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    COOLING HOLE WITH ENHANCED FLOW ATTACHMENT
    6.
    发明申请
    COOLING HOLE WITH ENHANCED FLOW ATTACHMENT 有权
    冷却孔与增强的流量附件

    公开(公告)号：US20130209233A1

    公开(公告)日：2013-08-15

    申请号：US13544074

    申请日：2012-07-09

    申请人： JinQuan Xu ,  Glenn Levasseur

    发明人： JinQuan Xu ,  Glenn Levasseur

    IPC分类号： F01D25/12 ,  F01D5/18

    CPC分类号： F01D5/186 ,  F01D9/065 ,  F05D2240/81 ,  F05D2260/202 ,  F23R2900/03042 ,  Y02T50/676

    摘要： A gas turbine engine component includes a wall having first and second wall surfaces, a cooling hole extending through the wall and a convexity. The cooling hole includes an inlet located at the first wall surface, an outlet located at the second wall surface, a metering section extending downstream from the inlet and a diffusing section extending from the metering section to the outlet. The diffusing section includes a first lobe diverging longitudinally and laterally from the metering section and a second lobe adjacent the first lobe and diverging longitudinally and laterally from the metering section. The convexity is located near the outlet.

    摘要翻译： 燃气涡轮发动机部件包括具有第一和第二壁表面的壁，延伸穿过壁的冷却孔和凸起。 冷却孔包括位于第一壁表面的入口，位于第二壁表面处的出口，从入口下游延伸的计量部分和从计量部分延伸到出口的扩散部分。 扩散部分包括从计量部分纵向和横向分叉的第一凸角和邻近第一凸角并从计量部分纵向和横向发散的第二凸角。 凸起位于出口附近。

    GAS TURBINE ENGINE COMPONENT WITH CONVERGING/DIVERGING COOLING PASSAGE
    7.
    发明申请
    GAS TURBINE ENGINE COMPONENT WITH CONVERGING/DIVERGING COOLING PASSAGE 有权
    具有混合/分流式冷却通气的气体涡轮发动机部件

    公开(公告)号：US20130209229A1

    公开(公告)日：2013-08-15

    申请号：US13544210

    申请日：2012-07-09

    申请人： JinQuan Xu ,  Glenn Levasseur

    发明人： JinQuan Xu ,  Glenn Levasseur

    IPC分类号： F01D5/18 ,  F01D9/02

    CPC分类号： F01D5/186 ,  F01D9/041 ,  F01D25/12 ,  F05D2220/32 ,  F05D2250/14 ,  F05D2250/20 ,  F05D2250/52 ,  F05D2250/70 ,  F05D2260/202 ,  F05D2260/2212 ,  Y02T50/676

    摘要： A component for a gas turbine engine includes a gas path wall having a first surface and a second surface and a cooling hole extending through the gas path wall from the first surface to the second surface. The cooling hole includes an inlet portion having an inlet at the first surface, an outlet portion having an outlet at the second surface, and a transition defined between the inlet and the outlet. The inlet portion converges in a first direction from the inlet to the transition and diverges in a second direction from the inlet to the transition. The outlet portion diverges at least in one of the first and second directions from the transition to the outlet.

    摘要翻译： 用于燃气涡轮发动机的部件包括具有第一表面和第二表面的气体通道壁和从第一表面延伸穿过气体通道壁到第二表面的冷却孔。 冷却孔包括在第一表面具有入口的入口部分，在第二表面具有出口的出口部分和在入口和出口之间限定的过渡。 入口部分在从入口到过渡部的第一方向上会聚，并且在从入口到过渡的第二方向上发散。 出口部分至少在第一和第二方向中的一个方向上从过渡到出口发散。

    Translating core cowl having aerodynamic flap sections
    8.
    发明授权
    Translating core cowl having aerodynamic flap sections 有权
    具有气动翼片的翻转核心罩

    公开(公告)号：US08434309B2

    公开(公告)日：2013-05-07

    申请号：US12443887

    申请日：2006-10-12

    申请人： Glenn Levasseur

    发明人： Glenn Levasseur

    IPC分类号： F02K1/00

    CPC分类号： F02K3/06 ,  F02K1/08 ,  F02K1/10 ,  F02K1/15

    摘要： An example core nacelle for a gas turbine engine includes a core cowl positioned adjacent an inner duct boundary of a fan bypass passage having an associated discharge airflow cross-sectional area. The core cowl includes at least one translating section and at least one flap section. The translating section of the core cowl is selectively moveable to vary the discharge airflow cross-sectional area.

    摘要翻译： 用于燃气涡轮发动机的示例性核心机舱包括邻近具有相关联的排放气流横截面积的风扇旁路通道的内部管道边界定位的核心整流罩。 核心整流罩包括至少一个平移部分和至少一个折翼部分。 核心整流罩的平移部选择性地可移动以改变排出气流横截面积。

    Method and device to avoid turbo instability in a gas turbine engine
    10.
    发明授权
    Method and device to avoid turbo instability in a gas turbine engine 有权
    避免燃气涡轮发动机涡轮不稳定的方法和装置

    公开(公告)号：US08313280B2

    公开(公告)日：2012-11-20

    申请号：US12442146

    申请日：2006-10-12

    申请人： Wayne Hurwitz ,  Glenn Levasseur

    发明人： Wayne Hurwitz ,  Glenn Levasseur

    IPC分类号： F01D17/14

    CPC分类号： F01D17/08 ,  F01D17/141 ,  F01D21/00 ,  F02C9/18 ,  F02K1/1207 ,  F02K3/025 ,  F02K3/06 ,  F02K3/075 ,  F05D2250/52 ,  F05D2270/101 ,  F05D2270/301 ,  F05D2270/304

    摘要： (A1) A turbofan engine control system is provided for managing a fan operating line. The engine (10) includes a spool having a turbine housed in a core nacelle (12). A turbofan (20) is coupled to the spool (14). A fan nacelle (34) surrounds the turbofan and core nacelle and provides a bypass flow path having a nozzle exit area (40). A controller (50) is programmed to effectively change the nozzle exit area in response to an undesired turbofan stability margin which may result in a stall or flutter condition. In one example, the physical nozzle exit area is increased at the undesired stability condition in which the airflow into the engine creates a destabilizing pressure gradient at the inlet side of the turbofan. A turbofan pressure ratio, turbofan pressure gradient, low spool speed and throttle position are monitored to determine the undesired turbofan stability margin.

    摘要翻译： （A1）提供涡轮风扇发动机控制系统，用于管理风扇操作线。 发动机（10）包括具有容纳在核心机舱（12）中的涡轮的阀芯。 涡轮风扇（20）联接到阀芯（14）。 风扇机舱（34）围绕涡轮风扇和核心机舱，并提供具有喷嘴出口区域（40）的旁路流动路径。 控制器（50）被编程为响应于不期望的涡轮风扇稳定性裕度来有效地改变喷嘴出口区域，这可能导致失速或颤动状况。 在一个示例中，物理喷嘴出口区域在不期望的稳定性条件下增加，其中进入发动机的气流在涡轮风扇的入口侧产生不稳定的压力梯度。 监测涡轮风扇压力比，涡轮风扇压力梯度，低阀芯速度和节气门位置，以确定不需要的涡扇风机的稳定裕度。