複合材ファン入口ブレード格納構造物

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

米国特許第5,431,532号明細書

米国特許第7,246,990号明細書

米国特許第5,259,724号明細書

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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1に示す符号材ファン入口の拡大断面図。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

「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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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