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NTIS 바로가기국가/구분 | United States(US) Patent 등록 |
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국제특허분류(IPC7판) |
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출원번호 | US-0598153 (1984-04-09) |
우선권정보 | GB-19830012307 (1983-05-05) |
발명자 / 주소 |
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출원인 / 주소 |
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대리인 / 주소 |
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인용정보 | 피인용 횟수 : 85 인용 특허 : 4 |
A bypass gas turbine aeroengine has an exhaust mixer of the lobed type. The trailing edges of the confronting sides of each lobe are cut back to form notches or scallops in the sides of the lobe. To reduce aerodynamic losses and engine length and weight, the final turbine stage within the engine cor
1. A bypass gas turbine aeroengine having an exhaust mixer nozzle of the multi-lobed type for combining the turbine exhaust gas stream and the bypass air stream with each other before exit of the combined streams from a final propulsion nozzle, the aeroengine further including: a final turbine st
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