(57)【要約】  リブ付き複合材シェル（１１０）は、薄肉の環状シェル（１２０）に埋め込まれた厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）の環状グリッド（１１２）と、前記抑止リブにある薄肉のパネル（１１８）と、を含み、パネルの各々が、隣接するリブ（１１６）のセットによって囲まれる。シェル前方フランジ（５４）は、環状シェルから半径方向内向きに延び、抑止リブは、ストリップ（１２６）の半径方向にスタックした層を含むことができる。環状グリッドは、矩形（１３８）、菱形（１４８）、又は六角形（１５８）グリッドパターンを含むことができる。ナセル入口（２５）は、複合材内側及び外側スキン（６０，６２）内にリブ付き複合材シェル（１１０）を有し、ケーシング（１６）によって囲まれるファンブレード（１８）の前方軸方向に配置される部分とすることができる。入口（２５）は、エンジンナセル上に存在することができる。【選択図】      図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
リブ付き複合材シェル（１１０）であって、
比較的薄肉の環状シェル（１２０）に埋め込まれた比較的厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）の環状グリッド（１１２）と、
前記薄肉の環状シェル（１２０）において前記抑止リブ（１１４）の間にある比較的薄肉のパネル（１１８）と、
を備え、前記パネル（１１８）の各々が、前記比較的厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）の比較的厚肉の隣接するリブ（１１６）のセット（１２２）によって完全に囲まれる、リブ付き複合材シェル（１１０）。
【請求項２】
前記薄肉の環状シェル（１２０）から半径方向内向きに延びるシェル前方フランジ（５４）を更に備える、請求項１に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
【請求項３】
前記シェル前方フランジ（５４）から軸方向に延びる軸方向フランジ延伸部（５６）を更に備える、請求項２に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
【請求項４】
前記抑止リブ（１１４）が、半径方向にスタックした環状層（１２８）の間でストリップ（１２６）の半径方向にスタックした層を含む、請求項１乃至３のいずれか１項に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
【請求項５】
前記薄肉の環状シェル（１２０）から半径方向内向きに延びるシェル前方フランジ（５４）と、前記シェル前方フランジ（５４）から軸方向に延びる軸方向フランジ延伸部（５６）と、を更に備える、請求項４に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
【請求項６】
前記環状グリッド（１１２）が、軸方向中心軸線（３０）の周りに囲まれ、前記パネル（１１８）の各々が、隣接する第１及び第２のリブ（１０２，１０４）によって少なくとも部分的に囲まれ、前記亀裂抑止リブ（１１４）が、以下のグリッドパターン、すなわち、
前記軸方向中心軸線（３０）に対して、軸方向（１４０）に延在する隣接する第１のリブ（１０２）と、円周方向（１４２）に延在する隣接する第２のリブ（１０４）と、を含む矩形グリッドパターン（１３８）と、
前記軸方向中心軸線（３０）に対して、時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第１のリブ（１０２）と、反時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第２のリブ（１０４）と、を含む菱形グリッドパターン（１４８）と、
前記軸方向中心軸線（３０）に対して、軸方向（１４０）に延在する隣接する第１のリブ（１０２）と、時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第２のリブ（１０４）と、反時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第３のリブ（１０６）と、を含む六角形グリッドパターン（１５８）と、
から選ばれたグリッドパターン（１３６）で配列される、請求項１乃至５のいずれか１項に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
【請求項７】
前記薄肉の環状シェル（１２０）から半径方向内向きに延びるシェル前方フランジ（５４）を更に備える、請求項６に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
【請求項８】
前記シェル前方フランジ（５４）から軸方向に延びる軸方向フランジ延伸部（５６）を更に備える、請求項７に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
【請求項９】
前記抑止リブ（１１４）が、半径方向にスタックした環状層（１２８）の間でストリップ（１２６）の半径方向にスタックした層を含む、請求項６乃至８のいずれか１項に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
【請求項１０】
前記薄肉の環状シェル（１２０）から半径方向内向きに延びるシェル前方フランジ（５４）を更に備える、請求項９に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
【請求項１１】
前記シェル前方フランジ（５４）から軸方向に延びる軸方向フランジ延伸部（５６）を更に備える、請求項１０に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
【請求項１２】
前記亀裂抑止リブ（１１４）の環状グリッド（１１２）が、前記リブ付き複合材シェル（１１０）の軸方向に延びる部分（９２）にのみ配置される、請求項９乃至１１のいずれか１項に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
【請求項１３】
前記軸方向に延びる部分（９２）が前記リブ付き複合材シェル（１１０）の後縁（９４）又はその近傍にある、請求項１２に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
【請求項１４】
ナセル入口（２５）であって、
半径方向に離間した環状の内側及び外側バレル（４０，４２）間に半径方向に配置された丸みのある環状ノーズリップセクション（４８）を備え、
前記内側バレル（４０）が半径方向に離間した複合材内側及び外側スキン（６０，６２）を含み、前記内側及び外側スキン（６０，６２）の少なくとも一方が、比較的薄肉の環状シェル（１２０）に埋め込まれた比較的厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）の環状グリッド（１１２）を含むリブ付き複合材シェル（１１０）を有し、
前記ナセル入口（２５）が更に、
前記抑止リブ（１１４）間で前記薄肉の環状シェル（１２０）において比較的薄肉のパネル（１１８）を備え、前記パネルの各々が、前記比較的厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）のうちの比較的厚肉の隣接するリブ（１１６）のセット（１２２）により完全に囲まれる、ナセル入口（２５）。
【請求項１５】
前記外側スキン（６２）が前記リブ付き複合材シェル（１１０）を有し、前記薄肉の環状シェル（１２０）から半径方向内向きに延びるシェル前方フランジ（５４）を更に備える、請求項１４に記載のナセル入口（２５）。
【請求項１６】
前記シェル前方フランジ（５４）から軸方向に延びる軸方向フランジ延伸部（５６）を更に備える、請求項１５に記載のナセル入口（２５）。
【請求項１７】
航空機ガスタービンエンジン組立体であって、
長手方向に延びる軸方向中心軸線（３０）の周りで回転可能な複数の半径方向外向きに延びるファンブレード（１８）を有するファン組立体（１２）を含む航空機ガスタービンエンジン（１０）を備え、前記エンジン（１０）が、該エンジン（１０）のファンケーシング（１６）に接続されたナセル（３２）内に装着され、該ファンケーシング（１６）が、前記ファンブレード（１８）の周りを囲み、
前記航空機ガスタービンエンジン組立体が更に、
ファンケーシング（１６）及び前記ファンブレード（１８）の前方に軸方向に配置される半径方向に離間した環状の内側及び外側バレル（４０，４２）間に半径方向に配置された丸みのある環状ノーズリップセクション（４８）を含むナセル入口（２５）を備え、
前記内側バレル（４０）が半径方向に離間した複合材内側及び外側スキン（６０，６２）を含み、前記内側及び外側スキン（６０，６２）の少なくとも一方が、比較的薄肉の環状シェル（１２０）に埋め込まれた比較的厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）の環状グリッド（１１２）を含むリブ付き複合材シェル（１１０）を有し、
前記航空機ガスタービンエンジン組立体が更に、
前記抑止リブ（１１４）間で前記薄肉の環状シェル（１２０）において比較的薄肉のパネル（１１８）を備え、前記パネル（１１８）の各々が、前記比較的厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）のうちの比較的厚肉の隣接するリブ（１１６）のセット（１２２）により完全に囲まれる、航空機ガスタービンエンジン組立体。
【請求項１８】
前記外側スキン（６２）が前記リブ付き複合材シェル（１１０）を有し、前記薄肉の環状シェル（１２０）から半径方向内向きに延びるシェル前方フランジ（５４）を更に備える、請求項１７に記載の航空機ガスタービンエンジン組立体。
【請求項１９】
前記抑止リブ（１１４）が、半径方向にスタックした環状層（１２８）の間でストリップ（１２６）の半径方向にスタックした層を含む、請求項１７又は１８に記載の航空機ガスタービンエンジン組立体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的に、ガスタービンエンジンファン入口に関し、より詳細には、損傷したファンブレードから放出されるブレード破片を閉じ込めるための入口におけるファンブレード格納構造物に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機ガスタービンエンジンは、様々な条件で作動し、エンジンに異物が吸い込まれる場合がある。エンジンの作動中、特にエンジンにより駆動される航空機の移動中、ファンブレードは、例えば、鳥又は滑走路で取り込まれるデブリなどの異物に衝突して損傷を受ける可能性がある。ブレードへの衝突は、ブレードに損傷を与え、結果として、ブレード破片又はブレード全体が外れて比較的高速度で半径方向外向きに飛散する可能性がある。
【０００３】
結果として生じる損傷を制限又は最小限にするために、一部の既知のエンジンは、エンジンの半径方向及び軸方向剛性を向上させ、また、エンジンケーシング貫通部付近の応力を低減させるように金属ケーシングシェルを含む。しかしながら、ケーシングシェルは通常、金属材料から製造され、結果としてエンジン及びひいては機体の重量を増大させることになる。重量が増大する欠点を克服するために、２００７年７月２日に交付され、本発明の出願人であるＧｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｃｏｍｐａｎｙに譲受された米国特許第７，２４６，９９０号（Ｘｉｅ他に付与）において開示されるように、ガスタービンエンジン用の複合材ファンケーシングが開発されてきた。
【０００４】
上述の米国特許に開示されたものに類似した格納構造体は、ブレード破片の必要とされる格納をもたらすエンジンにおいて特に効果的であった。高バイパス比の大型エンジンでは、ファンブレードの破片がファンケーシングの半径方向外向き及び軸方向前方に飛散して、エンジンを囲むナセルの入口領域に衝突することが認められるブレード故障モードが明らかになっている。ブレード破片は、少なくとも一部は複合材料から作ることができる入口への入口ケーシングの損傷に高エネルギー衝撃をもたらすのに十分な高速度を有することができる。
【０００５】
これらの衝撃は、ハニカムセル構造の圧縮による音響ハニカムライナの圧壊を引き起こすのに十分とすることができる。次いで、ブレード破片は、入口を通って接線方向に放出され、航空機が飛行中の場合には、航空機に損傷をもたらす可能性がある。この目的で、１９９３年１１月９日に交付され、本発明の出願人であるＧｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｃｏｍｐａｎｙに譲受された米国特許第５，２５９，７２４号（Ｌｉｓｔｏｎ他に付与）において、ブレード格納構造が開示されている。米国特許第５，２５９，７２４号は、ファンブレードを囲み、第１のブレード格納構造体として機能するファンケーシングを開示している。第２のブレード格納構造体は、エンジンナセル内のファンケーシングの軸方向前方に位置付けられる。第２の格納構造体は、ハニカムパネルなどのノイズ吸収材料の内側ライナと、破断ブレード又はブレード破片の衝突時の曲がりを制御する軸方向配向補強材を有するチタン材リングとを含むことができる。リングは、複数の弓状セグメントとして形成することができ、該セグメントは、縁部が隣接セグメントと接合して完全リングを形成するように適合されている。フランジは、リングの後縁に取り付けられ、リングをファンケーシングに接続するのに用いることができる。リングの前縁は、ナセル内で支持部材にリングを取り付けるための一体形成フランジを有することができる。第２のブレード格納構造体の位置は、ブレード回転経路の前方に放出されたブレード又はブレード破片がリング及びハニカムライナによって取り込まれ、従って、ブレード破片がナセルの外に軸方向に放出されるのを防ぐようになっている。
【０００６】
ブレード損傷格納システムが複合材料を含むことができるような軽量エンジンであることが極めて望ましい。入口が複合材で作られている場合、ブレード損傷事象による損傷は繊維破断及び層間剥離をもたらし、更に進展して、事象後のエンジンの後続のコーストダウン及びウィンドミル相の間の更なる二次故障を引き起こす恐れがある。
【０００７】
また、ファンを囲むファンケーシングの前方に放出されるブレード破片によって生じる損傷を制限又は閉じ込めるよう作動するファン入口ブレード損傷又はファンブレード複合材格納システムを有することが極めて望ましい。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】米国特許第５，４３１，５３２号明細書
【特許文献２】米国特許第７，２４６，９９０号明細書
【特許文献３】米国特許第５，２５９，７２４号明細書
【発明の概要】
【０００９】
リブ付き複合材シェル（１１０）は、比較的薄肉の環状シェル（１２０）に埋め込まれた比較的厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）の環状グリッド（１１２）と、薄肉の環状シェル（１２０）において前記抑止リブ（１１４）の間にある比較的薄肉のパネル（１１８）と、を含み、パネル（１１８）の各々は、比較的厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）の比較的厚肉の隣接するリブ（１１６）のセット（１２２）によって完全に囲まれる。
【００１０】
シェル前方フランジ（５４）は、薄肉の環状シェル（１２０）から半径方向内向きに延びることができ、軸方向フランジ延伸部（５６）は、シェル前方フランジ（５４）から軸方向に延びることができる。
【００１１】
抑止リブ（１１４）は、半径方向にスタックした環状層（１２８）の間でストリップ（１２６）の半径方向にスタックした層を含むことができる。
【００１２】
環状グリッド（１１２）は、軸方向中心軸線（３０）の周りを囲むことができ、パネル（１１８）の各々は、隣接する第１及び第２のリブ（１０２，１０４）によって少なくとも部分的に囲むことができる。亀裂抑止リブ（１１４）は、軸方向中心軸線（３０）に対して、軸方向（１４０）に延在する隣接する第１のリブ（１０２）と、円周方向（１４２）に延在する隣接する第２のリブ（１０４）と、を含む矩形グリッドパターン（１３８）と、軸方向中心軸線（３０）に対して、時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第１のリブ（１０２）と、反時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第２のリブ（１０４）と、を含む菱形グリッドパターン（１４８）と、軸方向中心軸線（３０）に対して、軸方向（１４０）に延在する隣接する第１のリブ（１０２）と、時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第２のリブ（１０４）と、反時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第３のリブ（１０６）と、を含む六角形グリッドパターン（１５８）と、から選ばれたグリッドパターン（１３６）で配列することができる。
【００１３】
リブ付き複合材シェル（１１０）は、リブ付き複合材シェル（１１０）の軸方向に延びる部分（９２）にのみ配置される亀裂抑止リブ（１１４）の環状グリッド（１１２）を含むことができ、軸方向に延びる部分（９２）は、リブ付き複合材シェル（１１０）の後縁（９４）又はその近傍に存在することができる。
【００１４】
ナセル入口（２５）は、半径方向に離間した環状の内側及び外側バレル（４０，４２）間に半径方向に配置された丸みのある環状ノーズリップセクション（４８）を含み、内側バレル（４０）は、半径方向に離間した複合材内側及び外側スキン（６０，６２）を含み、内側及び外側スキン（６０，６２）の少なくとも一方が、リブ付き複合材シェル（１１０）を有する。
【００１５】
リブ付き複合材シェル（１１０）は、比較的薄肉の環状シェル（１２０）に埋め込まれた比較的厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）の環状グリッド（１１２）を含み、抑止リブ（１１４）間で薄肉の環状シェル（１２０）において比較的薄肉のパネル（１１８）を備え、パネルの各々が、比較的厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）のうちの比較的厚肉の隣接するリブ（１１６）のセット（１２２）により完全に囲まれる。ハニカムコア（６３）は、内側及び外側スキン（６０，６２）の間に挟装することができる。
【００１６】
航空機ガスタービンエンジン組立体は、長手方向に延びる軸方向中心軸線（３０）の周りで回転可能な複数の半径方向外向きに延びるファンブレード（１８）を有するファン組立体（１２）を含む航空機ガスタービンエンジン（１０）を備え、該エンジン（１０）は、エンジン（１０）のファンケーシング（１６）に接続されたナセル（３２）内に装着され、ファンケーシング（１６）が、ファンブレード（１８）の周りを囲み、航空機ガスタービンエンジン組立体が更に、ファンケーシング（１６）及びファンブレード（１８）の前方に軸方向に配置される半径方向に離間した環状の内側及び外側バレル（４０，４２）間に半径方向に配置された丸みのある環状ノーズリップセクション（４８）を含むナセル入口（２５）を備える。前記内側バレル（４０）は、半径方向に離間した複合材内側及び外側スキン（６０，６２）を含み、内側及び外側スキン（６０，６２）の少なくとも一方が、比較的薄肉の環状シェル（１２０）に埋め込まれた比較的厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）の環状グリッド（１１２）を含むリブ付き複合材シェル（１１０）を有する。比較的薄肉のパネル（１１８）が、抑止リブ（１１４）間で薄肉の環状シェル（１２０）にあり、パネル（１１８）の各々が、比較的厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）のうちの比較的厚肉の隣接するリブ（１１６）のセット（１２２）により完全に囲まれる。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】ブレード損失格納構造体のための亀裂抑止リブを有するリブ付き複合材シェルを含む複合材ファン入口を備えたガスタービンエンジンの概略図。
【図２】図１に示す符号材ファン入口の拡大断面図。
【図３】図２に示す複合材ファン入口における亀裂抑止リブの矩形グリッドパターンの概略図。
【図４】図２に示す複合材ファン入口における亀裂抑止リブの菱形グリッドパターンの概略図。
【図５】図２に示す複合材ファン入口における亀裂抑止リブの六角形グリッドパターンの概略図。
【図６】図２に示す亀裂抑止リブを有するリブ付き複合材シェルを形成するのに使用される複合材プライの層及びレイアップの概略断面図。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
航空機ガスタービンエンジン用の複合材ファン入口ケーシングについて、以下で詳細に説明する。複合材ケーシングは、亀裂抑止リブを備えた内側複合材バレルを含む。亀裂抑止リブは、複合材ケーシングが衝撃荷重を受けたときに亀裂進展を抑制することができる。複合材ケーシングの内側バレルは通常、円周方向に配列されたパネルから作られ、ファンブレード破片によって入口が損傷を受けたときにリブ間のパネルが打ち抜かれるが、損傷が幾つかのパネル内に閉じ込められるようになっている。衝撃の間、運動エネルギーは、編組層の層間剥離によって発散され、その後、これらの層が衝撃物体を取り込み且つ閉じ込めることになる。
【００１９】
図１に例示されるのは、ファン組立体１２及びコアエンジン１４を含む航空機ガスタービンエンジン１０の１つの例示的な実施形態である。ファン組立体１２は、ロータ２０から半径方向外向きに延びるファンブレード１８のアレイを囲むファンケーシング１６を含む。コアエンジン１４は、高圧圧縮機２２、燃焼器２４、高圧タービン２６を含む。低圧タービン２８は、ファンブレード１８を駆動する。
【００２０】
図１及び２を参照すると、ファン組立体１２は、長手方向に延びる軸方向中心軸線３０の周りに回転可能である。エンジン１０は、該エンジン１０のファンケーシング１６に接続されたナセル３２内に装着される。ファンケーシング１６は、ファンブレード１８の周りを囲む。ファンケーシング１６は、複数の円周方向に離間したストラット３４を通り、ブースタファン組立体３６を通じてファン組立体１２を支持する。ファンケーシング１６は、複数の円周方向に離間したストラット３４を通り、ブースタファン組立体３６を通じてファン組立体１２を支持する。ナセル３２は、ボルト又は同様のものなどの複数の円周方向に離間したファスナーによってファンケーシング１６上の前方ケーシングフランジ３８に取り付けられた環状複合材入口２５を含む。入口２５は通常、半径方向に離間した環状の内側及び外側バレル４０，４２を含む。丸みのある環状ノーズリップセクション４８は、内側及び外側バレル４０，４２間に半径方向に配置される。エンジン１０に流入する空気は、入口２５を通過する。
【００２１】
内側バレル４０は、半径方向に離間した複合材内側及び外側スキン６０，６２を含む。ハニカムコア６３は、内側及び外側スキン６０，６２の間に挟装することができる。外側バレル４２は、本明細書で例示されるように複合材スキン６４とすることができる。外側バレル４２の前縁３９は、リベット又は同様のものなどの第１の複数の円周方向に離間したファスナー４７によりノーズリップセクション４８に接続することができる。同様に、内側バレル４０の前縁３９は、リベット、ボルト又は同様のものなどの第２の複数の円周方向に離間したファスナー５７によりノーズリップセクション４８に接続することができる。ファスナー４７，５７は、入口２５の構成要素を共に固定して、締結された構成要素間で荷重を伝達する。
【００２２】
前方バルクヘッド７８は、ノーズリップセクション４８の半径方向に離間した外側及び内側環状壁８０，８２間に延びる。後方バルクヘッド７９は、内側及び外側バレル４０，４２の半径方向に離間した内側及び外側バレル後方端部８６，８８を接続する。前方及び後方バルクヘッド７８，７９は、入口２５の剛性及び強度に寄与する。内側バレル４０上の後方フランジ９０を用いて、ファンケーシング１６の前方ケーシングフランジ３８に入口２５を接続することができる。複合材内側バレル４０は、外側バレル４２及びノーズリップセクション４８を直接支持する。入口２５の重量及び入口２５が担う外部荷重は、内側バレル４０を通じてファンケーシング１６に伝達される。従って、典型的なナセル入口２５の複合材内側バレル４０は、ナセル３２の入口２５の全体剛性、強度及び安定性に実質的に寄与することができる。
【００２３】
「ブレード損傷事象」は、ファンブレード又はその一部が高バイパスターボファンエンジンのロータから偶発的に放出されたときに生じる。飛行中に突然に放出された場合、ファンブレードは、かなりの力で周囲のファンケーシングに衝突する可能性があり、ファンケーシングに対して結果として生じる荷重が、周囲のナセル３２の入口のような周囲構造体に伝達される可能性がある。これらの荷重は、隣接する内側バレル４０への損傷を含めて、ナセル入口にかなりの損傷を生じる可能性がある。加えて又は代替として、放出されたファンブレード又はその一部は、隣接する内側バレル４０の一部に直接衝突し、これにより内側バレル４０に対して直接的な損傷を引き起こす。内側バレル４０は、外側バレル４２及びノーズリップセクション４８を含めて、ファンケーシング１６上に入口２５を直接支持するので、内側バレル４０に対する損傷は、ナセル３２の構造的完全性及び安定性を損なう可能性があり、航空機の帰還能力に悪影響を及ぼす場合がある。
【００２４】
ブレード損傷事象はまた、エンジンのファンブレード１８の回転バランスの喪失を生じる。損傷したエンジン１０が通常はブレード損失事象に続いて運転停止した後、バランスを失ったファンブレード１８に空気流が衝突することにより、ファンブレード１８の急激なスピン又は「ウィンドミル」を引き起こす可能性がある。このようなバランスを失ったファン１８のウィンドミルは、エンジン１０及びファンケーシングに相当な振動荷重を作用する可能性があり、これらの荷重の少なくとも一部は、ナセル３２の取付入口２５及び内側バレル４０に伝達される可能性がある。加えて、ブレード損傷事象の後、ウィンドミルのファンブレード１８によって生成される空力及び負圧が、ナセル３２の損傷を受けた入口２５に相当な荷重を作用する可能性がある。このような荷重は、損傷を受けた入口２５の相当な変形を引き起こし、結果として望ましくない空気抵抗をもたらす可能性がある。このような荷重はまた、損傷を受けた複合材内側バレル４０の亀裂又は破断の進展を生じさせ、ナセル３２の損傷を受けた入口２５の構造的完全性及び安定性を更に損なう可能性がある。この損傷は、繊維破断及び層間剥離をもたらす場合があり、更に進展して、事象後の後続のコーストダウン及びウィンドミル相の間の更なる二次故障を引き起こす恐れがある。従って、ターボファン航空機エンジンのナセル構造に対して、ブレード損傷事象の後で実質的に安定した空力的構成を維持することができ、また、これによりかかる事故後の航空機の帰還能力を持続させることに対する要求がある。詳細には、高バイパスターボファン航空機エンジンのナセル入口構造に対して、複合材内側バレルがブレード損傷事象に起因して相当な損傷を受けた場合でも、その構造的完全性及び安定した空力構成を維持することに対する要求がある。
【００２５】
図３及び６を参照すると、リブ付き複合材シェル１１０は、内側バレル４０及び外側バレル４２の複合材内側及び外側スキン６０，６２で用いることができる。各リブ付き複合材シェル１１０は、比較的薄肉の環状シェル１２０に埋め込まれた比較的厚肉の亀裂抑止リブ１１４の環状グリッド１１２を含む。本明細書で例示されるリブ付き複合材シェル１１０の例示的な実施形態は、図２に例示されるリブ付き複合材シェル１１０の軸方向に延びる部分９２にのみ埋め込まれた亀裂抑止リブ１１４の環状グリッド１１２を有する。リブ付き複合材シェル１１０のより特定の実施形態は、図２に例示されるリブ付き複合材シェル１１０の後端９４又はその近傍にて、リブ付き複合材シェル１１０の軸方向に延びる部分９２にのみ配置される亀裂抑止リブ１１４の環状グリッド１１２を有する。
【００２６】
図３〜５を参照すると、各リブ付き複合材シェル１１０は、比較的厚肉の隣接するリブ１１６のセットにより完全に囲まれた比較的薄肉のパネル１１８を含む。隣接するリブ１１６は、互いに対して角度が付けられる。図２を参照すると、リブ付き複合材シェル１１０は、薄肉の環状シェル１２０から半径方向内向きに延びるシェル前方フランジ５４を含む。シェル前方フランジ５４から軸方向に延びる軸方向フランジ延伸部５６は、リブ付き複合材シェル１１０を内側バレル４０に取り付けるのに使用される。
【００２７】
図３〜６を参照すると、リブ付き複合材シェル１１０は、リブ付き複合材シェル１１０のリブ１１４間で薄肉のシェル部分又はパネル１１８内に損傷を閉じ込めるように設計される。リブ１１４は、リブ付き複合材シェル１１０を通って全体的に半径方向に延びる。リブ１１４は、図６に示すように、リブ付き複合材シェル１１０のプリプレグ１３４のレイアップの間に幅広の複合材プライ１３２間に薄肉又は狭いストリップ又は狭い複合材プライ１３０を挿入することにより形成することができる。環状の幅広の複合材プライ１３２間に散在される狭い複合材プライ１３０のレイアップは、リブ１１４と、リブ１１４間のパネル１１８とを形成する。リブ付き複合材シェル１１０は、環状の幅広の複合材プライ１３２間に散在される狭い複合材プライ１３０に対応する半径方向にスタックした環状層１２８間にストリップ１２６の半径方向にスタックした層を含む。
【００２８】
プリプレグを構築するのに使用される複合材プライは、マトリックスによって形成され共に保持されるあるタイプの繊維織物から作ることができる。繊維織物は、テープ、布、編組、ジャガード布、又はサテンを含むことができる。マトリックスは、エポキシ、ビスモラミド又はＰＭＲ１５を含むことができる。繊維は、カーボン、ケブラー、又は他のアラミド、もしくはガラスを含むことができる。
【００２９】
比較的厚肉の亀裂抑止リブ１１４のグリッド１１２は、様々なグリッドパターン１３６を有することができ、その実施例が図３〜５に例示される。図３に示される矩形グリッドパターン１３８は、軸方向中心軸線３０に対して、軸方向１４０に延在する隣接する第１のリブ１０２と、円周方向１４２に延在する隣接する第２のリブ１０４とを含む。図４に示される菱形グリッドパターン１４８は、軸方向中心軸線３０に対して対角方向１５０に延在する隣接するリブ１１６を含む。菱形グリッドパターン１４８における隣接するリブ１１６の各セット１２２は、時計回りで軸方向及び円周方向に延在する第１のリブ１０２と、反時計回りで軸方向及び円周方向に延在する第２のリブ１０４と、を含む。図５に示される六角形グリッドパターン１５８は、六角形１６０に配列されたリブ１１４を含み、軸方向に延在する第１のリブ１０２と、時計回りで軸方向及び円周方向に延在する第２のリブ１０４と、反時計回りで軸方向及び円周方向に延在する第３のリブ１０６と、を含む。パターンの全てにおけるリブ１１４は、リブ１１４間にパネル１１８の周りを囲む。
【００３０】
本明細書では本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものを説明してきたが,本発明の他の変更が本明細書の教示から当業者には明らかになるはずであり、従って、全てのそのような変更は本発明の技術思想及び技術的範囲内に属するものとして特許請求の範囲で保護されることが望まれる。従って、本特許により保護されることを望むものは、特許請求の範囲に記載し且つ特定した発明である。
【００３１】
本願発明は以下の実施態様を含む。
［実施態様１］
リブ付き複合材シェル（１１０）であって、
比較的薄肉の環状シェル（１２０）に埋め込まれた比較的厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）の環状グリッド（１１２）と、
前記薄肉の環状シェル（１２０）において前記抑止リブ（１１４）の間にある比較的薄肉のパネル（１１８）と、
を備え、前記パネル（１１８）の各々が、前記比較的厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）の比較的厚肉の隣接するリブ（１１６）のセット（１２２）によって完全に囲まれる、リブ付き複合材シェル（１１０）。
［実施態様２］
前記薄肉の環状シェル（１２０）から半径方向内向きに延びるシェル前方フランジ（５４）を更に備える、実施態様１に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
［実施態様３］
前記シェル前方フランジ（５４）から軸方向に延びる軸方向フランジ延伸部（５６）を更に備える、実施態様２に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
［実施態様４］
前記抑止リブ（１１４）が、半径方向にスタックした環状層（１２８）の間でストリップ（１２６）の半径方向にスタックした層を含む、実施態様１に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
［実施態様５］
前記薄肉の環状シェル（１２０）から半径方向内向きに延びるシェル前方フランジ（５４）と、前記シェル前方フランジ（５４）から軸方向に延びる軸方向フランジ延伸部（５６）と、を更に備える、実施態様４に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
［実施態様６］
前記環状グリッド（１１２）が、軸方向中心軸線（３０）の周りに囲まれ、前記パネル（１１８）の各々が、隣接する第１及び第２のリブ（１０２，１０４）によって少なくとも部分的に囲まれ、前記亀裂抑止リブ（１１４）が、以下のグリッドパターン、すなわち、
前記軸方向中心軸線（３０）に対して、軸方向（１４０）に延在する隣接する第１のリブ（１０２）と、円周方向（１４２）に延在する隣接する第２のリブ（１０４）と、を含む矩形グリッドパターン（１３８）と、
前記軸方向中心軸線（３０）に対して、時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第１のリブ（１０２）と、反時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第２のリブ（１０４）と、を含む菱形グリッドパターン（１４８）と、
前記軸方向中心軸線（３０）に対して、軸方向（１４０）に延在する隣接する第１のリブ（１０２）と、時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第２のリブ（１０４）と、反時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第３のリブ（１０６）と、を含む六角形グリッドパターン（１５８）と、
から選ばれたグリッドパターン（１３６）で配列される、実施態様１に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
［実施態様７］
前記薄肉の環状シェル（１２０）から半径方向内向きに延びるシェル前方フランジ（５４）を更に備える、実施態様６に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
［実施態様８］
前記シェル前方フランジ（５４）から軸方向に延びる軸方向フランジ延伸部（５６）を更に備える、実施態様７に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
［実施態様９］
前記抑止リブ（１１４）が、半径方向にスタックした環状層（１２８）の間でストリップ（１２６）の半径方向にスタックした層を含む、実施態様６に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
［実施態様１０］
前記薄肉の環状シェル（１２０）から半径方向内向きに延びるシェル前方フランジ（５４）を更に備える、実施態様９に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
［実施態様１１］
前記シェル前方フランジ（５４）から軸方向に延びる軸方向フランジ延伸部（５６）を更に備える、実施態様１０に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
［実施態様１２］
前記亀裂抑止リブ（１１４）の環状グリッド（１１２）が、前記リブ付き複合材シェル（１１０）の軸方向に延びる部分（９２）にのみ配置される、実施態様９に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
［実施態様１３］
前記軸方向に延びる部分（９２）が前記リブ付き複合材シェル（１１０）の後縁（９４）又はその近傍にある、実施態様１２に記載のリブ付き複合材シェル（１１０）。
［実施態様１４］
ナセル入口（２５）であって、
半径方向に離間した環状の内側及び外側バレル（４０，４２）間に半径方向に配置された丸みのある環状ノーズリップセクション（４８）を備え、
前記内側バレル（４０）が半径方向に離間した複合材内側及び外側スキン（６０，６２）を含み、前記内側及び外側スキン（６０，６２）の少なくとも一方が、比較的薄肉の環状シェル（１２０）に埋め込まれた比較的厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）の環状グリッド（１１２）を含むリブ付き複合材シェル（１１０）を有し、
前記ナセル入口（２５）が更に、
前記抑止リブ（１１４）間で前記薄肉の環状シェル（１２０）において比較的薄肉のパネル（１１８）を備え、前記パネルの各々が、前記比較的厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）のうちの比較的厚肉の隣接するリブ（１１６）のセット（１２２）により完全に囲まれる、ナセル入口（２５）。
［実施態様１５］
前記外側スキン（６２）が前記リブ付き複合材シェル（１１０）を有し、前記薄肉の環状シェル（１２０）から半径方向内向きに延びるシェル前方フランジ（５４）を更に備える、実施態様１４に記載のナセル入口（２５）。
［実施態様１６］
前記シェル前方フランジ（５４）から軸方向に延びる軸方向フランジ延伸部（５６）を更に備える、実施態様１５に記載のナセル入口（２５）。
［実施態様１７］
前記抑止リブ（１１４）が、半径方向にスタックした環状層（１２８）の間でストリップ（１２６）の半径方向にスタックした層を含む、実施態様１４に記載のナセル入口（２５）。
［実施態様１８］
前記亀裂抑止リブ（１１４）の環状グリッド（１１２）が、前記リブ付き複合材シェル（１１０）の後縁（９４）又はその近傍において軸方向に延びる部分（９２）にのみ配置される、実施態様１７に記載のナセル入口（２５）。
［実施態様１９］
前記環状グリッド（１１２）が、軸方向中心軸線（３０）の周りに囲まれ、前記パネル（１１８）の各々が、隣接する第１及び第２のリブ（１０２，１０４）によって少なくとも部分的に囲まれ、前記亀裂抑止リブ（１１４）が、以下のグリッドパターン、すなわち、
前記軸方向中心軸線（３０）に対して、軸方向（１４０）に延在する隣接する第１のリブ（１０２）と、円周方向（１４２）に延在する隣接する第２のリブ（１０４）と、を含む矩形グリッドパターン（１３８）と、
前記軸方向中心軸線（３０）に対して、時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第１のリブ（１０２）と、反時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第２のリブ（１０４）と、を含む菱形グリッドパターン（１４８）と、
前記軸方向中心軸線（３０）に対して、軸方向（１４０）に延在する隣接する第１のリブ（１０２）と、時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第２のリブ（１０４）と、反時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第３のリブ（１０６）と、を含む六角形グリッドパターン（１５８）と、
から選ばれたグリッドパターン（１３６）で配列される、実施態様１４に記載のナセル入口（２５）。
［実施態様２０］
前記抑止リブ（１１４）が、半径方向にスタックした環状層（１２８）の間でストリップ（１２６）の半径方向にスタックした層を含む、実施態様１９に記載のナセル入口（２５）。
［実施態様２１］
前記亀裂抑止リブ（１１４）の環状グリッド（１１２）が、前記リブ付き複合材シェル（１１０）の後縁（９４）又はその近傍において軸方向に延びる部分（９２）にのみ配置される、実施態様２０に記載のナセル入口（２５）。
［実施態様２２］
前記内側及び外側スキン（６０，６２）の間に挟装されるハニカムコア（６３）を更に備える、実施態様２１に記載のナセル入口（２５）。
［実施態様２３］
航空機ガスタービンエンジン組立体であって、
長手方向に延びる軸方向中心軸線（３０）の周りで回転可能な複数の半径方向外向きに延びるファンブレード（１８）を有するファン組立体（１２）を含む航空機ガスタービンエンジン（１０）を備え、前記エンジン（１０）が、該エンジン（１０）のファンケーシング（１６）に接続されたナセル（３２）内に装着され、該ファンケーシング（１６）が、前記ファンブレード（１８）の周りを囲み、
前記航空機ガスタービンエンジン組立体が更に、
ファンケーシング（１６）及び前記ファンブレード（１８）の前方に軸方向に配置される半径方向に離間した環状の内側及び外側バレル（４０，４２）間に半径方向に配置された丸みのある環状ノーズリップセクション（４８）を含むナセル入口（２５）を備え、
前記内側バレル（４０）が半径方向に離間した複合材内側及び外側スキン（６０，６２）を含み、前記内側及び外側スキン（６０，６２）の少なくとも一方が、比較的薄肉の環状シェル（１２０）に埋め込まれた比較的厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）の環状グリッド（１１２）を含むリブ付き複合材シェル（１１０）を有し、
前記航空機ガスタービンエンジン組立体が更に、
前記抑止リブ（１１４）間で前記薄肉の環状シェル（１２０）において比較的薄肉のパネル（１１８）を備え、前記パネル（１１８）の各々が、前記比較的厚肉の亀裂抑止リブ（１１４）のうちの比較的厚肉の隣接するリブ（１１６）のセット（１２２）により完全に囲まれる、航空機ガスタービンエンジン組立体。
［実施態様２４］
前記外側スキン（６２）が前記リブ付き複合材シェル（１１０）を有し、前記薄肉の環状シェル（１２０）から半径方向内向きに延びるシェル前方フランジ（５４）を更に備える、実施態様２３に記載の航空機ガスタービンエンジン組立体。
［実施態様２５］
前記抑止リブ（１１４）が、半径方向にスタックした環状層（１２８）の間でストリップ（１２６）の半径方向にスタックした層を含む、実施態様２３に記載の航空機ガスタービンエンジン組立体。
［実施態様２６］
前記亀裂抑止リブ（１１４）の環状グリッド（１１２）が、前記リブ付き複合材シェル（１１０）の後縁（９４）又はその近傍において軸方向に延びる部分（９２）にのみ配置される、実施態様２５に記載の航空機ガスタービンエンジン組立体。
［実施態様２７］
前記環状グリッド（１１２）が、軸方向中心軸線（３０）の周りに囲まれ、前記パネル（１１８）の各々が、隣接する第１及び第２のリブ（１０２，１０４）によって少なくとも部分的に囲まれ、前記亀裂抑止リブ（１１４）が、以下のグリッドパターン、すなわち、
前記軸方向中心軸線（３０）に対して、軸方向（１４０）に延在する隣接する第１のリブ（１０２）と、円周方向（１４２）に延在する隣接する第２のリブ（１０４）と、を含む矩形グリッドパターン（１３８）と、
前記軸方向中心軸線（３０）に対して、時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第１のリブ（１０２）と、反時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第２のリブ（１０４）と、を含む菱形グリッドパターン（１４８）と、
前記軸方向中心軸線（３０）に対して、軸方向（１４０）に延在する隣接する第１のリブ（１０２）と、時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第２のリブ（１０４）と、反時計回り方向で軸方向（１４０）及び円周方向（１４２）に延在する隣接する第３のリブ（１０６）と、を含む六角形グリッドパターン（１５８）と、
から選ばれたグリッドパターン（１３６）で配列される、実施態様２３に記載の航空機ガスタービンエンジン組立体。
［実施態様２８］
前記抑止リブ（１１４）が、半径方向にスタックした環状層（１２８）の間でストリップ（１２６）の半径方向にスタックした層を含む、実施態様２７に記載の航空機ガスタービンエンジン組立体。
［実施態様２９］
前記亀裂抑止リブ（１１４）の環状グリッド（１１２）が、前記リブ付き複合材シェル（１１０）の後縁（９４）又はその近傍において軸方向に延びる部分（９２）にのみ配置される、実施態様２８に記載の航空機ガスタービンエンジン組立体。
［実施態様３０］
前記内側及び外側スキン（６０，６２）の間に挟装されるハニカムコア（６３）を更に備える、実施態様２９に記載の航空機ガスタービンエンジン組立体。
【符号の説明】
【００３２】
１１０  リブ付き複合材シェル
１２０  比較的薄肉の環状シェル
１１２  環状グリッド
１１４  比較的厚肉の亀裂抑止リブ
１１６  比較的厚肉の隣接するリブ
１１８  比較的薄肉のパネル
【図１】
2017503950.tif 000003
【図２】
2017503950.tif 000004
【図３】
2017503950.tif 000005
【図４】
2017503950.tif 000006
【図５】
2017503950.tif 000007
【図６】
2017503950.tif 000008
【国際調査報告】
2017503950.tif 000009
2017503950.tif 000010
2017503950.tif 000011