RU2014131372A - Газотурбинный двигатель с турбиной низкого давления, содержащей небольшое число ступеней - Google Patents

Газотурбинный двигатель с турбиной низкого давления, содержащей небольшое число ступеней Download PDF

Info

Publication number
RU2014131372A
RU2014131372A RU2014131372A RU2014131372A RU2014131372A RU 2014131372 A RU2014131372 A RU 2014131372A RU 2014131372 A RU2014131372 A RU 2014131372A RU 2014131372 A RU2014131372 A RU 2014131372A RU 2014131372 A RU2014131372 A RU 2014131372A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fan
engine
specified
nacelle
steps
Prior art date
Application number
RU2014131372A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2687861C9 (ru
RU2687861C2 (ru
Inventor
Гариэль Л. СУСЬЮ
Брайан Д. МЕРРИ
Кристофер М. ДАЙ
Стивен Б. ДЖОНСОН
Фредерик М. ШВАРЦ
Original Assignee
Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=48698690&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=RU2014131372(A) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн filed Critical Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
Publication of RU2014131372A publication Critical patent/RU2014131372A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2687861C2 publication Critical patent/RU2687861C2/ru
Publication of RU2687861C9 publication Critical patent/RU2687861C9/ru

Links

Classifications

    • B64D27/40—
    • B64D27/402—
    • B64D27/404—
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • 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
    • F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • 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
    • F02K3/06—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 front fan
    • 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
    • F02K3/075—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 controlling flow ratio between flows
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type

Abstract

1. Газотурбинный двигатель содержащий редуктор, расположенный вдоль продольной оси двигателя; и каскад, расположенный вдоль указанной продольной оси двигателя, выполненный с возможностью приведения в действие указанного редуктора, при этом указанный каскад содержит турбину низкого давления с небольшим числом ступеней.2. Двигатель по п. 1, в котором указанное небольшое число ступеней составляет от трех до шести ступеней.3. Двигатель по п. 1, в котором указанное небольшое число ступеней составляет три ступени.4. Двигатель по п. 1, в котором указанное небольшое число ступеней составляет пять ступеней.5. Двигатель по п. 1, в котором указанное небольшое число ступеней составляет шесть ступеней.6. Двигатель по п. 1, в котором указанный каскад представляет собой каскад низкого давления.7. Двигатель по п. 1, дополнительно содержащий внутреннюю гондолу, расположенную вокруг указанной продольной оси двигателя; гондолу вентилятора, установленную, по меньшей мере, частично вокруг указанной внутренней гондолы и определяющую в наружном контуре вентилятора тракт для воздушного потока наружного контура; и вентиляторное сопло с изменяемой площадью сечения, выполненное с возможностью перемещения в осевом направлении относительно указанной гондолы вентилятора с целью изменения площади выходного сечения вентиляторного сопла и регулирования соотношения давлений воздушного потока в наружном контуре вентилятора во время работы двигателя.8. Двигатель по п. 1, дополнительно содержащий вентилятор (20), выполненный с возможностью вращения с некоторой скоростью вентилятора вокруг продольной оси и приводимый в действие турбиной (18) низкого давления с помощью редукто

Claims (25)

1. Газотурбинный двигатель содержащий редуктор, расположенный вдоль продольной оси двигателя; и каскад, расположенный вдоль указанной продольной оси двигателя, выполненный с возможностью приведения в действие указанного редуктора, при этом указанный каскад содержит турбину низкого давления с небольшим числом ступеней.
2. Двигатель по п. 1, в котором указанное небольшое число ступеней составляет от трех до шести ступеней.
3. Двигатель по п. 1, в котором указанное небольшое число ступеней составляет три ступени.
4. Двигатель по п. 1, в котором указанное небольшое число ступеней составляет пять ступеней.
5. Двигатель по п. 1, в котором указанное небольшое число ступеней составляет шесть ступеней.
6. Двигатель по п. 1, в котором указанный каскад представляет собой каскад низкого давления.
7. Двигатель по п. 1, дополнительно содержащий внутреннюю гондолу, расположенную вокруг указанной продольной оси двигателя; гондолу вентилятора, установленную, по меньшей мере, частично вокруг указанной внутренней гондолы и определяющую в наружном контуре вентилятора тракт для воздушного потока наружного контура; и вентиляторное сопло с изменяемой площадью сечения, выполненное с возможностью перемещения в осевом направлении относительно указанной гондолы вентилятора с целью изменения площади выходного сечения вентиляторного сопла и регулирования соотношения давлений воздушного потока в наружном контуре вентилятора во время работы двигателя.
8. Двигатель по п. 1, дополнительно содержащий вентилятор (20), выполненный с возможностью вращения с некоторой скоростью вентилятора вокруг продольной оси и приводимый в действие турбиной (18) низкого давления с помощью редуктора (25), причем скорость вентилятора меньше скорости турбины (18) низкого давления; внутренний контур, окруженный внутренней гондолой (С), расположенной вокруг продольной оси двигателя; гондолу (F) вентилятора, установленную, по меньшей мере, частично вокруг указанной внутренней гондолы и определяющую в наружном контуре вентилятора тракт для воздушного потока (В) наружного контур, причем степень двухконтурности, определяемая как отношение потока (В), проходящего в наружном контуре вентилятора, к воздушному потоку через внутренний контур, превышает десять (10).
9. Двигатель по п. 7 или 8, дополнительно содержащий контроллер, выполненный с возможностью управления указанным вентиляторным соплом с изменяемой площадью сечения с целью изменения площади выходного сечения вентиляторного сопла и регулирования соотношения давлений воздушного потока в наружном контуре.
10. Двигатель по п. 9, в котором указанный контроллер выполнен с возможностью уменьшения указанной площади выходного сечения вентиляторного сопла в режиме крейсерского полета.
11. Двигатель по п. 9, в котором указанный контроллер выполнен с возможностью управления указанной площадью выходного сечения вентиляторного сопла с целью уменьшения аэродинамической неустойчивости вентилятора.
12. Двигатель по п. 10, в котором указанное вентиляторное сопло с изменяемой площадью сечения образует заднюю кромку указанной гондолы вентилятора.
13. Двигатель по п. 9, в котором указанный воздушный поток в наружном контуре обеспечивает степень двухконтурности, превышающую приблизительно шесть.
14. Двигатель по п. 9, в котором указанный воздушный поток в наружном контуре вентилятора обеспечивает степень двухконтурности тракта для воздушного потока, превышающую приблизительно десять.
15. Двигатель по п. 9, в котором указанный воздушный поток в наружном контуре вентилятора обеспечивает степень двухконтурности, превышающую шесть.
16. Двигатель по п. 9, в котором указанный воздушный поток в наружном контуре вентилятора обеспечивает степень двухконтурности, превышающую десять.
17. Двигатель по п. 1, в котором указанный редуктор имеет передаточное отношение, которое больше или равно приблизительно 2,3.
18. Двигатель по п. 1, в котором указанный редуктор имеет передаточное отношение, которое больше или равно приблизительно 2,5.
19. Двигатель по п. 1, в котором указанный редуктор имеет передаточное отношение, которое больше или равно 2,5.
20. Двигатель по п. 1, в котором указанная турбина низкого давления обеспечивает соотношение давлений в турбине низкого давления, превышающее приблизительно пять.
21. Двигатель по п. 1, в котором указанная турбина низкого давления обеспечивает соотношение давлений в турбине низкого давления, превышающее пять.
22. Двигатель по п. 1, в котором указанный каскад приводит в действие вентилятор с помощью указанного редуктора.
23. Газотурбинный двигатель содержащий внутреннюю гондолу, расположенную вокруг продольной оси двигателя; гондолу вентилятора, расположенную, по меньшей мере, частично вокруг указанной внутренней гондолы и определяющую в наружном контуре вентилятора тракт для воздушного потока наружного контура; редуктор в указанной внутренней гондоле; каскад, расположенный вдоль указанной продольной оси двигателя в указанной внутренней гондоле и предназначенный для приведения в действие указанного редуктора, при этом указанный каскад содержит турбину низкого давления с небольшим числом ступеней; и вентиляторное сопло с изменяемой площадью сечения, выполненное с возможностью перемещения в осевом направлении относительно указанной гондолы вентилятора с целью изменения площади выходного сечения вентиляторного сопла и регулирования соотношения давлений воздушного потока в наружном контуре вентилятора во время работы двигателя.
24. Двигатель по п. 23, в котором указанная турбина низкого давления определяет соотношение давлений, превышающее пять.
25. Двигатель по п. 23, в котором указанная турбина низкого давления определяет соотношение давлений, превышающее пять, вентилятор в указанной гондоле вентилятора выполнен с возможностью приведения в действие указанным каскадом при помощи указанного редуктора, указанным воздушным потоком в наружном контуре вентилятора обеспечена степень двухконтурности, превышающая десять, а указанный редуктор имеет передаточное отношение, которое больше или равно 2,5.
RU2014131372A 2011-12-30 2012-12-31 Газотурбинный двигатель RU2687861C9 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/340,834 2011-12-30
US13/340,834 US8695920B2 (en) 2008-06-02 2011-12-30 Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine
PCT/US2012/072271 WO2013102191A1 (en) 2011-12-30 2012-12-31 Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019113285A Division RU2747543C1 (ru) 2011-12-30 2012-12-31 Газотурбинный двигатель (варианты)

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2014131372A true RU2014131372A (ru) 2016-02-20
RU2687861C2 RU2687861C2 (ru) 2019-05-16
RU2687861C9 RU2687861C9 (ru) 2019-08-01

Family

ID=48698690

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019113285A RU2747543C1 (ru) 2011-12-30 2012-12-31 Газотурбинный двигатель (варианты)
RU2014131372A RU2687861C9 (ru) 2011-12-30 2012-12-31 Газотурбинный двигатель

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019113285A RU2747543C1 (ru) 2011-12-30 2012-12-31 Газотурбинный двигатель (варианты)

Country Status (8)

Country Link
US (1) US8695920B2 (ru)
EP (2) EP2776318A4 (ru)
JP (1) JP2014526639A (ru)
CN (1) CN103958348B (ru)
BR (1) BR112014007288B1 (ru)
CA (1) CA2849013C (ru)
RU (2) RU2747543C1 (ru)
WO (1) WO2013102191A1 (ru)

Families Citing this family (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20150192298A1 (en) * 2007-07-27 2015-07-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine with improved fuel efficiency
US20140174056A1 (en) 2008-06-02 2014-06-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine
US9222417B2 (en) 2012-01-31 2015-12-29 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
US20130192258A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
US20150345426A1 (en) 2012-01-31 2015-12-03 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
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
US10125693B2 (en) 2012-04-02 2018-11-13 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with power density range
US8753065B2 (en) 2012-09-27 2014-06-17 United Technologies Corporation Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine
WO2014055102A1 (en) * 2012-10-01 2014-04-10 United Technologies Corporation Low weight large fan gas turbine engine
WO2014058453A1 (en) 2012-10-08 2014-04-17 United Technologies Corporation Geared turbine engine with relatively lightweight propulsor module
WO2014105525A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Multi-purpose mounting
US20140205438A1 (en) * 2013-01-21 2014-07-24 United Technologies Corporation Relationship between fan and primary exhaust stream velocities in a geared gas turbine engine
US8678743B1 (en) * 2013-02-04 2014-03-25 United Technologies Corporation Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine
US9248921B2 (en) * 2013-07-11 2016-02-02 Spirit Aerosystems, Inc. Method for mounting a pylon to an aircraft
EP3036416B1 (en) 2013-08-20 2021-08-25 Raytheon Technologies Corporation High thrust geared gas turbine engine
WO2015069358A2 (en) * 2013-09-11 2015-05-14 United Technologies Corporation Ceramic liner for a turbine exhaust case
FR3010700B1 (fr) * 2013-09-18 2017-11-03 Snecma Dispositif de suspension d'un carter, turbomachine et ensemble propulsif
US9869190B2 (en) 2014-05-30 2018-01-16 General Electric Company Variable-pitch rotor with remote counterweights
US10072510B2 (en) 2014-11-21 2018-09-11 General Electric Company Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same
US9333603B1 (en) 2015-01-28 2016-05-10 United Technologies Corporation Method of assembling gas turbine engine section
CN105197247B (zh) * 2015-09-16 2018-03-02 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种夹持式航空发动机主安装节机构
US10100653B2 (en) 2015-10-08 2018-10-16 General Electric Company Variable pitch fan blade retention system
US20170184026A1 (en) * 2015-12-28 2017-06-29 General Electric Company System and method of soakback mitigation through passive cooling
GB201820918D0 (en) * 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Turbine engine
US11420755B2 (en) * 2019-08-08 2022-08-23 General Electric Company Shape memory alloy isolator for a gas turbine engine
US11549373B2 (en) 2020-12-16 2023-01-10 Raytheon Technologies Corporation Reduced deflection turbine rotor
US11674435B2 (en) 2021-06-29 2023-06-13 General Electric Company Levered counterweight feathering system
US11795964B2 (en) 2021-07-16 2023-10-24 General Electric Company Levered counterweight feathering system
GB2610565A (en) * 2021-09-08 2023-03-15 Rolls Royce Plc An improved gas turbine engine
GB2610571A (en) 2021-09-08 2023-03-15 Rolls Royce Plc An improved gas turbine engine

Family Cites Families (59)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3363419A (en) 1965-04-27 1968-01-16 Rolls Royce Gas turbine ducted fan engine
SE402147B (sv) 1975-12-05 1978-06-19 United Turbine Ab & Co Gasturbinanleggning med tre i samma gaspassage anordnade koaxiella turbinrotorer
GB8630754D0 (en) * 1986-12-23 1987-02-04 Rolls Royce Plc Turbofan gas turbine engine
US4966338A (en) 1987-08-05 1990-10-30 General Electric Company Aircraft pylon
GB8822798D0 (en) 1988-09-28 1988-11-02 Short Brothers Ltd Ducted fan turbine engine
GB9116986D0 (en) 1991-08-07 1991-10-09 Rolls Royce Plc Gas turbine engine nacelle assembly
US5174525A (en) 1991-09-26 1992-12-29 General Electric Company Structure for eliminating lift load bending in engine core of turbofan
GB9125011D0 (en) 1991-11-25 1992-01-22 Rolls Royce Plc A mounting arrangement for a gas turbine engine
US5275357A (en) 1992-01-16 1994-01-04 General Electric Company Aircraft engine mount
US5320307A (en) 1992-03-25 1994-06-14 General Electric Company Aircraft engine thrust mount
GB2265418B (en) 1992-03-26 1995-03-08 Rolls Royce Plc Gas turbine engine casing
GB2266080A (en) 1992-04-16 1993-10-20 Rolls Royce Plc Mounting arrangement for a gas turbine engine.
US5277382A (en) 1992-10-13 1994-01-11 General Electric Company Aircraft engine forward mount
GB2275308B (en) 1993-02-20 1997-02-26 Rolls Royce Plc A mounting for coupling a turbofan gas turbine engine to an aircraft structure
GB9313905D0 (en) 1993-07-06 1993-08-25 Rolls Royce Plc Shaft power transfer in gas turbine engines
US5452575A (en) 1993-09-07 1995-09-26 General Electric Company Aircraft gas turbine engine thrust mount
US5443229A (en) 1993-12-13 1995-08-22 General Electric Company Aircraft gas turbine engine sideways mount
GB2303884B (en) 1995-04-13 1999-07-14 Rolls Royce Plc A mounting for coupling a turbofan gas turbine engine to an aircraft structure
GB2312251B (en) 1996-04-18 1999-10-27 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine mounting
US5810287A (en) 1996-05-24 1998-09-22 The Boeing Company Aircraft support pylon
FR2755944B1 (fr) 1996-11-21 1998-12-24 Snecma Suspension avant redondante pour turbomachine
FR2755942B1 (fr) 1996-11-21 1998-12-24 Snecma Suspension avant redondante pour turbomachine
FR2755943B1 (fr) 1996-11-21 1998-12-24 Snecma Suspension avant redondante pour turbomachine
FR2759734B1 (fr) * 1997-02-20 1999-04-09 Snecma Turbomachine a systeme de compression optimise
US5921500A (en) 1997-10-08 1999-07-13 General Electric Company Integrated failsafe engine mount
US5927644A (en) 1997-10-08 1999-07-27 General Electric Company Double failsafe engine mount
US6126110A (en) 1997-12-22 2000-10-03 Mcdonnell Douglas Corporation Horizontally opposed trunnion forward engine mount system supported beneath a wing pylon
US6138949A (en) 1998-10-30 2000-10-31 Sikorsky Aircraft Corporation Main rotor pylon support structure
US6189830B1 (en) 1999-02-26 2001-02-20 The Boeing Company Tuned engine mounting system for jet aircraft
GB9927425D0 (en) 1999-11-20 2000-01-19 Rolls Royce Plc A gas turbine engine mounting arrangement
GB2375513B (en) 2001-05-19 2005-03-23 Rolls Royce Plc A mounting arrangement for a gas turbine engine
US6517027B1 (en) 2001-12-03 2003-02-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Flexible/fixed support for engine cowl
US6652222B1 (en) 2002-09-03 2003-11-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan case design with metal foam between Kevlar
GB2394991B (en) 2002-11-06 2006-02-15 Rolls Royce Plc Mounting arrangement
US6899518B2 (en) 2002-12-23 2005-05-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud segment apparatus for reusing cooling air
FR2856656B1 (fr) 2003-06-30 2006-12-01 Snecma Moteurs Suspension arriere de moteur d'avion avec bielles de reprise de poussee et palonnier en forme de boomerang
US6843449B1 (en) 2004-02-09 2005-01-18 General Electric Company Fail-safe aircraft engine mounting system
US7055330B2 (en) 2004-02-25 2006-06-06 United Technologies Corp Apparatus for driving an accessory gearbox in a gas turbine engine
FR2868041B1 (fr) 2004-03-25 2006-05-26 Snecma Moteurs Sa Suspension d'un moteur d'avion
US7134286B2 (en) 2004-08-24 2006-11-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine floating collar arrangement
US7334392B2 (en) * 2004-10-29 2008-02-26 General Electric Company Counter-rotating gas 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
US7500365B2 (en) 2005-05-05 2009-03-10 United Technologies Corporation Accessory gearbox
US8220245B1 (en) 2005-08-03 2012-07-17 Candent Technologies, Inc. Multi spool gas turbine system
FR2894934B1 (fr) 2005-12-15 2009-11-13 Airbus France Attache arriere d'un moteur d'aeronef avec manille en attente et ressort pour un tel axe en attente
RU2315887C2 (ru) * 2005-12-23 2008-01-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Турбореактивный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности
WO2008045052A1 (en) 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Method and device to avoid turbofan instability in a gas turbine engine
US7721549B2 (en) 2007-02-08 2010-05-25 United Technologies Corporation Fan variable area nozzle for a gas turbine engine fan nacelle with cam drive ring actuation system
US7942079B2 (en) 2007-02-16 2011-05-17 Hamilton Sundstrand Corporation Multi-speed gearbox for low spool driven auxiliary component
US8127529B2 (en) * 2007-03-29 2012-03-06 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle and thrust reverser
FR2915176B1 (fr) 2007-04-20 2009-07-10 Airbus France Sa Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'une attache moteur arriere pourvue d'un ecrou a barillet
FR2915175B1 (fr) 2007-04-20 2009-07-17 Airbus France Sa Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'une poutre d'attache moteur arriere deportee du caisson
FR2917712B1 (fr) 2007-06-20 2009-09-25 Airbus France Sas Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'une poutre d'attache moteur arriere formant palonnier.
US7950237B2 (en) * 2007-06-25 2011-05-31 United Technologies Corporation Managing spool bearing load using variable area flow nozzle
US7882691B2 (en) 2007-07-05 2011-02-08 Hamilton Sundstrand Corporation High to low pressure spool summing gearbox for accessory power extraction and electric start
FR2918644B1 (fr) 2007-07-09 2009-10-23 Airbus France Sas Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'un palonnier articule en quatre points.
US8074440B2 (en) 2007-08-23 2011-12-13 United Technologies Corporation Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
FR2920138B1 (fr) 2007-08-24 2010-03-12 Airbus France Dispositif d'accrochage de moteur d'aeronef comportant un dispositif de reprise des efforts de poussee a encombrement reduit
US8128021B2 (en) 2008-06-02 2012-03-06 United Technologies Corporation Engine mount system for a turbofan gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2687861C9 (ru) 2019-08-01
EP2776318A4 (en) 2014-11-26
US20120198815A1 (en) 2012-08-09
CN103958348B (zh) 2019-03-08
JP2014526639A (ja) 2014-10-06
BR112014007288B1 (pt) 2022-05-03
BR112014007288A2 (pt) 2017-04-18
RU2687861C2 (ru) 2019-05-16
EP2776318A1 (en) 2014-09-17
WO2013102191A1 (en) 2013-07-04
CA2849013C (en) 2014-11-18
CN103958348A (zh) 2014-07-30
EP3674220A1 (en) 2020-07-01
US8695920B2 (en) 2014-04-15
RU2747543C1 (ru) 2021-05-06
CA2849013A1 (en) 2013-07-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014131372A (ru) Газотурбинный двигатель с турбиной низкого давления, содержащей небольшое число ступеней
US10041498B2 (en) Three spool geared turbofan with low pressure compressor drive gear system and mechanical controller
JP5121440B2 (ja) コンバーチブルガスタービンエンジン
US8246292B1 (en) Low noise turbine for geared turbofan engine
RU2637159C2 (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления
RU2014130443A (ru) Газотурбинный двигатель с зубчатой передачей
WO2013122687A3 (en) Gas turbine engine bifurcation located fan variable area nozzle
RU2644602C2 (ru) Конструкция редукторного газотурбинного двигателя, обеспечивающая повышенный кпд
CA2879244C (en) Low noise compressor rotor for geared turbofan engine
RU2014134787A (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления
RU2013154766A (ru) Газотурбинный двигатель, содержащий три вращающихся каскада
EP2834493A2 (en) Geared turbofan with three co-rotating turbines
US10330017B2 (en) Three spool geared turbofan with low pressure compressor drive gear system
US10036350B2 (en) Geared turbofan with three turbines all co-rotating
EP3036422A1 (en) High performance convergent divergent nozzle
WO2015130384A3 (en) Fan nacelle inlet flow control
WO2018026408A3 (en) Method and system for a two frame gas turbine engine
WO2014007897A2 (en) Geared turbofan with three turbines with first two co-rotating and third rotating in an opposed direction
RU2014134793A (ru) Газотурбинный двигатель, оснащенный вентиляторным соплом с изменяемой площадью поперечного сечения, приводимым в положение для запуска
RU2013101080A (ru) Пилон газотурбинного двигателя в сборе и система газотурбинного двигателя
US20150176530A1 (en) Ultra high overall pessure ratio gas turbine engine
EP2610462A3 (en) Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine
WO2013141934A3 (en) Gas turbine engine with fan variable area nozzle
EP2607676A3 (en) Dual function cascade integrated variable area fan nozzle and thrust reverser
WO2013158180A3 (en) Variable area fan nozzle fan flutter management system

Legal Events

Date Code Title Description
TK4A Correction to the publication in the bulletin (patent)

Free format text: CORRECTION TO CHAPTER -FG4A- IN JOURNAL 14-2019 FOR INID CODE(S) (72)

TH4A Reissue of patent specification