RU2006134493A - Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты) - Google Patents
Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2006134493A RU2006134493A RU2006134493/06A RU2006134493A RU2006134493A RU 2006134493 A RU2006134493 A RU 2006134493A RU 2006134493/06 A RU2006134493/06 A RU 2006134493/06A RU 2006134493 A RU2006134493 A RU 2006134493A RU 2006134493 A RU2006134493 A RU 2006134493A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fan
- main circuit
- section
- guide vanes
- downstream
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
- F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines
-
- 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
- F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
- F01D17/10—Final actuators
- F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
- F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
- F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
- F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
-
- 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
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
-
- 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
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/057—Control or regulation
-
- 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
- F02K3/06—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 front fan
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/80—Application in supersonic vehicles excluding hypersonic vehicles or ram, scram or rocket propulsion
-
- 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)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
1. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10), содержащийсекцию (33) переднего вентилятора, включающую в себя, по меньшей мере, один ряд отстоящих по периферии передних в продольном направлении лопаток (32) ротора вентилятора,двигатель (18) основного контура, расположенный сзади и ниже по потоку секции (33) переднего вентилятора и включающий в себя последовательно расположенные ниже по потоку компрессор (20) основного контура, камеру (22) сгорания основного контура и турбину (23) высокого давления, соединенную с возможностью привода с компрессором (20) основного контура посредством вала (26) двигателя основного контура, иобводной канал (40) вентиляторов, расположенный ниже по потоку секции (33) переднего вентилятора и находящийся радиально снаружи двигателя (18) основного контура,при этом секция (33) переднего вентилятора имеет единственную ступень регулируемых вентиляторных направляющих лопаток, и вентиляторные направляющие лопатки являются регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (35), расположенными ниже по потоку передних лопаток (32) ротора вентилятора и вблизи них.2. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.1, дополнительно содержащийвыхлопной канал (69), расположенный ниже по потоку обводного канала (40) вентиляторов и сообщающийся с ним по текучей среде, и турбину (27) низкого давления, расположенную сзади и ниже по потоку двигателя (18) основного контура и соединенную с возможностью привода с передними лопатками (32) ротора вентилятора посредством вала (30) низкого давления,выхлопное сопло (68), расположенное на нижнем по потоку конце (73) выхлопного канала (69), ифорсажную камеру (130), располож
Claims (10)
1. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10), содержащий
секцию (33) переднего вентилятора, включающую в себя, по меньшей мере, один ряд отстоящих по периферии передних в продольном направлении лопаток (32) ротора вентилятора,
двигатель (18) основного контура, расположенный сзади и ниже по потоку секции (33) переднего вентилятора и включающий в себя последовательно расположенные ниже по потоку компрессор (20) основного контура, камеру (22) сгорания основного контура и турбину (23) высокого давления, соединенную с возможностью привода с компрессором (20) основного контура посредством вала (26) двигателя основного контура, и
обводной канал (40) вентиляторов, расположенный ниже по потоку секции (33) переднего вентилятора и находящийся радиально снаружи двигателя (18) основного контура,
при этом секция (33) переднего вентилятора имеет единственную ступень регулируемых вентиляторных направляющих лопаток, и вентиляторные направляющие лопатки являются регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (35), расположенными ниже по потоку передних лопаток (32) ротора вентилятора и вблизи них.
2. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.1, дополнительно содержащий
выхлопной канал (69), расположенный ниже по потоку обводного канала (40) вентиляторов и сообщающийся с ним по текучей среде, и турбину (27) низкого давления, расположенную сзади и ниже по потоку двигателя (18) основного контура и соединенную с возможностью привода с передними лопатками (32) ротора вентилятора посредством вала (30) низкого давления,
выхлопное сопло (68), расположенное на нижнем по потоку конце (73) выхлопного канала (69), и
форсажную камеру (130), расположенную в выхлопном канале (69) между турбиной (27) низкого давления и выхлопным соплом (68).
3. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.2, дополнительно содержащий
проточный канал (29) двигателя (10),
переходную секцию (129) проточного канала (29), проходящую по оси между секцией (33) переднего вентилятора и двигателем (18) основного контура, и
стойки (31), проходящие по радиусу поперек изогнутой радиально внутрь криволинейной части (131) переходной секции (129).
4. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.3, дополнительно содержащий передний обводной инжектор (44) с изменяемой площадью на входе (42) в обводной канал (40) вентиляторов и задний обводной инжектор (49) с изменяемой площадью на выходе (51) из обводного канала (40) вентиляторов.
5. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.4, дополнительно содержащий регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки (35), выполненные с возможностью поворота из номинального положения выходных направляющих лопаток при взлете в открытое положение выходных направляющих лопаток при большом крейсерском числе Маха.
6. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.5, в котором большое крейсерское число Маха находится в диапазоне от приблизительно 2,5 до приблизительно 4+.
7. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.2, дополнительно содержащий передний обводной инжектор (44) с изменяемой площадью на входе (42) в обводной канал (40) вентиляторов и задний обводной инжектор (49) с изменяемой площадью на выходе (51) из обводного канала (40) вентиляторов.
8. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.2, дополнительно содержащий регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки (35), выполненные с возможностью поворота из номинального положения выходных направляющих лопаток при взлете в открытое положение выходных направляющих лопаток при большом крейсерском числе Маха.
9. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.1, в котором каждая из регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток (35) дополнительно имеет поворотную переднюю секцию (110) и неподвижную заднюю секцию (112).
10. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10), содержащий
секцию (33) переднего вентилятора, включающую в себя, по меньшей мере, один ряд отстоящих по периферии передних в продольном направлении лопаток (32) ротора вентилятора,
двигатель (18) основного контура, расположенный сзади и ниже по потоку секции (33) переднего вентилятора и включающий в себя последовательно расположенные ниже по потоку задний ведомый вентилятор (19) основного контура, компрессор (20), камеру (22) сгорания основного контура и турбину (23) высокого давления, соединенную с возможностью привода с ведомым вентилятором (19) основного контура и компрессором (20) основного контура посредством вала (26) двигателя основного контура,
турбину (27) низкого давления, расположенную сзади и ниже по потоку двигателя (18) основного контура и соединенную с возможностью привода с передними лопатками (32) ротора вентилятора валом (30) низкого давления,
обводной канал (40) вентиляторов, расположенный ниже по потоку секции (33) переднего вентилятора и находящийся радиально снаружи двигателя (18) основного контура,
при этом обводной канал (40) вентиляторов включает в себя радиально наружный и радиально внутренний входы (42 и 46) из секции (33) переднего вентилятора в обводной канал (40) вентиляторов,
внутренний входной канал (43), проходящий от внутреннего входа (46) к обводному каналу (40) вентиляторов и имеющий нагнетатель (57), расположенный во внутреннем входном канале (43),
при этом секция (33) переднего вентилятора имеет единственную ступень вентиляторных направляющих лопаток, и вентиляторные направляющие лопатки являются регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (35), расположенными сзади или ниже по потоку передних лопаток (32) ротора вентилятора и вблизи них.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US11/290,247 | 2005-11-29 | ||
US11/290,247 US7730714B2 (en) | 2005-11-29 | 2005-11-29 | Turbofan gas turbine engine with variable fan outlet guide vanes |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2006134493A true RU2006134493A (ru) | 2008-04-10 |
RU2435057C2 RU2435057C2 (ru) | 2011-11-27 |
Family
ID=37193980
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006134493/06A RU2435057C2 (ru) | 2005-11-29 | 2006-09-28 | Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты) |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7730714B2 (ru) |
EP (1) | EP1790831A3 (ru) |
JP (1) | JP5009581B2 (ru) |
CN (1) | CN1975130B (ru) |
CA (1) | CA2560448C (ru) |
RU (1) | RU2435057C2 (ru) |
Families Citing this family (90)
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 |
EP2177735A3 (en) * | 2008-10-20 | 2012-02-15 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Turbofan |
US20110167792A1 (en) * | 2009-09-25 | 2011-07-14 | James Edward Johnson | Adaptive engine |
US20110167831A1 (en) * | 2009-09-25 | 2011-07-14 | James Edward Johnson | Adaptive core engine |
US20110167784A1 (en) * | 2009-09-25 | 2011-07-14 | James Edward Johnson | Method of operating a convertible fan 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 |
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 |
FR2955617B1 (fr) * | 2010-01-26 | 2012-10-26 | Airbus Operations Sas | Propulseur a turbomachine pour aeronef |
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 |
CN102619642B (zh) * | 2010-10-19 | 2014-03-19 | 靳北彪 | 高效涡轮喷气发动机 |
US8961114B2 (en) | 2010-11-22 | 2015-02-24 | General Electric Company | Integrated variable geometry flow restrictor and heat exchanger |
US20130341930A1 (en) * | 2010-12-10 | 2013-12-26 | 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 |
JP6035946B2 (ja) * | 2012-07-26 | 2016-11-30 | 株式会社Ihi | エンジンダクト及び航空機エンジン |
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 |
EP2959148B1 (en) * | 2013-02-20 | 2019-05-22 | 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 |
CN103195612B (zh) * | 2013-04-08 | 2015-02-11 | 魏汉章 | 一种多功能涡轮风扇喷气发动机 |
WO2015069334A2 (en) * | 2013-08-07 | 2015-05-14 | 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 |
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 |
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 |
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 |
US20160333729A1 (en) * | 2015-05-11 | 2016-11-17 | General Electric Company | Turbine engine having variable pitch outlet guide vanes |
US10060316B2 (en) | 2015-06-29 | 2018-08-28 | General Electric Company | Power generation system exhaust cooling |
US10215070B2 (en) | 2015-06-29 | 2019-02-26 | General Electric Company | Power generation system exhaust cooling |
US10077694B2 (en) | 2015-06-29 | 2018-09-18 | General Electric Company | Power generation system exhaust cooling |
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 |
US11391298B2 (en) | 2015-10-07 | 2022-07-19 | General Electric Company | Engine having variable pitch outlet guide vanes |
US10371096B2 (en) * | 2015-11-17 | 2019-08-06 | General Electric Company | Gas turbine engine fan |
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 |
US10794281B2 (en) * | 2016-02-02 | 2020-10-06 | General Electric Company | Gas turbine engine having instrumented airflow path components |
US20170218842A1 (en) * | 2016-02-02 | 2017-08-03 | General Electric Company | Adjusting Airflow Distortion in Gas Turbine Engine |
US10753278B2 (en) | 2016-03-30 | 2020-08-25 | 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 |
US20170314509A1 (en) * | 2016-04-27 | 2017-11-02 | General Electric Company | Turbofan assembly and method of assembling |
US10316759B2 (en) | 2016-05-31 | 2019-06-11 | General Electric Company | Power generation system exhaust cooling |
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 |
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 |
US20180208297A1 (en) | 2017-01-20 | 2018-07-26 | General Electric Company | Nacelle for an aircraft aft fan |
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 |
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 |
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 |
GB201712993D0 (en) * | 2017-08-14 | 2017-09-27 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine |
RU2675031C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2018-12-14 | Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя |
GB201719538D0 (en) * | 2017-11-24 | 2018-01-10 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine |
CN109162829B (zh) * | 2018-09-04 | 2019-08-23 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 变循环发动机的压缩*** |
GB201818014D0 (en) * | 2018-11-05 | 2018-12-19 | Rolls Royce Plc | Control system for a gas turbine engine |
CN109441663A (zh) * | 2018-12-12 | 2019-03-08 | 清华大学 | 组合循环发动机 |
GB201820925D0 (en) * | 2018-12-21 | 2019-02-06 | Rolls Royce Plc | Turbine engine |
GB201820930D0 (en) * | 2018-12-21 | 2019-02-06 | Rolls Royce Plc | 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 |
GB201906168D0 (en) * | 2019-05-02 | 2019-06-19 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine with fan outlet guide vanes |
CN109973244B (zh) * | 2019-05-12 | 2024-07-05 | 西北工业大学 | 自驱动外涵道对转环形扇叶压缩装置 |
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 |
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 |
US20210262416A1 (en) * | 2020-02-20 | 2021-08-26 | General Electric Company | Turbofan engine with core exhaust and bypass flow mixing |
CN111636976B (zh) * | 2020-06-08 | 2021-10-19 | 清华大学 | 一种三涵道大推重比高效动力推进器 |
EP4180649A4 (en) * | 2020-07-13 | 2023-11-15 | Rafael MARTÍNEZ-VILANOVA PIÑÓN | JET ENGINE FOR AIRCRAFT |
CN112727635B (zh) * | 2020-12-31 | 2022-04-26 | 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 |
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 |
US11879343B2 (en) * | 2021-08-25 | 2024-01-23 | Rolls-Royce Corporation | Systems for controlling variable outlet guide vanes |
US11788429B2 (en) | 2021-08-25 | 2023-10-17 | Rolls-Royce Corporation | Variable tandem fan outlet guide vanes |
US11802490B2 (en) | 2021-08-25 | 2023-10-31 | Rolls-Royce Corporation | Controllable variable fan outlet guide vanes |
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 |
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 |
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 |
CN117365744A (zh) * | 2023-10-31 | 2024-01-09 | 南京航空航天大学 | 一种模态切换与喉道面积同步调节的外并联型组合进气道 |
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)
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 (ru) | 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 |
US5404713A (en) * | 1993-10-04 | 1995-04-11 | General Electric Company | Spillage drag and infrared reducing flade engine |
US5402638A (en) * | 1993-10-04 | 1995-04-04 | General Electric Company | Spillage drag reducing flade engine |
US5623823A (en) * | 1995-12-06 | 1997-04-29 | United Technologies Corporation | Variable cycle engine with enhanced stability |
US5809772A (en) | 1996-03-29 | 1998-09-22 | General Electric Company | Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct |
US5806303A (en) | 1996-03-29 | 1998-09-15 | General Electric Company | Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle |
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 |
-
2005
- 2005-11-29 US US11/290,247 patent/US7730714B2/en active Active
-
2006
- 2006-09-21 CA CA2560448A patent/CA2560448C/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-25 EP EP06254934A patent/EP1790831A3/en not_active Withdrawn
- 2006-09-28 RU RU2006134493/06A patent/RU2435057C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-09-29 JP JP2006266457A patent/JP5009581B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-29 CN CN2006101413261A patent/CN1975130B/zh active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2007146832A (ja) | 2007-06-14 |
CA2560448C (en) | 2014-11-18 |
US20070119150A1 (en) | 2007-05-31 |
CA2560448A1 (en) | 2007-05-29 |
CN1975130A (zh) | 2007-06-06 |
EP1790831A2 (en) | 2007-05-30 |
EP1790831A3 (en) | 2012-08-01 |
US7730714B2 (en) | 2010-06-08 |
JP5009581B2 (ja) | 2012-08-22 |
CN1975130B (zh) | 2011-07-13 |
RU2435057C2 (ru) | 2011-11-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2006134493A (ru) | Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты) | |
US9920710B2 (en) | Multi-nozzle flow diverter for jet engine | |
EP2009270B1 (en) | Gas turbine with multiple gas flow paths | |
EP1942269B1 (en) | Convertible gas turbine engine | |
US7765789B2 (en) | Apparatus and method for assembling gas turbine engines | |
US8127528B2 (en) | Auxiliary propulsor for a variable cycle gas turbine engine | |
US20110167784A1 (en) | Method of operating a convertible fan engine | |
US20110167792A1 (en) | Adaptive engine | |
EP2009269A2 (en) | Gas turbine with multiple gas flow paths | |
EP2009262A2 (en) | Gas turbine with multiple gas flow paths | |
RU2007105307A (ru) | Турбовентиляторный двигатель с двойным обтеканием | |
GB2425573A (en) | Fladed turbojet engine | |
US10385871B2 (en) | Method and system for compressor vane leading edge auxiliary vanes | |
US11971052B1 (en) | Modal noise reduction for gas turbine engine | |
EP2336522B1 (en) | Intermediate fan stage | |
JP2011127604A (ja) | 中間ファン段 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
FA93 | Acknowledgement of application withdrawn (no request for examination) |
Effective date: 20090929 |
|
FZ9A | Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal) |
Effective date: 20091106 |
|
FA92 | Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted) |
Effective date: 20110330 |
|
FZ9A | Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal) |
Effective date: 20110420 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180929 |