具有风扇叶片和出口导向轮叶的声学间距的燃气涡轮发动机 |
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| 申请号 | CN202311428592.2 | 申请日 | 2023-10-31 | 公开(公告)号 | CN117988980A | 公开(公告)日 | 2024-05-07 |
| 申请人 | 通用电气公司; | 发明人 | 布兰登·韦恩·米勒; 埃格伯特·格特西玛; 亚瑟·W·西巴赫; 安德鲁·胡德基; 蒂莫西·理查德·德普伊; 约翰·C·席林; 弗兰克·沃斯奥夫; 中野嗣治; | ||||
| 摘要 | 一种燃气 涡轮 发动机 ，包括 风 扇、联接到风扇的核心涡轮发动机、容纳风扇和核心涡轮发动机的风扇壳体、在核心涡轮发动机和风扇壳体之间延伸的多个出口导向轮叶、以及声学间距。风扇包括限定风扇直径和BEAL的多个 风扇 叶片 。风扇壳体包括入口和入口与风扇之间的入口长度。声学间距包括风扇与多个出口导向轮叶之间的距离，并且与BEAL相结合确定 燃气涡轮发动机 的声学间距比。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，包括： |
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| 说明书全文 | 具有风扇叶片和出口导向轮叶的声学间距的燃气涡轮发动机技术领域背景技术[0002] 用于飞行器的燃气涡轮发动机通常包括风扇、压缩机、燃烧区段、涡轮区段和喷嘴区段。风扇推动进入燃气涡轮发动机的空气进入压缩机。随着空气被导向进入燃烧区段，压缩机增加空气的压力。燃烧区段使加压空气与燃料燃烧以产生燃烧气体。燃烧气体被导向通过涡轮区段并经由喷嘴区段离开燃气涡轮发动机，从而产生推力。 附图说明 [0003] 图1示出了根据一个示例的示例性燃气涡轮发动机的示意图。 [0004] 图2示出了根据一个示例的燃气涡轮发动机的风扇叶片的俯视图。 [0005] 图3是根据一个示例的具有声学间距的燃气涡轮发动机的局部视图。 [0006] 图4A示出了根据一个示例的相对于声学间距的示例性范围的BEAL的示例性范围。 [0007] 图4B示出了根据另一个示例的相对于声学间距的示例性范围的BEAL的示例性范围。 [0008] 图4C示出了根据另一个示例的相对于声学间距的示例性范围的BEAL的示例性范围。 [0009] 图5示出了示例性燃气涡轮发动机的示例性声学间距比。 具体实施方式[0010] 为了本说明的目的，本文描述了本公开实施例的某些方面、优点和新颖特征。所公开的方法、装置和系统不应被解释为以任何方式进行限制。相反，本公开针对各种公开的实施例的所有新颖和非显而易见的特征和方面，单独地以及彼此之间的各种组合和子组合。所述方法、装置和系统不限于任何特定方面或特征或其组合，所公开的实施例也不要求存 在任何一个或多个特定优点或要解决的问题。 [0011] 结合特定方面、实施例或示例描述的特征和特性应理解为适用于本文描述的任何其他方面、实施例或示例，除非与之不兼容。本说明书(包括任何随附的权利要求、摘要和附图)中公开的所有特征和/或如此公开的任何方法或过程的所有步骤可以以任何组合进行 组合，除了这些特征和/或步骤中的至少一些相互排斥的组合。 [0012] 尽管为了方便介绍，以特定的顺序描述了一些公开方法的操作，但应该理解的是，这种描述方式包括重新排列，除非特定语言需要特定的顺序。例如，在某些情况下，顺序描述的操作可以被重新排列或同时执行。此外，为了简单起见，附图可能没有示出所公开的方法可以与其他方法结合使用的各种方式。此外，本说明有时使用诸如“提供”或“实现”之类的术语来描述所公开的方法。这些术语是对所执行的实际操作的高级概括。对应于这些术语的实际操作可以根据特定的实施方式而变化，并且是本领域普通技术人员相对可辨别 的。 [0013] 如本文所用，术语“一”、“一个”和“至少一个”包含一个或多个指定元件。也就是说，如果存在两个特定元件，那么这些元件中的一个元件也存在，并且因此存在“一个”元件。术语“多个”是指指定元件中的两个或多个。如本文所使用的，在元件列表的最后两个之间使用的术语“和/或”是指所列出的元件中的任何一个或多个。例如，短语“A、B和/或C”是指“A”、“B”、“C”、“A和B”、“A和C”、“B和C”或“A、B和C”。如本文所用，术语“联接”通常指物理地、化学地、电气地、磁性地或以其他方式联接或链接，并且不排除在没有特定相反语言的情况下，联接项目之间存在中间元件。 [0014] 如本申请和权利要求中所用，术语“向前”和“前”是指朝向燃气涡轮发动机入口定向的上游方向。 [0015] 如本申请和权利要求中所用，术语“向后”或“后”是指朝向燃气涡轮发动机出口定向的下游方向。 [0016] 如本申请和权利要求中所用，术语“轴向”是指沿着燃气涡轮发动机的中心纵向轴线从燃气涡轮发动机的前部延伸到燃气涡轮发动机的后部的维度。 [0017] 如本申请和权利要求中所用，术语“径向”是指从中心纵向轴线径向向外延伸的维度。 [0018] 如本申请和权利要求中所用，术语“OGV”是指燃气涡轮发动机的出口导向轮叶。 [0019] 燃气涡轮发动机在操作期间会产生显著的噪声，因此需要减少产生的噪声量。所产生的噪声程度是发动机部件的相对位置等因素的函数。对发动机架构(如旋转零件下游 轮叶的相对位置和轮叶的翼型件特性)的修改可能会对产生的噪声产生重大影响。然而，为减少噪声而做出的改变也会对重量、阻力等方面的性能产生负面影响。不能简单地改变相 对位置或翼型件特性而不对发动机阻力、重量等施加重大惩罚。因此，一方面，减少噪声包络以满足更严格的社区噪声要求，另一方面，为了减少起飞时产生的噪声，不否定性能改进(重量、阻力、比燃料消耗等)，这两者之间需要进行艰难的权衡。减少燃气涡轮发动机噪声的传统方法，如改变风扇压力比(“FPR”)，可能不足以满足日益严格的社区噪声要求。 [0020] 本公开的发明人已经发现，通过在风扇叶片和OGV之间提供特定范围的声学间距，结合发动机架构的某些其他特征的特定范围，可以实现更安静的燃气涡轮发动机。风扇叶 片和OGV的这种配置可以为涡轮风扇发动机保持期望的总体推进效率，同时期望地减少发 动机产生的噪声。作为确定该声学间距的过程的一部分，发明人发现，基于风扇的特定特征(例如，弦长、跨度、交错角、半径比、叶片数量)确定的声学间距与叶片有效声学长度的比率之间的关系可以为燃气涡轮发动机的噪声减少提供所需的改进。 [0021] 图1是燃气涡轮发动机100的示意性横截面图，该燃气涡轮发动机100被配置为为飞行器产生推力或动力。在一些示例中，燃气涡轮发动机100可以是被配置为产生至少 17500马力的推力的飞行器发动机。在其他示例中，燃气涡轮发动机100可以是被配置为产 生1至17500马力之间的推力的飞行器发动机。 [0022] 燃气涡轮发动机100限定了在燃气涡轮发动机100的前部和后部之间延伸的中心纵向轴线101。燃气涡轮发动机100包括以中心纵向轴线101为中心的核心涡轮发动机103、 设置在核心涡轮发动机101前方的风扇110、包围或容纳风扇110的风扇壳体180、以及设置 在风扇110后方并在核心涡轮发动机103和风扇壳体180之间径向延伸的出口导向轮叶 (“OGV”)190。图1示出了通常延伸到燃气涡轮发动机的后端的风扇壳体180；然而，在其他示例中，风扇壳体相对于燃气涡轮发动机的长度和/或相对位置(向前和/或向后)可以变化。 [0023] 风扇110被配置为推动空气通过燃气涡轮发动机100。在燃气涡轮发动机100的操作期间，风扇110将第一部分空气105吸入核心涡轮发动机103中。风扇110将第二部分空气 107吸入设置在核心涡轮发动机103外部的旁通流109中。风扇110包括风扇盘111和从风扇 盘111径向延伸的多个风扇叶片113。然而，风扇110的其他示例可以包括附加的或替代的部件。 [0025] 多个风扇叶片113联接到风扇盘111的圆周并围绕其均匀间隔开。多个风扇叶片113中的每一个包括风扇叶片根部115和风扇叶片尖端117，风扇叶片113在该风扇叶片根部 115处联接到风扇盘111，该风扇叶片尖端117设置成与风扇叶片根部115相对。风扇叶片根 部115朝向中心纵向轴线101径向向内定向，而风扇叶片尖端117远离中心纵向轴线101径向 向外定向。风扇叶片根部115和风扇叶片尖端117之间的距离限定了风扇叶片113的跨度或 长度。 [0026] 在一些示例中，风扇叶片113的数量(Nb)可以理想地在14到26个风扇叶片之间。在其他示例中，多个风扇叶片113的数量可以在20至24个风扇叶片、20至22个风扇叶片之间或 22个风扇叶片。 [0027] 风扇110的特性包括风扇压力比(“FPR”)。FPR被定义为从上游方向进入风扇110的空气的压力与在下游方向上离开风扇110的空气的压力的比率。在一些示例中，燃气涡轮发动机100的FPR可以大于或等于1.25并且小于或等于1.45。在其他示例中，FPR可大于1.30或1.35，且小于1.40。 [0028] 在操作期间，核心涡轮发动机103产生用于旋转风扇110的机械能。设置在风扇110后方的核心涡轮发动机103包括压缩机区段120、燃烧区段130、涡轮区段140、驱动轴系统 150、齿轮箱组件160和喷嘴区段170。然而，燃气涡轮发动机100的其他示例可以包括附加的或替代的部件。 [0029] 在操作期间，压缩机区段120压缩由风扇110推进到核心涡轮发动机103中的空气105或增加其压力。压缩机区段120通常是核心涡轮发动机103的最前部部件，因此可以直接设置在风扇110的后方。在一些示例中，压缩机区段120包括低压压缩机的一个或更多个级 和高压压缩机的一个或更多个级。 [0030] 燃烧区段130设置在压缩机区段120的后方，使由压缩机区段120加压的空气与燃料燃烧以产生燃烧气体。 [0031] 在操作期间，涡轮区段140通过从燃烧区段130产生的燃烧气体中提取热能和动能来产生动力。涡轮区段140产生任何合适范围的动力，该动力足以为风扇110提供动力。涡轮区段140包括高压涡轮141和低压涡轮143。高压涡轮141设置在燃烧区段130的后方，从离开燃烧区段130的燃烧气体中提取能量。低压涡轮143设置在高压涡轮141的后方，并从离开高压涡轮141的燃烧气体中提取能量。 [0032] 在一些示例中，低压涡轮143可包括多个低压涡轮级144、145、146、147。在图示的示例中，低压涡轮143可以是四级低压涡轮，其从前到后包括第一低压涡轮级144、第二低压涡轮级145、第三低压涡轮级146和第四低压涡轮级147。在一些示例中，低压涡轮包括三个级或更多个级，例如三个级、四个级或五个级。包括额外的低压涡轮级可以理想地增加从燃烧气体中提取的功的量，并且在一些示例中，低压涡轮包括四个级或更多个级，例如四个级或五个级。 [0033] 驱动轴系统150可包括将高压涡轮141联接到压缩机区段120的高压轴系统和将低压涡轮143连接到风扇110的低压轴系统，从而允许涡轮区段140为风扇110和压缩机区段 120提供动力。在一些示例中，驱动轴系统150可以将高压涡轮141联接到高压压缩机(未示 出)，并且可以将低压涡轮143联接到低压压缩机(未示出)和风扇110。在一些示例中，驱动轴系统150可以包括多个同心轴，这些同心轴被配置成绕中心纵向轴线101旋转并沿着中心 纵向轴线101延伸。 [0034] 齿轮箱组件160将涡轮区段140联接到风扇110。在一些示例中，齿轮箱组件160可以被配置为从多个源接收动力。在一些示例中，齿轮箱组件160可以被配置为从低压涡轮级 144、145、146、147中的每一个接收动力。齿轮箱组件160可以被配置为驱动风扇110或输出动力到风扇110，从而允许低压涡轮143和风扇110以它们各自的最佳转速旋转，而不影响其他部件的操作。在这些示例中的一些示例中，齿轮箱组件160可以包括一个或多个周转齿轮箱或任何其他合适的齿轮系，其被配置为将涡轮区段140联接到风扇110。 [0035] 齿轮箱组件160降低输出(至风扇)相对于输入(来自低压涡轮)的转速。在一些示例中，齿轮箱组件160的齿轮比可以是2‑4。例如，齿轮比可以是2‑2.9、3.2‑4或3.25‑3.75。 在一些示例中，齿轮箱组件的齿轮比可以大于4，例如4.1‑6.0或4.1‑5.0。 [0036] 一旦燃烧气体离开涡轮区段140，燃烧气体就通过喷嘴区段170并离开燃气涡轮发动机100。在一些示例中，喷嘴区段可以包括两个共环形喷嘴：燃烧喷嘴171和风扇喷嘴173。 燃烧喷嘴171是配置成允许燃烧气体离开核心涡轮发动机103的最中心的共环形喷嘴。风扇 喷嘴173是配置成允许空气离开旁通流109的最外面的共环形喷嘴。 [0038] 中空壳181保护和/或绝缘风扇110。中空壳181沿着中心纵向轴线101从入口183延伸到出口187。中空壳181的尺寸被设计为完全地(如图所示)或部分地包围核心涡轮发动机 103，使得入口183设置在风扇110的前方，而出口187设置在OGV 190的后方。中空壳181具有流线型形状以提高空气动力学性能。在一些示例中，中空壳181可以是流线型的或锥形的，使得入口183或中空壳181的前端部分具有比出口187或中空壳181的后端部分更宽的直径。 [0039] 在操作期间，入口183允许空气进入燃气涡轮发动机100。入口183包括在中空壳181中以中心纵向轴线101为中心的圆形的、面向前方的开口。在一些示例中，入口183可以相对于中心纵向轴线101成角度，使得入口183的顶部183a，即当燃气涡轮发动机100安装到飞行器上时在十二点钟位置处的入口183的一部分，在六点钟位置处的入口183的底部183b 前方延伸，如图所示。 [0040] 入口183和中空壳181在中空壳181的最前部边缘部分处限定了沿着入口183的圆周延伸的唇缘185。唇缘185轮廓设计成或弯曲成提高空气动力学性能和/或减少流动分离。 例如，唇缘185可以轮廓设计成使得中空壳181在风扇110的前方形成沙漏形状(在横截面 中)。 [0041] 在操作期间，出口187允许空气和燃烧气体离开风扇壳体180。出口187包括在中空壳181中的圆形的、面向后方的开口。出口187可以以燃气涡轮发动机100的中心纵向轴线 101为中心并与之正交。 [0042] 可以提供声学处理189，以在操作期间对风扇壳体180进行声学隔离，从而理想地减少燃气涡轮发动机100发出的噪声量。声学处理189可以包括设置在中空壳181的圆周内 表面上的多层衬垫。当设置在中空壳181的圆周内表面上时，多层衬垫可以包括径向最内的多孔层、中间分隔层和径向最外的不可渗透层。在一些示例中，声学处理189设置在中空壳 181的内表面的在风扇110和OGV 190之间延伸的部分上。 [0043] OGV 190将风扇壳体180联接到核心涡轮发动机103，并将旁通流109中的空气107导向风扇喷嘴173和出口187。OGV 190径向向外延伸到风扇壳体180的中空壳181的圆周内 表面，并且可以以径向均匀的方式围绕核心涡轮发动机103的圆周设置。在一些示例中，OGV 190可以斜切，使得每个OGV 190的尖端或径向向外端部朝向燃气涡轮发动机100的后端成 角度。 [0044] 在一些示例中，每个OGV包括锯齿状前缘191。锯齿状前缘191可以包括沿着每个OGV 190的边缘径向延伸的波形或锯齿。波形或锯齿被配置为减少由经过OGV 190的旁通流 109中的空气产生的噪声。 [0045] 图1中所示的示例燃气涡轮发动机100不应被解释为排除燃气涡轮发动机的其他合适配置。还应当理解，本公开的各方面可以结合到飞行器中使用的其他合适的燃气涡轮 发动机中。 [0046] 图2示出了风扇叶片113的俯视图，图3示出了风扇110的视图。风扇叶片113中的每一个都具有叶片稠度(c/s)(blade solidity)。每个风扇叶片都具有径向跨度，该径向跨度从0％跨度位置处的根部延伸到100％跨度位置处的尖端。叶片的跨度S是在尖端217处的前 缘的半径与在轮毂215处的根部的前缘的半径的差。 [0047] 叶片稠度定义为弦长(c)210与风扇叶片113和最近相邻的风扇叶片113之间的周向间距(s)的比率，在风扇叶片113的75％跨度位置处测量。如图2所示，弦长210是风扇叶片的前缘211和后缘213之间的直线距离。相邻风扇叶片之间的间距(s)通过将风扇直径乘以π并将乘积除以风扇叶片的数量(Nb)来计算。在第一组示例中，当燃气涡轮发动机的叶片稠 度大于或等于0.8且小于或等于2时，可以观察到增强的性能。在第二组示例中，当叶片稠度大于或等于0.8且小于或等于1.5时，可以观察到增强的性能。在第三组示例中，当叶片稠度大于或等于1且小于或等于2时，可以观察到增强的性能。在第四组示例中，当叶片稠度大于或等于1.25且小于或等于1.75时，可以观察到增强的性能。 [0048] 此外，风扇优选地具有低半径比(rr)，即轮毂215处根部前缘的半径与叶片尖端或叶片的100％跨度位置的半径217的比率，两者都是从风扇叶片的前缘211处的中心纵向轴 线101测量的，如图3所示。在一些示例中，半径比(rr)为0.2至0.35，在其他示例中，半径比(rr)为0.25至0.3。 [0049] 多个风扇叶片113中的每一个都限定了交错角(γ)230。交错角230是在各个风扇叶片的75％跨度位置处测量的中心纵向轴线101和弦线(沿着弦线测量弦长)之间的角度。 在一些示例中，交错角230可以在从30度到75度的范围内。在其他示例中，交错角230可以在从30度到60度的范围内。 [0050] 如上所讨论的，在发动机设计过程中，发明人试图改善发动机性能特性，包括推力效率、安装、从入口到喷嘴的发动机长度、风扇壳体和核心尺寸(影响安装阻力)，并保持在最大重量预算内。在一个示例中，OGV与风扇和齿轮箱组件一起安装到风扇框架。这意味着OGV将相对靠近风扇定位，从而可以实现更紧凑的发动机和高效(强度/重量)的承载风扇框架。但发现风扇与OGV的接近会产生比预期更多的噪声。从声学的角度来看，一般来说，人们希望将风扇和OGV彼此间隔得更远。但是，这种改变可能会影响其他子系统的布置，并对整体性能产生不利影响，例如，齿轮箱组件的布置以及由此产生的与风扇框架、风扇框架长 度、倾覆力矩和机舱的总重量相关联的负载平衡，无论是图1中所示的风扇壳体类型还是具有短风扇壳体的发动机，例如图3和图4中所示并且在美国专利申请公开No.2022/0042461 的第[0083]‑[0092]段中所述的发动机，其具有终止于位于低压涡轮下游的核心喷嘴上游 的风扇喷嘴。正如所提到的，由于每个改变都会影响其他系统，因此需要了解什么组合或修改的程度能够在不对发动机架构的其他方面产生不可接受的负面影响的情况下提供改进 的声学性能。因此，与简单地进行修改以减少产生的噪声相比，确定如何在不影响提高性能所依赖的架构的其他方面的情况下实现改变更具挑战性。 [0051] 考虑到这些，发明人出乎意料地发现，体现下述特性的燃气涡轮发动机，如图1的燃气涡轮发动机100，具有改进的声学特性，但不会对架构的其他方面或发动机空气动力学性能施加严重和不可接受的惩罚。例如，发明人发现，具有期望的OGV布置的燃气涡轮发动机，例如图1的OGV 190，可以导致维持或提高期望的推进效率，同时提高涡轮风扇发动机的声学特性。 [0052] 图3是根据本公开的燃气涡轮发动机的示意性局部横截面图。对于叶片稠度大于或等于0.8且小于或等于2的燃气涡轮发动机，已经发现，这样的发动机的特征在于叶片有 效声学长度(BEAL)，如下所述，该叶片有效声学长度可用于确定提供改进的声学性能的一 系列修改和/或调整。BEAL由以下(1)确定： [0053] [0054] 其中，c是75％跨度处的弦长，rr是风扇的半径比，S是风扇叶片的全跨度(即，如在叶片前缘处在100％跨度位置处测量的)，γ是交错角，Nb是风扇叶片的数量。 [0055] 下文表1中提供了本文所述燃气涡轮发动机的元件的示例性范围。如表1所示，对于一些变量，示例性范围根据风扇叶片直径的对应范围而变化。例如，FBD#1、FBD#2和FBD#3三个不同范围的风扇叶片直径(FBD)如下所示。 [0056] 70≤FBD#1<80英寸 [0057] 80≤FBD#2<95英寸 [0058] 95≤FBD#3<105英寸 [0059] 表1 [0060] [0061] [0062] 如图3所示，声学间距320(As)是平行于中心纵向轴线101测量的长度，该长度从风扇叶片113的后缘213延伸到OGV 190中对应一个的前缘321。入口长度330是风扇叶片113的 前缘211和入口183之间的轴向距离。声学间距320、弦长210(图2)和入口长度330是在风扇 叶片113的75％跨度位置处测量的。 [0063] 可以使用BEAL、Nv/Nb的比率和声学间距(As)来确定声学间距比(ASR)，如下(2)所示： [0064] [0065] Nv是OGV的轮叶的数量。在一些示例中，OGV的数量(Nv)至少是风扇叶片的数量(Nb)的两倍。在一些示例中，OGV的数量与风扇叶片的数量的比率(Nv/Nb)为2.0至2.5，或 2.2至2.6。在其他示例中，OGV的数量与风扇叶片的数量的比率(Nv/Nb)为1.5至3.0或1.8至 2.4。 [0066] 改变声学间距比可以通过以下方式影响发动机性能。例如，具有较高声学间距比的燃气涡轮发动机可以发射较少的噪声。并且具有较低声学间距比的燃气涡轮发动机可以 减小燃气涡轮发动机的尺寸，从而有益地减少由燃气涡轮发动机产生的燃料消耗和排放。 [0067] 声学间距比为1.4至3.2的燃气涡轮发动机在噪声排放和发动机尺寸之间表现出了追求的平衡(如上所讨论的)，从而比传统燃气涡轮发动机具有更高的性能。在其他示例 中，从1.5至3.1或从1.6至3.0的声学间距比可以实现增强的结果。在进一步的示例中，根据期望的声学间距和风扇叶片设计，从1.6至2.4或2.0至3的声学间距比可以实现增强的结 果。 [0068] 如图1和图3所示，入口183的轴向范围可以变化，例如，在十二点钟位置和六点钟位置之间变化。对于这种类型的风扇壳体180，入口长度330是风扇叶片113的前缘211和入 口183的顶部183a之间的轴向距离以及风扇叶片113的前缘211和入口183的底部183b之间 的轴向距离的平均值，即，入口长度330是从风扇叶片113的前缘211到入口183的最大和最 小距离的平均值。入口长度330是在风扇叶片113的75％跨度位置处测量的。 [0069] 在一组示例中，风扇直径220的范围为52英寸至120英寸。在另一组示例中，风扇直径220的范围为75英寸至105英寸。在其他几组示例中，风扇直径220的范围为从70英寸至80英寸、80英寸至95英寸或95英寸至105英寸。入口长度比是入口长度330与风扇直径220的比率。燃气涡轮发动机100的增强性能可以通过从0.15至0.5的入口长度比来实现。入口长度比小于或等于0.5的燃气涡轮发动机100与传统燃气涡轮发动机100相比，由于减少了风扇 壳体长度、减少了阻力和减少了风扇畸变，因此可以理想地具有增强的性能。在另一组示例中，0.15至0.4的入口长度比可以出乎意料地实现增强的性能。在进一步的示例中，0.15至 0.3的入口长度比可以实现增强的性能。 [0070] 图4A‑4C示出了声学间距比的示例性范围和/或值。图4A公开了相对于声学间距As的示例性范围的BEAL的示例性范围以及对于风扇直径在FBD#1范围内(70≤FBD#1＜80英 寸)的风扇叶片的OGV的数量与风扇叶片的数量的比率(Nv/Nb)。图4B公开了相对于声学间 距As的示例性范围的BEAL的示例性范围以及对于风扇直径在FBD#2范围内(80≤FBD#2＜95 英寸)的风扇叶片的OGV的数量与风扇叶片的数量的比率(Nv/Nb)。图4C公开了相对于声学 间距As的示例性范围的BEAL的示例性范围以及对于风扇直径在FBD#3范围内(95≤FBD#1＜ 105英寸)的风扇叶片的OGV的数量与风扇叶片的数量的比率(Nv/Nb)。 [0071] 图5公开了本文所述的示例性燃气涡轮发动机的声学间距比。发动机#1‑4示出了带有具有在FBD#1范围内的风扇直径的风扇叶片的示例性发动机，发动机#5‑8示出了带有 具有在FBD#2范围内的风扇直径的风扇叶片的示例性发动机，并且发动机#9‑12示出了带有具有在FBD#3范围内的风扇直径的风扇叶片的示例性发动机。在每个示例性发动机中，ASR 在1.4至3.2的范围内。 [0072] 在一些实施例中，还发现，通过使用复合风扇叶片以实现更高的旁通比，可以进一步提高声学性能，而不会对性能的其他方面产生负面影响。如上所讨论的，通过降低风扇的风扇压力比(例如，从1.5至1.4或1.35)，并在BEAL和ASR的定义范围内操作，较高的旁通比可以减少噪声产生，从而提高声学性能。一些实施例包括旁通比为12:1至15:1的涡轮机，其中旁通比被定义为在起飞条件下绕过发动机核心入口通过风扇壳体的空气与进入发动机核心的空气的比率。对于该范围内较高的旁通比，发现，在规定的BEAL和ASR范围内操作的复合材料叶片提供了改进的声学性能，同时在遇到可能导致叶片损失的颤振或异物冲击时 也提供了改进的叶片韧性。 [0073] 在一些实施例中，风扇叶片包括复合材料。例如，风扇叶片可以包括纤维增强复合材料，该纤维增强复合材料包括基体和一个或多个具有纤维的层片。纤维增强复合材料可以由连续的缠绕层片或由多个单独的层片形成。在一些示例中，纤维增强复合材料可以通 过将多个纤维带中的每一个与预先放置且不在公共平面中的多个纤维带中的一个或多个 交织以填充一个或多个间隙并限定均匀覆盖的多层组件而形成具有在平面内和平面外取 向上交织的多个纤维层片(或带)。多个纤维带也可以以三个或更多个不同的取向角交织， 如美国专利No.9,249,530中所述，该专利通过引用整体并入本文。在一些示例中，纤维可以三维编织，如美国专利No.7,101,154中所述，该专利通过引用整体并入本文。 [0074] 纤维类型可以在给定的层内混合，层片或不同的层片可以使用不同的纤维类型形成。在一个示例中，更硬的抗剪切纤维可以被结合在冲击表面，而靠近后表面的纤维可以被选择用于增强能量吸收。较硬的抗剪切纤维的非限制性示例包括金属或陶瓷纤维。具有相 对高能量吸收的纤维的非限制性示例包括S‑玻璃、芳族聚酰胺纤维(例如 和 )以及定向聚乙烯纤维，例如 和 由弗吉尼亚州里士满 的E.I.内穆尔杜邦公司(E.I.du Pont de Nemours and Company)销售。 芳族聚酰 胺纤维由荷兰的Tejin Twaron销售。 纤维由新泽西州莫里斯的霍尼韦尔特种材料 公司销售.。 纤维由荷兰的荷兰皇家煤矿公司(DSM)销售。 [0075] 鉴于所公开主题的上述实施方式，本申请公开了以下列举的附加示例。应当注意的是，单独的示例的一个特征或组合的示例的多于一个的特征以及可选地与一个或多个进 一步示例的一个或多个特征组合的示例的多于一个的特征也是落入本申请公开范围内的 进一步示例。 [0076] 一种燃气涡轮发动机，包括：核心涡轮发动机，所述核心涡轮发动机包括低压涡轮；齿轮箱组件，所述齿轮箱组件联接到所述低压涡轮；风扇，所述风扇联接到所述齿轮箱组件并且具有风扇直径和多个风扇叶片，所述多个风扇叶片具有大于或等于0.8且小于或 等于2.0的叶片稠度；叶片有效声学长度(BEAL)，所述叶片有效声学长度定义为： [0077] [0078] 其中c是所述多个风扇叶片中的风扇叶片的弦长，S是所述风扇叶片的跨度，rr是所述风扇的半径比，γ是所述风扇叶片的交错角，Nb是所述多个风扇叶片的数量；风扇壳 体，所述风扇壳体围绕所述风扇，所述风扇壳体包括设置在所述风扇的前方的入口和入口 长度，其中所述入口长度限定从所述入口到所述风扇的平均距离；多个出口导向轮叶，所述多个出口导向轮叶设置在所述风扇的后方并且在所述核心涡轮发动机和所述风扇壳体之 间径向延伸；声学间距，所述声学间距从所述风扇叶片后缘到出口导向轮叶前缘；声学间距比(ASR)，所述声学间距比定义为： [0079] [0080] 其中As是所述声学间距，Nv是所述多个出口导向轮叶的数量，并且 [0081] 其中所述燃气涡轮发动机的所述ASR为1.4至3.2。 [0082] 根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括从1.25至1.45的风扇压力比。 [0083] 根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中所述ASR为1.5至3.1，或1.6至3.0。 [0084] 根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括入口长度比，所述入口长度比是入口长度与所述风扇叶片的直径的比率，其中所述入口长度限定从所述风扇叶片的 前缘到所述风扇的入口的平均距离，并且其中所述入口长度比为0.15至0.4，或0.15至0.3。 [0085] 根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中所述风扇壳体进一步包括设置在所述风扇壳体的内表面上的声学处理，并且可选地所述声学处理长度是入口长度的50％至 90％。 [0086] 根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个出口导向轮叶的数量是所述多个风扇叶片的数量的至少两倍。 [0087] 根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中所述低压涡轮包括至少三个低压涡轮级，或至少四个低压涡轮级。 [0088] 根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中多个出口导向轮叶进一步包括锯齿状前缘。 [0089] 根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个风扇叶片包括复合材料，所述复合材料包括基体和多个纤维层片。 [0090] 根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个纤维层片在平面内和平面外取向上交织，和/或所述多个纤维层片以三个或更多个不同的取向角交织。 [0091] 根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中所述风扇叶片的风扇叶片直径为70‑80英寸、80‑95英寸、或95‑105英寸。 [0092] 根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中所述多个风扇叶片的数量为14‑26、20‑24、或20‑22。 [0093] 根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中所述叶片稠度为0.8至1.5、1.0至2.0、或1.25至1.75。 [0094] 根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机的旁通比为12:1至15:1。 [0095] 鉴于本公开的原理可以应用于许多可能的示例，应该认识到，所示的示例只是优选的示例，不应被视为限制范围。相反，该范围由以下权利要求限定。因此，我们要求所有落入这些权利要求的范围和精神内的权利。 |
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