JP2019504237A - マイクロタービンガス発生器及び推進システム - Google Patents

マイクロタービンガス発生器及び推進システム Download PDF

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Abstract

推進システムは、流体源と流体連通する第1の圧縮機を含む。第1の導管は、第1の圧縮機に結合され、熱交換器は、第1の導管を介して第1の圧縮機と流体連通する。第2の導管は、熱交換器に近接して位置する。燃焼器は、第2の導管を介して熱交換器と流体連通し、高温ガスストリームを発生させるように構成される。第3の導管は、燃焼器に連結され、第1の推力増強装置は、第3の導管を介して燃焼器と流体連通する。熱交換器は、燃焼器によって発生させられるガスストリーム内に置かれる。

Description

優先権主張
[0001] 本願は、2015年12月4日に出願された米国仮特許出願第62/263,407号に対して優先権を主張し、その全体が本明細書に完全に記載されているかのように参照により本明細書に組み込まれる。
著作権表示
[0002] 本開示は、米国著作権法及び/若しくは国際著作権法の下で保護されている。(C)2016 Jetoptera。著作権所有。本特許文献の開示の一部分は、著作権保護を受ける資料を含む。著作権者は、特許文献または特許開示が特許及び/若しくは商標庁特許ファイルまたは記録に記載されるので、何者かによる複写に対する異議を持たないが、他の場合は、いかなる著作権も全て保有する。
[0003] マイクロタービンは、航空推進のためにますます普及している。図1、「Model Jet Engines」、第3版、ISBN978−1−900371−93−3、Thomas Kampsによって開示されたマイクロタービンの現在の支配的な設計(current dominant design)の例示、は、ケース(21)及びロータ(22)を有する遠心圧縮機(centrifugal compressor);ディフューザ(23);軸受及び潤滑(25);軸流タービン(32)と圧縮機ホイールを接続するシャフト(26);ケーシング(35)の内側に包含された外側ライナー(28)及び内側ライナー(29)を包含する環状の逆流燃焼器(annular, reverse flow combustor);燃焼ガスを加速させそれらをタービン(32)に向けるためのノズル(31);及び排気を加速させ、ジェットを介して推力を発生させるための排気ノズル(34)を示す。図1は、100lbfより少ない範囲における、実質的に全ての趣味及び小型ジェットエンジンの設計を例示するが、同じ設計は、最大1000lbfまでの推力に対しても使用される。
[0004] エンジニアが、大型ジェットエンジンがそれらの効率を最大限にすることを可能にするために、洗練された、高コストの技術を実現しているが、現在のマイクロジェットエンジンは、そのような技術を欠き続けている。例えば、マイクロジェットエンジンは、タービン冷却空気流の欠如があるため、寿命を制限している。さらに、マイクロジェットエンジンのサイズは、それらに超高速でスピンする−概して、100,000をはるかに上回る毎分回転数(RPM:Rotations Per Minute)だが、いくつかは150,000RPMに近づく及び150,000RPMを超える−ことを要求する。あまり洗練されていない技術の結果として、マイクロジェットエンジンは、高い燃成温度及び圧力比率を伴う、厳しい熱力学サイクル(demanding thermodynamic cycle)を達成することができない。マイクロジェットエンジンの燃料消費量は概して、1時間当たり推力1lbfで燃料0.5lpを消費することができる高バイパスタイプの大型ジェットエンジンと比較して、1時間当たり推力1lbfで燃料1.5lbを超える。
[0005] 図1は、航空推進に使用される従来型のマイクロタービンを断面図で例示する。 [0006] 図2は、本発明の、ある実施形態を背面断面図で例示する。 [0007] 図3は、図2に例示された実施形態を横断面図(elevated side cross-section)で例示する。 [0008] 図4は、図2に示される実施形態を側断面図で例示する。 [0009] 図5は、巡航位置に方向付けられる(oriented)推進装置の一実施形態を概略的に例示する。 [0010] 図6は、らせん状の熱交換器、二段の遠心圧縮機、トロイダル燃焼器及びコアンダ排出装置を有する本発明の、ある実施形態を例示する。 [0011] 図7は、増強装置を有するコアンダノズル推進システムを例示する。 [0012] 図8は、従来型の小型ターボジェットの熱力学サイクルを例示する。 [0013] 図9は、従来型のターボジェットを例示する。 [0014] 図10は、再生式熱交換器(regenerative heat exchanger)及び排出装置を用いて修正されたときの熱力学サイクルを例示する。 [0015] 図11は、熱交換器ストリームを例示する。 [0016] 図12は、周囲の圧力及びプレナムに供給される排気ガスの圧力比率と比較して、本願に開示された増強装置を使用する実験データを通して取得される増強の比率を例示する。 [0017] 図13は、図2に例示された実施形態を横断面図で例示する。 [0018] 図14は、図2に例示された実施形態を部分側断面図で例示する。
[0019] この出願は、本発明の1つ以上の実施形態を説明することを意図されている。「〜しなければならい(must)」、「こととなる(will)」等のような絶対的な用語並びに特定の量の使用は、そのような実施形態のうちの1つ以上に適用可能であるが、必ずしも全てのそのような実施形態に適用可能というわけではないと解釈されるべきである、ということが理解されるべきである。このように、本発明の実施形態は、そのような絶対的な用語との関連で説明される1つ以上の特徴若しくは機能性を省略し、若しくはそれらの修正を含み得る。さらに、この出願の見出しは、参考目的のためだけであり、本発明の意味若しくは解釈に何らかの影響を与えるものではない。
[0020] 1つ以上の実施形態は、以下の特徴のうちのいくつか若しくは全部を含む推進システムを提供する、
[0021] 少なくとも1つの圧縮機と、燃焼チャンバと、タービンと、推力増強装置とを画定するガス発生器であって、
[0022] 吸入開口部と、導管の流体加圧ネットワークに関連するバルブを用いて提供される少なくとも1つのブリードポートと、二次圧縮機、若しくは燃焼チャンバ、若しくは少なくともボリュート(volute)及び圧縮機吐出導管を介してその両方への1つの出口とを画定する第1の圧縮機と、
[0023] 固定した方法で少なくとも第1の圧縮機に、及び固定した方法で、若しくはクラッチを介して第2の圧縮機に、接続されたタービンと、
[0024] 圧縮機吐出導管から受け取られた空気を、それが熱交換器において予熱された後に受け取り、予蒸発混合器(prevaporizing mixers)を介して大部分がトロイダル形状のライナー及びスクロールされたケーシングによって形成されたスリーブに、ガス発生器の主軸に接線方向に(tangentially)、予熱された空気を徐々に導入し、ライナーの内側の燃焼生成物及び空気の全体的な周方向運動(circumferential movement)を発生させる、トロイダル燃焼器と、
[0025] 燃焼器スクロールの外周に分布する(distributed)、燃料及び空気の複数の予蒸発混合器であって、燃料導管から燃料を受け取り、混合器の内側のベンチュリ通路において燃料及び空気を混合する、複数の予蒸発混合器と、
[0026] 燃料及び空気の混合物を加速させ、トロイダルライナーの直径中心線に向かって接線の方法で(in a tangential manner)それらを噴射する燃料噴射器及び予蒸発混合器と連通する複数の長方形のスロットと、
[0027] トロイダルライナーと連通し、高温ガスを、主に周方向の/角度の反応流方向から、前記ガス発生器のほぼ軸方向に、及び前記ガス発生器の主軸方向に共線的に、導く収斂経路と、
[0028] タービンは、主に軸方向に燃焼器からの高温ガスのストリームを受け取り、圧縮機を駆動するための動力を引き出しながらガスを膨張させる。
[0029] タービンから高温ガスを受け取り、圧縮機吐出空気を予熱し、燃焼器にそれを送り、冷却された高温ガスを回転継手に導く熱交換器であって、
[0030] 動力ガスとして、燃焼器出口によって供給される加圧された高温ガスを、推力増強装置に向けて送る回転コネクタと、
[0031] 混合セクション、スロートセクション及びディフューザを包含する推力増強装置であって、周囲空気を流体的に取り込むことによって推力を発生させるために、動力ガスとして使用するために加圧されたガスを受け取り、それを動力空気と混合し、ディフューザを介して高速度でそれを排出する、
[0032] 混合セクション、スロートセクション及びディフューザを各々包含する一連の推力増強装置であって、それによって、それらは、ブリードバルブ及び流体ネットワークを介して圧縮機から圧縮された空気を受け取り、周囲の空気を流体的に取り込み、それを動力空気と混合し、それを、ディフューザを介して高速で噴出させることによって推力を発生させるために、動力ガスとして加圧された空気を使用する、推力増強装置と、
[0033] 第1の圧縮機は、クラッチを介してタービン及び第2の圧縮機、シャフトに連結され、その出力空気は、離陸、ホバリング及び着陸ミッションポイントで推力増強装置に向けられ、巡航状態で減結合される、
[0034] 単一の圧縮機は、推進システムの2つ以上の位置において推力を発生させるために、熱交換器を介して燃焼器と、流体ネットワーク及び圧縮機ブリードバルブを介して推力増強装置との両方に空気を供給する。
[0035] ライナー及びタービンは、セラミックマトリックス複合材料で構成される。
[0036] 流体ネットワークは、ブリードバルブと連通し、推進システムによって動力を与えられる航空機の姿勢制御を支援するために、複数の推力増強装置への流れを調整することができる。
[0037] 航空機若しくはホバークラフトを飛行させる方法は、
[0038] いくつかの推力増強装置を供給するオープン圧縮機ブリードバルブを用いて最大の動力までガス発生器を加速させ、前記圧縮された空気を推力増強装置に、及び垂直ホバリング、離陸及び着陸の間、分配する制御バルブを閉じる、及び開くことによって航空機の姿勢のバランスを保つことと、
[0039] 航空機の姿勢のバランスを保ち、垂直に離陸、ホバー若しくは垂直に着陸するために使用される推力を発生させるために、動力流体として、推力増強装置へ前記熱交換器を出る残りのガス発生器コア流を供給することと、
[0040] 航空機、ホバークラフト、若しくはガス発生器を使用する任意の他の飛行装置の姿勢を制御するための制御バルブの圧縮機及び流体ネットワーク作用のブリード比率を用いて、前記ガス発生器の速度及び動力のバランスを保つことと、
[0041] タービンからの高温排気ガス及び圧縮機ブリードからの圧縮された空気を供給される推力増強装置へのより多い若しくはより少ない流れを生じさせるために、ガス発生器を加速若しくは減速させることと、
[0042] 流体ネットワークと連通する推力増強装置への圧縮された空気の一部を供給若しくは遮るために圧縮機ブリードバルブを開ける、若しくは閉じることと、
[0043] ロール、ヨー及びピッチを制御するために推力増強装置に圧縮された空気を分配する制御バルブを開ける、若しくは閉めることと、を含み得る。
[0044] 排出装置は、短時間の間の推力の増強のための1つ以上の燃料噴射ノズルを包含する。
[0045] 本願に開示される本発明の実施形態は、特にガス発生器として動作するマイクロタービン(マイクロジェットエンジンとしても既知である)に関する。典型的なジェットエンジンのように可能な限り最も早い速度までガス塊を加速させることによって推力を最大にしようとするのではなく、本発明の好ましい実施形態は、排出装置への加圧された、高温ガスのいくつかのストリームを生じさせ、飛行の全ての段階において使用される力を作り出す。本発明の一実施形態において、新しい再生サイクル及びそれのコンポーネントは、例えば、(i)メインシャフト(main shaft)に機械的に、若しくはクラッチを介して連結され得る若しくはされない可能性がある新規のいくつかの段の圧縮機及び/若しくは新規の圧縮機、(ii)仕様を満たすための燃料要件を最小限にするために加熱された空気を利用する新規の燃焼システム、及び(iii)コンポーネントにおけるセラミックマトリックス複合材料(CMC:Ceramic Matrix Composites)の使用のような、性能を最大化するための新規材料等、本願に開示される。
[0046] 本発明の別の実施形態において、タービン段は、典型的なターボジェットの場合のように、大気圧の近くまで流れを膨張させることなく動力を引き出すように設計される。代わりに、流れは、ターボジェットノズルの入口の典型であるそれらの圧力よりも高い圧力まで膨張する。故に、タービン段の出口での圧力は、動力流体としてコアンダタイプの排出装置において使用するために、典型的なターボジェットの場合よりも高い−意図的にそのようである−。本発明の他の実施形態において、開示された技術は、タービン段に対するスロットルノズル、若しくは高温ガスを加速させるための推進ノズルのような、ある特定のコンポーネントを完全に除外することを可能にする。
[0047] 新規のガス発生器は、遠心分離機(圧縮機)及び軸流(圧縮機及びタービン)ターボ機械(axial (compressor and turbine) turbomachinery)の原理から設計される。熱力学サイクルは、再生タイプのものであり、圧縮機吐出空気がガス発生器の出口フランジの前の、タービン段からの排気領域に置かれた熱交換器を介して燃焼器に送られる状態にある。
[0048] 本発明の、ある実施形態において、いくつかの段の圧縮は、例えば、離陸及び着陸段階で、若しくは航空機をホバリングするときに、第1の圧縮機を係合させるためのクラッチを使用してシステムに入る空気に適用され得る。第1の圧縮機によって圧縮された空気は、排出装置に送られ得、及び/若しくは二次ノズルの吸入口に向けられることを含む、他の目的のために使用され、又は冷却、推力の増強、キャビンの加圧、或いは他の使途のために使用され得る。典型的なターボチャージャ圧縮機と同様に、第1の圧縮機は、ピーク運転で、好ましくは2.5若しくはそれより多い圧力比率を有し得る。バルブは、必要に応じて、二次圧縮機か、若しくはガス発生器の外側かのいずれかに圧縮された空気を向かわせるために、圧縮機吐出ボリュート上に存在し得る。
[0049] 第2の圧縮機は、それ自体の空気吸入量を使用し得る、若しくは第一段圧縮機からの空気の一部若しくは全部を吸い込み得る。この第二段圧縮機は、第一のものと同様に、少なくとも3だが、好ましくは5より上の圧力比率を採用し得る。故に、離陸、着陸若しくはホバリング時に、全体の圧力比率は、7.5:1を超え得る。
[0050] 一実施形態において、圧縮機は、軸流タービンに機械的に接続され、それらは、同じシャフト上で同じレートでスピンする。
[0051] 第2圧縮機からの圧縮された出口空気は、図6を参照してより詳細に説明される、適切な速度で絶縁導管を介してエンジンの後ろに送られ、排気ダクトの内側のガス発生器の出口に置かれる熱交換器に向けられる。このことは、熱交換器が2大気圧より大でガス発生器を出る高温ガス排気から熱を拾い、その熱を燃焼器に供給される空気に伝達する(言い換えれば、燃焼器に入る空気を予熱する)ため、増大した効率をもたらす。熱交換器自体は、重要な熱回収が起こることができるように、圧縮された空気の表面積及び滞留時間を増加させるために、渦巻き構造及びマニホルドを利用して、コンパクトであり得る。1000°Fより高い温度は、燃焼前に取得されることができる。空気の加熱は、それがサイクルの燃料消費を低減し、故に燃料は、少なくとも30%減少だけ燃えるため、有利である。
[0052] さらに、タービンが冷却されないため、現在のCMC材料は、約2000°F(金属の場合は1750°F)の温度がタービンに入ることを可能にする(タービン入口温度すなわちTET)。従って、4の圧力比率(PR:Pressure Ratio)及び金属ノズル(最大TET1750°F)で、1lb/sの流れが存在する例において、燃焼器は、本発明が、熱回収がない状況と比較して利用された場合、1000°Fから1750°Fに届くように再生されたTFTに到達するために、おおよそ59%の燃料を追加する必要があることとなる。さらに、2000°F TETに耐えることができるCMC材料で製造されたタービンのような、より良い材料が使用される場合、燃料効率は、もう35%さらに増加することができる。表1は、両方の場合において同じ焼成温度TETに達するために必要とされる燃料対空気比率の比較を示す。表2は、熱交換器が100lbfの推力システムに取り付けられる得る場合を例示する。
表1:左側には1750°Fでタービンを燃やすガス発生器の金属版があり、右側には2000°Fまで燃えるCMC版がある。燃料の1/3より多くは、この方法で節約されることができる。
表2:左側には1750°Fでタービンを燃やすガス発生器の金属版があり、右側には100lbfエンジンにフィットする熱交換器を用いてモデル化される、2000°Fまで燃えるCMF版がある。
[0053] 60psia(低圧)で運転し、1750°Fで燃える1lb/sの空気流ガス発生器の場合、飛行の1時間当たりの節約は、重要であることとなる。既存のガスタービンで使用されるとき、燃料消費量は、1lbfの推力当たり1時間ごとにおおよそ1.5lbの燃料から、1lbfの推力当たり1時間ごとに約0.87lbの燃料に低下することができる。特にCMCタービンの場合、同様の燃料節約は、1lbfの推力当たり1時間ごとに燃料の1lbより下のレベルをもたらすことができる。これらの効率は、ビークルが、同じ有効荷重に対して、範囲及び持続時間においてより長く、若しくはより早く、若しくはそれら両方で飛行することを可能にすることとなる。低バイパスターボファンのような旧世代のジェット燃料動力ターボファンは、典型的なターボジェットよりも低いが、高バイパスターボファンよりも高い、1lbfの推力当たり1時間ごとに0.8lb燃料の同様のレベルの燃料燃焼を展開する。このことは、本発明が、より小型のガスタービン、典型的にはターボジェットが、排気ガスの再生及びより良い材料及び耐性の導入に関して、低バイパスターボファンと同様に実行することが可能であることを意味する。
[0054] 別の実施形態において、垂直離陸、ホバリング、垂直着陸、及びミッションによって要求される他の操縦のために使用される空気を供給する少なくとも1つのブリードポートが存在するという条件で、1つの圧縮機が採用され得る。ブリードポートはまた、燃焼器及びタービンによって使用される空気を提供することもできる。ブリードはまた、様々な理由で巡航飛行の間に延長され得る。最大15%までのブリードが、大型航空機エンジンによく見られ、特別に設計された圧縮機は、その性能を低下させるにもかかわらず、ブリードを用いた操作性から恩恵を受け得る。飛行の限られた部分にのみ採用されるブリード、及びミッションの大部分の間閉じられたブリードバルブを用いて、圧縮機の性能は、無人ビークル並びに軽飛行機に許容可能であり得る。
[0055] 典型的に50psiaを超える圧力で及び1000°Fを超えて、予熱された空気は、燃焼器に向けられる。本発明における燃焼器は、ボリュートを介して高温の、予熱された空気の流入のある、接線のタイプのものであり、それは、著しく増大した燃焼滞留時間を考慮して設計される。先行技術における現在の設計は、非常に短い滞留時間が起こることを可能にするのみであり、それは、燃焼器が詰め込まれる狭い空間と、短い滞留時間の組み合わせのために非常に頻繁に炎がタービンから出てくるという結果になる。燃焼の発熱反応の時間の量が制限され、及び燃焼プロセスの効率は、例えば、現在の大型ターボファン燃焼器上の典型的な99.5%或いはそれより多い、よりはるかに少ない。燃料が生成物において完全には変換されていない状態で、従って、不完全燃焼の生成物がガスタービンを出る状態で、効率は著しく低い。このことは、現在のマイクロタービンで直面する低い効率への別の要因である。
[0056] 一方、本願に開示された本発明は、燃焼チャンバ自体の大容積、並びにその設計によって形成された、接線の及び渦巻く燃焼器パターン(tangential and swirling around the combustor pattern)のため、増大した滞留時間を介して燃焼のための非常に寛大な時間を可能にする。10ミリ秒の滞留時間は、このような先行技術の小型エンジンにおいて典型的であるが、それは、完全な燃焼プロセスを確実するのに十分でない。20ミリ秒を超える滞留時間は、燃焼器の軸の回りを再循環するトロイダル型(toroidal fashion)で燃焼プロセスを誘導する形状を介して可能である。このアプローチを用いて、いくつかの利点が達成される。
[0057] 燃料噴射は、それが局部的に自動点火を遅らせるのに十分にリッチ(rich)であり、速く動くように空気の共流(co-flow)をも採用する管を介して予蒸発された方法でなされる。(ブリード後の)圧縮機からの全空気の約20%が、予混合/予蒸発管に通される。各管の終端では、燃料及び空気のリッチな混合物が、旋回流の助けなしに、共流配置で主燃焼トーラスに出現する。これらの燃料供給管は、燃料を蒸発させ、少量の空気と混合されたガス(燃料リッチ/空気混合物)としてオプション的に有利にそれを噴射するために長い混合丈(long mixing lengths)を提供する。
[0058] 出現する燃料及び空気の混合物はその後、燃焼器において形成された一般的なトロイダル再循環パターンに合流し、周方向に流れ場(flowfield)の投影(projection)を支援する。二次空気は、参照により本明細書に組み込まれる、Kalb他による文書(Brunckner−Kalb、J.、Krosser、M.、Hirsch、C.、Sattelmayer、T.、Emission characteristics of a premixed Cyclic−Periodical−Mixing Combustor operated With hydrogen−natural gas fuel mixtures、 Journal of Engineering for Gas Turbines and Power、Vol.132、No.2、021505ページ、2010)に説明されるのと同様の方法で、再循環を維持するために、及び、燃料及び空気のフレッシュな混合物の燃焼及び再点火のために要求される熱い空気を提供するために、(燃料を入れられた噴射器(fueled injectors)の間において)接線方向に、及び互い違いの位置(staggered locations)で入る。オリフィスは、本来は非円形が好ましく、主に燃焼器の主軸に対して斜めに出現するスロットであり、軸線方向及び円周方向の両方に互い違いであり、並びに段階分けされ(staged)得、2つの燃料ラインマニホルド、低い動力運転のために1つ、高い動力運転のために両方、を介して供給されるとき遮断されることを含む。復熱された、全金属非冷却タービンの全燃料対空気比が、0.010−0.015の範囲である(表1を参照、この場合は、0.0116)ため、予蒸発された管における燃料及び空気の混合物は、約0.05−0.075であることができる(ジェット燃料についての化学量論的FARが典型的に約0.068であるため、化学量論的に燃料リッチに近い)。(本発明のような)小型エンジンの低圧での自動点火は、約60psiaの圧力及び1000°Fの予熱温度と仮定して、15ミリ秒より多い範囲にある(Vasu、S.S.、Davidson、D.F.、及びHanson、R.K.、「Jet fuel ignition delay times:Shock tu
be experiments over wide conditions and surrogate model predictions」Combust.Flame152、125−143(2008)を参照)。7ミリ秒より少ない滞留時間は、これら予混合要素において達成可能であり、それらは、図2−4に示されているように、好ましい管若しくは非円形形状であることができる。これらの予混合管における燃料及び空気の混合は、任意の旋回運動を伴わず、純粋に一方向性であり、公称速度で1秒当たり少なくとも80フィートの速度で燃焼チャンバの主反応領域の円周に対して接線方向に現れる。
[0059] 図2は、向かって後部の位置から見られる、ある実施形態の燃焼器311を示す。燃焼器311は、エンジンシャフト901の周囲を囲み、及び流体を受けるように構成される入口301を有する第1のトロイダルケーシング302を含む。第1のケーシング302は、入口301と流体連通する第1の内部チャンバ304を画定する。
[0060] 燃焼器311は、第2のトロイダルケーシング303をさらに含み、それは、セラミックマトリックス複合材料から成り得、第1の内部チャンバ304内に配置され、またシャフト901の周囲を囲む。第2のケーシング303は、第2の内部チャンバ315を画定する外壁306を有する。外壁306は、第1のチャンバ304及び第2のチャンバ315の間で流体連通を提供する、それを通して形成される複数のオリフィス(図3を参照してより詳細に説明される)を有する。ある実施形態において、オリフィスは、外壁306に対して斜角に方向付けられる。複数の燃料噴射器310は、オリフィスを通して燃料を第2のチャンバ315に噴射するように置かれる。ある実施形態において、噴射器は、第2のチャンバ315に伸びる。さらに、点火源335は、第2のチャンバ315内に置かれ得る。
[0061] 燃焼器311は、第2のチャンバ315と流体連通する少なくとも1つの経路350(図4)を画定する出口構造をさらに含む。経路350は、シャフト901に平行に方向付けられている。出口構造は、経路350を通って第2のチャンバ315内でシャフト901の軸の周りを流れる高温流体を推し進めるように構成される、外壁306に向かって収斂する内壁307(図4)を備える。以下により詳細に説明されることとなるように、入口301は、経路350を通して第2のチャンバ315によって放出された流体によって加熱される、熱交換器からの加熱された空気を受け取る。
[0062] 矢印311によって示される、第1のチャンバ304の中に流入する空気は、第2のケーシング303を冷却し、矢印312によって示される空気311の一部は、外壁306の周りに分布するいくつかの燃料及び空気混合器305を介して第2のチャンバ315に周方向の方法で導入される。第1のケーシング302は本質的に、圧力容器として機能し、圧縮機ケーシングの前に、及びタービンケースの後ろに機械的に取り付けられる。第2のチャンバ315への空気の流入および流れは、エンジンシャフト901と一致する、エンジンの主軸に対して周方向である。
[0063] 空気及び燃料流の反応混合物312は、様々な周方向ロケーションで第1のチャンバ304及び噴射器310から導入された空気及び燃料混合物のフレッシュな供給を用いて、周方向の方法で、第2のケーシング303をスクラブする。噴射器310はまた、それらを第1のチャンバ304の中に、及び第2のケーシング303の近くに埋めることによって燃料を予熱し得る。燃料は、熱を拾い、燃料及び空気混合器305に送られる前に、蒸発する。数十ミリ秒間、第2のチャンバ315内で燃焼した後、加速され完全に燃やされたガスは、所定の入射角で、ノズルを使用して若しくは使用せずに、第2のケーシング303からタービンに出る。
[0064] 図3は、混合器305へのフレッシュな予熱された空気の導入及び混合器305の構造の詳細な機構を描写する。スロット326は、シャフト901の垂直若しくは水平軸座標に対して角度を形成し、漏斗327による「すくい取り(scooping)」機能を介して空気を受け取り得る。第2のケーシング303の外側をスクラブする空気311は、漏斗327を介して予蒸発/混合スロット326へ、小さく、分割された量331で徐々に入れられる。漏斗327は、スロット326内に配置され、第2のチャンバ315に伸び得る。さらに、漏斗327は、第1のチャンバ304から第2のチャンバ315に向かって先細になり得る。スロット326は、燃料噴射面で始まる拡散セクションが噴射器310を介して送られる燃料の急速混合をサポートするように設計される。燃料は既に、予熱された空気中に浸漬されており、故にほぼ完全に予蒸発され、本質的に、空気との、燃料リッチな高温の混合物を形成するために燃料と急速に混合する、スロット326のスロートセクションでの複数のソース(sources)のうち単一のものから噴射されるガスのような反応を示す。
[0065] スロット326は、第2のチャンバ315に供給される前に、燃料及び空気の滞留時間がその内側で混合するように設計される。滞留時間は概して、5ミリ秒或いはそれより少ない、より少なく、混合器305の内側の燃料の自動点火が起こらないことを可能にする。さらに、混合器305の内側の高速度は、これらの小さな通路において起こるためのフラッシュバックを防止する。空気が第2のチャンバ315に供給され、第1のチャンバ304の周りの周方向の流れに誘導されると、それは第1のチャンバを冷却しており、並びに熱を拾っており、空気に360度の終わりで完全に一巡りさせ、及び最初の漏斗よりも熱い最後の漏斗327への最終受け入れ(final admittance)をさせる。
[0066] 漏斗327は、第2のチャンバ315への供給の均一性及び第2のチャンバ内の温度均一性を確実にすることに応じて微調整及び調整され得る。しかしながら、外周の混合器305の各々に供給される燃料流量は、一定ではなく、均一性及び円滑な運用を確実にするためにわずかに変化する。各混合器305から第2のチャンバ315に入れられた空気及び燃料のフレッシュな混合物の点火機構は、前に直接隣接した混合器の高温生成物を介する。このように、一旦、グロープラグのような、格納可能、若しくは取り外し可能な点火源335を介して点火されると、システムは、極めて低い火炎温度、2000°Fと同じように低い若しくはそれより低い、にまで下がる反応において安定する。
[0067] 燃焼チャンバに供給された空気は、混合及び予蒸発混合器305に供給される燃焼用空気331、及び第1のチャンバ304における流れを介して第2ケーシング303のスクラビング及び冷却に主に分けられる。故に、全燃焼空気は、燃焼器311に供給される全空気の約60〜70%である一方、残りの部分は、第2のケーシング303の収斂セクションに導入され、ここで反応流は、軸方向に向けられ、タービンに向かう。この希釈空気の導入は、タービンへの流入前に、及び重要な残存周方向にもかかわらず、タービンの回転段に主に軸方向にガスを導くのを助けるために、ガスを冷却する。
[0068] フレッシュでリッチな混合物の点火は、主燃焼トーラスの周りを伝搬し、それは、さらなる空気、ブリード後の圧縮機吐出(compressor discharge post-bleed)の約60%、が、トーラスの内側の反応流と概ね同じ周方向である角度で、トーラスの内壁及び外壁を通して噴射される場合、壁のための保護膜を形成し、壁の低減されたスクラブを提供する。トーラスの内側は、均一な、反応流であり、非常に低い温度で安定することができ、それはまさに、リーンブローアウトポイントの回避とターンダウンに必要とされるものである。さらに、熱交換器からの、燃焼器に送られる予熱された空気の高い温度は、火炎が燃え続けるのに十分高温であり、一方で材料を負荷に耐えさせるのに十分低温でもある。外部熱伝達率は、低温側の第2のケーシング303の壁を冷却する空気が熱を拾っており、それを第2のケーシング303の出口近くに位置する希釈孔に運んでいるように、スペーサによって維持される、燃焼器の第2のケーシング303と第1のケーシング302との間の小さな隙間を維持することによって確実にされる。第2のケーシング303が金属である場合、フィルム冷却は有利であり得るが、第2のケーシング303がCMCでできている場合、外部冷却は、大幅に低減され得る。CMCは特に非常に強力な材料であり、単一形状の第2のケーシング303は、少なくとも15000サイクルの間、これらの条件で存続することができることとなる。
[0069] 予混合管の中の予蒸発された燃料の使用は、プロパンのような気体燃料の使用を事実上模倣し、それは、代替オプションとして、エンジンを始動するために使用され得る。点火は、プロパン燃焼プロセスが安定し、エンジンがアイドルであり、もはやスタータモータによって支援されなくなるまで、スパークプラグ若しくはパイロット火炎によって支援される。ポータブルプロパンボトルが利用可能であり、制御論理が、熱交換器及びエンジンの点火及び熱安定後にプロパン(若しくは他の適切なガス)を置換するために実装される。気体燃料で数分運転した後、一旦サイクルが熱を回収し、許容可能なレベルまで燃焼入口空気を予熱すると、気体燃料は、ジェット、ディーゼル等のような液体燃料によって徐々に置き換えられる。運転は、気体燃料が液体燃料によって完全に置換されるまで続き、気体燃料源は、エンジンから取り外されることができる。同様に、シャットダウンの際、液体燃料の任意の残留物は、高温のために燃料噴射管において酸化されることができる。
[0070] 燃料ターンダウンは、エンジンを制御するために、奇数の噴射器に各々動力を供給している2つの異なるサイズのマニホルドを介して達成されることができる。例えば、気体燃料がプロパン単体上での点火のために1つのマニホルドに噴射され、3つの噴射器に動力を供給する状態で、第2のマニホルドは、ソレノイドの開口部を介して液体燃料を噴射することを開始し、一方プロパン供給は、ゼロに低減される。この段階におけるエンジンへの熱付加は、気体燃料が完全に置換されるまで、気体燃料の低減と液体燃料の増加とのバランスを保ちながら、一定の値に従う。その時点で、エンジンはアイドルである。同じ液体燃料巡回が加速のために増加し、第2の遷移が、燃料流量を低減する一次液体燃料巡回と共に起こり、一方二次液体燃料マニホルドのソレノイドバルブは、加速曲線を補う燃料を供給し始める。アイドルポイント(低出力)より上及び最大出力(離陸、ホバリング及び着陸)で、両方の液体燃料マニホルドが、常に液体燃料を燃焼器に供給し、それらのうちの1つは、ミッションによって必要に応じて段階を下げる(stage down)ために使用される。両方の巡回への流量を低減させる付加の運転もまた、可能である。復熱装置は、安定化された運転を提供するのに十分である、一定の、高温供給を燃焼器入口に提供し、リーンブローアウトの回避を含む、燃焼操作性の問題を被らない。このタイプの火炎の安定化は、当該技術分野で既知であり、ターンダウンは、システムの高い熱慣性(high thermal inertia)(運転を通した高い復熱された燃焼入口温度、トロイダルライナーの内側の燃焼プロセスの高度に均一な温度反応ゾーン、全面的に安定化運転に貢献するライナーの高温壁)のため、かなりの低いレベルまで達成されることができる。
[0071] 図13において、入口301からの空気の流入及び燃料蒸気との混合は、混合器305において行われる。燃料と空気のフレッシュな混合物は、第2のチャンバ315へ斜めに噴射され、シャフト901の周りの周方向の全体的な反応流を駆動し、それはガス発生器の主軸でもあり、フレッシュな空気及び燃料混合物903を常に供給される。第1のチャンバ304の空気の一部は、全燃焼空気が燃焼プロセスに入れられるまで反応ゾーンに導入される。滞留時間は、燃焼ゾーンの容積のために増加し、燃焼プロセスの安定性は、前の隣接する混合器305からの高温ガスにさらされたフレッシュな混合物903の点火によって確実にされる。第1のケーシング302は、予熱された空気の高い速度がライナーを冷却するために維持されるように設計される。混合器305はまた、混合器の後ろに低再循環ゾーンを維持し、より低い圧力低下を提供するための整形板を含む。
[0072] 図14に例示されているように、第2のケーシング303は、第1のケーシング302の内側に位置し、燃料噴射器310は、燃料が熱を拾っており、それが予蒸発混合器305に入る時までに殆ど予蒸発されるように、第2のケーシング303及び第1のケーシング302によって形成されたスリーブの内部に浸漬される。第2のケーシング303は、その小さいサイズのため、第1のケーシング302の最終溶接が第2のケーシング303を内部に閉じ込めることを実行される前に、第1のケーシング302の内部に設置されることができる。さらに、第2のケーシング303は、CMCで製造され得る。
[0073] 図5は、巡航位置における推力増強装置500を含む推進装置の一実施形態を例示する。方法は当技術分野において知られており、推力増強装置500は、ガス発生器の長さを通る軸に垂直な軸の周りを少なくとも100度回転することができる。推進装置は、圧縮機シュラウド801、シャフト806、及びボリュート803における空気を吐出し、コンパクト熱交換器830に向かって、導管820を介して、流れを向かわせる圧縮機ロータ802で構成されている。コンパクトな、渦巻き状に巻かれたタイプのものであり得る、熱交換器830は、入口825から圧縮機吐出空気を受け取り予熱し、予熱された空気を熱交換器出口812に導く。予熱された空気は次に、空気が、燃焼器の主軸の周りの円周方向の流れに向けられる、燃焼器入口301にさらに導かれる。空気は次に、マニホルド810から供給される燃料と、混合器305を介して円周の周りの接線方向に供給される空気及び燃料のフレッシュな混合物を用いて、第2のケーシング303内で燃焼される。
[0074] システムは、第一段ノズル811を包含し得る、若しくは含まない可能性がある。一実施形態において、ノズルは除外され、収斂経路は、速度のいくらかの残留周方向コンポーネントを運ぶガスをタービンロータ812に向けて導く。より低い圧力への膨張の後、タービンの出口での排気ガスは、圧縮機吐出空気を予熱するために、コンパクトな熱交換器830にわたって、導管814に向かって高温ガス流として導かれる。導き回転する導管(guiding, swiveling conduit)814は、装置500のプレナム501への圧力にさらされながらガスを導き、ここで排気ガスは、航空機の方向509に推力増強を発生させるための動力流体として使用される。推力ベアリング及びそれらの補助システムが、805で表される。
[0075] 図6は、代替の実施形態に従う推進システム1000を例示する。システムは、多段の圧縮機を包含し、第1の圧縮機1001は、離陸及び飛行の様々な段階で推力増強排出装置に空気を供給し得るが、残りのミッションの間、メインシャフトからクラッチを介して切断され得る。第2の圧縮機1002は、空気を圧縮し、次にそれを、導管1009内の排気エリアに位置し、タービン1030及び少なくとも1つの推力増強排出装置1100の中間に介在する熱交換器1050に、導管1005及びフランジ1006を介して向かわせる。ある実施形態において、タービンは、セラミックマトリックス複合材料から製造される。熱交換器1050は、圧縮機1002によって吐出され、熱交換器に導管1005によって供給される空気の温度を上昇させるために、燃焼器1020によって提供され、タービン1030から出る流体の排気熱を使用する。
[0076] 加熱された空気は次に、フランジ1007及び導管1008を介して熱交換器1050及び導管1009から燃焼器1020へ出る。ある実施形態において、熱交換器は、らせんタイプである。さらに別の実施形態において、巡航状態で、排気ガスは、27psi及び1400°Fでタービン1030を出て、導管1005によって供給される、より冷たい圧縮機、吐出空気に熱を伝達した後、25psi及び800°Fに低下する。この実施形態において、熱交換器1050は、フランジ1007及び導管1008を介して燃焼器1020に予熱された空気を送り、次に熱交換器1050に導管1005によって供給される、60psi、400°Fでの圧縮機吐出空気流の温度を、少なくとも500°F及び58psiの圧力まで、上昇させる。このようにして、燃料消費は、熱交換器のタイプと性能に依存して、7%より多い、場合により20%を超えて低減される(以下の表3を参照)。
[0077] 表3:様々なタイプの熱交換器及び1時間巡航状態飛行で、図6の配置を採用する75lbfクラスの推進システムの例。延長された飛行時間の場合、熱交換器1050の追加の負荷(weight)は故に、追加の負荷の負の効果が燃料節約における利益と運転のコストとによってバランスが保たれているため、正当化される。
[0078] 本発明の一実施形態において、タービンに高温ガスを導くために、ノズルは使用されない。別の実施形態において、ノズルは、ガスの最小の方向転換のために利用され得る。このことは、旋回翼を使用する予混合器を持つ燃焼器において起こる、調整されていない軸方向再循環プロセス(軸方向の攪拌、入れ子式再循環(stirring, nested recirculations in the axial direction))のため、ガスが概して、第一段タービンに向けられ、大いに加速させる必要がある、殆どの従来型のガスタービンシステムとは特に異なる。
[0079] 本発明のさらに別の実施形態において、旋回翼の使用は、火炎の安定化若しくは混合のいずれかのために、燃焼器から完全に除外される。
[0080] 本発明のさらに別の実施形態において、燃焼チャンバは、今日利用されている航空慣行とは異なる、はるかにより長い滞留時間を提供し、例えば発電のために利用されるガスタービンフレーム燃焼器により密接に類似している。大容量燃焼器が航空用途において使用されることを概して除外するものは、小型で経済的なこと(compactness)及び重量制限の必要性である。航空用途における滞留時間は、高速及び短い長さの要件のため、発電フレームからのそれらのものより1桁近く短い。ある実施形態において、軸方向に方向転換する前の周方向モードでの反応流の流れは、著しく容積を増加させることができることにオプション的に有利であり、故に高い効率及び反応の完全性を可能にする。
[0081] さらに、(1つ若しくは複数の)第一段のノズルベーンの欠如は、熱伝達要件を低減させながらも、タービンの回転段に斜めに導入及び加速に有利な形状をなお維持しながら、負荷を除外する。
[0082] 本願に開示されるサイクル及びエンジンは、コアンダ増強排出装置と特にペアになることができる。タービンから出でくる排気ガス及び圧縮機ブリード空気は、特殊排出装置への動力流体として供給されるため、性能を最大にし、燃料燃焼を最小にするために、排出装置それ自身で動力流体の流れを塞ぐことが望まれ得る。他の出願とは大いに異なる、開示されたサイクルは、タービンへの通路をほぼ塞ぐが、その寸前で止め、代わりに排気推力増強排出装置での流れを塞ぐ。
[0083] タービンは、説明されたように高温ガスを受け取り、当該技術分野で既知のメカニズムを介して圧縮機に動力を供給するために必要とされる動力を引き出す。タービン流出物から、ガスは、コンパクトな熱交換器に出て、ここで高温ガスは、燃焼器へ向かう途中で圧縮機吐出空気を予熱しながら冷却される。
[0084] 熱交換器は、熱伝達を最大にし、運転サイクルに耐えるために、様々な形状のものであり得る。一実施形態において、空気吐出は、熱回収を最大にし、圧力低下を最小にするために、らせん要素を介して排気パイプを通過する。ある好ましい実施形態において、熱交換器は、サイクル及び用途に応じて、圧縮機吐出温度を、例えば400°Fから600°Fまで、好ましくは1000°Fまで上昇させるために、熱を回収する。次に、燃料燃焼がそれに応じて減るにつれて、サイクルの効率は、増加する。推進システムのアーキテクチャは、熱回収が、エンジンにおいて高度に統合される、コンパクトな熱交換器及び固有の燃焼チャンバを介して実現されることを可能にする。
[0085] 従来型のターボジェット若しくはターボファンの場合のように、ノズルへ加速されるのではなく、現在熱交換器における入口セクションと比較してより低い圧力及び温度であるが、まだ周囲の圧力及び温度よりそれぞれ高い値である、熱交換器からの結果として生じた流れが、チョーキング状態で、若しくはそれに近い状態で、排出装置の一次ノズルへ送られ、加速される。一実施形態では、コアンダ排出装置は、排出装置の一次ノズルがタービン流出への導管を介して接続されるため、ミッションのあらゆる点で周囲の入ってくる空気の同伴によって推力を提供するために、タービンから出てくるガスを使用する。排出装置は、垂直離陸、着陸及びホバリング、並びに水平飛行推進を可能にするために回転し得る若しくは回転しない可能性がある。
[0086] 図7は、コアンダノズル推進システム燃焼器増強装置を例示する。燃焼器ライナートロイダル構造の出口において、小さな開口部は、タービンに向かって軸方向への流れを加速させる、収斂した、環状経路に変わる。トーラスの内側の周方向流れの高い回転の特性のため、軸方向への流れを整流することは、完全には達成されず、望ましくない。適切な形状では、流れを加速させ、それを回転する軸流タービンに導くためのノズルの必要性がなくなる。(第一段ノズルとしても既知である)タービンノズルは、除外される。希釈孔の遅れた噴射(late injection)によってさらに促進される、反応流の残留運動は、適切な角度でタービン動翼への流れを導くのに十分である。この実施形態は、燃焼器の出口及びタービンへの入口で流れを塞がず、むしろ流れを塞ぐことは、本明細書に説明されるようにガス発生器の出口(コアンダタイプの特殊排出装置の位置)において起きる。この実施形態において、タービンから流出する高温排気は、それが、元のターボジェットのベースライン推力と比べて、25−75%だけストリームの推力を増強する及び空気を同伴するための排出装置のための動力流体として使用されることができるように、高い圧力及び温度をまだ有する。
[0087] タービン自体は、CMC若しくは金属ベースの材料から製造され得る。冷却は、採用され得る、若しくは採用されない可能性がある。一実施形態において、CMC製のタービンブレードは、冷却の必要なしに2000°Fの入口温度(焼成温度)に耐えることができ、離陸及びホバリングの状態で4から2バール(60から30psia)の圧力の間で圧縮機を駆動するために必要とされる作業を引き出すことができる。その運転状態では、圧縮機は、前方の排出装置への流れ(flow to forward ejectors)の大体20%をブリードし、残りの80%は、圧縮機を通して流れ、熱交換器を使用して圧縮機吐出からの排気ガスによって1000°Fに予熱される。燃焼器は、CMCライナーの内側で2200°Fで燃焼し、高温ストリームは、2000°F TETに希釈される。本明細書に説明されるガスタービンは、例えば、5lb/sの空気を使用して離陸時に500lbf、その25%をブリードし、離陸時に30%、巡航状態で30%台後半の効率で生じさせることができる。離陸条件はまた、直接コアンダノズルの中心に燃料を噴射することによって推力をさらに増強させるために使用され得、それによって疑似ラム効果を介した短いバーストのため、より低い効率で極めて大量の推力を発生させ、ブリードが圧縮機上で閉じられ、効率がおおよそ40%に増加するとき、巡航状態への遷移によって後続される。この実施形態において、疑似ラム効果は、少なくとも10:1のエントレインメント(entrainment)比率の大量の空気を取り込むために使用され得る、コアンダ排出装置の前面において作り出されるバキュームによって発生させられる。同時に、コアンダ排出装置同伴空気及びその壁面ジェットは、その中央に噴射された燃料の噴霧化を助け、ディフューザセクション内の燃料及び空気を自己点火する(autoignite)ことができ、プロセスにおいてさらなる推力を発生させる。ディフューザの内側の燃料及び空気の混合物の点火は、口火若しくはスパークプラグによって達成され、ここで、火炎安定化がコアンダディフューザのより低い速度のエリアにおけるディフューザの壁から離れている(図5を参照)。
[0088] 図7において、コアンダ排出装置500のプレナム501は、排出装置への動力空気として周囲の圧力より高い圧力で排気ガス若しくは圧縮機ブリードからの圧縮された空気であることができる加圧流体を導入し、推力508をもたらす流れパターンを形成する。燃料噴射器502は、コアンダ排出装置500の前、入口から離れているが、コアンダ排出装置の運転による影響を受ける低圧エリアに置かれる。噴射器502は、噴霧若しくは燃料ジェット506の形状でコアンダ排出装置500の主軸に沿って液体(若しくは気体)燃料を噴霧/噴射する。パイロット火炎若しくはトーチ若しくは火花点火器が混合物を点火し、火炎507は、下流に伝搬し、排出装置500によって吸引されるが、ディフューザの壁503から離れてそれ自体を安定化させ、それは、超高速壁ジェット504を介して火炎との直接接触から保護される。中央における局部的な軸流速度が燃料噴射の方向における乱流火炎伝搬速度と等しいため、火炎前面は安定し、より多くの推力509を発生させる熱をリリースする。プレナム501における流体がガスタービンからの高温の加圧された排気である場合、燃料及び排気ガスは、適切に噴霧器を方向付けることによって、ガスとの接触で自己点火され得る。運転は、短い持続時間、例えばVTOL若しくはSTOL、ホバリング若しくは緊急事態等の間に実行されるように意図される。
[0089] 総重量1000lbより少ない小型航空ビークルにおいて採用される従来型のジェットエンジンは一般に、Williams International(米国特許第4,598,544号公報)によって採用されるもの、若しくはJetcat若しくはJetbeetleのような趣味の卸売業者によって製造されるもののような、非常に低いバイパス比を持つジェット若しくはターボジェットである。図8は、本発明の、ある実施形態と比較してJetcatモデルとサイズが類似しているターボジェットエンジンのモデル化の結果を描写する。
[0090] 図8において、ターボジェットは、300N若しくは67lbfの推力を生じさせるために、30.9g/(s−kN)若しくは1.09lb燃料/lbf−hの特定の燃料消費量を有する。本発明は、熱を回収し、少なくとも25%だけ燃料の消費を減らすために、ジェットエンジンにおいて熱再生ユニットを実装し、従って推力比燃料消費量が適切に1.09*75%若しくは0.8175lb燃料/lbf−hrまで低下することができる。平均で300Nの推力要件を持つ、無人航空ビークルの2時間のミッションの場合、大体110lbの燃料(すなわち約18ガロン)を使用することができる一方、従来型のターボジェットは、同じミッションのために146lbの燃料(すなわち25ガロン)を要求することとなる。このことは、従来型のターボジェットの場合1ガロン当たり16マイルに対して、本発明の場合、1ガロンの燃料当たり22マイルの節約をもたらすこととなる。
[0091] 熱交換器の実装は、サイクルへの推力増強排出装置の導入によってさらに改善されることができる。
[0092] 図9は、従来型のターボジェットを例示する。本発明の1つ以上の実施形態は、多くの点で図9に示されるターボジェットとは異なる。第1に、圧縮機は、本願内で説明される2:1の推力増強排出装置を供給するために大体25%まで、離陸、ホバリング、及び着陸でブリードされる。ブリードバルブは、マークされたハンドリングブリードであり、ミッションに従って、巡航状態で閉じられ、ホバリング及び着陸時に再び開かれることができる。
[0093] 第2に、セクション3における圧縮機吐出空気は、タービンセクション6を通過する排気セクション内に位置する熱交換器を通して送られる。ユニットは、熱再生ユニットと呼ばれ、排気ガスが燃焼器へのそれの供給の前に燃焼空気を加熱することを可能にする。
[0094] 第3に、セクション3からセクション31への流れは、熱交換器の導入が排気熱の一部を回収することを可能にするように修正される。
[0095] 第4に、燃焼器は、熱交換器のために、元のターボジェットと比較して、より小さい温度差のために熱を加える。燃焼器入口温度と燃焼器からの出口の間の温度における増加は、燃焼器は概して、400°F若しくは475Kであり、サイクルによって必要とされる燃料の25%の低減をもたらし、タービンへの同じ入口温度を維持する(表1及び2を参照)。
[0096] 第5に、燃焼器出口セクションは、ガスのいくらかの残留周方向運動を運び、ガスを加速させるために必ずしも従来型の第一段ノズルを採用するわけではない。むしろ、収斂セクションは、タービンロータ段に排気ガスを導入することができる。
[0097] 第6に、タービンは、それが、大気圧より高く、好ましくは周囲の状態と比べて1.1の圧力比率を上回るまで排気ガスを膨張させるように設計される;(図8と比較して)図10は、膨張プロセスが1.5:1と2:1の圧力比率との間のどこかで終わることを示す。周囲の圧力と比較して、このことは、図11に現される熱再生器の熱交換器性能を高め、セクション8の出口に排出装置を使用するための余地を与える。
[0098] 第7に、好ましくはコイルタイプ、若しくは向流タイプのものである、熱交換器は、セクション5と6との間で排熱温度を低下させながら、熱を回収し、フレッシュな燃焼空気ストリームにその一部を伝達する。図11、本発明の一実施形態、は、タービンの後のセクション1105から提供される熱い側のガスの排気ガス温度が、熱交換器の前、要素1106で1400°F及び26.5psiであり、及び図11の要素1107で熱交換器の後944°F及び17psiであることを示す。熱交換器1111は、圧縮機吐出プレナム1108から供給され、426°F及び60psiで導管1105を介して供給される圧縮機吐出流の温度を上昇させる。熱交換器が起きた後、フレッシュな、復熱された圧縮機吐出空気は、上記のセクションに説明された燃焼器に導入される前に、53.5psiで856°Fに達する。図2−3及び上記の文章に説明された燃焼器において、温度は、例えば、流れをタービンに導入する前におおよそ2000°Fに高められている。52psi及び2000°Fから27psi及び1400°Fにタービンによって引き出された動力(図11のプレナム1107)は、ターボ機械コンポーネントについて当該技術分野において既知のそれぞれの効率と組み合わされて、圧縮機動力入力の必要性のバランスを保つ。430°Fに到達する熱交換器を出るフレッシュな空気の温度における上昇が、この熱力学サイクルにおいて使用される燃料の多量の節約をもたらすこととなる。熱交換器を出る他のストリームもまた、例えば1500°F(1090K)の代わりに944°F(780K)等の、ターボジェットサイクルの元の値よりはるかに低い温度で排除される(rejected)ため、損失を低減することに寄与する。
[0099] 第8に、上記の同じサンプル計算に続いて、熱交換器からの排気ストリームは、17psi及び944°Fで熱交換器を出て、次に図9のセクション8に示されている単純なノズル(simple nozzle)に向けられないが、代わりに特別に設計された排出装置に向けられ、ここで、前記排気ストリームは、動力空気として使用される。試験データは、軸対称の排出装置の場合、<1.25の圧力比率に対して>1.25の増強比率、及び<1.5の圧力比率に対してフラットな排出装置について2を超える増強比率を示す。故に、上述の条件から予想される推力増強は、本発明の場合、及び非常に小さい圧力比率のために必要とされる場合、1.25と2.0との間である。
[00100] 第9に、推力増強は、67*1.25=84lbfと67*2=134lbfとの間で生み出すことができる。比較すると、必要とされる同じレベルの推力を達成するための流量の減少は、TETを含むサイクル条件に合致するために同じ燃料対空気比率及び、同じ推力の要求に対して0.454kg/s(1lb/s)*0.80(すなわち、20%少ない流量)であることとなる。
[00101] 図10は、再生式熱交換器及び排出装置を用いて修正されたときの熱力学サイクルを例示する。熱再生は、タービン排気ストリームから熱を伝達し、燃焼器によって要求される熱付加の量を低減する。燃焼熱付加エボリューションは、3’−4となる。タービン膨張プロセスもまた、4’−6’エボリューションに変化し、圧縮機を動作させるのに十分な動力を提供する。熱交換器は、一種の等エントロピープロセスで点8’へのエボリューションを決定し、排出装置の一次ノズルにおいて、等エントロピーの方法で排出装置によって後続される、エボリューション8’−s8’。エボリューションの終わりに、圧力がs8’に下がったとき、混合プロセスは、周囲空気である二次流体から始める、エボリューションs8’−混合。‘混合(mix)’と呼ばれる点は、周囲よりもわずかに高い圧力であり、最終的なエボリューションは、周囲の出口静圧への流れのほぼ等エントロピー膨張にある。
[00102] 排出装置技術の導入と組み合わせられた再生サイクル及び流量における低減を含む、本願に開示された本発明の様々な実施形態は、25%より大きい燃料節約、及びより小さい回転コアを発生させることができる。このように、航空ビークルは、大きなファン若しくは他の可動部品の使用なしに、ターボジェットと比べて、1ガロン当たり25%より多いマイル以上を達成し得る。燃料消費量は、1ポンド力及び1時間当たり0.7lbより少ない燃料にまで、本発明に従って下げられることができ、本発明に開示されたシステムによって動力を与えられる航空ビークルが、90lbより少ない燃料で400マイル(すなわち大体27mpg)を周遊することを可能にする。
[00103] 図11は、タービンからプレナム1107への排気であって、1400°F及び26.5psiで導管1103を通って熱交換器に流れ、944°F及び17psiで熱交換器1111から導管1104を通って出る、タービンからプレナム1107への排気と;426°F及び60psiでの圧縮機からのフレッシュな圧縮された空気が、プレナム1108で供給され、導管1105を通って熱交換器1111に流れ、856°F及び53.5psiで導管1106を介して燃焼器に出る;要素1101によって表されるような、システムに恒久的に接続された排出装置の動力流体ノズル(一次ノズル)と、を含む、熱交換器ストリームの例を例示する。図11の導管供給要素1101は、図7の要素501である。
[00104] 本発明の一実施形態におけるオプション的に有利な要素は、ブリードバルブを採用する圧縮機の使用である。運転中のブリードバルブの開放は、圧力の低下をもたらし、失速ラインから離れて、作業ラインを下げる。圧力が低下する間、圧縮機はまだ加速されることができ、流れは、より低い効率であるにもかかわらず増加することができる。ブリード流が非推進的理由(キャビン加圧、機外ブリード等)のために使用される場合、動力が消費された、圧縮された空気が、推力を発生することに寄与しないため、特定の燃料消費量が増加する。しかしながら、ブリード流が、サイクルの終わりでノズルを通した膨張を介して同じ流れを用いた他の方法で取得される推力の1.5−2.5倍で推力増強のために使用される場合、ブリードは、推力に、特に、垂直離陸及び着陸の用途において要求される垂直推力に大いに寄与することができる。本発明は、システムがフレキシブルであり、飛行の様々な段階で圧縮機ブリード動力式推力増強排出装置と係合することを可能にする。意図が、推力増強排出装置に動力を供給するために、垂直離陸及び着陸時、並びにホバリング時にブリードバルブを全開にして操作することである場合、燃料消費量は、それに応じて増加し得る。しかしながら、殆どの用途では、このことは、ミッションのごく一部であり得るため、これらの操作を可能にするためのバルブの開放は、許容可能であり、排出装置を供給するブリードバルブは、巡航条件で閉じられる、若しくは最小限にされ得る。
[00105] 趣味の用途において使用される小型のターボジェット、すなわち、300lbfより少ない推力、のような単純な圧縮機上で開放ブリードバルブを用いる運転は、TETが材料性能のため制限され、より少ない空気がブリーディングの場合に燃焼器に供給されるため、TETに影響を与えている。しかしながら、システムのメンテナンス間隔に大きな影響を与えることなく、公称値と比較して上回る温度で、限られた時間の間タービンを運転することが可能である。さらに、材料科学における最近の進歩、並びに燃焼器ライナー及びタービンノズル及びロータへのCMCの導入は、タービンの寿命に大きな影響を与えることなく、類似の金属タービンに対してタービン入口温度数百度を超える可能性を考慮に入れる。
[00106] システムの全体的な性能は、推力増強排出装置の効率にも依存する。単に圧縮機ストリームを徐々に減らすことは、排出装置の代わりに単純なノズルを使用することが2−3倍のエンタイトルメント(entitlement)を達成することができることを実証している。一実施形態において、システムは、最大速度で1lb/秒の空気流、4:1の圧力比率、システムの前面における「冷温」排出装置(“cold” ejectors)に動力を供給する10%の圧縮機ブリードおよび(「高温」排出装置(“hot” ejector)としても既知の)排気装置に供給される90%の高温ガスのためにサイズ化される(sized)。冷温排出装置は、11lbfの推力(すなわち、110lbf/lb/s)を生じさせ、高温流の残りの90%は、100lbf/lb/sを生じさせ、90lbfの推力をもたらす。(本明細書で開示されたような)推力増強排出装置における燃料噴射に起因する追加の推力ブーストは、冷温排出装置について20lbf、高温排出装置について150lbfまで増加する、ブーストされた推力をもたらす。従来型の趣味のターボジェットは、50lbfの推力だけを生じ、従って燃料噴射なしで、説明された排出装置は、同じ量の消費された燃料について推力を倍にするより多い、(11+90)=101lbfだけ推力を増強させることができる。結果は、元の製品と比較して50%より多い燃料燃焼節約(fuel burn savings)である。推力増強排出装置における追加の燃料噴射は、燃料効率を低減し、逆に、離陸若しくはホバリング若しくは着陸のような、ミッションの短い持続時間の間、燃料消費を増加させる。しかしながら、推力増強は、元の50lbfに対して170lbfになり、それは、垂直離陸、ホバリング若しくは着陸、又は短距離離着陸(STOL:Short Take-Off and Landing)を支援するために垂直に向けられることもできる。
[00107] 装置は、周囲への他の単純な膨張の1.25−2.0倍の間で推力を増強する。図12は、1979年9月に出版されたVought Corporation Advanced Technology CenterのNTIS出版ADA098620における他の排出装置の編集と比較して、本願に開示された増強装置を使用する実験データを通して取得された増強の比率を例示する。
[00108] 図12に示されるように、本発明の推力増強性能は、1.5−3の間に及ぶ、1−2圧力比率の範囲内にあり、従来技術の殆どの他の排出装置より性能が優れている。本発明のガス発生器の最大出力及び圧縮機の最高速度で、高温排気ガスは、元の小型ターボジェット単純排気ノズルよりも少なくとも50%多い推力を生じさせることができ、本発明の推力増強装置(図5の要素500)は、ガス発生器を使用する垂直離陸及び着陸、並びに/若しくはホバリングのために方向付けられることができることが期待される。さらに、圧縮機ブリード流は、単純なターボジェット促進ノズルの推力の2−3倍の間で生じさせることができる回転推力増強装置に、導管のネットワークを通して都合よく向けられることができる。必要ならば、さらなる増強が、(本明細書に説明されたような)前記推力増強装置における燃料の噴射及びその点火を介して取得され得る。
[00109] 本発明の好ましい実施形態が例示され、説明されてきたが、上で述べたように、多くの変更は、本発明の趣旨及び範囲から逸脱することなくなされることができる。従って、本発明の範囲は、好ましい実施形態の開示によって限定されない。代わりに、本発明は、続く特許請求の範囲を参照することによって完全に決定されるべきである。

Claims (16)

  1. 推進システムであって、
    流体源と流体連通する第1の圧縮機と、
    前記第1の圧縮機に連結される第1の導管と、
    前記第1の導管を介して前記第1の圧縮機と流体連通する熱交換器と、
    前記熱交換器に近接して置かれる第2の導管と、
    前記第2の導管を介して前記熱交換器と流体連通し、高温ガスストリームを発生させるように構成される燃焼器と、
    前記燃焼器に連結される第3の導管と、
    前記第3の導管を介して前記燃焼器と流体連通する第1の推力増強装置と、前記熱交換器は、前記燃焼器によって発生させられる前記ガスストリーム内に位置する、
    を備える、推進システム。
  2. 前記熱交換器は、前記第3の導管内に配置される、請求項1に記載の推進システム。
  3. 前記第1の圧縮機に連結され、前記燃焼器と前記熱交換器との間に位置するタービンをさらに備える、請求項1に記載の推進システム。
  4. 前記タービンは、セラミックマトリックス複合材料を備える、請求項3に記載の推進システム。
  5. 前記タービンに連結される第2の圧縮機をさらに備える、請求項3に記載の推進システム。
  6. 前記タービンは、前記第1圧縮機に固定して連結され、クラッチを介して前記第2の圧縮機に連結される、請求項5に記載の推進システム。
  7. 前記第3の導管を前記第1の推力増強装置に連結する回転コネクタをさらに備える、請求項1に記載の推進システム。
  8. 前記燃焼器と流体連通する第2の推力増強装置をさらに備える、請求項1に記載の推進システム。
  9. 燃焼器であって、
    軸の周囲を囲み、流体を受けるように構成される入口を有する第1のトロイダルケーシングと、前記第1のケーシングは、前記入口と流体連通する第1の内部チャンバを画定する、
    前記第1の内部チャンバ内に配置され、前記軸の周囲を囲む第2のトロイダルケーシングと、前記第2のケーシングは、第2の内部チャンバを画定する外壁を有し、前記外壁は、それを通して形成される複数のオリフィスを有し、前記オリフィスは、前記第1のチャンバと前記第2のチャンバとの間に流体連通を提供する、
    前記オリフィスを通して前記第2のチャンバに燃料を噴射するように位置する複数の燃料噴射器と、
    前記第2のチャンバと流体連通する少なくとも1つの経路を画定する出口構造と、前記少なくとも1つの経路は、前記軸に平行に方向付けられる、
    を備える、燃焼器。
  10. 前記オリフィスは、前記外壁に対して斜角に方向付けられる、請求項9に記載の燃焼器。
  11. 前記第2のチャンバ内に位置する点火源をさらに備える、請求項9に記載の燃焼器。
  12. 前記出口構造は、前記外壁に向かって収斂する内壁を備え、前記少なくとも1つの経路を通して前記第2のチャンバ内で前記軸の周りを流れる高温流体を推し進めるように構成される、請求項9に記載の燃焼器。
  13. 前記オリフィス内に配置され、前記第2のチャンバに伸びる複数の漏斗要素をさらに備え、前記漏斗要素は、前記第1のチャンバから前記第2のチャンバに先細になっている、請求項9に記載の燃焼器。
  14. 前記燃料噴射器は、前記第2のチャンバに伸びる、請求項9に記載の燃焼器。
  15. 前記第2のケーシングは、セラミックマトリックス複合材料を備える、請求項9に記載の燃焼器。
  16. 前記入口と流体連通する空気源をさらに備え、前記空気源は、前記少なくとも1つの経路を通して前記第2のチャンバによって放出される流体によって加熱される、請求項9に記載の燃焼器。
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Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2996284A1 (en) 2015-09-02 2017-04-20 Jetoptera, Inc. Fluidic propulsive system
US10464668B2 (en) 2015-09-02 2019-11-05 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
US20180327109A1 (en) * 2015-11-16 2018-11-15 Safran Aircraft Engines Propulsion unit comprising a main engine and an auxiliary engine
US11001378B2 (en) 2016-08-08 2021-05-11 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
WO2019005937A1 (en) 2017-06-27 2019-01-03 Jetoptera, Inc. CONFIGURATION FOR A VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING SYSTEM FOR AERIAL VEHICLES
US10502424B2 (en) * 2017-08-10 2019-12-10 General Electric Company Volute combustor for gas turbine engine
US20210206484A1 (en) * 2018-05-17 2021-07-08 Jetoptera, Inc. Combination compressed-fluid ejector and propeller propulsion system
US11199136B2 (en) * 2018-10-05 2021-12-14 Raytheon Technologies Corporation Additively manufactured thermally insulating structure
US11300051B2 (en) * 2019-02-01 2022-04-12 Honeywell International Inc. Engine systems with load compressor that provides cooling air
US11236641B2 (en) * 2019-06-25 2022-02-01 Mohsen Goodarzi Atmospheric regenerative Brayton and inverse Brayton combined cycle
US20220033088A1 (en) * 2020-07-29 2022-02-03 Hamilton Sundstrand Corporation Environmental control system pack
CN111964097B (zh) * 2020-08-21 2022-05-10 江苏科技大学 一种具有贫油预混预蒸发功能的组合分级燃烧室供油装置及其工作方法
CN112483260A (zh) * 2020-12-15 2021-03-12 通化师范学院 一种燃气轮机的启动设备
KR20220092064A (ko) 2020-12-24 2022-07-01 현대자동차주식회사 비행체의 보조 추진 장치
CN112984556B (zh) * 2021-03-02 2022-05-06 北京航空航天大学 一种液氧煤油燃气发生器

Citations (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2469439A (en) * 1944-11-24 1949-05-10 Wright Aeronautical Corp Gas turbine
US2542953A (en) * 1945-09-13 1951-02-20 Stewart Warner Corp Combustion turbine having mixing tube to aspirate, compress, and preheat the air-fuel mixture
US2619795A (en) * 1947-01-20 1952-12-02 Gen Electric Aircraft booster jet power unit
US2626501A (en) * 1944-10-07 1953-01-27 Turbolectric Corp Gas turbine power plant having compressor, turbine, and hollow shaft therebetween
US2936586A (en) * 1955-03-21 1960-05-17 Gen Electric Afterburner ignition system
US2946192A (en) * 1958-05-16 1960-07-26 Standard Motor Co Ltd Gas turbine power plant
US3011311A (en) * 1955-10-24 1961-12-05 Williams Res Corp Gas turbine
US3285006A (en) * 1963-01-31 1966-11-15 Rolls Royce Gas turbine vertical lift engine
US4018043A (en) * 1975-09-19 1977-04-19 Avco Corporation Gas turbine engines with toroidal combustors
EP0173774A1 (en) * 1980-01-20 1986-03-12 Jacov Shapiro Gas turbine engine
US5174108A (en) * 1989-12-11 1992-12-29 Sundstrand Corporation Turbine engine combustor without air film cooling
JPH08500655A (ja) * 1992-08-28 1996-01-23 エービービー カーボン アクチボラゲット 付加的な圧縮機を備えたガスタービンプラント
US20030033798A1 (en) * 2001-08-17 2003-02-20 Dickau John Eugene VTOL aircraft propulsion systems and forward flight thrust vectoring
US20030183723A1 (en) * 2002-04-01 2003-10-02 Lockheed Martin Corporation Propulsion system for a vertical and short takeoff and landing aircraft
JP2004076693A (ja) * 2002-08-22 2004-03-11 Kawasaki Heavy Ind Ltd 燃焼器ライナのシール構造
US20040047726A1 (en) * 2002-09-09 2004-03-11 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite component for a gas turbine engine
JP2005140116A (ja) * 2003-11-07 2005-06-02 General Electric Co <Ge> 本体の耐久性を向上させる方法及び装置
US20050279098A1 (en) * 2004-06-16 2005-12-22 Honeywell International Inc. Method of power generation for airborne vehicles
US20080041059A1 (en) * 2006-06-26 2008-02-21 Tma Power, Llc Radially staged RQL combustor with tangential fuel premixers
US20110094236A1 (en) * 2009-10-27 2011-04-28 Matthias Finkenrath System and method of using a compressed air storage system with a gas turbine
JP2012507687A (ja) * 2008-10-30 2012-03-29 パワー ジェネレーション テクノロジーズ ディベロップメント ファンド エルピー トロイダル境界層ガスタービン
US20130167546A1 (en) * 2011-12-31 2013-07-04 Jushan Chin Gas turbine engine combustor
US20140150442A1 (en) * 2011-07-28 2014-06-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gas turbine centripetal annular combustion chamber and method for flow guidance
US20150369134A1 (en) * 2013-01-28 2015-12-24 United Technologies Corporation Reverse Core Gas Turbine Engine with High Temperature Third Stream

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2925714A (en) * 1954-10-11 1960-02-23 Thompson Ramo Wooldridge Inc Diffuser-regenerator gas turbine engine
US2857740A (en) * 1955-09-15 1958-10-28 Bell Aircraft Corp Turbojet aircraft engine with thrust augmentation
US3222864A (en) * 1962-12-31 1965-12-14 Garrett Corp Gas turbine engine fixed boundary recuperator
US3201938A (en) * 1963-06-27 1965-08-24 Gen Electric Recuperative arrangement for gas turbine engines
US4598544A (en) 1983-04-28 1986-07-08 Williams International Corporation Medium bypass turbofan engine
US4928479A (en) * 1987-12-28 1990-05-29 Sundstrand Corporation Annular combustor with tangential cooling air injection
US5058375A (en) * 1988-12-28 1991-10-22 Sundstrand Corporation Gas turbine annular combustor with radial dilution air injection
US4949545A (en) * 1988-12-12 1990-08-21 Sundstrand Corporation Turbine wheel and nozzle cooling
US5241818A (en) * 1989-07-13 1993-09-07 Sundstrand Corporation Fuel injector for a gas turbine engine
US5303543A (en) * 1990-02-08 1994-04-19 Sundstrand Corporation Annular combustor for a turbine engine with tangential passages sized to provide only combustion air
US5163284A (en) * 1991-02-07 1992-11-17 Sundstrand Corporation Dual zone combustor fuel injection
US5277021A (en) * 1991-05-13 1994-01-11 Sundstrand Corporation Very high altitude turbine combustor
US5680752A (en) * 1992-08-28 1997-10-28 Abb Carbon Ab Gas turbine plant with additional compressor
US5746048A (en) * 1994-09-16 1998-05-05 Sundstrand Corporation Combustor for a gas turbine engine
US6294842B1 (en) * 1997-12-19 2001-09-25 Alliedsignal Inc. Fog cycle for microturbine power generating system
US7254937B2 (en) * 2004-04-21 2007-08-14 General Electric Company Gas turbine heat exchanger assembly and method for fabricating same
DE102006026287A1 (de) * 2006-06-02 2007-12-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Zwei-Wellen-Triebwerk für Flugzeuge mit hohem Bedarf an elektrischer Leistung
US8939728B2 (en) * 2011-06-30 2015-01-27 United Technologies Corporation Hybrid part made from monolithic ceramic skin and CMC core
US20150020500A1 (en) * 2012-02-21 2015-01-22 Babcock Borsig Steinmuller Gmbh Micro gas turbine system havnig an annular recuperator

Patent Citations (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2626501A (en) * 1944-10-07 1953-01-27 Turbolectric Corp Gas turbine power plant having compressor, turbine, and hollow shaft therebetween
US2469439A (en) * 1944-11-24 1949-05-10 Wright Aeronautical Corp Gas turbine
US2542953A (en) * 1945-09-13 1951-02-20 Stewart Warner Corp Combustion turbine having mixing tube to aspirate, compress, and preheat the air-fuel mixture
US2619795A (en) * 1947-01-20 1952-12-02 Gen Electric Aircraft booster jet power unit
US2936586A (en) * 1955-03-21 1960-05-17 Gen Electric Afterburner ignition system
US3011311A (en) * 1955-10-24 1961-12-05 Williams Res Corp Gas turbine
US2946192A (en) * 1958-05-16 1960-07-26 Standard Motor Co Ltd Gas turbine power plant
US3285006A (en) * 1963-01-31 1966-11-15 Rolls Royce Gas turbine vertical lift engine
US4018043A (en) * 1975-09-19 1977-04-19 Avco Corporation Gas turbine engines with toroidal combustors
EP0173774A1 (en) * 1980-01-20 1986-03-12 Jacov Shapiro Gas turbine engine
US5174108A (en) * 1989-12-11 1992-12-29 Sundstrand Corporation Turbine engine combustor without air film cooling
JPH08500655A (ja) * 1992-08-28 1996-01-23 エービービー カーボン アクチボラゲット 付加的な圧縮機を備えたガスタービンプラント
US20030033798A1 (en) * 2001-08-17 2003-02-20 Dickau John Eugene VTOL aircraft propulsion systems and forward flight thrust vectoring
US20030183723A1 (en) * 2002-04-01 2003-10-02 Lockheed Martin Corporation Propulsion system for a vertical and short takeoff and landing aircraft
JP2004076693A (ja) * 2002-08-22 2004-03-11 Kawasaki Heavy Ind Ltd 燃焼器ライナのシール構造
US20040047726A1 (en) * 2002-09-09 2004-03-11 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite component for a gas turbine engine
JP2005140116A (ja) * 2003-11-07 2005-06-02 General Electric Co <Ge> 本体の耐久性を向上させる方法及び装置
US20050279098A1 (en) * 2004-06-16 2005-12-22 Honeywell International Inc. Method of power generation for airborne vehicles
US20080041059A1 (en) * 2006-06-26 2008-02-21 Tma Power, Llc Radially staged RQL combustor with tangential fuel premixers
JP2012507687A (ja) * 2008-10-30 2012-03-29 パワー ジェネレーション テクノロジーズ ディベロップメント ファンド エルピー トロイダル境界層ガスタービン
US20110094236A1 (en) * 2009-10-27 2011-04-28 Matthias Finkenrath System and method of using a compressed air storage system with a gas turbine
US20140150442A1 (en) * 2011-07-28 2014-06-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gas turbine centripetal annular combustion chamber and method for flow guidance
US20130167546A1 (en) * 2011-12-31 2013-07-04 Jushan Chin Gas turbine engine combustor
US20150369134A1 (en) * 2013-01-28 2015-12-24 United Technologies Corporation Reverse Core Gas Turbine Engine with High Temperature Third Stream

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