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121. 发明申请

WO2015124840A1 CHAMBRE DE COMBUSTION ANNULAIRE DE TURBOMACHINE 审中-公开
标题翻译：环形涡轮发动机燃烧室
公开(公告)号：WO2015124840A1
公开(公告)日：2015-08-27
申请号：PCT/FR2015/050179
申请日：2015-01-27
申请人： TURBOMECA
发明人： SAVARY, Nicolas , BERTEAU, Patrick , CARRERE, Bernard , DUBOURDIEU, Jean-Marc , NAUDOT, Ludovic
IPC分类号： F23R3/00 , F23R3/52 , F23R3/60
CPC分类号： F23R3/52 , F02C7/20 , F05D2230/50 , F05D2230/51 , F05D2230/64 , F05D2230/642 , F05D2240/35 , F05D2240/90 , F05D2260/30 , F23C5/02 , F23D11/103 , F23R3/002 , F23R3/007 , F23R3/28 , F23R3/283 , F23R3/42 , F23R3/425 , F23R3/46 , F23R3/48 , F23R3/50 , F23R3/54 , F23R3/56 , F23R3/58 , F23R3/60 , F23R2900/00005 , F23R2900/00017 , F23R2900/00018 , F23R2900/00019
摘要： Chambre de combustion annulaire de turbomachine présentant une direction axiale (X), une direction radiale et une direction azimutale, comprenant une première paroi annulaire (12) et une seconde paroi annulaire (14), chaque paroi délimitant au moins une partie de l'enceinte de la chambre de combustion annulaire, les première et seconde parois (12, 14) présentant des éléments complémentaires d'emboîtement (12d, 14d), la première paroi (12) présentant au moins un premier trou traversant (12f) tandis que la seconde paroi (14) présente au moins un second trou traversant (14f), la chambre de combustion comprenant en outre au moins une broche engagée dans une paire de trous comprenant un premier trou (12f) et un second trou (14f), ladite broche (18) étant formée par un injecteur et verrouillant l'emboîtement des première et seconde parois (12, 14).
摘要翻译：本发明涉及具有轴向（X），径向和方位方向的环形涡轮发动机燃烧室。所述腔室包括第一环形壁（12）和第二环形壁（14）。每个壁限定环形燃烧室的外壳的至少一部分。第一和第二壁（12,14）具有互补的互锁元件（12d，14d）。第一壁（12）具有至少一个第一通孔（12f），而第二壁（14）具有至少一个第二通孔（14f）。燃烧室还包括插入包括第一孔（12f）和第二孔（14f）的一对孔中的至少一个销。所述销（18）由注射器形成并牢固地互锁第一和第二壁（12,14）。

122. 发明申请

WO2015108602A1 AIRCRAFT ENGINE STRUT WITH INTEGRATED SENSOR COMPONENT 审中-公开
标题翻译：具有集成传感器部件的飞机发动机
公开(公告)号：WO2015108602A1
公开(公告)日：2015-07-23
申请号：PCT/US2014/062885
申请日：2014-10-29
申请人： GENERAL ELECTRIC COMPANY
发明人： TAN, Chiong, Siew , PRITCHARD, Byron, Andrew , OTTA, Shourya, Prakash
IPC分类号： F01D17/08 , F01D21/00 , F02C7/05 , F01D5/14 , F01D25/16 , F02C7/20
CPC分类号： F02C7/20 , F01D5/146 , F01D17/08 , F01D21/003 , F01D25/162 , F05D2240/126 , F05D2250/71 , F05D2260/607 , F05D2270/20 , F05D2270/3061 , F05D2270/312 , F05D2270/313 , F05D2270/80 , Y02T50/673 , Y02T50/675 , Y10T29/49229
摘要： An engine strut (100) for providing fan hub frame structural support and monitoring an air flow (116) within an aircraft engine (100) includes an airfoil (120) coupled to the aircraft engine (100) and has a first portion (122) and a second portion (124). The first portion (122) is positioned upstream of the second portion (124) with respect to the air flow. A shield (126) is coupled to the engine (100) and positioned between the first portion (122) and the second portion (124). The shield (126) includes a first side (128) spaced from the first portion (122) and defining a first flow path (164) with the first portion (122). The shield further (126) includes a second side (130) spaced from the second portion (124) and defining a second flow path (169) with the second portion (124). At least one sensor (182) is coupled to the aircraft engine (100) and positioned in flow communication with the second flow path (169).
摘要翻译：用于提供风扇轮毂框架结构支撑并监测飞行器发动机（100）内的空气流（116）的发动机支柱（100）包括联接到飞机发动机（100）的翼型件（120）并具有第一部分（122）和第二部分（124）。第一部分（122）相对于空气流定位在第二部分（124）的上游。屏蔽（126）联接到发动机（100）并定位在第一部分（122）和第二部分（124）之间。屏蔽件126包括与第一部分122间隔开并且与第一部分122一起限定第一流动路径164的第一侧面128。屏蔽件（126）包括与第二部分（124）间隔开并与第二部分（124）限定第二流动路径（169）的第二侧面（130）。至少一个传感器（182）联接到飞行器引擎（100）并定位成与第二流动路径（169）流动连通。

123. 发明申请

WO2015047478A3 RADIAL POSITION CONTROL OF CASE SUPPORT STRUCTURE WITH SPLINED CONNECTION 审中-公开
标题翻译：采用分层连接的箱体支撑结构的径向位置控制
公开(公告)号：WO2015047478A3
公开(公告)日：2015-06-11
申请号：PCT/US2014042840
申请日：2014-06-18
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORP
发明人： ROMANOV DMITRIY A , DUGUAY BRIAN
IPC分类号： F02C7/20 , F01D25/28
CPC分类号： F01D11/18 , F01D11/12 , F01D25/246 , F01D25/28 , F02C7/20 , F05D2240/14 , F05D2240/55 , F05D2240/80 , Y02T50/672
摘要： A radial position control assembly for a gas turbine engine includes a case structure. A support structure is operatively supported by the case structure respectively with first and second splines in engagement with one another. The support structure includes an annular recess, and a support ring is received in the recess. The support structure and the support ring having different coefficients of thermal expansion. An axial biasing member urges the first and second splines into engagement with one another.
摘要翻译：用于燃气涡轮发动机的径向位置控制组件包括壳体结构。支撑结构分别通过第一花键和第二花键彼此接合而被壳体结构可操作地支撑。支撑结构包括环形凹槽，并且支撑环容纳在凹槽中。支撑结构和支撑环具有不同的热膨胀系数。轴向偏置构件推动第一花键和第二花键彼此接合。

124. 发明申请

WO2015069453A1 ADJUSTABLE SUPPORT SYSTEM FOR A COMBUSTOR TRANSITION DUCT 审中-公开
标题翻译：可调式支撑系统
公开(公告)号：WO2015069453A1
公开(公告)日：2015-05-14
申请号：PCT/US2014/061663
申请日：2014-10-22
申请人： SIEMENS ENERGY, INC.
发明人： PIERSALL, Keith W. , SHTEYMAN, Yevgeniy , ANGEL, Robert , GIRDICH, Ashley N. , BROOKS, Robert T. , ALFONSO, James , MARSHALL, James
IPC分类号： F01D9/02 , F01D25/04 , F23R3/60
CPC分类号： F02C7/20 , F01D9/023 , F01D25/04 , F02C9/16 , F05D2260/30 , F05D2260/96 , F23R3/46 , F23R3/60 , F23R2900/00014
摘要： An adjustable transition duct support system (10) for a transition duct (12) that channels hot gases from a combustor exit (14) to a gas turbine inlet (16) of a turbine engine. The adjustable transition duct support system (10) includes an adjustable forward transition flexible support assembly (18) in contact with a transition duct body (20), whereby the forward transition flexible support assembly (18) may be formed from a base (22) extending toward the transition duct body (20) and first and second side support arms (24, 26) extending from the base (22) to the transition duct body (20). The first and second side support arms (24, 26) may be formed from a plurality of flex plates (28) spaced from each other with spacers that provide rigidity in circumferential and radial directions and flexibility in an axial direction. The number of flex plates (28) used may be varied to accommodate different turbine engines. The adjustable transition duct support system (10) may have natural frequencies for circumferential and radial modes above two engine orders.
摘要翻译：用于过渡管道（12）的可调节的过渡管道支撑系统（10），其将来自燃烧器出口（14）的热气体引导到涡轮发动机的燃气涡轮机入口（16）。可调节的过渡管道支撑系统（10）包括与过渡管道主体（20）接触的可调节的向前过渡的柔性支撑组件（18），由此前向过渡柔性支撑组件（18）可以由基座（22）形成，延伸到过渡管体（20）和从基部（22）延伸到过渡管体（20）的第一和第二侧支撑臂（24,26）。第一和第二侧支撑臂（24,26）可以由多个彼此间隔开的柔性板（28）形成，所述间隔件在周向和径向方向上提供刚性并且在轴向上具有柔性。所使用的挠性板（28）的数量可以变化以适应不同的涡轮发动机。可调节的过渡管道支撑系统（10）可以具有两个发动机顺序以上的周向和径向模式的固有频率。

125. 发明申请

WO2015050652A1 ALIGNMENT SYSTEM FOR EXHAUST INSTALLATION 审中-公开
标题翻译：排气系统安装
公开(公告)号：WO2015050652A1
公开(公告)日：2015-04-09
申请号：PCT/US2014/053419
申请日：2014-08-29
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION
发明人： BONNER, Brett, Colin , NAGER, Eric, Andrew
IPC分类号： F02C7/20 , F01D25/28 , B64D27/12
CPC分类号： B64D33/04 , B64D41/00 , B64D2041/002 , F01D25/28 , F01D25/30 , F02C7/20 , F02K1/04 , F05D2220/50 , F05D2230/60 , F05D2230/644 , F05D2250/241 , F05D2250/711 , F05D2250/712 , F05D2260/30
摘要： An exhaust system for an aircraft includes an exhaust duct configured to be inserted within a plurality of leaf springs of an aircraft. The exhaust duct is configured to be in fluid communication with the auxiliary power unit for conveying exhaust from the auxiliary power unit to an exhaust exit, the exhaust duct including at least one exhaust bracket for movably mounting the exhaust duct to an airframe. An alignment system is configured to be operatively connected to the exhaust duct.
摘要翻译：用于飞行器的排气系统包括被配置为插入飞行器的多个板簧内的排气管道。排气管被构造成与辅助动力单元流体连通，用于将排气从辅助动力单元输送到排气出口，排气管道包括至少一个排气支架，用于将排气管可移动地安装到机身上。对准系统被配置为可操作地连接到排气管。

126. 发明申请

WO2015031796A1 HYBRID DIFFUSER CASE FOR A GAS TURBINE ENGINE COMBUSTOR 审中-公开
标题翻译：用于气体涡轮发动机的混合式搅拌器
公开(公告)号：WO2015031796A1
公开(公告)日：2015-03-05
申请号：PCT/US2014/053481
申请日：2014-08-29
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION
发明人： LYONS, Christopher B. , WILLIAMS, Alexander W. , BROULIDAKIS, Alexander
IPC分类号： F02C7/00 , F02C3/14 , F01D9/02 , F01D25/30 , F01D25/26
CPC分类号： F23R3/60 , F01D9/041 , F01D25/162 , F01D25/24 , F01D25/243 , F02C3/14 , F02C7/20 , F04D29/54 , F04D29/542 , F23R3/04 , Y02T50/671 , Y02T50/675
摘要： A hybrid diffuser case for a gas turbine engine includes an outer diffuser case wall that extends downstream from an annular outer pre-diffuser case shroud. An inner diffuser case wall extends downstream from an annular inner pre-diffuser case shroud. A multiple of struts extend between the annular outer pre-diffuser case shroud and the annular inner pre-diffuser case shroud.
摘要翻译：用于燃气涡轮发动机的混合式扩散器壳体包括从环形外部预扩散器壳体护罩的下游延伸的外部扩散器壳体壁。内部扩散器壳壁从环形内部预扩散器壳体护罩的下游延伸。多个支柱在环形外部预扩散器壳体护罩和环形内部预扩散器壳体护罩之间延伸。

127. 发明申请

WO2015028747A1 SUSPENSION ISOSTATIQUE D'UN TURBORÉACTEUR PAR DOUBLE SUPPORT ARRIÈRE 审中-公开
标题翻译：通过后面的双重支持静止停止涡轮
公开(公告)号：WO2015028747A1
公开(公告)日：2015-03-05
申请号：PCT/FR2014/052109
申请日：2014-08-21
申请人： SNECMA
发明人： BELLABAL, François, Robert , GALLET, François , POISSON, Mathieu, Ange
IPC分类号： F01D25/16 , B64D27/26 , F02K3/06 , F02C7/20
CPC分类号： F01D25/16 , B64D27/16 , B64D27/26 , B64D2027/266 , F02C7/20 , F02K1/04 , F02K3/06 , F05D2220/323 , Y02T50/672
摘要： Turboréacteur double flux comportant un carter d'échappement présentant un moyeu central (13) et des moyens de liaison (11) aptes à transmettre les efforts générés par le turboréacteur à la structure de l'aéronef qu'il propulse, lesdits moyens de liaison étant deux bras s'étendant radialement à partir du moyeu central pour traverser le flux froid dudit turboréacteur et étant caractérisés en ce qu'ils sont rigidement fixés audit moyeu central et positionnés de façon diamétralement opposée l'un par rapport à l'autre. Un moyen de liaison supplémentaire (14) s'étend entre le moyeu (13) et la zone de fixation (9) du carter d'échappement à la structure (12) de l'aéronef pour transmettre les charges exceptionnelles de dimensionnement, ledit moyen de liaison étant, en utilisation normale, positionné en attente, sans transmission d'effort entre ledit moyeu et ladite zone.
摘要翻译：本发明涉及一种旁路涡轮喷气发动机，其包括具有中心轮毂（13）和连接装置（11）的排气壳体，该连接装置能够将涡轮喷气发生的力传递到其推进的飞行器的结构，所述连接装置是两个臂径向地从中心轮毂排出以便穿过所述涡轮喷气发动机的冷流，并且其特征在于它们固定到所述中心轮毂并相对于彼此以直径相对的方式定位。另外的连接装置（14）在轮毂（13）和区域（9）之间延伸，用于将排气罩固定到飞行器的结构（12），以便传递异常尺寸的载荷，所述连接装置在正常使用，在所述轮毂和所述区域之间没有任何的力传递。

128. 发明申请

WO2014200571A2 COMPOSITE ATTACHMENT STRUCTURE WITH 3D WEAVE 审中-公开
标题翻译：具有三维结构的复合连接结构
公开(公告)号：WO2014200571A2
公开(公告)日：2014-12-18
申请号：PCT/US2014/014766
申请日：2014-02-05
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION
发明人： QUINN, Christopher M. , SREENIVASA, Voleti R.
IPC分类号： F02C7/20 , F01D25/28 , F01D9/02 , F02K3/04 , B29C70/24
CPC分类号： F01D25/243 , B29C70/24 , F01D9/02 , F01D25/28 , F02C7/20 , F02K1/80 , F02K3/06 , F05D2220/32 , F05D2220/36 , F05D2230/60 , F05D2240/14 , F05D2300/603 , F05D2300/6034 , Y02T50/672
摘要： An attachment structure for a case includes a V-groove defined by first and second arms extending circumferentially around the case and meeting at a lower portion. At least a portion of the attachment structure is a three-dimensionally woven composite.
摘要翻译：用于壳体的附接结构包括由第一和第二臂限定的V形槽，第一和第二臂围绕壳体周向延伸并且在下部处会合。附着结构的至少一部分是三维编织复合材料。

129. 发明申请

WO2014189579A2 ROTATABLE FULL RING FAIRING FOR A TURBINE ENGINE 审中-公开
标题翻译：用于涡轮发动机的可旋转的全套公路
公开(公告)号：WO2014189579A2
公开(公告)日：2014-11-27
申请号：PCT/US2014018839
申请日：2014-02-27
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORP
发明人： SANCHEZ PAUL K
IPC分类号： F01D25/24 , F02C7/20
CPC分类号： F01D25/246 , B64D29/08 , F01D5/02 , F01D9/041 , F02C3/04 , F02C7/20 , F05D2220/30 , F05D2240/35
摘要： A turbine engine includes a full ring fairing having at least a first and second keyed feature. The full ring fairing is rotatable so that the second keyed feature is in the first keyed feature position relative to the turbine engine.
摘要翻译：涡轮发动机包括具有至少第一和第二键控特征的全环整流罩。整圈整流罩可旋转，使得第二键合特征相对于涡轮发动机处于第一键控特征位置。

130. 发明申请

WO2014014535A8 AIR ACCELERATOR ON TIE ROD WITHIN TURBINE DISK BORE 审中-公开
标题翻译：空气加速器在涡轮盘孔内的拉杆上
公开(公告)号：WO2014014535A8
公开(公告)日：2014-11-06
申请号：PCT/US2013038330
申请日：2013-04-26
申请人： GEN ELECTRIC
发明人： VON DER ESCH ROBERT CLAYTON , PEPI JASON FRANCIS , NORCOTT KEVIN PATRICK
IPC分类号： F01D5/06 , F01D25/08
CPC分类号： F01D5/066 , F01D5/06 , F01D25/08 , F02C7/20 , Y02T50/675
摘要： Gas turbine engine high pressure rotor (12) first and second high pressure turbine stages (55, 56) include first and second stage disks (60, 62) having first and second stage disk bores (164, 166) and a single tie rod (170) therethrough. First and second bore annular flowpaths (184, 186) are radially located between first and second stage disk bores (164, 166) and tie rod (170). A means for increased cooling and/or heating in second stage disk bore (166) is axially located within second stage disk bore (166). The means may include an airflow accelerator (188) such as one or more annular ribs (190) on the tie rod (170). A bore annular cross-sectional flow area (200) between second stage disk hub (156) and ribs (190) may be substantially smaller than between second stage disk hub (156) and tie rod (170). An axially unobstructed inlet (206) into second bore annular flowpath (186) allows fully axially flowing and axially unobstructed flowing of second stage bore cooling air (180) into inlet (206).
摘要翻译：燃气涡轮发动机高压转子（12）第一和第二高压涡轮级（55,56）包括具有第一和第二级盘形孔（164,166）的第一和第二级盘（60,62）以及单个系杆（ 170）。第一和第二孔环形流动路径（184,186）径向地位于第一和第二级盘形孔（164,166）和拉杆（170）之间。用于在第二级盘孔（166）中增加冷却和/或加热的装置轴向地位于第二级盘孔（166）内。该装置可包括气流加速器（188），例如在拉杆（170）上的一个或多个环形肋（190）。第二级盘毂（156）和肋（190）之间的孔环形截面流动面积（200）可以比第二级盘毂（156）和拉杆（170）之间的孔径环形截面流动面积（200）小得多。进入第二孔环形流动路径（186）的轴向无阻碍入口（206）允许第二级孔冷却空气（180）完全轴向流动且轴向无阻地流入入口（206）。

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