CN114127406A - 双路式涡轮发动机中的主流和次级流的汇流结构 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞行器双路式涡轮发动机的汇流结构，汇流结构包括具有下游端部(16)的汇流板(13)，下游端部由通过控制机构(26至32)沿轴线的方向(X)移动的部件(20)支撑，可选地能够在飞行中调节该部件。套筒(18)的移动部件(22)在外侧界定出次级流(10)，并且在某些实施例中，外壳体(11)的内突出部(25)也能轴向滑动。这为改变发动机的气体稀释和运行状况提供了广泛的选择。

Description

双路式涡轮发动机中的主流和次级流的汇流结构
技术领域
本发明的主题是双路式涡轮发动机中的主流和次级流的汇流结构。
背景技术
对于涡轮发动机，尤其是飞行器发动机，寻求最佳热力学循环是一个始终存在的问题，其解决方案根据所考虑的飞行状态而有所不同。传统上是在设计涡轮发动机时寻求在不同飞行状态的要求之间找到折衷。还需要强调的是，机器的理论状况和实际运行状况之间不可避免的不确定性裕度可能会进一步使每个飞行状态的实际运行远离最佳运行。
在旁路发动机(其包括主流和次级流沿流动的下游方向的汇流)的特定情况下，干预循环特性的参数是发动机的涵道比，涵道比可以定义为在低压压缩机下游，次级流的流量与主流的流量的比值；然而，该流量尤其取决于两股气流在低压涡轮下游的汇流状况，特别是它们在该处的截面，该处控制着两股流的局部气压并影响在流的入口处的进气流量。汇流发生在称为汇流板的圆形壳部的后缘(下游端部)，汇流板在低压涡轮下游将主流与次级流分开，然后这些流立即汇合在一起。因此，涵道比取决于该汇流板的形状及其相对于其他同心壳的位置，这些同心壳限定了流在汇流点处的截面。
发明内容
本发明的主旨是能够根据需要调节(可选地，在飞行中调节)涡轮发动机的涵道比。所使用的基本手段是能够使用用于调节汇流板的一部分以使该部分可相对于周边结构的其他组成部分移动的装置来改变汇流板端部在涡轮发动机轴向上的位置。
文件US 4072008 A、FR 2399547 A1和FR 2296769 A1描述了各种布局，其中涡轮发动机的两股流的汇流点处的涵道比或压力可以通过改变汇合状况，例如流中的一股流的开口截面来调节。
因此，在一般形式下，本发明涉及一种主流和次级流的汇流结构，该汇流结构围绕飞行器发动机的主流，汇流板将主流和次级流分开并且具有回转体形状和下游端部(相对于主流和次级流中沿发动机的轴向的气体流动方向而言)，次级流在外侧在发动机的径向方向上由外壳体限定，其特征在于，汇流板具有移动部件，该移动部件相对于所述汇流板的互补部件沿轴向可调节地滑动，互补部件相对于外壳体固定，移动部件包括下游端部，主流和次级流仅在所述下游端部的下游汇合在一起。
通过移动汇流板的端部，可以在界定流的其他壁可具有可变半径(尤其为圆锥形)的环境中，以选择的方式改变流中的至少一股的截面。
本发明的更复杂的设计涉及称为套筒的另一回转体部件的存在，套筒被壳体围绕，并同时与壳体界定出环形外通道(从次级流退出的外气流在环形外通道中流通)，并保护外壳体免受汇流点下游的热气体的损害。该套筒尤其在汇流板的下游端部的下游延伸并且具有喷口(上游端部，相对于所述气体流动方向而言)。当套筒存在时，在通常的设计中，套筒是一体的并且相对于外壳体固定；但是，根据本发明，套筒也可以设置有延续部，在这里称为壳部，以类似于在汇流上端处设置的方式，壳部包括固定在外壳体中的部件和在固定部件上的移动部件，移动部件包括上游端部，并且相对于所述壳部的固定部件沿轴向可调节地滑动。这种布置将使得可以根据围绕结构的构造来改变环形外通道的入口几何形状和进入环形外通道(尤其是互补部件中)的次级流的部分流量，这有助于稀释主流的气体。
如果壳体包括径向向内突出在次级流中的突出部，并且壳部的移动部件能移动到使上游端部位于突出部上游的位置和使上游端部位于突出部下游的位置，则这种效果特别灵敏，因为环形外通道的入口截面会变化很大。
在优选的实施例中，为了能够容易地控制汇流板或壳部的移动部件的移动，这些移动部件中的至少一者通过延伸到外壳体外部的调节装置来移动：这些装置于是可以由涡轮发动机外部的机构控制，这相对容易设计和布置。
这种调节装置可以为枢转销，该枢转销径向支承在外壳体上并且设置有凸轮，凸轮支承在汇流板或壳部的边缘上。
如果必要的话，枢转销可以穿过汇流板的固定部分和壳部的固定部分中的至少一者的衬里，并在衬里中通过球形接头联动件被调节。
这种布置保证了相关的固定部件的安装的良好等静性，同时使得可以保持这些固定部件与涡轮发动机的轴线的同轴度，而且通过球形接头在衬里中的滑动还使得可以自由膨胀。而且，销上的球形接头使得可以最大程度地减少这些销穿过壳部处的泄漏。
对于汇流板和壳部中的至少一者，移动部件相对于固定部件的同轴度可以很容易地通过沿径向在固定部件和移动部件之间压缩的弹簧来保持，但是使移动部件能够滑动，或者也可以通过包括例如轮子、滚子或润滑表面的机构来保持。然而，通过可选地添加固体润滑剂(例如涂层)，在固定部件和移动部件这两个部件之间的长对中(long centring)上的微调节可能就足够了。
在特别优选的实施例中，因为为了能够在移动部件的不同位置之间实现容易的过渡并且不会损失流动效率，所以通过至少一个弯曲板将(汇流板和壳部中的至少一个的)固定部件连接到相应的移动部件，至少一个弯曲板包括与固定部件相切的端部、与移动部件相切的端部，以及弯曲的且与上述端部中的每个相切的中间部件；中间部件和上述端部中的至少一个在固定部件或移动部件上滑动的端部被轴向的槽分成多个角扇区。
根据实践中的一种重要构造，汇流板的移动部件和壳部的移动部件中的至少一者被结构的径向延伸元件经由长方形穿孔穿过，长方形穿孔能够被气密密封件覆盖。这种径向元件可以包括后燃燃料喷射器铅笔状件。
附图说明
现将通过以下仅为了说明目的而给出的附图来更详细地描述本发明的不同方面、特征和优点，这些附图示出了本发明的某些优选实施例：
图1是双路式涡轮发动机的总体视图；
图2是汇流区的放大图；
图3示出了本发明的汇流区中的结构特征；
图4是汇流区的以另一透视图；
图5示出结构的固定部件和移动部件之间的关联；
图6示出用于将固定部件和移动部件之间对中的构件；
图7示出装置的第一状态；
图8为第二状态；
图9为第三状态；
图10示出了本发明的另一更一般性的实施例。
具体实施方式
图1和图2示出涡轮喷气发动机，其通常包括围绕中心轴线X旋转的转子1和围绕转子1布置的定子2。转子1和定子2共享低压压缩机3、高压压缩机4、高压涡轮5和低压涡轮6的叶片，低压压缩机3、高压压缩机4、高压涡轮5和低压涡轮6沿轴线X彼此相继。转子1和定子2之间的空间由流8占据，流8在上游是一体的，而在低压压缩机3的下游该流分成同轴的主流9和次级流10。流的一体部分8和次级流10被外壳体11围绕。主流9和次级流10通过中间壳体12彼此分开，在本说明书中，“上游”和“下游”参照气体相对于中心轴线1的流动方向而言，中间壳体12的下游部分是汇流板13。高压压缩机4和涡轮5和6的叶片处于主流9中，以及燃烧室14也处于主流中。并且涡轮喷气发动机可以包括在低压压缩机3上游的风扇15，低压压缩机3的叶片在流的一体部分8中延伸。
图2示出了，汇流板13是唯一的在下游将流9和10分开的结构，因此它也用于界定流9和10。流9和10在汇流板13的下游端部或后缘16的下游汇合在一起。主流9在其径向内边缘处由转子1的沿下游方向逐渐变窄的锥体17进一步界定；次级流10在其径向外边缘处由外壳体11(这里称为扩散壳体)界定；外壳体11内部的另一回转体部件(称为套筒56)在次级流10的位于喷口50(上游端部)下游的部段的前面延伸：套筒界定出环形外通道或下套筒通道51，该通道拦截次级流10的一部分流量并在主流9的气体的汇流和稀释时将其退出。穿过下套筒通道51的空气用于保护外壳体11免受汇流点下游的燃烧气体的热量的损害。在这里，喷口50在后缘16的上游延伸。涡轮发动机的涵道比和推力则显著取决于在汇流点处主流9和次级流10的截面的比值，该比值一方面取决于锥体17和汇流板13的半径A和B之差，另一方面取决于汇流板13和套筒56，该比值决定了流中的气体压力和进入到下套管通道51的流量。
现在将结合图3和图4来描述本发明的更具体的原始布置。汇流板13由固定部件19和移动部件20组成，移动部件相对于固定部件19沿轴线X的方向滑动，并且在固定部件19的延长线方向上沿下游方向延伸并包括后缘16。汇流板13的固定部件19和移动部件20都是连续的板。移动部件20至少部分地是圆筒形的。更具体地说，移动部件20在它覆盖固定部件19的部位处或在它通过在固定部件19上滑动而可以覆盖固定部件19的部位处是圆筒形的；在更下游，在与后缘16相邻的部分处，移动部件20可以具有不同的形状，例如圆锥形。壳部18在套筒56的延长线方向上沿着下游方向延伸，壳部18以类似的方式用固定部件21和移动部件22来构造，移动部件22相对于固定部件21沿轴线X的方向滑动，但在固定部件21的延长线方向沿上游方向延伸并包括喷口50。当采用壳部18的移动部件的这种布置时，外壳体11有利地在其内面上具有突出部25，突出部25在后缘16的略微上游并对应于次级流10的截面的轻微缩窄。
销26和27使得能够分别相对于相应的固定部件19和21来移动汇流板13的移动部件20和壳部18的移动部件22。这些销26和27穿过外壳体11，并且各自包括外端部28，球形接头30和凸轮31，所述外端部被支承在外壳体11的凸台29上，所述球形接头在销26和27穿过固定部件19和21处围绕销26和27突出；所述凸轮位于销26和27的内端部上，并且所述凸轮31被支承在移动部件20和22的圆形边缘32或33上。凸轮31是圆形的并且相对于销26和27的轴线偏心，这使得当将销26和27转动时，能够将边缘32和33(并因此将移动部件20和22)沿轴向向后推动。销26和27的控制机构没有详细示出，但它对于本发明的实施并不关键，并且可以为具有包围外壳体11的控制环形件和连接杆的已知装置，每个连接杆都铰接到控制环形件和相应的销26或27：通过经由发动机使环形件围绕外壳体11转动，连接杆在外壳体11的角度方向上的倾斜度发生变化，并且销26和27枢转。这种机构在现有技术中是常见的，用于类似于修改设置有穿过外壳体的枢轴的固定叶片的某些级的角度设置的应用。还可以设想其他机构：例如具有线缆、具有齿轮齿条、具有致动器。优选的是，能够在飞行中对这些机构进行控制，以随时调节汇流状况，但是本发明也可以包括仅在地面上可调节的机构。在替代性方案中，可以使用载有球形接头30的固定销和所述销中转动并载有凸轮31的销的组件。
销26和27围绕涡轮喷气发动机以两个圆形组分布。销26和27有助于保持固定部件19和21与发动机轴线的同轴度。然而，由于通过在固定部件19和21的径向(radiating)衬里52中调节球形接头30而实现的滑动，销26和27使得固定部件19和21能够热膨胀。固定部件19和21以及移动部件20和22具有与构成环形容置部34和35的重要间隙相重叠的区域，销26和27的端部、凸轮31以及边缘32和33容纳在容置部34和35中。容置部34和35由用于将固定部件19和21连接到移动部件20和22的波纹状部分的限制。对于汇流板13，这些部分包括属于固定部件19的外部分36，其被销26穿过并且在下游终止于圆筒形端部37上并被调节到围绕移动部件20几乎没有间隙；还包括内部分38，在其上游端部处固定到固定部件19，并且内部分38的下游端部39是圆筒形的并在销26上游于移动部件20上滑动；如图5所示，该内部分38可以为设置有纵向槽40的板，纵向槽40在下游端部39处和在端部处的中间弯曲区域将板分成多个瓣，使内部分38具有足够的柔韧性，从而使得内部分38移动部件20上摩擦时没有显著应力并保持在固定部件19和移动部件20之间的连接处对主流的良好密封。壳部18的固定部件21也包括波纹状外部分41，被销27穿过并且在上游终止于圆筒形端部42上，并被调节到围绕移动部件23几乎没有间隙；还包括内部分43，其成形在移动部件22上。因此，这些部分36、38、41和43通常包括两个圆筒形端部，以及将端部连接的波纹状或弯曲的区域，而斜率没有突然变化，以保持主流9(对于内部分38)、次级流10(对于外部分36和内部分43)或下套筒通道51(对于外部分41)中良好的流动质量。
径向结构元件可延伸穿过汇流板13或壳部18。在这里，这是火焰稳定器臂44和后燃铅笔状件(afterburn pencil)45的情况，火焰稳定器臂穿过壳部18，并且后燃铅笔状件穿过汇流板13。如果这些火焰稳定器臂44或这些铅笔状件45必须穿过移动部件20或22，则移动部件20或22设置有长方形穿孔46或47，长方形穿孔46或47沿轴向方向X伸长以使移动部件20或22能够滑动。这些长方形穿孔46或47可以由滑动或可变形的气密密封件覆盖以覆盖它们的开口且不允许泄漏。
移动部件20或22在固定部件19或21中的同轴度可以通过诸如弓形形状的桥接配件48(图6)之类的弹簧来确保，该桥接配件具有固定到部件中的一者的端部49和支承在另一部件上的弯曲中间部分55。这种桥接配件48可以尤其安装在固定部件19和21的端部37和42处，与移动部件20和22相切并且距移动部件20和22很小的间隙，然后桥接配件的中间部分55在移动部件20和22(移动部件在该部位处为圆筒形的)上滑动。同轴度也可以通过轮子或滚子、固体润滑涂层，或抗磨损层来确保。
通过为环形突出部25提供穿过外壳体11的销53，环形突出部本身可以被滑动地安装在外壳体11中，这将使得可以通过控制机构抓握销53，并且销能在长方形穿孔54中移动，该长方形穿孔也是空心的并贯穿外壳体11并且沿轴线X的方向伸长。与仅使用壳部18的移动部件22相比，这种布置可以更显著地改变开口截面和进入下套筒通道51的容易程度。
其他图7、图8和图9示出了装置可以采取的步骤。移动部件20和22以及突出部25都可以独立移动，并且该装置还可以仅包括配备汇流板13的移动部件20。通过使该移动部件20围绕锥体17移动，可以改变主流9在汇流点处的截面。并且通过移动壳部18的移动部件22(以及可选地，突出部25)，可以将移动部件22置于突出部25的前面或将移动部件移动远离突出部25，从而阻碍或相反地促进空气在下套筒通道51中通过，并因此改变次级流10的空气的流量，这有助于在到达汇流点处时稀释，即使移动部件20和22都是圆筒形的。
但是通过改变后缘16相对于壳部18的移动部件22的弯曲内部分43的位置，即当弯曲部分43围绕后缘16滑动时在汇流点处次级流10的出口截面，壳部18的移动部件22的移动独立于下套筒通道51而首先作用于汇流点处。
因此可以在汇流点处作用于主级9和次级流10的截面，并且下套筒通道51在其入口处作用于主级和次级流的截面，因此作用于汇流点处的气体压力、在汇流点处次级流10的流量和气体温度。这意味着可以调节发动机的推力(其主要取决于气体的温度)和燃料消耗(其在很大程度上取决于抽取比，即流的压力比)。本发明并不意味着存在后燃。突出部25是可选的，并且套筒56可以完全固定，或者甚至不存在，同时接受在较低程度上受益于本发明的优点。
因此，图7示出了汇流板13的移动部件20、壳部18的移动部件22和突出部25被沿下游方向向后推动的状态。弯曲的内部分43在后缘16的下游，并且下套筒通道51适度地打开。主流9和次级流10在汇流点处的截面较大，并且穿过下套筒通道51的流量适中。
图8与图7的不同之处在于壳部18的移动部件22被沿上游方向推回。这使得可以更显著地阻塞下套筒通道51，这增加了促进了稀释的次级流10的流量。并且弯曲部分随后位于后缘16的上游，这减小了次级流10的截面。
图9示出了如下的状态：汇流板13的移动部件20被沿上游方向推回并且壳部18的移动部件22被沿下游方向推回，以及突出部25被沿上游方向推回，这减小了主流9的截面并尽可能多地打开了下套筒通道51，从而减小促进了稀释的次级流10的流量，弯曲的内部分43随后位于后缘16的下游。因此，图8和图9的状态是与稀释相反的状态。
也可以设想中间状态。
图10示出了本发明的另一个重要实施例，其符合前述说明：不存在后燃铅笔状件45、火焰稳定器臂44、套筒56和突出部25，以及用于控制突出部25的位置的装置和壳部18的移动部件22。如果外壳体11在销26的下游不是平滑且连续的并且汇流板13没有长方形穿孔47，则装置的其余部分不变。稀释的控制仅通过销26来进行，以改变主流9在汇流点处的截面，次级流10的截面利用圆筒形外壳体19保持不变。在本发明的该实施例中能找到关于前述图所阐述的本发明的有利特征，此外，该实施例具有至少与前述同等的重要性，因为它对应于不需要后燃的更普遍和更通常的情况。

Claims (16)

1.主流和次级流的汇流结构，所述汇流结构围绕飞行器发动机的主流，汇流板(13)将主流(9)和次级流(10)分开，并且具有回转体形状和相对于所述主流和所述次级流中沿发动机的轴向(X)的气体流动方向而言的下游端部(16)，所述次级流在外侧在发动机的径向方向上由外壳体(11)限定，其特征在于，所述汇流板(13)具有移动部件(20)，所述移动部件相对于所述汇流板的互补部件(19)沿所述轴向(X)能调节地滑动，所述互补部件相对于所述外壳体固定，所述移动部件(20)包括所述下游端部(16)，所述主流(9)和所述次级流(10)仅在所述下游端部(16)的下游汇合在一起。
2.根据权利要求1所述的汇流结构，其中，壳部(18)安装在所述外壳体(11)中，并同时与所述外壳体界定出环形外通道(51)，壳部尤其在汇流板(13)的下游端部(16)的下游延伸并且具有相对于所述气体流动方向而言的上游端部(50)，其特征在于，所述壳部(18)具有移动部件(22)，壳部的所述移动部件包括所述上游端部并且相对于所述壳部(18)的互补部件(21)沿所述轴向能调节地滑动，所述壳部的互补部件相对于所述外壳体固定。
3.根据权利要求2所述的汇流结构，其特征在于，所述外壳体(11)包括径向向内突出在所述次级流(10)中的突出部(25)，并且所述壳部的移动部件能移动到使所述上游端部(50)位于所述突出部的上游的位置和使所述上游端部(50)位于所述突出部的下游的位置。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的汇流结构，其特征在于，所述汇流板的移动部件(20)和所述壳部的移动部件(22)中的至少一个通过延伸到外壳体外部的调节装置(26，27)来移动。
5.根据权利要求4所述的汇流结构，其特征在于，所述调节装置为枢转销(26，27)，所述枢转销径向支承在所述外壳体上并且设置有凸轮(31)，所述凸轮支承在所述移动部件(20，22)的边缘(32)上。
6.根据权利要求5所述的汇流结构，其特征在于，所述枢转销穿过所述汇流板的固定部件(19)和所述壳部的固定部件(21)中的至少一者的衬里(52)，并同时通过围绕销突出的球形接头(30)在所述衬里上定心。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的汇流结构，其特征在于，对于所述汇流板和所述壳部中的至少一者，移动部件通过沿径向压缩的弹簧(48)连接到固定部件。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的汇流结构，其特征在于，固定部件和移动部件中的至少一者包括半径变化的弯曲部分，所述弯曲部分没有突然的斜率变化。
9.根据权利要求2和8所述的汇流结构，其特征在于，所述弯曲部分(43)属于所述壳部(18)，并且所述下游端部(16)能在所述弯曲部分的前方移动且由所述弯曲部分围绕。
10.根据权利要求9所述的汇流结构，其特征在于，所述弯曲部分(43)属于所述壳部(18)的移动部件(22)。
11.根据权利要求8所述的汇流结构，其特征在于，所述弯曲部分将所述汇流板(13)的固定部件(19)连接到所述移动部件(20)，并与固定部件和移动部件中的一者成一体且通过在所述部件中的另一个部件上滑动的圆筒形部分而联接到所述另一个部件，所述弯曲部分和所述圆筒形部分被沿所述轴线的方向(X)延伸的槽分成多个角扇区。
12.根据权利要求3所述的汇流结构，其特征在于，借助于调节机构(53，54)，所述突出部能在所述外壳体(11)中沿轴线的方向(X)移动，所述调节机构包括穿过所述外壳体并在槽(54)中滑动的销(53)，所述槽也穿过所述外壳体。
13.根据权利要求2至12中任一项所述的汇流结构，其特征在于，所述结构的径向延伸元件(44，45)经由长方形穿孔(46，47)穿过所述汇流板的移动部件(20，22)和所述壳部的移动部件中的至少一者，所述长方形穿孔覆盖有气密密封件。
14.根据权利要求13所述的汇流结构，其特征在于，所述元件包括后燃燃料喷射器铅笔状件((45)或火焰稳定器臂(44)。
15.根据前述权利要求中任一项所述的汇流结构，其特征在于，所述汇流板的移动部件(20)至少在与所述互补部件(19)重叠的部分处是连续的和圆筒形的。
16.双路式涡轮发动机，配备有根据前述权利要求中任一项所述的汇流结构。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3097016B1 (fr) * 2019-06-06 2021-07-23 Safran Aircraft Engines Structure de confluence d’une veine primaire et d’une veine secondaire dans une turbomachine a double flux

Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB870587A (en) * 1958-11-28 1961-06-14 Gen Motors Corp Thrust spoiler for a jet propulsion engine
US3352494A (en) * 1964-08-25 1967-11-14 Rolls Royce Supersonic jet propulsion nozzle
JPS521221A (en) * 1975-06-02 1977-01-07 Gen Electric Method and equipment for controlling gas turbine engine bypass ratio
US4072008A (en) * 1976-05-04 1978-02-07 General Electric Company Variable area bypass injector system
FR2399547A1 (fr) * 1977-08-02 1979-03-02 Gen Electric Moteur a turbo-soufflante a cycle variable a derivation multiple
US4899539A (en) * 1988-01-14 1990-02-13 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation (Snecma) Flow mixer and flame stabilizer for a turbofan engine
JPH05231178A (ja) * 1992-01-02 1993-09-07 General Electric Co <Ge> 可変面積バイパス噴射装置
US20110139540A1 (en) * 2008-08-06 2011-06-16 Aircelle Noise reduction device for turbojet nacelle with mobile chevrons, and associated nacelle
CN102481981A (zh) * 2009-07-31 2012-05-30 空中客车营运有限公司 其发动机附连支柱包括形成次级气流的内半径定界的结构壳体的用于飞行器的发动机组件
CN103180209A (zh) * 2010-10-25 2013-06-26 埃尔塞乐公司 具有可变截面的通风口的涡轮喷气发动机舱
CN103717868A (zh) * 2011-08-08 2014-04-09 斯奈克玛 用于紧凑喷射管的推力反向器装置
US20160305368A1 (en) * 2015-04-17 2016-10-20 Rolls-Royce Plc Convergent-divergent nozzle
FR3050485A1 (fr) * 2016-04-26 2017-10-27 Snecma Turbomachine a double flux
US10233867B2 (en) * 2013-07-05 2019-03-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine system for modulating flow of fan by-pass air and core engine air

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1535765A (en) * 1975-01-02 1978-12-13 Gen Electric Variable cycle turbofan engines
US6021637A (en) * 1997-09-29 2000-02-08 General Electric Company Integrated fluidic CD nozzle for gas turbine engine
US8938943B2 (en) * 2010-12-28 2015-01-27 Rolls-Royce North American Technoloies, Inc. Gas turbine engine with bypass mixer
US9926883B1 (en) * 2017-02-11 2018-03-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Gas turbine engine with axial flow fan with twin stream impeller and variable area bypass nozzle
FR3097016B1 (fr) * 2019-06-06 2021-07-23 Safran Aircraft Engines Structure de confluence d’une veine primaire et d’une veine secondaire dans une turbomachine a double flux

Patent Citations (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB870587A (en) * 1958-11-28 1961-06-14 Gen Motors Corp Thrust spoiler for a jet propulsion engine
US3352494A (en) * 1964-08-25 1967-11-14 Rolls Royce Supersonic jet propulsion nozzle
JPS521221A (en) * 1975-06-02 1977-01-07 Gen Electric Method and equipment for controlling gas turbine engine bypass ratio
US4072008A (en) * 1976-05-04 1978-02-07 General Electric Company Variable area bypass injector system
FR2399547A1 (fr) * 1977-08-02 1979-03-02 Gen Electric Moteur a turbo-soufflante a cycle variable a derivation multiple
US4899539A (en) * 1988-01-14 1990-02-13 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation (Snecma) Flow mixer and flame stabilizer for a turbofan engine
JPH05231178A (ja) * 1992-01-02 1993-09-07 General Electric Co <Ge> 可変面積バイパス噴射装置
US5287697A (en) * 1992-01-02 1994-02-22 General Electric Company Variable area bypass injector seal
US20110139540A1 (en) * 2008-08-06 2011-06-16 Aircelle Noise reduction device for turbojet nacelle with mobile chevrons, and associated nacelle
CN102481981A (zh) * 2009-07-31 2012-05-30 空中客车营运有限公司 其发动机附连支柱包括形成次级气流的内半径定界的结构壳体的用于飞行器的发动机组件
CN103180209A (zh) * 2010-10-25 2013-06-26 埃尔塞乐公司 具有可变截面的通风口的涡轮喷气发动机舱
CN103717868A (zh) * 2011-08-08 2014-04-09 斯奈克玛 用于紧凑喷射管的推力反向器装置
US10233867B2 (en) * 2013-07-05 2019-03-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine system for modulating flow of fan by-pass air and core engine air
US20160305368A1 (en) * 2015-04-17 2016-10-20 Rolls-Royce Plc Convergent-divergent nozzle
FR3050485A1 (fr) * 2016-04-26 2017-10-27 Snecma Turbomachine a double flux

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Publication number Publication date
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