DE2323380C3 - Gebläsestrahldüse für Mantelgebläse-Zweistrom-Turboluftstrahltriebwerke - Google Patents

Gebläsestrahldüse für Mantelgebläse-Zweistrom-Turboluftstrahltriebwerke

Info

Publication number
DE2323380C3
DE2323380C3 DE2323380A DE2323380A DE2323380C3 DE 2323380 C3 DE2323380 C3 DE 2323380C3 DE 2323380 A DE2323380 A DE 2323380A DE 2323380 A DE2323380 A DE 2323380A DE 2323380 C3 DE2323380 C3 DE 2323380C3
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
nozzle
fan
end part
jet
additional
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.)
Expired
Application number
DE2323380A
Other languages
English (en)
Other versions
DE2323380B2 (de
DE2323380A1 (de
Inventor
Kenneth William Bristol Clark
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.)
Rolls Royce PLC
Original Assignee
Rolls Royce PLC
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 Rolls Royce PLC filed Critical Rolls Royce PLC
Publication of DE2323380A1 publication Critical patent/DE2323380A1/de
Publication of DE2323380B2 publication Critical patent/DE2323380B2/de
Application granted granted Critical
Publication of DE2323380C3 publication Critical patent/DE2323380C3/de
Expired legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/09Varying effective area of jet pipe or nozzle by axially moving an external member, e.g. a shroud
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/64Reversing fan flow
    • F02K1/66Reversing fan flow using reversing fan blades

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)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Description

tem Schub bzw. des Umkehrschubbetriebes optimal angepaßt werden kann. Durch die strömungstechnisch günstige Gestaltung der Begrenzungsflächen der jeweiligen zusätzlichen Düsenöffnung in einer ein Anhaften der Strömung an den jeweils stranabwärtigen Wandungsflächen begünstigenden Weise werden Strömungsverluste minimal gehalten.
Bevorzugte Ausführungsformen und zweckmäßige Weiterbildungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.
Die Erfindung wird nachstehend anhand zweier bevorzugter Ausführungsbeispiele mit Bezug auf die Zeichnungen mehr im einzelnen beschrieben. Es zeigt
F i g. 1 einen Längsschnitt durch ein Mantelgebläsetriebwerk mit Versteilgebläse und einer Gebläsestrahldüse nach der Erfindung, die
F i g. 2 bis 4 jeweils einen Axialhalbschnitt durch die Gebläsestrahldüse in drei verschiedenen Betriebsstellungen,
F i g. 5 einen Querschnitt durch die Geblc ^strahldüse in der Ebene I-I in F i g. 1,
F i g. 6 einen Querschnitt durch die Gebläsestrahldüse in der Ebene H-II in F i g. 1,
F i g. 7 eine Dichtungsanordnung zwischen festen und beweglichen Düsenteilen, und die
Fig.8 bis 10 eine weitere Ausführungsform einer Gebläsestrahldüse nach der Erfindung in drei verschiedenen Betriebsstellungen.
F i g. 1 zeigt ein Mantelgebläse-Zweistrom-Turboluftstrahltriebwerk 11, das über einen Pylon 12 an der Tragfläche 13 eines nicht dargestellten Flugzeuges aufgehängt ist. Das Triebwerk weist eine das Gebläse 15 umgebende Gebläsestrahldüse 14 auf, die aus einem feststehenden stromaufseitigen Düsenring 24 und einem relativ dazu axial verschiebbaren Düsenendteil 20 besteht. Die Steigung der Gebläseblätter ist mittels einer Blattsteigungs-Verstelleinrichtung 16 veränderbar. Das von einem Basistriebwerk 17 angetriebene Gebläse fördert Luft durch den von der Gebläsestrahldüse umschlossenen Gebläsekanal 18.
Der Austrittsquerschnitt der Gebläsestrahldüse ist durch axiales Verschieben des beweglichen Düsenendteils 20 veränderbar. Das axial nach hinten verschiebbare Düsenendteil 20 ist vorzugsweise als vollständiger Ring ausgebildet, da auf diese Weise mittels einer leichten Konstruktion die zur Aufnahme der Gaskräfte erforderliche Festigkeit erzielbar ist.
Das bewegliche Düsenendteil 20 ist entlang einer Führungsschienelanordnung 19 aus einer ersten, in F i g. 2 gezeigten Betriebsstellung 21 für den Reiseflugzustand in eine zweite, in Fig. 3 gezeigte Betriebsstellung 22 für den Flugzeugstart und in eine dritte, in F i g. 4 gezeigte Betriebsstellung für den Gebläsebetrieb mit umgekehrtem Schub verschiebbar.
In seiner ersten Betriebsstellung 21 gemäß Fig. 2 stößt das ringförmige Düsenendteil 20 am feststehenden Düsenring 24 der Oebläsestrahldüse 14 an, so daß seine Außenfläche 25 um' seine Innenfläche 26 zusammen mit der Außenfläche 27 und der Innenfläche 28 des feststehenden DüNi-'nringes 24 ein kontinuierliches Profil bilden.
Bei den Fig. 2 Pis 4 ist die Schnittebene gegenüber der Fig. 1 etwas vvinkelversetzt, so daß eine von vier Schubspindeln 3) /ur Verschiebung des bewegliehen Düsenendtcils 20 sichtbar ist. Die Innenwandung der Gebläses!rahldüse is! mil schallschluckendem Material 32 ausgekleidet. Eine aufblasbare Dichtung 13 verhindert ein Durchlecken von Lu!'. durch den Zwischenraum zwischen dem feststehenden Düsenring und dem beweglichen Düsenendte.'l in dessen erster, sich bündig an den feststehenden Düsenring anschließenden Betriebsstellung.
·"· In F i g. 3 sind die Schubspindeln 31 ausgefahren und halten den verschiebbaren Düsenendteil 20 mit axialem Abstand vom feststehenden Düsenring 24, so daß zwischen ihnen eine zusätzliche Düsenöffnung 40 gebildet ist, durch welche ein Teil der durch den
ίο Gebläsekanal 18 geförderten Luft in Richtung des Pfeiles 42 ausströmt, während der übrige Teil in Richtung des Pfeiles 41 durch den Düsenendteil hindurch weiterströmt Die Begrenzungsflächen 34 der zusätzlichen Düsenöffnung 40 sind so ausgebildet, daß die durch die zusätzliche Düsenöffnung austretende Luftströmung an der Außenfläche 35 des verschiebbaren Düsenendtcils 20 anhaftet und folglich kein vergrößerter Luftwiderstand infolge eines Abreißens der Strömung an der Außenfläche der Gebläsestrahldüse auftritt.
In der Betriebsstellung nach F i g. 4 sind die Schubspindeln 31 noch weiter ausgefahren, so daß das bewegliche Düsenendteil einen vergrößerten Axialabstand vom feststehenden Düsenring hat Diese Betriebsstellung ist dem Schubumkehrbetrieb zugeordnet, in welchem die Strömungsrichtung durch den Gebläsekanal 18 umgekehrt ist und die Düsenaustrittsöffnung als Lufteinlauf wirkt. Die zwischen dem feststehenden Düsenring und dem verschiebbaren Düsenendteil
JO gebildete zusätzliche Düsenöffnung wirkt also als zusätzlicher Lufteinlauf, durch welchen Luft in Richtung des Pfeiles 43 in den Gebläsekanal einströmt.
Die vier Schubspindeln 31 weisen jeweils ein Kugelumlaufgetriebe auf und werden durch einen
ü biegsamen Antrieb angetrieben, der in Fig.5 dargestellt ist. Ein Luftmotor 51 treibt die Schubspindeln 31 über eine nicht dargestellte biegsame Welle an, die in einer Führung 52 im feststehenden Düsenring 24 verläuft. Die Schubspindeln 31 selbst sind vorzugsweise
■»o hydraulische Schraubspindeln, da diese leicht miteinander in Gleichlauf zu bringen sind und im Falle des Ausfalls einer Schubspindel die übrigen Schubspindeln noch wirksam arbeiten.
F i g. 6 zeigt einen Schnitt durch die Führungsschienenanordnung 19, welche das verschiebbare Düsenendteil 20 führt. Der Pylon 12 und die zugehörigen Verkleidungen 53 umschließen die Führungsschienenanordnung 19, die zwei parallel zur Achse des Gebläsekanals 18 verlaufende Führungsschienen 54 und
w 55 aufweist, die mittels mit gegenseitigen Abstanden angeordneten Befestigungsstücken 56 aneinander und am Pylon 12 befestigt sind.
Zusätzlich zu der in Umfangsrichtung verlaufenden Dichtung 33, die in der ersten, axial nicht verschobenen
i"» Betriebsstellung des verschiebbaren Düsenendteils ein Auslecken von Luft durch die Stoßstelle zwischen dem beweglichen Düsenendteil und dem feststehenden Düsenring verhindert, ist es auch notwendig, eine Dichtung zwischen dem Düsenring und der Führungs-
iti Schienenanordnung 19 anzuordnen. Dazu ist ein« federnde Dichtung 63 zwischen einer Nase 61 der Führungsschiene 55 und einer Nase 62 eines Pylonteils 59 eingelegt, die beispielsweise als Gummischlauch ausgebildet ist, und außerdem isi /wischen einem in der
'" Führungsschiene 55 geführten T-Stück 58 und der Führungsschiene eine federnde Auskleidung 64, beispielsweise aus Polytetrafluorethylen, vorgesehen. Da die Führungsschienen das verschiebbare Düsenendteil
nicht nur führen, sondern auch dessen Gewicht tragen, neigt das T-Stück 58 etwas zum Verkanten, so daß sich zwischen ihm und der federnden Auskleidung zwei Dichtungslinien 65 und 66 ausbilden.
Eine andere Ausführungsform der Gebläsestrahldüse ist in den Fig. 1I 9 und 10 dargestellt. Bei dieser Ausführungsform ist das verschiebbare Düsenendteil zweiteilig ausgebildet und weist ein Endglied 71 und ein zwischen diesem und dem feststehenden Düsenring 72 befindliches Zwischenglied 70 auf. In der in Fig.8 dargestellten ersten Betriebsstellung schließen der feststehende Düsenring 72, das Zwischenglied 70 und das Endglied 71 bündig aneinander an.
In der in Fig.9 gezeigten zweiten Betriebsstellung für vergrößerten Durchsatz ist nur das Endglied 7! axial nach hinten verschoben, so daß zwischen ihm und dem Zwischenglied 70 eine zusätzliche Düsenöffnung 78 gebildet ist, durch welche ein Teil des vergrößerten Luftdurchsatzes entsprechend dem Pfeil 74 austritt. Die Begrenzungsflächen dieser zusätzlichen Düsenöffnung 78 sind wiederum so gestaltet, daß die durch diese zusätzliche Düsenöffnung austretende Strömung an der Außenfläche 73 des Endglieds 71 anhaftet.
In der in F i g. 10 dargestellten, dem Schubumkehrbetrieb zugeordneten dritten Betriebsstellung sind das Endglied 71 und das Zwischenglied 70 gemeinsam axial nach hinten verschoben, so daß zwischen dem Zwischenglied 70 und dem feststehenden Düsenring 72 eine zusätzliche Einlauföffnung 76 hergestellt ist, durch welche Luft gemäß den Pfeilen 77 zusätzlich zu der durch das Düsenendteil gemäß dem Pfeil 75 einströmenden Strömung in den Gebläsekanal 18 eintritt. Die
'"> Begrenzungsflächen der zusätzlichen Einlauföffnung 76 sind so gestaltet, daß die zusätzliche Einlaufströmung an der Innenwandung des feststehenden Düsenringes 72 anhaftet.
Hierzu 5 Blatt Zeichnungen

Claims (6)

Patentansprüche:
1. Gebläsestrahldüse fur Mantelgebläse-Zweistrom-Turboluftstrahltriebwerke, mit einem feststehenden Düsenring und einem axial mit Bezug auf diesen verschiebbaren Düsenendteil, das zwischen einer sich an den feststehenden Düsenring anschließenden Betriebsstellung und einer bezüglich des Düsenrings axial nach hinten verschobenen Betriebsstellung verschiebbar ist, in welcher es zwischen sich und dem Düsenring eine zusätzliche Düsenöffnung bildet, dadurch gekennzeichnet, daß das verschiebbare Düsenendtei! (20; 70, 71) wahlweise in zwei verschiedene, bezüglich des feststehenden Düsenringes (24; 72) axial verschobene Betriebsstellungen bringbar ist, wobei die zusätzliche Düsenöffnung (40; 78) in der einen (Fig.3; Fig.9) dieser beiden Betriebsstellungen eine zusätzliche Austrittsöffnung — Betrieb mit vergrößertem Gebläsedurchlaß — und in der anderen (F i g. 4; F i g. 10) dieser beiden Betriebssteliungen einen zusätzlichen Lufteinlauf — Schubumkehrbetrieb — bildet, und daß die Konturen der am Düsenring (24; 72) beziehungsweise am Düsenendteil gebildeten Begrenzungsflächen (34) der jeweiligen zusätzlichen Düsenöffnung in einer ein Anhaften der Aus- bzw. Einströmung durch die zusätzliche Düsenöffnung an den jeweils stromabwärtigen Wandungsflächen begünstigenden Weise gestaltet sind.
2. Gebläsestrahldüse nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das verschiebbare Düsenendteil (20) in seiner anderen verschobenen Betriebsstellung — als Lufteinlauf wirkende zusätzliche Düsenöffnung — eine größere Axialdistanz vom Düsenring aufweist als in seiner einen verschobenen Betriebsstellung — als Austrittsöffnung wirkende zusätzliche Düsenöffnung.
3. Gebläsestrahldüse nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das verschiebbare Düsenendteil zweiteilig ausgebildet ist und ein Endglied (71) und ein zwischen diesem und dem feststehenden Düsenring (72) befindliches Zwischenglied (70) aufweist, und daß in der einen verschobenen Betriebsstellung des Düsenendteils nur das Endglied (71) axial nach hinten verschoben ist und zwischen sich und dem Zwischenglied eine Austrittsöffnung (78) bildet und in der anderen verschobenen Betriebsstellung das Endglied zusammen mit dem Zwischenglied (70) axial nach hinten verschoben ist und das Zwischenglied zwischen sich und dem Düsenring (72) einen Lufteinlauf (76) bildet.
4. Gebläsestrahldüse nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Düsenendteil (20; 70, 71) ringförmig ausgebildet und auf zwei Führungsschienen (19) axial verschiebbar geführt ist.
5. Gebläsestrahldüse nach einem der Ansprüche 1 bis 4, gekennzeichnet durch Kugelumlaufgetriebe (31) aufweisende Verschiebeantriebe für das Düsenendteil (20; 70, 71).
6. Gebläsestrahldüse nach einem der Ansprüche 1 bis 5, gekennzeichnet durch Dichtungsmittel (33) zwischen dem verschiebbaren Düsenendteil und dem feststehenden Düsenring zur Verhinderung einer Leckströmung bei in der sich an den Düsenring anschließenden Betriebs.stelhing befindlichem Düsenendteil.
Die Erfindung betrifft eine Geblasestrahldüse fur Mantelgebläse-Zweistrom-Turboluftstrahltriebwerke nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
Bei Mantelgebläse-Zweistrom-Turboluftstrahltriebwerken mit Verstellgebläse ist es erforderlich, den Austrittsquerschnitt des Gebläsekanals in Anpassung an den unterschiedlichen Gebläsedurchsatz verändern zu können. Während beim Starten die Gebläseblätte·· bei großer Steigungseinstellung den maximalen Durchsatz fördern, ist der Durchsatz beim Reiseflug bei kleinerer Steigungseinstellung geringer. Beim Landen werden die Gebläseblätter auf negative Steigung eingestellt, um die Strömungsrichtung im Gebläsekanal umzukehren und einen Umkehrschub zum Abbremsen des Flugzeuges zu
'■> erzeugen, wobei das Austrittsende des Gebläsekanals als Lufteinlauf wirken muß.
Eine Gebläsestrahldüse mit einem sich an einen feststehenden Düsenring anschließenden, axial mit Bezug auf diesen verschiebbaren Düsenendteil ist, allerdings zu einem anderen Zweck, bereits aus der GB-PS 12 44 292 bekannt.
Diese GB-PS 12 44 292 befaßt sich mit der Herabsetzung des Lärmpegels bei einem Mantelgebläse-Zweistrom-Turboluftstrahltriebwerk, insbesondere beim Start, wobei nicht das Strahlgeräusch, sondern das durch die Wechselwirkung zwischen feststehenden Leitschaufeln und schnell an diesen vorbei umlaufenden Laufschaufeln verursachte Geräusch reduziert werden soll. Dazu wird um ein Austreten dieses Geräusches
durch den Lufteinlauf zu verhindern, die Strömungsgeschwindigkeit der in den Lufteinlauf eintretenden Luft durch geeignete Maßnahmen erhöht. Das axial verschiebbare Düsenendteil dient zum Ausgleich dieser Geschwindigkeitserhöhung der einströmenden Luft, indem es bei axialer Verschiebung nach hinten eine zusätzliche Austrittsöffnung freilegt, womit bei dem bekannten Triebwerk durch Herabsetzung der Druckrückwirkung eine Entlastung des Gebläses und somit eine Steigerung der Gebläsedrehzahl und des Gebläsedurchsatzes erreicht wird. Das verschiebbare Düsenendteil ist bei der bekannten Anordnung im Querschnitt etwa dreieckförmig, so daß die durch die zusätzliche Düsenöffmsng bei nach hinten verschobenem Düsenendteil austretende Luft etwa radial nach außen
4*> ausströmt, womit eine Schubvernichtung erreicht wird, denn eine Schuberhöhung soll bei der bekannten Anordnung durch die Vergrößerung des Gebläsedurchsatzes nicht stattfinden.
Der Erfindung liegt im Gegensatz dazu die Aufgabe
"i" zugrunde, die Gebläsestrahldüse eines Mantelgebläsetriebwerks, das mit einem Verstellgebläse ausgestattet ist, an die verschiedenen Betriebszustände des Verstellgebläses anpassen zu können, d. h. bei einer Steigerung des Gebläsedurchsatzes durch entsprechende Verstell-
r'r> gebläseeinstellung soll eine möglichst verlustlose Schubsteigerung erzielt werden, und im Schubumkehrbetrieb soll dem Gebläse zur Eirzeugung eines ausreichenden Umkehrschubes genügend Luft durch die Gebläsestrahldüse zugeführt werden können.
h0 Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung durch die im kennzeichnenden Teil des Anspruchs 1 angegebene Anordnung gelöst.
Mit der erfindungsgemäßen Konstruktion mit zwei verschiedenen axial verschobenen lietriebsstellungen
*" des verschiebbaren Düsenendteils bezüglich des feststehenden Düsenringes wird erreicht, daß die jeweils , -bildete zusätzliche Düsenöffnung den jeweiligen besonderen Erfordernissen des netriebes mit Kesteiuer-
DE2323380A 1972-05-09 1973-05-09 Gebläsestrahldüse für Mantelgebläse-Zweistrom-Turboluftstrahltriebwerke Expired DE2323380C3 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB2165972A GB1418905A (en) 1972-05-09 1972-05-09 Gas turbine engines

Publications (3)

Publication Number Publication Date
DE2323380A1 DE2323380A1 (de) 1973-11-29
DE2323380B2 DE2323380B2 (de) 1980-12-18
DE2323380C3 true DE2323380C3 (de) 1981-09-10

Family

ID=10166655

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE2323380A Expired DE2323380C3 (de) 1972-05-09 1973-05-09 Gebläsestrahldüse für Mantelgebläse-Zweistrom-Turboluftstrahltriebwerke

Country Status (5)

Country Link
US (1) US3820719A (de)
JP (1) JPS5621901B2 (de)
DE (1) DE2323380C3 (de)
FR (1) FR2184021B1 (de)
GB (1) GB1418905A (de)

Families Citing this family (171)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3940092A (en) * 1974-11-07 1976-02-24 The Boeing Company Jet flow deflector for aircraft
US4132068A (en) * 1975-04-30 1979-01-02 The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration Variable area exhaust nozzle
US4206893A (en) * 1978-09-27 1980-06-10 The Boeing Company Seal closure for slot in engine mounting strut
GB2043786B (en) * 1979-03-10 1983-01-12 Rolls Royce Gas turbine engine power plant
US4278220A (en) * 1979-03-30 1981-07-14 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Thrust reverser for a long duct fan engine
US4371132A (en) * 1980-01-11 1983-02-01 Rolls Royce Limited Reversible thrust ducted fan propulsion unit
FR2496766A1 (fr) * 1980-12-23 1982-06-25 Snecma Dispositif de guidage de carenage mobile d'un systeme d'inversion de poussee
FR2499158B1 (fr) * 1981-02-05 1985-10-18 Snecma Dispositif de reduction de poussee residuelle pour turboreacteur
GB2182724B (en) * 1985-10-08 1988-12-07 Rolls Royce Gas turbine engine thrust reverser
GB2189550A (en) * 1986-04-25 1987-10-28 Rolls Royce A gas turbine engine powerplant with flow control devices
FR2622929A1 (fr) * 1987-11-05 1989-05-12 Hispano Suiza Sa Inverseur de poussee de turboreacteur a grilles,a section variable d'ejection
GB2212859B (en) * 1987-12-02 1991-03-06 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine with surge controller
US5090196A (en) * 1989-07-21 1992-02-25 The Boeing Company Ducted fan type gas turbine engine power plants
US5778659A (en) * 1994-10-20 1998-07-14 United Technologies Corporation Variable area fan exhaust nozzle having mechanically separate sleeve and thrust reverser actuation systems
US5706649A (en) * 1995-04-03 1998-01-13 Boeing North American, Inc. Multi axis thrust vectoring for turbo fan engines
US5655360A (en) * 1995-05-31 1997-08-12 General Electric Company Thrust reverser with variable nozzle
MXPA03002620A (es) * 2000-09-28 2004-05-05 Siemens Ag Aparato clasificador de zapatas y listones de desplazamiento positivo y metodo.
US6751944B2 (en) 2001-10-23 2004-06-22 The Nordam Group, Inc. Confluent variable exhaust nozzle
US7010905B2 (en) 2003-02-21 2006-03-14 The Nordam Group, Inc. Ventilated confluent exhaust nozzle
US6945031B2 (en) 2003-02-21 2005-09-20 The Nordam Group, Inc. Recessed engine nacelle
US6971229B2 (en) * 2003-02-26 2005-12-06 The Nordam Group, Inc. Confluent exhaust nozzle
US6966175B2 (en) * 2003-05-09 2005-11-22 The Nordam Group, Inc. Rotary adjustable exhaust nozzle
US7127880B2 (en) * 2003-08-29 2006-10-31 The Nordam Group, Inc. Induction coupled variable nozzle
US7093793B2 (en) * 2003-08-29 2006-08-22 The Nordam Group, Inc. Variable cam exhaust nozzle
US8667688B2 (en) 2006-07-05 2014-03-11 United Technologies Corporation Method of assembly for gas turbine fan drive gear system
US7704178B2 (en) 2006-07-05 2010-04-27 United Technologies Corporation Oil baffle for gas turbine fan drive gear system
US10107231B2 (en) 2006-08-15 2018-10-23 United Technologies Corporation Gas turbine engine with geared architecture
US9976437B2 (en) 2006-08-15 2018-05-22 United Technologies Corporation Epicyclic gear train
US8858388B2 (en) 2006-08-15 2014-10-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine gear train
US8753243B2 (en) 2006-08-15 2014-06-17 United Technologies Corporation Ring gear mounting arrangement with oil scavenge scheme
FR2906573B1 (fr) * 2006-09-29 2008-11-21 Airbus France Sas Nacelle de reacteur d'aeronef et aeronef comportant une telle nacelle
WO2008045056A1 (en) * 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Tri-body variable area fan nozzle and thrust reverser
US8104262B2 (en) 2006-10-12 2012-01-31 United Technologies Corporation Dual function cascade integrated variable area fan nozzle and thrust reverser
US20100050595A1 (en) * 2006-10-12 2010-03-04 Migliaro Jr Edward F 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
DE102007001622A1 (de) * 2007-01-03 2008-07-10 Wetzel, Heinz-Eberhard, Dr. Strahltriebwerk
US20080273961A1 (en) 2007-03-05 2008-11-06 Rosenkrans William E Flutter sensing and control system for a gas turbine engine
US11149650B2 (en) 2007-08-01 2021-10-19 Raytheon Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US11346289B2 (en) 2007-08-01 2022-05-31 Raytheon Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US20150377123A1 (en) 2007-08-01 2015-12-31 United Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US11242805B2 (en) 2007-08-01 2022-02-08 Raytheon Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US11486311B2 (en) 2007-08-01 2022-11-01 Raytheon Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US9759087B2 (en) 2007-08-08 2017-09-12 Rohr, Inc. Translating variable area fan nozzle providing an upstream bypass flow exit
EP2578864B1 (de) * 2007-08-08 2014-09-24 Rohr, Inc. Veränderliche Gebläsedüse mit Bypass-Strom
US9701415B2 (en) 2007-08-23 2017-07-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
US8074440B2 (en) * 2007-08-23 2011-12-13 United Technologies Corporation Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
US10167813B2 (en) 2007-08-23 2019-01-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine with fan variable area nozzle to reduce fan instability
US9494084B2 (en) 2007-08-23 2016-11-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine with fan variable area nozzle for low fan pressure ratio
US9957918B2 (en) 2007-08-28 2018-05-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine front architecture
US20140157754A1 (en) 2007-09-21 2014-06-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine compressor arrangement
US8006479B2 (en) 2007-10-15 2011-08-30 United Technologies Corporation Thrust reversing variable area nozzle
US9010126B2 (en) * 2008-02-20 2015-04-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine with variable area fan nozzle bladder system
US20090226303A1 (en) * 2008-03-05 2009-09-10 Grabowski Zbigniew M Variable area fan nozzle fan flutter management system
US9074531B2 (en) 2008-03-05 2015-07-07 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle fan flutter management system
US8356483B2 (en) 2008-04-10 2013-01-22 United Technologies Corp Gas turbine engine systems involving variable nozzles with sliding doors
US20140174056A1 (en) 2008-06-02 2014-06-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine
US8973364B2 (en) 2008-06-26 2015-03-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine with noise attenuating variable area fan nozzle
FR2938237B1 (fr) * 2008-11-13 2011-05-20 Aircelle Sa Nacelle pour turboreacteur a capot amont translatable
US8459036B2 (en) * 2008-12-26 2013-06-11 Rolls-Royce Corporation Aircraft nozzle having actuators capable of changing a flow area of the aircraft nozzle
US9885313B2 (en) 2009-03-17 2018-02-06 United Technologes Corporation Gas turbine engine bifurcation located fan variable area nozzle
US8713910B2 (en) * 2009-07-31 2014-05-06 General Electric Company Integrated thrust reverser/pylon assembly
US20110120078A1 (en) * 2009-11-24 2011-05-26 Schwark Jr Fred W Variable area fan nozzle track
US20110120079A1 (en) * 2009-11-24 2011-05-26 Schwark Jr Fred W Variable area fan nozzle stiffeners and placement
US8739515B2 (en) * 2009-11-24 2014-06-03 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle cowl airfoil
US8443586B2 (en) * 2009-11-24 2013-05-21 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle bearing track
US8875486B2 (en) 2010-05-17 2014-11-04 Rohr, Inc. Guide system for nacelle assembly
US8511973B2 (en) 2010-06-23 2013-08-20 Rohr, Inc. Guide system for nacelle assembly
US8800261B2 (en) * 2010-07-19 2014-08-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine with noise attenuating variable area fan nozzle
US8820088B2 (en) 2010-07-27 2014-09-02 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle with acoustic system for a gas turbine engine
US20120079804A1 (en) * 2010-09-30 2012-04-05 Alan Roy Stuart Cowl assembly
US9995174B2 (en) 2010-10-12 2018-06-12 United Technologies Corporation Planetary gear system arrangement with auxiliary oil system
US8549834B2 (en) 2010-10-21 2013-10-08 United Technologies Corporation Gas turbine engine with variable area fan nozzle
US8997497B2 (en) * 2010-10-29 2015-04-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine with variable area fan nozzle
FR2972768B1 (fr) * 2011-03-14 2015-07-17 Snecma Turbomachine a helice(s) pour aeronef, a tuyere mobile
FR2974150B1 (fr) * 2011-04-14 2013-04-12 Aircelle Sa Inverseur de poussee pour turboreacteur d'aeronef
US10605167B2 (en) 2011-04-15 2020-03-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine front center body architecture
US9239012B2 (en) 2011-06-08 2016-01-19 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US9523422B2 (en) 2011-06-08 2016-12-20 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US9631558B2 (en) 2012-01-03 2017-04-25 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
US9506422B2 (en) 2011-07-05 2016-11-29 United Technologies Corporation Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines
US9909505B2 (en) 2011-07-05 2018-03-06 United Technologies Corporation Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines
US9938898B2 (en) 2011-07-29 2018-04-10 United Technologies Corporation Geared turbofan bearing arrangement
GB201117824D0 (en) * 2011-10-17 2011-11-30 Rolls Royce Plc Variable area nozzle for gas turbine engine
US9103298B2 (en) * 2011-12-29 2015-08-11 Rohr, Inc. Seal for a variable area fan nozzle
US9416677B2 (en) 2012-01-10 2016-08-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine forward bearing compartment architecture
US20130186058A1 (en) 2012-01-24 2013-07-25 William G. Sheridan Geared turbomachine fan and compressor rotation
US8935913B2 (en) 2012-01-31 2015-01-20 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
US9169781B2 (en) 2012-01-31 2015-10-27 United Technologies Corporation Turbine engine gearbox
US10400629B2 (en) 2012-01-31 2019-09-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
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
US9835052B2 (en) 2012-01-31 2017-12-05 United Technologies Corporation 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
US8863491B2 (en) 2012-01-31 2014-10-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
US10113434B2 (en) 2012-01-31 2018-10-30 United Technologies Corporation Turbine blade damper seal
US9394852B2 (en) 2012-01-31 2016-07-19 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle with wall thickness distribution
US8869508B2 (en) 2012-01-31 2014-10-28 United Technologies Corporation Gas turbine engine variable area fan nozzle control
US20130192198A1 (en) 2012-01-31 2013-08-01 Lisa I. Brilliant Compressor flowpath
US20150192070A1 (en) 2012-01-31 2015-07-09 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
US20130192251A1 (en) 2012-01-31 2013-08-01 Peter M. Munsell Buffer system that communicates buffer supply air to one or more portions of a gas turbine engine
US10415468B2 (en) 2012-01-31 2019-09-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine buffer system
US20130192240A1 (en) 2012-01-31 2013-08-01 Peter M. Munsell Buffer system for a gas turbine engine
US10724431B2 (en) 2012-01-31 2020-07-28 Raytheon Technologies Corporation Buffer system that communicates buffer supply air to one or more portions of a gas turbine engine
US10287914B2 (en) 2012-01-31 2019-05-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US10107191B2 (en) 2012-02-29 2018-10-23 United Technologies Corporation Geared gas turbine engine with reduced fan noise
US8790075B2 (en) 2012-03-30 2014-07-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine geared architecture axial retention arrangement
US10138809B2 (en) 2012-04-02 2018-11-27 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with a high ratio of thrust to turbine volume
US10125693B2 (en) 2012-04-02 2018-11-13 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with power density range
US9303590B2 (en) 2012-05-22 2016-04-05 Spirit Aerosystems, Inc. Variable area fan nozzle actuation system
US8572943B1 (en) 2012-05-31 2013-11-05 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
US20150308351A1 (en) 2012-05-31 2015-10-29 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
US10145335B2 (en) * 2012-09-28 2018-12-04 United Technologies Corporation Turbomachine thrust reverser
EP3456943B1 (de) 2012-09-28 2021-08-04 Raytheon Technologies Corporation Strömungsmessendes t-rohr mit geteilter zone
EP3690211A1 (de) 2012-10-08 2020-08-05 United Technologies Corporation Getriebeturbinenmotor mit relativ leichtem propellermodul
US11280271B2 (en) 2012-10-09 2022-03-22 Raytheon Technologies Corporation Operability geared turbofan engine including compressor section variable guide vanes
US10006405B2 (en) 2012-11-30 2018-06-26 General Electric Company Thrust reverser system with translating-rotating blocker doors and method of operation
US9932933B2 (en) 2012-12-20 2018-04-03 United Technologies Corporation Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size
US9920653B2 (en) 2012-12-20 2018-03-20 United Technologies Corporation Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size
US10436120B2 (en) 2013-02-06 2019-10-08 United Technologies Corporation Exhaust nozzle for an elongated gear turbofan with high bypass ratio
WO2014158439A1 (en) 2013-03-12 2014-10-02 United Technologies Corporation Flexible coupling for geared turbine engine
US11719161B2 (en) 2013-03-14 2023-08-08 Raytheon Technologies Corporation Low noise turbine for geared gas turbine engine
US10605172B2 (en) 2013-03-14 2020-03-31 United Technologies Corporation Low noise turbine for geared gas turbine engine
US10724479B2 (en) 2013-03-15 2020-07-28 United Technologies Corporation Thrust efficient turbofan engine
WO2014151673A1 (en) 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Aerodynamic track fairing for a gas turbine engine fan nacelle
US10113481B2 (en) 2013-03-15 2018-10-30 United Technologies Corporation Turbofan engine bearing and gearbox arrangement
EP2994628A4 (de) 2013-05-09 2017-01-18 United Technologies Corporation Stirnteil für turbofantriebwerk
EP3058202A4 (de) 2013-10-16 2017-06-28 United Technologies Corporation Turbogebläsemotor mit gezielter modularer wirkung
US10502163B2 (en) 2013-11-01 2019-12-10 United Technologies Corporation Geared turbofan arrangement with core split power ratio
EP3063385A4 (de) 2013-11-01 2017-07-12 United Technologies Corporation Getriebeturbolüfteranordnung mit geteilter kernleistung
US8869504B1 (en) 2013-11-22 2014-10-28 United Technologies Corporation Geared turbofan engine gearbox arrangement
JP6317946B2 (ja) * 2014-02-18 2018-04-25 三菱航空機株式会社 航空機
US10495106B2 (en) 2014-02-19 2019-12-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10570915B2 (en) 2014-02-19 2020-02-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108115B8 (de) 2014-02-19 2023-11-08 RTX Corporation Turboluftstrahltriebwerk mit getriebefan und niederdruckverdichterlaufschaufeln
US10557477B2 (en) 2014-02-19 2020-02-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126715A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126454A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108122B1 (de) 2014-02-19 2023-09-20 Raytheon Technologies Corporation Turboluftstrahltriebwerk mit getriebefan und niederdruckverdichterschaufeln
WO2015175043A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9599064B2 (en) 2014-02-19 2017-03-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10605259B2 (en) 2014-02-19 2020-03-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108106B1 (de) 2014-02-19 2022-05-04 Raytheon Technologies Corporation Schaufelblatt eines gasturbinenmotors
US10280843B2 (en) 2014-03-07 2019-05-07 United Technologies Corporation Geared turbofan with integral front support and carrier
US9879608B2 (en) 2014-03-17 2018-01-30 United Technologies Corporation Oil loss protection for a fan drive gear system
US10077739B2 (en) * 2014-04-24 2018-09-18 Rohr, Inc. Dual actuation system for cascade and thrust reverser panel for an integral cascade variable area fan nozzle
US9869190B2 (en) 2014-05-30 2018-01-16 General Electric Company Variable-pitch rotor with remote counterweights
US9976490B2 (en) 2014-07-01 2018-05-22 United Technologies Corporation Geared gas turbine engine with oil deaerator
US10060289B2 (en) 2014-07-29 2018-08-28 United Technologies Corporation Geared gas turbine engine with oil deaerator and air removal
US10072510B2 (en) 2014-11-21 2018-09-11 General Electric Company Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same
US9915225B2 (en) 2015-02-06 2018-03-13 United Technologies Corporation Propulsion system arrangement for turbofan gas turbine engine
US11225913B2 (en) 2015-02-19 2022-01-18 Raytheon Technologies Corporation Method of providing turbine engines with different thrust ratings
US20160245184A1 (en) * 2015-02-19 2016-08-25 United Technologies Corporation Geared turbine engine
DE102015203219A1 (de) * 2015-02-23 2016-08-25 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Triebwerksverkleidung einer Gasturbine mit Schubumkehrvorrichtung und im Querschnitt verstellbarer Ausströmdüse
US9470093B2 (en) 2015-03-18 2016-10-18 United Technologies Corporation Turbofan arrangement with blade channel variations
US10371168B2 (en) 2015-04-07 2019-08-06 United Technologies Corporation Modal noise reduction for gas turbine engine
US9874145B2 (en) 2015-04-27 2018-01-23 United Technologies Corporation Lubrication system for gas turbine engines
US10458270B2 (en) 2015-06-23 2019-10-29 United Technologies Corporation Roller bearings for high ratio geared turbofan engine
US10100653B2 (en) 2015-10-08 2018-10-16 General Electric Company Variable pitch fan blade retention system
US10233773B2 (en) 2015-11-17 2019-03-19 United Technologies Corporation Monitoring system for non-ferrous metal particles
US10508562B2 (en) 2015-12-01 2019-12-17 United Technologies Corporation Geared turbofan with four star/planetary gear reduction
US20170218975A1 (en) * 2016-01-29 2017-08-03 United Technologies Corporation Variable pitch fan blade arrangement for gas turbine engine
US10502160B2 (en) 2016-02-09 2019-12-10 General Electric Company Reverse thrust engine
US10669948B2 (en) 2017-01-03 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Geared turbofan with non-epicyclic gear reduction system
US10738646B2 (en) 2017-06-12 2020-08-11 Raytheon Technologies Corporation Geared turbine engine with gear driving low pressure compressor and fan at common speed, and failsafe overspeed protection and shear section
US10724445B2 (en) 2018-01-03 2020-07-28 Raytheon Technologies Corporation Method of assembly for fan drive gear system with rotating carrier
US11092020B2 (en) 2018-10-18 2021-08-17 Raytheon Technologies Corporation Rotor assembly for gas turbine engines
US11781506B2 (en) 2020-06-03 2023-10-10 Rtx Corporation Splitter and guide vane arrangement for gas turbine engines
FR3120854B1 (fr) * 2021-03-17 2023-06-09 Airbus Operations Sas Mât réacteur d’aéronef comportant un capot mobile
US11674435B2 (en) 2021-06-29 2023-06-13 General Electric Company Levered counterweight feathering system
US11795964B2 (en) 2021-07-16 2023-10-24 General Electric Company Levered counterweight feathering system
US11814968B2 (en) 2021-07-19 2023-11-14 Rtx Corporation Gas turbine engine with idle thrust ratio
US11719245B2 (en) 2021-07-19 2023-08-08 Raytheon Technologies Corporation Compressor arrangement for a gas turbine engine

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2557883A (en) * 1947-09-17 1951-06-19 Ernest F Miller Jet propulsion exhaust nozzle apparatus
US3020712A (en) * 1959-06-22 1962-02-13 Boeing Co Reversible-thrust sound suppression jet nozzles with movable ejector rings
GB1244292A (en) * 1970-01-14 1971-08-25 Rolls Royce Gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
JPS4961510A (de) 1974-06-14
US3820719A (en) 1974-06-28
FR2184021A1 (de) 1973-12-21
DE2323380B2 (de) 1980-12-18
JPS5621901B2 (de) 1981-05-22
FR2184021B1 (de) 1977-12-30
GB1418905A (en) 1975-12-24
DE2323380A1 (de) 1973-11-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE2323380C3 (de) Gebläsestrahldüse für Mantelgebläse-Zweistrom-Turboluftstrahltriebwerke
DE2156319C3 (de)
DE2507797A1 (de) Verkleidungsanordnung fuer turbofan- triebwerk
DE4009223C2 (de)
EP3388649B1 (de) Triebwerksgondel für ein turbofan-triebwerk
DE2645349C3 (de) Gasturbinen-Triebwerksanlage für Flugzeuge
DE2357513A1 (de) Stroemungsmitteldichte wellenlagerung
DE2448901A1 (de) Schaufelanstellungs- bzw. -neigungsvariables geblaese fuer gasturbinentriebwerke
EP0955235A2 (de) Anordnung zur Grenzschichtabsaugung für ein Flugzeug
DE1456037B1 (de) Schubumkehreinrichtung für ein Strahltriebwerk
DE102009010524A1 (de) Turbopropantrieb mit Druckpropeller
CH668046A5 (de) Verstellpropeller und antrieb fuer wasserfahrzeuge.
DE2410142A1 (de) Konvergent-divergente auslassduese mit variablem querschnitt
DE3008691A1 (de) Verstellduese fuer gasturbinentriebwerke
DE2129985A1 (de) Gasturbinenanlage
DE2314140A1 (de) Propellerturbinen-luftstrahltriebwerk
DE3741957A1 (de) Schubstrahltriebwerk
DE1531449A1 (de) Stroemungskanal mit Schubumkehrvorrichtung
DE2045983A1 (de) Entnahme Ausstoßsystem fur den Kompressor eines Gasturbinentriebwerkes
DE3033884C2 (de) Vortriebsanlage für ein Luftkissenfahrzeug
DE1481565A1 (de) Schubumkehrvorrichtung
DE2154481A1 (de) Lufteinlaß für Gasturbinenstrahltriebwerke
DE69732010T2 (de) Axial durchströmter pneumatisches Turbinenmotor
EP1887195B1 (de) Kühlvorrichtung für ein Kraftfahrzeug
DE1531417A1 (de) Duesenanordnung

Legal Events

Date Code Title Description
OGA New person/name/address of the applicant
OD Request for examination
C3 Grant after two publication steps (3rd publication)
8339 Ceased/non-payment of the annual fee