DE2361310A1 - Hubstrahltriebwerk in flachbauweise - Google Patents
Hubstrahltriebwerk in flachbauweiseInfo
- Publication number
- DE2361310A1 DE2361310A1 DE2361310A DE2361310A DE2361310A1 DE 2361310 A1 DE2361310 A1 DE 2361310A1 DE 2361310 A DE2361310 A DE 2361310A DE 2361310 A DE2361310 A DE 2361310A DE 2361310 A1 DE2361310 A1 DE 2361310A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- fan
- turbine
- assembly
- compressor
- lifting
- 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
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/068—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type being characterised by a short axial length relative to the diameter
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
- F02C3/073—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages the compressor and turbine stages being concentric
Description
Hubsträhltriebwerk in Flachbauweise
Die Erfindung bezieht sich auf ein Hubstrahltriebwerk in Flachbauweise
für senkrecht startende oder landende Flugzeuge.
Bei sogenannten "autarken", d.h. von Marschtriebwerken eines
Flugzeuges unabhängigen, selbständig betriebsfähigen Hubstrahltriebwerken, besteht die wesentliche Forderung in der Erzielung
eines möglichst günstigen Schub-ZGewichtsverhältnisses bei gleichzeitig
flacher, kompakter Bauweise zwecks räumlich günstiger Unterbringung in den Tragflächen des Flugzeugs.
So ist durch die deutsche Auslegeschrift 1 173 292 ein Hubstrahltriebwerk
bekannt, bei dem das Hubgebläse mittels einer am äußeren Umfang angeordneten Blattspitzenturbihe angetrieben wird, die
über oberhalb des Gebläses angeordnete EeiBgaskanale, die mit mehreren Einzelbrennkammern in Verbindung stehen, mit Heißgas
beaufschlagt wird.
T-4-22
509825/0075
Die für den Arbeitsprozeß notwendige Verbrennungsluft liefert
dabei ein zentral angeordneter Radialverdichter, der unter Zwischenschaltung eines Untersetzungsgetriebes vom Hubgebläselaufrad aus angetrieben wird.
dabei ein zentral angeordneter Radialverdichter, der unter Zwischenschaltung eines Untersetzungsgetriebes vom Hubgebläselaufrad aus angetrieben wird.
Die bei der bekannten Lösung vorgesehene Heißgasauslegung der
Blattspitzenturbine des Hubgebläses erfordert temperaturbeständige, relativ schwere und teure Schaufelwerkstoffe.
Blattspitzenturbine des Hubgebläses erfordert temperaturbeständige, relativ schwere und teure Schaufelwerkstoffe.
Weiterhin sind verschiedene Werkstoffpaarungen zwischen den im
Betrieb kalten Gebläselaufschaufeln und den an deren äußeren Enden befindlichen im Betrieb heißen Turbinenlaufschaufeln der Blattspitzenturbine notwendig, die wiederum zu Werkstoffspannungen der den unterschiedlichen Temperaturen ausgesetzten Schaufelpartien führen können.
Betrieb kalten Gebläselaufschaufeln und den an deren äußeren Enden befindlichen im Betrieb heißen Turbinenlaufschaufeln der Blattspitzenturbine notwendig, die wiederum zu Werkstoffspannungen der den unterschiedlichen Temperaturen ausgesetzten Schaufelpartien führen können.
Die bei der bekannten Lösung vorgesehene Blattspitzenturbinenauslegung
kommt somit der bei neuzeitlichen Hubstrahltriebwerken angestrebten Leichtbauweise nicht entgegen, welche die Anwendungsmöglichkeit
z.B. von faserverstärkten Kunststoffen für die gesamte Gebläsebeschaufelung mit einschließen sollte.
Die im vorliegenden bekannten Fall sich ergebende Anordnung mit relativ leicht ausführbaren Gebläselaufschaufeln und mit den an
3.12.1973 - 3 -
5 0 9825/0075
_ 3 —
deren äußere Enden angesetzten relativ schweren Turbinenlaufschaufeln
der Blattspitzenturbine dürfte weiterhin ein relativ
hohes Hassenträgheitsmoment beim Anfahren des Triebwerks sowie
im Betrieb relativ hohe Fliehkraftbeanspruchungen erwarten lassen.
Die fernerhin bei der bekannten Lösung oberhalb des Hubgebläses
entlanggeführten Heißgaskanäle werden zu Temperaturverlusten führen und wirken sich weiter nicht gerade günstig auf die angestrebte
Flachbauweise aus.
Ein weiterer Nachteil des Hubtriebwerks nach der deutschen Auslegeschrift
1 173 292 wird in dein zu erwartenden relativ hohen
Strahllärm gesehen, welcher beim unmittelbaren Zusammentreffen des die Blattspitzenturbine verlassenden hochenergetischen heißen Abgasstrahls
mit der Umgebungsluft entstehen wird.
Des weiteren erfordert das bei dem erwähnten bekannten Hubtriebwerk
notwendige Untersetzungsgetriebe zwischen dem Gebläseteil und dem Radialverdichter einen zusätzlichen, relativ hohen konstruktiven
Aufwand.
Durch die deutsche Auslege schrift 1 23"I 959 ist weiter ein Hubstrahltriebwerk
bekannt, bei dem die innere Triebwerksbaugruppe ein einwelliges Rotorsystem mit einem Radialverdichter und einer
Axialturbine aufweist sowie weiter mit einer äußeren, koaxial
3.12.1973 ■ - 4 -
509825/0075
zur inneren Triebwerksbaugruppe angeordneten Hubgebläsebaugruppe,
die ein gleichzeitig mit dem Hubgebläselaufrad umlaufendes
Ringbrennkammersystem aufweist, welches über erwähntem Radialverdichter
mit der notwendigen Verbrennungs- und Mischluft versorgt wird, und welches die Heißgasbeaufschlagung der zur inneren
Baugruppe gehörigen Turbine besorgt.
Ein wesentlicher Nachteil auch dieser bekannten Lösung wird in
dem Vorhandensein eines zusätzlichen Untersetzungsgetriebes gesehen, welches gleichzeitig als Drehrichtxmgsumkehrgetriebe ausgebildet,
zwischen das nach oben verlängerte Eotorsystem der inneren Baugruppe und das Hubgebläselaufrad geschaltet ist.
Bei dieser bekannten Lösung wirkt sich weiter das Untersetzungsgetriebe
- neben der dadurch bedingten Erhöhung des Störanfälligkeitsgrades
- einschließlich der mehrstufigen Axialturbine der inneren Triebwerksbaugruppe, nicht günstig hinsichtlich einer
kompakt bauenden, flachen Hubtriebwerksanlage aus.
Durch die deutsche Auslegescnrift 2 o47 781 ist weiter eine Hubtriebwerksanlage
bekannt, bei der z.B. vier Gasturbinentriebwerke achsparallel am Umfang eines mit äußerer Blattspitzenturbine
versehenen Gebläses angeordnet ist, wobei das Antriebsgas für die Blatt Spitzenturbine des Hubgebläses vom jeweiligen Niederdruckverdichter
der Gasturbinentriebwerke bereitgestellt wird.
3.12.1973· - 5 -
50 9825/00 7 5
Diese bekannte Lösung bietet zwar den Vorteil, daß die Gebläselaufs
cnauf ein einschließlich der daran angesetzten Turbinenlaufschaufeln im Interesse der Leichtbauweise aus dem gleichen
Werkstoff, z.B. faserverstärktem Kunststoff gefertigt werden können.
Andererseits ist aber eine derartige Triebwerkskonfiguration infolge
der am äußeren Umfang des Hubgebläses angeordneten Gasturbinentriebwerke nur dann einsetzbar, wenn z.B. in der Tragfläche
eines Flugzeugs ein entsprechend groSes Einbauvolumen
für diese Hubtriebwerksaniage bereitgestellt werden kann.
Infolge des großen Einbauvolumens ist weiter-die festigkeitsmäßige
Schwächung der Tragfläche zu berücksichtigen sowie auch die Vielzahl zum Verschließen der Triebwerkseinläufe, bzw. der
Gasaustrittsöffnungen benötigten Klappen, die zur Aufrechterhaltung aerodynamisch günstiger Verhältnisse während des Marschflugs,
also bei abgeschalteter Hubtriebwerkeanlage, erforderlich
wären.
Aus den genannten Gründen wird u.a. also nach wie vor Hubtriebwerken
mit in das Gebläse integriertem Gaserzeugersystem der Vorzug gegeben- werden.
3.12.1973 ■ - 6 -
509825/0075
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die zu Bekanntem vorgebrachten Nachteile su beseitigen und ein Hubstrahltriebwerk
mit in die Gebläsebaugruppe integriertem Gaserzeugersystem zu schaffen, welches bei einfacherer Bauweise den Anforderungen
hinsichtlich Kompaktheit, insbesondere flacher Bauweise, unter Gewährleistung günstigen Schub-/Gewichtsverhältnisses noch besser
gerecht werden soll.
Zur Lösung dieser Aufgabe ist die Erfindung hauptsächlich durch die Kombination folgender Merkmale gekennzeichnet:
a) die innere Baugruppe des Hubtriebwerks besteht aus einem kombinierten Verdichter-ZTurbinenrotor mit im wesentlichen
Rücken an Rücken angeordneten Radialverdichterschaufeln einerseits und Radialturbinenschaufein andererseits,
b) am Eotor der inneren Baugruppe ist eine koaxiale Gebläsebaugruppe
gegenläufig rotierbar gelagert, welche der Eeihe nach - von innen nach außen - zugleich eine Ringbrennkammer
zur Heißgasbeaufschlagung der Turbine der inneren Baugruppe, einen Turbinenlaufschaufelkranz und
einen Gebläselaufschaufelkranz umfaßt, welche letztere
voneinander gesonderten Ringkanälen zugeordnet sind,
3.12.1973 - 7
509825/0075
c) ein Teil der vom Radialverdichter der inneren Baugruppe geförderten Druckluft wird der'Ringbrennkammer zugeführt,
während der Bestanteil der vom Radialverdichter geförderten Druckluft zum Antrieb der Gebläsebaugruppe
verwendet wird,
d) die Gebläsebaugruppe stützt sich über koaxial angeordnete Lager an den ortsfesten Ringkanälen der Gebläseturbine
und des Hubgebläses ab.
Anhand der Zeichnungen ist die Erfindung beispielsweise weiter erläutert; es zeigen
Fig. 1 den Mittellangsschnitt eines Hubstrahltriebwerks
in einer ersten Ausführungsform und
Fig.- 2 den Mittellängsschnitt eines gegenüber Fig. 1 abgewandelten Hubstrahltriebwerks.
Bei dem Hubstrahltriebwerk nach Fig. 1 besteht die innere Triebwerksbaugruppe
1 im wesentlichen aus Rücken an Rücken angeordnetem Radialverdichter 2 und Radialturbine 3·
Koaxial zur inneren Triebwerksbaugruppe 1 ist die Hubgebläsebaugruppe
4- angeordnet.
3.12.1973 ■ - 8 -
5 0 9825/0075
Die Hubgebläsebaugruppe 4 umfaßt einen im Betrieb rotierenden
Hubgebläseträger 5* der oben und unten an der im Betrieb ebenfalls
rotierenden Welle 6 der inneren Triebwerksbaugruppe 1 gelagert ist.
Die Hubgebläsebaugruppe 4 enthält weiter eine koaxial zur Triebwerksachse
7 angeordnete -Ringbrennkammer 8, ein später noch, näher
erläutertes, zur Verdichterluftführung dienendes Kanalsystem 9» ferner die zur Hubgebläse turbine 1o gehörigen Turbinenlauf schaufeln
11 mit den außen daran angesetzten Gebläselauf schaufeln 12.
Die Hubgebläsebaugruppe 4- ist einschließlich der zentral darin
angeordneten inneren Triebwerksbaugruppe 1 über Lager 13, 14
innerhalb eines äußeren ortsfest angeordneten Ringkanalsystems gelagert.
Zum Ringkanalsystem 15 gehört ein äußerer Hubgebläseringkanal
und ein weiter innen angeordneter Turbinenringkanal 17·
Oberhalb der Gebläselauf schaufeln 12 befinden sich gleichzeitig
als Eintrittsleitschaufeln wirkende Stützschaufeln 18. Weitere Stütsschaufeln 19 unterhalb der Gebläselauf schaufeln 12 können
für eine im wesentlichen drallfreie Abstromung des Gebläseschubstraüls
aus dem Eingkanal 16 vorgesehen sein.
3.12.1973 - 9 -
5 0 9825/0075
Während des Triebwerkbetriebes saugt der z.B. im Uhrzeigersinn
rotierende Radialverdichter 2 Umgebungsluft über einen koaxial zur Triebwerksachse 7 angeordneten Eingkanal 2o. an, welche als
nunmehr verdichtete Luft (Pfeil F) in das Kanalsystem 9 gelangt und mittels darin installierter Laufschaufeln 21 des entgegen dem
Uhrzeigersinn· umlaufenden Hubgebläseträgers 5 weiter beschleunigt
und verdichtet wird.
Innerhalb des Kanalsystems 9 wird die Verdichterluft in zwei Teilströme aufgespalten. Der erste Teilstrom (Pfeil G) strömt
in einen zwischen dem Hubgebläseträger 5 und der Brennkammer 8 gebildeten
Ringraum 22 ein und versorgt die Ringbrennkammer 8 über nicht weiter dargestellte Zuströmschlitze mit notwendiger Verbrennungs-
und Mischluft (Pfeil H).
Infolge Zündens und Verbrennens des innerhalb der Ringbrennkammer
8 befindlichen Brennstoff-Luftgemisches gebildetes Heißgas beaufschlagt
die Turbine 3 zum Antrieb der inneren Triebwerksbaugruppe 1.
Der zweite Teilstrom der Verdichterluft (Pfeil K) gelangt in
einen stationären Turbinenzuströmkanal 23 und beaufschlagt nach
dessen Ablenkung am ca. 9o° die Hubgebläseturbine 1o bzw. deren Leit- und Laufschaufeln 24 und 11.
5-12.1973 - 1o -
50 9825/0075
Die über die Ringkanäle 16 bzw. 17 entweichenden Hingschubstrahlen
(Pfeile R bzw. S) schirmen den Turbinenabgasstrahl (Pfeil T) nach
außen hin ab, wodurch der resultierende Strahllärm nicht unerheblich reduziert wird·
Da bei der vorliegenden Triebwerkskonzeption weiter die resultierende
Hubkomponente fast ausschließlich vom kalten ringförmigen Gebläseschubstrahl (Pfeil R) bereitgestellt wird, führt dies bei
relativ hohem Gebläsemassendurchsatz und bei relativ niedriger Strahlgeschwindigkeit zu relativ geringen Bodenerosionen beim
Senkrechtstart des Flugzeugs.
Fernerhin ermöglicht die werkstoffseitig "kalte" Auslegung des
Gebläses einschließlich der Gebläseantriebsturbine 1o zu einem
relativ niedrigem Gewicht der gesamten Hub triebwerksanlage.
Wie aus Fig. 1 weiter ersichtlich ist, wird der Brennstoff über eine zentrale Brennstoffleitung 25 innerhalb der Welle 6 zug
von der seitliche Brennstoffzuführrohre 26 abzweigen, welcha
durch die Radi al schaufeln der Turbine 3 hindurchgeführt sind.
Der Brennstoff kann so unter Rotationszerstäubung in die Ring brennkammer 8 eingebracht werden.
T-422
5.12.1975
5.12.1975
509825/0075
Fig. 2 ist eine Abwandlung gegenüber Pig. 1 dahingehend, daß der vom Verdichter 9 geförderte eine Teilstrom (Pfeil K) zum
Antrieb der Hubgebläsebaugruppe 5 durch die hohlen Eintrittsleitschaufeln
18 des Hubgebläses hindurchgeleitet wird und dann einer am äußeren Umfang des Hubgebläses angeordneten Blattspitzenturbine
27 zugeführt wird, deren Leit- und !Laufschaufeln
mit 28 und 29 bezeichnet sind.
Für alle im wesentlichen unveränderten Bauteile gelten die Bezugszeichen nach Fig. 1.
T-4-22
3.12.1973
3.12.1973
5 0 9825/0075
Claims (5)
- München, den 5· Dezember 1973Patentanspruch(1. \Hubstrahl triebwerk in Flachbauweise für senkrecht startende oder landende Flugzeuge, gekennzeichnet durch die Kombination folgender Merkmale:a) die innere Baugruppe des Hubtriebwerks besteht aus einem kombinierten Verdichter-ZTurbinenrotor mit im wesentlichen Rücken an Rücken angeordneten Radialverdichterschaufeln einerseits und Radialturbinenschaufein andererseits,b) am Rotor der inneren Baugruppe ist eine koaxiale Gebläsebaugruppe gegenläufig rotierbar gelagert, welche der Reihe nach - von innen nach außen - zugleich eine Ringbrennkammer zur Heißgasbeaufschlagung der Turbine der inneren Baugruppe, einen Turbinenlaufschaufelkranz und einen Gebläselaufschaufelkranz umfaßt, welche letztere voneinander gesonderten Ringkanälen zugeordnet sind,T-422 -' 2 -5 0 9825/0075c) ein Teil der vom Eadialverdichter der inneren Baugruppe geförderten Druckluft wird der Eingbrennkammer zugeführt, während der Restanteil der vom Badialverdichter geförderten Druckluft zum Antrieb der Gebläsebaugruppe verwendet wird, " ■d) die Gebläsebaugruppe stützt sich über koaxial angeordnete Lager an den ortsfesten Eingkanälen der Gebläseturbine und des Hubgebläses ab.
- 2. Hubstrahltriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Brennstoff in an sich bekannter Weise unter Botätionszerstäubung der Eingbrennkammer zugeführt wird, indem der inneren Baugruppe eine zentrale Brennstoffleitung zugeordnet ist, mit seitlich von dieser abzweigenden, durch Turbinenschaufeln der inneren Baugruppe hindurchgeführten, in die Eingbrennkammer mündenden Brennstoff Zuführungen.
- 3· Eingbrennkammer nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Gebläsebaugruppe von einer äußeren BlattSpitzenturbine angetrieben wird, der vom Eadialverdichter der inneren Baugruppe geförderte Druckluft über den Eingkanal des Hubgebläses durchsetzende Stützschaufeln zugeführt wird.
- T-4-22
3.12.1973 - 5 0 9825/0075
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE2361310A DE2361310A1 (de) | 1973-12-08 | 1973-12-08 | Hubstrahltriebwerk in flachbauweise |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE2361310A DE2361310A1 (de) | 1973-12-08 | 1973-12-08 | Hubstrahltriebwerk in flachbauweise |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2361310A1 true DE2361310A1 (de) | 1975-06-19 |
Family
ID=5900304
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE2361310A Pending DE2361310A1 (de) | 1973-12-08 | 1973-12-08 | Hubstrahltriebwerk in flachbauweise |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE2361310A1 (de) |
Cited By (20)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1317608A2 (de) * | 2000-09-05 | 2003-06-11 | Sudarshan Paul Dev | Kompaktgasturbine |
WO2006059991A1 (en) * | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Regeneratively cooled turbine blade for a tip turbine engine and method of cooling |
US7845157B2 (en) | 2004-12-01 | 2010-12-07 | United Technologies Corporation | Axial compressor for tip turbine engine |
US7854112B2 (en) | 2004-12-01 | 2010-12-21 | United Technologies Corporation | Vectoring transition duct for turbine engine |
US7874802B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-01-25 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine comprising turbine blade clusters and method of assembly |
US7878762B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-02-01 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine comprising turbine clusters and radial attachment lock arrangement therefor |
US7882694B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-02-08 | United Technologies Corporation | Variable fan inlet guide vane assembly for gas turbine engine |
US7887296B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-02-15 | United Technologies Corporation | Fan blade with integral diffuser section and tip turbine blade section for a tip turbine engine |
US7921635B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-04-12 | United Technologies Corporation | Peripheral combustor for tip turbine engine |
US7927075B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-04-19 | United Technologies Corporation | Fan-turbine rotor assembly for a tip turbine engine |
US7934902B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-05-03 | United Technologies Corporation | Compressor variable stage remote actuation for turbine engine |
US7937927B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-05-10 | United Technologies Corporation | Counter-rotating gearbox for tip turbine engine |
US7976272B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-07-12 | United Technologies Corporation | Inflatable bleed valve for a turbine engine |
US7980054B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-07-19 | United Technologies Corporation | Ejector cooling of outer case for tip turbine engine |
US8024931B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-09-27 | United Technologies Corporation | Combustor for turbine engine |
US8096753B2 (en) | 2004-12-01 | 2012-01-17 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine and operating method with reverse core airflow |
US8152469B2 (en) | 2004-12-01 | 2012-04-10 | United Technologies Corporation | Annular turbine ring rotor |
US8468795B2 (en) | 2004-12-01 | 2013-06-25 | United Technologies Corporation | Diffuser aspiration for a tip turbine engine |
US8561383B2 (en) | 2004-12-01 | 2013-10-22 | United Technologies Corporation | Turbine engine with differential gear driven fan and compressor |
US8807936B2 (en) | 2004-12-01 | 2014-08-19 | United Technologies Corporation | Balanced turbine rotor fan blade for a tip turbine engine |
-
1973
- 1973-12-08 DE DE2361310A patent/DE2361310A1/de active Pending
Cited By (29)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1780387A3 (de) * | 2000-09-05 | 2007-07-18 | Sudarshan Paul Dev | Kompaktgasturbine |
EP1317608A4 (de) * | 2000-09-05 | 2004-12-15 | Sudarshan Paul Dev | Kompaktgasturbine |
US6988357B2 (en) | 2000-09-05 | 2006-01-24 | Sudarshan Paul Dev | Nested core gas turbine engine |
EP1317608A2 (de) * | 2000-09-05 | 2003-06-11 | Sudarshan Paul Dev | Kompaktgasturbine |
EP1780387A2 (de) * | 2000-09-05 | 2007-05-02 | Sudarshan Paul Dev | Kompaktgasturbine |
US7934902B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-05-03 | United Technologies Corporation | Compressor variable stage remote actuation for turbine engine |
US7976272B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-07-12 | United Technologies Corporation | Inflatable bleed valve for a turbine engine |
US7854112B2 (en) | 2004-12-01 | 2010-12-21 | United Technologies Corporation | Vectoring transition duct for turbine engine |
US7874802B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-01-25 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine comprising turbine blade clusters and method of assembly |
US7878762B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-02-01 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine comprising turbine clusters and radial attachment lock arrangement therefor |
US7882694B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-02-08 | United Technologies Corporation | Variable fan inlet guide vane assembly for gas turbine engine |
US7887296B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-02-15 | United Technologies Corporation | Fan blade with integral diffuser section and tip turbine blade section for a tip turbine engine |
US7921635B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-04-12 | United Technologies Corporation | Peripheral combustor for tip turbine engine |
US7927075B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-04-19 | United Technologies Corporation | Fan-turbine rotor assembly for a tip turbine engine |
WO2006059991A1 (en) * | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Regeneratively cooled turbine blade for a tip turbine engine and method of cooling |
US7937927B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-05-10 | United Technologies Corporation | Counter-rotating gearbox for tip turbine engine |
US7845157B2 (en) | 2004-12-01 | 2010-12-07 | United Technologies Corporation | Axial compressor for tip turbine engine |
US7980054B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-07-19 | United Technologies Corporation | Ejector cooling of outer case for tip turbine engine |
US8024931B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-09-27 | United Technologies Corporation | Combustor for turbine engine |
US8096753B2 (en) | 2004-12-01 | 2012-01-17 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine and operating method with reverse core airflow |
US8152469B2 (en) | 2004-12-01 | 2012-04-10 | United Technologies Corporation | Annular turbine ring rotor |
US8276362B2 (en) | 2004-12-01 | 2012-10-02 | United Technologies Corporation | Variable fan inlet guide vane assembly, turbine engine with such an assembly and corresponding controlling method |
US8468795B2 (en) | 2004-12-01 | 2013-06-25 | United Technologies Corporation | Diffuser aspiration for a tip turbine engine |
US8561383B2 (en) | 2004-12-01 | 2013-10-22 | United Technologies Corporation | Turbine engine with differential gear driven fan and compressor |
US8672630B2 (en) | 2004-12-01 | 2014-03-18 | United Technologies Corporation | Annular turbine ring rotor |
US8807936B2 (en) | 2004-12-01 | 2014-08-19 | United Technologies Corporation | Balanced turbine rotor fan blade for a tip turbine engine |
US8950171B2 (en) | 2004-12-01 | 2015-02-10 | United Technologies Corporation | Counter-rotating gearbox for tip turbine engine |
US9003768B2 (en) | 2004-12-01 | 2015-04-14 | United Technologies Corporation | Variable fan inlet guide vane assembly, turbine engine with such an assembly and corresponding controlling method |
US9541092B2 (en) | 2004-12-01 | 2017-01-10 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine with reverse core airflow |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2361310A1 (de) | Hubstrahltriebwerk in flachbauweise | |
DE2626406C2 (de) | Gasturbinentriebwerk mit variablem Zyklus | |
DE19600679B4 (de) | Schubtriebwerk für Flugzeuge mit Verbundzyklus | |
EP0337272B1 (de) | Propfan-Turbotriebwerk | |
DE3943104B4 (de) | Axialströmungs-Gebläsestrahltriebwerk mit hohem Bypass-Verhältnis mit gegenrotierenden Turbinenschaufelsätzen | |
DE3507035A1 (de) | Gasturbinentriebwerk | |
DE3304417C2 (de) | Gasturbinentriebwerk mit einer als Prop-Fan ausgebildeten Luftschraube | |
DE2121069A1 (de) | Gasturbinentriebwerk mit Kuhlsystem | |
DE2801374C2 (de) | Gasturbinentriebwerk mit Heckgebläse | |
DE2454054C2 (de) | Einwelliges Grundtriebwerk für Zweistrom-Gasturbinentriebwerke | |
DE3614157C2 (de) | Gasturbinentriebwerk mit gegenläufigen Propellern | |
DE2147537A1 (de) | Kühleinrichtung für die Enden von Turbinenlaufschaufeln mit Luftexpansion | |
DE1526873A1 (de) | Turbostrahltriebwerk | |
DE102016118783A1 (de) | Turbofan-Triebwerk für ein ziviles Überschallflugzeug | |
DE3720578A1 (de) | Gasturbinentriebwerk | |
DE3719541A1 (de) | Gasturbinentriebwerk | |
DE102015111666A1 (de) | Antriebsvorrichtung für ein Flugzeug sowie ein Flugzeug mit einer solchen Antriebsvorrichtung | |
DE2451059A1 (de) | Gasturbinentriebwerk | |
DE1133184B (de) | Gasturbinentriebwerk mit koaxial angeordneten und gegenlaeufig rotierenden Laeufern eines Zentripetal-verdichters und einer Zentrifugalturbine und mit einer Brennkammer | |
EP2378103B1 (de) | Fluggasturbinenantrieb | |
DE1481563A1 (de) | Schubumkehrvorrichtung | |
DE1751093B2 (de) | Gasturbinen triebwerksanlagw | |
DE1481518C3 (de) | Gasturbinen Triebwerksanlage fur Flugzeuge | |
DE102010040823A1 (de) | Turbolader | |
DE925984C (de) | Teilbeaufschlagte Gasturbine |