Abrégé

A propulsor is provided including a gas turbine engine having a shaft and one or more bearings supporting the shaft, a rotor hub operatively coupled to the shaft and comprising a hub flange, an electric machine comprising a stator assembly and a rotor assembly, a rotor connection member operatively coupled to the rotor assembly of the electric machine and comprising a connection flange, and an insulated joint for operatively coupling the rotor assembly with the shaft. The insulated joint includes a plurality of insulative layers, at least one of the plurality of insulative layers extending between the hub flange and the connection flange to interrupt common mode electric current from flowing between the rotor assembly and the shaft.

Classes IPC  ?

• B64D 33/00 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs
• B64D 27/31 - Aéronefs caractérisés par des groupes moteurs électriques à l'intérieur des ailes ou fixés à celles-ci
• B64D 27/33 - Aéronefs électriques hybrides
• B64D 27/351 - Aménagements pour la production, la distribution, la récupération ou le stockage d'énergie électrique à bord utilisant la récupération d'énergie
• B64D 27/357 - Aménagements pour la production, la distribution, la récupération ou le stockage d'énergie électrique à bord utilisant des piles
• B64D 27/359 - Aménagements pour la production, la distribution, la récupération ou le stockage d'énergie électrique à bord utilisant des condensateurs
• B64D 35/024 - Transmission de la puissance des groupes moteurs aux hélices ou aux rotorsAménagements des transmissions spécialement adaptés à des groupes moteurs spécifiques aux groupes moteurs électriques du type électrique-hybride du type en série
• F02C 6/20 - Aménagements des ensembles fonctionnels de turbines à gaz pour l'entraînement des véhicules
• H02K 7/18 - Association structurelle de génératrices électriques à des moteurs mécaniques d'entraînement, p. ex. à des turbines
• H02K 11/02 - Association structurelle de machines dynamo-électriques à des organes électriques ou à des dispositifs de blindage, de surveillance ou de protection pour la suppression des parasites d’origine électromagnétique
• H02K 11/21 - Dispositifs pour détecter la vitesse ou la position, ou actionnés par des valeurs de ces variables
• H02K 11/40 - Association structurelle à des dispositifs de mise à la terre
• H02K 24/00 - Machines adaptées pour la transmission ou réception instantanée du déplacement angulaire de pièces tournantes, p. ex. synchro, selsyn
• H03H 1/00 - Détails de réalisation des réseaux d'impédances dont le mode de fonctionnement électrique n'est pas spécifié ou est applicable à plus d'un type de réseau

Abrégé

A turbine engine is provided. The gas turbine engine defines a radial direction and includes: a rotor; a stator comprising a carrier; a seal assembly disposed between the rotor and the stator, the seal assembly comprising a seal segment, the seal segment having a seal face configured to form a fluid bearing with the rotor; and a seal support assembly, the seal support assembly including a magnet assembly having a magnet coupled to the carrier or the seal segment for biasing the first seal segment along the radial direction.

Classes IPC  ?

• F01D 11/22 - Réglage actif du jeu d'extrémité des aubes par actionnement mécanique d'éléments du stator ou du rotor, p. ex. par déplacement de sections d'enveloppe par rapport au rotor
• F01D 11/00 - Prévention ou réduction des pertes internes du fluide énergétique, p. ex. entre étages
• F01D 11/08 - Prévention ou réduction des pertes internes du fluide énergétique, p. ex. entre étages pour obturations de l'espace entre extrémités d'aubes du rotor et stator

Abrégé

Compressor bleed slots with variable wall structures are disclosed herein. An example apparatus disclosed herein is to be coupled to a wall of a bleed slot of a compressor of a gas turbine engine, the bleed slot defining a flow path, the apparatus comprising a member to be coupled to the wall, and a plate coupled to the member, the plate having a first geometry at a first ambient condition at a first time, the flow path having a first area when the plate has the first geometry, and a second geometry at a second ambient condition at a second time, the flow path having a second area when the plate has the second geometry, the first area greater than the second area, the first time after the second time.

Classes IPC  ?

• F02C 9/18 - Commande du débit du fluide de travail par prélèvement, par bipasse ou par action sur des raccordements variables du fluide de travail entre des turbines ou des compresseurs ou entre leurs étages
• F03G 7/06 - Mécanismes produisant une puissance mécanique, non prévus ailleurs ou utilisant une source d'énergie non prévue ailleurs utilisant la dilatation ou la contraction des corps produites par le chauffage, le refroidissement, l'humidification, le séchage ou par des phénomènes similaires
• F04D 27/00 - Commande, p. ex. régulation, des pompes, des installations ou des systèmes de pompage spécialement adaptés aux fluides compressibles
• F04D 29/56 - Moyens de guidage du fluide, p. ex. diffuseurs réglables

Abrégé

Gas turbine engines with inlet guide vanes are described herein. The inlet guide vanes have throat solidity (TS), variable throat solidity (VTS), and span throat solidity (STS) values within particular ranges.

Classes IPC  ?

• F01D 25/02 - Dispositifs de dégivrage pour machines motrices dans lesquelles se produisent des phénomènes de givrage
• F01D 9/04 - InjecteursLogement des injecteursAubes de statorTuyères de guidage formant une couronne ou un secteur
• 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

Abrégé

There are provided systems and methods for prognostic analytics of an asset. For example, there is provided a processor-implemented method for severity prediction for aircraft components. The method includes accessing time series flight-by-flight data relating to a component of an aircraft, the time series flight-by-flight data comprising performance data; determining, by a prediction model, an estimated degree of distress for the component based on the time series flight-by-flight data; determining a flight-by-flight severity prediction for the component based on the estimated degree of distress; and providing a preemptive recommendation for the component based on determined the flight-by-flight severity prediction.

Classes IPC  ?

• G05B 23/02 - Test ou contrôle électrique
• B64F 5/40 - Entretien ou réparation d’aéronefs

Abrégé

An aircraft engine assembly includes a gas turbine engine having an intake channel configured to receive an incoming flow of air and form an intake flow of air, the intake channel configured to turn the received incoming flow of air from an incoming flow direction to a first axial direction of the gas turbine engine, the incoming flow direction reverse of the first axial direction, and an electric machine coupled with the low pressure shaft and located at the aft end of the gas turbine engine proximate the intake channel, the electric machine in heat exchange communication with the intake flow of air such that the electric machine transfers heat to the incoming flow of air within the intake channel when the electric machine is operated.

Classes IPC  ?

• B64D 27/33 - Aéronefs électriques hybrides
• B64D 27/10 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs du type à turbine à gaz
• F01D 11/00 - Prévention ou réduction des pertes internes du fluide énergétique, p. ex. entre étages
• 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 7/18 - Refroidissement des ensembles fonctionnels caractérisé par l'agent refroidisseur l'agent refroidisseur étant gazeux, p. ex. l'air
• F02C 7/28 - Agencement des dispositifs d'étanchéité
• F02C 7/32 - Aménagement, montage ou entraînement des auxiliaires

Abrégé

Systems, apparatus, articles of manufacture, and methods are disclosed to improve fan operability control using smart materials. An engine comprising an engine surface in an airflow path, a sensor positioned on the engine surface, and a smart-material-based feature positioned on the engine surface, the smart-material-based feature triggered to modify the airflow path when the sensor outputs an indication of a detected deviation from a reference value of an operating parameter of the engine.

Classes IPC  ?

• F01D 21/00 - Arrêt des "machines" ou machines motrices, p. ex. dispositifs d'urgenceDispositifs de régulation, de commande ou de sécurité non prévus ailleurs
• F01D 9/04 - InjecteursLogement des injecteursAubes de statorTuyères de guidage formant une couronne ou un secteur

Abrégé

A generator assembly includes a stator assembly coupled to an engine stator component of a propulsion engine, the stator assembly including: a stator support structure fixedly attached to the engine stator component; a stator disposed on a supporting surface of the stator support; a manifold coupled to the stator support, the manifold defining a connection volume and including at least one coolant opening at a connection end of the manifold; and an electrical connector extending between the stator and a connection device disposed on the connection end. The generator assembly also includes a rotor assembly comprising a rotor support structure connected to a shaft of the propulsion engine and a rotor attached to the rotor support structure, wherein the rotor rotates in conjunction with the shaft to generate a power signal that travels through the electrical connector to the connection device.

Classes IPC  ?

• F01D 15/10 - Adaptations pour la commande des générateurs électriques ou combinaisons avec ceux-ci
• F01D 9/06 - Conduits d'admission du fluide à l'injecteur ou à l'organe analogue
• F01D 25/12 - Refroidissement
• F02C 7/12 - Refroidissement des ensembles fonctionnels
• F02C 7/18 - Refroidissement des ensembles fonctionnels caractérisé par l'agent refroidisseur l'agent refroidisseur étant gazeux, p. ex. l'air
• F02C 7/32 - Aménagement, montage ou entraînement des auxiliaires
• H02K 7/18 - Association structurelle de génératrices électriques à des moteurs mécaniques d'entraînement, p. ex. à des turbines

Abrégé

A nacelle for a gas turbine engine includes an interior portion along a radial direction of the gas turbine engine and a heat exchanger. The interior portion defines a heat exchanger duct including an inlet and an outlet. The heat exchanger is disposed in the heat exchanger duct between the inlet and the outlet. The inlet is disposed aft of the outlet along a central axis of the nacelle.

Classes IPC  ?

• F02C 7/18 - Refroidissement des ensembles fonctionnels caractérisé par l'agent refroidisseur l'agent refroidisseur étant gazeux, p. ex. l'air
• F01D 25/12 - Refroidissement
• F01D 25/24 - Carcasses d'enveloppeÉléments de la carcasse, p. ex. diaphragmes, fixations

Abrégé

An aircraft engine assembly includes a gas turbine engine having an intake channel configured to receive an incoming flow of air and form an intake flow of air, the intake channel configured to turn the received incoming flow of air from an incoming flow direction to a first axial direction of the gas turbine engine, the incoming flow direction reverse of the first axial direction, and an electric machine coupled with the low pressure shaft and located at the aft end of the gas turbine engine proximate the intake channel, the electric machine in heat exchange communication with the intake flow of air such that the electric machine transfers heat to the incoming flow of air within the intake channel when the electric machine is operated.

Classes IPC  ?

• 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
• F02C 7/36 - Transmission de puissance entre les différents arbres de l'ensemble fonctionnel de turbine à gaz, ou entre ce dernier et l'utilisateur de puissance

Abrégé

An aircraft engine assembly includes a gas turbine engine having an intake channel configured to receive an incoming flow of air and form an intake flow of air, the intake channel configured to turn the received incoming flow of air from an incoming flow direction to a first axial direction of the gas turbine engine, the incoming flow direction reverse of the first axial direction, and an electric machine coupled with the low pressure shaft and located at the aft end of the gas turbine engine proximate the intake channel, the electric machine in heat exchange communication with the intake flow of air such that the electric machine transfers heat to the incoming flow of air within the intake channel when the electric machine is operated.

Classes IPC  ?

• B64D 27/33 - Aéronefs électriques hybrides
• B64D 27/10 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs du type à turbine à gaz
• F01D 11/00 - Prévention ou réduction des pertes internes du fluide énergétique, p. ex. entre étages
• 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 7/18 - Refroidissement des ensembles fonctionnels caractérisé par l'agent refroidisseur l'agent refroidisseur étant gazeux, p. ex. l'air
• F02C 7/28 - Agencement des dispositifs d'étanchéité
• F02C 7/32 - Aménagement, montage ou entraînement des auxiliaires

Abrégé

An aircraft engine assembly includes a gas turbine engine having an intake channel configured to receive an incoming flow of air and form an intake flow of air, the intake channel configured to turn the received incoming flow of air from an incoming flow direction to a first axial direction of the gas turbine engine, the incoming flow direction reverse of the first axial direction, and an electric machine coupled with the low pressure shaft and located at the aft end of the gas turbine engine proximate the intake channel, the electric machine in heat exchange communication with the intake flow of air such that the electric machine transfers heat to the incoming flow of air within the intake channel when the electric machine is operated.

Classes IPC  ?

• 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
• F02C 7/08 - Chauffage de l'air d'alimentation avant la combustion, p. ex. par les gaz d'échappement
• F02C 7/36 - Transmission de puissance entre les différents arbres de l'ensemble fonctionnel de turbine à gaz, ou entre ce dernier et l'utilisateur de puissance

Abrégé

A screen for an aeronautical gas turbine engine includes a plurality of first filaments and a plurality of second filaments. The plurality of second filaments define a plurality of openings with the plurality of first filaments. The plurality of first filaments and the plurality of second filaments define a first arrangement in which the plurality of first filaments are perpendicular to the plurality of second filaments. Upon application of a force to the screen, at least some of the plurality of first filaments and at least some of the plurality of second filaments are configured to translate from the first arrangement to a second arrangement in which a size of at least one of the openings is configured to change from a first size to a second size.

Classes IPC  ?

• F02C 7/055 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction comportant des dispositifs pour empêcher la pénétration d'objets ou de particules endommageantes comportant des grilles, des écrans ou des dispositifs protecteurs
• F02C 7/04 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction

Abrégé

An aircraft engine assembly includes a gas turbine engine having an intake channel configured to receive an incoming flow of air and thereby form an intake flow of air, the intake channel configured to turn the received incoming flow of air from an incoming flow direction to a first axial direction of the gas turbine engine, the incoming flow direction reverse of the first axial direction, and an electric machine coupled with the low pressure shaft and located at the aft end of the gas turbine engine proximate the intake channel, the electric machine in heat exchange communication with the intake flow of air such that the electric machine transfers heat to the incoming flow of air within the intake channel when the electric machine is operated.

Classes IPC  ?

• F02C 7/18 - Refroidissement des ensembles fonctionnels caractérisé par l'agent refroidisseur l'agent refroidisseur étant gazeux, p. ex. l'air
• F01D 17/12 - Organes de commande terminaux disposés sur des parties du stator
• F02C 7/04 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction

Abrégé

An aircraft engine assembly includes a gas turbine engine having an intake channel configured to receive an incoming flow of air and thereby form an intake flow of air, the intake channel configured to turn the received incoming flow of air from an incoming flow direction to a first axial direction of the gas turbine engine, the incoming flow direction reverse of the first axial direction, and an electric machine coupled with the low pressure shaft and located at the aft end of the gas turbine engine proximate the intake channel, the electric machine in heat exchange communication with the intake flow of air such that the electric machine transfers heat to the incoming flow of air within the intake channel when the electric machine is operated.

Classes IPC  ?

• F02C 6/20 - Aménagements des ensembles fonctionnels de turbines à gaz pour l'entraînement des véhicules
• F01D 15/10 - Adaptations pour la commande des générateurs électriques ou combinaisons avec ceux-ci
• F01D 25/12 - Refroidissement
• F02C 7/04 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction
• F02C 7/08 - Chauffage de l'air d'alimentation avant la combustion, p. ex. par les gaz d'échappement

Abrégé

An aircraft engine assembly includes a gas turbine engine having an intake channel configured to receive an incoming flow of air and thereby form an intake flow of air, the intake channel configured to turn the received incoming flow of air from an incoming flow direction to a first axial direction of the gas turbine engine, the incoming flow direction reverse of the first axial direction, and an electric machine coupled with the low pressure shaft and located at the aft end of the gas turbine engine proximate the intake channel, the electric machine in heat exchange communication with the intake flow of air such that the electric machine transfers heat to the incoming flow of air within the intake channel when the electric machine is operated.

Classes IPC  ?

• F02C 6/20 - Aménagements des ensembles fonctionnels de turbines à gaz pour l'entraînement des véhicules
• F02C 3/06 - Ensembles fonctionnels de turbines à gaz caractérisés par l'utilisation de produits de combustion comme fluide de travail ayant une turbine entraînant un compresseur le compresseur ne comprenant que des étages axiaux
• F02C 7/06 - Aménagement des paliersLubrification
• F02C 7/08 - Chauffage de l'air d'alimentation avant la combustion, p. ex. par les gaz d'échappement
• F02C 7/36 - Transmission de puissance entre les différents arbres de l'ensemble fonctionnel de turbine à gaz, ou entre ce dernier et l'utilisateur de puissance

Abrégé

Systems, apparatus, articles of manufacture, and methods are disclosed to improve fan operability control using smart materials. An engine comprising an engine surface in an airflow path, a sensor positioned on the engine surface, and a smart-material-based feature positioned on the engine surface, the smart-material-based feature triggered to modify the airflow path when the sensor outputs an indication of a detected deviation from a reference value of an operating parameter of the engine.

Classes IPC  ?

• B64C 23/00 - Moyens permettant d'influencer l'écoulement d'air sur les surfaces des aéronefs, non prévus ailleurs
• F01D 9/04 - InjecteursLogement des injecteursAubes de statorTuyères de guidage formant une couronne ou un secteur
• F01D 21/00 - Arrêt des "machines" ou machines motrices, p. ex. dispositifs d'urgenceDispositifs de régulation, de commande ou de sécurité non prévus ailleurs

Abrégé

A pitch change mechanism for an aircraft engine includes a unison ring, a plurality of crankshafts coupled to the unison ring and configured to receive a plurality of blades, an inner shaft coupled to the plurality of crankshafts and the unison ring, and an actuator cylinder and an actuator piston. The actuator cylinder is coupled to the inner shaft and is configured to move relative to the actuator piston along a longitudinal axis of the pitch change mechanism. Movement of the actuator cylinder relative to the actuator piston is transferred to a rotation of each of the plurality of crankshafts around a longitudinal axis of each of the plurality of crankshafts to change a pitch of the plurality of blades.

Classes IPC  ?

• B64C 11/30 - Mécanismes de changement de pas des pales
• B64C 11/06 - Montage des pales dans le cas de pales à pas variable

Abrégé

A geopolymer composite material includes a geopolymer resin, a fibrous reinforcement material embedded in the geopolymer resin for reinforcing the geopolymer resin, and a protective coating material covering the fibrous reinforcement material embedded in the geopolymer resin to provide a coated fibrous reinforcement material. Further, the geopolymer resin and the coated fibrous reinforcement material are combined together to form a prepreg containing the geopolymer resin being pre-impregnated into the coated fibrous reinforcement material and being curable into a solid matrix.

Classes IPC  ?

• C04B 20/00 - Emploi de matières comme charges pour mortiers, béton ou pierre artificielle prévu dans plus d'un groupe et caractérisées par la forme ou la répartition des grainsTraitement de matières spécialement adapté pour renforcer leur propriétés de charge dans les mortiers, béton ou pierre artificielle prévu dans plus d'un groupe de Matières expansées ou défibrillées
• C04B 20/10 - Revêtement ou imprégnation
• C04B 28/00 - Compositions pour mortiers, béton ou pierre artificielle, contenant des liants inorganiques ou contenant le produit de réaction d'un liant inorganique et d'un liant organique, p. ex. contenant des ciments de polycarboxylates
• C04B 40/00 - Procédés, en général, pour influencer ou modifier les propriétés des compositions pour mortiers, béton ou pierre artificielle, p. ex. leur aptitude à prendre ou à durcir

Abrégé

A gas turbine engine is provided having a plurality of outlet guide vanes, each defining an internal thermal fluid passageway. The engine defining an Outlet Guide Vane Cooling Capacity greater than 0.01 and less than 13, wherein OGVCC equals: wherein .

Classes IPC  ?

• F01D 9/04 - InjecteursLogement des injecteursAubes de statorTuyères de guidage formant une couronne ou un secteur
• F02K 3/06 - Ensembles fonctionnels comportant une turbine à gaz entraînant un compresseur ou un ventilateur soufflant dans lesquels une partie du fluide énergétique passe en dehors de la turbine et de la chambre de combustion l'ensemble fonctionnel comprenant des soufflantes carénées, c.-à-d. des soufflantes à fort débit volumétrique sous basse pression pour augmenter la poussée, p. ex. du type à double flux comprenant une soufflante avant

Abrégé

A gas turbine engine includes a compressor section comprising a compressor, a combustion section, and a turbine section arranged in serial flow order and defining a working gas flowpath, the compressor comprising an aft-most compressor stage; a spool drivingly coupled to the compressor; a stage of stator vanes located downstream of the aft-most compressor stage; and a stator case, the spool and the stator case together defining a rotor cavity in fluid communication with the working gas flowpath, the stage of stator vanes including a first stator vane defining a fluid passage, and the stator case defining a plenum and a supplemental airflow passage, the plenum in fluid communication with the fluid passage in the first stator vane, the supplemental airflow passage in fluid communication with the plenum and the rotor cavity for proving an airflow to the rotor cavity

Classes IPC  ?

• F01D 9/04 - InjecteursLogement des injecteursAubes de statorTuyères de guidage formant une couronne ou un secteur
• F02C 3/04 - Ensembles fonctionnels de turbines à gaz caractérisés par l'utilisation de produits de combustion comme fluide de travail ayant une turbine entraînant un compresseur
• F02C 7/141 - Refroidissement des ensembles fonctionnels des fluides dans l'ensemble fonctionnel du fluide de travail

Abrégé

An inlet guide vane for use in a gas turbine engine may include an internal cavity for receipt of an anti-ice air to discourage build-up of ice in a flow path of the gas turbine engine. The inlet guide vane can include an anti-ice flow passage formed in a tip of the inlet guide vane which receives the anti-ice air from the internal cavity prior to being discharged from the inlet guide vane. Anti-ice air can be discharged through a tip of the inlet guide vane, through a leading edge of the inlet guide vane, or into a shaft side passage provided in a component defining the inner flow surface. In another form, anti-ice air can be provided from a sump of the gas turbine engine, through a shaft side passage, and into the inlet guide vane before being discharged.

Classes IPC  ?

• F04D 29/58 - RefroidissementChauffageRéduction du transfert de chaleur
• F01D 9/06 - Conduits d'admission du fluide à l'injecteur ou à l'organe analogue
• F04D 29/54 - Moyens de guidage du fluide, p. ex. diffuseurs

Abrégé

A turbine engine is provided. The gas turbine engine defines a radial direction and includes: a rotor; a stator comprising a carrier; a seal assembly disposed between the rotor and the stator, the seal assembly comprising a seal segment, the seal segment having a seal face configured to form a fluid bearing with the rotor; and a seal support assembly, the seal support assembly including a magnet assembly having a magnet coupled to the carrier or the seal segment for biasing the first seal segment along the radial direction.

Classes IPC  ?

• F01D 11/22 - Réglage actif du jeu d'extrémité des aubes par actionnement mécanique d'éléments du stator ou du rotor, p. ex. par déplacement de sections d'enveloppe par rapport au rotor
• F01D 11/00 - Prévention ou réduction des pertes internes du fluide énergétique, p. ex. entre étages
• F01D 11/08 - Prévention ou réduction des pertes internes du fluide énergétique, p. ex. entre étages pour obturations de l'espace entre extrémités d'aubes du rotor et stator

Abrégé

A compressor comprises a rotor shaft including a forward end portion. The forward end portion defines an outer surface. A first row of compressor rotor blades is coupled to the rotor shaft downstream from the forward end portion. An outer casing at least partially surrounds the first row of compressor rotor blades and the outer surface of the forward end portion of the rotor shaft. The outer casing at least partially defines an inlet to the compressor. An inlet guide vane comprises a mounting portion, a tip portion, a leading-edge portion, and a trailing-edge portion. The mounting portion is coupled to the outer casing upstream from the first row of compressor rotor blades. The tip portion extends towards the outer surface of the forward end portion of the rotor shaft. A radial gap is defined between the tip portion and the outer surface.

Classes IPC  ?

• F01D 25/02 - Dispositifs de dégivrage pour machines motrices dans lesquelles se produisent des phénomènes de givrage
• F02C 7/04 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction
• F02K 3/00 - Ensembles fonctionnels comportant une turbine à gaz entraînant un compresseur ou un ventilateur soufflant

Abrégé

A gas turbine engine is provided. The gas turbine engine includes a turbomachine having a compressor section, a combustor, and a turbine section arranged in serial flow order, the turbomachine further including an outer casing; a fuel cell assembly positioned within the outer casing of the turbomachine, the fuel cell assembly including a fuel cell and an output products line in fluid communication with an outlet of the fuel cell for receiving output products from the fuel cell; a fuel delivery assembly including a fuel line; and a reformer in communication with the fuel line and the output products from the fuel cell during operation of the gas turbine engine to convert a fuel flow through the fuel line to a hydrogen rich gas.

Classes IPC  ?

• H01M 8/0612 - Combinaison d’éléments à combustible avec des moyens de production de réactifs ou pour le traitement de résidus avec des moyens de production des réactifs gazeux à partir de matériaux contenant du carbone
• F02C 7/22 - Systèmes d'alimentation en combustible

Abrégé

An aircraft engine assembly includes a gas turbine engine having an intake channel configured to receive an incoming flow of air and thereby form an intake flow of air, the intake channel configured to turn the received incoming flow of air from an incoming flow direction to a first axial direction of the gas turbine engine, the incoming flow direction reverse of the first axial direction, and an electric machine coupled with the low pressure shaft and located at the aft end of the gas turbine engine proximate the intake channel, the electric machine in heat exchange communication with the intake flow of air such that the electric machine transfers heat to the incoming flow of air within the intake channel when the electric machine is operated.

Classes IPC  ?

• F02C 7/18 - Refroidissement des ensembles fonctionnels caractérisé par l'agent refroidisseur l'agent refroidisseur étant gazeux, p. ex. l'air
• F01D 17/12 - Organes de commande terminaux disposés sur des parties du stator
• F02C 7/04 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction

Abrégé

An aircraft defining a longitudinal centerline and extending between a forward end and an aft end is provided. The aircraft comprises a fuselage extending between the forward end of the aircraft and the aft end of the aircraft; a wing assembly extending laterally outwardly with respect to the longitudinal centerline from a portion of the fuselage; an unducted turbofan engine including an unducted fan defining a fan diameter; and a pylon fairing that connects the unducted turbofan engine to the wing assembly, the pylon fairing defining a leading edge and including a first inflection point along the leading edge, the first inflection point defining a first radius of curvature that is less than 5 times the fan diameter and greater than 0.1 times the fan diameter.

Classes IPC  ?

• B64D 29/02 - Nacelles, carénages ou capotages des groupes moteurs montés dans les ailes
• B64D 27/12 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs du type à turbine à gaz à l'intérieur des ailes ou fixés à celles-ci
• B64D 27/40 - Aménagements pour le montage de groupes moteurs sur aéronefs

Abrégé

An aircraft defining a longitudinal centerline and extending between a forward end and an aft end is provided. The aircraft comprises a fuselage extending between the forward end of the aircraft and the aft end of the aircraft; a wing assembly extending laterally outwardly with respect to the longitudinal centerline from a portion of the fuselage; an unducted turbofan engine; and a pylon fairing that connects the unducted turbofan engine to the wing assembly, the pylon fairing defining a lengthwise direction, a leading edge, a trailing edge, and a chord extending from the leading edge to the trailing edge, the pylon fairing including a maximum thickness portion along the lengthwise direction of the pylon fairing located between 10% and 60% of the chord.

Classes IPC  ?

• B64D 29/02 - Nacelles, carénages ou capotages des groupes moteurs montés dans les ailes
• B64D 27/12 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs du type à turbine à gaz à l'intérieur des ailes ou fixés à celles-ci
• B64D 27/26 - Aéronefs caractérisés par la structure du montage du groupe moteur

Abrégé

An aircraft defining a longitudinal centerline and extending between a forward end and an aft end is provided. The aircraft comprises a fuselage extending between the forward end of the aircraft and the aft end of the aircraft; a wing assembly extending laterally outwardly with respect to the longitudinal centerline from a portion of the fuselage; an unducted turbofan engine including an unducted fan that defines a plurality of fan wakes; and a pylon fairing that connects the unducted turbofan engine to the wing assembly, the pylon fairing defining a pylon fairing dihedral, wherein the pylon fairing dihedral is in a direction opposite the incoming fan flow swirl and associated sheared profiles of fan wakes upon arrival at the pylon leading edge.

Classes IPC  ?

• B64D 29/02 - Nacelles, carénages ou capotages des groupes moteurs montés dans les ailes
• B64D 27/18 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs du type à réaction à l'intérieur des ailes ou fixés à celles-ci
• B64D 27/40 - Aménagements pour le montage de groupes moteurs sur aéronefs

Abrégé

An aircraft defining a longitudinal centerline and extending between a forward end and an aft end is provided. The aircraft comprises a fuselage extending between the forward end of the aircraft and the aft end of the aircraft; a wing assembly extending laterally outwardly with respect to the longitudinal centerline from a portion of the fuselage; an unducted turbofan engine; and a pylon fairing that connects the unducted turbofan engine to the wing assembly, the pylon fairing defining a lengthwise direction and comprising a leading edge section, the leading edge section defining a leading edge camber that varies along the lengthwise direction of the pylon fairing.

Classes IPC  ?

• B64D 29/02 - Nacelles, carénages ou capotages des groupes moteurs montés dans les ailes
• B64D 27/12 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs du type à turbine à gaz à l'intérieur des ailes ou fixés à celles-ci
• B64D 27/26 - Aéronefs caractérisés par la structure du montage du groupe moteur

Abrégé

An electrical machine includes a stator assembly coupled to an engine stator component of a propulsion engine. The stator assembly includes a stator support assembly fixedly attached to the engine stator component and a stator disposed on a supporting surface of the stator support structure. The electrical machine also includes a rotor assembly including a rotor support structure connected to a shaft of the propulsion engine and a rotor attached to the rotor support structure such that the rotor is disposed radially inward of the stator. The rotor exchanges rotational energy with the shaft to operate as either an electrical motor or an electrical generator.

Classes IPC  ?

• H02K 7/18 - Association structurelle de génératrices électriques à des moteurs mécaniques d'entraînement, p. ex. à des turbines
• H02K 1/12 - Parties fixes du circuit magnétique
• H02K 7/00 - Dispositions pour la mise en œuvre d'énergie mécanique associées structurellement aux machines dynamo-électriques, p. ex. association structurelle avec des moteurs mécaniques d'entraînement ou des machines dynamo-électriques auxiliaires
• H02K 7/08 - Association structurelle avec des paliers
• H02K 7/14 - Association structurelle à des charges mécaniques, p. ex. à des machines-outils portatives ou des ventilateurs

Abrégé

A gas turbine engine includes a fan located at a forward portion of the gas turbine engine. A compressor section and a turbine section are arranged in serial flow order. The compressor section and the turbine section together define a core airflow path. A rotary member is rotatable with at least a portion of the compressor section and with at least a portion of the turbine section. An electrical machine is coupled to the rotary member and is located at least partially inward of the core airflow path in a radial direction. An enclosure at least partially encloses the electrical machine. The enclosure at least partially defines a first cooling airflow path within the enclosure that at least partially defines a first cooling airflow buffer cavity at least partially around the electrical machine. The first cooling airflow path is in communication with a second cooling airflow path located outside the enclosure that at least partially defines a second cooling airflow buffer cavity at least partially around the enclosure. A cooling duct provides pressurized air to the first cooling airflow path such that the air flows along both the first cooling airflow path and the second cooling airflow path providing the first cooling airflow buffer cavity and the second cooling airflow buffer cavity.

Classes IPC  ?

• F02C 7/18 - Refroidissement des ensembles fonctionnels caractérisé par l'agent refroidisseur l'agent refroidisseur étant gazeux, p. ex. l'air
• 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

Abrégé

A rotor assembly is provided, along with gas turbine engines for its use. The rotor assembly may include a spool defining a plurality of apertures arranged in a first row and spaced circumferentially around the spool, wherein each aperture of the plurality of apertures extends through the spool from a radially inward-facing surface to a radially outward-facing surface; and a blade assembly comprising at least two blades connected to each other via a platform, wherein each blade extends through a respective aperture.

Classes IPC  ?

• F01D 5/02 - Organes de support des aubes, p. ex. rotors
• F01D 5/30 - Fixation des aubes au rotorPieds de pales

Abrégé

A method of controlling an aeronautical gas turbine engine may be performed with an electronic controller. The method may include determining an airfoil pitch control command for at least one of a plurality of airfoils of the aeronautical gas turbine engine based at least in part on an excitation load acting upon the aeronautical gas turbine engine, and outputting the airfoil pitch control command to one or more actuators actuatable to change a pitch angle of the at least one of the plurality of airfoils. The airfoil pitch control command may be configured to augment and/or compensate for the excitation load acting upon the aeronautical gas turbine engine. The method may be embodied by a non-transitory computer-readable medium that includes computer-executable instructions, which when executed by a processor associated with the electronic controller, cause the electronic controller to perform the method.

Classes IPC  ?

• 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
• F01D 7/00 - Rotors à aubes réglables en marcheLeur commande

Abrégé

An open rotor engine includes a core engine, a plurality of guide vanes positioned within or extending from the core engine; and a pitch change assembly operably coupled to the plurality of guide vanes. The pitch change assembly includes one or more actuators configured to change a pitch angle of respective ones of the plurality of guide vanes, and a plurality of linkage arms that are respectively movable by actuation of at least one of the one or more actuators. The plurality of linkage arms are directly or indirectly coupled to a corresponding one of the plurality of guide vanes. The plurality of linkage arms may have a length that differs from one another, and such length may orient a displacement or a range of motion of the respective linkage arm to an envelope of rotation about a guide vane axis that differs as between the plurality of guide vanes.

Classes IPC  ?

• 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
• B64D 27/10 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs du type à turbine à gaz

Abrégé

An open rotor aeronautical engine may include a core engine, a plurality of unducted airfoils, and a pitch change assembly. The pitch change assembly may include an ensemble actuator assembly and a unitary actuator assembly. The ensemble actuator assembly may have one or more ensemble actuators and a unison ring that is movable by actuation of the one or more ensemble actuators to collectively change a pitch angle of the plurality of unducted airfoils. The unitary actuator assembly comprising a plurality of unitary actuators respectively coupled to a corresponding one of the plurality of unducted airfoils, the plurality of unitary actuators respectively movable to change the pitch angle of the corresponding one of the plurality of unducted airfoils.

Classes IPC  ?

• F01D 21/00 - Arrêt des "machines" ou machines motrices, p. ex. dispositifs d'urgenceDispositifs de régulation, de commande ou de sécurité non prévus ailleurs
• B64C 11/32 - Mécanismes de changement de pas des pales mécaniques
• B64C 13/24 - Dispositifs de transmission
• F01D 5/02 - Organes de support des aubes, p. ex. rotors
• F01D 5/14 - Forme ou structure

Abrégé

A method of operating a gas turbine engine comprising: extracting a flow of air from a compressor section of the gas turbine engine into a first conduit; flowing the extracted flow of air through the first conduit to a first location at a turbine section of the turbine section, wherein a second conduit is in fluid communication with the turbine section at a second location; flowing a heat transfer fluid to a first heat exchanger positioned in thermal communication with the flow of air through the first conduit, the heat transfer fluid in thermal communication with the extracted flow of air through the first conduit via the first heat exchanger; and modulating, via a flow control device, a portion of the flow of air extracted from the first conduit to the second conduit downstream of the first heat exchanger.

Classes IPC  ?

• F01D 11/24 - Réglage actif du jeu d'extrémité des aubes par refroidissement ou chauffage sélectifs d'éléments du stator ou du rotor

Abrégé

An airgap cooling system (140) for an electric machine (100), the electric machine (100) including a rotor assembly (102) rotatably mounted within a stator assembly (120) and defining an airgap (130) therebetween, wherein the stator assembly (120) comprises a lamination stack (124). The airgap cooling system (140) includes a plurality of distribution passages (142) that extend through the lamination stack (124); a plurality of discharge passages (150) that extend between the plurality of distribution passages (142) and the airgap (130); a cooling manifold (160) defining an annular distribution plenum (164) in fluid communication with the plurality of distribution passages (142), wherein the cooling manifold (160) is configured for receiving a cooling fluid (144) and directing the cooling fluid (144) into the distribution plenum (164), through the distribution passage (142) and the discharge passage (150), and into the airgap (130).

Classes IPC  ?

• H02K 1/20 - Parties fixes du circuit magnétique avec des canaux ou des conduits pour l'écoulement d'un agent de refroidissement
• H02K 5/20 - Enveloppes ou enceintes caractérisées par leur configuration, leur forme ou leur construction avec des canaux ou des conduits pour la circulation d'un agent de refroidissement
• H02K 7/18 - Association structurelle de génératrices électriques à des moteurs mécaniques d'entraînement, p. ex. à des turbines
• H02K 21/14 - Moteurs synchrones à aimants permanentsGénératrices synchrones à aimants permanents avec des induits fixes et des aimants tournants avec des aimants tournant à l'intérieur des induits
• 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

Abrégé

A generator assembly includes a stator assembly coupled to an engine stator component of a propulsion engine, the stator assembly including: a stator support structure fixedly attached to the engine stator component; a stator disposed on a supporting surface of the stator support; a manifold coupled to the stator support, the manifold defining a connection volume and including at least one coolant opening at a connection end of the manifold; and an electrical connector extending between the stator and a connection device disposed on the connection end. The generator assembly also includes a rotor assembly comprising a rotor support structure connected to a shaft of the propulsion engine and a rotor attached to the rotor support structure, wherein the rotor rotates in conjunction with the shaft to generate a power signal that travels through the electrical connector to the connection device.

Classes IPC  ?

• F01D 15/10 - Adaptations pour la commande des générateurs électriques ou combinaisons avec ceux-ci
• F01D 9/06 - Conduits d'admission du fluide à l'injecteur ou à l'organe analogue
• F02C 7/32 - Aménagement, montage ou entraînement des auxiliaires
• H02K 7/18 - Association structurelle de génératrices électriques à des moteurs mécaniques d'entraînement, p. ex. à des turbines
• F01D 25/12 - Refroidissement
• F02C 7/12 - Refroidissement des ensembles fonctionnels
• F02C 7/18 - Refroidissement des ensembles fonctionnels caractérisé par l'agent refroidisseur l'agent refroidisseur étant gazeux, p. ex. l'air

Abrégé

Methods, apparatus, systems, and articles of manufacture are disclosed to heat rotor blades. An example blade heating apparatus includes a stationary magnet; a solenoid to rotate around or inside the stationary magnet, the rotation to generate electricity using the solenoid; and a heating element embedded in a rotor blade, the heating element to increase a temperature of the rotor blade using the electricity to mitigate icing.

Classes IPC  ?

• F01D 25/02 - Dispositifs de dégivrage pour machines motrices dans lesquelles se produisent des phénomènes de givrage
• H05B 1/02 - Dispositions de commutation automatique spécialement adaptées aux appareils de chauffage
• H05B 3/18 - Éléments chauffants caractérisés par la composition ou la nature des matériaux ou par la disposition du conducteur le conducteur étant enrobé dans un matériau isolant
• H02K 21/28 - Moteurs synchrones à aimants permanentsGénératrices synchrones à aimants permanents avec des induits tournants et des aimants fixes avec des induits tournant à l'intérieur des aimants

Abrégé

Methods, apparatus, and articles of manufacture to measure pressure of a fluid are disclosed. An example apparatus to measure a total pressure of a fluid includes a probe head including a plurality of ports, the plurality of ports fluidly coupled to a measurement chamber, and a pressure sensor operatively coupled to the measurement chamber to measure the total pressure inside the measurement chamber, the total pressure corresponding to fluid flow through one of the plurality of ports.

Classes IPC  ?

• G01P 5/14 - Mesure de la vitesse des fluides, p. ex. d'un courant atmosphériqueMesure de la vitesse de corps, p. ex. navires, aéronefs, par rapport à des fluides en mesurant les différences de pression dans le fluide

Abrégé

A fan assembly is provided for a gas turbine engine including: a plurality of fan blades, the plurality of fan blades including a first fan blade; and an actuation assembly including: a first linkage connected to the first fan blade; a first pivot point rotatable with the first fan blade, the first linkage further connected to the first pivot point; a control point moveable relative to the first pivot point and connected to the first linkage for changing a relative position of the first fan blade within the plurality of fan blades.

Classes IPC  ?

• F01D 7/00 - Rotors à aubes réglables en marcheLeur commande

Abrégé

A propulsor is provided including a gas turbine engine having a shaft and one or more bearings supporting the shaft, a rotor hub operatively coupled to the shaft and comprising a hub flange, an electric machine comprising a stator assembly and a rotor assembly, a rotor connection member operatively coupled to the rotor assembly of the electric machine and comprising a connection flange, and an insulated joint for operatively coupling the rotor assembly with the shaft. The insulated joint includes a plurality of insulative layers, at least one of the plurality of insulative layers extending between the hub flange and the connection flange to interrupt common mode electric current from flowing between the rotor assembly and the shaft.

Classes IPC  ?

• H02K 11/40 - Association structurelle à des dispositifs de mise à la terre
• F02C 6/20 - Aménagements des ensembles fonctionnels de turbines à gaz pour l'entraînement des véhicules
• H02K 7/18 - Association structurelle de génératrices électriques à des moteurs mécaniques d'entraînement, p. ex. à des turbines
• H02K 11/02 - Association structurelle de machines dynamo-électriques à des organes électriques ou à des dispositifs de blindage, de surveillance ou de protection pour la suppression des parasites d’origine électromagnétique
• H02K 11/21 - Dispositifs pour détecter la vitesse ou la position, ou actionnés par des valeurs de ces variables
• H02K 24/00 - Machines adaptées pour la transmission ou réception instantanée du déplacement angulaire de pièces tournantes, p. ex. synchro, selsyn
• H03H 1/00 - Détails de réalisation des réseaux d'impédances dont le mode de fonctionnement électrique n'est pas spécifié ou est applicable à plus d'un type de réseau

Abrégé

A method of electroforming an airfoil comprising an airfoil body. The method comprising electroforming a metal edge shell over a filler, located at a leading edge of the airfoil body, and over the airfoil body. The filler can be encapsulated within the metal edge shell and the metal edge shell has a sculpted leading edge defining a non-linear pattern.

Classes IPC  ?

• F01D 9/02 - InjecteursLogement des injecteursAubes de statorTuyères de guidage

Abrégé

An airfoil assembly for a gas turbine engine includes: an inner support structure configured to circumscribe a longitudinal axis of the gas turbine engine; an outer support structure configured to circumscribe the longitudinal axis of the gas turbine engine, the outer support structure circumscribing the inner support structure; and a stage including a plurality of airfoils extending from the inner support structure towards the outer support structure, the plurality of airfoils including: a first airfoil defining a first sweep angle, a first axial position, and a first lean angle; and a second airfoil defining a second sweep angle, a second axial position, and a second lean angle, wherein the second sweep angle is different than the first sweep angle, the second axial position is different than the first axial position, the second lean angle is different than the first lean angle, or a combination thereof.

Classes IPC  ?

• F01D 5/14 - Forme ou structure
• F01D 25/28 - Dispositions pour le support ou le montage, p. ex. pour les carters de turbines

Abrégé

A combustor includes an annular dome and a plurality of dampers integral with the annular dome. Each of the plurality of dampers includes an adjustable damper cover and a damper portion defining a cavity having a volume. The damper cover is mounted to the damper portion integrated with the annular dome and is movable to adjust the volume of the cavity to adjust a frequency of each of the plurality of dampers to reduce an acoustic amplitude of the combustor.

Classes IPC  ?

• F23M 20/00 - Détails des chambres de combustion, non prévus ailleurs

Abrégé

A gas turbine engine including: a first turbine rotor assembly including a plurality of first turbine rotor blades extended within a gas flowpath; and a casing surrounding the first turbine rotor assembly, wherein the casing comprises an outer casing wall extended around the first turbine rotor assembly; a plurality of vanes extended from the outer casing wall and within the gas flowpath at a location aft of the first turbine rotor assembly; and a thermal control ring positioned outward along a radial direction from the outer casing wall, and wherein the thermal control ring comprises a body and a plurality of pins, and wherein the plurality of pins extend between the outer casing wall and the body.

Classes IPC  ?

• F01D 11/24 - Réglage actif du jeu d'extrémité des aubes par refroidissement ou chauffage sélectifs d'éléments du stator ou du rotor
• F01D 11/18 - Régulation ou commande du jeu d'extrémité des aubes, c.-à-d. de la distance entre les extrémités d'aubes du rotor et le corps du stator par des moyens auto-réglables utilisant des éléments stator ou rotor ayant un comportement thermique déterminé, p. ex. isolation sélective, inertie thermique, dilatation différentielle
• F01D 25/24 - Carcasses d'enveloppeÉléments de la carcasse, p. ex. diaphragmes, fixations
• F01D 9/04 - InjecteursLogement des injecteursAubes de statorTuyères de guidage formant une couronne ou un secteur

Abrégé

A gas turbine engine including a first turbine rotor assembly having a plurality of first turbine rotor blades extended within a gas flowpath, and a second turbine rotor assembly positioned aft along the gas flowpath of the first turbine rotor assembly. The second turbine rotor assembly is rotatably separate from the first turbine rotor assembly. A casing surrounds the first turbine rotor assembly. The casing has a unitary, integral outer casing wall extended forward of the first turbine rotor assembly and aft of the first turbine rotor assembly. The casing includes a plurality of vanes extended from the outer casing wall and through the gas flowpath aft of the first turbine rotor assembly and forward of the second turbine rotor assembly. The casing includes a plurality of walls forming thermal control rings extended outward along the radial direction from the outer casing wall. The outer casing wall and the thermal control rings is a unitary, integral structure.

Classes IPC  ?

• F01D 25/26 - Carcasses d'enveloppe doublesMesures contre les tensions thermiques dans les carcasses d'enveloppe
• F01D 11/18 - Régulation ou commande du jeu d'extrémité des aubes, c.-à-d. de la distance entre les extrémités d'aubes du rotor et le corps du stator par des moyens auto-réglables utilisant des éléments stator ou rotor ayant un comportement thermique déterminé, p. ex. isolation sélective, inertie thermique, dilatation différentielle

Abrégé

A method of operating a gas turbine engine comprising: extracting a flow of air from a compressor section of the gas turbine engine into a first conduit; flowing the extracted flow of air through the first conduit to a first location at a turbine section of the turbine section, wherein a second conduit is in fluid communication with the turbine section at a second location; flowing a heat transfer fluid to a first heat exchanger positioned in thermal communication with the flow of air through the first conduit, the heat transfer fluid in thermal communication with the extracted flow of air through the first conduit via the first heat exchanger; and modulating, via a flow control device, a portion of the flow of air extracted from the first conduit to the second conduit downstream of the first heat exchanger.

Classes IPC  ?

• F01D 11/24 - Réglage actif du jeu d'extrémité des aubes par refroidissement ou chauffage sélectifs d'éléments du stator ou du rotor

Abrégé

An electrical machine includes a stator assembly coupled to an engine stator component of a propulsion engine. The stator assembly includes a stator support assembly fixedly attached to the engine stator component and a stator disposed on the stator support structure. An electrical machine shaft is coupled to an end of a shaft of the propulsion engine via an intermediate shaft member extending axially between the end of the shaft and the electrical machine shaft. A bearing support frame extends from the propulsion engine, the bearing support frame defining a bearing cavity in conjunction with the electrical machine shaft. Electrical machine bearings radially extend from the bearing support frame to rotatably contact the electrical machine shaft. A rotor attached to a rotor support structure attached to the electrical machine shaft. The rotor rotates in conjunction with the electrical machine shaft to exchange energy with the shaft of the propulsion engine.

Classes IPC  ?

• F01D 15/10 - Adaptations pour la commande des générateurs électriques ou combinaisons avec ceux-ci
• F01D 25/12 - Refroidissement
• F01D 25/16 - Aménagement des paliersSupport ou montage des paliers dans les stators
• F01D 25/18 - Systèmes de lubrification

Abrégé

Preload sleeves and/or other retainers for a collet-mounted blade dovetail and/or other root are disclosed. An example turbofan for an engine includes a trunnion forming a socket for a root of a blade, a primary collet positioning the root with respect to the trunnion, and a radial preload retainer at least partially encircling the primary collet and applying a radial force with respect to the primary collet to support the primary collet positioning the root with respect to the trunnion.

Classes IPC  ?

• F01D 5/32 - Verrouillage, p. ex. par des aubes terminales de verrouillage ou par des clavettes

Abrégé

A gas turbine engine is provided having a static structure including a flowpath wall. A fluid circuit is extended through the flowpath wall and includes a first inlet opening in fluid communication with a first cavity to receive a first flow of fluid through the fluid circuit. The static structure includes an ejector positioned at the fluid circuit, in which the ejector includes a second inlet opening in fluid communication with a second cavity to receive a second flow of fluid through the ejector and into the fluid circuit.

Classes IPC  ?

• F01D 9/04 - InjecteursLogement des injecteursAubes de statorTuyères de guidage formant une couronne ou un secteur
• F01D 25/26 - Carcasses d'enveloppe doublesMesures contre les tensions thermiques dans les carcasses d'enveloppe
• F01D 9/06 - Conduits d'admission du fluide à l'injecteur ou à l'organe analogue

Abrégé

In one exemplary embodiment, a gas turbine engine is provided. The gas turbine engine defines a radial direction, an axial direction, and an axis extending along the axial direction of the gas. The gas turbine engine includes: a shaft configured to rotate about the axis; an electric machine comprising a rotor coupled to and rotatable with the shaft and a stator, the rotor defining an end along the axial direction; and a cooling manifold rotatable with the rotor and positioned at the end of the rotor, the cooling manifold configured to receive a flow of cooling fluid and provide the cooling fluid to the stator during operation of the gas turbine engine.

Classes IPC  ?

• F01D 25/12 - Refroidissement
• F01D 15/10 - Adaptations pour la commande des générateurs électriques ou combinaisons avec ceux-ci
• F02C 6/08 - Ensembles fonctionnels de turbines à gaz délivrant un fluide de travail chauffé ou pressurisé à d'autres appareils, p. ex. sans sortie de puissance mécanique délivrant des gaz comprimés le gaz étant prélevés sur le compresseur de la turbine à gaz
• H02K 7/18 - Association structurelle de génératrices électriques à des moteurs mécaniques d'entraînement, p. ex. à des turbines

Abrégé

An airfoil for a gas turbine engine defining a spanwise direction, a root end, a tip end, a leading edge end, and trailing edge end is provided. The airfoil includes: a body extending along the spanwise direction between the root end and the tip end, the body formed of a composite material; and a sculpted leading edge member attached to the body positioned at the leading edge end of the airfoil, the sculped leading edge member formed at least in part of a metal material and defining a non-linear patterned leading edge of the airfoil.

Classes IPC  ?

• F01D 9/02 - InjecteursLogement des injecteursAubes de statorTuyères de guidage

Abrégé

A hybrid-electric propulsion system is provided. In one example aspect, the hybrid-electric propulsion system includes a power converter and a propulsor. The propulsor includes a gas turbine engine having a shaft and one or more bearings supporting the shaft. The propulsor also includes an electric machine electrically coupled with the power converter. The electric machine includes a stator assembly and a rotor assembly. The rotor assembly has a rotor and a rotor connection assembly. The rotor connection assembly operatively couples the rotor with the shaft. The rotor connection assembly has an insulated joint for interrupting common mode electric current from flowing from the rotor of the electric machine to the shaft. A grounding device is included to electrically ground the shaft. The power converter includes an electromagnetic interference filter to reduce common mode voltage reaching the electric machine.

Classes IPC  ?

• H02K 11/40 - Association structurelle à des dispositifs de mise à la terre
• H02K 11/21 - Dispositifs pour détecter la vitesse ou la position, ou actionnés par des valeurs de ces variables
• F02C 6/20 - Aménagements des ensembles fonctionnels de turbines à gaz pour l'entraînement des véhicules
• H02K 7/18 - Association structurelle de génératrices électriques à des moteurs mécaniques d'entraînement, p. ex. à des turbines
• H02K 11/02 - Association structurelle de machines dynamo-électriques à des organes électriques ou à des dispositifs de blindage, de surveillance ou de protection pour la suppression des parasites d’origine électromagnétique
• H02K 24/00 - Machines adaptées pour la transmission ou réception instantanée du déplacement angulaire de pièces tournantes, p. ex. synchro, selsyn
• H03H 1/00 - Détails de réalisation des réseaux d'impédances dont le mode de fonctionnement électrique n'est pas spécifié ou est applicable à plus d'un type de réseau

Abrégé

A gas turbine engine includes an electrical machine positioned at least partially inward of a core airflow path, the electrical machine including an electrical rotor component and an electrical stator component, a connecting member positioned between the electrical machine and a rotary member, a disconnection device that is positionable between a disengaged position, in which the disconnection device is disengaged from the connecting member, and an engaged position, in which the disconnection device is engaged with the connecting member, and a controller including a processor, where the processor receives a signal from the electrical machine indicative of a fault, and in response to receiving the signal from the electrical machine indicative of the fault, directs the disconnection device to move from the disengaged position to the engaged position.

Classes IPC  ?

• F01D 15/10 - Adaptations pour la commande des générateurs électriques ou combinaisons avec ceux-ci
• F01D 21/14 - Arrêt des "machines" ou machines motrices, p. ex. dispositifs d'urgenceDispositifs de régulation, de commande ou de sécurité non prévus ailleurs sensibles à d'autres conditions spécifiques
• F02C 7/36 - Transmission de puissance entre les différents arbres de l'ensemble fonctionnel de turbine à gaz, ou entre ce dernier et l'utilisateur de puissance
• F01D 25/28 - Dispositions pour le support ou le montage, p. ex. pour les carters de turbines
• F02C 7/275 - Entraînement du rotor pour le démarrage mécanique

Abrégé

A method of removing heat from an electrical machine located in a gas turbine engine at least partially inward of a core airflow path in a radial direction, the electrical machine comprising an outer electrical machine stator and an inner electrical machine rotor is provided. The method includes directing a liquid coolant radially inward past the outer electrical machine stator and toward an inner electrical machine rotor using a coolant passageway. The liquid coolant is directed onto and/or through one or both of the inner electrical machine rotor and a rotor support thereby removing heat from the inner electrical machine rotor.

Classes IPC  ?

• F01D 25/12 - Refroidissement
• F01D 15/10 - Adaptations pour la commande des générateurs électriques ou combinaisons avec ceux-ci
• F02C 7/24 - Isolation thermique ou acoustique
• H02K 5/20 - Enveloppes ou enceintes caractérisées par leur configuration, leur forme ou leur construction avec des canaux ou des conduits pour la circulation d'un agent de refroidissement
• H02K 7/18 - Association structurelle de génératrices électriques à des moteurs mécaniques d'entraînement, p. ex. à des turbines
• H02K 9/19 - Dispositions de refroidissement ou de ventilation pour machines avec enveloppe fermée et circuit fermé de refroidissement utilisant un agent de refroidissement liquide, p. ex. de l'huile

Abrégé

An electrical machine includes a stator assembly coupled to an engine stator component of a propulsion engine. The stator assembly includes a stator support assembly fixedly attached to the engine stator component and a stator disposed on the stator support structure. An electrical machine shaft is coupled to an end of a shaft of the propulsion engine via an intermediate shaft member extending axially between the end of the shaft and the electrical machine shaft. A bearing support frame extends from the propulsion engine, the bearing support frame defining a bearing cavity in conjunction with the electrical machine shaft. Electrical machine bearings radially extend from the bearing support frame to rotatably contact the electrical machine shaft. A rotor attached to a rotor support structure attached to the electrical machine shaft. The rotor rotates in conjunction with the electrical machine shaft to exchange energy with the shaft of the propulsion engine.

Classes IPC  ?

• F01D 15/10 - Adaptations pour la commande des générateurs électriques ou combinaisons avec ceux-ci
• F01D 25/16 - Aménagement des paliersSupport ou montage des paliers dans les stators
• F01D 25/12 - Refroidissement
• F01D 25/18 - Systèmes de lubrification

Abrégé

A method of removing heat from an electrical machine located in a gas turbine engine at least partially inward of a core airflow path in a radial direction, the electrical machine including an outer generator stator and an inner generator rotor is provided. The method includes directing cooling airflow radially through an airflow passageway to an enclosure at least partially defined by a thermal shield at least partially around the electrical machine. The cooling airflow is directed radially inward past the outer generator stator and toward the inner generator rotor using a cooling manifold thereby removing heat from the generator rotor.

Classes IPC  ?

• H02K 5/20 - Enveloppes ou enceintes caractérisées par leur configuration, leur forme ou leur construction avec des canaux ou des conduits pour la circulation d'un agent de refroidissement
• H02K 1/278 - Aimants montés en surfaceAimants sertis
• H02K 7/18 - Association structurelle de génératrices électriques à des moteurs mécaniques d'entraînement, p. ex. à des turbines
• H02K 21/14 - Moteurs synchrones à aimants permanentsGénératrices synchrones à aimants permanents avec des induits fixes et des aimants tournants avec des aimants tournant à l'intérieur des induits
• H02K 1/32 - Parties tournantes du circuit magnétique avec des canaux ou des conduits pour l'écoulement d'un agent de refroidissement
• F02C 7/18 - Refroidissement des ensembles fonctionnels caractérisé par l'agent refroidisseur l'agent refroidisseur étant gazeux, p. ex. l'air
• 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

Abrégé

An electrical machine includes a stator assembly coupled to an engine stator component of a propulsion engine. The stator assembly includes a stator support assembly fixedly attached to the engine stator component and a stator disposed on a supporting surface of the stator support structure. The electrical machine also includes a rotor assembly including a rotor support structure connected to a shaft of the propulsion engine and a rotor attached to the rotor support structure such that the rotor is disposed radially inward of the stator. The rotor exchanges rotational energy with the shaft to operate as either an electrical motor or an electrical generator.

Classes IPC  ?

• H02K 7/18 - Association structurelle de génératrices électriques à des moteurs mécaniques d'entraînement, p. ex. à des turbines
• H02K 1/12 - Parties fixes du circuit magnétique
• H02K 7/00 - Dispositions pour la mise en œuvre d'énergie mécanique associées structurellement aux machines dynamo-électriques, p. ex. association structurelle avec des moteurs mécaniques d'entraînement ou des machines dynamo-électriques auxiliaires
• H02K 7/08 - Association structurelle avec des paliers
• H02K 7/14 - Association structurelle à des charges mécaniques, p. ex. à des machines-outils portatives ou des ventilateurs

Abrégé

A screen for an air intake portion of a machine is provided. The screen includes an assembly of screen members that form a plurality of screen cells, wherein at least a portion of the screen cells define an irregular configuration.

Classes IPC  ?

• B01D 46/10 - Séparateurs de particules utilisant des plaques, des feuilles ou des tampons filtrants à surface plane, p. ex. appareils de précipitation de poussières
• B01D 29/00 - Filtres à éléments filtrants stationnaires pendant la filtration, p. ex. filtres à aspiration ou à pression, non couverts par les groupes Leurs éléments filtrants
• B64D 33/02 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des entrées d'air de combustion
• F02C 7/055 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction comportant des dispositifs pour empêcher la pénétration d'objets ou de particules endommageantes comportant des grilles, des écrans ou des dispositifs protecteurs

Abrégé

A turbomachine defining a flowpath therethrough at which a fluid is compressed is provided, in which the turbomachine includes a first compressor in serial flow arrangement upstream of a second compressor. The second compressor includes a port at the flowpath and is configured to receive at least a portion of the fluid from the flowpath from the second compressor. The first compressor includes a vane positioned at the flowpath and the vane includes an opening at the flowpath configured to egress the portion of the fluid from the port into the flowpath.

Classes IPC  ?

• F02C 9/18 - Commande du débit du fluide de travail par prélèvement, par bipasse ou par action sur des raccordements variables du fluide de travail entre des turbines ou des compresseurs ou entre leurs étages
• F02C 6/08 - Ensembles fonctionnels de turbines à gaz délivrant un fluide de travail chauffé ou pressurisé à d'autres appareils, p. ex. sans sortie de puissance mécanique délivrant des gaz comprimés le gaz étant prélevés sur le compresseur de la turbine à gaz
• F01D 5/18 - Aubes creusesDispositifs de chauffage, de protection contre l'échauffement ou de refroidissement des aubes

Abrégé

Propulsion engines and methods of accessing components within propulsor cavities of propulsion engines are disclosed. A propulsion engine includes an outer engine housing that includes a propulsor cavity located therein. The propulsor cavity is axially located between a low-pressure compressor and a fan of the propulsion engine. An electric converter is disposed within the propulsor cavity.

Classes IPC  ?

• F02K 3/06 - Ensembles fonctionnels comportant une turbine à gaz entraînant un compresseur ou un ventilateur soufflant dans lesquels une partie du fluide énergétique passe en dehors de la turbine et de la chambre de combustion l'ensemble fonctionnel comprenant des soufflantes carénées, c.-à-d. des soufflantes à fort débit volumétrique sous basse pression pour augmenter la poussée, p. ex. du type à double flux comprenant une soufflante avant
• B64D 27/12 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs du type à turbine à gaz à l'intérieur des ailes ou fixés à celles-ci
• B64D 27/24 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs utilisant la vapeur ou l'énergie de ressorts
• B64D 29/02 - Nacelles, carénages ou capotages des groupes moteurs montés dans les ailes
• B64D 27/02 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs
• B64F 5/40 - Entretien ou réparation d’aéronefs

Abrégé

A gas turbine engine includes a fan located at a forward portion of the gas turbine engine. A compressor section and a turbine section are arranged in serial flow order. The compressor section and the turbine section together define a core airflow path. A rotary member is rotatable with at least a portion of the compressor section and with at least a portion of the turbine section. An electrical machine is coupled to the rotary member and is located at least partially inward of the core airflow path in a radial direction. An enclosure at least partially encloses the electrical machine. The enclosure at least partially defines a first cooling airflow path within the enclosure that at least partially defines a first cooling airflow buffer cavity at least partially around the electrical machine. The first cooling airflow path is in communication with a second cooling airflow path located outside the enclosure that at least partially defines a second cooling airflow buffer cavity at least partially around the enclosure. A cooling duct provides pressurized air to the first cooling airflow path such that the air flows along both the first cooling airflow path and the second cooling airflow path providing the first cooling airflow buffer cavity and the second cooling airflow buffer cavity.

Classes IPC  ?

• F02C 7/18 - Refroidissement des ensembles fonctionnels caractérisé par l'agent refroidisseur l'agent refroidisseur étant gazeux, p. ex. l'air
• 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

Abrégé

A generator assembly includes a stator assembly coupled to an engine stator component of a propulsion engine, the stator assembly including: a stator support structure fixedly attached to the engine stator component; a stator disposed on a supporting surface of the stator support; a manifold coupled to the stator support, the manifold defining a connection volume and including at least one coolant opening at a connection end of the manifold; and an electrical connector extending between the stator and a connection device disposed on the connection end. The generator assembly also includes a rotor assembly comprising a rotor support structure connected to a shaft of the propulsion engine and a rotor attached to the rotor support structure, wherein the rotor rotates in conjunction with the shaft to generate a power signal that travels through the electrical connector to the connection device.

Classes IPC  ?

• F01D 15/10 - Adaptations pour la commande des générateurs électriques ou combinaisons avec ceux-ci
• F01D 9/06 - Conduits d'admission du fluide à l'injecteur ou à l'organe analogue
• F02C 7/32 - Aménagement, montage ou entraînement des auxiliaires
• H02K 7/18 - Association structurelle de génératrices électriques à des moteurs mécaniques d'entraînement, p. ex. à des turbines
• F01D 25/12 - Refroidissement
• F02C 7/12 - Refroidissement des ensembles fonctionnels
• F02C 7/18 - Refroidissement des ensembles fonctionnels caractérisé par l'agent refroidisseur l'agent refroidisseur étant gazeux, p. ex. l'air

Abrégé

A nozzle segment for a gas turbine engine comprises an outer band having a cooling air inlet, an inner band having a first cooling air outlet, and a nozzle airfoil comprising a cooling flow passage arranged to receive the cooling air as a cooling air stream. A first channel and a second channel are arranged within the cooling flow passage. A deflector is arranged to divide the cooling air stream into a first cooling air stream in the first channel and a second cooling air stream in the second channel, respectively. The deflector deflects the first cooling air stream obliquely to a suction sidewall in the first channel, wherein the first channel is configured to transport the first cooling air stream along the first channel in a swirly flow.

Classes IPC  ?

• F01D 5/18 - Aubes creusesDispositifs de chauffage, de protection contre l'échauffement ou de refroidissement des aubes
• F01D 25/12 - Refroidissement
• F01D 9/04 - InjecteursLogement des injecteursAubes de statorTuyères de guidage formant une couronne ou un secteur

Abrégé

An assembly for a turbine engine can include a monolithic body with an inner band and an outer band radially spaced from the inner band, a pocket surface in one of the inner or outer bands defining a recess, and an airfoil with a first end radially extending from the other of the inner or outer bands.

Classes IPC  ?

• F01D 11/04 - Prévention ou réduction des pertes internes du fluide énergétique, p. ex. entre étages par obturation non contact, p. ex. du type labyrinthe utilisant un fluide d'obturation, p. ex. de la vapeur

Abrégé

An inner band assembly for at turbine nozzle of a rotary machine that includes a centerline axis, the inner band assembly comprising a platform portion, a first flange portion coupled to the platform portion and obliquely oriented with respect to the centerline axis, and a second flange coupled to the first flange and obliquely oriented with respect to the first flange. Wherein the platform portion and the first flange intersect.

Classes IPC  ?

• F01D 9/04 - InjecteursLogement des injecteursAubes de statorTuyères de guidage formant une couronne ou un secteur
• F01D 25/24 - Carcasses d'enveloppeÉléments de la carcasse, p. ex. diaphragmes, fixations
• F01D 11/00 - Prévention ou réduction des pertes internes du fluide énergétique, p. ex. entre étages

Abrégé

The present disclosure provides fluid eductors, systems that utilize fluid eductors, and methods of entraining a suction fluid flow using a fluid eductor. Exemplary fluid eductors include a concentric eductor space or a plurality of annular eductor spaces. Exemplary methods include ejecting a volume of motive fluid out of a concentric eductor space of a fluid eductor, accelerating a peripheral region of the suction fluid flow with the motive fluid ejecting out of the first annular eductor space, and accelerating a core region of the suction fluid flow with the motive fluid ejecting out of the second annular eductor space.

Classes IPC  ?

• F28F 13/12 - Dispositions pour modifier le transfert de chaleur, p. ex. accroissement, diminution en affectant le mode d'écoulement des sources de potentiel calorifique en créant une turbulence, p. ex. par brassage, par augmentation de la force de circulation
• F28F 13/06 - Dispositions pour modifier le transfert de chaleur, p. ex. accroissement, diminution en affectant le mode d'écoulement des sources de potentiel calorifique
• B01F 25/312 - Mélangeurs à injecteurs dans des conduits ou des tubes dans lesquels circule le composant principal avec des éléments VenturiLeurs détails

Abrégé

A turbine nozzle for a rotary machine including a centerline axis includes an airfoil including a leading edge and a trailing edge. The airfoil defines a throat location proximate the trailing edge. The turbine nozzle also includes an inner band assembly including a platform portion coupled to the airfoil, and a first flange coupled to the platform portion. The first flange is obliquely oriented with respect to the platform portion, and the platform portion and the first flange intersect at a point axially aligned with the throat location.

Classes IPC  ?

• F01D 11/00 - Prévention ou réduction des pertes internes du fluide énergétique, p. ex. entre étages
• F01D 25/24 - Carcasses d'enveloppeÉléments de la carcasse, p. ex. diaphragmes, fixations
• F01D 9/04 - InjecteursLogement des injecteursAubes de statorTuyères de guidage formant une couronne ou un secteur

Abrégé

A turbine engine that includes an engine casing including a fluid supply plenum, a mating surface, and a nozzle supply passage and a cavity flow passage that both extend between the fluid supply plenum and the mating surface. The turbine engine further includes a turbine nozzle assembly including a mating band. The mating band includes an inlet scoop in flow communication with the nozzle supply passage. An interface is defined between the mating band and a first portion of the mating surface, and a band cavity is defined between the mating band and a second portion of the mating surface. The cavity flow passage couples the fluid supply plenum in flow communication with the band cavity.

Classes IPC  ?

• F01D 25/14 - Carcasses d'enveloppe modifiées à cet effet
• F01D 11/00 - Prévention ou réduction des pertes internes du fluide énergétique, p. ex. entre étages
• F01D 9/06 - Conduits d'admission du fluide à l'injecteur ou à l'organe analogue
• F01D 25/24 - Carcasses d'enveloppeÉléments de la carcasse, p. ex. diaphragmes, fixations

Abrégé

A gas turbine engine having an improved air delivery system that includes features for pressurizing and/or cooling various components of the engine while minimizing the impact to the cycle efficiency of the engine, reducing the weight of the engine, and reducing the specific fuel consumption of the engine is provided.

Classes IPC  ?

• F02C 6/08 - Ensembles fonctionnels de turbines à gaz délivrant un fluide de travail chauffé ou pressurisé à d'autres appareils, p. ex. sans sortie de puissance mécanique délivrant des gaz comprimés le gaz étant prélevés sur le compresseur de la turbine à gaz
• F02C 7/18 - Refroidissement des ensembles fonctionnels caractérisé par l'agent refroidisseur l'agent refroidisseur étant gazeux, p. ex. l'air
• F02C 3/08 - Ensembles fonctionnels de turbines à gaz caractérisés par l'utilisation de produits de combustion comme fluide de travail ayant une turbine entraînant un compresseur le compresseur comprenant au moins un étage radial
• F02C 9/18 - Commande du débit du fluide de travail par prélèvement, par bipasse ou par action sur des raccordements variables du fluide de travail entre des turbines ou des compresseurs ou entre leurs étages

Abrégé

An apparatus and method for a bearing assembly including a frame, an inner race circumscribing a shaft for a turbine engine, a bearing movable about the inner ring, an outer race circumscribing the at least one rolling element, a spring assembly comprising an inner ring circumscribing the at least one cage, and an outer ring mounted to the frame, and a set of circumferentially arranged spring fingers extending between the inner ring and the outer ring.

Classes IPC  ?

• F16C 27/04 - Roulements à billes ou à rouleaux, p. ex. à organes de roulement élastiques
• F01D 25/16 - Aménagement des paliersSupport ou montage des paliers dans les stators
• F01M 11/00 - Parties constitutives, détails ou accessoires non couverts par les groupes ou présentant un intérêt autre que celui visé par ces groupes
• F16F 15/02 - Suppression des vibrations dans les systèmes non rotatifs, p. ex. dans des systèmes alternatifsSuppression des vibrations dans les systèmes rotatifs par l'utilisation d'organes ne se déplaçant pas avec le système rotatif
• F16F 15/023 - Suppression des vibrations dans les systèmes non rotatifs, p. ex. dans des systèmes alternatifsSuppression des vibrations dans les systèmes rotatifs par l'utilisation d'organes ne se déplaçant pas avec le système rotatif utilisant des moyens fluides

Abrégé

An inlet frame and a method of additively manufacturing the same are provided. The inlet frame includes a forward annular body spaced apart from a rear annular body to define an inlet passageway in fluid communication with a compressor inlet. The inlet frame may define integral wash manifolds and discharge ports for directing a flow of wash fluid directly through the compressor inlet. In addition, inlet frame may define one or more integral annular heating plenums in fluid communication with a hot air source for heating regions of the inlet frame that are prone to icing conditions.

Classes IPC  ?

• F02C 7/04 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction
• F04D 29/70 - Grilles d'aspirationFiltresSéparateurs de poussièreNettoyage
• F04D 29/063 - Lubrification spécialement adaptée aux pompes pour fluides compressibles
• F01D 9/04 - InjecteursLogement des injecteursAubes de statorTuyères de guidage formant une couronne ou un secteur
• B33Y 80/00 - Produits obtenus par fabrication additive
• F01D 25/00 - Parties constitutives, détails ou accessoires non couverts dans les autres groupes ou d'un intérêt non traité dans ces groupes

Abrégé

An apparatus for providing foreign object debris protection an air intake of an aircraft engine. The apparatus includes a frame and a plurality of cross-members. The cross-members are positioned in the frame to define a plurality of screen openings. At least one of the cross-members has an aerodynamically efficient cross section.

Classes IPC  ?

• B64D 33/02 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des entrées d'air de combustion
• F02C 7/055 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction comportant des dispositifs pour empêcher la pénétration d'objets ou de particules endommageantes comportant des grilles, des écrans ou des dispositifs protecteurs