Cenaero

Belgique

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Juridiction
        États-Unis 1
        International 1
Classe IPC
F01D 5/14 - Forme ou structure 2
B64C 11/18 - Caractéristiques aérodynamiques 1
B64C 11/48 - Ensembles de plusieurs hélices coaxiales 1
B64D 27/00 - Aménagement ou montage des groupes moteurs sur aéronefsAéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs 1
F02C 3/067 - Ensembles fonctionnels de turbines à gaz caractérisés par l'utilisation de produits de combustion comme fluide de travail ayant une turbine entraînant un compresseur le compresseur ne comprenant que des étages axiaux comportant des rotors contra-rotatifs 1
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Résultats pour  brevets

1.

Propulsion device having unducted counter-rotating and coaxial rotors

      
Numéro d'application 14111940
Numéro de brevet 09593582
Statut Délivré - en vigueur
Date de dépôt 2012-04-13
Date de la première publication 2014-05-15
Date d'octroi 2017-03-14
Propriétaire CENAERO (Belgique)
Inventeur(s)
  • Dejeu, Clement Marcel Maurice
  • Pascal, Sebastien
  • Talbotec, Jerome
  • Leborgne, Michael
  • Lepot, Ingrid Irene Catherine

Abrégé

A propulsion device including an unducted upstream propeller and a counter-rotating and coaxial downstream propeller. At least one blade of the upstream propeller is configured to generate a corotating secondary vortex for acting upstream of the downstream propeller to destabilize a blade tip vortex of the same at least one blade.

Classes IPC  ?

  • B64C 11/18 - Caractéristiques aérodynamiques
  • F01D 5/14 - Forme ou structure
  • B64C 11/48 - Ensembles de plusieurs hélices coaxiales
  • F02C 3/067 - Ensembles fonctionnels de turbines à gaz caractérisés par l'utilisation de produits de combustion comme fluide de travail ayant une turbine entraînant un compresseur le compresseur ne comprenant que des étages axiaux comportant des rotors contra-rotatifs
  • F02C 3/10 - Ensembles fonctionnels de turbines à gaz caractérisés par l'utilisation de produits de combustion comme fluide de travail ayant une turbine entraînant un compresseur avec une autre turbine entraînant un arbre de sortie mais n'entraînant pas le compresseur
  • B64D 27/00 - Aménagement ou montage des groupes moteurs sur aéronefsAéronefs caractérisés par le type ou la position des groupes moteurs

2.

ROTOR OF A TURBOMACHINE COMPRESSOR, WITH AN OPTIMISED INNER END WALL

      
Numéro d'application EP2010064652
Numéro de publication 2011/039352
Statut Délivré - en vigueur
Date de dépôt 2010-10-01
Date de publication 2011-04-07
Propriétaire
  • SNECMA (France)
  • CENAERO (Belgique)
Inventeur(s)
  • Boston, Eric, Jacques
  • Chartoire, Alexandre, Franck, Arnaud
  • Iliopoulou, Vasiliki
  • Lepot, Ingrid
  • Obrecht, Thierry, Jean-Jacques

Abrégé

The invention relates to a rotor of a turbomachine compressor, comprising a bladed rotor disk, the radially outer end of which is provided with a wall (10) forming the inner end of an annular channel for the flow of a primary gas stream and formed from a plurality of angular sections (12), each one being defined between two consecutive blades (14, 16) of the disk in a circumferential direction (17), and comprising a cambered part (22) that is convex in the axial direction (25) and in the circumferential direction (17), in addition to, upstream of said cambered part (22), a hollow part (24) that is concave in the axial direction (25) and in the circumferential direction (17), and has an essentially punctiform base (28).

Classes IPC  ?

  • F04D 29/32 - Rotors spécialement adaptés aux fluides compressibles pour pompes à flux axial
  • F01D 5/14 - Forme ou structure