公开(公告)号：US20160327273A1

公开(公告)日：2016-11-10

申请号：US15108107

申请日：2015-01-09

申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION

发明人： Frank J. Cunha ,  Timothy S. Snyder

IPC分类号： F23R3/06 ,  F02C3/14 ,  F23R3/14 ,  F23R3/58 ,  F23M5/08

CPC分类号： F23R3/06 ,  F02C3/14 ,  F05D2210/33 ,  F05D2220/32 ,  F05D2240/35 ,  F23M5/085 ,  F23R3/005 ,  F23R3/007 ,  F23R3/14 ,  F23R3/58 ,  F23R2900/03042 ,  F23R2900/03043 ,  F23R2900/03044 ,  F23R2900/03045 ,  Y02T50/675

摘要： A heat resistant panel has a bulkhead and a swirler adjacent a combustion chamber. The heat resistant panel comprises an inner panel for facing the combustion chamber and defining a first exit port at an upstream end thereof configured to direct cooling air into the combustor chamber in a first direction adjacent the bulkhead. A second exit port at a downstream end thereof is configured to direct cooling air into the combustor chamber in a second direction with an axial direction defined between the upstream and downstream ends. The first and second directions have opposed axial components. A heat resistant structure and a combustor are also disclosed.

摘要翻译： 耐热面板具有邻近燃烧室的隔板和旋流器。 耐热面板包括用于面向燃烧室并且在其上游端限定出第一出口的内板，所述第一出口构造成沿着与隔板相邻的第一方向将冷却空气引导到燃烧室中。 其下游端的第二出口构造成在第二方向上将冷却空气引导到燃烧室中，其中轴向限定在上游和下游端之间。 第一和第二方向具有相反的轴向分量。 还公开了耐热结构和燃烧器。

公开(公告)号：US09482155B2

公开(公告)日：2016-11-01

申请号：US13629181

申请日：2012-09-27

申请人： Gulfstream Aerospace Corporation

发明人： Timothy R. Conners ,  Preston A. Henne ,  Donald C. Howe

IPC分类号： F02C7/04 ,  B64D33/02 ,  B64C30/00 ,  F02K7/10

CPC分类号： F02C7/04 ,  B64C30/00 ,  B64D27/16 ,  B64D29/00 ,  B64D33/02 ,  B64D2033/026 ,  F02C7/042 ,  F02K7/10 ,  F05D2210/33 ,  F05D2220/80 ,  F05D2250/70 ,  Y10T29/49323 ,  Y10T137/0318 ,  Y10T137/0536

摘要： A supersonic inlet includes a relaxed isentropic compression surface to improve net propulsive force by shaping the compression surface of the inlet to defocus the resulting shocklets away from the cowl lip. Relaxed isentropic compression shaping of the inlet compression surface functions to reduce the cowl lip surface angle, thereby improving inlet drag characteristics and interference drag characteristics. Supersonic inlets in accordance with the invention also demonstrate reductions in peak sonic boom overpressure while maintaining overall engine performance.

摘要翻译： 超音速入口包括松弛的等熵压缩表面，以通过使入口的压缩表面成形来改善净推进力，以将所得的冲击离开整流罩。 入口压缩表面的松弛等熵压缩成形功能可减少罩面表面角度，从而改善入口阻力特性和干涉阻力特性。 根据本发明的超音速进气口还显示了在保持总体发动机性能的同时降低了峰值声波悬臂超压。

公开(公告)号：US20140311161A1

公开(公告)日：2014-10-23

申请号：US14362267

申请日：2012-12-10

申请人： SNECMA

发明人： Francois Robert Bellabal ,  Eric De Vulpillieres

IPC分类号： F02C7/20

CPC分类号： F02C7/20 ,  F01D5/145 ,  F01D9/00 ,  F01D25/162 ,  F01D25/28 ,  F02K1/80 ,  F02K3/06 ,  F05D2210/33 ,  F05D2240/31 ,  Y02T50/671 ,  Y02T50/673 ,  Y10T29/49229

摘要： A method for creating a connecting element, arranged between two components of a structure, or a turbojet engine structure, which is subjected to compressive and/or tensile loadings and which includes a hollow shaft immersed, at least partially, in a stream of air flowing between the two components, the method including: dimensioning a width of the main cross section associated with the shaft of the connecting element in a direction orthogonal to the longitudinal axis of the shaft according to desired mechanical strength and desired mass, and according to characteristics of the airstream; and working an external surface of the shaft of the connecting element, at least over part of this surface, to give it a surface finish with an arithmetic mean roughness at least equal to 20 microns, to reduce drag of the connecting element thus dimensioned by comparison with a smooth connecting element of the same diameter.

摘要翻译： 一种用于产生布置在结构的两个部件之间的连接元件或涡轮喷气发动机结构的方法，所述连接元件经受压缩和/或拉伸载荷，并且包括至少部分地浸没在空气流中的空心轴 在所述两个部件之间，所述方法包括：根据期望的机械强度和所需质量，在与轴的纵向轴线正交的方向上确定与连接元件的轴相关联的主横截面的宽度，并且根据 气流 并且至少在该表面的一部分上加工连接元件的轴的外表面，以使其具有至少等于20微米的算术平均粗糙度的表面光洁度，以减少通过比较确定尺寸的连接元件的阻力 具有相同直径的平滑连接元件。

公开(公告)号：US20140186174A1

公开(公告)日：2014-07-03

申请号：US14133454

申请日：2013-12-18

申请人： SPEED OF AIR, INC.

发明人： Joey A. Malfa

IPC分类号： F15D1/00 ,  F01D5/14 ,  F01D25/24

CPC分类号： F01D25/24 ,  F01D9/026 ,  F02C6/12 ,  F05D2210/33 ,  F05D2220/40 ,  F05D2240/127

摘要： A turbocharger assembly including a turbine housing defining an exhaust inlet opening and an exhaust outlet opening and a turbine wheel housed in the turbine housing. The turbocharger assembly also includes a compressor housing defining an air inlet opening and an air outlet opening and a compressor wheel housed in the compressor housing. The turbocharger assembly also includes a shaft coupling the turbine wheel to the compressor wheel. The turbine housing, the turbine wheel, the compressor housing, and/or the compressor wheel includes a surface having a series of protrusions or depressions configured to increase the efficiency of the turbocharger assembly.

摘要翻译： 一种涡轮增压器组件，包括限定排气入口开口和排气出口开口的涡轮壳体和容纳在涡轮壳体中的涡轮机叶轮。 涡轮增压器组件还包括限定空气入口开口和空气出口开口的压缩机壳体和容纳在压缩机壳体中的压缩机叶轮。 涡轮增压器组件还包括将涡轮机叶轮联接到压缩机叶轮的轴。 涡轮机壳体，涡轮机叶轮，压缩机壳体和/或压缩机叶轮包括具有一系列突起或凹陷的表面，其被配置为提高涡轮增压器组件的效率。

公开(公告)号：US08668453B2

公开(公告)日：2014-03-11

申请号：US13027323

申请日：2011-02-15

申请人： Ching-Pang Lee ,  Nan Jiang ,  John J. Marra

发明人： Ching-Pang Lee ,  Nan Jiang ,  John J. Marra

IPC分类号： F01D5/08

CPC分类号： F01D5/187 ,  F05D2210/33 ,  F05D2240/127 ,  F05D2250/32 ,  F05D2250/70 ,  F05D2260/2212

摘要： A cooling system having one or more pin fins with reduced mass for a gas turbine engine is disclosed. The cooling system may include one or more first surfaces defining at least a portion of the cooling system. The pin fin may extend from the surface defining the cooling system and may have a noncircular cross-section taken generally parallel to the surface and at least part of an outer surface of the cross-section forms at least a quartercircle. A downstream side of the pin fin may have a cavity to reduce mass, thereby creating a more efficient turbine airfoil.

摘要翻译： 公开了一种具有用于燃气涡轮发动机的具有减小质量的一个或多个销翅片的冷却系统。 冷却系统可以包括限定冷却系统的至少一部分的一个或多个第一表面。 销翅片可以从限定冷却系统的表面延伸并且可以具有大致平行于表面的非圆形截面，并且横截面的外表面的至少一部分形成至少四分之一圆。 销翅片的下游侧可以具有空腔以减小质量，从而形成更有效的涡轮机翼型件。

公开(公告)号：US20120207591A1

公开(公告)日：2012-08-16

申请号：US13027323

申请日：2011-02-15

申请人： Ching-Pang Lee ,  Nan Jiang ,  John J. Marra

发明人： Ching-Pang Lee ,  Nan Jiang ,  John J. Marra

IPC分类号： F01D5/14

CPC分类号： F01D5/187 ,  F05D2210/33 ,  F05D2240/127 ,  F05D2250/32 ,  F05D2250/70 ,  F05D2260/2212

摘要： A cooling system having one or more pin fins with reduced mass for a gas turbine engine is disclosed. The cooling system may include one or more first surfaces defining at least a portion of the cooling system. The pin fin may extend from the surface defining the cooling system and may have a noncircular cross-section taken generally parallel to the surface and at least part of an outer surface of the cross-section forms at least a quartercircle. A downstream side of the pin fin may have a cavity to reduce mass, thereby creating a more efficient turbine airfoil.

摘要翻译： 公开了一种具有用于燃气涡轮发动机的具有减小质量的一个或多个销翅片的冷却系统。 冷却系统可以包括限定冷却系统的至少一部分的一个或多个第一表面。 销翅片可以从限定冷却系统的表面延伸并且可以具有大致平行于表面的非圆形截面，并且横截面的外表面的至少一部分形成至少四分之一圆。 销翅片的下游侧可以具有空腔以减小质量，从而形成更有效的涡轮机翼型件。

公开(公告)号：US20120070302A1

公开(公告)日：2012-03-22

申请号：US12885740

申请日：2010-09-20

申请人： Ching-Pang Lee

发明人： Ching-Pang Lee

IPC分类号： F01D5/18

CPC分类号： F01D5/188 ,  F01D9/04 ,  F05D2210/33 ,  F05D2240/12 ,  F05D2240/127 ,  F05D2260/2212

摘要： A turbine airfoil vane usable in a turbine engine and including at least one cooling system with an impingement plate having one or more impingement nozzles is disclosed. The turbine vane impingement nozzles may extend towards an outer wall forming the turbine vane and may reduce the mixing of cooling fluids and impingement jets found in conventional configurations. Instead, the nozzles terminate within close proximity of the outer wall, thereby reducing the effect of cooling fluid cross flow.

摘要翻译： 公开了一种可用于涡轮发动机并且包括具有冲击板的至少一个冷却系统的涡轮机翼型叶片，该冲击板具有一个或多个冲击喷嘴。 涡轮叶片冲击喷嘴可以朝向形成涡轮机叶片的外壁延伸，并且可以减少在常规构造中发现的冷却流体和冲击射流的混合。 相反，喷嘴终止于外壁附近，从而减少了冷却流体横流的影响。

公开(公告)号：US20080271787A1

公开(公告)日：2008-11-06

申请号：US11639339

申请日：2006-12-15

申请人： Preston A. Henne ,  Timothy R. Conners ,  Donald C. Howe

发明人： Preston A. Henne ,  Timothy R. Conners ,  Donald C. Howe

IPC分类号： F02C7/04

CPC分类号： F02C7/04 ,  B64C30/00 ,  B64D27/16 ,  B64D29/00 ,  B64D33/02 ,  B64D2033/026 ,  F02C7/042 ,  F02K7/10 ,  F05D2210/33 ,  F05D2220/80 ,  F05D2250/70 ,  Y10T29/49323 ,  Y10T137/0318 ,  Y10T137/0536

摘要： Embodiments of the invention relate to a supersonic inlet employing relaxed isentropic compression to improve net propulsive force by shaping the compression surface of the inlet. Relaxed isentropic compression shaping of the inlet compression surface functions to reduce cowl lip surface angles, thereby improving inlet drag characteristics and interference drag characteristics. Using supersonic inlets in accordance with the invention also demonstrated reductions in peak sonic boom overpressure while maintaining performance.

摘要翻译： 本发明的实施例涉及使用松弛等熵压缩的超音速入口，以通过使入口的压缩表面成形来改善净推进力。 入口压缩表面的轻松等熵压缩成形功能可减少罩面表面的角度，从而改善入口阻力特性和干涉阻力特性。 使用根据本发明的超音速进气口也证明了在保持性能的同时降低了峰值声压臂超压。