1. Burner for a gas turbine and method for reducing thermo-acoustic oscillations in a gas turbine

Brûleur pour turbine à gaz et procédé de réduction des vibrations thermoacoustiques dans une turbine à gaz

2. Gas turbine compressor cleaning units

Dispositifs de nettoyage des compresseurs de turbines à gaz

3. Gas turbine engine fuel air mixer

Mélangeur air-carburant pour turbine à gaz

4. A gas turbine engine system includes a gas turbine engine (10) having aerodynamic drag that retards movement.

La présente invention concerne un système de moteur à turbine à gaz qui comprend un moteur à turbine à gaz (10) qui possède une traînée aérodynamique qui retarde le mouvement.

5. Gas turbine aero engine afterbody assembly

Ensemble d'arriere-corps de moteur aeronautique a turbine a gaz

6. Combustion chamber arrangement for damping thermo-acoustic oscillations, gas turbine and method of operating such a gas turbine

Agencement de chambre de combustion pour l'amortissement de vibrations thermo-acoustiques, turbine à gaz et procédé pour utiliser une telle turbine à gaz

7. Accessory mechanical drive for a gas turbine engine

Entrainement mecanique auxiliaire pour moteur a turbine a gaz

8. Gas turbine engine component having vascular engineered lattice structure

Élément de moteur à turbine à gaz comprenant une structure treillis aménagée vasculaire

9. Gas turbine engine with air-oil cooler oil tank

Moteur à turbine à gaz doté d'un réservoir d'huile à refroidisseur air-huile

10. Gas turbine burner assembly equipped with a helmholtz resonator

Ensemble de brûleur de turbine à gaz comportant un résonateur d'helmholtz

11. Aero gas turbine engines having any of the following:

Moteurs à turbine à gaz aéronautiques présentant l’une des caractéristiques suivantes:

12. In order to reduce gas turbine disk stress, an optimal material removal area is defined according to blade and/or disk geometry to maximize a balance between stress reduction on the gas turbine disk, a useful life of the gas turbine blade, and maintaining or improving the aeromechanical behavior of the gas turbine blade.

Pour réduire les contraintes sur le disque de turbine à gaz, une zone d'enlèvement de matériau optimale est définie en fonction de la géométrie des ailettes et/ou du disque afin d'obtenir le meilleur équilibre entre réduction des contraintes sur le disque et durée de vie utile des ailettes, et de conserver ou améliorer le comportement aéromécanique des ailettes.

13. Closed-loop control for a gas turbine with actively stabilized compressor

Régulation pour une turbine à gaz avec compresseur à stabilisation active

14. Acoustic damping system for a combustor of a gas turbine engine

Système d'amortissement acoustique pour une chambre de combustion d'un moteur à turbine à gaz

15. Gas turbine engine combustor circumferential acoustic reduction using flame temperature nonuniformities

Réduction acoustique circonférentielle de la chambre de combustion d'un moteur à turbine à gaz, à l'aide de non-uniformités de température de flamme

16. A premixing injector for use in gas turbine engines assists in the lean premixed injection of a gaseous fuel/air mixture into the combustor of a gas turbine.

L'invention concerne un injecteur de prémélange pour une utilisation dans des moteurs à turbine à gaz qui permet l'injection en prémélange pauvre d'un mélange de combustible gazeux/air dans la chambre à combustion d'une turbine à gaz.

17. Gas turbine including blade tip gap adjusting means and control method therefor

Turbine à gaz comprenant un moyen de réglage de l'espace en extrémité des aubes et procédé de commande à cet effet

18. An accessory drive system for an aircraft gas turbine engine is disclosed.

L'invention porte sur un système de prise d'entraînement des accessoires pour un moteur à turbine à gaz d'aéronef.

19. The present invention relates to an airfoil (100) for a gas turbine.

La présente invention concerne un profil d'aube (100) d’une turbine à gaz.

20. Gas turbine engine two degree of freedom variable bleed valve for ice extraction

Vanne de prélèvement variable à deux degrés de liberté de turbine à gaz pour extraction de glace

21. Gas turbine engine with system to adjust clearance between rotating and stationary components

Moteur à turbine à gaz avec système de réglage de jeu entre éléments rotatifs et fixes

22. A method for making a gas turbine engine ceramic matrix composite airfoil is disclosed.

La présente invention concerne un procédé de fabrication d'un profil aérodynamique en composite à matrice céramique de moteur de turbine à gaz.

23. 9A001 Aero gas turbine engines incorporating any of the "technologies" specified in 9E003.a., as follows:

9A001 Moteurs à turbine à gaz aéronautiques comportant l'une des "technologies" visées à l'alinéa 9E003.a., comme suit:

24. specially designed to predict aero thermal, aeromechanical and combustion conditions in aero gas turbine engines; and

spécialement conçu pour prévoir les conditions aérothermiques, aéromécaniques et de combustion dans les moteurs de turbines à gaz aéronautiques; et

25. The invention relates to a device for the adjustment of guide blades of a gas turbine.

L'invention concerne un dispositif pour déplacer des aubes directrices d'une turbine à gaz.

26. NRC Aerospace engineers, pilots and technicians test structures and components, new materials and gas turbine engines.

Les ingénieurs, les pilotes et les techniciens de CNRC Aérospatiale effectuent des essais sur des structures et des composants, des matériaux nouveaux et des moteurs de turbines à gaz.

27. Specially designed to predict aero thermal, aeromechanical and combustion conditions in aero gas turbine engines; and

spécialement conçus pour prévoir les conditions aérothermiques, aéromécaniques et de combustion dans les moteurs de turbines à gaz aéronautiques; et

28. Note: 9A001.a. does not control aero gas turbine engines which meet all of the following:

Note: L'alinéa 9A001.a. ne vise pas les moteurs à turbine à gaz aéronautiques qui présentent toutes les caractéristiques suivantes:

29. Note 1: 9A001.a. does not control aero gas turbine engines which meet all of the following:

Note 1: L’alinéa 9A001.a. ne vise pas les moteurs à turbine à gaz aéronautiques qui présentent toutes les caractéristiques suivantes:

30. The contract pertained to the repair, overhaul and modification of Allison T56 gas turbine engines for aircraft.

Ce contrat avait pour objet la réparation, la révision ou la modification de turbines Allison T56 pour avion.

31. Apparatus for acoustic damping and operational control of damping, cooling, and emissions in a gas turbine engine

Appareil pour amortissement acoustique et commande fonctionnelle d'amortissement, de refroidissement et d'émissions dans une turbine à gaz

32. 1. Specially designed to predict aero thermal, aeromechanical and combustion conditions in aero gas turbine engines; and

1. spécialement conçu pour prévoir les conditions aérothermiques, aéromécaniques et de combustion dans les moteurs de turbines à gaz aéronautiques; et

33. Process and tool for aligning a seal housing assembly with a casing of a gas turbine engine

Processus et outil d'alignement d'un ensemble logement de joint sur une carcasse d'un moteur à turbine à gaz

34. 1. being specially designed to predict aero thermal, aeromechanical and combustion conditions in aero gas turbine engines; and

1. spécialement conçu pour prévoir les conditions aérothermiques, aéromécaniques et de combustion dans les moteurs de turbines à gaz aéronautiques; et

35. Said drag device (33) leads a gas turbine blade on a carrier arm (41) through the abrasive medium (27).

Ce dispositif d'entraînement (33) fait passer une pale (1) de turbine à gaz dans le produit abrasif (27), ladite pale se trouvant sur un bras de support (41).

36. The method comprises passing the residual gases leaving the absorption tower, through a two-stage combination before introduction into the residual gas turbine.

Ce procédé consiste à acheminer le gaz résiduaire, quittant la tour d'absorption, à une combinaison de deux étages avant son entrée dans la turbine à gaz résiduaire.

37. In a third step, the calculated fault probabilities are displayed and transmitted to a planning system for scheduling of gas turbine operation or maintenance actions.

Dans un troisième temps, les probabilités de défaillance calculées sont affichées et transmises à un système de planification pour programmer les actions d’exploitation ou de maintenance de la turbine à gaz.

38. The invention relates to a gas turbine group (1) comprising means (3) arranged in a suction channel (2), for cooling an intake air flow (21).

L'invention concerne un groupe de turbines à gaz (1) comportant des éléments (3) logés dans un canal d'aspiration (2), destinés à refroidir un courant d'air aspiré (21).

39. Theoretical modelling predictions of the aero thermal, aeromechanical and combustion conditions, which have been validated with actual aero gas turbine engine (experimental or production) performance data.

dont les prévisions de modèles théoriques des conditions aérothermiques, aéromécaniques et de combustion ont été validées sur la base de données de performances réelles de moteurs à turbines à gaz aéronautiques (expérimentaux ou de série).

40. The invention relates to an evaporative cooler for mounting inside stationary installed or mobile installations, in particular, inside intake air channels of gas turbine power plants.

L'invention concerne un refroidisseur par évaporation à monter dans des installations fixes ou mobiles, notamment dans des conduits d'air d'aspiration de centrales à turbine à gaz.

41. 2. Theoretical modelling predictions of the aero thermal, aeromechanical and combustion conditions, which have been validated with actual aero gas turbine engine (experimental or production) performance data.

2. dont les prévisions de modèles théoriques des conditions aérothermiques, aéromécaniques et de combustion ont été validées sur la base de données de performances réelles de moteurs à turbines à gaz aéronautiques (expérimentaux ou de série).

42. PROPULSION SYSTEMS, SPACE VEHICLES, AND RELATED EQUIPMENT 9A EQUIPMENT, ASSEMBLIES AND COMPONENTS 9A001 Aero gas turbine engines incorporating any of the technologies specified in 9E003.a, as follows:

PROPULSION 9A ÉQUIPEMENTS, ENSEMBLES ET COMPOSANTS 9A001 Moteurs à turbine à gaz aéronautiques comportant l'une des technologies visées par l'alinéa 9E003.a., comme suit:

43. A gas turbine engine (10) internal fuel manifold (22) has a plurality of airblast fuel nozzles (26) in communication with an air source such that nozzle core air does not pass through the manifold (22).

Le collecteur de combustible interne (22) d’une turbine à gaz (10), selon l’invention, comporte une pluralité d’injecteurs de carburant à air comprimé (26) communiquant avec une source d’air de telle sorte que l’air au centre de la buse ne traverse pas le collecteur (22).

44. GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIRBREATHING JET-PROPULSION PLANTS (construction of turbines F01D; jet-propulsion plants F02K; construction of compressors or fans F04; combustion apparatus in which combustion takes place in a fluidised bed of fuel or other particles F23C 10/00; generating combustion products of high pressure or high velocity F23R; using gas turbines in compression refrigeration plants F25B 11/00; using gas-turbine plants in vehicles, see the relevant vehicle classes) Notes

ENSEMBLES FONCTIONNELS DE TURBINES À GAZ; ENTRÉES D’AIR POUR ENSEMBLES FONCTIONNELS DE PROPULSION PAR RÉACTION; COMMANDE DE L’ALIMENTATION EN COMBUSTIBLE, DANS DES ENSEMBLES FONCTIONNELS DE PROPULSION PAR RÉACTION ALIMENTÉS EN AIR AMBIANT (structure des turbines F01D; ensembles fonctionnels de propulsion par réaction F02K; structure des compresseurs ou ventilateurs F04; appareils à combustion dans lesquels la combustion a lieu dans un lit fluidisé de combustible ou d’autres particules F23C 10/00; élaboration des produits de combustion à haute pression ou à grande vitesse F23R; utilisation des turbines à gaz dans des ensembles fonctionnels frigorifiques à compression F25B 11/00; utilisation des ensembles fonctionnels de turbines à gaz sur des véhicules, voir les sous-classes appropriées) Notes

45. b. "Software" for testing aero gas turbine engines, assemblies or components, specially designed to collect, reduce and analyse data in real time and capable of feedback control, including the dynamic adjustment of test articles or test conditions, as the test is in progress;

b. "logiciels" pour l’essai de moteurs à turbine à gaz aéronautiques ou de leurs ensembles ou composants, spécialement conçus pour l’acquisition, la compression et l’analyse de données en temps réel, et capables de commande rétroactive, y compris les ajustements dynamiques à apporter aux matériels subissant l’essai ou aux ou aux conditions d’essai, pendant l’essai;

46. b. ‘software’ for testing aero gas turbine engines, assemblies or components, specially designed to collect, reduce and analyse data in real time, and capable of feedback control, including the dynamic adjustment of test articles or test conditions, as the test is in progress;

b. «logiciel» pour l'essai de moteurs à turbine à gaz aéronautiques ou de leurs ensembles ou composants, spécialement conçu pour l'acquisition, la compression et l'analyse de données en temps réel, et capable de commande rétroactive, y compris les ajustements dynamiques à apporter aux matériels subissant l'essai ou aux conditions d'essai, pendant l'essai;

47. b. “Software” for testing aero gas turbine engines, assemblies or components, specially designed to collect, reduce and analyse data in real time, and capable of feedback control, including the dynamic adjustment of test articles or test conditions, as the test is in progress

« Logiciel » destiné aux dispositifs électroniques, même lorsqu'il réside dans un système ou dispositif électronique, permettant à ces dispositifs ou systèmes de fonctionner en tant qu'unité de « commande numérique », capable d'effectuer la coordination simultanée de plus de quatre axes pour la « commande de contournage »

48. One of the major uses for cobalt is superalloyed with iron, nickel and other metals to make Alnico, an alloy that is unusually strong, durable and corrosion-resistant at elevated temperatures, making it useful for jet engines and gas turbine engines for pipeline compressors.

Toutefois, ce n'est qu'au XXe siècle que l'on a reconnu et commencé à exploiter les remarquables propriétés chimiques, biologiques et physiques du cobalt; on s'en sert, entre autres, pour fabriquer des aimants permanents et des superalliages réfractaires.

49. The speed of a high-pressure turbine of a gas turbine engine may be determined using known centrifugal pump affinity relationships for a fuel pressure apparatus, fuel pressure apparatus input and output pressures, and gear ratios for a mechanical linkage between the high-pressure turbine and the fuel pressure apparatus.

Selon la présente invention, la vitesse d'une turbine haute pression d'un moteur à turbine à gaz peut être déterminée à l'aide de relations d'affinité de pompe centrifuge connues pour un appareil de pression de combustible, des pressions d'entrée et de sortie d'appareil de pression de combustible et des rapports d'engrenage pour une liaison mécanique entre la turbine haute pression et l'appareil de pression de combustible.

50. The invention relates to a gas turbine aero engine afterbody assembly comprising a casing (40), an annular jet pipe (38) positioned in the downstream continuation of the casing, and a plurality of tubes (42) positioned around the jet pipe and intended to inject a fluid into the downstream end of the jet pipe, the jet pipe being fixed to the casing via the tubes.

L'invention concerne un ensemble d'arrière-corps de moteur aéronautique à turbine à gaz, comprenant un carter (40), une tuyère annulaire (38) disposée dans le prolongement aval du carter, et une pluralité de tubes (42) disposés autour de la tuyère et destinés à injecter un fluide à l'extrémité aval de la tuyère, la tuyère étant fixée sur le carter par l'intermédiaire des tubes.

51. It uses rarefied gas in a novel three-phase cycle, of which the first phase is a spontaneous isothermal gas aggregation (0----1), equivalent to an ideal isothermal compression, followed by an adiabatic expansion (1----2), with work produced at the expense of the internal thermal energy of the gas via a gas turbine (5), and by an isobaric expansion (2----0)), where the expanded gas is reheated via a heat excanger (6), while cooling the ambient air (7).

Ledit dispositif utilise un gaz raréfié dans un nouveau cycle triphasé, dont la première phase est une agrégation spontanée de gaz isotherme (0----1) équivalent à une compression isotherme idéale, suivie d'une expansion adiabatique (1----2), un travail étant produit aux dépens de l'énergie thermique interne via une turbine à gaz (5), et d'une expansion isobare (2----0)), le gaz dilaté étant réchauffé via un échangeur de chaleur (6) tout en refroidissant l'air ambiant (7).