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NTIS 바로가기국가/구분 | United States(US) Patent 등록 |
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국제특허분류(IPC7판) |
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출원번호 | US-0597216 (2017-05-17) |
등록번호 | US-9926883 (2018-03-27) |
발명자 / 주소 |
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출원인 / 주소 |
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대리인 / 주소 |
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인용정보 | 피인용 횟수 : 0 인용 특허 : 12 |
A gas turbine engine for a small aircraft such as a UAV having a bypass flow with a variable area bypass nozzle located at an outlet of the bypass channel, the nozzle having one position with a maximum flow area and a second position with a minimal flow area. The compressor is a twin stream compress
1. A single spool gas turbine engine comprising: a twin stream centrifugal compressor with an inner core flow path and an outer bypass flow path, the outer bypass flow path of the twin stream centrifugal compressor includes a row of fan blades to compress a bypass flow through a bypass flow channel;
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