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    ENSEMBLE PROPULSIF POUR AÉRONEF
    2.
    发明申请
    ENSEMBLE PROPULSIF POUR AÉRONEF 审中-公开

    公开(公告)号：WO2019081864A1

    公开(公告)日：2019-05-02

    申请号：PCT/FR2018/052660

    申请日：2018-10-26

    申请人： SAFRAN NACELLES

    发明人： STUDER, Vincent Joseph Rodolphe

    IPC分类号： F16J15/02 ,  F02K1/80 ,  B64D29/00 ,  B64C7/02 ,  F16J15/06

    CPC分类号： F02K1/805 ,  B64C7/02 ,  B64D29/00 ,  F01D11/005 ,  F01D25/145 ,  F01D25/162 ,  F02C7/20 ,  F02C7/24 ,  F16J15/027 ,  F16J15/061

    摘要： L'invention concerne un ensemble propulsif (1) pour aéronef comprenant une nacelle (2) comportant un turboréacteur (8) supportée par un pylône (3), la nacelle (2) comprenant : un carénage externe (9), une structure interne fixe (4) délimitant avec le carénage externe (9) un espace annulaire (6) dans lequel est apte à circuler une veine d'air froid (7), et un joint d'étanchéité (10) positionné la structure interne fixe (4) et le pylône (3), ledit joint d'étanchéité (10) étant destiné à séparer une zone pylône froide (11) d'une zone moteur chaude (12). Selon l'invention, l'ensemble propulsif (1) comprend un dispositif de ventilation (13) permettant de dévier une portion d'air froid (14) de la veine d'air froid (7) jusqu'au joint d'étanchéité (10) pour le ventiler.

    減衰装置、燃焼器及びガスタービン
    4.
    发明申请
    減衰装置、燃焼器及びガスタービン 审中-公开
    阻尼装置，燃烧器和气体涡轮机

    公开(公告)号：WO2016135833A1

    公开(公告)日：2016-09-01

    申请号：PCT/JP2015/055073

    申请日：2015-02-23

    申请人： 三菱重工業株式会社

    发明人： 釘宮　航 ,  松山　敬介 ,  田口　勲 ,  藤本　喜敏

    IPC分类号： F01D25/30 ,  F01D25/00 ,  F01D25/04 ,  F23R3/16 ,  F23R3/42

    CPC分类号： F02C7/24 ,  F01D25/00 ,  F01D25/04 ,  F01D25/26 ,  F01D25/30 ,  F05D2220/32 ,  F05D2240/35 ,  F05D2260/96 ,  F05D2260/963 ,  F05D2260/964 ,  F23R3/002 ,  F23R3/46 ,  F23R2900/00014

    摘要： 　減衰装置６０は、燃焼ガスが流通する燃焼室３５の外周に沿って音響ライナ共鳴空間７５を形成する音響ライナ６１と、音響ライナ６１の外周側に設けられ、音響ライナ共鳴空間７５と連通する音響ダンパ共鳴空間８５を形成する音響ダンパ６２と、を備え、音響ライナ６１は、音響ライナ共鳴空間７５と音響ダンパ共鳴空間８５とを連通させるために音響ダンパ６２が接続されるダンパ開口８２が形成され、ダンパ開口８２によって燃焼室３５の周方向において分断される部位となる分断部位８７と、燃焼室３５の周方向に亘って連続する部位となる連続部位８８とを有する。

    摘要翻译： 阻尼装置60具有以下内容：声衬垫61，沿着燃烧室35的外周形成声学衬垫共振空间75，燃烧气体通过燃烧室35流过; 以及声音阻尼器62，其设置在声衬垫61的外周侧，形成与声衬层共鸣空间75连通的声阻尼共振空间85.声衬61包括：分隔部位87， 形成声音阻尼器62连接的声音缓冲器62，以便在声学衬垫共振空间75和声音阻尼共振空间85之间形成连通，作为在燃烧周边方向上划分的部位的分割位置 由于阻尼器开口82，腔室35; 以及作为在燃烧室35的周向上存在连续性的部位的连续部位88。

    ガスタービン部品、ガスタービン部品の中間構造体、ガスタービン、ガスタービン部品の製造方法、及びガスタービン部品の修理方法
    5.
    发明申请
    ガスタービン部品、ガスタービン部品の中間構造体、ガスタービン、ガスタービン部品の製造方法、及びガスタービン部品の修理方法 审中-公开
    气体涡轮组件，气体涡轮机组件的中间结构，气体涡轮机，制造气体涡轮机组件的方法和修理气体涡轮机组件的方法

    公开(公告)号：WO2016129375A1

    公开(公告)日：2016-08-18

    申请号：PCT/JP2016/052026

    申请日：2016-01-25

    申请人： 三菱日立パワーシステムズ株式会社

    发明人： 小薮　豪通 ,  岡嶋　芳史 ,  桑原　正光 ,  由里　雅則

    IPC分类号： F02C7/24 ,  F01D5/18 ,  F01D5/28 ,  F01D9/02 ,  F01D9/04 ,  F02C7/00 ,  F02C7/18

    CPC分类号： F01D5/18 ,  F01D5/28 ,  F01D9/02 ,  F01D9/04 ,  F02C7/00 ,  F02C7/18 ,  F02C7/24

    摘要： 　ガスタービン部品は、金属製の中間構造体（１１０）とセラミックス層（１３０）とを有する。中間構造体（１１０）は、径方向（Ｄｒ）で燃焼ガス流路（ＧＰ）側を向くガスパス面（１０２）と周方向Ｄｃで互い対向する一対の側面（１０３）とが形成されている。セラミックス層（１３０）は、中間構造体（１１０）のガスパス面（１０２）上に形成されている。但し、このセラミックス層（１３０）は、一対の側面（１０３）のうち、ロータの回転方向における上流側の回転上流側面（１０３ｕ）とガスパス面（１０２）との回転上流角部（１１５ｕ）には、形成されていない。

    摘要翻译： 该燃气轮机部件包括金属中间结构（110）和陶瓷层（130）。 在径向方向（Dr）上朝向燃烧气体流路（GP）侧的气体路径面（102）和在圆周方向Dc上彼此相对的一对侧面（103）形成在中间 结构（110）。 陶瓷层（130）形成在中间结构（110）的气体路径表面（102）上。 然而，陶瓷层（130）不形成在转子的旋转方向的上游侧的旋转上游侧面（103u）之间的旋转上游侧角部（115u）之间， （103）和气体路径表面（102）。

    シール構造
    6.
    发明申请
    シール構造 审中-公开
    密封结构

    公开(公告)号：WO2016047237A1

    公开(公告)日：2016-03-31

    申请号：PCT/JP2015/069520

    申请日：2015-07-07

    申请人： 三菱日立パワーシステムズ株式会社

    发明人： 近藤　隆博 ,  橋本　真也 ,  谷口　健太

    IPC分类号： F02C7/28 ,  F02C7/18 ,  F01D11/00 ,  F16J15/06

    CPC分类号： F01D11/14 ,  F01D9/023 ,  F01D11/001 ,  F01D11/003 ,  F01D11/005 ,  F01D11/10 ,  F01D25/12 ,  F01D25/24 ,  F02C7/24 ,  F02C7/28 ,  F05D2230/31 ,  F05D2240/11 ,  F05D2260/201 ,  F16J15/162 ,  F16J15/4476

    摘要： 　シール構造は、燃焼ガス流路に面して配置される第一部材と、第二部材と、燃焼ガス流路の外側に配置される第三部材と、第一端面及び第二端面の少なくとも一方の燃焼ガス流路側に形成される耐熱被膜部と、耐熱被膜部よりも外側で第一端面及び第二端面に配置される接触部とを備える。接触部は、第一部材及び第二部材が接近する方向に相対移動した場合に耐熱被膜部と対向する面との間に隙間が形成した状態で、接触して前記相対移動を規制する。

    摘要翻译： 密封结构包括：设置成面对燃烧气体通道的第一构件; 第二名成员 设置在燃烧气体通道的外侧的第三构件; 在第一端面和第二端面中的至少一个上形成在燃烧气体通道侧上的耐热覆盖部分; 以及接触部分，其设置在比耐热覆盖部分更靠外部的第一端面和第二端面上。 当第一构件和第二构件相对于彼此靠近的方向相对移动时，接触部分通过与所述构件接触而限制相对运动，并且在耐热覆盖部分和相对面之间形成间隙。

    ACOUSTIC DAMPING SYSTEM FOR A COMBUSTOR OF A GAS TURBINE ENGINE
    7.
    发明申请
    ACOUSTIC DAMPING SYSTEM FOR A COMBUSTOR OF A GAS TURBINE ENGINE 审中-公开
    用于燃气轮机发动机气动阻尼系统

    公开(公告)号：WO2016039725A1

    公开(公告)日：2016-03-17

    申请号：PCT/US2014/054639

    申请日：2014-09-09

    申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT ,  SIEMENS ENERGY, INC.

    发明人： SCHILP, Reinhard ,  RITLAND, David M ,  DEANE, Erick J. ,  SHARMA, Jaishree ,  MARKOVITZ, Joseph Scott

    IPC分类号： F23R3/00

    CPC分类号： F23M20/005 ,  F02C7/24 ,  F05D2260/96 ,  F23D2210/00 ,  F23R3/002 ,  F23R3/04 ,  F23R3/06 ,  F23R2900/00014

    摘要： An acoustically dampened gas turbine engine (10) having a gas turbine engine combustor (12) with an acoustic damping resonator system (14) is disclosed. The acoustic damping resonator system (14) may be formed from one or more resonators (16) formed from a resonator housing (18) positioned within the gas turbine engine combustor (12) at an outer housing (20) forming a combustor basket (22) and extending circumferentially within the combustor (12). In at least one embodiment, the resonator housing (18) may include resonator chambers (26) that may be welded in place within resonator chamber (26) receivers (24) but easily replaceable without exposing the resonator housing (18) to damage. In another embodiment, an inner surface (32) of the resonator chamber (26) may be offset radially outward from an inner surface (34) of the resonator housing (18), thereby creating a flow-path discontinuity and reducing heating of the resonator chamber (26). The acoustic damping resonator system (14) may mitigate dynamics thereby increasing an engine operating envelope and decreasing emissions.

    摘要翻译： 公开了一种具有声阻尼谐振器系统（14）的燃气涡轮发动机燃烧器（12）的声阻尼燃气涡轮发动机（10）。 声阻尼谐振器系统（14）可以由一个或多个谐振器（16）形成，该谐振器（16）由形成燃烧器筐（22）的外壳（20）处的位于燃气涡轮发动机燃烧器（12）内的谐振器壳体（18）形成， ）并在燃烧器（12）内周向延伸。 在至少一个实施例中，谐振器壳体（18）可以包括可以在谐振腔（26）接收器（24）内焊接就位的谐振腔（26），但是容易更换，而不会使谐振器壳体（18）暴露而损坏。 在另一个实施例中，谐振腔（26）的内表面（32）可以从谐振器壳体（18）的内表面（34）径向向外偏移，从而产生流路不连续并减少谐振器的加热 室（26）。 声阻尼谐振器系统（14）可以减轻动力学，从而增加发动机工作范围并减少排放。

    INSULATING SYSTEM FOR SURFACE OF GAS TURBINE ENGINE COMPONENT
    8.
    发明申请
    INSULATING SYSTEM FOR SURFACE OF GAS TURBINE ENGINE COMPONENT 审中-公开
    气体涡轮发动机部件表面绝缘系统

    公开(公告)号：WO2016039716A1

    公开(公告)日：2016-03-17

    申请号：PCT/US2014/054467

    申请日：2014-09-08

    申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT ,  SIEMENS ENERGY, INC.

    发明人： BRUNELLI, Marco Claudio Pio ,  MARSH, Jan H. ,  SANDERS, Paul A. ,  MATTHEWS, Ralph W. ,  LANDIS, Kenneth K. ,  RODRIGUEZ, Jose L. ,  MERRILL, Gary B. ,  MILLER, Samuel R., Jr.

    IPC分类号： F01D5/18 ,  F01D25/08 ,  B64C21/10

    CPC分类号： F01D5/187 ,  F01D25/08 ,  F02C7/24 ,  F02K1/822 ,  F05D2240/127 ,  F05D2250/294 ,  F05D2260/20 ,  F05D2260/231 ,  F05D2270/17 ,  Y02T50/675

    摘要： An insulating system (10) for a gas turbine engine (12) configured to insulate a surface (14) to reduce thermal gradients within components (18) in the engine (12) is disclosed. The insulating system (10) may include one or more insulating components (18) positioned on a surface (14) of the component (18) within the gas turbine engine (12). The surface (14) may be on a component (18) within an internal cooling system in an airfoil or other appropriate location in the engine (12). The insulating component (18) may include one or more structures (24) configured to locally restrict flow of cooling fluid at the surface (14) of the component (18) within the engine (12), thereby isolating the surface (14) from the mainstream flow and effectively insulating it. Restricting the flow of fluids past the surface (14) will reduce the effective heat transfer at that location where the heating load is less than another location exposed to a cooling system, thereby reducing the thermal gradient and thermal stress and increasing the component life.

    摘要翻译： 公开了一种用于燃气涡轮发动机（12）的绝缘系统（10），其被配置为使表面（14）绝缘以减少发动机（12）中的部件（18）内的热梯度。 绝缘系统（10）可以包括位于燃气涡轮发动机（12）内的部件（18）的表面（14）上的一个或多个绝缘部件（18）。 表面（14）可以位于发动机（12）内的翼型件或其他适当位置内的内部冷却系统内的部件（18）上。 绝缘部件（18）可以包括一个或多个结构（24），其构造成局部地限制在发动机（12）内的部件（18）的表面（14）处的冷却流体的流动，从而将表面（14）从 主流流动并有效地保温。 限制液体流过表面（14）的流动将减少加热负载小于暴露于冷却系统的另一位置的位置处的有效热传递，从而降低热梯度和热应力并增加部件寿命。

    GAS TURBINE ENGINE WALL ASSEMBLY INTERFACE
    9.
    发明申请
    GAS TURBINE ENGINE WALL ASSEMBLY INTERFACE 审中-公开
    气体涡轮发动机壁组件接口

    公开(公告)号：WO2015084444A1

    公开(公告)日：2015-06-11

    申请号：PCT/US2014/053492

    申请日：2014-08-29

    申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION

    发明人： BANGERTER, James P. ,  RUSSO, Thomas R. ,  HANSON, Russell B. ,  LOW, Kevin J.

    IPC分类号： F23R3/42 ,  F23M5/04 ,  F02C3/14

    CPC分类号： F23R3/60 ,  F02C3/04 ,  F02C7/24 ,  F02K1/822 ,  F05D2260/30 ,  F23M5/04 ,  F23R3/002 ,  F23R3/06 ,  F23R2900/00018 ,  F23R2900/03042 ,  Y02T50/675

    摘要： A wall assembly is provided for a gas turbine engine. This wall assembly includes a support shell with a contoured region; and a multiple of liner panels mounted to the support shell. At least one of the multiple of liner panels includes an end rail. The contoured region is deformable to selectively contact at least a portion of the end rail. A method of assembling a wall assembly within a gas turbine engine is also provided. This method includes locating a stud that extends from a cold side of a liner panel through a support shell; and attaching a fastener onto the stud to at least partially close a gap defined between the panel and shell.

    摘要翻译： 为燃气涡轮发动机提供壁组件。 该壁组件包括具有轮廓区域的支撑壳体; 以及安装到支撑壳体上的多个衬板。 多个衬板中的至少一个包括端轨。 轮廓区域可变形以选择性地接触端轨的至少一部分。 还提供了一种在燃气涡轮发动机内组装壁组件的方法。 该方法包括定位从衬板的冷侧延伸穿过支撑壳的螺柱; 以及将紧固件附接到所述螺柱上以至少部分地闭合限定在所述面板和壳体之间的间隙。