[특허]Variable cycle gas turbine engine

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IPC분류정보
국가/구분	United States(US) Patent 등록
국제특허분류(IPC7판)	F02K-003/06 F02K-003/12
출원번호	US-0681464 (1976-04-29)
발명자 / 주소	Pedersen George H. (Indianapolis IN)
출원인 / 주소	General Motors Corporation (Detroit MI 02)
인용정보	피인용 횟수 : 32 인용 특허 : 0

초록 ▼

A variable cycle air breathing gas turbine engine includes a core engine having a combustor, a high pressure turbine stage and a low pressure stage and wherein the high pressure stage drives a compressor for the core engine and the low pressure stage drives a bypass fan for the engine. The low pressure turbine stage includes a row of tip mounted blades located in a first bypass duct and the engine includes auxiliary inlets and crossover valve means for directing air through the first bypass duct during a first mode of engine operation to cause the tip blades on the low pressure turbine stage to operate as an auxiliary bypass fan while the primary fan is driven during the first mode to produce a bypass ratio in a second bypass duct. During a second engine operating mode crossover valve means are conditioned to communicate the first bypass duct with the primary fan and a second combustor element in the first bypass duct is operated to produce flow of motive fluid across the tip blades to drive the blades as a reaction turbine to produce a high temperature turbojet cycle of engine operation.

대표청구항 ▼

In a gas turbine engine having a first fan bypass duct with a bypass fan located therein and operative to produce a first bypass pressure ratio between the inlet and outlet of the first duct, the improvement comprising, means for driving said bypass fan and including a first shaft, a low pressure turbine on one end of said first shaft, a second fan bypass duct, a dual bypass turbine and compressor unit connected on said one end of said first shaft and including a blade row located thereon within said second fan bypass duct, an auxiliary air inlet duct and variable geometry valve means coacting for directing air into said second fan bypass duct during a first mode of engine operation, a second shaft, means including a high pressure turbine for driving said second shaFt, gasifier means on said second shaft, first combustor means receiving gas from said gasifier means and operative during the first mode of engine operation to direct combustion products across said high and low pressure turbines to drive said bypass fan and said gasifier means along with said blade row within said second fan bypass duct to produce a first turbojet stream from said engine and a first predetermined fan bypass pressure ratio across the first and second fan bypass ducts, second combustor means for receiving compressed air from said bypass fan, and means including said variable geometry valve means for blocking said auxiliary air inlet and directing air flow from said bypass fan through said second combustor means and across said blade row during a second engine operating mode to produce a power input to said first shaft supplemental to that of said low pressure turbine.

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