[实用新型]用于飞行器的气体涡轮引擎

说明书

本实用新型提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎。所述气体涡轮引擎包括：引擎核心，引擎核心包括第一涡轮、第一压缩机和将第一涡轮连接到第一压缩机的第一芯轴；包括多个风扇叶片的风扇；和齿轮箱，齿轮箱接收来自第一芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比第一芯轴低的旋转速度驱动风扇，其中，在最大功率条件下，涡轮入口温度与以rpm为单位的风扇速度的比率在0.7K/rpm至2.0K/rpm的范围内。该气体涡轮引擎的风扇经由齿轮箱从涡轮驱动，使得该风扇具有比驱动涡轮更低的旋转速度，从而提供效率增益。

技术领域

本公开涉及高效气体涡轮引擎。本公开的各方面涉及具有经由齿轮箱驱动的风扇和高效引擎核心的气体涡轮。

背景技术

气体涡轮引擎的设计必须平衡多个竞争因素。一般来讲，需要最小化燃料燃烧和重量。然而，气体涡轮引擎已经使用和开发多年，因此基础设计是成熟的。这种高水平的设计成熟度意味着，例如，在燃料燃烧和/或重量减少方面的进展相对较小且近年来逐渐增加。

实用新型内容

需要提高气体涡轮引擎的开发速度。

根据第一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：

引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；

风扇，该风扇包括多个风扇叶片；和

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，其中：

在最大功率条件下，涡轮入口温度(K)与以rpm为单位的风扇速度的比率为至少0.7K/rpm。

最大功率条件可对应于本文其他地方定义的“红线”条件。

涡轮入口温度(K)与以rpm为单位的风扇速度的比率可在具有0.7、0.8 或0.9的下限和1.5、1.6、1.7、1.8、1.9或2的上限的范围内。

本发明人已发现，提供具有本文所定义范围内的涡轮入口温度(K)与以 rpm为单位的风扇速度的比率的气体涡轮引擎(其比率高于常规引擎)，可提供尤其高效的气体涡轮引擎。

仅以举例的方式，实现此类冷却效率比的一种方法是通过在具有风扇的气体涡轮引擎中优化使用陶瓷基质复合材料，该风扇经由减速齿轮箱从涡轮驱动。

第一涡轮和/或第二涡轮可包括至少一个陶瓷基质复合部件。第二涡轮可包括至少一个陶瓷基质复合部件，其可在第二涡轮的总质量的2％至15％的范围内。

通常，使用金属合金诸如镍合金制造气体涡轮引擎的涡轮部分中的部件。然而，为了实现更高的引擎效率，已发现需要提高从燃烧器进入涡轮的核心气流的温度。通常，在操作中，流过涡轮中的一些部件的气体的温度接近或高于这些部件的熔点。因此，为了确保此类部件具有足够的工作寿命，它们需要显著的冷却。此类冷却通常使用绕过燃烧器来自压缩机的空气来提供。绕过燃烧器的冷却流导致引擎效率降低，因为该流在压缩机中被简单地压缩，然后通过涡轮膨胀。

此外，为了最小化所使用的冷却流的量，从而最小化对引擎效率的影响，必须尽可能有效地使用冷却流。例如，用于冷却这种涡轮部件的冷却通道通常是复杂的，需要大量的设计和复杂的制造技术。这显著地增加了气体涡轮引擎的成本。

此外，冷却系统自身增加了引擎的质量。