A control system for a hybrid electric powerplant of an aircraft can include a master controller configured to receive one or more power settings and to output a heat engine setting and an electric motor setting and a heat engine controller operatively connected to the master controller. The heat engine controller can be configured to receive the heat engine setting and to control a heat engine system as a function of the heat engine setting to control torque output by a heat engine. The system can include an electric motor controller operatively connected to the master controller. The electric motor controller configured to receive the electric motor engine setting and to control an electric motor system as a function of the electric motor setting to control torque output by an electric motor. The master controller can include a protection control module configured to provide one or more protection commands to directly control one or more heat engine protection systems and one or more electric motor protection systems.
An aircraft navigational system for a multiengine aircraft can include a flight planning module configured to receive two or more navigational points defining a route and determine if a first degraded operation ceiling is high enough to travel along the route based on obstacle data defining relative location of one or more obstacles and one or more obstacle clearance standards. The module can be configured to receive a status and/or performance limitation of an electric motor system of the aircraft. The module can be configured to determine if the electric motor system is or will be able to provide temporary additional power to produce a second degraded operation ceiling for at least a required time based on the status and/or performance limitation of the electric motor system if the first degraded operation ceiling is not high enough to permit travel along the route. The second degraded operation ceiling can be high enough to travel along the route based on the obstacle data and the one or more obstacle clearance standards.
A hybrid propulsion system includes a heat engine configured to drive a heat engine shaft An electric motor is configured to drive an electric motor shaft. A transmission system includes at least one gearbox. The transmission system is configured to receive rotational input power from each of the heat engine shaft and the electric motor shaft and to convert the rotation input power to output power.
B64D 27/02 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs
B64D 35/08 - Transmission de la puissance du groupe moteur aux hélices ou aux rotors; Aménagements des transmissions caractérisée par le fait que la transmission est entraînée par plusieurs groupes moteurs
F16H 57/02 - Boîtes de vitesses; Montage de la transmission à l'intérieur
4.
NORMAL MODE OPERATION OF HYBRID ELECTRIC PROPULSION SYSTEMS
A hybrid electric engine control module (ECU) configured to be operatively connected to a hybrid electric aircraft powerplant having a heat engine system and an electric motor system to control a torque output from each of the heat engine system and the electric motor system, the ECU being configured to determine whether the electric motor system and/or the heat engine system are in a normal mode such that the electric motor system and/or the heat engine can provide a predetermined amount of torque (e.g., full power). The ECU can be configured to receive a total torque setting and split output power between the electric motor system and the heat engine system in accordance with the normal mode as a function of the total torque setting. The ECU can be configured to detect and command recharging or regenerating of the battery system in some flight conditions.
A hybrid propulsion system includes a heat engine configured to drive a heat engine shaft. An electric motor configured to drive a motor shaft. A transmission system is connected to receive rotational input power from each of the heat engine shaft and the motor shaft and to convert the rotation input power to output power. A first lubrication/coolant system is connected for circulating a first lubricant/coolant fluid through the heat engine. A second lubricant/coolant system in fluid isolation from the first lubrication/coolant system is connected for circulating a second lubricant/coolant fluid through the electric motor.
B64D 33/08 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des systèmes de refroidissement des ensembles fonctionnels de propulsion
B64D 35/08 - Transmission de la puissance du groupe moteur aux hélices ou aux rotors; Aménagements des transmissions caractérisée par le fait que la transmission est entraînée par plusieurs groupes moteurs
F02C 6/20 - Aménagements des ensembles fonctionnels de turbines à gaz pour l'entraînement des véhicules
F02C 7/14 - Refroidissement des ensembles fonctionnels des fluides dans l'ensemble fonctionnel
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
B64D 27/02 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs
6.
TORQUE BALANCING FOR HYBRID ELECTRIC PROPULSION SYSTEMS AND AIRCRAFT UTILIZING HYBRID ELECTRIC PROPULSION SYSTEMS
A hybrid electric engine control module (ECU) configured to be operatively connected to a hybrid electric aircraft powerplant having a heat engine system and an electric motor system to control a torque output from each of the heat engine system and the electric motor system. The ECU can be configured to receive a torque command and split output power between the electric motor system and the heat engine system. Additionally and/or alternatively, the ECU can be configured to balance a total torque against a second total torque of a second aircraft powerplant.
A power plant a for an aircraft having a hybrid-electric propulsion system including a nacelle body including therein an electric motor directly connected to a gearbox for driving a propeller, wherein the gearbox is connected directly to a heat motor for driving the propeller, and at least one heat exchanger for cooling the electric motor or the heat motor.
B64D 27/02 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs
B64D 33/08 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des systèmes de refroidissement des ensembles fonctionnels de propulsion
B64D 35/08 - Transmission de la puissance du groupe moteur aux hélices ou aux rotors; Aménagements des transmissions caractérisée par le fait que la transmission est entraînée par plusieurs groupes moteurs
An aircraft includes a fuselage defining a longitudinal axis between a forward end and a aft end. At least one airfoil is laterally extending from the fuselage defining an airfoil axis. An electrical system has an electric storage. The electric storage is positioned within the airfoil.
B64D 27/24 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs utilisant la vapeur, l'électricité ou l'énergie de ressorts
B64C 3/32 - Voilures spécialement adaptées pour le montage des groupes propulseurs
B64D 29/06 - Fixation des nacelles, carénages ou capotages
B64D 29/02 - Nacelles, carénages ou capotages des groupes moteurs montés dans les ailes
B64D 37/04 - Disposition de ceux-ci à l'intérieur ou sur les aéronefs
B64D 33/08 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des systèmes de refroidissement des ensembles fonctionnels de propulsion
B64D 31/00 - Commande des groupes moteurs; Leur disposition
An aircraft includes a fuselage defining a longitudinal axis between a forward end and an aft end. The aircraft includes an electrical system having an electric storage. The electric storage is positioned within the fuselage.
B64D 27/24 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs utilisant la vapeur, l'électricité ou l'énergie de ressorts
B64D 31/00 - Commande des groupes moteurs; Leur disposition
B64D 29/06 - Fixation des nacelles, carénages ou capotages
B64D 29/02 - Nacelles, carénages ou capotages des groupes moteurs montés dans les ailes
B64D 37/04 - Disposition de ceux-ci à l'intérieur ou sur les aéronefs
B64D 33/08 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des systèmes de refroidissement des ensembles fonctionnels de propulsion
B64C 1/16 - Fuselages; Caractéristiques structurales communes aux fuselages, voilures, surfaces stabilisatrices ou organes apparentés spécialement adaptés pour le montage du groupe propulseur
B64D 27/02 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs
10.
AIRCRAFT PROPULSION SYSTEM HAVING HYBRID-ELECTRIC POWERPLANT AND COMBUSTION POWERPLANT
An aircraft propulsion system having dual powerplants is disclosed that includes a combustion powerplant on one wing of the aircraft and a hybrid-electric powerplant on the other wing of the aircraft, wherein the combustion powerplant includes a gas turbine turboprop engine and the hybrid-electric powerplant includes a heat engine and an electric motor that are arranged in either a parallel drive configuration or an in-line drive configuration.
An electrical power system is disclosed for an aircraft having a hybrid-electric propulsion system, which includes a battery assembly for storing energy, an electric motor controller operatively connected to the battery assembly for conditioning and controlling power to an electric motor, and an electric motor receiving power through the motor controller for delivering torque to a shaft of the hybrid-electric propulsion system.
B64D 27/24 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs utilisant la vapeur, l'électricité ou l'énergie de ressorts
B64D 31/00 - Commande des groupes moteurs; Leur disposition
B60L 15/20 - Procédés, circuits ou dispositifs pour commander la propulsion des véhicules à traction électrique, p.ex. commande de la vitesse des moteurs de traction en vue de réaliser des performances désirées; Adaptation sur les véhicules à traction électrique de l'installation de commande à distance à partir d'un endroit fixe, de différents endroits du véhicule ou de différents véhicules d'un même train pour la commande du véhicule ou de son moteur en vue de réaliser des performances désirées, p.ex. vitesse, couple, variation programmée de la vitesse
B64D 27/02 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs
12.
DEGRADED MODE OPERATION OF HYBRID ELECTRIC PROPULSION SYSTEMS
A hybrid electric engine control module (ECU) can be configured to be operatively connected to a hybrid electric aircraft powerplant having a heat engine system and an electric motor system to control a torque output from each of the heat engine system and the electric motor system. The ECU can be configured to determine whether at least one of the electric motor system or the heat engine system are in a normal mode such that one of the electric motor system and/or the heat engine can provide a predetermined amount of torque. The ECU can be configured to switch to a degraded mode if either of the electric motor system or the heat engine system cannot provide the predetermined amount of torque. In the degraded mode the ECU can be configured to control the electric motor system and the heat engine system differently than in the normal mode or to not control one or both of the electric motor system or the heat engine system.
An aircraft propulsion system is disclosed that includes at least one hybrid-electric powerplant for delivering power to an air mover for propelling the aircraft, wherein the at least one hybrid-electric powerplant includes a heat engine and an electric motor arranged in a parallel drive configuration or an in-line drive configuration.
A cooling system for an engine of an aircraft of a having hybrid-electric propulsion system including a nacelle body including a bottom cooling air intake disposed below a propeller hub for supplying air to an oil-air cooler, wherein the bottom cooling air intake includes a splitter dividing the bottom cooling air intake into a first channel and a second channel.
B64D 33/08 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des systèmes de refroidissement des ensembles fonctionnels de propulsion
B64D 27/02 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs
15.
MECHANICAL DISCONNECTS FOR PARALLEL POWER LANES IN HYBRID ELECTRIC PROPULSION SYSTEMS
A hybrid propulsion system includes a heat engine configured to drive a heat engine shaft. An electric motor is configured to drive a motor shaft. A transmission system includes at least one gear box. The transmission system is configured to receive rotational input power from each of the heat engine shaft and the motor shaft and to convert the rotation input power to output power. The motor shaft includes a disconnect mechanism to allow the heat engine to rotate with the electric motor stopped. The heat engine shaft includes a disconnect mechanism to allow the electric motor to rotate with the heat engine stopped.
B64D 35/08 - Transmission de la puissance du groupe moteur aux hélices ou aux rotors; Aménagements des transmissions caractérisée par le fait que la transmission est entraînée par plusieurs groupes moteurs
B64D 27/02 - Aéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs
F16H 57/02 - Boîtes de vitesses; Montage de la transmission à l'intérieur
An indicator for a hybrid electric powerplant for an aircraft can be configured to indicate at least an amount or percentage of a total power and/or total torque, and an amount or percentage of an electric motor power and/or electric motor torque. For example, the indicator can be a graphical user interface (GUI) of an aircraft cockpit display.
A method of operating an internal combustion engine having pilot subchambers communicating with main combustion chambers, the internal combustion engine configured in use to deliver a main fuel injection of a maximum quantity of fuel to the main combustion chambers when the internal combustion engine is operated at maximum load. The method includes delivering a pilot fuel injection of at most 10% of the maximum quantity to the pilot subchambers, igniting the pilot fuel injection within the pilot subchambers, directing the ignited fuel from the pilot subchambers to the main combustion chambers, and delivering a main fuel injection of a main quantity of fuel to at least one of the main combustion chambers receiving the ignited fuel, with the main quantity being at most 10% of the maximum quantity.
A rotary internal combustion engine with a housing having a fluid passage defined therethrough opening into a portion of its inner surface engaging each peripheral or apex seal of the rotor. An injector has an inlet for fluid communication with a pressurized lubricant source and a selectively openable and closable outlet in fluid communication with the fluid passage for delivering the pressurized lubricant to each seal through the fluid passage. A housing for a Wankel engine and a method of lubricating peripheral seals of a rotor in an internal combustion engine are also discussed.
An inlet guide assembly for a turbine receiving a pulsed flow, including a duct having an internal volume, and an inlet port, first outlet nozzle and second outlet nozzle each communicating with the internal volume. The inlet port is configured to receive at least part of the pulsed flow. The first and second outlet nozzles each define a respective nozzle area communicating between the internal volume and a flow path of the turbine. The first and second outlet nozzles are spaced from one another with the first outlet nozzle located closer to the inlet port than the second outlet nozzle relative to a flow direction through the duct, the nozzle area of the first outlet nozzle being smaller than the nozzle area of the second outlet nozzle. A compound engine assembly and method of introducing a pulsed flow into a flow path of a turbine are also discussed.
F02B 53/14 - Adaptation des moteurs pour l'entraînement d'autres dispositifs ou combinaisons des moteurs avec ceux-ci
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
F01C 1/22 - "Machines" ou machines motrices à piston rotatif du type à axe interne, avec mouvement relatif des organes coopérants dans le même sens aux points d'engagement ou dont l'un des organes coopérants est stationnaire, l'organe interne ayant plus de dents ou de parties équivalentes de prise que l'organe
F02B 33/40 - Moteurs avec pompes autres que celles du type à piston alternatif avec pompes rotatives du type à déplacement non positif
A rotary engine casing having at least one end wall of an internal cavity for a rotor including a seal-engaging plate sealingly engaging the peripheral wall to partially seal the internal cavity and a member mounted adjacent the seal-engaging plate outside of the internal cavity. The member and seal-engaging plate having abutting mating surfaces which cooperate to define between them at least one fluid cavity communicating with a source of liquid coolant. When the casing includes a plurality of rotor housings, the end wall may be between rotor housings. A method of manufacturing a rotary engine casing is also discussed.
A bearing housing comprises a body having a partition wall delimiting the bearing housing from an environment and defining a bearing housing interior cavity configured to receive an oil feed. An inlet bore is in the partition wall in fluid communication with the bearing housing interior cavity. The inlet bore is configured to receive an end of an oil tube, the inlet bore comprising a contact surface configured for contacting the oil tube. A seal is between the inlet bore and the oil tube. An oil recuperation passage is defined in the partition wall in fluid communication with the inlet bore between the seal and at least a portion of the contact surface, the oil recuperation passage being in fluid communication with an oil recuperating cavity.
An auxiliary power unit for an aircraft includes a rotary intermittent internal combustion engine, a turbine having an inlet in fluid communication with an outlet of the engine, the turbine compounded with the engine, a compressor having an inlet in fluid communication with an environment of the aircraft and an outlet in fluid communication with the aircraft, the compressor rotatable independently of the turbine, an electric motor drivingly engaged to the compressor, and a transfer generator drivingly engaged to the engine, the transfer generator and the electric motor being electrically connected to allow power transfer therebetween. The compressor or an additional compressor may be in fluid communication with the inlet of the engine. A method of operating an auxiliary power unit of an aircraft is also discussed.
B64D 33/00 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs
B64D 33/04 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des sorties d'échappement ou des tuyères
23.
AUXILIARY POWER UNIT WITH COMBINED COOLING OF GENERATOR
An auxiliary power unit for an aircraft, including an internal combustion engine having a liquid coolant system, a generator drivingly engaged to the internal combustion engine and having a liquid coolant system distinct from the liquid coolant system of the internal combustion engine, a first heat exchanger in fluid communication with the liquid coolant system of the internal combustion engine, a second heat exchanger in fluid communication with the liquid coolant system of the generator, an exhaust duct in fluid communication with air passages of the heat exchangers, and a fan received in the exhaust duct and rotatable by the internal combustion engine for driving a cooling air flow through the air passages. The liquid coolant system of the engine may be distinct from fuel and lubricating systems of the auxiliary power unit. A method of cooling a generator and an internal combustion engine is also discussed.
B64D 33/08 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des systèmes de refroidissement des ensembles fonctionnels de propulsion
B64D 33/04 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des sorties d'échappement ou des tuyères
F02C 7/12 - Refroidissement des ensembles fonctionnels
F02C 7/14 - Refroidissement des ensembles fonctionnels des fluides dans l'ensemble fonctionnel
An auxiliary power unit for an aircraft includes a rotary intermittent internal combustion engine drivingly engaged to an engine shaft, a turbine section having an inlet in fluid communication with an outlet of the engine(s), the turbine section including at least one turbine compounded with the engine shaft, and a compressor having an inlet in fluid communication with an environment of the aircraft and an outlet in fluid communication with a bleed duct for providing bleed air to the aircraft, the compressor having a compressor rotor connected to a compressor shaft, the compressor shaft drivingly engaged to the engine shaft. The driving engagement between the compressor shaft and the engine shaft is configurable to provide at least two alternate speed ratios between the compressor shaft and the engine shaft.
B64D 33/00 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs
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
25.
AIRCRAFT HEATING ASSEMBLY WITH LIQUID COOLED INTERNAL COMBUSTION ENGINE AND HEATING ELEMENT USING WASTE HEAT
An aircraft heating assembly including an internal combustion engine having a liquid coolant system distinct from any fuel and lubricating system of the engine and including cooling passages in the internal combustion engine for circulating a liquid coolant from a coolant inlet to a coolant outlet, a coolant circulation path outside of the internal combustion engine and in fluid communication with the coolant inlet and the coolant outlet, and a heating element in heat exchange relationship with a portion of the aircraft to be heated. The coolant circulation path extends through a heat exchanger configured to remove a portion of a waste heat from the liquid coolant. The heating element is in heat exchange relationship with the coolant circulation path to receive another portion of the waste heat therefrom. A method of heating a portion of an aircraft is also discussed.
B64D 33/08 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des systèmes de refroidissement des ensembles fonctionnels de propulsion
B64D 33/00 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs
26.
TURBOPROP ENGINE ASSEMBLY WITH COMBINED ENGINE AND COOLING EXHAUST
A turboprop engine assembly for an aircraft, including an internal combustion engine having a liquid coolant system, an air duct in fluid communication with an environment of the aircraft, a heat exchanger received within the air duct having coolant passages in fluid communication with the liquid coolant system and air passages air passages in fluid communication with the air duct, and an exhaust duct in fluid communication with an exhaust of the internal combustion engine. The exhaust duct has an outlet positioned within the air duct downstream of the heat exchanger and upstream of an outlet of the air duct, the outlet of the exhaust duct spaced inwardly from a peripheral wall of the air duct. In use, a flow of cooling air surrounds a flow of exhaust gases. A method of discharging air and exhaust gases in an turboprop engine assembly having an internal combustion engine is also discussed.
An engine assembly for an aircraft, including an internal combustion engine having a liquid coolant system in fluid communication with a heat exchanger, an exhaust duct in fluid communication with air passages of the heat exchanger, a fan in fluid communication with the exhaust duct for driving a cooling air flow through the air passages of the heat exchanger and into the exhaust duct, and an intermediate duct in fluid communication with an exhaust of the engine and having an outlet positioned within the exhaust duct downstream of the fan and upstream of the outlet of the exhaust duct. The outlet of the intermediate duct is spaced inwardly from a peripheral wall of the exhaust duct. The engine assembly may be configured as an auxiliary power unit. A method of discharging air and exhaust gases in an auxiliary power unit having an internal combustion engine is also discussed.
B64D 33/08 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des systèmes de refroidissement des ensembles fonctionnels de propulsion
B64D 33/00 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs
B64D 33/04 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des sorties d'échappement ou des tuyères
A spoke locking arrangement comprising a washer seated in a seat defined in a structural ring of a gas turbine engine, the washer having a portion thereof plastically deformed into an anti-rotation notch defined in the structural ring, thereby locking the washer against rotation in the seat, the washer further comprising a set of holes for receiving corresponding bolts, and wherein the washer further has at least one anti- rotation tab at each hole, the anti-rotation tabs being deformable in engagement with the bolts to individually lock the same against rotation.
F01D 25/28 - Dispositions pour le support ou le montage, p.ex. pour les carters de turbines
F01D 25/16 - Aménagement des paliers; Support ou montage des paliers dans les stators
F01D 25/24 - Carcasses d'enveloppe; Eléments de la carcasse, p.ex. diaphragmes, fixations
F16B 39/24 - Blocage des vis, boulons ou écrous dans lequel le verrouillage se fait en même temps que le vissage ou le serrage par rondelles, rondelles à ressort ou plaques élastiques qui bloquent contre l'objet
F16B 43/00 - Rondelles ou dispositifs équivalents; Autres dispositifs de support pour têtes de boulons ou d'écrous
29.
INTEGRATED STRUT-VANE NOZZLE (ISV) WITH UNEVEN VANE AXIAL CHORDS
An integrated strut and turbine vane nozzle (ISV) comprising: inner and outer duct walls defining a flow passage therebetween, an array of circumferentially spaced-apart struts extending radially across the flow passage, and an array of circumferentially spaced-apart vanes extending radially across the flow passage. At least one of the struts is aligned in the circumferential direction with an associated one of the vanes and forms therewith an integrated strut- vane airfoil. The adjacent vanes on opposed sides of the integrated strut-vane airfoil have uneven axial chords relative to the other vanes.
A mid-turbine frame of a gas turbine engine has a structural ring assembly comprising an outer ring, an inner ring having a plurality of threaded bosses extending from a radially outer surface thereof, and a corresponding number of structural spokes interconnecting the inner ring to the outer ring. Each spoke has a radially inner threaded end threadably engaged in an associated one of the threaded bosses on the inner ring.
A mid-turbine frame module comprises an outer structural ring, an inner structural ring and a plurality of circumferentially spaced-apart spokes structurally interconnecting the inner structural ring to the outer structural ring. At least one of the tubular spokes accommodates a service line. The remaining spokes with no service line have an internal architecture which mimics an air cooling scheme of the at least one spoke housing a service line in order to provide temperature uniformity across all spokes.
A mid-turbine frame module comprises an outer structural ring, an inner structural ring and a plurality of circumferentially spaced-apart spokes structurally interconnecting the inner structural ring to the outer structural ring. The spokes are used as air feed pipe to provide cooling to different engine systems, such as an oil scupper line and a disc cavity of an adjacent turbine disc.
A compound engine assembly for use as an auxiliary power unit for an aircraft and including an engine core with internal combustion engine(s), a compressor having an outlet in fluid communication with an engine core inlet, a bleed conduit in fluid communication with the compressor outlet through a bleed air valve, and a turbine section having an inlet in fluid communication with the engine core outlet and configured to compound power with the engine core. The turbine section may include a first stage turbine having an inlet in fluid communication with the engine core outlet and a second stage turbine having an inlet in fluid communication the first stage turbine outlet. A method of providing compressed air and electrical power to an aircraft is also discussed.
F02B 53/14 - Adaptation des moteurs pour l'entraînement d'autres dispositifs ou combinaisons des moteurs avec ceux-ci
B64D 41/00 - Installations génératrices de puissance pour servitudes auxiliaires
F02B 33/40 - Moteurs avec pompes autres que celles du type à piston alternatif avec pompes rotatives du type à déplacement non positif
F02B 37/02 - Passages pour les gaz entre l'orifice d'échappement du moteur et l'entraînement de la pompe, p.ex. réservoirs
F02B 41/10 - Moteurs avec détente prolongée utilisant des turbines à gaz d'échappement
F02B 63/04 - Adaptations des moteurs pour entraîner des pompes, des outils tenus à la main ou des génératrices électriques; Combinaisons portatives de moteurs avec des dispositifs entraînés par des moteurs pour génératrices électriques
An auxiliary power unit for an aircraft, having a compressor, an intercooler including first conduit(s) having an inlet in fluid communication with the compressor outlet and second conduit(s) configured for circulation of a coolant therethrough, an engine core having an inlet in fluid communication with an outlet of the first conduit(s), and a bleed conduit in fluid communication with the outlet of the first conduit(s) through a bleed air valve. The auxiliary power unit may include a generator in driving engagement with the shaft of the engine core to provide electrical power for the aircraft. A method of providing compressed air and electrical power to an aircraft is also discussed.
F02B 53/14 - Adaptation des moteurs pour l'entraînement d'autres dispositifs ou combinaisons des moteurs avec ceux-ci
B64D 33/08 - Aménagement sur les aéronefs des éléments ou des auxiliaires des ensembles fonctionnels de propulsion, non prévu ailleurs des systèmes de refroidissement des ensembles fonctionnels de propulsion
B64D 41/00 - Installations génératrices de puissance pour servitudes auxiliaires
35.
COMPOUND ENGINE ASSEMBLY WITH DIRECT DRIVE OF GENERATOR
A compound engine assembly for use as an aircraft auxiliary power unit, having an engine core including internal combustion engine(s) in driving engagement with an engine shaft, a generator having a generator shaft directly engaged to the engine shaft such as to be rotatable at a same speed, a compressor having an outlet in communication with the engine core inlet, and a turbine section having an inlet in communication with the engine core outlet and configured to compound power with the engine core. The turbine section may include a first stage turbine having an inlet in communication with the engine core outlet, and a second stage turbine having an inlet in communication with the first stage turbine outlet. A method of providing electrical power to an aircraft is also discussed.
F02B 53/14 - Adaptation des moteurs pour l'entraînement d'autres dispositifs ou combinaisons des moteurs avec ceux-ci
B64D 41/00 - Installations génératrices de puissance pour servitudes auxiliaires
F02B 33/40 - Moteurs avec pompes autres que celles du type à piston alternatif avec pompes rotatives du type à déplacement non positif
F02B 37/02 - Passages pour les gaz entre l'orifice d'échappement du moteur et l'entraînement de la pompe, p.ex. réservoirs
F02B 41/10 - Moteurs avec détente prolongée utilisant des turbines à gaz d'échappement
F02B 63/04 - Adaptations des moteurs pour entraîner des pompes, des outils tenus à la main ou des génératrices électriques; Combinaisons portatives de moteurs avec des dispositifs entraînés par des moteurs pour génératrices électriques
An auxiliary power unit for an aircraft, having an engine core, a compressor having an outlet in fluid communication with the engine core inlet, a turbine section in fluid communication with the engine core outlet, and an excess air duct having a first end in fluid communication with the compressor outlet and a second end in fluid communication with a turbine inlet of the turbine section. The excess air duct defines a flow path between the compressor outlet and the turbine section separate from the engine core. The auxiliary power unit may include a generator in driving engagement with the engine core to provide electrical power for the aircraft. A method of providing compressed air and electrical power to an aircraft is also discussed.
F02B 53/14 - Adaptation des moteurs pour l'entraînement d'autres dispositifs ou combinaisons des moteurs avec ceux-ci
B64D 41/00 - Installations génératrices de puissance pour servitudes auxiliaires
F02B 33/40 - Moteurs avec pompes autres que celles du type à piston alternatif avec pompes rotatives du type à déplacement non positif
F02B 37/02 - Passages pour les gaz entre l'orifice d'échappement du moteur et l'entraînement de la pompe, p.ex. réservoirs
F02B 41/10 - Moteurs avec détente prolongée utilisant des turbines à gaz d'échappement
F02B 63/04 - Adaptations des moteurs pour entraîner des pompes, des outils tenus à la main ou des génératrices électriques; Combinaisons portatives de moteurs avec des dispositifs entraînés par des moteurs pour génératrices électriques
A compound cycle engine having at least one rotary unit defining an internal combustion engine, a first stage turbine in proximity of each unit, and a turbocharger is discussed. The exhaust port of each rotary unit is in fluid communication with the flowpath of the first stage turbine upstream of its rotor. The rotors of the first stage turbine and of each rotary unit drive a common load. The outlet of the compressor of the turbocharger is in fluid communication with the inlet port of each rotary unit, and the inlet of the second stage turbine of the turbocharger is in fluid communication with the flowpath of the first stage turbine downstream of its rotor. The first stage turbine has a lower reaction ratio than that of the second stage turbine. A method of compounding at least one rotary engine is also discussed.
F02B 53/14 - Adaptation des moteurs pour l'entraînement d'autres dispositifs ou combinaisons des moteurs avec ceux-ci
B64D 41/00 - Installations génératrices de puissance pour servitudes auxiliaires
F01C 1/22 - "Machines" ou machines motrices à piston rotatif du type à axe interne, avec mouvement relatif des organes coopérants dans le même sens aux points d'engagement ou dont l'un des organes coopérants est stationnaire, l'organe interne ayant plus de dents ou de parties équivalentes de prise que l'organe
F02B 33/40 - Moteurs avec pompes autres que celles du type à piston alternatif avec pompes rotatives du type à déplacement non positif
F02B 37/02 - Passages pour les gaz entre l'orifice d'échappement du moteur et l'entraînement de la pompe, p.ex. réservoirs
F02B 41/10 - Moteurs avec détente prolongée utilisant des turbines à gaz d'échappement
A compound cycle engine having an output shaft; at least two rotary units each defining an internal combustion engine, a first stage turbine, and a turbocharger is discussed. The first stage turbine includes a rotor in driving engagement with the output shaft between two of the rotary units. The exhaust port of each rotary unit is in fluid communication with the flowpath of the first stage turbine upstream of its rotor. The outlet of the compressor of the turbocharger is in fluid communication with the inlet port of each rotary unit. The inlet of the second stage turbine of the turbocharger is in fluid communication with the flowpath of the first stage turbine downstream of its rotor. The first stage turbine has a lower reaction ratio than that of the second stage turbine. A method of compounding at least two rotary engines is also discussed.
F02B 53/14 - Adaptation des moteurs pour l'entraînement d'autres dispositifs ou combinaisons des moteurs avec ceux-ci
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
F01C 1/22 - "Machines" ou machines motrices à piston rotatif du type à axe interne, avec mouvement relatif des organes coopérants dans le même sens aux points d'engagement ou dont l'un des organes coopérants est stationnaire, l'organe interne ayant plus de dents ou de parties équivalentes de prise que l'organe
F02B 33/40 - Moteurs avec pompes autres que celles du type à piston alternatif avec pompes rotatives du type à déplacement non positif
F02B 37/02 - Passages pour les gaz entre l'orifice d'échappement du moteur et l'entraînement de la pompe, p.ex. réservoirs
F02B 41/10 - Moteurs avec détente prolongée utilisant des turbines à gaz d'échappement
A compound engine assembly with at least one rotary internal combustion engine, an impulse turbine, and an exhaust pipe for each internal combustion engine providing fluid communication between the exhaust port of the respective internal combustion engine and the flow path of the turbine. Each exhaust pipe terminates in a nozzle. For each exhaust pipe, a ratio Vp/Vd between the pipe volume Vp and the displacement volume Vd of the respective internal combustion engine is at most 1.5. A minimum value of a cross-sectional area of each exhaust pipe is defined at the nozzle. In one embodiment, a ratio An/Ae between the minimum cross-sectional area An and the cross-sectional area Ae of the exhaust port of the respective internal combustion engine is at least 0.2. A method of compounding at least one rotary engine is also discussed.
F02B 53/14 - Adaptation des moteurs pour l'entraînement d'autres dispositifs ou combinaisons des moteurs avec ceux-ci
B64D 41/00 - Installations génératrices de puissance pour servitudes auxiliaires
F01C 1/22 - "Machines" ou machines motrices à piston rotatif du type à axe interne, avec mouvement relatif des organes coopérants dans le même sens aux points d'engagement ou dont l'un des organes coopérants est stationnaire, l'organe interne ayant plus de dents ou de parties équivalentes de prise que l'organe
F02B 33/40 - Moteurs avec pompes autres que celles du type à piston alternatif avec pompes rotatives du type à déplacement non positif
F02B 37/02 - Passages pour les gaz entre l'orifice d'échappement du moteur et l'entraînement de la pompe, p.ex. réservoirs
F02B 41/10 - Moteurs avec détente prolongée utilisant des turbines à gaz d'échappement
The described reduction gearbox of a gas turbine engine includes a first gear reduction stage having an input gear adapted to be driven by a turbine output shaft. The input gear transfers power received from the turbine output shaft laterally away from the input gear to an input speed gear. Each input speed gear engages an output speed gear to define a main speed reduction gear set, and the main speed reduction gear sets are laterally spaced apart from one another to define a gap. The gearbox has a second gear reduction stage driven by the output speed gears, the second stage adapted to drive an engine output shaft.
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
F16H 57/023 - Montage ou installation d'engrenages ou d'arbres dans les boîtes de vitesses, p.ex. procédés ou moyens d'assemblage
41.
ENGINE ASSEMBLY WITH MODULAR COMPRESSOR AND TURBINE
An engine assembly including an engine core with at least one internal combustion engine, a first casing, a turbine module including a second casing located outside of the first casing, and a compressor module including a third casing located outside of the first and second casings. The turbine shaft extends into the first casing, is rotationally supported by a bearings all contained within the first casing, and is free of rotational support within the second casing. The first casing may be a gearbox module casing through which the turbine shaft is in driving engagement with the engine shaft. A method of driving a rotatable load of an aircraft, and an engine assembly with a rotary engine core, a gearbox module with a first casing, and a second module including a second casing located outside of the first casing and detachably connected to the first casing are also discussed.
F02B 53/14 - Adaptation des moteurs pour l'entraînement d'autres dispositifs ou combinaisons des moteurs avec ceux-ci
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
F01C 1/22 - "Machines" ou machines motrices à piston rotatif du type à axe interne, avec mouvement relatif des organes coopérants dans le même sens aux points d'engagement ou dont l'un des organes coopérants est stationnaire, l'organe interne ayant plus de dents ou de parties équivalentes de prise que l'organe
F02B 33/40 - Moteurs avec pompes autres que celles du type à piston alternatif avec pompes rotatives du type à déplacement non positif
F02M 31/20 - Appareils pour le traitement thermique de l'air comburant, du combustible ou du mélange air-combustible pour refroidir
F02M 35/108 - Collecteurs d'admission avec des conduits d'admission primaires et secondaires
A compound engine assembly with an engine core including at least one internal combustion engine, a turbine section, and a compressor having an outlet in fluid communication with an inlet of the engine core. A casing is connected to the turbine section, compressor and engine core. A mount cage is connected to mounts attached to the casing between the compressor and a hot zone including the turbine section and exhaust pipe(s). The struts are separated from the hot zone by at least one firewall. The mount cage may include a plurality of struts all extending from the mounts away from the turbine section and engine core. The casing may be a gearbox module casing through which the turbine shaft in engaged with the engine shaft. The mount cage may be completely contained within an axial space with the turbine section and exhaust pipe(s) being located outside of the axial space.
F02C 7/20 - Montage ou bâti de l'ensemble fonctionnel; Disposition permettant la dilatation calorifique ou le déplacement
B64D 27/00 - Disposition du montage des groupes moteurs sur aéronefs; Aéronefs ainsi caractérisés
F01C 1/22 - "Machines" ou machines motrices à piston rotatif du type à axe interne, avec mouvement relatif des organes coopérants dans le même sens aux points d'engagement ou dont l'un des organes coopérants est stationnaire, l'organe interne ayant plus de dents ou de parties équivalentes de prise que l'organe
F01D 25/24 - Carcasses d'enveloppe; Eléments de la carcasse, p.ex. diaphragmes, fixations
F02B 37/00 - Moteurs caractérisés par l'utilisation de pompes entraînées au moins temporairement par les gaz d'échappement
F02C 6/12 - Turbocompresseurs de suralimentation, c. à d. ensembles fonctionnels destinés à augmenter la sortie de puissance mécanique des moteurs à piston à combustion interne en augmentant la pression de suralimentation
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
43.
COMPOUND ENGINE ASSEMBLY WITH COAXIAL COMPRESSOR AND OFFSET TURBINE SECTION
A compound engine assembly having an engine core including at least one internal combustion engine in driving engagement with an engine shaft, a compressor having an outlet in fluid communication with an inlet of the engine core and including at least one rotor rotatable about an axis coaxial with the engine shaft, the engine shaft in driving engagement with the compressor rotor, and a turbine section having an inlet in fluid communication with an outlet of the engine core and including at least one rotor engaged on a rotatable turbine shaft, the turbine shaft configured to compound power with the engine shaft. The turbine and engine shafts are parallel to and radially offset from one another, and the turbine shaft and the axis of the compressor rotor are parallel to and radially offset from one another. A method of driving a rotatable load of an aircraft is also discussed.
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
F01C 1/22 - "Machines" ou machines motrices à piston rotatif du type à axe interne, avec mouvement relatif des organes coopérants dans le même sens aux points d'engagement ou dont l'un des organes coopérants est stationnaire, l'organe interne ayant plus de dents ou de parties équivalentes de prise que l'organe
F02B 37/00 - Moteurs caractérisés par l'utilisation de pompes entraînées au moins temporairement par les gaz d'échappement
F02C 5/06 - Ensembles fonctionnels de turbines à gaz caractérisés par un fluide énergétique produit par une combustion intermittente le fluide de travail étant produit dans un générateur de gaz à combustion interne du type à déplacement positif ne comportant pratiquement aucune sortie de puissance
F02C 6/12 - Turbocompresseurs de suralimentation, c. à d. ensembles fonctionnels destinés à augmenter la sortie de puissance mécanique des moteurs à piston à combustion interne en augmentant la pression de suralimentation
A compound engine assembly including an air conduit having an inlet in fluid communication with ambient air around the compound engine assembly, a compressor having an inlet in fluid communication with the air conduit, an engine core including at least one rotary internal combustion engine and having an inlet in fluid communication with an outlet of the compressor, a turbine section having an inlet in fluid communication with an outlet of the engine core and configured to compound power with the engine core; and at least one heat exchanger in fluid communication with the air conduit, each heat exchanger configured to circulate a fluid of the engine assembly in heat exchange relationship with an airflow from the air conduit circulating therethrough. A method of supplying air to a compound engine assembly is also discussed.
F02M 31/20 - Appareils pour le traitement thermique de l'air comburant, du combustible ou du mélange air-combustible pour refroidir
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
F01C 1/22 - "Machines" ou machines motrices à piston rotatif du type à axe interne, avec mouvement relatif des organes coopérants dans le même sens aux points d'engagement ou dont l'un des organes coopérants est stationnaire, l'organe interne ayant plus de dents ou de parties équivalentes de prise que l'organe
F02B 33/40 - Moteurs avec pompes autres que celles du type à piston alternatif avec pompes rotatives du type à déplacement non positif
F02B 37/00 - Moteurs caractérisés par l'utilisation de pompes entraînées au moins temporairement par les gaz d'échappement
F02C 6/12 - Turbocompresseurs de suralimentation, c. à d. ensembles fonctionnels destinés à augmenter la sortie de puissance mécanique des moteurs à piston à combustion interne en augmentant la pression de suralimentation
F02C 7/04 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction
45.
COMPOUND ENGINE ASSEMBLY WITH INLET LIP ANTI-ICING
A compound engine assembly with an inlet duct having an inlet surrounded by an inlet lip including at least one conduit extending therethrough, a compressor, an engine core including at least one internal combustion engine, a turbine section having a turbine shaft in driving engagement with the engine shaft, and an exhaust conduit providing a fluid communication between the outlet of the turbine section and the conduit(s) of the inlet lip. An exhaust duct and ant exhaust conduit providing a fluid communication between the outlet of the turbine section and the exhaust duct may also be provided. The internal combustion engine(s) may be rotary engine(s). A method of driving a rotatable load of an aircraft is also discussed.
F01D 25/02 - Dispositifs de dégivrage pour machines motrices dans lesquelles se produisent des phénomènes de givrage
F01C 1/22 - "Machines" ou machines motrices à piston rotatif du type à axe interne, avec mouvement relatif des organes coopérants dans le même sens aux points d'engagement ou dont l'un des organes coopérants est stationnaire, l'organe interne ayant plus de dents ou de parties équivalentes de prise que l'organe
F01D 25/30 - Têtes d'évacuation, chambres ou parties analogues
F02B 33/40 - Moteurs avec pompes autres que celles du type à piston alternatif avec pompes rotatives du type à déplacement non positif
F02B 37/00 - Moteurs caractérisés par l'utilisation de pompes entraînées au moins temporairement par les gaz d'échappement
F02C 6/12 - Turbocompresseurs de suralimentation, c. à d. ensembles fonctionnels destinés à augmenter la sortie de puissance mécanique des moteurs à piston à combustion interne en augmentant la pression de suralimentation
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
46.
COMPOUND ENGINE ASSEMBLY WITH CANTILEVERED COMPRESSOR AND TURBINE
A compound engine assembly with an engine core including at least one internal combustion engine, a compressor, and a turbine section where the turbine shaft is configured to compound power with the engine shaft. The turbine section may include a first stage turbine and a second stage turbine. The turbine shaft is rotationally supported by a plurality of bearings all located on a same side of the compressor rotor(s) and all located on a same side of the turbine rotor(s), for example all located between the compressor rotor(s) and the turbine rotor(s), such that the compressor rotor(s) and the turbine rotor(s) are cantilevered. A method of driving a rotatable load of an aircraft is also discussed.
F02C 7/06 - Aménagement des paliers; Lubrification
F01C 1/22 - "Machines" ou machines motrices à piston rotatif du type à axe interne, avec mouvement relatif des organes coopérants dans le même sens aux points d'engagement ou dont l'un des organes coopérants est stationnaire, l'organe interne ayant plus de dents ou de parties équivalentes de prise que l'organe
F02B 37/00 - Moteurs caractérisés par l'utilisation de pompes entraînées au moins temporairement par les gaz d'échappement
F02C 6/12 - Turbocompresseurs de suralimentation, c. à d. ensembles fonctionnels destinés à augmenter la sortie de puissance mécanique des moteurs à piston à combustion interne en augmentant la pression de suralimentation
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
An intake assembly for a compressor providing compressed air to an internal combustion engine core, including an air conduit having at least one heat exchanger extending thereacross, an intake plenum for the compressor, a first intake conduit connected to the air conduit upstream of the heat exchanger(s), a second intake conduit connected to the air conduit downstream of the heat exchanger(s), and a selector valve configurable between a first configuration to allow a fluid communication between the intake plenum and the air conduit through the first intake conduit and a second configuration to prevent the fluid communication through the first intake conduit. Fluid communication between the intake plenum and the air conduit through the second intake conduit is allowed at least when the selector valve is in the second configuration. An engine assembly and method of supplying air to a compressor are also discussed.
F02M 35/108 - Collecteurs d'admission avec des conduits d'admission primaires et secondaires
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
F01C 1/22 - "Machines" ou machines motrices à piston rotatif du type à axe interne, avec mouvement relatif des organes coopérants dans le même sens aux points d'engagement ou dont l'un des organes coopérants est stationnaire, l'organe interne ayant plus de dents ou de parties équivalentes de prise que l'organe
F02B 33/40 - Moteurs avec pompes autres que celles du type à piston alternatif avec pompes rotatives du type à déplacement non positif
F02B 37/00 - Moteurs caractérisés par l'utilisation de pompes entraînées au moins temporairement par les gaz d'échappement
F02C 6/12 - Turbocompresseurs de suralimentation, c. à d. ensembles fonctionnels destinés à augmenter la sortie de puissance mécanique des moteurs à piston à combustion interne en augmentant la pression de suralimentation
F02C 7/04 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction
F02M 31/20 - Appareils pour le traitement thermique de l'air comburant, du combustible ou du mélange air-combustible pour refroidir
48.
COMPOUND ENGINE ASSEMBLY WITH OFFSET TURBINE SHAFT, ENGINE SHAFT AND INLET DUCT
A compound engine assembly with an inlet duct, a compressor, an engine core including at least one internal combustion engine, and a turbine section including a turbine shaft configured to compound power with the engine shaft. The turbine section may include a first stage turbine and a second stage turbine. The turbine shaft and the engine shaft are parallel to each other. The turbine shaft, the engine shaft and at least part of the inlet duct are all radially offset from one another. A method of driving a rotatable load of an aircraft is also discussed.
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
F01C 1/22 - "Machines" ou machines motrices à piston rotatif du type à axe interne, avec mouvement relatif des organes coopérants dans le même sens aux points d'engagement ou dont l'un des organes coopérants est stationnaire, l'organe interne ayant plus de dents ou de parties équivalentes de prise que l'organe
F02B 33/40 - Moteurs avec pompes autres que celles du type à piston alternatif avec pompes rotatives du type à déplacement non positif
F02B 37/00 - Moteurs caractérisés par l'utilisation de pompes entraînées au moins temporairement par les gaz d'échappement
F02C 6/12 - Turbocompresseurs de suralimentation, c. à d. ensembles fonctionnels destinés à augmenter la sortie de puissance mécanique des moteurs à piston à combustion interne en augmentant la pression de suralimentation
F02C 7/04 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction
A compound engine assembly with an engine core including at least one internal combustion engine, a turbine section including a turbine shaft in driving engagement with the engine shaft, and a compressor, and a firewall. The compressor is located on one side of the firewall, and the turbine section and the engine core are located on the other side. The assembly may include a gearbox module with the turbine section and the engine core located on a same side of the gearbox module casing and the compressor located on the opposite side of the gearbox module casing, and with the firewall extending from the gearbox module casing. One or more rotatable accessory may be located on a same side of the firewall as the compressor. A method of reducing fire hazard in a compound engine assembly is also discussed.
F02C 7/25 - Prévention ou protection contre l'incendie
F01C 1/22 - "Machines" ou machines motrices à piston rotatif du type à axe interne, avec mouvement relatif des organes coopérants dans le même sens aux points d'engagement ou dont l'un des organes coopérants est stationnaire, l'organe interne ayant plus de dents ou de parties équivalentes de prise que l'organe
F02B 33/40 - Moteurs avec pompes autres que celles du type à piston alternatif avec pompes rotatives du type à déplacement non positif
F02B 37/00 - Moteurs caractérisés par l'utilisation de pompes entraînées au moins temporairement par les gaz d'échappement
F02C 6/12 - Turbocompresseurs de suralimentation, c. à d. ensembles fonctionnels destinés à augmenter la sortie de puissance mécanique des moteurs à piston à combustion interne en augmentant la pression de suralimentation
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
A compound engine assembly including a compressor, an engine core including at least one rotary internal combustion engine and having an inlet in fluid communication with an outlet of the compressor, a turbine section having an inlet in fluid communication with an outlet of the engine core and configured to compound power with the engine core, and an air conduit having at least one heat exchanger extending there across. An outer wall of the air conduit has a plurality of openings defined there through downstream of the heat exchanger(s), each selectively closable by a pivotable flap movable between a retracted position where the opening is obstructed and an extended position away from the opening. Each opening defines a fluid communication between the air conduit and the ambient air when the respective flap is in the extended position. A method of directing flow through a compound engine assembly is also discussed.
F02C 7/14 - Refroidissement des ensembles fonctionnels des fluides dans l'ensemble fonctionnel
F01C 1/22 - "Machines" ou machines motrices à piston rotatif du type à axe interne, avec mouvement relatif des organes coopérants dans le même sens aux points d'engagement ou dont l'un des organes coopérants est stationnaire, l'organe interne ayant plus de dents ou de parties équivalentes de prise que l'organe
F02B 37/00 - Moteurs caractérisés par l'utilisation de pompes entraînées au moins temporairement par les gaz d'échappement
F02C 6/12 - Turbocompresseurs de suralimentation, c. à d. ensembles fonctionnels destinés à augmenter la sortie de puissance mécanique des moteurs à piston à combustion interne en augmentant la pression de suralimentation
F02C 7/04 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction
F02M 31/20 - Appareils pour le traitement thermique de l'air comburant, du combustible ou du mélange air-combustible pour refroidir
F02M 35/10 - Tubulures d'admission de l'air; Systèmes d'introduction
A diffuser pipe (38) of a compressor diffuser assembly (28) for gas turbine engines defines a depressed local area (58) in the pipe wall of an upstream section of the diffuser pipe (38). The depressed local area (58) is bent into the diffuser pipe (38) to reduce the accumulation of fluid boundary layer and improve stall margin of the diffuser pipe (38).
An oil cooled runner, for a rotary seal between an engine case and a shaft rotationally mounted to the case, includes an annular runner ring having a platform with a radially outer seal engagement surface and a radially inner surface, and an oil distributor having a radially inner portion in communication with a source of liquid lubricant and an outer lubricant casting cone with a rim disposed radially inwardly from the inner surface of the platform.
F02C 7/28 - Agencement des dispositifs d'étanchéité
F16J 15/34 - Joints d'étanchéité entre deux surfaces mobiles l'une par rapport à l'autre par bague glissante pressée contre la face plus ou moins radiale d'une des deux parties
F02F 11/00 - Aménagements des garnitures d'étanchéité dans les moteurs à combustion
53.
METHOD FOR MANUFACTURING OF FUEL NOZZLE FLOATING COLLAR
A method of manufacturing a floating collar engaged on a fuel nozzle for providing a sealing interface between the fuel nozzle and a combustor wall. The method comprises metal injection moulding a radially extending flange portion, an axially extending cylindrical portion and a sacrificial or feed inlet portion. The flange and cylindrical portions form the floating collar which is free of injection marks and is separated from the sacrificial/feed inlet portion after injection moulding.
B22F 5/00 - Fabrication de pièces ou d'objets à partir de poudres métalliques caractérisée par la forme particulière du produit à réaliser
B22F 3/00 - Fabrication de pièces ou d'objets à partir de poudres métalliques, caractérisée par le mode de compactage ou de frittage; Appareils spécialement adaptés à cet effet
A method of balancing an assembly of rotary parts of a gas turbine engine (10) comprising measuring at least one of the concentricity and parallelism of each component and considering globally all possible component stacking positions to generate an optimized stacking position for each component of the assembly to minimize assembly unbalance.
An assembly for preventing damage to bearings of a gas turbine engine (10) during transportation is provided. The assembly comprises a turbofan gas turbine engine (10) having an engine casing (20) and at least one turbine shaft (22) supported by a plurality of bearings, and, a brace (24) secured relative to the engine casing and biasing the shaft (22) along an axial direction of the shaft (22).
F01D 25/28 - Dispositions pour le support ou le montage, p.ex. pour les carters de turbines
B65D 85/68 - Réceptacles, éléments d'emballage ou paquets spécialement adaptés à des objets ou à des matériaux particuliers pour machines, moteurs ou véhicules assemblés ou en pièces détachées
F02C 7/06 - Aménagement des paliers; Lubrification
F02C 7/20 - Montage ou bâti de l'ensemble fonctionnel; Disposition permettant la dilatation calorifique ou le déplacement
F16C 39/00 - Allégement de la charge appliquée aux paliers
F16C 41/04 - Prévention des dégâts causés aux paliers durant leur stockage ou transport ou lorsqu'ils ne sont pas en service pour une raison quelconque
A method of producing a plurality of effusion holes (22) in a wall (20) of a combustor (16) of a gas turbine engine (10) comprises: determining a hole pattern definition which provides a functional relationship of the spacing between each adjacent hole within the row of holes (22); using the hole pattern definition to identify individual positions of the effusion holes (22) to be produced; and using a hole producing system to produce the effusion holes (22) at the identified positions.
A fuel injection nozzle (24) for a gas turbine engine (10) has a central fuel ejection nozzle (34) and a plurality of airflow passages (40,44,46,50,52) within the spray tip (28) that include a first and second group of circumferentially spaced apart fuel-spray forming airflow passages (44,46) disposed on opposite sides of a transverse axis (42) and oriented towards each other such as to produce opposed fuel spray shaping air jets (23) which generate a shaped final fuel spray (90).
A transport system (20) suited for transporting a turbine engine (10) mounted to an engine docking unit is provided. The transport system (20) is capable of adjusting the attitude of the docking unit in a lateral and longitudinal direction relative to the engine to facilitate the loading and unloading of the turbine engine (10) to and from the transport system (20).
F16M 11/18 - Têtes des supports avec mécanisme déplaçant les appareils par rapport au banc
B66F 9/02 - Chargeurs ou déchargeurs fixes, p.ex. pour des sacs
F01D 25/00 - "MACHINES" OU MACHINES MOTRICES À DÉPLACEMENT NON POSITIF, p.ex. TURBINES À VAPEUR - Parties constitutives, détails ou accessoires non couverts dans les autres groupes ou d'un intérêt non traité dans ces groupes
G01M 15/02 - Test des moteurs - Détails ou accessoires pour appareils de test
A method of operating a gas turbine engine (10) having a rotatable turbine shaft (14) with an electric machine (24) mounted to the shaft (14). The method includes providing supplemental acceleration and/or deceleration of the turbine shaft (14) of the gas turbine engine (10) through the use of the electric machine (24) operated as an electric motor and/or an electric generator, in order to avoid an undesirable engine speed range during engine operation.
F02C 9/48 - Commande de l'alimentation en combustible combinée avec une autre commande de l'ensemble fonctionnel
F02C 9/56 - Commande de l'alimentation en combustible combinée avec une autre commande de l'ensemble fonctionnel avec la commande de la transmission de puissance
61.
OPERATION OF AN AIRCRAFT ENGINE AFTER EMERGENCY SHUTDOWN
A method of emergency operation of an aircraft turbofan engine (10) during an aircraft flight is provided. The engine includes a fan shaft (14) with a fan (12), and an electric motor/generator (24) mounted for rotation therewith. The method includes shutting down the engine (10) while allowing the engine (10) to windmill, operating the electric motor/generator (24) to rotate the shaft (14) at a determined windmilling speed which is desired for the fan shaft (14), and operating the engine (10) at the desired windmilling speed for substantially a remainder of the aircraft flight.
A method of starting a turbine engine (10) at a first engine speed value (S1) which is lower than a second engine speed value (S2) designed for a normal engine starting operation, comprises varying a fuel flow (FF1) into a combustor (28) of the engine (10) to start the engine (10) in repeatedly alternating speed acceleration and deceleration cycles in order to create an engine speed augmentation in each of the speed acceleration and deceleration cycles, thereby achieving the second engine speed value (S2) while preventing the engine (10) from being overheated, and then beginning the normal engine starting operation.
F01D 19/00 - Démarrage des "machines" ou machines motrices; Dispositifs de régulation, de commande ou de sécurité en rapport avec les organes de démarrage
F02C 9/28 - Systèmes de régulation sensibles aux paramètres ambiants ou à ceux de l'ensemble fonctionnel, p.ex. à la température, à la pression, à la vitesse du rotor
A diffuser (22) for a centrifugal compressor (14) in a gas turbine engine (10), the diffuser (22) including a diffuser ring (24) having a series of bores (32) defined therethrough to receive and direct air exiting the compressor (14), each bore (32) being defined by a respective bore surface including a boride layer (42) protecting the bore surface from erosion damage.
F02C 7/30 - Prévention de la corrosion dans les espaces balayés par les gaz
C23C 20/08 - Revêtement avec des matériaux inorganiques autres que des matériaux métalliques avec des composés, des mélanges ou des solutions solides, p.ex. borures, carbures, nitrures
C23C 30/00 - Revêtement avec des matériaux métalliques, caractérisé uniquement par la composition du matériau métallique, c. à d. non caractérisé par le procédé de revêtement
F01D 25/00 - "MACHINES" OU MACHINES MOTRICES À DÉPLACEMENT NON POSITIF, p.ex. TURBINES À VAPEUR - Parties constitutives, détails ou accessoires non couverts dans les autres groupes ou d'un intérêt non traité dans ces groupes
F02C 7/04 - Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de turbines à gaz ou de propulsion par réaction
A method and apparatus for measuring a start fuel flow to a pilot nozzle (34) of a fuel system (28) of a gas turbine engine using pressure differential between fuel passages leading to fuel nozzles (34, 37).
F02C 9/26 - Commande de l'alimentation en combustible
F01D 19/00 - Démarrage des "machines" ou machines motrices; Dispositifs de régulation, de commande ou de sécurité en rapport avec les organes de démarrage
F02C 7/22 - Systèmes d'alimentation en combustible
F23R 3/28 - Chambres de combustion à combustion continue utilisant des combustibles liquides ou gazeux caractérisées par l'alimentation en combustible
A method for detecting a surge condition during operation of a gas turbine engine includes detecting a change of pressure differential between fuel flows in a fuel system (28) of the engine during engine operation.
F02C 9/28 - Systèmes de régulation sensibles aux paramètres ambiants ou à ceux de l'ensemble fonctionnel, p.ex. à la température, à la pression, à la vitesse du rotor
F01D 21/14 - Arrêt des "machines" ou machines motrices, p.ex. dispositifs d'urgence; Dispositifs de régulation, de commande ou de sécurité non prévus ailleurs sensibles à d'autres conditions spécifiques
F02C 7/22 - Systèmes d'alimentation en combustible
A system and method of making a part, including capturing an actual tridimensional surface of each part to obtain a corresponding digitized actual surface, performing a tridimensional comparison between the digitized actual surface of each part and a nominal tridimensional surface, generating an actual location and orientation of an operation to be performed based on the tridimensional comparison, and performing the operation on the part based on the generated actual location and orientation of the element.
G05B 19/401 - Commande numérique (CN), c.à d. machines fonctionnant automatiquement, en particulier machines-outils, p.ex. dans un milieu de fabrication industriel, afin d'effectuer un positionnement, un mouvement ou des actions coordonnées au moyen de données d'u caractérisée par des dispositions de commande pour la mesure, p.ex. étalonnage et initialisation, mesure de la pièce à usiner à des fins d'usinage
G05B 19/402 - Commande numérique (CN), c.à d. machines fonctionnant automatiquement, en particulier machines-outils, p.ex. dans un milieu de fabrication industriel, afin d'effectuer un positionnement, un mouvement ou des actions coordonnées au moyen de données d'u caractérisée par des dispositions de commande pour le positionnement, p.ex. centrage d'un outil par rapport à un trou dans la pièce à usiner, moyens de détection additionnels pour corriger la position
G05B 19/404 - Commande numérique (CN), c.à d. machines fonctionnant automatiquement, en particulier machines-outils, p.ex. dans un milieu de fabrication industriel, afin d'effectuer un positionnement, un mouvement ou des actions coordonnées au moyen de données d'u caractérisée par des dispositions de commande pour la compensation, p.ex. pour le jeu, le dépassement, le décalage d'outil, l'usure d'outil, la température, les erreurs de construction de la machine, la charge, l'inertie
G05B 19/4097 - Commande numérique (CN), c.à d. machines fonctionnant automatiquement, en particulier machines-outils, p.ex. dans un milieu de fabrication industriel, afin d'effectuer un positionnement, un mouvement ou des actions coordonnées au moyen de données d'u caractérisée par l'utilisation de données de conception pour commander des machines à commande numérique [CN], p.ex. conception et fabrication assistées par ordinateur CFAO
A method of removing a coating layer from a gas turbine component (20), including a step of applying both mechanical and chemical actions in a tumble stripping process (10) to the coating layer of the gas turbine component (20), wherein the gas turbine component (20) is bathed in an acid solution (24) while being rubbed by a plurality of hard media elements (26) in a tumbling motion.
An oil scavenge system of a gas turbine engine in accordance with one embodiment of the present invention, comprises a housing (32) defined about an axis of rotation, the housing (32) confining an air/oil mixture in motion within the housing (32) and defining an oil scavenge area (46) below the axis of rotation. The housing (32) further includes an outlet (48) at a low location of the housing (32). A churning damper (40) is supported within the housing (32) and is located in the oil scavenge area (46). The churning damper (40) includes at least one plate (42), allowing the air/oil mixture in motion to pass over or through the plate (42) only in a peripheral area of the at least one plate (42) to cause flow energy dissipation.
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
An assembly and method for providing at multiphase current signals in which a plurality of conductors is arranged with conductors carrying dissimilar phases adjacent one another, and preferably in a balanced arrangement, such that the induced magnetic fields are subtractive from each other, and the assembly with reduced inductance results.
A fuel control system (22) having a combustive energy value evaluator (38) determining a combustive energy value of the fuel, and a controller (26) calculating a desired flow rate based at least on the combustive energy value and controlling a fuel metering device (24) such that the fuel flow rate corresponds to the desired fuel flow rate.
F02C 9/28 - Systèmes de régulation sensibles aux paramètres ambiants ou à ceux de l'ensemble fonctionnel, p.ex. à la température, à la pression, à la vitesse du rotor
F02C 7/22 - Systèmes d'alimentation en combustible
F02C 9/40 - Commande de l'alimentation en combustible spécialement adaptée à l'utilisation d'un combustible particulier ou de plusieurs combustibles
Provided is a method and an apparatus for formatting a data set for transmission on a communication channel. The formatted data frame comprises a header and the data set to be transmitted. The header has a plurality of header fields comprising a redundancy field having a checksum calculated on data in part of the header fields and on the data set.
H04L 1/22 - Dispositions pour détecter ou empêcher les erreurs dans l'information reçue en utilisant un appareil en excédent pour accroître la fiabilité
H04L 29/02 - Commande de la communication; Traitement de la communication
A cup milling cutter (20) for machining an integrated bladed rotor (50) is provided a plurality of cutting inserts (30 or 78) removably attached to a cup shaped body (22) to form a virtual cutting ring (32) about an axis of rotation (28) at the open end of the cup shaped body (22) when the cup shape body (22) is rotated by a drive spindle (26). The virtual cutting ring (32) has outer and inner diameter cutting edges (34, 36) and a middle cutting edge (38) therebetween. The virtual cutting ring (32) is sized in a width greater than the thickness of the open end of the cup shaped body (22) to permit the virtual cutting ring (32) in a multi-axis simultaneous motion, to machine the airfoils (52) of the integrated bladed rotor (50) using the respective cutting edges (34, 36, 38) without any interference.
B23C 5/02 - Outils de fraisage caractérisés par la forme de la fraise
B23C 5/20 - Outils de fraisage caractérisés par des particularités physiques autres que la forme à taillants ou dents amovibles
B23C 9/00 - FRAISAGE - Parties constitutives ou accessoires dans la mesure où ils sont spécialement adaptés aux machines ou aux outils de fraisage
B23P 15/02 - Fabrication d'objets déterminés par des opérations non couvertes par une seule autre sous-classe ou un groupe de la présente sous-classe d'aubes de turbine ou d'organes équivalents, en une seule pièce
B23Q 11/10 - Dispositions pour le refroidissement ou la lubrification des outils ou des pièces travaillées
A method for machining a rotor (30) having a disc and a plurality of integral airfoils (32) projecting outwardly from the disc, according to one aspect of the invention, comprises a step of machining each airfoil (32) with a disc tool (10) having a grinding periphery (16) thereof adapted for removing material from the airfoils (32). The grinding periphery (16) has a thickness greater than a thickness of an adjacent supporting portion (18) of a disc plate (12) to permit the grinding periphery (16) to pass a surface of an airfoil (32) in a multi-axis simultaneous motion, thereby matching the grinding periphery (16) with a predetermined geometry of a portion of the airfoil (32).
B24B 19/14 - Machines ou dispositifs conçus spécialement pour une opération particulière de meulage non couverte par d'autres groupes principaux pour meuler des aubes de turbine, des pales d'hélice ou similaires
B23P 15/02 - Fabrication d'objets déterminés par des opérations non couvertes par une seule autre sous-classe ou un groupe de la présente sous-classe d'aubes de turbine ou d'organes équivalents, en une seule pièce
B24B 19/08 - Machines ou dispositifs conçus spécialement pour une opération particulière de meulage non couverte par d'autres groupes principaux pour meuler des sections non circulaires, p.ex. des arbres de section elliptique ou polygonale
F01D 5/02 - Organes de support des aubes, p.ex. rotors
The arrangement comprises a fan by-pass duct (32) located within the nacelle (34) and having an inlet (32a) and an outlet (32b). The outlet (32b) is generally oriented substantially radially and at an intermediary location along the nacelle (34). The nacelle (34) has an aft section with an initially convex and substantially outwardly extending surface (34a) adjacent to the outlet (32b) of the fan by-pass duct (32). The surface (34b) of the aft section decreases in curvature and becomes concave towards a rear end of the engine.
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
B64D 29/00 - Nacelles, carénages ou capotages des groupes moteurs
F02K 1/54 - Tuyères comportant des moyens pour inverser la poussée
F15D 1/10 - Action sur l'écoulement des fluides autour de corps formés d'un matériau solide
75.
NACELLE DRAG REDUCTION DEVICE FOR A TURBOFAN GAS TURBINE ENGINE
The nacelle drag reduction device (22) comprises a substantially circular and axis symmetrical external airfoil (24) concentric with a aft section of the nacelle (20) and located outside a propulsive jet zone (30) defined behind the engine (10) when operating, the airfoil (24) being positioned at a location providing a maximum streamline angle with reference to the main axis (26) of the engine (10) and a highest streamline curvature.
A fuel manifold for a gas turbine engine having a first peripheral surface having a first channel defined therein and a second peripheral surface having a second channel defined therein, each of the first and second channels being sealingly enclosed to define a corresponding conduit.
A gas turbine engine includes a high-pressure compressor (22) having an impeller (40) and an impeller baffle (50) having a generally annular body (52), the impeller baffle (50) spaced apart from a back face (42) of an impeller (40) to create an airspace therebetween, the airspace communicating between an impeller exit and an apparatus to be pressurized, the impeller baffle (50) including a plurality of generally radially-disposed ribs (56) extending into the airspace for diminishing the velocity of air swirling in the airspace.
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
F04D 29/28 - Rotors spécialement adaptés aux fluides compressibles pour pompes centrifuges ou hélicocentrifuges
78.
THRUST REVERSER NOZZLE FOR A TURBOFAN GAS TURBINE ENGINE
The thrust reverser comprises a first reverser door (24) and a second reverser door (26) asymmetrically pivotable between a stowed position and a deployed position, one having a pivot axis closer to the central axis (32) than the other.
An air/oil separator (10 or 40) for use in a gas turbine engine comprises a labyrinth path (14 or 44) having an air/oil inlet (16 or 46), air outlet (18 or 48) and oil outlet (20 or 50), means (22, 24, 30 or 52, 54, 60) or creating an electrical field within the labyrinth path (14 or 44) and means (34 or 64) for creating a suction action at the oil outlet (20 or 50) to draw liquid oil from the labyrinth path (14 or 44) and for delivering the liquid oil under pressure to a pressurized source of oil in the engine.
F01D 25/20 - Systèmes de lubrification utilisant des pompes de lubrification
F01M 11/08 - Séparation du lubrifiant de l'air ou du mélange air-carburant avant introduction dans le cylindre
B01D 45/06 - Séparation de particules dispersées dans des gaz ou des vapeurs par gravité, inertie ou force centrifuge par inertie par inversion du sens de l'écoulement
B64D 13/02 - Aménagements ou adaptations des appareils de conditionnement d'air pour équipages d'aéronefs, passagers ou pour emplacement réservé au fret l'air étant pressurisé
B03C 3/00 - Séparation par effet électrostatique des particules dispersées des gaz ou de la vapeur, p.ex. dans de l'air
Methods and apparatuses are disclosed for producing current with a desired output frequency from one or more fixed or variable speed alternators by varying a saturation level of a portion of the alternator(s) based on a output frequency desired, and preferably then rectifying the output to produce a desired electrical output which may be provided as direct current or alternating current to a suitable load.
H02P 9/48 - Dispositions pour obtenir des caractéristiques constantes à la sortie, la génératrice étant à vitesse variable, p.ex. sur un véhicule
H02J 3/38 - Dispositions pour l’alimentation en parallèle d’un seul réseau, par plusieurs générateurs, convertisseurs ou transformateurs
H02P 9/14 - Dispositions pour la commande de génératrices électriques de façon à obtenir les caractéristiques désirées à la sortie par variation du champ
81.
THERMAL AND EXTERNAL LOAD ISOLATING IMPELLER SHROUD
A gas turbine engine has a compressor assembly (22) and a turbine assembly (24) rotationally mounted on a shaft (25), the turbine assembly (24) being driven by hot gases discharged from a combustion chamber (28) disposed between the compressor and turbine assemblies (22, 24), the compressor (22) having a centrifugal impeller (50) for pressurizing and impelling air into the combustion chamber (28). The engine also includes an impeller shroud (40) covering the bladed portion of the centrifugal impeller (50), the impeller shroud (40) having a support bracket (60) having a thin and curved load-isolating profile for supporting a strut (72) that secures the impeller shroud (40) to a case (70) of the engine.
F01D 9/02 - Injecteurs; Logement des injecteurs; Aubes de stator; Tuyères de guidage
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
82.
INTERNAL FUEL MANIFOLD HAVING TEMPERATURE REDUCTION FEATURE
A fuel manifold assembly (22) for a gas turbine engine (10) comprises an annular fuel manifold (21) and a plurality of fuel nozzles (30) circumferentially distributed about the fuel manifold (21). The fuel manifold (21) has at least one fuel conveying passage in fluid flow communication with the plurality of fuel nozzles (30) and defines at least one location susceptible to overheating between two of the plurality of fuel nozzles (30). A slot (50a, 50b, 50c) extends through the fuel manifold (21) in the susceptible location to reduce heat transfer in the fuel manifold (21) while maintaining the fuel manifold assembly (22) dynamically balanced.
A gas turbine engine oil tank (31) with an opening (34) adapted to receive an oil filler housing (40), the oil filler housing (40) preferably comprising an oil filler port (43), a shut-off valve (45) and an oil level indicator (50).
F01M 11/00 - LUBRIFICATION DES "MACHINES" OU MACHINES MOTRICES EN GÉNÉRAL; LUBRIFICATION DES MOTEURS À COMBUSTION INTERNE; VENTILATION DU CARTER - Parties constitutives, détails ou accessoires non couverts par les groupes ou présentant un intérêt autre que celui visé par ces groupes
The thrust bearing housing (20) comprises two opposite annular end members (36, 38) and a cone member (34) extending between the two end members (36, 38). The cone member (34) is connected to each end member at a circular junction (42, 44), each circular junction (42, 44) having a medial line which borders a respective end of a virtual conical plane (50). At least a major portion of the cone member (34) is provided inside the virtual conical plane (50).
A cooling apparatus for cooling a fluid in a bypass gas turbine engine comprises a heat exchanger (34) disposed within a bypass duct (30) and accommodated by a sub passage (50) defined by a flow divider (48) affixed to an annular wall of the bypass duct (30). The sub-passage (50) defines an open upstream end (52) and an open downstream end (54) to direct a portion of the bypass air flow to pass therethrough.
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
F28D 1/06 - Appareils échangeurs de chaleur comportant des ensembles de canalisations fixes pour une seule des sources de potentiel calorifique, les deux sources étant en contact chacune avec un côté de la paroi de la canalisation, dans lesquels l'autre source d avec canalisations d'échange de chaleur faisant partie du réservoir contenant la masse du fluide ou lui étant fixées
A centerbody for the exhaust system of a gas turbine engine having an upstream end mounted within an exhaust duct casing of the exhaust system. The centerbody includes a plurality of ventilation openings defined in a centerbody wall which provide fluid flow communication between an internal cavity and exhaust gas flow surrounding the centerbody, such that ventilating air from within the cavity can exit into the exhaust gas flow.
An apparatus and method are provided for controlling the ground windmilling of at least one of the spools (20, 24) in a gas turbine engine (10). Electrical power is supplied to a braking apparatus (30, 32) in one aspect. In another aspect, an oil system is powered during ground windmilling.
F01D 21/00 - Arrêt des "machines" ou machines motrices, p.ex. dispositifs d'urgence; Dispositifs de régulation, de commande ou de sécurité non prévus ailleurs
F02C 7/00 - Caractéristiques, parties constitutives, détails ou accessoires non couverts dans, ou d'un intérêt plus général que, les groupes ; Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de propulsion par réaction
88.
ELECTRIC MOTOR CONTROL BY ADJUSTING IMPEDANCE OF PHASE WINDINGS
A method and apparatus is disclosed for controlling a system comprising at least one electric motor. The system includes aspects which permit, among other things, electromagnetically disconnecting a failed permanent magnet motor from said system, weight savings in motor control electronics, controllability benefits and other benefits.
H02K 11/00 - Association structurelle de machines dynamo-électriques à des organes électriques ou à des dispositifs de blindage, de surveillance ou de protection
H02H 7/08 - Circuits de protection de sécurité spécialement adaptés pour des machines ou appareils électriques de types particuliers ou pour la protection sectionnelle de systèmes de câble ou ligne, et effectuant une commutation automatique dans le cas d'un chan pour moteurs dynamo-électriques
H02K 3/12 - Enroulements caractérisés par la configuration, la forme ou le genre de construction du conducteur, p.ex. avec des conducteurs en barre disposés dans des encoches
H02P 7/00 - Dispositions pour réguler ou commander la vitesse ou le couple de moteurs électriques à courant continu
A method and apparatus for starting a gas turbine engine using a brushless sensorless machine, the machine having a rotor and a stator with windings, the method including positioning the rotor at a desired position with respect to the stator and then energizing the windings of the stator.
F02C 7/268 - Entraînement du rotor pour le démarrage
F01D 19/00 - Démarrage des "machines" ou machines motrices; Dispositifs de régulation, de commande ou de sécurité en rapport avec les organes de démarrage
A method and apparatus for monitoring an electric machine system, the system having at least two machines or machine channels (A, B) independently cooled by separate flows of a coolant fluid, the method including comparing coolant properties of the machines (A, B) to detect a condition(s) of interest in one or more of the machines (A, B).
H05K 10/00 - Dispositions pour améliorer la sécurité de fonctionnement d'un équipement électronique, p.ex. en prévoyant une unité de réserve similaire
G01K 13/02 - Thermomètres spécialement adaptés à des fins spécifiques pour mesurer la température de fluides en mouvement ou de matériaux granulaires capables de s'écouler
H02K 11/00 - Association structurelle de machines dynamo-électriques à des organes électriques ou à des dispositifs de blindage, de surveillance ou de protection
H02K 16/00 - Machines avec plus d'un rotor ou d'un stator
H02K 9/00 - Dispositions de refroidissement ou de ventilation
91.
SYSTEM AND METHOD FOR MONITORING TEMPERATURE INSIDE ELECTRIC MACHINES
The electric machine (10) comprises at least one winding made of a material having a temperature dependent resistance. The temperature of the winding is monitored using the resistance therein. Temperatures or resistances indicative of a fault can be sensed, and corrective action taken, without the need for dedicated temperature sensors.
G01K 7/16 - Mesure de la température basée sur l'utilisation d'éléments électriques ou magnétiques directement sensibles à la chaleur utilisant des éléments résistifs
G01R 31/06 - Essai de bobinage électrique, p.ex. pour déterminer la polarité
H02H 7/06 - Circuits de protection de sécurité spécialement adaptés pour des machines ou appareils électriques de types particuliers ou pour la protection sectionnelle de systèmes de câble ou ligne, et effectuant une commutation automatique dans le cas d'un chan pour compensateurs synchrones
H02H 9/00 - Circuits de protection de sécurité pour limiter l'excès de courant ou de tension sans déconnexion
H02K 11/00 - Association structurelle de machines dynamo-électriques à des organes électriques ou à des dispositifs de blindage, de surveillance ou de protection
A method of operating a gas turbine engine (10) having at least one electric machine (20) associated therewith, the engine (10) having an oil system communicating with an electric oil pump (24), at least one bearing cavity (30) of the engine (10) and a coolant passage of the electric machine (20), the method comprising the step of pumping oil intermittently to the oil system to cool the electric machine (20).
A containment system (22) for containing fragments of a burst rotor (20) including first and second means (52, 54) for frangibly connecting a containment element (36) to first and second walls (46, 48), the first and second means (52, 54) rupturing upon being subjected to a load mainly produced by a translational motion of at least one fragment impacting the element (36).
F01D 21/14 - Arrêt des "machines" ou machines motrices, p.ex. dispositifs d'urgence; Dispositifs de régulation, de commande ou de sécurité non prévus ailleurs sensibles à d'autres conditions spécifiques
F01D 21/00 - Arrêt des "machines" ou machines motrices, p.ex. dispositifs d'urgence; Dispositifs de régulation, de commande ou de sécurité non prévus ailleurs
A method of providing an electric machine winding having a fluid flow channel, for receiving coolant fluid therein is disclosed. The method includes impressing the channel into a peripheral surface using a die having a shape corresponding to a desired fluid flow cooling path of the channel.
H02K 15/04 - Procédés ou appareils spécialement adaptés à la fabrication, l'assemblage, l'entretien ou la réparation des machines dynamo-électriques d'enroulements, avant leur montage dans les machines
H02K 3/22 - Enroulements caractérisés par la configuration, la forme ou le genre de construction du conducteur, p.ex. avec des conducteurs en barre formés de conducteurs creux
95.
MACHINE PROGNOSTICS AND HEALTH MONITORING USING SPEECH RECOGNITION TECHNIQUES
Described is a method and system of monitoring the health of a machine (10), while operating. In particular, the method of monitoring comprises capturing sound data of the machine (10), while in operation, and comparing this captured sound data to previously captured, known sounds using a sound pattern recognition technique, with the technique that is used preferably being one that utilizes a human speech pattern recognition algorithm. The method is performed using a dedicated monitoring system (25) that includes a sound recognition system (33) wherein sensor data, obtained from a suitable sensor means (30), is captured and employed for the purpose of determining the health of the machine (10), with the sensor data being processed via a data analyzer (34) that is included in the sound recognition system (33) and with the data analyzer (34) being programmable so as to include a sound pattern recognition algorithm, preferably a human speech recognition algorithm. By using the monitoring system (25), diagnostic and/or prognostic information about the machine's operation may then be determined based, at least in part, on such a comparison.
G01M 15/14 - Test des moteurs à turbine à gaz ou des moteurs de propulsion par réaction
G01N 29/14 - Recherche ou analyse des matériaux par l'emploi d'ondes ultrasonores, sonores ou infrasonores; Visualisation de l'intérieur d'objets par transmission d'ondes ultrasonores ou sonores à travers l'objet utilisant des techniques d'émission acoustique
F01D 25/00 - "MACHINES" OU MACHINES MOTRICES À DÉPLACEMENT NON POSITIF, p.ex. TURBINES À VAPEUR - Parties constitutives, détails ou accessoires non couverts dans les autres groupes ou d'un intérêt non traité dans ces groupes
The method and apparatus for in-flight relighting of a turbofan engine involve in one aspect selectively controlling an accessory drag load on one or more windmilling rotors to permit control of the windmill speed to an optimum value for relight conditions.
A method for purging fuel from a fuel system (28) of a gas turbine engine on shutdown of the engine comprises, in one aspect, terminating a fuel supply (76) to the fuel system and using the residual compressed air to create a reversed pressure differential in the fuel system relative to a forward pressure differential of the fuel system (28) used to maintain fuel supply (76) for engine operation, and under the reversed pressure differential substantially purging the fuel (78) remaining in the system (28) therefrom to a fuel source(32).
A method of pre-heating a liquid in an aircraft reservoir (30) to facilitate pumping of the liquid during a cold start, the method comprising providing an electric motor (34), a pump (32) and a controller (42), the electric motor being connected to the pump for pumping the liquid in the reservoir and being thermally associated with the reservoir, and selectively setting the electric motor in a pre-heatmg mode or pumping mode, the pre-heatmg mode preventing pumping by using a mechanical locking device (40), a clutch or a bypass valve or by non- mechanical methods such as providing uncommutated current to the electric motor.
An electric alternator (10) having a rotor (12), a stator (20) and at least one winding (22) in the stator (20) adapted to conduct a current, the machine (10) also having first and second magnetic circuits (60, 62) around different portions of the winding which may be configured relative to one another to control generated output voltage of the winding.
H02P 9/32 - Dispositions pour la commande de génératrices électriques de façon à obtenir les caractéristiques désirées à la sortie par variation du champ utilisant des dispositifs magnétiques à degré de saturation commandable
H02P 9/00 - Dispositions pour la commande de génératrices électriques de façon à obtenir les caractéristiques désirées à la sortie
100.
METHOD OF COMPUTING SPRAY PARAMETERS FROM OPTICAL PATTERNATION
The present invention provides a method of computing fuel nozzle spray parameters comprising steps of using a virtual or physical information collector (16 or 52) which is divided into a plurality of regions to collect information relating to a spray of a fuel nozzle (12 or 34) and analyzing the information collected in the individual regions of the collector (16 or 52) to determine quantitative values of the spray parameters of the fuel nozzle (12 or 34).
B05B 1/30 - Buses, têtes de pulvérisation ou autres dispositifs de sortie, avec ou sans dispositifs auxiliaires tels que valves, moyens de chauffage agencés pour commander un débit, p.ex. à l'aide de conduits de section réglable
B05D 1/00 - Procédés pour appliquer des liquides ou d'autres matériaux fluides aux surfaces
F02C 7/22 - Systèmes d'alimentation en combustible
F23D 11/28 - Brûleurs à pulvérisation directe de gouttelettes de liquide ou de liquide vaporisé dans l'enceinte de combustion le combustible étant comprimé avant un ajutage d'où il est pulvérisé dans une enceinte du fait d'une réduction appréciable de la pression avec dispositifs permettant de faire varier le régime de pulvérisation du combustible avec retour du combustible au brûleur, p.ex. en utilisant un tube de dégagement
F23D 14/58 - Buses caractérisés par la forme ou la disposition de l'orifice ou des orifices des buses, p.ex. en couronne
F23R 3/28 - Chambres de combustion à combustion continue utilisant des combustibles liquides ou gazeux caractérisées par l'alimentation en combustible
G01F 9/00 - Mesure du débit volumétrique par rapport à une autre variable, p.ex. du combustible liquide pour un moteur
G01M 10/00 - Tests hydrodynamiques; Aménagements dans ou sur les bassins de tests des navires ou les tunnels hydrauliques
brevets
