FR2685385A1 - Moteur de propulsion a cycle variable pour avion supersonique. - Google Patents
Moteur de propulsion a cycle variable pour avion supersonique. Download PDFInfo
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Abstract
Un moteur de propulsion pour avion supersonique comportant un ensemble primaire comprenant au moins un compresseur (2), une chambre de combustion (3), une turbine (4) et un ensemble d'éjection (18) et un ensemble secondaire comportant un ensemble de compression ou soufflante disposé dans un canal annulaire (7) et un ensemble d'éjection (19) comporte au moins un aubage mobile (6) de rotor de soufflante solidarisé à l'arbre (5) d'ensemble primaire et placé entre un aubage fixe amont (8) de directrice d'entrée et aubage fixe aval (9) de redresseur, chacun desdits aubages fixes (8, 9) étant associé à un dispositif (10, 11) de réglage du calage des aubes.
Description
DESCRIPTION
L'invention concerne un moteur de propulsion particulièrement adapté à un avion supersonique. Une évolution recherchée dans la conception des moteurs de propulsion en vue d'une meilleure adaptation à leurs conditions variables d'utilisation sur un avion supersonique10 en fonction des différentes phases de vol est de prévoir un cycle de fonctionnement variable du moteur Il s'agit notamment de concilier le besoin d'obtenir aux vitesses supersoniques une forte poussée par unité de débit et en conséquence, une vitesse élevée des gaz à l'éjection et le15 besoin de réduire cette vitesse d'éjection aux vitesses subsoniques, notamment durant les phases de décollage afin de
limiter les nuisances sonores.
Une solution répondant à ces objectifs a déja été décrite par EP-A-0 076 192 qui prévoit deux ensembles propulsifs liés, coaxiaux, l'un interne et l'autre externe Cette structure
comporte toutefois deux chambres de combustion séparées et plusieurs corps tournants à arbres concentriques, ce qui entraîne une assez grande complexité de réalisation et de25 fonctionnement.
Un des buts de l'invention est d'obtenir les résultats recherchés notés ci-dessus en utilisant des structures plus simples. Un moteur de propulsion du type précité et répondant à ces conditions est caractérisé en ce que un ensemble de compression dit soufflante est disposé dans ledit canal secondaire et comporte au moins un aubage mobile de rotor, solidarisé à l'arbre d'ensemble primaire et placé entre un aubage fixe de directrice d'entrée du côté amont et un aubage
fixe de redresseur du côté aval, lesdits aubages fixes étant associés respectivement chacun à un dispositif de réglage du calage des aubes.
Avantageusement, lesdits aubages fixes de directrice d'entrée et de redresseur comportent des aubes en trois parties comprenant une partie fixe et deux parties à inclinaison variable par pivotement. Avantageusement, au moins une entrée d'air périphérique en amont de la soufflante et une sortie d'éjection d'air périphérique en aval de ladite soufflante sont ménagées dans la paroi externe du canal secondaire et munies chacune
respectivement d'un dispositif de fermeture.
En outre et de manière avantageuse, un dispositif à vessie gonflable peut être disposé, respectivement, de part et d'autre de la soufflante, une pompe à vide permettant de créer temporairement un vide dans la partie du canal
secondaire contenant l'ensemble de soufflante.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront
mieux compris à la lecture de la description qui va suivre d'un mode de réalisation de l'invention, en référence aux
dessins annexés sur lesquels: la figure 1 représente, selon une vue schématique en coupe par un plan passant par son axe longitudinal de rotation, un moteur de propulsion du type turboréacteur pour avion supersonique conforme à l'invention; la figure 2 représente une partie selon II du moteur représenté sur la figure 1 à l'échelle agrandie comportant l'étage d'aube mobile de soufflante; la figure 3 représente, selon une vue schématique montrant les traces en projection des coupes par un plan transversal des aubes, les configurations des aubes de l'ensemble de soufflante correspondant à deux phases de fonctionnement; la figure 4 représente, selon une vue partielle schématique suivant une coupe analogue à celle de la figure 1, un dispositif complémentaire adjoint dans le canal secondaire du moteur conforme à l'invention; la figure 5 représente selon une vue partielle schématique suivant une coupe analogue à celle de la figure 1, une variante de réalisation du moteur de propulsion conforme à l'invention; la figure 6 représente selon une vue partielle schématique suivant une coupe analogue à celle de la figure 1 une seconde
variante du moteur de propulsion conforme à l'invention.
Un moteur de propulsion du type turboréacteur particulièrement destiné à un avion supersonique et réalisé conformément à l'invention est schématiquement représenté sur la figure 1 Ledit moteur comporte, d'amont en aval, amont et aval étant définis par rapport au sens normal de circulation
des gaz dans le moteur, une entrée d'air 1, un compresseur 2 du type axial multiétagé, une chambre de combustion 3, une turbine 4 qui, dans l'exemple représenté sur les dessins, est20 également multiétagée.
Ledit moteur comporte un corps tournant unique porté par un
arbre 5, liant le compresseur 2 et la turbine 4 et portant en outre un étage mobile de compression appelé soufflante dont25 les aubes 6 sont placées dans un canal annulaire 7 formant un canal secondaire entourant les parties 2, 3, 4 décrites ci-
dessus constituant un ensemble primaire.
Ledit canal secondaire 7 ou à flux froid est délimité par une
paroi extérieure 7 a.
Dans ledit canal secondaire 7 et en amont des aubes mobiles 6, est disposé un étage d'aubes fixes 8 formant une directrice d'entrée et en aval des aubes mobiles 6, est
disposé un étage d'aubes fixes 9 formant un redresseur de flux.
Les aubes fixes 8 de directrice d'entrée et les aubes fixes 9 de redresseur sont associées à un dispositif de commande de calage variable, respectivement schématisé en 10 et 11 sur la figure 1 et qui peut être d'une réalisation connue en soi comportant notamment l'utilisation d'un ou plusieurs vérins et/ou un anneau de commande, les aubes 8 et 9 étant montées au moyen de pivots adéquats permettant de régler leur inclinaison par rapport à la direction principale du flux
circulant dans le canal secondaire 7.
La structure du moteur est complétée par un carter d'entrée à l'amont comportant des bras structuraux 12, un carter d'échappement à l'aval comportant des bras structuraux 13, des paliers adéquats supportant l'arbre 5 et des liaisons 14 à l'enveloppe de l'ensemble primaire En outre un carter extérieur 15 de soufflante comporte des bras structuraux 16 en amont de la directrice d'entrée et des bras structuraux 17 en aval du redresseur La partie aval du moteur est prolongée du côté aval par un système d'éjection comportant, notamment et de manière connue en soi, une tuyère primaire d'éjection 18 à section réglable et une tuyère d'éjection secondaire 19
à section réglable ainsi qu'un dispositif d'inversion de poussée, suivant une définition connue en soi.
De manière avantageuse mais non obligatoire, en fonction des conditions d'utilisation du moteur, une ou plusieurs entrées25 d'air additionnelles, schématisées en 20 sur la figure 1, peuvent être ménagées en amont de la soufflante dans la paroi extérieure du canal secondaire 7 Ces entrées 20 sont munies d'un dispositif de fermeture connu en soi tel qu'une porte 21 ou une virole coulissante De manière analogue et dans les30 mêmes conditions avantageuses mais non obligatoires, une ou plusieurs sorties d'éjection 22 peuvent être ménagées dans ladite paroi extérieure du canal secondaire 7, en aval du redresseur 9 La fermeture temporaire étant également assurée de manière connue par des portes 23 permettant en outre, en35 position ouverte, d'assurer le pilotage des nappes du flux éjecté. Dans le mode de réalisation de l'invention représenté sur la figure 1, l'ensemble de soufflante est placé au droit de l'extrémité arrière du compresseur 2 et notamment, les aubes mobiles 6 de soufflante sont disposées au droit du dernier étage du compresseur 2 ainsi que les détails de réalisation en sont plus clairement montrés sur la figure 2 Lesdites aubes 6 sont montées sur un disque intermédiaire 24 surmontant une partie aubagée 25 qui constitue le dernier étage du compresseur 2 et la liaison dudit ensemble à l'arbre étant assurée par une partie interne 26 Les étanchéités entre les parties tournantes et les parties fixes adjacentes sont assurés par tout dispositif connu adéquat tel que schématisé en 27, aussi bien du côté amont que du côté aval
et du côté interne de la veine primaire que du côté de la paroi de séparation entre veine primaire et veine secondaire.
la figure 3 schématise un mode de réalisation de l'invention selon lequel les aubes fixes 8 de directrice d'entrée et 9 de redresseur sont en trois parties articulées Dans ce cas, l'aube 8 amont comporte une partie fixe amont 8 a comportant le bord d'attaque 28 de l'aube et deux parties aval, une20 partie intermédiaire 8 b et une partie aval 8 c comportant le bord de fuite 29 de l'aube, les deux dites parties aval 8 b et 8 c étant susceptibles de pivoter de manière articulée pour varier leur inclinaison sous l'action des dispositifs de commande précédemment mentionnés De manière analogue, l'aube25 9 aval comporte une partie fixe aval 9 a comportant le bord de fuite 30 de l'aube et deux parties amont, une partie intermédiaire 9 b et une partie amont 9 c comportant le bord d'attaque 31 de l'aube, les deux dites parties amont 9 b et 9 c étant susceptibles de pivoter de manière articulée pour
varier leur inclinaison sous l'action des dispositifs de commande précédemment mentionnés.
le moteur de propulsion du type turboréacteur qui vient d'être décrit en référence aux figures 1 à 3 est35 particulièrement adapté pour un avion supersonique Son adaptation est notamment due à sa capacité de fonctionner suivant un cycle variable permettant la meilleure adaptation lorsque les conditions de fonctionnement sont soit celles d'un vol supersonique, soit celles d'un vol subsonique Lors d'une configuration de fonctionnement en vol supersonique, les entrées d'air 20 sont fermées ainsi que les éventuelles sorties d'éjection 22 La soufflante fonctionne dans ce cas à faible débit et comprime de l'air provenant de l'entrée d'air 5 1 principale et circulant dans le canal annulaire 7 La figure 3 montre les configurations adoptées dans ce cas pour la directrice d'entrée et le redresseur La flèche 32 indique le sens de rotation des aubes mobiles 6 de soufflante Les aubes 8 de directrice d'entrée sont déformées par inclinaison10 de leurs parties 8 b et 8 c de manière à orienter le flux dans le sens de la flèche 32 avec la meilleure efficacité, les bords de fuite 8 C 1 et 8 C 2 prenant la position indiquée sur la figure 3, se rapprochant de la direction 32 En même temps, les parties 9 b et 9 c à inclinaison variables des aubes 9 de15 redresseur se déplacent à contre-sens de la flèche 32 et les bords d'attaque 9 C 1 et 9 C 2 des aubes 9 prennent la position
indiquée sur la figure 3 afin de redresser le flux avec la meilleure efficacité.
par contre, lors d'un fonctionnement en vol subsonique correspondant notamment aux phases de vol de l'avion au décollage, en montée subsonique, éventuellement lors de conditions de croisière subsonique, ou en descente ou approche, les entrées d'air 20 sont ouvertes et alimentent en25 air la soufflante qui fonctionne à plein débit, au décollage et en montée Aussi bien pour les aubes 8 de directrice
d'entrée que pour les aubes 9 de redresseur, les bords d'attaque 28 et les bords de fuite 29 sont alignés suivant une ligne parallèle à l'axe de rotation du moteur ou de même30 30 et 31, ou suivant une ligne sensiblement parallèle audit axe.
Dans le cadre d'une réalisation conforme à la présente invention, certaines variantes peuvent être appliquées.35 L'ensemble de soufflante comprenant la directrice d'entrée 8, le rotor à aubes mobiles 6 et le redresseur 9 au lieu d'être placé, comme dans l'exemple qui vient d'être décrit en référence à la figure 1, au droit de l'extrémité aval du compresseur 2 peut être situé plus en amont La figure 5 montre un exemple d'une telle réalisation dans laquelle le
compresseur comporte une partie amont 2 a et une partie aval 2 b, les aubes mobiles 6 de soufflante étant placées au droit d'un étage intermédiaire 2 c du compresseur.
Une variante également intéressante est montrée en figure 6. Le moteur de propulsion est du type à double corps Le premier corps tournant comprend le compresseur 2 a et la soufflante 2 c, il est entraîné par la turbine 4 a Le deuxième corps tournant dit haute pression comprend d'une manière10 classique le compresseur 2 b qui est entraîné par la turbine 4 b. Une autre variante de réalisation schématiquement représentée sur la figure 4 peut permettre d'obtenir un fonctionnement en15 simple flux du moteur en croisière supersonique, aucun débit d'air ne traversant la soufflante Dans ce but, des vessies 32 et 33 respectivement disposées, d'une part en amont de la directrice d'entrée 8 et d'autre part, en aval du redresseur 9 peuvent être gonflées de manière à obturer le canal secondaire 7 et à créer une cavité 7 b contenant l'ensemble de soufflante Un dispositif à pompe à vide 34 peut dans ce cas
être adjoint pour créer un vide dans ladite cavité 7 a.
Les principaux avantages procurés par le moteur de propulsion conforme à l'invention, tout en assurant l'obtention des performances recherchées dans les conditions de vol supersonique sont de permettre de diminuer le niveau de bruit et la consommation de carburant durant les conditions de vol subsonique.
Claims (7)
1 Moteur de propulsion, du type turboréacteur à cycle variable notamment pour avion supersonique, comportant en allant de l'amont vers l'aval qui sont définis par rapport au sens normal de circulation des gaz dans le moteur, au moins un compresseur ( 2), une chambre de combustion ( 3) et une turbine ( 4), les ensembles tournants étant supportés par un arbre commun ( 5), suivis d'un ensemble d'éjection comportant au moins une tuyère à section réglable ( 18), ces éléments constituant un ensemble dit primaire qui est entouré par un canal annulaire ( 7) à flux froid dit secondaire et délimité par une paroi annulaire ( 7 a) externe portant à son extrémité d'amont une entrée d'air ( 1) et à son extrémité aval une tuyère secondaire ( 19) d'éjection à section réglable associé à un dispositif d'inversion de poussée, caractérisé en ce que un ensemble de compression dit soufflante est disposé dans ledit canal secondaire et comporte au moins un aubage mobile ( 6) de rotor, solidarisé au dit arbre ( 5) d'ensemble primaire et placé entre un aubage fixe ( 8) de directrice d'entrée du côté amont et un aubage fixe ( 9) de redresseur du côté aval, lesdits aubages fixes ( 8,9) étant associés respectivement chacun à un dispositif de réglage ( 10,11) du calage des
aubes.
2 Moteur de propulsion selon la revendication 1 dans lequel ledit ensemble de soufflante ( 6-8-9) est placé au droit de l'extrémité aval dudit compresseur, l'aubage mobile ( 6) de soufflante étant placé dans un plan transversal passant
par le dernier étage ( 25) du compresseur.
3 Moteur de propulsion selon la revendication 1 dans lequel ledit ensemble de soufflante ( 6) est placé dans une position intermédiaire par rapport audit compresseur ( 2), l'aubage mobile ( 6) de soufflante étant placé dans un plan transversal passant par un étage intermédiaire ( 26) du compresseur situé entre une partie amont ( 2 a) et une
partie aval ( 2 b) dudit compresseur.
4 Moteur de propulsion selon la revendication 3 dans lequel un compresseur amont ( 2 a) incluant la soufflante ( 6) est
entraîné par une turbine ( 4 a) et un compresseur haute-
pression ( 2 b) est entraîné par une turbine ( 4 b), selon une
formule de type double corps.
Moteur de propulsion selon l'une quelconque des
revendications 1 à 4 dans lequel chaque aube fixe ( 8) de
directrice d'entrée de soufflante est en trois parties comprenant une partie amont ( 8 a) fixe portant un bord d'attaque ( 28) et deux parties aval ( 8 b, 8 c) susceptibles de pivoter de manière articulée de façon à régler leur inclinaison par rapport à la direction de l'air circulant dans le canal secondaire et chaque aube fixe ( 9) de redresseur de soufflante est en trois parties comprenant une partie aval ( 9 a) fixe portant un bord de fuite ( 30) et deux parties amont ( 9 b, 9 c) susceptibles de pivoter de manière articulée de façon à régler leur inclinaison par rapport à la direction normale de l'air circulant dans le
canal secondaire ( 7).
6 Moteur de propulsion selon l'une quelconque des
revendications 1 à 5 dans lequel au moins une entrée d'air
( 20) périphérique est ménagée dans la paroi externe ( 7 a) du canal secondaire ( 7), en amont dudit ensemble de soufflante ( 6 8 9), un dispositif tel qu'une porte ( 21) étant susceptible d'assurer une fermeture temporaire de
ladite entrée ( 20).
7 Moteur de propulsion selon l'une quelconque des
revendications 1 à 6 dans lequel au moins une sortie
d'éjection ( 22) d'air périphérique est ménagée dans la paroi externe ( 7 a) du canal secondaire ( 7) en aval dudit ensemble de soufflante ( 6 8 9) un dispositif tel qu'une porte ( 23) étant susceptible d'assurer une fermeture
temporaire de ladite sortie ( 22).
8 Moteur de propulsion selon l'une quelconque des
revendications 1 à 7 dans lequel un dispositif à vessie
gonflable ( 32,33) est disposé dans le canal secondaire, respectivement, de part et d'autre de l'ensemble de soufflante ( 6 8 9), un moyen tel qu'une pompe à vide
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( 34) étant adjoint pour créer temporairement un vide dans la partie ( 7 b) du canal secondaire contenant l'ensemble de soufflante.
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
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| GB9225766A GB2262778B (en) | 1991-12-24 | 1992-12-10 | Variable cycle propulsion engine for supersonic aircraft |
| US07/994,914 US5311736A (en) | 1991-12-24 | 1992-12-22 | Variable cycle propulsion engine for supersonic aircraft |
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|---|---|---|---|
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Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
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|---|---|
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Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5822975A (en) * | 1996-04-24 | 1998-10-20 | Societe National D'etude Et De Auction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Bypass engine with means for limiting gas leakage |
| FR2826056A1 (fr) | 2001-06-14 | 2002-12-20 | Snecma Moteurs | Dispositif de propulsion a cycle variable par transmission mecanique pour avion supersonique |
| FR2826055A1 (fr) | 2001-06-14 | 2002-12-20 | Snecma Moteurs | Dispositif de propulsion a cycle variable par prelevement d'air comprime pour avion supersonique |
| RU2449154C2 (ru) * | 2010-06-25 | 2012-04-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный винтовентиляторный двигатель |
| FR3109408A1 (fr) * | 2020-04-21 | 2021-10-22 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine à taux de dilution modulable pneumatiquement |
Families Citing this family (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5402638A (en) * | 1993-10-04 | 1995-04-04 | General Electric Company | Spillage drag reducing flade engine |
| US5623823A (en) * | 1995-12-06 | 1997-04-29 | United Technologies Corporation | Variable cycle engine with enhanced stability |
| US5794432A (en) * | 1996-08-27 | 1998-08-18 | Diversitech, Inc. | Variable pressure and variable air flow turbofan engines |
| US6209311B1 (en) | 1998-04-13 | 2001-04-03 | Nikkiso Company, Ltd. | Turbofan engine including fans with reduced speed |
| EP0950808A3 (fr) * | 1998-04-13 | 2000-05-24 | Nikkiso Company, Ltd. | Turboréacteur à double flux avec soufflante à vitesse réduite |
| EP0952330A3 (fr) * | 1998-04-13 | 2000-05-24 | Nikkiso Company, Ltd. | Turbosoufflante avec soufflante à vitesse réduite |
| ITBA20010002A1 (it) * | 2001-01-11 | 2002-07-11 | Paolo Pietricola | Fan a passo variabile. |
| US7730714B2 (en) * | 2005-11-29 | 2010-06-08 | General Electric Company | Turbofan gas turbine engine with variable fan outlet guide vanes |
| FR2921100B1 (fr) * | 2007-09-13 | 2009-12-04 | Snecma | Levier d'entrainement en rotation autour de son pivot d'aube de stator a calage variable de turbomachine |
| US8127528B2 (en) * | 2008-02-26 | 2012-03-06 | United Technologies Corporation | Auxiliary propulsor for a variable cycle gas turbine engine |
| US8082727B2 (en) * | 2008-02-26 | 2011-12-27 | United Technologies Corporation | Rear propulsor for a variable cycle gas turbine engine |
| US8596076B1 (en) | 2008-12-30 | 2013-12-03 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Variable pressure ratio gas turbine engine |
| FR2958980B1 (fr) * | 2010-04-14 | 2013-03-15 | Snecma | Dispositif redresseur pour turbomachine |
| US9062559B2 (en) * | 2011-08-02 | 2015-06-23 | Siemens Energy, Inc. | Movable strut cover for exhaust diffuser |
| US10260427B2 (en) | 2013-03-15 | 2019-04-16 | United Technologies Corporation | Variable area bypass nozzle |
| CN113847163B (zh) * | 2021-10-25 | 2024-02-23 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机风扇外涵道引射系统 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3019600A (en) * | 1959-08-03 | 1962-02-06 | United Aircraft Corp | Turbo-fan engine thrust reverser |
| FR2012730A1 (fr) * | 1968-07-11 | 1970-03-20 | Rolls Royce | |
| FR1596420A (fr) * | 1965-10-22 | 1970-06-15 | ||
| FR2284059A1 (fr) * | 1974-09-06 | 1976-04-02 | Gen Electric | Moteur a turbo-soufflante a pas variable |
| FR2296769A1 (fr) * | 1975-01-02 | 1976-07-30 | Gen Electric | Turbomoteur a gaz a cycle variable |
| GB2110762A (en) * | 1981-11-27 | 1983-06-22 | Gen Electric | Gas turbine engine for a v/stol aircraft |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1305302A (fr) * | 1970-04-28 | 1973-01-31 | ||
| US4069661A (en) * | 1975-06-02 | 1978-01-24 | The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration | Variable mixer propulsion cycle |
| FR2513697A1 (fr) * | 1981-09-25 | 1983-04-01 | Snecma | Moteur de propulsion, notamment pour avion supersonique |
| US4922712A (en) * | 1988-03-28 | 1990-05-08 | General Electric Company | Thrust reverser for high bypass turbofan engine |
| DE4009223A1 (de) * | 1990-03-22 | 1991-09-26 | Mtu Muenchen Gmbh | Propfan-turbotriebwerk |
| GB2244098A (en) * | 1990-05-17 | 1991-11-20 | Secr Defence | Variable configuration gas turbine engine |
| JPH0991434A (ja) * | 1995-09-28 | 1997-04-04 | Hamamatsu Photonics Kk | 人物照合装置 |
-
1991
- 1991-12-24 FR FR9116094A patent/FR2685385B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
1992
- 1992-12-10 GB GB9225766A patent/GB2262778B/en not_active Expired - Fee Related
- 1992-12-22 US US07/994,914 patent/US5311736A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3019600A (en) * | 1959-08-03 | 1962-02-06 | United Aircraft Corp | Turbo-fan engine thrust reverser |
| FR1596420A (fr) * | 1965-10-22 | 1970-06-15 | ||
| FR2012730A1 (fr) * | 1968-07-11 | 1970-03-20 | Rolls Royce | |
| FR2284059A1 (fr) * | 1974-09-06 | 1976-04-02 | Gen Electric | Moteur a turbo-soufflante a pas variable |
| FR2296769A1 (fr) * | 1975-01-02 | 1976-07-30 | Gen Electric | Turbomoteur a gaz a cycle variable |
| GB2110762A (en) * | 1981-11-27 | 1983-06-22 | Gen Electric | Gas turbine engine for a v/stol aircraft |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5822975A (en) * | 1996-04-24 | 1998-10-20 | Societe National D'etude Et De Auction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Bypass engine with means for limiting gas leakage |
| FR2826056A1 (fr) | 2001-06-14 | 2002-12-20 | Snecma Moteurs | Dispositif de propulsion a cycle variable par transmission mecanique pour avion supersonique |
| FR2826055A1 (fr) | 2001-06-14 | 2002-12-20 | Snecma Moteurs | Dispositif de propulsion a cycle variable par prelevement d'air comprime pour avion supersonique |
| RU2449154C2 (ru) * | 2010-06-25 | 2012-04-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный винтовентиляторный двигатель |
| FR3109408A1 (fr) * | 2020-04-21 | 2021-10-22 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine à taux de dilution modulable pneumatiquement |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB2262778A (en) | 1993-06-30 |
| FR2685385B1 (fr) | 1995-03-31 |
| GB9225766D0 (en) | 1993-02-03 |
| GB2262778B (en) | 1995-05-10 |
| US5311736A (en) | 1994-05-17 |
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