CN104040158A - 具有轴向可移动风扇可变面积喷嘴的燃气涡轮发动机 - Google Patents

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CN104040158A CN201280060203.9A CN201280060203A CN104040158A CN 104040158 A CN104040158 A CN 104040158A CN 201280060203 A CN201280060203 A CN 201280060203A CN 104040158 A CN104040158 A CN 104040158A
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Abstract

一种用于高旁通燃气涡轮发动机的机舱组件包括风扇可变面积喷嘴，所述风扇可变面积喷嘴能够相对于风扇机舱轴向移动以限定辅助端口，以在发动机操作期间改变风扇喷嘴出口面积和调节所述风扇旁通气流的压力比。

Description

具有轴向可移动风扇可变面积喷嘴的燃气涡轮发动机
相关申请的交叉引用
本申请要求2011年12月8日提交的美国申请No. 13/314,365的优先权，该美国申请No. 13/314,365是2007年8月23日提交的美国申请No. 11/843675的部分继续申请。
背景技术
本发明涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及具有风扇可变面积喷嘴（VAFN）的涡轮风扇发动机，该喷嘴轴向地移动以改变其旁通流动路径面积。
常规的燃气涡轮发动机通常包括风扇区段和核心发动机，风扇区段具有比核心发动机的直径更大的直径。风扇区段和核心发动机绕纵轴线布置并且被包封在发动机机舱组件内。
燃烧气体从核心发动机穿过核心排气喷嘴排出，而布置在主气流路径的径向外侧的环形风扇流穿过环形风扇排气喷嘴排出，环形风扇排气喷嘴被限定在风扇机舱和核心机舱之间。穿过风扇排气喷嘴排出的加压风扇空气产生推力的大部分，而穿过核心排气喷嘴排出的燃烧气体提供剩余推力。
常规的燃气涡轮发动机的风扇喷嘴具有固定的几何结构。固定几何结构的风扇喷嘴是适合于起飞和着陆条件以及巡航条件的折中方案。一些燃气涡轮发动机已经实施了风扇可变面积喷嘴。风扇可变面积喷嘴在巡航条件期间提供较小的风扇出口喷嘴直径，并且在起飞和着陆条件期间提供较大的风扇出口喷嘴直径。现有的风扇可变面积喷嘴通常采用相对复杂的机构，其增大了发动机总体总量使得可能抵消由此增加的燃料效率。
发明内容
根据本公开的一个示例性方面的一种用于高旁通燃气涡轮发动机的机舱组件可包括：围绕发动机中心轴线限定的核心机舱；风扇机舱，所述风扇机舱被至少部分地围绕所述核心机舱安装以限定用于风扇旁通气流的风扇旁通流动路径；和风扇可变面积喷嘴，所述风扇可变面积喷嘴能够相对于所述风扇机舱轴向移动以限定辅助端口，以在发动机操作期间改变风扇喷嘴出口面积和调节所述风扇旁通气流的压力比。
在任一前述机舱组件实施例的另一非限制线实施例中，控制器可以操作以控制所述风扇可变面积喷嘴以改变风扇喷嘴出口面积和调节所述风扇旁通气流的压力比。
在任一前述机舱组件实施例的另一非限制线实施例中，所述控制器可以操作以在巡航飞行条件时减小所述风扇喷嘴出口面积。
在任一前述机舱组件实施例的另一非限制线实施例中，所述控制器可以操作以控制所述风扇喷嘴出口面积以减小风扇不稳定性。
在任一前述机舱组件实施例的另一非限制线实施例中，所述风扇可变面积喷嘴可以限定所述风扇机舱的后缘。
在任一前述机舱组件实施例的另一非限制线实施例中，所述组件还可包括控制器，所述控制器能操作以轴向地移动所述风扇可变面积喷嘴以响应于飞行条件改变所述风扇喷嘴出口面积。
在任一前述机舱组件实施例的另一非限制线实施例中，所述风扇可变面积喷嘴可以与所述风扇机舱对准以限定所述风扇喷嘴出口面积的闭合位置。另外或替代地，所述风扇可变面积喷嘴从所述风扇机舱轴向地偏移以限定所述风扇喷嘴出口面积的打开位置。
在任一前述机舱组件实施例的另一非限制线实施例中，所述机舱组件还可包括齿轮系统，所述齿轮系统由所述核心机舱内的核心发动机驱动以驱动所述风扇机舱内的风扇，所述齿轮系统限定了大于或等于约2.3的齿轮减速比。
在任一前述机舱组件实施例的另一非限制线实施例中，所述机舱组件还可包括齿轮系统，所述齿轮系统由所述核心机舱内的核心发动机驱动以驱动所述风扇机舱内的风扇，所述齿轮系统限定了大于或等于约2.5的齿轮减速比。
在任一前述机舱组件实施例的另一非限制线实施例中，所述机舱组件还可包括齿轮系统，所述齿轮系统由所述核心发动机驱动以驱动所述风扇，所述齿轮系统限定了大于或等于2.5的齿轮减速比。
在任一前述机舱组件实施例的另一非限制线实施例中，所述核心发动机可以包括低压涡轮机，所述低压涡轮机限定了大于约五（5）的压力比。
在任一前述机舱组件实施例的另一非限制线实施例中，所述核心发动机可以包括低压涡轮机，所述低压涡轮机限定了大于五（5）的压力比。
在任一前述机舱组件实施例的另一非限制线实施例中，所述旁通流可以限定大于约六（6）的旁通比。
在任一前述机舱组件实施例的另一非限制线实施例中，所述旁通流可以限定大于约十（10）的旁通比。
在任一前述机舱组件实施例的另一非限制线实施例中，所述旁通流可以限定大于十（10）的旁通比。
根据本公开的另一个示例性方面的一种燃气涡轮发动机可以包括：围绕发动机中心轴线限定的核心机舱；风扇机舱，所述风扇机舱被至少部分地围绕所述核心机舱安装以限定用于风扇旁通气流的风扇旁通流动路径；风扇可变面积喷嘴，所述风扇可变面积喷嘴能够相对于所述风扇机舱轴向移动以限定辅助端口，以在发动机操作期间改变风扇喷嘴出口面积和调节所述风扇旁通气流的压力比；和控制器，所述控制器能操作以控制所述风扇可变面积喷嘴以改变风扇喷嘴出口面积和调节所述风扇旁通气流的压力比。
在任一前述燃气涡轮机实施例的另一非限制线实施例中，所述燃气涡轮发动机可以是直接驱动涡轮风扇发动机。
在任一前述燃气涡轮机实施例的另一非限制线实施例中，所述燃气涡轮机还可以包括所述核心机舱内的低轴筒，其通过齿轮传动架构驱动所述风扇机舱内的风扇。
在任一前述燃气涡轮机实施例的另一非限制线实施例中，所述发动机可以具有大于10:1的旁通比，并且所述齿轮传动架构可以具有大于2.5:1的齿轮减速比。
附图说明
本领域技术人员将会从当前优选实施例的以下详细描述明白本发明的各种特征和优点。该详细描述的附图可以简要介绍如下：
图1A是与本发明一起使用的示例性燃气涡轮发动机实施例的一般示意性局部不完整视图；
图1B是该发动机的后视图；
图1C是与吊架集成的该发动机的侧视图；
图1D是与吊架集成的该发动机的透视图；
图2A是处于闭合位置的VAFN的剖切侧视图；
图2B是处于打开位置的VAFN的剖切侧视图；并且
图3是旁通导管正规化横截面面积分布的曲线图；
图4是有效面积增加与喷嘴平移的曲线图；
图5是导管面积分布的曲线图；
图6A是辅助端口位置的示意性几何视图；
图6B是辅助端口进入角的示意性几何视图；并且
图6C是VAFN外表面曲率的示意性几何视图。
具体实施方式
图1A示出了燃气涡轮风扇发动机10的一般局部不完整示意图，燃气涡轮风扇发动机10从发动机吊架P悬挂，在发动机机舱组件N内，如设计成亚音速运转的飞机所常见的。
涡轮风扇发动机10包括核心机舱12内的核心发动机，核心机舱12容纳低轴筒14和高轴筒24。低轴筒14包括低压压缩机16和低压涡轮机18。低轴筒14通过齿轮系22驱动风扇区段20。高轴筒24包括高压压缩机26和高压涡轮机28。燃烧器30布置在高压压缩机26和高压涡轮机28之间。低和高轴筒14、24绕发动机旋转轴线A旋转。
发动机10优选地是高旁通齿轮传动架构的飞机发动机。在一个公开的非限制性实施例中，发动机10旁通比大于约六（6）比十（10），齿轮系22是周转齿轮系（例如行星齿轮系统）或者齿轮减速比大于约2.3的其他齿轮系统，并且低压涡轮机18具有大于约5的压力比。在一个公开的实施例中，发动机10旁通比大于十（10:1），涡轮风扇直径显著大于低压压缩机16的直径，并且低压涡轮机18具有大于5:1的压力比。齿轮系22可以是周转齿轮系（例如行星齿轮系统）或者齿轮减速比大于2.5:1的其他齿轮系统。然而应当理解，上面的参数仅仅是齿轮传动架构发动机的一个实施例的示例并且本发明可适用于包括直接驱动涡轮风扇的其他燃气涡轮发动机。
气流进入风扇机舱34，风扇机舱34至少部分地围绕核心机舱12。风扇区段20将气流输送到核心机舱12中，以便为低压压缩机16和高压压缩机26提供动力。低压压缩机16和高压压缩机26所压缩的核心气流与燃烧器30中的燃料混合并且在高压涡轮机28和低压涡轮机18上膨胀。涡轮机28、18被联接成分别随轴筒24、14旋转以响应于膨胀而旋转地驱动压缩机26、16并且通过齿轮系22驱动风扇区段20。核心发动机排气E通过被限定在核心机舱12和尾椎32之间的核心喷嘴43离开核心机舱12。
核心机舱12被结构36支撑在风扇机舱34内，结构36一般通常称为风扇出口导叶（FEGV）。旁通流动路径40被限定在核心机舱12和风扇机舱34之间。发动机10产生具有旁通比的高旁通流布置，其中，进入风扇机舱34的气流的大约80%变成旁通流B。旁通流B传输通过大致环形的风扇旁通流动路径40并且从发动机10通过风扇可变面积喷嘴（VAFN）42排出，风扇可变面积喷嘴42在风扇区段20下游的风扇机舱34的风扇机舱端部34S处限定了风扇机舱34和核心机舱12之间的风扇喷嘴出口面积44。
推力是密度、速度和面积的函数。可以操纵这些参数中的一个或多个以改变旁通流B所提供的推力的量和方向。VAFN 42响应于控制器C进行操作以有效地改变风扇喷嘴出口面积44的面积以选择性地调节旁通流B的压力比。低压力比涡轮风扇由于它们的高推进效率而是所期望的。然而，低压力比风扇可能固有地易于受到低功率和低飞行速度时的风扇稳定性/颠振问题的影响。VAFN允许发动机改变到低功率时更加有利的风扇操作线，避免不稳定性区域，并且仍然提供对于在巡航时获得高效率风扇操作线而言必要的相对较小的喷嘴面积。
由于高旁通比，旁通流B提供了推力的显著量。发动机10的风扇区段20被优选地设计成用于特定飞行条件—通常以大约0.8M和大约35000英尺巡航。由于风扇区段20内的风扇叶片被高效地设计成处于用于高效巡航条件的特定的固定斜罩角，VAFN 42被操作成有效地改变风扇喷嘴出口面积44以调节风扇旁通气流，使得风扇叶片上的迎角或入射角被保持成接近于用于其他飞行条件（例如降落和起飞）时的高效发动机操作的设计入射角，从而关于性能和其他操作参数（例如噪音水平）提供在一系列飞行条件上的经优化的发动机操作。
VAFN 42被分成限定在吊架P和下Bi-Fi分裂器之间的至少两个区段42A-42B（图1B），其通常互相连接较大直径的风扇导管逆向整流罩和较小直径的核心整流罩（图1C和1D）。至少两个区段42A-42B的每一个能够被独立地调节以不对称地改变风扇喷嘴出口面积44以产生矢量推力。应当理解，尽管示出了两个区段，但可以替代地或另外提供任何数量的区段。
在操作中，VAFN 42与控制器C等通信以便以对称或不对称的方式调节风扇喷嘴出口面积44。包括发动机控制器或飞机飞行控制系统的其他控制系统也可以与本发明一起使用。通过对称地调节VAFN 42的整个周界，其中，所有的区段均匀地移动，推力效率和燃料经济性在每个飞行条件期间被最大化。通过单独地调节VAFN 42的圆周区段42A-42B以提供不对称的风扇喷嘴出口面积44，发动机旁通流被选择性地矢量化，以例如仅仅提供配平平衡或推力受控的操纵增强地面操作或短场性能。
VAFN 42通常包括辅助端口组件50，其具有第一风扇机舱区段52和相对于第一风扇机舱区段52可移动地安装的第二风扇机舱区段54。第二风扇机舱区段54沿着发动机轴线A相对于固定的第一风扇机舱区段52轴向地滑动，以改变风扇喷嘴出口面积44的有效面积。第二风扇机舱区段54响应于致动器58（示意性示出）在轨道整流罩56A、56B（在图1C和1D中示意性示出）上向尾部滑动。轨道整流罩56A、56B分别邻近于吊架P和下Bi-Fi分裂器L从第一风扇机舱区段52延伸（图1D）。
VAFN 42在特定飞行条件期间改变了旁通流动路径40的物理面积和几何结构。通过使第二风扇机舱区段54相对于第一风扇机舱区段52在闭合位置（图2A）和打开位置（图2B）之间滑动，旁通流B被有效地改变。通过将第二风扇机舱区段54定位成与第一风扇机舱区段52一致以将风扇喷嘴出口面积44限定为出口面积F0，辅助端口组件50被闭合（图2A）。
通过使第二风扇机舱区段54沿着轨道整流罩56A、56B远离第一风扇机舱区段52向尾部移动以打开辅助端口60，VAFN 42被打开，辅助端口60在打开的第二风扇机舱区段54相对于第一风扇机舱区段52之间延伸以基本上提供增大的风扇喷嘴出口面积44出口面积F1。也就是说，出口面积F1与端口60大于出口面积F0（图2B）。
在一个公开的实施例中，辅助端口60被并入高旁通比商业涡轮风扇发动机的排气系统中，在风扇出口导叶（FEGV；图2A、2B）尾侧的旁通导管内。辅助端口60位于旁通导管外壁的尾部中。
参照图3（旁通导管面积分布）、有效面积增加与平移（图4）、面积分布（图5）以及辅助端口60位置（图6A）和壁曲率（图6B-6C）被调整以提供适当流场，其允许辅助端口60获得所需要的额外有效出口面积。由于平移，辅助端口60将会基本上使有效面积加倍。辅助端口60提供相对低重量的方法，提供增大的出口面积以控制风扇操作线而不引起高的系统损耗或不可接受的飞机安装问题。通过调整旁通导管面积分布和外壁曲率，在辅助端口60的冲程达到其有效面积增加极限之前实现了所期望的最大有效面积增加。
辅助端口出口平面44B（被定义为静止部分的后缘和移动部分的前缘之间的平面）最初具有开口，其中，出口平面法线矢量是几乎轴向的，但是当冲程增加时，法线矢量变得更加倾斜并且接近几乎径向的矢量。一旦出口平面法线已经变成几乎径向，则已经实现了最大辅助端口有效性。一旦达到了该点，则有效面积与平移的比率从“良好设计的端口”的陡坡变成“仅仅主喷嘴”的平缓比率，因为将会由于核心机舱12的向内斜坡而通过主喷嘴44A提供额外面积。良好设计的辅助端口喷嘴将会在达到端口有效性极限之前实现大约+25%有效面积。也就是说，存在冲程的有限范围，其中，辅助端口使额外有效性的比率加倍。在该范围之外，额外有效性的比率可相当于不具有辅助端口的平移喷嘴。或者换句话说，辅助端口减少了纯平移喷嘴实现期望有效面积的冲程必要性。
参照图5，辅助端口60处的横截面积大于VAFN 42的最大需要有效面积，并且旁通导管面积分布被调整以确保辅助端口60前方的导管横截面积大于端口开口横截面积。这避免了上游内部横截面变成控制流面积（即，小于出口面积）的情况，该情况可导致操作极限和结构问题。
参照图6A，所公开实施例中的辅助端口60被定位在不比0.1 DEL_X/L_DUCT更前，其从第二风扇机舱区段54所限定的环形风扇旁通流动路径40的最大半径Rmax处的点D限定。Rmax被通过点D限定并且垂直于发动机轴线A。当第二风扇机舱区段54处于闭合位置时，所公开的非限制性实施例中的点D位于第二风扇机舱区段54的内壁表面54I上。DEL_X是从Rmax到辅助端口60的最前点的轴向距离。L_DUCT是环形风扇旁通流动路径40的总轴向长度。平均端口线和风扇导管外壁之间的角度是相对低的，以提供运转良好的低损耗出口流。在所公开的实施例中，相对于风扇旁通导管OD壁的辅助端口60进入角（Theta_in）小于20度（图6B），而外VAFN表面具有R_ARC/CHORD>0.7，其中，R_ARC是从发动机轴线A到第二风扇机舱区段54的径向外壁表面54O的径向距离，并且CHORD是第二风扇机舱区段54的弦长（图6C）。辅助端口60附近的外壁表面54O的曲率促进了通过辅助端口60的流量。在一个公开的实施例中，对于获得额外20%有效出口面积而言必要的第二风扇机舱区段54的冲程是大约8.4英寸。
在操作中，VAFN 42与控制器C通信以相对于辅助端口组件50的第一风扇机舱区段52移动第二风扇机舱区段54，以有效地改变由风扇喷嘴出口面积44限定的面积。包括发动机控制器或飞机飞行控制系统的各种控制系统也可以与本发明一起使用。通过调节第二风扇机舱区段54的整个周界的轴向位置，其中，所有的区段同时移动，通过改变风扇喷嘴出口面积，发动机推力和燃料经济性在每个飞行体制期间被最大化。通过单独地调节第二风扇机舱区段54的各部分以提供不对称的风扇喷嘴出口面积44，发动机旁通流被选择性地矢量化，以例如仅仅提供配平平衡、推力受控的操纵、增强的地面操作和短场性能。
前面的描述是示例性的而非由其内的限制因素所限定。考虑到上面的教导，本发明的许多修改和变形是可能的。已经公开了本发明的优选实施例，然而，本领域普通技术人员可意识到在本发明的范围内可有某些修改。因此，应当理解的是在所附权利要求的范围内，本发明可以以与所特别描述的不同的方式实施。为此，应当研究所附权利要求以确定本发明的真实范围和内容。

Claims (20)

1.一种用于高旁通燃气涡轮发动机的机舱组件，包括：
围绕发动机中心轴线限定的核心机舱；
风扇机舱，所述风扇机舱被至少部分地围绕所述核心机舱安装以限定用于风扇旁通气流的风扇旁通流动路径；和
风扇可变面积喷嘴，所述风扇可变面积喷嘴能够相对于所述风扇机舱轴向移动以限定辅助端口，以在发动机操作期间改变风扇喷嘴出口面积和调节所述风扇旁通气流的压力比。
2.如权利要求1所述的组件，还包括控制器，所述控制器能操作以控制所述风扇可变面积喷嘴以改变风扇喷嘴出口面积和调节所述风扇旁通气流的压力比。
3.如权利要求2所述的组件，其中，所述控制器能操作以在巡航飞行条件时减小所述风扇喷嘴出口面积。
4.如权利要求2所述的组件，其中，所述控制器能操作以控制所述风扇喷嘴出口面积以减小风扇不稳定性。
5.如权利要求1所述的组件，其中，所述风扇可变面积喷嘴限定了所述风扇机舱的后缘。
6.如权利要求1所述的组件，还包括控制器，所述控制器能操作以轴向地移动所述风扇可变面积喷嘴以响应于飞行条件改变所述风扇喷嘴出口面积。
7.如权利要求6所述的组件，其中，所述风扇可变面积喷嘴与所述风扇机舱对准以限定所述风扇喷嘴出口面积的闭合位置。
8.如权利要求7所述的组件，其中，所述风扇可变面积喷嘴从所述风扇机舱轴向地偏移以限定所述风扇喷嘴出口面积的打开位置。
9.如权利要求1所述的组件，还包括齿轮系统，所述齿轮系统由所述核心机舱内的核心发动机驱动以驱动所述风扇机舱内的风扇，所述齿轮系统限定了大于或等于约2.3的齿轮减速比。
10.如权利要求1所述的组件，还包括齿轮系统，所述齿轮系统由所述核心机舱内的核心发动机驱动以驱动所述风扇机舱内的风扇，所述齿轮系统限定了大于或等于约2.5的齿轮减速比。
11.如权利要求1所述的组件，还包括齿轮系统，所述齿轮系统由所述核心发动机驱动以驱动所述风扇，所述齿轮系统限定了大于或等于2.5的齿轮减速比。
12.如权利要求9所述的组件，其中，所述核心发动机包括低压涡轮机，所述低压涡轮机限定了大于约五（5）的压力比。
13.如权利要求9所述的组件，其中，所述核心发动机包括低压涡轮机，所述低压涡轮机限定了大于五（5）的压力比。
14.如权利要求1所述的组件，其中，所述旁通流限定了大于约六（6）的旁通比。
15.如权利要求1所述的组件，其中，所述旁通流限定了大于约十（10）的旁通比。
16.如权利要求1所述的组件，其中，所述旁通流限定了大于十（10）的旁通比。
17.一种燃气涡轮发动机，包括：
围绕发动机中心轴线限定的核心机舱；
风扇机舱，所述风扇机舱被至少部分地围绕所述核心机舱安装以限定用于风扇旁通气流的风扇旁通流动路径；
风扇可变面积喷嘴，所述风扇可变面积喷嘴能够相对于所述风扇机舱轴向移动以限定辅助端口，以在发动机操作期间改变风扇喷嘴出口面积和调节所述风扇旁通气流的压力比；和
控制器，所述控制器能操作以控制所述风扇可变面积喷嘴以改变风扇喷嘴出口面积和调节所述风扇旁通气流的压力比。
18.如权利要求17所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃气涡轮发动机是直接驱动涡轮风扇发动机。
19.如权利要求17所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃气涡轮机还包括所述核心机舱内的低轴筒，其通过齿轮传动架构驱动所述风扇机舱内的风扇。
20.如权利要求19所述的燃气涡轮发动机，其中，所述发动机具有大于10:1的旁通比，并且所述齿轮传动架构具有大于2.5:1的齿轮减速比。
CN201280060203.9A 2011-12-08 2012-12-07 具有轴向可移动风扇可变面积喷嘴的燃气涡轮发动机 Pending CN104040158A (zh)

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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108005812A (zh) * 2017-12-04 2018-05-08 中国航空发动机研究院 采用自适应机匣和自适应风扇的智能发动机
CN111434910A (zh) * 2019-01-15 2020-07-21 波音公司 排气喷嘴
CN112455699A (zh) * 2020-11-13 2021-03-09 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种高融合飞机后体

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5655360A (en) * 1995-05-31 1997-08-12 General Electric Company Thrust reverser with variable nozzle
CN1453466A (zh) * 2002-03-01 2003-11-05 通用电气公司 具有高总压比的压气机的反向旋转的航空燃气轮机
US20080317588A1 (en) * 2007-06-25 2008-12-25 Grabowski Zbigniew M Managing spool bearing load using variable area flow nozzle
US20090053058A1 (en) * 2007-08-23 2009-02-26 Kohlenberg Gregory A Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6901739B2 (en) * 2003-10-07 2005-06-07 General Electric Company Gas turbine engine with variable pressure ratio fan system
US7845902B2 (en) * 2005-02-15 2010-12-07 Massachusetts Institute Of Technology Jet engine inlet-fan system and design method
US8601786B2 (en) * 2006-10-12 2013-12-10 United Technologies Corporation Operational line management of low pressure compressor in a turbofan engine
WO2008045049A1 (en) * 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
FR2910937B1 (fr) * 2007-01-02 2009-04-03 Airbus France Sas Nacelle de reacteur d'aeronef et aeronef comportant une telle nacelle
US8973364B2 (en) * 2008-06-26 2015-03-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine with noise attenuating variable area fan nozzle
US8739515B2 (en) * 2009-11-24 2014-06-03 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle cowl airfoil

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5655360A (en) * 1995-05-31 1997-08-12 General Electric Company Thrust reverser with variable nozzle
CN1453466A (zh) * 2002-03-01 2003-11-05 通用电气公司 具有高总压比的压气机的反向旋转的航空燃气轮机
US20080317588A1 (en) * 2007-06-25 2008-12-25 Grabowski Zbigniew M Managing spool bearing load using variable area flow nozzle
US20090053058A1 (en) * 2007-08-23 2009-02-26 Kohlenberg Gregory A Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108005812A (zh) * 2017-12-04 2018-05-08 中国航空发动机研究院 采用自适应机匣和自适应风扇的智能发动机
CN108005812B (zh) * 2017-12-04 2019-06-18 中国航空发动机研究院 采用自适应机匣和自适应风扇的智能发动机
CN111434910A (zh) * 2019-01-15 2020-07-21 波音公司 排气喷嘴
CN111434910B (zh) * 2019-01-15 2024-03-15 波音公司 排气喷嘴
CN112455699A (zh) * 2020-11-13 2021-03-09 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种高融合飞机后体
CN112455699B (zh) * 2020-11-13 2024-01-02 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种高融合飞机后体

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