JPS62243931A - ナセル構造体 - Google Patents

ナセル構造体

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JPS62243931A
JPS62243931A JP62083687A JP8368787A JPS62243931A JP S62243931 A JPS62243931 A JP S62243931A JP 62083687 A JP62083687 A JP 62083687A JP 8368787 A JP8368787 A JP 8368787A JP S62243931 A JPS62243931 A JP S62243931A
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Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 産業上の利用分野 本発明は、ガスタービンエンジンのためのナセル構造体
に係り、更に詳細には航空機に搭載されるガスタービン
エンジンのためのナセル構造体に係る。
従来の技術 今日の亜音速民間航空機を推進駆動するために使用され
るガスタービンエンジンは、一般に、エンジン周囲の空
気流の方向に整合された傾斜した入口開口を有するナセ
ル構造体により囲繞されている。このことは特に、航空
機のエンジンの周りの構造体の影響、エーロフオイルの
仰角、及び他の空気力学的因子によりナセルの入口開口
のドループ角がエンジンの中心線に対し約３〜５°をな
す航空機に於てその翼の下方に搭載されたエンジンの場
合に一般的である。
従来のナセル構造体は、ガスタービンエンジンの空気入
口より上流側へ延在し空気流に平行な直線状の中心線に
対し垂直に引かれた半径線の終点により郭定された内面
及び外面を有する二重壁の吸気部を含んでいる。ナセル
の開口は自由な空気流を二つの流れ、即ちガスタービン
エンジンの空気入口内へ導かれる内部流れとナセル構造
体の周りを流れる外部流れとに分割する。ナセル構造体
の外面形状は衝撃波の発生や空気流の剥離を低減し、こ
れにより好ましからざる抗力の発生を回避するよう設定
されている。
直線状の傾斜した中心線の周りに対称である内面は、空
気の内部流れを傾斜したナセルの中心線にほぼ平行な方
向へ導くが、エンジンの入口に於てエンジンの中心線の
方向に急激に方向転換させるダクトを形成している。経
験によれば、かかる方向転換によりエンジンの入口領域
に周方向の静的圧力勾配が発生され、このことによりエ
ンジンの効率が低下され、また騒音の発生が増大せしめ
られることが解った。
１９８０年９月２日付にて発行された米国特許ｍ４，２
２０．１７１号に於ては、従来のナセル構造体に於ける
かかる問題が取上げられており、ナセルの内面及び外面
が湾曲した中心線に対し垂直に引かれた半径線の終点に
より郭定されるという改良点を開示している。湾曲した
中心線はナセルの入口開口に於ては自由な空気流に平行
であり、エンジンの空気入口に於てはエンジンの中心線
に平行である。この米国特許に記載されたナセル構造体
は、空気の内部流れがエンジンの入口へ流入する前に内
部流れを滑かに方向転換させ、静的内部圧力損及び騒音
の発生を低減することによってエンジンの効率を向上さ
せる。
上述の米国特許に記載されたナセル構造体に於ける湾曲
した外面は内面と同一の効果を発揮しないことが解った
。湾曲した中心線の周りに外面を形成することにより、
上述の米国特許に於けるナセル構造体に於てはナセルの
上方前方部分に沿う空気の局部的流速が増大し、これに
より局部的な衝撃波若しくは境界層の剥離の虞れが増大
する。
前述の如く、かかる現象はナセル構造体に於ける好まし
からざる表面抗力を増大させ、その結果航空機の運転コ
ストが増大してしまう。従って当技術分野に於て必要と
されているものは、空気力学的外部抗力を低減し、しか
も静的内部圧力損の発生を回避するナセル構造体である
。
発明の開示 本発明の一つの目的は、航空機に搭載されるガスタービ
ンエンジン内へ空気の流れを効率的に導く内部形状を冑
するナセル構造体を提供することである。
本発明の他の一つの目的は、空気力学的外部抗力若しく
は衝撃波の発生を低減する外部形状を有するナセル構造
体を提供することである。
本発明の更に他の一つの目的は、ガスタービンエンジン
の中心線に対し或る角度にて空気の流れを受入れ、受入
れた空気をエンジンの中心線に平行にエンジン内へ導く
よう構成されたナセル構造体を提供することである。
本発明によれば、空気の自由な流れ内に配置されるガス
タービンエンジンのための環状のナセル構造体は、エン
ジンの上流側へ延在しており、自由な空気の流れ方向に
対し垂直に配向された入口開口を有している。ナセルの
入口開口内に受入れられた空気は、ナセルの内面により
形成されたダクトによりナセルを経てガスタービンエン
ジン内へ導かれる。内面は湾曲した中心線より外方へこ
れに対し垂直に延在する半径線の終点により郭定されて
おり、湾曲した中心線はナセルの入口開口に於ては受入
れる空気の流れ方向と同一直線状をなし、ガスタービン
エンジンの空気入口に於ては、エンジンの中心線と同一
直線状をなしている。
本発明は更に、直線状の中心線よりこれに対し垂直に延
在する半径線の終点により郭定された外面を有するナセ
ル構造体を提供するものであり、直線状の中心線はナセ
ルの入口に於ては受入れる空気の流れ方向と同一直線状
をなしている。
空気の内部流れ及び外部流れと共働するよう相互に独立
に郭定された空気力学的内面及び外面を設けることによ
り、本発明によるナセル構造体は空気流の外部衝撃波を
発生することなくエンジンの効率的な運転を達成する。
かくして内面及び外面はエンジンの効率を犠牲にするこ
となくその特定の任務を果すような形状に形成されてお
り、これにより従来の傾斜したナセル構造体に比してエ
ンジンの効率が向上することによって全体として燃料消
費量が節減される。
以下に添付の図を参照しつつ、本発明を実施例について
詳細に説明する。
発明を実施するための最良の形態 第１図に於て、航空機２が翼の下方にガスタービンエン
ジン４が搭載された状態にて図示されている。自由な外
部空気流に対する翼及びエンジンパイロン５の空気力学
的影響が矢印６により示されている。かかる構造に於て
は、自由な空気流はエンジン及びナセル構造体のすぐ上
流側の領域に於て上方へ偏向せしめられて上向きに傾斜
し、翼のエーロフォイルの周りの空気流と混合する。ガ
スタービンエンジン４は、ナセルの入口が空気流の上方
へ偏向された部分内へ延在するよう搭載されている。
第２図は本発明によるナセル構造体の前方部分を示す断
面図である。ナセルはガスタービンエンジンの入口１０
の上流側へ延在しており、自由な空気流６に対し垂直に
配向されたナセル入口開口１２を有している。ナセル構
造体１４は内面１６及び外面１８を有している。外面１
８は外面の中心線２２に対し垂直に引かれた複数の半径
線２０の終点の軌跡により郭定されている。
第２図より解る如く、外面の中心線２２は自由な空気流
６の流れ方向と平行であり、エンジンの中心線２６に対
し角度２４をなしている。この角度２４（ドループ角と
も呼ばれる）は明瞭化の目的で図に於ては誇張されてお
り、典型的には３〜５°程度である。
ナセル構造体１４の内面１６は湾曲した中心線３０に対
し垂直に引かれた複数の半径線２８の終点の軌跡により
郭定されている。湾曲した中心線３０はナセル入口開口
１２に近接したナセル構造体１４の前端に於ては外面の
中心線２２と同一直線状をなし、エンジンの空気入口１
ｏに近接したナセル構造体１４の下流側端部に於てはエ
ンジンの中心線２６と同一直線状をなしている。
本発明によるナセル構造体が組込まれた航空機２の飛行
中には、自由な外部空気流６は内部流れ３２と外部流れ
３４とに分割される。内部流れ３２はナセル入口開口１
２へ流入し、内面１６によって滑かに方向転換せしめら
れ、湾曲した内面の中心線３０にほぼ従って流れる。従
って内部流れ３２はそれがガスタービンエンジンの空気
入口１０へ流入する時までにはエンジンの中心線２６に
実質的に平行に流れる状態になる。
分割された空気流の外部流れ３４はかかる徐々の方向転
換をせず、直線状の外面の中心線２２により郭定された
ナセルの外面１８の周りにて実質的に直線状に流れる。
外部流れ３４のほぼ直線状の流れを維持することにより
、本発明によるナセル構造体はナセルの外面１８に於て
衝撃波が発生する虞れを低減する。かかる衝撃波は空気
力学的抗力を増大し、また飛行状態にある航空機の全体
としての性能を低下させてしまう。
同様に、徐々に方向転換する吸気ダクトを設けることに
より、内面１６はガスタービンエンジンの中心線２６と
整合し、内部流れ３２を中心線２６に沿って導き、これ
によりエンジンの入口平面に於て内部流れの方向を急激
に変化させる従来の直線状のダクト構造体に於て発生し
ていた損失を低減する。従って従来技術に開示されてい
る如き湾曲した中心線に基いて郭定された外面を有する
ナセル構造体に於て生じていた空気力学的外部抗力に起
因する性能低下を招来することなく、エンジン及び機体
の組合せの全体としての性能が改善される。
以上に於ては本発明を特定の実施例について詳細に説明
したが、本発明はかかる実施例に限定されるものではな
く、本発明の範囲内にて他の種々の実施例が可能である
ことは当業者にとって明らかであろう。
【図面の簡単な説明】 第１図は翼の下方にガスタービンエンジンが搭載された
航空機を示す側面図である。 第２図は本発明によるナセル構造体を示す断面図である
。 ２・・・航空機、４・・・ガスタービンエンジン、５・
・・エンジンバイロン、１０・・・入口、１２・・・入
口開口。 １４・・・ナセル構造体、１６・・・内面、１８・・・
外面。 ２０・・・半径線、２２・・・外面の中心線、２６・・
・エンジンの中心線、２８・・・半径線、３０・・・中
心線、３２・・・内部流れ、３４・・・外部流れ特許出
願人　　ユナイテッド・チクノロシーズ・コーポレイシ
ョン

Claims (3)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）航空機用ガスタービンエンジンの空気入口の上流
    側へ延在するナセル構造体にして、 直線状の中心線に対し垂直に延在する半径線の終点によ
    り郭定された外面と、 湾曲した内面の中心線に対し垂直に延在する半径線の終
    点により郭定された内面と、 前記外面の中心線は前記ナセル構造体へ到達する空気の
    自由な外部流れと平行に配向されており、前記外面の中
    心線はエンジンの中心線に対し或るドループ角を形成し
    ていることと、 前記内面の中心線は前記エンジンの前記空気入口内へ流
    動する空気の一部を滑かに導くべく前記外面の中心線及
    び前記エンジンの中心線の両方に接線方向に交差してい
    ることと、 を含むナセル構造体。
  2. （２）ガスタービンエンジンのためのナセル構造体にし
    て、 湾曲した内面の中心線の周りに延在する内面であって、
    前記ナセル構造体の上流側端部内に於ては受入れる空気
    の流れと同一直線状をなし且前記ガスタービンエンジン
    の空気入口に於ては前記ガスタービンエンジンの中心線
    と同一直線状をなす内面と、 直線状の外面の中心線の周りに延在する外面であって、
    受入れる空気の流れと平行である外面と、を含むナセル
    構造体。
  3. （３）実質的に空気の一方向の流れ内に配置され空気の
    流れ方向に対し傾斜した中心線を有するガスタービンエ
    ンジンのためのナセル構造体にして、前記ガスタービン
    エンジンの上流側へ延在し、空気流に垂直なナセル入口
    開口を郭定する空気入口ダクトを含み、該ダクトは 前記ナセル入口開口を経て流れる空気を受入れ、受入れ
    た空気を前記ガスタービンエンジンの空気入口へ導く内
    面であって、湾曲した内面の中心線に対し垂直に引かれ
    た半径線の終点により郭定されており、前記湾曲した中
    心線は前記ナセル入口開口及び前記エンジンの前記空気
    入口に於てはそれぞれ空気流の方向及び前記エンジンの
    中心線と同一直線状をなす内面と、 前記ナセル構造体の周りを流れる空気を導く外面であっ
    て、直線状の外面の中心線に対し垂直に引かれた半径線
    の終点により郭定されており、空気流の方向と同一直線
    状をなす外面と、 を含むナセル構造体。
JP8368787A 1986-04-11 1987-04-03 ナセル構造体 Expired - Lifetime JPH0678735B2 (ja)

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EP (1) EP0241404B1 (ja)
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DE (1) DE3770510D1 (ja)
ES (1) ES2022438B3 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11447259B2 (en) 2015-09-21 2022-09-20 General Electric Company Aft engine nacelle shape for an aircraft

Families Citing this family (110)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4993663A (en) * 1989-06-01 1991-02-19 General Electric Company Hybrid laminar flow nacelle
US5058617A (en) * 1990-07-23 1991-10-22 General Electric Company Nacelle inlet for an aircraft gas turbine engine
US5433490A (en) * 1994-05-09 1995-07-18 General Mills, Inc. Cooker die removably securing mechanism
US5577437A (en) * 1995-11-06 1996-11-26 General Mills, Inc. Cooker die removably securing mechanism
US5915403A (en) * 1998-04-14 1999-06-29 The Boeing Company Biplanar scarfed nacelle inlet
US6152021A (en) * 2000-01-19 2000-11-28 General Mills, Inc. Cooker die and rotary cutter removably securing mechanism
US6167798B1 (en) 2000-04-19 2001-01-02 General Mills, Inc. Cooker die and rotary cutter removably securing mechanism
US6189439B1 (en) * 2000-05-25 2001-02-20 General Mills, Inc. Cooker die and rotary cutter removably securing mechanism
US6767198B2 (en) 2001-10-17 2004-07-27 General Mills, Inc. Rotary cutter assembly
GB0401189D0 (en) * 2004-01-21 2004-02-25 Rolls Royce Plc Turbine engine arrangements
US7704178B2 (en) 2006-07-05 2010-04-27 United Technologies Corporation Oil baffle for gas turbine fan drive gear system
US8667688B2 (en) 2006-07-05 2014-03-11 United Technologies Corporation Method of assembly for gas turbine fan drive gear system
US8753243B2 (en) 2006-08-15 2014-06-17 United Technologies Corporation Ring gear mounting arrangement with oil scavenge scheme
US10107231B2 (en) 2006-08-15 2018-10-23 United Technologies Corporation Gas turbine engine with geared architecture
US9976437B2 (en) 2006-08-15 2018-05-22 United Technologies Corporation Epicyclic gear train
EP2074306A1 (en) 2006-10-12 2009-07-01 United Technologies Corporation Dual function cascade integrated variable area fan nozzle and thrust reverser
US7797944B2 (en) * 2006-10-20 2010-09-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine having slim-line nacelle
US7870721B2 (en) * 2006-11-10 2011-01-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine providing simulated boundary layer thickness increase
US20080273961A1 (en) 2007-03-05 2008-11-06 Rosenkrans William E Flutter sensing and control system for a gas turbine engine
US8408491B2 (en) * 2007-04-24 2013-04-02 United Technologies Corporation Nacelle assembly having inlet airfoil for a gas turbine engine
US8205430B2 (en) * 2007-05-16 2012-06-26 United Technologies Corporation Variable geometry nacelle assembly for a gas turbine engine
US8727267B2 (en) * 2007-05-18 2014-05-20 United Technologies Corporation Variable contraction ratio nacelle assembly for a gas turbine engine
US20080310956A1 (en) * 2007-06-13 2008-12-18 Jain Ashok K Variable geometry gas turbine engine nacelle assembly with nanoelectromechanical system
US20080308684A1 (en) * 2007-06-15 2008-12-18 Chaudhry Zaffir A Nacelle with articulating leading edge slates
US8402739B2 (en) * 2007-06-28 2013-03-26 United Technologies Corporation Variable shape inlet section for a nacelle assembly of a gas turbine engine
US9228534B2 (en) * 2007-07-02 2016-01-05 United Technologies Corporation Variable contour nacelle assembly for a gas turbine engine
US11486311B2 (en) 2007-08-01 2022-11-01 Raytheon Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US11346289B2 (en) 2007-08-01 2022-05-31 Raytheon Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US8844265B2 (en) 2007-08-01 2014-09-30 United Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US11149650B2 (en) 2007-08-01 2021-10-19 Raytheon Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US20150377123A1 (en) 2007-08-01 2015-12-31 United Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US9701415B2 (en) 2007-08-23 2017-07-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
US9957918B2 (en) 2007-08-28 2018-05-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine front architecture
US20140157754A1 (en) 2007-09-21 2014-06-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine compressor arrangement
US9004399B2 (en) 2007-11-13 2015-04-14 United Technologies Corporation Nacelle flow assembly
US8192147B2 (en) * 2007-12-14 2012-06-05 United Technologies Corporation Nacelle assembly having inlet bleed
US8186942B2 (en) * 2007-12-14 2012-05-29 United Technologies Corporation Nacelle assembly with turbulators
US8529188B2 (en) * 2007-12-17 2013-09-10 United Technologies Corporation Fan nacelle flow control
US20140174056A1 (en) 2008-06-02 2014-06-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine
US9885313B2 (en) 2009-03-17 2018-02-06 United Technologes Corporation Gas turbine engine bifurcation located fan variable area nozzle
US8261530B2 (en) 2009-05-01 2012-09-11 United Technologies Corporation Cambered aero-engine inlet
US9995174B2 (en) 2010-10-12 2018-06-12 United Technologies Corporation Planetary gear system arrangement with auxiliary oil system
US10605167B2 (en) 2011-04-15 2020-03-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine front center body architecture
US9410608B2 (en) 2011-06-08 2016-08-09 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US9239012B2 (en) 2011-06-08 2016-01-19 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US9631558B2 (en) 2012-01-03 2017-04-25 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
US9416677B2 (en) 2012-01-10 2016-08-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine forward bearing compartment architecture
US20130186058A1 (en) 2012-01-24 2013-07-25 William G. Sheridan Geared turbomachine fan and compressor rotation
US20130192251A1 (en) 2012-01-31 2013-08-01 Peter M. Munsell Buffer system that communicates buffer supply air to one or more portions of a gas turbine engine
US9169781B2 (en) 2012-01-31 2015-10-27 United Technologies Corporation Turbine engine gearbox
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
US10400629B2 (en) 2012-01-31 2019-09-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
US10724431B2 (en) 2012-01-31 2020-07-28 Raytheon Technologies Corporation Buffer system that communicates buffer supply air to one or more portions of a gas turbine engine
US20130192191A1 (en) 2012-01-31 2013-08-01 Frederick M. Schwarz Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US10415468B2 (en) 2012-01-31 2019-09-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine buffer system
US8869508B2 (en) 2012-01-31 2014-10-28 United Technologies Corporation Gas turbine engine variable area fan nozzle control
US20130192198A1 (en) 2012-01-31 2013-08-01 Lisa I. Brilliant Compressor flowpath
US10107191B2 (en) 2012-02-29 2018-10-23 United Technologies Corporation Geared gas turbine engine with reduced fan noise
US10138809B2 (en) 2012-04-02 2018-11-27 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with a high ratio of thrust to turbine volume
US10125693B2 (en) 2012-04-02 2018-11-13 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with power density range
US8572943B1 (en) 2012-05-31 2013-11-05 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
EP2904234B1 (en) 2012-10-08 2020-04-22 United Technologies Corporation Geared turbine engine with relatively lightweight propulsor module
EP2909460A4 (en) 2012-10-09 2016-07-20 United Technologies Corp IMPROVED OPERATING REDUCED DOUBLE FLOW REACTOR ENGINE COMPRISING VARIABLE COMPRESSOR SECTION GUIDELINES
US9932933B2 (en) 2012-12-20 2018-04-03 United Technologies Corporation Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size
US9920653B2 (en) 2012-12-20 2018-03-20 United Technologies Corporation Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size
US9863326B2 (en) 2013-03-12 2018-01-09 United Technologies Corporation Flexible coupling for geared turbine engine
US11719161B2 (en) 2013-03-14 2023-08-08 Raytheon Technologies Corporation Low noise turbine for geared gas turbine engine
US10605172B2 (en) 2013-03-14 2020-03-31 United Technologies Corporation Low noise turbine for geared gas turbine engine
US10724479B2 (en) 2013-03-15 2020-07-28 United Technologies Corporation Thrust efficient turbofan engine
US10287917B2 (en) 2013-05-09 2019-05-14 United Technologies Corporation Turbofan engine front section
US10316758B2 (en) 2013-05-09 2019-06-11 United Technologies Corporation Turbofan engine front section
WO2015088619A2 (en) 2013-10-16 2015-06-18 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with targeted modular efficiency
US10502163B2 (en) 2013-11-01 2019-12-10 United Technologies Corporation Geared turbofan arrangement with core split power ratio
WO2015112212A2 (en) 2013-11-01 2015-07-30 United Technologies Corporation Geared turbofan arrangement with core split power ratio
US8869504B1 (en) 2013-11-22 2014-10-28 United Technologies Corporation Geared turbofan engine gearbox arrangement
US10495106B2 (en) 2014-02-19 2019-12-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108117B2 (en) 2014-02-19 2023-10-11 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175051A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175056A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10584715B2 (en) 2014-02-19 2020-03-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP4279706A3 (en) 2014-02-19 2024-02-28 RTX Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc blade airfoils
US10570915B2 (en) 2014-02-19 2020-02-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10605259B2 (en) 2014-02-19 2020-03-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10280843B2 (en) 2014-03-07 2019-05-07 United Technologies Corporation Geared turbofan with integral front support and carrier
US9976490B2 (en) 2014-07-01 2018-05-22 United Technologies Corporation Geared gas turbine engine with oil deaerator
US10060289B2 (en) 2014-07-29 2018-08-28 United Technologies Corporation Geared gas turbine engine with oil deaerator and air removal
GB201418322D0 (en) * 2014-10-16 2014-12-03 Rolls Royce Plc Gas turbine engine nacelle
US9915225B2 (en) 2015-02-06 2018-03-13 United Technologies Corporation Propulsion system arrangement for turbofan gas turbine engine
US9470093B2 (en) 2015-03-18 2016-10-18 United Technologies Corporation Turbofan arrangement with blade channel variations
US10371168B2 (en) 2015-04-07 2019-08-06 United Technologies Corporation Modal noise reduction for gas turbine engine
US10458270B2 (en) 2015-06-23 2019-10-29 United Technologies Corporation Roller bearings for high ratio geared turbofan engine
US9884687B2 (en) 2015-09-21 2018-02-06 General Electric Company Non-axis symmetric aft engine
US9637217B2 (en) 2015-09-21 2017-05-02 General Electric Company Aircraft having an aft engine
US9821917B2 (en) 2015-09-21 2017-11-21 General Electric Company Aft engine for an aircraft
US9957055B2 (en) 2015-09-21 2018-05-01 General Electric Company Aft engine for an aircraft
US10017270B2 (en) 2015-10-09 2018-07-10 General Electric Company Aft engine for an aircraft
US10508562B2 (en) 2015-12-01 2019-12-17 United Technologies Corporation Geared turbofan with four star/planetary gear reduction
US10669948B2 (en) 2017-01-03 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Geared turbofan with non-epicyclic gear reduction system
US10738646B2 (en) 2017-06-12 2020-08-11 Raytheon Technologies Corporation Geared turbine engine with gear driving low pressure compressor and fan at common speed, and failsafe overspeed protection and shear section
US10724445B2 (en) 2018-01-03 2020-07-28 Raytheon Technologies Corporation Method of assembly for fan drive gear system with rotating carrier
GB201809822D0 (en) 2018-06-15 2018-08-01 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US11097849B2 (en) 2018-09-10 2021-08-24 General Electric Company Aircraft having an aft engine
GB2577075B (en) * 2018-09-12 2022-11-02 Reaction Engines Ltd Engine module
US11092020B2 (en) 2018-10-18 2021-08-17 Raytheon Technologies Corporation Rotor assembly for gas turbine engines
GB201917415D0 (en) * 2019-11-29 2020-01-15 Rolls Royce Plc Nacelle for a gas turbine engine
GB202001971D0 (en) * 2020-02-13 2020-04-01 Rolls Royce Plc Nacelle for gas turbine engine and aircraft comprising the same
US11781506B2 (en) 2020-06-03 2023-10-10 Rtx Corporation Splitter and guide vane arrangement for gas turbine engines
US11719245B2 (en) 2021-07-19 2023-08-08 Raytheon Technologies Corporation Compressor arrangement for a gas turbine engine
US11754000B2 (en) 2021-07-19 2023-09-12 Rtx Corporation High and low spool configuration for a gas turbine engine
US11814968B2 (en) 2021-07-19 2023-11-14 Rtx Corporation Gas turbine engine with idle thrust ratio

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1906157A1 (de) * 1969-02-07 1970-08-13 Messerschmitt Boelkow Blohm Zusatzlufteinlassanordnung fuer die Triebwerke von Luft- und Raumfahrzeugen
US3765623A (en) * 1971-10-04 1973-10-16 Mc Donnell Douglas Corp Air inlet
US4449683A (en) * 1979-01-03 1984-05-22 The Boeing Company Aerodynamically contoured, low drag wing engine and engine nacelle combination
US4220171A (en) * 1979-05-14 1980-09-02 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Curved centerline air intake for a gas turbine engine
GB2064005A (en) * 1979-11-22 1981-06-10 Rolls Royce Air Intake to Ducted Fan Engine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11447259B2 (en) 2015-09-21 2022-09-20 General Electric Company Aft engine nacelle shape for an aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
DE3770510D1 (de) 1991-07-11
CA1257971A (en) 1989-08-01
EP0241404A2 (en) 1987-10-14
EP0241404A3 (en) 1988-07-27
ES2022438B3 (es) 1991-12-01
JPH0678735B2 (ja) 1994-10-05
EP0241404B1 (en) 1991-06-05
US4722357A (en) 1988-02-02

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