双环形燃烧室的燃料供给系统的制作方法

专利名称：双环形燃烧室的燃料供给系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及双环形燃烧室，例如飞机燃气涡轮发动机用的那一种双环形燃烧室。更具体地说，本发明涉及一种改进的双环形燃烧室燃料供给系统。通过用燃料/空气数字电子控制装置(FADEC)调整带三位置分级阀的三歧管燃料供给系统，本发明对双环形燃烧室在降低排气污染程度和提高燃烧室使用寿命和操作性能方面进行了改进。


图1为现有技术双环形燃烧室的示意图。燃烧室组件10装在机匣12中。扩压器14将增压空气通入敷有多孔衬垫17的燃烧室16中。衬垫上的孔在燃烧室工作期间温度变得非常高时起循环空气冷却衬垫的作用。空气通道33A和33B形成一条从扩散器绕燃烧室循环流通的冷却空气通路。
来自扩压器的压缩空气大部分进入燃烧室的前区。燃烧室的这个前区由辅助穹舱22和主穹舱24组成，两穹舱为中心体34所分隔，形成辅助级区26和主级区28。穹舱22和24配置成双环形结构，两者即以这种结构形成环形燃烧室经分隔、径向间隔一段距离的两部分的前部界面，即辅助级区26和主级区28。中心体34前面设有一个罩，进一步用来分隔辅助穹舱与主穹舱。
两穹舱用螺栓之类连接到衬垫17上。穹舱22和24中分别配置有汽化器31A和31B，汽化器中装有许多燃料杯和离心式喷嘴。各燃料杯和离心式喷嘴在燃烧室16前区彼此间隔一段距离排列成圈。辅助级的各燃料杯径向地配置在主级各燃料杯外。燃料用燃料喷管19加到有双喷管进口20A和20B的各燃料杯中。喷管进口20A通过燃料喷管总管18将燃料供到辅助穹舱22中，喷管进口20B则通过燃料喷管总管18将燃料供到主穹舱24中。
图2是沿图1的A-A线截取的一部分前视剖视示意图。参看图2，燃料从燃料喷管总管18引入燃料喷嘴21A和21B中，再引入燃料杯37A和37B中。燃料喷嘴21A和21B可滑动地配置在燃料杯37A和37B中，燃料杯37A和37B则如上面说过的那样围绕辅助穹舱22和主穹舱24装在彼此间隔一段距离成圈排列的多个位置上。辅助穹舱和主穹舱内的各汽化器配备有主离心式喷嘴30A和30B围绕着燃料喷嘴和燃料杯提供混有燃料的旋涡空气。燃料与空气燃烧所产生的生成物从辅助级和主级出来，通过下游的涡轮段36膨胀(图1)。
多年来，从环境保护和市场竞争方面考虑，迫切需要降低燃气涡轮发动机的排气污染程度。双环形燃烧室比传统的单环形燃烧室有利，因为双环形燃烧室的两分开供给燃料的穹舱，可以降低通常在低功率运行时经常发生的排出烃类(HC)和一氧化碳(CO)的排出量。此外，双环形设计可以减少高功率运行时氮的氧化物(NOx)和黑烟的排出量。
上述性能是这样达到的在需用低能量时(例如起动和慢车期间)，完全只使用辅助穹舱，需要进一步提高功率时，才使用主穹舱和辅助穹舱。随着需用功率的提高，主穹舱接收的燃料越来越多。为达到上述性能，还采取了这样的措施提高在起动和低功率运行期间点火的辅助穹舱中的燃料空气比值(F/A)，并在高功率运行期间降低主穹舱中的F/A。
在单环形设计几何条件固定的情况下，要达到实现降低排气污染程度的这些相互矛盾的低功率/高功率的F/A的要求实质上是不可能的。因此，单环形燃烧室的设计要妥善处理上述两种情况之间的关系，即一方面要在低功率运行期间不仅使HC和CO的排出量低，而且要使其具有起动良好和能进行贫油熄火的性能，另一方面要在高功率运行期间达到NOx排出量、烟流谱和非最优流谱以及分布因数都高的情况。双环形燃烧室的基本原理可以在功率谱的两端都达到最佳情况。
图3给出一般双环形燃烧室燃料供给系统的原理图。燃料调节器40将燃料引到调节分级阀42，阀42打开时，燃料就可以通到主级歧管44中。阀42是通过将其阀位调到“通”或“关”的位置进行调节的。阀42关闭时，燃料只能进入辅助级歧管46中。无论阀42打开或关闭，歧管46都接收适量的燃料。在一般的双环形燃烧室中，主级燃料的供应是根据分级阀(例如分级阀42)的位置进行的，阀42一般是液压控制的。
图4比较了单环形燃烧室50与一般的双环形燃烧室52在推力级和穹舱离心式喷嘴比值变化时的穹舱离心式喷嘴的Φ比值(即等值比)。Φ比值的定义是FAR(燃料空气比)实际值与FAR化学计算值的比值。穹舱离心式喷嘴Φ比值为穹舱中的FAR实际值与所消耗燃料的FAR化学计算值的比值。图4的曲线示出了分级工作区48和不分级工作区49。分级区48相当于只有燃烧室的辅助级参与工作时的推力级。推力级达大约15%之后，主级开始按功率要求的需要增加所接收的燃料量。
图4中示出了发动机用以衡量其总的排气污染程度的四个工作点。工作点A为7%推力的慢车位置，工作点B为30%推力的进场位置，工作点C为85%推力的爬升位置，工作点D则为100%推力的起飞位置。
这些数据还附有四个发动机工作点处的相对排气量差，用以测定发动机的总排气特性(即，7%慢车，30%进场，85%爬行和100%起飞)。按现行的燃料供给原理，除30%推力进场外，在各试验点上都大大改善了排气的污染程度。
图4中所示为具一般燃料供给系统的双环形燃料室，其在30%推力的排气能力之所以有差别是由于选取了分级(不加燃料的主级)与不分级(加燃料的主级)燃烧之间的过渡点所致。要使过渡过程平稳、效率高且从外部检测不出来，在过渡过程中必须往辅助级和主级供应足量的燃料，以防辅助级熄火，并使主级可以瞬时点火。根据这个观点，应把过渡点设在能满足这些要求的尽可能高的燃料空气比(F/A)。另一方面，过渡F/A选得过高可能会使热区元件的使用寿命因分级燃烧期间辅助级所产生的峰值外部温度分布而缩短。根据这个观点，分级与不分级燃烧之间的过渡点应设在尽可能最低的总F/A处。因此，得出的过渡点兼顾了这两个极端。在迄今所使用系统的情况下，最佳过渡点低于30%进场功率点。这使30%进场推力处的总燃料空气比小于要求值。
现行两歧管双环形燃料供给系统的另一个缺点是还没有一种能在起动的瞬变过程给主级供应燃料而无需使辅助级熄火的实用方法。熄火是指燃料少得不足以维持给定空气量下的燃烧。最好在起动瞬变过程给主级供应燃料，因为这样不仅可以减少辅助级外部出口的峰值温度分布，而且可以减少慢车的总时间。在起动过程中的最低燃料流量水平与穹舱的空气流量不相适应，因而得出的F/A都不够高以维持辅助级中的燃烧并在主级中引燃烧料。
再回头看图4。曲线52表示普通双环形燃烧室在系统分级运行期间的辅助级。在稳态分级运行期间，双环形燃烧至在曲线52处排出的HC和CO量比单环形燃烧室在曲线50处表示的HC和CO排出量小。此外，双环形燃烧室在小于15%推力级下提供的P&P(流谱和分布温度系统)比单环形燃烧室在小于15%推力级下提供的P&P高，因而不太理想。(P&P与最高温度及其在燃烧室出口平面处所处的位置有关，因而与其附近各发动机元件的使用寿命相关。)P&P相当时，在45%至100%推力级下，用曲线58(辅助级)和曲线60(主级)表示的双环形燃烧室，其所排放的NO和黑烟都比单环形燃烧室(曲线50)少。另外，在小于15%的推力级下，双环形燃烧室的出口温度分布和流谱系数比单环形燃烧室的高。
实践证明，只有在15%至45%的推力级下，单环形燃烧室在降低HC和CO排放量方面才比一般的双环形燃烧室优越。一般双环形系统在30%推力进场位置以外的所有试验点下都比单环形设计有明显的进步。曲线56和54分别表示一般双环形燃烧室在15%至45%推力级下的辅助级和主级。一般双环形燃烧室排出HC和CO的量在该推力级下比单环形燃烧室(曲线50)的大。鉴于进场推力是个重要的排气额定值，因而HC和CO在此额定值下产量的增加对双环形燃烧室排气量的减少有不良的影响。
因此，需要有一个在30%推力位置下在烃和一氧化碳的排放方面有显著改进的双环形燃料供给系统。此外还需要有这样一个双环形燃烧室，该燃烧室能在起动至慢车瞬变过程供应燃料而无需熄火，同时能使燃烧室的出口温度分布和流谱系数令人满意，从而缩短起动至慢车功率的时间。另外还需要使燃烧室在燃料流量低时在起动和慢车瞬变过程中能部分加以分级以改善燃烧室出口的温度分布，同时只有一旦达到慢车转速时才回到辅助运行过程，从而达到减少HC和CO排放量的目的。
因此，本发明有下列几个主要目的提供双环形燃烧室的一种燃料供给系统，该系统能在30%推力进场位置下大大减少HC和CO的排气量;在瞬时加速过程中改进燃烧室出口温度的P&P;缩短发动机加速所需要的时间;提供由一个简单的三位置阀控制的燃料系统。
本发明的上述和其它重要目的和优点是通过这样一种双环形燃烧室燃料供给系统实现的，该系统有一个三位置分级阀与一个流体力学装置(HMU)和一个FADEC相连接。FADEC用HMU控制着分级阀的打开和关闭。
分级阀在分级位置关闭时，燃料只能供应给辅助歧管。但分级阀处在部分分级位置时，燃料就可以供给到辅助歧管和第一主歧管中。分级阀处在不分级位置时，燃料可以供给到辅助歧管、第一主级歧管和第二主级歧管中。辅助歧管与燃烧室辅助穹舱中的所有燃料箱连接，第一主级歧管与燃烧室主穹舱中的半数燃料箱连接，第二主级歧管则与燃烧室主穹舱中其余半数的燃料箱连接。
FADEC用测出的发动机参数计算实时的燃料空气比，并将结果值与要求的F/A值比较，以此来控制分级阀在稳态和瞬变工作过程中的切换，即分级阀存储在其存储器中的位置计划进程。
结合各附图参阅下面的详细说明即可更好地理解各附图及其附带的各种优点。
图1是一例双环形燃烧室组件的示意图。
图2是沿图1的A-A线截取的部分剖视前视示意图。
图3是现有技术双燃料供给系统的示意图。
图4是曲线图，它比较了现有技术单环形燃烧室和现有技术双环形燃烧室在降低排气污染程度方面的效能。
图5是本发明燃料供给系统的简化示意图。
图6的曲线说明了本发明的分级阀在分配各种推力级下所要求的稳态燃料空气比时的控制程度。
图7的曲线说明了本发明的辅助级燃料喷嘴为起动发动机所需要的燃料流率。
图8的曲线说明了各种发动机性能水平下为达到本发明所需穹舱流的分流而要求的辅助级和主级燃料喷嘴计划图，图8与图7要结合使用。
图9是本发明燃料歧管和喷嘴组件的横截面正视示意图。
图10是本发明燃料供给系统燃料喷嘴/燃料歧管连接布局的示意图。
图11图解说明本发明在现有技术单环形和双环形燃烧室的基础上在排气污染程度方面所作的改进。
参看各附图时，应该理解，整个相应附图中同样或相应的各部件都用同样的编号表示。
参看图5，这是本发明燃料供给系统的简化示意图。HMU(流体动力学装置)62与流量计64连接，流量计64与三位置分级阀66连接。分级阀66与第一主级歧管68、第二主级歧管70连接，还与辅助级歧管72连接。连接线69将分级阀66与FADEC74电连接。FADEC74接收来自流量计64的燃料流量(Wf)数据。同样，FADEC74还接收压气机出口压力(Ps)数据、压气机出口温度(T3)数据和核心发动机转速(N2)数据。FADEC74与HMU62接口，两者一起控制供给到燃烧室的燃料。
图6的曲线比较了分级阀66在分级、部分分级和不分级的各位置上的稳态燃料空气比水平。FADEC74根据P3、T3和Wf各数据计算F/A比。在此燃料空气比计算值的基础上，根据F/A比对阀位的稳态或瞬变过程设定分级阀66的阀位。稳态运行是指在特定飞行调定值下的运行，例如在0.8马赫数下在35，000英尺(35K)，即10668米，上空巡航。相对地说，瞬变运行是指各运行状态之间的加速或减速。
再参看图6，点75表示7%推力的慢车位置。在7%推力慢车位置时，阀66处于分级或关闭位置，阻止燃料到达歧管68和70。点76表示30%推力的进场位置，这时阀66处于部分分级或打开的状态，燃料可流到歧管68，但不能流到歧管70。
点78表示巡航位置，点80表示在85%推力的爬升位置，点82则表示在100%推力的起飞位置。在点78、80和82工作时，阀66处于不分级或打开位置，燃料可以供给到歧管68和歧管70中。从图5可以知道，每当歧管68和70接收燃料时，辅助歧管72也接收燃料。
图7是示辅助级燃料喷嘴所要求的作为在低燃料流量/发动机起动工作状态下燃料喷嘴△P的函数的燃料总流量计划。燃料喷嘴△P(磅/平方英寸)是指喷嘴入口配件20A与位于31A处的穹舱静压力之间的压差。在发动机起动过程中，所有经过计量的燃料流量通过辅助级喷嘴的主回路注入辅助穹舱杯中。曲线上的点84是本发明的FADEC74和HMU62为起动发动机需要给辅助歧管72提供的燃料最小流率。在点84，燃料在4.0FNTIP流量值(喷口尖端的流量值)下以580磅，即263公斤燃料/小时的流率供应。流量值通过计算燃料流率、再将燃料流率除以喷嘴尖端喷口上压降的平方根确定。点84所在的线85，其长度方向上每一个点的流量值为4.0，4.0为主回路在燃料喷嘴26尖端口的流量值。
图8是燃料在辅助级和主级燃料喷嘴、作为喷嘴△P(磅/平方英寸)的函数的流量计划。各喷嘴具有独立的主流动回路和辅助流动回路。主回路是专门供起动和小流量运行用的，辅助回路则是在高的燃料流量运行过程中使用的。各主级和辅助级喷嘴的辅助回路有一个分流阀，该阀使回路不致在喷嘴的△P低于270psi，即190×102公斤/米2下流动。△P压力大于270psi，即190×102公斤/米2时，燃料在各喷嘴的流动状态是原流(primary flow)和第二股环流(secondary circuit flow)两者的结合。压力低于270psi，即190×102公斤/米2时，各喷嘴的燃料流动状态是地道的原流。主级燃料喷嘴和辅助级原流尖端口的设计气流马赫数分别为6.58和4.0。在本发明中，重要的一点是不应忘记ECU控制着供给到发动机的燃料量，并通过分级阀的位置将燃料引到燃烧室的辅助级和主级。燃料喷嘴的作用是将所提供的燃料流量分配给燃料室。
进一步参看图8，点94是有燃料流动的主级喷嘴在15%功率级和部分分级的情况下的燃料流率(即第一主歧管68给主穹舱中的半数燃料杯提供燃料，第二主歧管70没有收到任何燃料)。点96是与点94相同的工作点，但表示在辅助级的燃料流率。
点98是辅助级在7%功率级的燃料流率。主级线上没有相应的点，因为燃烧室在7%功率级下完全分级(即只有辅助穹舱杯点燃)。线85上的点100和虚线90上的点102表示在30%功率级下在海平面(SL)的工作点(进场调定值)，也表示在35，000英尺，即10668米高度和0.8马赫数下巡航的工作点。在点100和102发生部分分级。因此，点102表示有燃料流动的主级喷嘴在30%海平面推力下的燃料流率。点104和106表示没有分级出现(即三个歧管全都供应燃料)时在海平面的85%功率级工作点。点108表示在海平面的全不分级的100%功率级。
参看图9，本发明的辅助级112位于主级114径向外，穹舱中心体116(相当于图1的穹舱中心体34)将主级与辅助级分隔开。主级114配备有多个燃料杯位置120，这些位置在装有5个燃料杯的杯组124供应燃料。第一主级歧管68(图5)与15个燃料杯位置120连接，第二主级歧管70与另外15个燃料杯位置120连接。
辅助级112有30个燃料杯位置122位于主燃料杯位置114径向外。各燃料杯位置122与辅助歧管72连接(图5)。再参看图9，穹舱中心体116上设有交叉点火(crossfire)孔(图9中示出了其中三个)，这样就可以从辅助级对主级进行点火。各交叉点火孔与那些通常在主级部分分级期间供以燃料的主级燃料喷嘴组密切配合。最好有小量的交叉点火孔，因为这样就可以简化中心体116的结构，减少燃料从辅助穹舱到主穹舱的漏泄，从而减少(尤其是只有辅助级加燃料时)未经燃烧的烃和CO排出的量。
参看图10，安装凸缘130A与图1中所示的入口20A和20B之类的燃料喷管入口连接。各安装缘固定在围绕着燃烧室的机匣(例如图1的机匣12)上。所有喷管入口20A经挠性接头140A与辅助级歧管72连接。入口连接件20B分成三组，每组5个，交替地经各挠性接头140B和140C与主级歧管68和70连接。按照本发明，第一主级歧管68连接有15个小管(piglettubes)，第二主级歧管70连接有15个小管。第一主级歧管68、第二主级歧管70和辅助级歧管72都与多个燃料总管连接，例如图1所示，将燃料提供给图9所示的各燃料喷嘴位置的燃料总管18。
主穹舱(例如穹舱24)内的燃料杯集结成几个组，每组5个，每一个由5个邻接的燃料杯组成的杯组124，由第一主歧管68供料或由第二主歧管70供料。因此，各喷嘴(例如图1的喷嘴19)既与辅助歧管72连接，也与歧管70或歧管68连接。第一和第二主歧管都不与同一个喷嘴连接。
参看图11，图中的曲线与图4的类似，纵轴线表示穹舱离心式喷嘴的Φ比，横轴线表示推力级百分比。举例说，确定本发明穹舱离心式喷嘴比值的化学计算的燃料组分比约为0.069。图11中，曲线150表示本发明的双环形燃烧室在15%至35%推力级下工作时的辅助级，曲线152表示已点火的各燃料杯在同样的推动时间在主级工作时的局部的离心式喷嘴Φ比值。本发明将双环形燃烧室的HC和CO排气污染程度改善到接近与单环形燃烧室在30%推位置工作时同样的水平。
按照本发明，可以只用辅助级起动发动机。这是因为，本发明有两个主歧管而不是只有一个主歧管，这样就可以在起动瞬变过程中部分供应主级的燃料。此外，由于主穹舱和辅助穹舱在部分分级期间都在燃烧，因此燃烧室的温度分布图中的不对称情况较少，慢车时间也减少了。
在现有技术的设计中，要发动机从起动进入慢车转速，是在辅助级下起动发动机，而且燃料的供应一直增加到辅助级，一直达到慢车转速为止。从起动进入慢车的过程中，主穹舱中没有燃烧发生，这是因为，在慢车所需要的较低的燃料流量级下，燃料空气比太小，不足以支持燃烧。这是因为，现有技术双环形燃烧室在慢车工作点的燃料流率太小，因而如果将燃料分配在辅助穹舱与主穹舱的所有燃料杯之间就不足以支持燃烧的正常进行。因此，为达到慢车点，现有技术的双环形燃烧室只在辅助级燃烧，因而燃烧室的温度分布图很不对称得。由此而引起的高温可能会在起动的瞬变过程中损坏下游的涡轮设备。
上面说过，本发明利用部分分级从起动加速到慢车。这需要将燃料流率从580磅，即263公斤燃料/小时增加到大约1700磅，即771公斤燃料/小时。上面说过，发动机是只用辅助级起动的。于是当发动机从起动进入慢车位置时，辅助级中的所有燃料箱都进入部分分级状态，这时主级中的燃料箱有半数点燃起来。因此，本发明提供的燃料空气比在起动瞬变过程中足以支持燃烧，同时改善了温度分布。达到稳态慢车时，分级阀将所有的燃料都转入辅助级中，以便进行稳态的低排气量运行。
本发明通过采用HMU62、FADEC74和控制阀66控制燃料的流量，从而可以给第一主歧管68、第二主歧管70和辅助歧管72提供所要求的燃料量。HMU62中的液压回路(图中未示出)用以实际控制控制阀66的阀位，从而使燃烧室能在分级、半分级或不分级的工作状态下工作。FADEC74控制HMU62的工作是在其配备有存储器和计算装置的情况下进行的，该存储器和计算装置用以使燃料的流率达到最理想的情况，并计算达到所要求的水平所需要的燃料空气比。
本发明经改进的燃料供给系统简化了分级阀66的控制过程，因为控制辅助穹舱和主穹舱的分流时，分级阀66无需对全区进行调节。之所以能达到这个目的是因为三位置分级阀66是由FADEC74控制的，而FADEC74则是经过编程，使其适应发动机工作所要求的每一个推力级的最佳燃料空气比。
阀位一经调定，辅助穹舱与主穹舱之间的分流就由图8中所示的状态图控制，该状态图构成存储器FADEC74的一部分。燃料喷嘴(例如喷咀入口20A和20B)将燃料流分配在辅助穹舱与主穹舱之间。本技术领域中的行家们都知道，可以设计和提供各燃料喷嘴以实现图7和图8中所示的分流。
此外，本发明的三位置分级阀66要比现有技术的全调阀简单得多。分级阀66中有电磁阀和开关，因而无需笨重的机械设备。相形之下，现有技术的阀门一般采用线性速度位移传感器(LVDT)反馈到与转矩电动机动力传动装置相连接的电子控制装置。
分级阀66与FADEC74相互联系，因而将其控制以提供最佳的燃料/空气比，从而使燃油供应的调节和分配达到规定的要求，同时降低排气污染程度，达到最佳状态，而且全面提高了发动机系统的工作性能和使用寿命。
以上的详细说明旨在举例说明而已，而不是对本发明的限制。根据上述教导是可以对上面的实施例进行种种更改和修改的。因此，不言而喻，本发明可按本说明具体所述以外的方式实施，但仍然属于所附权利要求书的范围。
权利要求
1.一种供燃气涡轮发动机用的具有辅助级和主级双环形燃烧室的燃料供给系统，该系统包括一个辅助级歧管，用以给辅助级提供燃料；一个第一主级歧管，用以给主级提供燃料；一个第二主级歧管，用以给主级提供燃料；一个控制阀，与各所述辅助级歧管、所述第一主级歧管和所述第二主级歧管连接，用以控制输送到各所述歧管的燃料流量。
2.根据权利要求1所述的系统，其中它还包括阀门控制装置，用以使所述控制阀在分级位置工作，在部分分级的位置工作，和在不分级的位置工作。
3.根据权利要求2所述的系统，其中所述阀门控制装置是个流体动力学装置。
4.根据权利要求2所述的系统，其中它还包括电子控制装置，与所述阀门控制装置连接，用以根据分级阀燃料空气比控制计划控制输送到所述辅助歧管、所述第一主歧管和所述第二主歧管的燃料流量。
5.根据权利要求4的系统，其中所述电子控制装置是个燃料/空气数字电子控制装置。
6.根据权利要求1所述的系统，其中它还包括多个燃料箱位置，与辅助级连接;所述第一半数燃料箱位置与所述第二半数燃料箱位置与主级相连接;且其中所述辅助歧管与所述多个与辅助级连接的燃料箱位置连接，所述第一主级歧管与接主级的所述第一半数的燃料箱各位置相连接，所述第二主级歧管则与连接主级的所述第二半数的燃料箱各位置相连接。
7.根据权利要求6所述的系统，其中所述第一半数燃料箱各位置由多个集结的燃料箱组成。
8.根据权利要求7所述的系统，其中所述第二半数燃料箱各位置由多个集结的第二燃料箱组成。
9.根据权利要求1所述的系统，其中主级和辅助级都与一个中心体相连接，且为该中心体所分隔，所述中心体包括减少未经燃烧的烃和CO排出量的装置。
10.根据权利要求9所述的系统，其中所述排出量减少装置的所述中心体上有三个交叉点火孔。
全文摘要
双环形燃烧室的一种燃烧供给系统，有一个辅助级歧管，一个第一主级歧管，和一个第二主级歧管，三个歧管都与一个三位置分级阀相连接。分级阀由一个燃烧/空气数字电子控制装置(FADEC)控制，FADEC则根据分级阀燃料/空气比控制计划控制分级阀，使其关闭(分级)、部分打开(部分分级)或打开(不分级)。
文档编号F23R3/28GK1069561SQ9210946
公开日1993年3月3日 申请日期1992年8月12日 优先权日1991年8月12日
发明者P·D·纳波里 申请人:通用电气公司