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序号	专利名	申请号	申请日	公开（公告）号	公开（公告）日	发明人
1	用于提供压缩机抽气冷却的系统和方法	CN201010159800.X	2010-03-31	CN101858255A	2010-10-13	J·赫纳汉
本发明涉及一种用于提供压缩机抽气冷却的系统和方法。提供了用于提供压缩机抽气冷却的方法和设备的实施例。根据一个示例性实施例，可提供用于冷却包括压缩机和涡轮段的燃气轮机中的压缩机抽取空气的系统。该系统可包括可操作以储存冷却介质的一个或多个储存装置，以及可操作以从一个或多个储存装置接收冷却介质的一个或多个分配装置。该一个或多个分配装置还可以可操作以在将冷却介质引到压缩机抽取空气之前或期间引导该冷却介质的至少一部分，其中，在引到涡轮段之前，该压缩机抽取空气由该冷却介质冷却。
2	燃气轮机的运行控制方法及燃气轮机的运行控制装置	CN200980160292.2	2009-07-07	CN102472170B	2014-08-06	春山博司; 玉置英树; 儿岛庆享; 鸭志田宏纪
本发明的燃气轮机的运行控制方法，是根据低品质燃料含有的杂质及燃气轮机的运行数据，采用热力学平衡计算，计算起因于杂质而对燃气轮机高温部件产生高温腐蚀的熔融盐的露点及固相线温度，制成液相状态的熔融盐图：在该熔融盐图上，表示燃气轮机的高温部件的表面温度及压力，判定与液相的熔融盐区域重叠的状况；推定燃气轮机的高温部件的腐蚀速度，预测其寿命；根据该寿命预测，控制供给燃烧器的低品质燃料的流量，使高温部件的表面温度及压力区域与在熔融盐图中的液相的熔融盐区域的重叠减小。
3	燃气轮机的运行控制方法及燃气轮机的运行控制装置	CN200980160292.2	2009-07-07	CN102472170A	2012-05-23	春山博司; 玉置英树; 儿岛庆享; 鸭志田宏纪
本发明的燃气轮机的运行控制方法，是根据低品质燃料含有的杂质及燃气轮机的运行数据，采用热力学平衡计算，计算起因于杂质而对汽轮机高温部件产生高温腐蚀的熔融盐的露点及固相线温度，制成液相状态的熔融盐图：在该熔融盐图上，表示汽轮机的高温部件的表面温度及压力，判定与液相的熔融盐区域重叠的状况；推定汽轮机的高温部件的腐蚀速度，预测其寿命；根据该寿命预测，控制供给燃烧器的低品质燃料的流量，使高温部件的表面温度及压力区域与在熔融盐图中的液相的熔融盐区域的重叠减小。
4	用于测试旋转流装置的系统和方法	CN200580036158.3	2005-08-18	CN100564811C	2009-12-02	M·J·里基
本发明提供了一种诊断系统(10)和方法，用于测试旋转流装置(70)的工作，该旋转流装置例如涡轮增压器的涡轮(80)或压缩机(90)，有可变几何结构机构，例如可调节叶片(88、98)。该系统包括：流体流发生器(60)，该流体流发生器设置成提供流过装置(70)的气流；动力源(30)，该动力源设置成调节装置(70)的可变叶片(88、98)或其它可变几何结构机构的位置；以及控制器(40)，该控制器设置成选择性地控制叶片(88、98)的位置调节。控制器(40)和动力源(30)能够设置成将可变叶片驱动至至少一个预定位置，从而能够根据流过装置的空气流来判断装置的工作状态。例如，系统能够检测阀(20)或其它调节装置的工作，该阀或调节装置控制叶片(88、98)的位置。而且，系统(10)可以监测通过装置(70)的气流，以便检测叶片(88、98)的结构和可操作性。
5	用于测试旋转流装置的系统和方法	CN200580036158.3	2005-08-18	CN101044298A	2007-09-26	M·J·里基
本发明提供了一种诊断系统(10)和方法，用于测试旋转流装置(70)的工作，该旋转流装置例如涡轮增压器的涡轮(80)或压缩机(90)，有可变几何结构机构，例如可调节叶片(88、98)。该系统包括：流体流发生器(60)，该流体流发生器设置成提供流过装置(70)的气流；动力源(30)，该动力源设置成调节装置(70)的可变叶片(88、98)或其它可变几何结构机构的位置；以及控制器(40)，该控制器设置成选择性地控制叶片(88、98)的位置调节。控制器(40)和动力源(30)能够设置成将可变叶片驱动至至少一个预定位置，从而能够根据流过装置的空气流来判断装置的工作状态。例如，系统能够检测阀(20)或其它调节装置的工作，该阀或调节装置控制叶片(88、98)的位置。而且，系统(10)可以监测通过装置(70)的气流，以便检测叶片(88、98)的结构和可操作性。
6	ガスタービンに使用される燃料のための燃料組成を決定するためのシステムおよび方法	JP2017220536	2017-11-16	JP2018091331A	2018-06-14	ジェームズ・ハーパー; アキレズクリシュナムルティ・アータナリ
【課題】ガスタービンに使用される燃料のための燃料組成を決定する。【解決手段】燃料流を受け取る燃焼器アセンブリ(14)を含むシステムは、燃料供給部(20)から燃料ノズル(18)への燃料流の圧力を測定する圧力センサ(48,50)と、圧力センサ(48,50)に通信可能に連結されたコントローラ(40)を含む。圧力測定値は、燃焼器アセンブリ(14)の現状の動作パラメータである。コントローラ(40)は、圧力測定値に基づいて予測燃料流を決定し(110)、予測燃料流(110)と指令された燃料流(112)との比較(116)に基づいて燃料組成因子を決定し(118)、燃料組成因子(118)に基づいて燃焼器アセンブリ(14)の制御を調整する(120)。燃料組成因子(118)は、燃料流の燃料組成の変化を示す。【選択図】図1
7	Operation method and apparatus of the thrust reversers of aircraft	JP2011507959	2009-04-30	JP5480888B2	2014-04-23	アブリアル、フィリップ; フォイヤール、フィリップ

8	Inspection of the turbo machinery blades	JP2006204172	2006-07-27	JP4795885B2	2011-10-19	アラン・アンリ・ダニエル・ブロン; ジヤン・フランソワ・エスキユレ; デイデイエ・メルビル; ロラン・クリストフ・フランシス・ビレーヌ

9	System and method of controlling air flow in gas turbine	JP2005170472	2005-06-10	JP2006002766A	2006-01-05	AMIOT DENIS; DUNY FREDERICK; FRIEDEL JEROME; KAINCZ CHRISTIAN; ROUSSIN-MOYNIER DELPHINE
<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a system capable of controlling the air flow supplied to a turbine shroud in which a plurality of control logic systems are applied. <P>SOLUTION: The system to control the air flow given to a gas turbine shroud in an airplane engine is configured so that the air flow is adjusted by an adjuster valve 60 in a position controlled with a first control signal Sc<SB>10</SB>, wherein the first control signal Sc<SB>10</SB>is calculated on the basis of the first set value Vc<SB>10</SB>corresponding to the specified clearance between a rotor and the turbine shroud. The system is further furnished with selecting means 20 and 30 to calculate at least one of the second control signals Sc<SB>20</SB>and Sc<SB>30</SB>on the basis of the second set values Vc<SB>20</SB>and Vc<SB>30</SB>different from the first value Vc<SB>10</SB>to indicate the clearance in the turbine and also a selecting means 50 to select the second control signal in order to control the adjuster valve in accordance with one or more engine parameters. <P>COPYRIGHT: (C)2006,JPO&NCIPI
10	The apparatus for controlling the operation of the operation control method and a gas turbine of the gas turbine	JP2011521701	2009-07-07	JP5179665B2	2013-04-10	博司春山; 英樹玉置; 慶享児島; 宏紀鴨志田

11	ガスタービンの運転制御方法及びガスタービンの運転制御装置	JP2011521701	2009-07-07	JPWO2011004425A1	2012-12-13	博司春山; 英樹玉置; 児島　慶享; 慶享児島; 宏紀鴨志田
ガスタービンの運転制御方法は、低質燃料に含まれる不純物及びガスタービンの運転データに基づいて熱力学平衡計算を用いて不純物に起因してタービンの高温部品に高温腐食を発生させる溶融塩の露点及び固相線温度を計算して液相状態の溶融塩マップを作成し、この溶融塩マップ上にタービンの高温部品の表面温度及び圧力を表示して液相の溶融塩の領域との重畳の状況を判定し、タービンの高温部品の腐食速度を推定してその寿命を予測し、この寿命の予測に基づいて高温部品の表面温度及び圧力領域が溶融塩マップにおける液相の溶融塩の領域と重畳する面積が少なくなるように、燃焼器に供給する低質燃料の流量を制御するように構成されている。
12	Operation method and apparatus of the thrust reversers of aircraft	JP2011507959	2009-04-30	JP2011519776A	2011-07-14	アブリアル、フィリップ; フォイヤール、フィリップ
本発明は、航空機の逆噴射装置を実行するための方法および装置に関する。本発明により、次の連続した段階、即ち、事前に作動するようにしてある航空機の逆噴射装置を展開すること（Ｅ３）、所定のエンジン速度を適用すること（Ｅ５）、エンジン速度を減速すること（Ｅ６）、航空機の逆噴射装置を再度折畳格納することは、自動的に実施される。【選択図】図１
13	System and method for attaining compressor extraction cooling	JP2010069255	2010-03-25	JP2010242749A	2010-10-28	HENAHAN JAMES
PROBLEM TO BE SOLVED: To provide an embodiment of a method and an apparatus for attaining the cooling of compressor extraction air. SOLUTION: According to one example embodiment, in a gas turbine 100 composed of a compressor 102 and a turbine 104, a system 120 is provided for cooling compressor extraction air 114. The system 120 includes one or more of storage devices 124 for storing a cooling medium 122 and one or more of distribution devices 126 for receiving the cooling medium 122 from the one or more of storage devices 124. The one or more of distribution device 126 also introduces at least a portion of the cooling medium 122 prior to or during the introduction of the cooling medium 122 to the compressor extraction air 114, and the compressor extraction air 114 is cooled by the cooling medium 122 prior to the introduction to the turbine 104. COPYRIGHT: (C)2011,JPO&INPIT
14	Inspection of turbomachine blade	JP2006204172	2006-07-27	JP2007032570A	2007-02-08	BOURON ALAIN HENRI DANIEL; ESCURET JEAN-FRANCOIS; MERVILLE DIDIER; VILLAINES LAURENT CHRISTOPHE F
<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To inspect a blade by aerodynamic parameters corresponding to a point being absolutely indispensable for aerodynamic properties of the blade. <P>SOLUTION: This turbomachine blade having an outer shape provided with a central line, a suction face, a pressure face, a front fringe, and a rear fringe is inspected by measuring geometric coordinates at a plurality of points positioned on an outer shape of at least one blade cross section, calculating at least one aerodynamic parameter of the blade cross section in accordance with the measured coordinates, confirming whether a numerical value of the calculated aerodynamic parameter is deviated from a scope of validity decided by the nominal aerodynamic parameter of a reference blade and a numerical value of the related tolerance or not, and confirming the blade if the numerical value of the aerodynamic parameter is included in the scope of validity or excluding the blade if the numerical value of the aerodynamic parameter is out of the scope of validity. <P>COPYRIGHT: (C)2007,JPO&INPIT
15	Control and adjustment device for lubricating oil parameter of exhaust-driven supercharger	JP2000372963	2000-12-07	JP2001193470A	2001-07-17	WACHTMEISTER GEORG
PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a simple lubricating system for surely supplying a lubricating oil quantity matched with various operating points to a bearing of an exhaust-driven supercharger over the entire rage of its rotational speed. SOLUTION: A lubricating oil parameter is adjusted by adjusting devices 1, 2, so as to surely ensure supply of sufficient lubricating oil quantity related to each operating point of an exhaust-driven supercharger 5 in a condition avoiding an excessive oil quantity by obtaining at least one adjustment value from at least one command value, obtained by a measuring sensor 7 in a control and/or adjusting unit 4. In this way, the efficiency of a turbine type supercharger is improved at a low rotational speed, that is, at a rotational speed of maximum rotational speed or less. COPYRIGHT: (C)2001,JPO
16	METHOD FOR STABILIZATION OF THE NETWORK FREQUENCY OF AN ELECTRICAL POWER NETWORK	PCT/EP2009066234	2009-12-02	WO2010072524A3	2011-05-26	JURETZEK UWE
The invention relates to a method for stabilizing the network frequency (f) of an electrical power network (NT) wherein an at least two-shaft gas turbine (GT) has a power turbine (PT) and a gas generator (GG), wherein the power turbine (PT) is connected to a first generator (GE1) by means of a shaft (S1) in a torque transferring manner. In addition, the invention relates to an assembly for carrying out the method. Conventional methods for frequency stabilization are accompanied by high investment expense and efficiency losses. As a remedy for this, according to the invention, the first shaft (S1) of the power turbine (PT) and the first generator (GE1) turn permanently synchronized with the power network (NT) and the first generator (GE1) drives the rotation as a motor and a second shaft (S2) of the gas generator (GG) permanently turns at an ignition speed (f1), wherein the gas generator (GG) is ignited upon a power demand and the power turbine (PT) is driven by the created hot gas (GS) of the gas generator (GG), such that the first generator (GE1) creates power (P).
17	METHOD AND DEVICE FOR IMPLEMENTING THE THRUST REVERSERS OF AN AIRCRAFT	PCT/FR2009000516	2009-04-30	WO2009138598A3	2010-01-07	ABRIAL PHILIPPE; FEUILLARD PHILIPPE
Method and device for implementing the thrust reversers of an aircraft. According to the invention, the following successive steps are carried out automatically: deployment (E3) of the previously armed thrust reversers of the aircraft; application (E5) of a predetermined engine speed; reduction (E6) of the engine speed; - re-furling (E7) of the thrust reversers of the aircraft.

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