阅读说明：本技术 具有机翼下直接驱动低压涡轮的飞行器 (aircraft with under-wing direct drive low pressure turbine ) 是由 布兰登·韦恩·米勒 理查德·拜伦·斯图尔特 杰弗里·唐纳德·克莱门茨 理查德·大卫·锡达 大 于 2018-01-17 设计创作，主要内容包括：本公开涉及一种飞行器,该飞行器包括机身,一对以上的机翼附接到机身。飞行器限定横向方向、纵向方向和纬度方向。飞行器包括机翼和燃气涡轮发动机,机翼沿着横向方向从机身延伸,其中机翼限定前缘,燃气涡轮发动机联接到机翼。发动机沿纵向方向限定通过其中的轴向中心线。发动机包括机舱,机舱包括围绕轴向中心线延伸的外壁。机舱限定从轴向中心线垂直延伸的径向基准平面。外壁限定最靠近机身的外壁点。径向基准平面延伸通过基准线,基准线沿着纬度方向从外壁点到机翼的前缘被限定。发动机进一步包括低压(LP)涡轮转子,LP涡轮转子包括与轴向中心线同心的最上游第一涡轮转子。第一涡轮转子设置在径向基准平面的沿着纵向方向的下游。(The present disclosure relates to an aircraft including a fuselage to which more than one pair of wings are attached. The aircraft defines a lateral direction, a longitudinal direction, and a latitudinal direction. An aircraft includes an airfoil extending from a fuselage in a transverse direction, wherein the airfoil defines a leading edge, and a gas turbine engine coupled to the airfoil. The engine defines an axial centerline therethrough in the longitudinal direction. The engine includes a nacelle including an outer wall extending about an axial centerline. The nacelle defines a radial reference plane extending perpendicularly from the axial centerline. The outer wall defines an outer wall point closest to the fuselage. The radial reference plane extends through a reference line defined latitudinally from the outer wall point to the leading edge of the airfoil. The engine further includes a Low Pressure (LP) turbine rotor including an upstream-most first turbine rotor concentric with the axial centerline. The first turbine rotor is disposed downstream of the radial reference plane in the longitudinal direction.)

具有机翼下直接驱动低压涡轮的飞行器

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，需要一种包括直接驱动发动机的飞行器，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。

本公开涉及一种飞行器，该飞行器包括机身，一对以上的机翼附接到机身。飞行器限定横向方向、纵向方向和纬度方向。飞行器包括机翼和燃气涡轮发动机，机翼沿着横向方向从机身延伸，其中机翼限定前缘，燃气涡轮发动机联接到机翼。发动机沿纵向方向限定通过其中的轴向中心线。发动机包括机舱，机舱包括围绕轴向中心线延伸的外壁。机舱限定从轴向中心线垂直延伸的径向基准平面。外壁限定最靠近机身的外壁点。径向基准平面延伸通过基准线，基准线沿着纬度方向从外壁点到机翼的前缘被限定。发动机进一步包括低压(LP)涡轮转子，LP涡轮转子包括与轴向中心线同心的最上游第一涡轮转子。第一涡轮转子设置在径向基准平面的沿着纵向方向的下游。

在一个实施例中，发动机限定上死点(TDC)基准平面，TDC基准平面在纬度方向上从轴向中心线延伸并且与机翼的前缘相交，并且发动机进一步限定第二径向基准平面，第二径向基准平面在TDC基准平面的交叉点处从轴向中心线垂直延伸。LP涡轮设置在第二径向基准平面的沿着纵向方向的下游。

在另一个实施例中，机舱限定第三径向基准平面，第三径向基准平面从轴向中心线垂直延伸并且延伸通过第三基准线，第三基准线沿着纬度方向从第二外壁点到机翼的前缘被限定，并且第二外壁点在外壁上距离机身最远。LP涡轮设置在第三径向基准平面的沿着纵向方向的下游。

在又一实施例中，燃气涡轮发动机进一步包括外壳。外壳包括围绕轴向中心线延伸的外壳壁。外壳限定从轴向中心线垂直延伸的第四径向基准平面。外壳壁限定在外壳壁上最靠近机身的外壳壁点。第四径向基准平面延伸通过第四基准线，第四基准线沿着纬度方向从外壳壁点到机翼的前缘被限定。LP涡轮设置在第四径向基准平面的沿着纵向方向的下游。

在再一实施例中，外壳限定从轴向中心线垂直延伸的第五径向基准平面。外壳壁限定在外壳壁上距离机身最远的第二外壳壁点。第五径向基准平面延伸通过第五基准线，第五基准线沿着纬度方向从第二外壳壁点到机翼的前缘被限定。LP涡轮设置在第五径向基准平面的沿着纵向方向的下游。

在各种实施例中，其中燃气涡轮发动机的LP涡轮包括在LP涡轮的最下游端处的最后涡轮转子。LP涡轮限定沿着纬度方向在机翼内侧的涡轮爆裂区域，并且涡轮爆裂区域沿着第一涡轮转子的旋转平面朝向燃气涡轮发动机的上游端以第一角度延伸并且沿着最后涡轮转子的旋转平面朝向燃气涡轮发动机的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，涡轮爆裂区域的第一角度为近似3度以上。在又一个实施例中，涡轮爆裂区域的第二角度为近似15度以下。在再一个实施例中，涡轮爆裂区域的第二角度为近似3度以上。在再又一个实施例中，朝向发动机在机翼内侧的涡轮爆裂区域沿着纵向方向被限定在机翼的前缘的下游和机翼的后缘的前方。

在还有的各种实施例中，飞行器进一步包括密闭护罩(containment shield)，密闭护罩沿着纵向方向在LP涡轮上近似从第一涡轮转子延伸到最后涡轮转子，其中密闭护罩至少在横向涡轮爆裂区域内延伸，横向涡轮爆裂区域大体从TDC基准平面顺时针和/或逆时针延伸，TDC基准平面沿着纬度方向从轴向中心线延伸。在一个实施例中，密闭护罩联接到飞行器的机翼并且大体沿着横向方向延伸。在另一个实施例中，密闭护罩联接到大体沿着纵向方向延伸的发动机的外壳，其中密闭护罩至少部分地沿着围绕轴线中心线限定的周向方向从TDC基准平面沿着顺时针和/或逆时针方向延伸。在又一个实施例中，密闭护罩沿着周向方向近似完全地围绕LP涡轮延伸。在再还有的各种实施例中，密闭护罩由多个织物片形成，织物片由多个纤维形成。在又一个实施例中，多个纤维包括对位芳纶合成纤维、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、超高分子量聚乙烯纤维、或其混合物。

在各种实施例中，飞行器进一步包括风扇组件和驱动轴。风扇组件包括可旋转地联接到风扇转子的多个风扇叶片。驱动轴联接到风扇转子。LP涡轮联接到驱动轴并设置在风扇组件的下游，并且限定直接驱动燃气涡轮发动机。在一个实施例中，燃气涡轮发动机的风扇组件、LP涡轮和驱动轴一起限定低压线轴，低压线轴围绕燃气涡轮发动机的轴向中心线以近似6000RPM以下的速度旋转。

在飞行器的一个实施例中，机翼限定机翼剪切中心，并且发动机包括设置在LP涡轮的下游的排气喷嘴。排气喷嘴限定最下游端，最下游端沿着纵向方向近似等于机翼剪切中心。

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是图1中所示的飞行器和发动机的实施例的俯视图；

图3是图2中所示的飞行器和发动机的横向侧视图；

图4是图1中所示的飞行器和发动机的另一示例性实施例的俯视图；

图5是图4中所示的飞行器和发动机的实施例的横向侧视图；

图6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7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8是图7中所示的飞行器的示例性实施例的横向侧视图。

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。

大体提供了一种飞行器的实施例，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。这里示出和描述的实施例将发动机的LP涡轮设置在飞行器的机翼下方。在各种实施例中，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LO、横向方向T和纬度方向LT，以及沿纵向方向LO的上游端99和下游端98。飞行器100包括大体沿着纵向方向LO延伸的机身110。一对机翼120各自大体沿着横向方向T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。每个机翼120进一步限定前缘122和后缘124。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其所参考的区域、零件、部件或结构时流体前往的方向。进一步应该理解的是，本文提供的基准线、基准平面或点用于限定本文所示和包括的结构、元件、特征、部件、零件等的相对位置、放置或布置。

图2中大体提供图1中所示的飞行器100的俯视图。图3中大体提供图1中所示的飞行器100的横向侧视图。参考图2和图3，联接到机翼120的发动机10沿着纵向方向LO限定通过发动机10的轴向中心线12。发动机10包括机舱45和低压(LP)涡轮30。机舱45包括围绕轴向中心线12延伸的外壁46。LP涡轮30包括与轴向中心线12同心的最上游第一涡轮转子41。

机舱45限定从轴向中心线12垂直延伸的径向基准平面51(即，径向基准平面51大体沿着横向方向T延伸)。外壁46限定最靠近机身110的外壁点47。基准线61沿着纬度方向LT从外壁点47到机翼120的前缘122被限定。径向基准平面51延伸通过基准线61。LP涡轮30的第一涡轮转子41设置在径向基准平面51的沿着纵向方向LO的下游。

参考图2所示的飞行器100的俯视图，沿着纬度方向LT延伸到前缘122的基准线61限定前缘点161。前缘点161是径向基准平面51从轴向中心线12垂直延伸通过的点。换句话说，从图2中所示的两个维度观察(纵向方向LO和横向方向T)，前缘点161呈现的是前缘122与最靠近机身110的机舱45的外壁46相交的点，尽管应该理解，机舱45和前缘122通常不在三维空间中交叉。因此，当从图2中所示的两个维度观察时，径向基准平面51呈现为沿着横向方向T延伸的线，垂直于轴向中心线12并且包括前缘点161。LP涡轮30的第一涡轮转子41设置在径向基准平面51的沿着纵向方向LO的下游。

包括设置在径向基准平面51的后方或下游的LP涡轮30的发动机10可以减少机翼120和挂架130(在图1中示出)中的悬臂质量。另外，将LP涡轮30设置在径向基准平面51的后方或下游可以使发动机10的重心朝向机翼120移位，从而减小发动机10对机翼120和挂架130产生的力矩臂。与发动机10的相对低速的LP涡轮30一起对飞行器100减小重量和力矩臂可以减少整体飞行器燃料消耗并提高飞行器效率，而不会增加间接驱动发动机的复杂性和风险(即，减速齿轮箱)或与相对高速的LP涡轮相关的风险。更进一步地，由机翼下LP涡轮30的附加密闭结构所导致的性能损失可能相对小于由于减速齿轮箱而增加的重量和风险所导致的性能损失。

现在参考图4和图5，图4中大体提供飞行器100的俯视图的另一示例性实施例，图5中大体提供相应的横向侧视图。图4和图5提供的视图一起提供类似于关于图2和图3中讨论的基准点、线和平面。然而，在图4和图5中所示的实施例中，发动机10限定上死点(TDC)基准平面13，TDC基准平面13在纬度方向LT上从轴向中心线12延伸，并与机翼120的前缘122相交，以限定第二前缘点162。发动机10可以进一步限定第二径向基准平面52，第二径向基准平面52在TDC基准平面13的交叉点处从轴向中心线12垂直延伸。LP涡轮30设置在第二基准平面52的沿着纵向方向LO的下游。

如关于图2所讨论的，当从图4中所示的两个维度观察时(纵向方向LO和横向方向T)，第二前缘点162呈现的是前缘122与轴向中心线12相交的点，尽管应该理解，轴向中心线12不与前缘120在三维空间中相交。因此，当从图4中所示的两个维度观察时，第二径向基准平面52呈现为沿着横向方向T延伸的线，垂直于轴向中心线12并且包括第二前缘点162。LP涡轮30的第一涡轮转子41设置在第二径向基准平面52的沿着纵向方向LO的下游。

仍然参考图4，大体提供相对于机翼120的前缘122示出LP涡轮30的另一个示例性实施例。机舱45可以限定从轴向中心线12垂直延伸的第三径向基准平面53。外壁46限定距离机身110最远的第二外壁点48。第二基准线62沿着纬度方向LT从第二外壁点48到机翼120的前缘122被限定。第三径向基准平面53延伸通过第二基准线62。LP涡轮30的第一涡轮转子41设置在第三径向基准平面53的沿着纵向方向LO的下游。

如关于图2所讨论的，当从图4中所示的两个维度观察时(纵向方向LO和横向方向T)，第三前缘点163呈现的是前缘122与距离机身110最远的机舱45的外壁46相交的点，尽管应该理解，机舱45和前缘120大体不在三维空间中相交。因此，当从图4中所示的两个维度观察时，第三径向基准平面53呈现为沿着横向方向T延伸的线，垂直于轴向中心线12并且包括第三前缘点163。LP涡轮30的第一涡轮转子41设置在第三径向基准平面53的沿着纵向方向LO的下游。

仍然参考图4和图5，提供了发动机10的另一个示例性实施例，其中发动机10进一步包括外壳18。外壳包括围绕轴向中心线12延伸的外壳壁19。外壳18限定从轴向中心线12垂直延伸的第四径向基准平面54。外壳壁19限定在外壳壁19上最靠近机身110的外壳点49。第四径向基准平面54延伸通过第四基准线64，第四基准线64沿着纬度方向LT从外壳壁点49到机翼120的前缘122被限定。LP涡轮30设置在第四径向基准平面54的沿着纵向方向LO的下游。

在发动机10的再一示例性实施例中，外壳18限定从轴向中心线12垂直延伸的第五径向基准平面55。外壳壁19限定在外壳壁19上距离机身110最远的第二外壳点50。第五径向基准平面55延伸通过第五基准线65，第五基准线65沿着纬度方向LT从第二外壳壁点50到机翼120的前缘122被限定。LP涡轮30设置在第五径向基准平面55的沿着纵向方向LO的下游。

如关于图2和图4的发动机10和飞行器100的其他实施例所讨论的，当从图4中所示的两个维度观察时(纵向方向LO和横向方向T)，第四前缘点164呈现的是前缘122与最靠近机身110的外壳18的外壳壁19相交的点。在另一个实施例中，第五前缘点165呈现的是前缘122与距离机身110最远的外壳18的外壳壁19相交的点。应该理解，外壳18和前缘120大体不在三维空间中相交，并且图4中示出的二维基准是用来示出和限定LP涡轮30相对于机翼120的前缘122的特定部分的位置。因此，当从图4中所示的两个维度观察时，第四径向基准平面54和第五径向基准平面55呈现为沿着横向方向T延伸的线，垂直于轴向中心线12并且分别包括第四前缘点164和第五前缘点165。在一个实施例中，LP涡轮30的第一涡轮转子41设置在第四径向基准平面64的沿着纵向方向LO的后方或下游。在另一个实施例中，第一涡轮转子41设置在第五径向基准平面65的沿着纵向方向LO的后方或下游。

现在参考图6，大体提供飞行器100的一部分的示例性实施例。图6进一步提供关于发动机10对于飞行器100的机翼120的相对放置的细节，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。在飞行器100的各种实施例中，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。

仍然参考图6，发动机10沿着纵向方向LO以串行流动布置包括风扇组件14、压缩机区段21、燃烧区段26、涡轮区段31和排气喷嘴组件33。发动机10大体沿着纵向方向LO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LO被设置成近似等于机翼剪切中心121。在各种实施例中，设置排气喷嘴组件33的最下游端35可以进一步使发动机10朝向机翼剪切中心121向后或下游移位，从而减小发动机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，例如燃料消耗。

压缩机区段21以串行流动布置从上游端99到下游端98大体包括低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24。涡轮区段31以串行流动布置从上游端99到下游端98大体包括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。虽然本文描述为双线轴直接驱动发动机，但应该理解的是，发动机10可以进一步包括中压(IP)压缩机和IP涡轮，IP压缩机和IP涡轮通过IP轴联接在一起的并且共同限定IP线轴，从而限定三线轴直接驱动发动机构造。

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LO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。在一个实施例中，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。在其他实施例中，例如利用三线轴直接驱动构造，风扇组件14、驱动轴36和LP涡轮30可以一起限定LP线轴。在各种实施例中，LP涡轮30限定至少两个旋转级。在另一个实施例中，LP涡轮30限定八个以下的旋转级。

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LO包围压缩机区段21、燃烧区段26和涡轮区段31。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6中所示的实施例，LP涡轮30沿着纬度方向LT设置在机翼120的内侧。LP涡轮30沿着纵向方向LO设置在机翼120的前缘122和后缘124之间。

现在参考图7，大体提供图1-6中所示的飞行器100的一部分的另一示例性实施例。在图7所示的实施例中，并且结合图1-5，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沿着从轴向中心线12延伸的径向方向R延伸。

参考图7，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3度以上。

仍然参考图7，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3度以上。

现在参考图1-7，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LO被限定在机翼120的前缘122和后缘124内。

沿着纬度方向LT，并且沿着纵向方向LO在机翼120的前缘122和后缘124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LO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7和8，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8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LO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LO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TDC基准平面13顺时针和/或逆时针延伸。TDC基准平面13沿着径向方向R以零度从轴向中心线12延伸。在一个实施例中，横向涡轮爆裂区域139从TDC基准平面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TDC基准平面13延伸，TDC基准平面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TDC基准平面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1-8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。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。