CN105438447A - 附连短舱结构以使疲劳加载最小化的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明名称为附连短舱结构以使疲劳加载最小化的方法。用于调节短舱凸缘蒙皮和支撑结构的热膨胀的结构系统具有凸缘蒙皮(24)和附连至凸缘蒙皮(24)的第一角元件(62)。第一角元件(62)具有自由边(82)，其被形成扇形以调节热应力。将舱壁(60)附连至第一角元件(62)。

Description

附连短舱结构以使疲劳加载最小化的方法
技术领域
本公开内容的实施方式一般涉及航空器结构，并且更具体地涉及入口蒙皮附连至具有不匹配的热膨胀系数的支撑舱壁的实施方式。
背景技术
目前用于短舱和发动机整流罩的航空器结构采用以附连的结构框架加强蒙皮元件，该结构框架具有支撑蒙皮所必需的期望的横截面。凸缘(lip)蒙皮是非常关键的空气动力表面，并且一般理解为长的凸缘蒙皮有利地避免在可出现凸缘蒙皮的分层流动区域分裂的地方与外衬套的接缝非常向前的必要性。在很多设计中，前部舱壁外附连和至外衬套附连的凸缘蒙皮之间的距离是非常长的。在航空器的飞行轨迹期间，空气动力加热以及高度温差影响凸缘蒙皮和相关支撑结构的热状态。围绕凸缘蒙皮的圆周的刚性构件的设计和紧固必须考虑凸缘蒙皮和刚性构件的热膨胀。主要的负载一般由圆的短舱结构的径向生长和由于基本上圆形横截面以及凸缘蒙皮与结构元件之间不同的热膨胀系数(CTE)的相关圆周负载产生。在飞行运行期间，重复的热循环可导致疲劳加载。
因此，期望提供调节CTE不匹配并且降低热诱导的疲劳的凸缘蒙皮和舱壁附连的结构一体化。
发明内容
示例性实施方式提供用于调节短舱凸缘蒙皮和支撑结构的热膨胀的结构系统，该结构系统具有凸缘蒙皮和附连至该凸缘蒙皮的第一角元件。该第一角元件具有被制成扇形以调节热应力的自由边。舱壁被附连至该第一角元件。
用于制造所描述的实施方式的方法能够实现，其中形成凸缘蒙皮和具有自由边的第一角元件。自由边被制成扇形并且舱壁被附连至具有第一角元件的凸缘蒙皮。
附图说明
可单独地在本公开内容的各个实施方式中实现或可以在又其它的实施方式中组合已经讨论的特征、功能和优势，可参考下面的描述和附图明白其进一步细节。
图1为在其上可采用本实施方式的实例航空器的绘画图；
图2为凸缘蒙皮的侧视图；
图3为凸缘蒙皮的侧面细节部分图；
图4为作为组装至发动机入口结构的外衬套的凸缘蒙皮的剖视图；
图5为虚线中所示用于观察下面的结构的凸缘蒙皮和具有凸缘蒙皮的舱壁组件的细节局部部分绘画图；
图6为外角元件的细节部分绘画图；
图7为舱壁和内角元件的细节部分绘画图；
图8为外角元件的可选实施方式的细节部分绘画图；和
图9A和9B为通过公开的实施方式使凸缘蒙皮结构组装方法实现的流程图。
具体实施方式
本文中描述的实施方式提供了用于调节蒙皮元件和下面的支撑结构之间的CTE不匹配的结构。作为示例性实施方式，公开了大型多发动机航空器的发动机整流罩凸缘内的凸缘蒙皮和支撑结构。示例性凸缘蒙皮可由铝旋压和切削加工或类似的方法形成。在外圆周框上的后部边连接盘(land)处和在内圆周框上内边连接盘上使凸缘蒙皮互相连接至发动机入口的外衬套。前部舱壁在中间连接盘和内边连接盘之间延伸。采用成角度的附连元件以在中间连接盘和内边连接盘两者处附连前部舱壁。成角度的附连元件中的一个或两个包括通过凸缘蒙皮和附连元件的热膨胀的增强的处理的扇形的自由边，由于不匹配的CTE，凸缘蒙皮和附连元件可产生结构加载。后部边连接盘和外衬套的互相连接可使用T弦杆实现并且使发动机入口的内衬套互相连接至内边连接盘。采用前部舱壁上的内法兰以跨越内边连接盘和内衬套上相伴的前部边连接盘(配合面)。对于示例性实施方式，内衬套可以为多层层压板。后部舱壁在外衬套和内衬套的后端之间延伸。
参考附图，图1示出在其上可以采用本文公开的实施方式的实例航空器10。对于示出的实例，航空器10具有两个通过外挂梁16从机翼14支撑的发动机短舱12。每个短舱12具有入口孔18，其被凸缘20环绕，该凸缘20为涡轮风扇发动机22的入口提供空气动力的前边。由凸缘蒙皮24提供凸缘20的外表面。在图2和3中示出凸缘蒙皮24。凸缘蒙皮24具有外框26和内框28。
如图3中所见，凸缘蒙皮24在后部边连接盘30中的外框26处终止，后部边连接盘30基本上围绕框延伸。凸缘蒙皮24在内边连接盘32中的内框处终止。中间连接盘36围绕凸缘蒙皮24的圆周延伸。为提供纵向刚度，可采用基本上向前和向后延伸、与后部边连接盘30和中间连接盘36互相啮合的刚性构件34以提供对于凸缘蒙皮的空气动力加载足够的凸缘蒙皮24中的刚度并且为凸缘蒙皮的上表面上的“梯级区域”提供足够的强度。后部边连接盘30、内边连接盘32和中间连接盘36集成于凸缘蒙皮24。
如图4中所示，凸缘蒙皮24被组装为短舱12的入口的一部分。凸缘蒙皮24的外框26被临接抵靠在外衬套50的前部边上，同时内框28被临接抵靠在内衬套52的前部边上。对于示出的实施方式，内衬套52为具有核54的多层压结构。采用圆周的T弦杆纵梁56来使后部边连接盘30和外衬套50的内表面58啮合。利用外角元件62将前部舱壁60附连至中间连接盘36，该外角元件62在外直径处被附连至舱壁或与舱壁集成。在内直径处附连至前部舱壁60或与前部舱壁60集成的内角元件64将前部舱壁连接至凸缘蒙皮24，并且对于示出的实施方式，跨越并使内边连接盘32与由前部边延伸向后的内衬套52上的配合面66相互连接。后部舱壁68在外衬套50和内衬套52之间延伸。采用T-V弦杆纵梁70来连接外衬套50的后部边51、后部舱壁68和外短舱蒙皮72。利用L型支架74将内衬套52附连至内部短舱结构，具有类似于现有技术短舱的设计。采用带珠的内附连角76以将后部舱壁68连接至L型支架74。
如图5中所见，对于示出的实施方式，外角元件62为附连至前部舱壁60的单独的角。使用紧固件或粘合剂将外角元件62的放射状伸长的腿78附连至舱壁60。在可选的实施方式中，外角元件可以集成于舱壁60。外角元件62的放射状伸长的腿78由舱壁60圆周地延伸，在外纵向法兰80处终止。凸缘蒙皮24在中间连接盘36处被圆周地附连至外纵向法兰80。凸缘蒙皮24、外角元件62(和附连的舱壁60)具有不同的CTE，并且因此将在航空器的飞行轨迹中经历的温度下潜在地具有不同的膨胀。外纵向法兰80具有图6中详细示出的自由边82。自由边82包含扇形的轮廓(在附图中被放大以清楚地示出该特征)以减轻来自外角元件62、附连的舱壁60和凸缘蒙皮24之间的热诱导的膨胀差的应力。使用间隔在自由边82和从放射状伸长的腿78至外纵向法兰80的弯曲物之间的机械紧固件84诸如由Alcoa，Inc.生产的拉伸头紧固件将凸缘蒙皮24附连至外纵向法兰80。虽然在附图中示出为圆扇形，但轮廓可以被调整为临接的交替的半椭圆或为锯齿。在附图中的示例性实施方式中，凸缘蒙皮24为Al2219T-62，并且后部边连接盘30、刚性构件34和中间连接盘36的厚度为大约0.125英寸，同时内边连接盘32的厚度为大约0.1740英寸，凸缘蒙皮24的蒙皮腹板25的标称厚度为0.080英寸。后部边连接盘30宽度为大约1.50英寸，刚性构件宽度为大约1.50英寸，而内边连接盘32宽度为大约1.070英寸。前部舱壁60由具有0.060英寸厚度的Ti-6AL-4V制造。外角元件类似地为具有0.050英寸厚度的Ti-6AL-4V。确定扇形或其它轮廓的相对尺寸以在自由边上提供预定的粗糙度，其缓解由于由外角元件62和中间连接盘36的不同热膨胀施加的圆周负载在纵向法兰和凸缘蒙皮的附连的中间连接盘36中相对的应力。
类似地，对于内角元件64，在图5中示出为前部舱壁60的整体部分，内纵向法兰86从舱壁的腹板88延伸。虽然在描述的实施方式中示出为集成于舱壁，但内角元件可以为单独的角，如对于外角元件所描述的。凸缘蒙皮24在内边连接盘32处被圆周地附连至内纵向法兰86。凸缘蒙皮24、内纵向法兰86(和附连的前部舱壁60)再次具有不同的CTE，并且因此在航空器的飞行轨迹中经历的温度下将潜在地具有不同的膨胀。在内纵向法兰86处的接缝的结构中，内衬套52可额外地具有不同的CTE，其可进一步产生热诱导的应力。内纵向法兰86具有图7中详细示出的自由边90。与自由边82类似，自由边90包括扇形的轮廓以减轻来自内角元件64、附连的前部舱壁60、凸缘蒙皮24和额外地内衬套52之间的热诱导的膨胀差的应力。使用间隔在自由边90和从腹板88至内纵向法兰86的弯曲物之间的紧固件92将凸缘蒙皮24附连至内纵向法兰86。再者，虽然在附图中示出为圆扇形，但轮廓可被调整为临接的交替的半椭圆或为锯齿。虽然在附图的实施方式中示出了外和内角元件两者的扇形的自由边，但角元件中的任一个或两者可采用扇形的自由边。
额外地，对于具有实施为单独的角元件的外角元件62的图6的实施方式，如图8中所示在放射状伸长的腿78上也可以实现扇形的第二自由边94以当如图5中所示附连时增强来自外角元件62和前部舱壁60的腹板88之间的热膨胀差的应力下降。
虽然在舱壁的附连的内和外角元件的实例实施方式中进行了描述，但在配合环结构元件上的类似的扇形自由边——诸如T弦杆纵梁56、T-V弦杆纵梁70或L型支架74——也可被用于热应力缓解。
如图9A和9B中所示，实现采用如本文实施方式中所公开的单片入口凸缘蒙皮的短舱入口的制造。通过旋压成形形成凸缘蒙皮具有至少与最厚的连接盘或刚性构件一样厚的厚度，步骤902。通过切削加工或化学铣削，在凸缘蒙皮中整体地形成连接盘和刚性构件，步骤904。第一角元件——所示实施方式的外角元件62由具有自由边的纵向法兰形成，步骤906。使自由边形成扇形，步骤908，用于热应力缓解。第一角元件可以额外地具有扇形的第二自由边，步骤909。将第一角元件附连至前部舱壁，步骤910。使用第一角元件的纵向法兰将前部舱壁附连至中间连接盘，步骤911。将凸缘蒙皮在外框处临接至外衬套和内衬套处的内框，步骤910。提供具有第二自由边的第二角元件——所示实施方式的内角元件，步骤912，使第二自由边形成扇形，步骤913，并且使用第二角元件将前部舱壁啮合至内边连接盘和内衬套上的配合面，步骤914。将凸缘蒙皮在外框处临接至外衬套和内衬套处的内框，步骤916。将T弦杆纵梁啮合至凸缘蒙皮上的后部边连接盘和外衬套，步骤918，并且由此将凸缘蒙皮固定至内和外衬套。然后将后部舱壁附连至外衬套和内衬套，步骤920。
进一步，本公开内容包括根据以下条款的实施方式：
条款1.用于调节短舱凸缘蒙皮和支撑结构的热膨胀的结构系统，该结构系统包括：
凸缘蒙皮(24)；
第一角元件(62)，其附连至凸缘蒙皮(24)，所述第一角元件(62)具有自由边(82)，所述自由边(82)被形成扇形以调节热应力；和
舱壁(60)，其附连至第一角元件(62)。
条款2.如条款1中所限定的结构系统，其进一步包括：
第二角元件(64)，其由舱壁(60)延伸并且附连至凸缘蒙皮(24)。
条款3.如条款1或2中所限定的结构系统，其中凸缘蒙皮(24)包括：
蒙皮腹板(25)；
内边连接盘(32)，其在内框(28)处整体地由蒙皮腹板(25)延伸；和
中间连接盘(36)，其整体地由蒙皮腹板(25)延伸；
第一角元件(62)，其在中间连接盘(36)处附连至凸缘蒙皮(24)，以及第二角元件(64)，其在内边连接盘(32)处附连至凸缘蒙皮(24)。
条款4.如条款1、2或3中所限定的结构系统，其中第一角元件(62)包括：
放射状伸长的腿(78)，其在纵向伸长的法兰(80)中终止，纵向伸长的法兰(80)具有自由边(82)。
条款5.如条款4中所限定的结构系统，其中使用放射状伸长的腿(78)和扇形的自由边(82)中间的机械紧固件(84)将凸缘蒙皮(24)附连至纵向伸长的法兰(80)。
条款6.如条款5中所限定的结构系统，其中放射状伸长的腿(78)具有第二自由边(94)，所述第二自由边(94)被形成扇形以调节热应力。
条款7.如条款2、3、4、5或6中所限定的结构系统，其中第二角元件(64)具有第三自由边(90)，所述第三自由边(90)被形成扇形以调节热应力。
条款8.航空器短舱，其包括：
凸缘(20)，其环绕入口孔(18)，所述凸缘(20)具有凸缘蒙皮(24)，凸缘蒙皮(24)具有后部边连接盘(30)、中间连接盘(36)和内边连接盘(32)；
外衬套(50)，其啮合至后部边连接盘(30)；
内衬套(52)，其具有通过内边连接盘(32)啮合的前部边连接盘(66)；
第一角元件(62)，其在中间连接盘(36)处附连至凸缘蒙皮(24)，所述第一角元件(62)具有自由边(82)，所述自由边(82)被形成扇形以调节热应力；和
前部舱壁(60)，其附连至第一角元件(62)。
条款9.如条款8中所限定的航空器短舱，其中第一角元件(62)包括：
放射状伸长的腿(78)，其在纵向伸长的法兰(80)中终止，纵向伸长的法兰(80)具有自由边(82)。
条款10.如条款8或9中所限定的航空器短舱，进一步包括：
前部舱壁(60)上的内法兰(64)，其跨越内边连接盘(32)和相伴的前部边连接盘(66)，所述内法兰(64)具有第二自由边(90)，所述第二自由边(90)被形成扇形以调节热应力。
条款11.如条款8、9或10中所限定的航空器短舱，进一步包括在外衬套(50)的后端和内衬套(52)的后端之间延伸的后部舱壁(68)。
条款12.如条款10或11中所限定的航空器短舱，其中第一角元件(62)在放射状伸长的腿(78)上具有第三自由边(94)，所述第三自由边(94)被形成扇形以调节热应力。
条款13.制造发动机入口的方法，其包括：
形成凸缘蒙皮(24)；
形成具有自由边(82)的第一角元件(62)；
使自由边(82)形成扇形；
使用第一角元件(62)将舱壁(60)附连至凸缘蒙皮(24)。
条款14.如条款13中所限定的方法，其中附连舱壁(60)的步骤包括由具有自由边(82)的纵向法兰(80)形成第一角元件(62)，和使用放射状伸长的法兰(78)将第一角元件(62)附连至舱壁(60)。
条款15.如条款14中所限定的方法，进一步包括使用放射状伸长的法兰(78)和自由边(82)中间的紧固件(84)将纵向法兰(80)附连至凸缘蒙皮(24)。
条款16.如条款14或15中所限定的方法，其中形成的步骤包括在凸缘蒙皮(24)中整体地形成多个连接盘(36,32,30)。
条款17.如条款14、15或16中所限定的方法，进一步包括：
将纵向法兰(80)附连至中间连接盘(36)；和
在外框(26)处使凸缘蒙皮(24)临接至外衬套(50)和内衬套(52)处的内框(28)。
条款18.如条款14、15、16或17中所限定的方法，进一步包括使舱壁(60)的第二纵向法兰(86)啮合至内边连接盘(32)和内衬套(52)上的配合面。
条款19.如条款18中所限定的方法，进一步包括使第二纵向法兰(86)上的第二自由边(94)形成扇形。
条款20.如条款14中所限定的方法，进一步包括使放射状伸长的腿(78)上的第三自由边(90)形成扇形。
条款21.如条款13、14、15、16、17、18、19或20中所限定的方法，进一步包括使第一纵梁(56)啮合至凸缘蒙皮(24)上的后部边连接盘(30)和外衬套(50)。
现在已经按专利法要求详细描述了本公开内容的各个实施方式，本领域技术人员将意识到对本文公开的具体实施方式的修改和替换。这样的修改在如权利要求所限定的本公开内容的范围和意图内。

Claims (10)

1.用于调节短舱凸缘蒙皮和支撑结构的热膨胀的结构系统，所述结构系统包括：
凸缘蒙皮(24)；
第一角元件(62)，其附连至所述凸缘蒙皮(24)，所述第一角元件(62)具有自由边(82)，所述自由边(82)被形成扇形以调节热应力；以及
舱壁(60)，其附连至所述第一角元件(62)。
2.如权利要求1中限定的所述结构系统，进一步包括：
第二角元件(64)，其由所述舱壁(60)延伸并且被附连至所述凸缘蒙皮(24)。
3.如权利要求1或2中限定的所述结构系统，其中所述凸缘蒙皮(24)包括：
蒙皮腹板(25)；
内边连接盘(32)，其在内框(28)处由所述蒙皮腹板(25)整体地延伸；以及
中间连接盘(36)，其由所述蒙皮腹板(25)整体地延伸；
所述第一角元件(62)，其在所述中间连接盘(36)处被附连至所述凸缘蒙皮(24)，以及所述第二角元件(64)，其在所述内边连接盘(32)处被附连至所述凸缘蒙皮(24)。
4.如权利要求1或2中限定的所述结构系统，其中所述第一角元件(62)包括：
放射状伸长的腿(78)，其终止在纵向伸长的法兰(80)中，所述纵向伸长的法兰(80)具有所述自由边(82)。
5.如权利要求4中限定的所述结构系统，其中使用所述放射状伸长的腿(78)和扇形的自由边(82)中间的机械紧固件(84)将所述凸缘蒙皮(24)附连至所述纵向伸长的法兰(80)。
6.如权利要求5中限定的所述结构系统，其中所述放射状伸长的腿(78)具有第二自由边(94)，所述第二自由边(94)被形成扇形以调节热应力。
7.如权利要求2中限定的所述结构系统，其中所述第二角元件(64)具有第三自由边(90)，所述第三自由边(90)被形成扇形以调节热应力。
8.制造发动机入口的方法，其包括：
形成凸缘蒙皮(24)；
形成具有自由边(82)的第一角元件(62)；
使所述自由边(82)形成扇形；
使用所述第一角元件(62)将舱壁(60)附连至所述凸缘蒙皮(24)。
9.如权利要求8中限定的所述方法，其中附连舱壁(60)的所述步骤包括：由具有所述自由边(82)的纵向法兰(80)形成所述第一角元件(62)，和使用放射状伸长的法兰(78)将所述第一角元件(62)附连至所述舱壁(60)。
10.如权利要求9中限定的所述方法，进一步包括使用所述放射状伸长的法兰(78)和所述自由边(82)中间的紧固件(84)将所述纵向法兰(80)附连至所述凸缘蒙皮(24)。
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SE01 Entry into force of request for substantive examination
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Inventor after: R*L*Stark

Inventor after: A.K.Shashidar

Inventor after: A.Silva

Inventor after: H.V.Zhang

Inventor after: S*W*Weig

Inventor after: J.Yi eight La

Inventor before: Strack Richard L.

GR01 Patent grant
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