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1. 发明申请

WO2021074515A1 SYSTÈME PROPULSIF POUR UN AÉRONEF 审中-公开
公开(公告)号：WO2021074515A1
公开(公告)日：2021-04-22
申请号：PCT/FR2020/051799
申请日：2020-10-12
申请人： SAFRAN , SAFRAN HELICOPTER ENGINES
发明人： BESSE, Jean-Louis Robert Guy , MALDONADO, Ye-Bonne Karina
IPC分类号： B64D29/00 , B64D33/04 , F02K1/10
摘要： L'invention concerne un système propulsif (1, 1') pour un aéronef, comprenant un rotor (2) et un carénage (3) de nacelle s'étendant autour dudit rotor par rapport à un axe (X) et comprenant un tronçon amont (10) formant une section d'entrée (BA) du carénage (3) de nacelle et un tronçon aval (20) dont une extrémité aval (21) forme une section de sortie (BF) du carénage (3) de nacelle; et caractérisé en ce que le tronçon aval (20) comprend des parois radialement interne (20a) et externe (20b) réalisées dans un matériau déformable à mémoire de forme, et en ce que l'extrémité aval (21) comporte des actionneurs (23, 23') pneumatique ou hydraulique s'étendant dans des secteurs angulaires consécutifs différents autour dudit axe (X), chaque actionneur étant actionnable indépendamment et étant configuré pour se déformer dans une direction radiale audit axe (X) et centrée angulairement par rapport à son secteur angulaire, sous l'effet d'une pression de commande prédéterminée.

2. 发明申请

WO2014051671A1 GEARED GAS TURBINE ENGINE INTEGRATED WITH A VARIABLE AREA FAN NOZZLE WITH REDUCED NOISE 审中-公开
标题翻译：齿轮式涡轮发动机与可变区域风扇喷嘴集成，减少噪音
公开(公告)号：WO2014051671A1
公开(公告)日：2014-04-03
申请号：PCT/US2013/028526
申请日：2013-03-01
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION
发明人： BALTAS, Constantine , MORIN, Bruce L.
IPC分类号： F02K1/10 , F02K1/06 , F02K9/86
CPC分类号： F02K1/06 , B64D33/06 , F02C3/04 , F02C3/107 , F02C7/24 , F02C7/36 , F02K1/827 , F02K3/06 , F05D2250/283 , F05D2260/40311 , F05D2260/963
摘要： A gas turbine engine includes a spool and a turbine coupled to drive the spool. A fan is coupled to be driven by the turbine through the spool. A gear assembly is coupled between the fan and the spool such that rotation of the spool drives the fan at a different speed than the spool. A fan nozzle is located downstream from the fan. The fan nozzle includes a variable area nozzle configured to change an exit area of the fan nozzle. An acoustic liner partially lines the fan nozzle.
摘要翻译：燃气涡轮发动机包括阀芯和联接以驱动阀芯的涡轮机。风扇被联接以由涡轮机通过卷轴驱动。齿轮组件联接在风扇和阀芯之间，使得阀芯的旋转以与阀芯不同的速度驱动风扇。风扇喷嘴位于风扇的下游。风扇喷嘴包括构造成改变风扇喷嘴的出口区域的可变区域喷嘴。声学衬垫部分地将风扇喷嘴排成线。

3. 发明申请

WO2021074513A1 SYSTÈME PROPULSIF POUR UN AÉRONEF 审中-公开
公开(公告)号：WO2021074513A1
公开(公告)日：2021-04-22
申请号：PCT/FR2020/051797
申请日：2020-10-12
申请人： SAFRAN , SAFRAN HELICOPTER ENGINES
发明人： BESSE, Jean-Louis Robert Guy , MALDONADO, Ye-Bonne Karina
IPC分类号： B64D29/00 , B64D33/04 , F02K1/10
摘要： L'invention concerne un système propulsif (1, 1') pour un aéronef, comprenant un rotor (2) et un carénage (3) de nacelle s'étendant autour dudit rotor par rapport à un axe (X) et comprenant un tronçon amont formant une section d'entrée du carénage de nacelle et un tronçon aval (20) dont une extrémité aval (21) forme une section de sortie (BF) du carénage (3) de nacelle; et caractérisé en ce que le tronçon aval (20) comprend une paroi radialement interne (20a) et externe (20b) réalisées dans un matériau déformable à mémoire de forme, et en ce que la paroi (20b) comporte des mécanismes actionneurs à vérins (23, 23'), chaque mécanisme actionneur étant actionnable indépendamment des autres et étant configuré pour coopérer avec des moyens (24, 24') encastrés dans une surface interne (20b') de la paroi (20b) de sorte à déformer la paroi (20b) dans une direction radiale par rapport audit axe (X), sous l'effet d'une commande de déplacement prédéterminée.

4. 发明申请

WO2008021618A3 MULTIPLE VANE VARIABLE GEOMETRY NOZZLE 审中-公开
标题翻译：多变量可变几何喷嘴
公开(公告)号：WO2008021618A3
公开(公告)日：2008-07-10
申请号：PCT/US2007071517
申请日：2007-06-19
申请人： GEN ELECTRIC , ERNO DANIEL JASON , BEAUCHAMP PHILIP PAUL , TALYA SHASHISHEKARA SITHARAMAR
发明人： ERNO DANIEL JASON , BEAUCHAMP PHILIP PAUL , TALYA SHASHISHEKARA SITHARAMAR
IPC分类号： B05B1/32 , F02K1/06 , F02K1/10 , F16K3/03 , F16K7/08 , F24F13/10
CPC分类号： F02K1/06 , B05B1/30 , F02K1/10 , F16K3/03
摘要： Nozzles having variable geometry are disclosed that are comprised of a plurality of vanes that contact one another and can slide with respect to one another. A control element forces the vanes to slide, with contacting sides of the vanes defining an inner flow path through which a fluid may pass. The vanes may be self-similar or different from one another to define the desired geometries of the opening in the nozzles. The vanes may be configured to provide convergent, divergent and convergent-divergent nozzles for a range of applications.
摘要翻译：公开了具有可变几何形状的喷嘴，其由彼此接触并可相对于彼此滑动的多个叶片组成。控制元件迫使叶片滑动，其中叶片的接触侧限定流体可以通过的内部流动路径。叶片可以是彼此自相似或不同的，以限定喷嘴中开口的期望几何形状。叶片可以被配置为在一系列应用中提供会聚的，发散的和会聚的发散喷嘴。

5. 发明申请

WO2008045067A1 TRANSLATING CORE COWL HAVING AERODYNAMIC FLAP SECTIONS 审中-公开
标题翻译：翻转核心有空气动画片段
公开(公告)号：WO2008045067A1
公开(公告)日：2008-04-17
申请号：PCT/US2006/039951
申请日：2006-10-12
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION , LEVASSEUR, Glenn
发明人： LEVASSEUR, Glenn
IPC分类号： F02K1/10 , F02K1/15 , F02K3/06
CPC分类号： F02K3/06 , F02K1/08 , F02K1/10 , F02K1/15
摘要： An example core nacelle for a gas turbine engine includes a core cowl positioned adjacent an inner duct boundary of a fan bypass passage having an associated discharge airflow cross-sectional area. The core cowl includes at least one translating section and at least one flap section. The translating section of the core cowl is selectively moveable to vary the discharge airflow cross-sectional area.
摘要翻译：用于燃气涡轮发动机的示例性核心机舱包括邻近具有相关联的排放气流横截面积的风扇旁路通道的内部管道边界定位的核心整流罩。核心整流罩包括至少一个平移部分和至少一个折翼部分。核心整流罩的平移部选择性地可移动以改变排出气流横截面积。

6. 发明申请

WO2021074514A1 SYSTÈME PROPULSIF POUR UN AÉRONEF 审中-公开
公开(公告)号：WO2021074514A1
公开(公告)日：2021-04-22
申请号：PCT/FR2020/051798
申请日：2020-10-12
申请人： SAFRAN , SAFRAN HELICOPTER ENGINES
发明人： BESSE, Jean-Louis Robert Guy , MALDONADO, Ye-Bonne Karina
IPC分类号： F02K1/10 , B64D27/16 , B64C15/02 , B64C11/00 , B64C27/20 , B64D33/04 , F02K1/34 , F02K1/00
摘要： L'invention concerne un système propulsif (1, 1') pour un aéronef, en particulier du type aéronef à décollage et atterrissage verticaux (ADAV), comprenant un rotor (2) et un carénage (3) de nacelle s'étendant autour dudit rotor par rapport à un axe (X) et comprenant un tronçon amont formant une section d'entrée du carénage de nacelle et un tronçon aval (20) dont une extrémité aval (21) forme une section de sortie (BF) du carénage (3) de nacelle; et caractérisé en ce que le tronçon aval (20) comprend des parois radialement interne (20a) et externe (20b), dont au moins une partie de l'une desdites parois est réalisée dans un matériau à mémoire de forme thermo- déformable, cette paroi étant munie d'éléments chauffants (23a, 23c) s'étendant dans des secteurs angulaires consécutifs différents autour dudit axe (X), chaque élément chauffant étant actionnable indépendamment et configuré pour déformer cette paroi dans une direction radiale audit axe (X) et centrée angulairement par rapport à son secteur angulaire, sous l'effet d'une commande de tension prédéterminée.

7. 发明申请

WO2011016973A3 HIGH STIFFNESS SHAPE MEMORY ALLOY ACTUATED AEROSTRUCTURE 审中-公开
标题翻译：高刚性形状记忆合金致动结构
公开(公告)号：WO2011016973A3
公开(公告)日：2011-07-21
申请号：PCT/US2010042331
申请日：2010-07-16
申请人： BOEING CO , WIDDLE JR RICHARD D , GRIMSHAW MATTHEW T , CROSSON-ELTURAN KAVA S , MABE JAMES HENRY , CALKINS FREDERICK T , GRAVATT LYNN MARIE , SHOME MOUSHUMI
发明人： WIDDLE JR RICHARD D , GRIMSHAW MATTHEW T , CROSSON-ELTURAN KAVA S , MABE JAMES HENRY , CALKINS FREDERICK T , GRAVATT LYNN MARIE , SHOME MOUSHUMI
IPC分类号： F02K1/10 , F02K1/38
CPC分类号： F02K1/386 , B64C2027/7288 , F02K1/10 , F05D2250/184 , F05D2300/505 , Y02T50/34 , Y02T50/672
摘要： A shape memory alloy (SMA) actuated aerostructure operable to dynamically change shape according to flight conditions is disclosed. Deformable structures are actuated by SMA actuators that are coupled to face sheets of the deformable structures. Actuating the SMA actuators produces complex shape changes of the deformable structures by activating shape changes of the SMA actuators. The SMA actuators are actuated via an active or passive temperature change based on operating conditions. The SMA actuated aerostructure can be used for morphable nozzles such as a variable area fan nozzle and/or a variable geometry chevron of a jet engine to reduce engine noise during takeoff without degrading fuel burn during cruise.
摘要翻译：公开了一种形状记忆合金（SMA）致动的航空结构，其可操作以根据飞行条件动态地改变形状。可变形结构由耦合到可变形结构的面板的SMA致动器致动。激励SMA致动器通过激活SMA致动器的形状变化来产生可变形结构的复杂形状变化。基于操作条件，SMA致动器通过主动或被动温度变化来启动。 SMA致动的航空结构可用于变形喷嘴，例如喷气发动机的可变区域风扇喷嘴和/或可变几何人字形，以在起飞期间减少发动机噪声，而不降低巡航期间的燃料燃烧。

8. 发明申请

WO99053185A1 DEVICE FOR ANCHORING A MEMBER ACTIVATING AN ADJUSTABLE NOZZLE 审中-公开
标题翻译：用于锚定可激活喷嘴的会员活动的装置
公开(公告)号：WO99053185A1
公开(公告)日：1999-10-21
申请号：PCT/FR1999/000819
申请日：1999-04-09
IPC分类号： B64G1/00 , F02K1/00 , F02K1/10 , F02K9/84
CPC分类号： F02K1/002 , F02K9/84
摘要： The invention concerns a device comprising a bracket (22) connected to an activating member (18a) mounted on a divergent nozzle (12) by means of inserts (32) designed to be arranged and locked in the divergent nozzle wall, and fixing means comprising an element capable of elastic deformation (24) for compensating possible heat-related dimensional variations to maintain the bracket (22) pressed on the divergent nozzle (12). A support element (26) is connected to the inserts (32) so as to compress the element capable of elastic deformation (24) between the support element (26) and the bracket (22).
摘要翻译：本发明涉及一种装置，包括一个支架（22），该支架（22）通过设计成被布置和锁定在发散喷嘴壁中的插入件（32）连接到安装在发散喷嘴（12）上的启动件（18a）上;以及固定装置，能够弹性变形的元件（24），用于补偿可能的热相关尺寸变化，以保持支架（22）压在发散喷嘴（12）上。支撑元件（26）连接到插入件（32），以便在支撑元件（26）和托架（22）之间压缩能够弹性变形（24）的元件。

9. 发明申请

WO2014172016A3 PIVOT DOOR THRUST REVERSER WITH VARIABLE AREA NOZZLE 审中-公开
标题翻译： PIVOT门推出带可变面积喷嘴的换向器
公开(公告)号：WO2014172016A3
公开(公告)日：2014-10-23
申请号：PCT/US2014/018825
申请日：2014-02-27
申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION
发明人： SAWYERS-ABBOTT, Nigel David , LOFFREDO, Constantino V.
IPC分类号： F02K3/02 , F02K1/06 , F02K1/10 , F02K1/15
摘要： A gas turbine engine includes a nacelle assembly having a core nacelle defined about an engine axis and a fan nacelle assembly mounted at least partially around the core nacelle to define a fan bypass flow path. The fan nacelle assembly includes a fan duct nacelle section and a fan nozzle nacelle section moveable relative to the fan duct nacelle section. A thrust reverser system includes a plurality of pivot doors movable relative to the fan nacelle assembly between stowed and deployed positions. A variable area fan nozzle is in communication with the fan bypass flow path. A first actuator is mounted to the fan duct nacelle section to actuate the pivot door thrust reverser system, and a second actuator is mounted to the fan duct nacelle section to move the fan nozzle nacelle section relative to the fan duct nacelle section to vary a fan nozzle exit area.
摘要翻译：燃气涡轮发动机包括机舱组件，该机舱组件具有围绕发动机轴线限定的核心机舱以及至少部分地安装在核心机舱周围以限定风扇旁路流动路径的风扇外罩组件。风扇外罩组件包括风扇风道外罩部分和相对于风扇风道外罩部分可移动的风扇喷嘴外罩部分。推力反向器系统包括多个枢转门，枢转门相对于风扇外罩组件在收起位置和展开位置之间可移动。可变面积风扇喷嘴与风扇旁路流动路径连通。第一致动器安装到风扇管道机舱部分以致动枢转门推力反向器系统，并且第二致动器安装到风扇管道机舱部分以相对于风扇管道机舱部分移动风扇喷嘴机舱部分以改变风扇喷嘴出口区域。

10. 发明申请

WO2011142866A3 ARTICULATING SLIDER TRACK 审中-公开
标题翻译：描述滑轨
公开(公告)号：WO2011142866A3
公开(公告)日：2012-01-19
申请号：PCT/US2011024517
申请日：2011-02-11
申请人： GEN ELECTRIC , STUART ALAN ROY , FEHRMANN JOHN ROBERT , COX MELANIE ZOE
发明人： STUART ALAN ROY , FEHRMANN JOHN ROBERT , COX MELANIE ZOE
IPC分类号： F02K1/08 , F02K1/09 , F02K1/10 , F02K1/66 , F02K1/80
CPC分类号： F01D25/28 , F02K1/08 , F02K1/09 , F02K1/10 , F02K1/763 , F02K1/80
摘要： A variable fan nozzle assembly includes a cow] member mounted on a slider track. The slider track may be articulated relative to a support member to slightly modify the position of the cowl member to vary the fan nozzle exit area. At least one 4-bar linkage may be utilized to allow articulation of the slider track responsive to an actuator. A method for varying a fan nozzle exit area includes mounting a first slider track in articulatable relationship with a support member; mounting a first cowl member in slidable relationship with a first slider track such that a fan nozzle is at least partially defined by a surface of the first cowl member; varying the operational, position of the first cowl member by articulating the first slider track without sliding the first cowl member with respect to the first slider track to vary the fan nozzle exit area.
摘要翻译：可变风扇喷嘴组件包括安装在滑块轨道上的母牛部件。滑块轨道可以相对于支撑构件铰接，以稍微改变前罩构件的位置以改变风扇喷嘴出口区域。可以使用至少一个4杆连杆来响应于致动器来铰接滑块轨道。用于改变风扇喷嘴出口区域的方法包括：将第一滑块轨道与支撑构件可铰接的关系安装; 将第一整流罩构件与第一滑块轨道滑动关系，使得风扇喷嘴至少部分地由所述第一整流罩构件的表面限定; 通过铰接第一滑块轨道来改变第一整流罩构件的操作位置，而不使第一整流罩构件相对于第一滑块轨道滑动，以改变风扇喷嘴出口区域。

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