DE3223201A1 - Verbundtriebwerk - Google Patents
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Description
Verbundtriebwerk
Die Erfindung bezieht sich auf Gasturbinentriebwerke und betrifft insbesondere ein neues und besonderes Verbundtriebwerk,
das ein Kerngasturbinentriebwerk enthält, welches einen Fan und wenigstens einen Propeller antreibt.
Zum Antreiben von Flugzeugen sind gegenwärtig mehrere Arten
von Gasturbinentriebwerken im Gebrauch. Zwei Arten von solchen Triebwerken sind das Turbofan- und das Turboproptriebwerk.
Bei dem Turbofantriebwerk wird ein Kerngasturbinentriebwerk
benutzt, um einen Fan (Gebläse) anzutreiben, während in dem Turboproptriebwerk ein Kerngasturbinentriebwerk benutzt wird,
um einen Propeller anzutreiben.
Eine äußerst effiziente Art eines Turbofantriebwerks ist das
ein hohes Mantelstromverhältnis aufweisende Turbofantrieb-
werk, bei welchem ein Fan großen Durchmessers benutzt wird.
Die maximalen Leistungsvorteile, die bei einem Turbofantrieb werk mit hohem Mantelstromverhältnis erzielbar sind, treten
während einer Flugphase auf, die anders ist als die, bei der die Leistungsvorteile eines Turboproptriebwerkes auftreten.
Die Leistung und der Wirkungsgrad eines Turboproptriebwerks sind bei niedrigeren Fluggeschwindigkeiten überlegen, beispielsweise
im Reiseflug im Bereich von Mach (M) 0,5 bis 0,65. Bei Geschwindigkeiten oberhalb von M= 0,7 verschlechtert
sich die Leistungsfähigkeit des Turboproptriebwerkes aufgrund des geringeren Propellerwirkungsgrades und hoher
Installationsverluste, d.h. Verlusten aufgrund des Luftwiderstands, die durch die erhöhte Geschwindigkeit der Luft in dem Propellerstrahl
verursacht werden, welcher über oder gegen Flugzeugflächen strömt. Bei diesen Fluggeschwindigkeiten gelangt
die relative Propellergeschwindigkeit an den Propellerspitzen in den Überschallbereich, und die Kompressibilitätseffekte verringern dann den Propellerwirkungsgrad und erzeugen
unerwünschtes aerodynamisches Geräusch. Bei hohen Unterschallgeschwindigkeiten,
beispielsweise bei M = 0,7 bis 0,8, wie sie während der Reiseflugphase eines typischen modernen
kommerziellen Flugzeuges anzutreffen sind, können die Leistungsfähigkeit und der installierte Vortriebswirkungsgrad
eines Turbofantriebwerks die eines Turboproptriebwerkes, bei dem herkömmliche Propellerblätter benutzt werden, übersteigen.
Das Schubgefälle, d.h. die Abnahme des TriebwerksSchubes mit
zunehmender Höhe und Fluggeschwindigkeit, stellt eine Möglichkeit zum Vergleichen der Triebwerksleistungsfähigkeit
dar.
Das Schubgefälle eines Turboproptriebwerkes ist größer als das Schubgefälle eines Turbofantriebwerkes mit hohem Mantelstromverhältnis.
Wegen dieses hohen Schubgefälles würde der
Propeller eines Turboproptriebwerkes bei Bedingungen niedriger
Höhe und niedriger Geschwindigkeit (z.B. beim Start) stark überdimensioniert sein, um den nötigen Schub bei Bedingungen
großer Höhe und hoher Geschwindigkeit zu liefern, den ein Turbofantriebwerk hohen Mantelstromverhältnisses,
das eine äquivalente Kerngröße hat, zur Verfügung stellen würde. Das zusätzliche Gewicht und andere Nachteile eines
überdimensionierten Propellers machen die Verwendung eines Turboproptriebwerkes in großer Höhe und bei hoher Geschwindigkeit
unerwünscht.
Ebenso übersteigt bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten die Brennstoffausnutzung eines installierten Turboproptriebwerkes
die eines Turbofantriebwerkes. Bei hohen Unterschallgeschwindigkeiten kann dagegen bei einem Turbofantriebwerk mit
hohem Mantelstromverhältnis der Brennstoff wirksamer ausgenutzt werden als bei einem Turboproptriebwerk, und zwar wegen
der oben erwähnten Unzulänglichkeiten und der geringeren Installationsverluste des Propellers.
Bei vielei modernen Flugzeugen, die für relativ kurze Flugstrecken,
beispielsweise zwischen 200 und 1000 Seemeilen, ausgelegt sind, werden wahlweise entweder Turbofan- oder Turboproptriebwerke
benutzt. Wenn die Start- und Landeleistung besonders wichtig ist, beispielsweise wegen kurzer Rollbahnlängen
oder wegen Hindernissen in der Nähe eines Flugplatzes, und wenn die gewünschte Geräuschunterdrückung erreicht werden
kann, werden Turboproptriebwerke gewählt. Wenn eine kürzere Flugzeit und eine bessere Brennstoffausnutzung im Reiseflug
mit hoher Geschwindigkeit wichtig sind, beispielsweise um die Flugzeit und die Brennstoffkosten für Passagiere oder
Ladung zu minimieren, werden Turbofantriebwerke mit hohem Mantelstromverhältnis gewählt. Die Wahl eines Triebwerkstyps
ergibt jedoch entsprechend einen Verlust an Gesamtleistungsvorteilen, die durch den nicht gewählten Triebwerkstyp erzielt
worden wären.
Ein Problem, das bei Turboproptriebwerken auftritt, ist das Propellergeräusch. Ein Turboproptriebwerk tendiert dazu,
geräuschvoller zu sein als ein Turbofantriebwerk äquivalenter Kerngröße. Die Fanhaube, die den Fan und den Mantelstromkanal
bei einem Turbofantriebwerk umschließt, kann akustisch behandelt werden, um das Geräusch zu dämpfen, während
der Propeller eines Turboproptriebwerks sich in den Luftstrom erstreckt, wo eine Geräuschdämpfung schwierig ist.
Darüber hinaus nimmt der Geräuschpegel eines Turboproptriebwerkes mit zunehmender Drehzahl des Propellers und mit zunehmendem
Propellerblatteinstellwinkel zu. Dieses Geräusch kann nicht nur für die Gemeinde störend sein, über die das
Flugzeug hinwegfliegt, sondern auch im Irinern des Flügzeuges
selbst.
In Anbetracht der oben erwähnten Probleme ist es demgemäß
Aufgabe der Erfindung, ein Verbundtriebwerk zu schaffen, das die Wirkungsgrad- und Leistungsvorteile eines Turboproptriebwerks
aufweist und trotzdem einen ausreichenden Schub in großer Höhe und bei großen Fluggeschwindigkeiten erzeugen
kann, ohne daß ein überdimensionierter Propeller erforderlich ist.
Weiter soll durch die Erfindung ein Verbundtriebwerk geschaffen werden, bei dem die Brennstoffausnutzung in sämtlichen
Flugphasen optimal ist.
Schließlich soll durch die Erfindung ein Verbundtriebwerk geschaffen
werden, das die Leistüngsvorteile eines Turboproptriebwerks aufweist, bei dem aber das durch den Propeller
erzeuge Geräusch wahlweise reduziert werden kann.
Die Erfindung schafft ein Verbundtriebwerk, beispielsweise für ein Flugzeug, das die Triebwerksleistungs- und Brennstoffausnutzungsvorteile
sowohl eines Turbofan- als auch eines
r/M -
Turboproptriebwerks in sich vereinigt. Das Verbundtriebwerk enthält ein Kerngasturbinentriebwerk, einen Fanabschnitt
mit einem von einer Haube umschlossenen Fan, wenigstens einen Verstellpropeller und eine Antriebsvorrichtung zum
Kuppeln des Kerntriebwerks mit dem Fan und dem Propeller. Die Antriebsvorrichtung ist so ausgebildet, daß sie einen
Teil der durch das Kerntriebwerk erzeugten Leistung auf den Fan und einen weiteren Teil der erzeugten Leistung auf den
Propeller verteilt.
In einer besonderen Ausführungsform der Erfindung enthält
das Verbundtriebwerk VG- oder Schwenkeinlaßleitschaufeln mit
stromaufwärts des Fans angeordneten geeigneten Steuereinrichtungen und Stellantrieben, mittels welchen die Belastung
des Fans und somit die Leistungsverteilung zwischen dem Propeller und dem Fan verändert werden kann.
In einer weiteren Ausführungsform der Erfindung enthält das
Verbundtriebwerk zwei Propeller, die gegenläufig umlaufend angeordnet sein können.
In noch einer weiteren Ausführungsform der Erfindung enthält das Verbundtriebwerk einen ersten Propeller mit voller Größe
und einen zweiten, gestutzten Propeller, der radial kürzer ist und mit einer anderen Blatteinstellwinkeleinstellung als
der erste Propeller betrieben werden kann.
Mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden
unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt
Fig. 1 eine Längsschnittansicht einer Ausfüh
rungsform eines Verbundtriebwerks nach der Erfindung,
Fig, 2 ein Diagramm des Schubgefälles bei einem
Turboprop-, einem Verbund- und einem Turbofantriebwerk,
Fig. 3 eine Längsschnittansicht einer zweiten
Ausführungsform des Verbundtriebwerks nach der Erfindung,
Fig. 4 eine Ansicht eines Verbundtriebwerks, das
an einem Flugzeug angebracht ist,
Fig. 5 eine Längsschnittansicht einer dritten
Ausführungsform des Verbundtriebwerks nach der Erfindung,
Fig. 6 eine Längsschnittansicht einer vierten
Ausführungsform des Verbundtriebwerks
nach der Erfindung und
Fig. 7 eine Längsschnittansicht einer fünften
Ausführungsform des Verbundtriebwerks nach der Erfindung.
Fig. 1 zeigt eine Ausführungsform des Verbundtriebwerks nach
der Erfindung. Das Verbundtriebwerk enthält ein Kerngasturbinentriebwerk 10, das einen Fan 12 und einen Propeller 14
antreibt. Eine Antriebsvorrichtung in Form einer drehbaren Welle 16 kuppelt das Kerntriebwerk 10 mit dem Fan 12 und dem
Propeller 14, um einen Teil der durch das Kerntriebwerk erzeugten Leistung auf den Fan 12 und einen weiteren Teil der
erzeugen Leistung auf den Propeller 14 zu verteilen.
Das Kerntriebwerk 10 ist ein typisches Gasturbinentriebwerk, das einen Verdichter 18, einen Brenner 20, eine Hochdruckturbine
22 und eine Niederdruckturbine 24 aufweist. Luft wird
durch den Verdichter 18 verdichtet und strömt in den Brenner
20, in welchem sie mit Brennstoff vermischt und verbrannt wird. Die sich ergebenden expandierenden heißen Gase verlassen
den Brenner und strömen über die Hochdruckturbine 22 und anschließend über die Niederdruckturbine 24, wobei sie
die Laufschaufeln von beiden Turbinen in Drehung versetzen. Eine Welle 26 verbindet die Hochdruckturbine 22 mit dem Verdichter
18, wodurch mittels der Hochdruckturbine der Verdichterrotor in Drehung versetzt und so der Verdichter angetrieben
werden kann.
Ebenso verbindet die drehbare Welle 16 die Niederdruckturbine 24 mit dem Fan 12 und dem Propeller 14. Die drehbare Welle 16
treibt den Fan 12 vorzugsweise direkt an, d.h. in einem Verhältnis eins zu eins. Vorzugsweise treibt die drehbare Welle
16 den Propeller 14 über ein Getriebe 28 an, das die Propellerdrehzahl
herabsetzt. Das Getriebe 28 kann irgendeine geeignete Anordnung und Größe von Zahnrädern enthalten, um den
Propeller 14 mit einer Drehzahl anzutreiben, die so gewählt werden kann, daß sich die optimale Propeller- und Fanleistungsanpassung
ergibt. Ein Beispiel für ein solches Getriebe 28 ist in Fig. 1 dargestellt, und zwar in Form eines Sonnenrades
30, das direkt an der drehbaren Welle 16 befestigt ist, eines feststehenden Zahnkranzes 32, der radial außerhalb
und mit Abstand von dem Sonnenrad 30 angeordnet ist, und mehrer Planetenräder 34, die zwischen dem Sonnenrad und dem
Zahnkranz angeordnet und an der Nabe 36 des Propellers 14 befestigt sind. Selbstverständlich können ebenso gut andere
Getriebekonfigurationen benutzt werden.
Für den Fall, daß das Kerntriebwerk 10 im Flug abschalten
sollte, ist es erwünscht, daß dem Propeller 14 nicht gestattet wird, den Fan 12 oder die Niederdruckturbine 24 zu drehen,
weil dadurch ein negatives Drehmoment erzeugt würde. Das Verbundtriebwerk enthält deshalb vorzugsweise eine Vorrichtung
zum Trennen des Getriebes 28 von der drehbaren Welle 16 im Falle eines negativen Drehmoments. Als derartige Trennvorrichtung
ist in dem hier beschriebenen Beispiel eine Freilaufkupplung 37 vorgesehen, die das Getriebe 28 mit der
drehbaren Welle 16 verbindet.
Das Getriebe 28 kann vorteilhafterweise so ausgebildet sein, daß der durch den Propeller 14 erzeugte Geräuschpegel vermindert
wird. Eine Verminderung der Propellerspitzengeschwindigkeit wird zu einer Verminderung der Geräuscherzeugung bei einem
bestimmten Blatteinstellwinkel führen. Das Getriebe 28 kann
daher so gewählt werden, daß es den Propeller 14 mit einer Drehzahl antreibt, die die gewünschte Kombination von Schub
und Geräuschpegelerzeugung ergibt.
Der Propeller 14 hat mehrere Propellerblätter 38, die sich
von der Nabe 36 aus insgesamt radial nach außen erstrecken. Die Anzahl und die Formen der Blätter 38 können nach Bedarf
gewählt werden, und die in Fig. 1 gezeigten Blätter 38 stellen nur ein Beispiel dar. Weiter soll die Bedeutung des
Ausdruckes "Propeller" auch die Propellerkonfiguration umfassen, die manchmal als "Prop-Fan" bezeichnet wird, d.h.
einen Propeller, der eine große Anzahl von stark gepfeilten Blättern hat. Der Propeller 14 hat eine Vorrichtung zum Verändern
des Einstellwinkels der Blätter 38. Bei dieser Blattverstellvorrichtung,
die durch einen Kasten 40 dargestellt ist, kann es sich, beispielsweise, um eine in sich abgeschlossene,
hydraulisch betätigte Blattverstellvorrichtung handeln. Selbstverständlich könnte stattdessen jede andere
geeignete Vorrichtung zum Verändern des Einstellwinkels der Blätter 38 benutzt werden, wie beispielsweise Elektromotoren
mit Zwischengetrieben.
Der Propeller 14 hat außerdem vorzugsweise eine Nabenhaube 42, die die Form eines an der Spitze abgerundeten Kegels hat,
am stromaufwärtigen Ende zum Schutz der Nabe 36 und zum Verringern
des Luftwiderstands bei hohen Reisefluggeschwindigkeiten.
Das Verbundtriebwerk hat außerdem einen Fanabschnitt 44. Der
Fanabschnitt 44 enthält den Fan 12, mehrere Einlaßleitschaufeln 46, die stromaufwärts des Fans 12 angeordnet sind, und
mehrere Auslaßleitschaufeln 48, die stromabwärts des Fans 12 angeordnet sind. Eine insgesamt ringförmige Haube oder Verkleidung 50 umschließt
den Fan 12 und die Einlaß- und Auslaßleitschaufeln <~s 46 bzw. 48. Die Haube 50 ist außerdem durch die Einlaß- und
die Auslaßleitschaufeln 46 bzw. 48 abgestützt. Der Fan 12 weist mehrere sich insgesamt radial erstreckende Fanlaufschaufeln
auf.
Gemäß der Darstellung in Fig. 1 sind das Kerntriebwerk 10
und der Fanabschnitt 44 so ausgebildet, daß der Gasströmungsweg stromabwärts des Fans 12 einen Mantelstromkanal 52 und
einen Kernstromkanal 54 aufweist. Die beiden Stromkanäle 52 und 54 sind durch das ringförmige Kerngehäuse 56 getrennt,
an dessen stromaufwärtigem Ende ein insgesamt ringförmiger
Strömungsteiler 58 vorgesehen ist. Der Mantelstromkanal 52 befindet sich zwischen der Haube 50 und dem Kerngehäuse 56,
und die durch ihn hindurchgehende Luftströmung umgeht das Kerntriebwerk 10. Der Kernstromkanal 54 befindet sich zwischen
dem Kerngehäuse 56 und den radial inneren Begrenzungen des Verdichters 18, des Brenners 20, der Hochdruckturbine 22
und der Niederdruckturbine 24 und leitet deshalb einen Luftstrom
und Gase durch das Kerntriebwerk 10 hindurch.
Die Einlaßleitschaufeln 46, die stromaufwärts des Fans 12 angeordnet sind, sind vorzugsweise Verstelleinlaßleitschaufeln.
Mit Hilfe der verstellbaren Einlaßleitschaufeln läßt sich die dem Fan zugeführte Luftströmungsmenge beeinflussen.
Ein Beispiel einer solchen Leitschaufel sind die sich über
einen Teil der Spannweite erstreckenden Verstelleitschaufeln 60, die aus der US-PS 4 254 619 bekannt sind, auf welche Bezug
genommen wird. Die Verstelleitschaufeln 60 erstrecken sich von der stromabwärtigen Kante der Einlaßleitschaufeln
46 aus und sind verschwenkbar, um die zu dem Fan 12 gehende Luftströmung zu beeinflussen. Die sich über einen Teil der
,Spannweite erstreckenden Verstelleitschaufeln 60 sind so angeordnet,
daß sie insgesamt axial auf den ManteIstromkanal
52 ausgerichtet sind, so daß sie hauptsächlich den Luftstrom des Mantelstromkanals 52 beeinflussen. Der Gesamtdruck und
die Gesamtluftströmung zu dem Kernstromkanal 54 bleiben daher durch die sich über einen Teil der Spannweite erstreckenden
Verstelleitschaufeln 60 im wesentlichen unbeeinflußt.
Wenn Verstelleinlaßleitschaufeln, wie die sich über einen
Teil der Spannweite erstreckenden Verstelleinlaßleitsehaufeln 60, in dem Verbundtriebwerk vorgesehen sind, ist es
vorzuziehen, auch eine Vorrichtung zum entsprechenden Verändern des Querschnittes der Auslaßdüse des ManteIstromkanals
52 vorzusehen, um die richtigen Durchströmungswerte -aufrechtzuerhalten . Ein Beispiel einer solchen Vorrichtung besteht
aus mehreren Klappen 61, die an dem stromabwärtigen Ende der Haube 50 angelenkt sind. Klappen, die zur Verwendung bei dem
Verbundtriebwerk geeignet sind, sind in der US-PS 4 132 068 beschrieben, auf die Bezug genommen wird. Das Verschwenken
der Klappen 61 von dem Kerngehäuse 56 weg und zu diesem hin vergrößert bzw. verkleinert den Düsenquerschnitt.
Das in Fig. 1 dargestellte Verbundtriebwerk eignet sich besonders für ein Flugzeug, das für relativ kurze Flugstrecken
ausgelegt ist, d.h. Strecken in dem Bereich von 200 bis 1000 Seemeilen, bei maximalen Reisefluggeschwindigkeiten von ungefähr
M= 0,7 bis 0,8. Unter solchen Betriebsbedingungen ist es vorzuziehen, das Mantelstromverhältnis des Verbundtriebwerksfanabschnitts
zwischen 2 und 6 zu wählen. Das Mantel-
« «ft '
Stromverhältnis ist das Verhältnis des Massenstroms von Luft, die durch den Mantelstromkanal 52 strömt, zu dem
Massenstrom von Luft, die durch den Kernstromkanal 54 strömt.
Das Vorsehen von verstellbaren Einlaßleitschaufeln, wie beispielsweise den sich über einen Teil der Spannweite erstreckenden
Verstelleitschaufeln 60, in dem Verbundtriebwerk bietet eine Möglichkeit zum Verändern der Anteile der
Leistung, die auf den Fan 12 und den Propeller 14 verteilt
werden, um dadurch die Fan- und Propellerwirkungsgrade während sämtlichen Flugphasen maximal auszunutzen. Beispielsweise
während eines Betriebes mit niedriger Geschwindigkeit, wie während des Steigens oder des Reiseflugs mit niedriger Geschwindigkeit,
ist es erwünscht, daß der größte Teil der durch das Kerntriebwerk 10 erzeugten Leistung an den Propeller 14
abgegeben wird, der einen starken Schub bei niedriger Geschwindigkeit erzeugt. Ebenso ist der Propeller 14 in der
Brennstoffausnutzung bei niedrigen Geschwindigkeiten besser als der Fan 12. Zum Erzielen einer Leistungsverteilung, durch
die der Propeller 14 den größten Anteil der von dem Kerntriebwerk 10 abgegebenen Leistung empfängt, werden die sich
über einen Teil der Spannweite erstreckenden Verstelleitschaufeln 60 so positioniert, daß sie die Luftmenge, die zu
dem Fan 12 strömt, minimieren und dadurch die Belastung des Fans vermindern. Für eine bestimmte Menge an durch das Kerntriebwerk
10 abgegebener Leistung braucht deshalb weniger Leistung an den Fan 12 abgegeben zu werden und für den Propeller
14 ist mehr Leistung verfügbar. Die zusätzliche Leistung wird durch den Propeller durch eine Vergrößerung des
Einstellwinkels der Propellerblätter 38 aufgenommen.
umgekehrt können während Flugphasen höherer Geschwindigkeit,
beispielsweise während der Reiseflugphase, die Leistungsfähigkeit und die Brennstoffausnutzung des Fans 12 des Verbund-
triebwerke die des Propellers 14 übersteigen. Es ist deshalb erwünscht, daß ein größerer Anteil der von dem Kerntriebwerk
10 abgegebenen Leistung an den Fan 12 statt an den Propeller 14 abgegeben wird. Zum Erzielen einer solchen Leistungsverteilung
werden die sich über einen Teil der Spannweite erstreckenden Verstelleitschaufeln 60 so positioniert/ daß
sie die zu dem Fan 12 strömende Luftmenge maximieren, wodurch
die Belastung des Fans vergrößert wird. Für einen bestimmten Wert an durch das Kerntriebwerk 10 abgegebener Leistung
muß daher wegen der größeren Belastung des Fans 12 mehr Leistung an diesen abgegeben werden, weshalb weniger
Leistung für den Propeller 14 verfügbar ist. Der Einstellwinkel der Blätter 38 des Propellers wird verkleinert, um
die Belastung des Propellers zu vermindern und dadurch den geringeren Anteil an Leistung, der an diesen abgegeben wird,
zu berücksichtigen.
Selbstverständlich sind viele Kombinationen der Leistungsverteilung auf den Fan 12 und den Propeller 14 zwischen den
oben erwähnten Verteilungen möglich.
Einige Vorteile des Verbundtriebwerks können an Hand des Diagramms
in Fig. 2 erläutert werden. Das Diagramm zeigt das Schubgefälle bei einem Turboproptriebwerk, einem Turbofantriebwerk
mit hohem Mantelstromverhältnis und einem Verbundtriebwerk, und zwar jeweils bei äquivalenter Kerntriebwerksgröße.
Es ist zu erkennen, daß das Schubgefälle oder die Neigung der Kennlinie bei dem Verbundtriebwerk kleiner ist als
das Schubgefälle oder die Neigung der Kennlinie bei dem Turboproptriebwerk.
Ein Punkt A bezeichnet den gewünschten Schub jedes Triebwerks in relativ großer Höhe und bei relativ hoher
Fluggeschwindigkeit. Punkte B , C und D bezeichnen den Schub, der in geringer Höhe und bei niedriger Fluggeschwindigkeit
bei dem Turboprop-, dem Verbund- bzw. dem Turbofantriebwerk
aufgrund von deren Schubgefälle verfügbar ist. Es ist zu erkennen,
daß bei niedriger Fluggeschwindigkeit und in niedriger Höhe das Verbundtriebwerk (Punkt C) mehr Schub liefert
als das Turbofantriebwerk mit hohem Mantelstromverhältnis (Punkt D), aber weniger als das Turboproptriebwerk (Punkt B).
Damit das Turboproptriebwerk den durch den Punkt B angegebenen Schub liefert, muß der Durchmesser seines Propellers
beträchtlich größer sein als der Durchmesser des Propellers an dem Verbundtriebwerk. Das Verbundtriebwerk liefert daher
denselben Schubwert in großer Höhe und bei hoher Fluggeschwindigkeit (Punkt A) wie das ein hohes Mantelstromverhältnis
aufweisende Turbofantriebwerk und mehr Schub als das Turbofantriebwerk in niedriger Höhe und bei niedriger Fluggeschwindigkeit
(Punkt C), und zwar unter Verwendung eines Propellers, dessen Größe geringer ist als die bei dem Turboproptriebwerk
erforderliche Größe. Der eine geringere Größe aufweisende Propeller bringt entsprechende Vorteile bezüglich
des Gewichts und der Kosten mit sich und führt zu einem geringeren Installationsverlust. Ein Propeller kleineren
Durchmessers bietet mehrere weitere Vorteile. Wenn die Länge des Flugzeugfahrgestells durch die Propellergröße
festgelegt ist, gestattet ein kleinerer Propeller die Verwendung eines kürzeren Fahrgestells, wodurch die Kosten und
das Gewicht weiter verringert werden. Ein kleinerer Propeller, der eine geringere PS-Leistung und ein geringeres
Drehmoment liefert, gestattet die Verwendung eines kleineren und leichteren Getriebes. Weiter gestattet ein Propeller
kleineren Durchmessers, daß der Propeller und das Getriebe mit höherer Drehzahl gedreht werden und dabei die Propellerspitzengeschwindigkeit
innerhalb der gewünschten Grenzen gehalten wird. Ein Getriebe, das mit höherer Drehzahl betrieben
wird, ergibt ein geringeres Drehmoment in den Getriebestufen und ein niedrigeres Gesamtübersetzungsverhältnis,
wodurch die Komplexität und die Kosten vermindert werden können.
Die sich über einen Teil der Spannweite erstreckenden Verstelleitschaufeln
60 können außerdem vorteilhafterweise benutzt werden, um die durch das Verbundtriebwerk erzeugten
Geräuschpegel zu verkleinern. Wenn beispielsweise das Flugzeug, das mit dem Triebwerk ausgerüstet ist, in relativ
niedriger Höhe über eine Gemeinde fliegt und eine Geräuschverminderung
erwünscht ist, können die Verstelleitschaufeln 60 so eingestellt werden, daß die Belastung des Fans 12
vergrößert und dadurch die Belastung des Propellers 14 verkleinert wird. Der Einstellwinkel der Blätter 38 des Propellers
14 wird entsprechend verkleinert, wodurch der durch
den Propeller erzeugte Geräuschpegel gesenkt wird. Die Haube 50, die den Fan 12 umgibt, kann akustisch so behandelt werden,
daß der durch den Fan 12 erzeugte Geräuschpegel nicht entsprechend erhöht wird.
Ein weiterer Vorteil des Verbundtriebwerks ist, daß kein gesondertes
Schubumkehrsystem, das bei einem herkömmlichen
Turbofantriebwerk erforderlich wäre, vorgesehen zu werden braucht. Die Winkelversteilbarkeit des Propellers 14 bietet
die Möglichkeit der Schubumkehr. Die Beseitigung eines besonderen Schubumkehrsystems hilft entsprechend, das Gewicht
des Propellers 14 zu kompensieren.
Fig. 3 zeigt eine zweite Ausführungsform des Verbundtriebwerks. In der zweiten Ausführungsform und in den weiteren
Ausführungsformen tragen gleiche Teile wie in der ersten Ausführungsform gleiche Bezugszahlen.
Das in Fig. 3 gezeigte Verbundtriebwerk hat ein Kerntriebwerk
10, einen Fan 12 und einen Propeller 14, die miteinander gekuppelt sind und so arbeiten, wie es oben mit Bezug
auf die erste Ausführungsform beschrieben worden ist. Die zweite Ausführungsform weist eine Haube oder Verkleidung 62 auf, die
sich von denr Fanabschnitt 44 aus über das stromabwärtige Ende
/•uv=..-.
des Kerntriebwerks 10 hinaus erstreckt. Die Verkleidung 62 bildet die radial äußere Begrenzung des ManteIstromkanals
52, der radial außerhalb des Kerntriebwerks 10 angeordnet ist.
Das in Fig. 3 gezeigte Verbundtriebwerk hat außerdem eine Mischvorrichtung in Form eines im Querschnitt mehrfach gelappten
Mischers 64, der stromabwärts der Hochdruckturbine 22 und der Niederdruckturbine 24 angeordnet ist. Der Mischer
64 vermischt wenigstens einen Teil der durch den Mantelstromkanal 52 strömenden Gase mit wenigstens einem Teil der
durch den Kernstromkanal 54 strömenden Gase, um eine Schubzunahme zu erreichen, insbesondere bei hohen Triebwerksleistungseinstellungen
für den Steig- und den Reiseflug.
Die Verkleidung 62 ist vorzugsweise mit einem Konstruktionsteil des Kerntriebwerks 10, wie dem Kerngehäuse 56, über
mehrere Streben 66 verbunden. Die Streben 66 können auch als Leitschaufeln für die durch den Mantelstromkanal 52 hindurchgehende
Luftströmung dienen. Gemäß Fig. 4 ist die Verkleidung 62 außerdem mit einem Konstruktionsteil 68 des hier
als Flugzeug 70 dargestellten Fahrzeuges verbunden, das mit dem Verbundtriebwerk ausgerüstet ist. Die oben beschriebenen
Verbindungen sind so ausgebildet, daß sie stark genug sind, um die freitragende Anbringung des Verbundtriebwerks in ausreichendem
Abstand von dem Fahrzeug zu gestatten, damit der Propeller 14 Abstand von dem Fahrzeug hat.
Fig. 5 zeigt eine dritte Ausführungsform des Verbundtriebwerks. Diese Ausführungsform enthält die gleichen Bauteile
und arbeitet auf dieselbe Weise wie die in Fig. 1 gezeigte erste Ausführungsform, mit der Ausnahme, daß die dritte Ausführungsform
zwei Propeller aufweist, die in gegenseitigem axialem Abstand angeordnet sind. Gemäß Fig. 5 weist die
dritte Ausführungsform des Verbundtriebwerka einen eraten
Propeller 72 und einen zweiten Propeller 74 auf, von denen jeder mehrere Propellerblätter 76 bzw. 78 aufweist. Der
erste Propeller 72 und der zweite Propeller 74 haben jeweils eine Vorrichtung zum Verstellen des Einstellwinkels der
Propellerblätter, wobei diese Vorrichtungen durch Kästen bzw. 82 dargestellt sind. Vorzugsweise sind die Blattverstellvorrichtungen
80 und 82 unabhängig voneinander betätigbar, so daß in irgendeinem bestimmten Äugenblick der Einstellwinkel
der Blätter 76 des ersten Propellers 72 nicht notwendigerweise gleich dem Einstellwinkel der Blätter 78
des zweiten Propellers 74 ist.
Die beiden Propeller 72 und 74 werden durch eine drehbare Welle 16 über ein Getriebe 84 angetrieben. Das Getriebe 84
und die beiden Propeller 72 und 74 können so ausgebildet sein, daß sich beide Propeller in derselben Richtung drehen.
Stattdessen können das Getriebe 84 und die beiden Propeller 72 und 74 so ausgebildet sein, daß das Getriebe 84 den zweigten Propeller 74 in einer Richtung in Drehung versetzt, die
zu der Drehrichtung des ersten Propellers 72 entgegengesetzt ist, d.h., daß sich die Propeller gegenläufig- drehen. Die
Umdrehungsgeschwindigkeiten der beiden Propeller 72 und 74 können gleich oder unterschiedlich sein, was von der Getriebeausbildung
abhängig ist. Außerdem kann die Anzahl der Propellerblätter 76 des ersten Propellers 72 gleich der Anzahl
der Propellerblätter 78 des zweiten Propellers 74 oder von dieser verschieden sein. Es ist jedoch aus Leistungsgründen
und aus akustischen Gründen vorzuziehen, daß, wenn sich die beiden Propeller 72 und 74 gegenläufig drehen, das Verhältnis
der Anzahl der Blätter 76 des ersten Propellers 72 zu der Anzahl der Blätter 78 des zweiten Propellers 74 typischerweise
5:4 beträgt.
Fig. 6 zeigt eine vierte Ausführungsform des Verbündtriebwerks. Diese Ausführungsform gleicht der in Fig. 5 gezeigten
Λ ·
dritten Ausführungsform und arbeitet im wesentlichen auf
dieselbe Weise, mit der Ausnahme, daß sie einen gestutzten zweiten Propeller 86 mit Propellerblättern 88 aufweist,
deren radiale Länge kürzer ist als die der Blätter 76 des ersten Propellers 72. Darüber hinaus kann der gestutzte
zweite Propeller 86 in einer Verkleidung 90 angeordnet sein, die einstückig mit oder getrennt von der den Fanabschnitt
44 umschließenden Verkleidung ausgebildet sein kann. Der erste Propeller 72 hat eine Vorrichtung 80 zum Verändern des
Einstellwinkels seiner Blätter 76, während der gestutzte zweite Propeller 86 eine Vorrichtung 91 zum Verändern des
Einstellwinkels der Blätter 88 hat, wobei die Blattverstelleinrichtungen vorzugsweise unabhängig voneinander betätigbar
sind.
Die Anzahl der Blätter und die Drehrichtung sowie die Drehzahl des ersten Propellers 76 und des gestutzten zweiten Propellers
86 können gleich oder unterschiedlich sein, je nach dem, wie es Leistungsüberlegungen erfordern. Bei der in Fig.
6 gezeigten Ausführungsform ist es jedoch vorzuziehen, die Blätter 88 des gestutzten zweiten Propellers 86 umfangsmäßig
relativ zu den Blättern 76 des ersten Propellers 72 anzuordnen, damit in wenigstens einigen Blattverstellpositionen die
Pumpeigenschaften der Blätter 76 des ersten Propellers 72 verstärkt werden. Das heißt, in manchen Blattverstellpositionen
werden die Blätter 88 des gestutzten zweiten Propellers 86 auf die Blätter 76 des ersten Propellers 72 ausgerichtet
sein, so daß jedes Blattpaar effektiv ein einzelnes großes Blatt bildet, das eine Profiltiefe hat, die gleich den
Profiltiefen der Blätter 76 und 88 plus dem Abstand zwischen ihnen ist.
Fig. 7 zeigt eine fünfte Ausführungsform des Verbundtriebwerks.
Diese Ausführungsform gleich der in Fig. 1 gezeigten und arbeitet im wesentlichen wie diese, mit der Ausnahme,
daß die drehbare Welle 16 axial verlängert ist, um den Propeller
14 von dem Panabschnitt 44 zu trennen. Eine solche Ausführungsform kann aus Installations- oder Gewichtsausgleichsgründen
erwünscht sein. Diese Ausführungsform weist ein statisches rohrförmiges Gehäuse 92 auf, welches Zwischenlager
94 für die langgestreckte drehbare Welle 16 enthält.
Claims (22)
- Ansprüche :Verbundtriebwerk, gekennzeichnet durch:a) ein Kerngasturbinentriebwerk (10) zum Erzeugen von Antriebsleistung;b) einen Fanabschnitt (44), der einen von einer Verkleidung (50) umschlossenen Fan (12) enthält;c) wenigstens einen Propeller (14), der mehrere Blätter(38) und eine Vorrichtung (40) zum Verändern des Einstellwinkels aufweist; undd) eine Antriebsvorrichtung (16) zum Kuppeln des Kerntriebwerks (10) mit dem Fan (12) und mit jedem Propel ler (14), die einen Teil der Leistung auf den Fan und einen weiteren Teil der Leistung auf jeden Propeller verteilt.
- 2. Verbundtriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Antriebsvorrichtung eine drehbare Welle (16) aufweist, die eine Turbine (24) des Kerntriebwerks (10) mit dem Fan (12) und dem Propeller (14) verbindet.
- 3. Verbundtriebwerk nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Welle (16) den Fan (12) direkt und den Propeller (14) über ein Getriebe (28) antreibt«
- 4. Verbundtriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 3, gekennzeichnet durch Vorrichtungen (60) zum Verändern der Leistungsanteile, die auf den Fan (12) und den Propeller (14) verteilt werden.
- 5. Verbundtriebwerk nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtungen zum Verändern der Leistungsanteile zwischen dem Fan (12) und dem Propeller (14) verstellbare Einlaßleitschaufeln (60) sind, die in dem Fanabschnitt (44) und stromaufwärts des Fans (12) angeordnet sind.
- 6. Verbundtriebwerk nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Kerntriebwerk (10) und der Fanabschnitt (44) so ausgebildet sind, daß der Gasströmungsweg stromabwärts des Fans (12) einen Mantelstromkanal (52) und einen Kernstromkanal (54) aufweist, und daß die verstellbaren Einlaßleitschaufein (60) sich über einen Teil der Spannweite erstreckende ver? stellbare Leitschaufeln zum Beeinflussen der Gasströmung hauptsächlich des Mantelstromkanals (52) sind.
- 7. Verbundtriebwerk nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Mantelstromkanal (52) eine Auslaßdüse aufweist und daß Vorrichtungen (61) zum Verändern des Querschnittes der Auslaßdüse entsprechend den Stellungen der verstellbaren Einlaßleitschaufeln (60) vorgesehen sind.
- 8. Verbundtriebwerk, gekennzeichnet durch:a) ein Kerngasturbinentriebwerk (10) zum Erzeugen von Antriebsleistung, durch das sich ein Kernstromkanal (54) erstreckt;b) einen Fanabschnitt (44) mit einem von einer Verkleidung (50) umschlossenen Fan (12) , mit verstellbaren Einlaßleitschaufeln (60) , die stromaufwärts des Fans (12) angeordnet sind, und mit einem sich durch den Fanabschnitt (44) erstreckenden Mantelstromkanal (52);c) einen Propeller (14), der stromaufwärts des Fans (12) angeordnet ist und mehrere Blätter (38) sowie eine Vorrichtung (40) zum Verändern des Einstellwinkels der Blätter aufweist; undd) eine drehbare Welle (16) zum Kuppeln des Kerntriebwerks (10) mit dem Fan (12) und mit dem Propeller (14), die einen Teil der Leistung auf den Fan und einen weiteren Teil der Leistung über ein Getriebe (28) auf den Propeller verteilt.
- 9. Verbundtriebwerk nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Fan (12) und der Mantel- sowie der Kernstromkanal (52, 54) so ausgebildet sind, daß das Mantelstromverhältnis zwischen 2 und 6 liegt.
- 10. Verbundtriebwerk nach Anspruch 8 oder 9, dadurch gekennzeichnet, daß der Mantelstromkanal (52) radial außerhalb des Kerntriebwerks (10) angeordnet ist, wobei die radial äußere Begrenzung des Mantelstromkanals durch eine Verkleidung (62) gebildet wird, die sich von dem Fanabschnitt über das stromabwärtige Ende des Kerntriebwerks (10) hinaus erstreckt, und daß eine Mischvorrichtung (64) stromabwärts der Turbine (24) angeordnet ist zum Vermischen wenigstens eines Teils der Gase des Mantelstromkanals (52) mit wenigstens einem Teil der Gase des Kernstromkanals (54) .
- 11. Verbundtriebwerk nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Verkleidung (62) mit einem Bauteil (56) des Kerntriebwerks (10) und mit einem Bauteil (68) eines Fahrzeuges (70) starr verbunden ist, an welchem das Verbundtriebwerkso angebracht ist, daß es in ausreichendem Abstand von dem Fahrzeug freitragend angeordnet ist, so daß der Propeller genügend Abstand von dem Fahrzeug hat.
- 12. Verbundtriebwerk nach einem der Ansprüche 8 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß die drehbare Welle (16) axial verlängert ist, um den Propeller (14) von dem Fanabschnitt (44) zu trennen.
- 13. Verbundtriebwerk nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch einen ersten Propeller (72) und durch einen in axialem Abstand von diesem angeordneten zweiten Propeller (74).
- 14. Verbundtriebwerk nach Anspruch 13, gekennzeichnet durch eine Vorrichtung (80) zum Verstellen des Einstellwinkels der Blätter (76) des ersten Propellers (72), die unabhängig von einer Vorrichtung (82) zum Verändern des Einstellwinkels der Blätter (78) des zweiten Propellers (74) betätigbar ist.
- 15. Verbundtriebwerk nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß die Antriebsvorrichtung eine drehbare Welle (16) aufweist, die sich von einer Turbine des Kerntriebwerks (10) zu dem Fan (12) und zu den beiden Propellern (72, 74) erstreckt und die beiden Propeller über ein Getriebe (84) antreibt.
- 16. Verbundtriebwerk nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß das Getriebe (84) so ausgebildet ist, daß es den zweiten Propeller (74) in einer Richtung in Drehung versetzt, die zu der Drehrichtung des ersten Propellers (72) entgegengesetzt ist.
- 17. Verbundtriebwerk nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß das Verhältnis der Anzahl der Blätter (76) des ersten Propellers (72) zu der Anzahl der Blätter (78) des zweiten Propellers (74) fünf zu vier beträgt.
- 18. Verbundtriebwerk nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß die beiden Propeller (72, 74) die gleiche Anzahl von Blättern (76, 78) haben.
- 19. Verbundtriebwerk nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, daß die Blätter (88) des zweiten Propellers (86) umfangsmäßig relativ zu den Blättern (76) des ersten Propellers (72) angeordnet sind, um in wenigstens einigen Blatteinstellwinke lpositionen die Pumpeigenschaften der Blätter des Propellers zu verstärken.
- 20. Verbundtriebwerk nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß der zweite Propeller (86) stromabwärts des ersten Propellers (72) angeordnet ist und daß die Blätter (88) des zweiten Propellers eine radiale Länge haben, die kürzer ist als die radiale Länge der Blätter (76) des ersten Propellers (72).
- 21. Verbundtriebwerk nach Anspruch 20, gekennzeichnet durch eine Verkleidung (90), die den zweiten Propeller (86) umschließt.
- 22. Verbundtriebwerk, gekennzeichnet durch:a) ein Kerngasturbinentriebwerk (10) zum Erzeugen von Antriebsleistung;b) einen Fanabschnitt (44) mit einem von einer Verkleidung (90) umschlossenen Fan (12) und mit verstellbaren Einlaßleitschaufeln (46, 60), die stromaufwärts des Fans angeordnet sind;c) einen ersten Propeller (72), der stromaufwärts des Fans (12) angeordnet ist und mehrere Blätter (76) sowie eine Vorrichtung (80) zum Verstellen des Einstellwinkels der Blätter aufweist;d) einen zweiten Propeller (86), der zwischen dem ersten Propeller (72) und den verstellbaren Einlaßleltschaufeln (46, 60) angeordnet und von der den Pan (12) umschließenden Verkleidung (90) umschlossen ist* wobei der zweite Propeller mehrere Blätter (88) aufweist, deren radiale Länge kürzer ist als die radiale Länge der Blätter (76) des ersten Propellers (72) , und wobei der zweite. Propeller eine Vorrichtung (91) zum Verändern des Einstellwinkels seiner Blätter aufweist, die unabhängig von der Vorrichtung (80) zum Verändern des Einstellwinkels der Blätter des ersten Propellers betätigbar ist; unde) eine drehbare Welle (16) zum Kuppeln des Kerntriebwerks (10) mit dem Fan (12) und mit den beiden Propellern (72, 86), wobei die drehbare Welle einen Teil der Leistung auf den Fan (12) und einen weiteren Teil der Leistung über ein Getriebe (84) auf die beiden Propeller verteilt»
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/278,924 US4446696A (en) | 1981-06-29 | 1981-06-29 | Compound propulsor |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3223201A1 true DE3223201A1 (de) | 1983-01-13 |
Family
ID=23066968
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19823223201 Ceased DE3223201A1 (de) | 1981-06-29 | 1982-06-22 | Verbundtriebwerk |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4446696A (de) |
JP (1) | JPS5812899A (de) |
CA (1) | CA1190050A (de) |
DE (1) | DE3223201A1 (de) |
FR (1) | FR2508552B1 (de) |
GB (1) | GB2100799B (de) |
IT (1) | IT1151665B (de) |
SE (1) | SE450786B (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3731463A1 (de) * | 1986-10-16 | 1988-04-21 | Rolls Royce Plc | Lufteinlass fuer ein turboprop-gasturbinentriebwerk |
Families Citing this family (82)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4569199A (en) * | 1982-09-29 | 1986-02-11 | The Boeing Company | Turboprop engine and method of operating the same |
EP0156933B1 (de) * | 1984-04-02 | 1987-11-19 | The Boeing Company | Turbopropellerturbinenmotor |
CA1262409A (en) * | 1985-05-01 | 1989-10-24 | Kenneth Odell Johnson | Counter rotation power turbine |
US4651521A (en) * | 1985-11-21 | 1987-03-24 | Avco Corporation | Convertible turbo-fan, turbo-shaft aircraft propulsion system |
US4815273A (en) * | 1985-12-31 | 1989-03-28 | Peter Rudolph | Single propeller turboprop propulsion apparatus |
US5010729A (en) * | 1989-01-03 | 1991-04-30 | General Electric Company | Geared counterrotating turbine/fan propulsion system |
US5683225A (en) * | 1991-10-28 | 1997-11-04 | General Electric Company | Jet engine variable area turbine nozzle |
US5281087A (en) * | 1992-06-10 | 1994-01-25 | General Electric Company | Industrial gas turbine engine with dual panel variable vane assembly |
CN1105827C (zh) * | 1995-12-20 | 2003-04-16 | 谢逢申 | 移出式超扇发动机 |
US5806303A (en) * | 1996-03-29 | 1998-09-15 | General Electric Company | Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle |
US5809772A (en) * | 1996-03-29 | 1998-09-22 | General Electric Company | Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct |
US6041589A (en) * | 1998-01-09 | 2000-03-28 | General Electric Company | Asymmetric turboprop booster |
US6883503B2 (en) * | 2002-09-26 | 2005-04-26 | Ernest A. Carroll | Engine driven supercharger for aircraft |
FR2864997B1 (fr) * | 2004-01-08 | 2006-04-28 | Snecma Moteurs | Turbomachine a turbine semi-liee entrainant un recepteur pilote de maniere a conserver une vitesse de rotation sensiblement constante |
US7246481B2 (en) * | 2004-03-26 | 2007-07-24 | General Electric Company | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
US7412832B2 (en) * | 2004-03-26 | 2008-08-19 | General Electric Company | Method and apparatus for operating gas turbine engines |
GB0702608D0 (en) * | 2007-02-10 | 2007-03-21 | Rolls Royce Plc | Aeroengine |
US10151248B2 (en) * | 2007-10-03 | 2018-12-11 | United Technologies Corporation | Dual fan gas turbine engine and gear train |
US8181442B2 (en) * | 2008-05-05 | 2012-05-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine aircraft engine with power variability |
US8887485B2 (en) * | 2008-10-20 | 2014-11-18 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Three spool gas turbine engine having a clutch and compressor bypass |
DE102009009715A1 (de) * | 2009-02-19 | 2010-08-26 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verdichter mit Leitgitter mit radial veränderlicher Abströmung |
AU2010247851B2 (en) | 2009-05-12 | 2014-07-24 | Icr Turbine Engine Corporation | Gas turbine energy storage and conversion system |
GB0911100D0 (en) * | 2009-06-29 | 2009-08-12 | Rolls Royce Plc | Propulsive fan system |
US8689538B2 (en) * | 2009-09-09 | 2014-04-08 | The Boeing Company | Ultra-efficient propulsor with an augmentor fan circumscribing a turbofan |
GB2474286B (en) * | 2009-10-12 | 2011-08-31 | Rolls Royce Plc | A propulsion engine |
DE102010009477A1 (de) * | 2010-02-26 | 2011-09-01 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fluggasturbinenantrieb |
WO2011109514A1 (en) | 2010-03-02 | 2011-09-09 | Icr Turbine Engine Corporatin | Dispatchable power from a renewable energy facility |
GB2482545B (en) * | 2010-08-06 | 2017-05-03 | Ge Aviat Systems Ltd | Aircraft propellers with composite blades mounted to a single propeller hub |
EP2612009B1 (de) | 2010-09-03 | 2020-04-22 | ICR Turbine Engine Corporatin | Gasturbinenmotor |
CA2819586C (en) * | 2010-12-10 | 2014-09-16 | Corporation Mc2 Recherches Internationales | Turbine assembly, and kit with components for assembling the same |
FR2972768B1 (fr) * | 2011-03-14 | 2015-07-17 | Snecma | Turbomachine a helice(s) pour aeronef, a tuyere mobile |
US9021778B2 (en) | 2011-06-28 | 2015-05-05 | United Technologies Corporation | Differential gear system with carrier drive |
US8943796B2 (en) | 2011-06-28 | 2015-02-03 | United Technologies Corporation | Variable cycle 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 |
US10125693B2 (en) | 2012-04-02 | 2018-11-13 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with power density range |
US10094288B2 (en) | 2012-07-24 | 2018-10-09 | Icr Turbine Engine Corporation | Ceramic-to-metal turbine volute attachment for a gas turbine engine |
JP6059468B2 (ja) * | 2012-08-24 | 2017-01-11 | ジーイー・アビエイション・システムズ・リミテッドGe Aviation Systems Limited | オープンローター様式のためのピッチ変更機構 |
US10612410B2 (en) * | 2012-10-01 | 2020-04-07 | United Technologies Corporation | Low compressor having variable vanes |
US10036316B2 (en) | 2012-10-02 | 2018-07-31 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with high compressor exit temperature |
EP2904254B8 (de) * | 2012-10-02 | 2020-11-04 | Raytheon Technologies Corporation | Getriebefan mit hoher verdichterausgangstemperatur |
US10669881B2 (en) * | 2012-10-23 | 2020-06-02 | General Electric Company | Vane assembly for an unducted thrust producing system |
US9909504B2 (en) | 2012-12-13 | 2018-03-06 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with cooling scheme for drive gear system and pitch control |
FR3002979B1 (fr) * | 2013-03-06 | 2016-07-15 | Snecma | Systeme de lubrification pour turbopropulseur |
US10724479B2 (en) | 2013-03-15 | 2020-07-28 | United Technologies Corporation | Thrust efficient turbofan engine |
US9624827B2 (en) | 2013-03-15 | 2017-04-18 | United Technologies Corporation | Thrust efficient turbofan engine |
US10287917B2 (en) * | 2013-05-09 | 2019-05-14 | United Technologies Corporation | Turbofan engine front section |
EP3008323B1 (de) | 2013-05-09 | 2021-11-10 | Raytheon Technologies Corporation | Stirnteil für turbofantriebwerk |
ITTO20130400A1 (it) * | 2013-05-17 | 2014-11-18 | Avio Spa | Turbina di bassa pressione provvista di sdoppiatori in corrispondenza dell'ultima schiera statorica, in particolare per un motore a turbina a gas |
US9909495B2 (en) * | 2014-02-07 | 2018-03-06 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with distributed fans with drive control |
US9957889B2 (en) * | 2014-08-19 | 2018-05-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Low noise aeroengine inlet system |
US9951690B2 (en) * | 2014-08-19 | 2018-04-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Low noise aeroengine inlet system |
FR3029172B1 (fr) * | 2014-11-27 | 2018-05-25 | Safran Helicopter Engines | Groupe propulseur a moyens d'accouplement selectif |
EP3350076A4 (de) | 2015-09-15 | 2019-05-08 | Sikorsky Aircraft Corporation | Antriebssystemanordnung für drehflügelflugzeug |
FR3043735B1 (fr) * | 2015-11-17 | 2017-12-29 | Snecma | Conduit d'entree d'air de turbomachine d'aeronef |
US10392120B2 (en) | 2016-04-19 | 2019-08-27 | General Electric Company | Propulsion engine for an aircraft |
US11168828B2 (en) * | 2017-05-02 | 2021-11-09 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine casing arrangement |
FR3074476B1 (fr) * | 2017-12-06 | 2020-12-25 | Safran Aircraft Engines | Turbopropulseur d'aeronef comportant une helice non carenee |
US11427304B2 (en) | 2018-10-15 | 2022-08-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for slowing down aircraft |
US20210108576A1 (en) * | 2019-10-15 | 2021-04-15 | General Electric Company | System and method for control for unducted engine |
US20210108597A1 (en) * | 2019-10-15 | 2021-04-15 | General Electric Company | Propulsion system architecture |
US20210108572A1 (en) * | 2019-10-15 | 2021-04-15 | General Electric Company | Advance ratio for single unducted rotor engine |
CN111102098B (zh) * | 2020-01-03 | 2021-01-12 | 中国科学院工程热物理研究所 | 基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统、控制方法 |
US11668253B2 (en) | 2020-10-16 | 2023-06-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for providing in-flight reverse thrust for an aircraft |
US20220252008A1 (en) * | 2021-02-08 | 2022-08-11 | General Electric Company | Propulsion system configurations and methods of operation |
US20220259985A1 (en) * | 2021-02-15 | 2022-08-18 | General Electric Company | Open rotor turbomachinery engines |
US20220333553A1 (en) * | 2021-04-14 | 2022-10-20 | General Electric Company | Three-stream gas turbine engine with embedded electric machine |
EP4352349A1 (de) * | 2021-06-11 | 2024-04-17 | RTX Corporation | Ölzirkulationssystem für hybride elektrische motoren |
EP4144980A1 (de) * | 2021-09-03 | 2023-03-08 | General Electric Company | Gasturbinentriebwerk mit einem dritten strom |
US11492918B1 (en) | 2021-09-03 | 2022-11-08 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
US11572827B1 (en) * | 2021-10-15 | 2023-02-07 | General Electric Company | Unducted propulsion system |
US11753144B2 (en) | 2021-10-15 | 2023-09-12 | General Electric Company | Unducted propulsion system |
US20230150681A1 (en) * | 2021-11-15 | 2023-05-18 | General Electric Company | Gas turbine engine noise reduction |
US20230167783A1 (en) * | 2021-12-01 | 2023-06-01 | General Electric Company | Propulsion system for a gas turbine engine |
FR3130758B1 (fr) * | 2021-12-17 | 2024-03-08 | Safran Aircraft Engines | Ensemble propulsif pour un aéronef |
US20230220815A1 (en) * | 2022-01-10 | 2023-07-13 | General Electric Company | Three-stream gas turbine engine control |
US11834995B2 (en) | 2022-03-29 | 2023-12-05 | General Electric Company | Air-to-air heat exchanger potential in gas turbine engines |
US11834954B2 (en) * | 2022-04-11 | 2023-12-05 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
WO2023198963A1 (fr) * | 2022-04-15 | 2023-10-19 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine d'aeronef a plusieurs flux |
US11680530B1 (en) | 2022-04-27 | 2023-06-20 | General Electric Company | Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with a power gearbox of a turbofan engine |
US11834992B2 (en) | 2022-04-27 | 2023-12-05 | General Electric Company | Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with an accessory gearbox of a turbofan engine |
WO2024121464A1 (fr) * | 2022-12-05 | 2024-06-13 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine d'aéronef a triple flux |
WO2024121465A1 (fr) * | 2022-12-05 | 2024-06-13 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine d'aéronef a triple flux |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3678690A (en) * | 1970-07-10 | 1972-07-25 | United Aircraft Corp | Convertible composite engine |
GB1497477A (en) * | 1975-07-19 | 1978-01-12 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
NL62565C (de) * | 1900-01-01 | |||
US1793933A (en) * | 1928-06-14 | 1931-02-24 | Edward L Hoffman | Propeller and engine arrangement for aircraft |
GB578005A (en) * | 1941-10-28 | 1946-06-12 | Fritz Albert Max Heppner | Improvements in and relating to jet propulsion plant |
US2533346A (en) * | 1944-01-19 | 1950-12-12 | Curtiss Wright Corp | Dual rotation propeller |
CH267849A (de) * | 1944-01-31 | 1950-04-15 | Power Jets Res & Dev Ltd | Verbrennungsturbinen-Kraftanlage für Luftfahrzeuge. |
FR995990A (fr) * | 1945-04-04 | 1951-12-11 | Rateau Soc | Perfectionnement aux turbines à gaz entraînant une hélice aérienne |
CH259296A (de) * | 1945-10-13 | 1949-01-15 | Svenska Turbinfab Ab | Propeller-Antriebseinrichtung an Fahrzeugen. |
US2619795A (en) * | 1947-01-20 | 1952-12-02 | Gen Electric | Aircraft booster jet power unit |
DE1124823B (de) * | 1959-05-02 | 1962-03-01 | Daimler Benz Ag | Antrieb fuer Flugzeuge |
GB1069033A (en) * | 1965-01-30 | 1967-05-17 | Rolls Royce | Improvements in or relating to gas turbine jet propulsion engines |
US3892358A (en) * | 1971-03-17 | 1975-07-01 | Gen Electric | Nozzle seal |
CA1020365A (en) * | 1974-02-25 | 1977-11-08 | James E. Johnson | Modulating bypass variable cycle turbofan engine |
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 |
US4222235A (en) * | 1977-07-25 | 1980-09-16 | General Electric Company | Variable cycle engine |
US4254619A (en) * | 1978-05-01 | 1981-03-10 | General Electric Company | Partial span inlet guide vane for cross-connected engines |
-
1981
- 1981-06-29 US US06/278,924 patent/US4446696A/en not_active Expired - Fee Related
-
1982
- 1982-03-25 CA CA000399398A patent/CA1190050A/en not_active Expired
- 1982-06-03 GB GB08216195A patent/GB2100799B/en not_active Expired
- 1982-06-22 DE DE19823223201 patent/DE3223201A1/de not_active Ceased
- 1982-06-24 IT IT22040/82A patent/IT1151665B/it active
- 1982-06-28 SE SE8203975A patent/SE450786B/sv not_active IP Right Cessation
- 1982-06-28 JP JP57110052A patent/JPS5812899A/ja active Pending
- 1982-06-29 FR FR8211347A patent/FR2508552B1/fr not_active Expired
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3678690A (en) * | 1970-07-10 | 1972-07-25 | United Aircraft Corp | Convertible composite engine |
GB1497477A (en) * | 1975-07-19 | 1978-01-12 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3731463A1 (de) * | 1986-10-16 | 1988-04-21 | Rolls Royce Plc | Lufteinlass fuer ein turboprop-gasturbinentriebwerk |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US4446696A (en) | 1984-05-08 |
GB2100799A (en) | 1983-01-06 |
IT8222040A0 (it) | 1982-06-24 |
SE8203975L (sv) | 1982-12-30 |
SE8203975D0 (sv) | 1982-06-28 |
JPS5812899A (ja) | 1983-01-25 |
SE450786B (sv) | 1987-07-27 |
CA1190050A (en) | 1985-07-09 |
IT1151665B (it) | 1986-12-24 |
FR2508552A1 (fr) | 1982-12-31 |
GB2100799B (en) | 1985-08-07 |
FR2508552B1 (fr) | 1988-04-29 |
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