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NTIS 바로가기국가/구분 | United States(US) Patent 등록 |
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국제특허분류(IPC7판) | F02K-001/72 F02K-001/09 F02K-001/42 |
출원번호 | US-0332529 (2011-12-21) |
등록번호 | US-9759158 (2017-09-12) |
발명자 / 주소 | |
출원인 / 주소 | |
대리인 / 주소 |
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인용정보 | 피인용 횟수 : 0 인용 특허 : 11 |
A gas turbine engine system according to an exemplary aspect of the present disclosure may include a core engine defined about an axis, a fan driven by the core engine about the axis to generate bypass flow, and at least one integrated mechanism in communication with the bypass flow. The bypass flow defines a bypass ratio greater than about six (6). The at least one integrated mechanism includes a variable area fan nozzle (VAFN) and thrust reverser, and a plurality of positions to control bypass flow.
1. A gas turbine engine comprising: a core engine defined about an axis;a fan driven by said core engine about said axis to generate bypass flow;at least one integrated mechanism in communication with the bypass flow, the integrated mechanism configured such that axial movement of the integrated mechanism exposes a cascade section, the cascade section including a first set of apertures angled in an aft direction and a second set of apertures angled in a forward direction, the at least one integrated mechanism including a variable area fan nozzle (VAFN) a...