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NTIS 바로가기국가/구분 | United States(US) Patent 등록 |
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국제특허분류(IPC7판) |
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출원번호 | US-0487882 (2009-06-19) |
등록번호 | US-8196407 (2012-06-12) |
발명자 / 주소 |
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출원인 / 주소 |
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대리인 / 주소 |
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인용정보 | 피인용 횟수 : 0 인용 특허 : 11 |
A small gas turbine engine for use in an UAV such as a cruise missile, the gas turbine having a combustor forming a primary burn zone and a secondary burn zone, and in which fuel is injected into both the primary and the secondary burn zones by either a rotary cup injector or a plurality of fuel inj
1. A gas turbine engine comprising: a compressor connected to a rotor shaft;a turbine connected to the rotor shaft;an annular combustor positioned between the compressor and the turbine and encircling the rotor shaft;the annular combustor being defined by an outer wall and an inner wall;the annular
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