公开(公告)号：WO2009008524A1

公开(公告)日：2009-01-15

申请号：PCT/JP2008/062642

申请日：2008-07-12

申请人： イマジニアリング株式会社 ,  池田 裕二

发明人： 池田 裕二

IPC分类号： F02C7/266 ,  F02K9/95 ,  F02P23/04

CPC分类号： F02C7/266 ,  F02C7/264 ,  F02P15/003 ,  F02P15/02 ,  F02P15/08 ,  F02P23/04 ,  F02P23/045 ,  F05D2220/10 ,  F05D2220/80 ,  F23C99/001 ,  F23C2900/99003 ,  F23C2900/99005 ,  F23R2900/00006 ,  F23R2900/00008 ,  Y02T50/671

摘要： ガスタービン、ラム設備、ロケットエンジン等の速度型内燃機関での着火、火炎の広がり及び維持を抜本的に改善することのできる着火・化学反応促進・保炎装置及びそれを用いた高性能の速度型内燃機関を提供する。 速度型内燃機関の着火・化学反応促進・保炎装置は、速度型内燃機関の燃焼器１０４内の所定位置に荷電粒子を準備するスパークプラグ１１０と、荷電粒子及びその周辺に向けてマイクロ波パルスを照射することにより、燃焼器内の作動流体を原料とするプラズマを誘起させるマイクロ波発振器１１６及びアンテナ１１２とを備え、プラズマの作用によって作動流体から生じる活性化学種を供給することにより、燃焼器内に燃焼が行われるための十分条件を満たす領域を形成する。

摘要翻译： 一种点火和化学反应促进剂和火焰稳定剂，其可以在诸如燃气轮机，冲压设备和火箭发动机的速度型内燃机中以及高性能的速度型内部燃烧器中大幅改善点火，火焰膨胀和火焰稳定 内燃机使用相同。 用于速度型内燃机的点燃和化学反应促进剂和火焰稳定剂包括用于在速度型内燃机的燃烧器（104）内的特定位置处制备带电粒子的火花塞（110），微波振荡器 （116），用于诱导等离子体，其材料是燃烧器中的工作流体，通过朝着带电粒子及其周边发射微波脉冲，以及天线（112）。 在点燃和化学反应促进剂和火焰稳定剂中，由于等离子体的作用，通过提供从工作流体产生的活性化学物质，形成了在燃烧室内满足足够的燃烧条件的区域。

公开(公告)号：WO2018174943A1

公开(公告)日：2018-09-27

申请号：PCT/US2017/056293

申请日：2017-10-12

申请人： RAYTHEON COMPANY

发明人： O'BRIEN, Timothy, F. ,  MALO-MOLINA, Faure ,  CONNERS, Timothy, Raymond

IPC分类号： F02C7/045 ,  B64C30/00 ,  B64D33/02 ,  F02K7/00

CPC分类号： F02K7/10 ,  B64C30/00 ,  B64C2230/26 ,  B64D33/02 ,  B64D2033/0226 ,  B64D2033/026 ,  F02C7/04 ,  F02K7/00 ,  F05D2220/10 ,  F05D2250/14 ,  F05D2250/51 ,  Y02T50/671

摘要： An air inlet for a flight vehicle engine includes at least one fin, at least partially upstream of a throat of the engine. The fin protrudes into a flow channel, extending beyond a boundary layer into the main airstream in the inlet. The fin causes mixing in the flow, bringing high-momentum flow into areas of the flow channel containing low-momentum flow by aggregating the boundary layer and causing it to lift from the surface. The fin may have a width and/or height that varies along its length in the flow direction, which may allow it to shape the flow around it in predictable ways, without resulting in excessive drag.

公开(公告)号：WO2012019419A1

公开(公告)日：2012-02-16

申请号：PCT/CN2011/000230

申请日：2011-02-14

申请人： 靳北彪

发明人： 靳北彪

IPC分类号： F02G3/00 ,  F02K3/00

CPC分类号： F02K7/10 ,  F03D1/04 ,  F03D9/00 ,  F05B2220/10 ,  F05D2220/10 ,  Y02E10/72 ,  Y02P70/523

公开(公告)号：WO2006125210A3

公开(公告)日：2007-12-13

申请号：PCT/US2006019681

申请日：2006-05-19

申请人： VIRGINIA TECH INTELL PROP

发明人： O'BRIEN WALTER F ,  BILINGSLEY MATTHEW C ,  SANDERS DARIUS D ,  SCHETZ JOSEPH A

IPC分类号： F02C7/26

CPC分类号： F02K7/10 ,  F02K3/10 ,  F05D2220/10 ,  F05D2220/80 ,  F23R2900/00009

摘要： Preheating of fuel and injection into a plasma torch plume fro adjacent the plasma torch plume provides for only ignition with reduced delay but improved fuel -air mixing and fuel atomization as well as combustion reaction enhancement. Heat exchange also reduced erosion of the anode of the plasma torch. Fuel mixing atomization, fuel mixture distribution enhancement and combustion reaction enhancement are improved by unsteady plasma torch energization, integral formation of the heat exchanger, fuel injection nozzle and plasma torch anode in a more compact, low-profile arrangement which is not intrusive on a highspeed air flow with which the invention is particularly effective and further enhanced by use of nitrogen as a feedstock material and inclusion of high pressure gases in the fuel to cause effervescence during injection.

摘要翻译： 将燃料和喷射进入等离子体焰炬附近等离子体炬羽的预加热仅提供点火延迟减少，但改进的燃料 - 空气混合和燃料雾化以及燃烧反应增强。 热交换还减少了等离子体焰炬的阳极腐蚀。 燃料混合雾化，燃料混合物分布增强和燃烧反应增强通过不稳定的等离子体焰炬通电，热交换器，燃料喷射喷嘴和等离子体焰炬阳极的整体形成以更紧凑，低调的布置而改进，其不侵入高速 本发明特别有效的空气流，并且通过使用氮作为原料并且在燃料中包含高压气体以在注射期间引起冒泡而进一步增强。

公开(公告)号：WO2006125210A9

公开(公告)日：2007-01-04

申请号：PCT/US2006019681

申请日：2006-05-19

申请人： VIRGINIA TECH INTELL PROP

发明人： O'BRIEN WALTER F ,  BILINGSLEY MATTHEW C ,  SANDERS DARIUS D ,  SCHETZ JOSEPH A

IPC分类号： A61M3/00

CPC分类号： F02K7/10 ,  F02K3/10 ,  F05D2220/10 ,  F05D2220/80 ,  F23R2900/00009

摘要： Preheating of fuel and injection into a plasma torch plume fro adjacent the plasma torch plume provides for only ignition with reduced delay but improved fuel -air mixing and fuel atomization as well as combustion reaction enhancement. Heat exchange also reduced erosion of the anode of the plasma torch. Fuel mixing atomization, fuel mixture distribution enhancement and combustion reaction enhancement are improved by unsteady plasma torch energization, integral formation of the heat exchanger, fuel injection nozzle and plasma torch anode in a more compact, low-profile arrangement which is not intrusive on a highspeed air flow with which the invention is particularly effective and further enhanced by use of nitrogen as a feedstock material and inclusion of high pressure gases in the fuel to cause effervescence during injection.

摘要翻译： 燃料的预热和喷射到离等离子炬喷嘴附近的等离子炬流中仅提供具有降低的延迟的点火，但改善了燃料 - 空气混合和燃料雾化以及燃烧反应增强。 热交换还减少了等离子炬的阳极的侵蚀。 燃料混合雾化，燃料混合物分布增强和燃烧反应增强通过非稳态等离子炬激励，热交换器，燃料喷嘴和等离子焰炬阳极的整体形成以更紧凑，低轮廓的布置来提高，所述布置对高速不侵入 本发明特别有效并且通过使用氮气作为原料并且将高压气体包含在燃料中以在注射期间引起泡腾而进一步增强。

公开(公告)号：WO2016157224A1

公开(公告)日：2016-10-06

申请号：PCT/IT2015/000096

申请日：2015-04-03

申请人： GABALDO, Marco ,  MAUTONE BARROS, Jose Eduardo

发明人： GABALDO, Marco

IPC分类号： F02C3/24 ,  F02C7/042 ,  F02K1/06 ,  F02K3/02 ,  F02K3/08 ,  F02K7/14 ,  F02K7/16 ,  F02K7/18

CPC分类号： F02K7/18 ,  F02C3/24 ,  F02C7/042 ,  F02K1/06 ,  F02K3/02 ,  F02K3/08 ,  F02K7/14 ,  F05D2220/10 ,  F05D2250/311

摘要： Described is a propulsion system (1) for hypersonic aircraft, having an air inlet (10) of a fluid (110), a containment duct (20) and an exhaust nozzle (30). The propulsion system (1) comprises a bypass duct (40) for a flow (100) of fluid (110), an air-breathing engine (22) and a rocket (23) configured for processing respective flows (22a, 23a) of fluid (110). The bypass duct (40), the air-breathing engine (22) and the rocket (23) are operatively associated with each other in such a way as to generate a thermodynamic-fluid interaction in a same portion of space (33) between the respective flows (40a, 22a, 23a) processed in an operating configuration of the propulsion system (1) and wherein the portion of space (33) is inside the containment duct (20).

摘要翻译： 描述了一种用于超音速飞行器的推进系统（1），其具有流体（110）的空气入口（10），容纳管道（20）和排气喷嘴（30）。 推进系统（1）包括用于流体（110）的流动（100）的旁通管道（40），空气呼吸发动机（22）和火箭（23），其构造成用于处理相应的流动（22a，23a） 流体（110）。 旁路管道（40），空气呼吸发动机（22）和火箭（23）可操作地彼此关联，以便在空间（33）的相同部分之间产生热力 - 流体相互作用 在推进系统（1）的操作构造中处理的各个流（40a，22a，23a），并且其中所述空间部分（33）在所述容纳通道（20）内。

公开(公告)号：WO2014185998A2

公开(公告)日：2014-11-20

申请号：PCT/US2014014790

申请日：2014-02-05

申请人： GULFSTREAM AEROSPACE CORP ,  RYBALKO MICHAEL ,  CONNORS TIMOTHY ,  WAYMAN TOM

发明人： RYBALKO MICHAEL ,  CONNORS TIMOTHY ,  WAYMAN TOM

IPC分类号： B64D29/00 ,  B64C30/00 ,  B64D27/00

CPC分类号： B64D29/00 ,  B64C30/00 ,  B64D27/00 ,  B64D27/02 ,  B64D33/02 ,  B64D2033/0226 ,  B64D2033/026 ,  F02K3/025 ,  F02K7/10 ,  F05D2210/33 ,  F05D2220/10 ,  Y02T50/671

摘要： A propulsion system for a supersonic aircraft includes an engine, a compression surface upstream of the engine, a shroud surrounding the engine configured to direct airflow passing over the compression surface towards the engine, and a plurality of vortex generators positioned upstream of the engine. The vortex generators have a height such that when the supersonic aircraft is flown at a predetermined speed, the plurality of vortex generators create a plurality of vortices that propagate partially outside of a boundary layer formed proximate a surface of a supersonic inlet. The vortices cause a high-velocity portion of the airflow to move towards a portion of the engine having a higher sensitivity to changes in stagnation pressure and a low-velocity portion of the airflow to move away from the portion of the engine having the higher sensitivity to changes in stagnation pressure prior to the airflow reaching a face of the engine.

摘要翻译： 用于超音速飞行器的推进系统包括发动机，发动机上游的压缩表面，围绕引擎的护罩，其构造成将经过压缩表面的气流引向发动机，以及位于发动机上游的多个涡流发生器。 涡流发生器具有这样的高度，使得当超音速飞行器以预定速度飞行时，多个涡流发生器产生多个涡流，其部分地在靠近超音速入口的表面形成的边界层的外部传播。 涡流导致气流的高速部分向发动机的一部分移动，其具有对停滞压力变化的较高灵敏度和气流的低速部分以远离具有较高灵敏度的发动机部分 在气流到达发动机的表面之前的停滞压力的变化。

公开(公告)号：WO2014137448A1

公开(公告)日：2014-09-12

申请号：PCT/US2013/076028

申请日：2013-12-18

申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION

发明人： MURDOCK, James, R.

IPC分类号： F01D5/28 ,  F01D5/14 ,  F02C7/00

CPC分类号： F01D5/286 ,  F01D5/147 ,  F04D29/324 ,  F05D2220/10 ,  F05D2220/36 ,  F05D2230/23 ,  F05D2230/60 ,  F05D2240/303 ,  F05D2240/304 ,  F05D2300/133 ,  F05D2300/173 ,  F05D2300/174 ,  F05D2300/43 ,  F05D2300/601 ,  F05D2300/6012 ,  Y02T50/672 ,  Y02T50/673

摘要： Light weight fan blades for turbofan jet engines are disclosed. The fan blades may be fabricated from an aluminum alloy. To enhance the hardness of the leading edge of the fan blade, a titanium sheath may be attached to the leading edges of the fan blades. To prevent galvanic coupling between the titanium and the aluminum, a polymeric liner may be disposed between the protective titanium sheath and the aluminum fan blade. The liner may be fabricated from a polymer material, such as a polyimide or another high performance polymer.

摘要翻译： 公开了用于涡轮风扇喷气发动机的轻型风扇叶片。 风扇叶片可以由铝合金制成。 为了提高风扇叶片的前缘的硬度，可以将钛护套附接到风扇叶片的前缘。 为了防止钛和铝之间的电偶合，聚合物衬里可以设置在保护性钛护套和铝风扇叶片之间。 衬里可以由聚合物材料制成，例如聚酰亚胺或其它高性能聚合物。

公开(公告)号：WO2009120778A3

公开(公告)日：2009-12-23

申请号：PCT/US2009038244

申请日：2009-03-25

申请人： AMICABLE INV S LLC ,  CLAY RUFUS G ,  HOCKADAY ROBERT G

发明人： CLAY RUFUS G ,  HOCKADAY ROBERT G

IPC分类号： F02K7/10 ,  F01D5/02 ,  F01D5/12 ,  F01D5/14 ,  F01D9/02 ,  F02C6/18 ,  F02C7/04

CPC分类号： F02C3/165 ,  F01D1/32 ,  F02C7/08 ,  F02K7/005 ,  F02K7/10 ,  F05D2220/10 ,  Y02E20/14 ,  Y02T50/672

摘要： A ramjet engine (3, 4, 5), flying at Mach 3 has 64% efficiency, and at Mach 4 has 76% efficiency. Ramjet engines are currently only used for supersonic flight and have not been used as stationary engines with mechanical output. The present invention, in addition to subsonic flight, can be operated as a stationary engine, and can expand the use of the ramjet engine for mechanical output in vehicles, power plants, and in generator sets for large buildings, homes, and industry. The present invention provides the means to use ramjet engines as stationary engines by building nearly adiabatic compressors (1, 2, 12, 13, 14, 15) and expanders (6, 7, 8, 9, 10, 11) capable of (de-)compression ratios up to about 92: 1 to supply the high energy gas/air required by ramjet engines, and shows how to replace de Laval nozzles with sonic converters (49, 50, 51) that convert supersonic to subsonic flow and sonic convertors (45, 46, 47) that convert subsonic to supersonic flow without having choke areas.

摘要翻译： 在马赫3飞行的冲压喷气发动机（3,4,5）的效率为64％，而在马赫4的效率为76％。 冲压发动机目前仅用于超音速飞行，并未用作具有机械输出的固定式发动机。 除了亚音速飞行之外，本发明可以作为固定式发动机运行，并且可以扩展冲压式喷气发动机的用途，用于机动车辆，发电厂和用于大型建筑物，家庭和工业的发电机组中的机械输出。 本发明提供了通过构建几乎绝热的压缩机（1,2,12,13,14,15）和膨胀机（6,7,8,9,10,11）而使用冲压式喷气发动机作为固定式发动机的方式， - ）压缩比高达约92：1，以提供冲压喷气发动机所需的高能量气体/空气，并展示如何用音波转换器（49,50,51）替代德拉瓦尔喷嘴，将超音速转换为亚音速流动和声波转换器 （45,46,47），其将亚音速转换为超音速流而没有扼流区域。

公开(公告)号：WO2003010432A1

公开(公告)日：2003-02-06

申请号：PCT/US2002/023318

申请日：2002-07-23

申请人： RAMGEN POWER SYSTEMS, INC.

发明人： LAWLOR, Shawn, P. ,  STEELE, Robert, C. ,  KENDRICK, Donald

IPC分类号： F02K7/10

CPC分类号： F02K7/10 ,  F05D2220/10 ,  F05D2220/34 ,  F05D2250/25 ,  F05D2270/082

摘要： A rotary ramjet engine (E) is provided operating with a very low axial flow component. The engine has a rotor (210), shaft (204), a plurality of ramjet combustors mounted on the periphery of the rotor (210). A set of spaced helical strakes extend from the outside surface of the rotor toward the interior wall of the engine case, less a running clearance therefrom. A centerbody (36) is provided for each ramjet engine. The centerbody is disposed parallelto the strakes and includes leading edge structure (34), opposing sidewalls, a shaped cavity, and a rear end wall.

摘要翻译： 提供旋转冲压喷气发动机（E），其操作具有非常低的轴向流动分量。 发动机具有转子（210），轴（204），安装在转子（210）周边上的多个冲压喷气燃烧器。 一组间隔开的螺旋形斜架从转子的外表面朝向发动机机壳的内壁延伸，减少了与其的运行间隙。 为每个冲压喷气发动机提供中心体（36）。 所述中心体平行于所述横梁设置并包括前缘结构（34），相对侧壁，成形腔和后端壁。