入口预旋流燃气涡轮发动机的制作方法

本发明涉及具有一个或多个特征的燃气涡轮发动机，所述一个或多个特征用于在操作期间预旋提供给燃气涡轮发动机的风扇的气流。

背景技术：

燃气涡轮发动机通常包括布置成彼此流动连通的风扇和核心。另外，燃气涡轮发动机的核心通常包括呈串流顺序的压缩机部段、燃烧部段、涡轮部段和排气部段。在操作中，空气从风扇提供到压缩机部段的入口，在所述压缩机部段，一个或多个轴向压缩机渐进地压缩空气，直到空气到达燃烧部段为止。燃料利用燃烧部段内的一个或多个燃料喷嘴与压缩空气混合并燃烧以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧部段被传送到涡轮部段。燃烧气体流动通过涡轮部段对涡轮部段进行驱动且接着被传送通过排气部段例如排到大气。

典型的燃气涡轮发动机包括涡轮部段内的驱动涡轮，其被构造为驱动例如压缩机部段的低压压缩机和风扇。为了更有效地操作燃气涡轮发动机，期望以相对高的旋转速度操作驱动涡轮。然而，风扇以相对较高的旋转速度旋转会导致效率低下，例如由风扇的风扇轮叶(fanblades)上的气流的冲击损失和流动分离而导致效率低下。

因此，已经开发了具有减速齿轮箱的某些燃气涡轮发动机，其允许风扇旋转比驱动涡轮慢。然而，某些齿轮箱可能会增加燃气涡轮发动机的复杂性、重量和费用。因此，构造成允许驱动涡轮以相对较高且有效的旋转速度操作同时最小化风扇的相应低效率的燃气涡轮发动机将是有用的。

技术实现要素：

本发明的各方面和优势将部分地在以下描述中阐述，或可从所述描述显而易见，或可通过本发明的实践而得知。

在本公开的一个示例性实施例中，提供一种燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机限定轴向方向和径向方向。燃气涡轮发动机包括涡轮机和可由涡轮机旋转的风扇。风扇包括多个风扇轮叶，所述多个风扇轮叶中的每一个都限定沿着径向方向的风扇轮叶翼展。燃气涡轮发动机还包括外部机舱和多个部分翼展入口引导叶片(guidevanes)，该外部机舱围绕所述多个风扇轮叶，所述多个部分翼展入口引导叶片沿着轴向方向在所述多个风扇轮叶前方的位置处附接到外部机舱。所述多个入口引导叶片中的每一个都沿着径向方向限定igv翼展，所述igv翼展为风扇轮叶翼展的至少大约百分之五并且最高达风扇轮叶翼展的大约百分之五十五。

在一些示例性方面中，所述igv翼展在所述风扇轮叶翼展的大约百分之十五至所述风扇轮叶翼展的大约百分之四十五之间。

在一些示例性方面中，所述igv翼展在所述风扇轮叶翼展的大约百分之三十至所述风扇轮叶翼展的大约百分之四十之间。

在一些示例性方面中，每个部分翼展入口引导叶片限定前缘、后缘和最大旋流角度，并且其中每个部分翼展入口引导叶片在所述后缘处的最大旋流角度在五度至三十五度之间。

在一些示例性方面中，每个部分翼展入口引导叶片限定前缘、后缘和最大旋流角度，并且其中每个部分翼展入口引导叶片在所述后缘处的最大旋流角度在十二度至二十五度之间。

在一些示例性方面中，每个部分翼展入口引导叶片限定前缘、后缘和沿着径向方向的外端，其中每个部分翼展入口引导叶片限定在靠近所述内端的所述后缘处的第一旋流角度和在靠近所述外端的所述后缘处的第二旋流角度，并且其中所述第二旋流角度大于所述第一旋流角度。

在一些示例性方面中，所述多个部分翼展入口引导叶片限定大约0.5至大约1.5之间的实度(solidity)。

在一些示例性方面中，所述多个部分翼展入口引导叶片限定大约0.9至1.0之间的实度。

在一些示例性方面中，所述多个部分翼展入口引导叶片中的每一个都被构造成可变部分翼展入口引导叶片。

在一些示例性方面中，所述多个部分翼展入口引导叶片包括在二十个部分翼展入口引导叶片至五十个部分翼展入口引导叶片之间。

在一些示例性方面中，所述多个部分翼展入口引导叶片包括在三十个部分翼展入口引导叶片至四十五个部分翼展入口引导叶片之间。

在一些示例性方面中，所述多个入口引导叶片中的每一个的内端能够大致沿着所述径向方向在延伸位置和缩回位置之间移动。

在一些示例性方面中，所述燃气涡轮发动机还限定圆周方向，并且其中所述多个部分翼展入口引导叶片沿着所述圆周方向非均匀地间隔开。

在一些示例性方面中，所述多个部分翼展入口引导叶片每个都限定纵向轴线，其中所述燃气涡轮发动机还限定圆周方向，其中所述径向方向和圆周方向一起限定参考平面，并且其中每个部分翼展入口引导叶片的纵向轴线与所述参考平面相交并且相对于所述参考平面限定在大约十度至大约三十度之间的扫掠角度。

在一些示例性方面中，所述多个部分翼展入口引导叶片每个都限定后缘，其中每个部分翼展入口引导叶片的后缘限定非线性雕刻形状。

在一些示例性方面中，燃气涡轮发动机还包括补偿空气供应组件，所述补偿空气供应组件与高压空气源气流连通以接收补偿气流，其中所述多个部分翼展入口引导叶片每个都限定后缘和后缘开口，其中所述后缘开口与所述补偿空气供应组件气流连通以接收所述补偿气流并且使这样的补偿气流在所述燃气涡轮发动机的操作期间穿过所述后缘开口。

在本公开的另一个示例性实施例中，提供一种限定轴向方向和径向方向的涡扇发动机。涡扇发动机包括涡轮机和风扇，所述涡轮机包括涡轮部段，所述涡轮部段具有驱动涡轮，所述风扇能够通过所述涡轮机的驱动涡轮进行旋转，使得所述风扇能够通过所述驱动涡轮以与所述驱动涡轮相同的旋转速度旋转。风扇包括多个风扇轮叶，所述多个风扇轮叶中的每一个都限定沿着径向方向的风扇轮叶翼展。涡扇发动机还包括外部机舱和多个部分翼展入口引导叶片，该外部机舱围绕所述多个风扇轮叶，所述多个部分翼展入口引导叶片沿着轴向方向在所述多个风扇轮叶前方的位置处从外部机舱悬置。所述多个入口引导叶片中的每一个都沿着径向方向限定igv翼展，所述igv翼展为风扇轮叶翼展的至少大约百分之五并且最高达风扇轮叶翼展的大约百分之五十五。

在一些示例性实施例中，所述igv翼展在所述风扇轮叶翼展的大约百分之十五至所述风扇轮叶翼展的大约百分之四十五之间。

在一些示例性实施例中，所述igv翼展在所述风扇轮叶翼展的大约百分之三十至所述风扇轮叶翼展的大约百分之四十之间。

在一些示例性实施例中，每个部分翼展入口引导叶片限定前缘、后缘和最大旋流角度，并且其中每个部分翼展入口引导叶片在所述后缘处的最大旋流角度在五度至三十五度之间。

参考以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特征、方面及优点将变得更好理解。并入于本说明书中且构成本说明书的一部分的附图说明本发明的实施例，且连同所述描述一起用于解释本发明的原理。

附图说明

本说明书中针对所属领域的技术人员来阐述本发明的完整且启发性公开内容，包括其最佳模式，本说明书参考了附图，其中：

图1是根据本主题的各种实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面图。

图2是图1的示例性燃气涡轮发动机的前端的近视示意性横截面图。

图3是沿着图1的燃气涡轮发动机的轴向方向的图1的示例性燃气涡轮发动机的入口的示意图。

图4是根据本公开的另一个示例性实施例的燃气涡轮发动机的入口的示意图；

图5是图1的示例性燃气涡轮发动机的部分翼展入口引导叶片的横截面图，其沿着部分翼展入口引导叶片的翼展处于第一位置。

图6是图1的示例性燃气涡轮发动机的部分翼展入口引导叶片的横截面图，其沿着部分翼展入口引导叶片的翼展处于第二位置处。

图7是根据本公开的另一示例性实施例的燃气涡轮发动机的前端的近视示意性横截面图。

图8是根据本公开的又一示例性实施例的燃气涡轮发动机的前端的近视示意性横截面图。

图9是根据本公开的再一示例性实施例的燃气涡轮发动机的前端的近视示意性横截面图。

图10是根据本公开的又一示例性实施例的燃气涡轮发动机的前端的近视示意性横截面图。

图10a是图10的局部放大图。

图11是根据本公开的再一示例性实施例的燃气涡轮发动机的前端的近视示意性横截面图。

图12是根据本公开的示例性方面的描绘用于操作燃气涡轮发动机的方法的流程图。

具体实施方式

现将详细参考本发明的当前实施例，其一个或多个实例图示于附图中。详细描述中使用数字和字母标记来指代图式中的特征。已在图式和描述中使用相同或类似的标记来指代本发明的相同或类似部分。

如本文中所使用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以区分一个部件与另一部件，且并不在于表示个别部件的位置或重要性。

词语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机内的相对位置，其中前是指更接近发动机入口的位置，而后是指更接近发动机喷嘴或排气口的位置。

术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。举例来说，“上游”是指流体从其流出的方向，而“下游”是指流体流到的方向。

除非上下文明确地另外指明，否则单数形式“一”和“所述”包括复数指代物。

如在整个说明书和权利要求书中所用的近似语言用于修饰任何定量表示，这些定量表示可容许变化而不会导致其相关的基本功能变化。因此，由例如“约”、“大约”和“基本上”的一个或多个术语修饰的值不限于指定的确切值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或者用于构建或制造组件和/或系统的方法或机器的精度。例如，在某些语境中，近似语言可能指的是在10％的余量内。

在这里以及整个说明书和权利要求书中，范围限制可组合和互换，使得识别的范围包括其中所含的全部子范围，除非上下文或语言作出其它表示。

现在参考附图，其中在所有附图中相同的数字表示相同的元件，图1是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。更具体地说，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机为高旁路涡扇喷气发动机10，其在本文中被称为“涡扇发动机10”。如图1中所示，涡扇发动机10限定轴向方向a(平行于为了参考而提供的纵向中心线12延伸)、径向方向r和圆周方向c(即，围绕轴向方向a延伸的方向；参看例如图3)。一般来说，涡扇10包括风扇部段14和设置在风扇部段14下游的涡轮机16。

所描绘的示例性涡轮机16总体上包括大致管状的外部壳体18，所述外部壳体18限定环形入口20。外部壳体18以串流关系包覆：压缩机部段，其包括增压器或低压(lp)压缩机22和高压(hp)压缩机24；燃烧部段26；涡轮部段，其包括高压(hp)涡轮28和低压(lp)涡轮30；以及喷气排气喷嘴部段32。高压(hp)轴或转轴34将hp涡轮28传动地连接到hp压缩机24。低压(lp)轴或转轴36将lp涡轮30传动地连接到lp压缩机22。lp涡轮30也可以被称为“驱动涡轮”。

对于所描绘的实施例，风扇部段14包括可变节距风扇38，所述可变节距风扇38具有以间隔开的方式联接到盘42的多个风扇轮叶40。更具体地，对于所描绘的实施例，风扇部段14包括单级风扇38，该单级风扇容纳单级风扇轮叶40。如所描绘的，风扇轮叶40大致沿着径向方向r从盘42向外延伸。每个风扇轮叶40能够围绕节距轴线p相对于盘42旋转，原因是风扇轮叶40可操作地联接到合适的致动构件44，所述致动构件44被构造成一致地共同改变风扇轮叶40的节距。风扇38机械地联接到lp涡轮30或驱动涡轮并能够与之一起旋转。更具体地，风扇轮叶40、盘42和致动构件44能够一起通过lp轴36以“直接驱动”构造围绕纵向轴线12旋转。因此，风扇38以使得风扇38能够通过lp涡轮30以与lp涡轮30相同的旋转速度旋转的方式与lp涡轮30联接。

此外，可以理解，风扇38限定风扇压力比，并且多个风扇轮叶40各自限定风扇末端速度。如将在下面更详细地描述的，所描绘的示例性涡扇发动机10在涡扇发动机以额定速度操作期间限定相对高的风扇末端速度和相对低的风扇压力比。如本文所使用的，“风扇压力比”是指在风扇38操作期间紧接所述多个风扇轮叶40的下游处的压力与在风扇38操作期间紧接所述多个风扇轮叶40的上游处的压力的比率。同样如本文所使用的，由多个风扇轮叶40限定的“风扇末端速度”是指在风扇38的操作期间风扇轮叶40的外部末端沿着径向方向r的线性速度。此外，仍然如本文所使用的，术语“额定速度”是指涡扇发动机10产生最大功率量的涡扇发动机10的最大操作速度。

仍然参考图1的示例性实施例，盘42由可旋转的前毂48覆盖，前毂具有空气动力学轮廓以促进气流通过所述多个风扇轮叶40。另外，示例性风扇部段14包括圆周包围所述风扇38的多个风扇轮叶40和/或涡轮机16的至少一部分的环形风扇壳体或外部机舱50。更具体地，机舱50包括内壁52，并且机舱50的内壁52的下游部段54在涡轮机16的外部部分上方延伸，以便在其间限定旁路气流通道56。另外，对于所描绘的实施例，机舱50相对于涡轮机16由多个沿圆周间隔开的出口引导叶片55支撑。

在涡扇发动机10的操作期间，一定体积的空气58通过机舱50的相关联入口60和/或风扇部段14进入涡扇10。当所述体积的空气58横穿风扇轮叶40时，如由箭头62指示的空气58的第一部分被引导或传送到旁通气流通道56中，且如由箭头64指示的空气58的第二部分被引导或传送到lp压缩机22中。空气的第一部分62与空气的第二部分64之间的比率通常被称为旁路比。对于所描绘的实施例，旁路比通常可以在大约7:1至大约20:1之间，例如在大约10:1至大约18:1之间。在空气的第二部分64被传送通过高压(hp)压缩机24并进入燃烧部段26时，空气的第二部分64的压力接着增加，在燃烧部段26处，空气与燃料混合并燃烧以提供燃烧气体66。

燃烧气体66被传送通过hp涡轮28，在hp涡轮28处，经由联接到外部壳体18的hp涡轮定子轮叶68和联接到hp轴或转轴34的hp涡轮转子叶片70的顺序级提取来自燃烧气体66的热能和/或动能的一部分，因此导致hp轴或转轴34旋转，从而支持hp压缩机24的操作。燃烧气体66接着被传送通过lp涡轮30，在lp涡轮30处，经由联接到外部壳体18的lp涡轮定子轮叶72和联接到lp轴或转轴36的lp涡轮转子叶片74的顺序级从燃烧气体66提取热能和动能的第二部分，由此导致lp轴或转轴36旋转，从而支持lp压缩机22的操作和/或风扇38的旋转。

燃烧气体66随后被传送通过涡轮机16的喷气排气喷嘴部段32以提供推进力。同时，当空气的第一部分62在从涡扇10的风扇喷嘴排气部段76排出之前被传送通过旁路气流通道56时，空气的第一部分62的压力大幅度增大，从而也提供推进力。hp涡轮28、lp涡轮30和喷气排气喷嘴部段32至少部分地限定热气体路径78，以用于将燃烧气体66传送通过涡轮机16。

然而，应了解，图1中所示的和以上所述的示例性涡扇发动机10仅仅是示例性的，并且在其它示例性实施例中，涡扇发动机10可以具有任何其它合适的构造。例如，在其它示例性实施例中，涡轮机16可包括任何其它合适数目的压缩机、涡轮和/或轴或转轴。另外，涡扇发动机10可以不包括这里描述的每个特征，或者作为另外一种选择，可以包括这里没有描述的一个或多个特征。例如，在其它示例性实施例中，风扇38可以不是可变节距风扇。另外，虽然被描述为“涡扇”燃气涡轮发动机，但在其它实施例中，燃气涡轮发动机可以替代地构造为任何其它合适的管道燃气涡轮发动机。

仍然参考图1且如前所述，图1所描绘的示例性涡扇发动机10被构造为直接驱动涡扇发动机10。为了提高涡轮机16的效率，lp涡轮30构造成以相对高的旋转速度旋转。考虑到直接驱动构造，这也导致风扇38的多个风扇轮叶40以相对高的旋转速度旋转。例如，在涡扇发动机10以额定速度操作期间，多个风扇轮叶40中的每个风扇轮叶的风扇末端速度大于1,250英尺/秒。例如，在某些示例性实施例中，在涡扇发动机10以额定速度操作期间，多个风扇轮叶40中的每个风扇轮叶的风扇末端速度可大于约1,350英尺/秒，例如大于约1,450英尺/秒，大于约1,550英尺/秒，例如高达约2,200英尺/秒。

尽管具有相对较高的风扇末端速度，但是风扇38仍被设计成限定相对较低的风扇压力比。例如，在涡扇发动机10以额定速度操作期间，风扇38的风扇压力比小于1.5。例如，在涡扇发动机10以额定速度操作期间，风扇压力比可以在约1.15至约1.5之间，例如在约1.25至约1.4之间。

如将理解的那样，以这种方式操作直接驱动涡扇发动机10通常可能导致风扇38由于冲击损失和风扇轮叶40上方的气流的流动分离(尤其在风扇38的多个风扇轮叶40的径向外部末端处)而导致的效率损失。因此，如下面将更详细描述的那样，涡扇发动机10还可包括位于风扇38的多个风扇轮叶40上游的一个或多个入口预旋流特征结构，以偏移或最小化风扇38的这种效率损失。通过包括这种入口预旋流特征结构，由于例如lp涡轮30的旋转速度增加而导致的涡轮机16的效率增益超过上述识别的潜在效率损失。

现在还参考图2，提供了图1的示例性涡扇发动机10的涡轮机16的风扇部段14和前端的近视(close-up)横截面图。如上所述，涡扇发动机10包括位于风扇38的多个风扇轮叶40的上游并且附接到或集成到机舱50中的入口预旋流特征结构。更具体地，对于图1和2的实施例，入口预旋流特征结构被构造为多个部分翼展入口引导叶片100。多个部分翼展入口引导叶片100均沿着轴向方向a在风扇38的多个风扇轮叶40的前方并且在机舱50的入口60的后方的位置处从外部机舱50(例如从外部机舱50的内壁52)悬置。更具体地，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个沿着径向方向r限定外端102，并且通过合适的连接装置(未示出)在径向外端102处附接至/连接至外部机舱50。例如，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个可以在外端104处螺栓连接至外部机舱50的内壁52，在外端102处焊接至外部机舱50的内壁52，或者以任何其它合适的方式在外端102处附接到外部机舱50。

此外，对于所描绘的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100大致沿着径向方向r从外端102延伸到内端104(即沿径向方向r的内端104)。此外，如将认识到的，对于所描绘的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个在相应的内端104处与相邻的部分翼展入口引导叶片100不连接(即，相邻的部分翼展入口引导叶片100在径向内端104处彼此不接触，并且在径向内端104处不包括任何中间连接构件，例如连接环、支柱等)。更具体地，对于所描绘的实施例，每个部分翼展入口引导叶片100完全通过在相应外端102处连接到外部机舱50而被支撑(并且不通过例如在沿着径向r的外端102的内侧的位置处在相邻的部分翼展入口引导叶片100之间延伸的任何结构)。如下面将要讨论的那样，这可以减少由部分翼展入口引导叶片100产生的湍流量。

此外，描绘的是，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个不完全在外部机舱50和例如涡扇发动机10的毂48之间延伸。更具体地，对于所描绘的实施例，多个入口引导叶片中的每一个沿着径向方向r限定igv翼展106，并且多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个进一步限定前缘108和后缘110。igv翼展106是指在部分翼展入口引导叶片100的前缘108处在部分翼展入口引导叶片100的外端102和内端104之间的沿着径向方向r的度量。类似地，可以理解的是，风扇38的多个风扇轮叶40限定了沿着径向方向r的风扇轮叶翼展112。更具体地，风扇38的多个风扇轮叶40中的每一个还限定了前缘114和后缘116，并且igv翼展106指的是在相应风扇轮叶40的前缘114处在风扇轮叶40的径向外部末端和基部之间的沿着径向方向r的度量。

对于所描绘的实施例，igv翼展106为风扇轮叶翼展112的至少大约百分之五并且最高达风扇轮叶翼展112的大约百分之五十五。例如，在某些示例性实施例中，igv翼展106可以在风扇轮叶翼展112的大约百分之十五至风扇轮叶翼展112的大约百分之四十五之间，例如在风扇轮叶翼展112的大约百分之三十至风扇轮叶翼展112的大约百分之四十之间。

现在还将参考图3，提供了图1和2的涡扇发动机10的入口60的轴向视图。如将认识到的，对于所描绘的实施例，涡扇发动机10的多个部分翼展入口引导叶片100包括相对大量的部分翼展入口引导叶片100。更具体地，对于所描绘的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100包括大约二十个部分翼展入口引导叶片100至大约五十个部分翼展入口引导叶片100之间。更具体地，对于所描绘的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100包括在大约三十个部分翼展入口引导叶片100至大约四十五个部分翼展入口引导叶片100之间，并且更具体地，所示实施例还包括三十二个部分翼展入口引导叶片100。另外，对于所描绘的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个沿着圆周方向c基本上均匀地间隔开。更具体地，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个与相邻的部分翼展入口引导叶片100限定了圆周间距118，其中每个相邻的部分翼展入口引导叶片100之间的圆周间距118基本相等。

虽然未示出，但在某些示例性实施例中，部分翼展入口引导叶片100的数量可以基本上等于涡扇发动机10的风扇38的风扇轮叶40的数量。然而，在其它实施例中，部分翼展入口引导叶片100的数量可以大于涡扇发动机10的风扇38的风扇轮叶40的数量，或者作为另外一种选择可以小于涡扇发动机10的风扇38的风扇轮叶40的数量。

此外，应该认识到，在其它示例性实施例中，涡扇发动机10可以包括任何其它合适数量的部分翼展入口引导叶片100和/或部分翼展入口引导叶片100的圆周间距118。例如，现在简单参考图4，提供了根据本公开的另一示例性实施例的涡扇发动机10的入口60的轴向视图。对于图4的实施例，涡扇发动机10包括少于二十个的部分翼展入口引导叶片100。更具体地，对于图4的实施例，涡扇发动机10包括至少八个部分翼展入口引导叶片100，或者更具体地，确切地包括八个部分翼展入口引导叶片100。另外，对于图4的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100沿着圆周方向c没有基本均匀地间隔开。例如，多个部分翼展入口引导叶片100中的至少一些限定了第一圆周间距118a，而多个部分翼展入口引导叶片100中的其它部分翼展入口引导叶片限定了第二圆周间距118b。对于所描绘的实施例，第一圆周间距118a比第二圆周间距118b大至少约百分之二十，例如大至少约百分之二十五，例如大至少约百分之三十，例如大最多达约百分之两百。值得注意的是，如将在下面更详细描述的那样，圆周间距118指的是相邻的部分翼展入口引导叶片100之间的平均圆周间距。不均匀的圆周间距可以例如偏移部分翼展入口引导叶片100的上游的结构。

现在回头参考图2的实施例，可以理解的是，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个被构造成在风扇38的多个风扇轮叶40上游预旋通过机舱50的入口60提供的气流58。如上面简要讨论的，在这样的气流58到达风扇38的多个风扇轮叶40之前预旋通过机舱50的入口60提供的气流58可以减少分离损失和/或冲击损失，从而允许风扇38以上述相对较高的风扇末端速度操作，而效率损失较少。

例如，首先参考图5，提供了如图2中的线5-5所示的沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展的一个部分翼展入口引导叶片100的横截面图。如图所示，部分翼展入口引导叶片100通常构造成翼型件，该翼型件具有压力侧120和相对的吸力侧122，并且沿着弧线124在前缘108和后缘110之间延伸。另外，部分翼展入口引导叶片100限定从前缘108直接延伸到后缘110的弦线126。弦线126限定具有通过机舱50的入口60的气流58的气流方向129的迎角128。值得注意的是，对于所描绘的实施例，气流方向129基本平行于涡扇发动机10的轴向方向a.对于所描绘的实施例，在沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106所描绘的位置处的迎角128为至少约五度并且最多达约三十五度。例如，在某些实施例中，在沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106所描绘的位置处的迎角128可以在大约十度至大约三十度之间，例如在大约十五度与大约二十五之间度。

此外，在沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106所描绘的位置处的部分翼展入口引导叶片100在后缘110处限定局部旋流角度130。如本文所使用的，部分翼展入口引导叶片100的后缘110处的“旋流角度”是指通过机舱50的入口60的气流58的气流方向129与通过部分翼展入口引导叶片100的压力侧120的后缘部段限定的参考线132之间的角度。更具体地，参考线132由沿着弦线126测量的压力侧120的后部百分之二十来限定。值得注意的是，当压力侧120的后部百分之二十限定曲线时，参考线132可以是这种曲线的直线平均拟合(例如，使用最小均方值)。

此外，将理解的是，最大旋流角度130是指沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106的最高旋流角度130。对于所描绘的实施例，最大旋流角度130被限定在部分翼展入口引导叶片100的径向外端102附近(例如，在部分翼展入口引导叶片100的翼展106的外部百分之十处)，如图5中所示的横截面表示。对于所描绘的实施例，在后缘110处的每个部分翼展入口引导叶片100的最大旋流角度130在五度至三十五度之间。例如，在某些示例性实施例中，在后缘110处的每个部分翼展入口引导叶片100的最大旋流角度130可以在十二度至二十五度之间。

此外，应该理解的是，对于图2的实施例，局部旋流角度130从每个部分翼展入口引导叶片100的径向内端104到径向外端102增加。例如，现在参考图6，提供了从图5所示的横截面(如图2中的线6-6所示)在径向内侧的位置处的部分翼展入口引导叶片100的横截面图。如图6所示并且如上所述，部分翼展入口引导叶片100限定压力侧120、吸力侧122、前缘108、后缘110、弧线124和弦线126。此外，在沿图6所示的翼展106的位置处，由弦线126和通过机舱50的入口60的气流58的气流方向129限定的迎角128小于沿图5所示的翼展106的位置处的迎角128(例如，可以小至少约百分之二十，例如小至少约百分之五十，例如最多小约百分之百)。此外，部分翼展入口引导叶片100在沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106的位置处、靠近内端104、在后缘110处限定了局部旋流角度130，如图6所示。如上所述，局部旋流角度130从每个部分翼展入口引导叶片100的径向内端104到径向外端102增加。因此，靠近外端102(参见图5)的局部旋流角度130大于靠近径向内端104(参见图6；例如，翼展106的径向内部百分之十)的局部旋流角度130。例如，局部旋流角度130可以在径向内端104处接近零度(例如，可以小于大约五度，例如小于大约二度)。

值得注意的是，包括这种构造的部分翼展入口引导叶片100可以减少每个相应部分翼展入口引导叶片100的径向内端104处的湍流量。另外，这样的构造可以在风扇38的多个风扇轮叶40的径向外端处(在该处风扇轮叶40的速度最大)提供期望量的预旋流，以提供期望的流动分离和/或冲击损失的减小，否则由于在涡扇发动机10的操作期间风扇末端处的多个风扇轮叶40的相对较高的速度而可能发生流动分离和/或冲击损失。

总体参考图2、3、5和6，将理解的是，对于所描绘的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100进一步限定了实度。该实度通常被限定为每个部分翼展入口引导叶片100的弦长(即，弦线126的长度)与多个部分翼展入口引导叶片100的圆周间距118的比。更具体地，为了限定实度的目的，圆周间距118是指使用下列方程式计算的平均圆周间距118：

其中rm是多个部分翼展入口引导叶片100的平均半径，并且nb是部分翼展入口引导叶片100的数量。平均半径rm可以指相对于涡扇发动机10的纵向中心线12沿着igv翼展106的中间的位置。值得注意的是，为了计算实度，弦长是指平均半径处的弦长，rm。对于所描绘的实施例，实度在约0.5至约1.5之间。例如，在某些示例性实施例中，部分翼展入口引导叶片100的实度可在约0.7至1.2之间，例如在约0.9至约1.0之间。这样的构造可以确保在涡扇发动机10的操作期间预期的旋流量。

值得注意的是，图1至6中所示的多个部分翼展入口引导叶片100通常被构造为沿着与风扇38的多个风扇轮叶40的旋转方向相同的旋转方向预旋流穿过外部机舱50的入口60的一部分气流。例如，对于图1至6的示例性实施例，风扇38的多个风扇轮叶40构造成当从前向后看时顺时针旋转并且多个部分翼展入口引导叶片100(以及本文讨论的其它预旋流特征结构)被构造成沿相同方向预旋流通过外部机舱50的入口60的一部分气流。然而，在其它示例性实施例中，燃气涡轮发动机可以包括风扇38，该风扇具有风扇轮叶40，风扇轮叶被构造成当从前向后看时逆时针旋转，在这种情况下，多个部分翼展入口引导叶片100(或本文讨论的其它预旋流特征结构)可以代之以镜像，使得它们被构造为沿与描述的方向相反的旋转方向预旋流气流。此外，仍然在其它示例性实施例中，多个部分翼展入口引导叶片100(或本文中讨论的其它预旋流特征结构)可以被构造成沿与风扇38的多个风扇轮叶40相反的旋转方向预旋流气流。

另外，应该理解的是，图1至6中所示的示例性的部分翼展入口引导叶片100仅作为示例提供。在其它示例性实施例中，多个部分翼展入口引导叶片100可以具有任何其它合适的构造，用于在燃气涡轮发动机的风扇38的多个风扇轮叶40上游提供期望量的预旋流。例如，总体参考图7至图11，提供了根据本公开的各种其它示例性实施例的部分翼展入口引导叶片100。图7到图11的示例性涡扇发动机10和示例性部分翼展入口引导叶片100均可以与上文参考例如图1和2所描述的示例性涡扇发动机10和部分翼展入口引导叶片100基本上相同的方式构造。

例如，图7至图11的示例性涡扇发动机10每一个通常包括涡轮机16和风扇部段14，并且限定了轴向方向a、径向方向r和圆周方向c(即，围绕轴向方向a延伸的方向；参见例如图3)。尽管未示出，但涡轮机16包括具有驱动涡轮或lp涡轮30(参见图1)的涡轮部段，对于所示实施例，其通过lp轴36机械地联接到风扇部段14的风扇38。另外，风扇38包括能够绕涡轮机16的纵向中心线12旋转的多个风扇轮叶40。风扇38的多个风扇轮叶40被涡扇发动机10的外部机舱50围绕并且被外部机舱50包围，外部机舱50包括内壁52。为了提供通过外部机舱50的入口60的气流58的预旋流，涡扇发动机10还包括多个部分翼展入口引导叶片100。如上所述，图7到图11的示例性部分翼展入口引导叶片100均以与上文参考图1和2所描述的示例性部分翼展入口引导叶片100相同的方式构造。因此，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个可以在涡扇发动机10的风扇38的多个风扇轮叶40的前部和入口60的后部的位置处以悬置方式附接到外部机舱50的内壁52。

然而，具体参考图7，对于所描绘的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100进一步构造为可变部分翼展入口引导叶片。更具体地，图7所示的多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个包括本体部分134和尾部部分136(尾部部分136位于本体部分134的后部)。本体部分134和尾部部分136中的每一个基本上从部分翼展入口引导叶片100的径向外端102延伸到部分翼展入口引导叶片100的径向内端104。本体部分134可以是基本固定的，而尾部部分136可以构造成通过马达140或其它变距机构绕相应的部分翼展入口引导叶片100的纵向枢转轴线138旋转。对于所描绘的实施例，纵向枢转轴线138基本上平行于径向方向r，然而在其它实施例中，纵向枢转轴线138可以沿任何其它合适的方向延伸(例如，可以是“扫掠的”；参见图9)。部分翼展入口引导叶片100的尾部部分136的旋转可以有效地改变相应部分翼展入口引导叶片100的旋流角度130。因此，对于这样的示例性实施例，涡扇发动机10可以被构造成在某些操作条件期间提供最小的预旋流，并且在其它操作条件期间提供最大的预旋流。例如，在某些示例性实施例中，涡扇发动机10可以被构造成当风扇38以相对慢的旋转速度旋转时提供最小的预旋流(使得风扇38限定相对低的风扇末端速度)，并且可以进一步被构造成当风扇38以相对高的旋转速度旋转时提供最大的预旋流(使得例如在起飞操作模式期间风扇38限定相对高的风扇末端速度)。

应该理解的是，图7中所示的示例性的可变部分翼展入口引导叶片100仅作为示例提供。在其它示例性实施例中，可以提供任何其它合适的可变部分翼展入口引导叶片100。例如，在其它示例性实施例中，尾部部分136可以不沿着部分翼展入口引导叶片100的整个翼展106延伸，而是可以被限制为例如部分翼展入口引导叶片100的径向外半部或其它部分。另外，可以提供任何其它合适的硬件以改变可变部分翼展入口引导叶片100的旋流角度130。例如，在其它实施例中，尾部部分136可以不绕纵向枢转轴线138旋转，而是可以平移(例如向前和向后)以改变旋流角度130。也可以考虑其它构造(例如，气动可变部分翼展入口引导叶片100使用空气改变有效旋流角度)。

另外，现在具体参考图8，对于所示的示例性实施例，示例性的部分翼展入口引导叶片100各自限定可变翼展106。更具体地，对于图8的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个的内端104可大致沿着径向方向r在延伸位置(示出)和缩回位置(以虚线示出)之间移动。例如，对于所描绘的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个在延伸位置时限定第一翼展106a，而在缩回位置时限定第二翼展106b。第二翼展106b可以在第一翼展106a的大约百分之二十至大约百分之九十之间。例如，第二翼展106b可以在第一翼展106a的大约百分之三十至大约百分之八十之间，例如在第一翼展106a的大约百分之四十至大约百分之六十之间。

仍然参考图8，示例性部分翼展入口引导叶片100通常由基部部分142和可延伸部分144形成。当部分翼展入口引导叶片100处于缩回位置(以虚线示出)时，可延伸部分144至少部分地嵌套在基部部分142内，并且更具体地，当部分翼展入口引导叶片100处于缩回位置时，基本上完全嵌套在基部部分142中。另外，如图所示，当部分翼展入口引导叶片100处于延伸位置时，可延伸部分144基本定位在基部部分142的外部。

对于图8的实施例，可延伸部分144通常可通过可由马达148操作的延伸杆146沿着径向方向r移动。然而，在其它实施例中，可以提供任何其它合适的组件以用于在延伸位置和缩回位置之间移动部分翼展入口引导叶片100。另外，虽然示例性部分翼展入口引导叶片100被描绘为包括单个可延伸部分144，但是在其它示例性实施例中，多个部分翼展入口引导叶片100中的一个或多个可替代地包括当移动到缩回位置时可嵌套的多个可延伸部分144(例如，可以包括多达十个可延伸部分144)。此外，也可以想到用于使径向内端104大致沿着径向方向r在延伸位置和缩回位置之间移动的其它构造。例如，可延伸部分144可以折叠或枢转到“缩回”位置。

因此，对于这样的示例性实施例，涡扇发动机10可以构造成在某些操作条件期间提供最小的预旋流(例如，通过将部分翼展入口引导叶片100移动到缩回位置)，并且在其它操作条件期间提供最大的预旋流(例如，通过将部分翼展入口引导叶片100移动到延伸位置)。例如，在某些示例性实施例中，涡扇发动机10可以被构造成当风扇38以相对慢的旋转速度旋转时提供最小的预旋流(使得风扇38限定相对低的风扇末端速度)，并且可以进一步被构造成当风扇38以相对高的旋转速度旋转时提供最大的预旋流(使得例如在起飞操作模式期间风扇38限定相对高的风扇末端速度)。

现在具体参考图9，对于所示的示例性实施例，示例性的部分翼展入口引导叶片100构造为“扫掠”部分翼展入口引导叶片。更具体地，如图所示，示例性的部分翼展入口引导叶片100各自限定在前缘108和后缘110之间的中途从径向内端104到径向外端102延伸的纵向轴线150。另外，示例性涡扇发动机10限定参考平面152，或者更具体地，涡扇发动机10的径向方向r和圆周方向c一起限定参考平面152。多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个的纵向轴线150与参考平面152相交并与参考平面152限定扫掠角度154。对于所描绘的实施例，相对于参考平面152的扫掠角度154大于大约五度并且最多达大约四十度。更具体地，对于所描绘的实施例，相对于参考平面152的扫掠角度154在大约十度至大约三十度之间，例如在大约十五度至大约二十五度之间。根据图9的实施例包括限定扫掠角度154的部分翼展入口引导叶片100可以在涡扇发动机10的操作期间提供某些声学益处和/或预旋流益处。

值得注意的是，虽然对于所描绘的实施例，示例性部分翼展入口引导叶片100从径向内端104到径向外端102在大致直线方向上延伸，但在其它实施例中，多个部分翼展入口引导叶片100中的一个或多个可以替代地沿弯曲方向延伸(即，弯曲的部分翼展入口引导叶片100)。利用这种构造，为了限定扫掠角度154，这种部分翼展入口引导叶片100的纵向轴线150可以指的是在部分翼展入口引导叶片100的径向外端102处的前缘108和后缘110之间的中点到在部分翼展入口引导叶片100的径向内端104处的前缘108和后缘110之间的中点之间延伸的线。

另外，虽然对于所描绘的实施例而言，多个部分翼展入口引导叶片100构造有前至后扫掠，但在本公开的其它示例性实施例中，多个部分翼展入口引导叶片100可以替代地限定后至前扫掠(即，扫掠角度154可以是负的)。

现在参考图10，示例性部分翼展入口引导叶片100构造成包括被雕刻的后缘110。更具体地，对于图10的实施例，多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个的后缘110限定了非线性雕刻形状(anon-linearsculptedshape)。如本文所使用的，关于后缘110的术语“非线性雕刻形状”是指沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106在局部弦长和/或弧长(参见例如图5和6，描绘了弧线24中的弦线126)中在后缘110处具有连续变化(即，顺序增加和减小)的任何形状。例如，具体参考图10中的圆圈10a，提供了后缘110的一部分的近视图，后缘110限定了周期性的正弦波形。后缘110的波形限定周期距离156，该周期距离大于部分翼展入口引导叶片100的翼展106的大约百分之五，并小于部分翼展入口引导叶片100的翼展106的大约百分之三十三。因此，波形沿着部分翼展入口引导叶片100的翼展106重复至少三次并且最多达约二十次。此外，波形限定小于循环距离156的高度158(即，峰至谷高度)，例如在循环距离156的大约百分之五至循环距离156的大约百分之九十之间。

然而，应该理解的是，在其它实施例中，多个部分翼展入口引导叶片100可以在后缘110处具有任何其它合适的雕刻。例如，在其它实施例中，高度158可以等于或大于循环距离156，例如最多达大于循环距离156约五倍。另外，在其它实施例中，相同的形状可以不重复，并且此外，雕刻形状可以包括除了波或波之外的任何其它合适的形状。例如，形状可以包括三角形、其它多边形、半圆等。

根据这些实施例中的一个或多个，包括具有后缘110的多个部分翼展引导叶片100可以在涡扇发动机10的操作期间通过例如增加部分翼展入口引导叶片100的尾流与通过机舱50的入口60的大部分气流58混合来为涡扇发动机10提供声学益处。

现在参考图11，用于所描绘的实施例的多个部分翼展入口引导叶片100进一步构造成向多个部分翼展入口引导叶片100的后缘110提供补偿气流160，以最小化部分翼展入口引导叶片100的尾流。更具体地，对于图11的实施例，涡扇发动机10还包括与高压空气源气流连通的补偿空气供应组件162。补偿空气供应组件162通常包括补偿空气供应管道164，该补偿空气供应管道限定与高压空气源气流连通的入口166，其对于所描绘的实施例而言是涡扇10的压缩机部段。例如，补偿空气供应管道164可以构造成接收来自涡扇发动机10的压缩机部段的排出空气。然而，值得注意的是，在其它实施例中，补偿空气供应管道164可以替代地接收来自任何其它合适的高压空气源的高压空气。例如，在其它示例性实施例中，高压空气源可替代地是在风扇38的多个风扇轮叶40下游的位置处的旁路气流管道56。另外，在一个或多个这些实施例中，补偿空气供应组件162可以进一步包括空气压缩机166(以虚线示出)，其被构造为增加通过补偿空气供应管道164的补偿气流160的压力。值得注意的是，虽然供应管道164被描绘为单个连续且独立的供应管道164，但是在其它实施例中，补偿空气供应管道164可以具有任何其它合适的构造。例如，管道164可以由多个相继的管道形成，可以与涡扇发动机10的其它部件一体形成，和/或可以分成多个平行的气流管道，以向多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个提供补偿气流160。

此外，补偿空气供应管道164延伸穿过多个部分翼展入口引导叶片100中的至少一个，并且为部分翼展入口引导叶片100的腔体168提供高压成分气流160。如所描绘的，用于所示实施例的多个部分翼展入口引导叶片100中的每一个进一步限定后缘开口170，后缘开口与腔体168气流连通，并因此与补偿空气供应组件162的补偿空气供应管道164气流连通。因此，利用这样的构造，高压成分气流160可以从补偿空气供应组件162提供到部分翼展入口引导叶片100的腔体168，并且在涡扇发动机10的操作期间进一步穿过部分翼展入口引导叶片100的后缘开口170，以减少由相应的部分翼展入口引导叶片100形成的尾流。

应该理解，虽然被描述为“腔体”168，但是在其它实施例中，腔体168可以被构造为部分翼展入口引导叶片100内的任何合适的开口或通道，以允许空气流过其中。此外，应该理解的是，在其它示例性实施例中，多个部分翼展入口引导叶片100可以替代地包括气动地减小相应部分翼展入口引导叶片100的尾流的任何其它合适的方式。例如，在其它示例性实施例中，每个部分翼展入口引导叶片100的后缘开口170可以替代地构造成例如在后缘110处例如沿着相应部分翼展入口引导叶片100的翼展106间隔开的多个后缘开口。

应该进一步理解的是，仍然在本公开的其它实施例中，可以在燃气涡轮发动机的风扇38的多个风扇轮叶40的上游位置以及外部机舱50的入口60的下游位置处设置任何其它合适的入口预旋流特征结构。

现在参考图12，提供了根据本公开的示例性方面的用于操作直接驱动燃气涡轮发动机的方法300的流程图。示例性直接驱动涡扇发动机可以根据以上参考图1至11所描述的一个或多个示例性燃气涡轮发动机进行构造。因此，例如，直接驱动燃气涡轮发动机可以包括具有驱动涡轮的涡轮部段和具有由驱动涡轮驱动的风扇的风扇部段。

示例性方法300通常包括在(302)处利用燃气涡轮发动机的涡轮部段的驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇以与驱动涡轮相同的旋转速度旋转。另外，对于所描绘的示例性方面，在(302)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转包括在(304)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇限定的风扇压力比小于1.5。更具体地，对于所描绘的示例性方面，在(304)处使燃气涡轮发动机的风扇旋转进一步包括在(306)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇限定在1.15至1.5之间的风扇压力比，并且还在(308)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇限定在1.25与1.5之间的风扇压力比。

仍然参考图12，在(304)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转还包括在(310)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇的风扇轮叶限定大于1,250英尺/秒的风扇末端速度。更具体地，对于所描绘的示例性方面，在(304)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转还包括在(312)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇的风扇轮叶限定在约1,350英尺/秒至约2,200英尺/秒之间的风扇末端速度。更具体地，仍然对于所描绘的示例性方面，在(304)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转还包括在(314)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇的风扇轮叶限定大于约1,450英尺/秒的风扇末端速度，并且在(316)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转，使得风扇的风扇轮叶限定大于约1,550英尺/秒的风扇末端速度。

另外，也如图所示，对于图12的实施例，在(304)处利用驱动涡轮使燃气涡轮发动机的风扇旋转包括在(318)处以额定速度操作燃气涡轮发动机。例如，在(318)处以额定速度操作燃气涡轮发动机可以包括以最大速度操作燃气涡轮以产生最大额定功率。

此外，示例性方法300还包括在(320)处预旋在燃气涡轮发动机的操作期间提供给燃气涡轮发动机的风扇的空气流。对于所描绘的示例性方面，在(320)处预旋空气流包括在(322)处使用入口预旋流特征结构预旋提供给燃气涡轮发动机的风扇的空气流，该入口预旋流特征结构位于风扇的多个风扇轮叶的上游并且附接到或集成到燃气涡轮发动机的机舱中。在某些示例性方面中，入口预旋流特征结构可以根据以上参考图1至11描述的示例性入口预旋流特征结构中的一个或多个来构造。

根据以上参考图12描述的示例性方面操作直接驱动燃气涡轮发动机可能产生操作更有效的燃气涡轮发动机。此外，当提供给风扇的气流被预旋时，尽管风扇操作时的风扇末端速度相对较高，这也可以减少气流与风扇的分离或冲击损失的量。

此书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使所属领域的技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书界定，且可包括所属领域的技术人员所想到的其它实例。如果此类其它实例包括并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求范围内。