JPS62243932A - タ−ボフアンガスタ−ビンエンジン - Google Patents

タ−ボフアンガスタ−ビンエンジン

Info

Publication number
JPS62243932A
JPS62243932A JP62087874A JP8787487A JPS62243932A JP S62243932 A JPS62243932 A JP S62243932A JP 62087874 A JP62087874 A JP 62087874A JP 8787487 A JP8787487 A JP 8787487A JP S62243932 A JPS62243932 A JP S62243932A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
gas turbine
fan
turbofan gas
downstream
turbine engine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
JP62087874A
Other languages
English (en)
Inventor
アーノルド・チャールズ・ニュートン
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Rolls Royce PLC
Original Assignee
Rolls Royce PLC
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Rolls Royce PLC filed Critical Rolls Royce PLC
Publication of JPS62243932A publication Critical patent/JPS62243932A/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Separation By Low-Temperature Treatments (AREA)

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） 本発明はターボファンガスタービンエンジン、荷にター
ボファンガスタービンエンジンのコアーエンジンの下流
にファン装置を配置しているターボファンガスタービン
エンジン並びにターボファンガスタービンエンジンを航
空機に取付ける装置に関する。
（従来の技術とその問題点） ファン装置をターボファンガスタービンエンジンのコア
ーエンジンの上流に配置している従来の高バイパス比率
のターボファンガスタービンがコアーエンジンの上流と
下流の取付装置によって航空機パイロンに取付けらｎて
いる。前記上流と下流の取付装置はそれぞれファン装置
とファーエンジンのタービンに接近して配置されている
。更にターボファンガスタービンエンジンのファンケー
シングは支持装置によってコアーエンジンから支持され
ている。
この構造を、ファン装置がコアーエンジンの下流に配置
されている高バイパス比率のターボファンガスタービン
エンジンに使用するには、航空機のパイロンをファン装
置の下流に配置して、ファン装置から下流方向に延圧す
るコアーエンジンを前記パイロンに取付ける必要がある
。空気動力学の損失ｆ、最少にするためパイロンを適当
な流線型にしなければならず、このため軸線方向の構造
が非常に長くなる。このことは若しもファン装置に至る
空気の流れが流線型と同一軸線上にある場合に許容でき
るが、横風の下でまた航空機が片揺れ状態に在るとき非
常に大きな損失と吸込み歪みが生ずる。
不発明は上述の問題点を克服する取付装置によってファ
ン装置をコアーエンジンの下流に配置しているターボフ
ァンガスタービンエンジンヲ提供することを目的として
いる。
（問題点を解決するための手段） したがって本発明はコンプレッサー装置と燃焼装置とタ
ービン装置とを有するコアーエンジンとファン装置を包
含し、前記ファン装置が前記コアーエンジンの下流に配
置した少くとも１個のファン２備え、この１個のファン
がファンケーシングによって１部分を形成しているファ
ンダクトの内部で作動し、上流支持装置が前記ファンケ
ーシングからコアーエンジンに延在してコアーエンジン
をファンケーシングから支持し、下流支持装置がファン
ケーシングからファン装置に延在してファン装置をファ
ンケーシングから支持し、前記ファンケーシングの上部
取付装置がターボファンガスタービンエンジンを航空機
構造体から支持するようになっており、且つ下流取付装
置が上流取付装置の下流に配置されてターボファンガス
タービンエンジンを航空機構造体から支持するのを助け
るようになったターボファンガスタービンエンジンを提
供する。
前記ファン装置は上流支持装置と下流支持装置の間の軸
線方向に配置されている。
軸線方向に延在する支持装置が下流支持装置から上流方
向に延出し、ファン装置が軸線方向延在の支持装置に回
伝目仕に取付けられる。
前記ファン装置はコアーエンジンのタービン装置の下流
に配置され且つそこから排気ガス金入れるように配置さ
れたパワータービン装置′？：備え、上流と下流のファ
ンが前記パワータービン装置によって駆動されるように
配置されている。
前記パワータービン装置は上流ファンと下流ファンを反
対方向に駆動するように配置した二重反転タービンを包
含する。
軸線方向に延在する前記支持装置はコアーエンジンに対
しその上流端において固定されている。
前記上流支持装置が複数本の支柱を備え、且つ前記下流
支持装置が複数本の支柱を備えている。
軸線方向に延びた前記支持装置は管状部材である。
前記コアーエンジンは相対的な軸線方向の移動を許すが
半径方向の配置を保持する装置によって前記上流支持装
置に固定されている。
前記上流支持装置は第１フープ構造体によってファンケ
ーシングに固定されている。
前記下流支持装置はディープセクション支持リングによ
ってファンケーシングに固定されている。
前記上流取付装置はディープセクション支持リングを包
含する。
前記航空機構造体は航空機パイロンである。
本発明を添付図面を参照して詳細に説明する。
（実施例） 高バイパス比率ターボファンガスタービンエンジン１０
を第１図に示し、このエンジン１０は流れの方向に並ん
でいる低圧コンプレッサー１８と高圧コンプレッサー２
０に空気を流す吸込口１６ヲ有スるコアーエンジン１２
を包含している。該低圧コンプレッサーと高圧コンプレ
ッサーが圧縮空気を燃焼装置１２に送る。この燃焼装置
は環型燃焼器又は管理型燃焼器である。燃料が燃焼器の
中で燃焼されて高温ガスを発生し、この高温ガスが高圧
タービン２４と低圧タービン２６を流通する。低圧ター
ビンが軸３０によって低圧コンプレッサーを駆動し且つ
高圧タービンが軸２８によって高圧コンプレッサーを駆
動する。
ファン装置３２がコアーエンジン１２の下流に配置され
且つ前記ファン装置はファンダクト３８の中に配置され
ている上流ファン３４と下流ファン３６を含んでいる。
前記ファンダクトはその上流端に入口４０’に備え且つ
下流端にノズル４２を備え且つ前記ファンダクトはファ
ンケーシング必で形成されている。前記上流ファンと下
流ファンは二重反転タービン４６．４８を包含するパワ
ータービンによって駆動される。タービン４６は支持ロ
ータから半径方向外方に延出した複数段の羽根ヲ備え、
且つタービ／４８は支持ロータから半径方向内方に延出
した複数段の羽根を備えている。
タービン４６．４８は管状の支持部材５０に回転自在に
取付けられている。
パワータービンから出る排気ガスは下流方向にノズル６
６ｉ通って流れ、且つファンダクト３８を通る空気は圧
縮され且つファンノズル４２を通って推進されて推力を
作り出す。
管状支持部材５０が下流の支持装置５４．５６から下流
方向にｍ線方向に延び、該下流支持装置５４．５６は１
９分が羽根構造を形成している円周方向に隔置した複数
個の支柱すなわちスポークを包含している。前記下流支
持装置はファンケーシング４４から管状部材５０に延在
してファン装置をファンケーシングかも支持し、且つ該
下流支持装置はファン装置の下流に配置されている。前
記ストラットすなわちスポークの半径方向外端はファン
ケーシング４４と一体構造のディープセクション支持リ
ング６４に固定されている。
上流支持装置５８がファンケーシング４４から、またフ
ァン装置の上流位置から、ファンダクトの人口４００近
くをコアーエンジン１２に延びて前記ファンケーシング
からコアーエンジン乞支持する。前記上流支持装置は円
周方向に隔置した複数個の支柱すなわちスポークを包含
し、且つ該スポークの半径方向外端は第１フープ構造体
６０によってファンケーシングに固定され、且つ前記ス
ポークの半径方向内端は第２フープ構造体６２に固定さ
れている。第２フープ構造体はクロスキー装置８０によ
ってコアーエンジンケーシング１４に固定され、該クロ
スキー装置８０は半径方向の配置を維持するが、軸線方
向の移動を許容して膨張や公差に対応できる。
管状支持部材５０の上流端は複数種の羽根５２によって
コアーエンジンケーシング１４に固定され、該羽根５２
は排気ガスをコアーエンジンのタービンからパワーター
ビンに向ける。この構造は−Ｅだコアーエンジン１２と
ファン装置３２に対し支持体を提供する。
前記上流支持装置がコアーエンジンの前方安定性を制御
し且つこのためファンの先端の間隙を正確に制御できる
。ファンケーシングの可撓性円筒状区画８２が熱膨張で
発生する局部的な撓みを収容することができるが、しか
し主荷重は前記可撓性円筒状区画の剪断力によって受は
持つ。
前記ファンケーシングは張郭構造であジ且つ可撓性円筒
状区画８２とリング６４はファンケーシング構造と一体
である。第１７−プ６０が可撓性の円筒状区画８２に当
接し且つエンジンの懸架荷重ヲ張郭構造のファンケーシ
ングの表皮の剪断力によって支持さぞ、このことによっ
てファンケーシングの重さ？軽くする。
上流支持装置及び下流支持装置をファンケーシングと共
に使用することにより且つ下流支持装置とコアーエンジ
ンケーシングとの間にｍ線方向に延在する管状部材を便
用することによりファン装置の支持のため非常に剛性の
大きい構造ｗ’を提供してファン先端の間隙を制御し且
つコアーエンジンを支持することができる。
ターボファンガスタービンエンジン１０が航空機構造体
すなわちパイロン６８上に、ファンケーシング４４の上
流取付装置６４と、ターボファンガスタービンエンジン
をパイロ／６８から支持するようになっている下流取付
装置７２によって取付けられている。
前記取付装置７２．７４は上流取付装置６４の下流に設
けられ、且つ下流支持装置５４．５６から下流方向に延
在するコーン構造体７０に固定されている。前記下流取
付装置は航空機からターボファンを支持するのを助ける
ドッグリングである。
前記ディープセクションリング６４はターボファンガス
タービンエンジンの取付装置として役立ち、且つ下流取
付装置乞ファンケーシングに固定する。
二重反転タービンの中の１個のみを軸線方向の管状支持
部材５０に回転自在に取付け、もう一方のタービンを第
１フープ構造体に回転自在に取付けるようなパワーター
ビンを提供することができる。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明に係る取付装置を有するターボファンガ
スタービンエンジンの１部を切断した側面図、第２図は
上流支持装置の拡大断面図である。 １０・・・ガスタービンエンジン　１２・・・コアーエ
ンジン１６・・・吸込口　　　　　１８・・・低圧コン
プレッサー２０・・・高圧コンプレッサー　２２・・・
燃焼装置２４・・・高圧タービン　　２６・・・低圧タ
ービン２８．３０・・・帥３２・・・ファン装置３４・
・・上流ファン　　　３６・・・下流ファン３８・・・
ファンダクト　　４０・・・入口４２・・・ノズル　　
　　　４４・・・ファンケーシング４６．４８・・・二
重反転タービン　５０・・・管状支持部材５２・・・羽
根　　　　５４．５６・・・下流支持装置５８・・・上
流支持装置　　６０・・・第１フープ構造体６２・・・
第２フープ構造体 ６４・・・ディープセクション支持リング７０・・・コ
ーン”Ｘ遺体　　８０・・・クロスキー装置８２・・・
可撓性円筒状セクション １□） 一、、パ・１．！１ 代　理　人　弁理士　　蕩　浅　恭　ニー−（外５名）

Claims (15)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）コンプレッサー装置と燃焼装置とタービン装置と
    コアーケーシングを有するコアーエンジンを包含し、前
    記コアーエンジンの下流に在る少くとも１個のファンを
    有するファン装置を包含し、前記少くとも１個のファン
    がファンケーシングによって１部分を形成するファンダ
    クトの中で作動し、上記支持装置が前記ファンケーシン
    グとコアーエンジンケーシングの間に延在し、下流支持
    装置が前記ファンケーシングと前記ファン装置の間に延
    在し、軸線方向に延在する支持装置が上流方向に前記下
    流支持装置から延在し且つコアーエンジンケーシングに
    その下流端において固定され、前記ファン装置が上流支
    持装置と下流支持装置の間に軸線方向に配置され、且つ
    前記ファン装置が軸線方向に延在する前記支持装置に回
    転自在に取付けられているターボファンガスタービンエ
    ンジンにおいて；前記上流支持装置（５８）が前記ファ
    ンケーシング（４４）から前記コアーエンジン（１２）
    を支持し、前記下流支持装置（５６）が前記ファンケー
    シング（４４）から前記ファン装置（３２）を支持し、
    ターボファンガスタービンエンジン（１０）を航空機構
    造体（６８）から支持するための上流取付装置（６４）
    を前記ファンケーシング（４４）に配置し、前記ターボ
    ファンガスタービンエンジン（１０）を航空機構造体（
    ６８）から支持するのを助ける下流取付装置（７２、７
    ４）を配置したことを特徴とするターボファンガスター
    ビンエンジン。
  2. （２）前記ファン装置（３２）が前記コアーエンジン（
    １２）のタービン装置（２４、２６）の下流に配置され
    且つそこから排気ガスを入れるように配置したパワータ
    ービン装置を包含することを特徴とする特許請求の範囲
    第１項記載のターボファンガスタービンエンジン。
  3. （３）前記パワータービン装置が上流ファン（３４）と
    下流ファン（３６）を反対方向に、駆動するよう配置し
    た二重反転タービン（４６、４８）を含むことを特徴と
    する特許請求の範囲第２項記載のターボファンガスター
    ビンエンジン。
  4. （４）軸方向に延在する前記支持装置（５０）が管状部
    材であることを特徴とする特許請求の範囲第１項乃至第
    ３項の中のいづれか１項に記載のターボファンガスター
    ビンエンジン。
  5. （５）前記上流支持装置（５８）が複数個の支柱を含む
    ことを特徴とする特許請求の範囲第１項乃至第４項の中
    のいづれか１項に記載のターボファンガスタービンエン
    ジン。
  6. （６）前記下流支持装置（５６）が複数本の支柱を含む
    ことを特徴とする特許請求の範囲第１項乃至第５項の中
    のいづれか１項に記載のターボファンガスタービンエン
    ジン。
  7. （７）前記コアーケーシング（１４）が相対的な軸線方
    向の移動を許容するが半径方向の配置を保持する固定装
    置（８０）によって前記上流支持装置（５８）が固定さ
    れていることを特徴とする特許請求の範囲第１項乃至第
    ６項のいづれか１項に記載のターボファンガスタービン
    エンジン。
  8. （８）前記上流支持装置（５８）が第１フープ構造体（
    ６０）によってファンケーシング（４４）に固定されて
    いることを特徴とする特許請求の範囲第１項乃至第７項
    の中のいづれか１項に記載のターボファンガスタービン
    エンジン。
  9. （９）前記下流支持装置（５６）がディープセクション
    支持リング（６４）によってファンケーシング（４４）
    に固定されている特許請求の範囲第１項乃至第８項の中
    のいづれか１項に記載のターボファンガスタービンエン
    ジン。
  10. （１０）前記上流取付装置（６４）がディープセクショ
    ン支持リングを包含することを特徴とする特許請求の範
    囲第９項記載のターボファンガスタービンエンジン。
  11. （１１）前記航空機構造体（６８）がパイロンである特
    許請求の範囲第１項乃至第１０項の中のいづれか１項に
    記載のターボファンガスタービンエンジン。
  12. （１２）前記コアーエンジンがクロスキー装置によって
    上流支持装置に固定されている特許請求の範囲第７項記
    載のターボファンガスタービンエンジン。
  13. （１３）一つの構造体が下流方向に前記下流支持装置か
    ら延び、前記下流取付装置が前記構造体に固定されてい
    る特許請求の範囲第１項乃至第１２項の中のいづれか１
    項に記載のターボファンガスタービンエンジン。
  14. （１４）前記構造体が大体円錐状である特許請求の範囲
    第１３項記載のターボファンガスタービンエンジン。
  15. （１５）前記ファンケーシングが可撓性円筒状区画を含
    み、前記第１フープ構造体がエンジン荷重をファンケー
    シングに伝えるため可撓性円筒状区画に当接している特
    許請求の範囲第８項記載のターボファンガスタービンエ
    ンジン。
JP62087874A 1986-04-09 1987-04-09 タ−ボフアンガスタ−ビンエンジン Pending JPS62243932A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB8608659A GB2188987B (en) 1986-04-09 1986-04-09 A turbofan gas turbine engine and mountings therefor
GB8608659 1986-04-09

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPS62243932A true JPS62243932A (ja) 1987-10-24

Family

ID=10595931

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP62087874A Pending JPS62243932A (ja) 1986-04-09 1987-04-09 タ−ボフアンガスタ−ビンエンジン

Country Status (5)

Country Link
US (1) US4766723A (ja)
JP (1) JPS62243932A (ja)
DE (1) DE3711821C2 (ja)
FR (1) FR2597156A1 (ja)
GB (1) GB2188987B (ja)

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2622507B1 (ja) * 1987-10-28 1990-01-26 Snecma
US5174525A (en) * 1991-09-26 1992-12-29 General Electric Company Structure for eliminating lift load bending in engine core of turbofan
JP2007500298A (ja) * 2003-07-29 2007-01-11 プラット　アンド　ホイットニー　カナダ　コーポレイション ターボファンケースと製造方法
US7370467B2 (en) * 2003-07-29 2008-05-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan case and method of making
US20060073234A1 (en) * 2004-10-06 2006-04-06 Williams Michael E Concrete stamp and method of manufacture
FR2898583B1 (fr) * 2006-03-20 2008-04-18 Airbus France Sas Aeronef a impact environnemental reduit
GB2468485A (en) * 2009-03-09 2010-09-15 Aircelle Ltd Turbine engine support arm
US8313293B2 (en) * 2009-05-15 2012-11-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan mounting system
US8567202B2 (en) * 2009-05-15 2013-10-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Support links with lockable adjustment feature
US8979491B2 (en) 2009-05-15 2015-03-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan mounting arrangement
US8621874B2 (en) * 2009-08-25 2014-01-07 Honeywell International Inc. Turbomachine core coupling assembly
US9016041B2 (en) * 2010-11-30 2015-04-28 General Electric Company Variable-cycle gas turbine engine with front and aft FLADE stages
CN102305152A (zh) * 2011-05-20 2012-01-04 中国科学院工程热物理研究所 混排航空发动机
US11306604B2 (en) 2020-04-14 2022-04-19 Raytheon Technologies Corporation HPC case clearance control thermal control ring spoke system

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB730069A (en) * 1952-02-19 1955-05-18 Helmit Philipp Georg Alexander Improvements in flying machines capable of taking off and landing vertically
FR1108012A (fr) * 1954-06-28 1956-01-09 Perfectionnements apportés aux engins de navigation aérienne propulsés par turboréacteurs
US3070285A (en) * 1959-11-26 1962-12-25 Rolls Royce Gas turbine engine
US3222017A (en) * 1964-03-30 1965-12-07 Gen Electric Engine mounting
US3289413A (en) * 1964-08-19 1966-12-06 Gen Electric Fluid mixing apparatus for turbofan engines
GB1270538A (en) * 1968-06-08 1972-04-12 Rolls Royce Mounting for gas turbine jet propulsion engine with fan unit
GB1318748A (en) * 1970-08-11 1973-05-31 Secr Defence Gas turgine ducted fan engines for aircraft
GB1411601A (en) * 1972-03-04 1975-10-29 Rolls Royce Ducted fan gas turbine engine supported by an aircraft wing mainspar
FR2291091A1 (fr) * 1974-11-13 1976-06-11 Snecma Dispositif de montage sur avion d'un turboreacteur
GB1551881A (en) * 1977-01-19 1979-09-05 Rolls Royce Gas turbine engine powerplants
US4222234A (en) * 1977-07-25 1980-09-16 General Electric Company Dual fan engine for VTOL pitch control
US4266741A (en) * 1978-05-22 1981-05-12 The Boeing Company Mounting apparatus for fan jet engine having mixed flow nozzle installation
GB2061389B (en) * 1979-10-23 1983-05-18 Rolls Royce Rod installation for a gas turbine engine
US4458863A (en) * 1980-03-10 1984-07-10 The Boeing Company Strut supported inlet
US4658579A (en) * 1983-07-14 1987-04-21 United Technologies Corporation Load sharing for engine nacelle
US4555078A (en) * 1983-12-27 1985-11-26 Societe Belge D'exploitation De La Navigation Aerienne (Sabena) Apparatus for the suspension of an aircraft engine cowling
US4603821A (en) * 1983-12-30 1986-08-05 The Boeing Company System for mounting a jet engine
FR2560854B1 (fr) * 1984-03-07 1986-09-12 Snecma Capotages structuraux participant a la rigidite d'ensemble d'un turboreacteur

Also Published As

Publication number Publication date
DE3711821A1 (de) 1987-10-15
GB2188987A (en) 1987-10-14
FR2597156A1 (fr) 1987-10-16
GB2188987B (en) 1990-02-14
DE3711821C2 (de) 1998-10-29
US4766723A (en) 1987-08-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5224339A (en) Counterflow single rotor turbojet and method
US6543718B2 (en) Engine arrangement
US6883303B1 (en) Aircraft engine with inter-turbine engine frame
US9828105B2 (en) Nacelle assembly having integrated afterbody mount case
US5409184A (en) Mounting for coupling a turbofan gas turbine engine to an aircraft structure
US6988357B2 (en) Nested core gas turbine engine
US5180282A (en) Gas turbine engine structural frame with multi-yoke attachment of struts to outer casing
JPH02218822A (ja) ジェットエンジン・サブアッセンブリ
US20090183512A1 (en) Mounting system for a gas turbine engine
GB2129502A (en) Counter rotation power turbine
JPS62243932A (ja) タ−ボフアンガスタ−ビンエンジン
CA1262409A (en) Counter rotation power turbine
US20160333786A1 (en) System for supporting rotor shafts of an indirect drive turbofan engine
GB2192238A (en) Turbine
US20180216576A1 (en) Supersonic turbofan engine
GB2192237A (en) Gas turbine engine power turbine
GB2189844A (en) Gas turbine engines
US20020194834A1 (en) Turbofan engine having central bypass fan duct and annular drive engine
US6397577B1 (en) Shaftless gas turbine engine spool
US3462953A (en) Gas turbine jet propulsion engine
CA2076117C (en) Gas turbine engine polygonal structural frame with axially curved panels
US3332241A (en) Gas turbine engine
US8851832B2 (en) Engine and vane actuation system for turbine engine
US11326551B1 (en) Exhaust nozzle having a compliant shell for a gas turbine engine
US10415465B2 (en) Axial compressor with inter-stage centrifugal compressor