一體式進(jìn)氣口唇口蒙皮設(shè)計(jì)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本公開的實(shí)施方式一般涉及飛行器結(jié)構(gòu)，并且更具體地說(shuō)，涉及用于在內(nèi)模曲面(inner mold line)上具有整體結(jié)構(gòu)性加強(qiáng)件的一體式進(jìn)氣口蒙皮的實(shí)施方式。
【背景技術(shù)】
[0002]用于發(fā)動(dòng)機(jī)艙和發(fā)動(dòng)機(jī)罩的當(dāng)前飛行器結(jié)構(gòu)采用蒙皮元件，所述蒙皮元件利用具有用于必要地支承蒙皮的理想的橫截面的附接的結(jié)構(gòu)性框架來(lái)加強(qiáng)。這種結(jié)構(gòu)性框架的附接需要許多緊固件并在組裝時(shí)需要大量時(shí)間。唇口蒙皮是臨界空氣動(dòng)力學(xué)表面，并且通常理解的是長(zhǎng)唇口蒙皮的有益之處在于，不需要在可能出現(xiàn)唇口蒙皮的層流區(qū)的中斷的位置向前距離較遠(yuǎn)處與外筒的接合。由于前向艙壁外部附接部分和唇口蒙皮與外筒附接部分之間的距離足夠長(zhǎng)，通常做法是在兩個(gè)接合部之間使用緊固至唇口蒙皮的內(nèi)模曲面(ML)的周向加強(qiáng)件來(lái)加強(qiáng)面板。這種加強(qiáng)件的問(wèn)題在于，它們利用沉孔緊固件和緊固件本身進(jìn)行緊固，即使它們是沉孔，也導(dǎo)致蒙皮的平滑性的中斷，以及擾亂層流。而且，機(jī)械緊固的加強(qiáng)件往往相當(dāng)高并且不與蒙皮成一體，這可導(dǎo)致當(dāng)存在熱梯度時(shí)在蒙皮外側(cè)與加強(qiáng)件的內(nèi)弦之間存在較大溫差。另外，整個(gè)唇口蒙皮周圍的完整的圓周加強(qiáng)件較重，以具有足夠的剛度用來(lái)分級(jí)加載。然而，由于僅具有局部圓周加強(qiáng)件并且使加強(qiáng)件在面板中間結(jié)束的話，可能無(wú)法提供期望的疲勞特性，所以完整的圓周加強(qiáng)件是優(yōu)選地。機(jī)械緊固的縱向加強(qiáng)件導(dǎo)致擾亂層流的類似問(wèn)題，并且與圓周環(huán)加強(qiáng)件相比，通常要求緊固件更進(jìn)一步向前。
[0003]因此，期望提供加強(qiáng)唇口蒙皮的結(jié)構(gòu)上簡(jiǎn)單的裝置，且不受空氣動(dòng)力學(xué)影響。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]示例性實(shí)施方式提供了一種飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口，其包括唇口蒙皮，所述唇口蒙皮具有蒙皮腹板，該蒙皮腹板帶有從該蒙皮腹板一體地延伸的多個(gè)加強(qiáng)件。尾部邊緣連接區(qū)(aft edge land)在外緣處從蒙皮腹板一體地延伸，并且內(nèi)部邊緣連接區(qū)在內(nèi)緣處從蒙皮腹板一體地延伸。中心連接區(qū)從蒙皮腹板一體地延伸，其中所述多個(gè)加強(qiáng)件在所述尾部邊緣連接區(qū)與中心連接區(qū)之間延伸。
[0005]一種用于制造所述實(shí)施方式的方法包括通過(guò)旋壓成形來(lái)形成唇口蒙皮，其厚度至少與最厚的連接區(qū)或加強(qiáng)件一樣厚。確定連接區(qū)和加強(qiáng)件的圖案，以符合空氣動(dòng)力學(xué)和階躍載荷的結(jié)構(gòu)性要求。在唇口蒙皮中一體地形成多個(gè)連接區(qū)和加強(qiáng)件。
【附圖說(shuō)明】
[0006]在本公開的各個(gè)實(shí)施方式中可獨(dú)立地實(shí)現(xiàn)所討論的特征、功能和優(yōu)點(diǎn)，或者所述特征、功能和優(yōu)點(diǎn)可在其它實(shí)施方式中組合，可參照以下描述和附圖參見(jiàn)其進(jìn)一步的細(xì)節(jié)。
[0007]圖1是其上可采用當(dāng)前實(shí)施方式的示例飛行器的示圖；
[0008]圖2A是唇口蒙皮的仰視圖；
[0009]圖2B是唇口蒙皮的側(cè)視圖；
[0010]圖3是示出內(nèi)部表面的唇口蒙皮的后視圖；
[0011]圖4A是沿著圖3中的線4A-4A截取的剖視圖，其示出了唇口蒙皮內(nèi)模曲面(IML)上的一體加強(qiáng)件的相對(duì)厚度；
[0012]圖4B是沿著圖3中的線4B - 4B截取的剖視圖，其示出了唇口蒙皮ML上的尾部邊緣連接區(qū)(land)和中心連接區(qū)的相對(duì)厚度；
[0013]圖5是沿著圖3中的線5 - 5截取的剖視圖；
[0014]圖6是由圖3中的圓圈6 - 6指示的區(qū)域的細(xì)節(jié)平面圖；
[0015]圖7是沿著圖2A中的線7 - 7截取的剖視圖；
[0016]圖8是唇口蒙皮在裝配至發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口結(jié)構(gòu)的外筒時(shí)的剖視圖；以及
[0017]圖9是通過(guò)公開的實(shí)施方式實(shí)現(xiàn)的車(cart)冷卻方法的流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0018]本文描述的實(shí)施方式提供了一種用于大型多發(fā)動(dòng)機(jī)飛行器的整體加強(qiáng)的發(fā)動(dòng)機(jī)罩唇口。唇口蒙皮由鋁形成，其旋轉(zhuǎn)并被機(jī)加工以在從尾部邊緣連接區(qū)延伸至中心連接區(qū)的外周緣上提供縱向加強(qiáng)件，所述中心連接區(qū)具有用于訪問(wèn)面板附接部的切開的墊。唇口蒙皮在外周緣上的尾部邊緣連接區(qū)處和內(nèi)周緣上的內(nèi)部邊緣連接區(qū)上的互連至發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口的外筒。前向艙壁在中心連接區(qū)與內(nèi)部邊緣連接區(qū)之間延伸。可通過(guò)T弦實(shí)現(xiàn)尾部邊緣連接區(qū)與外筒的互連。發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口的內(nèi)筒互連至內(nèi)部邊緣連接區(qū)?？刹捎们跋蚺摫谏系膬?nèi)凸緣，以跨越內(nèi)部邊緣連接區(qū)與內(nèi)筒上的伴隨的前向邊緣連接區(qū)(配合表面)。對(duì)于示例性實(shí)施方式，內(nèi)筒可為多層層壓件。尾部艙壁在外筒的尾部端部與內(nèi)筒之間延伸。
[0019]參照附圖，圖1示出了其上可采用本文公開的實(shí)施方式的示例飛行器10。對(duì)于示出的示例，飛行器10具有通過(guò)吊架16由機(jī)翼14支承的兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)艙12。各個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)艙12具有由唇口 20圍繞的進(jìn)氣孔18，所述唇口 20針對(duì)用于渦輪扇發(fā)動(dòng)機(jī)22的進(jìn)氣口提供空氣動(dòng)力學(xué)前邊緣。通過(guò)唇口蒙皮24提供唇口 20的外部表面。在圖2A、圖2B和圖3中示出了唇口蒙皮24。唇口蒙皮24具有外緣26和內(nèi)緣28。
[0020]如圖4A、圖4B和圖5所示，唇口蒙皮24在基本在緣的周圍延伸的尾部邊緣連接區(qū)30中終止于外緣26處。唇口蒙皮24在內(nèi)部邊緣連接區(qū)32中終止于內(nèi)緣處。為了提供縱向剛度并消除對(duì)額外內(nèi)部結(jié)構(gòu)性元件的需要，機(jī)加工的加強(qiáng)件34(在圖3和圖4A中最佳示出)從尾部邊緣連接區(qū)30向前延伸至圍繞唇口蒙皮24的周圍延伸的中心連接區(qū)36。與尾部邊緣連接區(qū)30和中心連接區(qū)36互相接合的基本在前部和尾部延伸的加強(qiáng)件34在唇口蒙皮24中提供足以用于唇口蒙皮的空氣動(dòng)力學(xué)負(fù)載的剛度，并且針對(duì)唇口蒙皮的上表面上的“臺(tái)階區(qū)(st印zone)”提供足夠的強(qiáng)度。雖然在附圖中的實(shí)施方式中示出了兩個(gè)加強(qiáng)件，但是在替代實(shí)施方式中可采用額外的加強(qiáng)件。尾部邊緣連接區(qū)30、內(nèi)部邊緣連接區(qū)32、中心連接區(qū)36和加強(qiáng)件34與唇口蒙皮24成一體。
[0021]通過(guò)旋轉(zhuǎn)壁厚至少與最厚的連接區(qū)或其它形成的特征一樣厚的唇口蒙皮坯料來(lái)形成唇口蒙皮以提供一體的連接區(qū)和加強(qiáng)件，如稍后更加詳細(xì)描述的那樣。隨后通過(guò)機(jī)加工或化學(xué)銑削去除唇口蒙皮中的材料，以提供連接區(qū)和加強(qiáng)件，從而剩下具有各種中間特征的蒙皮腹板25?？筛鶕?jù)結(jié)構(gòu)性要求將連接區(qū)和加強(qiáng)件機(jī)加工至共同厚度或變化的厚度。針對(duì)示例性實(shí)施方式，在唇口蒙皮24的蒙皮腹板25的標(biāo)稱厚度為0.080英寸的情況下，尾部邊緣連接區(qū)30、加強(qiáng)件34和中心連接區(qū)36的厚度為大約0.125英寸，而內(nèi)部邊緣連接區(qū)32的厚度為大約0.1740英寸。尾部邊緣連接區(qū)30的寬度為大約1.50英寸，加強(qiáng)件的寬度為大約1.50英寸，而內(nèi)部邊緣連接區(qū)32的寬度為大約1.070英寸。加強(qiáng)件34的延伸的長(zhǎng)度為從外緣26向前大約11.07英寸。連接區(qū)和加強(qiáng)件的厚度可沿著它們的長(zhǎng)度變化，以適應(yīng)唇口蒙皮24上的預(yù)定負(fù)載分布。此外，連接區(qū)和加強(qiáng)件可對(duì)稱或不對(duì)稱地定位在唇口蒙皮24的內(nèi)模曲面中。
[0022]一體地形成在蒙皮中的加強(qiáng)件和連接區(qū)具有薄斷面，其僅要求約50%至120%之間的蒙皮厚度的增大。另外，與蒙皮一體的薄斷面的加強(qiáng)件在蒙皮和加強(qiáng)件的整個(gè)厚度上的熱阻小。一體的加強(qiáng)件和連接區(qū)消除了從前邊緣沿著唇口蒙皮的外部一直向反向行進(jìn)直至與外筒連接的部分處對(duì)機(jī)械緊固件的需要，如將在稍后的描述。這種增大的平滑性允許保持唇口蒙皮上的層流的較長(zhǎng)距離和降低的阻力。針對(duì)圖示實(shí)施方式，前部-尾部加強(qiáng)件的型式關(guān)于噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的軸線不是徑向?qū)ΨQ的，其中在加強(qiáng)件之間相對(duì)于進(jìn)氣口的軸線39的時(shí)序角(clocking angle) 38為大約25度，并且偏斜角40為大約11度(如圖3所示)。唇口蒙皮24中的一體連接區(qū)和加強(qiáng)件需要較少部件用于最終裝配，因此可更快地完成裝配。
[0023]對(duì)于附圖中示出的唇口蒙皮24的實(shí)施方式，額外結(jié)構(gòu)性特征可附加至采用描述的制造技術(shù)的蒙皮。如圖3、圖5、圖6和圖7所示，在唇口蒙皮24的下表面44上從外緣26向前延伸的切口 42可在結(jié)構(gòu)上提供從尾部邊緣連接區(qū)30延伸至中心連接區(qū)36并包圍切口 42的額外的一定厚度的墊46。如在圖7中最佳示出的，在切口 42周圍設(shè)置有具有與整體蒙皮腹板25基本相似厚度的切口緣48。對(duì)于示例實(shí)施方式，一定厚度的墊46以大約0.18英寸的厚度從切口緣48橫向延伸大約3.02英寸，以提供預(yù)定結(jié)構(gòu)性強(qiáng)度。
[0024]如圖8所示，唇口蒙皮24作為發(fā)動(dòng)機(jī)艙12的進(jìn)氣口的一部分組裝。唇口蒙皮24的外緣26在內(nèi)緣28抵靠?jī)?nèi)筒52的前向邊緣的同時(shí)抵靠外筒50的前向邊緣。對(duì)于示出的實(shí)施方式，內(nèi)筒52是具有芯54的多層結(jié)構(gòu)。采用圓周T弦張弦器(stringer) 56來(lái)接合尾部邊緣連接區(qū)30和外筒50的內(nèi)表面58接合。前向艙壁60在外周邊62處附接至中心連接區(qū)36。前向艙壁上的內(nèi)凸緣64跨過(guò)內(nèi)部邊緣連接區(qū)32和內(nèi)筒52上的配合表面66并將它們互連，以使尾部從前向邊緣延伸。尾部艙壁68在外筒50與內(nèi)筒52之間延伸。采用T-V弦張弦器70來(lái)接合外筒50的尾部邊緣51、尾部艙壁68和外部發(fā)動(dòng)機(jī)艙蒙皮72。內(nèi)筒52通過(guò)L形支架74附接至與現(xiàn)有技術(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)艙具有相似設(shè)計(jì)的內(nèi)部發(fā)動(dòng)機(jī)艙結(jié)構(gòu)。采用壓條的內(nèi)附接角76來(lái)將尾部艙壁68連接至L形支架74。
[0025]如圖9所示，實(shí)現(xiàn)采用如本文的實(shí)施方式公開的一體式進(jìn)氣口唇口蒙皮的發(fā)動(dòng)機(jī)艙進(jìn)氣口的制造。通過(guò)旋壓成形而形成唇口蒙皮