[发明专利]超音速涡扇发动机

说明书

一种超音速涡扇发动机包括风扇区段，所述风扇区段具有限定大于1.9的风扇压力比的单级风扇。所述超音速涡扇发动机还包括限定核心空气流动路径的核心涡轮发动机。罩至少部分地包围所述风扇区段的所述风扇和所述核心涡轮发动机。所述超音速涡扇发动机限定旁路比，所述旁路比大于或等于三。

技术领域

本主题大体上涉及一种燃气涡轮发动机，或者更具体地涉及一种燃气涡轮发动机轴承组件构造。

背景技术

燃气涡轮发动机大体上包括布置成彼此流动连通的风扇和核心。燃气涡轮发动机的核心大体上包括按串行流顺序的压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在至少某些燃气涡轮发动机中，还包括罩(nacelle)，所述罩围绕并且包围风扇和核心的至少一部分延伸。所述罩可由核心和/或风扇支撑，并由多个撑杆机械连接到核心和/或风扇。对于包括单级风扇的燃气涡轮发动机来说，所述撑杆被定位成与风扇叶片相对紧密接近，使得其可充当风扇的出口导叶。

对于以超音速飞行速度(即，飞行速度大于马赫数1)操作的燃气涡轮发动机来说，风扇通常包括多个风扇级以限定相对高的整体风扇压力比。然而，这些燃气涡轮发动机在以超音速飞行速度操作时可能产生相对大量的声学干扰(即，噪声)。虽然这对于军事应用来说通常是可接受的，但鉴于商用飞机在陆上的噪声极限限制，这种声学干扰可能限制燃气涡轮发动机在商用应用方面的使用。

因此，能够以超音速飞行速度操作同时在操作期间产生较少声学干扰的燃气涡轮发动机将是有用的。

发明内容

本发明的各方面和优点将部分在以下描述中阐述，或者可从所述描述中显而易见，或者可通过本发明的实施得知。

在本发明的一个示范性实施例中，提供一种超音速涡扇发动机。超音速涡扇发动机包括风扇区段，所述风扇区段具有限定大于1.9的风扇压力比的单级风扇。超音速涡扇发动机还包括核心涡轮发动机，所述核心涡轮发动机限定核心空气流动路径和到所述核心空气流动路径的入口。超音速涡扇发动机还包括罩，所述罩至少部分地包围风扇区段的风扇和核心涡轮发动机。罩限定与核心涡轮发动机的旁路通道。超音速涡扇发动机限定大于或等于三(3)的旁路比。旁路比是在超音速涡扇发动机的操作期间通过旁路通道的空气流与通过核心涡轮发动机的入口的空气流的比率。

在本发明的一个示范性方面中，提供一种操作超音速涡扇发动机的方法。超音速涡扇发动机包括单级风扇且限定旁路比。所述方法包括以次音速飞行速度操作超音速涡扇发动机，以及以超音速飞行速度操作超音速涡扇发动机，其中超音速涡扇发动机限定大于或等于三(3)的旁路比，且单级风扇限定大于1.9的风扇压力比。

技术方案1.一种超音速涡扇发动机，包括：

风扇区段，其包括限定大于1.9的风扇压力比的单级风扇；

核心涡轮发动机，其限定核心空气流动路径和到所述核心空气流动路径的入口；以及

罩，其至少部分地包围所述风扇区段的所述风扇和所述核心涡轮发动机，所述罩与所述核心涡轮发动机限定旁路通道，所述超音速涡扇发动机限定大于或等于三(3)的旁路比，所述旁路比是在所述超音速涡扇发动机的操作期间通过所述旁路通道的空气流与通过所述核心涡轮发动机的所述入口的空气流的比率。

技术方案2.根据技术方案1所述的超音速涡扇发动机，其中，所述风扇压力比大于2.0。

技术方案3.根据技术方案1所述的超音速涡扇发动机，其中，所述旁路比小于十(10)。

技术方案4.根据技术方案1所述的超音速涡扇发动机，其中，所述旁路比大于或等于四(4)且小于或等于七(7)。

技术方案5.根据技术方案1所述的超音速涡扇发动机，其中，来自所述单级风扇的空气流沿轴向方向在所述单级风扇与到所述核心空气流动路径的所述入口之间不受阻。