[发明专利]涡轮风扇核心和旁路布置结构

权利要求书

1.一种用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，包括：

引擎核心(11)，所述引擎核心包括：包括一个或多个涡轮(17,19)的涡轮系统、包括一个或多个压缩机(14,15)的压缩机系统以及将所述涡轮系统连接到所述压缩机系统的芯轴(26)，其中压缩机出口温度(T30)被定义为在巡航条件下所述压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均温度，并且压缩机出口压力(P30)被定义为在巡航条件下所述压缩机系统的所述最高压力压缩机的所述出口处的气流的平均压力，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，流被分为流动通过所述引擎核心的核心流(A)和沿着旁路导管(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)，所述流面形成包含所有所述核心流(A)的流管的径向外边界；

位于所述引擎核心(11)上游的风扇(23)，所述风扇包括从毂部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)具有位于包含所述核心流(A)的所述流管内的径向内部(65a)，并且其中风扇根部入口温度(T20)被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片(64)的所述径向内部的所述前缘(64a)的气流的平均温度，并且其中风扇根部入口压力(P20)被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片(64)的所述径向内部的所述前缘(64a)的气流的平均压力；以及

围绕所述引擎核心(11)的短舱(21)，所述短舱(21)限定所述旁路导管(22)和旁路排气喷嘴(18)，其中：

总压力比被定义为所述压缩机出口压力(P30)除以所述风扇根部入口压力(P20)，

旁路喷嘴压力比被定义为在巡航条件下所述旁路排气喷嘴的喷嘴压力比，

核心温度上升被定义为以开尔文为单位的所述压缩机出口温度(T30)除以以开尔文为单位的所述风扇根部入口温度(T20)，

温度压力比被定义为：

在1.52和1.8之间的范围内，并且

所述总压力比在42.5和70之间的范围内。

2.一种用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，包括：

引擎核心(11)，所述引擎核心包括：包括一个或多个涡轮(17,19)的涡轮系统、包括一个或多个压缩机(14,15)的压缩机系统以及将所述涡轮系统连接到所述压缩机系统的芯轴(26)，其中压缩机出口温度(T30)被定义为在巡航条件下所述压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均温度，并且压缩机出口压力(P30)被定义为在巡航条件下所述压缩机系统的所述最高压力压缩机的所述出口处的气流的平均压力，所述引擎核心(11)具有限定在所述引擎(10)的中心线(9)和所述引擎核心(11)的最前尖端(70)之间的核心半径(105)；

位于所述引擎核心(11)上游的风扇(23)，所述风扇包括从毂部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)的径向内部(65a)是或包括每个风扇叶片(64)的距所述引擎(10)的所述中心线(9)的距离小于所述核心半径(105)的部分，并且其中风扇根部入口温度(T20)被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片(64)的所述径向内部的所述前缘(64a)的气流的平均温度，并且其中风扇根部入口压力(P20)被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片(64)的所述径向内部的所述前缘(64a)的气流的平均压力；以及

围绕所述引擎核心(11)的短舱(21)，所述短舱(21)限定旁路导管(22)和旁路排气喷嘴(18)，其中：

总压力比被定义为所述压缩机出口压力(P30)除以所述风扇根部入口压力(P20)，

旁路喷嘴压力比被定义为在巡航条件下所述旁路排气喷嘴的喷嘴压力比，

核心温度上升被定义为以开尔文为单位的所述压缩机出口温度(T30)除以以开尔文为单位的所述风扇根部入口温度(T20)，

温度压力比被定义为：

在1.52和1.8之间的范围内，并且

所述总压力比在42.5和70之间的范围内。