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    STRUCTURAL HONEYCOMB PANEL
    2.
    发明申请
    STRUCTURAL HONEYCOMB PANEL 审中-公开
    结构蜂窝板

    公开(公告)号：WO2015130377A3

    公开(公告)日：2015-11-05

    申请号：PCT/US2014069289

    申请日：2014-12-09

    Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORP

    Inventor： HARRIS MEGGAN

    IPC: F01D25/24 ,  F01D25/12 ,  F02C7/12 ,  F02C7/20 ,  F16S1/00

    CPC classification number: F01D9/02 ,  B22F3/1055 ,  B22F5/009 ,  B22F5/10 ,  B22F2207/11 ,  B33Y10/00 ,  B33Y80/00 ,  F01D25/12 ,  F01D25/24 ,  F02C7/24 ,  F02K1/822 ,  F05D2220/32 ,  F05D2230/22 ,  F05D2230/31 ,  F05D2230/53 ,  F05D2250/132 ,  F05D2250/283 ,  F05D2250/314 ,  F05D2260/202 ,  Y02P10/295 ,  Y02T50/671 ,  Y02T50/675

    Abstract: A structural panel for use with a gas turbine engine includes a first exterior wall, a second exterior wall, and interior walls. The first exterior wall includes a first exterior surface and a first interior surface parallel to the first exterior surface. The second exterior wall includes a second exterior surface and a second interior surface parallel to the second exterior surface. The interior walls extend from the first interior surface to the second interior surface. The interior walls are arranged to form a pattern of hexagonal cells. The pattern of hexagonal cells includes cell groups having a variation in structural strength such that at least one of the cell groups has a structural strength that is not the same as the remaining cell groups.

    Abstract translation: 用于燃气涡轮发动机的结构板包括第一外壁，第二外壁和内壁。 第一外壁包括第一外表面和平行于第一外表面的第一内表面。 第二外壁包括平行于第二外表面的第二外表面和第二内表面。 内壁从第一内表面延伸到第二内表面。 内壁布置成形成六边形细胞的图案。 六边形单元的图案包括具有结构强度变化的单元组，使得至少一个单元组具有与剩余单元组不同的结构强度。

    GAS TURBINE ENGINE AIRFOIL
    3.
    发明申请
    GAS TURBINE ENGINE AIRFOIL 审中-公开
    气体涡轮发动机气翼

    公开(公告)号：WO2015126452A1

    公开(公告)日：2015-08-27

    申请号：PCT/US2014/052434

    申请日：2014-08-25

    Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION

    Inventor： GALLAGHER, Edward, J. ,  MONZON, Byron, R. ,  LIU, Ling ,  LI, Linda, S. ,  WHITLOW, Darryl ,  FORD, Barry, M.

    IPC: F01D5/14 ,  F02C7/00 ,  F04D29/38

    CPC classification number: F04D29/384 ,  F01D5/141 ,  F02C3/04 ,  F02C7/36 ,  F02K3/06 ,  F04D29/324 ,  F04D29/325 ,  F04D29/386 ,  F05D2220/32 ,  F05D2220/36 ,  F05D2250/314 ,  Y02T50/672 ,  Y02T50/673

    Abstract: In one exemplary embodiment, an airfoil for a turbine engine includes pressure and suction sides extending in a radial direction from a 0% span position at an inner flow path location to a 100% span position at an airfoil tip. The airfoil geometry corresponds to tangential leading and trailing edge curves and a tangential stacking offset curve. The airfoil extends from a root. A zero tangential reference point corresponds to tangential center of the root. Y LE corresponds to a tangential distance from a leading edge to the reference point at a given span position. Y TE corresponds to a tangential distance from a trailing edge to the reference point at a given span position. Yd corresponds to a tangential stacking offset at a given span position. (Y LE -Y d )/(Y d -Y TE ) at 40% span position is about 1.5 and (Y LE -Y d )/(Y d -Y TE ) at 20% span position is about 2.

    Abstract translation: 在一个示例性实施例中，用于涡轮发动机的翼型件包括沿径向从在内部流动路径位置处的0％跨度位置延伸到在翼型末端处的100％跨度位置的压力和吸力侧。 翼型几何对应于切向前缘和后缘曲线以及切向堆积偏移曲线。 翼型从根部延伸。 零切向参考点对应于根的切线中心。 YLE对应于在给定跨度位置处从前缘到参考点的切线距离。 YTE对应于在给定跨度位置处从后缘到参考点的切线距离。 Yd对应于给定跨度位置处的切向堆积偏移。 （YLE-YD）/（YD-YTE）在40％跨度位置约为1.5，（YLE-Yd）/（Yd-YTE）在20％跨度位置约为2。

    LPC FLOWPATH SHAPE WITH GAS TURBINE ENGINE SHAFT BEARING CONFIGURATION
    5.
    发明申请
    LPC FLOWPATH SHAPE WITH GAS TURBINE ENGINE SHAFT BEARING CONFIGURATION 审中-公开
    LPC涡轮形状与气体涡轮发动机轴承轴承配置

    公开(公告)号：WO2015017042A1

    公开(公告)日：2015-02-05

    申请号：PCT/US2014/043184

    申请日：2014-06-19

    Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION

    Inventor： MERRY, Brian D. ,  SUCIU, Gabriel L. ,  BRILLIANT, Lisa I. ,  ROSE, Becky E. ,  DONG, Yuan ,  BALAMUCKI, Stanley J.

    IPC: F02C3/13

    CPC classification number: F02C9/18 ,  F01D5/143 ,  F02K3/075 ,  F04D19/028 ,  F04D29/547 ,  F05D2250/314 ,  F05D2260/98 ,  Y02T50/673

    Abstract: A gas turbine engine includes a core housing that includes an inlet case and an intermediate case that respectively provide an inlet case flow path and an intermediate case flowpath. A shaft provides a rotational axis. A hub is operatively supported by the shaft. A rotor is connected to the hub and supports a compressor section. The compressor section is arranged in a core flow path axially between the inlet case flow path and the intermediate case flow path. The core flowpath has an inner diameter and an outer diameter. At least a portion of inner diameter has an increasing slope angle relative to the rotational axis. A bearing is mounted to the hub and supports the shaft relative to one of the intermediate case and the inlet case.

    Abstract translation: 燃气涡轮发动机包括芯壳体，其包括分别设置入口壳体流动路径和中间壳体流路的入口壳体和中间壳体。 轴提供旋转轴。 轮毂由轴可操作地支撑。 转子连接到轮毂并支撑压缩机部分。 压缩机部分布置在轴向上在入口壳体流动路径和中间壳体流动路径之间的芯流动路径中。 核心流路具有内径和外径。 内径的至少一部分相对于旋转轴具有增加的倾斜角。 轴承安装到轮毂上并相对于中间壳体和入口壳体之一支撑轴。

    ブラシシール装置
    6.
    发明申请
    ブラシシール装置 审中-公开
    BRUSH密封装置

    公开(公告)号：WO2014123192A1

    公开(公告)日：2014-08-14

    申请号：PCT/JP2014/052779

    申请日：2014-02-06

    Applicant: イーグル工業株式会社

    Inventor： 井上　秀行

    IPC: F16J15/22 ,  F01D11/00 ,  F01D25/00 ,  F02C7/28

    CPC classification number: F16J15/3288 ,  F01D11/00 ,  F01D11/001 ,  F01D11/003 ,  F02C7/28 ,  F05D2240/56 ,  F05D2250/314 ,  F16J15/3268

    Abstract: 　本発明は、回転軸の径方向の変位に対して適切に追従可能で、被密封流体の漏洩を防止し、ブラシシール等の摩耗を防止し、外周側からの被密封流体の漏洩も防止するブラシシール装置を提供する。本発明に係るブラシシール装置１００は、内周側にブラシ部１２３及び自由端部１２５を有する内周ブラシシール１２０と、内周ブラシシール１２０の外周側に設置され、同じく内周側にブラシ部１４３と自由端部１４５を有する外周ブラシシール１４０とを有する。内周ブラシシール１２０の自由端部１２５は回転軸８３０の外周面８３１と対向して外周面８３１に接触又は近接した状態に配置され、外周ブラシシール１４０の自由端部１４５は、内周ブラシシール部１０１の外周面１１１と対向して外周面１１１に接触又は近接した状態に配置される。

    Abstract translation: 提供一种可以适当地跟踪旋转轴的径向位移的刷子密封装置，防止密封流体的泄漏，防止对刷子密封等的磨损，并且还防止密封流体从外周侧泄漏 。 刷密封装置（100）具有：在内周侧具有自由端（125）和刷子（123）的内周刷密封件（120） 以及外周刷子密封件（140），其设置在所述内周刷式密封件（120）的外周侧，并且在所述内周侧具有自由端（145）和刷子（143）。 内周刷子密封件（120）的自由端（125）面向旋转轴（830）的外周面（831）配置，并且与外周面（831）接触或偏向的状态配置， 外周刷子密封件（140）的自由端（145）与内周刷子密封件（101）的外周面（111）相对配置，并且与外周面（111）接触的状态下， 。

    内燃機関の過給機のコンプレッサ
    7.
    发明申请
    内燃機関の過給機のコンプレッサ 审中-公开
    内燃机超级压缩机的压缩机

    公开(公告)号：WO2014006751A1

    公开(公告)日：2014-01-09

    申请号：PCT/JP2012/067368

    申请日：2012-07-06

    Applicant: トヨタ自動車株式会社 ,  四重田 啓二

    Inventor： 四重田　啓二

    IPC: F04D29/44 ,  F02B39/00

    CPC classification number: F04D29/422 ,  F01D9/026 ,  F02B39/00 ,  F04D17/10 ,  F04D29/441 ,  F05D2220/40 ,  F05D2250/314 ,  F05D2250/52

    Abstract: 　シュラウド（４）と、インペラ（１０）と、ベーンレスディフューザ（２０）と、スクロール（３０）とを備える内燃機関の過給機のコンプレッサにおいて、ベーンレスディフューザ（２０）のハブ側壁面（２２）は、インペラ（１０）の回転軸線（ＣＬ）を含む縦断面において、インペラ（１０）の回転軸線（ＣＬ）に垂直な方向（Ｌ１）に対しシュラウド側壁面（２４）とは反対の側に傾いて形成される。このような構成によれば、ベーンレスディフューザ（２０）のハブ側壁面（２２）に堆積するデポジットは少なくなる。

    Abstract translation: 内燃机的增压器的压缩机设有护罩（4），叶轮（10），无叶片扩散器（20）和涡旋盘（30）。 在包括叶轮（10）的旋转轴线（CL）的纵向截面中，无叶片扩散器（20）的轮毂侧壁面（22）相对于垂直于叶片的方向（L1）倾斜 叶轮（10）的旋转轴（CL）朝向与侧壁侧壁（24）相反的一侧。 作为这种结构的结果，积聚在无叶片扩散器（20）的轮毂侧壁表面（22）上的沉积物减少。

    GAS TURBINE ENGINE SEALING STRUCTURE
    9.
    发明申请
    GAS TURBINE ENGINE SEALING STRUCTURE 审中-公开
    气体涡轮发动机密封结构

    公开(公告)号：WO2011153393A3

    公开(公告)日：2012-04-26

    申请号：PCT/US2011038994

    申请日：2011-06-03

    Applicant: SIEMENS ENERGY INC ,  AFANASIEV GENNADIY ,  STRAIN JOHN N ,  SUNSHINE ROBERT W ,  BARKER ROBERT D

    Inventor： AFANASIEV GENNADIY ,  STRAIN JOHN N ,  SUNSHINE ROBERT W ,  BARKER ROBERT D

    IPC: F01D11/00

    CPC classification number: F01D11/005 ,  F05D2230/642 ,  F05D2240/11 ,  F05D2250/192 ,  F05D2250/292 ,  F05D2250/314 ,  F05D2260/30

    Abstract: A turbine section (16) having a plurality flow path components forming a plurality of guide vane rings (30 a-d) and ring segments (32 a-d) arranged in axial succession to define a boundary of a hot gas duct (28). A vane carrier (36) located around the gas duct, and sealing elements (40) extend radially between circumferentially extending grooves (50) in the vane carrier and respective grooves (54) in the flow path components. The sealing elements include radially inner and outer edges (58, 60), and at least one axially facing side (62, 64) defining a chamfered portion (66, 68) extending to one of the edges to accommodate axial movement of the sealing element about the one edge within a respective groove.

    Abstract translation: 具有形成多个引导叶片环（30a-d）的多个流动路径部件和环形部分（32a-d）的涡轮机部分（16），所述多个流动路径部件轴向连续地布置以限定热气体管道（28）的边界。 位于气体管道周围的叶片载体（36）和密封元件（40）在叶片载体中的周向延伸的凹槽（50）和流动路径部件中的相应凹槽（54）之间径向延伸。 密封元件包括径向的内边缘和外边缘（58,60），并且至少一个轴向面对的侧面（62,64）限定了延伸到其中一个边缘的倒角部分（66,68），以适应密封元件 围绕相应凹槽内的一个边缘。

    COMPRESSEUR ET TURBOMACHINE A RENDEMENT OPTIMISE.
    10.
    发明申请
    COMPRESSEUR ET TURBOMACHINE A RENDEMENT OPTIMISE. 审中-公开
    压缩机和涡轮机具有优化的效率

    公开(公告)号：WO2011157927A1

    公开(公告)日：2011-12-22

    申请号：PCT/FR2011/051307

    申请日：2011-06-09

    Applicant: SNECMA ,  PERROT, Vincent, Paul, Gabriel ,  PESTEIL, Agnès ,  BAERT, Lieven ,  ILIOPOULOU, Vasiliki

    Inventor： PERROT, Vincent, Paul, Gabriel ,  PESTEIL, Agnès ,  BAERT, Lieven ,  ILIOPOULOU, Vasiliki

    IPC: F04D29/52 ,  F04D29/68 ,  F01D5/14 ,  F01D5/20

    CPC classification number: F04D19/00 ,  F01D5/143 ,  F01D5/145 ,  F01D5/20 ,  F04D29/522 ,  F04D29/526 ,  F04D29/545 ,  F04D29/547 ,  F04D29/68 ,  F04D29/681 ,  F05D2250/232 ,  F05D2250/314 ,  F05D2260/2212

    Abstract: Compresseur (10) de turbomachine, comprenant un carter (12) dont une paroi interne définit une surface aérodynamique de référence délimitant une veine de passage de gaz, et dans lequel est montée une roue à aubes (14) équipée d'aubes (18) radiales. Une saignée circonférentielle est formée dans la paroi interne du carter. Sa forme est définie de l'amont vers l'aval par trois surfaces, respectivement des surfaces amont, médiane et aval, sensiblement coniques. La surface amont s'étend en amont du bord d'attaque des aubes. La surface médiane est sensiblement parallèle à ladite surface aérodynamique de référence. La surface aval s'étend vers l'aval au moins jusqu'au bord de fuite des aubes. La jonction entre les surfaces médiane et aval est située entre 30% et 80%, et de préférence entre 50 et 65%, de la longueur axiale des aubes (18) à partir du bord d'attaque.

    Abstract translation: 涡轮机械压缩机（10）包括壳体（12），其内壁限定限定气体流动管道的空气动力参考表面，并且其中安装有配备有径向叶片（18）的叶片轮（14）。 在壳体的内壁形成周向槽。 其形状由上游到下游分别由三个基本上圆锥形的表面，上游表面，中心表面和下游表面限定。 上游表面延伸到叶片前缘的上游。 中心表面基本上平行于所述空气动力参考表面。 下游表面至少延伸到叶片的后缘的下游。 中心和下游表面之间的连接点位于从前缘开始的叶片（18）的轴向长度的30％至80％之间，优选地在50％至65％之间。

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