CIP 2015 : F02K 1/46 : Toberas que disponen de medios para añadir aire al chorro o para aumentar la zona de mezcla entre el chorro y el aire ambiental,

p. ej. para silenciar (F02K 1/28, F02K 1/36, F02K 1/38 tienen prioridad).

CIP2015FF02F02KF02K 1/00F02K 1/46[1] › Toberas que disponen de medios para añadir aire al chorro o para aumentar la zona de mezcla entre el chorro y el aire ambiental, p. ej. para silenciar (F02K 1/28, F02K 1/36, F02K 1/38 tienen prioridad).

Notas[t] desde F01 hasta F04: MOTORES O BOMBAS

F SECCION F — MECANICA; ILUMINACION; CALEFACCION; ARMAMENTO; VOLADURA.

F02 MOTORES DE COMBUSTION; PLANTAS MOTRICES DE GASES CALIENTES O DE PRODUCTOS DE COMBUSTION.

F02K PLANTAS MOTRICES DE PROPULSION A REACCION (disposición o montaje de instalaciones de propulsión a reacción sobre vehículos de tierra o vehículos en general B60K; disposición o montaje de instalaciones de propulsión a reacción en buques B63H; control de la posición de aeronaves, dirección del vuelo o de la altitud, por propulsión a reacción B64C; disposición o montaje de instalaciones de propulsión a reacción en aeronaves B64D; instalaciones caracterizadas porque la potencia del fluido energético se divide entre propulsión a reacción y otra forma de propulsión, p. ej. a hélice, F02B, F02C; características de las instalaciones de propulsión a reacción comunes a las plantas de turbinas de gas o control de la alimentación de combustible en las instalaciones de propulsión a reacción que consumen aire F02C).

F02K 1/00 Plantas o instalaciones caracterizadas por la forma o disposición del conducto del chorro o tobera; Conductos de chorros o toberas particulares a este fin (toberas de cohetes F02K 9/97).

F02K 1/46 · Toberas que disponen de medios para añadir aire al chorro o para aumentar la zona de mezcla entre el chorro y el aire ambiental, p. ej. para silenciar (F02K 1/28, F02K 1/36, F02K 1/38 tienen prioridad).

CIP2015: Invenciones publicadas en esta sección.

Dispositivo de eyección de gases de un motor de turbina de gas y motor de turbina de gas.

(05/04/2017). Solicitante/s: Safran Helicopter Engines. Inventor/es: BOUTY, ERIC JEAN-LOUIS, REGAUD,PIERRE-LUC, VALLON,ANTOINE YVAN ALEXANDRE.

Dispositivo de eyección de gases de un motor de turbina de gas que incluye una pared externa y una pared interna que entre sí delimitan una vena (V) de flujo de los gases, determinando la pared interna un cuerpo central definitorio de una cavidad interna (C), estando la pared externa perforada y comunicando con al menos una cavidad externa de resonancia para la atenuación de ruido en un primer margen de frecuencias sonoras, incluyendo asimismo medios de establecimiento de comunicación fluida entre las cavidades externa e interna (C) que se extienden a través de la vena de flujo de los gases (V), configurándose así la cavidad interna (C) en cavidad de resonancia para la atenuación de ruido en un segundo margen de frecuencias sonoras, caracterizado por el hecho de que los medios de establecimiento de comunicación fluida incluyen brazos radiales que asimismo cumplen una función de sujeción mecánica del cuerpo central.

PDF original: ES-2623876_T3.pdf

Dispositivo de reducción del ruido generado por un reactor de aeronave con chorros de fluido de la misma orientación.

(30/03/2016) Reactor de aeronave de eje longitudinal (XX'), que comprende una pared que rodea un flujo de gas que es eyectado por un extremo de aguas abajo de la pared según el eje longitudinal, varios conductos repartidos en la periferia del extremo de aguas abajo (30a) de la pared y que comprende cada uno de ellos una porción terminal provista de un orificio de salida, siendo apto cada conducto para eyectar un chorro de fluido por su orificio de salida, teniendo los citados conductos sensiblemente la misma orientación angular con respecto al extremo de aguas abajo (30a) con el fin de que los chorros que salen de estos conductos estén orientados en la misma dirección, formando cada chorro de fluido eyectado por el orificio de salida (32b) correspondiente un ángulo de desvío (d) con el eje longitudinal (XX') según una vista…

Sistema de evacuación de flujo para un motor de aeronave.

(30/04/2014) Sistema de evacuación de flujo para un motor de aeronave que comprende una tobera del motor que conduce el flujo de escape del motor y un eductor que recibe dicho flujo de escape del motor y un flujo de ventilación del motor , siendo el eductor un conducto en el que tiene lugar la mezcla entre el flujo de escape del motor y el flujo de ventilación. configurado de modo que una parte de la energía del flujo de escape del motor es transferida al flujo de ventilación permitiendo una mejor ventilación del motor, teniendo la tobera del motor una sección final en contacto con dicho flujo de ventilación del motor…

Estator para un motor de reacción, un motor de reacción que comprende tal estator, y una aeronave que comprende el motor de reacción.

(11/12/2013) Un estator para su instalación en una sección trasera de un motor de reacción , comprendiendo elestator una pluralidad de álabes de guiado que se extienden en la dirección radial del estator ydefinen entre ellos conductos para conducir un gas, y definiendo un primer lado del estator en su dirección axial una entrada para el gas, y definiendo un segundo lado , opuesto al primer lado, una salida para el gas, enel que dichos álabes de guiado tienen una forma tal que en conjunto cubren al menossustancialmente dicha entrada de gas vista en la dirección axial del estator desde el lado de salida delmismo, caracterizado porque el estator está diseñado para transmitir una carga mecánica entre la carcasa externa y un rodamiento interno.

Dispositivo de reducción del ruido generado por un reactor de aeronave con conductos de fluido acodados.

(23/10/2013) Un reactor de aeronave, que comprende: - una pared que rodea un primer flujo de gas que se expulsa a un extremo aguas abajo (30a) de la paredsiguiendo un eje longitudinal (XX'), un segundo flujo de gas que fluye al exterior de la pared en la dirección deexpulsión del primer flujo de gas. - al menos un conducto dispuesto en la periferia del extremo aguas abajo de la pared y que es capaz deexpulsar un chorro de fluido destinado a interactuar con el uno y/o el otro flujo de gas, el citado al menos unconducto que comprende una parte terminal provista en su extremo libre de un orificio de salida por la que se expulsa el chorro de fluido, caracterizado porque la…

Borde de fuga para motor de aeronave, del tipo con chevrones móviles.

(11/04/2013) Borde de fuga , tal como un borde de fuga de tobera de eyección de los gases calientes o de inversor deempuje de góndola de aeronave, que incorpora un dispositivo de reducción del ruido para motor de aeronave del tipocon chevrones móviles (9a, 9b, 9c) dispuestos en la prolongación del borde de fuga, que comprende unos medios deaccionamiento adecuados para hacer pasar estos chevrones (9a, 9b, 9c) de una posición pasiva,en la que están orientados sustancialmente según la dirección del flujo de aire que sale de dicho motor, a unaposición activa, en la que por lo menos una parte de cada chevrón está inclinada con respecto a esta dirección,estando este borde de fuga caracterizado porque dicha posición activa se deriva de dicha posición pasiva porpivotado, eventualmente combinado con una traslación, de por lo menos una parte de cada chevrón alrededor de uneje…

BARQUILLA DE TURBORREACTOR EQUIPADA CON MEDIOS DE REDUCCION DEL RUIDO GENERADO POR ESTE TURBORREACTOR.

(20/11/2009) Barquilla para turborreactor de una aeronave, que comprende una estructura interna corriente abajo y una estructura externa corriente abajo que delimita un canal interior de flujo de un flujo secundario generado por el turborreactor, comprendiendo la estructura externa corriente abajo por lo menos un circuito de distribución que desemboca a la salida del turborreactor y que está destinado a ser conectado a una fuente de alimentación con fluido de reducción sonora dispuesta corriente arriba de la estructura externa corriente abajo, caracterizada porque la estructura externa corriente abajo está equipada con un dispositivo…

EXPULSOR Y MEZCLADOR DESPLEGABLE PARA TURBOMAQUINAS.

(16/03/2004). Ver ilustración. Solicitante/s: SOCIETE NATIONALE D'ETUDE ET DE CONSTRUCTION DE MOTEURS D'AVIATION, "S.N.E.C.M.A.". Inventor/es: GUYONNET, XAVIER JEAN-MICHEL ANDRE, WURNIESKY, PASCAL CLAUDE.

LA INVENCION SE REFIERE A UN CUERPO EYECTOR TRASERO Y MEZCLADOR DE TURBOMOTOR PARA AVION SUPERSONICO. LA GONDOLA TIENE UNA SECCION RECTANGULAR Y ESTA EQUIPADA CON UNA TOBERA CON ALERONES MOVILES Y CON DISPOSITIVOS MEZCLADORES QUE PUEDE PIVOTAR (12A, 12B) MONTADOS EN LOS FLANCOS DE LA GONDOLA ANTES DE LA TOBERA . LOS DISPOSITIVOS MEZCLADORES LLEVAN UNA PLURALIDAD DE CANALES CON UNA SECCION EN FORMA DE U DELIMITADOS POR PAREDES LATERALES (15A, 15B) CONECTADAS POR UNA PARED TRANSVERSAL QUE FORMA UN FONDO DE CANAL. EN LA POSICION PLEGADA, LOS CANALES ESTAN EN EL INTERIOR DE LA VENA DE CIRCULACION Y SUS PAREDES SON PARALELAS AL EJE MEDIANO DE LA GONDOLA.