公开(公告)号：EP2549117B1

公开(公告)日：2018-12-12

申请号：EP11756114.2

申请日：2011-03-07

申请人： Sharp Kabushiki Kaisha

发明人： SHIRAICHI, Yukishige ,  OHTSUKA, Masaki

IPC分类号： F04D29/28 ,  F04D29/30 ,  F04D29/66 ,  F04D17/04

CPC分类号： F04D29/281 ,  B29C45/26 ,  B29L2031/08 ,  F04D17/04 ,  F04D17/08 ,  F04D17/10 ,  F04D25/02 ,  F04D29/26 ,  F04D29/282 ,  F04D29/283 ,  F04D29/30 ,  F04D29/384 ,  F04D29/4226 ,  F04D29/666 ,  F05D2240/301 ,  F05D2240/303 ,  F05D2240/304 ,  F05D2240/305 ,  F05D2240/306 ,  F05D2250/711 ,  F05D2250/712 ,  F05D2250/713 ,  Y02T50/673

摘要： A centrifugal fan includes a plurality of fan blades (21) arranged spaced apart from each other in a circumferential direction. The fan blade (21) has an inner edge portion (26) disposed on an inner peripheral side and an outer edge portion (27) disposed on an outer peripheral side. The fan blade (21) has a blade surface including a pressure surface and a suction surface. When cut along a plane orthogonal to a rotation axis of the fan, the fan blade (21) has a blade cross section having concave portions formed at the pressure surface and the suction surface. A plurality of fan blades (21) include fan blades (21A to 21E) having blade cross sections of different shapes. With such a configuration, the fan has an excellent air-blowing capacity while preventing noise. A molding die for use in production of the fan and a fluid feeder including the fan are also provided.

公开(公告)号：EP3181880A1

公开(公告)日：2017-06-21

申请号：EP16191570.7

申请日：2016-09-29

申请人： Pratt & Whitney Canada Corp.

发明人： BISSON, Francois

IPC分类号： F02K1/48 ,  F02K1/38

CPC分类号： F02K1/48 ,  F02K1/386 ,  F02K3/06 ,  F05D2250/61 ,  F05D2250/713

摘要： An exhaust mixer (32) for a gas turbine engine (10) has a lobe cross-over offset (O). The proposed geometric feature leads to improved exhaust performance and potential weight reduction.

摘要翻译： 用于燃气涡轮发动机（10）的排气混合器（32）具有凸角交叉偏移（O）。 所提出的几何特征导致改善的排气性能和潜在的重量减轻。

公开(公告)号：EP3108109A4

公开(公告)日：2017-03-15

申请号：EP15751738

申请日：2015-02-18

申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORP

发明人： GALLAGHER EDWARD J ,  MONZON BYRON R ,  LIU LING ,  LI LINDA S ,  WHITLOW DARRYL ,  FORD BARRY M

IPC分类号： F01D5/14

CPC分类号： F01D5/141 ,  F02C3/107 ,  F02K3/00 ,  F02K3/06 ,  F04D29/384 ,  F05D2200/222 ,  F05D2220/323 ,  F05D2220/36 ,  F05D2240/301 ,  F05D2250/713 ,  Y02T50/672 ,  Y02T50/673

公开(公告)号：EP3108114A1

公开(公告)日：2016-12-28

申请号：EP15752887.8

申请日：2015-02-17

申请人： United Technologies Corporation

发明人： GALLAGHER, Edward J. ,  MONZON, Byron R. ,  LIU, Ling ,  LI, Linda S. ,  WHITLOW, Darryl ,  FORD, Barry M.

IPC分类号： F01D5/14

CPC分类号： F04D29/384 ,  F01D5/141 ,  F02C3/04 ,  F02C3/14 ,  F02C7/36 ,  F02K3/04 ,  F04D29/325 ,  F05D2220/36 ,  F05D2240/35 ,  F05D2250/71 ,  F05D2250/713 ,  F05D2250/75 ,  F05D2260/4031 ,  F05D2270/3013 ,  Y02T50/672 ,  Y02T50/673

摘要： An airfoil for a turbine engine includes pressure and suction sides that extend in a radial direction from a 0% span position at an inner flow path location to a 100% span position at an airfoil tip. The airfoil has a relationship between a total chord length and a span position and corresponds to a curve that has an increasing total chord length from the 0% span position to a first peak. The first peak occurs in the range of 45-65% span position, and the curve either remains generally constant or has a decreasing total chord length from the first peak to the 100% span position. The total chord length is at the 0% span position in the range of 8.2-10.5 inches (20.8-26.7 cm).

摘要翻译： 用于涡轮发动机的翼型包括压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧沿径向方向从内部流动路径位置处的0％跨度位置延伸至翼型末端处的100％跨距位置。 翼型具有总弦长和跨度位置之间的关系，并且对应于从0％跨距位置到第一峰值具有增加的总弦长的曲线。 第一个峰出现在45-65％范围的位置范围内，曲线或者保持大致恒定或者从第一个峰到100％跨度位置的总弦长减小。 总弦长位于8.2-10.5英寸（20.8-26.7厘米）范围内的0％跨度位置。

公开(公告)号：EP3108100A1

公开(公告)日：2016-12-28

申请号：EP14882896.5

申请日：2014-08-25

申请人： United Technologies Corporation

发明人： GALLAGHER, Edward J. ,  MONZON, Byron R. ,  LIU, Ling ,  LI, Linda S. ,  WHITLOW, Darryl ,  FORD, Barry M.

IPC分类号： F01D5/14 ,  F02C7/00 ,  F04D29/38

CPC分类号： F04D29/384 ,  F01D5/141 ,  F02C3/04 ,  F02C7/36 ,  F04D29/324 ,  F04D29/325 ,  F04D29/386 ,  F05D2200/222 ,  F05D2220/32 ,  F05D2220/36 ,  F05D2240/303 ,  F05D2240/304 ,  F05D2250/713 ,  Y02T50/672 ,  Y02T50/673

摘要： An airfoil for a turbine engine includes pressure and suction sides that extend in a radial direction from a 0% span position at an inner flow path location to a 100% span position at an airfoil tip. The airfoil has a relationship between a tangential leading edge location and a span position that corresponds to a curve that is at least a third order polynomial with a generally S-shaped curve that has an initial negative slope followed by a positive slope and then a second negative slope. The positive slope leans toward the suction side and the negative slopes lean toward the pressure side.

摘要翻译： 用于涡轮发动机的翼型包括压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧沿径向方向从内部流动路径位置处的0％跨度位置延伸至翼型末端处的100％跨距位置。 翼型在切向前缘位置和跨度位置之间具有关系，所述跨度位置对应于至少三阶多项式的曲线，所述三阶多项式具有大致S形的曲线，所述曲线具有初始负斜率，随后是正斜率，然后是第二 负斜率。 正斜率朝向吸力侧倾斜，而负斜率朝向压力侧倾斜。

公开(公告)号：EP1340901B1

公开(公告)日：2016-09-21

申请号：EP03075601.9

申请日：2003-02-28

申请人： The Boeing Company

发明人： Hebert, Leonard J.

IPC分类号： F02K1/46 ,  F02K1/48

CPC分类号： B64D33/06 ,  F02K1/46 ,  F02K1/48 ,  F05D2250/11 ,  F05D2250/611 ,  F05D2250/713

公开(公告)号：EP3059431A1

公开(公告)日：2016-08-24

申请号：EP16156314.3

申请日：2016-02-18

申请人： Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG

发明人： TODOROVIC, Predrag ,  MARQUEZ, Carlos ,  SCHIEFFER, Dr. Gero

IPC分类号： F02K1/09 ,  F02K3/075 ,  F02K1/72 ,  F02K1/76

CPC分类号： F02K1/72 ,  F02C3/04 ,  F02C7/14 ,  F02K1/09 ,  F02K1/763 ,  F02K1/766 ,  F02K3/075 ,  F05D2240/12 ,  F05D2240/129 ,  F05D2250/71 ,  F05D2250/713 ,  F05D2250/75 ,  Y02T50/671

摘要： Die Erfindung bezieht sich auf eine Triebwerksverkleidung eines Fluggasturbinentriebwerks mit einer Schubumkehrvorrichtung, mit einem Kerntriebwerk 10 und einem dieses umgebenden Nebenstromkanal 31, sowie mit einer den Nebenstromkanal 31 umschließenden vorderen Verkleidung 29 und einer in Axialrichtung verschiebbaren hinteren Verkleidung 30, sowie mit um den Umfang angeordneten Kaskadenelementen 32, welche in einen sich bei einer Verschiebung der hinteren Verkleidung 30 zu der vorderen Verkleidung 29 ergebenden Zwischenraum durch eine im Wesentlichen axiale Verschiebung einbringbar sind, wobei die Kaskadenelemente 32 direkt mit der hinteren Verkleidung 30 verbunden sind, dass die hintere Verkleidung 30 eine gerundete äussere Vorderkante 33 aufweist und dass das Kaskadenelement 32 an seinem hinteren Bereich ein Strömungsleitelement 34 aufweist, vor welchem mehrere Schubumkehrleitschaufeln 35 angeordnet sind und hinter welchem zumindest eine Strömungsleitschaufel 36 angeordnet ist, deren Wölbungsform der Rundung der äusseren Vorderkante 33 der hinteren Verkleidung 30 gleicht.

摘要翻译： 本发明涉及一种飞机燃气涡轮发动机的一个推力反向器装置，其包括核心发动机10中的罩和一个围绕该二次流路31，以及与周围的前盖29和后面板30的轴向方向的滑动，以及设置成围绕级联元件的圆周上的旁路管31 32，其延伸到前罩29的间隙导致通过大致轴向位移后面板30的位移的情况下引入，其中所述级联元件32直接连接到后面板30上，使得后盖30具有圆形的外 具有前缘33和所述级联元件32具有在其后端部分上的流动引导件34，被布置在其中Schubumkehrleitschaufeln 35的多个前面和后面其中Strömungsleitschaufel设置至少36，D 后盖30的外前边缘33的倒圆的曲率较旧形状等。

公开(公告)号：EP2821616A1

公开(公告)日：2015-01-07

申请号：EP13754215.5

申请日：2013-02-26

申请人： Mitsubishi Heavy Industries, Ltd.

发明人： YOKOYAMA, Takao ,  OSAKO, Katsuyuki ,  TOMITA, Isao ,  JINNAI, Yasuaki ,  TOJO, Masaki ,  NAGAE, Satomi

IPC分类号： F02B37/24 ,  F01D1/14 ,  F01D5/04 ,  F01D9/02 ,  F01D17/16

CPC分类号： F04D27/002 ,  F01D5/141 ,  F01D17/16 ,  F01D17/165 ,  F02B37/22 ,  F02B37/24 ,  F02C6/12 ,  F05D2220/40 ,  F05D2250/712 ,  F05D2250/713 ,  F05D2250/75 ,  Y02T10/144

摘要： In a variable geometry turbocharger including a variable nozzle mechanism, an object is to enhance safety upon malfunction of the variable nozzle mechanism as well as to improve accuracy in the control of the variable nozzle mechanism by applying a moment that acts on the nozzle vanes in an opening direction securely and stably. A variable geometry turbocharger includes a plurality of nozzle vanes 41a disposed at predetermined intervals around a rotational shaft center of a turbine wheel 7 so as to surround an outer circumferential side of the turbine wheel 7 and a variable nozzle mechanism configured capable of changing a blade angle of each of the nozzle vanes 41a, each of the nozzle vanes 41a having a blade cross-section orthogonal to a nozzle shaft 41b of each nozzle vane 41a, the blade cross-section having: a concave portion 53 curved into a concave shape on at least a part of a pressure surface 45 side, the part being disposed at a trailing edge 51 side with respect to the rotational center C; and a convex portion at a leading edge 49 side with respect to the rotational center C, so that a surface shape of the pressure surface 45 side is a substantially S-shape having the concave portion and the convex portion across a boundary at a same longitudinal position as the rotational center.

摘要翻译： 在包括可变喷嘴机构的可变几何涡轮增压器中，目的是增强可变喷嘴机构的故障时的安全性，并且通过施加作用在喷嘴叶片上的力矩来提高可变喷嘴机构的控制的精度 打开方向牢固稳定。 可变几何涡轮增压器包括多个喷嘴叶片41a，其围绕涡轮机叶轮7的外周侧围绕涡轮机叶轮7的旋转轴中心以预定的间隔设置，并且可变喷嘴机构构造成能够改变叶片角度 每个喷嘴叶片41a，每个喷嘴叶片41a具有与每个喷嘴叶片41a的喷嘴轴41b正交的叶片横截面，叶片横截面具有：在其上弯曲成凹形的凹部53 至少一部分压力表面45侧，该部分相对于旋转中心C设置在后缘51侧; 以及相对于旋转中心C的前缘49侧的凸部，使得压力面45侧的表面形状为大致S字状，其具有在相同的纵向上具有跨越边界的凹部和凸部 位置作为旋转中心。

公开(公告)号：EP2659118A1

公开(公告)日：2013-11-06

申请号：EP11853835.4

申请日：2011-12-24

申请人： Rolls-Royce North American Technologies, Inc.

发明人： LERG, Bryan, Henry

IPC分类号： F02K1/40

CPC分类号： F02K1/28 ,  F02K1/002 ,  F02K1/008 ,  F05D2250/713 ,  F05D2270/18

摘要： One embodiment of the present invention is a unique flight vehicle. Another embodiment is a unique propulsion system. Another embodiment is a unique thrust vectoring system. Other embodiments include apparatuses, systems, devices, hardware, methods, and combinations for flight vehicles, propulsion systems and thrust vectoring systems. Further embodiments, forms, features, aspects, benefits, and advantages of the present application will become apparent from the description and figures provided herewith.

公开(公告)号：EP2103799A3

公开(公告)日：2013-06-26

申请号：EP08162393.6

申请日：2008-08-14

申请人： MITSUBISHI HEAVY INDUSTRIES, LTD.

发明人： Kimura, Tatsuya ,  Kawamata, Yoshihiro ,  Niu, Kenichi

IPC分类号： F02K9/97 ,  F02K9/40 ,  F02K9/48 ,  F02K9/82 ,  F02K1/38

CPC分类号： F02K1/38 ,  F02K9/48 ,  F02K9/58 ,  F02K9/82 ,  F02K9/972 ,  F05D2250/713

摘要： A rocket nozzle (8) includes a dual-bell nozzle (10) and a gas introducing section (40A, 40B, 40C, 40D) configured to introduce gas into space (80) surrounded by the dual-bell nozzle. Combustion gas flows in the space. The dual-bell nozzle includes a first stage nozzle (20) bell-shaped and surrounding an upstream portion (81) of the space, and a second stage nozzle (30) bell-shaped and surrounding a downstream portion (82) of the space. The dual-bell nozzle has an inflection point (12) between the first stage nozzle and the second stage nozzle. The gas introducing section includes a gas inlet (45, 63) provided to an inner wall surface of the first stage nozzle. The gas is introduced into the space from the gas inlet.

摘要翻译： 火箭喷嘴（8）包括双钟形喷嘴（10）和被配置为将气体引入由双钟形喷嘴包围的空间（80）中的气体引入部分（40A，40B，40C，40D）。 燃烧气体在空间流动。 双钟形喷嘴包括钟形的第一级喷嘴（20）并且围绕该空间的上游部分（81），并且第二级喷嘴（30）是钟形的并围绕该空间的下游部分（82） 。 双钟形喷嘴在第一级喷嘴和第二级喷嘴之间具有拐点（12）。 气体导入部包括设置在第一级喷嘴的内壁面的气体入口（45,63）。 气体从气体入口引入空间。