CN108691582A - 燃气涡轮发动机风扇叶片包容系统 - Google Patents

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Abstract

本申请公开了燃气涡轮发动机风扇叶片包容系统。示例风扇叶片包容系统包括联接到飞机结构并至少部分地围绕飞机结构的圆周的护罩。当护罩联接到飞机结构时，护罩与飞机发动机的外表面间隔开。护罩在所述护罩的端部处形成层压U形夹。保持杆定位在护罩的层压U形夹中。保持杆接合飞机结构的凸耳钩以将护罩锚定到飞机结构。

Description

燃气涡轮发动机风扇叶片包容系统
技术领域
本公开总体上涉及飞机燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及风扇叶片包容系统。
背景技术
出于安全性和可生存性原因，具有多个燃气涡轮发动机的飞机通常被要求具有燃气涡轮发动机风扇叶片包容(GTEFBC)系统，所述GTEFBC系统通常与每个发动机集成。在发生风扇叶片故障的情况下，这些系统防止风扇叶片碎片通过有故障的发动机的风扇壳体弹出。通过这样做，这些系统保护周围的发动机、关键子系统、武器和机身结构免受损坏，并且允许飞行员继续飞行和安全地降落飞机。另一方面，具有单个喷气式发动机的飞机通常不被要求具有GTEFBC系统，因为它们增加飞机的重量和成本并且因为它们可减小飞行员和飞机生存的可能性。在一些情况下，与能够从发动机离开的风扇叶片相比，包含在发动机外壳内的已弹出风扇叶片可对周围风扇叶片和发动机机械结构造成更大的损坏。在单发动机飞机中发生风扇叶片故障的情况下，飞行员将立即弹出或尝试继续飞行和着陆，这取决于飞机损坏的严重程度。
发明内容
示例风扇叶片包容系统包括联接到飞机结构并至少部分地围绕飞机结构的圆周的护罩。护罩在所述护罩的端部处形成层压U形夹。保持杆定位在护罩的层压U形夹中。
另一种示例风扇叶片包容系统包括具有整体式主体的护罩，所述整体式主体包括第一端部和与所述第一端部相反的第二端部。护罩包括在风扇叶片故障事件期间吸收来自风扇叶片碎片的动能的冲击吸收材料。第一保持杆联接到护罩的第一端部。第一保持杆将护罩联接到飞机结构的第一结构构件。第二保持杆联接到护罩的第二端部。第二保持杆将护罩联接到飞机结构的第二结构构件。
一种风扇叶片包容系统包括用于在飞机发动机的风扇叶片故障事件期间捕获并吸收风扇叶片碎片的冲击能量的装置。当所述用于捕获和吸收的装置联接到飞机结构时，所述用于捕获和吸收的装置与飞机发动机的外表面间隔开。所述用于捕获和吸收的装置具有终端端部，所述终端端部包括用于将所述用于捕获和吸收的装置联接到飞机结构的装置。所述用于联接的装置包括：用于将所述用于捕获和吸收的装置的终端端部紧固到飞机结构的装置；以及用于接收所述用于紧固的装置的装置。
附图说明
图1是没有集成风扇叶片包容系统的示例飞机发动机。
图2是利用根据本公开的教导的示例风扇叶片包容系统实现的图1的示例飞机发动机的侧视图。
图3是图2的示例飞机发动机和示例风扇叶片包容系统的前视图。
图4A是沿着图3的线4A-4A截取的示例飞机发动机和风扇叶片包容系统的顶视图。
图4B是沿着图3的线4B-4B截取的示例飞机发动机和风扇叶片包容系统的侧视图。
图5是沿着图3的线5-5截取的示例风扇叶片包容系统的截面图。
图6是沿着图3的线6-6截取的示例风扇叶片包容系统的截面图。
图7是沿着图3的线7-7截取的示例风扇叶片包容系统的风扇叶片包容护罩的近距离侧视图。
图8是沿着图7的线8-8截取的示例风扇叶片包容系统的截面图。
图9示出了从示例飞机结构脱离的本文公开的图1至图3、图4A、图4B、图5至图8的风扇叶片包容系统。
图10示出了联接到示例飞机结构的本文公开的图1至图3、图4A、图4B、图5至图8的风扇叶片包容系统。
某些示例在上述附图中示出并且在下面详细描述。在描述这些示例时，使用相似或相同的附图标记来标识相同或类似的元件。所述图不必按比例绘制，并且为了清楚和/或简明起见，所述图的某些特征和某些视图可以被示为在比例上放大或示意性地示出。另外，整个说明书中已经描述了若干示例。任何示例中的任何特征都可以与其他示例中的其他特征一起被包括、被所述其他特征替换或与所述其他特征组合。如本专利中所使用的，声明任何部分以任何方式定位在(例如，位于、设置在、形成在、联接到等)另一部分上意味着所提及的部分与另一部分接触，或者所提及的部分与另一部分间隔开(例如，具有位于其间的一个或多个中间部分)。声明任何部分与另一部分直接接触意味着两个部分之间没有中间部分。
具体实施方式
发动机选择是新型飞机设计和开发中的最重要步骤之一。飞机制造商能够选择满足新型飞机设计的所有性能要求的现有批量生产发动机，或者如果不存在这样的批量生产发动机，则飞机制造商能够与发动机公司合作以开发将满足所有要求的新型发动机设计。如本文所使用的，批量生产发动机可以是已经被设计、测试和认证并且由发动机制造商当前生产的发动机。设计、开发、测试和认证新型发动机是非常昂贵和耗时的过程。因此，飞机制造商优选的是选择批量生产发动机(例如，“畅销”的批量生产发动机)而不是投资新型发动机设计和开发工作。
在开发新型多发动机飞机时，飞机制造商通常选择被设计有集成风扇叶片包容系统(例如，集成的连续环型GTEFBC系统)的批量生产发动机。集成的风扇叶片包容系统通常被形成为包裹飞机发动机的整个圆周的连续环或圆柱体(例如，具有圆形截面)。考虑到这些风扇叶片包容系统是与飞机发动机同时设计的，此类已知的风扇叶片包容系统提供了轻质和/或最佳的系统。
然而，选择具有集成的连续环型GTEFBC系统的飞机发动机限制可供选择的批量生产发动机的数量，并且这些发动机可能对于新型交通工具来说不是最佳的(例如，由于有限的性能特性)。作为替代策略，飞机制造商可以选择最初设计时没有集成的连续环型GTEFBC系统的发动机(例如，最初设计用于单发动机飞机的发动机)，并且可要求发动机公司重新设计该发动机以包括集成的连续环型GTEFBC系统。然而，重新设计发动机以包括集成叶片包容系统(例如，连续环型系统)通常需要对重新设计的发动机进行重新测试和重新认证，这可是非常昂贵的并且可延长交通工具开发计划。因此，重新设计飞机发动机以包括集成叶片包容系统减少了选择现有批量生产发动机的成本和进度优势。
因此，在一些情况下，为新型多发动机飞机选择的最佳现有批量生产发动机不具有集成的GTEFBC系统(即，发动机最初被设计用于单发动机飞机)。本文公开的示例方法和设备提供了可以与机身集成并完全在发动机外部的经济且有效的发动机风扇叶片包容系统，而不是重新设计具有集成GTEFBC系统的发动机并且然后重新测试并重新验证该发动机。
本文公开的示例风扇叶片包容系统不与发动机集成。在一些示例中，本文公开的示例风扇叶片包容系统不围绕发动机形成的连续周向环。本文公开的示例风扇叶片包容系统包括放置在发动机与周围机身之间的护罩，该护罩联接到飞机结构并且至少部分地围绕飞机发动机的圆周。在该示例系统中，弹出的风扇叶片能够离开发动机外壳，从而最小化对发动机机械结构的损坏，但防止所述弹出的风扇叶片离开机身的发动机舱，从而最小化对邻近的机身结构、子系统、武器、燃料箱等损坏的风险。为了节省重量和成本，护罩可仅向关键的飞机系统提供风扇叶片包容保护(例如，部分地围绕飞机发动机的圆周以最小化本文公开的示例叶片包容系统的重量)。
本文公开的示例风扇叶片包容系统使得飞机制造商能够为新型多发动机飞机选择最佳的批量生产发动机，而无论批量生产发动机是否包括集成的风扇叶片包容系统。本文公开的示例风扇叶片包容系统能够用现有批量生产飞机发动机来实现，而不要求对飞机发动机进行重新测试和/或重新认证。以此方式，飞机制造商避免了重新设计、重新测试和/或重新认证最初设计时没有集成风扇叶片包容系统的发动机的成本和/或进度影响。
本文公开的示例风扇叶片包容系统部分地围绕飞机发动机的圆周。在一些此类示例中，本文公开的示例风扇叶片包容系统包括护罩或护罩主体，其具有锚定到第一飞机结构构件(例如，飞机龙骨)的第一端部和锚定到第二飞机结构构件的与第一端部相反的第二端部。为了能够将护罩主体附接到飞机结构，本文公开的示例风扇叶片包容系统采用定位在护罩主体的相应第一端部和第二端部处的连接器。例如，示例连接器可以是杆、销和/或可以与飞机结构联接或锚定到飞机结构的其他紧固件。例如，飞机结构上的配合连接器可以包括与飞机结构的龙骨一体形成的凸耳钩。因此，本文公开的护罩的示例连接器提供用于护罩主体的端部和/或护罩主体的被切槽、切口或分段的区域的机械接头。在一些示例中，本文公开的示例护罩与飞机结构之间的联接或接头将来自护罩主体(例如，主体的高冲击能量吸收材料)的负荷传递到飞机结构构件(例如，飞机龙骨、甲板或框架)。
本文公开的示例风扇叶片包容系统的示例护罩向飞机发动机的外表面提供足够的间隙，以提供用于发动机舱通风的空间、用于子系统线路安排的通路以及允许发动机舱例行维护的空间(例如，不用移除发动机或护罩等)。为了确保正常的发动机操作，护罩不应当隔离或限制发动机周围的气流。如本文所使用的，术语“正常操作”是指飞机发动机在低于阈值最大发动机操作温度的温度下进行操作。
本文公开的示例风扇叶片包容系统的示例护罩可以根据需要被切槽、切口和/或分段以适应发动机舱内的结构障碍物(例如，发动机架)。在一些情况下，这些槽口(notch)和/或切口(cut-out)可以在护罩所提供的风扇叶片包容保护中产生不连续性。在一些示例中，邻近这些被切槽、切口和/或分段的区域(例如，未被护罩主体覆盖的区域)的飞机结构或机身可以用能够吸收大量动能的高强度材料(例如，钢)来增强，以适应或补偿护罩主体所提供的风扇叶片包容保护中的不连续性。在一些此类示例中，邻近护罩主体的被切槽、切口和/或分段的区域的飞机结构和/或机身可以包括增加的尺寸特性(例如，较大的厚度)。在一些此类示例中，邻近护罩主体的被切槽、切口和/或分段的区域的飞机结构和/或机身可以包括增强板(例如，由不锈钢构成的金属板)，以增加飞机结构和/或机身的结构特性。在一些示例中，通过防止风扇叶片碎片穿透飞机结构和/或机身的增强区域(所述增强区域暴露在护罩主体的被切槽、切口或分段的部分附近)，所述增强区域与风扇叶片包容护罩主体类似地起作用。因此，被切槽、切口和/或分段的护罩以及邻近所述护罩的被切槽、切口和/或分段的区域的已经被选择性增强的飞机结构能够有效地提供连续的风扇叶片包容保护。
在一些示例中，护罩的被切槽、切口和/或分段的区域可以包括护罩终端接头，以将护罩主体的被切槽、切口和/或分段的部分锚定到飞机结构(例如，经由销接的凸耳-U形夹接头)。因此，本文公开的示例护罩终端提供用于护罩主体的终端端部和/或护罩主体的被切槽、切口或分段的区域的机械接头。本文公开的示例护罩终端可以包括一体层压U形夹、保持销和飞机侧面上的配合凸耳钩。在一些示例中，本文公开的示例护罩终端接头将来自护罩主体(例如，主体的高冲击能量吸收材料)的负荷传递到飞机结构构件(例如，飞机龙骨、甲板或框架)。
根据应用，本文公开的示例风扇叶片包容系统可以包括单个护罩区段或多个护罩区段。每个护罩区段可以是整体式主体，所述整体式主体包括第一端部和与第一端部相反的第二端部。示例风扇叶片包容系统护罩区段的第一端部可联接到第一飞机结构构件(例如，第一发动机舱龙骨)，并且第二端部可以联接到第二飞机结构构件(例如，第二发动机舱龙骨)。本文公开的示例风扇叶片包容系统的每个护罩区段可以包括动能吸收材料(例如，干Kevlar纤维、干Kevlar织物或任何其他轻质的高韧性纤维)，所述动能吸收材料在风扇叶片故障事件期间防止高速的风扇叶片碎片离开发动机舱。本文公开的示例风扇叶片包容系统的第一连接器(例如，护罩终端连接器)可以包括第一层压U形夹和第一保持销。第一连接器将护罩的第一端部联接到飞机结构上的第一配合联接器(例如，第一凸耳钩)。本文公开的示例风扇叶片包容系统的第二连接器(例如，第二护罩终端连接器)可以包括第二层压U形夹和第二保持销。第二连接器将护罩的第二端部联接到飞机结构的第二配合联接器(例如，第二凸耳钩)。
图1示出了示例飞机发动机100的正三轴测视图。所示示例的飞机发动机100是最初被设计成没有集成风扇叶片包容系统的示例批量生产燃气涡轮发动机。所示示例的飞机发动机100包括容纳进气风扇104的外壳102，所述进气风扇104具有将空气吸入飞机发动机100中的风扇叶片114。
图2是利用根据本公开的教导构造的示例风扇叶片包容系统200实现的图1的飞机发动机100的侧视图。所示示例的风扇叶片包容系统200能够捕获进气风扇102的风扇叶片114的由于风扇叶片故障而产生的碎片。
图3是图2的飞机发动机100和风扇叶片包容系统200的前视图。所示示例的飞机发动机100和风扇叶片包容系统200安装到飞机302a的飞机结构302。例如，所示示例的飞机发动机100和风扇叶片包容系统200定位在飞机302a的发动机舱304内。所示示例的发动机舱304由发动机舱龙骨300和上部发动机舱甲板300a形成。所示示例的飞机发动机100经由发动机悬架连杆308联接到发动机架悬架连杆配件306。在一些示例中，发动机架悬架连杆配件306可与上部发动机舱甲板300a一体制造或机械附接(例如，紧固)到上部发动机舱甲板300a。此外，所示示例的飞机发动机100经由侧连杆312与发动机架侧连杆配件310联接。在一些示例中，发动机架侧连杆配件310可以与发动机舱龙骨300一体制造或机械附接(例如，紧固)到发动机舱龙骨300。所示示例的发动机悬架连杆308和侧连杆312附接到飞机发动机100的外壳102。一些示例飞机和/或飞机发动机舱可以包括附加的(一个或多个)安装结构和/或(一个或多个)安装件(例如，推力安装件、后侧连杆等)。
所示示例的风扇叶片包容系统200相对于飞机发动机100的外壳102定位在外部。例如，风扇叶片包容系统200不直接附接到飞机发动机100的外壳102和/或不定位在飞机发动机100的外壳102内。因此，所示示例的风扇叶片包容系统200与飞机发动机100不是一体的。虽然所示示例的风扇叶片包容系统200与飞机发动机100不是一体的，但所示示例的风扇叶片包容系统200在叶片故障期间捕获风扇叶片碎片、吸收来自风扇叶片碎片的冲击能量并且将能量传递到飞机结构302。
所示示例的风扇叶片包容系统200联接(例如，直接联接或锚定)到飞机302a的飞机结构302。当联接到飞机结构302时，所示示例的风扇叶片包容系统200被偏移或定位成与飞机发动机100的外壳102相距距离314，以提供风扇叶片包容系统200(其内表面)与飞机发动机100(其外表面)之间的间距316(例如，间隙)。以此方式，风扇叶片包容系统200不影响飞机发动机100的热分布和正常操作。因此，用所示示例的风扇叶片包容系统200改进的飞机发动机(诸如图1的飞机发动机100)不需要重新测试和/或重新认证，因为风扇叶片包容系统200不影响飞机发动机100的正常操作。
另外，因为所示示例的风扇叶片包容系统200相对于飞机发动机100联接在外部，所以所示示例的风扇叶片包容系统200与飞机发动机100之间的间距316使得能够通达飞机发动机100(例如，发动机系统线路安排)和/或发动机舱304，而不必移除风扇叶片包容系统200(例如，在飞机发动机100的例行维护期间)。例如，所示示例的风扇叶片包容系统200可以被成形或定位成提供对飞机302a的飞机发动机100和/或发动机舱304的部件的便利通路。
在一些示例中，所示示例的风扇叶片包容系统200可以被由(一种或多种)不同材料(例如，(一种或多种)较低重量和/或较高强度的材料)构成的不同风扇叶片包容系统替换。如以下更详细描述的，所示示例的风扇叶片包容系统200可以被形成为具有不同的尺寸和/或体积、(一种或多种)不同的材料成分和/或形状以改进(一种或多种)性能(例如，能量吸收)特征。
所示示例的风扇叶片包容系统200至少部分地围绕飞机发动机100的圆周/周缘(例如，进气风扇104的风扇叶片114)。在所示示例中，所示示例的风扇叶片包容系统200围绕飞机发动机100的圆周的一部分，同时留下飞机发动机100的圆周的另一部分未被覆盖(例如，暴露)。例如，如图3所示，风扇叶片包容系统200定位在飞机发动机100的部分区域周围(例如，飞机发动机100的横向侧和顶侧)，并且其他非关键区域未被覆盖(例如，飞机发动机100的底侧)。例如，飞机发动机100的底侧可以是非关键区域，因为可刺穿发动机舱304的叶片碎片在飞行期间沿向下方向弹出并远离飞机302a的其他部件(例如，关键部件诸如武器、燃料等)。另外，仅在飞机发动机100的一部分(例如，具有高概率轨迹的关键区域)周围设置风扇叶片包容系统200减小风扇叶片包容系统200的重量，由此改进飞机性能(例如，燃料效率)。然而，在一些示例中，风扇叶片包容系统200(例如，护罩)可以被定位成围绕(例如，包围)飞机发动机100的整个圆周。为了使得风扇叶片包容系统200能够围绕飞机发动机100的整个圆周，风扇叶片包容系统200可以包括在飞机发动机100下方延伸并且联接到定位在飞机发动机100下方的其他机身结构(例如，发动机舱下盖板)的部分(例如，区段)。为了有助于通达发动机舱，护罩的下区段能够与下部发动机舱盖集成在一起，并且能够被设计成在发动机舱维护活动期间与盖一起移除/安装。
为了捕获和/或吸收风扇叶片碎片的冲击能量，所示示例的风扇叶片包容系统200包括护罩318。所示示例的护罩318定位在飞机发动机100的至少一部分周围。所示示例的护罩318包括朝向飞机发动机100的外壳102定向或面向该外壳102的第一面或冲击面320以及远离飞机发动机100的外壳102定向或背离该外壳102的第二面或外面322。
为了将护罩318联接(例如，锚定或固定)到飞机结构302，所示示例的护罩318在护罩318的每个端部326处包括护罩终端连接器324。在所示示例中，护罩318的每个端部326被限定为护罩318的要联接到飞机结构302的部分。具体地，当护罩318联接到飞机结构302时，所示示例的护罩终端连接器324和飞机结构302形成一个或多个接头328(例如，高强度接头)。接头328提供负荷路径以将风扇叶片冲击能量从护罩318传递到飞机结构302。在冲击事件期间，当风扇叶片碎片冲击护罩318时，所示示例的护罩318可以弯曲或拉伸。所示示例的接头328保持或捕获护罩318的端部326，并且防止端部326在冲击事件期间(例如，当护罩318相对于端部326偏转时)从飞机结构302脱离。
为了最小化这些偏转并使得护罩318在飞机302a执行飞行操纵时能够维持其形状，所示示例的护罩318包括一个或多个加强件330。所示示例的加强件330附接到护罩318的冲击面320。在所示示例中，加强件330的相应端部在到达护罩318的端部326之前终止。所示示例的加强件330可以被机械加工、成形(例如，预成形)和/或以其他方式具有与加强件330所附接到的护罩318部分或区段的形状基本类似(例如，相同)的轮廓(例如，波形轮廓)。例如，所示示例的加强件330具有与护罩318的弓形形状或轮廓类似的弯曲或弓形形状或轮廓。加强件330可以由铝、碳//环氧树脂复合材料和/或任何其他合适的(一种或多种)材料形成。
图4A是图2和图3的风扇叶片包容系统200的顶视图。图4B是图2、图3和图4A的风扇叶片包容系统200的侧视图。为了清楚起见，图4A和图4B省略了飞机发动机100。参考图4A和图4B，所示示例的护罩318包括第一端部402和与第一端部402相反的第二端部404。所示示例的第一端部402联接到飞机结构302的第一发动机舱龙骨406(例如，框架或甲板)，并且第二端部404联接到飞机结构302的第二发动机舱龙骨408(例如，框架或甲板)。为了使得护罩318能够装配在飞机结构302的结构元件或结构障碍物周围，所示示例的护罩318包括一个或多个切口或有槽口的开口410。例如，所示示例的护罩318包括邻近发动机架悬架连杆配件306的第一有槽口的开口410a(图4A)、以及邻近发动机架侧连杆配件310的第二有槽口的开口410(图4B)，以使得护罩318能够装配在发动机悬架连杆308和侧连杆312周围。第一端部402、第二端部404和/或开口410可以形成护罩318的终端端部326。
在一些示例中，飞机结构302可以被增强(例如，硬化)，以在飞机结构302的通过护罩318的一个或多个有槽口的开口410暴露(即，未被护罩318覆盖)的区域中提供风扇叶片包容。邻近一个或多个有槽口的开口410暴露的增强和/或硬化飞机结构302补偿了风扇叶片包容系统200的护罩318中的不连续性，并且防止风扇叶片碎片穿透通过一个或多个有槽口的开口410暴露的飞机结构302。为了增强飞机结构302(例如，通过有槽口的开口410暴露的)，飞机结构302可以用(一种或多种)高强度材料(例如，钛、不锈钢、铬镍铁合金等)来增强(例如，由所述(一种或多种)高强度材料构成)，并且/或者设置成厚度增加(例如，与飞机结构302的被护罩318覆盖的部分相比增加的厚度)。例如，飞机结构302的邻近一个或多个有槽口的开口410的部分(例如，飞机结构302的暴露部分)可以包括由(一种或多种)高强度材料构成的一个或多个板(例如，堆叠板)，所述一个或多个板可以附接或联接到邻近一个或多个开口410的飞机结构302以增强飞机结构302。例如，上部发动机舱甲板300a和/或发动机架悬架连杆配件306(例如，至少一部分)可以用(一种或多种)高强度材料(例如，钛、不锈钢、铬镍铁合金等)来增强(例如，由其构造)，并且/或者设置有厚度(例如，增加的厚度)以增强邻近第一有槽口的开口410a(例如，通过其暴露)的飞机结构302。例如，由(一种或多种)高强度材料构成的一个或多个板(例如，堆叠板)可以附接或联接到邻近第一有槽口的开口410a暴露的上部发动机舱甲板300a和/或发动机架悬架连杆配件306，以增加邻近第一有槽口的开口410a(例如，通过其暴露)的飞机结构302的厚度。同样地，邻近第二有槽口的开口410b定位(例如，暴露)的发动机舱龙骨300和/或发动机架侧连杆配件310(例如，至少一部分)也可以由(一种或多种)高强度材料(例如，钛、不锈钢、铬镍铁合金等)构成，并且/或者设置有增加的厚度以增强通过第二有槽口的开口410b暴露的飞机结构302。在一些示例中，一个或多个板可以联接或附接到邻近第二有槽口的开口410b暴露的发动机舱龙骨300和/或发动机架侧连杆配件310，以增加通过第二有槽口的开口410b暴露的飞机结构302的厚度。
所示示例的护罩318的第一端部402具有第一多个412护罩终端连接器324，并且与第一端部402相反的第二端部404具有第二多个414护罩终端连接器324。第一多个412护罩终端连接器324将护罩318联接(例如，锚定)到第一发动机舱龙骨406，并且第二多个414护罩终端连接器324将护罩318的第二端部404联接(例如，锚定)到第二发动机舱龙骨408。护罩318包括第三多个416护罩终端连接器324，以将护罩318联接(例如，锚定)到发动机架悬架连杆配件306；以及第四多个418护罩终端连接器324，以将护罩318联接(例如，锚定)到发动机架侧连杆配件310。在一些示例中，护罩318的前边缘420a和/或后边缘420b也可以包括护罩终端连接器324，以将前边缘420a和/或后边缘420b联接(例如，锚定)到飞机结构302。另外，所示示例的护罩318包括将护罩318联接到飞机结构302的一个或多个主体联接器422。主体联接器422有助于支撑护罩318的重量，并且将护罩318的惯性负荷传递到飞机结构302。然而，在一些示例中，可以不使用主体联接器422。
所示示例的护罩318在第一端部402与第二端部404之间具有整体式主体。然而，在一些示例中，护罩318可以包括多个护罩或护罩区段。例如，发动机架悬架连杆配件306和/或发动机架侧连杆配件310可以在前边缘420a与后边缘420b之间延伸(例如，护罩318在前边缘420a与后边缘420b之间的整个宽度)。在一些此类示例中，所示示例的护罩318可以包括在前边缘420a与后边缘420b之间延伸的第一护罩区段，所述第一护罩区段具有联接到第一发动机舱龙骨406和发动机架悬架连杆配件306的第一端部和第二端部(例如，终端端部)。在一些此类示例中，护罩318可以包括在前边缘420a与后边缘420b之间延伸的第二护罩区段，所述第二护罩区段具有联接到发动机架悬架连杆配件306和发动机架侧连杆配件310的第一端部和第二端部(例如，终端端部)。在一些此类示例中，护罩318可以包括在前边缘420a与后边缘420b之间延伸的第三护罩区段，所述第三护罩区段具有联接到发动机架侧连杆配件310和第二发动机舱龙骨408的第一端部和第二端部(例如，终端端部)。护罩区段的相应第一端部和第二端部中的每一个可以包括护罩终端连接器324，以将相应的第一端部和第二端部联接到飞机结构302。如以下结合图5所描述的，所示示例的护罩318可以包括多个闭合环或纤维环424(例如，环424a-e)和小进入切口428(例如，“鼠洞”形切口、狭缝、开口等)。
图5是沿着图3的线5-5截取的风扇叶片包容系统200的截面图。在所示示例中，护罩318是多层护罩。所示示例的护罩318包括第一层502(例如，内层)、第二层504(例如，中间层)和第三层506(例如，外层)。所示示例的第一层502限定护罩318的冲击面320，并且所示示例的第三层506限定护罩318的外面322。为了围绕飞机发动机100，第一层502、第二层504和/或第三层506可以被成形为具有弓形轮廓，诸如例如图3所示的护罩318(例如，冲击面320和外面322)的轮廓。
所示示例的护罩318的第一层502在风扇叶片故障期间向风扇叶片碎片提供第一阻力。例如，所示示例的第一层502在风扇叶片碎片冲击第二层504之前使风扇叶片碎片的边缘变钝。所示示例的第一层502是由高强度材料构成的片材或板，所述高强度材料为诸如例如钢(例如，不锈钢、铬镍铁合金等)、钛和/或任何其他合适的(一种或多种)材料。
在所示示例中，第二层504是冲击吸收层，该冲击吸收层捕获或吸收来自风扇叶片碎片的冲击能量(例如，动能)，以防止或限制风扇叶片碎片穿透到第三层506。第二层504可以通过在风扇叶片碎片到达第三层506之前显著减小风扇叶片碎片的速度和/或力来限制风扇叶片碎片的穿透。在一些示例中，第二层504可以防止风扇叶片碎片穿透到达第三层506。在一些示例中，如果风扇叶片碎片穿透第二层504并到达第三层506，则风扇叶片碎片的能量显著减小，使得风扇叶片碎片不能离开第三层506和/或如果风扇叶片碎片离开第三层506则不能损坏飞机302a的周围部件。
所示示例的第二层504可以由轻质的高冲击能量吸收材料诸如例如Kevlar(例如，Kevlar织物、干Kevlar纤维等)构成。例如，所示示例的第二层504包括多片的干Kevlar织物、布或编织的Kevlar纤维编织物。在一些示例中，第二层504可以是干Kevlar纤维，干Kevlar纤维可以被织造或编织以形成护罩318的第二层504。Kevlar织物/编织物可以包括形成格子图案的互连的纤维。例如，第一组纤维可以被定位成相对于第二组纤维基本上垂直(例如，不平行)。在一些示例中，为了增加第二层504的强度，可以增加第二层504的厚度。例如，可以堆叠较厚的Kevlar纤维编织物或多个Kevlar布片以限定第二层504。
所示示例的第三层506为第二层504提供背衬/支撑。所示示例的第三层506是由与第一层502相比更轻质的材料构成的板或片材。例如，所示示例的第三层506由铝构成。在一些示例中，第三层506可以由(一种或多种)复合材料诸如例如Kevlar/环氧树脂层合体、碳/环氧树脂层合体等构成。考虑到第一层502提供冲击阻力并且第二层504吸收相当大部分的冲击能量，第三层506可以由较轻的材料构成以减小风扇叶片包容系统200的重量。然而，在一些示例中，第三层506可以由与第一层502类似的高强度材料(例如，不锈钢)构成，以向可穿过第二层504的风扇叶片碎片提供附加的阻挡层。因此，在一些示例中，第三层506可以由与第一层502相同的材料构成。在一些示例中，第三层506由与第一层502的材料(例如，钢)不同的材料(例如，铝、钛等)构成。在一些示例中，为了增加第三层506的强度，可以增加第三层506的厚度。例如，可以堆叠较厚的铝片材或多个铝片材以限定第三层506。
也参考图4A和图4B，护罩318的第二层504可以包括或形成多个纤维环424。通过将干Kevlar织物缠绕成或将干Kevlar纤维编织/织造成连续的圆柱体、环、或其厚度等于第二层504的期望厚度的一半的任何其他闭合环形状来制造所示示例的纤维环424。具体地，所示示例的纤维环424形成连续的Kevlar圆柱体、环或闭合环形状，其然后变平或塌缩并成型为护罩318的形状，使得Kevlar圆柱体、环或闭合环形状的相对壁进行接触，并且能够沿厚度方向缝合在一起以形成纤维环424a-e中的相应纤维环。所示示例的每个纤维环424被缝合，使得在每个端部326处形成圆柱形开口或套筒(例如，图6的层压U形夹606)以接收或容纳高强度(例如，钢)保持杆(例如，图6的保持杆608)的插入，所述保持杆用于将能量吸收型第二层504锚定到飞机结构302。为了获得最佳的护罩强度，连续Kevlar纤维的方向被定向为沿着护罩的周向方向(即，保持杆平行于发动机的前后轴线延伸)。为了增强纤维环424的端部326，能够用环氧树脂(或任何其他合适的聚合树脂)浸渍干纤维以形成Kevlar/环氧树脂层压U形夹(例如，图6的层压U形夹606)。为了通达保持杆，能够在纤维环424的层压U形夹端部中机械加工小进入切口428(例如，“鼠洞”形切口)。每个护罩终端连接器324包括纤维环424中的相应纤维环的层压U形夹(例如，图6的层压U形夹606)以及通过小进入切口428(例如，鼠洞切口)来通达的保持杆(例如，图6的保持杆608)。结合图6更详细地讨论了护罩终端连接器324、层压U形夹和保持杆。
多个纤维环(例如，干Kevlar织物环、编织的干Kevlar纤维环等)使得护罩318能够被切口以装配在飞机结构302的结构元件或结构障碍物周围，同时维持周向方向上的结构完整性(即，环强度)。例如，所示示例的护罩318包括第一纤维环424a(图4A)、第二纤维环424b、第三纤维环424c、第四纤维环424d和第五纤维环424e。例如，第一纤维环424a联接到飞机结构302的第一发动机舱龙骨406(例如，框架或甲板)和发动机架悬架连杆配件306，第二纤维环424b联接到发动机架悬架连杆配件306和发动机架侧连杆配件310，第三纤维环424c(图4B)联接到发动机架侧连杆配件310和第二发动机舱龙骨404b(例如，框架或甲板)，第四纤维环424d联接到发动机架悬架连杆配件306和第二发动机舱龙骨408，并且第五纤维环424e联接到第一发动机舱龙骨406和第二发动机舱龙骨408。为了形成连续的第二层504，将每个纤维环424缝合到相邻/邻近的纤维环424。在一些示例中，所示示例的护罩318不需要任何大切口或凹口，并且第二层504可以形成为整体式主体。
所示示例的每个纤维环424a-e包括具有护罩终端连接器324a的第一端部326a(例如，端部326中的相应端部)以及具有第二护罩终端连接器324的第二端部326b(例如，端部326中的相应端部)。纤维环424中的每一个可以具有(一种或多种)不同的尺寸特性(例如，前后长度和周向宽度)，以装配在飞机结构302的元件周围。例如，图4A的所示示例的第一纤维环424a包括前后长度，该前后长度基本上类似于发动机架悬架连杆配件306的前后长度。图4A和图4B的所示示例的第二纤维环424b和第三纤维环424c各自具有前后长度，该前后长度基本上类似于发动机架侧连杆配件310的前后长度。图4A和图4B的所示示例的第四纤维环424d具有前后长度，该前后长度基本上类似于发动机架悬架连杆配件306的前后长度与发动机架侧连杆配件310的前后长度之间的差。图4A和图4B的所示示例的第五纤维环424e包括前后长度，该前后长度基本上类似于后边缘420b与发动机架悬架连杆配件306的后端之间的前后长度。另外，纤维环424可以具有不同的周向宽度以适应飞机结构302的不同结构元件。纤维环424a-d具有周向宽度，该周向宽度小于第五护罩部分424e的周向宽度。
如以上所指出的，仅仅有槽口的护罩要求将第二层分成纤维环。为了将有槽口的护罩318形成为整体式主体，护罩318的第一层502可以形成为有槽口的整体式主体，并且护罩318的第三层506可以形成为单独的有槽口的整体式主体。为了将第二层504形成为整体式主体，通过缝线523和/或拼接干Kevlar织物或干Kevlar纤维的任何其他方法将所示示例的纤维环424a-e联接或拼接附接在一起。例如，可以将纤维环424a-e(例如，由干Kevlar织物或干Kevlar纤维形成)拼接或缝合在一起以形成有槽口的护罩318的整体式第二层504。在风扇叶片冲击事件期间，在护罩318的第二层504中引起的大部分膜负荷沿周向方向从冲击部位传递到最近的护罩终端连接器324。沿前后方向的膜负荷小得多，因此，沿前后方向拼接第二层504应当产生结构上可接受的解决方案。
所示示例的护罩318的前边缘510和/或后边缘512包括闭合加强件514(例如，Z形加强件等)，以维持护罩318的形状和/或覆盖或密封(例如，保护)第二(例如，干Kevlar纤维)层504免受发动机舱304的环境(例如，升高的温度、湿气、发动机油、JP-8燃料等)的影响。Z形加强件514可以经由机械紧固件(例如，铆钉)、粘合剂(例如，环氧树脂、橡胶密封剂等)、点焊和/或(一种或多种)任何其他紧固方法来附接到第一层502和/或第三层506。例如，Z形加强件514的第一凸缘516可以附接到冲击面320和/或第一层502的内表面518，并且Z形加强件514的第二凸缘520可以附接到第三层506的外面322。例如，Z形加强件514可以经由凸出头部型盲铆钉、粘合剂和/或(一种或多种)任何其他紧固方法来附接到第一层502和/或第三层506(例如，附接到冲击面320的内表面518以及外面322)。所示示例的Z形加强件514分别延伸了前边缘510的整个长度和后边缘512的整个长度。然而，在一些示例中，Z形加强件514可以仅沿着前边缘510和/或后边缘512的长度的一部分延伸。
如以上所指出的，所示示例的护罩318还包括多个周向的板加强件330(例如，T形加强件)。所示示例的T形加强件330包括用于将T形加强件330联接到第一层502的面522(例如，凸缘)。例如，所示示例的T形加强件330可以经由机械紧固件(例如，凸出头部型盲铆钉、螺钉等)、粘合剂(例如，环氧树脂、橡胶密封剂等)、点焊和/或(一种或多种)任何其他紧固方法来附接到第一层502的冲击面320。
为了联接第一层502和第二层504和/或第三层506和第二层504，所示示例的风扇叶片包容系统200采用粘合剂524(例如，粘合剂粘结线)。粘合剂524可以是橡胶粘合剂、橡胶密封剂(例如，聚硫化物)和/或任何其他合适的粘结剂。例如，所示示例的护罩318包括在第一层502与第二层504之间的第一粘合剂层526、以及在第二层504与第三层506之间的第二粘合剂层528。因为第二层包括多个干Kevlar织物片和/或编织的Kevlar纤维片，所以所示示例的层片缝合在一起以使得第二层能够表现为一个内聚实体。第一粘合剂层526联接(例如，粘结)第一层502和第二层504，并且第二粘合剂层528联接(例如，粘结)第三层506和第二层504。例如，可以采用粘合剂524以使得由干Kevlar纤维构成的第二层504能够粘结或附接到由不锈钢构成的第一层502和/或由铝和/或不锈钢构成的第三层506。
在一些示例中，为了增加护罩的刚性并且确保第一层502接合(例如，直接接触或紧密地向上压靠)第二层504以及第二层接合(例如，直接接触或紧密地向上压靠)第三层506，所示示例的护罩318包括一个或多个中间紧固件530(例如，盲铆钉、螺栓和螺母)。中间紧固件530可以穿过第一层502、第二层504和/或第三层506的至少一些部分。在一些示例中，护罩318可以不包括Z形加强件514、T形加强件330、第一粘合剂层526、第二粘合剂层528、缝线523和/或中间紧固件530。
图6是沿着图3的线6-6截取的风扇叶片包容系统200的截面图。在所示示例中，为了将护罩318联接到飞机结构302，所示示例的飞机结构302采用一个或多个凸耳钩602。例如，所示示例的凸耳钩602与飞机结构302一体形成。例如，图6示出了与第一发动机舱龙骨406一起形成的凸耳钩602。第二发动机舱龙骨408、发动机架悬架连杆配件306和/或发动机架侧连杆配件310的凸耳钩602类似于图6所示的第一发动机舱龙骨406的凸耳钩602。凸耳钩602从飞机结构302(例如，如图6所示的第一发动机龙骨404a)的表面或面604凸出。
所示示例的凸耳钩602被配置为接收护罩终端连接器324，护罩终端连接器324包括在护罩318的端部326处的层压U形夹606(例如，套筒)和保持杆608(例如，定位在层压U形夹606中或由层压U形夹606接收)以提供接头328(例如，凸耳钩和层压U形夹销接接头)。所示示例的接头328提供从护罩318到飞机结构302的负荷路径。所示示例的凸耳钩602与飞机结构302一起形成，并且与护罩终端连接器324的保持杆608联接。在操作中，例如在风扇叶片冲击事件期间，膜负荷将来自护罩318的第二层504的负荷传递到护罩终端连接器324的层压U形夹606和保持杆608并且然后传递到飞机结构302的配合凸耳钩602。在风扇叶片冲击事件期间，当护罩318吸收来自风扇叶片碎片的冲击能量时，所示示例的护罩318的至少一部分可偏转或弯曲(例如，膨胀)，同时护罩终端连接器324和接头328(例如，凸耳钩和层压U形夹销接接头，其包括凸耳钩602、层压U形夹606和保持杆608)保持护罩318锚定到飞机结构302。所示示例的护罩318防止或限制风扇叶片碎片离开发动机舱304。接头328提供负荷路径以使得护罩318所吸收的力传递到飞机结构302。因此，可以将风扇叶片碎片在护罩318中产生的相对高的瞬时膜负荷有效地传递到接头328，并且飞机结构302对所述负荷进行反作用。此外，在冲击事件期间，接头328提供足够的保持力以防止护罩318的端部326从飞机结构302脱离。
图7是沿着图3的线7-7截取的图2、图3、图4A和图4B的护罩318的部分700的近距离侧视图。所示示例的部分700是护罩318的具有护罩终端连接器324a(例如，与护罩318成一体)的第一终端端部326a。所示示例的部分700能够在以下位置处实现：第一端部402、第二端部404、一个或多个有槽口的开口410、和/或护罩318的限定护罩318的终端端部(例如，终端端部326)的任何其他部分，所述终端端部具有联接或附接到飞机结构302(例如，凸耳钩602)的护罩终端连接器324中的一个或多个。
为了形成护罩终端连接器324，护罩318的端部326从第一层502(例如，和/或第三层506)的端部702延伸。换言之，第二层504的至少一部分704从第一层502(例如，和/或第三层506)的端部702延伸或凸出，以经由层压U形夹606和保持杆608联接或附接到凸耳钩602。
为了使得所示示例的第二层504能够联接到凸耳钩602并且将来自护罩318的负荷传递到凸耳钩602，至少所示示例的第二层504的端部326的部分704包括增强端706。所示示例的增强端706与第二层504一体形成和/或附接到第二层704。换言之，所示示例的增强端706与第二层504是整体的(例如，一体的)。所示示例的增强端706增加端部326的(一种或多种)强度特性，以使得护罩318能够经由保持杆608联接到凸耳钩602。例如，所示示例的增强端706提供在护罩318的端部326处形成(例如，与第二层504一体形成)的层压U形夹606，其接收保持杆608。所示示例的接头328中的每一个都是销接的凸耳钩和层压U形夹接头(例如，销接的凸耳-U形夹紧固系统)。所示示例的增强端706是复合层合体。因为保持杆608将高负荷从层压U形夹606传递到凸耳钩602，所以保持杆608能够由高强度材料(例如，钛6Al-4V、Ph13-8Mo不锈钢、铬镍铁合金718等)制成。
可以通过用环氧树脂(或任何其他合适的聚合树脂)浸渍第二层504的端部326来形成所示示例的增强端706。例如，可以用环氧树脂浸渍护罩318的端部326(例如，由Kevlar织物、编织物等构成的第二层504形成)以形成层压U形夹606(例如，一体的层压U形夹)。可以通过树脂传递模塑(RTM)、真空辅助树脂传递模塑(VARTM)、树脂膜熔渗(RFI)过程和/或任何其他合适的(一种或多种)聚合物基体复合材料制造过程或技术，用环氧树脂浸渍第二层504的端部326。为了形成护罩终端连接器324的层压U形夹606，保持杆608能够被涂覆有防粘材料(release coat)并且在复合层压模制过程期间用作内部工具。然后可以使环氧树脂固化。一旦固化，环氧树脂和第二层504的干Kevlar纤维就形成具有相对高强度和刚度特性的复合层合体。
在模制之后，能够将保持杆608从U形夹空腔中移除，并且能够将小的“鼠洞”形进入切口428机械加工到护罩的增强端706中以形成护罩终端连接器324的分立层压U形夹606。鼠洞形切口428与飞机结构302的凸耳钩602对准，并且允许凸耳钩602与保持杆608直接接合。为了形成护罩终端连接器324，将保持杆608插入(例如，重新插入)在层压U形夹606的空腔中。一旦完全插入，就能够通过将保持杆608粘结(例如，经由粘合剂粘结)或机械地附接(例如，经由开口销、紧固件)到层压U形夹606来防止保持杆608相对于层压U形夹606移动(即滑出)。
图8是沿着图7的线8-8截取的护罩318的截面图。参考图8，所示示例的第二层504定位在第一层502与第三层506之间。所示示例的第二层504包括第一部分802(例如，多个Kevlar布片的第一半部)和第二部分804(例如，多个Kevlar布片的第二半部)。具体地，所示示例的第一部分802相对于第二部分804折叠，以在第二层504的纤维环424的端部326处形成层压U形夹606。所示示例的第二层504可以是形成为单个连续纤维环424或多个拼接纤维环424的整体式主体。护罩318的第二层504被配置为在要联接到飞机结构302的纤维环424的每个端部326处提供层压U形夹606。所示示例的保持杆608在第二层504的第一部分802与第二层504的第二部分804之间定位在第二层504的端部326处。换言之，保持杆608定位在层压U形夹606内，从而形成与飞机结构302的凸耳钩602配合的护罩终端连接器324。
第一层502具有厚度808，厚度808小于第二层504的厚度810(例如，一英寸)。与第一层502类似，所示示例的第三层506具有厚度812，厚度812小于第二层504的厚度。在一些示例中，第一层502的厚度808可以与第三层506的厚度812相同(例如，完全相同)，或者可以不同于(例如，大于或小于)第三层506的厚度812。一行缝线814可用于防止第二层504的增强端706在层压U形夹606处分裂。
图9是从飞机结构302的凸耳钩602(例如，配合的凸耳钩)脱离的护罩终端连接器324(例如，层压U形夹和保持杆)的放大视图。在所示示例中，凸耳钩602处于解锁状态900。所示示例的凸耳钩602包括在锁定状态与解锁状态900之间移动的锁902。为了将凸耳钩602移动到解锁状态900，使锁的第一部端904(例如，摆臂)从凸耳钩602和/或飞机结构302的主体906脱离(例如，解开)。为了将所示示例的护罩终端连接器324联接到飞机结构302的凸耳钩602，当凸耳钩602处于解锁状态900时，将护罩318的保持杆608与飞机结构302的凸耳钩602联接或接合。例如，在护罩318的端部326处形成的小“鼠洞”形进入切口428使得凸耳钩602能够接合定位在层压U形夹606中的保持杆608。在保持杆608与凸耳钩602定位或接合在一起之后，所示示例的凸耳钩602的锁902经由紧固件908联接到飞机结构302的主体906。
图10示出了联接到飞机结构302的凸耳钩602的护罩318的放大图，其中凸耳钩602处于锁定状态1000。在锁定状态1000中，凸耳钩602、层压U形夹606和保持杆608形成接头328。在锁定状态1000下，锁902保持护罩终端连接器324经由杆608联接到凸耳钩602。因此，所示示例的护罩318的端部326提供层压U形夹606以接收将护罩318联接到飞机结构302的杆608。所示示例的接头328提供销接的层压U形夹606和凸耳钩602接头。来自风扇叶片碎片冲击的高膜负荷从第二层504(例如，干Kevlar织物)经由增强端706(例如，层压U形夹606)传递到杆608，并且然后从杆608传递到凸耳钩602和飞机结构302。
此外，本公开包括根据以下条款的实施例：
条款1.一种风扇叶片包容系统，其包括：
护罩，其联接到飞机结构并且至少部分地围绕飞机发动机的圆周，当所述护罩联接到所述飞机结构时，所述护罩与所述飞机发动机的外表面间隔开；所述护罩在所述护罩的端部处形成层压U形夹；以及
保持杆，其定位在所述护罩的所述层压U形夹中。
条款2.根据条款1所述的系统，其中所述护罩的所述端部包括小进入切口，以使得从飞机结构突出的凸耳钩能够联接到所述保持杆。
条款3.根据条款1所述的系统，其中所述护罩包括第一层、第二层和第三层，其中所述第二层定位在所述第一层与所述第三层之间。
条款4.根据条款3所述的系统，其中所述第一层和所述第三层经由粘合剂联接到所述第二层。
条款5.根据条款3所述的系统，其中所述第一层包括钢，所述第二层包括干Kevlar织物，并且所述第三层包括铝。
条款6.根据条款3所述的系统，其中所述第二层包括第一部分和第二部分，所述第一部分折叠在所述第二部分上以在所述端部处形成环。
条款7.根据条款1所述的系统，其中所述护罩的端部包括复合层合体。
条款8.根据条款1所述的系统，其中所述护罩是连续主体或整体式主体。
条款9.根据条款1所述的系统，其中所述护罩包括多个分立/离散的护罩区段。
条款10.根据条款1所述的系统，其中所述保持杆接合所述飞机结构的凸耳钩并且将所述护罩锚定到所述飞机结构。
条款11.一种风扇叶片包容系统，其包括：
护罩，其具有整体式主体，所述整体式主体包括第一端部和与所述第一端部相反的第二端部，所述护罩包括在风扇叶片故障事件期间吸收来自风扇叶片碎片的动能的冲击吸收材料；
第一保持杆，其联接到所述护罩的第一端部，所述第一保持杆将所述护罩联接到飞机结构的第一结构构件；以及
第二保持杆，其联接到所述护罩的第二端部，所述第二保持杆将所述护罩联接到所述飞机结构的第二结构构件。
条款12.根据条款11所述的系统，其中所述护罩包括邻近所述护罩的所述第一端部的第一小进入切口，以使得所述第一保持杆能够联接到所述第一结构构件。
条款13.根据条款12所述的系统，其中所述护罩包括邻近所述护罩的所述第二端部的第二小进入切口，以使得所述第二保持杆能够联接到所述第二结构构件。
条款14.根据条款11所述的系统，其中所述护罩的所述第一端部和所述护罩的所述第二端部包括复合层合体。
条款15.根据条款11所述的系统，其中所述护罩的所述第一端部包括用于接收所述第一保持杆的第一层压U形夹，并且所述护罩的所述第二端部包括用于接收所述第二保持杆的第二层压U形夹。
条款16.根据条款15所述的系统，其中所述护罩包括第一层、第二层和第三层，所述第二层定位在所述第一层与所述第三层之间，所述第二层在所述第二层的第一端部处形成所述第一层压U形夹并且在所述第二层的与所述第一端部相反的第二端部处形成所述第二层压U形夹。
条款17.根据条款11所述的系统，其中所述第一结构构件具有一体的第一凸耳钩，并且所述第二结构构件具有一体的第二凸耳钩。
条款18.一种风扇叶片包容系统，其包括：
用于在飞机发动机的风扇叶片故障事件期间捕获风扇叶片碎片并吸收其冲击能量的装置，当所述用于捕获和吸收的装置联接到所述飞机结构时，所述用于捕获和吸收的装置与所述飞机发动机的外表面间隔开，所述用于捕获和吸收的装置具有终端端部，所述终端端部包括用于将所述用于捕获和吸收的装置联接到所述飞机结构的装置，所述用于联接的装置包括：
用于将所述用于捕获和吸收的装置的所述终端端部紧固到所述飞机结构的装置；以及
用于接收所述用于紧固的装置的装置。
条款19.根据条款18所述的系统，其中所述用于紧固的装置穿过所述用于接收的装置的至少一部分。
条款20.根据条款18所述的系统，其中所述用于接收的装置与所述终端端部一体形成。
条款21.根据条款18所述的系统，其中所述用于接收的装置包括复合层合体。
尽管在本文中已经公开某些示例方法、设备和制品，但是本专利的涵盖范围不限于此。而是，本专利涵盖完全落入本专利的权利要求范围内的所有方法、设备和制品。

Claims (10)

1.一种风扇叶片包容系统(200)，其包括：
护罩(318)，其联接到飞机结构(302)并且至少部分地围绕飞机发动机的圆周，当所述护罩(318)联接到所述飞机结构(302)时，所述护罩(318)与所述飞机发动机的外表面间隔开；所述护罩(318)在所述护罩(318)的端部处形成层压U形夹；以及
保持杆(608)，其定位在所述护罩(318)的所述层压U形夹中。
2.根据权利要求1所述的系统，其中所述护罩(318)的所述端部包括小进入切口，以使得从飞机结构(302)突出的凸耳钩(602)能够联接到所述保持杆(608)。
3.根据权利要求1所述的系统，其中所述护罩(318)包括第一层(502)、第二层(504)和第三层(506)，其中所述第二层(504)定位在所述第一层(502)与所述第三层(506)之间。
4.根据权利要求3所述的系统，其中所述第一层(502)和所述第三层(506)经由粘合剂联接到所述第二层(504)。
5.根据权利要求3所述的系统，其中所述第一层(502)包括钢，所述第二层(504)包括干Kevlar织物，并且所述第三层(506)包括铝。
6.根据权利要求3所述的系统，其中所述第二层(504)包括第一部分(802)和第二部分，所述第一部分折叠在所述第二部分上以在所述端部处形成环。
7.根据权利要求1所述的系统，其中所述护罩(318)的端部包括复合层合体。
8.根据权利要求1所述的系统，其中所述护罩(318)是连续主体或整体式主体。
9.根据权利要求1所述的系统，其中所述护罩(318)包括多个分立的护罩区段。
10.根据权利要求1-8中任一项所述的系统，其中所述保持杆(608)将接合所述飞机结构(318)的凸耳钩(602)，并且将所述护罩(318)锚定到所述飞机结构(318)。
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CA (1) CA2996810C (zh)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10677261B2 (en) * 2017-04-13 2020-06-09 General Electric Company Turbine engine and containment assembly for use in a turbine engine
US20180347585A1 (en) * 2017-06-01 2018-12-06 Rolls-Royce Corporation Fan track liner assembly
US10480530B2 (en) * 2017-08-25 2019-11-19 United Technologies Corporation Fan Containment case for gas turbine engines
GB201811549D0 (en) 2018-07-13 2018-08-29 Rolls Royce Plc Fan blade containment
CN109578141B (zh) * 2019-01-23 2023-10-20 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种可倒车燃气轮机动力涡轮的排气涡壳
US11566532B2 (en) 2020-12-04 2023-01-31 Ge Avio S.R.L. Turbine clearance control system
US11821326B2 (en) 2021-04-27 2023-11-21 General Electric Company Turbine containment system
DE102022113843A1 (de) * 2022-06-01 2023-12-07 Reiner Brach Triebwerksanordnung für ein Luftfahrzeug sowie Luftfahrzeug

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4452563A (en) * 1981-12-21 1984-06-05 United Technologies Corporation Containment structure
GB2262313A (en) * 1991-12-14 1993-06-16 Rolls Royce Plc Gas turbine aerofoil blade containment structure
US6206155B1 (en) * 1998-09-22 2001-03-27 The Unites States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Energy absorbing protective shroud
US6652222B1 (en) * 2002-09-03 2003-11-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan case design with metal foam between Kevlar
CA2602319A1 (en) * 2006-09-25 2008-03-25 General Electric Company Blade containment system for a gas turbine engine
US20130153456A1 (en) * 2011-12-15 2013-06-20 General Electric Company Containment case and method of manufacture
CN103183128A (zh) * 2011-12-28 2013-07-03 空中客车西班牙运营有限责任公司 内部护罩、具有内部护罩的飞行器以及相关方法
US20140227076A1 (en) * 2013-02-13 2014-08-14 Rolls-Royce Plc Fan containment system
US20140271157A1 (en) * 2013-02-13 2014-09-18 Rolls-Royce Plc Fan containment system
CN104220707A (zh) * 2012-04-05 2014-12-17 通用电气公司 带有封闭护罩的轴流式涡轮
CN106168229A (zh) * 2015-05-21 2016-11-30 航空技术空间股份有限公司 用于轴向涡轮机的压缩机的有插座的叶片和护罩

Family Cites Families (184)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3722355A (en) 1965-08-03 1973-03-27 Aerojet General Co Lightweight armor material
US3602602A (en) 1969-05-19 1971-08-31 Avco Corp Burst containment means
US3801416A (en) 1972-01-07 1974-04-02 Us Army Flexible blast fragment blanket
US3855632A (en) 1974-01-07 1974-12-24 R Davis Bullet resistant under garment
US3936219A (en) 1974-06-10 1976-02-03 Westinghouse Electric Corporation Flexible turbine missile shield
US3924038A (en) 1974-06-12 1975-12-02 Us Air Force Fragment suppression configuration
US3974313A (en) 1974-08-22 1976-08-10 The Boeing Company Projectile energy absorbing protective barrier
GB1485032A (en) 1974-08-23 1977-09-08 Rolls Royce Gas turbine engine casing
US4111097A (en) 1974-10-29 1978-09-05 General Dynamics Corporation Armor
US4090005A (en) 1974-11-29 1978-05-16 Morgan James L Protective armor with panels movable with respect to each other
US3989407A (en) 1975-04-30 1976-11-02 The Garrett Corporation Wheel containment apparatus and method
US4044550A (en) 1975-09-10 1977-08-30 The Boeing Company Turbine wheel containment shroud for a pneumatically powered turbine engine starter motor
US4057359A (en) 1975-12-22 1977-11-08 Chevron Research Company Ballistic nylon fabric turbine governor housing shielding means
GB1562802A (en) 1976-06-26 1980-03-19 Beecham Group Ltd Pharmaceutical compositions containing containing clavulanic acid
US4149824A (en) 1976-12-23 1979-04-17 General Electric Company Blade containment device
GB1548836A (en) 1977-03-17 1979-07-18 Rolls Royce Gasturbine engine
IT1084874B (it) 1977-09-12 1985-05-28 Bottini Emilio Materiale composito antiproiettile,formabile in lastre piane e curve o in corpi cavi di forma complessa
FR2406074A1 (fr) 1977-10-11 1979-05-11 Snecma Dispositif de securite pour machine tournante axiale
FR2467977A1 (fr) 1979-10-19 1981-04-30 Snecma Dispositif de securite en cas de rupture d'element rotatif de turbomachine
FR2467978A1 (fr) 1979-10-23 1981-04-30 Snecma Dispositif de retention pour carter de compresseur d'une turbomachine
US4397608A (en) 1980-05-01 1983-08-09 Automation Industries, Inc. Energy-absorbing turbine missile shield
GB2093125B (en) 1981-02-14 1984-04-18 Rolls Royce Gas turbine engine casing
GB2095749B (en) 1981-03-25 1984-12-12 Rolls Royce Gas turbine engine having improved resistance for foreign object ingestion damage
US4475864A (en) 1981-12-21 1984-10-09 United Technologies Corporation Containment structure
US4503104A (en) 1981-12-21 1985-03-05 United Technologies Corporation Containment structure
US4452565A (en) 1981-12-21 1984-06-05 United Technologies Corporation Containment structure
US4598449A (en) 1981-12-21 1986-07-08 United Technologies Corporation Beam for a containment structure
US4934899A (en) 1981-12-21 1990-06-19 United Technologies Corporation Method for containing particles in a rotary machine
US4490092A (en) 1981-12-21 1984-12-25 United Technologies Corporation Containment structure
US4718818A (en) 1981-12-21 1988-01-12 United Technologies Corporation Containment structure
US4484856A (en) 1981-12-21 1984-11-27 United Technologies Corporation Containment structure
US4500252A (en) 1981-12-21 1985-02-19 United Technologies Corporation Beam for a containment structure
US4417848A (en) 1982-02-01 1983-11-29 United Technologies Corporation Containment shell for a fan section of a gas turbine engine
US4474346A (en) 1982-07-02 1984-10-02 The Boeing Company Collapsible cowl structure for gas-turbine engine strut
US4566237A (en) 1983-04-08 1986-01-28 Goodyear Aerospace Corporation Armored panel
FR2547357A1 (fr) 1983-06-09 1984-12-14 Snecma Structure de retention pour carter de turbomachine
US4547122A (en) 1983-10-14 1985-10-15 Aeronautical Research Associates Of Princeton, Inc. Method of containing fractured turbine blade fragments
GB2159886B (en) 1984-06-07 1988-01-27 Rolls Royce Fan duct casing
DE8425173U1 (de) 1984-08-25 1985-12-19 Akzo Gmbh, 5600 Wuppertal Schutzweste od. dgl. gegen ballistische Einwirkungen
US4639188A (en) 1984-12-04 1987-01-27 Sundstrand Corporation Turbine wheel containment
FR2574476B1 (fr) 1984-12-06 1987-01-02 Snecma Carter de retention pour soufflante de turboreacteur
NL8600449A (nl) 1986-02-22 1987-09-16 Delft Tech Hogeschool Pantserplaat-komposiet met keramische opvanglaag.
DE3704197C1 (de) 1987-02-11 1987-08-20 Mtu Muenchen Gmbh Demontierbarer Berstschutzring
DE3862989D1 (de) 1987-04-15 1991-07-04 Mtu Muenchen Gmbh Berstschutzring fuer turbotriebwerksgehaeuse.
DE3814954A1 (de) 1988-05-03 1989-11-16 Mtu Muenchen Gmbh Berstschutzring fuer ein triebwerksgehaeuse
DE3830232A1 (de) 1988-09-06 1990-03-15 Mtu Muenchen Gmbh Berstschutzring aus faserwerkstoff
US4917569A (en) 1988-11-03 1990-04-17 Ingersoll-Rand Company Turbine containment system
GB8922340D0 (en) 1989-10-04 1992-11-04 Secr Defence Laminated armour
US6003424A (en) 1990-03-08 1999-12-21 Alliedsignal Inc. Armor systems
CA2042198A1 (en) 1990-06-18 1991-12-19 Stephen C. Mitchell Projectile shield
US5160248A (en) 1991-02-25 1992-11-03 General Electric Company Fan case liner for a gas turbine engine with improved foreign body impact resistance
US5163809A (en) 1991-04-29 1992-11-17 Pratt & Whitney Canada, Inc. Spiral wound containment ring
US5188505A (en) 1991-10-07 1993-02-23 General Electric Company Structural ring mechanism for containment housing of turbofan
GB2265418B (en) 1992-03-26 1995-03-08 Rolls Royce Plc Gas turbine engine casing
US5259724A (en) 1992-05-01 1993-11-09 General Electric Company Inlet fan blade fragment containment shield
GB9307288D0 (en) 1993-04-07 1993-06-02 Rolls Royce Plc Gas turbine engine casing construction
US5344280A (en) 1993-05-05 1994-09-06 General Electric Company Impact resistant fan case liner
US5447411A (en) 1993-06-10 1995-09-05 Martin Marietta Corporation Light weight fan blade containment system
US5336044A (en) 1993-08-06 1994-08-09 General Electric Company Blade containment system and method
US5403148A (en) 1993-09-07 1995-04-04 General Electric Company Ballistic barrier for turbomachinery blade containment
GB2281941B (en) 1993-09-15 1996-05-08 Rolls Royce Plc Containment structure
US5443365A (en) 1993-12-02 1995-08-22 General Electric Company Fan blade for blade-out protection
US5486086A (en) 1994-01-04 1996-01-23 General Electric Company Blade containment system
US5509781A (en) 1994-02-09 1996-04-23 United Technologies Corporation Compressor blade containment with composite stator vanes
US5516257A (en) 1994-04-28 1996-05-14 United Technologies Corporation Aircraft fan containment structure restraint
US5413456A (en) 1994-04-29 1995-05-09 United Technologies Corporation Aircraft fan containment structure
US5482429A (en) 1994-04-29 1996-01-09 United Technologies Corporation Fan blade containment assembly
US5409349A (en) 1994-04-29 1995-04-25 United Technologies Corporation Turbofan containment structure
US5431532A (en) 1994-05-20 1995-07-11 General Electric Company Blade containment system
US5601406A (en) 1994-12-21 1997-02-11 Alliedsignal Inc. Centrifugal compressor hub containment assembly
FR2728619B1 (fr) 1994-12-21 1997-01-24 Hispano Suiza Sa Bouclier de protection d'une turbomachine
US5823739A (en) 1996-07-03 1998-10-20 United Technologies Corporation Containment case for a turbine engine
US5885056A (en) 1997-03-06 1999-03-23 Rolls-Royce Plc Gas Turbine engine casing construction
US5851932A (en) 1997-10-06 1998-12-22 Isorco, Inc. Ballistic armor laminate
US6637186B1 (en) 1997-11-11 2003-10-28 United Technologies Corporation Fan case liner
US6059523A (en) 1998-04-20 2000-05-09 Pratt & Whitney Canada Inc. Containment system for containing blade burst
US6059524A (en) 1998-04-20 2000-05-09 United Technologies Corporation Penetration resistant fan casing for a turbine engine
US6053696A (en) 1998-05-29 2000-04-25 Pratt & Whitney Canada Inc. Impact resistant composite shell for gas turbine engine fan case
US6612217B1 (en) 1998-06-02 2003-09-02 Sri International Penetration resistant fabric structures and materials
US6182531B1 (en) 1998-06-12 2001-02-06 The Boeing Company Containment ring for flywheel failure
GB9812992D0 (en) 1998-06-17 1998-08-12 Rolls Royce Plc A gas turbine engine containment casing
US6120242A (en) 1998-11-13 2000-09-19 General Electric Company Blade containing turbine shroud
US6146089A (en) 1998-11-23 2000-11-14 General Electric Company Fan containment structure having contoured shroud for optimized tip clearance
US6224321B1 (en) 1998-12-07 2001-05-01 Pratt & Whitney Canada Inc. Impeller containment system
US6113347A (en) 1998-12-28 2000-09-05 General Electric Company Blade containment system
US6149380A (en) 1999-02-04 2000-11-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Hardwall fan case with structured bumper
US6206631B1 (en) 1999-09-07 2001-03-27 General Electric Company Turbomachine fan casing with dual-wall blade containment structure
GB9922618D0 (en) 1999-09-25 1999-11-24 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
GB9922619D0 (en) 1999-09-25 1999-11-24 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
US6217277B1 (en) 1999-10-05 2001-04-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan engine including improved fan blade lining
US6290455B1 (en) 1999-12-03 2001-09-18 General Electric Company Contoured hardwall containment
US6227794B1 (en) 1999-12-16 2001-05-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan case with flexible conical ring
GB0008193D0 (en) 2000-04-05 2000-05-24 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
GB2361033B (en) 2000-04-08 2004-06-09 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
GB0116988D0 (en) 2000-08-11 2001-09-05 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
GB0107970D0 (en) 2001-03-30 2001-05-23 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
GB0107973D0 (en) 2001-03-30 2001-05-23 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
GB0117550D0 (en) 2001-07-19 2001-09-12 Rolls Royce Plc Joint arrangement
US7087296B2 (en) 2001-11-29 2006-08-08 Saint-Gobain Technical Fabrics Canada, Ltd. Energy absorbent laminate
US6979172B1 (en) 2002-01-03 2005-12-27 Saint-Gobain Ceramics & Plastics, Inc. Engine blade containment shroud using quartz fiber composite
US6695574B1 (en) 2002-08-21 2004-02-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Energy absorber and deflection device
US6814541B2 (en) 2002-10-07 2004-11-09 General Electric Company Jet aircraft fan case containment design
US6837674B2 (en) 2002-10-21 2005-01-04 Sun Automation Inc. Safety jacket for rotary blade housings
FR2846379B1 (fr) 2002-10-23 2005-01-21 Snecma Moteurs Systeme de decouplage par charge explosive d'une soufflante d'un turboreacteur
DE10259943A1 (de) 2002-12-20 2004-07-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schutzring für das Fan-Schutzgehäuse eines Gasturbinentriebswerks
GB0300999D0 (en) 2003-01-16 2003-02-19 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
US7597040B2 (en) 2003-07-30 2009-10-06 The Boeing Company Composite containment of high energy debris and pressure
US7008173B2 (en) 2003-07-30 2006-03-07 The Boeing Company High energy containment device and turbine with same
GB2406615B (en) 2003-10-03 2005-11-30 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
GB2407343B (en) 2003-10-22 2006-04-19 Rolls Royce Plc An acoustic liner for a gas turbine engine casing
GB2418957B (en) 2003-10-22 2006-07-05 Rolls Royce Plc A liner for a gas turbine engine casing
GB0403941D0 (en) 2004-02-21 2004-03-24 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
GB0408825D0 (en) 2004-04-20 2004-05-26 Rolls Royce Plc A rotor blade containment assembly for a gas turbine engine
FR2871517B1 (fr) 2004-06-11 2006-09-01 Snecma Moteurs Sa Turbomachine avec moyens de retenue axiale du rotor
GB2416192B (en) 2004-07-14 2006-09-27 Rolls Royce Plc Ducted fan with containment structure
US8191254B2 (en) 2004-09-23 2012-06-05 Carlton Forge Works Method and apparatus for improving fan case containment and heat resistance in a gas turbine jet engine
GB0425595D0 (en) 2004-11-20 2004-12-22 Rolls Royce Plc A laminate material
US7246990B2 (en) 2004-12-23 2007-07-24 General Electric Company Composite fan containment case for turbine engines
GB0501284D0 (en) 2005-01-21 2005-03-02 Rolls Royce Plc Aerofoil containment structure
US7367898B2 (en) 2005-02-25 2008-05-06 The Aerospace Corporation Force diversion apparatus and methods and devices including the same
GB2426287B (en) 2005-05-18 2007-05-30 Rolls Royce Plc Blade containment structure
GB0510538D0 (en) 2005-05-24 2005-06-29 Rolls Royce Plc A rotor blade containment assembly for a gas turbine engine
GB2427436B (en) 2005-06-23 2007-11-28 Rolls Royce Plc Fan duct blade containment assembly
US8869673B2 (en) 2006-01-31 2014-10-28 Sikorsky Aircraft Corporation Structural panel with ballistic protection
GB2434837B (en) 2006-02-07 2008-04-09 Rolls Royce Plc A containment system for a gas turbine engine
US7874136B2 (en) 2006-04-27 2011-01-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Rotor containment element with frangible connections
GB0609632D0 (en) 2006-05-16 2006-06-28 Rolls Royce Plc An ice impact panel
US7517184B2 (en) 2006-06-01 2009-04-14 Unied Technologies Corporation Low deflection fan case cotainment fabric
DE102006052498A1 (de) 2006-11-06 2008-05-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Sicherungsring für das Fangehäuse eines Gasturbinentriebwerks
US8021102B2 (en) 2006-11-30 2011-09-20 General Electric Company Composite fan containment case and methods of fabricating the same
US7713021B2 (en) 2006-12-13 2010-05-11 General Electric Company Fan containment casings and methods of manufacture
US8016543B2 (en) 2007-04-02 2011-09-13 Michael Scott Braley Composite case armor for jet engine fan case containment
DE102007042767A1 (de) 2007-09-07 2009-03-12 Mtu Aero Engines Gmbh Mehrschichtiger Abschirmungsring für einen Flugantrieb
JP5313254B2 (ja) 2007-10-04 2013-10-09 ジーケイエヌ エアロスペース サービシーズ ストラクチャーズ コーポレーション 二次的なブレード部分閉じ込め装置
US20090110538A1 (en) 2007-10-26 2009-04-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine blade containment using wire wrapping
US8046915B2 (en) 2007-12-12 2011-11-01 General Electric Company Methods for making composite containment casings
US8403624B2 (en) 2007-12-12 2013-03-26 General Electric Company Composite containment casings having an integral fragment catcher
US8061966B2 (en) 2007-12-12 2011-11-22 General Electric Company Composite containment casings
GB0803479D0 (en) 2008-02-27 2008-04-02 Rolls Royce Plc Fan track liner assembly
US8333558B2 (en) 2008-03-05 2012-12-18 General Electric Company Containment cases and method of manufacture
GB0813821D0 (en) 2008-07-29 2008-09-03 Rolls Royce Plc A fan casing for a gas turbine engine
GB0813820D0 (en) 2008-07-29 2008-09-03 Rolls Royce Plc A fan casing for a gas turbine engine
US9032706B2 (en) 2008-09-26 2015-05-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Composite fan case with integral containment zone
US8202041B2 (en) 2008-10-31 2012-06-19 Pratt & Whitney Canada Corp Fan case for turbofan engine
DE102008062363A1 (de) 2008-12-17 2010-06-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fangehäuse für ein Strahltriebwerk
GB2467155B (en) 2009-01-26 2011-10-12 Rolls Royce Plc A fan assembly
GB2469447B (en) 2009-04-15 2011-03-09 Rolls Royce Plc Gas turbine engine casing assembly
GB0907582D0 (en) 2009-05-05 2009-06-10 Rolls Royce Plc A duct wall for a fan of a gas turbine engine
US8545167B2 (en) 2009-08-26 2013-10-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Composite casing for rotating blades
US9114882B2 (en) 2010-10-26 2015-08-25 United Technologies Corporation Fan case and mount ring snap fit assembly
US8827629B2 (en) 2011-02-10 2014-09-09 United Technologies Corporation Case with ballistic liner
US8672609B2 (en) 2009-08-31 2014-03-18 United Technologies Corporation Composite fan containment case assembly
US8757958B2 (en) 2009-08-31 2014-06-24 United Technologies Corporation Composite fan containment case
US20110138769A1 (en) * 2009-12-11 2011-06-16 United Technologies Corporation Fan containment case
GB0916823D0 (en) 2009-09-25 2009-11-04 Rolls Royce Plc Containment casing for an aero engine
GB0917149D0 (en) 2009-10-01 2009-11-11 Rolls Royce Plc Impactor containment
DE102009049841B4 (de) 2009-10-14 2015-01-15 Mtu Friedrichshafen Gmbh Gasturbomaschine und Brennkraftmaschine
US9062565B2 (en) 2009-12-31 2015-06-23 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine containment device
US8662824B2 (en) 2010-01-28 2014-03-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Rotor containment structure for gas turbine engine
GB201003634D0 (en) 2010-03-05 2010-04-21 Rolls Royce Plc Containment casing
US8807918B2 (en) 2010-06-18 2014-08-19 Hamilton Sundstrand Corporation Rotating catcher for impeller containment
US8986797B2 (en) 2010-08-04 2015-03-24 General Electric Company Fan case containment system and method of fabrication
US8858156B2 (en) 2010-08-12 2014-10-14 General Electric Company Fragment containment assembly and method for adding a fragment containment assembly to a turbine
FR2965298B1 (fr) 2010-09-28 2012-09-28 Snecma Moteur a turbine a gaz comprenant des moyens de retention axiale d'une soufflante dudit moteur
GB201020143D0 (en) 2010-11-29 2011-01-12 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment arrangement
US9291070B2 (en) 2010-12-03 2016-03-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine rotor containment
GB201103583D0 (en) 2011-03-03 2011-04-13 Rolls Royce Plc Fan casing for a turbofan engine
GB201103682D0 (en) 2011-03-04 2011-04-20 Rolls Royce Plc A turbomachine casing assembly
US9321238B2 (en) * 2011-09-02 2016-04-26 Sikorsky Aircraft Corporation Non-ceramic structural panel with ballistic protection
GB201120105D0 (en) 2011-11-22 2012-01-04 Rolls Royce Plc A turbomachine casing assembly
GB201120557D0 (en) 2011-11-30 2012-01-11 Rolls Royce Plc A turbomachine casing assembly
US20130149103A1 (en) 2011-12-08 2013-06-13 Honeywell International Inc. Ballistic materials for enhanced energy absorption and fan casings including the same
US9109462B2 (en) 2011-12-15 2015-08-18 United Technologies Corporation Energy-absorbing fan case for a gas turbine engine
US9140138B2 (en) 2012-05-31 2015-09-22 Hamilton Sundstrand Corporation Turbomachine containment structure
US9482111B2 (en) 2012-12-14 2016-11-01 United Technologies Corporation Fan containment case with thermally conforming liner
WO2014130158A1 (en) 2013-02-20 2014-08-28 Kappes Matthew J Liner apparatus for a gas turbine engine
US10077671B2 (en) 2013-03-13 2018-09-18 United Technologies Corporation Thermally conformable liner for reducing system level fan blade out loads
US9284843B2 (en) 2013-03-13 2016-03-15 The Boeing Company Blade safety mechanism for open rotor engine system
DE102013210602A1 (de) 2013-06-07 2014-12-11 MTU Aero Engines AG Turbinengehäuse mit Verstärkungselementen im Containmentbereich
GB201405388D0 (en) 2014-03-26 2014-05-07 Rolls Royce Plc Turbomachine fan casing assembly
US9714583B2 (en) 2014-08-21 2017-07-25 Honeywell International Inc. Fan containment cases for fan casings in gas turbine engines, fan blade containment systems, and methods for producing the same
US10655500B2 (en) * 2016-09-06 2020-05-19 Rolls-Royce Corporation Reinforced fan containment case for a gas turbine engine
US11421627B2 (en) * 2017-02-22 2022-08-23 General Electric Company Aircraft and direct drive engine under wing installation
US10550718B2 (en) * 2017-03-31 2020-02-04 The Boeing Company Gas turbine engine fan blade containment systems

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4452563A (en) * 1981-12-21 1984-06-05 United Technologies Corporation Containment structure
GB2262313A (en) * 1991-12-14 1993-06-16 Rolls Royce Plc Gas turbine aerofoil blade containment structure
US6206155B1 (en) * 1998-09-22 2001-03-27 The Unites States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Energy absorbing protective shroud
US6652222B1 (en) * 2002-09-03 2003-11-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan case design with metal foam between Kevlar
CA2602319A1 (en) * 2006-09-25 2008-03-25 General Electric Company Blade containment system for a gas turbine engine
US20130153456A1 (en) * 2011-12-15 2013-06-20 General Electric Company Containment case and method of manufacture
CN103183128A (zh) * 2011-12-28 2013-07-03 空中客车西班牙运营有限责任公司 内部护罩、具有内部护罩的飞行器以及相关方法
CN104220707A (zh) * 2012-04-05 2014-12-17 通用电气公司 带有封闭护罩的轴流式涡轮
US20140227076A1 (en) * 2013-02-13 2014-08-14 Rolls-Royce Plc Fan containment system
US20140271157A1 (en) * 2013-02-13 2014-09-18 Rolls-Royce Plc Fan containment system
CN106168229A (zh) * 2015-05-21 2016-11-30 航空技术空间股份有限公司 用于轴向涡轮机的压缩机的有插座的叶片和护罩

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
宣海军等: "航空发动机涡轮叶片包容试验及数值模拟", 《航空动力学报》 *
沈尔明等: "风扇机匣材料应用现状与发展", 《航空制造技术》 *
纪双英等: "国外航空发动机风扇包容机匣研究进展", 《航空制造技术》 *

Also Published As

Publication number Publication date
EP3382158B1 (en) 2020-09-16
BR102018006195B1 (pt) 2023-04-25
BR102018006195A2 (pt) 2019-01-22
US10487684B2 (en) 2019-11-26
US20180283205A1 (en) 2018-10-04
CN108691582B (zh) 2022-05-17
CA2996810C (en) 2022-04-05
EP3382158A3 (en) 2018-11-21
EP3382158A2 (en) 2018-10-03
CA2996810A1 (en) 2018-09-30

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