[특허]Gas turbine engines with toroidal combustors

Avco Corporation (Stratford CT 02)

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Gas turbine engines with toroidal combustors

국가/구분	United States(US) Patent 등록
국제특허분류(IPC7판)	F02C-003/08
미국특허분류(USC)	60/3936 ; 60/3965 ; 60/3974 ; R
출원번호	US-0745426 (1976-11-26)
발명자 / 주소	Melconian Jerry O. (South Hamilton MA) Watkins Sidney C. (Bloomfield CT)
출원인 / 주소	Avco Corporation (Stratford CT 02)
인용정보	피인용 횟수 : 18 인용 특허 : 1

초록
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A gas turbine engine is described in which a compressor, combustor and turbine are arranged in series flow relationship. The compressor discharge is outwardly angled. This pressurized air is then introduced into a toroidal combustion chamber of the combustor to create an annular vortex within which the combustion process is maintained. The hot gas stream generated is discharged from the combustion chamber to a centripital turbine which drives the compressor rotor. A portion of the pressurized air is introduced into the combustion chamber adjacent the hot gas stream discharge exit and in general flow opposition thereto, to dilute the hot gas stream and confine the combustion process within the combustion chamber, thereby minimizing the possibility of overtemperaturing the turbine. The combustor housing also defines the outer bounds of the hot gas stream flowing through the turbine. A power turbine converts a major portion of the energy of the hot gas stream to a motive shaft power output.

대표
청구항
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A gas turbine engine comprising, in series flow relationship, A compressor, including a rotor, for pressurizing an annular stream of air and imparting thereto a tangential flow vector component, a combustor having a toroidal combustion chamber, said chamber being generally a circular section rotated about the rotor axis, said combustor comprising a liner which is essentially of circular cross section, the inner surface of which defines the outer bounds of the combustion chamber, said engine including a casing, a portion of which is also of toroidal configuration and outwardly spaced from said liner and defining in combination therewith the compressed air flow path from the compressor to the combustion chamber, the casing and liner extending from their upstream ends, at the compressor discharge, to their downstream ends which are spaced inwardly from the inner surface of the liner, means for introducing the compressed air into the combustion chamber with its tangential flow vector essentially unmodified to thereby generate an annular vortex within said chamber and provide primary combustion air, the downstream terminal ends of the liner and casing defining an annular, secondary inlet for the remainder of the compressed air, said secondary air inlet being directed tangentially of the minor axis of the toroidal combustion chamber to thereby facilitate the generation of an annular vortex therein, said combustor further comprising means for inroducing fuel into said vortex and maintaining combustion thereof in an endless combustion path to thereby generate a high energy hot gas stream, the outer surface of the downstream end of the casing, which is spaced inwardly from the inner surface of said combustor liner, defining an annular combustion chamber discharge exit tangentially of the minor axis of the chamber, said combustion chamber discharge exit being annularly coextensive with the secondary air inlet, whereby the hot gas stream is discharged from the combustion chamber with a substantial tangential component derived from the compressor and in general flow opposition to the secondary air introduced through the secondary air inlet, which is on the opposite side of the downstream end of said casing, and a turbine having a rotor driven by the hot gas stream discharged from the combustion chamber exit and coupled to the compressor rotor to drive the latter.

이 특허에 인용된 특허 (1)

Clemmens William B. (Ann Arbor MI). Gas turbine engines with toroidal combustors. USP1977044018043.

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