RU2450130C2 - Способ изготовления корпуса газовой турбины из композиционного материала и корпус, полученный таким способом - Google Patents
Способ изготовления корпуса газовой турбины из композиционного материала и корпус, полученный таким способом Download PDFInfo
- Publication number
- RU2450130C2 RU2450130C2 RU2008106944/02A RU2008106944A RU2450130C2 RU 2450130 C2 RU2450130 C2 RU 2450130C2 RU 2008106944/02 A RU2008106944/02 A RU 2008106944/02A RU 2008106944 A RU2008106944 A RU 2008106944A RU 2450130 C2 RU2450130 C2 RU 2450130C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- housing
- profile
- reinforcing fiber
- fibrous structure
- gas turbine
- Prior art date
Links
Images
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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/06—Fibrous reinforcements only
- B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
- B29C70/16—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
- B29C70/24—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least three directions forming a three dimensional structure
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
- B29C70/32—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core on a rotating mould, former or core
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29B—PREPARATION OR PRETREATMENT OF THE MATERIAL TO BE SHAPED; MAKING GRANULES OR PREFORMS; RECOVERY OF PLASTICS OR OTHER CONSTITUENTS OF WASTE MATERIAL CONTAINING PLASTICS
- B29B11/00—Making preforms
- B29B11/14—Making preforms characterised by structure or composition
- B29B11/16—Making preforms characterised by structure or composition comprising fillers or reinforcement
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
- B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
- B29C70/44—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding
- B29C70/443—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding and impregnating by vacuum or injection
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
- B29L2031/00—Other particular articles
- B29L2031/748—Machines or parts thereof not otherwise provided for
- B29L2031/7504—Turbines
-
- 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
- F05D2240/11—Shroud seal segments
-
- 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
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
- F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
-
- 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)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Textile Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Woven Fabrics (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способам изготовления удерживающих вентилятор корпусов газотурбинных авиационных двигателей. Способ включает образование упрочняющего волокна в виде наложенных слоев волокнистой структуры и уплотнение упрочняющего волокна матрицей. При этом волокнистая структура выполнена посредством трехмерного плетения с переменной толщиной и намотана в виде множества наложенных слоев на оправку, профиль которой соответствует профилю изготавливаемого корпуса для получения волокнистой заготовки переменной толщины и формы, соответствующей форме изготавливаемого корпуса. Технический результат - повышение механической прочности корпуса. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 8 ил.
Description
Уровень техники
Настоящее изобретение относится к корпусам газовых турбин и, более конкретно, к удерживающим вентиляторы корпусам в газотурбинных авиационных двигателях.
В газотурбинном авиационном двигателе, корпус вентилятора выполняет несколько функций. Он определяет сечение потока входящего воздуха в двигателе, поддерживает изнашиваемый материал, обращенный к вершинам лопастей вентилятора, и необязательно поддерживает структуру для поглощения звуковых волн для выполнения акустической обработки на входе в двигатель, и включает в себя или поддерживает удерживающий экран. Удерживающий экран образует ловушку для загрязнений, которая удерживает любые загрязнения, такие как засасываемые инородные тела или фрагменты поврежденных лопастей, перемещаемых под действием центробежной силы, с тем, чтобы предотвратить их проникновение через корпус и достижение других частей самолета.
Как правило, удерживающие вентилятор корпуса состоят из относительно тонкой металлической стенки, определяющей сечение входящего потока и поддерживающей изнашиваемый материал, и акустическое покрытие, если предусмотрено, вместе с экранирующей структурой, прикрепленной к внешней стороне вышеуказанной стенки, относительно вентилятора. Такая экранирующая структура может быть образована слоями волокнистой структуры. В качестве примера можно сослаться на следующие документы: US 4699567, US 4902201 и US 5437538.
В документе ЕР 1674244 предложено изготавливать удерживающий вентилятор корпус постоянной толщины из композиционного материала волокнисто-смолистого типа путем изготовления волокнистой заготовки, пропитывания ее смолой, и формования пропитанной смолой заготовки для получения требуемой формы. Заготовка изготавливается при помощи трехосного плетения.
Документ US 2006/0093847 также относится к изготовлению удерживающего вентилятор корпуса, но путем формирования дополнительных толщин при помощи слоев металлических сотовых заполнителей, проложенных между слоями волокнисто-смолистого композиционного материала и присоединенных к ним при помощи, например, адгезива.
Документ ЕР 1674671 также предлагает изготовление удерживающего вентилятор корпуса из композиционного материала переменной толщины, при этом его толщина возрастает в соответствии с вентилятором. Слои волокнистых заполнителей наложены друг на друга и состоят из выровненных по окружности оплеток. Добавлены также другие волокнистые слои, состоящие из намотанных по спирали сплетенных волокон. Волокнистые слои соединены друг с другом при помощи термореактивной смолы. В случае удара кинетическая энергия рассеивается путем расслоения, т.е. путем разделения слоев волокон, трескания смолы и, в конечном счете, разрушения волокон.
В документах US 2005/084377 и US 2006/257260 описан способ, позволяющий изготавливать волокнистую заготовку для лопасти вентилятора из композиционного материала, при этом волокнистая заготовка получается непосредственно как одна деталь путем трехмерного плетения с толщиной, шириной и плетением, изменяющимися по мере плетения.
Задачи и краткое описание изобретения
Задачей изобретения является создание способа изготовления корпуса газовой турбины из композиционного материала переменной толщины, обладающего улучшенными свойствами как с точки зрения структуры, так и с точки зрения способности выдерживать удар.
Данная задача достигается при помощи способа изготовления корпуса из композиционного материала переменной толщины для газовой турбины, включающего образование упрочняющего волокна посредством наложения слоев волокнистой структуры и уплотнение упрочняющего волокна матрицей,
при этом в данном способе волокнистая структура выполнена посредством трехмерного плетения с переменной толщиной, причем структура намотана в виде множества наложенных слоев на оправку, профиль которой соответствует профилю изготавливаемого корпуса для получения волокнистой заготовки переменной толщины и формы, соответствующей форме изготавливаемого корпуса.
Наматывание плетеной структуры переменной толщины на оправку обеспечивает возможность непосредственного получения трубчатой заготовки требуемого профиля с переменной толщиной.
Наматывание плетеной структуры также обеспечивает возможность наматывания нитей в окружном направлении, что соответствует структурным свойствам, необходимым для корпуса, без необходимости ввода продольных нитей в оплетки, как было необходимо в вышеупомянутом документе ЕР 1674671.
Более того, при помощи удерживающего вентилятор корпуса оказалось, что рассеивание энергии при ударе осуществляется по существу путем микроскопического растрескивания матрицы, а не путем расслоения и, таким образом, без существенного изменения формы корпуса.
Предпочтительно, волокнистая структура плетется так, что ее основа наматывается на барабан с профилем, определяемым как функция профиля изготавливаемого корпуса. Различное наматывание нитей основы, таким образом, осуществляется как функция их различных окружных путей в ходе наматывания для формирования заготовки.
Заготовка, выполненная как одно целое, может быть получена путем наматывания трехмерной ткани переменной толщины, даже когда заготовка имеет значительные местные изменения толщины. Таким образом, когда изготавливаемый корпус включает в себя по меньшей мере один фланец, заготовка может быть предпочтительно выполнена как одно целое вместе с участком заготовки, соответствующим фланцу корпуса. Участок фланца заготовки может быть, таким образом, встроен непосредственно в заготовку корпуса, включая нити, намотанные по окружности в заготовке фланца, способствуя получению требуемой механической прочности для фланца корпуса.
Также предпочтительно, волокнистая структура плетется с толщиной, увеличивающейся постепенно от ее продольных концов в областях, смежных с продольными концами.
Заготовка может быть сформирована путем трехмерного плетения с плетением интерлоком.
Настоящее изобретение также предлагает удерживающий вентилятор корпус для газовой турбины, имеющий переменную толщину и выполненный из композиционного материала с упрочняющим волокном, усиленным матрицей, при этом упрочняющее волокно содержит структуру переменной толщины, образованную посредством трехмерного плетения, и намотанную в наложенные слои.
Настоящее изобретение также предлагает газотурбинный авиационный двигатель, содержащий такой удерживающий вентилятор корпус.
Краткое описание чертежей
Настоящее изобретение станет более понятно после прочтения следующего описания, выполненного в виде неограничивающего примера со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 представляет собой схематичный вид газотурбинного авиационного двигателя.
Фиг. 2 представляет собой половину осевого сечения, изображающую профиль удерживающего корпуса для газотурбинного вентилятора типа, показанного на Фиг. 1.
Фиг. 3 представляет собой половину осевого сечения, показывающую намоточный барабан для трехмерного плетения волокнистой ткани для формирования волокнистой заготовки для корпуса, как показано на Фиг. 2.
Фиг. 4 и 5 представляют собой схемы, показывающие трехмерные плетения типа интерлок.
Фиг. 6 представляет собой сечение слоя волокнистой структуры, полученной путем плетения с наматыванием на барабан, показанный на Фиг. 3.
Фиг. 7 представляет собой половину осевого сечения в увеличенном масштабе, показывающую оправку для обмотки волокнистой структурой, показанной на Фиг. 3, для формирования заготовки корпуса.
Фиг. 8 представляет собой половину осевого сечения в увеличенном масштабе заготовки корпуса, полученной путем наматывания волокнистой структуры на оправку с Фиг. 7.
Подробное описание вариантов осуществления изобретения
Настоящее изобретение описано ниже в контексте его применения для изготовления корпуса вентилятора для газотурбинного авиационного двигателя.
Такой двигатель, показанный схематично на Фиг. 1, содержит от входа к выходу в направлении потока газа: вентилятор 1, расположенный на входе в двигатель; компрессор 2; камеру сгорания 3; турбину 4 высокого давления (ВД); турбину 5 низкого давления (НД). Турбины высокого и низкого давления соединены с компрессором и вентилятором соответствующими коаксиальными валами.
Двигатель помещен внутрь корпуса, содержащего множество участков, соответствующих разным элементам двигателя. Таким образом, вентилятор 1 окружен корпусом 10 вентилятора.
На Фиг. 2 показан профиль для корпуса 10 вентилятора, состоящий из композиционного материала, который может быть получен при помощи способа согласно изобретению. Внутренняя поверхность 11 корпуса определяет сечение потока входящего воздуха. Она может быть обеспечена слоем изнашиваемого покрытия 12 в соответствии с траекторией вершин лопастей вентилятора, лопасть 13 показана частично и весьма схематично. Изнашиваемое покрытие наносится лишь на участок длины (в осевом направлении) корпуса. Акустическое покрытие (не показано) может также быть нанесено на внутреннюю поверхность 11, в частности выше по потоку от изнашиваемого покрытия 12.
Корпус 10 может быть выполнен с направленными наружу фланцами 14, 15 на своих концах выше и ниже по потоку для обеспечения его соединения и разъединения с другими элементами. Между его концами выше и ниже по потоку корпус 10 имеет переменную толщину, при этом по существу центральный участок 16 корпуса толще, чем его концевые участки, и последовательно соединяет их.
Участок 16 простирается с каждой стороны от вентилятора как выше, так и ниже по потоку для образования удерживающего корпуса, способного удерживать загрязнения, частицы или инородные тела, засасываемые на входе в двигатель, вызывающие повреждение лопастей вентилятора и продвигающиеся радиально под действием вращения вентилятора для предотвращения их прохождения через корпус и повреждения прочих частей самолета.
Корпус 10 состоит из композиционного материала, содержащего упрочняющее волокно, усиленного матрицей. Упрочнение состоит из волокон, а матрица из полимера, например из эпоксидной смолы, бисмалеимида или полиимида.
В соответствии с признаком изобретения упрочняющее волокно образовано путем наматывания волокнистой структуры на оправку, при этом структура изготовлена путем трехмерного плетения с переменной толщиной, оправка имеет профиль, соответствующий профилю изготавливаемого корпуса. Предпочтительно, упрочняющее волокно содержит цельную трубчатую волокнистую заготовку для корпуса 10, образующую целую часть, включающую в себя упрочняющие участки, соответствующие фланцам 14, 15.
Трехмерное плетение осуществляется при помощи наматывания нитей основы на барабан с профилем, выбранным как функция профиля изготавливаемого корпуса. Отсутствует необходимость выбирать барабан с профилем, воспроизводящим профиль внутренней поверхности изготавливаемого корпуса, как необходимо для намоточной оправки. Для удобства в ходе плетения можно использовать намоточный барабан среднего диаметра, который намного меньше внутренней поверхности изготавливаемого корпуса. Профиль намоточного барабана выбирается так, чтобы получившаяся ткань с легкостью принимала требуемую форму при последующем наматывании на формовочную оправку. Как описано ниже, это также облегчает формирование краевых участков ткани, которые должны составлять участки заготовки, соответствующие фланцам.
На Фиг. 3 показан пример намоточного барабана 20 для использования при плетении волокнистой структуры, подходящей для получения цельной волокнистой заготовки для корпуса 10, показанного на Фиг. 2 посредством наматывания на оправку. Центральный участок 21 барабана 20 постепенно переходит в боковые участки 23, 25, диаметр которых меньше, чем диаметр центрального участка 21, при этом боковые участки 23, 25 соединены с соответствующими концевыми участками 27, 29, диаметр которых значительно возрастает к осевым концам барабана 20.
Трехмерное плетение волокнистой структуры может осуществляться при помощи плетения типа интерлок, содержащего множество слоев нитей основы и уточных нитей. Трехмерной ткани придается толщина, изменяющаяся или сужающаяся, тем самым позволяя после последующего обматывания получить заготовку переменной толщины, соответствующей толщине изготавливаемого корпуса. Нити основы наматываются на барабан 20, причем волокнистая структура наматывается на барабан постепенно по мере ее плетения.
На Фиг. 4 и 5 показаны примеры плетения интерлоком для двух участков волокнистой структуры, имеющих разную толщину, соответственно, более толстого центрального участка и более тонких боковых участков. На Фиг. 4 и 5 уточные нити показаны в разрезе. При трехмерном плетении с помощью плетения интерлоком каждая нить основы соединяется с множеством слоев уточных нитей, при этом пути прохождения нитей основы идентичны. Толщина увеличивается/уменьшается постепенно путем добавления/удаления одного или нескольких слоев основных и уточных нитей.
Могут быть предусмотрены и другие трехмерные плетения, например, путем осуществления многослойного плетения при помощи многократного атласного плетения или многократного полотняного плетения. Такие плетения описаны в документе WO 2006/136755.
На Фиг. 6 показана схема слоя волокнистой структуры 30, полученной на барабане 20 путем трехмерного плетения. Структура 30 содержит центральный участок 31, толщина которого больше, чем толщина смежных боковых участков 33, 35, при этом вышеуказанные боковые участки заканчиваются концевыми участками 37, 39, поднятыми вверх.
Для получения волокнистой заготовки для требуемого корпуса волокнистая структура 30 наматывается путем наложения слоев или витков на оправку, такую как оправка 40 с Фиг. 7.
Оправка 40 имеет наружную поверхность 42, профиль которой соответствует профилю внутренней поверхности изготавливаемого корпуса вместе с двумя боковыми фланцами 44, 45.
Путем наматывания на оправку 40 структура 30 принимает ее профиль, и ее концевые участки 37, 39 поднимаются, будучи прижатыми к фланцам 44, 45 для формирования участков заготовки, соответствующих фланцам 14, 15 корпуса (Фиг. 7). Таким образом, формируются участки 37, 39 заготовки, проходящие радиально без какого-либо резкого перехода на краях волокнистой структуры после при плетении, что в противном случае могло бы вызвать производственные трудности при трехмерном плетении.
На Фиг. 8 показано сечение волокнистой заготовки 50, полученной после наматывания волокнистой структуры 30, в виде множества слоев, на оправку 40. Количество слоев или витков зависит от требуемой толщины и от толщины волокнистой структуры; предпочтительно, это количество составляет не меньше двух. В областях, смежных с продольными концами, волокнистая структура может иметь толщину, постепенно увеличивающуюся от продольных концов, и длина волокнистой структуры может быть выбрана так, чтобы конечные участки были диаметрально противоположны, таким образом позволяя избежать существенного увеличения толщины в окрестности концов структуры после обмотки.
Полученная волокнистая заготовка 50 имеет центральный участок 56 большей толщины, соответствующий участку 16 корпуса, и концевые участи 54, 55, соответствующие фланцам 14, 15.
Заготовка 50 остается на оправке 40 и пропитывается смолой. Эластичная оболочка или камера с этой целью накладывается на заготовку. Пропитыванию может поспособствовать установление разницы давлений между окружающей средой и объемом, ограниченным оправкой и камерой, в котором расположена заготовка. После пропитывания осуществляется этап полимеризации смолы.
Таким образом, непосредственно изготавливается заготовка, позволяющая получить требуемый корпус после механической обработки для доводки.
Нити основы волокнистой ткани наматываются в окружном направлении и способствуют получению требуемой механической прочности корпуса, включая его фланцы, где присутствуют нити основы.
Окружная непрерывность волокнистой структуры служит для получения удовлетворительной ударной прочности, не влекущей или практически не влекущей расслоения (т.е., разделения наложенных слоев), так что повреждение при ударе проявляется в форме микроскопического растрескивания матрицы. Форма корпуса, таким образом, сокращается.
Ударная прочность корпуса вентилятора из композиционного материала в соответствии с изобретением была сравнена с прочностью корпуса, изготовленного из алюминиевого сплава "6061", который в настоящее время используется для корпусов вентиляторов для двигателей типа "CFM56-7", производимых CFM International. Композиционный материал состоял из упрочняющего волокна, выполненного путем наложения слоев трехмерной ткани с плетением интерлоком, состоящей из углеродистых волокон, вместе с эпоксидной матрицей.
При равном весе на единицу площади энергия сверления, измеренная на пластинах из двух вышеуказанных материалов, составила 3000 джоулей (Дж) для композиционного материала и 1500 Дж для алюминиевого сплава.
Выше предусмотрено изготовление заготовки корпуса как единой части с участками заготовки, соответствующими фланцам корпуса, если таковые имеются. Как вариант, единственный или каждый участок заготовки, соответствующий фланцу, может быть выполнен отдельно, например, путем наматывания полосы волокнистой структуры на конец заготовки. Полоса волокнистой структуры может состоять из двумерной или трехмерной ткани. Соединение намотанной полосы волокнистой структуры с заготовкой может быть осуществлено путем приклеивания или встраивания жестких элементов, например, изготовленных из углерода.
Более того, известным образом корпус может быть оборудован элементами жесткости, закрепленными на его наружной поверхности.
Вышеописанный способ, в частности, подходит для изготовления корпусов вентиляторов для газотурбинных авиационных двигателей. Тем не менее, он также может быть применен для других газотурбинных корпусов или элементов корпуса, в частности для газотурбинных авиационных двигателей, таких как корпуса сопел или смесителей.
Claims (8)
1. Способ изготовления корпуса из композиционного материала переменной толщины для газовой турбины, включающий образование упрочняющего волокна в виде наложенных слоев волокнистой структуры и уплотнение упрочняющего волокна матрицей, при этом волокнистая структура выполнена посредством трехмерного плетения с переменной толщиной, причем структура намотана в виде множества наложенных слоев на оправку, профиль которой соответствует профилю изготавливаемого корпуса для получения волокнистой заготовки переменной толщины и формы, соответствующей форме изготавливаемого корпуса.
2. Способ по п.1, в котором волокнистая структура плетется с ее основой, наматываемой на барабан, имеющий профиль, определенный как функция профиля изготавливаемого корпуса.
3. Способ по п.1, предназначенный для изготовления корпуса, имеющего по меньшей мере один крепежный или соединительный фланец, при этом заготовка выполнена как одно целое с участком заготовки, соответствующим фланцу корпуса.
4. Способ по п.1, в котором волокнистая структура плетется с толщиной, увеличивающейся постепенно от ее продольных концов на участках, смежных с продольными концами.
5. Способ по п.1, в котором заготовку выполняют посредством трехмерного плетения с плетением интерлоком.
6. Удерживающий вентилятор корпус для газовой турбины, имеющий переменную толщину и выполненный из композиционного материала с упрочняющим волокном, усиленным матрицей, при этом упрочняющее волокно содержит структуру переменной толщины, образованную посредством трехмерного плетения и намотанную в наложенные слои.
7. Корпус по п.6, содержащий по меньшей мере один фланец, при этом упрочняющее волокно выполнено в виде целой части, включающей в себя упрочняющий фланцевый участок.
8. Газотурбинный авиационный двигатель, содержащий удерживающий вентилятор корпус по п.6 или 7.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0753449 | 2007-02-23 | ||
FR0753449A FR2913053B1 (fr) | 2007-02-23 | 2007-02-23 | Procede de fabrication d'un carter de turbine a gaz en materiau composite et carter ainsi obtenu |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008106944A RU2008106944A (ru) | 2009-08-27 |
RU2450130C2 true RU2450130C2 (ru) | 2012-05-10 |
Family
ID=38480544
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008106944/02A RU2450130C2 (ru) | 2007-02-23 | 2008-02-22 | Способ изготовления корпуса газовой турбины из композиционного материала и корпус, полученный таким способом |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8322971B2 (ru) |
EP (1) | EP1961923B1 (ru) |
JP (1) | JP5496461B2 (ru) |
CN (1) | CN101249725B (ru) |
CA (1) | CA2621729C (ru) |
ES (1) | ES2384898T3 (ru) |
FR (1) | FR2913053B1 (ru) |
RU (1) | RU2450130C2 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2611914C2 (ru) * | 2014-04-10 | 2017-03-01 | Сафран Аэро Бустерс Са | Осевая турбомашина и корпус из композиционного материала для осевой турбомашины |
RU2632352C2 (ru) * | 2012-08-03 | 2017-10-04 | Снекма | Способ неразрушающего контроля заготовки лопатки |
RU2752691C2 (ru) * | 2017-04-13 | 2021-07-29 | Сафран | Способ изготовления детали из композиционного материала, содержащей корпус, продолженный усиленным крепежным концом |
Families Citing this family (99)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2939153B1 (fr) * | 2008-11-28 | 2011-12-09 | Snecma Propulsion Solide | Realisation d'une structure fibreuse a epaisseur evolutive par tissage 3d |
GB2466793B (en) * | 2009-01-07 | 2011-11-09 | Ge Aviat Systems Ltd | Composite spars |
FR2945573B1 (fr) * | 2009-05-12 | 2014-06-27 | Snecma | Mandrin pour la fabrication d'un carter en materiau composite pour une turbine a gaz. |
FR2957093B1 (fr) * | 2010-03-02 | 2012-03-23 | Snecma | Preforme fibreuse pour un secteur d'anneau de turbine et son procede de fabrication. |
FR2958875B1 (fr) * | 2010-04-20 | 2017-07-07 | Snecma | Dispositif de fabrication d'un carter en materiau composite et procede de fabrication mettant en oeuvre un tel dispositif |
FR2961740B1 (fr) | 2010-06-25 | 2014-03-07 | Snecma | Procede de fabrication d'un article en materiau composite |
EP2593254B1 (fr) * | 2010-07-12 | 2018-10-03 | Safran Aircraft Engines | Procede de realisation d'une piece massive |
US8986797B2 (en) * | 2010-08-04 | 2015-03-24 | General Electric Company | Fan case containment system and method of fabrication |
FR2965202B1 (fr) * | 2010-09-28 | 2012-10-12 | Snecma | Procede de fabrication d'une piece et piece massive composite obtenue par ce procede |
US20120082541A1 (en) * | 2010-09-30 | 2012-04-05 | Enzo Macchia | Gas turbine engine casing |
FR2966508B1 (fr) * | 2010-10-22 | 2015-04-03 | Snecma | Carter de soufflante de moteur aeronautique en materiau composite et procede pour sa fabrication |
FR2970266B1 (fr) | 2011-01-10 | 2013-12-06 | Snecma | Procede de fabrication d'une piece metallique annulaire monobloc a insert de renfort en materiau composite, et piece obtenue |
FR2970715B1 (fr) * | 2011-01-21 | 2014-10-17 | Snecma | Structure fibreuse tissee multicouches ayant une partie tubulaire creuse, procede de fabrication et piece composite la comportant |
FR2972129B1 (fr) * | 2011-03-03 | 2013-04-12 | Snecma | Piece en materiau composite comportant des elements de bossage |
GB201103583D0 (en) * | 2011-03-03 | 2011-04-13 | Rolls Royce Plc | Fan casing for a turbofan engine |
FR2972661B1 (fr) * | 2011-03-15 | 2013-04-12 | Snecma | Procede pour fabriquer une piece metallique de revolution monobloc a partir de structures fibreuses composites |
FR2974027B1 (fr) * | 2011-04-13 | 2014-09-26 | Snecma | Dispositif de compactage pour machine d'enroulement d'une texture fibreuse sur un mandrin d'impregnation |
FR2974026B1 (fr) | 2011-04-13 | 2014-09-19 | Snecma | Machine d'enroulement d'une texture fibreuse sur un mandrin d'impregnation |
FR2975735A1 (fr) | 2011-05-27 | 2012-11-30 | Snecma | Carter de soufflante de turbomachine et procede pour sa fabrication |
US9909505B2 (en) * | 2011-07-05 | 2018-03-06 | United Technologies Corporation | Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines |
US9506422B2 (en) | 2011-07-05 | 2016-11-29 | United Technologies Corporation | Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines |
FR2977827B1 (fr) | 2011-07-13 | 2015-03-13 | Snecma | Procede de fabrication d'un carter de soufflante de turbomachine muni de revetements abradable et acoustique |
FR2978692B1 (fr) | 2011-08-04 | 2013-09-06 | Snecma | Dispositif pour l'aide a la decoupe d'une couche de texture fibreuse enroulee sur un mandrin d'impregnation d'une machine d'enroulement |
FR2979575B1 (fr) * | 2011-09-05 | 2013-09-20 | Snecma | Procede et dispositif de fabrication d'une piece cylindrique en materiau composite |
FR2981000B1 (fr) | 2011-10-06 | 2013-11-29 | Snecma | Dispositif pour la fabrication d'une piece en materiau composite |
EP2771174B1 (fr) * | 2011-10-26 | 2015-12-16 | Snecma | Mandrin d'impregnation a bache vide pour la fabrication d'un carter de turbine a gaz en materiau composite |
EP2771173B1 (fr) | 2011-10-26 | 2018-01-10 | Snecma | Mandrin d'impregnation a maintien par pincement pour la realisation de carters de turbine a gaz en materiau composite |
FR2981881B1 (fr) | 2011-10-26 | 2013-12-13 | Snecma | Dispositif de maintien d'une texture fibreuse sur un mandrin d'impregnation d'une machine d'enroulement |
CA2862681C (fr) | 2012-02-03 | 2020-05-05 | Snecma | Procede et systeme pour la fixation d'un equipement sur une structure en materiau composite |
FR2986582B1 (fr) * | 2012-02-06 | 2014-03-14 | Snecma | Carter de soufflante pour moteur a turbine a gaz munie d'une bride pour la fixation d'equipements |
US9050769B2 (en) | 2012-04-13 | 2015-06-09 | General Electric Company | Pre-form ceramic matrix composite cavity and method of forming and method of forming a ceramic matrix composite component |
EP2865866A4 (en) * | 2012-06-21 | 2016-03-23 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | FAN HOUSING FOR A PLANE ENGINE |
US20140003923A1 (en) * | 2012-07-02 | 2014-01-02 | Peter Finnigan | Functionally graded composite fan containment case |
FR2993317B1 (fr) * | 2012-07-16 | 2014-08-15 | Snecma | Carter de turbomachine dans un materiau composite et procede de fabrication associe |
FR2995038B1 (fr) * | 2012-08-30 | 2014-09-19 | Snecma | Carter de soufflante de turbine a gaz ayant une ceinture de fixation d'equipements |
FR2995555B1 (fr) | 2012-09-17 | 2017-11-24 | Snecma | Machine d'enroulement d'une texture fibreuse permettant un controle d'alignement et de decadrage par analyse d'image |
US9833930B2 (en) | 2012-10-23 | 2017-12-05 | Albany Engineered Composites, Inc. | Circumferential stiffeners for composite fancases |
WO2014200571A2 (en) | 2013-02-19 | 2014-12-18 | United Technologies Corporation | Composite attachment structure with 3d weave |
FR3002750B1 (fr) | 2013-03-01 | 2015-04-10 | Safran | Moule d'injection pour la fabrication d'une piece de revolution en materiau composite ayant des brides externes, et notamment d'un carter de turbine a gaz |
FR3005159B1 (fr) | 2013-04-26 | 2015-05-15 | Snecma | Procedure de mesure de l'epaisseur d'une texture fibreuse enroulee sur un mandrin d'impregnation et machine d'enroulement mettant en œuvre un tel procede |
FR3005042B1 (fr) | 2013-04-26 | 2016-01-01 | Snecma | Machine a tisser ou enrouler une texture fibreuse permettant un controle d'anomalies par analyse d'images |
ITFI20130100A1 (it) * | 2013-05-03 | 2014-11-04 | Nuovo Pignone Srl | "composite material inlet plenum and gas turbine engine system comprising said plenum" |
EP2821595A1 (fr) * | 2013-07-03 | 2015-01-07 | Techspace Aero S.A. | Secteur d'aubes statorique à fixation mixte pour turbomachine axiale |
FR3011253B1 (fr) * | 2013-10-01 | 2016-06-10 | Snecma | Structure fibreuse avec regroupement des flottes |
FR3012516B1 (fr) | 2013-10-30 | 2018-01-05 | Safran Aircraft Engines | Metallisation d'un carter d'un moteur aeronautique en materiau electriquement isolant |
EP2883688B1 (fr) * | 2013-12-13 | 2021-09-22 | Safran Aero Boosters SA | Carter annulaire composite de compresseur de turbomachine et procédé d'obtention de celui-ci |
FR3015593B1 (fr) | 2013-12-20 | 2018-09-07 | Safran Aircraft Engines | Carter en materiau composite a matrice organique favorisant l'evacuation des fumees |
FR3016187B1 (fr) | 2014-01-09 | 2016-01-01 | Snecma | Protection contre le feu d'un carter de soufflante en materiau composite |
FR3016188B1 (fr) | 2014-01-09 | 2016-01-01 | Snecma | Protection contre le feu d'une piece en materiau composite tisse tridimensionnel |
FR3031469B1 (fr) | 2015-01-14 | 2017-09-22 | Snecma | Carter en materiau composite a matrice organique auto-raidi |
FR3025529B1 (fr) * | 2014-09-10 | 2017-07-14 | Aircelle Sa | Preforme pour raidisseur composite courbe pour piece axisymetrique telle qu’une virole |
FR3026674B1 (fr) | 2014-10-07 | 2017-03-31 | Snecma | Procede de demoulage d'un materiau composite a matrice organique |
FR3027959B1 (fr) * | 2014-10-31 | 2019-10-11 | Safran | Protection anti-feu d'une piece en materiau composite d'une turbine a gaz |
DE102015204893B3 (de) * | 2015-03-18 | 2016-06-09 | MTU Aero Engines AG | Schutzeinrichtung für eine Strömungsmaschine |
EP3085897B1 (en) * | 2015-04-24 | 2021-09-22 | Raytheon Technologies Corporation | Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines |
FR3041343B1 (fr) * | 2015-09-18 | 2021-04-02 | Snecma | Piece en materiau composite |
CN108430746B (zh) * | 2015-12-22 | 2021-10-12 | 赛峰飞机发动机公司 | 由复合材料制成的轻质壳体以及其制造方法 |
FR3045448B1 (fr) * | 2015-12-22 | 2018-01-26 | Safran Aircraft Engines | Carter allege en materiau composite et son procede de fabrication |
FR3046613B1 (fr) | 2016-01-11 | 2018-02-09 | Safran | Procede de fabrication d'une structure textile a epaisseur variable |
US10519965B2 (en) | 2016-01-15 | 2019-12-31 | General Electric Company | Method and system for fiber reinforced composite panels |
FR3046746B1 (fr) | 2016-01-15 | 2018-02-09 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de guidage d'une texture fibreuse sur un mandrin d'impregnation, et mandrin d'impregnation et machine d'enroulement associes |
FR3048375B1 (fr) * | 2016-03-02 | 2018-04-06 | Safran Aircraft Engines | Installation et procede pour la formation d'une preforme fibreuse de revolution presentant en section radiale un profil evolutif |
US10655500B2 (en) | 2016-09-06 | 2020-05-19 | Rolls-Royce Corporation | Reinforced fan containment case for a gas turbine engine |
US10641287B2 (en) | 2016-09-06 | 2020-05-05 | Rolls-Royce Corporation | Fan containment case for a gas turbine engine |
US10436061B2 (en) * | 2017-04-13 | 2019-10-08 | General Electric Company | Tapered composite backsheet for use in a turbine engine containment assembly |
CA2969668A1 (fr) | 2017-06-02 | 2018-12-02 | Safran Aircraft Engines | Procede de demoulage d'un materiau composite a matrice organique |
FR3070402B1 (fr) * | 2017-08-30 | 2020-08-28 | Safran Aircraft Engines | Texture fibreuse tissee pour la formation d'une preforme de carter |
FR3070304B1 (fr) | 2017-08-30 | 2020-12-11 | Safran Aircraft Engines | Installation, procede de mise en forme et procede d'impregnation d'une preforme fibreuse |
FR3070624B1 (fr) * | 2017-09-06 | 2019-09-13 | Safran Aircraft Engines | Carter en materiau composite a geometrie raidissante |
US11040512B2 (en) * | 2017-11-08 | 2021-06-22 | Northrop Grumman Systems Corporation | Composite structures, forming apparatuses and related systems and methods |
CN108004650B (zh) * | 2017-12-11 | 2020-03-17 | 南京玻璃纤维研究设计院有限公司 | 大尺寸变厚度回转体预制体及其制备方法 |
FR3083567B1 (fr) * | 2018-07-04 | 2020-12-04 | Arianegroup Sas | Turbine a gaz renforcee pour moteur de vehicule |
US11242866B2 (en) * | 2018-08-01 | 2022-02-08 | General Electric Company | Casing having a non-axisymmetric composite wall |
FR3085299B1 (fr) | 2018-09-05 | 2021-04-16 | Safran Aircraft Engines | Carter en materiau composite avec raidisseur integre |
FR3087827B1 (fr) | 2018-10-25 | 2020-10-09 | Safran Aircraft Engines | Carter de soufflante en materiau composite comprenant des brides metalliques |
FR3092034B1 (fr) * | 2019-01-30 | 2022-12-02 | Safran Aircraft Engines | Carter en matériau composite avec variation locale d’épaisseur |
FR3092148B1 (fr) * | 2019-01-30 | 2021-01-08 | Safran Aircraft Engines | Carter de soufflante pour une turbomachine d’aeronef |
FR3092787B1 (fr) | 2019-02-18 | 2021-02-26 | Safran Aircraft Engines | Réparation ou reprise de fabrication d’une pièce en matériau composite à renfort fibreux tissé tridimensionnel |
FR3093298B1 (fr) * | 2019-03-01 | 2021-03-12 | Safran | Réparation ou reprise de fabrication d’une pièce en matériau composite |
CN109866912A (zh) * | 2019-03-22 | 2019-06-11 | 宁波慈星股份有限公司 | 一种复合纤维飞机窗框及其成型方法 |
FR3097799B1 (fr) | 2019-06-27 | 2021-06-18 | Safran Aircraft Engines | Pièce de révolution en matériau composite ayant une résistance au délaminage améliorée |
FR3100158B1 (fr) | 2019-08-27 | 2021-07-30 | Safran | Texture fibreuse pour la fabrication d’une pièce en matériau composite et procédé de fabrication associé |
FR3100737B1 (fr) | 2019-09-12 | 2021-08-20 | Safran Aircraft Engines | Procédé de fermeture d’un moule d’injection utilisant des plis sacrificiels anti-pincement |
FR3100738B1 (fr) | 2019-09-12 | 2021-08-20 | Safran Aircraft Engines | Procédé de fermeture d’un moule d’injection utilisant des feuillards anti-pincement |
CN112855616B (zh) * | 2019-11-26 | 2023-05-09 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 一种包容机匣及其制备方法 |
CN113357005A (zh) * | 2020-03-07 | 2021-09-07 | 通用电气公司 | 用于燃气涡轮发动机的风扇壳体 |
FR3108555B1 (fr) | 2020-03-25 | 2022-04-01 | Safran Aircraft Engines | Procédé de fabrication d'une pièce de révolution en matériau composite et moule d’injection |
FR3109180B1 (fr) | 2020-04-10 | 2022-03-11 | Safran Aircraft Engines | Procede de fabrication d’un carter pour une turbomachine d’aeronef |
WO2021245338A1 (fr) | 2020-06-04 | 2021-12-09 | Safran Aircraft Engines | Outillage d'injection pour piece de revolution en forme de tonneau |
US11648739B2 (en) | 2020-06-04 | 2023-05-16 | Safran Aircraft Engines | Rtm injection mold and method using asymmetric anti-pinching sectors |
CN115697682A (zh) | 2020-06-04 | 2023-02-03 | 赛峰航空器发动机 | 使用对称的抗挤压扇段的rtm注射方法和模具 |
CN114055805B (zh) * | 2020-08-10 | 2023-09-08 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 航空发动机风扇易磨环的制造方法 |
CN112696241B (zh) * | 2020-12-23 | 2022-05-24 | 南京航空航天大学 | 一种变编织角的三维编织复合材料机匣及设计方法 |
FR3126917B1 (fr) | 2021-09-16 | 2023-09-29 | Safran Aircraft Engines | Système de fixation des deux moitiés de fût d’un moule d’injection d’un carter de soufflante |
FR3126916B1 (fr) | 2021-09-16 | 2024-05-10 | Safran Aircraft Engines | Cale de compactage d’un moule de carter de soufflante |
WO2023083841A1 (en) | 2021-11-09 | 2023-05-19 | Safran Aircraft Engines | Method for injecting resin and device for holding a fiber texture on an impregnation mandrel of a winding machine |
FR3129868A1 (fr) | 2021-12-07 | 2023-06-09 | Safran Aircraft Engines | Pièce de révolution en matériau composite à haute tenue mécanique |
FR3134337A1 (fr) | 2022-04-06 | 2023-10-13 | Safran | Pièce de révolution en matériau composite à capacité de rétention améliorée |
FR3138920A1 (fr) | 2022-08-22 | 2024-02-23 | Safran Aircraft Engines | Metier a tisser et procede de fabrication d’un tissu en forme |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2270393C1 (ru) * | 2004-09-14 | 2006-02-20 | Закрытое акционерное общество "Центр перспективных разработок Открытого акционерного общества "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" (ЗАО "Центр перспективных разработок ОАО ЦНИИСМ") | Труба-оболочка из композиционного материала |
US20060093847A1 (en) * | 2004-11-02 | 2006-05-04 | United Technologies Corporation | Composite sandwich with improved ballistic toughness |
EP1674244A1 (en) * | 2004-12-22 | 2006-06-28 | The General Electric Company | A fibre reinforced composite containment duct for gas turbine engines |
EP1674671A2 (en) * | 2004-12-23 | 2006-06-28 | General Electric Company | Composite fan containment case for turbine engines |
Family Cites Families (22)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1485032A (en) * | 1974-08-23 | 1977-09-08 | Rolls Royce | Gas turbine engine casing |
US4417848A (en) * | 1982-02-01 | 1983-11-29 | United Technologies Corporation | Containment shell for a fan section of a gas turbine engine |
GB2159886B (en) * | 1984-06-07 | 1988-01-27 | Rolls Royce | Fan duct casing |
FR2574476B1 (fr) * | 1984-12-06 | 1987-01-02 | Snecma | Carter de retention pour soufflante de turboreacteur |
EP0294176A3 (en) * | 1987-06-02 | 1989-12-27 | Corning Glass Works | Lightweight laminated or composite structures |
JPH0755547B2 (ja) * | 1987-10-13 | 1995-06-14 | 宇部興産株式会社 | エポキシ樹脂複合材製パイプ |
DE3814954A1 (de) | 1988-05-03 | 1989-11-16 | Mtu Muenchen Gmbh | Berstschutzring fuer ein triebwerksgehaeuse |
US5263516A (en) * | 1990-05-07 | 1993-11-23 | Schuylenburch Derck W P F Van | Three-dimensional woven structure |
CA2042198A1 (en) | 1990-06-18 | 1991-12-19 | Stephen C. Mitchell | Projectile shield |
US5394906A (en) * | 1993-02-10 | 1995-03-07 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Method and apparatus for weaving curved material preforms |
US5447411A (en) * | 1993-06-10 | 1995-09-05 | Martin Marietta Corporation | Light weight fan blade containment system |
US5516257A (en) * | 1994-04-28 | 1996-05-14 | United Technologies Corporation | Aircraft fan containment structure restraint |
EP0819188B1 (de) * | 1995-04-06 | 2000-06-21 | Alexander Büsgen | Verfahren zum weben einer drei-dimensional geformten gewebezone |
US6482497B1 (en) * | 1998-11-30 | 2002-11-19 | Rocky Mountain Composites Inc. | Pressure-cycled, packet-transfer infusion of resin-stitched preforms |
US6280550B1 (en) * | 1998-12-15 | 2001-08-28 | General Electric Company | Fabrication of composite articles having an infiltrated matrix |
EP1081388B1 (de) * | 1999-08-31 | 2005-06-01 | LTG Aktiengesellschaft | Ventilator |
US20030186038A1 (en) * | 1999-11-18 | 2003-10-02 | Ashton Larry J. | Multi orientation composite material impregnated with non-liquid resin |
US6290455B1 (en) | 1999-12-03 | 2001-09-18 | General Electric Company | Contoured hardwall containment |
FR2861143B1 (fr) | 2003-10-20 | 2006-01-20 | Snecma Moteurs | Aube de turbomachine, notamment aube de soufflante et son procede de fabrication |
FR2887601B1 (fr) | 2005-06-24 | 2007-10-05 | Snecma Moteurs Sa | Piece mecanique et procede de fabrication d'une telle piece |
US7713021B2 (en) * | 2006-12-13 | 2010-05-11 | General Electric Company | Fan containment casings and methods of manufacture |
US20080156419A1 (en) * | 2006-12-28 | 2008-07-03 | Lee Alan Blanton | Continuous debulking methods |
-
2007
- 2007-02-23 FR FR0753449A patent/FR2913053B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-02-19 US US12/033,624 patent/US8322971B2/en active Active
- 2008-02-19 JP JP2008036946A patent/JP5496461B2/ja active Active
- 2008-02-21 ES ES08101816T patent/ES2384898T3/es active Active
- 2008-02-21 CA CA2621729A patent/CA2621729C/fr active Active
- 2008-02-21 EP EP08101816A patent/EP1961923B1/fr active Active
- 2008-02-22 RU RU2008106944/02A patent/RU2450130C2/ru active
- 2008-02-25 CN CN2008100816103A patent/CN101249725B/zh active Active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2270393C1 (ru) * | 2004-09-14 | 2006-02-20 | Закрытое акционерное общество "Центр перспективных разработок Открытого акционерного общества "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" (ЗАО "Центр перспективных разработок ОАО ЦНИИСМ") | Труба-оболочка из композиционного материала |
US20060093847A1 (en) * | 2004-11-02 | 2006-05-04 | United Technologies Corporation | Composite sandwich with improved ballistic toughness |
EP1674244A1 (en) * | 2004-12-22 | 2006-06-28 | The General Electric Company | A fibre reinforced composite containment duct for gas turbine engines |
EP1674671A2 (en) * | 2004-12-23 | 2006-06-28 | General Electric Company | Composite fan containment case for turbine engines |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2632352C2 (ru) * | 2012-08-03 | 2017-10-04 | Снекма | Способ неразрушающего контроля заготовки лопатки |
RU2611914C2 (ru) * | 2014-04-10 | 2017-03-01 | Сафран Аэро Бустерс Са | Осевая турбомашина и корпус из композиционного материала для осевой турбомашины |
RU2752691C2 (ru) * | 2017-04-13 | 2021-07-29 | Сафран | Способ изготовления детали из композиционного материала, содержащей корпус, продолженный усиленным крепежным концом |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1961923B1 (fr) | 2012-04-11 |
CN101249725B (zh) | 2012-08-08 |
US20080206048A1 (en) | 2008-08-28 |
EP1961923A3 (fr) | 2010-11-17 |
CN101249725A (zh) | 2008-08-27 |
CA2621729C (fr) | 2015-02-03 |
EP1961923A2 (fr) | 2008-08-27 |
JP2008240724A (ja) | 2008-10-09 |
FR2913053A1 (fr) | 2008-08-29 |
CA2621729A1 (fr) | 2008-08-23 |
FR2913053B1 (fr) | 2009-05-22 |
ES2384898T3 (es) | 2012-07-13 |
US8322971B2 (en) | 2012-12-04 |
RU2008106944A (ru) | 2009-08-27 |
JP5496461B2 (ja) | 2014-05-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2450130C2 (ru) | Способ изготовления корпуса газовой турбины из композиционного материала и корпус, полученный таким способом | |
JP5588103B2 (ja) | ほぼ円筒形の複合材物品及びファンケーシング | |
RU2703206C2 (ru) | Самоусиленный корпус, состоящий из композиционного материала с органической матрицей | |
JP6049706B2 (ja) | タービンエンジンファンケーシング、およびこの種のケーシングおよび音響パネルによって形成されるアセンブリ | |
US11181011B2 (en) | Lighter-weight casing made of composite material and method of manufacturing same | |
DK2349703T3 (en) | AN OPERATION AND PROCEDURE FOR MAKING A FINAL CONNECTION IN A UNIAXIAL COMPOSITION MATERIAL | |
RU2598936C1 (ru) | Цилиндрический кожух и способ изготовления цилиндрического кожуха | |
WO2013007937A2 (fr) | Procede de fabrication d'un carter de soufflante de turbomachine muni de revetement acoustique. | |
US20130216367A1 (en) | Case with ballistic liner | |
JP2011527400A (ja) | 3d複合ブロワ用静翼 | |
US7905972B2 (en) | Methods for making substantially cylindrical articles and fan casings | |
CN104975890A (zh) | 用于轴流式涡轮机的压缩机的复合壳体 | |
US20220145775A1 (en) | Repairing or resuming production of a component made of composite material | |
CN112739530B (zh) | 具有一体化加强件的复合材料壳体 | |
CN115111184A (zh) | 由混合材料形成的部件 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |