CN1975130A - 具有可调的风扇出口导叶的涡扇式燃气涡轮发动机 - Google Patents

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Abstract

一种涡扇式燃气涡轮发动机(10)具有：一个带有一排风扇转子叶片(32)的前风扇段(33)；一个核心发动机(18)；和一条位于前风扇段(33)的下游并沿核心发动机(18)径向向外设置的风扇旁通管道(40)。上述的前风扇段(33)只具有单级可调的风扇导叶即位于前风扇转子叶片(32)下游的可调的风扇出口导叶(35)。上述的发动机(10)的典型实施例具有一个位于上述核心发动机(18)与一个排气喷咀(68)之间并且在上述风扇旁通管道(40)下游的后燃烧室(130)。上述可调的风扇出口导叶(35)工作时可从起飞状态时的标准OGV(出口导叶)位置向高飞行马赫数(其范围约2.5～4+)时的张开OGV位置转动。在前风扇段(33)与核心发动机(18)之间穿过发动机(10)的流道(29)的径向向内弯曲部分(131)沿径向伸出多个撑杆(31)。

Description

具有可调的风扇出口导叶的涡扇式燃气涡轮发动机
声明
政府按照由国家航空航天局(NASA)签定的合同No.NAS 3-01135对本发明享有权益。
技术范围
本发明涉及涡扇式燃气涡轮发动机，尤其涉及在该发动机的前风扇段具有导叶的那类发动机。
背景技术
正在研制着具有多旁通管道并具有可调的循环功率的涡扇式燃气涡轮发动机以提高速度和功率。一种特定的应用是用于航天发射作业的飞机状飞行器。这类燃气涡轮发动机被设计成可将飞行器加速到高飞行马赫数(Mach 4+)，此时，便由超音速燃烧式冲压发动机(scramjet)推进装置接手操纵。对于这样的用途，很需要有一种可满足各种各样运行状况的燃气涡轮发动机。起飞时，风扇必须在高风扇压力比状态下工作，而在高飞行马赫数的状态下风扇作风车般旋转。
需要减小发动机的前区面积、减轻发动机的重量，并且消除或最大限度地减少进入风扇的气流中断。在起飞状态下，风扇必须在高风扇压力比下工作，此时，风扇转子和出口导叶(OGV)处于承受最大的气动负荷的运行工况下。发动机和风扇段需要工作，并且在这种条件下高效地工作，以便使需要的气流通过风扇段进入冲压燃烧室，以产生所需的推力。对于起飞运行工况，风扇出口导叶(OGV)必须设计成具有高的实强度和高的承载能力，而在高飞行赫数状态下，风扇必须像风车般地旋转。这两点要求使风扇OGV设计遇到矛盾。按此方法设计的OGV在高飞行马赫数状态下工作时会出现阻流现象，这就限制了进入冲击燃烧室的气流量，从而降低了所能产生的推力。
因此，十分需要有一种能在从起飞状态到高马赫数状态包括按冲击燃烧模式下工作而不会使OGV发生阻流并且能使风扇按冲击燃烧模式风车般旋转还能使发动机重量、风扇入口前区以及风扇入口气流中断现象减至最小的燃气涡轮发动机。
本发明概述
一般涡轮风扇式燃气涡轮发动机具有一个带有至少一排沿圆周间隔分布的在风扇转子叶片纵向前面的前风扇段和一个设置在上述前风扇段后面和下游的核心发动机。该核心发动机按照向下游顺序流动的关系依次具有一个核心压气机、一个核心燃烧室、和一个通过核心发动机轴与核心压气机传动连接的高压涡轮。沿核心发动机的径向向外设置一条位于前风扇段下游的风扇旁通管道。上述前风扇段只有单级可调的风扇导叶，该风扇导叶为被设置在前风扇转子叶片的下游或者说后面并与之相邻的可调的风扇出口导叶。
一个典型实施例的涡扇式燃气涡轮发动机具有一条位于风扇旁通管道的下游并与之流动连接的排气管道和一个位于核心发动机的后面和下游并通过低压轴与前风扇转子叶片传动连接的低压涡轮。在排气管道的下游端设置一个排气喷咀，在低压涡轮与上述排气喷咀之间的排气管道内设置一个后燃烧室。穿过在前风扇段与核心发动机之间沿轴向延伸的发动机流道的过渡段的径向向内弯曲部分伸出多个撑杆。在通向风扇旁通管道的入口入设置一个面积可调的旁通管道前喷嘴，而在离开风扇旁通管道的风扇函数出口处设置一个面积可调的旁通管道后喷嘴。上述可调的风扇出口导叶工作时可从起飞状态下的标准OGV位置向高飞行马赫数状态下的张开的OGV位置摆动。上述的高飞行马赫数范围是大约2.5～4+，预料该飞行马赫数可扩大应用到约4.9的值。
另一个典型实施例的涡扇式燃气涡轮发动机具有两个风扇旁通管道入口，一个径向在外，另一个径向在内。从上述内入口向风扇旁通管道延伸一条内入口管道，在该入口管道内设置一个增压器，该增压器包含核心从动风扇转子叶片的径向外延伸的叶片尖部。
附图简述
下面结合附图来说明本发明的上述各方面和其他的特征，附图中：
图1是一种不带有风扇入口导叶而带有可调的风扇出口导叶的飞机用可调循环的燃气涡轮发动机的简单剖视图；
图2是图1所示发动机中的风扇段的较详细的剖视图；
图3是通过图2中所示的可调风扇出口导叶截取的简单剖视图，示出可调风扇出口导叶(OGV)的标准位置和开启位置；
图4是图3所示的可调风扇出口导叶的典型作业的示意图解；
图5示出上述可调的风扇出口导叶的第一个替换实施例，该叶片的可转动的前部的后缘与该叶片的固定的后部的前缘设计成密封平接；
图6示出上述可调的风扇出口导叶的第二个替换实施例，该导叶的可转动的前部的后缘与该叶片的固定的后部的前缘之间有一个间隙。
本发明的详细说明
图1示出一种典型的能够按照鼓风喷气模式、涡轮喷气模式和冲压喷气模式工作或按照从起飞到大约马赫数4或更高(4+)的状态下工作的涡扇式燃气涡轮发动机10。预想的用途还可使马赫数范围提高至大约4.9的高马赫数。围绕纵向延伸的发动机10的轴线或者说中心线12设置一个前风扇段33，在该前风扇段33的下游设置一个核心发动机18(又称为燃气发生器)。上述的核心发动机18按照向下游顺序流动的关系依次具有一个后风扇或者说核心从动风扇(CDF)19、一个高压压气机20、一个核心燃烧室22和一个具有一排高压涡轮叶片24的高压涡轮(HPT)23。高压压气机20的高压压气机转子叶片64和CDF19按照通过直径较大的环形核心发动机轴26与高压涡轮叶片24传动连接的方式而互相固定地连接，(上述发动机轴26是围绕发动机10的中心线12同轴地设置的)，从而组成一个高压转子。
来自高压压气机20的压缩空气与燃烧室20内的燃料混合，并且燃烧，从而产生燃气。驱动高压压气机20的高压涡轮叶片24从上述燃气中吸取一些功，不断地工作。燃气从核心发动机18流入具有一排低压涡轮转子叶片28的低压涡轮(LPT)27。上述的低压涡轮转子叶片28与直径较小的环形低压轴30固定地连接，该低压轴30围绕发动机10的中心线12同轴地设置在核心发动机轴26内，并与前风扇段33的一排沿圆周隔开分布的沿纵向在前面的风扇转子叶片32传动连接，从而构成一个低压转子。
上述前风扇段33只有单级的穿过发动机10的流道29并沿径向延伸的可调的风扇出口导叶35，该单级的可调风扇出口导叶35位于前风扇转子叶片32的下游或者说后面并与之紧相邻，它们是前风扇段33内的唯一的导叶。本专利说明书中用的“相邻”一词意指在所述的相邻零件之间(即前排风扇转子叶片32与单级可调的风扇出口导叶35之间)设有任何其他的转子叶片和/或静子叶片。由于前风扇只有出口导叶35而完全没有入口导叶(无论是可调的或固定的都没有)，故可大大减轻发动机的重量。
上述发动机10的工作可使飞行器加速到高飞行马赫数(M数4+)，此时，超音速燃烧冲压喷气推进***接手操纵。为了使该发动机有效地满足这种用途中各种各样的运行工况，前风扇段33必须在起飞状态时在高风扇压力比下工作而在高飞行马赫数状态下又能风车般地自由旋转。上述的仅具有单排的或者说单级的可调的风扇出口导叶35的单级导叶的前风扇段33可提供上述的性能。
核心发动机轴26也带动沿纵向在后面的一排沿圆周隔开分布的核心从动风扇转子叶片或者说后风扇转子叶片36转动，该叶片36具有大致沿径向向外伸出的叶尖38。上述后风扇转子叶片36设置在沿纵向在最前面的一排前风扇转子叶片32的纵向后面。在一排前风扇转子叶片32和一排后风扇转子叶片36之间设置一排沿圆周隔开分布的后风扇静子叶片34，该排叶片34与后排风扇转子叶片36沿纵向相邻，并与之呈直接的顺序流动关系。
沿纵向设置在发动机内壳体74与发动机外壳体82之间的风扇旁通管道40具有一个沿纵向设置在前风扇段33与后风扇或者说核心从动风扇19之间的径向在外的入口42，该外入口42具有一个面积可调的旁通管道前喷嘴(VABI)(以可调阀门为例)44。在沿纵向的前风扇段33与后风扇或者说核心从动风扇19之间以及上述外入口42的径向向内处设置一个径向在内的入口46。在该径向内入口46和外入口42之间设置一个环形的径向在外的气流隔板53。径向外入口42和内入口46形成两条由外气流隔板53隔开的从前风扇33进入风扇旁通管道40的平行的旁通管道流道。一条内入口管道43从内入口46延伸到进入风扇旁通管道40的内入口管道出口47，使内入口46与风扇旁通管道40呈流通连接。上述内入口46具有一个带有径向在内的气流隔板48的环形管道壁45。
上述的环形管道壁45包含一个沿径向设置在后风扇转子叶片36的叶身37的径向在外的叶尖部107与其径向在内的叶片毂部109之间的可转动部分108或者说护罩108。叶片的叶身37从叶片底部41延伸至叶片尖部38，而上述的可转动部分108设置在沿叶身的靠近叶片尖部38的叶长S上的一个部位上。环形的管道壁45还具有一个非转动部分106，该非转动部分106设置在径向在外的可调角度叶片84与径向在内的至少部分地构成后风扇静子叶片34的可调角度叶片86之间。在外入口42和内入口46的纵向后面和下游处设置一个风扇旁通管道出口51，该出口51具有一个面积可调的旁通管道后喷嘴49(VABI)(以后阀门49为例)。
发动机气流或者说风扇气流50通过前风扇转子叶片32，然后在非转动部分106的前端由支承在沿径向穿过流道29伸出的撑杆31上的径向在内的隔板48分开为核心气流部分60和旁通管道气流部分54，该旁通管道气流54包括一股流过旁通管道40的外入口42的径向在外的旁通管道气流部分52和一股流过旁通管道40的内入口46的径向在内的旁通管道气流部分56，两股气流的大小取决于发动机的工作情况。上述的叶片尖部38可起到一种增压器57的作用，它使旁通管道气流54的流过通向风扇旁通管道40的径向在内的入口46的内旁通管道气流部分56增压或者是说进一步压缩。在高功率状态下，外旁通管道气流部分52几乎为0，而内旁通管道气流部分则为最大值或接近于最大值。在部分功率状态下，内旁通管道气流部分56减少，而外旁通管道气流部分52则大致成正比地增大。当旁通管道前可调阀门44关闭时，风扇气流50分开成通过后风扇静子叶片34和更后面的风扇转子叶片排36的核心气流部分60和内旁通管道气流部分56。注意，本发明的增压器57是由核心发动机18的高压涡轮23带动的，而在通向风扇旁通管道40的径向在内入口46内的由低压涡轮27带动的其他增压器则是已有的。
内旁通管道气流部分56流过内入口46，并流过外可调角度叶片84和叶片尖部107，一起形成一种增压手段对内入口管道43内的内旁通管道气流部分56加压。叶片尖部107压缩或者说增压内旁通管道气流部分56，而外可调角度叶片84由一起加以控制，从而对内旁通管道气流部分56形成可调的和可控制的增压，当可调阀门44完全关闭时，上述的被增压的内旁通管道气流部分56几乎可能就是环绕核心发动机18流过风扇旁通管道40的全部旁通管道气流。在内入口管道43内设置一排旁通管道静子叶片58，以便在内旁通管道气流部分56进入风扇旁通管道40与外旁通管道气流部分52混合之前去除内入口管道43内的内旁通管道气流部分56的漩流。
核心气流部分60按照顺序流动关系依次流过高压压气机20的静子叶片62和转子叶片64、燃烧室22、高压涡轮叶片24、低压涡轮静子叶片66、和低压涡轮转子叶片28。核心气流部分60通过低压涡轮转子叶片28在发动内壳体74与一个中心体72之间排出到低压涡轮27外，在此处称排出的气流为核心排出气流70。内、外旁通管道气流部分56、52合并的总旁通管道气流78通过风扇旁通管道40流到面积可调的后旁通管道喷嘴(VABI)即后阀门49。在发动机10进行涡轮风扇作业和冲压作业过程中，绝大部分总的旁通管道气流78作为旁通管道排出气流80通过VABI后阀门44喷入排气管道69的上游端71，并与上述核心排出气流70相混合。
在核心发动机18的后面和下游靠近排气管道69的上游端71处设置一个后燃烧室130，该后燃烧室130在发动机10进行增大推力和冲压模式作业时可提供燃料与上述的在排气管道69内的混合的核心排气流70和旁通管道排出气流80相混合而燃烧。在发动机10的冲压模式作业中，后燃烧室130实际上提供全部燃烧用的燃烧并引燃。在排气管道69的下游端73的后燃烧室130的后面设置一个可调喉部面积A8的排气喷咀68。
参看图2，流道29是环形的，它具有一个位于前风扇段33与核心发动机18之间沿轴向延伸的过渡段129。该过渡段129的一部分131沿轴向向后或者说向下游的方向径向向内弯曲。上述的过渡段129有时称为“鹅颈”。穿过流道29的过渡段129的径向向内弯曲部分131设置多个径向的撑杆31。上述可调的风扇出口导叶35可在标准的OGV(出口导叶)位置与张开的OGV位置之间转动，如图3所示。
在图3，标准的OGV位置用实线表示，张开的OGV位置用虚线表示。选择的标准OGV位置要使可调的风扇出口导叶35旋转出大约5°，这就减小了该导叶35的负荷。上述可调的风扇出口导叶35具有可为在起飞状态下有更好操作性的高的实强度。选择的张开OGV位置要使可调的风扇出口导叶35在高飞行马赫数状态下不致于发生阻流，否则就要减少进入冲压燃烧室(就是图1所示的后燃烧室130)的气流量，从而降低其所能产生的推力。
可调的风扇出口导叶35设计成可在标准OGV位置与张开OGV位置之间转动10°，以分别适应第一和第二旋转角A1和A2，见图4。上述的第一和第二旋转角A1和A2是中心线12与导叶35的前缘LE上的气流矢量V1和V2之间的夹角。在所示的典型实施例中，在起飞和飞行马赫数等于3.3的状态下导叶35的40％叶长处的第一和第二旋转角A1和A2分别为51°和24°，对于具体的设计，如图4所示，将可调的风扇出口导叶35设定其标准位置标为0°，然后再设定在飞行器的飞行马赫数为2.9左右的张开位置变化为-10°。
标准的和张开的OGV位置设计成使可调的风扇出口导叶35分别转出+5°和-5°，以保证过渡段129或者说“鹅颈”内撑杆31的轴向下游不会由于迎角的影响而发生失速问题。
图1和2所示的每个可调的风扇出口导叶35可在标准OGV位置与张开OGV位置之间整体地转动。图5和6示出两个可调的风扇出口导叶35的替换实施例，该两图分别示出该导叶35的40％叶长处的横截面。每个导叶35具有一个可转动的前部110和一个固定不动的后部112。在图5和图6中分别用实线和虚线示出该导叶35的标准OGV位置和张开OGV位置。可转动的前部110的后缘TE设计成与固定的后部112的前缘LE密封平接，所以在图5所示的上述导叶35的实施例中不会发生漏泄。
在图6所示的可调风扇出口导叶35的实施例中，叶片的可转动的前部110的后缘TE与固定的后部112的前缘LE之间有一个间隙114。当可转动的前部110关闭时，即用实线示出的导叶35的标准OGV位置，前部110和后部112不会碰到一起，一股离开可转动前部110的尾流稍低地冲向后部112的叶盆116。当可转动的前部110张开时，即用虚线表示的导向地片35的开启OGV位置，前部110与后部112进一步分开，间隙114变得更大，离开可转动前部110的尾流更低地冲向后部112的叶盆116的下游。
虽然在上面已经说明了据认为是本发明的最佳的和典型的实施例，但是，熟悉本技术的人们将会明白本发明的其他改型，因此，在所附权利要求书中要求保护所有落在本发明的实际精神和范围的这些改型。因此，要求由美国专利保护的是在下述的权利要求书所限定和区分的本发明。
                            图中标号及其名称一览表
10                    涡扇式燃气涡轮发动机
12                    中心线
18                    核心发动机
19                    核心从动风扇(CDF)
20                    压气机
22                    燃烧室
23                    高压涡轮(HPT)
24                    高压涡轮转子叶片
26                    核心发动机轴
27                    低压涡轮(LPT)
28                    低压涡轮转子叶片
29                    流道
30                    低压轴
31                    撑杆
32                    前风扇转子叶片
33                    前风扇段
34                    后风扇静子叶片
35                    可调的风扇出口导叶
36                    后风扇转子叶片
37                    叶片的叶身
38                    叶片尖部
40                    风扇旁通管道
41                    叶片底部
42                    外入口
43                    内入口管道
44                    可调的阀门(旁通管道前喷嘴)
45                    环形管道壁
46                    内入口
47                    内入口管道出口
48                    内气流隔板
49                    后阀门(旁通管道后喷嘴)
50                    发动机气流或者说风扇气流
51                    管道出口
52                    外旁通管道气流部分
53                    外气流隔板
54                    旁通管道气流
56                    内旁通管道气流部分
57                    增压器
58                    旁通管道静子叶片
60                    核心气流部分
62                    高压压气机静子叶片
64                    高压压气机转子叶片
66                    低压涡轮静子叶片
68                    排气喷咀
69                    排气管道
70                    核心排气管道
71                    上游端
72                    中心体
73                    下游端
74                    发动机内壳体
78                    总的旁通管道气流
80                    旁通管道排出气流
82                    发动机外壳体
84                    外可调角度叶片
86                    内可调角度叶片
106                   非转动部分
407                   叶片的外尖部
108                   可转动部分
109                   叶片的内毂部分
110                   可转动的前部
112                   固定的后部
114                   间隙
116                   压力侧(叶盆)
129                   过渡段
130                   后燃烧室
131                   弯曲部分
200                   单级可调的风扇出口导叶
S                     叶长
A8                    可调的喉部面积
A1                    第一旋转角
A2                    第二旋转角
V1                    气流矢量
V2                    气流矢量
LE                    叶片前缘
TE                    叶片后缘

Claims (10)

1.一种涡扇式燃气涡轮发动机(10)，具有：
一个具有至少一排沿圆周间隔分布的在风扇转子叶片(32)纵向前部的前风扇段(33)；
一个位于上述前风扇段(33)的后面和下游区的核心发动机(18)，该核心发动机(18)按照向下游顺序流动的关系依次具有一个核心压气机(20)、一个核心燃烧室(22)和一个通过核心发动机轴(26)与上述核心压气机(20)传动连接的高压涡轮(23)；
一条位于前风扇段(33)的下游并沿核心发动机(18)的径向向外设置的风扇旁通管道(40)；和
上述的前风扇段只具有单级可调的风扇导叶，该风扇导叶为被设置在该前风扇转子叶片(32)的下游并且与之相邻的可调的风扇出口导叶(35)。
2.根据权利要求1的涡扇式燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，还具有：
一条位于风扇旁通管道(40)的下游并与之成流体连通的排气管道(69)一个位于核心发动机(18)的后面和下游并通过一低压轴(30)与该前风扇转子叶片(32)传动连接的低压涡轮(27)；
一个被设置在排气管道(69)下游端(73)的排气喷咀(68)；
一个被设置在排气管道(69)内在低压涡轮(27)与排气喷咀(68)之间的后燃烧室(130)。
3.根据权利要求2的涡扇式燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，还具有：
一条发动机(10)的流道(29)；
一个在前风扇段(33)与核心发动机(18)之间沿轴向延伸的流道(29)的过渡段(129)；和
一些沿径向穿过上述过渡段(129)的径向向内弯曲部分(131)的撑杆(31)。
4.根据权利要求3的涡扇式燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，还具有一个在通向风扇旁通管道(40)的入口(42)处的面积可调的旁通管道前喷嘴(44)和一个在离开风扇旁通管道(40)的风扇旁通管道出口(51)处的面积可调的旁通后喷嘴(49)。
5.根据权利要求4的涡扇式燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，还具有可操作来从起飞时的标准OGV(出口导叶)位置向高飞行马赫数时的张开OGV位置摆动的可调的风扇出口导叶(35)。
6.根据权利要求5的涡扇式燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，上述的高飞行马赫数的范围处于大约2.5～4+。
7.根据权利要求2的涡扇式燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，还具有一个在通向风扇旁通管道(40)的入口(42)处的面积可调的旁通管道前喷嘴(44)和一个在离开风扇旁通管道(40)的风扇旁通管道出口(51)处的面积可调的旁通管道后喷嘴(49)。
8.根据权利要求2的涡扇式燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，还具有可操作来从起飞时的标准OGV位置向高飞行马赫数时的张开OGV位置摆动的可调的风扇出口导叶(35)。
9.根据权利要求1的涡扇式燃气涡轮发动机(10)，其特征在于，每个可调的风扇出口导叶(35)具有一个摆动的前部(110)和一个固定的后部(112)。
10.一种涡扇式燃气涡轮发动机(10)，具有：
一个具有至少一排沿圆周间隔分布的在风扇转子叶片(32)纵向前部的前风扇段(33)；
一个位于前风扇区段(33)的后面和下游的核心发动机(18)，该核心发动机按照向下游顺序流动的关系依次具有一个核心从动后风扇(19)、一个压气机(20)、一个核心燃烧室(22)和一个通过一核心发动轴(26)与核心从动风扇(19)和核心压气机(20)传动连接的高压涡轮(23)；
一个位于核心发动机(18)的后面和下游并通过一低压轴(30)与前风扇转子叶片(32)传动连接的低压涡轮(27)；
一条位于前风扇段(33)的下游并沿核心发动机(18)的径向向外设置的风扇旁通管道(40)；
上述的风扇旁通管道(40)具有从前风扇区段(33)到风扇旁通管道(40)的径向内、外入口(46和42)；
一条从上述内入口(46)向风扇旁通管道(40)延伸并具有一个设置在其内的增压器(57)的内入口管道(43)；和
上述的前风扇区段(33)只有单级风扇导叶，该风扇导叶为位于前风扇转子叶片(32)的下游或后面并与之相邻的可调的风扇出口导叶(35)。
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Cited By (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101737194A (zh) * 2009-12-18 2010-06-16 北京航空航天大学 一种变循环发动机模式转换机构中的可调前涵道引射器
CN102135035A (zh) * 2010-01-26 2011-07-27 空中客车营运有限公司 涡轮机飞行器推进器
CN102619642A (zh) * 2010-10-19 2012-08-01 靳北彪 高效涡轮喷气发动机
CN103195612A (zh) * 2013-04-08 2013-07-10 魏汉章 一种多功能涡轮风扇喷气发动机
CN103502580A (zh) * 2010-11-22 2014-01-08 通用电气公司 一体式可变几何限流器和换热器
CN103726890A (zh) * 2014-01-05 2014-04-16 中国科学院工程热物理研究所 一种高低压涡轮过渡段布局结构及设计方法
CN104619977A (zh) * 2012-07-26 2015-05-13 株式会社Ihi 发动机涵道以及航空器发动机
CN104895839A (zh) * 2015-04-22 2015-09-09 南京航空航天大学 前后半段可调的轴流压气机静子叶片***及其工作方法
CN106150697A (zh) * 2015-05-11 2016-11-23 通用电气公司 具有可变桨距出口导叶的涡轮发动机
CN107023404A (zh) * 2016-02-02 2017-08-08 通用电气公司 调整燃气涡轮发动机中的空气流畸变
CN107035431A (zh) * 2015-10-07 2017-08-11 通用电气公司 具有可变桨距出口导叶的发动机
CN107448326A (zh) * 2016-04-27 2017-12-08 通用电气公司 涡轮风扇组件和组装方法
CN108087150A (zh) * 2016-11-22 2018-05-29 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种超声速导弹用加力式小型涡轮风扇发动机
CN108327915A (zh) * 2017-01-20 2018-07-27 通用电气公司 用于飞行器后风扇的机舱
CN108612597A (zh) * 2016-12-09 2018-10-02 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种用于航空发动机的风扇布局结构
CN109162829A (zh) * 2018-09-04 2019-01-08 中国航发沈阳发动机研究所 变循环发动机的压缩***
CN109386384A (zh) * 2017-08-14 2019-02-26 劳斯莱斯有限公司 燃气涡轮发动机
CN109441663A (zh) * 2018-12-12 2019-03-08 清华大学 组合循环发动机
CN109838307A (zh) * 2017-11-24 2019-06-04 劳斯莱斯有限公司 燃气涡轮发动机
CN109973244A (zh) * 2019-05-12 2019-07-05 西北工业大学 自驱动外涵道对转环形扇叶压缩装置
CN110685817A (zh) * 2019-10-11 2020-01-14 上海朝临动力科技有限公司 涡扇发动机及航空器
CN111120101A (zh) * 2015-11-17 2020-05-08 通用电气公司 燃气涡轮发动机
CN111140341A (zh) * 2019-12-20 2020-05-12 中国北方发动机研究所(天津) 一种分段可调叶片有叶扩压器结构
CN111350614A (zh) * 2018-12-21 2020-06-30 劳斯莱斯有限公司 用于气体涡轮引擎的风扇布置结构
CN111350610A (zh) * 2018-12-21 2020-06-30 劳斯莱斯有限公司 航空引擎流率
US10753278B2 (en) 2016-03-30 2020-08-25 General Electric Company Translating inlet for adjusting airflow distortion in gas turbine engine
CN111636976A (zh) * 2020-06-08 2020-09-08 清华大学 一种三涵道大推重比高效动力推进器
US10794281B2 (en) 2016-02-02 2020-10-06 General Electric Company Gas turbine engine having instrumented airflow path components
CN111878256A (zh) * 2019-05-02 2020-11-03 劳斯莱斯有限公司 具有风扇出口导向叶片的气体涡轮引擎
CN112727635A (zh) * 2020-12-31 2021-04-30 中国航空发动机研究院 一种双外涵发动机
CN112879162A (zh) * 2021-01-19 2021-06-01 南京航空航天大学 一种s弯偏距可调的航空发动机进气道
US11073090B2 (en) 2016-03-30 2021-07-27 General Electric Company Valved airflow passage assembly for adjusting airflow distortion in gas turbine engine
CN113279879A (zh) * 2020-02-20 2021-08-20 通用电气公司 具有核心排气和旁通流混合的涡轮风扇发动机
CN114060313A (zh) * 2021-11-05 2022-02-18 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机多涵道前后风扇
CN114576006A (zh) * 2022-03-10 2022-06-03 中国航空发动机研究院 一种发动机及飞行器

Families Citing this family (54)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2904663B1 (fr) * 2006-08-01 2012-02-03 Snecma Turbomachine a double flux a variation artificielle de sa section de col
US8887485B2 (en) * 2008-10-20 2014-11-18 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Three spool gas turbine engine having a clutch and compressor bypass
US20110167792A1 (en) * 2009-09-25 2011-07-14 James Edward Johnson Adaptive engine
US20110167784A1 (en) * 2009-09-25 2011-07-14 James Edward Johnson Method of operating a convertible fan engine
US20110167831A1 (en) * 2009-09-25 2011-07-14 James Edward Johnson Adaptive core engine
US9353684B2 (en) * 2009-12-11 2016-05-31 Northrop Grumman Systems Corporation Aircraft engine airflow modulation apparatus and method for engine bay cooling and cycle flow matching
JP5644302B2 (ja) * 2010-09-15 2014-12-24 株式会社Ihi 軸流圧縮機及びガスタービンエンジン
CA2819586C (en) * 2010-12-10 2014-09-16 Corporation Mc2 Recherches Internationales Turbine assembly, and kit with components for assembling the same
US20120163960A1 (en) * 2010-12-27 2012-06-28 Ress Jr Robert A Gas turbine engine and variable camber vane system
US9062559B2 (en) 2011-08-02 2015-06-23 Siemens Energy, Inc. Movable strut cover for exhaust diffuser
US9057328B2 (en) * 2011-11-01 2015-06-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine with intercooling turbine section
US10125724B2 (en) * 2012-01-17 2018-11-13 United Technologies Corporation Start system for gas turbine engines
US8438832B1 (en) * 2012-01-31 2013-05-14 United Technologies Corporation High turning fan exit stator
US9810077B2 (en) 2012-01-31 2017-11-07 United Technologies Corporation Fan blade attachment of gas turbine engine
US9157366B2 (en) * 2012-05-30 2015-10-13 United Technologies Corporation Adaptive fan with cold turbine
US9540938B2 (en) * 2012-09-28 2017-01-10 United Technologies Corporation Pylon matched fan exit guide vane for noise reduction in a geared turbofan engine
EP2904232B1 (en) 2012-10-01 2019-08-21 United Technologies Corporation Sensor adapter
WO2014113043A1 (en) * 2013-01-18 2014-07-24 United Technologies Corporation Compound fillet for guide vane
WO2014133645A2 (en) * 2013-02-20 2014-09-04 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine having configurable bypass passage
US9488101B2 (en) 2013-03-14 2016-11-08 United Technologies Corporation Adaptive fan reverse core geared turbofan engine with separate cold turbine
US9850822B2 (en) 2013-03-15 2017-12-26 United Technologies Corporation Shroudless adaptive fan with free turbine
US10240479B2 (en) 2013-08-07 2019-03-26 United Technologies Corporation Variable area turbine arrangement for a gas turbine engine
EP3904641B1 (en) * 2013-09-16 2023-09-06 Raytheon Technologies Corporation Variable area turbine vane row assembly
US10156206B2 (en) 2013-10-24 2018-12-18 United Technologies Corporation Pivoting blocker door
US9656760B2 (en) * 2013-11-07 2017-05-23 Sikorsky Aircraft Corporation Variable geometry helicopter engine inlet
US10371090B2 (en) 2014-01-13 2019-08-06 United Technologies Corporation Variable area exhaust mixer for a gas turbine engine
US10030606B2 (en) 2014-01-27 2018-07-24 United Technologies Corporation Variable exhaust mixer and cooler for a three-stream gas turbine engine
FR3034461B1 (fr) * 2015-04-01 2018-03-16 Safran Aircraft Engines Conduit de veine de decharge d'une turbomachine comprenant une grille vbv a calage variable
US10161316B2 (en) 2015-04-13 2018-12-25 United Technologies Corporation Engine bypass valve
US10030558B2 (en) * 2015-06-29 2018-07-24 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US10087801B2 (en) 2015-06-29 2018-10-02 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US10077694B2 (en) 2015-06-29 2018-09-18 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US10215070B2 (en) 2015-06-29 2019-02-26 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US10060316B2 (en) 2015-06-29 2018-08-28 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US10563593B2 (en) * 2016-01-04 2020-02-18 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. System and method of transferring power in a gas turbine engine
US10316759B2 (en) 2016-05-31 2019-06-11 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US10337341B2 (en) 2016-08-01 2019-07-02 United Technologies Corporation Additively manufactured augmentor vane of a gas turbine engine with additively manufactured fuel line extending therethrough
US10436447B2 (en) 2016-08-01 2019-10-08 United Technologies Corporation Augmentor vane assembly of a gas turbine engine with an additively manufactured augmentor vane
US10618667B2 (en) 2016-10-31 2020-04-14 Rolls-Royce Corporation Fan module with adjustable pitch blades and power system
US10737801B2 (en) * 2016-10-31 2020-08-11 Rolls-Royce Corporation Fan module with rotatable vane ring power system
RU2675031C1 (ru) * 2017-10-05 2018-12-14 Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя
GB201818014D0 (en) * 2018-11-05 2018-12-19 Rolls Royce Plc Control system for a gas turbine engine
US20200386189A1 (en) * 2019-04-30 2020-12-10 General Electric Company High Speed Aircraft Flight Technologies
GB201906167D0 (en) * 2019-05-02 2019-06-19 Rolls Royce Plc Gas turbine engine with core mount
JP7305472B2 (ja) * 2019-07-12 2023-07-10 三菱重工業株式会社 ガスタービンシステムおよびそれを備えた移動体
EP4180649A4 (en) * 2020-07-13 2023-11-15 Rafael MARTÍNEZ-VILANOVA PIÑÓN JET ENGINE FOR AIRCRAFT
US11982191B2 (en) 2021-06-04 2024-05-14 The Boeing Company Subsonic turbofan engines with variable outer guide vanes and associated methods
US11927136B1 (en) * 2021-06-04 2024-03-12 Rtx Corporation Turbofan engine with precooler
US11686211B2 (en) 2021-08-25 2023-06-27 Rolls-Royce Corporation Variable outlet guide vanes
US11802490B2 (en) 2021-08-25 2023-10-31 Rolls-Royce Corporation Controllable variable fan outlet guide vanes
US11788429B2 (en) 2021-08-25 2023-10-17 Rolls-Royce Corporation Variable tandem fan outlet guide vanes
US11879343B2 (en) * 2021-08-25 2024-01-23 Rolls-Royce Corporation Systems for controlling variable outlet guide vanes
CN114856818A (zh) * 2022-05-12 2022-08-05 中国航发四川燃气涡轮研究院 工作模式可变的变循环发动机核心机
CN117738814B (zh) * 2024-02-21 2024-05-17 中国航发四川燃气涡轮研究院 带叶尖风扇及串联压气机的变流路宽速域发动机

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2805818A (en) * 1951-12-13 1957-09-10 Ferri Antonio Stator for axial flow compressor with supersonic velocity at entrance
US3632224A (en) 1970-03-02 1972-01-04 Gen Electric Adjustable-blade turbine
US4137708A (en) 1973-07-02 1979-02-06 General Motors Corporation Jet propulsion
US4069661A (en) 1975-06-02 1978-01-24 The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration Variable mixer propulsion cycle
US4275560A (en) * 1978-12-27 1981-06-30 General Electric Company Blocker door actuation system
US4791783A (en) * 1981-11-27 1988-12-20 General Electric Company Convertible aircraft engine
DE3911715A1 (de) * 1989-04-10 1990-10-11 Mtu Muenchen Gmbh Absperreinrichtung fuer geblaese-, insbesondere geblaese-staustrahltriebwerke
DE3935313C1 (zh) 1989-10-24 1991-06-06 Mtu Muenchen Gmbh
US5694768A (en) 1990-02-23 1997-12-09 General Electric Company Variable cycle turbofan-ramjet engine
US5182905A (en) * 1990-05-11 1993-02-02 General Electric Company Method for automatic bypass operation
FR2685385B1 (fr) * 1991-12-24 1995-03-31 Snecma Moteur de propulsion a cycle variable pour avion supersonique.
US5311735A (en) 1993-05-10 1994-05-17 General Electric Company Ramjet bypass duct and preburner configuration
US6662546B1 (en) 1993-06-23 2003-12-16 General Electric Company Gas turbine engine fan
US5402638A (en) * 1993-10-04 1995-04-04 General Electric Company Spillage drag reducing flade engine
US5404713A (en) * 1993-10-04 1995-04-11 General Electric Company Spillage drag and infrared reducing flade engine
US5623823A (en) * 1995-12-06 1997-04-29 United Technologies Corporation Variable cycle engine with enhanced stability
US5806303A (en) 1996-03-29 1998-09-15 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle
US5809772A (en) 1996-03-29 1998-09-22 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct
US5794432A (en) 1996-08-27 1998-08-18 Diversitech, Inc. Variable pressure and variable air flow turbofan engines
US5867980A (en) 1996-12-17 1999-02-09 General Electric Company Turbofan engine with a low pressure turbine driven supercharger in a bypass duct operated by a fuel rich combustor and an afterburner
US6045325A (en) 1997-12-18 2000-04-04 United Technologies Corporation Apparatus for minimizing inlet airflow turbulence in a gas turbine engine
US6371725B1 (en) * 2000-06-30 2002-04-16 General Electric Company Conforming platform guide vane
FR2823532B1 (fr) 2001-04-12 2003-07-18 Snecma Moteurs Systeme de decharge pour turboreacteur ou turbopropulseur a commande simplifiee
US6438941B1 (en) 2001-04-26 2002-08-27 General Electric Company Bifurcated splitter for variable bleed flow
US6619916B1 (en) 2002-02-28 2003-09-16 General Electric Company Methods and apparatus for varying gas turbine engine inlet air flow
US6931858B2 (en) 2003-04-24 2005-08-23 General Electric Company Rotating pulse detonation system for a gas turbine engine
US7246484B2 (en) * 2003-08-25 2007-07-24 General Electric Company FLADE gas turbine engine with counter-rotatable fans
US6901739B2 (en) * 2003-10-07 2005-06-07 General Electric Company Gas turbine engine with variable pressure ratio fan system
US7395657B2 (en) * 2003-10-20 2008-07-08 General Electric Company Flade gas turbine engine with fixed geometry inlet
US7475545B2 (en) * 2005-04-29 2009-01-13 General Electric Company Fladed supersonic missile turbojet

Cited By (51)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101737194B (zh) * 2009-12-18 2013-06-05 北京航空航天大学 一种变循环发动机模式转换机构中的可调前涵道引射器
CN101737194A (zh) * 2009-12-18 2010-06-16 北京航空航天大学 一种变循环发动机模式转换机构中的可调前涵道引射器
CN102135035A (zh) * 2010-01-26 2011-07-27 空中客车营运有限公司 涡轮机飞行器推进器
CN102619642A (zh) * 2010-10-19 2012-08-01 靳北彪 高效涡轮喷气发动机
CN103502580B (zh) * 2010-11-22 2016-06-01 通用电气公司 燃气涡轮发动机和一体式可变几何限流器和换热器***
CN103502580A (zh) * 2010-11-22 2014-01-08 通用电气公司 一体式可变几何限流器和换热器
US8961114B2 (en) 2010-11-22 2015-02-24 General Electric Company Integrated variable geometry flow restrictor and heat exchanger
CN104619977B (zh) * 2012-07-26 2016-08-17 株式会社Ihi 发动机涵道以及航空器发动机
CN104619977A (zh) * 2012-07-26 2015-05-13 株式会社Ihi 发动机涵道以及航空器发动机
CN103195612A (zh) * 2013-04-08 2013-07-10 魏汉章 一种多功能涡轮风扇喷气发动机
CN103726890A (zh) * 2014-01-05 2014-04-16 中国科学院工程热物理研究所 一种高低压涡轮过渡段布局结构及设计方法
CN103726890B (zh) * 2014-01-05 2015-04-22 中国科学院工程热物理研究所 一种高低压涡轮过渡段布局结构及设计方法
CN104895839A (zh) * 2015-04-22 2015-09-09 南京航空航天大学 前后半段可调的轴流压气机静子叶片***及其工作方法
CN106150697A (zh) * 2015-05-11 2016-11-23 通用电气公司 具有可变桨距出口导叶的涡轮发动机
US11391298B2 (en) 2015-10-07 2022-07-19 General Electric Company Engine having variable pitch outlet guide vanes
CN107035431A (zh) * 2015-10-07 2017-08-11 通用电气公司 具有可变桨距出口导叶的发动机
US11585354B2 (en) 2015-10-07 2023-02-21 General Electric Company Engine having variable pitch outlet guide vanes
CN111120101A (zh) * 2015-11-17 2020-05-08 通用电气公司 燃气涡轮发动机
CN111120101B (zh) * 2015-11-17 2024-01-16 通用电气公司 燃气涡轮发动机
CN107023404B (zh) * 2016-02-02 2018-11-09 通用电气公司 用于飞行器的燃气涡轮发动机的***及调整该发动机中空气流畸变的方法
US10794281B2 (en) 2016-02-02 2020-10-06 General Electric Company Gas turbine engine having instrumented airflow path components
CN107023404A (zh) * 2016-02-02 2017-08-08 通用电气公司 调整燃气涡轮发动机中的空气流畸变
US10753278B2 (en) 2016-03-30 2020-08-25 General Electric Company Translating inlet for adjusting airflow distortion in gas turbine engine
US11448127B2 (en) 2016-03-30 2022-09-20 General Electric Company Translating inlet for adjusting airflow distortion in gas turbine engine
US11073090B2 (en) 2016-03-30 2021-07-27 General Electric Company Valved airflow passage assembly for adjusting airflow distortion in gas turbine engine
CN107448326A (zh) * 2016-04-27 2017-12-08 通用电气公司 涡轮风扇组件和组装方法
CN108087150B (zh) * 2016-11-22 2020-02-18 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种超声速导弹用加力式小型涡轮风扇发动机
CN108087150A (zh) * 2016-11-22 2018-05-29 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种超声速导弹用加力式小型涡轮风扇发动机
CN108612597B (zh) * 2016-12-09 2020-06-05 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种用于航空发动机的风扇布局结构
CN108612597A (zh) * 2016-12-09 2018-10-02 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种用于航空发动机的风扇布局结构
CN108327915A (zh) * 2017-01-20 2018-07-27 通用电气公司 用于飞行器后风扇的机舱
CN109386384B (zh) * 2017-08-14 2023-07-21 劳斯莱斯有限公司 燃气涡轮发动机
CN109386384A (zh) * 2017-08-14 2019-02-26 劳斯莱斯有限公司 燃气涡轮发动机
CN109838307A (zh) * 2017-11-24 2019-06-04 劳斯莱斯有限公司 燃气涡轮发动机
CN109162829A (zh) * 2018-09-04 2019-01-08 中国航发沈阳发动机研究所 变循环发动机的压缩***
CN109441663A (zh) * 2018-12-12 2019-03-08 清华大学 组合循环发动机
CN111350610A (zh) * 2018-12-21 2020-06-30 劳斯莱斯有限公司 航空引擎流率
CN111350610B (zh) * 2018-12-21 2023-08-25 劳斯莱斯有限公司 航空引擎流率
CN111350614A (zh) * 2018-12-21 2020-06-30 劳斯莱斯有限公司 用于气体涡轮引擎的风扇布置结构
CN111878256A (zh) * 2019-05-02 2020-11-03 劳斯莱斯有限公司 具有风扇出口导向叶片的气体涡轮引擎
CN109973244A (zh) * 2019-05-12 2019-07-05 西北工业大学 自驱动外涵道对转环形扇叶压缩装置
CN110685817A (zh) * 2019-10-11 2020-01-14 上海朝临动力科技有限公司 涡扇发动机及航空器
CN111140341A (zh) * 2019-12-20 2020-05-12 中国北方发动机研究所(天津) 一种分段可调叶片有叶扩压器结构
CN113279879A (zh) * 2020-02-20 2021-08-20 通用电气公司 具有核心排气和旁通流混合的涡轮风扇发动机
CN111636976A (zh) * 2020-06-08 2020-09-08 清华大学 一种三涵道大推重比高效动力推进器
CN112727635A (zh) * 2020-12-31 2021-04-30 中国航空发动机研究院 一种双外涵发动机
CN112879162B (zh) * 2021-01-19 2021-12-14 南京航空航天大学 一种s弯偏距可调的航空发动机进气道
CN112879162A (zh) * 2021-01-19 2021-06-01 南京航空航天大学 一种s弯偏距可调的航空发动机进气道
CN114060313A (zh) * 2021-11-05 2022-02-18 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机多涵道前后风扇
CN114576006A (zh) * 2022-03-10 2022-06-03 中国航空发动机研究院 一种发动机及飞行器
CN114576006B (zh) * 2022-03-10 2023-09-22 中国航空发动机研究院 一种发动机及飞行器

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