Gas turbine engine with variable pressure ratio fan system

F - Mech Eng,Light,Heat,Weapons – 02 – K

Patent

Rate now

  [ 0.00 ] – not rated yet Voters 0   Comments 0

Details

F02K 3/04 (2006.01) F01D 17/10 (2006.01) F01D 17/14 (2006.01) F02K 3/06 (2006.01) F02K 3/075 (2006.01)

Patent

CA 2482324

A multiple bypass turbofan engine (10) includes axially spaced-apart first and second stage fans (31 and 33) of the engine fan (35) connected in driving engagement to a low pressure shaft (30). A fan bypass duct (40) circumscribes the second stage fan (33). A first bypass inlet (42) to the fan bypass duct (40) is disposed axially between the first and second stage fans (31 and 33) and a second bypass inlet (46) is axially disposed between the second stage fan (33) and an annular core engine inlet (47). A fan shroud (108) divides the second stage fan blades (36) into radially inner and outer fan hub and tip sections (37 and 39), respectively. The tip sections (39) are radially disposed in a fan tip duct (146). An axially translatable deflector (44) is positioned to close the fan tip duct (146) when it opens the first bypass inlet (42) and open the fan tip duct (146) when it closes the first bypass inlet (42).

Réacteur à double flux et à dérivation multiple (10) comprenant une soufflante de premier étage (31) et une soufflante de deuxième étage (33) espacées sur l'axe d'une soufflante de moteur (35) en prise d'entraînement avec un arbre basse pression (30). Un conduit de dérivation (40) entoure la soufflante de deuxième étage (33). Une première entrée de dérivation (42) du conduit de dérivation (40) est placée axialement entre la soufflante de premier étage (31) et la soufflante de deuxième étage (33), et une seconde entrée de dérivation (46) est placée axialement entre la soufflante de deuxième étage (33) et une entrée annulaire du réacteur de base (47). Une enveloppe de soufflante (108) divise les aubes de la soufflante de deuxième étage (36) en des sections de centre radialement intérieures et des sections d'extrémité radialement extérieures (37 et 39). Les sections d'extrémité (39) sont placées radialement dans un conduit d'extrémité de soufflante (146). Un déflecteur mobile axialement (44) est placé de manière à fermer le conduit d'extrémité de soufflante (146) lorsqu'il ouvre la première entrée de dérivation (42) et pour ouvrir le conduit d'extrémité de soufflante (146) lorsqu'il ferme la première entrée de dérivation (42).

LandOfFree

Say what you really think

Search LandOfFree.com for Canadian inventors and patents. Rate them and share your experience with other people.

Rating

Gas turbine engine with variable pressure ratio fan system does not yet have a rating. At this time, there are no reviews or comments for this patent.

If you have personal experience with Gas turbine engine with variable pressure ratio fan system, we encourage you to share that experience with our LandOfFree.com community. Your opinion is very important and Gas turbine engine with variable pressure ratio fan system will most certainly appreciate the feedback.

Rate now

     

Profile ID: LFCA-PAI-O-1575515

  Search
All data on this website is collected from public sources. Our data reflects the most accurate information available at the time of publication.