气体涡轮引擎的制作方法

1.本公开涉及气体涡轮引擎。


技术实现要素：

2.根据第一方面，提供气体涡轮引擎，其包括气体涡轮引擎核心，所述气体涡轮引擎核心包括高压压缩机和低压压缩机以及高压涡轮和低压涡轮，高压压缩机和高压涡轮通过高压轴联接，以及低压压缩机和低压涡轮通过低压轴联接，引擎进一步包括通过减速齿轮箱联接到低压轴的风扇，其中低压压缩机包括不多于两个压缩机级，并且低压压缩机和高压压缩机一起限定在30和50之间的巡航总压力比。
3.发明人已经发现，特征的这种组合提供高效率的气体涡轮引擎，相比于可替代的配置，其具有相对短的长度，以及因此低的质量。
4.高压压缩机可以限定在16：1和27：1之间的巡航总压力比，并且可以限定在17：1和20：1之间的巡航总压力比。因此，高压压缩机提供在核心中的大部分的压力上升。这有助于引擎的总的短的长度。
5.高压压缩机可以具有不少于8个级并且不多于12个级，并且可以由9个或10个级组成。这导致具有相对高的总压力比和相对低的级负载的引擎核心，这继而导致高的热动力学效率。
6.低压压缩机可以包括在大约1.5：1和2：1之间的巡航压力比。
7.引擎可以包括在核心入口和低压压缩机的入口之间延伸的核心入口通道。
8.第一半径变化量δr1可以通过核心入口通道的半径r
入口
和核心入口通道的出口半径r
出口
之间的差限定，所述核心入口通道的半径r
入口
在核心入口通道的轴向前向端部处的引擎区段定子翼面的前缘的中间高度处测量，所述核心入口通道的出口半径r
出口
在低压压缩机的第一转子级的前缘处的中间高度处测量。第一导管负载δr1/l1可以通过第一半径变化量δr1与在轴向前向端部和低压压缩机的第一级的前缘之间的入口导管的第一轴向长度l的比限定。第一导管负载可以在0.3和0.6之间，可以在0.35和0.55之间，并且可以是大约0.4。
9.低压压缩机的第一压缩机转子可以限定毂部与尖端比，所述毂部与尖端比通过压缩机转子的前缘的尖端的半径除以在压缩机前缘处的根部的半径限定。毂部与尖端比可以在0.6和0.75之间，并且可以是大约0.7。有利地，毂部与尖端比相对于可替代的配置是增加的。因此，对于给定的核心入口半径，核心入口通道不必须向内延伸那么远，由此对于给定的导管负载允许更短的核心入口通道。因此，总引擎长度和重量被降低。
10.每个风扇叶片可以被限定为具有径向跨度，该径向跨度从在径向内部气体洗涤位置或0%跨度位置处的根部（或毂部）延伸到在100%跨度位置处的尖端。在毂部处的风扇叶片的半径与在尖端处的风扇叶片的半径的比可以小于（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。在毂部处的风扇叶片的半径与在尖端处的风扇叶片的半径的比可以在由前述句子中的值中
的任何两个界定的包含端值的范围内（即这些值可以形成上限或下限）。这些比通常可以被称为毂部与尖端比。在毂部处的半径和在尖端处的半径两者都可以在叶片的前缘（或轴向最前）部分处测量。当然，毂部与尖端比指的是风扇叶片的气体洗涤部分，即径向地在任何平台之外的部分。
11.本公开特别地可应用于带有具有高毂部与尖端比的风扇的引擎，因为这必要地导致高核心入口半径。因此，与具有高毂部与尖端比的风扇相组合，相比于具有高毂部与尖端比的常规的引擎，本发明导致显著地更短的引擎，由此导致显著的重量节约和改进的包装。
12.引擎核心可以包括在低压压缩机的出口和高压压缩机的入口之间延伸的压缩机内部导管。
13.压缩机内部导管可以限定第二导管负载δr2/l2。第二导管负载δr2/l2可以通过第二半径变化量δr2除以压缩机内部导管的第二轴向长度l2限定。第二半径变化量δr2可以通过压缩机内部通道的半径r
ipc
和压缩机内部通道的半径r
hpc
之间的差限定，所述压缩机内部通道的半径r
ipc
在压缩机内部通道的轴向前向端部处的轴向最靠后的低压压缩机转子的后缘的中间高度处测量，所述压缩机内部通道的半径r
hpc
在高压压缩机的第一转子级的前缘处的中间高度处测量。第二导管负载可以在0.3和0.6之间，可以在0.35和0.55之间，并且可以是大约0.5。通常，压缩机内部导管具有比核心入口通道更高的导管负载。因此，鉴于在此区域中能够承受的更高的导管负载，尽管低压转子的更大半径的末级转子导致在压缩机内部导管的前向端部和后端部之间的半径上的更大的差，但是这能够在不显著增加压缩机内部导管的长度的情况下被适应。因此，总引擎长度降低。
14.引擎可以包括前向核心支架构件，所述前向核心支架构件可以在径向内部核心壳体和径向外部核心壳体之间延伸。
15.引擎可以包括定位在风扇的轴向向后的多个出口导引轮叶。出口导引轮叶可以被配置成为引擎核心相对于风扇壳体提供结构支撑。
16.前向核心支架构件可以在压缩机内部导管的轴向位置和出口导引轮叶的根部后缘的轴向位置之间延伸。有利地，相对低数量的低压压缩机级容许在压缩机内部导管和风扇出口导引轮叶（ogv）之间的相对短的距离，这继而容许相对短的前向核心支架构件，这进一步降低重量。更进一步地，这容许前向核心支架构件相对于径向方向对着相对小的角，由此在操作中降低弯曲应力，以及因此进一步降低重量并且增加强度。
17.高压涡轮可以包括两个或更少的级。
18.低压涡轮可以包括四个或更少的级并且可以包括三个级。
19.如本文描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎可以具有任何合适的总体构造。例如，气体涡轮引擎可以具有连接涡轮和压缩机的进一步的轴，例如三个轴。
20.齿轮箱是减速齿轮箱（因为到风扇的输出是比来自核心轴的输入更低的旋转速率）。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星式”或“星形”齿轮箱，如本文别处更详细地描述的。齿轮箱可以具有任何期望的减速比（限定为输入轴的旋转速度除以输出轴的旋转速度），例如大于2.5，例如在从3到4.2的范围内，例如大约为或至少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。齿轮比可以是例如在前述句子中的值中的任何两个之间。更高的齿轮比可以更适合于“行星式”类型的齿轮箱。在一些布置中，齿轮比可以在这些范围之外。
21.在如本文描述的和/或要求保护的任何气体涡轮引擎中，燃烧器可以被提供在风扇和压缩机的轴向下游。例如，燃烧器可以直接在高压压缩机的下游（例如在高压压缩机的出口处）。以进一步的示例的方式，在到燃烧器的出口处的流可以被提供到高压涡轮的入口。燃烧器可以被提供在涡轮的上游。
22.每个压缩机级可以包括一排转子叶片和一排定子轮叶，所述定子轮叶可以是可变定子轮叶（因为它们的入射角可以是可变的）。该排转子叶片和该排定子轮叶可以轴向地从彼此偏离。
23.类似地，每个涡轮可以包括任何数量的级，例如多个级。每个级可以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以轴向地从彼此偏离。
24.可以在引擎中心线和风扇叶片在其前缘处的尖端之间测量风扇的半径。风扇直径（其可以简单地是风扇的半径的两倍）可以大于（或大约为）以下中的任何一个：250 cm（约100英寸）、260 cm、270 cm（约105英寸）、280 cm（约110英寸）、290 cm（约115英寸）、300 cm（约120英寸）、310 cm、320 cm（约125英寸）、330 cm（约130英寸）、340 cm（约135英寸）、350 cm、360 cm（约140英寸）、370 cm（约145英寸）、380（约150英寸）cm或390 cm（约155英寸）。风扇直径可以在由前述句子中的值中的任何两个界定的包含端值的范围内（即这些值可以形成上限或下限）。
25.风扇的旋转速度可以在使用中变化。总体上，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，在巡航条件下风扇的旋转速度可以小于2500 rpm，例如小于2300 rpm。仅以进一步非限制性示例的方式，对于具有在从250 cm到300 cm（例如250 cm到280 cm）的范围内的风扇直径的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可以在从1700 rpm到2500 rpm的范围内，例如在从1800 rpm到2300 rpm的范围内，例如在从1900 rpm到2100 rpm的范围内。仅以进一步非限制性示例的方式，对于具有在从320 cm到380 cm的范围内的风扇直径的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可以在从1200 rpm到2000 rpm的范围内，例如在从1300 rpm到1800 rpm的范围内，例如在从1400 rpm到1600 rpm的范围内。
26.在气体涡轮引擎的使用中，（具有相关联的风扇叶片的）风扇绕旋转轴线旋转。此旋转导致风扇叶片的尖端以速度u
尖端
移动。由风扇叶片13对流所做的功导致流的焓升dh。风扇尖端负载可以被限定为dh/u
尖端2
，其中dh是跨风扇的焓升（例如1
‑
d平均焓升），以及u
尖端
是风扇尖端的（平移）速度，例如在尖端的前缘处的风扇尖端的（平移）速度（其可以被限定为在前缘处的风扇尖端半径乘以角速度）。在巡航条件下风扇尖端负载可以大于（或大约为）以下中的任何一个：0.3、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4（在此段中的所有单位都是jkg
‑1k
‑1/（ms
‑1）2）。风扇尖端负载可以在由前述句子中的值中的任何两个界定的包含端值的范围内（即这些值可以形成上限或下限）。
27.根据本公开的气体涡轮引擎可以具有任何期望的旁路比，其中旁路比被限定为在巡航条件下通过旁路导管的流的质量流率与通过核心的流的质量流率的比。在一些布置中，旁路比可以大于（或大约为）以下中的任何一个：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或20。旁路比可以在由前述句子中的值中的任何两个界定的包含端值的范围内（即这些值可以形成上限或下限）。旁路导管可以是基本上环形的。旁路导管可以在核心引擎的径向外侧。旁路导管的径向外部表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。
28.如本文描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎的总核心压力比可以被限定为低压压缩机的上游的滞止压力与在最高压压缩机的出口处（在进入到燃烧器中之前）的滞止压力的比。
29.引擎的比推力可以被限定为引擎的净推力除以通过引擎的总质量流量。在巡航条件下，本文描述的和/或要求保护的引擎的比推力可以小于（或大约为）以下中的任何一个：110 nkg
‑1s、105 nkg
‑1s、100 nkg
‑1s、95 nkg
‑1s、90 nkg
‑1s、85 nkg
‑1s或80 nkg
‑1s。比推力可以在由前述句子中的值中的任何两个界定的包含端值的范围内（即这些值可以形成上限或下限）。与常规的气体涡轮引擎相比，这样的引擎可以特别有效率。
30.如本文描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎可以具有任何期望的最大推力。仅以非限制性示例的方式，如本文描述的和/或要求保护的气体涡轮可以有能力产生至少（或大约为）以下中的任何一个的最大推力：160 kn、170 kn、180 kn、190 kn、200 kn、250 kn、300 kn、350 kn、400 kn、450 kn、500 kn或550 kn。最大推力可以在由前述句子中的值中的任何两个界定的包含端值的范围内（即这些值可以形成上限或下限）。以上提及的推力可以是在标准大气条件下、在海平面处、加15摄氏度（环境压力101.3 kpa，温度30摄氏度）、引擎静止时的最大净推力。
31.在使用中，在到高压涡轮的入口处的流的温度可以特别高。此温度（其可以被称为tet）可以在到燃烧器的出口处（例如紧接地在其自身可以被称为喷嘴导引轮叶的第一涡轮轮叶的上游）测量。在巡航时，tet可以至少（或大约为）以下中的任何一个：1400 k、1450 k、1500 k、1550 k、1600 k或1650 k。在巡航时tet可以在由前述句子中的值中的任何两个界定的包含端值的范围内（即这些值可以形成上限或下限）。在引擎使用中的最大tet可以是例如至少（或大约为）以下中的任何一个：1700 k、1750 k、1800 k、1850 k、1900 k、1950 k或2000 k。最大tet可以在由前述句子中的值中的任何两个界定的包含端值的范围内（即这些值可以形成上限或下限）。例如在高推力条件下，例如在最大起飞（mto）条件下，可以发生最大tet。
32.本文描述的和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼面部分可以由任何合适的材料或材料的组合制造。例如风扇叶片和/或翼面的至少部分可以至少部分地由复合材料制造，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。以进一步的示例的方式，风扇叶片和/或翼面的至少部分可以至少部分地由金属制造，所述金属为诸如钛基金属或铝基材料（诸如铝锂合金）或钢基材料。风扇叶片可以包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可以具有保护性前缘，所述保护性前缘可以使用比叶片的其余部分能够更好地抵抗（例如来自鸟、冰或其他材料的）冲击的材料制造。这样的前缘可以例如使用钛或钛基合金制造。因此，仅以示例的方式，风扇叶片可以具有碳纤维或铝基主体（诸如铝锂合金），其具有钛的前缘。
33.如本文描述的和/或要求保护的风扇可以包括中央部分，风扇叶片可以从所述中央部分例如在径向方向上延伸。风扇叶片可以以任何期望的方式附接到中央部分。例如，每个风扇叶片可以包括固定件，所述固定件可以接合毂部（或盘）中的对应的槽。仅以示例的方式，这样的固定件可以成燕尾的形式，其可以槽接到毂部/盘内的对应的槽中和/或接合毂部/盘内的对应的槽，以便将风扇叶片固定到毂部/盘。以进一步的示例的方式，风扇叶片可以与中央部分一体地形成。这样的布置可以被称为叶片盘或叶片环。任何适合的方法都
可以用于制造这样的叶片盘或叶片环。例如，风扇叶片的至少部分可以由块状物机械加工和/或风扇叶片的至少部分可以通过焊接（诸如线性摩擦焊接）附接到毂部/盘。
34.本文描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎可以或可以不被提供有可变面积喷嘴（van）。这样的可变面积喷嘴可以允许旁路导管的出口面积在使用中变化。本公开的总体原理可以应用到具有或不具有van的引擎。
35.如本文描述的和/或要求保护的气体涡轮的风扇可以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。
36.如本文使用的，巡航条件具有常规含义并且将被技术人员容易地理解。因此，对于用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至其的飞行器的引擎在给定任务（其在行业中可被称为“经济任务”）的中间巡航处的操作点。就此点而言，中间巡航是在飞行器飞行周期中的点，在该点处，在上升的顶点和降落的起点之间燃烧的总燃料的50%已经被燃烧，（其可以近似于上升的顶点和降落的起点之间——就时间和/或距离而言——的中点。巡航条件因此限定气体涡轮引擎的操作点，所述操作点在考虑到提供至该飞行器的引擎的数量的情况下，提供将确保气体涡轮引擎被设计成附接至其的飞行器的中间巡航处的稳态操作（即，维持恒定的海拔高度和恒定的马赫数）的推力。例如在引擎被设计成附接到具有两个相同类型的引擎的飞行器的情况中，在巡航条件下，引擎提供对于飞行器在中间巡航处的稳态操作将需要的总推力的一半。
37.换句话说，对于用于飞行器的给定气体涡轮引擎，巡航条件被限定为在中间巡航大气条件（由在中间巡航海拔高度下根据iso 2533的国际标准大气限定）下提供指定推力的引擎的操作点（其被需要以在给定中间巡航马赫数下——与在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至其的飞行器的稳态操作）。对于用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，并且因此在巡航条件下引擎的操作点是清楚限定的。
38.仅以示例的方式，在巡航条件下前向速度可以在从0.7到0.9马赫的范围内的任何点，例如0.75到0.85，例如0.76到0.84，例如0.77到0.83，例如0.78到0.82，例如0.79到0.81，例如大约为0.8马赫，大约为0.85马赫或在从0.8到0.85的范围内。在这些范围内的任何单个的速度可以是巡航条件的部分。对于一些飞行器，巡航条件可以在这些范围之外，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。
39.仅以示例的方式，巡航条件可以对应于在从10000 m到15000 m的范围内（例如在从10000 m到12000 m的范围内，例如在从10400 m到11600 m（约38000英尺）的范围内，例如在从10500 m到11500 m的范围内，例如在从10600 m到11400 m的范围内，例如在从10700 m（约35000英尺）到11300 m的范围内，例如在从10800 m到11200 m的范围内，例如在从10900 m到11100 m的范围内，例如大约为11000 m）的海拔高度处的标准大气条件（根据国际标准大气，isa）。巡航条件可以对应于在这些范围内的任何给定海拔高度处的标准大气条件。
40.仅以示例的方式，巡航条件可以对应于引擎的操作点，所述操作点在0.8的前向马赫数下和在38000英尺（11582 m）的海拔高度处的标准大气条件（根据国际标准大气）下提供已知的所需推力水平（例如在从30 kn到35 kn的范围内的值）。仅以进一步的示例的方式，巡航条件可以对应于引擎的操作点，所述操作点在0.85的前向马赫数下和在35000英尺（10668 m）的海拔高度处的标准大气条件（根据国际标准大气）下提供已知的所需推力水平
（例如在从50 kn到65 kn的范围内的值）。
41.在使用中，本文描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎可以在本文别处限定的巡航条件下操作。这样的巡航条件可以由飞行器的巡航条件（例如中间巡航条件）确定，至少一个（例如2个或4个）气体涡轮引擎可以被安装到所述飞行器以便提供推进推力。
42.根据一方面，提供操作如本文描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎的方法。该操作可以在如本文别处所限定的巡航条件（例如就推力、大气条件和马赫数而言）下。
43.根据一方面，提供操作包括如本文描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎的飞行器的方法。根据此方面的操作可以包括（或可以是）在如本文别处所限定的飞行器的中间巡航处的操作。
44.该方法可以包括，在巡航条件下，操作低压压缩机和高压压缩机以提供在30：1和50：1之间的压力比。
45.技术人员将领会，除相互排斥的情况之外，关于以上方面中的任何一个所描述的特征或参数都可以应用到任何其他方面。更进一步地，除相互排斥的情况之外，本文描述的任何特征或参数都可以应用到任何方面和/或与本文描述的任何其他特征或参数组合。
附图说明
46.现在将参考附图仅以示例的方式描述实施例，其中：图1是根据本公开的气体涡轮引擎的截面侧视图；图2是图1的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切视图；以及图4是不根据本公开的气体涡轮引擎的截面侧视图。
具体实施方式
47.图1图示了具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括进气口12和推进风扇23，所述推进风扇23产生两股气流：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以轴向流串联的方式包括低压压缩机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并且限定旁路导管22和旁路排气喷嘴18。旁路气流b流过旁路导管22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并且由该低压涡轮19驱动。多个出口导引轮叶（ogv）56在短舱21内被提供在风扇23的下游。
48.在使用中，核心气流a由低压压缩机14加速并压缩，并且被引导到高压压缩机15中，在高压压缩机15中进行进一步的压缩。从高压压缩机15排放的压缩空气被引导到燃烧设备16中，在所述燃烧设备16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排放之前通过高压涡轮和低压涡轮17、19膨胀，并且由此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驱动高压压缩机15。风扇23总体上提供大部分的推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。
49.引擎10的前部分被更详细地示出。低压涡轮19驱动轴26，所述轴26联接到周转齿轮布置30的太阳轮或太阳齿轮28，所述周转齿轮布置30也在图3中被更详细地示出。在太阳齿轮28的径向向外并且与其相互啮合的是多个行星齿轮32，所述多个行星齿轮32通过行星
架34联接在一起。行星架34约束行星齿轮32同步地围绕太阳齿轮28进动同时使每个行星齿轮32能够绕其自身的轴线旋转。行星架34经由连杆36联接到风扇23以便驱动其绕引擎轴线9的旋转。在行星齿轮32的径向向外并且与其相互啮合的是环形或环状齿轮38，所述环形或环状齿轮38经由连杆40联接到固定的支撑结构24。
50.需注意，如本文中使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可以被认为分别意指最低压涡轮级和最低压压缩机级（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，本文提及的“低压涡轮”和“低压压缩机”可以可替代地称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用此类可替代的命名的情况下，风扇23可以被称为第一或最低压、压缩级。
51.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和环状齿轮38中的每个都包括绕其周边以用于与其他齿轮相互啮合的齿。然而，为了清楚，在图3中图示了齿的仅示例性部分。图示了四个行星齿轮32，但是对本领域的技术人员将显而易见的是，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。
52.在图2和图3中以示例的方式图示的周转齿轮箱30具有行星式类型，其中行星架34经由连杆36联接到输出轴，而环状齿轮38被固定。然而，可以使用任何其他合适的类型的周转齿轮箱30。以进一步的示例的方式，周转齿轮箱30可以是星形布置，其中行星架34被保持固定，而允许环状（环形）齿轮38旋转。在这样的布置中，风扇23由环状齿轮38驱动。以进一步可替代的示例的方式，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环状齿轮38和行星架34两者都被允许旋转。
53.将被领会的是，在图2和图3中示出的布置仅是以示例的方式，并且各种替代都在本公开的范围内。仅以示例的方式，可以使用任何合适的布置以用于将齿轮箱30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。以进一步的示例的方式，在齿轮箱30和引擎10的其他部分（诸如输入轴26、输出轴和固定结构24）之间的连接件（诸如在图2示例中的连杆36、40）可以具有任何期望程度的刚性或柔性。以进一步的示例的方式，可以使用在引擎的旋转和固定部分之间（例如在来自齿轮箱的输入轴和输出轴与诸如齿轮箱壳体的固定结构之间）的轴承的任何合适的布置，并且本公开不限制于图1到图3的示例性布置。例如，在齿轮箱30具有（以上描述的）星形布置的情况下，技术人员将容易理解，输出和支撑连杆以及轴承位置的布置将通常不同于在图2中以示例的方式示出的那样。
54.因此，本公开延伸到具有（例如星形或行星式）齿轮箱类型、支撑结构、输入和输出轴布置以及轴承位置的任何布置的气体涡轮引擎。
55.可选地，齿轮箱可以驱动附加的和/或可替代的部件（例如中压压缩机和/或增压压缩机）。
56.再一次参考图1和图2，压缩机14、15中的每个均包括多级轴向流式压缩机。
57.现在参考图2，低压压缩机14由恰好两个级41、42组成——即不多于或不少于两个级。每个级41、42包括至少一个相应的压缩机转子43a、43b，并且可以包括相应的定子44a、44b。相应的转子43a、43b和定子44a、44b总体上轴向间隔。在这种情况下，第一定子44a在第一转子43a的上游。一个或更多进一步的定子诸如入口定子45可以被提供——然而，由于没有附加的转子与入口定子45相关联，这不构成附加的级，因为入口定子45单独不提供压力
上升。如将由本领域技术人员领会的是，转子43a、43b通过对应的盘46联接到相应的轴（即在低压压缩机15的情况下的低压轴26），并且因此随轴26转动。在另一方面，定子44a、44b被保持固定。在一些情况下，定子44a、44b可以绕它们的长轴枢转，以调节用于相应的压缩机级的攻角以及入口和出口面积。这样的定子被称为“可变定子轮叶”或vsv。
58.高压压缩机15类似地包括九个或十个级，以及在描述的实施例中由十个级组成。在图1中示出了最初的两个级47、48，而为了有助于清楚，其余部分没有示出。
59.高压压缩机和低压压缩机15、16在它们之间限定使用中的巡航总核心压力比（opr）。核心opr被限定为在低压压缩机15的第一级44的上游的滞止压力与在最高压压缩机16的出口处（在进入到燃烧器中之前）的滞止压力的比。核心opr不包括由风扇23产生的任何压力上升，其中，风扇向核心提供气流，因此总引擎总压力比（epr）可以高于核心opr。在本公开中，如以上所限定的，在巡航条件下总核心opr在30和50之间。在描述的实施例中，核心opr是40，并且可以采用在这些上限和下限之间的任何值。例如，在巡航条件下核心opr可以是35、40、45和50中的任何一个。
60.如将被理解的是，核心opr将根据大气、飞行和引擎条件变化。然而，巡航opr（即对于该引擎最高可实现的opr）将在对于给定引擎设计的飞行周期中的特别的点处发生。
61.如将被理解的是，当设计气体涡轮引擎以关于选择的度量（诸如引擎重量、成本、热效率、推进效率或这些的平衡）确定适宜的引擎时，必须考虑大的设计空间。在许多情况下，对于条件的给定集合，可以有大量的可行的解决方案以实现期望的度量。
62.一个这样的变量是核心opr。随着核心opr增加，热效率也趋于增加，并且因此高opr是期望的。然而，甚至一旦选择了特定的opr，就必须选择多个设计变量以满足所选择的opr。
63.在选择核心opr时，进一步的设计变量是由低压压缩机15提供的压力上升相对于由高压压缩机16提供的压力上升的量（有时称为“功分流”）。如将被理解的是，总核心opr能够通过以下方式确定：将低压压缩机压力比（即在低压压缩机的出口处的滞止压力与在低压压缩机15的入口处的滞止压力之间的比）乘以高压压缩机比（即在高压压缩机16的出口处的滞止压力与在高压压缩机16的入口处的滞止压力的比）。因此，通过增加高压压缩机比、低压压缩机比或两者，能够提供更高的核心opr。
64.发明人已经发现，通过提供具有在17：1和25：1之间的压力比的高压压缩机16，能够提供对于具有在以上描述的范围内的核心opr的气体涡轮引擎特别有效率的功分流。在本示例中，高压压缩机具有大约20：1的压力比。已经发现，使用目前的技术难以在提供在单个轴上的压缩机上提供显著大于25：1的压力比。因此，为了提供必要的核心opr，需要在1.5：1和2：1之间的低压压缩机比。在本示例中，低压压缩机15具有大约1.7：1的压力比，从而给出34：1的核心opr。
65.类似地，有许多方式来增加压缩机压力比。第一种方法是增加级负载。级负载被限定为跨压缩机的单个级（转子和定子）的滞止压力比。类似地，平均级负载能够被限定为压缩机的每个压缩机级的级负载的总和除以级的数量。例如，在本公开中，低压压缩机15的平均级负载是1.3。这能够继而通过在巡航压缩条件下增加转子速度、增加由叶片提供的转动或增加压缩机转子的尖端的半径中的一个或更多而增加，这继而需要在压缩机转子的根部的半径上的增加以维持给定的流动面积。这些选择中的每个都具有相关联的优点和缺点。
例如，增加低压压缩机转子速度需要在齿轮箱30的减速比上的增加或在风扇23半径上的减小，以便将风扇尖端速度维持在对于噪声和效率因素的期望水平处。在另一方面，鉴于需要更大的压缩机盘，增加压缩机尖端半径需要在重量上的增加。增加的气流的转动可以导致较低的喘振裕度和降低的效率。在任何情况下，较高的级负载可以导致较低的效率，因为鉴于当尖端显著超过声音的速度时与空气动力学冲击相关的损失，增加的转子尖端速度或较高的转动导致较低的压缩机效率。
66.第二个选择是增加在相应的压缩机中的级的数量，由此维持低的级负载、低的旋转速度和低的盘重量。同样，这能够通过将级添加到低压压缩机15或高压压缩机16而实现。然而，这将总体上导致与附加的级相关的更高的重量和成本。
67.进一步的复杂性是齿轮箱30的存在。齿轮箱提供附加的设计自由度，因为如上所述，能够选择齿轮箱减速比以与风扇半径和低压压缩机转子速度两者无关地提供优选的风扇尖端速度。然而，鉴于齿轮箱的大的尺寸，齿轮箱还存在约束。因此，具有周转齿轮箱的齿轮传动涡轮风扇中固有的风扇23的径向向内所需要的大的半径规定风扇23具有大的毂部半径，即在引擎中心9和风扇叶片23的空气动力学根部之间的大的径向距离。更进一步地，鉴于齿轮传动涡轮风扇的典型相对慢地转动风扇，相对小的压力上升由风扇23的内部半径提供，并且因此齿轮传动涡轮风扇趋于具有高的毂部与尖端比。
68.如能够从图2看到的，核心入口通道49被提供。核心入口通道49由径向内部壁50和外部壁51限定，所述径向内部壁50和外部壁51包围核心流a。核心入口通道49在引擎区段定子45的前缘52的轴向位置处限定核心入口52，并且核心入口通道49在低压压缩机的第一转子级44的前缘处终止。
69.类似地，压缩机内部导管53被提供，其由径向内部壁50和外部壁51限定。压缩机内部导管53在低压压缩机15的出口和高压压缩机16的入口之间延伸。
70.如能够看到的，在入口处的核心入口通道的半径r
入口
相对于在核心入口通道49的终止处的半径r
出口
之间存在不匹配。入口的半径r
入口
能够通过测量在引擎区段定子45的前缘的中间跨度位置（即翼面部分的根部和尖端之间的等距离）和引擎的旋转轴线9之间的径向距离确定。类似地，r
出口
能够通过测量低压压缩机15的第一压缩机转子44a的前缘的中间跨度位置（即在翼面部分的根部和尖端之间的等距离）和引擎的旋转轴线9之间的径向距离确定，如在图2中示出的。这些半径之间的差δr1除以入口通道49的轴向长度l1限定第一“导管负载”δr1/l1。对于给定的入口和出口流条件，需要最大导管负载，否则将在径向内部壁50处发生流分离，导致在第一转子级44处的湍流，以及低引擎性能。因此已经发现，半径差δr1显著影响引擎长度。引擎长度继而是引擎重量的重要的驱动，因为在引擎长度上的任何增加导致在结构上的显著的增加，以及增加的轴长度。增加的引擎长度可以具有其他消极的后果，诸如在飞行器上的空间约束内安装引擎方面的困难，以及甚至由于在质量的中心上的改变可能具有在在其他区域上的冲击，诸如机翼振动。因此，最小化引擎长度是期望的。
71.发明人已经确定，压缩机参数的特别的组合能够导致减小的引擎长度，同时提供高效率的、高压力比核心。
72.如此前所述，具有两个压缩机级的低压压缩机15被选择。原则上，任何数量的低和压压缩机15级都能够被选择以提供需要的opr。然而，发明人已经发现，提供具有两个级的
低压压缩机提供明显的优点。
73.为了通过仅两个级实现需要的压力上升，具有每级相对小的气流转动的相对大直径的第一级41被选择。特别地，具有在0.5和0.7之间的毂部与尖端比的第一级转子43被选择，并且在本实施例中，毂部与尖端比是大约0.65。如上所述，鉴于高的尖端速度，这可能导致高的级重量和相对低的级效率——然而，已经发现这通过减小的引擎长度而被充分补偿。
74.如能够看到的，大的第一级转子44半径导致在入口半径r
入口
和出口半径r
出口
之间的相对低的差，以及因此对于给定的导管负载的相对短的入口通道49。发明人已经发现，对于具有相对慢转动的风扇（其在核心入口处产生相对小的压力）的齿轮传动涡轮风扇，能够承受在0.3和0.6之间的第一导管负载。在0.35和0.55之间的第一导管负载被发现提供足够的阻抗以在宽泛范围的条件下流动分开，并且可以被选择用来降低引擎压缩机喘振的风险。例如，在本实施例中，第一导管负载是大约0.5。
75.相对高的级数目（九个或十个级）被选择以用于高压压缩机15，并且相对低半径的高压压缩机15第一级转子被选择。这能够鉴于高压轴27的相对高的旋转速度而被选择。
76.高压压缩机15的这种高速度、低半径第一级，与低压压缩机14的第二级42的相对大的半径相组合，导致对于压缩机内部导管53的相对大的第二导管负载。这继而导致相比于三级低压压缩机更长的压缩机内部导管，这部分地抵消了此布置的优点。然而，鉴于在此点处的更高的压力、更高的速度的空气，能够实现更高的导管负载，并且由于此效果是适度的因此实现在总引擎长度上的增加。
77.如将被理解的是，第二导管负载能够通过第二半径变化量δr2除以压缩机内部导管的第二轴向长度l2限定。第二半径变化量δr2能够通过压缩机内部通道53的半径r
ipc
和压缩机内部通道的外部半径r
hpc
之间的差限定，所述压缩机内部通道53的半径r
ipc
在压缩机内部通道53的轴向前向端部处的轴向最靠后的低压压缩机转子43b的后缘的中间高度处测量，所述压缩机内部通道的外部半径r
hpc
在高压压缩机16的第一转子级的前缘处的中间高度处测量。第二导管负载总体上高于第一导管负载。这可以在0.3和0.6之间，可以在0.35和0.55之间，以及可以是大约0.5。
78.为了驱动十级高压压缩机15，两级高压涡轮17可以是必要的。同样，涡轮级的数量能够以类似于压缩机级的数量的方式确定。类似地，为了驱动低压压缩机14和风扇23，三级或四级的低压涡轮19被提供。
79.鉴于减小的核心入口通道49，进一步的优点被实现。如能够在图1中看到的，前向核心支架54被提供。前向核心支架54为核心相对于短舱21提供支撑。前向核心支架54靠近于ogv56的后缘57、在对应于压缩机内部导管53的轴向位置处的核心外部壁51到在ogv56的轴向位置处的核心外部壳体55之间延伸。
80.鉴于相对短的低压压缩机14，以及短的核心入口49，在ogv56和压缩机内部导管53之间的轴向距离被最小化，由此降低核心支架54的重量。更进一步地，相对于径向平面的角被减小，由此减小由于径向力而施加的弯曲力矩。因此，核心支架54的重量能够被进一步降低。
81.当将图1的引擎与在图4中示出的可替代的引擎配置110相比时，本公开的引擎的优点能够看到。
82.在图4中示出的引擎与在图1至图3中示出的引擎类似，并且将仅描述差异。然而，引擎110不在本公开的范围内，因为低压压缩机114被提供有三个压缩机级。
83.然而引擎110的总压力比、功分流、齿轮箱比和轴旋转速度维持在与引擎10相同的值处。因此，在此示例中，低压压缩机114的毂部与尖端比被更改，其中低压压缩机114具有减小的直径。因此，鉴于高的导管负载，核心入口149被加长。作为结果，低压压缩机长度和核心入口导管长度两者均增加，导致在总引擎长度上的大的增加。已经进行了概念设计和建模，这已经揭示这样的设计将预计具有比图1的引擎10更长大约10%的长度且更重。类似地，相对于核心引擎支架154的径向方向的长度和角度两者均显著增加，由此导致进一步的重量增加。
84.将被理解的是，本发明不限制于以上描述的实施例，并且在不脱离本文描述的概念的情况下能够进行各种修改和改进。除相互排斥的情况之外，任何特征都可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开延伸到并且包括本文描述的一个或更多特征的所有组合和子组合。
85.本公开可以应用至其的其他气体涡轮引擎可以具有可替代的配置。例如，这样的引擎可以具有可替代数量的压缩机和/或涡轮和/或可替代数量的互连轴。以进一步的示例的方式，在图1中示出的气体涡轮引擎具有分流喷嘴18、20，这意指通过旁路导管22的流具有其自己的喷嘴18，所述喷嘴18与核心引擎喷嘴20分开并且在核心引擎喷嘴20径向外侧。然而，这不是限制的，并且本公开的任何方面也可以应用到如下引擎，在所述引擎中，通过旁路导管22的流和通过核心11的流在可以被称为混流喷嘴的单个喷嘴之前（或其上游）被混合或组合。一个或两个喷嘴（无论混流的或分流的）可以具有固定的或可变的面积。尽管描述的示例涉及涡轮风扇引擎，但本公开可以应用到例如任何类型的气体涡轮引擎，诸如开放转子（在其中风扇级不被短舱包围）或例如涡轮螺旋桨引擎。
86.气体涡轮引擎10的几何形状以及其部件由常规的轴线系统限定，所述轴线系统包括轴向方向（其与旋转轴线9对准）、径向方向（在图1中的底部到顶部的方向上）以及圆周方向（垂直于在图1视图中的页面）。轴向、径向和圆周方向是相互垂直的。