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本发明提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎（10），该气体涡轮引擎包括：引擎核心（11），该引擎核心包括：包括一个或多个涡轮（17,19）的涡轮系统、包括一个或多个压缩机（14,15）的压缩机系统以及将涡轮系统连接到压缩机系统的芯轴（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（11）还包括环形分流器（70），在该环形分流器处
(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 (10)申请公布号 CN 112459923 A (43)申请公布日 2021.03.09 (21)申请号 202010785653.0 F02C 3/113 (2006.01)
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