燃烧器的制作方法

本公开涉及飞行器推进系统，并且涉及操作飞行器的方法，该方法包括管理不同流体以及不同流体之间的热传递，并且具体地说涉及管理燃烧器的入口处的燃料性质。相关技术的描述在航空工业中，期望趋向于使用与目前通常使用的传统的基于煤油的喷气燃料不同的燃料。相对于石油基烃燃料，这些燃料可具有不同的燃料特性。因此，需要考虑这些新燃料的燃料性质并调节操作气体涡轮引擎的方法。

背景技术：

技术实现思路

1、根据第一方面，提供了一种操作气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎包括：

2、引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机、被布置成燃烧燃料的燃烧器和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；

3、风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游；

4、风扇轴；

5、齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的输入并且经由所述风扇轴将驱动输出到所述风扇；

6、热交换系统，所述热交换系统包括被布置成将热量传递到所述燃料的一个或多个热交换器；所述一个或多个热交换器包括至少一个燃料-油热交换器；以及

7、燃料泵，所述燃料泵被布置成将所述燃料递送到所述燃烧器，其中所述燃料泵位于所述至少一个热交换器的下游；

8、其中该方法包括控制热交换系统以便在巡航条件下将燃烧器的入口处的燃料温度升高到至少135℃。

9、本发明人已经认识到，使用不同于传统的基于煤油的喷气燃料的燃料(诸如可持续航空燃料)可导致不同的燃料性质，并且可调节在巡航条件下的参数以利用不同的燃料性质。特别地，一些燃料可在一个或多个燃料-油热交换器中被加热到比传统燃料更高的温度。这可提高燃料的燃烧效率。例如，更高温度的燃料可以是较低粘性的，这可导致燃烧器内不同的喷嘴喷雾模式和液滴大小，从而改变燃料-空气混合并且提高燃烧效率。燃烧器的入口处的更高燃料温度也可允许提供改进的油冷却(因为燃料能够吸收更多的热)的方法。可优化热传递以调整燃烧器内的燃料喷雾特性。

10、可控制通过一个或多个热交换器的燃料流和/或热交换系统的一个或多个其他性质，以便在巡航条件下将燃烧器的入口处的燃料温度升高到135℃与170℃之间。

11、可控制燃料流以便在巡航条件下将燃烧器的入口处的燃料温度升高到150℃与170℃之间。

12、在巡航条件下可将燃烧器的入口处的燃料温度升高到至少150℃、170℃或190℃。

13、可控制燃料流以便在巡航条件下将燃烧器的入口处的燃料温度升高到135℃至150℃、135℃至160℃、135℃至170℃、135℃至180℃、135℃至190℃或135℃至200℃之间。可控制燃料流以便在巡航条件下将燃烧器的入口处的燃料温度升高到至少140℃、150℃、160℃、170℃、180℃、190℃或200℃的平均值。

14、可控制燃料流以便在巡航条件下将燃烧器的入口处的燃料温度升高到170℃、180℃、190℃或200℃的最大值。最高温度的设定可用于保护燃料泵和/或其他引擎部件免受过高温度的影响，过高温度会降低其使用寿命。

15、燃料泵可位于热交换系统的所有热交换器的下游。

16、在巡航条件下燃烧器的入口处的燃料温度可被定义为在稳态巡航条件下在至少5分钟内、并且任选地在十分钟内的平均值。这些平均温度不包括温度的瞬态尖峰，该瞬态尖峰可被定义为在操作期间燃料温度的波动，通常是温度的暂时升高。每次波动可以持续不超过5分钟。因此，在巡航条件下燃烧器的入口处至少135℃的燃料温度要求燃料温度在一时间段内保持在135℃或以上，并且到135℃以上的温度的瞬态尖峰是不够的。

17、热交换系统可包括空气-油热交换器，该空气-油热交换器被布置成将热量从流过其中的油传递到空气。空气-油热交换器和燃料-油热交换器可以并联配置布置在油回路系统的不同分支上。该方法可包括基于燃料温度来调节输送到空气-油热交换器的油的量。

18、因此，控制热交换系统以便升高燃料温度可包括控制通过一个或多个热交换器的油流。

19、在带有两个燃料-油热交换器(初级燃料-油热交换器和次级燃料-油热交换器)的实施方式中，控制热交换系统以便升高燃料温度可附加地或另选地包括调节通过初级燃料-油热交换器和次级燃料-油热交换器输送的燃料量。这种调节可包括调节多大比例的燃料沿着经过热交换器的旁路管道输送，而不是通过热交换器输送。另选地或另外地，这种调节可包括调节多大比例的燃料从热交换器的出口再循环回到该热交换器的入口。初级燃料-油热交换器和次级燃料-油热交换器可位于分开的油回路上，例如被布置成润滑和冷却引擎的齿轮箱的初级油回路和被布置成润滑和冷却引擎的集成驱动发电机的次级油回路，如下文更详细地描述。

20、因此，热交换系统可包括至少一个旁路管道，该至少一个旁路管道被布置成允许燃料或油绕过热交换系统的热交换器。该方法可包括基于燃料温度调节通过旁路管道输送的燃料或油的量。在一些实施方式中，该热交换器或每个热交换器可包括至少一个旁路管道，并且可包括两个旁路管道(燃料和油各一个)。

21、可致动一个或多个阀以执行油流和/或燃料流的调节。一个或多个温度传感器可用于提供由热交换系统的控制器控制的用于自动调节的反馈，该控制器可以是专用控制器或引擎电子控制器(eec)的一部分。

22、根据第二方面，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：

23、引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机、被布置成燃烧燃料的燃烧器和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；

24、风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游；

25、风扇轴；

26、齿轮箱，该齿轮箱被布置成接收来自芯轴的输入并且经由风扇轴将驱动输出到风扇；

27、热交换系统，所述热交换系统包括被布置成将热量传递到所述燃料的至少一个燃料-油热交换器；以及

28、燃料泵，所述燃料泵被布置成将所述燃料递送到所述燃烧器，其中所述燃料泵位于所述至少一个燃料-油热交换器的下游；

29、其中热交换系统被布置成加热燃料以便在巡航条件下将燃烧器的入口处的燃料温度升高到至少135℃。

30、气体涡轮引擎还可包括附件齿轮箱和泵轴，其中附件齿轮箱接收来自芯轴的输入并且经由泵轴将驱动输出到燃料泵。因此，泵速可与芯轴旋转速度相关联，并且可借助于齿轮箱在芯轴(或在一些引擎架构中，另一中间轴)与燃料泵之间具有固定的速度关系。在一些实施方式中，附件齿轮箱可替代地被布置成对于给定的芯轴速度提供固定数量的不同速度。对于在特定轴速度下可用的给定数量的泵速，燃料的再循环可允许更广泛的燃料流量进入燃烧器中。在芯轴与燃料泵之间存在单个固定速度关系的实施方式中，燃料的再循环可允许多个不同的燃料流量以给定的芯轴速度进入燃烧器中。

31、设想针对第一方面描述的所有特征可同样适用于第二方面。

32、根据第三方面，提供了一种操作气体涡轮引擎的方法，该气体涡轮引擎包括：

33、引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机、被布置成燃烧燃料的燃烧器和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；

34、风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游；

35、风扇轴；

36、齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的输入并且经由所述风扇轴将驱动输出到所述风扇；

37、热交换系统，所述热交换系统包括被布置成将热量传递到所述燃料的一个或多个热交换器；所述一个或多个热交换器包括至少一个燃料-油热交换器；以及

38、燃料泵，所述燃料泵被布置成将所述燃料递送到所述燃烧器，其中所述燃料泵位于所述至少一个燃料-油热交换器的下游；

39、其中所述方法包括使用在25℃处润滑性介于0.71mm与0.90mm磨痕直径(wsd)之间的燃料来操作所述气体涡轮引擎。

40、使用具有期望润滑性的燃料可包括选择合适的燃料。选择燃料可包括选择单个燃料。选择燃料可包括选择燃料混合物。选定燃料可以是飞行器上的唯一燃料。这样，可在飞行器的燃料补给期间执行选择燃料。另选地，选定燃料可以是飞行器上的几种燃料中的一种，或者是飞行器上的多种燃料的混合物；因此，可在飞行中执行选择。

41、为了在巡航条件下获得泵或燃烧器的入口处的期望的润滑性，还可使用热交换系统加热燃料。因此，引擎的操作方法可包括在使用期间选择合适的燃料和合适地加热燃料的组合，以便在巡航条件下获得特别是泵的入口处和燃烧器的入口处的期望的润滑性。可取决于燃料来调节热交换系统的控制。该调节可如关于第一方面和第二方面所述。

42、离开燃料泵的燃料可被直接馈送到燃烧器，因此，燃料泵的入口处的燃料温度可至少基本上等于燃烧器的入口处的燃料温度，并且这两个位置处的燃料润滑性也可至少基本上相等。

43、通过一系列受控实验中的一者或多者来测量润滑性。一种这样的测试涉及在施加负载的情况下将硬化钢球放置在另一个硬化钢制物体(例如，圆盘或圆柱，取决于选定的测试类型)上，以在两者之间产生力。将被测试的燃料样品倒入装有这些钢样品的杯中，并且启动马达，迫使球在设定的时间段内以固定的速度在钢盘或圆柱上来回摩擦。然后将球移除并测量“磨痕”(即球上由钢盘磨损引起的标记)的宽度和长度。这两个尺寸的平均值被称为磨痕直径，或wsd。痕迹越小，发生的磨损就越少，因此所测试的燃料的润滑性就越高。

44、球柱润滑性评定仪(bocle)测试是专门为航空喷气燃料开发的，因为它特别适用于测量燃料和添加剂对氧化磨损的影响，氧化磨损是飞行器燃料系统中的重要机制。对于bocle测试，使用固定钢球和旋转金属圆柱，将它们浸没在待测试的流体样品(例如，燃料)中。施加负载以在圆柱旋转时将球压靠在圆柱上，以模拟操作中的金属-金属接触并评估样品流体的影响。测试后球上“磨痕”的存在和实质允许评估流体样品在控制速度和接触负载下的润滑性质。

45、对于本文提供的wsd值，使用astm d5001 bocle测试，其中温度为25℃±1℃，并且持续时间为30分钟±1分钟。

46、在该标准测试中，所使用的球由aisi标准钢号e-52100的铬合金钢制成并且具有12.7mm的直径。金属圆柱由sae 8720钢制成。钢球以1000g的施加负载压在金属圆柱上，该负载始终保持恒定。将金属圆柱安装到马达，该马达使该金属圆柱以240转/分钟的固定速度旋转三十分钟。一旦测试完成，就将部件拆卸，并且使用显微镜以100倍变焦检查钢球以确定在测试期间形成的磨痕的磨痕直径。

47、除非另有说明，否则使用如上所述的测试方案，将该标准温度和时间段用于本文列出的值。

48、将泵定位在初级燃料-油热交换器的下游可允许泵的性能通过加热后改变燃料的润滑性来提高。传统燃料在期望的加热水平之后可能具有不适于最佳泵性能的润滑性。在由一个或多个热交换器加热之前，不同的燃料(诸如可持续航空燃料)可能不具有足够高的润滑性以与燃料泵一起使用，因此燃料泵定位在一个或多个热交换器的下游。将新的燃料特性与所述燃料的增加的加热相结合可提供参数的平衡以实现期望的润滑性。燃料的润滑性也会影响燃烧效率，特别是关于燃烧器内的燃料喷嘴喷雾性能。燃料喷嘴喷雾性能影响燃料的燃烧效率。因此，可通过选择期望的润滑性来提高引擎效率。例如，燃料润滑性的变化可导致燃烧器内不同的喷嘴喷雾模式和液滴大小，从而改变燃料-空气混合；因此，调整润滑性可用于提高燃烧效率。可优化热传递以调整燃烧器内的燃料喷雾特性。燃料的润滑性提供了由燃料润滑的表面将遭受多少磨损的量度，更具润滑性的燃料将减少摩擦，从而保护表面(诸如泵或阀的内表面)免受磨损。例如，低燃料润滑性可导致泵和喷射器中的磨损或留痕增加。润滑性可因此被调整为位于特定范围内以提高引擎性能和/或寿命。

49、可使用润滑性介与0.71mm与0.85mm wsd之间或介于0.75mm与0.90mm wsd之间的燃料。可使用润滑性介于0.80mm与0.90mm wsd之间的燃料。可使用润滑性介于0.80mm与0.85mm wsd之间的燃料。可使用润滑性介于0.85mm与0.90mm wsd之间的燃料。

50、可使用润滑性大于0.75mm wsd的燃料。可使用润滑性大于0.80mm wsd的燃料。可使用润滑性大于0.85mm wsd的燃料。可使用润滑性大于或等于0.90mm wsd的燃料。

51、选定燃料的固有润滑性可低于传统煤油燃料。然而，将燃料加热到与传统燃料相比更高的温度可补偿-将燃料加热到升高的温度可将润滑性增加(即，降低wsd值)到期望值。

52、例如，操作气体涡轮引擎可包括控制热交换系统以便在巡航条件下将燃烧器的入口处的燃料温度升高到至少135℃。可控制通过一个或多个热交换器的燃料流和/或热交换系统的一个或多个其他性质，以便升高燃料温度。在巡航条件下可将燃烧器的入口处的燃料温度升高到至少150℃、170℃或190℃。

53、根据第四方面，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：

54、引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机、被布置成燃烧燃料的燃烧器和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；

55、风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游；

56、风扇轴；

57、齿轮箱，该齿轮箱被布置成接收来自芯轴的输入并且经由风扇轴将驱动输出到风扇；

58、热交换系统，所述热交换系统包括被布置成将热量传递到所述燃料的至少一个燃料-油热交换器；以及

59、燃料泵，所述燃料泵被布置成将所述燃料递送到所述燃烧器，其中所述燃料泵位于所述至少一个燃料-油热交换器的下游；

60、其中所述燃料在25℃处具有介于0.71mm与0.90mm磨痕直径(wsd)之间的润滑性。

61、设想针对第三方面描述的所有特征可同样适用于第四方面。

62、此外，第三方面和/或第四方面可结合第一方面和/或第二方面来实施。

63、在上述方面中的任一方面中，气体涡轮引擎可包括被布置成将油供应到齿轮箱的初级油回路系统；并且热交换系统的一个或多个热交换器可包括至少初级燃料-油热交换器，初级油回路系统的油和燃料流过该至少初级燃料-油热交换器以将热量从油传递到燃料。

64、使用燃料从油吸收更多热量而不是依赖从油到环境/空气(例如，在油-空气热交换器中)的热传递提供热效率更高的引擎。这可在油返回到用于涡轮引擎中的润滑和/或冷却的位置之前提高油的冷却。附加地，提高的油的冷却又可提高油对其流过的引擎部件的冷却效果。

65、气体涡轮引擎还可以包括：

66、集成驱动发电机；以及

67、次级油回路系统，该次级油回路系统被布置成将油提供到集成驱动发电机。

68、热交换系统可包括油-油热交换器，该油-油热交换器被布置成在初级回路系统的油和次级回路系统的油之间传递热量。

69、初级油回路系统的油可与次级油回路系统的油物理分开，因此初级油回路系统和次级油回路系统是不同的、分开的闭合回路。这样，初级油回路系统可被称为初级闭合回路油系统，并且次级油回路系统可被称为次级闭合回路油系统。初级油回路系统的油可与或可不与次级油回路系统的油化学上相似或相同。也就是说，初级油回路系统和次级油回路系统可以是流体隔离的，使得油从不在两者之间混合，并且每个油回路系统中的油可以是化学上不同的和/或可以不同速率泵送。

70、热交换系统的一个或多个热交换器还可包括被布置成从次级油回路系统接收燃料和油的次级燃料-油热交换器。可使用次级燃料-油热交换器在来自次级油回路系统的油与燃料之间传递热量。

71、这样，气体涡轮引擎还可包括集成驱动发电机；以及次级油回路系统，所述次级油回路系统被布置成将油提供到所述集成驱动发电机；并且至少一个燃料-油热交换器还可包括次级燃料-油热交换器，该次级燃料-油热交换器被布置成使得来自次级油回路系统的油和燃料流过次级燃料-油热交换器，并且进一步被布置成在来自次级油回路系统的油与燃料之间传递热量。

72、燃料可以在流过初级燃料-油热交换器之前流过次级燃料-油热交换器，使得在热量从初级油回路系统中的油传递到燃料之前，热量从次级油回路系统中的油传递到燃料。

73、热交换系统还可包括空气-油热交换器，该空气-油热交换器被布置成从初级油回路系统的油传递热量。

74、空气-油热交换器可有助于从初级油回路系统的油中去除未传递到燃料的过量热量。这可允许在燃料-油热交换器中将热量从油传递到燃料之外进一步冷却油。

75、空气-油热交换器和初级燃料-油热交换器可以并联配置布置在初级油回路系统的不同分支上。也就是说，例如，在一些实施方式中，油流可被分流以沿着平行流动路径流动，使得油的至少一部分流过初级燃料-油热交换器并且油的至少一部分流过另一个单独的热交换器，诸如空气-油热交换器和/或油-油热交换器。然后可重新接合平行的油流路径。

76、初级油回路系统可包括调制阀，该调制阀被布置成调节初级油回路系统的分支之间的油流。这允许空气-油热交换器与初级燃料-油热交换器之间的热传递比率的变化。可基于离开初级燃料-油热交换器或进入泵或燃烧器的燃料的温度(例如，取决于一个或多个温度传感器的位置)来修改油流(以及因此从油到空气或燃料的热传递)的水平，并且因此允许将燃料温度控制在例如限定的上限和下限内。这可有助于确保涡轮引擎的效率提高(例如，通过升高燃料温度)，而不会由于使用对燃料泵的耐久性而言过高的温度而冒着对燃料-油热交换器下游的燃料泵造成不必要的损坏的风险。

77、初级燃料-油热交换器可被称为主燃料-油热交换器，因为油与燃料之间的大部分热传递可发生在初级燃料-油热交换器中。初级燃料-油热交换器的主要功能可以是在燃料被提供给燃烧器之前加热燃料。至少基本上所有的燃料可以穿过主燃料-油热交换器。

78、对于初级燃料-油热交换器和次级燃料-油热交换器，从油到燃料的热传递的比率可大约介于70:30与90:10之间，即初级燃料-油热交换器可负责由油对燃料的加热的70％至90％，次级燃料-油热交换器占剩余部分。

79、对于初级燃料-油热交换器和次级燃料-油热交换器，从油到燃料的热传递的比率可以是大约80:20。

80、在其他示例中，由于次级燃料-油热交换器从油到燃料的热传递的比例可能更高。

81、热交换系统和燃料泵的组合在本文中可被称为燃料管理系统。

82、气体涡轮引擎可形成飞行器的一部分。飞行器可包括燃料箱和燃料供应泵，该燃料供应泵被构造成将燃料流供应到引擎本身的燃料管理系统。燃料供应泵可被描述为燃料箱泵或低压泵，并且位于引擎的上游，并且因此位于初级燃料-油热交换器的上游。

83、燃料管理系统的燃料泵在本文中可被描述为主燃料泵或引擎燃料泵，因为与燃料供应泵不同，它是引擎本身的一部分。主燃料泵位于热交换系统的至少一个热交换器的下游，该至少一个热交换器可以是初级燃料-油热交换器。一个或多个辅助燃料泵可位于沿着燃料流路径的任何适当位置处。

84、在一些示例性实施方式中，可存在第三、第四或任何合适数量的另一个燃料-油热交换器，任选地带有能够操作以控制通过其中的燃料的流速的燃料阀。

85、气体涡轮引擎内的油流可沿循一个或多个闭合回路。初级油回路系统可被认为是闭合回路油系统并且可被构造成在引擎内供应再循环油流，并且被描述为再循环润滑和/或冷却系统，或者被描述为再循环油系统。初级燃料-油热交换器可被描述为形成初级闭合回路油系统的一部分。再循环润滑和/或冷却系统可被描述为油热管理系统，因为在润滑和/或冷却齿轮箱的过程中在油已经被加热之后从油中去除热量。

86、初级油回路系统可包括至少第一油泵，该至少第一油泵被构造成围绕再循环油系统的至少一部分泵送油流。第一油泵可位于围绕再循环油系统的任何适当位置处。再循环油系统可被构造成使得油流流过引擎部件(例如，引擎轴承室和齿轮箱)并且然后可被收集在油底壳中。第一油泵可以被构造成将油从油底壳泵送到第一油箱。这样，第一油泵可以被描述为回油泵。

87、油箱可适于容纳一定体积的油。油箱可被构造成容纳任何合适体积的油。油箱可被布置成从(例如包括除气器的)第一油箱中的油中去除气体。离开油箱的油可穿过过滤器、滤网等。

88、第二油泵可位于第一油箱与初级燃料-油热交换器之间。第二油泵可以被描述为进给泵。第二油泵可被构造成将油从第一油箱泵送到初级燃料-油热交换器以及(在存在的情况下)空气-油热交换器。

89、在巡航条件下，并且对于本文所述的所有方面，进入燃料-油热交换器中的任一燃料-油热交换器的油流可具有比在巡航条件进入同一燃料-油热交换器的燃料流更高的平均温度。以这种方式，在巡航条件下，热能可以从流过一个或多个燃料-油热交换器的油流传递到燃料流。这样，在巡航条件下，离开每个热交换器的油可具有比进入该热交换器的油更低的温度。

90、次级油回路系统可具有与初级油回路系统类似的架构(即，油箱、一个或多个泵)，但可将油供应到集成驱动发电机(而不是主齿轮箱)，并且通过次级燃料-油热交换器(而不是初级燃料-油热交换器)。

91、在初级和/或次级闭合回路系统包括至少一个燃料-油热交换器和至少一个空气-油热交换器的情况下，油流的至少一部分可以不流过燃料-油热交换器和/或空气-油热交换器。

92、例如，当至少一个燃料-油热交换器和至少一个空气-油热交换器以流动串联方式设置时，至少一个流旁路可以被构造成允许油流的至少一部分绕过并且因此不流过燃料-油热交换器和/或空气-油热交换器。

93、当至少一个燃料-油热交换器和至少一个空气-油热交换器并联设置时，再循环润滑系统可被构造成使得任何适当百分比的油流过燃料-油热交换器和空气-油热交换器中的每一者。流旁路可再次由一个热交换器或每个热交换器提供，以允许并联布置的该分支中的燃料绕过该分支上的该热交换器或每个热交换器。

94、如本文其他地方所述，本公开可应用于气体涡轮引擎的任何相关配置。此类气体涡轮引擎可以是例如涡轮风扇气体涡轮引擎、开放转子气体涡轮引擎(其中螺旋桨不被短舱包围)、涡轮螺旋桨引擎或涡轮喷气引擎。任何此类引擎可设置有或可不设置有后燃器。此类气体涡轮引擎可例如被配置用于基于陆地或海洋的发电应用。

95、根据本公开的任何方面的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(具有风扇叶片的)风扇。此类风扇可位于引擎核心的上游。另选地，在一些示例中，气体涡轮引擎可包括位于引擎核心的下游的风扇，例如在气体涡轮引擎为开放式转子或涡轮螺旋桨引擎的情况下(在这种情况下，风扇可被称为推进器)。

96、在气体涡轮引擎是开放式转子或涡轮螺旋桨引擎的情况下，气体涡轮引擎可包括经由轴附接到自由动力涡轮并由该自由动力涡轮驱动的两个对转螺旋桨级。推进器可沿相反方向旋转，使得一个推进器围绕引擎的旋转轴顺时针旋转并且另一推进器围绕引擎的旋转轴逆时针旋转。另选地，气体涡轮引擎可包括推进器级和被构造在推进器级的下游的导向轮叶级。导向轮叶级可具有可变节距。因此，高压、中压和自由动力涡轮分别可通过合适的互连轴驱动高压和中压压缩机和推进器。因此，推进器可提供大部分推进推力。

97、在气体涡轮引擎是开放式转子或涡轮螺旋桨引擎的情况下，一个或多个推进器级可由齿轮箱驱动。齿轮箱可以是本文所述的类型。

98、根据本公开的引擎可以是涡轮风扇引擎。此类引擎可以是直接驱动涡轮风扇引擎，其中风扇例如在没有齿轮箱的情况下经由芯轴直接连接到风扇驱动涡轮。在此类直接驱动涡轮风扇引擎中，可以说风扇以与风扇驱动涡轮相同的转速旋转。仅作为示例，风扇驱动涡轮可以是第一涡轮，芯轴可以是第一芯轴，并且气体涡轮引擎还可包括第二涡轮和将第二涡轮连接到压缩机的第二芯轴。第二涡轮、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，第二涡轮可轴向定位在第一涡轮的上游。

99、根据本公开的引擎可以是齿轮式涡轮风扇引擎。在这种布置中，引擎具有经由齿轮箱驱动的风扇。因此，此类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)。

100、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。

101、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。

102、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，仅通过第一芯轴，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。

103、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。这种齿轮箱可以是单级。另选地，这种齿轮箱可以是复合齿轮箱，例如复合行星齿轮箱(其可在太阳齿轮上具有输入并且在齿圈上具有输出，并且因此被称为“复合星形”齿轮箱)，例如具有两级减速。

104、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。仅以示例的方式，齿轮箱可以是“恒星”齿轮箱，其具有在3.1或3.2到3.8的范围内的减速比。仅以另外的示例的方式，齿轮箱可以是“恒星”齿轮箱，其具有在3.0到3.1的范围内的减速比。仅以另外的示例的方式，齿轮箱可以是“行星”齿轮箱，其具有在3.6到4.2的范围内的减速比。在一些布置结构中，该齿轮传动比可在这些范围之外。

105、在如本文所述和/或要求保护的任何气体涡轮引擎中，将给定组合物或共混物的燃料提供给燃烧器，该燃烧器可相对于流动路径设置在风扇和压缩机的下游(例如轴向下游)。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。

106、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。例如，气体涡轮引擎可以是包括13或14个压缩机级(除了风扇之外)的直接驱动涡轮风扇气体涡轮引擎。这种引擎可例如包括在第一(或“低压”)压缩机中的3个级和在第二(或“高压”)压缩机中的10或11个级。以另外的示例的方式，气体涡轮引擎可以是包括11、12或13个压缩机级(除了风扇之外)的“齿轮式”气体涡轮引擎(其中风扇经由减速齿轮箱由第一芯轴驱动)。这种引擎可包括在第一(或“低压”)压缩机中的3或4个级和在第二(或“高压”)压缩机中的8或9个级。以另外的示例的方式，气体涡轮引擎可以是在第一(或“低压”)压缩机中具有4个级并且在第二(或“高压”)压缩机中具有10个级的“齿轮式”气体涡轮引擎。

107、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。根据需要，每个级可包括一排转子叶片和一排定子叶片，反之亦然。相应排的转子叶片和定子轮叶可彼此轴向偏移。第二(或“高压”)涡轮可在任何布置中包括2个级(例如，不管其是齿轮式引擎还是直接驱动引擎)。气体涡轮引擎可以是包括具有5、6或7个级的第一(或“低压”)涡轮的直接驱动气体涡轮引擎。另选地，气体涡轮引擎可以是包括具有3或4个级的第一(或“低压”)涡轮的“齿轮式”气体涡轮引擎。

108、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或0.29至0.30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。

109、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(其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：140cm、170cm、180cm、190cm、200cm、210cm、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210cm至240cm、或250cm至280cm、或320cm至380cm的范围内。仅以非限制性示例的方式，风扇直径可在170cm至180cm、190cm至200cm、200cm至210cm、210cm至230cm、290cm至300cm或340cm至360cm的范围内。

110、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3500rpm，例如小于2600rpm、或小于2500rpm、或小于2300rpm。仅以另外的非限制性示例的方式，对于具有在200cm至210cm的范围内的风扇直径的“齿轮式”气体涡轮引擎，在巡航条件下的风扇的旋转速度可在2750至2900rpm的范围内。仅以另外的非限制性示例的方式，对于具有在210cm至230cm的范围内的风扇直径的“齿轮式”气体涡轮引擎，在巡航条件下的风扇的旋转速度可在2500至2800rpm的范围内。仅以另外的非限制性示例的方式，对于具有在340cm至360cm的范围内的风扇直径的“齿轮式”气体涡轮引擎，在巡航条件下的风扇的旋转速度可在1500至1800rpm的范围内。仅以另外的非限制性示例的方式，对于具有在190cm至200cm的范围内的风扇直径的直接驱动引擎，在巡航条件下的风扇的旋转速度可在3600至3900rpm的范围内。仅以另外的非限制性示例的方式，对于具有在300cm至340cm的范围内的风扇直径的直接驱动引擎，在巡航条件下的风扇的旋转速度可在2000至2800rpm的范围内。

111、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)。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(所有值都是无量纲的)。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(例如，针对齿轮式气体涡轮引擎)。

112、根据本公开的气体涡轮引擎可具有任何期望的旁路比率(bpr)，其中该旁路比率被定义为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。在一些布置中，在巡航条件下的旁路比率可大于(或大约为)以下中的任一项：9、9.5、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。在巡航条件下的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。仅以非限制性示例的方式，根据本公开的直接驱动气体涡轮引擎的巡航条件下的旁路比率可在9:1至11:1的范围内。仅以进一步非限制性示例的方式，根据本公开的齿轮式气体涡轮引擎的巡航条件下的旁路比率可在12:1至15:1的范围内。旁路导管可以是大致环形的。该旁路导管可位于核心引擎的径向外侧。旁路导管的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。

113、如本文所述和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力比(opr)可被定义为最高压压缩机出口(进入燃烧器之前)处的滞止压力与风扇上游的滞止压力的比率。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条件下的总压力比可大于(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。仅以非限制性示例的方式，在具有在200cm至210cm的范围内的风扇直径的齿轮式气体涡轮引擎的巡航条件下的总压力比可在40至45的范围内。仅以非限制性示例的方式，在具有在210cm至230cm的范围内的风扇直径的齿轮式气体涡轮引擎的巡航条件下的总压力比可在45至55的范围内。仅以非限制性示例的方式，在具有在340cm至360cm的范围内的风扇直径的齿轮式气体涡轮引擎的巡航条件下的总压力比可在50至60的范围内。仅以非限制性示例的方式，在具有在300cm至340cm的范围内的风扇直径的直接驱动气体涡轮引擎的巡航条件下的总压力比可在50至60的范围内。

114、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。在一些示例中，对于给定推力条件，比推力可取决于提供给燃烧器的燃料的特定组合物。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。仅以非限制性示例的方式，具有在200cm至210cm的范围内的风扇直径的齿轮式气体涡轮引擎的比推力可在90nkg-1s至95nkg-1s的范围内。仅以非限制性示例的方式，具有在210cm至230cm的范围内的风扇直径的齿轮式气体涡轮引擎的比推力可在80nkg-1s至90nkg-1s的范围内。仅以非限制性示例的方式，具有在340cm至360cm的范围内的风扇直径的齿轮式气体涡轮引擎的比推力可在70nkg-1s至90nkg-1s的范围内。仅以非限制性示例的方式，具有在300cm至340cm的范围内的风扇直径的直接驱动气体涡轮引擎的比推力可在90nkg-1s至120nkg-1s的范围内。

115、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：100kn、110kn、120kn、130kn、135kn、140kn、145kn、150kn、155kn、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能够产生在155kn至170kn、330kn至420kn、或350kn至400kn的范围内的最大推力。仅以非限制性示例的方式，具有在200cm至210cm的范围内的风扇直径的齿轮式气体涡轮引擎的最大推力可在140kn至160kn的范围内。仅以非限制性示例的方式，具有在210cm至230cm的范围内的风扇直径的齿轮式气体涡轮引擎的最大推力可在150kn至200kn的范围内。仅以非限制性示例的方式，具有在340cm至360cm的范围内的风扇直径的齿轮式气体涡轮引擎的最大推力可在370kn至500kn的范围内。仅以非限制性示例的方式，具有在300cm至340cm的范围内的风扇直径的直接驱动气体涡轮引擎的最大推力可在370kn至500kn的范围内。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。

116、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。在一些示例中，对于给定推力条件，tet可取决于提供给燃烧器的燃料的特定组合物。在巡航条件下，该tet可至少为(或大约为)以下中的任何一个：1400k、1450k、1500k、1520k、1530k、1540k、1550k、1600k或1650k。因此，仅以非限制性示例的方式，具有在200cm至210cm范围内的风扇直径的齿轮式气体涡轮引擎在巡航条件下的tet可在1540k至1600k的范围内。仅以非限制性示例的方式，具有在210cm至230cm范围内的风扇直径的齿轮式气体涡轮引擎在巡航条件下的tet可在1590k至1650k的范围内。仅以非限制性示例的方式，具有在340cm至360cm范围内的风扇直径的齿轮式气体涡轮引擎在巡航条件下的tet可在1600k至1660k的范围内。仅以非限制性示例的方式，具有在300cm至340cm范围内的风扇直径的直接驱动气体涡轮引擎在巡航条件下的tet可在1590k至1650k的范围内。仅以非限制性示例的方式，具有在300cm至340cm范围内的风扇直径的直接驱动气体涡轮引擎在巡航条件下的tet可在1570k至1630k的范围内。

117、在巡航条件下的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)，例如1530k至1600k。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、2000k、2050k或2100k。因此，仅以非限制性示例的方式，具有在200cm至210cm范围内的风扇直径的齿轮式气体涡轮引擎的最大tet可在1890k至1960k的范围内。仅以非限制性示例的方式，具有在210cm至230cm的范围内的风扇直径的齿轮式气体涡轮引擎的最大tet可在1890k至1960k的范围内。仅以非限制性示例的方式，具有在340cm至360cm的范围内的风扇直径的齿轮式气体涡轮引擎的最大tet可在1890k至1960k的范围内。仅以非限制性示例的方式，具有在300cm至340cm的范围内的风扇直径的直接驱动气体涡轮引擎的最大tet可在1935k至1995k的范围内。仅以非限制性示例的方式，具有在300cm至340cm的范围内的风扇直径的直接驱动气体涡轮引擎的最大tet可在1890k至1950k的范围内。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或1900k至2000k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。

118、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，诸如碳纤维复合材料。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)。

119、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，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。

120、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。

121、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。在风扇叶片具有碳纤维复合主体的情况下，可存在16或18个风扇叶片。在风扇叶片具有金属主体(例如铝-锂或钛合金)的情况下，可存在18、20或22个风扇叶片。

122、如本文所使用的，术语怠速、滑行、起飞、上升、巡航、降落、进近和着陆具有常规含义并且将容易被技术人员理解。因此，对于用于飞行器的给定气体涡轮引擎，技术人员将立即识别用于指代气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器的引擎在给定任务内的操作阶段的每个术语。

123、在这点上，地面怠速可指其中飞行器静止并且与地面接触，但其中存在针对待运行的引擎的要求的引擎操作阶段。在怠速期间，引擎可产生引擎的3％和9％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，引擎可产生5％与8％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，引擎可产生6％与7％之间的可用推力。滑行可指其中通过由引擎产生的推力沿着地面推进飞行器的引擎操作阶段。在滑行期间，引擎可产生5％与15％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，引擎可产生6％与12％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，引擎可产生7％与10％之间的可用推力。起飞可指其中通过由引擎产生的推力推进飞行器的引擎操作阶段。在起飞阶段内的初始阶段，可在飞行器与地面接触的同时推进飞行器。在起飞阶段内的稍后阶段，可在飞行器不与地面接触的同时推进飞行器。在起飞期间，引擎可产生90％与100％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，引擎可产生95％与100％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，引擎可产生100％的可用推力。

124、上升可指其中通过由引擎产生的推力推进飞行器的引擎操作阶段。在上升期间，引擎可产生75％与100％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，引擎可产生80％与95％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，引擎可产生85％与90％之间的可用推力。在这点上，上升可指在巡航条件下的起飞和到达之间的飞行器飞行周期内的操作阶段。附加地或另选地，上升可指在起飞和着陆之间的飞行器飞行周期中的标称点，其中需要高度的相对增加，这可需要引擎的附加推力需求。

125、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。

126、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。

127、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。

128、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。

129、仅作为示例，巡航条件可对应于0.8的前进马赫数和在35000ft(10668m)的高度处的标准大气条件(根据国际标准大气)。在此类巡航条件下，引擎可提供已知的所需净推力水平。已知的所需净推力水平当然取决于引擎及其预期应用，并且可以是例如在20kn至40kn的范围内的值。

130、仅作为进一步示例，巡航条件可对应于0.85的前进马赫数和在38000ft(11582m)的高度处的标准大气条件(根据国际标准大气)。在此类巡航条件下，引擎可提供已知的所需净推力水平。已知的所需净推力水平当然取决于引擎及其预期应用，并且可以是例如在35kn至65kn的范围内的值。

131、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。

132、此外，本领域技术人员将立即认识到降落和进近中的任一者或两者是指飞行器的巡航和着陆之间的飞行器飞行周期内的操作阶段。在降落和进近中的任一者或两者期间，引擎可产生20％和50％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，引擎可产生25％与40％之间的可用推力。在进一步的非限制性示例中，引擎可产生30％与35％之间的可用推力。附加地或另选地，降落可指在起飞和着陆之间的飞行器飞行周期中的标称点，其中需要高度的相对减少，并且这可需要引擎的减小的推力需求。

133、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。

134、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。该操作可在可如本文其他部分所定义的任何巡航条件(例如，就推力、大气条件和马赫数而言)下进行。

135、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)在任何合适的条件下(例如，飞行器的中间巡航处)的操作，如本文其他部分所定义的。

136、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。