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51. 发明申请

WO9814367A2 METHOD FOR THE OPERATION OF A SUPERSONIC JET-ENGINE COMBINED POWER UNIT 审中-公开
标题翻译：超级喷气发动机组合动力装置的运行方法
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
申请人： ZAHAROV EVGENY NIKOLAEVICH , TYO GENYA
发明人： ZAHAROV EVGENY NIKOLAEVICH , TYO GENYA
IPC分类号： F02K3/08 , F02K3/10 , F02K5/02 , F02K7/16 , B64D
CPC分类号： F02K3/10 , F02K5/02 , F02K7/16
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。

52. 发明申请

WO2022223915A1 DISPOSITIF ACCROCHE-FLAMMES POUR POSTCOMBUSTION DE TURBOREACTEUR COMPRENANT DES BRAS A TROIS BRANCHES 审中-公开
公开(公告)号：WO2022223915A1
公开(公告)日：2022-10-27
申请号：PCT/FR2022/050715
申请日：2022-04-15
申请人： SAFRAN AIRCRAFT ENGINES
发明人： BECHET, Clément, Jean, Henri , GRESLIN, Emmanuel, Jean, André , MALBOIS, Pierre, André, Gabriel , PIEUSSERGUES, Christophe
IPC分类号： F23R3/18 , F23R3/20 , F02K3/10
摘要： Un dispositif accroche-flammes (36) pour postcombustion de turboréacteur comprend une rangée annulaire de bras accroche-flammes (38) comprenant chacun une branche interne (38A) présentant une extrémité libre (50) et une autre extrémité (52), et deux branches externes (38B, 38C) qui s'étendent à partir de l'autre extrémité (52) en divergeant l'une de l'autre dans une direction allant de l'extrémité libre (50) vers l'autre extrémité (52) de sorte que la branche interne (38A) se prolonge radialement vers l'extérieur en les deux branches externes (38B, 38C) qui divergent l'une de l'autre radialement vers l'extérieur dans deux directions 10 circonférentielles (C1, C2) opposées en constituant des zones de rapprochement mutuel entre bras accroche-flammes (38) consécutifs permettant une propagation de la flamme de bras en bras.

53. 发明申请

WO2017074345A1 COMBUSTION SYSTEM WITH INJECTOR ASSEMBLY INCLUDING AERODYNAMICALLY-SHAPED BODY AND/OR EJECTION ORIFICES 审中-公开
标题翻译：带有喷射器组件的燃烧系统，包括气动形状的阀体和/或喷射孔
公开(公告)号：WO2017074345A1
公开(公告)日：2017-05-04
申请号：PCT/US2015/057792
申请日：2015-10-28
申请人： SIEMENS ENERGY, INC.
发明人： NORTH, Andrew J. , PORTILLO BILBAO, Juan Enrique , LASTER, Walter Ray , GAMBACORTA, Domenico , SCHILP, Reinhard
IPC分类号： F23R3/20 , F23R3/34 , F23D11/12 , F23D14/58 , F02K3/10
CPC分类号： F23D11/12 , F02K3/10 , F23D14/583 , F23R3/20 , F23R3/346 , F23R2900/03341
摘要： An improved combustion system in a combustion turbine engine is provided. The combustor system may include an injector assembly (12) disposed in a combustion stage disposed downstream from a main combustion stage of the combustor system. The injector assembly may include a reactant-guiding structure (16, 62) arranged to deliver to the combustion stage respective jets of reactants through an array of ejection orifices (19, 60) disposed on one or more side walls (21) of the reactant-guiding structure. The reactant-guiding structure may be configured to form a stream-lined body relative to a flow of a fluid (20) to be mixed with the jets of reactants delivered to the combustion stage. The ejection orifices (19) of the array may be aerodynamically-shaped to define a respective stream-lined orifice cross-section, (e.g., airfoil shaped).
摘要翻译：提供了一种燃气涡轮发动机中的改进的燃烧系统。燃烧器系统可以包括设置在燃烧级中的喷射器组件（12），该燃烧级布置在燃烧器系统的主燃烧级的下游。所述喷射器组件可以包括反应物引导结构（16,62），所述反应物引导结构（16,62）被布置为通过设置在反应物的一个或多个侧壁（21）上的喷射孔阵列（19,60）将各个反应物射流输送到燃烧阶段 - 导向结构。反应物引导结构可以被配置成相对于流体流（20）形成流线体，以与输送到燃烧级的反应物射流混合。阵列的喷射孔（19）可以是空气动力学形状的以限定各自的流线孔口横截面（例如翼型形状）。

54. 发明申请

WO2015166921A1 アフタバーナ及び航空機エンジン审中-公开
标题翻译：后燃机和飞机发动机
公开(公告)号：WO2015166921A1
公开(公告)日：2015-11-05
申请号：PCT/JP2015/062716
申请日：2015-04-27
申请人：株式会社IHI
发明人：田中　辰治 , 高橋　克昌 , 細井　潤
IPC分类号： F02K3/10 , F23R3/20
CPC分类号： F02K3/10 , F02K1/822 , F23R3/20 , F23R2900/03041 , Y02T50/675
摘要：　航空機エンジン１のエンジン効率の低下を抑えつつ、アフタバーナ２５の耐久性を向上させる。ライナ３１の外周面とリアダクト２９の内周面との間に冷却空気ＣＡを流通させるための環状の冷却流路３５が形成され、ライナ３１に冷却空気ＣＡをライナ３１の内周面に沿うように吹き出すための複数の冷却孔３７が貫通形成され、ライナ３１の内周面に環状のアニュラス保炎部材５１が複数のラジアル保炎部材４７と同心上に設けられ、アニュラス保炎部材５１の内径が下流方向に向かって縮径しており、アニュラス保炎部材５１がライナ３１内の混合ガスの主流の流れを絞る絞りリングとしての機能を有している。
摘要翻译：本发明提高了加力燃烧器（25）的耐久性，并且抑制了飞机发动机（1）的发动机效率的降低。在衬套（31）的外周面与后管（29）的内周面之间形成有冷却空气（CA）流过的环状冷却通路35。穿过衬套（31）形成用于沿衬套（31）的内周表面吹送冷却空气（CA）的多个冷却孔（37）。衬套（31）的内周面上的环状环形火焰保持部件（51）相对于多个径向火焰保持部件（47）同心地设置。环形火焰保持构件（51）的内径在下游方向上减小。环形火焰保持构件（51）用作节流阀，其节流衬套（31）内的混合气体的主流的流动。

55. 发明申请

WO2013077756A1 IONIC PROPULSION SYSTEM 审中-公开
标题翻译：离子推进系统
公开(公告)号：WO2013077756A1
公开(公告)日：2013-05-30
申请号：PCT/RO2011/000027
申请日：2011-11-28
申请人： UNIVERSITATEA "POLITEHNICA" BUCURESTI , PĂCĂLA, Ovidiu , PĂCALĂ, Mirela , STANCIU, Virgil , MICLESCU, Adriana , DINU, Cornel
发明人： PĂCĂLA, Ovidiu , PĂCALĂ, Mirela , STANCIU, Virgil , MICLESCU, Adriana , DINU, Cornel
IPC分类号： F03H1/00 , F02K7/10 , F02K3/10
CPC分类号： F03H1/0037 , F02K7/10
摘要： The invention relates to a system that provides the acceleration of the positive ions from plasma produced by the fuel combustion, in the direction of the exit nozzle, by applying an adjustable electric potential within the power voltage range of V = (10...500) KV between the combustion chamber and the exit nozzle of a ramjet engine that are electrically separated in one embodiment and, between a positively charged electrode placed inside the post combustion chamber of a turbojet engine, while the exit nozzle and the rest of the engine are kept electrically at ground in another embodiment. Thus, the working fluid is electrically post accelerated, rising the efficiency of a supersonic engine and giving it the possibility to operate at pressures below 20 mBarr (2 KPa). The necessary power is provided by an electric generator supplied from the same fuel source with the jet engine. The electrical behavior of both embodiments may be improved when the cathode is covered with a thermo electronic emitting material so that a gas tube typical discharge is obtained.
摘要翻译：本发明涉及一种系统，其通过在V =（10 ... 500）的电源电压范围内施加可调节的电位，在出口喷嘴的方向上提供通过燃料燃烧产生的等离子体的正离子的加速）在一个实施例中在电气分离的冲压喷气发动机的燃烧室和出口喷嘴之间以及在涡轮喷气发动机的后燃烧室内的带正电的电极之间，在出口喷嘴和发动机的其余部分之间在另一个实施例中在地面保持电气。因此，工作流体被电后加速，提高了超音速发动机的效率，并使其在低于20mBarr（2KPa）的压力下操作的可能性。必要的动力由从喷气发动机从同一燃料源供给的发电机提供。当阴极被热电子发射材料覆盖时，可以改善两个实施例的电气行为，从而获得典型的气体放电管。

56. 发明申请

WO2009061586A2 IN SITU OPTICAL PROBE AND METHODS 审中-公开
标题翻译：原位光学探针和方法
公开(公告)号：WO2009061586A2
公开(公告)日：2009-05-14
申请号：PCT/US2008079935
申请日：2008-10-15
申请人： ZOLO TECHNOLOGIES INC , SAPPEY ANDREW D , HOFVANDER HENRIK
发明人： SAPPEY ANDREW D , HOFVANDER HENRIK
IPC分类号： F02K3/10 , F02K9/96 , G01M15/14 , G01N21/25
CPC分类号： G01N21/31 , F02K3/10 , F05D2260/80 , G01M15/108 , G01M15/14 , Y02T50/67
摘要： An apparatus for measuring combustion properties within a measurement area comprises an elongate housing having a housing wall, the elongate housing having a distal end. A transmitting and receiving optic pair resides within the distal end of the housing and optically communicates with a sensing region outside the housing. A reflective surface is cantilevered from the distal end of the housing to define the sensing region therebetween. The reflective surface is configured to reflect a beam in optical communication from the transmitting optic to the receiving optic through the sensing region. Also disclosed is a method of measuring a combustion property within a select zone of a measurement area.
摘要翻译：用于测量测量区域内的燃烧性质的设备包括具有壳体壁的细长壳体，细长壳体具有远端。发射和接收光学元件对位于壳体的远端内并且与壳体外部的感测区域光学连通。反射表面从壳体的远端悬伸以在其间限定感测区域。反射表面被配置为反射通过感测区域从发射光学器件到接收光学器件的光学通信中的光束。还公开了一种测量测量区域的选择区域内的燃烧特性的方法。

57. 发明申请

WO2003100242A1 TURBINE ENGINE APPARATUS AND METHOD 审中-公开
标题翻译：涡轮发动机装置及方法
公开(公告)号：WO2003100242A1
公开(公告)日：2003-12-04
申请号：PCT/US2003/016668
申请日：2003-05-28
申请人： LYTESYDE, LLC
发明人： ROCK, Kelly
IPC分类号： F02K3/10
CPC分类号： F23R3/18 , F02C7/224 , F23D2900/21003 , F23R3/12 , F23R3/30
摘要： A fuel processing system (10) for a turbine engine includes a fuel processor (10) which mixes fuel and air through a vortical flow which involves the introduction of air tangentially into the fuel processing chamber (16) through inlet apertures (26) formed in the outer wall of the fuel processing chamber (16). The vortical flow of fluid inside the fuel processing chamber (16) breaks down or atomizes fuel such that the resulting fuel/air mixture will be ideal for combustion. The fuel/air mixture is thereafter introduced into a combustion chamber (20) of the combustor of a turbine engine apparatus.
摘要翻译：一种用于涡轮发动机的燃料处理系统（10）包括燃料处理器（10），燃料处理器（10）通过涡旋流混合燃料和空气，该涡旋流包括通过形成在燃料处理室（16）中的入口孔燃料处理室（16）的外壁。燃料处理室（16）内的流体的涡旋流使燃料分解或雾化，使得所得到的燃料/空气混合物对于燃烧是理想的。然后将燃料/空气混合物引入到涡轮发动机装置的燃烧器的燃烧室（20）中。

58. 发明专利

JP2015222051A 推力増強装置有权
标题翻译：捶打装置
公开(公告)号：JP2015222051A
公开(公告)日：2015-12-10
申请号：JP2014107048
申请日：2014-05-23
申请人：株式会社IHI
发明人：田中辰治 , 細井潤 , 高橋克昌 , 廣光永兆
IPC分类号： F02K3/10 , F02K1/38 , F02K1/78 , F02C7/00 , F02C7/264 , F23R3/18 , F02K1/28
CPC分类号： F23R3/58 , F02K3/10 , F23R3/045 , F23R3/18 , F23R3/28
摘要：【課題】推力増強装置において燃焼領域を囲うダクトの長さ短くし、ジェットエンジンの軽量化を図る。【解決手段】ジェット噴流に対して燃料を噴出する燃料噴射器と、燃料噴射器の下流に配置される着火装置と、燃焼領域を囲う筒状のダクトと、ダクト内に配置される保炎器とを備える推力増強装置であって、ダクトの軸方向から見て、ダクトの内部の半径方向外側領域においてジェット噴流の軸方向への流れを維持し、ダクトの内部の半径方向内側領域においてジェット噴流をダクトの軸を中心とする旋回流とする旋回流形成手段を備える。【選択図】図1
摘要翻译：要解决的问题：提供一种能够减小围绕燃烧区域的管道的长度并减小喷气发动机的重量的推力增加装置。解决方案：一种推力增加装置，包括将燃料喷射到喷气鼓风中; 设置在燃料喷射器下游的点火器; 围绕燃烧区域的圆柱形管道; 以及设置在所述管道内的火焰保持器，包括涡旋流形成装置，其沿着所述管道的轴向观察，保持在所述管道内的径向向外区域中的喷流的轴向方向上的流动，并且将所述喷射气流形成在管道内的径向向内的区域中围绕管道的轴线旋转流动。

59. 发明专利

JP5814651B2 排気流路に隣接する空洞のエジェクタパージ有权
标题翻译：邻近所述排气通道喷射器净化腔
公开(公告)号：JP5814651B2
公开(公告)日：2015-11-17
申请号：JP2011136872
申请日：2011-06-21
申请人：ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ
发明人：フランク・ジェラルド・バックマン , ランディ・リー・ルイス , ロバート・スティーブン・ボックウィッチ , シェーン・バンナグ
IPC分类号： F02K3/06 , F02C7/18 , F01D25/12 , F02K3/10
CPC分类号： F23R3/18

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