RU2488709C1 - Aircraft power plant - Google Patents

Aircraft power plant Download PDF

Info

Publication number
RU2488709C1
RU2488709C1 RU2012114313/06A RU2012114313A RU2488709C1 RU 2488709 C1 RU2488709 C1 RU 2488709C1 RU 2012114313/06 A RU2012114313/06 A RU 2012114313/06A RU 2012114313 A RU2012114313 A RU 2012114313A RU 2488709 C1 RU2488709 C1 RU 2488709C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
central body
air intake
power plant
fan
nozzle
Prior art date
Application number
RU2012114313/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Валерий Алексеевич Кузнецов
Александр Адольфович Пожаринский
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" filed Critical Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority to RU2012114313/06A priority Critical patent/RU2488709C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2488709C1 publication Critical patent/RU2488709C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: aircraft power plant comprises two gas generators with pod. Besides it comprises air intake, blower and nozzle with outer circuit channel. Air intake central body converges toward blower. Gas generator with power turbines are arranged in aforesaid pod on outside of blower. Every said power turbine is engaged with blower shaft by double-flow two-stage reduction gear with bevel gears ad parallel transmission composed of torsion shafts compliant in circumferential direction. Outlets of gas generator gas channels are communicated with nozzle outer circle channel. Nozzle central body moves axially and is furnished with reverser flaps secured thereat. Note here that air intake central body diameter at joint with aircraft fuselage equals aircraft fuselage diameter at its joint with power plant air intake central body.
EFFECT: higher efficiency, decreased axial sizes and weight, easier maintenance and better reparability.
5 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным силовым установкам пассажирских и грузовых самолетов.The invention relates to gas turbine power plants of passenger and cargo aircraft.

Известна силовая установка, включающая в себя установленный на крыле самолета с помощью пилона газотурбинный двигатель с воздухозаборником и мотогондолой, (патент RU №2411389).A known power plant, which includes a gas turbine engine with an air intake and a nacelle mounted on a wing of an airplane using a pylon, (patent RU No. 2411389).

Недостатком известной конструкции является ухудшение ее экономичности при применении сверхвысоких степеней двухконтурности m>12, так как увеличение диаметра вентилятора газотурбинного двигателя, способствующее повышению степени двухконтурности двигателя и улучшению его экономичности, ограничено нарастанием внешнего сопротивления гондолы и расстоянием между поверхностью земли и крылом самолета, увеличение которого требует увеличения высоты шасси самолета с соответствующим повышением массы самолета и увеличением потребного расхода топлива.A disadvantage of the known design is the deterioration of its efficiency when using ultrahigh bypass degrees m> 12, since an increase in the diameter of the fan of a gas turbine engine, which increases the degree of bypass of the engine and improves its efficiency, is limited by the increase in the external resistance of the nacelle and the distance between the ground surface and the wing of the aircraft, the increase of which requires an increase in the height of the aircraft landing gear with a corresponding increase in aircraft mass and an increase in the required flow and fuel.

Наиболее близкой к заявляемой является силовая установка самолета, состоящая из мотогондолы с воздухозаборником и каналом наружного контура, а также из газотурбинного двигателя, состоящего из последовательно расположенных вентилятора, двух газогенераторов и соединенной валом с вентилятором турбины привода вентилятора, причем газогенераторы расположены с внешней стороны от вала, (патент RU №2371598).Closest to the claimed is the aircraft power plant, consisting of a nacelle with an air intake and an external circuit channel, as well as a gas turbine engine, consisting of a series fan, two gas generators and a shaft connected to the fan of the fan drive turbine, the gas generators being located on the outside of the shaft , (patent RU No. 2371598).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее повышенные осевые габариты из-за расположения газогенераторов между вентилятором и турбиной, а также снижение экономичности из-за неравномерности потока газа, поступающего из газогенераторов на турбину привода вентилятора. Также недостатком является повышенный вес турбины привода вентилятора при сверхвысоких степенях двухконтурности m=15…25 газотурбинного двигателя, а также повышенное аэродинамическое сопротивление мотогондолы при этих степенях двухконтурности, что ограничивает применение газотурбинных двигателей с закапотированным вентилятором для этих степеней двухконтурности, так как улучшение топливной экономичности двигателя за счет повышения степени его двухконтурности «съедается» увеличением аэродинамического сопротивления мотогондолы и увеличением массы силовой установки..A disadvantage of the known design adopted for the prototype is its increased axial dimensions due to the location of the gas generators between the fan and the turbine, as well as a decrease in efficiency due to the uneven flow of gas from the gas generators to the fan drive turbine. Another disadvantage is the increased weight of the fan drive turbine at ultrahigh bypass ratios m = 15 ... 25 of the gas turbine engine, as well as the increased aerodynamic drag of the engine nacelle at these bypass ratios, which limits the use of gas turbine engines with a drive fan for these bypass ratios, since improving the fuel economy of the engine by increasing the degree of its bypass "eaten up" by increasing the aerodynamic drag of the nacelle and velicheniem weight powerplant ..

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в снижении осевых габаритов и веса силовой установки, в повышении ее экономичности за счет снижения аэродинамического сопротивления силовой установки и самолета, а также в повышении эксплуатационной технологичности и ремонтопригодности силовой установки.The technical problem solved by the invention is to reduce the axial dimensions and weight of the power plant, to increase its efficiency by reducing the aerodynamic drag of the power plant and aircraft, as well as to increase the operational adaptability and maintainability of the power plant.

Сущность технического решения заключается в том, что в силовой установке самолета, содержащей два газогенератора с мотогондолой, воздухозаборник, вентилятор и сопло с каналом наружного контура, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ, воздухозаборник выполнен с сужающимся к вентилятору центральным телом, а газогенераторы с силовыми турбинами расположены в мотогондоле с внешней стороны от вентилятора, при этом каждая из силовых турбин газогенератора соединена с валом вентилятора двухступенчатым двухпоточным редуктором с коническими шестернями и с параллельными передачами в виде торсионных податливых в окружном направлении валов, а газовые каналы газогенераторов на выходе соединены с каналом наружного контура сопла, при этом сопло выполнено с подвижным в осевом направлении центральным телом, на котором установлены створки реверсивного устройства, причем Dц=Dф, где: Dц - диаметр центрального тела воздухозаборника в месте его стыковки с фюзеляжем самолета, Dф - диаметр фюзеляжа самолета в месте его стыковки с центральным телом воздухозаборника силовой установки.The essence of the technical solution lies in the fact that in a power plant of an aircraft containing two gas generators with a nacelle, an air intake, a fan and a nozzle with an external circuit channel, ACCORDING TO THE INVENTION, the air intake is made with a central body tapering to the fan, and gas generators with power turbines are located in the engine nacelle with the outer side of the fan, with each of the power turbines of the gas generator connected to the fan shaft by a two-stage two-flow gearbox with bevel gears and steam loele gears in the form of torsion-compliant shafts in the circumferential direction, and the gas channels of the gas generators at the outlet are connected to the channel of the outer contour of the nozzle, while the nozzle is made with an axially movable central body on which the shutters of the reversing device are installed, and D c = D f , where: D c is the diameter of the central body of the air intake at the place of its docking with the fuselage of the aircraft, D f is the diameter of the fuselage of the plane at the place of its docking with the central body of the air intake of the power plant.

Выполнение воздухозаборника с сужающимся к вентилятору центральным телом и с диаметром центрального тела в месте стыковки с фюзеляжем самолета равным диаметру фюзеляжа самолета в месте этой стыковки, позволяет при минимальных гидравлических потерях в воздухозаборнике разместить силовую установку с вентилятором увеличенного диаметра за фюзеляжем самолета, в «тени» фюзеляжа, что позволяет повысить экономичность силовой установки и самолета как за счет снижения аэродинамического сопротивления мотогондолы силовой установки, так и за счет отсоса пограничного слоя с фюзеляжа самолета.Performing an air intake with a central body tapering to the fan and with a central body diameter at the junction with the aircraft fuselage equal to the diameter of the aircraft fuselage at this junction allows you to place a power plant with an increased diameter fan behind the aircraft fuselage in the "shadow" with minimal hydraulic losses fuselage, which allows to increase the efficiency of the power plant and aircraft both by reducing the aerodynamic drag of the engine nacelle of the power plant, and Thu boundary layer suction from the aircraft fuselage.

Расположение газогенераторов с силовыми турбинами в мотогондоле, с внешней стороны от вентилятора, позволяет минимизировать осевые габариты силовой установки и снизить скорость потока воздуха в канале наружного контура с соответствующим снижением гидравлических потерь и повышением экономичности силовой установки. Также повышается эксплуатационная технологичность и ремонтопригодность силовой установки из-за улучшения доступа к газогенераторам, расположенным в мотогондоле.The location of gas generators with power turbines in the engine nacelle, on the outside of the fan, allows to minimize the axial dimensions of the power plant and to reduce the air flow rate in the channel of the external circuit with a corresponding reduction in hydraulic losses and increased efficiency of the power plant. The operational manufacturability and maintainability of the power plant also increases due to improved access to gas generators located in the nacelle.

Соединение каждой из силовых турбин газогенераторов с валом вентилятора двухпоточным двухступенчатым редуктором с коническими шестернями и с параллельными передачами в виде торсионных, податливых в окружном направлении валов, позволяет уменьшить число ступеней силовых турбин и обеспечить оптимальную для получения максимального КПД окружную скорость рабочих лопаток вентилятора при приемлемых нагрузках на зуб в конических шестернях. Податливые в окружном направлении торсионные валы позволяют уравнять между собой крутящие моменты в параллельных передачах, не допуская таким образом излишних нагрузок на зуб в конических шестернях.The connection of each of the gas generator’s power turbines with the fan shaft with a two-flow two-stage gearbox with bevel gears and parallel gears in the form of torsion shafts that are malleable in the circumferential direction allows reducing the number of power turbine stages and ensuring the peripheral speed of the fan blades at optimum loads for maximum efficiency at acceptable loads on a tooth in bevel gears. The torsion shafts, which are malleable in the circumferential direction, make it possible to equalize the torques in parallel gears, thus avoiding excessive loads on the tooth in bevel gears.

Соединение газовых каналов газогенераторов на выходе с каналом наружного контура сопла позволяет снизить уровень шума газогенератора на выходе, а также повысить экономичность силовой установки за счет смешения потока газа из генератора и потока воздуха из вентилятора.The connection of the gas channels of the gas generators at the outlet to the channel of the outer nozzle circuit allows one to reduce the noise level of the gas generator at the outlet and also to increase the efficiency of the power plant by mixing the gas stream from the generator and the air stream from the fan.

Выполнение сопла силовой установки с подвижным в осевом направлении центральным телом позволяет регулировать по режимам проходную площадь выходного сопла, что способствует повышению экономичности силовой установки и снижению температуры газа перед турбинами газогенераторов на взлетном режиме.The implementation of the nozzle of the power plant with an axially movable central body makes it possible to regulate the passage area of the output nozzle according to the modes, which increases the efficiency of the power plant and reduces the gas temperature in front of the gas generator turbines in the take-off mode.

Установка створок реверсивного устройства на центральном теле сопла позволяет эффективно реверсировать тягу силовой установки при торможении самолета. Такое расположение реверсивного устройства не требует увеличения диаметральных и осевых размеров силовой установки.Installing the flaps of the reversing device on the central body of the nozzle allows you to effectively reverse the thrust of the power plant when braking the aircraft. This arrangement of the reversing device does not require an increase in the diametrical and axial dimensions of the power plant.

При Dц>Dф и при Dц<Dф - ухудшается экономичность силовой установки из-за гидравлических потерь в воздухозаборнике.When D n> D f and D i <D p - powerplant efficiency deteriorates due to hydraulic losses at the air intake.

На фиг.1, 2 - изображены силовые установки на самолетах различных конструкций.In figure 1, 2 - shows the power plant on aircraft of various designs.

На фиг.3 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 3 - element I in figure 1 in an enlarged view.

На фиг.4 - элемент II на фиг.3 в увеличенном виде.Figure 4 - element II in figure 3 in an enlarged view.

На фиг.5 - элемент III на фиг 3 в увеличенном виде.Figure 5 - element III in figure 3 in an enlarged view.

Силовая установка 1 самолета 2 состоит из вентилятора 3, установленного с задней стороны 4 по оси 5 фюзеляжа 6 самолета 2, а также из двух газогенераторов 7, расположенных с внешней стороны от вентилятора 3 в мотогондоле 8 установки 1. Воздухозаборник 9 установки 1 выполнен с сужающимся к вентилятору 3 центральным телом 10, с помощью которого по поверхности 11 установка 1 крепится к фюзеляжу 6 самолета 2. Для исключения уступов и дополнительных гидравлических потерь диаметр Dц центрального тела 10 по поверхности 11 выполнен равным диаметру Dф фюзеляжа 6 самолета 2. Мотогондола 8 установки 1 крепится к центральному телу 10 воздухозаборника 9 с помощью радиальных стоек 12, которые также служат для выравнивания воздушного потока 13, поступающего на вход в вентилятор 3, т.е. стойки 12 работают как входной спрямляющий аппарат вентилятора 3.The power plant 1 of aircraft 2 consists of a fan 3 mounted on the rear side 4 along the axis 5 of the fuselage 6 of aircraft 2, as well as two gas generators 7 located on the outside of the fan 3 in the engine nacelle 8 of installation 1. The air intake 9 of installation 1 is made with a tapering to the fan 3 by the central body 10, with which, on the surface 11, the installation 1 is attached to the fuselage 6 of the aircraft 2. To exclude ledges and additional hydraulic losses, the diameter D c of the central body 10 on the surface 11 is made equal to the diameter D f of the fuselage 6 airplane 2. The engine nacelle 8 of installation 1 is attached to the central body 10 of the air intake 9 using radial struts 12, which also serve to equalize the air flow 13 entering the fan 3, i.e. racks 12 work as an input rectifier fan 3.

Каждый из газогенераторов 7 состоит из воздухозаборника 14, совмещенного с воздухозаборником 9 силовой установки 1, а также из компрессора низкого давления 15, компрессора высокого давления 16, камеры сгорания 17, турбины высокого давления 18, турбины низкого давления 19 и силовой свободной турбины 20. Газовый тракт 21 газогенератора 7 на выходе из турбины 20 через сопло 22 соединен с каналом наружного контура 23 за вентилятором 3.Each of the gas generators 7 consists of an air intake 14 combined with an air intake 9 of the power unit 1, as well as a low pressure compressor 15, a high pressure compressor 16, a combustion chamber 17, a high pressure turbine 18, a low pressure turbine 19 and a free power turbine 20. Gas the path 21 of the gas generator 7 at the outlet of the turbine 20 through the nozzle 22 is connected to the channel of the outer circuit 23 behind the fan 3.

Каждая из силовых свободных турбин 20 соединена с валом 24 вентилятора 3 двухступенчатым двухпоточным коническим редуктором 25, состоящим из двух соединенных с валом 26 силовой турбины 20 ведущих конических шестерен 27 и 28, а также ведомых конических шестерен 29 и 30 первой ступени редуктора, ведущих конических шестерен 31 и 32 и ведомых конических шестерен 33 и 34 второй ступени.Each of the free power turbines 20 is connected to the shaft 24 of the fan 3 by a two-stage two-flow bevel gear 25, consisting of two bevel gears 27 and 28 connected to the shaft 26 of the power turbine 20, as well as driven bevel gears 29 and 30 of the first gear stage, and bevel gears 31 and 32 and driven bevel gears 33 and 34 of the second stage.

Вал 26 силовой турбины 20 соединен с ведущей конической шестерней 28 податливым в окружном направлении торсионным валом 35, шестерни 29 и 30 соединены с шестернями 31 и 32 параллельными между собой торсионными валами 36 и 37, а ведомая шестерня 34 соединена с валом 24 вентилятора 3 торсионным валом 38. Валики 36 и 37, перпендикулярные оси 39 вентилятора 3, расположены в стойках 40, размещенных в канале наружного контура 23. Стойки 40 могут быть выполнены в виде лопаток спрямляющего аппарата вентилятора 3.The shaft 26 of the power turbine 20 is connected to the driving bevel gear 28 by a circumferentially flexible torsion shaft 35, the gears 29 and 30 are connected to the gears 31 and 32 by the torsion shafts 36 and 37 parallel to each other, and the driven gear 34 is connected to the shaft 24 of the fan 3 by the torsion shaft 38. The rollers 36 and 37, perpendicular to the axis 39 of the fan 3, are located in the racks 40 located in the channel of the outer circuit 23. The racks 40 can be made in the form of blades rectifier apparatus of the fan 3.

Сопло 41 силовой установки 1 выполнено с подвижным в осевом направлении центральным телом 42, что позволяет регулировать проходную площадь сопла Fc по режимам работы силовой установки 1: в положении 43 проходная площадь Fc минимальна, а в положении 44 проходная площадь Fc максимальна.The nozzle 41 of the power plant 1 is made with an axially movable central body 42, which allows you to adjust the nozzle passage area F c according to the operating modes of the power plant 1: at position 43, the passage area F c is minimal, and at position 44, the passage area F c is maximum.

На центральном теле 42 сопла 41 установлены створки 45 реверсивного устройства 46, которые в положении 47 создают обратную тягу силовой установки 1.On the central body 42 of the nozzle 41, flaps 45 of the reversing device 46 are installed, which in position 47 create a reverse thrust of the power plant 1.

Работает данное устройство следующим образом.This device works as follows.

При работе силовой установки 1 за счет отсоса пограничного слоя с внешней поверхности фюзеляжа 6 улучшается экономичность самолета 2 в целом. Размещение установки 1 за фюзеляжем 6 позволяет при минимальном аэродинамическом сопротивлении мотогондолы 8 выполнить силовую установку 1 со сверхвысокой степенью двухконтурности m=20…25, что повышает ее экономичность.During operation of the power plant 1 due to the suction of the boundary layer from the outer surface of the fuselage 6 improves the efficiency of the aircraft 2 as a whole. Placing the installation 1 behind the fuselage 6 allows, with a minimum aerodynamic drag of the engine nacelle 8, to perform the power plant 1 with an ultrahigh bypass ratio m = 20 ... 25, which increases its efficiency.

Замена силовой установки 1 на самолете 2 осуществляется путем отстыковки установки 1 по поверхности 11 центрального тела 10 вентилятора 3, что существенно снижает время замены силовой установки.The replacement of the power plant 1 on the airplane 2 is carried out by undocking the installation 1 on the surface 11 of the central body 10 of the fan 3, which significantly reduces the time of replacing the power plant.

Claims (1)

Силовая установка самолета, содержащая два газогенератора с мотогондолой, воздухозаборник, вентилятор и сопло с каналом наружного контура, отличающийся тем, что воздухозаборник выполнен с сужающимся к вентилятору центральным телом, а газогенераторы с силовыми турбинами расположены в мотогондоле с внешней стороны от вентилятора, при этом каждая из силовых турбин газогенератора соединена с валом вентилятора двухступенчатым двухпоточным редуктором с коническими шестернями и с параллельными передачами в виде торсионных податливых в окружном направлении валов, а газовые каналы газогенераторов на выходе соединены с каналом наружного контура сопла, при этом сопло выполнено с подвижным в осевом направлении центральным телом, на котором установлены створки реверсивного устройства, причем
Dц=Dф,
где Dц - диаметр центрального тела воздухозаборника в месте его стыковки с фюзеляжем самолета;
Dф - диаметр фюзеляжа самолета в месте его стыковки с центральным телом воздухозаборника силовой установки. The power plant of the aircraft, containing two gas generators with a nacelle, an air intake, a fan and a nozzle with an external circuit channel, characterized in that the air intake is made with a central body tapering to the fan, and gas generators with power turbines are located in the nacelle on the outside of the fan, each of power turbines of the gas generator is connected to the fan shaft by a two-stage two-flow gearbox with bevel gears and with parallel gears in the form of torsion malleable in ok uzhnom shaft direction, and gas channels for gasifiers output connected to the outer contour of the nozzle duct, the nozzle is adapted movable in the axial direction of the central body, on which the flaps reversing device, wherein
D n = D f,
where D c - the diameter of the Central body of the air intake at the place of its docking with the fuselage of the aircraft;
D f - the diameter of the fuselage of the aircraft at its docking with the Central body of the air intake of the power plant.
RU2012114313/06A 2012-04-11 2012-04-11 Aircraft power plant RU2488709C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012114313/06A RU2488709C1 (en) 2012-04-11 2012-04-11 Aircraft power plant

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012114313/06A RU2488709C1 (en) 2012-04-11 2012-04-11 Aircraft power plant

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2488709C1 true RU2488709C1 (en) 2013-07-27

Family

ID=49155687

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012114313/06A RU2488709C1 (en) 2012-04-11 2012-04-11 Aircraft power plant

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2488709C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2716643C1 (en) * 2019-02-07 2020-03-13 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) Aircraft power plant

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3423048A (en) * 1966-11-18 1969-01-21 Bristol Siddeley Engines Ltd Gas turbine compound helicopter power plant
RU2066777C1 (en) * 1992-11-17 1996-09-20 Шевцов Валентин Федорович Engine
RU6839U1 (en) * 1997-03-25 1998-06-16 Омский государственный технический университет COMBINED REACTIVE ENGINE
RU2153592C1 (en) * 1999-03-01 2000-07-27 Григорчук Владимир Степанович Disk-type turbojet engine
RU2007119521A (en) * 2007-05-25 2008-11-27 Владимир Степанович Григорчук (RU) TURBOREACTIVE ENGINE WITH INERTIAL POWER REACTION
RU2422662C1 (en) * 2009-11-16 2011-06-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Propeller fan gas turbine engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3423048A (en) * 1966-11-18 1969-01-21 Bristol Siddeley Engines Ltd Gas turbine compound helicopter power plant
RU2066777C1 (en) * 1992-11-17 1996-09-20 Шевцов Валентин Федорович Engine
RU6839U1 (en) * 1997-03-25 1998-06-16 Омский государственный технический университет COMBINED REACTIVE ENGINE
RU2153592C1 (en) * 1999-03-01 2000-07-27 Григорчук Владимир Степанович Disk-type turbojet engine
RU2007119521A (en) * 2007-05-25 2008-11-27 Владимир Степанович Григорчук (RU) TURBOREACTIVE ENGINE WITH INERTIAL POWER REACTION
RU2422662C1 (en) * 2009-11-16 2011-06-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Propeller fan gas turbine engine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2716643C1 (en) * 2019-02-07 2020-03-13 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) Aircraft power plant

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11988099B2 (en) Unducted thrust producing system architecture
CN109386384B (en) Gas turbine engine
US10590854B2 (en) Geared gas turbine engine
US20170369179A1 (en) Gas turbine engine
CN113217582B (en) Gear box for engine
US8938943B2 (en) Gas turbine engine with bypass mixer
US10584641B2 (en) Turbine engine with a pair of contrarotating propellers placed upstream of the gas generator
US10082080B2 (en) Fan rotor for a turbo machine such as a multiple flow turbojet engine driven by a reduction gear
JP2016211576A (en) Immersed core flow inlet between rotor blade and stator vane for unducted fan gas turbine
US10351252B2 (en) Aircraft comprising a propulsion assembly including a pair of propellers at the rear of the fuselage
US20200070988A1 (en) Aircraft propulsion system
US20200003128A1 (en) Gas turbine
US20180080411A1 (en) Gas turbine engine
US10947929B2 (en) Integrated aircraft propulsion system
US20220065171A1 (en) Modular cabin blower system for aircraft
CN111140362A (en) Cooling of gas turbine engine accessories
CN114930012B (en) Aviation propulsion system with low leakage flow and improved propulsion efficiency
RU2488709C1 (en) Aircraft power plant
US11052994B2 (en) System for changing the pitch of a turboprop engine comprising an upstream pair of contrarotating propellers
CN114930001B (en) Aviation propulsion system with low leakage rate and improved propulsion efficiency
CN114945739A (en) Aircraft propulsion system with improved propulsion efficiency
US11913385B2 (en) Aeronautical propulsion system with improved propulsive efficiency
RU2815564C1 (en) Aircraft power plant
US10968835B2 (en) Apparatus for gas turbine engines

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner