JPH1089150A - タービンエンジン用閉込め容器 - Google Patents

タービンエンジン用閉込め容器

Info

Publication number
JPH1089150A
JPH1089150A JP9177908A JP17790897A JPH1089150A JP H1089150 A JPH1089150 A JP H1089150A JP 9177908 A JP9177908 A JP 9177908A JP 17790897 A JP17790897 A JP 17790897A JP H1089150 A JPH1089150 A JP H1089150A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
containment
impact
containment vessel
turbine engine
case
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.)
Pending
Application number
JP9177908A
Other languages
English (en)
Inventor
Duyn Kevin G Van
ジー．ヴァン デューン ケヴェン
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
RTX Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
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 United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JPH1089150A publication Critical patent/JPH1089150A/ja
Pending legal-status Critical Current

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
    • 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)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 閉込め容器を有するタービンエンジンにおけ
る分離されたブレード片を含み、エンジンの重量を小さ
くするタービンエンジンの閉込め容器を提供する。 【解決手段】 タービンエンジン用の閉込め容器１３０
は、回転可能なブレードのアレイを取り囲み、かつ耐浸
透リング１５２と、閉込めリングから伸びる衝撃分離器
１３８ａ，１３８ｂによって構成されている。閉込め容
器は、ブレードから分離するブレード片が閉込め容器を
打たないような領域である衝撃領域１３６を持ってい
る。閉込めリングは衝撃領域と軸方向に一致するととも
に、衝撃分離器は衝撃領域から軸方向に分離されてい
る。動作中に、衝撃分離器は、閉込め容器１３０と隣り
合う容器６２，６４間の接続部１３９，１４１の保全を
保護するとともに、容器に取付けられた部材１０８に伝
達される力の激しさを減らす。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、回転可能なブレー
ドアレイを有するタービンエンジンに係り、特にエンジ
ン動作中にブレードから分離されるブレード片を形成す
るための閉込め容器に関する。
【０００２】
【従来の技術】パワーコマーシャル航空機のようなガス
タービンエンジンは、典型的に、ファン多重アレイ，コ
ンプレッサー（圧縮器）およびタービンブレードを含ん
でいる。各ブレードアレイ（翼アレイ）は、ハブに取付
けられハブから径方外方に伸びる多くのブレード（翼）
によって構成されている。エンジン動作中に、各ハブに
関連するブレードアレイは、軸方向に伸びる中心軸のま
わりに回転する。典型的に円筒又は円錐形状である回転
しない容器は、ブレードの先端の周囲を囲むとともに、
少しだけ離間している。容器は、少なくとも一つが隣り
合う容器に接続されている前縁と後縁を持っている。容
器は、エンジンを通して軸方向に伸びる流路の外部境界
を規定する。
【０００３】エンジン動作中に、ブレード片がブレード
から分離されることが可能である。ブレード片の分離
は、まれでありかつ、通常は、エンジン流路内の異物の
防止できない混入によるブレード損害に貢献可能であ
る。ブレード片の機械エネルギーはかなりなものである
ので（特にもしブレード片が、本質的に完全なブレード
によって構成され、および／若しくはハブとブレードが
高回転速度で回転すれば、ブレード片は、エンジンと、
ブレード片の軌道に沿っている飛行機の構成要素を損傷
することができる。そのような損害を防ぐために、ブレ
ードアレイを取り囲む容器はブレード片を閉じ込め又は
包含するように設計されており、かつ閉込め容器と呼ば
れている。
【０００４】閉込め容器の一つのタイプとして軟壁容器
が知られている。軟壁容器は、硬いが浸透可能な支持リ
ングによって巻かれている軽量耐浸透性羽布によって構
成されている。分離されたブレード片は羽布を含んでい
るが浸透可能な支持リングである。軟壁容器構造は効果
であるが軽量であり、航空機での適用においては歴然と
した利点がある。硬壁容器として知られている容器の第
２のタイプのものは、ブレード片の浸透に抗するのに充
分な径方向の厚みを有するリングによって構成されてい
る。硬い壁構造又は軟い壁構造の選択は容器の直径によ
る。大きな直径の容器に対しては、硬い壁構造のものは
重く、軟い壁構造のものは、高価ではあるが、好ましい
ものである。小さな直径の容器に対して、耐浸透に必要
とされる径方向の厚みは適切な重さであり、安価な硬い
壁構造のものが好ましい。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】硬壁構造のものは小径
のものに好ましいものであるが、欠点がある。まず、硬
壁容器の厚みは、ブレード片によって打たれた時、容易
に曲がるのが防止される。結局、全衝撃力が短時間に集
中し、硬壁が破損する。衝撃が急で厳しいので、容器の
厚さを必要とするとともに、重量が大きくなる。加え
て、厳しい衝撃エネルギーは、エンジン制御ユニット
と、エンジンの外部（特に閉込め容器の外部）に取付け
られた気体ラインのような、補助要素に伝達され、これ
らの要素に破壊力を与える。
【０００６】公知の硬壁閉込め容器の第２の欠点は、衝
撃中に閉込め容器が曲げられず、補助部材に向けられる
力が閉込め容器にまで進むことである。これらの力は閉
込め容器の前後縁を衝撃場所の方に引っぱり、閉込め容
器と隣り合う容器間の接続に引張り応力を課する。最後
に、公知の閉込め容器の形状が円筒状又は円錐状である
ので、パルスが衝撃場所から軸方向に達し、パルスが容
器接続部にせん断応力を加える。容器接続部は、張力と
せん断応力に耐えるような充分な強さで構成されている
が、この強さのためには更に不望の重量を伴うことにな
る。
【０００７】それ故に、本発明の目的は、閉込め容器を
有するタービンエンジンにおける分離されたブレード片
を含み、エンジンの重量を小さくするタービンエンジン
の閉込め容器を提供することである。
【０００８】本発明の他の目的は、閉込め容器の外部に
取付けられた部材に加わる衝撃エネルギーを小さくする
ことである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、タービ
ンエンジンの閉込め容器は、衝撃領域に軸方向に一致す
る耐浸透性閉込めリングと、閉込めリングから伸び衝撃
領域から軸方向に離間された衝撃分離器を含んでいる。
分離されたブレード片が閉込めリングを打つ場合に、衝
撃分離器は閉込め容器と隣り合う容器間の接続部に加え
られる応力を小さくする。また、衝撃分離器は、閉込め
容器に取付けられた部材への衝撃の効果を小さくする。
【００１０】発明の一つの実施例においては、分離器
は、閉込め容器から立ち上がるとともに棟によって共に
結合された一対の脚部によって構成されている円周方向
に伸びるたたみこみであり、脚部と棟はエンジンの流路
内に開くトラフを形成する。他の実施例においては、騒
音抑制ライナーは、エンジンからの騒音の入来を小さく
するために、トラフに配設されている。
【００１１】
【発明の実施の形態】この発明は、引張りおよびせん断
応力が、ブレード片衝撃中のタービンエンジン閉込め容
器と隣り合う容器間の接続部の保全に極めて脅威である
引張りおよびせん断応力に一部基づいていることと、接
続部の重さが、接続部をこれらの応力から分離すること
によって、小さくされることに基づいている。
【００１２】図８を参照すると、現代の航空機ガスター
ビンエンジン１０は、ファン１２，低圧力および高圧力
コンプレッサー１４，１６，燃焼室１８，および低圧力
および高圧力タービン２０，２２を含んでいる。高圧力
ロータは、シャフト２８によって共に接続された高圧力
コンプレッサーハブ２４および高圧力タービンハブ２
６，およびコンプレッサーおよびタービンブレード３
０，３４で示されるようなブレードアレイによって構成
されている。ブレードは各ハブから主流路を介して一次
又はコアケースアッセンブリー３８の近くに径方向外方
に伸びる。同様にして、低圧力ロータは、シャフト４６
によって共に接続されたファン，低圧力コンプレッサー
および低圧力タービンハブ４０，４２，４４と、例えば
ファン，低圧力コンプレッサーおよび低圧力タービンブ
レード４８，５０，５２で示されるブレードのアレイに
よって構成されている。ブレード４８，５０，５２は、
各ハブから一次流路を介して径方向外方に伸び、かつフ
ァンブレード４８の場合は、二次流路４８を介してコア
ケース３８又はファンケース５８の近くまで伸びる。ケ
ースアッセンブリーは一次と二次の流路境界を規定す
る。
【００１３】エンジン動作中に、タービンは、軸方向に
伸びる中心軸３１のまわりに、ファンとコンプレッサー
を回転駆動する。完全なブレードによって構成されるブ
レード片は、エンジン動作中に、ロータから分離される
ので、ケースアッセンブリーは充分な厚さでそのような
ブレード片を保持する強さを持っている。エンジンの多
くは、充分な容器厚みがエンジンの重量に貢献していな
い。しかしながら、ファンケースは充分に厚くなければ
ならないので、ファンケースはエンジンの重量に貢献
し、隣り合う容器接続は、大きなファンブレード４８の
機械エネルギーを吸収するために充分に強いものであ
る。エンジン重量は容器の直径によって増加される。そ
れ故に、閉込め能力又は隣り合う容器への接続に妥協す
ることなくファンケースアッセンブリーの重量を小さく
することが望ましい。
【００１４】図９を参照すると、従来のファンケースア
ッセンブリー５８は、ファンブレード４８のアレイを取
り囲む閉込め容器６０と、回転しないファン出口案内羽
根６６（図８）を取り囲むとともに該ファン出口案内羽
根６６に接続された出口ケース６４を含んでいる。閉込
め容器は、分離されたビレード片が閉込め容器を打つ領
域である衝撃領域６８を持っている。ブレード片の衝撃
を吸収するための充分な厚さと強さを有する閉込めリン
グ７０は、衝撃領域と軸方向に一致している。閉込め容
器は、代表的には、基体７６に結合された摩耗しやすい
層７４からなるエアシール７２を含んでおり、基体７６
は円周方向に伸びるチャンネル８０のフロア７８に結合
されている。強化リング８４，８６はケースをさらに強
くする閉込め容器の前縁の前方フランジ８８は、ファス
ナー（通常はボルトとナット）９０によって、入口ケー
ス６２のフランジ９１に接続され、ケース間の接続部９
６を形成する。同様にして、閉込め容器の後縁での後フ
ランジ９８は、ファスナー１００によって、フランジ１
０４に接続され、閉込め容器と出口ケース間の接続部１
０６を形成する。概略的に示されている電子エンジン制
御ユニットのうよな外部部材は、閉込め容器又は他のエ
ンジン容器に取付けられる。
【００１５】分離されたブレード片が、エンジン動作中
に、閉込め容器を打つ場合に、閉込めリングは、その厚
さと硬さによって、容易には曲がらない。従って、全衝
撃力は、非常に短い時間にわたって集中され、損傷を与
えることになる。衝撃力が激しいので、容器の厚さと重
さを増すことが要求され、衝撃力は、エンジンの外部
（特に閉込め容器の外部）に取付けられるエンジン制御
ユニットの如き補助部材にショックを伝える。閉込め容
器が衝撃中に曲がらない程度に、引張り応力は、閉込め
容器と、隣り合う入口および出口ケース間の接続部９
６，１０６に加えられる。さらに、せん断エネルギーの
パルスは、衝撃場所からケースの前後縁まで広がるとと
もに、ケース接続部にせん断応力を加えるケース接続部
は引張り応力とせん断応力に耐えるように充分に強く作
られているけれども、その強度のために、さらなる不要
な重量が伴わされることになる。
【００１６】図１は、前述のこれらの欠点をなくすため
の、本発明によるファン閉込め容器を示す。閉込め容器
１３０は、ファンブレード４８のアレイを取り囲むとと
もに、ケースの前後縁での前後フランジ１３２，１３４
によって、入口ケース６２と出口ケースの如きケースに
隣り合うことができる。図９の従来の閉込め容器と同じ
ように、本発明の閉込め容器は、衝撃領域１３６を持っ
ているとともに、円周方向に伸びるチャンネル１４６に
配設されたエアシール１３７を持っている。示されてい
るタイプのエアシールは良く知られているものであり、
このエアシールは閉込め容器の閉込め能力には貢献する
ものではなく、それ故にここでは更に詳しくは説明され
ない。騒音抑制音響ライナーは、ホネーコムセルのアレ
イ１４７と浸透膜１５０によって構成され、好ましくな
い音を吸収する。エアシールと同様に、音響ライナー
は、良く知られたものであり、ケースの閉込め能力には
貢献しない。
【００１７】閉込め容器は、衝撃領域１３６に軸方向に
一致する耐浸透性閉込めリング１５２と、分離器１３８
ａ又は１３８ｂのような、閉込めリングと一体でかつ衝
撃領域から軸方向に離間した少なくとも一つの衝撃分離
器を含んでいる。以下に完全に説明されているように、
各衝撃分離器は、分離されたブレード片が閉込め容器を
打つ場合に、閉込め容器と隣り合うケース間の接続部の
保全を護る。示された実施例においては、分離器１３８
ａは閉込め容器と入口ケース間の接続部１３９を保護
し、分離器１３８ｂは閉込め容器と出口ケース間の接続
部１４１を保護する。
【００１８】好ましい実施例においては、各衝撃分離器
は円周方向に伸びるたたみこみである。たたみこみ（渦
巻き）は、前後脚部１４０，１４２によって構成され、
これらの脚部は立上り角度α（図４によく示されてい
る）で閉込め容器から立上るとともに棟１４６によって
共に接合されている。脚部と棟は流路４９内に開くトラ
フを形成する。
【００１９】閉込め容器は、一般の閉込め容器と同様
に、フランジ１３２，１３４，チャンネル１４６および
衝撃分離器１３８ａ，１３８ｂのような局部的な特徴部
は鍛造されたケース内に加工される。
【００２０】本発明の閉込め容器の動作と利点は図２を
参照して良く理解されるものであり、図２は通常又は曲
げられない状態、および閉込めリングが分離されたブレ
ード片によって打たれる時に起こる曲げられた状態にお
ける状態を示す（ブレード片は図示されておらず、ケー
スの曲がりは例示をより明確にするために非常に誇張し
て示されている）。そのような場合に、わずかに広かっ
たたたみこみの脚部１４０，１４２は閉込めリングを曲
げさせるとともに、図示のように径方向外方に動く。図
３に示されているように、この衝撃の期間は公知の閉込
め容器に対する同様な衝撃の期間よりも長い。しかしな
がら、容器に作用する最大の力ＦMAXは公知の容器に作
用する最大の力ＦMAX CONVよりも小さい。より技術的
な面では、閉込め容器１３０のたわみは期間を長くする
けれども、力のインパルス又は時間保全は両方の場合に
対して等しい。従って、ブレードの衝撃は公知の閉込め
容器に対する同様な衝撃ほど急速で厳しいものではな
い。結局、容器に取り付けられている制御ユニットのよ
うな要素は損傷を受けにくい。
【００２１】容器が作られている物質の強さを越えるこ
となく、公知の閉込めリング７０の強さに関して閉込め
リング１５２の曲りの増加を補償するために、リング１
５２は公知のリング７０よりも延性の物質で作られてい
る。より延性の物質は、公知の容器で使用されている物
質とは異なる物質であるか、又はその延性を増すために
加熱処理された同じ物質である。より延性の物質は少な
い延性物質よりも弱いけれども、リングが蒙る最大力の
減少（図３）は、ブレード片衝撃がより延性物質を越え
ないことを確実にする。かくして、リング７０に関して
閉込めリング１５２を補償しないで厚くすることは必要
とされ、部材１０８の改良された衝撃分離はエンジン重
量を増すという欠点なくして達成される。
【００２２】脚部１４０，１４２の広がりは、もちろ
ん、接続部１３９，１４１の円周より不均一なまわりの
ブレード片衝撃から立上がる張力に貢献する。
【００２３】従って、張力は、衝撃場所に円周方向に近
接している接続部のこれらの部分について最小化され
る。たたみこみの型の衝撃分離器は、もちろん、衝撃場
所から接続部までのエネルギーパルスの広がりを防ぐ。
従って、閉込め容器１３０のフランジ１３２，１３４
は、入口および出口容器のフランジ９１，１０４と同様
に比較的小さくかつ軽く作られる。
【００２４】図４を参照すると、模範的なたたみこみの
さらなる特徴が明らかになる。理想的には、各たたみこ
みは円滑な流れ、曲折したプロフィル，ブレード片衝撃
中に応力が蓄えられる角又は縁のデボイドを持ってい
る。好ましい実施例においては、曲折半径ｒ1，ｒ2およ
びｒ3は、等しく、かつ製造を簡単にするためにできる
だけ大きいものであれば良い。半径は容器の軸方向およ
び径方向寸法を閉じ込むことによって制限される。立上
り角度αは理想的には約６０度と約９０度の間である。
立上り角度が６０度以下であれば、容器プロフィルは公
知の円筒状又は円錐状のプロフィルに近ずきたたみこみ
の利点を減少させる。立上り角度が９０度よりも大きけ
れば、トラフの開口部はトラフの内部よりも狭く、トラ
フは不要に困難にして高価な機械になる。最後に、たた
みこみは閉込めリングにできるだけ近く、エネルギーパ
ルスは、衝撃跡から広がり、できるだけ早くかつできる
だけ衝撃跡の近くで分離器によって吸収される。脚部１
４０，１４２の曲りが閉込めリングに近くなるにつれて
増加するので、たたみこみの閉込めリングに対する近接
度は閉込め容器を構成する物質のストレイン能力によっ
て制限される。実施例においては、閉込めリングの中心
線ＣORまでの間隔Ｌ1は閉込めリングの軸方向長さＬ2以
上ではない。
【００２５】図５〜７は、限定されるものではないが、
断面プロフィルと多くの衝撃分離たたみこみの変形例を
示す。図５と図６に示されているように、単一たたみこ
みの効果は多くのたたみこみを用いることによって論じ
られる。多重たたみこみは高密度アレイに配置されるか
又は量ｓだけ離間される（図６）。分離器の効果はたた
みこみの数に正比例する点において改良していない。そ
れ故に、各たたみこみは製作が複雑であるので、たたみ
こみを多く使用することは必ずしも進められるものでは
ない。各たたみこみの棟１４６は、図５と６に示されて
いるように２つの脚部の接続であるか、又は図７に示す
ように軸方向の間隔を越えている。また、図７に示すよ
うに、騒音抑制ライナーはトラフ１４８内に配設され、
不要なファン騒音を吸収する。
【００２６】発明はタービンエンジンにおけるファンブ
レードのアレイ用の閉込め容器として述べられている。
しかしながら、発明はコンプレッサーおよびタービンエ
ンジンのタービンブレードアレイ、および分離された部
材片を閉じ込められることが望ましいところの他の機械
にも等しく適用可能である。発明は閉込め容器と隣り合
う容器との間のフランジ接続を保護するために有用なも
のであるとして述べられているが、例えば溶接点のよう
な他のタイプの接続も等しく発明によって保護される。
これらおよび他の変形および修正は特許請求の範囲から
逸脱することなく行うことができる。
【００２７】
【発明の効果】本発明の主な利点は、接続部がブレード
片の衝撃によって課される応力を小さくする結果とし
て、容器接続部に関連する重量を減らすことである。第
２の利点は、エンジンの外部に取り付けられた部材、特
に閉込め容器に取付けられた部材への損傷の危険性を減
らすことである。
【００２８】発明のこれらの利点および特徴は、発明を
遂行するための上述の最良なモードの説明と添付図面に
鑑みて、より明らかになるものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による閉込めリングと衝撃分離器を有す
るファン閉込め容器の断面図。
【図２】ブレード片衝撃により曲げられた、本発明のフ
ァン閉込め容器を示す図１のファン閉込め容器と同様な
断面図。
【図３】従来の閉込め容器と本発明による閉込め容器の
両方に対するブレード片衝撃に関連する最大の力と期間
を示すグラフ。
【図４】本発明による模範的なたたみこまされた衝撃分
離器の拡大側面図。
【図５】騒音抑制ライナーを備え径方向内方に開口する
トラフを有する分離器を含んでいるたたみこまされた衝
撃分離器の他の実施例を示す図３のものと同様な部分断
面図。
【図６】騒音抑制ライナーを備え径方向内方に開口する
トラフを有する分離器を含んでいるたたみこまされた衝
撃分離器の他の実施例を示す図３のものと同様な部分断
面図。
【図７】騒音抑制ライナーを備え径方向内方に開口する
トラフを有する分離器を含んでいるたたみこまされた衝
撃分離器の他の実施例を示す図３のものと同様な部分断
面図。
【図８】航空機ガスタービンエンジンの概略側面断面
図。
【図９】図８に示される通常タイプのタービンエンジン
の従来例にかかるファン閉じ込め容器の側面断面図。
【符号の説明】
１０…航空機ガスタービンエンジン １２…ファン １４，１６…コンプレッサー １８…燃焼室 ２０，２２…タービン ２４…コンプレッサーハブ ２６，４０，４２，４４，５０，５２…タービンハブ ３０，３４…タービンブレード ４８…ファンブレード ４９…二次流路 ５８…ファンケース ６０…閉込め容器 ６２…入口ケース ６４…出口ケース ６６…案内羽根 ９１，１０４…フランジ １０８…エンジン制御ユニット １３０…閉込め容器 １３１，１３４…フランジ １３６…衝撃領域 １３８ａ，１３８ｂ…アイソレータ １３９，１４１…接続 １４０…前脚 １４２…後脚 １４６…棟 １４８…トラフ １５２…閉込めリング

Claims (6)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 タービンエンジンが流路と、ハブと、該
    ハブから流路を介して径方向外方に伸びるロータブレー
    ドのアレイを含み、隣り合うエンジンケースに受け入れ
    可能であるとともに衝撃領域を有するタービンエンジン
    用の閉込め容器であって、 衝撃領域と径方向に一致する耐浸透性の閉込めリング、
    および閉込めリングから伸びるとともに衝撃領域から軸
    方向に離間され、閉込め容器と隣り合う容器間の接続部
    の保全を保護するための少なくとも一つの衝撃分離器、
    によって構成されていることを特徴とする、 タービンエンジン用閉込め容器。
  2. 【請求項２】 衝撃分離器が円周方向に伸びるたたみこ
    みによって構成されていることを特徴とする、請求項１
    に記載のタービンエンジン用閉込め容器。
  3. 【請求項３】 たたみこみが容器から立上るとともに棟
    によって共に接合された一対の脚部によって構成され、
    脚部と棟が流路に開口するトラフを規定することを特徴
    とする、請求項２に記載のタービンエンジン用閉込め容
    器。
  4. 【請求項４】 さらに、トラフ内に配設された騒音抑制
    ライナーによって構成されていることを特徴とする、請
    求項３に記載のタービンエンジン用閉込め容器。
  5. 【請求項５】 各脚部がほぼ６０度からほぼ９０度まで
    の範囲である立上り角度を有することを特徴とする、請
    求項３に記載のタービンエンジン用閉込め容器。
  6. 【請求項６】 閉込めリングが長さＬ2を有し、たたみ
    こみはＬ2よりも大きくない間隔Ｌ1だけ閉込めリングか
    ら離間されていることを特徴とする、請求項２に記載の
    タービンエンジン用閉込め容器。
JP9177908A 1996-07-03 1997-07-03 タービンエンジン用閉込め容器 Pending JPH1089150A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/675,765 US5823739A (en) 1996-07-03 1996-07-03 Containment case for a turbine engine
US08/675765 1996-07-03

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPH1089150A true JPH1089150A (ja) 1998-04-07

Family

ID=24711889

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP9177908A Pending JPH1089150A (ja) 1996-07-03 1997-07-03 タービンエンジン用閉込め容器

Country Status (4)

Country Link
US (1) US5823739A (ja)
EP (1) EP0816640B1 (ja)
JP (1) JPH1089150A (ja)
DE (1) DE69715975T2 (ja)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001200798A (ja) * 1999-12-03 2001-07-27 General Electric Co <Ge> 輪郭ハードウォールコンテインメント
JP2008128250A (ja) * 2006-11-21 2008-06-05 General Electric Co <Ge> 複合材構造体上の応力を低減する方法
JP2008545916A (ja) * 2005-05-18 2008-12-18 エアバス フランス ターボシャフトエンジン後部の騒音放出軽減方法とこのように改良されたターボシャフトエンジン
JP2010031871A (ja) * 2008-07-29 2010-02-12 Rolls Royce Plc ガスタービンエンジン用のファンケーシング
JP2010031870A (ja) * 2008-07-29 2010-02-12 Rolls Royce Plc ガスタービンエンジン用のファンケーシング
US8475895B2 (en) 2006-11-21 2013-07-02 General Electric Company Articles comprising composite structures having mounting flanges
JP2017533369A (ja) * 2014-08-22 2017-11-09 サフラン エアークラフト エンジンズ 有機マトリックスを伴う複合材料から成る自己補剛ケーシング

Families Citing this family (43)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6637186B1 (en) 1997-11-11 2003-10-28 United Technologies Corporation Fan case liner
SG72959A1 (en) 1998-06-18 2000-05-23 United Technologies Corp Article having durable ceramic coating with localized abradable portion
GB9922619D0 (en) * 1999-09-25 1999-11-24 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
US6364603B1 (en) * 1999-11-01 2002-04-02 Robert P. Czachor Fan case for turbofan engine having a fan decoupler
GB0107973D0 (en) * 2001-03-30 2001-05-23 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
GB0107970D0 (en) 2001-03-30 2001-05-23 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
US6619913B2 (en) 2002-02-15 2003-09-16 General Electric Company Fan casing acoustic treatment
GB0206136D0 (en) * 2002-03-15 2002-04-24 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to cellular materials
FR2847304B1 (fr) * 2002-11-18 2005-07-01 Airbus France Nacelle de reacteur d'aeronef a attenuation acoustique
US20070069477A1 (en) * 2003-06-20 2007-03-29 Elliott Company Stepped labyrinth damper seal
US20060267289A1 (en) * 2003-06-20 2006-11-30 Elliott Company Hybrid abradable labyrinth damper seal
GB2407344B (en) * 2003-10-22 2006-02-22 Rolls Royce Plc A liner for a gas turbine engine casing
US8191254B2 (en) 2004-09-23 2012-06-05 Carlton Forge Works Method and apparatus for improving fan case containment and heat resistance in a gas turbine jet engine
GB2459646B (en) * 2008-04-28 2011-03-30 Rolls Royce Plc A fan assembly
US8257039B2 (en) * 2008-05-02 2012-09-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine case with replaced flange and method of repairing the same using cold metal transfer
US8192152B2 (en) * 2008-05-02 2012-06-05 United Technologies Corporation Repaired internal holding structures for gas turbine engine cases and method of repairing the same
US8510926B2 (en) * 2008-05-05 2013-08-20 United Technologies Corporation Method for repairing a gas turbine engine component
US8827629B2 (en) 2011-02-10 2014-09-09 United Technologies Corporation Case with ballistic liner
US8672609B2 (en) 2009-08-31 2014-03-18 United Technologies Corporation Composite fan containment case assembly
US8776533B2 (en) * 2010-03-08 2014-07-15 United Technologies Corporation Strain tolerant bound structure for a gas turbine engine
US8932002B2 (en) 2010-12-03 2015-01-13 Hamilton Sundstrand Corporation Air turbine starter
DE102010064025A1 (de) * 2010-12-23 2012-06-28 Abb Turbo Systems Ag Berstschutz
GB201120105D0 (en) * 2011-11-22 2012-01-04 Rolls Royce Plc A turbomachine casing assembly
US9546563B2 (en) * 2012-04-05 2017-01-17 General Electric Company Axial turbine with containment shroud
US10024191B2 (en) 2013-03-11 2018-07-17 Rolls-Royce Corporation Fan track liner designed to yield next to fan case hook
GB201401767D0 (en) 2014-02-03 2014-03-19 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US9915168B2 (en) * 2014-06-03 2018-03-13 United Technologies Corporation Flowpath cartridge liner and gas turbine engine including same
US10634002B2 (en) * 2016-05-25 2020-04-28 Rolls-Royce Corporation Soft wall containment system for gas turbine engine
US10927703B2 (en) * 2016-09-16 2021-02-23 General Electric Company Circumferentially varying thickness composite fan casing
US10612413B2 (en) * 2017-03-06 2020-04-07 United Technologies Corporation Wear indicator for determining wear on a component of a gas turbine engine
US10487684B2 (en) 2017-03-31 2019-11-26 The Boeing Company Gas turbine engine fan blade containment systems
US10550718B2 (en) 2017-03-31 2020-02-04 The Boeing Company Gas turbine engine fan blade containment systems
US10815804B2 (en) 2017-04-04 2020-10-27 General Electric Company Turbine engine containment assembly and method for manufacturing the same
US10677261B2 (en) 2017-04-13 2020-06-09 General Electric Company Turbine engine and containment assembly for use in a turbine engine
US10662813B2 (en) 2017-04-13 2020-05-26 General Electric Company Turbine engine and containment assembly for use in a turbine engine
US10436061B2 (en) 2017-04-13 2019-10-08 General Electric Company Tapered composite backsheet for use in a turbine engine containment assembly
US10724403B2 (en) * 2018-07-16 2020-07-28 Raytheon Technologies Corporation Fan case assembly for gas turbine engine
CN108894892A (zh) * 2018-08-08 2018-11-27 西北工业大学 花瓣型降噪尾喷管
GB201816990D0 (en) * 2018-10-18 2018-12-05 Rolls Royce Plc Debris retention
GB201816989D0 (en) * 2018-10-18 2018-12-05 Rolls Royce Plc Debris retention
US11199106B1 (en) * 2020-08-21 2021-12-14 Hamilton Sundstrand Corporation Blade containment device
US12398656B1 (en) 2024-05-01 2025-08-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Containment ring for gas turbine engine
US12480426B2 (en) 2024-05-01 2025-11-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Containment ring for gas turbine engine

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2073239A1 (ja) * 1969-12-01 1971-10-01 Snecma
US3974313A (en) * 1974-08-22 1976-08-10 The Boeing Company Projectile energy absorbing protective barrier
US4135851A (en) * 1977-05-27 1979-01-23 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Composite seal for turbomachinery
US4397608A (en) * 1980-05-01 1983-08-09 Automation Industries, Inc. Energy-absorbing turbine missile shield
US4475864A (en) * 1981-12-21 1984-10-09 United Technologies Corporation Containment structure
US4639188A (en) * 1984-12-04 1987-01-27 Sundstrand Corporation Turbine wheel containment
IT1234126B (it) * 1989-07-05 1992-04-29 Nowax Srl Cassa statorica, particolarmente per pompa radiale centrifuga, nonche' metodo per la sua realizzazione
US5163809A (en) * 1991-04-29 1992-11-17 Pratt & Whitney Canada, Inc. Spiral wound containment ring
US5259724A (en) * 1992-05-01 1993-11-09 General Electric Company Inlet fan blade fragment containment shield
US5403148A (en) * 1993-09-07 1995-04-04 General Electric Company Ballistic barrier for turbomachinery blade containment
US5601406A (en) * 1994-12-21 1997-02-11 Alliedsignal Inc. Centrifugal compressor hub containment assembly

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001200798A (ja) * 1999-12-03 2001-07-27 General Electric Co <Ge> 輪郭ハードウォールコンテインメント
JP2008545916A (ja) * 2005-05-18 2008-12-18 エアバス フランス ターボシャフトエンジン後部の騒音放出軽減方法とこのように改良されたターボシャフトエンジン
JP2008128250A (ja) * 2006-11-21 2008-06-05 General Electric Co <Ge> 複合材構造体上の応力を低減する方法
US8475895B2 (en) 2006-11-21 2013-07-02 General Electric Company Articles comprising composite structures having mounting flanges
KR101488014B1 (ko) * 2006-11-21 2015-01-29 제너럴 일렉트릭 캄파니 복합 구조체 상의 응력 저감 방법
US8966754B2 (en) 2006-11-21 2015-03-03 General Electric Company Methods for reducing stress on composite structures
JP2010031871A (ja) * 2008-07-29 2010-02-12 Rolls Royce Plc ガスタービンエンジン用のファンケーシング
JP2010031870A (ja) * 2008-07-29 2010-02-12 Rolls Royce Plc ガスタービンエンジン用のファンケーシング
JP2017533369A (ja) * 2014-08-22 2017-11-09 サフラン エアークラフト エンジンズ 有機マトリックスを伴う複合材料から成る自己補剛ケーシング

Also Published As

Publication number Publication date
EP0816640B1 (en) 2002-10-02
DE69715975D1 (de) 2002-11-07
DE69715975T2 (de) 2003-01-30
US5823739A (en) 1998-10-20
EP0816640A1 (en) 1998-01-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPH1089150A (ja) タービンエンジン用閉込め容器
US6179551B1 (en) Gas turbine containment casing
US6059523A (en) Containment system for containing blade burst
US6814541B2 (en) Jet aircraft fan case containment design
US5259724A (en) Inlet fan blade fragment containment shield
EP1093542B1 (en) Impact resistant composite shell for gas turbine engine fan case
US5482429A (en) Fan blade containment assembly
EP2336500B1 (en) Method of manufacturing an inlet assembly for an aircraft engine
US6227794B1 (en) Fan case with flexible conical ring
US20200011203A1 (en) Blade containment structure
US20110138769A1 (en) Fan containment case
US20100028130A1 (en) Fan casing for a gas turbine engine
JPH0350108B2 (ja)
EP3985229B1 (en) Blade containment assembly for a gas turbine engine
US12209506B2 (en) Composite fan case containment hook and improved forward debris capture
US20120020771A1 (en) One-piece compressor and turbine containment system
JPH0468452B2 (ja)
US20120102912A1 (en) Low cost containment ring
EP1013894B1 (en) Gas turbine engine
US10533449B2 (en) Containment for a continuous flow machine
EP2594742B1 (en) Low cost containment ring
US12398656B1 (en) Containment ring for gas turbine engine