专利快速检索-快速检索全球专利，免费商用专利数据库-IPRDB

81. 发明申请

WO2008045080A1 VARIABLE AREA FAN NOZZLE FOR ACCOMMODATING A FOREIGN OBJECT STRIKE EVENT 审中-公开
标题翻译：适用于外部物体撞击事件的可变区域风扇
公开(公告)号：WO2008045080A1
公开(公告)日：2008-04-17
申请号：PCT/US2006/040066
申请日：2006-10-12
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION , BERRYANN, Andrew P. , MORFORD, Stephen A.
发明人： BERRYANN, Andrew P. , MORFORD, Stephen A.
IPC分类号： F01D21/04 , F02K1/12 , F02K1/16 , F02K3/06
CPC分类号： F02K1/16 , F02K1/12 , F02K3/075 , F05D2270/09 , F05D2270/096 , F05D2270/114
摘要： A gas turbine engine system includes a fan (14) and a fan bypass passage (30) downstream of the fan (14) for conveying a bypass airflow from the fan. A nozzle (40) associated with the fan bypass passage (30) includes a plurality of different positions that influence the bypass air flow. One or more sensors (54) near the fan (14) produce a signal representative of a foreign object F near the fan (14). A controller (44) commands the nozzle (40) to move to a desired one of the plurality of different positions in response to the signal from the sensor (54) to change a pressure ratio across the fan (14) to thereby reduce a mechanical stress on the fan (14).
摘要翻译：燃气涡轮发动机系统包括风扇（14）和风扇（14）下游的风扇旁通通道（30），用于从风扇传送旁路气流。与风扇旁路通道（30）相关联的喷嘴（40）包括影响旁路气流的多个不同位置。风扇（14）附近的一个或多个传感器（54）产生代表风扇（14）附近的异物F的信号。响应于来自传感器（54）的信号，控制器（44）命令喷嘴（40）移动到多个不同位置中期望的位置，以改变横跨风扇（14）的压力比，从而减少机械风扇上的压力（14）。

82. 发明申请

WO2008045063A1 VARIABLE AREA NOZZLE ASSISTED GAS TURBINE ENGINE RESTARTING 审中-公开
标题翻译：可变区域喷嘴辅助气体涡轮发动机重新启动
公开(公告)号：WO2008045063A1
公开(公告)日：2008-04-17
申请号：PCT/US2006/039943
申请日：2006-10-12
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION , JAIN, Ashok, K. , WINTER, Michael
发明人： JAIN, Ashok, K. , WINTER, Michael
IPC分类号： F02C7/262 , F02K1/06
CPC分类号： F02C7/262 , F01D25/24 , F02C9/16 , F02K1/06 , F02K1/1207 , F02K1/15 , F02K3/075 , F05D2220/32 , F05D2260/85 , F05D2270/092
摘要： A turbofan engine starting system includes a core nacelle housing (12), a compressor (16) and a turbine (18). The core nacelle is disposed within a fan nacelle (34). The fan nacelle includes a turbofan (20). A bypass flow path (B) downstream from the turbofan is arranged between the two nacelles. A controller (50) is programmed to manipulate the nozzle exit area (A) of the bypass flow path to facilitate startup of the engine. In one example, the controller manipulates the nozzle exit area using hinged flaps (42) in response to an engine shutdown condition. The flaps open and close to adjust the nozzle exit area and the associated bypass flow rate, the mass flow rate of the air through the cave nacelle and the rotational speed of the compressor rotar (14).
摘要翻译：涡轮风扇发动机启动系统包括核心机舱壳体（12），压缩机（16）和涡轮机（18）。核心机舱设置在风扇机舱（34）内。风扇机舱包括涡轮风扇（20）。涡轮风扇下游的旁路流路（B）布置在两个机舱之间。控制器（50）被编程为操纵旁路流动路径的喷嘴出口区域（A）以便于启动发动机。在一个示例中，响应于发动机关闭状态，控制器使用铰接的翼片（42）来操纵喷嘴出口区域。翼片打开和关闭以调节喷嘴出口面积和相关的旁路流量，通过洞穴舱的空气的质量流量和压缩机转子的旋转速度（14）。

83. 发明申请

WO2008045058A1 OPERATIONAL LINE MANAGEMENT OF LOW PRESSURE COMPRESSOR IN A TURBOFAN ENGINE 审中-公开
标题翻译：涡轮发动机低压压缩机的运行管理
公开(公告)号：WO2008045058A1
公开(公告)日：2008-04-17
申请号：PCT/US2006/039808
申请日：2006-10-12
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION , HURWITZ, Wayne , MCVEY, William, J.
发明人： HURWITZ, Wayne , MCVEY, William, J.
IPC分类号： F02K1/16 , F02K1/06 , F02K1/15 , F02K3/06
CPC分类号： F01D17/08 , F01D17/141 , F01D21/00 , F02K1/1207 , F02K1/15 , F02K1/16 , F02K3/06 , F02K3/075 , F05D2250/52 , F05D2270/101 , F05D2270/301 , F05D2270/3013 , F05D2270/304
摘要： A turbofan engine control system is provided for managing a low pressure compressor operating line. The engine includes a low spool having a low pressure compressor housed in a core nacelle. A turbofan is coupled to the low spool. A fan nacelle surrounds the turbofan and core nacelle and provides a bypass flow path having a nozzle exit area. A controller is programmed to effectively change the nozzle exit area in response to an undesired low pressure compressor stability margin which can result in a stall or surge condition. In one example, the physical nozzle exit area is decreased at the undesired stability condition occurring during engine deceleration. A low pressure compressor pressure ratio, low spool speed and throttle position are monitored to determine the undesired stability margin.
摘要翻译：提供一种用于管理低压压缩机操作线的涡轮风扇发动机控制系统。发动机包括具有容纳在核心机舱中的低压压缩机的低阀芯。涡轮风扇联接到低阀芯。风扇机舱围绕涡轮风扇和核心机舱，并提供具有喷嘴出口区域的旁路流动路径。控制器被编程为响应于可能导致失速或喘振状况的不期望的低压压缩机稳定裕度来有效地改变喷嘴出口面积。在一个示例中，物理喷嘴出口面积在发动机减速期间发生的不期望的稳定性条件下减小。监测低压压缩机压力比，低阀芯速度和节气门位置以确定不期望的稳定裕度。

84. 发明申请

WO2008045052A1 METHOD AND DEVICE TO AVOID TURBOFAN INSTABILITY IN A GAS TURBINE ENGINE 审中-公开
标题翻译：避免涡轮发动机中的涡轮机不稳定性的方法和装置
公开(公告)号：WO2008045052A1
公开(公告)日：2008-04-17
申请号：PCT/US2006/039798
申请日：2006-10-12
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION , HURWITZ, Wayne , LEVASSEUR, Glenn
发明人： HURWITZ, Wayne , LEVASSEUR, Glenn
IPC分类号： F01D17/08 , F01D17/14 , F01D21/00 , F02C9/18 , F02K1/12 , F02K3/02 , F02K3/06 , F02K3/075
CPC分类号： F01D17/08 , F01D17/141 , F01D21/00 , F02C9/18 , F02K1/1207 , F02K3/025 , F02K3/06 , F02K3/075 , F05D2250/52 , F05D2270/101 , F05D2270/301 , F05D2270/304
摘要： A turbofan engine control system is provided for managing a fan operating line. The engine (10) includes a spool having a turbine housed in a core nacelle (12). A turbofan (20) is coupled to the spool (14). A fan nacelle (34) surrounds the turbofan and core nacelle and provides a bypass flow path having a nozzle exit area (40). A controller (50) is programmed to effectively change the nozzle exit area in response to an undesired turbofan stability margin which may result in a stall or flutter condition. In one example, the physical nozzle exit area is increased at the undesired stability condition in which the airflow into the engine creates a destabilizing pressure gradient at the inlet side of the turbofan. A turbofan pressure ratio, turbofan pressure gradient, low spool speed and throttle position are monitored to determine the undesired turbofan stability margin.
摘要翻译：提供了一种涡轮风扇发动机控制系统，用于管理风扇操作线。发动机（10）包括具有容纳在核心机舱（12）中的涡轮机的线轴。涡轮风扇（20）联接到阀芯（14）。风扇机舱（34）围绕涡轮风扇和核心机舱，并提供具有喷嘴出口区域（40）的旁路流动路径。控制器（50）被编程为响应于不期望的涡轮风扇稳定裕度来有效地改变喷嘴出口区域，这可能导致失速或颤动状况。在一个示例中，物理喷嘴出口区域在不期望的稳定性条件下增加，其中进入发动机的气流在涡轮风扇的入口侧产生不稳定的压力梯度。监测涡轮风扇压力比，涡轮风扇压力梯度，低阀芯速度和节气门位置以确定不期望的涡扇风机的稳定裕度。

85. 发明申请

WO2006091142A1 A BLEED STRUCTURE FOR A BLEED PASSAGE IN A GAS TURBINE ENGINE 审中-公开
标题翻译：用于气体涡轮发动机中的通风的结构
公开(公告)号：WO2006091142A1
公开(公告)日：2006-08-31
申请号：PCT/SE2006/000204
申请日：2006-02-14
申请人： VOLVO AERO CORPORATION , MÅRTENSSON, Hans , NILSSON, Martin
发明人： MÅRTENSSON, Hans , NILSSON, Martin
IPC分类号： F02K3/075 , F02K3/02
CPC分类号： F02C9/18 , F02K3/075
摘要： The invention relates to a bleed structure (17) for a bleed passage in a gas turbine engine. The structure comprises a first wall portion (18) defining a first side of an opening for the passage, and a second wall portion (19) defining a second side, opposite the first side of the opening. The first and second wall portions (18; 19) end at different positions in an extension direction of the opening.
摘要翻译：本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机中的排放通道的排放结构（17）。该结构包括限定用于通道的开口的第一侧的第一壁部分（18）和限定与开口的第一侧相对的第二侧的第二壁部分（19）。第一和第二壁部分（18; 19）在开口的延伸方向上的不同位置处结束。

86. 发明申请

WO2004104377A2 ROTARY ADJUSTABLE EXHAUST NOZZLE 审中-公开
标题翻译：旋转可调节排气喷嘴
公开(公告)号：WO2004104377A2
公开(公告)日：2004-12-02
申请号：PCT/US2004/014553
申请日：2004-05-05
申请人： THE NORDAM GROUP, INC.
发明人： LAIR, Jean-Pierre
IPC分类号： F01D
CPC分类号： F02K1/42 , F01D17/105 , F02K1/1207 , F02K1/15 , F02K1/28 , F02K3/075
摘要： An exhaust nozzle (38) includes an exhaust duct (36) with an outlet (46) and a row of radial apertures (48) upstream therefrom. A radial frame (58) surrounds the duct upstream from the apertures. A row of flaps (56) are hinged to the frame (58) to selectively cover and uncover the apertures (48) for controlling exhaust flow discharged therethrough. An arcuate unison bar (68) surrounds the duct (36) adjacent to the frame (58) and includes circumferentially spaced apart cams (70) engaging corresponding cam followers (66) affixed to the flaps (56). An actuator (72) is joined to the bar (68) for selective rotation thereof between opposite first and second directions to pivot open and closed the flaps (56) atop the apertures.
摘要翻译：排气喷嘴（38）包括具有出口（46）和在其上游的一排径向孔（48）的排气管道（36）。径向框架（58）围绕孔的上游包围导管。一排翼片（56）铰接到框架（58）上以选择性地覆盖和露出用于控制从其排出的排气流的孔（48）。弧形协调杆（68）围绕与框架（58）相邻的管道（36）围绕并且包括与固定到翼片（56）的相应的凸轮从动件（66）相接合的周向间隔开的凸轮（70）。致动器（72）连接到杆（68），用于在相对的第一和第二方向之间选择性地旋转，以枢转打开并在孔的顶部封闭翼片（56）。

87. 发明申请

WO1997026454A1 MULTI-SPOOL BY-PASS TURBOFAN ENGINE 审中-公开
标题翻译：多级副驾驶涡轮发动机
公开(公告)号：WO1997026454A1
公开(公告)日：1997-07-24
申请号：PCT/US1997000768
申请日：1997-01-21
申请人： WILLIAMS INTERNATIONAL CORPORATION
发明人： WILLIAMS INTERNATIONAL CORPORATION , THOMPSON, Robert, S., Jr.
IPC分类号： F02K03/04
CPC分类号： F02K3/075 , F02C3/13 , F02K3/077 , F05D2220/50 , Y02T50/671
摘要： A multi-spool turbofan engine (6) has a plurality of circumferentially spaced poppet valves (60) with diverters (80) secured thereto for precisely controlling bleed of combustion gas aft of the high pressure turbine whereby the high pressure spool (30) operates at high idle RPM so as to power accessories and the low pressure spool (12) operates at low RPM so as to minimize noise and fuel consumption. Efficient and precise control of hot gas bleed is achieved by placement of the diverters (80) downstream of the high pressure turbine and upstream of the intermediate pressure turbine (22) in combination with poppet valves (60) to control the diversion as well as flow induced by the pressure differential between the hot gas flow between the turbines and flow in the by-pass duct.
摘要翻译：多阀芯涡轮风扇发动机（6）具有多个周向间隔开的提升阀（60），转向器（80）固定在其上，用于精确地控制高压汽轮机尾部燃烧气体的流出，由此高压阀芯（30）在高空转转速，以便为配件供电，低压阀芯（12）以低转速工作，以便最小化噪音和燃料消耗。通过将高压涡轮机下游的转向器（80）和中压涡轮机（22）的上游与提升阀（60）组合放置以控制分流以及流量来实现热气渗出的高效和精确的控制由涡轮机之间的热气流与旁通管道中的流量之间的压力差引起。

88. 发明申请

WO2015130384A2 FAN NACELLE INLET FLOW CONTROL 审中-公开
标题翻译：风扇入口流量控制
公开(公告)号：WO2015130384A2
公开(公告)日：2015-09-03
申请号：PCT/US2014/070039
申请日：2014-12-12
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION
发明人： BURD, Steven, W.
IPC分类号： F02C7/057 , F02C7/047 , F02K3/06
CPC分类号： F02K3/075 , F01D25/02 , F02C3/04 , F02C7/047 , F02C7/057 , F02K3/06 , F04D29/522 , F04D29/541 , F05D2220/323 , F05D2240/35 , F05D2270/17
摘要： The present disclosure relates generally to a system for fan nacelle inlet flow control gas turbine engine.
摘要翻译：本公开一般涉及一种用于风扇机舱入口流量控制燃气涡轮发动机的系统。

89. 发明申请

WO2015012919A2 MULTI-NOZZLE FLOW DIVERTER FOR JET ENGINE 审中-公开
标题翻译：喷气发动机多喷嘴流道
公开(公告)号：WO2015012919A2
公开(公告)日：2015-01-29
申请号：PCT/US2014035497
申请日：2014-04-25
申请人： GEN ELECTRIC
发明人： DAWSON DAVID LYNN , LARIVIERE ERIN LEE , PETERSEN BRIAN JOSEPH , ELLEHORST ROBERT JEROME
IPC分类号： F02K3/075
CPC分类号： F02K3/077 , F02C6/08 , F02K1/822 , F02K3/025 , F02K3/06 , F02K3/075 , Y02T50/675
摘要： An exhaust system for a variable cycle aircraft engine. The exhaust system comprises a core exhaust for bypass air and hot gases of combustion. The core exhaust includes a convergent- divergent nozzle. The convergent-divergent nozzle is formed from a plurality of flaps and seals. The exhaust system comprises a third air duct for a third stream of air. The third stream of air is selectively exhausted from the third duct through a secondary nozzle or divergent slots in the convergent-divergent nozzle, or both depending upon the flight mode. A diverter valve is positioned in the third stream duct to selectively control the flow of third stream air through the secondary nozzle, the divergent slots and combinations thereof.
摘要翻译：用于可变循环飞机发动机的排气系统。排气系统包括用于旁路空气的核心排气和燃烧的热气体。核心排气口包括会聚发散喷嘴。收敛扩散喷嘴由多个翼片和密封件形成。排气系统包括用于第三气流的第三空气管道。空气的第三流由第三管道通过次级喷嘴或会聚发散喷嘴中的发散槽选择性地排出，或者两者依赖于飞行模式。分流阀定位在第三流管道中，以选择性地控制通过次喷嘴的第三流空气的流动，发散槽及其组合。

90. 发明申请

WO2015011392A1 MOYEU DE CARTER INTERMEDIAIRE POUR TURBOREACTEUR D'AERONEF COMPRENANT DES DEFLECTEURS DE GUIDAGE D'AIR 审中-公开
标题翻译：航空器涡轮增压器的中空舱，包括空气导向装置
公开(公告)号：WO2015011392A1
公开(公告)日：2015-01-29
申请号：PCT/FR2014/051879
申请日：2014-07-21
申请人： SNECMA
发明人： LUKOWSKI, Benjamin , FESSOU, Philippe , LAPORTE, Arnaud
IPC分类号： F01D17/10 , F02K3/075 , F02C7/052 , F02C6/08
CPC分类号： F01D17/105 , F02C6/08 , F02K3/075 , F04D27/0215 , F04D27/023 , F05D2250/323
摘要： Il est proposé un moyeu de carter intermédiaire pour turboréacteur d'aéronef comprenant une virole interne destinée à délimiter d'une part un espace d'écoulement primaire d'un flux de gaz primaire dans un turboréacteur, et d'autre part au moins un espace intermédiaire, la virole interne étant pourvue d'au moins un orifice primaire ainsi que d'au moins une porte mobile formant un conduit primaire de passage d'air, ladite porte étant apte à prélever, depuis l'orifice primaire, de l'air circulant dans l'espace de gaz primaire et à renvoyer dans l'espace intermédiaire l'air ainsi prélevé en direction d'un conduit secondaire de passage d'air, le conduit secondaire étant par ailleurs prolongé depuis son orifice d'entrée par un déflecteur s'étendant vers l'amont dans l'espace intermédiaire, ledit moyeu étant caractérisé en ce que le déflecteur forme un conduit de guidage d'air ayant une surface interne s'étendant depuis ledit orifice d'entrée jusqu'à un orifice de guidage agencé en aval de l'orifice de sortie de la porte.
摘要翻译：本发明涉及一种用于飞行器涡扇风扇的中间壳体毂，包括用于限定用于涡轮风扇中的主气流以及至少一个中间空间的第一流动空间的内套圈。内套圈设置有至少一个主开口和形成主空气通道导管的至少一个活动门。所述门能够从主开口取出流入主气体空间的空气，并且将如此取出的空气送回二级空气通道导管的中间空间。此外，辅助管道从其入口通过在上游延伸到中间空间中的偏转器延伸。所述轮毂的特征在于，所述导流器形成具有从所述入口延伸到设置在所述门的出口下游的引导开口的内表面的空气引导管道。

你已经成功收藏专利！

检索式保存成功!

IPRDB

热门服务

关于我们

友情链接

联系方式