JP2002512335A - ブレード破砕を格納するための格納システム - Google Patents

ブレード破砕を格納するための格納システム

Info

Publication number
JP2002512335A
JP2002512335A JP2000544914A JP2000544914A JP2002512335A JP 2002512335 A JP2002512335 A JP 2002512335A JP 2000544914 A JP2000544914 A JP 2000544914A JP 2000544914 A JP2000544914 A JP 2000544914A JP 2002512335 A JP2002512335 A JP 2002512335A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
storage
storage system
storage means
circumferential
ring
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.)
Pending
Application number
JP2000544914A
Other languages
English (en)
Inventor
ゴミュク，レハ
モダフェリ，マリオ
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.)
Pratt and Whitney Canada Corp
Original Assignee
Pratt and Whitney Canada Corp
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 Pratt and Whitney Canada Corp filed Critical Pratt and Whitney Canada Corp
Publication of JP2002512335A publication Critical patent/JP2002512335A/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

(57)【要約】 本発明は、タービンエンジン用の多層ブレード破砕制御システムに関する。このシステムでは、薄い延性材料（８３）により分離された第１の内側格納リング（８１）および第２の外側格納リング（８２）を利用している。内側格納リング（８１）および外側格納リング（８２）は、それぞれ、複数の支持脚部（８４，８５，８６）を使用することによってエンジンハウジングに取り付けられている。第１の内側格納リングおよび第２の外側格納リングは、それぞれ、相補型のリブ（８７）および溝部（８８）を内側表面および外側表面にそれぞれ備えており、これによって、破壊したブレードつまりブレードの砕片が内側格納リングに衝突した場合に、このリング（８１）が、エネルギーの伝達を吸収し、第２の格納リング（８２）の方向に移動する。このように内側格納リングが移動することによって、薄い延性材料（８３）が変形し、これによって、付加的なエネルギー伝達が生じる。このようなシステムは、さらに、薄い延性層およびかみ合う凸部および凹部の組をを用いることなく、利用することが可能である。凸部および凹部は、相補型、非相補型のいずれにすることも可能である。このようなシステムは、軽量で、かつ製造が容易であるという利点を有する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【技術分野】
本発明は、タービンエンジンハウジングに利用するための円筒状保護リングに
関し、特に、ガスタービンエンジンのコンパートメントに利用するためのロータ
ブレード破砕保護リングに関する。
【０００２】
【背景技術】
保護リングは、一般的に、航空機のガスタービンエンジンのロータ部分つまり
ファン部分を外部から包囲するために利用されている。近代のガスタービンエン
ジンは、数千時間、著しい機能不良を起こすことなく、動作し得るが、ギアの損
傷に起因して、エンジンの駆動軸を制御する変速器が駆動軸から離脱するという
状況が生じてきた。このように離脱する結果、駆動軸がもはや抗力に対抗しなく
なり、その回転速度が連続的に増大し始める。駆動軸の回転速度が十分に大きく
なると、タービンブレードハブが駆動軸から分離して、エンジンハウジングに向
かって径方向外側に押しやられる可能性がある。このようなことが起こらないよ
うに、ハブが駆動軸から分離する前に、ブレードハブに取り付けられたタービン
ブレードがハブから分裂つまり「破砕」するように、タービンブレードを設計す
ることができる。しかし、このようなタービンブレードの分裂によっても、なお
、大きな損傷が発生する可能性がある。ガスタービンブレードの破局的な損傷に
よって、激しい損傷が航空機胴体部に生じるだけでなく、永久的な損傷がエンジ
ンコンパートメントに生じる可能性がある。ファンブレードの破砕をエンジンコ
ンパートメント内に拘束するために、様々な試みがなされてきた。
【０００３】 このような試みの１つは、スチュアートに付与された米国特許第４，６９９、
５６７号に記載されており、これには、ガスタービンエンジンのファンダクト用
の格納リングが開示されている。この格納リングは、外周部が繊維状材料層で被
覆された剛性の円筒を備えており、この繊維状材料層は、材料が編まれたものか
らなる複数の部材から構成されている。さらに、繊維状材料の層がコア層の周囲
に巻き付けられており、続いて、不浸透性材料が被覆されている。
【０００４】 他の従来技術の格納リングは、アクガン等に付与された米国特許第５，１６３
，８０９号に開示されている。このようなシステムでは、らせん状に巻き付けら
れたニッケル−コバルト製の格納リングがエンジンケース内の溝部に受容される
ようになっている。
【０００５】 ブレード格納構造を利用した他の従来技術のシステムは、米国特許第４，５３
４，６９８号、米国特許第４，８１８，１７６号、米国特許第４，９０２，２０
１号および米国特許第３，６０２，６０２号に開示されている。しかし、開示さ
れている従来技術のシステムは、製造が困難であったり、商業用の航空機エンジ
ンに適用するには重量が比較的大きかったり、もしくは、これらの両方であった
りする。ガスタービンのファンブレードが、エンジンハウジングを通して破裂し
、繊維材料の層を突き抜けることにより、破裂がもはやエンジンシステム内部に
抑制されなくなることは周知であることから、格納シュラウドに、繊維が編まれ
たものもしくは巻き付けられたものを利用したシステムは、明らかに欠点がある
。さらに、繊維の熱的限界のため、編まれた繊維の格納シュラウドは、通常、エ
ンジンにおいて比較的低温の部分のみに制限される。
【０００６】
【発明の開示】
従って、本発明の特徴は、損傷したり破壊したタービンブレードから生じて径
方向外側に移動した部材が、包囲しているエンジンケースから放出されないよう
にするガスタービンエンジン用格納リングを提供することである。
【０００７】 本発明の他の特徴は、エアロスペースでの用途に比較的軽量であり、かつ製造
が容易な格納リングを提供することである。
【０００８】 本発明の更なる特徴は、エネルギー吸収特性が大きく、高レベルの運動エネル
ギーを吸収する機能を有するとともに、エンジンの高温部分に使用することが可
能な格納リングを提供することである。
【０００９】 第１の主要な形態によると、本発明は、ブレードもしくはブレードの損傷によ
り生じるブレードの砕片を格納するための格納システムを提供し、この格納シス
テムは、第１の内側円周方向格納手段と、前記の第１の内側円周方向格納手段を
包囲している第２の外側円周方向格納手段と、前記の第１の内側円周方向格納手
段と前記の第２の外側円周方向格納手段とを互いに近接して離間した状態で分離
させている円周方向の延性材料薄板と、前記の第１の円周方向格納手段および第
２の円周方向格納手段を前記の互いに近接して離間した状態で取り付ける取付手
段と、を備えている。
【００１０】 第２の主要な形態によると、本発明は、タービンブレードに隣接した第１の内
側格納リングと、この第１の内側格納シュラウドを円周方向に包囲した第２の外
側格納リングと、からなる円筒状の格納リングを提供する。第１の内側格納リン
グは、複数のリブを備えており、これらのリブは、第２の外側格納リングの複数
の溝部とかみ合うように構成および配置が行われている。第１の円筒状内側格納
リングおよび第２の外側格納リングは、金属の延性薄板により分離されており、
この金属の延性薄板は、タービンブレードコンパートメント内のブレード破砕の
運動エネルギーを吸収するものである。１つあついは複数のタービンブレードが
、タービンブレードを破砕させるような大きな遠心方向荷重を受けた場合、分裂
したタービンブレードが移動することによって内側格納リングが外側の格納リン
グへと付勢され、破砕の運動エネルギーが吸収される。このような過程の間、延
性材料薄板が歪曲したり破壊したりすることにより、この延性材料薄板によって
、ブレード破砕の運動エネルギーがさらに吸収され、第２の外側格納リングに対
する第１の内側格納リングの動きが減衰する。
【００１１】 第３の主要な形態によると、本発明は、第１の内側円周方向格納手段と、第２
の外側円周方向格納手段と、前記の第１の内側格納手段および第２の外側格納手
段のうちの一方にある凸部の組と、前記の第１の内側格納手段および第２の外側
格納手段のうちの他方にある凹部の組と、を備えた格納システムに関し、前記の
凸部および凹部は、締まり嵌め状態でかみ合うようになっている。本発明のこの
ような形態では、内側格納リングおよび外側格納リングは、延性材料により分離
されておらず、凹部および凸部は、堅固な締まり嵌め状態でかみ合うようになっ
ている。凸部を凹部へと押し付けるのに高レベルのエネルギーが消費される必要
があるため、このようなシステムは、ブレード破砕中に放出される高レベルのエ
ネルギーを吸収することが可能なものである。
【００１２】 本発明の格納リングを利用することによって、さらに、一般的な従来技術の単
層格納リングよりも、重量を抑制することが可能となる。加えて、従来技術の格
納ハウジングは、ＫＥＶＬＡＲ、もしくは当該技術分野で周知であり、かつこの
ような用途で利用されている他のタイプの複合材料の利用を不可欠とした、複雑
な繊維のワインディングを利用したものであるが、このような従来技術の格納ハ
ウジングよりも、本発明の格納リングは、製造が容易である。さらに、本発明は
、アクガン等に付与された米国特許第５，１６３，８０９号に記載されているよ
うな、上記のらせん状に巻き付けられた格納リングよりも、重量が僅かに小さい
。
【００１３】
【発明を実施するための最良の形態】
本発明の図１には、軸流ガスタービンエンジン１０の断面図が示されている。
このエンジンは、各ブレードハブ３０に連結された複数のタービンブレード２０
を備えている。各ブレード２０は、ブレードエアロフォイルの長手方向に沿った
部分、もしくはブレードエアロフォイル２０とブレードハブ（図示せず）との間
の連結部に僅かに弱い部分を有するように設計されている。このような設計の特
徴は、安全上の特徴として用いられており、このような特徴によって、大きく重
いタービンブレードハブが、より軽量で薄いブレード２０より先に、損傷しない
ようになっている。ブレードハブ３０は、減速ギアボックス５０に動力を供給す
る中心部のエンジン駆動シャフト４０に連結されている。タービンブレード２０
の前部には、圧縮機およびタービンステージ６０が配置されており、これらは、
最初にエンジンダクトに導入される空気を圧縮する一連のブレード列を備えてい
る。タービンブレード部２０の後方には、ガスタービンエンジンの燃焼室から燃
焼ガスを排出するための排気ダクト７０が配置されている。
【００１４】 タービンブレード２０を円周方向に包囲しているものは、参照符号８０によっ
て全体が示されている円筒状格納リングである。この円筒状格納リングは、第１
の内側格納リング８１を備えており、この第１格納リング８１は、第２の外側格
納リング８２によって円周方向に包囲されている。内側の第１格納リング８１に
は、リングの外側表面に沿って延びているリブ８７の列が形成されている。第２
の外側格納リング８２は、その内側表面に相補型の溝部８８の列を備えており、
これらの溝部８８は、リブ８７と嵌合するように設計および配置が行われている
。リブ８７および溝部８８は、それぞれ、図２により明確に示されているように
、テーパ状に形成されている。
【００１５】 リブおよび溝部の他の形状（例えば、ほぼ凸形および凹形となっているもの）
も、本発明の範囲内に含まれる。代わりの実施例として、内側の格納リングが凹
部を備え、かつこれに対して相補的な凸部を外側格納リングが備えた構成も、本
発明の範囲内に含まれると思われる。
【００１６】 第１の内側格納リング８１のリブ８７と外側格納リング８２の溝部８８との間
に配置されているものは、延性材料薄板８３であり、好ましくは、約３０〜４０
ミルの厚さの金属薄板である。この延性材料薄板８３は、第１の内側格納リング
が破砕したブレード２０からエネルギーを吸収した場合に生じる大きな荷重を受
けて歪曲するように設計および配置が行われている。
【００１７】 第１の内側格納リングは、断面がほぼＵ字型の第１脚部８４を含む取付手段に
よって支持されている。第２格納リングは、外側の第２脚部８６によって支持さ
れており、この第２脚部８６は、第１の内側脚部８４と交差して接合部９０を画
定している。接合部９０から延びているものは、第３脚部８５である。第１の内
側格納リング８１および第２の外側格納リング８２は、複数の締め具９１，９２
によって正位置に支持されている。接合部９０は、第１締め具９１により支持さ
れており、支持脚部８５の周縁の端部は、第２締め具９２により支持されている
。第１の締め具９１および第２の締め具は、外側のエンジンハウジング（図示せ
ず）に、静止状態で固定されている。第１の内側リング８１が第２の外側リング
８２に対して変形するように設計されているため、内側リング８１および内側脚
部８４を構成している材料は、外側格納リング８２および脚部８５，８６を構成
している材料よりも、延性が実質的に大きい。
【００１８】 図３には、１００として全体が示されている格納リングの構造に関する本発明
の代わりの実施例が示されている。内側格納リング８１は、複数の凸部１０１を
備えており、これらは、外側格納リング８２の複数の凹部１０２と互いに嵌合す
る。凸部および凹部は、様々な形状で構成することが可能であり、互いに合致す
る相補型形状もしくは互いに合致しない非相補型形状とすることが可能である。
図３に示されている実施例では、これらの形状は非相補型であり、凸部１０１が
ほぼ円錐形状となっており、凹部１０２がほぼ矩形となっている。上述した実施
例とは異なり、この実施例では、内側格納リング８１と外側格納リング８２との
間に延性材料の薄い層が利用されていない。代わりに、この実施例では、ブレー
ド破砕によって内側格納リングが外側リング８２に向かって外側に変形した場合
に、凸部１０１と凹部１０２との間に締まり嵌め状態が得られるように設計され
ている。締まり嵌めを行うには、凸部を凹部に押し込むために多大なエネルギー
が消費される必要があるため、このような設計によって、損傷したブレードが内
側格納リングに衝突する際に放出される高レベルの運動エネルギーを、格納リン
グシステムにより吸収することが可能となっている。
【００１９】 本発明のシステムは、以下のように動作する。ブレードハブが機械的に損傷す
るより先に、ガスタービンエンジンのタービンブレードの損傷が生じるように、
ガスタービンエンジンが設計される。このことは、各ブレードが僅かな切り込み
つまり脆性部をその長手方向に沿って有するように設計することによって、達成
することができる。ブレードが破壊もしくは破砕した場合、ブレード部２０から
分離したタービンブレードは、第１の内側リング８１の内側表面に向かって径方
向外側に放出される。ブレードの運動エネルギーは、外側リング８２に対する内
側リング８１の変形へと変わる。延性材料薄板８３は、このエネルギーの伝達を
緩和し、図２に示されているように内側リングが外側リングに対して変形するこ
とによって、歪曲したり破壊したりする。
【００２０】 図３の代わりの実施例では、内側格納リングによって、ブレード破砕の運動エ
ネルギーが、内側格納リング８１および外側格納リング８２にそれぞれ設けられ
た締まり嵌めされている凸部１０１および凹部１０２へと伝達される。締まり嵌
めされている凹部に対して凸部を移動させるのに、高レベルのエネルギーが消費
される必要があるため、各凹部１０２内に凸部１０１が移動することによって、
ブレード破砕のエネルギーが吸収される。
【００２１】 外側リング８２は、さらに、ブレードの破壊もしくは破砕によるエネルギーの
伝達を抑制し得る一方で、内側格納リング８１を構成するのに用いられている材
料よりも、延性が小さい材料から形成されている。従って、外側リング８２は、
ブレード破砕状態で放出されるエネルギーの大部分を内側リング８１が吸収する
ことを可能としながら、ほぼ正位置に維持される。このような設計によって、１
つあるいは複数のブレード２０が損傷した場合に、エンジンを無傷の状態で維持
することができ、同時に、緩んだり破壊したブレードからエンジンハウジングの
内側壁部へとエネルギーが急峻に伝達されるのを抑制することができる。
【００２２】 さらに、このようなシステムは、１つの部材からなる中実のより一般的な従来
技術の格納システムよりも、軽量の構造にすることができる。さらに、本発明の
格納リングは、基本となる３つの部材、つまり、内側格納リング８１、外側格納
リング８２、および内側リングと外側リングとの間に挟まれた延性材料薄板８３
のみから形成されるため、製造が比較的容易である。
【００２３】 この格納シュラウドシステムは、空気圧縮部にも適用でき、また、これに制限
されずに他のエンジン部分、つまり、ガスタービンエンジンにおいて回転するロ
ータブレードの組を備えた他の部分にも同様に適用することができる。本発明は
、さらに、ガスタービンエンジンの用途に制限されず、回転ブレードの組を備え
たいかなるタイプのシステム、もしくは、損傷したブレードを格納することが望
まれる、当業者に周知の他のタイプのシステムにも利用することができる。
【００２４】 本発明の好適な実施例について図示および記載が行われたが、当業者が適切な
変更を加えることによって、本発明の範囲から逸脱することなく、格納システム
をさらに適応させることが可能である。例えば、格納システムを、多層システム
として構成することが可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の実施例を含むガスタービンエンジン部分の断面図。
【図２】 ブレード破砕に応じてかみ合う第１の格納リングおよび第２の格納リングを示
す部分断面図。
【図３】 本発明の代わりの実施例を示す断面図であり、間に中間材料層がない状態で、
凸部および凹部がかみ合っている状態を示している。
【手続補正書】特許協力条約第３４条補正の翻訳文提出書
【提出日】平成１２年４月２６日（２０００．４．２６）
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】特許請求の範囲
【補正方法】変更
【補正内容】
【特許請求の範囲】
【請求項２４】 前記凸部の断面形状は、前記凸部の断面形状に対して相補的
なものであることを特徴とする請求項２１記載の格納システム。
【手続補正書】
【提出日】平成１３年４月１９日（２００１．４．１９）
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】特許請求の範囲
【補正方法】変更
【補正内容】
【特許請求の範囲】
───────────────────────────────────────────────────── 【要約の続き】 補型、非相補型のいずれにすることも可能である。この ようなシステムは、軽量で、かつ製造が容易であるとい う利点を有する。

Claims (25)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ブレード、もしくはブレード損傷によるブレードの砕片をエン
    ジンハウジング内部に格納するための格納システムであって、 第１の内側円周方向格納手段と、 前記の第１の内側円周方向格納手段を包囲している第２の外側円周方向格納手
    段と、 前記の第１の内側円周方向格納手段と前記の第２の外側円周方向格納手段とを
    分離させている円周方向の延性材料薄板と、 前記の第１の内側円周方向格納手段および前記の第２の外側円周方向格納手段
    を互いに近接して離間した状態で取り付けるための取付手段と、を備えているこ
    とを特徴とする格納システム。
  2. 【請求項２】 前記の第１の円筒状格納手段および前記の第２の円筒状格納手
    段は、それぞれ、相補型の内側表面を備えていること特徴とすることを請求項１
    記載の格納システム。
  3. 【請求項３】 前記の相補型の内側表面のうちの第１の相補型内側表面は、複
    数の凸部を備えており、前記の相補型の内側表面のうちの第２の相補型内側表面
    は、複数の凹部を備えていることを特徴とする請求項２記載の格納システム。
  4. 【請求項４】 前記凸部はリブであり、前記凹部は溝部であることを特徴とす
    る請求項３記載の格納システム。
  5. 【請求項５】 前記リブおよび前記溝部は、テーパ状であることを特徴とする
    請求項４記載の格納システム。
  6. 【請求項６】 前記延性材料薄板は、前記の第１の相補型内側表面と前記の第
    ２の相補型内側表面との間に離間して配置されていることを特徴とする請求項１
    記載の格納システム。
  7. 【請求項７】 前記延性材料薄板は、金属製の比較的薄い薄板であることを特
    徴とする請求項１記載の格納システム。
  8. 【請求項８】 前記延性材料薄板は、厚さが約３０ミルであることを特徴とす
    る請求項１記載の格納システム。
  9. 【請求項９】 前記延性材料薄板は、厚さが約４０ミルであることを特徴とす
    る請求項１記載の格納システム。
  10. 【請求項１０】 前記の第１の円周方向格納手段は、前記の第２の格納手段よ
    りも、延性が大きい材料から形成されていることを特徴とする請求項１記載の格
    納システム。
  11. 【請求項１１】 前記取付手段は、複数の脚部を備えていることを特徴とする
    請求項１記載の格納システム。
  12. 【請求項１２】 前記の第１の円周方向格納手段および前記の第２の円周方向
    格納手段は、前記脚部に一体に取り付けられていることを特徴とする請求項１１
    記載の格納システム。
  13. 【請求項１３】 前記脚部は、前記ブレードの径方向外側で、ハウジングに固
    定的に取り付けられていることを特徴とする請求項１１記載の格納システム。
  14. 【請求項１４】 前記脚部は、締め具によって前記ハウジングに固定的に取り
    付けられていることを特徴とする請求項１３記載の格納システム。
  15. 【請求項１５】 圧縮部、タービン部および排気部を備えたタービンエンジン
    システムと組み合わせられており、前記の第１の格納手段および第２の格納手段
    が、前記の圧縮部およびタービン部のうちの一方を円周方向に包囲していること
    を特徴とする請求項１記載の格納システム。
  16. 【請求項１６】 前記の第１の格納手段および第２の格納手段は、前記の圧縮
    部およびタービン部のうちの一方と同軸上に整列していることを特徴とする請求
    項１５記載の格納システム。
  17. 【請求項１７】 前記タービンエンジンは、ガスタービンエンジンであること
    を特徴とする請求項１５記載の格納システム。
  18. 【請求項１８】 前記タービンエンジンは、ターボプロップエンジンであるこ
    とを特徴とする請求項１５記載の格納システム。
  19. 【請求項１９】 前記タービンエンジンは、補助動力装置の一部を構成してい
    ることを特徴とする請求項１５記載の格納システム。
  20. 【請求項２０】 前記タービンエンジンは、ジェットエンジンであることを特
    徴とする請求項１５記載の格納システム。
  21. 【請求項２１】 前記の第１の内側円周方向格納手段および前記の第２の外側
    円周方向格納手段は、リングであることを特徴とする請求項１記載の格納システ
    ム。
  22. 【請求項２２】 ブレード、もしくはブレード損傷によるブレードの砕片をエ
    ンジンハウジング内部に格納するための格納システムであって、 第１の内側円周方向格納手段と、 前記の第１の内側円周方向格納手段を包囲している第２の外側円周方向格納手
    段と、 前記の第１の内側円周方向格納手段および前記の第２の外側円周方向格納手段
    のうちの一方に設けられた凸部の組と、 前記の第１の内側円周方向格納手段および前記の第２の外側円周方向格納手段
    のうちの他方に設けられた凹部の組と、を備えており、 前記凸部と前記凹部とが締まり嵌め状態でかみ合うようになっていることを特
    徴とする格納システム。
  23. 【請求項２３】 前記凸部の断面形状は、前記凹部の断面形状とは実質的に異
    なっていることを特徴とする請求項２２記載の格納システム。
  24. 【請求項２４】 前記断面形状のうちの一方は、ほぼ円錐形状であり、前記断
    面形状のうちの他方は、矩形であることを特徴とする請求項２３記載の格納シス
    テム。
  25. 【請求項２５】 前記凸部の断面形状は、前記凹部の断面形状に対して相補的
    なものであることを特徴とする請求項２２記載の格納システム。
JP2000544914A 1998-04-20 1999-04-19 ブレード破砕を格納するための格納システム Pending JP2002512335A (ja)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/062,618 US6059523A (en) 1998-04-20 1998-04-20 Containment system for containing blade burst
US09/062,618 1998-04-20
PCT/CA1999/000340 WO1999054598A1 (en) 1998-04-20 1999-04-19 Containment system for containing blade burst

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JP2002512335A true JP2002512335A (ja) 2002-04-23

Family

ID=22043680

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2000544914A Pending JP2002512335A (ja) 1998-04-20 1999-04-19 ブレード破砕を格納するための格納システム

Country Status (6)

Country Link
US (1) US6059523A (ja)
EP (1) EP1073828B1 (ja)
JP (1) JP2002512335A (ja)
CA (1) CA2329715C (ja)
DE (1) DE69918427T2 (ja)
WO (1) WO1999054598A1 (ja)

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
TW576886B (en) * 2001-05-04 2004-02-21 Abb Turbo Systems Ag Turbocharger having a radial-flow compressor and burst-protection arrangement for a radial-flow compressor of a turbocharger
WO2003104630A1 (en) * 2002-06-05 2003-12-18 Volvo Aero Corporation A turbine and a component
US7165937B2 (en) * 2004-12-06 2007-01-23 General Electric Company Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances
GB0501284D0 (en) * 2005-01-21 2005-03-02 Rolls Royce Plc Aerofoil containment structure
US8205431B2 (en) * 2005-12-12 2012-06-26 United Technologies Corporation Bearing-like structure to control deflections of a rotating component
DE102007042767A1 (de) * 2007-09-07 2009-03-12 Mtu Aero Engines Gmbh Mehrschichtiger Abschirmungsring für einen Flugantrieb
GB2459646B (en) * 2008-04-28 2011-03-30 Rolls Royce Plc A fan assembly
US8511971B2 (en) 2010-07-23 2013-08-20 Hamilton Sundstrand Corporation One-piece compressor and turbine containment system
US9546563B2 (en) 2012-04-05 2017-01-17 General Electric Company Axial turbine with containment shroud
FR3004215B1 (fr) * 2013-04-05 2018-04-20 Airbus Operations Ecran de protection pour carter de turbomachine
DE102013210602A1 (de) * 2013-06-07 2014-12-11 MTU Aero Engines AG Turbinengehäuse mit Verstärkungselementen im Containmentbereich
DE102013217503A1 (de) 2013-09-03 2015-03-05 MTU Aero Engines AG Vorrichtung zur Energieabsorption, Strömungsmaschine und Verfahren zur Energieabsorption
EP3090148B1 (en) * 2013-12-19 2021-05-19 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine having energy dissipating gap and containment layer
WO2015094422A1 (en) * 2013-12-19 2015-06-25 United Technologies Corpoaration Energy dissipating core case containment section for a gas turbine engine
GB2524320B (en) * 2014-03-21 2016-05-04 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
GB2539217B (en) 2015-06-09 2020-02-12 Rolls Royce Plc Fan casing assembly
US10487684B2 (en) 2017-03-31 2019-11-26 The Boeing Company Gas turbine engine fan blade containment systems
US10550718B2 (en) 2017-03-31 2020-02-04 The Boeing Company Gas turbine engine fan blade containment systems
US11015482B2 (en) * 2018-11-27 2021-05-25 Honeywell International Inc. Containment system for gas turbine engine
US10830050B2 (en) 2019-01-31 2020-11-10 General Electric Company Unitary body turbine shrouds including structural breakdown and collapsible features
US10927693B2 (en) 2019-01-31 2021-02-23 General Electric Company Unitary body turbine shroud for turbine systems
US10822986B2 (en) 2019-01-31 2020-11-03 General Electric Company Unitary body turbine shrouds including internal cooling passages
EP3885537A1 (en) * 2020-03-26 2021-09-29 Unison Industries LLC Air turbine starter containment system and method of forming such a system
DE102020204563A1 (de) 2020-04-08 2021-10-14 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Planetengetriebe und Gasturbinentriebwerk mit Planetengetriebe
CN114060305B (zh) * 2020-07-29 2024-07-12 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种风扇包容机匣及其制备方法

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1698514A (en) * 1927-05-20 1929-01-08 Westinghouse Electric & Mfg Co Restraining guard for rotors
US2372723A (en) * 1941-11-07 1945-04-03 Smith Corp A O Method of improving the stress distribution in multilayer high pressure cylinders
US3203180A (en) * 1960-03-16 1965-08-31 Nathan C Price Turbo-jet powerplant
GB1245415A (en) * 1968-09-13 1971-09-08 Rolls Royce Improvements in or relating to fluid flow machines
US3602602A (en) * 1969-05-19 1971-08-31 Avco Corp Burst containment means
US3887976A (en) * 1971-02-03 1975-06-10 J Rodger Sheilds Stator blade assembly for turbo machines
GB1466385A (en) * 1974-11-21 1977-03-09 Rolls Royce Containment shields for gas turbine engines
US4149824A (en) * 1976-12-23 1979-04-17 General Electric Company Blade containment device
GB2037900B (en) * 1978-12-21 1982-09-22 Rolls Royce Gas turbine casing
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
US4418560A (en) * 1981-05-11 1983-12-06 Hahn & Clay Shell layer wrapping machine and method of positioning vessel sections of a multi-layer vessel
US4417848A (en) * 1982-02-01 1983-11-29 United Technologies Corporation Containment shell for a fan section of a gas turbine engine
US4534698A (en) * 1983-04-25 1985-08-13 General Electric Company Blade containment structure
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
US4639188A (en) * 1984-12-04 1987-01-27 Sundstrand Corporation Turbine wheel containment
EP0286815B1 (de) * 1987-04-15 1991-05-29 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Berstschutzring für Turbotriebwerksgehäuse
DE3814954A1 (de) * 1988-05-03 1989-11-16 Mtu Muenchen Gmbh Berstschutzring fuer ein triebwerksgehaeuse
US5434698A (en) * 1989-11-13 1995-07-18 Dai Nippon Printing Co., Ltd. Potential sensor employing electrooptic crystal and potential measuring method
DE4329014C1 (de) * 1993-08-28 1995-01-05 Mtu Muenchen Gmbh Rotorgehäuse, insbesondere Gehäuse für Turbotriebwerke
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
US5431532A (en) * 1994-05-20 1995-07-11 General Electric Company Blade containment system

Also Published As

Publication number Publication date
CA2329715A1 (en) 1999-10-28
EP1073828A1 (en) 2001-02-07
CA2329715C (en) 2008-04-01
DE69918427T2 (de) 2004-11-18
WO1999054598A1 (en) 1999-10-28
US6059523A (en) 2000-05-09
EP1073828B1 (en) 2004-06-30
DE69918427D1 (de) 2004-08-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2002512335A (ja) ブレード破砕を格納するための格納システム
US5823739A (en) Containment case for a turbine engine
EP2336500B1 (en) Method of manufacturing an inlet assembly for an aircraft engine
EP0834003B1 (en) Fan blade containment assembly
EP1245791B1 (en) A gas turbine engine blade containment assembly
EP1199441B1 (en) Frangible coupling ring for a fan rotor
US20200011203A1 (en) Blade containment structure
US6364603B1 (en) Fan case for turbofan engine having a fan decoupler
EP0965731B1 (en) A gas turbine containment casing
US6394746B1 (en) Gas turbine engine blade containment assembly
US10443446B2 (en) Steel soft wall fan case
EP1277919A1 (en) Joint arrangement
US20020141859A1 (en) Gas turbine engine blade containment assembly
JP2000179358A (ja) ギアボックス用ロケ―タ―
US20100192594A1 (en) Compressed air starter for turbomachine
EP0927815A2 (en) Fan case liner
EP0922837B1 (en) Fan case liner
EP1013894B1 (en) Gas turbine engine
US20230399981A1 (en) Containment assembly for an aircraft engine
CN115217629A (zh) 用于能量吸收的轻型风扇壳体构造

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20060106

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20080610

A02 Decision of refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02

Effective date: 20081104