阅读说明：本技术 气体涡轮引擎 (Gas turbine engine ) 是由 A.斯威夫特 于 2019-08-01 设计创作，主要内容包括：本公开题为“气体涡轮引擎”。公开了一种飞行器气体涡轮引擎(10),该飞行器气体涡轮引擎包括低压压缩机系统,该低压压缩机系统包括联接到低压轴(23)的低压压缩机(15)和联接到高压轴(24)的高压压缩机(16)。内核心壳体(34)沿该压缩机系统的压缩机叶片(42)径向向内设置。风扇(13)经由减速齿轮箱(14)联接到该低压轴(24)。该高压压缩机(16)包括沿该高压压缩机(16)的压缩机叶片径向向外设置的外核心壳体布置结构,该内核心壳体(34)和该外核心壳体布置结构在它们之间限定核心工作气流路径(B)；并且该外核心壳体布置结构包括第一外核心壳体(48)和与该第一外核心壳体(48)径向向外间隔开的第二外核心壳体(50)。(The present disclosure is entitled "gas turbine engine". An aircraft gas turbine engine (10) is disclosed that includes a low pressure compressor system including a low pressure compressor (15) coupled to a low pressure shaft (23) and a high pressure compressor (16) coupled to a high pressure shaft (24). An inner core shell (34) is disposed radially inward of compressor blades (42) of the compressor system. The fan (13) is coupled to the low pressure shaft (24) via a reduction gearbox (14). The high pressure compressor (16) includes an outer core shell arrangement disposed radially outwardly of compressor blades of the high pressure compressor (16), the inner core shell (34) and the outer core shell arrangement defining a core working gas flow path (B) therebetween; and the outer core shell arrangement includes a first outer core shell (48) and a second outer core shell (50) spaced radially outward from the first outer core shell (48).)

气体涡轮引擎

技术领域

本公开涉及齿轮传动的飞行器气体涡轮引擎。

背景技术

飞行器气体涡轮引擎通常包括气体涡轮引擎核心和封闭在风扇短舱内的核心驱动风扇。空气流经使用中的风扇，并被分成下游的两股气流—即旁路流和核心流。旁路流中空气的质量流率与核心流的气流质量流率之间的比率称为旁路比率。在亚音速飞行速度下，为了获得高效率，需要大的旁路比率。

气体涡轮引擎效率还可通过增加总压力比率(OPR)来增加。高OPR导致热力学效率高，并因此燃料燃烧极低。高OPR可通过增加压缩机级的数量来实现。

然而，高OPR的引擎核心（具有大量压缩机级）和/或高旁路比率可导致引擎核心相对较长。高压力比率减少了给定引擎功率水平所需的空气质量流量，因此减小了压缩机的直径，尤其减小了压缩机出口处的直径。相结合地，这推动气体涡轮引擎朝向长而薄的核心设计。此类核心可能在飞行中易于挠曲，这可导致转子叶尖摩擦（可能导致损坏）和/或导致引擎核心叶片及风扇叶片需要过多的叶尖间隙（导致对效率产生不利影响)。通过使用额外的支柱来增加引擎核心刚度可导致引擎重量损失，这再次降低了由高旁路比率和/或高OPR提供的燃料消耗中的总体飞行器水平降低。

发明内容

本公开寻求提供一种用于改善或克服这些问题中的一些或全部的飞行器气体涡轮引擎。

根据第一方面，提供了一种飞行器气体涡轮引擎，该飞行器气体涡轮引擎包括：

压缩机系统，该压缩机系统包括联接到低压轴的低压压缩机和联接到高压轴的高压压缩机；

内核心壳体，该内核心壳体沿该压缩机系统的压缩机叶片径向向内设置的内部核心壳体；

风扇，该风扇经由减速齿轮箱联接到低压轴；

该高压压缩机包括沿高压压缩机的压缩机叶片径向向外设置的外核心壳体布置结构，该部核心壳体和该外核心壳体布置结构在它们之间限定核心工作气流路径；和

外核心壳体布置结构，该外核心壳体布置结构包括第一外核心壳体和与该第一外核心壳体径向向外间隔开的第二外核心壳体；

其中，在高压压缩机的入口的轴向平面处，该第二外核心壳体具有的半径大于风扇的半径的0.25倍。

因此，尽管高压压缩机的半径相对较小，但结构承重的第二外核心壳体具有相对较大的半径。这种布置结构从而提供了相对刚性、结构有效的结构，这继而减少了给定结构重量的弯曲。考虑到刚性的核心结构，在飞行中引擎挠曲减少，从而允许减少核心转子尖端间隙，并改善减速齿轮箱轴和齿轮齿对准。由于弯曲负载部分地由风扇产生，已经发现，在宽的风扇直径和引擎核心直径范围内，保持核心外壳体和风扇直径之间的这种关系是很重要的。

在高压压缩机的入口的轴向平面处，该第二外核心壳体具有的内半径可以是第一外核心壳体的内半径的至少1.4倍。因此，尽管存在较大的总压力比率，但提供了相对较直的第二外核心壳体。因此，提供了结构刚性的第二外核心壳体，同时使重量最小化。

该低压压缩机可包括内核心壳体和外核心壳体。该引擎可包括被布置为将该低压压缩机的外核心壳体联接到广告高压压缩机的第二外核心壳体的联接装置。在该低压压缩机的最终转子级的轴向位置处的低压外核心壳体的半径与在高压压缩机的第一转子级处的高压第二外核心壳体的半径的比率可介于1和1.2之间。有利的是，低压压缩机外核心壳体具有与高压压缩机第二外核心壳体类似的半径，使得与现有技术相比，由高压外核心壳体和低压外核心壳体的径向偏移引起的滚动力矩减小。

该核心压缩机和风扇可被构造成在使用期间提供介于40和80之间的总压力比率。

该低压压缩机可被构造成在使用期间提供介于2和4之间的总压力比率。

该高压压缩机可被构造成在使用期间提供介于10和30之间的总压力比率。

该风扇可被构造成提供介于1.3和1.5之间的风扇压力比率。

该风扇和压缩机可限定介于13和25之间的旁路比率。

该第二外核心壳体在高压压缩机的入口的轴向平面处具有的内径可大于或基本上等于低压压缩机的最终级定子的中高直径。

该低压压缩机可包括具有两个级至四个级的多级轴向压缩机。

该高压压缩机可包括8个级至12个级，并且可包括10个级。

该引擎可包括通过高压轴联接到高压压缩机的高压涡轮机。该引擎可包括通过低压轴联接到低压压缩机的低压涡轮机。

该减速齿轮箱可设置在风扇和低压压缩机之间。该减速齿轮箱可包括周转齿轮箱，并且可包括行星式齿轮箱。

本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征如作适当变动，可以应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征可以应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征组合。

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是图1的气体涡轮引擎的减速齿轮箱的截面侧视图；

图3是图1的压缩机区段的截面侧视图；

图4a和图4b分别是图3的现有压缩机区段和压缩机区段的一部分的截面侧视图。

具体实施方式

参考图1，气体涡轮引擎通常用10表示，具有主要旋转轴线11。引擎10以轴流式串联方式包括进气口12、推进式风扇13、低压压缩机15、高压压缩机16、燃烧设备17、高压涡轮机18、低压涡轮机19和核心排气喷嘴20。短舱21通常围绕引擎10并限定进气口12。还设置了从短舱21径向向内间隔开的旁路通道内壳体64，并且该旁路通道内壳体限定其间的旁路通道。

气体涡轮引擎10以常规方式工作，使得进入进气口12的空气通过风扇13加速以产生两个气流路径：进入引擎的核心9、低压压缩机15、高压压缩机16和下游部件中的第一气流路径A，其作为核心流；和穿过旁路管道22以提供推进推力的第二气流路径B，其作为旁路流。质量流量A:B的比率限定旁路比率(BPR)。相对核心质量流量和旁路质量流量在使用中可稍微变化，这取决于飞行器速度、高度、引擎功率设置等。在所述实施方案中，旁路比率在巡航中期（即在引擎处于巡航节流阀设置、高度介于30,000英尺和40,000英尺之间、马赫数大约为0.85且风扇13具有大约1.4的风扇压力比的情况下）为15。这种高旁路比率导致了介于7和10之间、更通常地介于约8至9之间的低特定推力（即以磅力计的最大引擎推力除以以磅/秒计的总进气气流速率）。通常，风扇尖端负载（即，穿过风扇转子的旁路流中的Δ焓除以风扇入口尖端旋转速度平方）介于0.28和0.35之间，并且更通常地介于0.3和0.33之间。低压压缩机15在将空气输送到高压压缩机16（其中发生进一步的压缩）之前，压缩引导至其中的气流。

从高压压缩机16排出的压缩空气被引导至燃烧设备17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喷嘴20排出之前通过高压涡轮机18和低压涡轮机19膨胀，从而驱动高压涡轮机18和低压涡轮机19以提供额外推进推力。由流A和流B两者提供的总推力通常在35,000至130,000磅力的范围内。高压涡轮机18通过互连轴、高压轴24来驱动高压压缩机16。低压涡轮机19通过互连轴、低压轴23来驱动低压压缩机15和风扇13。周转齿轮箱14联接在低压轴23和风扇13之间，使得风扇13比驱动它的低压涡轮机19旋转得更慢。低压压缩机15可位于周转齿轮箱14的任一侧上。如果它与风扇13在同一侧上，则其可被称为增压压缩机。

周转齿轮箱14示于图2中。它包括外部齿状太阳齿轮26和与太阳齿轮26同心的内部齿状齿圈28。如图所示，五个外部齿状行星齿轮30的阵列径向设置在太阳齿轮26和齿圈28之间。行星齿轮30的齿与太阳齿轮26和齿圈28的齿相互啮合。行星齿轮30通过行星齿轮架32彼此固定地保持关系。每个行星齿轮30通过轴承安装到行星齿轮架32，使得其可自由地围绕其自身的轴线旋转，但不能相对于行星齿轮架32移动。

周转齿轮箱14以行星构型布置。因此来自低压涡轮机19的驱动输入被接收到太阳齿轮26内，并且到风扇13的驱动输出从行星齿轮架32输送。齿圈28保持静止、不旋转。因此在将驱动输送至太阳齿轮26时，齿的相互作用使得行星齿轮30绕其自身轴线旋转并围绕齿圈28的内部进动（环行）。行星齿轮30围绕齿圈28的运动导致行星齿轮架32旋转。在该实施方案中，齿轮箱具有大约3.5:1的减速比。

低压压缩机15和高压压缩机16形成引擎10的压缩机区段，该压缩机区段更详细地示出在图3中。

压缩机区段中的每个压缩机15、16包括相应的多级轴向压缩机，每级包括相应的压缩机转子42和定子44。每个转子42和定子44继而包括多个叶片。该低压压缩机15包括三个压缩机级并提供约3:1的压力比，而该高压压缩机16包括10个压缩机级并提供约15:1的压力比。因此，大量轴向压缩机级和风扇提供约60:1的高总压力比(OPR)。OPR由压缩机出口（即紧邻燃烧器的上游）处的压力除以引擎入口（即风扇的上游）处的入口压力之间的比率定义。齿轮传动的风扇架构能使低压压缩机15具有高OPR、相对小直径、低压力比和/或具有相对较小数量的级。这是因为低压压缩机15的旋转速度与风扇13的旋转速度（考虑到减速齿轮箱14）分离，因此低压压缩机15可以相对较高的速度旋转，同时风扇13以相对较低的速度旋转。对于给定转子直径，这导致低压压缩机15的转子42具有高尖端速度，并且因此与直接驱动的双轴气体涡轮引擎相比具有更高的压力比率。另选地，可针对给定压力比减小转子尖端直径。

由于高OPR、高压缩机级数和相对小的压缩机转子尖端直径的这种组合，可产生具有高纵横比（即压缩机区段长度C与压缩机转子的最大半径D的高比率）的核心压缩机。在本实施方案中，压缩机区段纵横比为约1.3，并且一般可介于1.2和1.5之间，或甚至更高。鉴于这种高纵横比的核心，在飞行中，压缩机15、16可能易于挠曲，这可导致尖端间隙减小，并且因此导致转子尖端损坏。本问题的一个解决方案是增加转子尖端间隙，但这将降低压缩机效率。另选地，可以使用额外材料来加强压缩机壳体，但这将导致重量增加。另一方面，本公开解决了如下所述的这个问题。

如上文所指出的那样，引擎具有较大的风扇13，该风扇具有线K表示的半径。相对较大的风扇半径K相对于核心入口的区域B产生了高旁路比率。

压缩机区段包括径向内核心壁34，其沿低压轴23和高压轴24径向向外设置。径向内核心壁34在风扇13下游的压缩机入口36和低压压缩机15的上游之间沿大致轴向方向延伸到高压压缩机16下游和燃烧器17上游的压缩机出口38。径向内核心壁34在轴向横截面具有弯曲的轮廓。一般来讲，内核心壁34从压缩机入口36径向向内弯曲至低压压缩机15的正面。然后，内核心壁34，在再次径向向内弯曲穿过位于低压压缩机15和高压压缩机16之间的扩散器40之前，径向向外延伸穿过低压压缩机15。内核心壁34再次径向向外延伸穿过高压压缩机16。径向内核心壁34穿过压缩机15、16的径向范围的增加实现了大致恒定的转子尖端直径，从而确保通过压缩机15、16的基本上恒定的压缩机尖端速度，同时允许在下游方向上减小穿过压缩机的横截面积。同时，每个压缩机15、16上游的径向向内弯曲是低压轴23和高压轴24的不同旋转速度的结果，这导致相应的压缩机15、16具有不同的尖端直径。

压缩机区段还包括径向外核心壁46。径向外核心壁46沿内核心壁34、以及压缩机转子42和定子44的尖端径向向外设置。该内核心壁34的径向外表面与该外核心壁34、46的径向内表面之间的环形间隔部限定了核心流路径B。

同样，该径向外核心壁46在风扇13的下游的压缩机入口36和低压压缩机14的上游之间沿大致轴向方向延伸到位于高压压缩机15的下游和燃烧器17的上游的压缩机出口38。径向内核心壁34在轴向横截面具有弯曲的轮廓。一般来讲，外核心壁46从压缩机入口36径向向内弯曲至低压压缩机15的正面。

径向外核心壁46大致轴向延伸穿过低压压缩机15，并且通过低压压缩机15限定具有大致恒定半径的外核心壁46的内表面。外核心壁46为核心流路径B内的加压空气提供容纳空间，并且还为该核心提供结构支撑。

低压压缩机15的下游和高压压缩机16的上游，从扩散器40径向向外，外核心壁46分叉成第一外核心壳体48和第二外核心壳体50。在另选的布置结构中，单独的第一外核心壳体48和第二外核心壳体50也可以延伸穿过低压压缩机。第一外核心壳体48沿第二外核心壳体50径向向内设置，并且第一外核心壳体48的径向内表面限定低压压缩机15的出口和压缩机出口38之间的核心气流路径B。外核心壁46的功能也是在这点处分开的—第一外核心壳体48为压缩机中的加压空气提供容纳空间（并且因此是完全环形的，并且通常是气密的，除了用于排出口的通路），而第二外核心壳体50可仅提供结构支撑，并且不必是完全环形的或气密的，但在其他实施方案中，壳体48、50两者均可提供压力容纳和结构支撑。第一外核心壳体48和/或第二外核心壳体50可设置有支柱或支撑结构，诸如肋状物。

第一外核心壳体48沿下游方向径向向内延伸穿过扩散器40。第一外核心壳体48中的弯曲部设置在扩散器40的下游端部处，使得第一外核心壳体48继续径向向内延伸穿过高压压缩机16，尽管延伸的程度较小。

另一方面，第二外核心壳体50是相对直的，并且沿下游方向径向向内延伸，其延伸的程度比第一外核心壳体48小。因此，环形的壳体间间隙52由第一外核心壳体48的径向外表面和第二外核心壳体50的径向内表面限定。鉴于外壳体50相对于内核心壳体48的相对笔直的轮廓和增大的直径，与第二外核心壳体50更紧密地贴合第一外核心壳体48的情况，或单个外核心壳体仅提供压力容纳和结构支撑两者的情况相比，壳体50更具刚性，并且较不易在飞行中挠曲。

由于上述形状的内壁34和第一外壳体48和第二外壳体50，限定各种几何参数。第一高压压缩机转子的前缘限定高压压缩机16的入口。在高压压缩机16的入口的轴向平面E处，第一外核心壳体48限定内半径F，而在同一轴向平面处，第二外核心壳体50限定内半径G。如上所述，风扇13还限定风扇半径K，如从中心轴线11至径向平面中的风扇13的径向外尖端所测量的。风扇半径K与第二外核心壳体的半径G的比率小于4。换句话讲，第二外核心壳体50的半径为风扇13的半径的至少0.25倍。优选地，第二外核心壳体50的半径不超过风扇13的半径的0.35倍，并且可不超过风扇13的半径的0.3倍。相似地，半径G与半径F的比率是至少1.4，并且在本实施方案中，是约1.47。一般来讲，比率G:F可高达1.7。相似地，在轴向平面E处，第二核心外壳体50的内表面具有径向范围G，大于低压压缩机15的最终（即轴向最后）转子叶片的后缘（在轴向平面I处）的中高度H。相似地，在轴向平面I处，第二外核心壳体50具有内半径J。J与F的比率为约3.2，并且通常为至少2.5，并且可为至多4。

考虑到这些参数，可向高压压缩机16提供小直径压力容器（即第一外核心壳体48）。因此，考虑到压力容器的尺寸，压力容器具有高强度和低重量（施加在压力容器上的应力主要为环向应力的形式）。另一方面，结构支撑（即第二外核心壳体50）的尺寸不受第一外核心壳体48的尺寸的约束，因此可提供更大的直径、更直（因此更强和更刚性）的结构支撑。

参考图4b，外壳体布置结构的第二外核心壳体50的上游端部通过联接装置56螺栓连接到扩散器区段40径向外侧的外核心壳体的下游端部。在低压压缩机15的最终转子级58的后缘的轴向位置处的外核心壳体46沿在高压压缩机16的第一转子级60的前缘的轴向位置处的第二核心外核心壳体50径向向外设置。换句话讲，在低压压缩机15的最终转子级58的轴向位置处的外核心壳体的半径L大于在高压压缩机16的第一转子级60的轴向位置处的第二核心外核心壳体50的半径M。然而，在这种情况下，与现有的引擎相比，比率L/M相对较低，并且一般介于1和1.2之间，在一些情况下，该比率介于1和1.1之间。

相比之下，图4a示出了常规的高压压缩机115和低压压缩机116的常规布置结构。可以看出，M/L比率大得多，使得低压力比外壳体146的半径比高压压缩机16的核心壳体150的半径大得多。可以看出，鉴于这种布置结构，需要额外的支柱结构162以提供足够的强度。这是必要的，因为在压缩机的这部分上的弯曲负载非常大，并且鉴于此时压缩机外壳体结构中的弯曲，压缩机的这部分的刚性非常低。因此，本公开的布置结构提供了改善的、较低重量的结构。

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。

以举例的方式，此类引擎可具有另选数量的互连轴（例如，三个）和/或另选数量的压缩机和/或涡轮机。

可以修改引擎的各种参数。例如，一般来讲，BPR可以介于13和25之间，并且OPR可以介于40和80之间。因此，低压压缩机和高压压缩机的压力比也可变化，通常分别介于2和4:1之间以及15至20:1之间。类似地，减速齿轮箱可具有介于3:1和5:1之间的减小比率。

除非另有说明，否则上述对“压力”的所有引用均应视为指总压力。应当理解，附图表示一般构型，但未必按比例绘制。