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41. 实用新型

CN203604064U 一种涡轮喷气发动机失效
公开(公告)号：CN203604064U
公开(公告)日：2014-05-21
申请号：CN201320699493.3
申请日：2013-11-08
申请人：张文元
发明人：张文元
IPC分类号： F02K3/12
摘要：一种涡轮喷气发动机，主要是副发动机的副尾喷管通过连接管与主发动机的主尾喷管相连通，构成双进气道涡轮喷气发动机，副发动机将从大气中吸进的空气，在副尾喷管内进行速度调整、压缩，使气流的压力和温度升高后，经氧气挥发器形成富氧气流，该富氧气流经膨胀后，以高速从副尾喷管的喷口排出，经连接管喷入主发动机的主尾喷管内，向主发动机的主燃烧室内喷入氧气，使主燃烧室内未充分燃烧的燃气得到充分燃烧，可有效地增加主发动机的动力。从而可有效地提高发动机的推力，能使飞机的爬升高度和飞行航程得到有效地提高。

42. 发明申请

WO02052136A2 MAIN PROPULSION ENGINE SYSTEM INTEGRATED WITH SECONDARY POWER UNIT 审中-公开
标题翻译：主推动发动机系统与二次发电机组合
公开(公告)号：WO02052136A2
公开(公告)日：2002-07-04
申请号：PCT/US2001/047827
申请日：2001-12-13
IPC分类号： F02C7/277 , F02C7/32 , F02K3/06 , F02K3/12 , F02C
CPC分类号： F02K3/12 , F02C7/277 , F02C7/32 , F02K3/06 , F05D2220/50 , Y02T50/671
摘要： A main engine (14) mounted auxiliary power unit (30) comprises an auxiliary power unit (31) integrated with a primary gas turbine engine (14) into a single power plant suited for aircraft applications. The auxiliary power unit (30) can be mounted within an engine core compartment of the main engine or at the main engine aft center body. The integration of the auxiliary power unit (30) provides for installation and certification cost savings to the airframer by eliminating the need for mounting an auxiliary power unit (30) to the tail section of the aircraft.
摘要翻译：安装有辅助动力单元（30）的主发动机（14）包括与主要燃气涡轮发动机（14）整合成适用于飞行器应用的单个动力装置的辅助动力单元（31）。辅助动力单元（30）可以安装在主发动机的发动机核心舱内或主发动机尾部中心体上。辅助动力单元（30）的集成通过消除将辅助动力单元（30）安装到飞行器尾部的需要来为空中装置提供安装和认证成本节省。

43. 发明申请

WO02052136A3 MAIN PROPULSION ENGINE SYSTEM INTEGRATED WITH SECONDARY POWER UNIT 审中-公开
标题翻译：主推动发动机系统与二次发电机组合
公开(公告)号：WO02052136A3
公开(公告)日：2003-04-10
申请号：PCT/US0147827
申请日：2001-12-13
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORP
发明人： ALBERO JOSE , DUSSAULT RICHARD , THOMPSON ROBERT G , GERMAIN PATRICK , SAHM MICHAEL K , TREMAINE ERIC
IPC分类号： F02C7/277 , F02C7/32 , F02K3/06 , F02K3/12 , B64C31/00
CPC分类号： F02K3/12 , F02C7/277 , F02C7/32 , F02K3/06 , F05D2220/50 , Y02T50/671
摘要： A main engine (14) mounted auxiliary power unit (30) comprises an auxiliary power unit (31) integrated with a primary gas turbine engine (14) into a single power plant suited for aircraft applications. The auxiliary power unit (30) can be mounted within an engine core compartment of the main engine or at the main engine aft center body. The integration of the auxiliary power unit (30) provides for installation and certification cost savings to the airframer by eliminating the need for mounting an auxiliary power unit (30) to the tail section of the aircraft.
摘要翻译：安装有辅助动力单元（30）的主发动机（14）包括与主要燃气涡轮发动机（14）整合成适用于飞行器应用的单个动力装置的辅助动力单元（31）。辅助动力单元（30）可以安装在主发动机的发动机核心舱内或主发动机尾部中心体上。辅助动力单元（30）的集成通过消除将辅助动力单元（30）安装到飞行器尾部的需要来为空中装置提供安装和认证成本节省。

44. 发明申请

WO2021074521A1 PROPULSION DISTRIBUÉE À MODULES PROPULSIFS DÉPORTÉS 审中-公开
公开(公告)号：WO2021074521A1
公开(公告)日：2021-04-22
申请号：PCT/FR2020/051812
申请日：2020-10-14
申请人： INSTITUT SUPERIEUR DE L'AERONAUTIQUE ET DE L'ESPACE , SAFRAN , SAFRAN AIRCRAFT ENGINES
发明人： GONIDEC, Patrick , AGUIRRE, Miguel Angel , DUPLAA, Sébastien , ROBIC, Bernard , RODRIGUEZ, Benoit , TANTOT, Nicolas Jérôme Jean
IPC分类号： F01D13/02 , B64D35/04 , F02C6/00 , F02K3/12 , B64D27/10 , F02C7/00 , F02K3/02 , F02C3/10 , F02C6/04 , F02C6/06 , F02C6/08 , F02K5/00
摘要： L'invention concerne un groupe propulsif (1) comprenant : une génératrice de gaz (100) comprenant : *un compresseur (110), *une chambre de combustion (120), *une turbine (130), au moins deux modules propulsifs à air comprimé (200), chaque module propulsif comprenant : *une soufflante (230), *une turbine à air comprimé (220), configurée pour entraîner en rotation la soufflante (230), un collecteur (300) permettant d'alimenter en air comprimé les turbines (220) respectives des modules propulsifs à air comprimé (200), où le collecteur (300) est configuré pour récupérer et mélanger : au moins une portion du flux (F1) ayant traversé la chambre de combustion (120) de la génératrice de gaz (100), typiquement en sortie de turbine (130), et au moins un flux dérivé (F2), ledit flux dérivé (F2) étant un flux d'air qui n'a pas traversé la chambre de combustion (120) de la génératrice de gaz (100).

45. 发明申请

WO2020008147A1 SYSTÈME PROPULSIF D'AÉRONEF ET AÉRONEF PROPULSÉ PAR UN TEL SYSTÈME PROPULSIF INTÉGRÉ À L'ARRIÈRE D'UN FUSELAGE DE L'AÉRONEF 审中-公开
公开(公告)号：WO2020008147A1
公开(公告)日：2020-01-09
申请号：PCT/FR2019/051650
申请日：2019-07-03
申请人： SAFRAN AIRCRAFT ENGINES
发明人： TANTOT, Nicolas, Jérôme, Jean , GALLET, François
IPC分类号： B64D27/14 , B64D27/20 , F02K3/072 , F02C6/02 , B64D27/24 , F01D15/10 , F02K3/04 , F02K3/062 , F02K3/12 , B64D27/02 , B64D33/02 , F01D13/02 , B64D27/00
摘要： L'invention concerne un système propulsif (100) d'aéronef destiné à être intégré à l'arrière d'un fuselage de l'aéronef, le système propulsif comprenant au moins deux générateurs de gaz (102a, 102b) alimentant une turbine de puissance (104) ayant deux rotors de turbine (104a, 104b) contrarotatifs pour entraîner deux soufflantes (112a, 12b), et des entrées d'air (106a, 106b) distinctes pour alimenter chaque générateur de gaz, caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif d'entrainement électrique (140) configuré pour entrainer en rotation au moins un des rotors de turbine, au moins un générateur électrique (142a, 142b) configuré pour transformer une partie de l'énergie du flux provenant des générateurs de gaz en puissance électrique et un moteur électrique (146) alimenté par ledit générateur électrique et apte à entrainer en rotation au moins un des rotors de turbine, ledit générateur électrique étant installé sur un desdits générateurs de gaz, et en ce que ledit rotor de turbine est apte à être entrainé en rotation simultanément par un flux provenant desdits générateurs de gaz et par le dispositif d'entrainement électrique.

46. 发明申请

WO2019241898A1 GASTURBINE UND EIN VERFAHREN ZUM BETREIBEN EINER GASTURBINE 审中-公开
公开(公告)号：WO2019241898A1
公开(公告)日：2019-12-26
申请号：PCT/CH2019/000019
申请日：2019-06-20
申请人： ENVITA MANAGEMENT & DEVELOPMENT GMBH
发明人： SUNKLER, Rupert
IPC分类号： F02C6/02 , F02K3/12
摘要： Die hier vorgestellte Erfindung betreffend stationäre Gasturbinen ist dadurch gekennzeichnet, dass der Luftmassenstrom nach dem Niederdruckkompressor in mehrere parallele Teilströme aufgeteilt wird, die via zwei oder mehrere Hochdruckgasturbinen und via einem oder mehrere geregelte Bypass-Teilströme der Niederdruck-Entspannungsturbine zugeführt werden. Dazu werden zwischen Niederdruck-Kompressor und Niederdruck-Gasturbine, welche nun als Unterstufe bezeichnet werden, weitere Gasturbineneinheiten (jede bestehend aus Kompressor, Verbrennungsraum und Gasturbine, nun als Oberstufe bezeichnet) angeordnet, welche für den Betrieb auf hohem Druck ausgelegt sind. Die Achsen der Obergruppen können im Raum frei positioniert werden. Sie müssen also nicht parallel zu oder identisch mit der Achse der Untergruppe sein und können demzufolge optimal an die physischen Gegebenheiten der Unterstufe angepasst werden. Neben den Teilströmen die durch die Obergruppen geführt werden, sind Luft-Bypass-Teilströme vorgesehen, die die Oberstufen umgehen. Der Durchfluss durch diese Luft-Bypass-Teilströme wird durch entsprechende Regelsysteme und Stellorgane (Ventile, Schieber oder ähnliches) jeweils so geregelt, dass der gesamte Luft- Massenstrom durch Oberstufen und Bypässen immer dem erforderlichen Wert entspricht, der durch den Unterstufenkompressor vorgegeben ist. Dies stellt sicher, dass der Unterstufenkompressor immer im stabilen Strömungsbereich läuft, auch wenn die Summe der Massenströme, die durch die Oberstufen gehen, reduziert ist, beispielsweise im Leerlauf, bei Teillast, oder beim Abstellen der Anlage. Die Erfindung umfasst demzufolge zwei oder mehrere Oberstufen kombiniert mit einem einzigen oder mehreren geregelten Luft-Bypass-Teilströmen. Sowohl die Oberstufen als auch Luft-Bypass-Ströme sind angeordnet zwischen dem Austritt des Kompressors der Unterstufe und dem Eintritt der Turbine der Unterstufe. Die Erfindung erfüllt die Aufgabe, den Wirkungsgrad der Gasturbine bzw. deren Wirkungsgrad und Nutzleistung zu erhöhen. Anstelle von Luft können aber auch andere Prozessfluide eingesetzt werden. Die Erfindung eignet sich sowohl für die Konstruktion neuer Gasturbinentypen, als auch für die Nachrüstung bestehender Gasturbinen. Die Erfindung eignet sich für Gasturbinen mit oder ohne Abhitzekessel.

47. 发明申请

WO2017013360A1 AERONEF COMPORTANT UNE TURBOMACHINE INTEGREE AU FUSELAGE ARRIERE A ALIMENTATION VARIABLE 审中-公开
标题翻译：包含一台涡轮发动机的飞机与可变供应混合在一起后装
公开(公告)号：WO2017013360A1
公开(公告)日：2017-01-26
申请号：PCT/FR2016/051882
申请日：2016-07-21
申请人： SAFRAN AIRCRAFT ENGINES
发明人： GALLET, François , TANTOT, Nicolas, Jérôme, Jean
IPC分类号： F01D5/22 , F01D17/14 , F01D17/16 , F02K3/12 , F02C3/10 , F02C9/22
CPC分类号： F02K3/12 , F01D17/141 , F02C3/10 , F02K1/52 , F02K3/072 , F05D2270/093 , F05D2270/102
摘要： L'invention concerne un aéronef propulsé par une turbomachine à soufflantes contrarotatives (7, 8), la turbomachine étant intégrée à l'arrière d'un fuselage (1) de l'aéronef, dans le prolongement de celui-ci et comprenant au moins deux générateurs de gaz (2a, 2b) qui alimentent, par une veine centrale (4) commune, une turbine de puissance (3), la turbine (3) comportant deux rotors contrarotatifs (5, 6) pour entraîner deux soufflantes (7,8) disposées en aval des générateurs de gaz (2a, 2b), aéronef comportant des moyens (15) agencés pour séparer le flux de gaz dans la turbine de puissance (3) en au moins deux veines concentriques (16, 17) et un dispositif comprenant des premiers moyens de distribution du flux de gaz (21-24) entre ces veines (16, 17) à partir de la veine centrale (4), les premiers moyens de distribution étant configurés pour pouvoir ouvrir ou fermer l'alimentation d'au moins une veine (16), dite occultable, parmi les veines (16, 17) de la turbine de puissance (3).
摘要翻译：本发明涉及由具有反转风扇（7,8）的涡轮发动机推进的飞机，涡轮发动机并入飞行器的机身（1）的后部，在其延伸部分中并且包括至少两个气体发生器 2a，2b），其经由共享中心流（4）供应动力涡轮机（3），所述涡轮机（3）包括两个反转子（5,6），用于驱动设置在下游的两个风扇（7,8）气体发生器（2a，2b），所述飞行器包括用于将动力涡轮机（3）中的气流分离成至少两个同心流（16,17）的装置（15）和包括用于分配气流（21-24）之间，所述第一分配装置构造成能够打开或关闭至少一个所谓的可密封流（16）的供应，动力涡轮机（3）的流（16,17）。

48. 发明申请

WO2015145041A1 PROCEDE DE DETECTION D'UNE DEFAILLANCE D'UN PREMIER TURBOMOTEUR D'UN HELICOPTERE BIMOTEUR ET DE COMMANDE DU SECOND TURBOMOTEUR, ET DISPOSITIF CORRESPONDANT 审中-公开
标题翻译：用于检测双发动机直升机第一涡轮发动机和运行第二涡轮发动机的故障的方法和相应的装置
公开(公告)号：WO2015145041A1
公开(公告)日：2015-10-01
申请号：PCT/FR2015/050697
申请日：2015-03-20
申请人： TURBOMECA
发明人： LESCHER, Fabien , MARIN, Jean Philippe, Jacques , ETCHEPARE, Philippe
IPC分类号： F02K3/12 , B64D31/12 , F02C3/10 , F02C9/46 , F02C9/56
CPC分类号： F02C9/56 , B64D31/06 , F02C3/10 , F02C9/46 , F02K3/12 , F05D2220/329 , F05D2270/091 , F05D2270/093 , F05D2270/095 , F05D2270/335 , Y02T50/671
摘要： L'invention concerne un procédé de détection d'une défaillance d'un premier turbomoteur, dit moteur (4) en panne, d'un hélicoptère bimoteur et de commande d'un second turbomoteur, dit moteur (5) sain, chaque moteur (4, 5) comprenant des butées de protection régulées par un dispositif de régulation qui définissent un régime de puissance maximale, caractérisé en ce qu'il comprend : une étape (10) de détection d'un indice de panne dudit moteur (4) en panne; une étape (11) de modification desdites butées de protection dudit moteur (5) sain en des butées de protection correspondant à un régime monomoteur de puissance maximale, en cas d'indice de panne détecté; une étape (12) de confirmation d'une panne dudit moteur (4) en panne; une étape (13) de commande d'une d'augmentation du débit d'alimentation en carburant dudit moteur (5) sain en cas de panne confirmée.
摘要翻译：本发明涉及一种用于检测双引擎直升机的称为故障发动机（4）的第一涡轮发动机的故障的方法，用于操作称为声音引擎（5）的第二涡轮发动机，每个发动机（4,5）包括由限定最大功率速度的调节装置调节的保护端止动件，其特征在于包括：检测所述故障发动机（4）的故障指数的步骤（10）; 在检测到故障指标的情况下，修改所述端部止挡件用于保护所述声音引擎（5）到对应于最大功率单引擎速度的保护端部停止的步骤（11）确定所述故障发动机（4）的故障的步骤（12）; 在确定故障的情况下，指示增加对所述声音引擎（5）的燃料供给速率的步骤（13）。

49. 发明申请

WO2011121355A3 GAS TURBINES 审中-公开
标题翻译：气体涡轮
公开(公告)号：WO2011121355A3
公开(公告)日：2012-01-12
申请号：PCT/GB2011050655
申请日：2011-03-30
申请人： BLADON JETS HOLDINGS LTD , HEWARD PHILLIP GRAHAM , BLADON CHRISTOPHER GEORGE , BARRETT PAUL DESMOND
发明人： HEWARD PHILLIP GRAHAM , BLADON CHRISTOPHER GEORGE , BARRETT PAUL DESMOND
IPC分类号： F01D15/10 , F02C3/13 , F02C7/268 , F02K3/00 , F02K3/075 , F02K3/12
CPC分类号： F02C7/36 , F01D15/10 , F02C3/13 , F02C6/02 , F02C7/275 , F02C7/277 , F05D2250/312 , F05D2250/82 , Y02E20/14
摘要： A gas turbine engine arrangement comprising a first engine section (2), the first engine section (2) comprising a first compressor (4) and a first turbine (6) mounted on a first shaft (8), the gas turbine engine arrangement further comprising at least one further turbine (20) mounted on a second shaft (22) and arranged such that gases exiting the first engine section (2) are ducted to the further turbine (20), wherein said first and second shafts (8, 22) are not mechanically coupled to one another and have respective axes which are offset from each other.
摘要翻译：一种燃气涡轮发动机装置，包括第一发动机部分（2），所述第一发动机部分（2）包括第一压缩机（4）和安装在第一轴（8）上的第一涡轮机（6），所述燃气涡轮发动机装置包括安装在第二轴（22）上的至少一个另外的涡轮机（20），并布置成使得离开第一发动机部分（2）的气体被导管到另外的涡轮机（20），其中所述第一和第二轴（8,22 ）不彼此机械耦合并且具有彼此偏移的各自的轴。

50. 发明申请

WO2017085406A1 ENSEMBLE PROPULSIF COMPRENANT UN MOTEUR PRINCIPAL ET UN MOTEUR AUXILIAIRE 审中-公开
标题翻译：包含主发动机和辅助发动机的推进组件
公开(公告)号：WO2017085406A1
公开(公告)日：2017-05-26
申请号：PCT/FR2016/052979
申请日：2016-11-16
申请人： SAFRAN AIRCRAFT ENGINES
发明人： COAT, Pascal, Charles, Edouard , BERSOT, Jean-François Endy , ORCEL, Stéphane , TANTOT, Nicolas, Jérôme, Jean
IPC分类号： F02K3/12 , F01D13/00 , F02K3/04
CPC分类号： F02K3/12 , F01D13/00 , F02K3/04 , F05D2220/323 , F05D2260/85 , Y02T50/671
摘要： L'invention concerne un ensemble propulsif (2) configuré pour fournir une poussée de décollage et une poussée de sommet de montée a et comprenant: -un moteur principal (3), configuré pour fournir une poussée principale au cours du régime de décollage et du régime de sommet en montée présentant un rapport (QT CHP )entre une température en sortie du compresseur haute pression (34) en condition de fonctionnement de sommet de montée (T CHP(ToC) ) et une température en sortie du compresseur haute pression (34) en condition de fonctionnement dedécollage (T CHP(TkOff) ),est compris entre 0.90et 1.10, par exemple entre 0.95 et 1.05, et -un moteur auxiliaire (4), distinct du moteur principal (3) et configuré pour fournir une poussée auxiliaire afin de compléter la poussée principale du moteur principal (3) pendant au moins le régime de décollage.
摘要翻译：本发明涉及一种推进组件（2）用于提供分解和顶部安装的波峰a，并且包括： - 主马达（3），被配置为：以在减速状态期间提供主推力并且提供高压压缩机（34）的出口处的温度与高压压缩机（34）的温度之间的比率（QT CHP））在安装顶点操作条件（T CHP（ToC））和高压压缩机（34）的粘附操作条件（T CHP（TkOff））之间的输出温度之间 0.90和1.10，例如在0.95和1.05之间，以及与主电动机（3）分离并配置的辅助电动机（4）。以提供推力E辅助e。至少Dé拼贴的第ré方案期间完成é叔推力é主电机（3）的主即

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