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    TIP TURBINE ENGINE AND CORRESPONDING OPERATING METHOD
    31.
    发明申请
    TIP TURBINE ENGINE AND CORRESPONDING OPERATING METHOD 有权
    TIP涡轮发动机和相应的操作方法

    公开(公告)号：US20090232650A1

    公开(公告)日：2009-09-17

    申请号：US11719887

    申请日：2004-12-01

    申请人： Gabriel Suciu ,  James W. Norris ,  Craig A. Nordeen ,  Brian Merry

    发明人： Gabriel Suciu ,  James W. Norris ,  Craig A. Nordeen ,  Brian Merry

    IPC分类号： F01D9/00

    CPC分类号： F02K3/068 ,  F02C3/073 ,  F23R3/52

    摘要： A tip turbine engine has a more efficient core airflow path from the hollow fan blades, through the combustor and to the combustion chamber of a combustor. The turbine engine includes a rotatable fan having a plurality of radially-extending fan blades each defining compressor chambers extending radially therein. A turbine is mounted to the outer periphery of the fan. A diffuser at a radially outer end of each compressor chamber turns core airflow through the compressor chamber toward the combustor. The high velocity, high pressure core airflow from the compressor chambers in the hollow fan blades is diffused before the compressed core airflow enters the combustor, thereby improving the efficiency of the tip turbine engine. Further, the overall diameter of the tip turbine engine is reduced by the arrangement of the diffuser case in a position not directly radially outward of the fan blades.

    摘要翻译： 尖端涡轮发动机具有从中空风扇叶片通过燃烧器和燃烧器的燃烧室的更有效的核心气流路径。 涡轮发动机包括具有多个径向延伸的风扇叶片的可旋转风扇，每个风扇叶片限定其径向延伸的压缩机室。 涡轮机安装在风扇的外周。 在每个压缩机室的径向外端处的扩散器使得通过压缩机室的核心气流朝向燃烧器。 来自中空风扇叶片中的压缩机室的高速，高压核心气流在压缩空气流进入燃烧器之前扩散，从而提高顶端涡轮发动机的效率。 此外，通过在不直接径向向外的风扇叶片的外部的扩散器壳体的布置来减小顶端涡轮发动机的总直径。

    Stacked annular components for turbine engines
    36.
    发明授权
    Stacked annular components for turbine engines 有权
    用于涡轮发动机的堆叠环形部件

    公开(公告)号：US08087885B2

    公开(公告)日：2012-01-03

    申请号：US11719603

    申请日：2004-12-01

    申请人： Gabriel L. Suciu ,  Gary D. Roberge ,  Brian Merry

    发明人： Gabriel L. Suciu ,  Gary D. Roberge ,  Brian Merry

    IPC分类号： F01D5/06

    CPC分类号： F02K3/068 ,  F01D5/025 ,  F01D5/34 ,  F02C3/067 ,  F02C3/073 ,  Y02T50/671 ,  Y10T29/49321

    摘要： Improved annular components and improved methods for assembling annular components into a turbine engine are described with respect to an axial compressor having a plurality of annular compressor rotor airfoil assemblies (120) as an example. Each compressor rotor airfoil assembly comprises an annular rotor portion (122), a spacer portion (124) extending axially therefrom and a plurality of airfoils (52) extending radially therefrom. The plurality of airfoils may be integrally formed with the annular portion. The compressor rotor airfoil assemblies are stacked sequentially on a center-tie (134) or outer circumferential tie. The spacer portion of one compressor rotor airfoil assembly (120a) abuts the annular rotor portion of the adjacent compressor rotor airfoil assembly (120b) to retain one another on the center-tied outer circumferential tie. By stacking the compressor rotor airfoil assemblies sequentially and then retaining them, the typical split cases, flanges and rotor bolts may be eliminated.

    摘要翻译： 作为示例，关于具有多个环形压缩机转子翼型组件（120）的轴向压缩机来描述改进的环形部件和用于将环形部件组装到涡轮发动机中的改进方法。 每个压缩机转子翼型组件包括环形转子部分（122），从其轴向延伸的间隔部分（124）和从其径向延伸的多个翼型件（52）。 多个翼型件可以与环形部分整体形成。 压缩机转子翼型件组件依次堆叠在中心连接件（134）或外圆环上。 一个压缩机转子翼型件组件（120a）的间隔部分邻接相邻的压缩机转子翼型组件（120b）的环形转子部分，以将其彼此保持在中心连接的外圆环上。 通过依次堆叠压缩机转子叶片组件然后保持它们，可以消除典型的分体式壳体，凸缘和转子螺栓。

    Cantilevered tip turbine engine
    37.
    发明授权
    Cantilevered tip turbine engine 失效
    悬臂式涡轮发动机

    公开(公告)号：US08033094B2

    公开(公告)日：2011-10-11

    申请号：US11577595

    申请日：2004-12-01

    申请人： Gabriel L. Suciu ,  Gary D. Roberge ,  Brian Merry

    发明人： Gabriel L. Suciu ,  Gary D. Roberge ,  Brian Merry

    IPC分类号： F02K3/02

    CPC分类号： F01D25/28 ,  F01D5/022 ,  F02C3/073 ,  F02C7/06 ,  F02C7/20 ,  F02K3/068

    摘要： A tip turbine engine (10) according to the present invention includes an engine support structure (12) for cantilevering a load bearing shaft from an engine support plane (P). An engine support structure (12) defines the engine support plane (P), which is perpendicular to an engine centerline (A). The shaft (60) is rotationally fixed, coaxial with the engine centerline (A), and structurally supported by the engine support structure (12) such that a load borne by the shaft (60) is transferred along the engine support plane.

    摘要翻译： 根据本发明的顶端涡轮发动机（10）包括用于从发动机支撑平面（P）悬挂负载轴的发动机支撑结构（12）。 发动机支撑结构（12）限定垂直于发动机中心线（A）的发动机支撑平面（P）。 轴（60）旋转地固定，与发动机中心线（A）同轴，并且由发动机支撑结构（12）结构地支撑，使得由轴（60）承载的负载沿发动机支撑平面传递。

    COMPRESSOR VARIABLE STAGE REMOTE ACTUATION FOR TURBINE ENGINE
    39.
    发明申请
    COMPRESSOR VARIABLE STAGE REMOTE ACTUATION FOR TURBINE ENGINE 有权
    涡轮发动机压缩机变电站远程执行

    公开(公告)号：US20090155057A1

    公开(公告)日：2009-06-18

    申请号：US11719594

    申请日：2004-12-01

    申请人： Gabriel L. Suciu ,  Brian Merry

    发明人： Gabriel L. Suciu ,  Brian Merry

    IPC分类号： F01D17/00

    CPC分类号： F01D5/022 ,  F01D17/162 ,  F02C3/073 ,  F02C7/057 ,  F02C7/32 ,  F02K3/068 ,  F04D27/0246 ,  F04D29/563 ,  F05D2260/40

    摘要： A turbine engine locates an actuator (55) for the compressor variable guide vanes (54a, b, c) at a location remote from the variable guide vanes. The actuator is connected to the variable guide vanes through a torque rod (56) inside an inlet guide vane. The torque rod rotatably drives an activation ring (57) about the engine centerline. The activation ring is coupled to each of the variable compressor vanes via linkage, such that rotation of the activation ring about the engine centerline causes all of the variable compressor vanes to pivot. With this configuration, a tip turbine engine can be more easily provided with variable compressor vanes for the axial compressor.

    摘要翻译： 涡轮发动机在远离可变导向叶片的位置处定位用于压缩机可变导向叶片（54a，b，c）的致动器（55）。 致动器通过入口引导叶片内部的扭矩杆（56）连接到可变导向叶片。 转矩杆可旋转地驱动围绕发动机中心线的激活环（57）。 激活环通过连杆联接到每个可变压缩机叶片，使得致动环围绕发动机中心线的旋转导致所有可变压缩机叶片枢转。 利用这种构造，可以更容易地提供尖端涡轮发动机用于轴向压缩机的可变压缩机叶片。

    REMOTE ENGINE FUEL CONTROL AND ELECTRONIC ENGINE CONTROL FOR TURBINE ENGINE
    40.
    发明申请
    REMOTE ENGINE FUEL CONTROL AND ELECTRONIC ENGINE CONTROL FOR TURBINE ENGINE 审中-公开
    用于涡轮发动机的远程发动机燃油控制和电子发动机控制

    公开(公告)号：US20090145105A1

    公开(公告)日：2009-06-11

    申请号：US11719470

    申请日：2004-12-01

    申请人： Gabriel L. Suciu ,  Gary D. Roberge ,  Brian Merry

    发明人： Gabriel L. Suciu ,  Gary D. Roberge ,  Brian Merry

    IPC分类号： F02C9/26

    CPC分类号： F02C9/26 ,  F01D5/022 ,  F02C3/073 ,  F02C7/32 ,  F02C9/42 ,  F02K3/068

    摘要： A controller is mounted remotely from a turbine engine and provided with an independent power source (120, 138). The controller may be an engine controller (112) generating control signals based upon user inputs and sensor inputs, or a fuel controller (114) controlling a supply of fuel to the turbine engine (10), or both. Each controller includes a power source independent of the turbine engine, i.e. the power source supplies power even when the turbine and fan of the turbine engine (10) are not turning. A single wire harness and a single fuel line (118) connect the engine controller (112) and the fuel controller (114) to the turbine engine (10).

    摘要翻译： 控制器从涡轮发动机远程安装并且设置有独立的电源（120,138）。 控制器可以是基于用户输入和传感器输入产生控制信号的发动机控制器（112），或者控制向涡轮发动机（10）供应燃料的燃料控制器（114），或两者。 每个控制器包括独立于涡轮发动机的电源，即即使当涡轮发动机（10）的涡轮机和风扇不转动时，电源也能够供电。 单个线束和单个燃料管线（118）将发动机控制器（112）和燃料控制器（114）连接到涡轮发动机（10）。