RU2003105836A - Авиационный газотурбинный двигатель встречного вращения с компрессором с высокой общей степенью повышения давления - Google Patents
Авиационный газотурбинный двигатель встречного вращения с компрессором с высокой общей степенью повышения давленияInfo
- Publication number
- RU2003105836A RU2003105836A RU2003105836/06A RU2003105836A RU2003105836A RU 2003105836 A RU2003105836 A RU 2003105836A RU 2003105836/06 A RU2003105836/06 A RU 2003105836/06A RU 2003105836 A RU2003105836 A RU 2003105836A RU 2003105836 A RU2003105836 A RU 2003105836A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pressure
- compressor
- fan
- high pressure
- aircraft gas
- Prior art date
Links
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims 16
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims 16
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims 3
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims 2
- 230000002093 peripheral Effects 0.000 claims 2
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 claims 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 1
Claims (21)
1. Авиационный газотурбинный двигатель (10), содержащий ротор (33) высокого давления, включающий турбину (24) высокого давления, турбину (26) низкого давления, имеющую вращающиеся в противоположных направлениях внутренний и внешний роторы (200, 202) низкого давления, расположенные после (по ходу потока) ротора (33) высокого давления, внутренний и внешний роторы (200, 202) низкого давления включают внутренний и внешний валы (130, 140) низкого давления, которые с возможностью вращения по меньшей мере частично расположены соосно с ротором (33) высокого давления и радиально внутри него, турбина (26) низкого давления включает вращающийся кольцевой внешний барабанный ротор (136), с возможностью передачи приводного усилия соединенный с первым лопаточным венцом (13) вентилятора и с первым нагнетательным компрессором (16) посредством указанного внутреннего вала (130) низкого давления, указанная турбина (26) низкого давления также включает вращающийся кольцевой внутренний барабанный ротор (146), для передачи приводного усилия соединенный со вторым лопаточным венцом (15) вентилятора и вторым нагнетательным компрессором (17) посредством указанного внешнего вала (140) низкого давления, первый и второй нагнетательные компрессоры (16, 17) в осевом направлении расположены между первым и вторым лопаточными венцами (13, 15) вентилятора, канал (21) наружного контура, в радиальном направлении ограниченный кожухом (11) вентилятора и кольцевой радиально-внутренней стенкой (9) канала наружного контура, окружающей первый и второй нагнетательные компрессоры (16, 17), радиально-наружная часть (23) второго лопаточного венца (15) вентилятора расположена внутри канала (21) наружного контура, отношение радиуса входной ступицы вентилятора к радиусу конца лопатки (RH/RT) находится в диапазоне от 0,20 до 0,35, компрессор (18) высокого давления ротора (33) высокого давления с возможностью передачи приводного усилия соединен с турбиной (24) высокого давления посредством вала (27) высокого давления, компрессор (18) высокого давления выполнен с возможностью получения общей степени повышения давления, находящейся в диапазоне около 40-65, и степень двухконтурности находится в диапазоне 5-15, рабочая степень повышения давления вентилятором находится в диапазоне 1,4-2,5, и сумма рабочих окружных скоростей конца лопатки вентилятора первого и второго лопаточных венцов (13, 15) вентилятора находится в диапазоне 1000-2500 футов в секунду.
2. Авиационный газотурбинный двигатель по п.1, в котором второй нагнетательный компрессор (17) вращается в противоположном направлении относительно компрессора (18) высокого давления.
3. Авиационный газотурбинный двигатель по п.2, в котором компрессор (18) высокого давления включает от шести до восьми ступеней (48) высокого давления и в котором компрессор (18) высокого давления включает около четырех или менее ступеней (50) поворотных направляющих лопаток.
4. Авиационный газотурбинный двигатель по п.3, в котором первый нагнетательный компрессор (16) включает снабженную лопатками, выполненными как единое целое с ней, кольцевую секцию (166) первого нагнетательного компрессора, включающую вращающуюся стенку (22), от которой радиально-внутрь отступают разнесенные в осевом направлении лопаточные венцы (168) первого нагнетательного компрессора.
5. Авиационный газотурбинный двигатель (10), содержащий ротор (33) высокого давления, включающий турбину (24) высокого давления, турбину (26) низкого давления, имеющую вращающиеся в противоположных направлениях внутренний и внешний роторы (200, 202) низкого давления, расположенные после (по ходу потока) ротора (33) высокого давления, внутренний и внешний роторы (200, 202) низкого давления включают внутренний и внешний валы (130, 140) низкого давления, которые с возможностью вращения по меньшей мере частично расположены соосно с ротором (33) высокого давления и радиально внутри него, узел (150) выходных направляющих лопаток, расположенный непосредственно после турбины (26) низкого давления, турбина (26) низкого давления включает вращающийся кольцевой внешний барабанный ротор (136), с возможностью передачи приводного усилия соединенный с первым лопаточным венцом (13) вентилятора и с первым нагнетательным компрессором (16) внутренним валом (130) низкого давления, турбина (26) низкого давления также включает вращающийся кольцевой внутренний барабанный ротор (146), с возможностью передачи приводного усилия соединенный со вторым лопаточным венцом (15) вентилятора и вторым нагнетательным компрессором (17) посредством внешнего вала (140) низкого давления, первый и второй нагнетательные компрессоры (16, 17) в осевом направлении расположены между первым и вторым лопаточными венцами (13, 15) вентилятора, канал (21) наружного контура, в радиальном направлении ограниченный кожухом (11) вентилятора и кольцевой радиально-внутренней стенкой (9) канала наружного контура, окружающей первый и второй нагнетательные компрессоры (16, 17), радиально-наружная часть (23) второго лопаточного венца (15) вентилятора радиально расположена внутри канала (21) наружного контура, отношение радиуса входной ступицы вентилятора к радиусу конца лопатки (RH/RT) находится в диапазоне от 0,20 до 0,35, компрессор (18) высокого давления ротора (33) высокого давления с возможностью передачи приводного усилия соединен с турбиной (24) высокого давления посредством вала (27) высокого давления, компрессор (18) высокого давления выполнен с возможностью получения общей степени повышения давления, находящейся в диапазоне около 40-65, и степень двухконтурности находится в диапазоне 5-15, рабочая степень повышения давления вентилятором находится в диапазоне 1,4-2,5, и сумма рабочих окружных скоростей конца лопатки вентилятора первого и второго лопаточных венцов (13, 15) вентилятора находится в диапазоне 1000-2500 футов в секунду.
6. Авиационный газотурбинный двигатель по п.5, в котором второй нагнетательный компрессор (17) вращается в противоположном направлении относительно компрессора (18) высокого давления.
7. Авиационный газотурбинный двигатель по п.6, в котором компрессор (18) высокого давления включает от шести до восьми ступеней (48) высокого давления и в котором компрессор (18) высокого давления включает около четырех или менее ступеней (50) поворотных направляющих лопаток.
8. Авиационный газотурбинный двигатель по п.7, в котором первый нагнетательный компрессор (16) включает снабженную лопатками, выполненными как единое целое с ней, кольцевую секцию (166) первого нагнетательного компрессора, включающую вращающуюся стенку (22), от которой радиально-внутрь отступают разнесенные в осевом направлении лопаточные венцы (168) первого нагнетательного компрессора, и указанный узел (150) выходных направляющих лопаток дополнительно включает венец выходных направляющих лопаток (152), проходящих радиально-внутрь между кожухом (54) турбины низкого давления, окружающим турбину (26) низкого давления, и кольцевой коробчатой структурой (154).
9. Система авиационных газотурбинных двигателей, содержащая по меньшей мере две разные модели двигателя (10), имеющие по существу одинаковый диаметр (D) вентилятора, первая из моделей двигателя имеет одноступенчатую турбину (24) высокого давления, вторая из моделей двигателя имеет двухступенчатую турбину (324) высокого давления, каждая из указанных моделей имеет ротор (33) высокого давления, включающий турбину (24) высокого давления и соответствующую одну либо одноступенчатую, либо двухступенчатую турбину (24, 324) высокого давления, турбину (26) низкого давления, имеющую вращающиеся в противоположных направлениях внутренний и внешний роторы (200, 202) низкого давления, расположенные после (по ходу потока) ротора (33) высокого давления, внутренний и внешний роторы (200, 202) низкого давления включают внутренний и внешний валы (130, 140) низкого давления, которые с возможностью вращения по меньшей мере частично расположены соосно с ротором (33) высокого давления и радиально внутри него, турбина (26) низкого давления включает вращающийся кольцевой внешний барабанный ротор (136), с возможностью передачи приводного усилия соединенный с первым лопаточным венцом (13) вентилятора и с первым нагнетательным компрессором (16) посредством внутреннего вала (130) низкого давления, турбина (26) низкого давления также включает вращающийся кольцевой внутренний барабанный ротор (146), с возможностью передачи приводного усилия соединенный со вторым лопаточным венцом (15) вентилятора и вторым нагнетательным компрессором (17) посредством внешнего вала (140) низкого давления, первый и второй нагнетательные компрессоры (16, 17) в осевом направлении расположены между первым и вторым лопаточными венцами (13, 15) вентилятора, канал (21) наружного контура, в радиальном направлении ограниченный кожухом (11) вентилятора и кольцевой радиально-внутренней стенкой (9) канала наружного контура, окружающей первый и второй нагнетательные компрессоры (16, 17), радиально-наружная часть (23) второго лопаточного венца (15) вентилятора расположена радиально внутри канала (21) наружного контура, отношение радиуса входной ступицы вентилятора к радиусу конца лопатки (RH/RT) находится в диапазоне от 0,20 до 0,35, компрессор (18) высокого давления ротора (33) высокого давления с возможностью передачи приводного усилия соединен с турбиной (24) высокого давления посредством вала (27) высокого давления, компрессор (18) высокого давления выполнен с возможностью получения общей степени повышения давления, находящейся в диапазоне около 40-65, и степень двухконтурности находится в диапазоне 5-15, рабочая степень повышения давления вентилятором находится в диапазоне 1,4-2,5, и сумма рабочих окружных скоростей конца лопатки вентилятора первого и второго лопаточных венцов (13, 15) вентилятора находится в диапазоне 1000-2500 футов в секунду.
10. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.9, в которой второй нагнетательный компрессор (17) вращается в противоположном направлении относительно компрессора (18) высокого давления.
11. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.10, в которой компрессор (18) высокого давления включает от шести до восьми ступеней (48) высокого давления и в котором компрессор (18) высокого давления включает около четырех или менее ступеней (50) поворотных направляющих лопаток.
12. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.11, в которой первый нагнетательный компрессор (16) включает снабженную лопатками, выполненными как единое целое с ней, кольцевую секцию (166) первого нагнетательного компрессора, включающую вращающуюся стенку (22), от которой радиально-внутрь отступают разнесенные в осевом направлении лопаточные венцы (168) первого нагнетательного компрессора, и узел (150) выходных направляющих лопаток расположен непосредственно после турбины (26) низкого давления.
13. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.12, в которой второй нагнетательный компрессор вращается в противоположном направлении относительно компрессора высокого давления.
14. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.13, в которой компрессор высокого давления включает от шести до восьми ступеней высокого давления.
15. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.14, в которой компрессор высокого давления включает около четырех или менее ступеней поворотных направляющих лопаток.
16. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.15, в которой первый нагнетательный компрессор включает снабженную лопатками, выполненными как единое целое с ней, кольцевую секцию первого нагнетательного компрессора, включающую вращающуюся стенку, от которой радиально-внутрь отступают разнесенные в осевом направлении лопаточные венцы первого нагнетательного компрессора.
17. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.16, в которой узел выходных направляющих лопаток расположен непосредственно после турбины низкого давления.
18. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.17, в которой компрессор высокого давления включает от шести до восьми ступеней высокого давления.
19. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.18, в которой компрессор (18) высокого давления включает около четырех или менее ступеней (50) поворотных направляющих лопаток.
20. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.19, в которой первый нагнетательный компрессор (16) включает снабженную лопатками, выполненными как единое целое с ней, кольцевую секцию (166) первого нагнетательного компрессора, включающую вращающуюся стенку (22), от которой радиально-внутрь отступают разнесенные в осевом направлении лопаточные венцы (168) первого нагнетательного компрессора.
21. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.20, в которой указанный узел (150) выходных направляющих лопаток дополнительно включает венец выходных направляющих лопаток (152), проходящих радиально-внутрь между кожухом (54) турбины низкого давления, окружающим турбину (26) низкого давления, и кольцевой коробчатой структурой (154).
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US10/087,428 | 2002-03-01 | ||
US10/087,428 US6732502B2 (en) | 2002-03-01 | 2002-03-01 | Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003105836A true RU2003105836A (ru) | 2004-10-20 |
RU2302545C2 RU2302545C2 (ru) | 2007-07-10 |
Family
ID=27733429
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003105836/06A RU2302545C2 (ru) | 2002-03-01 | 2003-02-28 | Авиационный газотурбинный двигатель встречного вращения с компрессором с высокой общей степенью повышения давления |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6732502B2 (ru) |
EP (1) | EP1340903B1 (ru) |
JP (1) | JP2003286857A (ru) |
CN (1) | CN1453466A (ru) |
CA (1) | CA2419367C (ru) |
DE (1) | DE60336870D1 (ru) |
RU (1) | RU2302545C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2486361C2 (ru) * | 2007-06-28 | 2013-06-27 | Снекма | Двухвентиляторный газотурбинный двигатель |
Families Citing this family (239)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6684626B1 (en) * | 2002-07-30 | 2004-02-03 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine with control vanes for counter rotating low pressure turbines |
US6763652B2 (en) * | 2002-09-24 | 2004-07-20 | General Electric Company | Variable torque split aircraft gas turbine engine counter rotating low pressure turbines |
US6763653B2 (en) * | 2002-09-24 | 2004-07-20 | General Electric Company | Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster |
US7216475B2 (en) * | 2003-11-21 | 2007-05-15 | General Electric Company | Aft FLADE engine |
FR2866074B1 (fr) * | 2004-02-11 | 2006-04-28 | Snecma Moteurs | Architecture d'un turboreacteur ayant une double soufflante a l'avant |
FR2866073B1 (fr) * | 2004-02-11 | 2006-07-28 | Snecma Moteurs | Turboreacteur ayant deux soufflantes contrarotatives solidaires d'un compresseur a basse pression contrarotatif |
FR2866387B1 (fr) * | 2004-02-12 | 2008-03-14 | Snecma Moteurs | Adaptation aerodynamique de la soufflante arriere d'un turboreacteur double soufflante |
FR2867229B1 (fr) * | 2004-03-05 | 2006-07-28 | Snecma Moteurs | Palier a roulement de turbomachine a encombrement reduit |
EP1607612B1 (en) * | 2004-05-28 | 2009-03-04 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine |
US7185484B2 (en) * | 2004-08-11 | 2007-03-06 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine |
US7320575B2 (en) * | 2004-09-28 | 2008-01-22 | General Electric Company | Methods and apparatus for aerodynamically self-enhancing rotor blades |
US7334392B2 (en) * | 2004-10-29 | 2008-02-26 | General Electric Company | Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same |
US7458202B2 (en) * | 2004-10-29 | 2008-12-02 | General Electric Company | Lubrication system for a counter-rotating turbine engine and method of assembling same |
US7269938B2 (en) * | 2004-10-29 | 2007-09-18 | General Electric Company | Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same |
US7296398B2 (en) * | 2004-10-29 | 2007-11-20 | General Electric Company | Counter-rotating turbine engine and method of assembling same |
US7195447B2 (en) * | 2004-10-29 | 2007-03-27 | General Electric Company | Gas turbine engine and method of assembling same |
US7186073B2 (en) * | 2004-10-29 | 2007-03-06 | General Electric Company | Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same |
US7290386B2 (en) * | 2004-10-29 | 2007-11-06 | General Electric Company | Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same |
US7195446B2 (en) * | 2004-10-29 | 2007-03-27 | General Electric Company | Counter-rotating turbine engine and method of assembling same |
US7409819B2 (en) * | 2004-10-29 | 2008-08-12 | General Electric Company | Gas turbine engine and method of assembling same |
US7334981B2 (en) * | 2004-10-29 | 2008-02-26 | General Electric Company | Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same |
FR2889863B1 (fr) * | 2005-08-22 | 2007-11-02 | Snecma | Compresseur comportant une pluralite de caissons reconstituant un volume annulaire de separation de flux dans une turbomachine. |
US7603844B2 (en) * | 2005-10-19 | 2009-10-20 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US7726113B2 (en) * | 2005-10-19 | 2010-06-01 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US7513103B2 (en) * | 2005-10-19 | 2009-04-07 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US7493753B2 (en) * | 2005-10-19 | 2009-02-24 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US7490461B2 (en) * | 2005-10-19 | 2009-02-17 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US7685808B2 (en) | 2005-10-19 | 2010-03-30 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US7526913B2 (en) * | 2005-10-19 | 2009-05-05 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US7752836B2 (en) * | 2005-10-19 | 2010-07-13 | General Electric Company | Gas turbine assembly and methods of assembling same |
US7493754B2 (en) * | 2005-10-19 | 2009-02-24 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US7490460B2 (en) * | 2005-10-19 | 2009-02-17 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US7631484B2 (en) * | 2006-03-13 | 2009-12-15 | Rollin George Giffin | High pressure ratio aft fan |
US20120213628A1 (en) * | 2006-08-15 | 2012-08-23 | Mccune Michael E | Gas turbine engine with geared architecture |
US8708863B2 (en) | 2006-08-15 | 2014-04-29 | United Technologies Corporation | Epicyclic gear train |
US8939864B2 (en) * | 2006-08-15 | 2015-01-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine lubrication |
US9976437B2 (en) | 2006-08-15 | 2018-05-22 | United Technologies Corporation | Epicyclic gear train |
US8858388B2 (en) * | 2006-08-15 | 2014-10-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine gear train |
US10107231B2 (en) | 2006-08-15 | 2018-10-23 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with geared architecture |
US8753243B2 (en) | 2006-08-15 | 2014-06-17 | United Technologies Corporation | Ring gear mounting arrangement with oil scavenge scheme |
US7870719B2 (en) * | 2006-10-13 | 2011-01-18 | General Electric Company | Plasma enhanced rapidly expanded gas turbine engine transition duct |
US7832193B2 (en) * | 2006-10-27 | 2010-11-16 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US7766599B2 (en) | 2006-10-31 | 2010-08-03 | General Electric Company | Plasma lifted boundary layer gas turbine engine vane |
US7841165B2 (en) * | 2006-10-31 | 2010-11-30 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US7882693B2 (en) * | 2006-11-29 | 2011-02-08 | General Electric Company | Turbofan engine assembly and method of assembling same |
US7588413B2 (en) * | 2006-11-30 | 2009-09-15 | General Electric Company | Upstream plasma shielded film cooling |
US7695241B2 (en) * | 2006-11-30 | 2010-04-13 | General Electric Company | Downstream plasma shielded film cooling |
US7765789B2 (en) * | 2006-12-15 | 2010-08-03 | General Electric Company | Apparatus and method for assembling gas turbine engines |
US7736123B2 (en) * | 2006-12-15 | 2010-06-15 | General Electric Company | Plasma induced virtual turbine airfoil trailing edge extension |
US7628585B2 (en) * | 2006-12-15 | 2009-12-08 | General Electric Company | Airfoil leading edge end wall vortex reducing plasma |
US7716914B2 (en) * | 2006-12-21 | 2010-05-18 | General Electric Company | Turbofan engine assembly and method of assembling same |
GB0702608D0 (en) | 2007-02-10 | 2007-03-21 | Rolls Royce Plc | Aeroengine |
US7963098B2 (en) * | 2007-06-12 | 2011-06-21 | United Technologies Corporation | Composite duct assembly |
US8708643B2 (en) * | 2007-08-14 | 2014-04-29 | General Electric Company | Counter-rotatable fan gas turbine engine with axial flow positive displacement worm gas generator |
US10167813B2 (en) | 2007-08-23 | 2019-01-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with fan variable area nozzle to reduce fan instability |
US9494084B2 (en) | 2007-08-23 | 2016-11-15 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with fan variable area nozzle for low fan pressure ratio |
US9701415B2 (en) | 2007-08-23 | 2017-07-11 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle |
US9957918B2 (en) * | 2007-08-28 | 2018-05-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine front architecture |
US20140157754A1 (en) | 2007-09-21 | 2014-06-12 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine compressor arrangement |
US10151248B2 (en) * | 2007-10-03 | 2018-12-11 | United Technologies Corporation | Dual fan gas turbine engine and gear train |
US8590286B2 (en) * | 2007-12-05 | 2013-11-26 | United Technologies Corp. | Gas turbine engine systems involving tip fans |
US8511986B2 (en) * | 2007-12-10 | 2013-08-20 | United Technologies Corporation | Bearing mounting system in a low pressure turbine |
FR2925118B1 (fr) * | 2007-12-14 | 2009-12-25 | Snecma | Panneau de support d'abradable dans une turbomachine |
US8292570B2 (en) * | 2008-01-25 | 2012-10-23 | United Technologies Corporation | Low pressure turbine with counter-rotating drives for single spool |
DE102008022966B4 (de) * | 2008-05-09 | 2014-12-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Rotationsmaschine |
US8128021B2 (en) | 2008-06-02 | 2012-03-06 | United Technologies Corporation | Engine mount system for a turbofan gas turbine engine |
US20140174056A1 (en) | 2008-06-02 | 2014-06-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine |
US9097137B2 (en) * | 2008-06-12 | 2015-08-04 | United Technologies Corporation | Integrated actuator module for gas turbine engine |
US8061980B2 (en) * | 2008-08-18 | 2011-11-22 | United Technologies Corporation | Separation-resistant inlet duct for mid-turbine frames |
US8166748B2 (en) * | 2008-11-21 | 2012-05-01 | General Electric Company | Gas turbine engine booster having rotatable radially inwardly extending blades and non-rotatable vanes |
US8011877B2 (en) * | 2008-11-24 | 2011-09-06 | General Electric Company | Fiber composite reinforced aircraft gas turbine engine drums with radially inwardly extending blades |
JP5287873B2 (ja) * | 2009-02-06 | 2013-09-11 | トヨタ自動車株式会社 | ターボファンエンジン |
FR2942203B1 (fr) * | 2009-02-13 | 2011-04-22 | Snecma | Systeme d'helices contrarotatives a encombrement reduit |
FR2944558B1 (fr) * | 2009-04-17 | 2014-05-02 | Snecma | Moteur a turbine a gaz double corps pourvu d'un palier de turbine bp supplementaire. |
US8375695B2 (en) | 2009-06-30 | 2013-02-19 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine counter-rotatable generator |
US20110004388A1 (en) * | 2009-07-01 | 2011-01-06 | United Technologies Corporation | Turbofan temperature control with variable area nozzle |
US8549832B2 (en) * | 2009-12-30 | 2013-10-08 | MRA Systems Inc. | Turbomachine nacelle and anti-icing system and method therefor |
US8517672B2 (en) | 2010-02-23 | 2013-08-27 | General Electric Company | Epicyclic gearbox |
US8777793B2 (en) | 2011-04-27 | 2014-07-15 | United Technologies Corporation | Fan drive planetary gear system integrated carrier and torque frame |
US9239012B2 (en) | 2011-06-08 | 2016-01-19 | United Technologies Corporation | Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine |
US9631558B2 (en) | 2012-01-03 | 2017-04-25 | United Technologies Corporation | Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine |
US8667773B2 (en) | 2011-06-28 | 2014-03-11 | United Technologies Corporation | Counter-rotating turbomachinery |
US8943792B2 (en) | 2011-06-29 | 2015-02-03 | United Technologies Corporation | Gas-driven propulsor with tip turbine fan |
US9080511B2 (en) * | 2011-10-21 | 2015-07-14 | United Technologies Corporation | Integrated thermal system for a gas turbine engine |
EP2592235A3 (en) * | 2011-11-11 | 2014-10-15 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine compressor arrangement |
SG11201402854VA (en) * | 2011-12-08 | 2014-07-30 | United Technologies Corp | Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle |
CN103764952B (zh) * | 2011-12-27 | 2016-06-08 | 联合工艺公司 | 燃气涡轮发动机压缩机装置 |
EP2610464B1 (en) * | 2011-12-30 | 2018-10-31 | United Technologies Corporation | Gas Turbine engine |
WO2013147951A1 (en) * | 2011-12-30 | 2013-10-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with fan variable area nozzle for low fan pressure ratio |
EP2610461B1 (en) * | 2011-12-30 | 2019-10-23 | United Technologies Corporation | Turbine engine |
CA2853694C (en) * | 2012-01-09 | 2016-03-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with geared architecture |
US9017037B2 (en) | 2012-01-24 | 2015-04-28 | United Technologies Corporation | Rotor with flattened exit pressure profile |
US20130186058A1 (en) | 2012-01-24 | 2013-07-25 | William G. Sheridan | Geared turbomachine fan and compressor rotation |
US8863491B2 (en) | 2012-01-31 | 2014-10-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine shaft bearing configuration |
US10502135B2 (en) * | 2012-01-31 | 2019-12-10 | United Technologies Corporation | Buffer system for communicating one or more buffer supply airs throughout a gas turbine engine |
US8443582B1 (en) * | 2012-01-31 | 2013-05-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with geared turbofan and oil thermal management system |
US9222417B2 (en) | 2012-01-31 | 2015-12-29 | United Technologies Corporation | Geared turbofan gas turbine engine architecture |
US8887487B2 (en) | 2012-01-31 | 2014-11-18 | United Technologies Corporation | Geared turbofan gas turbine engine architecture |
US20160130949A1 (en) * | 2012-01-31 | 2016-05-12 | United Technologies Corporation | Low noise turbine for geared turbofan engine |
US9816442B2 (en) | 2012-01-31 | 2017-11-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section |
US20130192191A1 (en) | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Frederick M. Schwarz | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features |
US20150345426A1 (en) | 2012-01-31 | 2015-12-03 | United Technologies Corporation | Geared turbofan gas turbine engine architecture |
US10287914B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-05-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features |
US8769962B2 (en) | 2012-01-31 | 2014-07-08 | United Technologies Corporation | Multi-circuit buffer system for a gas turbine engine |
US10018116B2 (en) | 2012-01-31 | 2018-07-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine buffer system providing zoned ventilation |
US8935913B2 (en) | 2012-01-31 | 2015-01-20 | United Technologies Corporation | Geared turbofan gas turbine engine architecture |
US10400629B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-09-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine shaft bearing configuration |
US20130192256A1 (en) * | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Gabriel L. Suciu | Geared turbofan engine with counter-rotating shafts |
US9140137B2 (en) | 2012-01-31 | 2015-09-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine mid turbine frame bearing support |
US10415468B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-09-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine buffer system |
US20130192240A1 (en) | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Peter M. Munsell | Buffer system for a gas turbine engine |
US9038366B2 (en) | 2012-01-31 | 2015-05-26 | United Technologies Corporation | LPC flowpath shape with gas turbine engine shaft bearing configuration |
US8402741B1 (en) | 2012-01-31 | 2013-03-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine shaft bearing configuration |
US9169781B2 (en) * | 2012-01-31 | 2015-10-27 | United Technologies Corporation | Turbine engine gearbox |
US8246292B1 (en) * | 2012-01-31 | 2012-08-21 | United Technologies Corporation | Low noise turbine for geared turbofan engine |
US9255489B2 (en) * | 2012-02-06 | 2016-02-09 | United Technologies Corporation | Clearance control for gas turbine engine section |
US20130202424A1 (en) * | 2012-02-06 | 2013-08-08 | Darin S. Lussier | Conformal liner for gas turbine engine fan section |
US20130219907A1 (en) * | 2012-02-29 | 2013-08-29 | Frederick M. Schwarz | Geared turbofan architecture for improved thrust density |
WO2013139926A1 (de) * | 2012-03-22 | 2013-09-26 | Alstom Technology Ltd | Turbinenschaufel |
US10036351B2 (en) | 2012-04-02 | 2018-07-31 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with three co-rotating turbines |
US10138809B2 (en) | 2012-04-02 | 2018-11-27 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with a high ratio of thrust to turbine volume |
US10125693B2 (en) * | 2012-04-02 | 2018-11-13 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with power density range |
US9074485B2 (en) | 2012-04-25 | 2015-07-07 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with three turbines all counter-rotating |
US10036350B2 (en) | 2012-04-30 | 2018-07-31 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with three turbines all co-rotating |
US20130318999A1 (en) * | 2012-05-31 | 2013-12-05 | James L. Lucas | Gas turbine engine with a counter rotating fan |
US8756908B2 (en) | 2012-05-31 | 2014-06-24 | United Technologies Corporation | Fundamental gear system architecture |
US20150308351A1 (en) | 2012-05-31 | 2015-10-29 | United Technologies Corporation | Fundamental gear system architecture |
US8572943B1 (en) * | 2012-05-31 | 2013-11-05 | United Technologies Corporation | Fundamental gear system architecture |
WO2014051686A1 (en) | 2012-09-26 | 2014-04-03 | United Technologies Corporation | Combined high pressure turbine case and turbine intermediate case |
US8753065B2 (en) * | 2012-09-27 | 2014-06-17 | United Technologies Corporation | Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine |
US20160138474A1 (en) | 2012-09-28 | 2016-05-19 | United Technologies Corporation | Low noise compressor rotor for geared turbofan engine |
US9624834B2 (en) | 2012-09-28 | 2017-04-18 | United Technologies Corporation | Low noise compressor rotor for geared turbofan engine |
EP2904233A4 (en) | 2012-10-01 | 2016-06-29 | United Technologies Corp | GUESTURBINE ENGINE WITH LARGE LIGHTWEIGHT FAN |
US20140096509A1 (en) * | 2012-10-05 | 2014-04-10 | United Technologies Corporation | Geared Turbofan Engine With Increased Bypass Ratio and Compressor Ratio ... |
EP2909460A4 (en) * | 2012-10-09 | 2016-07-20 | United Technologies Corp | IMPROVED OPERATING REDUCED DOUBLE FLOW REACTOR ENGINE COMPRISING VARIABLE COMPRESSOR SECTION GUIDELINES |
US9303589B2 (en) | 2012-11-28 | 2016-04-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Low hub-to-tip ratio fan for a turbofan gas turbine engine |
WO2014098961A1 (en) * | 2012-12-17 | 2014-06-26 | United Technologies Corporation | Two spool gas generator with improved pressure split |
US9920653B2 (en) | 2012-12-20 | 2018-03-20 | United Technologies Corporation | Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size |
US9932933B2 (en) | 2012-12-20 | 2018-04-03 | United Technologies Corporation | Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size |
US20160108854A1 (en) * | 2012-12-20 | 2016-04-21 | United Technologies Corporation | Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size |
BR112015017110A2 (pt) * | 2013-01-18 | 2017-07-11 | Gen Electric | motor de turbina a gás |
US10605172B2 (en) | 2013-03-14 | 2020-03-31 | United Technologies Corporation | Low noise turbine for geared gas turbine engine |
US11719161B2 (en) | 2013-03-14 | 2023-08-08 | Raytheon Technologies Corporation | Low noise turbine for geared gas turbine engine |
EP2971735A1 (en) * | 2013-03-15 | 2016-01-20 | Rolls-Royce Corporation | Ultra high bypass ratio turbofan engine |
EP2971535A4 (en) | 2013-03-15 | 2017-02-15 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine having a reduced number of fan blades and improved acoustics |
US9624827B2 (en) | 2013-03-15 | 2017-04-18 | United Technologies Corporation | Thrust efficient turbofan engine |
US10724479B2 (en) * | 2013-03-15 | 2020-07-28 | United Technologies Corporation | Thrust efficient turbofan engine |
EP3957847A1 (en) | 2013-05-09 | 2022-02-23 | Raytheon Technologies Corporation | Turbofan engine front section |
US10287917B2 (en) * | 2013-05-09 | 2019-05-14 | United Technologies Corporation | Turbofan engine front section |
EP2843196B1 (fr) * | 2013-09-03 | 2020-04-15 | Safran Aero Boosters SA | Compresseur de turbomachine et turboachine associée |
US20150300264A1 (en) | 2013-09-30 | 2015-10-22 | United Technologies Corporation | Geared turbofan architecture for regional jet aircraft |
EP3052812A4 (en) * | 2013-09-30 | 2016-10-05 | United Technologies Corp | COMPRESSOR ZONE DIVISIONS FOR FORMING A REDUCING TURBOSOUFFLANTE |
US10371047B2 (en) | 2013-10-16 | 2019-08-06 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with targeted modular efficiency |
US8869504B1 (en) * | 2013-11-22 | 2014-10-28 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine gearbox arrangement |
FR3014150B1 (fr) * | 2013-11-29 | 2018-03-02 | Safran Aircraft Engines | Soufflante, en particulier pour une turbomachine |
US9976489B2 (en) * | 2013-12-16 | 2018-05-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine for long range aircraft |
EP3108104B1 (en) | 2014-02-19 | 2019-06-12 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015175043A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015175058A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3114321B1 (en) | 2014-02-19 | 2019-04-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015178974A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10352331B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-07-16 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015126450A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10570916B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-02-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US9163517B2 (en) | 2014-02-19 | 2015-10-20 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10519971B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-12-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015126449A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108114B1 (en) | 2014-02-19 | 2021-12-08 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US9567858B2 (en) | 2014-02-19 | 2017-02-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015126452A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015175073A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015126453A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108107B1 (en) | 2014-02-19 | 2023-10-11 | Raytheon Technologies Corporation | Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils |
WO2015127032A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108117B2 (en) | 2014-02-19 | 2023-10-11 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10465702B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-11-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10605259B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-03-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015126774A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10280843B2 (en) * | 2014-03-07 | 2019-05-07 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with integral front support and carrier |
US9790857B2 (en) * | 2014-04-17 | 2017-10-17 | United Technologies Corporation | Multiple bearing stack retention |
US9869190B2 (en) | 2014-05-30 | 2018-01-16 | General Electric Company | Variable-pitch rotor with remote counterweights |
US11448123B2 (en) * | 2014-06-13 | 2022-09-20 | Raytheon Technologies Corporation | Geared turbofan architecture |
US20160003163A1 (en) * | 2014-07-03 | 2016-01-07 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with short transition duct |
FR3024755B1 (fr) * | 2014-08-08 | 2019-06-21 | Safran Aircraft Engines | Hybridation des compresseurs d'un turboreacteur |
CN105464805A (zh) * | 2014-09-29 | 2016-04-06 | 摩尔动力(北京)技术股份有限公司 | 套装对转叶轮机构 |
BE1024024B1 (fr) * | 2014-10-09 | 2017-10-30 | Safran Aero Boosters S.A. | Compresseur de turbomachine axiale avec rotor contrarotatif |
BE1022364B1 (fr) * | 2014-10-27 | 2016-03-17 | Techspace Aero S.A. | Compresseur de turbomachine axiale avec double rotors contrarotatifs |
US10072510B2 (en) | 2014-11-21 | 2018-09-11 | General Electric Company | Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same |
CN104500269B (zh) * | 2014-12-11 | 2016-04-20 | 南京航空航天大学 | 带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机 |
CN105298921B (zh) * | 2014-12-17 | 2017-07-04 | 北京航空航天大学 | 两级离心压气机级间u型混合扩压器 |
CA2915233C (en) * | 2015-01-08 | 2018-12-04 | David A. Topol | Low noise compressor rotor for geared turbofan engine |
US20160290228A1 (en) * | 2015-04-06 | 2016-10-06 | General Electric Company | Fan bearings for a turbine engine |
US10669946B2 (en) | 2015-06-05 | 2020-06-02 | Raytheon Technologies Corporation | Geared architecture for a gas turbine engine |
RU2603307C1 (ru) * | 2015-06-10 | 2016-11-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Диск четвёртой ступени вала ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя |
US10100653B2 (en) | 2015-10-08 | 2018-10-16 | General Electric Company | Variable pitch fan blade retention system |
EP3163033A1 (en) * | 2015-10-26 | 2017-05-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features |
EP3165756A1 (en) * | 2015-11-06 | 2017-05-10 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with three turbines with high speed fan drive turbine |
US10392120B2 (en) * | 2016-04-19 | 2019-08-27 | General Electric Company | Propulsion engine for an aircraft |
US9995175B2 (en) | 2016-06-29 | 2018-06-12 | General Electric Company | System and method for gas bearing support of turbine |
US10247017B2 (en) | 2016-06-29 | 2019-04-02 | General Electric Company | System and method for gas bearing support of turbine |
US10563516B2 (en) * | 2016-07-06 | 2020-02-18 | General Electric Company | Turbine engine and method of assembling |
US20180216576A1 (en) * | 2016-10-14 | 2018-08-02 | General Electric Company | Supersonic turbofan engine |
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 |
US20180216575A1 (en) * | 2017-01-27 | 2018-08-02 | General Electric Company | Cool core gas turbine engine |
US10876407B2 (en) * | 2017-02-16 | 2020-12-29 | General Electric Company | Thermal structure for outer diameter mounted turbine blades |
US10654577B2 (en) * | 2017-02-22 | 2020-05-19 | General Electric Company | Rainbow flowpath low pressure turbine rotor assembly |
RU2647944C1 (ru) * | 2017-03-07 | 2018-03-21 | Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель с биротативным вентилятором |
GB201712993D0 (en) * | 2017-08-14 | 2017-09-27 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine |
US10458267B2 (en) | 2017-09-20 | 2019-10-29 | General Electric Company | Seal assembly for counter rotating turbine assembly |
US10774668B2 (en) | 2017-09-20 | 2020-09-15 | General Electric Company | Intersage seal assembly for counter rotating turbine |
US10711629B2 (en) | 2017-09-20 | 2020-07-14 | Generl Electric Company | Method of clearance control for an interdigitated turbine engine |
GB201718600D0 (en) | 2017-11-10 | 2017-12-27 | Rolls Royce Plc | Annulus filler |
US10480322B2 (en) | 2018-01-12 | 2019-11-19 | General Electric Company | Turbine engine with annular cavity |
US11255343B2 (en) | 2018-02-02 | 2022-02-22 | General Electric Company | Engine systems and methods |
GB201807774D0 (en) * | 2018-05-14 | 2018-06-27 | Rolls Royce Plc | Hybrid aircraft propulsion system |
GB201812875D0 (en) * | 2018-08-08 | 2018-09-19 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine mounting arrangement |
US11156128B2 (en) | 2018-08-22 | 2021-10-26 | General Electric Company | Embedded electric machine |
US11092020B2 (en) | 2018-10-18 | 2021-08-17 | Raytheon Technologies Corporation | Rotor assembly for gas turbine engines |
GB201820936D0 (en) * | 2018-12-21 | 2019-02-06 | Rolls Royce Plc | Low noise gas turbine engine |
US11156097B2 (en) * | 2019-02-20 | 2021-10-26 | General Electric Company | Turbomachine having an airflow management assembly |
CN109854377B (zh) * | 2019-04-08 | 2024-05-03 | 沈阳建筑大学 | 一种新型航空涡轮风扇发动机 |
GB201906162D0 (en) * | 2019-05-02 | 2019-06-19 | Rolls Royce Plc | Turbine engine |
IT201900014739A1 (it) * | 2019-08-13 | 2021-02-13 | Ge Avio Srl | Elementi di trattenimento delle pale per turbomacchine. |
IT201900014736A1 (it) | 2019-08-13 | 2021-02-13 | Ge Avio Srl | Elementi di tenuta integrali per pale trattenute in un rotore a tamburo esterno anulare girevole in una turbomacchina. |
IT201900014724A1 (it) * | 2019-08-13 | 2021-02-13 | Ge Avio Srl | Elementi di trattenimento delle pale per turbomacchine. |
WO2021049966A1 (ru) * | 2019-09-13 | 2021-03-18 | Владимир Игоревич ЛАВРЕНТЬЕВ | Газотурбинный двигатель |
FR3102152B1 (fr) * | 2019-10-17 | 2022-12-02 | Safran Aircraft Engines | fixation améliorée d’aubages de turbine contrarotative |
GB202005022D0 (en) * | 2020-04-06 | 2020-05-20 | Rolls Royce Plc | Gearboxes for aircraft gas turbine engines |
GB202005028D0 (en) | 2020-04-06 | 2020-05-20 | Rolls Royce Plc | Gearboxes for aircraft gas turbine engines |
GB202005025D0 (en) | 2020-04-06 | 2020-05-20 | Rolls Royce Plc | Gearboxes for aircraft gas turbine engines |
GB202005033D0 (en) | 2020-04-06 | 2020-05-20 | Rolls Royce Plc | Gearboxes for aircraft gas turbine engines |
US11781506B2 (en) | 2020-06-03 | 2023-10-10 | Rtx Corporation | Splitter and guide vane arrangement for gas turbine engines |
JP7497264B2 (ja) | 2020-09-29 | 2024-06-10 | 三菱重工航空エンジン株式会社 | 航空機用推力発生装置 |
US20220163428A1 (en) * | 2020-11-23 | 2022-05-26 | General Electric Company | Damper condition monitoring for a damper of a gas turbine engine |
US11549373B2 (en) * | 2020-12-16 | 2023-01-10 | Raytheon Technologies Corporation | Reduced deflection turbine rotor |
US11428160B2 (en) | 2020-12-31 | 2022-08-30 | General Electric Company | Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly |
US11674435B2 (en) | 2021-06-29 | 2023-06-13 | General Electric Company | Levered counterweight feathering system |
US11795964B2 (en) | 2021-07-16 | 2023-10-24 | General Electric Company | Levered counterweight feathering system |
CN116379002B (zh) * | 2023-06-05 | 2023-08-11 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种等转速反转式扩压器结构设计方法及扩压器结构 |
Family Cites Families (22)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2535789A1 (fr) | 1982-11-10 | 1984-05-11 | Snecma | Montage d'un palier inter-arbres de turbomachine multi-corps |
US4758129A (en) | 1985-05-31 | 1988-07-19 | General Electric Company | Power frame |
US4790133A (en) | 1986-08-29 | 1988-12-13 | General Electric Company | High bypass ratio counterrotating turbofan engine |
US4860537A (en) | 1986-08-29 | 1989-08-29 | Brandt, Inc. | High bypass ratio counterrotating gearless front fan engine |
GB2207191B (en) | 1987-07-06 | 1992-03-04 | Gen Electric | Gas turbine engine |
US4976102A (en) | 1988-05-09 | 1990-12-11 | General Electric Company | Unducted, counterrotating gearless front fan engine |
US4965994A (en) | 1988-12-16 | 1990-10-30 | General Electric Company | Jet engine turbine support |
US5010729A (en) * | 1989-01-03 | 1991-04-30 | General Electric Company | Geared counterrotating turbine/fan propulsion system |
US4951461A (en) | 1989-03-20 | 1990-08-28 | General Electric Company | Power turbine support arrangement |
DE4009223A1 (de) | 1990-03-22 | 1991-09-26 | Mtu Muenchen Gmbh | Propfan-turbotriebwerk |
US5160251A (en) | 1991-05-13 | 1992-11-03 | General Electric Company | Lightweight engine turbine bearing support assembly for withstanding radial and axial loads |
DE4122008A1 (de) * | 1991-07-03 | 1993-01-14 | Mtu Muenchen Gmbh | Propfantriebwerk mit gegenlaeufigem niederdruckverdichter (booster) |
US5261227A (en) | 1992-11-24 | 1993-11-16 | General Electric Company | Variable specific thrust turbofan engine |
GB2275308B (en) | 1993-02-20 | 1997-02-26 | Rolls Royce Plc | A mounting for coupling a turbofan gas turbine engine to an aircraft structure |
US5443590A (en) | 1993-06-18 | 1995-08-22 | General Electric Company | Rotatable turbine frame |
US5361580A (en) | 1993-06-18 | 1994-11-08 | General Electric Company | Gas turbine engine rotor support system |
US5307622A (en) | 1993-08-02 | 1994-05-03 | General Electric Company | Counterrotating turbine support assembly |
US5452575A (en) | 1993-09-07 | 1995-09-26 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine thrust mount |
US5813214A (en) | 1997-01-03 | 1998-09-29 | General Electric Company | Bearing lubrication configuration in a turbine engine |
FR2774359B1 (fr) | 1998-01-30 | 2000-04-07 | Aerospatiale | Systeme de commande de moteur pour aeronef |
US6487848B2 (en) | 1998-11-06 | 2002-12-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine jet noise suppressor |
US6543405B2 (en) | 2001-08-08 | 2003-04-08 | General Motors Corporation | Modular engine architecture |
-
2002
- 2002-03-01 US US10/087,428 patent/US6732502B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2003
- 2003-02-20 CA CA002419367A patent/CA2419367C/en not_active Expired - Fee Related
- 2003-02-26 EP EP03251178A patent/EP1340903B1/en not_active Expired - Fee Related
- 2003-02-26 DE DE60336870T patent/DE60336870D1/de not_active Expired - Lifetime
- 2003-02-28 RU RU2003105836/06A patent/RU2302545C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2003-03-03 CN CN03106813A patent/CN1453466A/zh active Pending
- 2003-03-03 JP JP2003055273A patent/JP2003286857A/ja active Pending
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2486361C2 (ru) * | 2007-06-28 | 2013-06-27 | Снекма | Двухвентиляторный газотурбинный двигатель |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2003105836A (ru) | Авиационный газотурбинный двигатель встречного вращения с компрессором с высокой общей степенью повышения давления | |
RU2302545C2 (ru) | Авиационный газотурбинный двигатель встречного вращения с компрессором с высокой общей степенью повышения давления | |
RU2002135788A (ru) | Узел авиационного газотурбинного двигателя | |
RU2665572C2 (ru) | Зубчатый вентилятор, содержащий внутренний компрессор противоположного вращения | |
RU2295046C2 (ru) | Узел авиационного газотурбинного двигателя | |
CN101037960B (zh) | 高压力比后部风扇 | |
RU2703888C2 (ru) | Компрессор осевого газотурбинного двигателя с ротором противоположного вращения | |
RU2331782C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с вращающимися в противоположных направлениях вентиляторами и с задним нагнетателем | |
US8950171B2 (en) | Counter-rotating gearbox for tip turbine engine | |
US5224339A (en) | Counterflow single rotor turbojet and method | |
RU2003129094A (ru) | Авиационный газотурбинный двигатель, имеющий турбины низкого давления со встречным вращением и регулируемым делением крутящего момента, а также вспомогательный компрессор позади встречно вращающихся вентиляторов | |
EP1825111B1 (en) | Counter-rotating compressor case for a tip turbine engine | |
EP2971693B1 (en) | Gas turbine engine rotor disk-seal arrangement | |
RU2008124154A (ru) | Газотурбинный двигатель с вентиляторами противоположного вращения, имеющий шнековый газогенератор с положительным смещением осевого потока | |
US8104257B2 (en) | Tip turbine engine with multiple fan and turbine stages | |
US20110150640A1 (en) | Labyrinth Seal in a Stationary Gas Turbine | |
US20230258134A1 (en) | High fan tip speed engine | |
RU2005129353A (ru) | Модуль турбины для газотурбинного двигателя с ротором, который включает в себя моноблок | |
US11725526B1 (en) | Turbofan engine having nacelle with non-annular inlet | |
US20090142188A1 (en) | Seal assembly for a fan-turbine rotor of a tip turbine engine | |
GB789204A (en) | Improvements in or relating to axial flow compressors or turbines | |
RU221177U1 (ru) | Биротативный компрессор газотурбинного двигателя | |
RU2243419C2 (ru) | Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя | |
JPH11294185A (ja) | 多段圧縮機構造 | |
US20240077047A1 (en) | Geared turbofan low-pressure turbine with flat hub |