BR102016028946A2

BR102016028946A2 - GAS TURBINE MOTORS

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Publication number: BR102016028946A2
Authority: BR
Publication date: 2017-08-22

Description

“MOTORES DE TURBINA A GÁS” Campo da Invenção [001] A presente matéria refere-se, de modo geral, a um motor de turbina a gás.“GAS TURBINE ENGINES” Field of the Invention [001] This subject generally relates to a gas turbine engine.

Antecedentes da Invenção [002] Os motores turbofan incluem, de modo geral, um ventilador e um núcleo dispostos em comunicação fluida entre si. O núcleo do motor turbofan inclui, de modo geral, em ordem de fluxo em série, uma seção de compressor, uma seção de combustão, uma seção de turbina e uma seção de escape. Em operação, o ar fornecido ao núcleo flui através da seção de compressor onde um ou mais compressores axiais comprimem progressivamente o ar até que o mesmo alcance a seção de combustão. O combustível é misturado com o ar comprimido e queimado dentro da seção de combustão para fornecer gases de combustão. Os gases de combustão são encaminhados da seção de combustão para a seção de turbina. O fluxo de gases de combustão através da seção de turbina aciona a seção de turbina e é, então, encaminhado através da seção de escape, por exemplo, para a atmosfera.Background of the Invention Turbofan engines generally include a fan and a core arranged in fluid communication with each other. The turbofan engine core generally includes, in series flow order, a compressor section, a combustion section, a turbine section and an exhaust section. In operation, air supplied to the core flows through the compressor section where one or more axial compressors progressively compress air until it reaches the combustion section. The fuel is mixed with the compressed air and burned within the combustion section to provide combustion gases. The flue gases are routed from the flue section to the turbine section. The flow of flue gas through the turbine section drives the turbine section and is then routed through the exhaust section, for example to the atmosphere.

[003] O ventilador inclui, em geral, uma pluralidade de pás de ventilador giratórias que geram um fluxo de ar. Uma primeira porção do fluxo de ar sobre o ventilador pode ser fornecida para o núcleo e uma segunda porção de ar sobre o ventilador pode fluir além do núcleo através de uma passagem de desvio (definida entre o núcleo e um conjunto de nacela externo).The fan generally includes a plurality of rotating fan blades that generate an air flow. A first portion of air flow over the fan may be supplied to the core and a second portion of air over the fan may flow beyond the core through a bypass passage (defined between the core and an outer nacelle assembly).

[004] Pode ser benéfico incluir um sistema reversor de empuxo dentro do conjunto de nacela, que pode aumentar, em geral, um comprimento do conjunto de nacela. Quando operado, o sistema reversor de empuxo pode reverter um fluxo de ar através da passagem de desvio para criar uma quantidade de empuxo reverso para o motor de turbina a gás. Além disso, pode ser benéfico aumentar o diâmetro das pás de ventilador, de modo que o ventilador possa ser operado em uma razão de pressão relativamente baixa ao mesmo tempo que fornece uma quantidade desejada de empuxo. Contudo, os inventores da presente revelação constataram que o conjunto de nacela mais longo pode criar uma quantidade desejada de arrasto, especialmente com um ventilador relativamente grande, o que pode, desse modo, aumentar uma quantidade de queima de combustível. Consequentemente, um motor de turbina a gás que tem um conjunto de nacela relativamente curto, em comparação com um comprimento do motor de turbina a gás, seria benéfico. Mais especificamente, um motor de turbina a gás que tem um ventilador que define uma razão de pressão de ventilador relativamente baixa e inclui um conjunto de nacela relativamente curto seria particularmente útil.It may be beneficial to include a thrust reversing system within the nacelle assembly, which may generally increase a length of the nacelle assembly. When operated, the thrust reversing system can reverse an air flow through the bypass passage to create a reverse thrust amount for the gas turbine engine. In addition, it may be beneficial to increase the diameter of the fan blades so that the fan can be operated at a relatively low pressure ratio while providing a desired amount of thrust. However, the inventors of the present disclosure have found that the longer nacelle assembly can create a desired amount of drag, especially with a relatively large fan, which can thereby increase the amount of fuel burn. Accordingly, a gas turbine engine having a relatively short nacelle assembly compared to a gas turbine engine length would be beneficial. More specifically, a gas turbine engine having a fan that defines a relatively low fan pressure ratio and includes a relatively short nacelle assembly would be particularly useful.

Breve Descrição da Invenção [005] Os aspectos e as vantagens da invenção serão estabelecidos em parte na descrição a seguir, ou podem ser óbvios a partir da descrição, ou podem ser aprendidos através da prática da invenção.Brief Description of the Invention Aspects and advantages of the invention will be set forth in part in the following description, or may be obvious from the description, or may be learned by practicing the invention.

[006] Em uma realização exemplificativa da presente revelação, um motor de turbina a gás é fornecido. O motor de turbina a gás inclui um ventilador e um núcleo em comunicação fluida com o ventilador. O núcleo inclui uma turbina mais traseira, e a turbina mais traseira inclui um estágio mais traseiro de pás de rotor. O motor de turbina a gás inclui também um conjunto de nacela que tem um sistema reversor de empuxo translacional e giratório e que envolve o ventilador e pelo menos uma porção do núcleo. O conjunto de nacela inclui adicionalmente um rebordo dianteiro e um bordo traseiro, e define um comprimento de conjunto de nacela entre o rebordo dianteiro e o bordo traseiro. O motor de turbina a gás define um comprimento de motor entre o rebordo dianteiro do conjunto de nacela e o estágio mais traseiro de pás de rotor da turbina mais traseira. Uma razão do comprimento de motor em relação ao comprimento de conjunto de nacela é maior do que cerca de 0,5 e menor do que cerca de 1.In an exemplary embodiment of the present disclosure, a gas turbine engine is provided. The gas turbine engine includes a fan and a core in fluid communication with the fan. The core includes a rearmost turbine, and the rearmost turbine includes a rearmost rotor blade stage. The gas turbine engine also includes a nacelle assembly that has a translational and rotary thrust reversing system and surrounds the fan and at least a portion of the core. The nacelle assembly further includes a front flange and a rear edge, and defines a nacelle assembly length between the front flange and the rear edge. The gas turbine engine defines an engine length between the front nacelle assembly lip and the rearmost stage of the rearmost turbine rotor blades. A ratio of engine length to nacelle assembly length is greater than about 0.5 and less than about 1.

[007] Em outra realização exemplificativa da presente revelação, um motor de turbina a gás é fornecido. O motor de turbina a gás inclui um ventilador que tem uma pluralidade de pás de ventilador. A pluralidade de pás de ventilador define um diâmetro de ventilador. O motor de turbina a gás inclui também um núcleo, em comunicação fluida com o ventilador, e um conjunto de nacela. O conjunto de nacela inclui um sistema reversor de empuxo translacional e giratório e envolve o ventilador e pelo menos uma porção do núcleo. O conjunto de nacela inclui adicionalmente um bordo traseiro e define um diâmetro interno no bordo traseiro. O motor de turbina a gás define uma razão do diâmetro interno do conjunto de nacela no bordo traseiro em relação ao diâmetro de ventilador de pelo menos cerca de 0,9.In another exemplary embodiment of the present disclosure, a gas turbine engine is provided. The gas turbine engine includes a fan having a plurality of fan blades. The plurality of fan blades defines a fan diameter. The gas turbine engine also includes a core, in fluid communication with the fan, and a nacelle assembly. The nacelle assembly includes a rotational translational thrust reversal system and surrounds the blower and at least a portion of the core. The nacelle assembly further includes a rear edge and defines an inner diameter at the rear edge. The gas turbine engine sets a ratio of the inside diameter of the rear edge nacelle assembly to the fan diameter of at least about 0.9.

[008] Essas e outras funções, aspectos e vantagens da presente invenção se tornarão mais bem compreendidos com referência à descrição a seguir e às reivindicações anexas. As figuras anexas, que são incorporadas e constituem uma parte deste relatório descritivo, ilustram realizações da invenção e, juntamente com a descrição, servem para explicar os princípios da invenção.These and other functions, aspects and advantages of the present invention will become better understood with reference to the following description and the appended claims. The accompanying figures, which are incorporated and constitute a part of this specification, illustrate embodiments of the invention and, together with the description, serve to explain the principles of the invention.

Breve Descrição das Figuras [009] Uma revelação completa e viabilizadora da presente invenção, que inclui o melhor modo da mesma, destinada a um indivíduo de habilidade comum na técnica, é apresentada no relatório descritivo, que faz referência às Figuras anexas, nas quais: [010] A Figura 1 é uma vista em corte transversal esquemática de um motor de turbina a gás exemplificativo de acordo com várias modalidades da presente matéria, que tem um sistema reversor de empuxo em uma posição completamente alojada.BRIEF DESCRIPTION OF THE FIGURES A complete and enabling disclosure of the present invention, including the best mode thereof, intended for an individual of ordinary skill in the art, is set forth in the specification, which makes reference to the accompanying Figures, in which: [010] Figure 1 is a schematic cross-sectional view of an exemplary gas turbine engine according to various embodiments of the present art having a thrust reversing system in a fully housed position.

[011] A Figura 2 é uma vista em corte transversal esquemática do motor de turbina a gás exemplificativo da Figura 1, que tem o sistema reversor de empuxo exemplificativo em uma posição completamente desdobrada.[011] Figure 2 is a schematic cross-sectional view of the exemplary gas turbine engine of Figure 1, which has the exemplary thrust reversing system in a fully deployed position.

Descrição Detalhada da Invenção [012] Agora, será feita referência em detalhes às presentes realizações da invenção, em que um ou mais exemplos das mesmas são ilustrados nas figuras anexas. A descrição detalhada usa designações numéricas e de letras para indicar as funções nas figuras. As designações semelhantes ou iguais nas figuras e na descrição foram usadas para se referir às partes semelhantes ou iguais da invenção. Conforme usado no presente documento, os termos “primeiro”, “segundo” e “terceiro” podem ser usados alternadamente para distinguir os componentes entre si, e não se destinam a significar uma localização ou uma importância dos componentes individuais. Os termos “a montante” e “a jusante” se referem à direção relativa em relação ao fluxo de fluido em uma passagem de fluido. Por exemplo, “a montante” se refere à direção a partir da qual o fluido flui, e “a jusante” se refere à direção para a qual o fluido flui.Detailed Description of the Invention Now, reference will be made in detail to the present embodiments of the invention, wherein one or more examples thereof are illustrated in the accompanying figures. The detailed description uses numeric and letter designations to indicate the functions in the figures. Similar or equal designations in the figures and description have been used to refer to like or equal parts of the invention. As used herein, the terms "first", "second" and "third" may be used interchangeably to distinguish components from each other, and are not intended to mean a location or importance of individual components. The terms “upstream” and “downstream” refer to the relative direction in relation to fluid flow in a fluid passage. For example, "upstream" refers to the direction from which the fluid flows, and "downstream" refers to the direction in which the fluid flows.

[013] Referindo-se agora às figuras, em que numerais idênticos indicam os mesmos elementos ao longo das Figuras, a Figura 1 é uma vista em corte transversal esquemática de um motor de turbina a gás de acordo com uma realização exemplificativa da presente revelação. Mais particularmente, para a realização da Figura 1, o motor de turbina um gás é um motor a jato turbofan de alto desvio 10, denominado no presente documento como “motor turbofan 10”. Conforme mostrado na Figura 1, o motor turbofan 10 define uma direção axial A (que se estende paralela a uma linha central longitudinal 12 fornecida como referência) e uma direção radial R. O motor turbofan 10 pode definir também uma direção circunferencial (não mostrada) que se estende circunferencialmente em torno da direção axial A. Em geral, o turbofan 10 inclui uma seção de ventilador 14 e um motor de núcleo 16 dispostos a jusante da seção de ventilador 14.Referring now to the figures, wherein identical numerals indicate the same elements throughout the Figures, Figure 1 is a schematic cross-sectional view of a gas turbine engine in accordance with an exemplary embodiment of the present disclosure. More particularly, for the embodiment of Figure 1, the gas turbine engine is a high bypass turbofan jet engine 10, referred to herein as the "turbofan engine 10". As shown in Figure 1, the turbofan engine 10 defines an axial direction A (extending parallel to a longitudinal centerline 12 provided as reference) and a radial direction R. The turbofan engine 10 can also define a circumferential direction (not shown). which extends circumferentially around the axial direction A. In general, the turbofan 10 includes a fan section 14 and a core motor 16 arranged downstream of the fan section 14.

[014] O motor de núcleo exemplificativo 16 retratado é em geralmente envolvido dentro de um invólucro externo substancialmente tubular 18 que define uma entrada anular 20. O invólucro externo 18 encerra, em relação de fluxo em série, uma seção de compressor que inclui um compressor de reforço ou de baixa pressão (LP) 22 e um compressor de alta pressão (HP) 24; uma seção de combustão 26; uma seção de turbina que inclui uma turbina de alta pressão (HP) 28 e uma turbina de baixa pressão (LP) 30; e uma seção de bocal de escape de jato 32. Uma haste ou bobina de alta pressão (HP) 34 conecta por meio de acionamento a turbina de HP 28 ao compressor de HP 24. Uma haste ou bobina de baixa pressão (LP) 36 conecta por meio de acionamento a turbina de LP 30 ao compressor de LP 22. A seção de compressor, a seção de combustão 26, a seção de turbina e a seção de bocal 32 definem, juntas, uma trajetória de fluxo de ar de núcleo 37 através das mesmas.The exemplary core motor 16 depicted is generally enclosed within a substantially tubular outer casing 18 that defines an annular inlet 20. The outer casing 18 encloses, in series flow relationship, a compressor section including a compressor booster or low pressure (LP) 22 and a high pressure compressor (HP) 24; a combustion section 26; a turbine section including a high pressure (HP) turbine 28 and a low pressure (LP) turbine 30; and a jet exhaust nozzle section 32. A high-pressure (HP) rod or coil 34 drives the HP 28 turbine to the HP 24 compressor. A low-pressure (LP) rod or coil 36 connects by driving the LP 30 turbine to the LP 22 compressor. The compressor section, combustion section 26, turbine section and nozzle section 32 together define a core air flow path 37 through the same.

[015] Para a realização retratada, a seção de ventilador 14 inclui um ventilador de passo variável 38 que tem uma pluralidade de pás de ventilador 40. As pás de ventilador 40 são giratórias em torno do eixo geométrico longitudinal 12 pela haste de LP 36 através de uma caixa de marchas de potência 44. A caixa de marchas de potência 44 inclui uma pluralidade de engrenagens para reduzir a velocidade rotacional da haste de LP 36 para uma velocidade rotacional de ventilador mais eficiente. Adicionalmente, cada uma dentre a pluralidade de pás de ventilador 40 é giratória em torno de eixos geométricos de passo respectivos P por um mecanismo de mudança de passo 46.For the pictured embodiment, the fan section 14 includes a variable pitch fan 38 having a plurality of fan blades 40. The fan blades 40 are rotatable about the longitudinal geometric axis 12 by the LP 36 stem through of a power gearbox 44. Power gearbox 44 includes a plurality of gears to reduce the rotational speed of the LP 36 rod for a more efficient fan rotational speed. Additionally, each of the plurality of fan blades 40 is rotatable about respective pitch geometric axes P by a pitch shift mechanism 46.

[016] Referindo-se ainda à realização exemplificativa da Figura 1, o disco 42 é coberto pelo cubo frontal giratório 48 aerodinamicamente contornado para promover um fluxo de ar através da pluralidade de pás de ventilador 40. Adicionalmente, o motor turbofan exemplificativo 10 inclui um conjunto de nacela anular 50 que cerca de modo circunferencial o ventilador 38 e pelo menos uma porção do motor de núcleo 16. O conjunto de nacela 50 é sustentado em relação ao motor de núcleo 16 por uma pluralidade de aletas de guia de saída circunferencialmente espaçadas 52. Além disso, uma porção do conjunto de nacela 50 se estende sobre uma porção externa do invólucro 18 de modo a definir uma passagem de fluxo de ar de desvio 56 entre as mesmas. Conforme será discutido em maiores detalhes abaixo, o conjunto de nacela 50 inclui adicionalmente um sistema reversor de empuxo translacional e giratório 100, que é retratado em uma posição completamente alojada na Figura 1.Referring further to the exemplary embodiment of Figure 1, the disc 42 is covered by the aerodynamically contoured front hub 48 to provide air flow through the plurality of fan blades 40. In addition, the exemplary turbofan engine 10 includes a annular nacelle assembly 50 circumferentially surrounding the fan 38 and at least a portion of the core motor 16. Nacelle assembly 50 is supported relative to the core motor 16 by a plurality of circumferentially spaced outlet guide vanes 52 In addition, a portion of nacelle assembly 50 extends over an outer portion of housing 18 to define a bypass air flow passageway 56 therebetween. As will be discussed in more detail below, the nacelle assembly 50 further includes a rotational translational thrust reversing system 100 which is depicted in a fully seated position in Figure 1.

[017] Durante a operação do motor de turbofan 10, um volume de ar 58 entra no turbofan 10 através de uma entrada associada 60 da nacela 50 e/ou da seção de ventilador 14. À medida que o volume de ar 58 passa através das pás de ventilador 37, uma primeira porção do ar 58, conforme indicado pelas setas 62, é direcionada ou encaminhada para a passagem de fluxo de ar de desvio 56, e uma segunda porção do ar 58, conforme indicado pela seta 64, é direcionada ou encaminhada para a passagem de fluxo de ar de núcleo 42, ou, mais especificamente, para o compressor de LP 22. A razão entre a primeira porção de ar 62 e a segunda porção de ar 64 é comumente conhecida como razão de desvio. A pressão da segunda porção de ar 64 é, então, aumentada à medida que a mesma é encaminhada através do compressor de alta pressão (HP) 24. Então, a segunda porção de ar 64 flui para a seção de combustão 26, onde a mesma é misturada com combustível e queimada para fornecer gases de combustão 66.During operation of the turbofan engine 10, an air volume 58 enters the turbofan 10 through an associated inlet 60 of the nacelle 50 and / or the fan section 14. As air volume 58 passes through the 37, a first air portion 58, as indicated by the arrows 62, is directed or directed to the bypass air flow passage 56, and a second air portion 58, as indicated by the arrow 64, is directed or it is routed to the core air flow passage 42, or more specifically to the LP compressor 22. The ratio of first air portion 62 to second air portion 64 is commonly known as the bypass ratio. The pressure of the second air portion 64 is then increased as it is passed through the high pressure compressor (HP) 24. Then the second air portion 64 flows to the combustion section 26, where it it is mixed with fuel and burned to provide flue gas 66.

[018] Os gases de combustão 66 são encaminhados através da turbina de HP 28 onde uma porção de energia térmica e/ou cinética dos gases de combustão 66 é extraída através dos estágios sequenciais de aletas de estator de turbina de HP 68 que são acopladas ao invólucro externo 18 e pás de rotor de turbina de HP 70 que são acopladas à haste ou bobina de HP 34, o que faz com que a haste ou bobina de HP 34 gire e, desse modo, dê apoio à operação do compressor de HP 24. Os gases de combustão 66 são, então, encaminhados através da turbina de LP 30, onde uma segunda porção de energia térmica e cinética é extraída dos gases de combustão 66 por meio de estágios sequenciais de aletas de estator de turbina de LP 72, que são acopladas ao invólucro externo 18, e de pás de rotor de turbina de LP 74, que são acopladas ao eixo ou bobina de LP 36, o que faz com que a haste ou bobina de LP 36 gire e, desse modo, dê apoio à operação do compressor de LP 22 e/ou à rotação do ventilador 38.Flue gases 66 are routed through the HP 28 turbine where a portion of flue gas thermal and / or kinetic energy 66 is extracted through the sequential stages of HP 68 turbine stator vanes which are coupled to the outer casing 18 and HP 70 turbine rotor blades that are coupled to the HP 34 rod or coil, which causes the HP 34 rod or coil to rotate and thereby support the operation of the HP 24 compressor. The flue gases 66 are then routed through the LP 30 turbine, where a second portion of thermal and kinetic energy is extracted from the flue gases 66 by sequential stages of LP 72 turbine stator fins, which are coupled to the outer casing 18, and LP 74 turbine rotor blades, which are coupled to the LP 36 shaft or coil, which causes the LP 36 rod or coil to rotate and thereby support the LP 22 and / or ro compressor operation fan installation 38.

[019] Os gases de combustão 66 são subsequentemente encaminhados através da seção de bocal de escape de jato 32 do motor de núcleo 16 para fornecer empuxo propulsor. De modo simultâneo, a pressão da primeira porção de ar 62 é substancialmente aumentada à medida que a primeira porção de ar 62 é encaminhada através da passagem de fluxo de ar de desvio 56 antes que a mesma seja exaurida de uma seção de escape de bocal de ventilador 76 do turbofan 10 que também fornece empuxo propulsor. A turbina de HP 28, a turbina de LP 30 e a seção de bocal de escape de jato 32 definem, pelo menos parcialmente, uma trajetória de gás quente 78 para encaminhar os gases de combustão 66 através do motor de núcleo 16.The combustion gases 66 are subsequently routed through the jet exhaust nozzle section 32 of the core engine 16 to provide thrust. Simultaneously, the pressure of the first air portion 62 is substantially increased as the first air portion 62 is routed through the bypass air flow passage 56 before it is exhausted from a nozzle exhaust section. turbofan fan 10 which also provides thrust. The HP 28 turbine, LP 30 turbine and jet exhaust section 32 at least partially define a hot gas path 78 to route combustion gases 66 through the core engine 16.

[020] Referindo-se, ainda, à Figura 1, e agora também à Figura 2, em que se retrata o motor turbofan exemplificativo 10 com o sistema reversor de empuxo 100 na posição completamente desdobrada, o conjunto de nacela 50 do motor turbofan 10 inclui, em geral, um conjunto de entrada 102, uma carenagem de ventilador 104, uma carenagem translacional (transcarenagem) 106 que é deslizável em relação à carenagem de ventilador 104, e o sistema reversor de empuxo translacional e giratório 100. O conjunto de entrada 102 é posicionado em uma extremidade dianteira do conjunto de nacela 50, e a carenagem de ventilador 104 é posicionada na traseira do conjunto de entrada 102 e circunda pelo menos parcialmente o ventilador 38. Conforme retratado, a transcarenagem 106 é a seção mais traseira do conjunto de nacela 50, localizada na traseira da carenagem de ventilador 104 e que circunscreve o invólucro externo 18 do motor de núcleo 16.Referring also to Figure 1, and now also to Figure 2, which depicts the exemplary turbofan engine 10 with the thrust reversing system 100 in the fully deployed position, the turbofan engine nacelle assembly 10 It generally includes an inlet assembly 102, a fan fairing 104, a translational (fairing) fairing 106 that is slidable relative to the fan fairing 104, and the rotational translational thrust reversing system 100. The inlet assembly 102 is positioned at a forward end of the nacelle assembly 50, and the fan fairing 104 is positioned at the rear of the inlet assembly 102 and at least partially surrounds the fan 38. As pictured, the braking 106 is the rearmost section of the assembly. nacelle 50, located at the rear of the fan fairing 104 and circumscribing the outer casing 18 of the core motor 16.

[021 j Além disso, o sistema reversor de empuxo 100 inclui, em geral, um sistema de cascata 112. Quando na posição completamente alojada (Figura 1), o sistema de cascata 112 é alojado pelo menos parcialmente dentro da carenagem de ventilador 104 e transcarenagem 106, sendo que a transcarenagem 106 é posicionada adjacente à carenagem de ventilador 104. Em contrapartida, quando na posição completamente desdobrada (Figura 2), o sistema de cascata 112 é posicionado pelo menos parcialmente na passagem de desvio 56 e a transcarenagem 106 é posicionada longe da carenagem de ventilador 104, definindo uma abertura 113 entre os mesmos. Mais especificamente, conforme retratado, quando o sistema reversor de empuxo 100 está na posição completamente alojada (Figura 1), o sistema de cascata 112 está completamente envolvido dentro da carenagem de ventilador 104 e da transcarenagem 106 (isto é, dentro do conjunto de nacela 50). Em contrapartida, quando o sistema reversor de empuxo 100 está na posição completamente desdobrada (Figura 2), o sistema de cascata 112 se estende substancialmente através de uma largura radial da passagem de desvio 56 e redireciona um fluxo de ar da passagem de desvio 56 através da abertura 113 para gerar empuxo reverso.In addition, thrust reversing system 100 generally includes a cascade system 112. When in the fully seated position (Figure 1), the cascade system 112 is housed at least partially within the fan fairing 104 and 106, wherein the braking 106 is positioned adjacent to the fan fairing 104. In contrast, when in the fully deployed position (Figure 2), the cascade system 112 is at least partially positioned in the bypass passage 56 and the braking 106 is positioned away from fan fairing 104, defining an aperture 113 therebetween. More specifically, as depicted, when the thrust reversing system 100 is in the fully seated position (Figure 1), the cascade system 112 is completely enclosed within the fan fairing 104 and the transcarriage 106 (i.e. within the nacelle assembly). 50). In contrast, when the thrust reversing system 100 is in the fully deployed position (Figure 2), the cascade system 112 extends substantially through a radial width of the bypass 56 and redirects an air flow from the bypass 56 through opening 113 to generate reverse thrust.

[022] Conforme mencionado, o sistema reversor de empuxo 100 é um sistema reversor de empuxo translacional e giratório 100. Consequentemente, o sistema reversor de empuxo 100 é configurado para transladar e girar quando movido da posição completamente alojada para a posição completamente desdobrada. Mais particularmente, para a realização retratada, a transcarenagem 106 e o sistema de cascata 112 são configurados para transladar ao longo da direção axial A quando movidos da posição completamente alojada para a posição completamente desdobrada, e o sistema de cascata 112 é configurado adicionalmente para girar para dentro ao longo da direção radial R quando movido da posição completamente alojada para a posição completamente desdobrada. Por exemplo, o sistema de cascata 112 pode ser fixado de modo giratório a um anel anular em uma extremidade dianteira e fixado de modo pivotante a um ou mais braços de ligação (os braços de ligação, por sua vez, são fixados de modo pivotante ao motor de núcleo 16), de modo que o sistema de cascata 112 translade axialmente, em que o mesmo é também girado para dentro ou para fora da passagem de desvio 56.As mentioned, the thrust reversing system 100 is a translational and rotary thrust reversing system 100. Accordingly, the thrust reversing system 100 is configured to translate and rotate when moved from the fully accommodated position to the fully deployed position. More particularly, for the pictured embodiment, the braking 106 and the cascade system 112 are configured to translate along axial direction A when moved from the fully accommodated position to the fully deployed position, and the cascade system 112 is additionally configured to rotate. inwardly along the radial direction R when moved from the fully housed position to the fully unfolded position. For example, the cascade system 112 may be pivotally attached to an annular ring at a forward end and pivotally attached to one or more connecting arms (the connecting arms, in turn, are pivotally attached to the core motor 16), so that the cascade system 112 translates axially, wherein it is also rotated in or out of the bypass passage 56.

[023] Deve ser observado, contudo, que em outras realizações exemplificativas, o sistema reversor de empuxo 100 pode não ser configurado como um sistema reversor de empuxo translacional e giratório, e em vez disso, pode simplesmente ser, por exemplo, um reversor de empuxo translacional. Em tal realização, o sistema de cascata 112 e/ou a transcarenagem 106 podem transladar ao longo da direção axial A quando movidos da posição completamente alojada para a posição completamente desdobrada, e uma pluralidade, por exemplo, de portas bloqueadoras pode ser simultaneamente desdobrada ou retraída para forçar o ar através do sistema de cascata 112.It should be noted, however, that in other exemplary embodiments, the thrust reversing system 100 may not be configured as a translational and rotary thrust reversing system, and instead may simply be, for example, a thrust reverser. translational thrust. In such an embodiment, the cascade system 112 and / or the undercarriage 106 may travel along axial direction A when moved from the fully housed position to the fully unfolded position, and a plurality, for example, of locking doors may be simultaneously unfolded or retracted to force air through cascade system 112.

[024] Embora não retratado, o sistema reversor de empuxo 100 pode incluir um ou mais conjuntos de atuação para mover o sistema reversor de empuxo 100 entre a posição completamente alojada e a posição completamente desdobrada. Os conjuntos de atuação podem ser de qualquer tipo adequado, e podem ser acionados, por exemplo, por motores pneumáticos, hidráulicos ou elétricos. Além disso, os conjuntos de atuador podem ser, por exemplo, espaçados circunferencialmente dentro do conjunto de nacela 50. Adicionalmente, conforme discutido acima, em pelo menos certas realizações exemplificativas, o sistema reversor de empuxo 100 pode incluir uma série de braços de ligação que se estende entre o sistema de cascata 112 e o motor de núcleo 16 para pivotar o sistema de cascata 112 para dentro da passagem de desvio 56 quando o sistema reversor de empuxo 100 é movido para a posição completamente desdobrada. Alternativamente, o sistema reversor de empuxo 100 pode ser movido para a posição completamente desdobrada de qualquer outra maneira adequada.Although not pictured, the thrust reversing system 100 may include one or more actuation assemblies for moving the thrust reversing system 100 between the fully seated position and the fully deployed position. Actuation assemblies may be of any suitable type, and may be driven, for example, by pneumatic, hydraulic or electric motors. Further, the actuator assemblies may be, for example, circumferentially spaced within the nacelle assembly 50. In addition, as discussed above, in at least certain exemplary embodiments, thrust reversing system 100 may include a series of connecting arms which extends between the cascade system 112 and the core motor 16 to pivot the cascade system 112 into the bypass passage 56 when the thrust reverser system 100 is moved to the fully deployed position. Alternatively, the thrust reversing system 100 may be moved to the fully deployed position in any other suitable manner.

[025] Notavelmente, à medida que o sistema de cascata 112 é alojado pelo menos parcialmente dentro da carenagem de ventilador 104 quando na posição completamente alojada (e desliza/translada para a posição desdobrada), a inclusão do sistema de cascata 112 pode não adicionar a um comprimento axial geral do conjunto de nacela 50. Por exemplo, o conjunto de nacela exemplificativo 50 retratado inclui um rebordo dianteiro 114 e um bordo traseiro 116. Notavelmente, a entrada 60 do conjunto de nacela 50 exemplificativo retratado define um ângulo pequeno em relação à direção radial R. Consequentemente, conforme usado no presente documento, o termo “rebordo dianteiro” com referência ao conjunto de nacela 50 se refere ao ponto mais dianteiro do conjunto de nacela 50.Notably, as the cascade system 112 is housed at least partially within the fan fairing 104 when in the fully accommodated position (and slides / translates to the unfolded position), the inclusion of the cascade system 112 may not add to an overall axial length of the nacelle assembly 50. For example, the exemplary nacelle assembly 50 pictured includes a front lip 114 and a rear edge 116. Notably, the inlet 60 of the exemplary nacelle assembly 50 defines a small angle with respect to radial direction R. Accordingly, as used herein, the term "leading edge" with reference to nacelle assembly 50 refers to the most forward point of nacelle assembly 50.

[026] O conjunto de nacela 50 define adicionalmente um comprimento de conjunto de nacela Ln entre o rebordo dianteiro 114 e o bordo traseiro 116. Para a realização retratada, o comprimento de conjunto de nacela Ln é definido ao longo da direção axial A entre o rebordo dianteiro 114 e o bordo traseiro 116 do conjunto de nacela 50 quando o sistema reversor de empuxo 100 está em uma posição completamente alojada.The nacelle assembly 50 further defines a nacelle assembly length Ln between the front lip 114 and the rear edge 116. For the depicted embodiment, the nacelle assembly length Ln is defined along the axial direction A between the front lip 114 and rear edge 116 of nacelle assembly 50 when thrust reversing system 100 is in a fully housed position.

[027] Referindo-se ainda às Figuras 1 e 2, o motor turbofan 10 define um comprimento de motor Le entre rebordo dianteiro 114 do conjunto de nacela 50 e um estágio mais traseiro de pás de rotor de uma turbina mais traseira da seção de turbina. Mais especificamente, para a realização retratada, o estágio mais traseiro de pás de rotor da turbina mais traseira é um estágio mais traseiro 118 de pás de rotor da turbina de LP 30.Referring still to Figures 1 and 2, the turbofan engine 10 defines an engine length Le between front lip 114 of nacelle assembly 50 and a rearmost rotor blade stage of a turbine rear of the turbine section. . More specifically, for the pictured embodiment, the rearmost stage of rearmost turbine rotor blades is a rearward stage 118 of LP 30 turbine rotor blades.

[028] Conforme discutido previamente, o conjunto de nacela 50 do motor turbofan exemplificativo 10 é um conjunto de nacela relativamente curto 50. Especificamente, o motor turbofan exemplificativo 10 retratado define uma razão (Ln:Le) de comprimento de conjunto de nacela Ln em relação ao comprimento de motor Le maior do que cerca de 0,5 e menor do que cerca de 1. Mais especificamente, o motor turbofan exemplificativo 10 retratado define uma razão (Ln:Le) de comprimento de motor Le em relação ao comprimento de conjunto de nacela Ln maior do que cerca de 0,6 e menor do que cerca de 0,8. Deve ser observado que, conforme usado no presente documento, termos de aproximação, tais como “cerca de” ou “aproximadamente”, se referem a estar dentro de uma margem de 10% de erro.As previously discussed, the turbofan engine nacelle assembly 50 is a relatively short nacelle assembly 50. Specifically, the exemplary turbofan engine 10 pictured defines a nacelle assembly length ratio (Ln: Le) at The engine length ratio Le is greater than about 0.5 and less than about 1. More specifically, the exemplary turbofan engine 10 pictured defines a ratio (Ln: Le) of engine length Le to the set length. nacelle Ln greater than about 0.6 and less than about 0.8. It should be noted that, as used herein, approximation terms, such as "about" or "approximately", refer to being within a 10% error margin.

[029] Referindo-se ainda às Figuras 1 e 2, o ventilador do motor turbofan 10 é um ventilador de razão de pressão relativamente baixa. Especificamente, o motor turbofan exemplificativo 10 retratado tem um ventilador relativamente grande 38 que gira em uma velocidade relativamente baixa. Por exemplo, o ventilador 38 da realização exemplificativa retratada define uma razão de pressão de ventilador durante a operação de pico de menos do que cerca de 1,4. Conforme usado no presente documento, o termo “operação de pico” se refere a uma condição de operação de motor em que o ventilador 38 esteja operando em uma velocidade rotacional máxima.Referring still to Figures 1 and 2, the turbofan engine fan 10 is a relatively low pressure ratio fan. Specifically, the exemplary turbofan engine pictured 10 has a relatively large fan 38 that rotates at a relatively low speed. For example, the fan 38 of the exemplary embodiment depicted defines a fan pressure ratio during peak operation of less than about 1.4. As used herein, the term "peak operation" refers to a motor operating condition where the fan 38 is operating at a maximum rotational speed.

[030] Adicionalmente, conforme retratado, a pluralidade de pás de ventilador 40 do ventilador 38 juntas define um diâmetro de ventilador Df geralmente ao longo da direção radial R. Adicionalmente, o conjunto de nacela 50 define um diâmetro interno Dn no bordo traseiro 116 do conjunto de nacela 50. O motor turbofan 10 retratado define uma razão (Dn:Df) do diâmetro interno Dn do conjunto de nacela 50 no bordo traseiro 116 em relação ao diâmetro de ventilador Df de pelo menos 0,95. Por exemplo, em certas realizações exemplificativas, o motor turbofan 10 pode definir uma razão (Dn:Df) do diâmetro interno Dn do conjunto de nacela 50 no bordo traseiro 116 em relação ao diâmetro de ventilador Df de pelo menos 1,0 ou de pelo menos 1,05.Additionally, as pictured, the plurality of fan blades 40 of fan 38 together define a fan diameter Df generally along the radial direction R. Additionally, nacelle assembly 50 defines an inner diameter Dn at rear edge 116 of nacelle assembly 50. The pictured turbofan engine 10 defines a ratio (Dn: Df) of the internal diameter Dn of the nacelle assembly 50 at the rear edge 116 to the fan diameter Df of at least 0.95. For example, in certain exemplary embodiments, the turbofan engine 10 may define a ratio (Dn: Df) of the inside diameter Dn of the nacelle assembly 50 at the rear edge 116 to the fan diameter Df of at least 1.0 or at least minus 1.05.

[031 j Ainda adicionalmente, para o motor turbofan exemplificativo 10 retratado, o conjunto de nacela 50 define uma razão (Ln:Dn) do comprimento de conjunto de nacela Ln em relação ao diâmetro interno Dn do conjunto de nacela 50 no bordo traseiro 116 menor do que cerca de 3,0; tal como menor do que cerca de 2,5; menor do que cerca de 2,0; ou menor do que 1.45. De modo similar, o conjunto de nacela 50 pode definir uma razão similar (Ln:Df) do comprimento de conjunto de nacela Ln em relação ao diâmetro de ventilador Df. A razão (Ln:Df) pode ser também menor do que cerca de 3,0; tal como menor do que cerca de 2,5; menor do que cerca de 2,0; ou menor do que 1.45.Still further, for the exemplary turbofan engine 10 pictured, the nacelle assembly 50 defines a ratio (Ln: Dn) of the nacelle assembly length Ln to the inside diameter Dn of the nacelle assembly 50 at the smaller rear edge 116. than about 3.0; such as less than about 2.5; less than about 2.0; or less than 1.45. Similarly, nacelle assembly 50 may define a similar ratio (Ln: Df) of nacelle assembly length Ln to fan diameter Df. The ratio (Ln: Df) may also be less than about 3.0; such as less than about 2.5; less than about 2.0; or less than 1.45.

[032] Os inventores da presente revelação constataram que um motor turbofan 10 que inclui um ventilador 38 e o conjunto de nacela 50 de acordo com a presente revelação pode resultar em uma quantidade diminuída de arrasto durante a operação, ao mesmo tempo que se produz ainda uma quantidade desejada de empuxo. Por exemplo, um conjunto de nacela 50 de acordo com a presente revelação, em conjunto com um ventilador 38 de acordo com a presente revelação, pode permitir que o motor turbofan 10 opere o ventilador 38 em uma velocidade relativamente baixa, ao mesmo tempo que gera eficientemente uma quantidade desejada de empuxo. O conjunto de nacela relativamente curto 50 pode ser longo o suficiente para canalizar um fluxo de ar através da passagem de desvio 56 para produzir uma quantidade desejada de empuxo, sem incorrer em uma quantidade indesejável de quantidade de arrasto. Ademais, um conjunto de nacela 50 de acordo com um ou mais aspectos da presente revelação pode fornecer os benefícios descritos no presente documento ao mesmo tempo que permite que o motor turbofan gere uma quantidade de empuxo reverso com o uso de um sistema reversor de empuxo contido dentro do conjunto de nacela.[032] The inventors of the present disclosure have found that a turbofan engine 10 including a fan 38 and nacelle assembly 50 according to the present disclosure can result in a reduced amount of drag during operation while still producing a desired amount of thrust. For example, a nacelle assembly 50 according to the present disclosure, together with a fan 38 according to the present disclosure, may allow the turbofan engine 10 to operate the fan 38 at a relatively low speed while generating efficiently a desired amount of thrust. The relatively short nacelle assembly 50 may be long enough to channel an air flow through the bypass passage 56 to produce a desired amount of thrust without incurring an undesirable amount of drag. In addition, a nacelle assembly 50 according to one or more aspects of the present disclosure may provide the benefits described herein while allowing the turbofan engine to generate an amount of reverse thrust using a contained thrust reverser system. inside the nacelle set.

[033] Referindo-se ainda às Figuras 1 e 2, deve ser observado que o motor turbofan exemplificativo 10 retratado é configurado como um motor turbofan montado em núcleo. Mais especificamente, para a realização retratada, o motor turbofan 10 é montado debaixo de uma asa 120 de uma aeronave (não mostrada) através do um ou mais tirantes 122 que se estendem da asa 120 diretamente para o núcleo 16. Tal configuração pode auxiliar no fornecimento do motor turbofan 10 com um conjunto de nacela 50 de acordo com um ou mais aspectos exemplificativos descritos no presente documento. Especificamente, montando-se o motor turbofan 10 à asa 120 através do um ou mais tirantes 122 fixados diretamente ao núcleo 16 do motor turbofan 10, pode não ser necessário que o conjunto de nacela 50 carregue uma carga estrutural do núcleo 16 do motor turbofan 10 durante a operação do motor turbofan 10. Adicionalmente, a inclusão do conjunto de nacela 50 de acordo com um ou mais aspectos da presente revelação pode permitir a montagem de núcleo do motor de turbofan 10. Especificamente, um motor turbofan 10 de acordo com a presente revelação pode ter um conjunto de nacela mais curto 50 em relação a um comprimento do núcleo 16, de modo que uma quantidade suficiente do núcleo 16 seja exposta para montar à asa 120.Referring still to Figures 1 and 2, it should be noted that the exemplary turbofan engine pictured 10 is configured as a core mounted turbofan engine. More specifically, for the depicted embodiment, the turbofan engine 10 is mounted under an aircraft wing 120 (not shown) through one or more tie rods 122 extending from wing 120 directly to core 16. Such a configuration may assist in providing the turbofan engine 10 with a nacelle assembly 50 according to one or more exemplary aspects described herein. Specifically, by mounting the turbofan engine 10 to wing 120 through one or more tie rods 122 attached directly to the turbofan engine core 16, it may not be necessary for the nacelle assembly 50 to carry a structural load from the turbofan engine core 16. during operation of the turbofan engine 10. In addition, the inclusion of the nacelle assembly 50 according to one or more aspects of the present disclosure may allow core assembly of the turbofan engine 10. Specifically, a turbofan engine 10 according to the present The disclosure may have a shorter nacelle assembly 50 relative to a core length 16 so that a sufficient amount of core 16 is exposed to mount to wing 120.

[034] Deve ser observado, contudo, que o motor turbofan exemplificativo 10 descrito nas Figuras 1 e 2 é fornecido como exemplo apenas e que nas outras realizações exemplificativas, o motor turbofan 10 pode ter qualquer outra configuração adequada. Por exemplo, nas realizações exemplificativas, o ventilador 38 do motor turbofan 10 pode ser configurado como um ventilador de passo fixo de modo que a pluralidade de pás de ventilador 40 não seja giratória em torno dos eixos geométricos de passo respectivos P e o motor turbofan 10 não inclua o mecanismo de mudança de passo 46. Adicionalmente, ainda em outras realizações exemplificativas, o motor turbofan 10 pode não ser configurado como um motor de turbina a gás engrenado, de modo que o motor turbofan 10 possa não incluir a caixa de marchas de potência 44 mecanicamente acoplada à haste de LP 36 para o ventilador 38. Além disso, ainda em outras realizações exemplificativas, o motor turbofan 10 pode não ser um motor turbofan montado em núcleo 10, e, em vez disso, pode ser configurado para ser montado a uma asa 120 de uma aeronave através do um ou mais tirantes 122 que se estendem para e/ou através do conjunto de nacela 50. Adicionalmente, ainda em outras realizações exemplificativas, qualquer outro sistema reversor de empuxo 100 adequado pode ser incluído com o conjunto de nacela 50. Ainda adicionalmente, nas realizações exemplificativas, o motor turbofan 10 pode incluir um bocal de área de ventilador variável. Mais especificamente, o conjunto de nacela 50 pode ser configurado para se expandir, em geral, ao longo da direção radial R em uma extremidade traseira durante certas operações para aumentar uma área em corte transversal eficaz do bocal 76.It should be noted, however, that the exemplary turbofan engine 10 described in Figures 1 and 2 is provided by way of example only and that in other exemplary embodiments, the turbofan engine 10 may have any other suitable configuration. For example, in exemplary embodiments, the turbofan engine fan 38 may be configured as a fixed pitch fan so that the plurality of fan blades 40 are not rotatable about the respective geometric pitch axes P and the turbofan engine 10 do not include step shift mechanism 46. In addition, in still further exemplary embodiments, the turbofan engine 10 may not be configured as a gas-engined turbine engine, so that the turbofan engine 10 may not include the gearbox. power 44 mechanically coupled to the LP 36 stem for the fan 38. In addition, in still other exemplary embodiments, the turbofan engine 10 may not be a core mounted turbofan engine 10, and may instead be configured to be mounted to a wing 120 of an aircraft through one or more tie rods 122 extending to and / or through nacelle assembly 50. In addition, in still other embodiments Exemplary s, any other system suitable thrust reverser 100 may be included with the nacelle assembly 50. Still further, in exemplary embodiments, the turbofan engine 10 may include a fan variable area nozzle. More specifically, the nacelle assembly 50 may be configured to generally extend along the radial direction R at a rear end during certain operations to increase an effective cross-sectional area of the nozzle 76.

[035] Esta descrição escrita usa exemplos para revelar a invenção, inclusive o melhor modo, e também para permitir que qualquer indivíduo versado na técnica pratique a invenção, inclusive, que faça e use quaisquer dispositivos ou sistemas e realize quaisquer métodos incorporados. O escopo patenteável da invenção é definido pelas reivindicações, e pode incluir outros exemplos que ocorreram àqueles indivíduos versados na técnica. Tais outros exemplos estão destinados a serem abrangidos pelo escopo das reivindicações caso incluam elementos estruturais que não difiram da linguagem literal das reivindicações, ou caso incluam elementos estruturais equivalentes com diferenças não substanciais da linguagem literal das reivindicações.[035] This written description uses examples to disclose the invention, including the best mode, and also to enable any person skilled in the art to practice the invention, including making and using any devices or systems and performing any embodied methods. The patentable scope of the invention is defined by the claims, and may include other examples that have occurred to those skilled in the art. Such other examples are intended to fall within the scope of the claims if they include structural elements that do not differ from the literal language of the claims, or if they include equivalent structural elements with non-substantial differences from the literal language of the claims.

Lista de Componentes 10 Motor a Jato Turbofan 12 Linha Central Longitudinal ou Axial 14 Seção de Ventilador 16 Motor de Turbina de Núcleo 18 Invólucro Externo 20 Entrada 22 Compressor de Baixa Pressão 24 Compressor de Alta Pressão 26 Seção de Combustão 28 Turbina de Alta Pressão 30 Turbina de Baixa Pressão 32 Seção de Escape de Jato 34 Eixo/Bobina de Alta Pressão 36 Eixo/Bobina de Baixa Pressão 37 Trajetória de Fluxo de Ar de Núcleo 38 Ventilador 40 Pás 42 Disco 44 Caixa de Engrenagens de Potência 46 Mecanismo de Mudança de Passo 48 Nacela 50 Invólucro ou Nacela de Ventilador 52 Aleta de Guia de Saída 54 Seção a Jusante 56 Passagem de Fluxo de Ar de Desvio 58 Ar 60 Entrada 62 Primeira Porção de Ar 64 Segunda Porção de Ar 66 Gases de Combustão 68 Aleta de Estator 70 Pá de Rotor de Turbina 72 Aleta de Estator 74 Pá de Rotor de Turbina 76 Seção de Escape de Bocal de Ventilador 78 Trajetória de Gás Quente 100 Sistema Reversor de Empuxo 102 Conjunto de Entrada 104 Capota de Ventilador 106 Capota Translacional 112 Sistema de Cascata 113 Abertura 114 Rebordo Dianteiro 116 Bordo Traseiro 118 Estágio Mais Traseiro 120 Asa 122 Tirante DF Diâmetro de Ventilador DN Diâmetro de Nacela LN Comprimento de Nacela LE Comprimento de Motor ReivindicaçõesComponent List 10 Turbofan Jet Engine 12 Axial or Longitudinal Axis 14 Fan Section 16 Core Turbine Engine 18 Outer Casing 20 Inlet 22 Low Pressure Compressor 24 High Pressure Compressor 26 Combustion Section 28 High Pressure Turbine 30 Turbine Pressure 32 Jet Exhaust Section 34 Spindle / High Pressure Coil 36 Spindle / Low Pressure Coil 37 Core Airflow Path 38 Fan 40 Blades 42 Disc 44 Power Gearbox 46 Pitch Shift Mechanism 48 Nacela 50 Vent Housing or Vent 52 Exit Guide Flap 54 Downstream Section 56 Bypass Airflow Passage 58 Air 60 Inlet 62 First Air Portion 64 Second Air Portion 66 Combustion Gases 68 Stator Vane 70 Turbine Rotor 72 Stator Flap 74 Turbine Rotor Blade 76 Fan Nozzle Exhaust Section 78 Hot Gas Trajectory 100 Thrust Inverter System 102 Set of rada 104 Fan Hood 106 Translational Hood 112 Cascading System 113 Opening 114 Front Flange 116 Rear Flange 118 Rearmost Wing 120 Wing 122 DF Fan Diameter DN Nacelle Diameter LN Nacelle Length LE Engine Length Claims

Claims

1. GAS TURBINE ENGINE characterized by the fact that it comprises: a fan (38); a core (16) in fluid communication with the fan (38), wherein the core (16) comprises a rearmost turbine, and the rearmost turbine comprises a rearmost rotor blade stage; and a nacelle assembly (50) comprising a rotational translational thrust reversing system (100) and surrounding fan (38) and at least a portion of the core (16), the nacelle assembly (50) comprising additionally a front lip (114) and a rear edge (116) and defines a nacelle assembly length (LN) between the front lip (114) and the rear edge (116), the gas turbine engine defining a engine length (LE) between the front lip (114) of the nacelle assembly (50) and the rearmost stage of the rearmost turbine rotor blades, the ratio of engine length (LE) to nacelle set (LN) is less than about 1.

GAS TURBINE ENGINE according to claim 1, characterized in that the fan (38) sets a fan pressure ratio of less than about 1.4 during peak operation.

GAS TURBINE ENGINE according to claim 1, characterized in that the rearmost turbine is a low pressure turbine (28).

GAS TURBINE ENGINE according to claim 1, characterized in that the thrust reversing system (100) includes a cascade system (112) movable between a fully housed position and a fully deployed position, wherein the cascade system (112) is completely enclosed in the nacelle assembly (50) when in the fully housed position.

GAS TURBINE ENGINE according to claim 1, characterized in that the thrust reversing system (100) is movable between a fully housed position and a fully deployed position, and wherein the nacelle assembly length (LN) is defined between the front lip (114) and the rear edge (116) when the thrust reverser system (100) is in the fully seated position.

GAS TURBINE ENGINE according to claim 1, characterized in that the fan (38) comprises a plurality of fan blades (40) defining a fan diameter (DF), wherein the fan assembly nacelle (50) defines an inner diameter (DF) at the rear edge (116), and wherein the gas turbine engine defines a ratio of the internal diameter (DF) of the nacelle assembly (50) at the rear edge (116) at fan diameter (DF) ratio of at least about 0.9.

GAS TURBINE ENGINE according to claim 1, characterized in that the nacelle assembly (50) defines an inner diameter (DF) at the rear edge (116), and wherein the nacelle assembly (50) ) defines a nacelle assembly length (LN) to internal diameter (DF) ratio of nacelle assembly (50) at the rear edge (116) of less than about three.

GAS TURBINE ENGINE according to claim 1, characterized in that the fan (38) is a variable pitch fan.

GAS TURBINE ENGINE according to claim 1, characterized in that the gas turbine engine is a core-mounted gas turbine engine.

10. GAS TURBINE ENGINE characterized by the fact that it comprises: a fan (38) comprising a plurality of fan blades (40), the plurality of fan blades (40) defining a fan diameter (DF) ; a core (16) in fluid communication with the fan (38); and a nacelle assembly (50) comprising a rotational translational thrust reversing system (100) and surrounding fan (38) and at least a portion of the core (16), the nacelle assembly (50) comprising a rear edge (116) and defines an inside diameter (DF) at the rear edge (116), the gas turbine engine defining a ratio of the inside diameter (DF) of the nacelle assembly (50) at the rear edge (116) ) in relation to the fan diameter (DF) of at least about 0.9.