燃气涡轮发动机风扇叶片包容系统技术方案

本申请公开了燃气涡轮发动机风扇叶片包容系统。示例风扇叶片包容系统包括联接到飞机结构并至少部分地围绕飞机结构的圆周的护罩。当护罩联接到飞机结构时，护罩与飞机发动机的外表面间隔开。护罩在所述护罩的端部处形成层压U形夹。保持杆定位在护罩的层压U形夹中。保持杆接合飞机结构的凸耳钩以将护罩锚定到飞机结构。

Fan blade containment system for gas turbine engine

The invention discloses a gas turbine engine fan blade containment system. The example fan blade containment system includes a shield connected to the aircraft structure and at least partially surrounding the circumference of the aircraft structure. When the shield is connected to the aircraft structure, the shield is spaced from the outer surface of the aircraft engine. The shield forms a laminated U clamp at the end of the shield. The retaining bar is positioned in the laminated U clamp of the shield. The retaining rod joins the lug hook of the aircraft structure to anchor the shield to the aircraft structure.

【技术实现步骤摘要】
燃气涡轮发动机风扇叶片包容系统
本公开总体上涉及飞机燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及风扇叶片包容系统。
技术介绍
出于安全性和可生存性原因，具有多个燃气涡轮发动机的飞机通常被要求具有燃气涡轮发动机风扇叶片包容(GTEFBC)系统，所述GTEFBC系统通常与每个发动机集成。在发生风扇叶片故障的情况下，这些系统防止风扇叶片碎片通过有故障的发动机的风扇壳体弹出。通过这样做，这些系统保护周围的发动机、关键子系统、武器和机身结构免受损坏，并且允许飞行员继续飞行和安全地降落飞机。另一方面，具有单个喷气式发动机的飞机通常不被要求具有GTEFBC系统，因为它们增加飞机的重量和成本并且因为它们可减小飞行员和飞机生存的可能性。在一些情况下，与能够从发动机离开的风扇叶片相比，包含在发动机外壳内的已弹出风扇叶片可对周围风扇叶片和发动机机械结构造成更大的损坏。在单发动机飞机中发生风扇叶片故障的情况下，飞行员将立即弹出或尝试继续飞行和着陆，这取决于飞机损坏的严重程度。
技术实现思路
示例风扇叶片包容系统包括联接到飞机结构并至少部分地围绕飞机结构的圆周的护罩。护罩在所述护罩的端部处形成层压U形夹。保持杆定位在护罩的层压U形夹中。另一种示例风扇叶片包容系统包括具有整体式主体的护罩，所述整体式主体包括第一端部和与所述第一端部相反的第二端部。护罩包括在风扇叶片故障事件期间吸收来自风扇叶片碎片的动能的冲击吸收材料。第一保持杆联接到护罩的第一端部。第一保持杆将护罩联接到飞机结构的第一结构构件。第二保持杆联接到护罩的第二端部。第二保持杆将护罩联接到飞机结构的第二结构构件。一种风扇叶片包容系统包括用于在飞机发动机的风扇叶片故障事件期间捕获并吸收风扇叶片碎片的冲击能量的装置。当所述用于捕获和吸收的装置联接到飞机结构时，所述用于捕获和吸收的装置与飞机发动机的外表面间隔开。所述用于捕获和吸收的装置具有终端端部，所述终端端部包括用于将所述用于捕获和吸收的装置联接到飞机结构的装置。所述用于联接的装置包括：用于将所述用于捕获和吸收的装置的终端端部紧固到飞机结构的装置；以及用于接收所述用于紧固的装置的装置。附图说明图1是没有集成风扇叶片包容系统的示例飞机发动机。图2是利用根据本公开的教导的示例风扇叶片包容系统实现的图1的示例飞机发动机的侧视图。图3是图2的示例飞机发动机和示例风扇叶片包容系统的前视图。图4A是沿着图3的线4A-4A截取的示例飞机发动机和风扇叶片包容系统的顶视图。图4B是沿着图3的线4B-4B截取的示例飞机发动机和风扇叶片包容系统的侧视图。图5是沿着图3的线5-5截取的示例风扇叶片包容系统的截面图。图6是沿着图3的线6-6截取的示例风扇叶片包容系统的截面图。图7是沿着图3的线7-7截取的示例风扇叶片包容系统的风扇叶片包容护罩的近距离侧视图。图8是沿着图7的线8-8截取的示例风扇叶片包容系统的截面图。图9示出了从示例飞机结构脱离的本文公开的图1至图3、图4A、图4B、图5至图8的风扇叶片包容系统。图10示出了联接到示例飞机结构的本文公开的图1至图3、图4A、图4B、图5至图8的风扇叶片包容系统。某些示例在上述附图中示出并且在下面详细描述。在描述这些示例时，使用相似或相同的附图标记来标识相同或类似的元件。所述图不必按比例绘制，并且为了清楚和/或简明起见，所述图的某些特征和某些视图可以被示为在比例上放大或示意性地示出。另外，整个说明书中已经描述了若干示例。任何示例中的任何特征都可以与其他示例中的其他特征一起被包括、被所述其他特征替换或与所述其他特征组合。如本专利中所使用的，声明任何部分以任何方式定位在(例如，位于、设置在、形成在、联接到等)另一部分上意味着所提及的部分与另一部分接触，或者所提及的部分与另一部分间隔开(例如，具有位于其间的一个或多个中间部分)。声明任何部分与另一部分直接接触意味着两个部分之间没有中间部分。具体实施方式发动机选择是新型飞机设计和开发中的最重要步骤之一。飞机制造商能够选择满足新型飞机设计的所有性能要求的现有批量生产发动机，或者如果不存在这样的批量生产发动机，则飞机制造商能够与发动机公司合作以开发将满足所有要求的新型发动机设计。如本文所使用的，批量生产发动机可以是已经被设计、测试和认证并且由发动机制造商当前生产的发动机。设计、开发、测试和认证新型发动机是非常昂贵和耗时的过程。因此，飞机制造商优选的是选择批量生产发动机(例如，“畅销”的批量生产发动机)而不是投资新型发动机设计和开发工作。在开发新型多发动机飞机时，飞机制造商通常选择被设计有集成风扇叶片包容系统(例如，集成的连续环型GTEFBC系统)的批量生产发动机。集成的风扇叶片包容系统通常被形成为包裹飞机发动机的整个圆周的连续环或圆柱体(例如，具有圆形截面)。考虑到这些风扇叶片包容系统是与飞机发动机同时设计的，此类已知的风扇叶片包容系统提供了轻质和/或最佳的系统。然而，选择具有集成的连续环型GTEFBC系统的飞机发动机限制可供选择的批量生产发动机的数量，并且这些发动机可能对于新型交通工具来说不是最佳的(例如，由于有限的性能特性)。作为替代策略，飞机制造商可以选择最初设计时没有集成的连续环型GTEFBC系统的发动机(例如，最初设计用于单发动机飞机的发动机)，并且可要求发动机公司重新设计该发动机以包括集成的连续环型GTEFBC系统。然而，重新设计发动机以包括集成叶片包容系统(例如，连续环型系统)通常需要对重新设计的发动机进行重新测试和重新认证，这可是非常昂贵的并且可延长交通工具开发计划。因此，重新设计飞机发动机以包括集成叶片包容系统减少了选择现有批量生产发动机的成本和进度优势。因此，在一些情况下，为新型多发动机飞机选择的最佳现有批量生产发动机不具有集成的GTEFBC系统(即，发动机最初被设计用于单发动机飞机)。本文公开的示例方法和设备提供了可以与机身集成并完全在发动机外部的经济且有效的发动机风扇叶片包容系统，而不是重新设计具有集成GTEFBC系统的发动机并且然后重新测试并重新验证该发动机。本文公开的示例风扇叶片包容系统不与发动机集成。在一些示例中，本文公开的示例风扇叶片包容系统不围绕发动机形成的连续周向环。本文公开的示例风扇叶片包容系统包括放置在发动机与周围机身之间的护罩，该护罩联接到飞机结构并且至少部分地围绕飞机发动机的圆周。在该示例系统中，弹出的风扇叶片能够离开发动机外壳，从而最小化对发动机机械结构的损坏，但防止所述弹出的风扇叶片离开机身的发动机舱，从而最小化对邻近的机身结构、子系统、武器、燃料箱等损坏的风险。为了节省重量和成本，护罩可仅向关键的飞机系统提供风扇叶片包容保护(例如，部分地围绕飞机发动机的圆周以最小化本文公开的示例叶片包容系统的重量)。本文公开的示例风扇叶片包容系统使得飞机制造商能够为新型多发动机飞机选择最佳的批量生产发动机，而无论批量生产发动机是否包括集成的风扇叶片包容系统。本文公开的示例风扇叶片包容系统能够用现有批量生产飞机发动机来实现，而不要求对飞机发动机进行重新测试和/或重新认证。以此方式，飞机制造商避免了重新设计、重新测试和/或重新认证最初设计时没有集成风扇叶片包容系统的发动机的成本和/或进度影响。本文公开的示例风扇叶片包容系统部分地围绕飞机发本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种风扇叶片包容系统(200)，其包括：护罩(318)，其联接到飞机结构(302)并且至少部分地围绕飞机发动机的圆周，当所述护罩(318)联接到所述飞机结构(302)时，所述护罩(318)与所述飞机发动机的外表面间隔开；所述护罩(318)在所述护罩(318)的端部处形成层压U形夹；以及保持杆(608)，其定位在所述护罩(318)的所述层压U形夹中。

【技术特征摘要】
2017.03.31 US 15/476,0381.一种风扇叶片包容系统(200)，其包括：护罩(318)，其联接到飞机结构(302)并且至少部分地围绕飞机发动机的圆周，当所述护罩(318)联接到所述飞机结构(302)时，所述护罩(318)与所述飞机发动机的外表面间隔开；所述护罩(318)在所述护罩(318)的端部处形成层压U形夹；以及保持杆(608)，其定位在所述护罩(318)的所述层压U形夹中。2.根据权利要求1所述的系统，其中所述护罩(318)的所述端部包括小进入切口，以使得从飞机结构(302)突出的凸耳钩(602)能够联接到所述保持杆(608)。3.根据权利要求1所述的系统，其中所述护罩(318)包括第一层(502)、第二层(504)和第三层(506)，其中所述第二层(504)定位在所述第一层(502)与所述第三层(506)之...

【专利技术属性】
技术研发人员：C·A·弗拉基亚，K·M·约斯特，M·D·希金斯，C·M·哈珀，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：美国,US