Processing

Please wait...

Settings

Settings

Goto Application

1. WO2020093578 - AIRCRAFT AND ENGINE THEREOF

Publication Number WO/2020/093578
Publication Date 14.05.2020
International Application No. PCT/CN2019/000085
International Filing Date 30.04.2019
IPC
F02K 3/065 2006.01
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
KJET-PROPULSION PLANTS
3Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
02in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
04the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low-pressure outputs, for augmenting jet thrust, e.g. of double-flow type
065with front and aft fans
F02C 3/14 2006.01
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
3Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
14characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
F02C 3/06 2006.01
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
3Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
04having a turbine driving a compressor
06the compressor comprising only axial stages
Applicants
  • 中国航发湖南动力机械研究所 AECC HUNAN AVIATION POWERPLANT RESEARCH INSTITUTE [CN]/[CN]
Inventors
  • 尹泽勇 YIN, Zeyong
  • 吴施志 WU, Shizhi
  • 蔡建兵 CAI, Jianbing
  • 温泉 WEN, Quan
  • 王召广 WANG, Zhaoguang
  • 石建成 SHI, Jiancheng
  • 郭青林 GUO, Qinglin
Agents
  • 中国航空专利中心 CHINESE AVIATION PATENT OFFICE
Priority Data
201811318875.007.11.2018CN
Publication Language Chinese (ZH)
Filing Language Chinese (ZH)
Designated States
Title
(EN) AIRCRAFT AND ENGINE THEREOF
(FR) AÉRONEF ET SON MOTEUR
(ZH) 飞行器及其发动机
Abstract
(EN)
Provided is an engine of an aircraft. The engine comprises an outer casing (1), an inner casing (2), a first rotating shaft (3), a first fan (4), a second fan (5), a first combustor (6) and a second combustor (7). An outer duct (100) is formed between the inner casing and the outer casing. The inner casing is internally provided with an inner duct (200). The inner casing comprises a first segment (21) and a second segment (22), wherein same are axially distributed. The first segment is located on the side of the second segment close to an outer air inlet end. The first rotating shaft is rotatably arranged inside the inner casing. The first fan comprises an inner turbine portion (41), a first connection portion (42) and an outer turbine portion (43). The inner turbine portion is connected to the first rotating shaft and is located inside the inner duct. A second connection portion (52) is connected to the inner turbine portion in a surrounding manner. The outer turbine portion is connected to the second connection portion and is located inside the outer duct. The second fan is connected to the first rotating shaft, and has an external diameter greater than that of the first segment. The first combustor is arranged between the second fan and the outer turbine portion. The second combustor is arranged between the second fan and the inner turbine portion. Further provided is an aircraft comprising the engine. The engine and the aircraft can improve the thrust of the engine, thereby facilitating a reduction in the length of the engine.
(FR)
L'invention concerne un moteur d'aéronef. Le moteur comprend un carter externe (1), un carter interne (2), un premier arbre rotatif (3), un premier ventilateur (4), un second ventilateur (5), une première chambre de combustion (6) et une seconde chambre de combustion (7). Un conduit externe (100) est formé entre le carter interne et le carter externe. A l'intérieur du carter interne, se trouve 'un conduit interne (200). Le carter interne comprend un premier segment (21) et un second segment (22), ceux-ci étant répartis axialement. Le premier segment est situé sur le côté du second segment à proximité d'une extrémité d'entrée d'air externe. Le premier arbre rotatif est agencé rotatif à l'intérieur du carter interne. Le premier ventilateur comporte une partie de turbine interne (41), une première partie de raccordement (42) et une partie de turbine externe (43). La partie de turbine interne est reliée au premier arbre rotatif et est située à l'intérieur du conduit interne. Une seconde partie de raccordement (52) est reliée à la partie de turbine interne de manière à l'entouter. La partie de turbine externe est reliée à la seconde partie de raccordement et est située à l'intérieur du conduit externe. Le second ventilateur est relié au premier arbre rotatif, et a un diamètre externe supérieur à celui du premier segment. La première chambre de combustion est disposée entre le second ventilateur et la partie de turbine externe. La seconde chambre de combustion est disposée entre le second ventilateur et la partie de turbine interne. L'invention concerne en outre un aéronef comprenant le moteur. Le moteur et l'aéronef permettent d'améliorer la poussée du moteur, ce qui facilite une diminution de la longueur du moteur.
(ZH)
一种飞行器的发动机,包括外机匣(1)、内机匣(2)、第一转轴(3)、第一风扇(4)、第二风扇(5)、第一燃烧室(6)和第二燃烧室(7)。内机匣与外机匣间形成外涵道(100),内机匣内具有内涵道(200);内机匣包括轴向分布的第一段(21)和第二段(22),第一段位于第二段靠近外进气端的一侧。第一转轴可转动地设于内机匣内。第一风扇包括涡轮部(41)、第一连接部(42)和外涡轮部(43),内涡轮部与第一转轴连接且位于内涵道内;第二连接部(52)环绕连接于内涡轮部,外涡轮部连接于第二连接部且位于外涵道内。第二风扇连接于第一转轴,且外径大于第一段的外径。第一燃烧室设于第二风扇和外涡轮部之间。第二燃烧室设于第二风扇和内涡轮部之间。还提供了一种包括该发动机的飞行器。该发动机和飞行器可提高发动机推力,从而有利于减小发动机长度。
Also published as
Latest bibliographic data on file with the International Bureau