开式转子涡轮机械发动机的制作方法

1.本公开大体涉及涡轮机械发动机，并且具体地，涉及开式转子涡轮机械发动机构造。


背景技术：

2.用于飞行器的涡轮机械发动机包括驱动推进器的核心发动机。推进器产生涡轮机械发动机的大部分推力。推进器产生的推力可用于移动飞行器。
3.在一些情况下，涡轮机械发动机被构造为直接驱动发动机。直接驱动发动机被构造为使得核心发动机的动力涡轮(例如，低压涡轮)直接联接到推进器。因此，动力涡轮和推进器以相同的转速(即，相同的rpm)旋转。
4.在其他情况下，涡轮机械发动机可以被构造为齿轮传动发动机。齿轮传动发动机包括设置在推进器和核心发动机的动力涡轮之间并将其相互连接的齿轮箱。例如，齿轮箱允许核心发动机的动力涡轮以与推进器不同的速度旋转。因此，例如，齿轮箱可以允许核心发动机的动力涡轮和推进器以它们各自的转速操作，以产生最大的效率和/或功率。
5.在一些情况下，涡轮机械发动机的推进器可以是包围在风扇壳体和/或机舱内的风扇。这种类型的涡轮机械发动机可以被称为“管道式发动机”。
6.在其他情况下，涡轮机械发动机的推进器可以被暴露(例如，不在风扇壳体或机舱内)。这种类型的涡轮机械发动机可以被称为“开式转子发动机”。
7.在特定情况下，涡轮机械发动机可以包括齿轮箱和暴露的推进器。尽管具有某些优点，但齿轮传动的开式转子发动机可能具有一个或多个缺点；例如，在涡轮机械发动机中包含齿轮箱会给发动机带来额外的复杂性。例如，这会使发动机开发和/或制造变得更加困难。附加地或替代地，开式转子发动机会产生不期望的噪声水平。因此，需要改进的齿轮传动的开式转子涡轮机械发动机。还需要可用于更有效和/或更精确地开发和制造齿轮传动的开式转子涡轮机械发动机的装置和方法。


技术实现要素：

8.所公开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，或者可以通过实施描述中公开的技术而获知。
9.本文公开了各种涡轮机械发动机和齿轮组件。所公开的涡轮机械发动机包括齿轮箱和开式转子推进器。此外，所公开的涡轮机械发动机由发动机相关参数表征或限定。发动机相关参数(ecp)等于d/n/gr，其中d是以英尺为单位测量的叶片尖端(tip)直径，其中n是低压涡轮的级数，并且其中gr是齿轮箱的齿轮比。例如，ecp可用于构造发动机，使得发动机比典型发动机具有更高的效率和更低的噪声。在一些情况下，本文公开的包括ecp的发动机比典型发动机更轻、具有更高的推进效率、具有更高的发动机效率和/或更安静。ecp因此提供了改进的涡轮机械发动机和/或可以帮助简化齿轮传动的开式转子发动机开发的一个或多个复杂性。
10.在特定实施例中，涡轮机械发动机包括非管道式转子组件(其也可以被称为非管道式推进器组件)、低压涡轮、低压轴、齿轮箱和发动机相关参数。非管道式转子组件包括布置成单排并且限定叶片直径的多个转子叶片。低压涡轮包括由低压涡轮的多排旋转叶片限定的级数。低压轴联接到低压涡轮。齿轮箱包括输入、输出和齿轮比。齿轮箱的输入联接到低压轴，并且齿轮箱的输出联接到非管道式转子组件。发动机相关参数大于0.17且小于0.83。
11.在一些示例中，单非管道式转子涡轮机械发动机包括低压涡轮、低压线轴、齿轮箱和非管道式转子组件。低压涡轮限定级数。低压线轴联接到低压涡轮。齿轮箱限定齿轮比。非管道式转子组件包括限定叶片尖端直径的多个转子叶片，并且非管道式转子组件经由齿轮箱联接到低压线轴。单非管道式转子涡轮机械发动机限定的发动机相关参数等于以英尺为单位测量的叶片尖端直径除以低压涡轮的级数除以齿轮箱的齿轮比，并且发动机相关参数大于0.17且小于0.83。
12.在其他示例中，涡轮机械发动机包括非管道式推进器组件、低压压缩机、低压涡轮、低压轴、高压压缩机、高压涡轮、高压轴、齿轮箱和发动机相关参数。非管道式推进器组件包括布置成单排并且限定叶片直径的多个推进器叶片，并且叶片尖端直径在8-14英尺或10-16英尺的范围内。低压压缩机包括限定lpc级数的一个或多个lpc转子。低压涡轮包括限定lpt级数的多个lpt转子，并且lpt级数在3-8的范围内。低压轴联接到低压压缩机和低压涡轮。高压压缩机包括限定hpc级数的多个hpc转子。高压涡轮包括限定hpt级数的一个或多个hpt转子。高压轴联接到高压压缩机和高压涡轮。齿轮箱包括输入、输出和齿轮比。输入联接到低压轴并且被构造为以第一转速旋转。输出联接到非管道式推进器组件并且被构造为以小于第一转速的第二转速旋转。齿轮比由第一转速与第二转速的比限定并且在4-12的范围内。发动机相关参数在0.17-0.83的范围内，其中发动机相关参数等于d/n/gr，d是以英尺为单位测量的推进器叶片的叶片尖端直径，n是低压涡轮的lpt级数，并且gr是齿轮箱的齿轮比。
13.本文公开的非管道式发动机的推进器还可以在起飞飞行条件下包括特定范围内的盘负载。更具体地，所公开的发动机可以在起飞飞行条件下包括具有60-180hp/ft2之间的盘负载的非管道式推进器。盘负载是起飞飞行条件下以马力(hp)为单位测量的功率除以以平方英尺(ft2)为单位测量的推进器的扫掠面积。在某些情况下，特定的推进器盘负载范围和ecp范围可以组合起来以提供改进的发动机构造。例如，在一些实施方式中，发动机在起飞飞行条件下可以包括0.17-0.83的ecp和60-180hp/ft2之间的推进器盘负载。在其他示例中，发动机在起飞飞行条件下可以包括0.17-0.63的ecp和60-180hp/ft2之间的推进器盘负载。与典型发动机相比，包括所公开的ecp和/或推进器盘负载范围的发动机可以例如有利地提供改进的发动机性能和效率，同时还满足声学要求。
14.参考以下描述、附图和权利要求，本公开的这些和其他特征、方面和/或优点将变得更好理解。结合到本说明书中并构成本说明书的一部分的附图示出了所公开技术的实施例，并且与描述一起用于解释本公开的原理。
附图说明
15.图1是构造有开式转子推进系统的涡轮机械发动机的示例性实施例的横截面示意
的任何实施方式不一定被解释为优于或好于其他实施方式。
35.如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
36.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装置的位置。
37.术语“上游”和“下游”是指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，“下游”是指流体向其流动的方向。
38.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的间接联接、固定或附接。
39.除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数指代。
40.如在整个说明书和权利要求书中使用的，近似语言被用于修饰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”、“大约”和“基本上”的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值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在单个值、值范围和/或限定值范围的端点的1％、2％、4％、5％、10％、15％或20％的裕度内。
41.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且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，并且端点可以彼此独立地组合。
42.现在参考附图，图1是根据本公开的方面的包括齿轮组件102的发动机100的示例性实施例。发动机100包括由核心发动机106驱动的风扇组件104。在各种实施例中，核心发动机106是构造为驱动风扇组件104的布雷顿循环系统。核心发动机106至少部分地被外壳114覆盖。风扇组件104包括多个风扇叶片108。轮叶组件110以悬臂方式从外壳114延伸。因此，轮叶组件110也可以称为非管道式轮叶组件。包括多个静止出口导向轮叶112的轮叶组件110被定位成与风扇叶片108可操作地布置，以提供推力、控制推力矢量、减少或重定向不期望的噪声和/或以其他方式期望地改变空气相对于风扇叶片108的流动。
43.在一些实施例中，风扇组件104包括八(8)至二十(20)个风扇叶片108(其也可以被称为“推进器叶片”)。在特定实施例中，风扇组件104包括十(10)至十八(18)个风扇叶片108。在某些实施例中，风扇组件104包括十二(12)至十六(16)个风扇叶片108。在一些实施例中，轮叶组件110包括三(3)至三十(30)个轮叶112。在某些实施例中，轮叶组件110包括与风扇叶片108相同或比风扇叶片108更少数量的轮叶112。例如，在特定实施例中，发动机100包括十二(12)个风扇叶片108和十(10)个轮叶112。在其他实施例中，轮叶组件110包括比风扇叶片108更多数量的轮叶112。例如，在特定实施例中，发动机100包括十(10)个风扇叶片108和二十三(23)个轮叶112。
44.在某些实施例中，如图1所示，轮叶组件110定位在风扇组件104的下游或后方。然而，应当理解，在一些实施例中，轮叶组件110可以定位在风扇组件104的上游或前方。在各种实施例中，发动机100可以包括定位在风扇组件104前方的第一轮叶组件和定位在风扇组件104后方的第二轮叶组件。风扇组件104可以被构造成期望地调整一个或多个风扇叶片
108处的桨距，例如以控制推力矢量、减弱或重定向噪声、和/或改变推力输出。轮叶组件110可以被构造成期望地调整一个或多个轮叶112处的桨距，例如以控制推力矢量、减弱或重定向噪声、和/或改变推力输出。风扇组件104或轮叶组件110中的一个或两者处的桨距控制机构可以协作，以产生上述一个或多个期望的效果。
45.在某些实施例中，例如图1中所描绘的，发动机100是非管道式推力产生系统，使得多个风扇叶片108未被机舱或风扇壳体覆盖。因此，在各种实施例中，发动机100可以被构造为无罩式涡轮风扇发动机、开式转子发动机或桨扇发动机。在特定实施例中，发动机100是具有单排风扇叶片108的非管道式转子发动机。风扇叶片108可具有大直径，例如可适用于高旁通比、高巡航速度(例如，与具有涡轮风扇发动机的飞行器相比拟，或大体比具有涡轮螺旋桨发动机的飞行器更高的巡航速度)、高巡航高度(例如，与具有涡轮风扇发动机的飞行器相比拟，或大体比具有涡轮螺旋桨发动机的飞行器更高的巡航速度)，和/或相对低的转速。
46.风扇叶片108包括直径(d
fan
)。应该注意的是，为了说明的目的，只显示了d
fan
的一半(即，风扇的半径)。风扇尖端直径(d
fan
)可以在8-20英尺的范围内。例如，在一些实施例中，d
fan
为10-16英尺。在特定实施例中，d
fan
为11-14英尺。在某些实施例中，d
fan
为12-13英尺。
47.在一些实施例中，巡航飞行条件下的风扇叶片尖端速度可以是500到900英尺每秒(fps)，或700到800fps。在巡航飞行条件下，风扇可以以400-1200rpm(或450-1000rpm)的速度旋转。如在巡航飞行条件下跨风扇叶片测量的，风扇组件104的风扇压力比(fpr)可以是1.04到1.10，或在一些实施例中是1.05到1.08。
48.本文公开的风扇可包括坚固度。坚固度基于平均叶片弦，其限定为叶片平面面积(叶片一侧的表面面积)除以叶片径向跨度。坚固度与叶片数量和弦长成正比，与直径成反比。出于本公开的目的，坚固度等于平均叶片弦(c)乘以风扇叶片的数量(n)除以二(2)乘以pi(π)乘以参考半径(r_ref)的乘积，参考半径(r_ref)在本文中是等于转子叶片的尖端半径(rt)的0.75倍的半径(即，cxn/(2xπxr_ref))。使用该公式，风扇可以包括0.5至1.0之间，或更具体地0.6至1之间的坚固度。在其他示例中，风扇可以包括1.1至1.5之间或在某些示例中1.1-1.3之间的坚固度。
49.巡航高度通常是飞行器在爬升之后并下降到进场飞行阶段之前水平的高度。在各种实施例中，发动机应用于巡航高度高达约65,000ft的运载器。在某些实施例中，巡航高度在约28,000ft至约45,000ft之间。在某些实施例中，巡航速度在约0.6-0.9马赫(或可选地约0.7-0.9马赫)的范围内。在某些实施例中，巡航高度以基于海平面的标准气压的飞行高度层(fl)表示，其中巡航飞行条件在fl280至fl650之间。在另一个实施例中，巡航飞行条件在fl280至fl450之间。在某些实施例中，巡航高度至少基于气压来限定，其中巡航高度基于大约14.70psia的海平面压力和大约59华氏度的海平面温度在大约4.85psia至大约0.82psia之间。在另一个实施例中，巡航高度在大约4.85psia至大约2.14psia之间。应当理解，在某些实施例中，由压力限定的巡航高度范围可以基于不同的参考海平面压力和/或海平面温度来调整。
50.核心发动机106通常包围在外壳114中，外壳114限定核心直径(d
core
)的一半，其可以被认为是距中心线轴线(r基准)的最大范围。在某些实施例中，发动机100包括从纵向(或
轴向)前端116到纵向后端118的长度(l)。在各种实施例中，发动机100限定提供减小的安装阻力的l/d
core
的比率。在一个实施例中，l/d
core
至少为2。在另一个实施例中，l/d
core
至少为2.5。在一些实施例中，l/d
core
小于5、小于4和小于3。在各种实施例中，应当理解l/d
core
用于单非管道式转子发动机。
51.减小的安装阻力可以进一步提供改进的效率，例如改进的比燃料消耗。附加地或替代地，减小的阻力可以提供等于或高于0.5马赫的巡航高度发动机和飞行器操作。在某些实施例中，l/d
core
、风扇组件104和/或轮叶组件110单独或一起至少部分地构造发动机100以大约0.55马赫至大约0.85马赫之间的最大巡航高度操作速度操作；或大约0.72至0.85之间或大约0.75至0.85之间的最大巡航高度操作速度操作。例如，发动机100可以被构造为以大约0.6马赫至大约0.9马赫之间的最大巡航高度操作速度操作。
52.仍然参考图1，核心发动机106相对于发动机中心线轴线120在径向方向(r)上延伸。齿轮组件102通过动力输入源122从核心发动机106接收动力或扭矩，并通过动力输出源124提供动力或扭矩，以在围绕发动机中心线轴线120的周向方向c上驱动风扇组件104。
53.发动机100的齿轮组件102可以包括多个齿轮，包括输入和输出。齿轮组件还可以包括一个或多个中间齿轮，一个或多个中间齿轮设置在输入和输出之间和/或将其相互连接。输入可以联接到核心发动机106的涡轮区段并且可以包括第一转速。输出可以联接到风扇组件并且可以具有第二转速。在一些实施例中，第一转速与第二转速的齿轮比大于4.1(例如，在4.1-14.0的范围内)。
54.齿轮组件102(其也可以被称为“齿轮箱”)可包括各种类型和/或构造。例如，在一些实施例中，齿轮箱是构造成星形齿轮构造的周转齿轮箱。星形齿轮构造包括太阳齿轮、多个星形齿轮(其也可以被称为“行星齿轮”)和环形齿轮。太阳齿轮是输入并且联接到动力涡轮(例如，低压涡轮)，使得太阳齿轮和动力涡轮以相同的转速旋转。星形齿轮设置在太阳齿轮和环形齿轮之间并将其相互连接。星形齿轮可旋转地联接到固定托架。因此，星形齿轮可以绕它们各自的轴线旋转，但不能相对于太阳齿轮或环形齿轮共同绕轨运行。作为另一个示例，齿轮箱是构造成行星齿轮构造的周转齿轮箱。行星齿轮构造包括太阳齿轮、多个行星齿轮和环形齿轮。太阳齿轮是输入并联接到动力涡轮。行星齿轮设置在太阳齿轮和环形齿轮之间并将其相互连接。行星齿轮可旋转地联接到可旋转托架。因此，行星齿轮可以绕它们各自的轴线旋转，并且还可以与托架一起相对于太阳齿轮和环形齿轮共同旋转。托架是输出并且联接到风扇组件。环形齿轮被固定不旋转。
55.在一些实施例中，齿轮箱是单级齿轮箱(例如，图10-11)。在其他实施例中，齿轮箱是多级齿轮箱(例如，图9和12)。在一些实施例中，齿轮箱是周转齿轮箱。在一些实施例中，齿轮箱是非周转齿轮箱(例如，复合齿轮箱-图13)。
56.如上所述，齿轮组件可用于降低输出相对于输入的转速。在一些实施例中，输入转速与输出转速的齿轮比大于4.1。例如，在特定实施例中，齿轮比在4.1-14.0的范围内、在4.5-14.0的范围内或在6.0-14.0的范围内。在某些实施例中，齿轮比在4.5-12的范围内或在6.0-11.0的范围内。因此，在一些实施例中，风扇组件可被构造为在巡航飞行条件下以400-1500rpm的转速旋转，而动力涡轮(例如，低压涡轮)被构造为在巡航飞行条件下以2,500-15,000rpm的转速旋转。在特定实施例中，风扇组件可以被构造为在巡航飞行条件下以450-1200rpm的转速旋转，而动力涡轮被构造为在巡航飞行条件下以5,000-10,000rpm的转
速旋转。
57.在图5-9中示意性地描绘了各种齿轮组件构造。这些齿轮箱可用于本文公开的任何发动机，包括发动机100。下面提供了有关齿轮箱的更多详细信息。
58.图2示出了发动机200的横截面视图，其被构造为开式转子推进发动机的示例性实施例。发动机200大体上类似于发动机100并且对应部件已经被类似地编号。例如，发动机100的齿轮组件被编号为“102”，发动机200的齿轮组件被编号为“202”等。除了齿轮组件202之外，发动机200包括风扇组件204，风扇组件204包括围绕发动机中心线轴线220分布的多个风扇叶片208。在一些情况下，风扇叶片208围绕发动机中心线轴线220以等间距关系周向布置，并且每个风扇叶片208具有根部225和尖端226、限定在它们之间的轴向跨度，以及中心叶片轴线228。在其他情况下，风扇叶片可以是非等间距的。
59.核心发动机206包括以串行流动布置在一起的压缩机区段230、燃烧区段232和涡轮区段234(其可以被称为“膨胀区段”)。核心发动机206相对于发动机中心线轴线220周向延伸。核心发动机206包括高速线轴，高速线轴包括通过高速轴240可操作地可旋转地联接在一起的高压压缩机236和高压涡轮238。燃烧区段232定位在高压压缩机236和高压涡轮238之间。
60.燃烧区段232可被构造为爆燃燃烧区段、旋转爆震燃烧区段、脉冲爆震燃烧区段和/或其他合适的热添加系统。燃烧区段232可以被构造为富燃系统或贫燃系统或其组合中的一种或多种。在仍然各种实施例中，燃烧区段232包括环形燃烧器、罐式燃烧器、管状燃烧器、驻涡燃烧器(tvc)或其他合适的燃烧系统，或其组合。
61.核心发动机206还包括增压器或低压压缩机，其定位成与高压压缩机236成流动关系。低压压缩机242经由低速轴246与低压涡轮244可旋转地联接，以使低压涡轮244能够驱动低压压缩机242。低速轴246也可操作地连接到齿轮组件202以向风扇组件204提供动力，例如本文进一步描述的。
62.应当理解，术语“低”和“高”或它们各自的比较级(例如，“更低”和“更高”，如果适用)，当与压缩机、涡轮、轴或线轴部件一起使用时，除非另有说明，否则均指发动机内的相对压力和/或相对速度。例如，“低线轴”或“低速轴”限定了部件，该部件被构造为以低于发动机的“高线轴”或“高速轴”的转速(例如最大允许转速)操作。或者，除非另有说明，否则上述术语可以被理解为它们的最高级。例如，“低涡轮”或“低速涡轮”可指涡轮区段内的最低最大转速涡轮，“低压缩机”或“低速压缩机”可指压缩机区段内的最低最大转速涡轮，“高涡轮”或“高速涡轮”可指涡轮区段内的最高最大转速涡轮，并且“高压缩机”或“高速压缩机”可指压缩机区段内的最高最大转速压缩机。类似地，低速线轴是指比高速线轴更低的最大转速。还应理解，上述这些方面中的术语“低”或“高”可以附加地或替代地理解为相对于最小允许速度，或相对于正常、期望、稳态发动机操作等的最小或最大允许速度。
63.本文公开的压缩机和/或涡轮可包括各种级数。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1-8级，高压压缩机可以包括8-15级，高压涡轮包括1-2级，和/或低压涡轮包括3-8级(或可选地4-8lpt级，或可选地4-6lpt级)。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、两级高压压缩机和7级低压涡轮。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、两级高压压缩机和7级低压涡轮。作为又一示例，发
动机可以包括三级低压压缩机、10级高压压缩机、两级高压压缩机和4级低压涡轮。
64.在一些实施例中，低压涡轮是包括内叶片级和外叶片级的反向旋转低压涡轮。内叶片级从内轴径向向外延伸，并且外叶片级从外鼓径向向内延伸。在特定实施例中，反向旋转低压涡轮包括三个内叶片级和三个外叶片级，它们可以统称为六级低压涡轮。在其他实施例中，反向旋转低压涡轮包括四个内叶片级和三个外叶片级，它们可以统称为七级低压涡轮。
65.如以下更详细讨论的，核心发动机206包括齿轮组件202，齿轮组件202被构造为从涡轮区段234传递动力并且相对于低压涡轮244降低风扇组件204处的输出转速。本文描绘和描述的齿轮组件202的实施例可以允许适用于大直径非管道式风扇的齿轮比(例如，4.1-14.0、4.5-14.0和/或6.0-14.0的齿轮比)。此外，本文提供的齿轮组件202的实施例可适用于外壳214内的核心发动机206的径向或直径约束。
66.在图5-9中示意性地描绘了各种齿轮箱构造。这些齿轮箱可用于本文公开的任何发动机，包括发动机200。下面提供了有关齿轮箱的更多详细信息。
67.发动机200还包括轮叶组件210，轮叶组件210包括围绕发动机中心线轴线220设置的多个轮叶212。每个轮叶212具有根部248和尖端250，以及限定在它们之间的跨度。轮叶212可以以多种方式布置。例如，在一些实施例中，它们并非都与旋转组件等距。
68.在一些实施例中，轮叶212安装到静止框架并且不相对于发动机中心线轴线220旋转，但可以包括用于调整它们相对于其轴线254和/或相对于风扇叶片208的取向的机构。出于参考目的，图2描绘了用箭头f表示的向前方向，这又限定了系统的前部和后部。
69.如图2中所描绘的，在“拉式”构造中，风扇组件204位于核心发动机106的前方，而排气装置256位于核心发动机206的后方。其他构造是可能的并且被设想为在本公开的范围内，例如其中发动机核心位于风扇组件前方的可以被称为“推式”构造的实施例。“拉式”或“推式”构造的选择可以与相对于预期飞行器应用的机身的安装取向的选择相一致，并且取决于安装位置和取向是否是机翼安装、机身安装或尾部安装构造，一些可能在结构上或操作上是有利的。
70.可用于某些安装以减少多发动机扭矩对飞行器的影响的左旋发动机构造或右旋发动机构造可通过镜像翼型件(例如，208、212)来实现，使得风扇组件204对于一个推进系统顺时针旋转，并且对于另一个推进系统逆时针旋转。或者，可提供可选的换向齿轮箱以允许使用共同的燃气涡轮核心和低压涡轮来顺时针或逆时针旋转风扇叶片，即，根据需要提供左旋或右旋构造，以便可以为某些飞行器安装提供一对相对旋转的发动机组件，同时消除对设计用于相对旋转方向的内部发动机零件的需要。
71.发动机200还包括齿轮组件202，齿轮组件202包括用于降低风扇组件204相对于低压涡轮244的转速的齿轮组。在操作中，旋转的风扇叶片208由低压涡轮244经由齿轮组件202驱动，使得风扇叶片208围绕发动机中心线轴线220旋转并产生推力，以在向前方向f上推进发动机200，并因此推进安装有发动机200的飞行器。
72.在一些实施例中，输入转速与输出转速的齿轮比大于4.1。例如，在特定实施例中，齿轮比在4.1-14.0的范围内、在4.5-14.0的范围内或在6.0-14.0的范围内。在某些实施例中，齿轮比在4.5-12的范围内或在6.0-11.0的范围内。因此，在一些实施例中，风扇组件可以被构造为在巡航飞行条件下以400-1500rpm的转速旋转，而动力涡轮(例如，低压涡轮)被
构造为在巡航飞行条件下以5,000-10,000rpm的转速旋转。在特定实施例中，风扇组件可以被构造为在巡航飞行条件下以450-1200rpm的转速旋转，而动力涡轮被构造为在巡航飞行条件下以5,500-9,500rpm的转速旋转。
73.可能期望风扇叶片208或轮叶212中的任一者或两者结合桨距改变机构，使得叶片可以相对于桨距旋转轴线(分别标注为228和254)独立地或彼此结合地旋转。这种桨距改变可用于在各种操作条件下改变推力和/或旋流效应，包括提供在某些操作条件下(例如在飞行器着陆时)可能有用的推力反向特征。
74.轮叶212的尺寸、形状和构造可以被设计为赋予流体反旋流，从而在风扇叶片208和轮叶212两者后方的下游方向上，流体具有大大减小的旋流度，这转化为增加的诱导效率水平。如图2所示，轮叶212可具有比风扇叶片208更短的跨度。例如，轮叶212可具有至少为风扇叶片208的跨度的50％的跨度。在一些实施例中，如果需要，轮叶的跨度可以与风扇叶片208的跨度相同或更长。如图2所示，轮叶212可以附接到与发动机200相关联的飞行器结构，或另一飞行器结构，例如机翼、挂架或机身。轮叶212的数量可以少于或多于或等于风扇叶片208的数量。在一些实施例中，轮叶212的数量大于两个或大于四个。风扇叶片208的尺寸、形状和轮廓可以考虑期望的叶片负载。
75.在图2所示的实施例中，环形360度入口258位于风扇组件204和轮叶组件210之间，并为进入的大气空气在轮叶组件210的至少一部分的径向内侧进入核心发动机206提供路径。由于多种原因，这样的位置可能是有利的，包括结冰性能的管理以及保护入口258免受操作中可能遇到的各种物体和材料的影响。
76.在图2的示例性实施例中，除了具有多个风扇叶片208的开式转子或非管道式风扇组件204之外，可选的管道式风扇组件260包括在风扇组件204的后面，使得发动机200包括管道式和非管道式风扇，管道式和非管道式风扇均用于通过大气温度下的空气移动产生推力，而无需通过核心发动机206。管道式风扇组件260被示出在与轮叶212大致相同的轴向位置处，并且在轮叶212的根部248的径向内侧。或者，管道式风扇组件260可以在轮叶212和核心管道262之间，或者在轮叶212的更前方。管道式风扇组件260可由低压涡轮244或由任何其他合适的旋转源驱动，并且可用作低压压缩机242的第一级或可单独操作。进入入口258的空气流过入口管道264，然后被分开，使得一部分流过核心管道262，一部分流过风扇管道266。风扇管道266可以结合一个或多个热交换器268，并且通过轮叶组件210后方、风扇罩252后端和发动机核心罩272外部的独立的固定或可变喷嘴270排放到大气中。流过风扇管道266的空气因此“绕过”发动机的核心并且不穿过核心。
77.因此，在示例性实施例中，发动机200包括由风扇叶片208形成的非管道式风扇，随后是管道式风扇组件260，管道式风扇组件260将气流引导到两个同心或非同心管道262和266中，从而形成具有用于穿过风扇组件204的空气的三个路径的“三流发动机架构”。发动机200的“第一流”包括穿过轮叶组件210和/或风扇罩252外部的气流。因此，第一流可以被称为“旁通流”，因为第一流的气流不穿过核心管道262。第一流产生发动机200的大部分推力，因此也可以被称为“主推进流”。发动机200的“第二流”包括流入入口258、通过入口管道264、通过核心管道262并离开核心喷嘴278的气流。以这种方式，第二流可以被称为“核心流”。发动机200的“第三流”包括流入入口258、通过入口管道264、通过风扇管道266并离开喷嘴270的气流。
78.如本文所用的“第三流”是指能够增加流体能量以产生发动机(例如，发动机200)的总推力的一小部分的次级空气流。因此，在各种实施例中，具有位于风扇管道266的流动路径内的一个或多个热交换器268的风扇管道266可被称为三流发动机架构的“第三流”。
79.第三流的压力比高于主推进流(即，旁通流)的压力比。该推力通过专用喷嘴(例如，喷嘴270)或通过将第三流与风扇流或核心流混合(例如，进入公共喷嘴)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小于发动机的最大压缩机排放温度，并且更具体地，可以小于350华氏度(例如小于300华氏度，例如小于250华氏度，例如小于200华氏度，并且至少与环境温度一样)。在某些示例性实施例中，这些操作温度有助于热量传递到第三流中的流体和次级流体流，或从其传递出。此外，在某些示例性实施例中，并且在起飞条件下，或者更具体地，当在海平面的额定起飞功率、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％(并且例如，至少总发动机推力的2％)。此外，在某些示例性实施例中，第三流的气流、混合或排气特性(并且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、可变排气装置几何形状或流体特征)有目的地修改，以跨潜在操作条件的宽泛范围调整或优化整体系统性能。
80.在图2所示的示例性实施例中，可以包括具有致动器的可滑动、可移动和/或可平移的塞式喷嘴274，以改变喷嘴270的出口面积。塞式喷嘴通常是环形对称装置，其通过喷嘴的轴向移动来调节出口的开口面积，例如风扇流或核心流，使得喷嘴表面与静止结构(例如管道的相邻壁)之间的间隙以预定的方式变化，从而减少或增加通过管道的气流空间。也可以采用其他合适的喷嘴设计，包括结合了推力反向功能的那些喷嘴设计。这种可调整、可移动的喷嘴可以设计为与其他系统(例如vbv、vsv或叶片桨距机构)协同操作，并且可以设计为具有故障模式(例如完全打开、完全关闭或中间位置)，以便喷嘴270具有一致的“原始”位置，在发生任何系统故障(这可能会阻止命令到达喷嘴270和/或其致动器)的情况下喷嘴270会返回到该“原始”位置。在其他实施例中，可以使用静态喷嘴。
81.在一些实施例中，混合装置276可以包括在核心喷嘴278后方的区域中，以帮助混合风扇流和核心流，从而通过向外引导核心流和向内引导风扇流来改善声学性能。
82.由于图2中所示的发动机200包括开式转子风扇组件204、管道式风扇组件260和第三流，因此可以定制发动机的推力输出和功分配，以实现可优于可比推力等级的典型管道式或非管道式风扇燃气涡轮推进组件的特定推力、燃料燃烧、热管理和/或声学特征目标。
83.在操作上，发动机200可以包括控制系统，控制系统管理相应的开式和管道式风扇的负载，以及可能的可变风扇喷嘴的出口面积，以提供用于飞行包线的各个部分的不同的推力、噪声、冷却能力和其他性能特性，以及与飞行器操作相关联的各种操作条件。例如，在爬升模式下，管道式风扇可以在最大压力比下操作，从而最大化流的推力能力，而在巡航模式下，管道式风扇可以在更低的压力比下操作，通过依赖来自非管道式风扇的推力来提高整体效率。喷嘴致动装置调节管道式风扇操作线和总体发动机风扇压力比，而与总发动机气流无关。在其他实施例中，可以使用静态喷嘴来管理负载。
84.如上所述，第三流(例如，风扇管道266)可以包括一个或多个热交换器268，用于从发动机操作中使用的各种流体(例如空气冷却的油冷却器(acoc)、冷却的冷却空气(cca)
等)中去除热量。与传统的管道式风扇架构相比，位于第三流中的热交换器268利用集成到风扇管道266(即，第三流)中具有减小的性能损失(例如燃料效率和推力)，因为不影响主推力源，在这种情况下，主推力源是非管道式风扇流。热交换器可以冷却流体(例如齿轮箱油、发动机贮槽油)、热传输流体(例如超临界流体)或市售单相或两相流体(超临界co2、egv、slither 800、液态金属等)、发动机引气等。热交换器也可以由冷却不同工作流体的不同段或通道(例如与燃料冷却器配对的acoc)组成。热交换器268可以结合到热管理系统中，该热管理系统经由流过网络的热交换流体提供热传输，以从源去除热量并将其传输到热交换器。
85.由于与第三流相关联的风扇压力比对于管道式风扇高于非管道式风扇，因此第三流可以提供一种环境，其中可以使用比安装在非管道式风扇流中的核心罩外部将可能实现的更紧凑的热交换器。风扇旁通空气处于非常低的风扇压力比(fpr)(1.05到1.08)，因此很难驱动空气通过热交换器。在没有如本文所述的风扇管道的情况下，可能需要铲斗或增压引气来将冷却空气提供到并通过热交换器。
86.第三流还可以在降低机舱阻力方面提供其他优点，从而实现更积极的机舱关闭、改进的核心流粒子分离和恶劣天气操作。通过在核心罩上排放风扇管道流，这有助于激励边界层，并允许在发动机核心罩272的最大尺寸和排气装置256之间选择更陡峭的机舱关闭角度。关闭角度通常受到气流分离的限制，但来自风扇管道266的空气在核心罩上排放的边界层激励减少了气流分离。这产生了更短、更轻的结构，具有更小的摩擦表面阻力。
87.轮叶组件可以是罩式或无罩式(如图1和2所示)。尽管未示出，但可选的环形护罩或管道可以联接到轮叶组件210，并且相对于轮叶212定位成远离发动机中心线轴线220。除了降低噪声的好处之外，管道可以通过将轮叶212联接到形成环形圈或一个或多个周向扇区(sector)(即，形成连结两个或更多个轮叶212的环形圈的部分的段)的组件中来提供轮叶212的改进的振动响应和结构完整性。管道还可以允许更容易地改变轮叶的桨距。
88.在一些实施例中，发动机的净推力t在最大起飞条件下在约10,000-100,000磅力的范围内。在特定实施例中，发动机的净推力t在最大起飞条件下在约12,000-35,000磅力的范围内。
89.在一些实施例中，发动机(例如，发动机100和/或发动机200)可以包括反向旋转低压涡轮。例如，图3-4描绘了反向旋转低压涡轮的示意横截面图。特别地，图3描绘了反向旋转涡轮300，而图4描绘了反向旋转涡轮400。反向旋转涡轮包括以交替的内外构造布置的内叶片级和外叶片级。换言之，反向旋转涡轮不包括设置在叶片级之间的定子轮叶。
90.参考图3，反向旋转涡轮300包括多个内叶片级302和多个外叶片级304。更具体地，反向旋转涡轮300包括三个内叶片级302和三个外叶片级304，三个内叶片级302联接到内轴306(其也可以被称为“内转子”)并从内轴306径向向外延伸，三个外叶片级304联接到外轴308(其也可以被称为“外鼓”或“外转子”)并从外轴308径向向内延伸。以这种方式，反向旋转涡轮300可以被认为是六级涡轮。
91.参考图4，反向旋转涡轮400包括多个内叶片级402和多个外叶片级404。更具体地，反向旋转涡轮400包括四个内叶片级402和三个外叶片级404，四个内叶片级402联接到内轴406并从内轴406径向向外延伸，三个外叶片级404联接到外轴408并从外轴408径向向内延伸。以这种方式，反向旋转涡轮400可以被认为是七级涡轮。
92.根据一些实施例，存在以高齿轮比为特征的涡轮机械。高齿轮比齿轮箱是指齿轮比高于约4:1至约14:1(或在特定实施例中约4.5:1至约12:1)的齿轮箱。例如，本文公开的发动机可包括构造成使得输出速度(即，推进器的速度)在巡航飞行条件下为约400-1200rpm，或更具体地在巡航飞行条件下为450-1000rpm的齿轮箱。
93.在本文中示出和描述了各种示例性齿轮组件。特别地，图5-9示意性地描绘了可以与发动机100、200一起使用的几个示例性齿轮组件。所公开的齿轮组件可以与任何示例性发动机和/或可能期望这种齿轮组件的任何其他合适的发动机一起使用。以这种方式，应当理解，本文公开的齿轮组件通常可与发动机和涡轮机械一起操作，该发动机具有带有多个转子叶片的旋转元件，该涡轮机械具有涡轮和可与涡轮一起旋转的轴。对于这样的发动机，旋转元件(例如，风扇组件104)可以通过齿轮组件由涡轮机械的轴(例如，低速轴)驱动。
94.尽管所示的示例性齿轮组件安装在前方位置(例如，燃烧器和/或低压压缩机的前方)，但在其他实施例中，本文所述的齿轮组件可以安装在后方位置(例如，燃烧器和/或低压涡轮的后方)。
95.本文提供的齿轮组件的各种实施例可以允许高达14:1的齿轮比。本文提供的齿轮组件的还有的各种实施例可以允许至少4.1:1或4.5:1的齿轮比。本文提供的齿轮组件的再还有的各种实施例允许6:1至12:1的齿轮比。
96.图5示意性地描绘了可用于例如发动机100、200的齿轮箱500。齿轮箱500包括两级星形构造。
97.齿轮箱500的第一级包括第一级太阳齿轮502、容纳多个第一级星形齿轮的第一级托架504和第一级环形齿轮506。第一级太阳齿轮502可以联接到低速轴508，低速轴508又联接到发动机的低压涡轮。第一级太阳齿轮502可以与第一级星形齿轮啮合，第一级星形齿轮与第一级环形齿轮啮合。第一级托架504可以通过支撑构件510固定不旋转。
98.齿轮箱500的第二级包括第二级太阳齿轮512、容纳多个第二级星形齿轮的第二级托架514和第二级环形齿轮516。第二级太阳齿轮512可以联接到轴518，轴518又联接到第一级环形齿轮506。第二级托架514可以通过支撑构件520固定不旋转。第二级环形齿轮516可以联接到风扇轴522。
99.在一些实施例中，齿轮箱500的每一级可以包括五个星形齿轮。在其他实施例中，齿轮箱500可以在每一级中包括少于或多于五个星形齿轮。在一些实施例中，第一级托架可以包括与第二级托架不同数量的星形齿轮。例如，第一托架可以包括五个星形齿轮，第二级托架可以包括三个星形齿轮，反之亦然。
100.在一些实施例中，齿轮箱500的半径r
l
可以是约16-19英寸。在其他实施例中，齿轮箱500的半径r
l
可以是约22-24英寸。在其他实施例中，齿轮箱500的半径r
l
可以小于16英寸或大于24英寸。
101.图6示意性地描绘了可以与本文公开的发动机一起使用的齿轮箱600。齿轮箱600包括单级星形构造。齿轮箱600包括太阳齿轮602、容纳多个星形齿轮(例如，3-5个星形齿轮)的托架604和环形齿轮606。太阳齿轮602可与星形齿轮啮合，并且星形齿轮可与环形齿轮606啮合。太阳齿轮602可以联接到低速轴608，低速轴608又联接到发动机的低压涡轮。托架604可以通过支撑构件610固定不旋转。环形齿轮606可以联接到风扇轴612。
102.在一些实施例中，齿轮箱600的半径r2可以是约18-23英寸。在其他实施例中，齿轮
箱600的半径r2可以小于18英寸或大于23英寸。
103.图7示意性地描绘了另一个示例性齿轮箱700。齿轮箱700包括单级星形构造。齿轮箱700包括太阳齿轮702、容纳多个星形齿轮(例如，3-5个星形齿轮)的托架704和环形齿轮706。太阳齿轮702可与星形齿轮啮合，并且星形齿轮可与环形齿轮706啮合。太阳齿轮702可以联接到低速轴708，低速轴708又联接到发动机的低压涡轮。托架704可以通过支撑构件710固定不旋转。环形齿轮706可以联接到风扇轴712。
104.齿轮箱700可以包括半径r3。在一些实施例中，齿轮箱700的半径r3可以是约10-13英寸。在其他实施例中，齿轮箱700的半径r3可以小于10英寸或大于13英寸。
105.图8示意性地描绘了可以与本文公开的发动机一起使用的齿轮箱800。齿轮箱800包括两级构造，其中第一级是星形构造并且第二级是行星构造。
106.齿轮箱800的第一级包括第一级太阳齿轮802、包含多个第一级星形齿轮(例如，3-5个星形齿轮)的第一级星形托架804和第一级环形齿轮806。第一级太阳齿轮802可与第一级星形齿轮啮合，并且第一级星形齿轮可与第一级环形齿轮806啮合。第一级太阳齿轮802可以联接到低线轴的更高速轴808，更高速轴808又联接到发动机的低压涡轮的内叶片。第一级星形托架804可以通过支撑构件810固定不旋转。
107.齿轮箱800的第二级包括第二级太阳齿轮812、包含多个第二级行星齿轮(例如，3-5个行星齿轮)的第二级行星托架814和第二级环形齿轮816。第二级太阳齿轮812可与第二级行星齿轮啮合。第二级行星托架814可以联接到第一级环形齿轮806。第二级太阳齿轮812可以联接到低线轴的更低速轴818，更低速轴818又联接到发动机的低压涡轮的外叶片。第二级行星托架814可以联接到第一级环形齿轮806。第二级行星托架814也可以联接到风扇轴820。第二级环形齿轮816可以通过支撑构件822固定不旋转。
108.在一些实施例中，齿轮箱800的每一级可以包括三个星形/行星齿轮。在其他实施例中，齿轮箱800可以在每一级中包括少于或多于三个星形/行星齿轮。在一些实施例中，第一级托架可以包括与第二级托架具有行星齿轮不同数量的星形齿轮。例如，第一托架可以包括五个星形齿轮，并且第二级托架可以包括三个行星齿轮，反之亦然。
109.由于齿轮箱800的第一级联接到低线轴的更高速轴808，并且齿轮箱800的第二级联接到低线轴的更低速轴818，因此齿轮箱800的第一级的齿轮比可以大于齿轮箱的第二级的齿轮比。例如，在某些实施例中，齿轮箱800的第一级可以包括4.1-14的齿轮比，并且齿轮箱800的第二级可以包括小于齿轮箱的第一级的齿轮比的齿轮比。在特定实施例中，齿轮箱800的第一级可以包括为7的齿轮比，并且齿轮箱800的第二级可以包括为6的齿轮比。
110.在一些实施例中，包括齿轮箱800的发动机可以被构造为使得更高速轴808向齿轮箱800提供约50％的动力，并且更低速轴818向齿轮箱800提供约50％的动力。在其他实施例中，包括齿轮箱800的发动机可以被构造为使得更高速轴808向齿轮箱800提供约60％的动力，并且更低速轴818向齿轮箱800提供约40％的动力。
111.在一些实施例中，齿轮箱800的半径r4可以是约18-22英寸。在其他实施例中，齿轮箱800的半径r4可以小于18英寸或大于22英寸。
112.图9描绘了齿轮箱900，齿轮箱900可以例如与本文公开的发动机(例如，发动机100、200)一起使用。齿轮箱900被构造为复合星形齿轮箱。齿轮箱900包括太阳齿轮902和星形托架904，星形托架904包括具有一个或多个第一部分906和一个或多个第二部分908的多
个复合星形齿轮。齿轮箱900还包括环形齿轮910。太阳齿轮902也可以与星形齿轮的第一部分906啮合。星形托架可以经由支撑构件914固定不旋转。星形齿轮的第二部分908可以与环形齿轮910啮合。太阳齿轮902可以经由涡轮轴912联接到低压涡轮。环形齿轮910可以联接到风扇轴916。
113.本文公开的涡轮机械的每个实施例利用开式转子(也称为“非管道式推进器”)和齿轮箱。采用齿轮传动的开式转子发动机存在独特的挑战。其中一项挑战是在发动机性能、发动机效率、推进器尺寸和/或声学(例如噪声)之间找到适当的平衡。例如，如果推进器大于某个直径，发动机性能可能令人满意，但发动机将无法安装在机身上。如果风扇较小，则发动机性能可能不理想。如果满足其他标准，发动机可能仍然过于嘈杂而无法遵守法规和/或会给在飞行器上飞行的人带来糟糕的体验。
114.从这个基础出发，发明人着手计算对非管道式推进器的各种需求。在开发结合非管道式推进器和齿轮箱的涡轮机械的上述实施例的过程中，发明人出乎意料地发现，对于整体齿轮传动的非管道式推进器发动机设计的良好近似可以仅使用相对较少的发动机参数来进行。除其他事项外，该开发基于对推进器、lpt和齿轮箱之间的关系的认识。从这一初步认识和作为研究多种发动机构造(包括本文公开的构造)的副产品的其他开发，发明人最终发现可以基于风扇直径、lpt级数和齿轮箱的齿轮比之间的关系对整体发动机性能、效率、尺寸和声学做出良好的近似。发明人将这种新发现的关系称为发动机相关参数(ecp)。
115.ecp是非常有益的。例如，ecp可以提供具有足够性能、效率、尺寸和声学的发动机。因此，ecp可以改进开发非管道式发动机的过程，这最终可以导致改进的涡轮机械。例如，通过使用ecp限定发动机架构，可以更好地了解受影响的系统或子系统、可靠性或可行性，和/或可能的架构范围，因为ecp对所考虑的设计施加了实际限制。
116.ecp由以下关系限定：d/n/gr，其中d是以英尺为单位测量的叶片尖端直径，其中n是低压涡轮的级数，并且其中gr是齿轮箱的齿轮比。例如，ecp可用于构造比典型发动机具有更高效率和更低噪声的发动机。在一些情况下，本文公开的包括ecp的发动机比典型发动机更轻、具有更高的推进效率、具有更高的发动机效率和/或更安静。ecp因此提供了改进的涡轮机械发动机和/或可以帮助简化齿轮传动的开式转子发动机开发的一个或多个复杂性。
117.具体地，本公开的发明人已经认识到，对于单非管道式转子发动机(例如发动机100、200)，等于推进器叶片尖端直径(英尺)除以齿轮比除以低压涡轮级数的、在约0.17英尺至约0.83英尺之间的ecp在操作期间提供改进的结果。更具体地，在至少某些示例中，ecp在约0.17英尺至约0.63英尺之间的单非管道式转子发动机可以在操作期间提供期望的结果。为简单起见，ecp值可以表示为无单位值(即，省略“英尺”)。例如，0.19英尺的ecp可以简单地表示为0.19。
118.例如，在一个示例中，齿轮传动的单非管道式转子发动机可以包括18英尺的推进器叶片直径、10:1的齿轮比和等于3的lpt级数。在这样的示例中，ecp等于0.6。
119.作为另一个示例，齿轮传动的单非管道式转子发动机可以包括14英尺的推进器叶片直径，可以具有7:1的齿轮比和等于5的lpt级数。在该示例中，ecp等于0.4。
120.图10-16描绘了具有附加示例性发动机及其相关联ecp的表格。图10-16的表中公开的发动机(在本公开的其他地方)仅仅是示例，并不旨在限制本公开的范围。
121.图10描绘了各种发动机(即，发动机1-10)，每个发动机包括10英尺的风扇直径。每个发动机1-10的lpt级在3-8的范围内。每个发动机1-10的齿轮比都在4-12的范围内。每个发动机1-10的ecp在0.17至0.83的范围内。
122.图11描绘了各种发动机(即，发动机11-20)，每个发动机包括11英尺的风扇直径。每个发动机11-20的lpt级在3-8的范围内。每个发动机11-20的齿轮比在4-12的范围内。每个发动机11-20的ecp在0.17至0.83的范围内。
123.图12描绘了包括12英尺的风扇直径的各种发动机(即，发动机21-30)。发动机21-30的lpt级在3-7的范围内。发动机21-30的齿轮比在4-11的范围内。发动机21-30的ecp在0.17至0.83的范围内。
124.图13描绘了各种发动机(即，发动机31-40)，每个发动机包括13英尺的风扇直径。每个发动机31-40的lpt级在3-8的范围内。每个发动机31-40的齿轮比在4-11的范围内。每个发动机31-40的ecp在0.17至0.83的范围内。
125.图14描绘了包括14英尺的风扇直径的各种发动机(即，发动机41-50)。发动机41-50的lpt级在3-7的范围内。发动机41-50的齿轮比在5-12的范围内。发动机41-50的ecp在0.17至0.83的范围内。
126.图15描绘了各种发动机(即，发动机51-60)，每个发动机包括15英尺的风扇直径。每个发动机51-60的lpt级在3-8的范围内。每个发动机51-60的齿轮比在4-12的范围内。每个发动机51-60的ecp在0.17至0.83的范围内。
127.图16描绘了包括16英尺的风扇直径的各种发动机(即，发动机61-70)。发动机61-70的lpt级在3-8的范围内。发动机61-70的齿轮比在4-12的范围内。发动机61-70的ecp在0.17至0.83的范围内。
128.应当注意，尽管示例性发动机1-70包括整数(例如，10ft、11ft、12ft、14ft等)的风扇直径，但是发动机可以包括不是整数的风扇直径。例如，风扇可以包括11.5ft、12.75ft、13.2ft、14.1ft、15.56ft或16.3ft的直径。
129.发明人还发现ecp与推进器的盘负载之间的关系。盘负载是起飞飞行条件下以马力(hp)为单位测量的功率除以以平方英尺(ft2)为单位测量的推进器的扫掠面积。例如，发明人已经发现发动机在起飞飞行条件下包括0.17-0.83的ecp和60-180hp/ft2之间的推进器盘负载是有利的，如图17所示。更具体地，发明人已经发现发动机在起飞飞行条件下包括0.17-0.63的ecp和60-180hp/ft2之间的推进器盘负载是特别有利的，如图18所示。例如，与典型的发动机相比，在起飞飞行条件下具有0.17-0.83ft(或0.17-0.63ft)范围内的ecp和60-180hp/ft2的推进器盘负载的发动机可以有利地提供改进的发动机性能和效率，同时也满足声学要求。
130.在一些示例中，发动机的推进器组件在起飞飞行条件下具有60-180hp/ft2的盘负载和约0.57-0.75范围内的净效率，其中净效率被限定为净推力乘以飞行速度除以推进器组件的输入功率。在某些情况下，在起飞飞行条件下，推进器组件的净效率在约0.62-0.75的范围内，并且推进器组件的盘负载在60-100hp/ft2的范围内。在特定示例中，在起飞飞行条件下，推进器组件的净效率在约0.57-0.67的范围内，并且推进器组件的盘负载在160-180hp/ft2的范围内。在特定示例中，在起飞飞行条件下，推进器组件的净效率在约0.58-0.72的范围内，并且推进器组件的盘负载在100-160hp/ft2的范围内。净效率随盘负载而变
化，使得对于60到180hp/ft2的盘负载，可以假设下限从0.65到0.57线性变化，并且对于60到180hp/ft2的盘负载，可以假设上限从0.75到0.67线性变化。参考下面的表1，显示了净效率与盘负载的关系：
[0131][0132]
如前所述，涡轮机械发动机(例如发动机100、200)包括影响其性能和/或操作的许多变量和因素。各种部件之间的相互作用会使开发或选择一个部件变得特别困难，尤其是当每个部件处于不同的完成阶段时。例如，一个或多个部件可能接近完成，而一个或多个其他部件可能处于仅一个(或几个)参数是已知的初始或初步阶段。此外，每个部件在开发期间经常会发生不止一次的变化，这通常会持续很多年(例如，5-15年)。这些复杂而错综的个人和集体开发过程可能既繁琐又低效。至少出于这些原因，需要能够提供良好估计的装置和方法，不仅是实现期望性能益处所需的基本构造或尺寸的良好估计，而且还有反映其他领域的惩罚或适应以便实现期望的益处的良好估计。
[0133]
根据本公开的另一方面，ecp可以另外提供在初始开发期间发动机的效率和有效性的特别有用的指示，例如，作为接受或拒绝特定构造的工具。因此，ecp可用于例如指导发动机开发。例如，ecp可用于快速且准确地确定特定发动机的适用性，而无需个人或团队完成全面开发发动机的繁琐且耗时的过程。因此，ecp可以改进开发涡轮机械发动机的过程。
[0134]
该书面描述使用示例来公开本技术，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践所公开的技术，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。所公开技术的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的字面语言没有实质差异的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。
[0135]
本公开的进一步方面由以下示例的主题提供：
[0136]
示例1.一种涡轮机械发动机，其包括非管道式转子组件、低压涡轮、低压轴、齿轮箱和发动机相关参数。非管道式转子组件包括布置成单排并且限定叶片直径的多个转子叶片。低压涡轮包括由低压涡轮的多排旋转叶片限定的级数。低压轴联接到低压涡轮。齿轮箱包括输入、输出和齿轮比。齿轮箱的输入联接到低压轴，并且齿轮箱的输出联接到非管道式转子组件。发动机相关参数大于0.17且小于0.83。发动机相关参数等于d/n/gr，其中d是以英尺为单位测量的叶片尖端直径，n是低压涡轮的级数，gr是齿轮箱的齿轮比。
[0137]
示例2.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中发动机相关参数大于0.17且小于0.63。
[0138]
示例3.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中齿轮比在4:1至12:1的范围内。
[0139]
示例4.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中低压涡轮的级数在3至8之
间。
[0140]
示例5.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中低压涡轮的级数在4至6之间。
[0141]
示例6.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中非管道式转子组件包括8-20个转子叶片。
[0142]
示例7.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中非管道式转子组件包括8-14个转子叶片。
[0143]
示例8.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，进一步包括设置在非管道式转子组件的转子叶片后方的多个非旋转出口导向轮叶。
[0144]
示例9.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中叶片尖端直径在10-16英尺的范围内。
[0145]
示例10.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中叶片尖端直径在11-14英尺的范围内。
[0146]
示例11.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中叶片尖端直径在12-13英尺的范围内。
[0147]
示例12.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中非管道式转子组件被构造为在巡航飞行条件下以小于1000rpm且大于450rpm的速度旋转。
[0148]
示例13.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中涡轮机械发动机被构造为在大于0.6马赫且小于0.9马赫的巡航飞行条件下操作。
[0149]
示例14.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，进一步包括在最大起飞条件下在10,000-100,000磅力范围内的净推力。
[0150]
示例15.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，进一步包括在最大起飞条件下在20,000-35,000磅力范围内的净推力。
[0151]
示例16.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中非管道式转子组件在起飞飞行条件下包括60-180hp/ft2范围内的盘负载。
[0152]
示例17.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中风扇包括0.5-1.0范围内的坚固度。
[0153]
示例18.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中风扇包括0.6-1.0范围内的坚固度。
[0154]
示例19.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中风扇包括1.1-1.5范围内的坚固度。
[0155]
示例20.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中风扇包括1.1-1.3范围内的坚固度。
[0156]
示例21.一种单非管道式转子涡轮机械发动机，其包括低压涡轮、低压线轴、齿轮箱和非管道式转子组件。低压涡轮限定级数。低压线轴联接到低压涡轮。齿轮箱限定齿轮比。非管道式转子组件包括限定叶片尖端直径的多个转子叶片，并且非管道式转子组件经由齿轮箱联接到低压线轴。单非管道式转子涡轮机械发动机限定的发动机相关参数等于以英尺为单位测量的叶片尖端直径除以低压涡轮的级数除以齿轮箱的齿轮比，并且发动机相关参数大于0.17且小于0.83。
[0157]
示例22.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，其中发动机相关参数大于0.17且小于0.63。
[0158]
示例23.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，其中齿轮比在4:1至12:1之间。
[0159]
示例24.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，其中级数在3至8之间。
[0160]
示例25.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，其中低压涡轮的级数在4至6之间。
[0161]
示例26.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，其中非管道式转子组件包括8-20个转子叶片。
[0162]
示例27.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，其中非管道式转子组件包括8-14个转子叶片。
[0163]
示例28.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，进一步包括设置在非管道式转子组件的转子叶片后方的多个非旋转出口导向轮叶。
[0164]
示例29.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，其中叶片尖端直径在10-16英尺范围内。
[0165]
示例30.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，其中叶片尖端直径在11-14英尺范围内。
[0166]
示例31.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，其中叶片尖端直径在12-13英尺范围内。
[0167]
示例32.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，其中非管道式转子组件被构造为在巡航飞行条件下以小于1000rpm且大于450rpm的速度旋转。
[0168]
示例33.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，其中单非管道式转子涡轮机械发动机被构造为在大于0.7马赫且小于0.9马赫的巡航飞行条件下操作。
[0169]
示例34.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，进一步包括在最大起飞条件下在10,000-100,000磅力范围内的净推力。
[0170]
示例35.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，进一步包括在最大起飞条件下在20,000-35,000磅力范围内的净推力。
[0171]
示例36.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，其中非管道式转子组件在起飞飞行条件下包括60-180hp/ft2范围内的盘负载。
[0172]
示例37.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，其中风扇包括0.5-1.0范围内的坚固度。
[0173]
示例38.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，其中风扇包括0.6-1.0范围内的坚固度。
[0174]
示例39.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，其中风扇包括1.1-1.5范围内的坚固度。
[0175]
示例40.根据本文任何示例所述的单非管道式转子涡轮机械发动机，其中风扇包括1.1-1.3范围内的坚固度。
[0176]
示例41.一种涡轮机械发动机，其包括非管道式推进器组件、低压压缩机、低压涡
轮、低压轴、高压压缩机、高压涡轮、高压轴，齿轮箱和发动机相关参数。非管道式推进器组件包括布置成单排并且限定叶片直径的多个推进器叶片，并且叶片尖端直径在8-16英尺范围内。低压压缩机包括限定lpc级数的一个或多个lpc转子。低压涡轮包括限定lpt级数的多个lpt转子，并且lpt级数在3-8的范围内。低压轴联接到低压压缩机和低压涡轮。高压压缩机包括限定hpc级数的多个hpc转子。高压涡轮包括限定hpt级数的一个或多个hpt转子。高压轴联接到高压压缩机和高压涡轮。齿轮箱包括输入、输出和齿轮比。输入联接到低压轴并且被构造为以第一转速旋转。输出联接到非管道式推进器组件，并且被构造为以小于第一转速的第二转速旋转。齿轮比由第一转速与第二转速的比限定，并且在4-12的范围内。发动机相关参数在0.17-0.83的范围内，其中发动机相关参数等于d/n/gr，d是以英尺为单位测量的推进器叶片的叶片尖端直径，n是低压涡轮的lpt级数，并且gr是齿轮箱的齿轮比。
[0177]
示例42.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中发动机相关参数在0.17-0.63的范围内。
[0178]
示例43.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中非管道式推进器组件包括8-20个推进器叶片。
[0179]
示例44.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中非管道式推进器组件包括8-14个推进器叶片。
[0180]
示例45.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，进一步包括设置在推进器叶片后方的多个静止出口导向轮叶。
[0181]
示例46.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中叶片尖端直径在8-14英尺、11-14英尺或10-16英尺范围内。
[0182]
示例47.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中叶片尖端直径在12-13英尺范围内。
[0183]
示例48.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中非管道式推进器组件被构造为在巡航飞行条件下在450-1000rpm的范围内旋转。
[0184]
示例49.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中涡轮机械发动机被构造为在巡航飞行条件下在0.6-0.9马赫范围内操作。
[0185]
示例50.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，进一步包括在最大起飞条件下在10,000-100,000磅力范围内的净推力。
[0186]
示例51.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，进一步包括在最大起飞条件下在20,000-35,000磅力范围内的净推力。
[0187]
示例52.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中推进器组件在起飞飞行条件下包括60-180hp/ft2范围内的盘负载。
[0188]
示例53.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中齿轮箱是包括太阳齿轮、多个行星齿轮和环形齿轮的周转齿轮箱，其中太阳齿轮是输入，并且其中环形齿轮是输出。
[0189]
示例54.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中齿轮箱是包括太阳齿轮、多个行星齿轮和环形齿轮的周转齿轮箱，其中太阳齿轮是输入，其中行星齿轮联接到行星托架，并且其中行星托架是输出。
[0190]
示例55.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中齿轮箱是多级齿轮箱。
[0191]
示例56.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中齿轮箱是两级齿轮箱。
[0192]
示例57.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中齿轮箱是复合齿轮箱。
[0193]
示例58.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中lpc级数在1-3的范围内。
[0194]
示例59.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中hpc级数在10-11的范围内。
[0195]
示例60.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中hpt级数是二。
[0196]
示例61.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中lpt级数是四。
[0197]
示例62.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中低压涡轮是反向旋转低压涡轮，其中lpt转子包括以交替构造布置的多个内转子和多个外转子。
[0198]
示例63.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中风扇包括0.5-1.0范围内的坚固度。
[0199]
示例64.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中风扇包括0.6-1.0范围内的坚固度。
[0200]
示例65.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中风扇包括1.1-1.5范围内的坚固度。
[0201]
示例66.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中风扇包括1.1-1.3范围内的坚固度。
[0202]
示例67.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中涡轮机械发动机包括第三流。
[0203]
示例68.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中推进器组件在起飞飞行条件下具有60-180hp/ft2的盘负载和0.57-0.75范围内的净效率。
[0204]
示例69.本文中任何示例的涡轮机械发动机，其中在起飞飞行条件下，推进器组件的净效率在0.64-0.75的范围内，并且推进器组件的盘负载在60-80hp/ft2的范围内。
[0205]
示例70.本文中任何示例的涡轮机械发动机，其中在起飞飞行条件下，推进器组件的净效率在0.57-0.68的范围内，并且推进器组件的盘负载在160-180hp/ft2的范围内。
[0206]
示例71.根据本文任何示例所述的涡轮机械发动机，其中在起飞飞行条件下，推进器组件的净效率在0.58-0.72的范围内，并且推进器组件的盘负载在100-160hp/ft2的范围内。