FIELD: engines.SUBSTANCE: gas turbine engine comprises a gear train defined along an engine centerline axis, cascade, fan nacelle, core nacelle, fan, fan nozzle and inner circuit. Cascade is designed to drive the gear train and comprises a low-pressure turbine with a number of stages from three to six. Fan nacelle is mounted around the inner nacelle and defines the path for the airflow of the outer fan circuit, wherein the degree of double circuit is more than six. Fan nozzle is made with a variable cross-sectional area and is movable axially relative to the fan nacelle in order to change the area of the exit section of the fan nozzle and adjust the airflow in the outer circuit of the fan during engine operation. Fan is rotatable at a fan speed around the longitudinal axis and is driven by a low pressure turbine by means of a gear train, and the fan speed is lower than that of the low-pressure turbine. Inner circuit is surrounded by the core nacelle. Gear train has a gear ratio greater than or equal to 2.3, wherein the minimum ratio of pressure in the fan is less than 1.45, and the minimum circumferential speed of the fan blade is less than 1150 ft/s (350.5 m/s).EFFECT: invention provides a lighter structure of the gas turbine engine, and also reduces the noise produced by the fan.13 cl, 15 dwg

    Газотурбинный двигатель содержит редуктор, расположенный вдоль продольной оси двигателя, каскад, гондолу вентилятора, внутреннюю гондолу, вентилятор, вентиляторное сопло и внутренний контур. Каскад выполнен с возможностью приведения в действие редуктора и содержит турбину низкого давления с числом ступеней от трех до шести. Гондола вентилятора установлена вокруг внутренней гондолы и определяет тракт для воздушного потока наружного контура вентилятора, причем степень двухконтурности превышает шесть. Вентиляторное сопло выполнено с изменяемой площадью сечения и с возможностью перемещения в осевом направлении относительно гондолы вентилятора с целью изменения площади выходного сечения вентиляторного сопла и регулирования воздушного потока в наружном контуре вентилятора во время работы двигателя. Вентилятор выполнен с возможностью вращения со скоростью вентилятора вокруг продольной оси и приводится в действие турбиной низкого давления с помощью редуктора, причем скорость вентилятора меньше скорости турбины низкого давления. Внутренний контур окружен внутренней гондолой. Редуктор имеет передаточное отношение, которое больше или равно 2,3, причем минимальное соотношение давлений в вентиляторе составляет менее 1,45, а минимальная приведенная окружная скорость лопатки вентилятора составляет менее 1150 фут/сек (350,5 м/сек). Изобретение позволяет обеспечить более легкую конструкцию газотурбинного двигателя, а также снизить шум, производимый вентилятором. 12 з.п. ф-лы, 15 ил.


    Zugriff

    Download


    Exportieren, teilen und zitieren



    Titel :

    GAS TURBINE ENGINE


    Weitere Titelangaben:

    ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ


    Beteiligte:

    Erscheinungsdatum :

    2019-08-01


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Russisch


    Klassifikation :

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



    Turbine engine

    Europäisches Patentamt | 2019

    Freier Zugriff

    TURBINE ENGINE

    STRETTON RICHARD G | Europäisches Patentamt | 2019

    Freier Zugriff

    Turbine engine

    Europäisches Patentamt | 2019

    Freier Zugriff

    Turbine for a turbine engine

    SATRE ANTOINE FREDERIC JEAN / COUSSEAU SIMON JEAN-MARIE BERNARD / PERROT ERWAN | Europäisches Patentamt | 2021

    Freier Zugriff

    Engine Avionics Turbine Engine Ignition

    British Library Online Contents | 1996