公开(公告)号：WO2021116556A1

公开(公告)日：2021-06-17

申请号：PCT/FR2020/052230

申请日：2020-12-01

Applicant: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES

Inventor： LEVISSE, Paul Ghislain Albert ,  BELMONTE, Olivier ,  CATY, Fabien Roger Gaston ,  CHASSAGNE, Amélie Argie Antoinette

IPC: F01D11/02 ,  F01D25/18 ,  F02C3/067 ,  F02C7/06 ,  F02C7/28 ,  F02C7/36 ,  F02K3/06

Abstract: Turbomachine (10) à turbine contrarotative pour un aéronef, comportant : - un corps haute pression, - une turbine basse pression contrarotative (22), - un réducteur mécanique (42) à train épicycloïdal de type planétaire, - des paliers (56-62) de guidage des arbres de turbine (36, 38), caractérisée en ce que ledit réducteur (42) et certains des paliers (60, 62) sont logés dans une enceinte de lubrification (86) alimentée en huile et comportant des joints d'étanchéité dynamique (86a-86d), et en ce que la turbomachine comprend des circuits de pressurisation (C1, C2) de ces joints.

公开(公告)号：WO2021111061A1

公开(公告)日：2021-06-10

申请号：PCT/FR2020/052159

申请日：2020-11-24

Applicant: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES

Inventor： MILLIER, Vincent François Georges ,  GUILLOTEL, Loïc Paul Yves

IPC: F01D9/06 ,  F01D15/10 ,  F02K3/06 ,  F02K5/00

Abstract: Turbomachine (10) d'aéronef, comportant : un générateur de gaz (12) ayant un axe longitudinal (A), une soufflante (14) située à une extrémité amont du générateur de gaz et configurée pour tourner autour dudit axe, et une machine électrique (70) de forme générale annulaire qui est montée coaxialement en aval de la soufflante, et qui comprend un rotor (70a) couplé en rotation à la soufflante, et un stator (70b) qui est relié à un circuit électronique de puissance (78) par au moins une barre rigide électroconductrice (80).

公开(公告)号：WO2021110841A1

公开(公告)日：2021-06-10

申请号：PCT/EP2020/084479

申请日：2020-12-03

Applicant: THRUSTME

Inventor： RAFALSKYI, Dmytro ,  MARTÍNEZ MARTÍNEZ, Javier ,  ZORZOLI ROSSI, Elena

IPC: B64G1/40 ,  B64G1/26 ,  F02K9/08 ,  F02K9/34

Abstract: The invention relates to a space cold gas thruster operating with a solid propellant. The cold gas thruster of the invention comprises a tank (1) suitable for containing a solid propellant and a tank (1) heating device suitable for sublimating said solid propellant and forming gaseous propellant, the tank (1) having an aperture (7) for transferring said gaseous propellant outside said tank (1), such as a nozzle (7). The invention also relates to a process for determining the amount of remaining propellant in the propellant tank (1) of a cold gas thruster of the invention.

公开(公告)号：WO2021107913A1

公开(公告)日：2021-06-03

申请号：PCT/US2019/062943

申请日：2019-11-25

Applicant: AEROJET ROCKETDYNE, INC.

Inventor： WUCHERER, Edward ,  GLASSY, Benjamin Andrew

IPC: B01J21/06 ,  B01J23/46 ,  B01J23/63 ,  B01J37/00 ,  B01J37/02 ,  B01J37/04 ,  B01J37/08 ,  F02C3/14 ,  F02K9/80

Abstract: A catalyst-containing material includes a refractory matrix and particles of one or more catalytic metal elements or catalytic oxides. The particles are dispersed through, and embedded in, the refractory matrix.

公开(公告)号：WO2021106745A1

公开(公告)日：2021-06-03

申请号：PCT/JP2020/043228

申请日：2020-11-19

Applicant: GOVERNMENT OF THE UNITED STATES, AS REPRESENTED BY THE SECRETARY OF THE AIR FORCE ,  GOVERNMENT OF JAPAN, AS REPRESENTED BY THE COMMISSIONER OF THE ACQUISITION, TECHNOLOGY AND LOGISTICS AGENCY ,  IHI AEROSPACE CO., LTD.

Inventor： YANDEK Gregory R ,  EDANAGA Takayuki ,  HASHINO Seiki ,  SATO Hiroshi ,  SATAKE Masaaki ,  SAKAINO Masanori

IPC: C08J5/04 ,  B29C35/12 ,  B29C70/30 ,  F02K9/34 ,  B29K105/08

Abstract: The present invention relates to resin compositions, fiber reinforced polymeric structures and electromagnetic induction processes for making same. Such magnetic induction processes are pulsed processes that can be optionally coupled with cooling steps between pulses. The aforementioned fiber reinforced polymeric structures can take forms that include, but are not limited to, pipes; pressure vessels, including rocket motor cases and fire extinguishers; golf club shafts; tennis and badminton racquets; skis; snowboards; hockey sticks; fishing rods; bicycle frames; boat masts; oars; paddles; baseball bats; and softball bats. In addition, such fiber reinforced polymeric structures can be supplemented with other materials, such as a rocket propellant, to form articles, for example, a rocket motor.

公开(公告)号：WO2021105595A1

公开(公告)日：2021-06-03

申请号：PCT/FR2020/052141

申请日：2020-11-19

Applicant: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES ,  CENTRE NATIONAL DE LA RECHERCHE SCIENTIFIQUE ,  UNIVERSITE DU MANS

Inventor： REGNARD, Josselin, David, Florian ,  ABILY, Thibault ,  DURAND, Stéphane, Bernard

IPC: G10K11/16 ,  G10K11/172 ,  F02C7/24 ,  F02C7/045 ,  F02K1/64 ,  F02K1/82

Abstract: Pastille résonante (20) de traitement acoustique comprenant une plaque résonante (21), un transducteur (22) et un circuit électrique (23) électriquement raccordé au transducteur (22), la plaque résonante (21) comportant un bandeau périphérique (210) s'étendant le long du périmètre de la plaque résonante (21). La pastille comprend des découpes (211) définissant entre elles des lamelles (212) déformables ayant au moins une extrémité (2120) solidaire du bandeau périphérique (210).

公开(公告)号：WO2021091613A2

公开(公告)日：2021-05-14

申请号：PCT/US2020/049588

申请日：2020-09-05

Applicant: SPECIAL AEROSPACE SERVICES, LLC

Inventor： BULK, Timothy ,  HAYES, Christopher

IPC: F02K9/48 ,  F02K9/52 ,  F02K9/64 ,  F02K9/62 ,  F02K9/972

Abstract: Devices and methods of rocket propulsion are disclosed. In one aspect, a staged combustion liquid rocket engine with prebumer and turbopump unit (TPU) integrated into the structure of the combustion chamber is described. An initial propellant mixture is combusted in a preburner combustion chamber formed as an annulus around a main combustion chamber, the combustion products from the preburner driving the turbine of the TPU and subsequently injected into the main combustion chamber for secondary combustion along with additional propellants, generating thrust through a supersonic nozzle. The preburner inner cylindrical wall is shared with the outer cylindrical wall of the engine's main combustion chamber and the turbine is axially aligned with the main combustion chamber. Liquid propellants supplied to the engine are utilized for regenerative cooling of the combustion chamber and preburner, where the liquid propellants are gasified in cooling manifolds before injection into the preburner and main combustion chamber.

公开(公告)号：WO2021074514A1

公开(公告)日：2021-04-22

申请号：PCT/FR2020/051798

申请日：2020-10-12

Applicant: SAFRAN ,  SAFRAN HELICOPTER ENGINES

Inventor： BESSE, Jean-Louis Robert Guy ,  MALDONADO, Ye-Bonne Karina

IPC: F02K1/10 ,  B64D27/16 ,  B64C15/02 ,  B64C11/00 ,  B64C27/20 ,  B64D33/04 ,  F02K1/34 ,  F02K1/00

Abstract: L'invention concerne un système propulsif (1, 1') pour un aéronef, en particulier du type aéronef à décollage et atterrissage verticaux (ADAV), comprenant un rotor (2) et un carénage (3) de nacelle s'étendant autour dudit rotor par rapport à un axe (X) et comprenant un tronçon amont formant une section d'entrée du carénage de nacelle et un tronçon aval (20) dont une extrémité aval (21) forme une section de sortie (BF) du carénage (3) de nacelle; et caractérisé en ce que le tronçon aval (20) comprend des parois radialement interne (20a) et externe (20b), dont au moins une partie de l'une desdites parois est réalisée dans un matériau à mémoire de forme thermo- déformable, cette paroi étant munie d'éléments chauffants (23a, 23c) s'étendant dans des secteurs angulaires consécutifs différents autour dudit axe (X), chaque élément chauffant étant actionnable indépendamment et configuré pour déformer cette paroi dans une direction radiale audit axe (X) et centrée angulairement par rapport à son secteur angulaire, sous l'effet d'une commande de tension prédéterminée.

公开(公告)号：WO2021048489A1

公开(公告)日：2021-03-18

申请号：PCT/FR2020/051538

申请日：2020-09-07

Applicant: SAFRAN NACELLES

Inventor： MIOSSEC, Tony ,  BIENVENU, Philippe ,  BEMONT, Emilie

IPC: F02C7/045 ,  F02K1/82 ,  G10K11/168

Abstract: L'invention se rapporte à un panneau structural et/ou acoustique (30) comprenant une peau interne (31), une peau externe (32), une structure alvéolaire (33) et au moins une bride de fermeture (40). La bride de fermeture (40) a une section en forme de U orientée vers la structure alvéolaire (33) et est enserrée avec cette structure alvéolaire (33) entre les peaux interne (31) et externe (32). L'invention concerne aussi un procédé de fabrication d'un tel panneau, par brasage de ses éléments constitutifs.

公开(公告)号：WO2021038171A1

公开(公告)日：2021-03-04

申请号：PCT/FR2020/051504

申请日：2020-08-27

Applicant: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES

Inventor： LEGLAYE, François ,  LACOMBE, Florent, Luc ,  MALBOIS, Pierre, André, Gabriel ,  OBLAZA, Sylvain, Marcel ,  KOHN, Thierry

IPC: F02K1/12 ,  F02K1/82 ,  F02K3/10

Abstract: Dans un couple volet convergent-volet divergent (52B) pour tuyère (28) de turboréacteur de type convergente-divergente à géométrie variable, le volet convergent (40B) et le volet divergent (42B) comprennent des conduits de circulation d'air de refroidissement (70, 78) respectifs raccordés l'un à l'autre pour permettre un refroidissement de chacun des volets. Le conduit du volet divergent comporte une cavité de refroidissement par impact délimitée par deux parois d'extrémités latérales pourvues d'orifices de passage d'air au travers desquels la cavité de refroidissement par impact débouche vers l'extérieur.