Gasturbinentriebwerk (10), das aufweist: einen Triebwerkskern (11), umfassend: ein Verdichtersystem mit einem ersten Verdichter (14) und einem zweiten Verdichter (15); und ein äußeres Kerngehäuse (76), das eine erste Flanschverbindung (60) umfasst, wobei die erste Flanschverbindung (60) einen ersten Flanschradius (104) aufweist, wobei die erste Flanschverbindung (60) die erste Flanschverbindung ist, die stromabwärts einer axialen Position liegt, die durch den axialen Mittelpunkt zwischen der axialen Mittelspanne-Position an der Hinterkante des am weitesten stromabwärts gelegenen Luftleitblechs des ersten Verdichters (14) und der axialen Mittelspanne-Position an der Vorderkante des am weitesten stromaufwärts gelegenen Luftleitblechs des zweiten Verdichters (15) definiert ist; einen Fan (23); eine Gondel (21), die einen Bypasskanal (22) zwischen dem Triebwerkskern (11) und der Gondel (21) definiert; und eine Fan-Auslass-Leitschaufel (OGV) (58), die sich radial über den Bypasskanal (22) erstreckt, wobei die Fan-OGV (58) eine radial innere Kante (58a) und eine radial äußere Kante (58b) aufweist, wobei ein axialer Mittelpunkt der radial äußeren Kante (58b) als der Fan-OGV-Spitzenmittelpunkt (58b) definiert ist. Ein Fan-OGV-Spitzenpositionsverhältnis von:axialerAbstand(110)zwischendererstenFlanschverbindung(60)und                         denFan-OGV-Spitzenmittelpunkt(58b)ersterFlanschradius(104)ist gleich oder kleiner als 1,8.

    A gas turbine engine includes an engine core including: a compressor system including first, lower pressure, compressor, and a second, higher pressure, compressor; and an outer core casing surrounding the compressor system and including a first flange connection arranged to allow separation of the outer core casing at an axial position of the first flange connection, wherein the first flange connection is the first flange connection that is downstream of an axial position defined by the axial midpoint between the mid-span axial location on the trailing edge of the most downstream aerofoil of the first compressor and the mid-span axial location on the leading edge of the most upstream aerofoil of the second compressor; a nacelle surrounding the engine core and defining a bypass duct between the engine core and the nacelle; wherein an axial midpoint of the radially outer edge is defined as the fan OGV tip centrepoint.


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    Titel :

    GASTURBINENTRIEBWERK MIT EINEM DOPPELWANDIGEN KERNGEHÄUSE


    Beteiligte:

    Erscheinungsdatum :

    2020-11-05


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Deutsch


    Klassifikation :

    IPC:    F02K JET-PROPULSION PLANTS , Strahltriebwerke / B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT / F02C Gasturbinenanlagen , GAS-TURBINE PLANTS



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