RU2282039C2 - Abrasively wearable device arranged on fan housing of gas-turbine engine - Google Patents
Abrasively wearable device arranged on fan housing of gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2282039C2 RU2282039C2 RU2004125186/06A RU2004125186A RU2282039C2 RU 2282039 C2 RU2282039 C2 RU 2282039C2 RU 2004125186/06 A RU2004125186/06 A RU 2004125186/06A RU 2004125186 A RU2004125186 A RU 2004125186A RU 2282039 C2 RU2282039 C2 RU 2282039C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- layer
- fan
- turbine engine
- gas turbine
- abrasive wear
- Prior art date
Links
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 38
- 239000006260 foam Substances 0.000 claims abstract description 19
- 239000013518 molded foam Substances 0.000 claims description 27
- 239000000945 filler Substances 0.000 claims description 11
- 239000011521 glass Substances 0.000 claims description 11
- 229920001296 polysiloxane Polymers 0.000 claims description 6
- 150000003949 imides Chemical class 0.000 claims description 4
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 claims description 3
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 claims description 2
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 claims description 2
- 230000006378 damage Effects 0.000 abstract description 5
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 abstract 1
- 230000002265 prevention Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 47
- 239000003082 abrasive agent Substances 0.000 description 8
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 3
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 description 3
- 238000005299 abrasion Methods 0.000 description 2
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 2
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 1
- 239000002313 adhesive film Substances 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 239000011241 protective layer Substances 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 238000005507 spraying Methods 0.000 description 1
Images
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
- 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
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к технической области газотурбинных двигателей, в частности к области кожухов вентилятора газотурбинного двигателя.The invention relates to the technical field of gas turbine engines, in particular to the field of fan casings of a gas turbine engine.
В случае авиационных газотурбинных двигателей снабженный системой лопаток диск вентилятора располагается на части ротора во входной части двигателя и предшествует снабженным системой лопаток дискам компрессора. Этот снабженный системой лопаток диск вентилятора позволяет увеличить скорость движения потока воздуха перед его входом в следующие за ним ступени компрессора. Указанный снабженный системой лопаток диск вентилятора подвержен механическим воздействиям в результате возможного попадания в двигатель посторонних предметов, таких, например, как куски льда, птицы и т.п. В результате лопаточный диск вентилятора может деформироваться, вызывая при этом несбалансированность на опорном валу вентилятора и создавая циклические нагрузки и вибрации, передаваемые опорными подшипниками вала вентилятора на те неподвижные части газотурбинного двигателя, с которыми связаны эти опорные подшипники.In the case of aircraft gas turbine engines, a fan disk equipped with a blade system is located on the rotor part of the engine inlet and is preceded by a compressor disk equipped with a blade system. This fan disk equipped with a blade system allows you to increase the speed of the air flow before it enters the compressor stages following it. The specified fan disk equipped with a system of blades is subject to mechanical stress as a result of possible foreign objects, such as pieces of ice, birds, etc., getting into the engine. As a result, the fan blade disk can be deformed, causing imbalance on the fan support shaft and creating cyclic loads and vibrations transmitted by the fan shaft support bearings to those stationary parts of the gas turbine engine with which these support bearings are connected.
Для устранения передачи вышеуказанных циклических нагрузок и вибраций используется, в частности, раскрытая в патенте FR 2752024, установка так называемого "плавкого" или легко разрушаемого подшипника. Согласно указанному патенту опорный подшипник вала вентилятора соединен с неподвижными частями газотурбинного двигателя при помощи относительно слабых механических связей, подверженных разрушению по мере достижения нагрузкой, воздействующей на лопатки вентилятора, некоторого предельного значения. Эти связи пониженной механической прочности могут представлять собой, например, винтовые или резьбовые связи. После того как такая ослабленная связь оказывается разрушенной, снабженный системой лопаток диск вентилятора продолжает свободно вращаться, что исключает передачу усилий на неподвижные части газотурбинного двигателя. Ось вращения снабженного системой лопаток диска вентилятора совершает при этом, однако, колебания относительно неподвижной оси вращения собственно газотурбинного двигателя. Колебания диска вентилятора порождают колебания лопаток, которые при этом с большими усилиями касаются кожуха вентилятора. Таким образом, этот кожух вентилятора подвергается мощному механическому воздействию и даже может быть разрушен под воздействием ударов лопаток.To eliminate the transmission of the aforementioned cyclic loads and vibrations, in particular, the installation of the so-called "fusible" or easily destructible bearing, disclosed in FR 2752024, is used. According to the aforementioned patent, the support bearing of the fan shaft is connected to the stationary parts of the gas turbine engine by means of relatively weak mechanical bonds, which are subject to destruction as the load acting on the fan blades reaches a certain limit value. These bonds of reduced mechanical strength can be, for example, screw or threaded bonds. After such a weakened connection is broken, the fan disk equipped with a system of blades continues to rotate freely, which excludes the transmission of forces to the stationary parts of the gas turbine engine. However, the axis of rotation of the fan disk blades provided with the system does, however, oscillate with respect to the fixed axis of rotation of the gas turbine engine itself. Oscillations of the fan disk give rise to vibrations of the blades, which at the same time touch the fan casing with great effort. Thus, this fan casing is subjected to powerful mechanical stress and can even be destroyed by the impact of the blades.
Для устранения вышеуказанных негативных последствий были разработаны панели, приклеиваемые к внутренней стороне кожуха вентилятора, причем эти панели представляют собой сотовую конструкцию помех, заполненную абразивно-изнашиваемым материалом, приклеенным к стеклоткани, которая сама, в свою очередь, приклеена к изготовленной из алюминия сотовой панели, причем вся эта система приклеивается к кожуху вентилятора. Такая технология является достаточно дорогостоящей, а восстановление и ремонт таких конструкций должны выполняться в специализированных мастерских, в частности в случае кожухов вентилятора, имеющих специфическую форму, например коническую форму.To eliminate the above negative consequences, panels were glued to the inside of the fan casing, and these panels are a honeycomb construction filled with abrasive wear material glued to fiberglass, which itself, in turn, is glued to a honeycomb made of aluminum, moreover, this whole system is glued to the fan casing. This technology is quite expensive, and the restoration and repair of such structures must be performed in specialized workshops, in particular in the case of fan casings having a specific shape, for example a conical shape.
Задачей предлагаемого изобретения является улучшение описанной выше ситуации.The task of the invention is to improve the situation described above.
Поставленная задача решается тем, что в газотурбинном двигателе с осью вращения, содержащем кожух вентилятора и собственно вентилятор с подвижными лопатками, причем между внутренней поверхностью кожуха и свободными концами лопаток вентилятора предусмотрен зазор, подшипник вентилятора соединен с неподвижными частями газотурбинного двигателя при помощи связей, разрушаемых при воздействии определенной нагрузки на лопатки вентилятора, а ось вращения вентилятора совершает колебания относительно оси вращения собственно газотурбинного двигателя, согласно изобретению кожух вентилятора содержит слой термически формуемой пены, размещенный против свободных концов лопаток вентилятора, приклеенный к внутренней поверхности кожуха и располагающийся, по меньшей мере, на части протяженности зазора между поверхностью кожуха и свободными концами лопаток, причем указанный слой термически формуемой пены покрыт слоем абразивно-изнашиваемого материала, толщина которого выбирается такой, чтобы свободные концы лопаток вентилятора не достигали упомянутого слоя пены в процессе нормального функционирования газотурбинного двигателя, и чтобы в случае избыточной нагрузки на вентилятор свободные концы лопаток вентилятора фрагментировали, по меньшей мере, частично, совокупность упомянутых слоев абразивно-изнашиваемого материала и термически формуемой пены.The problem is solved in that in a gas turbine engine with an axis of rotation containing a fan casing and the fan itself with movable blades, moreover, a gap is provided between the inner surface of the casing and the free ends of the fan blades, the fan bearing is connected to the stationary parts of the gas turbine by means of bonds that are destroyed when the influence of a certain load on the fan blades, and the axis of rotation of the fan oscillates relative to the axis of rotation of the gas turbine itself engine according to the invention, the fan casing contains a layer of thermally molded foam, placed against the free ends of the fan blades, glued to the inner surface of the casing and located at least on a portion of the length of the gap between the surface of the casing and the free ends of the blades, and the specified layer of thermally formed foam is covered a layer of abrasive material, the thickness of which is selected so that the free ends of the fan blades do not reach the foam layer in the process the functioning of the gas turbine engine, and so that in the event of an excessive load on the fan, the free ends of the fan blades fragment, at least partially, the totality of the said layers of abrasive material and heat-forming foam.
Целесообразно, чтобы толщина слоя термически формуемой пены и слоя абразивно-изнашиваемого материала выбиралась из расчета наличия некоторого остаточного зазора между свободными концами лопаток вентилятора и слоем абразивно-изнашиваемого материала в процессе нормального функционирования двигателя, причем указанный остаточный зазор должен быть достаточно малым для того, чтобы ограничить прохождение воздуха с тем, чтобы сохранить динамическое течение потока воздуха, траектория движения которого задается лопатками вентилятора.It is advisable that the thickness of the layer of thermally molded foam and the layer of abrasive wear material is selected based on the presence of some residual gap between the free ends of the fan blades and the layer of abrasive wear material during normal engine operation, and the specified residual gap should be small enough so that restrict the passage of air in order to maintain the dynamic flow of air, the path of which is set by the fan blades.
Предпочтительно, чтобы слой термически формуемой пены был образован предварительно отформованными секторами.Preferably, the thermally molded foam layer is formed by preformed sectors.
Полезно, чтобы слой термически формуемой пены представлял собой слой пены полиакрилового имида.Advantageously, the thermally formed foam layer is a polyacrylic imide foam layer.
Целесообразно, чтобы слой абразивно-изнашиваемого материала представлял собой слой эпоксидной смолы с наполнителем в виде стеклянных шариков.It is advisable that the layer of abrasive wear material be an epoxy layer with a filler in the form of glass balls.
Целесообразно также, чтобы слой абразивно-изнашиваемого материала представлял собой слой силикона с наполнителем в виде стеклянных шариков.It is also advisable that the layer of abrasive wear material be a silicone layer with a filler in the form of glass balls.
Полезно, чтобы слой абразивно-изнашиваемого материала сцеплялся, непосредственно или косвенно, со слоем термически формуемой пены.It is useful that the layer of abrasive wear material adheres, directly or indirectly, to the layer of thermally molded foam.
В дальнейшем изобретение поясняется описанием вариантов его осуществления со ссылками на фигуры чертежей, в числе которых:The invention is further explained in the description of the options for its implementation with reference to the figures of the drawings, including:
Фиг.1 представляет собой схематический вид в разрезе передней части газотурбинного двигателя, содержащей вентилятор, связанный при помощи плавкого или разрушаемого подшипника с неподвижными частями данного двигателя,Figure 1 is a schematic sectional view of the front of a gas turbine engine containing a fan connected by means of a fusible or destructible bearing to the fixed parts of the engine,
Фиг.2А представляет собой схематический вид в разрезе входной части газотурбинного двигателя, содержащей пример реализации кожуха вентилятора в соответствии с существующим уровнем техники,Fig. 2A is a schematic sectional view of the inlet of a gas turbine engine containing an example implementation of a fan shroud in accordance with the prior art,
Фиг.2В представляет собой схематический вид в разрезе входной части газотурбинного двигателя, содержащей пример реализации кожуха вентилятора в соответствии с предлагаемым изобретением,Figv is a schematic sectional view of the inlet of a gas turbine engine containing an example implementation of a fan casing in accordance with the invention,
Фиг.3 представляет собой увеличенный вид части чертежа, показанного на фиг.2В, иллюстрирующий взаимодействие между лопаткой вентилятора и кожухом вентилятора в соответствии с предлагаемым изобретением.FIG. 3 is an enlarged view of a portion of the drawing shown in FIG. 2B illustrating the interaction between a fan blade and a fan shroud in accordance with the invention.
Приведенные в приложении фигуры в основном содержат элементы вполне определенного характера. Вследствие этого они могут не только служить для лучшего понимания приведенного ниже описания, но также и содействовать, в случае необходимости, определению предлагаемого изобретения.The figures given in the appendix mainly contain elements of a very specific nature. Therefore, they can not only serve to better understand the description below, but also contribute, if necessary, to the definition of the invention.
На фиг.1 представлен схематический вид газотурбинного двигателя Т в разрезе по оси его вращения. Этот газотурбинный двигатель содержит вентилятор V, позволяющий разогнать поток воздуха перед его входом в ступени компрессора С и затем в ступени компрессора высокого давления СС. Вентилятор V содержит диск, снабженный лопатками 17, прикрепленными при помощи болтового соединения к переднему концу ВА вала вентилятора AV, установленного на переднем опорном подшипнике PAV и заднем опорном подшипнике PAR, как это подробно описано в патентной заявке FR 2752024. Передний и задний опорные подшипники вала вентилятора удерживаются опорными деталями, связанными с неподвижной частью данного газотурбинного двигателя (то есть с его статором), причем, по меньшей мере, один из этих подшипников присоединен при помощи достаточно хрупких механических связей с возможностью разрушения последних в случае возникновения чрезмерной нагрузки на лопатки вентилятора. Такой подшипник называют "плавким" подшипником. Эти связи, обладающие пониженной механической прочностью, могут представлять собой связи при помощи болта, поперечное сечение которого может быть, например, уменьшено на некоторой части его длины. После разрушения такой связи снабженный системой лопаток диск вентилятора продолжает свободно вращаться, что исключает передачу усилий на неподвижные части данного газотурбинного двигателя. Однако ось вращения снабженного системой лопаток диска вентилятора колеблется относительно фиксированной оси вращения собственно газотурбинного двигателя. Эти колебания оси вентилятора приводят к возникновению колебаний его лопаток, которые при этом начинают задевать за кожух вентилятора. Таким образом, кожух подвергается значительным механическим воздействиям и даже может быть разрушен в результате этих ударов.Figure 1 presents a schematic view of a gas turbine engine T in section along the axis of its rotation. This gas turbine engine contains a fan V, which allows to disperse the air flow before it enters the compressor stage C and then in the stage of the high pressure compressor CC. Fan V comprises a disk provided with
Как известно специалистам в данной области техники, на фиг.2А схематически представлена часть газотурбинного двигателя Т, содержащая вентилятор V, вслед за которым располагается компрессор С. Эта часть газотурбинного двигателя содержит кожух 10, образующий часть статора S вентилятора V, и кожух, образующий часть ротора R этого газотурбинного двигателя. Вал роторной части газотурбинного двигателя приводится во вращательное движение при помощи турбины, располагающейся по потоку позади компрессора. Ось вращения обозначена позицией В. Наружная поверхность кожуха роторной части и внутренняя поверхность кожуха статорной части определяют "канал течения" для потока воздуха. На роторе R закреплен снабженный системой лопаток диск 18 вентилятора V, содержащий подвижные лопатки 17. Этот снабженный системой лопаток диск вентилятора располагается во входной части двигателя и предшествует снабженным системами лопаток дискам компрессора. На фиг.2А предполагается, что вал вентилятора удерживается при помощи, по меньшей мере, одного переднего подшипника PAV, представляющего собой так называемый плавкий подшипник. Для противодействия ударам лопаток вентилятора о поверхность кожуха 10 были разработаны панели 3, приклеиваемые к внутренней поверхности этого кожуха 10 вентилятора, причем эти панели имеют сотовую конструкцию помех, заполненную абразивно-изнашиваемым материалом, приклеенным к стеклоткани, которая сама, в свою очередь, приклеивается к алюминиевой сотовой конструкции, и вся эта система приклеивается к кожуху вентилятора. Толщина этих панелей позволяет сохранить канал течения потока воздуха таким образом, чтобы при нормальном функционировании концы лопаток диска вентилятора не входили в механический контакт с этими панелями. Технология изготовления панелей, схематически показанных на фиг.2А, является достаточно дорогостоящей, а ремонт и установка панелей на место должна осуществляться в специально оборудованных мастерских. Кроме того, используемые здесь материалы не являются изотропными, и изготовление сотовой конструкции для кожуха специфической формы (например, для конического кожуха) оказывается более сложным вследствие механических характеристик этой конструкции, и сотовые структуры подвергаются продольному изгибу.As is known to those skilled in the art, FIG. 2A schematically shows a portion of a gas turbine engine T comprising a fan V, followed by a compressor C. This portion of the gas turbine engine comprises a
Предлагаемое изобретение позволяет устранить перечисленные выше недостатки.The present invention eliminates the above disadvantages.
Как и на фиг.2А, на фиг.2В схематически представлена часть газотурбинного двигателя Т, содержащая вентилятор V, вслед за которым располагается компрессор С. На роторе R закреплен снабженный системой лопаток диск 18 вентилятора V, содержащий лопатки 17. Здесь будут даваться также ссылки на фиг.3, на которой более подробно представлен кожух 10, располагающийся против свободных концов лопаток снабженного системой лопаток диска 18. В примере реализации, показанном на фиг.2В, кожух 10 имеет в целом форму усеченного конуса, ось симметрии которого совпадает с осью вращения В данного газотурбинного двигателя. В направлении спереди назад, то есть в направлении течения потока воздуха или же в направлении от входа вентилятора к входу компрессора, кожух 10 вентилятора V содержит первую коническую часть 20, связанную с кольцом диаметрального разъединения 21, которое само, в свою очередь, связано со второй конической частью 22. Внутренняя поверхность первой конической части 20 ограничивает канал течения потока воздуха. Свободные концы лопаток вентилятора размещаются против внутренней поверхности второй конической части 22 и отделены от этой внутренней поверхности некоторым внутренним кольцевым пространством 15. При этом между внутренней поверхностью кожуха вентилятора и свободными концами лопаток предусмотрен некоторый зазор е, составляющий, например, 20 нм.As in FIG. 2A, FIG. 2B schematically shows a part of a gas turbine engine T comprising a fan V, followed by a compressor C.
К, по меньшей мере, части внутренней стенки второй конической части приклеен при помощи адгезивной пленки 12 слой термически формуемой пены 19. В примере реализации, представленном на фиг.2В и 3, слой термически формуемой пены имеет форму, дополняющую форму упомянутого внутреннего кольцевого пространства таким образом, чтобы заполнить это пространство. Предпочтительным образом этот слой пены имеет осевую ширину lg, по меньшей мере, соответствующую осевой ширине lc вдоль оси В свободных концов лопаток 17 вентилятора V. Этот слой термически формуемой пены 19 покрыт слоем абразивно-изнашиваемого материала 14, по меньшей мере, на осевой ширине lc свободных концов лопаток. Толщина этого слоя абразивно-изнашиваемого материала при этом такова, что свободные концы лопаток вентилятора не достигают упомянутого слоя пены в процессе нормального функционирования двигателя. Предпочтительным образом слой термически формуемой пены, покрытый абразивно-изнашиваемым материалом, полностью заполняет упомянутое внутреннее пространство и подвергается механической обработке таким образом, чтобы в нем не существовало разрывов с внутренней поверхностью первой конической части, причем таким образом сохраняется канал течения потока воздуха. В частности, толщину слоя абразивно-изнашиваемого материала выбирают такой, чтобы существовал некоторый зазор между свободными концами лопаток вентилятора и слоем этого абразивно-изнашиваемого материала в процессе нормального функционирования двигателя, причем этот зазор является достаточно малым для того, чтобы ограничить прохождение через него воздуха с целью сохранения динамики течения потока воздуха, траектория движения которого задается лопатками вентилятора. Позади этого слоя по потоку могут быть размещены акустические панели 13 таким образом, чтобы сохранить непрерывность канала течения потока воздуха.A layer of thermally molded
В примере осуществления изобретения, представленном на фиг.2В и 3, ширина lg превышает ширину lc, и внутреннее кольцевое пространство 15 ограничено передним по потоку упором.In the embodiment of FIGS. 2B and 3, the width lg is greater than the width lc, and the inner
Возможны и другие варианты осуществления: например, кожух вентилятора может быть выполнен в виде единой детали (имеющей коническую, цилиндрическую или какую-либо другую форму) с вращательной симметрией, покрытой на своей внутренней поверхности защитным экраном, образованным слоем термически формуемой пены, которая сама, в свою очередь, частично покрыта абразивно-изнашиваемым материалом. Как и в предыдущем случае, эти слои термически формуемой пены и абразивно-изнашиваемого материала, называемые абразивно-изнашиваемыми слоями "большого зазора", размещены против свободных концов лопаток вентилятора. При этом в кожухе вентилятора предусмотрен некоторый зазор порядка 20 нм между его внутренней поверхностью и свободными концами лопаток таким образом для размещения упомянутых слоев, прикрепленных к внутренней поверхности этого кожуха. Канал течения потока воздуха сохраняется путем размещения, спереди и сзади по потоку от упомянутых защитных слоев, например акустических панелей.Other embodiments are possible: for example, the fan casing can be made in the form of a single part (having a conical, cylindrical, or some other shape) with rotational symmetry, coated on its inner surface with a protective shield formed by a layer of thermally molded foam, which itself in turn, partially coated with abrasive material. As in the previous case, these layers of thermally molded foam and abrasive wear material, called abrasive wear layers of "large gap", are placed against the free ends of the fan blades. At the same time, a certain gap of about 20 nm is provided in the fan casing between its inner surface and the free ends of the blades in such a way that these layers are attached to the inner surface of this casing. The channel for the flow of air is maintained by placing, in front and behind the stream from said protective layers, such as acoustic panels.
Защита кожуха в случае разрушения связи пониженной механической прочности у так называемого плавкого подшипника осуществляется при помощи экрана, образованного термически формуемой пеной и абразивно-изнашиваемым материалом. В упомянутом выше случае подшипники вала вентилятора оказываются больше не связанными с неподвижными частями статора газотурбинного двигателя, и ось вращения вентилятора совершает колебания относительно оси вращения В собственно двигателя. При этом свободные концы лопаток начинают выдалбливать экран путем дробления или фрагментации материала. Предпочтительным образом наличие слоя термически формуемой пены обеспечивает меньшую устойчивость по отношению к снятию материала по сравнению со слоем абразивно-изнашиваемого материала, что позволяет обеспечить распыление совокупности этих абразивно-изнашиваемых слоев "большого зазора" в случае разрушения элементов подшипника, имеющих пониженную механическую прочность.Protection of the casing in the event of a breakdown in the bond of reduced mechanical strength in the so-called fusible bearing is carried out using a screen formed by thermally molded foam and abrasive material. In the aforementioned case, the fan shaft bearings are no longer connected with the stationary parts of the stator of the gas turbine engine, and the axis of rotation of the fan oscillates relative to the axis of rotation B of the engine itself. In this case, the free ends of the blades begin to hollow out the screen by crushing or fragmenting the material. Preferably, the presence of a layer of thermally molded foam provides less resistance to material removal compared to a layer of abrasive wear material, which allows spraying a combination of these abrasive wear layers of a "large gap" in case of destruction of bearing elements having reduced mechanical strength.
Для облегчения установки слоя термически формуемой пены этот слой формируется из предварительно отформованных секторов. В качестве примера осуществления слой термически формуемой пены представляет собой слой пены полиакрилового имида. Также в качестве примера слой абразивно-изнашиваемого материала может быть изготовлен из эпоксидной смолы с наполнителем в виде стеклянных шариков, из силикона с наполнителем в виде стеклянных шариков или из любого другого материала, обладающего требуемыми в данном случае свойствами истирания.To facilitate the installation of a layer of thermally molded foam, this layer is formed from preformed sectors. As an embodiment, the thermally molded foam layer is a polyacrylic imide foam layer. Also, as an example, the layer of abrasive wear material can be made of epoxy resin with a filler in the form of glass balls, of silicone with a filler in the form of glass balls, or of any other material having abrasion properties required in this case.
Слой абразивно-изнашиваемого материала сцепляется со слоем термически формуемой пены в результате своих адгезивных свойств и в результате диффузии в ячейки используемой в данном случае термически формуемой пены.The layer of abrasive material adheres to the layer of thermally molded foam as a result of its adhesive properties and as a result of diffusion into the cells of the thermally molded foam used in this case.
Благодаря этим абразивно-изнашиваемым слоям "большого зазора" кожух вентилятора не повреждается в случае анормального функционирования (например, в случае попадания в двигатель постороннего тела). Использование термически формуемой пены позволяет упростить процесс формования, причем механическая обработка этого слоя может выполняться перед формованием, например, для конической части кожуха вентилятора или эволютивного профиля. Ремонт и восстановление абразивно-изнашиваемых слоев "большого зазора" может осуществляться без использования технических средств, требующих специально оборудованной мастерской, что обеспечивает выигрыш во времени и позволяет сократить затраты.Thanks to these abrasive-wear layers of the "large gap", the fan casing is not damaged in case of abnormal functioning (for example, in the event of an foreign body entering the engine). The use of thermally molded foam makes it possible to simplify the molding process, and the mechanical treatment of this layer can be performed before molding, for example, for the conical part of the fan casing or the evolutionary profile. Repair and restoration of abrasive-wear layers of the "large gap" can be carried out without the use of technical means requiring a specially equipped workshop, which ensures a time gain and reduces costs.
Толщина этих слоев позволяет сохранить канал течения потока воздуха, поскольку в процессе нормального функционирования свободные концы лопаток диска вентилятора не входят в механический контакт с этими слоями.The thickness of these layers allows you to save the flow channel of the air flow, since during normal operation the free ends of the fan blades of the fan do not come into mechanical contact with these layers.
Предлагаемое изобретение не ограничивается описанными выше в качестве примеров способами выполнения устройства фиксации, но охватывает все варианты, которые могут быть рассмотрены специалистом в данной области техники в рамках приведенной ниже формулы предлагаемого изобретения.The present invention is not limited to the above described examples of how to perform the fixation device, but covers all options that can be considered by a person skilled in the art in the framework of the following claims.
Предлагаемое изобретение может применяться не только к кожуху конической формы, но может также быть применено в случае любых других форм кожуха вентилятора, например, в случае цилиндрической формы кожуха.The present invention can be applied not only to the conical shape of the casing, but can also be applied in the case of any other forms of the fan casing, for example, in the case of a cylindrical casing.
Claims (18)
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0309989 | 2003-08-18 | ||
| FR0309989A FR2859002A1 (en) | 2003-08-18 | 2003-08-18 | Abradable surface for gas turbine engine housing surrounding fan, is made from a resin with glass balls over a layer of thermoformable foam |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004125186A RU2004125186A (en) | 2006-01-27 |
| RU2282039C2 true RU2282039C2 (en) | 2006-08-20 |
Family
ID=34089846
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004125186/06A RU2282039C2 (en) | 2003-08-18 | 2004-08-17 | Abrasively wearable device arranged on fan housing of gas-turbine engine |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20050089390A1 (en) |
| EP (1) | EP1510657A1 (en) |
| JP (1) | JP2005061419A (en) |
| CN (1) | CN1590712A (en) |
| CA (1) | CA2478788A1 (en) |
| FR (1) | FR2859002A1 (en) |
| RU (1) | RU2282039C2 (en) |
Families Citing this family (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2426287B (en) * | 2005-05-18 | 2007-05-30 | Rolls Royce Plc | Blade containment structure |
| US20080063508A1 (en) * | 2006-09-08 | 2008-03-13 | Barry Barnett | Fan case abradable |
| FR2918120B1 (en) * | 2007-06-28 | 2009-10-02 | Snecma Sa | DOUBLE BLOWER TURBOMACHINE |
| GB2459844B (en) * | 2008-05-06 | 2011-01-19 | Rolls Royce Plc | Fan section |
| GB2483060B (en) * | 2010-08-23 | 2013-05-15 | Rolls Royce Plc | A turbomachine casing assembly |
| FR2977827B1 (en) | 2011-07-13 | 2015-03-13 | Snecma | PROCESS FOR MANUFACTURING A TURBOMACHINE BLOWER HOUSING WITH ABRADABLE AND ACOUSTIC COATINGS |
| US20130202424A1 (en) * | 2012-02-06 | 2013-08-08 | Darin S. Lussier | Conformal liner for gas turbine engine fan section |
| FR2997444B1 (en) * | 2012-10-31 | 2018-07-13 | Snecma | HUB FOR A TURBOMACHINE |
| EP2801702B1 (en) * | 2013-05-10 | 2020-05-06 | Safran Aero Boosters SA | Inner shroud of turbomachine with abradable seal |
| DE102013212252A1 (en) * | 2013-06-26 | 2014-12-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine and method of squeal detection |
| GB201313594D0 (en) | 2013-07-30 | 2013-09-11 | Composite Technology & Applic Ltd | Fan Track Liner |
| CN103615321B (en) * | 2013-11-28 | 2015-12-30 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | A kind of method preventing foreign matter from entering engine crankcase enclosed cavity |
| AT516322B1 (en) * | 2014-10-10 | 2017-04-15 | Facc Ag | Flight case for an aircraft engine |
| US10213883B2 (en) * | 2016-02-22 | 2019-02-26 | General Electric Company | System and method for in situ repair of gas turbine engine casing clearance |
| FR3075761A1 (en) * | 2017-12-21 | 2019-06-28 | Airbus Operations | ANTERIOR PLATFORM PART OF A NACELLE COMPRISING AN INCLINE RIGIDIFICATION FRAME |
| FR3086020B1 (en) * | 2018-09-13 | 2020-12-25 | Safran Aircraft Engines | AXIAL RETAINING SYSTEM OF A BEARING BUSH |
| CN111577463B (en) * | 2020-05-25 | 2021-08-17 | 中国航发沈阳发动机研究所 | Engine air inlet casing structure |
| CN114055805B (en) * | 2020-08-10 | 2023-09-08 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | Manufacturing method of easy-to-wear ring of aero-engine fan |
| US12320266B2 (en) | 2023-09-06 | 2025-06-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Containment engine case with local features and inner surface reinforcement section |
| US12297744B2 (en) * | 2023-09-06 | 2025-05-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Containment engine case with local features and outer surface reinforcement section |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4239452A (en) * | 1978-06-26 | 1980-12-16 | United Technologies Corporation | Blade tip shroud for a compression stage of a gas turbine engine |
| RU2122124C1 (en) * | 1994-12-21 | 1998-11-20 | Сосьете Испано Сюиза | Turboengine protection shield |
| RU2136896C1 (en) * | 1997-05-28 | 1999-09-10 | Акционерное общество "Турбомоторный завод" | Turbine |
| RU2244835C2 (en) * | 1999-01-20 | 2005-01-20 | Альстом (Свитзерланд) Лтд, | Casing for steam or gas turbine |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3656862A (en) * | 1970-07-02 | 1972-04-18 | Westinghouse Electric Corp | Segmented seal assembly |
| US3843278A (en) * | 1973-06-04 | 1974-10-22 | United Aircraft Corp | Abradable seal construction |
| FR2467977A1 (en) * | 1979-10-19 | 1981-04-30 | Snecma | SAFETY DEVICE IN THE EVENT OF TURBOMACHINE ROTATING ELEMENT BREAK |
| FR2468741A1 (en) * | 1979-10-26 | 1981-05-08 | Snecma | IMPROVEMENTS TO THE AIR-COOLED SEAL RINGS FOR GAS TURBINE WHEELS |
| US4349313A (en) * | 1979-12-26 | 1982-09-14 | United Technologies Corporation | Abradable rub strip |
| US4478552A (en) * | 1982-11-08 | 1984-10-23 | Thompson Stanley E | Method and apparatus for fan blade tip clearance |
| US5160248A (en) * | 1991-02-25 | 1992-11-03 | General Electric Company | Fan case liner for a gas turbine engine with improved foreign body impact resistance |
| US5388959A (en) * | 1993-08-23 | 1995-02-14 | General Electric Company | Seal including a non-metallic abradable material |
| US5431532A (en) * | 1994-05-20 | 1995-07-11 | General Electric Company | Blade containment system |
| US5885056A (en) * | 1997-03-06 | 1999-03-23 | Rolls-Royce Plc | Gas Turbine engine casing construction |
| US6059524A (en) * | 1998-04-20 | 2000-05-09 | United Technologies Corporation | Penetration resistant fan casing for a turbine engine |
| US6364603B1 (en) * | 1999-11-01 | 2002-04-02 | Robert P. Czachor | Fan case for turbofan engine having a fan decoupler |
| US6334617B1 (en) * | 2000-03-02 | 2002-01-01 | United Technologies Corporation | Composite abradable material |
| US6899339B2 (en) * | 2001-08-30 | 2005-05-31 | United Technologies Corporation | Abradable seal having improved durability |
| FR2832191B1 (en) * | 2001-11-14 | 2004-10-08 | Snecma Moteurs | FRAGILE TOP SUMMER BLOWER |
| US6652222B1 (en) * | 2002-09-03 | 2003-11-25 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan case design with metal foam between Kevlar |
-
2003
- 2003-08-18 FR FR0309989A patent/FR2859002A1/en active Pending
-
2004
- 2004-08-02 US US10/902,781 patent/US20050089390A1/en not_active Abandoned
- 2004-08-12 EP EP04292043A patent/EP1510657A1/en not_active Withdrawn
- 2004-08-17 JP JP2004237742A patent/JP2005061419A/en not_active Withdrawn
- 2004-08-17 CA CA002478788A patent/CA2478788A1/en not_active Abandoned
- 2004-08-17 RU RU2004125186/06A patent/RU2282039C2/en not_active IP Right Cessation
- 2004-08-18 CN CN200410056784.6A patent/CN1590712A/en active Pending
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4239452A (en) * | 1978-06-26 | 1980-12-16 | United Technologies Corporation | Blade tip shroud for a compression stage of a gas turbine engine |
| RU2122124C1 (en) * | 1994-12-21 | 1998-11-20 | Сосьете Испано Сюиза | Turboengine protection shield |
| RU2136896C1 (en) * | 1997-05-28 | 1999-09-10 | Акционерное общество "Турбомоторный завод" | Turbine |
| RU2244835C2 (en) * | 1999-01-20 | 2005-01-20 | Альстом (Свитзерланд) Лтд, | Casing for steam or gas turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN1590712A (en) | 2005-03-09 |
| CA2478788A1 (en) | 2005-02-18 |
| US20050089390A1 (en) | 2005-04-28 |
| EP1510657A1 (en) | 2005-03-02 |
| JP2005061419A (en) | 2005-03-10 |
| FR2859002A1 (en) | 2005-02-25 |
| RU2004125186A (en) | 2006-01-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2282039C2 (en) | Abrasively wearable device arranged on fan housing of gas-turbine engine | |
| US5974782A (en) | Method for enabling operation of an aircraft turbo-engine with rotor unbalance | |
| US8166746B2 (en) | Rotor containment element with frangible connections | |
| EP2088290B1 (en) | Supporting abradable casing liner in a turbomachine | |
| CA2614406C (en) | Methods and apparatus for fabricating a fan assembly for use with turbine engines | |
| US7959405B2 (en) | Blade containment structure | |
| KR100794974B1 (en) | Turbomachined machine with radial compressor impeller | |
| US7114912B2 (en) | Fan blade with embrittled tip | |
| US20130272871A1 (en) | Turbofan as turbine engine | |
| EP3090148B1 (en) | Gas turbine engine having energy dissipating gap and containment layer | |
| EP2767676B1 (en) | Fan containment system, corresponding fan assembly and gas turbine engine | |
| EP2620602B1 (en) | Variable vane damping assembly, corresponding variable vane assembly and method of damping a variable vane | |
| CN100516468C (en) | Turbine overspeed limiting device | |
| US6497551B1 (en) | Tip treatment bars in a gas turbine engine | |
| US7871243B2 (en) | Augmented vaneless diffuser containment | |
| US20140064938A1 (en) | Rub tolerant fan case | |
| US6685426B2 (en) | Tip treatment bar with a damping material | |
| US20050276683A1 (en) | Turbomachine with means for axial retention of the rotor | |
| WO2016002031A1 (en) | Compressor | |
| US10309224B2 (en) | Split ring spring dampers for gas turbine rotor assemblies | |
| EP3589832B1 (en) | Gas turbine engine inlet arrangement comprising a mechanical decoupling device | |
| JP5552127B2 (en) | Turbo molecular pump | |
| FR3063310A1 (en) | AIRCRAFT ENGINE COMPRISING A BEARING BETWEEN TWO CONCENTRIC TREES |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20070818 |