CIP-2021 : F02C 9/42 : especialmente adaptado al control de dos o más plantas simultáneamente.
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Notas[t] desde F01 hasta F04: MOTORES O BOMBAS
F MECANICA; ILUMINACION; CALEFACCION; ARMAMENTO; VOLADURA.
F02 MOTORES DE COMBUSTION; PLANTAS MOTRICES DE GASES CALIENTES O DE PRODUCTOS DE COMBUSTION.
F02C PLANTAS MOTRICES DE TURBINAS DE GAS; TOMAS DE AIRE PARA PLANTAS DE PROPULSION A REACCION; CONTROL DE LA ALIMENTACION DE COMBUSTIBLE EN PLANTAS DE PROPULSION A REACCION QUE CONSUMEN AIRE (estructura de turbinas F01D; plantas de propulsión a reacción F02K; estructura de compresores o ventiladores F04; aparatos de combustión en los que la combustión tiene lugar en un lecho fluidizado de combustible u otras partículas F23C 10/00; elaboración de productos de combustión a alta presión o gran velocidad F23R; utilización de turbinas de gas en plantas de refrigeración por compresión F25B 11/00; utilización de turbinas de gas en vehículos, véanse las clases apropiadas relativas a vehículos).
F02C 9/00 Control de las plantas motrices de turbinas de gas; Control de la alimentación de combustible en las plantas de propulsión a reacción que consumen aire (control de las tomas de aire F02C 7/057; control de turbinas F01D; control de compresores F04D 27/00).
F02C 9/42 · · especialmente adaptado al control de dos o más plantas simultáneamente.
CIP2021: Invenciones publicadas en esta sección.
Dispositivo de asistencia a una turbomáquina de turbina libre de aeronave.
(07/03/2019) Dispositivo de asistencia a una turbomáquina (TAG1) de turbina libre de aeronave, comprendiendo el dispositivo:
una máquina de arranque giratoria (GD1, M1A) comprendiendo un primer devanado (S11), y
primeros medios de alimentación de energía eléctrica (K11, CVS1) del primer devanado (S11) para arrastrar el generador de gas de la turbomáquina (TAG1),
caracterizado por que el dispositivo comprende además:
un segundo devanado (S12) distinto del primer devanado (S11) y comprendido en dicha máquina giratoria (GD1), siendo dicha máquina giratoria (GD1) una máquina giratoria de doble devanado, o comprendido en otra máquina giratoria (M2A), dicha máquina giratoria (M1A) y la otra…
Estructura de un sistema propulsor de un helicóptero de varios motores y helicóptero correspondiente.
(28/02/2019). Solicitante/s: Safran Helicopter Engines. Inventor/es: CHEVALIER,Stéphane, BEDDOK,STÉPHANE, MERCIER-CALVAIRAC,FABIEN, HUMBERT,SOPHIE.
Estructura de un sistema propulsor de un helicóptero de varios motores, comprendiendo la citada estructura dos turbo-motores vinculados a una caja de transmisión de potencia, que comprende:
- al menos un turbo-motor, entre los citados turbo-motores, llamado turbo-motor híbrido , apto para funcionar en al menos un régimen de espera en el curso de un vuelo estabilizado del helicóptero,
funcionando solos los otros turbo-motores en el curso de este vuelo estabilizado, y
- al menos un paquete de nuevo arranque rápido de un turbo-motor híbrido para salir del citado régimen de espera y alcanzar un régimen de funcionamiento nominal,
caracterizada porque comprende además:
- al menos una unidad de potencia auxiliar vinculada a un paquete de nuevo arranque y adaptada a suministrar, tras una orden, una potencia necesaria a este paquete de nuevo arranque para sacar dicho turbo-motor híbrido de dicho régimen de espera.
PDF original: ES-2702329_T3.pdf
Sistema de propulsión híbrido para una aeronave de varios motores.
(26/10/2018) Un sistema de propulsión híbrido de una aeronave de varios motores, comprendiendo una pluralidad de turbomáquinas de turbina libre, equipada cada una de ellas con un generador de gas, de las que puede operar al menos una primera turbomáquina , dicha turbomáquina híbrida, puede funcionar al menos en un régimen de espera
o de reserva durante un vuelo estabilizado de la aeronave, mientras que otras turbomáquinas de dicha pluralidad de turbomáquinas operan solas durante este vuelo estabilizado, estando asociada la turbomáquina híbrida al menos a una primera cadena electrotécnica del sistema,
comprendiendo una primera máquina eléctrica operable como motor de arranque y generador, conectada asimismo a un primer módulo de electrónica de potencia , conectada asimismo de manera…
(14/06/2017) Aeronave que incluye al menos una primera turbomáquina con una turbina libre equipada con un generador de gas, asociada a una máquina eléctrica que puede funcionar como arrancador y como generador, pudiendo ponerse la primera turbomáquina en modo de vigilancia o en modo de extinción no deseada, estando conectada la máquina eléctrica a una red específica de alimentación de energía eléctrica, tal como una red de a bordo, incluyendo la aeronave además un dispositivo de asistencia rápida con al menos un órgano de almacenamiento de energía eléctrica adaptado para ser conectado eléctricamente a la citada máquina eléctrica asociada a la citada primera turbomáquina para aportar una asistencia…
Aeronave que comprende al menos dos turbomáquinas con turbina libre con dispositivo de asistencia.
(01/02/2017) Aeronave con al menos dos turbomáquinas con turbina libre, que comprende un dispositivo de asistencia , comprendiendo dicho dispositivo de asistencia al menos dos turbomáquinas (TAG1, TAG2) con turbina libre, comprendiendo el dispositivo una máquina eléctrica arrancador (D1) y una máquina eléctrica generador (G2), efectuando la máquina eléctrica arrancador (D1) una asistencia prolongada del generador de gas de una primera turbomáquina (TAG1) con energía producida por la máquina eléctrica generador (G2) impulsada por la segunda turbomáquina (TAG2), comprendiendo el dispositivo de asistencia, además, al menos un órgano de almacenamiento eléctrico (S1; S) unido eléctricamente a dicha máquina eléctrica…
Procedimiento para el funcionamiento de una turbina de gas y central eléctrica combinada para la realización del procedimiento.
(19/11/2015) Procedimiento para el funcionamiento de una turbina de gas (GT) con combustión secuencial, que comprende al menos un compresor , una primera cámara de combustión con una primera turbina postconectada y una segunda cámara de combustión con una segunda turbina postconectada, en el que al menos un compresor aspira y comprime aire y aporta el aire comprimido a la primera cámara de combustión para la combustión de un primer combustible y en el que el gas que sale de la primera turbina se aporta a la segunda cámara de combustión para la combustión de un segundo combustible, utilizándose como primer y segundo combustible diferentes combustibles, caracterizado por que la primera cámara de combustión y/o la segunda cámara de…
MÉTODO PARA EQUILIBRAR EL SUMINISTRO DE AIRE SANGRADO DE UNA PLURALIDAD DE MOTORES DE TURBINA DE GAS.
(27/04/2011) Un método para equilibrar el suministro de aire sangrado de una pluralidad de motores de turbina de gas para lo cual se utilizan unos conductos de sangrado de aire (11a, 12a, 13a) que van desde cada uno de los motores hasta un conducto de distribución común que distribuye el aire sangrado a al menos un sistema auxiliar , en donde cada conducto de sangrado de aire (11a, 12a, 13a) incluye una válvula de control (VI, V2, V3) que puede ser controlada por un controlador para variar el caudal del sangrado de aire desde el motor asociado y cuyo método consiste en proporcionar al controlador una señal de demanda indicativa de la demanda de aire sangrado por parte del…
PROCEDIMIENTO Y DISPOSITIVO PARA LA ALIMENTACION DE LOS TURBORREACTORES DE UNA AERONAVE EN VUELO AUTOMATICO.
(01/06/2006). Ver ilustración. Solicitante/s: AIRBUS FRANCE. Inventor/es: GUILLOT-SALOMON, DAMIEN, POTAGNIK, NICOLAS.
Procedimiento de alimentación de carburante de los turborreactores (M1 a M4) de una aeronave multirreactor (A) que vuela en régimen de piloto automático, procedimiento según el cual la alimentación de carburante de cada uno de dichos turborreactores está subordinada a un valor de consigna EPRt, común a todos dichos turborreactores y que corresponde a un valor particular de la relación EPR entre las presiones de los gases en la salida y en la entrada de los turborreactores, dependiendo dicho valor de consigna EPRt de la orden de empuje automática y de las condiciones de vuelo de la aeronave, caracterizado porque, en vuelo horizontal con altitud estabilizada de dicha aeronave (A), dicho valor de consigna EPRt común se convierte en un valor de consigna N1t unido a la velocidad de rotación N1 del compresor de aire de dichos turborreactores y porque la alimentación de carburante de todos dichos turborreactores está subordinada a dicho valor de consigna N1t.
DISPOSITIVO DE CONTROL DEL EMPUJE DE UNA AERONAVE DE PLURACIDAD DE MOTORES.
(01/03/2001). Ver ilustración. Solicitante/s: AEROSPATIALE SOCIETE NATIONALE INDUSTRIELLE. Inventor/es: LARRAMENDY, PANXIKA, ZACCARIA, PATRICK, CLAVEL, THIERRY, GARAVEL, FRANCOIS.
LA PRESENTE INVENCION, QUE CONSISTE EN UN DISPOSITIVO DE CONTROL DEL EMPUJE DE UNA AERONAVE DE VARIOS MOTORES (M1, M4), COMPRENDE UNIDADES DE CALCULO (UC1, UC4) QUE DETERMINAN LAS PRIMERAS ORDENES DE ACCIONAMIENTO DE LOS REGIMENES DE LOS MOTORES. SEGUN LA INVENCION, EL DISPOSITIVO COMPRENDE ADEMAS MEDIOS DE CONTROL (CONT1, CONT4) DE LOS DOS MOTORES EXTERIORES (M1, M4), MEDIOS DE CALCULO QUE DETERMINAN LAS SEGUNDAS ORDENES DE ACCIONAMIENTO DEL REGIMEN DE LOS MOTORES EXTERIORES (M1, M4), OBTENIENDOSE ASI UNA REDUCCION DEL EMPUJE, Y MEDIOS DE CONMUTACION QUE, EN FUNCIONAMIENTO NORMAL DE LOS MOTORES EXTERIORES (M1, M4), TRANSMITEN A ESTOS LAS PRIMERAS ORDENES DE ACCIONAMIENTO Y, EN CASO DE FALLO DE ALGUN MOTOR EXTERIOR (M1), TRANSMITEN AL MOTOR EXTERIOR OPUESTO (M4) LAS SEGUNDAS ORDENES DE ACCIONAMIENTO.
SISTEMA DISTRIBUIDOR DE CARGA EN GRUPOS DE TURBOMOTORES DE GAS.
(16/08/1964). Ver ilustración. Solicitante/s: THE BENDIX CORPORATION.
Resumen no disponible.
