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11. 发明授权

CN109899177B 多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统及飞行器有权
公开(公告)号：CN109899177B
公开(公告)日：2023-02-17
申请号：CN201810919096.X
申请日：2018-08-08
申请人：珠海市蓝鹰贸易有限公司
发明人：张鸿元 , 张芷凝 , 张廷琛
IPC分类号： F02K3/06 , F02K3/12 , F02C3/14 , F02C7/00 , F02C7/36
摘要：本发明改变现有喷气式涡扇航空发动机的设计思路，使用二个对转风扇以增加吸气及增压效率，以多台涡轴航空发动机作为核心机；使用加力装置在短时间内大幅提升发动机的功率；通过控制离合器的开关只让一台核心机工作或者让多台核心机同时工作；把大流量高压气流喷进压力腔，让压力腔成为安装在飞行器周围各喷嘴组件喷出气流的缓冲器，成为消减风扇运转、燃油爆炸燃烧噪声的消音器，延长燃油在飞行器内部的燃烧时间以增加燃油的使用效益；让我们可以通过开、关及调节位于飞行器周围、连通压力腔的各个矢量喷嘴喷出的气流量及喷气方向，增加飞行器操控的简易性；创造性地发明了超高涵道比的多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统及飞行器。

12. 发明授权

CN112443423B 一种气驱动涵道风扇喷气推进动力系统有权
公开(公告)号：CN112443423B
公开(公告)日：2022-04-05
申请号：CN202011329529.X
申请日：2020-11-24
申请人：南京航空航天大学
发明人：黄国平 , 周扬 , 朱远昭 , 夏晨
IPC分类号： F02K3/00 , F02K3/12 , F04D29/54 , F04D29/56 , F04D27/00
摘要：本发明公开了一种气驱动涵道风扇喷气推进动力系统，包括核心涡轮机、与核心涡轮机通过引气管相连的涵道风扇以及与涵道风扇同轴安装的叶尖涡轮，所述核心涡轮机排出气体传输至叶尖涡轮处，叶尖涡轮对气体膨胀做功，驱动涵道风扇旋转吸入空气产生推力，突破了常规大涵道比涡扇发动机的设计限制，使发动机涵道比大大增加，进一步发挥大涵道比涡扇发动机提高推进效率的基本原理，获得更低的油耗和更高动力输出，且能量源核心涡轮机与涵道风扇之间相连的引气管的作用，仅为气流通道无复杂的机械连接，可以根据飞行器设计需要将之顺势布置于机身和机翼内部，给予了飞行器更为灵活布局。

13. 发明公开

CN113513428A 电磁型高超音速推力矢量喷气发动机审中-实审
公开(公告)号：CN113513428A
公开(公告)日：2021-10-19
申请号：CN202110345994.0
申请日：2021-03-24
申请人：邵阳学院
发明人：林立 , 夏建国
IPC分类号： F02K3/06 , F02K3/12 , F02C6/00 , F02C7/26 , F02C7/36
摘要：本发明一种电磁型高超音速推力矢量喷气发动机，它包括壳体、可调进气口、电磁涡扇、承力框架、外函道、内函道、压气机、供氧与供油管、加力喷嘴、燃烧室、发电机、双涡轮发动机、矢量喷管、可调节喷口、主轴、轴承、变频器、变速器、火花塞、喷油器、锂电池、充电器、电脑、电缆线、仪器仪表和电子开关，它比现在的涡轮喷气发动机更先进，它结构简单、易加工、易制造、易维修、成本低，它能控制进气口和排气口的气流平衡，可调控燃烧室内的燃气温度和压气机的增压比，使燃气达到亚燃或超燃，提高了喷气发动机的热效率和推进效率，利用自身燃气发电供电磁涡扇、锂电池和电脑用，它能实现低噪音、低油耗、高效率、高可靠性、运转性能良好的电磁型高超音速推力矢量喷气发动机。

14. 发明公开

CN109899177A 多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统及飞行器有权
公开(公告)号：CN109899177A
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201810919096.X
申请日：2018-08-08
申请人：珠海市蓝鹰贸易有限公司
发明人：张鸿元 , 张芷凝 , 张廷琛
IPC分类号： F02K3/06 , F02K3/12 , F02C3/14 , F02C7/00 , F02C7/36
摘要：本发明改变现有喷气式涡扇航空发动机的设计思路，使用二个对转风扇以增加吸气及增压效率，以多台涡轴航空发动机作为核心机；使用加力装置在短时间内大幅提升发动机的功率；通过离合器的控制只让一台核心机工作或者让多台核心机同时工作；把大流量高压气流喷进压力腔，让压力腔成为各喷嘴组件喷出气流的缓冲器，成为消减风扇运转、燃油爆炸燃烧噪声的消音器，延长燃油在飞行器内部的燃烧时间以增加燃油的效益；让我们可以通过开、关及调节位于飞行器周围、连通压力腔的各个矢量喷嘴喷出的气流量及喷气方向，增加飞行器操控的简易性；创造性地发明了世界上最大涵道比、最省油、最低噪音的多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统及飞行器。

15. 发明授权

CN107849928B 包括具有可变供给部的被整合至后部机身中的涡轮发动机的航空器有权
公开(公告)号：CN107849928B
公开(公告)日：2019-04-02
申请号：CN201680046332.0
申请日：2016-07-21
申请人：赛峰飞机发动机公司
发明人：弗朗索瓦·加莱特 , N·J·J·唐托
IPC分类号： F01D5/22 , F01D17/14 , F01D17/16 , F02K3/12 , F02C3/10 , F02C9/22
摘要：本发明涉及一种由具有对转的风机(7，8)的涡轮发动机推进的航空器，该涡轮发动机被并入在航空器的机身(1)的后部处，处于该机身的延长部中，并且该涡轮发动机包括至少两个气体发生器(2a，2b)，该气体发生器经由共用的中心流道(4)供给动力涡轮(3)，涡轮(3)包括两个对转的转子(5，6)，该转子用于驱动被设置在气体发生器(2a，2b)的下游的两个风机(7，8)，所述航空器包括被布置用于将动力涡轮(3)中的气体流分离至至少两个同心的流道(16，17)中的装置(15)和包含第一装置的设备，该第一装置用于在所述流道(16，17)之间分配来自于中心流道(4)的气体流(21‑24)，第一分配装置被构造成能够打开或关闭动力涡轮(3)的流道(16，17)中的至少一个所谓的可封闭的流道(16)的供给部。

16. 发明公开

CN102787945A 二次增压喷气发动机无效
公开(公告)号：CN102787945A
公开(公告)日：2012-11-21
申请号：CN201110130355.9
申请日：2011-05-19
申请人：董庆江
发明人：董庆江
IPC分类号： F02K3/12
摘要：本发明公开了一种二次增压喷气发动机，包括两个以上喷气发动机、进气管、增压管、喷管，所述进气管和喷管的一端分别为锥形，所述增压管的一端内插装有进气管，其另一端安装有喷管；所述喷气发动机呈顺时针或者逆时针安装在进气管的内壁上。本发明是将现有的涡扇或者涡轮等喷气发动机进行改进，将其喷出的高速气体进行二次增压，然后喷出，以加大其功率。

17. 发明公开

CN1779225A 操作氧化剂系统的方法和系统失效
公开(公告)号：CN1779225A
公开(公告)日：2006-05-31
申请号：CN200510106351.1
申请日：2005-09-22
申请人：通用电气公司
发明人： R·G·吉芬
IPC分类号： F02K9/00 , F02K3/12
CPC分类号： F02K9/78 , B64G1/14 , B64G1/40 , F02C3/20 , F02C6/10 , F02K9/42
摘要：提供了一种使燃气涡轮发动机工作的方法和系统。该系统以串联流动结构方式包括：至少一个压缩机，一个燃烧室，和至少一个涡轮。该方法包括压缩该燃气涡轮发动机中的大气空气，将至少一部分压缩空气从该涡轮发动机的流道引导至一个氧化剂供给系统，和将氧耗尽的压缩空气流从该氧化剂供给系统引导至该燃气涡轮发动机流道。

18. 发明专利

JP2006336652A Method and device for operating gas turbine engine 审中-公开
标题翻译：用于操作气体涡轮发动机的方法和装置
公开(公告)号：JP2006336652A
公开(公告)日：2006-12-14
申请号：JP2006153578
申请日：2006-06-01
申请人： General Electric Co , ゼネラル・エレクトリック・カンパニイGeneral Electric Company
发明人： WOLLENWEBER GARY C
IPC分类号： F02K3/12 , F02C6/00 , F02C6/20 , F02C7/00 , F02C9/18
CPC分类号： F02C6/08 , F02C6/02 , F02C6/06 , F02C7/277 , F02C7/32 , F02C9/18 , F02C9/28 , F02C9/42 , F02C9/50 , F02K3/06 , F02K3/12 , F05D2220/50 , F05D2270/13 , Y10T29/4932
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a method and a device for operating a gas turbine engine used for aircraft propulsion and auxiliary power. SOLUTION: A gas turbine engine assembly 10 includes a propelling gas turbine engine 11 including a fan 14, a core engine 13 on the downstream side of the fan and a plurality of extracting positions 124, 122 and 120; an adjusting valve 100 connected to the propelling gas turbine engine in the state of fluid-communication; and an auxiliary engine 12 used for generating power. The auxiliary engine includes a turbine 44 and an inlet. The inlet is connected to the adjusting valve in the state of fluid-communication, and a part of an airflow 30 flowing through the propelling engine is extracted to be used in the auxiliary engine, and the adjusting valve controls the flow of the airflow 54 from the propelling engine to the auxiliary engine. The adjusting valve can be selectively operated so as to extract the airflow from two of a plurality of the extracting positions. COPYRIGHT: (C)2007,JPO&INPIT
摘要翻译：要解决的问题：提供用于操作用于飞机推进和辅助动力的燃气涡轮发动机的方法和装置。燃气涡轮发动机组件10包括：推进式燃气涡轮发动机11，其包括风扇14，风扇下游侧的核心发动机13和多个提取位置124,122和120; 在流体连通状态下连接到推进燃气涡轮发动机的调节阀100; 以及用于发电的辅助发动机12。辅助发动机包括涡轮机44和入口。入口在流体连通的状态下连接到调节阀，并且提取流过推进发动机的气流30的一部分用于辅助发动机，并且调节阀控制气流54的流动推动发动机到辅助发动机。可以选择性地操作调节阀，以便从多个提取位置中的两个提取气流。版权所有（C）2007，JPO＆INPIT

19. 发明专利

JP2003206806A TURBO FAN ENGINE OF CORE ENGINE SEPARATION TYPE 审中-公开
公开(公告)号：JP2003206806A
公开(公告)日：2003-07-25
申请号：JP2002008072
申请日：2002-01-16
申请人： NAT AEROSPACE LAB
发明人： SAITO YOSHIO , ENDO MASANORI , MATSUDA YUKIO , SUGIYAMA SHICHIKEI , TAGASHIRA TAKESHI
IPC分类号： B64C29/00 , F02C1/02 , F02C3/10 , F02C3/13 , F02C3/14 , F02C6/08 , F02C7/36 , F02K3/06 , F02K3/075 , F02K3/077 , F02K3/11 , F02K3/12
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a silent turbo fan engine of a core engine separation type allowing reduction of noise generated by a control propelling device by using high pressure air as working fluid of a turbine for driving a control fan for controlling a body attitude. SOLUTION: The control fan 17 constituting the control propelling device 4 disposed for controlling the body attitude of the turbo fan engine 1 of the core engine separation type is driven by an air turbine 19 using as the working fluid the high pressure air compressed by a compressor 6 of the core engine 2 and supplied through a duct 10. Speed of the working fluid discharged from the control fan 17 and the air turbine 19 is lower than that of the working fluid discharged from the propelling device 3 for propelling, and is as low as that required for attitude control, so that the noise occurring from the control propelling device 4 is reduced. COPYRIGHT: (C)2003,JPO

20. 发明专利

JPH1182170A JET ENGINE AND DRIVING METHOD THEREOF 失效
公开(公告)号：JPH1182170A
公开(公告)日：1999-03-26
申请号：JP18059298
申请日：1998-06-26
申请人： ASEA BROWN BOVERI
发明人： VOGELER KONRAD DR
IPC分类号： F02C3/14 , F02C6/00 , F02K3/08 , F02K3/12
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To remarkably reduce fuel consumption compared with a conventional jet engine so as to not only heighten efficiency but also reduce emission of inherent harmful matter in a marked degree. SOLUTION: This jet engine mainly consists of at least one fan 9, at least one compressor 1, 2 arranged behind the fan 9 and connected thereto, a combustion chamber 3 arranged behind the compresser and connected thereto and a turbine 4 arranged behind the combustion chamber and connected thereto. In this case, a second combustion chamber 5 is arranged on the lower reaches of the turbine 4, and a second turbine 6 is arranged on the lower reaches of the second combustion chamber 5.

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