具体实施方式

图1图示了具有主旋转轴线9的气体涡轮发动机10。发动机10包括空气进口12和推进风扇23，所述推进风扇23产生两股气流：核心气流A和旁通气流B。气体涡轮发动机10包括接收核心气流A的核心11。发动机核心11沿轴向流的顺序包括低压力压缩机14、高压力压缩机15、燃烧设备16、高压力涡轮17、低压力涡轮19和核心排放喷嘴20。机舱21包围气体涡轮发动机10并且限定旁通管道22和旁通排放喷嘴18。旁通气流B流过旁通管道22。风扇23经由轴26和行星式齿轮箱30附接到低压力涡轮19并且由低压力涡轮19驱动。

发动机核心11由核心壳体37包围，核心壳体37容纳压缩机14、15、燃烧室16和涡轮17、19。核心壳体37包括一个或更多调节泄放器，所述一个或更多调节泄放器包括被配置成在核心压缩机流路A（例如在高压力压缩机15的下游端部处）和风扇流路B之间联通的一个或更多阀38。核心壳体37包括碳复合物材料，诸如碳纤维增强塑料（CFRP）。

类似地，发动机机舱21包括碳复合物材料，诸如CFRP。例如，提供在机舱21的后部处的推力换向单元（TRU）39可以包括碳复合物材料。

在使用中，核心气流A由低压力压缩机14加速并压缩并且被引导到高压力压缩机15中，在所述高压力压缩机15中进行进一步的压缩。从高压力压缩机15排放的压缩空气被引导到燃烧设备16中，在所述燃烧设备16中它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排放之前膨胀通过高压力和低压力涡轮17、19并且由此驱动高压力和低压力涡轮17、19以提供一些推进推力。高压力涡轮17通过适合的互连轴27驱动高压力压缩机15。风扇23总体上提供大部分的推进推力。行星式齿轮箱30是减速齿轮箱。

在图4中示出用于齿轮式风扇气体涡轮发动机10的示例的布置。低压力涡轮19（见图1）驱动轴26，所述轴26被耦合到行星式齿轮布置30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外处并且与其相互啮合的是多个行星齿轮32，所述多个行星齿轮32通过行星架34耦合在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步地围绕太阳齿轮28进动，同时实现每个行星齿轮32绕其自身的轴线旋转。行星架34经由连杆36耦合到风扇23以便驱动它绕发动机轴线9的旋转。在行星齿轮32的径向向外处并且与其相互啮合的是环状或环形齿轮38，所述环状或环形齿轮38经由连杆40耦合到固定的支撑结构24。

注意，如本文使用的术语“低压力涡轮”和“低压力压缩机”可以被认为分别意指最低压力涡轮级和最低压力压缩机级（即不包括风扇23）和/或通过在发动机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，本文所称的“低压力涡轮”和“低压力压缩机”可以可替代地被称作“中压力涡轮”和“中压力压缩机”。在使用这样的可替代的名称的情况下，风扇23可以被认为第一或最低压力、压缩级。

在图4中通过更详细的示例示出行星式齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每个都包括绕它们的圆周的齿以与其他齿轮相互啮合。然而，为了清楚，在图4中图示了仅齿的示例的部分。在此图示了四个行星齿轮32，然而对于技术人员将显而易见的是，可以在要求保护的本发明的范围内提供更多或更少的行星齿轮32。行星的行星式齿轮箱30的实际应用总体上包括至少三个行星齿轮32。

在图4中通过示例图示的行星式齿轮箱30是行星类型的，在其中行星架34经由连杆36耦合到输出轴，而环形齿轮38固定。然而，任何其他适合的类型的行星式齿轮箱30都可以被使用。通过进一步的示例，行星式齿轮箱30可以是星形布置，在其中行星架34被保持固定，而允许环形（或环状）齿轮38旋转。在这样的布置中，风扇23由环形齿轮38驱动。通过进一步可替代的示例，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，在其中环形齿轮38和行星架34两者都被允许旋转。

将被领会的是，在图4中示出的布置仅是通过示例，并且各种替代都在本公开的范围内。纯粹通过示例，任何适合的布置都可以用于将齿轮箱30定位在发动机10中和/或用于将齿轮箱30连接到发动机10。通过进一步的示例，在齿轮箱30和发动机10的其他部分（诸如输入轴26、输出轴和固定结构24）之间的连接（诸如在图1的示例中的连杆36、40）可以具有任何期望程度的刚度或柔度。通过进一步的示例，在发动机的旋转部分和固定部分之间（例如在来自齿轮箱的输入和输出轴和固定结构（诸如齿轮箱壳体）之间）的轴承的任何适合的布置都可以被使用，并且本公开不限制于图2的示例的布置。例如，在齿轮箱30具有（以上描述的）星形布置的情况中，技术人员将会容易地理解，输出和支撑连杆以及轴承位置的布置将典型地不同于在图2中通过示例示出的那样。

因此，本公开延伸到具有（例如星形或行星的）齿轮箱类型、支撑结构、输入和输出轴布置以及轴承位置的任何布置的气体涡轮发动机。

本公开可以应用到的其他气体涡轮发动机可以具有可替代的配置。通过进一步的示例，在图1中示出的气体涡轮发动机具有分流喷嘴18、20，这意指通过旁通管道22的流具有其自己的喷嘴18，所述喷嘴18与核心发动机喷嘴20分开并且在核心发动机喷嘴20径向外侧。然而，这不是限制的，并且本公开的任何方面还可以应用到如下发动机，在所述发动机中，通过旁通管道22的流和通过核心11的流在可以被称为混流喷嘴的单个喷嘴之前（或其上游）被混合或结合。一个或两个喷嘴（无论混合的或分流的）可以具有固定的或可变的面积。尽管描述的示例涉及涡轮风扇发动机，但本公开可以应用到例如任何类型的气体涡轮发动机，诸如开放转子（在其中风扇级不被机舱包围）或例如涡轮螺旋桨发动机。

气体涡轮发动机10的几何形状以及其部件由常规的轴线系统限定，所述轴线系统包括轴向方向（其与旋转轴线9对准）、径向方向（在图1中的底部到顶部的方向上）以及圆周方向（垂直于在图1视图中的页面）。轴向、径向和圆周方向是相互垂直的。

现参考图2，低压力和高压力压缩机14、15被更详细地示出。如能够看到的，压缩机中的每个均包括多级、轴向流压缩机。

低压力压缩机由四个或五个级（即不多于五个级，并且不少于四个级）41a-d组成。每个级41a-d包括至少一个各自的压缩机转子43，以及可以包括各自的定子44。各自的转子43和定子44总体上轴向间隔。在呈现的情况中，第一定子44沿核心流在第一转子43下游。一个或更多进一步的定子诸如入口定子（未示出）可以被提供——然而，由于没有附加的转子与入口定子关联，所以这不构成附加的级，因为单独由入口定子没有提供压力上升。如将由本领域技术人员所领会的是，转子43通过对应的盘46a-d耦合到各自的轴（即在低压力压缩机14的情况中的低压力轴26），并且因此随轴26转动。在另一方面，定子44被保持固定。在一些情况中，定子44可以绕它们的长轴枢转，以为各个压缩机级调整冲击的角度和入口和出口面积。这样的定子被称作“可变定子叶翼”或VSV。

高压力压缩机15类似地包括在七和十之间（包含端值）的级，以及在描述的实施例中由九个级组成。再次，每个级至少包括转子，并且还可以包括定子。

在图3中示出涡轮。为了驱动高压力压缩机15，具有两个级47a、47b的高压力涡轮17可能是必需的。此外，涡轮级的数量能够以类似于压缩机级的数量的方式确定。可替代地，可以提供单个涡轮级。特别地，已经发现，具有直到13：1的巡航压力比的高压力压缩机能够由单个级的涡轮驱动。类似地，为了驱动低压力压缩机14和风扇23，三或四个低压力涡轮级49a-c被提供。在一些情况中，可以提供五个压缩机级。

高压力压缩机和低压力压缩机15、16在它们之间限定最大的使用中的总体核心压力比（OPR）。核心OPR被限定为在低压力压缩机15的第一级44的上游的滞止压力与在最高压力压缩机16的出口处（在进入到燃烧室中之前）的滞止压力的比。在风扇将空气流提供到核心的情况，核心OPR排除由风扇23产生的任何压力上升，因此总发动机总体压力比（EPR）可以高于核心OPR。在本公开中，总体核心OPR在36：1和56：1之间。在描述的实施例中，核心OPR是40，并且可以采用在这些上和下边界之间的任何值。例如，核心OPR可以是36、40、45、50、55和56中的任何一个。

如将理解的是，核心OPR将根据大气、飞行和发动机条件变化。然而，巡航OPR是如以上限定的。

如将理解的是，当设计气体涡轮发动机时必须考虑大的设计空间以关于选择的度量标准（诸如发动机重量、成本、热效率、推进效率或这些的平衡）确定最优的发动机。在许多情况中，可以有大量的对于条件的给定集的可行方案以实现期望的度量标准。

一个这样的变量是核心OPR。随着核心OPR增加，热效率也趋向于增加，以及因此高的OPR是期望的。即使一旦选择特定的OPR，然而，必须选择许多设计变量以满足选择的OPR。

一个这样的设计变量是由低压力压缩机15提供的压力上升相对于由高压力压缩机16提供的压力上升的量（有时被称为“功分流”）。如将理解的是，总核心OPR能够通过将低压力压缩机压力比（即在低压力压缩机的出口处的滞止压力与在低压力压缩机15的入口处的滞止压力之间的比）乘以高压力压缩机比（即在高压力压缩机16的出口处的滞止压力与在高压力压缩机16的入口处的滞止压力之间的比）确定。因此，通过增加高压力压缩机比、低压力压缩机比或两者，能够提供更高的核心OPR。

发明人已经发现对于具有在以上描述的范围内的核心OPR的气体涡轮发动机的特别有效的功分流能够通过提供如下低压力压缩机14而提供，所述低压力压缩机14由四或五个级组成，并且具有在2.4：1和3.3：1之间的压力比。然后具有在18：1之下的压力比的高压力压缩机被提供，使得总体核心压力比在36：1之上。已经发现的是使用现代技术，使用合理数量的压缩机级而不需要过多数量的可变的级并且在合理的旋转速度下以得到高的总体效率，在提供在单个轴上的高压力压缩机上提供18：1的压力比是可行的。因此，为了提供必需的核心OPR，需要在2.4：1和3.3：1之间的低压力压缩机比。

类似地，有许多方式来增加压缩机压力比。第一个方法是增加级负载。级负载被限定为跨压缩机的单个级（转子和定子）的滞止压力比。类似地，平均级负载能够被限定为压缩机的每个压缩机级的级负载的和除以级的数量。例如，在本公开中，低压力压缩机14的平均级负载是在1.24和1.34之间。这能够继而通过增加在最大压缩条件下的转子速度、增加由叶片提供的转动或增加压缩机转子的尖端的半径(其继而使必须增加压缩机转子的根部的半径以维持给定流的面积)中的一个或更多而掌控。这些选择中的每个都具有相关的优点和缺点。例如，增加低压力压缩机转子速度使必须要么增加齿轮箱30的减速比要么降低风扇23的半径，以便将风扇尖端速度维持在对于噪声和效率因素的期望的水平处。在另一方面，鉴于需要更大的压缩机盘，增加压缩机尖端半径使必须增加重量。气流的增加的转动可以导致更低的喘振裕度以及降低的效率。在任何情况中，更高的级负载可以导致更低的效率，因为鉴于由于尖端显著超过声音的速度而与空气动力学冲击相关的损失，增加的转子尖端速度或更高的转动导致更低的压缩机效率。

第二个选择是增加在各自的压缩机中的级的数量，由此维持低的级负载、低的旋转速度和低的盘重量。再次，这能够通过将级添加到低压力压缩机15或高压力压缩机16而实现。然而，这将总体上导致与附加的级相关的更高的重量和成本。

进一步的复杂性是齿轮箱30的存在。如以上指出的，因为齿轮箱减速比能够被选择以提供独立于风扇半径和低压力压缩机转子速度两者的优选的风扇尖端速度，所以齿轮箱提供附加的设计自由度。然而，鉴于其大尺寸，齿轮箱还呈现约束性。因此，在具有行星式齿轮箱的齿轮式涡轮风扇中固有的风扇23的径向向内所需要的大的半径决定了具有大的毂部半径（即在发动机中心9和风扇叶片23的空气动力学根部之间的大的径向距离）的风扇23。更进一步地，鉴于齿轮式涡轮风扇的典型的相对慢地转动风扇，由风扇23的内部半径提供相对小的压力上升，并且因此齿轮式涡轮风扇趋向于具有高的毂部到尖端的比的风扇23。

发明人已经研究了此设计空间，并且发现了提供重量和效率的最优组合的级数和压缩机压力比的最优范围。

参考图5，上述最优的参数限定用于压缩机的设计空间（示出为曲线上的填充区域）。

总体上，在本公开中，在提供至少36：1的相对高的总体核心压力比时，相对于高压力压缩机而言，低压力压缩机做出相对大量的（压缩）功。

发明人已经发现，压缩机效率（特别在高压力压缩机中）通过具有每级提供相对低的功而被提高。另外发明人已经发现，当提供多于十一个高压力压缩机时，重量和长度考量起主导作用。类似地，鉴于更高的离心负载，增加高压力压缩机旋转速度以提供更高的压缩机压力比导致更高的盘重量。最终，高压力压缩机压力比导致高的轴承端部负载，再次导致更高的重量。这导致对于高压力压缩机巡航压力比的大约18：1的限制。通过提供具有相对高的压力比的低压力压缩机（其具有相对少的（四或五个）级），能够实现高的总体核心压力比，而没有与高压力比的高压力压缩机相关的缺点。

进一步的优点由本公开的布置提供。如以上指出的，在调节泄放器的区域内的核心壳体37和在TRU39的区域内的机舱21中的至少一个的碳可以由碳复合物材料形成。这样的材料是相对轻量且坚固，并且因此提供许多优点。然而，通常在高总体核心压力比的发动机中，鉴于在低功率时将从调节泄放器放出大体积的热的、高压力的空气，所以这样的材料的使用将被阻止。冲击在核心壳体37和机舱21上的这样的热的、高压力的气体将超过此材料的温度容量。通过如在本公开中所教导的调整功分流，避免了在低功率时的大的调节泄放体积，并且因此碳复合物材料能够被使用在这些区域中。因此，能够提供轻量的发动机。

设计空间的一个角X₁由最大低压力压缩机14巡航压力比（3.3：1）和最小高压力压缩机15巡航压力比（12：1）限定以实现最小的需要的总体核心压力比（36：1）。已经发现，在此低压力巡航压力比（3.3：1）之上，在不增加旋转速度或直径（以及因此在任一情况中的压缩机叶片尖端速度）的情况下，不能保证压缩机的稳定性。然而，在压缩机尖端速度增加的情况下，效率开始下降，并且因此失去更高负载的优点。发明人已经发现，3.1：1的低压力巡航压力比能够用不多于五个级提供。实际上，发明人已经发现，此巡航压力比能够用仅四个低压力压缩机级提供。类似地，特别地鉴于由在齿轮式涡轮风扇中的风扇产生的相对小的压力上升，当总体核心发动机压力比下降低于36：1时，总体发动机效率受损。

设计空间的第二个角X₂由最大低压力压缩机14巡航压力比（3.3：1）和最大高压力压缩机15巡航压力比（18：1）限定，所述最大高压力压缩机15巡航压力比（18：1）能够被合理地维持，而不需要过多的级数和增加的重量。此组合给出56：1的总体核心压力比。在此值之上，在热效率上的增加开始比不上在重量上的增加，并且因此实现不了增加总体推进系统的效率的设计目标。特别地，发明人已经发现，上述参数能够使用具有十一或更少的级而每级相对低的功的高压力压缩机提供。此每级相对低的功提供高的压缩机效率，而高的总体压力比导致高的总体发动机效率。

设计空间的第三个角X₃由能够被合理地维持的最大高压力压缩机15巡航压力比（18：1）和需要四个压缩机级的最小低压力压缩机巡航压力比（2.4：1）限定。在此值之下，需要仅三个低压力压缩机级。此组合给出40：1的总体核心压力比，其用少量的总体压缩机级提供好的热效率。

设计空间的第四个角X₄由实现36：1的需要的总体核心压力比所需要的最小高压力压缩机巡航压力比限定，其处于最小低压力压缩机14级负载处，其中需要四个压缩机级（2.4：1）。这给出大约15：1的高压力压缩机巡航压力比。

设计空间的第五个角X₅被限定。在此点上，在提供36：1的最小总体核心压缩机压力比时，3.0：1的更高的低压力压缩机巡航压力比被提供，并且12：1更低的高压力压缩机巡航压力比被提供。

设计者因此被教导如何设计实现（大于36：1的）高的总体核心巡航压力比的期望特性的压缩机，而最小化级数且最大化压缩机效率。

以下描述已经被发明人考虑的两个示例的气体涡轮发动机。

第一个示例的发动机具有大约45000磅-力（lbf）的在ISO条件下海平面处的最大起飞推力。低压力压缩机具有四个级，并且被配置成提供大约2.8：1巡航压力比。高压力压缩机被配置成提供大约13：1的巡航压力比。这给出大约36：1的总体核心压力比。这样的发动机被认为为在此类别中的发动机提供重量和热效率的最优组合，因为鉴于此推力的发动机被设计用于的飞行器的较短的典型任务范围，与更高推力的发动机相比，在此类别中重量是更重要的因素。

第二个示例的发动机具有大约84000磅-力（lbf）的在ISO条件下海平面处的最大起飞推力。低压力压缩机具有四个级，并且被配置成提供大约2.8：1的巡航压力比。高压力压缩机被配置成提供大约17：1的巡航压力比。这给出大约48：1的总体核心压力比。这样的发动机被认为为在此类别中的发动机提供重量和热效率的最优组合，因为鉴于此推力的发动机被设计用于的飞行器的较长的典型任务范围，与更低推力的发动机相比，在此类别中热效率是更重要的因素。

将被理解的是，本发明不限制于以上描述的实施例，并且在不脱离本文描述的概念的情况下能够做各种修改和改进。除相互排斥之外，任何特征都可以被分开地采用或与任何其他特征相结合，并且本公开延伸到并且包括本文描述的一个或更多特征的所有结合和子结合。