CN102795351A - 用于防止航空器推进系统部件的破裂和分层的制止件 - Google Patents

Abstract

用于防止航空器推进系统部件的破裂和分层的制止件，推力反向器的内固定结构包括内壳体、外壳体、布置在内壳体和外壳体之间的单元芯和在内壳体和外壳体之间径向延伸的至少一个防止破裂和分层的制止件。

Description

用于防止航空器推进系统部件的破裂和分层的制止件

相关申请的交叉引用

本申请要求2011年5月20日提交的美国临时专利申请No.61/488,659的优先权，该美国临时专利申请的内容通过引用的方式整体结合于此。

技术领域

本发明涉及一种用于防止航空器推进系统部件的破裂和分层的制止件。

背景技术

当航空器发动机中发生“叶片脱离（blade-out）”事故时，航空器具有“返航（fly-home）”能力（即，按照联邦航空局（FAA）规则安全地返回到地面的能力）是很重要的。类似地，当航空器推进系统的多层部件的一层从另一层脱离结合时，航空器能够返航仍然是很重要的。对于航空器的返航能力而言，航空器推进系统部件（诸如机舱或推力反向器的内固定结构等）在发生叶片脱离事故、层与层之间的脱离结合或其它失效模式时承受损坏并维持结构完整性的能力非常重要。

发明内容

本公开涉及用于航空器推进系统部件的保护结构，该保护结构被设计为限制破裂、脱离连结和分层，因此提高航空器的返航能力。

根据某些实施方式，所述部件是声学内筒（acoustic inner barrel）。该声学内筒可以包括：环形内壳体；环形外壳体；布置在所述内壳体和所述外壳体之间的环形声学单元芯组件；和至少两个加强件，所述至少两个加强件从所述内壳体径向延伸，穿过声学单元芯，并且延伸至外壳体。内壳体、外壳体、声学单元芯组件和至少两个或更多个加强件可以被连结在一起以形成360度一体环形结构并且仍然维持筒的声学平滑性要求。

根据某些其它实施方式，所述部件是推力反向器的内固定结构（IFS）。所述IFS包括内壳体，外壳体，布置在内壳体和外壳体之间的声学单元芯组件，和加强格架，该加强格架包括多个加强件，该多个加强件沿厚度方向延伸穿过内壳体和外壳体之间的单元芯。所述加强件的每一个还沿所述单元芯的横向方向延伸，与第一组加强件相关的横向方向和与第二组加强件相关的横向方向交叉，从而形成所述加强格架。

在一些实施方式中，所述IFS可以具有包括两个互补半部的“蛤壳”构造。

在一些实施方式中，可以仅仅沿所述IFS的加大的筒部分设置所述加强格架。

所述加强件可以沿单元芯的横向方向呈现不同的横截面形状，诸如T形横截面、I形横截面、L形横截面、Z形横截面、C形横截面。

所述加强件可以具有固定在声学单元芯和内壳体的最内表面之间的第一端部段和粘合地连结到所述单元芯的中心段。

所述加强件可以仅连结到无孔的内壳体并且不连结到穿孔的外壳体。

在下面的详细描述和附图中提供本发明的另外特征和优点。

附图说明

图1示出根据本发明的一种实施方式的航空器发动机舱的一部分，该航空器发动机舱具有包括声学内筒的入口；

图2是图1中的声学内筒的截面图；

图3A是图2中的声学内筒的一部分的放大视图；

图3B是用于防止图2和3A中的声学内筒破裂和分层的制止件的立体图；

图4是图3B的防止破裂和分层的制止件的截面图；

图5示出在构造图2和3A中的内筒的时的中间子组件；

图6是示出根据本发明的另一种实施方式的防止破裂和分层的制止件的立体图；

图7是图6中的防止破裂和分层的制止件的截面图；

图8是包括图6和7中的防止破裂和分层的制止件的声学内筒的放大截面图；

图9是示出根据本发明的又一种实施方式的防止破裂和分层的制止件的立体图；

图10是图9中防止的破裂和分层的制止件的截面图；

图11是示出包括图9中的防止破裂和分层的制止件的声学内筒的放大截面图；

图12示出一种航空器推进系统；

图13示出图12中的航空器推进系统的分解图；

图14示出推力反向器的等轴测图；

图15示出用于推力反向器的平移套筒；

图16示出连接到内固定结构的平移套筒；

图17示出根据本发明的一种实施方式的具有加强格架的内固定结构的一部分；

图18A和图18B示出图17中的加强格架的一部分的示例性横截面。

具体实施方式

图1示出根据本发明的一种实施方式的航空器的发动机舱1的一部分，在该发动机舱1的入口1a处包括声学内筒10。如图1和图2所示，声学内筒10具有360度一体环形构造。声学内筒10包括内表面片材或内壳体12、外表面片材或外壳体14和声学单元芯16。内壳体12为环形的，且具有穿孔，外壳体14与内壳体12径向间隔，且为环形，并具有穿孔，声学单元芯16位于内壳体12和外壳体14之间。术语“环形”包括直径和形状沿发动机舱1的长度L（图1）方向变化的构造，但将其限于直圆柱。内壳体12、外壳体14和声学单元芯16可以由复合材料构造而成，例如，该复合材料为石墨-纤维树脂等等。内壳体12和外壳体14通过粘结剂（例如德国汉高（Henkel）环氧粘合剂EA 9258.1或其他具有相当的剥离强度和剪切强度的粘合材料）粘结到声学单元芯16，以具有360度一体构造。声学单元芯16可具有单自由度布置方式、双自由度布置方式或本领域普通技术人员已知的不同的多自由度布置方式。

如图1和2中所示，声学内筒10包括绕该声学内筒10的圆周并以近似180度分开布置的两个防止破裂和分层的制止件或加强件50。加强件50从内壳体12径向延伸穿过声学单元芯16直至外壳体14。加强件50加强了壳体12、14和声学单元芯16，并且用于在事故（诸如叶片脱落事故）期间限制声学内筒10的分层和破裂，否则可能会对发动机舱1造成结构损害。加强件50可以由具有适当强度且重量轻的材料制成。虽然可以使用诸如铝或钛的金属材料，但是优选使用复合材料，例如石墨-纤维树脂。虽然示出了两个加强件50，但根据结构需要可以使用任意数量和间隔的加强件。在使用多个加强件50的情况下，优选的是，加强件50绕声学内筒10的圆周间隔均匀地设置。例如，三个加强件50可以以近似120度的间隔环绕声学内筒10的圆周设置，或者四个加强件50可以以近似90度的间隔环绕声学内筒10的圆周设置。也可以以不均匀的间隔将加强件50设置在声学内筒10的周围，以适应结构不均匀的声学内筒10的要求。

参考图3A和图3B，沿筒10的轴向（进入页面），每一个加强件50都具有大致Z形的横截面，并且每个加强件50都包括沿第一方向D1延伸的中心段52，从中心段52的第一端部沿横向于（优选地，垂直于）第一方向D1的第二方向D2延伸的第一端部段54，和从中心段52的第二端部沿与第二方向D2相反的第三方向D3延伸的第二端部段56。每一个加强件50优选地由两个或更多个形状类似的层片（ply）60、70构造，该两个层片被连结在一起，使得每一个通道件都基本上形成加强件50的一半。根据优选实施方式，加强件50被设置为预先固化的复合体，其中层片60、70由复合材料（例如石墨-纤维树脂）构造而成，并且通过粘合剂（例如3M环氧胶粘剂EC-2216B/A或具有相当的剥离强度和剪切强度的另一粘合材料）粘结在一起。

如图3A中示出的，为了促进将加强件50更可靠地连接至声学内筒10的内壳体12，层片60可以在第一端部段54沿方向D2延伸超过层片70以，这将在下文中进行更详细地描述。为了避免对声学内筒10的声学性能产生不好的影响，在将第一端部段安装在筒10中之后，在该第一端部段54上穿孔（图4）。

通常，加强件50（沿垂直于相应部分52/54/56的长度的方向）的厚度T可以为大约0.030-0.050英寸（0.076-0.127厘米）。根据一种示例性实施方式，每一个层片60、70都为大约0.0075英寸（0.019厘米）厚。然而，加强件50的厚度可以在给定应用中根据需要变化。此外，根据一种示例性实施方式，加强件50的轴向长度（沿图1中示出的方向L）近似等于声学单元芯16的轴向长度。

虽然加强件50被示出且描述为由两个连结的层片60、70形成，但这种构造并不是必需的。加强件可以由数量更多的层片形成，该层片可以通过粘结之外的方法连结，或者加强件可以具有整体的一体构造。

图4详细示出声学内筒10的构造。如图3A中示出的，通道件50的中心段52沿方向R径向延伸穿过声学内筒10的声学单元芯16，加强件50的第一端部段54沿第一方向X1大致平行于内壳体12延伸，并且加强件50的第二端部段56沿第二方向X2大致平行于外壳体14延伸。第一端部段54位于内壳体12的层12a、12b之间。第二端部段56位于声学单元芯16的径向最外表面16a和外壳体14的径向最内表面14a之间。

加强件50连结到声学内筒10的相对的表面。具体地，中心段52连结到声学单元芯16的周向相对的表面，第一端部段54连结到内壳体12的包围层12a、12b，并且第二端部段56连结到径向相对的外壳体14和声学单元芯16的最外表面。因为在第一端部段54，层片60沿方向D2比层片70沿方向D2长，增加了第一端部段54的表面面积，从而在第一端部段54和内壳体12之间提供了较大的连结表面面积。加强件50可以通过粘合剂（例如3M

环氧胶粘剂EC-2216B/A或具有相当的剥离强度和剪切强度的另一粘合材料）粘结到筒10的相邻表面。

注意的是，在图4中示出的实施方式中，第二端部段56并不位于在外壳体14的相对的独立层（未示出）之间，使得第一端部段54和内壳体12之间的连结强于第二端部段56和外壳体14之间的连结。虽然第二端部段56可以位于外壳体14的独立层（未示出）之间，但这种构造不如图4中示出的构造理想。理想的是，加强件50和内壳体12之间的连结强于加强件50和外壳体14之间的连结，这是因为这种设置提供最佳抗失效特性。在叶片脱离事故中，发动机的风扇叶片将首先撞击内壳体12，因此内壳体12将是所述声学内筒上首先承受损害部分。当加强件50和内壳体12之间的连结强于加强件50和外壳体14之间的连结时，来自叶片脱离事故的能量流（flowof energy）将顺着从内壳体12延伸穿过加强件50并且随后进入外壳体14的路径。因此，来自叶片脱离事故的能量的较小部分可能流过环绕声学内筒10的圆周延伸的路径。结果，来自叶片脱离事故的损害更可能周向地位于撞击区域，并且不太可能周向传播通过声学内筒10，因此增加筒的较大部分保持完好的可能性。

如图4中示出的，并且如现有技术中熟知的，内壳体12包括穿孔18，该穿孔18延伸穿过内壳体12以提供进入声学单元芯16的理想的声波流。根据一种实施方式，优选地，加强件50的第一端部段54包括与穿孔18大致径向对齐的穿孔58以便不会不利地影响声波流过穿孔18进入声学单元芯16。

现在将参考图4和5描述组装声学内筒10的方法。如图5中所示，通过将第一端部段54布置在内壳体的层12a、12b之间使得内壳体的层12a、12b覆盖第一端部段54，并且随后将粘合剂施加到第一端部段54与内壳体的层12a的相邻表面和第一端部段54与内壳体的层12b的相邻表面，将加强构件50集成到内壳体12中。也可以在围绕内壳体12的周边的希望的部位将一个或更多个另外的加强件50集成到内壳体12中。随着将希望数量的加强件50集成到内壳体12中，形成子组件10a。然后，允许子组件10a以常规方式固化。此后，内壳体12和每一个加强件50的第一端部段54可以一起被穿孔（例如通过钻孔，喷砂或其它已知技术穿孔）以便具有对齐的穿孔18和穿孔58。

回到图4，一旦子组件10a已经固化并且内壳体12和加强件50的第一端部段54已经被穿孔，就使用合适的粘合剂将声学单元芯16连结至子组件10a。在将声学单元芯16连结至子组件10a时，声学单元芯16被连结至加强件50和内壳体12。在将声学单元芯16连结至子组件10a之后，将外壳体14的径向最内表面14a连结至声学单元芯16和加强件50，因此完成声学内筒10。如上文所示，对于本领域技术人员来说，使用的连结技术是熟知的。

根据一种可选实施方式，可以在一个步骤中将内壳体12、外壳体14、声学单元芯16和加强件50连结在一起以形成声学内筒10，并且此后可以允许将声学内筒10固化。然后，可以将内壳体12和每一个加强件50的第一端部段54一起穿孔以具有对齐的穿孔18和穿孔58。

图6和图7示出了根据本发明的另一种实施方式的防止破裂和分层的制止件或加强件150。可以使用加强件150替代图1-5中示出的加强件50。沿声学内筒10的轴向，加强件150具有基本上C形的横截面，并且加强件150包括沿第一方向D1延伸的中心段152、沿横向于第一方向D1的第二方向D2从中心段152的第一端部延伸的第一端部段154和沿第二方向D2从中心段152的第二端部延伸的第二端部段156。每一个加强件150由两个形状类似的层片160、170构造而成，该两个层片被连结在一起，使得每一个层片160、170都基本上形成加强件150的一半。与图1-5的实施方式的情况一样，加强件150被设置为预先固化的复合体。

如图7中所示，在第一端部段154，层片160沿方向D2的长度可以长于层片170沿方向D2的长度，以便促进加强件150更可靠的集成到声学内筒100中（图8）。

与图1-5的实施方式中的情况一样，通常，加强件150（沿垂直于相应部分152/154/156的长度的方向）的厚度T可以为大约0.030-0.050英寸（0.076-0.127厘米）。然而，加强件150的厚度可以根据特别应用的要求变化。此外，加强件150可以由不同数量的层片形成，该层片可以通过粘结之外的方法连结，或者加强件可以具有整体的一体构造。加强件150的轴向长度（沿图1中示出的方向L）可以近似等于声学单元芯16的轴向长度。

图8示出包括至少一个加强件150的声学内筒100的构造。如图8中所示，加强件150的中心段152沿方向R径向延伸穿过声学内筒100的声学单元芯16，加强件150的第一端部段154沿第一方向X1大致平行于内壳体12延伸，并且加强件150的第二端部段156沿方向X1大致平行于外壳体14延伸。第一端部段154位于在内壳体12的层12a、12b之间。第二端部段156位于在声学单元芯16的径向最外表面16a和外壳体14的径向最内表面14a之间。第二端部段156可选地位于在外壳体14的独立层（未示出）之间，其方式类似于将第一端部段154连结在内壳体12的层12a、12b之间。然而，如前述声学内筒10的情况，优选的是，第二端部段156并不位于外壳体14的独立层之间，使得加强件150和内壳体12之间的连结强于加强件150和外壳体14之间的连结。优选地，当加强件150集成到声学内筒100中时，加强件150的第一端部段154设置有穿孔158，该穿孔158与内壳体12中的穿孔18对齐。

通过将第一端部段154设置在内壳体的层12a、12b之间使得层12a、12b覆盖第一端部段154，并且将粘合剂施加到第一端部段154与内壳体的层12a的相邻表面和第一端部段154与内壳体的层12b的相邻表面，将加强件150集成到内壳体12中。也可以在围绕内壳体12的周边的希望的部位将一个或更多个额外的加强件150集成到内壳体12中。随着将希望数量的加强件150安装到内壳体12中，形成包括内壳体12和加强件150的子组件100a。然后，允许子组件100a固化。此后，内壳体12和每一个加强件50的第一端部段154可以一起被穿孔以便具有对齐的穿孔18和穿孔158。一旦子组件100a已经固化并且内壳体12和加强件150的第一端部段154已经被穿孔，就使用合适的粘合剂将声学单元芯16连结至子组件100a，并且将外壳体14连结至声学单元芯16。在将声学单元芯16连结至子组件100a时，将声学单元芯16连结至加强件50和内壳体12。在将声学单元芯16连结至子组件100a之后，将外壳体14的径向最内表面14a连结至声学单元芯16和加强件150，因此完成声学内筒100。

根据一种可选实施方式，可以在一个步骤中将内壳体12、外壳体14、声学单元芯16和加强件150连结在一起以形成声学内筒100，并且此后可以允许将声学内筒100固化。然后，可以将内壳体12和每一个加强件150的第一端部段154一起穿孔以具有对齐的穿孔18和穿孔158。

图9和图10示出了根据另一种实施方式的防止破裂和分层的制止件或加强件250。当利用加强件250的部件组装该加强件250时，沿声学内筒200的轴向，加强件250具有大致I形的横截面，并且加强件250包括沿第一方向D1延伸的细长的中心段252，沿方向D2、D3横向于中心段252延伸的第一端部段254，和从中心段252的第二端部沿方向D2、D3横向于中心段252延伸的第二端部段256。中心段252可以包括具有弓形横截面的弓形区域252a。

根据一种优选实施方式，加强件250被设置为由石墨-纤维树脂等等构成的预先固化的复合体。如图9和图10中所示，加强件250由以相对背对背的方式设置的第一大致C形件260和第二大致C形件270构成。第一大致C形件260由连结在一起的两个形状类似的层片262、264形成。类似地，第二大致C形件270由连结在一起的两个形状类似的层片272、274形成。为了促进声学内筒200内的更加可靠的连结，层片262、272沿方向D2、D3延伸的比层片264、274沿方向D2、D3延伸的更远。弓形区域252a由层片262、264和层片272、274中的有助于层片的对齐的弓形区域形成。

参考图11，通常，端部段254、256（沿垂直于相应的段254/256的长度的方向）的厚度T可以为大约0.5英寸（1.27厘米），而中心段252（沿垂直于段252的长度的方向）的厚度T2可以为大约1英寸（2.54厘米）。然而，加强件250的厚度可以根据需要变化。加强件250的轴向长度（沿图1中示出的方向L）可以近似等于声学单元芯16的轴向长度。

与前述实施方式的情况一样，应当理解，加强件250可以具有不同数量的多个层片，该层片可以通过粘结之外的的方法连合在一起，或者加强件可以具有整体的一体构造。

图11示出包括加强件250的声学内筒200的构造。如图11中所示，加强件250的中心段252沿方向R径向延伸穿过声学内筒200的声学单元芯16，加强件250的第一端部段254沿方向X1，X2大致平行于内壳体12延伸并且通道构件50的第二端部段256沿方向X1，X2大致平行于外壳体14延伸。第一端部段254布置在内壳体12的相对的层12a、12b之间，并且第二端部段256布置在外壳体14的径向最内表面14a和声学单元芯16的径向最外表面16a之间。可任选地，加强件250的第二端部256可以布置在外壳体14的独立层（未示出）之间。如在前述声学内筒10、100中的那样，次优选的是，将第二端部256布置在外壳体14的独立层之间，这是由于加强件250和内壳体12之间的连结强于加强件250和外壳体14之间的连结是理想的。当将加强件250集成到声学内筒200中时，加强件250的第一端部段254优选地设置有穿孔258，该穿孔258与内壳体12中的穿孔18大致对齐。

通过将第一端部段254布置在内壳体的层12a、12b之间使得层12a、12b覆盖第一端部段254，并且施加粘合剂到第一端部段254与内壳体的层12a和第一端部段254和内壳体的层12b的相邻表面，加强件250被集成到内壳体12中。也可以在围绕内壳体12的周边的希望的部位将一个或更多个额外的加强件250集成到内壳体12中。随着将希望数量的加强件250安装到内壳体12中时，形成包括内壳体12和加强件250的子组件200a。然后，允许子组件200a固化。然后，内壳体12和每一个加强件250的第一端部段254可以一起被穿孔以便具有对齐的穿孔18和穿孔258。一旦子组件200a已经固化并且内壳体12和加强件250的第一端部段254已经被穿孔，声学单元芯16就被连结至子组件200a。在将声学单元芯16连结至子组件200a中时，将声学单元芯16连结至加强件250和内壳体12。在将声学单元芯16连结至子组件200a之后，将外壳体14的径向最内表面14a连结至声学单元芯16和加强件250。

根据一种可选实施方式，可以在一个步骤中将内壳体12、外壳体14、声学单元芯16和加强件250连结在一起以形成声学内筒200，并且此后可以允许将声学内筒200固化。然后，可以将内壳体12和每一个加强件250的第一端部段254一起穿孔以便具有对齐的穿孔18和穿孔258。

图12示出组装的完成的航空器推进组件300的一个实施方式，并且图13示出图12的航空器推进组件的分解视图。如图13中看到的，航空器推进系统的主要部件包括发动机组件302，该发动机组件的尾端是排气圆锥管304和排气喷嘴306。发动机组件302的向前端设置有舱入口310，该舱入口310具有舱入口唇312。应当理解，舱入口310可以为具有如上所述的加强件的类型。舱入口310的尾部是风扇罩壳320，该风扇罩壳320包括半风扇罩壳（fan cowl half）322、324。包括半推力反向器（thrust reverser half）332、334的推力反向器330在风扇罩壳320尾部。最后，吊架/支柱（pylon/thrust）组件340将前述部件连接到航空器的机翼。

图14、图15和图16示出图12和13中看到的推力反向器330的典型推力反向器400的细节。推力反向器400包括外固定结构410，平移套筒500，和内固定结构810。

外固定结构410设置有诸如风扇罩壳面（fan cowl land）460、与发动机组件302配合的外槽472和组装的系统中的其它向前部件等特征。外固定结构410上还设置有扭力盒组件（torque box assembly）440和多个致动器430，该多个致动器操作性地连接到平移套筒500。叶栅450布置在外固定结构410上以根据推力反向器400的模式（向前或反向）选择性地改变风扇排气的方向，叶栅450沿向后方向终止于后叶栅连接框架452。

平移套筒500包括外面板组件510，内面板组件512，下内滑动件522和下外滑动件524，和上内外滑动件526和上外滑动件528。平移套筒500的内周边设置有并排布置的多个铰接的阻流门（blocker door）530。每一个阻流门530通过阻流门连接件532连接到固定到内固定结构810的外部分上的铰接安装件534。平移套筒500还通过下内滑动件522、下外滑动件524和上内滑动件526、上内外滑动件528连接到内固定结构810，上述滑动件接合属于内固定结构810的轨道560。内面板组件512在预定区域544局部地变平以连接内滑动件。当阻流门530被关闭时（向前推力模式），阻流们覆盖叶栅450，并且当阻流门530被打开时（反向推力模式），叶栅不再被覆盖并且因此允许风扇的排气通过所述叶栅。

平移套筒500在第一位置和第二位置之间移动，在第一位置中，推力反向器400处于向前推力模式，在第二位置中，所述组件处于反向推力模式。安装在外固定结构410上的致动器430导致平移套筒500在第一和第二位置之间移动。在向前推力模式中，平移套筒500形成为舱的外表面并且使叶栅450与排气屏蔽。在反向推力模式中，平移套筒500沿向后方向滑动。这展开阻流门530，暴露叶栅450，并且沿向前方向重定向风扇的排气的方向。

现有技术中具有包括内壳体和外壳体的部分和单元芯（该单元芯可以是声学单元芯）的推力反向器内固定结构是已知的。在这种构造中，内壳体和外壳体结至单元芯。然而，内壳体或外壳体与单元芯脱离连结已经成为在舱行业中的一个问题，在一些情况下导致内固定结构的若干部分分离并且甚至离开航空器。脱离连结可能是由长期暴露至排气产生等产生的高温中，而导致单元芯和内壳体和外壳体的一个或更多个之间的连结线的降解所引起的。不管脱离连结的原因是什么，设置具有加强件的推力反向器内固定结构（诸如上面参照声学内筒所讨论的加强件）可能是一种成本、纵梁增加最小的减轻脱离连结的影响的方法。

图17示出了半推力反向器332a，该半推力反向器332a暴露了形成为两个半“蛤壳”的内固定结构的一个半段890（“IFS段”），在图17中仅仅示出了一个半蛤壳890。应当理解，未示出的第二段大致上是示出的段890的镜像。IFS段具有朝向发动机和风扇罩壳的方向的向前端部860和朝向排气喷嘴的方向的向后端部862。两个半IFS890通过闩锁870在底部连接在一起，并且半IFS890在顶部铰接至吊架340。缓冲器（bumper）480在将两个半IFS890分离的间隙之间提供结构桥。该结构桥提供环载荷路径（hoop load path）和分叉（bifurcation），所述供环载荷路径用于抵抗在声学内筒段上的风扇空气流的压溃压力（crushing pressure）。

在图17中看到的内固定结构构造成包围发动机上位于发动机风扇箱和喷嘴之间的部分。内固定结构构造成为空气产生在空气动力学上平滑的路径，并且通过包围发动机组件的若干部分产生火和热边界。

在一种实施方式中，内固定结构部890是一种一体的蜂窝夹层，该蜂窝夹层包括全部连结在一起的内壳体、外壳体和内壳体与外壳体之间的单元芯。蜂窝夹层是一种典型的声学结构，该声学结构具有无孔的内壳体820、穿的孔外壳体822和适用于声学应用的单元芯824。内壳体820可以由金属或石墨复合材料形成；外壳体也可以由金属或石墨复合材料形成；并且单元芯824可以由诸如铝或钛的金属材料形成，或者甚至可以由诸如石墨复合材料的非金属材料形成。

内固定结构部890具有上分叉壁部分802、下分叉壁部分804、和形成在上分叉壁部分802和下分叉壁部分804之间的筒部分806。蜂窝夹层是可以是在任何情况下控制噪音的声学结构，但被许多结构和构造（诸如冷却孔812、缓冲器480、闩锁870、安装件等等）中断。

在筒部806的向前端部860的后面（该筒部分806在该处与风扇段相接），筒部分806的直径增加以形成加大的筒部分808，该加大的筒部分808具有合适尺寸和形状以包围后发动机安装件和发动机的涡轮段。然后，筒部分806在直径上减小以环绕包覆排气喷嘴306的向前部分。

为了有助于防止脱离连结，所述蜂窝夹层至少在内固定结构部890的加大的筒部分808中设置有加强格架815。在一些实施方式中，仅在在加大的筒部分808中设置所述加强格架。加强格架815包括多个加强件817、819，该多个加强件在“后”或内壳体820和外壳体822之间沿厚度方向延伸穿过单元芯824。沿第一方向延伸的加强件817构成第一组加强件，而沿第二方向延伸的加强件819构成第二组加强件，所述第一方向和所述第二方向交叉。

每一个加强件都沿横向方向延伸穿过单元芯824，该横向方向垂直于单元芯824的厚度方向。与第一组加强件817相关的横向方向和与第二组加强件819相关的横向方向交叉，从而形成加强格架815。

如从图17中的加强格架815中所见，加强件它们自身可以交叉。在一些实施方式中，在相交处，第一加强件可以是断开的，而第二加强件则是继续未断开的。在这种情况中，断开的加强件可以连结至未断开的加强件的横向延伸的相对的侧壁。在其它实施方式中，在相交处，可以设置专用的“十字形的”交叉件，两个交叉的加强件的“断开的”端部连结至“十字形的”交叉件的腿部。

如在图17的实施方式中看到的，至少两个纵向加强件817沿内固定结构部890的纵向延伸，同时至少两个周向加强件819沿内固定结构部890的周向延伸。此外，如在这个图中看到的，纵向加强件817与周向加强件819交叉以形成加强格架815。

应当理解，在完整的推力反向器内固定结构810中，两个互补的段890布置成蛤壳构造，每一个段都包括这种加强格架815。还应当理解，可以替代地，可以形成一体推力反向器内固定结构（未示出），该一体式推力反向器内固定结构的加大的筒部分808中可以具有两个彼此面对的这种加强格架815。

如图18A和图18B中所见，加强件830、840可以呈现不同的横截面形状。

如图18A中所见，T形横截面件830具有中心段832，该中心段具有第一端部836和第二端部838。中心段832径向延伸穿过单元芯824并且在其第一端部836与第一端部段834连接。以上述关于所述声学内筒的描述的方式，第一端部段834大致平行于内壳体820延伸并且连结至内壳体820。此外，中心段832通过粘合剂粘结、扩散连结或以一些其它方式连结至单元芯824。在粘合剂粘结的情况下，可以使用泡沫粘合剂。因此，中心段832被固定至单元芯824，而第一端部段834被固定至内壳体820。然而，通常外壳体822不连结至加强件830，并且在一些实施方式中，中心段832的第二端部838甚至可以不延伸到外壳体822，因此加强件830可以与外壳体822间隔开。

在一些实施方式中，T形横截面件的中心段832的厚度大约为0.044英寸，而T形横截面件的第一端部段834的厚度大约为0.022英寸。因此，可以通过以下方法形成T形横截面件830：将厚度大约为0.022英寸的一片材料折叠在自身上以形成中心段832，并且还将端部向外折叠以产生T形横截面。然后，可以在将折叠的片材接合到单元芯824中之前预先固化。可选地，在一些实施方式中，折叠的片材可以与内壳体和/或外壳体一起固化。

如在图18B中所见，L形横截面构件840具有中心段842，该中心段具有第一端部846和第二端部848。中心段842径向延伸穿过单元芯824，并且在该中心段842的第一端部846连接至第一端部段844。以上述关于所述声学内筒的描述的方式，第一端部段844大致平行于内壳体820延伸并且连结至内壳体820。此外，中心段842通过粘合剂粘结、扩散连结或以一些其它方式连结到单元芯。在粘合剂粘结的情况下，可以使用泡沫粘合剂。因此，中心段842被固定到单元芯824，而第一端部段844被固定到内壳体820。然而，通常，外壳体822不连结到加强件840，并且在一些实施方式中，中心段848的第二端部842甚至可以不延伸到外壳体822，因此加强件840可以与外壳体822间隔开。

在一些实施方式中，L形构件的中心段842和第一端部段844厚度都为0.022英寸。因此，可以通过以下方法形成L形横截面构件840：折叠厚度大约为0.022英寸的一片材料以产生L形横截面。然后，可以在将折叠的片材并入到单元芯824中之前预先固化。可选地，在一些实施方式中，折叠的片材可以与内壳体和/或外壳体一起固化。

虽然图18A和图18B示出加强件的两个具体实施方式的横截面，但应当理解，如上所述，加强件可以具有一些其它横截面，诸如I形，C形，Z形。通常，在所有这种实施方式中，第一端部段被连结至内壳体，并且中心段被连结至单元芯。然而，即使加强件的中心段的第二端部靠近外壳体的内表面，外壳体也可以不与加强件连结。在这种情况中，靠近中心段的第二端部的“第二端部段”粘合地固定到单元芯824，因此提供额外的表面面积以抵抗脱离连结。

此处公开的实施方式提高了在叶片脱离事故、脱离连结事故和其它对航空器推进系统部件（诸如航空器发动机舱的声学内筒或推力反向器的内固定结构）造成损害的事故期间的航空器的返航能力。当这种事故严重地影响上述部件时，公开的加强件用于限制破裂传播和/或脱离连结。并且由于它们的设计和取向，加强件也不应当显著地影响这些部件的声音抑制性能。

前述公开内容提供本发明的说明性实施方式而非限制性。应当理解，在本发明的精神和范围内可以对公开的实施方式进行修改，并且本发明应当被解释为包括这种修改。

Claims (16)

1.一种推力反向器的内固定结构，该内固定结构包括：

内壳体；

外壳体；

布置在所述内壳体和所述外壳体之间的单元芯；和

加强格架，该加强格架包括多个加强件，该多个加强件沿厚度方向延伸穿过所述内壳体和所述外壳体之间的所述单元芯，其中：

所述加强件中的每一个还沿所述单元芯的横向方向延伸，与第一组加强件相关的横向方向和与第二组加强件相关的横向方向交叉，从而形成所述加强格架。

2.根据权利要求1所述的推力反向器的内固定结构，其中：

所述加强格架设置在所述内固定结构的加大的筒部分中，所述加大的筒部分位于所述内固定结构的上分叉壁部分和下分叉壁部分之间。

3.根据权利要求2所述的推力反向器的内固定结构，其中：

所述加强格架仅设置在所述内固定结构的加大的筒部分中。

4.根据权利要求1所述的推力反向器的内固定结构，其中：

所述内壳体、所述外壳体、所述单元芯和所述加强件中的每一个都由石墨复合材料构造。

5.根据权利要求1所述的推力反向器的内固定结构，其中：

属于所述第一组的至少两个加强件与属于所述第二组的至少两个加强件交叉。

6.根据权利要求1所述的推力反向器的内固定结构，该内固定结构包括：

沿所述内固定结构的纵向延伸的至少两个纵向加强件；和

沿所述内固定结构的周向延伸的至少两个周向加强件；其中：

所述至少两个纵向加强件与所述至少两个周向加强件交叉。

7.根据权利要求1所述的推力反向器的内固定结构，该内固定结构包括布置成蛤壳构造的两个互补的内固定结构部，每一个所述内固定结构部包括：

沿第一横向方向延伸的至少两个加强件；和

沿第二横向方向延伸的至少两个加强件。

8.根据权利要求1所述的推力反向器的内固定结构，其中每一个所述加强件包括：

径向延伸穿过所述单元芯的中心段，该中心段具有第一端部和第二端部；和

第一端部段，所述第一端部段从所述中心段的第一端部大致平行于所述内壳体延伸并且连结到所述内壳体。

9.根据权利要求8所述的推力反向器的内固定结构，其中：

所述外壳体是穿孔的；

所述内壳体是无孔的；

所述单元芯连结到所述内壳体和外壳体；并且

所述中心段沿该中心段长度的至少一部分连结至所述单元芯。

10.根据权利要求9所述的推力反向器的内固定结构，其中：

所述第一端部段粘合地连结到所述内壳体；并且

所述中心段粘合地连结到所述单元芯。

11.根据权利要求9所述的推力反向器的内固定结构，其中：

所述中心段的第二端部靠近所述外壳体，但并未连结至所述外壳体。

12.根据权利要求9所述的推力反向器的内固定结构，其中：

所述外壳体并未连结至任何一个所述加强件。

13.根据权利要求9所述的推力反向器的内固定结构，其中：

每一个所述加强件沿所述内固定结构的横向方向具有一横截面，所述横截面为大致I形或大致T形。

14.根据权利要求13所述的推力反向器的内固定结构，其中：

所述横截面是大致I形；并且

所述大致I形包括第一大致C形件和第二大致C形件，所述第一大致C形件以背对背关系接合到第二大致C形件。

15.一种包括发动机和推力反向器的航空器推进系统，其中：

所述推力反向器包括根据权利要求1所述的推力反向器的内固定结构。

16.根据权利要求15所述的航空器推进系统，该航空器推进系统还包括：

具有声学内筒的发动机舱，所述声学内筒包括：

环形内壳体；

环形外壳体；

布置在所述内壳体和所述外壳体之间的环形声学单元芯；和

至少两个加强件，该至少两个加强件从所述内壳体径向延伸，穿过所述声学单元芯，并且延伸至所述外壳体，其中所述内壳体、外壳体、声学单元芯和所述至少两个加强件被连结在一起以形成360度一体环形结构。

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