KR20070057893A - 가스 터빈 제트 엔진 내의 팬 케이스 보강 방법 및 장치 - Google Patents

가스 터빈 제트 엔진 내의 팬 케이스 보강 방법 및 장치 Download PDF

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엘. 제임스 주니어. 카다렐라
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엘. 제임스 주니어. 카다렐라
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Abstract

본 발명은 가스 터빈 제트 엔진 내의 팬 케이스의 보강에 관한 것이다. 일 실시 양태에서, 봉쇄 링 및 내열 링이 커다란 팬 블레이드가 회전하는 봉쇄 링, 역화(backfiring)로부터 가열된 공기가 팬 케이스를 가열시키는 내열 링, 및 팬 케이스의 내경 상에 수축 억지 끼워맞춤된다. 하나의 실례로, 팬 케이스에 추가된 강도를 제공하기 위해 초합금으로 이루어진 봉쇄 링은 팬 케이스 내부에서 팬 블레이드 봉쇄하여 팬 블레이드 파손을 방지한다. 내열 링은 티타늄 또는 다른 적합한 재료로 이루어진다. 추가로, 하나 이상의 스티프너 링이 팬 케이스의 외경 상에 수축 억지 끼워맞춤될 수도 있다. 봉쇄 링 및 스티프너 링은 팬 케이스의 비행 중량과 보다 낮은 재료 비용을 낮출 수 있는 한편, 팬 케이스의 봉쇄 강도를 증가시킨다. 다른 실시 양태들이 설명되고 청구항으로 기재되었다.

Description

가스 터빈 제트 엔진 내의 팬 케이스 보강 방법 및 장치 {FAN CASE REINFORCEMENT IN A GAS TURBINE JET ENGINE}
관련 출원
본 발명은 미국특허출원번호 제 10/947,923호(출원일: 2004년 9월 23일; 발명의 명칭: 가스 터빈 제트 엔진 내의 열저항 및 팬 케이스 봉쇄를 향상시키기 위한 방법 및 장치(Method and Apparatus for Improving Fan Case Containment and Heat Resistance in a Gas Turbine Jet Engine))의 일부 계속 출원이다.
가스 터빈 제트 엔진의 전체 테스트에서, 팬 블레이드(fan blade)는 이 팬 블레이드의 기부(base)에 위치한 폭발 볼트에 의해 최대 엔진 회전 속도에서 허브로부터 고의적으로 해제된다. 이러한 테스트는 팬 블레이드의 충격을 봉쇄(containment)하고 생성된 이상-균형 힘(out-of-balance force)을 처리하는 엔진 카커스(engine carcass)의 성능을 증명하는데 사용된다. 이러한 충격은 엔진을 둘러싸는 팬 케이스 봉쇄 시스템을 통해 진동으로서 흡수된다. 이러한 팬 케이스는 팬 케이스 봉쇄 시스템 내의 요소이며, 그 크기로 인해 그리고 팬 케이스가 봉쇄 목적을 위해 소유할 수도 있는 강도 조건으로 인해 가스 터빈 제트 엔진 내에서 통상 가장 무거운 성분이다. 역화(backfiring)가 발생하기 쉬운 가스 터빈 제트 엔 진에서, 가열된 공기는 연소기로부터 후방으로 팬 영역으로 이동하며, 팬 케이스 내부의 온도를 상승시키고 팬 케이스 온도를 상승시킨다. 이러한 보다 높은 온도는 팬 케이스가 어떤 물질로 구성되어야 하는가를 결정하는 인자(factor)일 수 있다. 본 기술 분야에서 증명된 요구는, 팬 케이스의 중량을 유지 또는 감소시키는 동시에, 팬 케이스 봉쇄 강도를 유지 또는 개선시키고 상기한 팬 케이스 온도를 견딜 수 있는 팬 케이스 물질을 이용하는 것이다.
도 1은 종래 기술의 전형적인 팬 케이스를 갖춘 통상의 가스 터빈 제트 엔진의 전체 구조의 개략도이다.
도 2는 종래 기술의 전형적인 팬 케이스에 대한 단조물의 횡단면도이다.
도 3은 본 발명의 실시 양태에서의 팬 케이스에 대한 단조물의 횡단면도이다.
도 4는 본 명세서의 실시 양태의 도 3의 팬 케이스에 수축 억지 끼워맞추어진 2개의 스티프너 링(도 5A, 도 5B 및 도 6A, 도 6B) 및 봉쇄 링(도 7A, 도 7B)을 갖는 기계 마감질된 팬 케이스의 횡단면도이다.
도 5A는 본 명세서의 실시 양태의 도 3의 팬 케이스에 대한 제1 스티프너 링을 위한 단조의 횡단면도이다.
도 5B는 본 명세서의 실시 양태의 도 3의 팬 케이스에 바로 수축 억지 끼워맞추어진 도 5A의 제1 스티프너 링을 도시한다.
도 6A는 본 명세서의 실시 양태의 도 3의 팬 케이스에 대한 제2 스티프너 링 을 위한 단조의 횡단면도이다.
도 6B는 본 명세서의 실시 양태의 도 3의 팬 케이스에 바로 수축 억지 끼워맞추어진 도 6A의 제2 스티프너 링을 도시한다.
도 7A는 본 명세서의 도 3의 팬 케이스에 대한 봉쇄 링을 위한 단조의 횡단면도이다.
도 7B는 본 명세서의 실시 양태의 도 3의 팬 케이스에 바로 수축 억지 끼워맞추어진 도 7A의 봉쇄 링을 도시한다.
도 8은 전형적인 가스 터빈 제트 엔진을 통한 기류의 개략도이다.
도 9는 역화가 발생하기 쉬한 전형적인 가스 터빈 제트 엔진을 통한 기류의 개략도이다.
도 10은 본 명세서의 실시 양태에서의 개선된 열 저항을 위한 팬 케이스에 대한 단조의 횡단면도이다.
도 11은 본 명세서의 실시 양태에서 도 10의 팬 케이스에 수축 억지 끼워맞추어진 열 저항 물질의 링을 갖는 기계 마감질된 팬 케이스의 횡단면도이다.
도 12는 본 명세서의 실시 양태의 내부 봉쇄 링을 갖는 팬 케이스의 개략적인 횡단면도이다.
도 13은 본 명세서의 실시 양태의 외부 봉쇄 링을 갖는 팬 케이스의 개략적인 횡단면도이다.
도 14는 팬 케이스가 사이에 배치된, 팬 케이스에 수축 억지 끼워맞추어진 2개의 스티프너 링 및 봉쇄 링을 갖춘 대안의 실시 양태의 기계 마감질된 팬 케이스 의 횡단면도이다.
도 15는 외부 스티프너 링과 마주하는 내부 봉쇄 링을 갖는 도 14의 팬 케이스의 개략적인 횡단면도이다.
도면들을 참조하면, 동일한 도면 부호 및 명칭은 구조적 및/또는 기능적으로 유사한 요소들을 가리키며, 도 1은 종래 기술의 전형적인 팬 케이스(fan case)를 갖춘 통상의 가스 터빈 제트 엔진의 총체적인 구조의 개략도를 도시한다. 이러한 도 1을 다시 참조하면, 가스 터빈 제트 엔진(100)은 팬 케이스(106) 내부에 내장된 복수의 팬 블레이드(104)를 갖는 팬(102)을 구비한다. 이 팬 블레이드(104)는 흡입을 제공하기 위해 중심선(107)을 따라 회전 축선 상에서 회전하며, 스러스트 부스터(108)는 고압 압축기 로터(110)와 거기에 부착된 블레이드 및 스테이터에 유입 공기를 공급하며, 이들은 연소기(112)에 공기를 강제로 공급하고 유입 공기의 압력과 온도를 상승시킨다. 고압 터빈 로터(114) 및 그에 수반되는 블레이드 및 스테이터는 고압 터빈 케이스(116) 내부에 내장된다. 저압 터빈 로터(118) 및 그에 수반되는 블레이드 및 스테이터는 저압 터빈 케이스(120) 내부에 내장된다. 저압 터빈 로터(118) 및 그에 수반되는 블레이드 및 스테이터는 연소기(112)로부터 유동하는 고압, 고속 가스 유동으로부터 에너지를 추출하고 저압 터빈 샤프트(122)에 에너지를 전달하며, 이 샤프트가 차례로 팬(102)을 구동시키고 가스 터빈 제트 엔진(100)을 위한 대부분의 추진을 제공한다.
도 2는 종래 기술의 전형적인 팬 케이스를 위한 단조물의 횡단면도를 도시한 다. 기계가공 후 팬 케이스 단조물(200)은 점선으로 외형선이 도시된 팬 케이스(202)를 수득한다. 이 실례에서, 팬 케이스 단조물(200)은 하나의 피스의 티타늄 실린더로 단조된다. 팬 케이스(202)가 구성되는 특정 가스 터빈 제트 엔진의 작동 온도 및 로드 특성은 티타늄으로 이루어진 팬 케이스(202)를 필요로 할 수 있다. 이러한 특정 팬 케이스 단조물(200)의 단조 중량은 대략 3,347파운드(pounds)이다. 기계가공 후에, 팬 케이스(202)는 대략 975.2파운드의 비행 중량(flight weight)을 갖는다. 가스 터빈 제트 엔진 상에서, 팬 케이스는 또한 알루미늄, 강 또는 복합 물질로 이루어질 수 있다. 복합 물질은 통상 코어 물질, 보강 물질 및 수지 결합제를 포함한다. 코어 물질은 통상 나무, 포옴 및 벌집형상체를 포함한다. 보강 물질은 유리 섬유, 탄소 섬유, 및 Kevlar®을 포함한다. 수지 성분은 통상 폴리에스테르, 비닐 에스테르 및 에폭시를 포함한다. 기술이 진보함에 따라, 그리고 가스 터빈 제트 엔진 내의 온도가 상승함에 따라, 팬 케이스 봉쇄 목적을 위해 추가된 강도를 제공하기 위해 종종 알루미늄 케이스를 Kevlar®로 감싼다. 알루미늄 또는 강에 대해 적절하지 않은 지나치게 보다 높은 작동 온도에 대해, 추가의 강도가 필요하다면, Kevlar®로 감쌀 수도 있는 티타늄을 사용한다.
기계가공된 팬 케이스(202)의 구조적 형상들은 제1 스티프너 링(first stiffener ring; 204) 및 제2 스티프너 링(206)을 포함한다. 이들 2개의 스티프너 링은 엔진 작동 동안 경험하게 되는 로드 및 온도 조건 하에서 팬 케이스(202)가 타원형으로의 진행을 방지하는 것을 돕는다. 액세서리 플랜지(accessary flange; 208)는 관통하여 천공된 구멍을 구비할 것이며, 이 구멍으로부터 기어 박스, 튜브, 와이어링 등과 같은 여러 엔진 성분들이 걸려있다. 제1 봉쇄 링(first containment ring; 210)은 팬 케이스(202)의 외부를 에워싸며 팬 케이스 봉쇄를 위한 추가의 강도를 제공한다. 제2 봉쇄 링(212)은 팬 케이스(202)의 내부를 둘러싸며 팬 케이스 봉쇄를 위한 추가의 강도를 또한 제공한다. 제1 봉쇄 링(210)과 제2 봉쇄 링(212) 사이의 팬 케이스(202)의 섹션은, 팬 블레이드(104)(도 1)가 아마 충돌한다면, 팬 블레이드가 그 허브(hub)로부터 떨어져 나가게 되는 영역이다. 가스 터빈 제트 엔진 내에서 통상 가장 큰 팬 블레이드인 팬 블레이드(104)의 크기로 인해, 이러한 팬 케이스(202)의 섹션은 종종 예외적으로 강성으로 구성된다. 따라서, 제1 봉쇄 링(210) 및 제2 봉쇄 링(212)은 추가의 강성을 제공한다.
도 3은 본 명세서의 실시 양태에서의 팬 케이싱을 위한 단조물의 횡단면을 도시한다. 도 3을 다시 참조하면, 본 명세서의 팬 케이싱은 동일한 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위해 팬 케이스(202)를 대체할 수 있으며, 이 가스 터빈 제트 엔진에 대해 팬 케이스(202)는 현존하는 엔진의 개장 내에 또는 새로이 제조된 엔진 내에 어디에든 구성되었다. 본 명세서의 특성은 팬이 공기를 흡입하고 추진을 발생시키는 다양한 응용 분야에 사용되는 가스 터빈 제트 엔진의 팬 케이스에 적용가능하다. 이러한 응용 분야들은 항공산업 분야, 수륙 양용 분야 및 다른 분야들을 포함한다. 팬 케이스 단조물(300)은 기계가공 후에 외형선이 점선으로 도시된 바와 같은 팬 케이스(302)를 수득한다. 이러한 실례에서, 팬 케이스 단조물(300)은 역시 하나의 피스의 티타늄 실린더로 단조된다. 본 실례에서, 팬 케이 스 단조물(300)은 단조 공정을 단순화시키는 보다 단순한 형상을 가지지만, 특정 응용 분야에 따라 이 형상이 변화될 수 있음을 이해한다. 본 실시 양태에서, 팬 케이스 단조물(300)을 위한 단조 중량은 대략 2,595파운드이며, 팬 케이스 단조물(200)에 비해 752파운드가 가볍다. 기계가공 후에, 팬 케이스(302)는 대략 751.3파운드의 비행 중량을 가지며, 팬 케이스(202)에 비해 223.9파운드가 가볍다. 팬 케이스 단조물(300)의 물질, 중량 및 특징은 특정 응용 분야에 따라 변화될 수 있다.
기계가공된 팬 케이스(302)의 구조적인 특징은 팬 케이스(302)의 중앙 부분에 위치한 제1 스티프너 링 노치(304) 및 제2 스티프너 링 노치(306)를 포함한다. 2개의 추가의 단조물(도 5A, 도 5B, 도 6A 및 도 6B)로부터의 2개의 스티프너 링은 엔진이 작동하는 동안 경험하게 되는 로드 및 온도 조건 하에서 팬 케이스(302)가 타원형이 되는 것을 방지하는 것을 돕기 위해 제1 스티프너 링 노치(304) 및 제2 스티프너 링 노치(306)(도 4 참조) 내에 위치될 것이다. 특정 팬 케이스의 구성에 따라, 어느 정도 스티프너 링 노치가 이용될 수도 있고, 이들 스티프너 링 노치가 팬 케이스의 표면 상의 여러 위치에 위치될 수 있다. 스티프너 링(502, 602)이 팬 케이스(302)의 외부면 상에 자리하는 것으로 도시되어 있지만, 응용 분야에 따라 하나 이상의 스티프너 링이 팬 케이스의 내부면 상에 설치될 수도 있음을 이해한다. 팬 케이스(302)의 후방 단부를 향하는 액세서리 플랜지(308)는 관통하여 천공된 구멍 또는 그 위에 형성된 다른 부착면을 구비하며, 기어 박스, 튜브, 와이어링 등과 같은 여러 엔진 성분들이 이 액세서리 플랜지(308)에 의해 지지된다.
봉쇄 링 노치(310)는 전단부 둘레로 팬 케이스(302)의 내부를 에워싼다. 추가의 단조물로부터의 봉쇄 링(도 7A 및 도 7B)은 봉쇄 링 노치(310) 내에 위치될 것이다. 도 12는 내부의 봉쇄 링 노치(310)에 위치한 봉쇄 링(702)과 끼워맞추어진 팬 케이스(302)의 개략적인 횡단면도를 도시한다. 봉쇄 링 노치(310)에 걸쳐 있는 팬 케이스(302)의 섹션은 팬 블레이드(104)(도 1)가 아마도 충돌한다면 팬 블레이드가 그 허브로부터 떨어져 나가는 영역이다. 본 실시 양태에서 이러한 팬 케이스(302)의 섹션은 비교적 강성을 가지며, 봉쇄 링 노치(310)에 부합되는 미리정해진 형상으로 기계가공된 추가의 단조물로부터의 봉쇄 링은 추가의 강도 및 봉쇄 기능을 제공한다. 팬 케이스(302)는 봉쇄 링(702)에 의해 제공되는 추가의 강도로 인해 본 명세서의 팬 케이스(302)에서 생략될 수도 있는 제1 봉쇄 링(210)에 비교될 수 있는 구조물이 아니다. 다른 실시 양태들에서 특정 응용 분야에 따라 제2 또는 추가의 봉쇄 링이 추가될 수도 있음을 이해한다.
도 5A는 본 명세서의 실시 양태의 도 3의 팬 케이싱에 대한 제1 스티프너 링을 위한 단조물의 횡단면을 도시하며, 도 5B는 본 명세서의 실시 양태의 도 3의 팬 케이싱에 바로 수축 억지 끼워맞춤(shrink interference fit)될 때 도 5A의 제1 스티프너 링을 도시한다. 도 5A 및 도 5B를 다시 참조하면, 제1 스티프너 링 노치(304)와 부합되는 미리정해진 형상으로 기계가공된 후, 제1 스티프너 링 단조물(500)은 도 5A에서 외형선이 점선으로 도시된 제1 스티프너 링(502)을 수득한다. 이러한 실례에서, 제1 스티프너 링 단조물(500)은 하나의 피스의 알루미늄 링으로 단조된다. 제1 스티프너 링 단조물(500)에 대한 단조 중량은 대략 154파운드이다. 기계가공후, 제1 스티프너 링(502)은 대략 41파운드의 비행 중량을 갖는다.
본 실례에서, 팬 케이스(302)와 별개로 제조된 제1 스티프너 링(502)은 제1 스티프너 링 노치(304) 안으로 수축 억지 끼워맞춤된다. 대기 온도에서, 제1 스티프너 링(502)의 내경은 제1 스티프너 링 노치(304)의 외경보다 다소 작다. 제1 스티프너 링(502)이 가열되며, 이에 의해 제1 스티프너 링(502)이 팽창되고, 제1 스티프너 링 노치(304)의 외경보다 큰 직경으로 내경을 증가시키며, 제1 링 간극(504)을 발생시키고, 제1 스티프너 링(502)이 제1 스티프너 링 노치(304)에 도시된 바와 같이 위치될 수 있게 한다. 이러한 위치에서, 제1 스티프너 링(502)은 냉각될 수 있으며, 이로써 직경이 수축되고 그 자체가 제1 스티프너 링 노치(304) 내부의 둘레로 위치하게 된다. 대기 온도에서, 보다 작은 내경으로 복귀하고자 하지만 제1 스티프너 링 노치(304)의 보다 큰 외경으로 인해 그렇게 복귀하지 못 하는 제1 스티프너 링(502)으로 인해, 제1 스티프너 링(502)에 의해 팬 케이스(302)에 방사상 둘레 압축력이 가해짐으로써 억지 끼워맞춤에 의한 수축이 발생되고, 둘레 인장력이 팬 케이스(302)에 의해 제1 스티프너 링(502)에 가해진다. 일 실시 양태에서, 방사상 압축력은 중심선(107)에 의해 형성된 회전 축선 상에서 중심으로 맞추어 질 수 있다. 또한, 방사상 압축력은 방해없이 제1 스티프너 링(502)의 전체 둘레 주위에 연속적으로 작용한다.
도 6A는 본 설명의 실시 양태의 도 3의 팬 케이싱에 대한 제2 스티프너 링을 위한 단조물의 횡단면을 도시하며, 도 6B는 본 명세서의 실시 양태의 도 3의 팬 케이싱에 바로 수축 억지 끼워맞추어지는 도 6A의 제2 스티프너 링을 도시한다. 도 6A 및 도 6B를 다시 참조하면, 제2 스티프너 링 노치(306)와 부합되는 미리정해진 형상으로 기계가공된 후, 제2 스티프너 링 단조물(600)은 도 6A에서 외형선이 점선으로 도시된 제2 스티프너 링(602)을 수득한다. 이러한 실례에서, 제2 스티프너 링 단조물(600)은 하나의 피스의 알루미늄 링으로 단조된다. 제2 스티프너 링 단조물(600)에 대한 단조 중량은 대략 148파운드이다. 기계가공후, 제2 스티프너 링(602)은 대략 40.6파운드의 비행 중량을 갖는다.
본 실례에서, 팬 케이스(302)와 별개로 제조된 제2 스티프너 링(602)은 제2 스티프너 링 노치(306) 안으로 수축 억지 끼워맞춤된다. 대기 온도에서, 제2 스티프너 링(602)의 내경은 제2 스티프너 링 노치(306)의 외경보다 다소 작다. 제2 스티프너 링(602)이 가열되며, 이에 의해 제2 스티프너 링(602)이 팽창되고, 제2 스티프너 링 노치(306)의 외경보다 큰 직경으로 내경을 증가시키며, 제2 링 간극(604)을 발생시키고, 제2 스티프너 링(602)이 제2 스티프너 링 노치(306)에 도시된 바와 같이 위치될 수 있게 한다. 이러한 위치에서, 제2 스티프너 링(602)은 냉각될 수 있으며, 이로써 직경이 수축되고 그 자체가 제2 스티프너 링 노치(306) 내부의 둘레로 위치하게 된다. 대기 온도에서, 보다 작은 내경으로 복귀하고자 하지만 제2 스티프너 링 노치(306)의 보다 큰 외경으로 인해 그렇게 복귀하지 못 하는 제2 스티프너 링(602)으로 인해, 제2 스티프너 링(602)에 의해 팬 케이스(302)에 방사상 둘레 압축력이 가해짐으로써 억지 끼워맞춤에 의한 수축이 발생되고, 둘레 인장력이 팬 케이스(302)에 의해 제2 스티프너 링(602)에 가해진다. 일 실시 양태에서, 방사상 압축력은 중심선(107)에 의해 형성된 회전 축선 상에서 중심으로 맞 추어 질 수 있다. 또한, 방사상 압축력은 방해없이 제2 스티프너 링(602)의 전체 둘레 주위에 연속적으로 작용한다. 또한, 일 실시 양태에서, 각각의 스티프너 링은 폐루프 형상에서 단조 또는 기계가공된, 고형의, 단일체 또는 하나의 피스의 연속적이거나 시임(seam)없는 부재일 수 있다. 다른 실시 양태에서, 스티프너 링은 개방 루프-형 부재를 사용하여 예컨대 폐루프 형상을 형성하기 위해 웰딩에 의해 함께 단부를 접합시킴으로써 제조될 수 있다.
응용 분야에 따라 팬 케이스의 다른 위치에 스티프너 링이 위치될 수 있음을 이해한다. 크기, 치수, 형상, 물질 및 간극들이 특정 응용 분야에 따라 변화될 수 있음을 또한 이해한다. 불완전 진원도(nonperfect roundness)와 같은 다양한 요인으로 인해 제1 스티프너 링(502)과 같은 스티프너 링이 팬 케이스(302)의 외부면의 원주의 100%와 맞물리지 못 할 수도 있음을 이해한다. 예컨대, 제1 스티프너 링(502)은 팬 케이스(302)의 외부면의 원주의 70%와 접촉할 수도 있으나, 이러한 접촉부의 양은 특정 응용 분야에 따라 변경될 수 있다. 그럼에도 불구하고, 제1 스티프너 링(502)이 팬 케이스(302)와 수축 억지 끼워맞추어지는 경우, 이 제1 스티프너 링(502)은 제1 스티프너 링(502)의 내부 둘레면의 둘레의 길이를 따라 방사상 압축력을 인가한다는 점을 고려한다. 일부 응용 분야에서는, 스티프너 링과 팬 케이스 사이의 압축력이 라이너 물질을 통해 전달되도록 팬 케이스에 대한 스티프너 링의 수축 억지 끼워맞춤부 사이에 라이너 물질을 제공하는 것이 적절할 수 있음을 또한 이해한다. 일 실시 양태에서, 라이너 물질이 압축성 물질로 이루어질 수도 있다. 다른 실시 양태들에서 라이너 물질은 비교적 경성을 가지거나 다른 물 성을 가질 수도 있음을 이해한다.
도 7A는 본 명세서의 실시 양태에서 도 3의 팬 케이스에 대한 봉쇄 링을 위한 횡단면을 도시하며, 도 7B는 본 명세서의 실시 양태의 도 3의 팬 케이싱에 바로 수축 억지 끼워맞추어지는 도 7A의 봉쇄 링을 도시한다. 도 7A 및 도 7B를 다시 참조하면, 봉쇄 링 노치(310)와 부합되는 미리정해진 형상으로 기계가공된 후, 봉쇄 링 단조물(700)은 도 7A에서 외형선이 점선으로 도시된 봉쇄 링(702)을 수득한다. 이러한 실례에서, 봉쇄 링 단조물(700)은 하나의 피스에서 인코넬(Inconel; 718)과 같은 니켈계 초합금의 링으로 단조된다. 봉쇄 링 단조물(700)에 대한 단조 중량은 대략 467파운드이다. 기계가공후, 봉쇄 링(702)은 대략 138.1파운드의 비행 중량을 갖는다. 응용 분야에 따라 팬 케이스의 다른 위치에 봉쇄 링이 위치될 수 있음을 이해한다. 크기, 치수, 형상, 물질 및 간극들이 특정 응용 분야에 따라 변화될 수 있음을 또한 이해한다. 예컨대, 봉쇄 링(702)는 다른 초합금, 강, 티타늄, 또는 블레이드를 봉쇄시키기 위한 다른 적절한 물질로 이루어질 수도 있다. 또한, 일 실시 양태에서, 각각의 스티프너 링은 폐루프 형상에서 단조 또는 기계가공된, 고형의, 단일체 또는 하나의 피스의 연속적이거나 시임없는 부재일 수 있다. 다른 실시 양태에서, 스티프너 링은 개방 루프-형 부재를 사용하여 예컨대 폐루프 형상을 형성하기 위해 웰딩에 의해 함께 단부들을 접합시킴으로써 제조될 수 있다.
본 실례에서, 팬 케이스(302)와 별개로 제조된 봉쇄 링(702)은 봉쇄 링 노치(310) 안으로 수축 억지 끼워맞춤된다. 대기 온도에서, 봉쇄 링(702)의 외경은 봉쇄 링 노치(310)의 내경보다 다소 작다. 팬 케이스(302)가 가열되며, 이에 의해 팬 케이스(302)이 팽창되고, 봉쇄 링(702)의 외경보다 큰 직경으로 내경을 증가시키며, 봉쇄 링 간극(704)을 발생시키고, 봉쇄 링(702)이 봉쇄 링 노치(310)에 도시된 바와 같이 위치될 수 있게 한다. 이러한 위치에서, 팬 케이스(302)가 냉각될 수 있으며, 이로써 직경이 수축되고 봉쇄 링(702) 그 자체가 봉쇄 링 노치(310) 내부의 둘레로 위치될 수 있다. 대기 온도에서, 보다 작은 내경으로 복귀하고자 하지만 봉쇄 링(702)의 보다 큰 외경으로 인해 그렇게 복귀하지 못 하는 팬 케이스(302)로 인해, 팬 케이스(302)에 의해 봉쇄 링(702)에 방사상 둘레 압축력이 가해짐으로써 억지 끼워맞춤에 의한 수축이 발생되고, 둘레 인장력이 봉쇄 링(702)에 의해 팬 케이스(302)에 가해진다. 일 실시 양태에서, 방사상 압축력은 도 12에 화살표로 개략적으로 나타낸 바와 같은 중심선(107)에 의해 형성된 회전 축선 상에서 중심이 맞추어 질 수 있다. 일 실시 양태에서, 방사상 압축력은 방해없이 팬 케이스(302)의 봉쇄 링 노치(310)의 전체 둘레 주위에 연속적으로 작용한다. 불완전 진원도와 같은 다양한 요인으로 인해 봉쇄 링(702)과 같은 봉쇄 링이 팬 케이스(302)의 내부면의 원주의 100%와 맞물리지 못 할 수도 있음을 이해한다. 예컨대, 봉쇄 링(702)은 팬 케이스(302)의 내부면의 원주의 70%와 접촉할 수도 있으나, 이러한 접촉부의 양은 특정 응용 분야에 따라 변경될 수 있다. 그럼에도 불구하고, 팬 케이스(302)가 봉쇄 링(702)에 수축 억지 끼워맞춤되는 경우, 이 팬 케이스(302)는 봉쇄 링 노치(310)의 내부 둘레면의 둘레의 길이를 따라 방사상 압축력을 인가한다는 점을 고려한다. 일부 응용 분야에서는, 봉쇄 링과 팬 케이스 사이의 압축력이 라이너 물질을 통해 전달되도록 팬 케이스에 대한 봉쇄 링의 수축 억 지 끼워맞춤부 사이에 라이너 물질을 제공하는 것이 적절할 수 있음을 또한 이해한다. 일 실시 양태에서, 라이너 물질이 압축성 물질로 이루어질 수도 있다. 다른 실시 양태들에서 라이너 물질은 비교적 경성을 가지거나 다른 물성을 가질 수도 있음을 이해한다.
복합 물질로 제조된 팬 케이스에 대해, 봉쇄 링(702)은 액체 질소에 의해 냉각되어, 그 외경을 감소시키며, 봉쇄 링 간극(704)을 발생시키고, 봉쇄 링(702)이 봉쇄 링 노치(310)에 도시된 바와 같이 위치될 수 있게 한다. 이러한 위치에서, 봉쇄 링(702)은 대기 온도까지 데워질 수 있으며, 직경이 증가되고 봉쇄 링 노치(310) 안으로 둘레 상으로 그 자체가 위치된다. 대기 온도에서, 보다 큰 외경으로 복귀하고자 하지만 봉쇄 링 노치(310)의 보다 작은 내경으로 인해 그렇게 하지 못 하는 봉쇄 링(702)으로 인해, 팬 케이스(302)에 의해 봉쇄 링(702)에 방사상 둘레 압축력이 인가됨으로써 억지 끼워맞춤이 생성되며, 봉쇄 링(702)에 의해 둘레 인장력이 팬 케이스(302)에 인가된다. 봉쇄 링(702)을 냉각시킴과 동시에 팬 케이스(302)를 가열시키는 것도 특정 상황에서 수축 끼워맞춤을 실행시킬 수 있을 것이다.
본 명세서의 일 실시 양태에서, 봉쇄 링 노치(310)는 팬 케이스(302)의 내경의 지점(A)가 팬 케이스(302) 내경의 지점(B) 보다 작도록 역 테이퍼(reverse taper)에 의해 둘레 상으로 기계가공된다. 이러한 역 테이퍼는 원통형 케이스에 대해 바로 0°보다 큰 각도에서부터 원추형 팬 케이스의 특정 외형에 따라 좌우되는 적절한 각도까지의 범위에 이르면서 팬 케이스로부터 팬 케이스로 변화될 수도 있다. 봉쇄 링(702)은 이러한 동일한 역 테이퍼에 부합하도록 그 외부면 상에서 둘레 상으로 기계가공된다. 봉쇄 링(702)이 팬 케이스(302) 상에 수축 억지 끼워맞춤될 지라도, 이러한 역 테이퍼는 봉쇄 링(702)이 팬 케이스(302) 상에서 축방향으로 미끄러지는 것을 방지하도록 추가의 안전을 부가할 수 있다.
또한, 팬 케이스(302)에 대한 기계가공은 반경방향과 같은 제1 방향으로 실시될 수 있으며, 봉쇄 링(702)에 대한 기계가공은 제1 방향과 거의 수직인, 축방향와 같은 제2 방향으로 실시될 수 있다. 기계가공은 기계가공면 상에 나선형, 또는 기록적인 연속의 홈을 남기므로, 각 표면의 이들 홈은 서로에 대해 크로스-해치(cross-hatch) 방식으로 정렬되며, 2개의 표면 사이에 마찰력을 증가시키고 봉쇄 링 노치(310) 내부에서 봉쇄 링(702)의 회전에 대한 잠재성을 감소시킨다. 예컨대 니켈계 초합금으로 이루어질 수 있는 봉쇄 링(702) 상의 복수의 홈은 예컨대, 티타늄으로 이루어질 수도 있는 팬 케이스(302)의 봉쇄 링 노치(310) 위, 또는 강 또는 알루미늄으로 이루어질 수 있는 다른 팬 케이스 내의 복수의 홈 보다 딱딱할 수 있다. 대안으로, 봉쇄 링(702)은 이러한 봉쇄 링(702)이 봉쇄 링 노치(310)와 연관되어 회전하는 것을 방지하기 위해 봉쇄 링 노치(310)에 하나 이상의 위치에 단순히 스팟 용접(spot welding)될 수 있거나, 또는 봉쇄 링 노치(310)에 고정된 하나 이상의 플랜지에 볼트고정될 수 있다. 크로스 방향으로의 기계가공은 응용 분야에 따라 적절하게 적용되거나 생략될 수도 있다.
도 4는 본 명세서의 실시 양태에서 도 3의 팬 케이싱에 수축 억지 끼워맞춤되었던 2개의 스티프너 링(도 5A, 도 5B, 도 6A 및 도 6B) 및 봉쇄 링(도 7A 및 도 7B)를 갖는 기계가공 마감질된 팬 케이싱의 횡단면도를 도시한다. 도 4를 다시 참조하면, 봉쇄 링(702)은 제2 봉쇄 링(212)에 비교되는 구조물의 일부분을 복제할 수 있으며, 응용 분야에 따라 전체로 또는 부분적으로 제1 봉쇄 링(210)의 이용을 제거할 수 있다. 팬 케이스(302)의 내경 상에 봉쇄 링(702)을 수축 억지 끼워맞춤으로써, 외부와는 대조적으로, 보다 단단한 초합금의 봉쇄 링(702)이 블레이드를 파손시키는 초기의 충돌면을 제공할 수 있다. 봉쇄 링(702)의 외부 상의 보다 연질의 티타늄, 강 또는 알루미늄의 팬 케이스(302)의 2개의 물질 사이의 상이한 팽창률로 인한 충격 흡수 장치로서 기능할 수 있다. 초합금의 봉쇄 링(702)이 이동하기 시작하면, 이 봉쇄 링(702)은 상이한 팽창 계수를 갖는 티타늄, 강 또는 알루미늄의 팬 케이스(302)를 밀어낼 수 있다. 이것은 마치 서로 밀접한 2개의 네트(net)를 갖는 것과 같다. 초합금의 봉쇄 링(702)은 초기 타격을 받을 수 있으며, 충격 흡수 장치와 같은 티타튬, 강 또는 알루미늄의 팬 케이스(302)로 힘의 일부가 전달된다.
제1 스티프너 링(502) 및 제2 스티프너 링(602)은 제1 스티프너 링 노치(304) 및 제2 스티프너 링 노치(306) 내에 조심스럽게 위치되는 것으로 도시된다. 제1 스티프너 링(502) 및 제2 스티프너 링(602)은 팬 케이스(302)가 온도 및 로드 조건 하에서의 엔진을 작동 동안 둥글지 않게 변형되거나 또는 타원형으로 진행되는 것을 방지하기 위해 보강시킨다.
이러한 특정 실례에서, 아래의 표 1은 본 명세서의 팬 케이스(302)에 대한 종래의 팬 케이스(202)의 단조 중량, 비행 중량 및 가격을 비교하여 보여준다.
부분/물질 단조 중량(lbs) 비행 중량(lbs) 비용(cost/lb) 총 비용
팬 케이스(202) 티타늄 3,347.0 975.2 $8.00 $26,776.00
팬 케이스(302) 티타늄 2,595.0 751.3 $8.00 $20,760.00
제1 스티프너 링(502) 알루미늄 154.0 40.5 $1.50 $231.00
제2 스티프너 링(602) 알루미늄 148.0 40.6 $1.50 $222.00
봉쇄 링(702) 인코넬(718) 467.0 138.1 $7.00 $3,269.00
총계 3,364.0 970.5 $7.28 $24,482.00
절감비용 -17.0 4.7 $0.72 $2,294.00
따라서, 본 실례에서, 단조 중량이 17파운드 이상일지라도, 비행 중량은 4.7파운드 미만이다. 또한, 팬 케이스(302)의 물질의 파운드 당 평균 비용은 팬 케이스(202) 보다 작은 $0.72/lbs이며, 결국 총 절감비용은 $2,294.00이다. 또한, 본 실례에서, 팬 케이스(302)는 팬 케이스(202) 보다 상당히 강성을 갖는다.
다른 응용 분야에서, 절감비용이 보다 클 수 있다. 예컨대, Kevlar® 보강재를 필요로 하는 팬 케이스에 대해, 본 명세서의 팬 케이스는 Kevlar® 보강재에 대한 필요를 제거하기에 충분히 보다 강성을 가질 수 있으며, 이로써 물질 비용 및 노동력 모두에서 실질적인 절감비용이 된다. 본 명세서는 또한 보다 높은 팬 케이스 강도를 얻기 위해 Kevlar® 보강재와 함께 사용될 수도 있다. 현재 팬 케이스에 대해 강 또는 티타늄을 사용하는 가스 터빈 제트 엔진에 대해, 본 명세서는 알루미늄이 강 또는 티타늄을 대체하는 것이 가능할 수 있으며, 니켈계 초합금 또는 다른 적합한 물질의 봉쇄 링에 의해 봉쇄를 위해 필요한 강도가 제공된다. 동일한 체적의 알루미늄 또는 티타늄은 동일한 체적의 강의 중량의 약 30%~55%이므로, 실질적인 절감을 가져올 수 있다. 이러한 중량의 절감은 증가된 화물 수송 능력 또는 감소된 연료 소모 또는 이들 모두의 조합으로 나타난다.
가스 터빈 제트 엔진 분야에서, 트러스트를 증가시키기 위해 팬 블레이드를 보다 길게 만드는 것이 추세이다. 팬 블레이드의 팁은 초음속으로 회전할 수 있는 반면, 팬 블레이드의 기부는 아음속으로 회전한다. 이것은 블레이드의 팁이 부서지게 하는 블레이드 내의 조화 진동을 야기시킬 수 있다. 이러한 문제를 해결하기 위해, 직선형 팬 블레이드를 제조하는 대신에, 넓은 패들처럼 추가로 블레이드를 형상화한다. 이러한 보다 넓고 긴 블레이드는 팬 케이싱 내부에 포함되어야 하는 추가의 질량체가 된다. 또한, 엔진이 보다 효율적으로 개선되면서, 이 엔진은 보다 뜨거운 온도로 작동하게 되며, 잠재적으로 봉쇄 문제에 보다 어려움을 추가한다. 본 상세한 설명은 보다 큰 팬 케이스 봉쇄 강도와 잠재적으로 보다 적은 중량과 보다 낮은 비용을 위한 도전을 충족시키는데 상당히 도움을 줄 뿐만 아니라, 특정 응용 분야에 따라 추가로 또는 대신해서 다른 특성들을 제공할 것으로 믿는다.
도 8은 전형적인 가스 터빈 제트 엔진을 통과하는 기류의 개략도를 나타낸다. 도 8을 다시 참조하면, 역화에 쉽게 취약하지 않은 가스 터빈 제트 엔진에 대해, 기류(824)가 팬 케이스(806) 안으로 그리고 부스터(808) 안으로 유동한다. 고압 압축기 로터(810)는 연소기(812)로 들어가면서 기류(824)를 압축시킨다. 고압 및 저압 터빈을 통과한 후, 기류(824)는 가스 터빈 제트 엔진(800)의 후방으로부터 외부로 유동한다. 연소기(812) 내의 가열된 기류(824)는 가스 터빈 제트 엔진(800)의 후방을 통해 외부로 이동한다.
도 9는 역화에 취약한 전형적인 가스 터빈 제트 엔진의 개략도를 나타낸다. 도 9를 다시 참조하면, 도 8과 반대로, 가스 터빈 제트 엔진(900)은 기류(924)의 일부분인 점선으로 나타낸 가열된 공기(926)가 가스 터빈 제트 엔진(900)을 통해 팬(902)의 영역 안으로 뒤로 유동하게 하는 역화에 취약하다. 가열된 공기(926)는 팬 케이스(906) 내부의 온도가 상승되게 하며, 이는 전체적으로 영역(928)으로 지시된 영역에서 팬 케이스(906) 자체의 온도를 또한 상승시킨다. 물론 온도는 팬 케이스(906)를 어떤 물질로 구성해야 하는가를 결정할 때 주요 인자 중 하나이다. 팬 케이스 온도가 800도를 초과하는 경우, 알루미늄은 더 이상 적합하지 않다. 강, 티타늄, 또는 초합금과 같은 보다 고가의 내열 물질이 적절할 수 있다.
도 10은 본 상세한 설명의 실시 양태에서 개선된 내열을 위한 팬 케이스에 대한 단조물의 횡단면을 도시한다. 도 10을 다시 참조하면, 역화에 취약한 가스 터빈 제트 엔진에 대해, 열 문제들을 중화시키고 팬 케이스(1002)의 열 저항을 개선시키기 위해 본 상세한 설명의 팬 케이스가 사용될 수 있다고 믿는다. 팬 케이스 단조물(1000)은 도 3에 도시된 팬 케이스 단조물(300)과 유사하다. 팬 케이스 단조물(1000)을 기계가공하면 팬 케이스(302)와 유사한 점선으로 도시된 팬 케이스(1002)를 얻는다. 이러한 실례에서, 팬 케이스 단조물(1000)은 하나의 피스의 알루미늄으로 단조한 것이다.
기계가공된 팬 케이스(1002)의 구조적 특성들은 도 3 및 도 4에 도시된 바와 유사하지만, 전체적으로 도 9의 영역(928)으로 형성된 위치에서 둘레로 팬 케이스(1002)의 내부를 둘러싸는 내열 링 노치(1012)를 또한 포함한다. 내열 물질의 링은 본 실례에서 수축 억지 끼워맞춤 상태로 내열 링 노치(1012) 내에 자리한다. 내열 링 노치(1012)에 걸쳐 있는 팬 케이스(1002)의 섹션은 역화로부터의 가열된 공기가 상승된 팬 케이스 온도를 야기할 수 있는 영역이다.
응용 분야에 따라 내열 링이 팬 케이스의 다른 위치에 위치할 수도 있음을 이해한다. 특정 응용 분야에 따라 크기, 치수, 형상, 물질 및 간극이 변화될 수도 있음을 또한 이해한다.
상술한 바와 같이, 팬 케이스(1002)에 대한 기계가공은 방사상과 같이 제1 방향으로 실시될 수 있으며, 내열 링(1112)에 대한 기계가공은 제1 방향과 거의 수직한 축방향과 같은 제2 방향으로 실시될 수 있다. 기계가공은 나선형, 또는 기록된 연속적인 홈을 기계가공면 상에 남길 수 있기 때문에, 각각의 기계가공면 상의 홈은 서로에 대해 크로스-해치(cross-hatch) 방식으로 정렬될 수 있으며, 2개의 기계가공면 사이의 마찰력을 증가시키고 내열 링 노치(1012) 내부에서 내열 링(1112)을 회전시키기 위한 포텐셜을 감소시킨다. 티타늄으로 이루어진 내열 링(1112) 상의 복수의 홈은 알루미늄으로 이루어진 팬 케이스(1002)의 내열 링 노치(1012) 상의 복수의 홈보다 단단할 수도 있다. 티타늄의 홈은 보다 연질의 알루미늄의 홈 안으로 움푹 들어가게 한다. 대안으로, 내열 링(1112)은 내열 링 노치(1012)에 하나 이상의 위치에 간단히 스팟 용접되거나, 또는 내열 링 노치(1012)에 고정된 하나 이상의 플랜지에 볼트결합될 수 있어서, 내열 링(1112)이 내열 링 노치(1012)와 관련하여 회전하는 것을 방지한다. 이 경우 교차 방향으로의 기계가공이 필요하지 않을 수도 있고 또는 이에 추가로 적용될 수도 있다.
도 11은 본 상세한 설명의 실시 양태의 도 10의 팬 케이스에 수축 억지 끼워맞추어진 내열 물질의 링을 갖는 기계가공 마감질된 팬 케이스의 횡단면을 도시한다. 도 11을 다시 참조하면, 내열 링(1112)이 내열 링 노치(1012) 내의 팬 케이스(1002)의 내경 상에 수축 억지 끼워맞추어진 것으로 도시된다. 이러한 실례에서, 내열 링(1112)은 티타늄으로 이루어지지만, 강, 강 합금, 또는 임의의 개수의 통상적으로 사용되는 항공우주 초합금과 같이 팬 케이스(1002)에 요구되는 구조적 완전성을 유지시키기 위해 내열 특성과 강도 특성의 결합 특성을 갖는 다른 물질로 이루어질 수도 있다. 내열 링(1112)은 절단되어, 원통형 형상으로 구부려서 시임을 따라 용접되는 티타늄 시이트 물질로 제조될 수도 있고, 내열 링 노치(1012)의 내경과 부합되도록 형성될 수 있다. 내열 링(1112)은 상술한 바와 같이 단조될 수도 있다.
팬 케이스(1002)를 가열시키고 이 팬 케이스(1002)를 팽창시켜서 내열 링(1112)이 위치로 미끄러지게 하여 그 상태로 냉각시킴으로써 상술한 바와 같이 억지 끼워맞춤에 의한 수축이 실시될 수 있다. 팬 케이스(1002) 및 내열 링(1112)은 수축 억지 끼워맞춤으로 서로에 대해 강제로 적용된다. 대안으로, 내열 링(1112)은 액화 질소에 의해 냉각될 수 있으며, 그 외경을 감소시키고 내열 링(1112)이 내열 링 노치(1012) 안으로 미끄러질 수 있게 한다. 또한, 팬 케이스(1002) 및 내열 링(1112)의 결합체는 수축 억지 끼워맞춤을 고정시키는데 이용될 수도 있다. 티타늄의 내열 링(1112)은 팬 케이스 온도에 의해 구조적으로 약해지지 않으며, 2개의 물질 사이의 상이한 팽창률로 인해 알루미늄 팬 케이스(1002)에 버퍼(buffer)로서 기능한다. 티타늄의 내열 링(1112)은 내부 팬 케이스 온도에 노출되며, 열의 일부가 팬 케이스(1002)에 전달된다. 티타늄은 보다 높은 온도에서 알루미늄이 부족한, 요구되는 강도를 제공한다. 봉쇄 링(1102)은 초합금으로 이루어질 수 있다. 불완전한 곡선도와 같은 여러 인자들로 인해 내열 링(1112)과 같은 내열 링이 팬 케이스(1002)의 외부면의 둘레의 100%와 맞물릴 수 없음을 이해한다. 예컨대, 내열 링(1112)은 팬 케이스(1002)의 내부면의 둘레의 70%와 접촉할 수 있지만, 접촉하는 양은 특정 응용 분야에 따라 변화될 수 있다. 그럼에도 불구하고, 팬 케이스(1002)가 내열 링(1112)에 수축 억지 끼워맞춤되는 경우, 팬 케이스(1002)가 내열 링 노치(1012)의 내부 둘레면의 둘레의 길이를 따라 방사상으로 압축력을 적용하는 것으로 간주한다. 일부의 응용 분야에서, 내열 링과 팬 케이스 사이의 압축력이 선형 물질을 통해 전달되도록 팬 케이스에 대한 내열 링 수축 억지 끼워맞춤부 사이에 선형 물질을 제공하는 것이 적절함을 또한 이해한다. 일 실시 양태에서, 선형 물질을 압축성 물질로 이루어질 수도 있다. 다른 실시 양태들에서는 선형 물질이 비교적 경성을 가질 수도 있거나, 팬 케이스를 추가로 보호하기 위해 향상된 단열 특성과 같은 다른 물성들을 가질 수도 있음을 이해한다.
제1 스티프너 링 노치(1104) 및 제2 스티프너 링 노치(1106)는 예컨대 알루미늄, 티타늄 또는 강으로 이루어질 수 있다. 구상되는 특정 가스 터빈 제트 엔진에 따라, 봉쇄 링 및 하나 이상의 스티프너 링들이 반드시 내열 링을 필요로 하지 않을 수도 있으며, 내열 링이 봉쇄 링과 하나 이상의 스티프너 링을 반드시 필요로 하지 않을 수도 있다. 본 상세한 설명은 엔진 설계자에게 특정한 엔진의 목적 및 요구조건을 위한 최적의 설계를 충족시키도록 결합될 수 있는 재료, 중량, 강도 및 내열에 관한 다수의 선택권을 제공한다. 예컨대, 팬 케이스(302)는 알루미늄과 같은 비교적 저중량이면서 저가의 물질로 이루어질 수 있으며, 봉쇄 링(702)은 팬 케이스의 재료와 비교할 때 (초합금 인코넬(718)과 같은) 비교적 보다 높은 봉쇄 강도를 갖는 재료로 이루어질 수도 있다. 그러나, 봉쇄 링(702)은 팬 케이스(302) 보다 실질적으로 적은 질량으로 이루어지므로, 봉쇄 링(702)의 재료는 팬 케이스(302)의 재료보다 고가이거나 무겁고, 특정 응용 분야에 따라 총 중량 또는 비용 또는 이들 모두에 있어서 절감을 달성한다. 유사하게, 팬 케이스(1002)는 알루미늄과 같은 비교적 낮은 내열 재료로 이루어질 수 있으며, 내열 링(1102)은 팬 케이스와 비교할 때 (예컨대 티타늄과 같은) 비교적 보다 높은 내열 특성을 갖는 재료로 이루어질 수 있다. 그러나, 내열 링(1112)은 팬 케이스(1002) 보다 실질적으로 질량이 적어서, 내열 링의 재료는 팬 케이스(1002)의 재료에 비해 보다 고가이거나 보다 무거울 수 있으며, 또한 특정 응용 분야에 따라 총 중량 또는 비용 또는 이들 모두에 있어서 절감을 달성한다.
상술한 바와 같이, 도 12는 팬 케이스(302)의 내부면 내에 형성된 봉쇄 링 노치(310)내에 위치한 봉쇄 링(702)을 개략적으로 도시한다. 도 13을 다시 참조하면, 도 13과 마찬가지로 봉쇄 링(702a)이 팬 케이스(302a)의 외부면 내에 형성된 봉쇄 링 노치(310a) 내에 위치할 수도 있음을 이해한다. 이러한 실례에서, 봉쇄 링(702a)은 도 13에서 화살표로 개략적으로 나타낸 바와 같이 중심선(107)에 의해 형성되는 회전 축선을 향해 지향하는 방사상 압축력을 인가한다. 일 실시 양태에서, 방사상 압축력은 방해없이 봉쇄 링(702a)의 전체 둘레로 연속적으로 인가된다.
상술한 바와 같이, 스티프너 링들은 팬 케이스(302)의 다양한 위치에 배치될 수 있다. 도 14는 한 쌍의 스티프너 링(502, 602)이 봉쇄 링(702b) 반대쪽에 배치되는 실례를 도시한다. 도 15의 횡단면 다이어그램으로 도시된 바와 같이, 스티프너 링(502) 및 봉쇄 링(702b)은 스티프너 링(502)과 봉쇄 링(702b) 사이에 위치한 팬 케이스(302)에 각각 수축 억지 끼워맞춤된다. 이 스티프너 링(602)은 유사하게 스티프너 링(602)과 봉쇄 링(702b) 사이에 위치한 팬 케이스(302)에 각각 수축 억지 끼워맞춤된다. 스티프너 링(502, 602)은 이들의 강화 기능에 추가로, 본 실시 양태에서 봉쇄 링(702b)을 보충하기 위해 추가의 봉쇄 강도를 제공한다.
다시, 팬 케이스(302)는 알루미늄과 같은 비교적 저중량이면서 비교적 저가의 재료로 이루어질 수 있으며, 스티프너 링(502, 602)은 팬 케이스의 재료와 비교할 때 (초합금 인코넬(718) 또는 다른 초합금, 강, 티타늄 또는 다른 적절한 재료와 같은) 비교적 보다 높은 봉쇄 또는 보강 강도를 갖는 재료로 이루어질 수 있다. 그러나, 스티프너 링(502, 602)이 팬 케이스(302) 보다 실질적으로 적은 질량으로 이루어질 수 있으므로, 스티프너 링(502, 602)의 재료는 팬 케이스(302)의 재료에 비해 보다 고가이거나 또는 보다 무거울 수도 있고, 또한 특정 응용 분야에 따라 총 중량 또는 비용 또는 이들 모두에 있어서 절감을 달성할 수 있다.
상술한 실시 양태들에서, 링(702, 702a, 702b, 502, 602, 1112)과 같은 링들은 각각 연관된 노치 내에 자리하는 것으로 설명된다. 팬 케이스(302)와 개별적으로 제조된 하나 이상의 링들이 연관된 노치를 이용하지 않고 팬 케이스를 보강하기 위해 팬 케이스에 부착될 수도 있음을 이해한다.
상술한 실시 양태들에서, 링(702, 702a, 702b, 502, 602, 1112)과 같은 링들은 각각 팬 케이스(302, 302a)와 수축 억지 끼워맞춤 상태로 자리하는 것으로 설명된다. 팬 케이스(302)와 개별적으로 제조된 하나 이상의 링들이 수축 억지 끼워맞춤을 이용하지 않고 링과 팬 케이스 사이에 방사상 압축력이 인가되도록 팬 케이스를 보강하기 위해 팬 케이스에 부착될 수도 있음을 이해한다.
본 상세한 설명이 제공됨으로써, 본 상세한 설명의 널리 상이한 실시 양태들과 응용 분야와 구성에 있어서 다수의 변형예들이 본 상세한 설명의 범위를 벗어나지 않고 그들 스스로 제시될 것임을 당업자는 이해할 것이다.

Claims (89)

  1. 가스 터빈 제트 엔진의 봉쇄 링 및 팬 케이스 중 하나의 외부 둘레면을, 가스 터빈 제트 엔진의 상기 봉쇄 링 및 상기 팬 케이스 중 다른 하나의 내부 둘레면을 사용하여 둘러싸는 단계와, 그리고
    상기 둘러싸는 내부 둘레면을 사용하여 상기 내부 둘레면의 둘레의 길이를 따라 상기 외부 둘레면에 방사상 압축력을 인가하는 단계를 포함하는 방법.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 방사상 압축력을 인가하는 단계는 상기 팬 케이스에 상기 봉쇄 링을 수축 억지 끼워맞추는 단계를 포함하는 방법.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 방사상 압축력을 인가하는 단계는, 상기 팬 케이스에 의해 형성되며 상기 팬 케이스에 대해 종축 방향으로의 변위에 대해 상기 봉쇄 링을 고정시키도록 형상화된 노치 내부에 상기 봉쇄 링을 배치시키는 단계를 포함하는 방법.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 팬 케이스는 공기 흡입 및 트러스트를 제공하기 위해 회전 축선을 따라 상기 팬 케이스 내부에서 회전하도록 구성된 팬을 둘러싸며, 상기 방사상 압축력은 상기 회전 축선 상에 위치한 중심으로 지향하는 방법.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 팬 케이스의 전단부를 향해 내부면 안으로 둘레 방향으로 봉쇄 링 노치를 기계가공하는 단계를 더 포함하며, 상기 둘러싸는 단계 및 상기 인가하는 단계는 수축 억지 끼워맞춤을 통해 상기 봉쇄 링 노치 내에 상기 봉쇄 링을 배치시키는 단계를 포함하는 방법.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 팬 케이스의 전단부를 향해 외부면 안으로 둘레 방향으로 봉쇄 링 노치를 기계가공하는 단계를 더 포함하며, 상기 둘러싸는 단계 및 상기 인가하는 단계는 수축 억지 끼워맞춤을 통해 상기 봉쇄 링 노치 내에 상기 봉쇄 링을 배치시키는 단계를 포함하는 방법.
  7. 제5항에 있어서,
    상기 봉쇄 링 노치를 기계가공하는 단계는, 상기 팬 케이스의 상기 내부면 안으로 제1 방향으로 상기 봉쇄 링 노치를 기계가공하는 단계를 더 포함하며, 상기 내부면 상에는 상기 제1 방향으로 복수의 홈이 형성되며 정렬되는 방법.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 봉쇄 링 노치를 기계가공하는 단계 이전에, 하나의 피스의 상기 봉쇄 링을 단조하는 단계, 및 상기 봉쇄 링 노치에 부합하는 미리정해진 형상으로 상기 봉쇄 링 노치를 기계가공하는 단계를 더 포함하는 방법.
  9. 제8항에 있어서,
    상기 봉쇄 링은 하나의 피스의 봉쇄 재료로 단조되며, 상기 봉쇄 재료는 강, 티타늄, 니켈계 초합금으로 이루어지는 군에서 선택되는 방법.
  10. 제8항에 있어서,
    상기 봉쇄 링을 기계가공하는 단계는 상기 봉쇄 링의 외부면을 제2 방향으로 기계가공하는 단계를 더 포함하며, 상기 외부면 상에 상기 제2 방향으로 복수의 홈이 형성되며 정렬되고,
    상기 봉쇄 링의 상기 내부면 및 상기 봉쇄 링의 상기 외부면은 함께 배치되며, 상기 봉쇄 링 노치의 상기 내부면 상의 상기 복수의 홈 및 상기 봉쇄 링 노치의 상기 외부면 상의 상기 복수의 홈은 서로에 대해 크로스-해치 방식으로 정렬되며, 상기 봉쇄 링 노치와 상기 봉쇄 링 사이의 마찰력을 증가시키고 상기 봉쇄 링 노치 내부의 상기 봉쇄 링의 스핀 회전에 대한 포텐셜을 감소시키는 방법.
  11. 제8항에 있어서,
    상기 봉쇄 링 노치에 관해 상기 봉쇄 링이 스핀 회전하는 것을 방지하기 위 해 하나 이상의 위치에서 상기 봉쇄 링 노치에 상기 봉쇄 링을 스팟 용접하는 단계를 더 포함하는 방법.
  12. 제8항에 있어서,
    상기 봉쇄 링 노치에 관해 상기 봉쇄 링이 스핀 회전하는 것을 방지하기 위해 상기 봉쇄 링 노치에 고정된 하나 이상의 플랜지에 상기 봉쇄 링을 볼트 결합시키는 단계를 더 포함하는 방법.
  13. 제8항에 있어서,
    상기 봉쇄 링을 기계가공하는 단계는 역 테이퍼에 의해 상기 봉쇄 링을 기계가공하는 단계를 더 포함하며, 전단부를 향해 제1 지점에서의 상기 봉쇄 링의 제1 외경이 상기 전단부로부터 멀리 떨어진 제2 지점에서의 상기 봉쇄 링의 제2 내경 보다 작은 방법.
  14. 제5항에 있어서,
    상기 봉쇄 링을 기계가공하는 단계는 역 테이퍼에 의해 상기 봉쇄 링을 기계가공하는 단계를 더 포함하며, 전단부를 향해 상기 봉쇄 링의 제1 지점에서의 상기 팬 케이스의 제1 내경이 상기 전단부로부터 멀리 떨어져 위치하는 상기 봉쇄 링의 제2 지점에서의 상기 팬 케이스의 제2 내경 보다 작은 방법.
  15. 제5항에 있어서,
    상기 봉쇄 링 노치 내에 상기 봉쇄 링을 배치시키는 단계는,
    대기 온도에서 상기 봉쇄 링의 외경보다 큰 제2 직경으로 상기 봉쇄 링의 내경을 증가시키기 위해 상기 팬 케이스를 가열하는 단계,
    상기 봉쇄 링 노치 내에 상기 봉쇄 링을 배치시키는 단계, 및
    상기 팬 케이스가 상기 대기 온도로 냉각되게 하며, 상기 봉쇄 링 노치가 상기 제2 직경으로부터 상기 내경을 향해 감소되게 하고 상기 대기 온도에서 상기 봉쇄 링의 상기 외경에 의해 상기 감소되는 것을 저지하게 하여, 상기 수축 억지 끼워맞춤을 발생시키는 단계를 더 포함하는 방법.
  16. 제5항에 있어서,
    상기 봉쇄 링 노치 내에 상기 봉쇄 링을 배치시키는 단계는,
    상기 봉쇄 링 노치의 내경이 제2 직경으로 증가하게 하기 위해 상기 팬 케이스를 가열시키는 단계,
    상기 봉쇄 링의 외경이 제2 직경으로 감소되게 하기 위해 상기 봉쇄 링을 냉각시키는 단계로서, 상기 봉쇄 링의 상기 제2 직경이 상기 봉쇄 링 노치의 상기 제2 직경보다 작은, 상기 봉쇄 링을 냉각시키는 단계,
    상기 봉쇄 링 노치 내에 상기 봉쇄 링을 배치시키는 단계, 및
    상기 팬 케이스가 대기 온도로 냉각되게 하여 상기 봉쇄 링 노치가 상기 제2 직경으로부터 상기 내경을 향해 감소되게 하며, 상기 봉쇄 링이 상기 대기 온도로 데워지게 해서 상기 봉쇄 링이 상기 외경을 향해 증가되게 하여, 상기 수축 억지 끼워맞춤을 발생시키는 단계를 더 포함하는 방법.
  17. 제5항에 있어서,
    상기 봉쇄 링 노치 내에 상기 봉쇄 링을 배치시키는 단계는,
    상기 봉쇄 링 노치의 내경 보다 작은 제2 외경을 향해 상기 봉쇄 링의 외경이 감소되게 하기 위해 상기 봉쇄 링을 냉각시키는 단계,
    상기 봉쇄 링 노치 내에 상기 봉쇄 링을 배치시키는 단계, 및
    상기 봉쇄 링이 상기 대기 온도까지 데워지게 해서 상기 봉쇄 링이 상기 외경을 향해 증가되게 하며 상기 대기 온도에서 상기 봉쇄 링 노치의 상기 내경에 의해 상기 증가되는 것을 저지하게 하여, 상기 수축 억지 끼워맞춤을 발생시키는 단계를 더 포함하는 방법.
    방법.
  18. 제5항에 있어서,
    상기 팬 케이스의 표면 안으로 둘레 방향으로 하나 이상의 스티프너 링 노치를 기계가공하는 단계, 및
    상기 하나 이상의 스티프너 링 노치 내에 스티프너 링을 배치시키는 단계를 더 포함하며,
    상기 스티프너 링은 상기 가스 터빈 제트 엔진이 작동하는 동안 발생되는 부 하 및 온도 조건 하에서 상기 팬 케이스가 타원형으로 변해가는 것을 방지하는 방법.
  19. 제18항에 있어서,
    상기 스티프너 링 노치는 상기 팬 케이스의 외부면 내에 기계가공되며,
    상기 스티프너 링을 배치시키는 단계는,
    대기 온도에서 상기 하나 이상의 스티프너 링 노치의 외부면 보다 큰 제2 내경으로 상기 스티프너 링의 제1 내경이 증가되게 하도록 상기 스티프너 링을 가열하는 단계,
    상기 스티프너 링 노치 내에 상기 스티프너 링을 배치시키는 단계, 및
    상기 스티프너 링이 상기 대기 온도로 냉각되게 하며, 상기 스티프너 링이 상기 제2 내경으로부터 상기 제1 내경을 향해 감소되게 하고 상기 하나 이상의 스티프너 링 노치의 상기 외경에 의해 상기 감소되는 것을 저지하게 하여, 상기 수축 억지 끼워맞춤을 발생시키는 단계를 더 포함하는 방법.
  20. 제1항에 있어서,
    상기 팬 케이스는 제1 봉쇄 강도를 갖는 제1 재료로 이루어지며, 상기 봉쇄 링은 상기 제1 재료 보다 높은 제2 봉쇄 강도를 갖는 제2 재료로 이루어지는 방법.
  21. 제20항에 있어서,
    상기 제1 재료는 알루미늄이며, 상기 제2 재료는 니켈계 초합금인 방법.
  22. 제18항에 있어서,
    상기 팬 케이스는 제1 강도를 갖는 제1 재료로 이루어지며, 상기 스티프너 링은 상기 제1 재료 보다 높은 제2 강도를 갖는 제2 재료로 이루어지는 방법.
  23. 제22항에 있어서,
    상기 제1 재료는 알루미늄이며, 상기 제2 재료는 니켈계 초합금인 방법.
  24. 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치로서,
    전단부 및 상기 전단부를 향하는 외부면 및 내부면을 구비하는 팬 케이스로서, 상기 내부면 및 상기 외부면이 상기 팬 케이스의 하나의 표면 안으로 둘레방향으로 기계가공되는 봉쇄 링 노치를 형성하는, 팬 케이스와, 그리고
    봉쇄 링으로서, 상기 팬 케이스 및 상기 봉쇄 링 중 어느 하나로부터 다른 하나로 인가되는 방사상 압축력을 제공하기 위해 상기 봉쇄 링 노치 내에 배치되도록 구성되는 봉쇄 링을 포함하는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  25. 제24항에 있어서,
    상기 봉쇄 링이 수축 억지 끼워맞춤을 통해 배치되도록 구성되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  26. 제25항에 있어서,
    상기 봉쇄 링 노치는 상기 팬 케이스의 전단부를 향해 상기 팬 케이스의 내부면 안으로 둘레 방향으로 기계가공되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  27. 제24항에 있어서,
    상기 봉쇄 링은 하나의 피스의 봉쇄 물질로 단조되며 미리정해진 형상으로 기계가공되며, 상기 물질은 강, 티타늄, 니켈계 초합금으로 이루어진 군에서 선택되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  28. 제26항에 있어서,
    상기 봉쇄 링의 외경은 대기 온도에서 상기 봉쇄 링 노치의 내경 보다 다소 크며, 상기 팬 케이스는 상기 봉쇄 링 노치의 상기 내경이 상기 봉쇄 링의 상기 외경 보다 큰 제2 직경으로 증가하게 되도록 가열되며, 상기 봉쇄 링이 상기 봉쇄 링 노치 내에 배치될 수 있게 해서, 상기 팬 케이스가 상기 대기 온도로 냉각되는 경우 상기 수축 억지 끼워맞춤이 발생되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  29. 제28항에 있어서,
    상기 봉쇄 링 노치는, 상기 전단부를 향해 제1 지점에서의 상기 팬 케이스의 제1 내경이 상기 전단부로부터 멀리 떨어진 제2 지점에서 상기 팬 케이스의 제2 내경 보다 작도록, 역 테이퍼에 의해 기계가공되며, 상기 봉쇄 링은 상기 역 테이퍼에 부합되도록 상기 외부면 상에서 둘레 방향으로 기계가공되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  30. 제26항에 있어서,
    상기 봉쇄 링의 외경은 대기 온도에서 상기 봉쇄 링 노치의 내경 보다 다소 크며, 상기 팬 케이스는 상기 봉쇄 링 노치의 상기 내경이 제2 직경으로 증가되게 하도록 가열되며, 상기 봉쇄 링은 상기 봉쇄 링의 외경이 제2 외경으로 감소되게 하도록 냉각되어, 상기 봉쇄 링이 상기 봉쇄 링 노치 내에 배치될 수 있게 하며, 상기 대기 온도로 상기 팬 케이스가 냉각되고 상기 봉쇄 링이 데워지는 경우 상기 수축 억지 끼워맞춤이 발생되고, 상기 봉쇄 링의 상기 제2 직경이 상기 봉쇄 링 노치의 상기 제2 직경 보다 작은, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  31. 제26항에 있어서,
    상기 봉쇄 링의 외경은 대기 온도에서 상기 봉쇄 링 노치의 내경 보다 다소 크며, 상기 봉쇄 링은 상기 봉쇄 링의 외경이 제2 직경으로 감소되게 하도록 냉각되며, 상기 봉쇄 링이 상기 봉쇄 링 노치 내에 배치될 수 있게 되고, 상기 봉쇄 링이 상기 대기 온도로 데워지면 상기 수축 억지 끼워맞춤이 발생되며, 상기 봉쇄 링 의 상기 제2 직경이 상기 봉쇄 링 노치의 내경 보다 작은, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  32. 제26항에 있어서,
    상기 봉쇄 링 노치의 기계가공된 내부면 상에 제1 방향으로 정렬된 복수의 홈, 및
    상기 봉쇄 링의 기계가공된 외부면 상에 제2 방향으로 정렬된 복수의 홈을 더 포함하며,
    상기 봉쇄 링 노치의 상기 내부면 및 상기 봉쇄 링의 상기 외부면이 함께 수축 억지 끼워맞추어지면, 상기 봉쇄 링 노치의 상기 내부면 상의 상기 복수의 홈 및 상기 봉쇄 링의 상기 외부면 상의 상기 복수의 홈이 서로에 대해 크로스-해치 방식으로 정렬되며, 상기 봉쇄 링 노치와 상기 봉쇄 링 사이에 마찰력을 증가시키고 상기 봉쇄 링 노치 내부에서의 상기 봉쇄 링의 스핀 회전에 대한 포텐셜을 감소시키는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  33. 제24항에 있어서,
    상기 봉쇄 링 노치에 관하여 상기 봉쇄 링이 스핀 회전하는 것을 방지하기 위해 상기 봉쇄 링 노치에 상기 봉쇄 링을 용접하기 위한 하나 이상의 위치에서의 스팟 용접을 더 포함하는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  34. 제24항에 있어서,
    상기 봉쇄 링 노치에 고정되는 하나 이상의 플랜지를 더 포함하며, 상기 봉쇄 링 노치에 관하여 상기 봉쇄 링이 스핀 회전하는 것을 저지하기 위해 상기 봉쇄 링이 상기 하나 이상의 플랜지에 볼트 결합되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  35. 제24항에 있어서,
    상기 팬 케이스의 표면 안으로 둘레 방향으로 기계가공되는 하나 이상의 스티프너 링 노치,
    상기 하나 이상의 스티프너 링 노치 내에 배치되는 스티프너 링을 더 포함하며, 상기 스티프너 링은 수축 억지 끼워맞춤을 통해 배치되며, 상기 스티프너 링은 상기 가스 터빈 제트 엔진이 작동하는 동안 발생되는 부하 및 온도 조건 하에서 상기 팬 케이스가 타원형으로 변형되는 것을 저지하는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  36. 제35항에 있어서,
    상기 스티프너 링은 하나의 피스의 알루미늄으로 단조되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  37. 제24항에 있어서,
    상기 스티프너 링 노치는 상기 팬 케이스의 외부면 안으로 기계가공되며, 상기 스티프너 링의 내경은 대기 온도에서 상기 하나 이상의 스티프너 링 노치의 외경 보다 다소 작고, 상기 스티프너 링은 상기 스티프너 링의 상기 내경이 상기 하나 이상의 스티프너 링 노치의 상기 외경 보다 큰 제2 직경을 향해 증가되게 하도록 가열되며, 상기 하나 이상의 스티프너 링 노치 내에 상기 스티프너 링이 위치될 수 있으며, 상기 스티프너 링이 상기 대기 온도로 냉각되면 상기 수축 억지 끼워맞춤이 발생되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  38. 제24항에 있어서,
    상기 팬 케이스는 강, 티타늄 및 알루미늄 중 어느 하나로 단조되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  39. 제24항에 있어서,
    상기 팬 케이스는 강, 티타늄 및 알루미늄 중 어느 하나로 제조되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  40. 제24항에 있어서,
    상기 팬 케이스는 복합 재료로 제조되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  41. 제40항에 있어서,
    상기 봉쇄 링의 외경은 대기 온도에서 상기 봉쇄 링 노치의 내경보다 다소 크며, 상기 봉쇄 링은 상기 봉쇄 링의 상기 외경이 상기 봉쇄 링 노치의 상기 내경 보다 작은 제2 직경으로 감소되게 하도록 냉각되며, 상기 봉쇄 링 노치 내에 상기 봉쇄 링이 배치될 수 있고, 상기 봉쇄 링이 상기 대기 온도로 데워지면 수축 억지 끼워맞춤이 발생되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  42. 제24항에 있어서,
    상기 팬 케이스는 제1 봉쇄 강도를 갖는 제1 재료로 이루어지며, 상기 봉쇄 링은 상기 제1 재료 보다 높은 제2 봉쇄 강도를 갖는 제2 재료로 이루어지는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  43. 제42항에 있어서,
    상기 제1 재료는 알루미늄이며, 상기 제2 재료는 니켈계 초합금인, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  44. 제35항에 있어서,
    상기 팬 케이스는 제1 강도를 갖는 제1 재료로 이루어지며, 상기 스티프너 링은 상기 제1 재료 보다 높은 제2 강도를 갖는 제2 재료로 이루어지는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  45. 제44항에 있어서,
    상기 제1 재료는 알루미늄이며, 상기 제2 재료는 니켈계 초합금인, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  46. 내열 링의 외부 둘레면을, 가스 터빈 제트 엔진의 팬 케이스의 내부 둘레면을 사용하여 둘러싸는 단계와, 그리고
    상기 둘러싸는 내부 둘레면을 사용하여 상기 내부 둘레면의 둘레의 길이를 따라 상기 외부 둘레면에 방사상 압축력을 인가하는 단계를 포함하는 방법.
  47. 제46항에 있어서,
    상기 방사상 압축력을 인가하는 단계는 상기 팬 케이스에 상기 내열 링을 수축 억지 끼워맞추는 단계를 포함하는 방법.
  48. 제46항에 있어서,
    상기 방사상 압축력을 인가하는 단계는 상기 팬 케이스에 의해 형성되며 상기 팬 케이스에 대해 종축 방향으로의 변위에 대해 상기 내열 링을 고정시키도록 형상화된 노치 내부에 상기 내열 링을 배치시키는 단계를 포하하는 방법.
  49. 제46항에 있어서,
    상기 팬 케이스는 회전 축선을 따라 상기 팬 케이스 내부에서의 회전을 위해 구성된 팬을 둘러싸며, 상기 방사상 압축력은 상기 회전 축선 상에 위치한 중심을 지향하는 방법.
  50. 제46항에 있어서,
    상기 팬 케이스의 중간을 향해 내부면 안으로 둘레 방향으로 내열 링 노치를 기계가공하는 단계, 및
    수축 억지 끼워맞춤을 통해 상기 내열 링 노치 내에 상기 내열 링을 배치시키는 단계를 더 포함하는 방법.
  51. 제50항에 있어서,
    상기 내열 링 노치를 기계가공하는 단계는, 제1 방향으로 상기 팬 케이스의 상기 내부면 안으로 상기 내열 링 노치를 기계가공하는 단계를 더 포함하며, 상기 내부면 상에는 상기 제1 방향으로 복수의 홈이 형성 및 정렬되는 방법.
  52. 제51항에 있어서,
    상기 내열 링 노치를 기계가공하는 단계 이전에, 절단되고, 원통형 형상으로 구부려지고, 시임을 따라 용접되는 티타늄 시이트 재료로 상기 내열 링을 제조하는 단계, 및
    상기 내열 링 노치에 부합되도록 미리정해진 형상으로 상기 내열 링을 형성 하는 단계를 더 포함하는 방법.
  53. 제51항에 있어서,
    상기 내열 링 노치를 기계가공하는 단계 이전에, 하나의 피스의 상기 내열 링을 단조하는 단계, 및
    상기 내열 링 노치에 부합되도록 미리정해진 형상으로 상기 내열 링을 형성하는 단계를 더 포함하는 방법.
  54. 제53항에 있어서,
    상기 내열 링은 하나의 피스의 티타늄, 강, 강 합금, 및 항공우주분야 초합금 중 어느 하나로 단조되는 방법.
  55. 제53항에 있어서,
    상기 내열 링을 기계가공하는 단계는, 상기 내열 링의 외부면을 제2 방향으로 기계가공하는 단계를 더 포함하며, 상기 외부면 상에는 제2 방향으로 복수의 홈이 형성 및 정렬되며,
    상기 내열 링 노치의 상기 내부면 및 상기 내열 링의 상기 외부면이 함께 배치되면, 상기 내열 링 노치의 상기 내부면 상의 상기 복수의 홈 및 상기 내열 링의 상기 외부면 상의 상기 복수의 홈은 서로에 대해 크로스-해치 방식으로 정렬되며, 상기 내열 링 노치와 상기 내열 링 사이에 마찰력을 증가시키고 상기 내열 링 노치 내부에서의 상기 내열 링의 스핀 회전에 대한 포텐셜을 감소시키는 방법.
  56. 제53항에 있어서,
    상기 내열 링 노치에 관하여 상기 내열 링이 스핀 회전하는 것을 저지하도록 하나 이상의 위치에서 상기 내열 링 노치에 상기 내열 링을 스팟 용접하는 단계를 더 포함하는 방법.
  57. 제53항에 있어서,
    상기 내열 링 노치에 관하여 상기 내열 링이 스핀 회전하는 것을 저지하도록 상기 내열 링 노치에 고정된 하나 이상의 플랜지에 상기 내열 링을 볼트 결합시키는 단계를 더 포함하는 방법.
  58. 제47항에 있어서,
    상기 배치시키는 단계는,
    대기 온도에서 상기 내열 링의 외경 보다 큰 제2 직경으로 상기 내열 링 노치의 내경이 증가되게 하도록 상기 팬 케이스를 가열시키는 단계,
    상기 내열 링 노치 내에 상기 내열 링을 위치시키는 단계, 및
    상기 팬 케이스가 상기 대기 온도로 냉각될 수 있게 하고, 상기 내열 링 노치가 상기 제2 직경으로부터 상기 내경으로 감소되게 하며, 상기 대기 온도에서 상기 내열 링의 상기 외경에 의해 상기 내경으로 감소되는 것을 저지하여, 상기 수축 억지 끼워맞춤을 발생시키는 단계를 더 포하하는 방법.
  59. 제47항에 있어서,
    상기 배치시키는 단계는,
    상기 내열 링 노치의 내경이 제2 직경으로 증가되게 하도록 상기 팬 케이스를 가열시키는 단계,
    상기 내열 링의 외경이 제2 직경으로 감소되게 하도록 상기 내열 링을 냉각시키는 단계,
    상기 내열 링 노치 내에 상기 내열 링을 위치시키는 단계, 및
    상기 팬 케이스를 대기 온도로 냉각될 수 있게 하며, 상기 내열 링 노치가 상기 제2 직경으로부터 상기 내경으로 감소되게 하고, 상기 내열 링이 상기 대기 온도로 데워지게 해서 상기 내열 링이 상기 외경을 향해 감소되게 하여, 상기 수축 억지 끼워맞춤을 발생시키는 단계를 더 포함하며,
    상기 내열 링의 상기 제2 직경이 상기 내열 링 노치의 상기 제2 직경 보다 작은 방법.
  60. 제47항에 있어서,
    상기 배치시키는 단계는,
    상기 내열 링의 외경이, 상기 내열 링 노치의 내경 보다 작은 제2 직경으로 감소되게 하도록 상기 내열 링을 냉각시키는 단계,
    상기 내열 링 노치 내에 상기 내열 링을 위치시키는 단계, 및
    상기 내열 링이 상기 대기 온도로 데워지게 하며 상기 내열 링이 상기 외경으로 증가되게 하고, 상기 대기 온도에서 상기 내열 링 노치의 상기 내경에 의해 상기 외경으로 증가되게 하는 것을 저지하여, 상기 수축 억지 끼워맞춤을 발생시키는 단계를 더 포함하는 방법.
  61. 제46항에 있어서,
    상기 팬 케이스는 제1 내열성을 갖는 제1 재료로 이루어지며, 상기 내열 링은 제1 재료 보다 높은 제2 내열성을 갖는 제2 재료로 이루어지는 방법.
  62. 제61항에 있어서,
    상기 제1 재료는 알루미늄이며, 상기 제2 재료는 티타늄인 방법.
  63. 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치로서,
    중간 부분을 갖는 팬 케이스로서, 상기 중간 부분이 상기 팬 케이스의 표면 안으로 둘레 방향으로 기계가공되는 내열 링 노치를 형성하는 내부면을 구비하는, 팬 케이스와, 그리고
    내열 링으로서, 상기 팬 케이스로부터 상기 내열 링으로 인가되는 방사상 압축력을 제공하기 위해 상기 내열 링 노치 내에 배치되도록 구성되는 내열 링을 포함하는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  64. 제63항에 있어서,
    상기 내열 링은 수축 억지 끼워맞춤을 통해 배치되도록 구성되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  65. 제63항에 있어서,
    상기 내열 링은 하나의 피스의 티타늄, 강, 강 합금, 및 항공우주분야 초합금 중 하나로 단조되며, 미리정해진 형상으로 기계가공되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  66. 제63항에 있어서,
    상기 내열 링은 절단되고, 원통형 형상으로 구부러지며, 시임을 따라 용접되고, 상기 내열 링 노치와 부합되도록 미리정해진 형상으로 형성되는 티타늄, 강, 강 합금, 및 항공우주분야 초합금 시이트 재료 중 어느 하나로 제조되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  67. 제64항에 있어서,
    상기 내열 링의 외경은 대기 온도에서 상기 내열 링 노치의 내경 보다 다소 크며, 상기 내열 링 노치의 상기 내경이 상기 내열 링의 상기 외경 보다 큰 제2 직경으로 증가되게 하도록 상기 팬 케이스가 가열되어 상기 내열 링이 상기 내열 링 노치 내에 위치할 수 있게 되고, 상기 팬 케이스가 상기 대기 온도로 냉각되면 상기 수축 억지 끼워맞춤이 발생되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  68. 제64항에 있어서,
    상기 내열 링의 외경은 대기 온도에서 상기 내열 링 노치의 내경 보다 다소 크며, 상기 내열 링 노치의 상기 내경이 제2 직경으로 증가되게 하도록 상기 팬 케이스가 가열되고, 상기 내열 링의 외경이 제2 직경으로 감소되게 하도록 상기 내열 링이 냉각되어, 상기 내열 링이 상기 내열 링 노치 내에 위치할 수 있게 되고, 상기 대기 온도로 상기 팬 케이스가 냉각되고 상기 내열 링이 데워지면 수축 억지 끼워맞춤이 발생되며, 상기 내열 링의 상기 제2 직경이 상기 내열 링 노치의 제2 직경 보다 작은, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  69. 제64항에 있어서,
    상기 내열 링의 외경은 대기 온도에서 상기 내열 링 노치의 내경 보다 다소 크며, 상기 내열 링의 외경이 상기 내열 링 노치의 상기 내경 보다 작은 제2 직경으로 감소되게 하도록 상기 내열 링이 냉각되어 상기 내열 링이 상기 내열 링 노치 내에 위치할 수 있게 되고, 상기 내열 링이 상기 대기 온도로 데워지면 수축 억지 끼워맞춤이 발생되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  70. 제63항에 있어서,
    상기 내열 링 노치의 기계가공된 내부면 상에 제1 방향으로 정렬되는 복수의 홈, 및
    상기 내열 링의 기계가공된 외부면 상에 제2 방향으로 정렬되는 복수의 홈을 더 포함하며,
    상기 내열 링 노치의 상기 내부면 및 상기 내열 링의 상기 외부면이 함께 수축 억지 끼워맞추어지면, 상기 내열 링 노치의 상기 내부면 상의 상기 복수의 홈 및 상기 내열 링의 상기 외부면 상의 상기 복수의 홈이 서로에 대해 크로스-해치 방식으로 정렬되며, 상기 내열 링 노치 및 상기 내열 링 사이에 마찰력이 증가하고 상기 내열 링 노치 내부에서 상기 내열 링이 회전하고자 하는 포텐셜을 감소시키는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  71. 제63항에 있어서,
    상기 내열 링 노치와 관련하여 상기 내열 링이 스핀 회전하는 것을 방지하기 위해 상기 내열 링 노치에 상기 내열 링을 용접하기 위한 하나 이상의 위치의 스팟 용접을 더 포함하는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  72. 제63항에 있어서,
    상기 내열 링 노치에 고정되는 하나 이상의 플랜지를 더 포함하며, 상기 내열 링은 상기 내열 링 노치와 관련하여 상기 내열 링이 스핀 회전하는 것을 방지하 도록 상기 하나 이상의 플랜지에 볼트 결합되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  73. 제63항에 있어서,
    상기 팬 케이스는 알루미늄으로 단조되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  74. 제63항에 있어서,
    상기 팬 케이스는 알루미늄으로 제조되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  75. 제63항에 있어서,
    상기 팬 케이스는 복합 재료로 제조되는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  76. 제63항에 있어서,
    상기 팬 케이스는 제1 내열성을 갖는 제1 재료로 이루어지며, 상기 내열 링은 상기 제1 재료 보다 높은 제2 내열성을 갖는 제2 재료로 이루어지는, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  77. 제76항에 있어서,
    상기 제1 재료는 알루미늄이며 상기 제2 재료는 티타늄인, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  78. 가스 터빈 제트 엔진으로서,
    내부 둘레면을 구비하는 팬 케이스와,
    상기 팬 케이스 내부에서 회전 축선을 따라 회전하도록 구성되는 터빈을 갖춘 터빈 케이스와,
    상기 팬 케이스 내부에서 회전 축선을 따라 회전하도록 구성되며 상기 터빈에 연결되는 복수의 팬 블레이드를 갖춘 팬과, 그리고
    외부 둘레면을 구비하며, 상기 팬 블레이드가 상기 팬으로부터 분리되는 경우에 상기 팬 블레이드를 봉쇄하도록 상기 팬 둘레에 위치되는 봉쇄 링을 포함하며,
    상기 팬 케이스는 상기 내부 둘레면의 둘레의 길이를 따라, 상기 봉쇄 링의 상기 외부 둘레면에 방사상 압축력을 인가하도록 구성되는, 가스 터빈 제트 엔진.
  79. 제78항에 있어서,
    팬 케이스에 고정되는 하나 이상의 플랜지를 더 포함하며, 상기 봉쇄 링이 상기 팬 케이스와 관련해서 스핀 회전하는 것을 방지하기 위해 상기 하나 이상의 플랜지에 상기 봉쇄 링이 볼트 결합되는, 가스 터빈 제트 엔진.
  80. 제79항에 있어서,
    상기 팬 케이스의 표면 안으로 둘레 방향으로 기계가공되는 하나 이상의 스티프너 링 노치, 및
    상기 하나 이상의 스티프너 링 노치 내에 배치되는 스티프너 링을 더 포함하며, 상기 스티프너 링은 수축 억지 끼워맞춤을 통해 배치되며, 상기 스티프너 링은 상기 가스 터빈 제트 엔진이 작동하는 동안 발생되는 부하 및 온도 조건 하에서 상기 팬 케이스가 타원형으로 진행되는 것을 방지하는, 가스 터빈 제트 엔진.
  81. 제78항에 있어서,
    상기 팬 케이스는 상기 팬 케이스의 표면 안으로 둘레 방향으로 기계가공되는 내열 링 노치를 형성하는 내부면을 구비하는 중간 부분을 갖추고 있으며, 상기 가스 터빈 제트 엔진이, 상기 팬 케이스로부터 상기 내열 링으로 방사상 압축력을 제공하기 위해 상기 내열 링 노치 내에 배치되도록 구성되는 내열 링을 더 포함하는, 가스 터빈 제트 엔진.
  82. 제81항에 있어서,
    상기 내열 링은 수축 억지 끼워맞춤을 통해 배치되도록 구성되는, 가스 터빈 제트 엔진.
  83. 가스 터빈 제트 엔진을 개장하는 방법으로서,
    상기 가스 터빈 제트 엔진으로부터 팬 케이스를 제거하는 단계, 및
    상기 가스 터빈 제트 엔진 상에 대체 팬 케이스를 설치하는 단계를 포함하며, 상기 대체 팬 케이스는 수축 억지 끼워맞춤을 통해 상기 대체 팬 케이스의 내부 둘레면 내에 배치된 봉쇄 링을 구비하는, 가스 터빈 제트 엔진의 개장 방법.
  84. 제83항에 있어서,
    상기 대체 팬 케이스를 설치하는 단계 이전에, 수축 억지 끼워맞춤을 통해 상기 대체 팬 케이스의 상기 내부 둘레면의 둘레 노치 내에 상기 봉쇄 링을 배치시키는 단계를 더 포함하는, 가스 터빈 제트 엔진의 개장 방법.
  85. 가스 터빈 제트 엔진을 작동하는 방법으로서,
    공기 흡입 및 트러스트를 제공하기 위해 회전 축선을 따라 팬 케이스 내부에서 터빈을 사용하여 팬을 회전시키는 단계,
    봉쇄 링 및 상기 팬 케이스 중 어느 하나의 외부 둘레면에, 상기 외부 둘레면을 둘러싸는 상기 봉쇄 링 및 상기 팬 케이스 중 다른 하나의 내부 둘레면을 사용하여 방사상 압축력을 인가하는 단계를 포함하며, 상기 방사상 압축력이 상기 내부 둘레면의 둘레의 길이를 따라 인가되며 상기 회전 축선 상에 위치한 중심을 지향하는, 가스 터빈 제트 엔진의 작동 방법.
  86. 제85항에 있어서,
    상기 팬 케이스의 외부 둘레면에, 상기 팬 케이스의 상기 외부 둘레면을 둘러싸는 스티프너 링의 내부 둘레면을 사용하여 방사상 압축력을 인가하는 단계를 더 포함하는, 가스 터빈 제트 엔진의 작동 방법.
  87. 제85항에 있어서,
    상기 내열 링의 외부 둘레면을 둘러싸는 상기 팬 케이스의 내부 둘레면을 사용하여 내열 링의 외부 둘레면에 방사상 압축력을 인가하는 단계를 더 포함하는, 가스 터빈 제트 엔진의 작동 방법.
  88. 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치로서,
    전단부, 상기 전단부를 향하는 외부면 및 내부면, 및 내부면을 갖는 중간 부분을 구비하며 제1 봉쇄 강도 및 제1 내열성을 갖는 제1 재료로 이루어지는 팬 케이스로서, 상기 내부면이 상기 팬 케이스의 상기 내부면 안으로 둘레 방향으로 기계가공되는 봉쇄 링 노치를 형성하며, 상기 팬 케이스의 상기 외부면이 상기 팬 케이스의 상기 외부면 안으로 둘레 방향으로 기계가공되는 하나 이상의 스티프너 링 노치를 형성하고, 상기 팬 케이스의 상기 중간 부분의 상기 내부면이 상기 팬 케이스의 상기 중간 부분의 상기 내부면 안으로 둘레 방향으로 기계가공되는 내열 링 노치를 형성하는, 팬 케이스와,
    봉쇄 링으로서, 상기 팬 케이스의 전방의 상기 내부면으로부터 상기 봉쇄 링 에 방사상 압축력을 제공하기 위해 상기 봉쇄 링 노치 내에 배치되도록 구성되며, 상기 제1 재료 보다 높은 제2 봉쇄 강도를 갖는 제2 재료로 이루어진 봉쇄 링과,
    스티프너 링으로서, 상기 스티프너 링으로부터 상기 팬 케이스의 상기 외부면으로 방사상 압축력을 제공하기 위해 상기 하나 이상의 스티프너 링 노치 내에 배치되며, 상기 제1 재료 보다 높은 강도를 갖는 재료로 이루어진 스티프너 링과, 그리고
    내열 링으로서, 상기 팬 케이스의 상기 중간 부분의 상기 내부면으로부터 상기 내열 링으로 방사상 압축력을 제공하기 위해 상기 내열 링 노치 내에 배치되도록 구성되며, 상기 제1 재료 보다 높은 제2 내열성을 갖는 제3 재료로 이루어진 내열 링을 포함하는 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
  89. 제88항에 있어서,
    상기 제1 재료는 알루미늄이며, 상기 제2 재료는 니켈계 초합금이며, 상기 스티프너 링의 재료는 니켈계 초합금이며, 상기 제3 재료는 티타늄인, 가스 터빈 제트 엔진 내에 사용하기 위한 장치.
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NZ585538A (en) * 2004-05-17 2011-09-30 Carlton Forge Works Turbine case reinforcement in a gas turbine jet engine
US8191254B2 (en) 2004-09-23 2012-06-05 Carlton Forge Works Method and apparatus for improving fan case containment and heat resistance in a gas turbine jet engine
FR2903734B1 (fr) * 2006-07-12 2008-09-12 Airbus France Sas Turbomoteur pour aeronef.
US7914256B2 (en) * 2007-04-17 2011-03-29 General Electric Company Articles made from composite materials having toughened and untoughened regions
FR2920137B1 (fr) * 2007-08-20 2009-09-18 Aircelle Sa Fixation d'une structure d'une nacelle de turboreacteur par bride couteau/gorge renforcee
TWI467087B (zh) * 2008-03-25 2015-01-01 Amicable Inv S Llc 與空氣或氣體交互作用的設備及其噴射發動機
GB2459646B (en) * 2008-04-28 2011-03-30 Rolls Royce Plc A fan assembly
US9114882B2 (en) 2010-10-26 2015-08-25 United Technologies Corporation Fan case and mount ring snap fit assembly
US8672609B2 (en) 2009-08-31 2014-03-18 United Technologies Corporation Composite fan containment case assembly
US20110126508A1 (en) * 2009-12-01 2011-06-02 Edward Claude Rice Fan case having penetration resistant blanket
US9062565B2 (en) * 2009-12-31 2015-06-23 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine containment device
US8661678B1 (en) * 2010-02-16 2014-03-04 Uremet Corporation Combination roller coaster wheel
US8753075B2 (en) * 2010-07-20 2014-06-17 Rolls-Royce Corporation Fan case assembly and method
US8511971B2 (en) * 2010-07-23 2013-08-20 Hamilton Sundstrand Corporation One-piece compressor and turbine containment system
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
US8932002B2 (en) * 2010-12-03 2015-01-13 Hamilton Sundstrand Corporation Air turbine starter
GB201103583D0 (en) * 2011-03-03 2011-04-13 Rolls Royce Plc Fan casing for a turbofan engine
US8887486B2 (en) * 2011-10-24 2014-11-18 Hamilton Sundstrand Corporation Ram air fan inlet housing
US20130156584A1 (en) * 2011-12-16 2013-06-20 Carney R. Anderson Compressor rotor with internal stiffening ring of distinct material
GB2501918B (en) 2012-05-11 2014-06-18 Rolls Royce Plc Casing
US9322337B2 (en) 2012-06-20 2016-04-26 United Technologies Corporation Aerodynamic intercompressor bleed ports
FR2997726B1 (fr) * 2012-11-05 2018-03-02 Safran Aircraft Engines Carter de turbomachine
US10024191B2 (en) 2013-03-11 2018-07-17 Rolls-Royce Corporation Fan track liner designed to yield next to fan case hook
JP6118721B2 (ja) * 2013-12-20 2017-04-19 株式会社Ihi ファンケース及びファンケースの製造方法
FR3016187B1 (fr) * 2014-01-09 2016-01-01 Snecma Protection contre le feu d'un carter de soufflante en materiau composite
EP2930316B1 (fr) * 2014-04-10 2021-01-27 Safran Aero Boosters SA Carter composite de compresseur de turbomachine axiale
US10012389B2 (en) * 2014-05-08 2018-07-03 United Technologies Corporation Case with integral heat shielding
FR3031469B1 (fr) * 2015-01-14 2017-09-22 Snecma Carter en materiau composite a matrice organique auto-raidi
US9726036B2 (en) * 2015-04-14 2017-08-08 Honeywell International Inc. Bi-metallic containment ring
EP3106289B1 (en) * 2015-06-17 2023-10-18 Raytheon Technologies Corporation Co-molded metallic fan case containment ring
US10704511B2 (en) 2016-08-15 2020-07-07 Denso International America, Inc. Clamped joint device
US10927703B2 (en) 2016-09-16 2021-02-23 General Electric Company Circumferentially varying thickness composite fan casing
RU2652857C1 (ru) * 2017-01-24 2018-05-03 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Способ защиты корпуса лопаточных машин и устройство, реализующее способ
US10677260B2 (en) * 2017-02-21 2020-06-09 General Electric Company Turbine engine and method of manufacturing
US10704414B2 (en) 2017-03-10 2020-07-07 General Electric Company Airfoil containment structure including a notched and tapered inner shell
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
US10436061B2 (en) 2017-04-13 2019-10-08 General Electric Company Tapered composite backsheet for use in a turbine engine containment assembly
US10934943B2 (en) 2017-04-27 2021-03-02 General Electric Company Compressor apparatus with bleed slot and supplemental flange
US11261753B2 (en) 2017-12-06 2022-03-01 General Electric Company Method and device for connecting fan rotor to low pressure turbine rotor
DE102018113396A1 (de) * 2018-06-06 2019-12-12 Man Energy Solutions Se Berstschutzvorrichtung für eine Strömungsmaschine
US11242866B2 (en) 2018-08-01 2022-02-08 General Electric Company Casing having a non-axisymmetric composite wall
US11499448B2 (en) 2019-05-29 2022-11-15 General Electric Company Composite fan containment case
US11846199B2 (en) * 2022-01-28 2023-12-19 Hamilton Sundstrand Corporation Rotor containment structure

Family Cites Families (62)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3085398A (en) * 1961-01-10 1963-04-16 Gen Electric Variable-clearance shroud structure for gas turbine engines
GB1085329A (ko) * 1964-01-21
US3859008A (en) * 1971-07-06 1975-01-07 Andritz Ag Maschf Pump with offset inflow and discharge chambers
US3719365A (en) * 1971-10-18 1973-03-06 Gen Motors Corp Seal structure
BE792224A (fr) * 1971-12-01 1973-03-30 Penny Robert N Element composite long ayant un coefficient de dilatation lineaire effectif predetermine
US3798899A (en) * 1971-12-29 1974-03-26 Power Technology Corp Gas turbine engine
JPS5548157Y2 (ko) 1974-05-31 1980-11-11
US3888602A (en) * 1974-06-05 1975-06-10 United Aircraft Corp Stress restraining ring for compressor rotors
US3928963A (en) * 1974-11-04 1975-12-30 Gen Motors Corp Cast in place gas turbine containment ring and method of manufacture
GB1509492A (en) 1975-01-23 1978-05-04 Motoren Turbinen Union Protective structures for high speed rotors
GB1501916A (en) * 1975-06-20 1978-02-22 Rolls Royce Matching thermal expansions of components of turbo-machines
SU926369A1 (ru) 1978-10-19 1982-05-07 Предприятие П/Я Р-6131 Кожух вентил тора
GB2087979B (en) * 1980-11-22 1984-02-22 Rolls Royce Gas turbine engine blade tip seal
US4513567A (en) * 1981-11-02 1985-04-30 United Technologies Corporation Gas turbine engine active clearance control
US4484856A (en) * 1981-12-21 1984-11-27 United Technologies Corporation Containment structure
US4934899A (en) * 1981-12-21 1990-06-19 United Technologies Corporation Method for containing particles in a rotary machine
US4452563A (en) * 1981-12-21 1984-06-05 United Technologies Corporation Containment structure
US4417848A (en) * 1982-02-01 1983-11-29 United Technologies Corporation Containment shell for a fan section of a gas turbine engine
FR2574476B1 (fr) 1984-12-06 1987-01-02 Snecma Carter de retention pour soufflante de turboreacteur
GB2192238B (en) 1986-07-02 1990-05-23 Rolls Royce Plc Gas turbine engine power turbine
FR2610673B1 (fr) * 1987-02-05 1991-03-15 Snecma Turboreacteur multiflux a couronne externe de redresseur de soufflante frettee sur le carter
DE3704197C1 (de) * 1987-02-11 1987-08-20 Mtu Muenchen Gmbh Demontierbarer Berstschutzring
US4734007A (en) * 1987-03-03 1988-03-29 Rolls-Royce Plc Fan casing and fan blade loading/unloading
SU1638371A1 (ru) 1988-09-22 1991-03-30 Предприятие П/Я Р-6678 Кожух компрессора
SU1590683A1 (ru) 1988-12-07 1990-09-07 Ярославский моторный завод Кожух вентил тора
SU1758292A1 (ru) 1989-08-07 1992-08-30 Сумское Машиностроительное Научно-Производственное Объединение Им.Фрунзе Корпус турбокомпрессора
US5018942A (en) * 1989-09-08 1991-05-28 General Electric Company Mechanical blade tip clearance control apparatus for a gas turbine engine
US5163809A (en) * 1991-04-29 1992-11-17 Pratt & Whitney Canada, Inc. Spiral wound containment ring
US5154575A (en) * 1991-07-01 1992-10-13 United Technologies Corporation Thermal blade tip clearance control for gas turbine engines
FR2683851A1 (fr) * 1991-11-20 1993-05-21 Snecma Turbomachine equipee de moyens facilitant le reglage des jeux du stator entree stator et rotor.
US5267828A (en) * 1992-11-13 1993-12-07 General Electric Company Removable fan shroud panel
US5332358A (en) * 1993-03-01 1994-07-26 General Electric Company Uncoupled seal support assembly
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
US5724816A (en) * 1996-04-10 1998-03-10 General Electric Company Combustor for a gas turbine with cooling structure
US5823739A (en) * 1996-07-03 1998-10-20 United Technologies Corporation Containment case for a turbine engine
US6637186B1 (en) * 1997-11-11 2003-10-28 United Technologies Corporation Fan case liner
RU2172871C2 (ru) 1998-04-23 2001-08-27 Акционерное общество "Сумское машиностроительное научно-производственное объединение им. М.В. Фрунзе" Корпус турбокомпрессора, преимущественно для сжатия сероводородных газов
US6053696A (en) * 1998-05-29 2000-04-25 Pratt & Whitney Canada Inc. Impact resistant composite shell for gas turbine engine fan case
US6231301B1 (en) 1998-12-10 2001-05-15 United Technologies Corporation Casing treatment for a fluid compressor
US6149380A (en) * 1999-02-04 2000-11-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Hardwall fan case with structured bumper
RU2171382C2 (ru) 1999-07-21 2001-07-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Устройство для удерживания обломков ротора турбомашины
GB9922618D0 (en) 1999-09-25 1999-11-24 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
US6290455B1 (en) * 1999-12-03 2001-09-18 General Electric Company Contoured hardwall containment
US6368054B1 (en) * 1999-12-14 2002-04-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Split ring for tip clearance control
DE50012259D1 (de) * 2000-01-11 2006-04-27 Sulzer Pumpen Ag Winterthur Strömungsmaschine für ein Fluid mit einem radialen Dichtspalt zwischen Statorteilen und einem Rotor
GB0008193D0 (en) * 2000-04-05 2000-05-24 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
US6382905B1 (en) * 2000-04-28 2002-05-07 General Electric Company Fan casing liner support
DE60108037T2 (de) 2000-10-13 2005-09-15 General Electric Co. Legierung auf Nickel-Basis und deren Verwendung bei Schmiede- oder Schweissvorgängen
US6719242B2 (en) * 2000-12-01 2004-04-13 Sonoco Development, Inc. Composite core
US6896483B2 (en) * 2001-07-02 2005-05-24 Allison Advanced Development Company Blade track assembly
US6514041B1 (en) * 2001-09-12 2003-02-04 Alstom (Switzerland) Ltd Carrier for guide vane and heat shield segment
US6487491B1 (en) * 2001-11-21 2002-11-26 United Technologies Corporation System and method of controlling clearance between turbine engine blades and case based on engine components thermal growth model
FR2845436B1 (fr) * 2002-10-02 2004-12-31 Snecma Moteurs Tambour formant en particulier un rotor de turbomachine, compresseur et turbomoteur comprenant un tel tambour
RU2232276C1 (ru) 2003-04-22 2004-07-10 Открытое акционерное общество "Теплоэнергосервис" Турбомашина
US20040219011A1 (en) * 2003-05-02 2004-11-04 General Electric Company High pressure turbine elastic clearance control system and method
US6848885B1 (en) 2003-08-18 2005-02-01 General Electric Company Methods and apparatus for fabricating gas turbine engines
GB2407343B (en) * 2003-10-22 2006-04-19 Rolls Royce Plc An acoustic liner for a gas turbine engine casing
US20050252000A1 (en) 2004-05-17 2005-11-17 Cardarella Louis J Jr Method and system for improved blade tip clearance in a gas turbine jet engine
NZ585538A (en) * 2004-05-17 2011-09-30 Carlton Forge Works Turbine case reinforcement in a gas turbine jet engine
US8191254B2 (en) * 2004-09-23 2012-06-05 Carlton Forge Works Method and apparatus for improving fan case containment and heat resistance in a gas turbine jet engine
WO2007035184A2 (en) 2005-09-20 2007-03-29 Cardarella L James Fan case reinforcement in a gas turbine jet engine

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US20080232951A1 (en) 2008-09-25
WO2006137875A3 (en) 2007-08-23
US8454298B2 (en) 2013-06-04
US20080199301A1 (en) 2008-08-21
SA05260302B1 (ar) 2010-12-01
WO2006137875A9 (en) 2007-05-24
TW200610874A (en) 2006-04-01
NZ554496A (en) 2010-12-24
AU2005333173A1 (en) 2006-12-28
CA2579887A1 (en) 2006-12-28

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