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申请/专利权人：劳斯莱斯有限公司

摘要：本发明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：包括一个或多个涡轮的涡轮系统、包括一个或多个压缩机的压缩机系统以及将涡轮系统连接到压缩机系统的芯轴，其中压缩机出口温度被定义为在巡航条件下压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均温度，并且压缩机出口压力被定义为在巡航条件下压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均压力，该引擎核心还包括环形分流器，在该环形分流器处，流被分为流动通过引擎核心的核心流和沿着旁路导管流动的旁路流。

主权项：1.一种用于飞行器的气体涡轮引擎10，包括：引擎核心11，所述引擎核心包括：包括一个或多个涡轮的涡轮系统、包括一个或多个压缩机的压缩机系统以及将所述涡轮系统连接到所述压缩机系统的芯轴26，其中压缩机出口温度T30被定义为在巡航条件下所述压缩机系统的最高压力压缩机的出口处的气流的平均温度，并且压缩机出口压力P30被定义为在巡航条件下所述压缩机系统的所述最高压力压缩机的所述出口处的气流的平均压力，所述引擎核心11还包括环形分流器70，在所述环形分流器处，流被分为流动通过所述引擎核心的核心流A和沿着旁路导管22流动的旁路流B，其中围绕所述气体涡轮引擎10的圆周的滞止流线110滞止在所述环形分流器70的前缘上，形成流面，所述流面形成包含所有所述核心流A的流管的径向外边界；位于所述引擎核心11上游的风扇23，所述风扇包括从毂部延伸的多个风扇叶片64，每个风扇叶片64具有前缘64a和后缘64b，每个风扇叶片64具有位于包含所述核心流A的所述流管内的径向内部65a，并且其中风扇根部入口温度T20被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片64的所述径向内部的所述前缘64a的气流的平均温度，并且其中风扇根部入口压力P20被定义为在巡航条件下跨过每个风扇叶片64的所述径向内部的所述前缘64a的气流的平均压力；以及围绕所述引擎核心11的短舱21，所述短舱21限定所述旁路导管22和旁路排气喷嘴18，其中：总压力比被定义为所述压缩机出口压力P30除以所述风扇根部入口压力P20，旁路喷嘴压力比被定义为在巡航条件下所述旁路排气喷嘴的喷嘴压力比，其中所述旁路喷嘴压力比被定义为在任何旁路导管压力损失之后旁路排气喷嘴入口处的总压力与环境压力之间的比率，核心温度上升被定义为以开尔文为单位的所述压缩机出口温度T30除以以开尔文为单位的所述风扇根部入口温度T20，温度压力比被定义为： 在1.52和1.8之间的范围内，并且所述总压力比在42.5和70之间的范围内。

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