JPS5855040B2 - タ−ビンエンジン - Google Patents

タ−ビンエンジン

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JPS5855040B2
JPS5855040B2 JP49013247A JP1324774A JPS5855040B2 JP S5855040 B2 JPS5855040 B2 JP S5855040B2 JP 49013247 A JP49013247 A JP 49013247A JP 1324774 A JP1324774 A JP 1324774A JP S5855040 B2 JPS5855040 B2 JP S5855040B2
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panel
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Description

【発明の詳細な説明】 この発明は飛び散る破片およびタービンエンジンの回転
部の破裂による損傷から航空機の主要部を保護する保護
体を装備したタービンエンジンに関するものである。
タービンエンジンに固有の危険は、典型的に約４０００
Ｏｒｐｍで回転する回転子およびパケットのような回
転部の破損もし４くは破裂が考えられる。
そのようなエンジン組織が破損すると、ディスクの一部
は添着しているシャフトから１５２．４〜２４３．８ｍ
／ｓｅｅ （５００〜８００ｆ／ｓｅｃ ）の範囲の速
さで飛散する。
その部分の運動エネルギーレベルは２３０４ｋｇ・ｍ（
２０００００インチ・ポンド）を超え得る。
このような事故はエンジンに対する異なる度合の損傷を
避は難いものとするであろう。
しかしながら、その際非常な心配事はエンジンによって
駆動されている機体が損傷を受けることと機乗人員がけ
がを蒙ることである。
明白な懸念は飛行中の航空機に列する損傷である。
例えば動力装置が後部に配置されるよう航空機の内部を
設計すると、タービンローターの破損は水平および垂直
自動安定装置の水力動力機の破滅的破損を招く。
エンジンが翼に載置されるように設計すると、操縦機能
に対する同様な損傷が考えられ、翼燃料タンクには穴が
あき、エンジン組織破裂の部分は航空機の胴体を貫通し
乗員に損傷を与える。
その問題に対する明白な解決は、金属の保護体またはシ
ールドをタービンエンジンそれ自身もしくはエンジンと
エンジンの破裂の飛び散る破片から保護される所、全て
の個所に取付けることである。
しかしながらこの解決法は、高速で滑動するタービン回
転子またはコンプレッサーディスク破裂による大きな破
片の飛散を効果的に停止する充分な厚さの金属プレート
使用による実質重量を考えるとターボジェット航空機の
場合はあまりかんばしいものではない。
このような装置は米国特許３２０３１８０号に提示され
ている。
それによると、保護体は単一の重い金属プレートでなく
、薄板金ハウジングの中に入れられたコイル状のステン
レススチールストリップと記述されており、タービンデ
ィスクとバグットが設置されているエンジン部をエンジ
ンカバーが覆って形成されている。
米国特許３３５７６５７号にはエンジン上またはエンジ
ンの配役場所によっては、エンジンと胴体または翼の間
に設置される防火障壁について記述されている。
防火障壁は、カーボン繊維、黒鉛繊維またはガラス繊維
の布シートを粉末セラミックを充填材とした有機ポリマ
ーで積層してなる厚さが０．１５９（ｌ１７７Ｌ（１／
６インチ）の薄い積層材料である。
仮台正しい位置に設置されたとしても、この積層材料は
破裂したタービンディスク等からくる破片を阻止するこ
とは困難である。
米国特許３１６７９１４号に於いては、ガスタービンエ
ンジンのハウジングに熱絶縁層のセラミック材を一定の
内壁鋼板に沿って設定することを示している。
このセラミック材は、破裂したエンジン部の破片に対し
て防護または封じ込め手段を講するようには配置されて
いない。
仮台もしその絶縁ライナーが飛散を抑制することができ
るよう設置されていても、このライナーがそう機能する
ことは不可能に思われる。
このライナーは衝撃によってこなごなになるので、せい
ぜい現実の発射体を飛行する金属片から飛行するセラミ
ック片に変えるくらいの効果しかない。
この発明はセラミック耐衝撃パネルと前記耐衝撃パネル
に接合し有機高分子を結合材とした繊維バックアップパ
ネルとから形成された積層材料からなり、この積層材料
は少なくとも１１５２−・ｍ（１０００００インチ・ポ
ンド）の運動エネルギーレベルを有する破片を抑制する
、すなわち封じ込めまたはそらすのに充分な強度をもち
、破裂したタービンエンジの回転部の破片による損傷か
ら航空機の主要部を保護する保護体を装備したタービン
エンジンを提供するものである。
以上のようにこの発明は破裂したタービンエンジン部の
高エネルギーを有する破片を抑制するために充分効果あ
る抑制体を提供するものであり、前記抑制体は軽量であ
るので、特に航空機に使用するのに適合するものである
。
破砕されたタービンエンジンの回転部の高速の破片の衝
撃による乗員への傷害および航空機の主要部への損傷は
、エンジンと保護されるべき所との間に、この発明の保
護体を設置することによって充分避けられるものである
。
その保護材はセラミック耐衝撃プレートがエンジンに面
するように設置されたものである。
タービンエンジンの回転部分が損傷すると、破片はエン
ジンハウジングから飛び出しセラミック耐衝撃プレート
に突当り、それによって航空機またはその部分方向への
飛散をやめる。
セラミックパネルが衝撃をうけると、セラミックパネル
はもし破片の運動エネルギーレベルが強大なものであれ
ば破砕し、このエネルギーを吸収する。
セラミックプレートが破砕すると、つぎに繊維−高分子
積層材のバックアップ パネルが活動し始め、以前は破
裂したエンジ部の飛散する破片中に集中しており、今や
広く分散した運動エネルギーレベルを吸収するようにな
る。
耐衝撃プレートは実質的には任意のセラミック材料、例
えば炭化ホウ素、酸化アルミニウム、炭化ケイ素、窒化
ケイ素等からなっている。
炭化ホウ素は低密度であるので、特に航空機に使用する
場合望ましい材質である。
バックアップ パネルは、ガラス布−有機ポリマー 積
層材、例えば連続したガラス繊維のロービング織物を不
飽和ポリエステル樹脂で積層して得た積層材が好ましい
。
ここで繊維成分は普通の意味での布である必要はなく、
いわゆるファイバーマットタイプのシートまたはチョツ
プド ファイバーを有機高分子で結合したシートであっ
てもよい。
その有機高分子は、保護体がエンジンハウジング内に設
置される場合のように比較的高温にさらされる場所に設
置する場合を除いて特別の高分子である必要はない。
高温場所に設置される場合、有機高分子はそめ最大温度
を基準にして選択されなければならない。
有機高分子の熱安定性はポリイミドとポリベンツイミダ
ゾールの場合のように非常に高いものからフェノール、
ポリエステル、エポキシ樹脂等の材料を経て、熱可塑性
接着剤までさまざまな範囲におよんでいる。
後者の材質は最も望ましくないものである。
毛ラミック耐衝撃プレートと積層材バックアップパネル
は接着剤によって互いに接合されるのが好ましい。
これは絶対必要条件ではないが、しかし２枚のプレート
を互いに張合せる機械的な手段もまた有効である。
以下この発明の詳細を図面によって説明すると、第１図
はセラミックーガラス繊維保護パネルを示す断面図であ
る。
第２図は破裂したタービン回転子の破片８が第１図の保
護パネルに打当った状態を示す断面図。
第３図はターボジェット航空機の尾部一部横断面図。
第４図はターボジェットエンジンの縦軸線に沿う一部破
断立面図である。
第１図における本発明の保護体２は接着剤によってガラ
ス布−有機高分子積層材６に接合されたホットプレス炭
化ホウ素耐衝撃プレート４からなっている。
シート状の積層保護体は、万一事故が起った場合、爆裂
するエンジン回転部の高速飛散片から防護すべき個所と
タービンエンジンとの間に置カれる。
耐衝撃セラミックプレートはエンジンに面するように配
設される。
第２図は保護体にタービン回転子の破片が衝突した時の
状態を示している。
１１５２〜３５９５ｋｇ・ｍ（１０００００〜３１２０
００インチ・ボンド）以上の運動エネルギーレベルを所
有する回転子の破片８は保護体２の耐衝撃プレート４に
衝突する。
耐衝撃プレート４は粉砕されて、ロケット様破片のエネ
ルギーを吸収する。
推進する回転子破片の総合エネルギーは、より小さく、
より密度の小さな多数のセラミックに伝達される。
この低エネルギーの膨大な数の微小片はつぎに有機高分
子で結合されたファイバーグラス バックアップ パネ
ル６によって容易に保持される。
この発明の実施例を第３図で示すが、これは補助の動力
部１２を有するジェット航空機の翼尾部分の横断面図で
ある。
複雑化を避けるために、単にエンジンの動力部内部はシ
ャフト２０と第１、第２ステージローター１８のみを示
す。
胴体の内壁には水平自動安定装置の水圧動力器が設置さ
れている。
特に第３図におけるエンジン１２は補助動力部外に配置
されている。
従ってそれは防火壁として機能する薄いチタン金属ケー
ス１０によって包まれている。
エンジン１２と水圧水平自動安定装置動力器１４との間
に設置されている前記ケースの壁にこの発明の保護パネ
ル２が配設されている。
垂直自動安定装置の水圧動力器および同様に配設された
保護パネルがあるが第３図には表わされてはいない。
もしローター１８のいずれかが破損すれば、破片は保護
体２のセラミック耐衝撃パネル４に衝突する。
破片の運動エネルギーレベルが強大である場合、耐衝撃
パネル４は破砕される。
粉砕された衝撃パネル４の低エネルギー微小片は、ガラ
ス繊維積層バックアップ パネル６によって保持される
。
このようにして水圧自動安定装置動力器に対する破壊的
損傷は避けられる。
同様に、第３図における露出したエンジンの場合、チタ
ン金属ケースはガラス繊維積層材に接着されたセラミッ
クブースと交換することができる。
これは爆発したエンジンの回転部の飛散する破片に対す
る防火壁と保護の二つの機能を提供するものである。
翼上に載置されたエンジンと燃料保管場所に使用される
翼のある航空機において、この発明の保護体はあらゆる
方向からくる破裂したエンジンの回転部分から燃料タン
クを防御するために翼中の燃料タンクとエンジンとの間
に設置されている。
その他の場合は第４図に示されており、単純化してわず
かにローター２６とシャフト３４とでエンジン２２の内
部を示している。
保護体２４はエンジンケース２２の一部分を形成し、ロ
ーター２６を包み内面に保護体２４のセラミック耐衝撃
プレート部分を備えたエンジンカバーの形をとっている
。
片一方もしくは両口−ターが破損すると、その破片はエ
ンジン内に保持される。
ホットプレス炭化ホウ素は２．５２ ？ ／ｃｃの低密
度であるので耐衝撃プレートに好ましい材質である。
この材質はスチール製の４分のｌの総重量で効果的な防
御力をもつ。
炭化ケイ素、酸化アルミニウム、窒化ケイ素等のような
セラミック材料は炭化ホウ素と同様の効果があるが、炭
化ホウ素より大きな比重を有している。
炭化ホウ素の外に炭化ケイ素と酸化アルミニウムの投射
物の防護に関しての効果は米国特許３５１６８９８号に
記載されている。
セラミック耐衝撃プレートはホットプレスで形成される
必要はないということは理解されうる。
それは焼結、結合反応等によって形成される。
バックアップ パネルの好ましい艇底は、不飽和ポリエ
ステル樹脂またはエポキシ樹脂を結合材とした１２〜２
４層のガラス繊維積層材である。
もし保護体が極高熱にさらされるとするならば、フェノ
ールホルムアルデヒド樹脂のようなもつと熱安定性の高
分子またはポリイミドもしくはポリベンツイミダゾール
のようなもつと耐熱性の高分子が望ましい。
全ての場合の「布」は普通の意味での布である必要はな
く、また布の繊維が常にカラス繊維である必要性もない
。
「布」は不織ロービングタイプのものか、またはいわゆ
るファイバーマットタイプの材料でもよい。
保護体が高温にさらされる場合以外の多くの状況におい
て合成および天然繊維が使用可能である。
衝撃パネルの厚さおよびバックアンプ パネルの厚さは
停止または防御されるべき破片の最大運動エネルギーに
よって決定される。
その厚さ範囲は耐衝撃パネルの場合０．６３５〜１．５
２ｃｍ（０，２５〜０．６０インチ）で、バックアップ
−パネルの場合０．６３５〜１．２７（］（０，２５〜
０．５０インチ）である。
もしその破片のエネルギーが比較的低エネルギーであっ
たり、またはその破片が□まど危険ではない場所の方へ
それた場合は、薄い防護体でもかまわない。
耐衝撃プレートとバックアッフハネルとの厚さの比は１
：１であることが望まれろ。
保護体は平板または彎曲板に形成されている。
連続する彎曲したプレートは、第４図に示されている２
４のようにエンジンカバーの形成に使用される。
さらに保護体は望ましくは航空機の壁またはタービンエ
ンジンにその保護体を固定するための器具も含んでいろ
。
固定方法はボルトとネジ、金属ブラケット、凹凸接合等
のような周知の固着方法および固定具で行なう。
＝連の保護体はホットプレスした炭化ホウ素板と１２〜
２４プライの不飽和ポリエステル樹脂結合ガラス布積層
材シートとからつくられている。
セラミック耐衝撃プレートは、ガラス繊維積層材シート
にポリサルファイド接着剤によって貼付けられている。
種々の試験保護体の全厚は１．４５（±０．０８ ）〜
２．８７（±０．１５ ）Ｃ１１Ｌ［０，５７（±００
３）〜１．１３ （±０．０６）インチ］の範囲であり
、セラミック耐衝撃プレート厚さはほぼガラス布積層バ
ックアップパネルの厚さに等しい。
これらの試験保護パネルは構造体に強固に固定されてお
り、１３９４〜３５９５ｋｇ−ｍ（１２１０００〜３１
２０００インチ・ポンド）のエネルギーを有するタービ
ンディスクの１２００扇形片での衝撃を加えられたが、
保護体プレートはこれらのエネルギーを有するタービン
ディスク片を充分に抑制した。
【図面の簡単な説明】
第１図はセラミックーガラス繊維保護パネルの断面図、
第２図はタービン回転子のパイ形の破片が第１図の保護
パネルに打当った状態を示す断面図、第３図はターボジ
ェット航空機の尾部一部槽断面図、第４図はエンジンカ
バーの形態にある保護体を示したターボジェットエンジ
ンの中央断面図である。 ２・・・・・・保護パネル、４−・−・・・耐衝撃プレ
ート、６・・・・・・ガラス布−高分子積層材、８・・
・・・・破片、１８゜２６・・・・・・ローター ２
２・・・・・・エンジン。

Claims (1)

    【特許請求の範囲】
  1. １ 回転するタービンエンジン部品の破裂片による損傷
    から航空機の枢要部を保護するための保護体ヲ装備した
    タービンエンジンであって、上記保護体はセラミック耐
    衝撃パネルと、このパネルに接合し、有機高分子で結合
    された繊維バンクアップパネルとから形成される積層材
    からなり、上記積層材は少なくとも１１５２ｋｙ ・ｍ
    （１０００００インチ・ポンド）の運動エネルギーレ
    ベルを有する破片を封じ込めまたはそらすに十分な強度
    をもち、かつ上記セラミック耐衝撃パネルは保護体のエ
    ンジン側に位置することを特徴とするタービンエンジン
    。
JP49013247A 1973-02-02 1974-01-31 タ−ビンエンジン Expired JPS5855040B2 (ja)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US32904673A 1973-02-02 1973-02-02

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPS49111400A JPS49111400A (ja) 1974-10-23
JPS5855040B2 true JPS5855040B2 (ja) 1983-12-07

Family

ID=23283639

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP49013247A Expired JPS5855040B2 (ja) 1973-02-02 1974-01-31 タ−ビンエンジン

Country Status (5)

Country Link
JP (1) JPS5855040B2 (ja)
DE (2) DE7403536U (ja)
FR (1) FR2216174B1 (ja)
GB (1) GB1453873A (ja)
IT (1) IT1004855B (ja)

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