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
A ribbed composite shell includes an annular grid of relatively thick crack arresting ribs embedded in a relatively thin annular shell and relatively thin panels in thin annular shell between arresting ribs wherein each of panels are completely surrounded by a set of relatively thick adjoining ones of ribs. A shell forward flange may extend radially inwardly from thin annular shell. Arresting ribs may include radially stacked layers of strips between radially stacked annular layers of shell. Annular grid may include a rectangular grid pattern, a diamond grid pattern, or a hexagonal grid pattern. A nacelle inlet may have the ribbed composite shell within one or both of radially spaced apart composite inner and outer skins of an inner barrel. Nacelle inlet may be part of attached to a fan casing and axially disposed forward of fan blades circumscribed by the casing. The inlet may be on an engine nacelle.
複合材ファン入口ブレード格納構造物
2017-02-02
Patent
Elektronische Ressource
Japanisch
IPC: | F02C Gasturbinenanlagen , GAS-TURBINE PLANTS / B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT / F01D Strömungsmaschinen [Kraft- und Arbeitsmaschinen oder Kraftmaschinen], z.B. Dampfturbinen , NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES / F02K JET-PROPULSION PLANTS , Strahltriebwerke |