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

Applicant: GABALDO, Marco ,  MAUTONE BARROS, Jose Eduardo

Inventor： GABALDO, Marco

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

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

Abstract: 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).

Abstract translation: 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：WO2014058463A1

公开(公告)日：2014-04-17

申请号：PCT/US2013/030351

申请日：2013-03-12

Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION

Inventor： LAUREANO, Pedro ,  SCHWARZ, Frederick M.

IPC: F02K3/00 ,  F02K3/04 ,  F02C7/00 ,  F02C3/00 ,  B64D27/10

CPC classification number: F02C3/10 ,  F01D5/026 ,  F01D21/045 ,  F02C3/107 ,  F02C7/06 ,  F02C7/36 ,  F05D2250/311 ,  F05D2250/36 ,  Y02T50/672 ,  Y10T29/49321

Abstract: A disclosed gas turbine engine includes a compressor section including a first compressor disposed axially forward of a second compressor, a combustor in fluid communication with the compressor section and a turbine section in fluid communication with the combustor. The turbine section includes a first turbine driving the first compressor and a second turbine driving the second compressor. An inner shaft defines a driving link between the second compressor and the second turbine and an outer shaft defines a driving link between the first compressor and the first turbine. The inner shaft and the outer shaft are concentric about a common axis of rotation. A bumper is disposed on the inner shaft within an axial region common to an aft portion of the outer shaft for accommodating interaction between the inner and outer shafts during high load conditions.

Abstract translation: 公开的燃气涡轮发动机包括压缩机部分，其包括设置在第二压缩机的轴向前方的第一压缩机，与压缩机部分流体连通的燃烧器和与燃烧器流体连通的涡轮部分。 涡轮部分包括驱动第一压缩机的第一涡轮机和驱动第二压缩机的第二涡轮机。 内轴限定在第二压缩机和第二涡轮机之间的驱动连杆，外轴限定第一压缩机和第一涡轮机之间的驱动连杆。 内轴和外轴与共同的旋转轴线同心。 保险杠设置在内轴上的与外轴的后部共同的轴向区域中，用于在高负载条件下容纳内轴和外轴之间的相互作用。

公开(公告)号：WO2011107090A2

公开(公告)日：2011-09-09

申请号：PCT/DE2011075019

申请日：2011-02-10

Applicant: UNIV DRESDEN TECH ,  PRZYBILSKI OLAF

Inventor： PRZYBILSKI OLAF

IPC: F02K9/42

CPC classification number: F02K9/97 ,  F02K9/42 ,  F02K9/64 ,  F02K9/766 ,  F02K9/80 ,  F05D2240/1281 ,  F05D2250/311

Abstract: The invention relates to a method for operating a rocket engine, which method makes it possible to provide single-stage carrier rockets that achieve an optimal thrust and a maximum specific impulse over the combustion duration of the engine. The invention further relates to a rocket engine that allows the method according to the invention to be carried out. In the method according to the invention, at least one hydrocarbon is reacted with oxygen in a first combustion chamber of the rocket engine and hydrogen is reacted with oxygen in a second combustion chamber of the rocket engine. The reaction in the first combustion chamber is maintained until the hydrocarbon is consumed; the reaction in the second combustion chamber is continued until the hydrogen is consumed. The fuel amounts are selected so that the hydrocarbon is consumed earlier than the hydrogen. The rocket engine, designed as a plug nozzle engine, for carrying out the method comprises a main body (1), at the lower end of which a central cone (2) (plug nozzle/spike) is connected, wherein the main body (1) is surrounded by a first annular combustion chamber (3.1), which has a first annular throat nozzle (6.1), and a second annular combustion chamber (3.2) having a second annular throat nozzle (6.2) is located in the central cone (2).

Abstract translation: 本发明涉及一种操作火箭发动机，从而使得能够提供可用于实现最佳推力和最大比冲比时的发动机的燃烧时间单级运载火箭的方法。 此外，本发明涉及一种火箭发动机，使根据本发明的实施该方法。 在火箭发动机的第一燃烧室内的本发明的方法，至少一种烃与氧和在所述火箭发动机的第二燃烧室是氢与氧反应。 在第一燃烧室中的反应获得，只要直至烃被消耗是必要的; 在第二燃烧室中的反应继续进行，直到氢被消耗。 的燃料量是这样的，所述烃先于氢气消耗掉。 运行作为插件喷嘴引擎，用于实现该方法的火箭发动机包括主体（1），在其下端部，中央锥（2）（插件喷嘴/穗）连​​接，其中，主从主体（1） 第一环形燃烧室（3.1），其具有第一Ringhalsdüse（6.1），和封闭在中心锥体（2）的第二环形燃烧室（3.2）与第二Ringhalsdüse（6.2）所在的位置。

公开(公告)号：WO2006059975A1

公开(公告)日：2006-06-08

申请号：PCT/US2004/039977

申请日：2004-12-01

Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION ,  SUCIU, Gabriel, L. ,  NORRIS, James, W. ,  NORDEEN, Craig, A. ,  MERRY, Brian

Inventor： SUCIU, Gabriel, L. ,  NORRIS, James, W. ,  NORDEEN, Craig, A. ,  MERRY, Brian

IPC: F02K3/068 ,  F02C3/073 ,  F02C3/14

CPC classification number: F02C3/073 ,  F02C3/14 ,  F02K3/068 ,  F05D2250/311

Abstract: A tip turbine engine (40) provides a peripheral combustor (30) with a more efficient combustion path through the combustor and through the tip turbine blades (34) . In the combustor, the core airflow is received generally axially from compressor chambers in hollow fan blades (28) and then turned radially outwardly into a combustion chamber (112) , where it is then mixed with the fuel and ignited. The combustor has a combustion path extending axially from a forward end of its combustion chamber through a combustion chamber outlet (122) and through a turbine (32) mounted to the fan. Thus, when the core airflow begins to expand in a high-energy gas stream, it has a substantially axial path from the combustion chamber through the turbine.

Abstract translation: 尖端涡轮发动机（40）为周边燃烧器（30）提供通过燃烧器和尖端涡轮机叶片（34）的更有效的燃烧路径。 在燃烧器中，核心气流通常沿中空风扇叶片（28）中的压缩机室轴向地接收，然后径向向外转入燃烧室（112），然后将其与燃料混合并点燃。 燃烧器具有从其燃烧室的前端轴向延伸通过燃烧室出口（122）并通过安装到风扇的涡轮机（32）的燃烧路径。 因此，当核心气流在高能量气流中开始膨胀时，其具有从燃烧室通过涡轮机的基本上轴向的路径。

公开(公告)号：WO2004022925A1

公开(公告)日：2004-03-18

申请号：PCT/EP2003/008868

申请日：2003-08-09

Applicant: 3K-WARNER TURBOSYSTEMS GMBH ,  DAUDEL, Helmut ,  FINGER, Helmut ,  FLEDERSBACHER, Peter ,  HEMER, Hans-Josef ,  KOCH, Ralf ,  SCHENKEL, Stephan ,  SUMSER, Siegfried

Inventor： DAUDEL, Helmut ,  FINGER, Helmut ,  FLEDERSBACHER, Peter ,  HEMER, Hans-Josef ,  KOCH, Ralf ,  SCHENKEL, Stephan ,  SUMSER, Siegfried

IPC: F01D17/16

CPC classification number: F01D17/165 ,  F05D2220/40 ,  F05D2250/311 ,  F05D2250/41

Abstract: Ein Abgasturbolader für eine Brennkraftmaschine weist eine Turbine im Abgasstrang und einen von der Turbine angetriebenen Verdichter im Ansaugtrakt der Brennkraftmaschine auf, wobei die Turbine einen Strömungskanal mit einem radialen Strömungseintrittsquerschnitt besitzt und ein den Strömungseintrittsquerschnitt begrenzender Strömungsring vorgesehen ist. Im radialen Strömungseintrittsquerschnitt ist ein verstellbares Leitgitter zur veränderlichen Einstellung des Strömungseintrittsquerschnitts angeordnet. Der Strömungsring im Gehäuse der Abgasturbine ist axial zwischen einer Kontaktposition zum Leitgitter und einer einen Spalt zum Leitgitter freigebenden Position verschiebbar.

Abstract translation: 一种用于内燃发动机的排气涡轮增压器包括在排气系中的涡轮机和由涡轮压缩机在发动机，其中涡轮机具有带径向流动通道流动入口的横截面并且具有限制入口设置截面流动环流动的进驱动的发电机。 在径向流入口的横截面，该流入口横截面的可变调节可调节的导向挡板布置。 在排气涡轮机的壳体中的流动环是用于引导格栅的接触位置和用于引导格栅释放位置的间隙之间沿轴向移动。

公开(公告)号：WO2017013366A1

公开(公告)日：2017-01-26

申请号：PCT/FR2016/051888

申请日：2016-07-21

Applicant: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES

Inventor： GALLET, François

IPC: F01D1/26 ,  B64D27/14 ,  F01D7/00 ,  F02K1/66 ,  F02K3/072 ,  F02C3/073 ,  F02K3/062

CPC classification number: F02K3/072 ,  B64D27/14 ,  F01D7/00 ,  F02C3/073 ,  F02K1/52 ,  F02K1/66 ,  F02K1/72 ,  F02K3/062 ,  F05D2250/311 ,  F05D2260/74 ,  Y02T50/671 ,  Y02T50/673

Abstract: Aéronef comportant un fuselage (1) et propulsé par une turbomachine à deux soufflantes coaxiales, respectivement amont (7) et aval (8), entraînées par deux rotors (5, 6) contrarotatifs d'une turbine de puissance (3), les deux soufflantes (7, 8) et la turbine (3) étant intégrées dans une nacelle (14) à l'aval du fuselage (1), dans le prolongement de celui-ci, et dans laquelle circule un écoulement d'air; au moins une des soufflantes (7, 8) de l'aéronef, et en particulier la soufflante aval (8), comporte des aubes à calage variable et dans l'aéronef au moins une couronne d'aubes (25) à calage variable formant un stator est placée en amont de la soufflante amont (7), les aubes de stator (25) à calage variable et les aubes à calage variable de la soufflante aval (8) étant configurées mutuellement pour orienter l'écoulement d'air dans un premier mode où l'air circule dans la nacelle (14) de l'amont vers l'aval et dans un second mode où l'air est refoulé dans la nacelle (14) vers l'amont.

Abstract translation: 本发明涉及一种包括机身（1）的飞行器，其由具有两个同轴风扇（即，上游风扇）和下游风扇（8）的涡轮发动机推动，所述两个同轴风扇（7）和下游风扇（8）由两个反转转子 6）动力涡轮机（3）。 两个风扇（7,8）和涡轮机（3）被集成到从机身（1）的下游突出并且空气流过的机舱（14）中。 根据本发明，飞机的至少一个风扇（7,8），特别是下游风扇（8）包括可变间距叶片，以及至少一个定子成形可变间距叶片环（25 ）放置在上游风扇（7）的上游。 下游风扇（8）的可变间隔定子叶片（25）和可变间距叶片相互构造成引导空气流以第一模式从空气流经机舱（14）从上游到下游; 在空气被推回到上游通过机舱（14）的第二模式中。

公开(公告)号：WO2016018498A1

公开(公告)日：2016-02-04

申请号：PCT/US2015/032385

申请日：2015-05-26

Applicant: SIKORSKY AIRCRAFT CORPORATION

Inventor： BROWN, Daniel Vincent ,  TULLY, JR., Thomas L. ,  GMIRYA, Yuriy

IPC: F04D29/42

CPC classification number: F02C7/14 ,  B64C27/12 ,  B64D33/08 ,  F02C7/32 ,  F02C7/36 ,  F04D17/16 ,  F04D25/02 ,  F04D25/08 ,  F04D29/28 ,  F04D29/4206 ,  F05D2220/329 ,  F05D2250/311 ,  F05D2260/213 ,  F05D2260/98 ,  F16H57/025 ,  F16H57/0416 ,  F16H57/0417 ,  F16H57/12 ,  F16H2057/02026 ,  F28D7/08 ,  F28D7/14 ,  F28D2021/0021 ,  Y02T50/676

Abstract: A gearbox oil cooling assembly for a gearbox driving a drive shaft having a drive shaft coupling. The assembly includes a heat exchanger to receive and cool an oil from the gearbox and having an inlet. Also included is an impeller axially disposed between the heat exchanger and the drive shaft coupling, wherein the impeller is operatively coupled to, and rotated by, the drive shaft operatively coupled to the drive shaft coupling. Further included is an exhaust duct operatively coupled to the heat exchanger and disposed radially outwardly around the impeller and defining an airflow pathway through which air passes through the inlet, the impeller and through the exhaust duct according to the rotation of the impeller to cool the oil in the heat exchanger.

Abstract translation: 一种用于驱动具有驱动轴联接器的驱动轴的齿轮箱的齿轮箱油冷却组件。 该组件包括用于接收和冷却来自齿轮箱的油并具有入口的热交换器。 还包括轴向设置在热交换器和驱动轴联接器之间的叶轮，其中叶轮可操作地联接到可操作地联接到驱动轴联接器的驱动轴并由其旋转。 还包括一个排气管道，可操作地连接到热交换器并且围绕叶轮径向向外设置并限定一个气流通道，空气通过进气口，叶轮和通过排气管道，通过叶轮的旋转来冷却油 在热交换器中。

公开(公告)号：WO2014078467A2

公开(公告)日：2014-05-22

申请号：PCT/US2013/069973

申请日：2013-11-14

Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION

Inventor： WORTH, Edwin M. ,  TILLMAN, Thomas G. ,  SCHWARZ, Frederick M.

IPC: F24F7/06

CPC classification number: F01D5/18 ,  F01D5/141 ,  F01D5/145 ,  F01D5/147 ,  F01D5/225 ,  F01D5/28 ,  F02C7/36 ,  F04D29/023 ,  F04D29/324 ,  F05D2220/36 ,  F05D2240/31 ,  F05D2250/181 ,  F05D2250/311 ,  F05D2250/321 ,  F05D2250/322 ,  F05D2250/62 ,  F05D2300/173 ,  F05D2300/174 ,  F05D2300/516 ,  Y02T50/672 ,  Y02T50/673 ,  Y10T29/49336

Abstract: A fan blade comprises a main body having an airfoil extending between a leading edge and a trailing edge. The fan blade has at least one of a channel closed by a cover, and an end cap covering at least one of the leading and trailing edges. At least one of a cover and an end cap has a pair of opposed ends. A step is defined extending from at least one of a suction wall and a pressure wall of the airfoil, to an outer surface of the one of a cover and an end cap at one of the opposed ends, and the step being less than or equal to about 0.010 inch (0.0254 centimeter) in dimension.

Abstract translation: 风扇叶片包括具有在前缘和后缘之间延伸的翼型件的主体。 风扇叶片具有由盖封闭的通道和覆盖前缘和后缘中的至少一个的端盖中的至少一个。 盖和端盖中的至少一个具有一对相对的端部。 从机翼的吸力壁和压力壁中的至少一个延伸到在相对端中的一个处的盖和端盖中的一个的外表面的步骤，并且该步骤小于或等于 到约0.010英寸（0.0254厘米）的尺寸。

公开(公告)号：WO2008147485A3

公开(公告)日：2009-11-12

申请号：PCT/US2008002653

申请日：2008-02-28

Applicant: SIEMENS ENERGY INC ,  LIANG GEORGE

Inventor： LIANG GEORGE

IPC: F01D5/18

CPC classification number: F01D5/187 ,  F01D5/186 ,  F05D2240/12 ,  F05D2240/122 ,  F05D2240/304 ,  F05D2250/311 ,  F05D2260/201 ,  F05D2260/202 ,  F05D2260/22141

Abstract: An airfoil for a turbine of a gas turbine engine is provided. The airfoil comprises a main body comprising a wall structure defining an inner cavity adapted to receive a cooling air. The wall structure includes a first diffusion region and at least one first metering opening extending from the inner cavity to the first diffusion region. The wall structure further comprises at least one cooling circuit comprising a second diffusion region and at least one second metering opening extending from the first diffusion region to the second diffusion region. The at least one cooling circuit may further comprise at least one third metering opening, at least one third diffusion region and a fourth diffusion region.

Abstract translation: 提供了一种用于燃气涡轮发动机的涡轮机的翼型件。 翼型件包括主体，主体包括限定适于接收冷却空气的内腔的壁结构。 壁结构包括第一扩散区域和从内腔延伸到第一扩散区域的至少一个第一计量开口。 壁结构还包括至少一个冷却回路，其包括第二扩散区域和从第一扩散区域延伸到第二扩散区域的至少一个第二计量开口。 至少一个冷却回路还可以包括至少一个第三计量开口，至少一个第三扩散区域和第四扩散区域。

公开(公告)号：WO2008097247A8

公开(公告)日：2008-12-31

申请号：PCT/US2007013679

申请日：2007-06-11

Applicant: BELL HELICOPTER TEXTRON INC ,  HOLLIMON CHARLES ,  BARBER JOHN ,  SHERRER JOHN ,  LARAMEE ROBERT

Inventor： HOLLIMON CHARLES ,  BARBER JOHN ,  SHERRER JOHN ,  LARAMEE ROBERT

IPC: F02K1/00

CPC classification number: F01D25/30 ,  B64D33/04 ,  F01D25/28 ,  F02C7/20 ,  F02K1/52 ,  F02K1/80 ,  F05D2230/64 ,  F05D2250/311 ,  Y02T50/671

Abstract: An exhaust system for an aircraft has a primary exhaust duct for communicating exhaust gas from an engine exhaust exit and is configured for movement with the engine. A secondary exhaust duct is in fluid communication with the primary exhaust duct and is movably mounted to the airframe. The system has means for maintaining a generally consistent relative alignment between the primary duct and the secondary duct.