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1.发明申请COMPONENT FOR STAGED COMBUSTION IN A GAS TURBINE AND CORRESPONDING GAS TURBINE 审中-公开COMPONENT分级燃烧技术在燃气涡轮机和相应的燃气涡轮机
公开(公告)号：WO2007122040A3
公开(公告)日：2007-12-13
申请号：PCT/EP2007052235
申请日：2007-03-09
CPC分类号： F23R3/14 , F01D5/18 , F01D9/065 , F02C3/16 , F02K3/08 , F02K3/10 , F23C2900/07001 , F23R3/286
摘要： The invention relates to a blade (20) for a turbine comprising a blade wall (30, 32), a first channel (36) for guiding a first medium (M1) and a second channel (38) for guiding a second medium (M2) that can be supplied to the turbine blade (20) separately from the first medium (M1). In order to combine both media (M1, M2), which are supplied separately, into one mixture, the turbine blade (20) has least one chamber (40) which is arranged in the interior or in the blade wall (32, 34) and said chamber is connected to said channels (36, 38) via a respective connection line (42, 44). In order to provide a particularly simple component that is eco
摘要翻译： 本发明涉及一种涡轮叶片（20）用于涡轮机，用刀片壁（30，32）和具有用于引导一个涡轮机叶片引导第一介质（M1）和第二通道（38）的第一通道（36）（20 ）从第一介质（M1）的第二介质（M2），分别可馈送其中所述涡轮机叶片（20），用于布置成至少一种的混合物的两个独立可给送介质（M1，M2）混合（内部或在叶片壁32，34） 具有连接到通过相应的连接线（42，44）两个通道（36,38），腔室（40）。 在要产生以提供一种特别简单和廉价的部件，所以建议在腔室（40）和/或壁中的出口（46）由（32，34）嵌合的插入件（50）至少部分地界定或形成。
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公开(公告)号：WO2013139974A1
公开(公告)日：2013-09-26
申请号：PCT/EP2013/056119
申请日：2013-03-22
申请人： SNECMA
CPC分类号： F02C7/266 , F02P3/0807 , F02P5/1512 , F02P15/003 , F02P15/02
摘要： L'invention concerne un boîtier d'allumage (200) pour turboréacteur, ledit boîtier comprenant : une alimentation électrique (201), une unique voie de commande (202) pour recevoir un signal de commande en provenance d'un calculateur, une voie d'allumage de bougie principale (210) pour exciter au moins une bougie principale d'une chambre de combustion principale, et une voie d'allumage de bougie de postcombustion (220) pour exciter au moins une bougie de postcombustion d'une chambre de postcombustion, ledit boîtier étant apte, en réponse à des commandes impulsionnelles sur ladite unique voie de commande (202), à activer sélectivement la voie d'allumage de bougie principale (210) ou la voie d'allumage de bougie de postcombustion (220).
摘要翻译： 本发明涉及一种用于涡轮喷气发动机的点火单元（200），所述单元包括：电源（201），用于从计算机接收控制信号的单个控制通道（202），主火花塞点火通道（210 ）以激励主燃烧室的至少一个主火花塞和加力燃烧器火花塞点火通道（220）以激励后燃室的至少一个加力火花塞，所述单元能够响应于所述单个控制通道上的脉冲控制 （202），以选择性地激活主火花塞点火通道（210）或加力燃烧器火花塞点火通道（220）。
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公开(公告)号：WO2012118994A3
公开(公告)日：2012-09-07
申请号：PCT/US2012/027324
申请日：2012-03-01
摘要： A control system for controlling the operation of a plurality of micro thrusters arranged in a plurality of parallel horizontal rows and a plurality of parallel vertical columns, the control system requires a power source, a first plurality of power lines connected to the power source and coupled to at least one micro thruster of the plurality of micro thrusters in a horizontal row of the plurality of parallel horizontal rows, a second plurality of power lines connected to the power source and coupled to at least one micro thruster of the plurality of micro thrusters in a vertical column of the plurality of parallel vertical columns, and a control unit coupled to the power source to control activation of the first plurality of power lines and activation of the second plurality of power lines.
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公开(公告)号：WO2007122022A1
公开(公告)日：2007-11-01
申请号：PCT/EP2007/051403
申请日：2007-02-13
CPC分类号： F01D5/145 , F01D5/186 , F01D5/187 , F01D5/189 , F01D9/065 , F02C3/16 , F02K3/08 , F05D2240/122 , F05D2240/124 , F05D2250/25 , F05D2260/204
摘要： Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel (10) mit einem profilierten, von einem Arbeitsgas (22) umströmbaren Schaufelblatt (16), welches eine vom Arbeitsgas (22) anströmbare Vorderkante (18) aufweist sowie eine Hinterkante (20), an der das Arbeitsgas (22) abströmbar ist, und mit einem ersten Kanalsystem (30) und mit einem zweiten Kanalsystem (40) zum getrennten Führen zweier unterschiedlichen, der Turbinenschaufel (10) getrennt zuführbaren Medien (M1, M2), wobei das erste Kanalsystem (30) in mindestens einer ersten im Bereich der Hinterkante (20) angeordnete Austrittsöffnung (48) zum Ausblasen des ersten Mediums (M1) in das Arbeitsgas (22) aufweist. Um eine Turbinenschaufel (10) für eine Gasturbine bereitzustellen, bei der eine im Inneren stattfindende Verbrennung zur Erhaltung der Lebensdauer der Turbinenschaufel (10) und zur Vermeidung von Schäden in der Gasturbine sicher vermieden wird, wird vorgeschlagen, dass die mit dem ersten Kanalsystem (30) in Verbindung stehende erste Austrittsöffnungen (48) im Bereich der Hinterkante (20) angeordnet sind und mindestens eine im Bereich der Hinterkante (20) angeordnete, zweite Austrittsöffnung (52) zum Ausblasen des zweiten Mediums (M2) mit dem zweiten Kanalsystem (40) verbunden ist.
摘要翻译： 本发明涉及一种涡轮机叶片（10）的成型工作气体（22）围绕所述翼型件（16），其anströmbare一个从所述工作气体（22）的前缘（18）流动和后缘（20）的，在其上工作气体（22 ）是abströmbar，以及（与第一管道系统30）和（与第二通道系统40），用于在至少一个单独引导所述涡轮机叶片（10）分别可给送介质（M1，M2），其中，所述第一通道系统（30）的两个不同的， 第一布置在所述后缘（20）的出口（48）用于吹送工作气体（22）在所述第一介质（M1）的区域中。 一种涡轮叶片（10），以提供一种用于燃气涡轮，其中，所述燃烧内部的取处保存所述涡轮叶片（10），并防止在燃气轮机损坏的寿命可靠地避免，所以建议的（与第一通道系统30 在后缘（20）的区域）相关的第一流出开口（48）被布置和至少一个（在后缘20）的区域被布置，第二出口开口（52），用于与所述第二信道系统吹出所述第二介质（M2）（40） 连接。
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公开(公告)号：WO2021034359A2
公开(公告)日：2021-02-25
申请号：PCT/US2020/032892
申请日：2020-05-14
发明人： ROBERGE, Gary D.
IPC分类号： F01D25/12 , F02C7/12 , F02C7/16 , F02C7/18 , F02K3/08 , F02K3/105 , F02K3/115 , F02C7/14 , F05D2260/213 , F05D2260/606
摘要： A turbine engine includes a duct defining an annular passage, at least two heat exchangers arranged within the annular passage and spaced circumferentially apart, a passage between the at least two heat exchangers, and a forward flow control device operable for controlling airflow through the passages.
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公开(公告)号：WO2011131493A3
公开(公告)日：2012-03-08
申请号：PCT/EP2011055443
申请日：2011-04-07
摘要： An air breathing reaction propulsion engine has: an open-ended cylindrical combustion chamber having an upstream end and a downstream end, an exhaust propulsion nozzle located at the downstream end of the combustion chamber, and an ejector system located at the upstream end of the combustion chamber. The ejector system comprises an open-ended cylindrical structure having an upstream end through which air is drawn into its interior, and a downstream end in open communication with the combustion chamber. The engine further has a fuel supply system comprising a fuel injector located within the ejector system, a source of pressurised fluid fuel, and a fuel heating coil disposed around the wall of the cylindrical combustion chamber through which the pressurised fluid fuel is supplied to the fuel injector. Under normal running operation, the pressurised fluid fuel is heated in the coil, and the heated fuel is expelled at the fuel injector into the cylindrical structure thereby establishing a pressure differential which draws air into the ejector system to form a combustible fuel/air mixture which is supplied to the combustion chamber. The fuel supply system further comprises a charge-carrying section adapted to carry a charge of a solid fuel which is combusted during start-up operation to produce combustion products that pre-heat the heating coil.
摘要翻译： 空气呼吸反应推进发动机具有：具有上游端和下游端的开放式圆柱形燃烧室，位于燃烧室下游端的排气推进喷嘴和位于燃烧上游端的喷射器系统 室。 喷射器系统包括开口的圆柱形结构，其具有上游端，空气被吸入其内部，下游端与燃烧室开放连通。 发动机还具有燃料供给系统，该燃料供给系统包括位于喷射器系统内的燃料喷射器，加压流体燃料源和设置在圆筒形燃烧室壁周围的燃料加热线圈，加压流体燃料通过该燃料加热线圈供应到燃料 注射器。 在正常运行操作下，加压流体燃料在线圈中被加热，并且加热的燃料在燃料喷射器处被排出到圆柱形结构中，从而形成压力差，其将空气吸入喷射器系统以形成可燃燃料/空气混合物， 被供应到燃烧室。 燃料供给系统还包括充电部分，其适于承载在启动操作期间燃烧的固体燃料的电荷，以产生对加热线圈进行预热的燃烧产物。
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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
发明人： GABALDO, Marco
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。
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公开(公告)号：WO2014035531A3
公开(公告)日：2014-05-15
申请号：PCT/US2013045879
申请日：2013-06-14
申请人： GAME CHANGERS LLC
发明人： GARBUZ PIOTR A , SANCHEZ JASON D
摘要： NMSET and related device uses and improvements to the forces generated. Laminar flow control systems benefit from NMSET and related devices as they simplify installation and are easier to retrofit on existing aircraft. Necessary temperature gradients can me generated by using a heated material with the sides at different energy accommodation coefficients. Surface geometries can be used to increase the force generated. Photovoltaic film can be embedded into the membrane, providing a source of energy that can offset the power required for desired thrust. Intake scoops improve the air flow through the micro thrusters and surface geometries, and airflow diffusers increase air flow interaction with the hotter surface resulting in higher thrust outputs.
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公开(公告)号：WO2014035531A9
公开(公告)日：2014-03-06
申请号：PCT/US2013/045879
申请日：2013-06-14
申请人： GAME CHANGERS, LLC
摘要： NMSET and related device uses and improvements to the forces generated. Laminar flow control systems benefit from NMSET and related devices as they simplify installation and are easier to retrofit on existing aircraft. Necessary temperature gradients can me generated by using a heated material with the sides at different energy accommodation coefficients. Surface geometries can be used to increase the force generated. Photovoltaic film can be embedded into the membrane, providing a source of energy that can offset the power required for desired thrust. Intake scoops improve the air flow through the micro thrusters and surface geometries, and airflow diffusers increase air flow interaction with the hotter surface resulting in higher thrust outputs.
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10.发明申请
公开(公告)号：WO9814367A2
公开(公告)日：1998-04-09
申请号：PCT/RU9700329
申请日：1997-10-06
摘要： The present invention pertains to the field of machine construction and more precisely relates to combined jet-engine power units for aircraft. This invention essentially comprises increasing the air pressure during take-off or subsonic flight mainly using a fan (2) which is rotated by a two-stroke piston engine (4) operating at a nominal power. The pressurised air in which the fan (2) generated turbulence is further fed into an after-burning chamber (7) where an air-fuel load is burnt. The combustion products are further expanded in a jet nozzle (9) so as to generate the aircraft thrust. The pressure build-up ratio in the inlet device (1) increases together with the flight speed. Once the supersonic flight speed is reached, the power unit is switched from a motor-compressed operation mode to a ramjet-engine operation mode by decreasing the force supplied by the engine (4) to the fan (2) while maintaining the pressure build-up ratio close to one. This system reduces the air resistance to displacement while minimising the power losses upon maintaining the fan (2) rotation. The piston-engine (4) drive is substantially more economical than the gas-turbine drive used on such power units. This piston engine also exhibits good response characteristics over the whole range of its operation modes and allows for instant reaction to any change in the flight mode in that the fan (2) may be restarted in flight. This system may also be used to avoid pumping as well as flame explosion in the after-burning chamber (7) which are typical of ramjets engines. During economical modes such as subsonic-speed air inspection or cruise flights, the power unit is switched to a fan-engine operation mode with a very high bypass ratio by shutting the fuel supply into the after-burning chamber. The method of the present invention may be used to substantially increase the economical features of the aircraft at any flight speed, while increasing flight reliability and safety thanks to the aircraft improved dynamic features.
摘要翻译： 本发明涉及机器结构领域，更准确地说涉及用于飞行器的组合的喷气发动机动力单元。 本发明基本上包括在起飞或亚音速飞行期间主要使用由以标称功率运行的二冲程活塞发动机（4）旋转的风扇（2）来增加空气压力。 风扇（2）产生湍流的加压空气进一步进入燃烧空气燃烧负荷的后燃烧室（7）。 燃烧产物在喷嘴（9）中进一步膨胀以产生飞机推力。 入口装置（1）中的压力增加率与飞行速度一起增加。 一旦达到超音速飞行速度，通过将发动机（4）提供给风扇（2）的力减小，同时保持压力建立，动力单元从马达压缩运行模式切换到冲压喷气发动机运行模式， 上涨比接近1。 该系统在保持风扇（2）旋转的同时最小化功率损失的同时降低了位移的空气阻力。 活塞式发动机（4）驱动器比在这种动力单元上使用的燃气轮机驱动器更经济。 该活塞发动机在其整个操作模式范围内也表现出良好的响应特性，并且允许对飞行模式的任何变化的即时反应，因为风扇（2）可能在飞行中重新启动。 该系统也可以用于避免在经典的ramjets发动机的后燃烧室（7）中的泵送以及火焰爆炸。 在诸如亚音速空气检查或巡航飞行之类的经济模式下，通过关闭燃烧后的燃烧室中的燃料供给，将动力单元切换到具有非常高的旁路比的风扇发动机操作模式。 本发明的方法可以用于以任何飞行速度显着增加飞行器的经济特征，同时由于飞机改进的动态特征而增加飞行的可靠性和安全性。
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