利索-全球专利检索

  1. 登录
  2. 注册

搜索结果

188 条记录 (耗时 0.018 秒)

    ADAPTIVE TRANS-CRITICAL CO2 COOLING SYSTEMS FOR AEROSPACE APPLICATIONS
    82.
    发明申请
    ADAPTIVE TRANS-CRITICAL CO2 COOLING SYSTEMS FOR AEROSPACE APPLICATIONS 审中-公开
    用于航空应用的自适应转关键二氧化碳冷却系统

    公开(公告)号：WO2014158280A2

    公开(公告)日：2014-10-02

    申请号：PCT/US2013/078155

    申请日：2013-12-28

    申请人： ROLLS-ROYCE CORPORATION ,  ROLLS-ROYCE NORTH AMERICAN TECHNOLOGIES, INC.

    发明人： VAISMAN, Igor ,  SNYDER, Douglas, J. ,  SWEENEY, Patrick, C.

    IPC分类号： B64D13/06

    CPC分类号： B64D13/08 ,  B64D13/06 ,  B64D2013/0614 ,  B64D2013/064 ,  B64D2013/0674 ,  F25B1/10 ,  F25B6/04 ,  F25B9/06 ,  F25B40/00 ,  F25B41/00 ,  F25B2341/0011 ,  F25B2341/0661 ,  F25B2400/0401 ,  F25B2400/14 ,  Y02T50/56

    摘要： A cooling system for an aircraft includes a first cooling circuit having a first evaporator and a second evaporator, and a second cooling circuit having a third evaporator and a fourth evaporator. One of the first and second cooling circuits includes a first set of valves arranged to direct refrigerant through a first cooling sub-circuit, a second cooling sub-circuit, or both the first and second cooling sub-circuits based on ambient conditions. Two of the evaporators are installed on a first side of the aircraft, and the other two of the four evaporators are installed on a second side of the aircraft opposite the first side, and the first and second cooling circuits reject heat, via a heat exchanger, from their respective cooling circuit to air passing into an engine of the aircraft.

    摘要翻译： 用于飞行器的冷却系统包括具有第一蒸发器和第二蒸发器的第一冷却回路，以及具有第三蒸发器和第四蒸发器的第二冷却回路。 第一和第二冷却回路中的一个包括第一组阀，其布置成基于环境条件引导制冷剂通过第一冷却子回路，第二冷却子回路或第一和第二冷却子回路。 两个蒸发器安装在飞行器的第一侧上，四个蒸发器中的另外两个安装在与第一侧相对的飞行器的第二侧上，并且第一和第二冷却回路通过热交换器 ，从其各自的冷却回路进入飞行器的发动机的空气。

    STRUCTURE AND METHOD FOR PROVIDING COMPLIANCE AND SEALING BETWEEN CERAMIC AND METALLIC STRUCTURES
    83.
    发明申请
    STRUCTURE AND METHOD FOR PROVIDING COMPLIANCE AND SEALING BETWEEN CERAMIC AND METALLIC STRUCTURES 审中-公开
    提供陶瓷和金属结构之间的符合性和密封性的结构和方法

    公开(公告)号：WO2014158276A2

    公开(公告)日：2014-10-02

    申请号：PCT/US2013/077892

    申请日：2013-12-26

    申请人： ROLLS-ROYCE CORPORATION

    发明人： WESTPHAL, William, I. ,  SMITH, Clayton, C.

    CPC分类号： F01D11/006 ,  F01D11/00 ,  F01D25/246 ,  F01D25/28 ,  F05D2260/30 ,  F05D2260/94 ,  F05D2300/6033 ,  Y02T50/672 ,  Y10T29/4932

    摘要： A structure providing compliance and sealing between ceramic or ceramic composite (CMC) part and a metallic part has an interface component for centering the CMC part in the metallic part, thus reducing thermal stress motion of the CMC component. In gas turbine engine applications, the structure comprises a CMC blade track inserted in a clip placed within a metallic hanger. The clip provides for radial compliance and secures controlled leakage of cooling air required to ensure that acceptable temperatures are maintained for the metallic structures. A washer is positioned adjacent to the clip provide for axial orientation of the blade track.

    摘要翻译： 提供陶瓷或陶瓷复合材料（CMC）部件和金属部件之间的顺应性和密封性的结构具有用于将CMC部件对中在金属部件中的界面部件，从而减少CMC部件的热应力运动。 在燃气涡轮发动机应用中，该结构包括插入在金属吊架内的夹子中的CMC刀片轨道。 夹子提供径向顺应性并确保控制的冷却空气泄漏，以确保为金属结构保持可接受的温度。 垫片靠近夹子定位，用于叶片轨道的轴向定向。

    GAS TURBINE ENGINE COMPONENT
    84.
    发明申请
    GAS TURBINE ENGINE COMPONENT 审中-公开
    燃气轮机发动机组件

    公开(公告)号：WO2014149116A3

    公开(公告)日：2014-09-25

    申请号：PCT/US2013/077842

    申请日：2013-12-26

    申请人： ROLLS-ROYCE CORPORATION

    发明人： SHUCK, Quinlan Y.

    IPC分类号： F01D5/14 ,  B23P15/04

    摘要： Embodiments are disclosed of a turbomachinery component having an outer part that is captured between a cap and a base of the component. In one form, the outer part is placed in compression between the cap and the base. The outer part can be formed prior to being placed between the cap and the base. In some forms, the outer part can be formed partially or completely while engaged with the component. A fugitive spacer can be placed between the outer part and an extension of the component. In various embodiments, the extension can reach into an opening of the outer part and the cap can be coupled with the extension.

    摘要翻译： 公开了涡轮机械部件的实施例，该涡轮机械部件具有捕获在部件的盖和基部之间的外部部分。 在一种形式中，外部部分在盖和基部之间被压缩放置。 外部部分可以在放置在帽和基部之间之前形成。 在一些形式中，外部部分可以在与部件接合的同时部分地或完全地形成。 可以在外部部件和部件的延伸部分之间放置易失性间隔件。 在各种实施例中，延伸部可以伸入外部部件的开口中并且帽可以与延伸部耦合。

    ADVANCED BOND COAT
    86.
    发明申请
    ADVANCED BOND COAT 审中-公开
    高级绑带

    公开(公告)号：WO2014143257A1

    公开(公告)日：2014-09-18

    申请号：PCT/US2013/075136

    申请日：2013-12-13

    申请人： ROLLS-ROYCE CORPORATION

    发明人： LEE, Kang N.

    IPC分类号： C23C10/14 ,  C23C10/16 ,  C23C16/44 ,  C23C28/02 ,  F01D5/28

    CPC分类号： C22C19/056 ,  B32B15/01 ,  C22C19/007 ,  C22C19/057 ,  C23C10/14 ,  C23C16/06 ,  C23C16/08 ,  C23C28/021 ,  F01D5/288

    摘要： In some examples, an alloy may include less than 55 atomic percent aluminum; between about 10 and about 25 atomic percent of a platinum group metal; and a balance of nickel; at least one of chromium, silicon, tantalum, or cobalt; a reactive element; and diffusion impurities; where the alloy has a discrete gamma-prime Ni 3 A1 region and a discrete beta NiA1 region. In some examples, a coating system may include a substrate; a first layer including gamma-prime Ni 3 A1; and a second layer including beta NiA1, where the first region and the second region are discrete dual region.

    摘要翻译： 在一些实例中，合金可以包括小于55原子％的铝; 约10至约25原子％的铂族金属; 和镍的平衡; 铬，硅，钽或钴中的至少一种; 反应元素 和扩散杂质; 其中合金具有离散的γ-Ni3A1区域和离散的βNiA1区域。 在一些实例中，涂层系统可以包括基底; 第一层包括伽玛素Ni3A1; 以及包括βNiA1的第二层，其中第一区域和第二区域是离散双区域。

    AERODYNAMIC FAIRINGS SECONDARILY ATTACHED TO NOSECONE
    87.
    发明申请
    AERODYNAMIC FAIRINGS SECONDARILY ATTACHED TO NOSECONE 审中-公开
    二次连接到NOSECONE的AERODYNAMIC FAIRINGS

    公开(公告)号：WO2014143190A1

    公开(公告)日：2014-09-18

    申请号：PCT/US2013/066486

    申请日：2013-10-24

    申请人： ROLLS-ROYCE CORPORATION

    发明人： TOTTEN, Trevor, John ,  RIVERS, Jonathan, Michael ,  ENGEBRETSEN, Eric, William

    IPC分类号： F01D5/06 ,  F02C7/04 ,  B64C11/14

    CPC分类号： B64C11/14 ,  F01D5/066 ,  F02C7/04 ,  F02K3/06 ,  F05D2300/603 ,  Y10T29/49336 ,  Y10T156/10

    摘要： An aerodynamic fan nosecone for a gas turbine engine is provided and includes a fan nosecone 0 that may be made of composite material. To improve airflow transition to the blade members, aerodynamic fairings 40 are provided and are secured to an exterior surface of the nosecone which enhances fuel economy. The fairings may be secured to the nosecone by various methods, including providing for the fairings to be changed out and replaced with other fairings on the same nosecone assembly 20.

    摘要翻译： 提供了一种用于燃气涡轮发动机的空气动力学风扇叶片，并且包括可以由复合材料制成的风扇鼻锥体0。 为了改善向叶片构件的气流转变，提供了空气动力学整流罩40，并且固定到鼻锥的外表面，这提高了燃油经济性。 整流罩可以通过各种方法固定在鼻锥上，包括将整流罩放置在同一个鼻锥组件20上的其他整流罩上。

    WELD REPAIR OF A COMPONENT
    89.
    发明申请
    WELD REPAIR OF A COMPONENT 审中-公开
    组件的焊接维修

    公开(公告)号：WO2014130140A1

    公开(公告)日：2014-08-28

    申请号：PCT/US2013/074185

    申请日：2013-12-10

    申请人： ROLLS-ROYCE CORPORATION

    发明人： SHUCK, Quinlan Yee

    IPC分类号： B23P6/00 ,  B23K26/34

    CPC分类号： B23P6/007 ,  B23K26/342 ,  B23K26/361 ,  B23K26/389 ,  F01D5/005 ,  F05D2230/31 ,  Y10T29/49728

    摘要： A method for repairing a component may include machining a depression into the component. A size and a shape of the depression may be configured to remove a damaged portion of the component; and wherein the depression forms a repair volume. The method also may include depositing a plurality of continuous additive weld layers, each continuous additive weld layer of the plurality of continuous additive weld layers having a beginning point and an ending point. The beginning point and the ending point of a first continuous additive weld layer of the plurality of additive weld layers may be formed at or beyond an outer boundary of the repair volume. The beginning points and the ending points of the remainder of the plurality of continuous additive weld layers may be formed at or beyond the outer boundary of the repair volume.

    摘要翻译： 用于修复部件的方法可以包括将凹陷加工到部件中。 凹陷的尺寸和形状可以被构造成去除部件的损坏部分; 并且其中所述凹陷形成修复体积。 该方法还可以包括沉积多个连续添加剂焊接层，多个连续添加剂焊接层中的每个连续添加剂焊接层具有起始点和终点。 多个添加剂焊接层中的第一连续添加焊接层的起始点和终点可以形成在修复体积的外部边界处或超出修复体积的外部边界。 多个连续附加焊接层的剩余部分的起始点和终点可以形成在修复体积的外边界处或超出修复体积的外边界。

    GAS TURBINE ENGINE COMBUSTOR
    90.
    发明申请
    GAS TURBINE ENGINE COMBUSTOR 审中-公开
    燃气轮机发动机

    公开(公告)号：WO2013141943A1

    公开(公告)日：2013-09-26

    申请号：PCT/US2012/072234

    申请日：2012-12-30

    申请人： ROLLS-ROYCE CORPORATION

    发明人： CHIN, Jushan

    IPC分类号： F02C7/22

    CPC分类号： F23R3/52 ,  F23R3/34 ,  F23R2900/03341

    摘要： A combustor is provided in which a fuel and working fluid can be injected in an annulus. In one form the fuel and working fluid is circumferentially flowed within the annulus and traverses the annulus in an axial direction from one side to another side where the flow exits. The working fluid and air can be co-axially admitted to the combustor and in one form the working fluid can be swirled about the fuel dispensed from a fuel injector. The combustor can provide for a rich burning zone. In one embodiment the combustor is configured as an inter- turbine combustor having an outlet at one axial side of the combustor. A lean burn region can be created within a flow path of the turbine.

    摘要翻译： 提供了一种燃烧器，其中燃料和工作流体可以注入到环形空间中。 在一种形式中，燃料和工作流体在环形空间内周向流动，并且在一个方向上沿着轴向方向从该空气流出的另一侧横穿环形空间。 工作流体和空气可以同轴地进入燃烧器，并且在一种形式中，工作流体可以围绕从燃料喷射器分配的燃料旋转。 燃烧器可以提供丰富的燃烧区域。 在一个实施例中，燃烧器构造为具有在燃烧器的一个轴向侧处的出口的涡轮机间涡轮机燃烧器。 可以在涡轮机的流动路径内创建贫燃区域。