RU2007120203A - Узел вентилятора на лопасти, а также турбовентиляторный газотурбинный двигатель - Google Patents

Узел вентилятора на лопасти, а также турбовентиляторный газотурбинный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2007120203A
RU2007120203A RU2007120203/06A RU2007120203A RU2007120203A RU 2007120203 A RU2007120203 A RU 2007120203A RU 2007120203/06 A RU2007120203/06 A RU 2007120203/06A RU 2007120203 A RU2007120203 A RU 2007120203A RU 2007120203 A RU2007120203 A RU 2007120203A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
radially
aerodynamic surfaces
node
ote
ite
Prior art date
Application number
RU2007120203/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2433290C2 (ru
Inventor
Аспи РУСТОМ (US)
Аспи РУСТОМ
Алан Глен ТЕРНЕР (US)
Алан Глен Тернер
Арон Майкл ДЗЕХ (US)
Арон Майкл ДЗЕХ
Джон Джаред ДЕКЕР (US)
Джон Джаред ДЕКЕР
Петер Николаш СУЧ (US)
Петер Николаш СУЧ
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 RU2007120203A publication Critical patent/RU2007120203A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2433290C2 publication Critical patent/RU2433290C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/022—Blade-carrying members, e.g. rotors with concentric rows of axial blades
    • 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
    • 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
    • F02K3/077—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 the plant being of the multiple flow type, i.e. having three or more flows
    • 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)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

1. Узел (60) вентилятора на лопасти, содержащийрадиально внутренние и радиально наружные аэродинамические поверхности (61, 62), проходящие соответственно радиально внутрь и радиально наружу от кольцевого бандажа (9), расположенного по окружности с центром на осевой линии (12), ивнутренние и наружные хорды (124, 126), проходящие между внутренними и наружными передними и задними кромками (ILE, ITE и OLE, OTE) поперечных сечений (118, 120) внутренних и наружных аэродинамических поверхностей соответственно радиально наружных и внутренних аэродинамических поверхностей (61, 62),при этом внутренние и наружные углы (168, 170) наклона между внутренними и наружными хордами (124, 126) соответственно на бандаже (9) и осевой линией (12) отличаются друг от друга.2. Узел (60) по п.1, в котором число радиально наружных аэродинамических поверхностей (62) превышает число радиально внутренних аэродинамических поверхностей (61).3. Узел (60) по п.2, в котором число радиально наружных аэродинамических поверхностей (62) превышает число радиально внутренних аэродинамических поверхностей (61) в диапазоне от приблизительно 1,5:1 до приблизительно 4:1.4. Узел (60) по п.2, в котором число радиально наружных аэродинамических поверхностей (62) превышает число радиально внутренних аэродинамических поверхностей (61) в соотношении 2:1.5. Узел (60) по п.2, в котором число радиально наружных аэродинамических поверхностей (62) превышает число радиально внутренних аэродинамических поверхностей (61) в соотношении 1,5:1.6. Узел (60) по п.2, в котором радиально направленные линейные траектории погонной нагрузки (LP) проходят вдоль радиусов (R) от осевой линии (12) через внутренние и наружные аэродинамические поверхност�

Claims (12)

1. Узел (60) вентилятора на лопасти, содержащий
радиально внутренние и радиально наружные аэродинамические поверхности (61, 62), проходящие соответственно радиально внутрь и радиально наружу от кольцевого бандажа (9), расположенного по окружности с центром на осевой линии (12), и
внутренние и наружные хорды (124, 126), проходящие между внутренними и наружными передними и задними кромками (ILE, ITE и OLE, OTE) поперечных сечений (118, 120) внутренних и наружных аэродинамических поверхностей соответственно радиально наружных и внутренних аэродинамических поверхностей (61, 62),
при этом внутренние и наружные углы (168, 170) наклона между внутренними и наружными хордами (124, 126) соответственно на бандаже (9) и осевой линией (12) отличаются друг от друга.
2. Узел (60) по п.1, в котором число радиально наружных аэродинамических поверхностей (62) превышает число радиально внутренних аэродинамических поверхностей (61).
3. Узел (60) по п.2, в котором число радиально наружных аэродинамических поверхностей (62) превышает число радиально внутренних аэродинамических поверхностей (61) в диапазоне от приблизительно 1,5:1 до приблизительно 4:1.
4. Узел (60) по п.2, в котором число радиально наружных аэродинамических поверхностей (62) превышает число радиально внутренних аэродинамических поверхностей (61) в соотношении 2:1.
5. Узел (60) по п.2, в котором число радиально наружных аэродинамических поверхностей (62) превышает число радиально внутренних аэродинамических поверхностей (61) в соотношении 1,5:1.
6. Узел (60) по п.2, в котором радиально направленные линейные траектории погонной нагрузки (LP) проходят вдоль радиусов (R) от осевой линии (12) через внутренние и наружные аэродинамические поверхности (61, 62) и через вращающийся бандаж (9), расположенный между аэродинамическими поверхностями (61, 62).
7. Узел (60) по п.6, дополнительно содержащий
поперечные сечения (118, 120) внутренних и наружных аэродинамических поверхностей (61, 62) на кольцевом бандаже (9),
внутренние и наружные хорды (124, 126), проходящие между внутренними и наружными передними и задними кромками (ILE, ITE и OLE, OTE) соответственно поперечных сечений (118, 120) внутренних и наружных аэродинамических поверхностей,
первый участок (134) радиально направленных линейных траекторий погонной нагрузки (LP), проходящий вблизи внутренних и наружных передних кромок (ILE, OLE) или через них, и
второй участок (136) радиально направленных линейных траекторий погонной нагрузки (LP), проходящий вблизи внутренних и наружных задних кромок (ITE, OTE) или через них.
8. Узел (60) по п.6, дополнительно содержащий
поперечные сечения (118, 120) внутренних и наружных аэродинамических поверхностей (61, 62) на кольцевом бандаже (9),
внутренние и наружные хорды (124, 126), проходящие между внутренними и наружными передними и задними кромками (ILE, ITE и OLE, OTE) соответственно поперечных сечений (118, 120) внутренних и наружных аэродинамических поверхностей,
первый участок (134) радиально направленных линейных траекторий погонной нагрузки (LP), проходящий вблизи внутренних и наружных передних кромок (ILE, OLE) или через них,
второй участок (136) радиально направленных линейных траекторий погонной нагрузки (LP), проходящий вблизи внутренних и наружных задних кромок (ITE, OTE) или через них, и
третий участок (140) радиально направленных линейных траекторий погонной нагрузки (LP), проходящий через внутренние и наружные точки (148, 150) между внутренними и наружными задними кромками (ITE, OTE) вдоль внутренних и наружных хорд (124, 126) соответственно.
9. Узел (60) по п.6, дополнительно содержащий
поперечные сечения (118, 120) внутренних и наружных аэродинамических поверхностей (61, 62) на кольцевом бандаже (9),
внутренние и наружные хорды (124, 126), проходящие между внутренними и наружными передними и задними кромками (ILE, ITE и OLE, OTE) соответственно поперечных сечений (118, 120) внутренних и наружных аэродинамических поверхностей, и
множество участков (134, 136, 140) радиально направленных линейных траекторий погонной нагрузки (LP), проходящих через внутренние и наружные точки (148, 150) между внутренними и наружными задними кромками (ITE, OTE) вдоль внутренних и наружных хорд (124, 126) соответственно.
10. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (1) с вентилятором двустороннего вращения на лопасти, содержащий
отстоящие по оси передний и задний вентиляторы (130, 132) двустороннего вращения, расположенные по окружности с центром на осевой линии (12),
по меньшей мере, один ряд лопастей (5) вентилятора с радиально наружными аэродинамическими поверхностями (62), расположенными радиально снаружи на одном из вентиляторов двустороннего вращения - переднем (130) или заднем (132), имеющем радиально внутренние аэродинамические поверхности (61), и присоединенными к нему с возможностью передачи приводного усилия,
кольцевой бандаж (9), расположенный между радиально наружными и радиально внутренними аэродинамическими поверхностями (61, 62),
радиально наружные и радиально внутренние аэродинамические поверхности (61, 62), проходящие, соответственно, радиально наружу и радиально внутрь от кольцевого бандажа (9),
внутренние и наружные хорды (124, 126), проходящие между внутренними и наружными передними и задними кромками (ILE, ITE и OLE, OTE) поперечных сечений (118, 120) внутренних и наружных аэродинамических поверхностей, соответственно радиально внутренних и радиально наружных аэродинамических поверхностей (61, 62),
при этом внутренние и наружные углы (168, 170) наклона между внутренними и наружными хордами (124, 126) соответственно на бандаже (9) и осевой линией (12) отличаются друг от друга.
11. Двигатель по п.10, в котором лопасти (5) вентилятора соединены с возможностью передачи приводного усилия с задним вентилятором (132) двустороннего вращения.
12. Двигатель по п.10, в котором лопасти (5) вентилятора соединены с возможностью передачи приводного усилия с передним вентилятором (130) двустороннего вращения.
RU2007120203/06A 2006-07-31 2007-05-30 Узел вентилятора на лопасти, а также турбовентиляторный газотурбинный двигатель RU2433290C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/496,676 2006-07-31
US11/496,676 US7758303B1 (en) 2006-07-31 2006-07-31 FLADE fan with different inner and outer airfoil stagger angles at a shroud therebetween

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007120203A true RU2007120203A (ru) 2008-12-10
RU2433290C2 RU2433290C2 (ru) 2011-11-10

Family

ID=38828693

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007120203/06A RU2433290C2 (ru) 2006-07-31 2007-05-30 Узел вентилятора на лопасти, а также турбовентиляторный газотурбинный двигатель

Country Status (5)

Country Link
US (1) US7758303B1 (ru)
EP (1) EP1895142A3 (ru)
JP (1) JP4953924B2 (ru)
CN (1) CN101117926B (ru)
RU (1) RU2433290C2 (ru)

Families Citing this family (58)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2914943B1 (fr) * 2007-04-13 2011-04-01 Snecma Aube de soufflante
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
US20090317237A1 (en) * 2008-06-20 2009-12-24 General Electric Company System and method for reduction of unsteady pressures in turbomachinery
US20110167792A1 (en) * 2009-09-25 2011-07-14 James Edward Johnson Adaptive engine
US20110171007A1 (en) * 2009-09-25 2011-07-14 James Edward Johnson Convertible fan system
US9353684B2 (en) * 2009-12-11 2016-05-31 Northrop Grumman Systems Corporation Aircraft engine airflow modulation apparatus and method for engine bay cooling and cycle flow matching
US20110150627A1 (en) * 2009-12-21 2011-06-23 John Lewis Baughman Method of operating a fan system
US8777554B2 (en) * 2009-12-21 2014-07-15 General Electric Company Intermediate fan stage
EP2553251B1 (en) * 2010-03-26 2018-11-07 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Adaptive fan system for a variable cycle turbofan engine
FR2966522B1 (fr) * 2010-10-26 2015-04-24 Snecma Turbomachine a double soufflante et triple flux
US8961114B2 (en) 2010-11-22 2015-02-24 General Electric Company Integrated variable geometry flow restrictor and heat exchanger
US9016041B2 (en) 2010-11-30 2015-04-28 General Electric Company Variable-cycle gas turbine engine with front and aft FLADE stages
TWI418708B (zh) * 2011-03-25 2013-12-11 Delta Electronics Inc 葉輪結構
US8943792B2 (en) * 2011-06-29 2015-02-03 United Technologies Corporation Gas-driven propulsor with tip turbine fan
ITMI20120569A1 (it) * 2012-04-06 2013-10-07 Franco Tosi Meccanica S P A Stadio rotorico di turbina assiale a rapporto corda/passo migliorato
US9915199B2 (en) * 2012-10-08 2018-03-13 United Technologies Corporation Bi-directional compression fan rotor for a gas turbine engine
EP2920072B8 (en) * 2012-11-19 2020-11-11 Raytheon Technologies Corporation Fan blade and corresponding method of manufacturing
US20140165575A1 (en) * 2012-12-13 2014-06-19 United Technologies Corporation Nozzle section for a gas turbine engine
JP6514644B2 (ja) 2013-01-23 2019-05-15 コンセプツ エヌアールイーシー，エルエルシー ターボ機械の隣接する翼要素の流れの場を強制的に結合する構造体および方法、ならびにそれを組み込むターボ機械
US9523329B2 (en) * 2013-03-15 2016-12-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine with stream diverter
US10400710B2 (en) 2013-05-07 2019-09-03 General Electric Company Secondary nozzle for jet engine
US9920710B2 (en) * 2013-05-07 2018-03-20 General Electric Company Multi-nozzle flow diverter for jet engine
KR20160070079A (ko) 2013-10-03 2016-06-17 프랑코 토시 메카니카 에세.피.아. 향상된 익현/피치 비율을 가진 축 터빈의 로터 스테이지
US10371090B2 (en) 2014-01-13 2019-08-06 United Technologies Corporation Variable area exhaust mixer for a gas turbine engine
US9957823B2 (en) * 2014-01-24 2018-05-01 United Technologies Corporation Virtual multi-stream gas turbine engine
US10030606B2 (en) 2014-01-27 2018-07-24 United Technologies Corporation Variable exhaust mixer and cooler for a three-stream gas turbine engine
US10119403B2 (en) 2014-02-13 2018-11-06 United Technologies Corporation Mistuned concentric airfoil assembly and method of mistuning same
WO2015200533A1 (en) 2014-06-24 2015-12-30 Concepts Eti, Inc. Flow control structures for turbomachines and methods of designing the same
CN205189965U (zh) * 2014-09-29 2016-04-27 摩尔动力(北京)技术股份有限公司 压胀一体对转叶轮机构
US9951721B2 (en) 2014-10-21 2018-04-24 United Technologies Corporation Three-stream gas turbine engine architecture
CN104632701A (zh) * 2014-12-24 2015-05-20 西北工业大学 大涵道比涡扇发动机风扇长短叶片结构
US10119477B2 (en) * 2015-01-20 2018-11-06 United Technologies Corporation Gas turbine engine with a multi-spool driven fan
US9850794B2 (en) * 2015-06-29 2017-12-26 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
CN105201873B (zh) * 2015-10-09 2017-06-23 常胜 一种多级高压离心式压缩机
CN106567746A (zh) * 2015-10-10 2017-04-19 熵零控股股份有限公司 复合流叶轮机构
US10563516B2 (en) * 2016-07-06 2020-02-18 General Electric Company Turbine engine and method of assembling
DE102016212767A1 (de) 2016-07-13 2018-01-18 MTU Aero Engines AG Verstellbares Turbomaschinen-Schaufelgitter
DE102016122696A1 (de) * 2016-11-24 2018-05-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Eintrittsleitrad für eine Turbomaschine
CN106762823A (zh) * 2016-12-28 2017-05-31 东莞市卓奇电子科技有限公司 多流道轴流风聚焦叶轮
US10876407B2 (en) * 2017-02-16 2020-12-29 General Electric Company Thermal structure for outer diameter mounted turbine blades
GB201718796D0 (en) * 2017-11-14 2017-12-27 Rolls Royce Plc Gas turbine engine having an air-oil heat exchanger
US10619483B2 (en) * 2017-11-21 2020-04-14 United Technologies Corporation Partially shrouded gas turbine engine fan
US11542864B2 (en) 2019-04-29 2023-01-03 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Adaptive vertical lift engine (AVLE) fan
CN109973244A (zh) * 2019-05-12 2019-07-05 西北工业大学 自驱动外涵道对转环形扇叶压缩装置
CN110529287B (zh) * 2019-08-13 2022-08-26 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种串联式组合冲压发动机用分流机匣
FR3100287B1 (fr) * 2019-08-26 2021-08-06 Safran Aircraft Engines Turboréacteur à double flux amélioré
CN110701102A (zh) * 2019-09-29 2020-01-17 中国航发沈阳发动机研究所 一种风扇转子叶片结构极具有其的发动机风扇转子
US11060406B2 (en) * 2019-10-11 2021-07-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Rotor for gas turbine engine
US11149552B2 (en) * 2019-12-13 2021-10-19 General Electric Company Shroud for splitter and rotor airfoils of a fan for a gas turbine engine
US11828188B2 (en) 2020-08-07 2023-11-28 Concepts Nrec, Llc Flow control structures for enhanced performance and turbomachines incorporating the same
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
BE1030046B1 (fr) * 2021-12-17 2023-07-17 Safran Aero Boosters Roue mobile a plusieurs rangees d’aubes
BE1030039B1 (fr) * 2021-12-17 2023-07-17 Safran Aero Boosters Separateur de flux dans une turbomachine
CN114542510A (zh) * 2022-02-23 2022-05-27 中国航发沈阳发动机研究所 一种自适应变循环发动机风扇转子结构
BE1030473B1 (fr) * 2022-04-21 2023-11-27 Safran Aero Boosters Rotor a plusieurs rangees d’aubes
BE1030472B1 (fr) * 2022-04-21 2023-11-27 Safran Aero Boosters Separateur de flux dans une turbomachine triple-flux
CN114876665A (zh) * 2022-05-13 2022-08-09 中国航空发动机研究院 一种变循环发动机压缩系统

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1043121A (en) * 1911-06-22 1912-11-05 James T Mahoney Safety starting device.
US1263473A (en) * 1917-09-25 1918-04-23 Gen Electric Elastic-fluid turbine.
US2407223A (en) * 1945-01-09 1946-09-10 United Aircraft Corp Engine cooling and charging apparatus
GB609322A (en) * 1945-11-07 1948-09-29 Power Jets Res & Dev Ltd Improvements relating to axial-flow compressors and like machines, and blading thereof
US2783965A (en) * 1949-02-01 1957-03-05 Birmann Rudolph Turbines
US2999631A (en) * 1958-09-05 1961-09-12 Gen Electric Dual airfoil
DE1085718B (de) * 1958-11-26 1960-07-21 Daimler Benz Ag Gasturbinentriebwerk
FR1555814A (ru) * 1967-12-12 1969-01-31
US3449914A (en) * 1967-12-21 1969-06-17 United Aircraft Corp Variable flow turbofan engine
FR2096708B1 (ru) * 1970-06-22 1974-03-22 Snecma
US4043121A (en) 1975-01-02 1977-08-23 General Electric Company Two-spool variable cycle engine
US4022544A (en) * 1975-01-10 1977-05-10 Anatoly Viktorovich Garkusha Turbomachine rotor wheel
NL8303401A (nl) * 1982-11-01 1984-06-01 Gen Electric Aandrijfturbine voor tegengesteld draaiende propellers.
GB2195712B (en) * 1986-10-08 1990-08-29 Rolls Royce Plc A turbofan gas turbine engine
US5261227A (en) * 1992-11-24 1993-11-16 General Electric Company Variable specific thrust turbofan engine
US5402638A (en) * 1993-10-04 1995-04-04 General Electric Company Spillage drag reducing flade engine
US5404713A (en) * 1993-10-04 1995-04-11 General Electric Company Spillage drag and infrared reducing flade engine
US5988980A (en) * 1997-09-08 1999-11-23 General Electric Company Blade assembly with splitter shroud
US6454535B1 (en) * 2000-10-31 2002-09-24 General Electric Company Blisk
US7246484B2 (en) * 2003-08-25 2007-07-24 General Electric Company FLADE gas turbine engine with counter-rotatable fans
US7395657B2 (en) * 2003-10-20 2008-07-08 General Electric Company Flade gas turbine engine with fixed geometry inlet
US7216475B2 (en) * 2003-11-21 2007-05-15 General Electric Company Aft FLADE engine
US7144221B2 (en) * 2004-07-30 2006-12-05 General Electric Company Method and apparatus for assembling gas turbine engines
US7134271B2 (en) * 2004-11-05 2006-11-14 General Electric Company Thrust vectoring aft FLADE engine

Also Published As

Publication number Publication date
CN101117926B (zh) 2013-04-03
EP1895142A2 (en) 2008-03-05
JP4953924B2 (ja) 2012-06-13
CN101117926A (zh) 2008-02-06
EP1895142A3 (en) 2014-04-09
RU2433290C2 (ru) 2011-11-10
US7758303B1 (en) 2010-07-20
US20100180572A1 (en) 2010-07-22
JP2008031986A (ja) 2008-02-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2007120203A (ru) Узел вентилятора на лопасти, а также турбовентиляторный газотурбинный двигатель
JP5019721B2 (ja) ガスタービンエンジンを組立てるための方法及び装置
US10233868B2 (en) Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines
US9709070B2 (en) Low hub-to-tip ratio fan for a turbofan gas turbine engine
US8007229B2 (en) Variable area turbine vane arrangement
RU2007102521A (ru) Узел неподвижных направляющих лопаток для распределения по секторам в компрессоре газотурбинного двигателя
EP1775428A3 (en) Fan stator
RU2008134590A (ru) Вентилятор для турбомашины летательного аппарата, содержащий балансировочный фланец, закрываемый входным конусом
US20100031631A1 (en) Gas turbine comprising a guide ring and a mixer
US9121412B2 (en) Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines
DE60044228D1 (de) Kompressorrotor- Konfiguration
RU2008110029A (ru) Вентилятор газотурбинного двигателя
WO2007015916A3 (en) Reinforcement rings for a diffuser section of a tip turbine engine fan rotor assembly
RU2008114256A (ru) Лопасть вентилятора, вентилятор и турбореактивный двигатель
CN109209511A (zh) 具有扇形流动表面的翼型件组件
US20140260283A1 (en) Gas turbine engine exhaust mixer with aerodynamic struts
JP2008261332A5 (ru)
EP2543829B1 (en) Gas turbine propulsor blade with stagger angle for dirt rejection
JP2017214926A (ja) 排気ディフューザ
WO2014149260A1 (en) Fan blade root integrated sealing solution
CN104279008A (zh) 轴流式涡轮机的具有双固定装置的定子叶片扇区
EP0971096A3 (en) Attaching a rotor blade to a rotor
JP2019173750A (ja) 遠心圧縮機及びターボチャージャー
JP2015514920A (ja) 耐久性があるタービンベーン
WO2007023449A3 (en) Engine

Legal Events

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

Effective date: 20180531