42 - Services scientifiques, technologiques et industriels, recherche et conception
Produits et services
Research and development in the field of reducing carbon emissions in aviation, carbon reducing technologies in aviation gas turbine engines, and sustainable aviation fuel.
2.
System and method for guiding compressible gas flowing through a duct
A guide vane within an annular inlet duct of a gas-turbine engine provides for generating swirl within an annular inlet duct so as to provide for reducing the rate of deceleration of the inlet air flow within the annular inlet duct while providing for diffusion of the meridional component of velocity thereof.
A sacrificial outer sleeve of a self-eroding single-use gas-turbine-engine igniter contains a main pyrotechnic composition and an initiator embedded therein proximate to a distal portion of the sacrificial outer sleeve. The sacrificial outer sleeve extends within a combustion chamber of the gas-turbine engine when operatively coupled thereto so as to provide for igniting a fuel/air mixture therein. The sacrificial outer sleeve is constructed of a material that is consumable either responsive to combustion of the main pyrotechnic composition responsive to activation of the initiator responsive to an actuation signal communicated via an associated signal conduit, or, responsive to a subsequent operation of said gas-turbine engine to which the igniter is operatively coupled, when operatively coupled thereto.
F42B 3/11 - Amorces-détonateurs pour ces cartouches caractérisées par le matériau utilisé, p. ex. pour l'enveloppe de l'amorce-détonateur ou pour les fils électriques
21.
TURBO-ELECTRIC TURBO-COMPOUNDING SYSTEM AND METHOD
Exhaust gases (18, 18.2, 18.3) from an engine (16, 16'), input to turbo-compounder (20), drive a bladed turbine rotor (48) therein, which drives a multi-phase AC generator (56, 56.1, 56.1', 126, 126', 126'', 126'''), the output of which is used to electrically drive a multi-phase induction motor (104, 104'), the rotor (106) of which is mechanically coupled to the engine (16, 16'), so as to provide for recovering power to the engine (16, 16'). The multi-phase AC generator (56, 56.1, 56.1', 126, 126', 126'', 126''') may be coupled to the engine (16, 16') either by closure of a contactor (110, 110'), engagement of an electrically-controlled clutch (124), or by control of either a solid-state switching or control system (112, 125) or an AC excitation signal (130), when the frequency (fGENERATOR) of the multi-phase AC generator (56, 56.1, 56.1', 126, 126', 126'', 126''') meets or exceeds that (fMOTOR) of the multi-phase induction motor (104, 104').
A shrouded bladed-rotor for use as a rotor of an electrical generator incorporates a plurality of blades and an annular magnetically-permeable yoke concentric with an associated axis of revolution. An even-numbered plurality of permanent magnets are operatively coupled to an outer surface of the annular magnetically-permeable rotor yoke, the latter of which comprises either a shroud of the shrouded bladed-rotor or a ring of magnetically-permeable material encircling the shroud. The North-South axis of each permanent magnet is substantially radially oriented with respect to the axis of rotation, and North-South orientations of every pair of circumferentially-adjacent permanent magnets of the plurality of permanent magnets are opposite to one another. A non-magnetic magnet-retaining-ring encircling the plurality of permanent magnets has sufficient hoop strength to retain the plurality of permanent magnets on the annular magnetically-permeable rotor yoke during intended operation of the electrical generator.
A variable-reluctance stator system for use with a radial-flux rotor of a permanent-magnet generator incorporates radially-oriented stator teeth uniformly circumferentially distributed around a central axis, and at least one moveable magnetically-permeable element in magnetic communication with at least one pair of adjacent stator teeth. Radially-inboard edges of the stator teeth are located outside a cylindrical boundary centered about the central axis and configured to receive the radial-flux rotor. Each moveable magnetically-permeable element is axially positionable relative to the stator teeth along an associated positioning axis substantially parallel to the central axis, so as to provide for linking magnetic flux between the pair of adjacent stator teeth via the moveable magnetically-permeable element. A series magnetic reluctance of the pair of adjacent stator teeth in series with the moveable magnetically-permeable element is responsive to an axial position of the moveable magnetically-permeable element relative to the pair of adjacent stator teeth.
F02B 41/10 - Moteurs avec détente prolongée utilisant des turbines à gaz d'échappement
F02B 37/18 - Commande des pompes par dérivation des gaz d'échappement
F02B 63/04 - Adaptations des moteurs pour entraîner des pompes, des outils tenus à la main ou des génératrices électriquesCombinaisons portatives de moteurs avec des dispositifs entraînés par des moteurs pour génératrices électriques
F02D 29/06 - Commande de moteurs, cette commande étant particulière aux dispositifs entraînés, ces dispositifs étant autres que des organes ou accessoires essentiels à la marche du moteur, p. ex. commande de moteur par des signaux extérieurs particulière aux moteurs entraînant des groupes électrogènes
F16D 48/06 - Commande par des moyens électriques ou électroniques, p. ex. de la pression du fluide
H02K 7/18 - Association structurelle de génératrices électriques à des moteurs mécaniques d'entraînement, p. ex. à des turbines
H02K 7/11 - Association structurelle avec des embrayages, des freins, des engrenages, des poulies ou des démarreurs mécaniques avec des embrayages dynamo-électriques
H02K 11/00 - Association structurelle de machines dynamo-électriques à des organes électriques ou à des dispositifs de blindage, de surveillance ou de protection
H02K 11/04 - Association structurelle de machines dynamo-électriques à des organes électriques ou à des dispositifs de blindage, de surveillance ou de protection pour le redressement
H02K 51/00 - Transmissions dynamo-électriques, c.-à-d. moyens dynamo-électriques pour la transmission de la puissance mécanique d'un arbre conducteur à un arbre conduit, comprenant des éléments moteur et générateur en corrélation constructive
H02P 17/00 - Dispositions pour la commande des transmissions dynamo-électriques
F02B 37/00 - Moteurs caractérisés par l'utilisation de pompes entraînées au moins temporairement par les gaz d'échappement
H02P 11/06 - Dispositions pour la commande de convertisseurs dynamo-électriques pour commander des convertisseurs dynamo-électriques ayant une sortie en courant alternatif
H02P 103/10 - Dispositions pour la commande caractérisées par le type de génératrice du type asynchrone
H02P 101/25 - Adaptation particulière des dispositions pour la commande de génératrices pour moteurs à combustion
F16D 48/06 - Commande par des moyens électriques ou électroniques, p. ex. de la pression du fluide
F02B 63/04 - Adaptations des moteurs pour entraîner des pompes, des outils tenus à la main ou des génératrices électriquesCombinaisons portatives de moteurs avec des dispositifs entraînés par des moteurs pour génératrices électriques
H02K 7/11 - Association structurelle avec des embrayages, des freins, des engrenages, des poulies ou des démarreurs mécaniques avec des embrayages dynamo-électriques
H02K 11/00 - Association structurelle de machines dynamo-électriques à des organes électriques ou à des dispositifs de blindage, de surveillance ou de protection
H02K 11/04 - Association structurelle de machines dynamo-électriques à des organes électriques ou à des dispositifs de blindage, de surveillance ou de protection pour le redressement
H02K 51/00 - Transmissions dynamo-électriques, c.-à-d. moyens dynamo-électriques pour la transmission de la puissance mécanique d'un arbre conducteur à un arbre conduit, comprenant des éléments moteur et générateur en corrélation constructive
H02P 17/00 - Dispositions pour la commande des transmissions dynamo-électriques
H02K 7/18 - Association structurelle de génératrices électriques à des moteurs mécaniques d'entraînement, p. ex. à des turbines
H02P 11/00 - Dispositions pour la commande de convertisseurs dynamo-électriques
H02P 9/04 - Commande s'exerçant sur un moteur primaire non électrique et dépendant de la valeur d'une caractéristique électrique à la sortie de la génératrice
F02D 29/06 - Commande de moteurs, cette commande étant particulière aux dispositifs entraînés, ces dispositifs étant autres que des organes ou accessoires essentiels à la marche du moteur, p. ex. commande de moteur par des signaux extérieurs particulière aux moteurs entraînant des groupes électrogènes
H02P 103/10 - Dispositions pour la commande caractérisées par le type de génératrice du type asynchrone
H02P 101/25 - Adaptation particulière des dispositions pour la commande de génératrices pour moteurs à combustion
MOTOR) of the induction motor (104, 104′). Wastegate valve (36, 36′) closure provides for the generator (56, 56.1, 56.1′, 126, 126′, 126″) to recover power from the exhaust gases (28).
F02G 3/00 - Ensembles fonctionnels de moteurs à produits de combustion à déplacement positif
F02B 41/10 - Moteurs avec détente prolongée utilisant des turbines à gaz d'échappement
F02B 37/18 - Commande des pompes par dérivation des gaz d'échappement
F02D 29/06 - Commande de moteurs, cette commande étant particulière aux dispositifs entraînés, ces dispositifs étant autres que des organes ou accessoires essentiels à la marche du moteur, p. ex. commande de moteur par des signaux extérieurs particulière aux moteurs entraînant des groupes électrogènes
H02K 51/00 - Transmissions dynamo-électriques, c.-à-d. moyens dynamo-électriques pour la transmission de la puissance mécanique d'un arbre conducteur à un arbre conduit, comprenant des éléments moteur et générateur en corrélation constructive
H02P 1/00 - Dispositions de démarrage de moteurs électriques ou de convertisseurs dynamo-électriques
H02P 9/04 - Commande s'exerçant sur un moteur primaire non électrique et dépendant de la valeur d'une caractéristique électrique à la sortie de la génératrice
H02K 17/12 - Moteurs asynchrones à induction pour courant polyphasé
H02K 17/32 - Association structurelle de moteurs asynchrones à induction à des appareils mécaniques auxiliaires, p. ex. à des embrayages ou des freins
F02B 63/04 - Adaptations des moteurs pour entraîner des pompes, des outils tenus à la main ou des génératrices électriquesCombinaisons portatives de moteurs avec des dispositifs entraînés par des moteurs pour génératrices électriques
Exhaust gases (28) from an engine (16, 16'), input to turbo-compounder (20), drive a bladed turbine rotor (48) therein, which drives a generator (56, 56.1, 56.1', 126, 126', 126''), the output of which is used to electrically drive an induction motor (104, 104'), the rotor (106) of which is mechanically coupled to the engine (16, 16') so as to provide for recovering power to the engine (16, 16'). The turbo-compounder (20) also incorporates a wastegate valve (36, 36') to provide for the exhaust gases (28) to bypass the bladed turbine rotor (48). Upon startup the wastegate valve (36, 36') is opened, and the generator may be decoupled from the engine (16, 16'). The generator (56, 56.1, 56.1', 126, 126', 126'') may be coupled to the engine (16, 16') either by closure of a contactor (110, 110'), engagement of an electrically-controlled clutch (124), or by control of either a solid-state switching (125) or control system or an AC excitation signal (130), when the frequency (fGENERATOR) of the generator (56, 56.1, 56.1', 126, 126', 126'') meets or exceeds that (fMOTOR) of the induction motor (104, 104'). Wastegate valve (36, 36') closure provides for the generator (56, 56.1, 56.1', 126, 126', 126'') to recover power from the exhaust gases (28).
F02B 37/18 - Commande des pompes par dérivation des gaz d'échappement
F02B 41/10 - Moteurs avec détente prolongée utilisant des turbines à gaz d'échappement
F02B 63/04 - Adaptations des moteurs pour entraîner des pompes, des outils tenus à la main ou des génératrices électriquesCombinaisons portatives de moteurs avec des dispositifs entraînés par des moteurs pour génératrices électriques
F02D 29/06 - Commande de moteurs, cette commande étant particulière aux dispositifs entraînés, ces dispositifs étant autres que des organes ou accessoires essentiels à la marche du moteur, p. ex. commande de moteur par des signaux extérieurs particulière aux moteurs entraînant des groupes électrogènes
H02K 51/00 - Transmissions dynamo-électriques, c.-à-d. moyens dynamo-électriques pour la transmission de la puissance mécanique d'un arbre conducteur à un arbre conduit, comprenant des éléments moteur et générateur en corrélation constructive
A fluid-conduit collector (20, 20.x, 20a, 20b) spans across a plurality of collector-inlet interface structures (24, 24.1, 24.2, 24.3, 24', 24") and at least one fluidic diode element (26, 26.1, 26.2, 26.3, 26', 26"). A branch inlet portion (20"', 20.1"', 20.2"', 20.3"') of at least one collector-inlet interface structure (24, 24.1, 24.2, 24.3, 24', 24"), in fluid communication with a corresponding fluid-conduit runner portion (14, 14.x), provides for receiving fluid from a source of fluid (12). The fluidic-diode element (26, 26.1, 26.2, 26.3, 26', 26") located coincident with, or downstream of, the collector inlet port (56', 106) provides for a relatively higher coefficient of discharge for fluid flowing (34, 64) towards (36) an outlet (38) of the collector (20, 20.x, 20a, 20b), than for fluid flowing (32) in a reverse direction (40).
A diffuser (10) comprises first (10.1) and second (10.2) annular portions bounded by forward (32) and aft (26) annular walls, wherein the first annular portion (10.1) is vaneless and radially within the second annular portion (10.2), and the second annular portion (10.2) is radially relatively compact and incorporates a plurality of vanes (48) with relatively high solidity, wherein the forward (32) or/and aft (26) annular walls is/are sloped so as to provide for meridional divergence within the second annular portion (10.2) of the diffuser (10), and the vanes (48) are shaped so as to substantially conform to the flow field within the second annular portion (10.2).
An aftwardly-extending internally-threaded boss of a boreless-hub compressor rotor of a turbocharger engages a corresponding externally-threaded forward end portion of an associated rotor shaft of the turbocharger, wherein an internal surface of an inner race of an associated rolling-element bearing of the turbocharger is in engagement with both an external surface of the rotor shaft and an external surface of the internally-threaded boss of the boreless-hub compressor rotor, wherein the rotor shaft extends through the inner race of the rolling-element bearing.
F01D 25/16 - Aménagement des paliersSupport ou montage des paliers dans les stators
F01D 25/26 - Carcasses d'enveloppe doublesMesures contre les tensions thermiques dans les carcasses d'enveloppe
F01D 25/24 - Carcasses d'enveloppeÉléments de la carcasse, p. ex. diaphragmes, fixations
F02C 6/12 - Turbocompresseurs de suralimentation, c.-à-d. ensembles fonctionnels destinés à augmenter la sortie de puissance mécanique des moteurs à piston à combustion interne en augmentant la pression de suralimentation
F02B 37/00 - Moteurs caractérisés par l'utilisation de pompes entraînées au moins temporairement par les gaz d'échappement
F04D 25/02 - Ensembles comprenant des pompes et leurs moyens d'entraînement
Liquid fuel from a rotary fluid trap is atomized by a sharp edge on an inside surface of an aft cavity of a bladed rotor of a gas turbine engine and directed into each of a plurality of associated hollow blades through corresponding blade inlet ducts that are in fluid communication with corresponding aft hollow interior portions of each blade. A radially-extending central rib within each blade partitions the hollow interior thereof into aft and forward hollow interior portions that are in fluid communication through an associated opening in the central rib and through a radially-extending gap between the central rib and the interior surface of the blade. A blade outlet duct provides for fluid communication between the forward hollow interior portion and a forward cavity of the bladed rotor, and a rotor outlet duct provides for discharging the fuel from a radially-inboard portion of the forward cavity.
F02C 7/16 - Refroidissement des ensembles fonctionnels caractérisé par l'agent refroidisseur
F01D 5/18 - Aubes creusesDispositifs de chauffage, de protection contre l'échauffement ou de refroidissement des aubes
F01D 9/06 - Conduits d'admission du fluide à l'injecteur ou à l'organe analogue
F02C 3/14 - Ensembles fonctionnels de turbines à gaz caractérisés par l'utilisation de produits de combustion comme fluide de travail caractérisés par l'aménagement de la chambre de combustion dans l'ensemble
F02C 7/224 - Chauffage du combustible avant son arrivée au brûleur
33.
System and method for controlling a single-spool turboshaft engine
One of a controllable load and a fuel flow to a single-spool turboshaft engine is controlled so that a rotational speed of a single-spool turboshaft engine is substantially regulated to a level corresponding to a corrected rotational speed command, and the other of the fuel flow and the controllable load is controlled so that a torque transmitted from the single-spool turboshaft engine to the controllable load is substantially regulated to a level corresponding to a corrected torque command. Under at least one operating condition, the corrected rotational speed command is determined so as to minimize or nearly minimize a measure of fuel consumption by the single-spool turboshaft engine when operated so that the torque transmitted to the controllable load corresponds to the corrected torque command.
G06F 19/00 - Équipement ou méthodes de traitement de données ou de calcul numérique, spécialement adaptés à des applications spécifiques (spécialement adaptés à des fonctions spécifiques G06F 17/00;systèmes ou méthodes de traitement de données spécialement adaptés à des fins administratives, commerciales, financières, de gestion, de surveillance ou de prévision G06Q;informatique médicale G16H)
G06G 7/70 - Calculateurs analogiques pour des procédés, des systèmes ou des dispositifs spécifiques, p. ex. simulateurs de véhicules, p. ex. pour la détermination du chargement admissible de navires
F02C 9/00 - Commande des ensembles fonctionnels de turbines à gazCommande de l'alimentation en combustible dans les ensembles fonctionnels de propulsion par réaction alimentés en air ambiant
F02G 3/00 - Ensembles fonctionnels de moteurs à produits de combustion à déplacement positif
F02K 1/16 - Commande ou régulation conjointement avec une autre commande
F02C 9/32 - Commande de l'alimentation en combustible caractérisée par l'étranglement de l'admission du combustible
A feature of aircraft engines, namely, turbofan engines, for providing power to aircraft electrical systems independent of auxiliary power units while aircrafts are grounded
35.
Two-spool turboshaft engine control system and method
A load applied to a low pressure spool of a two-spool turboshaft engine is controlled responsive to inlet pressure and temperature so as to regulate a relationship between the rotational speeds of the low and high pressure spools of the two-spool turboshaft engine so as to provide for operating the low pressure compressor attached to the low pressure spool with sufficient surge margin.
F02C 1/00 - Ensembles fonctionnels de turbines à gaz caractérisés par l'utilisation de gaz chauds ou de gaz sous pression non chauffés, comme fluide de travail
36.
Fractured-outer-race full-complement ball-bearing system incorporated in a turbocharger assembly
A turbocharger ball-bearing assembly incorporates a cageless set of ceramic bearing balls operating within outer and inner bearing raceways, wherein the outer bearing raceway is on the inside of a fractured outer race. The fractured outer race is located in a counterbore of a center body of a turbocharger. The center body, in cooperation with the ball-bearing assembly, provides for rotationally supporting, and axially restraining, a rotor shaft of the turbocharger. The outside diameter of the fractured outer bearing race is less than a corresponding inside diameter of the counterbore, and the center body provides for supplying lubricant to an isolation annulus therebetween, so as to provide fir squeeze-film damping the ball-bearing assembly within the counterbore.
A shroud portion (210) of a fluid-conduit housing (158) provides for concentrically shrouding a portion of bladed rotor (30) operatively coupled to a rotor shaft (32) rotationally supported by at least one bearing (34, 36) operatively coupled to the centerbody (33). An internal cylindrical surface (218) at an end of the fluid-conduit housing (158) mates with a corresponding external cylindrical surface (220) on a corresponding side of the centerbody (33). The fluid-conduit housing (158) is operatively coupled to the centerbody (33) with a plurality of radial pins (222), wherein each radial pin (222) slideably engages with at least one of a corresponding radial bore in the fluid-conduit housing (158) or a corresponding radial bore (228) in the centerbody (33) so as to provide for substantially maintaining the concentricity of the shroud portion (210) of the fluid-conduit housing (158) relative to the bladed rotor (30) regardless of a thermal expansion of the fluid-conduit housing (158) relative to the centerbody (33).
F01D 25/24 - Carcasses d'enveloppeÉléments de la carcasse, p. ex. diaphragmes, fixations
F02C 6/12 - Turbocompresseurs de suralimentation, c.-à-d. ensembles fonctionnels destinés à augmenter la sortie de puissance mécanique des moteurs à piston à combustion interne en augmentant la pression de suralimentation
F04D 29/42 - Carters d'enveloppeTubulures pour le fluide énergétique pour pompes radiales ou hélicocentrifuges
F01D 25/16 - Aménagement des paliersSupport ou montage des paliers dans les stators
F04D 29/62 - MontageAssemblageDémontage des pompes radiales ou hélicocentrifuges
38.
Turbine nozzle apparatus and associated method of manufacture
A turbine nozzle is constructed from a plurality of associated circumferential turbine nozzle segments each of which incorporates at least one pre-formed annular-segment passage bounded at a first azimuthal boundary by a first portion of a first bounding nozzle vane, and at a second azimuthal boundary by a second portion of a second bounding nozzle vane, with the at least one pre-formed annular-segment passage therebetween, wherein when assembled in the turbine nozzle, a first portion of a first bounding nozzle vane of one circumferential turbine nozzle segment is joined to a second portion of a second bounding nozzle vane of another adjacent circumferential turbine nozzle segment so as to form therebetween a nozzle vane of the turbine nozzle, wherein the minimum through-flow area of the associated at least one pre-formed annular-segment passage is substantially unaffected by the assembly of the circumferential turbine nozzle segments to form the turbine nozzle.
A controller receives a power-level command representative of a level of power to be transmitted by a single-spool turboshaft engine to a controllable load. A torque command determined responsive to a measure of inlet pressure, from a control schedule responsive to the power-level command, is representative of a level of torque to be transmitted by an element to drive the controllable load. Under some operating conditions, a rotational speed command provides for at least nearly minimizing a measure of associated fuel consumption when the transmitted torque is regulated to the level corresponding to the torque command by controlling one of the controllable load and a fuel flow to the engine, and the other of the controllable load and the fuel flow to the engine is controlled so as to regulate an associated rotational speed to a level corresponding to the rotational speed command.
F02C 9/00 - Commande des ensembles fonctionnels de turbines à gazCommande de l'alimentation en combustible dans les ensembles fonctionnels de propulsion par réaction alimentés en air ambiant
F02C 6/00 - Ensembles fonctionnels multiples de turbines à gazCombinaisons d'ensembles fonctionnels de turbines à gaz avec d'autres appareilsAdaptations d'ensembles fonctionnels de turbines à gaz à des applications particulières
F02G 3/00 - Ensembles fonctionnels de moteurs à produits de combustion à déplacement positif
F02K 1/16 - Commande ou régulation conjointement avec une autre commande
F02K 3/00 - Ensembles fonctionnels comportant une turbine à gaz entraînant un compresseur ou un ventilateur soufflant
G06F 19/00 - Équipement ou méthodes de traitement de données ou de calcul numérique, spécialement adaptés à des applications spécifiques (spécialement adaptés à des fonctions spécifiques G06F 17/00;systèmes ou méthodes de traitement de données spécialement adaptés à des fins administratives, commerciales, financières, de gestion, de surveillance ou de prévision G06Q;informatique médicale G16H)
G06G 7/70 - Calculateurs analogiques pour des procédés, des systèmes ou des dispositifs spécifiques, p. ex. simulateurs de véhicules, p. ex. pour la détermination du chargement admissible de navires
F01B 25/00 - Dispositifs de régulation, de commande ou de sécurité
F01D 17/00 - Régulation ou commande par variation de flux
F01D 19/00 - Démarrage des "machines" ou machines motricesDispositifs de régulation, de commande ou de sécurité en rapport avec les organes de démarrage
F01D 21/00 - Arrêt des "machines" ou machines motrices, p. ex. dispositifs d'urgenceDispositifs de régulation, de commande ou de sécurité non prévus ailleurs
F04D 15/00 - Commande, p. ex. régulation de pompes, d'installations ou de systèmes de pompage
F04D 27/00 - Commande, p. ex. régulation, des pompes, des installations ou des systèmes de pompage spécialement adaptés aux fluides compressibles
Fuel (12) is supplied to a rotatable portion (118) of a gas turbine engine (10) comprising a rotor (24) and at least one blade (26, 26.1) operatively coupled thereto, so as to provide for cooling at least one of the rotor (24) or the at least one blade (26, 26.1) by transforming the fuel (12) to a vapor or gaseous state. The fuel (12) is discharged in a vapor or gaseous state from the rotatable portion (118) directly into a combustion chamber (16) of the gas turbine engine (10).
F02C 7/22 - Systèmes d'alimentation en combustible
F02C 1/00 - Ensembles fonctionnels de turbines à gaz caractérisés par l'utilisation de gaz chauds ou de gaz sous pression non chauffés, comme fluide de travail
F23D 11/04 - Brûleurs à pulvérisation directe de gouttelettes de liquide ou de liquide vaporisé dans l'enceinte de combustion la pulvérisation étant obtenue par une action centrifuge
42.
System and method for isolating a rolling-element bearing
Lubrication fluid is discharged through an axial gap between a outer bearing race and a bearing housing from a cavity bounded in part by a forward surface of the outer bearing race that is axially slideable within the bearing housing so as to provide for changing the axial gap. The pressure in the cavity is automatically controlled responsive to an axial force on outer bearing race by an axial position of the outer bearing race that determines a size of the axial gap, so as to provide for increasing the pressure responsive to increasing axial force over at least a portion of an operating range. The lubrication fluid in the axial gap provides for isolating axial vibrations of the outer bearing race relative to the bearing housing.
A first trailing edge portion of a scarfed jet engine exhaust nozzle aft of a second trailing edge portion relative to a central axis of an associated exhaust duct causes an automatic nozzle-pressure-ratio responsive transverse deflection of the associated exhaust flow away from the first trailing edge portion. When offset from both the center of gravity (CG) and the central longitudinal axis of an aircraft, at a relatively low nozzle pressure ratio, e.g. during takeoff, the thrust vector from the exhaust flow acts relatively close to the CG, whereas at a relatively high nozzle pressure ratio, e.g. during relatively high-speed cruise, the scarfed exhaust nozzle deflects the exhaust flow so that the resulting thrust vector is relatively parallel to the path of the aircraft. With the final portion of the exhaust duct skewed, the primary axis of the jet engine can be relatively parallel to the path of the aircraft.
Fuel and air are injected in a first poloidal flow in a first poloidal direction within a first annular zone of an annular combustor. A first combustion gas from the at least partial combustion of the fuel and air is discharged into an annular transition zone of the annular combustor and transformed to a second combustion gas therein within an at least partial second poloidal flow followed by an at least partial third poloidal flow in the annular transition zone, wherein the direction of the second poloidal flow is opposite to that of the first and third poloidal flows. The second combustion gas is discharged into a second annular zone of the annular combustor, and then transformed to a third combustion gas therein before being discharged therefrom, responsive to which a back pressure is generated in the annular combustor.
Fuel (110) and air (100) are injected in a first poloidal flow (130) in a first poloidal direction (132) within a first annular zone (54) of an annular combustor (52). A first combustion gas (140) from the at least partial combustion of the fuel (110) and air (100) is discharged into an annular transition zone (58) of the annular combustor (52) and transformed to a second combustion gas (150) therein within an at least partial second poloidal flow (142) followed by an at least partial third poloidal flow (152) in the annular transition zone (58), wherein the direction of the second poloidal flow (144) is opposite to that (132) of the first (130) and third (152) poloidal flows. The second combustion gas (150) is discharged into a second annular zone (56) of the annular combustor (52), and then transformed to a third combustion gas (160) therein before being discharged therefrom, responsive to which a back pressure (207) is generated in the annular combustor (52).
F23R 3/06 - Disposition des ouvertures le long du tube à flamme
F23R 3/16 - Chambres de combustion à combustion continue utilisant des combustibles liquides ou gazeux caractérisées par la configuration du flux d'air ou du flux de gaz avec des dispositifs à l'intérieur du tube à flamme ou de la chambre de combustion pour influer sur le flux d'air ou de gaz
F23R 3/34 - Alimentation de différentes zones de combustion
F23R 3/38 - Chambres de combustion à combustion continue utilisant des combustibles liquides ou gazeux caractérisées par l'alimentation en combustible comprenant des moyens d'injection de combustible rotatifs
F23R 3/50 - Chambres de combustion comprenant un tube à flamme annulaire à l'intérieur d'une enveloppe annulaire
A bearing housing (38) of a rotor shaft support assembly of a turbocharger core (10, 10') mounts to and closes a forward end of a cavity (20, 20', 20'') that both receives and discharges exhaust gases (21) of an internal combustion engine (14, 14.1, 14.2). A turbine rotor (30) operatively coupled to a rotor shaft (32) and a compressor rotor (56) of an associated turbocharger rotor assembly rotates within a turbine rotor shroud portion (82) of an associated turbine nozzle cartridge assembly (74, 74'), wherein the rotor shaft is rotationally supported by at least one bearing within the bearing housing (38). The turbine nozzle cartridge assembly (74, 74') provides for directing exhaust gases (20) from the cavity (20, 20', 20'') through a peripheral inlet (93) leading to a plurality of vanes (80) between forward (76) and aft (78) walls, through the turbine rotor shroud portion (82), and then through a nozzle exhaust portion (84) incorporating an external sealing surface (102) on an aft portion (84.1) thereof that cooperates with a sealing element (104, 104') where the exhaust gases (21) are discharged from the cavity (20, 20', 20'').
F01D 17/16 - Organes de commande terminaux disposés sur des parties du stator faisant varier l'aire effective de la section transversale des injecteurs ou tuyères de guidage en obturant les injecteurs
F02C 6/12 - Turbocompresseurs de suralimentation, c.-à-d. ensembles fonctionnels destinés à augmenter la sortie de puissance mécanique des moteurs à piston à combustion interne en augmentant la pression de suralimentation
A bearing housing of a rotor shaft support assembly of a turbocharger core mounts to and closes a forward end of a cavity that both receives and discharges exhaust gases of an internal combustion engine. A turbine rotor operatively coupled to a rotor shaft and a compressor rotor of an associated turbocharger rotor assembly rotates within a turbine rotor shroud portion of an associated turbine nozzle cartridge assembly, wherein the rotor shaft is rotationally supported by at least one bearing within the bearing housing. The turbine nozzle cartridge assembly provides for directing exhaust gases from the cavity through a peripheral inlet leading to a plurality of vanes between forward and aft walls, through the turbine rotor shroud portion, and then through a nozzle exhaust portion incorporating an external sealing surface on an aft portion thereof that cooperates with a sealing element where the exhaust gases are discharged from the cavity.
F02B 33/44 - Passages pour la charge de la pompe vers l'orifice d'admission du moteur, p. ex. réservoirs
F01D 17/16 - Organes de commande terminaux disposés sur des parties du stator faisant varier l'aire effective de la section transversale des injecteurs ou tuyères de guidage en obturant les injecteurs
F02C 6/12 - Turbocompresseurs de suralimentation, c.-à-d. ensembles fonctionnels destinés à augmenter la sortie de puissance mécanique des moteurs à piston à combustion interne en augmentant la pression de suralimentation
48.
JET ENGINE EXHAUST NOZZLE AND ASSOCIATED SYSTEM AND METHOD OF USE
A first trailing edge portion (26) of a scarfed jet engine exhaust nozzle (24) aft of a second trailing edge portion (30) relative to a central axis (16) of an associated exhaust duct (10, 10.1) causes an automatic nozzle-pressure-ratio responsive transverse deflection of the associated exhaust flow (46) away from the first trailing edge portion (26). When offset from both the center of gravity (CG) and the central longitudinal axis (76) of an aircraft (40), at a relatively low nozzle pressure ratio, e.g. during takeoff, the thrust vector (44) from the exhaust flow acts relatively close to the CG, whereas at a relatively high nozzle pressure ratio, e.g. during relatively high-speed cruise, the scarfed exhaust nozzle (24) deflects the exhaust flow (46) so that the resulting thrust vector (44') is relatively parallel to the path (60) of the aircraft (40). With the final portion (10.1) of the exhaust duct (10) skewed, the primary axis (20) of the jet engine (12) can be relatively parallel to the path (60) of the aircraft (40).
B64C 15/12 - Commande de l'assiette, de la direction du vol ou de l'altitude par jets réactifs les jets étant des jets propulsifs le groupe propulseur étant basculable
B64D 27/20 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs du type à réaction à l'intérieur des fuselages ou fixés à ceux-ci
B64D 33/04 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des sorties d'échappement ou des tuyères
49.
GAS TURBINE ENGINE ROTARY INJECTION SYSTEM AND METHOD
A rotary injector (95, 222) comprising one or more radially-extending arms (93) provides for injecting fuel (12, 12.1, 12.4) into a combustion chamber (16). The combustion chamber (16) receives air (14) from locations upstream and downstream of the rotary injector (95, 222), and the arms (93) of the rotary injector (95, 222) are adapted so that a pressure (P2) in the combustion chamber (16) upstream of the rotary injector (95, 222) is less than a pressure (Po") in a plenum (212) supplying air (14) to the combustion chamber (16) upstream of the rotary injector (95, 222).
F02C 1/00 - Ensembles fonctionnels de turbines à gaz caractérisés par l'utilisation de gaz chauds ou de gaz sous pression non chauffés, comme fluide de travail
F02G 3/00 - Ensembles fonctionnels de moteurs à produits de combustion à déplacement positif
Fuel (12) is supplied to a rotatable portion (118) of a gas turbine engine (10) comprising a rotor (24) and at least one blade (26, 26.1) operatively coupled thereto, so as to provide for cooling at least one of the rotor (24) and the at least one blade (26, 26.1) by transforming the fuel (12) to a vapor or gaseous state. The fuel (12) is discharged is a vapor or gaseous state from the rotatable portion (118) directly into a combustion chamber (16) of the gas turbine engine (10).
THE UNITED STATES OF AMERICA AS REPRESENTED BY THE ADMINISTRATOR OF THE NATIONAL AERONAUTICS AND SPACE ADMINISTRATION (NASA) (USA)
Inventeur(s)
Braley, Michael, Scott
Dorer, James, D.
Roberts, Gary, D.
Abrégé
A gas turbine fan blade containment assembly includes a fan case having an inner surface surrounding a jet engine fan and an outer surface. Mounted on the inner surface and across a blade containing region of the fan case is a load spreader layer for initially receiving a point load from a fan blade release (a 'blade-out event'). A band layer is mounted to an outer surface of the fan case for carrying at least a portion of a hoop tensile load on the fan case resulting from the blade-out event, and separator film layer is mounted between the outer surface of the fan case and the band layer to retard the formation of stress concentrations in the band layer. In one embodiment, the load spreader layer includes a plurality of circumferentially-arrayed load spreader layer segments.
Fuel (12) supplied to a rotary fluid trap (42) is centrifugally accelerated within a first cavity (46) adjacent a first side (48) of a rotor (24), and is then directed though a plurality of first passages (66) extending through the rotor (24) between and proximate to the blades (26), and shaped so as to at least partially conform to the shape of the blades (26). Second passages (100) extend within the blades (26) from the first passages (66) and terminate within associated cavities (110) proximate to the tips (112) of the blades (26). Relatively cooler fuel (12.2) in the first passages (66) is thermosiphon exchanged for relatively hotter fuel (12.3) in the second passages (100) so as to cool the blades (26). The heated fuel (12.3) flows into a second cavity (74) adjacent to a second side (72) of the rotor (24) and is discharged from the rotating frame of reference directly into the combustion chamber (16) through a second rotary fluid trap (96). A separate fuel distribution circuit (130) is used for starting and warm-up.
12 - Véhicules; appareils de locomotion par terre, par air ou par eau; parties de véhicules
42 - Services scientifiques, technologiques et industriels, recherche et conception
Produits et services
TURBOJET, FANJET, TURBOFAN, TURBOSHAFT AND GAS TURBINE ENGINES FOR AIRCRAFT, MARINE AND INDUSTRIAL USES; AND AUXILIARY POWER UNITS FOR AIRCRAFT TURBOJET, FANJET, TURBOFAN, TURBOSHAFT AND GAS TURBINE ENGINES FOR LAND VEHICLES ENGINEERING DESIGN AND TESTING SERVICES, NAMELY DESIGN AND TESTING OF ENGINES AND COMPONENT FOR OTHERS
