用于飞行器的气体涡轮引擎的制作方法
本公开涉及用于飞行器的气体涡轮引擎，并且更具体地涉及被布置成当在巡航条件下运行时在不同位置处具有指定的相对气流温度的气体涡轮引擎。
背景技术：
用于飞行器推进的气体涡轮引擎具有影响整体效率和功率输出或推力的许多设计因素。气体涡轮引擎的一般目的是提供具有低比燃料消耗(sfc)的推力。为了在巡航条件期间降低sfc，可增加引擎的热效率和推进效率两者。
为了以高效率启用更高推力，可使用直径更大的风扇。然而，当制造更大的引擎时，简单地按比例放大已知引擎类型的部件可能不会相应地按比例放大功率/推力和/或效率，例如因为在整个更大的引擎中存在热传递差异。因此，重新考虑引擎参数和运行条件可能是合适的，以便提供低sfc。
技术实现要素：
如本文所用，范围“值x至值y”或“值x和值y之间”等表示包含范围；包括边界值x和y。除非另有说明，否则本文提及的所有温度和压力均为总温度或总压力。在提及平均温度的情况下，将其视为平均值。除非另有说明，否则所有温度均以开尔文为单位。
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，该引擎核心包括涡轮、压缩机、将涡轮连接到压缩机的芯轴，以及环形分流器，在该分流器处，流被分为流动通过引擎核心的核心流和沿着旁路管道流动的旁路流，其中围绕引擎的圆周的滞止流线滞止在该环形分流器的前缘上，形成流面，该流面形成包含所有旁路流的流管的径向内边界；以及风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，每个风扇叶片具有前缘和后缘，其中该风扇的风扇顶端半径限定在引擎的中心线和每个风扇叶片在其前缘处的最前顶端之间，并且毂部半径限定在引擎的中心线和毂部在每个风扇叶片的前缘的径向位置处的外表面之间，每个风扇叶片具有位于包含旁路流的流管内的径向外部。风扇转子入口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的前缘的气流的平均温度，并且风扇转子出口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的径向外部的气流在后缘处的平均温度。风扇毂部与顶端的比率：
在0.2至0.285的范围内；并且风扇顶端温度上升：
在1.11至1.05的范围内。
根据第二方面，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，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将涡轮连接到压缩机的芯轴，其中该引擎核心具有限定在引擎的中心线和引擎核心的最前顶端之间的核心半径；以及风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，每个风扇叶片具有前缘和后缘，其中该风扇的风扇顶端半径限定在引擎的中心线和每个风扇叶片在其前缘处的最前顶端之间，并且毂部半径限定在引擎的中心线和毂部在每个风扇叶片的前缘的径向位置处的外表面之间。风扇转子入口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的前缘的气流的平均温度，并且风扇顶端转子出口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的径向外部的气流在后缘处的平均温度，其中每个风扇叶片的径向外部为或包括每个风扇叶片的距引擎的中心线的距离大于核心半径的部分。风扇毂部与顶端的比率：
在0.2至0.285的范围内；并且风扇顶端温度上升：
在1.11至1.05的范围内。
为了在不损害传递效率的情况下实现高推进效率(如何有效将能量从核心流传递到旁路流)，本发明人意识到应存在相对低的风扇(并且更具体地为风扇顶端)温度上升。相对低的风扇温度上升可指示风扇能够在风扇所做的有用功方面具有高效率，尤其是相对于理想的等熵压缩避免作为风扇中的温度上升的能量浪费。为了实现这种高推进效率，减少燃料燃烧，需要高流风扇；因此，风扇被布置成具有低的毂部与顶端的比率，以增加或最大化给定直径的风扇流面积。
因此，可提供有效的空气动力学风扇设计，以允许相对低的毂部与顶端的比率和相对低的风扇温度上升—选择引擎循环以有利于在巡航条件下风扇温度上升保持在指定范围内。有效的空气动力学风扇设计可包括例如以下中的一者或多者：(i)弦相对宽，且扫掠相对长，(ii)吸力表面曲率相对低，以及(iii)表面摩擦相对低。
技术人员将理解，比燃料消耗(sfc)、重量和阻力结合起来产生所安装引擎的“燃料燃烧”。将风扇顶端温度上升降低到上述范围以下可能需要使用过大的风扇才能实现所需的推力水平，这会导致不希望的重量增加和安装限制，并且在将引擎安装在飞行器上时可能抵消任何sfc燃料燃烧对引擎的整体燃料燃烧的益处。
将毂部与顶端的比率降低到上述范围以下可能会有害地降低风扇强度。技术人员将理解，风扇根部和盘状件被设计得足够坚固，以便在操作中可能遇到的所有负载下支撑风扇叶片顶端。
与现有技术的引擎设计相比，如本文所述的引擎可允许减少燃料燃烧、降低噪声和降低比燃料消耗(sfc)中的一者或多者。已经发现低毂部与顶端的比率结合低风扇顶端温度上升在各种实施方案中提高了燃料燃烧效率。
风扇毂部与顶端的比率可在0.200至0.285的范围内，并且可选地在0.24至0.27的范围内。
风扇顶端温度上升可等于1.1，并且可选地等于1.11。
该气体涡轮引擎还可包括短舱，该短舱围绕风扇和引擎核心并且在引擎核心外部限定旁路管道。风扇顶端转子出口温度和风扇转子入口温度均可各自提供空气的旁路流中的风扇叶片部分上即将进入旁路管道的气流的温度。每个风扇叶片的径向外部可以是、包括或形成每个风扇叶片的横跨旁路管道的入口延伸的部分的大部分。
可通过使低比推力引擎具有低风扇压力比来实现高推进效率。例如，风扇压力比被定义为风扇的出口处的气流的平均总压力与风扇的入口处的气流的平均总压力的比率，并且其中，在巡航条件下：
风扇压力比可在1.2和1.45之间的范围内，并且可选地
风扇压力比可在1.35和1.43之间的范围内，并且进一步可选地
风扇压力比可为1.39。
涡轮可以是第一涡轮，压缩机是第一压缩机，并且芯轴是第一芯轴。引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机以及将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。
巡航时的总压力比(opr)可大于40并且低于80，并且可选地在45至55的范围内。
根据第三方面，提供了一种在飞行器上操作气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎如前述两个方面中任一个所定义，其中该方法包括操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进，使得风扇毂部与顶端的比率在0.2至0.285的范围内，并且风扇顶端温度上升在1.11至1.05的范围内。
根据第四方面，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，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将涡轮连接到压缩机的芯轴，其中压缩机出口温度被定义为压缩机的出口处的气流的平均温度，该引擎核心还包括环形分流器，在该分流器处，流被分成流动通过引擎核心的核心流和沿着旁路管道流动的旁路流；以及位于引擎核心的上游的风扇，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，每个风扇叶片具有前缘和后缘。围绕引擎的圆周的滞止流线滞止在环形分流器的前缘上，形成流面，该流面形成包含所有旁路流的流管的径向内边界。每个风扇具有位于包含旁路流的流管内的径向外部。风扇转子入口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的前缘的气流的平均温度，并且风扇顶端转子出口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的径向外部的气流在后缘处的平均温度。风扇顶端温度上升被定义为：
核心温度上升被定义为：
核心温度上升与风扇顶端温度上升的比率：
在2.845至3.8的范围内。
根据第五方面，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，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将涡轮连接到压缩机的芯轴，其中压缩机出口温度被定义为压缩机的出口处的气流的平均温度，该引擎核心具有限定在引擎的中心线和引擎核心的最前顶端之间的核心半径；以及风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，每个风扇叶片具有前缘和后缘。每个风扇叶片的径向外部为或包括每个风扇叶片的距引擎的中心线的距离大于核心半径的部分。风扇转子入口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的前缘的气流的平均温度，并且风扇顶端转子出口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的径向外部的气流在后缘处的平均温度。风扇顶端温度上升被定义为：
核心温度上升被定义为：
核心温度上升与风扇顶端温度上升的比率：
在2.845至3.8的范围内。
技术人员将理解，可通过使低比推力引擎具有低风扇压力比来实现高推进效率。为了在不损害传递效率的情况下实现这一点，应存在低的风扇顶端温度上升，这可相对于理想的等熵压缩减少作为风扇中的温度上升的能量浪费。为了有利于实现低燃料燃烧，气体涡轮引擎可能需要高热效率—这可通过有效核心压缩来实现，而有效核心压缩可通过高核心温度上升来实现。
因此，由于相对高的核心温度上升和相对低的风扇顶端温度上升，核心温度上升与风扇顶端温度上升的比率相对高。可基于这些参数设计引擎循环。
将风扇顶端温度上升降低到上述范围以下可能需要使用过大的风扇，这可能导致不希望的重量增加和安装限制，并且抵消任何燃料燃烧益处。
将核心温度上升升高到上述范围以上可能会使引擎材料过热，这可能削弱或损坏引擎，并且/或者可能需要更多的冷却空气，从而减少或抵消任何效率益处。
与已知的引擎设计相比，如本文所述的引擎可允许减少燃料燃烧、降低噪声和/或降低比燃料消耗中的一者或多者。高水平的核心温度上升和低水平的风扇顶端温度上升的组合可通过组合增加的热效率和推进效率来提供燃料燃烧效率的改进。
核心温度上升与风扇顶端温度上升的比率可在2.845至3.800的范围内，并且可选地在2.9至3.2的范围内。
风扇顶端温度上升可在1.05至1.11的范围内。
核心温度上升可在3.1至4.0的范围内，并且可选地在3.3至3.5的范围内。
该引擎还可包括短舱，该短舱围绕风扇和引擎核心并限定引擎核心外部的旁路管道。风扇顶端转子出口温度和风扇转子入口温度均可各自提供空气的旁路流中的风扇叶片部分上即将进入旁路管道的气流的温度。每个风扇叶片的径向外部可以是、包括或形成每个风扇叶片的横跨旁路管道的入口延伸的部分的大部分。
该引擎可包括多于一个压缩机。在此类实施方案中，压缩机出口温度可在最高压力压缩机的出口处测量或限定。
巡航时的总压力比(opr)可大于40并且低于80，并且可选地在45至55的范围内。
该涡轮可以是第一涡轮，压缩机是第一压缩机，并且芯轴是第一芯轴。引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机以及将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。
根据第六方面，提供了一种在飞行器上操作气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎如前述两个方面中任一个所定义，其中该方法包括操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进，使得核心温度上升与风扇顶端温度上升的比率在2.845至3.8的范围内。
根据第七方面，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，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将涡轮连接到压缩机的芯轴；以及位于引擎核心的上游的风扇，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，每个风扇叶片具有前缘和后缘。压缩机出口温度被定义为在巡航条件下压缩机的出口处的气流的平均温度，并且核心入口温度被定义为在巡航条件下进入引擎核心的气流的平均温度，并且核心压缩机温度上升被定义为：
引擎核心还包括环形分流器，在该分流器处，流被分为流动通过引擎核心的核心流和沿着旁路管道流动的旁路流。围绕引擎的圆周的滞止流线滞止在环形分流器的前缘上，形成流面，该流面形成包含所有旁路流的流管的径向内边界。每个风扇叶片具有位于包含旁路流的流管内的径向外部。风扇转子入口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的前缘的气流的平均温度，并且风扇顶端转子出口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的径向外部的气流在后缘处的平均温度。风扇顶端温度上升被定义为：
核心压缩机温度上升与风扇顶端温度上升的比率：
在2.67至3.8的范围内。
根据第八方面，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，该引擎核心具有限定在引擎的中心线和引擎核心的最前顶端之间的核心半径，其中该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将涡轮连接到压缩机的芯轴，该引擎还包括位于引擎核心的上游的风扇，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，每个风扇叶片具有前缘和后缘，其中每个风扇叶片的径向外部为或包括每个风扇叶片的距引擎的中心线的距离大于核心半径的部分。压缩机出口温度被定义为在巡航条件下压缩机的出口处的气流的平均温度，并且核心入口温度被定义为在巡航条件下进入引擎核心的气流的平均温度，并且核心压缩机温度上升被定义为：
风扇转子入口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的前缘的气流的平均温度，并且风扇顶端转子出口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的径向外部的气流在后缘处的平均温度，并且风扇顶端温度上升被定义为：
核心压缩机温度上升与风扇顶端温度上升的比率：
在2.67至3.8的范围内。
如上文针对前述方面所讨论的，可通过使低比推力引擎具有低风扇压力比和低风扇顶端温度上升来实现高推进效率和高传递效率。为了提供低燃料燃烧和这种高推进效率，还需要引擎的高热效率。可通过高核心压缩机温度上升和高水平的有效核心压缩来提供高热效率。
核心压缩机温度上升仅在核心压缩机上测量，而不在风扇叶片上测量(相反，风扇根部上的温度变化包括在前述方面中讨论的核心温度上升中)。
因此，由于相对高的核心压缩机温度上升和相对低的风扇温度上升，核心压缩机温度上升与风扇顶端温度上升的比率相对高。可基于这些参数设计引擎循环。
将风扇顶端温度上升降低到上述范围以下可能需要使用过大的风扇，这可能导致不希望的重量增加和安装限制，并且减少或抵消任何燃料燃烧益处。
将核心压缩机温度上升升高到上述范围以上可能会使引擎材料过热，这可能削弱或损坏引擎，并且/或者可能需要更多的冷却空气，从而减少或抵消任何效率益处。
与现有技术的引擎设计相比，如本文所述的引擎可允许减少燃料燃烧、降低噪声和/或降低比燃料消耗中的一者或多者。高核心压缩机温度上升和低风扇顶端温度上升的组合可通过组合增加的热效率和推进效率来提供燃料燃烧效率的改进。
核心压缩机温度上升与风扇顶端温度上升的比率可在2.67至3.7的范围内，并且可选地在2.80至2.95的范围内。
风扇顶端温度上升可在1.05至1.11的范围内。
核心压缩机温度上升可在2.9至4.0的范围内，并且可选地在3.1至3.3的范围内。
该引擎还可包括短舱，该短舱围绕风扇和引擎核心并限定引擎核心外部的旁路管道。风扇顶端转子出口温度和风扇转子入口温度均可各自提供空气的旁路流中的风扇叶片部分上即将进入旁路管道的气流温度。每个风扇叶片的径向外部可以是、包括或形成每个风扇叶片的横跨旁路管道的入口延伸的部分的大部分。
该引擎可包括多于一个压缩机。在此类实施方案中，压缩机出口温度可在最高压力压缩机的出口处测量或限定。
引擎核心可包括核心壳体，该核心壳体被布置成将壳体内的核心气流与壳体外部的旁路气流分开。核心入口温度可以是：
(i)核心壳体的最前点的径向位置处的核心气流的温度；
(ii)(最低压力)压缩机的最前转子或定子的前缘的径向位置处的核心气流的温度；以及/或者
(iii)每个风扇叶片的径向内部的后缘上的气流的温度，每个风扇叶片的径向内部上的气流被布置成提供核心气流。温度(i)至(iii)可至少基本上相同。
巡航时的总压力比(opr)可大于40并且低于80，并且可选地在45至55的范围内。
涡轮可以是第二涡轮，压缩机是第二压缩机，并且芯轴是第二芯轴。引擎核心还可包括第一涡轮、第一压缩机以及将第二涡轮连接到第二压缩机的第一芯轴。第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴更高的旋转速度旋转。
核心温度上升与风扇顶端温度上升的比率：
如第四方面至第六方面所定义的，可在2.845至3.8的范围内，并且针对那些方面描述的任选特征也可应用于第七方面和第八方面。
根据第九方面，提供了一种在飞行器上操作气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎如第七方面或第八方面所定义，其中该方法包括操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进，使得核心压缩机温度上升与风扇顶端温度上升的比率在2.67至3.8的范围内。
该方法还可包括操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进，使得如针对第四方面至第六方面所定义的核心温度上升与风扇顶端温度上升的比率可在2.845至3.8的范围内，并且针对那些方面描述的任选特征也可应用于第九方面。
根据第十方面，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，该引擎核心包括涡轮、压缩机以及将涡轮连接到压缩机的芯轴；以及位于引擎核心的上游的风扇，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，每个风扇叶片具有前缘和后缘。压缩机出口温度被定义为在巡航条件下压缩机的出口处的气流的平均温度，并且核心入口温度被定义为在巡航条件下进入引擎核心的气流的平均温度。核心压缩机温度上升被定义为：
风扇转子入口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的前缘的气流的平均温度，并且风扇根温度上升被定义为：
核心压缩机温度上升与风扇根部温度上升的比率：
在2.76至4.1的范围内。
如上所述，可通过使低比推力引擎具有低风扇压力比来实现高推进效率。也可应用关于上述方面所讨论的相同的燃料燃烧考虑因素。
本发明人意识到，将引擎布置成使得核心压缩机上的温度上升大于风扇根部上的温度上升可有助于在保持风扇可操作性的同时获得低燃料燃烧气体涡轮引擎。因此，大部分核心温度上升可能在核心压缩机上而不是在风扇根部上。
对于进入核心的气流，风扇根部温度上升在风扇叶片的内部部分上测量，对于进入旁路管道的气流，风扇根部温度上升不在风扇叶片的外部部分上测量，正如针对在前述方面中描述的风扇顶端温度上升所做的那样。
在一些实施方案中，风扇根部上可能没有温度变化，使得风扇根部温度上升等于1。由于在正常运行时风扇根部上的温度不会降低，因此核心压缩机温度上升与风扇根部温度上升的比率的分母的最低值为1，使得核心压缩机温度上升与风扇根部温度上升的比率的值等于核心压缩机温度上升。任何现有的航空航天材料都不会获得大于4.1的核心压缩机温度上升，因为较高的温度可能会削弱或损坏引擎，并且/或者可能需要更多的冷却空气，从而抵消任何效率益处。
因此，由于相对高的核心压缩机温度上升和风扇根部上相对小的温度变化，核心压缩机温度上升与风扇根部温度上升的比率相对高。可基于这些参数设计引擎循环。可将风扇根部的曲率选择成提供低风扇根部温度上升。
与已知的引擎设计相比，如本文所述的引擎可允许减少燃料燃烧、降低噪声和/或降低比燃料消耗中的一者或多者。高核心压缩机温度上升和低风扇根部温度上升的组合可通过组合增加的热效率和推进效率来提供燃料燃烧效率的改进。
核心压缩机温度上升与风扇根部温度上升的比率可在2.76至4.10的范围内，并且可选地在2.8至3.2的范围内。
风扇根部温度上升可在1.03至1.09的范围内。
核心压缩机温度上升可在2.9至4.0的范围内，并且可选地在3.1至3.3的范围内。
引擎核心可具有限定在引擎的中心线和引擎核心的最前顶端之间的核心半径，并且风扇转子入口温度可被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的前缘的径向内部的气流的平均温度。每个风扇叶片的径向内部可以是或包括每个风扇叶片的大部分，或者包括每个风扇叶片的距引擎的中心线的距离小于核心半径的部分。
该引擎可包括多于一个压缩机。在此类实施方案中，压缩机出口温度可在最高压力压缩机的出口处测量。
引擎核心可包括核心壳体，该核心壳体被布置成将壳体内的核心气流与壳体外部的旁路气流分开。核心入口温度可以是以下中的一者或多者：
(i)核心壳体的最前点的径向位置处的核心气流的温度；
(ii)(最低压力)压缩机的最前转子或定子的前缘的径向位置处的核心气流的温度；以及/或者
(iii)每个风扇叶片的径向内部的后缘上的气流的温度，每个风扇叶片的径向内部上的气流被布置成提供核心气流。
引擎核心可包括环形分流器，在该分流器处，流被分为流动通过引擎核心的核心流和沿着旁路管道流动的旁路流。围绕引擎的圆周的滞止流线滞止在环形分流器的前缘上，可形成流面，该流面形成包含所有核心流的流管的径向外边界。每个风扇叶片可具有位于包含核心流的流管内的径向内部。核心入口温度可被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的径向内部的后缘的气流的平均温度。
每个风扇叶片的根部部分的曲率可小于该叶片的顶端部分上的曲率，例如小40％至60％，并且可选地小约50％。根部部分可以是如本文其他地方所述的叶片的径向内部，并且顶端部分可以是如本文其他地方所述的叶片的径向外部。
巡航时的总压力比(opr)可大于40并且低于80，并且可选地在45至55的范围内。
涡轮可以是第二涡轮，压缩机是第二压缩机，并且芯轴是第二芯轴。引擎核心还可包括第一涡轮、第一压缩机以及将第一涡轮连接到第一压缩机的第一芯轴。第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。
核心与风扇顶端温度上升的比率为：
如第四方面至第六方面所定义的，可在2.845至3.8的范围内，并且针对那些方面描述的任选特征也可应用于第七方面和第八方面。
核心压缩机温度上升与风扇顶端温度上升的比率：
如第七方面至第九方面所定义的，可在2.845至3.8的范围内，并且针对那些方面描述的任选特征也可应用于第十方面。
根据第十一方面，提供了一种在飞行器上操作气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎如第十方面所定义，其中该方法包括操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进，使得核心压缩机温度上升与风扇根部温度上升的比率在2.76至4.1的范围内。
该方法还可包括操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进，使得如针对第四方面至第六方面所定义的核心温度上升与风扇顶端温度上升的比率可在2.845至3.8的范围内，并且针对那些方面描述的任选特征也可应用于第十一方面。
该方法还可包括操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进，使得如第七方面至第九方面所定义的核心压缩机温度上升与风扇顶端温度上升的比率在2.67至3.8的范围内，并且针对那些方面描述的任选特征也可应用于第十一方面。
根据第十二方面，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，该引擎核心包括第一涡轮、第一压缩机以及将第一涡轮连接到第一压缩机的第一芯轴；以及第二涡轮、第二压缩机以及将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴，第二涡轮是比第一涡轮更高的压力涡轮，并且第二压缩机是比第一压缩机更高的压力压缩机，该引擎核心还包括环形分流器，在该分流器处，流被分为流动通过引擎核心的核心流和沿着旁路管道流动的旁路流，其中围绕引擎的圆周的滞止流线滞止在环形分流器的前缘上，形成流面，该流面形成包含所有旁路流的流管的径向内边界；以及风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，每个风扇叶片具有前缘和后缘，每个风扇叶片具有位于包含旁路流的流管内的径向外部。第一涡轮入口温度被定义为在巡航条件下第一涡轮的入口处的气流的平均温度，并且第一涡轮出口温度被定义为在巡航条件下第一涡轮的出口处的气流的平均温度，并且低压涡轮温度变化被定义为：
风扇转子入口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的前缘的气流的平均温度，并且风扇顶端转子出口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的径向外部的气流在后缘处的平均温度，并且风扇顶端温度上升被定义为：
涡轮温度变化与风扇顶端温度变化的比率：
在1.46至2.0的范围内。
根据第十三方面，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，该引擎核心具有限定在引擎的中心线和引擎核心的最前顶端之间的核心半径，该引擎核心包括第一涡轮、第一压缩机以及将第一涡轮连接到第一压缩机的第一芯轴；以及第二涡轮、第二压缩机以及将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴，第二涡轮是比第一涡轮更高的压力涡轮，并且第二压缩机是比第一压缩机更高的压力压缩机；以及位于引擎核心的上游的风扇，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片，每个风扇叶片具有前缘和后缘，每个风扇叶片具有被限定为每个风扇叶片的距引擎的中心线的距离大于核心半径的部分的径向外部。第一涡轮入口温度被定义为在巡航条件下第一涡轮的入口处的气流的平均温度，并且第一涡轮出口温度被定义为在巡航条件下第一涡轮的出口处的气流的平均温度，并且低压涡轮温度变化被定义为：
风扇转子入口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的前缘的气流的平均温度，并且风扇顶端转子出口温度被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片的径向外部的气流在后缘处的平均温度。风扇顶端温度上升被定义为：
并且涡轮温度变化与风扇顶端温度变化的比率：
在1.46至2.0的范围内。
为了在不损害传递效率的情况下实现高推进效率(如何有效将能量从核心流传递到旁路流)，本发明人意识到应存在如山所述的低风扇顶端温度上升。
本发明人意识到，将引擎设计成在较低压力涡轮上具有相对大的温度变化可允许更有效地提取更多功。因此，增加或最大化低压涡轮上的温度变化可提供各种优点。技术人员将理解，涡轮上从前到后的温度变化通常是温度下降—因此温度变化较大或增加就是温度下降或下落较大(变化幅度较大)，这可被认为是更负的温度变化(与其他地方讨论的温度上升相比)。
因此，由于相对高的低压涡轮温度变化和相对低的风扇顶端温度上升，涡轮与风扇顶端温度变化的比率相对高。可基于这些参数设计引擎循环。
与已知的引擎设计相比，如本文所述的引擎可允许减少燃料燃烧、降低噪声和/或降低比燃料消耗中的一者或多者。根据这方面的引擎可具有高传递效率，因为使用低压涡轮从核心流中有效地提取功，并且使用有效的低温度上升风扇来应用该引擎。
涡轮温度变化与风扇顶端温度变化的比率可在1.5至1.8的范围内。
风扇顶端温度上升可在1.05至1.1的范围内，并且可选地可等于1.11。
低压涡轮温度变化可在1.6至1.85的范围内，并且可选地在1.65至1.8的范围内。
该引擎可包括多于两个涡轮。在此类实施方案中，可选择引擎的最高压力涡轮作为第二涡轮，并且可选择引擎的最低压力涡轮作为第一涡轮。
巡航时的总压力比(opr)可大于40并且低于80，并且可选地在45至55的范围内。
第一(低压)涡轮可具有四个或更多个转子级。
根据第十四方面，提供了一种在飞行器上操作气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎如第十二方面或第十三方面所定义，其中该方法包括操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进，使得涡轮温度变化与风扇顶端温度变化的比率在1.46至2.0的范围内。
根据第十五方面，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，该引擎核心包括第一涡轮、第一压缩机以及将第一涡轮连接到第一压缩机的第一芯轴；以及第二涡轮、第二压缩机以及将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴，第二涡轮是比第一涡轮高的压力涡轮，并且第二压缩机是比第一压缩机更高的压力压缩机；以及位于引擎核心的上游的风扇，该风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片。第二涡轮入口温度被定义为在巡航条件下第二涡轮的入口处的气流的平均温度，第一涡轮入口温度被定义为在巡航条件下第一涡轮的入口处的气流的平均温度，第二涡轮出口温度被定义为在巡航条件下第二涡轮的出口处的气流的平均温度，并且第一涡轮出口温度被定义为在巡航条件下第一涡轮的出口处的气流的平均温度。低压涡轮温度变化被定义为：
高压涡轮温度变化被定义为：
低压涡轮温度变化与高压涡轮温度变化的比率：
在1.09至1.25的范围内。
本发明人意识到，为了减少具有两个涡轮的(可选地齿轮化的)气体涡轮引擎中的燃料燃烧，在两个涡轮之间存在温度上升和功的最佳水平和分流。在具有两个涡轮的这种引擎中，第一涡轮可以是低压涡轮并且被布置成驱动芯轴，从而驱动风扇(可选地经由齿轮箱)；第二涡轮可以是高压涡轮并且可连接到不同的第二芯轴。在一些实施方案中，可用多个涡轮代替较高压涡轮。
为了减少燃料燃烧，并且可选地减小或最小化核心尺寸，和/或增加或最大化高压涡轮上的热效率，本发明人意识到，更高压力涡轮上的相对低的温度变化是有益的。
由于高旁路比率涡轮风扇中的风扇通常产生大部分的推力，本发明人意识到，应当提高从低压涡轮到风扇的能量传递效率，因此增加或最大化低压涡轮(lpt)上的温度下降/变化可能是有益的，需要注意的是齿轮化引擎中的lpt通常比高压涡轮(hpt)更有效。因此，lpt上的温度变化相对于hpt上的温度变化更大。
因此，由于相对大的低压涡轮温度变化和相对小的高压涡轮温度变化，低压涡轮温度变化与高压涡轮温度变化的比率相对较高。可基于这些参数设计引擎循环。
与已知的引擎设计相比，如本文所述的引擎可允许减少燃料燃烧、降低噪声和/或降低比燃料消耗中的一者或多者。
因此，由于通过改进涡轮的负载实现相对高的热效率，并结合通过改进lpt的负载并增加其上的温度变化实现相对高的传递效率，可实现减少的燃料燃烧。
低压涡轮温度变化与高压涡轮温度变化的比率可在1.10至1.25的范围内。
低压涡轮温度变化可在1.6至1.85的范围内，并且可选地在1.65至1.8的范围内。
高压涡轮温度变化可在1.40至1.55的范围内，并且可选地在1.44至1.52的范围内。
第一涡轮可被布置成接收来自第二涡轮的出口的气流，使得第一涡轮入口温度可至少基本上等于第二涡轮出口温度(例如，排除两者之间任何引入的冷却空气等的影响)。
该引擎可包括多于两个涡轮。在此类实施方案中，可选择引擎的最高压力涡轮作为第二涡轮，并且可选择引擎的最低压力涡轮作为第一涡轮。
该引擎可包括：
(i)总共两个涡轮，并且在此类实施方案中，第一涡轮入口温度可至少基本上等于第二涡轮出口温度；或者
(ii)多于两个涡轮，并且在此类实施方案中，高压涡轮温度变化可提供除最低压力涡轮外的所有涡轮上的温度变化的量度。
巡航时的总压力比(opr)可大于40并且低于80，并且可选地在45至55的范围内。
第一(低压)涡轮可包括至少四个转子级。
涡轮温度变化与风扇顶端的比率：
如第十二方面、第十三方面和第十四方面所定义的，可在1.46至2.0的范围内。关于那些方面所描述的任选特征也可应用于第十五方面。
根据第十六方面，提供了一种在飞行器上操作气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎如第十五方面所定义，其中该方法包括操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进，使得低压涡轮温度变化与高压涡轮温度变化的比率在1.09至1.30的范围内。
该方法还可包括操作气体涡轮引擎以在巡航条件下提供推进，使得如第十二方面、第十三方面和第十四方面所定义的涡轮温度变化与风扇顶端温度变化的比率可在1.46至2.0的范围内。关于那些方面所描述的任选特征也可应用于第十六方面。
在上述任何方面，可应用以下特征中的一个或多个：
引擎在巡航条件下的比推力(被定义为净引擎推力除以通过引擎的质量流率)可在50至100nkg-1s的范围内，并且可选地低于90nkg-1s。
准无因次质量流率q可被定义为：
其中：
w为以kg/s为单位通过所述风扇的质量流率；
t0为以开尔文为单位在扇面处的空气的平均滞止温度；
p0为以pa为单位在所述扇面处的空气的平均滞止压力；
afan为以m2为单位的所述扇面的面积；
q在巡航条件下的值可在0.025kgs-1n-1k1/2至0.038kgs-1n-1k1/2的范围内，并且可选地在0.031kgs-1n-1k1/2至0.036kgs-1n-1k1/2的范围内。q在巡航条件下的值可小于或等于0.035kgs-1n-1k1/2。
在巡航条件下的风扇顶端负载可被定义为dh/utip2，其中dh为风扇(23)上的焓增加，并且utip为风扇顶端(68)的(平移)速度，在0.25至0.4的范围内，并且可选地在0.28至0.34的范围内，并且其中进一步任地，风扇顶端负载在巡航条件下的值在0.29至0.31的范围内。
巡航条件可表示引擎所附接的飞行器的中间巡航条件，并且可选地可表示飞行器和引擎在爬升顶部和降落起点之间的中点处经历的条件。
气体涡轮引擎在巡航条件下的前进速度可在mn0.75至mn0.85的范围内，并且可选地，气体涡轮引擎在巡航条件下的前进速度可为mn0.8。
巡航条件可对应于在11582m高度处由国际标准大气定义的大气条件并且前进马赫数为0.8。另选地，巡航条件可对应于在10668m高度处由国际标准大气定义的大气条件并且前进马赫数为0.85。巡航条件可对应于高度在10500m至11600m之间，并且可选地高度为11000m的大气条件。
风扇顶端半径可在110cm至150cm的范围内；或在155cm至200cm的范围内。
该气体涡轮引擎还可包括齿轮箱，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。可选地，齿轮箱的齿轮齿数比率可在3.2至5的范围内，进一步可选地在3.2至3.8的范围内。
如本文其他地方所述，本公开可涉及气体涡轮引擎。此类气体涡轮引擎可包括引擎核心，该引擎核心包括涡轮、燃烧器、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴。此类气体涡轮引擎可包括位于引擎核心的上游的(具有风扇叶片的)风扇。
本公开的布置结构可以特别但并非排他地有益于经由齿轮箱驱动的风扇。因此，该气体涡轮引擎可包括齿轮箱，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。至齿轮箱的输入可直接来自芯轴或者间接地来自芯轴，例如经由正齿轮轴和/或齿轮。芯轴可将涡轮和压缩机刚性地连接，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转(其中，风扇以更低的速度旋转)。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何合适的通用架构。例如，气体涡轮引擎可具有将涡轮和压缩机连接的任何所需数量的轴，例如一个轴、两个轴或三个轴。仅以举例的方式，连接到芯轴的涡轮可以是第一涡轮，连接到芯轴的压缩机可以是第一压缩机，并且芯轴可以是第一芯轴。引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机以及将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。
在此类布置结构中，第二压缩机可轴向定位在第一压缩机的下游。该第二压缩机可被布置成(例如直接接收，例如经由大致环形的管道)从第一压缩机接收流。
齿轮箱可被布置成由被构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如上述示例中的第一芯轴)来驱动。例如，该齿轮箱可被布置成仅由被构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如，在上面的示例中，仅第一芯轴，而不是第二芯轴)来驱动。另选地，该齿轮箱可被布置成由任何一个或多个轴驱动，该任何一个或多个轴例如为上述示例中的第一轴和/或第二轴。
该齿轮箱可以是减速齿轮箱(因为风扇的输出比来自芯轴的输入的旋转速率低)。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星式”或“星形”齿轮箱，如本文别处更详细地描述。该齿轮箱可以具有任何期望的减速比(定义为输入轴的旋转速度除以输出轴的旋转速度)，例如大于2.5，例如在3到4.2、或3.2到3.8的范围内，例如，大约或至少3、3.1、3.2、3.3、3.4、3.5、3.6、3.7、3.8、3.9、4、4.1或4.2。例如，齿轮齿数比可以介于前一句中的任何两个值之间。仅以举例的方式，齿轮箱可以是“星形”齿轮箱，其具有在3.1或3.2到3.8的范围内的齿轮齿数比。在一些布置结构中，齿轮齿数比可在这些范围之外。
在如本文所述和/或所要求保护的任何气体涡轮引擎中，燃烧器可被轴向设置在风扇和一个或多个压缩机的下游。例如，在提供第二压缩机的情况下，燃烧器可直接位于第二压缩机的下游(例如在其出口处)。以另一个示例的方式，在提供第二涡轮的情况下，可将燃烧器出口处的流提供至第二涡轮的入口。该燃烧器可设置在一个或多个涡轮的上游。
该压缩机或每个压缩机(例如，如上所述的第一压缩机和第二压缩机)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子叶片，该排定子叶片可为可变定子叶片(因为该排定子叶片的入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子叶片可彼此轴向偏移。
该涡轮或每个涡轮(例如，如上所述的第一涡轮和第二涡轮)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子叶片。该排转子叶片和该排定子叶片可彼此轴向偏移。
每个风扇叶片可被限定为具有径向跨度，该径向跨度从径向内部气体洗涤位置或0％跨度位置处的根部(或毂部)延伸到100％跨度位置处的尖端。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可小于(或大约为)以下中的任何一个：0.4、0.39、0.38、0.37、0.36、0.35、0.34、0.33、0.32、0.31、0.3、0.29、0.28、0.27、0.26或0.25。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如，在0.28到0.32的范围内。这些比率通常可称为毂部-尖端比率。毂部处的半径和尖端处的半径都可以在叶片的前缘(或轴向最前)部分处测量。当然，毂部-尖端比率指的是风扇叶片的气体洗涤部分，即径向地在任何平台外部的部分。
可在引擎中心线和风扇叶片的前缘处的尖端之间测量该风扇的半径。风扇直径(可能只是风扇半径的两倍)可大于(或大约为)以下中的任何一者：220cm、230cm、240cm、250cm(约100英寸)、260cm、270cm(约105英寸)、280cm(约110英寸)、290cm(约115英寸)、300cm(约120英寸)、310cm、320cm(约125英寸)、330cm(约130英寸)、340cm(约135英寸)、350cm、360cm(约140英寸)、370cm(约145英寸)、380cm(约150英寸)、390cm(约155英寸)、400cm、410cm(约160英寸)或420cm(约165英寸)。风扇直径可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在240cm至280cm或330cm至380cm的范围内。
风扇的旋转速度可以在使用中变化。一般来讲，对于具有较大直径的风扇，旋转速度较低。仅以非限制性示例的方式，风扇在巡航条件下的旋转速度可小于2500rpm，例如小于2300rpm。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在220cm至300cm(例如240cm至280cm或250cm至270cm)范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1700rpm至2500rpm的范围内，例如在1800rpm至2300rpm的范围内，例如在1900rpm至2100rpm的范围内。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在330cm至380cm范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1200rpm至2000rpm的范围内，例如在1300rpm至1800rpm的范围内、例如在1400rpm至1800rpm的范围内。
在使用气体涡轮引擎时，(具有相关联的风扇叶片的)风扇围绕旋转轴线旋转。该旋转导致风扇叶片的尖端以速度u尖端移动。风扇叶片13对流所做的功导致流的焓升dh。风扇尖端负载可被定义为dh/utip2，其中dh是跨风扇的焓升(例如1-d平均焓升)，并且utip是风扇尖端的(平移)速度，例如在尖端的前缘处(可被定义为前缘处的风扇尖端半径乘以角速度)。巡航条件下的风扇顶端负载可大于(或大约为)以下中的任何一者：0.28、0.29、0.30、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4。风扇尖端负载可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在0.28至0.31或0.29至0.3的范围内。
根据本公开的气体涡轮引擎可具有任何期望的旁路比率，其中该旁路比率被定义为在巡航条件下穿过旁路管道的流的质量流率与穿过核心的流的质量流率的比率。在一些布置结构中，该旁路比率可大于(或大约为)以下中的任何一者：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5、17、17.5、18、18.5、19、19.5或20。该旁路比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在12至16的范围、或13至15的范围、或13至14的范围内。该旁路管道可以是基本上环形的。该旁路管道可位于核心引擎的径向外侧。旁路管道的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。
本文描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力比(opr)可被定义为风扇上游的滞止压力与最高压力压缩机出口处的滞止压力(进入燃烧器之前)之比。以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎在巡航时的总压力比可大于(或大约为)以下中的任何一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在50至70的范围内。以另一个示例的方式，巡航时opr的范围可为45至65；可选地为45至55；并且还可选地等于或大约为52。
引擎的比推力可被定义为引擎的净推力除以穿过引擎的总质量流量。在巡航条件下，本文中描述和/或要求保护的引擎的比推力可小于(或大约为)以下中的任何一个：110nkg-1s、105nkg-1s、100nkg-1s、95nkg-1s、90nkg-1s、85nkg-1s或80nkg-1s。该比推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在80nkg-1s至100nkg-1s，或85nkg-1s至95nkg-1s的范围内。与传统的气体涡轮引擎相比，此类引擎可能特别高效。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何期望的最大推力。仅以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮可以产生至少(或大约为)为以下中的任何一个的最大推力：160kn、170kn、180kn、190kn、200kn、250kn、300kn、350kn、400kn、450kn、500kn或550kn。最大推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。仅以举例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮可能够产生在330kn至420kn，例如350kn至400kn范围内的最大推力。上面提到的推力可为在标准大气条件下、在海平面处、加上15℃(环境压力101.3kpa，温度30℃)、引擎静止时的最大净推力。
在使用中，高压涡轮的入口处的流的温度可能特别高。该温度，可被称为tet，可在燃烧器的出口处测量，例如紧接在可被称为喷嘴导向叶片的第一涡轮叶片的上游。在巡航时，该tet可至少为(或大约为)以下中的任何一者：1400k、1450k、1500k、1550k、1600k或1650k。巡航时的tet可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。引擎在使用时的最大tet可以是，例如，至少为(或大约为)以下中的任何一者：1700k、1750k、1800k、1850k、1900k、1950k或2000k。最大tet可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在1800k至1950k的范围内。可以例如在高推力条件下发生最大tet，例如在最大起飞(mto)条件下发生最大tet。
本文中描述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼面部分可由任何合适的材料或材料组合来制造。例如，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可至少部分地由复合材料来制造，该复合材料为例如金属基质复合材料和/或有机基质复合材料，诸如碳纤维。以另外的示例的方式，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可以至少部分地由金属来制造，该金属为诸如基于钛的金属或铝基材料(诸如铝锂合金)或基于钢的材料。风扇叶片可包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可具有保护性前缘，该保护性前缘可使用比叶片的其余部分更好地抵抗(例如，来自鸟类、冰或其他物料的)冲击的材料来制造。此类前缘可以例如使用钛或基于钛的合金来制造。因此，仅以举例的方式，该风扇叶片可具有碳纤维或具有带钛前缘的基于铝的主体(诸如铝锂合金)。
如本文所述和/或所要求保护的风扇可包括中央部分，风扇叶片可从该中央部分例如沿径向方向延伸。该风扇叶片可以任何期望的方式附接到中央部分。例如，每个风扇叶片可包括固定件，该固定件可与毂部(或盘状部)中的对应狭槽接合。仅以举例的方式，此类固定件可以是燕尾形式的，其可以插入和/或接合毂部/盘状部中对应的狭槽，以便将风扇叶片固定到毂部/盘状部。以另外的示例的方式，该风扇叶片可与中央部分一体地形成。此类布置结构可以称为叶片盘状部或叶片环。可以使用任何合适的方法来制造此类叶片盘状部或叶片环。例如，风扇叶片的至少一部分可由块状物来加工而成，以及/或者风扇叶片的至少部分可通过焊接(诸如线性摩擦焊接)来附接到毂部/盘状部。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可能或可能不设有可变面积喷嘴(van)。此类可变面积喷嘴可允许旁路管道的出口面积在使用中变化。本公开的一般原理可应用于具有或不具有van的引擎。
如本文所述和/或要求保护的气体涡轮的风扇可具有任何期望数量的风扇叶片，例如14、16、18、20、22、24或26个风扇叶片。
如本文所用，巡航条件具有常规含义并且将易于被技术人员理解。因此，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，技术人员将立即识别巡航条件是指该气体涡轮引擎被设计用于附接到飞行器的引擎在给定任务(其在行业中可被称为“经济任务”)的中间巡航的操作点。就这一点而言，中间巡航是飞行器飞行周期中的关键点，在该点处，在上升最高点和开始降落之间燃烧的总燃料的50％已燃烧(其在时间和/或距离方面可近似于上升最高点和开始降落之间的中点)。因此，巡航条件定义气体涡轮引擎的操作点，该操作点在考虑提供给该飞行器的引擎数量的情况下，提供将确保气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器在中间巡航时的稳态操作(即，保持恒定的高度和恒定的马赫数)的推力。例如，如果引擎被设计为附接到具有两个相同类型的引擎的飞行器上，则在巡航条件下，引擎提供该飞行器在中间巡航时稳态运行所需的总推力的一半。
换句话讲，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，巡航条件被定义为在中间巡航大气条件(在中间巡航高度下由根据iso2533的国际标准大气定义)下提供指定推力的引擎的操作点(需要在给定中间巡航马赫数下，与飞行器上的任何其他引擎相结合，提供气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器的稳态操作)。对于飞行器的任何给定气体涡轮引擎而言，中间巡航推力、大气条件和马赫数是已知的，因此在巡航条件下，引擎的操作点是明确定义的。
仅以举例的方式，巡航条件下的前进速度可为从0.7马赫至0.9马赫的范围内的任何点，例如0.75至0.85、例如0.76至0.84、例如0.77至0.83、例如0.78至0.82、例如0.79至0.81、例如大约0.8马赫、大约0.85马赫或0.8至0.85。这些范围内的任何单一速度可以是巡航条件的一部分。对于某些飞行器，巡航条件可能超出这些范围，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。
仅以举例的方式，巡航条件可对应于在以下范围内的高度处的标准大气条件(根据国际标准大气isa)：10000m至15000m，例如在10000m至12000m的范围内、例如在10400m至11600m(约38000英尺)的范围内、例如在10500m至11500m的范围内、例如在10600m至11400m的范围内、例如在10700m(约35000英尺)至11300m的范围内，例如在10800m至11200m的范围内、例如在10900m至11100m的范围内、例如大约11000m。巡航条件可对应于这些范围内的任何给定高度处的标准大气条件。
仅以举例的方式，巡航条件可对应于提供在前向马赫数0.8下的已知的所需推力水平(例如，在30kn到35kn范围内的值)和在38000ft(11582m)的高度下的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。仅以另一个示例的方式，巡航条件可对应于提供在前向马赫数0.85下的已知的所需推力水平(例如，在50kn到65kn范围内的值)和在35000ft(10668m)的高度下的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。
在使用中，本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可在本文别处定义的巡航条件下操作。此类巡航条件可通过飞行器的巡航条件(例如，巡航中期条件)来确定，至少一个(例如2个或4个)气体涡轮引擎可以安装在该飞行器上以提供推进推力。
根据一个方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎。根据该方面的飞行器为气体涡轮引擎已被设计用于附接到的飞行器。因此，根据该方面的巡航条件对应于飞行器的中间巡航，如本文其他部分所定义的。
根据一个方面，提供了一种操作如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎的方法。该操作可在如本文其他部分所定义的巡航条件(例如，就推力、大气条件和马赫数而言)下进行。
根据一个方面，提供了一种操作包括如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎的飞行器的方法。根据该方面的操作可包括(或可以是)在飞行器的中间巡航处的操作，如本文其他部分所定义的。
本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征或参数可应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征或参数可应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征或参数组合。
附图说明
现在将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案，其中：
图1是气体涡轮引擎的截面侧视图；
图2是气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图；
图3是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图；
图4a是图2所示的气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图，其中标记了要测量各种温度的指示；
图4b是图4a的特写截面侧视图，其中标记了可在其中测量各种温度的区域；
图5a是图1所示的气体涡轮引擎的截面侧视图，其中标记了要测量各种温度的指示；
图5b是图5a的截面侧视图，其中标记了可在其中测量各种温度的区域；
图6是气体涡轮引擎的示意性侧视图；
图7是图1所示的气体涡轮引擎的示意性侧视图，其中突出显示了涡轮细节；
图8示出了一种方法；
图9是图2所示的气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图，其中标记了流动和区域的指示；并且
图10是其上安装有两个气体涡轮引擎的飞行器的透视图。
具体实施方式
图1示出了具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括进气口12和推进式风扇23，该推进式风扇产生两股气流：核心气流a和旁路气流b。气体涡轮引擎10包括接收核心气流a的核心11。引擎核心11以轴流式串联包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17、低压涡轮19和核心排气喷嘴20。短舱21围绕气体涡轮引擎10并限定旁路管道22和旁路排气喷嘴18。旁路气流b流过旁路管道22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并由该低压涡轮驱动。
在所描述的实施方案中，前缘叶片顶端68a的轴向位置处的短舱内半径被布置成略大于风扇顶端半径102，使得风扇23可以装配在短舱21内而叶片顶端68不会摩擦短舱21。更具体地讲，在所描述的实施方案中，引擎10包括邻近叶片顶端68a的引擎风扇壳21a；短舱21安装在引擎风扇壳21a上/周围，使得引擎风扇壳21a和短舱21形成并围绕通过引擎10的气路的外表面。前缘叶片顶端68a的轴向位置处的风扇壳内半径被布置成略大于风扇顶端半径102，使得风扇23可以装配在引擎风扇壳体21a内而叶片顶端68不摩擦风扇壳体21a。在一些另选实施方案中，叶片顶端68a可被布置成摩擦风扇壳体21a。
在附图所示的实施方案中，引擎风扇壳体21a仅在风扇23的区域中延伸。在另选实施方案中，风扇壳体21a可向后延伸，例如延伸到旁路管道出口导向叶片(ogv)58的轴向位置。
在使用中，核心气流a由低压压缩机14加速和压缩，并被引导至高压压缩机15中以进行进一步的压缩。从高压压缩机15排出的压缩空气被引导至燃烧设备16中，在该燃烧设备中压缩空气与燃料混合，并且混合物被燃烧。然后，所得的热燃烧产物在通过喷嘴20排出之前通过高压涡轮和低压涡轮17、19膨胀，从而驱动高压涡轮和低压涡轮17、19以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27来驱动高压压缩机15。风扇23通常提供大部分推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。
图2中示出了齿轮传动风扇气体涡轮引擎10的示例性布置结构。低压涡轮19(参见图1)驱动轴26，该轴26联接到周转齿轮布置结构30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外处并与该太阳齿轮相互啮合的是多个行星齿轮32，该多个行星齿轮通过行星架34联接在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32绕其自身轴线旋转。行星架34经由连杆36联接到风扇23，以便驱动该风扇围绕引擎轴线9旋转。在行星齿轮32的径向向外处并与该行星齿轮相互啮合的是齿圈或环形齿轮38，其经由连杆40联接到固定支撑结构24。
需注意，本文中使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可分别表示最低压力涡轮级和最低压力压缩机级(即，不包括风扇23)，和/或通过在引擎中具有最低旋转速度的互连轴26(即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴)连接在一起的涡轮级和压缩机级。在一些文献中，本文中提到的“低压涡轮”和“低压压缩机”可被另选地称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用此类另选命名的情况下，风扇23可被称为第一或最低压力的压缩级。
设置在气体涡轮引擎10中的每个压缩机(例如，低压压缩机14和高压压缩机15)包括任何数量的压缩级，例如多个压缩级。每个压缩级可包括彼此轴向偏移的一排转子叶片和一排定子叶片。风扇23还提供气流的压缩，因此提供与低压压缩机14和高压压缩机15的压缩级分开的附加压缩级。压缩级数量被定义为由设置在气体涡轮引擎10中的风扇23和一个或多个压缩机14、15提供的压缩级的总数。因此，在本实用新型所描述的实施方案中，压缩级数量是在低压压缩机14、高压压缩机15和风扇23中提供的压缩级的总和。
在其他实施方案中，在气体涡轮引擎的压缩机14、15中提供的压缩级可以不是轴向压缩级。在一些实施方案中，除了在每个压缩机中提供的轴向压缩级之外或另选地，可提供一个或多个径向压缩级。例如，在一个实施方案中，低压压缩机14和/或高压压缩机15可包括一个或多个轴向压缩级(每个由一排转子叶片和定子形成)，接着是在一个或多个轴向压缩级的下游提供的径向压缩级。在其他实施方案中，每个压缩机可仅包括径向压缩级。压缩级数被定义为压缩级的总数，包括径向和轴向压缩级(包括风扇23)。在上述所有实施方案中，每个径向压缩级可包括离心式压缩机。
在图3中以举例的方式更详细地示出了周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每一者包括围绕其周边以用于与其他齿轮相互啮合的齿。然而，为清楚起见，图3中仅示出了齿的示例性部分。示出了四个行星齿轮32，但是对本领域的技术人员显而易见的是，可以在要求保护的实用新型的范围内提供更多或更少的行星齿轮32。行星式周转齿轮箱30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。
在图2和图3中以举例的方式示出的周转齿轮箱30是行星式的，其中行星架34经由连杆36联接到输出轴，其中齿圈38被固定。然而，可使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。以另一个示例的方式，周转齿轮箱30可以是星形布置结构，其中行星架34保持固定，允许环形齿轮(或齿圈)38旋转。在此类布置结构中，风扇23由环形齿轮38驱动。以另一个另选示例的方式，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34均被允许旋转。
应当理解，图2和图3中所示的布置结构仅是示例性的，并且各种另选方案都在本公开的范围内。仅以举例的方式，可使用任何合适的布置结构来将齿轮箱30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。以另一个示例的方式，齿轮箱30与引擎10的其他部件(诸如输入轴26、输出轴和固定结构24)之间的连接件(诸如图2示例中的连杆36、40)可具有任何期望程度的刚度或柔性。以另一个示例的方式，可使用引擎的旋转部件和固定部件之间(例如，在来自齿轮箱的输入轴和输出轴与固定结构诸如齿轮箱壳体之间)的轴承的任何合适的布置结构，并且本公开不限于图2的示例性布置结构。例如，在齿轮箱30具有星形布置结构(如上所述)的情况下，技术人员将容易理解，输出连杆和支撑连杆以及轴承位置的布置结构通常不同于图2中以举例的方式示出的布置结构。
因此，本公开延伸到具有齿轮箱类型(例如星形或行星齿轮)、支撑结构、输入和输出轴布置结构以及轴承位置中的任何布置结构的气体涡轮引擎。
可选地，齿轮箱可驱动附加的和/或另选的部件(例如，中压压缩机和/或增压压缩机)。
本公开可应用的其他气体涡轮引擎可具有另选配置。例如，此类引擎可具有另选数量的压缩机和/或涡轮和/或另选数量的互连轴。以另外的示例的方式，图1中所示的气体涡轮引擎具有分流喷嘴18、20，这意味着穿过旁路管道22的流具有自己的喷嘴18，该喷嘴与核心引擎喷嘴20分开并径向地在该核心引擎喷嘴的外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可应用于如下引擎，在该引擎中，穿过旁路管道22的流和穿过核心11的流在可被称为混流喷嘴的单个喷嘴之前(或上游)混合或组合。一个或两个喷嘴(无论是混合的还是分流的)可具有固定的或可变的面积。虽然所描述的示例涉及涡轮风扇引擎，但是本公开可应用于例如任何类型的气体涡轮引擎，诸如开放式转子(其中风扇级未被短舱围绕)或例如涡轮螺旋桨引擎。在一些布置结构中，气体涡轮引擎10可不包括齿轮箱30。
气体涡轮引擎10的几何形状及其部件由传统的轴系限定，包括轴向(与旋转轴9对准)、径向(在图1中从下到上的方向)和周向(垂直于图1视图中的页面)。轴向、径向和周向相互垂直。
如上所述，在风扇23的下游，空气分成两股独立的流：进入引擎核心11的第一气流a，以及穿过旁路管道22以提供推进推力的第二气流b。参见图4a和图4b，第一气流a和第二气流b在大致环形的分流器70处分离，例如在大致圆形的滞止线处、大致环形的分流器70的前缘处分离。分流器70在所描述的实施方案中由核心壳体11a的最前部分提供，并且在一些实施方案中可另选地被称为引擎核心11的最前顶端70。
滞止流线110滞止在分流器70的前缘上。围绕引擎10的圆周的滞止流线110形成流面110。径向位于该流面110内部的所有流a最终流动通过引擎核心11。流面110形成流管的径向外边界，该径向外边界包含最终流动通过引擎核心的所有流，该流可被称为核心流a。径向地位于流面110外部的所有流b最终流动通过旁路管道22。流面110形成流管的径向内边界，该径向内边界包含最终流动通过旁路管道22的所有流b，该气流可被称为旁路流b。流面110以及相应的流管可在巡航条件下定义。
因此，风扇出口处随后流动通过引擎核心11的流可由从风扇出口延伸到引擎核心11的流管限定。此类流管可由终止于分流器70的径向外表面(即，由终止于分流器70上的滞止点的流线110形成的径向外表面)界定。这种流管可以是大致环形的。例如，在垂直于引擎(旋转)轴线9的任何给定横截面处，穿过这种流管的横截面可以是基本上环形的。
为了便于参考，下面提供了各种温度、半径和其他参数的定义。
风扇顶端半径：
风扇23的半径102，也称为风扇顶端半径102或rfantip，可在引擎中心线9和风扇叶片64在其前缘64a处(在径向方向上)的顶端68a之间测量。风扇直径(d)可简单地被定义为风扇23的半径102的两倍。
在所描述的实施方案中，风扇顶端半径102在95cm至200cm或110cm至200cm的范围内。在一些实施方案中，风扇顶端半径在95cm至150cm或110cm至150cm的范围内。在一些另选实施方案中，风扇顶端半径在155cm至200cm的范围内。
在一些实施方案中，风扇直径在190cm至300cm或220cm至300cm的范围内。在一些另选实施方案中，风扇直径在310cm至400cm的范围内。
技术人员将理解，风扇叶片64可在操作中扩张，并且在巡航条件下的风扇顶端半径102可略大于在风扇23不使用时测量的风扇顶端半径102。可在巡航条件下限定风扇顶端半径102。然而，技术人员将理解，风扇顶端半径102的变化与风扇顶端半径相比通常较小，并且可使用在不操作时测量的半径。
毂部半径：
毂部半径r_hub是引擎10的中心线9和风扇叶片的前缘64a上的径向内部点(即，风扇叶片的气体洗涤表面的径向内部点)之间的(径向)距离103(单位为米)—这相当于风扇23的毂部66在每个叶片64的前缘从其延伸的点处的半径。
风扇面积：
扇面面积afan，也可描述为风扇的流面积，被定义为风扇叶片前缘顶端68a的轴向位置处风扇叶片顶端68和毂部66之间的环形面积。扇面面积在径向平面(即，垂直于引擎轴线9并且在平面的轴向位置处包含引擎的半径的平面)中测量。技术人员将理解，对于正被描述的风扇引擎10，afan至少基本上等于在风扇23的毂部66和紧邻前缘叶片顶端的短舱21的内表面之间形成的环形面积(因为叶片顶端前缘64a被布置成非常靠近短舱21的内表面—需要注意关于风扇壳21a的上述备注)，并且因此相当于扇面面积减去毂部66所占的面积。
如本文所提及的，风扇的流面积(afan)被定义为：
afan＝π(rfantip2-rhub2)
其中：
r_(fantip)为风扇23在前缘处(即，风扇叶片64的前缘的顶端68a处)的半径102(单位为米)；
r_hub为引擎的中心线和风扇叶片的前缘上的径向内部点(即，风扇叶片的气体洗涤表面的径向内部点)之间的距离103(单位为米)—这相当于风扇23的毂部66在每个叶片64的前缘所连接的点处的半径，并且可称为毂部半径103。
在各种实施方案中，风扇叶片64在其毂部66处的半径与风扇叶片在其顶端68处的半径的比率可小于0.33。
在所描述的实施方案中，流面积被限定在径向平面中，因此可以使用风扇顶端半径102和毂部半径103来计算。
在所描述的实施方案中，风扇顶端半径102在95cm至200cm或110cm至200cm的范围内。在一些实施方案中，风扇顶端半径在95cm至150cm或110cm至150cm的范围内。在一些另选实施方案中，风扇顶端半径在155cm至200cm的范围内。
在一些实施方案中，风扇直径(风扇半径102的两倍)在190cm至300cm或220cm至300cm的范围内。在一些另选实施方案中，风扇直径在310cm至400cm的范围内。
q：
准无因次质量流率q可被定义为：
其中：
w为以kg/s为单位通过所述风扇的质量流率；
t0为以开尔文为单位在扇面处的空气的平均滞止温度；
p0为以pa为单位在所述扇面处的空气的平均滞止压力；
afan为以m2为单位的所述扇面的面积；
如本文所提及的，扇面的面积(afan)被定义为：
其中：
d为风扇在前缘处(即，在风扇叶片的前缘的顶端处)的直径(单位为米)；
h为引擎的中心线和风扇叶片的前缘上的径向内部点(即，风扇叶片的气体洗涤表面的径向内部点)之间的距离(单位为米)；并且
t为引擎的中心线和风扇叶片的前缘上的径向外部点之间的距离(单位为米)(即，t＝d/2)；
afan也可称为风扇流面积，因为它对应于风扇的气体洗涤面积(毂部外部的叶片扫掠面积)。这可等效地表示为：
afan＝π(rfantip2-rhub2)
如上所描述。
在巡航条件下，q的值可在下述范围内：0.0295至0.0335；0.03至0.033；0.0305至0.0325；0.031至0.032，或者为大约0.031或0.032kgs-1n-1k1/2。因此，应当理解，q的值可在下限为0.029、0.0295、0.03、0.0305、0.031、0.0315或0.032并且/或者上限为0.031、0.0315、0.032、0.0325、0.033、0.0335、0.034、0.0345、或0.035的范围内。本文提及的所有q值均以单位kgs-1n-1k1/2提供。
温度
本文提及的所有温度均为总温度；静态温度加上速度/动能效应的总和。总温度也可称为滞止温度。除非另有说明，否则所有温度值均以开尔文列出，并且所有温度比率和上升同样以开尔文计算。所有温度均在巡航条件下定义，如上文所定义。具体地讲，巡航条件的isa标准可提供预期环境温度的指示。“平均”温度用于指示均值温度。
在所描述的实施方案中，对于所描述的实施方案的引擎10，可在中间巡航空气动力学设计点处定义或测量温度，该中间巡航空气动力学设计点被定义为mn0.85，并且高度为10700m(35,000英尺)，并且可选地更具体为10668m。技术人员将理解，这些巡航条件仅以举例的方式提供，并且可针对其他实施方案的引擎10而变化。在不同条件下，绝对温度值可变化，而比率保持在所述范围内。
本文提及以下温度，并且在下表1中提供了对每个温度的更详细描述。用于温度的编号对应于在sae标准as755f中提供的编号。
表1—温度
例如，在风扇直径在330至380cm的范围内的一个实施方案中，t120可为250k并且t125可为278k，使得风扇23上的温度上升为28k。压缩机出口温度(t30)可为834k。核心入口温度(t21)可为268k。第二涡轮出口温度(t42)可为1030k，并且第一涡轮出口温度(t50)可为612k。第二涡轮入口温度(t40)可为1560k，使得第二涡轮17上的温度下降为530k。
例如，在风扇直径在240至280cm的范围内的另选实施方案中，t120可为245k并且t125可为270k，使得风扇23上的温度上升为25k。压缩机出口温度(t30)可为780k。核心入口温度(t21)可为260k。第二涡轮出口温度(t42)可为1000k，并且第一涡轮出口温度(t50)可为630k。第二涡轮入口温度(t40)可为1480k，使得第二涡轮17上的温度下降为480k。
技术人员将理解，表1中列出的一个或多个温度可以各种方式测量或以其他方式测定，例如通过使用温度探头或耙子、通过建模或者通过根据在引擎10中其他地方测量(或以其他方式测定)的温度来间接测定。例如，t125(风扇顶端出口温度)可通过安装在旁路管道22中的出口导向叶片59(例如，如果存在多个旁路管道ogv，则为最接近风扇23的ogv59)的前缘上的一个或多个探头或者通过图4b中标记的区域中的任何地方的耙子来测量。类似地，t21(风扇根部出口温度)可通过安装在核心管道中的出口导向叶片24的前缘上的一个或多个探头或者通过图4b中标记的区域中的任何地方的耙子来测量。
技术人员将理解，表1中列出的一个或多个温度实际上可能难以测量，例如相对高的温度t40。因此，可根据其他地方的温度测量结果以及引擎特性和温度关系的知识推断各种温度。
位于引擎核心11的上游的风扇23包括毂部66以及从毂部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。
风扇转子入口温度(t120)被定义为在巡航条件下穿过每个风扇叶片64的前缘64a的气流的平均温度；具体地讲，该温度可在巡航条件下穿过每个风扇叶片64的前缘64a的径向外部被定义。技术人员将理解，每个风扇叶片64的前缘64a上的温度在风扇叶片64的整个前缘64a上可至少基本上相等，并且可采用外部部分上(或整个叶片长度上)的平均值。更具体地讲，t120可用于指代在巡航条件下每个风扇叶片64的前缘64a的径向外部(风扇顶端)部分上的温度，并且t20可用于指代在巡航条件下每个风扇叶片64的前缘64a的径向内部(风扇根部)部分上的温度。因此，风扇转子入口温度通常可用于t120或t20。
由于动压头/马赫数相关效应，风扇转子入口温度t120可高于环境温度，例如在一些实施方案中高约30k。因此，风扇转子入口温度(t120)可在相对较大的区域内的任何地方测量或计算，如图4b所示(短舱21内的任何地方并且直到风扇叶片64，因为在短舱21的最前缘处或附近可能发生比环境上升约30k)，但是更具体地可在风扇的前缘64a处或附近测量。在所描述的实施方案中，风扇转子入口温度t120约为250k。技术人员将理解，在其他实施方案中，该温度可基于诸如巡航高度的因素而变化。
根据t120的定义标准并且为了便于与如下所述的其他温度进行比较选择每个风扇叶片64的径向外部。技术人员将理解，对于在巡航时示出的引擎10，t10(短舱最前点处的温度)至少基本上等于t120(风扇叶片64的外部区域的前缘64a处/风扇顶端附近的温度)，因为基于马赫数的温度上升从该点开始生效，并且t10和t120也可基本上等于t20(风扇叶片64的内部区域的前缘64a处/风扇根部附近的温度)。
每个风扇叶片64的径向外部可被定义为每个风扇叶片64的被旁路气流b洗涤的部分，该旁路气流在通过风扇23之后围绕引擎核心11的外部流动(与穿过核心11的核心气流a相反)。在本文所述的实施方案中，该旁路气流b流动通过旁路管道22。
在所描述的实施方案中，引擎核心11具有限定在引擎10的中心线9和引擎核心11的最前顶端之间的核心半径105；最前顶端可称为分流器70，因为其将核心气流a与旁路气流b分开。每个风扇叶片64的径向外部通常是每个风扇叶片64的距引擎10的中心线9的径向距离大于核心半径105的部分。
技术人员将理解，实际上，流面110可相对于引擎轴线9倾斜和/或弯曲，使得在一些实施方案中，在距引擎10的中心线9略小于或等于核心半径105的径向距离处穿过风扇叶片64的一些气流仍可进入旁路流b。在所描述的实施方案中，流面110相对于引擎轴线9的斜率和/或曲率相对较小，使得使用分流器70的径向位置在测量误差内提供与使用流面110至少基本上相等的温度。因此，在设定的径向位置处进行分流可提供等效值，该等效值在一些情况下可比流管形状更容易确定。
所描述的实施方案的气体涡轮引擎10包括短舱21，该短舱围绕风扇23和引擎核心11并且在引擎核心11外部限定旁路管道22。在所描述的实施方案中，旁路气流b在离开风扇23之后流动通过旁路管道22。因此，在所描述的实施方案中，每个风扇叶片64的径向外部是每个风扇叶片64的横跨旁通管道22的入口延伸的部分。
风扇顶端转子出口温度(t125)被定义为在巡航条件下在每个风扇叶片64的后缘64b处每个风扇叶片64的径向外部上方的气流的平均温度。径向外部如针对前缘64a所定义。因此，t125对应于旁路流b离开风扇23时的温度。
因此，风扇顶端转子出口温度(t125)和风扇转子入口温度(t120)都是指位于空气b的旁路流中的风扇叶片部分(径向外部风扇叶片部分)上即将进入旁路管道22的气流温度。
风扇转子入口温度t20还可指位于空气a的核心流中的风扇叶片部分(径向内部风扇叶片部分/流面110的径向内侧的气流部分)的前缘上即将进入引擎核心11的气流温度，因为温度在叶片64的前缘64a上是相等的。这对于出口温度t125、t21通常是不同的，因为该温度通常在每个叶片的后缘64b上随半径变化。
技术人员将理解，当在巡航条件下时，气流温度通常在风扇23上增加，因为风扇叶片64对空气做功，并且这些功中的一些通常表现为热量。因此，出口温度t125、t21通常高于入口温度t120、t20。
因此，风扇顶端转子出口温度t125与风扇顶端转子入口温度t120的比率t125/t120可称为风扇顶端温度上升。风扇顶端温度上升可被定义为旁路流(图1中的b)中的风扇转子部分上的平均温度上升。在所描述的实施方案中，风扇顶端温度上升大于1，并且更具体地在1.11至1.05的范围内。温度上升可被定义为后续围绕引擎核心11的外部流动(作为流b)的风扇出口处的流的平均总温度与风扇23的入口处的平均总温度之比。
在所描述的实施方案中，风扇顶端温度上升相对低。在各种实施方案中，风扇23可在巡航时以相对低的速度旋转，以促进低温度上升。例如，风扇23可以小于2000rpm的速度旋转，并且/或者可具有低于mn1.1的顶端速度。此类实施方案的风扇23可具有等于或大于230cm的风扇直径。技术人员将理解，在各种实施方案中，可提供齿轮箱30以促进风扇23的较慢旋转，并且可围绕这些参数设计引擎循环。
可选择风扇23的空气动力学设计以促进如本文所述在风扇上获得相对低的温度上升。例如，风扇23可被设计成在巡航时具有以下压力比：
·风扇顶端压力比：在1.2至1.45的范围内；可选地在1.35至1.44的范围内；并且进一步可选地等于1.41；
·巡航时的风扇根部压力比：在1.18至1.30的范围内，并且可选地等于1.24；以及/或者
·风扇压力比：在1.35至1.43的范围内，并且可选地等于1.39。
风扇尖压力比被定义为后续流动(作为流b)通过旁路管道22的风扇出口处的流的平均总压力与风扇23的入口处的平均总压力之比。参考图4a和图4b，后续流动通过旁路管道22的风扇出口处的流的平均总压力为紧邻风扇23的下游并径向地位于流面110外部的表面上的平均总压力。
风扇根部压力比被定义为后续流动(作为流a)通过引擎核心11的风扇出口处的流的平均总压力与风扇23的入口处的平均总压力之比。参考图4a和图4b，后续流动通过引擎核心的风扇出口处的流的平均总压力为紧邻风扇23的下游并径向地位于流面110内部的流的平均总压力。风扇23的入口处的平均总压力为横跨引擎延伸(例如，从风扇叶片66的毂部66延伸到顶端68)并紧邻风扇23的上游的表面上的平均总压力。
风扇压力比被定义为风扇23的出口处的气流的平均总压力与风扇23的入口处的气流的平均总压力的比率。
也可选择风扇的毂部与顶端比率(被定义为rhub/rfantip)作为风扇23的空气动力学设计考虑因素的一部分—对于所描述的引擎10，风扇23的毂部与顶端比率在0.285至0.2的范围内，并且可选地在0.24至0.27的范围内。
如上所述，每个叶片64的后缘64b上的温度通常随半径变化—进入旁路管道22的气流b的平均温度不同于进入引擎核心11的气流a的平均温度。因此，另一个温度t21被定义为进入引擎核心11的气流a的平均温度，其对应于每个风扇叶片64的后缘64a的径向内部上的平均温度(一旦考虑去除如上定义的径向外部，每个叶片64的径向内部就是叶片的其余部分)。t21可称为内部风扇转子出口温度或风扇根部出口温度。t21可称为核心入口温度，因为其是在巡航条件下进入引擎核心11的气流的平均温度。由于核心气流的温度在风扇叶片64的后缘64b与核心11内的第一定子/导向叶片24之间没有显著变化，因此可在如图4b中标记的该区域内的任何地方测量t21。例如，核心入口温度(t21)可被测量/定义为以下中的任一个或全部：
(i)核心壳体11a的最前点70(分流器70)的轴向位置处的核心气流的温度；
(ii)(最前/最低压力)压缩机14的最前定子或转子的前缘的轴向位置处的核心气流的温度；以及/或者
(iii)每个风扇叶片64的径向内部的后缘64b上的气流的温度，每个风扇叶片64的径向内部上的气流被布置成提供核心气流a。
压缩机出口温度(t30)被定义为压缩机15的出口处的气流的平均温度。t30在压缩机15的最后转子的后缘的轴向位置处定义。在所描述的实施方案中，位于压缩机15的出口与位于压缩机15下游的涡轮17的入口之间的燃烧设备16向离开压缩机15的气流提供热量，因此将进入涡轮17的流的温度从t30增加到t40—在一些实施方案中，t30和t40之间的差异可为约800k或更大。
在所描述的实施方案中，气体涡轮引擎包括多于一个压缩机14、15，并且更具体地包括两个压缩机。在此类实施方案中，压缩机出口温度t30在最高压力压缩机15的出口处定义。
核心温度上升可被定义为：
因此，核心温度上升可测量由风扇23和压缩机14、15两者引起的核心气流a温度的变化。核心温度上升被定义为核心压缩系统上的温度比率；这可被认为是核心热效率的量度。在所描述的实施方案中，核心温度上升在3.1至4.0的范围内，并且可选地在3.3至3.5的范围内。核心温度上升可等于3.33。
核心温度上升与风扇顶端温度上升的比率可被定义为：
由于核心流a和旁路流b两者的温度在风扇叶片64的前缘64a处相同(t20＝t120)，因此相同的温度值t120可以用于每个流a、b，从而允许取消如上所示的t120。
核心温度上升与风扇顶端温度上升的比率可在2.845至3.8的范围内，并且可选地在2.9至3.2的范围内。在一些实施方案中，核心温度上升与风扇顶端温度上升的比率可等于3。因此，由于相对高的核心温度上升和相对低的风扇顶端温度上升，核心温度上升与风扇顶端温度上升的比率相对高。可基于这些参数设计引擎循环，并且/或者选择引擎参数。
在所描述的实施方案中，使用齿轮化架构和齿轮箱30来促进如上所述较低的风扇顶端温度上升。另外，选择压缩机设计以提供具有在高负载水平下有效的空气动力学设计的压缩机14、15。在所描述的实施方案中，压缩机设计包括13级或更多级压缩(包括作为第一级的风扇23)，以便提供所需的效果。在一些此类实施方案中，压缩机设计可包括最多16级压缩(包括风扇23)每个级可被定义为转子或转子-定子对。在所描述的实施方案中，在具有13级压缩的情况下—风扇23提供第一级，低压压缩机14提供后续三个级，而高压压缩机15提供最终九个级。在另选实施方案中，压缩级的总数量可变化，压缩机14、15的数量可变化，并且/或者一个或多个压缩机之间的分流可变化。
在所描述的实施方案中，压缩机14、15为轴向压缩机。在各种另选实施方案中，压缩机14、15中的一个或多个可为离心式压缩机。
因此，可实现压缩机上的高压力比和有效水平的核心压缩。
核心温度上升与风扇顶端温度上升的比率可被认为是核心压缩系统(包括风扇)上的温度上升与在巡航运行条件(即，中间巡航运行点，在所描述的实施方案中，其高度为10700m(35,000英尺)，或可选地更具体地为10668m，并且速度为0.85mn)下旁路压缩系统上的温度上升之间的关系。
核心压缩机温度上升可被定义为：
核心压缩机温度上升可在2.9至4.0的范围内，并且可选地在3.1至3.3的范围内。核心压缩机温度上升可例如等于3.12。
核心压缩机温度上升与风扇顶端温度上升的比率可被定义为：
核心压缩机温度上升与风扇顶端温度上升的比率可在2.67至3.8的范围内，并且更具体地在2.67至3.7或2.67至3.5的范围内。核心压缩机温度上升与风扇顶端温度上升的比率可在2.80至2.95的范围内，并且可选地可等于2.81。由于风扇顶端温度上升相对低并且/或者核心压缩机温度上升相对高，核心压缩机温度上升与风扇温度上升的比率可相对高。
与核心温度上升相比，核心压缩机温度上升不包括风扇根部69上的温度上升，因此仅测量由压缩机14、15施加给气流a的热量。
在所描述的实施方案中，通过使用齿轮化架构和齿轮箱30，允许风扇23比其他传动系部件更慢旋转来促进获得相对低的风扇顶端温度上升。可通过具有在高负载水平下有效的核心压缩机空气动力学设计(这通常可通过如上所述的13级压缩或更高级压缩来实现)来提供相对高的核心压缩机温度上升。
核心压缩机温度上升与风扇顶端温度上升的比率可被认为是在核心压缩系统(不包括风扇)上的温度上升与在巡航运行条件下旁路压缩系统上的温度上升之间的关系。
核心压缩机温度上升被定义为核心压缩系统上的温度比率；这可被认为是核心压缩机热效率的量度，通过该热量效率实现核心压缩机压力上升。
技术人员将理解，可调节以下引擎特征中的一个或多个以获得具有核心压缩机温度上升与风扇顶端温度上升的比率在指定范围内的引擎10：
·较大流面积风扇设计，其中风扇23被布置成以相对慢的速度旋转(可选地通过使用齿轮箱30来促进)，以便实现低风扇顶端温度上升；以及/或者
·核心压缩系统，其具有促进获得高热效率的高水平效率和优化负载。
风扇根部69上的低温度上升可促进风扇在可操作且机械可行的同时实现高推进效率。
风扇根部温度上升可被定义为：
风扇根部温度上升可在1.03至1.09的范围内，并且可选地在1.05至1.07的范围内。风扇根部温度上升可例如等于1.07。
核心压缩机温度上升与风扇根部温度上升的比率可使用风扇根部温度上升和核心压缩机温度上升来定义：
核心压缩机温度上升与风扇根部温度上升的比率可在2.76至4.1的范围内，可选地在2.8至3.2的范围内，并且可例如等于2.9。
引擎10可具有包括齿轮箱30的齿轮化架构。引擎10可具有高压力比和有效水平的核心压缩，例如通过具有在高负载水平下有效的核心压缩机空气动力学设计来实现，而该设计通常可以通过如上所述的13级压缩或更高级压缩来实现。
风扇根部69可被设计成具有低温度上升和低水平的功，以便于实现风扇的可操作性和获得高水平的推进效率。高水平的推进效率可由相对直的风扇根部69提供，该风扇根部相对于风扇顶端的曲率具有低水平的曲率。例如，风扇根部69的曲率可小于风扇顶端的曲率的60％。在所描述的实施方案中，叶片的根部部分的曲率比叶片的顶端部分的曲率小40％至60％，并且可选地小约50％。在另选或另外的实施方案中，根部部分的曲率可小于顶端部分的曲率，其量在上限为5％、10％、20％、30％、40％中的任一者且下限为40％、50％或60％中的任一者的范围内。列出的百分比是叶片弯度的百分比(即，与叶片68的前缘处的上弯线相切的线与在叶片68的后缘处与上弯线相切的线之间的差值)。技术人员将理解，风扇叶片的“根部部分”有时被认为是指风扇叶片64在毂部66内且用于将叶片64连接到毂部66的部分；这并不是本文所用的情况—根部部分69是指如本文在其他地方所述的叶片的径向内部，其从毂部66延伸并横跨核心的入口11延伸。如本文所定义的叶片的径向内部也可被技术人员称为叶片的“毂部区段”。
核心压缩机温度上升与风扇根部温度上升的比率在所列范围内的引擎10的总压力比(opr)可大于40。
在各种实施方案中，引擎核心11包括：
·第一低压涡轮19(有时称为低压涡轮或lpt)、第一压缩机14和将第一涡轮19连接到第一压缩机14的第一芯轴26；以及
·第二高压涡轮17(有时称为高压涡轮或hpt)、第二压缩机15和将第二涡轮17连接到第二压缩机15的第二芯轴27。
在此类实施方案中，第二涡轮出口温度(t42)可被定义为在巡航条件下第二涡轮17的出口处的气流的平均温度，并且第一涡轮出口温度(t50)可被定义为在巡航条件下第一涡轮19的出口处的气流的平均温度。t42可称为高压涡轮出口温度。t50可称为低压涡轮出口温度。
在其中引擎10包括多于两个涡轮17、19的实施方案中，可选择引擎10的最高压力涡轮17作为第二涡轮17，并且可选择引擎10的最低压力涡轮19作为第一涡轮19。
如图5a所示，t42可在第二涡轮17的最后转子的位置处测量，并且t50可在第一涡轮19的最后转子的位置处测量。
在所描述的实施方案中，第一涡轮19紧邻第二涡轮17的下游定位。因此，第二涡轮出口温度t42可在第二涡轮17和第一涡轮19之间的任何地方测量，并且也可类似于或等于第一低压力涡轮19的入口温度(t44)。图5b示出了t42的测量区域。技术人员将理解，例如由于冷却空气，在该区域上可能存在例如约10-20k温度变化。然而，这种差异可能太小而不会明显影响要求保护的比率。
在具有多于两个涡轮17、19的实施方案中，最高压力涡轮出口温度t42可不类似于或等于最低压力涡轮入口温度t44。
在所描述的实施方案中，(最)低压力涡轮19紧邻核心出口喷嘴的上游定位。t50可在第一涡轮19的最后转子的位置处或在核心出口喷嘴内的任何地方测量。技术人员将理解，核心气流温度将随着其离开引擎10而逐渐与周围大气平衡。图5b示出了t50的测量区域。
低压涡轮温度变化可被定义为：
低压涡轮19的温度变化可另选地如下定义，需要注意的是第一涡轮入口温度t44通常与第二涡轮出口温度t42相当：
技术人员将理解，在使用中，温度在涡轮上下降，使得到第一(低压)涡轮19的入口温度(t42)高于第一涡轮19的出口温度(t50)。因此，该温度变化可被描述为温度下降或温度下落。
在具有多于两个涡轮17、19的实施方案中，低压涡轮(lpt)温度变化可替代地称为最低压涡轮温度变化—提供仅在最低压力涡轮上的温度变化的量度。
因此，低压涡轮温度变化提供了lpt19喷嘴导向叶片19a的前缘(lpt19的最前转子-定子对中的定子)和lpt19的最终转子级19c的后缘之间的平均温度变化的量度，如图5a所示。
低压涡轮温度变化(t42/t50)可在1.6至1.85的范围内，并且可选地在1.65至1.8的范围内。低压涡轮温度变化可例如等于1.68。
涡轮温度变化与风扇顶端温度变化的比率可如下所示使用如上定义的风扇顶端温度上升来定义：
涡轮温度变化与风扇顶端温度变化的比率可高于已知引擎中的比率，例如在1.46至2.0的范围内，并且可选地在1.46至1.66的范围内。在一些实施方案中，涡轮温度变化与风扇顶端温度变化的比率可低于2.00，并且可选地在1.5至1.8的范围内。
在具有该温度关系的各种实施方案的引擎10中，可存在以下特征中的一个或多个：
·齿轮箱允许lpt19以更高的速度运行，例如最大运行速度介于4500和8000rpm之间，例如对于风扇直径在330cm至380cm范围内的风扇23；或者另选地例如最大运行速度介于7000和12000rpm之间，例如对于风扇直径在240cm至280cm范围内的风扇23；
ο技术人员将理解，在具有齿轮箱30的实施方案中，lpt速度通常等于风扇速度乘以齿轮箱30的齿轮比率。
·lpt19具有有利的级负载，例如具有三个或更多个转子级；
·与风扇顶端曲率相比，有效的空气动力风扇设计例如具有相对低的风扇根部曲率(如本文其他地方更详细地描述)；
·风扇23被布置成在巡航时以相对慢的速度旋转，可选地由齿轮箱30实现；
ο在巡航条件下风扇的旋转速度可例如小于2500rpm或小于2300rpm。
ο对于风扇直径在220cm至300cm(例如240cm至280cm或250cm至270cm)范围内的引擎，风扇速度可在1700rpm至2500rpm的范围内，例如在1800rpm至2300rpm的范围内，例如在1900rpm至2100rpm的范围内。
ο对于风扇直径在330cm至380cm范围内的引擎，风扇速度可在1200rpm至2000rpm的范围内，例如在1300rpm至1800rpm的范围内，例如在1400rpm至1800rpm的范围内。
并且/或者
·引擎被设计成具有低比推力、高旁路比率和低风扇压力比(风扇23的出口处的气流的平均总压力与风扇23的入口处的气流的平均总压力的比率)。
ο“低比推力”可在各种实施方案中指在60至100nkg-1s的范围内并且可选地在70至90nkg-1s的范围内的巡航条件下的推力。例如，巡航时的推力可等于或低于90nkg-1s，并且可选地等于或低于88或85nkg-1s。
ο“高旁路比率”可在各种实施方案中指在例如12.5至30的范围内的巡航条件下的旁路比率；
ο“低风扇压力比”可在各种实施方案中指在1.2至1.45的范围内的巡航条件下的风扇压力比；并且可选地在1.35至1.43的范围内。此外可选地，巡航时的风扇压力比可在1.37至1.41或1.38至1.40的范围内。例如，巡航时的风扇压力比可等于1.39。在另选或另外的实施方案中，巡航时的风扇压力比可等于或约为1.35、1.36、1.37、1.38、1.39、1.40、1.41、1.42或1.43，并且可例如在1.39至1.43、1.35至1.40和/或1.37至1.40的范围内。
为了便于操作低压涡轮(lpt)19以便提供更大的温度变化(低压涡轮19上更大幅度的温度下落)，可提供齿轮箱30以允许lpt19以有利的更高速度运行。
lpt19可被设计成为更大的温度变化提供有利的级负载。尽管取决于引擎推力，但是这种设计通常可通过具有三个或更多个转子级并且任选具有四个或更多个转子级的lpt来实现。
在包括第二高压涡轮17、第二压缩机15、将第二涡轮17连接到第二压缩机15的第二芯轴27，以及第一低压涡轮19、第一压缩机14和将第一涡轮19连接到第一压缩机14的第一芯轴26的引擎核心11中，第二涡轮入口温度(t40)可被定义为在巡航条件下第二涡轮17的入口处的气流的平均温度。t40可在高压涡轮17的入口喷嘴导向叶片17a的上游(前)缘处测量/限定，如图5a所示。入口喷嘴导向叶片17a可被认为是高压涡轮17的最前定子。在所描述的实施方案中，由于燃烧设备16，气流温度在压缩机15的出口和涡轮17的入口之间增加；因此，t40可在燃烧设备16的出口和第二涡轮17的入口之间的任何地方测量或测定，如图5b中标记，并且更具体地可在第二涡轮17的最上游定子17a的前缘处测量或以其他方式测定。
(最)高压涡轮温度变化可被定义为：
因此，高压涡轮(hpt)温度变化可被定义为hpt17入口喷嘴导向叶片17a(hpt17的最前定子)的上游和hpt17的最终转子级后之间的平均温度变化，如图5a所示。
在具有多于两个涡轮17、19的实施方案中，高压涡轮温度变化可替代地称为高压涡轮温度变化，并且可以是除了最低压力涡轮19之外的所有涡轮上的温度变化的量度。如果第二涡轮17是最高压涡轮，则因此可在计算比率时用最低但一个压力涡轮出口温度(可至少基本上等于最低压力涡轮入口温度t44)代替第二涡轮出口温度t42。在此类实施方案中，t44可不类似于或等于t42。高压涡轮温度变化可在1.40至1.55的范围内，并且可选地在1.44至1.52的范围内。高压涡轮温度变化可等于1.5，例如为1.50或1.51。
然后可如下定义低压涡轮温度变化与高压涡轮温度变化的比率，需要注意的是t42通常至少类似于t44(例如，在10-20k内)：
低压涡轮温度变化与高压涡轮温度变化的比率(也可称为温度下降比率)可在1.09至1.30的范围内，并且可选地在1.10至1.25的范围内。
低压涡轮温度变化与高压涡轮温度变化的比率提供了在巡航运行条件下低压涡轮19上的温度变化与高压涡轮17上的温度变化之间的关系。
为了减少燃料燃烧，并且可选地减小或最小化核心尺寸，和/或最大化高压涡轮上的热效率，本发明人意识到，高压涡轮(hpt)17上相对低的温度变化(与低压涡轮19上的温度变化相比)可能是有益的。
在各种实施方案中，该相对低的hpt温度变化可通过使用具有有效设计(例如，具有两个转子级或仅具有单个转子级)的hpt17来获得。
在所描述的实施方案中，第一涡轮19被布置成接收来自第二涡轮17的出口的气流，使得第一涡轮入口温度(t42)大致类似于第二涡轮出口温度(t42)，有时由于引入冷却空气而具有10至20k的差异。
在所描述的实施方案中，第二涡轮17被布置成接收来自(高压)压缩机15的出口的气流；该气流穿过压缩机和涡轮之间的燃烧设备16，使得t30(第二涡轮入口温度)高于压缩机出口温度t40。
在具有该温度关系的各种实施方案的引擎10中，可存在以下特征中的一个或多个：
·齿轮箱被布置成允许lpt19以有利的更高速度运行；
·lpt19具有最佳的级负载，例如具有三个或更多个转子级19a、19b、19c；
·高压压缩机15具有空气动力设计和低负载水平，例如具有九个或更多个转子级；
·有效的hpt17例如具有两个转子级或更少转子级。
本公开还涉及在飞行器50上操作气体涡轮引擎10的方法1000。方法1000在图8中示出。方法1000包括启动1002引擎10(例如，在跑道上滑行之前)，并且在飞行器50的滑行、起飞和爬升期间操作1004该引擎，以便达到巡航条件。一旦达到巡航条件，方法1000然后包括操作1006在本文其他地方的实施方案中描述的气体涡轮引擎10，以在巡航条件下提供推进。
操作气体涡轮引擎10，使得本文定义的任何一个或多个参数或比率在指定范围内。例如，该方法包括操作1006气体涡轮引擎10，使得实现以下任何一个或多个：
a)风扇毂部与顶端的比率为：
在0.2至0.285的范围内；并且
风扇顶端温度上升为：
在1.11至1.05的范围内；
b)核心温度上升与风扇温度上升的比率：
在2.845至3.8的范围内；
c)核心压缩机温度上升与风扇顶端温度上升的比率：
在2.67至3.8的范围内，并且可选地在2.67至3.7的范围内；
d)核心压缩机温度上升与风扇根部温度上升的比率：
在2.76至4.1的范围内；
e)涡轮温度变化与风扇顶端温度变化的比率：
在1.46至2.0的范围内；并且/或者
f)低压涡轮温度变化与高压涡轮温度变化的比率：
在1.09至1.30的范围内，并且可选地在1.10至1.25的范围内。
图10示出了具有附接到其每个翼部52a、52b的气体涡轮引擎10的示例性飞行器50。每个气体涡轮引擎10经由相应的挂架54a、54b附接。当飞行器50在如本文所定义的巡航条件下飞行时，每个气体涡轮引擎10根据本文定义的参数操作。例如，气体涡轮引擎10运行，使得获得针对上述方法1000定义的条件(a)至(f)中的任何一个或多个。
应当理解，本实用新型不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。
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