CN109458362A - 加强形状的复合材料壳体 - Google Patents

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Abstract

一种由复合材料制成的燃气轮机壳体(10)，所述壳体呈轴对称形状并且沿着轴向方向(DA)包括：上游法兰(14)；保持区(15)，所述保持区的厚度大于壳体的其余部分；和下游法兰(16)。壳体(10)在由轴向方向(DA)和径向方向(DR)限定的平面上的截面中具有一轮廓，所述轮廓包括至少第一和第二倾斜部分(17，18)，所述第一和第二倾斜部分(17，18)相对于彼此和相对于壳体的轴线(A10)倾斜。第一和第二倾斜部分在位于保持区(15)与法兰(16，14)中的一个之间的一点(S10)处相遇，该点与由第一和第二倾斜部分(17，18)形成的角(β1)的顶点(19)对应。角(β1)的顶点(19)与壳体的平均半径(Rm10)之间的距离(d19)在壳体的所述平均半径的1.5％和4％的范围内。

Description

加强形状的复合材料壳体
技术领域
本发明涉及燃气涡轮机壳体，更具体地但不排他地涉及用于航空发动机的燃气涡轮机风扇壳体。
背景技术
在燃气涡轮机航空发动机中，风扇壳体执行多种功能。特别是，它限定进入发动机的空气入口通道，其可选地支撑面向风扇叶片尖端的可磨耗材料和/或用于在发动机入口处进行声学处理的声波吸收器结构，它结合或支撑一保持罩。
壳体，例如风扇壳体，过去由金属材料制成，但现在由复合材料制成，即由用有机基体来致密化的复合材料的纤维预制件制成，从而使得能够制造出部件，当它们由金属材料制成时，该部件所具有的总重量低于相同部件的总重量，同时还具有至少相等的机械强度，如果不是更大的话。由有机基体复合材料制造的风扇壳体具体在文献US 8 322 971中描述。
使用由复合材料制成的壳体使得发动机的总重量减小。然而，现今的航空发动机的风扇壳体尺寸越来越大，这会导致刚性问题。具体来说，复合材料壳体需要呈现一些最小水平的刚度，以避免响应对发动机有害的振动激励，例如，在来自风扇叶片的尾流的频率超过激励频率的情况下，当其固有频率中的一个与来自叶片的尾流所产生的激励谐波一致时，壳体进入共振。
在现有技术中，存在用于避免在复合材料壳体中出现的不希望的振动模式的解决方案。如文献US 2014/212273或文献WO 2016/146924中具体公开的第一解决方案在于为复合材料壳体提供加强件，该加强件可以添加到其中或与其成为一体。然而，该解决方案导致壳体的总重量显著增加，特别是当它是大直径的风扇壳体时。而且，该解决方案实施起来很复杂，因为必须对加强件进行扇形化，并且它们可能在撞击后脱离。
另一种可能的解决方案是局部地增加壳体的厚度，然而这同样相当于显著增加壳体的总重量。
文献WO 2016/027030中公开的第三种解决方案在于通过为复合材料风扇壳体提供具有Ω形轮廓的部分来加固复合材料风扇壳体。然而，该解决方案导致壳体的整体尺寸和重量的大幅增加。此外，由于壳体的复杂Ω形状，发现难以在该类型的壳体上制造和安装设备(例如隔音板，可磨损的盒)。最后，由Ω形部分形成的空腔需要填充材料，从而进一步不利于壳体的总重量。
发明内容
本发明的目的是提出一种复合材料燃气涡轮机壳体，其具有增加的刚度，并且在不显著增加壳体的重量和/或尺寸的情况下也这样。
该目的通过一种由复合材料制成的燃气涡轮机壳体实现，该燃气涡轮机壳体包括由基体致密化的增强件，所述壳体呈轴对称形状，所述壳体沿着轴向方向包括：上游法兰；厚度大于壳体的其余部分的保持区；和下游法兰；壳体的特征在于，在由轴向方向和径向方向限定的平面上的截面中，其具有一轮廓，所述轮廓包括至少第一和第二倾斜部分，所述第一和第二倾斜部分相对于彼此并且相对于壳体的轴线倾斜，第一和第二倾斜部分在一位于保持区与一个法兰之间的点处相交，所述点对应于由第一和第二倾斜部分形成的一角的顶点，在该角的顶点与壳体的平均半径之间的距离位于壳体的所述平均半径的1.5％至4％的范围内。
在壳体的轮廓中存在至少一个“不连续性”或角，该“不连续性”或该角与参考平面偏离，该参考平面与壳体的平均半径对齐，所述存在用于通过减小其振动模式的空间范围和通过提高相对于呈现正确(即直线的)轮廓的壳体的其固有频率来加强复合材料壳体。因此，本发明的壳体具有改进的振动模式特性，因此与呈现正确轮廓的壳体相比，可以避免出现不希望的振动模式。而且，本发明的加强解决方案不会导致壳体重量的增加，因为在壳体的轮廓中形成不连续性或角不需要添加材料。
根据本发明的壳体的一个特定方面，壳体的平均半径优选地在1米(m)至2米的范围内，更优选地在1米至1.7米的范围内。
根据本发明的壳体的另一特定方面，第一和第二倾斜部分沿径向方向形成一指向壳体内侧的角。
根据本发明的壳体的另一特定方面，第一和第二倾斜部分沿径向方向形成一指向壳体外侧的角。
根据本发明的壳体的另一特定方面，由第一和第二倾斜部分形成的角的顶点位于保持区与下游法兰之间。
根据本发明的壳体的另一特定方面，角的顶点与壳体的平均半径之间的距离在壳体的所述平均半径的2％和3.5％的范围内。
根据本发明的壳体的另一个特定方面，在第一与第二倾斜部分之间的连接处形成的角的顶点位于距上游法兰的轴向距离处，该距离沿着轴向方向与壳体的总长度的确定的百分比对应。这使得可以进一步改善频率的上升，并因此改善壳体的振动模式行为。
本发明还提供了一种具有本发明的壳体的燃气涡轮机发动机。
本发明还提供了一种包括本发明的一个或多个发动机的飞机。
本发明还提供了一种制造用于燃气涡轮机的复合材料壳体的方法，该方法包括：使用三维或多层编织将纤维织物编织成条带形式的单件；通过将所述织物卷绕到支撑工具上来形成所述织物，以便获得纤维预制件，所述纤维预制件沿着轴向方向包括第一部分、第二部分和第三部分，所述第一部分形成用于上游法兰的预制件，所述第二部分的厚度大于所述预制件的其余部分的厚度，以形成保持区预制件，所述第三部分形成用于下游法兰的预制件；以及，使用基体致密化纤维预制件，该方法的特征在于，在成形过程中，纤维织构成形，以获得纤维预制件，所述纤维预制件在由轴向方向和径向方向限定的平面上以截面呈现一轮廓，所述轮廓包括至少第一和第二倾斜部分，所述第一和第二倾斜部分相对于彼此并且相对于轴向方向倾斜，该第一和第二倾斜部分在一点处相交，该点位于形成保持区预制件的预制件的第二部分与形成上游法兰预制件的第一部分或形成下游法兰预制件的第三部分之间，所述点与由第一和第二倾斜部分形成的角的顶点对应，在一角的顶点与预制件的平均半径之间的距离位于预制件的平均半径的1.5％至4％的范围内。
根据本发明方法的一个特定方面，壳体的平均半径优选地在1米至2米的范围内，更优选地在1米至1.7米的范围内。
根据本发明方法的另一个特定方面，第一和第二倾斜部分沿着径向方向形成一指向纤维预制件内部的角。
根据本发明方法的另一个特定方面，第一和第二倾斜部分沿着径向方向形成一指向纤维预制件外部的角。
根据本发明方法的另一个特定方面，由第一和第二倾斜部分形成的角的顶点位于保持区与下游法兰之间。
根据本发明方法的另一个特定方面，角的顶点与壳体的平均半径之间的距离位于壳体的所述平均半径的2％和3.5％的范围内。
根据本发明方法的另一个特定方面，在第一和第二倾斜部分之间的连接处形成的角的顶点位于距形成上游法兰部分的第一预制件部分的轴向距离处，该第一预制件部分沿着轴向方向与确定的百分比的预制件的总长度对应。
附图说明
本发明的其他特征和优点从作为非限制性示例给出的本发明的特定实施例的以下描述中并且参考附图而显而易见，其中：
图1是根据本发明实施例的航空发动机的立体图；
图2是图1发动机的风扇壳体的轴向截面的半示意图；
图3是表示与角的顶点与壳体的平均半径之间的距离成函数的用本发明的壳体获得的频率的增加的曲线图。
图4是根据本发明的另一个实施例的风扇壳体的轴向截面的半示意图。
图5是表示与沿着壳体的角的顶点的轴向位置成函数的用本发明的壳体获得的频率的增加的曲线图；
图6是表示成形为形成图2风扇壳体的加强件的纤维织物的立体图；
图7是通过缠绕纤维织物获得的图2壳体的预制件的轴向截面的半示意图，如图6所示；以及
图8是表示通过缠绕如图6所示的纤维织物而获得的图2壳体预制件上的注射扇区的定位的剖视图。
具体实施方式
本发明一般适用于由复合材料制成的任何燃气涡轮机壳体。
下面在其应用于燃气涡轮机航空发动机的风扇壳体的背景下描述本发明。
如图1中示意性地所示，这种发动机沿着气流的流动方向从上游到下游包括：布置在发动机入口处的风扇1；压缩机2；燃烧室3；高压涡轮机4；和低压涡轮机5。
发动机容纳在壳体内，壳体包括与发动机的不同元件对应的多个部分。因此，风扇1被轴对称的风扇壳体10包围。
图2示出了风扇壳体10的轮廓，该轮廓与由平行于壳体10的轴线A10的径向方向DA和由径向方向DR限定的平面上的截面对应。在这个例子中，壳体10由有机基体复合材料制成，即由纤维制成的增强材料制成，例如碳、玻璃、芳族聚酰胺或陶瓷纤维，并通过聚合物基体致密化，例由环氧树脂、双马来酰亚胺或聚酰亚胺树脂制成。这种壳体的制造具体在文献US 8 322971中描述。
在轴向DA上，壳体10具有沿径向方向DR延伸的上游法兰14、与壳体的其余部分相比具有额外厚度的保持区15以及沿径向方向DR延伸的下游法兰16。位于壳体10的上游端和下游端的法兰14和16使其能够安装在其他元件上并与它们连接。保持区15与壳体的额外厚度的一部分对应，该部分沿着轴向方向DA上延伸超过一确定的长度，以便形成一保持区，所述保持区能够保持碎屑、颗粒或物体，所述碎屑、颗粒或物体已被摄入发动机的入口，或者来自风扇叶片的损坏，并由于风扇的旋转而径向向外抛出，以防止它们穿过壳体并损坏飞机的其他部分。
根据本发明，壳体10包括第一和第二部分17和18，它们相对于彼此以及也相对于壳体的轴线A10倾斜。第一和第二倾斜部分17和18在一点S10处相遇，该点位于保持区15与上游法兰和下游法兰(在该示例中具体是下游法兰16)中的一个之间。该点S10与由第一和第二倾斜部分形成的角β1的顶点19对应。在当前描述的例子中，第一和第二倾斜部分17和18形成钝角β1，钝角β1的顶点19指向壳体10的内部。
仍然根据本发明，角β1的顶点19沿着径向方向DR位于距离直线平面P1一确定的距离d19处，该直线平面P1与壳体10的平均半径Rm10对齐。术语“壳体的平均半径”在本文中用于表示壳体的内部轮廓的直径与外部轮廓的直径之间的平均值，不包括法兰。
发明人已经确定，角β1的顶点19与壳体的平均半径(平面P1)之间的沿着径向DR的距离d19在壳体的平均半径的1.5％至4％的范围内，优选在壳体平均半径的2％至3.5％范围内。作为非限制性示例，图3示出作为由第一和第二倾斜部分，例如图2中的壳体10的部分17和18，形成的角的顶点与壳体的平均半径，例如图2的壳体10的平均半径Rm10，之间的距离的函数的所获得的频率的增加，频率的增加是相对于正确的壳体来确定的，即不具有不连续性或角的顶点的壳体。在一特定的实施例中，平均半径Rm10在1米至2米的范围内，优选地在1米至1.7米的范围内。在例中，对于平均半径为1.17m的壳体，观察到从角顶点与平均半径之间的35mm的距离，即约3％的壳体的平均半径实现了9％的频率增加，对于在角顶点与壳体的平均半径之间的较大距离，频率的上升基本上停滞在该值处。在该例中，频率增加与用呈现不连续性或角的顶点的壳体获得的频率与使用相同的但没有不连续性或角的顶点的壳体获得的频率之间的差值的比率(表示为百分比)对应，该比例通过使用相同的但没有不连续性或角的顶点的壳体获得的频率划分。
图3以举例的方式表示在1.5％至3.5％的范围内的测量的百分比值，然而，可以通过外推曲线来扩展测量范围。在低于1.5％和接近1.5％处，曲线基本上是线性的，以类似于在1.5％至2％范围内观察到的斜率延伸。在3％至4％的范围内，曲线的斜率同样应该被认为是基本恒定的。
本发明的壳体可包括一对或多对倾斜部分，每个倾斜部分限定位于保持区与法兰中的一个之间的不连续性或角的顶点。
所述角的顶点可以沿着径向方向指向壳体的内部，如图2中的壳体10的角的顶点19那样。角的顶点可沿着径向方向指向壳体的外部，如图4中的壳体110，其包括第一和第二倾斜部分117和118，所述第一和第二倾斜部分117和118存在于在首先上游法兰114下游的保持区115与其次下游法兰116之间，倾斜部分117和118在点S110处相遇，点S110形成指向壳体110外部的顶角119。在从壳体的轴线A110限定的在角的顶点119与壳体110的平均半径Rm110之间的沿着径向方向的距离d119位于壳体110的所述平均半径的1.5％和4％的范围内，优选地在壳体的平均半径的2％至3.5％的范围内。在图4中，壳体110的平均半径Rm110大致与一正确的圆柱体的半径对应，所述圆柱体与壳体110的下游法兰116的内部重合。
此外，角的顶点可以存在于保持区与壳体的法兰之间的不同轴向位置处。然而，发明人已经确定，可以根据在第一和第二倾斜部分之间的连接处形成的角的顶点的轴向位置来进一步改善频率增加。作为非限制性示例，图5示出了根据由第一和第二倾斜部分，例如图2中的壳体10的部分17和18，形成的角的顶点沿着轴向方向相对于壳体的尺寸获得的频率增加，即壳体的上游法兰与下游法兰之间的距离，例如图2中壳体10的上游法兰14与下游法兰16之间的距离d10，相对于右壳体，即不具有不连续性或角的顶点的壳体，确定频率的增加。在例中，角的顶点位于壳体的平均半径的3％处。对于其上游法兰与下游法兰之间的总轴向距离为90厘米(cm)的壳体，观察到当角的顶点沿轴向距离DA(距离dA19)位于距上游约600毫米(mm)时，获得频率上升15％，所述轴向距离DA即从上游法兰开始，沿轴向DA的壳体总长度的约65％。65％的值与根据上述壳体尺寸确定的值对应。当然，对于其他壳体尺寸，可以考虑其他值，例如，关于壳体的直径和/或轴向长度。
图5示出了下游法兰旁边的角的顶点的轴向位置的值，但是，对于其中保持区更靠近下游法兰而不是上游法兰的不同的壳体配置，角的顶点可以位于上游法兰旁边。
下面描述用复合材料制造图2所示的壳体10的方法，该复合材料包括通过基体致密化的纤维增强件。
通过形成条带形式的纤维织物来开始制造壳体。图6以非常示意的方式示出了以条带形式编织的纤维结构100，其用于形成用于航空发动机壳体的纤维预制件。
纤维织物100通过三维编织或通过多层编织获得，所述三维编织或多层编织通过提花型织机以已知的方式进行，所述提花织机具有布置在其上的多层经纱或股线，经纱由纬纱相互连接。
在所示的例子中，三维编织是用“互锁编织”编织的。术语“互锁编织”在本文中用于表示这样的编织，其中每个纬纱层将多个经纱层与给定纬纱列中的所有纱线相互连接，所述纬纱在织线平面中具有相同的运动。
可以使用其他类型的多层编织，特别是诸如文献WO 2006/136755中描述的那些，其内容通过引用并入本文。
特别是，纤维结构可以使用由碳纤维、陶瓷(例如碳化硅)、玻璃或实际上是芳族聚酰胺制成的纱线编织。
如图6所示，纤维增强件通过将纤维织物100卷绕到心轴200上而形成，其纤维织物100通过三维编织制成具有不同厚度，该心轴200具有一与待制作的壳体的轮廓对应的轮廓。有利地，纤维增强件构成用于壳体10的完整管状纤维预制件，该完整管状纤维预制件使用与壳体10的倾斜部分17和18对应的第一和第二倾斜部分形成一单件，并且限定不连续性或角的顶点19。
为此目的，心轴200具有轮廓的外表面201，该外表面对应于待制造的壳体的内表面。通过缠绕在心轴200上，纤维织物100紧密地贴合心轴的轮廓。在其外表面201上，心轴200包括第一和第二斜面210和211，其形状和尺寸与待制造的壳体10的第一和第二倾斜部分17和18的形状和尺寸对应。心轴200还具有两个颊板220和230，用于形成纤维预制件的部分，所述部分与壳体10的法兰14和15对应。
图7是在将纤维织物100作为多个层卷绕到心轴200上之后获得的纤维预制件300的截面图。层或匝的数量是所需厚度和纤维织构厚度的函数。优选不小于2。在目前描述的例子中，预制件300包括四层纤维织构100。
使用第一和第二倾斜部分310和311获得纤维预制件300，第一和第二倾斜部分310和311位于待形成壳体的保持区15的较大厚度的部分320与待形成壳体10的下游法兰16的端部340之间。存在与部分340相对的另一个端部330，以形成壳体10的上游法兰14。第一和第二倾斜部分310和311相交，以形成与在壳体10上存在的角的顶点19对应的角的顶点319。角的顶点319与图7中由平面P2表示的预制件300的平均半径之间的距离d319位于预制件的所述平均半径的1.5％至4％的范围内(优选在预制件的所述平均半径的2％至3.5％的范围内)。
然后用基体使纤维预制件300致密化。
使纤维预制件致密化在于使用构成基体的材料在其整个或部分体积中填充预制件的孔。
可以通过涉及液体技术的方法以常规方式获得基体。
该液体技术在于用含有基体的材料的有机前体的液体组合物浸渍预制件。有机前体通常为聚合物形式，例如树脂，任选地在溶剂中稀释。将纤维预制件放置在模具中，该模具可以以密封的方式封闭，并且包括具有最终模制部件形状的凹口。如图8所示，在该例中，纤维预制件300放置在形成模具盖的多个扇区240与形成一支撑件的心轴200之间，这些元件分别呈现待被制造的壳体的外部形状和内部形状。此后，在整个空腔中注入液体基体前体，例如，树脂，以浸渍预制件的整个纤维部分。
通过施加热处理，通常通过加热模具，在消除任何溶剂之后并且在固化聚合物之后，将前体转化为有机基体，即聚合，将预制件连续保持在形状与待制造的部件的形状对应的模具内。特别是，有机基体可以由环氧树脂，例如，例如高性能环氧树脂，获得或由碳或陶瓷基体的液体前体获得。
当形成碳或陶瓷基体时，热处理在于热解有机前体，以便根据所用的前体和热解条件将有机基体转化为碳或陶瓷基体。在例中，碳的液体前体可以是具有相对高的焦炭含量的树脂，例如酚醛树脂，而陶瓷的液体前体，特别是SiC的液体前体，可以是聚碳硅烷(PCS)或聚碳酸硅烷(PTCS)或聚硅氮烷(PSZ)型的树脂。从浸渍到热处理可以进行多个连续性循环，以实现所需的致密化程度。
在本发明的一个方面，纤维预制件可以通过众所周知的树脂传递模塑(RTM)方法致密化。在RTM方法中，将纤维预制件放置在模具中，该模具呈现待制造的壳体的形状。将热固性树脂注入模具中限定的并包含纤维预制件的内部空间。通常在注入树脂的位置和树脂排出孔之间的该内部空间中建立压力梯度，以便控制和优化预制件与树脂的浸渍。
在例中，所用的树脂可以是环氧树脂。适用于RTM方法的树脂是众所周知的。优选地，它们呈现低粘度，以在纤维之间注入它们。选择树脂的温度等级和/或化学性质作为部件要经受的热机械应力的函数。一旦树脂注入整个增强件，就通过符合RTM方法的热处理使其聚合。
在注射和聚合后，该部件是未成型的。为此目的，心轴200可以在第一和第二斜面210和211之间的连接处分成两个部分，以使部件能够未被模制。为了完成，修整零件以去除多余的树脂，并加工倒角以获得图1和2中所示的壳体10。
以上描述仅考虑保持区与下游法兰之间的一对第一和第二倾斜部分。对于适当尺寸的壳体，特别是沿着轴向方向，可以考虑两对连续的第一和第二倾斜部分，例如，在该对倾斜部分中具有相似的角，并且对于在角的顶点与壳体的平均半径之间的距离具有相似的值。在例中，这些倾斜部分可以布置成W形构造，可能在两对之间具有圆柱形段。

Claims (15)

1.一种由复合材料制成的燃气涡轮机壳体(10)，所述复合材料包括由一基体致密化的增强件，所述壳体呈轴对称形状，所述壳体沿着轴向方向(DA)包括：上游法兰(14)；保持区(15)，所述保持区的厚度大于所述壳体的其余部分；和下游法兰(16)；其中，所述壳体(10)在由轴向方向(DA)和径向方向(DR)限定的平面上的截面中具有一轮廓，所述轮廓包括至少第一和第二倾斜部分(17，18)，所述第一和第二倾斜部分(17，18)相对于彼此和相对于所述壳体的轴线(A10)倾斜，所述第一和第二倾斜部分在位于所述保持区(15)与所述法兰(16，14)中的一个之间的点(S10)处相遇，所述点与由所述第一和第二倾斜部分(17，18)形成的角(β1)的顶点(19)对应，其中所述角(β1)的顶点(19)与所述壳体的平均半径(Rm10)之间的距离(d19)位于所述壳体的所述平均半径的1.5％至4％的范围内。
2.根据权利要求1所述的壳体，其中所述壳体的平均半径(Rm10)位于1m到2m的范围内。
3.根据权利要求1所述的壳体，其中所述壳体的平均半径(Rm10)是1.7m。
4.根据权利要求1所述的壳体，其中所述第一和第二倾斜部分(17，18)沿着径向方向(DR)形成一指向所述壳体(10)的内部的角(β1)。
5.根据权利要求1所述的壳体，其中所述第一和第二倾斜部分(117，118)沿着径向方向(DR)形成一指向所述壳体(110)的外部的角。
6.根据权利要求1所述的壳体，其中由所述第一和第二倾斜部分(17，18)形成的角(β1)的顶点(19)位于所述保持区(15)与所述下游法兰(16)之间。
7.根据权利要求1所述的壳体，其中所述角(β1)的顶点(19)与所述壳体的平均半径(Rm10)之间的距离(d19)位于所述壳体的所述平均半径的2％和3.5％的范围内。
8.一种燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机具有根据权利要求1所述的壳体(10)。
9.一种飞机，所述飞机具有一个或多个根据权利要求8所述的发动机。
10.一种制造用于燃气涡轮机的复合材料壳体(10)的方法，所述方法包括：使用三维或多层编织将纤维织物(100)编织成条带形式的单件；通过将所述织物缠绕到支撑工具(200)上来使所述织物成形，以便获得一纤维预制件(300)，所述纤维预制件(300)沿着轴向方向(DA)包括第一部分(330)、第二部分(320)和第三部分(340)，所述第一部分(330)形成一用于上游法兰的预制件，所述第二部分(320)的厚度大于所述预制件的其余部分的厚度，以形成保持区预制件，所述第三部分(340)形成一用于下游法兰的预制件；以及，用一基体使所述纤维预制件致密化，其中在成形过程中，所述纤维织物(100)成形为获得一纤维预制件(300)，所述纤维预制件(300)在由所述轴向方向和一径向方向限定的平面上的截面中具有一轮廓，所述轮廓包括至少第一和第二倾斜部分(310，311)，所述第一和第二倾斜部分相对于彼此并且相对于所述轴向方向(DA)倾斜，所述第一和第二倾斜部分在位于形成保持区预制件的所述预制件的所述第二部分(320)与形成上游法兰预制件的所述第一部分(330)或形成下游法兰预制件的所述第三部分(340)之间的一点处相遇，所述点与由所述第一和第二倾斜部分(310，311)形成的角的顶点(319)对应，其中在所述角的顶点(319)与所述预制件的平均半径之间的距离(dR319)位于所述预制件的平均半径的1.5％至4％的范围内。
11.根据权利要求10所述的方法，其中所述壳体的平均半径(Rm10)在1m到2m的范围内。
12.根据权利要求10所述的方法，其中所述第一和第二倾斜部分(310，311)沿着径向方向(DA)形成一指向所述纤维预制件(300)的内部的角。
13.根据权利要求10所述的方法，其中所述第一和第二倾斜部分沿着所述径向方向形成一指向所述纤维预制件的外部的角。
14.根据权利要求10所述的方法，其中由所述第一和第二倾斜部分(17，18)形成的所述角(β1)的顶点(19)位于所述保持区(15)与所述下游法兰(16)之间。
15.根据权利要求10所述的方法，其中所述角(β1)的顶点(19)与所述壳体的平均半径(Rm10)之间的所述距离(d19)位于所述壳体的所述平均半径的2％和3.5％的范围内。
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