低压涡轮19在起飞侧向基准点处的旋转速度在8000rpm至9500rpm的范围内。在该示例中，风扇23的直径(如本文别处所定义)可在220cm至290cm的范围内。在一个具体的非限制性示例中，气体涡轮引擎10的低压涡轮19具有在起飞侧向基准点处的约8700rpm的旋转速度和约240cm的风扇直径。
用于气体涡轮引擎10的低速***直径(LSS)可被定义为：
LSS＝WIrp×NTURBmin×φfan
其中：
WIrp为经由齿轮箱30驱动风扇23的涡轮19在起飞侧向基准点处的旋转速度(rpm)；
NTURBmin为经由齿轮箱30驱动风扇23的涡轮19的任何单个转子级210、220、230、240中的转子叶片的最小数量；并且
φfan为风扇的直径(m)。
在一些布置结构中，气体涡轮引擎10的低速***参数(LSS)在以下范围内：
1.3×106m.rpm≤LSS≤2.9×106m.rpm
仅以非限制性示例的方式，气体涡轮引擎10可具有3.4m的风扇直径、为100的在任何单个转子级210、220、230、240中的转子叶片的最小数量以及5900rpm的在低压涡轮19的起飞侧向基准点处的旋转速度，从而给出约2.0×106的低速***参数(LSS)。
仅以另一个非限制性示例的方式，气体涡轮引擎10可具有2.4m的风扇直径、为95的在任何单个转子级210、220、230、240中的转子叶片的最小数量以及8700rpm的在低压涡轮19的起飞侧向基准点处的旋转速度，从而给出约2.0×106的低速***参数(LSS)。
应当理解，本发明不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

Claims (22)

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：
引擎核心(11)，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；
风扇(23)，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；
旁路管道(22)，所述旁路管道在径向上位于所述引擎核心的外部并在径向上位于短舱的内部；和
齿轮箱(30)，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的输入并将驱动输出至所述风扇，以便以比所述芯轴低的旋转速度来驱动所述风扇，其中
在所述飞行器处于对应于起飞侧向基准点的位置处时，所述起飞侧向基准点被定义为平行于所述飞行器的有效感知噪声水平在起飞期间为最大的跑道中心线并距所述跑道中心线450m的线上的点，所述旁路管道(22)的出口处的流(P)的平均速度在从230m/s至275m/s的范围内，其中：
所述风扇的直径在从320cm至400cm的范围内，并且所述风扇在所述飞行器处于对应于所述起飞侧向基准点的位置处时的旋转速度在从1300rpm至1800rpm的范围内；或者
所述风扇的直径在从220cm至290cm的范围内，并且所述风扇在所述飞行器处于对应于所述起飞侧向基准点的位置处时的所述旋转速度在从2000rpm至2800rpm的范围内，并且其中：
所述涡轮包括至少两个轴向分开的转子级，并且在所述飞行器处于对应于所述起飞侧向基准点的位置处时具有WIrp rpm的旋转速度；
所述至少两个轴向分开的转子级的任何单个转子级中转子叶片的最小数量为NTURBmin；
所述风扇的直径为φfan；以及
低速***参数LSS被定义为：
LSS＝WIrp×NTURBmin×φfan
其中：
2.0×106m.rpm≤LSS≤2.9×106m.rpm。
2.根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，其中在所述飞行器处于对应于所述起飞侧向基准点的位置处时，所述旁路管道的所述出口处的所述流的所述平均速度在从230m/s至270m/s的范围内。
3.根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，其中在所述飞行器处于对应于所述起飞侧向基准点的位置处时，所述旁路管道的所述出口处的所述流的所述平均速度在从230m/s至265m/s的范围内。
4.根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，其中在所述飞行器处于对应于所述起飞侧向基准点的位置处时，所述旁路管道的所述出口处的所述流的所述平均速度比在所述飞行器的巡航条件下所述旁路管道的所述出口处的所述流的平均速度低，差值在从50m/s至90m/s的范围内。
5.根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，其中在所述飞行器处于对应于所述起飞侧向基准点的位置处时，所述旁路管道的所述出口处的所述流的所述平均速度比在所述飞行器的巡航条件下所述旁路管道的所述出口处的所述流的平均速度低，差值在从55m/s至85m/s的范围内。
6.根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，其中在所述飞行器处于对应于所述起飞侧向基准点的位置处时，所述旁路管道的所述出口处的所述流的所述平均速度比在所述飞行器的巡航条件下所述旁路管道的所述出口处的所述流的平均速度低，差值在从60m/s至85m/s的范围内。
7.根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，其中在所述飞行器处于对应于所述起飞侧向基准点的位置处时，所述多个风扇叶片的每个风扇叶片的尖端处的相对马赫数不超过1.09M。
8.根据权利要求7所述的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，其中在所述飞行器处于对应于所述起飞侧向基准点的位置处时，每个风扇叶片的所述尖端处的相对马赫数在从1.0M至1.07M的范围内。
9.根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，其中所述齿轮箱的齿轮传动比率在从3.2至5的范围内。
10.根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，还包括在所述多个风扇叶片的上游延伸的进气口，其中：
进气口长度L被定义为所述进气口的前缘和在毂部处的所述多个风扇叶片的前缘之间的轴向距离，所述多个风扇叶片从所述毂部延伸；
所述风扇的直径D取在所述多个风扇叶片的尖端的前缘处；并且
比率L/D在从0.2至0.5的范围内。
11.根据权利要求1的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，其中：
从所述气体涡轮引擎的后部排出的射流对在所述起飞侧向基准点处的有效感知噪声水平的贡献低于从所述气体涡轮引擎的所述后部发出的风扇噪声对在所述起飞侧向基准点处的有效感知噪声水平的贡献，差值在从0EPNdB至15EPNdB的范围内。
12.根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，其中在所述飞行器的巡航条件下所述气体涡轮引擎的旁路比率在从12至18的范围内。
13.根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，其中在所述飞行器处于对应于所述起飞侧向基准点的位置处时，风扇尖端压力比率在从1.25至1.5的范围内，所述风扇尖端压力比率被定义为在随后流过所述旁路管道的所述风扇的出口处的流的平均总压力与在所述风扇的入口处的流的平均总压力的比率。
14.根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，其中：
所述涡轮包括第一涡轮和第二涡轮，所述压缩机包括第一压缩机和第二压缩机，并且所述芯轴包括第一芯轴和将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二芯轴；
所述第二涡轮、所述第二压缩机和所述第二芯轴被布置成以比所述第一芯轴高的旋转速度旋转。
15.根据权利要求9所述的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，其中所述齿轮箱的齿轮传动比率在从3.3至4.2的范围内。
16.根据权利要求15所述的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，其中所述齿轮箱的齿轮传动比率在从3.4至3.7的范围内。
17.根据权利要求11所述的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，其中从所述气体涡轮引擎的后部排出的射流对在所述起飞侧向基准点处的有效感知噪声水平的贡献低于从所述气体涡轮引擎的所述后部发出的风扇噪声对在所述起飞侧向基准点处的有效感知噪声水平的贡献，差值在从2EPNdB至12EPNdB的范围内。
18.根据权利要求12所述的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，其中在所述飞行器的巡航条件下所述气体涡轮引擎的所述旁路比率在从13至18的范围内。
19.根据权利要求13所述的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，其中在所述飞行器处于对应于所述起飞侧向基准点的位置处时，所述风扇尖端压力比率在从1.35至1.45的范围内。
20.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求1所述的用于飞行器的气体涡轮引擎(10)。
21.一种操作包括气体涡轮引擎的飞行器的方法，其中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、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；
风扇(23)，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；
旁路管道，所述旁路管道在径向上位于所述引擎核心的外部并在径向上位于短舱的内部；和
齿轮箱(30)，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的输入并将驱动输出至所述风扇，以便以比所述芯轴低的旋转速度来驱动所述风扇，其中所述方法包括：
从跑道起飞，在此期间，在所述飞行器处于对应于起飞侧向基准点的位置处时，所述起飞侧向基准点被定义为平行于所述飞行器的有效感知噪声水平在起飞期间为最大的跑道中心线并距所述跑道中心线450m的线上的点，旁路管道的出口处的流的平均速度在从230m/s至275m/s的范围内，其中：
所述风扇的直径在从320cm至400cm的范围内，并且所述风扇在所述飞行器处于对应于所述起飞侧向基准点的位置处时的旋转速度在从1300rpm至1800rpm的范围内；或者
所述风扇的直径在从220cm至290cm的范围内，并且所述风扇在所述飞行器处于对应于所述起飞侧向基准点的位置处时的所述旋转速度在从2000rpm至2800rpm的范围内，并且其中：
所述涡轮包括至少两个轴向分开的转子级，并且在所述飞行器处于对应于所述起飞侧向基准点的位置处时具有WIrp rpm的旋转速度；
所述至少两个轴向分开的转子级的任何单个转子级中转子叶片的最小数量为NTURBmin；
所述风扇的直径为φfan；以及
低速***参数LSS被定义为：
LSS＝WIrp×NTURBmin×φfan
其中：
2.0×106m.rpm≤LSS≤2.9×106m.rpm。
22.根据权利要求21所述的操作包括气体涡轮引擎的飞行器的方法，其中在所述飞行器处于对应于所述起飞侧向基准点的位置处时，所述旁路管道的出口处的流的平均速度在从230m/s至265m/s的范围内。
CN201911296530.4A 2018-12-21 2019-12-16 用于飞行器的气体涡轮引擎 Active CN111350605B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB1820936.1 2018-12-21
GBGB1820936.1A GB201820936D0 (en) 2018-12-21 2018-12-21 Low noise gas turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111350605A CN111350605A (zh) 2020-06-30
CN111350605B true CN111350605B (zh) 2023-05-12

Family

ID=65364294

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911296530.4A Active CN111350605B (zh) 2018-12-21 2019-12-16 用于飞行器的气体涡轮引擎

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11181075B2 (zh)
EP (1) EP3670889A1 (zh)
CN (1) CN111350605B (zh)
GB (1) GB201820936D0 (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20230029308A1 (en) * 2021-07-19 2023-01-26 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine with high low spool power extraction ratio

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1453466A (zh) * 2002-03-01 2003-11-05 通用电气公司 具有高总压比的压气机的反向旋转的航空燃气轮机
CN101200220A (zh) * 2006-12-06 2008-06-18 波音公司 用于被动引导飞行器发动机喷嘴气流的***和方法
CN102239321A (zh) * 2008-10-08 2011-11-09 希尔莱特有限责任公司 包括至少一个可独立旋转的推进器/风扇的混合推进发动机
US8678743B1 (en) * 2013-02-04 2014-03-25 United Technologies Corporation Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine
WO2014137685A1 (en) * 2013-03-04 2014-09-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine inlet

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3554764B2 (ja) 2000-11-20 2004-08-18 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 移動制御反射板を用いたアクティブ吸音パネルシステム
US7631483B2 (en) 2003-09-22 2009-12-15 General Electric Company Method and system for reduction of jet engine noise
US8313285B2 (en) * 2006-10-12 2012-11-20 United Technologies Corporation Variable area nozzle assisted noise control of a gas turbine engine
GB0813482D0 (en) 2008-07-24 2008-08-27 Rolls Royce Plc Gas turbine engine nacelle
US8689538B2 (en) * 2009-09-09 2014-04-08 The Boeing Company Ultra-efficient propulsor with an augmentor fan circumscribing a turbofan
US8393567B2 (en) 2010-11-15 2013-03-12 The Boeing Company Method and apparatus for reducing aircraft noise
US8246292B1 (en) 2012-01-31 2012-08-21 United Technologies Corporation Low noise turbine for geared turbofan engine
US20160130949A1 (en) 2012-01-31 2016-05-12 United Technologies Corporation Low noise turbine for geared turbofan engine
GB201209658D0 (en) 2012-05-31 2012-07-11 Rolls Royce Plc Acoustic panel
US20160138474A1 (en) 2012-09-28 2016-05-19 United Technologies Corporation Low noise compressor rotor for geared turbofan engine
US9932933B2 (en) 2012-12-20 2018-04-03 United Technologies Corporation Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size
US20150027101A1 (en) 2013-01-21 2015-01-29 United Technologies Corporation Geared gas turbine engine architecture for enhanced efficiency
US10724479B2 (en) 2013-03-15 2020-07-28 United Technologies Corporation Thrust efficient turbofan engine
US20150300264A1 (en) * 2013-09-30 2015-10-22 United Technologies Corporation Geared turbofan architecture for regional jet aircraft
GB201412188D0 (en) 2014-07-09 2014-08-20 Rolls Royce Plc Two-part gas turbine engine
US10001083B2 (en) 2014-07-18 2018-06-19 MTU Aero Engines AG Turbofan aircraft engine
FR3028886B1 (fr) 2014-11-24 2019-09-13 Safran Aircraft Engines Organe de reduction de bruit de soufflante de turboreacteur
EP3098711B1 (en) 2015-05-29 2019-11-27 Amadeus S.A.S. Airplane-to-ground communication
EP3115577A1 (en) 2015-07-10 2017-01-11 United Technologies Corporation Low noise turbine for geared turbofan engine
GB2560011B (en) 2016-02-24 2021-11-03 Borealis Tech Ltd Method for improving aircraft engine operating efficiency in flight
FR3048999B1 (fr) 2016-03-15 2018-03-02 Safran Aircraft Engines Turboreacteur a faible jeu entre la soufflante et le carter de soufflante
EP3326910A1 (en) 2016-11-29 2018-05-30 Airbus Operations GmbH Aircraft having a drag compensation device based on a boundary layer ingesting fan
GB201703521D0 (en) 2017-03-06 2017-04-19 Rolls Royce Plc Geared turbofan
GB201810888D0 (en) * 2018-07-03 2018-08-15 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan arrangement
GB201820945D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Low noise gas turbine engine
GB201820943D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Gas turbine engine having improved noise signature

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1453466A (zh) * 2002-03-01 2003-11-05 通用电气公司 具有高总压比的压气机的反向旋转的航空燃气轮机
CN101200220A (zh) * 2006-12-06 2008-06-18 波音公司 用于被动引导飞行器发动机喷嘴气流的***和方法
CN102239321A (zh) * 2008-10-08 2011-11-09 希尔莱特有限责任公司 包括至少一个可独立旋转的推进器/风扇的混合推进发动机
US8678743B1 (en) * 2013-02-04 2014-03-25 United Technologies Corporation Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine
WO2014137685A1 (en) * 2013-03-04 2014-09-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine inlet

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Engine Design Studies for a Silent Aircraft;Hall and Crichton;Journal of Turbomachinery;第129卷;第479-487页 *
Performance Analysis of High Bypass Ratio Turbofan Aeroengine;Sayed et al;International Journal of Development Research;第06卷(第07期);第8382-8398页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN111350605A (zh) 2020-06-30
US20200200093A1 (en) 2020-06-25
EP3670889A1 (en) 2020-06-24
US11181075B2 (en) 2021-11-23
GB201820936D0 (en) 2019-02-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111350606B (zh) 齿轮传动气体涡轮引擎
CN111350610B (zh) 航空引擎流率
CN213574368U (zh) 用于飞行器的气体涡轮引擎
CN111350613B (zh) 航空引擎操作点
CN112459922A (zh) 有效喷射
CN212272644U (zh) 用于飞行器的气体涡轮引擎和飞行器
CN111350607A (zh) 低风扇噪声齿轮传动气体涡轮引擎
CN112796884A (zh) 燃气涡轮发动机
CN111350605B (zh) 用于飞行器的气体涡轮引擎
CN111692012A (zh) 用于飞行器的气体涡轮引擎
CN111350609A (zh) 气体涡轮引擎的安装
CN111456853A (zh) 齿轮传动式涡轮风扇中的高负荷入口管道
CN111350602A (zh) 具有旁路管道的涡轮风扇气体涡轮引擎
CN212225612U (zh) 气体涡轮引擎和飞行器
CN212928019U (zh) 用于飞行器的气体涡轮引擎
CN111350608A (zh) 气体涡轮引擎射流
CN110700962B (zh) 齿轮传动涡轮风扇气体涡轮机引擎安装布置
CN212296626U (zh) 用于飞行器的气体涡轮引擎
CN111980824A (zh) 气体涡轮引擎
CN112459923A (zh) 涡轮风扇核心和旁路布置结构
CN110667861A (zh) 飞行器引擎可操作性
CN111350611A (zh) 齿轮传动气体涡轮引擎
CN111350592B (zh) 高效紧凑型气体涡轮引擎
CN110486167B (zh) 气体涡轮引擎
US20200263606A1 (en) Gas turbine engine with differing effective perceived noise levels at differing reference points and methods for operating gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant