BR112015001033B1 - Método para fabricar um revestimento de turbomáquina, e, revestimento de turbomáquina - Google Patents

Método para fabricar um revestimento de turbomáquina, e, revestimento de turbomáquina Download PDF

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Abstract

método para fabricar um revestimento de turbomáquina, e, revestimento de turbomáquina. a invenção refere-se a um método para fabricar um revestimento de turbomáquina a partir de material compósito compreendendo as seguintes etapas sucessivas: - criar uma camada protetora semirrígida a partir de fibras de vidro secas que protege contra corrosão galvânica, - arranjar a camada protetora em um mandril perfilado aplicando a camada protetora contra o seu flange radial anular, - formar e densificar o reforço fibroso no mandril ainda cobrindo a camada protetora.

Description

CAMPO DA INVENÇÃO
[001] A invenção refere-se no geral a um revestimento de turbina a gás e, mais particularmente, a um revestimento de retenção para o ventilador de uma turbina a gás para um motor de aviação, feito de material compósito incluindo um reforço fibroso, consolidado por uma matriz, e seu método de fabricação associado.
[002] O revestimento do ventilador de um motor de aviação de turbina a gás pode desempenhar diversas funções. Ele define a corrente de admissão de ar no motor, suporta um material abrasível oposto às pontas das pás do ventilador, suporta uma estrutura, no geral na forma de painéis acústicos, para atenuar ondas sonoras na admissão do motor e incorpora ou suporta uma blindagem para reter detritos projetados contra a face interna do revestimento tais como objetos ou detritos engolidos pelas pás danificadas.
[003] Normalmente, um revestimento do ventilador inclui uma parede relativamente fina definindo a corrente de admissão de ar. O revestimento pode em particular ser feito de metal ou de um material compósito. Por exemplo, foi proposto no documento FR 2 913 053 fazer o revestimento do ventilador de um material compósito com espessura variável, formando um reforço fibroso e densificando o reforço com uma matriz. O reforço fibroso é formado enrolando em um mandril camadas sobrepostas de um têxtil fibroso obtido por tecelagem tridimensional com espessura variável, de forma a integrar a blindagem de retenção por um simples aumento na espessura.
[004] O reforço fibroso inclui fibras, particularmente de carbono, vidro, aramida ou cerâmica. Para a matriz, ele é tipicamente uma matriz de polímero, por exemplo, epóxi, bismaleimida ou poliimida.
[005] O revestimento pode ser feito em peça única e inclui flanges nas suas extremidades axiais. Um primeiro flange, ou flange a montante, permite a anexação de uma camisa da admissão de ar no revestimento, enquanto o segundo flange, ou flange a jusante, permite conexão do revestimento do ventilador com um revestimento intermediário por meio de elementos de conexão do tipo porca e parafuso, com interposição de um colar anular aplicado na face a jusante do flange a jusante. Aqui, a montante e a jusante são definidos pela direção de fluxo dos gases na turbomáquina. O revestimento intermediário é feito de metal, de titânio, de uma liga metálica a base de titânio ou de alumínio, igual ao colar anular e da camisa da admissão de ar.
[006] No entanto, quando em particular as partes em contato com o revestimento do ventilador são feitas de alumínio, de maneira a reduzir a massa total da turbina, e o revestimento do ventilador é feito de fibras de carbono, uma reação química tipo corrosão galvânica entre as fibras do revestimento do ventilador e o alumínio das partes causa sua deterioração rápida e prematura.
[007] Assim, o documento EP 2 434 105 descreve um revestimento de retenção de um ventilador de uma turbomáquina feito de material compósito, incluindo um corpo principal no geral cilíndrico e um flange a montante. Uma chapa metálica é anexada na face a jusante do flange a montante, por meio de uma camada para proteção contra corrosão galvânica e um adesivo. A camada de proteção galvânica é montada no revestimento feito de material compósito depois de sua fabricação.
[008] Como para o documento US 2012/099981, ele descreve um revestimento de retenção de um ventilador de turbomáquina feito de material compósito, incluindo um corpo principal no geral cilíndrico, um flange a montante e um flange a jusante. O revestimento inclui uma contrachapa anular aplicada na face a montante do flange a jusante, e pelo menos um colar anular fixo na face interna do revestimento. O colar pode ser feito de um material metálico. Nesse caso, uma camada de isolamento galvânico, feita de fibras de vidro, por exemplo, é disposta entre o colar e o material compósito do revestimento antes da formação da preforma fibrosa. Entretanto, pode ser difícil prender a camada de proteção galvânica no têxtil fibroso do revestimento e controlar suas dimensões.
[009] Finalmente, o documento US 2012/148392 descreve um revestimento de retenção de ventilador de uma turbomáquina feito de material compósito, incluindo um corpo principal no geral cilíndrico e um flange a montante.
[0010] Nenhum desses documentos descreve um revestimento feito de material compósito que é capaz de resistir ao fenômeno de corrosão galvânica atribuído à fixação do revestimento nas partes metálicas a montante e a jusante, a saber, a camisa da admissão de ar e o revestimento intermediário. Além disso, métodos conhecidos para aplicar o revestimento protetor são difíceis de implementar e exigem ajustes dimensionais.
[0011] Um objetivo da invenção é portanto propor um método para fabricar um revestimento do ventilador de uma turbomáquina de um material compósito incluindo um reforço fibroso a base de carbono que é capaz de resistir ao fenômeno de corrosão galvânica atribuído à fixação do revestimento nas partes metálicas a montante e a jusante da turbomáquina, que é simples de implementar e cujas dimensões finais podem ser controladas.
[0012] Com esta finalidade, a invenção propõe um método de fabricação para um revestimento de turbomáquina feito de material compósito incluindo reforço fibroso consolidado por uma matriz, incluindo as seguintes etapas consecutivas: - fabricar um revestimento protetor contra corrosão galvânica a partir de um trançado de fibras de vidro secas, uma tira de fibras de vidro secas ou uma torção de fibras de vidro secas, de maneira a obter uma camada semirrígida para proteção contra corrosão galvânica, - posicionar a camada de proteção contra corrosão galvânica em um mandril com um perfil correspondente ao do revestimento a ser fabricado incluindo um flange anular radial, aplicando a camada de proteção contra o flange radial anular do mandril, - formar o reforço fibroso no mandril cobrindo a camada de proteção, e - densificar o reforço fibroso usando uma matriz.
[0013] Certos recursos preferidos, mas não limitantes, do método supradescrito são os seguintes: - a camada para proteção contra corrosão galvânica é preformada nas dimensões do mandril e do flange radial anular, - a camada para proteção contra corrosão galvânica é reforçada com um ligante, - a camada para proteção contra corrosão galvânica é mantida em posição no mandril por elementos de aperto anexados na circunferência do flange radial anular do mandril durante formação do reforço fibroso, e - os elementos de retenção são ajustáveis na espessura da camada de proteção.
[0014] A invenção também propõe um revestimento de turbomáquina feito de material compósito obtido de acordo com o método exposto, incluindo um reforço fibroso consolidado por uma matriz, incluindo um corpo principal no geral cilíndrico com uma direção principal estendendo-se ao longo de um eixo longitudinal, e pelo menos um flange estendendo-se radialmente com relação ao eixo longitudinal a partir de uma extremidade livre do corpo principal. O revestimento também inclui uma camada para proteção contra corrosão galvânica incluindo fibras de vidro posicionadas contra uma superfície radial do flange anular e estendendo-se em alinhamento com uma parede interna do corpo principal.
[0015] Certos recursos preferidos, mas não limitantes, do revestimento são os seguintes: - ele inclui um flange a montante e um flange a jusante estendendo-se radialmente com relação ao eixo longitudinal a partir de uma extremidade livre a montante e a jusante, respectivamente, do corpo principal, e em que o flange a montante e o flange a jusante incluem cada qual uma camada para proteção contra corrosão galvânica posicionada contra a superfície radial dos ditos flanges a montante e a jusante estendendo-se em alinhamento com a parede interna do corpo principal, - a camada para proteção contra corrosão galvânica também inclui um ligante, e - a camada para proteção contra corrosão galvânica tem uma seção longitudinal em forma de L, e inclui uma porção anular radial posicionada contra a superfície radial do flange, e uma porção anular axial posicionada contra a parede interna do corpo principal.
BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS
[0016] Outros recursos, objetivos e vantagens ficarão mais aparentes mediante leitura da descrição detalhada seguinte, feita com referência às figuras anexas dadas a título de exemplos não limitantes, em que:
[0017] Figura 1 é uma vista seccional transversal parcial de um exemplo de um revestimento do ventilador de acordo com a invenção,
[0018] Figuras 2a e 2b ilustram etapas na fabricação do revestimento do ventilador da figura 1, e
[0019] Figura 3 é um fluxograma mostrando as diferentes etapas de uma modalidade do método de fabricação de um revestimento de acordo com a invenção.
DESCRIÇÃO DETALHADA DA INVENÇÃO
[0020] Um motor de turbina a gás no geral inclui, do lado a montante para a jusante na direção de fluxo de gás, um ventilador, um ou mais estágios de compressor, por exemplo um compressor de baixa pressão e um compressor de alta pressão, uma câmara de combustão, um ou mais estágios de turbina, por exemplo, uma turbina de alta pressão e uma turbina de baixa pressão, e um bocal de exaustão de gás.
[0021] As turbinas são acopladas no compressor e no ventilador pelos respectivos eixos coaxiais.
[0022] O motor é alojado em um revestimento incluindo diversas porções correspondentes a diferentes elementos do motor. Assim, o ventilador é envolto, por exemplo, por um revestimento do ventilador 10, que é conectado a montante em uma camisa da admissão de ar e a jusante em um colar anular de um revestimento intermediário.
[0023] O revestimento do ventilador 10 inclui um corpo principal no geral cilíndrico 12, com uma direção principal ao longo de um eixo longitudinal X substancialmente paralelo ao fluxo de gás. O corpo principal 12 do revestimento pode ter uma espessura variável, mostrada no pedido FR 2 913 053, e pode ser equipado com flanges externos 14 nas suas extremidades a montante e a jusante de maneira a permitir sua montagem e sua conexão em outras partes metálicas, incluindo a camisa da admissão de ar, o revestimento intermediário e o colar anular.
[0024] Aqui, o revestimento do ventilador 10 é feito de um material compósito com um reforço fibroso consolidado com uma matriz. O reforço é feito de fibras, e inclui em particular fibras de carbono, e a matriz é feita de um polímero, por exemplo, epóxi, bismaleico ou poliimida.
[0025] O reforço pode ser formado enrolando em um mandril 30 um têxtil fibroso 16 feito por tecelagem tridimensional com uma espessura variável de acordo com a descrição do pedido FR 2 913 053, o reforço fibroso então constituindo uma preforma fibrosa completa do revestimento do ventilador 10 formada em uma peça única com porções de reforço correspondentes aos flanges 14.
[0026] O mandril 30 inclui uma superfície externa cujo perfil corresponde ao da superfície interna do revestimento 10 a ser fabricado, bem como dois flanges 32 estendendo-se radialmente a partir de suas extremidades livres projetados para formar os flanges a montante e a jusante 14 do revestimento do ventilador 10. Em rolando-o no mandril 30, o têxtil fibroso 16 então assume o perfil do mandril 30, de forma que suas porções de extremidade formam as porções da preforma correspondentes aos flanges 14 do revestimento 10 apoiando nos flanges 32.
[0027] A fim de proteger contra o fenômeno de corrosão galvânica, as partes metálicas em contato com o revestimento do ventilador 10 (camisa da admissão de ar, revestimento intermediário, colar anular), que são geralmente feitas de alumínio, uma camada de proteção 20 é também posicionada contra a porção do revestimento 10 projetada para entrar em contato com o revestimento de alumínio, ou seja, os flanges a montante e a jusante 14 do revestimento 10.
[0028] Por exemplo, a camada de proteção 20 pode ser posicionada entre a superfície dos flanges 14 projetada para entrar em contato com as partes metálicas, ou seja, contra a superfície radial 14a dos flanges 14 que estende-se em alinhamento com a parede interna 13 do revestimento do ventilador 10. Para o flange a montante 14, isto é consequentemente sua superfície a montante, enquanto, para o flange a jusante 14, é sua superfície a jusante.
[0029] Desta maneira, a camada de proteção 20 possibilita evitar contato entre o alumínio e o reforço fibroso do revestimento do ventilador 10 e, consequentemente, fenômeno de corrosão galvânica, sem exigir nenhuma modificação adicional do revestimento do ventilador 10 ou das partes metálicas. Além disso, ele simplifica o controle das dimensões finais do revestimento do ventilador 10, bem como operações de acabamento, a camada de proteção 20 formando uma espessura adicional que pode ser facilmente usinada sem por meio disto afetar os flanges a montante ou a jusante 14.
[0030] Por exemplo, a camada de proteção 20 pode incluir fibras de vidro, possivelmente reforçadas com um ligante. O ligante é então selecionado de maneira a ser compatível com a matriz e dissolver nela durante densificação do reforço fibroso. Ela pode, por exemplo, ser uma matriz de polímero compatível com poliepóxidos. O peso da camada de proteção 20 assim obtida é portanto moderado.
[0031] A camada de proteção 20 pode ter uma seção transversal reta e formar uma porção anular plana 22, de forma que ela cubra somente (mas completamente) a superfície radial 14a do flange correspondente 14. Assim é possível evitar qualquer contato direto com partes metálicas.
[0032] Como uma variante, como ilustrado na figura 1, a camada de proteção pode ter uma seção transversal em forma de L e formar um anel curvo incluindo, além de uma porção anular radial 22 projetada para cobrir a superfície radial 14a do flange anular 14, uma porção anular radial 24, posicionada contra a parede interna 13 do revestimento do ventilador 10.
[0033] Uma modalidade 100 de um revestimento do ventilador 10 incluindo uma camada de proteção 20 contra corrosão galvânica será agora descrita, em que a camada de proteção 20 contra corrosão galvânica é incorporada no têxtil fibroso 16 do revestimento do ventilador 10 antes de sua densificação.
[0034] Com esta finalidade, a camada de proteção 20 é aplicada 120 no mandril 30, ainda cobrindo os flanges 32 projetados para formar os flanges 14 do revestimento do ventilador 10 e todo o corpo do mandril 30.
[0035] De acordo com uma modalidade, a camada de proteção 20 é preformada nas dimensões do mandril 30 e dos flanges 32. Portanto, ela forma um anel com um diâmetro interno substancialmente igual ao diâmetro externo do mandril, e a sua dimensão radial é no máximo igual ao dos flanges 32. A camada de proteção 20 pode, por exemplo, ser feita (etapa 110) de um trançado, de uma tira ou de uma torção de fibras de vidro secas, possivelmente reforçadas com um ligante, e é então semirrígida, que facilita sua colocação no mandril 30 e permite controle simples e rápido de suas dimensões (espessura, diâmetro, etc.) e sua qualidade. Além disso, a implementação de uma camada de proteção semirrígida 20 possibilita manter o têxtil fibroso 16 no lugar durante seu enrolamento subsequente no mandril 30, particularmente na primeira volta. Esta camada de proteção semirrígida 20 é então enrijecida quando o têxtil fibroso 16 do revestimento do ventilador 10 é consolidado por uma matriz.
[0036] Como uma variante, a camada de proteção 20 pode ser feita de fibras de vidro reforçadas com uma resina polimerizada. A camada de proteção 20 é então mais rígida do que na primeira modalidade variante quando é colocada no mandril 30.
[0037] A camada de proteção 20 então tem uma forma anular, correspondente à forma anular dos flanges 32 do mandril 30, com uma seção transversal plana ou em forma de L.
[0038] No caso de uma camada de proteção 20 com uma seção transversal reta, um anel plano é aplicado na superfície radial 32a de cada qual dos flanges 32 do mandril 30, de forma que, uma vez que o revestimento do ventilador 10 é feito, somente a superfície do flange 14 estendendo-se em alinhamento com a parede interna 13 do revestimento do ventilador 10 é coberta por uma camada de proteção 20.
[0039] No caso de uma camada de proteção 20 com uma seção transversal em forma de L, um anel de dobramento é aplicado na superfície radial 32a de cada qual dos flanges 32, apoiando no corpo do mandril 30. Assim, uma vez que o revestimento do ventilador 10 é feito, a extremidade axial da parede interna 13 do revestimento do ventilador 10 é também coberta pela camada de proteção 20. Esta modalidade possibilita manter melhor o têxtil fibroso 16 em posição, para evitar todo contato direto com as partes metálicas vizinhas, e evitar o fenômeno de corrosão galvânica causado pelo contato das fibras de carbono com água retida nos flanges 14 graças à sua porção anular axial 24.
[0040] O corpo principal 12 do revestimento é então feito de material compósito (etapa 140) enrolando o têxtil fibroso 16 no mandril 30 de acordo com o que está descrito, por exemplo, no documento FR 2 913 053.
[0041] Para manter a camada de proteção 20 em posição e evitar que ela deslize durante a etapa de enrolamento, é possível, em particular, anexá-la no corpo do mandril 30 e/ou nos flanges 32 usando elementos de retenção 34 (etapa 130). Esses podem, em particular, ser grampos ou clipes distribuídos na circunferência do flange correspondente 32. O número de elementos de retenção 34 depende do diâmetro do revestimento do ventilador 10 e das forças aplicadas pela preforma, e pode ser da ordem de 2 a 10.
[0042] Esses elementos de retenção 34 podem além disso ser ajustáveis na espessura da camada de proteção 20.
[0043] O têxtil fibroso 16 é então enrolado no mandril 30 e nos flanges 32, acima da camada de proteção 20, ainda evitando cobrir os elementos de aperto 34 de maneira a não criar um espaço entre a camada de proteção 20 e a textura 16. A preforma fibrosa então cobre a camada de proteção 20, com a exceção de uma restrição estreita na periferia da camada de proteção 20, correspondente às zonas de contato com os elementos de retenção 34.
[0044] Durante uma etapa final (etapa 150), a preforma fibrosa 16 é então consolidada, bem como a camada de proteção 20, por injeção da matriz de acordo com a descrição do documento FR 2 913 053. O revestimento do ventilador 10 assim obtido pode então passar pelas etapas de acabamento, particularmente nos flanges 14, com a camada de proteção 20 contra corrosão galvânica incorporada. Em particular, usinagem dos flanges 14 do revestimento do ventilador é simplificada, em que a camada de proteção 20 constitui uma espessura adicional de sacrifício que é possível usinar sem danificar estruturalmente o reforço fibroso do revestimento do ventilador 10.A estrutura do revestimento do ventilador 10 portanto permanece intacta.
[0045] As dimensões finais do revestimento do ventilador 10 são além disso mais bem controladas.

Claims (8)

1. Método para fabricar (100) um revestimento de turbomáquina (10) feito de material compósito incluindo um reforço fibroso consolidado usando uma matriz, caracterizado pelo fato de que inclui as seguintes etapas consecutivas: - fabricar (110) uma camada de proteção (20) contra corrosão galvânica a partir de um trançado de fibras de vidro secas, uma tira de fibras de vidro secas ou uma torção de fibras de vidro secas de maneira a obter uma camada semirrígida para proteção contra corrosão galvânica, em que a camada de proteção (20) contra a corrosão galvânica é pré-formada para as dimensões de um mandril (30) e de um flange anular radial (32), o mandril tendo um perfil correspondente ao do revestimento (10) a ser fabricado e incluindo o flange anular radial (32), - colocar (120) a camada de proteção (20) contra corrosão galvânica no mandril (30), aplicando a camada de proteção (20) contra o flange anular radial (32) do mandril (30), - formar (140) o reforço fibroso (16) no mandril (30), ainda cobrindo a camada de proteção (20) contra corrosão galvânica, e - densificar (150) o reforço fibroso (16) usando uma matriz.
2. Método de fabricação (100) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a camada de proteção (20) contra corrosão galvânica é reforçada com um ligante.
3. Método de fabricação (100) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 ou 2, caracterizado pelo fato de que a camada de proteção (20) contra corrosão galvânica é mantida no lugar no mandril (30) por elementos de retenção (34) presos na circunferência do flange anular radial (32) do mandril (30) durante formação do reforço fibroso (140).
4. Método de fabricação (100) de acordo com a reivindicação 3, caracterizado pelo fato de que os elementos de retenção (34) são ajustáveis à espessura da camada de proteção (20).
5. Revestimento de turbomáquina (10) obtido por um método (100) como definido em qualquer uma das reivindicações 1 a 4, feito de material compósito incluindo um reforço fibroso consolidado por uma matriz, incluindo um corpo principal no geral cilíndrico (12) com uma direção principal estendendo-se ao longo de um eixo longitudinal (X), e pelo menos um flange (14) estendendo-se radialmente com relação ao eixo longitudinal a partir de uma extremidade livre do corpo principal (12), caracterizado pelo fato de que inclui uma camada de proteção (20) contra corrosão galvânica incluindo fibras de vidro posicionadas contra uma superfície radial (14a) do flange anular (14) e estendendo-se em alinhamento com uma parede interna (13) do corpo principal (12).
6. Revestimento (10) de acordo com a reivindicação 5, caracterizado pelo fato de que inclui um flange a montante (14) e um flange a jusante (14) estendendo-se radialmente com relação ao eixo longitudinal (X) a partir de uma extremidade livre a montante e uma extremidade livre a jusante, respectivamente, do corpo principal (12) e em que o flange a montante (14) e o flange a jusante (14) incluem cada qual uma camada de proteção (20) contra corrosão galvânica posicionada contra a superfície radial (14a) do dito flange a montante e do dito flange a jusante (14) e estendendo-se em alinhamento com a parede interna (13) do corpo principal (12).
7. Revestimento (10) de acordo com qualquer uma das reivindicações 5 ou 6, caracterizado pelo fato de que a camada de proteção (20) contra corrosão galvânica inclui adicionalmente um ligante.
8. Revestimento (10) de acordo com qualquer uma das reivindicações 5 a 7, caracterizado pelo fato de que a camada de proteção (20) contra corrosão galvânica tem uma seção transversal em forma de L e inclui uma porção anular radial (22) posicionada contra a superfície radial (14a) do flange (14) e uma porção anular axial (24) posicionadas contra a parede interna (13) do corpo principal (12).
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Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10392950B2 (en) * 2015-05-07 2019-08-27 General Electric Company Turbine band anti-chording flanges
EP3311031A1 (en) * 2015-06-18 2018-04-25 Nuovo Pignone Tecnologie SrL Casing for a turbomachine
AU2017248807A1 (en) 2016-04-15 2018-10-25 Felicitex Therapeutics, Inc. Combinations for the treatment of neoplasms using quiescent cell targeting and inhibitors of mitosis
CN107399091B (zh) * 2017-07-11 2019-09-06 北京汽车集团有限公司 异形复合材料轴、其制备方法以及与金属法兰的连接方法
FR3074088B1 (fr) * 2017-11-30 2021-02-12 Safran Aircraft Engines Carter en materiau composite renforce et son procede de fabrication
FR3100561B1 (fr) * 2019-09-10 2023-01-20 Safran Aircraft Engines Fixation d’une virole acoustique a une enveloppe de carter pour une turbomachine d’aeronef
FR3105076B1 (fr) * 2019-12-23 2023-04-14 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d’un carter pour une turbomachine d’aeronef
CN117445243A (zh) * 2023-12-21 2024-01-26 浙江航引新材料科技有限公司 一种法兰纤维预制体及其制备方法

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR200181300Y1 (ko) * 1999-12-13 2000-05-15 포항종합제철주식회사 플랜지 이음에 있어서 갈바닉 부식 방지 장치
FR2869074B1 (fr) * 2004-04-14 2006-07-21 Snecma Moteurs Sa Systeme de protection d'arbre principal de moteur a palier fusible
US7431978B2 (en) * 2004-12-22 2008-10-07 General Electric Company Reinforced matrix composite containment duct
US7246990B2 (en) * 2004-12-23 2007-07-24 General Electric Company Composite fan containment case for turbine engines
US7429165B2 (en) * 2006-06-14 2008-09-30 General Electric Company Hybrid blade for a steam turbine
DE102006041321A1 (de) * 2006-09-01 2008-03-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gehäuseabschnitt, insbesondere Fangehäuse, für ein Gasturbinentriebwerk
US7713021B2 (en) * 2006-12-13 2010-05-11 General Electric Company Fan containment casings and methods of manufacture
US20080157418A1 (en) * 2006-12-27 2008-07-03 Lee Alan Blanton Methods for fabricating composite structures with flanges having tethered corners
FR2913053B1 (fr) * 2007-02-23 2009-05-22 Snecma Sa Procede de fabrication d'un carter de turbine a gaz en materiau composite et carter ainsi obtenu
US9032706B2 (en) * 2008-09-26 2015-05-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Composite fan case with integral containment zone
US8672609B2 (en) * 2009-08-31 2014-03-18 United Technologies Corporation Composite fan containment case assembly
US9140135B2 (en) * 2010-09-28 2015-09-22 United Technologies Corporation Metallic radius block for composite flange
FR2966508B1 (fr) * 2010-10-22 2015-04-03 Snecma Carter de soufflante de moteur aeronautique en materiau composite et procede pour sa fabrication

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