JPH0345203B2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPH0345203B2 JPH0345203B2 JP58015379A JP1537983A JPH0345203B2 JP H0345203 B2 JPH0345203 B2 JP H0345203B2 JP 58015379 A JP58015379 A JP 58015379A JP 1537983 A JP1537983 A JP 1537983A JP H0345203 B2 JPH0345203 B2 JP H0345203B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- outer shell
- fan case
- rotor
- plane
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- 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
- 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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/327—Application in turbines in gas turbines to drive shrouded, high solidity propeller
-
- 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)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、フアンブレードの損傷の際にフアン
ブレードを封じ込めるためフアンブレードを囲繞
している外殻に係る。本発明は特に、フアンブレ
ードがフアンローター組立体の平面内にある間に
フアンローター組立体の損傷したフアンブレード
を封じ込めるための外殻に係る。
ブレードを封じ込めるためフアンブレードを囲繞
している外殻に係る。本発明は特に、フアンブレ
ードがフアンローター組立体の平面内にある間に
フアンローター組立体の損傷したフアンブレード
を封じ込めるための外殻に係る。
一般に、高いバイパス比を有するターボフアン
エンジンでは、エンジンの前方部分にフアンロー
タ組立体が設けられている。ローター組立体はロ
ーターデイスク及びフアンローターブレードを含
んでいる。フアンローターブレードは作動媒体ガ
スに対する一次流路及び作動媒体ガスに対する二
次流路を横切つてローターデイスクから外方に延
びている。これらのブレードはこのようなエンジ
ンに用いられる軸流コンプレツサ及びタービンの
ブレードよりも一層反つており且かなり大型であ
る。
エンジンでは、エンジンの前方部分にフアンロー
タ組立体が設けられている。ローター組立体はロ
ーターデイスク及びフアンローターブレードを含
んでいる。フアンローターブレードは作動媒体ガ
スに対する一次流路及び作動媒体ガスに対する二
次流路を横切つてローターデイスクから外方に延
びている。これらのブレードはこのようなエンジ
ンに用いられる軸流コンプレツサ及びタービンの
ブレードよりも一層反つており且かなり大型であ
る。
ローターブレードは作動媒体ガスの第一段圧縮
を行うように回転軸線の周りに高速度で駆動され
る。場合によつては作動媒体ガスと一緒にエンジ
ン内へ取入れられる外来異物例えば鳥、霰などが
ブレードに衝突し、ブレードを傷付けて、ロータ
ーデイスクへのブレードの取付け領域でブレード
が破壊するに至らしめる可能性がある。この取付
け領域は根元領域と呼ばれる。このような根元領
域に於ける破壊の際に、ローターブレードは毎秒
数百フイート（１フイート＝0.3048ｍ）の速度で
ローター組立体から外方へ投げ出される可能性が
ある。
を行うように回転軸線の周りに高速度で駆動され
る。場合によつては作動媒体ガスと一緒にエンジ
ン内へ取入れられる外来異物例えば鳥、霰などが
ブレードに衝突し、ブレードを傷付けて、ロータ
ーデイスクへのブレードの取付け領域でブレード
が破壊するに至らしめる可能性がある。この取付
け領域は根元領域と呼ばれる。このような根元領
域に於ける破壊の際に、ローターブレードは毎秒
数百フイート（１フイート＝0.3048ｍ）の速度で
ローター組立体から外方へ投げ出される可能性が
ある。
フアンブレードに於ける損傷ブレードの封じ込
めには、フアンブレードの寸法が大きく、反りが
大きく、また回転速度が高いために、エンジンの
コンプレツサ及びタービン部分の（フアンブレー
ドよりも）小さいブレードに於ける損傷ブレード
の封じ込めとは異なる対策を必要とする。このよ
うな損傷の際にローターデイスク−ブレード組立
体の平面内に損傷ブレードを封じ込めるための一
つの装置は“ブレード封じ込め装置”という名称
の米国特許第4149824号明細書に示されている。
この明細書には、ローターブレードを囲繞するリ
ングが示されている。このリングは、ローターブ
レードにより衝突されたときに外側支え構造に対
してスピン運動を行うことができ、それによりロ
ーターブレードの回転エネルギを吸収する。
めには、フアンブレードの寸法が大きく、反りが
大きく、また回転速度が高いために、エンジンの
コンプレツサ及びタービン部分の（フアンブレー
ドよりも）小さいブレードに於ける損傷ブレード
の封じ込めとは異なる対策を必要とする。このよ
うな損傷の際にローターデイスク−ブレード組立
体の平面内に損傷ブレードを封じ込めるための一
つの装置は“ブレード封じ込め装置”という名称
の米国特許第4149824号明細書に示されている。
この明細書には、ローターブレードを囲繞するリ
ングが示されている。このリングは、ローターブ
レードにより衝突されたときに外側支え構造に対
してスピン運動を行うことができ、それによりロ
ーターブレードの回転エネルギを吸収する。
同じ目的のもう一つの装置が“軸線の周りに回
転する機械に対する安全装置”という名称の米国
特許第4197052号明細書に示されている。この明
細書には、ブレードの平面からのブレード破片を
偏向させるため内壁に螺旋状斜面を形成された封
じ込め外殻が示されている。
転する機械に対する安全装置”という名称の米国
特許第4197052号明細書に示されている。この明
細書には、ブレードの平面からのブレード破片を
偏向させるため内壁に螺旋状斜面を形成された封
じ込め外殻が示されている。
これらの特許は、ブレードがローターデイスク
−ブレード組立体の平面図にある間にブレード破
片が封じ込め外殻を貫通するのを防止するための
二種類の方法を示している。この進歩にも拘ら
ず、科学者及び技術者はフアンケースの外殻を通
じての損傷ローターブレードの通過を阻止する他
の封じ込め構造の開発を目指している。
−ブレード組立体の平面図にある間にブレード破
片が封じ込め外殻を貫通するのを防止するための
二種類の方法を示している。この進歩にも拘ら
ず、科学者及び技術者はフアンケースの外殻を通
じての損傷ローターブレードの通過を阻止する他
の封じ込め構造の開発を目指している。
本発明はエンジンの実験中に得られた実験結果
及び高速度撮影写真の解析結果に基いている。解
析結果により解析モデルが作成された。解析モデ
ルの有効性は更に実験により確認され、それに基
いて本発明の封じ込め外殻が開発された。
及び高速度撮影写真の解析結果に基いている。解
析結果により解析モデルが作成された。解析モデ
ルの有効性は更に実験により確認され、それに基
いて本発明の封じ込め外殻が開発された。
本発明によれば、軸流ガスタービンエンジンの
フアンローターブレードのアレイを囲繞している
フアンケースの外殻が軸線方向に後方に向つて厚
みを増し、ローターブレードの中心翼弦点を通る
平面の後方で最大の厚みを有し、それによりブレ
ード破片の衝突に対してフアンケースを選択的に
補強している。
フアンローターブレードのアレイを囲繞している
フアンケースの外殻が軸線方向に後方に向つて厚
みを増し、ローターブレードの中心翼弦点を通る
平面の後方で最大の厚みを有し、それによりブレ
ード破片の衝突に対してフアンケースを選択的に
補強している。
一つの実施態様によれば、外殻が最大の厚みを
有する位置は、中心翼弦点を通る基準平面とロー
ターブレードの先端の後縁から先端の軸線方向長
さと等しい距離だけ下流の基準平面とにより境い
される領域内にある。
有する位置は、中心翼弦点を通る基準平面とロー
ターブレードの先端の後縁から先端の軸線方向長
さと等しい距離だけ下流の基準平面とにより境い
される領域内にある。
本発明の主な特徴は、軸流ガスタービンエンジ
ンのフアンケースの封じ込め外殻が下記のように
構成されていることである。外殻はローターブレ
ードのアレイを囲繞している。各ローターブレー
ドは前縁、中心翼弦点及び後縁を有する先端を有
している。外殻の半径方向厚みは、エンジンの軸
線に対して垂直でローターブレードのアレイの中
心翼弦点を通る基準平面の後方で最大の厚みに達
する点まで軸綿方向に後方に向つて増大してい
る。一つの実施態様では、外殻はローターブレー
ドの前縁領域の半径方向に外側で最小の厚みを有
し、またブレードの中心翼弦点を通る平面とロー
ターブレードの後縁を通る平面との間に延びる領
域内で最大の厚みを有する。他の実施態様では、
ローターブレードの先端は、エンジンの軸線を含
む平面内で測つて、前縁と後縁との間に軸線方向
長さＬを有する。外殻は、ブレードの中心翼弦点
を通る基準平面とローターブレードの後縁から後
方に距離Ｌの点を通る基準平面との間に位置する
領域内に最大の厚みを有する。外殻の厚みは第三
の平面の後方の領域では軸線方向に後方に向つて
減少している。一つの実施態様では、厚みは後方
に向つて段階的に変化している。
ンのフアンケースの封じ込め外殻が下記のように
構成されていることである。外殻はローターブレ
ードのアレイを囲繞している。各ローターブレー
ドは前縁、中心翼弦点及び後縁を有する先端を有
している。外殻の半径方向厚みは、エンジンの軸
線に対して垂直でローターブレードのアレイの中
心翼弦点を通る基準平面の後方で最大の厚みに達
する点まで軸綿方向に後方に向つて増大してい
る。一つの実施態様では、外殻はローターブレー
ドの前縁領域の半径方向に外側で最小の厚みを有
し、またブレードの中心翼弦点を通る平面とロー
ターブレードの後縁を通る平面との間に延びる領
域内で最大の厚みを有する。他の実施態様では、
ローターブレードの先端は、エンジンの軸線を含
む平面内で測つて、前縁と後縁との間に軸線方向
長さＬを有する。外殻は、ブレードの中心翼弦点
を通る基準平面とローターブレードの後縁から後
方に距離Ｌの点を通る基準平面との間に位置する
領域内に最大の厚みを有する。外殻の厚みは第三
の平面の後方の領域では軸線方向に後方に向つて
減少している。一つの実施態様では、厚みは後方
に向つて段階的に変化している。
本発明の主な利点は、選択された領域内では外
殻の厚みを増し且他の領域内では外殻の厚みを減
ずることにより、一定の厚みを有するケースに比
べて重量が軽いケースによりブレードの根元領域
でのローターブレードの損傷の際のローターブレ
ードの破片を封じ込めているので、効率の高い封
じ込めが行われることである。他の利点は、エン
ジンのフアンケースと外殻が一体に形成されてい
るので、封じ込め外殻の製造及び組立てが容易な
ことである。
殻の厚みを増し且他の領域内では外殻の厚みを減
ずることにより、一定の厚みを有するケースに比
べて重量が軽いケースによりブレードの根元領域
でのローターブレードの損傷の際のローターブレ
ードの破片を封じ込めているので、効率の高い封
じ込めが行われることである。他の利点は、エン
ジンのフアンケースと外殻が一体に形成されてい
るので、封じ込め外殻の製造及び組立てが容易な
ことである。
本発明の上記の特徴及び利点は、以下にその最
良の実施例を図面により詳細に説明する中で一層
明らかになろう。
良の実施例を図面により詳細に説明する中で一層
明らかになろう。
ターボフアン型式の軸流ガスタービンエンジン
１０が第１図に示されている。ナセル１２がエン
ジンを囲んでおり、航空機翼（図示せず）のよう
な支え構造に対して所定の位置にエンジンを支え
るべく構成されている。エンジンはフアン部分１
４、コンプレツサ部分１６、燃焼部分１８及びタ
ービン部分２０からなつている。作動媒体ガスに
対する一次流路２２がこれらの部分を通つて後方
に延びている。作動媒体ガスに対する二次流路２
４は一次流路の外側を後方に延びている。
１０が第１図に示されている。ナセル１２がエン
ジンを囲んでおり、航空機翼（図示せず）のよう
な支え構造に対して所定の位置にエンジンを支え
るべく構成されている。エンジンはフアン部分１
４、コンプレツサ部分１６、燃焼部分１８及びタ
ービン部分２０からなつている。作動媒体ガスに
対する一次流路２２がこれらの部分を通つて後方
に延びている。作動媒体ガスに対する二次流路２
４は一次流路の外側を後方に延びている。
フアン部分１４は回転軸線Arを有するロータ
ー組立体２６とステータ組立体２８とを含んでい
る。ステータ組立体は軸線方向に延びるフアンケ
ース３０とフアン出口案内ベーン３２のようなス
テターベーンのアレイとを有する。フアンケース
は対称軸線Asを有し、ナセル１２の内壁を形成
している。氷結防止空気に対するダクト３４及び
圧縮空気により航空機を始動させるための始動機
（図示せず）のようなサービス要素はフアンケー
スの半径方向に外側に配設されている。
ー組立体２６とステータ組立体２８とを含んでい
る。ステータ組立体は軸線方向に延びるフアンケ
ース３０とフアン出口案内ベーン３２のようなス
テターベーンのアレイとを有する。フアンケース
は対称軸線Asを有し、ナセル１２の内壁を形成
している。氷結防止空気に対するダクト３４及び
圧縮空気により航空機を始動させるための始動機
（図示せず）のようなサービス要素はフアンケー
スの半径方向に外側に配設されている。
ローター組立体２６はローターデイスク３６及
び複数個のローターブレード３８を含んでいる。
各ローターブレードは根元領域４０、中間スパン
領域４２及び先端領域４４を有する。ローターブ
レードはローターデイスクから外方に作動媒体ガ
ス流路を横切つてステータ組立体の近傍に延びて
いる。
び複数個のローターブレード３８を含んでいる。
各ローターブレードは根元領域４０、中間スパン
領域４２及び先端領域４４を有する。ローターブ
レードはローターデイスクから外方に作動媒体ガ
ス流路を横切つてステータ組立体の近傍に延びて
いる。
第２図にはステータ組立体２８の拡大断面図に
よりフアンケース３０とローターブレード３８の
一つとが示されている（ローターブレードは部分
的に切欠いて図示されている）。ローターブレー
ドは前縁４６及び後縁４８を有する。ブレードの
先端４４で、後縁は前縁から軸線方向に距離1を
おいている。先端は前縁に点５０、中心翼弦点５
２、後縁に点５４を有する。中心翼弦点は先端の
前縁及び後縁から軸線方向に等しい距離をおいて
いる。後縁の下流の点５６は後縁の点から軸線方
向に後方に距離L2をおいている。距離L2は距離
L1に等しい（L2＝L1）。四つの基準平面P1，P2，
P3及びP4はフアンローターブレード上のこれら
の点を通つて、それぞれフアンケースの対称軸線
に対して垂直に延びている。平面P1は前縁の点
５０を通つて延びている。平面P2はエーロフオ
イル先端の中心翼弦点５２を通つて延びている。
平面P3は後縁の点５４を通つて延びている。平
面P4はローターブレードの下流の点５６を通つ
て延びている。各ローターブレードはフアンケー
ス３０からは半径方向に間隔をおいており、その
間にギヤツプＧを残している。
よりフアンケース３０とローターブレード３８の
一つとが示されている（ローターブレードは部分
的に切欠いて図示されている）。ローターブレー
ドは前縁４６及び後縁４８を有する。ブレードの
先端４４で、後縁は前縁から軸線方向に距離1を
おいている。先端は前縁に点５０、中心翼弦点５
２、後縁に点５４を有する。中心翼弦点は先端の
前縁及び後縁から軸線方向に等しい距離をおいて
いる。後縁の下流の点５６は後縁の点から軸線方
向に後方に距離L2をおいている。距離L2は距離
L1に等しい（L2＝L1）。四つの基準平面P1，P2，
P3及びP4はフアンローターブレード上のこれら
の点を通つて、それぞれフアンケースの対称軸線
に対して垂直に延びている。平面P1は前縁の点
５０を通つて延びている。平面P2はエーロフオ
イル先端の中心翼弦点５２を通つて延びている。
平面P3は後縁の点５４を通つて延びている。平
面P4はローターブレードの下流の点５６を通つ
て延びている。各ローターブレードはフアンケー
ス３０からは半径方向に間隔をおいており、その
間にギヤツプＧを残している。
ローターブレード３８の外側のフアンケース３
０はラブストリツプ（rubstrip）５８、外殻６
０、第一のフランジ６２及び第二のフランジ６４
を含んでいる。これらのフランジは外殻と一体に
つながつている。これらのフランジは外殻から内
方に延び、フアンケースにラブストリツプを受入
れるための溝６６を郭定している。フアンケース
は、外殻に一体につながり外殻から外方に延びる
第三のフランジ６８及び第四のフランジ７０を有
する。第三のフランジは隣接構造物への取付けの
ための複数個の孔を有し、そのうちの一つが参照
符号７２を付して示されている。第四のフランジ
はフアンケースの振動応答に影響を及ぼすべく外
方に延びている。これらの四つのフランジ及びラ
ブストリツプはフアンブレードの破片をブレード
平面内に封じ込める目的で外殻の一部分をなすも
のとはみなされず、従つてフアンブレードの損傷
の際にフアンブレードの破片の衝突に外殻が耐え
る能力を向上するものとはみなされない。
０はラブストリツプ（rubstrip）５８、外殻６
０、第一のフランジ６２及び第二のフランジ６４
を含んでいる。これらのフランジは外殻と一体に
つながつている。これらのフランジは外殻から内
方に延び、フアンケースにラブストリツプを受入
れるための溝６６を郭定している。フアンケース
は、外殻に一体につながり外殻から外方に延びる
第三のフランジ６８及び第四のフランジ７０を有
する。第三のフランジは隣接構造物への取付けの
ための複数個の孔を有し、そのうちの一つが参照
符号７２を付して示されている。第四のフランジ
はフアンケースの振動応答に影響を及ぼすべく外
方に延びている。これらの四つのフランジ及びラ
ブストリツプはフアンブレードの破片をブレード
平面内に封じ込める目的で外殻の一部分をなすも
のとはみなされず、従つてフアンブレードの損傷
の際にフアンブレードの破片の衝突に外殻が耐え
る能力を向上するものとはみなされない。
第３図は外殻６０の解図的な断面図である。第
４図及び第５図はそれぞれ第３図の外殻を変形し
た実施例の解図的な断面図である。何れの図面
も、基準平面P1，p2P3，P4と外殻の半径方向材
料厚みｔとの間の関係を示すため長さ及び厚みを
誇張して図示している。第３図では、外殻の半径
方向材料厚みｔは軸線方向に後方に向つて増し、
中心翼弦平面P2の後方で最大厚みに達している。
第４図では、外殻の半径方向材料厚みｔは前縁領
域に於ける最小厚みTminから軸線方向に後方に
向つて増大し、中心翼弦平面P2と後縁平面P3と
により境される領域内で最大厚みTmaxに達して
いる。第５図では、外殻の半径方向材料厚みｔは
軸線方向に後方に向つて少なくとも一箇所での段
階的（不連続的）な厚み増大を経て、中心翼弦平
面P2と後縁平面P3との間に位置する領域内で最
大厚みTmaxに達している。これらの実施例の何
れに於ても、外殻はローターブレードの前縁領域
に於て最小の半径方向材料厚みを有し且軸線方向
に後方の位置に於て最小厚みよりも少なくとも20
％大きい最大の半径方向材料厚みを有する。外殻
の最大の材料厚みは、中心翼弦平面P2と後縁か
ら軸線方向に距離L2をおいている下流平面P4と
の間に位置する領域内で生じている。
４図及び第５図はそれぞれ第３図の外殻を変形し
た実施例の解図的な断面図である。何れの図面
も、基準平面P1，p2P3，P4と外殻の半径方向材
料厚みｔとの間の関係を示すため長さ及び厚みを
誇張して図示している。第３図では、外殻の半径
方向材料厚みｔは軸線方向に後方に向つて増し、
中心翼弦平面P2の後方で最大厚みに達している。
第４図では、外殻の半径方向材料厚みｔは前縁領
域に於ける最小厚みTminから軸線方向に後方に
向つて増大し、中心翼弦平面P2と後縁平面P3と
により境される領域内で最大厚みTmaxに達して
いる。第５図では、外殻の半径方向材料厚みｔは
軸線方向に後方に向つて少なくとも一箇所での段
階的（不連続的）な厚み増大を経て、中心翼弦平
面P2と後縁平面P3との間に位置する領域内で最
大厚みTmaxに達している。これらの実施例の何
れに於ても、外殻はローターブレードの前縁領域
に於て最小の半径方向材料厚みを有し且軸線方向
に後方の位置に於て最小厚みよりも少なくとも20
％大きい最大の半径方向材料厚みを有する。外殻
の最大の材料厚みは、中心翼弦平面P2と後縁か
ら軸線方向に距離L2をおいている下流平面P4と
の間に位置する領域内で生じている。
エンジンの作動中、第１図に示されているロー
ター組立体２６は毎分4000回転という高い速度で
回転軸線Arの周りを回転する。ローター組立体
が回転するにつれて、ローターデイスク３６は各
ブレードの根元領域４０に遠心力を及ぼし、ブレ
ードをローター組立体の回転軸線Arの周りの円
形通路に従わせる。回転中に大きな外来異物がブ
レードに衝突すると、ブレードは根元領域で損傷
し得る。以下の説明は、このようなブレード損傷
の際のブレードとラブストリツプ５８と支持外殻
６０の間の典型的な相互作用を説明するものであ
る。この説明はブレードの損傷の際に上記要素の
間に生じ得る全ての相互作用を余すところなく説
明するものではない。
ター組立体２６は毎分4000回転という高い速度で
回転軸線Arの周りを回転する。ローター組立体
が回転するにつれて、ローターデイスク３６は各
ブレードの根元領域４０に遠心力を及ぼし、ブレ
ードをローター組立体の回転軸線Arの周りの円
形通路に従わせる。回転中に大きな外来異物がブ
レードに衝突すると、ブレードは根元領域で損傷
し得る。以下の説明は、このようなブレード損傷
の際のブレードとラブストリツプ５８と支持外殻
６０の間の典型的な相互作用を説明するものであ
る。この説明はブレードの損傷の際に上記要素の
間に生じ得る全ての相互作用を余すところなく説
明するものではない。
フアンブレードの損傷の際、フアンブレード３
８は根元領域で破断して、半径方向に外方に先端
領域４４とラブストリツプ５８との間のギヤツプ
Ｇを横切つて運動し、ラブストリツプ５８に衝突
して破片となる。第６図に示されているように、
典型的にブレードの先端領域４４（参照符号Ａを
付されている領域）はこの最初の衝突の際にロー
ターブレードから離れて、ブレードの根元領域４
０及び中間スパン領域４２（参照符号Ｂを付され
ている領域）を後ろに残す。流路の形状とブレー
ドの前縁と後縁との間に存在する圧力差とに起因
して、先端領域の破片は比較的高い軸線方向速度
で前方に運動する。ブレードの第二の部分Ｂをな
す中間スパン及び根元領域は先端領域４４により
占められる半径方向距離を横切つてまたギヤツプ
Ｇを横切つて半径方向に外方に運動する。
８は根元領域で破断して、半径方向に外方に先端
領域４４とラブストリツプ５８との間のギヤツプ
Ｇを横切つて運動し、ラブストリツプ５８に衝突
して破片となる。第６図に示されているように、
典型的にブレードの先端領域４４（参照符号Ａを
付されている領域）はこの最初の衝突の際にロー
ターブレードから離れて、ブレードの根元領域４
０及び中間スパン領域４２（参照符号Ｂを付され
ている領域）を後ろに残す。流路の形状とブレー
ドの前縁と後縁との間に存在する圧力差とに起因
して、先端領域の破片は比較的高い軸線方向速度
で前方に運動する。ブレードの第二の部分Ｂをな
す中間スパン及び根元領域は先端領域４４により
占められる半径方向距離を横切つてまたギヤツプ
Ｇを横切つて半径方向に外方に運動する。
フアンブレードの第二の部分Ｂが外方に運動す
るにつれて、ブレードの第二の部分は後ろから点
線で示されている隣接（後続）フアンブレードに
より衝突される。後続のフアンブレードは破断し
たブレード破片Ｂを加速して、破片が後続ブレー
ドに沿つて半径方向に外方に滑るにつれてブレー
ド破片の速度を増大させる。ブレードの第二の部
分Ｂは後続ブレードにより衝突される結果として
速度の軸線方向後ろ向き成分Vaを有し、またこ
の接触及びブレードの回転エネルギのために速度
の半径方向外向き成分Vrをも有する。後続ブレ
ードの衝突により生ずるブレードのＢは寸法が大
きく速度が高いために、ブレードの最初の衝突の
際よりも大きなエネルギでラブストリツプ５８に
衝突する。第７図に示されているように、第二回
の衝突の際にブレードはラブストリツプを貫通し
て、最初の衝突の際よりも後方の位置で封じ込め
外殻６０に衝突する。ブレード破片Ｃはブレード
の新たな先端から離れて、軸線方向に前方に運動
し、破片B′を後ろに残す。
るにつれて、ブレードの第二の部分は後ろから点
線で示されている隣接（後続）フアンブレードに
より衝突される。後続のフアンブレードは破断し
たブレード破片Ｂを加速して、破片が後続ブレー
ドに沿つて半径方向に外方に滑るにつれてブレー
ド破片の速度を増大させる。ブレードの第二の部
分Ｂは後続ブレードにより衝突される結果として
速度の軸線方向後ろ向き成分Vaを有し、またこ
の接触及びブレードの回転エネルギのために速度
の半径方向外向き成分Vrをも有する。後続ブレ
ードの衝突により生ずるブレードのＢは寸法が大
きく速度が高いために、ブレードの最初の衝突の
際よりも大きなエネルギでラブストリツプ５８に
衝突する。第７図に示されているように、第二回
の衝突の際にブレードはラブストリツプを貫通し
て、最初の衝突の際よりも後方の位置で封じ込め
外殻６０に衝突する。ブレード破片Ｃはブレード
の新たな先端から離れて、軸線方向に前方に運動
し、破片B′を後ろに残す。
第８図に示されているように、ブレードの第二
の部分B′は外方に運動して、ケースに三回目の
衝突をする。この三回目の衝突の際、ブレードの
残りの部分は厚いので、先端で破片とならない。
ブレード部分B′は後続ブレードにより後方に駆
動され、またこの接触及びブレードの回転エネル
ギのためにブレード第二の部分は最初に衝突の際
よりも大きな衝撃力で封じ込め外殻に衝突する。
第二回及び第三回の衝突の際の衝撃力は最初の衝
突の際の衝撃力よりもはるかに大きい。封じ込め
外殻に最大の衝突エネルギが伝えられるのは、第
一の基準平面P2の後方且平面P4の前方の領域内
である。平面P2の後方に於けるケースの選択的
補強により、ケースのエネルギ吸収能力を増し、
また平面P1とP4との間で一定の厚みを有する構
造に比べてケースの重量を軽くすることができ
る。第８図に示されているように、残りのブレー
ド部分B′はロータの平面から後方に押される。
残りのブレード部分は、平面P2とP4との間で生
ずる衝突よりも小さな力で軸線方向に後方の箇所
でケースに一回又は複数回衝突する。残りの部分
Ｂは典型的に、第１図に示さているフアン出口案
内ベーン３２によりロータの後尾でトラツプされ
る。
の部分B′は外方に運動して、ケースに三回目の
衝突をする。この三回目の衝突の際、ブレードの
残りの部分は厚いので、先端で破片とならない。
ブレード部分B′は後続ブレードにより後方に駆
動され、またこの接触及びブレードの回転エネル
ギのためにブレード第二の部分は最初に衝突の際
よりも大きな衝撃力で封じ込め外殻に衝突する。
第二回及び第三回の衝突の際の衝撃力は最初の衝
突の際の衝撃力よりもはるかに大きい。封じ込め
外殻に最大の衝突エネルギが伝えられるのは、第
一の基準平面P2の後方且平面P4の前方の領域内
である。平面P2の後方に於けるケースの選択的
補強により、ケースのエネルギ吸収能力を増し、
また平面P1とP4との間で一定の厚みを有する構
造に比べてケースの重量を軽くすることができ
る。第８図に示されているように、残りのブレー
ド部分B′はロータの平面から後方に押される。
残りのブレード部分は、平面P2とP4との間で生
ずる衝突よりも小さな力で軸線方向に後方の箇所
でケースに一回又は複数回衝突する。残りの部分
Ｂは典型的に、第１図に示さているフアン出口案
内ベーン３２によりロータの後尾でトラツプされ
る。
本発明をその好ましい実施例について詳細に図
示し説明してきたが、本発明の範囲内でその形態
及び細部に種々の変更が行われ得ることは当業者
により理解されよう。
示し説明してきたが、本発明の範囲内でその形態
及び細部に種々の変更が行われ得ることは当業者
により理解されよう。
第１図は航空機ナセル内に取付けられたターボ
フアン型式の軸流ガスタービンエンジンの斜視図
であり、ナセル及びエンジンの一部分を切欠いて
エンジン内のフアンローターブレードのアレイ及
びそれに隣接するフアンケースの構造が示されて
いる。第２図はローターブレードに隣接するフア
ンケース構造の断面図及びローターブレードの側
面図であり、ローターブレードの一部分は切欠か
れて示されている。第３図はローターブレードの
封じ込めのための外殻の解図的な断面図である。
第４図は第３図の封じ込め外殻を変形した実施例
の解図的な断面図である。第５図は第３図の封じ
込め外殻変形した他の実施例の解図的な断面図で
ある。第６図はブレードの根元の損傷の際にロー
ターブレードが封じ込め外殻に保持されているラ
ブストリツプに最初に衝突する際の状態を説明す
る図である。第７図はローターブレードがラブト
スリツプを貫通して封じ込め外殻に衝突する際の
状態を説明する図である。第８図はローターブレ
ードが後続ブレードによりターボフアンエンジン
のフアンロータ平面から後方に駆動されるにつれ
てロータブレードが封じ込め外殻に衝突する際の
状態を説明する図である。 １０……ガスタービンエンジン、１２……ナセ
ル、１４……フアン部分、１６……コンプレツサ
部分、１８……燃焼部分、２０……タービン部
分、２２……一次流路、２４……二次流路、２６
……ローター組立体、２８……ステータ組立体、
３０……フアンケース、３２……フアン出口案内
ベーン、３４……ダクト、３６……ローターデイ
スク、３８……ローターブレード、４０……根元
領域、４２……中間スパン領域、４４……先端領
域、４６……前縁、４８……後縁、５０……前縁
の点、５２……中心翼弦点、５４……後縁の点、
５６……後縁の下流の点、５８……ラブストリツ
プ、６０……外殻、６２……第一フランジ、６４
……第二フランジ、６６……溝、６８……第三フ
ランジ、７０……第四フランジ、７２……孔。
フアン型式の軸流ガスタービンエンジンの斜視図
であり、ナセル及びエンジンの一部分を切欠いて
エンジン内のフアンローターブレードのアレイ及
びそれに隣接するフアンケースの構造が示されて
いる。第２図はローターブレードに隣接するフア
ンケース構造の断面図及びローターブレードの側
面図であり、ローターブレードの一部分は切欠か
れて示されている。第３図はローターブレードの
封じ込めのための外殻の解図的な断面図である。
第４図は第３図の封じ込め外殻を変形した実施例
の解図的な断面図である。第５図は第３図の封じ
込め外殻変形した他の実施例の解図的な断面図で
ある。第６図はブレードの根元の損傷の際にロー
ターブレードが封じ込め外殻に保持されているラ
ブストリツプに最初に衝突する際の状態を説明す
る図である。第７図はローターブレードがラブト
スリツプを貫通して封じ込め外殻に衝突する際の
状態を説明する図である。第８図はローターブレ
ードが後続ブレードによりターボフアンエンジン
のフアンロータ平面から後方に駆動されるにつれ
てロータブレードが封じ込め外殻に衝突する際の
状態を説明する図である。 １０……ガスタービンエンジン、１２……ナセ
ル、１４……フアン部分、１６……コンプレツサ
部分、１８……燃焼部分、２０……タービン部
分、２２……一次流路、２４……二次流路、２６
……ローター組立体、２８……ステータ組立体、
３０……フアンケース、３２……フアン出口案内
ベーン、３４……ダクト、３６……ローターデイ
スク、３８……ローターブレード、４０……根元
領域、４２……中間スパン領域、４４……先端領
域、４６……前縁、４８……後縁、５０……前縁
の点、５２……中心翼弦点、５４……後縁の点、
５６……後縁の下流の点、５８……ラブストリツ
プ、６０……外殻、６２……第一フランジ、６４
……第二フランジ、６６……溝、６８……第三フ
ランジ、７０……第四フランジ、７２……孔。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 軸流ガスタービンエンジンのロータブレード
列を囲繞しており対称軸線Asを有するフアンケ
ースの外殻にして、 該フアンケースの外殻は半径方向の材料厚さが
軸線方向に後方に向つて増加しており、前記ロー
タブレードのうちの一つのブレードの中心翼弦点
を通り前記対称軸線Asに対して垂直な第一の平
面P2より軸線方向に後方の位置で最大厚さを有
しており、 前記材料厚さの増加によつて前記フアンケース
の横断面積が選択的に増加しこれによつて前記フ
アンケースが前記ロータブレードの破片の衝突に
対して補強されることを特徴とするフアンケース
の外殻。 ２ 特許請求の範囲第１項のフアンケースの外殻
にして、前記ロータブレードは後縁を有する先端
部を有しており、第二の平面P3が前記後縁を通
つて前記対称軸線Asに垂直に延在しており、前
記第一の面P2と前記第二の面P3によつて境界さ
れる領域に前記最大厚さが含まれることを特徴と
するフアンケースの外殻。 ３ 特許請求の範囲第１項のフアンケースの外殻
にして、前記ロータブレードは後縁を有する先端
部を有しており、前記後縁は前記ロータブレード
の重ね線より距離Ｌだけ隔置されており、第二の
面P4が前記後縁の後方であつて距離Ｌだけ離れ
た点を通り且つ前記対称軸線Asに垂直に延在し
これによつて前記第一の面P2と前記第二の面P4
との間に延在する領域を郭定しており、前記領域
内に最大厚さを有することを特徴とするフアンケ
ースの外殻。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/344,901 US4417848A (en) | 1982-02-01 | 1982-02-01 | Containment shell for a fan section of a gas turbine engine |
| US344901 | 1982-02-01 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58138210A JPS58138210A (ja) | 1983-08-17 |
| JPH0345203B2 true JPH0345203B2 (ja) | 1991-07-10 |
Family
ID=23352571
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP58015379A Granted JPS58138210A (ja) | 1982-02-01 | 1983-01-31 | 軸流ガスタ−ビンエンジンのフアンケ−スの外殻 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4417848A (ja) |
| JP (1) | JPS58138210A (ja) |
| DE (1) | DE3302576C2 (ja) |
| FR (1) | FR2520805A1 (ja) |
| GB (1) | GB2114233B (ja) |
Families Citing this family (38)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4639188A (en) * | 1984-12-04 | 1987-01-27 | Sundstrand Corporation | Turbine wheel containment |
| FR2574476B1 (fr) * | 1984-12-06 | 1987-01-02 | Snecma | Carter de retention pour soufflante de turboreacteur |
| US4734007A (en) * | 1987-03-03 | 1988-03-29 | Rolls-Royce Plc | Fan casing and fan blade loading/unloading |
| GB2225587B (en) * | 1988-10-29 | 1992-07-15 | Ishikawajima Harima Heavy Ind | Interior material for fan case of turbo-fan engine |
| US5188505A (en) * | 1991-10-07 | 1993-02-23 | General Electric Company | Structural ring mechanism for containment housing of turbofan |
| US5259724A (en) * | 1992-05-01 | 1993-11-09 | General Electric Company | Inlet fan blade fragment containment shield |
| US5409349A (en) * | 1994-04-29 | 1995-04-25 | United Technologies Corporation | Turbofan containment structure |
| US5413456A (en) * | 1994-04-29 | 1995-05-09 | United Technologies Corporation | Aircraft fan containment structure |
| US5485723A (en) * | 1994-04-29 | 1996-01-23 | United Technologies Corporation | Variable thickness isogrid case |
| DE19618313B4 (de) * | 1996-05-08 | 2005-07-21 | Abb Turbo Systems Ag | Axialturbine eines Abgasturboladers |
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| US6120242A (en) * | 1998-11-13 | 2000-09-19 | General Electric Company | Blade containing turbine shroud |
| GB9922619D0 (en) * | 1999-09-25 | 1999-11-24 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine blade containment assembly |
| 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 |
| GB2361032A (en) * | 2000-04-05 | 2001-10-10 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine blade containment assembly |
| RU2189454C1 (ru) * | 2001-06-27 | 2002-09-20 | Государственное унитарное предприятие Тушинское машиностроительное конструкторское бюро "Союз" - дочернее предприятие Федерального государственного унитарного предприятия "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" | Газотурбинная энергоустановка |
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| US11268526B2 (en) | 2013-07-09 | 2022-03-08 | Raytheon Technologies Corporation | Plated polymer fan |
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| US10487684B2 (en) | 2017-03-31 | 2019-11-26 | The Boeing Company | Gas turbine engine fan blade containment systems |
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| US2930521A (en) * | 1955-08-17 | 1960-03-29 | Gen Motors Corp | Gas turbine structure |
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-
1982
- 1982-02-01 US US06/344,901 patent/US4417848A/en not_active Expired - Lifetime
-
1983
- 1983-01-24 GB GB08301823A patent/GB2114233B/en not_active Expired
- 1983-01-26 DE DE3302576A patent/DE3302576C2/de not_active Expired - Lifetime
- 1983-01-28 FR FR8301308A patent/FR2520805A1/fr active Granted
- 1983-01-31 JP JP58015379A patent/JPS58138210A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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| GB8301823D0 (en) | 1983-02-23 |
| DE3302576C2 (de) | 1994-05-19 |
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| FR2520805A1 (fr) | 1983-08-05 |
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| GB2114233A (en) | 1983-08-17 |
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