RU2039880C1 - Воздухозаборник турбореактивного двигателя самолета - Google Patents
Воздухозаборник турбореактивного двигателя самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2039880C1 RU2039880C1 SU914894876A SU4894876A RU2039880C1 RU 2039880 C1 RU2039880 C1 RU 2039880C1 SU 914894876 A SU914894876 A SU 914894876A SU 4894876 A SU4894876 A SU 4894876A RU 2039880 C1 RU2039880 C1 RU 2039880C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- housing
- profiled
- engine
- aircraft
- air intake
- Prior art date
Links
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims description 12
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 14
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 6
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 3
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0226—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising boundary layer control means
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
- B64D2033/0286—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turbofan engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Использование: в самолетостроении. Сущность изобретения: воздухозаборник турбореактивного двигателя содержит по меньшей мере один профилированный участок, размещенный в верхней по отношению к самолету зоне входной кромки корпуса двигателя, и второй профилированный участок, размещенный в нижней по отношению к самолету зоне входной кромки двигателя, установленные с возможностью регулирования положения, с образованием целевого верхнего и нижнего каналов и поворота вокруг горизонтальной оси. Щелевые каналы имеют синусоидальную форму по высоте. Верхний канал ориентирован по ходу движения воздуха в радиальном направлении наружу, а нижний внутрь. 10 ил.
Description
Изобретение относится к двигателям.
Известен воздухозаборник к турбореактивному двигателю самолета, содержащий размещенные по окружности входной кромки корпуса двигателя профилированные участки и установленные между корпусом и отдельными профилированными участками, срабатывающие при изменении давления исполнительные механизмы, причем профилированные участки установлены с возможностью автоматического регулирования их положения с помощью установочных механизмов с образованием щелевых каналов (см. выложенную заявку ДЕ 2048588, кл. F 02 C 7/04, 1971).
Наличие воздухозаборника к турбореактивным двигателям служит для возможно полного предотвращения отделения воздушного потока вследствие невыгодного направления поступающего воздушного потока как на внутренней, так и на наружной сторонах корпуса двигателя. Невыгодное направление воздушного потока в области передней кромки корпуса может приводить к отделению воздушного потока, в частности, при старте, т.е. при разбеге и при взлете, а также во время набора высоты.
Особенно критическим является отделение воздушного потока сверху на наружной стороне корпуса из-за того, что тогда воздушный поток поступает на обычно размещенное за ней крыло самолета по невыгодному направлению, чего следует избегать. Такая ситуация возникает при большом угле атаки двигателя или самолета, например, в момент ротации при наборе высоты. Кроме того, при этом, например, в случае двухконтурного турбовинтового двигателя существует опасность критического в отношении поступления воздуха на лопасти отделения воздушного потока вниз на внутренней стороне корпуса, что может отрицательно сказываться на безопасности полета.
Недостаток известного воздухозаборника к турбореактивному двигателю самолета заключается в том, что вследствие автоматического регулирования положения профилированных участков могут возникать обусловленные вибрацией проблемы. Кроме того, влияние на направление воздушного потока на наружной стороне корпуса невозможно. Наряду с этим конструкция известного воздухозаборника сравнительно сложна из-за наличия нескольких профилированных участков.
Целью изобретения является повышение безопасности полета при одновременном упрощении конструкции.
Цель достигается в предлагаемом воздухозаборнике к турбореактивному двигателю самолета, содержащем по меньшей мере один размещенный по окружности выходной кромки корпуса двигателя профилированный участок и по меньшей мере один установочный механизм, установленный между корпусом и профилированным участком, установленным с возможностью регулирования положения с помощью установочного механизма с образованием щелевого канала, за счет того, что профилированный участок размещен в верхней по отношению к самолету зоне кромки корпуса, а канал направлен назад вверх.
Предпочтительно профилированный участок и примыкающая к нему кромка корпуса выполнены с обеспечением ориентированного радиально наружу и вниз по течению воздуха направления канала. При этом канал, образующийся при выдвигании размещенного на верхней стороне корпуса профилированного участка, имеет конфигурацию, обеспечивающую поступление воздушного потока с внутренней стороны корпуса, его направление через канал косо вверх на наружную сторону корпуса. Таким образом эффективно предотвращается отделение воздушного потока сверху на наружной стороне корпуса.
Предлагаемый воздухозаборник может содержать дополнительный профилированный участок, размещенный в нижней зоне кромки корпуса. В этом случае дополнительный профилированный участок и нижняя зона кромки корпуса выполнены с обеспечением ориентированного радиального внутрь и вниз по течению воздуха направления нижнего канала, образующегося при выдвижении дополнительного профилированного участка. Таким образом, нижний канал, при выдвижении дополнительного профилированного участка образующийся на нижней стороне корпуса, имеет конфигурацию, позволяющую поступление воздушного потока снаружи через канал, что предотвращает отделение воздушного потока вниз на внутренней стороне корпуса. Это означает, что задние стороны обоих установленных с возможностью регулирования положения профилированных участков имеют разную конфигурацию.
Главное преимущество изобретения заключается в том, что в результате выдвижения профилированного участка и, при его наличии, дополнительного профилированного участка надежно предотвращается отделение воздушного потока. Благодаря этому в случае самолета с двухконтурным турбовинтовым двигателем, снабженным предлагаемым воздухозаборником, возможен больший угол атаки без отделения воздушного потока, что также приводит к повышению безопасности полета в таких условиях.
Кроме того, выгодна возможность выполнения корпуса с ротационно-симметричной наружной конфигурацией и с оптимальной в отношении аэродинамического сопротивления, т. е. узкой, формой, причем нет необходимости учитывать вышеописанные случаи невыгодного направления воздушного потока. Конкретные геометрию и конфигурацию профилированных участков можно выбрать в соответствии с описанными ниже, особенно критическими вариантами невыгодного направления воздушного потока.
Согласно предпочтительной форме выполнения предлагаемого воздухозаборника профилированные участки установлены с возможностью поворота вокруг горизонтальной оси. При этом каждый такой участок на концах с помощью шарниров закреплен с возможностью поворота на корпусе, причем установочные механизмы воздействуют на середину соответствующего профилированного участка.
Данная форма выполнения имеет то преимущество, что такой воздухозаборник можно намного эффективнее механически регулировать, чем известные заслонки или кольца. Выгодно и то, что достигается при- мерно синусоидальная форма канала по высоте, соответствующая желаемому импульсу по окружности, содействующему течению воздуха, т. е. создается распределяемый по окружному участку профилированного участка воздушный поток, расход которого соответствует степени склонности и отделению воздушного потока, имеющейся на соответствующем окружном участке.
На фиг. 1 показана схема поступления воздушного потока при большой мощности и большом угле атаки; на фиг. 2 схема поступления воздушного потока при небольшой мощности и большом угле атаки; на фиг. 3 изображен турбореактивный двигатель, снабженный предлагаемым водухозаборником, с выдвинутыми профилиро- ванными участками, осевой разрез; на фиг. 4 то же, причем представлен и установочный механизм; на фиг. 5 передний участок корпуса с двумя вдвинутыми профилированными участками, осевой разрез; на фиг. 6 то же, но с одним профилированным участком; на фиг. 7 корпус согласно фиг. 5, вид спереди; на фиг. 8 представлена схема высоты канала как функция окружного угла; на фиг. 9 схема угловых корреляций; на фиг. 10 входная кромка корпуса, продольный разрез.
На фиг. 1 и 2 схематически представлены две особенно критические ситуации. На фиг. 1 представлена ситуация двигателя при большой мощности и большом угле атаки β, т.е. воздух по направлению стрелки 1 поступает в корпус 2. Такая ситуация возникает, например, при старте самолета. Линии 3 и 4 точек полного торможения потока имеют выпуклую наружу форму, что означает, что в корпус 2 всасывается большое количество воздуха. При этом на нижней кромке корпуса возникает сильная тенденция к отделению воздушного потока (стрелка 5). Такое отделение отрицательно сказывается на размещенной за кромкой лопасти, и поэтому его следует избежать, так как при этом имеется опасность отделения лопастей, лопасти подвергаются сильной механической нагрузке и, кроме того, возникает значительный шум.
Представленная на фиг. 2 ситуация большого угла атаки β при работающем на холостом ходу двигателе или при выключенном двигателе также является критической, В этом случае в корпус 2 поступает лишь небольшое количество воздуха, так что линии 3 и 4 точек полного торможения потока имеют выпуклую внутрь форму. В таком случае, в частности, имеется опасность отделения воздушного потока на верхней кромке корпуса 2 (стрелка 6). Такого отделения следует избегать потому, что оно может отрицательно сказываться на размещенном за кромкой крыле самолета.
На фиг. 3 представлен снабженный предлагаемым воздухозаборником двухконтурный туpбовинтовой двигатель, содержащий два ротора 7,8, размещенных в корпусе 2. Вниз по течению воздушного потока за задним ротором 8 воздушный канал 9 разделяется на байпасный канал 10 и впуск 11 приводящего роторы 7, 8 центрального двигателя 12. Центральный двигатель содержит компрессор 13 среднего давления, компрессор 14 высокого давления, камеру 15 сгорания, турбину 16 высокого давления, соединенную с помощью на представленных на чертеже валов с компрессором 14 высокого давления, и турбину 17 низкого давления, таким же образом соединенную с компрессором 13 среднего давления и с обоими роторами 7, 8, вращающимися в противоположных направлениях. При этом турбина 17 низкого давления может быть выполнена в виде турбины со встречным вращением роторов, с помощью двух вращающихся в противоположных направлениях валов соединенной с роторами 7, 8, или одна единственная турбина 17 низкого давления с помощью одного вала соединена с передачей, распределяющей создаваемую турбиной 17 мощность на оба ротора 7,8.
Корпус 2 с помощью размещенных по окружности ребер 18 жесткости соединен с центральным двигателем 12, а последний закреплен на самолете, в частности на его крыле, с помощью крепежного приспособления 19.
Согласно изобретению на входной кромке 20 корпуса 2 по меньшей мере в одном секторе выполнен профилированный участок 21 и 22 соответственно в виде участка кольца, установленный на корпусе 2 с возможностью регулирования положения так, что между профилированным участком 21, 22 и корпусом 2 образуется канал 23 и 24 соответственно. Согласно представленной на фиг. 5 форме выполнения и наверху, и внизу размещены профилированные участки 21, 22. Однако в случае необходимости возможно использование лишь одного участка 21 или 22, размещенного или внизу, или наверху, как показано на фиг. 6, если в другой зоне благодаря другим мероприятиям или специальной конфигурации существует лишь небольшая склонность к отделению воздушного потока, или если такая склонность вообще отсутствует.
Однако особенно предпочтительно выполнение верхнего 21 и нижнего 22 профилированных участков, причем благодаря независимому регулированию положения достигается поступление воздушного по тока на корпус 2 без каких-бы то ни было явлений отделения.
Профилированные участки 21, 22 установлены с возможностью регулирования положения по направлению оси двигателя с помощью установочных механизмов 25, 26, предпочтительно установленных в корпусе 2. Установочные механизмы 25, 26, могут быть выполнены в виде гидравлических цилиндров, шпинделей или других пригодных приспособлений.
На фиг. 5 показан предлагаемый воздухозаборник с вдвинутыми профилированными участками 21, 22, т.е. в данном случае участки 21, 22 прилегают к корпусу 2, так что каналы 23, 24, образующиеся при выдвинутом состоянии этих участков 21, 22 (см. фиг. 3),закрыты.
Важным признаком изобретения является направление каналов 23, 24 (в плоскости чертеже они направлены снизу с левой стороны, вверх с первой стороны), так как таким образом достигается желаемый проход воздуха. Соответственно на фиг. 1 показан случай при большом угле атаки при большой мощности двигателя, т.е. воздух набегает в направлении, показанном стрелкой 1. Линии 3 и 4 означают линии торможения потока, а стрелкой 5 показана тенденция срыва потока на нижней внутренней поверхности 27 корпуса 2. Соответственно фиг. 2 показывает случай для большого угла атаки при низкой мощности двигателя, причем тенденция срыва потока наступает на верхней внешней поверхности 28 корпуса 2, что показано стрелкой 6.
На фиг. 7 представлен корпус 2, причем в верхнем секторе 29 установлен профилированный участок 21, а в нижнем секторе 30 профилированный участок 22. Оба сектора 29, 30 охватывают примерно одну четверть окружности корпуса 2, т.е. угол φo к горизонтали составляет примерно 45о. Однако в зависимости от конкретных требований данный угол может быть меньше или больше.
Профилированные участки 21, 22 закреплены на корпусе 2 с помощью шарниров 31, причем последние размещены на окружных концах 32 участков 21, 22. Установочные механизмы 25, 26 (фиг. 3) воздействуют на профилированные участки 21, 22 в местах 33, 34 крепления, находящихся в середине участков 21, 22. Предпочтительно шарниры 31 снабжены горизонтальными болтами, с одной стороны размещенными в соответствующем участке 21, 22, а с другой на примыкающих участках 35, 36 входной кромки корпуса 2.
На фиг. 8 представлена диаграмма, на которой ширина канала (фиг. 10) показана в виде функции вписанного угла φo (фиг. 7).Ширина S канала зависит от угла α на который профилированный участок 21, 22 выдвинут относительно вертикали (фиг. 3 или 9). Ширина канала 23 у верхнего профилированного участка 21 представлена пределами угла от 40 до 140о (на фиг. 8 этот случай обозначен словом "наверху"), а ширина канала 23 у нижнего профилированного участка 22 пределами угла от 220 до 320о (на фиг. 8 этот случай обозначен словом "внизу"). Данные на ординате в каждом конкретном случае зависят от выбираемого угла наклона α, причем конкретная ширина S каналов определяется по уравнению
S= tg α˙ R˙(sinφ-sinφo), где α угол наклона выдвинутого профилированного участка 21 или 22 относительно к вертикальной оси корпуса 2 плоскости;
R радиус корпуса;
φ- угол против направления часовой стрелки относительно горизонтали;
φo- угол, под которым установлены шарниры 31.
S= tg α˙ R˙(sinφ-sinφo), где α угол наклона выдвинутого профилированного участка 21 или 22 относительно к вертикальной оси корпуса 2 плоскости;
R радиус корпуса;
φ- угол против направления часовой стрелки относительно горизонтали;
φo- угол, под которым установлены шарниры 31.
На фиг. 8 в качестве примера угол φo составляет 45о, что означает, что каждый профилированный участок 21, 22 охватывает одну четверть окружности корпуса 2.
На фиг. 9 показано отношение для ширины S каналов, на основе которой была составлена диаграмма фиг. 8, причем видны угловые корреляции. В частности, представлены максимальная ширина S каналов, равна 90о, имеющаяся в высшей точке корпуса 2, и Sφ что соответствует соответственно меньшей ширине канала по обеим сторонам максимума.
На фиг. 10 представлена верхняя зона входной кромки 20 корпуса 2, причем профилированный участок 21 находится в выдвинутом положении. При этом образуется канал 23 длиной l и шириной S. Ширина канала 31 составляет примерно 1/5 до 1/3 его длины, причем длина l равна примерно 1,5 кратной толщине d корпуса 2. Предпочтительно канал 23 имеет дугообразно изогнутую назад форму с тем, чтобы обеспечить хорошее обтекание воздуха по наружной поверхности 28 корпуса 2.
Предлагаемый воздухозаборник снабжен блоком 37 управления (фиг. 4), подключенным через сигнальные линии 38, 39 к установочным механизмам 25, 26. На вход линии блока 37 управления подаются четыре параметра режима полета и двигателя, а именно числа М набегающего потока, угол атаки β (фиг. 1 и 2), угол ε под которым установлены лопасти, степень дросселирования δ двигателя. В зависимости от этих параметров блок 37 управления по сигнальным линиям 38, 39 управляет вдвиганием (Е) и выдвиганием (А) профилированных участков 21, 22.
Claims (1)
- ВОЗДУХОЗАБОРНИК ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА, содержащий по меньшей мере один профилированный участок, размещенный в верхней по отношению к самолету зоне входной кромки корпуса двигателя, первый установочный механизм, установленный между корпусом и первым профилированным участком, второй профилированный участок, размещенный в нижней по отношению к самолету зоне входной кромки корпуса двигателя, второй установочный механизм, установленный между корпусом и вторым профилированным участком, причем профилированные участки установлены с возможностью регулирования положения с помощью установочных механизмов с образованием щелевых верхнего и нижнего каналов и поворота вокруг горизонтальной оси, отличающийся тем, что, с целью повышения безопасности полета, щелевые каналы имеют синусоидальную форму по высоте, при этом верхний канал ориентирован по ходу движения воздуха в радиальном направлении наружу, а нижний внутрь.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DEP4009223.2 | 1990-03-22 | ||
DE4009223A DE4009223A1 (de) | 1990-03-22 | 1990-03-22 | Propfan-turbotriebwerk |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2039880C1 true RU2039880C1 (ru) | 1995-07-20 |
Family
ID=6402820
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU914894876A RU2039880C1 (ru) | 1990-03-22 | 1991-03-21 | Воздухозаборник турбореактивного двигателя самолета |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5177957A (ru) |
JP (1) | JPH05312055A (ru) |
DE (1) | DE4009223A1 (ru) |
FR (1) | FR2660013B1 (ru) |
GB (1) | GB2242937B (ru) |
RU (1) | RU2039880C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2672015C1 (ru) * | 2017-08-04 | 2018-11-08 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя |
Families Citing this family (33)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5156362A (en) * | 1991-05-31 | 1992-10-20 | General Electric Company | Jet engine fan nacelle |
FR2685385B1 (fr) * | 1991-12-24 | 1995-03-31 | Snecma | Moteur de propulsion a cycle variable pour avion supersonique. |
CN1105827C (zh) * | 1995-12-20 | 2003-04-16 | 谢逢申 | 移出式超扇发动机 |
US6619030B1 (en) | 2002-03-01 | 2003-09-16 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors |
US6732502B2 (en) | 2002-03-01 | 2004-05-11 | General Electric Company | Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor |
US7055306B2 (en) | 2003-04-30 | 2006-06-06 | Hamilton Sundstrand Corporation | Combined stage single shaft turbofan engine |
US7104068B2 (en) * | 2003-08-28 | 2006-09-12 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine component with enhanced stagnation prevention and corner heat distribution |
US20050274103A1 (en) * | 2004-06-10 | 2005-12-15 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine inlet with noise reduction features |
US8844553B2 (en) * | 2006-10-12 | 2014-09-30 | United Technologies Corporation | Passive boundary layer bleed system for nacelle inlet airflow control |
US8839805B2 (en) * | 2006-10-12 | 2014-09-23 | United Technologies Corporation | Passive boundary layer bleed system for nacelle inlet airflow control |
US7797944B2 (en) * | 2006-10-20 | 2010-09-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine having slim-line nacelle |
US7870721B2 (en) * | 2006-11-10 | 2011-01-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine providing simulated boundary layer thickness increase |
US8408491B2 (en) * | 2007-04-24 | 2013-04-02 | United Technologies Corporation | Nacelle assembly having inlet airfoil for a gas turbine engine |
US8205430B2 (en) * | 2007-05-16 | 2012-06-26 | United Technologies Corporation | Variable geometry nacelle assembly for a gas turbine engine |
US8727267B2 (en) * | 2007-05-18 | 2014-05-20 | United Technologies Corporation | Variable contraction ratio nacelle assembly for a gas turbine engine |
US8402739B2 (en) * | 2007-06-28 | 2013-03-26 | United Technologies Corporation | Variable shape inlet section for a nacelle assembly of a gas turbine engine |
US9228534B2 (en) * | 2007-07-02 | 2016-01-05 | United Technologies Corporation | Variable contour nacelle assembly for a gas turbine engine |
US9004399B2 (en) * | 2007-11-13 | 2015-04-14 | United Technologies Corporation | Nacelle flow assembly |
US8186942B2 (en) * | 2007-12-14 | 2012-05-29 | United Technologies Corporation | Nacelle assembly with turbulators |
US8192147B2 (en) * | 2007-12-14 | 2012-06-05 | United Technologies Corporation | Nacelle assembly having inlet bleed |
KR100938547B1 (ko) * | 2007-12-21 | 2010-01-25 | 한국항공우주연구원 | 틸트-덕트 비행체 및 상기 비행체의 자세제어 |
EP2157299A1 (en) | 2008-07-17 | 2010-02-24 | United Technologies Corporation | Nacelle assembly for a gas turbine engine with variable shape inlet section, corresponding gas turbine engine and operating method |
DE102011103163A1 (de) * | 2011-06-01 | 2012-12-06 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinentriebwerk mit teleskopartigem Lufteinlass der Triebwerksverkleidung |
FR3001257B1 (fr) * | 2013-01-18 | 2018-05-11 | Safran Aircraft Engines | Manche d'entree d'air acoustiquement optimisee |
CN104691741B (zh) * | 2013-12-06 | 2017-11-10 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 航空发动机短舱 |
US10294862B2 (en) | 2015-11-23 | 2019-05-21 | Rolls-Royce Corporation | Turbine engine flow path |
US20170283081A1 (en) * | 2016-04-05 | 2017-10-05 | Rohr, Inc. | Securing a translating fanlet for an aircraft propulsion system nacelle |
DE102017106954A1 (de) | 2017-03-31 | 2018-10-04 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Triebwerksgondel für ein Turbofan-Triebwerk |
US20180371995A1 (en) * | 2017-06-26 | 2018-12-27 | The Boeing Company | Rotating devices for mitigation of adverse flow conditions in an ultra-short nacelle inlet |
US10815811B2 (en) | 2017-11-28 | 2020-10-27 | General Electric Company | Rotatable component for turbomachines, including a non-axisymmetric overhanging portion |
FR3101854B1 (fr) * | 2019-10-15 | 2024-05-31 | Inst Superieur De L Aeronautique Et De L Espace | Nacelle de turbomachine |
CN112824663B (zh) * | 2019-11-20 | 2022-07-12 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 航空发动机 |
KR102448609B1 (ko) * | 2021-01-25 | 2022-09-28 | 주식회사 니나노컴퍼니 | 지능형 입구 박리 제어가 가능한 고중량 드론용 덕티드 프로펠러 시스템 |
Family Cites Families (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB633695A (en) * | 1946-02-15 | 1949-12-19 | Louis Breguet | Rotary propeller |
US3059878A (en) * | 1958-11-26 | 1962-10-23 | Rolls Royce | Auxiliary air intakes for jet engines adapted for vertical take-off |
US3222863A (en) * | 1963-10-07 | 1965-12-14 | Boeing Co | Aerodynamic inlet |
US3446223A (en) * | 1966-02-04 | 1969-05-27 | Lockheed Aircraft Corp | Air intake for gas turbine engines |
GB1190774A (en) * | 1967-04-05 | 1970-05-06 | Rolls Royce | Improvements relating to the Silencing of Gas Turbine Engines |
GB1228806A (ru) * | 1968-07-04 | 1971-04-21 | ||
FR1589899A (ru) * | 1968-10-24 | 1970-04-06 | ||
GB1312619A (en) * | 1969-10-03 | 1973-04-04 | Secr Defence | Air intakes for gas turbine engines |
US3618876A (en) * | 1969-12-22 | 1971-11-09 | Boeing Co | Aircraft engine leading edge auxiliary air inlet |
US3664612A (en) * | 1969-12-22 | 1972-05-23 | Boeing Co | Aircraft engine variable highlight inlet |
GB1336724A (en) * | 1970-11-03 | 1973-11-07 | Secr Defence | Gas turbine engine air intakes |
GB1353678A (en) * | 1971-09-15 | 1974-05-22 | Rolls Royce | Air intake for a gas turbine engine |
US4047911A (en) * | 1973-04-12 | 1977-09-13 | Dornier Gmbh | Air intake with deflecting device against foreign objects impinging in the initial direction of air flow at engine nacelles |
US4132240A (en) * | 1977-03-28 | 1979-01-02 | General Electric Company | Variable double lip quiet inlet |
US4620679A (en) * | 1984-08-02 | 1986-11-04 | United Technologies Corporation | Variable-geometry inlet |
DE3720318A1 (de) * | 1987-06-19 | 1989-01-05 | Mtu Muenchen Gmbh | Gondel fuer strahltriebwerke |
US5014933A (en) * | 1989-04-27 | 1991-05-14 | The Boeing Company | Translating lip aircraft cowling structure adapted for noise reduction |
-
1990
- 1990-03-22 DE DE4009223A patent/DE4009223A1/de active Granted
-
1991
- 1991-02-28 US US07/662,442 patent/US5177957A/en not_active Expired - Fee Related
- 1991-03-13 FR FR9103025A patent/FR2660013B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1991-03-21 RU SU914894876A patent/RU2039880C1/ru active
- 1991-03-22 GB GB9106194A patent/GB2242937B/en not_active Expired - Fee Related
- 1991-03-22 JP JP3083549A patent/JPH05312055A/ja not_active Withdrawn
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
Заявка ФРГ 2048588, кл. F 02C 7/04, опублик. 1971. * |
Патент Великобритании 1249609, кл. F 02C 7/04, опублик. 1971. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2672015C1 (ru) * | 2017-08-04 | 2018-11-08 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB2242937A (en) | 1991-10-16 |
FR2660013B1 (fr) | 1995-03-03 |
FR2660013A1 (fr) | 1991-09-27 |
DE4009223C2 (ru) | 1992-02-06 |
JPH05312055A (ja) | 1993-11-22 |
US5177957A (en) | 1993-01-12 |
GB9106194D0 (en) | 1991-05-08 |
DE4009223A1 (de) | 1991-09-26 |
GB2242937B (en) | 1994-08-31 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2039880C1 (ru) | Воздухозаборник турбореактивного двигателя самолета | |
US4865268A (en) | Jet engine nacelle | |
US4947642A (en) | Propfan turbo-engine | |
US4446696A (en) | Compound propulsor | |
US3997132A (en) | Method and apparatus for controlling tip vortices | |
JP4463810B2 (ja) | 航空機用エンジン装置 | |
US4248566A (en) | Dual function compressor bleed | |
CA2206638C (en) | Centrifugal compressor hub containment assembly | |
US5320482A (en) | Method and apparatus for reducing axial thrust in centrifugal pumps | |
RU2630051C2 (ru) | Турбомашина, содержащая множество неподвижных радиальных лопаток, закрепленных выше по потоку от вентилятора | |
RU2094639C1 (ru) | Силовая установка с воздушным винтом или пропеллером (варианты) | |
US20120068021A1 (en) | Craft and method for assembling craft with controlled spin | |
JP2005127323A (ja) | 固定ジオメトリ入口を備えたfladeガスタービンエンジン | |
BRPI0800373B1 (pt) | sistema de motor de turbina a gás | |
BRPI0407675B1 (pt) | Bocal de escapamento convergente | |
GB2220705A (en) | Fan having non-uniformly spaced blades | |
GB1171001A (en) | Axial Flow Propeller Fan. | |
US5311736A (en) | Variable cycle propulsion engine for supersonic aircraft | |
US4211514A (en) | Mixed flow fan | |
JPS60501910A (ja) | 軸流フアン | |
JPH061057B2 (ja) | パワータービンの換気装置 | |
US3487880A (en) | Variable pitch fans | |
US4172361A (en) | Gas turbine stator structure | |
JPH08109801A (ja) | 過給機用タービン | |
US2754049A (en) | Means for regulating the characteristics of multi-stage axial-flow compressors |