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    Paroi acoustique à échangeur thermique intégré
    121.
    发明公开
    Paroi acoustique à échangeur thermique intégré 审中-公开
    Schalldämmwandmit integriertemWärmetauscher

    公开(公告)号：EP3038101A1

    公开(公告)日：2016-06-29

    申请号：EP14307164.5

    申请日：2014-12-23

    申请人： Airbus Group SAS ,  AIRBUS OPERATIONS (S.A.S)

    发明人： Rogero, Jean-Michel ,  Roux, Anthony ,  Lempereur, Pierre ,  Rechain, Bruno

    IPC分类号： G10K11/172 ,  B64D15/02 ,  B64D33/08 ,  F02K1/82 ,  F02C7/045

    CPC分类号： G10K11/172 ,  F02C7/045 ,  F02C7/185 ,  F02K1/827 ,  F05D2260/213 ,  F05D2260/963 ,  F05D2260/98 ,  Y02T50/675

    摘要： L'invention a pour objet un dispositif d'atténuation d'ondes acoustiques formant la paroi d'un conduit ouvert, lesdites ondes acoustiques étant propagées par un flux d'air traversant ledit conduit, ledit dispositif comportant une structure (13) constituant un filtre acoustique, limitée par une première paroi ajourée formant la paroi interne (11) du conduit ladite première paroi présentant des perforations (15) faisant communiquer l'élément absorbant acoustique avec l'intérieur du conduit et par une seconde paroi pleine (12) formant la paroi externe du conduit. Le dispositif selon l'invention comporte en outre un jeu de canalisations (16) de transport de fluide caloporteur configurées et agencées vis-à-vis de la première paroi (11) du dispositif de façon à permettre un échange thermique, au travers de la première paroi, entre le fluide caloporteur et le flux d'air circulant dans le conduit.

    摘要翻译： 本发明的主题是一种用于衰减形成管道壁的声波的装置，该声波在沿管道传播的空气流中扩散。 该装置包括构成噪声衰减器的结构（13），其由穿孔的内壁和固体外壁限定。 该装置包括用于在内壁的内表面上传送传热流体的流体密封管道，该管道构成基本上沿相同方向运行的管道网络，并且使得管道的每一段位于 并且基本上与电池隔板一致。 管道与内壁一起形成一个表面热交换器。

    HIGH PRESSURE COMPRESSOR ROTOR THERMAL CONDITIONING USING DISCHARGE PRESSURE AIR
    122.
    发明公开
    HIGH PRESSURE COMPRESSOR ROTOR THERMAL CONDITIONING USING DISCHARGE PRESSURE AIR 审中-公开
    FT FT FT FT FT FT FT FT FT FT FT FT FT FT FT FT FT

    公开(公告)号：EP3018288A1

    公开(公告)日：2016-05-11

    申请号：EP15192939.5

    申请日：2015-11-04

    申请人： United Technologies Corporation

    发明人： FORCIER, Matthew P. ,  HIESTER, Paul J. ,  MURPHY, Andrew J.

    IPC分类号： F01D5/08 ,  F01D19/02 ,  F02C6/08 ,  F02C7/18 ,  F02C9/18

    CPC分类号： F02C9/18 ,  F01D5/087 ,  F01D19/02 ,  F02C3/04 ,  F02C6/08 ,  F02C7/185 ,  F04D29/324 ,  F05D2220/32 ,  F05D2220/323 ,  F05D2240/20 ,  F05D2240/35 ,  F05D2260/213 ,  F05D2270/114 ,  Y02T50/676

    摘要： A compressor (100) for use in a gas turbine engine comprises a compressor rotor including blades (104) and a disc (102), with a bore (102B) defined radially inwardly of the disc (102). A high pressure air tap (107,108) includes a lower temperature tapped path and a higher temperature tapped path and a valve (111) for selectively delivering one of the lower temperature tapped path and the higher temperature tapped path into the bore (102B) of the disc (102). The valve (111) is operable to selectively block flow of either of the lower pressure and higher pressure tapped paths to the bore (102B) of the disc (102), with the disc (102) including holes (105) to allow air from compressor chambers to communicate with the bore (102B) of the disc (102).

    摘要翻译： 用于燃气涡轮发动机的压缩机（100）包括：压缩机转子，其包括叶片（104）和盘（102），其具有径向向内限定盘（102）的孔（102B）。 高压空气抽头（107,108）包括较低温度的抽头通道和较高温度的抽头通路，以及用于选择性地将较低温度的螺旋路径和较高温度的螺旋路径中的一个输送到所述低温抽头通道的孔（102B）中的阀门 光盘（102）。 所述阀（111）可操作以选择性地阻挡所述盘（102）的所述孔（102B）的所述较低压力和较高压力的任意一个通路的流动，所述盘（102）包括孔（105），以允许空气从 压缩机室与盘（102）的孔（102B）连通。

    Flow guiding system and rotary combustion engine
    125.
    发明公开
    Flow guiding system and rotary combustion engine 有权
    Strömungsleitsystem和Rotationsverbrennungsmotor

    公开(公告)号：EP2918787A1

    公开(公告)日：2015-09-16

    申请号：EP14159226.1

    申请日：2014-03-12

    申请人： Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG

    发明人： Dr. Teia Dos Santos Mendes Gomes, Luis Daniel ,  Galindo-Lopez, Carlos Hannover

    IPC分类号： F01D11/24 ,  F02C7/25

    CPC分类号： F02C7/185 ,  F01D11/24 ,  F02C7/16 ,  F02C7/18 ,  F02C7/25 ,  F05D2260/213 ,  F05D2260/606 ,  Y02T50/676

    摘要： The invention relates to a flow guiding system for a rotary combustion engine, in particular an aircraft jet engine with a bypass region (20) positioned radially around a core region (10), with a flow scoop device (15) for guiding a first airflow (1) from the bypass region (20), with at least one flow guiding device (5) for decoupling the flow regime in a region containing a flammable fluid (40) from a flow regime in a region with tip clearance control (16) by at least partially guiding at least one airflow (2, 3) divided from the first airflow (1),
    a) a second airflow (2) directed into the region containing flammable fluid (40), and / or
    b) a third airflow (3) directed into a region away from the region containing flammable fluid (40). The invention also relates to a combustion engine with at least one flow guiding system.

    摘要翻译： 本发明涉及一种用于旋转燃烧发动机的流动引导系统，特别是具有径向围绕芯部区域（10）定位的旁路区域（20）的飞机喷气发动机，其具有用于引导第一气流的流动勺装置（15） （1）从旁通区域（20）移动，其中至少一个流动引导装置（5）用于使包含可燃流体（40）的区域中的流动状态与具有末端间隙控制（16）的区域中的流动状态分离， 通过至少部分地引导与第一气流（1）分开的至少一个气流（2,3），a）引导到包含可燃流体（40）的区域的第二气流（2），和/或b）第三气流 （3）引导到远离包含易燃流体（40）的区域的区域。 本发明还涉及具有至少一个流动引导系统的内燃机。

    A gas turbine engine cooling arrangement
    129.
    发明公开
    A gas turbine engine cooling arrangement 有权
    燃气轮机发动机冷却装置

    公开(公告)号：EP2784267A3

    公开(公告)日：2015-04-15

    申请号：EP14158097.7

    申请日：2014-03-06

    申请人： Rolls-Royce plc

    发明人： Mulcaire, Thomas

    IPC分类号： F01D9/06 ,  F02C7/18 ,  F01D5/08 ,  F01D25/24 ,  F02C6/08 ,  F04D29/54

    CPC分类号： F01D25/12 ,  F01D5/082 ,  F01D5/085 ,  F01D9/065 ,  F01D25/246 ,  F02C6/08 ,  F02C7/185 ,  F04D29/321 ,  F04D29/542 ,  F05D2240/90 ,  F05D2260/213 ,  Y02T50/671 ,  Y02T50/673 ,  Y02T50/676

    摘要： A gas turbine engine (10) comprises a compressor (14), a combustion chamber (15), an outer casing (20), an inner casing (22) and a cooling arrangement (24). The outer casing (20) surrounds the compressor (14) and the combustion chamber (15) and the combustion chamber (15) has turbine nozzle guide vanes (26). The compressor (14) has load carrying outlet guide vanes (28) connected to the outer casing (20) and the inner casing (22). The turbine nozzle guide vanes (26) connect the outer casing (20) and the inner casing (22). The cooling arrangement (24) comprises a cooling air duct (38) located between the compressor (14) and the combustion chamber (15). The compressor outlet guide vanes (28) carry at least one aerodynamic fairing (40). A support structure (42) supports the cooling air duct (38) from the inner casing (22) at two spaced positions and the support structure (42) forms a chamber (50) with the inner casing (22). The support structure (42) comprises at least one hollow duct (48) and each hollow duct (48) locates behind a respective one of the aerodynamic fairings (40).

    摘要翻译： 燃气涡轮发动机10包括压缩机14，燃烧室15，外壳20，内壳22和冷却装置24。 外壳（20）围绕压缩机（14）和燃烧室（15），燃烧室（15）具有涡轮喷嘴导向叶片（26）。 压缩机14具有与外壳20和内壳22连接的载重输出导向叶片28。 涡轮喷嘴导向叶片26连接外壳20和内壳22。 冷却装置（24）包括位于压缩机（14）和燃烧室（15）之间的冷却空气管道（38）。 压缩机出口导叶（28）带有至少一个空气动力整流罩（40）。 支撑结构（42）在两个间隔位置处从内壳（22）支撑冷却空气管道（38），并且支撑结构（42）与内壳（22）形成腔室（50）。 支撑结构（42）包括至少一个空心导管（48），并且每个空心导管（48）位于相应的一个空气动力学整流件（40）的后面。