利索-全球专利检索

  1. 登录
  2. 注册

搜索结果

179 条记录 (耗时 0.021 秒)

    DE-COUPLE GEARED TURBO-FAN ENGINE AND AIRCRAFT
    4.
    发明申请
    DE-COUPLE GEARED TURBO-FAN ENGINE AND AIRCRAFT 审中-公开
    DE-COUPLE齿轮涡轮发动机和飞机

    公开(公告)号：US20140252161A1

    公开(公告)日：2014-09-11

    申请号：US14188989

    申请日：2014-02-25

    申请人： United Technologies Corporation

    发明人： Robert L. Gukeisen

    IPC分类号： B64D27/14 ,  F02C7/36 ,  B64D27/12

    CPC分类号： B64D27/14 ,  B64D35/02 ,  F02C3/10 ,  F02C3/107 ,  F02C7/36 ,  F02K1/52 ,  F02K1/60 ,  F02K1/70 ,  F02K1/78 ,  F02K3/068 ,  Y02T50/671

    摘要： A turbofan engine includes a core engine section including a compressor section feeding air to a combustor to generate high speed exhaust gases that drive a turbine section all disposed about an engine axis, a geartrain driven by the core engine section, a fan section driven by the geartrain about a fan axis spaced apart from the engine axis, and an accessory gearbox driven by the geartrain and mounted apart from the core engine section and the fan section.

    摘要翻译： 涡轮风扇发动机包括：核心发动机部分，其包括压缩机部分，其将空气供给到燃烧器，以产生驱动涡轮部分全部设置在发动机轴线周围的高速废气;由所述核心发动机部分驱动的齿轮组; 围绕与发动机轴线间隔开的风扇轴的齿轮箱，以及由齿条驱动并与核心发动机部分和风扇部分分开安装的附件齿轮箱。

    Gas turbine engine with dual compression rotor
    5.
    发明授权
    Gas turbine engine with dual compression rotor 有权
    带双压缩转子的燃气轮机

    公开(公告)号：US08726635B1

    公开(公告)日：2014-05-20

    申请号：US13716875

    申请日：2012-12-17

    申请人： Mark R. Dale

    发明人： Mark R. Dale

    IPC分类号： F02C3/14 ,  F02C3/00

    CPC分类号： F04D19/022 ,  F02C3/073 ,  F02C3/145 ,  F02K3/068 ,  F04D1/08 ,  F04D25/045 ,  Y02T50/672

    摘要： The present invention provides a gas turbine engine having a combustion chamber section substantially forward of an axial compressor section. An example embodiment uses a centrifugal compressor section behind the axial compressor section to help route compressed air exiting the axial compressor section forward to the combustion chamber section.

    摘要翻译： 本发明提供了一种燃气涡轮发动机，其具有基本上在轴向压缩机部分前方的燃烧室部分。 示例性实施例使用在轴向压缩机部分后面的离心压缩机部分来帮助将从轴向压缩机部分排出的压缩空气向前推到燃烧室部分。

    GAS TURBINE ENGINE BEARING ARRANGEMENT INCLUDING AFT BEARING HUB GEOMETRY
    6.
    发明申请
    GAS TURBINE ENGINE BEARING ARRANGEMENT INCLUDING AFT BEARING HUB GEOMETRY 审中-公开
    气体涡轮发动机轴承装置，包括AFT轴承座几何

    公开(公告)号：US20130195647A1

    公开(公告)日：2013-08-01

    申请号：US13364537

    申请日：2012-02-02

    申请人： Marc J. Muldoon ,  William G. Sheridan ,  Gregory E. Reinhardt ,  Gregory M. Savela

    发明人： Marc J. Muldoon ,  William G. Sheridan ,  Gregory E. Reinhardt ,  Gregory M. Savela

    IPC分类号： F02C7/06 ,  B23P17/00

    CPC分类号： F02C7/06 ,  F01D25/162 ,  F02K3/068 ,  Y02T50/671 ,  Y10T29/49229

    摘要： An example gas turbine engine includes a housing and first and second spools coaxial with one another and arranged within the housing. The first spool is arranged within the second spool and extends between forward and aft ends. The aft end extends axially beyond the second spool. First and second bearings support the aft end of the first spool relative to the housing. An example method of assembling the gas turbine engine includes arranging a first spool within a second spool. First and second bearings are mounted between an aft end of the first spool and a fixed housing.

    摘要翻译： 示例性燃气涡轮发动机包括壳体和彼此同轴并且布置在壳体内的第一和第二线轴。 第一卷轴布置在第二卷轴内并且在前端和后端之间延伸。 后端轴向延伸超过第二线轴。 第一和第二轴承相对于壳体支撑第一线轴的后端。 组装燃气涡轮发动机的示例性方法包括在第二阀芯内布置第一阀芯。 第一和第二轴承安装在第一线轴的后端和固定壳体之间。

    Ejector cooling of outer case for tip turbine engine
    9.
    发明授权
    Ejector cooling of outer case for tip turbine engine 失效
    顶端涡轮发动机外壳的喷射器冷却

    公开(公告)号：US07980054B2

    公开(公告)日：2011-07-19

    申请号：US11720083

    申请日：2004-12-01

    申请人： Gabriel L. Suciu ,  Gary D. Roberge

    发明人： Gabriel L. Suciu ,  Gary D. Roberge

    IPC分类号： F02K3/02

    CPC分类号： F02C3/045 ,  F01D5/022 ,  F01D25/12 ,  F01D25/14 ,  F02C3/073 ,  F02C7/18 ,  F02K3/068 ,  Y02T50/675

    摘要： A tip turbine engine (10) includes a combustor (30) radially outward of a fan. In order to reduce the heat transfer from the combustor and the high-energy gas stream generated by the combustor, a cold air ejector (38) radially outward of the combustor extends from a forward end of the nacelle (12) to a point rearward of the combustor and an exhaust mixer (110). The cold air ejector includes an annular inlet (17) at the forward end of the nacelle. The cold air ejector draws air over the outer engine case (39) to provide a boundary between the nacelle and the hot outer engine case. The layer of air being pulled past the engine case ejects the heat, thereby preventing the heat from escaping into the nacelle or engine bay.

    摘要翻译： 顶端涡轮发动机（10）包括在风扇的径向外侧的燃烧器（30）。 为了减少来自燃烧器的热传递和由燃烧器产生的高能气流，从燃烧器径向向外的冷空气喷射器（38）从机舱（12）的前端延伸到 燃烧器和排气混合器（110）。 冷空气喷射器包括在机舱前端的环形入口（17）。 冷空气喷射器将空气吸引到外部发动机壳体（39）上，以提供机舱和热外部发动机壳体之间的边界。 被拉动通过发动机舱的空气层排出热量，从而防止热量逸出到机舱或发动机舱中。

    Peripheral combustor for tip turbine engine
    10.
    发明授权
    Peripheral combustor for tip turbine engine 有权
    尖端涡轮发动机的外围燃烧器

    公开(公告)号：US07921635B2

    公开(公告)日：2011-04-12

    申请号：US11719221

    申请日：2004-12-01

    申请人： Gabriel L. Suciu ,  James W. Norris ,  Craig A. Nordeen ,  Brian Merry

    发明人： Gabriel L. Suciu ,  James W. Norris ,  Craig A. Nordeen ,  Brian Merry

    IPC分类号： F02K3/02

    CPC分类号： F02C3/073 ,  F02C3/14 ,  F02K3/068 ,  F05D2250/311

    摘要： A tip turbine engine (40) provides a peripheral combustor (30) with a more efficient combustion path through the combustor and through the tip turbine blades (34). In the combustor, the core airflow is received generally axially from compressor chambers in hollow fan blades (28) and then turned radially outwardly into a combustion chamber (112), where it is then mixed with the fuel and ignited. The combustor has a combustion path extending axially from a forward end of its combustion chamber through a combustion chamber outlet (122) and through a turbine (32) mounted to the fan. Thus, when the core airflow begins to expand in a high-energy gas stream, it has a substantially axial path from the combustion chamber through the turbine.

    摘要翻译： 尖端涡轮发动机（40）为周边燃烧器（30）提供通过燃烧器和尖端涡轮机叶片（34）的更有效的燃烧路径。 在燃烧器中，核心气流从中空风扇叶片（28）中的压缩机室大致轴向地接收，然后径向向外转入燃烧室（112），然后与燃料混合并点燃。 燃烧器具有从其燃烧室的前端轴向延伸通过燃烧室出口（122）并通过安装到风扇的涡轮机（32）的燃烧路径。 因此，当核心气流在高能量气流中开始膨胀时，其具有从燃烧室通过涡轮机的基本上轴向的路径。