KR101810599B1 - 환상면 경계층 가스 터빈 - Google Patents

환상면 경계층 가스 터빈 Download PDF

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Abstract

내부에 위치된 유체를 연속으로 연소시키도록 그 안에서 연소 유도 원심력을 받기 위한 연소 환상체, 및 상기 연소 환상체로부터 배기를 위한 출구를 포함하는 디바이스가 개시된다.

Description

환상면 경계층 가스 터빈{TOROIDAL BOUNDARY LAYER GAS TURBINE}
본 출원은 그 개시물이 참조에 의해 본원에 통합되는 2008년 10월 30일자 출원된 미국특허 가출원 제61/109,660호의 출원일의 이점을 향유한다.
본 발명의 실시예들은 무엇보다도 동력을 발생시키는 터빈 및 방법에 관한 것이다.
예를 들어, Tesla의 미국 특허 제1,061,206호 및 Dial의 미국 특허 제7,341,424호에 개시된 것과 같은 동력을 발생시키도록 경계층 효과들을 이용하는 종래의 터빈 및 발전기들은 제한된 동력 출력 및 효율로 고민한다.
Tesla 특허의 교시에 의존하는 종래의 터빈들 및 발전기들은 최대화된 동력 출력을 발생시키도록 Tesla 디자인의 단순성의 이점을 취하는데 실패하였으며, 개선된 터빈들 및 발전기들에 대한 필요성이 이 기술 분야에 존재한다.
디스크 팩의 원주 주위를 연장하는 연소실을 제공하는 것에 의해, 비교적 간단한 구조는 상당한 효율 및 동력 출력을 가능하게 한다. 상기 구성은 연료의 완전 연소를 보장하도록 연소실 주위에서 공기와 연료가 직접 혼합되는 것을 가능하게 한다. 이러한 것은 보다 많은 연료가 효율적인 방식으로 소비되는 것을 가능하게 하는 것에 의해 그리고 연소 부산물에 보다 많은 회전 운동을 부과하는 것에 의해 동력 출력을 증가시키기 위하여 연소실 주위에서 원주 상의 복수의 위치들에서 연료와 공기가 혼합되는 것을 가능하게 한다.
연소실 내로 공기와 연료를 접선 방향으로 제공하는 것에 의해, 연료의 연소는 연소실 주위에서 회전하는 연료와 공기에 부과되는 원심력에 의해 연소실의 외주변 주위에서 억제될 수 있다. 원심력들은, 연소 부산물이 연료의 최적의 사용을 위하여 배기되기 전에 디스크 팩으로부터의 원심력과 바깥쪽을 향한 압력을 극복하기 전에 실질적으로 완전히 반응되는 것을 보장한다.
터빈 외부의 공기를 포획하고 공기 입구와 연소실 사이에 형성되는 두께를 통해 공기가 실질적으로 회전 하강하는 것을 허용하는 것에 의해, 공기는 그 본래의 방향에 대해 직각인 방식으로 연소실의 외주변 주위에 제공되어, 연소실에서의 회전 유동을 모방(emulating)할 수 있다.
도 1은 본 발명의 예시적인 실시예에 따른 연소 터빈을 도시한 도면.
도 2는 본 발명의 예시적인 실시예에 따른 연소 터빈의 외형도(profile view).
도 3은 본 발명의 예시적인 실시예에 따른 노즐 링과 디스크 팩의 외형도.
도 4는 본 발명의 예시적인 실시예에 따른 노즐 링과 디스크 팩의 외형도.
도 5a 및 도 5b는 본 발명의 예시적인 실시예에 따른 공기 노즐을 도시한 도면.
도 6은 본 발명의 예시적인 실시예에 따른 공기 노즐과 연소실의 외형도.
도 7a 및 도 7b는 본 발명에 따른 공기 노즐과 연소실의 다른 예시적인 실시예를 도시한 도면.
도면에서, 동일한 도면부호는 다른 도면들에서 대응하는 부분들을 지시한다.
도 1은, 연소실 하우징(10), 노즐 링(30) 및 디스크 팩(50)을 포함하는 터빈(100)을 도시한다. 디스크 팩(50)이 구동축(60)을 홀딩하여서, 구동축(60)은 디스크 팩(50)의 회전을 받는다. 디스크 팩(50)은 구동축(60)을 통해 터빈(100) 내부의 다른 디바이스(예를 들어, 발전기 또는 펌프)로 구동 출력을 전달한다. 터빈 축선(61)은 구동축(60)의 면(face)의 기하학적 중심에 위치된다. 터빈 축선은 구동축(60)을 따라서 길이 방향으로 진행한다.
연소실 하우징(10)은 그 자체 내에 터빈 축선(61)을 중심으로 위치되는 연소실(3) 가지며, 연소된 유체는 연소실 하우징을 통해 동력을 발생시키도록 구동축(60)에 의해 진행한다. 연소실 하우징(10)은 외부면(1)과 내부면(2)을 가진다. 본 발명의 예시적인 실시예에 따라서, 연소실 하우징(10)은 예를 들어 알루미나, 흑연, 탄화규소(SiC) 등과 같은, 그러나 이에 한정되지 않는, 높은 열응력 및 열 충격을 견딜 수 있는 임의의 재료에 의해 공지된 기계적 및/또는 몰딩 공정을 통해 만들어지거나 또는 디자인될 수 있다. 대안적으로, 이러한 본 발명의 예시적인 실시예는 보다 작은 적용들을 위해 스테인리스강에 의해 공지의 기계적 및/또는 몰딩 공정을 통해 만들어지거나 또는 디자인될 수 있다. 그러나, 당업자는 터빈(100)의 연소실 하우징(10)을 형성하도록 사용된 재료가 본 발명에서 중요한 것이 아니며 본 발명에 따른 다양한 실시예들에서 열거된 목적들을 제공하는 임의의 재료 또는 그 복합물을 포함할 수 있다는 것을 인식할 것이다.
도 1에 도시된 본 발명의 예시적인 실시예에 따라서, 내부면(2)은 연소실(3)을 실질적으로 둘러싼다. 본 발명의 또 다른 예시적인 실시예에서, 내부면(2)은 환상면의 연소실(3)을 생성할 수 있다. 또 다른 예시적인 실시예에서, 내부면(2)은, 그 단면이 실질적으로 둥근(예를 들어, 원형 또는 타원형 또는 둥근 가장자리들을 가진 임의의 다른 형상) 환상면의 연소실(3)을 생성할 수 있다. 또 다른 예시적인 실시예에서, 내부면(2)은 노즐 링(30), 디스크 팩(50) 및/또는 구동축(60)을 둘러쌀 수 있다. 본 발명의 또 다른 예시적인 실시예에 따라서, 내부면(2)은 터빈(100)의 내부 부분들과 실질적으로 접촉할 수 있다. 당업자는 연소실 하우징(10) 내에 있을 수 있는 이러한 부품들이 연소실 하우징(10)의 내부면(2)과 실질적으로 접촉할 수 있다는 것을 또한 인식할 것이다.
연소실 하우징(10)은 표면(1, 2)들에 한정된 연소실 하우징 벽 내에 배치된 개구(6, 7)들을 포함한다. 연료와 공기는 개구(6, 7)들을 통해 채널(4, 5) 내로 각각 유동할 수 있다. 본 발명의 하나의 예시적인 실시예에서, 연료 채널(4)과 공기 채널(5)은 연소실 하우징(10) 주위에 위치된 임의의 구성으로 배치되어, 연소실 하우징 벽 내부로부터 연소실(3) 내로 연료와 공기를 제공할 수 있다. 도 1에 도시된 본 발명의 예시적인 실시예에 따라서, 연료 및 공기 채널(4, 5)들은 터빈 축선(61)을 중심으로 원주 방향으로 위치될 수 있다. 도 1에 도시된 본 발명의 추가의 예시적인 실시예에서, 연료 및 공기 채널(4, 5)들은 연소실 하우징(10)의 원주 주위의 채널들의 배치 시에 엇갈려 배치될 수 있다. 당업자는 터빈(100)의 필요한 작업에 따라서 연소실 하우징(10)과 연소실(3) 주위에서 연료 및 공기 채널(4, 5)들의 많은 다른 대안적인 구성을 인식할 수 있다. 도 1에 따른 본 발명의 예시적인 실시예에서, 연료 및 공기 채널(4, 5)들은 연소실(3)에서 혼합물의 연소를 돕는 유동 패턴으로 각각의 유체들을 제공할 수 있다. 대안적으로, 연료 및 공기 채널(4, 5)들은 디스크 팩(50)과 유체들의 상호 작용으로부터 구동축(60)으로 전달되는 동력을 궁극적으로 증가시키는 유동 패턴들로 이것들 각각의 유체를 제공할 수 있다.
연소실 하우징(10)과 연소실(3)의 추가의 설명은 도 2을 참조하여 기술된다.
도 1을 다시 참조하여, 본 발명의 하나의 예시적인 실시예에서, 노즐 링(30)은 연소실(3)과 디스크 팩(50) 사이에 배치된다. 노즐 링(30)은 원위면(31, distal surface), 근위면(32, proximal surface), 및 복수의 연소 유체(combustion fluid, "CF") 노즐(33)로 형성된다. 각각의 CF 노즐(33)은 원위 공간(40)과 근위 공간(41) 사이에 형성된다. 원위면(31)은 내부면(2)에 의해 둘러싸이지 않는 연소실(3)의 나머지 부분들을 실질적으로 둘러싼다. 내부면(2) 또는 원위면(31)에 의해 둘러싸이지 않는 연소실(3)의 이러한 부분들은 각각의 원위 공간(40)들을 통해 복수의 CF 노즐(33)들 중 임의의 하나를 통해 연소 유체를 제공할 수 있다. 본 발명에 따른 예시적인 실시예에서, 연소실(3)로부터의 연소 유체는 각각의 원위 공간(40)들에서 복수의 CF 노즐(33)들 중 임의의 하나에 들어가고, 각각의 근위 공간(41)들을 통해 빠져나간다.
본 발명에 따른 예시적인 실시예에서, 노즐 링(30)은 표면 포위 연소실(3)을 실질적으로 형성하도록 연소실 하우징(10)과 통합될 수 있다. 이 실시예에 따라서, 표면 포위 연소실(3)은 내부면(2), 원위면(31), 및 CF 노즐(33)을 한정하는 벽들로 구성될 수 있다. 이러한 예시적인 실시예에 따라서, 연소실(3)로부터 디스크 팩(50)으로의 통로는 임의의 수의 복수의 CF 노즐(33)들에 의해 달성될 수 있다.
본 발명에 따른 또 다른 실시예에서, 노즐 링(30)은 연소실 하우징(10)으로부터 분리 및 구별되는 터빈(100)의 별개의 부품이다. 당업자는 연소실 하우징(10)과 노즐 링(30)의 통합이 상기된 것과 동일한 연소실(3)의 특징화에 영향을 미칠 수 있다는 것을 인식할 것이다. 또한, 당업자는 연소실 하우징(10)으로부터 노즐 링(30)의 분리가 본원에서 열거된 본 발명의 다양한 실시예들의 목적으로부터 실질적인 이탈을 유발하지 않는 것을 인식할 것이다.
본 발명의 예시적인 실시예에 따라서, 노즐 링(30)은 예를 들어 SiC, 스테인리스강 등과 같은 높은 열응력 및 열충격에 견디는 임의의 재료로 디자인될 수 있다. 본 발명의 이 특정 실시예에 따라서 선택된 재료는 연소 유체를 더 연소시키도록 높은 온도를 얻고 연소 유체가 노즐 링과 접촉하는데 특히 적합한 노즐 링(30)을 만든다.
도 1에 도시된 본 발명의 예시적인 실시예에 따라서, 디스크 팩(50)은 노즐 링(30) 내에 존재한다. 디스크 팩(50)은 복수의 디스크(52)들을 포함하며, 디스크의 지름, 두께 및 디스크 사이 공간은 유체 내에서 유체에 의해 회전될 때 경계층 효과가 디스크 팩(50)의 회전을 유발하도록 유체가 디스크 팩(50)을 통해 움직이는 것을 허용한다. 플레이트들 사이의 공간은 전형적으로 필요한 경계층 효과를 달성하도록 유체 점성에 직접 비례하도록 선택된다. 각각의 디스크(52)는 복수의 바퀴살(54, spoke)들에 의해 구동축 마운트(mount;58)에 연결될 수 있다. 대안적으로, 디스크 팩(50)은 복수의 바퀴살(54)들에 의해 구동축(60)에 부착될 수 있다. 본 발명의 예시적인 실시예에 따라서, 디스크 팩(50)의 회전은 터빈 축선(61)을 중심으로 구동축(60)을 회전시켜 동력을 생성할 수 있다. 본 발명의 또 다른 예시적인 실시예에 따라서, 연소 유체는 임의의 수의 복수의 디스크(52)들에 걸쳐서 디스크 팩(50)을 통해 유동하고, 이에 의해, 연소 유체 유동 방향으로 구동축(60)을 구동한다. 구동축(60)은 구동축 마운트(58)에서 디스크 팩(50)에 일체로 부착될 수 있다. 본 발명의 또 다른 실시예에서, 디스크 팩(50)은 연소 유체에 의해 유발되는 회전을 그 디스크(52)들을 통하여 구동축(60)에 관련시키도록 구동축 마운트(58)를 사용할 수 있다.
도 1 내지 도 3에 도시된 본 발명의 실시예에 따라서, 배기 가스(70, 도 2 및 도 3에 의해 도시된 본 발명의 예시적인 실시예에서 도시됨)는 디스크 팩(50)의 복수의 바퀴살(54)들의 배열로 형성된 복수의 디스크 팩 출구(56)들 중 임의의 하나를 통해 종방향으로 터빈 축선을 따르는 방향으로 디스크 팩(50)을 떠난다. 본 발명의 한 실시예에 따라서, 터빈 출구(8)에서 터빈(100)을 빠져나가는 배기 가스(70)는 연소 유체와 연소실(3), 노즐 링(30)과 디스크 팩(50) 사이에서 발생하는 복수의 연소의 부산물일 수 있다. 본 발명의 또 다른 실시예에서, 터빈(100)을 빠져나가는 배기 가스(70)는 연소실(3)과, 노즐 링(30) 및 디스크 팩(50) 중 임의의 하나 내에서 발생하는 연소의 부산물일 수 있다. 본 발명의 여전히 또 다른 실시예에서, 터빈 출구(8)를 통해 터빈(100)을 빠져나가는 배기 가스(70)는 연소실(3) 내에서 연소 유체의 실질적으로 완전 연소의 결과로서 만들어진다.
또 다른 예시적인 실시예에서, 연소실(3) 내의 연소 유체는 디스크 팩(50)의 회전에 의해 생성된 증가된 압력을 통해 원심력을 받을 수 있다. 이 실시예의 하나의 작업에 따라서, 디스크 팩(50)의 회전에 의해 발생된 원심력은 노즐 링(30) 밑에 증가된 압력을 생성한다. 노즐 링(30) 밑에서의 증가된 압력은 연소실(3) 내의 연소 유체 상에 작용하여, 연소실(3) 내에서의 연소 유체의 보다 긴 연소를 허용한다. 이 실시예의 또 다른 작업에 따라서, 디스크 팩(50)의 회전은 터빈 축선(61)으로부터 내부면(2) 및/또는 임의의 수의 복수의 CF 노즐(33)들을 한정하는 벽들을 향하여 연소실(3)에 있는 연소 유체를 원위로 움직인다. 이러한 것은 연소실(3) 내 및/또는 노즐 링(30) 내의 연소 유체의 추가의 연소를 허용하고, 터빈(100) 내에서 실질적으로 반응된 부산물을 얻는다. 본 발명의 이러한 실시예들에 따른 이러한 반응에 이어서, 실질적으로 반응된 부산물은 배기 가스(70)로서 터빈(100)으로부터 배출된다.
상기된 본 발명에 따른 예시적인 실시예를 참조하여, 디스크 팩(50)의 회전은 노즐 링(30)의 근위면(32)과 연소 유체를 접촉시키고, 디스크(52)들의 가장자리 부근 및 근위면(32)과의 사이에서 연소 유체의 추가의 연소 반응을 허용한다.
도 2는 본 발명에 따른 터빈(100)의 실시예의 측면도를 도시한다. 연소실 하우징(10) 내에서, 연소실(3)은 2개의 영역(3A 및 3B)들로 도시된다. 연소실(3A) 내에는 원 내의 부호 "●"가 있는 한편, 연소실(3B)은 원 내의 부호 "X"를 수용한다. 본 발명의 실시예들의 이러한 및 추가의 예시들에 따라서, 원 내의 "●"은 도면 밖으로 유동하는 유체를 나타내며, 원 내의 "X"는 도면 내로 유동하는 유체를 나타낸다. 따라서, 연소실 영역(3A 및 3B)들은 반시계 방향(구동축(60)이 터빈(100)을 통해 돌출하는 측면으로부터 터빈(100)을 보았을 때)으로 유동하여 구동축(60)에서 동일한 반시계 방향 회전(66)을 유발하는 유체를 도시한다.
도 2에 도시된 본 발명의 예시적인 실시예에서, 터빈(100)은 노즐 링(30), 디스크 팩(50) 및 연소실 하우징 축공(9, shaft aperture)에서 구동축(60)을 둘러싸는 연소실 하우징(10)을 포함한다. 축공(9)은 연소실 하우징(10) 내에서 구동축(60)의 유체 회전을 가능하게 하는 임의의 형태의 구멍(예를 들어, 볼 베어링, 자석 베어링, 유활 표면 등)을 포함할 수 있다. 당업자는 축공(9)이 터빈(100)의 작업 동안 일정하고 구속되지 않은 구동축(60)의 회전을 가능하게 하도록 디자인 및 구성될 수 있다는 것을 인식할 것이다.
연소실 하우징(10) 내에서의 내부 작업의 출력은 터빈 출구(8)를 통해 터빈(100)을 빠져나갈 수 있다. 본 발명의 한 실시예에 따라서, 터빈 출구(8)는 터빈(100)으로부터 배기 가스(70)의 처리 및 방출을 위하여 다른 디바이스들에 연결되는데 적합할 수 있다. 또 다른 실시예에 따라서, 터빈 출구(8)는 터빈(100)으로부터 배기 가스(70)의 제어된 방출을 위해 구성될 수 있다. 여전히 또 다른 실시예에서, 터빈 출구(8)의 형상은 배기 가스(70)의 유동 지점들에서 발생된 진공 효과에 영향을 줄 수 있다.
도 2는 본 발명에 따른 연소실 영역(3A 및 3B)들에서 연소 유체 혼합물의 예시적인 실시예를 도시한다. 먼저 연소실 영역(3A)을 참조하여, 각각의 연료 및 공기 채널(4, 5)들은 각각 채널 출구(72, 71)들을 통해 연소실(3A)로 들어간다. 채널 출구(71, 72)들은 연소실 하우징의 내부면(2)에 있는 임의의 구멍일 수 있으며, 각각의 채널로부터의 유체는 이를 통해 연소실(3)로 들어갈 수 있다. 본 발명에 따른 예시적인 실시예에 따라서, 연료 채널(4)과 공기 채널(5)에 위치된 점선은 각 채널에서의 유체의 유동을 나타낸다. 각 채널(4, 5)은 각각 연소실 하우징(10)의 표면(1, 2)들 사이에 형성된 벽 내에 있는 개구(6, 7)를 포함한다. 연료 채널(4)의 개구(6)는 연료 분사기들 또는 당업자에게 공지된 임의의 다른 형태의 연료 제공 장치/배열의 진입을 허용할 수 있다. 도 2에 도시된 본 발명의 예시적인 실시예에 따라서, 공기 채널(5)의 개구(7)는 연소실 하우징(10)의 외부 또는 당업자에게 공지된 임의의 다른 형태의 연소 제공 장치/배열의 외부로부터의 공기의 진입을 허용할 수 있다.
도 2의 실시예에 따라서, 연소실 하우징(10)은 공기 플레이트(20)에 결합될 수 있다. 공기 플레이트(20)는 연소실 하우징(10), 디스크 팩(50) 및 공기 플레이트(20)의 결합된 구성 내에서 구동축(60)의 수용 및 회전을 위한 구멍(22)을 제공할 수 있다. 본 발명의 한 실시예에 따라서, 구멍(22)은 연소실 하우징(10)의 축공(9)과 동일한 방식으로 기능한다. 대안적으로, 구멍(22)은 그 안에서 회전하는 구동축(60)의 일정한 회전을 유지하도록 공기 플레이트(20) 외부의 별도의 유체를 이용할 수 있다.
공기 플레이트(20)는 하나 이상의 공기 입구(21)들을 통해 터빈(100) 외부의 공급원으로부터의 공기를 받을 수 있다. 각각의 공기 입구(21)는 공기 노즐(25)을 통해 하나 이상의 공기 채널(5)들의 하나 이상의 개구(7)들 내로 받은 공기를 전달할 수 있다. 본 발명의 이러한 특정 실시예에서, 공기 플레이트(20)는 연소실 하우징(10)의 연소실(3) 내로 분배되는 공기를 제공한다. 본 발명의 대안적인 실시예에서, 공기 플레이트(20)는 연소실 하우징(10)과 일체로 형성될 수 있다. 본 발명의 또 다른 실시예에서, 공기 노즐(25)은 공기 입구(21)로부터 출구(71)를 통하여 거침없는 공기 유동을 생성하도록 공기 채널(5)에 이음매없이 결합될 수 있다.
공기 채널(5)을 통한 거침없는 공기 유동은 연소실(3)로 들어감으로써 유체에서의 최소화된 난류에 의해 보다 매끄러운 공기 유동을 허용한다. 본 발명의 예시적인 실시예에서, 공기 플레이트(20)의 표면 주위에서 입력 공기(75, 도 5b, 도 6 및 도 7b에서 본 발명의 예시적인 실시예에 도시됨)의 원심 공급은 공기 입구(21)가 공기 노즐(25) 내로 난류 입력 공기(75)를 공급하는 것을 허용하고, 공기 노즐의 기하학적 형태는 입력 표면(2)에 대해 실질적으로 접선 방향인 공기 채널(5)의 출구(71)로부터 외부로의 공기 유동을 확립하기 위해 입력 공기(75)의 난류를 감소시키도록 작업한다. 본 발명의 또 다른 실시예에서, 입력 공기(75)의 난류는 공기 입구(21), 공기 노즐(25), 공기 채널(5)의 개구(7) 또는 출구(71) 중 어떠한 하나의 조합된 기하학적 형태에 의해 크게 감소될 수 있다. 본 발명의 상기된 실시예들의 난류 감소 기하학적 형태에 관련된 추가의 기술이 도 6 및 도 7a, 도 7b를 참조하여 기술된다.
도 2에 도시된 본 발명의 예시적인 실시예에 따라서, 각각의 연료 및 공기 채널(4, 5)들의 개구(72, 71)들로부터의 연료 및 공기의 유동들은 연소 영역(3A) 내로 실질적으로 접선 방향으로 유동하고, 그런 다음 영역(3A)으로부터 영역(3B)으로 연소실(3)의 원주 전체에 걸쳐서 유동함으로써 연소 가능한 유체로 혼합된다. 연소실(3)에서의 연소 가능한 유체의 초기 연소는 연소실 하우징(10) 내부의 점화 또는 가열 수단에 의해 달성될 수 있다. 당업자는 연소실(3) 내에서 연소 가능한 유체를 초기에 점화시킬 수 있는 복수의 방식들을 인식할 것이다.
본 발명의 예시적인 실시예의 또 다른 작업에 따라서, 연소실 하우징(10)은 그 안에서 모든 연소 가능한 유체를 연소시키도록 충분히 높은 온도를 달성할 수 있으며, 연소 유체가 터빈(100)을 빠져나가기 전에 실질적으로 반응된 부산물을 만든다. 이러한 작업에서, 연소 유체의 복수의 연속적인 연소는 연소실 하우징(10)에서 발생한다. 대안적으로, 연소 유체는 연소실 하우징(10) 내에서 연소 공정에 대한 보다 긴 시간 동안의 노출을 겪는다.
본 발명의 한 실시예에 따라서, 연소실은 연소 유체에서 실질적으로 완전 연소 반응을 유발하도록 촉매(예를 들어, 표면 코팅)를 사용할 수 있다. 대안적으로, 또 다른 실시예는 연소 유체로부터 실질적으로 반응된 부산물을 유발하도록 촉매로서 작용하는 터빈(100) 부품들의 동작에 의해 작용되는 힘을 사용할 수 있다. 본 발명의 이러한 실시예들에 따라서, 충분히 높은 온도에서, 터빈(100)의 부분들은 연소 유체를 연소시키는 것을 중지하고, 대신에 연소 유체를 완전히 반응된 부산물 내로 촉매 작용으로 변환시킨다. 예시적인 실시예에서, 연소 공정 동안 연소실(3)에서의 압력은 연소 가스를 압축하고, 내부면(2) 주위에서 연소 화염을 억제한다. 연소실(3)에서의 압력은 원심 압축기처럼 거동하는 회전 디스크(52)들로부터의 배압에 의해 달성될 수 있다. 대안적으로, 이러한 압력은 와류 유동으로 회전하는 연소 가스의 원심력으로부터 달성될 수 있다. 이러한 예시적인 실시예의 작업에 따라서, 배압과 원심력은 용이하게 유지 보수될 수 있는 간단한 구조로 연소의 최적 효율을 보장하도록 디스크 출구(56)들과 터빈 출구(8)를 통해 빠져나가기 전에 연료와 주요 연소 부산물의 실질적으로 완전 연소를 보장하도록 촉매로서 작용한다.
본 발명의 한 실시예에 따라서, 초기 체적의 연소 가능한 유체가 점화되면, 연소실(3) 내로의 연료와 공기의 후속 전달은 혼합된 유체 유동의 연속적인 연소를 초래한다. 이 실시예에서, 연료 및 공기 채널(4, 5)들을 통한 연료와 공기의 연속적인 준비는 연소실(3) 전체에 걸쳐서 연속적인 연소 와류를 각각 생성한다. 연소실(3) 전체에 걸친 연소 유체의 와류 유동은 본 발명의 이 실시예에 따라서 유체의 전체적이고 완전한 연소를 돕는다. 또 다른 실시예에서, 초기 체적의 연소 가능한 유체가 점화되면, 디스크 팩(50)의 회전은 일련의 연소 가능한 유체 체적들을 연소 유체(예를 들어, 이전에 점화된 연소 가능한 유체 유동)와의 점화 가능한 접촉으로 재촉하고, 이에 의해, 연소실(3) 전체에 걸친 연소를 계속한다. 여전히 또 다른 실시예에 따라서, 초기에 점화되면, 연소실(3)에서 분사된 연료와 공기의 연속 연소는 연소실(3) 내로의 연료와 공기의 접선 방향 분사에 의해 터빈 축선(61)을 중심으로 원주 방향의 연소 유동 방향으로 유도된다. 연소로부터 초래되는 확장 가스는 디스크 팩(50) 주위에서 원주 방향의 유동 방향으로 유사하게 향하게 되도록 노즐 링(30)에 있는 CF 노즐(33)들을 통하여 압력 하에서 강요된다(forced).
본 발명의 실시예에 따라서, 연소 유체는 디스크 팩(50)의 디스크(52)들의 회전에 의해 발생된 압력으로 인하여 내부면(2)과 접촉하도록 강요될 수 있다. 본 발명의 이 실시예의 하나의 양태에 있어서, 연소 유체는 디스크 팩(50)으로부터의 원심력으로부터 압력을 받아서, 터빈 축선(61)으로부터 원위로 디스크 팩을 움직일 수 있다. 원심 유동에 의해 발생되는 원심력은 연소실의 내부면(2)에 인접한 연료의 연소를 억제하는 한편, 연소의 부산물은 디스크(52)들 사이에서 유동하도록 안쪽으로 나선으로 움직이며(spiral), 이어서 터빈 출구(8)를 통해 빠져나간다. 특히, 연소실 영역(3A)를 참조하여, 디스크 팩(50) 원심력으로부터의 압력은 노즐 링 표면(31) 맞은편의 연소실 영역(3A)의 내부면(2)의 원위 부분들을 따라서 연소 유체를 가압할 수 있다. 본 발명의 이 실시예에 따라서, 연소 유체와 연소실(3)의 원위 부분들의 접촉을 유지하는 것은 추가의 연소 반응들이 발생하는 것을 가능하게 할 수 있으며, 이에 의해, 연소실(3)에서 연소 유체의 전체적이고 완전한 연소를 허용한다. 디스크 팩(50)(그러므로 구동축(60))에서 회전을 발생시키도록 연소 유체로부터 모든 연소 출력을 얻는 것에 의해, 본 발명의 이 실시예는 들어오는 모든 연료와 공기를 완전히 연소시키도록 터빈(100)의 부품들의 조합된 작동을 이용한다. 본 발명의 이 실시예에 따라서, 연소 유체 상에서 사용된 압력은 불완전하게 연소된 부산물을 포함하는 배기 가스(70)를 최소화한다. 본 발명의 상기된 실시예들에 따라서, 연소실(3)에서 연소 유체의 연소 시간은 원심력의 사용에 의해 최대화되고, 이에 의해, 임의의 챔버 부분(3A, 3B)들을 따르는 증가된 수의 연소의 사례들을 달성한다.
본 발명의 또 다른 예시적인 실시예는 연소 공정동안 발생된 복사열을 연소실(3)의 중심 내로 모으도록 고방사성 코팅을 가지는 연소실(3)의 내부면(2)을 포함할 수 있다. 보다 높은 방사율은 대류성 및 전도성 열 스트림에 의해 유발되는 방사를 반사시키는 재료의 능력을 나타낸다. 본 발명의 예시적인 실시예에 따라서, 내부면(2) 상의, 당업자에게 공지된 SiC 또는 다른 이러한 코팅재들과 같은 고방사성 코팅은 연소실 내에 위치된 연소 유체의 추가 연소를 일으키도록 복사열 에너지를 연소실(3)의 중심 내로 다시 모은다. 이러한 것이 본 발명의 예시적인 실시예에 관련함으로써 고방사성 코팅을 가지는 것에 대한 추가의 이점은, 연소실(3)을 구성하는 재료의 수명을 연장시키고, 표면(1, 2)들에 의해 한정된 연소실 하우징(10)의 벽들 상의 표면 온도를 낮춘다. 본 발명의 또 다른 실시예에 따라서, 고방사율은 또한 터빈(100)의 다른 부품들(예를 들어, 연소실(3)이 노즐 링(30) 등과 통합될 때, 노즐 링(30), 디스크 팩(50)의 디스크(52)들)을 보존할 수 있다.
도 2의 본 발명에 따른 여전히 또 다른 예시적인 실시예에서, 내부면(2), 원위면(31), 근위면(32) 또는 디스크(52)들의 열(heat)은 터빈(100)을 통해 진행할 때 연소 유체를 더 연소시킬 수 있다. 본 발명의 이 실시예에서, 터빈(100)의 부품들의 가열된 표면은 연소 유체의 연속적인 연소를 유발하도록 충분히 고온일 수 있으며, 이에 의해, 어떠한 미사용된 연소 부산물이 없는 배기 가스(70)를 생성한다.
본 발명에 따른 또 다른 실시예에서, 환상체 형상의 연소실(3)은 연소실이 워밍업되고 연료를 연소시키는 임계온도를 초과하였으면 챔버에 있는 어떠한 연료도 순간적으로 연소시키도록 충분히 높은 온도의 달성을 허용한다. 실질적으로 둥근 환상체 형상의 내부면(2)은 연료를 더욱 연소/반응시키는 것을 돕도록 연소실 표면으로부터 방사된 적외선 열을 집중시키도록 연소실(3)의 중심에 광학상 촛점(optical focal point)을 가질 수 있다. 본 발명의 다른 실시예들에 따라서, 연소실(3)의 실질적으로 둥근 환상면은 연소실에 있는 연소 유체가 높은 온도를 달성하여 이러한 높은 온도에 노출된 연장된 시간 기간 동안 연소실(3) 내에서 유지하는 것을 가능하게 한다. 본 발명의 이러한 실시예들에 따라서, 연소실(3)의 형상은 그 안에서 연소 유체의 실질적으로 전체적이고 완전한 연소를 가능하게 한다.
도 2에 도시된 실시예에서, 8개의 디스크(52)들은 축선 방향으로 고르게 이격된 위치들에서 터빈 구동축의 터빈 출구(61)에 직각이도록 서로 나란히 정위된다. 비록 8개의 디스크(52)들이 도 2의 실시예에 따라서 도시되었을지라도, 임의의 복수의 디스크(52)들이 본 발명의 개시된 실시예에 적합할 수 있다. 디스크(52)들은, 디스크(52)들의 주변 주위에서 원주 방향으로 이격되고 스페이서들과 디스크(52)들의 각각의 바퀴살(54) 내에 위치되는 대응하는 구멍들을 통해 연장하는 복수의 체결구들에 의해 서로 고정될 수 있다. 디스크들이 이격된 관계로 유지되는 디스크(52)들의 주변에는, 적절한 스페이서 와셔들이 각각의 체결구 위치들에서 관통하는 체결구들을 수용하도록 디스크들 사이에 장착된다. 디스크(52)들의 모든 디스크 출구(56)들은 디스크 출구를 통해 배기 가스를 소통시키도록 서로 정렬된다(도 3 참조). 본 발명의 상기된 실시예와 관련하여, 디스크(52)들은 그 표면들이 그 표면 상의 어떠한 오염물도 제거할 수 있는 높은 온도로 되어 디스크들을 깨끗하게 유지한다. 추가적으로, 본 발명의 다른 실시예들과 관련하여 기술된 바와 같이, 디스크(52)들의 높은 온도는 CF 노즐(33)로부터 디스크 팩(50)으로 들어오는 연소 유체를 더욱 연소시킨다.
도 3을 참조하여, 성숙한 연소(mature combustion) 유체(80)의 연소는 난류 유체 유동을 생성할 수 있다. 도 3에 도시된 본 발명의 실시예에 따라서, 난류 연소 유체(80)는 노즐 링(30)에 있는 원위 개구(40)에 의해 수용된다. 도면(33A)을 뒤집은 노즐 링 영역에 대한 특별한 주의와 함께, CF 노즐(33A)을 통한 연소 유체(80)의 진행은 디스크 팩(50)의 인접한 표면들 위에서 접선 방향으로 유동하도록 연소 유체의 방향을 바꿀 수 있다(유사하게 연소실(3)에서의 유체 유동의 방향으로). 도 3의 실시예에 따라서, 연소 유체가 CF 노즐(33A)의 개구(41)를 빠져나감으로써, 연소 유체는 디스크(52)들 내에 수용될 수 있는 디스크(52)들의 표면 위에서 스트림(55)들로 유동한다. 이 실시예에 따라서, 스트림(55)들은 터빈 출구(8)를 통한 배기(70)의 배출 유동에 의해 유발되는 진공 효과로 인하여 터빈(100)을 빠져나갈 시에 제한된 방해를 받을 수 있다. 터빈 출구(8)를 통한 배기 가스(70)의 유동에 의해 생성된 진공 효과는 디스크 출구(56)들 내에 체류하는(pending) 모든 배기 가스(70)를 실질적으로 제거하여, 후속의 배기 가스(70)가 그 공간을 점유하는 것을 허용한다. 본 발명의 실시예에 따라서, 배기 가스(70)의 진공 효과는 터빈(100)의 보다 효율적인 동작을 가능하게 한다.
한 실시예에 따라서, CF 노즐(33A, 33B)들은 디스크 팩(50)의 특정 표면 영역 위에서 연소 유체의 접선 방향 유동을 촉진한다. 그 위의 연소 유체를 수용하는 표면 영역을 증가시키는 것에 의해, 본 발명의 이 실시예는 보다 높은 동력 출력을 달성한다. 또 다른 실시예에 따라서, CF 노즐(33A, 33B)들은 디스크 팩(50)의 특정 표면 영역 위에서 연소 유체의 접선 방향 유동을 돕는 근위 개구(41)를 포함한다. CF 노즐(33A, 33B)들로부터 나오는 연소 유체의 유동을 제어하는 것에 의해, 근위 개구(41)들은 노즐 링(30)을 통하여 유체를 가속시킬 수 있고, 이에 의해, 디스크 팩(50)의 디스크(52)들 위에서 더욱 강력한 연소 유체를 도입하고, 이에 의해 보다 높은 동력 출력을 달성한다. 본 발명의 여전히 다른 실시예에서, CF 노즐(33A, 33B)들과 그 각각의 원위 및 근위 개구(40, 41)들의 조합된 사용은 터빈(100)에 대해 보다 큰 동력 출력을 달성하는 연소 유체 유동을 달성한다(예를 들어 연소 유체의 더욱 높은 가속, 보다 큰 접선 방향 유동 등을 생성하도록 각각의 기하학적 형태를 변화시킨다). CF 노즐(33)들의 정위(orientation)에 의한 접선 방향으로의 가스의 유동은 디스크(52)들 사이의 공간을 통한 확장 배기 가스의 상호 작용에 의해 터빈(100)의 회전을 구동하도록 작용한다. 배기 가스는 그 후에 연소실 하우징(10)에 있는 터빈 출구(8)를 통하여 배기되도록 디스크(52)들에 있는 중앙 개구(56)를 향해 나선형으로 움직인다.
도 4를 참조하여, 터빈(100) 동작 동안 연소 유체의 연속적인 연소에 관한 본 발명의 실시예들이 여기에 통합될 수 있다. 본 발명의 예시적인 실시예에 따라서, 성숙한 연소 유체(80)는 원위면(31)에서 와류들을 가진다. 그러나, 이 실시예에서, 촉매 반응을 일으키는 연소(82)는 표면(31, 32)들에서 노즐 링(30)을 따르는 또는 각각 원위 및 근위 개구(40, 41)들에 의해 형성된 CF 노즐(33)의 표면을 따르는 어떤 곳에서도 발생할 수 있다. 성숙한 연소 유체(80)의 촉매 반응을 일으키는 연소(82)는 연소 유체의 전체적이고 완전한 연소를 도울 수 있는 한편, 연소 유체에서 추가적인 난류를 생성한다. 본 발명의 이 실시예에 따라서, CF 노즐(33)은 근위 개구(41)로부터 나오는 성숙한 연소 유체(80)의 접선 방향 유동(84)을 촉진한다. 본 발명의 이전의 실시예들과 유사하게, 연소 유체(84, 근위 개구(41)를 빠져나오는)는 연소 유체 스트림(55)을 통하여 디스크(52)들의 표면 영역(86)을 접촉할 수 있다. 추가의 연소는 본 발명의 상기된 실시예들에 따라서 표면 영역(86) 위에서 연소 유체 스트림의 접촉을 통해 발생할 수 있다. 본 발명의 예시적인 실시예에 따라서, 디스크(52)의 증가된 표면 영역(86)은 디스크(52)들과 스트림(55)의 상호 작용에 의해 유발된 경계층 효과를 통해 만들어지는 보다 큰 토크를 제공한다. 또 다른 예시적인 실시예에서, 증가된 표면 영역(86)은 스트림(55)들을 사용하여 디스크 팩(50)에 있는 디스크(52) 주위에서 추가의 완전 연소를 촉진한다.
본 발명의 또 다른 예시적인 실시예에서, 도 5a 및 도 5b는 공기 플레이트(20)의 외부 공기 수용 표면을 도시한다. 공기 입구(21)들은 공기 플레이트(20)의 외부 공기 수용 표면 상에 존재한다. 공기 입구(21)들은 공기 채널(5)을 통해 터빈(100) 내로 공기를 수용하도록 임의의 방식으로 배열될 수 있다. 본 발명의 실시예에 따라서, 압축 공기(75)는 공기 플레이트(20) 상으로 원주 방향 패턴으로 제공되고, 이에 의해, 유입 공기(75)가 공기 플레이트(20) 상에서 입사되는 바람직한 동일 원주 주위에서 공기 입구(21)들의 배치를 만든다. 본 발명의 또 다른 실시예에서, 입력 공기(75)는 공기 입구(21)들 내에서 공기의 수용을 위한 장애물들을 생성하는 와류 및 소용돌이들을 포함할 수 있다. 이 실시예에 따라서, 공기 입구(21)들은 터빈(100) 내에서 공기(75)의 수용을 최적화하는 공기 플레이트(20)의 외부면 상에서 임의의 배열로 배치될 수 있다.
도 6은 본 발명의 예시적인 실시예에 따른 공기 플레이트(20)의 측면도이다. 이전에 기술된 바와 같이, 터빈(100) 외부의 난류 공기(75)는 공기 플레이트(20) 상에 입사된다. 공기 플레이트(20)는 하나 이상의 공기 입구(21)들을 통해 유입 공기(75)의 스트림을 수용할 수 있다. 유입 공기(75)로부터 들어오는 공기 스트림들을 나타내는 화살표들은 공기 노즐(25)과 개구(7)를 통해 연소실 하우징(10) 내로 유동한다. 연소실 하우징(10) 내에 있으면, 공기 스트림들은 공기 채널 출구(71)를 통해 연소실(3) 내로 공기 채널(5)을 통해 유동한다. 이전에 기술된 바와 같이, 공기 노즐(25)과 공기 채널(5)은 공기 입구(21)로부터 공기 플레이트(20)와 연소실 하우징(10)을 통해 채널 출구(71)로 유동하는 공기를 위한 단일 도관일 수 있다. 본 발명의 실시예에 따라서, 공기 노즐(25)은 공기가 연소실(3)에서의 연소 유동에 대해 실질적으로 접선 방향인 공기 노즐을 빠져나갈 수 있도록 유입 공기 스트림(75)에서의 소용돌이와 와류를 감소시키도록 형상화될 수 있다. 이 실시예에 따른 공기 노즐(25)은 포물형 채널 또는 경사 나선형 채널(declining helical channel)일 수 있다. 대안적으로, 공기 노즐(25), 개구(7) 및 공기 채널(5)의 상호 작용은 유입 공기 스트림(75)에서 소용돌이와 와류를 감소시키도록 작용할 수 있다. 이러한 방식으로, 원주 방향의 유동 방향으로 개구(7)를 빠져나가는 공기 유동의 운동량은 출구(71)로부터 연소실(3)로 들어가는 연소 공기의 결과적인 원주 방향 유동을 증가시키도록 공기 플레이트(20)를 통해 공기 채널(5) 내로의 원주 방향으로 유지될 수 있었다.
한 실시예에서, 공기 입구(21)는 공기 플레이트(20) 내에 있는 반구형 그루브를 포함하고, 그루브는 그루브 내로 유동하는 공기(75)를 수용하고 공기 노즐(25) 내로 완만하게 하강한다. 공기 노즐(25), 개구(7), 및 공기 채널(5)의 조합된 도관은 유입 공기 스트림의 무작위의 소용돌이를 감소시키도록 완만하게 굽어지는 한편, 또한 연소실(3) 내에서 연료와 이전의 연소 유체의 유동을 따를 수 있는 공기 유동에 의도된 와류를 부과한다. 이 실시예에서, 공기 스트림 방향에서의 급격한 변화에 의해 유발되는 유동 손실의 발생이 회피될 수 있다. 본 발명의 또 다른 실시예에서, 공기 입구(21)는 공기 플레이트(20) 내에 있는 반구형 그루브를 포함하고, 그루브는 바닥 대부분의 표면이 공기 플레이트(20) 내로 포물형으로 하강하고 공기 노즐(25)과 만난다. 이 실시예에서, 유입 공기(75)는 그 방향에서의 급격한 변화를 겪지 않을 수 있고, 이에 의해 연소실 하우징(10) 내로 및 하우징을 통한 유동 손실을 피한다. 당업자는 공기 노즐(25) 내로 및 이를 통한 유동 손실을 감소시킬 수 있는 무수히 많은 다른 공기 입구 형상 및 형태들을 인식할 것이다. 대안적으로, 당업자는 연소실 하우징(10) 내로 및 이를 통한 유동 손실을 감소시킬 수 있는 무수히 많은 다른 공기 입구 형상 및 형태들을 인식할 것이다.
또 다른 실시예에서, 개구(7)는 연소실(3) 내로 빠져나가는 공기 유동의 난류를 감소시키는 방식으로 형상화 또는 형성될 수 있다. 당업자는 개구(7)가 연소실(3) 내로 공기의 충격 유동을 감소시킬 수 있는 임의의 형상 또는 형태를 가질 수 있다. 하나의 예시적인 실시예에서, 개구(7)는 공기 노즐(25)을 통해 연소실(3) 내로 유동하는 공기를 점차적으로 도입하는 나선형 경사로(ramp)일 수 있다.
도 7a에 도시된 본 발명의 실시예들에 따라서, 그 동심원의 중심으로서 터빈 축선(61)과 서로 동심인 공기 플레이트(20)와 연소실 하우징(10)의 분해도가 도시되어 있다. 도 7a의 예시적인 실시예는 임의의 수의 상기된 입구들, 그루브들, 노즐들 및 출구들이 본 발명의 다른 실시예에 의해 소유될지라도, 공기 입구(21A 내지 21D), 그루브(97A 내지 97D), 공기 노즐(25A 내지 25D), 및 공기 채널 출구(71A 내지 71D)와 함께 공기 플레이트(20)와 연소실 하우징(10)을 도시한다. 도 7a에 따라서, 거리(95)는 공기 플레이트(20)의 외부와 연소실 하우징(10)의 내부면(2)에 의해 만들어진 가늘고 긴 벽을 나타낸다. 당업자는 거리(95)가 단지 도 7a에서의 분해도를 보는 것을 돕기 위한 것이고, 공기 플레이트(20)와 연소실 하우징(10) 사이의 임의의 제한적인 거리를 나타내는 것이 아니라는 것을 인식할 것이다. 당업자는 개시된 공기 노즐(25A 내지 25D)의 기능성을 가능하게 할 수 있는 공기 플레이트(20)와 연소실 하우징(10) 사이의 임의의 거리(95)가 본 발명의 이러한 실시예들에 따라서 적절하게 될 수 있다는 것을 이해할 것이다. 그러므로, 벽 거리(95)에 걸친 점선 경로(25A 내지 25D)는 공기 플레이트(20)와 연소실 하우징(10) 벽 사이의 공기 스트림 통로들을 나타낸다.
본 발명의 한 실시예에서, 각각의 그루브(97A 내지 97D)는 입력 공기(75)가 각각의 공기 입구(21A 내지 21D)에 접근함으로써 연소실 하우징(10)을 향해 더욱 하강하는 공기 플레이트(20)에서의 만입부(indent)를 나타낸다. 한 실시예에 따라서, 그루브(97A 내지 97D)들은 공기 입구(21A 내지 21D)에 대해 동일한 지름일 수 있다. 대안적으로, 그루브(97A 내지 97D)들은 유입 공기(75)를 수용하기 위한 기하학적 형태를 허용하는 임의의 지름일 수 있다. 다른 실시예에서, 그루브(97A 내지 97D)들은 유입 공기(75)에 부분적으로 노출되고, 공기 플레이트(20)의 외부 공기 수용 표면 아래로 부분적으로 가라앉을 수 있다. 이 실시예에 따라서, 공기 입구(21A 내지 21D)는 또한 공기 플레이트(20)의 외부 공기 수용 표면 아래로 가라앉을 수 있다. 본 발명의 다양한 실시예들에 따라서, 임의의 수의 그루브(97)들과 공기 입구(21)들이 공기 노즐(25) 내로 무작위의 유입 공기(75)를 효율적이고 유동적으로 전달하도록 이용될 수 있다.
본 발명의 하나의 실시예에 있어서, 공기 노즐(25A 내지 25D)들은 공기 노즐의 출구가 실질적으로 다른 공기 노즐의 입구 아래에 위치되도록 터빈 축선(61)을 중심으로 회전한다. 도 7a에 도시된 본 발명의 한 실시예에 따라서, 공기 노즐(25A)은 공기 입구(21A)로부터의 유입 공기(75)가 실질적으로 공기 입구(21B)와 동일한 방사상 위치에 위치된 71A에서 배출되는 것을 허용한다. 본 발명의 이러한 예시적인 실시예에서, 나선으로 하강하는 공기 노즐(25A)은 개구(71A)에서 연소실(3) 내로 빠져나가는 난류 공기(75)의 성향을 크게 감소시킨다. 부가적으로, 나선으로 하강하는 공기 노즐(25A)은 그 안에서의 공기 유동에, 연소실(3) 내에서 겪는 것의 실질적으로 모방적인(emulative) 유동 패턴을 부과한다. 공기 채널들의 상기된 실시예들에 따라서, 개구(71A)는 연소실(3) 내로 빠져나가는 난류 공기(75)의 성향을 더욱 감소시키도록 형상화될 수 있다. 이러한 실시예들을 참조하여, 개구(71A)는 개구(71A)와 연소실(3)의 연결에서 존재하는 공기의 충격 유동을 최소화하도록 형상화되거나 형성될 수 있다. 이러한 실시예들에서, 개구(71A)는 연소실(3) 내로의 점차적인 나선형 경사로일 수 있다. 대안적으로, 개구(71A)는 연소실(3) 내로의 포물형 경사로를 가질 수 있다. 당업자는 개구(71A)가 연소실(3) 내로 최소화된 공기의 충격 유동을 제공하는 임의의 방식으로 형상화되거나 형성될 수 있다는 것을 인식할 것이다. 당업자는 개구(71A)가 연소실(3) 내로 유입 공기(75)의 난류를 최소화하는 임의의 방식으로 형상화되거나 형성될 수 있다는 것을 인식할 것이다. 이러한 예시적인 실시예에 따라서, 공기 노즐(25A)의 나선형으로 하강하는 도관은 유입 공기 스트림에서의 난류를 감소시키는 동시에, 연소실(3) 내의 연소 유동에 대해 실질적으로 접선 방향인 와류 유동을 공기 스트림 상에 부과한다(또한 도 6 참조). 본 발명의 이러한 실시예에 따라서, 각각의 나선형으로 하강하는 공기 노즐(25A 내지 25D)은 공기 플레이트(20)의 외부면과 연소실 하우징(10)의 내부면(2) 사이에 형성된 벽 전체에 걸쳐서 공존하도록 구성된다. 본 발명에 따른 다른 실시예에서, 공기 노즐(25A 내지 25D)은 실질적으로 곡선의, 실질적으로 비나선형 도관들을 형성할 수 있으며, 이러한 것은 이전의 공기 노즐(25)의 유동 경로를 방해함이 없이 디바이스에서 도관들의 보다 큰 추가를 가능하게 한다. 본 발명에 따른 다른 실시예에서, 공기 노즐(25A 내지 25D)은 상기된 필요한 공기 유동을 달성하지만 동시에 도관 간섭을 피하도록 서로 상당히 밀접하여 끼워 맞춰지도록 디자인될 수 있다.
도 7b는 본 발명에 따른 예시적인 실시예의 추가 도면이다. 도 7a에 도시된 바와 같이, 입력 공기(75)는 그루브(97A) 위에서 공기 입구(21A)로 들어간다. 한 실시예에 있어서, 그루브(97A)는 유입 공기(75)의 난류를 감소시킨다. 또 다른 실시예에서, 그루브(97A)는 공기 플레이트(20) 상에서 무작위의 공기 스트림을 포획하는 것을 돕는다. 도 7b의 실시예에 기술된 바와 같이, 공기 입구(21A)로 들어오는 공기 유동(75)은 연소실 하우징(10) 내로 공기 플레이트(20)의 벽을 통하여 유동한다. 연소실 하우징(10) 내에서, 공기 노즐(25A)은 개구(71A)에서 연소실(3, 도시되지 않음) 내로 빠져나가도록 공기 채널(5A) 내로 공기를 전달한다. 본 발명의 이 실시예에 따라서, 개구(71A)는 각각 공기 입구와 그루브(25B, 97B)와 실질적으로 동일한 위치에 위치된다. 이러한 실시예에 따라서, 공기 노즐(25A)은 연소실(3) 내의 연소 유체 유동 경로에 대해 실질적으로 접선 방향으로 입력 공기의 배출을 허용하는 임의의 형태의 회전 도관으로서 형성될 수 있다. 공기와 연료가 원주 방향의 연소 유동 방향으로 유동함으로써, 연소 공기와 연료는 그런 다음 터빈 조립체의 전체 원주 주위의 연소실에서 직접 혼합될 수 있다.
본 발명의 실시예에 따라서 구성된 공기 플레이트(20)는 예를 들어 CNC 가공과 같은 당업자에게 공지된 무수히 많은 기계적 공정으로 만들어질 수 있다. 공기 플레이트(20)는 예를 들어 탄소섬유 또는 스테인리스강과 같은 고온의 공기를 수용할 수 있는 온도 허용범위를 소유하는, 당업자에게 공지된 임의의 재료로 형성될 수 있다.
본 발명의 실시예에 따라서, 터빈(100)을 구성하는 부품들은 터빈(100)의 필요 조건에 따라서 상호교환 및 교체될 수 있다. 터빈(100)의 부품들의 상호교환성 및 교체는 부품들의 모듈 방식으로 인하여 가능하게 만들어진다. 한 실시예에 따라서, 부품들은 터빈(100)의 필요조건에 따라서 추가의 부품들에 대한 교체 및/또는 결합을 실행하도록(예를 들어, 50 와트를 발전시키도록 공기 플레이트(20)와 함께 연소실 하우징(10)과 디스크 팩(50)의 사용 및 500 와트를 발전시키도록 연소실 하우징(10)과 디스크 팩(50)의 사용을 위해 다른 부품들을 위한 공기 플레이트(20)의 제거) 그 연결(예를 들어, 공기 플레이트(20)와 연소실 하우징(10) 사이, 디스크 팩(50)과 연소실 하우징(10) 사이 등)에서 분리될 수 있다. 당업자는 본원에서 열거된 터빈(100) 부품들의 다양한 실시예들이 개시된 기능성 및 동작들을 유지하도록 결합될 수 있는 수많은 방식들을 인식할 것이다.
많은 추가의 변형 및 변경들이 상기 개시 및 이전의 예시적인 실시예들을 참조하여 당업자에게 시사되며, 예시적인 실시예들은 단지 예의 방식으로 주어지며, 본 명세서에서 기술된 본 발명의 범위 및 사상을 제한하도록 의도되지 않는다.

Claims (9)

  1. 디바이스 내부 중심에 배치되는 연소 환상체;
    상기 연소 환상체의 배기를 위한 출구; 및
    상기 배기를 위한 출구와 상기 연소 환상체 사이에 배치되는 벽을 포함하며,
    상기 벽은 상기 배기를 위한 출구의 둘레를 한정하고 상기 연소 환상체는 상기 벽의 경계를 한정하는 디바이스.
  2. 제 1 항에 있어서,
    복수의 디스크들의 중심을 통과하는 샤프트에 방사상으로 연결되는 복수의 이격된 디스크들을 더 포함하며,
    상기 복수의 이격된 디스크들은 상기 샤프트에 방사상으로 연결되고 상기 연소 환상체와 상기 배기를 위한 출구 사이에 배치되는 디바이스.
  3. 제 2 항에 있어서,
    그 두께를 관통하는 적어도 하나의 채널을 구비한 중간 환상체를 더 포함하며,
    상기 적어도 하나의 채널은 상기 연소 환상체에서 상기 복수의 이격된 디스크들로 연소된 유체를 유도하며,
    상기 연소된 유체는 상기 복수의 이격된 디스크들 사이의 공간을 통과하고 상기 샤프트의 회전을 통해 동력을 발생시키며,
    상기 연소된 유체의 힘은 상기 복수의 이격된 디스크들의 회전으로부터 발생하는 디바이스.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 연소 환상체는 연소 원환체(combustion torus)이며,
    상기 디바이스의 연소실은 탄화규소로 만들어지는 디바이스.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 벽은 연소 부산물이 상기 연소실로부터 상기 배기를 위한 출구로 나선형 유동하도록 형성되는 디바이스.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 연소 환상체(combustion toroid) 주위에서 원주 방향으로 이격된 다수의 연료 분사기들을 추가로 포함하는 디바이스.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 다수의 연료 분사기들의 개수는 상기 연소 환상체 주위에서 원주 방향으로 배열된 산화제 입구들의 개수와 동일한 디바이스.
  8. 제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 있어서,
    나선형 채널들을 구비한 환상 플레이트를 더 포함하며,
    상기 나선형 채널들은 상기 연소 환상체에 결합하는 디바이스.
  9. 제 1 항에 있어서,
    촉매 연소 수단을 추가로 포함하는 디바이스.
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Families Citing this family (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9052116B2 (en) 2008-10-30 2015-06-09 Power Generation Technologies Development Fund, L.P. Toroidal heat exchanger
US10790723B2 (en) 2010-08-24 2020-09-29 Qwtip Llc Disk-pack turbine
US9605663B2 (en) 2010-08-24 2017-03-28 Qwtip Llc System and method for separating fluids and creating magnetic fields
US8636910B2 (en) * 2010-08-24 2014-01-28 Qwtip Llc Water treatment and revitalization system and method
CN102080576B (zh) * 2010-12-16 2013-12-11 清华大学 一种边界层透平发电装置
US11098722B2 (en) * 2011-04-20 2021-08-24 Daniel Woody Internal combustion boundary layer turbine engine (BLTE)
EP2522808A1 (en) * 2011-05-10 2012-11-14 Aella SA Turbo-engine, particularly internal combustion engine
US20140183144A1 (en) 2011-08-24 2014-07-03 Qwtip Llc Water Treatment System and Method
WO2013029010A1 (en) 2011-08-24 2013-02-28 Qwtip Llc Water treatment system and method
US9469553B2 (en) 2011-08-24 2016-10-18 Qwtip, Llc Retrofit attachments for water treatment systems
WO2013130126A1 (en) * 2012-02-28 2013-09-06 Qwtip Llc Water treatment system with a particulate collection container
AR093196A1 (es) 2012-02-28 2015-05-27 Qwtip Llc Sistema y metodo de desalinizacion y/o produccion de gas
WO2013130127A1 (en) * 2012-02-29 2013-09-06 Qwtip Llc System and method for cooling and/or industrial processes
WO2013130888A1 (en) 2012-02-29 2013-09-06 Qwtip Llc Levitation and distribution system and method
US20150330234A1 (en) * 2013-05-17 2015-11-19 Thrustcycle Enterprises LLC Expandable Boundary Layer Turbine
KR101509497B1 (ko) * 2013-11-01 2015-04-08 성재연 디스크터빈, 디스크터빈을 이용한 발전장치, 디스크터빈의 제어방법 및 디스크터빈을 이용한 발전방법
EP2868864A1 (en) * 2013-11-04 2015-05-06 Institut von Karman de Dynamique des Fluides, AISBL Axial fluid machine and method for power extraction
US11208890B2 (en) 2015-01-09 2021-12-28 Green Frog Turbines (Uk) Limited Boundary layer turbomachine
US20160208691A1 (en) * 2015-01-15 2016-07-21 Pavel Villaseca Turbine engine with boundary layer turbine
JP7085838B2 (ja) 2015-02-26 2022-06-17 シーツーシーエヌティー エルエルシー カーボンナノファイバー製造のための方法及びシステム
WO2017066295A1 (en) 2015-10-13 2017-04-20 Clarion Energy Llc Methods and systems for carbon nanofiber production
JP2019504237A (ja) * 2015-12-04 2019-02-14 ジェトプテラ、インコーポレイテッド マイクロタービンガス発生器及び推進システム
US10047959B2 (en) * 2015-12-29 2018-08-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel injector for fuel spray nozzle
WO2017134481A1 (en) * 2016-02-02 2017-08-10 Monarch Power Technology (Hk) Ltd. A tapering spiral gas turbine for combined cooling, heating, power, pressure, work and water
RU2623592C1 (ru) * 2016-06-16 2017-06-28 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Роторный газотурбинный двигатель
US10519858B2 (en) * 2016-07-22 2019-12-31 Brent Wei-Teh LEE Engine, rotary device, power generator, power generation system, and methods of making and using the same
US10718228B2 (en) * 2016-08-31 2020-07-21 Robert Lovejoy Goodwin Ring turbine arrangements for electricity generation and other applications
US11692443B2 (en) 2016-09-08 2023-07-04 Wesley Turbines Ip Limited Boundary layer turbomachine
WO2018184078A2 (en) * 2017-04-07 2018-10-11 Vujinovic Zoran Tesla threee phase hybrid rotary internal combustion engine
EP3431705B1 (en) * 2017-07-19 2020-01-08 Esquare Lab Ltd Tesla turbine with static distributor
CN108301876A (zh) * 2017-08-31 2018-07-20 李钢坤 一种旋转发动机的回转曲管转子
US11536456B2 (en) 2017-10-24 2022-12-27 General Electric Company Fuel and air injection handling system for a combustor of a rotating detonation engine
RU2702317C1 (ru) * 2019-07-01 2019-10-07 Сергей Константинович Исаев Роторный биротативный газотурбинный двигатель
KR102452601B1 (ko) 2021-05-28 2022-10-06 두산에너빌리티 주식회사 출력 제어 메커니즘을 가진 대용량 유동형 수동력계

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3007311A (en) 1959-07-31 1961-11-07 Gulf Research Development Co Axial intake and exhaust turbine

Family Cites Families (162)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1061142A (en) 1909-10-21 1913-05-06 Nikola Tesla Fluid propulsion
GB137550A (en) 1918-02-07 1920-01-22 Robert Harbison Hough Improvements in or relating to turbines or turbine compressors
GB186082A (en) 1921-03-24 1922-09-25 Nikola Tesla Improvements in the construction of steam and gas turbines
US2944397A (en) * 1951-03-23 1960-07-12 American Mach & Foundry Combustion chambers for gas turbine power plants
GB753561A (en) 1951-05-25 1956-07-25 Vladimir Henry Pavlecka Axial flow dynamic compressors, and gas turbine power plants utilising such compressors
US2739782A (en) * 1952-10-07 1956-03-27 Fairchild Engine & Airplane Variable area turbine nozzle
GB847359A (en) 1956-08-24 1960-09-07 Vladimir Henry Pavlecka Supersonic centripetal compressor
US3045428A (en) * 1960-07-06 1962-07-24 Walter G Finch Vortex gas turbine
US3157793A (en) * 1961-07-31 1964-11-17 Curtiss Wright Corp Turbo-alternator generator
US3309866A (en) 1965-03-11 1967-03-21 Gen Electric Combustion process and apparatus
GB1150226A (en) 1965-05-27 1969-04-30 Lucas Industries Ltd Flame Tubes for Gas Turbine Engines.
JPS4218488Y1 (ko) 1966-10-26 1967-10-26
US4441337A (en) 1981-03-03 1984-04-10 Kantor Frederick W Rotary thermodynamic apparatus and method
US4367639A (en) 1969-10-06 1983-01-11 Kantor Frederick W Rotary thermodynamic apparatus and method
US4524587A (en) 1967-01-10 1985-06-25 Kantor Frederick W Rotary thermodynamic apparatus and method
US4010018A (en) 1970-10-06 1977-03-01 Kantor Frederick W Rotary thermodynamic apparatus and method
US3688496A (en) 1971-03-17 1972-09-05 George C Sorensen Combustion type power plant having dual function cylindrical rotor and steam injection
US3751908A (en) 1971-06-23 1973-08-14 Georgia Tech Res Inst Turbine-compressor
US7438027B1 (en) 1971-07-08 2008-10-21 Hinderks Mitja V Fluid transfer in reciprocating devices
US7117827B1 (en) 1972-07-10 2006-10-10 Hinderks Mitja V Means for treatment of the gases of combustion engines and the transmission of their power
GB1416011A (en) 1972-11-01 1975-12-03 Bolesta D Gas turbine plants and related thermal process
US3831854A (en) 1973-02-23 1974-08-27 Hitachi Ltd Pressure spray type fuel injection nozzle having air discharge openings
US3899875A (en) * 1974-01-16 1975-08-19 Robert A Oklejas Gas regeneration tesla-type turbine
US3999377A (en) 1974-01-16 1976-12-28 Oklejas Robert A Tesla-type turbine with alternating spaces on the rotor of cooling air and combustion gases
DE2405134C2 (de) 1974-01-30 1985-08-08 Reinhart Dipl.-Phys. Dr.-Ing. 1000 Berlin Radebold Verfahren zur Speicherung von Exergie in Form freier Enthalpie chemischer Verbindungen und Anordnung zur Durchführung des Verfahrens
US4084371A (en) 1974-07-24 1978-04-18 Howald Werner E Combustion apparatus including an air-fuel premixing chamber
US4563875A (en) 1974-07-24 1986-01-14 Howald Werner E Combustion apparatus including an air-fuel premixing chamber
US4586328A (en) 1974-07-24 1986-05-06 Howald Werner E Combustion apparatus including an air-fuel premixing chamber
US3990228A (en) 1974-09-30 1976-11-09 Bailey And Kimmel, Inc. Method and apparatus for converting heat energy into mechanical energy
US4136530A (en) 1975-04-18 1979-01-30 Kantor Frederick W Rotary thermodynamic apparatus and method
US4040251A (en) * 1975-06-04 1977-08-09 Northern Research And Engineering Corporation Gas turbine combustion chamber arrangement
US4151709A (en) * 1975-09-19 1979-05-01 Avco Corporation Gas turbine engines with toroidal combustors
US4018043A (en) 1975-09-19 1977-04-19 Avco Corporation Gas turbine engines with toroidal combustors
US4186554A (en) 1975-11-10 1980-02-05 Possell Clarence R Power producing constant speed turbine
US4036584A (en) 1975-12-18 1977-07-19 Glass Benjamin G Turbine
US4078529A (en) 1976-04-15 1978-03-14 Douglas Warwick Rotary engine
US4109549A (en) 1976-06-28 1978-08-29 Vincent Raymond A Dynamic balancer for rotating bodies and method of manufacturing same
US4116273A (en) 1976-07-29 1978-09-26 Fisher Sidney T Induction heating of coal in situ
US4043393A (en) 1976-07-29 1977-08-23 Fisher Sidney T Extraction from underground coal deposits
US4197700A (en) * 1976-10-13 1980-04-15 Jahnig Charles E Gas turbine power system with fuel injection and combustion catalyst
US4236490A (en) 1977-01-14 1980-12-02 A. C. Engines, Inc. Internal combustion engine
US4201512A (en) 1977-08-23 1980-05-06 Cerla N.V. Radially staged drag turbine
US4229938A (en) 1978-08-28 1980-10-28 Gallagher William A Rotary internal combustion engine
US4241576A (en) 1979-01-15 1980-12-30 Gertz David C Gas turbine engine
US4334841A (en) 1979-04-02 1982-06-15 Barlow Henry A Mechanical devices forming an engine
ES8102270A1 (es) 1979-09-05 1980-12-16 Paraskevas Dim Nikiforakis Perfeccionamientos en un turbomotor de volumen constante y de llama transmitida.
US4347698A (en) 1980-07-17 1982-09-07 Alexander Nelson Rotary-reactive internal combustion engine 2-360
US4357794A (en) 1980-07-17 1982-11-09 Alexander Nelson Rotary-reactive internal combustion engine 4-360
JPS57160970A (en) * 1981-03-27 1982-10-04 Omori Mamoru Silicon carbide sintered formed body and manufacture
CA1191702A (en) * 1981-10-22 1985-08-13 Gaston Lavoie Engine
DE3145783A1 (de) 1981-11-19 1983-05-26 Michael 8510 Fürth Zettner Verbrennungsmotor
US4741154A (en) 1982-03-26 1988-05-03 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Rotary detonation engine
US4835960A (en) 1982-07-22 1989-06-06 Skoczkowski Andzej M High compression gas turbine engine
US4534699A (en) * 1983-06-22 1985-08-13 Possell Clarence P Coal fired turbine
US4620414A (en) 1983-07-27 1986-11-04 Dieter Christ Gas turbine engine
US4795113A (en) 1984-02-06 1989-01-03 Minovitch Michael Andrew Electromagnetic transportation system for manned space travel
DE3614504A1 (de) 1986-04-29 1987-11-05 Daimler Benz Ag Aussenschale eines pumpenrades einer hydrodynamischen stroemungseinheit
JPS63201326A (ja) 1987-02-16 1988-08-19 Juichi Unno ガスタ−ビン
US4912923A (en) 1987-02-24 1990-04-03 Lin Abraham S Double-rotor rotary engine and turbine
US4843823A (en) 1987-04-09 1989-07-04 Trustees Of The University Of Pennsylvania Use of ejectors for high temperature power generation
GB2219653B (en) 1987-12-18 1991-12-11 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to combustors for gas turbine engines
US4928479A (en) * 1987-12-28 1990-05-29 Sundstrand Corporation Annular combustor with tangential cooling air injection
US5148084A (en) 1988-11-15 1992-09-15 Unison Industries, Inc. Apparatus and method for providing ignition to a turbine engine
US5245252A (en) 1988-11-15 1993-09-14 Frus John R Apparatus and method for providing ignition to a turbine engine
US5065073A (en) 1988-11-15 1991-11-12 Frus John R Apparatus and method for providing ignition to a turbine engine
US5109671A (en) 1989-12-05 1992-05-05 Allied-Signal Inc. Combustion apparatus and method for a turbine engine
US5174108A (en) * 1989-12-11 1992-12-29 Sundstrand Corporation Turbine engine combustor without air film cooling
US5111655A (en) * 1989-12-22 1992-05-12 Sundstrand Corporation Single wall combustor assembly
US5090198A (en) 1990-05-04 1992-02-25 Rolls-Royce Inc. & Rolls-Royce Plc Mounting assembly
US5263313A (en) 1990-11-19 1993-11-23 Chow Andrew W Circular internal thrust engine
US5138831A (en) 1991-03-07 1992-08-18 Cowan Sr Howard H Air cooled rotary combustion engine
US5161368A (en) 1991-05-20 1992-11-10 Alphonse Pomerleau Stationary reactor and rotary motor
US5237814A (en) 1991-06-11 1993-08-24 Chen Suh P Internal combustion rotary engine
US5404868A (en) 1992-03-31 1995-04-11 Vedanta Society Of Western Washington Apparatus using a balloon supported reflective surface for reflecting light from the sun
JP2894084B2 (ja) 1992-05-15 1999-05-24 トヨタ自動車株式会社 旋回型環状燃焼器
US5279110A (en) 1992-06-12 1994-01-18 Lin Abraham S Double-rotor rotary engine and turbine
US5501070A (en) 1992-07-06 1996-03-26 Lin; Abraham S. Double-rotor rotary engine and turbine
US5372005A (en) 1992-09-14 1994-12-13 Lawler; Shawn P. Method and apparatus for power generation
US5709076A (en) * 1992-09-14 1998-01-20 Lawlor; Shawn P. Method and apparatus for power generation using rotating ramjet which compresses inlet air and expands exhaust gas against stationary peripheral wall
US5309718A (en) 1992-09-14 1994-05-10 Hughes Aircraft Company Liquid fuel turbocharged power plant and method
US5384051A (en) 1993-02-05 1995-01-24 Mcginness; Thomas G. Supercritical oxidation reactor
US5474043A (en) 1994-06-17 1995-12-12 Mallen Research Ltd. Partnership Helicotoroidal vane rotary engine
JP2716375B2 (ja) * 1994-10-12 1998-02-18 マルコム・マックロード タービン装置
CN1187232A (zh) 1995-06-07 1998-07-08 肖恩·P·劳勒 用于产生动力的改进方法和装置
US5932940A (en) * 1996-07-16 1999-08-03 Massachusetts Institute Of Technology Microturbomachinery
US6247472B1 (en) 1996-08-02 2001-06-19 Thomas Stillman Moseley Method and apparatus for using readily available heat to compress air for supply to a collapsible and portable hyperbaric chamber
US6334299B1 (en) 1996-12-16 2002-01-01 Ramgen Power Systems, Inc. Ramjet engine for power generation
US5839270A (en) 1996-12-20 1998-11-24 Jirnov; Olga Sliding-blade rotary air-heat engine with isothermal compression of air
US5938975A (en) 1996-12-23 1999-08-17 Ennis; Bernard Method and apparatus for total energy fuel conversion systems
EP0870990B1 (de) * 1997-03-20 2003-05-07 ALSTOM (Switzerland) Ltd Gasturbine mit toroidaler Brennkammer
US5864221A (en) 1997-07-29 1999-01-26 Trw Inc. Dedicated avionics standby power supply
RU2124746C1 (ru) * 1997-08-11 1999-01-10 Закрытое акционерное общество "Кванта Инвест" Дихроичный поляризатор
BR9812476A (pt) 1997-09-18 2002-05-21 Allied Signal Inc Conjunto de bobina-núcleo magnético
US6854437B1 (en) 1997-10-16 2005-02-15 Jesus Vazquez Continuous flow expandable chamber and dynamic displacement rotary devices
US6273673B1 (en) 1997-11-25 2001-08-14 William A. Wootten Ball turbine
US5885057A (en) 1997-11-25 1999-03-23 Wootten; William A. Method and apparatus for using nucleate steam bubbles in steam and/or gas compression
US6272863B1 (en) * 1998-02-18 2001-08-14 Precision Combustion, Inc. Premixed combustion method background of the invention
GB0025150D0 (en) 2000-10-13 2000-11-29 Air Prod & Chem A process and apparatus for the production of synthesis gas
AU761962B2 (en) 1998-08-18 2003-06-12 Lg Electronics Inc. Penetration type washing machine, method for controlling the same, and tub cover for the same
US5960625A (en) 1998-08-21 1999-10-05 Zdvorak, Sr.; Edward H. Constant volume combustion turbine with plurality flow turbine wheels
US6602920B2 (en) 1998-11-25 2003-08-05 The Texas A&M University System Method for converting natural gas to liquid hydrocarbons
US6298821B1 (en) 1999-04-12 2001-10-09 Alexander Alexandrovich Bolonkin Bolonkin rotary engine
US6257195B1 (en) 2000-02-14 2001-07-10 Arthur Vanmoor Internal combustion engine with substantially continuous fuel feed and power output
AUPQ446299A0 (en) 1999-12-02 2000-01-06 Collins, Ralph Micromachines
US6779964B2 (en) 1999-12-23 2004-08-24 Daniel Christopher Dial Viscous drag impeller components incorporated into pumps, turbines and transmissions
US7341424B2 (en) * 1999-12-23 2008-03-11 Dial Discoveries, Inc. Turbines and methods of generating power
US6375412B1 (en) 1999-12-23 2002-04-23 Daniel Christopher Dial Viscous drag impeller components incorporated into pumps, turbines and transmissions
JP2004507667A (ja) 2000-08-30 2004-03-11 ヴォイス・ターボ・ゲーエムベーハー・ウント・コ・カーゲー 駆動装置の回転数をフィードバック制御するための方法
US6368078B1 (en) 2000-11-27 2002-04-09 John F. Palumbo Bladeless turbocharger
US6692232B1 (en) 2001-03-16 2004-02-17 Guy Louis Letourneau Rotor assembly for disc turbine
AU2002344305A1 (en) 2001-05-30 2002-12-09 James M. Essig Inflatable multi-function parabolic reflector apparatus and methods of manufacture
US7382332B2 (en) 2001-05-30 2008-06-03 Essig Jr John Raymond Modular inflatable multifunction field-deployable apparatus and methods of manufacture
US20030053909A1 (en) 2001-07-09 2003-03-20 O'hearen Scott Douglas Radial turbine blade system
US6668539B2 (en) 2001-08-20 2003-12-30 Innovative Energy, Inc. Rotary heat engine
US6341590B1 (en) 2001-12-17 2002-01-29 BARRERA RENé MANUEL Rotary engine
JP4031244B2 (ja) * 2001-12-28 2008-01-09 京セラ株式会社 耐食性セラミックス
AU2002258715A1 (en) 2002-04-04 2003-10-20 Illusion Technologies, Llc Miniature/micro scale power generation system
CA2382382A1 (fr) 2002-04-16 2003-10-16 Universite De Sherbrooke Moteur rotatif continu a combustion induite par onde de choc
AU2003233159A1 (en) 2002-06-26 2004-01-19 R-Jet Engineering Ltd. Orbiting combustion nozzle engine
US20040000145A1 (en) * 2002-06-27 2004-01-01 Leyva Ivett Alejandra Method and apparatus for generating torque
US6955053B1 (en) * 2002-07-01 2005-10-18 Hamilton Sundstrand Corporation Pyrospin combuster
US6973792B2 (en) 2002-10-02 2005-12-13 Kenneth Hicks Method of and apparatus for a multi-stage boundary layer engine and process cell
US6796123B2 (en) 2002-11-01 2004-09-28 George Lasker Uncoupled, thermal-compressor, gas-turbine engine
US20050126171A1 (en) 2002-11-01 2005-06-16 George Lasker Uncoupled, thermal-compressor, gas-turbine engine
US6926496B2 (en) * 2002-12-31 2005-08-09 General Electric Company High temperature turbine nozzle for temperature reduction by optical reflection and process for manufacturing
GB2398863B (en) 2003-01-31 2007-10-17 Alstom Combustion Chamber
NL1022785C2 (nl) 2003-02-26 2004-08-30 Tendris Solutions Bv Pomp of turbine, aandrijving die een dergelijke pomp of turbine omvat en buitenboordmotor.
NL1022803C2 (nl) * 2003-02-28 2004-08-31 Micro Turbine Technology B V Micro reactie turbine met geïntegreerde verbrandingskamer en rotor.
US8333060B2 (en) * 2003-02-28 2012-12-18 Micro Turbine Technology B.V. Micro reaction turbine with integrated combustion chamber and rotor
US7062900B1 (en) 2003-06-26 2006-06-20 Southwest Research Institute Single wheel radial flow gas turbine
US6996990B2 (en) * 2003-08-27 2006-02-14 General Electric Company Flow controller for gas turbine combustors
US20050126755A1 (en) 2003-10-31 2005-06-16 Berry Jonathan D. Method and apparatus for improved flame stabilization
US7300568B2 (en) 2003-11-21 2007-11-27 Bp Corporation North America Inc. Method of manufacturing oxygenated fuel
US7192244B2 (en) 2004-02-23 2007-03-20 Grande Iii Salvatore F Bladeless conical radial turbine and method
DE102004011607B4 (de) 2004-03-10 2016-11-24 MTU Aero Engines AG Verdichter einer Gasturbine sowie Gasturbine
US20060088138A1 (en) 2004-04-07 2006-04-27 Andre Jouanneau Method and apparatus for the generation and the utilization of plasma solid
US7168949B2 (en) 2004-06-10 2007-01-30 Georgia Tech Research Center Stagnation point reverse flow combustor for a combustion system
US7241106B2 (en) 2004-06-14 2007-07-10 Avina David Christopher Combined cycle boundary layer turbine
JP4256820B2 (ja) 2004-06-29 2009-04-22 三菱重工業株式会社 デトネーションエンジンおよびこれを備えた飛行体
US6983604B1 (en) 2004-07-30 2006-01-10 Samuel Barran Tafoya Thermodynamic pressure generator
US20060216149A1 (en) 2004-10-26 2006-09-28 Wilson Erich A Fluid Flow Channels in Bladeless Compressors, Turbines and Pumps
US7180216B2 (en) 2004-12-18 2007-02-20 Light Engineering, Inc. High-intensity discharge lighting system and alternator power supply
US7497012B2 (en) 2004-12-21 2009-03-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine fuel nozzle manufacturing
US7390163B2 (en) * 2005-06-15 2008-06-24 Luke W. Clauson Radial flow turbine
DE102006051063A1 (de) 2005-08-18 2008-05-08 Seemann Gmbh Dampfturbine mit geschlossenem Fluidkreislauf
DE102005039024A1 (de) 2005-08-18 2007-02-22 Seemann Gmbh Dampfturbine mit geschlossenem Fluidkreislauf und Porenbrenner
US7621253B2 (en) 2005-12-09 2009-11-24 Mirabile Nicholas F Internal turbine-like toroidal combustion engine
US7591129B2 (en) 2005-12-29 2009-09-22 Kenneth Erwin Worrell Rotary piston engine
FR2897145B1 (fr) * 2006-02-08 2013-01-18 Snecma Chambre de combustion annulaire de turbomachine a fixations alternees.
US7727495B2 (en) * 2006-04-10 2010-06-01 United Technologies Corporation Catalytic reactor with swirl
KR101440312B1 (ko) 2006-04-21 2014-09-15 쉘 인터내셔날 리써취 마트샤피지 비.브이. 고강도 합금
CN100443806C (zh) * 2006-05-16 2008-12-17 北京航空航天大学 切向驻涡燃烧室
US7984684B2 (en) 2006-10-06 2011-07-26 Mitja Victor Hinderks Marine hulls and drives
WO2008051837A2 (en) 2006-10-20 2008-05-02 Shell Oil Company In situ heat treatment process utilizing oxidizers to heat a subsurface formation
US7559701B2 (en) 2007-03-19 2009-07-14 General Electric Company High-temperature pressure sensor and method of assembly
US7703285B2 (en) 2007-03-27 2010-04-27 Chromalox, Inc. System and method for generating electricity from super critical water oxidation process
NZ581359A (en) 2007-04-20 2012-08-31 Shell Oil Co System and method for the use of a subsurface heating device on underground Tar Sand formation
US20080276622A1 (en) 2007-05-07 2008-11-13 Thomas Edward Johnson Fuel nozzle and method of fabricating the same
US8262817B2 (en) 2007-06-11 2012-09-11 Honeywell International Inc. First stage dual-alloy turbine wheel
FR2918443B1 (fr) 2007-07-04 2009-10-30 Snecma Sa Chambre de combustion comportant des deflecteurs de protection thermique de fond de chambre et moteur a turbine a gaz en etant equipe
RU2343296C1 (ru) 2007-08-06 2009-01-10 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Томский политехнический университет Камера сгорания двигателя внутреннего сгорания (варианты)
GB2451704A (en) 2007-08-10 2009-02-11 Keven Chappell Gas turbine engine with compressor formed from a plurality of stacked surfaces

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3007311A (en) 1959-07-31 1961-11-07 Gulf Research Development Co Axial intake and exhaust turbine

Also Published As

Publication number Publication date
JP5844641B2 (ja) 2016-01-20
EP2347099A1 (en) 2011-07-27
WO2010051338A1 (en) 2010-05-06
JP2012507687A (ja) 2012-03-29
US9243805B2 (en) 2016-01-26
US20140345291A1 (en) 2014-11-27
CA2739808A1 (en) 2010-05-06
EP2347099A4 (en) 2017-05-10
CN102203388B (zh) 2015-11-25
RU2551469C2 (ru) 2015-05-27
CA2739808C (en) 2020-01-07
US20160138469A1 (en) 2016-05-19
JP2015038420A (ja) 2015-02-26
BRPI0914492A2 (pt) 2015-10-27
HK1162633A1 (zh) 2012-08-31
KR20170073707A (ko) 2017-06-28
US20180187596A1 (en) 2018-07-05
CN105201560A (zh) 2015-12-30
US8863530B2 (en) 2014-10-21
US20100107647A1 (en) 2010-05-06
CN102203388A (zh) 2011-09-28
RU2011116885A (ru) 2012-12-20
KR20110088527A (ko) 2011-08-03
KR101748332B1 (ko) 2017-06-28

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