[發明專利]氣體渦輪引擎中的壓縮

在審

• 申請號: 202010594283.2
• 申請日: 2020-06-24
• 公開（公告）號: CN112128017A
• 公開（公告）日: 2020-12-25
• 發明（設計）人: C·W·貝門特;P·鄧寧
• 申請（專利權）人: 勞斯萊斯有限公司
• 主分類號: F02K3/06
• 分類號: F02K3/06;F04D19/00;F04D29/32;F04D29/38;F02C9/00
• 代理公司: 中國專利代理(香港)有限公司 72001
• 代理人: 王磊;王瑋

本公開涉及氣體渦輪引擎中的壓縮，公開了用于飛行器的氣體渦輪引擎(10)，該氣體渦輪引擎包括引擎核心(11)，該引擎核心包括：渦輪(19)、壓縮機(15)和將渦輪連接到壓縮機的芯軸(26)；以及位于該引擎核心的上游的風扇(23)。其中，風扇頂端溫度上升被定義為：(風扇頂端轉子出口溫度(T125))/(風扇轉子入口溫度(T120))。核心溫度上升被定義為：(壓縮機出口溫度(T30))/(風扇轉子入口溫度(T120))，核心溫度上升與風扇頂端溫度上升比率：(核心溫度上升)/(風扇頂端溫度上升)在2.845至3.8的范圍內。

本公開涉及用于飛行器的氣體渦輪引擎，并且更具體地涉及被布置成當在巡航條件下運行時在不同位置處具有指定的相對氣流溫度的氣體渦輪引擎。

用于飛行器推進的氣體渦輪引擎具有影響整體效率和功率輸出或推力的許多設計因素。氣體渦輪引擎的一般目的是提供具有低比燃料消耗(SFC)的推力。為了在巡航條件期間降低SFC，可增加引擎的熱效率和推進效率兩者。

為了以高效率啟用更高推力，可使用直徑更大的風扇。然而，當制造更大的引擎時，簡單地按比例放大已知引擎類型的部件可能不會相應地按比例放大功率/推力和/或效率，例如因為在整個更大的引擎中存在熱傳遞差異。因此，重新考慮引擎參數和運行條件可能是合適的，以便提供低SFC。

如本文所用，范圍“值X至值Y”或“值X和值Y之間”等表示包含范圍；包括邊界值X和Y。除非另有說明，否則本文提及的所有溫度和壓力均為總溫度或總壓力。在提及平均溫度的情況下，將其視為平均值。除非另有說明，否則所有溫度均以開爾文為單位。

根據第一方面，提供了一種用于飛行器的氣體渦輪引擎，該氣體渦輪引擎包括：引擎核心，該引擎核心包括渦輪、壓縮機、將渦輪連接到壓縮機的芯軸，以及環形分流器，在該分流器處，流被分為流動通過引擎核心的核心流和沿著旁路管道流動的旁路流，其中圍繞引擎的圓周的滯止流線滯止在該環形分流器的前緣上，形成流面，該流面形成包含所有旁路流的流管的徑向內邊界；以及風扇，該風扇位于引擎核心的上游，該風扇包括從轂部延伸的多個風扇葉片，每個風扇葉片具有前緣和后緣，其中該風扇的風扇頂端半徑限定在引擎的中心線和每個風扇葉片在其前緣處的最前頂端之間，并且轂部半徑限定在引擎的中心線和轂部在每個風扇葉片的前緣的徑向位置處的外表面之間，每個風扇葉片具有位于包含旁路流的流管內的徑向外部。風扇轉子入口溫度被定義為在巡航條件下穿過每個風扇葉片的前緣的氣流的平均溫度，并且風扇轉子出口溫度被定義為在巡航條件下穿過每個風扇葉片的徑向外部的氣流在后緣處的平均溫度。風扇轂部與頂端的比率：

在0.2至0.285的范圍內；并且風扇頂端溫度上升：

在1.11至1.05的范圍內。

根據第二方面，提供了一種用于飛行器的氣體渦輪引擎，該氣體渦輪引擎包括：引擎核心，該引擎核心包括渦輪、壓縮機以及將渦輪連接到壓縮機的芯軸，其中該引擎核心具有限定在引擎的中心線和引擎核心的最前頂端之間的核心半徑；以及風扇，該風扇位于引擎核心的上游，該風扇包括從轂部延伸的多個風扇葉片，每個風扇葉片具有前緣和后緣，其中該風扇的風扇頂端半徑限定在引擎的中心線和每個風扇葉片在其前緣處的最前頂端之間，并且轂部半徑限定在引擎的中心線和轂部在每個風扇葉片的前緣的徑向位置處的外表面之間。風扇轉子入口溫度被定義為在巡航條件下穿過每個風扇葉片的前緣的氣流的平均溫度，并且風扇頂端轉子出口溫度被定義為在巡航條件下穿過每個風扇葉片的徑向外部的氣流在后緣處的平均溫度，其中每個風扇葉片的徑向外部為或包括每個風扇葉片的距引擎的中心線的距離大于核心半徑的部分。風扇轂部與頂端的比率：

在0.2至0.285的范圍內；并且風扇頂端溫度上升：

在1.11至1.05的范圍內。