CN1619129A - 尾部flade发动机 - Google Patents

尾部flade发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN1619129A
CN1619129A CNA2004100950316A CN200410095031A CN1619129A CN 1619129 A CN1619129 A CN 1619129A CN A2004100950316 A CNA2004100950316 A CN A2004100950316A CN 200410095031 A CN200410095031 A CN 200410095031A CN 1619129 A CN1619129 A CN 1619129A
Authority
CN
China
Prior art keywords
flade
fan
turbine
motor
engine
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Granted
Application number
CNA2004100950316A
Other languages
English (en)
Other versions
CN100404839C (zh
Inventor
J·E·约翰逊
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN1619129A publication Critical patent/CN1619129A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN100404839C publication Critical patent/CN100404839C/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F02K3/077—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 the plant being of the multiple flow type, i.e. having three or more flows
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/38—Introducing air inside the jet
    • F02K1/386—Introducing air inside the jet mixing devices in the jet pipe, e.g. for mixing primary and secondary flow
    • 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
    • F02K3/065—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 and aft fans
    • 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
    • F05D2220/327—Application in turbines in gas turbines to drive shrouded, high solidity propeller
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/60—Structure; Surface texture
    • F05D2250/61—Structure; Surface texture corrugated
    • F05D2250/611—Structure; Surface texture corrugated undulated

Abstract

一尾部FLADE燃气涡轮发动机包括一与一低压涡轮部分(150)驱动相连的风扇部分(115)，一位于风扇部分(115)和低压涡轮部分(150)之间的核心发动机(18)，一外接核心发动机(18)并与风扇部分(115)流体相连的风扇旁通道(40)，一在低压涡轮部分(150)的下游并与风扇旁通道(40)流体相通的混合器(49)，一在混合器(49)下游的尾部FLADE涡轮机(160)，在尾部FLADE涡轮机(160)上径向朝外设置且与其相连的至少一排尾部FLADE风扇叶片(5)，该排FLADE风扇叶片(5)外接风扇部分(115)且通过一FLADE通道(3)径向延伸。FLADE涡轮机可以是一自由涡轮机或者与低压涡轮机部分(150)相连并一起旋转。功率削减装置(264)可置于发动机(1)中且与尾部FLADE涡轮机(160)驱动相连。

Description

尾部FLADE发动机
技术领域
本发明涉及航空燃气轮发动机，尤其是涉及FLADE发动机。
发明背景
设计高性能的可变循环燃气轮发动机，因为在不同推力调整(thrust setting)和飞行速度为亚音速和超音速的条件下，其独特的性能能使发动机有效运行。在可变循环的燃气轮发动机中，对发动机性能产生有益影响的一个重要特征是在推力变化的情况下能保持一基本不变的入口空气流。在小于全功率发动机设定值或最大推力的情况下，如在亚音速航行时，此特征能对重要性能产生有益影响。
一种特殊类型的可变循环发动机被称为FLADE发动机(FLADE是“叶片上的风扇”的缩略词)，其特征为通过一径向的内部风扇驱动一外部风扇，同时将FLADE气体排到一外部风扇通道，外部风扇通道与内部风扇通道都是环形的，并且外部风扇通道外接着内部风扇通道，内部风扇通道外接内部风扇。在由Thomas等人发明的美国专利No.4,043,121，题目是“双转子可变循环发动机”中公开的一种发动机，其中提供了一FLADE风扇和一外部风扇通道，在外部风扇通道中的可变导向叶片通过对流过FLADE外部风扇通道中的气体量的控制，控制循环的可变性。
其它的高性能航空器的可变循环燃气涡轮FLADE发动机也被研究，此类发动机能在一相对较宽的推力范围内，在一给定的亚音速飞行条件下，如给定高度和飞行马赫数，保持一基本不变的入口空气流，从而能避免泄漏阻力，而且在飞行条件的一定范围之外也能避免泄漏阻力。对于在亚音速且部分功率发动机的运行条件下，尤其需要具有此性能。这样的例子已经在美国专利No.5,404,713题目为“泄漏阻力和红外线减少的FLADE发动机”，美国专利No.5,402,963，题目为“高推力喷气式发动机的声学上屏蔽排气系统”，美国专利No.5,261,227，题目为“可变的特殊的推力涡扇发动机”和欧洲专利No.EP0,567,277，题目为“可变循环航空发动机的旁通喷射器阀门”中公开。一具有反向旋转风扇的FLADE航空燃气涡轮发动机在美国专利申请No.(133746)，题目为“具有反向旋转风扇的FLADE燃气涡轮发动机”被公开。
FLADE发动机具有附在前端风扇之一上的风扇叶片。由于转速限制以及FLADE风扇叶片的连接定位导致的压力增加，这种结构就形成了折衷的低压转子结构。装有FLADE风扇的前端风扇也很不适用于当前的发动机和发动机结构。而将现有发动机进行改装，对装有FLADE风扇的前端风扇进行检测也是相当昂贵的。在对于一个新的低压系统或现有核心发动机而言相对合理的花费的基础上，很难证明FLADE发动机的概念为系统带来的益处。
因此，极其需要一种FLADE发动机，在转速限制以及FLADE风扇叶片的连接定位导致压力增加的情况下，它可以得到一种不是折衷的低压转子的结构。极其需要一种发动机，在其中FLADE风扇叶片可轻易适用于当前的发动机或发动机结构，而且与装有FLADE风扇的前端风扇相比，将FLADE风扇适用于现有发动机进行检测的花费也不高。在对于一个新的低压系统或现有核心发动机而言相对合理的花费的基础上，可以很容易地证明FLADE发动机的概念为系统带来的益处。
发明简述
一台尾部FLADE燃气涡轮发动机包括一风扇部分，其与一低压涡轮部分驱动相连，一位于风扇部分和低压涡轮部分之间的核心发动机，一外接核心发动机并与风扇部分流体相连的风扇旁通道，一在低压涡轮部分的下游并与风扇旁通道流体相连的混合器，一在混合器下游的尾部FLADE涡轮机，以及至少一排FLADE风扇叶片，其在尾部FLADE涡轮机上朝外径向分布，并与FLADE涡轮机驱动相连。该排FLADE风扇叶片，环绕风扇部分并径向延伸通过一FLADE通道。
发动机的更特定的实施例，包括一排可变的第一级FLADE叶轮，其径向延伸，并通过位于风扇叶片排轴向前端的FLADE通道。发动机的一个实施例进一步包括通到风扇部分的一风扇入口，和通到FLADE通道的一环形FLADE入口，从而使得FLADE入口基本轴向分布在风扇部分的尾部。在更特定的实施例中，FLADE入口轴向分布在核心发动机的尾部。尾部FLADE涡轮机可以与低压涡轮部分的低压涡轮相连并一起旋转，也可以作为一个自由涡轮机。发动机可将可变面积的涡轮喷管和位于混合器及低压涡轮尾部和下游的可变涡轮喷口叶轮相结合。
一个功率削减装置可设置在发动机中并与尾部FLADE涡轮机驱动相连。在一个实施例中，功率削减装置可置于发动机的一中空发动机喷口中心体中，且此中心体位于尾部FLADE涡轮机下游的尾部。功率削减装置的一个实施例是将一台发电机通过一增速齿轮箱与尾部FLADE涡轮机驱动相连。功率削减装置的另一个实施例是将一包括外壳的动力输出装置置于发动机中，例如置于中空的发动机喷口中心体中，并且一动力输出轴通过一直角齿轮箱与尾部FLADE涡轮机驱动相连。
在混合器和风扇旁通道的下游和轴向尾部的喷口面积可变或者固定的发动机喷管可以被结合。发动机另一个更特定的实施例，包括许多与FLADE通道液流体连通且环绕布置的中空支柱，以及与中空支柱液流体连通并被其支撑的基本中空的中心体。在中心体和可变喷口下游的发动机喷管的壁中的冷却孔与FLADE通道流体相连。
也可在发动机中使用一可变面积的FLADE空气喷管，此喷管包括在中空的中心体中的一可轴向移动的柱塞，以及一向外径向设置且固定的中心体喷管罩。还可以在尾部FLADE涡轮机的尾部和下游结合使用增加后推力的补燃室。可将一前向增加后推力的补燃室轴向设置在混合器和尾部FLADE涡轮机之间，从而添加额外动力到尾部FLADE涡轮机，并添加额外动力到尾部FLADE风扇叶片排以及功率削减装置上，如发电机或动力输出装置。
尾部FLADE燃气涡轮发动机可用于航空器的机身中。FLADE进气口和发动机进气口可相对机身平齐设置。FLADE进气口与发动机进气口轴向相偏移。发动机进气口通过一发动机上固定的进气道与风扇入口相连且流体连通。发动机进气通道和FLADE固定进气通道分别是二维的，并在进气通道与风扇及FLADE入口之间的过渡区终止。
尾部FLADE涡轮机允许FLADE发动机在转速限制以及FLADE风扇叶片的连接定位导致压力增加的情况下，具有一种不是折衷的低压转子的结构。安装在尾部FLADE涡轮机上的FLADE风扇叶片可容易地适用于当前发动机或发动机结构。与装有FLADE风扇的前端风扇相比，将尾部FLADE涡轮机适用于现有发动机进行检测，花费也不高。在对于一个新的低压系统或现有核心发动机而言相对合理的花费的基础上，也比较容易证明FLADE发动机的概念为轻易地为系统带来的益处。
附图简述
本发明的前述的特点和其它的特征将在下面的描述中，结合相应的附图进行解释。
图1表示具有单向旋转的风扇部分和一尾部FLADE叶片和涡轮的FLADE航空燃气涡轮发动机的剖视图。
图2表示具有排气喷管冷却系统的发动机的可选择的剖视图。
图3表示具有尾部FLADE叶片，涡轮机和短的FLADE通道的航空燃气涡轮发动机的剖视图。
图4表示图3中的短通道的尾部FLADE燃气涡轮发动机安装在一航空器中的剖面图。
图5表示具有与内置式发电机驱动相连的尾部FLADE涡轮机的一短通道的尾部FLADE涡轮机模件的剖面图。
图6表示具有在一自由尾部FLADE涡轮机的下游的第一级推力燃烧室的FLADE航空燃气涡轮发动机的剖面图。
图7表示具有一可变面积的涡轮喷管和一下游的增大推力的推力燃烧室的尾部FLADE航空燃气涡轮发动机的剖面图。
图8表示具有反向旋转风扇和尾部FLADE叶片涡轮的FLADE航空燃气涡轮发动机的剖面图。
图9表示尾部FLADE叶片涡轮与与动力输出轴驱动相连的FLADE航空燃气涡轮发动机的剖面图。
图10表示尾部FLADE叶片涡轮与发动机中一个发电机驱动相连的FLADE航空燃气涡轮发动机的剖面图。
图11表示尾部FLADE叶片涡轮和发动机中两个发电机驱动相连的FLADE航空燃气涡轮发动机的剖面图。
发明详述
图1表示一航空尾部FLADE发动机1的剖面图，在可变的进口导叶4顺流部分，此发动机具有一个风扇部分115，且此风扇部分包含单向旋转风扇330。风扇部分115的轴向下游的尾部是一核心发动机18，此核心发动机具有一个环形的核心发动机入口17，一通常延伸到前部14和尾部16的轴向延伸轴或中心线12。位于风扇部分115下游和轴向尾部的风扇旁通道40外接核心发动机18。一个FLADE通道3外接着风扇部分115和风扇旁通道40。横向设置在FLADE通道3中的整流片190围绕着穿过FLADE通道3的可变叶轮轴194，此可变叶轮轴用来改变和控制可变进口导叶4的间距。
核心发动机包括，以顺流的连续轴向流动的关系，具有一排核心驱动的风扇叶片36的核心驱动的风扇37，一高压压气机20，一个燃烧室22和具有一排高压涡轮叶轮24的高压涡轮23。一高压轴26，与发动机1的中心线12同轴的放置，并且与高压压气机20和高压涡轮叶片24固定的相连。核心驱动风扇37和高压压气机20结合或组合表示一高压转子47，此高压压气机通过高压轴26与高压涡轮23驱动相连。核心发动机18在产生燃烧气体方面是有效的。高压压气机20中的压缩气体和燃烧室22中的燃料混合，然后点燃，从而产生了燃烧气体。通过高压涡轮叶片24从这些气体中抽出一些作用功，用来驱动核心驱动风扇37和高压压气机20。高压轴26使核心驱动的风扇37发生旋转，此风扇37具有单排的且沿圆周隔开放置的核心驱动的风扇叶片36，此风扇叶片具有通常是径向向外设置的叶片尖端38与径向向内的设置叶片毂端39，此两部分通过一环形风扇外壳108分离。
核心发动机18中排出的燃烧气体流入具有至少一排低压涡轮叶片328的单向旋转的低压涡轮319中。低压涡轮319通过一低压轴321与单向旋转的风扇330传动相连，它们的结合或组合表示第一级低压转子240。单向旋转的风扇330具有至少一排通常是径向向外延伸且在沿着圆周方向上分隔开的风扇叶片333。
一混合器49，例如一叶形的或斜槽形的混合器，置于风扇旁通道40的下游和尾部，以及低压涡轮319的低压涡轮叶片328的下游和尾部。混合器49用来混合旁通气体78和低压涡轮319中的核心排出气体70，从而形成混合气流188。混合器49的一种可替换的型式是用来混合旁通气体78和核心排出气体70的一个尾部的且可变面积的旁通喷射器(VABI)通道。尾部VABI通道一般环绕的布置在中空支柱208之间，此中空支柱在结构上支持同时能流入气体到中空的发动机喷口的中心体72中。
从混合器49中排出的气体直接流过一尾部FLADE涡轮160，此涡轮160具有许多FLADE涡轮叶片254，同时设置在混合器49的下游和尾部。一个FLADE风扇2包括至少一排尾部FLADE风扇叶片5，此风扇叶片径向向外延伸同时与尾部FLADE涡轮160驱动相连，并且此涡轮机横穿过一FLADE通道3，此通道3径向向外设置且外接风扇旁通道40。一FLADE气流80由FLADE风扇叶片5驱动且利用在FLADE风扇叶片5的下游。FLADE风扇叶片5从一环形可旋转的FLADE涡轮机罩250径向向外延伸，此涡轮机罩附着并且环绕在尾部FLADE涡轮160的FLADE涡轮叶片254上。涡轮机罩250使FLADE风扇叶片5和FLADE涡轮机叶片254分离。
如图1和2所示的发动机1的实施例，涉及到一个长的FLADE通道3，此通道从FLADE风扇叶片5到风扇入口11再到风扇部分115向前延伸。风扇入口11与一通到FLADE通道3的环形FLADE入口8通常结合起来形成发动机入口13。如图1和2所示的尾部FLADE涡轮160，与低压轴321驱动相连，因此，就与低压涡轮319一同旋转。可选择的，如图5-7和9-10所示，尾部FLADE涡轮160可是一个不与低压或高压轴中的任一轴相连的自由涡轮机。
参照图1，一排可变的第一级FLADE叶轮6位于FLADE通道3中，从而能控制流过FLADE通道3中的FLADE气流80，此FLADE通道3轴向向前同时在FLADE风扇叶片排5的上游。可变叶轮轴194用于改变和控制可变第一级FLADE叶轮6的间距。如图1所示的一排第二级FLADE叶轮7是固定的，但也可是变化的。这排第二级FLADE叶轮7也位于FLADE通道3中，但是轴向向后的并且在FLADE风扇叶片排5的下游。第二级FLADE叶轮7被用来消除FLADE气流80的涡流。
流过风扇入口11的气体过多或过少对航空器系统的性能都是不利的。FLADE风扇2的尾部FLADE风扇叶片5和FLADE通道3设计成在运转时能够帮助控制从入口处传送到风扇处的入口气流。尾部FLADE涡轮160和FLADE风扇2中的FLADE风扇叶片5能使在所有飞行条件下发动机1都能运行在一个最适宜的和有效的方式。设计风扇入口11尺寸使其在发动机全功率的工况下接收基本上全部的发动机气流15。由可变的第一级FLADE叶轮6控制的FLADE气流80，能在FLADE涡轮160的恒定的转子速度下被安排成从最大值到最小值。
参见图1，具有可变涡轮导向器叶片182的一个任意可变面积的涡轮导向装置180位于混合器49和低压涡轮319的下游，并且紧接着尾部FLADE涡轮160的上游部分和一个入口处。
用来改变和控制可变的涡轮导向器叶片182的间距的可变面积的喷口叶轮轴192经过可变叶轮轴194，此可变叶轮轴194可改变和控制可变的第一级FLADE叶轮6的间距。
参见图1和2，一个通到风扇旁通道40的第一级旁通入口42轴向的布置在风扇部分115和核心驱动的风扇37之间。风扇330的风扇叶片333横穿过第一级风扇通道138径向延伸。一排沿着圆周方向隔开的风扇定子叶片35横穿过第一级风扇通道138径向延伸，并且在风扇叶片333的下游，以及在风扇叶片333和通到风扇旁通道40的第一级旁通入口42的轴向之间。核心驱动的风扇37的核心驱动风扇叶片排36穿过一个环形第二级风扇通道142径向延伸。第二级风扇通道142起始于第一级旁通入口42的轴向尾部，并且设置在风扇旁通道40的径向内部。一个环形的第一级流动分离器45径向的设置在第一级旁通入口42和第二级风扇通道142之间。
全部的发动机气流15在FLADE入口8和风扇入口11之间被分离。风扇气流50先通过风扇入口11，然后通过风扇部分115。当位于第一级旁通入口42中的前端可变面积旁通喷射器(VABI)门44打开时，风扇气流50的第一级旁通气流部分52通过风扇旁通道40的第一级旁通入口42，同时剩余气体部分54通过核心驱动的风扇37和它的核心驱动的风扇叶片排36。
在第二级风扇通道42中的一排沿圆周方向隔开的核心驱动的风扇定子叶片34轴向的布置在第二级风扇叶片排32和核心驱动风扇37的核心驱动风扇叶片36之间。核心驱动的风扇定子叶片排34和核心驱动风扇37的核心驱动风扇叶片36都穿过第二级风扇通道142径向布置。叶轮外壳106将核心驱动的风扇定子叶片34分隔成径向内部的毂端85和径向外部的尖端84。风扇外壳108将核心驱动的风扇叶片36分隔成径向内部的叶片毂端38和径向外部的叶片尖端39。
第二级旁通气流部分56通过风扇尖端通道146直接导入第二级旁通道58的第二级旁通入口46中，进而流入到风扇旁通道40中，此风扇尖端通道46穿过核心驱动的风扇定子叶片34的叶片尖端84以及穿过核心驱动风扇叶片36的叶片尖端38。一个可选择的中间的可变面积的旁通喷射器门83设置在第二级旁通道58的尾端，其目的是为了调整通过第二级旁通入口46到风扇旁通道40的气流。
风扇尖端通道146中包含叶轮外壳106和风扇外壳108，以及一个在叶轮外壳106的前方末端的第二级流动分离器55。第一级变动装置91和第二级变动装置92分别用来改变叶片毂端85和叶片尖端84的流动面积。典型的是第一级变动装置91和第二级变动装置92分别包括独立的可变叶轮毂端85和叶片尖端84(参见美国专利No.5,806,303)。包括具有完整的叶轮毂端85和叶片尖端84的独立的可变叶轮毂端85和叶片尖端84，设计成可独立的沿枢轴转动。其它可能的结构在美国专利No.5,809,772和5,988,890中已经公开。
独立的可变叶片毂端85和叶片尖端84的另一个实施例，其中包括独立的可变叶片毂端85和叶片尖端84上的可枢轴转动的的后缘轮毂襟翼86和尖端襟翼88。第一级可变装置91和第二级可变装置92包括独立的可枢轴转动的襟翼。对于不能沿枢轴转动的风扇定子叶片结构而言，可选择的变动方式包括轴向移动的调节环，以及已知的在喷气式发动机中采用的用来控制机械误差的方式(例如，环绕外壳部分机械的径向的朝向和远离一排转子叶片尖端的移动，从而在不同的热膨胀和收缩的速率下都保持一恒定的误差)。对于不能沿枢轴转动的风扇定子叶片结构而言，额外的可变的方式还包括在飞机上和类似装置上已知的延伸和收缩翼瓣。
图1中所示的第一级可变装置91和第二级可变装置92的实施例，包括一个在一外部轴96之内并与其同轴设置的内部轴94。内部轴94通过由第一调节环100操纵的第一级杠杆臂98旋转。外部轴96通过第二调节环104操纵的第二级杠杆臂102旋转。内部轴94附在可枢轴旋转的后缘轮毂襟翼86上，此后缘轮毂襟翼86在风扇定子叶片34的叶片毂端85上。外部轴96附在可枢轴旋转的后缘轮毂襟翼88上，此后缘轮毂襟翼88在风扇定子叶片34的叶片尖端84上。其它这样的可枢轴旋转的装置包括在喷气式发动机或类似装置中已知的高压压气机的可枢轴旋转的可变转子叶片。
参见图1和图2中的实施例，具有一可变的喷口面积A8的一个可变的喷口面积的发动机喷管218，其位于FLADE涡轮160和风扇旁通道40的下游和轴向尾部。发动机喷管218包括一轴向可移动的径向外部环形收敛和分散的壁220，此壁与在中心体72上的径向固定且可轴向移动的环形内壁222径向向外分离。可移动的径向外部环形收敛和分散的壁220控制喷口面积A8，此喷口面积A8在外部环形收敛和分散的壁220和径向固定且可轴向移动的环形内壁222之间。可移动径向外部环形收敛和分散的壁220也控制发动机喷管218上的喷管出口面积A9。可选择的，如在美国专利No.5,404,713公开的一具有襟翼的可变喷口面积收敛/分散喷管。
许多沿圆周设置的中空的支柱208相互之间流体相连，并且在运行时能接收FLADE通道3中气体。中空支柱208在结构上能支撑中心体72且其中的气体能流入中心体72中，其中中心体72基本上是中空的。一可变面积FLADE空气喷管213包括一轴向可移动的柱塞172，此柱塞172与在中心体72上的一径向向外设置且固定的喷管罩174配合，从而能排出从中空支柱208来的FLADE气流80，进而以推力的形式反作用于发动机。
图2，3，6和7表示一喷管冷却布置，其中至少一部分FLADE气流用作冷却气体251，此冷却气体通过中空支柱208流入基本上中空的中心体72中。然后冷却气体251通过可变喷口面积A8下游上的中心体72中的冷却孔249，从而能冷却中心体的外表面。一些FLADE气流也能用作冷却气体251，并能以同样的方式冷却径向环形外壁220，此径向环形外壁220是在可变喷口面积A8的下游上的发动机喷管218上。如图7所示，当在尾部FLADE涡轮的尾部和下游的增加后推力的补燃室224被点燃时，环形外壁220和中空中心体72的冷却是有益的。孔设置成一定角度从而能沿着中心体和/或中空支柱208提供薄膜冷却。多种冷却孔249的类型中可采用孔，成形和成一定角度的孔，缝隙和成一定角度的缝隙的形式。
加力器包括一排气壳231和衬套234，衬套内部定义为一燃烧区域236。增加后推力的补燃室224置于涡轮机和排气喷嘴之间，如果需要的话，能够在再热过程中喷射额外的燃料，在加力器中燃烧从而能产生附加的推力。在一个旁通涡扇发动机中，一环形旁通道从风扇延伸到加力器中，从而能围绕着核心发动机使风扇气体的一部分流入到加力器中。旁通气体部分用于冷却排气衬套同时也与先前从排气喷口中排出的核心气体混合。
已知的不同种类的火焰稳定器通常包括径向和环形的V型槽(gutter)，该槽能提供局部低速循环，并且能产生在此之后的滞流区，以另外的高速核心气体流动的形式，从而在再热过程中使燃烧能得到保持。由于核心气体是在核心发动机中燃烧的产物，因此在它们离开涡轮最初时是热的，在再热过程中，它们与旁通气体和额外的燃料一起燃烧，从而被进一步加热。
如图3和4所示的发动机1的一个实施例，其中通向风扇部分115的风扇入口11与通向FLADE通道3的环形FLADE入口8轴向偏移。所例举的轴向偏移的FLADE入口8设置在风扇部分115的轴向尾部，尤其是设置在核心发动机18的轴向尾部。图4所示的航空器124包括单个偏移的且平装的发动机进气口127，该进气口通过一发动机上固定的进气道126与环形风扇入口11相连接且流体连通。平装的双个发动机进气口129通过一发动机上固定的进气道128与环形风扇入口8相连接并流体连通。FLADE进气口129与发动机进气口127轴向偏移。这样在设计和构造发动机，航空器和发动机完全布置在航空器机身113或机体中，和FLADE进气口129和发动机进气口127相对机身113平齐的设置的这样特征的航空器时提供了极高的灵活性。同时，还提到了FLADE通道3能使FLADE排气喷管125分离，该排气喷管125与具有可变或者固定喷口面积的发动机喷管218相偏移。发动机进气通道111和FLADE固定进气通道126和128是二维的，并且终止在进气通道111和轴对称的环形风扇入口11和FLADE入口8之间的过渡区119上。因为FLADE气流80是压缩的冷却气体的有效的来源，所以也可作为用于冷却目的航空器系统的吸热体。该特征运用的一个例子是具有一航空器废气加热源153的航空器废热冷却系统，该废气加热源153被在至少一个FLADE气体排气通道155中的FLADE排气流154所冷却，该排气通道155是从FLADE通道3通向其中一个FLADE排气喷管125中。一热交换器156设置在FLADE气体排气通道155中，从而被压缩的FLADE排气154所冷却。热液体管157和冷液体管158分别(此管是用来通气体到气体热交换器中)与通向热交换器的废气加热源153液体相连。
图5中所示的是对图3中所示的尾部FLADE发动机1的实施例的一个变动。用螺栓固定的尾部FLADE模件260与一自由尾部FLADE涡轮160结合并加入到一现有的发动机262上，其不同的目的中包括测试和设计检验，但并不局限于此。图5中表示的另一个特征是一FLADE功率削减装置264，当一发电机266置于发动机1中时，能通过一增速齿轮箱268与尾部FLADE涡轮160驱动相连。如图所示，发电机266置于中空发动机喷口中心体72中，但如图11所示，发电机能置于发动机1中的其它地方。功率削减装置264的另一个实施例是图9中所示的一动力输出装置270，其包括一置于中空发动机喷口中心体72中的外壳274。一动力输出轴276通过一直角齿轮箱278与尾部FLADE涡轮160驱动相连。动力输出轴通常用来驱动布置在发动机外部的辅助机械设备，如齿轮箱，发电机，油泵或燃料泵。FLADE功率削减装置264使在设计发动机1时能允许更多的灵活性，尾部FLADE风扇叶片5使用所需的能量在通过尾部FLADE涡轮160从混合气流188中提取的能量中占很小的百分比，因此改变和控制FLADE气流80的量对尾部FLADE涡轮160的效率的影响很小。如图9和图10一样，图5中也示出了在混合器49以及风扇旁通道40的轴向尾端的一固定喉管面积的发动机喷管216。
如图10所示的发动机1，在该发动机中，FLADE入口8和风扇入口11轴向的布置在一起，且相互之间没有轴向偏移，同时如图3和图5所示的实施例一样，发电机266置于中空发动机喷口中心体72中并通过一增速齿轮箱268与尾部FLADE涡轮160驱动相连。图5至图7和图9至图10中所示的发动机1与图1至3中所示的具有通向风扇旁通道40的第一级旁通入口42和第二级旁通入口46的发动机1相比，其具有单独的旁通类型但仅仅具有单个的旁通入口172。
如图11所示发动机1的一部分，其具有置于发动机1中的多个FLADE功率削减装置264。前部发电机366和尾部发电机367都置于发动机1中，并且分别在FLADE涡轮160的前部和后部或者下游上和逆流方向上。图9至图11中还示出了一固定喉管面积的发动机喷管218，其具有设置在尾部FLADE涡轮160的下游和轴向尾部的一固定候管面积A8。随着可变第一级FLADE叶轮6按照进程关闭，在这样一固定候管面积的发动机中完成了动力提取。
如图6所示的发动机1，其中的前向增加后推力的补燃室226轴向设置在混合气流188中，此混合气流在混合器49和尾部FLADE涡轮160之间。前向增加后推力的补燃室226包括前向的燃油喷嘴架230和前向火焰稳定器232。如果尾部涡轮160需要更多的能量，前向增加后推力的补燃室226可添加额外的能量到尾部FLADE涡轮160上游方向的混合气流188上，从而能提供额外的能量到尾部FLADE涡轮160中以满足尾部FLADE风扇叶片5和功率削减装置264，如发电机266或动力输出装置270的能量需求。
图8中表示一航空器尾部FLADE发动机1的横截面图，该发动机1中具有风扇部分115，此风扇部分中包括第一级反向旋转的风扇130和第二级反向旋转的风扇132。可变第一级FLADE叶轮6用来控制进入FLADE入口8和FLADE通道3中的FLADE气流80的量。在一个给定的亚音速飞行的外界条件下，如给定高度和飞行马赫数，通过打开FLADE发动机1中部分动力推力调整上的第一级FLADE叶轮6，FLADE通道3打开使在一相对较宽的推力范围之外，发动机能保持一基本上恒定不变的入口气流，同时能避免泄漏阻力(spillage drag)并且在一定飞行条件的范围内也能如此。在亚音速且发动机在部分功率的运行条件下，尤其需要这种性能。
通常，FLADE入口8和风扇入口11结合起来形成发动机入口13。核心发动机18设置在第一级和第二级反向旋转风扇130和132的下游上和轴向尾部，此核心发动机具有一环形的核心发动机入口17和通常延伸到前部14和尾部16的一轴向延伸轴或中心线12。风扇旁通道40外接核心发动机18，此通道40设置在第一级和第二级反向旋转的风扇130和132的下游和轴向尾部。FLADE通道3外接着第一级和第二级反向旋转的风扇130和132和风扇旁通道40。
入口性能的一个重要标准是冲压恢复系数。一个性能好的入口必须具有与较低的阻力以及较好的流动稳定性一样的，与发动机相匹配的空气处理特征。在一给定飞行运行条件下，由于FLADE发动机1的泵送特征，能固定气流的需要量。在发动机的亚音速运行状况下，如果发动机入口13的面积太小而不能控制的话，入口气流和入口震动将会移动到在入口候管的下游上，特别的如果是一固定入口，通过震动的压力恢复将会恶化，同时从入口处来的出口修正气流将会增加以满足发动机的要求。如果发动机入口面积太大，发动机入口将会供给超过发动机所能使用的气体，从而导致额外的阻力(泄漏阻力)，因此我们必须围绕着发动机旁通过过剩的气体或者“溢出”它们回到入口处。过多或过少的气体对航空器系统的性能都将产生不良的影响。设计并控制FLADE风扇2和FLADE通道3，从而能帮助控制从入口传送到风扇中的入口气流。
核心发动机18，以顺流的连续轴向流动关系，包括具有一排核心驱动的风扇叶片36的核心驱动的风扇37，一高压压气机20，一个燃烧室22和具有一排高压涡轮叶轮24的高压涡轮23。一高压轴26，与发动机1的中心线12同轴设置，并且与高压压气机20和高压涡轮叶片24固定相连。核心发动机18能有效产生燃烧气体。高压压气机20中的压缩气体和燃烧室22中的燃料混合，然后点燃，从而产生了燃烧气体。通过高压涡轮叶片24从这些气体中抽出一些作用功，用来驱动核心驱动风扇37和高压压气机20。高压轴26使核心驱动的风扇37发生旋转，此风扇37具有单排的且沿圆周隔开设置的核心驱动的风扇叶片36，此风扇叶片具有通常是径向向外设置的叶片尖端38与径向向内的设置叶片毂端39，并且此两部分通过一环形风扇外壳108分离。
核心发动机18中排出的燃烧气体进入到一低压涡轮部分150中，此低压涡轮部分具有反向旋转的第一和第二低压涡轮19和21，此低压涡轮分别具有第一排和第二排低压涡轮叶片28和29。第二级低压涡轮21通过一第一级低压轴30与第一级反向旋转的风扇130驱动相连，这样结合或组合起来表示第一级低压转子240。第一低压涡轮19通过第二级低压轴31与第二级反向旋转的风扇132驱动相连，这样结合或组合起来表示第二级低压转子242。第二级反向旋转风扇132具有一单排通常是径向向外延伸且沿圆周方向隔开的第二级风扇叶片32。第一级反向旋转风扇132具有一单排通常是径向向外延伸且沿圆周方向隔开的第一级风扇叶片33。FLADE风扇叶片5主要用来与入口气流需求量灵活的匹配。
高压涡轮23包括一排高压涡轮(HPT)喷管定子叶片110，此叶轮能直接将燃烧室22中的气流导入到一排高压涡轮叶片24中。然后，从该排高压涡轮叶片24来的气流分别直接导入到反向旋转的第二和第一低压涡轮21和19，以及第二排和第一排低压涡轮叶片29和28中。一排低压定子叶片66置于第二排和第一排低压涡轮叶片29和28之间。
一排固定的低压定子叶片66置于第二排和第一排低压涡轮叶片29和28之间。可选择的，一排可变的低压定子叶片能在第二排和第一排低压涡轮叶片29和28之间被结合。第一级低压涡轮19和第一排低压涡轮叶片28相对于该排高压涡轮叶片24以及第二排低压涡轮叶片29来说是反向旋转的。如图8所示的尾部FLADE涡轮160，当其没有与风扇部分115中的转子或风扇相连时是一自由涡轮。可选择的，尾部FLADE涡轮160可与第二级低压转子242的第二级低压轴31驱动相连。
在此所示的发动机是单个的和两个的旁通类型，考虑到采用的涡轮喷气飞机类型中没有旁通道或旁通流，尾部FLADE涡轮可放置在涡轮机的任意部分的下游并用来驱动风扇和/或压气机。涡轮喷气飞机型发动机也可采用加力器和可变面积的二维喷管。
在这里描述的认为是本发明的优选和例举的实施例，从这里得到的教导而言，其它的本发明的修改对于本领域的技术人员是显而易见的，因此，所附权利要求书所要保护的所有这些修改都落在本发明的精神和范围内。
零件目录表
1.FLADE发动机
2.FLADE风扇
3.FLADE管道
4.入口导向叶轮
5.FLADE风扇叶片
6.第一级FLADE叶轮
7.第二级FLADE叶轮
8.FLADE入口
11.风扇入口
12.中心线
13.发动机入口
14.向前
15.发动机全部空气流
16.尾部
17.核心发动机入口
18.核心发动机
19.第一级低压涡轮
20.高压压气机
21.第二级低压涡轮
22.燃烧室
23.高压涡轮
24.高压涡轮叶片
26.高压轴
28.第一排低压涡轮叶片
29.第二排低压涡轮叶片
30.第一级低压轴
31.第二级低压轴
32.第二级风扇叶片
33.第一级风扇叶片
34.中心驱动的风扇静止叶轮
35.风扇静止叶轮
36.中心驱动的风扇叶片
37.中心驱动的风扇
38.叶片尖端
39.叶片轮毂端
40.风扇旁通道
42.第一级旁通入口
44.前端VABI门
45.第一级流动分离器
46.第二级旁通入口
47.高压转子
49.混合器
50.风扇气流
52.第一级旁通空气部分
54.剩余空气部分
55.第二级流动分离器
56.第二级旁通空气部分
58.第二级旁通道
66.低压静止叶轮
70.中心排风
72.中心体
78.旁通空气
80.FLADE气流
83.中间VABI门
84.叶片尖端
85.叶片毂端
86.轮毂襟翼
88.尖端襟翼
91.第一级变化装置
92.第二级变化装置
94.内部轴
96.外部轴
100.第一调节环
102.第一杠杆臂
104.第二调节环
106.叶轮外壳
108.风扇外壳
110.HPT喷管定子叶片
111.进气通道
113.机身
115.风扇部分
119.过渡区
124.航空器
125.FLADE排气喷管
126.发动机固定进气道
127.发动机进气口
128.FLADE固定进气道
129.FLADE进气口
130.第一级反向旋转风扇
132.第二级反向旋转风扇
138.第一风扇通道
142.第二风扇通道
146.风扇尖端通道
150.低压涡轮机部分
152.航空器废热冷却系统
153.航空器废热源
154.FLADE排气流
155.FLADE气体排气通道
156.热交换器
157.热流体管
158.冷流体管
160.尾部FLADE涡轮
172.柱塞
174.固定喷管罩
180.涡轮导向装置
182.涡轮导向装置叶轮
188.混合流
190.整流片
192.喷管叶轮轴
194.可变叶轮轴
208.中空支柱
213.可变面积的FLADE空气喷管
216.固定喉管面积的发动机喷管
218.可变喉管面积的发动机喷管
220.外部环形收敛和分散的壁
222.径向固定且可轴向移动的环形内壁
224.推力增大的增加后推力的补燃室
226.前向增加后推力的补燃室
230.前向的燃油喷嘴架
231.排气壳
232.前向火焰稳定器
234.衬套
236.燃烧区域
240.第一级低压转子
242.第二级低压转子
249.冷却孔
250.FLADE涡轮外壳
251.冷却空气
254.FLADE涡轮叶片
260.尾部FLADE模件
262.现有的发动机
264.功率削减装置
266.发电机
268.增速齿轮箱
270.动力输出装置
272.单个旁通入口
274.外壳
276.动力输出轴
278.直角齿轮箱
319.低压涡轮
321.低压轴
328.一排低压涡轮叶片
330.单向旋转风扇
333.风扇叶片
366.前部发电机
367.尾部发电机
368.前部增速齿轮箱
369.尾部增速齿轮箱
A8-喷口面积
A9-喉管出口面积

Claims (32)

1.一尾部FLADE燃气涡轮发动机(1)，其包括：
一个与一低压涡轮部分(150)驱动相连的风扇部分(115)，
一位于风扇部分(115)和低压涡轮部分(150)之间的核心发动机(18)，
一外接核心发动机(18)并与风扇部分(115)流体连通的风扇旁通道(40)，
一在低压涡轮部分(150)下游并与风扇旁通道(40)流体连通的混合器(49)，
一在混合器(49)下游的尾部FLADE涡轮(160)，
在尾部FLADE涡轮(160)径向朝外设置并与其相连的至少一排尾部FLADE风扇叶片(5)，并且
该排FLADE风扇叶片(5)横跨外接该风扇部分(115)的FLADE通道(3)而径向延伸。
2.如权利要求1所述的发动机(1)，其特征在于还包括：
通到风扇部分(115)的一风扇入口(11)，
通到FLADE通道(3)的一环形FLADE入口(8)，并且
该FLADE入口(8)基本轴向处于风扇部分(115)的尾端。
3.如权利要求1所述的发动机(1)，进一步包括：
与低压涡轮部分(150)的低压涡轮(19，21或319)相连并一起旋转的尾部FLADE涡轮(160)。
4.如权利要求3所述的发动机(1)，其特征在于还包括：
通到风扇部分(115)的一风扇入口(11)，
通到FLADE通道(3)的一环形FLADE入口(8)，
该FLADE入口(8)基本轴向处于风扇部分(115)的尾端并且
该FLADE入口(8)轴向处于核心发动机(18)的尾端。
5.如权利要求1所述的发动机(1)，其特征在于该尾部FLADE涡轮(160)是一自由涡轮。
6.如权利要求5所述的发动机(1)，其特征在于还包括：
通到风扇部分(115)的一风扇入口(11)，
通到FLADE通道(3)的一环形FLADE入口(8)，
该FLADE入口(8)基本轴向处于风扇部分(115)的尾端，并且
该FLADE入口(8)轴向处于核心发动机(18)的尾端。
7.如权利要求1所述的发动机(1)，其特征在于还包括：
被配置在发动机(1)中并与尾部FLADE涡轮(160)驱动相连的至少一个功率提取装置(264)。
8.如权利要求7所述的发动机(1)，其特征在于该功率削减装置(264)是一发电机(266)。
9.如权利要求8所述的发动机(1)，其特征在于该发电机(266)通过一增速齿轮箱(268)与尾部FLADE涡轮(160)驱动相连。
10.如权利要求7所述的发动机(1)，其特征在于该功率削减装置(264)是一动力输出装置(270)，后者包括一外壳(274)，在该外壳中有一通过一直角齿轮箱(278)与尾部FLADE涡轮(160)驱动相连的动力输出轴(276)。
11.如权利要求7所述的发动机(1)，其特征在于该功率削减装置(264)被置在发动机(1)的一中空发动机喷嘴中心体(72)中，该中心体处于尾部FLADE涡轮(160)的后部和下游。
12.如权利要求11所述的发动机(1)，其特征在于该功率削减装置(264)是被配置在中空发动机喷口中心体(72)中的一发电机(266)。
13.如权利要求11所述的发动机(1)，其特征在于该功率削减装置(264)是一动力输出装置(270)，后者包括被配置在中空发动机喷口中心体(72)中的一外壳(274)，在该外壳中有一通过一直角齿轮箱(278)与尾部FLADE涡轮(160)驱动相连的动力输出轴(276)。
14.如权利要求1所述的发动机(1)，其特征在于还包括一排可变的第一级FLADE轮叶(6)，这些轮叶横跨在该排FLADE风扇叶片(5)的轴向前端的FLADE通道(3)而径向延伸。
15.如权利要求14所述的发动机(1)，其特征在于该尾部FLADE涡轮(160)是一自由涡轮。
16.如权利要求14所述的发动机(1)，其特征在于还包括被配置在发动机(1)中并与尾部FLADE涡轮(160)驱动相连的至少一个功率削减装置(264)。
17.如权利要求14所述的发动机(1)，其特征在于还包括具有处在混合器(49)和低压涡轮(319)尾部和下游的可变涡轮喷管轮叶(182)的一可变面积的涡轮喷管(180)。
18.如权利要求14所述的发动机(1)，其特征在于还包括：
在混合器(49)和风扇旁通道(40)下游和轴向尾部的一可变喉部面积的发动机喷管(218)；
多个与FLADE通道(3)流体连通的沿圆周配置的中空支柱(208)，和
与中空支柱(208)流体连通并被其支撑的基本上中空的中心体(72)。
19.如权利要求18所述的发动机(1)，其特征在于还包括在中心体(72)中和在发动机喷管(218)的壁(220)中的冷却孔(249)，其中这些冷却孔(249)与FLADE通道(3)流体连通。
20.如权利要求19所述的发动机(1)，其特征在于还包括一可变面积FLADE空气喷管(213)，此喷管包括在中空的中心体(72)中的一轴向可移动的柱塞(172)和中心体(72)的一径向向外设置且固定的喷管罩(174)。
21.如权利要求18所述的发动机(1)，其特征在于还包括：
处在尾部FLADE涡轮(160)尾部和下游的增加后推力的补燃室(224)，
在中心体(72)中的和发动机喷管(218)喉区(A8)下游的壁(220)中的冷却孔(249)，并且
冷却孔(249)与FLADE通道(3)流体连通。
22.如权利要求18所述的发动机(1)，其特征在于还包括被轴向配置在混合器(49)和尾部FLADE涡轮(160)之间的一前部增加后推力的补燃室226。
23.一航空器(24)，包括：
在该航空器的机身(113)中的一尾部FLADE燃气涡轮发动机(1)，
该燃气涡轮发动机(1)包括：
一个与一低压涡轮部分(150)驱动相连的风扇部分(115)，
一位于风扇部分(115)和低压涡轮部分(150)之间的核心发动机(18)，
一外接核心发动机(18)并与风扇部分(115)流体连通的风扇旁通道(40)，
一在低压涡轮部分(150)的下游并与风扇旁通道(40)流体连通的混合器(49)，
一在混合器(49)下游的尾部FLADE涡轮(160)，
被配置在尾部FLADE涡轮(160)的径向向外部分并与其连通的的至少一排尾部FLADE风扇叶片(5)，并且
该排FLADE风扇叶片(5)横跨外接于风扇部分(115)的FLADE通道(3)而径向延伸。
24.如权利要求23所述的航空器(24)，其特征在于还包括：
通到风扇部分(115)的一风扇入口(11)，
通到FLADE通道(3)的一环形FLADE入口(8)，和
该FLADE入口(8)基本上轴向处于风扇部分(115)的尾端。
25.如权利要求24所述的航空器(24)，其特征在于还包括：
相对机身(113)齐平安装的FLADE进气口(129)与一发动机进气口(127)，
该FLADE进气口(129)与发动机进气口(127)轴向偏离，该发动机进气口(127)通过一发动机固定的进气道(126)与风扇入口(11)相连且流体连通，并且
该FLADE进气口(129)通过一些FLADE固定进气道(128)与FLADE入口(8)相连且流体连通。
26.如权利要求25所述的航空器(24)，其特征在于还包括：
发动机进气通道(111)和FLADE固定进气通道(126和128)分别是二维的，并分别在进气通道(111)与风扇和FLADE入口(11和8)之间的过渡区(119)内终止。
27.如权利要求26所述的航空器(24)，其特征在于还包括被配置在发动机(1)中并与尾部FLADE涡轮(160)驱动相连的一功率削减装置(264)。
28.如权利要求26所述的航空器(24)，其特征在于还包括：
至少一个FLADE空气排出通道(155)，从FLADE通道(3)通向至少一个FLADE排气喷管(125)，该排气喷管与位于混合器(49)和风扇旁通道(40)下游和轴向尾部的发动机喷管(218)相偏离。
在该航空器中具有一航空器废热源(153)的一航空器废热冷却系统(152)，被配置在该FLADE空气排出通道(155)内并与该航空器废热冷却系统(152)成流体热交换关系的一热交换器(156)。
29.如权利要求1所述的发动机(1)，其特征在于还包括被配置于尾部FLADE涡轮(160)前端和尾端的发动机(1)中的前部和尾部发电机(366和367)，并且分别通过前部和尾部增速齿轮箱(368和369)与尾部FLADE涡轮(160)驱动相连。
30.如权利要求29所述的发动机(1)，其特征在于还包括被配置于尾部FLADE涡轮(160)前端和尾端的发动机(1)中的前部和尾部发电机(366和367)，并且分别通过前部和尾部增速齿轮箱(368和369)与尾部FLADE涡轮(160)驱动相连。
31.如权利要求14所述的发动机(1)，其特征在于还包括在混合器(49)和风扇旁通道(40)下游和轴向尾部的一固定喉部面积的发动机喷管(216)。
32.如权利要求31所述的发动机(1)，其特征在于还包括被配置于发动机(1)中且与尾部FLADE涡轮(160)驱动相连的至少一个功率削减装置(264)。
CNB2004100950316A 2003-11-21 2004-11-22 尾部flade发动机 Active CN100404839C (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/719,884 US7216475B2 (en) 2003-11-21 2003-11-21 Aft FLADE engine
US10/719884 2003-11-21

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1619129A true CN1619129A (zh) 2005-05-25
CN100404839C CN100404839C (zh) 2008-07-23

Family

ID=34435816

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB2004100950316A Active CN100404839C (zh) 2003-11-21 2004-11-22 尾部flade发动机

Country Status (4)

Country Link
US (1) US7216475B2 (zh)
EP (1) EP1533510B1 (zh)
JP (1) JP4820545B2 (zh)
CN (1) CN100404839C (zh)

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101737194A (zh) * 2009-12-18 2010-06-16 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
CN101970844A (zh) * 2007-11-06 2011-02-09 空中巴士营运公司 改善双流式涡轮发动机性能的方法和使用这种方法的涡轮喷气发动机
CN101307776B (zh) * 2007-04-13 2011-09-21 斯奈克玛 风扇叶片
CN101021181B (zh) * 2006-02-13 2013-12-25 通用电气公司 双旁路涡轮风扇发动机
CN112639276A (zh) * 2018-09-05 2021-04-09 赛峰飞机发动机公司 旁通涡轮机
CN112727635A (zh) * 2020-12-31 2021-04-30 中国航空发动机研究院 一种双外涵发动机
CN112969844A (zh) * 2018-10-26 2021-06-15 赛峰飞机发动机公司 用于飞行器涡轮发动机的配备有电机的风扇模块
CN113323769A (zh) * 2021-06-07 2021-08-31 北京航空航天大学 一种基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型

Families Citing this family (98)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7032387B2 (en) * 2004-01-20 2006-04-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Axisymmetric flap on gas turbine exhaust centerbody
FR2866070B1 (fr) * 2004-02-05 2008-12-05 Snecma Moteurs Turboreacteur a fort taux de dilution
FR2878287B1 (fr) * 2004-11-25 2009-05-22 Snecma Moteurs Sa Turboreacteur double corps double flux avec generateur de courant electrique arriere
US7475545B2 (en) * 2005-04-29 2009-01-13 General Electric Company Fladed supersonic missile turbojet
US7509797B2 (en) * 2005-04-29 2009-03-31 General Electric Company Thrust vectoring missile turbojet
US7424805B2 (en) * 2005-04-29 2008-09-16 General Electric Company Supersonic missile turbojet engine
US7448199B2 (en) * 2005-04-29 2008-11-11 General Electric Company Self powdered missile turbojet
US7464536B2 (en) * 2005-07-07 2008-12-16 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine engines
ATE523682T1 (de) * 2005-09-27 2011-09-15 Volvo Aero Corp Anordnung zum antrieb eines flugzeugs, flugzeug und auslassdüse für ein düsentriebwerk
FR2891248B1 (fr) * 2005-09-28 2009-05-01 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un mat d'accrochage d'un tel moteur
US7631484B2 (en) * 2006-03-13 2009-12-15 Rollin George Giffin High pressure ratio aft fan
FR2902830B1 (fr) * 2006-06-27 2008-08-08 Airbus France Sas Turboreacteur pour aeronef
US7758303B1 (en) 2006-07-31 2010-07-20 General Electric Company FLADE fan with different inner and outer airfoil stagger angles at a shroud therebetween
US7805925B2 (en) 2006-08-18 2010-10-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine exhaust duct ventilation
GB2443194B (en) * 2006-10-24 2008-09-10 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine
US7514810B2 (en) * 2006-12-15 2009-04-07 General Electric Company Electric power generation using power turbine aft of LPT
US7926290B2 (en) * 2006-12-18 2011-04-19 General Electric Company Turbine engine with modulated flow fan and method of operation
US7877980B2 (en) * 2006-12-28 2011-02-01 General Electric Company Convertible gas turbine engine
US7468561B2 (en) * 2007-03-27 2008-12-23 General Electric Company Integrated electrical power extraction for aircraft engines
US8356469B1 (en) * 2007-04-05 2013-01-22 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Gas turbine engine with dual compression rotor
GB2449095B (en) * 2007-05-10 2009-05-27 Rolls Royce Plc Re-Pressurisation device
US8161728B2 (en) * 2007-06-28 2012-04-24 United Technologies Corp. Gas turbines with multiple gas flow paths
US8708643B2 (en) * 2007-08-14 2014-04-29 General Electric Company Counter-rotatable fan gas turbine engine with axial flow positive displacement worm gas generator
FR2920132B1 (fr) * 2007-08-20 2009-09-18 Aircelle Sa Troncon arriere de nacelle d'aeronef et nacelle equipee d'un tel troncon arriere
US7969122B2 (en) * 2007-11-14 2011-06-28 Hamilton Sundstrand Corporation Pole count changing generator
US8590286B2 (en) * 2007-12-05 2013-11-26 United Technologies Corp. Gas turbine engine systems involving tip fans
US8739548B2 (en) * 2007-12-20 2014-06-03 United Technologies Corporation Sliding ramp nozzle system for a gas turbine engine
US8127528B2 (en) * 2008-02-26 2012-03-06 United Technologies Corporation Auxiliary propulsor for a variable cycle gas turbine engine
US8082727B2 (en) * 2008-02-26 2011-12-27 United Technologies Corporation Rear propulsor for a variable cycle gas turbine engine
JP5092143B2 (ja) * 2008-03-07 2012-12-05 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 高バイパス比ターボファンジェットエンジン
GB0809336D0 (en) * 2008-05-23 2008-07-02 Rolls Royce Plc A gas turbine engine arrangement
US20140174056A1 (en) 2008-06-02 2014-06-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine
US8128021B2 (en) 2008-06-02 2012-03-06 United Technologies Corporation Engine mount system for a turbofan gas turbine engine
US20100031669A1 (en) * 2008-08-06 2010-02-11 Cessna Aircraft Company Free Turbine Generator For Aircraft
EP2177735A3 (en) * 2008-10-20 2012-02-15 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Turbofan
ES2370308B1 (es) * 2008-12-31 2012-10-22 Futur Investment Partners, S.A. Motor aeronáutico.
US8375695B2 (en) * 2009-06-30 2013-02-19 General Electric Company Aircraft gas turbine engine counter-rotatable generator
US20110171007A1 (en) * 2009-09-25 2011-07-14 James Edward Johnson Convertible fan system
US20110167792A1 (en) * 2009-09-25 2011-07-14 James Edward Johnson Adaptive engine
US20110179766A1 (en) * 2009-10-27 2011-07-28 Fly Steam, LLC Heat recovery system
US8499544B2 (en) * 2009-11-17 2013-08-06 General Electric Company Turbogenerator with cooling system
US8695324B2 (en) * 2009-11-20 2014-04-15 General Electric Co. Multistage tip fan
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
US8063528B2 (en) * 2009-12-18 2011-11-22 General Electric Company Counter-rotatable generator
US20110146228A1 (en) * 2009-12-21 2011-06-23 John Lewis Baughman Power extraction system
US20110146289A1 (en) * 2009-12-21 2011-06-23 John Lewis Baughman Power extraction method
CA2724611A1 (en) * 2009-12-21 2011-06-21 General Electric Company Power extraction system
DE102010009477A1 (de) * 2010-02-26 2011-09-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluggasturbinenantrieb
FR2966522B1 (fr) * 2010-10-26 2015-04-24 Snecma Turbomachine a double soufflante et triple flux
US9016041B2 (en) * 2010-11-30 2015-04-28 General Electric Company Variable-cycle gas turbine engine with front and aft FLADE stages
FR2972769B1 (fr) * 2011-03-16 2015-07-03 Snecma Turbomachine a triple flux
FR2975135B1 (fr) * 2011-05-12 2016-07-22 Snecma Cone arriere de turboreacteur tournant a micro-jets
US8789376B2 (en) * 2011-05-27 2014-07-29 General Electric Company Flade duct turbine cooling and power and thermal management
US9631558B2 (en) 2012-01-03 2017-04-25 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
US9239012B2 (en) 2011-06-08 2016-01-19 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US10001084B2 (en) * 2011-06-14 2018-06-19 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Aircraft powerplant with moveable nozzle member
US9714608B2 (en) * 2011-09-08 2017-07-25 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Reduced noise gas turbine engine system and supersonic exhaust nozzle system using elector to entrain ambient air
US9777631B2 (en) 2011-09-30 2017-10-03 General Electric Company Conformal inlet apparatus for a gas turbine engine
US9279388B2 (en) * 2011-11-01 2016-03-08 United Technologies Corporation Gas turbine engine with two-spool fan and variable vane turbine
US20130192256A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Gabriel L. Suciu Geared turbofan engine with counter-rotating shafts
US20150308351A1 (en) 2012-05-31 2015-10-29 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
US8572943B1 (en) 2012-05-31 2013-11-05 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
US8756908B2 (en) 2012-05-31 2014-06-24 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
US9140212B2 (en) 2012-06-25 2015-09-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine with reverse-flow core having a bypass flow splitter
EP2959146B1 (en) * 2013-02-19 2018-04-04 United Technologies Corporation Turbofan engine including third flowpath exhaust nozzle
US9003638B2 (en) 2013-03-11 2015-04-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of assembling an electromechanical device in a gas-turbine engine
US8829702B1 (en) * 2013-03-11 2014-09-09 Pratt & Whitney Canada Corp Gas turbine engine with internal electromechanical device
US9863366B2 (en) * 2013-03-13 2018-01-09 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Exhaust nozzle apparatus and method for multi stream aircraft engine
US9523329B2 (en) 2013-03-15 2016-12-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine with stream diverter
US10287917B2 (en) 2013-05-09 2019-05-14 United Technologies Corporation Turbofan engine front section
US10316758B2 (en) 2013-05-09 2019-06-11 United Technologies Corporation Turbofan engine front section
FR3008740B1 (fr) * 2013-07-18 2017-11-24 Snecma Turbomachine comportant un melangeur a lobes entre un generateur de gaz et une turbine.
US9371776B2 (en) 2013-08-20 2016-06-21 Darren Levine Dual flow air injection intraturbine engine and method of operating same
US9909529B2 (en) 2013-09-20 2018-03-06 United Technologies Corporation Flow path routing within a gas turbine engine
US10400709B2 (en) * 2013-09-20 2019-09-03 United Technologies Corporation Auxiliary device for three air flow path gas turbine engine
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
US9951721B2 (en) * 2014-10-21 2018-04-24 United Technologies Corporation Three-stream gas turbine engine architecture
US11236639B2 (en) * 2015-02-10 2022-02-01 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine and an airflow control system
WO2016189712A1 (ja) 2015-05-27 2016-12-01 株式会社Ihi ジェットエンジン
US10443539B2 (en) 2015-11-23 2019-10-15 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Hybrid exhaust nozzle
US10677158B2 (en) * 2015-12-29 2020-06-09 General Electric Company Method and system for in-line distributed propulsion
US10794281B2 (en) * 2016-02-02 2020-10-06 General Electric Company Gas turbine engine having instrumented airflow path components
US10151217B2 (en) * 2016-02-11 2018-12-11 General Electric Company Turbine frame cooling systems and methods of assembly for use in a gas turbine engine
FR3050485B1 (fr) * 2016-04-26 2020-04-10 Safran Aircraft Engines Turbomachine a double flux
US20170314509A1 (en) * 2016-04-27 2017-11-02 General Electric Company Turbofan assembly and method of assembling
US10563516B2 (en) 2016-07-06 2020-02-18 General Electric Company Turbine engine and method of assembling
US10287024B2 (en) 2016-08-04 2019-05-14 United Technologies Corporation Direct drive aft fan engine
US10352274B2 (en) 2016-08-18 2019-07-16 United Technologies Corporation Direct drive aft fan engine
RU2644660C1 (ru) * 2017-03-07 2018-02-13 Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" Газотурбинный двигатель
RU2669420C1 (ru) * 2017-04-12 2018-10-11 Владимир Леонидович Письменный Двухконтурный турбореактивный двигатель
RU2675167C1 (ru) * 2017-10-30 2018-12-17 Владимир Леонидович Письменный Газотурбинная установка
RU2728577C2 (ru) * 2018-10-03 2020-07-31 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Турбореактивный двухконтурный двигатель с раздельным истечением потоков из сопел
RU208402U1 (ru) * 2021-08-03 2021-12-16 Общество с ограниченной ответственностью "Оверхол-Про" Турбонагреватель газа
US11492918B1 (en) 2021-09-03 2022-11-08 General Electric Company Gas turbine engine with third stream
US20230117984A1 (en) * 2021-10-14 2023-04-20 General Electric Company Heat engine with heat exchanger
CN113738530B (zh) * 2021-10-15 2022-06-17 清华大学 带叶尖风扇的多涵道航空发动机机匣结构
US11834954B2 (en) 2022-04-11 2023-12-05 General Electric Company Gas turbine engine with third stream

Family Cites Families (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3282053A (en) * 1966-11-01 Ducted fan arrangement for aircraft
US2405919A (en) * 1940-03-02 1946-08-13 Power Jets Res & Dev Ltd Fluid flow energy transformer
US3348379A (en) * 1963-09-25 1967-10-24 Rolls Royce Turbojet engine with compressor bypass and aft fan
GB981857A (en) * 1963-12-03 1965-01-27 Rolls Royce Gas turbine engine
GB1212875A (en) * 1967-12-21 1970-11-18 Rolls Royce Aircraft
US3673802A (en) * 1970-06-18 1972-07-04 Gen Electric Fan engine with counter rotating geared core booster
GB1321657A (en) * 1970-09-16 1973-06-27 Secr Defence Ducted fan gas turbine jet propulsion engine
GB1330904A (en) 1971-04-19 1973-09-19 Secr Defence Gas turbine jet propulsion engines
US3938328A (en) * 1971-11-08 1976-02-17 The Boeing Company Multicycle engine
US4055949A (en) * 1973-05-08 1977-11-01 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Multiflow gas turbine power plant
US4043121A (en) * 1975-01-02 1977-08-23 General Electric Company Two-spool variable cycle engine
US4068471A (en) * 1975-06-16 1978-01-17 General Electric Company Variable cycle engine with split fan section
US4222235A (en) * 1977-07-25 1980-09-16 General Electric Company Variable cycle engine
US4232515A (en) * 1978-03-06 1980-11-11 The Boeing Company Supersonic cruise airplane and engine
US4463772A (en) * 1981-09-29 1984-08-07 The Boeing Company Flush inlet for supersonic aircraft
US4592201A (en) * 1982-07-12 1986-06-03 General Electric Company Turbofan mixed flow exhaust system
GB2246171B (en) * 1986-06-21 1992-04-08 British Aerospace Improvements in or related to gas turbine engines
US5070690A (en) * 1989-04-26 1991-12-10 General Electric Company Means and method for reducing differential pressure loading in an augmented gas turbine engine
GB8924871D0 (en) * 1989-11-03 1989-12-20 Rolls Royce Plc Tandem fan engine
CA2091473A1 (en) 1992-04-20 1993-10-21 Mark J. Wagner Bypass injector valve for variable cycle aircraft engines
US5261227A (en) * 1992-11-24 1993-11-16 General Electric Company Variable specific thrust turbofan engine
US5388964A (en) * 1993-09-14 1995-02-14 General Electric Company Hybrid rotor blade
US5402638A (en) * 1993-10-04 1995-04-04 General Electric Company Spillage drag reducing flade engine
US5404713A (en) * 1993-10-04 1995-04-11 General Electric Company Spillage drag and infrared reducing flade engine
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
US5931636A (en) * 1997-08-28 1999-08-03 General Electric Company Variable area turbine nozzle
US6732502B2 (en) * 2002-03-01 2004-05-11 General Electric Company Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101021181B (zh) * 2006-02-13 2013-12-25 通用电气公司 双旁路涡轮风扇发动机
CN101307776B (zh) * 2007-04-13 2011-09-21 斯奈克玛 风扇叶片
CN101970844A (zh) * 2007-11-06 2011-02-09 空中巴士营运公司 改善双流式涡轮发动机性能的方法和使用这种方法的涡轮喷气发动机
CN101737194A (zh) * 2009-12-18 2010-06-16 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
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
CN112639276A (zh) * 2018-09-05 2021-04-09 赛峰飞机发动机公司 旁通涡轮机
CN112969844A (zh) * 2018-10-26 2021-06-15 赛峰飞机发动机公司 用于飞行器涡轮发动机的配备有电机的风扇模块
CN112727635A (zh) * 2020-12-31 2021-04-30 中国航空发动机研究院 一种双外涵发动机
CN113323769A (zh) * 2021-06-07 2021-08-31 北京航空航天大学 一种基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型

Also Published As

Publication number Publication date
US20050109012A1 (en) 2005-05-26
CN100404839C (zh) 2008-07-23
JP2005155621A (ja) 2005-06-16
JP4820545B2 (ja) 2011-11-24
EP1533510B1 (en) 2011-08-31
EP1533510A2 (en) 2005-05-25
EP1533510A3 (en) 2009-02-18
US7216475B2 (en) 2007-05-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1619129A (zh) 尾部flade发动机
CN1779224A (zh) 推力矢量后部flade发动机
CN1975130A (zh) 具有可调的风扇出口导叶的涡扇式燃气涡轮发动机
JP6030940B2 (ja) アクティブクリアランス制御のためのシステム及び方法
CA2520471C (en) Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine
US9879603B2 (en) Axial flow machine cooling system
US7841187B2 (en) Turbomachine comprising a system for cooling the downstream face of an impeller of a centrifugal compressor
US5906334A (en) Aircraft intake method
CN104981591B (zh) 用于燃气涡轮发动机槽的加压馈送油排出装置
US8336317B2 (en) Ventilation for a turbine wheel in a turbine engine
US20110167791A1 (en) Convertible fan engine
US20110167792A1 (en) Adaptive engine
CN101080596A (zh) 燃气轮机燃烧室
CN1657756A (zh) 具有可变压缩比风扇系统的燃气轮机
US20110056208A1 (en) Reversed-flow core for a turbofan with a fan drive gear system
CN1912367A (zh) 燃气涡轮系统及其操作方法
JP2009047163A (ja) 効率範囲が広い出力タービンを備えた内燃機関装置
JP2004346786A (ja) ガスタービンエンジンの二次エア供給装置
KR101619758B1 (ko) 배기 가스 재순환을 하는 가스 터빈 발전소
CN106438104A (zh) 一种富燃预燃涡扇发动机
US10393019B2 (en) Assembly and method for influencing flow through a fan of a gas turbine engine
EP2497904B1 (en) Gas turbine engine rotor cooling with swirled cooling air
CN209654118U (zh) 一种汽车助动器
CN106555705A (zh) 前置涡轮喷气发动机

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant