RU2599694C2 - Узел авиационного двигателя и авиационный двигатель - Google Patents

Узел авиационного двигателя и авиационный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2599694C2
RU2599694C2 RU2015105965/06A RU2015105965A RU2599694C2 RU 2599694 C2 RU2599694 C2 RU 2599694C2 RU 2015105965/06 A RU2015105965/06 A RU 2015105965/06A RU 2015105965 A RU2015105965 A RU 2015105965A RU 2599694 C2 RU2599694 C2 RU 2599694C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
central
peripheral surface
nacelle
wall
aircraft engine
Prior art date
Application number
RU2015105965/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015105965A (ru
Inventor
Синия Кусуда
Йосинори ООБА
Original Assignee
АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН filed Critical АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН
Publication of RU2015105965A publication Critical patent/RU2015105965A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2599694C2 publication Critical patent/RU2599694C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • 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
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • 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
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/545—Ducts
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • 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)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Узел авиационного двигателя для забора воздуха и выпуска центральной струи и струи обводного контура содержит цилиндрический центральный обтекатель, цилиндрическую гондолу, множество распорных элементов, основной и вспомогательный пилоны и множество направляющих лопаток на стороне выхода вентилятора. На внутренней периферийной поверхности стенки гондолы или на наружной периферийной поверхности стенки центрального обтекателя образована выступающая часть. Выступающая часть выступает внутрь или наружу в диаметральном направлении и проходит от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности боковой поверхности по меньшей мере одного из элементов, включающих в себя вспомогательный пилон, распорные элементы и направляющие лопатки на стороне выхода вентилятора, к стороне выпуска. Форма выступающей части, если смотреть с внутренней или наружной стороны в диаметральном направлении, представляет собой обтекаемую форму, проходящую в направлении вала двигателя, и вершина выступающей части расположена на поверхности указанного по меньшей мере одного элемента. Другое изобретение относится к авиационному двигателю, содержащему указанный выше узел авиационного двигателя. Группа изобретений позволяет уменьшить зону срыва потока в канале обводного контура авиационного двигателя и уменьшить потери тяги. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 9 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к узлу двигателя, который обеспечивает забор воздуха и выпуск центральной струи и струи обводного контура, а также к авиационному двигателю, который обеспечивает выпуск центральной струи и струи обводного контура для создания тяги двигателя.
В последние годы были выполнены различные усовершенствования для узла двигателя, который представляет собой существенный элемент конструкции авиационного двигателя. Обычный узел двигателя в соответствии с предшествующим уровнем техники будет кратко разъяснен в связи с его конструкцией и тому подобным.
Обычный узел двигателя имеет цилиндрический центральный обтекатель (внутренний цилиндр двигателя). Внутри (с внутренней стороны) центрального обтекателя образован кольцевой центральный канал, который обеспечивает забор воздуха и выпуск центральной струи. Снаружи центрального обтекателя расположена цилиндрическая гондола (наружный цилиндр двигателя), которая окружает центральный обтекатель. Между внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы и наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя образован кольцевой канал трубчатого контура, который обеспечивает забор воздуха и выпуск струи обводного контура. Кроме того, между наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя и внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы расположено множество распорных элементов, которые расположены с интервалами в направлении вдоль окружности для функционирования в качестве конструктивных элементов, предназначенных для обеспечения опоры для гондолы относительно центрального обтекателя.
От верхней части центрального обтекателя до верхней части гондолы проходит верхний пилон, который присоединен с образованием одного целого с ними и служит в качестве основного пилона, который проходит параллельно направлению вала двигателя в авиационном двигателе. Верхний пилон выступает вверх (в диаметральном направлении наружу) из гондолы и используется для крепления авиационного двигателя к воздушному судну и для передачи ему тяги двигателя. Между нижней частью наружной периферийной поверхности стенки центрального обтекателя и нижней частью внутренней периферийной поверхности стенки гондолы установлен нижний пилон, служащий в качестве вспомогательного пилона, при этом нижний пилон и верхний пилон установлены симметрично относительно центра вала двигателя. Нижний пилон расположен между распорными элементами, которые являются соседними друг с другом в направлении вдоль окружности, и его функциональное назначение состоит в том, что он служит в качестве конструктивного элемента, предназначенного для обеспечения опоры для гондолы относительно центрального обтекателя, и, кроме того, в том, чтобы обеспечить размещение трубопроводов и тому подобного. Между наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя и внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы впереди по потоку от распорных элементов расположено множество направляющих лопаток на стороне выхода вентилятора, которые расположены с интервалами в направлении вдоль окружности для спрямления потока воздуха, поступающего в канал обводного контура, в осевой поток.
При запуске авиационного двигателя, воздух, поступивший в центральный канал, выпускается в виде центральной струи, и воздух, поступивший в канал обводного контура, направляется в осевой поток и выпускается в виде струи обводного контура. Это приводит к образованию тяги двигателя, создаваемой авиационным двигателем.
К документам предшествующего уровня техники, относящимся к настоящему изобретению, относятся публикация нерассмотренной заявки на патент Японии № 2008-151033, публикация нерассмотренной заявки на патент Японии № Н05-202768, публикация заявки на патент США № 2010/0254797, публикация заявки на патент США № 2010/0232954 и патент США № 6669445.
Анализ пространственных неустойчивых течений на основе методов вычислительной динамики жидкостей и газов с учетом вязкости, выполненный для поля течения в канале обводного контура во время работы авиационного двигателя, сделал ясным то, что, как проиллюстрировано на фиг.6(а), большая зона срыва потока создается вокруг соединительной части внутренней периферийной поверхности стенки гондолы и нижнего пилона. Фиг.6(а) представляет собой вид, иллюстрирующий зону срыва потока в поле течения в канале обводного контура узла двигателя в соответствии с предшествующим уровнем техники. Если зона срыва потока увеличивается в поле течения в канале обводного контура во время работы авиационного двигателя, потери тяги в канале обводного контура будут соответственно увеличиваться, что вряд ли позволит повысить характеристики двигателя, представляющего собой авиационный двигатель, до более высоких уровней.
В поле течения в канале обводного контура во время работы авиационного двигателя большие зоны срыва потока спонтанно создаются не только вокруг соединительной части внутренней периферийной поверхности стенки гондолы и нижнего пилона, но также вокруг соединительной части наружной периферийной поверхности стенки центрального обтекателя и нижнего пилона, соединительных частей внутренней периферийной поверхности стенки гондолы и распорных элементов и в тому подобных зонах. Если подобное происходит, будут возникать проблемы, аналогичные вышеупомянутой проблеме.
Настоящее изобретение обеспечивает возможность создания авиационного двигателя, который позволяет уменьшить зону срыва потока в поле течения в канале обводного контура, уменьшить потери тяги и достичь высокой эффективности.
Авторы настоящего изобретения неоднократно выполняли разработки методом проб и ошибок для решения вышеупомянутых проблем и получили новые знания, заключающиеся в том, что, как проиллюстрировано на фиг.5(a), 5(b) и 6(b), образование заданной выступающей части на внутренней периферийной поверхности стенки гондолы так, чтобы эта выступающая часть выступала внутрь в диаметральном направлении и проходила от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности, боковой поверхности (от переднего края каждой ориентированной в направлении вдоль окружности, боковой поверхности) нижнего пилона, служащего в качестве вспомогательного пилона, к стороне выпуска приводит к достаточному уменьшению зоны срыва потока вокруг соединительной части внутренней периферийной поверхности стенки гондолы и нижнего пилона в поле течения в канале обводного контура во время работы авиационного двигателя. Таким образом авторы изобретения создали настоящее изобретение.
Заданная выступающая часть представляет собой выступающую часть, которая имеет обтекаемую форму, проходящую в направлении вала двигателя, если смотреть с внутренней стороны по отношению к диаметральному направлению, и выполнена с вершинной частью, расположенной на поверхности (включающей в себя задний край) нижнего пилона. Фиг.5(а) представляет собой вид в перспективе, иллюстрирующий зону вокруг выступающей части согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения, фиг.5(b) представляет собой вид, иллюстрирующий зону вокруг выступающей части согласно данному варианту осуществления, если смотреть с внутренней стороны в диаметральном направлении, и фиг.6(b) представляет собой вид, иллюстрирующий зону срыва потока в поле течения в канале обводного контура узла двигателя в соответствии с данным вариантом осуществления. Зона срыва потока по фиг.6(b) получена в соответствии с анализом пространственных неустойчивых течений на основе методов вычислительной динамики жидкостей и газов с учетом вязкости. На всех чертежах указано направление вперед (направление против потока) и указано направление назад (направление по потоку).
Каждый из случая образования выступающей части на наружной периферийной поверхности стенки центрального обтекателя так, что выступающая часть выступает наружу в диаметральном направлении и проходит от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности, боковой поверхности нижнего пилона по направлению к стороне выпуска, случая образования выступающей части на внутренней периферийной поверхности стенки гондолы или на наружной периферийной поверхности стенки центрального обтекателя так, что выступающая часть выступает внутрь или наружу в диаметральном направлении и проходит от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности, боковой поверхности распорного элемента по направлению к стороне выпуска, или случая образования выступающей части на внутренней периферийной поверхности стенки гондолы или на наружной периферийной поверхности стенки центрального обтекателя так, что выступающая часть выступает внутрь или наружу в диаметральном направлении и проходит от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности, боковой поверхности направляющей лопатки на стороне выхода вентилятора по направлению к стороне выпуска, может рассматриваться как аналогичный вышеупомянутому варианту осуществления.
В соответствии с первым техническим аспектом настоящего изобретения узел двигателя представляет собой конструктивный элемент авиационного двигателя и предназначен для забора воздуха и выпуска центральной струи и струи обводного контура и характеризуется тем, что узел двигателя включает в себя цилиндрический центральный обтекатель (внутренний цилиндр двигателя), внутри которого образован кольцевой центральный канал, предназначенный для забора воздуха и выпуска центральной струи, цилиндрическую гондолу (наружный цилиндр двигателя), которая расположена снаружи центрального обтекателя так, что она окружает центральный обтекатель, и образует кольцевой канал обводного контура между внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы и наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя, предназначенный для забора воздуха и выпуска струи обводного контура, множество распорных элементов, которые расположены с интервалами в направлении вдоль окружности между наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя и внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы и предназначены для обеспечения опоры для гондолы относительно центрального обтекателя, основной пилон, который проходит от центрального обтекателя до гондолы, присоединен к ним с образованием одного целого с ними, проходит параллельно направлению вала двигателя в авиационном двигателе и выступает наружу (вбок) в диаметральном направлении из гондолы, вспомогательный пилон, который установлен между наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя и внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы симметрично основному пилону относительно центра вала двигателя и расположен между распорными элементами, которые являются соседними друг с другом в направлении вдоль окружности, и множество направляющих лопаток на стороне выхода вентилятора, которые расположены с интервалами в направлении вдоль окружности впереди по потоку относительно распорных элементов между наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя и внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы для спрямления потока воздуха, поступившего в канал обводного контура, в осевой поток. Кроме того, в узле двигателя выступающая часть образована на внутренней периферийной поверхности стенки гондолы или на наружной периферийной поверхности стенки центрального обтекателя так, что выступающая часть выступает внутрь или наружу в диаметральном направлении и проходит от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности, боковой поверхности, по меньшей мере, одного из элементов, включающих в себя вспомогательный пилон, распорные элементы и направляющие лопатки на стороне выхода вентилятора, к стороне выпуска, при этом форма выступающей части, если смотреть с внутренней или наружной стороны в диаметральном направлении, представляет собой обтекаемую форму, «проходящую» в направлении вала двигателя, при этом вершина выступающей части расположена на поверхности указанного, по меньшей мере, одного элемента.
В описании и формуле изобретения термин «расположенный» означает, что рассматриваемый элемент расположен непосредственно на чем-либо или расположен на чем-либо непрямым образом посредством другого элемента, термин «установленный» означает, что рассматриваемый элемент установлен непосредственно на чем- либо или установлен на чем-либо непрямым образом посредством другого элемента, термин «выше по потоку, против потока» означает выше в направлении течения основного потока в центральном канале или канале обводного контура, и термин «ниже по потоку, по потоку» означает ниже в направлении течения основного потока в центральном канале или канале обводного контура.
В соответствии с первым аспектом авиационный двигатель запускают для забора воздуха в центральный канал, выпуска воздуха в виде центральной струи, забора воздуха в канал обводного контура, направления воздуха в осевой поток и выпуска воздуха в виде струи обводного контура, в результате чего создается тяга двигателя в авиационном двигателе.
Помимо вышеуказанного эффекта выступающая часть образована на внутренней периферийной поверхности стенки гондолы или на наружной периферийной поверхности стенки центрального обтекателя так, что выступающая часть выступает внутрь или наружу в диаметральном направлении и проходит от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности, боковой поверхности любого из элементов, при этом форма выступающей части, если смотреть с внутренней или наружной стороны в диаметральном направлении, представляет собой обтекаемую форму, проходящую в направлении вала двигателя, при этом вершина выступающей части расположена на поверхности данного любого элемента. В соответствии с новыми знаниями, упомянутыми выше, или в соответствии с аналогией по отношению к ним решение в соответствии с первым аспектом настоящего изобретения обеспечивает возможность достаточного уменьшения зоны срыва потока в поле течения в канале обводного контура во время работы авиационного двигателя.
В соответствии со вторым техническим аспектом настоящего изобретения авиационный двигатель, предназначенный для выпуска центральной струи и струи обводного контура для создания тяги двигателя, предусмотрен с узлом двигателя согласно первому техническому аспекту.
Далее настоящее изобретение будет описано более подробно со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1 - боковое сечение, иллюстрирующее авиационный двигатель в соответствии с одним вариантом осуществления настоящего изобретения.
Фиг.2(а) - увеличенный вид, если смотреть в направлении стрелки IIА с фиг.1.
Фиг.2(b) - вид, выполненный вдоль линии IIB-IIB с фиг.2(а).
Фиг.3 - увеличенный вид, выполненный по линии III-III с фиг.1.
Фиг.4 - вид, иллюстрирующий зависимость между местоположением в направлении вала двигателя в канале обводного контура узла двигателя и потерями тяги в соответствии с вариантом осуществления и потерями тяги в соответствии со сравнительным примером.
Фиг.5(а) - вид в перспективе, иллюстрирующий зону вокруг выступающей части в соответствии с вариантом осуществления.
Фиг.5(b) - вид, иллюстрирующий выступающую часть в соответствии с вариантом осуществления, если смотреть с внутренней стороны в диаметральном направлении.
Фиг.6(а) - вид, иллюстрирующий зону срыва потока в поле течения в канале обводного контура узла двигателя в соответствии с предшествующим уровнем техники.
Фиг.6(b) - вид, иллюстрирующий зону срыва потока в поле течения в канале обводного контура узла двигателя в соответствии с вариантом осуществления.
Детали одного варианта осуществления настоящего изобретения будут разъяснены со ссылкой на фиг.1-4. На чертежах показано направление вперед (направление против потока), направление назад (направление по потоку), направление влево и направление вправо.
Как проиллюстрировано на фиг.1-3, авиационный двигатель 1 в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения прикреплен к воздушному судну (непроиллюстрированному) и выпускает центральную струю CJ и струю BJ обводного контура для создания тяги двигателя. Будет разъяснена общая конструкция авиационного двигателя 1 в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения.
Авиационный двигатель 1 имеет в качестве существенного конструктивного элемента узел 3 двигателя, предназначенный для забора воздуха и выпуска центральной струи CJ и струи BJ обводного контура. Узел 3 двигателя имеет цилиндрический центральный обтекатель (внутренний цилиндр двигателя) 5. Внутри (с внутренней стороны) центрального обтекателя 5 образован кольцевой центральный канал 7, предназначенный для забора воздуха и выпуска центральной струи CJ в направлении назад (направлении по потоку). С наружной стороны центрального обтекателя 5 установлена цилиндрическая гондола (наружный цилиндр двигателя) 9, окружающая центральный обтекатель 5. Между внутренней периферийной поверхностью 9р стенки гондолы 9 и наружной периферийной поверхностью 5р стенки (наружной периферийной поверхностью) центрального обтекателя 5 образован кольцевой канал 11 обводного контура, предназначенный для забора воздуха и выпуска струи BJ обводного контура в направлении назад. Кроме того, множество распорных элементов 13 расположены между наружной периферийной поверхностью 5р стенки центрального обтекателя 5 и внутренней периферийной поверхностью 9р стенки гондолы 9 с интервалами в направлении вдоль окружности так, что они служат в качестве конструктивных элементов для обеспечения опоры для гондолы 9 относительно центрального обтекателя 5. Направление хорды (направление, соединяющее передний край с задним краем) каждого распорного элемента 13 параллельно направлению вала двигателя (направлению спереди назад или направлению центра SC вала двигателя).
Верхний пилон 15 проходит от верхней части центрального обтекателя 5 до верхней части гондолы 9 и присоединен к ним с образованием одного целого с ними, при этом верхний пилон 15 проходит параллельно направлению вала двигателя и служит в качестве основного пилона. Верхний пилон 15 выступает от гондолы 9 в направлении вверх (в диаметральном направлении наружу) и используется для крепления к воздушному судну и для передачи тяги двигателя воздушному судну. Верхний пилон 15 предназначен для размещения трубопроводов, таких как трубопровод подачи топлива (непроиллюстрированный), трубопровод подачи смазочного материала (непроиллюстрированный), трубопровод отбора воздуха для наддува гермокабины (непроиллюстрированный) и трубопровод отбора охлаждающего воздуха (непроиллюстрированный).
Между нижней частью (частью нижней стороны) наружной периферийной поверхности 5р стенки центрального обтекателя 5 и нижней частью (частью нижней стороны) внутренней периферийной поверхности 9р стенки гондолы 9 установлен нижний пилон 17, служащий в качестве вспомогательного пилона, который симметричен верхнему пилону 17 относительно центра SC вала двигателя (осевого центра центрального обтекателя 5). Нижний пилон 17 расположен между распорными элементами 13, которые являются соседними друг с другом в направлении вдоль окружности. Аксиальное направление центра нижнего пилона 17 параллельно направлению вала двигателя. Нижний пилон 17 предназначен для функционирования в качестве конструктивного элемента, обеспечивающего опору для гондолы 9 относительно центрального обтекателя 5, и для размещения трубопроводов, таких как трубопровод подачи топлива (непроиллюстрированный).
Множество направляющих лопаток 19 на стороне выхода вентилятора расположены с передней по потоку стороны распорных элементов 13 между наружной периферийной поверхностью 5р стенки центрального обтекателя 5 и внутренней периферийной поверхностью 9р стенки гондолы 9, с интервалами в направлении вдоль окружности для спрямления воздуха, поступившего в канал 11 обводного контура, в осевой поток.
Будет кратко разъяснена конструкция компонентов авиационного двигателя 1 помимо узла 3 двигателя.
Как проиллюстрировано на фиг.1, вентилятор (вентиляторный ротор) 21 установлен спереди от центрального обтекателя 5 с возможностью вращения вокруг центральной оси SC вала двигателя для сжатия и забора воздуха в центральный канал 7 и канал 11 обводного контура. Со стороны выпуска (с задней стороны) вентилятора 21 в центральном обтекателе 5 установлен компрессор 23 низкого давления для сжатия сжатого воздуха (воздуха, сжатого и поступившего в центральный канал 7) до низкого давления. Кроме того, со стороны выпуска компрессора 23 низкого давления в центральном обтекателе 5 установлен компрессор 25 высокого давления для сжатия воздуха, сжатого до низкого давления, до высокого давления. Со стороны выпуска компрессора 2 5 высокого давления в центральном обтекателе 5 установлена камера 27 сгорания, предназначенная для сжигания топлива в сжатом воздухе.
Со стороны выпуска камеры 27 сгорания в центральном обтекателе 5 установлена турбина 29 высокого давления. Турбина 29 высокого давления приводится в действие за счет расширения газообразных продуктов сгорания из камеры 27 сгорания и соединена с компрессором 25 высокого давления для обеспечения приведения его в действие. Со стороны выпуска турбины 2 9 высокого давления в центральном обтекателе 5 установлена турбина 31 низкого давления. Турбина 31 низкого давления приводится в действие за счет расширения газообразных продуктов сгорания и соединена с вентилятором 21 и компрессором 23 низкого давления для обеспечения приведения их в действия.
Вентилятор 21, компрессор 2 3 низкого давления, компрессор 25 высокого давления, турбина 2 9 высокого давления и турбина 31 низкого давления имеют множества лопаток роторов (лопаток ротора вентилятора, лопаток ротора компрессора низкого давления, лопаток ротора компрессора высокого давления, лопаток ротора турбины высокого давления и лопаток ротора турбины низкого давления). Компрессор 23 низкого давления, компрессор 25 высокого давления, турбина 2 9 высокого давления и турбина 31 низкого давления имеют множества неподвижных лопаток (неподвижных лопаток компрессора низкого давления, неподвижных лопаток компрессора высокого давления, неподвижных лопаток турбины высокого давления и неподвижных лопаток турбины низкого давления). На чертежах вращающиеся лопатки вентилятора 21, компрессора 23 низкого давления, компрессора 25 высокого давления, турбины 29 высокого давления и турбины 31 низкого давления заштрихованы.
Будет разъяснена отличающаяся часть узла 3 двигателя в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения.
Как проиллюстрировано на фиг.1-3, выступающая часть 33 образована на внутренней периферийной поверхности 9р стенки гондолы 9 так, что выступающая часть 33 выступает внутрь в диаметральном направлении и проходит от переднего края 17а каждой из ориентированных в направлении вдоль окружности, боковых поверхностей 17f и 17s нижнего пилона 17 к стороне выпуска. Выступающая часть 33, если смотреть с внутренней стороны в диаметральном направлении, имеет обтекаемую форму, «проходящую» параллельно направлению вала двигателя. Вершинная часть 33h в центре выступающей части 33 расположена на заднем крае 17t нижнего пилона 17.
Вместо размещения вершинной части 33h центра выступающей части 33 на заднем крае 17t нижнего пилона 17 вершинная часть 33h может быть расположена на любой из двух ориентированных в направлении вдоль окружности, боковых поверхностей 17f и 17s нижнего пилона 17. Не всегда необходимо, чтобы выступающая часть 33 имела симметричную форму с лево-правой симметрией. Если смотреть в боковом направлении, как проиллюстрировано на фиг.2(а), видно, что вершинная часть 33h выступающей части 33 линейно соединена с внутренней периферийной поверхностью 9р стенки гондолы 9. Вместо этого вершинная часть 33h может быть соединена с внутренней периферийной поверхностью 9р стенки с обеспечением обтекаемой формы.
Другая выступающая часть 35 может быть образована на наружной периферийной поверхности 5р стенки центрального обтекателя 5 так, что выступающая часть 35 будет выступать наружу в диаметральном направлении и проходить от переднего края 17а каждой из ориентированных в направлении вдоль окружности, боковых поверхностей 17f и 17s нижнего пилона 17 по направлению к стороне выпуска. В этом случае форма выступающей части 35, если смотреть с наружной стороны в диаметральном направлении, представляет собой обтекаемую форму, «проходящую» параллельно направлению вала двигателя. Вершина 35h в центре данной выступающей части 35 расположена на поверхности (включающей в себя задний край 17t) нижнего пилона 17.
Будут разъяснены функционирование и эффект от варианта осуществления настоящего изобретения. Надлежащее пусковое устройство (непроиллюстрированное) приводится в действие для приведения в действие компрессора 25 высокого давления. Камера 27 сгорания обеспечивает сжигание топлива в сжатом воздухе так, что расширение газообразных продуктов сгорания вызывает приведение в действие турбины 29 высокого давления и турбины 31 низкого давления. Кроме того, турбина 29 высокого давления соединена с компрессором 25 высокого давления для приведения его в действие, и турбина 31 низкого давления соединена с вентилятором 21 и компрессором 23 низкого давления для приведения их в действие.
Продолжается выполнение ряда вышеупомянутых операций, включая приведение в действие вентилятора 21, приведение в действие компрессора 23 низкого давления, приведение в действие компрессора 2 5 высокого давления, сжигание посредством камеры 27 сгорания, приведение в действие турбины 2 9 высокого давления и приведение в действие турбины 31 низкого давления. В результате авиационный двигатель 1 приводится в действие надлежащим образом, и центральный канал 7 и канал 11 обводного контура обеспечивают выпуск соответственно центральной струи CJ и струи BJ обводного контура, тем самым создавая тягу двигателя в авиационном двигателе 1.
Помимо вышеупомянутой работы авиационного двигателя 1 в целом, выступающая часть 33 образована на внутренней периферийной поверхности стенки гондолы 9 так, что выступающая часть 33 выступает внутрь в диаметральном направлении и проходит от переднего края 17а каждой из ориентированных в направлении вдоль окружности, боковых поверхностей 17f и 17s нижнего пилона 17 по направлению к стороне выпуска. Выступающая часть 33, если смотреть с внутренней стороны в диаметральном направлении, имеет обтекаемую форму, «проходящую» параллельно направлению вала двигателя. Вершинная часть 33h в центре выступающей части 33 расположена на заднем крае 17t нижнего пилона 17. В соответствии с новыми знаниями, упомянутыми выше, данная конструкция обеспечивает возможность уменьшения в достаточной степени зоны срыва потока, образуемой в поле течения в канале 11 обводного контура во время работы авиационного двигателя 1. В частности, если другая выступающая часть 35 будет образована на наружной периферийной поверхности 5р стенки центрального обтекателя 5 так, что выступающая часть 35 будет выступать наружу в диаметральном направлении и будет проходить от переднего края 17а каждой из ориентированных в направлении вдоль окружности, боковых поверхностей 17f и 17s нижнего пилона 17 по направлению к стороне выпуска, зона срыва потока в поле течения в канале 11 обводного контура будет уменьшаться в более достаточной степени.
В соответствии с данным вариантом осуществления настоящего изобретения зона срыва потока, образуемая в поле течения в канале 11 обводного контура, может быть уменьшена в достаточной степени во время работы авиационного двигателя 1. Это приводит к уменьшению потерь тяги в канале 11 обводного контура и улучшению характеристик двигателя, которые имеет авиационный двигатель 1, до более высоких уровней. В частности, как проиллюстрировано на фиг.4, зависимость между положением в направлении вала двигателя в канале обводного контура и потерями тяги, полученная в результате анализа пространственных неустойчивых течений на основе методов вычислительной динамики жидкостей и газов с учетом вязкости, подтверждает то, что по сравнению с узлом двигателя в соответствии с предшествующим уровнем техники узел двигателя в соответствии с вариантом осуществления (узел 3 двигателя в соответствии с вариантом осуществления) обеспечивает возможность в более достаточной степени уменьшить потери тяги в месте расположения выходной части канала обводного контура. При анализе пространственных неустойчивых течений на основе методов вычислительной динамики жидкостей и газов с учетом вязкости каждые из потерь тяги в месте расположения переднего края нижнего пилона в канале обводного контура узла двигателя по данному варианту осуществления и потерь тяги в соответствующем месте узла двигателя по предшествующему уровню техники заданы равными нулю.
Настоящее изобретение не ограничено вышеупомянутым вариантом осуществления, но может быть реализовано в различных вариантах, подобных упомянутым ниже.
Расположенная на стороне распорного элемента, выступающая часть (непроиллюстрированная) может быть образована на внутренней периферийной поверхности 9р стенки гондолы 9 или на наружной периферийной поверхности 5р стенки центрального обтекателя 5 так, что расположенная на стороне распорного элемента, выступающая часть будет выступать внутрь или наружу в диаметральном направлении и будет проходить от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности, боковой поверхности каждого распорного элемента 13 по направлению к стороне выпуска. В этом случае форма каждой расположенной на стороне распорного элемента, выступающей части, если смотреть с внутренней или наружной стороны в диаметральном направлении, представляет собой обтекаемую форму, «проходящую» в направлении вала двигателя. Вершинная часть каждой расположенной на стороне распорного элемента, выступающей части расположена на поверхности (включающей в себя задний край) распорного элемента.
Расположенная на стороне направляющей лопатки, выступающая часть (непроиллюстрированная) может быть образована на внутренней периферийной поверхности 9р стенки гондолы 9 или на наружной периферийной поверхности 5р стенки центрального обтекателя 5 так, что расположенная на стороне направляющей лопатки, выступающая часть будет выступать внутрь или наружу в диаметральном направлении и будет проходить от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности, боковой поверхности каждой направляющей лопатки 19 на стороне выхода вентилятора по направлению к стороне выпуска. В этом случае форма каждой расположенной на стороне направляющей лопатки, выступающей части, если смотреть с внутренней или наружной стороны в диаметральном направлении, представляет собой обтекаемую форму, «проходящую» в направлении вала двигателя. Вершинная часть каждой расположенной на стороне направляющей лопатки выступающей части расположена на поверхности (включающей в себя задний край) направляющей лопатки на стороне выхода вентилятора.
Вместо выполнения верхнего пилона 15, проходящего от верхней части центрального обтекателя 5 до верхней части гондолы 9 и соединенного с ними с образованием одного целого, основной боковой пилон (непроиллюстрированный), служащий в качестве основного пилона, может проходить от левой части (или правой части) центрального обтекателя 5 до левой части (или правой части) гондолы 9 и может быть присоединен к ним с образованием одного целого. В этом случае вместо установки нижнего пилона 17 между нижней частью наружной периферийной поверхности 5р стенки центрального обтекателя 5 и нижней частью внутренней периферийной поверхности 9р стенки гондолы 9 вспомогательный боковой пилон (непроиллюстрированный), служащий в качестве вспомогательного пилона, будет установлен между правой частью (или левой частью) наружной периферийной поверхности 5р стенки центрального обтекателя 5 и правой частью (или левой частью) внутренней периферийной поверхности 9р стенки гондолы 9 симметрично основному боковому пилону относительно центра SC вала двигателя.
Объем прав по настоящему изобретению не ограничен данными вариантами осуществления.
Настоящее изобретение обеспечивает возможность достаточного уменьшения зоны срыва потока в поле течения в канале обводного контура во время работы авиационного двигателя и, следовательно, создает возможность уменьшения потерь тяги в канале обводного контура и улучшения характеристик двигателя, которые имеет авиационный двигатель, до более высоких уровней.

Claims (3)

1. Узел авиационного двигателя для забора воздуха и выпуска центральной струи и струи обводного контура, содержащий:
цилиндрический центральный обтекатель, имеющий кольцевой центральный канал для забора воздуха и выпуска центральной струи;
цилиндрическую гондолу, расположенную снаружи центрального обтекателя так, что она окружает центральный обтекатель, и имеющую кольцевой канал обводного контура между внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы и наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя, предназначенный для забора воздуха и выпуска струи обводного контура;
множество распорных элементов, расположенных с интервалами в направлении вдоль окружности между наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя и внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы и обеспечивающих опору для гондолы относительно центрального обтекателя;
основной пилон, проходящий от центрального обтекателя до гондолы, присоединенный к ним с образованием одного целого с ними, проходящий параллельно направлению вала двигателя в авиационном двигателе и выступающий наружу в диаметральном направлении от гондолы;
вспомогательный пилон, установленный между наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя и внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы симметрично основному пилону относительно центра вала двигателя и расположенный между распорными элементами, которые являются соседними друг с другом в направлении вдоль окружности; и
множество направляющих лопаток на стороне выхода вентилятора, расположенных с интервалами в направлении вдоль окружности впереди по потоку относительно распорных элементов между наружной периферийной поверхностью стенки центрального обтекателя и внутренней периферийной поверхностью стенки гондолы и спрямляющих поток воздуха, поступивший в канал обводного контура, в осевой поток, при этом:
выступающая часть образована на внутренней периферийной поверхности стенки гондолы или на наружной периферийной поверхности стенки центрального обтекателя так, что выступающая часть выступает внутрь или наружу в диаметральном направлении и проходит от каждой ориентированной в направлении вдоль окружности боковой поверхности по меньшей мере одного из элементов, включающих в себя вспомогательный пилон, распорные элементы и направляющие лопатки на стороне выхода вентилятора, к стороне выпуска; и
форма выступающей части, если смотреть с внутренней или наружной стороны в диаметральном направлении, представляет собой обтекаемую форму, проходящую в направлении вала двигателя, и вершина выступающей части расположена на поверхности указанного по меньшей мере одного элемента.
2. Узел авиационного двигателя по п.1, в котором вершина выступающей части расположена на заднем краю указанного по меньшей мере одного элемента.
3. Авиационный двигатель, предназначенный для создания тяги двигателя посредством выпуска центральной струи и струи обводного контура и содержащий узел авиационного двигателя по п.1 или 2.
RU2015105965/06A 2012-07-26 2013-07-25 Узел авиационного двигателя и авиационный двигатель RU2599694C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2012165652A JP6035946B2 (ja) 2012-07-26 2012-07-26 エンジンダクト及び航空機エンジン
JP2012-165652 2012-07-26
PCT/JP2013/070171 WO2014017585A1 (ja) 2012-07-26 2013-07-25 エンジンダクト及び航空機エンジン

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015105965A RU2015105965A (ru) 2016-09-20
RU2599694C2 true RU2599694C2 (ru) 2016-10-10

Family

ID=49997394

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015105965/06A RU2599694C2 (ru) 2012-07-26 2013-07-25 Узел авиационного двигателя и авиационный двигатель

Country Status (7)

Country Link
US (1) US9869276B2 (ru)
EP (1) EP2878796B1 (ru)
JP (1) JP6035946B2 (ru)
CN (1) CN104619977B (ru)
CA (1) CA2879403C (ru)
RU (1) RU2599694C2 (ru)
WO (1) WO2014017585A1 (ru)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7711604B1 (en) 1997-07-08 2010-05-04 Walker Digital, Llc Retail system for selling products based on a flexible product description
WO2014197062A2 (en) * 2013-03-15 2014-12-11 United Technologies Corporation Fan exit guide vane platform contouring
JP6507535B2 (ja) * 2014-09-10 2019-05-08 株式会社Ihi 低バイパス比ターボファンエンジンのためのバイパスダクトフェアリングおよびそれを備えたターボファンエンジン
FR3034820B1 (fr) * 2015-04-13 2019-07-12 Safran Aircraft Engines Piece de turbomachine a surface non-axisymetrique
CN105043713B (zh) * 2015-06-23 2017-06-16 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种舱体外表面压力测试方法
FR3039598B1 (fr) * 2015-07-29 2019-12-27 Safran Aircraft Engines Ensemble de redressement de flux d'air a performances aerodynamiques ameliorees
US10711702B2 (en) * 2015-08-18 2020-07-14 General Electric Company Mixed flow turbocore
FR3059419B1 (fr) * 2016-11-29 2018-11-23 Airbus Operations (S.A.S.) Systeme de protection d'un thermocouple installe dans un compartiment de moteur d'aeronef
DE102017222817A1 (de) 2017-12-14 2019-06-19 MTU Aero Engines AG Turbinenmodul für eine strömungsmaschine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3617147A (en) * 1968-10-02 1971-11-02 Rolls Royce Fluid flow machine
SU1469187A1 (ru) * 1987-04-13 1989-03-30 Ленинградский Кораблестроительный Институт Сопловой аппарат турбины
US6669445B2 (en) * 2002-03-07 2003-12-30 United Technologies Corporation Endwall shape for use in turbomachinery
US20070258810A1 (en) * 2004-09-24 2007-11-08 Mizuho Aotsuka Wall Configuration of Axial-Flow Machine, and Gas Turbine Engine
US20100232954A1 (en) * 2009-03-10 2010-09-16 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Bypass duct of a turbofan engine
US20100254797A1 (en) * 2009-04-06 2010-10-07 Grover Eric A Endwall with leading-edge hump

Family Cites Families (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2735612A (en) * 1956-02-21 hausmann
US3540682A (en) * 1964-12-02 1970-11-17 Gen Electric Turbofan type engine frame and support system
US4044973A (en) * 1975-12-29 1977-08-30 The Boeing Company Nacelle assembly and mounting structures for a turbofan jet propulsion engine
US5369954A (en) * 1991-04-22 1994-12-06 General Electric Company Turbofan engine bypass and exhaust system
US5251435A (en) 1991-10-30 1993-10-12 General Electric Company Reverser inner cowl with integral bifurcation walls and core cowl
US5848526A (en) * 1996-10-21 1998-12-15 United Technologies Corporation Noise reducing stator assembly for a gas turbine engine
JP2000087803A (ja) * 1998-09-16 2000-03-28 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 可変ノズル機構およびこれを用いたターボファンエンジン
JP4061635B2 (ja) * 2001-12-07 2008-03-19 株式会社Ｉｈｉ ターボファンエンジンとその運転方法
US6901739B2 (en) * 2003-10-07 2005-06-07 General Electric Company Gas turbine engine with variable pressure ratio fan system
US7730714B2 (en) * 2005-11-29 2010-06-08 General Electric Company Turbofan gas turbine engine with variable fan outlet guide vanes
JP4616781B2 (ja) * 2006-03-16 2011-01-19 三菱重工業株式会社 タービン翼列エンドウォール
JP4893110B2 (ja) 2006-05-31 2012-03-07 株式会社Ｉｈｉ 軸流流体装置
US7673458B2 (en) * 2006-11-14 2010-03-09 General Electric Company Turbofan engine nozzle assembly and method for operating the same
GB0624294D0 (en) * 2006-12-05 2007-01-10 Rolls Royce Plc A transition duct for a gas turbine engine
JP4830836B2 (ja) 2006-12-18 2011-12-07 株式会社Ｉｈｉ ジェット噴流排気ノズル及びジェットエンジン
JP5283855B2 (ja) * 2007-03-29 2013-09-04 株式会社Ｉｈｉ ターボ機械の壁、及びターボ機械
US9181899B2 (en) * 2008-08-27 2015-11-10 General Electric Company Variable slope exhaust nozzle
US8206115B2 (en) * 2008-09-26 2012-06-26 General Electric Company Scalloped surface turbine stage with trailing edge ridges
US20110262277A1 (en) * 2008-12-18 2011-10-27 Volvo Aero Corporation Gas turbine composite workpiece to be used in gas turbine engine
JP4836097B2 (ja) * 2008-12-24 2011-12-14 防衛省技術研究本部長 軸流圧縮装置
EP2427634B1 (en) * 2009-05-07 2018-04-11 GKN Aerospace Sweden AB A strut and a gas turbine structure comprising the strut
JP5135296B2 (ja) * 2009-07-15 2013-02-06 株式会社東芝 タービン翼列、およびこれを用いたタービン段落、軸流タービン
JP5446783B2 (ja) * 2009-11-27 2014-03-19 株式会社Ｉｈｉ エンジン排気ノズル及び航空機エンジン
US8356975B2 (en) * 2010-03-23 2013-01-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured vane platform
GB201007215D0 (en) * 2010-04-30 2010-06-16 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US8727716B2 (en) * 2010-08-31 2014-05-20 General Electric Company Turbine nozzle with contoured band
JP5724391B2 (ja) * 2011-01-07 2015-05-27 株式会社Ihi エンジン排気ノズル及び航空機エンジン
US9017030B2 (en) * 2011-10-25 2015-04-28 Siemens Energy, Inc. Turbine component including airfoil with contour
ES2552650T3 (es) * 2012-04-13 2015-12-01 Mtu Aero Engines Gmbh Álabe para una turbomáquina, disposición de álabes y turbomáquina

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3617147A (en) * 1968-10-02 1971-11-02 Rolls Royce Fluid flow machine
SU1469187A1 (ru) * 1987-04-13 1989-03-30 Ленинградский Кораблестроительный Институт Сопловой аппарат турбины
US6669445B2 (en) * 2002-03-07 2003-12-30 United Technologies Corporation Endwall shape for use in turbomachinery
US20070258810A1 (en) * 2004-09-24 2007-11-08 Mizuho Aotsuka Wall Configuration of Axial-Flow Machine, and Gas Turbine Engine
US20100232954A1 (en) * 2009-03-10 2010-09-16 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Bypass duct of a turbofan engine
US20100254797A1 (en) * 2009-04-06 2010-10-07 Grover Eric A Endwall with leading-edge hump

Also Published As

Publication number Publication date
RU2015105965A (ru) 2016-09-20
CA2879403C (en) 2016-11-22
CN104619977A (zh) 2015-05-13
CA2879403A1 (en) 2014-01-30
WO2014017585A1 (ja) 2014-01-30
EP2878796A1 (en) 2015-06-03
US20150128562A1 (en) 2015-05-14
CN104619977B (zh) 2016-08-17
JP2014025395A (ja) 2014-02-06
EP2878796A4 (en) 2016-07-20
EP2878796B1 (en) 2020-05-13
US9869276B2 (en) 2018-01-16
JP6035946B2 (ja) 2016-11-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2599694C2 (ru) Узел авиационного двигателя и авиационный двигатель
CN101025117B (zh) 有围带的涡轮风扇发动机排气管
RU2402688C2 (ru) Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели
RU2318122C2 (ru) Диффузор наземного или авиационного газотурбинного двигателя
RU2589574C2 (ru) Двухконтурный турбореактивный двигатель
US10724541B2 (en) Nacelle short inlet
EP2660424B1 (en) Inter-turbine ducts with variable area ratios
US10544737B2 (en) Method and system for mitigation of cavity resonance
CN106715838B (zh) 膨胀涡轮及涡轮增压器
US20140023493A1 (en) Turbine exhaust structure and gas turbine
US8845286B2 (en) Inter-turbine ducts with guide vanes
US9126679B2 (en) Airplane including means for taking at least a portion of the boundary layer of the flow of air over a surface
CN104662260B (zh) 用于涡轮发动机的过渡管道和组装方法
JP2017198208A (ja) ターボファン組立体および組立方法
US10393019B2 (en) Assembly and method for influencing flow through a fan of a gas turbine engine
EP3599344A1 (en) Systems for turbine engine particle separation
RU2451840C2 (ru) Ротор компрессора газотурбинного двигателя
EP3354848A1 (en) Inter-turbine ducts with multiple splitter blades
CN107923247B (zh) 用于涡轮发动机的扩散器和其形成方法
US11022047B2 (en) External turning vane for IFS-mounted secondary flow systems
US20140314542A1 (en) Gas turbine engine exhaust diffuser with movable struts
US20190390688A1 (en) Gas turbine engine airfoil
RU189794U1 (ru) Ротор компрессора газотурбинного двигателя
US11401835B2 (en) Turbine center frame