公开(公告)号：WO2015076929A1

公开(公告)日：2015-05-28

申请号：PCT/US2014/057434

申请日：2014-09-25

Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION

Inventor： SCHWARZ, Frederick, M. ,  SHERIDAN, William, G.

IPC: F02K3/02

CPC classification number: F02C7/06 ,  F01D5/02 ,  F01D5/06 ,  F01D9/06 ,  F01D17/105 ,  F02C3/04 ,  F02C3/06 ,  F02C3/10 ,  F02C3/107 ,  F02C7/28 ,  F02C7/36 ,  F02C9/18 ,  F02K1/06 ,  F02K1/09 ,  F02K3/04 ,  F02K3/06 ,  F04D29/321 ,  F04D29/325 ,  F04D29/38 ,  F05D2220/32 ,  F05D2220/36 ,  F05D2230/60 ,  F05D2240/12 ,  F05D2240/24 ,  F05D2240/35 ,  F05D2240/52 ,  F05D2240/54 ,  F05D2240/60 ,  F05D2260/40311 ,  F16H1/28

Abstract: A three-spool turbofan engine (20) has a variable fan nozzle (35). The fan blades have a peak tip radius R T and an inboard leading edge radius R H at an inboard boundary of the flowpath. A ratio of R H to R T is less than about 0.40.

Abstract translation: 三阀塞涡轮风扇发动机（20）具有可变风扇喷嘴（35）。 风扇叶片在流路的内侧边界处具有峰顶半径RT和内侧前缘半径RH。 RH与RT的比值小于约0.40。

公开(公告)号：WO2014143248A1

公开(公告)日：2014-09-18

申请号：PCT/US2013/073985

申请日：2013-12-10

Applicant: VETTERS, Daniel, K. ,  KARAM, Michael ,  FULAYTER, Roy, D.

Inventor： VETTERS, Daniel, K. ,  FULAYTER, Roy, D.

IPC: F02K3/04 ,  F02C7/36

CPC classification number: F02K3/075 ,  F02C7/36 ,  F02K3/04 ,  F05D2260/4031 ,  Y02T50/671

Abstract: An ultra high bypass ratio turbofan engine includes a variable pitch fan, a low pressure turbine, a reduction gearbox, and a plurality of outlet guide vanes. The ultra high bypass ratio turbofan engine has a bypass ratio between about 18 and about 40. The variable pitch fan and the low pressure turbine are coupled together by the reduction gearbox. The reduction gearbox reduces the speed of the variable pitch fan relative to the low pressure turbine. The plurality of outlet guide vanes are spaced aft of the variable pitch fan and are axially swept. The variable pitch fan and the low pressure turbine are configured to generate a fan pressure ratio between about 1.15 and about 1.24.

Abstract translation: 超高旁通比涡扇发动机包括可变桨距风扇，低压涡轮机，减速齿轮箱和多个出口导叶。 超高旁路比涡扇发动机的旁通比约为18至40左右。变桨距风机和低压涡轮机通过减速齿轮箱联结在一起。 减速齿轮箱相对于低压涡轮机降低了变桨距风扇的速度。 多个出口导向叶片在可变节距风扇的后部间隔开并且被轴向扫掠。 可变节距风扇和低压涡轮机构造成产生约1.15至约1.24之间的风扇压力比。

公开(公告)号：WO2014055102A1

公开(公告)日：2014-04-10

申请号：PCT/US2013/025470

申请日：2013-02-10

Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION

Inventor： SUCIU, Gabriel, L.

IPC: F02C7/00 ,  F02C7/32 ,  F02C7/20

CPC classification number: F02K3/04 ,  F01D17/105 ,  F02C3/107 ,  F02C7/20 ,  F02K3/06 ,  F04D29/325 ,  F05D2220/32 ,  F05D2230/50 ,  F05D2260/4031

Abstract: A gas turbine engine includes a fan with a plurality of fan blades rotatable about an axis, a compressor section, a combustor in fluid communication with the compressor section, and a turbine section in fluid communication with the combustor. The fan defines a fan diameter and the turbine section includes a fan drive turbine with a diameter less than 0.50 the size of the fan diameter. A geared architecture is driven by the turbine section for rotating the fan about the axis.

Abstract translation: 一种燃气涡轮发动机包括具有可围绕轴线旋转的多个风扇叶片的风扇，压缩机部分，与压缩机部分流体连通的燃烧器以及与燃烧器流体连通的涡轮部分。 风扇限定风扇直径，涡轮部分包括直径小于0.50的风扇驱动涡轮，风扇直径的大小。 齿轮架构由涡轮部分驱动，用于围绕轴线旋转风扇。

公开(公告)号：WO2013147967A2

公开(公告)日：2013-10-03

申请号：PCT/US2013020460

申请日：2013-01-07

Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORP ,  ATASSI OLIVER V ,  PETRENKO OLEG

Inventor： ATASSI OLIVER V ,  PETRENKO OLEG

IPC: F02K3/02

CPC classification number: F02K1/06 ,  F01D5/16 ,  F02K1/09 ,  F02K1/48 ,  F02K1/72 ,  F02K3/04 ,  F05D2260/96 ,  F05D2300/603 ,  Y02T50/672 ,  Y10T29/49229

Abstract: A variable area fan nozzle for a gas turbine engine includes a radially outer wall and a radially inner wall. At least one of the radially outer wall and the radially inner wall includes a wall thickness distribution that has local thick portions and local thin portions.

Abstract translation: 用于燃气涡轮发动机的可变面积风扇喷嘴包括径向外壁和径向内壁。 径向外壁和径向内壁中的至少一个包括具有局部厚部分和局部薄部分的壁厚分布。

公开(公告)号：WO2007122368A1

公开(公告)日：2007-11-01

申请号：PCT/GB2007/001100

申请日：2007-03-27

Applicant: SHORT BROTHERS PLC ,  RICHARDSON, John, Stanley

Inventor： RICHARDSON, John, Stanley

IPC: F02K1/46 ,  F02K1/38 ,  F02K1/30 ,  F02K1/06 ,  F02K1/34

CPC classification number: F02K1/386 ,  F02K1/48 ,  F02K1/72 ,  F02K3/04 ,  F05D2220/326 ,  F05D2220/327 ,  F05D2250/411

Abstract: A gas turbine engine is described, said gas turbine engine comprising: a by-pass fan, a fuel-burning gas turbine core structure having an exhaust nozzle for hot exhaust gas, said core structure being at least partially surrounded by a by-pass airstream cowling structure, said core structure and said by-pass airstream cowling structure defining a by-pass airstream duct therebetween, said duct having a by-pass airstream exhaust nozzle adjacent a downstream end thereof wherein an area of the exhaust nozzle for the hot exhaust gas and/or the by-pass airstream is selectively variable, said exhaust nozzle comprising at least first and second generally annular ring members, said ring members each having circumferential discontinuities at a trailing edge thereof, said ring members being mutually displaceable so as to bring said discontinuities into and out of register with each other so as to increase or decrease said nozzle area.

Abstract translation: 描述了一种燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：旁通风扇，具有用于热排气的排气喷嘴的燃料燃烧燃气涡轮机芯结构，所述芯结构至少部分地被旁路气流包围 整流罩结构，所述芯结构和所述旁路气流整流罩结构在其间限定旁通气流管道，所述管道具有邻近其下游端的旁路气流排气喷嘴，其中用于热排气的排气喷嘴的区域 所述排气喷嘴至少包括第一和第二大体上环形的环形构件，所述环形构件在其后缘处各自具有圆周不连续性，所述环构件可互相移动，从而使所述 不连续进出对齐，以增加或减少所述喷嘴面积。

公开(公告)号：WO2006088663A2

公开(公告)日：2006-08-24

申请号：PCT/US2006/003837

申请日：2006-02-03

Applicant: MASSACHUSETTS INSTITUTE OF TECHNOLOGY ,  MERCHANT, Ali

Inventor： MERCHANT, Ali

IPC: F02K3/04

CPC classification number: F02K3/04 ,  F02K3/06 ,  F05D2220/80 ,  F05D2240/302 ,  Y02T50/671 ,  Y02T50/673 ,  Y10S415/914

Abstract: A supersonic aircraft engine axial fan that includes a rotating blade row having blades that receive a supersonic entry flow in the absolute frame and decelerate the flow to a lower supersonic or subsonic velocity exit flow while adding work to the flow to increase stagnation pressure. It is preferred that the lower velocity be subsonic. When the fan is combined with a suitably designed inlet, the propulsion system is compact and lighter in weight than conventional engines for supersonic aircraft.

Abstract translation: 一种超音速飞机发动机轴流风扇，其包括具有叶片的旋转叶片排，所述叶片具有接收绝对框架中的超音速进入流并将流减速到较低的超音速或亚音速速度出口流，同时向流量增加工作以增加停滞压力。 较低的速度是亚音速的。 当风扇与适当设计的入口组合时，推进系统的重量比传统的超音速发动机重量更轻。

公开(公告)号：WO2005073519A1

公开(公告)日：2005-08-11

申请号：PCT/DE2005/000137

申请日：2005-01-29

Applicant: MTU AERO ENGINES GMBH ,  SHARP, John ,  KREINER, Andreas

Inventor： SHARP, John ,  KREINER, Andreas

IPC: F01D15/10

CPC classification number: F01D15/10 ,  F02C3/10 ,  F02K3/04 ,  F02K3/06 ,  F05D2220/323

Abstract: Die Erfindung betrifft eine Gasturbine, insbesondere ein Flugtriebwerk. Die Gasturbine weist mindestens einen Verdichter (15, 16), mindestens eine Brennkam­mer (17), mindestens eine Turbine (18, 19) und mindestens einen Generator (20) zur Er­zeugung elektrischer Energie auf, wobei der oder jeder Generator (20) mindestens einen Ständer (25) und mindestens einen Läufer (22) aufweist. Erfindungsgemäss ist der oder jeder Läufer (22) des oder jeden Generators (20) als freilau­fende Generatorturbine ausgebildet, die angetrieben von einer Gasströmung relativ zu dem jeweiligen Ständer (25) des jeweiligen Generators (20) rotiert und so aus der Bewegungs­energie der Gasströmung elektrische Energie erzeugt.

Abstract translation: 本发明涉及一种燃气轮机，特别是飞机发动机。 燃气涡轮机具有用于产生电能，其中，所述或每个发生器（20）的至少一个的至少一个压缩机（15，16），至少一个燃烧室（17），至少一个涡轮机（18，19）和至少一个发电机（20） 站（25）和至少一个转子（22）。 根据本发明的或的各转子（22）或每个发生器（20）被设计为一个自由运行发电机涡轮，由相对的气体流驱动到相应的发电机（20），其从所述气体流电力的动能旋转等等的各自的定子（25） 产生。

公开(公告)号：WO2004059157A1

公开(公告)日：2004-07-15

申请号：PCT/FR2003/003868

申请日：2003-12-22

Applicant: HUREL HISPANO ,  BLIN, Laurent ,  CAZUC, Xavier ,  VAUCHEL, Guy

Inventor： BLIN, Laurent ,  CAZUC, Xavier ,  VAUCHEL, Guy

IPC: F02K1/62

CPC classification number: F02K1/72 ,  F02K1/625 ,  F02K3/04 ,  F05D2240/12 ,  Y02T50/671

Abstract: Dispositif à grilles pour la formation d'un flux d'inversion à partir d'un flux de poussée de turboréacteur, comportant une pluralité de grilles de dérivation de flux (22) disposées cote à cote à la périphérie externe d'un canal annulaire de circulation du flux de poussée, chaque grille étant constituée par une pluralité d'aubes internes transversales (24A) et d'aubes internes longitudinales (24B) entrecroisées, deux grilles adjacentes étant séparées par un jeu latéral générant un flux de fuite, dispositif comportant des moyens pour rediriger ce flux de fuite dans une direction augmentant l'efficacité du flux d'inversion constitués par des d'appendices aérodynamiques (36) montés sur au moins un bord externe longitudinal de chaque grille.

Abstract translation: 本发明涉及一种包括用于从喷气发动机推力流形成反向流的光栅的装置。 本发明的装置包括多个在环形推力流通道的外边缘并排设置的分流器光栅（22）。 每个光栅包括多个相交的内横向叶片（24A）和内纵向叶片（24B），两个相邻的格栅由侧间隙分开，产生泄漏流。 该装置还包括在诸如增加逆流的有效性的方向上重新引导上述泄漏流的装置，所述重新定向装置包括空气动力学附属物（36），其安装在每个的至少一个外部纵向边缘上 光栅。

公开(公告)号：WO99014464A1

公开(公告)日：1999-03-25

申请号：PCT/EP1998/005326

申请日：1998-08-21

IPC: F01D5/08 ,  F01D9/06 ,  F01D25/12 ,  F02K1/04 ,  F02K3/04

CPC classification number: F01D9/065 ,  F01D5/082 ,  F01D25/125 ,  F02K1/04 ,  F02K3/04 ,  Y02T50/676

Abstract: The invention relates to a turbofan aircraft engine comprising a central mechanism mounted in a gondola and a fan which feeds a mixer with cold air passing through a secondary flow channel. A low-pressure turbine cone is located in the mixer where the hot air flow which emerges from the low-pressure turbine cone of the central mechanism is mixed with the cold air flow. Part of the cold air flow for the low-pressure turbine casing reaches an annular slot located between the casing and a lining encompassing said casing. Another part of the cold air flow is guided through the hollow outlet guide vanes of a following guide wheel towards the rear annular slot between the rotor and the stator of the low-pressure turbine, whilst the majority of the cold air flow reaches the ejector. The inventive turbofan aircraft engine is characterised in that the majority of the cold air flow passes through the hollow guide vanes before reaching the interior space of the low-pressure turbine cone, said cone having a downstream free end section with a nozzle type outlet opening, so that this downstream free end section acts as an ejector which adds the cold air flow to the air flow emerging from the mixer.

Abstract translation: 涡轮风扇航空发动机与设置在机舱核心发动机和促进通过旁路管道到混频器的冷气流的风扇的气缸中，其中一个低压涡轮机锥内和其上提供的流出热气体流从与冷的空气流的核心发动机的低压涡轮机，混合，其中一个 冷空气流的一部分是通过喷射作用分支并进入作为冷却空气流在低压涡轮机壳体到这个和一个围绕该面板之间的环形间隙，并且其中，该冷却空气流的一部分通过一个Nachleitrades的中空出口导向叶片通过所述转子和所述低压涡轮机的定子之间的最后面的环形间隙， 在大部分冷却空气流至所述喷射器的通过，其特征在于，通过中空出口引导的冷却空气流的主要部分叶片进入FRE的在其下游的内部 IEN Endadbschnitt到达喷嘴状出口开口具有低压涡轮锥形，使得该下游侧端部起到的喷射器，通过该从混合器排出的冷却空气流混合的空气流。

公开(公告)号：WO2015126824A1

公开(公告)日：2015-08-27

申请号：PCT/US2015/016154

申请日：2015-02-17

Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION

Inventor： GALLAGHER, Edward J. ,  MONZON, Byron R. ,  LIU, Ling ,  LI, Linda S. ,  WHITLOW, Darryl ,  FORD, Barry M.

IPC: F01D5/14

CPC classification number: F04D29/384 ,  F01D5/141 ,  F02C3/04 ,  F02C3/14 ,  F02C7/36 ,  F02K3/04 ,  F04D29/325 ,  F05D2220/36 ,  F05D2240/35 ,  F05D2250/71 ,  F05D2250/713 ,  F05D2250/75 ,  F05D2260/4031 ,  F05D2270/3013 ,  Y02T50/672 ,  Y02T50/673

Abstract: An airfoil for a turbine engine includes pressure and suction sides that extend in a radial direction from a 0% span position at an inner flow path location to a 100% span position at an airfoil tip. The airfoil has a relationship between a total chord length and a span position and corresponds to a curve that has an increasing total chord length from the 0% span position to a first peak. The first peak occurs in the range of 45-65% span position, and the curve either remains generally constant or has a decreasing total chord length from the first peak to the 100% span position. The total chord length is at the 0% span position in the range of 8.2-10.5 inches (20.8-26.7 cm).

Abstract translation: 用于涡轮发动机的翼型包括压力和吸力侧，其在径向方向上从内部流动路径位置处的0％跨度位置延伸到翼型末端处的100％跨度位置。 翼型具有总弦长和跨度位置之间的关系，并且对应于从0％跨度位置到第一峰具有增加的总弦长的曲线。 第一个峰出现在45-65％跨度位置的范围内，并且该曲线或者保持一般恒定或具有从第一峰到100％跨度位置的总弦长减小。 总和弦长度在8.2-10.5英寸（20.8-26.7厘米）范围内的0％跨度位置。