具有改善的抗弯性的气体涡轮引擎
技术领域
本公开涉及用于飞行器的气体涡轮引擎，并且更具体地讲，涉及具有指定的相对部件位置的气体涡轮引擎。
背景技术
本领域技术人员将理解，简单地放大引擎可能引入问题，诸如引擎零件上和/或其安装到的飞行器的机翼上的应力、应变和/或弯矩的增加。因此，重新考虑引擎参数可能是合适的。
例如，技术人员将理解，如果气体涡轮引擎的风扇尺寸增加，则引擎核心上的弯曲负载可能会有害地增加。因此，重新设计气体涡轮引擎的引擎核心和/或支撑部件可能是合适的。
发明内容
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；
压缩机系统，该压缩机系统具有包括相应翼面的压缩机叶片，该压缩机系统包括第一较低压压缩机和第二较高压压缩机；
和
外核心壳体，该外核心壳体围绕压缩机系统并包括：
第一法兰连接件，该第一法兰连接件被布置成允许外核心壳体在第一法兰连接件的轴向位置处分离，该第一法兰连接件具有第一法兰半径，其中第一法兰连接件是位于轴向位置的下游的第一法兰连接件，轴向位置由位于第一压缩机的最下游翼面的后缘上的中跨轴向位置与位于第二压缩机的最上游翼面的前缘上的中跨轴向位置之间的轴向中点限定；和
风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片并具有风扇直径；
其中风扇直径比率：
等于或大于0.125。
风扇直径比率可以小于或等于0.17。
风扇直径可以大于240cm且小于或等于380cm，并且可选地可以大于300cm且小于或等于380cm。
风扇直径可以介于330cm与380cm之间，并且可选地可以介于335cm与360cm之间。
风扇叶片的数量可以介于16和22之间。
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。
齿轮箱的齿轮齿数比可以在3.1与4.0之间。
第一法兰连接件可以位于第二压缩机的最上游翼面的前缘处或该前缘的轴向下游。另选地，第一法兰连接件可以位于第二压缩机的最上游翼面的前缘处或该前缘的轴向上游。
引擎还可以包括：第一涡轮和将涡轮连接到第一压缩机的第一芯轴；以及第二涡轮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。
引擎核心还包括内核心壳体，该内核心壳体从该压缩机系统的压缩机叶片径向向内设置，该内核心壳体和外核心壳体在其间限定核心工作气体流动路径。气体路径半径被限定为核心气体流动路径在第一法兰连接件的轴向位置处的外半径。气体路径比率：
可以等于或大于1.10且小于或等于2.0。
风扇叶片质量比率：
可以等于或小于19.0mm/lb。
叶片组质量比率：
可以在0.95mm/lb与0.35mm/lb之间的范围内。
气体涡轮引擎还可以包括被配置成连接到挂架的前安装件。
前安装件位置比率：
可以等于或小于1.18。
前安装件位置与风扇直径的比率：
可以小于或等于0.145。
前安装件可以是核心安装件。
气体涡轮引擎还可以包括：短舱，该短舱围绕引擎核心并限定引擎核心与短舱之间的旁路管道；以及风扇出口导向叶片(OGV)，该风扇出口导向叶片在引擎核心的外表面与短舱的内表面之间径向延伸跨过旁路管道，风扇OGV具有径向内边缘和径向外边缘，其中径向内边缘的轴向中点被限定为风扇OGV根部中心点。
风扇OGV根部位置比率：
可以等于或小于2.6。
风扇OGV根部位置与风扇直径的比率：
可以小于或等于0.33。
风扇OGV尖端位置比率：
可以等于或小于1.8。
风扇OGV尖端位置与风扇直径的比率：
可以小于或等于0.22。
根据另一方面，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；
压缩机系统，该压缩机系统具有包括相应翼面的压缩机叶片，该压缩机系统包括第一较低压压缩机和第二较高压压缩机；
内核心壳体，该内核心壳体从该压缩机系统的压缩机叶片径向向内设置；和
外核心壳体，该外核心壳体围绕压缩机系统，该内核心壳体和该外核心壳体在其间限定核心工作气体流动路径，该外核心壳体包括：
第一法兰连接件，该第一法兰连接件被布置成允许外核心壳体在第一法兰连接件的轴向位置处分离，该第一法兰连接件具有第一法兰半径，其中第一法兰连接件是位于轴向位置的下游的第一法兰连接件，该轴向位置由位于第一压缩机的最下游翼面的后缘上的中跨轴向位置与位于第二压缩机的最上游翼面的前缘上的中跨轴向位置之间的轴向中点限定；和
风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片并具有风扇直径；
其中气体路径半径被限定为核心气体流动路径在第一法兰连接件的轴向位置处的外半径，并且气体路径比率：
等于或大于1.10。
气体路径比率可以等于或大于1.50。
气体路径比率可以小于或等于2.0。
外核心壳体可以包括第一外核心壳体和第二外核心壳体，该第一外核心壳体从该第二外核心壳体径向向内设置。第一法兰连接件可以设置在第二外核心壳体上。气体路径半径可以被限定为第一外核心壳体的径向内表面的半径。
风扇直径可以大于240cm且小于或等于380cm，并且可选地可以大于300cm且小于或等于380cm。
风扇直径可以介于330cm与380cm之间，并且可选地可以介于335cm与360cm之间。
风扇叶片的数量可以介于16和22之间。
该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。
齿轮箱的齿轮齿数比可以介于3.1与4.0之间。
第一法兰连接件可以位于第二压缩机的最上游翼面的前缘处或该前缘的轴向下游。另选地，第一法兰连接件可以位于第二压缩机的最上游翼面的前缘处或该前缘的轴向上游。
该引擎可以包括：第一涡轮和将第一涡轮连接到第一压缩机的第一芯轴；以及第二涡轮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。
风扇直径比率：
可以等于或大于0.125且小于或等于0.17。
风扇叶片质量比率：
可以等于或小于19.0mm/lb。
叶片组质量比率：
可以在0.95mm/lb与0.35mm/lb之间的范围内。
气体涡轮引擎还可以包括被配置成连接到挂架的前安装件。
前安装件位置比率：
可以等于或小于1.18。
前安装件位置与风扇直径的比率：
可以小于或等于0.145。
前安装件可以是核心安装件。
气体涡轮引擎还可以包括：短舱，该短舱围绕引擎核心并限定引擎核心与短舱之间的旁路管道；以及风扇出口导向叶片(OGV)，该风扇出口导向叶片在引擎核心的外表面与短舱的内表面之间径向延伸跨过旁路管道，风扇OGV具有径向内边缘和径向外边缘。径向内边缘的轴向中点可以被限定为风扇OGV根部中心点。
风扇OGV根部位置比率：
可以等于或小于2.6。
风扇OGV根部位置与风扇直径的比率：
可以小于或等于0.33。
风扇OGV尖端位置比率：
可以等于或小于1.8。
风扇OGV尖端位置与风扇直径的比率：
可以小于或等于0.22。
根据另一方面，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；
压缩机系统，该压缩机系统具有包括相应翼面的压缩机叶片，该压缩机系统包括第一较低压压缩机和第二较高压压缩机；
和
外核心壳体，该外核心壳体围绕压缩机系统并包括：
第一法兰连接件，该第一法兰连接件被布置成允许外核心壳体在第一法兰连接件的轴向位置处分离，该第一法兰连接件具有第一法兰半径，其中第一法兰连接件是位于轴向位置的下游的第一法兰连接件，该轴向位置由位于第一压缩机的最下游翼面的后缘上的中跨轴向位置与位于第二压缩机的最上游翼面的前缘上的中跨轴向位置之间的轴向中点限定；和
风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；
其中风扇叶片质量比率：
等于或小于19.0mm/lb。
风扇叶片质量比率可以等于或大于5mm/lb。
叶片组质量比率：
可以在0.95mm/lb与0.35mm/lb之间的范围内。
每个风扇叶片可以至少部分地由金属材料形成。金属材料可以是钛或铝锂合金。
每个风扇叶片可以至少部分地由复合材料形成。
风扇直径可以大于240cm且小于或等于380cm，并且可选地可以大于300cm且小于或等于380cm。
风扇直径可以介于330cm与380cm之间，并且可选地可以介于335cm与360cm之间。
风扇叶片的数量可以介于16和22之间。
每个风扇叶片的质量可以在20lb与70lb之间的范围内。
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。
齿轮箱的齿轮齿数比可以介于3.1与4.0之间。
第一法兰可以位于第二压缩机的最上游翼面的前缘处或该前缘的轴向下游。另选地，第一法兰可以位于第二压缩机的最上游翼面的前缘处或该前缘的轴向上游。
气体涡轮引擎还可以包括：第一涡轮和将涡轮连接到第一压缩机的第一芯轴；以及第二涡轮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。
引擎核心还可以包括内核心壳体，该内核心壳体从该压缩机系统的压缩机叶片径向向内设置，内核心壳体和外核心壳体在其间限定核心工作气体流动路径。气体路径半径可以被限定为核心气体流动路径在第一法兰的轴向位置处的外半径，并且气体路径比率：
可以等于或大于1.10且小于或等于2.0。
风扇直径比率：
可以等于或大于0.125且小于或等于0.17。
气体涡轮引擎还可以包括被配置成连接到挂架的前安装件。
前安装件位置比率：
可以等于或小于1.18。
前安装件位置与风扇直径的比率：
可以小于或等于0.145。
前安装件可以是核心安装件。
气体涡轮引擎还可以包括：短舱，该短舱围绕引擎核心并限定引擎核心与短舱之间的旁路管道；以及风扇出口导向叶片(OGV)，该风扇出口导向叶片在引擎核心的外表面与短舱的内表面之间径向延伸跨过旁路管道，风扇OGV具有径向内边缘和径向外边缘，其中径向内边缘的轴向中点被限定为风扇OGV根部中心点。
风扇OGV根部位置比率：
可以等于或小于2.6。
风扇OGV根部位置与风扇直径的比率：
可以小于或等于0.33。
风扇OGV尖端位置比率：
可以等于或小于1.8。
风扇OGV尖端位置与风扇直径的比率：
可以小于或等于0.22。
根据另一方面，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：压缩机系统，该压缩机系统具有包括相应翼面的压缩机叶片，该压缩机系统包括第一较低压压缩机和第二较高压压缩机；外核心壳体，该外核心壳体围绕压缩机系统。燃气轮机还包括风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片并具有风扇直径。
外核心壳体包括：第一法兰连接件，该第一法兰连接件被布置成允许该外核心壳体在第一法兰连接件的轴向位置处分离，该第一法兰连接件具有第一法兰半径，其中该第一法兰连接件是位于轴向位置的下游的第一法兰连接件，该轴向位置由位于第一压缩机的最下游翼面的后缘上的中跨轴向位置与位于第二压缩机的最上游翼面的前缘上的中跨轴向位置之间的轴向中点限定；以及被布置成连接到挂架的前安装件。
前安装件位置比率：
等于或小于1.18。
前安装件位置比率可以大于或等于0.65。
前安装件位置比率可小于或等于1.10，并且可选地小于或等于1.00。
风扇直径可以大于240cm且小于或等于380cm，并且可选地大于300cm且小于或等于380cm。
风扇直径可以在330cm与380cm之间，并且可选地在335cm与360cm之间。
风扇叶片的数量可以在16和22之间。
该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。齿轮箱的齿轮齿数比可以在3.1与4.0之间。
第一法兰连接件可以位于第二压缩机的最上游翼面的前缘处或该前缘的轴向下游。另选地，第一法兰连接件可以位于第二压缩机的最上游翼面的前缘的轴向上游。
引擎可以包括：
第一涡轮，以及将涡轮连接到第一压缩机的第一芯轴；和
第二涡轮，以及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。
前安装件位置与风扇直径的比率：
可以小于或等于0.145。
前安装件位置与风扇直径的比率可以大于或等于0.07。
前安装件可以是核心安装件。
气体涡轮引擎还可以包括：
短舱，该短舱围绕引擎核心并限定引擎核心与短舱之间的旁路管道；和
风扇出口导向叶片(OGV)，该风扇出口导向叶片在引擎核心的外表面与短舱的内表面之间径向延伸跨过旁路管道，风扇OGV具有径向内边缘和径向外边缘，其中径向内边缘的轴向中点被限定为风扇OGV根部中心点。
风扇OGV根部位置比率：
可以等于或小于2.6。
风扇OGV根部位置与风扇直径的比率：
可以小于或等于0.33。
气体涡轮引擎还可以包括：
短舱，该短舱围绕引擎核心并限定引擎核心与短舱之间的旁路管道；和
风扇出口导向叶片(OGV)，该风扇出口导向叶片在引擎核心的外表面与短舱的内表面之间径向延伸跨过旁路管道，风扇OGV具有径向内边缘和径向外边缘，其中径向外边缘的轴向中点被限定为风扇OGV尖端中心点。
风扇OGV尖端位置比率：
可以等于或小于1.8。
风扇OGV尖端位置与风扇直径的比率：
可以小于或等于0.22。
引擎核心还可以包括内核心壳体，该内核心壳体从该压缩机系统的压缩机叶片径向向内设置。内核心壳体和外核心壳体可以在其间限定核心工作气体流动路径(A)。气体路径半径可以被限定为核心气体流动路径(A)在第一法兰连接件的轴向位置处的外半径。气体路径比率：
可以等于或大于1.10且小于或等于2.0。
风扇直径比率：
可以等于或大于0.125且小于或等于0.17。
风扇叶片质量比率：
可以等于或小于19.0mm/lb。
根据另一方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮，该气体涡轮包括引擎核心，该引擎核心包括：压缩机系统，该压缩机系统具有包括相应翼面的压缩机叶片，该压缩机系统包括第一较低压压缩机和第二较高压压缩机；外核心壳体，该外核心壳体围绕压缩机系统。燃气轮机还包括风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片并具有风扇直径。
外核心壳体包括：第一法兰连接件，该第一法兰连接件被布置成允许该外核心壳体在第一法兰连接件的轴向位置处分离，该第一法兰连接件具有第一法兰半径，其中该第一法兰连接件是位于轴向位置的下游的第一法兰连接件，该轴向位置由位于第一压缩机的最下游翼面的后缘上的中跨轴向位置与位于第二压缩机的最上游翼面的前缘上的中跨轴向位置之间的轴向中点限定；以及被布置成连接到挂架的前安装件。
风扇直径比率：
等于或大于0.125且小于或等于0.17。
前述方面的任何特征可以应用于各种实施方案中。
根据另一方面，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；
压缩机系统，该压缩机系统具有包括相应翼面的压缩机叶片，该压缩机系统包括第一较低压压缩机和第二较高压压缩机；
和
外核心壳体，该外核心壳体包围压缩机系统并包括第一法兰连接件，该第一法兰连接件被布置成允许该外核心壳体在第一法兰连接件的轴向位置处分离，该第一法兰连接件具有第一法兰半径，其中该第一法兰连接件是位于轴向位置的下游的第一法兰连接件，该轴向位置由位于第一压缩机的最下游翼面的后缘上的中跨轴向位置与位于第二压缩机的最上游翼面的前缘上的中跨轴向位置之间的轴向中点限定；
风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片并具有风扇直径；
短舱，该短舱围绕引擎核心并限定引擎核心与短舱之间的旁路管道；和
风扇出口导向叶片(OGV)，该风扇出口导向叶片在引擎核心的外表面与短舱的内表面之间径向延伸跨过旁路管道，风扇OGV具有径向内边缘和径向外边缘，其中径向内边缘的轴向中点被限定为风扇OGV根部中心点。
风扇OGV根部位置比率：
等于或小于2.6。
风扇OGV根部位置比率可以大于或等于0.8。
风扇OGV根部位置比率可小于或等于2.00，并且可选地小于或等于1.10。
风扇直径可以大于240cm且小于或等于380cm，并且可选地大于300cm且小于或等于380cm。
风扇直径可以在330cm与380cm之间，并且可选地在335cm与360cm之间。
风扇叶片的数量可以在16和22之间。
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。齿轮箱的齿轮齿数比可以在3.1与4.0之间。
第一法兰连接件可以位于第二压缩机的最上游翼面的前缘处或该前缘的轴向下游。
第一法兰连接件可以位于第二压缩机的最上游翼面的前缘处或该前缘的轴向上游。
气体涡轮引擎可以包括：
第一涡轮，以及将涡轮连接到压缩机的第一芯轴；和
第二涡轮，以及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。
风扇OGV根部位置与风扇直径的比率：
可以小于或等于0.33。
风扇OGV根部位置与风扇直径的比率可以大于或等于0.12。
径向外边缘的轴向中点可以被限定为风扇OGV尖端中心点。风扇OGV尖端位置比率：
可以等于或小于1.8。
风扇OGV尖端位置比率可以大于或等于0.6。
风扇OGV尖端位置与风扇直径的比率：
可以小于或等于0.22。
气体涡轮引擎还可以包括被配置成连接到挂架的前安装件。前安装件位置比率：
可以等于或小于1.18。
前安装件位置与风扇直径的比率：
可以小于或等于0.145。
引擎核心还可以包括内核心壳体，该内核心壳体从该压缩机系统的压缩机叶片径向向内设置。内核心壳体和外核心壳体可以在其间限定核心工作气体流动路径。气体路径半径可以被限定为核心气体流动路径在第一法兰连接件的轴向位置处的外半径。气体路径比率：
可以等于或大于1.10且小于或等于2.0。
风扇直径比率：
可以等于或大于0.125且小于或等于0.17。
风扇叶片质量比率：
可以等于或小于19.0mm/lb。
根据另一方面，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；
压缩机系统，该压缩机系统具有包括相应翼面的压缩机叶片，该压缩机系统包括第一较低压压缩机和第二较高压压缩机；
和
外核心壳体，该外核心壳体包围压缩机系统并包括第一法兰连接件，该第一法兰连接件被布置成允许该外核心壳体在第一法兰连接件的轴向位置处分离，该第一法兰连接件具有第一法兰半径，其中该第一法兰连接件是位于轴向位置的下游的第一法兰连接件，该轴向位置由位于第一压缩机的最下游翼面的后缘上的中跨轴向位置与位于第二压缩机的最上游翼面的前缘上的中跨轴向位置之间的轴向中点限定；
风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片并具有风扇直径；
短舱，该短舱围绕引擎核心并限定引擎核心与短舱之间的旁路管道；和
风扇出口导向叶片(OGV)，该风扇出口导向叶片在引擎核心的外表面与短舱的内表面之间径向延伸跨过旁路管道，风扇OGV具有径向内边缘和径向外边缘，其中径向内边缘的轴向中点被限定为风扇OGV根部中心点。
风扇直径比率：
等于或大于0.125且小于或等于0.17。
前述方面的任何特征可以应用于各种实施方案中。
根据另一方面，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；
压缩机系统，该压缩机系统具有包括相应翼面的压缩机叶片，该压缩机系统包括第一较低压压缩机和第二较高压压缩机；
和
外核心壳体，该外核心壳体包围压缩机系统并包括第一法兰连接件，该第一法兰连接件被布置成允许该外核心壳体在第一法兰连接件的轴向位置处分离，该第一法兰连接件具有第一法兰半径，其中该第一法兰连接件是位于轴向位置的下游的第一法兰连接件，该轴向位置由位于第一压缩机的最下游翼面的后缘上的中跨轴向位置与位于第二压缩机的最上游翼面的前缘上的中跨轴向位置之间的轴向中点限定；
风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片并具有风扇直径；
短舱，该短舱围绕引擎核心并限定引擎核心与短舱之间的旁路管道；和
风扇出口导向叶片(OGV)，该风扇出口导向叶片在引擎核心的外表面与短舱的内表面之间径向延伸跨过旁路管道，该风扇OGV具有径向内边缘和径向外边缘，其中径向外边缘的轴向中点被限定为风扇OGV尖端中心点。
风扇OGV尖端位置比率：
等于或小于1.8。
风扇OGV尖端位置比率可以大于或等于0.6。
风扇OGV根部位置比率可小于或等于1.20，并且可选地小于或等于1.00。
风扇直径可以大于240cm且小于或等于380cm，并且可选地大于300cm且小于或等于380cm。
风扇直径可以在330cm与380cm之间，并且可选地在335cm与360cm之间。
风扇叶片的数量可以在16和22之间。
该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。齿轮箱的齿轮齿数比可以在3.1与4.0之间。
第一法兰连接件可以位于第二压缩机的最上游翼面的前缘处或该前缘的轴向下游。
第一法兰连接件可以位于第二压缩机的最上游翼面的前缘处或该前缘的轴向上游。
引擎可以包括：
第一涡轮和将该涡轮连接到压缩机的第一芯轴；和
第二涡轮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。
风扇OGV尖端位置与风扇直径的比率：
可以小于或等于0.22。
风扇OGV尖端位置与风扇直径的比率可以大于或等于0.095。
径向内边缘的轴向中点可以被限定为风扇OGV根部中心点。风扇OGV根部位置比率：
可以等于或小于2.6。
风扇OGV根部位置比率可以大于或等于0.8。
风扇OGV根部位置与风扇直径的比率：
可以小于或等于0.33。
气体涡轮引擎还可以包括被配置成连接到挂架的前安装件。前安装件位置比率：
可以等于或小于1.18。
前安装件位置与风扇直径的比率：
可以小于或等于0.145。
引擎核心还可以包括内核心壳体，该内核心壳体从该压缩机系统的压缩机叶片径向向内设置。内核心壳体和外核心壳体可以在其间限定核心工作气体流动路径。气体路径半径可以被限定为核心气体流动路径在第一法兰连接件的轴向位置处的外半径，并且气体路径比率：
可以等于或大于1.10且小于或等于2.0。
风扇直径比率：
可以等于或大于0.125且小于或等于0.17。
风扇叶片质量比率：
可以等于或小于19.0mm/lb。
根据另一方面，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；
压缩机系统，该压缩机系统具有包括相应翼面的压缩机叶片，该压缩机系统包括第一较低压压缩机和第二较高压压缩机；
和
外核心壳体，该外核心壳体包围压缩机系统并包括第一法兰连接件，该第一法兰连接件被布置成允许外核心壳体在第一法兰连接件的轴向位置处分离，该第一法兰连接件具有第一法兰半径，其中该第一法兰连接件是位于轴向位置的下游的第一法兰连接件，该轴向位置由位于第一压缩机的最下游翼面的后缘上的中跨轴向位置与位于第二压缩机的最上游翼面的前缘上的中跨轴向位置之间的轴向中点限定；
风扇，该风扇位于引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片并具有风扇直径；
短舱，该短舱围绕引擎核心并限定引擎核心与短舱之间的旁路管道；和
风扇出口导向叶片(OGV)，该风扇出口导向叶片在引擎核心的外表面与短舱的内表面之间径向延伸跨过旁路管道，该风扇OGV具有径向内边缘和径向外边缘，其中径向外边缘的轴向中点被限定为风扇OGV尖端中心点。
风扇直径比率：
等于或大于0.125且小于或等于0.17。
前述方面的任何特征可以应用于各种实施方案中。
技术人员将理解，较大的引擎可能存在若干结构挑战；其中一个可以是控制引擎核心处的弯曲刚度以对由较大风扇直径引起的增加的弯曲负载作出反应。与现有引擎设计相比，风扇出口导向叶片向后移动可能会加剧增加的弯曲负载(由于其他设计约束或偏好)，因此随着引擎变大，使得核心部弯曲更加显著。如上面各方面中详述的相对部件位置的变化可有助于增加引擎核心刚度，和/或在不变形的情况下改善引擎核心对增加的弯曲负载作出反应的能力。
技术人员将理解，这些结构挑战可能与在其风扇与其低压涡轮之间具有减速箱的中型到大型气体涡轮引擎(大于240cm(95")—中型—或大于300cm(120")—大型—风扇直径)特别相关。
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。引擎核心还包括第二压缩机。第一压缩机和第二压缩机可以一起被描述为形成压缩机系统。第一压缩机可以是低压压缩机而非第二压缩机。该引擎核心还可包括第二涡轮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。
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。
在具有齿轮箱的实施方案中，该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压缩机的下游。例如，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。
每个压缩机(例如，如上所述的第一压缩机和第二压缩机—在其他实施方案中可以存在更多压缩机)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、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。风扇直径可以大于240cm—包括具有这种直径的风扇的引擎可以被归类为中型或大型引擎。风扇直径可以大于300cm—包括具有这种直径的风扇的引擎可以被归类为大型引擎。例如，大型引擎的风扇直径可以在330cm与380cm之间，并且可选地在335cm与360cm之间。
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)。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。
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机可以产生至少(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，高压涡轮机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机叶片的上游。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。风扇叶片的数量可以在16和22之间。
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。
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3A是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图；
图3B示出了气体涡轮引擎的法兰连接件的示意图；
图4A示出了引擎的示意图；
图4B示出了对应于图4A的剪切力图；
图4C示出了对应于图4A的弯矩图；
图5是气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图，其中突出显示中间壳部分；
图6A是中间壳部分的特写截面侧视图；
图6B是不同中间壳部分的特写截面侧视图；
图7是风扇后面的气体涡轮引擎的一部分的特写侧剖截面侧视图，其中标记部件间隔和半径；
图8是图7的一部分的放大视图；
图9示出了安装有两个引擎的飞行器；
图10是将引擎安装到飞行器机翼的示意性截面侧视图；
图11A是示出一个实施方案中的第一法兰位置的示意性截面侧视图；并且
图11B是示出另一个实施方案中的第一法兰位置的示意性截面侧视图。
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机和低压涡轮机17、19膨胀，从而驱动高压涡轮机和低压涡轮机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。
在图3A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3A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，可以在要求保护的发明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。
由于静态和动态负载条件，引擎10可能会受到弯曲。在图4A、图4B和图4C中示出了简化的引擎弯曲情况。在所描述的实施方案中，引擎10是中大型齿轮传动气体涡轮引擎10，其风扇直径112大于240cm，并且更特别大于300cm。因此，所描述的实施方案的引擎10可以被描述为大型引擎，例如，风扇直径112在330cm与380cm之间，并且可选地在335cm与360cm之间，齿轮齿数比在3.1和4.0之间，并且风扇叶片的数量在16和22之间。
气体涡轮引擎10的示意性侧视图在图4A中示出，其中旋转轴线9水平延伸。图4B示出了剪切力与沿着旋转轴线9的距离的图示，其与图4A的示意性引擎视图对准。图4C示出了弯矩与沿着旋转轴线的距离的图示，其与图4A的示意性引擎视图对准。
图4A中的箭头X指示风扇23上的进气上载。技术人员将理解，起飞通常是进气上载为最大值的最苛刻条件。
图4A中的箭头Y指示由于进气上载而在前安装件50处的反作用负载。本领域技术人员将理解，气体涡轮引擎10通常通过一个或多个挂架53安装到飞行器90的机翼52，如图9和图10所示。挂架53可以固定到引擎核心11、短舱21或两者。该挂架或每个挂架53可以在多个点处固定到引擎10—因此可以为挂架提供多个安装件。前安装件50是引擎10上的最前方安装件，并且在各种实施方案中可以位于核心11上或短舱21上。后安装件是引擎10上的最后方安装件，并且在各种实施方案中可以位于核心11上或短舱21上。在图4A中，前安装件和后安装件都被指示在引擎核心11上—在其他实施方案中，一者或两者可替代地在短舱21上。
图4A中的箭头Z指示在后安装件处的反作用力。在图4A中，前安装件和后安装件都被指示在核心11上。在另选实施方案中，诸如图10所示的实施方案，前安装件53a可以在短舱21上，并且后安装件53b可以在核心11上。在此类实施方案中，多个安装件可以存在于核心11上—安装件53b可以被称为前核心安装件，因为它是存在于核心11上的最前方(或唯一)安装件。
因此，引擎核心11被设计成使弯矩与足够阻力作出反应以减少或最小化由于壳体变形而引起的性能损失。本领域技术人员将理解，增加的变形导致需要增加的公差，诸如增加的叶片尖端到壳体间隙，因此可能导致降低的效率。附加地或另选地，壳体变形可能导致轴承、接头等上的增加的磨损，因此可能减小引擎寿命。
本领域技术人员将理解，气体涡轮引擎10的结构负载路径通常包括刚度相对较高的轴承结构，以及相对较弱的转子/燃烧器壳体。因此，将轴承结构结合到壳体和/或将壳体部分结合到其他壳体部分的法兰可能是刚度发生显著改变的区域。因此，包含一个或多个法兰的区域可以是斜率(dw/dl—在Δ长度上的Δ变形)趋于严重的区域。
围绕核心11的壳体被布置成沿其长度在一个或多个位置处分离。可以提供法兰连接件以允许将壳体分成不同的部分。这种法兰连接件的定位可能受到法兰完整性考虑的约束。在设计研究中，已经观察到可以通过从引擎轴线9进一步移动被提供以连接壳体部分的法兰连接件(在本文描述的实施方案中称为第一法兰连接件60)来改善引擎刚度—即相对于气体路径移动到更高直径。
参考图5，低压压缩机14和高压压缩机15一起形成压缩机系统。压缩机系统如图5所示并在图6A和图6B的特写视图中示出。
在所描述的实施方案中，压缩机系统的每个压缩机14、15包括具有一个或多个压缩机级的相应轴向压缩机。在另选实施方案中，可以使用一个或多个离心压缩机。在所描述的实施方案中，每个压缩机级包括转子和定子。在所述的实施方案中，高压压缩机15和低压压缩机14中的每一者包括由相应的第一转子62a、62b，第一定子64a、64b，第二转子66a、66b和第二定子68a、68b形成的两个级。设置在压缩机14、15中的每个转子由转子叶片的环形阵列形成，该转子叶片的环形阵列被布置成旋转以便提供对通过引擎10的气流的压缩。每个定子包括相对于转子叶片静止的定子叶片的环形阵列。转子叶片和定子叶片可以各自被描述为设置在压缩机14、15中的翼面。
在所述的实施方案中，在每个压缩机14、15中提供两个级。在其他实施方案中，可以提供任何其他合适数量的级，例如单个级或三个或更多个级。如图所示，每个压缩器中的级数可以相同，或者彼此不同。
引擎核心11还包括径向内核心壳体70，其从将低压压缩机14和高压压缩机15连接到相应的低压涡轮17和高压涡轮19的互连轴26、27径向向外设置。内核心壳体70沿压缩机14、15的叶片径向向内设置。内核心壳体70在风扇23下游的入口72与低压压缩机15的上游之间沿大致轴向方向延伸到高压压缩机15下游和燃烧设备16上游的出口74。
引擎核心11还包括大体围绕压缩机系统的外核心壳体76。外核心壳体76从内核心壳体70以及设置在压缩机14、15中的定子和转子的尖端径向向外设置。核心气流路径A限定在内核心壳体70的径向外表面与外核心壳体76的径向内表面之间。类似于内核心壳体70，引擎外核心壳体76在入口72与出口74之间延伸。
在所述的实施方案中，外核心壳体76包括在引擎10的前方区域中的单个壁，以及在引擎10的后方区域中的第一外核心壳体78和第二外核心壳体80。从图5和图6A的近视图中可以看出，外核心壳体76在低压压缩机14下游(向后)且在高压压缩机15的上游(向前)的沿其轴向长度的一点处分叉成第一外核心壳体78和第二外核心壳体80。第一外核心壳体78和第二外核心壳体80通过沿轴线9延伸的间隙间隔开。因此，在所述的实施方案中，仅外核心壳体76的轴向长度的一部分由第一外核心壳体78和第二外核心壳体80形成。在其他实施方案中，分离的第一核心壳体78和第二核心壳体80也可以延伸跨过低压压缩机14，并且可选地跨过外核心壳76的整个长度，或者单壁外核心壳体76可以在整个长度上延伸。
第一外核心壳体78从第二外核心壳体80径向向内设置。第一外核心壳体78的内表面形成外核心壳体76的内表面，其包含核心气流A内的气流。第一外核心壳体78和第二外核心壳体80各自在引擎10内提供单独功能。第一外核心壳体78适于包含核心气流A。因此，它可以是完全环形的并且通常是气密的(除了用于排出口等的通路)。相反，第二外核心壳体80适于提供结构支撑(即，它可仅提供结构支撑)。因此，它可能不需要是完全环形的或气密的。在其他实施方案中，压力容纳和结构支撑都可以由第一核心壳体78和第二核心壳体80提供。
在核心11的低压压缩机14与高压压缩机15之间的部分中(例如，在压缩机14、15之间的扩散器部分中)，第一外核心壳体78沿下游方向朝向引擎中心线9径向向内延伸。另一方面，第二外核心壳体80是相对直的，并且沿下游方向径向向内延伸，其延伸的程度比第一核心壳体78小。从图6A的特写图中可以看出，在外核心壁76分成第一外核心壳体78和第二外核心壳体80的点的下游，第一外核心壳体沿下游方向径向向内延伸，其延伸的程度比第二外核心壳体80大(即，朝向引擎中心线以更陡的角度)。这导致了环形的壳体间间隙82由第一外核心壳体78的径向外表面和第二外核心壳体80的径向内表面限定。在所描述的实施方案中，第一外核心壳体78和第二外核心壳体80的这种布置因此可以提供核心气流路径A的变窄，而不会使外核心壳体76的外表面变窄到相同的程度。
在另选实施方案中，如图6B所示，外核心壳体76不分叉，使得不存在第一外核心壳体78和第二外核心壳体80。在该实施方案中，压缩机14、15被由外核心壳体76形成的单个壳体围绕。在此类实施方案中，单个壁76可以在低压压缩机14上游和高压压缩机15下游的沿其轴向长度的一点处使宽度增加和/或改变形状。
第一法兰连接件
第一法兰连接件60在引擎10的“中间壳”76b的一个端部区域处形成连接—即外核心壳体76的在低压压缩机14的壳体76a与高压压缩机15的壳体76c之间的部分，如图3B所示。
在所描述的实施方案中，第一法兰连接件60包括从外核心壳体76的相邻部分径向向外延伸并围绕壳体76周向延伸的两个法兰60a、60b。第一法兰连接件60的两个法兰在图6A所示的实施方案中从第二外核心壳体80径向向外延伸，并且在图6B所示的实施方案中从单壁外壳76径向向外延伸。在另选实施方案中，第一法兰连接件60可以包括单个法兰，该单个法兰被布置成连接到连接块、壳体76的中空部分等，而不是连接到第二法兰。因此，第一法兰连接件60可包括一个或多个法兰。
中间壳76b可以被布置成可移除的或可拆卸的，以允许接近第一压缩机14和第二压缩机15。
第一法兰连接件60布置成允许外核心壳体76在第一法兰连接件60的轴向位置处分离，例如以有助于维修和维护—因此第一法兰连接件60限定引擎10的分离点。引擎10的壳体76的两个部分10a、10b可以通过断开第一法兰连接件60而分离(其中部分10a可以对应于低压压缩机壳体76a和中间壳76b，并且部分10b对应于高压压缩机壳体76c，在图3B和图6B所示的示例中)。
第一法兰连接件60包括由法兰60a和相应的连接结构60b(即另一个法兰、隔板或其他结构)形成的两部分连接件，法兰60a连接到该两部分连接件。在所描述的实施方案中，第一法兰连接件60的法兰60a是从中间壳76b延伸的法兰，并且连接结构60b是从高压压缩机15的壳体76c延伸的法兰。在所描述的实施方案中，第一法兰连接件60的法兰60a是中间壳76b的最后法兰；在另选实施方案中，一个或该法兰形成第一法兰连接件60的一部分可以与中间壳76成一体，但不是中间壳的最后方法兰，可以与低压压缩机的壳体76a成一体(例如，作为低压压缩机壳体76a的最下游法兰)，或者可以与高压压缩机的壳体76c成一体(例如，作为高压压缩机壳体76c的最上游法兰)。
第一法兰连接件60的轴向位置被限定为形成它的一个或多个法兰60a、60b的接触表面的轴向位置。因此，轴向位置对应于由第一法兰连接件60形成的分离点的轴向位置。
例如，在一个实施方案中，第一法兰连接件60由一对配合法兰60a、60b形成，两个部分10a、10b经由该对法兰来连接。这点的示例在图3B和图6A中示出并且稍后更详细地描述。在该实施方案中，第一法兰连接件60的轴向位置被限定为接触表面的轴向位置，在该位置处，该对法兰中的一个法兰连接到另一个法兰并与另一个法兰接触。
在其他实施方案中，第一法兰连接件60包括单个法兰60a，其连接到另一个结构(诸如隔板、箱形部分或类似结构)。这点的示例在图6B示出并且稍后更详细地描述。在该实施方案中，第一法兰连接件60的轴向位置被限定为形成第一法兰连接件60的单个法兰60a的接触表面的轴向位置。
在所描述的实施方案中，第一法兰连接件60的第一法兰60a形成第一引擎壳体部分10a的一部分，并且通过法兰连接器61连接到第二引擎壳体部分10b。
第一法兰连接件60的两个部分60a、60b通过法兰连接器61连接。在所描述的实施方案中，法兰连接器61包括多个螺栓，该多个螺栓穿过第一法兰连接件60的第一法兰60a并进入设置在第二引擎壳体部分10b上的第二相对法兰60b。在该实施方案中，第一法兰60a包括被布置成接收螺栓61的穿过其中的多个孔，其中在第二法兰60b中设置对应孔。在另选实施方案中，除了螺栓61之外或代替螺栓，可以使用一个或多个夹具、夹子和/或紧固件。在此类实施方案中，第一和/或第二法兰60a、60b可以不具有穿过其中的孔。在其他实施方案中，螺栓可穿过设置在形成第一法兰连接件60的单个法兰60a中的孔，进入与法兰连接的隔板或其他结构。
第一法兰连接件60是位于轴向位置X2下游的第一法兰连接件，该轴向位置由位于低压压缩机14(第一压缩机14)的最下游低压翼面的后缘上的中跨轴向位置X1与位于高压压缩机15(第二压缩机15)的最上游高压翼面的前缘上的中跨轴向位置X3之间的轴向中点限定。即从轴向中点X2沿下游方向(如图11A和图11B中的箭头C所标记的)，法兰连接件60最接近轴向中点X2，在所描述的实施方案中，该轴向中点是最前方压缩机14的后部与最后方压缩机15的前部之间的中点。
技术人员将理解，法兰连接件布置结构可以在各种实施方案中变化。例如，在一些实施方案中，第一法兰连接件60可以是第一压缩机14下游的第一法兰连接件，而在其他实施方案中，附加的一个或多个法兰连接件63可以存在于第一压缩机14与第一法兰连接件60之间和/或第一法兰连接件60的下游(后方)。
在各种实施方案中，附加的法兰连接件63可以位于沿(第一)低压压缩机14的壳体的长度的任何位置。在一些实施方案中，附加的法兰连接件63位于第一压缩机14的下游。在一些引擎设计中，例如，存在将核心11连接到挂架和转矩箱的核心安装件53b可能在转矩箱支撑结构的起点(第一压缩机14的后方)处需要核心壳体中的接头。可能没有沿第一压缩机14的长度延伸的桶形壳体以满足不同的压缩机壳体和/或前方支撑结构。
在其他实施方案中，附加的法兰连接件63可以位于沿第一压缩机14的轴向长度的位置处。在一些引擎设计中，例如，在所提供的唯一安装件可以是针对短舱21而不是针对核心11的情况下，在引擎核心11内可以不设置转矩箱或转矩板—在此类实施方案中，壳体可以进一步向前延伸—例如沿着第一压缩机14的长度延伸到一半。
在一些实施方案中，可以不存在附加的法兰连接件63。在这样的实施方案中，低压压缩机壳体76a和中间壳76b可以形成单个壳体而不是分成单独部分。然后，低压压缩机壳体76b向上延伸到并连接到高压压缩机壳体76c(例如，经由第一法兰连接件60)。
在另选实施方案中，诸如图11A所示的实施方案，第一法兰连接件60在第二压缩机15的第一(或最上游)翼面的前缘的轴向上游。
在一些实施方案中，诸如图11B所示的实施方案，第一法兰连接件60在第二压缩机15的第一翼面的前缘的轴向下游。在图11B的实施方案中，第一法兰连接件60具有部分地沿第二压缩机15的轴向位置。在另选实施方案中，第一法兰连接件60可以与高压压缩机15的最上游高压翼面的中跨前缘轴向对准。
在图11A和图11B中，标记了X1与X3之间的跨度103。然而，该跨度仅用于限定轴向位置X2并且不限制法兰连接件60的位置—法兰连接件60可以是轴向位置X2的下游(如箭头C所示)的任何位置。
在所描述的实施方案中，中间壳76b包括两个法兰—更靠近第一压缩机14的前方法兰和更靠近第二压缩机15的后方法兰60a。两个法兰可以各自形成不同法兰连接件的一部分，并且可以允许壳体76的中间壳部分76b被抬起以便于接近压缩机14、15。在所描述的实施方案中，中间壳的后方法兰60a形成第一法兰连接件60的一部分(因为前方法兰位于轴向中点X2的前方)。在另选实施方案中，中间壳76b可以分成两个或更多个部分，和/或可以存在更多数量的法兰—因此，在所有实施方案中，第一法兰60a可以不是中间壳部分76b的后方或最后方法兰。
在图6A所示的实施方案中，第一法兰连接件60设置在第二外核心壳体80中。在该实施方案中，第二外核心壳体80在由第一法兰连接件60形成的分离点处被分成两个部分。形成第一法兰连接件60的第一法兰60a设置在这些部分的下游。相对的第二法兰60b设置在第二外核心壳体80的另一部分上，第一法兰经由法兰连接器61与该第二法兰联接。在其他实施方案中，可以提供任何其他合适的结构以便为法兰连接器61提供连接点。
在图6B的实施方案中，第一法兰连接件60设置在外核心壳体76中。在这种情况下，第一外核心壳体和第二外核心壳体不设置在第一法兰连接件60的轴向位置处—外核心壳体76替代地包括单个壁。在该实施方案中，第一法兰连接件60包括单个法兰60a，其被布置成联接到外核心壳体76的相邻部分，在该实施方案中是外壳体的盒型部分(其可以被描述为外核心壳体76在引擎10的相对短的轴向长度上分成第一外核心壳体和第二外核心壳体)。在该实施方案中，没有设置第二相对法兰—法兰连接器61将第一法兰连接件60的法兰60a直接连接到相对的壳体表面。
在所描述的实施方案中，相对的壳体表面包括被布置成与法兰60a中的螺纹孔对准的螺纹孔；然后可以使用螺栓61将法兰60结合到相对的壳体表面。
第一法兰半径
第一法兰半径104是引擎中心线9与法兰连接器61之间的径向距离。在所描述的实施方案中，法兰连接器61包括多个螺栓，并且第一法兰半径104被限定为引擎中心线9与每个螺栓的中心线之间的距离(螺栓被轴向定向并且位于与引擎中心线9相距相同径向距离的位置处)。
技术人员将理解，法兰连接器位置(即，所描述的实施方案中的螺栓位置)影响应力和应变分布，并且可以因此是比第一法兰连接件60的径向外边缘的位置更相关的参数。
因此，第一法兰半径104的增加对应于从引擎中心线9进一步移动第一法兰连接件60，和/或沿设置在第一法兰连接件60中的法兰进一步向上移动法兰连接器61(例如，通过以更高的半径提供螺栓孔)。
在所描述的实施方案中，第一法兰半径104在15cm至90cm的范围内，并且更具体地在25cm至60cm的范围内，例如从30cm至55cm。
气体路径半径和气体路径比率
参照图7，气体路径半径102被限定为核心气体流动路径A在第一法兰连接件60的轴向位置处的外半径。气体路径半径在与第一法兰半径104相同的平面中测量，并且从引擎中心线9测量。在所述的实施方案中，气体路径半径102被限定为第一外核心壳体78的径向内表面的半径，该径向内表面限定从引擎中心线9测量的核心气体流动路径A。在其他实施方案中，可以对于外核心壳体76的径向内表面测量气体路径半径，该径向内表面限定核心气体流动路径A(例如，在外核心壳体76未在第一法兰连接件60的位置处分叉成第一外核心壳体78和第二外核心壳体80的实施方案中)。
气体路径比率被限定为：
在所描述的实施方案中，气体涡轮引擎10被构造成使得气体路径比率等于或大于1.10，并且更特别是等于或大于1.50。在两种情况下，气体路径比率可以小于2.0。因此，它可以在1.10与2.0之间的包含范围内或在1.50与2.0之间的包含范围内。
第一法兰连接件60相对于气体流动路径的半径的径向定位可有助于减小或最小化引擎弯曲，同时保持法兰完整性。通过构造气体涡轮引擎10以使得气体路径比率在上述范围内，可以向引擎核心11提供适当的刚度。
对于中尺寸引擎(即，风扇直径112大于240cm)，气体路径比率可以等于或大于1.10。对于大尺寸引擎(即，风扇直径112大于300cm)，气体路径比率可以等于或大于1.50。然而，这些值可以与其他风扇尺寸相关联。
在各种实施方案中，气体路径比率的值可以为1.10、1.15、1.20、1.25、1.30、1.35、1.40、1.45、1.50、1.55、1.60、1.65、1.70、1.75、1.80、1.85、1.90、1.95和2.00。例如，气体路径比率可以介于前一句中的任何两个值之间。
风扇直径比率
如本文其他地方已经描述的，气体涡轮引擎10包括位于引擎核心11上游的风扇23。风扇23包括多个转子叶片23a，也称为风扇叶片23a，其中一个在图5中示出。多个转子叶片围绕中心毂以环形阵列形成转子叶片组。
风扇直径比率被限定为：
在所描述的实施方案中，气体涡轮引擎被构造成使得风扇直径比率等于或大于0.125，并且更特别地小于或等于0.17。因此它可以在0.125与0.17之间的包含范围内。
风扇直径等于风扇23的半径101的两倍。在所描述的实施方案中，风扇直径大于240cm，并且更特别地大于300cm(在两种情况下，它可以不大于380cm的最大值)。在所描述的实施方案中，风扇直径在330cm与380cm之间，并且更特别地在335cm与360cm之间。
第一法兰连接件60相对于风扇23的径向定位有助于减小或最小化引擎弯曲，同时保持法兰完整性。通过构造气体涡轮引擎10以使得风扇直径比率在上述范围内，可以向引擎核心11提供适当的刚度。
在各种实施方案中，风扇直径比率的值可以为0.125、0.130、0.135、0.140、0.145、0.150、0.155、0.160、0.165和0.170。例如，风扇直径比率可以介于前一句中的任何两个值之间。
风扇叶片质量和叶片组比率
风扇叶片质量比率被限定为：
风扇叶片质量比率将设置在风扇23上的每个风扇叶片23a的质量与第一法兰半径104相关联。本领域技术人员将理解，每个风扇叶片23a在制造公差范围内大体具有相同的质量。如果每个风扇叶片的质量显著不同，则每个风扇叶片的风扇叶片质量比率可以单独确定并且被构造成落入本文限定的范围内。在所描述的实施方案中，气体涡轮引擎10被构造成使得风扇叶片质量比率等于或小于19.0mm/磅(41.9mm/kg)。更具体地，风扇叶片质量比率等于或大于5mm/磅(11mm/kg)(或5.0mm/磅(11.0mm/kg))。因此，它可以在19.0mm/磅(41.9mm/kg)和5.0mm/磅(11.0mm/kg)之间的包含范围内。每个风扇叶片的质量可以在20lb(9kg)与70lb(32kg)之间的范围内。
在各种实施方案中，风扇叶片质量比率的值可以为5.0mm/lb(11.0mm/kg)、6.0mm/lb(13.2mm/kg)、7.0mm/lb(15.4mm/kg)、8.0mm/lb(17.6mm/kg)、9.0mm/lb(19.8mm/kg)、10.0mm/lb(22.1mm/kg)、11.0mm/lb(24.3mm/kg)、12.0mm/lb(26.5mm/kg)、13.0mm/lb(28.7mm/kg)、14.0mm/lb(30.9mm/kg)、15.0mm/lb(33.1mm/kg)、16.0mm/lb(35.3mm/kg)、17.0mm/lb(37.5mm/kg)、18.0mm/lb(39.7mm/kg)和19.0mm/lb(41.9mm/kg)。例如，叶片组质量比率可以介于前一句中的任何两个值之间。
第一法兰连接件60的径向定位(由第一法兰半径104确定)和风扇叶片质量也可以有助于使引擎弯曲最小化，同时保持法兰完整性。通过构造气体涡轮引擎10以使得风扇叶片质量比率在上述范围内，可以向引擎核心11提供适当的刚度。
叶片组质量比率被限定为
叶片组质量比率涉及形成风扇23的多个风扇叶片23a(即叶片组)的总质量和第一法兰半径(104)。在所描述的实施方案中，叶片组比率在0.95mm/磅(2.09mm/kg)与0.35mm/磅(0.77mm/kg)之间的包含范围内。
在各种实施方案中，叶片组质量比率的值可以为0.35mm/lb(0.77mm/kg)、0.40mm/lb(0.88mm/kg)、0.45mm/lb(0.99mm/kg)、0.50mm/lb(1.10mm/kg)、0.55mm/lb(1.21mm/kg)、0.60mm/lb(1.32mm/kg)、0.65mm/lb(1.43mm/kg)、0.70mm/lb(1.54mm/kg)、0.75mm/lb(1.65mm/kg)、0.80mm/lb(1.76mm/kg)、0.85mm/lb(1.87mm/kg)、0.90mm/lb(1.98mm/kg)和0.95mm/lb(2.09mm/kg)。例如，叶片组质量比率可以介于前一句中的任何两个值之间。
如本文其他地方所讨论的，每个风扇叶片23a至少部分地由金属材料形成。金属材料可以是钛基金属或铝基材料，诸如铝锂合金。
在其他实施方案中，每个风扇叶片23a可以至少部分地由复合材料形成。复合材料可以是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。
风扇出口导向叶片
提供风扇出口导向叶片(OGV)58，其在引擎核心11(例如，外核心壳体76)的外表面与短舱21的内表面之间径向延伸跨过旁路管道22。
风扇出口导向叶片58将引擎核心11连接到短舱21。风扇OGV 58可以附加地移除或减少来自风扇23的流动的漩涡。
风扇OGV 58在径向内边缘58a(邻近引擎核心11)与径向外边缘58b(邻近短舱21)之间延伸，并且具有相对于通过旁路管道22的气流B的方向的前(或上游)边缘和后(或下游)边缘。
OGV 58的径向内边缘58a的轴向位置被限定在径向内边缘58a的轴向中点处。这可以称为OGV 58的内轴向中心点，或OGV 58的根部中心点。
OGV 58的径向外边缘58b的轴向位置限定在径向内部外边缘58b的轴向中点处。这可以称为OGV 58的外轴向中心点，或OGV 58的尖端中心点。
OGV 58a的根部中心点与第一法兰连接件部60之间的轴向距离108被限定为沿轴线9的在OGV 58的根部中心点58a的轴向位置与第一法兰连接件60的轴向中心点的轴向位置之间的距离。在所描述的实施方案中，OGV 58a的根部中心点与第一法兰连接件件60之间的轴向距离108小于或等于135cm，更具体地在30cm至130cm的范围内。更特别地，它可以在30cm至105cm的范围内，更具体地在50cm至105cm的范围内。
OGV 58的尖端中心点58b与第一法兰连接件部60之间的轴向距离110被限定为沿轴线9的在OGV 58b的尖端中心点的轴向位置与第一法兰连接件60的轴向中心点的轴向位置之间的距离。在所描述的实施方案中，OGV 58a的根部中心点与第一法兰连接件件60之间的轴向距离110小于或等于90cm，更具体地在20cm至90cm的范围内。更特别地，它可以在40cm至90cm的范围内。
风扇出口导向叶片(风扇OGV)58的轴向定位可以在减小或最小化引擎弯曲并同时保持法兰完整性的方面起作用。
特别地，引擎10可以被设计成使得风扇OGV根部中心点58a与第一法兰连接件部60之间的轴向距离108相对较短。为2.6或更小的风扇OGV根部中心点58a和第一法兰连接件部60中心之间的轴向距离108与第一法兰半径104的比率可以为引擎核心11提供适当的刚度—该比率可以称为风扇OGV根部位置比率并且可以被表示为：
在所描述的实施方案中，引擎10被构造成使得风扇OGV根部位置比率的值小于或等于2.6，并且更具体地在2.6和0.8(包括端值)之间。
在各种实施方案中，风扇OGV根部位置比率的值可以为2.6、2.5、2.4、2.2、2.0、1.8、1.6、1.5、1.4、1.2、1.0或0.8。例如，风扇OGV根部位置比率可以介于前一句中的任何两个值之间。
在一些实施方案中，风扇OGV根部位置与风扇直径的比率：
小于或等于0.33。风扇直径等于风扇23的半径101的两倍。在所描述的实施方案中，风扇直径大于240cm，并且更特别地大于300cm(在两种情况下，它可以不大于380cm的最大值)。在所描述的实施方案中，风扇直径在330cm与380cm之间，并且更特别地在335cm与360cm之间。
在所描述的实施方案中，引擎10被构造成使得风扇OGV根部位置与风扇直径的比率大于或等于0.12。
在各种实施方案中，风扇OGV根部位置与风扇直径的比率的值可以为0.33、0.32、0.30、0.27、0.25、0.22、0.20、0.17、0.15或0.12。例如，风扇OGV根部位置与风扇直径的比率可以介于前一句中的任何两个值之间。
在一些实施方案中，风扇OGV根部位置与风扇直径的比率可以取如上所列的值或落在如上所列的范围内，而风扇OGV根部位置比率可以不取如上所列的值或落在如上所列的范围内，反之亦然。在其他实施方案中，两个风扇OGV根部位置比率可以取如上所列的值或落在如上所列的范围内。
附加地或了替代地，引擎10可以被设计成使得风扇OGV尖端中心点58b与第一法兰连接件部60之间的轴向距离110相对较短。为1.8或更小的风扇OGV尖端中心点58b和第一法兰连接件部60中心之间的轴向距离110与第一法兰半径104的比率可以为引擎核心11提供适当的刚度—该比率可以称为风扇OGV尖端位置比率并且可以被表示为：
在所描述的实施方案中，引擎10被构造成使得风扇OGV尖端位置比率的值小于或等于1.8，并且更具体地在1.8和0.6(包括端值)之间。
在各种实施方案中，风扇OGV尖端位置比率的值可以为1.8、1.7、1.6、1.5、1.4、1.3、1.2、1.1、1.0、0.9、0.8、0.7或0.6。例如，风扇OGV尖端位置比率可以介于前一句中的任何两个值之间。
在一些实施方案中，风扇OGV尖端位置与风扇直径的比率：
小于或等于0.22。风扇直径等于风扇23的半径101的两倍。在所描述的实施方案中，风扇直径大于240cm，并且更特别地大于300cm(在两种情况下，它可以不大于380cm的最大值)。在所描述的实施方案中，风扇直径在330cm与380cm之间，并且更特别地在335cm与360cm之间。
在所描述的实施方案中，引擎10被构造成使得风扇OGV尖端位置与风扇直径的比率大于或等于0.095。
在各种实施方案中，风扇OGV尖端位置与风扇直径的比率的值可以为0.22、0.21、0.20、0.19、0.18、0.17、0.16、0.15、0.14、0.13、0.12、0.11、0.10或0.095。例如，风扇OGV尖端位置与风扇直径的比率可以介于前一句中的任何两个值之间。
在一些实施方案中，风扇OGV尖端位置与风扇直径的比率可以取如上所列的值或落在如上所列的范围内，而风扇OGV尖端位置比率可以不取如上所列的值或落在如上所列的范围内，反之亦然。在其他实施方案中，两个风扇OGV尖端位置比率可以取如上所列的值或落在如上所列的范围内。
前安装件
引擎10被布置成借助于一个或多个挂架53安装到飞行器90的机翼52(挂架也可以称为机身支柱)。
在相对于图10描述的实施方案中，引擎10被布置成在至少两个地点处连接到挂架53。在所描述的实施方案中，两个地点包括将短舱21连接到挂架53的短舱安装件53a以及将核心11连接到挂架53的核心安装件53b。在该实施方案中，短舱安装件53a位于核心安装件53b的前方。因此，在所描述的实施方案中，前安装件50是短舱安装件53a。
在图7所示的实施方案中，前安装件50是核心安装件，并且提供了两个核心安装件。前安装件50是前核心安装件50。
在一些实施方案中，前安装件50可以是短舱安装件53a并且可以位于风扇OGV尖端中心点58b的轴向位置处。
在各种实施方案中，可能只有一个核心安装件，或者可能有多个核心安装件53b—例如，挂架53可以在多个地点连接到核心11，或者多个挂架53可以各自连接到核心11。
在各种实施方案中，可能只有一个短舱安装件53a，或者可能有多个短舱安装件53a—例如，挂架53可以在多个地点连接到短舱21，或者多个挂架53可以各自连接到短舱21。
最前方安装件50，无论是短舱安装件53a还是核心安装件53b，都被限定为前安装件50。
前安装件50与第一法兰连接件60之间的轴向距离106被限定为沿轴线9的在前安装件50的轴向中心点的轴向位置与第一法兰连接件60的轴向中心点的轴向位置之间的距离。
本领域技术人员将理解，前安装件50的轴向定位对于减小或最小化引擎弯曲并同时保持法兰完整性而言可能是重要的。特别地，引擎10可以被设计成使得前安装件50与第一法兰连接件60之间的轴向距离106相对较短以增加刚度(特别是增加中间壳刚度)。保持距离106相对较短也可以改善组装和核心检查的容易性。在所描述的实施方案中，第一法兰连接件60位于引擎核心11上的弯矩非常高的点处。技术人员将理解，弯矩通常更靠近前安装件50。增加第一法兰半径104，从而为第一法兰连接件60提供更大的直径，可以有助于对相对高弯矩作出反应。
为1.18或更小的前安装件50和第一法兰连接件60中心之间的轴向距离106与第一法兰半径的比率可以为引擎核心11提供适当的刚度—该比率可以称为前安装件位置比率并且可以被表示为：
在所描述的实施方案中，引擎10被构造成使得前安装件位置比率的值小于或等于1.18，并且更具体地在1.18和0.65之间。
在各种实施方案中，前安装件位置比率的值可以为1.18、1.14、1.10、1.05、1.00、0.95、0.90、0.85、0.80、0.75、0.70、0.67或0.65。例如，前安装件位置比率可以介于前一句中的任何两个值之间。
在所描述的实施方案中，第一法兰连接件60与前安装件50之间的轴向距离106在30cm和75cm之间，更特别地为约30cm。
在一些实施方案中，前安装件位置与风扇直径的比率：
小于或等于0.145。风扇直径112等于风扇23的半径101的两倍。在所描述的实施方案中，风扇直径112大于240cm，并且更特别地大于300cm(在两种情况下，它可以不大于380cm的最大值)。在所描述的实施方案中，风扇直径112在330cm与380cm之间，并且更特别地在335cm与360cm之间。
在所描述的实施方案中，引擎10被构造成使得前安装件位置与风扇直径的比率大于或等于0.07。
在各种实施方案中，前安装件位置与风扇直径的比率的值可以为0.145、0.140、0.135、0.130、0.125、0.120、0.115、0.110、0.105、0.100、0.095、0.090、0.085、0.080、0.075或0.070。例如，前安装件位置与风扇直径的比率可以介于前一句中的任何两个值之间。
在一些实施方案中，前安装件位置与风扇直径的比率可以取如上所列的值或落在如上所列的范围内，而前安装件位置比率可以不取如上所列的值或落在如上所列的范围内，反之亦然。在其他实施方案中，两个前安装件位置比率可以取如上所列的值或落在如上所列的范围内。
在本公开中，上游和下游相对于通过压缩机系统的空气流动；并且前和后相对于气体涡轮引擎，即风扇位于引擎的前方而涡轮位于引擎的后方。
应当理解，本发明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。
