FR2611229A1 - Turboreacteur a soufflante carenee a cycle compound - Google Patents

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compressor
outlet
blower
inlet
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FR8802073A
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Inventor
Ronald Wilkinson
Ralph Benway
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TDY Industries LLC
Original Assignee
Teledyne Industries Inc
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Abstract

L'INVENTION CONCERNE UN TURBOREACTEUR A SOUFFLANTE CARENEE A CYCLE COMPOUND. CE SYSTEME COMPORTE UN MOTEUR A COMBUSTION INTERNE 12 MUNI D'UN ARBRE 30, D'UNE ADMISSION 26 POUR L'AIR ET D'UNE SORTIE 28 POUR LES GAZ D'ECHAPPEMENT, UNE SOUFFLANTE 14 PRODUISANT LA POUSSEE, MONTEE ROTATIVE DANS UN CONDUIT 40 ET RELIEE A L'ARBRE 30, ET UN TURBOCOMPRESSEUR 18 INCLUANT UNE TURBINE 22 ET UN COMPRESSEUR 20, LA TURBINE TOURNANT DE CONCERT AVEC LEDIT COMPRESSEUR, ET L'ENTREE DE LA TURBINE EST RACCORDEE A LA SORTIE DES GAZ D'ECHAPPEMENT ET LA SORTIE DU COMPRESSEUR EST RACCORDEE A L'ADMISSION D'AIR DU MOTEUR 12, L'ENTREE DU COMPRESSEUR ETANT SITUEE DANS LE CONDUIT 40 EN AVAL DE LA SOUFFLANTE POUR RECEVOIR AU MOINS UNE PARTIE DE L'AIR REFOULE PAR CETTE SOUFFLANTE. APPLICATION NOTAMMENT AUX TURBOMACHINES POUR MOTEURS D'AVIONS.

Description

261 1229
La présente invention concerne les systèmes de pro-
pulsion pour avions et en particulier un moteur à combus-
tion interne à turbocompresseur combiné
à une turbine à pour entraîner une soufflante cana-
lisée pour produirelapoussée propulsive requise en vue d'avoir
un fonctionnement plus efficace à des vitesses de vol subso-
niques élevées, au niveau des limites supérieures de la tro-
popause et jusqu'aux niveaux inférieurs de la strato-
sphère.
Par le passé on s'est aperçu que les moteurs à com-
bustion interne sont plus économiques en carburant que des
moteurs à turbine à gaz, dans un avion. La consommation spé-
cifique de carburant d'une turbine à gaz classique augmente avec l'altitude et est également supérieure en charge partielle à celle d'un moteur à combustion interne. Des
moteurs à pistons bien conçus et suralimentés par un turbocom-
presseur peuvent avoir, à des altitudes élevées, une consom-
mation spécifique de carburant égale ou inférieure à celle qu'ils ont au niveau de la mer, la consommation spécifique
de carburant en charge partielle étant aussi égale ou infé-
rieure à celle obtenue en charge maximale.
Cependant les turbines à gaz ont largement rempla-
cé les moteurs à combustion interne pour une circulation à faible altitude étant donné qu'elles ont des dimensions plus
faibles et sont plus légères pour un niveau de poussée donné.
Bien que ces avantages du point de vue dimensions et poids diminuent lorsque l'altitude augmente, les turbines à gaz ont constitué le groupe propulseur normalement utilisé pour un
vol à grande vitesse en haute altitude, en raison de l'absen-
ce d'un système plus efficace et plus léger.
On s'est également aperçu que les hélices ou les propulseurs, qui accélèrent modérément un volume important
d'air, sont très efficaces à des vitesses de vol correspon-
dant à environ Mach 0,6 ou moins, tandis que les turbo-souf-
flantes, qui accélèrent fortement à un volume d'air plus fai-
ble, sont moins efficacespour de telles faibles vitesses dans l'air, mais ont un rendement qui augmente lorsque la vitesse
de vol augmente. C'est pourquoi pour un vol à une vitesse sub-
sonique élevée ou supersonique, les turbo-soufflantes ou les turboréacteurs étaient les systèmes de propulsion préférés. La présente invention apporte un perfectionnement
par rapport aux systèmes connus de propulsion à turbo-souf-
flantes en combinant un moteur à combustion interne très éco-
nomique en carburant et une turbine à gaz. Le moteur à com-
bustion interne peut être soit du type à allumage par étin-
celles, soit du type à allumage par compression. Les sorties du moteur à combustion interne et de la turbine de puissance sont raccordés par l'intermédiaire de transmission àpuissance appropriées pour
réaliser l'entraînement d'une soufflante. La soufflante four-
nit la totalité de la poussée propulsive nécessaire pour fai-
re voler l'avion. Dans la forme de réalisation préférée, la
soufflante est logée dans un conduit.
Le moteur à combustion est suralimenté par un tur-
bocompresseur de manière à fournir à des altitudes élevées la même puissance qu'au niveau de la mer. A cet effet il est
prévu un turbocompresseur constitué par une turbine entrai-
née par les gaz d'échappement et raccordée à un compresseur
par un arbre d'entraînement. Le compresseur produit une pres-
sion d'air suffisante pour suralimenter par turbocompression le moteur à combustion interne. La soufflante, le compresseur et la turbine peuvent comporter un seul étage ou plusieurs
étages, comme cela est souhaitable, et la turbine de puissan-
ce est de préférence une turbine libre non reliée mécanique-
ment à l'arbre du turbocompresseur. On utilise un système de refroidissement classique à échangeur de chaleur
pour le moteur à combustion interne et on peut pré-
voir des clapets de mise à l'air libre pour que les gaz d'échap-
pement puissent contourner soit la turbine de puissance, soit
le turbocompresseur, soit les deux si cela est souhaitable.
26 11229
Dans la présente invention, le turbocompresseur
est disposé en aval de la soufflante de propulsion. Ceci per-
met à un compresseur possédant un poids et des dimensions plus
faibles de produire la pression requise pour réaliser la sur-
alimentation du moteur à combustion interne. Par conséquent l'ensemble du système moteur est plus léger, mieux profilé
et présente un rendement supérieur. Dans la forme de réalisa-
tion préférée, la soufflante et le turbocompresseur sont co-
axiaux et le moteur à combustion interne est disposé à grande
proximité du turbocompresseur de manière à réduire les Der-
tes de puissance dans les transmissions motrices et les per-
tes de chaleur dans les conduits véhiculant les gaz.
D'autres caractéristiques et avantages de la pré-
sente invention ressortiront de la description donnée ci-après
prise en référence aux dessins annexés, sur lesquels: - la figure 1 représente un schéma des composants de la présente invention;
- la figure 2 représente un schéma d'une autre for-
me de réalisation de la présente invention;
- la figure 3 représente un schéma d'une autre for-
me de réalisation de la présente invention
- la figure 4 représente une vue latérale schéma-
tique d'une forme de réalisation préférée de la présente in-
vention. En se référant tout d'abord à la figure 1, on voit que le système moteur 10 représenté sur cette figure sous forme schématique comporte dans son ensemble un moteur à combustion interne 12, une soufflante 14, une turbine de
puissance 16 et un turbocompresseur 18 comprenant un compres-
seur 20 et une turbine 22 montés coaxiaux sur un arbre commun
24. Le moteur à combustion interne peut être du type à allu-
mage par étincelles ou du type à allumage par compression et comporte une admission d'air 26 et une sortie d'échappement 28. Le moteur à combustion interne 12 comporte en outre un arbre d'entraînement 30 qui est raccordé par l'intermédiaire d'une première transmission motrice appropriée 32 à un arbre
34 de la soufflante 14. L'arbre d'entraîneniment 30 est égale-
ment raccordé par une seconde transmission motrice appropriée
36 à un arbre 38 de la turbine de puissance 16.
La soufflante 14 peut posséder un ou plusieur étages et comporter des pâles à
un réglage angulaire variable de manière à produire une pous-
sée variable et comporte de préférence un conduit ou co-
que 40 et un diffuseur d'entrée 42. Le conduit 40 peut être
allongé comme représenté sur la figure 4 de manière à conte-
nir le turbocompresseur 18 de sorte qu'une partie de l'écou-
lement d'air quittant la soufflante 14 peut pénétrer dans le
compresseur 20. Le compresseur 20 comprime alors de façon sup-
plémentaire l'air et l'évacue à travers un conduit
44 et un radiateur intermédiaire 46 jus-
qu' à l'admission 26 du moteur. Dans la forme de réalisation préférée, comme représenté sur la figure 4, le compresseur 20 et la soufflante canalisée 14 sont coaxiaux
et sont concentriques au conduit allongé 40. Ces éléments peu-
vent être supportés dans le conduit par des entretoi-
ses comme cela est indiqué en 47.
Conformément à un procédé bien connu dans la tech-
nique, l'air est comprimé de façon supplémentaire sous l'ef-
fet de la course du piston du moteur à combustion interne 12 et est mélangé au carburant. Le mélange obtenu est enflammé et évacué à la suite de la course motrice, par l'ouverture d'échapperent28,à une pression et une température élevées. Les gaz d'échappement quittant le moteur à combustion interne 12 sont acheminés via une canalisation jusqu' à une tuyère 50 dans laquelle ils sont dirigés de manière
à attaquer les pales de la turbine de puissance 16. En-
suite les gaz peuvent être alors envoyés par l'intermédiaire d'une canalisation 52 et d'une tuyère 54 de manière à venir
frapper les pales de la turbine 22. Enfin les gaz d'échappe-
ment sont évacués du système moteur 10 par la tuyère d'éjec-
26 1 1229
tion 56. De préférence les canalisations 48 et 52 véhicu-
lant les gaz sont agencées de manière à être aussi courtes que possible et sont isolées, comme représenté en 55 sur. la
figure 4, afin de rendre maximale l'énergie thermique four-
nie-aux turbines 16,22. Il est possible que la turbine de puissance 16 soit
supportée en rotation, séparément du turbo-
compreseur 18 et soit étroitement accouplée au
moteur 12 comme cela est représenté sur les figures 1 et 4. En va-
lt riante, la turbine de puissance 16 peut tourner sur un arbre
tubulaire 138 qui est coaxial à l'arbre central 24 du turbocorpres-
seur comme représenté sur la figure 2. Mais, dans le cas de cet agencement, il est préférable que la turbine de puissance
16 et son arbre tubulaire 138 tournent d'une manière indépen-
dante de l'arbre 24 et du compresseur 20 et de la turbine
22 qui sont associés à cet arbre. De cette manière le turbo-
comDresseur 20 et la turbine 22 peuvent suralimenter le mo-
teur 12 indépendamment de la turbine de puissance 16, qui pro-
cure un entraînement additionnel de la soufflante 14 par l'in-
termédiaire de la seconde transmission motrice 36, de l'arbre
d'entraînement 30 et de la première transmission motrice 32.
La figure 3 montre une autre solution pour la com-
binaison à turbocompresseur, selon laquelle la turbine 22 du turbocompresseur ré-engrène directement sur l'arbre d'entraînement 30 du moteur. Un tel système transmet la différence entre la puissance produite par la turbine
22 et celle demandée par le compresseur 20.
Dans certaines conditions de fonctionnement du mo-
teur, il est souhaitable de pouvoir contourner soit la turbi-
ne de puissance 16, soit la turbine 22, soit ces deux élé-
ments.Des clapetsdemiseàl'air libre 58 et 60 sont utilisés dans ce but. En actionnant de façon sélective des clapetsdemiseàl'air libre 58 et 60, on commande le niveau de la suralimentation
du moteur par le turbocompresseur (accroissement de la pres-
sion de collecteur) et on peut obtenir un équilibrage correct
de l'arrivée de puissance motrice depuis le moteur à com-
bustion interne 12 et depuis la turbine de puissance 16.
L'air, qui sort de la soufflante 14et qine pénètre
pas dans le compresseur 20, est dirigé dans le conduit 40 jus-
qu'à la tuyère d'éjection 56, comme cela est indiqué par des flèches 57. La poussée nette de propulsion fournie par le système moteur 10 est la somme de la poussée fournie Dar la soufflante 14 et qui contourne le compresseur et de la poussée fournie par la turbine 22 de sortie des
gaz d'échappement.
On peut utiliser un échangeur de chaleur classique
62 pour refroidir le moteur à combustion interne 12. La pre-
mière transmission motrice 32 et la seconde transmission mo-
trice 36 incluent de préférence des systèmes réducteurs de vitesse compacts et légers, qui provoquent une perte minimale de la puissance de sortie. En outre la seconde transmission
motrice 36 peut inclure un accouplement à roue libre (non re-
présenté) pour empcher le moteur 12 d'entraîner la turbine de
puissance 16 et un accouplement hydraulique (non re-
présenté) pouratténuer l'effet des vibrations de torsion du
moteur sur la turbine de puissance 16.
Après avoir décrit les formes caractéristiques structurelles de la présente invention, on va en décrire le
fonctionnement, qui est avantageux. Comme mentionné précédem-
ment, pour un vol à grande vitesse et en haute altitude, on
utilisait-en général un système de propulsion du type à turbo-
soufflante ou à turboréacteur, mais ces systènes étaient peu éco-
nomiques en carburant par rapport à des moteurs à combustion interne.
La puissance disponible en altitude, de façon carac-
téristiquepourles groupes propulseurs à turbine à gaz pour avions, est fortement réduite par rapport à la puissance disponible
au niveau de la mer, en raison de l'effet produit par la fai-
ble densité de l'air en altitude. Il en résulte que, pour un besoin de poussée donné en haute altitude, une turbine à
gaz est fortement surdimensionnée pour un fonction-
nement au niveau de la mer et à faible altitude.
Par comparaison, un moteur à combustion interne
suralimenté par un turbocompresseur peut conserver sa puissan-
ce nominale aussi bien à une altitude élevée qu'au niveau de
la mer. En outre, en raison des exigences inférieures de con-
sommation d'air d'un moteur à combustion interne, les dimen-
sions et le poids associés à la turbomachine, sont sensible-
ment réduits par rapport à ceux d'une turbine à gaz classique
pour le même niveau de poussée.
C'est pourquoi il est évident qu'un moteur à com-
bustion interne suralimenté par un turbocompresseur fournit un avantage certain du point de vue poids et dimensions, en plus d'un fonctionnement économique en carburant, par rapport
à la turbine à gaz classique, à une altitude élevée.
En outre on voit que les -dimensions de la turbo-
machine associée utilisée pour le moteur suralimenté par un turbocompresseur atteignent, pour une altitude élevée, des valeurs pour lesquelles il devient avantageux de concevoir
l'étage formant compresseur d'entrée sous la forme d'une souf-
flante pour qu'il agisse en tant que propulseur principal en plus de son rôle d'étage de compression pour le système de turbocompression du moteur. Dans le cas contraire, pour fournir au moteur de l'air à une densité suffisante, il serait typiquement nécessaire d'utiliser des turbocompresseurs assez volumineux et lourds, qui augmenteraient le volume et le poids
du moteur d'avion.
L'amélioration obtenue grâce à la présente inven-
tion permet d'utiliser des turbocompresseurs plus légers et possédant des dimensions plus petites dans des systèmes de moteurs d'avions pour un vol à vitesse subsonique élevée et
à une haute altitude. Grâce au fait de disposer le compres-
seur du turbocompresseur en aval de la soufflante et de
loger l'ensemble du système dans un conduit commun, le com-
presseur reçoit, au niveau de son entrée, de l'air qui est
déjà comprimé à un certain degré par la soufflante. C'est pour-
quoi le travail qui est demandé au compresseur
est réduit, ce qui permet d'utiliser un compresseur plus pe-
tit que celui qu'il serait possible autrement d'utiliser.
Etant donné que l'accroissement net de la puissance de sortie, obtenu par la suralimentation par turbocompresseur, dépend de la puissance requise pour l'entraînement du compresseur, une puissance moins grande est nécessaire pour entraîner le
compresseur conforme à la présente invention.
En outre le système moteur conforme à la pré-
sente invention bénéficie de 1' économie en carburant d'un moteur à combustion interne ainsi que du rendement de propulsion d'une soufflante canalisée, ce qui rend favorable pour un vol à grande vitesse en haute altitude. De plus, par
rapport à un moteur à turbine fournissant une poussée équiva-
lente, l'écoulement d'air dans le turbocompresseur peut être plus faible en raison du plus faible rapport carburant/ air lié à l'utilisation d'un moteur à combustion interne, ce qui fournit une plus forte consommation spécifique d'air pour la poussée (TSAC) pour des dimensions réduites et un poids
réduit. En outre, une plus grande partie de la poussée propul-
sive produite par la soufflante contourne le turbocompresseur
et se dirige directement vers la tuyère d'éjection.
La combinaison d'un moteur à combustion interne
économiqueencarburant, doté d'une caractéristique de faible re-
jet de chaleur, avec une suralimentation, et d'un propulseur
à soufflante canalisée munid'un turbocompresseur coaxial four-
nit un système de propulsion pour un vol à une vitesse subso-
nique élevée à des altitudes allant des couches suDé-
rieures de la tropause aux niveaux infé-
rieurs de la stratosphère, avec des rendements améliorés et un poids plus faible que dans le cas des groupes propulseurs à
turbine à gaz classiques.
La description détaillée qui précède de la forme
de réalisation préférée de l'invention a été donnée unique-
ment pour mieux faire comprendre l'invention et sans qu'il
faille y voir aucune limitation. Certaines modifications ap-
paraitront à l'évidence aux spécialistes de la technique à
laquelle a trait l'invention sans pour autant sortir du ca-
dre de cette dernière.

Claims (18)

REVENDICATIONS
1. Système de propulsion pour un avion, caractéri-
sé en ce qu'il comporte: - un moteur à combustion interne (12) comportant un arbre d'entraînement rotatif (30), une admission (26) d'air et une sortie (28) des gaz d'échappement;
- une soufflante (14) servant à produire une pous-
sée, montée rotative dans un conduit (40) et raccordée se-
lon une liaison motrice audit arbre d'entraînement; et - un turbocompresseur (18) comprenant une turbine
(22) comportant une entrée (54) et une sortie (56), et un com-
presseur (20) possédant une entrée et une sortie (44), ladite
turbine étant agencée de manière à tourner avec ledit compres-
seur et l'entrée (54) de la turbine étant raccordée à ladite sortie (28) des gaz d'échappement, et ladite sortie (44) du compresseur étant raccordée à ladite admission d'air (36) du moteur à combustion interne; et en ce que - ladite entrée du compresseur (20) ést disposée dans ledit conduit (40), en aval de ladite soufflante (14), de manière à recevoir au moins une partie de la poussée
d'air par ladite soufflante.
2. Système selon la revendication 1, caractérisé
en ce qu'il comporte des moyens (24,36) permettant de raccor-
der de façon sélective, selon une liaison motrice, ladite tur-
bine (22) audit arbre d'entraînement (30).
3. Système selon la revendication 2, caractérisé
en ce que lesdits moyens (24,36) de raccordement sélectif se-
lon une liaison motrice comprennent un arbre (24) de turbocom-
presseur, commun à ladite turbine (22) et audit compresseur (20),et une transmission réductrice (36) entre ledit arbre
(24) du turbocompresseur et ledit arbre d'entraînement (30).
4. Système selon la revendication 1, caractérisé
en ce qu'il comporte en outre une turbine de puissance (16) apte à tour-
ner autour d'un arbre (38) et comportant une admission (50) et une sortie (52), ladite admission (50) étant raccordée à ladite sortie des gaz d'échappement (28), et que ladite
turbine (16) est raccordée sélectivement selon une liaison m-
trice, audit arbre d'entraînement (30).
5. Système selon la revendication 4, -caractérisé en ce que les moyens de raccordement sélectif selon une liai- son motrice comprennent une transmission réductrice (36)
t itre ledit arbre (38) de la turbine de puissance (16) et le-
dit arbre d'entraînement (30).
6. Système selon la revendication 4, caractérisé en ce que ladite turbine à puissance (16) est coaxiale audit
turbocompresseur (18) et tourne indépendamment de ladite tur-
bine (22).
7. Système selon la revendication 4, caractérisé en ce que ladite sortie (52) de la turbine de puissance (16)
est raccordée à ladite entrée (54) de la turbine (22).
8. Système selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comporte un premierclapet de mise à l'air libre (58)
pouvant être actionné de façon sélective de manière à per-
mettre aux gaz d'échappement de contourner ladite turbine de puissance (16),etun second clapet de mise à l'air libre (60) pompant être actionné de façon sélective de manière à permettre aux
gaz d'échappement de contourner ladite turbine (22) du turbo-
compresseur.
9. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit moteur à combustion interne (12) est disposé à étroite proximité dudit turbocompresseur (18).
10. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite sortie (28) des gaz d'échappement et ladite
entrée (54) de la turbine (22) et les liaisons intermédiai-
res sont isolées de manière à réduire la perte d'énergie.
11. Système selon la revendication 7, caractérisé en ce que ladite sortie (28) des gaz d'échappement et ladite
admission (50)et ladite sortie (52) de la turbine de puissan-
ce (16) et les liaisons intermédiaires sont isolées de maniè-
re à réduire la perte d'énergie.
12. Système selon la revendication 1, caractérisé
en ce que ladite soufflante (14) comporte plusieurs étages.
13. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit compresseur (18) comporte plusieurs étages.
14. Système selon la revendication 1, caractérisé
en ce que ladite turbine (22) comporte plusieurs étages.
15. Système selon la revendication 4, caractérisé en ce que ladite turbine de puissance (16) comporte plusieurs
étages.
16. Système selon la revendication 1, caractérisé
en ce qu'il comporte un radiateur intermédiaire (46) dis-
posé entre ledit compresseur (18) et ledit moteur à combus-
tion interne (12).
17. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte un échangeur de chaleur (62) servant à refroidir ledit moteur à combustion interne (12) en mettant à profit la faible caractéristique de rejet de chaleur pour
réduire la perte de chaleur du moteur.
18. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite soufflante (14) et ledit compresseur (18)
sont coaxiaux.
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FR (1) FR2611229A1 (fr)
GB (1) GB2201467A (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU168499U1 (ru) * 2016-06-23 2017-02-07 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Выносной вентиляторный модуль авиационной силовой установки

Families Citing this family (59)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB8927785D0 (en) * 1989-12-08 1990-05-30 Westland Helicopters Helicopters
CA2093683C (fr) * 1992-05-14 2002-10-15 William Miller Farrell Turbine a gaz a refroidissement intermediaire
DE4237910C2 (de) * 1992-11-10 1997-01-16 Gerhard Ittner Strahltriebwerk mit einem Verdichterantrieb, insbesondere Verbrennungsmotor und einer Kaltluftdosierturbine
US5471834A (en) * 1994-02-14 1995-12-05 Kapich; Davorin Engine driven propulsion fan with turbochargers in series
GB2379483A (en) * 2001-09-08 2003-03-12 Rolls Royce Plc Augmented gas turbine propulsion system
AU2003213998A1 (en) * 2003-02-11 2004-09-06 Uwe Borchert Method for producing gas turbines and gas turbine assembly
EP1601865B1 (fr) * 2003-02-24 2010-07-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Ensemble moteur combine compact
DE602004028919D1 (de) * 2003-02-24 2010-10-14 Pratt & Whitney Canada Integrierter Turboverbund-Rotationsmotor mit niedrigem volumetrischen Verdichtungsverhältnis
US7353647B2 (en) * 2004-05-13 2008-04-08 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine engines
DE102007022042A1 (de) * 2007-05-08 2008-11-13 Voith Patent Gmbh Antriebsstrang, insbesondere für Kraftfahrzeuge
US8015795B2 (en) * 2007-05-18 2011-09-13 United Technologies Corporation Aircraft combination engines plural airflow conveyances system
US7836680B2 (en) * 2007-06-20 2010-11-23 United Technologies Corporation Aircraft combination engines thermal management system
US9467021B2 (en) 2010-02-16 2016-10-11 Sine Waves, Inc. Engine and induction generator
US8695565B2 (en) * 2010-02-16 2014-04-15 Sine Waves, Inc. Co-axial rotary engine
RU2446304C2 (ru) * 2010-04-15 2012-03-27 Евгений Васильевич Лаптев Комбинированный воздушно-реактивный двигатель
US10107195B2 (en) 2012-07-20 2018-10-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound cycle engine
US9194232B2 (en) 2012-07-20 2015-11-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound cycle engine
US9926843B2 (en) * 2012-07-20 2018-03-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound cycle engine
US9512721B2 (en) 2012-07-20 2016-12-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound cycle engine
WO2014083074A1 (fr) * 2012-11-28 2014-06-05 Spicer Off-Highway Belgium N.V. Système et procédé pour la récupération de chaleur perdue pour moteurs à combustion interne
US20160047305A1 (en) * 2014-08-15 2016-02-18 General Electric Company Multi-stage axial compressor arrangement
US20160245162A1 (en) 2015-02-20 2016-08-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound engine assembly with offset turbine shaft, engine shaft and inlet duct
US9932892B2 (en) 2015-02-20 2018-04-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound engine assembly with coaxial compressor and offset turbine section
US10533492B2 (en) 2015-02-20 2020-01-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound engine assembly with mount cage
US9797297B2 (en) * 2015-02-20 2017-10-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound engine assembly with common inlet
US10533500B2 (en) 2015-02-20 2020-01-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound engine assembly with mount cage
US10428734B2 (en) 2015-02-20 2019-10-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound engine assembly with inlet lip anti-icing
US9869240B2 (en) * 2015-02-20 2018-01-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound engine assembly with cantilevered compressor and turbine
US10408123B2 (en) 2015-02-20 2019-09-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Engine assembly with modular compressor and turbine
US9879591B2 (en) 2015-02-20 2018-01-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Engine intake assembly with selector valve
US9896998B2 (en) 2015-02-20 2018-02-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound engine assembly with modulated flow
US10371060B2 (en) 2015-02-20 2019-08-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound engine assembly with confined fire zone
US10662903B2 (en) * 2015-02-27 2020-05-26 Avl Powertrain Engineering, Inc. Waste heat recovery and boost systems including variable drive mechanisms
US9759128B2 (en) * 2015-06-16 2017-09-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound engine assembly with exhaust pipe nozzle
CA2933112C (fr) * 2015-06-16 2023-09-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Moteur a cycle combine
US9771165B2 (en) 2015-06-25 2017-09-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound engine assembly with direct drive of generator
US10696417B2 (en) * 2015-06-25 2020-06-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Auxiliary power unit with excess air recovery
US10590842B2 (en) * 2015-06-25 2020-03-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound engine assembly with bleed air
US10710738B2 (en) * 2015-06-25 2020-07-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Auxiliary power unit with intercooler
US11214381B2 (en) * 2015-08-07 2022-01-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft heating assembly with liquid cooled internal combustion engine and heating element using waste heat
US10267191B2 (en) 2015-08-07 2019-04-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Turboprop engine assembly with combined engine and cooling exhaust
US10240522B2 (en) 2015-08-07 2019-03-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Auxiliary power unit with combined cooling of generator
US10253726B2 (en) 2015-08-07 2019-04-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Engine assembly with combined engine and cooling exhaust
US10240521B2 (en) * 2015-08-07 2019-03-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Auxiliary power unit with variable speed ratio
US10883424B2 (en) 2016-07-19 2021-01-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Multi-spool gas turbine engine architecture
WO2018044757A1 (fr) * 2016-08-29 2018-03-08 BINGHAM, Robert A. Moteur d'aéronef multi-hybride
US11035293B2 (en) 2016-09-15 2021-06-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Reverse flow gas turbine engine with offset RGB
US10450952B2 (en) * 2017-01-16 2019-10-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan engine assembly with gearbox
US10634049B2 (en) 2017-01-16 2020-04-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan engine assembly with intercooler
US10738709B2 (en) 2017-02-09 2020-08-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Multi-spool gas turbine engine
US10808624B2 (en) 2017-02-09 2020-10-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine rotor with low over-speed requirements
US10215052B2 (en) 2017-03-14 2019-02-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Inter-shaft bearing arrangement
US10746188B2 (en) 2017-03-14 2020-08-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Inter-shaft bearing connected to a compressor boost system
US10822100B2 (en) * 2017-06-26 2020-11-03 General Electric Company Hybrid electric propulsion system for an aircraft
US10527012B2 (en) * 2017-06-29 2020-01-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Engine assembly with engine and cooler compartments
CN108119257B (zh) * 2017-09-08 2020-06-23 邹国泉 亚音速内燃航空发动机
US11827370B1 (en) * 2022-06-21 2023-11-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft propulsion system with intermittent combustion engine and electric transmission system and method for operating the same
US11891947B2 (en) * 2022-06-23 2024-02-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft engine, gas turbine intake therefore, and method of guiding exhaust gasses
US11933218B2 (en) * 2022-07-22 2024-03-19 Rtx Corporation System with multiple forced induction engines

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB596819A (en) * 1945-07-18 1948-01-12 Napier & Son Ltd Improvements in or relating to internal combustion engine power plants
GB437078A (en) * 1934-01-24 1935-10-23 Alfred Buechi Improvements in or relating to arrangements of exhaust driven superchargers with multiple row internal combustion engines
US2385366A (en) * 1938-04-19 1945-09-25 Jarvis C Marble Power plant for aircraft
US2356557A (en) * 1939-12-19 1944-08-22 Anxionnaz Rene Reaction propelling device with supercharged engine
US2397816A (en) * 1942-02-09 1946-04-02 Ford Motor Co Exhaust turbosupercharger
US2465099A (en) * 1943-11-20 1949-03-22 Allis Chalmers Mfg Co Propulsion means comprising an internal-combustion engine and a propulsive jet
US2585968A (en) * 1944-02-21 1952-02-19 Schneider Brothers Company Turbosupercharged internal-combustion engine having hydraulic means to connect turbine to engine output shaft at high load
GB599974A (en) * 1944-12-30 1948-03-25 Sigma Installation for propulsion by reaction, notably for aircraft
US2580591A (en) * 1944-12-30 1952-01-01 Gen Mechanique Appliquee Soc I Jet engine having a plurality of turbocompressors operable in parallel or in series
FR916985A (fr) * 1945-07-05 1946-12-20 Perfectionnements aux moteurs et motopropulseurs complexes à combustion interne
GB690272A (en) * 1946-04-02 1953-04-15 Rateau Soc Improvements in or relating to jet propulsion plants
US2468157A (en) * 1946-09-24 1949-04-26 Napier & Son Ltd Internal-combustion engine power plant
GB651365A (en) * 1947-09-23 1951-03-14 Sigma Improvements in power gas plants, in particular for use on flying machines
GB718100A (en) * 1951-05-17 1954-11-10 Napier & Son Ltd Improvements in or relating to compound power plants
GB734359A (en) * 1952-12-01 1955-07-27 Harry Robert Mayes Improvements in internal combustion engines
GB866017A (en) * 1956-11-09 1961-04-26 Kloeckner Humboldt Deutz Ag Four-stroke internal combustion engine having an exhaust gas turbo-charger
DE1840712U (de) * 1958-08-22 1961-11-02 Daimler Benz Ag Aus einer kohlenbrennkraftmaschine und einem gasturbinentriebwerk bestehendes antriebsaggregat fuer fahrzeuge.
US3007302A (en) * 1958-09-30 1961-11-07 Continental Aviat & Eng Corp Compound turbine-diesel power plant
GB919113A (en) * 1960-03-11 1963-02-20 Alexander Davidson Garden Improvements in or relating to aircraft propulsive means
FR1304016A (fr) * 1961-03-11 1962-09-21 Perfectionnements apportés aux moteurs à combustion interne, suralimentés à l'aide d'une turbo-soufflante
US4452043A (en) * 1980-07-22 1984-06-05 South Western Industrial Research Limited Differential compound engine
JPS5754622U (fr) * 1980-09-17 1982-03-30
DE3330315A1 (de) * 1983-08-23 1985-03-14 Daimler-Benz Ag, 7000 Stuttgart Antriebsanordnung von nebenaggregaten an einer brennkraftmaschine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU168499U1 (ru) * 2016-06-23 2017-02-07 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Выносной вентиляторный модуль авиационной силовой установки

Also Published As

Publication number Publication date
GB8802988D0 (en) 1988-03-09
DE3804906A1 (de) 1988-09-01
JPS63227929A (ja) 1988-09-22
GB2201467A (en) 1988-09-01
BR8800851A (pt) 1988-10-04
AU1201888A (en) 1988-08-25
US4815282A (en) 1989-03-28

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