CN117988982A - 具有第三流的燃气涡轮发动机 - Google Patents

具有第三流的燃气涡轮发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN117988982A
CN117988982A CN202311455080.5A CN202311455080A CN117988982A CN 117988982 A CN117988982 A CN 117988982A CN 202311455080 A CN202311455080 A CN 202311455080A CN 117988982 A CN117988982 A CN 117988982A
Authority
CN
China
Prior art keywords
fan
engine
gas turbine
turbine engine
duct
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.)
Pending
Application number
CN202311455080.5A
Other languages
English (en)
Inventor
大卫·马里恩·奥斯迪克
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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
Priority claimed from US17/980,849 external-priority patent/US20230080798A1/en
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN117988982A publication Critical patent/CN117988982A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

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
    • 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
    • F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission
    • 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
    • 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
    • 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
    • F02K3/075—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 controlling flow ratio between flows
    • 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
    • F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
    • F02K3/105—Heating the by-pass flow
    • F02K3/115—Heating the by-pass flow by means of indirect heat exchange
    • 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
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

一种限定中心线和周向方向的燃气涡轮发动机，燃气涡轮发动机包括：涡轮机，涡轮机包括以串联流动顺序布置的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，涡轮机限定工作气体流动路径和风扇管道流动路径；由涡轮机驱动、限定主风扇尖端半径R1和主风扇轮毂半径R2的主风扇；位于主风扇的下游并由涡轮机驱动的次风扇，来自主风扇的气流的至少一部分被配置为绕过次风扇，次风扇限定次风扇尖端半径R3和次风扇轮毂半径R4，其中次风扇被配置为在操作期间提供通过风扇管道流动路径的风扇管道气流以产生风扇管道推力，其中在标准日操作条件期间以额定速度操作期间，风扇管道推力等于总发动机推力的％Fn3S；其中R1与R3的比率等于其中EFP在0.15和11之间，其中RqRPrim.‑Fan是R2与R1的比率，其中RqRSec.‑Fan是R4与R3的比率。

Description

具有第三流的燃气涡轮发动机
技术领域
本公开涉及一种具有第三流的燃气涡轮发动机。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括风扇和涡轮机。涡轮机通常包括入口、一个或多个压缩机、燃烧器和至少一个涡轮。压缩机压缩被引导到燃烧器的空气，在燃烧器中空气与燃料混合。然后点燃混合物以产生热燃烧气体。燃烧气体被引导到涡轮，涡轮从燃烧气体中提取能量，用于为压缩机提供动力，以及用于产生有用的功来推动飞行中的飞行器。涡轮机机械地联接到风扇，用于在操作期间驱动风扇。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的完整且使能的公开，包括其最佳模式，其中：
图1是根据本公开的示例性实施例的三流发动机的示意性横截面视图。
图2A至2D是本公开的示例实施例的表格。
图3是描绘根据本公开的各种示例实施例的半径比(R1比R3)与第三流的推力百分比的范围的曲线图。
具体实施方式
现在将详细参考本公开的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细说明使用数字和字母名称来表示附图中的特征。附图和说明中的相似或类似名称已用于指代本公开的相似或类似部分。
本文使用词语“示例性”来表示“用作示例、实例或说明”。本文描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为优于或有利于其他实施方式。此外，除非另有明确说明，否则本文描述的所有实施例都应视为示例性的。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以将一个部件与另一个部件区分开来，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前是指更靠近发动机入口的位置，而后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
术语“上游”和“下游”指的是相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，并且“下游”是指流体向其流动的方向。
除非本文另有说明，否则术语“联接”、“固定”、“附接到”等指的是直接联接、固定或附接，以及通过一个或多个中间部件或特征间接联接、固定或附接。
除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一个”和“该”包括复数引用。
在整个说明书和权利要求书中使用的近似语言被应用于修改可以允许变化而不会导致与其相关的基本功能发生改变的任何定量表示。因此，由诸如“约”、“近似”和“基本上”之类的一个或多个术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量该值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或***的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在单个值、值的范围和/或定义值的范围的端点中的1％、2％、4％、10％、15％或20％的余量内。在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有说明，否则此类范围被标识并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以相互独立地组合。
“第三流”是指能够增加流体能量以产生总推进***推力的小部分的非主空气流。第三流的压力比可以高于主推进流(例如，旁通或螺旋桨驱动的推进流)的压力比。推力可以通过专用喷嘴或通过将通过第三流的气流与主推进流或核心空气流混合，例如进入公共喷嘴来产生。
在某些示例性实施例中，通过第三流的气流的操作温度可以低于发动机的最大压缩机排放温度，更具体地，可以低于350华氏度(例如低于300华氏度，例如低于250华氏度，例如低于200华氏度，并且至少与环境温度一样高)。在某些示例性实施例中，这些操作温度可以促进到或从通过第三流和单独的流体流的气流的热传递。此外，在某些示例性实施例中，在起飞条件下，或者更特别地以额定起飞功率在海平面、静态飞行速度、86华氏度环境温度操作条件下操作时，通过第三流的气流可以贡献小于总发动机推力的50％(并且至少，例如，总发动机推力的2％)。
此外，在某些示例性实施例中，通过第三流的气流的方面(例如，气流、混合或排气特性)以及由此对总推力的上述示例性百分比贡献，可以在发动机操作期间被动地调整或者通过使用发动机控制特征(例如燃料流量、电机功率、可变定子、可变入口导向轮叶、阀、可变排气几何形状或流体特征)有目的地进行修改，以在广泛的潜在操作条件下调整或优化整体***性能。
术语“盘负载”是指转子组件的多个转子叶片上的平均压力变化，例如风扇的多个风扇叶片上的平均压力变化。
术语“额定速度”是指发动机的一种操作条件，其中发动机在制造商额定的最大满载操作条件下操作。
术语“标准日操作条件”是指海平面高度、59华氏度和60％相对湿度的环境条件。
术语“推进效率”是指将发动机燃料中所含的能量转化为合并有该发动机的运载器的动能、使其加速或弥补由于空气动力学阻力或重力造成的损失的效率。
术语“旁通比”是指发动机中绕过发动机的管道式入口的气流量与通过发动机的管道式入口的气流量的比率。例如，在下面讨论的图1的实施例中，旁通比是指流过风扇罩170的气流量与从风扇152流经发动机入口182的气流量之比。
对于具有风扇叶片的风扇，术语“修正尖端速度”是指被修正以与标准日条件相对应的沿径向方向的风扇叶片的外尖端处的风扇叶片的速度(即，如果上游温度与标准日条件相对应，则风扇叶片在其外尖端处的旋转速度)。
一般来说，涡轮风扇发动机包括相对较大的风扇，以提供期望的推力量，而不会使风扇叶片过载(即，不会将风扇的风扇叶片的盘负载增加到超过一定阈值)，从而保持涡轮风扇发动机期望的总推进效率。传统的涡轮风扇发动机设计实践是在发动机上提供大风扇，或者更确切地说是大直径风扇，以尽可能合理地为涡轮风扇发动机提供尽可能多的总推力。设计传统涡轮风扇发动机时的目的是最大限度地提高涡轮风扇发动机的推进效率。然而，包括这样大风扇的涡轮风扇发动机可能会导致，例如，将涡轮风扇发动机封装在飞行器上、相对较重的涡轮风扇发动机(特别是对于管道式涡轮风扇发动机)的问题等。此外，随着对涡轮风扇发动机提供更大推力的需求持续，对涡轮风扇发动机的热需求也相应增加。
然而，本公开的发明人发现，对于具有主风扇和次风扇的三流涡轮风扇发动机，其中次风扇是向发动机的第三流提供气流的管道式风扇，主风扇所需的推力产生量可以减少，次风扇通过第三流提供差异。这种配置可以有效地维持涡轮风扇发动机期望的总推进效率，或者出乎意料地实际上可以增加涡轮风扇发动机的过度推进效率。
在包括以下参照图1描述的燃气涡轮发动机的几种不同类型的涡轮风扇发动机的设计期间，本发明人通过以下方式进行：设计具有给定的主风扇特性、次风扇特性和涡轮机特性的发动机；检查所设计的涡轮风扇发动机的推进效率；重新设计具有不同的主风扇、次风扇和涡轮机特性的涡轮风扇发动机；重新检查重新设计的涡轮风扇发动机的推进效率；等。在研究/评估被认为可以最好地满足任务要求的各种主风扇特性、次风扇特性和涡轮机特性的实践过程中，发现由第三流(如本文所定义)提供的总涡轮风扇发动机推力的百分比与涡轮风扇的主风扇与次风扇的相对尺寸、或者更具体地说主风扇与次风扇的半径比之间存在一定的关系。本文提到的半径比与第三流推力的关系可以被认为是涡轮风扇发动机通过第三流保持甚至提高期望的推进效率的能力的指标，此外，还指示涡轮风扇发动机的封装问题和重量问题以及热管理能力的改善。
现在参考图1，根据本公开的另一个示例实施例，提供了燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。特别地，图1提供了一种具有转子组件的发动机，该转子组件具有单级无管道式转子叶片。以这种方式，转子组件在本文中可以被称为“无管道式风扇”，或者整个发动机100可以被称为“无管道式发动机”。此外，图1的发动机包括从压缩机区段延伸到涡轮机上的转子组件流动路径的第三流，这将在下面更详细地解释。
作为参考，发动机100限定了轴向方向A、径向方向R和周向方向C。此外，发动机100限定了沿轴向方向A延伸的轴向中心线或纵向轴线112。通常，轴向方向A平行于纵向轴线112延伸，径向方向R在与轴向方向A正交的方向上从纵向轴线112向外延伸和向内延伸到纵向轴线112，并且周向方向围绕纵向轴线112延伸三百六十度(360°)。发动机100在前端114和后端116之间延伸，例如沿着轴向方向A延伸。
发动机100包括涡轮机120和位于其上游的转子组件(也称为风扇区段150)。通常，涡轮机120按串联流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。特别地，如图1所示，涡轮机120包括限定环形核心入口124的核心罩122。核心罩122进一步至少部分地包围低压***和高压***。例如，所示的核心罩122至少部分地包围和支撑增压器或低压(“LP”)压缩机126，用于对通过核心入口124进入涡轮机120的空气加压。高压(“HP”)、多级轴流式压缩机128从LP压缩机126接收加压空气并进一步增加该空气的压力。加压空气流向下游流动到燃烧区段的燃烧器130，在该燃烧器中燃料被喷射到加压空气流中并被点燃以提高加压空气的温度和能量水平。
应当理解，如本文所用，术语“高/低速”和“高/低压”相对于高压/高速***和低压/低速***可互换使用。此外，应当理解，术语“高”和“低”在同一上下文中用于区分这两个***，并不意味着暗示任何绝对速度和/或压力值。
高能燃烧产物从燃烧器130向下游流动到高压涡轮132。高压涡轮128通过高压轴136驱动高压压缩机128。在这方面，高压涡轮128与高压压缩机128驱动地联接。高能燃烧产物然后流向低压涡轮134。低压涡轮134通过低压轴138驱动低压压缩机126和风扇区段150的部件。在这方面，低压涡轮134与低压压缩机126和风扇区段150的部件驱动地联接。在该示例实施例中，LP轴138与HP轴136同轴。在驱动涡轮132、134中的每一个之后，燃烧产物通过涡轮机排气喷嘴140离开涡轮机120。
因此，涡轮机120限定了在核心入口124和涡轮机排气喷嘴140之间延伸的工作气体流动路径或核心管道142。核心管道142是沿着径向方向R大体定位在核心罩122内侧的环形管道。核心管道142(例如，通过涡轮机120的工作气体流动路径)可称为第二流。
风扇区段150包括风扇152，在该示例实施例中，风扇152是主风扇。对于图1所示的实施例，风扇152是开式转子或无管道式风扇152。如图所示，风扇152包括风扇叶片154的阵列(图1中仅示出一个)。风扇叶片154例如能够绕纵向轴线112旋转。如上所述，风扇152经由LP轴138与低压涡轮134驱动地联接。对于图1中所示的实施例，风扇152经由减速齿轮箱155与LP轴138联接，例如，在间接驱动或齿轮驱动配置中。
此外，风扇叶片154的阵列可以围绕纵向轴线112等间距布置。每个风扇叶片154具有根部和尖端以及限定在它们之间的跨度。此外，每个风扇叶片154限定沿着径向方向R从纵向轴线112到尖端的风扇叶片尖端半径R1，以及沿着径向方向R从纵向轴线112到基部的轮毂半径(或内半径)R2。此外，风扇152，或者更确切地说，风扇152的每个风扇叶片154，限定了等于R2除以R1的风扇半径比RqR。由于风扇152是发动机100的主风扇，因此风扇152的风扇半径比RqR可以被称为主风扇半径比RqRPrim.-Fan。
此外，每个叶片154限定了中心叶片轴线156。对于该实施例，风扇152的每个叶片154能够绕其相应的中心叶片轴线156旋转，例如，彼此一致地旋转。提供一个或多个致动器158以促进这样的旋转，并且因此可以用于改变叶片154绕其相应的中心叶片轴线156的桨距。
风扇区段150进一步包括风扇导向轮叶阵列160，该风扇导向轮叶阵列160包括围绕纵向轴线112设置的风扇导向轮叶162(图1中仅示出一个)。对于该实施例，风扇导向轮叶162不能绕纵向轴线112旋转。每个风扇导向轮叶162具有根部和尖端以及限定在它们之间的跨度。如图1所示，风扇导向轮叶162可以是未被覆盖的，或者，可替代地，可以由例如环形护罩覆盖，该环形护罩沿着径向方向R从风扇导向轮叶162的尖端向外间隔开，或者附接到风扇导向轮叶162。
每个风扇导向轮叶162限定了中心叶片轴线164。对于该实施例，风扇导向轮叶阵列160的每个风扇导向轮叶162能够围绕其相应的中心叶片轴线164旋转，例如，彼此一致地旋转。提供一个或多个致动器166以促进这样的旋转，并且因此可以用于改变风扇导向轮叶162绕其相应的中心叶片轴线164的桨距。然而，在其他实施例中，每个风扇导向轮叶162可以是固定的或不能绕其中心叶片轴线164俯仰。风扇导向轮叶162被安装到风扇罩170。
如图1所示，除了无管道式的风扇152之外，在风扇152的后方还包括管道式风扇184，使得发动机100包括管道式和无管道式风扇，两者都用于通过空气的运动而产生推力，该空气不通过涡轮机120的至少一部分(例如，对于所述实施例，不通过HP压缩机128和燃烧区段)。管道式风扇能够绕与风扇叶片154相同的轴线旋转。对于所描述的实施例，管道式风扇184由低压涡轮134驱动(例如，联接到LP轴138)。在所描述的实施例中，如上所述，风扇152可以被称为主风扇，而管道式风扇184可以被称为次风扇。应该理解，这些术语“主”和“次”是为了方便起见，并不意味着任何特殊的重要性、功率等。
管道式风扇184包括多个风扇叶片(在图1中未单独标记)。管道式风扇184的风扇叶片可以围绕纵向轴线112以相等的间隔布置。管道式风扇184的每个叶片具有根部和尖端以及限定在它们之间的跨度。此外，管道式风扇184的每个风扇叶片限定了沿着径向方向R从纵向轴线112到尖端的风扇叶片尖端半径R3，以及沿着径向方向R从纵向轴线112到基部的轮毂半径(或内半径)R4。此外，管道式风扇184，或者更确切地说，管道式风扇184的每个风扇叶片，限定了等于R4除以R3的风扇半径比RqR。由于管道式风扇184是发动机100的次风扇，因此管道式风扇184的风扇半径比RqR可以被称为次风扇半径比RqRSec.-Fan。
风扇罩170环形地包围核心罩122的至少一部分，并且通常沿着径向方向R定位在核心罩122的至少一部分的外侧。特别地，风扇罩170的下游区段在核心罩122的前部上方延伸，以限定风扇流动路径或风扇管道172。根据该实施例，风扇流动路径或风扇管道172可以被理解为形成发动机100的第三流的至少一部分。
进入的空气可通过风扇管道入口176进入风扇管道172，并可通过风扇排气喷嘴178排出，以产生推进推力。风扇管道172是沿径向方向R大致定位在核心管道142外侧的环形管道。风扇罩170和核心罩122由多个基本上径向延伸、周向间隔开的静止支柱174(图1中仅示出一个)连接在一起和支撑。静止支柱174中的每一个都可以具有空气动力学轮廓，以引导空气由此流动。除了静止支柱174之外的其他支柱可以用于连接和支撑风扇罩170和/或核心罩122。在许多实施例中，风扇管道172和核心管道142可以在核心罩122的相对侧(例如，相对的径向侧)上至少部分地共同延伸(通常轴向地)。例如，风扇管道172和核心管道142中的每一个可以直接从核心罩122的前缘144延伸，并且可以在核心罩的相对径向侧上大致轴向地部分地共同延伸。
发动机100还限定或包括入口管道180。入口管道180在发动机入口182和核心入口124/风扇管道入口176之间延伸。发动机入口182通常限定在风扇罩170的前端处并且沿着轴向方向A定位在风扇152和风扇导向轮叶阵列160之间。入口管道180是沿着径向方向R定位在风扇罩170内侧的环形管道。沿着入口管道180向下游流动的空气通过分流器或核心罩122的前缘144而不一定均匀地分流到核心管道142和风扇管道172中。入口管道180沿径向方向R比核心管道142宽。入口管道180也沿径向方向R比风扇管道172宽。
在发动机100以操作条件操作期间，发动机100产生总推力FnTotal。操作条件可以是发动机100在标准日操作条件期间以额定速度操作。总推力是第一流推力Fn1S(例如，由风扇152产生的、由在风扇罩170和核心罩122上方的气流所产生的主风扇推力)、第三流推力Fn3S(例如，至少部分由管道式风扇184产生的、由通过风扇排气喷嘴178离开的、通过风扇管道172的气流产生的推力)和第二流推力Fn2S(例如，由通过排气喷嘴140离开的、通过核心管道142的气流所产生的推力)的总和。
值得注意的是，对于所描述的实施例，发动机100包括一个或多个特征，以增加第三流推力Fn3S的效率。特别地，发动机100还包括入口导向轮叶186的阵列，入口导向轮叶186定位在入口管道180中，在管道式风扇184的上游且在发动机入口182的下游。入口导向轮叶186的阵列围绕纵向轴线112布置。对于该实施例，入口导向轮叶186不能绕纵向轴线112旋转。每个入口导向轮叶186限定中心叶片轴线(为了清楚起见未标记)，并且能够绕其相应的中心叶片轴线旋转，例如彼此一致地旋转。提供一个或多个致动器188以促进这种旋转，并且因此可以用于改变入口导向轮叶186绕其相应的中心叶片轴线的桨距。然而，在其他实施例中，每个入口导向轮叶186可以是固定的或不能绕其中心叶片轴线俯仰。
此外，位于管道式风扇184的下游且位于风扇管道入口176的上游，发动机100包括出口导向轮叶190的阵列。与入口导向轮叶186的阵列一样，出口导向轮叶190的阵列不能绕纵向轴线112旋转。然而，对于所描述的实施例，与入口导向轮叶186的阵列不同，出口导向轮叶190的阵列被配置为固定桨距的出口导向轮叶。
此外，应理解，对于所描述的实施例，风扇管道172的风扇排气喷嘴178进一步被配置为可变几何形状排气喷嘴。以这种方式，发动机100包括一个或多个致动器192，用于调节可变几何形状排气喷嘴。例如，可变几何形状排气喷嘴可以被配置为改变总横截面积(例如，喷嘴在垂直于纵向轴线112的平面中的面积)，以基于一个或多个发动机操作条件(例如，通过风扇管道172的气流的温度、压力、质量流量等)来调节产生的推力量。也可以采用固定几何形状的排气喷嘴。
在一个或多个发动机操作条件期间，位于管道式风扇184上游的入口导向轮叶186的阵列、位于管道式风扇184下游的出口导向轮叶190的阵列和风扇排气喷嘴178的组合可导致更有效地产生第三流推力Fn3S。此外，通过引入入口导向轮叶186和风扇排气喷嘴178的几何形状的可变性，发动机100能够在相对广泛的发动机操作条件(包括起飞和爬升(通常需要最大的总发动机推力FnTotal)以及巡航(通常需要较小量的总发动机推力FnTotal))内产生更有效的第三流推力Fn3S。
仍然参考图1，在示例性实施例中，通过风扇管道172的空气可能比涡轮机120中使用的一种或多种流体相对更冷(例如，较低的温度)。以这种方式，一个或多个热交换器200可以定位成与风扇管道172热连通。例如，一个或多个热交换器200可以设置在风扇管道172内，并被用于利用通过风扇风道172的空气来冷却来自核心发动机的一种或多种流体，作为从流体(例如，压缩机排出空气、油或燃料)中去除热量的来源。
尽管未示出，但热交换器200可以是在风扇管道172中基本上360度(例如，至少300度，例如至少330度)延伸的环形热交换器。以这种方式，热交换器200可以有效地利用通过风扇管道172的空气来冷却发动机100的一个或多个***(例如，润滑油***、压缩机排出空气、电气部件等)。热交换器200使用通过管道172的空气作为散热器，并相应地提高热交换器200的下游并离开喷嘴178的空气的温度。
如前所述，发明人在涡轮风扇发动机设计——即设计具有各种不同的主风扇和次风扇特性(包括物理和操作特性)的涡轮风扇发动机(管道式和非管道式涡轮风扇发动机两者)——和评估整体推进效率的过程中意外地发现，在由第三流(如本文所限定的)提供的总涡轮风扇发动机推力的百分比与涡轮风扇发动机的主风扇和次风扇的相对尺寸之间存在显著的关系。由此产生的半径比与第三流推力的关系，如本文所述，可以被认为是涡轮风扇发动机通过第三流保持或甚至提高期望推进效率的能力的指标，并且此外，指示涡轮风扇发动机的封装问题和重量问题以及热管理能力的改善。
如将理解的，较高和较低的第三流推力改变了涡轮风扇发动机的封装能力和涡轮风扇发动机的散热器能力。例如，来自通过第三流的气流的增加的推力通常意味着通过第三流的更多气流(基于质量流量)，这反过来意味着这种气流的更多热容量。此外，发明人发现，如果从第三流提供太小的推力，涡轮风扇发动机可能不必要是大的(因此更难封装)和重，并且可能进一步无法提供期望量的散热器能力。如果通过第三流提供太大的推力，发动机可能无法充分利用可能由主风扇产生的相对有效的推力。
上述关系可以是涡轮风扇发动机的旁通比的函数，该旁通比通常可以受到合理的发动机温度的限制，包括操作温度，例如排气温度(EGT)。例如，鉴于上述教导将理解，主风扇的半径相对于次风扇的半径，以及在操作期间由通过第三流的气流产生的总涡轮风扇发动机推力的百分比，每个都部分地是旁通比的函数，并且一起表征上述关系中的平衡。
结构的许多方面决定了涡轮风扇发动机的旁通比。例如，旁通比部分地是主风扇的修正尖端速度与次风扇的修正尖端速度，以及相应的主风扇和次风扇的比推力的函数。主风扇和次风扇的比推力又分别是主风扇和次风扇的压力比，以及主风扇和次风扇上的盘负载(也称为功率负载)的函数。这些因素还影响上述关系中的平衡，如下文将参考有效风扇参数EFP更详细地描述。
如上所述，本公开的发明人发现了被配置为由通过第三流的气流提供的发动机推力的百分比与主风扇和次风扇的半径比之间的关系，该关系可导致涡轮风扇发动机保持或甚至提高期望的推进效率，同时还考虑到涡轮风扇发动机的封装问题和重量问题并且还提供期望的热管理能力。
利用这种关系，发明人发现，结合主风扇和次风扇，并限定第三气流的许多合适或可行的涡轮风扇设计，能够满足推进效率要求和封装、重量，并且散热器要求可以大大降低，从而有助于在开发涡轮风扇发动机时更快速地向下选择要考虑的设计。在具体技术、集成和***需求充分开发之前，这种益处就为给定的涡轮风扇发动机的需求提供了更多的见解。其避免了后期的重新设计。期望关系表示由以下等式(1)表示：
等式(1)：
其中，R1是主风扇的尖端半径，R2是次风扇的轮毂半径，R3是次风扇的尖端半径，R4是次风扇的轮毂半径，RqRPrim-Fan是R2与R1的比率，RqRSec.-Fan是R4与R3的比率，％Fn3S是通过第三流的推力相对于发动机的总推力的百分比(例如，对于图1的实施例，Fn3S除以FnTotal)，EFP称为有效风扇参数。为了等式(1)的目的，％Fn3S是在标准日操作条件下以额定速度操作发动机时定义的。
EFP是主风扇的修正尖端速度、次风扇的修正尖端速度、主风扇的盘负载和次风扇的盘负载的函数。通过考虑主风扇和次风扇的修正尖端速度，EFP考虑了诸如特定发动机配置(例如，齿轮传动、直接驱动等)之类的因素，对于具有期望推进效率的涡轮风扇发动机来说，这可能对尖端半径比(R1比R3)和通过第三流的推力百分比(％Fn3S)之间的关系产生一些影响。对于涡轮风扇发动机，以上更详细地描述了这些影响EFP的因素与尖端半径比(R1比R3)和通过第三流的推力百分比(％Fn3S)的关系。
由等式(1)定义的R1/R3的值和发动机的影响特性的相应值如表1所示：
图2A至2D和3示出了根据本公开的一个或多个示例性实施例的燃气涡轮发动机，示出了尖端半径比和通过第三流的推力百分比之间的关系。特别地，图2A至2D提供了包括对应于图3中绘制的几个燃气涡轮发动机的数值的表。图3是根据本公开的一个或多个示例性实施例的燃气涡轮发动机的曲线图，示出了尖端半径比(R1比R3；Y轴)和通过第三流的推力百分比(％Fn3S；X轴)之间的关系。
值得注意的是，在图3中，提供了第一范围和第二范围。第一范围可对应于在1.5和11之间的EFP，其中％Fn3S等于在约2％和约50％之间。这样可以导致发动机具有期望的推进效率。
第二范围可对应于约2.5和约4的EFP，其中％Fn3S等于约5％和约20％之间。这样可以导致发动机具有更优选的推进效率。
从本文的描述中可以理解，提供了燃气涡轮发动机的各种实施例。这些实施例中的某些实施例可以是无管道式、单转子燃气涡轮发动机或管道式涡轮风扇发动机。管道式涡轮风扇发动机的另一个示例可以在2020年3月6日提交的美国专利申请号16/811,368(公布为美国专利申请公开号2021/0108597)中找到(图10、第[0062]段等；包括围绕旋转元件20的翼型件叶片21和围绕静止元件30的轮叶31的环形风扇壳体13；并且包括第三流/风扇管道73(如图10所示，在整个申请中进行了广泛描述))。下面讨论这些实施例中的一个或多个的各种附加方面。这些示例性方面可以与上面关于附图所讨论的示例性燃气涡轮发动机中的一个或多个相结合。
例如，在本公开的一些实施例中，发动机可以包括位于环形管道中的热交换器，例如位于第三流中。热交换器可以在燃气涡轮发动机的周向方向上基本上连续地延伸(例如，至少约300度，例如至少约330度)。
在这些实施例中的一个或多个实施例中，在巡航操作模式期间，在巡航高度，风扇(例如，无管道式单转子或主前向风扇)的阈值功率或盘负载可以在25马力每平方英尺(hp/ft2)或更大的范围内。在发动机的特定实施例中，本文提供的结构和方法在巡航操作模式期间在巡航高度产生80hp/ft2和160hp/ft2之间或更高的功率负载，这取决于发动机是开式转子发动机还是管道式发动机。
在各种实施例中，本公开的发动机应用于巡航高度高达近似65000英尺的运载器。在某些实施例中，巡航高度在近似28000英尺和近似45000英尺之间。在又一些实施例中，巡航高度表示为基于海平面标准气压的飞行高度，其中巡航飞行条件在FL280和FL650之间。在另一个实施例中，巡航飞行条件在FL280和FL450之间。在又一些实施例中，巡航高度至少基于大气压来定义，其中基于近似14.70psia的海平面压力和近似59华氏度的海平面温度，巡航高度在近似4.85psia和近似0.82psia之间。在另一个实施例中，巡航高度在近似4.85psia和近似2.14psia之间。应当理解，在某些实施例中，可以基于不同的参考海平面压力和/或海平面温度来调整由压力限定的巡航高度的范围。
因此，应理解，这种配置的发动机可被配置为在额定速度下操作期间产生至少约25000磅且小于约80000磅的推力，例如在额定速度下操作期间产生约25000磅和50000磅之间的推力，例如在额定速度下操作期间产生约25000磅和40000磅之间的推力。
在各种示例性实施例中，风扇可包括十二(12)个风扇叶片。从负载的角度来看，这样的叶片数量可以允许每个叶片的跨度减小，使得主风扇的总直径也可以减小(例如，在一个示例性实施例中，减小到约十二英尺)。也就是说，在其他实施例中，风扇可以具有任何合适的叶片数量和任何合适的直径。在某些合适的实施例中，风扇包括至少八(8)个叶片。在另一个合适的实施例中，风扇可以具有至少十二(12)个叶片。在又一个合适的实施例中，风扇可以具有至少十五(15)个叶片。在又一个合适的实施例中，风扇可以具有至少十八(18)个叶片。在这些实施例中的一个或多个中，风扇包括二十六(26)个或更少的叶片，例如二十(20)个或更少的叶片。
此外，在某些示例性实施例中，转子组件可限定至少10英尺的转子直径(或风扇直径)，例如至少11英尺，例如至少12英尺，例如至少13英尺，例如至少15英尺，例如至少17英尺，例如高达28英尺，例如高达26英尺，例如高达24英尺，例如高达18英尺。或者，在其他实施例中，风扇直径可以至少为4英尺，例如至少为8英尺。
在各种实施例中，应该理解，发动机包括轮叶数量与叶片数量的比率，该比率可以小于、等于或大于1:1。例如，在特定实施例中，发动机包括十二(12)个风扇叶片和十(10)个轮叶。在其他实施例中，轮叶组件包括比风扇叶片更多数量的轮叶。例如，在特定实施例中，发动机包括十(10)个风扇叶片和二十三(23)个轮叶。例如，在某些实施例中，发动机可以包括在1:2和5:2之间的轮叶数量与叶片数量的比率。可以基于包括轮叶尺寸在内的多种因素来调节该比率，以确保对于来自主风扇的气流去除期望量的涡流。
此外，在某些示例性实施例中，当发动机包括第三流和中间风扇(主前向风扇后方的管道式风扇)时，比率R1/R2可以在1和10之间，或2和7之间，或至少3.3，至少3.5，至少4且小于或等于7，其中R1是主风扇的半径，R2是中间风扇的半径。
应该理解，发动机的各种实施例，如本文描绘和描述的单个无管道式转子发动机，可以允许在0.5马赫或0.5马赫以上的正常亚音速飞行器巡航高度操作。在某些实施例中，发动机允许在巡航高度处在0.55马赫和0.85马赫之间的正常飞行器操作。在又一些特定的实施例中，发动机允许在0.75马赫和0.85马赫之间的正常飞行器操作。在某些实施例中，发动机允许转子叶片尖端速度为750每秒英尺(fps)或小于750每秒英尺。在其他实施例中，巡航飞行条件下的转子叶片尖端速度可以是650至900fps，或者700至800fps。
如在巡航飞行条件下在风扇叶片上测量的，风扇组件的风扇的风扇压力比(FPR)可为1.04至2.20，或在某些实施例中为1.05至1.2，或在一些实施例中小于1.08。
为了使燃气涡轮发动机与具有上述特性以限定上述FPR的风扇一起操作，可以提供齿轮组件，以降低风扇组件相对于驱动轴(例如联接到低压涡轮的低压轴)的转速。在一些实施例中，输入转速与输出转速的齿轮比大于3.2。例如，在特定实施例中，齿轮比在3.2至14.0的范围内，在4.1至14.0的范围内，或在6.0至14.0的范围内。在某些实施例中，齿轮比在4.5至12的范围内或在6.0至11.0的范围内。因此，在一些实施例中，风扇可被配置为在巡航飞行条件下以700至1500rpm的转速旋转，而动力涡轮(例如，低压涡轮)被配置为在巡航飞行条件下以2500至15000rpm的转速旋转。在特定实施例中，风扇可被配置为在巡航飞行条件下以850至1350rpm的转速旋转，而动力涡轮被配置为在巡航飞行条件下以5000至10000rpm的转速旋转。
对于燃气涡轮发动机的涡轮机、压缩机和/或涡轮可以包括各种级数。如本文所公开的，级数包括特定部件(例如压缩机或涡轮)中的转子或叶片级的数量。例如，在一些实施例中，低压压缩机可以包括1至8级，高压压缩机可以包括8至15级，高压涡轮可以包括1至2级，和/或低压涡轮(LPT)可以包括3至7级。特别地，LPT可以具有4级，或者在4至7级之间。例如，在某些实施例中，发动机可以包括一级低压压缩机、11级高压压缩机、两级高压涡轮和4级或4至7级LPT。作为另一个示例，发动机可以包括三级低压压缩机、10级高压压缩机、两级高压涡轮和7级低压涡轮。
核心发动机通常封装在外壳体中，外壳体限定了核心直径(Dcore)的一半，这可以被认为是从中心线轴线(R的基准)的最大范围。在某些实施例中，发动机包括从纵向(或轴向)前端到纵向后端的长度(L)。在各种实施例中，发动机限定L/Dcore的比率，该比率提供减小的安装阻力。在一个实施例中，L/Dcore为至少2。在另一个实施例中，L/Dcore为至少2.5。在一些实施例中，L/Dcore小于5、小于4和小于3。在各种实施例中，应当理解，L/Dcore用于单个无管道式转子发动机。
安装阻力的降低可以进一步提高效率，例如提高比燃料消耗。附加地，或替代地，减小的安装阻力可以使巡航高度发动机和飞行器在巡航高度下在上述马赫数下操作。另一些特定的实施例可以提供这样的益处，即叶片组件和轮叶组件之间的相互作用噪声降低，和/或由于位于发动机的环形管道中的结构而由发动机产生的总噪声降低。
此外，应当理解，功率负载和/或转子叶片尖端速度的范围可以对应于核心发动机处的某些结构、核心尺寸、推力输出等或其他结构。然而，如前所述，在本文提供的在本领域中可能是已知的一个或多个结构的范围内，应当理解，本公开可以包括以前不知道要组合的结构的组合，至少出于部分基于利益与损失冲突、期望的操作模式或本领域其他形式的教导的原因。
尽管在上述实施例中被描述为未被覆盖或开式转子发动机，但应理解，本文提供的公开内容的各方面可应用于覆盖的或管道式发动机、部分管道式发动机、后风扇发动机或其他燃气涡轮发动机配置，包括用于船舶、工业或航空推进***的配置。本公开的某些方面可应用于涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机或涡轮轴发动机。然而，应当理解，本公开的某些方面可以解决可能是未被覆盖或开式转子发动机特有的问题，例如但不限于与齿轮比、风扇直径、风扇速度、发动机的长度(L)、发动机的核心发动机的最大直径(Dcore)、发动机的L/Dcore、期望巡航高度、和/或期望的操作巡航速度或其组合相关的问题。
本书面描述使用示例来公开本公开，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本公开，其中包括制造和使用任何设备或***以及执行任何结合的方法。本公开的可专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的文字语言没有实质差异的等效结构元件，则这些其他示例旨在在权利要求的范围内。
以下条项的主题提供了进一步的方面：
一种燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机限定中心线和周向方向，所述燃气涡轮发动机包括：涡轮机，所述涡轮机包括以串联流动顺序布置的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，所述涡轮机限定工作气体流动路径和风扇管道流动路径；主风扇，所述主风扇由所述涡轮机驱动，限定主风扇尖端半径R1和主风扇轮毂半径R2；次风扇，所述次风扇位于所述主风扇的下游并由所述涡轮机驱动，来自所述主风扇的气流的至少一部分被配置为绕过所述次风扇，所述次风扇限定次风扇尖端半径R3和次风扇轮毂半径R4，其中所述次风扇被配置为在操作期间提供通过所述风扇管道流动路径的风扇管道气流以产生风扇管道推力，其中在标准日操作条件期间以额定速度操作期间，所述风扇管道推力等于总发动机推力的％Fn3S；其中R1与R3的比率等于
其中EFP在0.15和11之间，其中RqRPrim.-Fan是R2与R1的比率，其中RqRSec.-Fan是R4与R3的比率。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中所述R1与R3的比率在约2和约10之间，如在约2和约7之间。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中所述R1与R3的比率在约3和约5之间。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中EFP在约2.5和约4之间，并且其中％Fn3S大于或等于约5％且小于或等于约20％。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中RqRPrim.-Fan在0.2和0.4之间。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中RqRPrim.-Fan在0.25和0.35之间。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中RqRSec.-Fan在0.2和0.7之间。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中RqRSec.-Fan在0.35和0.5之间。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中EFP在A2和B2之间，其中所述主风扇限定在所述燃气涡轮发动机在标准日操作条件期间以所述额定速度操作期间的主风扇修正尖端速度，其中所述次风扇限定在所述燃气涡轮发动机在标准日操作条件期间以所述额定速度操作期间的次风扇修正尖端速度，其中所述主风扇修正尖端速度在500英尺每秒和2000英尺每秒之间，并且其中所述次风扇修正尖端速度在500英尺每秒和2000英尺每秒之间。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中％Fn3S在1％和50％之间。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中％Fn3S在3％和30％之间。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中％Fn3S在5％和20％之间。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中所述风扇管道流动路径限定出口，并且其中所述燃气涡轮发动机进一步包括：可变几何形状部件，所述可变几何形状部件与所述次风扇相关联，其中所述可变几何形状部件是直接位于所述次风扇的上游的可变入口导向轮叶级、位于所述风扇管道流动路径的所述出口处的可变排气喷嘴、或两者。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中所述主风扇是无管道式风扇。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机限定旁通气流通道，其中所述主风扇被配置为将主风扇气流的第一部分提供给所述旁通气流通道并且将所述主风扇气流的第二部分提供给所述次风扇，并且其中所述次风扇被配置为将次风扇气流的第一部分提供给所述风扇管道流动路径作为所述风扇管道气流并且将所述次风扇气流的第二部分提供给所述工作气体流动路径。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，进一步包括：热交换器，所述热交换器定位成与所述风扇管道流动路径热连通。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，进一步包括：入口导向轮叶阵列，所述入口导向轮叶阵列直接位于所述次风扇的上游。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，进一步包括：出口导向轮叶阵列，所述出口导向轮叶阵列直接位于所述次风扇的下游且位于所述风扇管道的上游。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，进一步包括：位于所述风扇管道的出口处的可变几何形状排气喷嘴。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，进一步包括：风扇罩，所述风扇罩围绕位于所述主风扇的下游的所述次风扇，所述风扇罩部分地限定位于所述主风扇的下游的发动机入口；其中所述涡轮机进一步包括核心罩，所述核心罩至少部分地围绕所述压缩机区段、所述燃烧区段和所述涡轮区段，并且其中所述风扇管道被限定在所述核心罩和所述风扇罩之间。

Claims (10)

1.一种燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机限定中心线和周向方向，其特征在于，所述燃气涡轮发动机包括：
涡轮机，所述涡轮机包括以串联流动顺序布置的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，所述涡轮机限定工作气体流动路径和风扇管道流动路径；
主风扇，所述主风扇由所述涡轮机驱动，限定主风扇尖端半径R1和主风扇轮毂半径R2；
次风扇，所述次风扇位于所述主风扇的下游并由所述涡轮机驱动，来自所述主风扇的气流的至少一部分被配置为绕过所述次风扇，所述次风扇限定次风扇尖端半径R3和次风扇轮毂半径R4，其中所述次风扇被配置为在操作期间提供通过所述风扇管道流动路径的风扇管道气流以产生风扇管道推力，其中在标准日操作条件期间以额定速度操作期间，所述风扇管道推力等于总发动机推力的％Fn3S；
其中R1与R3的比率等于
其中EFP在0.15和11之间，其中RqRPrim.-Fan是R2与R1的比率，并且其中RqRSec.-Fan是R4与R3的比率。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述R1与R3的比率在约2和约10之间。
3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述R1与R3的比率在约3和约7之间。
4.根据任何前述权利要求所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中EFP在约2.5和约4之间，并且其中％Fn3S大于或等于约5％且小于或等于约20％。
5.根据任何前述权利要求所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中RqRPrim.-Fan在0.2和0.4之间。
6.根据任何前述权利要求所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中RqRPrim.-Fan在0.25和0.35之间。
7.根据任何前述权利要求所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中RqRSec.-Fan在0.2和0.7之间。
8.根据任何前述权利要求所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中RqRSec.-Fan在0.35和0.5之间。
9.根据任何前述权利要求所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中EFP在A2和B2之间，其中所述主风扇限定在所述燃气涡轮发动机在标准日操作条件期间以所述额定速度操作期间的主风扇修正尖端速度，其中所述次风扇限定在所述燃气涡轮发动机在标准日操作条件期间以所述额定速度操作期间的次风扇修正尖端速度，其中所述主风扇修正尖端速度在500英尺每秒和2000英尺每秒之间，并且其中所述次风扇修正尖端速度在500英尺每秒和2000英尺每秒之间。
10.根据任何前述权利要求所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中％Fn3S在1％和50％之间。
CN202311455080.5A 2022-11-04 2023-11-03 具有第三流的燃气涡轮发动机 Pending CN117988982A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US17/980,849 2022-11-04
US17/980,849 US20230080798A1 (en) 2021-09-03 2022-11-04 Gas turbine engine with third stream

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN117988982A true CN117988982A (zh) 2024-05-07

Family

ID=88647644

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202311455080.5A Pending CN117988982A (zh) 2022-11-04 2023-11-03 具有第三流的燃气涡轮发动机

Country Status (2)

Country Link
EP (1) EP4365425A1 (zh)
CN (1) CN117988982A (zh)

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US12044194B2 (en) 2019-10-15 2024-07-23 General Electric Company Propulsion system architecture
US11401829B2 (en) * 2020-08-04 2022-08-02 Ge Avio S.R.L. Gearbox efficiency rating for turbomachine engines

Also Published As

Publication number Publication date
EP4365425A1 (en) 2024-05-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20230415914A1 (en) Advance ratio for single unducted rotor engine
US20210108572A1 (en) Advance ratio for single unducted rotor engine
CN109723559B (zh) 包括双速分离式压缩机的燃气涡轮发动机
US11454195B2 (en) Variable pitch fans for turbomachinery engines
US11859516B2 (en) Gas turbine engine with third stream
CN213574368U (zh) 用于飞行器的气体涡轮引擎
CN111911238A (zh) 燃气涡轮发动机
EP3611398B1 (en) Stabilization bearing system for geared turbofan engines
CN113446115A (zh) 气体涡轮引擎
CN112459922A (zh) 有效喷射
CN115680900A (zh) 高风扇尖端速度发动机
US20230080798A1 (en) Gas turbine engine with third stream
EP3741974A1 (en) Gas turbine engine
US20200256251A1 (en) Thermal management system and a gas turbine engine
US11834954B2 (en) Gas turbine engine with third stream
CN117988982A (zh) 具有第三流的燃气涡轮发动机
EP4144980A1 (en) Gas turbine engine with third stream
US20230323837A1 (en) Gas turbine engine with third stream
US12031504B2 (en) Gas turbine engine with third stream
US20240159191A1 (en) Gas turbine engine with third stream
US20240133345A1 (en) Gas turbine engine accessory packaging
US10968835B2 (en) Apparatus for gas turbine engines
US20240229679A9 (en) Gas turbine engine accessory packaging
US20240060430A1 (en) Gas turbine engine
WO2024096879A1 (en) Gas turbine engine with third stream

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