DE3515835A1 - Fangehaeuseaufbau fuer ein flugtriebwerk - Google Patents
Fangehaeuseaufbau fuer ein flugtriebwerkInfo
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein Fangehäuse eines Flügtriebwerks und insbesondere auf eine Verbesserung
des Sicherungsringes, der innerhalb des Fangehäuses angeordnet wird oder einen Teil des Fangehäuses
bildet.
Die Benutzung von Sicherungsringen bei Gasturbinentriebwerken ist seit vielen Jahren bekannt. Es ist
erforderlich, Sicherungsringe derart vorzusehen, daß dann wenn eine Schaufel oder ein anderer rotierender
Teil des Triebwerks abgeschleudert wird, diese Teile oder Schaufeln daran gehindert werden, durch das
Triebwerksgehäuse hindurchzutreten und zu diesem Zweck ist der Sicherungsring vorgesehen, der die Gefahr der
Beschädigung des übrigen Aufbaus des Flugzeugs oder des Triebwerks verringert.
Derartige Sicherungsringe wurden bisher aus Metall oder stattdessen aus mit Kunstharz imprägnierten Glasfasern
oder Kohlestoffasern oder dergleichen hergestellt, und zwar gewöhnlich als integraler Teil des
Kompressorgehäuses. Derartige Ringe haben verschiedene Nachteile. Insbesondere müssen Metallringe aus einem
Material mit relativ dickem Querschnitt hergestellt werden um zu gewährleisten, daß sie die erforderliche
Festigkeit aufweisen, und dies führt natürlich zu einem schweren Aufbau, der gerade bei einem Flugtriebwerk
höchst unerwünscht ist. Natürlich sind aus Verbund material bestehende Sicherungsringe sehr viel leichter
als metallische Ringe, aber wegen des Vorhandenseins des Kunstharzes ist die Energieabsorption auf den
lokalisierten Bereich rund um den Auftreffpunkt be-
schränkt, was zur Folge hat, daß nur ein kleiner Teil der Fasern im Ring den Stoß des Aufpralls
tatsächlich aufnimmt.
Es sind auch Sicherungsringe bekannt, die aus einem im Querschnitt relativ dünnen starren Zylinder
bestehen, um den mehrere Schichten aus verwebtem Faserstoffmaterial angeordnet sind. Derartige Ringe
haben sich als sehr wirksam erwiesen und es wird angenommen, daß die Wirksamkeit derartiger Systeme
darauf beruht, den Stoß des Aufpralls über eine sehr viel größere Fläche des Aufbaus zu übertragen, nachdem
der abgeschleuderte Teil den dünnwandigen Zylinder durchdrungen hat, d.h. die Verteilung erfolgt über
eine sehr viel größere Fläche als bei den anderen Typen von Sicherungsringen. Der Grund dafür besteht
darin, daß die Schichten aus verwebtem Faserstoffmaterial sich relativ zueinander bewegen können, wodurch
die Belastung derart übertragen wird, daß sie durch den Hauptteil des Aufbaus hindurchgeführt wird,
und somit wird der Stoß durch die Elastizität des verwebten Faserstoffmaterials absorbiert.
Dieses bekannte System hat jedoch einen Nachteil insofern als es gelegentlich vorkam, daß ein abgeschleuderter
Teil einer Fanschaufel vollständig durch den relativ dünnwandigen Zylinder hindurchdrang und
danach die Schichten aus Faserstoffmaterial derart aufschnitt, daß der abgeschleuderte Teil nicht innerhalb
des Systems festgehalten werden konnte.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Sicherungsring für das Fangehäuse eines Flugtriebwerkes
zu schaffen, der die erwähnten Nachteile im wesentlichen vermeidet.
Gemäß der Erfindung umfaßt ein Sicherungsring für ein Gasturbinentriebwerk einen im wesentlichen
starren Zylinder, dessen äußerste Oberfläche mit Schichten aus verwebtem Faserstoffmaterial bedeckt
ist, wobei jede der Schichten aus einer Mehrzahl getrennter Materialstücke besteht, wobei eine weitere
Mehrzahl von Schichten aus verwebtem Faserstoffmaterial um die ersten Schichten herumgelegt sind, und diese
weiteren Schichten aus einer kontinuierlichen Materiallänge aufgewickelt sind.
Um die Placierung der getrennten Materialstücke aus verwebtem Faserstoffmaterial auf der zylindrischen
Oberfläche zu ermöglichen, sind die Materialstücke miteinander so verbunden, daß sie ein langgestrecktes
Band bilden, wobei diese Verbindung nur eine zeitweilige Verbindung ist oder eine aufbrechbare Verbindung
Vorzugsweise besteht die zeitweise Befestigung aus Nahtstichen.
Stattdessen kann die zeitweilige Befestigung auch von einer Rückschicht gebildet werden, auf der die Materialstücke
aus verwebtem Faserstoffmaterial befestigt sind.
Vorzugsweise umfaßt das verwebte Faserstoffmaterial Fasern aus aromatischen Polyamiden, die zu einem
langgestreckten Band verwebt sind.
Stattdessen kann das verwebte Faserstoffmaterial Glasfasern, Kohlenstoffasern oder metallische Fasern
aufweisen, die zu einem Band verwebt sind.
Vorzugsweise umfaßt der im wesentlichen starre Zylinder einen Leichtmetallaufbau mit relativ dünnem Querschnitt
Stattdessen kann der im wesentlichen starre Zylinder einen Aufbau mit relativ dünnem Querschnitt aufweisen,
der aus faserverstärktem Kunstharzmaterial hergestellt
ist.
Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung sind die Schichten aus verwebtem Faserstoffmaterial mit einer
undurchlässigen Materialschicht überzogen, die aus einer Kunstharzschicht oder stattdessen aus einer
metallischen oder einer nichtmetallischen Haut bestehen kann.
Nachstehend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung
anhand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:
Fig. 1 eine schematische Ansicht eines Gasturbinentriebwerks mit Frontfan, mit
einem teilweise aufgebrochenen Fangehäuse, welches ein Ausführungsbeispiel
der Erfindung verkörpert;
Fig. 2 in größerem Maßstab eine perspektivische Schnittansicht des Gehäuses
gemäß Fig . 1;
Fig. 3 einen Schnitt nach der Linie 3-3 gemäß Figur 2.
Das Fangasturbinentriebwerk 10 umfaßt in Strömungsrichtung hintereinander einen Frontfan 12, einen
Zwischendruckkompressor 14, einen Hochdruckkompressor 15, eine Verbrennungseinrichtung 16 und eine Hochdruckturbine
17, eine Zwischendruckturbine 18 und eine Niederdruckturbine 19. Das Triebwerk endet in einer
Abgasdüse 20.
Radial außerhalb des Frontfan 12 ist ein Fangehäuse angeordnet, welches mit dem übrigen Triebwerk durch
radial verlaufende Streben verbunden ist, die in der Zeichnung nicht dargestellt sind. Innerhalb des Fangehäuses
21 ist ein Haltering 22 radial außerhalb des Fan 12 vorgesehen, wobei der Ring derart angeordnet
ist, daß im Falle eines Schaufelbruchs oder eines Bruchs der Trägerscheibe die abgebrochene Schaufel oder der
Scheibenteil innerhalb des Triebwerksgehäuses zurückgehalten wird, oder wenigstens die Energie des abgeschleuderten
Teils auf einen annehmbaren Pegel reduziert wird.
Der Haltering bzw. Sicherungsring 22 weist einen im Querschnitt relativ dünnen, im wesentlichen starren
Zylinder 23 auf, der Flanschenden 24 und 25 besitzt.
Der Zylinder kann aus Metall, beispielsweise aus Stahl oder Aluminium hergestellt werden, oder stattdessen
aus einem faserverstärktem Kunstharzverbundaufbau, der durch bekannte Verfahren unter Verwendung
von Web-Wicklungs- oder Stricktechniken hergestellt werden kann.
Auf der radial äußeren zylindrischen Oberfläche des Zylinders 23 sind mehrere Schichten aus verwebtem
Faserstoffmaterial 25a, 25b, 25c angeordnet, wobei jede Lage aus mehreren getrennten Materialstücken besteht.
Um den Zusammenbau der jeweiligen getrennten Stücke aus verwebtem Faserstoffmaterial auf dem Zylinder
23 zu erleichtern, können sie miteinander in Form eines langgestreckten Bandes, z.B. durch Vernähen verbunden
werden. Stattdessen können die getrennten Stücke auch mit einer Trägerschicht aus Papier oder einem relativ
schwachen Textilmaterial verbunden werden. Es ist klar, daß die Vernähung oder das Aufbringen der Rückschicht
nur dazu dient, die jeweiligen Schichten zusammenzuhalten, um den Aufbau zu erleichtern.
Weitere Schichten 26a, 26b, 26c u.s.w. aus Webmaterial, die aus einer kontinuierlichen Material länge hergestellt
sind, werden danach über die Schichten 25a, 25b und 25c gewickelt, die aus den getrennten Stücken hergestellt
sind. Die äußeren zwei Materialschichten 26 können danach miteinander verbunden werden, um den Aufbau
zusammenzuhalten und die Verbindung kann dabei durch Vernähen erfolgen. Stattdessen können die äußersten
Schichten 26 durch Stifte miteinander verbunden werden, die an einem gemeinsamen Tragkörper angeordnet sind.
Diese können auf den teilweise aufgewickelten Aufbau angeordnet werden, bevor die beiden letzten
Materialwicklungen aufgebracht werden. Die Stifte stehen durch die abschließenden Materialschichten
hindurch und können dann umgebogen werden, um die Schichten an Ort und Stelle zu halten.
Die Schichten aus verwebtem oder gewirktem Faserstoffmaterial können aus einem aromatischen Polyamid-Fasermaterial
hergestellt werden. Die Fasern, die für den angegebenen Zweck am geeignetsten erscheinen
sind jene, die von Du Pont Limited unter dem Warenzeichen "KEVLAR" vertrieben werden.
Über den vollständigen Aufbau wird eine undurchlässige
Materialschicht 27 aufgebracht. Diese kann entweder aus einer getrennten Haut aus Metall oder
einem geeigneten Plastikmaterial bestehen. Stattdessen kann die undurchlässige Schicht 27 aus einer
Kunstharzschicht bestehen, die auf der äußersten Materialschicht 26 entweder aufgemalt oder aufgesprüht
wird.
Im Betrieb des Gasturbinentriebwerks, welches mit einem Sicherungsring gemäß der Erfindung ausgestattet
ist, berührt ein abgeschleudertes Schaufelstück oder ein von der Trägerscheibe herrührendes Stück den
Zylinder 23 und tritt durch diesen hindurch. Dann setzt der abgeschleuderte Teil seinen Weg radial nach außen
fort, wobei er verschiedene getrennte Abschnitte von verwebtem Faserstoffmaterial mit sich führt, das aus
den Schichten 25 stammt. Diese getrennten Material-
stücke wickeln sich um den radial äußersten Abschnitt des abgeschleuderten Schaufel- oder Scheibenteils
und bilden ein Kissen, so daß die Schichten 26 gegenüber scharfen Kanten des abgeschleuderten Schaufeloder
Scheibenteils geschützt werden, mit denen der abgeschleuderte Teil normalerweise einen Durchschlag
bewirken würde. Die Schichten können daher dazu dienen, den abgeschleuderten Abschnitt derart festzuhalten,
daß er innerhalb des Triebwerks verbleibt, wobei die Energie dieses abgeschleuderten Teils durch elastische
Deformation des kontinuierlich verwebtem Bandes absorbiert wird.
Die undurchlässige Materialschicht 27 dient nur dazu, den übrigen Umhüllungsaufbau gegen das Eindringen von
Wasserdampf oder Öl und so weiter zu schützen, wodurch die mechanische Integrität beeinträchtigt oder stattdessen
das Gewicht erhöht werden könnte.
- Leerseite
Claims (9)
- Patentanwälte : :""::..__;..; Dipl.-lng. Curt Wallach Europäische Patentvertreter ' " "Ölpl.-Ing. Günther Koch European Patent Attorneys Dipl.-Phys. Dr.Tino HaibachDipl.-lng. Rainer FeldkampD-8000 München 2 · Kaufingerstraße 8 · Telefon (0 89) 2 60 80 78 · Telex 5 29 513 wakai d
- 2. Mai 1985 Datum:RollS-Royce Limited Unser Zeichen: 18 130 - K/APBuckingham Gate
London SW1E 6AT / EnglandFangehäuseaufbau für ein Flugtriebwerk Patentansprüche:Fangehäuseaufbau für ein Flugtriebwerk mit einem Sicherungsring, der einen im wesentlichen starren Zylinder aufweist, dessen äußere zylindrische Oberfläche mit Schichten aus verwebtem Faserstoffmaterial bedeckt ist, dadurch gekennzeichnet, daß die Schichten aus verwebtem Faserstoffmaterial (25), die benachbart zu dem im wesentlichen starren Zylinder (23) angeordnet sind, aus mehreren Materialstücken bestehen, und daß eine weitere Mehrzahl von Schichten aus verwebten Faserstoffmaterial (26) über den ersten Schichten (25) angeordnet ist, wobei diese weiteren Schichten (26) aus einer kontinuierlichen Material länge aufgewickelt sind.2. Fangehäuse nach Anspruch 1,dadurch gekennzeichnet, daß zur Ermöglichung der Placierung der getrennten Stücke aus verwebtem Faserstoffmaterial (25) auf der zylindrischen Oberfläche diese Stücke miteinanderin Form eines langgestreckten Bandes durch vorübergehend haltbare oder aufbrechbare Befestigungsmittel verbunden sind. - 3. Fangehäuse nach Anspruch 2,dadurch gekennzeichnet, daß die zeitweiligen Verbindungsmittel Heftnähte aufweisen.
- 4. Fangehäuse nach Anspruch 2,dadurch gekennzeichnet, daß die zeitweiligen Befestigungsmittel eine Rückschicht aufweisen, auf der die Stücke aus verwebtem Faserstoffmaterial befestigt sind.
- 5. Fangehäuse nach Anspruch 1,dadurch gekennzeichnet, daß das verwebte Faserstoffmaterial eine aus aromatischen Polyamiden bestehende Faser aufweist, die in Form eines langgestreckten Bandes verwebt ist.
- 6. Fangehäuse nach Anspruch 1,dadurch gekennzeichnet, daß das verwebte Faserstoffmaterial Glasfasern, Kohlenstoffasern oder metallische Fasern aufweist, die zu einem langgestreckten Band verwebt sind.
- 7. Fangehäuse nach Anspruch 1,dadurch gekennzeichnet, daß der im wesentlichen starre Zylinder einen relativ dünnen Abschnitt aus einem Leichtmetallaufbau aufweist.
- 8. Fangehäuse nach Anspruch 1,dadurch gekennzeichnet, daß der im wesentlichen starre Zylinder (23) einen im Schnitt relativ dünnen Aufbau aufweist, der aus faserverstärktem Kunstharzmaterial hergestellt ist.
- 9. Fangehäuse nach Anspruch 1,dadurch gekennzeichnet, daß die Lagen aus verwebtem Faserstoffmaterial mit einer undurchlässigen Materialschicht (27) bedeckt sind, die eine metallische oder nichtmetallische Haut oder stattdessen eine Kunstharzschicht aufweist.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
GB08414510A GB2159886B (en) | 1984-06-07 | 1984-06-07 | Fan duct casing |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3515835A1 true DE3515835A1 (de) | 1985-12-12 |
DE3515835C2 DE3515835C2 (de) | 1995-06-08 |
Family
ID=10562055
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE3515835A Expired - Fee Related DE3515835C2 (de) | 1984-06-07 | 1985-05-02 | Berstschutzring für das Fangehäuse eines Gasturbinentriebwerks |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4699567A (de) |
JP (1) | JPS60261935A (de) |
DE (1) | DE3515835C2 (de) |
FR (1) | FR2565629B1 (de) |
GB (1) | GB2159886B (de) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3712830A1 (de) * | 1987-04-15 | 1988-11-03 | Mtu Muenchen Gmbh | Turbotriebwerk mit einem berstschutzring |
US4818176A (en) * | 1987-04-15 | 1989-04-04 | Mtu Motoren-Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh | Burst guard ring for turbo-engine housings |
US4902201A (en) * | 1988-05-03 | 1990-02-20 | Mtu Motoren-Und Turbinen Union Muenchen Gmbh | Rupture protection ring for an engine casing |
WO1999061757A1 (en) * | 1998-05-29 | 1999-12-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Impact resistant composite shell for gas turbine engine fan case |
US7076942B2 (en) | 2002-12-20 | 2006-07-18 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Protective ring for the fan protective casing of a gas turbine engine |
US11059162B2 (en) | 2017-05-17 | 2021-07-13 | Milwaukee Electric Tool Corporation | Screwdriver |
Families Citing this family (65)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3704197C1 (de) * | 1987-02-11 | 1987-08-20 | Mtu Muenchen Gmbh | Demontierbarer Berstschutzring |
GB2201731B (en) * | 1987-03-03 | 1990-08-29 | Rolls Royce Plc | Fan casing and fan blade loading/unloading |
US4734007A (en) * | 1987-03-03 | 1988-03-29 | Rolls-Royce Plc | Fan casing and fan blade loading/unloading |
DE3830232A1 (de) * | 1988-09-06 | 1990-03-15 | Mtu Muenchen Gmbh | Berstschutzring aus faserwerkstoff |
CA2042198A1 (en) * | 1990-06-18 | 1991-12-19 | Stephen C. Mitchell | Projectile shield |
US5163809A (en) * | 1991-04-29 | 1992-11-17 | Pratt & Whitney Canada, Inc. | Spiral wound containment ring |
GB2262313B (en) * | 1991-12-14 | 1994-09-21 | Rolls Royce Plc | Aerofoil blade containment |
GB2265418B (en) * | 1992-03-26 | 1995-03-08 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine casing |
US5362344A (en) * | 1993-02-03 | 1994-11-08 | Avco Corporation | Ducted support housing assembly |
GB9307288D0 (en) * | 1993-04-07 | 1993-06-02 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine casing construction |
US5447411A (en) * | 1993-06-10 | 1995-09-05 | Martin Marietta Corporation | Light weight fan blade containment system |
GB2281941B (en) * | 1993-09-15 | 1996-05-08 | Rolls Royce Plc | Containment structure |
GB2288639B (en) * | 1994-04-20 | 1998-10-21 | Rolls Royce Plc | Ducted fan gas turbine engine nacelle assembly |
US5516257A (en) * | 1994-04-28 | 1996-05-14 | United Technologies Corporation | Aircraft fan containment structure restraint |
US5431532A (en) * | 1994-05-20 | 1995-07-11 | General Electric Company | Blade containment system |
US5885056A (en) * | 1997-03-06 | 1999-03-23 | Rolls-Royce Plc | Gas Turbine engine casing construction |
GB2329909A (en) | 1997-10-03 | 1999-04-07 | Wright M & Sons Ltd | Woven protective barrier fabric |
US6059524A (en) * | 1998-04-20 | 2000-05-09 | United Technologies Corporation | Penetration resistant fan casing for a turbine engine |
US6059523A (en) * | 1998-04-20 | 2000-05-09 | Pratt & Whitney Canada Inc. | Containment system for containing blade burst |
GB9922618D0 (en) * | 1999-09-25 | 1999-11-24 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine blade containment assembly |
GB0206136D0 (en) * | 2002-03-15 | 2002-04-24 | Rolls Royce Plc | Improvements in or relating to cellular materials |
US6652222B1 (en) * | 2002-09-03 | 2003-11-25 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan case design with metal foam between Kevlar |
US6814541B2 (en) | 2002-10-07 | 2004-11-09 | General Electric Company | Jet aircraft fan case containment design |
US7018168B2 (en) * | 2004-04-08 | 2006-03-28 | General Electric Company | Method and apparatus for fabricating gas turbine engines |
GB0510540D0 (en) * | 2005-05-24 | 2005-06-29 | Rolls Royce Plc | Containment casing |
DE102006036648A1 (de) * | 2006-08-03 | 2008-02-07 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Eisschlagschutzring für das Fangehäuse einer Fluggasturbine |
CA2602319A1 (en) * | 2006-09-25 | 2008-03-25 | General Electric Company | Blade containment system for a gas turbine engine |
GB2442238B (en) * | 2006-09-29 | 2008-10-01 | Rolls Royce Plc | Sheet metal blank |
US8966754B2 (en) * | 2006-11-21 | 2015-03-03 | General Electric Company | Methods for reducing stress on composite structures |
US7713021B2 (en) * | 2006-12-13 | 2010-05-11 | General Electric Company | Fan containment casings and methods of manufacture |
ITMI20062408A1 (it) | 2006-12-14 | 2008-06-15 | Alenia Aermacchi Spa | Pannello di protezione per veicoli |
US20080152853A1 (en) * | 2006-12-21 | 2008-06-26 | Lee Alan Blanton | Composite containment casings for turbine engine and methods for fabricating the same |
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 |
US9017814B2 (en) * | 2007-10-16 | 2015-04-28 | General Electric Company | Substantially cylindrical composite articles and fan casings |
US7905972B2 (en) * | 2007-10-16 | 2011-03-15 | General Electric Company | Methods for making substantially cylindrical articles and fan casings |
US20090110538A1 (en) * | 2007-10-26 | 2009-04-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine blade containment using wire wrapping |
US8403624B2 (en) * | 2007-12-12 | 2013-03-26 | General Electric Company | Composite containment casings having an integral fragment catcher |
US8371009B2 (en) * | 2007-12-12 | 2013-02-12 | General Electric Company | Methods for repairing composite containment casings |
GB2459646B (en) * | 2008-04-28 | 2011-03-30 | Rolls Royce Plc | A fan assembly |
US8202041B2 (en) * | 2008-10-31 | 2012-06-19 | Pratt & Whitney Canada Corp | Fan case for turbofan engine |
US8827629B2 (en) * | 2011-02-10 | 2014-09-09 | United Technologies Corporation | Case with ballistic liner |
US20110126508A1 (en) * | 2009-12-01 | 2011-06-02 | Edward Claude Rice | Fan case having penetration resistant blanket |
US8500390B2 (en) | 2010-05-20 | 2013-08-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan case with rub elements |
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 |
US20120099976A1 (en) * | 2010-10-26 | 2012-04-26 | Honeywell International Inc. | Fan containment systems with improved impact structures |
US20120102912A1 (en) * | 2010-10-27 | 2012-05-03 | Said Izadi | Low cost containment ring |
EP2594742B1 (de) * | 2011-11-17 | 2017-01-04 | Hamilton Sundstrand Corporation | Kostengünstige Berstschutzring |
US8918970B2 (en) * | 2011-12-21 | 2014-12-30 | GKN Aerospace Services Structures, Corp. | Hoop tow modification for a fabric preform for a composite component |
RU2523238C2 (ru) * | 2012-03-12 | 2014-07-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Костромской государственный технологический университет" | Тканый армирующий наполнитель для объемных цилиндрических деталей, способ его получения и устройство для реализации способа |
DE102013210602A1 (de) * | 2013-06-07 | 2014-12-11 | MTU Aero Engines AG | Turbinengehäuse mit Verstärkungselementen im Containmentbereich |
EP3058199B1 (de) * | 2013-10-15 | 2021-06-30 | Raytheon Technologies Corporation | Formgepresste faserverstärkte eisbeständige platte für ventilatorgehäuse |
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 |
US9869036B2 (en) | 2015-04-13 | 2018-01-16 | Gkn Aerospace Services Structures Corporation | Apparatus and method for controlling fabric web |
GB201517171D0 (en) * | 2015-09-29 | 2015-11-11 | Rolls Royce Plc | A casing for a gas turbine engine and a method of manufacturing such a casing |
US10830136B2 (en) | 2015-11-19 | 2020-11-10 | General Electric Company | Fan case for use in a turbofan engine, and method of assembling a turbofan engine |
US10519965B2 (en) | 2016-01-15 | 2019-12-31 | General Electric Company | Method and system for fiber reinforced composite panels |
FR3060052B1 (fr) * | 2016-12-14 | 2020-10-09 | Safran Helicopter Engines | Procede de fabrication d'une cartouche de blindage d'un element de turbomachine et cartouche de blindage et element de turbomachine correspondants |
US10550718B2 (en) | 2017-03-31 | 2020-02-04 | The Boeing Company | Gas turbine engine fan blade containment systems |
US10487684B2 (en) | 2017-03-31 | 2019-11-26 | The Boeing Company | Gas turbine engine fan blade containment systems |
US20190085856A1 (en) * | 2017-09-18 | 2019-03-21 | United Technologies Corporation | Laminated hybrid composite-metallic containment system for gas turbine engines |
FR3074088B1 (fr) * | 2017-11-30 | 2021-02-12 | Safran Aircraft Engines | Carter en materiau composite renforce et son procede de fabrication |
CN109883681B (zh) * | 2019-03-29 | 2020-06-30 | 衡超装试(北京)科技有限公司 | 钢质软硬双结构超速试验安全环 |
US11499448B2 (en) * | 2019-05-29 | 2022-11-15 | General Electric Company | Composite fan containment case |
US20230340890A1 (en) * | 2022-04-21 | 2023-10-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Multi-layered containment structure for a bladed rotor of a gas turbine engine |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4057359A (en) * | 1975-12-22 | 1977-11-08 | Chevron Research Company | Ballistic nylon fabric turbine governor housing shielding means |
DE2950752A1 (de) * | 1978-12-21 | 1980-06-26 | Rolls Royce | Gehaeuseschutzring fuer gasturbinentriebwerke |
US4377370A (en) * | 1979-10-19 | 1983-03-22 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." | Safety device for a rotating element of a turbine engine |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3602602A (en) * | 1969-05-19 | 1971-08-31 | Avco Corp | Burst containment means |
FR2216174B1 (de) * | 1973-02-02 | 1978-09-29 | Norton Co | |
US3974313A (en) * | 1974-08-22 | 1976-08-10 | The Boeing Company | Projectile energy absorbing protective barrier |
GB2037900B (en) * | 1978-12-21 | 1982-09-22 | Rolls Royce | Gas turbine casing |
FR2467978A1 (fr) * | 1979-10-23 | 1981-04-30 | Snecma | Dispositif de retention pour carter de compresseur d'une turbomachine |
FR2470269A1 (fr) * | 1979-11-27 | 1981-05-29 | Snecma | Structure de retention pour carter de compresseur d'une turbomachine |
GB2093125B (en) * | 1981-02-14 | 1984-04-18 | Rolls Royce | Gas turbine engine casing |
US4452563A (en) * | 1981-12-21 | 1984-06-05 | United Technologies Corporation | Containment structure |
US4490092A (en) * | 1981-12-21 | 1984-12-25 | United Technologies Corporation | Containment structure |
US4452565A (en) * | 1981-12-21 | 1984-06-05 | United Technologies Corporation | Containment structure |
US4534698A (en) * | 1983-04-25 | 1985-08-13 | General Electric Company | Blade containment structure |
FR2547357A1 (fr) * | 1983-06-09 | 1984-12-14 | Snecma | Structure de retention pour carter de turbomachine |
-
1984
- 1984-06-07 GB GB08414510A patent/GB2159886B/en not_active Expired
-
1985
- 1985-04-08 JP JP60074156A patent/JPS60261935A/ja active Granted
- 1985-05-02 DE DE3515835A patent/DE3515835C2/de not_active Expired - Fee Related
- 1985-06-03 FR FR858508313A patent/FR2565629B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1986
- 1986-12-31 US US06/948,431 patent/US4699567A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4057359A (en) * | 1975-12-22 | 1977-11-08 | Chevron Research Company | Ballistic nylon fabric turbine governor housing shielding means |
DE2950752A1 (de) * | 1978-12-21 | 1980-06-26 | Rolls Royce | Gehaeuseschutzring fuer gasturbinentriebwerke |
US4377370A (en) * | 1979-10-19 | 1983-03-22 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." | Safety device for a rotating element of a turbine engine |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3712830A1 (de) * | 1987-04-15 | 1988-11-03 | Mtu Muenchen Gmbh | Turbotriebwerk mit einem berstschutzring |
US4818176A (en) * | 1987-04-15 | 1989-04-04 | Mtu Motoren-Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh | Burst guard ring for turbo-engine housings |
US4902201A (en) * | 1988-05-03 | 1990-02-20 | Mtu Motoren-Und Turbinen Union Muenchen Gmbh | Rupture protection ring for an engine casing |
WO1999061757A1 (en) * | 1998-05-29 | 1999-12-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Impact resistant composite shell for gas turbine engine fan case |
US7076942B2 (en) | 2002-12-20 | 2006-07-18 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Protective ring for the fan protective casing of a gas turbine engine |
US11059162B2 (en) | 2017-05-17 | 2021-07-13 | Milwaukee Electric Tool Corporation | Screwdriver |
US11717951B2 (en) | 2017-05-17 | 2023-08-08 | Milwaukee Electric Tool Corporation | Screwdriver |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB8414510D0 (en) | 1984-07-11 |
FR2565629B1 (fr) | 1991-12-13 |
US4699567A (en) | 1987-10-13 |
GB2159886B (en) | 1988-01-27 |
GB2159886A (en) | 1985-12-11 |
JPS60261935A (ja) | 1985-12-25 |
FR2565629A1 (fr) | 1985-12-13 |
JPH0584377B2 (de) | 1993-12-01 |
DE3515835C2 (de) | 1995-06-08 |
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Owner name: ROLLS-ROYCE PLC, LONDON, GB |
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