CN1680684B - 制造燃气涡轮发动机的方法和燃气涡轮发动机的防护装置 - Google Patents

制造燃气涡轮发动机的方法和燃气涡轮发动机的防护装置 Download PDF

Info

Publication number
CN1680684B
CN1680684B CN2005100628844A CN200510062884A CN1680684B CN 1680684 B CN1680684 B CN 1680684B CN 2005100628844 A CN2005100628844 A CN 2005100628844A CN 200510062884 A CN200510062884 A CN 200510062884A CN 1680684 B CN1680684 B CN 1680684B
Authority
CN
China
Prior art keywords
layer
gas turbine
mentioned
turbine engine
fibers
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN2005100628844A
Other languages
English (en)
Other versions
CN1680684A (zh
Inventor
弗兰克·沃特霍夫
克里斯托弗·C·格林
戴维·W·克拉尔
戴维·L·比德尔
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN1680684A publication Critical patent/CN1680684A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN1680684B publication Critical patent/CN1680684B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • F05D2250/312—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being parallel to each other
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • F05D2250/314—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being inclined in relation to each other
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6034—Orientation of fibres, weaving, ply angle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/614—Fibres or filaments

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

一种制造燃气涡轮发动机的方法。该方法包括：将发动机壳绕周向地连接在燃气涡轮发动机上。该方法还包括将防护外罩连接到燃气涡轮发动机上，以使该防护外罩至少能够外接燃气涡轮发动机壳的一部分，其中该防护外罩包括多个连在一起的层，其中第一层由连在一起的至少三片形成，第一片由基本上在第一方向上定向的多个纤维构成，第二片由基本上在第二方向上定向的多个纤维构成，即偏转第一片大致45度，第三片由基本上平行于第一方向定位的多个纤维构成，其中多个第一片纤维基本上相对于燃气涡轮发动机轴向进行设置。

Description

制造燃气涡轮发动机的方法和燃气涡轮发动机的防护装置
技术领域
本发明通常涉及燃气涡轮发动机，尤其是涉及操作燃气涡轮发动机的方法和装置。
背景技术
至少一些已知的燃气涡轮发动机通常包括高压和低压压缩机、燃烧室和至少一个涡轮。上述压缩机可对与燃料混合的空气进行压缩，并将其引入燃烧室。随后点燃上述混合物，以产生高热燃烧气体，燃烧气体被引入涡轮，涡轮从燃烧气体中抽取能量，向上述压缩机供能，并产生有用功，以推进飞行中的航空器或者向负载，例如向一个发电机供能。
在工作过程中，一些外界物体不可避免地被吸入到燃气涡轮发动机内。尤其是，不同的外界物体，例如鸟类，冰雹，沙石和/或雨水都可以被夹带在燃气涡轮发动机的入口处。当这些外界物体进入到燃气涡轮发动机内时，这些物体会撞击到叶片上，从而导致受撞击的叶片受损，从转子上松脱。这种条件即所熟知的外部物体损伤(FOD)会导致转子叶片接触到和/或扎进机壳，从而产生沿机壳外表面的裂缝，损伤周围的人员和/或附近的设备。有时，外界物体损伤会导致部分燃气涡轮发动机隆起或挠曲，从而沿着整个机壳引起附加应力。
为了防止这种机壳应力，及将对人员的损伤降到最小，至少一些已知的发动机都具有金属壳体罩，其有利于增强发动机的径向和轴向刚度，并有利于减小机壳周围的应力。但是，由于这种壳体增大了整个燃气涡轮发动机的重量，所以这种壳体不利于机器的性能。
发明内容
根据本发明第一方面，提供了一种制造燃气涡轮发动机的方法，该方法包括：
将发动机壳绕在燃气涡轮发动机上周向地连接；以及
将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机上，以使该防护外罩至少能够外接燃气涡轮发动机壳的一部分，其中该防护外罩包括多个连在一起的层，其中第一层由连在一起的至少三片形成，第一片由在第一方向上取向的多个纤维构成，第二片由在第二方向上取向的多个纤维构成，即相对第一片偏转大致45度，第三片由基本上平行于第一方向定位的多个纤维构成，其中使多个第一片纤维基本上相对于燃气涡轮发动机的轴向定向。
优选地，将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机还包括将第四片连接到第三片，以使第四片中的多个纤维在某一方向上定向，该方向相对第二片中的纤维的取向偏转大致90度。
优选地，将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机还包括将发动机防护外罩连接到所述发动机，该发动机包括由纤维玻璃材料制成的第一层。
优选地，将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机还包括将第一层连接到所述燃气涡轮发动机，以使形成的第一层具有至少0.2286厘米(0.09英寸)的厚度。
优选地，将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机还包括将第二层连接到第一层，其中第二层由至少三个连接在一起的片构成，以使第二层中的第一片包括在基本上垂直于第一层第一片中的纤维的取向的方向上定向的多个纤维，并且使第二层中的第二片包括在第二方向上定向的多个纤维，该第二方向相对第二层第一片偏转大致45度。
优选地，将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机还包括将发动机防护外罩连接到所述燃气涡轮发动机，该发动机包括由石墨材料制成的第二层。
优选地，将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机还包括将第二层连接到第一层，以使形成的第二层具有至少0.2159厘米(0.085英寸)的厚度。
优选地，将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机还包括将第三层连接到第二层，其中第三层由至少三个连接在一起的片构成，以使第三层中的第一片包括在基本上平行于第一层第一片中的纤维的取向的方向上定向的多个纤维，并且使第三层中的第二片包括在第二方向上定向的多个纤维，该第二方向相对于第三层第一片偏转大致45度。
优选地，将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机还包括将发动机防护外罩连接到所述发动机，所述发动机包括由纤维玻璃材料制成的第三层。
优选地，将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机还包括将第三层连接到第二层，以使形成的第三层具有至少0.2286厘米(0.09英寸)的厚度。
根据本发明另一方面，提供了一种具有发动机壳的燃气涡轮发动机的防护装置，该防护装置包括：具有多片的第一层，这些片中每一个又由多个纤维构成，所述多片中的第一片被连接到燃气涡轮发动机上，使第一层至少能够外接机壳的一部分，且使第一片的多个纤维基本上相对于燃气涡轮发动机的轴向定向，所述多片中的第二片连到第一片上，使第二片的多个纤维偏转第一片的纤维大致45度，所述多片中的第三片被连接到上述第二片上，第三片的多个纤维基本上平行于第一片的纤维。
优选地，上述第一层进一步包括和上述第三片相连的第四片，以使上述第四片的多个纤维相对上述第二片的多个纤维偏转大致90度地定向。
优选地，上述第一层由纤维玻璃材料构成。
优选地，上述第一层的厚度大致为0.2286厘米(0.09英寸)。
优选地，所述防护装置进一步包括由多片构成的第二层，这些片中每一个又由多个纤维构成，上述第二层的这些片至少包括第一片和第二片，上述第一片连到上述第一层上，使上述第一片至少能够外接燃气涡轮发动机的一部分，上述第二层中第一片的多个纤维基本上在垂直于发动机轴向方向上定向，第二片连到第二层的第一片上，使第二片的多个纤维相对上述第二层中第一片的多个纤维偏转大致45度。
优选地，上述第二层由石墨材料构成。
优选地，上述第二层的厚度大致为0.2159厘米(0.085英寸)。
优选地，所述防护装置进一步包括由多片构成的第三层，这些片中每一个又由多个纤维构成，上述第三层的这些片至少包括第一片和第二片，上述第三层的第一片连到上述第二层上，使上述第三层中第一片的多个纤维基本上轴向地定向，上述第三层的第二片连到第三层的第一片上，使第二片的多个纤维相对上述第三层中第一片的多个纤维偏转大致45度。
优选地，上述第三层由纤维玻璃材料构成。
优选地，上述第三层的厚度大致为0.2286厘米(0.09英寸)。
在一个方面，提供一种制造燃气涡轮发动机的方法。该方法包括：将发动机壳绕在燃气涡轮发动机上周向地连接。该方法还包括将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机上，以使该防护外罩至少能够外接燃气涡轮发动机壳的一部分，其中该防护外罩包括多个连在一起的层，其中第一层由连在一起的至少三片形成，第一片由基本上在第一方向上取向的多个纤维构成，第二片由基本上在第二方向上取向的多个纤维构成，即相对第一片偏转大致45度，第三片由基本上平行于第一方向定位的多个纤维构成，其中使多个第一片纤维基本上相对于燃气涡轮发动机的轴向定向。
在另一方面，提供一种具有机壳的燃气涡轮发动机的防护装置。该防护装置包括：具有多片的第一层，这些片中每一个又由多个纤维构成。其中的第一片被连接到燃气涡轮发动机上，使第一层至少能够外接机壳的一部分，且第一片的多个纤维基本上相对于燃气涡轮发动机的轴向定向。第二片连到第一片上，使第二片的多个纤维相对第一片的纤维偏转大致45度。第三片被连接到上述第二片上，第三片的多个纤维基本上平行于第一片的纤维。
附图说明
图1是示意性燃气涡轮发动机的简要视图；
图2是叶片防护装置的剖视图，该装置可用在图1所示的燃气涡轮发动机；
图3是图2所示的叶片防护装置部分的剖视图；
图4是区域4(如图2所示)内的、图3中所示叶片防护装置部分的展开图；
图5是另一个实施例中叶片防护装置的剖视图，该装置可用在图1所示的燃气涡轮发动机；
图6是图5中所示叶片防护装置部分的展开图；
图7是另一个实施例中叶片防护装置的剖视图，该装置可用在图1所示的燃气涡轮发动机；
图8是图7中所示叶片防护装置部分的展开图。
具体实施方式
图1是燃气涡轮发动机10的示意图，其包括风扇组件12和中心发动机13，中心发动机又包括高压压缩机14和燃烧室16。燃气涡轮发动机10还包括高压涡轮机18，低压涡轮机20和增压机22。风扇组件12包括一排径向从转动盘26向外延伸的风扇叶片24。该燃气涡轮发动机10具有进气侧28和排气侧30。在一个实施例中，上述燃气涡轮发动机是由通用电气公司(Cincinnati，Ohio)生产的GE90。风扇组件12和涡轮机20均由第一转子轴31连接，压缩机14和涡轮机18均由第二转子轴32连接。
在操作过程中，在基本平行于延伸穿过燃气涡轮发动机10的中轴线34的方向上，空气流经风扇组件12，且受压缩的空气供应到高压压缩机14中。高压压缩空气被输送到燃烧室16。燃烧室16的气流(图1中未示出)驱动涡轮机18、20，该涡轮机20又通过轴31的方式驱动风扇组件12。
图2是风扇组件12部分和示意性燃气涡轮发动机混合防护系统50的剖视图。在示意性实施例中，发动机防护系统50为混合的硬壁防护系统，具有长度为52，大致等于风扇组件12部分的长度54。尤其是，可有选择地调整长度52，以使防护系统50基本上外接一个绕风扇组件12延伸的主要防护区域56。这里所用的主要防护区域56是一种绕风扇组件12在轴向和周向上延伸的区域，表示风扇叶片(未示出)很可能从风扇组件12径向抛出或射出的区域。
图3是示意性燃气涡轮发动机防护系统50部分的剖视图。图4是区域4内防护系统50部分的展开图。在示意性实施例中，燃气涡轮发动机防护系统50包括至少一层60，这些层形成为至少部分地周向地绕风扇组件12延伸。这里所述的“形成”包括用于制造每个燃气涡轮发动机防护系统50的过程，包括但并不限定于制模和层压过程。每一限定层60包括多个由单向材料制成的片62。在这里，单向材料是包括多个薄的、相对柔韧的长纤维，其具有较高的抗拉强度，可以但并不局限是玻璃纤维材料。
在示意性实施例中，发动机防护系统50包括至少一层64。层64包括多个由单向材料制成的片70。在示意性实施例中，这些片70由玻璃纤维制成。在实施例中，每片70的厚度72在整个层64中大致相等。在一个实施例中，每片70的厚度在0.02032厘米到0.254厘米(0.008到0.10英寸)之间。在另一个实施例中，每片70的厚度在大约0.0127厘米到0.381厘米(0.005到0.15英寸)之间。在一个实施例中，每片70的厚度大约为0.02286厘米(0.009英寸)。在上述示意性实施例中，第一层64包括由环氧树脂等粘接剂连成的大约15片70。因此，在示意性实施例中，第一层64大约为0.0381厘米(0.015英寸)厚。
在制造过程中，第一层64形成在风扇组件12上，以使第一层64至少部分地外接于风扇组件12的外周边。尤其是，第一片74被连接到风扇组件12，从而使第一片74内的多个纤维基本上相对于中轴线34轴向进行取向。第二片75连接到第一片74上，使第二片75内的多个纤维相对上述第一片74内的纤维以大约45°偏转。随后第三片76被连接到第二片75上，使第三片76内的多个纤维相对于燃气涡轮发动机10基本上轴向地进行布置。第四片77在连接到上述第三片76上，以使第四片77内的多个纤维基本上垂直于第二片75中的纤维，并相对第三片76内的多个纤维以大致-45°偏转。因此，第一片74和第三片76内的纤维均基本上轴向布置，第二片75和第四片77内的纤维均偏转轴向方向大致45°。
重复上述制造过程，继续完成另一模式的相邻片70，直到第一层64达到所需的整体厚度T为止。随后将一个保护层98粘接到层64的外表面99上。在上述示意性实施例中，保护层98由玻璃材料制成，但并不限定于此。
当发动机防护系统50的制造完成时，在主要防护区域56内，防护系统50在轴向和周向上就有利于减少转子因叶片扎进机壳而产生的裂纹。尤其是，第一层64内纤维的定向可利于增加机壳的轴向刚度，从而使得在绕机壳外周边周向上减小可能产生的裂纹厚度的扩展。特别是，上述第一层纤维有利于将沿机壳外周引发的应力载荷进行再分配。
图5是叶片防护装置100的另一个实施例的剖视图，该装置可用在图1所示的发动机10中。图6是上述叶片防护装置100部分的展开图。防护装置100基本上类似于防护系统50(如图3、4所示)，防护装置100内的元件和防护系统50内相同的元件在图5、6中，由和图3、4中相同的参考标记进行表示。尤其是，在上述示意性实施例中，发动机防护装置100包括第一层64和连接到第一层64的第二层66。
第二层66包括由单向材料制成的多个片80。在示意性实施例中，这些片80由石墨材料制成。在实施例中，每片80的厚度82在整个层66中大致相同。在一个实施例中，每片80的厚度在0.01016厘米到0.01524厘米(0.004到0.006英寸)之间。在另一个实施例中，每片80的厚度在0.00508厘米到0.02032厘米(0.002到0.008英寸)之间。在一个实施例中，每片80的厚度大约为0.0127厘米(0.005英寸)。在上述示意性实施例中，第二层66包括相互通过环氧树脂等粘接剂连接的大致十七片80。因此，在上述示意性实施例中，第二层66大约为0.2159厘米(0.085英寸)厚。
在制造过程中，第二层66形成在第一层64上，使得第二层66至少部分地外接于第一层64的外周边。尤其是，第一片84被连接到第一层64上，从而使第一片84内的多个纤维垂直于中轴线取向。第二片85连接到第一片84上，使片85内的多个纤维相对上述第一片84内的纤维以大约45°偏转。随后第三片86被连接到第二片85上，使第三片86内的多个纤维基本上垂直于中轴线34定向，第四片87在连接到上述第三片86上，以使第四片87内的多个纤维基本上相对第三片86内的多个纤维以大致-45°偏转。因此，第一片84和第三片86内的纤维均基本上彼此平行且大致垂直于中轴线34，第二片85和第四片87内的纤维彼此垂直并偏离中轴线34大致45°。
重复上述制造过程，继续完成另一模式的相邻片80，直到第二层66达到所需的整体厚度T1为止。随后将一个保护层98粘接到层66的外表面101上。在上述示意性实施例中，保护层98由玻璃材料制成，但并不限定于此。
当发动机防护系统100的制造完成时，在主要防护区域56内，防护系统100在轴向和周向上有利于减少当转子叶片扎进机壳而产生的裂纹。尤其是，第一层64内纤维的定向可利于增加机壳的轴向刚度，从而使得绕机壳外周边周向上减小可能产生的裂纹厚度的扩展。特别是，上述第一层纤维有利于将沿机壳外周引发的应力载荷进行再分配。
而且，第二层66内石墨材料的结合，及形成层66的各片80内的纤维的导向有利于增加机壳径向或环绕的刚度。因此在叶片撞击过程中，层66就有利于减小机壳的区域应力。
图7是叶片防护装置110的另一个实施例的剖视图，该装置可用在图1所示的发动机10上。图8是上述叶片防护装置110部分的展开图。防护装置110基本上类似于防护系统50和100(如图3-6所示)，防护装置110内的元件和防护系统50、100内相同的元件在图7、8中，由和图3-6中相同的参考标记进行表示。尤其是，在上述示意性实施例中，燃气涡轮发动机防护装置110包括第一层64，第二层66和第三层68。
第三层68包括多个由单向材料制成的片90。在上述示意性实施例中，这些片90由玻璃环氧树脂材料制成。在实施例中，每片90的厚度92在整个第三层68大致相等。在一个实施例中，每片90的厚度在0.02032厘米到0.0254厘米(0.008到0.010英寸)之间。在另一个实施例中，每片90的厚度在0.0127厘米到0.0381厘米(0.005到0.015英寸)之间。在一个实施例中，每片90的厚度大约为0.02286厘米(0.009英寸)。在上述示意性实施例中，第三层68包括相互由环氧树脂等粘接剂连接的大致十片90。因此，在上述示意性实施例中，第三层68大约为0.2286厘米(0.090英寸)厚。
当发动机防护装置100的制造完成时，在主要防护区域56内，防护系统100在轴向和周向上有利于减少当转子叶片扎进机壳而产生的裂纹。尤其是，第一层64内纤维的定向可利于增加机壳的轴向刚度，从而使得在绕机壳外周边周向上减小可能产生的裂纹厚度的扩展。特别是，上述第一层纤维有利于将沿机壳外周引发的应力载荷进行再分配。
而且，第二层66内石墨材料的结合，及形成层66的各片80内的纤维导向有利于增加机壳的径向或环绕刚度。因此在叶片撞击过程中，层66就有利于减小机壳的区域应力。此外，由于第三层68由玻璃环氧树脂制成，所以，层68有利于增加机壳的轴向刚度和扭转刚度，因此在涡轮机旋转时，有利于减小叶片撞击后机壳产生的相对大的周向裂纹。
上述燃气涡轮发动机系统不但具有成本效率，而且还具有高可靠性，能够减小当叶片扎进机壳时导致的裂纹厚度和裂纹的持续。这种燃气涡轮发动机防护装置包括多个层，由多个彼此交替取向的片来构成，这些片由纤维组成。第一层利于增大机壳的轴向刚度，以使得绕机壳外周边周向上产生的裂纹厚度得以减小。第二层有利于增加机壳的径向或环绕刚度，以使得在叶片撞击过程中减小机壳的区域应力。第三层有利于增加机壳的轴向刚度和扭转刚度，因此在涡轮机旋转时可以减小叶片撞击后机壳产生的相对大的周向裂纹。所以，就提供了一种燃气涡轮发动机防护系统，以具有成本效率地且可靠地减小由叶片撞击过程和外界物体损伤所产生的潜在不利效果。
上面详述了防护装置的示意性实施例。但是防护装置并不限定于这里所述的特定实施例，每一装置的组件均可独立地使用且可和这里所述的组件相分离地被使用。例如，每一防护系统组件还可以和其他燃气涡轮发动机、非燃气涡轮发动机的其他防护系统组件相结合使用。
尽管以不同的特定实施例叙述了本发明，本领域的技术人员可以认识到本发明还可以用不同的修改来实现。

Claims (20)

1.一种制造燃气涡轮发动机的方法，该方法包括：
将发动机壳绕在燃气涡轮发动机上周向地连接；以及
将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机上，以使该防护外罩至少能够外接燃气涡轮发动机壳的一部分，其中该防护外罩包括多个连在一起的层，其中第一层由连在一起的至少三片形成，第一片由在第一方向上取向的多个纤维构成，第二片由在第二方向上取向的多个纤维构成，即相对第一片偏转45度，第三片由平行于第一方向定位的多个纤维构成，其中使多个第一片纤维相对于燃气涡轮发动机的轴向定向。
2.如权利要求1所述的方法，其中将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机还包括将第四片连接到第三片，以使第四片中的多个纤维在某一方向上定向，该方向相对第二片中的纤维的取向偏转90度。
3.如权利要求1所述的方法，其中将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机还包括将发动机防护外罩连接到所述发动机，该发动机包括由纤维玻璃材料制成的第一层。
4.如权利要求1所述的方法，其中将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机还包括将第一层连接到所述燃气涡轮发动机，以使形成的第一层具有至少0.2286厘米(0.09英寸)的厚度。
5.如权利要求1所述的方法，其中将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机还包括将第二层连接到第一层，其中第二层由至少三个连接在一起的片构成，以使第二层中的第一片包括在垂直于第一层第一片中的纤维的取向的方向上定向的多个纤维，并且使第二层中的第二片包括在第二方向上定向的多个纤维，该第二方向相对第二层第一片偏转45度。
6.如权利要求1所述的方法，其中将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机还包括将发动机防护外罩连接到所述燃气涡轮发动机，该发动机包括由石墨材料制成的第二层。
7.如权利要求1所述的方法，其中将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机还包括将第二层连接到第一层，以使形成的第二层具有至少0.2159厘米(0.085英寸)的厚度。
8.如权利要求7所述的方法，其中将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机还包括将第三层连接到第二层，其中第三层由至少三个连接在一起的片构成，以使第三层中的第一片包括在平行于第一层第一片中的纤维的取向的方向上定向的多个纤维，并且使第三层中的第二片包括在第二方向上定向的多个纤维，该第二方向相对于第三层第一片偏转45度。
9.如权利要求7所述的方法，其中将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机还包括将发动机防护外罩连接到所述发动机，所述发动机包括由纤维玻璃材料制成的第三层。
10.如权利要求7所述的方法，其中将发动机防护外罩连接到燃气涡轮发动机还包括将第三层连接到第二层，以使形成的第三层具有至少0.2286厘米(0.09英寸)的厚度。
11.一种具有发动机壳的燃气涡轮发动机的防护装置，该防护装置包括：具有多片的第一层，这些片中每一个又由多个纤维构成，所述多片中的第一片被连接到燃气涡轮发动机上，使第一层至少能够外接机壳的一部分，且使第一片的多个纤维相对于燃气涡轮发动机的轴向定向，所述多片中的第二片连到第一片上，使第二片的多个纤维偏转第一片的纤维45度，所述多片中的第三片被连接到上述第二片上，第三片的多个纤维平行于第一片的纤维。
12.如权利要求11所述的防护装置，其特征在于，上述第一层进一步包括和上述第三片相连的第四片，以使上述第四片的多个纤维相对上述第二片的多个纤维偏转90度地定向。
13.如权利要求11所述的防护装置，其特征在于，上述第一层由纤维玻璃材料构成。
14.如权利要求11所述的防护装置，其特征在于，上述第一层的厚度为0.2286厘米(0.09英寸)。
15.如权利要求11所述的防护装置，其特征在于，进一步包括由多片构成的第二层，这些片中每一个又由多个纤维构成，上述第二层的这些片至少包括第一片和第二片，上述第一片连到上述第一层上，使上述第一片至少能够外接燃气涡轮发动机的一部分，上述第二层中第一片的多个纤维在垂直于发动机轴向方向上定向，第二片连到第二层的第一片上，使第二片的多个纤维相对上述第二层中第一片的多个纤维偏转45度。
16.如权利要求15所述的防护装置，其特征在于，上述第二层由石墨材料构成。
17.如权利要求15所述的防护装置，其特征在于，上述第二层的厚度为0.2159厘米(0.085英寸)。
18.如权利要求15所述的防护装置，其特征在于，进一步包括由多片构成的第三层，这些片中每一个又由多个纤维构成，上述第三层的这些片至少包括第一片和第二片，上述第三层的第一片连到上述第二层上，使上述第三层中第一片的多个纤维轴向地定向，上述第三层的第二片连到第三层的第一片上，使第二片的多个纤维相对上述第三层中第一片的多个纤维偏转45度。
19.如权利要求18所述的防护装置，其特征在于，上述第三层由纤维玻璃材料构成。
20.如权利要求18所述的防护装置，其特征在于，上述第三层的厚度为0.2286厘米(0.09英寸)。
CN2005100628844A 2004-04-08 2005-04-05 制造燃气涡轮发动机的方法和燃气涡轮发动机的防护装置 Expired - Fee Related CN1680684B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/820,491 2004-04-08
US10/820,491 US7018168B2 (en) 2004-04-08 2004-04-08 Method and apparatus for fabricating gas turbine engines

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1680684A CN1680684A (zh) 2005-10-12
CN1680684B true CN1680684B (zh) 2011-05-18

Family

ID=34912717

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2005100628844A Expired - Fee Related CN1680684B (zh) 2004-04-08 2005-04-05 制造燃气涡轮发动机的方法和燃气涡轮发动机的防护装置

Country Status (4)

Country Link
US (1) US7018168B2 (zh)
EP (1) EP1584797A3 (zh)
JP (1) JP4686241B2 (zh)
CN (1) CN1680684B (zh)

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7246990B2 (en) * 2004-12-23 2007-07-24 General Electric Company Composite fan containment case for turbine engines
US8021102B2 (en) * 2006-11-30 2011-09-20 General Electric Company Composite fan containment case and methods of fabricating the same
US9017814B2 (en) 2007-10-16 2015-04-28 General Electric Company Substantially cylindrical composite articles and fan casings
US8227027B2 (en) * 2007-12-07 2012-07-24 Presspart Gmbh & Co. Kg Method for applying a polymer coating to an internal surface of a container
GB2459646B (en) * 2008-04-28 2011-03-30 Rolls Royce Plc A fan assembly
DK2524134T3 (da) 2010-01-14 2014-08-11 Neptco Inc Rotorvingekomponenter til en vindmølle og fremgangsmåder til fremstilling deraf
US10137542B2 (en) 2010-01-14 2018-11-27 Senvion Gmbh Wind turbine rotor blade components and machine for making same
FR2973110B1 (fr) * 2011-03-25 2013-04-26 Snecma Procede d'inspection des impacts observes dans des carters de soufflante
CN104334855B (zh) * 2012-06-21 2016-12-14 川崎重工业株式会社 航空器用发动机的风扇罩
US9249530B2 (en) * 2013-05-30 2016-02-02 General Electric Company Fiber preform architecture for composite articles and method of fabrication
WO2015057270A1 (en) * 2013-10-15 2015-04-23 United Technologies Corporation Compression molded fiber reinforced fan case ice panel
CN103604615B (zh) * 2013-11-06 2017-02-08 北京卫星环境工程研究所 卫星大口径发动机的接触式仿形防护装置性能验证方法
EP2930316B1 (fr) * 2014-04-10 2021-01-27 Safran Aero Boosters SA Carter composite de compresseur de turbomachine axiale
US20170191498A1 (en) * 2015-12-30 2017-07-06 General Electric Company Graphene ultra-conductive casing wrap
US10519965B2 (en) * 2016-01-15 2019-12-31 General Electric Company Method and system for fiber reinforced composite panels
EP3225843B1 (en) * 2016-03-30 2019-05-08 Damen Dredging Equipment B.V. A slurry pump
US10927703B2 (en) * 2016-09-16 2021-02-23 General Electric Company Circumferentially varying thickness composite fan casing
US10436061B2 (en) * 2017-04-13 2019-10-08 General Electric Company Tapered composite backsheet for use in a turbine engine containment assembly
KR102707751B1 (ko) * 2017-09-28 2024-09-19 제네럴 일렉트릭 테크놀러지 게엠베하 수리 장치 및 가스 터빈
US10711635B2 (en) 2017-11-07 2020-07-14 General Electric Company Fan casing with annular shell
GB201816990D0 (en) * 2018-10-18 2018-12-05 Rolls Royce Plc Debris retention
GB201816989D0 (en) * 2018-10-18 2018-12-05 Rolls Royce Plc Debris retention

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4699567A (en) * 1984-06-07 1987-10-13 Rolls-Royce Plc Fan duct casing
US4902201A (en) * 1988-05-03 1990-02-20 Mtu Motoren-Und Turbinen Union Muenchen Gmbh Rupture protection ring for an engine casing
US5437538A (en) * 1990-06-18 1995-08-01 General Electric Company Projectile shield
US5516257A (en) * 1994-04-28 1996-05-14 United Technologies Corporation Aircraft fan containment structure restraint
US6059524A (en) * 1998-04-20 2000-05-09 United Technologies Corporation Penetration resistant fan casing for a turbine engine
US6652222B1 (en) * 2002-09-03 2003-11-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan case design with metal foam between Kevlar

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4149824A (en) 1976-12-23 1979-04-17 General Electric Company Blade containment device
FR2444800A1 (fr) * 1978-12-21 1980-07-18 Rolls Royce Anneau de retenue pour moteur a turbine a gaz
GB2037900B (en) * 1978-12-21 1982-09-22 Rolls Royce Gas turbine casing
US4534698A (en) 1983-04-25 1985-08-13 General Electric Company Blade containment structure
US5188505A (en) 1991-10-07 1993-02-23 General Electric Company Structural ring mechanism for containment housing of turbofan
US5344280A (en) * 1993-05-05 1994-09-06 General Electric Company Impact resistant fan case liner
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
US5486086A (en) 1994-01-04 1996-01-23 General Electric Company Blade containment system
US5431532A (en) 1994-05-20 1995-07-11 General Electric Company Blade containment system
JP4517483B2 (ja) * 2000-09-21 2010-08-04 東レ株式会社 複合強化繊維基材およびプリフォーム
JP2002264235A (ja) * 2001-03-13 2002-09-18 Toray Ind Inc 補強用多軸ステッチ布帛および繊維強化プラスチック

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4699567A (en) * 1984-06-07 1987-10-13 Rolls-Royce Plc Fan duct casing
US4902201A (en) * 1988-05-03 1990-02-20 Mtu Motoren-Und Turbinen Union Muenchen Gmbh Rupture protection ring for an engine casing
US5437538A (en) * 1990-06-18 1995-08-01 General Electric Company Projectile shield
US5516257A (en) * 1994-04-28 1996-05-14 United Technologies Corporation Aircraft fan containment structure restraint
US6059524A (en) * 1998-04-20 2000-05-09 United Technologies Corporation Penetration resistant fan casing for a turbine engine
US6652222B1 (en) * 2002-09-03 2003-11-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan case design with metal foam between Kevlar

Also Published As

Publication number Publication date
JP4686241B2 (ja) 2011-05-25
EP1584797A2 (en) 2005-10-12
US7018168B2 (en) 2006-03-28
EP1584797A3 (en) 2014-05-07
CN1680684A (zh) 2005-10-12
US20050226714A1 (en) 2005-10-13
JP2005299654A (ja) 2005-10-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1680684B (zh) 制造燃气涡轮发动机的方法和燃气涡轮发动机的防护装置
US7390161B2 (en) Composite containment case for turbine engines
US8021102B2 (en) Composite fan containment case and methods of fabricating the same
CN104507677B (zh) 用于航空器燃气涡轮发动机的陶瓷中心体及制造方法
JP5823087B2 (ja) 複合材格納ケーシング
EP1887187B1 (en) Rotor blade
US7713021B2 (en) Fan containment casings and methods of manufacture
EP2146897B1 (en) Fan casing made from composite materials having toughened and untoughened regions
US8046915B2 (en) Methods for making composite containment casings
US8029231B2 (en) Fan track liner assembly
US20090155044A1 (en) Composite containment casings having an integral fragment catcher
US8371009B2 (en) Methods for repairing composite containment casings
US20160160658A1 (en) Composite airfoil
WO2008130738A1 (en) Methods of making articles having toughened and untoughened regions
CN105008670A (zh) 包括多个插入件区段的混合涡轮叶片
CN107084157B (zh) 容纳壳体沟槽填充层和容纳来自可旋转机器的脱扣部件的方法
CN107060911B (zh) 用于纤维增强复合材料面板的方法及系统
US20090151162A1 (en) Methods for making composite containment casings having an integral fragment catcher
EP3023602A1 (en) Turbine engine assembly and corresponding manufacturing method
CN114127387A (zh) 鼓风机轮叶
US20230003132A1 (en) Frangible airfoil
US20240301889A1 (en) Turbomachine and method of assembly
CN118849556A (zh) 抗边缘裂纹的陶瓷基复合材料（cmc）部件
CN117087252A (zh) 复材风扇叶片及铺覆方法

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
C17 Cessation of patent right
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20110518

Termination date: 20140405