RU2291305C2 - Internal combustion turbine engine - Google Patents

Internal combustion turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2291305C2
RU2291305C2 RU2004122603/06A RU2004122603A RU2291305C2 RU 2291305 C2 RU2291305 C2 RU 2291305C2 RU 2004122603/06 A RU2004122603/06 A RU 2004122603/06A RU 2004122603 A RU2004122603 A RU 2004122603A RU 2291305 C2 RU2291305 C2 RU 2291305C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine
internal combustion
combustion engine
blades
engine according
Prior art date
Application number
RU2004122603/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2004122603A (en
Inventor
Николай Павлович Чунтомов (RU)
Николай Павлович Чунтомов
Original Assignee
Николай Павлович Чунтомов
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Николай Павлович Чунтомов filed Critical Николай Павлович Чунтомов
Priority to RU2004122603/06A priority Critical patent/RU2291305C2/en
Publication of RU2004122603A publication Critical patent/RU2004122603A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2291305C2 publication Critical patent/RU2291305C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Supercharger (AREA)

Abstract

FIELD: mechanical engineering; internal combustion engines.
SUBSTANCE: proposed internal combustion turbine engine has body, shaft, turbine with radial blades, compressor, combustion chamber, fuel mixture supply and ignition system and exhaust system. At least one row of additional blades is found at least on one side surface of turbine. Channels-nozzles are made on surface of body adjoining said side surface of turbine. Channels-nozzles direct working gases, when registering with combustion chamber, from space formed by radial blades into space formed by additional blades.
EFFECT: increased efficiency.
17 cl, 8 dwg

Description

Изобретение относится к машиностроению, в частности к конструкциям силовых установок, включающим турбинные двигатели внутреннего сгорания.The invention relates to mechanical engineering, in particular to the designs of power plants, including turbine internal combustion engines.

Известен газотурбинный двигатель (патент RU №2096639), состоящий из корпуса с рабочими камерами, вала, ротора турбины с лопатками, центробежного компрессора, систем приготовления, подачи и зажигания горючей смеси в его корпусе, имеющем цилиндрическую форму, равномерно по окружности расположены рабочие камеры в количестве, кратном четырем, площади сечения которых имеют форму, соответственно в плоскостях совпадающих с осью корпуса, прямоугольников, а в плоскостях, перпендикулярных этой оси, круговых секторов, дисковая часть ротора турбины выполнена из равномерно чередующихся радиальных глухих выступов и впадин, в которых крепятся лопатки ротора также в виде круговых секторов, и при этом количество каждого из них равно одной второй от количества камер, а сумма их по окружности диска равна и составляет ее половину (180), в глухих же выступах, для обеспечения эффективного охлаждения ротора турбины, выполнены сквозные радиальные полости, а гладкие рабочие поверхности этих глухих выступов, находящихся в одной плоскости с боковыми поверхностями лопаток ротора двигателя и непосредственно прилегающих к его торцу со стороны открытых его рабочих камер, обеспечивают в процессе работы двигателя последовательное закрывание тех двух смежных камер, в которые подается и сгорает горючая смесь.Known gas turbine engine (patent RU No. 2096639), consisting of a housing with working chambers, a shaft, a turbine rotor with blades, a centrifugal compressor, systems for preparing, supplying and igniting a combustible mixture in its housing having a cylindrical shape, the working chambers are uniformly located around the circumference a multiple of four, the cross-sectional areas of which are shaped, respectively, in planes coinciding with the axis of the casing, rectangles, and in planes perpendicular to this axis, circular sectors, the disk part of the turbine rotor flax from uniformly alternating radial blind protrusions and depressions, in which the rotor blades are also mounted in the form of circular sectors, and the number of each of them is equal to one second of the number of chambers, and their sum over the circumference of the disk is equal to half (180), in the blind protrusions, to ensure effective cooling of the turbine rotor, through radial cavities are made, and the smooth working surfaces of these blind protrusions are in the same plane as the side surfaces of the rotor blades of the engine and directly adjacent to its end face from the side of its open working chambers, they ensure the sequential closing of those two adjacent chambers into which the combustible mixture is fed and burned.

К недостаткам этого газотурбинного двигателя следует отнести сложность в изготовлении и низкий кпд.The disadvantages of this gas turbine engine include the difficulty in manufacturing and low efficiency.

Известен компрессорно-роторно-турбинный двигатель внутреннего сгорания (патент RU №2109969, 27.04.98, F 02 C 3/04). В предлагаемом двигателе на передней стороне диска размещены лопасти центробежного компрессора, устроенные внутри кольцевого ротора, наружная поверхность которого имеет камеру сгорания, форма которой с направляющим отверстием кольца крышки и отверстием рабочего кольца диска оптимально близка форме реактивного сопла, ось которого проходит по касательной к кольцевому ротору, а с обратной стороны диска устроена полая конусная турбина, задняя часть которой переходит в цилиндрическое выхлопное сопло, а наружная поверхность снабжена газовыми каналами, боковые стенки которых образованы винтообразными ребрами, берущими начало с отверстия кольца диска и нисходящими по перфорированной части цилиндрического выхлопного сопла, внутри которого расположен шнековый лабиринт с переменным шагом свивки.Known compressor-rotor-turbine internal combustion engine (patent RU No. 2109969, 04/27/98, F 02 C 3/04). In the proposed engine on the front side of the disk there are centrifugal compressor blades arranged inside an annular rotor, the outer surface of which has a combustion chamber, the shape of which with the guide hole of the cap ring and the hole of the working ring of the disk is optimally close to the shape of the jet nozzle, whose axis is tangent to the ring rotor and a hollow cone turbine is arranged on the reverse side of the disk, the back of which passes into a cylindrical exhaust nozzle, and the outer surface is supplied with gas channels, the side walls of which are formed by helical ribs originating from the hole of the disk ring and descending along the perforated part of the cylindrical exhaust nozzle, inside which there is a screw labyrinth with a variable pitch.

Недостатками данного технического решения является сложность в изготовлении и низкий кпд.The disadvantages of this technical solution is the difficulty in manufacturing and low efficiency.

В качестве прототипа выбран газотурбинный двигатель (патент RU №2161714), содержащий корпус, камеры сгорания с соплами, вал, ротор турбины с лопатками, центробежный компрессор с по меньшей мере двумя ступенями, системы подачи и зажигания горючей смеси и теплообменник с выхлопными патрубками, при этом количество камер сгорания кратно трем, одна ступень компрессора расположена по всей окружности, а вторая выполнена в виде двух симметрично расположенных относительно друг друга секторов с центральным углом по 90° каждый, причем ротор выполнен с глухим выступом, расположенным с возможностью перекрытия сопел камер сгорания.As a prototype, a gas turbine engine (RU Patent No. 2161714) was selected, comprising a housing, combustion chambers with nozzles, a shaft, a turbine rotor with blades, a centrifugal compressor with at least two stages, a fuel mixture ignition system and a heat exchanger with exhaust pipes, when this number of combustion chambers is a multiple of three, one compressor stage is located around the entire circumference, and the second is made in the form of two sectors symmetrically located relative to each other with a central angle of 90 ° each, and the rotor is made with g uhim protrusion arranged to overlap the nozzles of the combustion chambers.

Недостатком данного технического решения является низкий кпд.The disadvantage of this technical solution is the low efficiency.

Задачей изобретения является повышение кпд двигателя.The objective of the invention is to increase engine efficiency.

Технический результат достигается тем, что турбинный двигатель внутреннего сгорания содержит корпус, вал, турбину с радиальными лопатками, компрессор, камеру сгорания, систему подачи и зажигания горючей смеси, выхлопную систему, при этом, по меньшей мере, на одной поверхности турбины находится, по меньшей мере, один ряд дополнительных лопаток, а в поверхности корпуса, примыкающей к данной поверхности турбины, выполнены каналы-сопла, направляющие рабочие газы при совмещении с камерой сгорания из пространства, образованного радиальными лопатками, в пространство, образованное дополнительными лопатками. Причем ряды дополнительных лопаток выполнены в турбине и не выступают за пределы ее поверхностей. Каналы-сопла соединяют между собой смежные ряды дополнительных лопаток. Площадь сечения или количество каналов-сопел увеличивается для каждого последующего ряда дополнительных лопаток. В корпусе выполнен канал для отвода газов, соединяющий ближний к валу ряд дополнительных лопаток с выхлопной системой. В выхлопной системе установлено, по меньшей мере, одно сопло, подающее выхлопные газы на радиальные лопатки турбины. Камерой сгорания служит пространство, ограниченное двумя соседними радиальными лопатками. Турбина может иметь вид диска, на боковых поверхностях которого выполнены ряды дополнительных лопаток. Турбинный двигатель внутреннего сгорания может содержать несколько турбин в виде дисков, которые могут быть соединены между собой через блок шестерен и иметь разные обороты вращения. Турбинный двигатель внутреннего сгорания может содержать турбину в виде барабана, на котором установлены, по меньшей мере, одно основное кольцо с радиальными лопатками и, по меньшей мере, с одним рядом дополнительных лопаток, по меньшей мере, два дополнительных кольца, по меньшей мере, с одним рядом дополнительных лопаток, причем ряды дополнительных лопаток выполнены на боковых поверхностях основного кольца и на боковых и тангенциальных поверхностях дополнительных колец. Турбинный двигатель внутреннего сгорания может содержать турбину в виде цилиндра, на котором выполнены радиальные лопатки. Турбинный двигатель внутреннего сгорания может содержать турбину в виде конусного барабана, на котором выполнены радиальные лопатки. Турбинный двигатель внутреннего сгорания может содержать турбину в виде усеченного с двух сторон шара, на котором выполнены радиальные лопатки. При выполнении турбины в виде цилиндра, конусного барабана, усеченного с двух сторон шара ряды дополнительных лопаток выполнены на тангенциальной поверхности турбины по бокам от ряда радиальных лопаток.The technical result is achieved by the fact that the turbine internal combustion engine comprises a housing, a shaft, a turbine with radial blades, a compressor, a combustion chamber, a system for supplying and igniting a combustible mixture, an exhaust system, while at least one surface of the turbine is at least at least one row of additional blades, and in the casing surface adjacent to this turbine surface there are made nozzle channels directing the working gases when combined with the combustion chamber from the space formed by the radial atkami, in the space formed by additional blades. Moreover, the rows of additional blades are made in the turbine and do not protrude beyond its surfaces. The nozzle channels interconnect adjacent rows of additional blades. The cross-sectional area or number of nozzle channels increases for each subsequent row of additional blades. A channel for exhausting gas is made in the housing, connecting a series of additional vanes closest to the shaft with the exhaust system. At least one nozzle is installed in the exhaust system to supply exhaust gases to the radial blades of the turbine. The combustion chamber is a space bounded by two adjacent radial blades. The turbine may take the form of a disk, on the lateral surfaces of which rows of additional blades are made. A turbine internal combustion engine may contain several turbines in the form of disks, which can be interconnected through a block of gears and have different rotational speeds. The turbine internal combustion engine may include a turbine in the form of a drum on which at least one main ring with radial blades and at least one row of additional blades, at least two additional rings, at least with one row of additional blades, and the rows of additional blades are made on the side surfaces of the main ring and on the side and tangential surfaces of the additional rings. A turbine internal combustion engine may include a turbine in the form of a cylinder on which radial blades are made. A turbine internal combustion engine may include a turbine in the form of a conical drum, on which radial blades are made. A turbine internal combustion engine may comprise a turbine in the form of a ball truncated on both sides, on which radial blades are made. When making a turbine in the form of a cylinder, a cone drum, truncated on both sides of the ball, the rows of additional blades are made on the tangential surface of the turbine on the sides of the row of radial blades.

Сущность изобретения поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.

На фиг.1 показан разрез описываемого турбинного двигателя внутреннего сгорания; на фиг.2 - разрез А-А турбинного двигателя внутреннего сгорания; на фиг.3 - разрез турбинного двигателя внутреннего сгорания, содержащего две турбины в виде дисков, соединенные между собой через блок шестерен; на фиг.4 - разрез турбинного двигателя внутреннего сгорания, содержащего турбину в виде трех дисков; на фиг.5 - разрез турбинного двигателя внутреннего сгорания, содержащего турбину в виде барабана, на котором установлены кольца с лопатками; на фиг.6 - разрез турбинного двигателя внутреннего сгорания, содержащего турбину в виде цилиндра; на фиг.7 - разрез турбинного двигателя внутреннего сгорания, содержащего турбину в виде конусного барабана; на фиг.8 - разрез турбинного двигателя внутреннего сгорания, содержащего турбину в виде усеченного с двух сторон шара.Figure 1 shows a section of the described turbine internal combustion engine; figure 2 is a section aa of a turbine internal combustion engine; figure 3 is a section of a turbine internal combustion engine containing two turbines in the form of disks interconnected through a block of gears; figure 4 is a section of a turbine internal combustion engine containing a turbine in the form of three disks; figure 5 is a section of a turbine internal combustion engine containing a turbine in the form of a drum on which rings with blades are installed; figure 6 is a section of a turbine internal combustion engine containing a turbine in the form of a cylinder; 7 is a section of a turbine internal combustion engine containing a turbine in the form of a conical drum; on Fig - section of a turbine internal combustion engine containing a turbine in the form of a ball truncated on both sides.

Турбинный двигатель внутреннего сгорания содержит корпус 1, вал 2, турбину 3 с радиальными лопатками 4 и дополнительными лопатками 5, компрессор 6, камеру сгорания 7, канал подачи воздуха 8, канал подачи топлива 9 и свечу зажигания 10, канал 11 для отвода газов в выхлопную систему 12, сопло 13, каналы-сопла 14. Турбинный двигатель внутреннего сгорания содержит шестерни 15.An internal combustion turbine engine comprises a housing 1, a shaft 2, a turbine 3 with radial blades 4 and additional blades 5, a compressor 6, a combustion chamber 7, an air supply channel 8, a fuel supply channel 9 and an spark plug 10, an exhaust channel 11 for exhaust gases system 12, nozzle 13, channels-nozzles 14. The turbine internal combustion engine contains gears 15.

Турбинный двигатель внутреннего сгорания работает следующим образом.A turbine internal combustion engine operates as follows.

При запуске двигателя и начале вращения вала 2 компрессор 6 нагнетает воздух через канал подачи воздуха 8 в пространство между радиальными лопатками 4 турбины 3, образующими камеру сгорания 7. Далее, при вращении турбины 3, камера сгорания 7 перемещается к каналу подачи топлива 9, где происходит подача топлива, в результате чего образуется горючая смесь. Горючая смесь, находясь в камере сгорания 7, перемещается к свече зажигания 10 и воспламеняется, в этот момент происходит резкое увеличение давления газов в камере сгорания 7. В момент, когда камера сгорания 7 совмещается с каналами-соплами 14, потоки рабочих газов направляются на ближний ряд дополнительных лопаток 5 и далее, при вращении, на смежные ряды дополнительных лопаток 5. Рабочие газы, попадая на дополнительные лопатки 5, воздействуют на них, придавая турбине 3 дополнительное ускорение, что способствует дальнейшему увеличению ее оборотов и мощности двигателя. Далее, при вращении турбины 3, газы попадают в канал 11 для их отвода в выхлопную систему 12. При этом выхлопные газы проходят через сопло 13, дополнительно подающее их перед выводом из двигателя на радиальные лопатки турбины.When starting the engine and the beginning of rotation of the shaft 2, the compressor 6 pumps air through the air supply channel 8 into the space between the radial blades 4 of the turbine 3 forming the combustion chamber 7. Then, when the turbine 3 rotates, the combustion chamber 7 moves to the fuel supply channel 9, where fuel supply, resulting in a combustible mixture. The combustible mixture, being in the combustion chamber 7, moves to the spark plug 10 and ignites, at this moment there is a sharp increase in gas pressure in the combustion chamber 7. At the moment when the combustion chamber 7 is combined with the nozzle channels 14, the flow of working gases is directed to the near a number of additional blades 5 and further, during rotation, on adjacent rows of additional blades 5. Working gases, falling on additional blades 5, act on them, giving the turbine 3 additional acceleration, which contributes to a further increase in its turnover and in engine power. Further, when the turbine 3 rotates, the gases enter the channel 11 for their removal to the exhaust system 12. In this case, the exhaust gases pass through the nozzle 13, which additionally feeds them before the turbine is blown out of the engine.

Заявляемое устройство с многократным использованием рабочих газов позволяет значительно увеличить кпд турбинного двигателя внутреннего сгорания.The inventive device with multiple use of working gases can significantly increase the efficiency of a turbine internal combustion engine.

Claims (16)

1. Турбинный двигатель внутреннего сгорания, содержащий корпус, вал, турбину с радиальными лопатками, компрессор, камеру сгорания, систему подачи и зажигания горючей смеси, выхлопную систему, отличающийся тем, что, по меньшей мере, на одной боковой поверхности турбины находится, по меньшей мере, один ряд дополнительных лопаток, а в поверхности корпуса, примыкающей к данной боковой поверхности турбины, выполнены каналы-сопла, направляющие рабочие газы при совмещении с камерой сгорания из пространства, образованного радиальными лопатками, в пространство, образованное дополнительными лопатками.1. A turbine internal combustion engine comprising a housing, a shaft, a turbine with radial blades, a compressor, a combustion chamber, a fuel supply and ignition system, an exhaust system, characterized in that at least one side surface of the turbine is at least at least one row of additional blades, and in the casing surface adjacent to this lateral surface of the turbine there are made nozzle channels directing the working gases when combined with the combustion chamber from the space formed by the radial blades, space formed by additional blades. 2. Турбинный двигатель внутреннего сгорания по п.1, отличающийся тем, что ряды дополнительных лопаток выполнены в турбине и не выступают за пределы ее поверхностей.2. The turbine internal combustion engine according to claim 1, characterized in that the rows of additional blades are made in the turbine and do not protrude beyond its surfaces. 3. Турбинный двигатель внутреннего сгорания по п.1, отличающийся тем, что каналы-сопла соединяют между собой смежные ряды дополнительных лопаток.3. The turbine internal combustion engine according to claim 1, characterized in that the nozzle channels interconnect adjacent rows of additional blades. 4. Турбинный двигатель внутреннего сгорания по п.1, отличающийся тем, что площадь сечения или количество каналов-сопел увеличивается для каждого последующего ряда дополнительных лопаток.4. The turbine internal combustion engine according to claim 1, characterized in that the cross-sectional area or the number of nozzle channels increases for each subsequent row of additional blades. 5. Турбинный двигатель внутреннего сгорания по п.1, отличающийся тем, что в корпусе выполнен канал для отвода выхлопных газов, соединяющий ближний к валу ряд дополнительных лопаток с выхлопной системой,5. The turbine internal combustion engine according to claim 1, characterized in that the casing is provided with a channel for exhaust gases, connecting a series of additional vanes closest to the shaft with an exhaust system, 6. Турбинный двигатель внутреннего сгорания по п.1, отличающийся тем, что в выхлопной системе установлено, по меньшей мере, одно сопло, подающее отработанные газы на радиальные лопатки турбины.6. The turbine internal combustion engine according to claim 1, characterized in that the exhaust system has at least one nozzle supplying exhaust gases to the radial blades of the turbine. 7. Турбинный двигатель внутреннего сгорания по п.1, отличающийся тем, что камерой сгорания служит пространство, ограниченное двумя соседними радиальными лопатками.7. The turbine internal combustion engine according to claim 1, characterized in that the combustion chamber is a space bounded by two adjacent radial blades. 8. Турбинный двигатель внутреннего сгорания по п.1, отличающийся тем, что турбина имеет вид диска.8. The turbine internal combustion engine according to claim 1, characterized in that the turbine has the form of a disk. 9. Турбинный двигатель внутреннего сгорания по п.8, отличающийся тем, что ряды дополнительных лопаток выполнены на боковых поверхностях диска.9. The turbine internal combustion engine of claim 8, characterized in that the rows of additional blades are made on the side surfaces of the disk. 10. Турбинный двигатель внутреннего сгорания по п.8, отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, одну дополнительную турбину в виде диска.10. The turbine internal combustion engine of claim 8, characterized in that it contains at least one additional turbine in the form of a disk. 11. Турбинный двигатель внутреннего сгорания по п.1, отличающийся тем, что содержит три и более турбины в виде дисков.11. The turbine internal combustion engine according to claim 1, characterized in that it contains three or more turbines in the form of disks. 12. Турбинный двигатель внутреннего сгорания по п.10, отличающийся тем, что турбины соединены между собой через блок шестерен и имеют разные обороты вращения.12. The turbine internal combustion engine of claim 10, wherein the turbines are interconnected via a gear block and have different rotational speeds. 13. Турбинный двигатель внутреннего сгорания по п.1, отличающийся тем, что турбина имеет вид барабана, на котором установлены кольца с радиальными лопатками и, по меньшей мере, с одним рядом дополнительных лопаток.13. The turbine internal combustion engine according to claim 1, characterized in that the turbine has the form of a drum on which rings with radial blades and at least one row of additional blades are mounted. 14. Турбинный двигатель внутреннего сгорания по п.1, отличающийся тем, что турбина имеет вид цилиндра, на котором выполнены радиальные лопатки.14. The turbine internal combustion engine according to claim 1, characterized in that the turbine has the form of a cylinder on which radial blades are made. 15. Турбинный двигатель внутреннего сгорания по п.1, отличающийся тем, что турбина имеет вид конусного барабана, на котором выполнены радиальные лопатки.15. The turbine internal combustion engine according to claim 1, characterized in that the turbine has the form of a conical drum, on which radial blades are made. 16. Турбинный двигатель внутреннего сгорания по п.1 отличающийся тем, что турбина имеет вид усеченного с двух сторон шара, на котором выполнены радиальные лопатки.16. The turbine internal combustion engine according to claim 1, characterized in that the turbine has the form of a ball truncated on both sides on which radial blades are made.
RU2004122603/06A 2004-07-22 2004-07-22 Internal combustion turbine engine RU2291305C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2004122603/06A RU2291305C2 (en) 2004-07-22 2004-07-22 Internal combustion turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2004122603/06A RU2291305C2 (en) 2004-07-22 2004-07-22 Internal combustion turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2004122603A RU2004122603A (en) 2006-01-27
RU2291305C2 true RU2291305C2 (en) 2007-01-10

Family

ID=36047231

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2004122603/06A RU2291305C2 (en) 2004-07-22 2004-07-22 Internal combustion turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2291305C2 (en)

Also Published As

Publication number Publication date
RU2004122603A (en) 2006-01-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR102126882B1 (en) Nozzle assembly, combustor and gas turbine including the same
US11339677B2 (en) Ring segment and gas turbine including the same
RU98102924A (en) ROTARY INTERNAL COMBUSTION ENGINE
US3145533A (en) Jet-thrust internal combustion engine
US4354462A (en) Internal combustion engine
KR20100096116A (en) Rotary mechanically reciprocated sliding metal vane air pump and boundary layer gas turbines integrated with a pulse gas turbine engine system
US8056529B2 (en) Rotary internal combustion engine for combusting low cetane fuels
RU2291305C2 (en) Internal combustion turbine engine
KR20100045990A (en) Rotary internal combustion engine
RU52930U1 (en) TURBINE INTERNAL COMBUSTION ENGINE
US11499440B2 (en) Turbine vane and gas turbine including the same
KR102319765B1 (en) Gas turbine
RU2096639C1 (en) Gas-turbine engine
EP3460194B1 (en) Gas turbine
EP3456922B1 (en) Turbine blade with cooling structure, turbine including same turbine blade, and gas turbine including same turbine
RU2161714C2 (en) Gas-turbine engine
US4757682A (en) Axial flow turbine
RU2362034C2 (en) Pulse gas-turbine engine (versions)
RU2289028C2 (en) Gas-turbine engine
US3955360A (en) Integrated flow washboard turbine
RU2720574C1 (en) Rotary-flywheel internal combustion engine
RU2109969C1 (en) Internal combustion air-injection-rotor-turbine engine
US10995668B2 (en) Turbine vane, turbine, and gas turbine including the same
US20200056613A1 (en) External Lobe Rotary Compressor, Expander, or Engine
US20230017328A1 (en) Turbine nozzle assembly and gas turbine including the same

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20070723