F - Mech Eng,Light,Heat,Weapons – 02 – K
Patent
F - Mech Eng,Light,Heat,Weapons
02
K
F02K 3/02 (2006.01) F01D 1/02 (2006.01) F02C 3/00 (2006.01) F02C 3/06 (2006.01) F02K 1/38 (2006.01)
Patent
CA 2307577
A jet aircraft engine having an improved turbine section with curved intake manifolds (102) to direct combustion gasses from the engine's combustion chamber (80) into the turbine housing (104) on a chordal flow path through the turbine generally perpendicular to the turbine rotor's axis of rotation. The turbine rotor has a number of radially extending turbine blades (116) for transmitting energy from the combustion gasses to shaft work to drive the engine's fan and compressor. Exhaust manifolds (126) can also be provided, directing the flow of exhaust gasses from the turbine to the engine's intake, and having noise and emissions control capability.
Cette invention se rapporte à un moteur d'avion à réaction, qui comprend une section turbine améliorée pourvue de collecteurs d'admission courbes servant à diriger les gaz de la combustion depuis la chambre de combustion du moteur jusque dans le logement de la turbine en suivant un trajet d'écoulement à la corde à travers la turbine dans un sens généralement perpendiculaire à l'axe de rotation du rotor de la turbine. Le rotor de la turbine possède un certain nombre d'hélices s'étendant radialement, destinées à transmettre l'énergie des gaz de combustion à l'arbre moteur, afin d'entraîner la soufflante et le compresseur du moteur. On peut également prévoir des collecteurs d'échappement, qui dirigent le flux des gaz d'échappement de la turbine jusqu'à l'admission du moteur et qui possèdent des capacités de limitation du bruit et des émissions.
Gowling Lafleur Henderson Llp
Hamedani Mohammad F.
LandOfFree
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Profile ID: LFCA-PAI-O-1403493