JPH11324615A - タ―ビンエンジンのための侵入抵抗性ファンケ―シング - Google Patents

タ―ビンエンジンのための侵入抵抗性ファンケ―シング

Info

Publication number
JPH11324615A
JPH11324615A JP11111860A JP11186099A JPH11324615A JP H11324615 A JPH11324615 A JP H11324615A JP 11111860 A JP11111860 A JP 11111860A JP 11186099 A JP11186099 A JP 11186099A JP H11324615 A JPH11324615 A JP H11324615A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
cover
woven fabric
fan casing
debris
support case
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
JP11111860A
Other languages
English (en)
Inventor
Mark W Costa
ダヴリュー．コスタ マーク
Andrew S Foose
エス．フォース アンドリュー
Nathan D Korn
ディー．コーン ナサン
Jan B Kowza
ビー．コウザ ジャン
Wendy P Lopardi
ピー．ロパルディー ウェンディー
Douglas A Welch
エイ．ウェルチ ダグラス
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.)
Raytheon Technologies Corp
Original Assignee
United Technologies 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 United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JPH11324615A publication Critical patent/JPH11324615A/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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • 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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Woven Fabrics (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 タービンエンジンのための侵入抵抗性ファン
ケーシングを提供する。 【解決手段】 本発明は、ファンブレード（１６）の分
離した破片を収容するための侵入抵抗性のタービンエン
ジン用ファンケーシング（１２）に関する。このケーシ
ングは、容易に侵入される支持体ケース（１４）と、支
持体カバー（３４）の衝撃領域（Ｉ）を取り囲み、衝撃
領域からオフセットした侵入可能カバー（３２）とを備
える。収容カバー（３６）は、侵入可能カバー（３２）
と支持体カバー（３４）の双方を取り囲んでいる。好適
な実施例では、カバーは、芳香族ポリアミドファイバ織
布とされ、支持体カバーは、集合体セルアレイとされて
いる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、航空機用ガスター
ビンエンジンのファンケーシングに関し、より詳細に
は、ファンブレードの破片を収容する侵入抵抗性ファン
ケーシングに関する。
【０００２】
【従来の技術】近代の航空機は、多くの場合空力的な流
線型ナセル内に収容されたガスタービンエンジンを含む
推進システムにより駆動されている。主要なエンジン部
品としては、回転可能なハブと、このハブから径方向に
突出した列となったファンブレードと、このブレード列
を取り囲むファンケーシングと有するファン領域を有し
ている。エンジン運転中には、ファンブレードは、ハブ
から離脱したり、又は実質的に完全なブレードからなる
ブレードの一部がブレードの残りの部分から分離するこ
とがある。ファンケーシングの１つの機能は、これらの
危険性を有する破片を収容することにある。
【０００３】小径のエンジンにおいては、適切な収容能
力は通常、ブレード破片の侵入に対向するに充分なだけ
厚い金属ケースによって達成されている。しかしなが
ら、大径のエンジンでは、侵入に対して充分に抵抗する
に充分なだけ厚い金属ケースは、用いられない程度に重
い。したがって、大径エンジンの製造者は通常では、軽
量、高強度のケブラー(Kevlar；DuPont社の登録商標)と
いった高弾性織布を比較的薄い侵入されやすい支持体ケ
ースの周りに多重に巻き付け、織布ラップされた収容シ
ステムを用いている。運転中には、分離したブレード破
片は、支持体ケースに侵入し、織布を衝撃する。この織
布は、径方向に変形して、少なくとも織布層のいくつか
は完全なままとされて破片を捕獲し、保持するように構
成されている。
【０００４】織布巻き付け型収容システムは、金属容体
ケースよりも遙かに重量効率に勝るが、エンジンに対し
ては大きな重量を加える。
【０００５】さらに、織布が過剰に変形すると、織布に
取り囲まれたブレード破片は、ナセルの内側部を衝撃し
て損傷させてしまうことになる。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】したがって、収容能力
又はナセルに損傷を与えるリスクを損なうことなく、重
量を低減させるようにした方法により、支持体ケースに
織布を使用することが望まれている。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、支持体
ケースの衝撃領域の周りに巻き付けられた侵入可能カバ
ーと、支持体ケースの周りに巻き付けられ衝撃領域から
は軸方向にオフセットされた支持体カバーと、侵入可能
カバー及び支持カバーの双方の周りに巻き付けられた侵
入抵抗性収容カバーを有している。支持体ケースを高い
エネルギーを有するブレード破片が引き裂く様な場合で
も、侵入可能カバーは、収容カバーが停止させることが
できるよう、そのエネルギーを変形させることにより低
減させる。この収容カバーはその後変形した破片を停止
させて所定の径方向の形状へと保持する。
【０００８】本発明の構成によれば、侵入可能カバー
は、実質的に張力を加えられずにケースの周囲に巻き付
けられた織布カバーとされており、支持体カバーは、集
合体カバーとされ、収容カバーは、侵入可能カバー及び
集合体カバーの双方の周りに所定の張力で巻き付けられ
た織布カバーとされている。その作用においては、分離
したブレード破片の衝突エネルギーは、収容織布に衝突
して集合体カバーを平坦化させ、収容織布に瞬間的にた
るみを生じさせる。このたるみは、部分的に又は一時的
に収容織布から張力を除き、その侵入抵抗性を向上させ
る。
【０００９】本発明の詳細な実施例においては、この侵
入可能織布及び収容織布は、ケブラーといった芳香族ポ
リアミド織布とされている。収容織布の前部端及び後部
端は、侵入可能織布及び集合体カバーを超えて軸方向に
延ばされており、それぞれの端部は、周方向に延びた接
着剤による接合により支持体ケースにアンカーされてい
る。運転の間に分離したブレード破片の衝撃エネルギー
は、接合部の少なくとも１つにおける局所的なセクタを
引き裂いて、対応する収容織布の対応するセクタを支持
体ケースから分離させ、衝撃サイトに向かって軸方向に
引張る。接合部の局所的な引き裂きは、収容織布をたる
ませてその侵入抵抗性を増加させる。接合部は、引き裂
かれたセクタの他はそのまま保持されていて、剥離した
織布端部の軸方向への移動を規制して、支持体ケースの
引き裂部を露出させてエンジンから２次的破片を離脱を
可能とさせるだけですむ程度に端部の移動をさせないよ
うになっている。
【００１０】本発明は、エンジンに対して過剰な重量を
付加させずに高エネルギーのファンブレード破片を確実
に保持する点で効果的である。本発明はまた、収容織布
の変形を制限することによりナセルの損傷リスクを低減
する。
【００１１】本発明の上述の特徴及び効果及びその作用
については、図面を持ってする後述の発明の実施の形態
の説明により明らかとされよう。
【００１２】
【発明の実施の形態】図１を参照すると、航空機用ガス
タービンエンジンのファンケーシング１２は、ブレード
１６により示されている列となったファンブレードを取
り囲むリブ付のアルミニウム支持体ケース１４を有して
いるのが示されている。前部及び後部ノイズ低減パネル
１８ａ，１８ｂは、ケースの径方向内側面に固定されて
おり、研磨性ラブストリップ２２は、ファンブレードの
外側部のノイズ低減パネルの間において軸方向に延ばさ
れている。新たなエンジン又は新たに再生されたエンジ
ンが最初に運転される場合には、ブレード先端部はラブ
ストリップへとトレンチを形成する（図示せず）。その
後、ブレード先端部は、エンジン運転中に延びたトレン
チ内に収容され、ブレード先端部付近での空気の漏れを
最低化させている。アイスシールド２４は、後方ノイズ
減衰パネルがブレードによりふるい落とされた堆積した
氷くずによりいかなる衝撃損傷も生じないようにさせて
いる。ファンブレードの破片がブレードの残りの部分か
ら分離された場合には、この破片は、軸方向に延びた衝
撃領域Ｉに位置する衝撃サイト２６において、支持体ケ
ースを衝撃する。
【００１３】薄いアルミニウムフェースシート２８は、
支持体ケースの外側のリブに連結されており、侵入可能
カバー３２は、このフェースシートの周りに巻き付けら
れていて、この侵入可能カバーが支持体ケース１４の衝
撃領域Ｉを取り囲むようにされている。侵入可能カバー
は、ケブラーといった芳香族ポリアミドファイバーの織
布による連続ベルトとされており、この連続ベルトは、
支持体ケースをたて糸ファイバーが周方向に延び、よこ
糸（fill fiber）が軸方向に延びるようにして巻き付け
られている。織布特性は、厚さが０．０７０から０．０
８７インチ（１．７８〜２．２１ｍｍ）であり、単位面
積あたりの重量が約３２．１〜３３．５オンス／平方ヤ
ード（１０９０〜１１３８ｇ／ｃｍ2）であり、たて糸
方向について最低破断強度が約１１７５ポンド／１イン
チ幅（２１０ｋｇ／１センチ幅）、よこ糸方向について
の最低破断強度が約２６００ポンド／１インチ幅（４６
５ｋｇ／１センチ幅）とされている。この織布の６層が
織布に実質的な張力を加えずに連続して支持体ケース上
に巻き付けられている。
【００１４】軽量の支持体カバー３４は、衝撃領域から
軸方向にオフセットしていると共に支持体ケースを取り
囲んでいる。この支持体カバー３４は、フェノールコー
トされたファイバー性アラミドベースセルアレイによ
り、ＳＡＥ（航空材料規格；Aerospace Material Speci
fication）３７１１Ｂに適合する集合体カバーとされて
いることが好ましい。この航空材料規格は、オートモー
ティブエンジニア協会、４００コモンウエールスドライ
ブ、ワレンデール、ＰＡ１５０９６(400 Commonwealth
Drive, Warrendale, PA 15096)から購入することができ
る。
【００１５】侵入抵抗性収容カバー３６は、侵入可能カ
バー３２及び支持体カバー３４の双方を取り囲んでい
る。収容カバーは、ケブラーといった芳香族ポリアミド
ファイバの連続ベルトとされており、たて糸が周方向に
延び、よこ糸が軸方向に延ばされている。収容織布の特
性は、侵入可能織布３２の特性とは異なっている。特に
単位面積あたりの収容織布の重量は、約６．２〜７．２
オンス／平方ヤード（２１０〜２４４ｇ／ｃｍ2）であ
り、侵入可能織布の単位面積あたりの重量よりも著しく
低くされている。この収容織布特性は、厚さが約０．０
１１〜０．０１５インチ（０．２８〜０．３８ｍｍ）で
あり、たて糸方向及びよこ糸方向について、最低破断強
度が約６００ポンド／１インチ幅（１０７ｋｇ／１ｃｍ
幅）とされている。織布５０層が織布の軸方向長さＬに
わたって約１０ポンド／インチ（１．８ｋｇ／ｃｍ）の
所定の周方向張力で支持体ケースの周りに連続して巻き
付けられている。例えば、図示されている収容織布の軸
方向長さＬは、約４３インチ（１０９ｃｍ）とされ、織
布が約４３０ポンド（１９６ｋｇ）の張力が加えられる
ようにされている。
【００１６】収容織布３６は、侵入可能織布及び集合体
カバーを軸方向に超えて位置決めされた前部端及び後部
端３６ａ，３６ｂを備えている。前部端３６ａは、侵入
可能織布３２の軸方向前方に位置決めされており、後方
端部３６ｂは、集合体カバー３４の後方側に位置決めさ
れている。少なくとも１つ、好ましくは双方の端部３６
ａ，３６ｂは、エポキシ接着剤４２により固定された周
方向に連続した接合部３８ａ，３８ｂにより支持体ケー
ス１４へとアンカーされていることが好ましい。この接
合部は、エンジン組立及び運転中に織布が軸方向にクリ
ープしてしまわないようにしている。好適な接着剤とし
ては、デクスターコーポレーションのハイソルディビジ
ョン(Dexter Corporation’s Hysol Division)、ピッツ
バーグ、ＣＡから市販されているタイプＥＡ９６２８接
着剤、及び３Ｍ接着剤アンドコーティングスアンドシー
ラズディビジョン(3M’s Adhesives, Coatings, and Se
alers Division)、セントポール、ＭＮから市販のタイ
プＡＦ１６３Ｋ接着剤を挙げることができる。接着剤の
薄いコーティングは、また収容織布の外側面にも施さ
れ、硬化が行われて耐水性表皮層４４が形成されてい
る。この表皮層は、収容織布及び侵入可能織布への水分
の侵入を防止する環境シールとされている。このような
シールを用いない場合には、各織布は水分を吸収し、検
出可能な程度の水分を保持する（例えば、雨又は水蒸気
といった湿潤した空気による）ので、無視できない重量
をエンジンに加えてしまうことになる。
【００１７】ケーシング１２はまた、周方向に延びたシ
リコーンゴム製のフィラーウエッジ４６（最も良好に図
２に示されている）を備えており、このウエッジ４６
は、支持体ケース１４のコーナ４８内に重ねられて、ケ
ース１４と収容織布３６の間に径方向にトラップされて
いる。このフィラーウエッジは、収容織布３６を支持体
ケースのリブの形成された部分とより薄いフランジの設
けられた延長部１４ａの間の径方向の段差を横切って保
持している。フィラーウエッジはまた、接着剤がシリコ
ーンゴムに接着せず、したがって収容織布がウエッジの
外側面に接着しないように接着部３８ａの軸方向の伸び
を制限している。
【００１８】ファンケーシング１２を有するガスタービ
ンエンジンが航空機に装着される場合には、エンジンは
推進システムの一部を形成し、この推進システムは、空
力的に流線型のナセル５２を有している。このナセルの
前方部分は、周方向に延ばされているとともに、ケーシ
ングからは径方向に離間している。ケーシングとナセル
の間の径方向の離間Ｓは、可能な限り小さくされていて
推進システムの重量と大きさとを最低化させていること
が好ましい。
【００１９】上述したファンケーシングは、実質的に完
全なブレードがファンが高い回転速度で運転されている
場合に離脱してもブレード破片の衝撃に耐えるように設
計されている。このような場合には、ブレード破片は、
衝撃領域Ｉ内の軸方向にある衝撃サイト２６において支
持体ケース及びフェースシートを引き裂く。破片は、そ
の後侵入可能織布３２を通して侵入して行く。この侵入
可能織布は、この破片を停止させ、又はそうでなければ
塑性変形を生じさせて破片の鋭い端部を鈍らせ、織布と
接触する破片の表面領域を増加させる。このため、侵入
可能な織布３２は、破片が収容織布３６に損傷を与える
可能性を低減させることになる。
【００２０】侵入可能織布を完全に変形された破片が通
過した後、この破片は、侵入抵抗性収容織布３６により
停止される。この破片は、典型的には多くの又はほとん
どの収容織布層を切断するが、しかしながら、少なくと
も１層が完全に残されるようにされている。この完全な
層は、鎖線５６によって示されているように伸張され径
方向外側へと変形を受けて停止し、ナセル５２の内側面
５８により境界づけられる所定の径方向形状において変
形した破片を保持する。この結果、織布により包囲され
た破片は、ナセルを衝撃して損傷しないようにされてい
る。
【００２１】この収容織布の侵入抵抗性は、集合体セル
アレイ３４によって向上される。ブレード破片が収容織
布を衝撃する場合には、織布は衝撃力Ｆ１のいくらかを
集合体アレイに伝達するための媒体として作用するが、
これが図３に示されている。このように伝達された力Ｆ
２は、セルアレイに作用して、又は収容織布を径方向に
支持するセルアレイの能力にうち勝って支持体ケース１
４に対してセル壁を平坦化させる。径方向の支持を失う
ことにより、収容織布にある程度のたるみが発生して瞬
間的に織布への張力が低減され、その侵入抵抗性が向上
される。この効果は、緊張した膜に弾頭が捕捉されるの
に類似している。この膜が弾頭により衝撃された僅か後
ゆるめられると、膜の破断なく弾頭を捕捉できることに
類似している。
【００２２】接合された接合部３８ａ，３８ｂはまた、
接合織布の侵入抵抗性に寄与する。図１に示されるよう
に、接合部３８ａのセクタθは、収容織布へと加えられ
る衝撃力Ｆ１により引き裂かれる。収容織布の剥がれた
端部６４は、衝撃サイトに向かって軸方向に引っ張ら
れ、一時的に及び部分的に収容織布の張力を減少させ、
その侵入抵抗性を向上させる。接合部３８ａは、セクタ
θの外側では保持されていて、剥離した端部の衝撃領域
Ｉの前部端の軸方向後部への移動を防止して、２次的破
片が支持体ケースの破断サイトの隙間から離脱するよう
にさせている。実際的には、接合部３８ａ，３８ｂの一
方は他は双方が局所的に引き裂かれて、収容織布の張力
を低下させるようにされている。
【００２３】本発明の上述の説明及びその作用を鑑みれ
ば、開示されたファンケーシングのさらなる詳細につい
て理解されよう。侵入可能織布３２は、張力を加えなが
らではなく、実質的に張力を加えずに支持体ケースに巻
き付けられていて、侵入可能織布の侵入抵抗性を最大化
させている。上述したように、この侵入抵抗性は、高い
エネルギーの破片を捕捉するために適切なようには意図
されていない。しかしながら、侵入可能な織布の侵入抵
抗性は、低エネルギーの破片の捕捉が可能である。より
重要なことには、侵入抵抗性は、織布の能力に対して破
片を塑性変形させる点で寄与しており、このようにしな
いと、いかなる許容される変形をも生じさせずに高い張
力の加えられた織布を切断してしまうことになる。
【００２４】これとは逆に、収容織布には、張力により
織布の侵入抵抗性が僅かに減少するにもかかわらず、小
さなあるいは全く張力を加えずにではなく、張力が意図
的に加えられて装着されている。この張力は、張力が加
えられていない織布がブレード破片により衝撃された場
合に過剰に変形して、破片を捕捉した織布がナセル５２
の内側面を衝撃して損傷を与えないように加えられてい
る。図示されたファンケーシングにおいては、軸方向の
長さＬあたり１０ポンド／インチの所定の張力が選択さ
れ、収容織布がナセルに損傷を与えないように過剰な径
方向離間Ｓを必要とすることなく侵入に対して抵抗する
ようにされている。
【００２５】フィラーウエッジ４６は、ファンケーシン
グの侵入抵抗性を接着接合部３８ａの軸方向伸張を制限
することにより改善している。ウエッジが存在していな
い場合には、未硬化の接着剤４２は、コーナ４８へとケ
ーシングの取付の際に漏れだす。この結果、取り付けら
れたケーシングにおいてウエッジによって支持されてい
る収容織布のストリップ６６は、支持体ケースの領域６
８に接合されてしまうことになり、織布の伸張の程度を
減少させてしまうことになる。このような減少した伸張
性は、織布に対して余分な張力を生じさせてしまい、そ
の可能な侵入抵抗性を低下させる。フィラーウエッジは
また、支持体ケースのリブ付き部分とフランジの付けら
れた前方延長部１４ａの間の径方向のステップをブリッ
ジさせており、収容織布３６は、織布が伸張する際にこ
のステップ部をスムースに横切って滑動する。図示して
いるケーシングでは、後方接合部３８ｂの軸方向伸張を
制限するようにはされていないが、この理由は、接合部
が前方接合部よりも衝撃領域から離れており、したがっ
て織布の伸張性能に認めうる影響を与えないためであ
る。
【００２６】集合体支持カバー３４は、ファンケーシン
グ１２の侵入抵抗性に寄与するが、用いなくとも良い。
しかしながら、これを用いない場合には、ケーシングの
収容能力が減少するか、そうでなければこれを補うため
にケーシングに別の構成要素を用いることになる。例え
ば、収容織布３６の取付張力を低減させると、集合体支
持カバーを用いない場合には織布の変形が増大するの
で、離間Ｓを増加させることがこれをおぎなうために必
要である。しかしながら、ナセル直径を増加させること
は航空機のエンジン取付において使用できる空間が制限
されているので好ましくない。これとは別に、この集合
体支持カバーを用いないことを補うために織布層を追加
することは、エンジン重量を増加させてしまうといった
不利益を生じることになる。
【００２７】本発明は、上述した実施例に限定されるも
のではない。例えば、ケブラー織布以外の織布もまた好
適である。さらには、非織布材料もまずブレード破片を
変形させ、その後続いてこの変形した破片を停止させ
て、所定の径方向形状内に収めるために用いることがで
きる。これらの変形、変更、及び適合化は、本発明の請
求項に記載された発明の範囲内において行うことが可能
であることが理解されよう。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の侵入抵抗性ファンケーシングの一部切
り欠き斜視図である。
【図２】図１に示したファンケーシングのフィラーウエ
ッジの部分斜視図である。
【図３】収容カバーから集合体カバーへと伝達される力
を示した概略図である。
【符号の説明】
１２…ファンケーシング １４…支持体ケース １６…ブレード １８ａ，１８ｂ…ノイズ低減パネル ２２…ラブストリップ ２６…衝撃サイト ２８…アルミニウムフェースシート ３２…侵入可能カバー ３４…支持体カバー ３６…侵入抵抗性収容カバー
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 アンドリュー エス．フォース アメリカ合衆国，コネチカット，エリント ン，アパートメント ８，ピネイ ストリ ート 26 (72)発明者 ナサン ディー．コーン アメリカ合衆国，コネチカット，ポートラ ンド，オールド カントリー ウェイ ８ (72)発明者 ジャン ビー．コウザ アメリカ合衆国，コネチカット，コヴェン トリー，フランダース リヴァー ロード 329 (72)発明者 ウェンディー ピー．ロパルディー アメリカ合衆国，コネチカット，トルラン ド，クック ロード 168 (72)発明者 ダグラス エイ．ウェルチ アメリカ合衆国，コネチカット，ポートラ ンド，ハイ ストリート 140

Claims (21)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 軸方向に延びた衝撃領域を有する支持体
    ケースと、 前記衝撃領域を周方向に取り囲む侵入可能カバーと、 前記支持体ケースを周方向に取り囲み、前記衝撃領域か
    ら離間した支持体カバーと、 前記侵入可能カバー及び前記支持体カバーを周方向に取
    り囲む収容カバーとを備える分離したブレード破片を収
    容するためのタービンエンジンファンケーシング。
  2. 【請求項２】 前記侵入可能カバーは、前記分離した破
    片を変形させ、前記収容カバーは侵入に対して抵抗して
    前記変形破片を所定の径方向位置に保持することを特徴
    とする請求項１に記載のファンケーシング。
  3. 【請求項３】 前記所定の径方向位置は、前記ケーシン
    グを取り囲み前記ケーシングから離間したナセル面とさ
    れていることを特徴とする請求項２に記載のファンケー
    シング。
  4. 【請求項４】 前記侵入可能カバーは、第１の特性値の
    組合せを有する芳香族ポリアミドファイバ織布から構成
    され、前記収容カバーは、第２の特性の組合せを有する
    芳香族ポリアミドファイバ織布から構成され、前記支持
    体カバーは、集合体カバーとされていることを特徴とす
    る請求項１に記載のファンケーシング。
  5. 【請求項５】 前記侵入可能カバー織布の特性は、単位
    面積あたりの重量を含み、前記収容カバー織布の特性は
    単位面積あたりの重量を含み、前記収容カバー織布の単
    位面積あたりの重量は、前記侵入可能カバー織布の単位
    面積あたりの重量よりも小さくされていることを特徴と
    する請求項４に記載のファンケーシング。
  6. 【請求項６】 前記侵入可能カバー織布は、たて糸方向
    のファイバーとよこ糸方向のファイバーとを含んでお
    り、前記侵入可能カバー織布の特性は、前記たて糸方向
    の破断強度とよこ糸方向の破断強度とを有していて、よ
    こ糸方向の破断強度は、たて糸方向の破断強度よりも大
    きくされており、前記収容カバー織布は、低強度の前記
    たて糸方向ファイバーが実質的に周方向に配列され、高
    強度の前記よこ糸方向のファイバーが軸方向に延びるよ
    うにして配列されていることを特徴とする請求項４に記
    載のファンケーシング。
  7. 【請求項７】 前記侵入可能カバー織布は、実質的に張
    力が加えられずに前記支持体ケースの周りに巻き付けら
    れ、前記収容カバー織布は前記侵入可能カバー織布及び
    前記集合体カバーの周りに前記収容カバーが前記ブレー
    ド破片による侵入に抵抗して、所定の径方向位置に前記
    破片を収容する様な所定張力で巻き付けられていること
    を特徴とする請求項４に記載のファンケーシング。
  8. 【請求項８】 前記収容カバー織布は、軸方向の長さを
    有しており、前記所定張力は、軸方向の長さについて、
    略１０ポンド／インチとされていることを特徴とするｗ
    請求項７に記載のファンケーシング。
  9. 【請求項９】 前記集合体カバーは、セルアレイとされ
    ていることを特徴とする請求項４に記載のファンケーシ
    ング。
  10. 【請求項１０】 前記集合体カバーは、ＳＡＥ航空材料
    規格３７１１Ｂを満たすことを特徴とする請求項４に記
    載のファンケーシング。
  11. 【請求項１１】 前記収容カバー織布は、前記侵入可能
    カバー織布の軸方向前方に位置決めされた前部端と、前
    記集合体カバーの軸方向後方に位置決めされた後方端部
    とを備え、前記各端部の少なくとも一方は、接着剤によ
    る接合部により前記支持体ケースへとアンカーされてい
    ることを特徴とする請求項４に記載のファンケーシン
    グ。
  12. 【請求項１２】 前記支持体ケースは、該支持体ケース
    のコーナ部に重ね合わされ周方向に延び、かつ前記支持
    体ケースと前記収容カバー織布の間において径方向にト
    ラップされたフィラーウエッジを備えていることを特徴
    とする請求項１１に記載のファンケーシング。
  13. 【請求項１３】 前記接着剤は、エポキシ接着剤である
    ことを特徴とする請求項１１に記載のファンケーシン
    グ。
  14. 【請求項１４】 前記接合部は、周方向に連続している
    ことを特徴とする請求項１１に記載のファンケーシン
    グ。
  15. 【請求項１５】 分離した前記ブレード破片は、衝撃サ
    イトにおいて前記衝撃領域に侵入して前記支持体ケース
    を破断させ開孔を形成し、かつ前記接合部の破断したセ
    クタを形成して、前記収容カバー織布の剥離した端部
    は、前記衝撃サイトに向かって少なくとも前記収容カバ
    ー織布が破断せずに止まるまで軸方向に制限された距離
    だけ引き出されることを特徴とする請求項１１に記載の
    ファンケーシング。
  16. 【請求項１６】 軸方向に延びた衝撃領域を有する支持
    体ケーシングと、 前記衝撃領域を周方向に取り囲み、分離した前記ブレー
    ド破片を変形させるための侵入可能カバーと、 前記侵入可能カバーを周方向に取り囲み、所定の径方向
    位置に変形した前記ブレード破片を収容するための収容
    カバーとを備える分離したブレード破片を収容するため
    のタービンエンジンファンケーシング。
  17. 【請求項１７】 軸方向に延びた衝撃領域を有する支持
    体ケーシングと、 前記衝撃領域を周方向に取り囲み実質的に張力を加えら
    れていない芳香族ポリアミドの侵入可能織布と、 前記支持体ケースを周方向に取り囲み、前記衝撃領域か
    ら軸方向にオフセットした集合体セルアレイと、 前記侵入可能織布と前記セルアレイとを所定の張力で周
    方向に取り囲み、前端と後端とが前記侵入可能織布と前
    記セルアレイを軸方向に超えて延ばされ、前端及び後端
    がそれぞれ接着剤による接合により前記支持体ケースに
    アンカーされた芳香族ポリアミド製の侵入抵抗性収容織
    布と、 前記支持体ケースのコーナに折り重ねられ、前記支持体
    ケースと前記収容織布の間において径方向にトラップさ
    れた周方向に延びるフィラーウエッジとを備え、 前記侵入可能カバーは、分離した前記ブレード破片を変
    形させることにより損傷を生じさせるエネルギーを低減
    させ、前記収容カバーは、前記変形破片の侵入に対して
    抵抗性を有していて前記破片を所定の径方向位置に保持
    することを特徴とするファンケーシングを衝撃する分離
    したブレード破片を収容するためのタービンエンジンフ
    ァンケーシング。
  18. 【請求項１８】 前記接着剤による前記接合部は少なく
    とも１つのセクタが破壊され、前記セルアレイは、前記
    支持体ケースを貫通して前記侵入可能織布を衝撃する前
    記ブレード破片により押しつぶされて前記収容織布の前
    記侵入抵抗性を向上させることを特徴とする請求項１７
    に記載のファンケーシング。
  19. 【請求項１９】 損傷を与えるエネルギーを低減させる
    ために分離したブレード破片を予め処理し、 予備処理された前記破片を変形された破片の侵入に対し
    て抵抗するように張力を加えた材料により停止させて前
    記破片を所定の径方向位置に収容するように停止させる
    ことを特徴とするタービンエンジン内で分離したファン
    ブレードを破片を収容するための方法。
  20. 【請求項２０】 前記破片を予備処理するステップは、
    前記破片を塑性変形させることを特徴とする請求項１９
    に記載の方法。
  21. 【請求項２１】 前記破片を停止させるステップは、少
    なくとも前記張力が加えられた材料をたわませることを
    含む請求項２０に記載の方法。
JP11111860A 1998-04-20 1999-04-20 タ―ビンエンジンのための侵入抵抗性ファンケ―シング Pending JPH11324615A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/062,966 US6059524A (en) 1998-04-20 1998-04-20 Penetration resistant fan casing for a turbine engine
US09/062966 1998-04-20

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPH11324615A true JPH11324615A (ja) 1999-11-26

Family

ID=22046017

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP11111860A Pending JPH11324615A (ja) 1998-04-20 1999-04-20 タ―ビンエンジンのための侵入抵抗性ファンケ―シング

Country Status (4)

Country Link
US (1) US6059524A (ja)
EP (1) EP0952310B1 (ja)
JP (1) JPH11324615A (ja)
DE (1) DE69931554T2 (ja)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008128250A (ja) * 2006-11-21 2008-06-05 General Electric Co <Ge> 複合材構造体上の応力を低減する方法
JP2010523863A (ja) * 2007-03-30 2010-07-15 エアバス フランス 航空機のエンジンからの離脱破片の飛翔偏向兼保持用装置
JP2010540840A (ja) * 2007-10-04 2010-12-24 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
US8475895B2 (en) 2006-11-21 2013-07-02 General Electric Company Articles comprising composite structures having mounting flanges
JP2017503950A (ja) * 2013-12-17 2017-02-02 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 複合材ファン入口ブレード格納構造物

Families Citing this family (49)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB9922618D0 (en) * 1999-09-25 1999-11-24 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
GB0107973D0 (en) * 2001-03-30 2001-05-23 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
US6619913B2 (en) * 2002-02-15 2003-09-16 General Electric Company Fan casing acoustic treatment
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
GB0300999D0 (en) 2003-01-16 2003-02-19 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
FR2859002A1 (fr) * 2003-08-18 2005-02-25 Snecma Moteurs Dispositif abradable sur carter de soufflante d'un moteur de turbine a gaz
US7018168B2 (en) * 2004-04-08 2006-03-28 General Electric Company Method and apparatus for fabricating gas turbine engines
US7517184B2 (en) 2006-06-01 2009-04-14 Unied Technologies Corporation Low deflection fan case cotainment fabric
DE102006036648A1 (de) * 2006-08-03 2008-02-07 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Eisschlagschutzring für das Fangehäuse einer Fluggasturbine
GB2442238B (en) * 2006-09-29 2008-10-01 Rolls Royce Plc Sheet metal blank
US8021102B2 (en) * 2006-11-30 2011-09-20 General Electric Company Composite fan containment case and methods of fabricating the same
US8016543B2 (en) * 2007-04-02 2011-09-13 Michael Scott Braley Composite case armor for jet engine fan case containment
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
US8371009B2 (en) * 2007-12-12 2013-02-12 General Electric Company Methods for repairing composite containment casings
US8061966B2 (en) * 2007-12-12 2011-11-22 General Electric Company Composite containment casings
GB2459646B (en) * 2008-04-28 2011-03-30 Rolls Royce Plc A fan assembly
US8092169B2 (en) * 2008-09-16 2012-01-10 United Technologies Corporation Integrated inlet fan case
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
US8827629B2 (en) 2011-02-10 2014-09-09 United Technologies Corporation Case with ballistic liner
US20110138769A1 (en) * 2009-12-11 2011-06-16 United Technologies Corporation Fan containment case
JP4905565B2 (ja) * 2010-02-04 2012-03-28 トヨタ自動車株式会社 ターボチャージャおよびそのホイールハウジング
US20120102912A1 (en) * 2010-10-27 2012-05-03 Said Izadi Low cost containment ring
US8932002B2 (en) 2010-12-03 2015-01-13 Hamilton Sundstrand Corporation Air turbine starter
US8801376B2 (en) 2011-09-02 2014-08-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Fabricated intermediate case with engine mounts
US9546563B2 (en) 2012-04-05 2017-01-17 General Electric Company Axial turbine with containment shroud
US9140138B2 (en) * 2012-05-31 2015-09-22 Hamilton Sundstrand Corporation Turbomachine containment structure
US9969489B2 (en) * 2013-02-08 2018-05-15 General Electric Company Hybrid spinner support
US9874228B2 (en) 2015-05-15 2018-01-23 Rohr, Inc. Nacelle inlet with extended outer barrel
US9908620B2 (en) 2015-05-15 2018-03-06 Rohr, Inc. Multi-zone active laminar flow control system for an aircraft propulsion system
US10519965B2 (en) 2016-01-15 2019-12-31 General Electric Company Method and system for fiber reinforced composite panels
US10641287B2 (en) * 2016-09-06 2020-05-05 Rolls-Royce Corporation Fan containment case for a gas turbine engine
US10612413B2 (en) * 2017-03-06 2020-04-07 United Technologies Corporation Wear indicator for determining wear on a component of a gas turbine engine
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
JP7223759B2 (ja) * 2017-12-06 2023-02-16 サフラン・エアクラフト・エンジンズ ターボ機械内壁用特性勾配付コーティング
US11433990B2 (en) 2018-07-09 2022-09-06 Rohr, Inc. Active laminar flow control system with composite panel
US11242866B2 (en) * 2018-08-01 2022-02-08 General Electric Company Casing having a non-axisymmetric composite wall
GB201816992D0 (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
GB201816990D0 (en) 2018-10-18 2018-12-05 Rolls Royce Plc Debris retention
US11149584B2 (en) 2019-10-07 2021-10-19 General Electric Company Containment case having ceramic coated fibers
US20210246807A1 (en) * 2020-02-11 2021-08-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan case for gas turbine engine and associated method of use
US11319833B2 (en) * 2020-04-24 2022-05-03 General Electric Company Fan case with crack-arresting backsheet structure and removable containment cartridge
US11174754B1 (en) * 2020-08-26 2021-11-16 Solar Turbines Incorporated Thermal bridge for connecting sections with a large temperature differential under high-pressure conditions

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2216174B1 (ja) * 1973-02-02 1978-09-29 Norton Co
US4490092A (en) * 1981-12-21 1984-12-25 United Technologies Corporation Containment structure
US4500252A (en) * 1981-12-21 1985-02-19 United Technologies Corporation Beam for a containment structure
US4484856A (en) * 1981-12-21 1984-11-27 United Technologies Corporation Containment structure
US4718818A (en) * 1981-12-21 1988-01-12 United Technologies Corporation Containment structure
US4452563A (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
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
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
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
US5403148A (en) * 1993-09-07 1995-04-04 General Electric Company Ballistic barrier for turbomachinery blade containment
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
US5485723A (en) * 1994-04-29 1996-01-23 United Technologies Corporation Variable thickness isogrid case
US5482429A (en) * 1994-04-29 1996-01-09 United Technologies Corporation Fan blade containment assembly
US5431532A (en) * 1994-05-20 1995-07-11 General Electric Company Blade containment system
GB9605284D0 (en) * 1996-03-13 1996-05-15 Rolls Royce Plc Gas turbine engine casing construction

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008128250A (ja) * 2006-11-21 2008-06-05 General Electric Co <Ge> 複合材構造体上の応力を低減する方法
US8475895B2 (en) 2006-11-21 2013-07-02 General Electric Company Articles comprising composite structures having mounting flanges
US8966754B2 (en) 2006-11-21 2015-03-03 General Electric Company Methods for reducing stress on composite structures
JP2010523863A (ja) * 2007-03-30 2010-07-15 エアバス フランス 航空機のエンジンからの離脱破片の飛翔偏向兼保持用装置
JP2010540840A (ja) * 2007-10-04 2010-12-24 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
JP2017503950A (ja) * 2013-12-17 2017-02-02 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 複合材ファン入口ブレード格納構造物
US10385870B2 (en) 2013-12-17 2019-08-20 General Electric Company Composite fan inlet blade containment

Also Published As

Publication number Publication date
EP0952310A2 (en) 1999-10-27
DE69931554T2 (de) 2007-01-18
US6059524A (en) 2000-05-09
DE69931554D1 (de) 2006-07-06
EP0952310A3 (en) 2000-07-19
EP0952310B1 (en) 2006-05-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPH11324615A (ja) タ―ビンエンジンのための侵入抵抗性ファンケ―シング
US8888439B2 (en) Turbomachine casing assembly
EP0757752B1 (en) Aircraft fan containment structure restraint
US5344280A (en) Impact resistant fan case liner
EP2149680B1 (en) Gas turbine engine
US9169045B2 (en) Gas turbine engine blade containment arrangement
EP0816640B1 (en) Containment case for a turbine engine
EP1715158B1 (en) Duct liner with acoustic splice and corresponding fan case
US5408826A (en) Gas turbine engine casing construction
US4902201A (en) Rupture protection ring for an engine casing
EP3640438B1 (en) Fan blade containment system
US8029231B2 (en) Fan track liner assembly
EP1749971A2 (en) Gas turbine blade
US9683490B2 (en) Pivoting fan track liner for blade retainment
EP1862646A2 (en) Low deflection fan case containment fabric
US9677570B2 (en) Gas turbine engine
JP2005537424A (ja) ケブラー層間に金属発泡体を有するファンケーシング構造
EP3382158B1 (en) Gas turbine engine fan blade containment systems
JP2967045B2 (ja) ターボエンジン用保護遮蔽物
US9677417B2 (en) Gas turbine engine
CA2494730C (en) Energy absorber and deflection device
GB2498194A (en) Ice impact panel for a gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20060410

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20081202

A02 Decision of refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02

Effective date: 20090421