RU2435057C2 - Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты) - Google Patents
Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2435057C2 RU2435057C2 RU2006134493/06A RU2006134493A RU2435057C2 RU 2435057 C2 RU2435057 C2 RU 2435057C2 RU 2006134493/06 A RU2006134493/06 A RU 2006134493/06A RU 2006134493 A RU2006134493 A RU 2006134493A RU 2435057 C2 RU2435057 C2 RU 2435057C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fan
- main circuit
- engine
- guide vanes
- section
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
- F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines
-
- 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
- F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
- F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
- F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
- F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
-
- 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
- F02C7/057—Control or regulation
-
- 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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
-
- 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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/80—Application in supersonic vehicles excluding hypersonic vehicles or ram, scram or rocket propulsion
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Турбовентиляторный газотурбинный двигатель содержит секцию переднего вентилятора, включающую в себя, по меньшей мере, один ряд отстоящих по периферии передних в продольном направлении лопаток ротора вентилятора, двигатель основного контура, расположенный сзади и ниже по потоку секции переднего вентилятора, обводной канал вентиляторов и выхлопной канал. Двигатель основного контура включает в себя последовательно расположенные ниже по потоку ведомый вентилятор, компрессор, камеру сгорания и турбину высокого давления, соединенную с возможностью привода с компрессором посредством вала двигателя основного контура. Обводной канал вентиляторов расположен ниже по потоку секции переднего вентилятора и находится радиально снаружи двигателя основного контура. Радиально внешний вход обводного канала вентиляторов расположен в продольном направлении между секцией переднего вентилятора и ведомым вентилятором основного контура. Выхлопной канал расположен по потоку ниже двигателя основного контура и сообщается с ним по текучей среде. Выход обводного канала вентиляторов расположен в продольном направлении сзади и ниже по потоку от радиально внешнего входа. Секция переднего вентилятора имеет единственную ступень регулируемых вентиляторных направляющих лопаток. Вентиляторные направляющие лопатки являются регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками и расположены ниже по потоку передних лопаток ротора вентилятора и вблизи них. Изобретение направлено на расширение диапазонов работы двигателя без запирания потока, а также на уменьшение массы и фронтальной поверхности на входе вентиля�
Description
Это изобретение относится к турбовентиляторным газотурбинным двигателям и, в частности, к двигателям, имеющим направляющие лопатки в секции переднего вентилятора двигателя.
Турбовентиляторные газотурбинные двигатели с многочисленными обводными каналами, выполненные с возможностью реализации изменяемых циклов, рассчитаны на повышенную скорость и мощность. Одним конкретным приложением являются летательные аппараты типа воздушных судов для операций запуска в космос. Такие газотурбинные двигатели предназначены для ускорения летательного аппарата до больших крейсерских чисел Маха (М 4+), при которых вступают в свои права силовые установки сверхзвуковых самолетов. Весьма желательно иметь газотурбинный двигатель, который удовлетворяет широкому диапазону рабочих условий для такого использования. Вентилятор должен работать при высокой степени сжатия в вентиляторе при взлете и работать в режиме авторотации при больших крейсерских числах Маха.
Из патента США №3867813 известна конструкция турбореактивного двигателя, особенно подходящая для использования при вертикальном взлете или при взлете и посадке с короткой взлетной полосой в самолетах, в которых используются устройства отклонения реактивной струи. Турбореактивный двигатель содержит конструкцию для подачи части струи воздуха, подаваемого компрессором, к одному или нескольким отражателям струи для способствования взлету и набору высоты.
В патенте США №5806303 раскрыт газотурбинный двигатель с множеством обводных каналов, имеющий сопла с регулируемой областью выпуска, в которых площадь А8 сечения сопла и площадь А9 расширения сопла (площадь выходного сечения сопла) изменяются механически.
В публикации GB 1313841 раскрыт газотурбинный тяговый двигатель, обеспечивающий эффект изменения относительного количества воздуха, выпускаемого компрессором в обводной канал, то есть эффективную степень двухконтурности двигателя. Воздушное судно, оборудованное таким двигателем, должно иметь высокую степень двухконтурности двигателя при полете на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях и низкую степень двухконтурности двигателя при взлете и ускорении до сверхзвуковой скорости.
Желательно уменьшить фронтальную площадь двигателя, уменьшить массу двигателя и минимизировать или исключить прерывание воздушного потока, идущего в вентилятор. Вентилятор должен работать при высокой степени сжатия в вентиляторе при взлете. Именно в этих условиях ротор вентилятора и выходные направляющие лопатки (ВНЛ) оказываются в наиболее тяжелом режиме аэродинамической нагрузки. Двигатель и секция вентилятора должны работать в этих условиях, причем работать эффективно, чтобы обеспечить возможность пропускания требуемого воздушного потока через ступень вентилятора в камеру скоростного напора для создания требуемой тяги. Чтобы обеспечить соответствие рабочим условиям взлета, при конструировании ВНЛ вентилятора следует рассчитывать их на большую прочность и большую нагрузку, поскольку вентилятор должен работать в режиме авторотации при больших крейсерских числах Маха. Эти два требования находятся в конфликте с конструкциями ВНЛ вентиляторов. Такой подход приводит к получению конструкции ВНЛ, которая при больших крейсерских числах Маха вызывает запирание потока, идущего к работающим лопаткам, что ограничивает объем притока в камеру скоростного напора и тем самым уменьшает величину тяги, которую можно получить.
Таким образом, весьма желательно иметь газотурбинный двигатель, который может работать от момента взлета до момента наступления условий, соответствующих большим числам Маха, в том числе - в режиме скоростного напора, без запирания потока, идущего к ВНЛ, и способен вызывать авторотацию вентилятора в режиме скоростного напора и, кроме того, минимизировать массу, фронтальную поверхность на входе вентилятора и прерывание воздушного потока на входе вентилятора.
Согласно первому объекту настоящего изобретения создан турбовентиляторный газотурбинный двигатель, содержащий секцию переднего вентилятора, включающую в себя, по меньшей мере, один ряд отстоящих по периферии передних в продольном направлении лопаток ротора вентилятора; двигатель основного контура, расположенный сзади и ниже по потоку секции переднего вентилятора и включающий в себя последовательно расположенные ниже по потоку ведомый вентилятор основного контура, компрессор основного контура, камеру сгорания основного контура и турбину высокого давления, соединенную с возможностью привода с компрессором основного контура посредством вала двигателя основного контура; обводной канал вентиляторов, расположенный ниже по потоку секции переднего вентилятора и находящийся радиально снаружи двигателя основного контура; радиально внешний вход обводного канала вентиляторов, расположенный в продольном направлении между секцией переднего вентилятора и ведомым вентилятором основного контура; выхлопной канал, расположенный по потоку ниже двигателя основного контура и сообщающийся с ним по текучей среде; и выход обводного канала вентиляторов из обводного канала вентиляторов в выхлопной канал по потоку ниже двигателя основного контура; при этом секция переднего вентилятора имеет единственную ступень регулируемых вентиляторных направляющих лопаток, и вентиляторные направляющие лопатки являются регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками, расположенными ниже по потоку передних лопаток ротора вентилятора и вблизи них.
Предпочтительно, двигатель дополнительно содержит турбину низкого давления, расположенную сзади и ниже по потоку двигателя основного контура и соединенную с возможностью привода с передними лопатками ротора вентилятора посредством вала низкого давления, выхлопное сопло, расположенное на нижнем по потоку конце выхлопного канала, и форсажную камеру, расположенную в выхлопном канале между турбиной низкого давления и выхлопным соплом.
Предпочтительно, двигатель дополнительно содержит проточный канал двигателя, переходную секцию проточного канала, проходящую по оси между секцией переднего вентилятора и двигателем основного контура, и стойки, проходящие по радиусу поперек изогнутой радиально внутрь криволинейной части переходной секции.
Предпочтительно, двигатель дополнительно содержит передний обводной инжектор с изменяемой площадью на входе в обводной канал вентиляторов и задний обводной инжектор с изменяемой площадью на выходе из обводного канала вентиляторов.
Предпочтительно, регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки выполнены с возможностью поворота из номинального положения выходных направляющих лопаток при взлете в открытое положение выходных направляющих лопаток при числе Маха, находящемся в диапазоне от приблизительно 2,5 до приблизительно 4.
Предпочтительно, каждая из регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток дополнительно имеет поворотную переднюю секцию и неподвижную заднюю секцию.
Согласно второму объекту настоящего изобретения создан турбовентиляторный газотурбинный двигатель, содержащий секцию переднего вентилятора, включающую в себя, по меньшей мере, один ряд отстоящих по периферии передних в продольном направлении лопаток ротора вентилятора; двигатель основного контура, расположенный сзади и ниже по потоку секции переднего вентилятора и включающий в себя последовательно расположенные ниже по потоку задний ведомый вентилятор основного контура, компрессор, камеру сгорания основного контура и турбину высокого давления, соединенную с возможностью привода с ведомым вентилятором основного контура и компрессором основного контура посредством вала двигателя основного контура; турбину низкого давления, расположенную сзади и ниже по потоку двигателя основного контура и соединенную с возможностью привода с передними лопатками ротора вентилятора валом низкого давления; обводной канал вентиляторов, расположенный ниже по потоку секции переднего вентилятора и находящийся радиально снаружи двигателя основного контура, радиально внешний вход обводного канала вентиляторов, расположенный в продольном направлении между ведомым вентилятором основного контура и секцией переднего вентилятора; выхлопной канал, расположенный по потоку ниже обводного канала вентиляторов и турбины низкого давления и сообщающийся с ними по текучей среде, при этом обводной канал вентиляторов включает в себя радиально наружный и радиально внутренний входы из секции переднего вентилятора в обводной канал вентиляторов; и внутренний входной канал, проходящий от внутреннего входа к обводному каналу вентиляторов и имеющий нагнетатель, расположенный во внутреннем входном канале, при этом секция переднего вентилятора имеет единственную ступень вентиляторных направляющих лопаток, и вентиляторные направляющие лопатки являются регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками, расположенными сзади или ниже по потоку передних лопаток ротора вентилятора и вблизи них и по оси между лопатками ротора переднего вентилятора и обводным каналом вентиляторов.
Вышеизложенные аспекты и другие признаки изобретения поясняются в нижеследующем описании, приводимом со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 - схематическое изображение поперечного сечения самолетного газотурбинного двигателя с изменяемым циклом без вентиляторной входной направляющей лопатки и без регулируемой вентиляторной выходной направляющей лопатки;
фиг.2 - более подробное изображение поперечного сечения секции вентилятора в двигателе, проиллюстрированном на фиг.1;
фиг.3 - схематическое изображение поперечного сечения, проведенного через регулируемую вентиляторную выходную направляющую лопатку, проиллюстрированную на фиг.2, изображающее номинальное и открытое положения регулируемых выходных направляющих лопаток;
фиг.4 - графическая иллюстрация возможной работы регулируемой вентиляторной выходной направляющей лопатки, проиллюстрированной на фиг.3;
фиг.5 - изображение первого альтернативного варианта осуществления регулируемой вентиляторной выходной направляющей лопатки, имеющей поворотную переднюю секцию с задним краем, предназначенным для уплотнения заподлицо у переднего края неподвижной задней секции регулируемой вентиляторной выходной направляющей лопатки;
фиг.6 - изображение второго альтернативного варианта осуществления регулируемой вентиляторной выходной направляющей лопатки, имеющей зазор между задним краем поворотной передней секции и передним краем неподвижной задней секции регулируемой вентиляторной выходной направляющей лопатки.
На фиг.1 представлен газотурбинный двигатель 10, выполненный с возможностью работы в режимах турбовентиляторного двигателя, турбореактивного двигателя и прямоточного воздушно-реактивного двигателя, или в циклах от взлета до достижения числа Маха, равного 4 или более (4+). Предполагаются также использования, при которых этот диапазон расширен в сторону увеличения крейсерского числа Маха примерно до 4,9. Вокруг продольно проходящей оси или осевой линии 12 двигателя 10 расположена секция 33 переднего вентилятора, а также - ниже по потоку - двигатель 18 основного контура (также называемый турбокомпрессором или газогенератором). Двигатель 18 основного контура включает в себя расположенные последовательно вдоль оси в направлении вниз по потоку задний или ведомый вентилятор основного контура (ВВОК), обозначенный ссылочной позицией 19, компрессор 20 высокого давления, камеру 22 сгорания основного контура и турбину высокого давления (ТВД), обозначенную ссылочной позицией 23 и имеющую ряд лопаток 24 турбины высокого давления. Лопатки 64 компрессора высокого давления, имеющиеся в компрессоре 20 высокого давления, и ВВОК 19 имеют фиксированную взаимосвязь, взаимодействуя с возможностью привода с лопатками 24 турбины высокого давления посредством имеющего больший диаметр кольцевого вала 26 двигателя основного контура, который расположен вокруг осевой линии 12 двигателя 10 соосно с ней, образуя каскад высокого давления.
Воздух под повышенным давлением из компрессора 20 высокого давления смешивается с топливом в камере 22 сгорания и воспламеняется, вследствие чего образуются газообразные продукты сгорания. Эти газообразные продукты совершают часть работы, которая потребляется лопатками 24 турбины высокого давления и обеспечивает привод компрессора 20 высокого давления. Газообразные продукты сгорания выпускаются из двигателя 18 основного контура в турбину низкого давления (ТНД), обозначенную ссылочной позицией 27 и имеющую ряд лопаток 28 ротора турбины низкого давления. Лопатки 28 ротора турбины низкого давления неподвижно прикреплены к имеющему меньший диаметр кольцевому валу 30 низкого давления, расположенному вокруг осевой линии 12 двигателя 10 соосно с ней внутри вала 26 двигателя основного контура и прикрепленному с возможностью привода к ряду отстоящих по периферии передних в продольном направлении лопаток 32 ротора вентилятора секции 33 переднего вентилятора, образуя тем самым каскад низкого давления.
Секция 33 переднего вентилятора имеет лишь одну единственную ступень 200 регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35, проходящих поперек проточного канала 29 двигателя 10. Эта единственная ступень регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35 расположена ниже по потоку или сзади передних лопаток 32 ротора вентилятора и вблизи них, и это единственные направляющие лопатки в секции 33 переднего вентилятора. Термин «вблизи» употребляется в данном описании в целях настоящего патента, означая, что между упомянутыми рядом расположенными элементами (т.е. между передним рядом лопаток 32 ротора вентилятора и регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками) нет никаких других лопаток ротора и/или лопаток статора. Входные направляющие лопатки как неподвижные, так и регулируемые, вовсе не используются, что обеспечивает большую экономию массы для двигателя.
Двигатель 10 работает, ускоряя летательный аппарат до больших крейсерских чисел Маха (М 4+), при которых вступают в свои права силовые установки сверхзвуковых самолетов. Чтобы двигатель эффективно удовлетворял потребности в широком диапазоне рабочих условий для такого использования, секция 33 переднего вентилятора должна работать при высокой степени сжатия в вентиляторе при взлете и работать в режиме авторотации при больших крейсерских числах Маха. Эту возможность предоставляет секция 33 переднего вентилятора с единственной ступенью направляющих лопаток, причем единственный ряд или единственная ступень содержит регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки 35.
Вал 26 двигателя основного контура также вращает задний в продольном направлении ряд отстоящих по периферии лопаток 36 ротора ведомого или заднего вентилятора секции 33 переднего вентилятора, имеющих проходящие радиально наружу законцовки 38 лопаток. Задние лопатки 36 ротора вентилятора расположены в продольном направлении сзади расположенного в продольном направлении спереди ряда передних лопаток 32 вентилятора. Ряд отстоящих друг от друга по периферии лопаток 34 статора заднего вентилятора расположен в продольном направлении между рядами лопаток 32 и 36 роторов переднего и заднего вентиляторов, соответственно, а также расположен в продольном направлении вблизи и в непосредственной последовательности с рядом лопаток 36 ротора заднего вентилятора.
Обводной канал 40 вентиляторов, расположенный радиально между внутренним кожухом 74 двигателя и внешним кожухом 92 двигателя, имеет радиально внешний вход 42, расположенный в продольном направлении между секцией 33 переднего вентилятора и задним или ведомым вентилятором 19 основного контура. Внешний вход 42 включает в себя передний обводной инжектор с изменяемой площадью (передний ОИРП), возможной реализацией которого являются створки 44 селекторного клапана. Радиально внутренний вход 46 в обводной канал 40 вентиляторов расположен в продольном направлении между секцией 33 переднего вентилятора и задним или ведомым вентилятором 19 основного контура, а также радиально изнутри от внешнего входа 42. Между радиально внутренним и внешним входами 42 и 46 расположен кольцевой радиально внешний делитель 53 потока. Радиально внутренний и внешний входы 42 и 46 обеспечивают два параллельных обводных проточных канала, разделенных внешним делителем 53 потока, ведущих в обводной канал 40 вентиляторов из переднего вентилятора. Канал 43 внутреннего входа проходит от внутреннего входа 46 к выходу 47 канала внутреннего входа и далее в обводной канал 40 вентиляторов, обеспечивая сообщение по текучей среде между внутренним входом 46 и обводным каналом 40 вентиляторов. Внутренний вход 46 включает в себя кольцевую стенку 45 канала с радиально внутренним делителем 48 потока.
Кольцевая стенка 45 канала включает в себя поворотную часть 108 или бандаж, которая расположена или который расположен в радиальном направлении между радиально внешними законцовочными частями 107 лопаток и радиально внутренними втулочными частями 109 лопаток, соответственно, аэродинамических поверхностей 37, имеющихся в задних лопатках 36 ротора вентилятора. Аэродинамическая поверхность 37 проходит от основания 41 лопатки до законцовки 38 лопатки, а поворотная часть 108 расположена в заданном месте вдоль размаха S аэродинамической поверхности около законцовки лопатки. Кольцевая стенка 54 канала также включает в себя неповоротную часть 106, которая находится между радиально внешними лопатками 86 с изменяемым углом расположения, которые, по меньшей мере, частично образуют лопатки 34 статора заднего вентилятора. Выход 51 обводного канала вентиляторов расположен в продольном направлении сзади и ниже по потоку внешнего и внутреннего входов 42 и 46 и включает в себя задний обводной инжектор с изменяемой площадью (задний ОИРП), возможной реализацией которого являются задние створки 49.
Воздушный поток 50 двигателя или вентилятора проходит через передний ряд лопаток 32 вентилятора, а затем разделяется на часть 60 воздушного потока основного контура и обводной поток 54 радиально внутренним делителем 48 потока на переднем конце неповоротной части 106, опертой на стойки 21, проходящие в радиальном направлении поперек проточного канала 29. Обводной поток 54 включает в себя радиально внешнюю часть 52 обводного воздушного потока, которая проходит через внешний вход 42 обводного канала 40 вентиляторов, и радиально внутреннюю часть 56 обводного воздушного потока, которая проходит через внутренний вход 46 обводного канала 40 вентиляторов, в зависимости от работы двигателя. Законцовка 38 лопатки функционирует как нагнетатель 57, который нагнетает или дополнительно сжимает внутреннюю часть 56 обводного воздушного потока, которая присутствует в обводном потоке 54 и проходит через радиально внутренний вход 46 в обводной канал 40 вентиляторов. При большой мощности часть 52 обводного воздушного потока является по существу нулевой, а внутренняя часть 56 обводного воздушного потока находится на максимуме или около него. При частичной мощности внутренняя часть 56 обводного воздушного потока уменьшается, а внешняя часть 52 обводного воздушного потока увеличивается в более или менее прямой пропорции. Когда створка 44 переднего селекторного клапана закрывается, воздушный поток 50 вентилятора разделяется на часть 60 воздушного потока основного контура, проходящую через ряд лопаток 34 статора заднего вентилятора и расположенные и расположенный еще дальше сзади ряд лопаток 36 вентилятора, и внутреннюю часть 56 обводного воздушного потока. Следует отметить, что привод описываемого здесь нагнетателя 57 осуществляет турбина 23 высокого давления двигателя 18 основного контура, и что известны другие нагнетатели в радиально внутреннем входе 46 в обводной канал 40 вентиляторов, привод которого осуществляет турбина низкого давления.
Внутренняя часть 56 обводного воздушного потока проходит через внутренний вход 46 и идет мимо внешних лопаток 84 с изменяемым углом расположения и законцовочными частями 107 лопаток, которые совместно образуют нагнетательное средство для сжатия внутренней части 56 обводного канала во внутреннем входном канале 43. Законцовочные части 107 лопаток сжимают или нагнетают внутреннюю часть 56 обводного воздушного потока, а внешние лопатки 84 с изменяемым углом расположения совместно обеспечивают управление, тем самым обеспечивая изменяемое и управляемое нагнетание внутренней части 56 обводного воздушного потока, которая в определенных рабочих условиях может представлять собой по существу весь обводной поток, проходящий через обводной канал 40 вентиляторов, когда дверца 44 селекторного клапана находится в полностью закрытом положении. Во внутреннем входном канале 43 расположен ряд обводных лопаток 58 статора для устранения завихрений внутренней части 56 обводного воздушного потока перед тем, как внутренняя часть 56 обводного воздушного потока выпускается в обводной канал 40 вентиляторов, смешиваясь с внешней частью 52 обводного воздушного потока.
В процессе последовательного протекания часть 60 воздушного потока основного контура проходит через лопатки 62 статора компрессора высокого давления и лопатки 64 компрессора высокого давления, имеющиеся в компрессоре высокого давления 20, статор 22, ряд лопаток 24 турбины высокого давления, ряд лопаток 66 статора турбины низкого давления и ряд лопаток 28 турбины низкого давления. Часть 60 воздушного потока основного контура выпускается из турбины 27 низкого давления мимо лопаток 28 ротора турбины низкого давления между внутренним кожухом 74 двигателя и центральным телом 72, и поток в момент выхлопа называется выхлопным воздушным потоком 70 основного контура. Суммарный обводной воздушный поток 78, включающий в себя объединенные внешнюю и внутреннюю части 52 и 56 обводного воздушного потока, протекает по обводному каналу 40 вентиляторов к задним створкам 49 ОИРП. Во время работы турбовентилятора и камеры скоростного напора двигателя 10 большинство суммарного обводного воздушного потока 78 нагнетается через задний ОИРП в расположенный выше по потоку конец 71 выхлопного канала 69 в качестве обводного выхлопного потока 80 и смешивается с выхлопным воздушным потоком 70 основного контура.
Сзади и ниже по потоку двигателя 18 основного контура в ближайшей окрестности расположенного выше по потоку конца 71 выхлопного канала 69 располагается форсажная камера 130, работающая, подавая топливо для сгорания со смешанными выхлопным воздушным потоком 70 основного контура и обводным выхлопным потоком 80 в выхлопном канале 69 во время работы двигателя 10 в режиме увеличения тяги и создания скоростного напора. Форсажная камера 130 обеспечивает подачу и воспламенение фактически всего топлива для сгорания, когда двигатель 10 работает в режиме скоростного напора. Ниже по потоку форсажной камеры 130 на расположенном ниже по потоку конце 73 выхлопного канала 69 находится выхлопное сопло 68 с изменяемой площадью А8 горловины.
Как показано на фиг.2, проточный канал 29 является кольцевым и имеет переходную секцию 129, проходящую по оси между секцией 33 вентилятора и двигателем 18 основного контура. Часть 131 переходной секции 129 изогнута радиально внутрь в направлении назад или ниже по потоку. Переходную часть 129 иногда называют «гусиной шеей». В радиальном направлении поперек изогнутой радиально внутрь части 131 переходной части 129 проточного канала 29 проходят стойки 31. Регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки 35 работают с возможностью поворота, как показано посредством номинального и открытого положений ВНЛ на фиг.3.
На фиг.3 номинальное положение ВНЛ обозначено сплошной линией, а открытое положение ВНЛ обозначено пунктирной линией. Номинальное положение ВНЛ выбирают так, чтобы обеспечить угол закрутки примерно 5 градусов в результате действия потока, поступающего с регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35, что снижает нагрузку на регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки 35. Регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки 35 обладают большой прочностью для лучшей работоспособности при взлете. Открытое положение ВНЛ выбирают так, чтобы избежать запирания воздушного потока, идущего к регулируемым вентиляторным выходным направляющим лопаткам 35 при больших крейсерских числах Маха, что могло бы ограничить объем воздушного потока в камеру скоростного напора, проиллюстрированную в рассматриваемом варианте в виде форсажной камеры 130 на фиг.1, и тем самым избежать снижения величины тяги, которое могло бы произойти.
Регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки 35 выполнены с возможностью поворота на 10 градусов между номинальным и открытым положениями ВНЛ, чтобы они могли отрабатывать первый и второй углы А1 и А2 закрутки, соответственно, как показано на фиг.4. Первый и второй углы А1 и А2 закрутки представляют собой углы между осевой линией 12 и векторами V1 и V2 потоков на передних краях LE регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35. В иллюстрируемом возможном варианте осуществления первый и второй углы А1 и А2 закрутки составляют 51 градус и 24 градуса, соответственно, на отметке 40% размаха регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35 при взлете и крейсерском числе Маха, равном 3,3. Для конкретной конструкции регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки 35 устанавливаются в соответствии с установкой 0 градусов для номинального положения, а затем переустанавливаются при крейсерском числе Маха летательного аппарата, равном примерно 2,9, в соответствии с установкой для открытого положения, соответствующей изменению примерно на -10, как показано на фиг.4.
Назначением номинального и открытого положений ВНЛ является достижение закрутки примерно ±5 градусов, соответственно, в результате действия потока, сходящего с регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35, чтобы обеспечивать то, что осевые стойки 31 ниже по потоку в «гусиной шее» или переходной секции 129 не вызовут глушение двигателя из-за влияния углов установки лопаток.
Каждая из регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35, изображенных на фиг.1 и 2, поворачивается полностью между номинальным и открытым положениями ВНЛ. Два альтернативных варианта осуществления регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35 проиллюстрированы на фиг.5 и 6 в сечении на отметке 40% размаха регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35. Каждая из этих регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35 имеет поворотную переднюю секцию 110 и неподвижную заднюю секцию 112. Номинальное и открытое положения ВНЛ для регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35 обозначены сплошными и пунктирными линиями, соответственно, на фиг.5 и 6. Задний край ТЕ поворотной передней секции 110 предназначен для уплотнения заподлицо у переднего края LE неподвижной задней секции 112 с тем, чтобы не могла произойти утечка через регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки 35 варианта осуществления, проиллюстрированного на фиг.5.
Между задним краем ТЕ поворотной передней секции 112 и передним краем LE неподвижной задней секции 112 регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35 в варианте осуществления, проиллюстрированном на фиг.6, имеется зазор 114. Когда поворотная передняя секция 110 закрыта, что соответствует номинальному положению ВНЛ для регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35, обозначенному сплошной линией, передняя и задняя секции 110 и 112, соответственно, не сходятся друг с другом, а попутный поток, сходящий с поворотной передней секции 110, направляется несколько ниже по напорной стороне 116 задней секции 112. Когда поворотная передняя секция 110 открыта, что соответствует открытому положению ВНЛ для регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток 35, обозначенному пунктирной линией, передняя и задняя секции 110 и 112, соответственно, раздвинуты, зазор 114 становится больше, а попутный поток, сходящий с поворотной передней секции 110, направляется еще ниже, проходя ниже по потоку по напорной стороне 116 задней секции 112.
Хотя выше описаны возможные варианты осуществления настоящего изобретения, которые сочтены предпочтительными, для специалистов в данной области техники будут очевидны - на основании приведенных здесь положений - другие модификации изобретения, и поэтому желательно, чтобы все такие модификации были защищены нижеприведенной формулой изобретения как находящиеся в рамках существа и объема притязаний изобретения. Соответственно, защита испрашивается на изобретение, охарактеризованное в прилагаемой формуле изобретения.
Claims (9)
1. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10), содержащий секцию (33) переднего вентилятора, включающую в себя, по меньшей мере, один ряд отстоящих по периферии передних в продольном направлении лопаток (32) ротора вентилятора; двигатель (18) основного контура, расположенный сзади и ниже по потоку секции (33) переднего вентилятора и включающий в себя последовательно расположенные ниже по потоку ведомый вентилятор (19) основного контура, компрессор (20) основного контура, камеру (22) сгорания основного контура и турбину (23) высокого давления, соединенную с возможностью привода с компрессором (20) основного контура посредством вала (26) двигателя основного контура; обводной канал (40) вентиляторов, расположенный ниже по потоку секции (33) переднего вентилятора и находящийся радиально снаружи двигателя (18) основного контура; радиально внешний вход (42) обводного канала (40) вентиляторов, расположенный в продольном направлении между секцией (33) переднего вентилятора и ведомым вентилятором (19) основного контура; выхлопной канал (69), расположенный по потоку ниже двигателя (18) основного контура и сообщающийся с ним по текучей среде; и выход (51) обводного канала вентиляторов, расположенный в продольном направлении сзади и ниже по потоку от радиально внешнего входа (42); при этом секция (33) переднего вентилятора имеет единственную ступень регулируемых вентиляторных направляющих лопаток, и вентиляторные направляющие лопатки являются регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (35), расположенными ниже по потоку передних лопаток (32) ротора вентилятора и вблизи них.
2. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.1, дополнительно содержащий турбину (27) низкого давления, расположенную сзади и ниже по потоку двигателя (18) основного контура и соединенную с возможностью привода с передними лопатками (32) ротора вентилятора посредством вала (30) низкого давления, выхлопное сопло (68), расположенное на нижнем по потоку конце (73) выхлопного канала (69), и форсажную камеру (130), расположенную в выхлопном канале (69) между турбиной (27) низкого давления и выхлопным соплом (68).
3. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.2, дополнительно содержащий проточный канал (29) двигателя (10), переходную секцию (129) проточного канала (29), проходящую по оси между секцией (33) переднего вентилятора и двигателем (18) основного контура, и стойки (31), проходящие по радиусу поперек изогнутой радиально внутрь криволинейной части (131) переходной секции (129).
4. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.3, дополнительно содержащий передний обводной инжектор (44) с изменяемой площадью на входе (42) в обводной канал (40) вентиляторов и задний обводной инжектор (49) с изменяемой площадью на выходе (51) из обводного канала (40) вентиляторов.
5. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.4, в котором регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки (35) выполнены с возможностью поворота из номинального положения выходных направляющих лопаток при взлете в открытое положение выходных направляющих лопаток при числе Маха, находящемся в диапазоне от приблизительно 2,5 до приблизительно 4.
6. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.2, дополнительно содержащий передний обводной инжектор (44) с изменяемой площадью на входе (42) в обводной канал (40) вентиляторов и задний обводной инжектор (49) с изменяемой площадью на выходе (51) из обводного канала (40) вентиляторов.
7. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.2, в котором регулируемые вентиляторные выходные направляющие лопатки (35) выполнены с возможностью поворота из номинального положения выходных направляющих лопаток при взлете в открытое положение выходных направляющих лопаток при числе Маха, находящемся в диапазоне от приблизительно 2,5 до приблизительно 4.
8. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10) по п.1, в котором каждая из регулируемых вентиляторных выходных направляющих лопаток (35) дополнительно имеет поворотную переднюю секцию (110) и неподвижную заднюю секцию (112).
9. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (10), содержащий секцию (33) переднего вентилятора, включающую в себя, по меньшей мере, один ряд отстоящих по периферии передних в продольном направлении лопаток (32) ротора вентилятора; двигатель (18) основного контура, расположенный сзади и ниже по потоку секции (33) переднего вентилятора и включающий в себя последовательно расположенные ниже по потоку задний ведомый вентилятор (19) основного контура, компрессор (20), камеру (22) сгорания основного контура и турбину (23) высокого давления, соединенную с возможностью привода с ведомым вентилятором (19) основного контура и компрессором (20) основного контура посредством вала (26) двигателя основного контура; турбину (27) низкого давления, расположенную сзади и ниже по потоку двигателя (18) основного контура и соединенную с возможностью привода с передними лопатками (32) ротора вентилятора валом (30) низкого давления; обводной канал (40) вентиляторов, расположенный ниже по потоку секции (33) переднего вентилятора и находящийся радиально снаружи двигателя (18) основного контура, радиально внешний вход (42) обводного канала (40) вентиляторов, расположенный в продольном направлении между ведомым вентилятором (19) основного контура и секцией (33) переднего вентилятора; выхлопной канал (69), расположенный по потоку ниже обводного канала (40) вентиляторов и турбины (27) низкого давления и сообщающийся с ними по текучей среде, при этом обводной канал (40) вентиляторов включает в себя радиально наружный и радиально внутренний входы (42 и 46) из секции (33) переднего вентилятора в обводной канал (40) вентиляторов; и внутренний входной канал (43), проходящий от внутреннего входа (46) к обводному каналу (40) вентиляторов и имеющий нагнетатель (57), расположенный во внутреннем входном канале (43), при этом секция (33) переднего вентилятора имеет единственную ступень вентиляторных направляющих лопаток, и вентиляторные направляющие лопатки являются регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (35), расположенными сзади или ниже по потоку передних лопаток (32) ротора вентилятора и вблизи них.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US11/290,247 US7730714B2 (en) | 2005-11-29 | 2005-11-29 | Turbofan gas turbine engine with variable fan outlet guide vanes |
US11/290,247 | 2005-11-29 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2006134493A RU2006134493A (ru) | 2008-04-10 |
RU2435057C2 true RU2435057C2 (ru) | 2011-11-27 |
Family
ID=37193980
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006134493/06A RU2435057C2 (ru) | 2005-11-29 | 2006-09-28 | Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты) |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7730714B2 (ru) |
EP (1) | EP1790831A3 (ru) |
JP (1) | JP5009581B2 (ru) |
CN (1) | CN1975130B (ru) |
CA (1) | CA2560448C (ru) |
RU (1) | RU2435057C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2675031C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2018-12-14 | Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя |
Families Citing this family (87)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2904663B1 (fr) * | 2006-08-01 | 2012-02-03 | Snecma | Turbomachine a double flux a variation artificielle de sa section de col |
US8887485B2 (en) * | 2008-10-20 | 2014-11-18 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Three spool gas turbine engine having a clutch and compressor bypass |
US20110167792A1 (en) * | 2009-09-25 | 2011-07-14 | James Edward Johnson | Adaptive engine |
US20110167831A1 (en) * | 2009-09-25 | 2011-07-14 | James Edward Johnson | Adaptive core engine |
US20110167791A1 (en) * | 2009-09-25 | 2011-07-14 | James Edward Johnson | Convertible fan engine |
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 |
CN101737194B (zh) * | 2009-12-18 | 2013-06-05 | 北京航空航天大学 | 一种变循环发动机模式转换机构中的可调前涵道引射器 |
FR2955617B1 (fr) * | 2010-01-26 | 2012-10-26 | Airbus Operations Sas | Propulseur a turbomachine pour aeronef |
JP5644302B2 (ja) * | 2010-09-15 | 2014-12-24 | 株式会社Ihi | 軸流圧縮機及びガスタービンエンジン |
CN102619642B (zh) * | 2010-10-19 | 2014-03-19 | 靳北彪 | 高效涡轮喷气发动机 |
US8961114B2 (en) | 2010-11-22 | 2015-02-24 | General Electric Company | Integrated variable geometry flow restrictor and heat exchanger |
CA2819586C (en) * | 2010-12-10 | 2014-09-16 | Corporation Mc2 Recherches Internationales | Turbine assembly, and kit with components for assembling the same |
US20120163960A1 (en) * | 2010-12-27 | 2012-06-28 | Ress Jr Robert A | Gas turbine engine and variable camber vane system |
US9062559B2 (en) | 2011-08-02 | 2015-06-23 | Siemens Energy, Inc. | Movable strut cover for exhaust diffuser |
US9057328B2 (en) * | 2011-11-01 | 2015-06-16 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with intercooling turbine section |
US10125724B2 (en) * | 2012-01-17 | 2018-11-13 | United Technologies Corporation | Start system for gas turbine engines |
US9810077B2 (en) | 2012-01-31 | 2017-11-07 | United Technologies Corporation | Fan blade attachment of gas turbine engine |
US8438832B1 (en) * | 2012-01-31 | 2013-05-14 | United Technologies Corporation | High turning fan exit stator |
US9157366B2 (en) * | 2012-05-30 | 2015-10-13 | United Technologies Corporation | Adaptive fan with cold turbine |
JP6035946B2 (ja) | 2012-07-26 | 2016-11-30 | 株式会社Ihi | エンジンダクト及び航空機エンジン |
US9540938B2 (en) * | 2012-09-28 | 2017-01-10 | United Technologies Corporation | Pylon matched fan exit guide vane for noise reduction in a geared turbofan engine |
EP2904232B1 (en) | 2012-10-01 | 2019-08-21 | United Technologies Corporation | Sensor adapter |
WO2014113043A1 (en) * | 2013-01-18 | 2014-07-24 | United Technologies Corporation | Compound fillet for guide vane |
EP2959148B1 (en) * | 2013-02-20 | 2019-05-22 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine having configurable bypass passage |
US9488101B2 (en) | 2013-03-14 | 2016-11-08 | United Technologies Corporation | Adaptive fan reverse core geared turbofan engine with separate cold turbine |
US9850822B2 (en) | 2013-03-15 | 2017-12-26 | United Technologies Corporation | Shroudless adaptive fan with free turbine |
CN103195612B (zh) * | 2013-04-08 | 2015-02-11 | 魏汉章 | 一种多功能涡轮风扇喷气发动机 |
WO2015069334A2 (en) * | 2013-08-07 | 2015-05-14 | United Technologies Corporation | Variable area turbine arrangement for a gas turbine engine |
WO2015084452A2 (en) | 2013-09-16 | 2015-06-11 | United Technologies Corporation | Variable area turbine vane row assembly |
US10156206B2 (en) | 2013-10-24 | 2018-12-18 | United Technologies Corporation | Pivoting blocker door |
US9656760B2 (en) * | 2013-11-07 | 2017-05-23 | Sikorsky Aircraft Corporation | Variable geometry helicopter engine inlet |
CN103726890B (zh) * | 2014-01-05 | 2015-04-22 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种高低压涡轮过渡段布局结构及设计方法 |
US10371090B2 (en) | 2014-01-13 | 2019-08-06 | United Technologies Corporation | Variable area exhaust mixer for a 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 |
FR3034461B1 (fr) * | 2015-04-01 | 2018-03-16 | Safran Aircraft Engines | Conduit de veine de decharge d'une turbomachine comprenant une grille vbv a calage variable |
US10161316B2 (en) | 2015-04-13 | 2018-12-25 | United Technologies Corporation | Engine bypass valve |
CN104895839A (zh) * | 2015-04-22 | 2015-09-09 | 南京航空航天大学 | 前后半段可调的轴流压气机静子叶片系统及其工作方法 |
US20160333729A1 (en) * | 2015-05-11 | 2016-11-17 | General Electric Company | Turbine engine having variable pitch outlet guide vanes |
US10215070B2 (en) | 2015-06-29 | 2019-02-26 | General Electric Company | Power generation system exhaust cooling |
US10077694B2 (en) | 2015-06-29 | 2018-09-18 | General Electric Company | Power generation system exhaust cooling |
US10060316B2 (en) | 2015-06-29 | 2018-08-28 | General Electric Company | Power generation system exhaust cooling |
US10087801B2 (en) | 2015-06-29 | 2018-10-02 | General Electric Company | Power generation system exhaust cooling |
US10030558B2 (en) * | 2015-06-29 | 2018-07-24 | General Electric Company | Power generation system exhaust cooling |
US11391298B2 (en) | 2015-10-07 | 2022-07-19 | General Electric Company | Engine having variable pitch outlet guide vanes |
US10371096B2 (en) * | 2015-11-17 | 2019-08-06 | General Electric Company | Gas turbine engine fan |
US10563593B2 (en) * | 2016-01-04 | 2020-02-18 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | System and method of transferring power in a gas turbine engine |
US20170218842A1 (en) * | 2016-02-02 | 2017-08-03 | General Electric Company | Adjusting Airflow Distortion in Gas Turbine Engine |
US10794281B2 (en) * | 2016-02-02 | 2020-10-06 | General Electric Company | Gas turbine engine having instrumented airflow path components |
US10753278B2 (en) | 2016-03-30 | 2020-08-25 | General Electric Company | Translating inlet for adjusting airflow distortion in gas turbine engine |
US11073090B2 (en) | 2016-03-30 | 2021-07-27 | General Electric Company | Valved airflow passage assembly for adjusting airflow distortion in gas turbine engine |
US20170314509A1 (en) * | 2016-04-27 | 2017-11-02 | General Electric Company | Turbofan assembly and method of assembling |
US10316759B2 (en) | 2016-05-31 | 2019-06-11 | General Electric Company | Power generation system exhaust cooling |
US10337341B2 (en) | 2016-08-01 | 2019-07-02 | United Technologies Corporation | Additively manufactured augmentor vane of a gas turbine engine with additively manufactured fuel line extending therethrough |
US10436447B2 (en) | 2016-08-01 | 2019-10-08 | United Technologies Corporation | Augmentor vane assembly of a gas turbine engine with an additively manufactured augmentor vane |
US20180208297A1 (en) * | 2017-01-20 | 2018-07-26 | General Electric Company | Nacelle for an aircraft aft fan |
US10737801B2 (en) * | 2016-10-31 | 2020-08-11 | Rolls-Royce Corporation | Fan module with rotatable vane ring power system |
US10618667B2 (en) | 2016-10-31 | 2020-04-14 | Rolls-Royce Corporation | Fan module with adjustable pitch blades and power system |
CN108087150B (zh) * | 2016-11-22 | 2020-02-18 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种超声速导弹用加力式小型涡轮风扇发动机 |
CN108612597B (zh) * | 2016-12-09 | 2020-06-05 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 一种用于航空发动机的风扇布局结构 |
GB201712993D0 (en) * | 2017-08-14 | 2017-09-27 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine |
GB201719538D0 (en) * | 2017-11-24 | 2018-01-10 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine |
CN109162829B (zh) * | 2018-09-04 | 2019-08-23 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 变循环发动机的压缩系统 |
GB201818014D0 (en) * | 2018-11-05 | 2018-12-19 | Rolls Royce Plc | Control system for a gas turbine engine |
CN109441663A (zh) * | 2018-12-12 | 2019-03-08 | 清华大学 | 组合循环发动机 |
GB201820930D0 (en) * | 2018-12-21 | 2019-02-06 | Rolls Royce Plc | Turbine engine |
GB201820925D0 (en) * | 2018-12-21 | 2019-02-06 | Rolls Royce Plc | Turbine engine |
US20200386189A1 (en) * | 2019-04-30 | 2020-12-10 | General Electric Company | High Speed Aircraft Flight Technologies |
GB201906168D0 (en) * | 2019-05-02 | 2019-06-19 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine with fan outlet guide vanes |
GB201906167D0 (en) * | 2019-05-02 | 2019-06-19 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine with core mount |
JP7305472B2 (ja) * | 2019-07-12 | 2023-07-10 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービンシステムおよびそれを備えた移動体 |
CN110685817A (zh) * | 2019-10-11 | 2020-01-14 | 上海朝临动力科技有限公司 | 涡扇发动机及航空器 |
CN111140341A (zh) * | 2019-12-20 | 2020-05-12 | 中国北方发动机研究所(天津) | 一种分段可调叶片有叶扩压器结构 |
US20210262416A1 (en) * | 2020-02-20 | 2021-08-26 | General Electric Company | Turbofan engine with core exhaust and bypass flow mixing |
CN111636976B (zh) * | 2020-06-08 | 2021-10-19 | 清华大学 | 一种三涵道大推重比高效动力推进器 |
EP4180649A4 (en) * | 2020-07-13 | 2023-11-15 | Rafael MARTÍNEZ-VILANOVA PIÑÓN | JET ENGINE FOR AIRCRAFT |
CN112727635B (zh) * | 2020-12-31 | 2022-04-26 | 中国航空发动机研究院 | 一种双外涵发动机 |
CN112879162B (zh) * | 2021-01-19 | 2021-12-14 | 南京航空航天大学 | 一种s弯偏距可调的航空发动机进气道 |
US11982191B2 (en) | 2021-06-04 | 2024-05-14 | The Boeing Company | Subsonic turbofan engines with variable outer guide vanes and associated methods |
US11927136B1 (en) * | 2021-06-04 | 2024-03-12 | Rtx Corporation | Turbofan engine with precooler |
US11879343B2 (en) * | 2021-08-25 | 2024-01-23 | Rolls-Royce Corporation | Systems for controlling variable outlet guide vanes |
US11788429B2 (en) | 2021-08-25 | 2023-10-17 | Rolls-Royce Corporation | Variable tandem fan outlet guide vanes |
US11802490B2 (en) | 2021-08-25 | 2023-10-31 | Rolls-Royce Corporation | Controllable variable fan outlet guide vanes |
US11686211B2 (en) | 2021-08-25 | 2023-06-27 | Rolls-Royce Corporation | Variable outlet guide vanes |
CN114060313A (zh) * | 2021-11-05 | 2022-02-18 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机多涵道前后风扇 |
CN114576006B (zh) * | 2022-03-10 | 2023-09-22 | 中国航空发动机研究院 | 一种发动机及飞行器 |
CN114856818A (zh) * | 2022-05-12 | 2022-08-05 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 工作模式可变的变循环发动机核心机 |
CN117738814B (zh) * | 2024-02-21 | 2024-05-17 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 带叶尖风扇及串联压气机的变流路宽速域发动机 |
Family Cites Families (30)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2805818A (en) * | 1951-12-13 | 1957-09-10 | Ferri Antonio | Stator for axial flow compressor with supersonic velocity at entrance |
US3632224A (en) | 1970-03-02 | 1972-01-04 | Gen Electric | Adjustable-blade turbine |
US4137708A (en) | 1973-07-02 | 1979-02-06 | General Motors Corporation | Jet propulsion |
US4069661A (en) | 1975-06-02 | 1978-01-24 | The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration | Variable mixer propulsion cycle |
US4275560A (en) * | 1978-12-27 | 1981-06-30 | General Electric Company | Blocker door actuation system |
US4791783A (en) * | 1981-11-27 | 1988-12-20 | General Electric Company | Convertible aircraft engine |
DE3911715A1 (de) * | 1989-04-10 | 1990-10-11 | Mtu Muenchen Gmbh | Absperreinrichtung fuer geblaese-, insbesondere geblaese-staustrahltriebwerke |
DE3935313C1 (ru) | 1989-10-24 | 1991-06-06 | Mtu Muenchen Gmbh | |
US5694768A (en) | 1990-02-23 | 1997-12-09 | General Electric Company | Variable cycle turbofan-ramjet engine |
US5182905A (en) * | 1990-05-11 | 1993-02-02 | General Electric Company | Method for automatic bypass operation |
FR2685385B1 (fr) * | 1991-12-24 | 1995-03-31 | Snecma | Moteur de propulsion a cycle variable pour avion supersonique. |
US5311735A (en) | 1993-05-10 | 1994-05-17 | General Electric Company | Ramjet bypass duct and preburner configuration |
US6662546B1 (en) | 1993-06-23 | 2003-12-16 | General Electric Company | Gas turbine engine fan |
US5404713A (en) * | 1993-10-04 | 1995-04-11 | General Electric Company | Spillage drag and infrared reducing flade engine |
US5402638A (en) * | 1993-10-04 | 1995-04-04 | General Electric Company | Spillage drag reducing flade engine |
US5623823A (en) * | 1995-12-06 | 1997-04-29 | United Technologies Corporation | Variable cycle engine with enhanced stability |
US5806303A (en) | 1996-03-29 | 1998-09-15 | General Electric Company | Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle |
US5809772A (en) | 1996-03-29 | 1998-09-22 | General Electric Company | Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct |
US5794432A (en) | 1996-08-27 | 1998-08-18 | Diversitech, Inc. | Variable pressure and variable air flow turbofan engines |
US5867980A (en) | 1996-12-17 | 1999-02-09 | General Electric Company | Turbofan engine with a low pressure turbine driven supercharger in a bypass duct operated by a fuel rich combustor and an afterburner |
US6045325A (en) | 1997-12-18 | 2000-04-04 | United Technologies Corporation | Apparatus for minimizing inlet airflow turbulence in a gas turbine engine |
US6371725B1 (en) * | 2000-06-30 | 2002-04-16 | General Electric Company | Conforming platform guide vane |
FR2823532B1 (fr) | 2001-04-12 | 2003-07-18 | Snecma Moteurs | Systeme de decharge pour turboreacteur ou turbopropulseur a commande simplifiee |
US6438941B1 (en) | 2001-04-26 | 2002-08-27 | General Electric Company | Bifurcated splitter for variable bleed flow |
US6619916B1 (en) | 2002-02-28 | 2003-09-16 | General Electric Company | Methods and apparatus for varying gas turbine engine inlet air flow |
US6931858B2 (en) | 2003-04-24 | 2005-08-23 | General Electric Company | Rotating pulse detonation system for a gas turbine engine |
US7246484B2 (en) * | 2003-08-25 | 2007-07-24 | General Electric Company | FLADE gas turbine engine with counter-rotatable fans |
US6901739B2 (en) | 2003-10-07 | 2005-06-07 | General Electric Company | Gas turbine engine with variable pressure ratio fan system |
US7395657B2 (en) * | 2003-10-20 | 2008-07-08 | General Electric Company | Flade gas turbine engine with fixed geometry inlet |
US7475545B2 (en) * | 2005-04-29 | 2009-01-13 | General Electric Company | Fladed supersonic missile turbojet |
-
2005
- 2005-11-29 US US11/290,247 patent/US7730714B2/en active Active
-
2006
- 2006-09-21 CA CA2560448A patent/CA2560448C/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-09-25 EP EP06254934A patent/EP1790831A3/en not_active Withdrawn
- 2006-09-28 RU RU2006134493/06A patent/RU2435057C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-09-29 CN CN2006101413261A patent/CN1975130B/zh active Active
- 2006-09-29 JP JP2006266457A patent/JP5009581B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2675031C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2018-12-14 | Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN1975130B (zh) | 2011-07-13 |
RU2006134493A (ru) | 2008-04-10 |
CA2560448A1 (en) | 2007-05-29 |
US20070119150A1 (en) | 2007-05-31 |
EP1790831A3 (en) | 2012-08-01 |
US7730714B2 (en) | 2010-06-08 |
EP1790831A2 (en) | 2007-05-30 |
JP5009581B2 (ja) | 2012-08-22 |
JP2007146832A (ja) | 2007-06-14 |
CA2560448C (en) | 2014-11-18 |
CN1975130A (zh) | 2007-06-06 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2435057C2 (ru) | Турбовентиляторный газотурбинный двигатель с регулируемыми вентиляторными выходными направляющими лопатками (варианты) | |
RU2433290C2 (ru) | Узел вентилятора на лопасти, а также турбовентиляторный газотурбинный двигатель | |
RU2472961C2 (ru) | Турбовентиляторный двигатель с двойным обтеканием | |
US7134271B2 (en) | Thrust vectoring aft FLADE engine | |
US5806303A (en) | Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle | |
JP4619089B2 (ja) | 固定ジオメトリ入口を備えたfladeガスタービンエンジン | |
US7475545B2 (en) | Fladed supersonic missile turbojet | |
JP2607051B2 (ja) | 航空機フレード・ガスタービンエンジン及び航空機フレード・ガスタービンエンジンを運転する方法 | |
JP2686419B2 (ja) | 航空機フレード・ガスタービンエンジン及び航空機フレード・ガスタービンエンジンを運転する方法 | |
US7246484B2 (en) | FLADE gas turbine engine with counter-rotatable fans | |
US5867980A (en) | Turbofan engine with a low pressure turbine driven supercharger in a bypass duct operated by a fuel rich combustor and an afterburner | |
US7877980B2 (en) | Convertible gas turbine engine | |
US7216475B2 (en) | Aft FLADE engine | |
US4072008A (en) | Variable area bypass injector system | |
US8984891B2 (en) | Flade discharge in 2-D exhaust nozzle | |
US10550704B2 (en) | High performance convergent divergent nozzle | |
US20180094605A1 (en) | Turbofan engine for a civil supersonic aircraft | |
US10385871B2 (en) | Method and system for compressor vane leading edge auxiliary vanes |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
FA93 | Acknowledgement of application withdrawn (no request for examination) |
Effective date: 20090929 |
|
FZ9A | Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal) |
Effective date: 20091106 |
|
FA92 | Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted) |
Effective date: 20110330 |
|
FZ9A | Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal) |
Effective date: 20110420 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180929 |