RU2358130C2 - Носовой обтекатель для турбомашины - Google Patents
Носовой обтекатель для турбомашины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2358130C2 RU2358130C2 RU2005123972A RU2005123972A RU2358130C2 RU 2358130 C2 RU2358130 C2 RU 2358130C2 RU 2005123972 A RU2005123972 A RU 2005123972A RU 2005123972 A RU2005123972 A RU 2005123972A RU 2358130 C2 RU2358130 C2 RU 2358130C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fairing
- shaft
- nose
- air flow
- rotor blades
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/057—Control or regulation
-
- 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
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
-
- 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
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/05—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles
-
- 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
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
-
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/20—Three-dimensional
- F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
- F05D2250/232—Three-dimensional prismatic conical
-
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/50—Inlet or outlet
- F05D2250/51—Inlet
-
- 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
- F05D2260/406—Transmission of power through hydraulic systems
-
- 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
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/60—Control system actuates means
- F05D2270/64—Hydraulic actuators
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T137/00—Fluid handling
- Y10T137/0536—Highspeed fluid intake means [e.g., jet engine intake]
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Носовой обтекатель для турбомашины, такой как, в частности, турбореактивный двигатель, установлен на конце вала, несущего лопасти винта, и служит для управления углом наклона поступающего воздушного потока на основаниях лопастей винта. Носовой обтекатель установлен на упомянутом валу с помощью средств управляемого осевого смещения, тем самым обеспечивая изменение осевого положения обтекателя относительно лопастей винта. Носовой обтекатель является смещаемым по оси между передним положением для обеспечения защиты от засасывания твердых веществ и частиц и задним положением для оптимизирования углов наклона воздушного потока на основаниях лопастей винта. Изобретение позволяет оптимизировать угол наклона потока воздуха на основаниях лопастей винта на различных этапах полета, при этом обеспечивая эффективную защиту от засасывания внутрь льда и твердых объектов или частиц. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к носовому обтекателю для турбомашины, такой как, в частности, турбореактивный двигатель.
На своем входном конце турбореактивный двигатель имеет входное отверстие для воздуха, обеспечивающее воздухом как винт, так и компрессор с лопастями, которые установлены дисках, прикрепленных к валу, который проходит по всей основной части турбореактивного двигателя и который приводится во вращение посредством турбины турбореактивного двигателя.
Носовой обтекатель устанавливают на верхнем по потоку конце вала, так что часть потока воздуха, который проходит внутрь турбореактивного двигателя, отклоняется к лопастям винта, причем поток затем разделяется на основной поток, который проходит через входное отверстие компрессора, и на вторичный поток, который проходит вокруг компрессора и который затем смешивается с основным потоком и/или проходит в охлаждающие контуры для охлаждения компонентов турбореактивного двигателя.
В предшествующем уровне техники, носовой обтекатель устанавливали неподвижно на конце вала, и его форму и размеры подбирали так, чтобы оптимизировать углы наклона потока воздуха к основаниям лопастей винта на заданном этапе полета.
Форму и размеры носового обтекателя также подбирали так, чтобы обеспечить защиту от попадания внутрь двигателя льда и твердых объектов или частиц.
Следовательно, выбранные для носового обтекателя форма и размеры являлись результатом компромисса между этими двумя сравнительно противоречащими ограничениями, и они, следовательно, не в полной мере удовлетворяли любому из этих двух ограничений.
В частности, целью настоящего изобретения является создание простого, недорогого и эффективного решения этой проблемы.
В изобретении используется носовой обтекатель турбомашины, позволяющий оптимизировать угол наклона потока воздуха на основаниях лопастей винта на различных этапах полета, при этом обеспечивая эффективную защиту от засасывания внутрь льда и твердых объектов или частиц.
С этой целью согласно изобретению создан носовой обтекатель для турбомашины, такой как, в частности, турбореактивный двигатель, устанавливаемый на конце вала, несущего лопасти винта, и служащий для управления углом наклона поступающего воздушного потока на основаниях лопастей винта, причем обтекатель установлен на упомянутом валу с помощью средств управляемого осевого смещения, тем самым обеспечивая изменение осевого положения обтекателя относительно лопастей винта.
Осевое смещение носового обтекателя на конце упомянутого вала позволяет изменять и оптимизировать угол наклона воздушного потока на основаниях лопастей винта на разных этапах полета и обеспечивает лучшую защиту от засасывания льда и твердых веществ.
Например, при взлете носовой обтекатель смещается по оси в переднее положение относительно лопастей винта так, чтобы как можно в большей степени отводить лед и твердые вещества в направлении наружу.
В полете носовой обтекатель может быть смещен по оси назад из упомянутого переднего положения в одно или более из задних положений с тем, чтобы установить угол наклона у оснований лопастей винта и оптимизировать указанный угол как функцию, зависящую от условий полета.
В предпочтительном варианте осуществления изобретения обтекатель соединяют с упомянутым валом гидравлическим приводом, имеющим цилиндр, который прикреплен к концу вала, и имеющим поршневой шток, несущий обтекатель.
Управляющие средства для осевого смещения обтекателя расположены на валу и приводятся во вращение вместе с носовым обтекателем и лопастями винта. Указанные управляющие средства соединяют с ротационными средствами подачи гидравлической жидкости, содержащими источник гидравлической жидкости под давлением и средство регулирования для регулирования давления.
Осевое положение носового обтекателя определяют посредством регулирования давления в гидравлическом приводе. Такие средства управления осевым смещением имеют преимущество в простоте изготовления и применения.
Согласно изобретению также создана турбомашина, такая как турбореактивный двигатель, включающая в себя носовой обтекатель описанного выше типа.
Другие преимущества и отличительные признаки настоящего изобретения станут ясны при прочтении нижеприведенного описания неограничивающего примера воплощения настоящего изобретения со ссылкой на прилагаемый чертеж, на котором очень схематично показано осевое сечение половины передней части турбореактивного двигателя, снабженного носовым обтекателем согласно изобретению.
Показанный на чертеже турбореактивный двигатель имеет вал 10, который приводится во вращение вокруг своей оси 12 турбиной, установленной на выходе из камеры сгорания, причем вал 10 центрируют и направляют при вращении подшипниками 14, установленными на участках 16 статора турбореактивного двигателя.
На своем входном конце вал 10 несет множество лопастей 18 винта, имеющих радиально внутренние концы 20, которые закреплены известным способом на периферии имеющего форму усеченного конуса участка вала 10.
Лопасти 18 винта окружены снаружи по существу цилиндрическим каналом 22, который позволяет поступающему потоку воздуха направляться по каналам в турбореактивный двигатель.
Носовой обтекатель 24 установлен на входном конце вала 10 и соединен с имеющим форму усеченного конуса участком вала, несущего лопасти 18 винта, с тем, чтобы отклонять центральный участок 26 поступающего воздушного потока к лопастям 18.
Сразу же за лопастями 18 винта имеется кольцевидное отверстие 28 для подачи воздуха в компрессор, имеющий лопасти, которые расположены на участке 30 вала 10, и которые расположены в цилиндрическом наружном корпусе 32, который взаимодействует с внутренней поверхностью канала 22, образуя кольцевое пространство 34.
Воздух, который проникает в кольцевидное отверстие 28 компрессора, образует основной поток, который сжимается компрессором турбореактивного двигателя, затем смешивается с топливом и сжигается в камере сгорания, покидая которую, он создает энергию для движущихся лопастей турбины, которые приводят вал 10 во вращение. Воздух, который проходит в кольцевое пространство 34, образует вторичный поток для смешивания с основным потоком для того, чтобы охлаждать различные компоненты турбореактивного двигателя, и также может использоваться для увеличения тяги турбореактивного двигателя.
Согласно предшествующему уровню техники носовой обтекатель был неподвижным на конце своего вала, и его форму и размеры подбирали так, чтобы оптимизировать угол наклона воздуха на основаниях лопастей 18 для некоторых заданных этапов полета, причем носовые обтекатели должны также быть способны отклонять наружу твердые вещества и частицы.
Согласно изобретению носовой обтекатель 24 установлен с возможностью его осевого перемещения по оси 12 вала 10 управляющими средствами, расположенными на валу 10 и предназначенными для изменения осевого положения обтекателя 24 относительно лопастей 18 винта.
Таким образом, носовой обтекатель 24 перемещается между задним положением 38, показанным сплошными линиями, которое может быть неподвижным положением, как и в предшествующем уровне техники, или другим положением, дополнительно установленным сзади, и передним положением 40, показанным пунктирными линиями, которое увеличивает внешнее отклонение воздуха и твердых веществ и частиц относительно оси вращения 10. Носовой обтекатель 24 может быть также расположен в заданных промежуточных положениях между передним положением 40 и самым дальним задним положением 38.
В показанном варианте воплощения управляющие средства, предназначенные для управления осевым смещением носового обтекателя 24, содержат гидравлический привод 42, имеющий прикрепленный к валу 10 подходящими средствами 44 цилиндр, который проходит по оси, и поршневой шток 46, проходящий по оси ко входу и соединенный с носовым обтекателем 24 для того, чтобы смещать его по оси.
Гидравлический привод 42 содержит как входную камеру 48, так и выходную камеру 50 для размещения гидравлической жидкости, причем указанные камеры разделены предотвращающим утечку способом с помощью поршня 52 привода, и в них подают гидравлическую жидкость через каналы 54, соединенные с ротационными соединениями 56, которые установлены на валу 10 и которые сами подключены для питания к контуру 58 сжатой гидравлической жидкости, включающему в себя регулирующие средства 60 для регулирования давления, причем регулирующие средства 60 и контур 58 располагаются на статоре турбореактивного двигателя.
Устройство согласно изобретению работает следующим образом. При взлете, из источника 58 в камеру 50 привода 42 подается гидравлическая жидкость, так что поршень 52 смещается выше по потоку вместе с носовым обтекателем 24, перемещаемым поршневым штоком 46, пока он не достигнет переднего положения 40, в котором твердые вещества и частицы отклоняются наружу как можно дальше относительно оси вращения 12. При полете, давление в камерах 48, 50 привода 42 корректируется так, что поршень 52 перемещает носовой обтекатель в заднее положение 38 или в промежуточное положение между упомянутым передним положением 40 и задним положением 38 с тем, чтобы оптимизировать угол наклона потока воздуха на основаниях лопастей 18 винта для конкретного этапа полета.
Claims (6)
1. Носовой обтекатель для турбомашины, такой, как, в частности, турбореактивный двигатель, устанавливаемый на конце вала, несущего лопасти винта, и служащий для управления углом наклона поступающего воздушного потока на основаниях лопастей винта, причем обтекатель установлен на упомянутом валу с помощью средств управляемого осевого смещения, тем самым обеспечивая изменение осевого положения обтекателя относительно лопастей винта.
2. Обтекатель по п.1, который является смещаемым по оси между передним положением для обеспечения защиты от засасывания твердых веществ и частиц и задним положением для оптимизирования углов наклона воздушного потока на основаниях лопастей винта.
3. Обтекатель по п.1, который соединен с упомянутым валом с помощью гидравлического привода, имеющего цилиндр, прикрепленный к концу вала и имеющий поршневой шток, несущий обтекатель.
4. Обтекатель по п.3, в котором гидравлический привод соединен с ротационными средствами подачи гидравлической текучей среды.
5. Обтекатель по п.4, в котором средства подачи гидравлической текучей среды содержат источник гидравлической текучей среды под давлением и регулирующие средства для регулирования давления.
6. Турбомашина, такая, как турбореактивный двигатель, включающая в себя носовой обтекатель по п.1.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0408338 | 2004-07-28 | ||
FR0408338A FR2873751B1 (fr) | 2004-07-28 | 2004-07-28 | Cone d'entree d'une turbomachine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2005123972A RU2005123972A (ru) | 2007-02-10 |
RU2358130C2 true RU2358130C2 (ru) | 2009-06-10 |
Family
ID=34947981
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2005123972A RU2358130C2 (ru) | 2004-07-28 | 2005-07-27 | Носовой обтекатель для турбомашины |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7419364B2 (ru) |
EP (1) | EP1621744B1 (ru) |
JP (1) | JP2006037955A (ru) |
CN (1) | CN1755080B (ru) |
CA (1) | CA2513783C (ru) |
DE (1) | DE602005005903T2 (ru) |
FR (1) | FR2873751B1 (ru) |
RU (1) | RU2358130C2 (ru) |
Families Citing this family (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102006044968A1 (de) * | 2006-09-23 | 2008-04-03 | Mtu Aero Engines Gmbh | Eintrittskonus für ein Strahltriebwerk |
FR2943726B1 (fr) * | 2009-03-31 | 2014-04-25 | Snecma | Capot d'entree tournant pour turbomachine, comprenant une extremite avant excentree |
US9115593B2 (en) | 2012-04-02 | 2015-08-25 | United Technologies Corporation | Turbomachine thermal management |
US9127566B2 (en) | 2012-04-02 | 2015-09-08 | United Technologies Corporation | Turbomachine thermal management |
US9062566B2 (en) | 2012-04-02 | 2015-06-23 | United Technologies Corporation | Turbomachine thermal management |
EP2964924B1 (en) * | 2013-03-04 | 2019-05-15 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine inlet |
US9481448B2 (en) | 2013-03-11 | 2016-11-01 | Rolls-Royce Corporation | Aerodynamic fairings secondarily attached to nosecone |
CN104167209B (zh) * | 2014-08-06 | 2017-06-13 | 华为软件技术有限公司 | 一种音频失真的检测方法及装置 |
US10054059B2 (en) * | 2014-09-15 | 2018-08-21 | United Technologies Corporation | Nacelle and compressor inlet arrangements |
GB2552503A (en) * | 2016-07-26 | 2018-01-31 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine |
DE102016118783A1 (de) | 2016-10-04 | 2018-04-05 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Turbofan-Triebwerk für ein ziviles Überschallflugzeug |
KR101864129B1 (ko) * | 2016-10-21 | 2018-06-04 | 국방과학연구소 | 초음속 항공기 흡입구의 노즈콘 제어 장치 및 제어 방법 |
CN110594170B (zh) * | 2019-08-30 | 2021-11-12 | 广州市昊志机电股份有限公司 | 离心式压缩机和氢燃料电池系统 |
EP4067236A1 (fr) * | 2021-03-29 | 2022-10-05 | Airbus Operations (S.A.S.) | Systeme de propulsion electrique d'un aeronef |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1144060B (de) * | 1960-08-04 | 1963-02-21 | Daimler Benz Ag | Verbundtriebwerk fuer Flugzeuge |
US3196598A (en) * | 1962-10-31 | 1965-07-27 | Walter T Olson | Inlet deflector for jet engines |
US3495605A (en) * | 1965-09-29 | 1970-02-17 | Boeing Co | Annular internal compression supersonic air inlet |
GB1427339A (en) * | 1972-11-15 | 1976-03-10 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
DE3935313C1 (ru) * | 1989-10-24 | 1991-06-06 | Mtu Muenchen Gmbh | |
BR9702572A (pt) * | 1997-07-04 | 1999-01-19 | Tinoco Soares Eduardo Alves | Aperfeiçoamento introduzido em elemento de proteção contra a ingestão de aves por turbinas de aeronaves |
-
2004
- 2004-07-28 FR FR0408338A patent/FR2873751B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2005
- 2005-07-20 EP EP20050291561 patent/EP1621744B1/fr active Active
- 2005-07-20 DE DE200560005903 patent/DE602005005903T2/de active Active
- 2005-07-22 JP JP2005212197A patent/JP2006037955A/ja active Pending
- 2005-07-26 US US11/188,737 patent/US7419364B2/en active Active
- 2005-07-26 CA CA2513783A patent/CA2513783C/fr active Active
- 2005-07-27 RU RU2005123972A patent/RU2358130C2/ru active
- 2005-07-28 CN CN200510087595XA patent/CN1755080B/zh active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE602005005903D1 (de) | 2008-05-21 |
FR2873751B1 (fr) | 2006-09-29 |
CN1755080A (zh) | 2006-04-05 |
EP1621744B1 (fr) | 2008-04-09 |
DE602005005903T2 (de) | 2009-06-04 |
FR2873751A1 (fr) | 2006-02-03 |
CN1755080B (zh) | 2010-05-12 |
US7419364B2 (en) | 2008-09-02 |
RU2005123972A (ru) | 2007-02-10 |
CA2513783C (fr) | 2013-07-09 |
JP2006037955A (ja) | 2006-02-09 |
CA2513783A1 (fr) | 2006-01-28 |
US20060056977A1 (en) | 2006-03-16 |
EP1621744A1 (fr) | 2006-02-01 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2358130C2 (ru) | Носовой обтекатель для турбомашины | |
US11981419B2 (en) | Method and system for integrated pitch control mechanism actuator hydraulic fluid transfer | |
CA2519823C (en) | Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine | |
JP5514354B2 (ja) | 流量調節ファンを備えたタービンエンジンとその動作方法 | |
CA2520471C (en) | Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine | |
EP2333237B1 (en) | Multistage bladed tip fan | |
EP3018288B1 (en) | High pressure compressor rotor thermal conditioning using discharge pressure air and a corresponding method | |
JP6194413B2 (ja) | ジェットエンジン用の2次ノズル | |
US20110120083A1 (en) | Gas turbine engine with outer fans | |
CA2959993A1 (en) | Axi-centrifugal compressor with variable outlet guide vanes | |
EP3153661A1 (en) | Method and system for modulated turbine cooling | |
JP2017095082A (ja) | プロペラピッチを制御するためのシステム及び方法 | |
US20090148273A1 (en) | Compressor inlet guide vane for tip turbine engine and corresponding control method | |
US11619170B1 (en) | Gas turbine engine with radial turbine having modulated fuel cooled cooling air |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |