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NTIS 바로가기국가/구분 | United States(US) Patent 등록 |
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국제특허분류(IPC7판) |
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출원번호 | US-0924671 (2010-09-30) |
등록번호 | US-8739550 (2014-06-03) |
발명자 / 주소 |
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출원인 / 주소 |
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대리인 / 주소 |
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인용정보 | 피인용 횟수 : 0 인용 특허 : 9 |
The present invention provides a combustor for an aerospace gas turbine engine comprising two stages wherein each stage defines an inlet and an exit. The second stage inlet is in fluid communication with the first stage exit such that a first flowpath is defined and it passes substantially through t
1. A combustor for an aerospace gas turbine engine comprising: a) a first stage wherein the first stage defines a reformer comprising a first stage inlet and a first stage exit, the first stage inlet adapted to input all of a fuel to the reformer; the reformer further comprising a metal screen subst
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