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公开(公告)号：WO2012053024A1
公开(公告)日：2012-04-26
申请号：PCT/JP2010/006152
申请日：2010-10-18
Applicant: 株式会社 日立製作所 , 明連 千尋 , 高橋 康雄 , 圓島 信也
CPC classification number: F01D5/147 , F01D5/141 , F04D21/00 , F04D29/324 , F04D29/384 , F05D2210/30 , F05D2240/301 , F05D2240/302 , Y02T50/673
Abstract: 本発明の目的は、軸流回転機械中の遷音速以上の流れ場で作動する翼において、設計点における衝撃波損失の低減とストールマージンの向上を同時に達成する遷音速翼を提供する。 上記目的を達成するために、本発明では、通過する流れの全体もしくは一部が遷音速以上の流れ場に用いられる遷音速翼において、翼の各高さ位置における断面を翼の前縁３４と後縁３５を結ぶスタッガ線３８と平行に移動させ、回転機械の回転軸もしくは外周側ケーシングと接続しているハブ断面３１から、翼高さ方向で前記ハブ断面から最も離れた位置にあるチップ断面３３にかけて、各高さ位置での翼断面の重心位置を結ぶスタッキングライン３６が作動流体の上流側に移動するとともに、各高さ位置における翼断面の最大厚み位置を、前記ハブ断面３１からチップ断面３３にかけて翼の後縁側に移動するように形成する。
Abstract translation: 本发明的目的是提供一种用于轴流式旋转机器中的跨音速或超音速流场的跨音速叶片，所述跨音速叶片能够同时减小设计点处的冲击波损耗并增加失速 保证金。 为了实现上述目的，在这种用于流场中的跨音速叶片中，其中一些或全部流过的空气以跨音速或更大的速度移动，沿叶片高度的每个点处的横截面为 平行于连接叶片的前缘（34）和后缘（35）的交错线（38）移动。 此外，沿着叶片的高度的每个点处的横截面形成为使得沿着高度的每个点处连接叶片横截面的重心的位置的堆叠线（36）在上游穿过 所述工作流体，所述堆叠线从连接到所述旋转机械的轴的外周的轮毂横截面（31）或外壳延伸到位于距离所述轮毂横截面最远的点的尖端横截面（33） 叶片高度方向的截面; 并且沿着从轮毂横截面（31）到尖端横截面（33）的高度的每个点处的叶片横截面的最大厚度点在叶片的后缘的方向上移动。
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公开(公告)号：WO2011152912A3
公开(公告)日：2014-03-27
申请号：PCT/US2011028400
申请日：2011-03-14
Applicant: FIRESTAR ENGINEERING LLC , MUNGAS GREGORY S
Inventor： MUNGAS GREGORY S
CPC classification number: F02K9/97 , F05D2210/30 , F05D2250/232
Abstract: A supersonic combustor as a component of a rocket nozzle offers improved utilization of available chemical energy that may be released from combustion gasses flowing through the rocket nozzle. A subsonic combustor compresses and sub-sonically accelerates an exothermically reacting combustion gas up to a nozzle throat. The supersonic combustor expands and super-sonically accelerates the exothermically reacting combustion gas beyond the nozzle throat. The dimensions of the supersonic combustor may be selected such that the supersonic combustor achieves a slow rate of cooling of the combustion gasses without creating Shockwaves within the supersonic combustor. A supersonic discharge expands and super-sonically accelerates the now substantially non-reacting combustion gas through a supersonic discharge of the rocket nozzle. The momentum of the combustion gas leaving the supersonic discharge propels the rocket nozzle in the opposite direction due to the principle of conservation of momentum.
Abstract translation: 作为火箭喷嘴的组件的超音速燃烧器提供了可以从流过火箭喷嘴的燃烧气体释放的可用化学能的改进的利用。 亚音速燃烧器压缩和超声加速放热反应燃烧气体直到喷嘴喉部。 超音速燃烧器膨胀并超声波加速了放热反应的燃烧气体超过喷嘴喉部。 可以选择超音速燃烧器的尺寸，使得超音速燃烧器实现缓慢的燃烧气体冷却速率，而不会在超音速燃烧器内产生冲击波。 超音速放电通过火箭喷嘴的超音速放电扩展并超声波加速现在基本上不反应的燃烧气体。 离开超音速放电的燃烧气体的动量由于动量守恒的原理而使火箭喷嘴向相反方向推进。
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公开(公告)号：WO2016042825A1
公开(公告)日：2016-03-24
申请号：PCT/JP2015/061884
申请日：2015-04-17
Applicant: 三菱重工業株式会社 , 三菱重工コンプレッサ株式会社
CPC classification number: F04D29/705 , F01D25/002 , F04D29/40 , F04D29/4213 , F04D29/4246 , F04D29/44 , F04D29/442 , F04D29/444 , F05D2210/30 , F05D2210/42 , F05D2210/43 , F05D2260/607
Abstract: 回転軸と、前記回転軸の少なくとも一部を囲むメインケーシングであって、前記回転軸の軸線方向にて相互に離間した入口および出口を有するとともに、前記入口側の前記回転軸の部分を囲み且つ前記入口に連通する環状空間を有するメインケーシングと、前記メインケーシングの内部に前記回転軸に固定された状態で配置された少なくとも一つのインペラと、前記環状空間内に配置された前記回転軸の軸線方向に沿って延在する整流部材と、前記整流部材に沿って設けられ、前記回転軸の軸線方向に沿って相互に離間した複数の噴射孔と、前記環状空間内を延び、前記複数の噴射孔に供給される洗浄液が流動可能な流路とを備えることを特徴とする遠心圧縮機。
Abstract translation: 该离心式压缩机的特征在于具有：旋转轴; 主壳体，其围绕旋转轴的至少一部分并且具有在旋转轴的轴向方向上彼此间隔开的入口和出口，并且具有将旋转轴的一部分包围到入口侧的环形空间， 与入口连通; 至少一个叶片，其在固定到所述旋转轴的状态下布置在所述主壳体的内部; 整流构件，其沿着设置在所述环形空间内部的所述旋转轴的轴向延伸; 多个喷射孔沿着整流构件设置，并且在旋转轴的轴向上彼此间隔开; 以及在所述环形空间中延伸并且清洁溶液可以流过所述流动路径以供给所述多个喷射孔。
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公开(公告)号：WO2011152912A2
公开(公告)日：2011-12-08
申请号：PCT/US2011/028400
申请日：2011-03-14
Applicant: FIRESTAR ENGINEERING, LLC , MUNGAS, Gregory, S.
Inventor： MUNGAS, Gregory, S.
CPC classification number: F02K9/97 , F05D2210/30 , F05D2250/232
Abstract: A supersonic combustor as a component of a rocket nozzle offers improved utilization of available chemical energy that may be released from combustion gasses flowing through the rocket nozzle. A subsonic combustor compresses and sub-sonically accelerates an exothermically reacting combustion gas up to a nozzle throat. The supersonic combustor expands and super-sonically accelerates the exothermically reacting combustion gas beyond the nozzle throat. The dimensions of the supersonic combustor may be selected such that the supersonic combustor achieves a slow rate of cooling of the combustion gasses without creating Shockwaves within the supersonic combustor. A supersonic discharge expands and super-sonically accelerates the now substantially non-reacting combustion gas through a supersonic discharge of the rocket nozzle. The momentum of the combustion gas leaving the supersonic discharge propels the rocket nozzle in the opposite direction due to the principle of conservation of momentum.
Abstract translation: 作为火箭喷嘴的组件的超音速燃烧器提供了可用于从流过火箭喷嘴的燃烧气体释放的可用化学能的利用。 亚音速燃烧器压缩和超声波加速放热反应的燃烧气体直到喷嘴喉部。 超音速燃烧器膨胀并超声波加速放热反应的燃烧气体超过喷嘴喉部。 可以选择超音速燃烧器的尺寸，使得超音速燃烧器实现缓慢的燃烧气体冷却速率，而不会在超音速燃烧器内产生冲击波。 超音速放电通过火箭喷嘴的超音速放电扩大并超声速加速现在基本上不反应的燃烧气体。 离开超音速放电的燃烧气体的动量由于动量守恒的原理而将火箭喷嘴推向相反的方向。
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公开(公告)号：WO2009104317A1
公开(公告)日：2009-08-27
申请号：PCT/JP2008/071130
申请日：2008-11-20
CPC classification number: F01D9/023 , F01D5/142 , F01D9/041 , F05D2210/30 , F05D2210/40 , F05D2220/3212
Abstract: 圧縮機で圧縮した圧縮空気に燃焼器で燃料を供給して燃焼させた燃焼ガスをタービンに供給して回転動力を得るガスタービンにおいて、タービン第１段静翼（３２）の前縁（３２ｃ）から前記第１段静翼（３２）の後端側に向けて、周方向に隣接する燃焼器の尾筒（２２）間の中心までの周方向距離（Ｓ）を、前記第１段静翼（３２）の周方向ピッチ（Ｐ）に対し、０．０５≦Ｓ／Ｐ≦０．１５の範囲に設定し、かつ前記第１段静翼（３２）の前端と燃焼器の尾筒後端（２２２）との軸方向距離（Ｌ）を、前記第１段静翼（３２）の周方向ピッチ（Ｐ）に対し、０．００≦Ｌ／Ｐ≦０．１３の範囲に設定する。燃焼器の尾筒（３３）と前記第一段静翼（３２）との相対位置を改善したことで、燃焼器の内圧変動の抑制と空力効率の向上とを両立できる。
Abstract translation: 一种燃气轮机，用于通过向由涡轮机供给在压缩机压缩的压缩空气的燃料供给燃料而产生的燃烧气体来获得旋转动力，其中，从前端（32c）朝向后端侧的周向距离（S） 涡轮机的第一级定子叶片（32）直到在圆周方向上相邻的燃烧器的尾盖（22）之间的中心位于相对于圆周间距（0.05 = S / P = 0.15）的范围内 第一级定子叶片（32）的P（P）和从第一级定子叶片（32）的前端到燃烧器尾部隐蔽物的后端（222）的轴向距离（L）设定在 相对于第一级定子叶片（32）的周向间距（P）的范围为0.00 = L / P = 0.13。 由于燃烧器和第一级定子叶片（32）的尾部隐蔽（33）的相对位置得到改善，因此能够抑制燃烧器的内部压力的变化，同时提高空气动力学效率。
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