NO140690B - Anordning ved ramluftturbiner. - Google Patents
Anordning ved ramluftturbiner. Download PDFInfo
- Publication number
- NO140690B NO140690B NO773755A NO773755A NO140690B NO 140690 B NO140690 B NO 140690B NO 773755 A NO773755 A NO 773755A NO 773755 A NO773755 A NO 773755A NO 140690 B NO140690 B NO 140690B
- Authority
- NO
- Norway
- Prior art keywords
- missile
- speed
- air
- ring edge
- turbine
- Prior art date
Links
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
- B64D41/007—Ram air turbines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42C—AMMUNITION FUZES; ARMING OR SAFETY MEANS THEREFOR
- F42C15/00—Arming-means in fuzes; Safety means for preventing premature detonation of fuzes or charges
- F42C15/28—Arming-means in fuzes; Safety means for preventing premature detonation of fuzes or charges operated by flow of fluent material, e.g. shot, fluids
- F42C15/295—Arming-means in fuzes; Safety means for preventing premature detonation of fuzes or charges operated by flow of fluent material, e.g. shot, fluids operated by a turbine or a propeller; Mounting means therefor
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2220/00—Application
- F05B2220/30—Application in turbines
- F05B2220/31—Application in turbines in ram-air turbines ("RATS")
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2250/00—Geometry
- F05B2250/20—Geometry three-dimensional
- F05B2250/23—Geometry three-dimensional prismatic
- F05B2250/232—Geometry three-dimensional prismatic conical
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Other Liquid Machine Or Engine Such As Wave Power Use (AREA)
- Separation By Low-Temperature Treatments (AREA)
- Motor Or Generator Cooling System (AREA)
- Wind Motors (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Description
Den foreliggende oppfinnelse angår en anordning ved ramluftturbiner til drift av en generator i missiler, hvor ramluft til-føres turbinhjulet gjennom et aksialt innløp som ligger i fronten av missilet og er omgitt av en fremoverragende ringkant, og forlater missilet gjennom åpninger ved missilets omkrets utenfor ringkanten, samtidig som forenden av missilet innenfor ringkanten er kjegleformet med en spiss som rager frem foran ringkanten.
Et typisk kjennetegn for ballistiske missiler er at hastigheten i banen kan variere sterkt avhengig av utskytningsvinkelen. For visse typer missiler har man i tillegg en variasjon i hastigheten p.g.a. en tilsvarende variasjon i missilets utgangshastighet. Den totale variasjon i hastighet kan for slike typer missiler således være ganske stor.
Ved bruk av ramluftdrevne turbingeneratorer for kontinuerlig kraftforsyning til slike missiler i disses bane kan denne variasjon i missilhastigheten være et problem, spesielt når forholdet mellom høyeste og laveste hastighet er større enn 4:1 og maksimalhastig-heten er høy. Det kan f.eks. være ønskelig å oppnå tilfredsstillende forhold ved missilhastigheter på mellom 150 og 1000 m/s. På den ene side ønsker man også ved de laveste missilhastigheter å få tilstrekkelig effekt fra kraftforsyningen til at de elektriske kretser i missilet kan funksjonere. For oppnåelse av dette må turbinen raskest mulig oppnå en viss minste omdreiningshastighet.
På den annen side ønsker man ved de høyeste missilhastigheter at omdreiningshastigheten ikke blir for høy. Fordi den aerodynamiske oppvarming ved overlydshastighet er meget stor, kan begrensningen av omdreiningshastigheten passende oppnås ved regulering av den gjennomstrømmende luftmengde.
Det er således kjent å regulere omdreiningshastigheten av ramluftdrevne turbinaggregater automatisk ved begrensning av luftmengden. Reguleringen bør fortrinnsvis ikke kreve bevegelige deler.
I US-PS 2 701 526 er problemet forsøkt løst ved at ramluften føres frem til turbinen gjennom et rør med fleksibel vegg. Røret er omgitt av et kammer som har en rekke åpninger som virker trykkut-lignende. Idéen baserer seg på Bernoullis prinsipp om at en økning i lufthastighet langs en flate gir et avtagende statisk trykk på flaten. Ved økende missilhastighet og dermed ramlufthastighet vil derfor det rør som fører ramluften til turbinen, innsnevres, idet rørveggen bøyes innover. Luftmengden som tilføres rotoren, vil da avta. Løsningen er ikke tilfredsstillende i roterende missiler,
idet sentrifugalkraften vil motvirke den tilbøyelighet til inn-snevring av røret som en økende missilhastighet ellers ville gi. Videre er det vanskelig å finne et tilfredsstillende materiale for det fleksible rør hvis en tilstrekkelig bøyelighet skal oppnås over et rimelig temperaturområde.
US-PS 2 804 824 viser en ramluftdrevet turbin hvor utløpsåp-ningen har mindre tverrsnittsareal enn innløpsåpningen. Hensikten er at ramlufttrykket ved overlydshastigheter av missilet skal kunne hol-de hastigheten av den luft som strømmer ut gjennom utløpene, på lyd-hastighet. Da luftens hastighet ikke kan bli større en lydhastigheten, er tanken at en ytterligere økning av missilhastigheten ikke vil gi økt turbinhastighet. Imidlertid er det sett bort fra virkningen av at massetettheten av den gjennomstrømmende luft vil øke med økende hastighet utover lydhastigheten. Dette gjør at turbinens turtall fortsatt vil øke relativt sterkt også ved overlydshastighet av missilet, noe som sterkt nedsetter verdien av den foreslåtte løsning. Dette gjelder særlig hvis det også er ønskelig at turbinen skal nå et ak-septabelt omdreiningstall også ved lave ramluftshastigheter.
I US-PS 2 468 120 er der vist en turbingenerator for missiler hvor turbinhjulet er anordnet relativt langt bak i brannrøret. Derved fås der relativt lange bevegelsesveier for ramluften inn til turbinhjulet og tilbake til.utløpet, idet luften etter å ha passert turbinen vendes 180° Qg føres aksialt fremover i missilet for deretter igjen å vendes 180° og strømme ut gjennom bakoverrettede utløpsåp-ninger. Den frittstrømmende luft utenfor missilet vil strømme forbi disse utløpsåpninger og utøve en suge- eller ejektorvirkning. Ved økende missilhastighet får man et større undertrykk i utløpet, hvorved mer luft suges gjennom turbinen. Begrunnelsen for de kon-struktive trekk som fremgår av dette patentskrift, er da heller ikke noe ønske om å strupe luftmengden ved høye hastigheter, men hovedsakelig et ønske om å plassere turbin og generator beskyttet inn i missilet og bak den elektroniske enhet, som beskyttes av et deksel ved forenden.
Som et eksempel på hvorledes turbinhastigheten kan reguleres ved bruk av bevegelige deler, skal det henvises til US-PS 3 382 805.
Hensikten med den foreliggende oppfinnelse er å utforme såvel innløpet som utløpet for ramluften slik at der uten bevegelige deler fås et ønsket minimalt omdreiningstall selv ved lave missilhastigheter uten at omdreiningstallet blir for høyt ved meget høye missilhastigheter.
For oppnåelse av dette er anordningen ifølge oppfinnelsen karakterisert ved at innløpet er oppdelt i en flerhet av runde kanaler som er anordnet i en krans rundt den kjegleformede spiss,
og at utlø<p>såpningene er foroverrettet og anordnet i direkte til-slutning til ringkanalen.
En utførelsesform av oppfinnelsen vil bli beskrevet i det etterfølgende under henvisning til tegningen.
Fig. 1 er et lengdesnitt gjennom nesepartiet av et brannrør
med inntegnede strømningslinjer.
Fig. 2 viser nesepartiet på fig 1 sett forfra.
Det på tegningen viste neseparti av et brannrør består av et ytre skall eller hus 1 som omslutter et ramluftdrevet turbinhjul 2. Turbinen 2 driver en generator 3, som ikke vil bli nærmere beskrevet da den er av vanlig utførelse og derfor uten interesse for oppfinnelsen .
Nesepartiet av brannrøret er kjegleformet med en spiss forende 5 rundt hvilken der er uttatt seks aksiale innløpsåpninger eller-kanaler 4 for ramluft. De i en krans anordnede innløpsåpninger 4 er omgitt av en ringkant 6, som ragerfremover i missilets bevegelsesretning og er konsentrisk med missilets akse 7. Ringkanten fanger opp ramluften og fører den ned i innløpskanalene 4. Radialt utenfor innløpskanalene 4 ligger der utløpskanaler 8, som også strekker seg aksialt og ender i foroverrettede utløpsåpninger 9.
På fig. 1 er der også inntegnet en del strømningslinjer som vil bli forklart i det etterfølgende, samtidig som virkemåten av anordningen ifølge oppfinnelsen vil bli forklart.
Som nevnt vil ramluften bli fanget opp innenfor ringkanten 6 og styrt ned mot turbinhjulet 2 gjennom kanalene 4. Tverrsnittsare-alet av kanalene 4 er slik tilpasset arealet av utløpsåpningene 9 at et tilstrekkelig omdreiningstall oppnås allerede ved lave ramluft-hastigheter. Strømningslinjene til venstre for missilets akse 7 viser strømningen ved en lav subsonisk missilhastighet.
I innløpskanalene 4 oppstår der allerede ved midlere ramluft-hastigheter en tilsiktet turbulens (antydet ved 11), som reduserer den effektive gjennomstrømningsmengde. Slik turbulens oppstår tidligere (ved lavere lufthastighet) i en krans av kanaler 4 enn i en eneste ringformet kanal, f.eks. en innløpskanal som vist i US-PS 2 468 120. Dette skyldes at Reynoldstallet for en strømning gjennom kanalen 4 som vist på fig. 2 er større enn for en strømning gjennom en ringformet kanal med samme tverrsnitt og tilnærmet samme begrensningsflate og dermed tilnærmet samme gjennomstrømnings-mengde ved lave hastigheter. Spesielt gjelder dette ved hastigheter hvor strømningen i kanaler som vist på fig. 2 blir turbulent, mens den i en ringkanal fortsatt vil være laminær. Som kjent er frik-sjonstapene i en strømning meget større ved turbulente grenseskikt enn ved laminære grenseskikt. Da dessuten turbulente grenseskikt er tykkere enn laminære, vil en strupning av innløpet kunne finne sted tidligere når innløpskanalene er utformet som vist på fig. 2. Man når før eller siden en maksimal innløpshastighet som ikke kan økes, og derved også en øvre hastighetsgrense for turbinen. I tillegg har kontaktflaten i innløpet en kjølende virkning, slik at samlet gjennomstrømmet varmemengde blir redusert.
Utløpskanalene 8 er slik utformet at den utstrømmende luft føres fremover i retning mot den frittstrømmende ramluft utenfor missilet. Den utstrømmende luft må så bøyes av en vinkel som er bestemt av den frittstrømmende lufts hastighet. Denne avbøyning medfører en trykkøkning i utløpet og dermed en reduksjon av forholdet mellom trykket ved innløpet og trykket ved utløpet med det resultat at den gjennomstrømmende luftmengde gradvis begrenses som følge av struping av utløpet. Dette forhold blir ytterligere for-sterket ved overlydshastighet, hvor sjokkbølgen fra ringkanten 6
og sjokkbølgen 13 fra spissen 5 legger seg stadig nærmere nese-skallet etter hvert som hastigheten øker. Derved oppnås en ytter-
ligere struping av luftutløpet, noe som igjen medfører en total utflating av turbinens turtalls-karakteristikk. Strømningslinjene til høyre for aksen 7 på fig. 1 viser strømningsbildet ved høy supersonisk missilhastighet.
Ved en utformning i henhold til oppfinnelsen oppnår man at turtallet ved de høyeste missilhastigheter blir vesentlig lavere enn hva det ville ha vært uten oppfinnelsen, og at ytterligere økning av missilhastigheten ikke medfører noen vesentlig økning av turbinens omdreiningstall. Således kan turbinens maksimale omdreiningstall holdes på ca. 270.000 o/m, mens man ved utløp og innløp som vist i US-PS 2 468 120 må vente et omdreiningstall på ca. 450.000 o/m.
Foruten utformningen av innløps- og utløpskanalen er geo-metrien av nesepartiet forøvrig av betydning.
Således gir spissen 5 en gunstig sjokkbølge 13 for strømningen, samtidig som den gir redusert lufttemperatur og -tetthet ved overlydshastighet. Spissen 5, som på fig. 1 er vist å rage relativt langt frem foran ringkanten 6, vil ved andre verdier for den maksimale missilhastighet kunne være kortere eller lengre. Ringkanten 6 fanger opp luften over et forholdsvis stort areal og gir tilstrekkelig luftmengde også ved lave hastigheter. Anordningen av flere separate åpninger eller kanaler 4 istedenfor en sammen-hengende åpning struper gjennomstrømningsarealet mer ved høyere lufthastigheter enn ett hull med samme tverrsnittsareal. Samtidig fører oppdelingen til en bedre kjøling av luften. De foroverrettede utløpsåpninger 9 bevirker at den gjennomstrømmende luftmengde gradvis begrenses ved midlere og høyere hastigheter. Endelig er plasseringen av de foroverrettede utløpsåpninger 9 i forhold til ringkanten 6 og sjokkbølgen ved overlydshastigheter gunstig, idet den bidrar til ytterligere stru<p>ing.
Claims (1)
- Anordning ved ramluft-turbin til drift av en generator (3) i missiler, hvor ramluft tilføres turbinhjulet (2) gjennom et aksialt innløp som ligger i fronten av missilet og er omgitt av en fremoverragende ringkant (6), og forlater missilet gjennom åpninger ved missilets omkrets utenfor ringkanten, samtidig som forenden av missilet innenfor ringkanten (6) er kjegleformet med en spiss (5) som rager frem foran ringkanten (6), karakterisert ved at innløpet er oppdelt i en flerhet av runde kanaler (4)som er anordnet i en krans rundt den kjelgeformede spiss, og at utløpsåpningene (9) er foroverrettet og anordnet i direkte til-slutning til ringkanten (6).
Priority Applications (10)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
NO773755A NO140690C (no) | 1977-11-02 | 1977-11-02 | Anordning ved ramluftturbiner. |
BE191453A BE871669A (fr) | 1977-11-02 | 1978-10-30 | Systemes pour turbines entrainees par de l'air force |
IT29283/78A IT1099887B (it) | 1977-11-02 | 1978-10-31 | Perfezionamento alle turbine ad aria forzata |
NLAANVRAGE7810827,A NL185796C (nl) | 1977-11-02 | 1978-10-31 | Stuwlucht-turbine. |
FR7830893A FR2408032A1 (fr) | 1977-11-02 | 1978-10-31 | Dispositif place dans des turbines a air de refoulement |
DE19782847352 DE2847352A1 (de) | 1977-11-02 | 1978-10-31 | Stauluftturbine zum antrieb eines elektrischen generators einer rakete, lenkwaffe o.dgl. |
CH1123378A CH633365A5 (de) | 1977-11-02 | 1978-11-01 | Staudruckturbine zum antrieb eines elektrischen generators in einem flugkoerper. |
GB7842718A GB2007338B (en) | 1977-11-02 | 1978-11-01 | Ram air turbines |
SE7811335A SE438011B (sv) | 1977-11-02 | 1978-11-01 | Anordning vid rammluftturbin |
US05/956,577 US4267775A (en) | 1977-11-02 | 1978-11-01 | Arrangement in ram air turbines |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
NO773755A NO140690C (no) | 1977-11-02 | 1977-11-02 | Anordning ved ramluftturbiner. |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
NO773755L NO773755L (no) | 1979-05-03 |
NO140690B true NO140690B (no) | 1979-07-09 |
NO140690C NO140690C (no) | 1979-10-17 |
Family
ID=19883818
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
NO773755A NO140690C (no) | 1977-11-02 | 1977-11-02 | Anordning ved ramluftturbiner. |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4267775A (no) |
BE (1) | BE871669A (no) |
CH (1) | CH633365A5 (no) |
DE (1) | DE2847352A1 (no) |
FR (1) | FR2408032A1 (no) |
GB (1) | GB2007338B (no) |
IT (1) | IT1099887B (no) |
NL (1) | NL185796C (no) |
NO (1) | NO140690C (no) |
SE (1) | SE438011B (no) |
Families Citing this family (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2083953B (en) * | 1980-08-27 | 1984-02-01 | Ferranti Ltd | Air turbine generators for missiles |
NO168850C (no) * | 1990-02-02 | 1992-04-08 | Norsk Forsvarsteknologi | Anordning ved ramluftturbiner |
ZA933146B (en) * | 1993-05-05 | 1993-12-06 | Fuchs Electronics Pty Ltd | A method and an apparatus for selectively providing electrical power for use in a missile |
US6270309B1 (en) * | 1998-12-14 | 2001-08-07 | Ghetzler Aero-Power Corporation | Low drag ducted Ram air turbine generator and cooling system |
CN100487239C (zh) * | 2006-06-05 | 2009-05-13 | 南京航空航天大学 | 内置涵道式冲压空气涡轮发电装置 |
US20120301273A1 (en) * | 2011-05-24 | 2012-11-29 | Justak John F | Adjustable exhaust apparatus for a ram air turbine generating system |
US8640563B2 (en) | 2011-05-25 | 2014-02-04 | Hamilton Sundstrand Corporation | Ram air turbine deployment actuator |
US9651138B2 (en) | 2011-09-30 | 2017-05-16 | Mtd Products Inc. | Speed control assembly for a self-propelled walk-behind lawn mower |
US10794282B2 (en) | 2016-01-25 | 2020-10-06 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Inlet turbine for high-mach engines |
US10934942B2 (en) | 2016-02-16 | 2021-03-02 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Inlet turbine and transmission for high-mach engines |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2468120A (en) * | 1947-12-17 | 1949-04-26 | Jurg A Senn | Air turbine generator for fuses |
US2939017A (en) * | 1949-07-14 | 1960-05-31 | Bendix Aviat Corp | Air driven power supply |
US2701526A (en) * | 1949-07-20 | 1955-02-08 | Rotkin Israel | Automatic air flow regulator |
US4161371A (en) * | 1949-11-16 | 1979-07-17 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Self-regulating turbine |
US2804824A (en) * | 1954-05-13 | 1957-09-03 | Orval R Cruzan | Turbine speed regulators |
US3382805A (en) * | 1967-01-31 | 1968-05-14 | Navy Usa | Air responsive delay arming device |
IL29535A (en) * | 1968-02-27 | 1973-06-29 | Popper J | A delay fuse including a turbine |
US3624751A (en) * | 1970-04-23 | 1971-11-30 | Us Navy | Aerodynamic air inlet for air-breathing propulsion systems |
US3826193A (en) * | 1973-02-16 | 1974-07-30 | Kongsberg Vapenfab As | Method for supporting a rotating body in generators for missiles and a supporting arrangement for supporting such bodies |
FR2219705A5 (no) * | 1973-02-28 | 1974-09-20 | Kongsberg Vapenfab As | |
US4002123A (en) * | 1975-07-11 | 1977-01-11 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Dual channel redundant fuze |
-
1977
- 1977-11-02 NO NO773755A patent/NO140690C/no unknown
-
1978
- 1978-10-30 BE BE191453A patent/BE871669A/xx not_active IP Right Cessation
- 1978-10-31 IT IT29283/78A patent/IT1099887B/it active
- 1978-10-31 NL NLAANVRAGE7810827,A patent/NL185796C/xx not_active IP Right Cessation
- 1978-10-31 FR FR7830893A patent/FR2408032A1/fr active Granted
- 1978-10-31 DE DE19782847352 patent/DE2847352A1/de active Granted
- 1978-11-01 US US05/956,577 patent/US4267775A/en not_active Expired - Lifetime
- 1978-11-01 GB GB7842718A patent/GB2007338B/en not_active Expired
- 1978-11-01 CH CH1123378A patent/CH633365A5/de not_active IP Right Cessation
- 1978-11-01 SE SE7811335A patent/SE438011B/sv not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US4267775A (en) | 1981-05-19 |
CH633365A5 (de) | 1982-11-30 |
FR2408032A1 (fr) | 1979-06-01 |
NO773755L (no) | 1979-05-03 |
NL185796B (nl) | 1990-02-16 |
GB2007338A (en) | 1979-05-16 |
BE871669A (fr) | 1979-02-15 |
SE438011B (sv) | 1985-03-25 |
FR2408032B1 (no) | 1983-04-29 |
NL185796C (nl) | 1990-07-16 |
IT1099887B (it) | 1985-09-28 |
NO140690C (no) | 1979-10-17 |
DE2847352A1 (de) | 1979-05-03 |
NL7810827A (nl) | 1979-05-04 |
DE2847352C2 (no) | 1988-02-11 |
SE7811335L (sv) | 1979-05-03 |
IT7829283A0 (it) | 1978-10-31 |
GB2007338B (en) | 1982-02-17 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
ES2300341T3 (es) | Metodo de operacion de una turbina de gas de ciclo variable. | |
US3791758A (en) | Cooling of turbine blades | |
JP5714405B2 (ja) | ガスタービンエンジン | |
US8029244B2 (en) | Fluid flow amplifier | |
US1075300A (en) | Centrifugal compressor. | |
JP2010520410A (ja) | 温熱防氷システム | |
JP2016517927A (ja) | ジェットエンジン用の複数ノズル分流器 | |
NO140690B (no) | Anordning ved ramluftturbiner. | |
US10968827B2 (en) | Anti-icing apparatus for a nose cone of a gas turbine engine | |
SE443607B (sv) | Anordning vid gasturbiner | |
JP6064258B2 (ja) | ポンプ装置およびポンプシステム | |
US2390504A (en) | Centrifugal air compressor | |
US3232522A (en) | Fluid flow machine | |
US4594084A (en) | Air conditioning system | |
CN110630454B (zh) | 电机及其轴系的换热装置、风力发电机组 | |
US2660366A (en) | Compressor surge inhibitor | |
US3768919A (en) | Pipe diffuser with aerodynamically variable throat area | |
US20140356128A1 (en) | Method and device for stabilizing a compressor current | |
US8070453B1 (en) | Centrifugal impeller having forward and reverse flow paths | |
US2823516A (en) | Ducted fan power plant for aircraft | |
GB827566A (en) | Improvements in centrifugal fluid fans | |
US3348514A (en) | Centrifugal pump to provide jet propulsion | |
US20190032558A1 (en) | Air guiding device in an aircraft engine | |
US865164A (en) | Turbine. | |
GB2565756A (en) | Propulsion Device |