RU2698581C2 - Корпус вентилятора авиационного двигателя - Google Patents

Корпус вентилятора авиационного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2698581C2
RU2698581C2 RU2017115814A RU2017115814A RU2698581C2 RU 2698581 C2 RU2698581 C2 RU 2698581C2 RU 2017115814 A RU2017115814 A RU 2017115814A RU 2017115814 A RU2017115814 A RU 2017115814A RU 2698581 C2 RU2698581 C2 RU 2698581C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
layer
fan
housing
synthetic material
layers
Prior art date
Application number
RU2017115814A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2017115814A (ru
RU2017115814A3 (ru
Inventor
Вальтер ФЮРСТ
Эрнст ХАУГЕНЕДЕР
Константин ХОРЕЙЗИ
Борис ШТУБНА
Андреас ХЁЛЬРИГЛЬ
Original Assignee
Фасс Аг
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Фасс Аг filed Critical Фасс Аг
Publication of RU2017115814A publication Critical patent/RU2017115814A/ru
Publication of RU2017115814A3 publication Critical patent/RU2017115814A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2698581C2 publication Critical patent/RU2698581C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B17/00—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres
    • B32B17/02—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres in the form of fibres or filaments
    • B32B17/04—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres in the form of fibres or filaments bonded with or embedded in a plastic substance
    • 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
    • B29C70/446—Moulding structures having an axis of symmetry or at least one channel, e.g. tubular structures, frames
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B17/00—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres
    • B32B17/06—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres comprising glass as the main or only constituent of a layer, next to another layer of a specific material
    • B32B17/066—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres comprising glass as the main or only constituent of a layer, next to another layer of a specific material of foam
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B17/00—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres
    • B32B17/06—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres comprising glass as the main or only constituent of a layer, next to another layer of a specific material
    • B32B17/10—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres comprising glass as the main or only constituent of a layer, next to another layer of a specific material of synthetic resin
    • B32B17/10005—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres comprising glass as the main or only constituent of a layer, next to another layer of a specific material of synthetic resin laminated safety glass or glazing
    • B32B17/10009—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres comprising glass as the main or only constituent of a layer, next to another layer of a specific material of synthetic resin laminated safety glass or glazing characterized by the number, the constitution or treatment of glass sheets
    • B32B17/10073—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres comprising glass as the main or only constituent of a layer, next to another layer of a specific material of synthetic resin laminated safety glass or glazing characterized by the number, the constitution or treatment of glass sheets comprising at least two glass sheets, neither of which being an outer layer
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
    • B32B3/10—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material
    • B32B3/12—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material characterised by a layer of regularly- arranged cells, e.g. a honeycomb structure
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
    • B32B5/22—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed
    • B32B5/24—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed one layer being a fibrous or filamentary layer
    • B32B5/245—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed one layer being a fibrous or filamentary layer another layer next to it being a foam layer
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
    • F01D11/125—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material with a reinforcing structure
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/127—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with a deformable or crushable structure, e.g. honeycomb
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2250/00—Layers arrangement
    • B32B2250/05—5 or more layers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2605/00—Vehicles
    • B32B2605/18—Aircraft
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/526—Details of the casing section radially opposing blade tips
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
    • 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)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

Изобретение относится к корпусу (1) вентилятора для авиационного двигателя (2), в зоне вентилятора (3) с несколькими в основном цилиндрически расположенными и соединенными друг с другом слоями из усиленного волокнами синтетического материала, причем между внутренним слоем (4) и наружным слоем (5) расположен усиливающий слой (6) из усиленного стекловолокном синтетического материала. Согласно изобретению усиливающий слой (6) состоит из по меньшей мере 20 слоев усиленного стекловолокном синтетического материала и с обеих сторон усиливающего слоя (6) расположены деформационные слои (7), имеющие более низкую прочность, чем усиливающий слой (6). Достигается легкость и безопасность корпуса. 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится к корпусу вентилятора, соответственно нагнетателя, авиационного двигателя в зоне вентилятора с несколькими в основном цилиндрически расположенными и соединенными друг с другом слоями из усиленного волокнами синтетического материала, причем между внутренним слоем и наружным слоем расположен усиливающий слой из усиленного стекловолокном синтетического материала.
Корпуса вентиляторов авиационного двигателя служат для того, чтобы предохранить двигатель в зоне вентилятора в аварийном случае отрыва лопатки вентилятора от разрушения и защитить находящихся в самолете пассажиров от причинения вреда здоровью. Материалы для подобных корпусов вентилятора должны выбираться такими, чтобы могла поглощаться высокая кинетическая энергия оторвавшейся лопатки вентилятора. В то время как раньше для изготовления корпусов вентиляторов применялись в основном металлы, в частности, обладающие высокой пластичностью стали или титановые сплавы, в более позднее время для этих компонентов самолета находит применение и синтетический материал.
К примеру, в публикации US 2012/0148392 A1 описывается корпус вентилятора авиационного двигателя из усиленного волокнами синтетического материала, причем несколько соединенных друг с другом слоев композиционных материалов комбинируются с расположенными между ними ячеистыми структурами. Покрытие из кевлара обеспечивает соответствующую защиту в аварийном случае, если лопатка вентилятора отрывается и попадает в корпус двигателя.
В публикации US 2008/0128073 A1 описывается корпус вентилятора авиационного двигателя из различных композиционных синтетических материалов в структуре слоев, причем применяются различные волокнистые материалы и комбинации из них.
В публикации GB 2 426 287 A описывается корпус вентилятора, в котором для выполнения требований безопасности предусмотрены металлические структуры.
В публикации ЕР 2 096 269 А2 и ЕР 1 344 895 А2 описываются кожухи двигателей, которые служат для оптимизации потока воздуха внутри двигателя, однако, они не предоставляют никакой защиты в аварийном случае при отрыве лопатки вентилятора.
Многие конструкции корпусов вентиляторов, выполненные из усиленного синтетического материала, являются относительно дорогостоящими в изготовлении и соответственно требуется большое количество слоев материала, вследствие чего преимущества в весе по сравнению с металлическими корпусами вентиляторов больше не имеется или оно имеется только в весьма незначительной мере.
Поэтому задача настоящего изобретения заключается в создании такого корпуса вентилятора авиационного двигателя, который является по возможности легким и одновременно безопасным. Недостатки известных устройств должны устраняться или, по крайней мере, уменьшаться.
Согласно изобретению указанная задача решается посредством того, что усиливающий слой состоит из, по меньшей мере, 20 слоев усиленного стекловолокном синтетического материала, и с обеих сторон усиливающего слоя расположены деформационные слои, которые имеют меньшую прочность, чем усиливающий слой. Предложенная в соответствии с изобретение конструкция корпуса вентилятора характеризуется тем, что, предусмотрены, по меньшей мере, три слоя, а именно, внутренний слой, усиливающий слой и наружный слой, для которых применяются специальные материалы, чтобы выполнить соответствующие изобретению задачи, а именно, защиту авиационного двигателя с одной стороны и сохранение определенной остаточной прочности авиационного двигателя для безопасного приземления с другой стороны. В предложенном в соответствии с изобретением корпусе вентилятора обе задачи разделяются на различные составные части, благодаря чему материалы этих составных частей могут оптимально подбираться к соответствующим задачам. Средний усиливающий слой из усиливающего стекловолокном синтетического материала служит в значительной степени для того, чтобы предохранить проход оторвавшейся лопатки вентилятора через корпус и выдержать удар. В соответствии с этим применяется усиленный стекловолокном синтетический материал, который имеет лучшие свойства в отношении удара детали вентилятора. С помощью расположения, по меньшей мере, 20 слоев из усиленного стекловолокном синтетического материала обычно достигается необходимая прочность. Для особенно высокооборотных авиационных двигателей соответственно для небольших самолетов бизнес-класса может потребоваться также больше слоев, к примеру 35 слоев, чтобы выполнить требования безопасности. Благодаря укладке усиливающего слоя с окружающими деформационными слоями внутри корпуса вентилятора он также защищен, к примеру, от повреждений, как, например, от удара камней, и благодаря этому может достигаться преимущество в весе. Необходимая для надежного приземления в аварийном случае остаточная прочность достигается напротив в значительной степени с помощью наружного слоя корпуса вентилятора. Настоящий корпус вентилятора может применяться предпочтительно для авиационных двигателей с очень высоким числом оборотов (≥ 10000 оборотов в минуту), в которых кинетическая энергия оторвавшейся детали вентилятора особенно высока. В зависимости от осуществления вес корпуса вентилятора может снижаться по сравнению с конструкциями из стали между 30 и 50% и конструкциями из титана до 10%.
По меньшей мере, один деформационный слой может быть образован с помощью ячеистой структуры. Такая ячеистая структура отличается особенно низким весом. В аварийном случае деформационный слой соответственно деформируется и, по крайней мере, наружный слой корпуса вентилятора предохраняется от недопустимо большой деформации.
По меньшей мере, один деформационный слой может быть образован также с помощью вспененного материала. С помощью выбора соответствующих вспененных материалов и, во всяком случае, комбинации с деформационным слоем из ячеистой структуры вес, соответственно способность деформироваться, могут еще более улучшаться. В качестве вспененных материалов могут применяться, например, синтетические материалы как сополимер акринитрила-бутадиена-стирола (ABS), полиметакрилимид (PMI) и тому подобное.
Преимущественно в наружный слой интегрирован, по меньшей мере, один крепежный фланец. С помощью интегрирования, по меньшей мере, одного крепежного фланца, в частности, двух крепежных фланцев (спереди и сзади), с одной стороны повышается прочность всего корпуса вентилятора, так как не требуются какие-либо стыки между крепежным сланцем и наружным слоем, и с другой стороны упрощается процесс монтажа.
На внутреннем слое корпуса вентилятора в зоне вентилятора может быть расположен контактный слой из деформируемого материала. С помощью подобного рода контактного слоя из деформируемого материала может еще больше уменьшаться воздушный зазор между вентилятором авиационного двигателя и внутренним слоем корпуса вентилятора, так как лопатка вентилятора с большим наружным диаметром выфрезовывает соответствующую форму в контактном слое.
Контактный слой может образовываться из усиленной стекловолокном смолы или заполненных середин ячеистой структуры. Подобного рода материалы особенно оправдали себя и достаточно мягки по отношению к образованным обычно из титана или титановых сплавов лопаткам вентилятора.
Если между внутренним слоем и усиливающим слоем в зоне вентилятора расположено направляющее кольцо из материала с более высокой прочностью, чем деформационные слои, то безопасность в случае отрыва лопатки вентилятора может быть повышена, соответственно во внутреннем слое и/или усиливающем слое при одинаковой безопасности может экономиться материал. Направляющее кольцо служит для того, чтобы отводить радиально возникающие квазиточечные силы сбоку и таким образом противодействовать разрушению корпуса вентилятора, соответственно корпуса двигателя.
Направляющее кольцо образовано преимущественно из металла, в частности, из стали. Благодаря небольшому размеру направляющего кольца по отношению ко всему корпусу вентилятора является пренебрежимо малым появляющийся отрицательный недостаток в части повышения веса.
В качестве альтернативы направляющее кольцо может быть образовано из усиленного арамидными волокнами синтетического материала, например, кевлара. Подобные усиленные волокнами синтетические материалы имеют по сравнению с металлами меньший вес, однако, также соответственно более дороги.
Если направляющее кольцо имеет клиновидное поперечное сечение с направленными на вентилятор наклонными поверхностями, то радиально возникающая сила, появляющаяся от разрушенной детали лопатки вентилятора, может отводиться сбоку и распределяться, в результате чего опасность разрушения корпуса вентилятора или корпуса двигателя и возникновение угрозы самолету и пассажирам уменьшаются.
Наружный слой и внутренний слой корпуса вентилятора образованы преимущественно из усиленного углеродными волокнами материала. В частности, наружный слой корпуса вентилятора образован из соответственно многих слоев усиленного углеводородными волокнами синтетического материала, чтобы в аварийном случае придать авиационному двигателю достаточную прочность и обеспечить надежное приземление самолета.
Изобретение ниже поясняется более подробно с помощью примера осуществления. Где показывают:
фиг. 1 - авиационный двигатель в частичном разрезе с расположенным в зоне вентилятора корпусом вентилятора; и
фиг. 2 - часть образованного в соответствии с изобретением корпуса вентилятора в разрезе.
На фиг. 1 представлен авиационный двигатель 2 в частично разрезанном виде с расположенным в зоне вентилятора 3 корпусом 1 вентилятора. Обычно корпус 1 вентилятора состоит из цилиндрического кожуха с интегрированными, соответственно закрепленными на нем крепежными фланцами и возможными ребрами жесткости и тому подобным. Корпус 1 вентилятора соединяется с остальным корпусом двигателя, который опять же расположен на соответствующих крепежных элементах, обычно несущих поверхностях.
Фиг. 2 показывает часть образованного согласно изобретению корпуса 1 вентилятора в разрезанном изображении. Корпус 1 вентилятора включает в себя внутренний слой 4, выполненный в соответствии с требованиями аэродинамики авиационного двигателя 2, и наружный слой 5, а также расположенный между внутренним слоем 4 и наружным слоем 5 усиливающий слой 6 и расположенные по обеим сторонам усиливающего слоя 6 деформационные слои 7. Усиливающий слой 6 образован из усиленного стекловолокном синтетического материала в зависимости от авиационного двигателя 2 из, по меньшей мере, 20 слоев, и в значительной степени служит для того, чтобы выдержать удар детали вентилятора 3 в аварийном случае. Деформационные слои 7, которые могут быть образованы с помощью ячеистой структуры или подходящих вспененных материалов или комбинации из них, служат для поглощения кинетической энергии, исходящей от оторвавшейся детали вентилятора 3. Внутренний слой 4 может быть образован из усиленного углеродными волокнами синтетического материала. Наружный слой 5, который служит для того, чтобы обеспечить остаточную прочность корпуса 1 вентилятора в аварийном случае и сделать возможным безопасное приземление с поврежденным авиационным двигателем 2, преимущественно точно также образован из усиленного углеродными волокнами синтетического материала.
Для снижения затрат на изготовление и монтаж в наружный слой 5 могут быть интегрированы необходимые для крепления корпуса 1 вентилятора крепежные фланцы 8, 9, которые могут изготавливаться с наружным слоем 5 в одном процессе изготовления. С помощью функционального разделения усиливающего слоя 6 и наружного слоя 5 может также предотвращаться разрыв наружного слоя 5, в частности, в зоне крепежных фланцев 8, 9, в аварийном случае или уменьшаться, по меньшей мере, опасность повреждения.
Для уменьшения воздушного зазора между вентилятором 3 и внутренним слоем 4 в зоне вентилятора 3 может быть расположен контактный слой 10 из деформируемого материала, в который врезается лопатка вентилятора с наибольшим наружным диаметром, так что в итоге получается исчезающий воздушный зазор между вентилятором 3 и внутренним слоем 4, соответственно контактным слоем 10. Контактный слой 10 может быть образован из усиленной стекловолокном смолы или заполненных середин ячеистой структуры.
В зоне вентилятора 3 между внутренним слоем 4 и усиливающим слоем 6 может располагаться направляющее кольцо 11 из материала с более высокой прочностью, чем деформационные слои 7, через которое возникающие в аварийном случае радиальные силы отводятся сбоку. Направляющее кольцо 11 может быть выполнено из металла, в частности, из стали, или также усиленного арамидными волокнами синтетического материала, например, кевлара. Для оптимального отвода действующих радиально сил направляющее кольцо 11 может иметь, как изображено, клиновидное поперечное сечение с направленной на вентилятор 3 наклонной поверхностью 12.
На заднем конце корпуса 1 вентилятора может быть расположен и преимущественно склеен с внутренним слоем 4 навесной элемент 13.

Claims (8)

1. Корпус (1) вентилятора для авиационного двигателя (2) в зоне вентилятора (3) с несколькими расположенными по существу в виде цилиндра и соединенными друг с другом слоями из усиленного волокнами синтетического материала, причем между внутренним слоем (4) и наружным слоем (5) расположен усиливающий слой (6) из усиленного стекловолокном синтетического материала, отличающийся тем, что наружный слой (5) и внутренний слой (4) образованы из усиленного углеродными волокнами синтетического материала, при этом усиливающий слой (6) состоит из по меньшей мере 20 слоев усиленного стекловолокном синтетического материала и с обеих сторон усиливающего слоя (6) расположены деформационные слои (7), имеющие более низкую прочность, чем усиливающий слой (6), а между внутренним слоем (4) и усиливающим слоем (6) в зоне вентилятора расположено направляющее кольцо (11) из материала с более высокой прочностью, чем деформационные слои (7), причем направляющее кольцо (11) имеет клиновидное поперечное сечение с направленной на вентилятор (3) наклонной плоскостью (12).
2. Корпус (1) по п. 1, отличающийся тем, что по меньшей мере один деформационный слой (7) образован с помощью ячеистой структуры.
3. Корпус (1) по п. 1 или 2, отличающийся тем, что по меньшей мере один деформационный слой (7) образован с помощью вспененного материала.
4. Корпус (1) по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что в наружном слое (5) интегрирован по меньшей мере один крепежный фланец (8, 9).
5. Корпус (1) по любому из пп. 1-4, отличающийся тем, что на внутреннем слое (4) в зоне вентилятора (3) расположен контактный слой (10) из деформируемого материала.
6. Корпус (1) по п. 1, отличающийся тем, что контактный слой (10) образован из усиленной стекловолокном смолы.
7. Корпус (1) по любому из пп. 1-6, отличающийся тем, что направляющее кольцо (11) образовано из металла, в частности стали.
8. Корпус (1) по любому из пп. 1-6, отличающийся тем, что направляющее кольцо (11) образовано из усиленного арамидными волокнами синтетического материала.
RU2017115814A 2014-10-10 2015-10-09 Корпус вентилятора авиационного двигателя RU2698581C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ATA50723/2014A AT516322B1 (de) 2014-10-10 2014-10-10 Fangehäuse für ein Flugzeugtriebwerk
ATA50723/2014 2014-10-10
PCT/AT2015/050251 WO2016054669A1 (de) 2014-10-10 2015-10-09 Fangehäuse für ein flugzeugtriebwerk

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017115814A RU2017115814A (ru) 2018-11-13
RU2017115814A3 RU2017115814A3 (ru) 2019-04-19
RU2698581C2 true RU2698581C2 (ru) 2019-08-28

Family

ID=54539756

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017115814A RU2698581C2 (ru) 2014-10-10 2015-10-09 Корпус вентилятора авиационного двигателя

Country Status (9)

Country Link
US (1) US10035330B2 (ru)
EP (1) EP3204619B1 (ru)
CN (1) CN107109962B (ru)
AT (1) AT516322B1 (ru)
BR (1) BR112017005088B1 (ru)
CA (1) CA2959433C (ru)
ES (1) ES2668933T3 (ru)
RU (1) RU2698581C2 (ru)
WO (1) WO2016054669A1 (ru)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10669894B2 (en) * 2018-01-26 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Annular retention strap
US20200011203A1 (en) * 2018-07-06 2020-01-09 General Electric Company Blade containment structure
GB201811549D0 (en) * 2018-07-13 2018-08-29 Rolls Royce Plc Fan blade containment
GB201811547D0 (en) * 2018-07-13 2018-08-29 Rolls Royce Plc Fan blade containment
CN112412878B (zh) * 2020-09-30 2022-04-12 航天材料及工艺研究所 一种捕获型抗弹道冲击复合材料风扇机匣及其制造方法
US11591927B1 (en) * 2021-12-16 2023-02-28 Rolls-Royce Corporation Turbine engine fan track liner with outer flange case mounting
CN114889172B (zh) * 2022-07-14 2022-10-25 成都泰格尔航天航空科技股份有限公司 用于超厚复合材料制件成型中的自适应挡胶条及使用方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2426287A (en) * 2005-05-18 2006-11-22 Rolls Royce Plc Rotor blade containment structure for a gas turbine engine
GB2442112A (en) * 2006-09-25 2008-03-26 Gen Electric Gas turbine engine containment casing
RU2371589C1 (ru) * 2008-01-16 2009-10-27 Федеральное Государственное Унитарное предприятие "Уральский научно-исследовательский институт композиционных материалов" Лопаточное устройство
RU2433281C2 (ru) * 2009-11-17 2011-11-10 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Устройство для удержания оторвавшихся лопаток в двухконтурном турбореактивном двигателе
US20120076647A1 (en) * 2010-09-28 2012-03-29 Robertson Jr Thomas J Metallic radius block for composite flange
RU2477805C2 (ru) * 2007-12-14 2013-03-20 Снекма Панель-подложка для истирающегося покрытия в газотурбинном двигателе

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2288639B (en) * 1994-04-20 1998-10-21 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine nacelle assembly
US6053696A (en) * 1998-05-29 2000-04-25 Pratt & Whitney Canada Inc. Impact resistant composite shell for gas turbine engine fan case
GB0008193D0 (en) * 2000-04-05 2000-05-24 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
GB0206136D0 (en) * 2002-03-15 2002-04-24 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to cellular materials
FR2859002A1 (fr) * 2003-08-18 2005-02-25 Snecma Moteurs Dispositif abradable sur carter de soufflante d'un moteur de turbine a gaz
US7246990B2 (en) * 2004-12-23 2007-07-24 General Electric Company Composite fan containment case for turbine engines
US8021102B2 (en) 2006-11-30 2011-09-20 General Electric Company Composite fan containment case and methods of fabricating the same
US8403624B2 (en) * 2007-12-12 2013-03-26 General Electric Company Composite containment casings having an integral fragment catcher
GB0803479D0 (en) * 2008-02-27 2008-04-02 Rolls Royce Plc Fan track liner assembly
GB2459646B (en) * 2008-04-28 2011-03-30 Rolls Royce Plc A fan assembly
GB2471465A (en) * 2009-06-30 2011-01-05 Rolls Royce Plc Fan casing for a turbofan gas turbine engine
US8672609B2 (en) 2009-08-31 2014-03-18 United Technologies Corporation Composite fan containment case assembly
GB201103682D0 (en) * 2011-03-04 2011-04-20 Rolls Royce Plc A turbomachine casing assembly
GB2498194A (en) * 2012-01-05 2013-07-10 Rolls Royce Plc Ice impact panel for a gas turbine engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2426287A (en) * 2005-05-18 2006-11-22 Rolls Royce Plc Rotor blade containment structure for a gas turbine engine
GB2442112A (en) * 2006-09-25 2008-03-26 Gen Electric Gas turbine engine containment casing
RU2477805C2 (ru) * 2007-12-14 2013-03-20 Снекма Панель-подложка для истирающегося покрытия в газотурбинном двигателе
RU2371589C1 (ru) * 2008-01-16 2009-10-27 Федеральное Государственное Унитарное предприятие "Уральский научно-исследовательский институт композиционных материалов" Лопаточное устройство
RU2433281C2 (ru) * 2009-11-17 2011-11-10 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Устройство для удержания оторвавшихся лопаток в двухконтурном турбореактивном двигателе
US20120076647A1 (en) * 2010-09-28 2012-03-29 Robertson Jr Thomas J Metallic radius block for composite flange

Also Published As

Publication number Publication date
US20170305117A1 (en) 2017-10-26
EP3204619A1 (de) 2017-08-16
BR112017005088B1 (pt) 2022-09-27
BR112017005088A2 (pt) 2017-12-05
RU2017115814A (ru) 2018-11-13
CA2959433C (en) 2023-02-28
AT516322A1 (de) 2016-04-15
US10035330B2 (en) 2018-07-31
AT516322B1 (de) 2017-04-15
EP3204619B1 (de) 2018-02-28
CN107109962A (zh) 2017-08-29
WO2016054669A1 (de) 2016-04-14
ES2668933T3 (es) 2018-05-23
CA2959433A1 (en) 2016-04-14
RU2017115814A3 (ru) 2019-04-19
CN107109962B (zh) 2019-06-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2698581C2 (ru) Корпус вентилятора авиационного двигателя
EP3293365B1 (en) Reinforced fan containment case for a gas turbine engine
US7597040B2 (en) Composite containment of high energy debris and pressure
EP2495401B1 (en) A turbomachine casing assembly
EP2096269B1 (en) Fan track liner assembly for a gas turbine engine
US10385870B2 (en) Composite fan inlet blade containment
US8425178B2 (en) Fan casing for a jet engine
US20090087309A1 (en) Protective ring for the fan casing of a gas-turbine engine
CN109415941A (zh) 飞行器发动机翼型件中的非牛顿材料
EP2620652B1 (en) Turbomachine casing assembly with blade containment cavity
EP2987963B1 (en) Fan containment system for a gas turbine and corresponding method of manufacture
US11293302B2 (en) Anterior part of a nacelle of an aircraft propulsion unit having a shock absorbing element
EP3027856B1 (en) Fan track liner
EP2620654A1 (en) A turbomachine casing assembly with blade containment cavity
US10882597B2 (en) Impact resistant fuselage
CN106240801B (zh) 具有阻挡发动机叶片释放物的保护性防护物的飞行器