[특허]Aerodynamic track fairing for a gas turbine engine fan nacelle

Aerodynamic track fairing for a gas turbine engine fan nacelle 원문보기

IPC분류정보
국가/구분	United States(US) Patent 등록
국제특허분류(IPC7판)	B64D-033/04 F02K-001/78 F02K-001/70 F01D-005/14 F01D-009/02 F01D-025/24 B64D-029/00 B64D-029/02 B64D-029/06
출원번호	US-0776062 (2014-03-13)
등록번호	US-10240561 (2019-03-26)
국제출원번호	PCT/US2014/026223 (2014-03-13)
국제공개번호	WO2014/151673 (2014-09-25)
발명자 / 주소	Zsurka, Mark
출원인 / 주소	United Technologies Corporation
대리인 / 주소	O'Shea Getz P.C.
인용정보	피인용 횟수 : 0 인용 특허 : 39

초록 ▼

A gas turbine engine includes an aerodynamic track fairing adjacent to a convergent-divergent nozzle, the aerodynamic track fairing including a localized curvature along an outside edge. The aerodynamic track fairing is configured to offset a circumferential pressure gradient otherwise introduced in

대표청구항 ▼

1. A gas turbine engine comprising: a convergent-divergent nozzle including an outlet having a trailing edge; andan aerodynamic track fairing adjacent to said convergent-divergent nozzle, said aerodynamic track fairing defining a compound edge extending aft from the trailing edge, the aerodynamic fairing including an aft portion that extends toward an aft end of said aerodynamic track fairing to define a primary curvature and a forward portion extending between the trailing edge and said aft portion, the forward portion of the compound edge defining a substantially reverse curvature relative to said primary curvature thereby minimizing a pressure gradient between said convergent-divergent nozzle and said aerodynamic track fairing;wherein a width of the aerodynamic fairing at the forward portion is less than a width of the aerodynamic track fairing at the aft portion. 2. The gas turbine engine as recited in claim 1, wherein said aerodynamic track fairing is adjacent to an engine pylon. 3. The gas turbine engine as recited in claim 2, wherein said aft portion defining said reverse curvature extends toward said engine pylon. 4. The gas turbine engine as recited in claim 1, wherein said aerodynamic track fairing is adjacent to a Bi-Fi splitter. 5. The gas turbine engine as recited in claim 4, wherein said aft portion defining said reverse curvature extends toward said Bi-Fi splitter. 6. The gas turbine engine as recited in claim 1, further comprising a thrust reverser system upstream of said aerodynamic track fairing. 7. The gas turbine engine as recited in claim 1, wherein said reverse curvature decreases a magnitude of said circumferential pressure gradient to reduce said non-axial component of flow adjacent to said fan nozzle exit plane. 8. The gas turbine engine as recited in claim 1, wherein said reverse curvature initiates at the trailing edge of a fan nacelle. 9. The gas turbine engine as recited in claim 1, wherein said reverse curvature initiates at the trailing edge of a fan nacelle adjacent said convergent-divergent nozzle. 10. The gas turbine engine as recited in claim 1, wherein said primary curvature is convex and said reverse curvature is concave. 11. The gas turbine engine of claim 1, wherein the convergent-divergent nozzle comprises a convergent portion and a divergent portion;the convergent portion extends radially inward as the convergent portion extends axially, in a downstream direction, to the divergent portion; andthe divergent portion extends radially outward as the divergent portion extends axially, in the downstream direction, away from the convergent portion. 12. The gas turbine engine of claim 1, wherein the convergent-divergent nozzle comprises a convergent-divergent surface that forms an outer peripheral boundary portion of a bypass flowpath.

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