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公开(公告)号：EP3306068B1
公开(公告)日：2020-08-05
申请号：EP17194036.4
申请日：2017-09-29
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公开(公告)号：EP3306068A1
公开(公告)日：2018-04-11
申请号：EP17194036.4
申请日：2017-09-29
摘要： Turbofan-Triebwerk für ein ziviles Überschallflugzeug, das aufweist: einen mehrstufigen Fan (3), wobei jede Stufe des mehrstufigen Fans einen Fanrotor (31, 33) mit Rotorschaufeln und einen Fanstator (32, 34a, 34b) mit Statorschaufeln aufweist; einen Eingangsstromkanal (4), der durch den Fanrotor (31) der ersten Stufe des mehrstufigen Fans (3) führt; einen Primärstromkanal (6), der durch ein Kerntriebwerk des Turbofan-Triebwerks führt; und einen Sekundärstromkanal (5), der an dem Kerntriebwerk vorbei führt. Dabei teilt sich der Eingangsstromkanal (4) in den Primärstromkanal (6) und den Sekundärstromkanal (5) auf. Es ist vorgesehen, dass die Fanrotoren (31, 33) sämtlicher Stufen des Fans (3) im Eingangsstromkanal (4) vor dessen Aufteilung in den Primärstromkanal (6) und den Sekundärstromkanal (5) angeordnet sind.
摘要翻译： 涡扇发动机用于民用超音速飞机，包括：多级风扇（3），其特征在于，所述多级风扇每个阶段的风扇转子（31，33）带有转子叶片和一个Fanstator（32，34A，34B），其具有定子叶片; 经过多级风扇（3）的第一级风扇转子（31）的输入流道（4）; 主流动通道（6），其穿过涡轮风扇发动机的核心发动机; 和通过核心发动机的第二流动通道（5）。 在这种情况下，输入电流通道（4）被分成一次流通道（6）和二次流通道（5）。 据设想，在入口流动通道中的风扇（3）的所有阶段的风扇转子（31，33）被布置之前其分割成主流动通道（6）和次级流动通道（5）（4）。
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公开(公告)号：EP3306066A1
公开(公告)日：2018-04-11
申请号：EP17194091.9
申请日：2017-09-29
CPC分类号： F02K1/09 , F02K1/1223 , F02K1/44 , F02K1/60 , F02K1/763 , F02K3/06 , F05D2220/80 , F05D2260/96
摘要： Die Erfindung betrifft ein Turbofan-Triebwerk für ein ziviles Überschallflugzeug, das aufweist: einen Triebwerkseinlauf (1); einen mehrstufigen Fan (3), der hinter dem Triebwerkseinlauf (1) angeordnet ist; ein Kerntriebwerk, das einen Verdichter (7), eine Brennkammer (11) und eine Turbine (91, 92) umfasst; einen Primärstromkanal (6), der durch das Kerntriebwerk führt; einen Sekundärstromkanal (5), der am Kerntriebwerk vorbei führt; eine verstellbare konvergent-divergente Schubdüse (4), die eine Düsenhalsfläche (16) und eine Düsenaustrittsfläche (17) ausbildet, wobei zumindest die Düsenhalsfläche (16) verstellbar ist; und einen Schubumkehrer (15), der in einen vorderen, nicht verstellbaren Bereich (41) der Schubdüse (4) integriert ist.
摘要翻译： 民用超音速飞机的涡扇发动机技术领域本发明涉及民用超音速飞机的涡扇发动机，其包括：发动机进气口（1）; 位于发动机进气口（1）后面的多级风扇（3）; 包括压缩机（7），燃烧室（11）和涡轮机（91,92）的核心发动机; 一个通过核心发动机的主流动通道（6） 引导通过核心发动机的第二流动通道（5） 一个可调节的收缩 - 扩张排气喷管（4）具有一个喉部区域（16）和一个喷嘴出口面积（17）的形式，至少喉部区域（16）是可调节的; 以及与排气喷嘴（4）的前部不可调节部分（41）集成的推力反向器（15）。
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