BR102015023861B1 - Sistema estrutural para acomodar a expansão térmica, e, método para fabricar uma entrada de motor - Google Patents
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Abstract
SISTEMA ESTRUTURAL PARA CONTROLAR A EXPENSÃO TÉRMICA, E, MÉTODO PARA FABRICAR UMA ENTRADA DE MOTOR. Um sistema estrutural para acomodar a expansão térmica de uma película de rebordo de nacela e uma estrutura de suporte tem uma película de rebordo (24) e um primeiro elemento em ângulo (62) afixado à película de rebordo (24). O primeiro elemento em ângulo (62) tem uma borda livre (82) que é recortada para acomodar tensões térmicas. Um anteparo (60) é afixado ao primeiro elemento em ângulo (62).
Description
[001] Modalidades da invenção se referem geralmente a estruturas de aeronave e mais particularmente a modalidades para uma afixação de película de entrada a um anteparo de suporte tendo coeficientes de expansão térmica não conjugados.
[002] As estruturas de aeronave correntes para nacela e carenagens de motor empregam elementos de película enrijecidos com armações estruturais afixadas tendo uma desejada seção transversal para o necessário suporte da película. Películas de rebordo são superfícies aerodinâmicas críticas e é geralmente entendido que uma longa película de rebordo é vantajoso para evitar a necessidade de uma junta com como o cilindro externo distante para frente onde a interrupção da região de fluxo laminar da película de rebordo pode ocorrer. Em muitos projetos a distância entre a afixação externa do anteparo dianteiro e a película de rebordo até afixação do cilindro externo é muito longa. Aquecimento aerodinâmico assim como diferenciais de temperatura em altitude durante perfis de voo de uma aeronave afetam a condição térmica da película de rebordo e da estrutura de suporte associada. O projeto e a afixação de enrijecedores circunferenciais em torno da película de rebordo devem levar em conta expansão térmica da película de rebordo e dos enrijecedores. Uma carga primária é geralmente criada pelo crescimento radial da estrutura redonda da nacela e as cargas circunferenciais relacionadas devido à seção transversal substancialmente circular e coeficiente de expansão térmica (CDT) diferente entre a película de rebordo e os elementos estruturais. Uma ciclagem térmica repetitiva durante operações em voo pode resultar em carregamento de fadiga.
[003] É, portanto, desejável proporcionar integração estrutural para a afixação de película de rebordo e anteparo que acomoda a não conjugação de CDT e reduz a fadiga induzida termicamente.
[004] Modalidades exemplificativas proporcionam um sistema estrutural para acomodar a expansão térmica de uma película de rebordo de nacela e uma estrutura de suporte, o sistema estrutural tendo uma película de rebordo e um primeiro elemento em ângulo afixado à película de rebordo. O primeiro elemento em ângulo tem uma borda livre que é recortada para acomodar tensões térmicas. Um anteparo é afixado ao primeiro elemento em ângulo.
[005] Um método para fabricar as modalidades descritas é possibilitado em que uma película de rebordo e um primeiro elemento em ângulo tendo uma borda livre são formados. A borda livre é recortada e um anteparo é afixado à película de rebordo com o primeiro elemento em ângulo.
[006] As características, funções, e vantagens que foram discutidas podem ser obtidas independentemente em várias modalidades da presente invenção ou podem ser combinadas em ainda outras modalidades, de que mais detalhes podem ser vistos com referência aos seguintes descrição e desenhos.
[007] A FIG. 1 é uma vista em perspectiva de um exemplo de aeronave sobre a qual as presentes modalidades podem ser empregadas.
[008] A FIG. 2 é uma vista lateral da película de rebordo.
[009] A FIG. 3 é uma vista em corte lateral detalhada da película de rebordo.
[0010] A FIG. 4 é uma vista em corte da película de rebordo conforme montado no cilindro externo da estrutura de entrada do motor.
[0011] A FIG. 5 é uma vista em perspectiva em corte parcial detalhada do conjunto de película de rebordo e anteparo com a película de rebordo mostrado em linha interrompida para visualização da estrutura subjacente.
[0012] A FIG. 6 é uma vista em perspectiva em corte detalhada do elemento em ângulo externo.
[0013] A FIG. 7 é uma vista em perspectiva em corte detalhada do anteparo e elemento em ângulo interno.
[0014] A FIG. 8 é uma vista em perspectiva em corte detalhada de uma modalidade alternativa do elemento em ângulo externo.
[0015] As FIGs. 9A e 9B são um fluxograma de um método de montagem estrutural de película de rebordo possibilitado pelas modalidades descritas.
[0016] As modalidades descritas aqui proporcionam uma estrutura para acomodar não conjugação de CDT entre um elemento de película e uma estrutura de suporte subjacente. Como uma modalidade exemplificativa, uma película de rebordo e estrutura de suporte em um rebordo de carenagem de motor para uma grande aeronave com múltiplos motores é descrito. Uma película de rebordo exemplificativo pode ser formado por fusão giratória e usinagem de alumínio ou métodos comparáveis. A película de rebordo é interconectado com um cilindro externo da entrada do motor no ressalto de borda frontal sobre um aro circunferencial externo e sobre um ressalto de borda interno sobre um aro circunferencial interno. Um anteparo dianteiro estende-se entre um ressalto central e o ressalto de borda interno. Elementos de afixação angulados são empregados para afixar o anteparo dianteiro a tanto o ressalto central e quanto o ressalto de borda interno. Um ou ambos dos elementos de afixação angulados incluem uma borda livre recortada para gestão melhorada da expansão térmica pela película de rebordo e elementos de afixação o que pode criar cargas estruturais devido a CDTs não conjugados. A interconexão do ressalto de borda frontal e do cilindro externo pode ser realizada com uma corda em T e um cilindro interno da entrada do motor é interconectado ao ressalto de borda interno. Um flange interno sobre o anteparo dianteiro é empregado para cobrir o ressalto de borda interno e um ressalto de boda dianteiro associado (superfície acoplada) sobre o cilindro interno. Par modalidades exemplificativas, o cilindro interno pode ser um laminado de múltiplas camadas. Um anteparo frontal estende-se entre uma extremidade frontal do cilindro externo e o cilindro interno.
[0017] Com referência aos desenhos, a FIG. 1 mostra um exemplo de aeronave 10 sobre a qual as modalidades descritas aqui podem ser empregadas. Para o exemplo mostrado, a aeronave 10 tem duas nacelas de motor 12 suportadas a partir das asas 14 por torres 16. Cada nacela 12 tem uma abertura de entrada 18 circundada por um rebordo 20 proporcionando uma borda de avanço aerodinâmica para a entrada para um motor de turbofan 22. A superfície externa do rebordo 20 é proporcionada por uma película de rebordo 24. A película de rebordo 24 é mostrado nas FIGs. 2 e 3. A película de rebordo 24 tem um aro externo 26 e um aro interno 28.
[0018] Como visto na FIG. 3, a película de rebordo 24 termina no aro externo 26 em um ressalto de borda frontal 30 que se estende substancialmente em torno do aro. A película de rebordo 24 termina no aro interno em um ressalto de borda interno 32. Um ressalto central 36 estende-se em torno da circunferência da película de rebordo 24. Pata proporcionar rigidez longitudinal, enrijecedores 34 estendendo-se substancialmente de trás para frente, interengatados com o ressalto de borda frontal 30 e o ressalto central 36 podem ser empregados para proporcionar rigidez na película de rebordo 24, suficiente para carregamento aerodinâmico da película de rebordo e para proporcionar suficiente resistência mecânica para uma “zona em degrau” sobre a superfície superior da película de rebordo. O ressalto de borda frontal 30, o ressalto de borda interno 32 e o ressalto central 36 são solidários com a película de rebordo 24.
[0019] A película de rebordo 24 é montado como uma porção da entrada da nacela 12 como mostrado na FIG. 4. O aro externo 26 da película de rebordo 24 encosta contra uma borda dianteira de um cilindro externo 50 enquanto que o aro interno 28 encosta contra uma borda dianteira de um cilindro interno 52. Para a modalidade mostrada, o cilindro interno 52 é uma estrutura laminada múltipla com um núcleo 54. Um longerón em corta em T circunferencial 56 é empregado para engatar o ressalto de borda frontal 30 e uma superfície interna 58 do cilindro externo 50. Um anteparo dianteiro 60 é afixado ao ressalto central 36 com um elemento em ângulo externo 62 que é afixado a ou solidário com um diâmetro externo do anteparo. Um elemento em ângulo interno 64 afixado a ou solidário com o anteparo dianteiro 60 em um diâmetro interno conecta anteparo dianteiro com a película de rebordo 24 e, para a modalidade mostrada, cobre e interconecta o ressalto de borda interno 32 e uma superfície acoplada 66 sobre o cilindro interno 52 estendendo-se para frente a partir de uma borda dianteira. Um anteparo frontal 68 estende-se entre o cilindro externo 50 e o cilindro interno 52. Um longerón de corda T- 70 é empregado para unir uma borda frontal 51 do cilindro externo 50, o anteparo frontal 68 e um anteparo de nacela externo 72. O cilindro interno 52 é afixado à estrutura de nacela interna, tendo concepção similar com as nacelas da técnica anterior, com um montante em L 74. Um ângulo de afixação interno em contas 76 é empregado para conectar o anteparo frontal 68 ao montante em L 74.
[0020] Como visto na FIG. 5, o elemento em ângulo externo 62, para a modalidade mostrada, é um ângulo separado afixado ao anteparo dianteiro 60. Uma perna radialmente estendida 78 do elemento em ângulo externo 62 é afixado ao anteparo 60 usando afixadores ou adesivos. Em modalidades alternativas, o elemento em ângulo externo pode ser solidário com o anteparo 60. A perna radialmente estendida 78 do elemento em ângulo externo 62 estende-se circunferencialmente a partir do anteparo 60 terminando em um flange longitudinal externo 80. A película de rebordo 24 é afixado circunferencialmente ao flange longitudinal externo 80 no ressalto central 36. A película de rebordo 24, o elemento em ângulo externo 62 (e o anteparo afixado 60) têm CDTs diferentes e, portanto, vão ter expansão potencialmente diferente sob temperaturas experimentadas no perfil de voo da aeronave. O flange longitudinal externo 80 tem uma borda livre 82 mostrada em detalhe na FIG. 6. A borda livre 82 incorpora um perfil recortado (exagerado nos desenhos para mostrar claramente a característica) para aliviar tensões provenientes de um diferencial de expansão termicamente induzido entre o elemento em ângulo externo 62, o anteparo afixado 60 e a película de rebordo 24. A película de rebordo 24 é afixado ao flange longitudinal externo 80 usando afixadores mecânicos 84 tais como afixadores de cabeça de tração Hi- Lok® produzidos por Alcoa, Inc., espaçados entre a borda livre 82 e a dobra a partir da perna radialmente estendida 78 até o flange longitudinal externo 80. Embora mostrado nos desenhos como um recortado circular, o perfil pode ser talhado como semi-elipses alternadas unidas ou como um dente de serra. Na modalidade exemplificativa nos desenhos, a película de rebordo 24 é Al 2219 T-62 e o ressalto de borda frontal 30, os enrijecedores 34 e o ressalto central 36 são têm aproximadamente 3,175 mm de espessura enquanto que o ressalto de borda interno 32 tem aproximadamente 4,420 mm de espessura com uma espessura nominal da tela de película 25 da película de rebordo 24 de 2,032 mm. A largura do ressalto de borda frontal 30 é aproximadamente 38,100 mm, a largura do enrijecedor é aproximadamente 38,100 mm enquanto que a largura do ressalto de borda interno 32 é aproximadamente 27,178 mm. O anteparo dianteiro 60 é fabricado a partir de Ti-6AL-4V tendo uma espessura de 1,524 mm. O elemento em ângulo externo é similarmente de Ti-6AL-4V tendo uma espessura de 1,270 mm. As dimensões relativas do recortado ou outro perfil é determinado para proporcionar uma aspereza predeterminada sobre a borda livre que alivia a tensão relativa no flange longitudinal e no ressalto central afixado 36 da película de rebordo devido a cargas circunferenciais impostas por expansão térmica diferente do elemento em ângulo externo 62 e do ressalto central 36.
[0021] Similarmente para o elemento em ângulo interno 64, mostrado na FIG. 5 como uma porção solidária do anteparo dianteiro 60, um flange longitudinal interno 86 estende-se a partir de uma tela 88 do anteparo. Embora mostrado como solidário ao anteparo em na modalidade descrita, o elemento em ângulo interno pode ser um ângulo separado como descrito para o elemento em ângulo externo. A película de rebordo 24 é afixado circunferencialmente ao flange longitudinal interno 86 no ressalto de borda interno 32. A película de rebordo 24, o flange longitudinal interno 86 (e o anteparo dianteiro afixado 60) novamente têm CDTs diferentes e, portanto, vão ter expansão potencialmente diferente sob as temperaturas experimentadas no perfil de voo da aeronave. Na configuração da junta no flange longitudinal interno 86, o cilindro interno 52 pode adicionalmente ter um CDT diferente o que pode ainda criar tensões termicamente induzidas. O flange longitudinal interno 86 tem uma borda livre 90 mostrada em detalhe na FIG. 7. Similar à borda livre 82, a borda livre 90 incorpora um perfil recortado para aliviar tensões provenientes de diferencial de expansão termicamente induzido entre o elemento em ângulo interno 64, o anteparo dianteiro afixado 60, a película de rebordo 24 e adicionalmente o cilindro interno 52. A película de rebordo 24 é afixado ao flange longitudinal interno 86 usando afixadores 92 espaçados entre a borda livre 90 e a dobra a partir da tela 88 até o flange longitudinal interno 86. Novamente, embora mostrado nos desenhos como um recortado circular, o perfil pode ser talhado como semi- elipses alternadas unidas ou como um dente de serra. Embora o recortado de uma borda livre de ambos os elementos em ângulo externo e interno seja mostrado na modalidade dos desenhos, cada um ou ambos dos elementos em ângulo podem empregar a borda livre recortada.
[0022] Adicionalmente, para a modalidade da FIG. 6 com o elemento em ângulo externo 62 implementado como um elemento em ângulo separado, o recortado de uma segunda borda livre 94 sobre a perna radialmente estendida 78 como mostrado na FIG. 8 pode também ser realizado para acentuar a redução de tensão a partir do diferencial de expansão térmica entre o elemento em ângulo externo 62 e a tela 88 do anteparo dianteiro 60 quando afixado como mostrado na FIG. 5.
[0023] Embora descrito na modalidade exemplificativa para os elementos em ângulo interno e externo para afixação do anteparo, o recortado comparável de bordas livres sobre elementos de arco estrutura conjugada tais como o longerón de corda em T 56, o longerón de corda em T-V 70 ou L o montante 74 podem também ser empregado para alívio de tensão térmica.
[0024] A fabricação de uma entrada de nacela empregando uma película de rebordo de entrada em uma peça com descrito nas modalidades aqui é realizada como mostrado nas FIGs. 9A e 9B. Uma película de rebordo é formado por formação giratória com uma espessura pelo menos tão espesso como o ressalto ou enrijecedor os mais espessos, etapa 902. Os ressaltos e enrijecedores são formados integralmente na película de rebordo por usinagem ou fresagem química, etapa 904. Um primeiro elemento em ângulo, o elemento em ângulo externo 62 para as modalidades mostradas, é formado com um flange longitudinal tendo uma borda livre, etapa 906. A borda livre é recortada, etapa 908, para alívio de tensão térmica. O primeiro elemento em ângulo pode adicionalmente ter uma segunda borda livre que é recortada, etapa 909. O primeiro elemento em ângulo afixado a um anteparo dianteiro, etapa 910. O anteparo dianteiro é afixado a um ressalto central com o flange longitudinal do primeiro elemento em ângulo, etapa 911. A película de rebordo é encostado em um aro externo em um cilindro externo e um aro interno em um cilindro interno, etapa 910. Um segundo elemento em ângulo, elemento em ângulo interno para a modalidade mostrada, é previsto tendo uma segunda borda livre, etapa 912, a segunda borda livre é recortada, etapa 913, e o anteparo dianteiro é engatado com um ressalto de borda interno e uma superfície conjugada sobre o cilindro interno com o segundo elemento em ângulo, etapa 914. A película de rebordo é encostado em um aro externo em um cilindro externo e um aro interno em um cilindro interno, etapa 916. Um longerón de corda em T é engatado com um ressalto de borda frontal sobre a película de rebordo e o cilindro externo, etapa 918 e deste modo afixando a película de rebordo aos cilindros interno e externo. Um anteparo frontal é então afixado ao cilindro externo e ao cilindro interno, etapa 920.
[0025] Além disso, a invenção compreende modalidades de acordo com as seguintes cláusulas: Cláusula 1. Um sistema estrutural para acomodar a expansão térmica de uma película de rebordo de nacela e uma estrutura de suporte, o sistema estrutural compreendendo: uma película de rebordo (24); um primeiro elemento em ângulo (62) afixado à película de rebordo (24), dito primeiro elemento em ângulo (62) tendo uma borda livre (82), dita borda livre (82) recortada para acomodar tensões térmicas; e, um anteparo (60) afixado ao primeiro elemento em ângulo (62). Cláusula 2. O sistema estrutural como definido na Cláusula 1 compreendendo ainda: um segundo elemento em ângulo (64) estendendo-se a partir do anteparo (60) e afixado à película de rebordo (24). Cláusula 3. O sistema estrutural como definido nas Cláusulas 1 ou 2 em que a película de rebordo (24) compreende: uma tela de película (25); um ressalto de borda interno (32) estendendo-se integralmente a partir da tela de película (25) em aro interno (28); e, um ressalto central (36) estendendo-se integralmente a partir da tela de película (25); o primeiro elemento em ângulo (62) afixado à película de rebordo (24) no ressalto central (36) e o segundo elemento em ângulo (64) afixado à película de rebordo (24) no ressalto de borda interno (32). Cláusula 4. O sistema estrutural como definido nas Cláusulas 1, 2 ou 3 em que o primeiro elemento em ângulo (62) compreende: uma perna radialmente estendida (78) terminando em um flange longitudinalmente estendido (80), o flange longitudinalmente estendido (80) tendo a borda livre (82). Cláusula 5. O sistema estrutural como definido na Cláusula 4 em que a película de rebordo (24) é afixado ao flange longitudinalmente estendido (80) com afixadores mecânicos (84) intermediário à perna radialmente estendida (78) e à borda livre recortada (82). Cláusula 6. O sistema estrutural como definido na Cláusula 5 em que a perna radialmente estendida (78) tem uma segunda borda livre (94), dita segunda borda livre (94) recortada para acomodar tensões térmicas. Cláusula 7. O sistema estrutural como definido nas Cláusulas 2, 3, 4, 5 ou 6 em que o segundo elemento em ângulo (64) tem uma terceira borda livre (90), dita terceira borda livre (90) recortada para acomodar tensões térmicas. Cláusula 8. Uma nacela de aeronave compreendendo: um rebordo (20) circundando uma abertura de entrada (18), dito rebordo (20) tendo uma película de rebordo (24) com um ressalto de borda frontal (30), um ressalto central (36) e um ressalto de borda interno (32); um cilindro externo (50) engatado com o ressalto de borda frontal (30); um cilindro interno (52) tendo um ressalto de borda dianteiro (66) engatado pelo ressalto de borda interno (32); um primeiro elemento em ângulo (62) afixado à película de rebordo (24) no ressalto central (36), dito primeiro elemento em ângulo (62) tendo uma borda livre (82), dita borda livre (82) recortada para acomodar tensões térmicas; e, um anteparo dianteiro (60) afixado ao primeiro elemento em ângulo (62) Cláusula 9. A nacela de aeronave como definida na Cláusula 8 em que o primeiro elemento em ângulo (62) compreende: uma perna radialmente estendida (78) terminando em um flange longitudinalmente estendido (80), o flange longitudinalmente estendido (80) tendo a borda livre (82). Cláusula 10. A nacela de aeronave como definida na Cláusulas 8 ou 9 compreendendo ainda: um flange interno (64) sobre o anteparo dianteiro (60) cobrindo o ressalto de borda interno (32) e um ressalto de borda dianteiro associado (66), dito flange interno (64) tendo uma segunda borda livre (90), dita segunda borda livre (90) recortada para acomodar tensões térmicas. Cláusula 11.A nacela de aeronave como definida nas Cláusulas 8, 9 ou 10 compreendendo ainda um anteparo frontal (68) estendendo-se entre uma extremidade frontal do cilindro externo (50) e uma extremidade frontal do cilindro interno (52). Cláusula 12. A nacela de aeronave como definida nas Cláusulas 10 ou 11 em que o primeiro elemento em ângulo (62) tem uma terceira borda livre (94) sobre uma perna radialmente estendida (78), dita terceira borda livre (94) recortada para acomodar tensões térmicas. Cláusula 13. Um método para fabricar uma entrada de motor compreendendo: formar uma película de rebordo (24); formar um primeiro elemento em ângulo (62) tendo uma borda livre (82); recortar a borda livre (82); afixar um anteparo (60) à película de rebordo (24) com o primeiro elemento em ângulo (62). Cláusula 14. O método como definido na Cláusula 13 em que a etapa de afixar um anteparo (60) compreende formar o primeiro elemento em ângulo (62) com um flange longitudinal (80) tendo a borda livre (82) e afixar o primeiro elemento em ângulo (62) ao anteparo (60) com um flange radialmente estendido (78). Cláusula 15. O método como definido na Cláusula 14 compreende adicionalmente afixar o flange longitudinal (80) à película de rebordo (24) com afixadores (84) intermediários ao flange radialmente estendido (78) e à borda livre (82). Cláusula 16. O método como definido na Cláusulas 14 ou 15 em que a etapa de formar compreende formar uma pluralidade de ressaltos (36, 32, 30) integralmente na película de rebordo (24). Cláusula 17. O método como definido nas Cláusulas 14, 15 ou 16 compreendendo ainda: afixar o flange longitudinal (80) a um ressalto central (36); e encostar a película de rebordo (24) em um aro externo (26) a um cilindro externo (50) e um aro interno (28) em um cilindro interno (52). Cláusula 18. O método como definido na Cláusulas 14, 15, 16 ou 17 compreende adicionalmente engatar um segundo flange longitudinal (86) do anteparo (60) em um ressalto de borda interno (32) e uma superfície acoplada sobre o cilindro interno (52). Cláusula 19. O método como definido na Cláusula 18 compreendendo ainda recortar uma segunda borda livre (94) sobre o segundo flange longitudinal (86). Cláusula 20. O método como definido na Cláusula 14 compreende adicionalmente recortar uma terceira borda livre (90) sobre a perna radialmente estendida (78). Cláusula 21. O método como definido nas Cláusulas 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19 ou 20 compreendendo ainda engatar um primeiro longerón (56) com um ressalto de borda frontal (30) sobre a película de rebordo (24) e o cilindro externo (50).
[0026] Tendo agora descrito várias modalidades da invenção em detalhe como requerido pelos estatutos de patente, aqueles especializados na técnica vão reconhecer modificações e substituições nas modalidades específicas descritos aqui. Tais modificações estão dentro do escopo e intento da presente invenção como definida nas seguintes reivindicações.
Claims (11)
1. Sistema estrutural para acomodar a expansão térmica de uma película de rebordo de nacela e uma estrutura de suporte, o sistema estrutural compreendendo: uma película de rebordo (24); um primeiro elemento em ângulo (62) afixado à película de rebordo (24), o primeiro elemento em ângulo (62) compreendendo uma perna radialmente estendida (78) terminando em um flange longitudinalmente estendido (80), o flange longitudinalmente estendido (80) tendo uma borda livre (82); e, um anteparo (60) afixado à perna radialmente estendida (78) do primeiro elemento em ângulo (62); caracterizado pelo fato de que a borda livre (82) é recortada para acomodar tensões térmicas, em que a película de rebordo (24) é afixada ao flange longitudinalmente estendido (80) com afixadores mecânicos (84) intermediários à perna radialmente estendida (78) e à borda livre recortada (82).
2. Sistema estrutural de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente: um segundo elemento em ângulo (64) estendendo-se a partir do anteparo (60) e afixado à película de rebordo (24).
3. Sistema estrutural de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizado pelo fato de que a película de rebordo (24) compreende: uma tela de película (25); um ressalto de borda interno (32) estendendo-se integralmente a partir da tela de película (25) em um aro interno (28); e, um ressalto central (36) estendendo-se integralmente a partir da tela de película (25); o primeiro elemento em ângulo (62) afixado à película de rebordo (24) no ressalto central (36) e o segundo elemento em ângulo (64) afixado à película de rebordo (24) no ressalto de borda interno (32).
4. Sistema estrutural de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a perna radialmente estendida (78) tem uma segunda borda livre (94), a segunda borda livre (94) sendo recortada para acomodar tensões térmicas.
5. Sistema estrutural de acordo com a reivindicação 2 ou 3, caracterizado pelo fato de que o segundo elemento em ângulo (64) tem uma terceira borda livre (90), a terceira borda livre (90) sendo recortada para acomodar tensões térmicas.
6. Método para fabricar uma entrada de motor, caracterizado pelo fato de que compreende: formar uma película de rebordo (24); formar um primeiro elemento em ângulo (62) tendo uma borda livre (82); recortar a borda livre (82); afixar um anteparo (60) à película de rebordo (24) com o primeiro elemento em ângulo (62), em que a etapa de afixar um anteparo (60) compreende formar o primeiro elemento em ângulo (62) com um flange longitudinal (80) tendo a borda livre (82) e fixar o primeiro elemento em ângulo (62) ao anteparo (60) com um flange radialmente estendido (78), o método compreendendo ainda fixar o flange longitudinal (80) à película de rebordo (24) com afixadores (84) intermediários ao flange radialmente estendido (78) e a borda livre (82).
7. Método de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que a etapa de formar compreende formar uma pluralidade de ressaltos (36, 32, 30) integralmente na película de rebordo (24).
8. Método de acordo com a reivindicação 6 ou 7, caracterizado pelo fato de que compreende ainda: fixar o flange longitudinal (80) a um ressalto central (36); e encostar a película de rebordo (24) no aro externo (26) a um cilindro externo (50) e um aro interno (28) a um cilindro interno (52).
9. Método de acordo com qualquer uma das reivindicações 6 a 8, caracterizado pelo fato de que compreende engatar um segundo flange longitudinal (86) do anteparo (60) a um ressalto de borda interno (32) e uma superfície conjugada no cilindro interno (52).
10. Método de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de que compreende recortar uma segunda borda livra (94) no segundo flange longitudinal (86).
11. Método de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de que compreende recortar uma terceira borda livre (90) na perna radialmente estendida (78).
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