具有風扇可變面積噴嘴以降低風扇不穩(wěn)定性的燃氣渦輪發(fā)動的制造方法
【專利摘要】根據(jù)本公開的示例性方面的一種用于高旁通燃氣渦輪發(fā)動機的機艙組件，包括：核心機艙，所述核心機艙圍繞發(fā)動機中心線軸線被限定；風扇機艙，所述風扇機艙至少部分地圍繞所述核心機艙被安裝，以限定用于風扇旁通空氣流的風扇旁通流路徑；風扇可變面積噴嘴，所述風扇可變面積噴嘴相對于所述風扇機艙軸向地可移動，以在發(fā)動機操作期間改變風扇噴嘴出口面積并且調(diào)節(jié)所述風扇旁通空氣流的風扇壓力比；以及控制器，所述控制器可操作以控制所述風扇可變面積噴嘴，以便改變風扇噴嘴出口面積并且調(diào)節(jié)所述風扇旁通空氣流的壓力比。
【專利說明】具有風扇可變面積噴嘴以降低風扇不穩(wěn)定性的燃氣渦輪發(fā)動機
[0001]相關(guān)申請的交叉引用
本申請要求2011年12月30日提交的美國申請N0.13/340，787的優(yōu)先權(quán)，該美國申請是2011年12月8日提交的美國申請N0.13/314,365的部分繼續(xù)申請。
[0002]發(fā)明背景。
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0003]本發(fā)明涉及燃氣渦輪發(fā)動機，并且更具體地涉及具有風扇可變面積噴嘴(VAFN)的渦輪風扇發(fā)動機，該噴嘴軸向地移動以改變其旁通流路徑面積。
【背景技術(shù)】
[0004]常規(guī)的燃氣渦輪發(fā)動機通常包括風扇部段和核心發(fā)動機，風扇部段的直徑大于核心發(fā)動機的直徑。風扇部段和核心發(fā)動機繞縱向軸線設(shè)置并且被包封在發(fā)動機機艙組件之內(nèi)。
[0005]燃燒氣體從核心發(fā)動機穿過核心排氣噴嘴排出，同時設(shè)置在主空氣流路徑徑向外面的環(huán)形風扇流穿過環(huán)形風扇排氣噴嘴排出，該環(huán)形風扇排氣噴嘴被限定在風扇機艙和核心機艙之間。穿過風扇排氣噴嘴排出的加壓風扇空氣產(chǎn)生推力的大部分，而穿過核心排氣噴嘴排出的燃燒氣體提供剩余推力。
[0006]常規(guī)的燃氣渦輪發(fā)動機的風扇噴嘴具有固定的幾何結(jié)構(gòu)。固定幾何結(jié)構(gòu)的風扇噴嘴是適合于起飛和著陸條件以及巡航條件的折中方案。一些燃氣渦輪發(fā)動機已經(jīng)實施了風扇可變面積噴嘴。風扇可變面積噴嘴在巡航條件期間提供較小的風扇出口噴嘴直徑，并且在起飛和著陸條件期間提供較大的風扇出口噴嘴直徑?，F(xiàn)有的風扇可變面積噴嘴典型地采用相對復雜的機構(gòu)，其將發(fā)動機總體重量增大到可能抵消由此增加的燃料效率的程度。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]根據(jù)本公開的一個示例性方面的一種用于高旁通燃氣渦輪發(fā)動機的機艙組件，包括:核心機艙，所述核心機艙圍繞發(fā)動機中心線軸線被限定；風扇機艙，所述風扇機艙至少部分地圍繞所述核心機艙被安裝，以限定用于風扇旁通空氣流的風扇旁通流路徑；風扇可變面積噴嘴，所述風扇可變面積噴嘴相對于所述風扇機艙軸向地可移動，以在發(fā)動機操作期間改變風扇噴嘴出口面積并且調(diào)節(jié)所述風扇旁通空氣流的風扇壓力比；以及控制器，所述控制器可操作以控制所述風扇可變面積噴嘴，以便改變風扇噴嘴出口面積并且調(diào)節(jié)所述風扇旁通空氣流的壓力比以降低風扇不穩(wěn)定性。
[0008]在用于高旁通燃氣渦輪發(fā)動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述風扇不穩(wěn)定性可以是風扇顫振。
[0009]在用于高旁通燃氣渦輪發(fā)動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述控制器可以可操作以在巡航飛行條件下減小所述風扇噴嘴出口面積。[0010]在用于高旁通燃氣渦輪發(fā)動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述風扇可變面積噴嘴可以限定所述風扇機艙的后緣。
[0011]在用于高旁通燃氣渦輪發(fā)動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述機艙組件可以進一步包括齒輪系統(tǒng)，所述齒輪系統(tǒng)由所述核心機艙之內(nèi)的核心發(fā)動機驅(qū)動，以便驅(qū)動所述風扇機艙之內(nèi)的風扇。
[0012]在用于高旁通燃氣渦輪發(fā)動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述風扇可以將校正風扇葉尖速度限定為小于大約1150英尺/秒。
[0013]在用于高旁通燃氣渦輪發(fā)動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述風扇壓力比可以小于大約1.45。
[0014]在用于高旁通燃氣渦輪發(fā)動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述核心發(fā)動機可以包括低壓渦輪機，所述低壓渦輪機限定了大于大約五
(5)的壓力比。附加地或替代地，所述核心發(fā)動機可以包括低壓渦輪機，所述低壓渦輪機限定了大于五(5)的壓力比。
[0015]在用于高旁通燃氣渦輪發(fā)動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述機艙組件可以進一步包括齒輪系統(tǒng)，所述齒輪系統(tǒng)由所述核心機艙之內(nèi)的核心發(fā)動機驅(qū)動，以便驅(qū)動所述風扇機艙之內(nèi)的風扇，所述齒輪系統(tǒng)限定了大于或等于大約2.3的齒輪減速比。
[0016]在用于高旁通燃氣渦輪發(fā)動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述機艙組件可以進一步包括齒輪系統(tǒng)，所述齒輪系統(tǒng)由所述核心機艙之內(nèi)的核心發(fā)動機驅(qū)動，以便驅(qū)動所述風扇機艙之內(nèi)的風扇，所述齒輪系統(tǒng)限定了大于或等于大約2.5的齒輪減速比。
[0017]在用于高旁通燃氣渦輪發(fā)動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述風扇旁通空氣流可以將旁通比限定為大于大約六(6)。附加地或替代地，所述風扇旁通空氣流可以將旁通比限定為大于大約十(10)。附加地或替代地，所述風扇旁通空氣流可以將旁通比限定為大于十(10)。
[0018]根據(jù)本公開的另一個示例性方面的一種降低燃氣渦輪發(fā)動機中的風扇不穩(wěn)定性的方法，包括:調(diào)節(jié)風扇旁通空氣流的壓力比。
[0019]在降低燃氣渦輪發(fā)動機的實施方式中的風扇不穩(wěn)定性的任一前述方法的進一步的非限制實施方式中，調(diào)節(jié)風扇壓力比可以包括:將所述風扇壓力比調(diào)節(jié)為小于大約1.45。
[0020]在降低燃氣渦輪發(fā)動機的實施方式中的風扇不穩(wěn)定性的任一前述方法的進一步的非限制實施方式中，所述方法可以進一步包括:利用低壓轉(zhuǎn)子通過齒輪傳動架構(gòu)驅(qū)動風扇。
[0021]在降低燃氣渦輪發(fā)動機的實施方式中的風扇不穩(wěn)定性的任一前述方法的進一步的非限制實施方式中，所述方法可以進一步包括:利用低壓轉(zhuǎn)子通過齒輪傳動架構(gòu)驅(qū)動風扇，所述風扇具有小于大約1150英尺/秒的校正風扇葉尖速度。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0022]對于本領(lǐng)域技術(shù)人員來講，本發(fā)明的各種特征和優(yōu)點從當前優(yōu)選實施方式的隨后的【具體實施方式】將變得明顯。伴隨該【具體實施方式】的附圖能夠簡要地描述如下:
圖1A是用于與本發(fā)明使用的示例性燃氣渦輪發(fā)動機實施方式的一般示意性局部不完整視圖；
圖1B是該發(fā)動機的后視圖；
圖1C是與吊架整合的該發(fā)動機的側(cè)視圖；
圖1D是與吊架整合的該發(fā)動機的立體圖；
圖2A是處于閉合位置的VAFN的截面?zhèn)纫晥D；
圖2B是處于打開位置的VAFN的截面?zhèn)纫晥D；以及 圖3是旁通導管歸一化(normalized)橫截面面積分布的曲線圖；
圖4是有效面積增加對噴嘴平移的曲線圖；
圖5是導管面積分布的曲線圖；
圖6A是輔助端口位置的示意性幾何視圖；
圖6B是輔助端口進入角的示意性幾何視圖；以及 圖6C是VAFN外表面曲率的示意性幾何視圖。
【具體實施方式】
[0023]圖1A示出了燃氣渦輪風扇發(fā)動機10的一般局部不完整示意圖，燃氣渦輪風扇發(fā)動機10從發(fā)動機吊架P懸掛在發(fā)動機機艙組件N之內(nèi)，該發(fā)動機機艙組件N對于設(shè)計用于亞音速操作的航空器是典型的。
[0024]渦輪風扇發(fā)動機10在容納低轉(zhuǎn)子14和高轉(zhuǎn)子24的核心機艙12之內(nèi)包括核心發(fā)動機。低轉(zhuǎn)子14包括低壓壓縮機16和低壓渦輪機18。低轉(zhuǎn)子14通過齒輪系22驅(qū)動風扇部段20。高轉(zhuǎn)子24包括高壓壓縮機26和高壓渦輪機28。燃燒器30布置在高壓壓縮機26和高壓渦輪機28之間。低轉(zhuǎn)子和高轉(zhuǎn)子14、24繞發(fā)動機旋轉(zhuǎn)軸線A旋轉(zhuǎn)。
[0025]發(fā)動機10優(yōu)選地是高旁通齒輪傳動的航空器發(fā)動機。在一個公開的非限制實施方式中，發(fā)動機10的旁通比大于大約六(6),其中一個實例實施方式大于十(10),齒輪系22是周轉(zhuǎn)齒輪系(例如行星齒輪系統(tǒng))或者齒輪減速比大于大約2.3的其他齒輪系統(tǒng)，并且低壓渦輪機18具有大于大約5的壓力比。在一個公開的實施方式中，發(fā)動機10的旁通比大于大約十(10:1)，渦輪風扇直徑顯著大于低壓壓縮機16的直徑，并且低壓渦輪機18具有大于大約5:1的壓力比。低壓渦輪機18的壓力比為在低壓渦輪機18的進口之前測得的壓力相對于在排氣噴嘴之前的低壓渦輪機18的出口處的壓力。齒輪系22可以是周轉(zhuǎn)齒輪系(例如行星齒輪系統(tǒng))或者齒輪減速比大于大約2.5:1的其他齒輪系統(tǒng)。然而應當理解，上面的參數(shù)僅僅是齒輪傳動架構(gòu)發(fā)動機的一個示例性實施方式，并且本發(fā)明可適用于包括直接驅(qū)動渦輪風扇的其他燃氣渦輪發(fā)動機。
[0026]空氣流進入風扇機艙34，風扇機艙34至少部分地環(huán)繞核心機艙12。風扇部段20將空氣流傳輸?shù)胶诵臋C艙12內(nèi)，以便為低壓壓縮機16和高壓壓縮機26提供動力。由低壓壓縮機16和高壓壓縮機26壓縮的核心空氣流與燃燒器30中的燃料混合，并且在高壓渦輪機28和低壓渦輪機18上膨脹。渦輪機28、18被聯(lián)接成隨相應的轉(zhuǎn)子24、14旋轉(zhuǎn)，以便響應于膨脹而旋轉(zhuǎn)地驅(qū)動壓縮機26、16并且通過齒輪系22旋轉(zhuǎn)地驅(qū)動風扇部段20。核心發(fā)動機排氣E穿過在核心機艙12和尾錐32之間限定的核心噴嘴43離開核心機艙12。[0027]核心機艙12被結(jié)構(gòu)36支撐在風扇機艙34之內(nèi)，結(jié)構(gòu)36 —般被通稱為風扇出口導葉(FEGV)。旁通流路徑40被限定在核心機艙12和風扇機艙34之間。發(fā)動機10生成具有旁通比的高旁通流布置，其中，進入風扇機艙34的空氣流的大約80%變成旁通流B。旁通流B傳輸穿過大致環(huán)形的風扇旁通流路徑40，并且穿過風扇可變面積噴嘴(VAFN) 42從發(fā)動機10排出，風扇可變面積噴嘴42在風扇部段20下游的風扇機艙34的風扇機艙端部節(jié)段34S處限定了風扇機艙34和核心機艙12之間的風扇噴嘴出口面積44。
[0028]推力是密度、速度和面積的函數(shù)。這些參數(shù)中的一個或更多個能夠被操縱以改變由旁通流B提供的推力的量和方向?？勺兠娣e風扇噴嘴(“VAFN”)42響應于控制器C而操作以有效地改變風扇噴嘴出口面積44的面積，以便選擇性地調(diào)節(jié)旁通流B的壓力比。低壓力比渦輪風扇由于其高推進效率而是合乎期望的。然而，低壓力比風扇在低功率和低飛行速度處可能固有地易于受到風扇穩(wěn)定性/顫振問題。VAFN42允許發(fā)動機在低功率處改變到更加有利的風扇操作線，避免不穩(wěn)定性區(qū)域，并且仍然提供對于在巡航時獲得高效率風扇操作線而言必要的相對較小的噴嘴面積。
[0029]由于高旁通比，旁通流B提供了顯著量的推力。發(fā)動機10的風扇部段20被設(shè)計成用于特別飛行條件一典型地以大約0.8馬赫和大約35，000英尺巡航。0.8馬赫和35，000英尺的飛行條件(其中發(fā)動機處于其最佳燃料消耗處一也被稱為“穩(wěn)定巡航推力燃料消耗率(bucket cruise Thrust Specific Fuel Consumption, ‘TSFC’)”一是正在燃燒的燃料磅質(zhì)量(Ibm)除以發(fā)動機在該最低點處產(chǎn)生的磅推力(Ibf)的工業(yè)標準參數(shù)。“低風扇壓力比”是在不具有風扇出口導葉(“FEGV”)系統(tǒng)36時單獨越過風扇葉片的壓力比。如根據(jù)一個非限制實施方式在本文所公開的，低風扇壓力比小于大約1.45。“低校正風扇葉尖速度”是以英尺/秒計的實際風扇葉尖速度除以[(Tiw deg R) / 518.7) Λ0.5]的工業(yè)標準溫度校正。如根據(jù)一個非限制實施方式在本文所公開的，“低校正風扇葉尖速度”小于大約1150英尺/秒。
[0030]由于風扇部段20之內(nèi)的風扇葉片被高效地設(shè)計成處于用于高效巡航條件的特別的固定前伸角(stagger angle)處，VAFN42被操作以有效地改變風扇噴嘴出口面積44，以便調(diào)節(jié)風扇旁通空氣流，使得風扇葉片上的迎角或入射角被保持成接近于用于其他飛行條件(例如降落和起飛)下的高效發(fā)動機操作的設(shè)計入射角，以便由此關(guān)于性能和其他操作參數(shù)(例如噪聲水平)提供在飛行條件范圍上的經(jīng)優(yōu)化的發(fā)動機操作。
[0031]VAFN42被分離為限定在吊架P和下B1-Fi分流器L之間的至少兩個扇區(qū)42A-42B(圖1B)，該下B1-Fi分流器L典型地使較大直徑的風扇導管逆向整流罩和較小直徑的核心整流罩互相連接(圖1C和1D)。至少兩個扇區(qū)42A-42B的每一個可獨立地調(diào)節(jié)以非對稱地改變風扇噴嘴出口面積44，以便生成矢量推力。應當理解，盡管示出了兩個節(jié)段，但是可以替代地或附加地提供任何數(shù)量的節(jié)段。
[0032]在操作中，VAFN42與控制器C或類似物通信，以便以對稱和非對稱方式調(diào)節(jié)風扇噴嘴出口面積44。包括發(fā)動機控制器或航空器飛行控制系統(tǒng)的其他控制系統(tǒng)也可以與本發(fā)明一起使用。通過對稱地調(diào)節(jié)VAFN42的整個周界，其中，所有扇區(qū)均勻地移動，推力效率和燃料經(jīng)濟性在每個飛行條件期間被最大化。通過單獨地調(diào)節(jié)VAFN42的圓周扇區(qū)42A-42B以提供非對稱的風扇噴嘴出口面積44，發(fā)動機旁通流被選擇性地矢量化，以便例如僅僅提供配平平衡或推力受控的操縱增強地面操作或短場性能。[0033]VAFN42通常包括輔助端口組件50，其具有第一風扇機艙部段52和相對于第一風扇機艙部段52可移動地安裝的第二風扇機艙部段54。第二風扇機艙部段54沿著發(fā)動機軸線A相對于固定的第一風扇機艙部段52軸向地滑動，以便改變風扇噴嘴出口面積44的有效面積。第二風扇機艙部段54響應于致動器58 (示意性地示出)在軌道整流片罩56A、56B(在圖1C和ID中示意性地示出)上向尾部滑動。軌道整流片罩56A、56B鄰近于相應的吊架P和下B1-Fi分流器L從第一風扇機艙部段52延伸(圖1D)。
[0034]VAFN42在特別飛行條件期間改變旁通流路徑40的物理面積和幾何結(jié)構(gòu)。通過使第二風扇機艙部段54相對于第一風扇機艙部段52在閉合位置(圖2A)和打開位置(圖2B)之間滑動，旁通流B被有效地改變。通過將第二風扇機艙部段54定位為與第一風扇機艙部段52成一直線以將風扇噴嘴出口面積44限定為出口面積H)，輔助端口組件50被閉合(圖2A)。
[0035]通過使第二風扇機艙部段54沿著軌道整流片罩56A、56B遠離第一風扇機艙部段52向尾部移動以打開輔助端口 60，VAFN42被打開，輔助端口 60在打開的第二風扇機艙部段54相對于第一風扇機艙部段52之間延伸以基本上提供增大的風扇噴嘴出口面積44的出口面積Fl。也就是說，利用端口 60的出口面積Fl大于出口面積H)(圖2B)。
[0036]在一個公開的實施方式中，輔助端口 60被結(jié)合到高旁通比商業(yè)渦輪風扇發(fā)動機的排氣系統(tǒng)內(nèi)，在風扇出口導葉(FEGV)尾部的旁通導管之內(nèi)(圖2A、2B)。輔助端口 60位于旁通導管外壁的尾部部段中。
[0037]參照圖3，旁通導管面積分布、有效面積增加對平移(圖4)、面積分布(圖5)以及輔助端口 60的位置(圖6A)和壁曲率(圖6B-6C)被調(diào)整以提供適當流場，其允許輔助端口 60獲得所需要的額外有效出口面積。由于平移，輔助端口 60將會基本上使有效面積增益加倍。輔助端口 60提供相對低重量的方法，該方法提供增大的出口面積以控制風扇操作線而不引起高的系統(tǒng)損耗或不可接受的航空器安裝問題。通過調(diào)整旁通導管面積分布和外壁曲率，在輔助端口 60的沖程達到其有效面積增加極限之前實現(xiàn)了所期望的最大有效面積增加。
[0038]輔助端口出口平面44B (被定義為靜止部段的后緣和移動部段的前緣之間的平面)最初具有開口，其中，出口平面法線矢量是幾乎軸向的，但是當沖程增加時，法線矢量變得更加傾斜并且接近幾乎徑向的矢量。出口平面法線一經(jīng)變成幾乎徑向，則已經(jīng)達到了最大輔助端口有效性。一旦達到了該點，則有效面積對平移的比率從“良好設(shè)計的端口 ”的陡坡變成“僅僅主噴嘴”的平緩比率，因為將會由于核心機艙12的向內(nèi)斜坡而通過主噴嘴44A提供額外面積。良好設(shè)計的輔助端口噴嘴將會在達到端口有效性極限之前實現(xiàn)大約+25%的有效面積。也就是說，存在沖程的有限范圍，其中，輔助端口使額外有效性的比率加倍。在該范圍之外，額外有效性的比率可相當于不具有輔助端口的平移噴嘴?；蛘邠Q句話說，輔助端口縮短了對于純平移噴嘴實現(xiàn)期望有效面積所必須的沖程。
[0039]參照圖5,輔助端口 60處的橫截面面積大于VAFN42的最大需要有效面積,并且旁通導管面積分布被調(diào)整以確保輔助端口 60前方的導管橫截面面積大于端口開口橫截面面積。這避免了上游內(nèi)部橫截面變成控制流面積(即，小于出口面積)的情況，該情況能夠?qū)е虏僮鳂O限和結(jié)構(gòu)問題。
[0040]參照圖6A，在所公開實施方式中的輔助端口 60定位為不比0.1 DEL_X/L_DUCT更向前，0.1 DEL_X/L_DUCT從第二風扇機艙部段54限定的環(huán)形風扇旁通流路徑40的最大半徑Rmax處的點D限定。Rmax被限定為通過點D并且垂直于發(fā)動機軸線A。當?shù)诙L扇機艙部段54處于閉合位置時，所公開的非限制實施方式中的點D位于第二風扇機艙部段54的內(nèi)壁表面541上。DEL_X是從Rmax到輔助端口 60的最前點的軸向距離。L_DUCT是環(huán)形風扇旁通流路徑40的總軸向長度。平均端口線和風扇導管外壁之間的角度是相對低的，以提供運轉(zhuǎn)良好的低損耗出口流。在所公開的實施方式中，相對于風扇旁通導管OD的壁的輔助端口 60的進入角(Thetajn)小于20度(圖6B)，而外VAFN表面具有R_ARC/CH0RD>0.7，其中，R_ARC是從發(fā)動機軸線A到第二風扇機艙部段54的徑向外壁表面540的徑向距離，并且CHORD是第二風扇機艙部段54的弦長(圖6C)。輔助端口 60附近的外壁表面540的曲率促使流穿過輔助端口 60。在一個公開的實施方式中，對于獲得額外20%有效出口面積而言必要的第二風扇機艙部段54的沖程是大約8.4英寸。
[0041]在操作中，VAFN42與控制器C通信以相對于輔助端口組件50的第一風扇機艙部段52移動第二風扇機艙部段54，以便有效地改變由風扇噴嘴出口面積44限定的面積。包括發(fā)動機控制器或航空器飛行控制系統(tǒng)的各種控制系統(tǒng)也可以與本發(fā)明一起使用。通過調(diào)節(jié)第二風扇機艙部段54的整個周界的軸向位置，其中，所有扇區(qū)同時移動，通過改變風扇噴嘴出口面積，發(fā)動機推力和燃料經(jīng)濟性在每個飛行狀態(tài)期間被最大化。通過單獨地調(diào)節(jié)第二風扇機艙部段54的扇區(qū)以提供非對稱的風扇噴嘴出口面積44，發(fā)動機旁通流被選擇性地矢量化，以便例如僅僅提供配平平衡、推力受控的操縱、增強的地面操作和短場性能。
[0042]前面的描述是示例性的而非由其內(nèi)的限制因素所限定?？紤]到上面的教導，本發(fā)明的許多修改和變型是可能的。本發(fā)明的優(yōu)選實施方式已經(jīng)被公開，然而，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員將會意識到，某些修改將會落在本發(fā)明的范圍之內(nèi)。因此，應當理解的是，在所附權(quán)利要求的范圍之內(nèi)，本發(fā)明可以以與所特別描述的不同的方式實踐。出于該原因，所附權(quán)利要求應當被研究以確定本發(fā)明的真實范圍和內(nèi)容。
【權(quán)利要求】
1.一種用于高旁通燃氣渦輪發(fā)動機的機艙組件，包括: 核心機艙，所述核心機艙圍繞發(fā)動機中心線軸線被限定； 風扇機艙，所述風扇機艙至少部分地圍繞所述核心機艙被安裝，以限定用于風扇旁通空氣流的風扇旁通流路徑； 風扇可變面積噴嘴，所述風扇可變面積噴嘴能夠相對于所述風扇機艙移動，以改變風扇噴嘴出口面積；以及 控制器，所述控制器能夠操作以控制所述風扇可變面積噴嘴，以便改變風扇噴嘴出口面積并且調(diào)節(jié)所述風扇旁通空氣流的風扇壓力比以在發(fā)動機操作期間降低風扇不穩(wěn)定性。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組件，其中，所述風扇不穩(wěn)定性是風扇顫振。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組件，其中，所述控制器能夠操作以在巡航飛行條件下減小所述風扇噴嘴出口面積。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組件，其中，所述風扇可變面積噴嘴限定了所述風扇機艙的后緣。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組件，進一步包括齒輪系統(tǒng)，所述齒輪系統(tǒng)由所述核心機艙之內(nèi)的核心發(fā)動機驅(qū)動，以便驅(qū)動所述風扇機艙之內(nèi)的風扇。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的組件，其中，所述風扇將校正風扇葉尖速度限定為小于大約1150英尺/秒。
7.根據(jù)權(quán)利要求5所述的組件，其中，所述風扇壓力比小于大約1.45。
8.根據(jù)權(quán)利要求5所述的組件，其中，所述核心發(fā)動機包括低壓渦輪機，所述低壓渦輪機限定了大于大約五(5)的低壓渦輪機壓力比。
9.根據(jù)權(quán)利要求5所述的組件，其中，所述核心發(fā)動機包括低壓渦輪機，所述低壓渦輪機限定了大于五(5)的低壓渦輪機壓力比。
10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組件，進一步包括齒輪系統(tǒng)，所述齒輪系統(tǒng)由所述核心機艙之內(nèi)的核心發(fā)動機驅(qū)動，以便驅(qū)動所述風扇機艙之內(nèi)的風扇，所述齒輪系統(tǒng)限定了大于或等于大約2.3的齒輪減速比。
11.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組件，進一步包括齒輪系統(tǒng)，所述齒輪系統(tǒng)由所述核心機艙之內(nèi)的核心發(fā)動機驅(qū)動，以便驅(qū)動所述風扇機艙之內(nèi)的風扇，所述齒輪系統(tǒng)限定了大于或等于大約2.5的齒輪減速比。
12.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組件，其中，所述風扇旁通空氣流將旁通比限定為大于大約六(6)。
13.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組件，其中，所述風扇旁通空氣流將旁通比限定為大于大約十(10)。
14.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組件，其中，所述風扇旁通空氣流將旁通比限定為大于十(10)。
15.一種降低燃氣渦輪發(fā)動機中的風扇不穩(wěn)定性的方法，包括: 調(diào)節(jié)風扇旁通空氣流的壓力比。
16.根據(jù)權(quán)利要求15所述的方法，其中，調(diào)節(jié)風扇壓力比包括:將所述風扇壓力比調(diào)節(jié)為小于大約1.45。
17.根據(jù)權(quán)利要求15所述的方法，進一步包括:利用低壓轉(zhuǎn)子通過齒輪傳動架構(gòu)驅(qū)動風扇。
18.根據(jù)權(quán)利要求15所述的方法，進一步包括:利用低壓轉(zhuǎn)子通過齒輪傳動架構(gòu)驅(qū)動風扇，所述風扇具有小于大約1150英尺/秒的校正風扇葉尖速度。
【文檔編號】F02K3/075GK104011362SQ201280065401
【公開日】2014年8月27日 申請日期:2012年12月28日 優(yōu)先權(quán)日:2011年12月30日
【發(fā)明者】G.A.科倫伯格, S.P.扎莫拉, F.M.施瓦斯 申請人:聯(lián)合工藝公司