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11. 发明公开

EP3165826A1 IGNITER FOR A GAS TURBINE ENGINE 审中-公开
标题翻译：燃气轮机发动机
公开(公告)号：EP3165826A1
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：EP16197343.3
申请日：2016-11-04
申请人： General Electric Company
发明人： BENNETT, William Thomas , KLASING, Kevin Samuel , GONYOU, Craig Alan
IPC分类号： F23R3/34 , F23Q3/00
CPC分类号： F02C7/264 , F05D2260/99 , F23Q3/008 , F23R3/343
摘要： A gas turbine engine includes a combustion section 26 spaced between a compressor section in a turbine section. The combustion section 26 defines a combustion chamber 88 and includes a combustor member defining an opening 118 to the combustion chamber 88. A mounting assembly 120 extends around or is positioned adjacent to the opening 118 defined by the combustor member. An igniter 114 extends through a ferrule 122 of the mounting assembly 120 and includes a distal end 116 positioned proximate the opening 118 in the combustor member. The igniter 114 defines a plurality of channels 138, each channel 138 extending between a first end 140 and a second end 142. The first end 140 is positioned away from the distal end 116 of the igniter 114 relative to the second end 142, and the second end 142 is a terminal end spaced from the distal end 116 of the igniter 114.
摘要翻译：燃气涡轮发动机包括在涡轮部分中的压缩机部分之间间隔开的燃烧部分26。燃烧部分26限定燃烧室88并且包括限定通向燃烧室88的开口118的燃烧器构件。安装组件120围绕由燃烧器构件限定的开口118延伸或邻近于开口118延伸。点火器114延伸穿过安装组件120的套箍122并且包括位于燃烧器构件中的开口118附近的远端116。点火器114限定了多个通道138，每个通道138在第一端140和第二端142之间延伸。第一端140相对于第二端142远离点火器114的远端116定位，并且第二端142是与点火器114的远端116隔开的终端。

12. 发明公开

EP3098429A4 JET ENGINE, FLYING BODY, AND METHOD FOR OPERATING JET ENGINE 有权
标题翻译： TRIEBWERK，FLUGZEUG UND VERFAHRENFÜRDEN BETRIEB EINES TRIEBWERKS
公开(公告)号：EP3098429A4
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：EP15769123
申请日：2015-02-17
申请人： MITSUBISHI HEAVY IND LTD
发明人： UENO YOSHIHIKO , FURUYA SHOJIRO
IPC分类号： F02K7/10 , F02C7/00 , F02C7/042 , F02K7/18 , F23R3/22
CPC分类号： F23R3/22 , F02C7/042 , F02K7/10 , F02K7/18 , F05D2220/10 , F05D2220/80 , F05D2260/99 , F23R3/60 , F23R2900/00015 , F23R2900/00017 , Y02T50/671
摘要： A jet engine includes an inlet (11) which takes in air and a combustor (12) which combusts fuel with the air. The combustor (12) has an injector (20), a plurality of flame stabilizers (21, 22) and a vanishment section (31). The injector (20) injects the fuel. The plurality of flame stabilizers (21, 22) can maintain the flame (F) used for combustion in the combustor (12). The vanishment section (31) is provided to cover the dent of the first flame stabilizer (21) which is situated on the side near to the inlet in the plurality of flame stabilizers (21, 22), and vanishes with the passage of time in the flight.
摘要翻译：喷气式发动机包括吸入空气的入口（11）和使燃料与空气燃烧的燃烧器（12）。燃烧器（12）具有喷射器（20），多个火焰稳定器（21,22）和消失部分（31）。喷射器（20）喷射燃料。多个火焰稳定器（21,22）可以保持用于在燃烧器（12）中燃烧的火焰（F）。该消失部31设置成覆盖位于多个火焰稳定器21,22中靠近入口一侧的第一火焰稳定器21的凹陷，并且随着时间的推移而消失飞行。

13. 发明公开

EP1849974A2 Turbine engine tailcone resonator 有权转让
标题翻译： Tailcone-Resonatorfürein Turbinentriebwerk
公开(公告)号：EP1849974A2
公开(公告)日：2007-10-31
申请号：EP07250806.2
申请日：2007-02-27
申请人： United Technologies Corporation
发明人： Baarck, Jenny N. , Proscia, William , Krayenvenger, Daren , Jones, Christopher D.
IPC分类号： F02C5/10 , F02C5/11 , F23R3/00 , G10K11/172
CPC分类号： F01D25/30 , F02C5/10 , F02K1/827 , F02K3/10 , F05D2260/96 , F05D2260/99 , F23R3/00 , F23R2900/00014
摘要： A turbine engine resonator (80) comprising a panel (52) and a vessel (82). The panel (52) is along a flow path within the engine and has an aperture (72). The vessel (82) has a mounting flange (92) secured to the panel (52). The flange (92) has an aperture mated to the aperture (72) of the panel (52). The vessel (82) has a body secured to the mounting flange (92) with an interior of the body in communication with the flange aperture. A first portion (182) of the panel (52) extends into the mounting flange aperture and may redirect a leakage flow, if any, to limit an effect of leakage upon resonator performance.
摘要翻译：一种包括面板（52）和容器（82）的涡轮发动机谐振器（80）。面板（52）沿着发动机内的流动路径并且具有孔（72）。容器（82）具有固定到面板（52）的安装凸缘（92）。凸缘（92）具有与面板（52）的孔（72）配合的孔。容器（82）具有固定到安装凸缘（92）的主体，主体的内部与凸缘孔连通。面板（52）的第一部分（182）延伸到安装凸缘孔中，并且可以重定向泄漏流（如果有的话），以限制泄漏对谐振器性能的影响。

14. 发明申请

WO2016181307A1 TURBINE 审中-公开
公开(公告)号：WO2016181307A1
公开(公告)日：2016-11-17
申请号：PCT/IB2016/052669
申请日：2016-05-10
申请人： DEVCON ENGINEERING GERHARD SCHOBER
发明人： SCHOBER, Werner , SCHOBER, Gerhard
IPC分类号： F02K7/06 , F02C5/02 , F02C5/12 , F23R7/00 , F01D25/36 , F02C1/04 , F02C3/10
CPC分类号： F01D15/10 , F02C1/04 , F02C3/10 , F02C3/14 , F02C5/02 , F02C7/22 , F02C7/32 , F04D25/06 , F04D27/004 , F05D2220/32 , F05D2260/99 , F23R7/00
摘要： Die Erfindung betrifft eine Turbine, insbesondere eine Verbrennungsgasturbine, die einen Highspeed-Generator zur Stromerzeugung antreibt, die einen höheren Wirkungsgrad aufweist. Die Turbine weist wenigstens eine, mit einer Kraftstoffeinspritzung (7) und einer Zündvorrichtung (8) versehene Brennkammer (6) auf, die die Turbine mit einem Verbrennungsgas beaufschlagt. Der Turbine ist ein externer Verdichter (3) zugeordnet, der mit einem eigenen Elektroantrieb versehen ist und nicht durch eine Antriebswelle mit der Turbine verbunden ist. Weiterhin sind mindestens zwei Brennkammern (5) für eine diskontinuierliche, gepulste Verbrennung resp. Beaufschlagung der Turbine vorgesehen.
摘要翻译：本发明涉及一种涡轮机，尤其是燃烧的燃气涡轮，其驱动高速发电机发电，其具有更高的效率。该涡轮机包括至少一个，与燃料喷射（7）和一个点火装置（8）设置有燃烧室（6），其作用在与燃烧气体的涡轮机。涡轮机与外部压缩机（3），其设置有一个单独的电驱动装置，并且不通过驱动轴到涡轮连接相关联。此外，至少两个燃烧室（5），用于不连续的，脉冲式燃烧RESP。设置在涡轮机的载荷。

15. 发明申请

WO2008060255A3 ELECTRICALLY CONTROLLED EXTINGUISHABLE SOLID PROPELLANT MOTORS 审中-公开
标题翻译：电动控制可灭火的固体推进电机
公开(公告)号：WO2008060255A3
公开(公告)日：2009-06-18
申请号：PCT/US0301267
申请日：2003-01-14
申请人： W E RES LLC
发明人： DULLIGAN MICHAEL , LAKE JAMES , ADKINSON PAUL , SPANJERS GREG , WHITE DAVID , NGUYEN HIEU
IPC分类号： F02K9/08
CPC分类号： F02K9/26 , F02K9/94 , F05D2260/99
摘要： Motor designs that enable the control of ignition, combustion burn rate, extinguishment, and reignition of solid propellants by precise application of electrical power are provided. Design of such motors, including choice of electrode materials, the form of electric power, and exemplary facial-extent electrode and axial-extent
摘要翻译：提供了通过精确施加电力来控制点燃燃烧燃烧速率，熄灭和固体推进剂重燃的电动机设计。这种电动机的设计，包括电极材料的选择，电力的形式，以及示范性面部电极和轴向范围

16. 发明申请

WO2008060255A2 ELECTRICALLY CONTROLLED EXTINGUISHABLE SOLID PROPELLANT MOTORS 审中-公开
标题翻译：电动控制可灭火的固体推进电机
公开(公告)号：WO2008060255A2
公开(公告)日：2008-05-22
申请号：PCT/US2003/001267
申请日：2003-01-14
申请人： W.E. RESEARCH, LLC
发明人： DULLIGAN, Michael , LAKE, James , ADKINSON, Paul , SPANJERS, Greg , WHITE, David , NGUYEN, Hieu
IPC分类号： F02K9/00
CPC分类号： F02K9/26 , F02K9/94 , F05D2260/99
摘要： Motor designs that enable the control of ignition, combustion burn rate, extinguishment, and reignition of solid propellants by precise application of electrical power are provided. Design of such motors, including choice of electrode materials, the form of electric power, and exemplary facial-extent electrode and axial-extent
摘要翻译：提供了通过精确施加电力来控制点燃燃烧燃烧速率，熄灭和固体推进剂重燃的电动机设计。这种电动机的设计，包括电极材料的选择，电力的形式，以及示范性面部电极和轴向范围

17. 发明申请

WO2017096144A1 GAS TURBINE FIRING TEMPERATURE CONTROL WITH AIR INJECTION SYSTEM 审中-公开
标题翻译：空气喷射系统的燃气轮机燃烧温度控制
公开(公告)号：WO2017096144A1
公开(公告)日：2017-06-08
申请号：PCT/US2016/064586
申请日：2016-12-02
申请人： POWERPHASE LLC
发明人： KRAFT, Robert, J. , AUERBACH, Scott , ARIAS QUINTERO, Sergio, A. , LEAHY, James, H., Jr.
IPC分类号： F02C9/00 , F02C9/16 , F02C9/26 , F02C9/28 , F02C9/48 , F02C9/50
CPC分类号： F02C9/50 , F02C3/30 , F02C9/00 , F05D2260/99 , F05D2270/083 , F05D2270/30 , F05D2270/303
摘要： The present invention discloses a novel modular system and methods of operating an increased air supply to a gas turbine engine such that the upon supplying a source of external air to the system, a bias is added to the exhaust temperature such that a firing temperature with air injection is substantially equivalent to the firing temperature without air injection.
摘要翻译：本发明公开了一种新颖的模块化系统和操作增加的供给燃气涡轮发动机的空气供应的方法，使得在向系统供应外部空气源时，向排气添加偏压温度，使得注入空气的燃烧温度基本上等于没有空气注入的燃烧温度。

18. 发明申请

WO2016182496A1 ROCKET ENGINE IGNITION SYSTEM 审中-公开
标题翻译： ROCKET发动机点火系统
公开(公告)号：WO2016182496A1
公开(公告)日：2016-11-17
申请号：PCT/SE2016/050415
申请日：2016-05-09
申请人： ECAPS AKTIEBOLAG
发明人： ANFLO, Kjell
IPC分类号： F02K9/52 , F02K9/68
CPC分类号： F02K9/95 , F02K9/52 , F02K9/68 , F05D2260/99
摘要： The present invention relates to an ignition system for a liquid propellant chemical rocket engine, which comprises a thermal-catalytic element (20) for initiating decomposition of the liquid propellant, and an electrical heater (30) for electrically preheating the thermal-catalytic element, wherein the thermal-catalytic element is thermally connected to the electrical heater, both of which are located in a flow path of the propellant, a rocket engine, and a preburner, respectively, comprising the ignition system, as well as a method of preheating a liquid propellant rocket engine using the system, and a spacecraft comprising such engine.
摘要翻译：本发明涉及一种用于液体推进剂化学火箭发动机的点火系统，其包括用于引发液体推进剂分解的热催化元件（20）和用于电热预热热催化元件的电加热器（30）其中所述热催化元件热连接到所述电加热器，它们都分别位于包括所述点火系统的所述推进剂，火箭发动机和预燃机的流动路径中，以及预热方法使用该系统的液体推进剂火箭发动机，以及包括这种发动机的航天器。

19. 发明申请

WO02018771A1 HIGH FREQUENCY EXCITATION APPARATUS AND METHOD FOR REDUCING JET AND CAVITY NOISE 审中-公开
标题翻译：高频激励装置和减少喷气和空气噪声的方法
公开(公告)号：WO02018771A1
公开(公告)日：2002-03-07
申请号：PCT/US2001/023345
申请日：2001-07-24
IPC分类号： F02K1/34 , F02K1/82
CPC分类号： F02K1/34 , F02K1/827 , F05D2260/96 , F05D2260/962 , F05D2260/99 , Y02T50/671
摘要： An active noise suppression apparatus and method for reducing jet engine noise and buffeting. A plurality of resonant cavities (12) are formed in a structural member disposed on or adjacent to a jet engine exhaust nozzle (22). Each resonant cavity opens toward an output slot. A compressed air chamber is used to supply a pressurized, supersonic jetstream airflow through the inlet port (16) into the interior area of the resonant cavity (12). This causes a high frequency, pulsed, excitation airstream to be generated outwardly form the cavity, out of the output slot and into the developing shear layer of the exhaust airflow. This high frequency, pulsed, excitation airstream induces modifications in the shear layer, which leads to a major reduction in the noise and buffeting generated by the developing shear layer.
摘要翻译：一种用于减少喷气发动机噪声和缓冲的主动噪声抑制装置和方法。多个谐振腔（12）形成在布置在喷气发动机排气喷嘴（22）上或与其相邻的结构件中。每个谐振腔朝向输出槽打开。压缩空气室用于将加压的超音速喷射流气流通过入口（16）供应到谐振腔（12）的内部区域中。这导致高频脉冲激发气流从空腔向外产生出输出槽并进入排气气流的显影剪切层。这种高频，脉冲的激发气流在剪切层中引起修改，这导致显影剪切层产生的噪声和缓冲的显着降低。

20. 发明公开

EP3098427A4 COMBUSTOR, JET ENGINE, FLYING BODY, AND METHOD FOR OPERATING JET ENGINE 有权
标题翻译： BRENNKAMMER，STRAHLTRIEBWERK，FLUGKÖRPERUND VERFAHREN ZUM BETRIEB DES STRAHLTRIEBWERKS
公开(公告)号：EP3098427A4
公开(公告)日：2017-03-15
申请号：EP15767934
申请日：2015-02-13
申请人： MITSUBISHI HEAVY IND LTD
发明人： UENO YOSHIHIKO , SUZUKI TASUKU , FURUYA SHOJIRO
IPC分类号： F02K7/10 , F02C7/00 , F02C7/26
CPC分类号： F02K7/105 , F02C7/264 , F02K7/10 , F05D2220/10 , F05D2260/99 , Y02T50/671
摘要： A jet engine includes an inlet that takes air, and a combustor that burns fuel using the air. The combustor includes a fuel injector and an igniter for igniting a gas mixture of the air and the fuel. The igniter ignites and activates automatically by heat and pressure created by compression of the air that has been taken in through the inlet.
摘要翻译：喷气发动机包括吸入空气的入口和使用空气燃烧燃料的燃烧器。燃烧器包括燃料喷射器和用于点燃空气和燃料的气体混合物的点火器。点火器通过通过入口吸入的空气的压缩产生的热和压力自动点燃并激活。

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