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    Adjusting shaft arrangement of a turbocharger
    2.
    发明授权
    Adjusting shaft arrangement of a turbocharger 有权
    调整涡轮增压器的轴布置

    公开(公告)号：US08172513B2

    公开(公告)日：2012-05-08

    申请号：US11916083

    申请日：2006-05-23

    申请人： Dirk Frankenstein ,  Volker Paul ,  Ralf Boening

    发明人： Dirk Frankenstein ,  Volker Paul ,  Ralf Boening

    IPC分类号： F01D25/16 ,  F01D17/10

    CPC分类号： F01D11/005 ,  F01D11/003 ,  F01D17/105 ,  F01D17/165 ,  F05D2220/40 ,  F05D2250/293

    摘要： The invention relates to an adjusting shaft arrangement (1) of a variable turbine geometry turbocharger or waste gate turbocharger having an adjusting shaft (2) which has a fastening section (3); having a lever (4) which is connected to the adjusting shaft (2) via the fastening section (3); having a sleeve (5) which is arranged on a base body (6) of the adjusting shaft (2); and having a seal (7) which is arranged in the region of the base body (6) between the sleeve (5) and the adjusting shaft (2); the main body (6) of the adjusting shaft (2) having a stepped outer contour; and the sleeve (5) having an inner contour with a stepped inner contour which complements the design of the base body (6).

    摘要翻译： 本发明涉及一种具有调节轴（2）的可变涡轮几何涡轮增压器或废气门涡轮增压器的调节轴装置（1），该调节轴具有紧固部分（3）; 具有经由紧固部分（3）连接到调节轴（2）的杠杆（4）; 具有设置在调节轴（2）的基体（6）上的套筒（5）; 并具有设置在套筒（5）和调节轴（2）之间的基体（6）区域中的密封件（7）。 调节轴（2）的主体（6）具有阶梯状外轮廓; 并且所述套筒（5）具有与所述基体（6）的设计互补的具有阶梯状内轮廓的内轮廓。

    High-speed rotating shaft of supercharger
    3.
    发明授权
    High-speed rotating shaft of supercharger 有权
    增压器高速旋转轴

    公开(公告)号：US08157543B2

    公开(公告)日：2012-04-17

    申请号：US12280816

    申请日：2007-01-31

    申请人： Masahiro Shimizu

    发明人： Masahiro Shimizu

    IPC分类号： F04B17/00 ,  F04B35/00 ,  F16C3/00 ,  F16C3/03

    CPC分类号： F01D25/166 ,  F01D5/048 ,  F01D25/04 ,  F05D2220/40 ,  F05D2240/53 ,  F05D2250/291 ,  F05D2250/293 ,  F05D2260/96 ,  F16C3/02 ,  F16C2360/24 ,  Y10T464/50

    摘要： In a high-speed rotating shaft (10) of a supercharger which is rotatably supported by two radial bearings (12a, 12b) spaced at a fixed distance (L), directly couples a turbine impeller fixed to one end and a compressor impeller fixed to the other end, and transmits a rotational driving force of the turbine impeller to the compressor impeller, a small shaft portion (14) having a smaller diameter than a bearing portion is provided between bearings. The small shaft portion (14) is offset to a compressor side.

    摘要翻译： 在由两个以固定距离（L）间隔的两个径向轴承（12a，12b）可旋转地支撑的增压器的高速旋转轴（10）中，将固定到一端的涡轮机叶轮和固定到 另一端，将涡轮叶轮的旋转驱动力传递到压缩机叶轮，在轴承之间设置有直径小于轴承部的小轴部（14）。 小轴部分（14）偏压到压缩机侧。

    COMPOSITE AEROFOIL
    4.
    发明申请
    COMPOSITE AEROFOIL 有权
    复合AEROFOIL

    公开(公告)号：US20110293435A1

    公开(公告)日：2011-12-01

    申请号：US13191655

    申请日：2011-07-27

    申请人： Alison J. McMillan

    发明人： Alison J. McMillan

    IPC分类号： F01D5/14

    CPC分类号： B29C70/222 ,  B29C70/865 ,  B29D99/0028 ,  B29L2031/08 ,  D03D25/005 ,  F01D5/147 ,  F01D5/282 ,  F05C2201/025 ,  F05D2230/60 ,  F05D2240/301 ,  F05D2250/20 ,  F05D2250/293 ,  F05D2300/2261 ,  F05D2300/2283 ,  F05D2300/44 ,  F05D2300/603 ,  F05D2300/612 ,  F05D2300/614 ,  Y02E10/721 ,  Y02T50/43 ,  Y02T50/672 ,  Y02T50/673 ,  Y10T442/20 ,  Y10T442/2975 ,  Y10T442/3195

    摘要： A composite blade (26) comprises a three-dimensional arrangement of reinforcing fibres (58) and a matrix material (60) infiltrated around the three-dimensional arrangement of woven reinforcing fibres (60). The three-dimensional arrangement of woven reinforcing fibres (58) defines a plurality of cavities (56) within the aerofoil (28). The composite blade (26) comprises an aerofoil portion (38) and a root portion (36). The aerofoil portion (38) comprises a leading edge (44), a trailing edge (46), a concave pressure surface wall (50), a convex suction surface wall (52) and a tip (48). The aerofoil portion (36) comprises a plurality of webs (54) extending between, and being secured to, the concave pressure surface wall (50) and the convex suction surface wall (52) to produce a Warren girder structure. The three-dimensional arrangement of woven reinforcing fibres (58) are arranged to produce the concave pressure surface wall (50), the convex suction surface wall (52) and the plurality of webs (54). The matrix material (60) is an organic resin and the reinforcing fibres (58) comprise carbon fibres.

    摘要翻译： 复合叶片（26）包括加强纤维（58）和渗透在编织增强纤维（30）的三维布置周围的基质材料（60）的三维排列。 编织增强纤维（58）的三维布置在机翼（28）内限定多个空腔（56）。 复合叶片（26）包括机翼部分（38）和根部（36）。 机翼部分（38）包括前缘（44），后缘（46），凹压表面壁（50），凸起的吸力表面壁（52）和尖端（48）。 机翼部分（36）包括在凹压表面壁（50）和凸起的吸入表面壁（52）之间延伸并固定到凸起的吸入表面壁（52）上并且固定到凸起的吸力表面壁（52）上的多个腹板（54），以产生沃伦梁结构。 编织增强纤维（58）的三维布置被布置成产生凹压表面壁（50），凸形吸力表面壁（52）和多个腹板（54）。 基质材料（60）是有机树脂，增强纤维（58）包含碳纤维。

    Gas turbine engine flow path geometry
    9.
    发明授权
    Gas turbine engine flow path geometry 有权
    燃气涡轮发动机流路几何

    公开(公告)号：US09568009B2

    公开(公告)日：2017-02-14

    申请号：US14092356

    申请日：2013-11-27

    申请人： Rolls-Royce Corporation

    发明人： Bronwyn Power ,  Roy D. Fulayter ,  Jonathan M. Rivers

    IPC分类号： F04D19/02 ,  F01D5/14 ,  F01D5/20 ,  F02C3/00 ,  F02C9/16

    CPC分类号： F04D19/028 ,  F01D5/143 ,  F01D5/20 ,  F02C3/00 ,  F02C9/16 ,  F05D2250/231 ,  F05D2250/232 ,  F05D2250/293 ,  F05D2250/70 ,  Y02T50/673

    摘要： A flow path surface of a gas turbine engine at the location of a bladed component is disclosed in which the flow path surface includes a cylindrical upstream side and a conical downstream side. The bladed component is located at the intersection of the cylindrical upstream side and the conical downstream side. The cylindrical upstream side can extend from a leading edge of the bladed component, or a point upstream of it, to a location between the leading edge and trailing edge of the component. The conical downstream side can extend past the trailing edge of the bladed component. The bladed component can be a fan blade or a compressor blade.

    摘要翻译： 公开了一种在叶片部件的位置处的燃气轮机的流路面，其中，流路面包括圆筒状的上游侧和锥形的下游侧。 叶片部件位于圆柱形上游侧和锥形下游侧的交叉处。 圆柱形上游侧可以从叶片部件的前边缘或其上游的点延伸到部件的前缘和后缘之间的位置。 锥形下游侧可延伸穿过叶片部件的后缘。 叶片组件可以是风扇叶片或压缩机叶片。