CN116517689A - 一种高通流对转结构涡喷发动机 - Google Patents
一种高通流对转结构涡喷发动机 Download PDFInfo
- Publication number
- CN116517689A CN116517689A CN202310315748.XA CN202310315748A CN116517689A CN 116517689 A CN116517689 A CN 116517689A CN 202310315748 A CN202310315748 A CN 202310315748A CN 116517689 A CN116517689 A CN 116517689A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- rotor
- rotating
- turbojet engine
- fans
- drive shaft
- 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.)
- Pending
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 27
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims abstract description 19
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims abstract description 6
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims abstract description 6
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 16
- 230000004323 axial length Effects 0.000 claims description 8
- 239000002737 fuel gas Substances 0.000 claims description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 claims 3
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 4
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 2
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 2
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000002035 prolonged effect Effects 0.000 description 1
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- 239000002699 waste material Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
-
- 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
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
本发明属于航空发动机领域，具体涉及一种高通流对转结构涡喷发动机。包括机匣，所述机匣包括进气机匣和排气机匣，所述机匣的内部设置有：进气道系统，压气机系统，燃烧室系统，涡轮系统，尾喷系统，传动轴系，所述压气机系统对经由进气道流入的空气进行减速增压；所述压气机系统包括对转的第一转子和第二转子；所述第一转子包括多个第一转扇，所述第二转子包括多个第二转扇，所述第一转扇和第二转扇间隔设置；本发明通过使第一转子和第二转子对转，在保证了重量和体积小的基础上，增加了空气流量，提高了发动机的推力。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机领域，具体涉及一种高通流对转结构涡喷发动机。
背景技术
涡喷发动机作为飞机动力装置，涡喷发动机产生推力，使飞机克服阻力飞行。其中涡喷发动机的工作原理为压气机由燃烧室后的燃气涡轮驱动，从涡轮出来的燃气在尾喷管中膨胀以高速喷出直接产生推力，其所产生的推力与流经其的空气流量成正比。
随着航空技术的发展，目前常见的涡喷发动机有单轴及双轴等结构，其中典型的双轴涡喷发动机结构如图1所示，其由进气道1、低压压气机2、高压压气机3、燃烧室4、高压涡轮5、低压涡轮6、加力燃烧室7以及尾喷管8等部件组成，压气机及涡轮均包含有转子及静子，工作状态下转子旋转做功，静子仅起到整流、预旋作用，高、低压涡轮分别驱动高、低压压气机工作。
同时如中国专利：CN113864082A提供了一种航空喷气式发动机，包括壳体，所述壳体包括进气端与排气端，所述壳体的内部沿进气端至排气端方向依次安装有：进气道系统、压气机系统、涵道系统、燃烧室系统、涡轮系统、尾喷系统以及传动轴系，本发明设计巧妙且结构新颖，使发动机能获取高推重比或低燃油消耗率，能同时满足飞机高机动性、高航速和远航程的动力需求，具有显著的推广意义。
上述发动机通过设置低压压气机和高压压气机来增加空气流量，以实现提高产生的推力，提高飞机飞行速度；但是这样的结构使发动机重量和体积增加，不利于提高飞机飞行速度。
有鉴于此，特提出本发明。
发明内容
为了解决现有技术存在的技术问题，本发明提出了一种高通流对转结构涡喷发动机。本发明通过使第一转子和第二转子对转，在保证了重量和体积小的基础上，增加了空气流量，提高了发动机的推力。
本发明包括如下技术方案：
本发明提供了一种高通流对转结构涡喷发动机，包括机匣，所述机匣包括进气机匣和排气机匣，所述机匣的内部设置有：
进气道系统，所述进气道系统包括进气道，空气通过所述进气道流入压气机系统；
压气机系统，所述压气机系统对经由进气道流入的空气进行减速增压；所述压气机系统包括对转的第一转子和第二转子；
所述第一转子包括多个第一转扇，所述第二转子包括多个第二转扇，所述第一转扇和第二转扇间隔设置；
燃烧室系统，所述燃烧室系统接收压气机系统出来的高压空气并喷出第一高温高压燃气；
涡轮系统，所述燃烧室系统喷出的第一高温高压燃气驱动涡轮系统运转；
尾喷系统，从所述涡轮系统出来的第一高温高压燃气通过所述尾喷系统膨胀加速，从而产生推力；
传动轴系，所述传动轴系用于连接所述涡轮系统和所述压气机系统。
进一步地，所述传动轴系包括第一传动轴和第二传动轴，所述第一传动轴的轴向长度大于所述第二传动轴的轴向长度，所述第一传动轴穿过所述第二传动轴。
进一步地，所述涡轮系统包括对转的第三转子和第四转子。
进一步地，所述第三转子包括多个第三转扇，所述第四转子包括多个第四转扇，所述第三转扇和第四转扇间隔设置。
进一步地，所述第一传动轴的一端连接所述第一转子，另一端连接所述第四转子；所述第二传动轴的一端连接所述第二转子，另一端连接所述第三转子。
进一步地，所述第一转扇包括第一叶片盘和第一工作叶片，所述第一叶片盘的外表面设置第一工作叶片；所述第二转扇包括第二鼓筒和第二工作叶片，所述第二鼓筒的内表面设置第二工作叶片。
进一步地，多个第一转盘依次连接；和/或多个第二转盘依次连接。
进一步地，所述第三转扇包括第三叶片盘和第三工作叶片，所述第三叶片盘的外表面设置第三工作叶片；所述第四转扇包括第四鼓筒和第四工作叶片，所述第四鼓筒的内表面设置第四工作叶片。
进一步地，多个第三转盘依次连接；和/或多个第四转盘依次连接。
进一步地，还包括加力燃烧室系统，所述加力燃烧室系统接收所述涡轮系统喷出的未充分燃烧的第一高温高压燃气再次点火燃烧，燃烧产生的第二高温高压燃气喷至尾喷管系统，以产生额外的推力。
采用上述技术方案，本发明包括如下优点：
1、本发明通过使第一转子和第二转子对转，在保证了重量和体积小的基础上，增加了空气流量，提高了发动机的推力。
2、本发明的对转结构，使得静子也能对气体做功(即第二转子)，因而在总压比不变的条件下，本发明发动机的结构更为紧凑。
3、本发明第一转子、静子(即第二转子)均能对气体做功，使得做功的叶轮级数增加，单级叶轮增压比可相对减小，转速略有下降，有益于各转子件以及轴承寿命。
4、本发明通过设置第一转子和第二转子对转，大幅提高了发动机的通流能力，提高了发动机推力，并且能够减小发动机的轴向长度以及迎风面积，减轻发动机的重量，增大其推重比，使其能够适应于更大推重比需求的飞机。
5、本发明通过设置第三转子和第四转子对转，减小发动机的轴向长度以及迎风面积，减轻发动机的重量，增大其推重比，使其能够适应于更大推重比需求的飞机。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为现有技术的结构示意图；
图2为本发明实施例中一种高通流对转结构涡喷发动机的结构示意图；
附图中：1-进气道，2-低压压气机，3-高压压气机，4-燃烧室，5-高压涡轮，6-低压涡轮，7-加力燃烧室，8-尾喷管，10-进气道系统，20-压气机系统，210-第一转子，211-第一转扇，220-第二转子，221-第二转扇，30-燃烧室系统，40-涡轮系统，410-第三转子，420-第四转子，50-尾喷系统，60-传动轴系，610-第一传动轴，620-第二传动轴，70-加力燃烧室系统。
具体实施方式
以下的说明提供了许多不同的实施例或是例子，用来实施本发明的不同特征。以下特定例子所描述的元件和排列方式，仅用来精简的表达本发明，其仅作为例子，而并非用以限制本发明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语"上"、"下"、"前"、"后"、"左"、"右"、"垂直"、"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或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有"第一"、"第二"的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本发明的描述中，"多个"的含义是多个或多个以上，除非另有明确具体的限定。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语"安装"、"相连"、"连接"应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接或可以相互通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是多个元件内部的连通或多个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之"上"或之"下"可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征"之上"、"上方"和"上面"包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征"之下"、"下方"和"下面"包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
为使本发明实施例的目的、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清楚、完整地说明，显然，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。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。
如图2所示，本实施例提供了一种高通流对转结构涡喷发动机，包括机匣，所述机匣包括进气机匣和排气机匣，所述机匣的内部设置有：
进气道系统10，所述进气道系统10包括进气道，空气通过所述进气道流入压气机系统20；
压气机系统20，所述压气机系统20对经由进气道流入壳体的空气进行减速增压；所述压气机系统20包括对转的第一转子210和第二转子220；所述第一转子210包括多个第一转扇211，所述第二转子220包括多个第二转扇221，所述第一转扇211和第二转扇221间隔设置；其中，对转应该理解为第一转扇211的第一扇叶和第二转扇221的第二扇叶是相对设置的；第一转扇211和第二转扇221间隔设置，即是现有技术中，静子转子间隔设置的形式；
第一转子210和第二转子220的转向可以同向也可以异向，优选的，所述第一转子210和第二转子220异向转动；
燃烧室系统30，所述燃烧室系统30接收压气机系统20出来的高压空气并喷出第一高温高压燃气；
涡轮系统40，所述燃烧室系统30喷出的第一高温高压燃气驱动涡轮系统40运转；
尾喷系统50，从所述涡轮系统40出来的第一高温高压燃气通过所述尾喷系统50膨胀加速，从而产生推力；
传动轴系60，所述传动轴系60用于连接所述涡轮系统40和所述压气机系统20。
需要说明的是，现有技术中转子的间隙中设置的是静子，静子是不转动的，而本申请中将静子(即本申请的第二转子220)设置成转动的，在没有增加发动机体积和重量的前提下，增加了空气流量，提高了发动机的推力。
所述压气机系统20设置在所述进气道系统10和燃烧室系统30之间，所述进气道系统10和所述压气机系统20、燃烧室系统30之间形成的一个密封的通路，即从进气道系统10进入的空气会通过压气机系统2020全部到达所述燃烧室系统30。这样可以提高空气的使用率，同时还具有导流的作用。
具体的，所述第二转子220的转盘(转盘包括下述的多个第二鼓筒)，所述转盘靠近所述进气道系统10的一侧设置有第一限位凸台，所述第一限位凸台位于所述进气道系统10径向的外侧，同时所述第一所述转盘靠近所述燃烧室310的一侧设置有第二限位凸台，所述第二限位凸台位于所述燃烧室310径向的外侧；基于此结构第二转子220可以实现转动。在所述第二转子220径向外侧设置有密封环，所述密封环一侧固定连接所述进气道系统10，另一侧固定连接所述燃烧室系统30。基于此，进气道系统10和所述压气机系统20、燃烧室系统30之间形成的一个密封的通路。
进一步地，所述传动轴系60包括第一传动轴610和第二传动轴620，所述第一传动轴610的轴向长度大于所述第二传动轴620的轴向长度，所述第一传动轴610穿过所述第二传动轴620(即第一传动轴610设置在第二传动轴620内)。第一传动轴610和第二传动轴620最好同轴设置。
进一步地，所述涡轮系统40包括对转的第三转子410和第四转子420。基于此，具有减小发动机的轴向长度以及迎风面积、减轻发动机的重量的优点。对转应该理解为第三转扇的第三扇叶和第四转扇的第四扇叶是相对设置的；第三转子410和第四转子420的转向可以同向也可以异向，优选的，所述第三转子410和第四转子420异向转动；需要说明的是，第一转子210的转向和第四转子420的转向是相同的，第二转子220和第三转子410的转向是相同的。
进一步地，所述第三转子410包括多个第三转扇，所述第四转子420包括多个第四转扇，所述第三转扇和第四转扇间隔设置。
进一步地，所述第一传动轴610的一端连接所述第一转子210，另一端连接所述第四转子420；所述第二传动轴620的一端连接所述第二转子220，另一端连接所述第三转子410。
进一步地，所述第一转扇211包括第一叶片盘和第一工作叶片，所述第一叶片盘的外表面设置第一工作叶片；所述第二转扇221包括第二鼓筒和第二工作叶片，所述第二鼓筒的内表面设置第二工作叶片。
进一步地，多个第一叶片盘依次连接；和/或多个第二鼓筒依次连接。
优选的，所述多个第一叶片盘一体成型；和/或所述多个第二鼓筒一体成型；基于此，使转子的结构更加稳定。
进一步地，所述第三转扇包括第三叶片盘和第三工作叶片，所述第三叶片盘的外表面设置第三工作叶片；所述第四转扇包括第四鼓筒和第四工作叶片，所述第四鼓筒的内表面设置第四工作叶片。
进一步地，多个第三叶片盘依次连接；和/或多个第四叶片盘依次连接。
优选的，多个第三叶片盘一体成型，和/或多个第四叶片盘一体成型；基于此使转子结构更加稳定。
进一步地，还包括加力燃烧室系统70，所述加力燃烧室系统70接收所述涡轮系统40喷出的未充分燃烧的第一高温高压燃气再次点火燃烧，燃烧产生的第二高温高压燃气喷至尾喷管系统，以产生额外的推力。通过加力燃烧室系统70再次燃烧，使燃烧室系统30未燃烧的氧气再次参与燃烧，避免了氧气的浪费，提高了发动机的推力。
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 (10)
1.一种高通流对转结构涡喷发动机，其特征在于，包括机匣，所述机匣包括进气机匣和排气机匣，所述机匣的内部设置有：
进气道系统(10)，所述进气道系统(10)包括进气道，空气通过所述进气道流入压气机系统(20)；
压气机系统(20)，所述压气机系统(20)对经由进气道流入的空气进行减速增压；所述压气机系统(20)包括对转的第一转子(210)和第二转子(220)；
所述第一转子(210)包括多个第一转扇(211)，所述第二转子(220)包括多个第二转扇(221)，所述第一转扇(211)和第二转扇(221)间隔设置；
燃烧室系统(30)，所述燃烧室系统(30)接收压气机系统(20)出来的高压空气并喷出第一高温高压燃气；
涡轮系统(40)，所述燃烧室系统(30)喷出的第一高温高压燃气驱动涡轮系统(40)运转；
尾喷系统(50)，从所述涡轮系统(40)出来的第一高温高压燃气通过所述尾喷系统(50)膨胀加速，从而产生推力；
传动轴系(60)，所述传动轴系(60)用于连接所述涡轮系统(40)和所述压气机系统(20)。
2.如权利要求1所述的一种高通流对转结构涡喷发动机，其特征在于，所述传动轴系(60)包括第一传动轴(610)和第二传动轴(620)，所述第一传动轴(610)的轴向长度大于所述第二传动轴(620)的轴向长度，所述第一传动轴(610)穿过所述第二传动轴(620)。
3.如权利要求1或2所述的一种高通流对转结构涡喷发动机，其特征在于，所述涡轮系统(40)包括对转的第三转子(410)和第四转子(420)。
4.如权利要求3所述的一种高通流对转结构涡喷发动机，其特征在于，所述第三转子(410)包括多个第三转扇，所述第四转子(420)包括多个第四转扇，所述第三转扇和第四转扇间隔设置。
5.如权利要求3所述的一种高通流对转结构涡喷发动机，其特征在于，所述第一传动轴(610)的一端连接所述第一转子(210)，另一端连接所述第四转子(420)；所述第二传动轴(620)的一端连接所述第二转子(220)，另一端连接所述第三转子(410)。
6.如权利要求1或5所述的一种高通流对转结构涡喷发动机，其特征在于，所述第一转扇(211)包括第一叶片盘和第一工作叶片，所述第一叶片盘的外表面设置第一工作叶片；所述第二转扇(221)包括第二鼓筒和第二工作叶片，所述第二鼓筒的内表面设置第二工作叶片。
7.如权利要求6所述的一种高通流对转结构涡喷发动机，其特征在于，多个第一转盘依次连接；和/或多个第二转盘依次连接。
8.如权利要求6所述的一种高通流对转结构涡喷发动机，其特征在于，所述第三转扇包括第三叶片盘和第三工作叶片，所述第三叶片盘的外表面设置第三工作叶片；所述第四转扇包括第四鼓筒和第四工作叶片，所述第四鼓筒的内表面设置第四工作叶片。
9.如权利要求8所述的一种高通流对转结构涡喷发动机，其特征在于，多个第三转盘依次连接；和/或多个第四转盘依次连接。
10.如权利要求1所述的一种高通流对转结构涡喷发动机，其特征在于，还包括加力燃烧室系统(70)，所述加力燃烧室系统(70)接收所述涡轮系统(40)喷出的未充分燃烧的第一高温高压燃气再次点火燃烧，燃烧产生的第二高温高压燃气喷至尾喷管系统，以产生额外的推力。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310315748.XA CN116517689A (zh) | 2023-03-28 | 2023-03-28 | 一种高通流对转结构涡喷发动机 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310315748.XA CN116517689A (zh) | 2023-03-28 | 2023-03-28 | 一种高通流对转结构涡喷发动机 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN116517689A true CN116517689A (zh) | 2023-08-01 |
Family
ID=87394810
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202310315748.XA Pending CN116517689A (zh) | 2023-03-28 | 2023-03-28 | 一种高通流对转结构涡喷发动机 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN116517689A (zh) |
-
2023
- 2023-03-28 CN CN202310315748.XA patent/CN116517689A/zh active Pending
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2507972C (en) | Method and apparatus for assembling gas turbine engines | |
| RU2472961C2 (ru) | Турбовентиляторный двигатель с двойным обтеканием | |
| CA2559963C (en) | Gas turbine engine provided with a foreign matter removal passage | |
| US6339927B1 (en) | Integrated fan-core twin spool counter-rotating turbofan gas turbine engine | |
| US6763653B2 (en) | Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster | |
| CN1328493C (zh) | 旋绕式燃烧喷嘴发动机 | |
| WO2011000182A1 (zh) | 涡轮增压器双层流道变截面涡轮机 | |
| CN215595986U (zh) | 一种混流式风扇气动结构 | |
| EP3464833A2 (en) | Method and system for a two frame gas turbine engine | |
| CN103557166A (zh) | 一种多级离心式压缩机 | |
| CN106762139A (zh) | 一种具有嵌入式叶片的燃气轮机 | |
| WO2021249184A1 (zh) | 一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机 | |
| US3462953A (en) | Gas turbine jet propulsion engine | |
| US7658063B1 (en) | Gas turbine having a single shaft bypass configuration | |
| CN116517689A (zh) | 一种高通流对转结构涡喷发动机 | |
| CN106089799B (zh) | 基于超燃冲压发动机进气道压缩技术的压缩转子 | |
| CN209892349U (zh) | 增压冲压发动机及飞行器 | |
| CN116591971A (zh) | 一种高低压比的双流道离心压气机 | |
| CN101105187B (zh) | 预旋叶片式机匣处理方法 | |
| CN110005544A (zh) | 自驱动外涵道环形扇叶压缩装置 | |
| CN114483304A (zh) | 一种新型变循环涡轴发动机结构 | |
| CN110030113B (zh) | 增压冲压发动机及飞行器 | |
| CN209800118U (zh) | 自驱动外涵道环形扇叶压缩装置 | |
| KR20110125717A (ko) | 사류형 압축기 | |
| CN203532280U (zh) | 一种多级离心式压缩机 |
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 |