公开(公告)号：EP2865599A1

公开(公告)日：2015-04-29

申请号：EP14186490.0

申请日：2014-09-25

申请人： Honeywell International Inc.

发明人： Payangapadan, Murali Krishnan ,  Kiran, Vunnam ,  Gundeti, Lavan Kumar ,  Sheoran, Yogendra Yogi ,  Bouldin, Bruce Dan

IPC分类号： B64D33/02 ,  B64D41/00

CPC分类号： B64D33/02 ,  B64C1/0009 ,  B64D41/00 ,  B64D2033/0213 ,  Y10T137/0536

摘要： An inlet door system includes a duct (114), an inlet door (140), and a plurality of openings (308). The duct is configured to extend from the auxiliary power unit (APU) to an intake opening formed in an outer surface of an aircraft. The duct includes an inlet port (126), an outlet port (128), and a duct sidewall (132) extending between the inlet port and the outlet port. The inlet door includes an inner surface (302), an outer surface (304), and an outer peripheral edge (306) between the inner and outer surfaces. The door is rotationally coupled to the duct, and is configured to selectively rotate between a closed position and a plurality of open positions. The openings extend through the inlet door (140) between the inner surface (302) and outer surface (304), and each opening (308) is disposed adjacent to the outer peripheral edge (306).

摘要翻译： 入口门系统包括管道（114），入口门（140）和多个开口（308）。 导管构造成从辅助动力单元（APU）延伸到形成在飞行器的外表面中的进气开口。 管道包括入口端口（126），出口端口（128）和在入口端口和出口之间延伸的管道侧壁（132）。 入口门包括在内表面和外表面之间的内表面（302），外表面（304）和外周缘（306）。 门旋转地联接到管道，并且构造成选择性地在关闭位置和多个打开位置之间旋转。 开口延伸穿过内表面（302）和外表面（304）之间的入口门（140），并且每个开口（308）邻近外围边缘（306）设置。

公开(公告)号：EP2829475A1

公开(公告)日：2015-01-28

申请号：EP14169918.1

申请日：2014-05-26

申请人： The Boeing Company

发明人： Tretow, Paul R. ,  Chambers, David S. ,  Willie, Robert H.

IPC分类号： B64D33/02 ,  F02C7/04

CPC分类号： B64D33/02 ,  B64D41/00 ,  B64D2033/0213 ,  F02C7/04 ,  F02C7/042 ,  F05D2220/50

摘要： Auxiliary power unit inlet apparatus and methods are disclosed. An example apparatus (202) includes an air inlet (205) for an aircraft (100) including a first air flow path (212) and a second air flow path (214). The first air flow path (212) is immediately adjacent the second air flow path (214). The first air flow path (212) is at least partially separated from the second air flow path (214) by a first panel (216). The example apparatus (202) includes a door (204) hingeably coupled adjacent the air inlet (205). The door (204) includes a second panel (208) extending from an interior surface (306) of the door (204) to substantially prevent air from flowing across the interior surface (306) between the first air flow path (212) and the second air flow path (214).

摘要翻译： 公开了辅助动力单元入口装置和方法。 示例性装置（202）包括用于飞行器（100）的空气入口（205），其包括第一空气流动路径（212）和第二空气流动路径（214）。 第一空气流路212紧邻第二气流路214。 第一空气流动路径（212）通过第一面板（216）至少部分地与第二空气流动路径（214）分离。 示例性装置（202）包括可邻近空气入口（205）可铰接地联接的门（204）。 门（204）包括从门（204）的内表面（306）延伸的第二面板（208），以基本上防止空气流过第一空气流动路径（212）和第二空气流动路径（212）之间的内表面（306） 第二空气流动路径（214）。

公开(公告)号：EP1327758B1

公开(公告)日：2013-07-10

申请号：EP02025429.8

申请日：2002-11-15

申请人： Airbus Operations GmbH

发明人： Schnoor, Martin, Dipl.-Ing.

IPC分类号： F02C7/042 ,  B64D33/02 ,  B64D33/08

CPC分类号： F02C7/042 ,  B64D33/02 ,  B64D2033/0213 ,  Y10T137/0536

公开(公告)号：EP1749993B1

公开(公告)日：2012-03-28

申请号：EP05078054.3

申请日：2005-12-28

申请人： Airbus Operations S.L.

发明人： Hernanz Manrique, José Angel ,  Kruse, Jürgen Heinrich

IPC分类号： F02C7/045 ,  B64D33/02 ,  F02C7/04

CPC分类号： B64D41/00 ,  B64D2033/0213 ,  F02C7/04 ,  F02C7/32

公开(公告)号：EP1748177B1

公开(公告)日：2010-05-19

申请号：EP06117760.6

申请日：2006-07-24

申请人： Honeywell International Inc.

发明人： Sheoran, Yogendra Y. ,  Frost, Christopher

IPC分类号： F02K1/36 ,  B64D33/04

CPC分类号： F02C7/32 ,  B64D41/00 ,  B64D2033/0213 ,  B64D2041/002 ,  F01D25/18 ,  Y02T50/671

公开(公告)号：EP2147862A2

公开(公告)日：2010-01-27

申请号：EP09251022.1

申请日：2009-03-31

申请人： Hamilton Sundstrand Corporation

发明人： Brill, Jeffrey Carl ,  Dionne, Luc

IPC分类号： B64D41/00

CPC分类号： B64D41/00 ,  B64D2033/0213 ,  Y10T292/1078

摘要： An inlet door and actuation mechanism for an auxiliary power unit has an actuation mechanism mounted within a housing (34). The housing includes a bearing mount (46) or allowing a bearing (48) on the mechanism to adjust angularly as the inlet door pivots. The bearing mount and bearing provides a fireproof enclosure between areas (110,111) on opposed sides of a wall of the housing.

摘要翻译： 用于辅助动力单元的入口门和致动机构具有安装在壳体（34）内的致动机构。 壳体包括轴承座（46）或允许机构上的轴承（48）在入口门枢转时成角度地调节。 轴承座和轴承在壳体的壁的相对侧上的区域（110,111）之间提供防火外壳。

公开(公告)号：EP2113459A2

公开(公告)日：2009-11-04

申请号：EP09158283.3

申请日：2009-04-20

申请人： Honeywell International Inc.

发明人： Robbins, Robert ,  Gomuc, Reha ,  Kowal, Adam ,  Schmittenberg, Marc ,  Harper, Steve ,  Reese, Larry ,  Brett, Tony ,  Doras, Vincent

IPC分类号： B64D41/00 ,  B64D33/02

CPC分类号： B64D41/00 ,  B64D33/02 ,  B64D2033/0213

摘要： An inlet door system (109) including an aft inlet duct mounted door actuator providing RAM air to an auxiliary power unit (APU) (110) contained within an aircraft is provided. The inlet door system includes an inlet duct (120), the aft inlet duct mounted door actuator (134), and a door (130). The inlet duct (120) is configured to extend from the auxiliary power unit (110) to the aircraft housing and has a sidewall (126) that defines a flow passage. The door actuator (134) is mounted to an exterior surface of the aft portion of the inlet duct (120). The door (130) is coupled to the actuator (134). The actuator (134) is configured to selectively rotate the door (130) between at least a first position and a second position.

摘要翻译： 提供了一种入口门系统（109），其包括向包含在飞行器内的辅助动力单元（APU）（110）提供RAM空气的后进入管道安装的门致动器。 入口门系统包括入口管道（120），后进入管道安装的门致动器（134）和门（130）。 入口管道（120）构造成从辅助动力单元（110）延伸到飞行器壳体并且具有限定流动通道的侧壁（126）。 门致动器（134）安装到入口管道（120）的后部的外表面。 门（130）联接到致动器（134）。 致动器（134）构造成在至少第一位置和第二位置之间选择性地旋转门（130）。

公开(公告)号：EP1847458A3

公开(公告)日：2009-06-03

申请号：EP07106479.4

申请日：2007-04-19

申请人： HONEYWELL INC.

发明人： Sheoran, Yogendra Y. ,  Michalski, Joseph W., Jr. ,  Asplund, Kyle D.

IPC分类号： B64D33/02 ,  B64D41/00

CPC分类号： B64D41/00 ,  B64D2033/0213

摘要： An inlet door assembly (26) for reducing air pressure loss and enhancing performance of an auxiliary power unit (APU) contained within an aircraft housing is provided. The inlet door assembly includes a duct (34) and a diffuser (36). The duct, which is configured to be movably coupled to an aircraft and to move between open and closed positions, has a flow passage (42) extending therethrough. Air external to the aircraft flows through the duct while it is in the open position, but not while it is in the closed position. The diffuser is coupled to the duct and configured to move therewith. The diffuser has a passage (64) extending therethrough that is in fluid communication with the duct flow passage, and is configured to diffuse the air that flows therethrough.

公开(公告)号：EP1748177A1

公开(公告)日：2007-01-31

申请号：EP06117760.6

申请日：2006-07-24

申请人： Honeywell International, Inc.

发明人： Sheoran, Yogendra Y. ,  Frost, Christopher

IPC分类号： F02K1/36 ,  B64D33/04

CPC分类号： F02C7/32 ,  B64D41/00 ,  B64D2033/0213 ,  B64D2041/002 ,  F01D25/18 ,  Y02T50/671

摘要： An eductor assembly (104) is provided that includes a primary nozzle (114), a cooler plenum (120), and a surge plenum (122). In one embodiment, and by way of example only, the primary nozzle (114) is configured to accelerate and discharge turbine exhaust gas therefrom and the cooler plenum (120) surrounds the primary nozzle (114) and includes at least a fluid inlet (134) and a fluid outlet (136). The surge plenum (122) partially surrounds the primary nozzle (114) and the cooler plenum (120) and includes at least a fluid inlet (154) and a fluid outlet (156). The surge plenum fluid outlet (156) axially aligns and is coterminous with the cooler plenum fluid outlet (136).

摘要翻译： 喷射器组件（104）被提供确实包括主喷嘴（114），一个冷却器增压室（120），和一个冲击压力通风系统（122）。 在一个实施例中，并且通过只，主喷嘴（114）被配置为加速，并从排出涡轮机废气有134实施例的方式和冷却器增压室（120）围绕所述主喷嘴（114），并且包括至少一个流体入口（ ）和流体出口（136）。 浪涌气室（122）部分地围绕所述主喷嘴（114）和所述冷却器增压室（120），并且包括至少一个流体入口（154）和流体出口（156）。 浪涌增压室流体出口（156）轴向对准，并且毗连与冷却器增压室流体出口（136）。

公开(公告)号：EP1440004A1

公开(公告)日：2004-07-28

申请号：EP02802259.8

申请日：2002-10-18

申请人： Pratt & Whitney Canada Corp.

发明人： DIONNE, Luc

IPC分类号： B64D33/08 ,  B64D41/00 ,  B64D33/10

CPC分类号： F02C7/14 ,  B64D33/08 ,  B64D33/10 ,  B64D41/00 ,  B64D2033/0213 ,  B64D2041/002 ,  F05D2220/50 ,  F05D2260/20 ,  Y02T50/675

摘要： A passive cooling system for an auxiliary power unit (APU) installation on an aircraft is provided. The system is for an auxiliary power unit having at least a compressor portion of a gas turbine engine and an oil cooler contained separately within a nacelle. The system includes the auxiliary power unit housed within the nacelle of the aircraft, an engine exhaust opening defined in the aft portion of the nacelle and communicating with the gas turbine engine, at least a first air inlet duct communicating with a second opening defined in said nacelle and with said compressor portion and the oil cooler is located within a second duct communicating with an opening other than the engine exhaust opening of said nacelle and with the engine exhaust opening. Exterior cooling air and engine exhaust ejected through said engine exhaust opening entrain cooling air through said second duct to said oil cooler, and thus provide engine oil cooling. An exhaust eductor is also provided.

摘要翻译： 提供了一种用于飞机上的辅助动力装置（APU）安装的被动冷却系统。 该系统用于具有燃气涡轮发动机的至少一个压缩机部分和在机舱内单独包含的油冷却器的辅助动力装置。 该系统包括容纳在飞行器的机舱内的辅助动力单元，限定在机舱的后部并与燃气涡轮发动机连通的发动机排气口，至少第一空气入口管道，与第一开口限定的第二开口连通， 并且与所述压缩机部分和所述油冷却器位于与所述机舱的发动机排气口以外的开口以及所述发动机排气口连通的第二管道内。 通过所述发动机排气口排出的外部冷却空气和发动机废气通过所述第二管道将冷却空气带入所述油冷却器，从而提供机油冷却。 还提供排气喷射器。