CN115711177A - 涡轮风扇发动机的减冰机构 - Google Patents

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艾伦·乔治·万·德·沃尔
肖恩·克里斯托弗·比尼恩
布莱恩·刘易斯·德文多夫
布兰登·韦恩·米勒
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Abstract

提供了一种涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机包括：风扇，风扇包括多个风扇叶片；涡轮机，涡轮机可操作地联接到风扇，用于驱动风扇，涡轮机包括处于串行流动顺序并且一起限定核心空气流动路径的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段；机舱，机舱围绕并且至少部分地包围风扇；入口预旋流特征，入口预旋流特征位于多个风扇叶片的上游，入口预旋流特征附接到机舱或集成到机舱；和入口预旋流特征上的用于减少冰积聚或冰形成的装置，该装置与入口预旋流特征连通。

Description

涡轮风扇发动机的减冰机构
技术领域
本主题大体上涉及燃气涡轮发动机，或者更具体地，涉及被构造成减少发动机的入口部件上的冰积聚或冰形成的燃气涡轮发动机。
背景技术
涡轮风扇发动机大体上包括以彼此流动连通布置的风扇和涡轮机，风扇具有多个风扇叶片。另外，涡轮风扇发动机的涡轮机大体上以串行流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在操作中，空气从风扇被提供到压缩机区段的入口，在压缩机区段处，一个或多个轴向压缩机逐渐压缩空气，直到其到达燃烧区段。燃料在燃烧区段内与压缩空气混合并燃烧，以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段被导向到涡轮区段。通过涡轮区段的燃烧气体流驱动涡轮区段，然后被导向通过排气区段，例如，到达大气。
然而，在恶劣天气期间，冻雨、冰雹、雨夹雪、冰等会聚积在涡轮风扇发动机的入口部件上。当冰聚积时，其会断裂并被吸入到发动机中。进一步地，大部分冰会损坏发动机的风扇叶片或其他下游部件，并且可能会导致发动机熄火。
附图说明
在参考附图的说明书中，针对本领域普通技术人员，阐述了本公开包括其最佳模式的完整且能够实现的公开，其中：
图1是根据本主题的示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。
图2是根据本主题的示例性实施例的图1的示例性燃气涡轮发动机的前端的特写示意性横截面视图。
图3是根据本主题的示例性实施例的沿着图1的燃气涡轮发动机的轴向方向的图1的示例性燃气涡轮发动机的入口的示意图。
图4是根据本公开的另一示例性实施例的燃气涡轮发动机的入口的示意图。
图5A是根据本主题的示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。
图5B是根据本主题的示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机在沿部分跨度入口导向轮叶的跨度的第一位置处的部分跨度入口导向轮叶的横截面视图。
图6是根据本主题的另一个示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。
图7是根据本主题的另一个示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。
图8A是根据本主题的另一个示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。
图8B是根据本主题的另一个示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机在沿部分跨度入口导向轮叶的跨度的第一位置处的部分跨度入口导向轮叶的横截面视图。
图9A是根据本主题的另一个示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。
图9B是根据本主题的另一个示例性实施例的图9A的示例性燃气涡轮发动机在沿部分跨度入口导向轮叶的跨度的第一位置处的部分跨度入口导向轮叶的横截面视图。
对应参考符号遍及多个视图指示对应部分。本文列出的示例例释了本公开的示例性实施例，并且这些示例不应被解释为以任何方式限制本公开的范围。
具体实施方式
现在将详细参考本公开的实施例，本发明的实施例的一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。附图和描述中的相似或类似标记已用于指代本公开的相似或类似部分。
提供以下描述来使本领域技术人员能够制造和使用预期用于实施本公开的所述实施例。然而，对于本领域技术人员来说，各种修改、等效、变化和替代将是显而易见的。任何和所有这种修改、变化、等效和替代都旨在落入本公开的范围内。
本文使用“示例性”一词来意指“用作示例、实例或例释”。本文描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为优于或有利于其他实施方式。另外，除非另有明确标识，否则本文描述的所有实施例都应视为示例性的。
为了下文描述的目的，术语“上”、“下”、“右”、“左”、“竖直”、“水平”、“顶部”、“底部”、“横向”、“纵向”及其派生词应与本公开如其在附图中定向的有关。然而，应当理解，本公开可以设想各种替代变化，除非明确指明相反。还应理解，附图中所示以及以下说明书中描述的具体装置仅仅是本公开的示例性实施例。因此，与本文公开的实施例相关的具体尺寸和其他物理特性不应被视为限制性的。
如本文所使用的，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以使一个部件区别于另一个部件，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机内的相对位置，其中前是指更靠近发动机入口的位置，以及后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体流出其的方向，以及“下游”是指流体流向其的方向。
除非上下文另有明确指出，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数参考。
此外，除非另有指定，否则术语“低”、“高”或它们各自的比较级(例如，在适用情况下，更低、更高)各自指代发动机内的相对速度和压力。例如，“低压涡轮”在大体上低于“高压涡轮”的压力下操作。替代地，除非另有指定，否则上述术语可以理解为最高级。例如，“低压涡轮”可以指代涡轮区段内的最低最大压力涡轮，以及“高压涡轮”可以指代涡轮区段内的最高最大压力涡轮。本公开的发动机还可以包括中压涡轮，例如具有三个线轴的发动机。
本文在整个说明书和权利要求书中所使用的近似语言被应用于修饰任何可允许变化而不会导致与其相关的基本功能变化的定量表示。因此，由诸如“大约”、“近似”和“基本上”的一个或多个术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或者用于构建或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指代在1％、2％、4％、10％、15％或20％的余量内。这些近似余量可以适用于单个值，限定数值范围的任一端点或两个端点，和/或端点之间的范围的余量。
在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有指出，否则这些范围被标识并且包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围包括端点，并且端点能够彼此独立地组合。
如本文所用，术语“风扇压力比”是指风扇的操作期间紧邻风扇的风扇叶片下游的空气压力与风扇的操作期间紧邻风扇的风扇叶片上游的空气压力之比。
如本文所用，关于涡轮风扇发动机的术语“额定速度”是指在正常操作时涡轮风扇发动机可以达到的最大转速。例如，涡轮风扇发动机可以在最大负载操作期间，诸如在起飞操作期间，以额定速度操作。
同样如本文所用，由风扇的多个风扇叶片限定的术语“风扇尖端速度”是指在风扇的操作期间，风扇叶片的外尖端沿径向方向的线速度。
本公开大体上涉及用于减少发动机的入口部件(例如，被构造为多个部分跨度入口导向轮叶的入口预旋流特征)上的冰积聚或冰形成的装置。
在本公开的一些示例性实施例中，用于减少冰积聚或冰形成的装置包括与入口预旋流特征热连通的热源，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶。例如，在第一示例性实施例中，热源包括发动机排出气流。在另一个示例性实施例中，热源包括设置在入口预旋流特征的前缘中的电加热元件。在又一个示例性实施例中，热源包括发动机油。
在其他示例性实施例中，用于减少冰积聚或冰形成的装置包括与入口预旋流特征机械连通的振动组件或预旋流特征上的防冰涂层，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶。
包括一个或多个这些用于减少冰积聚或冰形成的装置提供了防止在例如不利天气条件期间冰块积聚并脱落到发动机中的防冰或除冰机构，导致燃气涡轮发动机的更安全操作。
现在参考附图，其中相同的数字在所有附图中指示相同的元件，图1是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意横截面视图。更具体地，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机是航空涡轮风扇喷气发动机10(在本文中称为“涡轮风扇发动机10”)，其被构造成诸如以翼下构造或尾部安装构造来被安装到飞行器。如图1所示，涡轮风扇发动机10限定轴向方向A(平行于提供参考的纵向中心线12延伸)、径向方向R和周向方向(即，绕轴向方向A延伸的方向；未示出)。大体上，涡轮风扇发动机10包括风扇区段14和设置在风扇区段14下游的涡轮机16(涡轮机16有时也称为或替代地称为“核心涡轮发动机”)。
所描绘的示例性涡轮机16大体上包括基本上管状的外壳18，外壳18限定环形入口20。外壳18以串行流动关系包围：压缩机区段，其包括第一增压或低压(LP)压缩机22和第二高压(HP)压缩机24；燃烧区段26；涡轮区段，其包括第一高压(HP)涡轮28和第二低压(LP)涡轮30；以及喷射排气喷嘴区段32。高压(HP)轴34将HP涡轮28驱动地连接到HP压缩机24。低压(LP)轴36将LP涡轮30驱动地连接到LP压缩机22。压缩机区段、燃烧区段26、涡轮区段和喷射排气喷嘴区段32以串行流动顺序布置，并且一起限定通过涡轮机16的核心空气流动路径37。还预期的是，本公开与具有中压涡轮的发动机(例如，具有三个线轴的发动机)兼容。
仍然参考图1的实施例，风扇区段14包括可变螺距单级风扇38，涡轮机16可操作地联接到风扇38以驱动风扇38。风扇38包括以间隔开的方式联接到盘42的多个可旋转风扇叶片40。如图所示，风扇叶片40大体上沿径向方向R从盘42向外延伸。借助于风扇叶片40可操作地联接到合适的致动构件44，每个风扇叶片40可以相对于盘42绕螺距轴线P旋转，致动构件44被构造成例如一致地共同改变风扇叶片40的螺距。风扇叶片40、盘42和致动构件44能够通过LP轴36跨动力齿轮箱46一起绕纵向中心线12旋转。动力齿轮箱46包括多个齿轮，用于将LP轴36的转速降低到更有效的旋转风扇速度。因此，对于所描绘的实施例，涡轮机16通过动力齿轮箱46可操作地联接到风扇38。
在示例性实施例中，风扇区段14包括二十二(22)个或更少的风扇叶片40。在某些示例性实施例中，风扇区段14包括二十(20)个或更少的风扇叶片40。在某些示例性实施例中，风扇区段14包括十八(18)个或更少的风扇叶片40。在某些示例性实施例中，风扇区段14包括十六(16)个或更少的风扇叶片40。在某些示例性实施例中，设想风扇区段14包括用于特定应用的其他数量的风扇叶片40。
在涡轮风扇发动机10的操作期间，风扇38限定风扇压力比，并且多个风扇叶片40各自限定风扇尖端速度。所示的示例性涡轮风扇发动机10在涡轮风扇发动机以额定速度操作期间，限定相对高的风扇尖端速度和相对低的风扇压力比。如本文所用，术语“风扇压力比”是指风扇38的操作期间紧邻风扇叶片40下游的空气压力与风扇38的操作期间紧邻风扇叶片40上游的空气压力之比。对于图1所示的实施例，涡轮风扇发动机10的风扇38限定相对低的风扇压力比。例如，所描绘的涡轮风扇发动机10限定小于或等于约1.5的风扇压力比。例如，在某些示例性实施例中，涡轮风扇发动机10可以限定小于或等于约1.4的风扇压力比。风扇压力比可以是在涡轮风扇发动机10的操作期间，诸如在涡轮风扇发动机10以额定速度操作期间，风扇38的风扇压力比。
如本文所用，关于涡轮风扇发动机10的术语“额定速度”是指在正常操作的同时涡轮风扇发动机10可以达到的最大转速。例如，涡轮风扇发动机10可以在最大负载操作期间，诸如在起飞操作期间，以额定速度操作。
同样如本文所用，由多个风扇叶片40限定的术语“风扇尖端速度”是指在风扇38的操作期间，风扇叶片40的外尖端沿径向方向R的线速度。在示例性实施例中，本公开的涡轮风扇发动机10使风扇38的风扇叶片40以相对高的转速旋转。例如，在涡轮风扇发动机10以额定速度操作期间，多个风扇叶片40中的每个风扇叶片的风扇尖端速度大于或等于1000英尺/秒且小于或等于2250英尺/秒。在某些示例性实施例中，在涡轮风扇发动机10以额定速度操作期间，每个风扇叶片40的风扇尖端速度可以大于或等于1,250英尺/秒且小于或等于2250英尺/秒。在某些示例性实施例中，在涡轮风扇发动机10以额定速度操作期间，每个风扇叶片40的风扇尖端速度可以大于或等于约1,350英尺/秒，诸如大于约1,450英尺/秒，诸如大于约1,550英尺/秒，并且小于或等于2250英尺/秒。
仍然参考图1的示例性实施例，盘42被可旋转的前机舱或毂48覆盖，前机舱或毂48在空气动力学上成形为促进气流通过多个风扇叶片40。另外，示例性风扇区段14包括环形风扇壳体或外机舱50，其至少部分地并且对于所描绘的实施例周向地围绕风扇38和涡轮机16的至少一部分。
更具体地，外机舱50包括内壁52，并且外机舱50的内壁52的下游区段54在涡轮机16的外部分上延伸，以便在其间限定旁通气流通道56。此外，对于所描绘的实施例，外机舱50由多个周向间隔开的出口导向轮叶55相对于涡轮机16被支撑。
在涡轮风扇发动机10的操作期间，一定量空气58通过外机舱50和/或风扇区段14的相关入口60进入涡轮风扇发动机10。当一定量空气58穿过风扇叶片40时，如箭头62指示的空气58的第一部分被引导或导向到旁通气流通道56中，并且如箭头64指示的空气58的第二部分被引导或导向到核心空气流动路径37中。通过旁通气流通道56的气流量(即，由箭头62指示的第一部分空气)与通过核心空气流动路径37的气流量(即，由箭头64指示的第二部分空气)之间的比被称为旁通比。
在示例性实施例中，涡轮风扇发动机10(例如，以额定速度)操作期间的旁通比小于或等于约十一(11)。例如，涡轮风扇发动机10(例如，以额定速度)操作期间的旁通比可以小于或等于约十(10)，例如小于或等于约九(9)。另外，旁通比可以至少约为二(2)。
在其他示例性实施例中，旁通比大体上可以在约7:1和约20:1之间，诸如在约10:1和约18:1之间。然后，当由箭头64指示的第二部分空气被导向通过高压(HP)压缩机24并进入燃烧区段26时，第二部分空气的压力增加，第二部分空气在燃烧区段26处与燃料混合并燃烧，以提供燃烧气体66。
在示例性实施例中，动力齿轮箱46的齿轮比大于或等于1.2且小于或等于3.0。在一些示例性实施例中，动力齿轮箱46的齿轮比大于或等于1.2且小于或等于2.6。在其他示例性实施例中，动力齿轮箱46的齿轮比大于或等于1.2且小于或等于2.0。
此外，如本文所述，本公开的涡轮风扇发动机还提供在风扇叶片尖端前方的预旋流流。
仍然参考图1，来自压缩机区段的由箭头64指示的压缩的第二部分空气与燃料混合，并且在燃烧区段内燃烧，以提供燃烧气体66。燃烧气体66从燃烧区段26被导向通过HP涡轮28，来自燃烧气体66的一部分热能和/或动能在HP涡轮28处经由联接到外壳18的HP涡轮定子轮叶68和联接到HP轴34的HP涡轮转子叶片70的连续级被提取，因此使HP轴34旋转，从而支撑HP压缩机24的操作。然后，燃烧气体66被导向通过LP涡轮30，第二部分热能和动能在LP涡轮30处经由联接到外壳18的LP涡轮定子轮叶72和联接到LP轴36的LP涡轮转子叶片74的连续级从燃烧气体66中被提取，因此使LP轴36旋转，从而支撑LP压缩机22的操作和/或风扇38的旋转。
随后，燃烧气体66被导向通过涡轮机16的喷射排气喷嘴区段32，以提供推进推力。同时，随着第一部分空气62在从涡轮风扇发动机10的风扇喷嘴排气区段76被排放之前被导向通过旁通气流通道56，由箭头62指示的第一部分空气的压力显著增加，也提供推进推力。HP涡轮28、LP涡轮30和喷射排气喷嘴区段32至少部分地限定热气体路径78，用于将燃烧气体66导向通过涡轮机16。
仍然参考图1，涡轮风扇发动机10另外包括入口预旋流特征上的用于减少冰积聚或冰形成的装置200，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100，如本文更详细描述的。
在一些示例性实施例中，将理解，本公开的示例性涡轮风扇发动机10可以是相对大功率等级的涡轮风扇发动机10。因此，当以额定速度操作时，涡轮风扇发动机10可以被构造成生成相对大量的推力。更具体地，当以额定速度操作时，涡轮风扇发动机10可被构造成生成至少约20,000磅的推力，诸如至少约25,000磅的推力，诸如至少约30,000磅的推力，以及高达例如约150,000磅的推力。因此，涡轮风扇发动机10可以被称为相对大功率等级的燃气涡轮发动机。
此外，应当理解，图1中描绘的示例性涡轮风扇发动机10仅作为示例，并且在其他示例性实施例中，涡轮风扇发动机10可以具有任何其他合适的构造。例如，在某些示例性实施例中，风扇可以不是可变螺距风扇，发动机可以不包括驱动风扇的减速齿轮箱(例如，动力齿轮箱46)，可以包括任何其他合适数量或布置的轴、线轴、压缩机、涡轮等。
如上所讨论的，本公开的涡轮风扇发动机10还提供在风扇叶片40的尖端前方的预旋流流。现在还参考图2，提供了图1的示例性涡轮风扇发动机10的风扇区段14和涡轮机16的前端的特写横截面视图。在示例性实施例中，涡轮风扇发动机10包括入口预旋流特征，入口预旋流特征位于风扇38的多个风扇叶片40的上游并且被附接到外机舱50或集成到外机舱50。更具体地，对于图1和2的实施例，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。多个部分跨度入口导向轮叶100各自在沿轴向方向A的风扇38的多个风扇叶片40的前方和外机舱50的入口60的后方的位置处，从外机舱50(诸如从外机舱50的内壁52)悬臂伸出。更具体地，多个部分跨度入口导向轮叶100中的每个部分跨度入口导向轮叶沿径向方向R限定外端102，并且通过合适的连接装置(未示出)在径向外端102处被附接到/连接到外机舱50。例如，多个部分跨度入口导向轮叶100中的每个部分跨度入口导向轮叶可以在外端102处被螺栓固定到外机舱50的内壁52，在外端102处被焊接到外机舱50的内壁52，或在外端102处以任何其他合适的方式附接到外机舱50。
进一步地，对于所描绘的实施例，多个部分跨度入口导向轮叶100大体上沿径向方向R从外端102延伸到内端104(即，沿径向方向R的内端104)。此外，如将理解的，对于所描绘的实施例，多个部分跨度入口导向轮叶100中的每个部分跨度入口导向轮叶在相应内端104处与相邻部分跨度入口导向轮叶100不连接(即，相邻部分跨度入口导向轮叶100在径向内端104处不相互接触，并且在径向内端104处不包括任何中间连接构件，诸如连接环、支柱等)。更具体地，对于所描绘的实施例，每个部分跨度入口导向轮叶100在相应外端102处通过与外机舱50的连接而被完全支撑(并且不通过例如在沿径向方向R的外端102内侧的位置处在相邻部分跨度入口导向轮叶100之间延伸的任何结构)。如将在下面讨论的，这可以减少由部分跨度入口导向轮叶100生成的湍流量。
此外，如图所示，多个部分跨度入口导向轮叶100中的每个部分跨度入口导向轮叶不完全在外机舱50和例如涡轮风扇发动机10的毂48之间延伸。更具体地，对于所描绘的实施例，多个入口导向轮叶中的每个入口导向轮叶沿径向方向R限定入口导向轮叶(“IGV”)跨度106，并且进一步地，多个部分跨度入口导向轮叶100中的每个部分跨度入口导向轮叶进一步限定前缘108和后缘110。IGV跨度106是指沿径向方向R在部分跨度入口导向轮叶100的前缘108处的部分跨度入口导向轮叶100的外端102和内端104之间的量度。类似地，将理解，风扇38的多个风扇叶片40沿径向方向R限定风扇叶片跨度112。更具体地，风扇38的多个风扇叶片40中的每个风扇叶片还限定前缘114和后缘116，并且风扇叶片跨度112是指沿径向方向R在相应风扇叶片40的前缘114处的风扇叶片40的径向外尖端和基部之间的量度。
对于所描绘的实施例，IGV跨度106至少是风扇叶片跨度112的约百分之五，高达风扇叶片跨度112的约百分之五十五。例如，在某些示例性实施例中，IGV跨度106可以在风扇叶片跨度112的约百分之十五和风扇叶片跨度112的约百分之四十五之间，诸如在风扇叶片跨度112的约百分之三十和风扇叶片跨度112的约百分之四十之间。
现在还将参考图3，提供了图1和2的涡轮风扇发动机10的入口60的轴向视图。如将理解的，对于所描绘的实施例，涡轮风扇发动机10的多个部分跨度入口导向轮叶100包括相对大量的部分跨度入口导向轮叶100。更具体地，对于所描绘的实施例，多个部分跨度入口导向轮叶100包括在约十个部分跨度入口导向轮叶100和约五十个部分跨度入口导向轮叶100之间。更具体地，对于所描绘的实施例，多个部分跨度入口导向轮叶100包括在约二十个部分跨度入口导向轮叶100和约四十五个部分跨度入口导向轮叶100之间，并且还更具体地，所描绘的实施例包括三十二个部分跨度入口导向轮叶100。另外，对于所描绘的实施例，多个部分跨度入口导向轮叶100中的每个部分跨度入口导向轮叶沿周向方向C基本上均匀地间隔开。更具体地，多个部分跨度入口导向轮叶100中的每个部分跨度入口导向轮叶与相邻的部分跨度入口导向轮叶100限定周向间隔118，其中周向间隔118在每个相邻的部分跨度入口导向轮叶100之间基本相等。
尽管未描绘，但是在某些示例性实施例中，部分跨度入口导向轮叶100的数量可以基本上等于涡轮风扇发动机10的风扇38的风扇叶片40的数量。然而，在其他实施例中，部分跨度入口导向轮叶100的数量可以大于涡轮风扇发动机10的风扇38的风扇叶片40的数量，或者替代地，可以小于涡轮风扇发动机10的风扇38的风扇叶片40的数量。
进一步地，应当理解，在其他示例性实施例中，涡轮风扇发动机10可以包括任何其他合适数量的部分跨度入口导向轮叶100和/或部分跨度入口导向轮叶100的周向间隔118。例如，现在简要地参考图4，提供了根据本公开的另一示例性实施例的涡轮风扇发动机10的入口60的轴向视图。对于图4的实施例，涡轮风扇发动机10包括小于二十个部分跨度入口导向轮叶100。更具体地，对于图4的实施例，涡轮风扇发动机10包括至少八个部分跨度入口导向轮叶100，或者更具体地，包括恰好八个部分跨度入口导向轮叶100。另外，对于图4的实施例，多个部分跨度入口导向轮叶100沿周向方向C基本上不均匀地间隔开。例如，多个部分跨度入口导向轮叶100中的至少某些部分跨度入口导向轮叶限定第一周向间隔118A，而多个部分跨度入口导向轮叶100中的其他部分跨度入口导向轮叶限定第二周向间隔118B。对于所描绘的实施例，第一周向间隔118A比第二周向间隔118B大至少约百分之二十，诸如大至少约百分之二十五，诸如大至少约百分之三十，诸如大高达约百分之二百。值得注意的是，如下文将更详细描述的，周向间隔118是指相邻部分跨度入口导向轮叶100之间的平均周向间隔。不均匀的周向间隔可以例如在部分跨度入口导向轮叶100上游偏移结构。
再次参考图2，将理解，多个部分跨度入口导向轮叶100中的每个部分跨度入口导向轮叶被构造成在风扇38的多个风扇叶片40的上游，使通过机舱50的入口60提供的气流58预旋流。如上面简要讨论的，在通过机舱50的入口60提供的气流58到达风扇38的多个风扇叶片40之前，使气流58预旋流，可以减少分离损失和/或冲击损失，从而允许风扇38以上述相对高的风扇尖端速度、以较小效率损失来操作。
如所讨论的，本公开提供了在入口预旋流特征上的与入口预旋流特征连通的用于减少冰积聚或冰形成的装置200，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。这提供了防止在不利天气条件期间冰块积聚并脱落到发动机中的防冰或除冰机构。
现在大体上参考图5A至8B，在本公开的示例性实施例中，用于减少冰积聚或冰形成的装置200包括热源202，热源202与入口预旋流特征热连通，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。
参考图5A，提供了根据本公开的示例性实施例的涡轮风扇发动机10的风扇区段14和涡轮机16的前端的特写横截面视图。图5A的示例性发动机10可以以与上述图2的示例性发动机类似的方式构造。
在所描绘的示例性实施例中，热源202包括发动机排出气流160。例如，在第一示例性实施例中，参考图5A，热源202包括排出空气供应组件162，排出空气供应组件162包括与高压空气源165(例如，来自发动机10的发动机排出气流160)和入口预旋流特征的前缘108气流连通的排出空气供应管道164，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。排出空气供应管道164被构造成接收发动机排出气流160并将其提供到入口预旋流特征的前缘108，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。例如，排出空气供应管道164可以将发动机排出气流160提供到接近前缘108的位置，例如，提供到相比于后缘110更靠近前缘108的位置。
在示例性实施例中，高压空气源165是涡轮机16的压缩机区段，例如，LP压缩机22。例如，在示例性实施例中，热的压缩机排放空气，例如，发动机排出气流160，被导向到部分跨度入口导向轮叶100的前缘108，然后较冷的发动机排出气流160返回到涡轮机16。预期的是，压缩机排放空气可以源自LP压缩机22或HP压缩机24的任何级。
以这种方式，发动机排出气流160用于加热部分跨度入口导向轮叶100，并且操作为用于在入口预旋流特征处减少冰积聚或冰形成的装置，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。
在示例性实施例中，排出空气供应组件162进一步包括与排出空气供应管道164和涡轮机16的一部分气流连通的排出空气返回管道172。例如，排出空气返回管道172被构造成使发动机排出气流160返回到涡轮机16，例如，LP压缩机22。返回的发动机排出气流160可以在涡轮风扇发动机10的任何适用级(例如，排出空气供应管道164接收到发动机排出气流160的上游)被喷射回到涡轮机16，或被倾倒到旁通气流通道56中，如本文所述。
在一些示例性实施例中，诸如图5A的示例性实施例，排出空气供应组件162进一步包括与发动机排出气流160的一部分连通的部分跨度入口导向轮叶100的腔168。此外，用于所描述的实施例的部分跨度入口导向轮叶100进一步限定后缘开口170，后缘开口170与腔168气流连通，从而与排出空气供应组件162的一部分气流连通。因此，采用这种构造，发动机排出气流160的一部分可以从排出空气供应组件162被提供到部分跨度入口导向轮叶100的腔168，并且在涡轮风扇发动机10的操作期间，进一步通过部分跨度入口导向轮叶100的后缘开口170，以减少由相应的部分跨度入口导向轮叶100所形成的尾流。
在示例性实施例中，排出空气供应组件162进一步包括与排出空气供应管道164连通的阀166(在图5A中以虚线描绘)。阀166能够在打开位置和关闭位置之间转换，在打开位置，排出空气供应管道164接收发动机排出气流160并将其提供到入口预旋流特征的前缘108，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100，在关闭位置，排出空气供应管道164不与入口预旋流特征的前缘108气流连通，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。
现在参考图5B，提供了根据本公开的示例性实施例的部分跨度入口导向轮叶100的横截面视图，显示了排出空气供应管道164和排出空气返回管道172在部分跨度入口导向轮叶100内的位置。图5B的示例性部分跨度入口导向轮叶100可以以与图5A的示例性部分跨度入口导向轮叶100类似的方式构造。然而，对于图5B的实施例，示例性部分跨度入口导向轮叶100不包括腔168或后缘开口170。
例如，排出空气供应管道164被构造成接收发动机排出气流160并将其提供到部分跨度入口导向轮叶100的前缘108。如图所示，排出空气返回管道172被定位在排出空气供应管道164和部分跨度入口导向轮叶100的后缘110之间。参考图5B，部分跨度入口导向轮叶100包括前缘108、后缘110、压力侧120和吸力侧122。
现在参考图6，提供了根据本公开的示例性实施例的涡轮风扇发动机10的风扇区段14和涡轮机16的前端的特写横截面视图。图6的示例性发动机10可以以与上述图5A的示例性发动机类似的方式构造。在图6的示例性实施例中，排出空气供应组件162进一步包括排出空气中间管道174，排出空气中间管道174与排出空气供应管道164和排出空气返回管道172气流连通，并且设置在排出空气供应管道164和排出空气返回管道172之间。排出空气中间管道174与外机舱50的上游端176气流连通，并且被构造成接收发动机排出气流160并将其提供到外机舱50的上游端176。在这种实施例中，通过排出空气供应管道164的发动机排出气流160是发动机排出气流160的最热部分，通过排出空气中间管道174的发动机排出气流160是暖空气，并且通过排出空气返回管道172的发动机排出气流160是返回到涡轮机16(例如，LP压缩机22)的较冷空气。还预期的是，在其他示例性实施例中，发动机排出气流160可以首先被引导到外机舱50的上游端176，然后被引导到部分跨度入口导向轮叶100的前缘108。进一步预期的是，在其他示例性实施例中，发动机排出气流160可以同时被引导到外机舱50的上游端176和部分跨度入口导向轮叶100的前缘108。
以这种方式，发动机排出气流160用于加热部分跨度入口导向轮叶100和外机舱50的上游端176。因此，发动机排出气流160被用作用于在入口预旋流特征处和在外机舱50的上游端176处减少冰积聚或冰形成的装置，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。
现在参考图7，提供了根据本公开的示例性实施例的涡轮风扇发动机10的风扇区段14和涡轮机16的前端的特写横截面视图。图7的示例性发动机10可以以与上述图5A的示例性发动机类似的方式构造。在所描绘的本公开的示例性实施例中，热源202包括发动机油流或发动机油210。例如，在另一个示例性实施例中，参考图7，热源202包括油供应组件262，油供应组件262包括与涡轮风扇发动机10的油源220和入口预旋流特征的前缘108流动连通的油供应管道264，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。油供应管道264被构造成接收发动机油210并将其提供到入口预旋流特征的前缘108，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。
以这种方式，热的发动机油流210用于加热部分跨度入口导向轮叶100，并且操作为用于在入口预旋流特征处减少冰积聚或冰形成的装置，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。
在示例性实施例中，油供应组件262进一步包括与油供应管道264和油源220流动连通的油返回管道272。例如，油返回管道272被构造成使发动机油210返回到油源220。
在示例性实施例中，油供应组件262可以进一步包括与油供应管道264连通的阀266(以虚线描绘)。阀266可以在打开位置和关闭位置之间转换，在打开位置，油供应管道264接收发动机油流210并将其提供到入口预旋流特征的前缘108，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100，在关闭位置，油供应管道264不与入口预旋流特征的前缘108气流连通，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。
现在参考图8A，提供了根据本公开的示例性实施例的涡轮风扇发动机10的风扇区段14和涡轮机16的前端的特写横截面视图。图8A的示例性发动机10可以以与上述图2的示例性发动机类似的方式构造。在所描绘的示例性实施例中，热源202包括电加热元件310，电加热元件310被设置成接近入口预旋流特征的前缘108(例如，相比于后缘110更靠近前缘108)，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。例如，热源202更具体地是设置在入口预旋流特征的前缘108中的电加热元件310。
以这种方式，电加热元件310用于加热部分跨度入口导向轮叶100，并且操作为用于在入口预旋流特征处减少冰积聚或冰形成的装置，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。
在示例性实施例中，热源202进一步包括电供应组件362，电供应组件362包括与电加热元件310电连通的涡轮风扇发动机10的电供应电缆364。
参考图8B，提供部分跨度入口导向轮叶100的横截面图，显示了电加热元件310在部分跨度入口导向轮叶100内的位置。例如，电加热元件310包括第一元件312和第二元件314，第一元件312邻近前缘108，例如，相比于入口预旋流特征的后缘110，第一元件312更靠近前缘108，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100，第二元件314被定位在入口预旋流特征内第一元件312的后方，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。预期的是，一个或多个电加热元件可用于加热部分跨度入口导向轮叶100。参考图8B，电加热元件310还可以包括各自在入口预旋流特征内被定位在第一元件312后方的第三元件316、第四元件318和第五元件320，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。
参考图9A和9B，在本公开的另一个示例性实施例中，用于减少冰积聚或冰形成的装置200包括与入口预旋流特征机械连通的振动组件410，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。
在示例性实施例中，振动组件410包括压电转换器420，压电转换器420使入口预旋流特征振动，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。预期的是，振动组件410可以包括任何其他振动装置，诸如超声波振动装置。还预期的是，振动组件410可以与图5A-8B中公开的任何热源实施例一起使用。
在示例性实施例中，振动组件410进一步包括电供应组件462，电供应组件462包括与压电转换器420电连通的涡轮风扇发动机10的电供应电缆464。
参考图9B，提供部分跨度入口导向轮叶100的横截面图，显示了压电转换器420在部分跨度入口导向轮叶100内的位置。例如，压电转换器420被定位成接近部分跨度入口导向轮叶100的前缘108。
此外，在另一个示例性实施例中，入口预旋流特征，例如，被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100，覆盖有防冰涂层430。例如，在示例性实施例中，防冰涂层430可以包括抵抗冰聚积的侵蚀涂层或侵蚀层。在示例性实施例中，侵蚀涂层是聚氨酯。在示例性实施例中，防冰涂层430具有在肖氏A50和肖氏D60之间的肖氏硬度(shore hardness)。在另一个示例性实施例中，防冰涂层430具有肖氏A90的肖氏硬度。
预期的是，防冰涂层430可以覆盖入口预旋流特征，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100，如图9B所示。然而，还预期的是，防冰涂层430可以仅施加到入口预旋流特征的选定部分，例如，入口预旋流特征被构造为多个部分跨度入口导向轮叶100。还预期的是，在部分跨度入口导向轮叶100由具有金属前缘108的聚合物复合翼型件形成的情况下，防冰涂层430仅施加到金属前缘108后方的部分。
本公开的进一步的方面由以下条款的主题提供：
一种涡轮风扇发动机，包括：风扇，所述风扇包括多个风扇叶片；涡轮机，所述涡轮机可操作地联接到所述风扇，用于驱动所述风扇，所述涡轮机包括处于串行流动顺序并且一起限定核心空气流动路径的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段；机舱，所述机舱围绕并且至少部分地包围所述风扇；入口预旋流特征，所述入口预旋流特征位于所述多个风扇叶片的上游，所述入口预旋流特征附接到所述机舱或集成到所述机舱；和所述入口预旋流特征上的用于减少冰积聚或冰形成的装置，所述装置与所述入口预旋流特征连通。
根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中用于减少冰积聚或冰形成的所述装置包括与所述入口预旋流特征热连通的热源。
根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中所述热源与所述入口预旋流特征的前缘连通。
根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中所述热源包括发动机排出气流。
根据前根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中所述热源包括空气供应组件，所述空气供应组件包括与高压空气源和所述入口预旋流特征的前缘气流连通的供应管道，所述供应管道被构造成接收所述发动机排出气流并将其提供到所述入口预旋流特征的所述前缘。
根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中所述空气供应组件进一步包括与所述供应管道和所述涡轮机的一部分气流连通的返回管道，所述返回管道被构造成使所述发动机排出气流返回到所述涡轮机。
根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中所述空气供应组件进一步包括与所述供应管道连通的阀，所述阀能够在打开位置和关闭位置之间转换，在所述打开位置，所述供应管道接收所述发动机排出气流并将其提供到所述入口预旋流特征的所述前缘，在所述关闭位置，所述供应管道不与所述入口预旋流特征的所述前缘气流连通。
根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中所述空气供应组件进一步包括与所述供应管道和所述返回管道气流连通并且设置在所述供应管道和所述返回管道之间的中间管道，所述中间管道与所述机舱的上游端气流连通并且被构造成接收所述发动机排出气流并将其提供到所述机舱的所述上游端。
根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中所述高压空气源是所述涡轮机的所述压缩机区段。
根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中所述热源包括电加热元件，所述电加热元件设置成与所述入口预旋流特征的前缘热连通。
根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中所述电加热元件包括邻近所述入口预旋流特征的所述前缘的第一元件，和在所述入口预旋流特征内定位在所述第一元件后方的第二元件。
根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中所述热源包括电供应组件，所述电供应组件包括与所述电加热元件电连通的电供应电缆。
根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中所述热源包括发动机油。
根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中所述热源包括油供应组件，所述油供应组件包括与油源和所述入口预旋流特征的前缘流动连通的油供应管道，所述油供应管道被构造成接收所述发动机油并将其提供到所述入口预旋流特征的所述前缘。
根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中所述油供应组件进一步包括与所述油供应管道和所述油源流动连通的油返回管道，所述油返回管道被构造成使所述发动机油返回到所述油源。
根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中所述油供应组件进一步包括与所述油供应管道连通的阀，所述阀能够在打开位置和关闭位置之间转换，在所述打开位置，所述油供应管道接收所述发动机油并将其提供到所述入口预旋流特征的所述前缘，在所述关闭位置，所述油供应管道不与所述入口预旋流特征的所述前缘流动连通。
根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中用于减少冰积聚或冰形成的所述装置包括与所述入口预旋流特征机械连通的振动组件。
根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中与所述入口预旋流特征连通的所述入口预旋流特征上的用于减少冰积聚或冰形成的所述装置包括使所述入口预旋流特征振动的压电转换器。
根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中与所述入口预旋流特征连通的所述入口预旋流特征上的用于减少冰积聚或冰形成的所述装置包括覆盖所述入口预旋流特征的防冰涂层。
根据前述条款中任一项所述的涡轮风扇发动机，其中所述入口预旋流特征包括部分跨度入口导向轮叶，所述部分跨度入口导向轮叶在所述风扇的所述多个风扇叶片沿轴向方向的前方和所述机舱的入口的后方的位置处。
一种涡轮风扇发动机，包括：风扇，所述风扇包括多个风扇叶片；涡轮机，所述涡轮机可操作地联接到所述风扇，用于驱动所述风扇，所述涡轮机包括处于串行流动顺序并且一起限定核心空气流动路径的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段；机舱，所述机舱围绕并且至少部分地包围所述风扇；入口预旋流特征，所述入口预旋流特征位于所述多个风扇叶片的上游，所述入口预旋流特征附接到所述机舱或集成到所述机舱；和以下中的一个或多个：与所述入口预旋流特征热连通的热源；与所述入口预旋流特征机械连通的振动组件；使所述入口预旋流特征振动的压电转换器；和覆盖所述入口预旋流特征的防冰涂层。
该书面描述使用示例来公开本公开，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本公开，包括制造和使用任何设备或系统，以及执行任何结合的方法。本公开的专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则它们旨在在权利要求的范围内。
虽然本公开已被描述为具有示例性设计，但本公开可以在本公开的范围内进一步修改。因此，本申请旨在涵盖使用其一般原理的本公开的任何变化、使用或改编。进一步地，本申请旨在涵盖属于本公开所属领域的已知或惯常实践并落入所附权利要求的限制内的与本公开的这种偏离。

Claims (10)

1.一种涡轮风扇发动机，其特征在于，包括：
风扇，所述风扇包括多个风扇叶片；
涡轮机，所述涡轮机可操作地联接到所述风扇，用于驱动所述风扇，所述涡轮机包括处于串行流动顺序并且一起限定核心空气流动路径的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段；
机舱，所述机舱围绕并且至少部分地包围所述风扇；
入口预旋流特征，所述入口预旋流特征位于所述多个风扇叶片的上游，所述入口预旋流特征附接到所述机舱或集成到所述机舱；和
所述入口预旋流特征上的用于减少冰积聚或冰形成的装置，所述装置与所述入口预旋流特征连通。
2.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，其中用于减少冰积聚或冰形成的所述装置包括与所述入口预旋流特征热连通的热源。
3.根据权利要求2所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，其中所述热源与所述入口预旋流特征的前缘连通。
4.根据权利要求2所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，其中所述热源包括发动机排出气流。
5.根据权利要求4所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，其中所述热源包括空气供应组件，所述空气供应组件包括与高压空气源和所述入口预旋流特征的前缘气流连通的供应管道，所述供应管道被构造成接收所述发动机排出气流并将其提供到所述入口预旋流特征的所述前缘。
6.根据权利要求5所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，其中所述空气供应组件进一步包括与所述供应管道和所述涡轮机的一部分气流连通的返回管道，所述返回管道被构造成使所述发动机排出气流返回到所述涡轮机。
7.根据权利要求6所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，其中所述空气供应组件进一步包括与所述供应管道连通的阀，所述阀能够在打开位置和关闭位置之间转换，在所述打开位置，所述供应管道接收所述发动机排出气流并将其提供到所述入口预旋流特征的所述前缘，在所述关闭位置，所述供应管道不与所述入口预旋流特征的所述前缘气流连通。
8.根据权利要求6所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，其中所述空气供应组件进一步包括与所述供应管道和所述返回管道气流连通并且设置在所述供应管道和所述返回管道之间的中间管道，所述中间管道与所述机舱的上游端气流连通并且被构造成接收所述发动机排出气流并将其提供到所述机舱的所述上游端。
9.根据权利要求5所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，其中所述高压空气源是所述涡轮机的所述压缩机区段。
10.根据权利要求2所述的涡轮风扇发动机，其特征在于，其中所述热源包括电加热元件，所述电加热元件设置成与所述入口预旋流特征的前缘热连通。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11725526B1 (en) * 2022-03-08 2023-08-15 General Electric Company Turbofan engine having nacelle with non-annular inlet

Family Cites Families (51)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3540682A (en) 1964-12-02 1970-11-17 Gen Electric Turbofan type engine frame and support system
US5010729A (en) 1989-01-03 1991-04-30 General Electric Company Geared counterrotating turbine/fan propulsion system
DE59903184D1 (de) 1998-07-22 2002-11-28 Friedmund Nagel Vorrichtung und verfahren zur aktiven reduzierung der schallemission von strahltriebwerken und zu deren diagnose
GB0316257D0 (en) 2003-07-11 2003-08-13 Rolls Royce Plc Compressor with an electrically heated variable inlet guide vane
FR2857699B1 (fr) 2003-07-17 2007-06-29 Snecma Moteurs Dispositif de degivrage pour aube de roue directrice d'entree de turbomachine, aube dotee d'un tel dispositif de degivrage, et moteur d'aeronef equipe de telles aubes
US7246773B2 (en) 2004-05-06 2007-07-24 Goodrich Coporation Low power, pulsed, electro-thermal ice protection system
US20080041842A1 (en) * 2005-09-07 2008-02-21 United Technologies Corporation Connector for heater
US7374404B2 (en) 2005-09-22 2008-05-20 General Electric Company Methods and apparatus for gas turbine engines
US20070187381A1 (en) 2006-02-16 2007-08-16 United Technologies Corporation Heater assembly for deicing and/or anti-icing a component
FR2902758B1 (fr) 2006-06-21 2009-04-10 Airbus France Sas Ensemble propulsif d'aeronef comportant un conduit d'ejection avec un bord de fuite echancre
US7811050B2 (en) * 2006-12-28 2010-10-12 General Electric Company Operating line control of a compression system with flow recirculation
US8529188B2 (en) 2007-12-17 2013-09-10 United Technologies Corporation Fan nacelle flow control
US8245981B2 (en) * 2008-04-30 2012-08-21 General Electric Company Ice shed reduction for leading edge structures
US8689538B2 (en) 2009-09-09 2014-04-08 The Boeing Company Ultra-efficient propulsor with an augmentor fan circumscribing a turbofan
CN101922312B (zh) 2010-03-24 2013-11-06 北京航空航天大学 一种叶轮机械径向间隙泄漏损失的控制方法
US8943796B2 (en) 2011-06-28 2015-02-03 United Technologies Corporation Variable cycle turbine engine
GB201112870D0 (en) 2011-07-27 2011-09-07 Rolls Royce Plc Composite aerofoil
US20150192070A1 (en) 2012-01-31 2015-07-09 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
US20130192191A1 (en) 2012-01-31 2013-08-01 Frederick M. Schwarz Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US20150345426A1 (en) 2012-01-31 2015-12-03 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
US10240526B2 (en) 2012-01-31 2019-03-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US20130192263A1 (en) 2012-01-31 2013-08-01 Gabriel L. Suciu Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US8935913B2 (en) 2012-01-31 2015-01-20 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
FR2990718B1 (fr) 2012-05-16 2016-12-09 Airbus Operations Sas Helice pour moteur d'aeronef comprenant des moyens de reduction du bruit a moyennes et hautes frequences et amelioration de la perception acoustique.
WO2014149354A1 (en) 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Geared turbofan engine having a reduced number of fan blades and improved acoustics
FR3003902A1 (fr) 2013-03-26 2014-10-03 Aircelle Sa Dispositif de refroidissement pour un turbomoteur d'une nacelle d'aeronef
US9874109B2 (en) 2013-05-29 2018-01-23 Siemens Energy, Inc. System and method for controlling ice formation on gas turbine inlet guide vanes
JP2016524089A (ja) * 2013-06-28 2016-08-12 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 氷剥離のための複合圧電応用システム及び方法
US10113444B2 (en) 2014-05-12 2018-10-30 United Technologies Corporation Heated inlet guide vane
US20160195010A1 (en) 2014-07-15 2016-07-07 United Technologies Corporation Vaneless counterrotating turbine
GB201415078D0 (en) 2014-08-26 2014-10-08 Rolls Royce Plc Gas turbine engine anti-icing system
US10378554B2 (en) 2014-09-23 2019-08-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with partial inlet vane
US10145301B2 (en) 2014-09-23 2018-12-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine inlet
FR3034465B1 (fr) 2015-04-03 2017-05-05 Snecma Turbomoteur comportant deux flux de ventilation distincts
PL412269A1 (pl) 2015-05-11 2016-11-21 General Electric Company Zanurzony wlot kanału przepływu między łopatką wirnika i łopatką kierowniczą dla turbiny gazowej z otwartym wentylatorem
US10288083B2 (en) 2015-11-16 2019-05-14 General Electric Company Pitch range for a variable pitch fan
US10344711B2 (en) 2016-01-11 2019-07-09 Rolls-Royce Corporation System and method of alleviating blade flutter
US10690146B2 (en) 2017-01-05 2020-06-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan nacelle assembly with flow disruptor
US10823114B2 (en) 2017-02-08 2020-11-03 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing reduction gearbox
US10801442B2 (en) 2017-02-08 2020-10-13 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing reduction gear assembly
US10724435B2 (en) 2017-06-16 2020-07-28 General Electric Co. Inlet pre-swirl gas turbine engine
US10815886B2 (en) 2017-06-16 2020-10-27 General Electric Company High tip speed gas turbine engine
US10711797B2 (en) 2017-06-16 2020-07-14 General Electric Company Inlet pre-swirl gas turbine engine
US10794396B2 (en) 2017-06-16 2020-10-06 General Electric Company Inlet pre-swirl gas turbine engine
US10563513B2 (en) 2017-12-19 2020-02-18 United Technologies Corporation Variable inlet guide vane
US11053848B2 (en) 2018-01-24 2021-07-06 General Electric Company Additively manufactured booster splitter with integral heating passageways
JP7011502B2 (ja) 2018-03-20 2022-01-26 本田技研工業株式会社 遠心圧縮機のパイプディフューザ
EP3803132A4 (en) 2018-06-01 2022-03-09 Joby Aero, Inc. AIRCRAFT NOISE ATTENUATION SYSTEM AND METHOD
US10822999B2 (en) 2018-07-24 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Systems and methods for fan blade de-icing
GB201818347D0 (en) 2018-11-12 2018-12-26 Rolls Royce Plc Rotor blade arrangement
US20210108597A1 (en) 2019-10-15 2021-04-15 General Electric Company Propulsion system architecture

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