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CN114837807A - 具有涡轮间燃烧器的飞行器推进系统 - Google Patents

具有涡轮间燃烧器的飞行器推进系统 Download PDF

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CN114837807A CN202210101168.6A CN202210101168A CN114837807A CN 114837807 A CN114837807 A CN 114837807A CN 202210101168 A CN202210101168 A CN 202210101168A CN 114837807 A CN114837807 A CN 114837807A
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spool
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Abstract

提供了一种飞行器推进系统和计算系统。推进系统包括低压(LP)线轴和具有高压(HP)线轴的核心发动机。框架以串行流动布置定位在HP涡轮和LP涡轮之间。框架包括涡轮间燃烧器，该涡轮间燃烧器包括形成进入推进系统的核心流动路径的出口开口的支柱。第一燃料系统被构造为使液体燃料流到燃烧区段以产生第一燃烧气体。第二燃料系统被构造为经由涡轮间燃烧器使气态燃料流到核心流动路径以产生第二燃烧气体。推进系统形成1.5至5.7之间的核心发动机与具有LP线轴的涡轮间燃烧器的额定功率输出比。

Description

具有涡轮间燃烧器的飞行器推进系统
技术领域
本主题大体涉及飞行器推进系统。本主题特别涉及用于飞行器推进系统的发动机操作 的结构和方法。
背景技术
传统的飞行器推进系统通常被构造为从来自定位在高压压缩机(HPC)和高压涡轮(HPT)之间的燃烧系统的燃烧气体产生所有级别的推力。因此，HPC、燃烧系统和HPT 的尺寸旨在产生推力输出的整个范围或最大推力输出。
一些推进系统包括再加热系统(例如增强器或加力燃烧器)，以产生增加量的推力。 然而，这样的系统在燃料消耗方面通常效率低下，并且这样的系统进一步产生超过排放和 噪声的规定水平的排放量或噪声，例如商用和通用航空飞行器。非飞行器燃气涡轮发动机 (例如用于发电的工业燃气轮机)的再加热系统不需要考虑推进效率和整体飞行器重量、 性能和效率。
因此，需要改进的飞行器推进系统，其可以产生大量推力而不会对排放输出和燃料消 耗产生不利影响。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可 以通过本发明的实践获知。
本公开的方面涉及一种飞行器推进系统。推进系统包括低压(LP)线轴，低压(LP)线轴包括风扇区段、LP压缩机和LP涡轮。核心发动机包括高压(HP)压缩机、燃烧区段 和HP涡轮。HP压缩机和HP涡轮一起形成可旋转HP线轴。框架以串行流动布置定位在 HP涡轮和LP涡轮之间。框架包括涡轮间燃烧器，涡轮间燃烧器包括形成进入推进系统的 核心流动路径的出口开口的支柱。第一燃料系统包括第一燃料管道，第一燃料管道在燃烧 区段处与燃料喷嘴流体连通，并且被构造为使液体燃料流到燃烧区段以产生第一燃烧气体。 第二燃料系统包括第二燃料管道，第二燃料管道在涡轮间燃烧器处经由出口开口与核心流 动路径流体连通，并且被构造为使气态燃料流到核心流动路径以产生第二燃烧气体。LP 压缩机、HP压缩机、燃烧区段、HP涡轮、涡轮间燃烧器以及LP涡轮处于串行流动布置。 推进系统形成1.5至5.7之间的核心发动机与具有LP线轴的涡轮间燃烧器的额定功率输出 比。
本公开的另一方面涉及一种用于飞行器推进系统的计算系统。计算系统包括一个或多 个处理器和一个或多个存储器，其中存储器被构造为存储指令，该指令在由处理器执行时， 使推进系统进行操作。该操作包括：使液体燃料流到推进系统的燃烧区段；在燃烧区段产 生对应于推进系统的额定功率输出的85％或更少的第一燃烧气体；并且经由调制到涡轮间 燃烧器的气态燃料流来调制LP线轴的转速，以产生第二燃烧气体。
参考以下描述和所附权利要求，将更好地理解本发明的这些和其他特征、方面和优点。 包含在本说明书中并构成本说明书一部分的附图示出了本发明的实施例，并且与描述一起 用于解释本发明的原理。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本发明的完整且可行的公 开，包括其最佳模式，其中：
图1是包括根据本公开的方面的推进系统的飞行器的示例性实施例；
图2是根据本公开的方面的用于图1的飞行器的推进系统的示意横截面视图；
图3是包括根据本公开的方面的涡轮间燃烧器的实施例的推进系统的一部分的示意横 截面视图；和
图4是概述根据本公开的方面的用于操作推进系统的方法的步骤的流程图。
在本说明书和附图中重复使用的附图标记旨在表示本发明的相同或类似的特征或元 件。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。提供每个示例是 为了解释本发明，而不是限制本发明。事实上，对于本领域技术人员来说显而易见的是， 在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可以对本发明进行各种修改和变化。例如，作为 一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一实施例一起使用以产生又一实施例。因 此，本发明旨在涵盖落入所附权利要求及其等同物的范围内的此类修改和变化。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以将一个部件与另 一部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。
提供了包括定位在第一涡轮和第二涡轮之间的涡轮间再加热燃烧器的飞行器和推进 系统的实施例。第一燃料系统向燃烧区段提供液体燃料以产生到涡轮的燃烧气体。第二燃 料系统向涡轮间燃烧器提供气态燃料，以基于特定发动机或飞行器操作条件选择性地产生 再加热气体。推进系统的实施例还被构造为基于第一燃料系统与第一燃料系统和第二燃料 系统一起产生特定的推力或功率输出比。
本文提供的推进系统和飞行器的实施例允许相对较小的核心发动机尺寸(即，高压线 轴、燃烧区段和高压涡轮的尺寸和功率输出一起)，同时经由增加从低压线轴中提取的动 力产生类似于较大的核心发动机尺寸的额定功率输出。较小的核心发动机尺寸允许降低的 燃料消耗、降低的排放、更大的旁通比和改进的比燃料消耗率。较小的核心发动机尺寸还 允许将推进系统作为辅助动力单元(APU)操作，以为飞行器子系统、电子设备提供动力， 或为其他推进系统提供发动机启动动力，而无需使用与推进系统分离的专用APU。这样的 系统允许例如通过消除对非推进燃气涡轮发动机的需要或期望来改进整体飞行器效率。
现在参考附图，在图1中，提供了运载器100的示例性实施例，运载器100包括根据本公开的方面的具有涡轮间燃烧器的推进系统10。在实施例中，运载器100是包括飞行器结构或机体(airframe)105的飞行器。机体105包括机身110，机翼120和尾翼130附接 到机身110。根据本公开的方面的推进系统10附接到机体的一个或多个部分。在各种实施 例中，飞行器100包括热管理系统200，其被构造为期望地分配热负载，例如从一个或多 个流体或结构(例如但不限于推进系统处的氧化剂、用于电机、电子设备、计算系统、环 境控制系统、齿轮组件或其他系统或结构的的燃料、润滑剂、液压流体、气动流体或冷却 流体)增加或去除热量。
在各种实施例中，飞行器100包括子系统，其通常限定需要输入能量的电负载。这种 系统包括防冰系统160、环境控制系统150和航空电子系统140。推进系统10被构造为从一个或多个线轴提取能量以为飞行器子系统提供动力，例如本文所述。尽管某些系统可以形成为机械系统，但系统的电气化可以降低飞行器的重量和复杂性。然而，这种电气化通常需要例如来自本文所述的推进系统10的更大能量输入。
在某些情况下，推进系统10附接到机身110的后部。在某些其他情况下，推进系统10附接到机翼120和/或尾翼130的一部分的下方、上方或通过机翼120和/或尾翼130的 一部分。在各种实施例中，推进系统10经由挂架或其他安装结构附接到机体105。在其他 实施例中，推进系统10容纳在机体内，例如可以在某些超音速商用飞行器中举例说明。
现在参考图2，提供了根据本公开的示例性实施例的用于飞行器的推进系统的示意横 截面视图。如图2所示，推进系统10限定了轴向方向A(平行于提供用于参考的纵向中心 线12延伸)、径向方向R和周向方向(即绕轴向方向A延伸的方向；未描绘)。在各种 实施例中，推进系统10被构造为燃气涡轮发动机，例如涡轮风扇发动机。在特定实施例 中，推进系统10是无导管开式转子发动机(即，没有围绕风扇叶片的机舱)。通常，推 进系统10包括风扇区段14和设置在风扇区段14下游的涡轮机16。
所示的示例性涡轮机16通常包括基本管状的外壳18，其限定环形入口20。外壳18以串行流动关系包围：压缩机区段，其包括第一增压器或低压(LP)压缩机22和第二高 压(HP)压缩机24；燃烧区段26；涡轮区段，其包括第一高压(HP)涡轮28和第二低 压(LP)涡轮30；以及喷射排气喷嘴区段32。高压(HP)轴34将HP涡轮28驱动地连 接到HP压缩机24。低压(LP)轴36将LP涡轮30驱动地连接到LP压缩机22。压缩机 区段、燃烧区段26、涡轮区段和喷射排气喷嘴区段32以串行流动顺序布置，并且一起限 定通过涡轮机16的核心空气流动路径37。
在某些实施例中，推进系统10包括一个或多个电机370，其可操作地联接到发动机的 线轴。电机370可以可操作地联接到HP线轴、LP线轴或两者，以在操作期间从线轴提取或接收能量。此外，电机370可以被构造为向线轴输出或释放能量以开始或帮助HP线轴 的旋转(例如，在启动或其他期望操作期间)，或者在飞行器的期望操作期间(例如，在 巡航操作，或瞬态条件，或推力或功率输出的相对爆发期间)向LP线轴输出或释放能量。 在本文所述的各种实施例中，可以允许HP线轴在基本稳态的条件下操作，例如以允许基 本上稳态地将能量提取到电机。电机可以将能量释放到飞行器100处的一个或多个子系统 (例如，子系统140、150、160)。特别地，本文提供的推进系统10的实施例允许增加从 HP线轴的能量提取。更进一步地或替代地，系统10可以允许在地面操作条件(包括地面 空闲或滑行条件)期间动力提取。
在特定实施例中，例如图2中描绘的，风扇区段14可以包括可变节距风扇38。涡轮机16可操作地联接到风扇38以驱动风扇38。风扇38包括以间隔开的方式联接到盘42的 多个可旋转风扇叶片40。如图所示，风扇叶片40大体沿径向方向R从盘42向外延伸。借 助于风扇叶片40可操作地联接到合适的致动构件44，每个风扇叶片40可相对于盘42绕 俯仰轴线P旋转，该致动构件44构造成例如一致地共同改变风扇叶片40的螺距。风扇叶 片40、盘42和致动构件44通过跨动力齿轮箱46的LP轴36一起绕纵向轴线12旋转。 动力齿轮箱46包括多个齿轮，用于将LP轴36的转速降低到更有效的风扇转速。因此， 对于所描绘的实施例，涡轮机16通过动力齿轮箱46可操作地联接到风扇38。
仍然参考图2，来自压缩机区段的压缩的第二部分空气64与液体燃料混合，并在燃烧 区段内燃烧以提供燃烧气体66。燃烧气体66从燃烧区段26被路由(route)通过HP涡轮28，其中来自燃烧气体66的一部分热能和/或动能经由联接到外壳18的HP涡轮定子轮叶 68和联接到HP轴34的HP涡轮转子叶片70的顺序级被提取，因此使HP轴34旋转，从 而支持HP压缩机24的操作。燃烧气体66然后被路由通过LP涡轮30，其中经由联接到 外壳18的LP涡轮定子轮叶72和联接到LP轴36的LP涡轮转子叶片74的顺序级从燃烧 气体66提取第二部分热能和动能，因此使LP轴36旋转，从而支持LP压缩机22的操作 和/或风扇38的旋转。
燃烧气体66随后被路由通过涡轮机16的喷射排气喷嘴区段32。同时，随着第一部分 空气62在从推进系统10的风扇喷嘴排气区段76排出之前被路由通过旁通气流通道56，第一部分空气62的压力显著增加，也提供推进推力。HP涡轮28、LP涡轮30和喷射排气 喷嘴区段32至少部分地限定用于将燃烧气体66路由通过涡轮机16的热气路径78。
应当理解，图2中描绘的示例性推进系统10是相对大功率等级的涡轮风扇推进系统 10。因此，当以额定速度操作时，推进系统10可以被构造为产生相对大量的推力。更具体地，当以额定速度操作时，推进系统10可以被构造为产生至少约14,000磅的推力，或 至少18,000磅的推力，或至少21,000磅的推力，或至少24,000磅的推力，或至少30,000 磅的推力。某些实施例可以在额定速度下产生高达120,000磅的推力。因此，图2中描绘 的推进系统10可被称为相对中到大功率等级的燃气涡轮发动机。
应当理解，推进系统10的其他示例性实施例是相对大功率等级的涡轮轴推进系统10。 因此，当以额定速度操作时，推进系统10可以被构造为产生相对大量的马力。更具体地， 当以额定速度操作时，推进系统10可以被构造为产生高达10,000轴马力(shp)。在各种实施例中，当以额定速度操作时，推进系统10可以被构造为产生至少2,000轴马力(shp)。
此外，应当理解，图2中描绘的示例性推进系统10仅作为示例，并且在其他示例性实施例中，推进系统10可以具有任何其他合适的构造。例如，在某些示例性实施例中， 风扇可以不是可变节距风扇。附加地或替代地，本公开的方面可以与任何其他合适的航空 燃气涡轮发动机(例如涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机等)一起使用。 进一步的实施例可以省略围绕风扇叶片的机舱，例如以形成开式转子涡轮风扇发动机。
应当理解，如本文所使用的，HP线轴和LP线轴的速度的旋转和调制对应于输出扭矩、 功率或推力的产生和调制。在推进系统的涡轮风扇构造中，大部分推力是通过经由LP线 轴的风扇叶片的旋转产生的。在各种实施例中，剩余部分的推力经由通过排气喷射喷嘴排 出的燃烧气体产生。
现在参考图3，提供了图2的示例性推进系统10的一部分的特写视图。更具体地，图3提供了燃烧区段26和涡轮区段的特写视图。在特定实施例中，燃烧区段26包括燃烧器 组件100。燃烧器组件100可以被构造为爆燃燃烧器组件，例如但不限于环形燃烧器、双 环形燃烧器、罐环形燃烧器、罐式燃烧器、驻涡燃烧器或其他合适的燃烧系统。燃烧器组 件可以构造为贫燃燃烧器、富燃燃烧器、富熄贫(RQL)燃烧器或其他合适的燃烧器组件。
在一个实施例中，燃烧区段26包括例如由一个或多个燃料喷嘴124形成的第一燃料 管道，一个或多个燃料喷嘴124被构造为接收液体燃料流(如箭头352示意性所示)，并将液体燃料提供给燃烧室114用于燃烧或爆震。尽管没有进一步详细地描绘，但是燃料喷嘴124可以是任何合适类型的燃料喷射器、喷嘴、导轨或其他液体燃料分配装置、雾化装 置或混合装置。在特定实施例中，燃料喷嘴124可以被构造用于贫或富混合物、燃烧或爆 震。
在某些实施例中，燃烧器组件100大体包括大致沿轴向方向A在后端和前端之间延伸 的内衬102，以及也大致沿轴向方向A在后端和前端之间延伸的外衬108。内衬102和外衬108一起至少部分地在其间限定燃烧室114。内衬102和外衬108各自附接到环形圆顶 或与环形圆顶一体形成。更具体地，环形圆顶包括与内衬102的前端106一体形成的内圆 顶区段116和大致与外衬108的前端一起形成的外圆顶区段118。此外，内圆顶区段116 和外圆顶区段118可以各自一体地形成(或者替代地可以由以任何合适的方式附接的多个 部件形成)，并且可以各自沿周向方向C延伸以限定环形形状。
然而，应当理解，在其他实施例中，燃烧器组件100可以不包括内圆顶区段116和/或外圆顶区段118；可以包括单独形成的内圆顶区段116和/或外圆顶区段118，其附接到 相应的内衬102和外衬108；或者可以具有任何其他合适的构造。在其他实施例中，燃烧 区段26可以被构造为爆震燃烧系统，例如旋转爆震燃烧系统或脉冲爆震燃烧系统。
仍参考图3，燃烧器组件100还包括多个燃料空气混合器，多个燃料空气混合器沿周 向方向C(未示出)间隔开并且至少部分地定位在环形圆顶内。更具体地，多个燃料空气混合器沿径向方向R至少部分地设置在外圆顶区段118和内圆顶区段116之间。来自推进 系统10的压缩机区段的压缩空气流入或流过燃料空气混合器，在燃料空气混合器中压缩 空气与燃料混合并被点燃，以在燃烧室114内产生燃烧气体66。内圆顶区段116和外圆顶 区段118被构造成帮助提供这种压缩空气流从压缩机区段进入或通过燃料空气混合器124。 例如，外圆顶区段118可包括前端处的外罩，而内圆顶区段116类似地包括前端处的内罩。 外罩和内罩可以帮助将压缩空气流从压缩机区段引导进入或通过一个或多个燃料空气混 合器。然而，再次在其他实施例中，环形圆顶可以以任何其他合适的方式构造。
燃烧区段26或涡轮区段的某些实施例可包括由陶瓷基复合(CMC)材料形成的一个或多个部件。在某些实施例中，内衬102和外衬108均由CMC材料形成。在某些实施例 中，下文进一步描述的框架300的轮叶或支柱由CMC材料形成。更进一步的实施例包括 由CMC材料形成的LP涡轮30的一个或多个轮叶或叶片级。CMC材料是具有耐高温能力 的非金属材料。用于此类部件的示例性CMC材料可包括碳化硅(SiC)、氮化硅或氧化铝 基质材料及其组合。陶瓷纤维可以嵌入基体，例如氧化稳定增强纤维，包括如蓝宝石和碳 化硅(例如，德事隆的SCS-6)的单丝，以及包括碳化硅(例如，Nippon Carbon的
Figure BDA0003492500340000074
Ube Industries的
Figure BDA0003492500340000071
和Dow Corning的
Figure BDA0003492500340000072
)、硅酸铝(例如Nextel 的440和480)和切碎的晶须和纤维(例如Nextel的440和
Figure BDA0003492500340000073
)的粗纱和纱线，以 及可选的陶瓷颗粒(例如，Si、Al、Zr、Y及其组合的氧化物)和无机填料(例如叶蜡石、 硅灰石、云母、滑石、蓝晶石和蒙脱石)。例如，在某些实施例中，可包括陶瓷耐火材料 涂层的纤维束形成为增强带，例如单向增强带。多条带可以叠置在一起(例如，作为层片) 以形成预制件部件。纤维束可以在形成预制件之前或在形成预制件之后用浆料组合物浸渍。 预制件然后可以进行热处理(例如固化或烧毁)以在预制件中产生高炭残留物，并且随后 进行化学处理(例如用硅熔化渗透)，以获得由具有期望化学成分的CMC材料形成的部 件。在其他实施例中，CMC材料可以形成为例如碳纤维布而不是带。附加地或替代地， CMC材料可以以任何其他合适的方式或使用任何其他合适的材料形成。
仍参考图3，并且如上文和下文进一步讨论的，燃烧气体66从燃烧室114流入并通过 推进系统10的涡轮区段，其中来自燃烧气体66的一部分热能和/或动能经由HP涡轮28和LP涡轮30内的涡轮定子轮叶和涡轮转子叶片的顺序级提取。更具体地，如图3所示， 来自燃烧室114的燃烧气体66流入位于紧接燃烧室114下游的HP涡轮28，其中来自燃 烧气体66的热能和/或动能经由HP涡轮定子轮叶68和HP涡轮转子叶片70的顺序级提取。
如上文还参考图2所讨论的，HP涡轮28经由HP轴34联接到HP压缩机24以形成 HP线轴或HP转子，该HP线轴或HP转子可操作至通常高于由LP压缩机22、LP涡轮30、LP轴36和风扇区段14形成的LP线轴的最大速度。因此，多级HP涡轮转子叶片70的旋 转对应地旋转多级HP压缩机转子叶片80。
图2-3的示例性推进系统10被构造为操作以将HP涡轮28的温度保持在其中各种部件的最大操作温度以下，同时减少从压缩机区段提取的冷却流。在特定实施例中，HP涡 轮包括一级或多级叶片，该一级或多级叶片在核心流动路径处的翼型件处形成为基本实心的、不可渗透的。在其他实施例中，HP涡轮包括一级或多级叶片，该一级或多级叶片被 构造用于经由减少或消除从压缩机区段到HP涡轮的冷却流来减小通过其中的冷却流，例 如通过减少或消除从热力循环中移除的空气(即，从燃烧中移除的空气)量来提高发动机 效率。
返回参考图3，涡轮区段包括定位在HP涡轮28和LP涡轮30之间的涡轮间框架300。框架300被构造为静止的、静态的支撑结构，该支撑结构被构造为支撑HP涡轮28或LP 涡轮30中的一个或两个。框架300包括构造成允许气态燃料流进入LP涡轮上游的核心流 动路径的涡轮间燃烧器310。该框架在框架的轮叶或支柱312处形成燃烧器和一个或多个 孔口或开口306，该一个或多个孔口或开口306被构造为允许气态燃料362流通过支柱312 进入核心流动路径。
在各种实施例中，涡轮间燃烧器310形成第二燃料管道，第二燃料管道被构造为将气 态燃料362输送到核心流动路径。在特定实施例中，与例如形成在燃烧区段处的燃烧系统 对比，燃烧器310形成为框架300的支柱312处的火焰稳定器。在某些实施例中，涡轮间燃烧器包括形成为例如通常提供用于涡轮间框架、中间框架结构或其他支撑框架的翼型件和/或结构构件的支柱或轮叶。支柱312包括前向缘或前缘304和后向缘或后缘302。支柱312包括中空部分以允许流体流通过其中。在某些实施例中，框架300包括例如通常提供 用于轴承组件320的润滑剂或空气的润滑剂管道316和空气管道314。涡轮间框架300还 可以包括构造成通过支柱312处的孔口306排出气态燃料362流的管道308。在特定实施 例中，孔口306定位在支柱312的后缘302处，以允许气态燃料流过其中并向后流向LP 涡轮30。
燃烧区段26被构造为爆燃或爆震燃烧区段。液体燃料352流通过一个或多个燃料喷 嘴124提供给燃烧区段26。液体燃料352流与来自压缩机区段的压缩空气混合，然后燃烧以产生燃烧气体66。提供给燃烧区段26的液体燃料352是液体喷射燃料或航空涡轮燃料，例如煤油基燃料、石脑油类燃料或等价物(例如，Jet-A、Jet-B、JP8、生物燃料、合成燃 料，或其他适当的航空燃料)。提供给涡轮间燃烧器的气态燃料362是气态燃料，例如氢 气(H2)、天然气、甲烷、合成气体或其他适当类型的气态燃料。通过HP涡轮28和LP 涡轮30之间的涡轮间燃烧器310释放的气态燃料362流与燃烧气体66流混合。
应当理解的是，气态燃料362具有小于液体燃料352的液体燃料点火温度(即，第一点火温度)的气态燃料点火温度(即，第二点火温度)。气态燃料362还具有大于液体燃 料352的液体燃料燃烧速度(即，第一燃烧速度)的气态燃料燃烧速度(即，第二燃烧速 度)。相对较低的第二点火温度限制允许来自涡轮间燃烧器310的气态燃料362和来自燃 烧区段26的燃烧气体66的混合物，以利用通过涡轮区段的相对高速的流体流产生第二燃 烧气体。由涡轮间燃烧器310产生的第二燃烧气体的火焰速度还可以大于由燃烧区段26 产生的第一燃烧气体的火焰速度。
在某些实施例中，气态燃料362的可燃性上限大于液体燃料。此外，在某些实施例中， 可燃极限的范围通常大于液体燃料的范围。在某些实施例中，气态燃料的可燃性下限低于 液体燃料的可燃性上限。更进一步，气态燃料具有比液体燃料更高的可燃性程度或量级。 因此，与利用液体燃料的加力燃烧器系统不同，气态燃料和燃烧气体的混合物可以在没有 外部点火(例如，使用点火器或其他能量输入)的情况下燃烧。
飞行器100和推进系统10单独或一起包括用于在燃烧区段26处流动和分配液体燃料 352的第一燃料系统350，以及用于在涡轮间燃烧器310处流动和分配气态燃料362的第二燃料系统360。应当理解，与第二燃料系统360对比，第一燃料系统350可以进一步被 构造为提供液体燃料352作为致动流体和/或热交换流体(例如，从另一流体或表面接收热 量或热能)。更具体地，第一燃料系统350可以被构造为提供致动力或压力，以调制一个 或多个阀、致动器、门、开口、喷嘴、流量装置或推进系统处的可调节区域，例如可变面 积喷嘴、引气阀、排气喷嘴、主动间隙控制阀或门、瞬态或启动引气阀，或推进系统或飞 行器的其他可致动部分。
本文描绘和描述的飞行器100和推进系统10的实施例可提供改进的推进系统和飞行 器效率、排放或燃料燃烧。涡轮间燃烧器310可以在给定的高压(HP)线轴或核心发动机尺寸(即，HP压缩机24、燃烧区段26和HP涡轮38)上增加LP涡轮30功率提取。构造 成向涡轮间燃烧器310提供气态燃料362的第二燃料系统360与构造成向燃烧区段26提 供液体燃料352的第一燃料系统350分开，允许增加LP涡轮功率提取和功率输出，该功 率输出大于单独来自核心发动机的输出功率。
应当理解，虽然被描述为HP涡轮和LP涡轮之间的涡轮间燃烧器，但本文提供的各种 实施例可以包括接收较高压燃烧气体的第一涡轮和接收较低压燃烧气体的第二涡轮之间 的涡轮间燃烧器。因此，各种实施例可包括通常定位在HP涡轮和LP涡轮之间的中压(IP)涡轮。特定实施例可将本文所述的涡轮间燃烧器定位在HP涡轮和IP涡轮之间，或IP涡 轮和LP涡轮之间。
更进一步，尽管被描述为传统的涡轮转子，但本文提供的HP涡轮或LP涡轮的实施例 可被构造为叉指或无轮叶涡轮组件。
本文提供的飞行器100和推进系统10的实施例允许在稳态速度和功率输出下设计核 心发动机的尺寸和操作核心发动机，特别是对于混合电动推进系统，和/或避免从单独的辅 助动力单元(APU)发电。在某些实施例中，推进系统10被构造成在包括高压(HP)线 轴和燃烧区段的核心发动机与包括涡轮间燃烧器的低压(LP)线轴之间产生功分配。在各 种实施例中，推进系统10具有1.5至5.7之间的核心发动机与具有LP线轴(即LP涡轮 30、LP压缩机22和风扇区段14)的涡轮间燃烧器310的额定功率输出比。在某些实施例 中，推进系统被构造为在核心发动机和LP线轴之间产生85/15的功分配。换句话说，核心 发动机被构造为以对应于推进系统10的额定功率输出的85％的最大转速操作HP线轴。推 进系统10还被构造为使用从核心发动机产生的气态燃料和燃烧气体经由LP线轴和涡轮间 燃烧器产生高达推进系统的额定功率输出的15％。这样的比率可以允许从燃烧区段26赋 予到下游涡轮部件的热负载显著减少，这可以允许改进的耐用性和减少的冷却流，这可以 改进整体推进系统效率。
在另一个实施例中，推进系统被构造成在核心发动机和LP线轴以及涡轮间燃烧器之 间产生80/20的功分配。在又一个实施例中，推进系统被构造成在核心发动机和LP线轴以 及涡轮间燃烧器之间产生75/25的功分配。在又一个实施例中，推进系统被构造成在核心 发动机和LP线轴以及涡轮间燃烧器之间产生60/40的功分配。在还有的各种实施例中，推 进系统被构造成通过经由核心发动机产生的燃烧气体生成最大功率输出的60％到85％之间， 并且经由LP线轴和涡轮间燃烧器使用气态燃料和核心发动机产生的燃烧气体生成最大功 率输出的其余部分。
在各种实施例中，功分配在低功率输出与最大功率输出的剩余差之间。换句话说，功 分配是低功率输出操作条件之间的限制，高于该限制(经由涡轮间燃烧器和气态燃料流)， 操作条件是高功率输出条件。在某些实施例中，最大功率输出特别是参考推进系统在正常 操作时的最大转速的额定功率输出。例如，推进系统可以在最大负载操作期间(例如在关 于着陆起飞(LTO)循环的起飞操作期间)以额定速度或额定功率输出操作。在某些实施 例中，最大功率输出的功分配的限制或划定(例如，通常为60％-85％，例如85％、或80％、 或75％、或60％)对应于推进系统和飞行器相对于LTO循环与推进系统的额定功率输出 的差异的巡航或下降操作。因此，推进系统的某些实施例被构造用于从仅提供液体燃料的 第一燃料系统的操作(即，没有涡轮间燃烧器的操作)到对应于巡航条件的核心发动机的 操作的最大转速。在某些实施例中，推进系统被构造用于来自具有第一燃料系统的燃烧区 段和具有第二燃料系统的涡轮间燃烧器两者的操作的最大功率输出或额定功率输出。
应当理解，本领域技术人员理解的是，本文提供的功分配的范围和比率对应于核心发 动机、涡轮间燃烧器和LP线轴的特定结构和尺寸。典型的飞行器燃气涡轮推进发动机被 设计为、尺寸定为和构造为经由燃烧气体产生100％的最大功率输出，该燃烧气体在燃烧 区段产生并经由LP线轴提取。某些飞行器燃气涡轮推进发动机利用被构造为利用一部分 液体燃料的加力燃烧器或再加热系统，该部分液体燃料通常在燃烧区段引导到主燃烧器， 并与主燃烧器下游的燃烧气体混合以进一步产生推力(即，加力燃烧器)。然而，这种典型的加力燃烧系统通常不适用于商用飞行器或受排放输出限制的其他飞行器。此外，利用液体燃料的这种系统通常很复杂，具有点火器系统和与液体燃料的较低可燃性相关的复杂性。这种系统通常会产生可能禁止在商用飞行器上使用的一定程度的排放物、烟雾或噪音。
返回参考图2，推进系统10还可以包括计算系统210，计算系统210被构造为操作诸如本文所述的推进系统10。计算系统210可以对应于任何合适的基于处理器的装置，包括一个或多个计算装置，例如上面描述的。在某些实施例中，计算系统210是用于燃气涡轮 发动机的全权限数字发动机控制器(FADEC)，或被构造为执行用于操作燃气涡轮发动机 的指令的其他计算模块或控制器。例如，图2图示了可以包括在计算系统210内的合适部 件的一个实施例。计算系统210可以包括被构造为执行各种计算机实施的功能的处理器212 和相关联的存储器214。
如图所示，计算系统210可以包括存储在存储器214中的控制逻辑216。控制逻辑216 可以包括当由一个或多个处理器212执行时使一个或多个处理器212进行操作的指令。此 外，计算系统210还可以包括通信接口模块230。在几个实施例中，通信接口模块230可以包括用于发送和接收数据的相关联电子电路。因此，计算系统210的通信接口模块230 可用于向推进系统10发送数据和/或从推进系统10接收数据。此外，通信接口模块230还 可以用于与推进系统10的任何其他合适的部件通信，例如本文所述。
应当理解，通信接口模块230可以是合适的有线和/或无线通信接口的任何组合，并且 因此可以经由有线和/或无线连接或分布式网络通信地联接到发电系统的一个或多个部件。 通信接口模块230可以包括用于传输通信和/或数据的任何合适的有线和/或无线通信链路， 如本文所述。例如，模块230可以包括SATCOM网络、ACARS网络、ARINC网络、SITA网络、AVICOM网络、VHF网络、HF网络、Wi-Fi网络、WiMAX网络、门链路(gatelink) 网络等。
提供了用于操作飞行器的推进系统的方法(以下称为“方法1000”)。该方法可以利用如上所述的飞行器和推进系统或其他适当的系统来执行。在特定实施例中，方法1000 可利用推进系统10或飞行器100的计算系统210执行，例如计算机实施的方法。应当理 解，本文提供的计算系统210和方法1000可以允许改进的推进效率、减少的排放输出以 及发动机和飞行器操作的整体改进。某些实施例可在排放输出、噪声或推力方面的限制下 提供特定于推进系统和飞行器的益处。
方法1000包括在1010处使液体燃料流到推进系统的燃烧区段。方法1000在1020处包括在燃烧区段产生对应于推进系统的额定功率输出的85％或更少的第一燃烧气体。方法1000在1030处包括经由调制到涡轮间燃烧器的气态燃料流来调制LP线轴的转速以产生第二燃烧气体，例如本文描绘和描述的。
在各种实施例中，方法1000包括在1022处以1.5至5.7之间的核心发动机与具有LP线轴的涡轮间燃烧器的额定功率输出比操作核心发动机和具有涡轮间燃烧器的低压(LP)线轴，如上所述。在特定实施例中，方法1000包括在1024处以对应于推进系统的额定功 率输出的60％至85％之间的最大转速操作高压(HP)线轴。方法1000在1026处包括使气 态燃料流到涡轮间燃烧器，以产生推进系统的额定功率输出。因此，方法1000可以经由 高达额定功率输出的60％至85％的液体燃料流使发动机在基本稳态操作条件下操作，并 且方法1000可以使发动机调制气态燃料流，以产生额定功率输出的剩余部分或其部分。
在某些实施例中，方法1000包括在1040处以稳态转速操作高压(HP)线轴，同时调制到涡轮间燃烧器的气态燃料流。在某些实施例中，操作包括在1042处接收对应于推进 系统的高功率操作模式的控制信号。在一些实施例中，接收对应于高功率操作模式的控制 信号包括推进系统的额定功率操作或起飞操作模式。在其他实施例中，高功率操作模式对 应于相对于LTO循环的爬升、下降或进近或起飞条件。方法1000在1044处包括使气态燃 料流到涡轮间燃烧器，以产生对应于推进系统的额定功率输出与通过使液体燃料流到燃烧 区段产生的功率输出之间的差的第二燃烧气体。
在另一个实施例中，方法1000包括在1046处接收对应于推进系统的低功率操作模式 的控制信号。在特定实施例中，低功率操作模式对应于相对于LTO循环的巡航条件。方法1000在1048处包括减少到涡轮间燃烧器的气态燃料流，以减少推进系统的功率输出。在 特定实施例中，方法1000在1050处包括以稳态转速操作高压(HP)线轴，同时减少到涡 轮间燃烧器的气态燃料流。在又一特定实施例中，减少到涡轮间燃烧器的气态燃料流以减 少推进系统的功率输出对应于将推进系统的操作模式从高功率操作模式改变为低功率操 作模式。
应当理解，本领域技术人员将理解对应于“稳态”操作条件的给定速度或功率输出的 经过时间和容差、范围或偏差。在特定实施例中，本领域技术人员将理解航空推进系统上 下文中的“稳态”。在又一特定实施例中，本领域技术人员将理解本文在飞行器的着陆起飞循环的上下文中提供的“稳态”、速度或功率输出。
应当理解，本文提供的推进系统10、飞行器100和方法1000的实施例包括元件、子系统、布置和构造的组合，其提供优于单独或以已知布置和构造的已知元件的意想不到的益处。例如，应当理解，具有用于控制的单独燃料系统和方法，例如经由第一燃料系统350和第二燃料系统360，以及本文提供的方法1000，引入了在此之前可以被视为附加的复杂或费解的元件，例如不鼓励在某些推进系统和飞行器(例如商用或通用航空飞行器)中实施。然而，如本文所提供的，本公开描述了提供超过与单独燃料系统相关联的复杂性的意想不到益处的系统、方法和特定组合或布置。
这样的益处包括在增加和减少推进系统的功率输出的同时允许HP线轴的基本稳态转 速或操作。这样的益处可以允许操作飞行器的一个或多个推进系统，以在空闲操作条件、 跑道滑行或门侧操作、或与使用辅助动力单元(APU)为飞行器或其他推进系统产生电能相比已知飞行器推进系统可能由于更高的燃料消耗而无法操作的其他情况时，为飞行器子系统产生电力。因此，本文提供的推进系统和发动机的实施例可以消除对飞行器中APU的需要或期望，例如以减轻飞行器重量并提高飞行器效率。
这样的益处还可以包括允许核心发动机具有更小的尺寸和更少的燃料消耗，以产生具 有相对较大核心发动机的已知推进系统的额定功率输出。本文提供的实施例允许推进系统 的核心发动机进行更典型的APU操作，并且不同于通常为飞行器推进系统执行的操作。 另外，本文提供的实施例允许改进的排放输出超过已知的推进系统，例如经由减小的核心 发动机尺寸和改进的来自气态燃料的排放输出以在特定发动机操作条件下产生额定功率 输出。更进一步，与将气态燃料用于基本上所有操作条件相比，通过提供用于在特定操作 条件下操作的第二燃料系统360和方法1000，与气态燃料相关的问题得到缓解。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实 践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何合并的方法。本发明的可专利范 围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例 包括与权利要求书的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的字 面语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求书的范围内。
本发明的进一步方面由以下条项的主题提供：
1.一种飞行器推进系统，所述推进系统包括：低压(LP)线轴，所述低压(LP)线轴包括风扇区段、LP压缩机和LP涡轮；核心发动机，所述核心发动机包括高压(HP)压缩 机、燃烧区段和HP涡轮，其中所述HP压缩机和所述HP涡轮一起形成可旋转HP线轴； 框架，所述框架以串行流动布置定位在所述HP涡轮和所述LP涡轮之间，其中所述框架包 括涡轮间燃烧器，所述涡轮间燃烧器包括形成进入所述推进系统的核心流动路径的出口开 口的支柱；第一燃料系统，所述第一燃料系统包括在所述燃烧区段处与燃料喷嘴流体连通 的第一燃料管道，其中所述第一燃料系统被构造为使液体燃料流到所述燃烧区段以产生第 一燃烧气体；第二燃料系统，所述第二燃料系统包括在所述涡轮间燃烧器处经由所述出口 开口与所述核心流动路径流体连通的第二燃料管道，其中所述第二燃料系统被构造为使气 态燃料流到所述核心流动路径以产生第二燃烧气体；其中所述LP压缩机、所述HP压缩机、 所述燃烧区段、所述HP涡轮、所述涡轮间燃烧器以及所述LP涡轮处于串行流动布置；并 且其中，所述推进系统包括1.5至5.7之间的所述核心发动机与具有所述LP线轴的所述涡 轮间燃烧器的额定功率输出比。
2.根据本文任何一个或多个条项所述的推进系统，其中所述核心发动机被构造为以对 应于所述推进系统的所述额定功率输出的60％至85％之间的最大转速操作所述HP线轴。
3.根据本文任何一个或多个条项所述的推进系统，所述推进系统包括：计算系统，所 述计算系统包括处理器和存储器，其中所述存储器被构造为存储指令，所述指令在由所述 处理器执行时使所述推进系统进行操作，所述操作包括：使液体燃料流到所述燃烧区段， 然后在所述燃烧区段产生对应于所述推进系统的所述额定功率输出的85％或更少的第一燃 烧气体。
4.根据本文任何一个或多个条项所述的推进系统，所述操作包括：经由调制到所述涡 轮间燃烧器的所述气态燃料流来调制所述LP线轴的转速，以产生所述第二燃烧气体。
5.根据本文任何一个或多个条项所述的推进系统，所述操作包括：以稳态转速操作所 述HP线轴，同时调制到所述涡轮间燃烧器的所述气态燃料流。
6.根据本文任何一个或多个条项所述的推进系统，所述操作包括：调制通过所述涡轮 间燃烧器的气态燃料流，以改变所述推进系统的输出功率。
7.根据本文任何一个或多个条项所述的推进系统，所述操作包括：在调制所述气态燃 料流时保持所述HP线轴的稳态转速。
8.根据本文任何一个或多个条项所述的推进系统，所述操作包括：接收对应于所述推 进系统的高功率操作模式的控制信号；然后使气态燃料流到所述涡轮间燃烧器以产生对应 于所述推进系统的所述额定功率输出与通过使液体燃料流到所述燃烧区段产生的功率输 出之间的差的所述第二燃烧气体。
9.根据本文任何一个或多个条项所述的推进系统，所述操作包括：接收对应于所述推 进系统的低功率操作模式的控制信号；然后减少到所述涡轮间燃烧器的所述气态燃料流， 从而减少所述推进系统的所述功率输出。
10.根据本文任何一个或多个条项所述的推进系统，所述操作包括：以稳态转速操作所 述HP线轴，同时减少到所述涡轮间燃烧器的所述气态燃料流。
11.根据本文任何一个或多个条项所述的推进系统，其中所述风扇区段被构造为非管道 开式转子。
12.根据本文任何一个或多个条项所述的推进系统，所述推进系统包括：电机，所述电 机可操作地联接到所述HP线轴。
13.一种用于飞行器推进系统的计算系统，所述计算系统包括一个或多个处理器和一个 或多个存储器，其中所述存储器被构造为存储指令，所述指令在由所述处理器执行时，使 所述推进系统进行操作，所述操作包括：使液体燃料流到所述推进系统的燃烧区段；在所 述燃烧区段产生对应于所述推进系统的额定功率输出的85％或更少的第一燃烧气体；并且 经由调制到涡轮间燃烧器的气态燃料流来调制所述LP线轴的转速，以产生第二燃烧气体。
14.根据本文任何一个或多个条项所述的计算系统，所述操作包括：以稳态转速操作高 压(HP)线轴，同时调制到所述涡轮间燃烧器的所述气态燃料流。
15.根据本文任何一个或多个条项所述的计算系统，所述操作包括，所述操作包括：接 收对应于所述推进系统的高功率操作模式的控制信号；以及使气态燃料流到所述涡轮间燃 烧器以产生对应于所述推进系统的所述额定功率输出与通过使液体燃料流到所述燃烧区 段产生的功率输出之间的差的所述第二燃烧气体。
16.根据本文任何一个或多个条项所述的计算系统，所述操作包括：接收对应于所述推 进系统的低功率操作模式的控制信号；以及减少到所述涡轮间燃烧器的所述气态燃料流， 从而减少所述推进系统的所述功率输出。
17.根据本文任何一个或多个条项所述的计算系统，所述操作包括：以稳态转速操作高 压(HP)线轴，同时减少到所述涡轮间燃烧器的所述气态燃料流。
18.根据本文任何一个或多个条项所述的计算系统，所述操作包括：以1.5至5.7之间 的核心发动机与具有LP线轴的涡轮间燃烧器的额定功率输出比操作所述核心发动机和具 有所述涡轮间燃烧器的所述低压(LP)线轴。
19.根据本文任何一个或多个条项所述的计算系统，所述操作包括：以对应于所述推进 系统的所述额定功率输出的60％至85％之间的最大转速操作高压(HP)线轴。
20.根据本文任何一个或多个条项所述的计算系统，所述操作包括：使气态燃料流到所 述涡轮间燃烧器，以产生所述推进系统的所述额定功率输出。
21.根据本文任何一个或多个条项所述的推进系统，包括本文任何一个或多个条项所述 的计算系统。
22.根据本文任何一个或多个条项所述的计算系统，被构造为操作本文任何一个或多个 条项所述的推进系统。
23.一种飞行器，所述飞行器包括本文任何一个或多个条项所述的推进系统。
24.一种飞行器，所述飞行器包括本文任何一个或多个条项所述的计算系统。

Claims (10)

1.一种飞行器推进系统，其特征在于，所述推进系统包括：
低压(LP)线轴，所述低压(LP)线轴包括风扇区段、LP压缩机和LP涡轮；
核心发动机，所述核心发动机包括高压(HP)压缩机、燃烧区段和HP涡轮，其中所述HP压缩机和所述HP涡轮一起形成可旋转HP线轴；
框架，所述框架以串行流动布置定位在所述HP涡轮和所述LP涡轮之间，其中所述框架包括涡轮间燃烧器，所述涡轮间燃烧器包括形成进入所述推进系统的核心流动路径的出口开口的支柱；
第一燃料系统，所述第一燃料系统包括在所述燃烧区段处与燃料喷嘴流体连通的第一管道，其中所述第一燃料系统被构造为使液体燃料流到所述燃烧区段以产生第一燃烧气体；
第二燃料系统，所述第二燃料系统包括在所述涡轮间燃烧器处经由所述出口开口与所述核心流动路径流体连通的第二管道，其中所述第二燃料系统被构造为使气态燃料流到所述核心流动路径以产生第二燃烧气体；
其中所述LP压缩机、所述HP压缩机、所述燃烧区段、所述HP涡轮、所述涡轮间燃烧器以及所述LP涡轮处于串行流动布置；并且
其中，所述推进系统包括1.5至5.7之间的所述核心发动机与具有所述LP线轴的所述涡轮间燃烧器的额定功率输出比。
2.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，其中所述核心发动机被构造为以对应于所述推进系统的所述额定功率输出的60％至85％之间的最大转速操作所述HP线轴。
3.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述推进系统包括：
计算系统，所述计算系统包括处理器和存储器，其中所述存储器被构造为存储指令，所述指令在由所述处理器执行时使所述推进系统进行操作，所述操作包括：
使液体燃料流到所述燃烧区段，然后在所述燃烧区段产生对应于所述推进系统的所述额定功率输出的85％或更少的第一燃烧气体。
4.根据权利要求3所述的推进系统，其特征在于，所述操作包括：
经由调制到所述涡轮间燃烧器的气态燃料流来调制所述LP线轴的转速，以产生所述第二燃烧气体。
5.根据权利要求4所述的推进系统，其特征在于，所述操作包括：
以稳态转速操作所述HP线轴，同时调制到所述涡轮间燃烧器的所述气态燃料流。
6.根据权利要求3所述的推进系统，其特征在于，所述操作包括：
调制通过所述涡轮间燃烧器的气态燃料流，以改变所述推进系统的功率输出。
7.根据权利要求6所述的推进系统，其特征在于，所述操作包括：
在调制所述气态燃料流时保持所述HP线轴的稳态转速。
8.根据权利要求3所述的推进系统，其特征在于，所述操作包括：
接收对应于所述推进系统的高功率操作模式的控制信号；然后
使气态燃料流到所述涡轮间燃烧器以产生对应于所述推进系统的所述额定功率输出与通过使液体燃料流到所述燃烧区段产生的功率输出之间的差的所述第二燃烧气体。
9.根据权利要求3所述的推进系统，其特征在于，所述操作包括：
接收对应于所述推进系统的低功率操作模式的控制信号；然后
减少到所述涡轮间燃烧器的所述气态燃料流，从而减少所述推进系统的所述功率输出。
10.根据权利要求9所述的推进系统，其特征在于，所述操作包括：
以稳态转速操作所述HP线轴，同时减少到所述涡轮间燃烧器的所述气态燃料流。
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Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11668243B2 (en) * 2021-05-25 2023-06-06 Raytheon Technologies Corporation Methods and systems for starting hydrogen powered gas generators
WO2023140891A2 (en) 2021-07-09 2023-07-27 Raytheon Technologies Corporation Turbine engines having hydrogen fuel systems
US11987377B2 (en) * 2022-07-08 2024-05-21 Rtx Corporation Turbo expanders for turbine engines having hydrogen fuel systems
US12103699B2 (en) 2022-07-08 2024-10-01 Rtx Corporation Hybrid electric power for turbine engines having hydrogen fuel systems
US12319428B2 (en) * 2022-08-04 2025-06-03 The Boeing Company Hybrid-electric powertrains for aircraft
US20240102416A1 (en) * 2022-09-23 2024-03-28 Raytheon Technologies Corporation Steam injected inter-turbine burner engine
US12454913B2 (en) * 2022-10-28 2025-10-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine component with integral heat exchanger
US12078353B2 (en) * 2022-11-24 2024-09-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft power plant with interburner
US12203429B2 (en) 2022-12-15 2025-01-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft power plant with detonation combustion tube
GB202219404D0 (en) * 2022-12-21 2023-02-01 Rolls Royce Plc Fuel oil heat exchange
US12540581B2 (en) 2022-12-30 2026-02-03 Ge Vernova Infrastructure Technology Llc System and method having fluid injectors for isothermal expansion in turbine stage of gas turbine engine
US11891949B1 (en) 2022-12-30 2024-02-06 Ge Infrastructure Technology Llc System and method having multi-fluid injectors for isothermal expansion in turbine stage of gas turbine engine
US11971170B1 (en) 2022-12-30 2024-04-30 Ge Infrastructure Technology Llc System and method having flame stabilizers for isothermal expansion in turbine stage of gas turbine engine
US12037951B1 (en) 2022-12-30 2024-07-16 Ge Infrastructure Technology Llc System and method having load control for isothermal expansion in turbine stage of gas turbine engine
US12129787B2 (en) * 2023-01-27 2024-10-29 Rtx Corporation Inter-turbine burner in recuperation cycle engine
US20240426253A1 (en) * 2023-06-26 2024-12-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft powerplant with multiple independent fuel systems
US20240426708A1 (en) * 2023-06-26 2024-12-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Testing secondary power system of aircraft powerplant

Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3093968A (en) * 1960-05-05 1963-06-18 Cornell Aeronautical Labor Inc Method and apparatus for augmenting the drive of a gas turbine
US5481865A (en) * 1993-09-06 1996-01-09 Abb Management Ag Method for regulating a gas-turbine assembly equipped with two combustion chambers
CH687780A5 (de) * 1993-04-08 1997-02-14 Asea Brown Boveri Verfahren zum Betrieb einer mit einem gasfoermigen Brennstoff befeuerten Brennkammer.
US20090094960A1 (en) * 2006-06-07 2009-04-16 Adnan Eroglu Method for operating a gas turbine, method of operation of a combined cycle power plant, and combined cycle power plant
CN101550872A (zh) * 2008-04-01 2009-10-07 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的再热燃烧器
US20130239576A1 (en) * 2012-03-15 2013-09-19 United Technologies Corporation Aerospace engine with augmenting turbojet
US20140271117A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-18 Rolls-Royce Corporation Lifing and Performance Optimization Limit Management for Turbine Engine
US20150135725A1 (en) * 2012-03-30 2015-05-21 Vladimir Iosifovich Belous Gas-turbine engine
CN105121811A (zh) * 2013-03-05 2015-12-02 工业涡轮（英国）有限公司 多轴发动机中通过使用再热燃烧器的涡轮容量控制
US20170030582A1 (en) * 2015-07-27 2017-02-02 Rolls-Royce Plc Combustor for a gas turbine engine
CN110005529A (zh) * 2018-01-04 2019-07-12 通用电气公司 热管理系统
CN110249212A (zh) * 2016-12-06 2019-09-17 通用电气公司 燃气涡轮发动机维护方法
US20190383221A1 (en) * 2018-06-15 2019-12-19 Dalian University Of Technology Design method of aero-engine on-line optimization and multivariable control based on model prediction
US20200088098A1 (en) * 2018-09-14 2020-03-19 United Technologies Corporation Hybrid expander cycle with pre-compression cooling and turbo-generator

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1006682A (fr) * 1948-02-10 1952-04-25 Rateau Soc Procédés de surcharge pour les turbo-réacteurs à deux flux
CH687269A5 (de) 1993-04-08 1996-10-31 Abb Management Ag Gasturbogruppe.
GB2390150A (en) 2002-06-26 2003-12-31 Alstom Reheat combustion system for a gas turbine including an accoustic screen
DE10360951A1 (de) * 2003-12-23 2005-07-28 Alstom Technology Ltd Wärmekraftanlage mit sequentieller Verbrennung und reduziertem CO2-Ausstoß sowie Verfahren zum Betreiben einer derartigen Anlage
US20070033945A1 (en) 2005-08-10 2007-02-15 Goldmeer Jeffrey S Gas turbine system and method of operation
US7603863B2 (en) * 2006-06-05 2009-10-20 General Electric Company Secondary fuel injection from stage one nozzle
WO2008065156A1 (de) * 2006-12-01 2008-06-05 Alstom Technology Ltd Verfahren zum betrieb einer gasturbine
GB0920094D0 (en) * 2009-11-17 2009-12-30 Alstom Technology Ltd Reheat combustor for a gas turbine engine
RU2531110C2 (ru) 2010-06-29 2014-10-20 Дженерал Электрик Компани Газотурбинная установка и установка, содержащая лопатки-форсунки (варианты)
US20120304660A1 (en) * 2011-06-06 2012-12-06 Kupratis Daniel B Turbomachine combustors having different flow paths
EP2725302A1 (en) 2012-10-25 2014-04-30 Alstom Technology Ltd Reheat burner arrangement
US9708977B2 (en) 2012-12-28 2017-07-18 General Electric Company System and method for reheat in gas turbine with exhaust gas recirculation
US9366184B2 (en) * 2013-06-18 2016-06-14 General Electric Company Gas turbine engine and method of operating thereof
US9599017B2 (en) * 2013-06-28 2017-03-21 General Electric Company Gas turbine engine and method of operating thereof
US10094570B2 (en) 2014-12-11 2018-10-09 General Electric Company Injector apparatus and reheat combustor
RU2747655C2 (ru) 2017-11-17 2021-05-11 Ансальдо Энергия Свитзерленд Аг Горелка промежуточного подогрева для газовой турбины и газовая турбина, содержащая такую горелку промежуточного подогрева

Patent Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3093968A (en) * 1960-05-05 1963-06-18 Cornell Aeronautical Labor Inc Method and apparatus for augmenting the drive of a gas turbine
CH687780A5 (de) * 1993-04-08 1997-02-14 Asea Brown Boveri Verfahren zum Betrieb einer mit einem gasfoermigen Brennstoff befeuerten Brennkammer.
US5481865A (en) * 1993-09-06 1996-01-09 Abb Management Ag Method for regulating a gas-turbine assembly equipped with two combustion chambers
US20090094960A1 (en) * 2006-06-07 2009-04-16 Adnan Eroglu Method for operating a gas turbine, method of operation of a combined cycle power plant, and combined cycle power plant
CN101550872A (zh) * 2008-04-01 2009-10-07 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的再热燃烧器
US20130239576A1 (en) * 2012-03-15 2013-09-19 United Technologies Corporation Aerospace engine with augmenting turbojet
US20150135725A1 (en) * 2012-03-30 2015-05-21 Vladimir Iosifovich Belous Gas-turbine engine
CN105121811A (zh) * 2013-03-05 2015-12-02 工业涡轮（英国）有限公司 多轴发动机中通过使用再热燃烧器的涡轮容量控制
US20140271117A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-18 Rolls-Royce Corporation Lifing and Performance Optimization Limit Management for Turbine Engine
US20170030582A1 (en) * 2015-07-27 2017-02-02 Rolls-Royce Plc Combustor for a gas turbine engine
CN110249212A (zh) * 2016-12-06 2019-09-17 通用电气公司 燃气涡轮发动机维护方法
CN110005529A (zh) * 2018-01-04 2019-07-12 通用电气公司 热管理系统
US20190383221A1 (en) * 2018-06-15 2019-12-19 Dalian University Of Technology Design method of aero-engine on-line optimization and multivariable control based on model prediction
US20200088098A1 (en) * 2018-09-14 2020-03-19 United Technologies Corporation Hybrid expander cycle with pre-compression cooling and turbo-generator

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
LIEW K H: "A Parametric Cycle Analysis of a Separate- flow Turbofan with Interstage Turbine Burner", NASA-CR-2005-213657, 31 December 2005 (2005-12-31), pages 1 - 11 *
潘旭，葛宁: "带涡轮燃烧室的涡扇发动机设计点性能分析", 燃气涡轮试验与研究, vol. 20, no. 3, 31 August 2007 (2007-08-31), pages 34 - 38 *

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Publication number Publication date
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