燃烧器布置结构的制作方法

本公开涉及燃烧器布置结构和包括燃烧器布置结构的气体涡轮引擎。

背景技术：

1、与气体涡轮引擎相关联的燃烧器布置结构通常包括用于在气体涡轮引擎的操作期间将燃料供应到燃烧室中的一个或多个燃料喷射器。燃料喷射器通常设置在燃烧器布置结构的仪表面板中形成的孔中。此外，燃烧器布置结构包括一个或多个密封件。每个密封件围绕并邻接对应燃料喷射器。常规密封件包括大致环形的结构和扩口部分。密封件是确保在气体涡轮引擎的操作期间通过仪表面板维持密封件的浮动部件。密封件经受热燃烧气体，该热燃烧气体需要使用冷却流体来冷却密封件以用于实现密封件的期望温度。因此，密封件包括限定在其中的多个冷却孔。在一些示例中，冷却流体可以是从压缩机接收的空气。冷却流体可减小密封件的温度和/或燃料喷射器的温度。冷却孔通常相对于密封件的中心轴线成角度地延伸。

2、冷却孔的当前设计引入具有轴向速度分量和径向速度分量的冷却流体。因此，冷却流体可被成角度地引导通过冷却孔，使得冷却流体被引导朝向扩口部分，由此提供扩口部分的撞击冷却。此外，冷却流体可通过扩口部分径向向外转向。此外，泄漏流量可在密封件与燃料喷射器之间实现，从而提供辅助冷却机构。辅助冷却机构可能不是有效的，因为泄漏流量可以是可忽略的并且在气体涡轮引擎的操作期间可关闭。

3、此外，常规密封件可能不提供集成冷却/混合解决方案。更具体地，常规密封件的设计可能未提供密封件以及燃料喷射器的足够冷却。在一些示例中，密封件的不足冷却可能导致密封件的劣化。更具体地，扩口部分上的冲击冷却可能无法有效地充分减小密封件的温度以防止扩口部分的熔化和回烧。扩口部分的熔化可导致可沉积到燃烧器布置结构的一个或多个部件上的材料的释放。熔化材料的沉积可导致冷却孔的堵塞，这可进一步增加密封件和/或燃料喷射器的温度，由此减小部件寿命。此外，扩口部分的熔化也可导致燃料喷射器暴露于升高温度，从而导致燃料喷射器在服务中过早侵蚀和裂化。在一些示例中，燃料喷射器暴露于热燃烧气体可导致燃料喷射器的尖端的侵蚀。此外，由于不足冷却而引起的密封件的扩口部分的氧化也可增加燃烧室的排放水平。在一些示例中，密封件的氧化可导致火焰位置的改变，这继而可使燃烧器布置结构的热屏蔽件暴露于热燃烧气体。

4、在一些示例中，离开密封件的冷却流体可与由燃料喷射器递送的燃料和空气混合物混合。在一些示例中，冷却流体可能不利地影响由燃料喷射器供应的燃料和空气混合物，这继而可影响燃烧室中的燃料和空气混合物的燃烧。例如，冷却流体可导致燃烧室的排放水平的不期望增加。

技术实现思路

1、在第一方面，提供了一种燃烧器布置结构。该燃烧器布置结构包括燃料喷射器。该燃烧器布置结构还包括密封件，该密封件围绕该燃料喷射器布置并且具有上游端和下游端。该密封件包括环形主体，该环形主体至少部分地邻接该燃料喷射器。该环形主体围绕中心轴线周向延伸并且沿该中心轴线从该上游端轴向延伸到该下游端。该环形主体包括面向该燃料喷射器的内表面。该内表面从该上游端轴向延伸到该下游端。该环形主体还包括相对于该中心轴线与该内表面径向间隔开并且背离该燃料喷射器的外表面。该外表面从该上游端轴向延伸到该下游端。该环形主体还包括多个狭槽，该多个狭槽设置在该内表面上并且相对于该中心轴线彼此周向间隔开。每个狭槽至少部分地从该下游端轴向延伸到该上游端。每个狭槽被设置成其最大长度与该燃料喷射器流体接触。该密封件还包括凸缘，该凸缘在该上游端处从该环形主体的该外表面径向延伸。

2、与该燃烧器布置结构相关联的该密封件可包括具有该多个狭槽的无扩口设计。与密封件相关联的狭槽可被体现为基本上全长的狭槽。此外，流过基本上全长的狭槽的冷却流体可允许密封件和燃料喷射器的冷却。此外，用过的冷却流体然后可本地递送到燃料喷射器的燃料喷雾锥，这继而可在烟雾方面提供对引擎排放的益处。本文所述的密封件可提供密封件和燃料喷射器的改进冷却。此外，密封件可减小烟雾排放，由此解决与密封耐久性和引擎排放认证相关联的问题。狭槽设置在密封件的内表面上，这可使得能够沿密封件的长度进行高水平的对流热传递并且可提供用于有效地冷却密封件的热部分的装置。此外，流过狭槽的冷却流体也可增强燃料喷射器的外径处的热传递。此外，狭槽在内表面上的放置还可在密封件与燃料喷射器的外径之间的界面处生成径向正压，这可进而通过压力驱动冷却流体。此特征还可改善密封件的耐久性，这可防止密封件的快速氧化。在一些示例中，跨密封件的压差可产生空气动力学轴承，该空气动力学轴承可减小密封件和/或燃料喷射器的接触负载和操作磨损。

3、此外，如上所述，本文描述的密封件的设计可通过实现冷却流体与燃料喷雾锥的相互作用来解决引擎排放问题。具体地，冷却流体可离开紧密接近燃料喷射器的狭槽，这可允许对燃料喷雾锥角的控制。例如，通过将冷却流体本地引入燃料喷雾锥，可使燃料喷雾锥角变窄，这可进而减小主要区(即，燃烧室的前区段)中的燃烧过程的停留时间。主要区可主要负责烟雾排放的产生。此外，本文描述的密封件可以是紧凑的且轻型的。此外，密封件可经由一系列过程来制造，诸如铸造、放电加工(edm)、研磨、增材层制造(alm)、扩孔等，从而提供供应链灵活性。此外，密封件可在现有燃烧器布置结构中进行改装而没有对燃烧器布置结构的任何改变。

4、在一些实施方案中，每个狭槽沿狭槽轴线延伸。每个狭槽的狭槽轴线平行于中心轴线或相对于该中心轴线以斜角周向地成角度。当每个狭槽的狭槽轴线相对于中心轴线周向地成角度时，狭槽可包括增加的长度，其进而可增加冷却流体与密封件和/或燃料喷射器的一个或多个部分之间的对流热传递。此外，此特征还可用于控制用过的冷却流体与燃料喷雾锥的相互作用，即共旋转以用于减小的相互作用和反旋转以用于最大的相互作用。

5、在一些实施方案中，每个狭槽相对于该中心轴线的角宽度沿该狭槽轴线是均匀的或可变的。

6、在一些实施方案中，每个狭槽的该角宽度从该上游端到该下游端逐渐增加或减少。更具体地，在一些情况下，狭槽可具有会聚横截面，该会聚横截面可加速冷却流体在密封件的出口处的流量。这种特征可确保密封件和/或燃料喷射器的高温区域中的增加的热传递。

7、在一些实施方案中，每个狭槽具有沿径向方向相对于中心轴线的最大径向高度。每个狭槽的最大径向高度是环形主体的从内表面到外表面的最大径向厚度的至多90％。

8、在一些实施方案中，每个狭槽具有沿周向方向相对于中心轴线的最大角宽度。最大角宽度等于或不同于最大径向高度。

9、在一些实施方案中，最大角度宽通过小于或等于90的因子大于最大径向高度。

10、在一些实施方案中，最大角宽度小于最大径向高度。

11、在一些实施方案中，每个狭槽具有沿中心轴线的最大狭槽长度。每个狭槽的最大狭槽长度是环形主体的从上游端到下游端的最大轴向长度的至少90％。因此，沿最大轴向长度的主要部分轴向延伸的狭槽可允许冷却流体与密封件或燃料喷射器的一个或多个部分之间的热传递速率的增加。

12、在一些实施方案中，每个狭槽的最大狭槽长度小于环形主体的最大轴向长度。

13、在一些实施方案中，每个狭槽的最大狭槽长度基本上等于环形主体的最大轴向长度。此特征可允许冷却流体与密封件或燃料喷射器的一个或多个部分之间的热传递速率的增加。

14、在一些实施方案中，每个狭槽从接近密封件的上游端的上游狭槽端延伸到设置在密封件的下游端处的下游狭槽端。上游狭槽端相对于中心轴线与密封件的上游端轴向间隔开。

15、在一些实施方案中，内表面至少部分地接触燃料喷射器。每个狭槽从内表面部分地朝向外表面径向延伸。

16、在一些实施方案中，环形主体还包括多个狭槽壁。每个狭槽壁限定来自多个狭槽的对应狭槽。狭槽壁包括多个凹陷部和多个突出部中的至少一者。凹陷部和/或突出部可增加冷却流体与密封件的一个或多个部分之间的热传递速率。

17、在一些实施方案中，环形主体还包括从内表面延伸并且相对于中心轴线彼此周向间隔开的多个壁部分。每个壁部分至少部分地接触燃料喷射器。每个狭槽由内表面和来自多个壁部分的一对对应相邻壁部分限定。

18、在一些实施方案中，每个狭槽具有相对于中心轴线的最大角范围。最大角范围小于120度。

19、在一些实施方案中，多个狭槽包括至少三个狭槽。

20、在一些实施方案中，每个狭槽具有横截面形状，该横截面形状是半圆形、矩形、凹形、正方形和梯形中的至少一者。在一些示例中，横截面形状可包括弯曲部分以帮助制造密封件并且减小来自锋利边缘的接触磨损。此外，横截面形状可包括高纵横比，其可增加狭槽内的热传递区域。

21、在一些实施方案中，环形主体的外表面沿中心轴线具有基本上均匀的外径。因此，本文所述的密封件可消除与常规密封件相关联的扩口部分，由此减小制造密封件的复杂性。此外，不存在扩口部分可减小由于如常规密封件中的扩口部分的氧化和/或熔化而导致的在狭槽出口处的材料积聚的可能性。

22、在一些实施方案中，燃烧器布置结构还包括具有冷侧面和热侧面的仪表面板。仪表面板具有在热侧面和冷侧面之间延伸通过仪表面板的孔。该密封件的尺寸被设定成通过该仪表面板的该孔配合，使得该密封件的该上游端接近该仪表面板的该冷侧面，并且该密封件的该下游端接近该仪表面板的该热侧面。每个狭槽被配置为在该密封件的该上游端处接收该冷却流体并且在该密封件的该下游端处排放该冷却流体，使得该冷却流体在流过每个狭槽时接触该燃料喷射器。

23、在第二方面，提供了一种气体涡轮引擎，其包括第一方面的燃烧器布置结构。

24、本公开可整体涉及与气体涡轮引擎的燃烧器布置结构相关联的密封件。

25、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。

26、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，以便以比芯轴更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)。

27、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。该引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。所述第二涡轮、所述第二压缩机和所述第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。

28、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导管)从第一压缩机接收流。

29、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。

30、该齿轮箱可以是减速齿轮箱(因为至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“恒星”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，齿轮传动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“恒星”齿轮箱，其具有在3.1或3.2到3.8的范围内的齿轮传动比。在一些布置结构中，该齿轮传动比可在这些范围之外。

31、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。

32、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轮叶，该排定子轮叶可为可变定子轮叶(因为该排定子轮叶的入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。

33、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轮叶。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。

34、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至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。

35、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。

36、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，或例如在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、或例如在1400rpm至1800rpm的范围内。

37、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/u尖端2，其中dh是跨风扇的焓升(例如1-d平均焓升)，并且u尖端是风扇尖端的(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)。在巡航条件下的风扇尖端负载可大于(或大约为)以下中的任何一个：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(本段中的所有单位为jkg-1k-1/(ms-1)2)。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。

38、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导管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。该旁路导管可以是基本上环形的。该旁路导管可位于引擎核心的径向外部。旁路导管的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。

39、本文描述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎的总压力比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(进入燃烧器之前)的滞止压力之比。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、或75。总压力比可在由前一句中的任何两个值限定(即，这些值可形成上限或下限)的包含范围内，例如在50至70的范围内。

40、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。

41、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/或受权利要求书保护的气体涡轮可产生至少为(或大约为)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/或受权利要求书保护的气体涡轮可能够产生在330kn至420kn范围内，例如350kn至400kn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。

42、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，例如刚好在自身可被称为喷嘴导向轮叶的第一涡轮轮叶的上游。在巡航时，该tet可至少为(或大约为)以下中的任何一个：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)以下中的任何一个：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，或例如在最大起飞(mto)条件下发生最大tet。

43、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基于铝的材料(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、冰或其他材料的)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)。

44、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在径向上延伸。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。

45、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导管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。

46、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。

47、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气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器的引擎数量的情况下，提供将确保该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。

48、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iso 2533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。

49、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的范围内。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。

50、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，或例如大约11000m。巡航条件可对应于在这些范围内的任何给定高度处的标准大气条件。

51、仅以举例的方式，巡航条件可对应于提供在前进马赫数0.8下的已知的所需推力水平(例如，在30kn至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进马赫数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。

52、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，中间巡航条件)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。

53、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/或受权利要求书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。

54、根据一个方面，提供了一种操作如本文所述和/或受权利要求书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。

55、根据一个方面，提供了一种操作包括如本文所述和/或受权利要求书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。

56、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。