[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

RU2015140939A - Компрессор осевого газотурбинного двигателя с ротором противоположного вращения - Google Patents

Компрессор осевого газотурбинного двигателя с ротором противоположного вращения Download PDF

Info

Publication number
RU2015140939A
RU2015140939A RU2015140939A RU2015140939A RU2015140939A RU 2015140939 A RU2015140939 A RU 2015140939A RU 2015140939 A RU2015140939 A RU 2015140939A RU 2015140939 A RU2015140939 A RU 2015140939A RU 2015140939 A RU2015140939 A RU 2015140939A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rows
gas turbine
turbine engine
blades
row
Prior art date
Application number
RU2015140939A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015140939A3 (ru
RU2703888C2 (ru
Inventor
ЭРНО Стефан
Original Assignee
Текспейс Аеро С.А.
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 Текспейс Аеро С.А. filed Critical Текспейс Аеро С.А.
Publication of RU2015140939A publication Critical patent/RU2015140939A/ru
Publication of RU2015140939A3 publication Critical patent/RU2015140939A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2703888C2 publication Critical patent/RU2703888C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F02C3/067—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages having counter-rotating rotors
    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F02C3/073—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages the compressor and turbine stages being concentric
    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission
    • 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
    • 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
    • F02K3/072—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 counter-rotating, e.g. fan rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D19/00—Axial-flow pumps
    • F04D19/02—Multi-stage pumps
    • F04D19/024—Multi-stage pumps with contrarotating parts
    • 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
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type
    • 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)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Retarders (AREA)

Claims (16)

1.     Осевой газотурбинный двигатель (2; 102), такой как турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор (16; 116), компрессор (4; 6; 104), оснащенный ротором (12; 112) с по меньшей мере двумя кольцевыми рядами лопаток (22; 24; 26; 122; 124; 126) ротора, два ряда из которых являются противоположно вращающимися рядами (22; 24; 122; 124), планетарную понижающую передачу (46; 146; 160), соединяющую указанный вентилятор с указанным ротором компрессора и соединяющую указанные противоположно вращающиеся ряды (22; 24; 122; 124), отличающийся тем, что он также содержит кольцевой ряд лопаток (30; 130) статора, расположенный между двумя рядами лопаток (24; 26; 124; 126) ротора так, чтобы спрямлять поток между указанными двумя рядами лопаток (24; 26; 124; 126) ротора.
2.     Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что указанный ряд лопаток (30; 130) статора расположен ниже по потоку относительно указанных двух противоположно вращающихся рядов лопаток (24; 26; 124; 126) ротора, которые могут представлять собой два последовательных ряда.
3.     Газотурбинный двигатель (2; 102) по одному из пп. 1 и 2, отличающийся тем, что указанная планетарная понижающая передача (46; 146; 160) содержит наружную планетарную шестерню (50; 150; 168), внутреннюю планетарную шестерню (48; 148; 162) и сателлитное водило (54; 154; 164), закрепленные на статоре (36; 136) газотурбинного двигателя, при этом один из указанных двух противоположно вращающихся рядов (22, 122) закреплен на указанной наружной планетарной шестерне (50; 150), а второй из двух противоположно вращающихся рядов (24; 124) закреплен на указанной внутренней планетарной шестерне (48; 148).
4.     Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что каждая лопатка (22; 24; 26; 122; 124; 126) ротора соединена с ротором посредством ее внутреннего конца, при этом указанный ряд лопаток (30; 130) статора может представлять собой первый ряд, при этом указанный компрессор (4; 6; 104) также содержит второй ряд лопаток (28; 128) статора, при этом указанные противоположно вращающиеся ряды лопаток (22; 24; 122; 124) расположены между указанными первым рядом статора и вторым рядом статора.
5.     Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что указанная планетарная понижающая передача (46; 146; 160) содержит сателлитное водило (54; 154) с верхней по потоку частью, закрепленной на статоре (36; 136) газотурбинного двигателя (2; 102), причем эта планетарная понижающая передача предпочтительно находится внутри лопаток ротора (4; 104) компрессора.
6.     Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что те из указанных двух противоположно вращающихся рядов лопаток (22; 24; 122; 124), которые расположены выше по потоку, содержат лопатки (22; 122), имеющие больший радиальный размер, чем у лопаток (24; 124), расположенных ниже по потоку.
7.     Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что указанная планетарная понижающая передача (46; 146; 160) выполнена так, что ряд лопаток (22; 122) ротора, самый дальний выше по потоку относительно компрессора (4; 104), является рядом, который вращается более медленно.
8.     Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что указанный противоположно вращающийся ряд (22; 122), расположенный ближе всех к вентилятору (16; 116) в осевом направлении, вращается с промежуточной скоростью относительно скоростей вращения вентилятора (16; 116) и указанного второго из противоположно вращающихся рядов (24; 124).
9.     Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что указанный ротор (12; 112) содержит лопаточный диск (42; 142) и лопаточный барабан (44; 144), причем этот диск (42; 142) несет один ряд лопаток (22; 122), а барабан несет по меньшей мере два ряда лопаток (24; 26; 124; 126), при этом и диск (42; 142), и барабан (44; 144) несут один из указанных противоположно вращающихся рядов лопаток (22; 24; 122; 124), предпочтительно, указанный диск расположен выше по потоку указанного барабана.
10.     Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 9, отличающийся тем, что указанные два ряда лопаток (24; 26; 124; 126) ротора, между которыми расположен кольцевой ряд лопаток (30; 130) статора, представляют собой указанные по меньшей мере два ряда лопаток, которые несет указанный барабан (44; 144).
11.     Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что указанный компрессор (4; 104) содержит несколько рядов лопаток, из которых верхний по потоку ряд (28; 128) и нижний по потоку ряд (32; 132) на своих концах представляют собой ряды лопаток статора, при этом этот компрессор может представлять собой компрессор низкого давления.
12.     Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что указанный компрессор содержит по меньшей мере три ряда лопаток (22; 24; 26; 122; 124; 126) ротора, из которых по меньшей мере два ряда (24; 26; 124; 126) скреплены друг с другом.
13.     Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что он содержит фиксирующий корпус (37; 137) для вентилятора по меньшей мере с одним, предпочтительно, по меньшей мере двумя рядами кронштейнов (38; 40) корпуса, проходящих через поток (18; 118) внутреннего контура газотурбинного двигателя (2; 102), при этом указанный компрессор расположен ниже по потоку относительно одного из указанных рядов кронштейнов корпуса или между двумя рядами кронштейнов корпуса.
14.     Газотурбинный двигатель (2) по п. 1, отличающийся тем, что указанная планетарная понижающая передача (46) содержит наружную планетарную шестерню (50), на которой закреплен по меньшей мере один из указанных противоположно вращающихся рядов (22), и внутреннюю планетарную шестерню (48), на которой закреплены другой из двух указанных противоположно вращающихся рядов и, в некоторых случаях, указанный вентилятор (16).
15.     Газотурбинный двигатель (102) по п. 1, отличающийся тем, что указанная планетарная понижающая передача (146) представляет собой первую понижающую передачу с первой наружной планетарной шестерней (150), причем газотурбинный двигатель также содержит вторую планетарную понижающую передачу (160) со второй наружной планетарной шестерней (168); при этом указанный вентилятор (116) закреплен на указанной второй наружной планетарной шестерне (168), и один из указанных противоположно вращающихся рядов (122) закреплен на указанной первой наружной планетарной шестерне (150).
16.     Газотурбинный двигатель (102) по п. 15, отличающийся тем, что каждая из указанных планетарных понижающих передач (146; 160) содержит внутреннюю планетарную шестерню (148; 162) и сателлитное водило (154; 164), причем эти сателлитные водила закреплены на указанном статоре (137) газотурбинного двигателя (102), а внутренние планетарные шестерни (148; 162) соединены или скреплены одна с другой.
RU2015140939A 2014-10-09 2015-09-28 Компрессор осевого газотурбинного двигателя с ротором противоположного вращения RU2703888C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
BE2014/0740 2014-10-09
BE2014/0740A BE1024024B1 (fr) 2014-10-09 2014-10-09 Compresseur de turbomachine axiale avec rotor contrarotatif

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2015140939A true RU2015140939A (ru) 2017-04-03
RU2015140939A3 RU2015140939A3 (ru) 2019-01-29
RU2703888C2 RU2703888C2 (ru) 2019-10-22

Family

ID=52449876

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015140939A RU2703888C2 (ru) 2014-10-09 2015-09-28 Компрессор осевого газотурбинного двигателя с ротором противоположного вращения

Country Status (6)

Country Link
US (1) US10502143B2 (ru)
EP (1) EP3006713B1 (ru)
CN (1) CN105508050B (ru)
BE (1) BE1024024B1 (ru)
CA (1) CA2904069A1 (ru)
RU (1) RU2703888C2 (ru)

Families Citing this family (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10539020B2 (en) 2017-01-23 2020-01-21 General Electric Company Two spool gas turbine engine with interdigitated turbine section
US10655537B2 (en) 2017-01-23 2020-05-19 General Electric Company Interdigitated counter rotating turbine system and method of operation
US10544734B2 (en) 2017-01-23 2020-01-28 General Electric Company Three spool gas turbine engine with interdigitated turbine section
US10544793B2 (en) 2017-01-25 2020-01-28 General Electric Company Thermal isolation structure for rotating turbine frame
US10823114B2 (en) 2017-02-08 2020-11-03 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing reduction gearbox
US10801442B2 (en) 2017-02-08 2020-10-13 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing reduction gear assembly
US10465606B2 (en) 2017-02-08 2019-11-05 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing reduction gearbox
US10876407B2 (en) 2017-02-16 2020-12-29 General Electric Company Thermal structure for outer diameter mounted turbine blades
US10294821B2 (en) 2017-04-12 2019-05-21 General Electric Company Interturbine frame for gas turbine engine
FR3065994B1 (fr) * 2017-05-02 2019-04-19 Safran Aircraft Engines Turbomachine a rotor de soufflante et reducteur entrainant un arbre de compresseur basse pression
US10605168B2 (en) 2017-05-25 2020-03-31 General Electric Company Interdigitated turbine engine air bearing cooling structure and method of thermal management
US10787931B2 (en) 2017-05-25 2020-09-29 General Electric Company Method and structure of interdigitated turbine engine thermal management
US10718265B2 (en) 2017-05-25 2020-07-21 General Electric Company Interdigitated turbine engine air bearing and method of operation
US10669893B2 (en) 2017-05-25 2020-06-02 General Electric Company Air bearing and thermal management nozzle arrangement for interdigitated turbine engine
US10823001B2 (en) 2017-09-20 2020-11-03 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US10823000B2 (en) 2017-09-20 2020-11-03 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US10738617B2 (en) 2017-09-20 2020-08-11 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US10781717B2 (en) 2017-09-20 2020-09-22 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US11098592B2 (en) 2017-09-20 2021-08-24 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
BE1026278B1 (fr) * 2018-05-15 2019-12-16 Safran Aero Boosters Sa Architecture de turbomachine a triple compresseur
GB201808346D0 (en) * 2018-05-22 2018-07-11 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
BE1026455B1 (fr) * 2018-07-09 2020-02-03 Safran Aero Boosters Sa Compresseur de turbomachine
GB201813086D0 (en) * 2018-08-10 2018-09-26 Rolls Royce Plc Efficient gas turbine engine
CN109083849B (zh) * 2018-08-14 2020-06-09 成都市弘盛科技有限公司 一种轴流压气机
EP3853466A1 (fr) 2018-09-21 2021-07-28 Safran Aircraft Engines Turboréacteur comprenant un dispositif d'apport de puissance
FR3086348B1 (fr) * 2018-09-21 2020-12-04 Safran Aircraft Engines Turboreacteur a reducteur
FR3087822B1 (fr) * 2018-10-26 2020-11-06 Safran Aircraft Engines Turbomachine a machine electrique comportant un anneau de rotor accole a la soufflante
FR3087841B1 (fr) * 2018-10-26 2020-10-23 Safran Aircraft Engines Turbomachine d'aeronef equipee d'une machine electrique
US11015533B2 (en) 2018-12-17 2021-05-25 Raytheon Technologies Corporation Fan and low pressure compressor geared to low speed spool of gas turbine engine
US11499569B2 (en) * 2019-06-28 2022-11-15 Carrier Corporation Mixed-flow compressor with counter-rotating diffuser
RU2727532C1 (ru) * 2019-11-29 2020-07-22 Владимир Дмитриевич Куликов Турбореактивный двигатель
CN114151206B (zh) * 2020-09-07 2023-11-14 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种风扇驱动结构及其装配方法
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
CN113503264A (zh) * 2021-07-22 2021-10-15 浙江华擎航空发动机科技有限公司 一种采用组合轴系结构的多级压气机
US20240159191A1 (en) * 2022-11-15 2024-05-16 General Electric Company Gas turbine engine with third stream

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3688505A (en) * 1969-10-13 1972-09-05 Gen Motors Corp Ducted fan engine
US3673802A (en) * 1970-06-18 1972-07-04 Gen Electric Fan engine with counter rotating geared core booster
US3861140A (en) * 1972-07-05 1975-01-21 Gen Electric Turbofan engine mixer
US3903690A (en) * 1973-02-12 1975-09-09 Gen Electric Turbofan engine lubrication means
US3861139A (en) * 1973-02-12 1975-01-21 Gen Electric Turbofan engine having counterrotating compressor and turbine elements and unique fan disposition
US4329114A (en) * 1979-07-25 1982-05-11 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Active clearance control system for a turbomachine
GB2117450B (en) * 1981-03-20 1984-06-27 Rolls Royce Casing support for a gas turbine engine
FR2506840A1 (fr) * 1981-05-29 1982-12-03 Onera (Off Nat Aerospatiale) Turboreacteur a roues contra-rotatives
GB2195712B (en) * 1986-10-08 1990-08-29 Rolls Royce Plc A turbofan gas turbine engine
GB8630754D0 (en) * 1986-12-23 1987-02-04 Rolls Royce Plc Turbofan gas turbine engine
US4969325A (en) * 1989-01-03 1990-11-13 General Electric Company Turbofan engine having a counterrotating partially geared fan drive turbine
US6158210A (en) * 1998-12-03 2000-12-12 General Electric Company Gear driven booster
US6732502B2 (en) * 2002-03-01 2004-05-11 General Electric Company Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor
FR2866074B1 (fr) * 2004-02-11 2006-04-28 Snecma Moteurs Architecture d'un turboreacteur ayant une double soufflante a l'avant
US7966806B2 (en) * 2006-10-31 2011-06-28 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US7882693B2 (en) * 2006-11-29 2011-02-08 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US8590286B2 (en) * 2007-12-05 2013-11-26 United Technologies Corp. Gas turbine engine systems involving tip fans
US8375695B2 (en) 2009-06-30 2013-02-19 General Electric Company Aircraft gas turbine engine counter-rotatable generator
RU2010152140A (ru) * 2010-12-20 2012-06-27 Павел Сергеевич Полубояринов (RU) Компрессорно-турбинный авиационный двигатель
US9534608B2 (en) * 2012-02-17 2017-01-03 Embry-Riddle Aeronautical University, Inc. Multi-stage axial compressor with counter-rotation

Also Published As

Publication number Publication date
US20160102607A1 (en) 2016-04-14
CN105508050A (zh) 2016-04-20
US10502143B2 (en) 2019-12-10
BE1024024B1 (fr) 2017-10-30
EP3006713B1 (fr) 2018-10-31
CA2904069A1 (en) 2016-04-09
EP3006713A1 (fr) 2016-04-13
CN105508050B (zh) 2019-06-18
RU2015140939A3 (ru) 2019-01-29
RU2703888C2 (ru) 2019-10-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2015140939A (ru) Компрессор осевого газотурбинного двигателя с ротором противоположного вращения
US20230366355A1 (en) Gas turbine engine with front support arrangement
ES2755045T3 (es) Máquina turbo de dos ejes
EP3101258B1 (en) Geared architecture for a gas turbine engine and a corresponding method
RU2014134792A (ru) Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2014103719A (ru) Газотурбинный двигатель (варианты) и способ повышения производительности газотурбинного двигателя
RU2014134423A (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
US20130008146A1 (en) Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines
US20170102006A1 (en) Engine having variable pitch outlet guide vanes
US9121412B2 (en) Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines
US10883426B2 (en) Planetary gear system for turbomachine
US10233840B2 (en) Compressor injector apparatus and system
RU2014120380A (ru) Способ задания передаточного отношения зубчатой передачи вентиляторного привода для газотурбинного двигателя
JP2016523338A (ja) 空気／油セパレータを備えたターボ機械アクセサリギアボックス
WO2015012923A2 (en) Turbofan engine front section
RU2008114256A (ru) Лопасть вентилятора, вентилятор и турбореактивный двигатель
RU2012148900A (ru) Турбулизаторы на входе лопаточной решетки компрессора
EP3008323A2 (en) Turbofan engine front section
WO2018026408A3 (en) Method and system for a two frame gas turbine engine
EP2820264A1 (en) Geared turbofan architecture for improved thrust density
JP2014506972A5 (ru)
RU2015156500A (ru) Коробка приводов агрегатов турбомашины, оснащенная центробежным насосом
CN108027018B (zh) 涡轮机中的设备驱动变速箱
JP6612369B2 (ja) 複数の排出ポートを有するギヤボックスのための装置
WO2013154639A3 (en) Gas turbine engine with improved fuel efficiency