阅读说明：本技术 机翼安装下的飞行器和直接驱动发动机 (Wing mounted aircraft and direct drive engine ) 是由 托马斯·奥里·莫尼斯 兰迪·M·沃德雷尔 杰弗里·唐纳德·克莱门茨 布兰登·韦恩·米勒 于 2018-01-17 设计创作，主要内容包括：本公开涉及一种燃气涡轮发动机,该燃气涡轮发动机限定径向方向、纵向方向和周向方向,沿着纵向方向的上游端和下游端,以及沿着纵向方向延伸的轴向中心线。燃气涡轮发动机包括风扇组件,该风扇组件包括可旋转地联接到风扇转子的多个风扇叶片,其中风扇叶片限定最大风扇直径和风扇压力比。燃气涡轮发动机进一步包括低压(LP)涡轮,该低压(LP)涡轮限定大体沿着纵向方向通过其中的核心流动路径。核心流动路径限定相对于轴向中心线的最大外部流动路径直径。燃气涡轮发动机限定最大风扇直径与最大外部流动路径直径的风扇与涡轮直径比。风扇与涡轮直径比与风扇压力比之比为近似0.90以上。(The present disclosure relates to a gas turbine engine defining a radial direction, a longitudinal direction, and a circumferential direction, upstream and downstream ends along the longitudinal direction, and an axial centerline extending along the longitudinal direction. The gas turbine engine includes a fan assembly including a plurality of fan blades rotatably coupled to a fan rotor, wherein the fan blades define a maximum fan diameter and a fan pressure ratio. The gas turbine engine further includes a Low Pressure (LP) turbine defining a core flowpath therethrough generally along the longitudinal direction. The core flowpath defines a maximum outer flowpath diameter relative to the axial centerline. The gas turbine engine defines a fan to turbine diameter ratio of a maximum fan diameter to a maximum external flow path diameter. The ratio of the fan to turbine diameter ratio to the fan pressure ratio is approximately 0.90 or greater.)

机翼安装下的飞行器和直接驱动发动机

技术领域

本主题大体上涉及燃气涡轮发动机架构。

背景技术

例如商用客机的飞行器通常包括安装在飞行器的机翼的前缘前方的燃气涡轮发动机。在已知的构造中，至少燃气涡轮发动机的旋转构件(例如，涡轮区段、压缩机区段和风扇组件)设置在前缘的前方，以缓解相对于转子故障的风险。

在直接驱动燃气涡轮发动机之中，低压(LP)涡轮和风扇组件各自联接到LP轴，以限定LP线轴，而在其间没有减速齿轮箱(即，LP涡轮和风扇组件以近似相同的转速旋转)。相反，间接驱动燃气涡轮发动机(例如，齿轮传动涡轮风扇发动机)包括设置在风扇组件和LP涡轮转子之间的减速齿轮箱。齿轮箱通常成比例地降低风扇组件相对于LP涡轮转子的速度。因此，与直接驱动LP涡轮转子相比，间接驱动LP涡轮转子通常以更大的速度旋转。例如，一些间接驱动LP涡轮可以以直接驱动LP涡轮的近似三倍速度旋转。

然而，由于转子故障(例如，盘、毂、鼓、密封件、叶轮、叶片和/或垫片)所引起的发动机和飞行器的增加风险至少部分地抵消了由于更快旋转的LP涡轮和相对低速的风扇组件所引起的增加效率。因此，已知的间接驱动LP涡轮通常需要额外的结构以至少将这种风险降低至与相对低速的直接驱动涡轮相当的风险。

更进一步地，间接驱动发动机架构相对于产生其他性能损失和飞行器风险的直接驱动发动机引入了额外的系统和组件(例如，减速齿轮箱)。例如，除了来自相对高速的LP涡轮的风险之外，减速齿轮箱还增加了发动机和飞行器的重量、复杂性和新的故障模式。

因此，需要一种飞行器和发动机系统，其可以包括来自相对低速的LP涡轮的结构和风险效益，同时还提高了飞行器效率。

发明内容

本发明的各方面和优点将部分地在以下描述中阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过本发明的实践来学习。

本发明涉及一种燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机限定径向方向、纵向方向和周向方向，沿着纵向方向的上游端和下游端，以及沿着纵向方向延伸的轴向中心线。燃气涡轮发动机包括风扇组件，该风扇组件包括可旋转地联接到风扇转子的多个风扇叶片，其中风扇叶片限定最大风扇直径和风扇压力比。燃气涡轮发动机进一步包括低压(LP)涡轮，该低压(LP)涡轮限定大体沿着纵向方向通过其中的核心流动路径。核心流动路径限定相对于轴向中心线的最大外部流动路径直径。燃气涡轮发动机限定最大风扇直径与最大外部流动路径直径的风扇与涡轮直径比。风扇与涡轮直径比与风扇压力比之比为近似0.90以上。

在各种实施例中，风扇组件限定在近似1.0和近似1.8之间的风扇压力比。在各种实施例中，在风扇压力比为近似1.50以下时，风扇与涡轮直径比与风扇压力比之比为近似1.20以上。在一个实施例中，在风扇压力比在近似1.50至近似1.60之间时，风扇与涡轮直径比与风扇压力比之比为近似1.05以上。在另一个实施例中，在风扇压力比在近似1.60和近似1.80之间时，风扇与涡轮直径比与风扇压力比之比为近似0.90以上。

在另一个实施例中，风扇与涡轮直径比为近似1.8以上。

在又一个实施例中，LP涡轮和风扇组件的风扇转子经由驱动轴以直接驱动构造被可旋转地联接。

在各种实施例中，LP涡轮限定六级以上的转子。在一个实施例中，LP涡轮在LP涡轮的最下游端处的两个以上的旋转级处限定最大外部流动路径直径。在另一个实施例中，LP涡轮在LP涡轮的最下游端处的三个以上的旋转级处限定最大外部流动路径直径。

在各种实施例中，燃气涡轮发动机进一步包括密闭护罩(containment shield)，密闭护罩联接到大体沿着纵向方向延伸的发动机的外壳，其中密闭护罩沿着顺时针和/或逆时针方向从上死点基准线至少部分地沿着周向方向延伸。在一个实施例中，密闭护罩沿着周向方向从上死点基准线顺时针和/或逆时针延伸近似60度以下。

本公开的另一个方面涉及一种飞行器，该飞行器限定纵向方向、纬度方向和横向方向，飞行器包括沿着纵向方向延伸的机身，一对以上的机翼沿着横向方向附接到机身。飞行器包括从机身延伸的机翼和燃气涡轮发动机。机翼包括挂架，燃气涡轮发动机联接到挂架。机翼限定前缘和后缘，其中前缘限定沿着径向方向延伸的前向平面，并且后缘限定沿着径向方向延伸的后向平面。发动机包括风扇组件和低压(LP)涡轮。风扇组件包括可旋转地联接到风扇转子的多个风扇叶片。风扇叶片限定最大风扇直径和风扇压力比。LP涡轮限定大体沿着纵向方向通过其中的核心流动路径。核心流动路径限定相对于轴向中心线的最大外部流动路径直径。燃气涡轮发动机限定最大风扇直径与最大外部流动路径直径的风扇与涡轮直径比，其中风扇与涡轮直径比与风扇压力比之比为近似0.90以上。

在飞行器的各种实施例中，LP涡轮进一步限定在LP涡轮的最上游端处的第一涡轮转子和在LP涡轮的最下游端处的最后涡轮转子。LP涡轮沿着径向方向限定机翼内侧的涡轮爆裂区域，其中涡轮爆裂区域从轴向中心线沿着第一涡轮转子的旋转平面朝向上游端以第一角度延伸，并且从轴向中心线沿着最后涡轮转子的旋转平面朝向下游端以第二角度延伸。

在一个实施例中，涡轮爆裂区域的第一角度为近似15度以下。

在另一个实施例中，涡轮爆裂区域的第二角度为近似15度以下。

在又一实施例中，机翼限定机翼剪切中心，并且其中燃气涡轮发动机进一步包括设置在LP涡轮下游的排气喷嘴。排气喷嘴限定最下游端，其中最下游端沿着纵向方向近似等于机翼的机翼剪切中心。

在再一实施例中，燃气涡轮发动机的风扇组件限定近似1.0和近似1.8之间的风扇压力比。

在又一实施例中，在风扇压力比为近似1.50以下时，风扇与涡轮直径比与风扇压力比之比为近似1.20以上。

在又一实施例中，燃气涡轮发动机的风扇与涡轮直径比为近似1.8以上。

本发明的这些以及其他特征、方面和优点将通过参考以下描述和所附权利要求书变得更加容易理解。结合在本说明书中并且构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，并且与说明书一起，用于解释本发明的原理。

附图说明

在参考附图的说明书中，针对本领域普通技术人员，阐述了本发明包括其最佳模式的完整且能够实现的公开。其中：

图1是根据本公开的方面的包括直接驱动发动机的飞行器的示例性实施例的立体视图；

图2是附接到飞行器的机翼和挂架的燃气涡轮发动机的示例性实施例的横截面视图；

图3是图1-2中所示的发动机的LP涡轮的示例性实施例的横截面视图；

图4是附接到飞行器的机翼和挂架的燃气涡轮发动机的另一示例性实施例的横截面视图；和

图5是图1-4中所示的飞行器的示例性实施例的平面图。

在本说明书和附图中重复使用参考字符旨在表示本发明的相同或类似的特征或元件。

具体实施方式

现在将对本发明的实施例进行详细地参考，本发明的实施例的一个或多个实例在附图中示出。提供每个实施例是为了解释本发明，而不是限制本发明。事实上，对于本领域技术人员来说显而易见的是，在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可以在本发明中进行各种修改和变化。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一个实施例一起使用，以产生又一个实施例。因此，本发明旨在覆盖落入所附权利要求及其等同物的范围内的这些修改和变化。

如本文所使用的，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以使一个部件区别于另一个部件，并且不旨在表示单个部件的位置或重要性。

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，以及“下游”是指流体向其流动的方向。除非另有说明，否则“下游”和“上游”是指空气或所产生的燃烧气体通过发动机的核心流动路径从压缩机区段的入口到涡轮区段的出口的流体流动的大致方向。

大体上提供了一种发动机和飞行器的实施例，其包括直接驱动燃气涡轮发动机，直接驱动燃气涡轮发动机可以包括来自较低速度的LP涡轮的结构和风险效益，同时还提高了飞行器效率。发动机包括限定最大风扇直径的风扇组件和限定最大外部流动路径直径的LP涡轮转子，其中发动机限定最大风扇直径与最大外部流动路径直径的比与风扇压力比之比为近似0.90以上。在各种实施例中，前述发动机和比率可以将LP涡轮放置在飞行器的机翼下方，机翼的前缘后方。在还有的各种实施例中，进一步提供密闭结构，以减轻与涡轮转子爆裂相关联的飞行器的风险。

与具有高速LP涡轮的间接驱动发动机构造对比，本文所示和所述的实施例可以在没有间接驱动发动机的增加的系统、复杂性、故障模式、或风险的情况下提高飞行器效率。在各种实施例中，对于燃气涡轮发动机的重心沿着纵向方向朝向飞行器的机翼的前缘的每51毫米(mm)的移位，可以减小近似318千克(kg)的飞行器重量。在还有的各种实施例中，将燃气涡轮发动机的重心朝向机翼的前缘移位可以对于每51mm移位，使飞行器燃料燃烧提高0.5％。这里描述的实施例可以进一步消除间接驱动发动机相对于减速齿轮箱故障所特有的重量、零件和风险。

现在参考图1，大体提供飞行器100的示例性实施例。飞行器100限定纵向方向L、纬度方向LT和横向方向T，以及沿纵向方向L的上游端99和下游端98。飞行器100包括大体沿纵向方向L延伸的机身110。一对机翼120各自从飞行器100的机身110延伸。每个机翼120包括挂架130，一个或多个燃气涡轮发动机10(以下称为“发动机10”)在机翼120下方(例如，沿纬度方向LT向内)附接到挂架130。在本文所示和所述的各种实施例中，发动机10的示例性实施例限定直接驱动发动机，其中低压涡轮转子附接到风扇转子，其间没有减速齿轮箱。

应当理解的是，对“最上游端”或“上游”的参考是相对于朝向如图中所示的上游端99的部件或零件，并且在本领域中通常理解为在流体经过讨论中的区域、零件或部件之前以及在流体经过讨论中的区域、零件或部件时流体来自的方向。类似地，对“最下游端”或“下游”的参考是相对于朝向下游端98的部件或零件，并且在本领域中通常理解为在流体经过讨论中的区域、零件或部件时流体前往的方向。

现在参考图2，大体提供飞行器100的一部分的示例性实施例。图2可以进一步提供关于发动机10对于飞行器100的机翼120的相对布置的细节，使得整体飞行器效率被提高，同时限定直接驱动发动机的相对风险及其缓解。发动机10限定沿着纵向方向L延伸的轴向中心线12，和从轴向中心线12延伸的径向方向R。如图2所示，每个机翼120限定前缘122和后缘124。如图2中示意性所示，机翼120的前缘122限定沿着纬度方向LT和横向方向T(图1中示出)延伸的前向平面126。机翼120的后缘124限定了沿着纬度方向LT和横向方向T(图1中示出)延伸的后向平面128。

在各种实施例中，机翼120进一步限定机翼剪切中心121。机翼剪切中心121限定剪切载荷通过其不会产生机翼120扭曲的点。当扭转载荷被施加到机翼120时，机翼剪切中心121可以进一步限定扭曲中心。如图1中示意性地所示，机翼剪切中心121可以进一步限定沿着纬度方向LT和横向方向T(图1中示出)延伸的机翼剪切中心平面123。

仍然参考图2，发动机10沿着纵向方向L以串行流动布置包括风扇组件14、压缩机区段21、燃烧器区段26、涡轮区段28,30和排气喷嘴组件33。发动机10大体沿着纵向方向L延伸，其中排气喷嘴组件33限定最下游端35，最下游端35可以沿着纵向方向L被设置成近似等于机翼剪切平面123。在各种实施例中，设置排气喷嘴组件33的最下游端34可以进一步使发动机10例如在低压(LP)涡轮30处朝向机翼剪切中心121移位，从而减小来自发动机10的从机翼剪切中心121作用的力矩臂。从机翼剪切中心121减小力矩臂可以进一步减小机翼120和/或挂架130的重量，从而提高飞行器效率。在一个实施例中，LP涡轮30沿着纬向方向LT设置在机翼120内侧。LP涡轮30沿纵向方向L设置在机翼120的前向平面126和后向平面128之间。

压缩机区段21大体以串行流动布置从上游端99到下游端98包括低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24。涡轮区段大体以串行流动布置从上游端99到下游端98包括HP涡轮28和LP涡轮30。燃烧区段26设置在HP压缩机24和HP涡轮28之间。HP压缩机24和HP涡轮28与HP轴34一起限定HP线轴，HP轴34可旋转地联接HP压缩机24和HP涡轮28。

风扇组件14包括可旋转地联接到风扇转子15的多个风扇叶片42。风扇转子15朝向沿着纵向方向L延伸的驱动轴36的上游端99被可旋转地联接。LP涡轮30朝向驱动轴36的下游端98联接到驱动轴36。风扇组件14、LP压缩机22、驱动轴36和LP涡轮30一起限定LP线轴。在一个实施例中，LP涡轮30限定至少四个旋转级或转子40。在另一个实施例中，LP涡轮30限定六个以上的旋转级40。

在发动机10操作期间，驱动马达开始旋转HP线轴，其将示意性地示为箭头81的空气引入发动机10的核心流动路径70中。空气81穿过LP压缩机22和HP压缩机24的连续级并且增加压力，以限定进入燃烧区段26的压缩空气82。燃料被引入到燃烧区段26并与压缩空气82混合，然后被点燃以产生燃烧气体83。来自燃烧气体83的能量驱动HP涡轮28和LP涡轮30，以及它们各自的HP和LP线轴，以及每个都附接到其上的风扇组件14和压缩机区段21的旋转。在一个实施例中，LP线轴围绕轴向中心线12以近似6000转每分钟(RPM)以下的速度旋转。在另一个实施例中，LP线轴围绕轴向中心线12以近似4000RPM以下的速度旋转。

将空气81引入核心流动路径70、与燃料混合、点燃、和产生燃烧气体83的循环提供能量，以使多个风扇叶片42围绕发动机10的轴向中心线12旋转。一部分空气81穿过限定在发动机10的机舱45和外壳18之间的旁路管道60。外壳18基本上是管状的并且大体沿着纵向方向L包围压缩机区段21、燃烧区段26和涡轮区段28,30。在这里描述的实施例中，机舱45可以进一步包括风扇壳体。外壳18可以进一步包括罩，该罩限定旁路管道60的大体空气动力学的流动路径。

仍然参考图2，风扇叶片42沿着径向方向R限定最大风扇直径43。最大风扇直径43大体是从直径相对的风扇叶片42的尖端到尖端。或者，最大风扇直径43可以指的是机舱45的内径，机舱45包括围绕风扇叶片42的风扇壳体。发动机10的风扇组件14进一步限定大体从风扇叶片42的下游到风扇叶片42的上游测量的风扇压力比(即，风扇排出压力与风扇入口压力的比率)。例如，风扇压力比可以是在点39处示意性地示出的风扇叶片42下游的压力与在点38处示意性示出的风扇叶片42上游的压力的比率。在各种实施例中，发动机10限定风扇压力比为近似1.0至近似1.8。

现在参考图3，大体提供发动机10的LP涡轮30的示例性实施例。参考图1-3，发动机10的LP涡轮30进一步限定大体沿着纵向方向L通过其中的核心流动路径70。核心流动路径70在LP涡轮30内限定相对于轴向中心线12的最大外部流动路径直径71。发动机10进一步限定风扇与涡轮直径比，其中风扇与涡轮直径比是最大风扇直径43与最大外部流动路径直径71之比。

发动机10进一步限定风扇与涡轮直径比与风扇压力比之比为近似0.90以上。

在各种实施例中，在风扇压力比为近似1.50以下时，风扇与涡轮直径比与风扇压力比之比为近似1.20以上。在一个实施例中，在风扇压力比在近似1.50至近似1.60之间时，风扇与涡轮直径比与风扇压力比之比为近似1.05以上。在另一个实施例中，在风扇压力比在近似1.60和近似1.80之间时，风扇与涡轮直径比与风扇压力比之比为近似0.90以上。在各种实施例中，风扇与涡轮直径比为近似1.8以上。

仍然参考图1-3，LP涡轮30限定沿着纵向方向L设置的多个旋转级或转子40。在一个实施例中，LP涡轮30在LP涡轮的最下游端处的两个以上的旋转级40(即，LP涡轮30的最后两个转子)处限定最大外部流动路径直径71。在另一个实施例中，LP涡轮30在LP涡轮30的最下游端处的三个以上的旋转级40处限定最大外部流动路径直径71。

现在参考图4，大体提供了图1-3中所示的飞行器100的一部分的另一示例性实施例。在图4所示的实施例中，并且结合图1-3，发动机10的LP涡轮30限定在LP涡轮30的最上游端处的第一涡轮转子41，以及在LP涡轮30的最下游端处的最后涡轮转子42。LP涡轮30限定涡轮爆裂区域140，涡轮爆裂区域140沿着第一涡轮转子41的旋转平面143以第一角度141朝向燃气涡轮发动机10的上游端99延伸，并且沿着最后涡轮转子42的旋转平面144以第二角度142朝向燃气涡轮发动机10的下游端98延伸。每个旋转平面143,144沿着径向方向R延伸。每个旋转平面143,144可以进一步沿着横向方向T(图1中示出)延伸。

参考图4，在一个实施例中，涡轮爆裂区域140的第一角度141为近似15度以下。在另一个实施例中，涡轮爆裂区域140的第一角度141为近似5度以上。

仍然参考图4，在一个实施例中，涡轮爆裂区域140的第二角度142为近似15度以下。在另一个实施例中，涡轮爆裂区域140的第二角度142为近似5度以上。

现在参考图1-4，在各种实施例中，沿着纬度方向LT在机翼120内侧的涡轮爆裂区域140沿着纵向方向L被限定在机翼120的前向平面126内和后向平面128内。

沿着纬度方向LT，并且沿着纵向方向L在前向平面126和后向平面128之间，限定机翼120内侧的涡轮爆裂区域140，可以通过使发动机10沿着纵向方向L朝向机翼剪切中心121移位，来减小挂架130和机翼120的重量。使发动机10朝向机翼剪切中心121移位可以减小飞行器100的重量，从而提高飞行器效率。在进一步限定直接驱动发动机的同时，由于没有朝向发动机10的上游端99的减速齿轮箱，因此可以减小来自挂架130和发动机10的悬臂重量，从而增加来自机翼剪切中心121的力矩臂，最终，减小飞行器重量和低效率。通过将涡轮爆裂区域140设置在机翼120的前向平面126和后向平面128内，挂架130和机翼120的重量减小，同时还保持与直接驱动发动机类似并且在直接驱动发动机之中已知的风险和故障模式。

现在参考图1-5，大体提供飞行器100和发动机10的实施例，其中进一步限定密闭护罩150。在图5中，沿着任一旋转平面143,144提供飞行器100的平面图。密闭护罩150沿着纵向方向L在LP涡轮30上延伸。在各种实施例中，密闭护罩150沿着纵向方向L从第一涡轮转子41延伸通过最后涡轮转子42。密闭护罩150提供LP涡轮30的转子部件的保持，其可以在转子故障后释放。转子部件可以包括盘、毂、鼓、密封件、叶轮、叶片和/或间隔件，或通常可能在涡轮爆裂区域140内从发动机10喷射的其碎片。

在各种实施例中，密闭护罩150至少在横向涡轮爆裂区域139内延伸。横向涡轮爆裂区域139大体可以从上死点基准线13顺时针和/或逆时针延伸。上死点基准线13沿着径向方向R从轴向中心线12延伸。在一个实施例中，横向涡轮爆裂区域139从上死点基准线13顺时针和/或逆时针延伸近似60度以下。

在一个实施例中，密闭护罩150可以如在第一密闭护罩151处所示的被联接到飞行器100的机翼120。第一密闭护罩151大体沿着横向方向T并且在横向涡轮爆裂区域139内延伸。在另一实施例中，密闭护罩150可以如在第二密闭护罩152处所示的被联接到发动机10的外壳18。第二密闭护罩152至少部分地在周向方向C上从上死点基准线13延伸，上死点基准线13从发动机10的轴向中心线12延伸。在各种实施例中，第二密闭护罩152沿着周向方向C从上死点基准线13沿着顺时针和/或逆时针方向延伸。在又一个实施例中，第二密闭护罩152可以沿着周向方向C围绕LP涡轮30基本上周向地延伸(例如，近似360度)。

密闭护罩150可以由但不限于陶瓷基质复合(CMC)材料和/或适于燃气涡轮发动机密闭结构的金属构成，例如但不限于镍基合金、钴基合金、铁基合金或钛基合金，其中每种合金可以包括但不限于铬、钴、钨、钽、钼和/或铼。

密闭护罩150可以进一步地或替代地包括固体发泡合成聚合物。在一个实施例中，固体发泡合成聚合物可包括合成弹性体，例如弹性体聚氨酯。在另一个实施例中，固体发泡合成聚合物可包括乙烯醋酸乙烯酯和/或烯烃聚合物。

在另一个实施例中，密闭护罩150由多个织物片形成，织物片由多个纤维形成。在每个织物片中，多个纤维可以形成纤维网络(例如，编织网络，无规或平行非织造网络，或另一个取向)。特别地，密闭护罩150可由高强度和高模量纤维构成，例如对位芳纶合成纤维(例如，可从E.I.duPont de Nemours and Company获得的KEVLAR纤维)、金属纤维、陶瓷纤维、玻璃纤维、碳纤维、硼纤维、对苯二甲酰胺纤维、芳族聚酰胺纤维、碳化硅纤维、石墨纤维、尼龙纤维或其混合物。另一个合适纤维的实例包括超高分子量聚乙烯(例如，由Honeywell International Inc.制造的SPECTRA纤维)。

密闭护罩150的纤维可以具有高的拉伸强度和高度取向的高模量，从而导致表现出低摩擦系数的非常光滑的纤维表面。当形成织物层时，在从LP涡轮30的转子故障到诸如飞行器100的外壳18和/或机翼120的周围结构的能量或扭矩的间歇传递期间，这种纤维通常对相邻纤维表现出差的能量传递。

图1-5中所示并在此描述的系统可以通过减小从机翼剪切中心121到发动机10的上游端99的力矩臂来提高利用直接驱动燃气涡轮发动机的飞行器效率，从而减轻机翼120、挂架130和/或发动机10的重量。减少力矩臂可以通过限定与最大风扇直径43相关的LP涡轮30的最大外部流动路径直径71来被实现。更进一步地，减少力矩臂可以通过限定在LP涡轮30的最下游端处的两个以上的旋转级40(例如，来自发动机10的下游端98的两个以上的级)处的最大外部流动路径直径71来被实现。此外，本文公开的系统可以在利用直接驱动燃气涡轮发动机的同时提高飞行器100的效率，同时避免由间接驱动发动机引入的附加子系统、风险和故障模式。飞行器效率的提高可以包括减轻的重量、降低的系统故障风险、以及改善的整体飞行器燃料燃烧。

本书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使任何本领域技术人员能够实践本发明，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。本发明的可专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他实例。如果这些其他实例包括与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等效结构元件，则这些其他实例意图在权利要求的范围内。