RU2296887C2 - Двухконтурный турбореактивный двигатель - Google Patents
Двухконтурный турбореактивный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2296887C2 RU2296887C2 RU2002129118/06A RU2002129118A RU2296887C2 RU 2296887 C2 RU2296887 C2 RU 2296887C2 RU 2002129118/06 A RU2002129118/06 A RU 2002129118/06A RU 2002129118 A RU2002129118 A RU 2002129118A RU 2296887 C2 RU2296887 C2 RU 2296887C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pressure compressor
- circuit
- air
- low
- brackets
- Prior art date
Links
Classifications
-
- 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
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
- F01D17/10—Final actuators
- F01D17/105—Final actuators by passing part of the fluid
-
- 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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
- F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
- F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
-
- 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
Abstract
Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит между первичным контуром и вторичным контуром промежуточный каркасный картер, расположенный в осевом направлении между компрессором низкого давления и компрессором высокого давления, и разгрузочные средства, обеспечивающие отвод части потока воздуха, создаваемого компрессором низкого давления. к вторичному контуру. Промежуточный картер содержит по периферии множество кронштейнов с площадками, ограничивающими вторичный контур изнутри. Разгрузочные средства содержат средства забора воздуха в первичном контуре, расположенные на входе промежуточного картера, и средства удаления отбираемого воздуха во вторичный контур за кронштейнами. Указанные средства содержат каналы, выполненные вокруг промежуточного картера под площадками. Изобретение направлено на упрощение конструкции промежуточного картера. 1 ил.
Description
Настоящее изобретение касается авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей.
В частности, оно касается двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего между первичным контуром и вторичным контуром промежуточный каркасный картер, расположенный в осевом направлении между компрессором низкого давления и компрессором высокого давления, и разгрузочные средства, обеспечивающие отвод части газового потока, создаваемого компрессором низкого давления, к вторичному контуру, при этом указанный промежуточный картер содержит по периферии множество кронштейнов с площадками, ограничивающими вторичный контур с наружной стороны.
Промежуточный картер содержит также в своей радиально внутренней части множество радиальных стоек, соединяющих круговые стенки, ограничивающие первичный контур с наружной и внутренней сторон. Эти радиальные стойки обеспечивают передачу на кронштейны через радиально внешнюю часть промежуточного картера усилий, которыми действуют на опорные подшипники вентилятор и компрессор низкого давления, при этом опорные подшипники установлены на кольцах, жестко закрепленных на внутренней круговой стенке промежуточного картера.
Кроме того, промежуточный картер содержит, как правило, устройство для привода агрегатов турбореактивного двигателя.
Промежуточный картер должен обладать большой механической прочностью, оставаясь при этом легким, в частности, в случае турбореактивного двигателя. Промежуточный картер обычно выполняют в виде единой детали путем литья или сварочного соединения.
В двухконтурном турбореактивном двигателе с высокой степенью разжижения в первичном контуре сверху вниз по направлению движения газов устанавливают компрессор низкого давления, а за ним - компрессор высокого давления, который нагнетает сжатый воздух в камеру сгорания, где воздух смешивается с находящимся под давлением топливом, при сгорании которого на выходе камеры образуется энергия, поступающая на турбину высокого давления, вращающую компрессор высокого давления, затем на турбину низкого давления, вращающую вентилятор и компрессор низкого давления. На выходе турбин газы создают остаточную тягу, складывающуюся с тягой, создаваемой газами, циркулирующими во вторичном контуре, при этом обе эти тяги обеспечивают полет летательного аппарата.
В определенных условиях полета, например, при частичной нагрузке во время фазы снижения летательного аппарата количество воздуха, нагнетаемого компрессором низкого давления, может быть слишком большим для нормальной работы двигателя, поэтому возникает необходимость отводить часть этого воздуха к вторичному контуру для предотвращения явления, называемого помпажем и вызываемого срывом струй текучей среды вдоль лопаток, что является причиной неустойчивости потока.
Кроме того, при пересечении летательным аппаратом обширной зоны облачности некоторое количество воды в виде дождя или града может попасть в компрессоры. Если двигатель работает в режиме полного газа, вода испаряется и находится в состоянии достаточно горячего и распыленного пара, чтобы избежать прекращения горения в камере, в которую в этом режиме подается большое количество топлива. Если же летательный аппарат снижается или заходит на посадку, двигатель работает в режиме малого газа, степень сжатия компрессоров является относительно низкой, и вода в жидком или твердом состоянии может попасть в камеру сгорания и загасить горение одной и даже всех форсунок, поскольку топливо подается в относительно небольшом количестве. Это может привести к тяжелым последствиям.
Поэтому разгрузочные устройства турбореактивных двигателей, как правило, оборудованы подвижными ковшеобразными ловушками, приводимыми в движение сложными узлами управления и перемещающимися в первичный контур в кольцевом пространстве, отделяющем компрессор низкого давления от компрессора высокого давления. Поскольку это кольцевое пространство в осевом направлении имеет С-образную форму, то водяные частицы, которые благодаря своей удельной массе циркулируют вдоль наружной стенки первичного контура, попадают в ловушки и удаляются во вторичный контур.
В документе GB 2259328 описано разгрузочное устройство, в котором ловушки приводятся в действие синхронизирующим устройством, расположенным в промежуточном картере, направляя захваченный воздух и частицы к неподвижным трубам, отводящим их во вторичный контур за кронштейны двигателя.
Согласно патенту ЕР 0407297 во внутренней и наружной стенках межконтурного картера предусмотрены створки, приводимые в движение синхронно и открывающиеся во внешнюю сторону.
Согласно патенту ЕР 0374004 в наружной стенке первичного контура также предусмотрены створки, соединенные с улавливающим устройством.
Во всех этих разгрузочных устройствах узлы управления ловушками и створками расположены в промежуточном картере и работают синхронно. Эти узлы управления, содержащие регулирующее кольцо, серьги, гидравлические силовые цилиндры и тросы для приведения в действие шарнирно установленных створок или ловушек, являются относительно сложными и, кроме того, труднодоступными при проведении неизбежных операций по техническому осмотру и обслуживанию.
Установка этих ловушек или створок и узлов управления на промежуточном картере требует наличия на нем средств для крепления шарниров этих устройств, что значительно усложняет конструкцию промежуточного картера и затрудняет его изготовление.
Задачей настоящего изобретения является упрощение конструкции промежуточного картера.
Согласно изобретению эта задача решается благодаря тому, что разгрузочные средства содержат средства забора воздуха в первичном контуре, расположенные на входе промежуточного картера, и средства удаления отбираемого воздуха во вторичный контур за кронштейнами, при этом указанные средства содержат каналы, выполненные вокруг промежуточного картера под площадками.
Таким образом, промежуточный картер в соответствии с настоящим изобретением не содержит ни средств для крепления механических элементов разгрузочного устройства, ни отверстий в боковых стенках для установки трубок, тем не менее, благодаря изобретению обеспечивается удаление отбираемого воздуха за кронштейны, что позволяет избежать аэродинамических возмущений у стоек кронштейнов и ухудшения характеристик двигателя.
Таким образом, настоящим изобретением достигается упрощение конструкции промежуточного картера и снижение его стоимости, а также повышение эффективности передачи усилий, так как через боковые стенки промежуточного картера не проходят трубки, при этом его масса не увеличивается.
Другие преимущества и отличительные признаки настоящего изобретения будут очевидны из нижеследующего описания, приведенного в качестве примера, со ссылками на прилагаемый чертеж, который представлен единственной фигурой, на которой показаны в продольном разрезе промежуточный картер и передняя часть первичного контура с разгрузочным устройством двухконтурного турбореактивного двигателя в соответствии с настоящим изобретением.
Представленный на чертеже двухконтурный турбореактивный двигатель 1 с осью Х содержит в своей передней части не показанный на чертеже вентилятор, подающий воздух в первичный кольцевой воздушный контур 2 и во вторичный кольцевой воздушный контур 3, отделенные друг от друга межконтурным картером 4.
В первичном контуре 2 сверху вниз по направлению потока установлены последовательно компрессор низкого давления 5, кольцевой канал 6 S-образной формы и статор 10 компрессора высокого давления 7.
Межконтурный картер 4 содержит сверху вниз по потоку разделитель потока 8, внутренняя стенка которого образует статор компрессора низкого давления 5, каркасный промежуточный картер 9, содержащий в своей радиально внутренней зоне S-образный кольцевой канал 6 и статор 10 компрессора высокого давления 7.
Вторичный контур 3 изнутри ограничен наружной стенкой 11 разделителя 8, внутренними площадками 12 кронштейнов 13 двигателя, пересекающих вторичный контур 3, и кожухов 14, закрывающих статор 10 компрессора высокого давления 7.
Внутри кольцевого канала 6 промежуточный картер 9 содержит множество радиальных стоек 15, передающих усилия от вентилятора на кронштейны 13 через кольцевую часть 9а промежуточного картера 9, окружающего кольцевой канал 6.
Согласно изобретению разделитель 8 содержит в своей внутренней области рядом с промежуточным картером 9 и за последним рядом неподвижных лопаток 5' компрессора низкого давления 5 кольцевой коллектор 16, сообщающийся с первичным контуром через множество отверстий 17 или перфорацию во внутренней стенке разделителя 8.
Этот коллектор 16 может сообщаться с множеством средств удаления отобранного воздуха, выполненных в виде радиальных каналов 18, выполненных в разделителе 8, через регулировочное кольцо 19, вращаемое приводным рычагом 20, шарнирно установленным на оси 21, выполненной с возможностью поворота, например, от штока силового цилиндра. Коллектор 16 и регулировочное кольцо 19 формируют средства 16, 19 отбора воздуха. Возвратно-поступательное перемещение штока силового цилиндра заставляет регулировочное кольцо 19 поворачиваться вокруг оси Х в двух направлениях между двумя крайними положениями.
Регулировочное кольцо содержит множество отверстий, которые в крайнем положении регулировочного кольца 19 находятся напротив входных отверстий радиальных каналов 18, а в другом крайнем положении регулировочного кольца 19 перекрываются кольцевой внутренней стенкой разделителя 8, соединяющей между собой входные отверстия радиальных каналов 18. Эти радиальные каналы 18 на самом деле выгнуты в сторону выхода потока и содержат выходные отверстия 22 под внутренними площадками 12 кронштейнов 13. Отбираемый из первичного контура 2 воздух, напор которого регулируется регулировочным кольцом 19, удаляется через каналы 18.
Как видно из чертежа, периферийная стенка 23 промежуточного картера расположена на некотором расстоянии от внутренних площадок 12. Радиальные фланцы 24 и 25, определяющие переднюю и заднюю стороны радиально наружной части промежуточного картера 9, содержат проушины 24а, 25а, расположенные радиально снаружи от периферийной стенки 23 и предназначенные для болтового соединения радиальных частей 26, 27, выполненных на кронштейнах 13 и направленных радиально вовнутрь под площадками 12.
Выходные отверстия 22 каналов 18 расположены под площадками 12 между двумя смежными узлами лапок и проушин 24а, 26.
Каналы 28 выполнены под площадками 12 вокруг промежуточного картера 9 в виде осевых трубок 28, закрепленных под площадками 12 или на периферии промежуточного картера 9 напротив выходных отверстий 22 каналов 18, обеспечивая непрерывность отводных каналов для удаления отбираемого воздуха.
Эти осевые трубки 28 тоже выходят за промежуточным картером 9 между двумя смежными узлами лапок и проушин 25а, 27 напротив каналов 29, выполненных под кожухом 14, окружающим статор 10 компрессора высокого давления, и заканчивающихся отверстиями 30 за кронштейнами 13 во вторичном контуре 3.
Claims (1)
- Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий между первичным контуром (2) и вторичным контуром (3) промежуточный каркасный картер (9), расположенный в осевом направлении между компрессором низкого давления (5) и компрессором высокого давления (7), и разгрузочные средства, обеспечивающие отвод части потока воздуха, создаваемого компрессором низкого давления (5), к вторичному контуру (3), при этом промежуточный картер (9) содержит по периферии множество кронштейнов (13) с площадками, ограничивающими вторичный контур (3) изнутри, отличающийся тем, что разгрузочные средства содержат средства (16, 19) забора воздуха в первичном контуре (2), расположенные на входе промежуточного картера (9), и средства удаления отбираемого воздуха во вторичный контур за кронштейнами, при этом указанные средства содержат каналы (28), выполненные вокруг промежуточного картера (9) под площадками (12).
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0114097 | 2001-10-31 | ||
FR0114097A FR2831608B1 (fr) | 2001-10-31 | 2001-10-31 | Dispositif de decharge dans un turbo reacteur a double flux |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2002129118A RU2002129118A (ru) | 2004-05-10 |
RU2296887C2 true RU2296887C2 (ru) | 2007-04-10 |
Family
ID=8868930
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002129118/06A RU2296887C2 (ru) | 2001-10-31 | 2002-10-30 | Двухконтурный турбореактивный двигатель |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6938407B2 (ru) |
EP (1) | EP1308601B1 (ru) |
JP (1) | JP4057891B2 (ru) |
CA (1) | CA2409579C (ru) |
DE (1) | DE60200420T2 (ru) |
FR (1) | FR2831608B1 (ru) |
RU (1) | RU2296887C2 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2494287C2 (ru) * | 2008-05-29 | 2013-09-27 | Снекма | Воздушный коллектор в газотурбинном двигателе |
RU2555939C2 (ru) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Турбореактивный двигатель |
RU2795138C1 (ru) * | 2019-08-29 | 2023-04-28 | Мицубиси Пауэр, Лтд. | Компрессор и газовая турбина |
Families Citing this family (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6766639B2 (en) * | 2002-09-30 | 2004-07-27 | United Technologies Corporation | Acoustic-structural LPC splitter |
US7249929B2 (en) * | 2003-11-13 | 2007-07-31 | United Technologies Corporation | Bleed housing |
US7025563B2 (en) * | 2003-12-19 | 2006-04-11 | United Technologies Corporation | Stator vane assembly for a gas turbine engine |
US7762084B2 (en) * | 2004-11-12 | 2010-07-27 | Rolls-Royce Canada, Ltd. | System and method for controlling the working line position in a gas turbine engine compressor |
US7624581B2 (en) * | 2005-12-21 | 2009-12-01 | General Electric Company | Compact booster bleed turbofan |
FR2902142B1 (fr) * | 2006-06-09 | 2008-09-05 | Snecma Sa | Systeme de decharge d'un compresseur a basse pression de turbomachine |
FR2911923B1 (fr) * | 2007-01-25 | 2011-07-08 | Snecma | Redresseur acoustique pour carter de soufflante de turboreacteur |
FR2912466A1 (fr) * | 2007-02-12 | 2008-08-15 | Snecma Sa | Dispositif de decharge pour un turboreacteur,et turboreacteur le comportant |
FR2914008B1 (fr) * | 2007-03-21 | 2009-10-09 | Snecma Sa | Ensemble rotatif d'une soufflante de turbomachine |
US8167551B2 (en) * | 2009-03-26 | 2012-05-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with 2.5 bleed duct core case section |
DE102012007130A1 (de) * | 2012-04-10 | 2013-10-10 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fluggasturbine mit einem Entlastungskanal in einem Leitschaufelfußelement eines Nebenstromkanals |
US20130343883A1 (en) * | 2012-06-20 | 2013-12-26 | Ryan Edward LeBlanc | Two-piece duct assembly |
US20150275757A1 (en) * | 2012-09-26 | 2015-10-01 | United Technologies Corporation | Bleed duct for laminar fan duct flow |
DE102013202786B4 (de) | 2013-02-20 | 2015-04-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Vorrichtung zum Abblasen von Verdichterluft in einem Turbofantriebwerk |
US9657647B2 (en) | 2013-10-15 | 2017-05-23 | The Boeing Company | Methods and apparatus to adjust bleed ports on an aircraft engine |
US10683809B2 (en) | 2016-05-10 | 2020-06-16 | General Electric Company | Impeller-mounted vortex spoiler |
BE1026455B1 (fr) * | 2018-07-09 | 2020-02-03 | Safran Aero Boosters Sa | Compresseur de turbomachine |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4086761A (en) * | 1976-04-26 | 1978-05-02 | The Boeing Company | Stator bypass system for turbofan engine |
FR2640685B1 (fr) | 1988-12-15 | 1991-02-08 | Snecma | Vanne de decharge de compresseur de turboreacteur |
FR2649445B1 (fr) | 1989-07-05 | 1991-10-04 | Snecma | Dispositif de decharge pour moteur de turbine a gaz a double flux |
US5123240A (en) * | 1990-03-19 | 1992-06-23 | General Electric Co. | Method and apparatus for ejecting foreign matter from the primary flow path of a gas turbine engine |
GB2259328B (en) * | 1991-09-03 | 1995-07-19 | Gen Electric | Gas turbine engine variable bleed pivotal flow splitter |
FR2682995B1 (fr) * | 1991-10-23 | 1993-12-17 | Snecma | Dispositif de commande de l'ouverture et de la fermeture des vannes de decharge d'un turboreacteur. |
US5269135A (en) * | 1991-10-28 | 1993-12-14 | General Electric Company | Gas turbine engine fan cooled heat exchanger |
US5261228A (en) * | 1992-06-25 | 1993-11-16 | General Electric Company | Apparatus for bleeding air |
US6048171A (en) * | 1997-09-09 | 2000-04-11 | United Technologies Corporation | Bleed valve system |
FR2823532B1 (fr) * | 2001-04-12 | 2003-07-18 | Snecma Moteurs | Systeme de decharge pour turboreacteur ou turbopropulseur a commande simplifiee |
-
2001
- 2001-10-31 FR FR0114097A patent/FR2831608B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2002
- 2002-10-24 DE DE60200420T patent/DE60200420T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-10-24 EP EP02292632A patent/EP1308601B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2002-10-30 CA CA2409579A patent/CA2409579C/fr not_active Expired - Lifetime
- 2002-10-30 RU RU2002129118/06A patent/RU2296887C2/ru active
- 2002-10-30 JP JP2002315790A patent/JP4057891B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 2002-10-31 US US10/284,181 patent/US6938407B2/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2494287C2 (ru) * | 2008-05-29 | 2013-09-27 | Снекма | Воздушный коллектор в газотурбинном двигателе |
RU2555939C2 (ru) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Турбореактивный двигатель |
RU2795138C1 (ru) * | 2019-08-29 | 2023-04-28 | Мицубиси Пауэр, Лтд. | Компрессор и газовая турбина |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1308601A1 (fr) | 2003-05-07 |
JP2003148164A (ja) | 2003-05-21 |
US20030079465A1 (en) | 2003-05-01 |
CA2409579C (fr) | 2010-01-26 |
EP1308601B1 (fr) | 2004-04-28 |
DE60200420D1 (de) | 2004-06-03 |
FR2831608B1 (fr) | 2004-01-02 |
CA2409579A1 (fr) | 2003-04-30 |
DE60200420T2 (de) | 2005-05-19 |
FR2831608A1 (fr) | 2003-05-02 |
JP4057891B2 (ja) | 2008-03-05 |
US6938407B2 (en) | 2005-09-06 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2296887C2 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
RU2222708C2 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель со средствами отведения избыточного количества воздуха с упрощенным управлением | |
RU2433312C2 (ru) | Турбовентиляторный двигатель с компактной системой отбора воздуха от дожимного компрессора | |
RU2295046C2 (ru) | Узел авиационного газотурбинного двигателя | |
RU2687861C9 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
US8596965B2 (en) | Gas turbine engine compressor case mounting arrangement | |
RU2435058C2 (ru) | Система разгрузки компрессора низкого давления газотурбинного двигателя | |
US20080073460A1 (en) | Aeroengine mount | |
US20070125066A1 (en) | Turbofan engine assembly and method of assembling same | |
CA2879403C (en) | Engine duct and aircraft engine | |
EP2333237A2 (en) | Multistage bladed tip fan | |
CN101025117A (zh) | 有围带的涡轮风扇发动机排气管 | |
US20110162369A1 (en) | Gas Turbine, Exhaust Diffuser, and Method of Modifying Gas Turbine Plant | |
US9677424B2 (en) | Gas turbine engine | |
EP3597875A1 (en) | Debris separator for a gas turbine engine | |
EP1856398B1 (en) | A bleed structure for a bleed passage in a gas turbine engine | |
RU2467194C2 (ru) | Разгрузочное устройство для турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, содержащий такое устройство | |
EP2336522A2 (en) | Intermediate fan stage | |
EP2679785B1 (en) | Gas turbine | |
US20180128206A1 (en) | Gas turbine engine | |
CN111140291A (zh) | 致动器 | |
EP3650675B1 (en) | Internal heat exchanger system to cool gas turbine engine components | |
US20220186664A1 (en) | Heat exchanger for an aircraft | |
GB2589108A (en) | Gas turbine engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
PD4A | Correction of name of patent owner |