BR102012012970A2

BR102012012970A2 - Carenagem de um motor de aeronave e processo de fabricação de uma carenagem de um motor de aeronave

Info

Publication number: BR102012012970A2
Application number: BR102012012970-1A
Authority: BR
Inventors: Antony Brett Scarr
Original assignee: Mra Systems Inc
Priority date: 2011-05-31
Filing date: 2012-05-30
Publication date: 2013-11-12
Also published as: CA2778521A1; JP2012251552A; EP2530016A3; US20120308379A1; CN102817719A; EP2530016A2

Abstract

CARENAGEM DE UM MOTOR DE AERONAVE E PROCESSO DE FABRICAÇÃO DE UMA CARENAGEM DE UM MOTOR DE AERONAVE. Trata-se de uma carenagem (136) para um motor de aeronave (10), e processos para produzir a carenagem (136) para ter uma construção em camdas e uma capacidade de alta temperatura. A construção em camadas da carenagem (136) inclui um membro de núcleo (144) que tem uma construção celular que compreende células ocas internas (148), e primeira e segunda camadas externas (140, 142) soldadas a bordas (152) das células (148) em superfícies opostas do membro de núcleo (144). A primeira e segunda camadas externas (140, 142) e o membro de núcleo (144) são formados de ligas de titâneo, a primeira e segunda camadas externas (140, 142) são soldadas ao membro de núcleo (144), e a construção em camadas da carenagem (136) não tem um isolamento térmico capaz de proteger termicamente a segunda superfície externa (142) e juntas soldadas (150) que fixam a segunda superfície externa (142) a bordas de parede de célula (152) na segunda superfície do membro de núcleo (144).

Description

“CARENAGEM DE UM MOTOR DE AERONAVE E PROCESSO DE FABRICAÇÃO DE UMA CARENAGEM DE UM MOTOR DE AERONAVE”

Antecedentes da Invenção

A presente invenção se refere geralmente a carenagens de tipos 5 usados em motores de aeronave. Mais particularmente, a invenção se refere a uma construção para uma carenagem que é adequada para uso como uma carenagem de núcleo que circunda o módulo de núcleo de um motor turbofan de alta derivação, e exibe uma capacidade de alta temperatura sem a proteção térmica de um material isolante.

A FIGURA 1 representa esquematicamente um motor turbofan de

alta derivação 10 de um tipo conhecido na técnica. O motor 10 é representado esquematicamente como incluindo uma nacele 12 e um módulo de motor principal 14. Um conjunto de ventilador 16 localizado na frente do módulo de núcleo 14 inclui um nariz giratório 20 que se projeta para frente de um conjunto 15 de lâminas de ventilador 18. Tanto o nariz giratório 20 como as lâminas de ventilador 18 são suportados por um disco de ventilador (não mostrado). O módulo de núcleo 14 é representado como incluindo um compressor de alta pressão 22, um combustor 24, uma turbina de alta pressão 26 e uma turbina de baixa pressão 28. Uma grande parte do ar que entra no conjunto de ventilador 20 16 é derivada para a traseira do motor 10 para gerar impulsão adicional do motor. O ar derivado passa através de um duto de derivação em forma anelar 30 e sai do duto 30 através de um bocal do ventilador 32. A nacele 12 é composta de três elementos primários que definem os limites externos da nacele 12: um conjunto de entrada 33, uma carenagem de ventilador 34 25 localizados atrás do conjunto de entrada 33, e um inversor de impulso 35 localizado atrás da carenagem de ventilador 34. A carenagem de ventilador 34 circunda as lâminas de ventilador 18. O inversor de impulso 35 é composto de dois componentes primários: uma luva externa de translação (não mostrada) e uma carenagem de núcleo interna 36. As superfícies de fluxo do duto de ventilador da carenagem de translação e a carenagem de núcleo 36 esgotam o ar do ventilador em um bocal de saída do ventilador 32. A carenagem de núcleo 36 define o limite interno radialmente do duto de derivação 30, e fornece 5 uma superfície de transição de carenagem atrás do núcleo para o bico de escapamento primário 38 que se estende para trás do módulo de núcleo 14.

A carenagem de núcleo 36 fornece muitas funções, incluindo, mas não limitadas a, o contorno aerodinâmico para o fluxo de ar através do duto de derivação do ventilador 30, supressão acústica, contenção de fogo para o 10 núcleo do motor 14, e contenção de falhas dos sistemas pneumáticos do motor (duto de explosão). Carenagens de núcleo de motores de turbina a gás de alta derivação tipicamente têm sido construídas para ter uma camada externa de alumínio ou uma camada externa de compósito reforçada por fibra ligada adesivamente a um núcleo de alumínio ou piche. Um exemplo é representado 15 esquematicamente na FIGURA 2, que é indicada para ser uma vista de corte longitudinal detalhada de uma região “A” na FIGURA 1. A construção da carenagem 36 é representada como compreendendo um par de superfícies externas 40 e 42 ligadas aos lados opostos de um núcleo relativamente mais espesso 44. O núcleo 44 é representado como tendo uma construção em 20 colmeia contendo células contínuas em forma hexagonal 48 que passa inteiramente através da espessura do núcleo 44, embora outras construções leves de tipo celular também sejam conhecidas e usadas para núcleos de carenagem. Devido às células 48 passarem inteiramente através do núcleo 44, o núcleo de colmeia 44 pode ser descrito como tendo uma célula aberta ou 25 construção de outra forma porosa, enquanto que outras construções de núcleo geralmente têm célula fechada ou construções de outra forma não porosas. As paredes de célula do núcleo fornecem um percurso condutor térmico do lado do motor para o lado do duto do ventilador da parede interna. Como fica evidente das FIGURAS 1 e 2, a superfície externa 40 confronta o duto de derivação 30 para definir um limite interno radialmente do fluxo de ar através do duto 30. A superfície externa 40 é representada como uma camada externa acústica 40, pelo fato de a mesma ter sido tratada 5 acusticamente formando numerosos pequenos furos vazados 46 que ajudam a suprimir ruído canalizando as ondas de pressão associadas com som para dentro das células 48 dentro do núcleo 44, em que a energia das ondas é dissipada através de atrito (conversão para calor), perdas de pressão, e cancelamento por reflexão das ondas de outra superfície externa 42, 10 referenciada neste documento como a superfície externa de reforço 42.

A construção representada na FIGURA 2 é bastante típica do tipo de estruturas em camadas tipo sanduíche usadas em carenagens de núcleo de motores de turbina a gás de alta derivação, bem como outros componentes de nacele de motor de aeronave, por exemplo, entrada do motor, inversores de 15 impulso e transcarenagens. A construção em camadas da carenagem de núcleo 36 permite que a mesma sustente carga estrutural significativa e minimize deformação estrutural sob carga. Independentemente de se a carenagem de núcleo 36 tem uma construção metálica ou de compósito, uma manta de isolamento térmico 50 é fornecida na superfície externa de reforço 42 20 para proteger as ligações adesivas entre o núcleo 44 e as superfícies externas 40 e 42 limitando as temperaturas às quais estas ligações são sujeitas durante a operação do motor. Materiais e construções típicos para a manta de isolamento térmico 50 incluem uma lâmina metálica e / ou guarnição de Kapton que circunda um enchimento de fibra cerâmica ou materiais de revestimento 25 pulverizados. O potencial para vazamento de ar quente entre a manta isolante 50 e o restante da carenagem de núcleo 36 pode criar um risco se as temperaturas de linha de ligação são excedidas. Como as temperaturas de operação têm aumentado com os projetos mais novos de motores, os ambientes térmicos crescentemente severos de suas carenagens de núcleo têm necessitado de mantas de isolamento mais espessas e mais pesadas 50, que são desvantajosas em termos de peso (economia de combustível), folga com os componentes que circundam do núcleo do motor 14, e inspeção e manutenção da carenagem de núcleo 36.

Breve Descrição da Invenção A presente invenção fornece uma carenagem para um motor de aeronave, e processos para produzir a carenagem para ter uma construção em camadas e uma capacidade de alta temperatura.

De acordo com um primeiro aspecto da invenção, a construção

em camadas da carenagem inclui um membro de núcleo que tem primeira e segunda superfícies dispostas opostamente e uma construção celular que compreende células ocas internas que definem bordas de parede de célula na primeira e segunda superfície, e primeira e segunda camadas externas fixadas 15 às bordas de parede de célula respectivamente na primeira e segunda superfícies, do membro de núcleo de modo que o membro de núcleo fica entre a primeira e segunda camadas externas. A primeira camada externa é preferencialmente uma superfície tratada acusticamente que tem furos vazados adaptados para suprimir ruído canalizando as ondas de pressão associadas 20 com som dentro das células ocas internas dentro do membro de núcleo. De acordo com aspectos preferenciais da invenção, a primeira e segunda camadas externas e o membro de núcleo são formados de ligas de titânio, a primeira e segunda camadas externas são soldadas ao membro de núcleo para definir juntas soldadas que fixam a primeira e segunda camadas externas às 25 bordas de parede de célula na primeira e segunda superfícies do membro de núcleo, e a construção em camadas da carenagem não tem um isolamento térmico capaz de proteger termicamente a segunda superfície externa e as juntas soldadas que fixam a segunda superfície externa às bordas de parede de célula na segunda superfície do membro de núcleo.

De acordo com um segundo aspecto da invenção, uma carenagem do núcleo do motor é instalada em um motor de turbina a gás de alta taxa de derivação e circunda um compressor, combustor e / ou seção de 5 turbina de um módulo de núcleo do motor de turbina a gás. A carenagem tem uma construção em camadas que inclui um membro de núcleo que tem primeira e segunda superfícies dispostas opostamente e uma construção celular que compreende células ocas internas que definem bordas de parede de célula na primeira e segunda superfície, e uma camada externa acústica e 10 uma superfície externa de reforço fixadas às bordas de parede de célula na primeira e segunda superfícies, respectivamente, do membro de núcleo de modo que o membro de núcleo fica entre as superfícies externas acústica e de proteção. As superfícies externas acústica e de proteção têm espessuras de aproximadamente 0,30 a aproximadamente 1,8 milímetros, a superfície externa 15 acústica é tratada acusticamente para ter furos vazados adaptados para suprimir ruído canalizando as ondas de pressão associadas com som dentro das células ocas internas dentro do membro de núcleo, e a superfície externa de reforço não é perfurada para ter furos vazados. De acordo com aspectos preferenciais da invenção, a superfície externa acústica, a superfície externa de 20 reforço e o membro de núcleo são formados de ligas de titânio, as superfícies externas acústica e de proteção são soldadas ao membro de núcleo para definir juntas soldadas que fixam as superfícies externas acústica e de proteção às bordas de parede de célula do membro de núcleo, e o módulo de núcleo não tem um isolamento térmico capaz de proteger termicamente a 25 superfície externa de reforço e as juntas soldadas que fixam a superfície externa de reforço às bordas de parede de célula na segunda superfície do membro de núcleo.

De acordo com outro aspecto da invenção, um processo é fornecido para a fabricação de uma carenagem de um motor de aeronave para ter uma construção em camadas. O processo inclui fornecer um membro de núcleo formado de uma liga de titânio para ter primeira e segunda superfícies dispostas opostamente e uma construção celular que compreende células ocas 5 internas que define bordas de parede de célula na primeira e segunda superfície. As primeira e segunda camadas externas são então soldadas às bordas de parede de célula na primeira e segunda superfícies, respectivamente, do membro de núcleo de modo que o membro de núcleo fica entre a primeira e segunda camadas externas. A primeira camada externa é 10 uma camada externa acústica tratada acusticamente para ter furos vazados adaptados para suprimir ruído canalizando as ondas de pressão associadas com som dentro das células ocas internas dentro do núcleo. A primeira e segunda camadas externas são formadas de ligas de titânio e são soldadas ao membro de núcleo com uma liga de solda. A carenagem é então instalada em 15 um módulo de núcleo do motor da aeronave de modo que a construção em camadas da carenagem não tem um isolamento térmico capaz de proteger termicamente a segunda superfície externa e juntas soldadas que fixam a segunda superfície externa às bordas de parede de célula na segunda superfície do membro de núcleo, a primeira camada externa define uma 20 fronteira de um duto de derivação do motor da aeronave, e a segunda superfície externa é exposta a temperaturas do compartimento de ar do módulo de núcleo durante a operação do módulo de núcleo.

Um efeito técnico da invenção é a habilidade para eliminar qualquer necessidade de um isolamento térmico convencional, tal como uma 25 manta de isolamento térmico ou um isolamento pulverizado que protege a segunda / superfície externa de reforço e sua fixação ao membro de núcleo das altas temperaturas atribuíveis a operação do módulo de núcleo, e particularmente o combustor e seção de turbinas do motor. Para aplicações onde as exigências de controle de temperatura necessitam do uso de isolamento térmico excessivo, a eliminação da necessidade de isolamento térmico permite uma redução no peso do motor, durabilidade melhorada, e confiabilidade do sistema melhorada. A ausência de uma manta isolante 5 também facilita as operações periódicas de inspeção e manutenção executadas na carenagem, e, portanto reduz o custo de manutenção durante a vida da carenagem.

Benefícios potenciais adicionais que resultam da eliminação de isolamento térmico incluem a habilidade de uma carenagem de núcleo de 10 circundar o módulo de núcleo mais proximamente, reduzindo deste modo o diâmetro e área de superfície do núcleo carenagem. Isto por sua vez que o diâmetro e área de superfície da nacele que circunda o módulo de núcleo sejam reduzidos, o que tem o benefício de arrasto aerodinâmico reduzido e peso total da nacele. A eliminação de isolamento térmico também evita a 15 necessidade de projetar e instalar isolamento térmico em volta das portas de acesso e outras estruturas montadas internamente, o que reduz a contagem de peças. A estrutura de titânio soldada da carenagem também fornece tolerância melhorada a danos de várias causas, incluindo ferramentas que caem, manuseio, etc.

A capacidade de alta temperatura da carenagem permite que sua

construção seja estendida e integrada como parte do bico primário de um motor, o que leva a benefícios adicionais de peso e performance. Também é possível integrar cavidades de entrada do compartimento de refrigeração e dispositivos de escapamento para ventilação, dreno de ar do motor, pré- 25 resfriadores, etc., dentro da carenagem por meio de brasagem ou solda, opostamente a fixação mecânica e técnicas de vedação tipicamente requeridas pelas construções da técnica anterior, o que também pode levar a benefícios de peso e performance. Outros aspectos e vantagens desta invenção serão melhor avaliados a partir da descrição detalhada a seguir.

Breve Descrição das Figuras

FIGURA 1 representa esquematicamente uma vista de corte transversal de um motor turbofan de alta derivação.

FIGURA 2 representa esquematicamente uma seção de corte de uma carenagem de núcleo convencional usada em motores de turbina a gás de alta derivação.

A FIGURA 3 representa esquematicamente uma seção de corte de uma carenagem de núcleo construída de acordo com uma modalidade desta invenção.

Descrição Detalhada da Invenção

A FIGURA 3 representa uma seção de corte de uma carenagem de núcleo 136 adequada para uso em um motor de turbina a gás de alta taxa 15 de derivação, por exemplo, do tipo representado na FIGURA 1. A carenagem 136 representada na FIGURA 3 pode ser instalada no lugar da carenagem de núcleo 36 da FIGURA 2, e, portanto é particularmente adaptada para circundar o módulo de núcleo 14 e definir o limite interno do duto de derivação 30 do motor 10 representado na FIGURA 1.

Similar à carenagem da técnica anterior 36 da FIGURA 2, a

carenagem 136 representada na FIGURA 3 tem uma construção em camadas que compreende superfícies externas 140 e 142 fixadas a um membro de núcleo 144. A carenagem 136 é destinada para ser instalada de modo que a superfície externa 140 confronte o fluxo de ar através do duto de derivação 30 25 do motor 10, e para este propósito a superfície externa 140 é fabricada como uma camada externa acústica 140 que tem um padrão bem definido de pequenas e preferencialmente igualmente espaçadas perfurações ou furos 146 que satisfazem as características acústicas específicas à aplicação. Os furos 146 se estendem inteiramente através da superfície externa acústica 140, a qual pode ter uma ampla variedade de espessuras. Uma espessura típica é de aproximadamente 0,30 a aproximadamente 1,8 mm (aproximadamente 0,012 a aproximadamente 0,072 polegadas), embora espessuras maiores ou menores 5 sejam previsíveis. Ao contrário, a superfície externa 142 é destinada a servir como uma superfície externa de reforço 142 que é voltada radialmente para dentro em direção ao interior do módulo de núcleo 14. A superfície externa de reforço 142 também pode ter uma ampla variedade de espessuras, com as espessuras típicas sendo novamente de aproximadamente 0,30 a 10 aproximadamente 1,8 mm (aproximadamente 0,012 a aproximadamente 0,072 polegadas), embora espessuras maiores ou menores sejam novamente previsíveis. As formas das superfícies externas 140 e 142 podem ser adaptadas por técnicas de formação a quente ou formação de super-plástico, e as espessuras das superfícies externas 140 e 142 podem ser obtidas por 15 processos de fresagem por máquina ou de fresagem química para atender as exigências de carga estrutural e rigidez das superfícies externas 140 e 142 e da carenagem 140 como um todo.

Como com a superfície externa acústica 40 da FIGURA 2, a superfície externa acústica 140 da FIGURA 3 é destinada a suprimir ruído 20 canalizando as ondas de pressão associadas com som para dentro de células ocas internas 148 dentro do membro de núcleo 144, em que a energia das ondas é dissipada através de atrito (conversão de calor), perdas de pressão, e cancelamento por reflexão das ondas da superfície externa de reforço 42. A superfície externa de reforço 142 não tem quaisquer furos vazados do tipo 25 mostrado para a superfície externa acústica 140. As células 148 dentro do membro de núcleo 144 são representadas como sendo de um tipo de célula aberta, por exemplo, células em forma hexagonal associadas com construções em colméia frequentemente usadas para membros de núcleo de carenagens de motor de aeronave. A construção de células abertas do membro de núcleo 144 resulta suas superfícies dispostas opostamente sendo definidas pelas bordas 152 das paredes 154 que definem as células 148. Como tal, as superfícies externas 140 e 142 são fixadas às bordas 152 das paredes de células 154.

As superfícies externas acústicas e de proteção 140 e 142 são fixadas ao membro de núcleo 144 para fornecer uma estrutura unitária possa suportar o carregamento que tipicamente ocorre com naceles de motor de aeronave. Ao contrário da carenagem 36 representada na FIGURA 2, as 10 superfícies externas 140 e 142 e o membro de núcleo 144 não são formados de materiais convencionais tipicamente encontrados na construção de nacele motor, por exemplo, ligas de alumínio e compósitos de polímero reforçado com fibras. Em vez disso, as superfícies externas 140 e 142 e membro de núcleo 144 são formados de ligas de titânio capazes de ser soldadas uma a outra, e o 15 processo de soldagem produz juntas soldadas 150 representadas na FIGURA 3 como unindo as superfícies externas 140 e 142 ao membro de núcleo 144.

Para promover a rigidez da construção em camadas da carenagem 136, o membro de núcleo 144 preferencialmente tem uma espessura de aproximadamente 10 a aproximadamente 50 mm 20 (aproximadamente 0,5 a aproximadamente 2 polegadas), embora também sejam possíveis espessuras menores ou maiores. A capacidade de suportar carga de cisalhamento e a densidade do membro de núcleo 144, que se refere à área de seção transversal das células 148 e a espessura das paredes das células 154, podem ser adaptadas para satisfazer o critério de carga e deflexão 25 para uma aplicação específica. O tamanho das células 148 pode ser adaptado para obter objetivos acústicos, com um tamanho de célula típico sendo de aproximadamente 9 mm (aproximadamente 0,375 polegada), embora também sejam possíveis tamanhos de célula menores ou maiores. »

Um aspecto notável da carenagem 136 representada na FIGURA 3 é a ausência de qualquer mata de isolamento térmico, por exemplo, do tipo representado na FIGURA 2. De acordo com um aspecto preferido da invenção, fabricando a construção em camadas da carenagem 136 de ligas de titânio 5 com o uso da tecnologia de soldagem descrita acima, a capacidade de alta temperatura da carenagem 136 é estendida para uma dimensão que uma manta de isolamento térmico não é necessária para reduzir as temperaturas das juntas de solda 150 que unem metalurgicamente as superfícies externas 140 e 142 ao membro de núcleo 144. Em particular, as juntas de solda 150 10 produzidas pelo processo de soldagem são preferencialmente capazes de suportar temperaturas de aproximadamente 175°C a aproximadamente 350°C (aproximadamente 350°F a aproximadamente 650°F), que correspondem aproximadamente à temperatura do ar no compartimento do módulo de núcleo a qual a superfície externa de reforço 142 é exposta na ausência de qualquer 15 material de isolamento térmico dentro da construção da carenagem 136. Deve ser observado que a construção soldada é capaz de suportar temperaturas acima deste intervalo de temperatura, potencialmente até aproximadamente 650°C (aproximadamente1200°F) se o ambiente exigir isto. Esta capacidade permite que a carenagem 136 seja instalada para circundar o combustor e 20 seção de turbinas de um módulo de núcleo (correspondentes ao combustor 24, turbina de alta pressão 26 e turbine de baixa pressão 28 do módulo de núcleo

14 da FIGURA 1) sem qualquer intervenção de manta de isolamento térmico. Ao contrário, a carenagem 36 de FIGURA 2, construída destes materiais convencionais como ligas de alumínio ou materiais compósitos de polímero, é 25 tipicamente limitada a temperaturas máximas de aproximadamente 150°C (aproximadamente300°F) devido à suscetibilidade de suas linhas de ligação de superfície externa e núcleo a degradação de propriedade mecânica a temperaturas maiores. Embora a invenção tenha sido descrita em termos de modalidades específicas, é evidente que outras formas podem ser adotadas por um indivíduo versado na técnica. Por exemplo, a configuração física da carenagem 136 pode diferir daquela mostrada na FIGURA 3, e processos 5 diferentes daqueles observados usados para fabricar a carenagem 136. Portanto, o escopo da invenção é para ser limitado apenas pelas reivindicações a seguir.

Claims

1. CARENAGEM (136) DE UM MOTOR DE AERONAVE (10), em que a carenagem (136) tem uma construção em camadas que compreende um membro de núcleo (144) que tem primeira e segunda superfícies dispostas opostamente e primeira e segunda camadas externas (140,142) fixadas a primeira e segunda superfícies, respectivamente, do membro de núcleo (144) de modo que o membro de núcleo (144) fica entre a primeira e segunda camadas externas (140,142), o membro de núcleo (144) que tem uma construção celular que compreende células ocas internas (148) que definem bordas de parede de célula (152) na primeira e segunda superfície, em que a primeira e segunda camadas externas (140,142) são fixadas às bordas de parede de célula (152) na primeira e segunda superfícies, respectivamente, do membro de núcleo (144), em que a primeira camada externa (140) é uma camada externa acústica (140) tratada acusticamente para ter furos vazados (146) adaptados para suprimir ruído canalizando as ondas de pressão associadas com som dentro das células ocas internas (148) dentro do membro de núcleo (144), sendo que a dita carenagem é caracterizada pelo fato de que: a primeira e segunda camadas externas (140, 142) e o membro de núcleo (144) são formados de ligas de titânio, a primeira e segunda camadas externas (140, 142) são soldadas ao membro de núcleo (144) para definir juntas soldadas (150) que fixam a primeira e segunda camadas externas (140, 142) às bordas de parede de célula (152) na primeira e segunda superfícies do membro de núcleo (144), e a construção em camadas da carenagem (136) não tem um isolamento térmico capaz de proteger termicamente a segunda superfície externa (142) e as juntas soldadas (150) que fixam a segunda superfície externa (142) às bordas de parede de célula (152) na segunda superfície do membro de núcleo (144).

2. CARENAGEM, de acordo com a reivindicação 1, sendo que a dita carenagem é sendo que a dita carenagem é caracterizada pelo fato de que a primeira superfície externa (140) tem uma espessura de aproximadamente 0,30 a aproximadamente 1,8 milímetros e a primeira camada externa (140) é adaptada à forma por formação a quente ou formação de super-plástico e à espessura por uma fresagem por máquina ou processo de fresagem químico.

3. CARENAGEM, de acordo com a reivindicação 1 ou 2, sendo que a dita carenagem é caracterizada pelo fato de que a segunda superfície externa (142) tem uma espessura de aproximadamente 0,30 a aproximadamente 1,8 milímetros e a segunda superfície externa (142) é adaptada à forma por formação a quente ou formação de super-plástico e à espessura por uma fresagem por máquina ou processo de fresagem químico.

4. CARENAGEM, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, sendo que a dita carenagem é caracterizada pelo fato de que o membro de núcleo (144) é uma estrutura de colmeia e as células ocas internas (148) têm seções transversais hexagonais.

5. CARENAGEM, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 4, sendo que a dita carenagem é caracterizada pelo fato de que o motor da aeronave (10) é um motor de turbina a gás de alta taxa de derivação (10), e a carenagem (136) é instalada em um módulo de núcleo (14) do motor da aeronave (10) e circunda um compressor, combustor e / ou seção de turbina (22, 24, 26, 28) do módulo de núcleo (14).

6. CARENAGEM, de acordo com a reivindicação 5, sendo que a dita carenagem é caracterizada pelo fato de que a mesma (136) é instalada de modo que a primeira camada externa (140) define uma fronteira de um duto de derivação (30) do motor da aeronave (10).

7. CARENAGEM, de acordo com a reivindicação 5 ou 6, sendo que a dita carenagem é caracterizada pelo fato de que o motor principal (14) não tem uma manta de isolamento térmico entre a segunda superfície externa (142) e combustor e seção de turbinas (24, 26, 28) do motor principal (14).

8. CARENAGEM, de acordo com qualquer uma das reivindicações 5 a 7, sendo que a dita carenagem é caracterizada pelo fato de que a segunda superfície externa (142) é exposta a uma temperatura de pelo menos 175°C durante a operação do motor principal (14).

9. CARENAGEM, de acordo com qualquer uma das reivindicações 5 a 8, sendo que a dita carenagem é caracterizada pelo fato de que a segunda superfície externa (142) é exposta a temperaturas de até aproximadamente 650°C durante a operação do motor principal (14).

10. PROCESSO DE FABRICAÇÃO DE UMA CARENAGEM (136) DE UM MOTOR DE AERONAVE (10) para ter uma construção em camadas, sendo que o dito processo é caracterizado por: fornecer um membro de núcleo (144) formado de uma liga de titânio para ter primeira e segunda superfícies dispostas opostamente e uma construção celular que compreende células ocas internas (148) que definem bordas de parede de célula (152) na primeira e segunda superfície; soldar primeira e segunda camadas externas (140,142) às bordas de parede de célula (152) na primeira e segunda superfícies, respectivamente, do membro de núcleo (144) de modo que o membro de núcleo (144) fica entre a primeira e segunda camadas externas (140,142), em que a primeira camada externa (140) é uma camada externa acústica (140) tratada acusticamente para ter furos vazados (146) adaptados para suprimir ruído canalizando as ondas de pressão associadas com som dentro das células ocas internas (148) dentro do núcleo, em que a primeira e segunda camadas externas (140,142) são formadas de ligas de titânio e são soldadas ao membro de núcleo (144) com uma liga de solda; e instalar a carenagem (136) em um motor principal (14) do motor da aeronave (10) de modo que a construção em camadas da carenagem (136) não tem um isolamento térmico capaz de proteger termicamente a segunda superfície externa (142) e juntas soldadas (150) que fixam a segunda superfície externa (142) às bordas de parede de célula (152) na segunda superfície do membro de núcleo (144), a primeira camada externa (140) define uma fronteira de um duto de derivação (30) do motor da aeronave (10), e a segunda superfície externa (142) é exposta a temperaturas de pelo menos 175°C durante a operação do motor principal (14).