阅读说明：本技术 气体涡轮引擎分叉 (Gas turbine engine bifurcation ) 是由 卢西恩·英格利 于 2019-12-23 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种气体涡轮引擎,该气体涡轮引擎包括：引擎核心；环形流动通道,该环形流动通道围绕该引擎核心布置；以及分叉,该分叉在该引擎核心下方延伸并且具有跨越该环形流动通道的长度尺寸。该分叉包括容纳导管的外壳。该导管在该分叉的引擎核心端部处具有入口,并且沿该分叉的长度延伸。该导管包括耐火材料,并且被构造成将流体从该引擎核心排出并通过该分叉至出口。(The invention discloses a gas turbine engine, comprising: an engine core; an annular flow passage disposed around the engine core; and a bifurcation extending below the engine core and having a length dimension spanning the annular flow passage. The bifurcation includes a housing that houses the conduit. The conduit has an inlet at the engine core end of the bifurcation and extends along the length of the bifurcation. The conduit includes a refractory material and is configured to discharge fluid from the engine core and through the bifurcation to an outlet.)

气体涡轮引擎分叉

技术领域

本公开涉及一种用于气体涡轮引擎例如用于气体涡轮引擎的流动通道的分叉。

背景技术

在气体涡轮引擎(诸如涡轮风扇引擎)中，分叉跨越旁路流动管道。分叉包括在外部风扇短舱与内部引擎核心壳体之间的静态支撑件/塔架结构。分叉的内部还容纳并保护燃料管线、液压管线、导管、电线、通信线路和支持引擎操作的其他部件。

分叉的径向内端设置在引擎核心的防火区内。因此，分叉的内部本身就是防火区。防火区表示气体涡轮引擎内的存在潜在发生火灾风险的区域。这要求任何具有防火区的部件都必须具有增加的耐火性，并因此对分叉以及任何穿过其的管线的设计和构造提出了严格的要求。

本公开的目的是找到一种另选的分叉设计构造。

发明内容

本公开提供了一种如所附权利要求书中所述的气体涡轮引擎和分叉结构。

根据第一方面，提供了一种气体涡轮引擎，所述气体涡轮引擎包括：引擎核心；环形流动通道，所述环形流动通道围绕所述引擎核心布置；以及分叉，所述分叉在所述引擎核心下方延伸并且具有跨越所述环形流动通道的长度尺寸；其中所述分叉包括容纳导管的外壳，所述导管在所述分叉的引擎核心端部处具有入口并且沿所述分叉的长度延伸，所述导管包括耐火材料并且被构造成将流体从所述引擎核心排出并通过所述分叉至出口。

外壳可包括异形外表面，并且所述导管的截面轮廓可被成形为遵循所述外表面的轮廓的至少一部分。

导管可包括与外壳不同的材料，并且可提供所述外壳的结构增强。

导管的入口可位于引擎核心的最下部。

分叉可包括前缘和后缘，导管位于分叉的后缘中。

导管的截面轮廓可以是锥形或三角形的。

导管可具有沿其长度基本上恒定的截面轮廓。

导管可在分叉的整个长度上延伸，以便将导管的内部与分叉的内部的其余部分隔离。

耐火材料可以是钛。

气体涡轮引擎还可包括安装在导管内的一根或多根排出管。

引擎核心可包括收集流体以通过分叉的导管进行处理的流体捕集器。

导管的出口可通向围绕环形流动通道的短舱结构内的排放口。

导管的出口可排出至环境。

导管可包括通向围绕环形流动通道的短舱结构内的排放口的出口。

引擎核心可包括涡轮、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴；并且气体涡轮引擎还包括：风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇可包括多个风扇叶片；风扇壳体；以及齿轮箱，所述齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度驱动风扇。

所述涡轮可以是第一涡轮，所述压缩机可以是第一压缩机，并且所述芯轴可以是第一芯轴；所述引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二芯轴；并且所述第二涡轮、所述第二压缩机和所述第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。

根据第二方面，提供了一种分叉结构，所述分叉结构用于跨越围绕气体涡轮引擎的引擎核心的环形流动通道，所述分叉结构包括：具有截面轮廓的外壳和被布置成安装到引擎核心的第一端部，所述外壳沿分叉结构的长度方向延伸，其中所述分叉结构包括导管，所述导管在第一端部处具有入口并且延伸穿过外壳的长度，所述导管具有截面轮廓，所述截面轮廓限定外壳的截面轮廓内的分隔件。

附图说明

现在将参考附图仅以举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是气体涡轮引擎的后部的局部剖视等轴视图；

图5是图4的分叉的特写侧视图；

图6示出了分叉的分离的等轴视图和俯视图；

图7示出了具有排出管的分叉的等轴视图和排出管的特写视图；并且

图8示出了具有不同区的指示的气体涡轮引擎的截面侧视图。

具体实施方式

现在将参考附图讨论本公开的方面和实施方案。其它方面和实施方案对于本领域的技术人员而言是显而易见的。

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的引擎核心11。引擎核心11以轴流式串联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。

旁路管道22包括一个或多个出口导向轮叶25。

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核心排气喷嘴20排出之前通过高压涡轮17和低压涡轮19膨胀，从而驱动该高压涡轮17和该低压涡轮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。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中以举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中以举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。仅以举例的方式，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中以举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，该喷嘴与核心排气喷嘴20分开并沿径向位于该核心排气喷嘴的外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任一个方面也可应用于如下引擎，在该引擎中，穿过旁路管道22的流和穿过引擎核心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。虽然所描述的示例涉及涡轮风扇引擎，但是本公开可应用于例如任何类型的气体涡轮引擎，诸如开放式转子(其中风扇级未被短舱围绕)或例如涡轮螺旋桨引擎。在一些布置结构中，气体涡轮引擎10可不包括齿轮箱30。

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。

以下描述涉及如图4所示的气体涡轮引擎的分叉42。在图4中分叉42位于引擎核心11的下方，而图1和图2中所示的另一分叉43可设置在引擎核心11的上方。每个分叉42、43跨越旁路管道22，例如位于风扇出口导向轮叶25的后面和/或下游。也就是说，每个分叉42、43在引擎核心11和短舱21之间提供结构连接，从而使旁路管道22的环形流动通道分叉。

图4示出了包括下分叉42的气体涡轮引擎。分叉42在其上端附接到引擎核心11，例如附接到引擎核心11的壳体结构或外部壳体壁50。引擎核心壳体通常具有径向内壁和外壁，以限定壳体的内部体积，各种引擎附件和管线安装在该内部体积中。分叉42的上端邻接壳体的外部壳体壁50。

分叉42附接到引擎核心11的最低点，即，引擎核心11的外部壳体壁50的最低点。就这一点而言，外部壳体壁50在轮廓上是弯曲的，在壳体的前端与后端之间的中途达到其最低点。也就是说，壳体沿其长度中途凸出或加宽。

壳体的外部壳体壁50限定旁路管道22的内环形壁。分叉42在外部壳体壁50与旁路管道22的外壁52之间延伸，以便附接到短舱21。分叉42的高度因此完全跨越旁路管道22。

分叉可被描述为位于/对准气体涡轮引擎10或气体涡轮引擎的引擎核心11的下止点。

可提供另外的分叉43，但在图4中未示出。另外的/上分叉43可沿直径与下分叉42相对定位。该另外的分叉43可被定位在引擎核心11与将引擎安装到飞行器翼部的塔架(未示出)之间。

异形外壁44限定分叉42的外表面，即在使用中将由旁路管道22进行气体洗涤的表面。外壁44限定在引擎核心11与旁路管道22的内壁50和外壁52之间延伸的整流装置/外壳。

分叉42的外壁44限定封闭的内部，该封闭的内部容纳并保护在引擎核心11与短舱21之间延伸的部件。这些部件尤其可以包括：燃料管线；液压管线；导管；电线；通信线路；以及支持引擎操作的其他部件。

分叉42在引擎核心11与短舱21之间提供附加的结构刚度，即支撑支柱。

分叉的外壁44可包括金属片材料、复合材料(例如，复合叠层)或塑性材料(例如，模制件)。该金属片材料可以是Ti CP片或Ti/64片材料。

在图4至图8的示例中，分叉42包括在分叉的长度上(即在引擎核心11与短舱21之间)延伸的导管46。导管可位于分叉的外壁44内，例如作为分叉外壳的内部区段。另选地，导管46可设置在分叉的外壁44的外部表面上。也就是说，导管可形成为附接到外壁44的分叉的邻接部分/区段。

导管46沿分叉延伸/延伸穿过分叉，以提供从引擎核心11到短舱21(例如，到短舱中的排出点)的排放通路，以与周围环境(即引擎动力装置的外部)连通。

导管46包括入口54，该入口延伸/打开穿过壁50到引擎核心11的内部中，例如到引擎核心壳体中，以提供从引擎核心11进入导管46的流体通路。

如图5所示，入口54的至少一部分设置在引擎核心11的外部壳体壁50的最下部56上。引擎核心11和/或壁50包括与引擎核心11的最下部56相邻定位的流体捕集器57。流体捕集器57流体地连接到入口54。

流体捕集器57可包括在外部壳体壁50中的储液器或盆形结构，例如围绕分叉的端部和/或入口54。

如图6所示，分叉的轮廓可朝导管46的入口端部(即邻近外部壳体壁50)加宽，以便在外部壳体壁50的内部限定口部或边缘63。就这一点而言，分叉可朝外部壳体壁50弯曲/成锥形，即，以提供与外部壳体壁50邻接的向外弯曲的边缘。

导管46包括出口55，该出口在导管46的与入口相对的端部处敞开。出口55经由与出口55相邻的排出口(即在短舱21内)流体地连接到周围环境。

导管46可包括在入口端部处的向外延伸的边缘66，例如，口部结构。边缘66可被成形为对应于壁50和/或导管46的边缘66的形状，例如在导管46与壁50之间的界面处。

导管46包括耐火材料。导管可包括钛。导管可包括1级钛(商业纯钛)。导管可包括与分叉的外壁44的材料不同的材料。导管可由与壳体壁50相同的材料制成。

一般而言，导管将由通过材料选择已被证明是防火的材料制成。其示例为Ti＝/>0.45mm厚，Ally(铝)＝/>6mm厚，以及钢＝/>0.40mm厚。

导管46具有一定的壁厚。可结合材料选择来改变厚度，以确保实现其防火规格。示例是Ti CP导管，该导管可能具有在0.9mm至2.0mm之间的壁厚，例如具有1.2mm或在1.1mm至1.6mm之间的实际值。

分叉42和/或导管46从引擎核心11沿大致径向方向延伸。分叉42和/或导管46可相对于引擎核心11成角度，即相对于引擎轴线9倾斜地成角度。分叉42和/或导管46可朝气体涡轮引擎的前部(即朝风扇23或引擎入口12)成角度(例如，从其径向内端到其外端)。

导管46可平行于分叉42的纵向轴线，或者可与分叉42的纵向轴线成不同的角度。

如图6所示，分叉42的外壁44限定空气动力学形状，即整流装置。外壳的截面可采取翼面或泪滴的形式。分叉42包括前缘58和后缘60。前缘58朝气体涡轮引擎的前部引导，而后缘60朝气体涡轮引擎的后部引导。

在本文所述的示例中，导管46被构造成提供分叉42和/或其外壁44的结构部分。分叉可具有与外壁44等效的强度、刚度或硬度。

附加地或另选地，导管可被成形为限定分叉的分隔件，从而将分叉的第一内部体积与导管内的分隔件的另外的内部体积隔离。导管可包括壁或壁部分，该壁或壁部分在分叉的相对侧壁之间(例如在截面中)延伸。在图6的示例中，分叉42的相对侧壁各自从前缘58延伸到后缘50，即，使得分叉在截面中具有纵向轴线。导管的壁可在侧壁之间完全延伸，以便提供穿过分叉的加强分隔件。导管的壁可相对于分叉和/或引擎的纵向轴线横向/垂直取向。

导管46被构造成适形于分叉42的截面轮廓的一部分和/或形成其一部分。在图6所示的示例中，导管46位于分叉的后缘60中。因此，导管46采用锥形或大致三角形的截面形状，以便适形于外壁44的内表面的截面形状。可以理解，取决于导管46定位在分叉42内的位置，导管46可具有适形于分叉的轮廓的任何截面形状。例如，如果导管46位于前缘58，则导管46将采用在前缘58处外壳的内表面的更呈球形的截面形状(即，大致为子弹形)。

在图6的示例中，导管的壁47限定分隔壁，从而将导管内部与分叉内部的其余部分分离。

导管46的横截面积适于确保引擎壳体的出口/排出口(即防火区)可在足以满足常规规定的时间段内排出可能的泄漏流体。这可通过计算该区中最大可能的流体泄漏率以及在最坏情况下根据核心区/壳体的内部与环境压力之间的最小压力差来计算。在本示例中，导管的横截面积可大于或等于15、20或25平方英寸(分别为96.8、129.0或161.3平方厘米)。

导管46的横截面积可大于或等于分叉的横截面积的例如0.06、0.08、0.10、0.12、0.14、0.16、0.18或0.2倍。然而，由于分叉尺寸受到结构要求和通过分叉的服务布线的影响，所以导管的横截面积的流量要求最终与分叉的面积总体上无关。

如图7所示，导管46包括至少一根排出管62。排出管62可连接到气体涡轮引擎的特定部分(例如在引擎核心11内)，这些部分具有特定的排流要求。排出管62可将流体排出到短舱和/或排放口65处的周围环境中。使用一个或多个安装件64(例如沿导管的长度间隔开的多个安装件64)将排出管62安装在导管46内。安装件64中的每个安装件可支撑贯穿导管的多根排出管62。因此，导管可为多根排出管以及引擎核心壳体自身中的流体收集/汇集提供共同的路径。

如图8所示，本文所述类型的气体涡轮引擎被示出为具有其不同/分开区的轮廓线。引擎包括第一区67和第二区68。引擎还可包括第三区70。

第一区67包括短舱21的前部区，称为风扇区，其不是防火区。位于第一区67内的部件可对耐火设计的要求不太严格。

第二区68包括引擎核心11的主要/后向部分，即引擎核心壳体内部。第二区68为防火区。因此，位于第二区68内的部件对耐火设计具有更严格的要求。

可以看出，导管46设置有第二区68，即与第二区68连通以允许流体从其中排出。因此，导管46内部对耐火设计有更严格的要求。

然而，分叉42的其余部分(即在导管46外部的壁44的内部的其余部分)通过导管壁与防火区68隔离，并设置有第一区67。因此，外壳可对耐火设计的要求不太严格。

在操作期间，流体可能泄漏到引擎核心11中(例如，由于燃料管爆裂)。在重力的作用下，流体朝引擎核心11的最下部56流动并流入流体捕集器57中。然后，流体经由入口54进入导管46，并通过导管朝出口55排出。最后，流体经由排出口排出到环境压力(引擎动力装置的外部)。

引擎核心11中的任何流体泄漏均可在重力作用下通过导管排出。然而，可在引擎核心11或导管46中设置致动器(例如，泵)以加快流体的移除。

因此，导管为防火区提供排放特征部，使得该区可迅速排空泄漏的流体(例如燃料)，同时将其他区与火灾风险隔离。

如本文其他地方所述，本公开可涉及气体涡轮引擎。此类气体涡轮引擎可包括引擎核心，该引擎核心包括涡轮、燃烧器、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴。此类气体涡轮引擎可包括位于引擎核心的上游的(具有风扇叶片的)风扇。

本公开的布置结构可以特别但并非排他地有益于经由齿轮箱驱动的风扇。因此，该气体涡轮引擎可包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇。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。仅以举例的方式，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配置成(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配置成(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。该齿轮箱可以具有任何期望的减速比(定义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3至4.2的范围内，例如，大约或至少为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。例如，齿轮传动比可以介于前一句中的任何两个值之间。较高的齿轮传动比可能更适合“行星”式齿轮箱。在一些布置结构中，该齿轮传动比可在这些范围之外。

在如本文所述和/或所要求保护的任何气体涡轮引擎中，燃烧器可被轴向设置在风扇和一个或多个压缩机的下游。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。

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)以下中的任何一个：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)或390cm(约155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，风扇在巡航条件下的旋转速度可小于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250cm至300cm(例如250cm至280cm)范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1700rpm至2500rpm的范围内，例如在1800rpm至2300rpm的范围内，例如在1900rpm至2100rpm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380cm范围内的引擎，在巡航条件下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。

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)以下中的任何一个：0.3、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)。

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)以下中的任何一个：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5或17。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。该旁路管道可位于引擎核心的径向外侧。旁路管道的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。

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铝基材料(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，仅以举例的方式，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。仅以举例的方式，此类固定件可以是燕尾形式的，其可以插入和/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。此类布置结构可被称为整体叶盘或整体叶环。可使用任何合适的方法来制造此类整体叶盘或整体叶环。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，巡航条件可指气体涡轮引擎所附接的飞行器的巡航条件。此类巡航条件通常可被定义为中间巡航的条件，例如飞行器和/或引擎在爬升顶点和下降起点之间的中点(就时间和/或距离而言)处所经历的条件。

仅以举例的方式，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。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。

仅以举例的方式，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：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。巡航条件可对应于在这些范围内的任何给定高度处的标准大气条件。

仅以举例的方式，巡航条件可对应于：前进马赫数为0.8；压力23000Pa；以及温度为-55℃。

如本文中任何地方所用，“巡航”或“巡航条件”可指空气动力学设计点。此类空气动力学设计点(或ADP)可对应于风扇被设计用于操作的条件(包括例如马赫数、环境条件和推力要求中的一者或多者)。例如，这可能指风扇(或气体涡轮引擎)被设计成具有最佳效率的条件。

在使用中，本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可在本文别处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，中间巡航条件)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。

本公开的气体涡轮引擎和/或分叉结构可提供各种优点。

本公开允许诸如燃料、油或水的流体从核心排出。

本公开允许流体在重力和/或核心区内部与环境之间的压力差的作用下排出。

本公开提供了一种其中易燃流体可从引擎核心排出的耐火通路。

本公开允许流体在预定期限内排出。

本公开允许分叉的有效包装。

本公开可为导管内的排出管提供支撑。

本公开为分叉提供增加的几何硬度和结构刚度。

本公开降低了对整个分叉或其他要求防火的连接区的需要，从而导致重量和成本方面的有益效果。

技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于以上方面或实施方案中的任何一个描述的特征或参数可应用于任何其他方面或实施方案或与任何其他方面或实施方案结合，除非相互排斥。

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。