[发明专利]涡轮引擎

权利要求书

1.一种用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，所述气体涡轮引擎包括：

引擎核心(11)，所述引擎核心包括涡轮(17)、压缩机(15)和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(27)，其中压缩机出口温度(T30)被定义为在巡航条件下在所述压缩机(15)的出口处的气流的平均温度，并且核心入口温度(T21)被定义为在巡航条件下进入所述引擎核心(11)的气流的平均温度，并且核心压缩机温度上升被定义为：

(压缩机出口温度(T30))/(核心入口温度(T21))；

所述引擎核心(11)还包括环形分流器(70)，在所述环形分流器处，流被分成流动通过所述引擎核心的核心流(A)和沿着旁路管道(22)流动的旁路流(B)，其中围绕所述引擎(10)的圆周的滞止流线(110)，滞止在所述环形分流器(70)的前缘上，形成流面(110)，所述流面形成包含全部所述旁路流(B)的流管的径向内边界；和

风扇(23)，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括从毂部(66)延伸的多个风扇叶片(64)，每个风扇叶片(64)具有前缘(64a)和后缘(64b)，每个风扇叶片(64)具有位于包含所述旁路流(B)的所述流管内的径向外部，并且其中风扇转子入口温度(T120)被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片(64)的所述前缘(64a)的气流的平均温度，并且风扇顶端转子出口温度(T125)被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片(64)的所述径向外部的气流在所述后缘(64b)处的平均温度，并且风扇顶端温度上升被定义为：

(风扇顶端转子出口温度(T125))/(风扇转子入口温度(T120))，

并且其中核心压缩机温度上升与风扇顶端温度上升比率：

(核心压缩机温度上升)/(风扇温度上升)

在2.67至3.8的范围内。

2.一种用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，所述气体涡轮引擎包括：

引擎核心(11)，所述引擎核心具有核心半径(105)，所述核心半径限定在所述引擎(10)的中心线(9)和所述引擎核心(11)的最前顶端(70)之间，其中所述引擎核心(11)包括涡轮(17)、压缩机(15)和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(27)，其中压缩机出口温度(T30)被定义为在巡航条件下在所述压缩机(15)的出口处的气流的平均温度，并且核心入口温度(T21)被定义为在巡航条件下进入所述引擎核心(11)的气流的平均温度，并且核心压缩机温度上升被定义为：

(压缩机出口温度(T30))/(核心入口温度(T21))；和

风扇(23)，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括从毂部(66)延伸的多个风扇叶片(64)，每个风扇叶片(64)具有前缘(64a)和后缘(64b)，其中每个风扇叶片(64)的径向外部为或包括每个风扇叶片(64)的距所述引擎(10)的所述中心线(9)的距离大于所述核心半径(105)的部分，并且其中风扇转子入口温度(T120)被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片(64)的所述前缘(64a)的气流的平均温度，并且风扇顶端转子出口温度(T125)被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片(64)的所述径向外部的气流在所述后缘(64b)处的平均温度，并且风扇顶端温度上升被定义为：

(风扇顶端转子出口温度(T125))/(风扇转子入口温度(T120))，

并且其中核心压缩机温度上升与风扇顶端温度上升比率：

(核心压缩机温度上升)/(风扇顶端温度上升)

在2.67至3.8的范围内。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的气体涡轮引擎(10)，其中所述核心压缩机温度上升与所述风扇顶端温度上升比率在2.67至3.7的范围内，并且可选地在2.80至2.95的范围内。

4.根据任一前述权利要求所述的气体涡轮引擎(10)，其中：

所述风扇顶端温度上升在1.05至1.11的范围内；并且/或者

所述核心压缩机温度上升在2.9至4.0的范围内，并且可选地在3.1至3.3的范围内。