RU2003128565A - Газотурбинный двигатель с вращающимися в противоположных направлениях вентиляторами и с задним нагнетателем - Google Patents

Газотурбинный двигатель с вращающимися в противоположных направлениях вентиляторами и с задним нагнетателем Download PDF

Info

Publication number
RU2003128565A
RU2003128565A RU2003128565/06A RU2003128565A RU2003128565A RU 2003128565 A RU2003128565 A RU 2003128565A RU 2003128565/06 A RU2003128565/06 A RU 2003128565/06A RU 2003128565 A RU2003128565 A RU 2003128565A RU 2003128565 A RU2003128565 A RU 2003128565A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
supercharger
low
pressure
air
engine
Prior art date
Application number
RU2003128565/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2331782C2 (ru
Inventor
Роберт Джозеф ОРЛАНДО (US)
Роберт Джозеф ОРЛАНДО
Томас Ори МОНИЦ (US)
Томас Ори МОНИЦ
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани (US)
Дженерал Электрик Компани
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 Дженерал Электрик Компани (US), Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани (US)
Publication of RU2003128565A publication Critical patent/RU2003128565A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2331782C2 publication Critical patent/RU2331782C2/ru

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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F02C3/067—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages having counter-rotating rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/072—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with counter-rotating, e.g. fan rotors
    • 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)
  • Supercharger (AREA)

Claims (11)

1. Турбинный узел газотурбинного двигателя, содержащий каскад (33) высокого давления, включающий в себя турбину (24) высокого давления, с возможностью передачи приводного усилия соединенную с компрессором (18) высокого давления посредством вала (27) высокого давления и вращающуюся вокруг центральной линии (8) двигателя, турбину (26) низкого давления, имеющую путь (28) потока турбины низкого давления и расположенную позади указанного каскада (33) высокого давления, при этом турбина (26) низкого давления имеет в составе вращающиеся в противоположных направлениях турбины (41 и 42) с внутренним и внешним валами низкого давления, турбина (26) низкого давления имеет соответственно внутренний и внешний валы (130 и 140) низкого давления, которые, по меньшей мере, частично расположены с возможностью вращения соосно с указанным каскадом (33) высокого давления и радиально внутрь относительно него, указанная турбина (41) с внутренним валом низкого давления включает в себя первые лопаточные венцы (138) турбины низкого давления, расположенные поперек пути (28) потока турбины низкого давления и соединенные с возможностью передачи приводного усилия с лопаточным венцом (13) переднего вентилятора посредством внутреннего вала (130) низкого давления, турбина (42) с внешним валом низкого давления включает в себя вторые лопаточные венцы (148) турбины низкого давления, расположенные поперек пути (28) потока турбины низкого давления и соединенные с возможностью передачи приводного усилия с лопаточным венцом (15) заднего вентилятора посредством внешнего вала (140) низкого давления, нагнетатель (16) с одним направлением вращения, с возможностью передачи приводного усилия, соединенный с внешним валом (140) низкого давления и расположенный по направлению оси позади и ниже по потоку от лопаточного венца (15) заднего вентилятора, и при этом нагнетатель (16) имеет, по меньшей мере, способный вращаться первый ряд лопаток (116) нагнетателя.
2. Узел по п. 1, дополнительно содержащий воздухозаборник (19) внутреннего контура двигателя для компрессора (18) высокого давления и нагнетатель (16), при работе расположенный полностью внутри воздухозаборника (19) внутреннего контура двигателя, для направления по существу всего воздуха (31) нагнетателя из нагнетателя в компрессор (18) высокого давления.
3. Узел по п. 2, дополнительно содержащий передний и задний ряды лопастей (122 и 126) нагнетателя, по направлению оси расположенных соответственно впереди и позади относительно первого ряда лопаток (116) нагнетателя (16).
4. Узел по п. 2, дополнительно содержащий второй ряд лопаток (117) нагнетателя и передние и задние лопасти (122 и 126) нагнетателя, расположенные соответственно впереди и позади относительно первого и второго рядов лопаток (116 и 117) указанного нагнетателя (16), и по меньшей мере один средний ряд лопастей (124) нагнетателя, по направлению оси расположенных между каждой парой указанных рядов лопаток нагнетателя.
5. Узел по п. 1, дополнительно содержащий воздухозаборник (19) внутреннего контура двигателя для компрессора (18) высокого давления, при этом воздухозаборник (19) внутреннего контура двигателя имеет разделитель (39) впускного канала, разделитель (39) впускного канала по направлению оси и в радиальном направлении расположен вблизи и ниже по потоку от нагнетателя (16) для разделения воздуха (31) нагнетателя из нагнетателя на первую и вторую части (135 и 137) воздуха нагнетателя, и разделитель (39) впускного канала установлен в заданном положении для направления первой части (135) воздуха нагнетателя в воздухозаборник (19) внутреннего контура двигателя (19) и второй части (137) воздуха нагнетателя вокруг воздухозаборника (19) внутреннего контура двигателя.
6. Узел по п. 5, дополнительно содержащий, по меньшей мере, один ряд лопаток (216) нагнетателя, окруженных разделительным бандажом (17), имеющим переднекромочный разделитель (9), при этом переднекромочный разделитель (9) при работе расположен вблизи и ниже по потоку от лопаточного венца (15) заднего вентилятора для разделения воздушного потока (23) вентилятора, выходящего из лопаточного венца (15) заднего вентилятора, на первую часть (35) воздушного потока вентилятора в нагнетатель (16) и вторую часть (37) воздушного потока вентилятора вокруг нагнетателя (16).
7. Узел по п. 6, дополнительно содержащий передние и задние лопасти (222 и 224) нагнетателя, расположенные соответственно впереди и позади лопаток (216) нагнетателя.
8. Узел по п. 1, дополнительно содержащий первые лопаточные венцы (138) турбины низкого давления, выполненные встречно-гребенчатыми совместно с вторыми лопаточными венцами (148) турбины низкого давления.
9. Узел по п. 8, дополнительно содержащий воздухозаборник (19) внутреннего контура двигателя для компрессора (18) высокого давления и нагнетатель (16), при работе расположенный полностью внутри воздухозаборника (19) внутреннего контура двигателя, для направления по существу всего воздуха (31) нагнетателя из нагнетателя в компрессор (18) высокого давления.
10. Узел по п. 8, дополнительно содержащий воздухозаборник (19) внутреннего контура двигателя для компрессора (18) высокого давления, при этом воздухозаборник (19) внутреннего контура двигателя имеет разделитель (39) впускного канала, разделитель (39) впускного канала по направлению оси и в радиальном направлении расположен вблизи и ниже по потоку от нагнетателя (16) для разделения воздуха (31) из нагнетателя на первую и вторую части (135 и 137) воздуха нагнетателя, и разделитель (39) впускного канала установлен в заданном положении для направления первой части (135) воздуха нагнетателя в воздухозаборник (19) внутреннего контура двигателя (19) и второй части (137) воздуха нагнетателя вокруг воздухозаборника (19) внутреннего контура двигателя.
11. Узел по п. 1, дополнительно содержащий вращающиеся в противоположных направлениях турбины (41 и
42) с внутренним и внешним валами низкого давления, выполненные в виде последовательно расположенных соответственно передней и задней турбин (80 и 83) низкого давления без встречно-гребенчатой структуры, первые лопаточные венцы (138) турбины низкого давления задней турбины (83) низкого давления, имеющей один ряд неподвижных спрямляющих лопастей (210), по направлению оси расположенных между каждой парой вторых лопаточных венцов (148) турбины низкого давления и расположенных поперек пути (28) потока турбины низкого давления, и вторые лопаточные венцы (148) турбины низкого давления передней турбины (80) низкого давления, имеющей один ряд неподвижных спрямляющих лопастей (210), по направлению оси расположенных между каждой парой первых лопаточных венцов (138) и расположенных поперек пути (28) потока турбины низкого давления.
RU2003128565/06A 2002-09-24 2003-09-23 Газотурбинный двигатель с вращающимися в противоположных направлениях вентиляторами и с задним нагнетателем RU2331782C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/253,156 2002-09-24
US10/253,156 US6763653B2 (en) 2002-09-24 2002-09-24 Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2003128565A true RU2003128565A (ru) 2005-03-20
RU2331782C2 RU2331782C2 (ru) 2008-08-20

Family

ID=31977797

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2003128565/06A RU2331782C2 (ru) 2002-09-24 2003-09-23 Газотурбинный двигатель с вращающимися в противоположных направлениях вентиляторами и с задним нагнетателем

Country Status (5)

Country Link
US (1) US6763653B2 (ru)
EP (1) EP1403499B1 (ru)
CA (1) CA2440529C (ru)
DE (1) DE60326525D1 (ru)
RU (1) RU2331782C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2486361C2 (ru) * 2007-06-28 2013-06-27 Снекма Двухвентиляторный газотурбинный двигатель

Families Citing this family (63)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6763652B2 (en) * 2002-09-24 2004-07-20 General Electric Company Variable torque split aircraft gas turbine engine counter rotating low pressure turbines
US7185484B2 (en) * 2004-08-11 2007-03-06 General Electric Company Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine
US7195447B2 (en) * 2004-10-29 2007-03-27 General Electric Company Gas turbine engine and method of assembling same
US7269938B2 (en) * 2004-10-29 2007-09-18 General Electric Company Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same
US7195446B2 (en) * 2004-10-29 2007-03-27 General Electric Company Counter-rotating turbine engine and method of assembling same
US7290386B2 (en) * 2004-10-29 2007-11-06 General Electric Company Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same
US7296398B2 (en) * 2004-10-29 2007-11-20 General Electric Company Counter-rotating turbine engine and method of assembling same
US7409819B2 (en) * 2004-10-29 2008-08-12 General Electric Company Gas turbine engine and method of assembling same
US7334392B2 (en) * 2004-10-29 2008-02-26 General Electric Company Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same
US7334981B2 (en) * 2004-10-29 2008-02-26 General Electric Company Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same
US7186073B2 (en) * 2004-10-29 2007-03-06 General Electric Company Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same
US7458202B2 (en) * 2004-10-29 2008-12-02 General Electric Company Lubrication system for a counter-rotating turbine engine and method of assembling same
US7510371B2 (en) * 2005-06-06 2009-03-31 General Electric Company Forward tilted turbine nozzle
US7594388B2 (en) * 2005-06-06 2009-09-29 General Electric Company Counterrotating turbofan engine
US7752836B2 (en) * 2005-10-19 2010-07-13 General Electric Company Gas turbine assembly and methods of assembling same
US7526913B2 (en) * 2005-10-19 2009-05-05 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7493754B2 (en) * 2005-10-19 2009-02-24 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7490461B2 (en) * 2005-10-19 2009-02-17 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7603844B2 (en) * 2005-10-19 2009-10-20 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7490460B2 (en) * 2005-10-19 2009-02-17 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7685808B2 (en) * 2005-10-19 2010-03-30 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7726113B2 (en) * 2005-10-19 2010-06-01 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7513103B2 (en) * 2005-10-19 2009-04-07 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7493753B2 (en) * 2005-10-19 2009-02-24 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US20080075590A1 (en) * 2006-09-27 2008-03-27 Thomas Ory Moniz Gas turbine engine assembly and method of assembling same
US7832193B2 (en) * 2006-10-27 2010-11-16 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7966806B2 (en) * 2006-10-31 2011-06-28 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US7921634B2 (en) * 2006-10-31 2011-04-12 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US7841165B2 (en) * 2006-10-31 2010-11-30 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7882693B2 (en) * 2006-11-29 2011-02-08 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US7716914B2 (en) * 2006-12-21 2010-05-18 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US7942632B2 (en) * 2007-06-20 2011-05-17 United Technologies Corporation Variable-shape variable-stagger inlet guide vane flap
US8708643B2 (en) 2007-08-14 2014-04-29 General Electric Company Counter-rotatable fan gas turbine engine with axial flow positive displacement worm gas generator
US8402742B2 (en) 2007-12-05 2013-03-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine systems involving tip fans
US8590286B2 (en) * 2007-12-05 2013-11-26 United Technologies Corp. Gas turbine engine systems involving tip fans
US8105019B2 (en) * 2007-12-10 2012-01-31 United Technologies Corporation 3D contoured vane endwall for variable area turbine vane arrangement
US8015798B2 (en) * 2007-12-13 2011-09-13 United Technologies Corporation Geared counter-rotating gas turbofan engine
US8292570B2 (en) * 2008-01-25 2012-10-23 United Technologies Corporation Low pressure turbine with counter-rotating drives for single spool
EP2123884B1 (en) * 2008-05-13 2015-03-04 Rolls-Royce Corporation Dual clutch arrangement
US20140174056A1 (en) 2008-06-02 2014-06-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine
US8128021B2 (en) 2008-06-02 2012-03-06 United Technologies Corporation Engine mount system for a turbofan gas turbine engine
US20100005810A1 (en) * 2008-07-11 2010-01-14 Rob Jarrell Power transmission among shafts in a turbine engine
US8480527B2 (en) * 2008-08-27 2013-07-09 Rolls-Royce Corporation Gearing arrangement
US8075438B2 (en) * 2008-12-11 2011-12-13 Rolls-Royce Corporation Apparatus and method for transmitting a rotary input into counter-rotating outputs
US8021267B2 (en) * 2008-12-11 2011-09-20 Rolls-Royce Corporation Coupling assembly
RU2464435C1 (ru) * 2011-04-29 2012-10-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Опора турбины газотурбинного двигателя
RU2470162C1 (ru) * 2011-05-25 2012-12-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Турбина высокого давления
US9631558B2 (en) 2012-01-03 2017-04-25 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
US9239012B2 (en) 2011-06-08 2016-01-19 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US9194290B2 (en) 2012-02-29 2015-11-24 United Technologies Corporation Counter-rotating low pressure turbine without turbine exhaust case
US9011076B2 (en) 2012-02-29 2015-04-21 United Technologies Corporation Counter-rotating low pressure turbine with gear system mounted to turbine exhaust case
US9022725B2 (en) 2012-02-29 2015-05-05 United Technologies Corporation Counter-rotating low pressure turbine with gear system mounted to turbine exhaust case
RU2493372C1 (ru) * 2012-03-27 2013-09-20 Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" Способ фиксации сотового уплотнения во внутреннем корпусе статора турбины газотурбинного двигателя
US10125693B2 (en) 2012-04-02 2018-11-13 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with power density range
US20150308351A1 (en) 2012-05-31 2015-10-29 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
US8572943B1 (en) 2012-05-31 2013-11-05 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
US8756908B2 (en) 2012-05-31 2014-06-24 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
US9624834B2 (en) * 2012-09-28 2017-04-18 United Technologies Corporation Low noise compressor rotor for geared turbofan engine
EP2955336B1 (de) 2014-06-12 2019-02-27 MTU Aero Engines GmbH Zwischengehäuse für eine Gasturbine sowie Gasturbine mit einem solchen Zwischengehäuse
FR3024755B1 (fr) * 2014-08-08 2019-06-21 Safran Aircraft Engines Hybridation des compresseurs d'un turboreacteur
US9909451B2 (en) * 2015-07-09 2018-03-06 General Electric Company Bearing assembly for supporting a rotor shaft of a gas turbine engine
US10961850B2 (en) * 2017-09-19 2021-03-30 General Electric Company Rotatable torque frame for gas turbine engine
DE102020216435A1 (de) 2020-12-21 2022-06-23 MTU Aero Engines AG Statorprofilreihe für eine thermische Gasturbine und Gasturbine

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3224194A (en) 1963-06-26 1965-12-21 Curtiss Wright Corp Gas turbine engine
FR1514932A (fr) * 1965-06-24 1968-03-01 Snecma Compresseur axial à double rotor contrarotatif
FR1455278A (fr) * 1965-08-05 1966-04-01 Snecma Turboréacteur à double flux
US3588269A (en) 1969-06-25 1971-06-28 Gen Motors Corp Variable vane cascades
US3673802A (en) * 1970-06-18 1972-07-04 Gen Electric Fan engine with counter rotating geared core booster
US3903690A (en) * 1973-02-12 1975-09-09 Gen Electric Turbofan engine lubrication means
US3897001A (en) * 1974-06-12 1975-07-29 Gen Electric Nozzle and auxiliary inlet arrangement for gas turbine engine
US4064692A (en) 1975-06-02 1977-12-27 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Variable cycle gas turbine engines
US4010608A (en) 1975-06-16 1977-03-08 General Electric Company Split fan work gas turbine engine
DE2810240C2 (de) 1978-03-09 1985-09-26 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Verstelleitgitter für axial durchströmte Turbinen, insbesondere Hochdruckturbinen von Gasturbinentriebwerken
US4860537A (en) 1986-08-29 1989-08-29 Brandt, Inc. High bypass ratio counterrotating gearless front fan engine
US4976102A (en) 1988-05-09 1990-12-11 General Electric Company Unducted, counterrotating gearless front fan engine
US4965994A (en) 1988-12-16 1990-10-30 General Electric Company Jet engine turbine support
US4969325A (en) 1989-01-03 1990-11-13 General Electric Company Turbofan engine having a counterrotating partially geared fan drive turbine
US5010729A (en) 1989-01-03 1991-04-30 General Electric Company Geared counterrotating turbine/fan propulsion system
DE4122008A1 (de) * 1991-07-03 1993-01-14 Mtu Muenchen Gmbh Propfantriebwerk mit gegenlaeufigem niederdruckverdichter (booster)
US5443590A (en) 1993-06-18 1995-08-22 General Electric Company Rotatable turbine frame
US5361580A (en) 1993-06-18 1994-11-08 General Electric Company Gas turbine engine rotor support system
US5307622A (en) 1993-08-02 1994-05-03 General Electric Company Counterrotating turbine support assembly
US5404713A (en) 1993-10-04 1995-04-11 General Electric Company Spillage drag and infrared reducing flade engine
US5809772A (en) * 1996-03-29 1998-09-22 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct
USH2032H1 (en) 1999-10-01 2002-07-02 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Integrated fan-core twin spool counter-rotating turbofan gas turbine engine
US6393831B1 (en) 2000-11-17 2002-05-28 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Exoskeletal engine
US6619030B1 (en) * 2002-03-01 2003-09-16 General Electric Company Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors
US6732502B2 (en) * 2002-03-01 2004-05-11 General Electric Company Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor
US6739120B2 (en) * 2002-04-29 2004-05-25 General Electric Company Counterrotatable booster compressor assembly for a gas turbine engine
US6666017B2 (en) * 2002-05-24 2003-12-23 General Electric Company Counterrotatable booster compressor assembly for a gas turbine engine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2486361C2 (ru) * 2007-06-28 2013-06-27 Снекма Двухвентиляторный газотурбинный двигатель

Also Published As

Publication number Publication date
RU2331782C2 (ru) 2008-08-20
EP1403499A1 (en) 2004-03-31
US20040055275A1 (en) 2004-03-25
DE60326525D1 (de) 2009-04-23
EP1403499B1 (en) 2009-03-11
US6763653B2 (en) 2004-07-20
CA2440529A1 (en) 2004-03-24
CA2440529C (en) 2012-11-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2003128565A (ru) Газотурбинный двигатель с вращающимися в противоположных направлениях вентиляторами и с задним нагнетателем
RU2003128564A (ru) Вращающиеся в противоположных направлениях турбины низкого давления газотурбинного двигателя с разделением переменного вращающего момента, предназначенного для летательного аппарата
JP4204349B2 (ja) ガスタービンエンジンのための二重反転可能なブースタ圧縮機組立体
RU2003129094A (ru) Авиационный газотурбинный двигатель, имеющий турбины низкого давления со встречным вращением и регулируемым делением крутящего момента, а также вспомогательный компрессор позади встречно вращающихся вентиляторов
JP4346375B2 (ja) 低圧タービンを二重反転させるための制御ベーンを備えた航空機用ガスタービンエンジン
JP4588306B2 (ja) 非交互嵌合二重反転式低圧タービンを備えた航空機用ガスタービンエンジン
US6701717B2 (en) Cycle gas turbine engine
JP4975945B2 (ja) ガスタービンエンジンのための二重反転可能なブースタ圧縮機組立体
US7631484B2 (en) High pressure ratio aft fan
US6585482B1 (en) Methods and apparatus for delivering cooling air within gas turbines
US20090000270A1 (en) Gas Turbines with Multiple Gas Flow Paths
US20090000265A1 (en) Gas Turbines with Multiple Gas Flow Paths
US10502126B2 (en) Adjustable-trim centrifugal compressor for a turbocharger
JP2007536459A (ja) 遷音速ガスタービンの衝撃波誘起境界層の抽気
JP2005069222A5 (ru)
JP2017527733A (ja) 可変式出力ガイドベーンを備えた軸流−遠心圧縮機
GB1113542A (en) Gas turbine engine
CN108869008A (zh) 具有子午线划分的涡轮壳体和可变涡轮喷嘴的涡轮增压器
KR101750121B1 (ko) 압축기용 원심 임펠러
US3986794A (en) Reversible ducted fan assembly
CN109477391A (zh) 涡扇发动机及对应的操作方法
US20070240424A1 (en) Gas turbine engine having bypass ducts
JP5803305B2 (ja) 遠心圧縮機
JP5644302B2 (ja) 軸流圧縮機及びガスタービンエンジン
GB884646A (en) Improvements relating to gas turbine power plants

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20160924