公开(公告)号：WO2023091583A1

公开(公告)日：2023-05-25

申请号：PCT/US2022/050273

申请日：2022-11-17

Applicant: VERDEGO AERO, INC.

Inventor： SPITZER, David N. ,  BARTSCH, Eric Richard ,  SCHMAL, Jared ,  CASSELS, Austin ,  ANDERSON, Richard Pat

IPC: F02K1/34 ,  B64D33/04 ,  F02C7/045 ,  F02C7/24 ,  F02K1/82 ,  B64D27/04 ,  B64D27/10 ,  B64D27/16 ,  B64D27/26 ,  B64D33/02

Abstract: An enclosure for an aircraft powerplant includes an air inlet, an air outlet, and at least one sidewall forming the enclosure and fluidly connecting the air inlet and the air outlet. The enclosure further includes a cavity configured to house at least one component of the aircraft powerplant. The cavity is within the enclosure and formed by the at least one sidewall. The enclosure further includes a noise reduction chamber comprising a plurality of channels configured to permit air to pass through the noise reduction chamber.

公开(公告)号：WO2016181072A1

公开(公告)日：2016-11-17

申请号：PCT/FR2016/051107

申请日：2016-05-11

Applicant: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES

Inventor： PROUTEAU, Jackie, Raymond, Julien

IPC: F02K1/34 ,  F02K1/38 ,  F02K1/48

CPC classification number: F01D9/02 ,  F02K1/34 ,  F02K1/386 ,  F02K1/48 ,  F05D2250/184 ,  F05D2250/61

Abstract: Turbomachine comportant un mélangeur à lobes avec écopes L'invention concerne un mélangeur à lobes (8), destiné à être placé à l'extrémité aval d'un capot (4) de séparation des deux veines coaxiales, respectivement interne et externe, le mélangeur (8) étant conformé pour présenter au moins une succession périphérique de lobes (20, 21) d'orientation générale radiale par rapport à un axe longitudinal (LL') du mélangeur, chaque lobe (20, 21) formant une goulotte s'étendant principalement suivant l'axe longitudinal, et comportant au moins une succession périphérique d'écopes (26) de passage depuis la première veine jusqu'à la deuxième veine et/ ou, inversement, de passage depuis la deuxième veine jusqu'à la première veine, placées sur lesdits lobes (20, 21).

Abstract translation: 本发明涉及一种用于布置在分隔内外两个同轴流的罩（4）的下游端的混合器（8），所述混合器（8）成形为具有至少一个外围连续 叶片（20,21）通常相对于混合器的纵向轴线（LL'）径向取向，每个叶片（20,21）形成主要沿着纵向轴线延伸的通道，并且包括至少一个周边连续的挡板 （26）从第一流到第二流和/或从第二流到第一流，布置在所述凸角（20,21）上。

公开(公告)号：WO2015166430A1

公开(公告)日：2015-11-05

申请号：PCT/IB2015/053117

申请日：2015-04-29

Applicant: PIAGGIO AERO INDUSTRIES S.P.A.

Inventor： MAGLIONE, Antonio ,  MANCINI, Michele ,  TRAVOSTINO, Giorgio ,  AVERSANO, Marco ,  SCATI, Damiano

IPC: B64C39/08 ,  B64C39/12 ,  B64D33/04 ,  F02K1/34

CPC classification number: B64C39/08 ,  B64D27/12 ,  B64D33/04 ,  B64D33/06 ,  F02C6/206 ,  F02K1/38 ,  F02K1/46 ,  F05D2220/324 ,  Y02T50/44 ,  Y02T50/671

Abstract: Aircraft (10) of the type comprising: - a fuselage (11); - a main wing (12), a front tab (13) and a horizontal tail plane (15) so as to make three lifting surfaces; - two turboprop units (34) mounted on the main wing (12) on opposite parts with respect to said fuselage (11) equipped with rear exhaust pipes (100); at least the outer section (102) of each exhaust pipe (100) has a curvilinear section with diverging configuration and is equipped with at least one opening (101) for the introduction of external air into said exhaust pipes (100) at said exhaust openings (103); said openings (101) being configured for: - promoting the entry of external air in a direction tangent to the walls of the duct and to the main flow that licks them, so as to reduce the separations of the flow naturally induced by the divergent shape of said outer section (102) of said exhaust pipe (100) and thus reduce the noise produced; and - increasing the efficiency of said exhaust pipe (100) also under subsonic conditions, thus increasing the effective area thereof with an increase of the mass processed by the engine, a reduction of the maximum speeds and the increase of the average speed of the flow.

Abstract translation: 这种类型的飞机（10）包括： - 机身（11）; - 主翼（12），前突片（13）和水平尾翼平面（15），以便形成三个提升表面; - 相对于装备有后排气管（100）的所述机身（11）的相对部分安装在所述主翼（12）上的两个涡轮螺旋桨飞机单元（34）。 至少每个排气管（100）的外部部分（102）具有发散构造的曲线部分，并且配备有至少一个开口（101），用于在所述排气口处将外部空气引入所述排气管（100） （103）; 所述开口（101）构造成： - 促进外部空气沿着与管道壁相切的方向进入，并使其舔它们的主流，从而减少由发散形状自然引起的流动的分离 所述排气管（100）的所述外部部分（102），从而减少所产生的噪音; 以及 - 在亚音速条件下也提高所述排气管（100）的效率，从而随着发动机处理的质量的增加而增加其有效面积，减小最大速度和提高流速的平均速度 。

公开(公告)号：WO2014028078A3

公开(公告)日：2014-04-10

申请号：PCT/US2013037686

申请日：2013-04-23

Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORP

Inventor： GILSON JONATHAN ,  MAY MOLLY M ,  WELCH DAVID A ,  SAWYERS-ABBOTT NIGEL DAVID

IPC: F02C7/045 ,  F02K1/34

CPC classification number: F02C3/04 ,  F02C3/107 ,  F02C7/045 ,  F02K3/06 ,  F04D29/545 ,  F04D29/644 ,  F04D29/664

Abstract: A nacelle structure for a gas turbine engine assembly includes a fan case, and inlet, and a noise attenuation device. The fan case is configured to be disposed about a fan section of the gas turbine engine, which fan section has a diameter D. The inlet is attached to the fan case and extends axially forward of the fan case. A hilite of the inlet is spaced a distance L from a region in which the fan section is configured to be disposed. A ratio L/D is less than about 0.6. The noise attenuation structure covers a portion of an inner surface of the fan case and the inlet.

Abstract translation: 用于燃气涡轮发动机组件的机舱结构包括风扇壳体和入口以及噪声衰减装置。 风扇外壳被配置为围绕燃气涡轮发动机的风扇部分设置，该风扇部分具有直径D.入口连接到风扇外壳并且在风扇外壳的轴向前方延伸。 入口的hilite与配置有风扇部分的区域间隔距离L. 比值L / D小于约0.6。 噪声衰减结构覆盖风扇外壳的内表面和入口的一部分。

公开(公告)号：WO2011141678A1

公开(公告)日：2011-11-17

申请号：PCT/FR2011/051060

申请日：2011-05-11

Applicant: SNECMA ,  BODARD, Guillaume ,  VUILLEMIN, Alexandre, Alfred, Gaston

Inventor： BODARD, Guillaume ,  VUILLEMIN, Alexandre, Alfred, Gaston

IPC: F02K1/34 ,  F02K1/46

CPC classification number: F02K1/34 ,  F02K1/46 ,  F05D2240/40 ,  F05D2250/11 ,  F05D2250/13 ,  F05D2260/96

Abstract: La présente invention concerne une tuyère d'éjection de gaz, notamment pour la propulsion d'aéronef, comprenant au moins une partie aval avec un bord de fuite de type dits à chevrons, formée de chevrons (40) répartis le long de la périphérie de la tuyère, s'étendant chacun vers l'aval entre un plan transversal amont (43) et un plan transversal aval avec des bords libres orientés selon deux directions convergentes vers l'aval et définissant ledit bord de fuite, les chevrons assurant la création d'enroulements tourbillonnaires à la frontière du jet émis par la tuyère. La tuyère est caractérisée par le fait qu'elle comprend des moyens (50) d'injection de jets auxiliaires de gaz (Al), lesdits jets auxiliaires étant injectés en amont desdits bords libres (41, 42) des chevrons de manière à déboucher en amont dudit plan amont (43) des chevrons, pour initier lesdits enroulements tourbillonnaires en amont des bords libres des chevrons.

Abstract translation: 气体喷射喷嘴技术领域本发明涉及一种气体喷射喷嘴，特别涉及飞行器推进，并且包括至少一个下游部分，其具有由沿着喷嘴周边分布的人字形（40）形成的所谓“雪角形”后缘，每个人字形 在上游横向平面（43）和下游横向平面之间的下游延伸，其中自由边缘定向在限定所述后缘的两个收敛下游方向上。 人字纹确保在喷嘴发射的喷嘴的边缘上形成涡旋绕组。 喷嘴的特征在于其包括用于喷射辅助气体喷射（A1）的装置（50）。 所述辅助射流从所述人字形的所述自由边缘（41,42）的上游注入，以引导所述人字形的所述上游平面（43）的上游，以便从所述人字纹的自由边缘的上游开始所述涡卷。

公开(公告)号：WO2009133272A8

公开(公告)日：2010-10-28

申请号：PCT/FR2009000375

申请日：2009-03-31

Applicant: AIRBUS OPERATIONS SAS ,  CENTRE NAT RECH SCIENT ,  UNIV POITIERS ,  HUBER JEROME ,  BONNET JEAN-PAUL ,  DELVILLE JOEL ,  JORDAN PETER ,  STREKOWSKI FRANCOIS

Inventor： HUBER JEROME ,  BONNET JEAN-PAUL ,  DELVILLE JOEL ,  JORDAN PETER ,  STREKOWSKI FRANCOIS

IPC: F02K1/34 ,  F02K1/46

CPC classification number: F02K1/34 ,  F02K1/46 ,  F05D2240/40

Abstract: Aircraft jet engine with a longitudinal axis (XX'), comprising a wall (30) enclosing a gas flow which is ejected from a downstream end of the wall in the longitudinal axis, several ducts (32, 34, 36, 38, 40, 42, 44, 46) being distributed around the periphery of the downstream end (30a) of the wall each comprising a terminal section, provided with an outlet opening. Each duct can eject a fluid jet through the outlet opening thereof, characterised in that the ducts are designed to eject the fluid jets essentially parallel to each other, each fluid jet ejected through the corresponding outlet opening (32b) forming a lateral angle (d) with the longitudinal axis (XX') in a projection view in a plane with the longitudinal axis.

Abstract translation: 具有纵向轴线（XX'）的飞机喷气式发动机包括围绕从纵向轴线的壁的下游端喷射的气流的壁（30），多个管道（32,34,36,38,40,40） 42,44,46）分布在每个包括端子部分的壁的下游端（30a）的周边周围，所述端子部分设置有出口开口。 每个管道可以通过其出口开口喷射流体射流，其特征在于，所述管道被设计成基本上相互平行地喷射流体射流，每个通过对应的出口开口（32b）喷射的流体射流形成横向角度（d） 纵轴（XX'）处于与纵向轴线平面的投影视图中。

公开(公告)号：WO2009133271A3

公开(公告)日：2010-10-07

申请号：PCT/FR2009000374

申请日：2009-03-31

Applicant: AIRBUS OPERATIONS SAS ,  CENTRE NAT RECH SCIENT ,  UNIV POITIERS ,  HUBER JEROME ,  BONNET JEAN-PAUL ,  DELVILLE JOEL ,  JORDAN PETER ,  STREKOWSKI FRANCOIS

Inventor： HUBER JEROME ,  BONNET JEAN-PAUL ,  DELVILLE JOEL ,  JORDAN PETER ,  STREKOWSKI FRANCOIS

IPC: F02K1/34 ,  F02K1/46

CPC classification number: F02K1/46 ,  F02K1/34 ,  F05D2240/40

Abstract: Jet engine, comprising a wall (30) surrounding a first gas flow which is ejected from a downstream end (30a) of the wall along a longitudinal axis (XX'), a second flow of gas running outside the wall in the direction of ejection of the first gas flow, at least one duct (80) being arranged on the periphery of the downstream end of the wall which is desired to eject a gas flow for interacting with the and/or the other gas flow, said at least one duct (80) comprising a terminal section (82) provided at the free end thereof with an outlet opening (84) through which the fluid is ejected, characterised in that the terminal section successively comprises a first section (86) of straight duct aligned along an axis called the median axis and a second duct section (88) forming a curve relative to the straight section, the second portion having a free end provided with the outlet opening and sufficiently close the the median axis (ai) of the fist section such as to give the terminal section a reduced restriction in the direction of formation of the curve.

Abstract translation: 喷气发动机，其包括围绕第一气流的壁（30），所述第一气流沿纵向轴线（XX'）从所述壁的下游端（30a）喷射，第二气流在所述壁的喷射方向 ，第一气流的至少一个管道（80）布置在希望喷出气流用于与所述和/或另一气流相互作用的所述壁的所述下游端的周边上，所述至少一个管道 （80）包括在其自由端处设置有排出口（84）的末端部分（82），所述流体通过所述排出口（84）被排出，其特征在于，所述末端部分连续地包括直管道的第一部分（86） 称为中轴线的轴线和相对于直线部分形成弯曲的第二管道部分（88），第二部分具有设置有出口开口的自由端并且充分地闭合第一部分的中轴线（a 1），例如 给终端部分一个红色 在曲线形成的方向上受到限制。

公开(公告)号：WO02029232A1

公开(公告)日：2002-04-11

申请号：PCT/US2001/030862

申请日：2001-10-02

IPC: F02K1/34 ,  F02K1/38 ,  F02K1/44 ,  F02K1/46

CPC classification number: B64D33/06 ,  F02K1/34 ,  F02K1/386

Abstract: An apparatus for reducing gas turbine engine noise, such as noise generated by an aircraft gas turbine engine, comprises at least one and preferably a plurality of gas injectors for injecting gas such as high pressure engine bleed air, diverted core air, air obtained from a pressurized storage container or air obtained from a synthetic jet actuator into the area proximate to one or more engine nozzle portions, thereby disrupting the noise-generating gas streams generated by the engine exhaust and the travel of the airplane through the air. The apparatus is particularly useful for reducing engine noise during the takeoff period of aircraft flight.

Abstract translation: 用于降低燃气涡轮发动机噪声的装置，例如由飞机燃气涡轮发动机产生的噪声，包括至少一个并且优选地多个气体喷射器，用于喷射气体，例如高压发动机排放空气，转向的空气，从 加压存储容器或从合成射流致动器获得的空气进入靠近一个或多个发动机喷嘴部分的区域，从而破坏由发动机排气产生的噪声产生气流和飞机通过空气的行进。 该装置对于在飞行器起飞期间减少发动机噪声特别有用。

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：WO2020245390A1

公开(公告)日：2020-12-10

申请号：PCT/EP2020/065670

申请日：2020-06-05

Applicant: E.SAT MANAGEMENT GMBH

Inventor： JESCHKE, Peter ,  KÖHLER, Jo, Alexander ,  WEINTRAUB, Daniel, Philipp

IPC: F02K1/34 ,  B64C11/02 ,  B64D35/08 ,  B64D33/04 ,  B64D27/24 ,  B64C39/06

Abstract: Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug sowie ein Verfahren zum Betreiben eines Luftfahrzeugs (1), insbesondere Flugzeug mit Tragflächen (11, 12), mit einem Rumpf (10) zur Aufnahme wenigstens eines Piloten und/ oder einer Nutzlast, insbesondere Luftfracht und/ oder wenigstens eines Passagiers und wenigstens einer eine Steuereinrichtung (53) aufweisende Antriebseinrichtung (50) zum Versorgen wenigstens eines Mantelpropellerantriebs (14) mit Antriebsleistung. Der Mantelpropellerantrieb (14) weist einen Propeller (20) mit einem Nabenkörper (21) und einer Vielzahl von Laufschaufeln (22) auf, welche invariabel mit dem Nabenkörper (21) verbunden sind, wobei der Propeller (20) um eine Antriebsachse drehbar und dafür vorgesehen ist, über den gesamten Betriebsbereich des Mantelpropellerantriebs (14) mit im Wesentlichen konstanter Drehzahl betrieben zu werden und ein sich koaxial um die Antriebsachse (A) des Propellers (20) erstreckendes Mantelgehäuse (36), welches den Propeller aufnimmt.