RU2003129094A - Авиационный газотурбинный двигатель, имеющий турбины низкого давления со встречным вращением и регулируемым делением крутящего момента, а также вспомогательный компрессор позади встречно вращающихся вентиляторов - Google Patents
Авиационный газотурбинный двигатель, имеющий турбины низкого давления со встречным вращением и регулируемым делением крутящего момента, а также вспомогательный компрессор позади встречно вращающихся вентиляторов Download PDFInfo
- Publication number
- RU2003129094A RU2003129094A RU2003129094/06A RU2003129094A RU2003129094A RU 2003129094 A RU2003129094 A RU 2003129094A RU 2003129094/06 A RU2003129094/06 A RU 2003129094/06A RU 2003129094 A RU2003129094 A RU 2003129094A RU 2003129094 A RU2003129094 A RU 2003129094A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- low pressure
- auxiliary compressor
- low
- pressure turbine
- crowns
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
- F01D1/24—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines characterised by counter-rotating rotors subjected to same working fluid stream without intermediate stator blades or the like
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
- F01D1/24—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines characterised by counter-rotating rotors subjected to same working fluid stream without intermediate stator blades or the like
- F01D1/26—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines characterised by counter-rotating rotors subjected to same working fluid stream without intermediate stator blades or the like traversed by the working-fluid substantially axially
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/03—Annular blade-carrying members having blades on the inner periphery of the annulus and extending inwardly radially, i.e. inverted rotors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
- F02C3/067—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages having counter-rotating rotors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/072—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with counter-rotating, e.g. fan rotors
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Claims (13)
1. Узел газотурбинного двигателя, содержащий
ступень (33) высокого давления, включающую в себя турбину (24) высокого давления, соединенную с возможностью привода с компрессором (18) высокого давления посредством вала (27) высокого давления и вращающуюся вокруг осевой линии (8) двигателя,
турбину (26) низкого давления, имеющую проточный канал (28) турбины низкого давления и расположенную позади упомянутой ступени (33) высокого давления,
при этом турбина (26) низкого давления имеет турбины (41 и 42) со встречным вращением внутреннего и внешнего валов низкого давления,
при этом турбина (26) низкого давления имеет внутренний и внешний валы (130 и 140) низкого давления, соответственно, которые, по меньшей мере, частично расположены с возможностью вращения коаксиально с упомянутой ступенью (33) высокого давления и радиально внутри нее,
при этом турбина (41) внутреннего вала низкого давления включает в себя первые лопаточные венцы (138) турбины низкого давления, расположенные поперек проточного канала (28) турбины низкого давления, и соединена с возможностью привода с лопаточным венцом (13) переднего вентилятора посредством внутреннего вала (130) низкого давления,
при этом турбина (42) внешнего вала низкого давления включает в себя вторые лопаточные венцы (148) турбины низкого давления, расположенные поперек проточного канала (28) турбины низкого давления, и соединена с возможностью привода с лопаточным венцом (15) заднего вентилятора посредством внешнего вала (140) низкого давления,
вспомогательный компрессор (16) с единственным направлением вращения, имеющий, по меньшей мере, один вращающийся первый венец лопаток (116) вспомогательного компрессора, соединенный с возможностью привода с внешним валом (140) низкого давления и расположенный вдоль оси позади и ниже по течению от лопаточного венца (15) заднего вентилятора, и
по меньшей мере, один венец регулируемых направляющих лопаток (210) турбины низкого давления, расположенный поперек проточного канала (28) турбины низкого давления между турбинами (41 и 42) внутреннего и внешнего валов низкого давления.
2. Узел по п.1, дополнительно содержащий входной канал (19) двигателя внутреннего контура, ведущий к компрессору (18) высокого давления, при этом вспомогательный компрессор (16) оперативно расположен целиком внутри входного канала (19) двигателя внутреннего контура для направления, по существу, всего воздуха (31) из вспомогательного компрессора в компрессор (18) высокого давления.
3. Узел по п.2, дополнительно содержащий передний и задний венцы направляющих лопаток (122 и 126) вспомогательного компрессора, расположенные вдоль оси соответственно впереди и позади первого венца лопаток (116) вспомогательного компрессора (16).
4. Узел по п.2, дополнительно содержащий второй венец лопаток (117) вспомогательного компрессора и передний и задний венцы направляющих лопаток (122 и 126) вспомогательного компрессора, расположенные вдоль оси соответственно впереди и позади первого и второго венцов лопаток (116 и 117) вспомогательного компрессора (16), и, по меньшей мере, один средний венец направляющих лопаток (124) вспомогательного компрессора, расположенный вдоль оси между каждой парой упомянутых венцов лопаток вспомогательного компрессора.
5. Узел по п.1, дополнительно содержащий, по меньшей мере, одну соседнюю пару одного из первых лопаточных венцов (138) турбины низкого давления и одного из вторых лопаточных венцов (148) турбины низкого давления, а также венец регулируемых направляющих лопаток (210) низкого давления, расположенный поперек проточного канала (28) турбины низкого давления между венцами упомянутой соседней пары.
6. Узел по п.1, дополнительно содержащий
входной канал (19) двигателя внутреннего контура, ведущий к компрессору (18) высокого давления,
причем входной канал (19) двигателя внутреннего контура имеет делитель (39) входного канала,
причем делитель (39) входного канала расположен в осевом и радиальном направлениях рядом с вспомогательным компрессором (16) и ниже по течению от него для деления воздуха (31) вспомогательного компрессора, поступающего из вспомогательного компрессора на первую и вторую части (135 и 137) воздуха вспомогательного компрессора, и делитель (39) входного канала расположен с обеспечением направления первой части (135) воздуха вспомогательного компрессора во входной канал (19) двигателя внутреннего контура, а второй части (137) воздуха вспомогательного компрессора – вокруг входного канала (19) двигателя внутреннего контура.
7. Узел по п.6, дополнительно содержащий, по меньшей мере, один венец лопаток (216) вспомогательного компрессора, окруженный делительным бандажом (17), имеющим делитель (9) на передней кромке, причем делитель (9) на передней кромке оперативно расположен рядом с лопаточным венцом (15) заднего вентилятора и ниже по течению от него для деления проточного воздуха (23) вентилятора, выходящего от лопаточного венца (15) заднего вентилятора, на первую часть (35) проточного воздуха вентилятора, попадающую в вспомогательный компрессор (16), и вторую часть (37) воздуха вентилятора вокруг вспомогательного компрессора (16).
8. Узел по п.7, дополнительно содержащий передний и задний венцы направляющих лопаток (222 и 224) вспомогательного компрессора, расположенные соответственно впереди и позади лопаток (216) вспомогательного компрессора.
9. Узел по п.8, дополнительно содержащий задний венец направляющих лопаток (224) вспомогательного компрессора, имеющих радиально внутренние части (225) направляющих лопаток, расположенные внутри входного канала (19) двигателя внутреннего контура, и радиально внешние части (227) направляющих лопаток, расположенные между делительным бандажом (17) и бандажом (36) входного канала двигателя внутреннего контура, который включает в себя делитель (39) входного канала.
10. Узел по п.1, дополнительно содержащий первые лопаточные венцы (138) турбины низкого давления, образующие встречно-штыревую структуру с вторыми лопаточными венцами (148) турбины низкого давления.
11. Узел по п.10, дополнительно содержащий входной канал (19) двигателя внутреннего контура, ведущий к компрессору (18) высокого давления, при этом вспомогательный компрессор (16) оперативно расположен целиком внутри входного канала (19) двигателя внутреннего контура для направления, по существу, всего воздуха (31) из этого вспомогательного компрессора в компрессор (18) высокого давления.
12. Узел по п.1, дополнительно содержащий турбины (41 и 42) со встречным вращением внутреннего и внешнего валов низкого давления, соответственно являющиеся сдвоенными задней и передней турбинами низкого давления, не образующими встречно-штыревую структуру, причем венец регулируемых направляющих лопаток (210) низкого давления расположен вдоль оси между передней и задней турбинами (40 и 43) низкого давления.
13. Узел по п.12, дополнительно содержащий первые лопаточные венцы (138) турбины низкого давления, имеющиеся в задних турбинах низкого давления, имеющих один венец регулируемых лопаток статора, расположенный вдоль оси между венцами каждой пары вторых лопаточных венцов (148) турбины низкого давления и расположенный поперек проточного канала (28) турбины низкого давления, и вторые лопаточные венцы (148) турбины низкого давления, имеющиеся в передних турбинах низкого давления, имеющих один венец регулируемых лопаток статора, расположенный вдоль оси между венцами каждой пары первых лопаточных венцов (138) турбины низкого давления и расположенный поперек проточного канала (28) турбины низкого давления.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US10/260,480 | 2002-09-30 | ||
US10/260,480 US6763654B2 (en) | 2002-09-30 | 2002-09-30 | Aircraft gas turbine engine having variable torque split counter rotating low pressure turbines and booster aft of counter rotating fans |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003129094A true RU2003129094A (ru) | 2005-04-10 |
RU2331783C2 RU2331783C2 (ru) | 2008-08-20 |
Family
ID=31977924
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003129094/06A RU2331783C2 (ru) | 2002-09-30 | 2003-09-29 | Авиационный газотурбинный двигатель, имеющий турбины низкого давления со встречным вращением и регулируемым делением крутящего момента, а также вспомогательный компрессор позади встречно вращающихся вентиляторов |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6763654B2 (ru) |
EP (1) | EP1403500B1 (ru) |
CA (1) | CA2441518C (ru) |
DE (1) | DE60303180T2 (ru) |
RU (1) | RU2331783C2 (ru) |
Families Citing this family (118)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7185484B2 (en) * | 2004-08-11 | 2007-03-06 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine |
JP5124276B2 (ja) * | 2004-10-07 | 2013-01-23 | ボルボ エアロ コーポレイション | ガスタービン中間構造および該中間構造を含むガスタービンエンジン |
US7195447B2 (en) * | 2004-10-29 | 2007-03-27 | General Electric Company | 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 |
US7458202B2 (en) * | 2004-10-29 | 2008-12-02 | General Electric Company | Lubrication system for a counter-rotating 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 |
US7186073B2 (en) * | 2004-10-29 | 2007-03-06 | General Electric Company | Counter-rotating gas 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 |
US7290386B2 (en) * | 2004-10-29 | 2007-11-06 | General Electric Company | Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same |
US7334392B2 (en) * | 2004-10-29 | 2008-02-26 | General Electric Company | Counter-rotating gas 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 |
US7195446B2 (en) * | 2004-10-29 | 2007-03-27 | General Electric Company | Counter-rotating 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. |
US7714811B2 (en) * | 2005-09-12 | 2010-05-11 | Lg Electronics Inc. | Light-emitting device and method of driving the same |
US7726113B2 (en) * | 2005-10-19 | 2010-06-01 | 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 |
US7493754B2 (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 |
US7752836B2 (en) * | 2005-10-19 | 2010-07-13 | General Electric Company | Gas turbine 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 |
US7493753B2 (en) * | 2005-10-19 | 2009-02-24 | 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 |
US7526913B2 (en) * | 2005-10-19 | 2009-05-05 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US7603844B2 (en) * | 2005-10-19 | 2009-10-20 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US8016561B2 (en) * | 2006-07-11 | 2011-09-13 | General Electric Company | Gas turbine engine fan assembly and method for assembling to same |
US20080075590A1 (en) * | 2006-09-27 | 2008-03-27 | Thomas Ory Moniz | Gas turbine engine assembly and method of assembling same |
US7661260B2 (en) * | 2006-09-27 | 2010-02-16 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and method of assembling same |
US7832193B2 (en) * | 2006-10-27 | 2010-11-16 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US7841165B2 (en) * | 2006-10-31 | 2010-11-30 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US7905083B2 (en) * | 2006-10-31 | 2011-03-15 | General Electric Company | Turbofan engine assembly and method of assembling same |
US7921634B2 (en) * | 2006-10-31 | 2011-04-12 | General Electric Company | Turbofan engine assembly and method of assembling same |
US7966806B2 (en) * | 2006-10-31 | 2011-06-28 | General Electric Company | Turbofan engine assembly and method of assembling same |
US7882693B2 (en) * | 2006-11-29 | 2011-02-08 | General Electric Company | Turbofan engine assembly and method of assembling same |
US20080148881A1 (en) * | 2006-12-21 | 2008-06-26 | Thomas Ory Moniz | Power take-off system and gas turbine engine assembly including same |
US7716914B2 (en) * | 2006-12-21 | 2010-05-18 | General Electric Company | Turbofan engine assembly and method of assembling same |
US8015828B2 (en) * | 2007-04-03 | 2011-09-13 | General Electric Company | Power take-off system and gas turbine engine assembly including same |
US7942632B2 (en) * | 2007-06-20 | 2011-05-17 | United Technologies Corporation | Variable-shape variable-stagger inlet guide vane flap |
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 |
US8590286B2 (en) * | 2007-12-05 | 2013-11-26 | United Technologies Corp. | Gas turbine engine systems involving tip fans |
US8402742B2 (en) | 2007-12-05 | 2013-03-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine systems involving tip fans |
US8105019B2 (en) * | 2007-12-10 | 2012-01-31 | United Technologies Corporation | 3D contoured vane endwall for variable area turbine vane arrangement |
US8015798B2 (en) * | 2007-12-13 | 2011-09-13 | United Technologies Corporation | Geared counter-rotating gas turbofan engine |
US8092157B2 (en) * | 2007-12-19 | 2012-01-10 | United Technologies Corporation | Variable turbine vane actuation mechanism having a bumper ring |
US8292570B2 (en) * | 2008-01-25 | 2012-10-23 | United Technologies Corporation | Low pressure turbine with counter-rotating drives for single spool |
EP2123884B1 (en) * | 2008-05-13 | 2015-03-04 | Rolls-Royce Corporation | Dual clutch arrangement |
US20100005810A1 (en) * | 2008-07-11 | 2010-01-14 | Rob Jarrell | Power transmission among shafts in a turbine engine |
US8480527B2 (en) * | 2008-08-27 | 2013-07-09 | Rolls-Royce Corporation | Gearing arrangement |
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 |
US8096289B2 (en) * | 2008-11-18 | 2012-01-17 | Cummins Intellectual Properties, Inc. | Apparatus and method for separating air compressor supply port from the EGR gas |
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 |
US8091371B2 (en) * | 2008-11-28 | 2012-01-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame for gas turbine engine |
US8347500B2 (en) * | 2008-11-28 | 2013-01-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method of assembly and disassembly of a gas turbine mid turbine frame |
US20100132377A1 (en) * | 2008-11-28 | 2010-06-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fabricated itd-strut and vane ring for gas turbine engine |
US20100132371A1 (en) * | 2008-11-28 | 2010-06-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame system for gas turbine engine |
US8347635B2 (en) * | 2008-11-28 | 2013-01-08 | Pratt & Whitey Canada Corp. | Locking apparatus for a radial locator for gas turbine engine mid turbine frame |
US8099962B2 (en) * | 2008-11-28 | 2012-01-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame system and radial locator for radially centering a bearing for gas turbine engine |
US8061969B2 (en) * | 2008-11-28 | 2011-11-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame system for gas turbine engine |
US8245518B2 (en) * | 2008-11-28 | 2012-08-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame system for gas turbine engine |
US8021267B2 (en) * | 2008-12-11 | 2011-09-20 | Rolls-Royce Corporation | Coupling assembly |
US8075438B2 (en) * | 2008-12-11 | 2011-12-13 | Rolls-Royce Corporation | Apparatus and method for transmitting a rotary input into counter-rotating outputs |
WO2011162845A1 (en) | 2010-03-26 | 2011-12-29 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Adaptive fan system for a variable cycle turbofan engine |
US8784050B2 (en) * | 2010-06-15 | 2014-07-22 | Rolls-Royce Corporation | Aggregate vane assembly |
US9016041B2 (en) | 2010-11-30 | 2015-04-28 | General Electric Company | Variable-cycle gas turbine engine with front and aft FLADE stages |
RU2453708C1 (ru) * | 2010-12-22 | 2012-06-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор двухступенчатой турбины |
FR2976024B1 (fr) * | 2011-05-31 | 2015-10-30 | Snecma | Moteur a turbine a gaz comportant trois corps rotatifs |
US9816442B2 (en) | 2012-01-31 | 2017-11-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section |
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 |
US9022725B2 (en) * | 2012-02-29 | 2015-05-05 | United Technologies Corporation | Counter-rotating low pressure turbine with gear system mounted to turbine exhaust case |
US9011076B2 (en) | 2012-02-29 | 2015-04-21 | United Technologies Corporation | Counter-rotating low pressure turbine with gear system mounted to turbine exhaust case |
US9194290B2 (en) | 2012-02-29 | 2015-11-24 | United Technologies Corporation | Counter-rotating low pressure turbine without turbine exhaust case |
US10125693B2 (en) | 2012-04-02 | 2018-11-13 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with power density range |
US9157366B2 (en) * | 2012-05-30 | 2015-10-13 | United Technologies Corporation | Adaptive fan with cold turbine |
RU2506426C1 (ru) * | 2012-11-07 | 2014-02-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Ротор турбины низкого давления газотурбинного двигателя |
RU2506427C1 (ru) * | 2012-11-07 | 2014-02-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Ротор турбины газотурбинного двигателя |
US9752500B2 (en) * | 2013-03-14 | 2017-09-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine with transmission and method of adjusting rotational speed |
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 |
US9523329B2 (en) * | 2013-03-15 | 2016-12-20 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with stream diverter |
US9739205B2 (en) * | 2013-12-23 | 2017-08-22 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with a gearbox upstream of a fan drive turbine |
WO2015130425A2 (en) * | 2014-02-03 | 2015-09-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine cooling fluid composite tube |
RU2551773C1 (ru) * | 2014-02-12 | 2015-05-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя |
ES2959679T3 (es) * | 2015-04-03 | 2024-02-27 | Turboden Spa | Turbina multietapa preferiblemente para plantas de ciclo Rankine orgánico ORC |
CA2934668C (en) * | 2015-07-09 | 2018-11-06 | General Electric Company | Bearing assembly for supporting a rotor shaft of a gas turbine engine |
US9932858B2 (en) * | 2015-07-27 | 2018-04-03 | General Electric Company | Gas turbine engine frame assembly |
US10215096B2 (en) * | 2015-11-04 | 2019-02-26 | United Technologies Corporation | Engine with nose cone heat exchanger and radially outer discharge |
US10669947B2 (en) | 2016-07-11 | 2020-06-02 | Raytheon Technologies Corporation | Geared gas turbine engine |
DE102016217320A1 (de) * | 2016-09-12 | 2018-03-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine mit getrennter Kühlung für Turbine und Abgasgehäuse |
US10539020B2 (en) * | 2017-01-23 | 2020-01-21 | General Electric Company | Two spool gas turbine engine with interdigitated turbine section |
US10655537B2 (en) * | 2017-01-23 | 2020-05-19 | General Electric Company | Interdigitated counter rotating turbine system and method of operation |
US10544734B2 (en) * | 2017-01-23 | 2020-01-28 | General Electric Company | Three spool gas turbine engine with interdigitated turbine section |
US10801442B2 (en) | 2017-02-08 | 2020-10-13 | General Electric Company | Counter rotating turbine with reversing reduction gear assembly |
US10823114B2 (en) | 2017-02-08 | 2020-11-03 | General Electric Company | Counter rotating turbine with reversing reduction gearbox |
US10465606B2 (en) | 2017-02-08 | 2019-11-05 | General Electric Company | Counter rotating turbine with reversing reduction gearbox |
US10519860B2 (en) | 2017-03-07 | 2019-12-31 | General Electric Company | Turbine frame and bearing arrangement for three spool engine |
US10294821B2 (en) | 2017-04-12 | 2019-05-21 | General Electric Company | Interturbine frame for gas turbine engine |
US10718265B2 (en) | 2017-05-25 | 2020-07-21 | General Electric Company | Interdigitated turbine engine air bearing and method of operation |
US10669893B2 (en) | 2017-05-25 | 2020-06-02 | General Electric Company | Air bearing and thermal management nozzle arrangement for interdigitated turbine engine |
US10605168B2 (en) | 2017-05-25 | 2020-03-31 | General Electric Company | Interdigitated turbine engine air bearing cooling structure and method of thermal management |
US10787931B2 (en) | 2017-05-25 | 2020-09-29 | General Electric Company | Method and structure of interdigitated turbine engine thermal management |
US10738617B2 (en) | 2017-09-20 | 2020-08-11 | General Electric Company | Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades |
US10508546B2 (en) | 2017-09-20 | 2019-12-17 | General Electric Company | Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades |
US10914194B2 (en) | 2017-09-20 | 2021-02-09 | General Electric Company | Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades |
US11098592B2 (en) | 2017-09-20 | 2021-08-24 | General Electric Company | Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades |
US10823001B2 (en) | 2017-09-20 | 2020-11-03 | General Electric Company | Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades |
US10823000B2 (en) | 2017-09-20 | 2020-11-03 | General Electric Company | Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades |
US10781717B2 (en) | 2017-09-20 | 2020-09-22 | General Electric Company | Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades |
US10480322B2 (en) | 2018-01-12 | 2019-11-19 | General Electric Company | Turbine engine with annular cavity |
US11118535B2 (en) | 2019-03-05 | 2021-09-14 | General Electric Company | Reversing gear assembly for a turbo machine |
FR3098241B1 (fr) * | 2019-07-04 | 2021-06-25 | Safran Aircraft Engines | Tambour pour une turbomachine d’aeronef |
IT201900014739A1 (it) * | 2019-08-13 | 2021-02-13 | Ge Avio Srl | Elementi di trattenimento delle pale per turbomacchine. |
US11428160B2 (en) | 2020-12-31 | 2022-08-30 | General Electric Company | Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly |
US11492918B1 (en) | 2021-09-03 | 2022-11-08 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
US11834995B2 (en) | 2022-03-29 | 2023-12-05 | General Electric Company | Air-to-air heat exchanger potential in gas turbine engines |
US11834954B2 (en) | 2022-04-11 | 2023-12-05 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
US11834992B2 (en) | 2022-04-27 | 2023-12-05 | General Electric Company | Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with an accessory gearbox of a turbofan engine |
US11680530B1 (en) | 2022-04-27 | 2023-06-20 | General Electric Company | Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with a power gearbox of a turbofan engine |
US12031504B2 (en) | 2022-08-02 | 2024-07-09 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
Family Cites Families (23)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3224194A (en) | 1963-06-26 | 1965-12-21 | Curtiss Wright Corp | Gas turbine engine |
FR1483743A (fr) * | 1965-12-02 | 1967-06-09 | Snecma | Turbomachine à compresseur contrarotatif |
GB1113542A (en) * | 1967-01-06 | 1968-05-15 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
US3588269A (en) | 1969-06-25 | 1971-06-28 | Gen Motors Corp | Variable vane cascades |
US4064692A (en) | 1975-06-02 | 1977-12-27 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Variable cycle gas turbine engines |
US4010608A (en) | 1975-06-16 | 1977-03-08 | General Electric Company | Split fan work gas turbine engine |
GB1497477A (en) * | 1975-07-19 | 1978-01-12 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
DE2810240C2 (de) | 1978-03-09 | 1985-09-26 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Verstelleitgitter für axial durchströmte Turbinen, insbesondere Hochdruckturbinen von Gasturbinentriebwerken |
US4860537A (en) | 1986-08-29 | 1989-08-29 | Brandt, Inc. | High bypass ratio counterrotating gearless front fan engine |
DE3812027A1 (de) * | 1988-04-11 | 1989-10-26 | Mtu Muenchen Gmbh | Propfan-turbotriebwerk |
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 |
US4969325A (en) | 1989-01-03 | 1990-11-13 | General Electric Company | Turbofan engine having a counterrotating partially geared fan drive turbine |
DE4122008A1 (de) | 1991-07-03 | 1993-01-14 | Mtu Muenchen Gmbh | Propfantriebwerk mit gegenlaeufigem niederdruckverdichter (booster) |
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 |
US5388964A (en) * | 1993-09-14 | 1995-02-14 | General Electric Company | Hybrid rotor blade |
US5404713A (en) | 1993-10-04 | 1995-04-11 | General Electric Company | Spillage drag and infrared reducing flade engine |
US5809772A (en) | 1996-03-29 | 1998-09-22 | General Electric Company | Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct |
USH2032H1 (en) | 1999-10-01 | 2002-07-02 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Integrated fan-core twin spool counter-rotating turbofan gas turbine engine |
US6393831B1 (en) | 2000-11-17 | 2002-05-28 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Exoskeletal engine |
-
2002
- 2002-09-30 US US10/260,480 patent/US6763654B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2003
- 2003-09-18 CA CA2441518A patent/CA2441518C/en not_active Expired - Fee Related
- 2003-09-25 DE DE60303180T patent/DE60303180T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2003-09-25 EP EP03256033A patent/EP1403500B1/en not_active Expired - Fee Related
- 2003-09-29 RU RU2003129094/06A patent/RU2331783C2/ru not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE60303180D1 (de) | 2006-04-06 |
RU2331783C2 (ru) | 2008-08-20 |
EP1403500A1 (en) | 2004-03-31 |
US20040060279A1 (en) | 2004-04-01 |
EP1403500B1 (en) | 2006-01-11 |
US6763654B2 (en) | 2004-07-20 |
DE60303180T2 (de) | 2006-09-07 |
CA2441518C (en) | 2011-04-19 |
CA2441518A1 (en) | 2004-03-30 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
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 | |
RU2322602C2 (ru) | Вращающиеся в противоположных направлениях турбины низкого давления газотурбинного двигателя с разделением переменного вращающего момента, предназначенного для летательного аппарата (варианты) | |
RU2331782C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с вращающимися в противоположных направлениях вентиляторами и с задним нагнетателем | |
US8161728B2 (en) | Gas turbines with multiple gas flow paths | |
US8104265B2 (en) | Gas turbines with multiple gas flow paths | |
US9359960B2 (en) | Gas turbines with multiple gas flow paths | |
JP4588306B2 (ja) | 非交互嵌合二重反転式低圧タービンを備えた航空機用ガスタービンエンジン | |
US8950171B2 (en) | Counter-rotating gearbox for tip turbine engine | |
RU2002135788A (ru) | Узел авиационного газотурбинного двигателя | |
US9541092B2 (en) | Tip turbine engine with reverse core airflow | |
EP1825111B1 (en) | Counter-rotating compressor case for a tip turbine engine | |
EP1626002A1 (en) | Gas turbine engine turbine assembly | |
RU2003105836A (ru) | Авиационный газотурбинный двигатель встречного вращения с компрессором с высокой общей степенью повышения давления | |
CN106402038A (zh) | 轴流压缩机、具备该轴流压缩机的燃气轮机及轴流压缩机的静叶片 | |
JP2004003488A (ja) | ガスタービンエンジンのための二重反転可能なブースタ圧縮機組立体 | |
RU2005103648A (ru) | Турбореативный двигатель с двумя вентиляторами с противоположными направлениями вращения, жестко соединенными с компрессором низкого давления с противоположным направлением вращения | |
US8104257B2 (en) | Tip turbine engine with multiple fan and turbine stages | |
JPH11294185A (ja) | 多段圧縮機構造 | |
CN113167174B (zh) | 具有游星或行星减速器的双流涡轮喷气发动机布置 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160930 |