CN109139294A - 一种喷气式航空发动机及其调节方法 - Google Patents

一种喷气式航空发动机及其调节方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109139294A
CN109139294A CN201810825184.3A CN201810825184A CN109139294A CN 109139294 A CN109139294 A CN 109139294A CN 201810825184 A CN201810825184 A CN 201810825184A CN 109139294 A CN109139294 A CN 109139294A
Authority
CN
China
Prior art keywords
compressor
pressure turbine
changeable compressor
jet engine
aircraft jet
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Granted
Application number
CN201810825184.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109139294B (zh
Inventor
刘永泉
李睿
张博文
阎巍
梁彩云
张德志
芮长胜
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
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 AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN201810825184.3A priority Critical patent/CN109139294B/zh
Publication of CN109139294A publication Critical patent/CN109139294A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109139294B publication Critical patent/CN109139294B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/13—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor having variable working fluid interconnections between turbines or compressors or stages of different rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F02C9/20—Control of working fluid flow by throttling; by adjusting vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F02C9/20—Control of working fluid flow by throttling; by adjusting vanes
    • F02C9/22—Control of working fluid flow by throttling; by adjusting vanes by adjusting turbine vanes
    • 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
    • F02K3/075—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 controlling flow ratio between flows

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明公开了一种喷气式航空发动机及其调节方法，该喷气式航空发动机包括风扇、可切换压气机、压气机，在风扇与压气机之间设置有可切换压气机，可切换压气机设置有可切换压气机涵道，在可切换压气机涵道的出口处以滑动方式设置有环形挡板；该调节方法包括通过调节可切换压气机涵道面积、进口导叶角度，压气机涵道面积，高低压涡轮的进口导叶角度，从而实现了在同一台发动机上兼顾高单位推力和低耗油率。

Description

一种喷气式航空发动机及其调节方法
技术领域
本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种喷气式航空发动机及其调节方法。
背景技术
目前，航空发动机主要采用“布雷顿循环”喷气式涡扇发动机，从其循环机理本质来看，难以兼顾高单位推力和低耗油率两种要求。因此，现有技术中航空发动机均针对主要飞行条件下的需求设计为：对主要飞行条件需求是降低亚音速耗油率的发动机采用“较大的整机涵道比、较低的外涵压比、较高的内涵压比”，即大涵道比涡扇式发动机；对于主要飞行任务需求是较高推力的发动机采用“较低的整机涵道比、较高的外涵压比、较低的内涵压比”，即小涵道比涡扇式发动机。上述两种类型的任意一种航空发动机均无法兼顾另一种航空发动机的特性，即不能同时具备较低的耗油率以及较高的单位推力。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述问题。
发明内容
本发明的目的在于提供一种喷气式航空发动机及其调节方法来克服或至少减轻现有技术中的至少一个上述问题。
为实现上述目的，本发明提供了一种喷气式航空发动机，所述喷气式航空发动机包括风扇、可切换压气机、压气机，在所述风扇与所述压气机之间设置有可切换压气机，所述可切换压气机设置有可切换压气机涵道，在所述可切换压气机涵道的出口处以滑动方式设置有环形挡板。
优选的，所述喷气式航空发动机还包括主燃烧室和可变几何涡轮，所述主燃烧室与所述压气机连接，所述可变几何涡轮与所述主燃烧室连接。
在另一方面，本发明还提供一种喷气式航空发动机调节方法，包括：当所述喷气式航空发动机需要执行高推力模式时，增大可切换压气机进口导叶角度，同时减小压气机涵道面积，同时增大可切换压气机涵道面积，同时增大高压涡轮进口导叶角度，同时增大低压涡轮进口导叶角度；当所述喷气式航空发动机需要执行地耗油率模式时，减小可切换压气机进口导叶角度，同时增大压气机涵道面积，同时减小可切换压气机涵道面积，同时增大高压涡轮进口导叶角度，同时增大低压涡轮进口导叶角度。
优选的，增大或减小可切换压气机的流量，包括：开大可切换压气机进口导叶角度以增大可切换压气机的流量，关小可切换压气机进口导叶角度以减小可切换压气机的流量。
优选的，减小或增大外涵道面积，包括：减小外涵道出口面积以减小外涵道面积，增大外涵道出口面积以增大外涵道面积。
优选的，增大或减小高压涡轮换算流量，包括：开大高压涡轮进口导叶角度以增大高压涡轮换算流量，关小高压涡轮进口导叶角度以减小高压涡轮换算流量。
优选的，增大或减小低压涡轮换算流量，包括：开大低压涡轮进口导叶角度以增大低压涡轮换算流量，关小低压涡轮进口导叶角度以减小低压涡轮换算流量。
本发明的有益效果：通过环形挡板以及其他发动机部件的调节，能够实现在不同需求的情况下切换高单位推力或者低耗油率，从而实现了在同一台发动机上兼顾高单位推力和低耗油率。
在另一方面，本发明提供了一种喷气式发动机调节方法，通过调节可切换压气机涵道面积、进口导叶角度，压气机涵道面积、进口导叶角度，高低压涡轮的换算流量，从而实现了在同一台发动机上兼顾高单位推力和低耗油率。
附图说明
图1是本发明实施例提供的喷气式航空发动机结构示意图；
图2是本发明实施例提供的喷气式航空发动机调节方法的流程示意图；
图3是本发明实施例提供的可切换压气机的结构示意图。
附图标记：
1、风扇；2、可切换压气机；3、压气机；4、主燃烧室；5、可变几何涡轮；21、可切换压气机涵道；22、环形挡板。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
为了更好的理解本发明，下面将结合附图，详细描述根据本发明实施例提供的喷气式航空发动机及其调节方法，应注意，这些实施例并不是用来限制本发明公开的范围。
参见图1，喷气式航空发动机包括风扇1、可切换压气机2、压气机3、主燃烧室4以及可变几何涡轮5，其中，风扇1与可切换压气机2连接，可切换压气机2与压气机3连接，压气机3与主燃烧室4连接，主燃烧室4与可变几何涡轮5连接。
本领域技术人员能够理解的是，可切换压气机2进口导叶角度可以调节，压气机3进口导叶角度可以调节，可变几何涡轮5包括低压涡轮和高压涡轮。
参见图3，可切换压气机2上设置有可切换压气机涵道21，在可切换压气机涵道2的出口处以滑动方式设置有环形挡板22，环形挡板22能够沿着可切换压气机2的轴向方向滑动，来实现可切换压气机涵道21出口面积的调节。
在航空发动机工作过程中，如果需要高单位推力时，通过增大可切换压气机2的流量，同时减小压气机3涵道面积，同时增大可切换压气机2涵道面积，同时减小外涵道面积，同时增大高压涡轮换算流量，同时增大低压涡轮换算流量。
其中，增大可切换压气机2的流量可以通过开大可切换压气机2进口导叶角度来实现，增大可切换压气机2涵道面积可以通过调节环形挡板22来实现，减小外涵道面积可以通过减小外涵道出口面积来实现，增大高压涡轮和低压涡轮的换算流量可以通过开大高压涡轮和低压涡轮进口导叶角度来实现。
在航空发动机工作过程中，如果需要低耗油率时，通过减小可切换压气机2的流量，同时增大压气机3涵道面积，同时减小可切换压气机2涵道面积，同时增大外涵道面积，同时减小高压涡轮换算流量，同时减小低压涡轮换算流量。
其中，减小可切换压气机2的流量可以通过关小可切换压气机2进口导叶角度来实现，减小可切换压气机2涵道面积可以通过调节环形挡板22来实现，增大外涵道面积可以通过增大外涵道出口面积来实现，减小高压涡轮和低压涡轮的换算流量可以通过关小高压涡轮和低压涡轮进口导叶角度来实现。
通过喷气式航空发动机各个部件以及环形挡板的调节，能够实现在不同需求的情况下切换高单位推力或者低耗油率，从而实现了在同一台发动机上兼顾高单位推力和低耗油率。
在另一方面，本发明还提供了一种喷气式航空发动机调节方法，参见图2，,具体包括以下步骤：
s101,当所述喷气式航空发动机需要执行高推力模式时，增大可切换压气机的流量，同时减小压气机涵道面积，同时增大可切换压气机涵道面积，同时减小外涵道面积，同时增大高压涡轮换算流量，同时增大低压涡轮换算流量。
其中，开大可切换压气机进口导叶角度以增大可切换压气机的流量；增大可切换压气机涵道面积以减小外涵道面积；开大高压涡轮进口导叶角度以增大高压涡轮换算流量；开大低压涡轮进口导叶角度以增大低压涡轮换算流量。
s102,当所述喷气式航空发动机需要执行地耗油率模式时，减小可切换压气机的流量，同时增大压气机涵道面积，同时减小可切换压气机涵道面积，同时增大外涵道面积，同时减小高压涡轮换算流量，同时减小低压涡轮换算流量。
其中，关小可切换压气机进口导叶角度以减小可切换压气机的流量；减小可切换压气机涵道面积以增大外涵道面积；关小高压涡轮进口导叶角度以减小高压涡轮换算流量；关小低压涡轮进口导叶角度以减小低压涡轮换算流量。
需要说明的是，本实施例中，步骤s101和步骤s102的执行顺序在此不作限定，其具体执行步骤s101还是步骤s102，需要根据航空发动机的实际需要来决定，即高单位推力时执行步骤s101，低耗油率时执行步骤s102。
本实施例中，通过调节可切换压气机涵道面积、进口导叶角度，压气机涵道面积、进口导叶角度，高低压涡轮的换算流量，从而实现了在同一台发动机上兼顾高单位推力和低耗油率。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (7)

1.一种喷气式航空发动机，其特征在于，所述喷气式航空发动机包括风扇、可切换压气机、压气机，在所述风扇与所述压气机之间设置有可切换压气机，所述可切换压气机设置有可切换压气机涵道，在所述可切换压气机涵道的出口处以滑动方式设置有环形挡板。
2.根据权利要求1所述的一种喷气式航空发动机，其特征在于，所述喷气式航空发动机还包括主燃烧室和可变几何涡轮，所述主燃烧室与所述压气机连接，所述可变几何涡轮与所述主燃烧室连接。
3.一种喷气式航空发动机调节方法，其特征在于，包括
当所述喷气式航空发动机需要执行高推力模式时，增大可切换压气机的流量，同时减小压气机涵道面积，同时增大可切换压气机涵道面积，同时减小外涵道面积，同时增大高压涡轮换算流量，同时增大低压涡轮换算流量；
当所述喷气式航空发动机需要执行地耗油率模式时，减小可切换压气机的流量，同时增大压气机涵道面积，同时减小可切换压气机涵道面积，同时增大外涵道面积，同时减小高压涡轮换算流量，同时减小低压涡轮换算流量。
4.根据权利要求3所述的一种喷气式航空发动机调节方法，其特征在于，增大或减小可切换压气机的流量，包括
开大可切换压气机进口导叶角度以增大可切换压气机的流量，
关小可切换压气机进口导叶角度以减小可切换压气机的流量。
5.根据权利要求3所述的一种喷气式航空发动机调节方法，其特征在于，减小或增大外涵道面积，包括
减小外涵道出口面积以减小外涵道面积，
增大外涵道出口面积以增大外涵道面积。
6.根据权利要求3所述的一种喷气式航空发动机调节方法，其特征在于，增大或减小高压涡轮换算流量，包括
开大高压涡轮进口导叶角度以增大高压涡轮换算流量，
关小高压涡轮进口导叶角度以减小高压涡轮换算流量。
7.根据权利要求3所述的一种喷气式航空发动机调节方法，其特征在于，增大或减小低压涡轮换算流量，包括
开大低压涡轮进口导叶角度以增大低压涡轮换算流量，
关小低压涡轮进口导叶角度以减小低压涡轮换算流量。
CN201810825184.3A 2018-07-25 2018-07-25 一种喷气式航空发动机及其调节方法 Active CN109139294B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810825184.3A CN109139294B (zh) 2018-07-25 2018-07-25 一种喷气式航空发动机及其调节方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810825184.3A CN109139294B (zh) 2018-07-25 2018-07-25 一种喷气式航空发动机及其调节方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109139294A true CN109139294A (zh) 2019-01-04
CN109139294B CN109139294B (zh) 2019-08-23

Family

ID=64797751

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810825184.3A Active CN109139294B (zh) 2018-07-25 2018-07-25 一种喷气式航空发动机及其调节方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109139294B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112392628A (zh) * 2019-08-15 2021-02-23 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机核心机、控制方法和航空发动机

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1918551A2 (en) * 2006-10-24 2008-05-07 Rolls-Royce plc Gas turbine engine
US20150361819A1 (en) * 2014-01-24 2015-12-17 United Technologies Corporation Virtual multi-stream gas turbine engine
US20160123235A1 (en) * 2014-10-16 2016-05-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Arrangement and method for blowing-off compressor air in a jet engine
EP3018323A1 (en) * 2014-11-06 2016-05-11 Rolls-Royce plc Bleed valve
US20160208692A1 (en) * 2015-01-20 2016-07-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine with a multi-spool driven fan
GB2536357A (en) * 2015-03-10 2016-09-14 Rolls Royce Plc Gas bleed arrangement
US20160347463A1 (en) * 2015-05-29 2016-12-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Adaptive aircraft engine and aircraft having an adaptive engine
US20170370290A1 (en) * 2016-06-22 2017-12-28 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine
CN107592902A (zh) * 2015-05-13 2018-01-16 赛峰飞机发动机公司 用于对航空器涡轮发动机的压气机进行排放的蝶形阀
FR3059367A1 (fr) * 2016-11-25 2018-06-01 Safran Aircraft Engines Turbomachine a double flux equipee d'un systeme de decharge

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1918551A2 (en) * 2006-10-24 2008-05-07 Rolls-Royce plc Gas turbine engine
US20150361819A1 (en) * 2014-01-24 2015-12-17 United Technologies Corporation Virtual multi-stream gas turbine engine
US20160123235A1 (en) * 2014-10-16 2016-05-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Arrangement and method for blowing-off compressor air in a jet engine
EP3018323A1 (en) * 2014-11-06 2016-05-11 Rolls-Royce plc Bleed valve
US20160208692A1 (en) * 2015-01-20 2016-07-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine with a multi-spool driven fan
GB2536357A (en) * 2015-03-10 2016-09-14 Rolls Royce Plc Gas bleed arrangement
CN107592902A (zh) * 2015-05-13 2018-01-16 赛峰飞机发动机公司 用于对航空器涡轮发动机的压气机进行排放的蝶形阀
US20160347463A1 (en) * 2015-05-29 2016-12-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Adaptive aircraft engine and aircraft having an adaptive engine
US20170370290A1 (en) * 2016-06-22 2017-12-28 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine
FR3059367A1 (fr) * 2016-11-25 2018-06-01 Safran Aircraft Engines Turbomachine a double flux equipee d'un systeme de decharge

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
周红: ""变循环发动机特性分析及其与飞机一体化设计研究"", 《中国博士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112392628A (zh) * 2019-08-15 2021-02-23 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机核心机、控制方法和航空发动机

Also Published As

Publication number Publication date
CN109139294B (zh) 2019-08-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8393158B2 (en) Low shock strength inlet
CN103835836B (zh) 一种涵道比可控的燃气轮机
CN105264212B (zh) 双模式塞式喷嘴
US20110020105A1 (en) Nacelle flow assembly
CN110259600A (zh) 双外涵自适应循环发动机
CN107013327A (zh) 一种双燃烧室超燃冲压发动机及其控制方法
CN107013334A (zh) 一种双燃烧室超燃冲压发动机进气道及进气控制方法
CN103696878A (zh) 一种轴对称收扩喷管
US20200386107A1 (en) Mitigation of adverse flow conditions in a nacelle inlet
CN106014684A (zh) 一种改善tbcc用sern的组合流动控制方法及结构
CN109139294B (zh) 一种喷气式航空发动机及其调节方法
CA2861181C (en) Methods and apparatus for passive thrust vectoring and plume deflection
CN105781790A (zh) 一种分段收敛式双s弯二元混合排气系统
CN103987948B (zh) 喷管装置及其制造方法
CN108626023B (zh) 大涵道比涡扇发动机及其可变外涵排气面积的排气装置
CN104196631B (zh) 一种嵌入式涡轮增压进气道
CN201301753Y (zh) 可兼顾内外流性能的内乘波式进气道
CA2666190C (en) Nacelle drag reduction device for a turbofan gas turbine engine
CN105952540B (zh) 一种多级压气机稳定工作裕度调节系统
CA2669280A1 (en) Turbofan gas turbine engine and nacelle arrangement
CN207795413U (zh) 燃气轮机的引气组件及燃气轮机
US20160076448A1 (en) Air inlet arrangement and method of making the same
CN110005544A (zh) 自驱动外涵道环形扇叶压缩装置
CN110030112A (zh) 具有双设计点的定几何轴对称进气道
US20160003091A1 (en) Nacelle internal and external flow control

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20190401

Address after: 100020 No. 1901 Motorcycle Building, 199 Chaoyang North Road, Chaoyang District, Beijing

Applicant after: Beijing Qingsoft Chuangxiang Information Technology Co., Ltd.

Address before: 110015 1 Wan Lian Road, Shenhe District, Shenyang, Liaoning

Applicant before: Shenyang Hangfa China Engine Research Institute

TA01 Transfer of patent application right
TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20190724

Address after: Shenhe District of Shenyang City, 110015 Wan Lin Road No. 1 in Liaoning Province

Applicant after: Shenyang Hangfa China Engine Research Institute

Address before: 100020 No. 1901 Motorcycle Building, 199 Chaoyang North Road, Chaoyang District, Beijing

Applicant before: Beijing Qingsoft Chuangxiang Information Technology Co., Ltd.

TA01 Transfer of patent application right
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant