JPS58138210A - 軸流ガスタ−ビンエンジンのフアンケ−スの外殻 - Google Patents
軸流ガスタ−ビンエンジンのフアンケ−スの外殻Info
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- JPS58138210A JPS58138210A JP58015379A JP1537983A JPS58138210A JP S58138210 A JPS58138210 A JP S58138210A JP 58015379 A JP58015379 A JP 58015379A JP 1537983 A JP1537983 A JP 1537983A JP S58138210 A JPS58138210 A JP S58138210A
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- fan
- outer shell
- rotor
- fan case
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- 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)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、ファンブレードの損傷の際にファンブレード
を封じ込めるためファンブレードを囲繞している外殻に
係る。本発明は特に、ファンブレードがファンローター
組立体の平面内にある闇にファン0−ター組立体の損傷
したファンブレードを封じ込めるための外殻に係る。
を封じ込めるためファンブレードを囲繞している外殻に
係る。本発明は特に、ファンブレードがファンローター
組立体の平面内にある闇にファン0−ター組立体の損傷
したファンブレードを封じ込めるための外殻に係る。
高いバイパス比を有するターボファンエンジンは一般に
エンジンの前方部分にファンローター組立体を設けられ
ている。ローター組立体はローターディスク及びファン
ローターブレードを含んでいる。ファンローターブレー
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ってローターディスクから外方に
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ッサ及びタービンのブレードよ
りも一層反っており且かなり大型である。
エンジンの前方部分にファンローター組立体を設けられ
ている。ローター組立体はローターディスク及びファン
ローターブレードを含んでいる。ファンローターブレー
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ってローターディスクから外方に
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ッサ及びタービンのブレードよ
りも一層反っ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^速度で駆動される。場合によっ
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
来置物例えば鳥、叢などがブレードに衝突し、ブレード
を傷付けて、ローターディスクへのブレードの取付は領
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、0−ターブレードは毎秒数百フ
ィート(1フィート−0,3048−)の速度で0−タ
ー岨立体から外方へ投げ出される可能性がある。
うに回転軸線の周りに^速度で駆動される。場合によっ
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
来置物例えば鳥、叢などがブレードに衝突し、ブレード
を傷付けて、ローターディスクへのブレードの取付は領
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、0−ターブレードは毎秒数百フ
ィート(1フィート−0,3048−)の速度で0−タ
ー岨立体から外方へ投げ出される可能性がある。
ファンブレードに於ける損傷ブレードの封じ込めには、
ファ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ッサ及びター
ビン部分の(ファンブレードよりも)小さいブレードに
於ける損傷ブレードの封じ込めとは興なる対策を必要と
する。このような損傷の際にローターディスク−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4.149.824号明細書に示されている。
ファ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ッサ及びター
ビン部分の(ファンブレードよりも)小さいブレードに
於ける損傷ブレードの封じ込めとは興なる対策を必要と
する。このような損傷の際にローターディスク−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4.149.824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。
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4.1
97.052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。
機械に対する安全装置″という名称の米国特許第4.1
97.052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ィスク−ブレー
ド組立体の平面内にある闇にブレード破片が封じ込め外
殻を貫通ず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ァン
ケースの外殻を通じての損−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1指している。
ド組立体の平面内にある闇にブレード破片が封じ込め外
殻を貫通ず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ァン
ケースの外殻を通じての損−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1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。
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ァン0
−ターブレードのアレイを囲繞しているファンケースの
外殻が軸線方向に後方に向って厚みを増し、0−ターブ
レードの中心調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ァンケー
スを選択的に補強している。
−ターブレードのアレイを囲繞しているファンケースの
外殻が軸線方向に後方に向って厚みを増し、0−ターブ
レードの中心調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ァンケー
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、中心調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。
置は、中心調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ァ
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。外股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、中心調弦点及び後
縁を有する先端を有している。外殻の半径方向厚み線、
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
イの中心調弦点を通る基準平面の後方で最大の厚みに達
ダる点まで軸線方向に後方に向って増大している。
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。外股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、中心調弦点及び後
縁を有する先端を有している。外殻の半径方向厚み線、
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
イの中心調弦点を通る基準平面の後方で最大の厚みに達
ダる点まで軸線方向に後方に向って増大している。
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って、前縁と後縁との闇に軸線
方向長さしを有する。外殻は、ブレードの中心調弦点を
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
り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向の後方の領域で
は軸線方向に後方に向って減少している。一つの実施態
様では、厚みは後方に向って段階的に変化している。
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って、前縁と後縁との闇に軸線
方向長さしを有する。外殻は、ブレードの中心調弦点を
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
り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向の後方の領域で
は軸線方向に後方に向って減少している。一つの実施態
様では、厚みは後方に向っ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することにより
、一定の厚みを有するケースに比べて論量が軽いケース
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
の際のローターフレードの破片を封じ込めているので、
効率の高い14じ込めが行われることである。他の利点
は、エンジンのファ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。
を増し且他の領域内では外殻の厚みを減することにより
、一定の厚みを有するケースに比べて論量が軽いケース
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
の際のローターフレードの破片を封じ込めているので、
効率の高い14じ込めが行われることである。他の利点
は、エンジンのファ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
。
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
。
ターボファ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
ジンはファン部分14、コンプレッサ部分16、燃焼部
分18及びタービン部分20からなっている。作動媒体
ガスに対する一次流路22がこれらの部分を通って後方
に延びている。作動媒体ガスに対する二次流路24は一
次流路の外側を後方に延びている。
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
ジンはファン部分14、コンプレッサ部分16、燃焼部
分18及びタービン部分20からなっている。作動媒体
ガスに対する一次流路22がこれらの部分を通って後方
に延びている。作動媒体ガスに対する二次流路24は一
次流路の外側を後方に延びている。
ファン部分14は回転軸線A「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ァンケース30とファン出口
案内ベーン32のようなステータベーンのアレイとを有
する。ファ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3
4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ァンケースの半
径方向に外側に配設されている。
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ァンケース30とファン出口
案内ベーン32のようなステータベーンのアレイとを有
する。ファ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3
4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ァンケースの半
径方向に外側に配設されている。
ローター組立体26はローターディスク36及び複数個
のローターブレード38を含んでいる。
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4
2及び先端領域44を有する。ローターブレードはロー
ターディスクから外方に作動媒体ガス流路を横切ってス
テータ組立体の近傍に延びている。
2及び先端領域44を有する。ローターブレードはロー
ターディスクから外方に作動媒体ガス流路を横切ってス
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ァ
ンケース3oとローターブレード38の一つとが示され
ている(0−ターブレードは部分的に切欠いて図示され
ている)。0−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
向に距離し1をおいている。先端は前縁に点50、中心
調弦に点52、後縁に点54を有する。中心調弦点は先
端の前縁及び後縁から軸輪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L!をおいている。距離L2は距離L+に等しい
(Le =L+ )。四つの基準平面P+ 1Pt 、
Pg及びP4はファンローターブレード上のこれらの点
を通って、それぞれファンケースの対称軸線に対して垂
直に延びている。
ンケース3oとローターブレード38の一つとが示され
ている(0−ターブレードは部分的に切欠いて図示され
ている)。0−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
向に距離し1をおいている。先端は前縁に点50、中心
調弦に点52、後縁に点54を有する。中心調弦点は先
端の前縁及び後縁から軸輪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L!をおいている。距離L2は距離L+に等しい
(Le =L+ )。四つの基準平面P+ 1Pt 、
Pg及びP4はファンローターブレード上のこれらの点
を通って、それぞれファンケースの対称軸線に対して垂
直に延びている。
平面Prは前縁の点50を通って延びている。平ll1
P tはエーロフオイル先端の中心調弦の点52を通っ
て延びている。平面Psは後縁の点54を通って延びて
いる。平面P4は0−ターブレードの下流の点56を通
って延びている。各ローターブレードはファンケース3
0から半径方向に間隔をおいており、その闇にギャップ
Gを残している。
P tはエーロフオイル先端の中心調弦の点52を通っ
て延びている。平面Psは後縁の点54を通って延びて
いる。平面P4は0−ターブレードの下流の点56を通
って延びている。各ローターブレードはファンケース3
0から半径方向に間隔をおいており、その闇にギャップ
Gを残している。
0−ターブレード38の外側のファンケース30はラブ
ストリップ(rubstrip) 58、外殻60゜第
一の7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っている。こ
れらの7ランジは外殻から内方に延び、ファンケースに
ラブストリップを受入れるための溝66を郭定している
。ファンケースは、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。
ストリップ(rubstrip) 58、外殻60゜第
一の7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っている。こ
れらの7ランジは外殻から内方に延び、ファンケースに
ラブストリップを受入れるための溝66を郭定している
。ファンケースは、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7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ァ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
7ランジ及びラブストリップはファ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、従ってファンブレードの損傷の際
にファ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。
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ァ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
7ランジ及びラブストリップはファ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、従ってファンブレードの損傷の際
にファ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P 1 、
P 2 、P a % P 4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って増し、中心調弦平面P!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T giinか
ら軸線方向に後方に向って増大し、中心調弦平面P2と
後縁平面P8とにより境される領域内で最大厚みT w
axに達している。第5図では、外殻の!I!径方向材
料厚みtは軸線方向に後方に向っ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、中心調弦平面
P2と後縁平面P8との間に位置する領域内で最大厚み
T s+axに達している。これらの実施例の何れに於
ても、外殻はO−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、中心調弦
平面P2と後縁から軸線方向に距Ill L i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。
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P 1 、
P 2 、P a % P 4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って増し、中心調弦平面P!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T giinか
ら軸線方向に後方に向って増大し、中心調弦平面P2と
後縁平面P8とにより境される領域内で最大厚みT w
axに達している。第5図では、外殻の!I!径方向材
料厚みtは軸線方向に後方に向っ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、中心調弦平面
P2と後縁平面P8との間に位置する領域内で最大厚み
T s+axに達している。これらの実施例の何れに於
ても、外殻はO−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、中心調弦
平面P2と後縁から軸線方向に距Ill L i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^い通痕で回転軸線A
「の周りを回転する。ローター組立体が回転するにつれ
て、D−ターディスク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△「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ップ58と支持外殻60の閣
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。
体26は毎分4000回転という^い通痕で回転軸線A
「の周りを回転する。ローター組立体が回転するにつれ
て、D−ターディスク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△「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ップ58と支持外殻60の閣
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。
ファンブレードの損傷の際、ファンブレード38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
ストリップ58との間のギャップGを横切って運動し、
ラブストリップ58に衝突して破片となる。第6図に示
されているように、。
領域で破断して、半径方向に外方に先端領域44とラブ
ストリップ58との間のギャップGを横切って運動し、
ラブストリップ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40及び中間スパン領
域42(参照符号Bを付されている領域)を慢ろに残す
。流路の形状によりまたブレードの前縁と後縁との間に
存在する圧力の差により生ずる比較灼^い軸線方向速度
で先端領域の破片は前方に運動する。ブレードの第二の
部分8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ってまたギャップG
を横切って半径方向に外方に運動する。
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40及び中間スパン領
域42(参照符号Bを付されている領域)を慢ろに残す
。流路の形状によりまたブレードの前縁と後縁との間に
存在する圧力の差により生ずる比較灼^い軸線方向速度
で先端領域の破片は前方に運動する。ブレードの第二の
部分8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ってまたギャップG
を横切って半径方向に外方に運動する。
ファ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斜線で示されてい
る隣接(後続)ファンブレードにより衝突される。後続
のファ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っ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8は寸法が大きく速度が^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
トリップ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ップを貫通
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。
て、ブレードの第二の部分は後ろから斜線で示されてい
る隣接(後続)ファンブレードにより衝突される。後続
のファ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っ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8は寸法が大きく速度が^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
トリップ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ップを貫通
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。
’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の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。
、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の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PIとP4との闇で一定の厚
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。
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PIとP4との闇で一定の厚
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との閣で生ずる
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図に示さているファン出口案内ベーン32によりロー
タの後尾でトラップされる。
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図に示さているファン出口案内ベーン32によりロー
タの後尾でトラップされる。
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。
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ァン型
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ァンロ
ーターブレードのアレイ及びそれに隣接するファンケー
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ァンケース構造
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前
回的な断面図である。 第4図は第3図の封じ込め外殻を変形した実施例の前回
的な断面図である。 第5図は第3@1の封じ込め外殻を変形した他の実施例
の前回的な断面図である。 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ップに最初
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ストリップを貫通して
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
ファンエンジンのファンロータ平面から後方に駆動され
るにつれてローター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・・・ファン部分、16・・・コンプレッサ部分、
18・・・燃焼部分、20・・・タービン部分、22・
・・−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・・・ファンケース、
32・・・ファン出口案内ベーン、34・・・ダクト、
36・・・0−ターディスク、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、5
0・・・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
ストリップ、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・・・第四7ランジ、72川孔 特許出願人 ユナイテッド・チクノロシーズ・コーポ
レイション
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ァンロ
ーターブレードのアレイ及びそれに隣接するファンケー
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ァンケース構造
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前
回的な断面図である。 第4図は第3図の封じ込め外殻を変形した実施例の前回
的な断面図である。 第5図は第3@1の封じ込め外殻を変形した他の実施例
の前回的な断面図である。 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ップに最初
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ストリップを貫通して
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
ファンエンジンのファンロータ平面から後方に駆動され
るにつれてローター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・・・ファン部分、16・・・コンプレッサ部分、
18・・・燃焼部分、20・・・タービン部分、22・
・・−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・・・ファンケース、
32・・・ファン出口案内ベーン、34・・・ダクト、
36・・・0−ターディスク、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、5
0・・・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
ストリップ、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・・・第四7ランジ、72川孔 特許出願人 ユナイテッド・チクノロシーズ・コーポ
レイション
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 軸流ガスタービンエンジンのファンローターブレードの
7レイを囲繞しており対称軸線ASを有するファンケー
スの外殻に於て、 外殻の半径方向の材料厚みが軸線方向に後方に向って増
大し、対称軸線Asに対して垂直でローターブレードの
一つの中心調弦点を通る平[iP*の後方で最大の厚み
を有しており、 この外殻の増大する厚みによりブレード破片の衝突に対
してファンケースを補強するべくファンケースの横断面
積を選択的に増していることを特徴とする軸流ガスター
ビンエンジンのファンケースの外殻。
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 true JPS58138210A (ja) | 1983-08-17 |
JPH0345203B2 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) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS61138864A (ja) * | 1984-12-06 | 1986-06-26 | ソシエテ・ナシオナル・デテユート・エ・ドウ・コンストリユクシオン・ドウ・モトール・ダヴイアシオン、“エス.エヌ.ウ.セ.エム.アー.” | ターボジエツトエンジンのハウジング |
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 |
JP2008240724A (ja) * | 2007-02-23 | 2008-10-09 | Snecma | 複合材料からガスタービンケーシングを製作するための方法およびそれによって得られるケーシング |
JP2012062900A (ja) * | 2008-02-28 | 2012-03-29 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン及びガスタービンの車室開放方法 |
KR101488014B1 (ko) * | 2006-11-21 | 2015-01-29 | 제너럴 일렉트릭 캄파니 | 복합 구조체 상의 응력 저감 방법 |
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US5413456A (en) * | 1994-04-29 | 1995-05-09 | United Technologies Corporation | Aircraft fan containment structure |
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- 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
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Also Published As
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---|---|
GB2114233B (en) | 1985-02-27 |
GB2114233A (en) | 1983-08-17 |
FR2520805B1 (ja) | 1985-03-22 |
FR2520805A1 (fr) | 1983-08-05 |
JPH0345203B2 (ja) | 1991-07-10 |
GB8301823D0 (en) | 1983-02-23 |
DE3302576C2 (de) | 1994-05-19 |
US4417848A (en) | 1983-11-29 |
DE3302576A1 (de) | 1983-08-11 |
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