技术摘要：
本公开题为“用于气体涡轮引擎的冰晶体防护”。本公开了涉及一种气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：被安装成围绕主要纵向轴线旋转的风扇；引擎核心，该引擎核心包括压缩机、燃烧器和通过轴联接到压缩机的涡轮；和减速齿轮箱；其中该压缩机包括多个级，每个级包括相应  全部
背景技术：
气体涡轮引擎用于为飞机、船舶、发电机等提供动力。气体涡轮引擎通常包括从前 到后以轴流式串联的进气口、风扇、一个或多个压缩机、燃烧器、一个或多个涡轮和排气喷 嘴。进入进气口的空气通过风扇加速以产生两股气流：通过进气管进入压缩机中的第一气 流(核心引擎气流)和经过旁路管道以提供推力的第二气流(旁路气流)。进入压缩机的空气 被压缩、与燃料混合，然后馈送到发生空气/燃料混合物燃烧的燃烧器中。高温和高能排放 流体继而被馈送到涡轮，在该涡轮处流体的能量被转化成机械能，以通过合适的互连轴驱 动压缩机旋转。 该压缩机可为多级压缩机，其中每个压缩机级包括以轴流式串联的一排转子叶片 和一排定子叶片。转子叶片的径向内端连接至限定内部齿圈的毂部。壳体界定转子叶片和 定子叶片并且限定外部齿圈。转子叶片各自具有根部和翼型部分，该翼型部分具有根部、尖 端、后缘和前缘。 当在结冰条件(过冷水冰或高空冰晶体)下操作时，冰可静态或可变地在被布置在 压缩机前部的核心入口上游中的叶片上增积，例如在发动机段定子(ESS)或核心入口定子 上，或在入口导流叶片(IGV)上。当冰从叶片脱落时，这可能是由于空气动力负荷或振动引 起的，冰被紧邻的下游的压缩机转子叶片级吸入。根据从叶片脱落的冰的大小，被吸入的冰 可能损坏第一级的压缩机转子叶片，例如第一级、第二级甚至第三级。 冰晶体和过冷水也可直接穿过风扇被吸入，并且沿着入口管道朝压缩机行进，从 而冲击并潜在地损坏第一级的转子叶片。 对于齿轮传动式涡轮风扇架构，冰的威胁可能明显更高，因为风扇旋转相对缓慢， 使得冰不太可能在核心上方向外离心到旁路管道中。此外，随着气体涡轮引擎越来越大，风 扇叶片直径增大并且风扇叶片之间的间隙也变大，从而使更多的视线穿过风扇叶片进入核 心。换句话讲，在中型和大型气体涡轮引擎中，冰的威胁可能显著增加。 已提出不同的方法来防止引擎结冰。根据这些方法中的一种方法，可为叶片提供 防结冰系统以防止结冰，并使任何积聚的冰融化。例如，叶片可设置有电加热器，或者从压 缩机排出的相对较热的空气可朝向叶片。这两种系统实施起来都比较复杂，并且不利于效 率。 另一种已知的方法是使转子叶片前缘总体较厚，以承受冰晶体冲击并减少叶片挠 曲。就这一点而言，转子叶片在前缘处的曲率半径增大，但应用于中型和大型齿轮传动式引 擎的常规设计标准导致转子叶片在重量、气动性能和效率方面未优化，或防冰能力较差。 3 CN 111608953 A 说　明　书 2/12 页
技术实现要素：
因此，需要一种用于气体涡轮引擎的冰晶防护的改进系统。 根据第一方面，提供了一种气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：被安装成围绕主 要纵向轴线旋转的风扇；引擎核心，该引擎核心包括以轴流式串联的压缩机、燃烧器和通过 轴联接到压缩机的涡轮；减速齿轮箱，该减速齿轮箱接收来自轴的输入并将驱动输出至风 扇，以便以比轴低的旋转速度来驱动风扇。压缩机包括多个级，每个级包括相应的转子和定 子，所述多个级中的第一级被布置在入口处并且包括具有多个第一转子叶片的第一转子， 每个叶片从前缘至后缘弦向延伸，并且从根部到尖端延伸达跨越高度H，其中该跨越高度H 的0%对应于根部，并且该跨越高度H的100%对应于尖端。第一转子叶片的最大前缘曲率半径 与第一转子叶片的最小前缘曲率半径的比率包含在2.2和3.5之间。 与非齿轮传动式气体涡轮引擎中第一转子的叶片相比，第一转子叶片的介于2.2 和3.5之间的最大前缘曲率半径与最小前缘曲率半径的比率相对较高。本发明人已发现，这 种相对高的比率对防冰尤其有效，并且同时在重量和气动性能和效率方面也不像在已知的 叶片中那样使第一转子的叶片处于严重不利地位。 在已知的叶片中，由于比率相对较低，因此最小前缘曲率半径相比于最大前缘曲 率半径相对更高，这意味着叶片通常相对较厚，因此较重且性能和效率较低。 相反，本发明人已发现，不必沿整个叶片增加前缘曲率半径，而只需增加特定区域 中的前缘曲率半径就足以实现有效的冰防护，在重量、性能和效率方面也没有重大损失。此 类特定区域可根据入口管道的几何结构而变化，但最大前缘曲率半径与最小前缘曲率半径 的比率保持不变。 换句话讲，可通过选择性地增加其中冰将最有可能具有最大负面影响的特定区域 中的前缘曲率半径并使剩余区域中的前缘处于相对较小的曲率半径来实现冰防护，而不是 使整个前缘变厚从而不利用叶片性能和引擎效率。 事实上，本发明人已发现，如果第一转子叶片的最大前缘曲率半径与第一转子叶 片的最小前缘曲率半径的比率小于2.2和大于3.5，则叶片既无法实现令人满意的冰防护也 无法同时满足性能/效率。 实际上，当比率小于2.2时，如果最小前缘曲率半径保持相对较小以优化性能，则 最大前缘曲率半径太小而无法提供足够的冰防护；相反，如果最大前缘曲率半径被优化用 于冰防护，因此其相对较大，则最小前缘曲率半径变得相对过大，对性能/效率具有负面影 响。 类似地，当比率大于3.5时，如果最小前缘曲率半径保持相对较小以优化性能，则 最大前缘曲率半径变得不必要地过大，对重量和性能/效率具有负面影响；然而，最小前缘 曲率半径不能减小到低于安全水平，从而导致最大前缘曲率半径仍不必要地过大。 本公开可适用于具有不同前缘横截面的叶片。在实施方案中，第一转子叶片可具 备圆形或椭圆形前缘横截面。 在本公开的实施方案中，第一转子叶片的最大前缘曲率半径与第一转子叶片的最 小前缘曲率半径的比率可等于或大于2.3，例如等于或大于2.4、或者等于或大于2.5、或者 等于或大于2.6、或者等于或大于2.7。 第一转子叶片的最大前缘曲率半径与第一转子叶片的最小前缘曲率半径的比率 4 CN 111608953 A 说　明　书 3/12 页 可等于或小于3.4，例如等于或小于3.3、或者等于或小于3.2、或者等于或小于3.1、或者等 于或小于3.0。 第一转子叶片的最大前缘曲率半径与第一叶片的最小前缘曲率半径的比率可包 含在2.2和3.5之间，例如2.2和3.3之间、或者2.2和3.0之间、或者2.3和3.5之间、或者2.3和 3.3之间、或者2.3和3.0之间、或者2.4和3.5之间、或者2.4和3.3之间、或者2.4和3.0之间、 或者2.5和3.5之间、或者2.5和3之间。 叶片可包括翼型部分和根部，并且翼展方向是在叶片的尖端和根部之间延伸的方 向，并且翼弦方向是在叶片的前缘和后缘之间延伸的方向。 在本公开中，上游和下游是相对于经过压缩机的气流而言的。此外，前部和后部是 相对于气体涡轮引擎而言的，即风扇位于引擎的前部，而涡轮位于引擎的后部。 在一些实施方案中，最小前缘曲率半径可定位在跨越高度H的0%和50%之间，例如 在跨越高度H的20%和40%之间、或在跨越高度H的20%和35%之间、或在跨越高度H的25%和35% 之间。在一些实施方案中，前缘曲率半径可在跨越高度H的0%和50%之间保持恒定并且等于 最小前缘曲率半径。换句话讲，前缘曲率半径可呈现介于跨越高度H的0%和50%之间的平坦 分布。 在一些实施方案中，最大前缘曲率半径可定位在跨越高度H的至少60%处，例如在 跨越高度H的至少70%处，或在跨越高度H的至少80%处。在一些实施方案中，最大前缘曲率半 径可定位在跨越高度H的60%和100%之间，例如在跨越高度H的70%和100%之间、或在跨越高 度H的80%和100%之间。 在一些实施方案中，前缘曲率半径可在跨越高度H的60%和100%之间变化，并且可 为最小前缘曲率半径的至少两倍。 在一些实施方案中，介于跨越高度H的85%和100%之间，或介于跨越高度H的90%和 100%之间的前缘曲率半径可以是恒定的。例如，介于跨越高度H的85%和100%之间，或介于跨 越高度H的90%和100%之间的前缘曲率半径可以是恒定的并且等于最大前缘曲率半径。 在一些实施方案中，在跨越高度H的0%处的前缘曲率半径与最小前缘曲率半径的 比率可等于或大于1，例如等于或大于1.10、或者等于或大于1.15、或者等于或大于1.20。在 一些实施方案中，在跨越高度H的0%处的前缘曲率半径与最小前缘曲率半径的比率可等于 或小于1.50，例如等于或小于1.45、或者等于或小于1.40、或者等于或小于1.35。在一些实 施方案中，在跨越高度H的0%处的前缘曲率半径与最小前缘曲率半径的比率可包含在1和 1.50之间，例如在1和1.40之间、或在1和1.35之间、或在1和1.30之间、或在1和1.25之间、或 在1和1.20之间、或在1.10和1.40之间、或在1.10和1.35之间、或在1.15和1.50之间、或在 1.15和1.40之间、或在1.15和1.35之间、或在1.20和1.50之间、或在1.20和1.45之间、或在 1.20和1.40之间、或在1.20和1.35之间。 在一些实施方案中，最大前缘曲率半径与在跨越高度H的0%处的前缘曲率半径的 比率可等于或高于1.7，例如等于或大于1.8、或者等于或大于1.9、或者等于或大于2.0、或 者等于或大于2.1、或者等于或大于2.2、或者等于或大于2.3。在一些实施方案中，最大前缘 曲率半径与在跨越高度H的0%处的前缘曲率半径的比率可等于或小于3.2，例如等于或小于 3.1、或者等于或小于3.0、或者等于或小于2.9、或者等于或小于2.8、或者等于或小于2.7。 在一些实施方案中，最大前缘曲率半径与在跨越高度H的0%处的前缘曲率半径的比率可包 5 CN 111608953 A 说　明　书 4/12 页 含在1.7和3.2之间，例如1.7和3.0之间、或者1.7和2.7之间、或者2.0和3.2之间、或者2.0和 3.0之间、或者2.0和2.7之间、或者2.3和3.2之间、或者2.3和3.0之间、或者2.3和2.7之间。 在一些实施方案中，前缘曲率半径可从80%的跨越高度线性减小到40%的跨越高 度，例如从75%到40%的跨越高度、或从70%到40%的跨越高度、或从65%到40%的跨越高度、或 从80%到45%的跨越高度、或从80%到50%的跨越高度、或从75%到45%的跨越高度、或从70%到 45%的跨越高度、或从65%到45%的跨越高度。 在一些实施方案中，前缘曲率半径可从80%的跨越高度线性减小到55%的跨越高 度，并且前缘曲率半径可为恒定的并且等于介于50%的跨越高度和0%的跨越高度之间的最 小前缘曲率半径。 如前所述，一些实施方案的方面对于中型和大型气体涡轮引擎可为有利的。在一 些实施方案中，风扇的直径可等于或大于240cm，例如等于或大于300cm、或等于或大于 350cm，并且最大前缘曲率半径与风扇直径的比率可等于或大于1.4  ×  10-4，例如等于或大 于1.5  ×  10-4、或者等于或大于1.6  ×  10-4、或者等于或大于1.7  ×  10-4。 在一些实施方案中，风扇的直径可等于或小于390cm，例如等于或小于370cm、或者 等于或大于350cm，并且最大前缘曲率半径与风扇直径的比率可等于或小于3.6  ×  10-4，例 如等于或大于3.1  ×  10-4、或者等于或大于2.6  ×  10-4、或者等于或大于2.1  ×  10-4。 在一些实施方案中，风扇的直径可包含在240cm和400cm之间，例如在240cm和 360cm之间、或在280cm和400cm之间、或在280cm和360cm之间、或在320cm和400cm之间、或在 320cm和360cm之间，并且最大前缘曲率半径与风扇直径的比率可包含在1.4  ×  10-4和3.6  ×  10-4之间，例如在1.4  ×  10-4和3.0  ×  10-4之间、或在1.5  ×  10-4和3.6  ×  10-4之间、 或在1.5  ×  10-4和3.0  ×  10-4之间、或在1.5  ×  10-4和2.5  ×  10-4之间。 在一些实施方案中，最大前缘曲率半径可等于或大于0 .4mm，例如等于或大于 0.5mm、或者等于或大于0.6mm。最大前缘曲率半径可等于或小于0.9mm，例如等于或小于 0.8mm、或者等于或小于0.7mm。最大前缘曲率半径可包含在0.4mm和0 .9mm之间，例如在 0.4mm和0.8mm之间、或在0.5mm和0.9mm之间、或在0.5mm和0.8mm之间、或在0.6mm和0.9mm之 间、或在0.6mm和0.8mm之间。 在一些实施方案中，最小前缘曲率半径可等于或小于0.40mm，例如等于或小于 0.35mm、或者等于或小于0.30mm。最小前缘曲率半径可等于或大于0.16mm，例如等于或大于 0.18mm、或者等于或大于0.20mm、或者等于或大于0.22mm。最小前缘曲率半径可包含在 0.16mm和0.40mm之间，例如在0.16mm和0.35mm之间、或在0.16mm和0.30mm之间、或在0.18mm 和0.40mm之间、或在0.18mm和0.35mm之间、或在0.18mm和0.30mm之间、或在0.20mm和0.40mm 之间、或在0.20mm和0.35mm之间、或在0.20mm和0.30mm之间、或在0.22mm和0.30mm之间。 在一些实施方案中，在巡航条件下，风扇可以介于1300rpm和2000rpm之间的速度 旋转，例如介于1300rpm和1900rpm之间，或介于1400rpm和1800rpm之间，或介于1500rpm和 1700rpm之间。 在一些实施方案中，风扇可包括16至24个风扇叶片，例如16至22个风扇叶片、或16 至20个风扇叶片、或18至22个风扇叶片。 压缩机可包括两个或更多个级。例如，压缩机可包括三个或四个级。压缩机可包括 少于十二个级，例如少于十一个或十个级。 6 CN 111608953 A 说　明　书 5/12 页 在一些实施方案中，压缩机可包括2至8个级。 压缩机可为中压压缩机，并且气体涡轮引擎还可包括在中压压缩机下游的高压压 缩机。 涡轮可为中压涡轮，并且气体涡轮引擎还可包括在中压压缩机上游的高压涡轮。 轴可以是第一轴，并且气体涡轮引擎还可包括将高压涡轮联接到高压压缩机的第 二轴。 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。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。该第二涡轮、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，传动比可以在前一句中的任何两 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 内的传动比。在一些布置结构中，传动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 7 CN 111608953 A 说　明　书 6/12 页 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Utip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/U 2tip ，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）。在巡航条件下的风扇尖端负载可大于（或大约为）以下中的任何一者：0.28、0.29、0.3、 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。 8 CN 111608953 A 说　明　书 7/12 页 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13 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。 本文中描述和/或要求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。 引擎的特定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特定推力可小于（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。该特定推力可在 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/或受权利要求书保护的 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 9 CN 111608953 A 说　明　书 8/12 页 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 类布置结构可被称为叶盘或叶环。可使用任何合适的方法来制造此类叶盘或叶环。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。 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。 10 CN 111608953 A 说　明　书 9/12 页 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。 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。 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。 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4示出了压缩机的第一转子叶片； 图5是图4的第一转子叶片的横截面的局部示意图，其示出了最大前缘曲率半径和最小 前缘曲率半径之间的差值； 图6是图4的第一转子叶片的横截面的局部示意图，其示出了最大前缘曲率半径与在0% 跨越高度处的前缘曲率半径之间的差值； 图7是图4的第一转子叶片的横截面的局部示意图，其示出了最小前缘曲率半径与在0% 跨越高度处的前缘曲率半径之间的差值。 11 CN 111608953 A 说　明　书 10/12 页