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61. 发明申请

WO2014150681A1 GAS TURBINE ENGINE COMPONENT HAVING SHAPED PEDESTALS 审中-公开
标题翻译：气体涡轮发动机组件具有形状的馅饼
公开(公告)号：WO2014150681A1
公开(公告)日：2014-09-25
申请号：PCT/US2014/023956
申请日：2014-03-12
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION
发明人： MONGILLO, Dominic J. , SPANGLER, Brandon W.
IPC分类号： F01D5/18 , F01D25/12 , F02C7/12
CPC分类号： F02C7/18 , F01D5/186 , F01D5/187 , F01D9/041 , F01D11/08 , F01D25/12 , F01D25/30 , F02C7/25 , F02K1/822 , F05D2220/32 , F05D2240/11 , F05D2240/12 , F05D2240/127 , F05D2240/30 , F05D2240/35 , F05D2250/141 , F05D2250/711 , F05D2250/712 , F05D2250/75 , F05D2260/202 , F05D2260/204 , F05D2260/2212 , Y02T50/675
摘要： A component according to an exemplary aspect of the present disclosure includes, among other things, a first wall, a second wall and at least one row of shaped pedestals extending between the first wall and the second wall. The at least one row of shaped pedestals includes a first set of C-shaped pedestals and a second set of C-shaped pedestals adjacent to the first set of C-shaped pedestals.
摘要翻译：根据本公开的示例性方面的部件包括在第一壁和第二壁之间延伸的第一壁，第二壁和至少一排成形基座。所述至少一排成形基座包括第一组C形基座和与第一组C形基座相邻的第二组C形基座。

62. 发明申请

WO2014105236A3 AIRFOIL WITH VARIABLE TRIP STRIP HEIGHT 审中-公开
标题翻译：具有可变行程高度的气翼
公开(公告)号：WO2014105236A3
公开(公告)日：2014-08-21
申请号：PCT/US2013061857
申请日：2013-09-26
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORP , RILEY SARAH , BOEKE MARK A , DEGRAY JEFFREY J , GREGG SHAWN J
发明人： RILEY SARAH , BOEKE MARK A , DEGRAY JEFFREY J , GREGG SHAWN J
IPC分类号： F02C7/12 , F01D5/18 , F01D25/12
CPC分类号： F01D25/12 , F01D5/187 , F01D9/02 , F05D2240/12 , F05D2240/126 , F05D2240/127 , F05D2240/81 , F05D2250/183 , F05D2260/2212 , F05D2260/22141 , Y02T50/672 , Y02T50/676
摘要： An airfoil component for a gas turbine engine includes an airfoil extending from a platform. At least one of the airfoil and the platform includes a cooling passage defined by a surface. A chevron-shaped trip strip extends from the surface into the cooling passage at a trip strip height along a length. The trip strip height varies along the length. A turbine vane for a gas turbine engine includes inner and outer platforms. A cooling passage is provided in the inner platform. The cooling passage is provided by first and second radially extending legs spaced circumferentially apart from one another and joined to one another by a circumferential passage. A pair of airfoils extend radially from the same inner platform. A trip strip extends from the surface into the circumferential passage at a trip strip height along a length. The trip strip height varying along the length.
摘要翻译：用于燃气涡轮发动机的翼型件包括从平台延伸的翼型件。翼型件和平台中的至少一个包括由表面限定的冷却通道。一个人字形的跳闸条从一个表面延伸到冷却通道中，沿一个长度的跳闸条高度。跳闸条高度沿长度变化。用于燃气涡轮发动机的涡轮叶片包括内平台和外平台。在内平台上设有冷却通道。冷却通道由第一和第二径向延伸的腿部提供，所述第一和第二径向延伸的腿部彼此周向地间隔开并且通过周向通道彼此连接。一对翼型件从相同的内平台径向延伸。跳闸带沿着一段长度以一个跳闸带高度从表面延伸到圆周通道中。跳闸条高度沿长度变化。

63. 发明申请

WO2014105236A2 AIRFOIL WITH VARIABLE TRIP STRIP HEIGHT 审中-公开
标题翻译：带可变行程杆高度的AIRFOIL
公开(公告)号：WO2014105236A2
公开(公告)日：2014-07-03
申请号：PCT/US2013/061857
申请日：2013-09-26
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION , RILEY, Sarah , BOEKE, Mark A. , DEGRAY, Jeffrey J. , GREGG, Shawn J.
发明人： RILEY, Sarah , BOEKE, Mark A. , DEGRAY, Jeffrey J. , GREGG, Shawn J.
CPC分类号： F01D25/12 , F01D5/187 , F01D9/02 , F05D2240/12 , F05D2240/126 , F05D2240/127 , F05D2240/81 , F05D2250/183 , F05D2260/2212 , F05D2260/22141 , Y02T50/672 , Y02T50/676
摘要： An airfoil component for a gas turbine engine includes an airfoil extending from a platform. At least one of the airfoil and the platform includes a cooling passage defined by a surface. A chevron-shaped trip strip extends from the surface into the cooling passage at a trip strip height along a length. The trip strip height varies along the length. A turbine vane for a gas turbine engine includes inner and outer platforms. A cooling passage is provided in the inner platform. The cooling passage is provided by first and second radially extending legs spaced circumferentially apart from one another and joined to one another by a circumferential passage. A pair of airfoils extend radially from the same inner platform. A trip strip extends from the surface into the circumferential passage at a trip strip height along a length. The trip strip height varying along the length.
摘要翻译：用于燃气涡轮发动机的翼型件组件包括从平台延伸的翼型件。翼型件和平台中的至少一个包括由表面限定的冷却通道。人字形跳闸条从表面延伸到沿着长度的跳闸条高度处的冷却通路。跳闸条高度沿长度变化。用于燃气涡轮发动机的涡轮叶片包括内部和外部平台。内部平台上设有冷却通道。冷却通道由第一和第二径向延伸的腿部提供，所述第一和第二径向延伸的腿部彼此周向间隔开并且通过周向通道彼此连接。一对翼型从相同的内部平台径向延伸。跳闸条从表面沿着长度以跳闸条高度从表面延伸到圆周通道中。跳闸高度沿长度变化。

64. 发明申请

WO2013081142A1 タービン翼审中-公开
标题翻译：涡轮叶片
公开(公告)号：WO2013081142A1
公开(公告)日：2013-06-06
申请号：PCT/JP2012/081184
申请日：2012-11-30
申请人：株式会社IHI , 一般社団法人日本航空宇宙工業会
发明人：大北　洋治 , 村田　章
IPC分类号： F01D5/18 , F01D9/02 , F02C7/18
CPC分类号： F01D5/18 , F01D5/186 , F01D5/187 , F05D2240/122 , F05D2240/127 , F05D2240/304 , F05D2240/31 , F05D2260/2212 , F05D2260/2214 , Y02T50/673 , Y02T50/676
摘要：　タービン翼は、中空を有し、後縁部にて内壁面の一部が露出されていると共に前記露出領域において内壁面に沿って冷却空気が流される背側壁と、上記露出領域において内壁面に設けられる窪みと、を備えている。上記背側壁の内壁面の法線方向から見た上記窪み（５）の輪郭は、上記冷却空気の流れ方向に対して交差する基準軸（Ｌ）を中心にして対称であると共に、基準軸（Ｌ）に沿って広がる形状に設定されている。
摘要翻译：本发明是一种中空涡轮叶片，其具有：后壁，其内壁表面的一部分在后边缘露出，冷却空气沿着上述暴露区域的内壁表面流动; 以及设置在上述暴露区域的内壁表面中的凹部。当从法线方向观察到后侧壁的内壁面时，凹部（5）的轮廓被设定为围绕与上述流动方向相交的基准线（L）对称的形状的冷却空气，并且沿着参考线（L）变宽。

65. 发明申请

WO2013009643A2 SUPERSONIC COMPRESSOR 审中-公开
标题翻译：超级压缩机
公开(公告)号：WO2013009643A2
公开(公告)日：2013-01-17
申请号：PCT/US2012045823
申请日：2012-07-06
申请人： RAMGEN POWER SYSTEMS LLC , ROBERTS WILLIAM BYRON , LAWLOR SHAWN P
发明人： ROBERTS WILLIAM BYRON , LAWLOR SHAWN P
IPC分类号： F04D21/00
CPC分类号： F04D21/00 , F04D27/0207 , F04D27/0215 , F04D29/522 , F04D29/547 , F04D29/563 , F04D29/682 , F05D2240/127 , Y02E10/721 , Y10T137/85938
摘要： A supersonic compressor including a rotor to deliver a gas at supersonic conditions to a diffuser. The diffuser includes a plurality of aerodynamic ducts that have converging and diverging portions, for deceleration of gas to subsonic conditions and then for expansion of subsonic gas, to change kinetic energy of the gas to static pressure. The aerodynamic ducts include structures for changing the effective contraction ratio to enable starting even when the aerodynamic ducts are designed for high pressure ratios, and structures for boundary layer control. In an embodiment, aerodynamic ducts are provided having an aspect ratio of in excess of two to one, when viewed in cross-section orthogonal to flow direction at an entrance to the aerodynamic duct. In an embodiment, the number of leading edges are minimized, and may be less than half, compared to the number of blades in the accompanying rotor.
摘要翻译：一种超音速压缩机，其包括用于在超音速条件下将气体输送到扩散器的转子。扩散器包括具有会聚和发散部分的多个空气动力学管道，用于将气体减速到亚音速条件，然后用于膨胀亚音速气体，以将气体的动能改变为静态压力。空气动力学管道包括用于改变有效收缩比的结构，使得即使当空气动力学管道被设计用于高压比时也能够启动，并且用于边界层控制的结构。在一个实施例中，当在与空气动力学管道的入口处垂直于流动方向的横截面中观察时，提供具有超过2比1的纵横比的空气动力学管道。在一个实施例中，前缘的数量最小化，并且可以小于伴随转子中的叶片数量的一半。

66. 发明申请

WO2013004451A1 HYDRAULIKLAGER FÜR EINE STATIONÄRE GASTURBINE 审中-公开
标题翻译：液压轴承固定式燃气轮机
公开(公告)号：WO2013004451A1
公开(公告)日：2013-01-10
申请号：PCT/EP2012/060970
申请日：2012-06-11
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT , LOHSE, Uwe , PRADE, Bernd
发明人： LOHSE, Uwe , PRADE, Bernd
IPC分类号： F01M11/04 , F01D25/16 , F01D25/18 , F02C7/06 , F16C33/10
CPC分类号： F01D25/16 , F01D25/18 , F01M11/04 , F05D2240/127 , F16C33/1045 , F16C2360/23
摘要： Die Erfindung betrifft ein Hydrauliklager (44) für eine stationäre Gasturbine (10), umfassend eine Ölwanne (48) mit einem Abfluss für Hydrauliköl, wobei der Abfluss eine in der Ölwanne (48) angeordnete Abflussöffnung (50) und eine sich an die Abflussöffnung (50) anschließende Abflussleitung (52) umfasst und wobei Mittel vorgesehen sind, die bei abfließendem Hydrauliköl in der Abflussleitung (52) eine Ringströmung mit zentraler Luftsäule bewirken.
摘要翻译：本发明涉及一种液压支架（44），用于固定式燃气涡轮机（10），其包括油盘（48）具有用于液压油的漏极，其中，在油盘（48）放电开口（50）布置在所述漏极和位于（在排放口 50）邻接所述流出管线（52），并且其中提供了用于在漏极线（52）在运行过液压油引起与中央空气柱的环形流动的装置。

67. 发明申请

WO2011077424A1 OSCILLATORY VORTICITY GENERATOR AND APPLICATIONS THEREOF 审中-公开
标题翻译：振动发电机及其应用
公开(公告)号：WO2011077424A1
公开(公告)日：2011-06-30
申请号：PCT/IL2010/000980
申请日：2010-11-23
申请人： RAMOT AT TEL-AVIV UNIVERSITY LTD. , SEIFERT, Avraham , STALNOV, Oksana , FONO, Ilan , DAYAN, Isaac , TROSHIN, Victor , AVNAIM, Maor Hai , PALEI, Vitali
发明人： SEIFERT, Avraham , STALNOV, Oksana , FONO, Ilan , DAYAN, Isaac , TROSHIN, Victor , AVNAIM, Maor Hai , PALEI, Vitali
IPC分类号： B64C21/02 , F03D1/06
CPC分类号： B64C21/025 , B64C2230/02 , B64C2230/28 , F01D5/145 , F03D1/06 , F05B2240/122 , F05D2240/127 , Y02E10/721 , Y02T50/166 , Y02T50/671 , Y02T50/673
摘要： An oscillatory vorticity generator device for controlling the flow on an aero- or hydrodynamic surface (104) of an element (110), the oscillatory vorticity generator device (130) comprising: two main walls, positioned opposite to each other, forming a first pair of walls and two other walls, the four walls each having proximal and distal ends, the distal ends connected to an aero- or hydrodynamic surface; a connection connecting the walls at their proximal ends; and an opening in the aero- or hydrodynamic surface, the opening being substantially contiguous with the two main walls and the two other walls.
摘要翻译：一种用于控制元件（110）的空气或流体动力学表面（104）上的流动的振荡涡度发生器装置，所述振荡涡度发生器装置（130）包括：彼此相对定位的两个主壁，形成第一对的墙壁和两个其他墙壁，四个墙壁各自具有近端和远端，远端连接到空气或水动力表面; 在其近端处连接壁的连接; 以及在航空或流体动力学表面中的开口，该开口基本上与两个主壁和两个其它壁相邻。

68. 发明申请

WO2010084141A1 A GAS TURBINE ENGINE 审中-公开
标题翻译：气体涡轮发动机
公开(公告)号：WO2010084141A1
公开(公告)日：2010-07-29
申请号：PCT/EP2010/050662
申请日：2010-01-21
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT , MUGGLESTONE, Jonathan
发明人： MUGGLESTONE, Jonathan
IPC分类号： F01D9/04 , F01D11/04 , F01D25/12
CPC分类号： F01D9/041 , F01D11/04 , F01D25/12 , F05D2240/127 , F05D2240/81 , F05D2260/202
摘要： A gas turbine engine including a stator vane (31) for directing hot combustion gases onto rotor blades (37), the stator vane (31) including a platform (33) disposed at the side of the vane (31) radially inward/outward with respect to the axis of rotation of the engine, the platform (33) having a trailing edge portion (43) downstream with respect to the flow of the hot combustion gases past the stator vane (31), the engine also including a support and cooling arrangement (41) for directing a cooling fluid to an upstream end of a radially inwardly/outwardly facing side (55) of the trailing edge portion (43) of the platform (33), the support and cooling arrangement (41) also directing the cooling fluid to flow over the side (55) in a generally axial direction to a downstream end of the side (55), the cooling fluid cooling the trailing edge portion (43) as it flows over the side (55), wherein turbulators (73) are included on the side (55) to increase heat transfer from the trailing edge portion (43) as the cooling fluid flows over the side (55), the turbulators (73) extending so as to traverse the axial direction.
摘要翻译：一种燃气涡轮发动机，包括用于将热燃烧气体引导到转子叶片（37）上的定子叶片（31），所述定子叶片（31）包括设置在所述叶片（31）侧面的平台（33），所述平台（33）径向向内/ 相对于发动机的旋转轴线，平台（33）具有相对于经过定子叶片（31）的热燃烧气体的流动下游的后缘部分（43），发动机还包括支撑和冷却用于将冷却流体引导到平台（33）的后缘部分（43）的径向向内/向外侧（55）的上游端的布置（41），支撑和冷却装置（41）还将冷却流体在大致轴向方向上流过侧面（55）到侧面（55）的下游端，冷却流体在其流过侧面（55）时冷却后缘部分（43），其中湍流器 73）包括在侧面（55）上以增加从后缘po的热传递当冷却流体在侧面（55）上流动时，紊流器（73）延伸以横过轴向方向。

69. 发明申请

WO2009028067A1 ガスタービンの翼冷却構造审中-公开
标题翻译：气体涡轮叶片冷却结构
公开(公告)号：WO2009028067A1
公开(公告)日：2009-03-05
申请号：PCT/JP2007/066881
申请日：2007-08-30
申请人：三菱重工業株式会社 , 藤村大悟 , 椙下秀昭 , 松浦正昭 , 山本裕之 , 鳥井俊介 , 羽田哲
发明人：藤村大悟 , 椙下秀昭 , 松浦正昭 , 山本裕之 , 鳥井俊介 , 羽田哲
IPC分类号： F01D5/18 , F01D9/02
CPC分类号： F01D5/187 , F05D2240/127 , F05D2250/185 , F05D2260/2212 , F05D2260/22141 , Y02T50/676
摘要：　熱伝達率を低下させることなく、冷却媒体の圧力損失を低減させることができるガスタービンの翼冷却構造を提供する。そのため、動翼（１１）の基端部（１２）から翼部（１４）に向けて冷却空気（Ａ）を流す冷却通路（１５）と、冷却通路（１５）の対向する両壁面において冷却空気（Ａ）の流れ方向に対して傾斜して配置される複数のタービュレータ（２１）と、隣接するタービュレータ（２１）間の冷却通路（１５）の壁面において冷却空気（Ａ）の流れ方向の中心位置（Ｏ）から下流側の下流領域（Ｎ）に形成される複数のディンプル（２２）とを備えるようにした。
摘要翻译：提供一种燃气轮机的叶片冷却结构，其中可以降低冷却介质的压力损失而不降低传热速率。叶片冷却结构包括用于使冷却空气（A）从可动叶片（11）的基端（12）朝向叶片部分（14）流动的冷却通道（15），倾斜地设置的多个湍流器（21）相对于冷却通路（15）的彼此面对的两个壁面的冷却空气（A）的流动方向，以及形成在下游侧（N）的下游侧的多个凹部（22）在冷却空气（A）的流动方向上的中心位置（O）和相邻的湍流器（21）之间的冷却通道（15）的壁表面。

70. 发明申请

WO2007120185A2 GAS TURBINE ENGINE MIXING DUCT AND METHOD TO START THE ENGINE 审中-公开
标题翻译：燃气轮机发动机混合动力和起动发动机的方法
公开(公告)号：WO2007120185A2
公开(公告)日：2007-10-25
申请号：PCT/US2006/041108
申请日：2006-10-20
申请人： ROLLS-ROYCE CANADA, LTD. , SCARINCI, Thomas
发明人： SCARINCI, Thomas
IPC分类号： F02C7/26
CPC分类号： F02C7/26 , F02C7/222 , F05D2240/127 , F23D2207/00 , F23R3/14 , F23R3/286
摘要： A combustion chamber device having a field static pressure gradient adapted to expel a flame kernel or hot spot from a fuel-air mixing duct. The swirling flow passing through an annular mixing duct is turned from a radial direction to an axial direction before entering the combustion chamber. An ignition source located within the fuel-air mixing duct can then be used to start the combustion process in the gas turbine.
摘要翻译：具有适于从燃料 - 空气混合管道排出火焰核或热点的场静压力梯度的燃烧室装置。通过环形混合管道的旋流在进入燃烧室之前从径向转向轴向。然后可以使用位于燃料 - 空气混合管道内的点燃源来启动燃气轮机中的燃烧过程。

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