Газотурбинный двигатель с зубчатой передачей
Газотурбинный двигатель содержит двигатель внутреннего контура, внутреннюю гондолу, гондолу вентилятора, вентиляторное сопло с изменяемой площадью сечения, вентилятор и редуктор. Двигатель внутреннего контура включает компрессор и турбину низкого давления, а также компрессор и турбину высокого давления. Внутренняя гондола установлена вокруг двигателя внутреннего контура, а гондола вентилятора установлена вокруг внутренней гондолы. Вентиляторное сопло с изменяемой площадью сечения установлено с возможностью перемещения относительно гондолы вентилятора для изменения площади выходного сечения вентиляторного сопла и регулирования степени изменения давления в вентиляторе в отношении воздушного потока от вентилятора в наружном контуре во время работы двигателя. Вентилятор расположен перед двигателем внутреннего контура. Редуктор приводится в действие двигателем внутреннего контура для приведения в действие вентилятора и имеет передаточное число, большее или равное примерно 2,3. Двигатель выполнен с возможностью обеспечения, при крейсерском режиме полета со скоростью примерно М 0,8 и на высоте примерно 35000 футов (10668 м), степени изменения давления в вентиляторе менее 1,45 и приведенной окружной скорости лопатки вентилятора менее 1150 фут/с (350 м/с). Изобретение позволяет оптимизировать рабочие характеристики вентилятора газотурбинного двигателя с изменяемой площадью вентиляторного сопла. 14 з.п. ф-лы, 11 ил.
Перекрестные ссылки на родственные заявки
[0001] Настоящая заявка подана с испрашиванием приоритета по американской заявке на изобретение №13/346,100 от 9 января 2012 г., которая является частичным продолжением американской заявки на изобретение №11/829213 от 27 июля 2007 г.
Область техники, к которой относится изобретение
[0002] Настоящее изобретение относится к газотурбинному двигателю и более конкретно - к турбовентиляторному двигателю, имеющему систему выходных направляющих лопаток вентилятора (лопаток ВНЛВ) с изменяемой геометрией для изменения площади потока наружного контура вентилятора.
[0003] Традиционные газотурбинные двигатели, например двигатель, описанный в американской заявке на изобретение US 2009/0097967, как правило, содержат вентилятор и внутренний контур, при этом вентилятор имеет больший диаметр, чем внутренний контур. Вентилятор и внутренний контур расположены вокруг продольной оси и находятся в гондоле двигателя. Газообразные продукты сгорания выходят из внутреннего контура через внутреннее реактивное сопло, в то время как кольцеобразный поток наружного контура от вентилятора, расположенный радиально снаружи от основной центральной траектории выпуска, выходит по траектории движения потока наружного контура в вентиляторе и через кольцеобразное вентиляторное реактивное сопло. Основная тяга создается потоком наружного контура, в то время как остальную часть обеспечивают газообразные продукты сгорания.
[0004] Траектория движения потока наружного контура в вентиляторе представляет собой компромисс, пригодный для условий взлета и посадки, а также для условий крейсерского полета. Минимальная площадь сечения потока наружного контура от вентилятора определяет максимальный расход массы воздуха. В режиме полета с одним неработающим двигателем недостаточная площадь сечения потока наружного контура может приводить к значительному растеканию потока и связанному с этим повышению лобового сопротивления. Диаметр гондолы вентилятора обычно имеет размер, обеспечивающий минимизацию лобового сопротивления в таком режиме полета с одним неработающим двигателем, в результате чего диаметр гондолы вентилятора является большим, чем это необходимо при нормальных условиях крейсерского полета, а лобовое сопротивление является меньшим, чем оптимальное, на отдельных участках полета воздушного судна.
Раскрытие изобретения
Задача изобретения и соответствующий технический результат заключаются в оптимизации рабочих характеристик вентилятора газотурбинного двигателя с изменяемой площадью сечения вентиляторного сопла, что обеспечивает запас функциональности и позволяет использовать вентилятор вблизи максимальной производительности, при этом изменяемая площадь сечения уменьшает шум, благодаря улучшению аэродинамических характеристик лопаток вентилятора за счет изменяемого угла установки лопаток.
[0005] Газотурбинный двигатель, предложенный в настоящем изобретении, содержит двигатель внутреннего контура, установленный вокруг центральной оси двигателя и включающий в себя компрессор низкого давления и турбину низкого давления, а также компрессор высокого давления и турбину высокого давления; внутреннюю гондолу, установленную вокруг двигателя внутреннего контура; гондолу вентилятора, установленную по меньшей мере частично вокруг указанной внутренней гондолы, чтобы ограничивать траекторию движения воздушного потока от вентилятора в наружном контуре; вентиляторное сопло с изменяемой площадью сечения, установленное с возможностью перемещения относительно указанной гондолы вентилятора для изменения площади выходного сечения вентиляторного сопла и регулирования степени изменения давления в вентиляторе в отношении воздушного потока от вентилятора в наружном контуре во время работы двигателя; вентилятор, расположенный перед двигателем внутреннего контура; и редуктор, приводимый в действие указанным двигателем внутреннего контура в указанной внутренней гондоле для приведения в действие вентилятора в гондоле вентилятора, при этом указанный редуктор имеет передаточное число, большее или равное примерно 2,3. Предложенный двигатель характеризуется тем, что указанная степень изменения давления в вентиляторе составляет менее 1,45, при этом нижняя скорректированная окружная скорость лопатки вентилятора составляет менее 1150 фут/с (350 м/с).
[0006] В следующем неограничительном варианте любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя указанный двигатель может также содержать множество выходных направляющих лопаток вентилятора, находящихся на траектории движения потока наружного контура в вентиляторе, при этом указанное множество выходных направляющих лопаток вентилятора установлено с возможностью поворота вокруг оси поворота для изменения траектории движения потока наружного контура в вентиляторе. Дополнительно или альтернативно множество выходных направляющих лопаток вентилятора может быть установлено с возможностью синхронного поворота. Дополнительно или альтернативно множество выходных направляющих лопаток вентилятора может быть установлено в промежуточном корпусе двигателя.
[0007] В следующем неограничительном варианте любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя каждая из множества выходных направляющих лопаток вентилятора может содержать поворотную часть, установленную с возможностью поворота вокруг оси поворота относительно неподвижной части. Дополнительно или альтернативно поворотная часть может содержать отклоняемый носок.
[0008] В следующем неограничительном варианте любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя может быть использован контроллер для управления вентиляторным соплом с переменным сечением с целью изменения площади выходного сечения сопла и регулирования степени изменения давления воздушного потока от вентилятора в наружном контуре. Дополнительно или альтернативно контроллер может быть использован для уменьшения площади выходного сечения сопла в режиме крейсерского полета. Дополнительно или альтернативно контроллер может быть использован для управления площадью выходного сечения сопла с целью уменьшения аэродинамической неустойчивости вентилятора.
[0009] В следующем неограничительном варианте любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя изменяемое сечение вентиляторного сопла может определять заднюю кромку гондолы вентилятора.
[0010] В следующем неограничительном варианте любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя редуктор может иметь передаточное число, большее или равное примерно 2,5. Дополнительно или альтернативно редуктор может иметь передаточное число большее или равное 2,5.
[0011] В следующем неограничительном варианте любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя внутренний контур двигателя может содержать турбину низкого давления, которая обеспечивает степень изменения давления, большую чем примерно пять (5).
[0012] В следующем неограничительном варианте любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя внутренний контур двигателя может содержать турбину низкого давления, которая обеспечивает степень изменения давления, большую чем пять (5).
[0013] В следующем неограничительном варианте любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя этот двигатель может обеспечивать степень двухконтурности, большую, чем примерно шесть (6). Дополнительно или альтернативно двигатель может обеспечивать степень двухконтурности, большую чем примерно десять (10). Дополнительно или альтернативно, двигатель может обеспечивать степень двухконтурности, большую чем десять (10).
[0014] В следующем неограничительном варианте любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя указанный двигатель может также содержать множество выходных направляющих лопаток вентилятора, находящихся на траектории движения потока наружного контура в вентиляторе, при этом множество выходных направляющих лопаток вентилятора установлено с возможностью поворота вокруг оси поворота для изменения траектории движения потока наружного контура в вентиляторе.
Краткое описание чертежей
[0015] Различные характеристики и достоинства изобретения станут более понятными из рассмотрения нижеследующего подробного описания одного из предпочтительных вариантов его осуществления. Чертежи, прилагаемые к подробному описанию, можно кратко представить следующим образом:
[0016] фиг. 1А - общий схематический вид с частичным разрезом примера осуществления газотурбинного двигателя для применения согласно настоящему изобретению;
[0017] фиг. 1В - вид сбоку в аксонометрии с частичным разрезом системы лопаток ВНЛВ, которая обеспечивает вентиляторное сопло с изменяемой площадью поперечного сечения;
[0018] фиг. 2А - вид в разрезе пера одной из лопаток ВНЛВ;
[0019] фиг. 2В - вид в разрезе лопатки ВНЛВ с фиг. 2А, показанной в первой позиции;
[0020] фиг. 2С - вид в разрезе лопатки ВНЛВ с фиг. 2А, показанной в повернутой позиции;
[0021] фиг. 3А - вид в разрезе другого варианта пера одной из лопаток ВНЛВ;
[0022] фиг. 3В - вид в разрезе лопатки ВНЛВ с фиг. 3А, показанной в первой позиции;
[0023] фиг. 3С - вид в разрезе лопатки ВНЛВ с фиг. 3А, показанной в повернутой позиции;
[0024] фиг. 4А - вид в разрезе другого варианта лопатки ВНЛВ с щелевым пером;
[0025] фиг. 4В - вид в разрезе лопатки ВНЛВ с фиг. 4А, показанной в первой позиции; и
[0026] фиг. 4С - вид в разрезе лопатки ВНЛВ с фиг. 4А, показанной в повернутой позиции.
Осуществление изобретения
[0027] На фиг. 1 показан общий схематический вид с частичным разрезом варианта газотурбинного двигателя 10, подвешенного на пилон Р двигателя в гондоле N двигателя, что является типичным для воздушного судна, рассчитанного на дозвуковые скорости полета.
[0028] Турбовентиляторный двигатель 10 содержит внутренний контур, расположенный во внутренней гондоле 12, в которой размещены каскад 14 низкого давления и каскад 24 высокого давления. Каскад 14 низкого давления содержит компрессор 16 низкого давления и турбину 18 низкого давления. Каскад 14 низкого давления приводит в действие вентилятор 20 непосредственно или при помощи зубчатого механизма 22. Каскад 24 высокого давления содержит компрессор 26 высокого давления и турбину 28 высокого давления. Камера 30 сгорания расположена между компрессором 26 высокого давления и турбиной 28 высокого давления. Каскады 14, 24 низкого и высокого давления вращаются вокруг оси А вращения двигателя.
[0029] Указанный двигатель 10 представляет собой авиационный двигатель высокой степени двухконтурности с зубчатой передачей. Согласно одному из вариантов изобретения степень двухконтурности указанного двигателя 10 составляет более чем примерно шесть (6) или более чем примерно десять (10), при этом указанный зубчатый механизм 22 представляет собой эпициклический зубчатый механизм, в частности планетарный редуктор или редуктор другого типа с передаточным числом, превышающим примерно 2,3, а турбина 18 низкого давления имеет степень изменения давления, превышающую примерно пять (5). Указанный двигатель 10 в раскрытом варианте изобретения представляет собой турбовентиляторный авиационный двигатель с высокой степенью двухконтурности и зубчатой передачей, в котором степень двухконтурности составляет более десяти (10), диаметр турбовентилятора значительно превышает диаметр компрессора 16 низкого давления, а турбина 18 низкого давления имеет степень изменения давления, большую чем пять (5). Степень изменения давления турбины 18 низкого давления представляет собой отношение давления, измеренного перед входом турбины 18 низкого давления, к давлению на выходе турбины 18 низкого давления перед реактивным соплом. Зубчатый механизм 22 может представлять собой эпициклический зубчатый механизм, в частности планетарный редуктор или редуктор другого типа с передаточным числом, большим чем примерно 2,5. Однако следует понимать, что вышеуказанные значения параметров приведены только в качестве примера для одного из вариантов турбовентиляторного двигателя с зубчатой передачей и что настоящее изобретение может таким же образом применяться к другим газотурбинным двигателям, включая безредукторные турбовентиляторные двигатели.
[0030] Воздушный поток входит в гондолу 34 вентилятора, которая может по меньшей мере частично окружать внутреннюю гондолу 12. Вентилятор 20 перемещает воздушный поток во внутреннюю гондолу 12 для его сжатия компрессором 16 низкого давления и компрессором 26 высокого давления. Внутренний воздушный поток, сжатый компрессором 16 низкого давления и компрессором 26 высокого давления, смешивается с топливом в камере 30 сгорания, а затем расширяется в турбине 28 высокого давления и турбине 18 низкого давления. Турбины 28, 18 соединяются для вращения с соответствующими контурами 24, 14, чтобы при вращении приводить в действие компрессоры 26, 16 и, через зубчатый механизм 22, - вентилятор 20 в ответ на расширение воздушного потока. Выхлоп Е внутреннего контура двигателя из внутренней гондолы 12 осуществляется через внутреннее сопло 43, образованное между внутренней гондолой 12 и конусом 32 реактивного сопла.
[0031] Траектория 40 потока наружного контура проходит между внутренней гондолой 12 и гондолой 34 вентилятора. Двигатель 10 образует систему с высоким обводным потоком, характеризующуюся такой степенью двухконтурности, что примерно 80 процентов воздушного потока, входящего в гондолу 34 вентилятора, превращается в поток В наружного контура. Поток В наружного контура проходит, по существу, по кольцеобразной траектории 40 и может выходить из двигателя 10 через вентиляторное сопло 42 с изменяемой площадью сечения (сопло ВСИПС), которое ограничивает изменяемую площадь выходного сечения сопла 44 между гондолой 34 вентилятора и внутренней гондолой 12 у хвостового сегмента 34S гондолы 34 вентилятора ниже по потоку от вентилятора 20.
[0032] Как показано на фиг. 1В, внутренняя гондола 12,, по существу,, удерживается корпусом 46 двигателя внутреннего контура. Корпус 48 вентилятора окружает корпус 46 двигателя внутреннего контура и служит опорой для гондолы 34 вентилятора. Корпус 46 двигателя внутреннего контура прикреплен к корпусу 48 вентилятора при помощи множества расположенных радиально по окружности выходных направляющих лопаток 50 вентилятора (лопаток ВНЛВ). Корпус 48 вентилятора, корпус 46 двигателя внутреннего контура и множество расположенных радиально по окружности выходных направляющих лопаток 50 вентилятора, которые проходят между ними, обычно представляют собой цельный узел, часто называемый промежуточным корпусом. При этом следует понимать, что выходные направляющие лопатки 50 вентилятора могут иметь различные формы. Конструкция промежуточного корпуса в описанном варианте осуществления содержит систему 36 выходных направляющих лопаток вентилятора (лопаток ВНЛВ) с изменяемой геометрией.
[0033] Тяга зависит от плотности, скорости и площади. Одним или более из этих параметров можно управлять для изменения величины и направления тяги, создаваемой потоком В наружного контура. Значительная величина тяги обеспечивается потоком В наружного контура, благодаря высокой степени двухконтурности. Вентилятор 20 двигателя 10 номинально рассчитан на конкретный режим полета - обычно крейсерский режим полета со скоростью примерно М 0,8 и на высоте примерно 35000 футов (10668 м). Режим полета при М 0,8 и 35000 футах с оптимальным потреблением топлива двигателем - также известный как "крейсерский полет с минимальным удельным расходом топлива по тяге (расходом УРТТ)" - представляет собой промышленный стандартный параметр, соответствующий отношению массы сжигаемого топлива в фунтах массы к тяге, развиваемой двигателем в этой минимальной точке, в фунтах силы. "Низкая степень изменения давления в вентиляторе" представляет собой степень изменения давления только на лопатке вентилятора без системы 36 выходных направляющих лопаток вентилятора (лопаток ВНЛВ). Нижняя степень изменения давления в вентиляторе согласно раскрытому в данном описании варианту изобретения составляет менее чем примерно 1,45. "Нижняя скорректированная окружная скорость лопатки вентилятора" представляет собой фактическую окружную скорость лопатки вентилятора в фут/с, деленную на промышленную стандартную температурную поправку [(Tокружающей среды в °Ra)/518,7)∧0,5]. "Нижняя скорректированная окружная скорость лопатки вентилятора" согласно раскрываемому в данном описании одному неограничительному варианту осуществления составляет менее чем примерно 1150 фут/с (350 м/с).
[0034] Поскольку вентилятор 20 эффективно спроектирован с конкретным фиксированным углом установки лопаток для эффективного режима крейсерского полета, система 36 лопаток ВНЛВ и/или сопло ВСИПС 42 регулирует воздушный поток вентилятора в наружном контуре таким образом, чтобы поддерживать угол атаки или угол установки лопаток вентилятора близким к номинальному углу установки для эффективной работы двигателя в других режимах полета, в частности при посадке и взлете. Система 36 лопаток ВНЛВ и/или сопло ВСИПС 42 могут быть настроены соответствующим образом для селективного регулирования степени изменения давления потока В наружного контура в ответ на управляющие команды контроллера С. Например, увеличение расхода массы во время авторотации или отказа одного двигателя и уменьшение тяги при посадке. Кроме того, система 36 лопаток ВНЛВ помогает работе сопла ВСИПС 42, а в некоторых случаях заменяет его, например, изменяемая площадь сечения используется для управления и оптимизации рабочих характеристик вентилятора, что обеспечивает запас функциональности и позволяет использовать вентилятор вблизи максимальной производительности, а также дает возможность применять конструкцию с низкой степенью изменения давления в вентиляторе и низкой окружной скоростью лопаток вентилятора, при этом изменяемая площадь сечения уменьшает шум, благодаря улучшению аэродинамических характеристик лопаток вентилятора за счет изменяемого угла установки лопаток. Таким образом, система 36 лопаток ВНЛВ обеспечивает оптимизированную работу двигателя в различных режимах полета с точки зрения характеристик и других эксплуатационных параметров, в частности уровня шума.
[0035] Как показано на фиг. 2А, каждая выходная направляющая лопатка 50 вентилятора содержит соответствующее перо 52, образованное поверхностью 54 наружной профильной стенки между передней кромкой 56 и задней кромкой 58. Наружная профильная стенка 54 обычно имеет, по существу, вогнутую часть, образующую корыто пера, и, по существу, выпуклую часть, образующую спинку пера. При этом следует понимать, что соответствующее перо 52, образованное поверхностью 54 наружной профильной стенки, может быть, по существу, эквивалентным изображенному или специально спроектированным для оптимизации характеристик потока.
[0036] Каждая выходная направляющая лопатка 50 вентилятора установлена симметрично относительно продольной оси 60 поворота лопатки. Ось 60 поворота лопатки обычно является перпендикулярной или наклонной к оси А двигателя. При этом следует понимать, что различные опорные стойки 61 или другие такие элементы могут проходить через перо 52, образуя опорную конструкцию между корпусом 46 двигателя внутреннего контура и корпусом 48 вентилятора. Ось 60 поворота может быть проходить через геометрический центр тяжести (центр ЦТ) поперечного сечения пера. Исполнительное устройство 62 (схематически показанное на фиг. 1А), которым может служить, например, синхронное кольцо, обеспечивает поворот каждой выходной направляющей лопатки 50 вентилятора для селективного изменения проходного сечения сопла вентилятора (фиг. 2В). Синхронное кольцо может быть расположено, например, в промежуточном корпусе, в частности в корпусе 46 двигателя внутреннего контура и/или в корпусе 48 вентилятора (фиг. 1А).
[0037] В процессе работы система 36 лопаток ВНЛВ взаимодействует с контроллером С, чтобы поворачивать выходные направляющие лопатки 50 вентилятора и эффективно изменять площадь 44 выходного сечения сопла. Другие системы управления, в том числе контроллер двигателя или система управления полетом воздушного судна, также могут быть использованы с настоящим изобретением. Поворот выходных направляющих лопаток 50 вентилятора между номинальной позицией и поворотной позицией избирательно изменяет траекторию 40 потока наружного контура в вентиляторе. Таким образом, как проходное сечение (фиг. 2В), так и площадь проектированной поверхности (фиг. 2С) изменяются в результате регулирования положения выходных направляющих лопаток 50 вентилятора. Регулируя положение выходных направляющих лопаток 50 вентилятора (фиг. 2С), можно увеличивать поток В наружного контура для определенных режимов полета, в частности в режиме полета с одним неработающим двигателем. Поскольку меньший поток наружного контура будет разделяться вокруг наружной части гондолы 34 вентилятора, максимальный диаметр гондолы вентилятора, необходимый для того, чтобы исключить срыв потока, может быть уменьшен. Это приведет к уменьшению лобового сопротивления гондолы вентилятора при нормальных условиях крейсерского полета и к уменьшению веса гондолы. И, напротив, при закрытии системы 36 лопаток ВНЛВ для уменьшения площади сечения относительно данного потока наружного контура, тяга двигателя значительно уменьшается, что минимизирует или устраняет потребность в реверсере тяги, а также уменьшает вес и требования к компоновке конструкции. При этом следует понимать, что другие конструктивные варианты, а также, по существу, неопределенные промежуточные позиции аналогично этому являются полезными согласно настоящему изобретению.
[0038] Благодаря управлению системой 36 лопаток ВНЛВ, в которой все выходные направляющие лопатки 50 вентилятора перемещаются синхронно, тяга двигателя и экономия топлива максимизируются во время каждого режима полета. Путем раздельного управления только конкретными выходными направляющими лопатками 50 вентилятора с целью получения асимметричной траектории 40 потока наружного контура от вентилятора поток наружного контура двигателя можно избирательно направлять, чтобы получать, например, только балансировку, маневрирование с регулируемой тягой, расширение функций наземной эксплуатации и эксплуатацию в условиях короткого летного поля.
[0039] Как показано на фиг. 3А, другой вариант осуществления системы 36' лопаток ВНЛВ содержит множество выходных направляющих лопаток 50' вентилятора, каждая из которых содержит неподвижное перо 66F и поворотное перо 66Р, которое поворачивается относительно неподвижного пера 66F. Поворотное перо 66Р может содержать отклоняемый носок, которым может управлять исполнительная система 62', как описано выше для изменения проходного сечения (фиг. 3В) и площади проектированной поверхности (фиг. 3С).
[0040] Как показано на фиг. 4А, еще один вариант осуществления системы 36ʺ лопаток ВНЛВ содержит множество щелевых выходных направляющих лопаток 50ʺ вентилятора, каждая из которых содержит неподвижное перо 68F, а также поворотное и скользящее перо 68Р, которое поворачивается и скользит относительно неподвижного пера 68F, образуя щель 70 и изменяя проходное сечение (фиг. 4В) и площадь проектированной поверхности (фиг. 4С), как, по существу, описано выше. Такой способ применения щелевой лопатки не только увеличивает площадь сечения, но также приносит дополнительную пользу, поскольку отрицательный угол установки выходных направляющих лопаток 50ʺ вентилятора позволяет воздуху проходить от выпуклой стороны высокого давления выходной направляющей лопатки 50ʺ вентилятора к вогнутой стороне низкого давления выходной направляющей лопатки 50ʺ вентилятора, что задерживает срыв потока.
[0041] Приведенное выше описание является иллюстративным и не содержит ограничений объема правовой охраны. В свете вышеуказанных положений в изобретение может быть внесено множество модификаций и изменений. В заявке раскрыты предпочтительные варианты этого изобретения, однако для среднего специалиста данной области техники очевидна возможность внесения определенных видоизменений в пределах объема этого изобретения. Поэтому следует понимать, что в пределах объема прилагаемой формулы данное изобретение может быть осуществлено иным образом, чем этом конкретно описано. По этой причине прилагаемую формулу изобретения следует анализировать, чтобы определить истинный объем и содержание данного изобретения.
1. Газотурбинный двигатель (10), содержащий:
двигатель внутреннего контура, установленный вокруг центральной оси (А) двигателя и включающий в себя компрессор (16) низкого давления и турбину (18) низкого давления, а также компрессор (26) высокого давления и турбину (28) высокого давления;
внутреннюю гондолу (12), установленную вокруг двигателя внутреннего контура;
гондолу (34) вентилятора, установленную по меньшей мере частично вокруг указанной внутренней гондолы (12), чтобы ограничивать траекторию (40) движения воздушного потока от вентилятора в наружном контуре;
вентиляторное сопло (42) с изменяемой площадью сечения, установленное с возможностью перемещения относительно указанной гондолы (34) вентилятора для изменения площади (44) выходного сечения вентиляторного сопла и регулирования степени изменения давления в вентиляторе в отношении воздушного потока от вентилятора в наружном контуре во время работы двигателя;
вентилятор (20), расположенный перед двигателем внутреннего контура;
и редуктор (22), приводимый в действие указанным двигателем внутреннего контура в указанной внутренней гондоле (12) для приведения в действие вентилятора в гондоле (34) вентилятора, при этом указанный редуктор (22) имеет передаточное число, большее или равное примерно 2,3,
отличающийся тем, что двигатель выполнен с возможностью обеспечения, при крейсерском режиме полета со скоростью примерно М 0,8 и на высоте примерно 35000 футов (10668 м), степени изменения давления в вентиляторе менее 1,45 и приведенной окружной скорости лопатки вентилятора менее 1150 фут/с (350 м/с).
2. Двигатель по п. 1, дополнительно содержащий множество выходных направляющих лопаток (50) вентилятора, находящихся на указанной траектории (40) движения потока наружного контура от вентилятора, при этом указанное множество выходных направляющих лопаток (50) вентилятора установлено с возможностью поворота вокруг оси (60) поворота для изменения указанной траектории (40) движения потока наружного контура от вентилятора.
3. Двигатель по п. 2, в котором указанное множество выходных направляющих лопаток (50) вентилятора установлено с возможностью синхронного поворота.
4. Двигатель по п. 2, в котором указанное множество выходных направляющих лопаток (50) вентилятора установлено в промежуточном корпусе двигателя.
5. Двигатель по п. 2, в котором каждая из указанного множества выходных направляющих лопаток (50) вентилятора содержит поворотную часть (66Р), установленную с возможностью поворота вокруг указанной оси (60) поворота относительно неподвижной части (66F).
6. Двигатель по п. 5, в котором указанная поворотная часть (66Р) содержит отклоняемый носок.
7. Двигатель по п. 1, дополнительно содержащий контроллер (С), выполненный с возможностью управления указанным вентиляторным соплом (42) с изменяемым сечением для изменения площади (44) выходного сечения сопла и регулирования указанной степени изменения давления в вентиляторе в отношении воздушного потока от вентилятора в наружном контуре.
8. Двигатель по п. 7, в котором указанный контроллер (С) предназначен для уменьшения указанной площади (44) выходного сечения сопла в режиме крейсерского полета.
9. Двигатель по п. 7, в котором указанный контроллер (С) выполнен с возможностью управления указанной площадью (44) выходного сечения сопла для уменьшения аэродинамической неустойчивости вентилятора.
10. Двигатель по п. 1, в котором указанное вентиляторное сопло (42) с изменяемой площадью сечения образует заднюю кромку указанной гондолы (34) вентилятора.
11. Двигатель по п. 1, в котором указанный редуктор (22) имеет передаточное число, большее или равное 2,5.
12. Двигатель по п. 1, в котором указанный двигатель внутреннего контура содержит турбину (18) низкого давления, которая создает степень изменения давления, большую чем пять (5).
13. Двигатель по п. 1, который выполнен с возможностью обеспечения степени двухконтурности, большей чем шесть.
14. Двигатель по п. 1, который выполнен с возможностью обеспечения степени двухконтурности, большей чем десять.
15. Двигатель по п. 14, дополнительно содержащий множество выходных направляющих лопаток (50) вентилятора, находящихся на указанной траектории (40) движения потока наружного контура от вентилятора, при этом указанное множество выходных направляющих лопаток (50) вентилятора установлено с возможностью поворота вокруг оси (60) поворота для изменения указанной траектории (40) движения потока наружного контура от вентилятора.
