油系统的制作方法

本公开涉及飞行器推进系统，并且涉及操作飞行器的方法，该方法涉及对不同流体的管理。相关技术的描述航空业预期，使用与目前普遍使用的传统煤油基喷气燃料不同的燃料将成为一种趋势。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，该引擎核心包括涡轮、压缩机、被布置成燃烧燃料的燃烧器和将涡轮连接到压缩机的芯轴；

3、风扇，该风扇位于该引擎核心的上游；

4、风扇轴；

5、齿轮箱(其可以被称为主齿轮箱)，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并且经由风扇轴将驱动输出到风扇；

6、初级油回路系统，该初级油回路系统被布置成供应油以润滑齿轮箱；以及

7、热交换系统，该热交换系统被布置成在油和燃料之间传递热量，油在巡航条件下在热交换系统的入口处具有至少180℃的平均温度，

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、该方法还可包括将燃料从燃料箱经由热交换系统输送到燃烧器的步骤。

10、热交换系统包括至少一个热交换器，油穿过该至少一个热交换器。热交换系统可包括在同一油回路系统上的多个热交换器。在一个或多个热交换器串联的实施方式中，热交换系统的入口处的油温被限定为串联配置中的第一热交换器的入口处的油温。在一个或多个热交换器并联并且具有油流分支的实施方式中，热交换系统的入口处的油温可以限定在流分流的地方，或者限定在任何并联分支上串联的任何第一热交换器的入口(或者该分支上的唯一热交换器的入口，如果适用)——应当理解，沿管道的热损失通常是最小的，使得在任何列出的位置处的温度测量结果应当非常类似于在大多数(如果不是全部)实施方式中的任何其他位置处获得的温度测量结果。在存疑的情况下，或者在具有更复杂的油流布置使得热交换器入口温度可在同一闭合回路油系统的分支之间变化的实施方式中，使用在每个平行油流动路径上达到的第一热交换器的入口上的温度的平均值。这适用于本文所述的所有方面。

11、在巡航条件下燃烧器的入口处的燃料温度可以被限定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或十五分钟内的平均值。这些平均温度不包括温度的瞬态尖峰，该瞬态尖峰可以被定义为在操作期间燃料温度的波动，通常是温度的升高。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。

12、相同的考虑适用于巡航条件下的油温的定义——温度至180℃或以上的任何瞬态尖峰将不足以归类为巡航条件下的至少180℃的平均温度；相反，平均温度必须保持在该水平或高于该水平。

13、本发明人已经认识到，使用不同于传统的煤油基喷气燃料的燃料(诸如可持续航空燃料)可允许燃烧器的入口处的更高燃料温度。燃烧器的入口处的更高燃料温度可允许提供改进的油冷却(因为燃料能够吸收更多的热)和/或改进的燃料燃烧效率的方法。应当理解，例如由于影响燃料-空气混合和燃烧效率的液滴尺寸和喷嘴喷雾特性，燃烧器的入口处的燃料性质可影响引擎性能，并且如所述升高燃料温度可改善这些性质。

14、初级油回路系统可被称为再循环润滑系统或作为再循环润滑系统的一部分。初级油回路系统可以被布置成供应油以润滑和/或冷却齿轮箱，油将热量从齿轮箱运走并且在油重新进入齿轮箱之前被冷却。初级油回路系统可另外被布置成供应油以润滑和/或冷却除主齿轮箱之外的一个或多个其他引擎部件，例如辅助齿轮箱(agb)和/或一个或多个轴承室。

15、该方法可以包括在油重新进入齿轮箱之前将热量从油传递到燃料，以便升高燃料温度同时降低油温。这可以改善燃料加热，从而允许更有效的燃烧，同时还改善油冷却，允许更有效的引擎热管理和操作。特别地，对于相同的油流量，较冷的油可以允许从引擎部件(诸如轴承)带走更多的热量，或者对于相同的冷却水平可以允许使用较低的油流量。

16、应当理解，在齿轮箱中使用油将油加热——油因此润滑齿轮箱并且还冷却齿轮箱，因为其从齿轮箱带走热量。

17、该方法可包括在油重新进入齿轮箱之前将热量从油传递到燃料，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140℃、150℃、160℃、170℃、180℃、190℃或200℃的平均值。

18、该方法可包括在油重新进入齿轮箱之前将热量从油传递到燃料，以便在巡航条件下将燃烧器的入口处的燃料温度升高到135℃至150℃、135℃至160℃、135℃至170℃、135℃至180℃、135℃至190℃或135℃至200℃之间的平均值。

19、该方法可以包括在油重新进入齿轮箱之前将热量从油传递到燃料，以便在巡航条件下将燃烧器的入口处的温度升高到最高至200℃、210℃、220℃、230℃、240℃或250℃的平均值。

20、除了从主齿轮箱获得热量之外，油还可穿过并冷却一个或多个其他引擎部件，任选地包括辅助齿轮箱(agb)和/或一个或多个轴承室。这些引擎部件可以给油增加更多的热量，从而使其温度升高到高于仅从主齿轮箱获取的热量的温度。

21、再循环润滑系统中的油因此可穿过引擎的辅助齿轮箱和一个或多个轴颈轴承以及穿过主齿轮箱，并且油在巡航条件下在热交换系统的入口处可具有最高至220℃的平均温度(即使离开主齿轮箱的油显著更冷)。

22、在巡航条件下，油在其布置成冷却的引擎部件的出口处可具有至少200℃的平均温度。由油冷却的引擎部件的出口处的油的温度可以至少基本上等于热交换系统的入口处的油的温度。与返回燃料不同，对于返回燃料，更大量的更冷的燃料可存在于燃料箱中并冷却返回燃料，再循环润滑系统中的“多余的”油的量可少得多，因此即使是返回到引擎部件和热交换系统的入口之间的箱也不会显著影响温度。

23、在一些实施方式中，最热的油(例如，来自包括agb的引擎部件)可以被直接送到燃料-油热交换器，而不是首先与主油箱中的较冷的油混合，例如以便增加燃料的温度上升。

24、在巡航条件下，油在热交换系统的入口处可具有最高至220℃的平均温度。在巡航条件下，油在热交换系统的入口处可具有小于220℃的平均温度。可以控制热交换系统以在巡航条件下保持热交换系统的入口处的油温低于220℃。

25、应当理解，来自初级油回路系统的油可能不是实现期望的燃料温度的燃料的唯一热输入，而是来自该油的热传递可有助于升高燃料温度。例如，可从单独的润滑系统或引擎的总润滑系统的单独部分(例如，使用用于润滑次级油回路系统中的集成驱动发电机的部件或与集成驱动发电机相关联的部件的油)和/或从与排气的热交换提供附加的热量。

26、润滑齿轮箱的油由初级油回路系统供应，该初级油回路系统可以是闭合回路系统。初级闭合回路系统可以被描述为包含第一油。气体涡轮引擎还可包括第二(次级)油回路系统，任选地为次级闭合回路润滑系统，该次级闭合回路润滑系统具有被布置成润滑其他部件的第二油。第一油和第二油可以是化学上不同的，或者可以是化学上相同的并且简单地物理分离的。

27、该方法可包括将热量(直接地或间接地)从第二油传递到燃料以帮助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℃的平均值。

28、控制热交换系统以升高燃料温度的步骤可以包括调节通过初级燃料-油热交换器和次级燃料-油热交换器中的至少一者(与绕过相应的热交换器相反)输送的燃料(或油)的量。

29、热交换系统可包括被布置成允许燃料(或油)绕过热交换系统的一个热交换器或多个热交换器的至少一个旁路管道。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。

30、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：

31、引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机、被布置成燃烧燃料的燃烧器和将涡轮连接到压缩机的芯轴；

32、风扇，该风扇位于该引擎核心的上游；

33、风扇轴；

34、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；

35、初级油回路系统，该初级油回路系统被布置成供应油以润滑齿轮箱；以及

36、热交换系统，该热交换系统被布置成在油和燃料之间传递热量，初级油回路系统被布置成使得油在巡航条件下在热交换系统的入口处具有至少180℃的平均温度，并且其中热交换系统被布置成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℃的平均温度。

37、气体涡轮引擎还可包括辅助齿轮箱。再循环润滑系统中的油可被布置成冷却辅助齿轮箱，从而提高温度。

38、气体涡轮引擎还可包括一个或多个轴承室。再循环润滑系统中的油可被布置成冷却该一个或多个轴承室，从而提高温度。

39、热交换系统可包括多个热交换器。热交换系统可包括一个或多个泵、阀、再循环管道和/或旁路管道，以允许控制通过和围绕热交换器的油和/或燃料的流动，从而调整热传递，并且由此调节粘度。

40、第二方面的设备可以用于实施第一方面的方法，并且可以具有关于第一方面描述的特征中的任一者。

41、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：

42、引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机、被布置成燃烧燃料的燃烧器和将涡轮连接到压缩机的芯轴；

43、风扇，该风扇位于该引擎核心的上游；

44、风扇轴；

45、齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并且经由风扇轴将驱动输出到风扇；

46、初级油回路系统，该初级油回路系统被布置成供应油以润滑齿轮箱；以及

47、热交换系统，该热交换系统被布置成在油和燃料之间传递热量，其中初级油回路系统被布置成使得油在巡航条件下在热交换系统的入口处具有至少180℃的平均温度，

48、其中该方法包括控制热交换系统以便在巡航条件下将200kj/m3至600kj/m3的热量从油传递到燃料。

49、从油到燃料的热传递可用于控制齿轮箱的入口处的油温。应当理解，对离开齿轮箱的油的冷却可用于允许控制齿轮箱的入口处的油温。例如，初级油回路系统可以是或包括使油再循环的闭合回路，或者可以以其他方式设计同时仍具有再循环特性，使得已经通过将热量传递到燃料而被冷却的油然后返回到齿轮箱以便冷却齿轮箱。齿轮箱的冷却因此可受益于先前从油到燃料中的热传递。这样，热量被齿轮箱中的油吸收，并且该热量中的至少一些热量然后被传递到燃料，该燃料继续在燃烧器中燃烧。相同的、冷却的油然后再循环回到齿轮箱以提供进一步的冷却。本领域技术人员将理解，油通常多次再循环通过引擎，而大多数燃料仅穿过一次。

50、热传递是按每立方米到达燃烧器的燃料测量的。因此，可基于在燃烧器的入口附近或入口处的燃料温度与热交换系统上游(例如，在飞行器的燃料箱中)的燃料温度的比较来计算传递到燃料的热的量。由于热传递是按每单位体积燃料测量的，其可以被认为是针对巡航时的燃料流量变化而归一化的热传递速率。

51、本发明人已经认识到，使用不同于传统的煤油基喷气燃料的燃料(诸如可持续航空燃料)可以允许每单位体积的燃料通过热交换系统从油向燃料传递更多的热量。如上文参考第一方面所述，在燃烧器的入口处的更高燃料温度可允许提供改进的油冷却和/或改进的燃料燃烧效率的方法。特别地，每立方米燃料从油传递走200kj至600kj的热量可以向引擎部件提供较冷的油，从而允许引擎部件被更有效地冷却，并且/或者被冷却到比其他方式更低的温度。

52、该方法可包括在巡航条件下通过热交换系统将300kj/m3至500kj/m3的热量从油传递到燃料。

53、该方法可包括在巡航条件下通过热交换系统将340kj/m3至450kj/m3的热量从油传递到燃料。

54、该方法可包括在巡航条件下通过热交换系统将350kj/m3至450kj/m3的热量从油传递到燃料。

55、该方法可包括在巡航条件下通过热交换系统将400kj/m3的热量从油传递到燃料。

56、在巡航条件下，油在热交换系统的入口处可具有至少200℃的平均温度。

57、在巡航条件下，油在热交换系统的入口处可具有最高至220℃的平均温度。在巡航条件下，油在热交换系统的入口处可具有小于220℃的平均温度。可以控制热交换系统以在巡航条件下保持热交换系统的入口处的油温低于220℃。

58、传递热量/控制热交换系统的步骤可以包括调节通过初级燃料-油热交换器和次级燃料-油热交换器中的至少一者(与绕过相应的热交换器相反)输送的燃料(或油)的量。

59、热交换系统可包括被布置成允许燃料(或油)绕过热交换系统的一个热交换器或多个热交换器的至少一个旁路管道。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。

60、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：

61、引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机、被布置成燃烧燃料的燃烧器和将涡轮连接到压缩机的芯轴；

62、风扇，该风扇位于该引擎核心的上游；

63、风扇轴；

64、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；

65、初级油回路系统，该初级油回路系统被布置成供应油以润滑齿轮箱；以及

66、热交换系统，该热交换系统被布置成在油和燃料之间传递热量，初级油回路系统被布置成使得油在巡航条件下在热交换系统的入口处具有至少180℃的平均温度，

67、其中热交换系统被布置成在巡航条件下将200kj/m3至600kj/m3的热量从油传递到燃料。

68、因此，热交换系统可被布置成控制齿轮箱的入口处的油温，如以上关于第三方面更详细地描述的。

69、气体涡轮引擎还可包括辅助齿轮箱。再循环润滑系统中的油可被布置成冷却辅助齿轮箱，从而提高温度。因此，传递到燃料的热量中的一些热量可源自辅助齿轮箱。

70、气体涡轮引擎还可包括一个或多个轴承室。再循环润滑系统中的油可被布置成冷却该一个或多个轴承室，从而提高温度。因此，传递到燃料的热量中的一些热量可源自轴承室。

71、热交换系统可包括多个热交换器。热交换系统可包括一个或多个泵、阀、再循环管道和/或旁路管道，以允许控制通过和围绕热交换器的油和/或燃料的流动，从而调整热传递，并且由此调节粘度。

72、第四方面的设备可以用于实施第三方面的方法，并且可以具有关于第三方面描述的特征中的任一者。

73、另外，第一方面或第二方面的任何或所有特征可以与第三方面和/或第四方面的特征结合使用。

74、根据第五方面，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：

75、引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机、被布置成燃烧燃料的燃烧器和将涡轮连接到压缩机的芯轴；

76、风扇，该风扇位于该引擎核心的上游；

77、风扇轴；

78、齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并且经由风扇轴将驱动输出到风扇；

79、初级油回路系统，该初级油回路系统被布置成供应油以润滑齿轮箱；以及

80、热交换系统，该热交换系统被布置成在油和燃料之间传递热量，油在巡航条件下在热交换系统的入口处具有至少180℃的平均温度，

81、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粘度降低至0.58mm2/s的最大值。

82、因此，在巡航条件下进入燃烧器的燃料的粘度降低至低于或等于0.58mm2/s的值。

83、该方法还可包括将燃料从燃料箱经由热交换系统输送到燃烧器的步骤。

84、本发明人已经认识到，燃料粘度对燃料如何被递送到燃烧室中以及如何在燃烧室中被点燃具有影响(例如，来自燃料喷雾喷嘴的液滴尺寸，其可以影响燃烧效率)。因此，在将燃料递送到燃烧器时考虑燃料粘度，并且通过改变热输入适当地控制燃料粘度可以提供更有效的燃料燃烧，从而改善飞行器性能。

85、应当理解，将粘度降低太多可能恶化燃烧效率和/或有害地影响燃料对引擎部件(例如，泵轴承)的润滑。此外，低燃料粘度可增加特定部件内的层流泄漏(laminarleakage)。因此也可以选择最小粘度。例如，该方法可包括控制热交换系统，使得在巡航条件下在燃烧器的入口处的燃料粘度保持高于0.2mm2/s、0.25mm2/s、0.3mm2/s、0.35mm2/s或0.4mm2/s。

86、该方法可以包括在燃料进入燃烧器之前将热量从油传递到燃料，以便在巡航条件下将燃烧器的入口处的燃料粘度降低到0.58mm2/s至0.30mm2/s之间。

87、该方法可包括在燃料进入燃烧器之前将热量从油传递到燃料，以便在巡航条件下将燃烧器的入口处的燃料粘度降低到0.50mm2/s至0.35mm2/s之间、或0.48mm2/s至0.40mm2/s之间、或0.44mm2/s至0.42mm2/s之间。

88、该方法可包括在燃料进入燃烧器之前将热量从油传递到燃料，以便在巡航条件下将在燃烧器的入口处的燃料粘度降低至0.57、0.56、0.55、0.54、0.53、0.52、0.51、0.50、0.49、0.48、0.47、0.46、0.45、0.44、0.43、0.42、0.41、0.40、0.39、0.38、0.37、0.36、0.35、0.34、0.33、0.32、0.31或0.30mm2/s或更低的最大值。

89、在巡航条件下，油在热交换系统的入口处可具有至少200℃的平均温度。

90、在巡航条件下，油在热交换系统的入口处可具有最高至220℃的平均温度。在巡航条件下，油在热交换系统的入口处可具有小于220℃的平均温度。可以控制热交换系统以在巡航条件下保持热交换系统的入口处的油温低于220℃。

91、控制热交换系统以降低燃料粘度的步骤可以包括调节通过初级燃料-油热交换器和次级燃料-油热交换器中的至少一者(与绕过相应的热交换器相反)输送的燃料(或油)的量。

92、热交换系统可包括被布置成允许燃料(或油)绕过热交换系统的一个热交换器或多个热交换器的至少一个旁路管道。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。

93、根据第六方面，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：

94、引擎核心，该引擎核心包括涡轮、压缩机、被布置成燃烧燃料的燃烧器和将涡轮连接到压缩机的芯轴；

95、风扇，该风扇位于该引擎核心的上游；

96、风扇轴；

97、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；

98、初级油回路系统，该初级油回路系统被布置成供应油以润滑齿轮箱；以及

99、热交换系统，该热交换系统被布置成在油和燃料之间传递热量，初级油回路系统被布置成使得油在巡航条件下在热交换系统的入口处具有至少180℃的平均温度，

100、其中热交换系统被布置成将热量从油传递到燃料，以便在巡航条件下将燃烧器的入口处的燃料粘度降低到0.58mm2/s的最大值。

101、气体涡轮引擎还可包括辅助齿轮箱。再循环润滑系统中的油可被布置成冷却辅助齿轮箱，从而提高温度。

102、气体涡轮引擎还可包括一个或多个轴承室。再循环润滑系统中的油可被布置成冷却该一个或多个轴承室，从而提高温度。

103、热交换系统可包括多个热交换器。热交换系统可包括一个或多个泵、阀、再循环管道和/或旁路管道，以允许控制通过和围绕热交换器的油和/或燃料的流动，从而调整热传递，并且由此调节粘度。

104、在巡航条件下，油在热交换系统的入口处可具有180℃至230℃的平均温度。在巡航条件下，油在热交换系统的入口处可具有185℃至225℃的平均温度。在巡航条件下，油在热交换系统的入口处可具有190℃至220℃的平均温度。

105、在巡航条件下，油在齿轮箱的入口处可具有至少50℃的平均温度。在巡航条件下，油在齿轮箱的入口处可具有至少75℃的平均温度。在巡航条件下，油在齿轮箱的入口处可具有至少80℃、85℃、90℃、95℃、100℃、105℃、110℃、115℃或120℃的平均温度。

106、在巡航条件下，油在齿轮箱的入口处可具有50℃至100℃范围内的平均温度。在巡航条件下，油在齿轮箱的入口处可具有在50℃至105℃、50℃至110℃、50℃至115℃或50℃至120℃范围内的平均温度。

107、第六方面的设备可用于实施第五方面的方法，并且可以具有关于第五方面描述的特征中的任一者。

108、另外，第一方面、第二方面、第三方面或第四方面的任何或所有特征可以与第五方面和/或第六方面的特征结合使用。

109、以下特征可应用于以上方面中的任一者。

110、热交换系统可包括初级燃料-油热交换器和次级燃料-油热交换器。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。

111、初级燃料-油热交换器可被称为主燃料-油热交换器。油与燃料之间的热传递的大部分可发生在初级燃料-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。

112、至少基本上所有的燃料也可以穿过次级燃料-油热交换器。

113、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大约在70:30和90:10之间。初级燃料-油热交换器因此可负责70％至90％的热传递——由于负责大部分热传递，其可被称为“初级”，即，是用于在燃料进入燃烧器之前加热燃料的主要热源，但是在一些示例中是燃料到达的第二燃料-油热交换器。

114、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。

115、在其他示例中，对于次级燃料-油热交换器从油到燃料的热传递的比率可以更高。

116、气体涡轮引擎还可以包括：

117、集成驱动发电机；以及

118、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。

119、热交换系统可被布置成将热量从次级闭合回路系统中的油传递到燃料。

120、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。

121、该初级油回路系统可以包括两个分支和空气-油热交换器，油流过这两个分支以提供并联的热交换器配置。油-油热交换器可以与空气-油热交换器在同一分支上。

122、在具有集成驱动发电机和次级油回路系统的实施方式中，热交换系统可包括：

123、初级燃料-油热交换器，该初级燃料-油热交换器被布置成从初级油回路系统接收燃料和油；以及

124、次级燃料-油热交换器，该次级燃料-油热交换器被布置成从次级油回路系统接收燃料和油。

125、该方法可以包括使用次级燃料-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。

126、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。

127、控制热交换系统可以包括调节通过初级燃料-油热交换器和次级燃料-油热交换器中的至少一者输送的燃料量。

128、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绕过热交换系统的热交换器。该方法可包括调节通过旁路管道(而不是通过对应的热交换器)输送的燃料量。该调节可以基于以下各项中的一项或多项来执行：(i)燃料温度(例如，在燃烧器的入口处)；(ii)油温(例如，在齿轮箱的入口处或在齿轮箱的出口处，在待润滑和/或冷却的一个或多个其他引擎部件的出口处，或者在热交换系统的入口处)；以及(iii)燃料粘度(例如，在燃烧器的入口处)。

129、由齿轮箱输出到初级闭合回路系统中的油中的热量可比由集成驱动发电机(idg)输出到次级闭合回路系统中的油中的热量多。

130、应当理解，虽然齿轮箱就绝对排热而言通常输出更多的热量，但是来自动力齿轮箱(pgb)的排热通常以相对高的油流量导致低等级热量——即，油流量可以保持较高，使得离开齿轮箱的油不会达到油流量与通过idg的油流量相同的情况下那样高的温度。离开pgb的油通常仍然比离开idg的油更热，但是应当理解这可以在实施方式之间变化。

131、例如，pgb在巡航时可输出约75kw的热量。在相同条件下流向pgb的油体积流量可以为约0.002m3/s。相比之下，idg在巡航时仅可输出约18.4kw的热量，因此仅是pgb的热量输出的约25％——pgb因此可输出约为idg四倍的热量。然而，流向idg的油体积流量可能仅为约0.00062m3/s。因此，与离开idg的油相比，离开pgb的油每单位体积仅具有大约1.2倍的传递给它的热量，尽管pgb的热量输出是四倍高。

132、巡航时的pgb油流量可以在100升每分钟与150升每分钟之间，并且任选地可以是大约或等于126l/min。巡航时的idg油流量可以在30升每分钟与45升每分钟之间，并且任选地可以是大约或等于37l/min。

133、在各种实施方式中，pgb热量输出可以为50kw至100kw。在各种实施方式中，idg热量输出可以为5kw至25kw。

134、热交换系统可以包括多个热交换器，该多个热交换器被布置成在油重新进入齿轮箱之前冷却油。

135、该多个热交换器可包括燃料-油热交换器和至少一个其他热交换器。该至少一个其他热交换器可以是以下中的至少一者：

136、(i)空气-油热交换器；以及

137、(ii)油-油热交换器，该油-油热交换器具有从不同源流过其中的油流。

138、该多个热交换器可以以并联配置布置。该方法可以包括将一定比例的油输送通过并联配置的每个分支，并且调节该比例以改变流过燃料-油热交换器的油量以及流过另一分支上的热交换器(并且任选地流过多个热交换器)的油量。

139、可以设置多个燃料-油热交换器。

140、气体涡轮引擎还可包括油-油热交换器。油-油热交换器可形成引擎的热交换系统以及引擎的一个或多个闭合回路油系统的一部分。

141、初级闭合回路系统和次级闭合回路系统可以被构造成经由至少一个油-油热交换器相互作用，使得热量可以从一个油流传递到另一个油流。

142、气体涡轮引擎还可包括集成驱动发电机和次级闭合回路油系统，其中次级闭合回路系统被布置成将油提供到集成驱动发电机，并且其中热交换系统被布置成将热量从次级闭合回路系统中的油传递到燃料。

143、该齿轮箱可以是动力齿轮箱。动力齿轮箱可以包括一个或多个齿轮。动力齿轮箱可以包括一个或多个轴颈轴承。油(并且特别是如下所述的再循环油系统的初级闭合回路系统中的油)可以润滑和冷却齿轮箱的一个或多个轴颈轴承。

144、气体涡轮引擎可包括一个或多个燃料-油热交换器。一个或多个燃料-油热交换器可形成热交换系统的全部或一部分。气体涡轮引擎可包括两个或更多个燃料-油热交换器。另选地或附加地，中间热传递流体(或其他物质)可用于油与燃料之间的热交换——例如，油-工作流体热交换器和物理分离但流体连接的燃料-工作流体热交换器可用于代替直接燃料-油热交换器。因此，工作流体可用作油的冷却剂，然后将该热量传递给燃料。

145、该飞行器包括燃料供应系统，该燃料供应系统被布置成将燃料供应到飞行器的一个或多个引擎。燃料供应系统可包括燃料箱泵，该燃料箱泵可以是低压泵，其被布置成将燃料从一个或多个燃料箱提供到气体涡轮引擎，以给气体涡轮引擎提供动力。燃料箱泵可以与燃料箱相关联。燃料箱泵可被描述为燃料供应系统的一部分，但不是气体涡轮引擎本身的一部分。该燃料箱泵位于气体涡轮引擎的上游。

146、该燃料箱泵可以被构造成将燃料从燃料箱朝向引擎泵送，并且更具体地朝向引擎的第一燃料-油热交换器泵送。该燃料箱泵位于引擎之前或上游，并且因此也位于引擎的一个或多个热交换器的上游。

147、气体涡轮引擎可包括引擎燃料泵，该引擎燃料泵被构造成将从箱接收的燃料流朝向燃烧器泵送。

148、引擎燃料泵位于燃料箱泵的下游。引擎燃料泵可以被描述为主燃料泵。引擎燃料泵可以沿着燃料流动路径位于热交换系统的一个或多个热交换器的下游，并且任选地可以位于单个热交换器或所有热交换器的下游。

149、一个或多个燃料泵可位于沿着从燃料箱到燃烧器的燃料流动路径的任何合适位置处。在一些示例中，除了上述的燃料箱泵和引擎燃料泵之外，可以存在一个或多个附加的燃料泵。引擎燃料泵可位于相对于燃料箱泵和热交换器的任何合适位置处。

150、在巡航条件下，进入该燃料-油热交换器或每个燃料-油热交换器的油流可具有比进入该燃料-油热交换器的燃料更高的平均温度。以这种方式，在巡航条件下，热能可从油流传递到流过该燃料-油热交换器或每个燃料-油热交换器的燃料流。这样，在巡航条件下，离开该燃料-油热交换器或每个燃料-油热交换器的燃料可具有比进入该燃料-油热交换器的燃料更高的温度。本领域技术人员将理解，热交换器可以以任何合适的方式构造以允许热能在两个分开的流体流之间传递。

151、气体涡轮引擎可以被构造成使得燃料流从第一燃料-油热交换器流向第二燃料-油热交换器。在其他示例中，存在第三、第四或任何合适数量的另外的燃料-油热交换器。以这种方式，在各种示例中，一个或多个燃料-油热交换器可以被布置在燃料箱泵的下游/在通过引擎的燃料流动路径上。

152、气体涡轮引擎可包括集成驱动发电机。集成驱动发电机可以包括适于向一个或多个飞行器系统(诸如燃料和/或液压泵)供应电力的发电机。

153、在一些实施方式中，引擎可包括两个燃料-油热交换器。燃料到达的第一燃料-油热交换器可以使用冷却和/或润滑集成驱动发电机(idg)的油，并且因此可以被描述为集成驱动发电机(idg)燃料-油热交换器。燃料到达的第二燃料-油热交换器可以使用冷却和/或润滑引擎的主齿轮箱的油，并且因此可以被描述为主燃料-油热交换器。一般来讲，主燃料-油热交换器可以比idg燃料-油热交换器向油传递更多的热量，并且因此可以被称为初级热交换器。idg燃料-油热交换器可相应地被描述为次级燃料-油热交换器。

154、燃料可以流过idg燃料-油热交换器，然后流过主燃料-油热交换器。流过idg燃料-油热交换器的油可用于冷却和/或润滑idg。流过主燃料-油热交换器的油可用于冷却和/或润滑动力齿轮箱。

155、一个或多个燃料阀可以沿着燃料流动路径存在，其中每个阀可以是可操作的以控制通过其中的燃料的流量。

156、所有的燃料流可以穿过次级(idg)燃料-油热交换器。所有的燃料可以穿过初级(主)燃料-油热交换器。

157、在其他示例中，燃料的至少一部分可以不穿过次级燃料-油热交换器。燃料的至少一部分可以不穿过初级燃料-油热交换器。可以为一个或每个热交换器提供旁路路线，以允许燃料的一部分绕过该热交换器。

158、初级闭合回路油系统(也称为初级油回路系统)可以形成引擎的再循环润滑系统的一部分。初级闭合回路系统可被构造成将再循环油流供应到引擎的主齿轮箱。燃料-油热交换器中的一个或多个燃料-油热交换器可被布置成在其中具有穿过主齿轮箱的油，并且因此可被描述为形成初级闭合回路系统的一部分。初级燃料-油热交换器可形成初级闭合回路系统的一部分。

159、再循环润滑系统可被描述为油热管理系统。

160、初级闭合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润滑系统的至少一部分泵送油流。第一油泵可以位于围绕再循环润滑系统的初级闭合回路系统的任何适当位置处。初级闭合回路系统可以被构造成使得油流流过主齿轮箱以便润滑和/或冷却一个或多个部件(例如，齿轮箱的齿轮和/或轴颈轴承)并且然后被收集在油底壳(sump)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。

161、第一油箱可适于容纳一定体积的油。第一油箱可被构造成容纳任何合适体积的油。第一油箱可以被布置成从第一油箱中的油中去除气体。离开第一油箱的油可以穿过过滤器、滤网等。

162、第二油泵可以位于第一油箱和第一燃料-油热交换器之间。第二油泵可以被描述为进给泵。第二油泵可以被构造成将油从第一油箱泵送到第一燃料-油热交换器。

163、在一些实施方式中，初级闭合回路系统中的油流可以被转移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，诸如油-油热交换器或空气-油热交换器。

164、该方法可以包括将从油损失的热量的至少40％传递给燃料，而将热量的其余部分从油传递到空气，或传递到下述次级油回路的油。该方法可包括将从油损失的热量的至少50％、60％或70％传递到燃料，而将热量的其余部分从油传递到空气或不同的油流。

165、初级燃料-油热交换器使用来自初级闭合回路系统的油来加热燃料/使用燃料来冷却来自初级闭合回路系统的油。

166、再循环润滑系统可包括次级闭合回路系统。初级闭合回路系统和次级闭合回路系统可以是流体隔离的，使得油从不在两者之间混合。

167、次级闭合回路系统可以被构造成将再循环油流供应到引擎的idg。热交换系统的燃料-油热交换器中的一个或多个燃料-油热交换器可被描述为形成次级闭合回路系统的一部分。次级燃料-油热交换器可形成第二闭合回路系统的一部分。

168、在气体涡轮引擎包括两个燃料-油热交换器的示例中，初级燃料-油热交换器可从初级闭合回路系统接收油流，并且次级燃料-油热交换器可从次级闭合回路系统接收油流。因此，不同的、分离的油可流过每个闭合回路系统。这两种油可以具有或可以不具有相同的组合物——它们可以是化学上不同的——并且可以具有或可以不具有相同的流量。

169、次级闭合回路系统可包括第二油箱。另外的回油泵可以被构造成将油从第二油底壳泵送到第二油箱。另外的进给泵可被构造成从第二油箱泵送油流。次级闭合回路系统可包括与初级闭合回路系统类似或不同的阀、过滤器等的布置。

170、次级燃料-油热交换器使用来自次级闭合回路系统的油来加热燃料/使用燃料来冷却来自次级闭合回路系统的油。

171、初级闭合回路系统和次级闭合回路系统可以被构造成经由至少一个油-油热交换器相互作用，使得热量可以从一个油流传递到另一个油流。以这种方式，具有较低平均温度的一个闭合回路系统中的油流可用于冷却具有较高平均温度的另一个闭合回路系统中的油流。

172、应当理解，在初级闭合回路系统提供油以润滑主齿轮箱并且任选地还润滑支撑飞行器气体涡轮引擎的主轴的轴颈轴承并且次级闭合回路系统提供油以润滑集成驱动发电机齿轮箱的示例中，与次级闭合回路系统中的油相比，更多的热量可以被输出到初级闭合回路系统中的油中。在一些示例中，通过idg的油的流量可以低于通过主齿轮箱的油的流量，使得离开主齿轮箱时的油温可以与离开idg的油的温度相同或更低。然而，在许多示例中，离开主齿轮箱的油可比离开idg的油更热。

173、燃料流从次级燃料-油热交换器流向初级燃料-油热交换器。以这种方式，燃料流从集成驱动发电机燃料-油热交换器流向主燃料-油热交换器。以这种方式，在热量从润滑齿轮箱的油传递到燃料之前，热量可以从次级油传递到燃料。

174、在巡航条件下，流过集成驱动发电机燃料-油热交换器的油流的平均温度可以低于流过主燃料-油热交换器的油流的平均温度。以这种方式，燃料在通过具有较高平均油流温度的热交换器之前首先穿过具有较低平均油流温度的热交换器。

175、在巡航条件下，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，离开热交换器的油可以具有比进入热交换器的油更低的温度。

176、气体涡轮引擎可包括一个或多个空气-油热交换器。该一个或多个空气-油热交换器可被描述为形成再循环润滑系统的一部分。

177、一个或多个空气-油热交换器可以与燃料-油热交换器中的一个或多个燃料-油热交换器并联布置，使得油流的至少一部分流过燃料-油热交换器，并且油流的至少一部分流过一个或多个空气-油热交换器。

178、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。该部分可以是可调节的。

179、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。

180、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。还可以设置旁路管道。

181、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、开放式转子气体涡轮引擎(其中螺旋桨未被短舱围绕)、涡轮螺旋桨引擎或涡轮喷气引擎。任何此类引擎可以设置有或不设置有后燃器。此类气体涡轮引擎可以例如被配置用于陆基或海基发电应用。

182、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、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴。此类气体涡轮引擎可包括风扇(具有风扇叶片)。此类风扇可以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下游的风扇，例如在气体涡轮引擎为开式转子或涡轮螺旋桨引擎的情况下(在这种情况下，风扇可被称为螺旋桨)。

183、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，气体涡轮引擎可以包括两个反向旋转的螺旋桨级，该两个反向旋转的螺旋桨级经由轴附接到自由动力涡轮并且由自由动力涡轮驱动。螺旋桨可沿相反方向旋转，使得一个螺旋桨围绕引擎的旋转轴线顺时针旋转而另一个围绕引擎的旋转轴线逆时针旋转。另选地，气体涡轮引擎可包括螺旋桨级和被构造在螺旋桨级下游的导向轮叶级。导向轮叶级可以具有可变节距。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螺旋桨。因此，螺旋桨可以提供大部分的推进推力。

184、在气体涡轮引擎是开式转子或涡轮螺旋桨引擎的情况下，螺旋桨级中的一个或多个螺旋桨级可由齿轮箱驱动。齿轮箱可以是本文所述的类型。

185、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，风扇可以说以与风扇驱动涡轮相同的旋转速度旋转。仅以举例的方式，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以包括第二涡轮和将第二涡轮连接到压缩机的第二芯轴。该第二涡轮、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，第二涡轮可以被轴向地定位在第一涡轮的上游。

186、根据本公开的引擎可以是齿轮式涡轮风扇引擎。在此类布置中，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)。

187、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。

188、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。

189、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。

190、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。此类齿轮箱可以是单级的。另选地，此类齿轮箱可以是复合齿轮箱，例如复合行星式齿轮箱(其可以在太阳齿轮上具有输入并且在环形齿轮上具有输出，并且因此被称为“复合恒星”齿轮箱)，例如具有两级减速。

191、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。仅以举例的方式，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“行星式”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。

192、在如本文所述和/或要求保护的任何气体涡轮引擎中，将具有给定组合物或共混物的燃料提供至燃烧器，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)。以另外的示例的方式，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。

193、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。此类引擎可以例如包括在第一(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)。此类引擎可以包括在第一(或“低压”)压缩机中的3或4个级以及在第二(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。

194、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”)涡轮可以在任何布置中包括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。

195、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。

196、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)以下中的任何一个：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)。风扇直径可以在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可以形成上限或下限)，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。

197、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，或者小于2500rpm，或者小于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，在巡航条件下风扇的旋转速度可以在2750rpm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，在巡航条件下风扇的旋转速度可以在2500rpm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，在巡航条件下风扇的旋转速度可以在1500rpm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，在巡航条件下风扇的旋转速度可以在3600rpm至3900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，在巡航条件下风扇的旋转速度可以在2000rpm至2800的范围内。

198、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，对于齿轮式气体涡轮引擎)。

199、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以大于(或大约为)以下中的任何一个：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在巡航条件下的旁路比率可在9:1至11:1的范围内。仅以另外的非限制性示例的方式，根据本公开的齿轮式气体涡轮引擎在巡航条件下的旁路比率可在12:1至15:1的范围内。旁路导管可为基本上环形的。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。

200、如本文所述和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力(opr)比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)以下中的任何一者：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，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总压力比可在40至45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在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，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总压力比可在50至60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在巡航条件下的总压力比可在50至60的范围内。

201、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，对于给定的推力条件，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以在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以在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以在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以在90nkg-1s至120nkg-1s的范围内。

202、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以在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以在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以在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以在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。

203、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，对于给定的推力条件，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的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的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。

204、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可以在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可以在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可以在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可以在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。

205、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)。

206、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，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。

207、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。

208、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材料主体的情况下，可以有16或18个风扇叶片。在风扇叶片具有金属主体(例如，铝锂合金或钛合金)的情况下，可以有18、20或22个风扇叶片。

209、如本文所用，术语慢车(idle)、滑行、起飞、爬升、巡航、下降、接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，技术人员将立即认识到每个术语是指气体涡轮引擎被设计成附接到的飞行器的给定任务内的引擎的操作阶段。

210、就这一点而言，地面慢车可以指引擎的操作阶段，其中飞行器静止并且与地面接触，但是其中存在引擎运行的要求。在慢车期间，引擎可以产生引擎的3％至9％之间的可用推力。在另外的非限制性示例中，引擎可以产生5％至8％之间的可用推力。在另外的非限制性示例中，引擎可以产生6％至7％之间的可用推力。滑行可以指引擎的操作阶段，其中通过由引擎产生的推力沿着地面推进飞行器。在滑行期间，引擎可以产生5％至15％之间的可用推力。在另外的非限制性示例中，引擎可以产生6％至12％之间的可用推力。在另外的非限制性示例中，引擎可以产生7％至10％之间的可用推力。起飞可以指引擎的操作阶段，其中飞行器由引擎产生的推力推进。在起飞阶段内的初始阶段，可以在飞行器与地面接触时推进飞行器。在起飞阶段内的稍后阶段，可以在飞行器不与地面接触时推进飞行器。在起飞期间，引擎可产生90％至100％之间的可用推力。在另外的非限制性示例中，引擎可以产生95％至100％之间的可用推力。在另外的非限制性示例中，引擎可以产生100％的可用推力。

211、爬升可以指引擎的操作阶段，其中飞行器由引擎产生的推力推进。在爬升期间，引擎可产生75％至100％之间的可用推力。在另外的非限制性示例中，引擎可以产生80％至95％之间的可用推力。在另外的非限制性示例中，引擎可以产生85％至90％之间的可用推力。就这一点而言，爬升可以指飞行器飞行周期内在起飞和到达巡航条件之间的操作阶段。附加地或另选地，爬升可以指飞行器飞行周期中在起飞和着陆之间的标称点，在该标称点处要求高度的相对增加，这可能要求引擎的附加推力需求。

212、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特定点，在该点处，在爬升顶点和下降开始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爬升顶点和下降开始之间的中点)。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。

213、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。

214、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。

215、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。

216、仅以举例的方式，巡航条件可以对应于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。

217、仅以另外的示例的方式，巡航条件可以对应于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。

218、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。

219、此外，本领域技术人员将立即认识到下降和接近中的任一者或两者是指飞行器飞行周期内在飞行器的巡航和着陆之间的操作阶段。在下降和接近中的任一者或两者期间，引擎可产生20％至50％之间的可用推力。在另外的非限制性示例中，引擎可以产生25％至40％之间的可用推力。在另外的非限制性示例中，引擎可以产生30％至35％之间的可用推力。附加地或另选地，下降可以指飞行器飞行周期中在起飞和着陆之间的标称点，在该标称点处要求高度的相对减小，并且这可能要求引擎的减小的推力需求。

220、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。

221、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。该操作可以在如本文其他部分所定义的任何合适的条件(例如，就推力、大气条件和马赫数)下进行。

222、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在飞行器的中间巡航处的操作，如本文其他部分所定义的。

223、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。