[특허]Repair or remanufacture of liner panels for a gas turbine engine

Repair or remanufacture of liner panels for a gas turbine engine 원문보기

IPC분류정보
국가/구분	United States(US) Patent 등록
국제특허분류(IPC7판)	B29C-073/04 F01D-025/24 F02C-009/00 B23P-006/00 F01D-025/00 B29C-073/26
출원번호	US-0628263 (2015-02-22)
등록번호	US-10094242 (2018-10-09)
발명자 / 주소	Holland, Brian K. Morden, Michael A. Gates, Brandon A. Bogue, William
출원인 / 주소	United Technologies Corporation
대리인 / 주소	O'Shea Getz P.C.
인용정보	피인용 횟수 : 0 인용 특허 : 19

초록 ▼

A method of remanufacturing a liner panel for a gas turbine engine includes removing a bushing from a damaged component; and molding the bushing with a material charge. A liner panel for a gas turbine engine includes a forward fan exit case liner panel with a donor bushing from a damaged forward fan exit case liner panel. A liner panel for a gas turbine engine includes a forward fan exit case liner panel molded from a material charge that includes a multiple of layers. At least one of the multiple of layer includes a discontinuity.

대표청구항 ▼

1. A method of remanufacturing a liner panel for a gas turbine engine, comprising: removing a bushing from a damaged component; andmolding the bushing with a material charge;wherein the material charge includes a multiple of layers, and at least one of the multiple of layers incudes a discontinuity; andwherein a main body of one of the multiple of layers defines a width (WM) and the discontinuity of one of the multiple of layers defines a width (WD), and wherein a ratio WD/WM is defined between 0.575-0.66. 2. The method as recited in claim 1, wherein the width WM of the main body is exclusive of a multiple of tabs. 3. A liner panel for a gas turbine engine, comprising: a forward fan exit case liner panel with a donor bushing from a damaged forward fan exit case liner panel;wherein the forward fan exit case liner panel is molded from a material charge that includes a multiple of layers, and at least one of the multiple of layers includes a discontinuity; andwherein a main body of one of the multiple of layers defines a width (WM) and the discontinuity of one of the multiple of layers defines a width (WD), a ratio WD/WM is defined between 0.575-0.66, and the width WM of the main body is exclusive of a multiple of tabs. 4. The liner panel as recited in claim 3, wherein the forward fan exit case liner panel includes a multiple of bushings, and the donor bushing is metallic. 5. The liner panel as recited in claim 4, wherein at least one of the multiple of bushings is non-metallic. 6. The liner panel as recited in claim 3, wherein the multiple of layers are each carbon fiber based. 7. A liner panel for a gas turbine engine, comprising: a forward fan exit case liner panel molded from a material charge that includes a multiple of layers, wherein at least one of the multiple of layer includes a discontinuity; andwherein a main body of one of the multiple of layers defines a width (WM) and the discontinuity of one of the multiple of layers defines a width (WD), a ratio WD/WM is defined between 0.575-0.66, and the width WM of the main body is exclusive of a multiple of tabs. 8. The liner panel as recited in claim 7, wherein the material charge is carbon fiber based.

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