CN112298579A - 用于大直径飞机发动机的入口隔板 - Google Patents

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贾纳克·维杰辛哈
安德鲁·G·罗查
埃里克·J·齐姆尼
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Abstract

提供了一种用于大直径飞机发动机的入口隔板。在某些实例中，入口隔板包括环形主体，该环形主体具有外凸缘、内凸缘和具有第一侧面和相对的第二侧面的腹板。腹板从外凸缘延伸到内凸缘。隔板还包括设置在第一侧上的至少一个环形加强件和设置在第一侧上的多个径向加强件，每个加强件从外凸缘延伸到内凸缘。环形加强件和径向加强件可与腹板一体地形成。

Description

用于大直径飞机发动机的入口隔板
技术领域
本公开内容总体上涉及飞机发动机吊舱，并且更具体地涉及具有至少一个隔板的飞机发动机吊舱入口。
背景技术
诸如涡轮喷气发动机和涡轮风扇喷气发动机的飞机发动机通常被桶形吊舱包围。吊舱入口通常形成有翼型的外壁和限定发动机的入口的内壁。外壁和内壁在它们之间限定了一个空腔，该空腔容纳前隔板和后隔板。非常高的旁通比喷气发动机导致大直径的吊舱入口具有更大的湿润面积，与较小直径的发动机相比，可导致更高的反作用内部载荷和位移。前隔板和后隔板是重要的结构元件，可抵消发动机运行过程中空气动力和空腔压力、热变化以及风扇叶片事件引起的载荷。当前的隔板利用较厚的结构腹板来提供刚度和强度，该刚度和强度能够处理非常高的旁通比发动机的更高的载荷和位移。但是，增加的重量可能会损害飞机的整体性能。
发明内容
响应于当前的技术水平，具体而言是响应于传统隔板的缺点，已经开发了本申请的主题，所述缺点尚未被当前可用的技术完全解决。因此，已经开发了本申请的主题以提供一种克服了现有技术的上述缺点中的至少一些的设备、系统和方法。
在某些实施方式中，该系统包括发动机吊舱入口，该发动机吊舱入口具有外桶、内桶、前隔板和后隔板。前隔板包括：外凸缘，其接合至外桶的表面；内凸缘，其接合至内桶的表面；腹板，其将外凸缘连接至内凸缘；以及至少一个环形加强件，其从腹板延伸并且介于内凸缘和外凸缘之间。
在某些实施方式中，后隔板包括接合到外桶的表面的外凸缘，接合到内桶的表面的内凸缘，将外凸缘连接到内凸缘的腹板以及至少一个环形加强件，加强件从腹板延伸并介于外凸缘和内凸缘之间。前隔板的腹板高度与腹板厚度之比可在约255至380之间。在某些实施方式中，腹板厚度大于或等于0.0450英寸，并且腹板高度小于或等于17.0英寸。
在某些实施方式中，后隔板的腹板高度与腹板厚度的比率在约210至410之间。后隔板的腹板厚度大于或等于0.0450英寸，后隔板的腹板高度板小于或等于20.0英寸。在某些实施方式中，前隔板也包括径向加强件，其与腹板一体形成并从外凸缘延伸到内凸缘。在某些实施方式中，每个径向加强件与至少一个环形加强件相交。
在某些实施方式中，前隔板包括多个环形加强件，每个环形加强件具有唯一的直径。一对相邻的径向加强件中的每一个与相邻的环形加强件相交以形成一个单元，该单元能够在不超过疲劳载荷的所有飞行载荷下经受弹性压缩屈曲。
在某些实施方式中，后隔板与前隔板一样，包括多个径向加强件，其与腹板一体地形成，并且每个都从外凸缘延伸到内凸缘。后隔板的径向加强件也可与至少一个环形加强件相交。在某些实施方式中，后隔板包括多个环形加强件，每个环形加强件具有唯一的直径。成对的径向加强件可与相邻的环形加强件相交，以形成一个单元，该单元能够在不超过疲劳载荷的所有飞行载荷下经受弹性压缩屈曲。
下面还描述本公开的设备。在某些实施方式中，该设备包括环形主体，该环形主体具有外凸缘、内凸缘以及具有第一侧面和相对的第二侧面的腹板，该腹板从外凸缘延伸到内凸缘。该设备还包括设置在第一侧上的至少一个环形加强件和设置在第一侧上的多个径向加强件，每个加强件从外凸缘延伸到内凸缘。
在某些实施方式中，环形加强件与腹板一体地形成，并且每个径向加强件与腹板一体地形成。该设备可包括多个环形加强件，每个环形加强件具有唯一的直径。一对相邻的径向加强件可与一对相邻的环形加强件相交以形成一个单元，该单元能够在不超过疲劳载荷的所有飞行载荷下经受弹性压缩屈曲。该设备的腹板高度与腹板厚度的比率可在约210和410之间的范围内。在某些实施方式中，腹板高度小于或等于20.0英寸，并且腹板厚度大于或等于0.0450英寸。
本公开的方法包括形成具有内凸缘和外凸缘的环形腹板表面，以及在环形腹板表面的一侧上形成至少一个环形加强件。该方法还包括在环形腹板表面的一侧上形成径向加强件。
本公开的主题的所描述的特征、结构、优点和/或特性可在一个或多个实例和/或实施方式中以任何合适的方式组合。在以下描述中，提供了许多具体细节以赋予对本公开的主题的实例的透彻理解。相关领域的技术人员将认识到，可在没有特定实例和/或具体实例或实现方式的特定特征、细节、组件、材料和/或方法中的一个或多个的情况下实践本公开的主题。在其他实例中，在某些实例和/或实现方式中可能认识到并非在所有实例或实现方式中都存在的附加特征和优点。此外，在一些情况下，未示出或详细描述众所周知的结构、材料或操作，以避免使本公开的主题的各方面不清楚。根据以下描述和所附权利要求书，本公开的主题的特征和优点将变得更加完全明显，或者可通过以下所述的主题的实践来获知。
附图说明
为了可更容易地理解主题的优点，将通过参考在附图中示出的具体实例来提供对以上简要描述的主题的更具体的描述。理解这些附图仅描绘了主题的典型实例，因此不应认为是对其范围的限制，将通过使用附图以附加的特性和细节来描述和解释主题，其中：
图1是示出根据本公开的实例的吊舱入口的局部截面图的示图；
图2是示出根据本公开的实例的前隔板的后侧的透视图；
图3是根据本公开的实例的前隔板的前侧的另一透视图；
图4是示出根据本公开的实例的前隔板的后侧的一部分的局部正视图；
图5是示出根据本公开的实例的前隔板的重要特征的截面图；
图6是示出根据本公开的实例的后隔板的后侧的透视图；
图7是根据本公开的实例的后隔板的前侧的另一透视图；
图8是示出根据本公开的实例的后隔板的一部分的局部正视图(partial normalview diagram)；
图9是示出根据本公开的实例的用于提供前隔板或后隔板的方法的流程图；
图10是示出根据本公开的实例的前隔板的另一实施方式的截面图；和
图11是示出根据本公开的实例的后隔板的另一实施方式的截面图。
具体实施方式
在整个说明书中，对“一个实例”、“实例”或类似语言的引用意味着结合该实例描述的特定特征、结构或特性包括在本公开的至少一个实例中。在整个说明书中，短语“在一个实例中”，“在实例中”和类似语言的出现可但并非必须全部指代相同的实例。类似地，术语“实现方式”的使用意指具有结合本公开的一个或多个实例描述的特定特征、结构或特性的实现方式，但是，如果没有明确的关联来表示，则可将实现方式与一个或多个实例相关联。在整个附图的描述中，相同的附图标记表示相同的元件。
本公开的设备和方法提供了具有与径向延伸的加强件相交的环形或箍状加强件的吊舱入口隔板。在配置中，每个隔板是环形的，具有由内凸缘形成的内径和由外凸缘形成的外径。环形和径向加强件的相交部分在它们之间限定了具有环形扇区(即圆环扇区)形状的单元。腹板在环形加强件和径向加强件之间延伸。这种布置可实现更薄的腹板厚度(在某些情况下接近最小制造厚度)，从而在整体降低吊舱入口重量的同时，还可处理操作飞行载荷，并在某些情况下以可控的方式安全地屈曲，而不会发生故障。这种布置还改善了风扇叶片掉落和鸟击事件的损坏承受能力，并提高了入口的椭圆化刚度。较高的椭圆化刚度有助于风扇箱保持风扇叶片尖端的间隙。这种布置的前后刚度等于或优于现有技术的当前状态，其增加了固有频率，这在高振动环境中具有益处。这些益处和特征将在下面更详细地描述。
图1是示出根据本公开的实例的吊舱入口100的局部截面图的示图。吊舱入口100封闭用于飞机的涡轮风扇发动机(部分示出)。然而，可预期，本公开同样适用于其他类型的发动机和车辆的吊舱。另外，以下描述的隔板的特征可结合到交通工具的其他结构组件中，这将受益于设置在内部和外部载荷接收表面之间的空腔中的结构刚度增加构件。
在某些实例中，吊舱入口100围绕中心线102大体上沿周向延伸。唇皮组件104包括从第一唇皮边缘108延伸到hilite 110以限定吊舱入口的大体上扩散器形的入口112，同时继续到第二唇皮边缘113的唇皮段106。这样，唇皮段106形成位于吊舱入口100的内部114上的内壁的至少一部分和吊舱入口100的外壁122的至少一部分。唇皮组件104包括外桶(outer barrel)段120，其从唇皮边缘113延伸到第二边缘118，以形成吊舱入口100的外壁122的至少一部分。在替代实例中，唇皮组件104包括从唇皮边缘123延伸到第二边缘118的外桶段120。在该替代实例中，唇皮106从边缘108延伸到123。
径向内桶124从靠近第一唇皮边缘108的第一内桶边缘126延伸到第二内桶边缘128。内桶(inner barrel)124靠近气流130设置，当吊舱入口100可操作时，该气流130通过入口112进入并大致沿下游方向132流动。内桶124和唇皮组件104以使吊舱入口100能够按预期起作用的任何适当方式接合。内桶124包围涡轮风扇发动机的风扇叶片129，并且具有选择成容纳风扇壳体组件131的直径。在某些实例中，内桶124的直径大于或等于100英寸。
在某些实例中，前隔板(forward bulkhead)134在诸如靠近第一唇皮边缘108和内桶边缘126的内壁和诸如唇皮段106的外壁之间径向延伸。前隔板134在内部和外部唇皮段106之间延伸以形成D形导管增压室(plenum)136。在替代实例中，在唇皮和外桶边缘位于边缘123上的情况下，前隔板134可在唇皮边缘108和内桶边缘126以及边缘123处的两个唇皮段106和外桶段120之间延伸。D形导管增压室136是围绕吊舱入口100延伸的环形增压室，并且配置成引导由防冰系统(未示出)接收的加热的空气流。加热的空气被配置为充分加热唇皮组件104以防止在吊舱入口100上形成冰晶。
在某些实例中，吊舱入口100包括从内桶124延伸到外桶120的后隔板138，并且可设置在第二内桶边缘128附近。后隔板138与前隔板134在轴向上沿着中心线102间隔开，以在它们之间限定第二增压室140，该增压室140由唇皮106和外桶120和内桶124径向地限制，并且在替代情况下，仅由外桶120和内桶124径向地限制。替代地，前隔板134和后隔板138被定位在使吊舱入口100能够正常运行的任何合适的位置。
图2是示出根据本公开的实例的前隔板134的一个实施方式的透视图。如上所述，前隔板134在D形导管增压室136和第二增压室140之间形成环形壁。前隔板134包括限定内径的内凸缘202和限定外径的外凸缘204。内凸缘202和外凸缘204分别在唇皮边缘108处接合到内桶124(和/或唇皮段)，并且在边缘123处(以及在替代情况下，外桶120)接合到唇皮外段。前隔板134被配置成根据飞行条件在拉伸力、压缩力和剪切力以及弯曲力矩下操作。这些力是外部表面122上的空气动力学载荷、来自防冰系统的D形导管增压室136的加压和热载荷、后隔板138的加压和周围热环境的结果。
在某些实例中，前隔板134是整体结构。可替代地，前隔板134可由环形段或多个环形扇区形成。在某些实例中，前隔板134用一个或多个环形加强件206加工。每个环形加强件206形成在腹板表面208上，腹板表面208在内凸缘202和外凸缘204之间延伸。每个环形加强件206可与腹板表面208一体地形成。
取决于腹板高度(即，内凸缘202和外凸缘204之间的径向距离)，前隔板可配置有两个环形加强件206，如图所示。替代地，前隔板134可配置有单个环形加强件206或三个或更多个环形加强件206。环形加强件206可在内凸缘202和外凸缘204之间在径向方向上相等地间隔或偏置。在一些实施方式中，前隔板134在面向后的表面上形成有环形加强件206，以为防冰系统和毯子(blanket)提供光滑的表面。
在某些实例中，前隔板134形成有一个或多个径向加强件210，其从内凸缘202径向延伸到外凸缘204。径向加强件210可形成在腹板表面208的与如图所示的环形加强件206相同的一侧上。每个径向加强件210可与腹板表面208一体地形成。如将在下面参考图4更详细地描述的那样，径向加强件210与环形加强件206相交，并且以环面扇区的一般形状限定单元或隔区。
前隔板134可形成有附件开口(accessory opening)212，以允许附件(accessory)从D形导管增压室136到第二增压室140通过/以允许附件从第二增压室140到D形导管增压室136通过。实例包括但不限于承载来自防冰系统的加热空气流的空气路径。
图3是根据本公开的实例的前隔板134的另一透视图。所描绘的实施方式示出了腹板208的与上面相对于图2所描绘的相反的表面。在某些实例中，前隔板134可被定向为使得光滑的腹板表面302面向唇皮组件104的hilite 110，以促进用于防冰系统的D形导管增压室136内的加热空气的平滑流动。前隔板134可具有如图所示的大致圆锥形的扁平主体，或者可替代地，具有大致平面的主体或凹形主体。
在操作期间，前隔板134配置成接收撞击载荷并且仍然能够分别使用来自环形加强件和径向加强件的周向载荷路径和径向载荷路径两者来保持残余强度。换句话说，加强件的网格图案在局部受损区域周围提供了多个冗余负载路径。例如，如果有鸟撞，则唇皮可能会破裂，从而使前隔板暴露于一些撞击能量下。前隔板134配置成承受损坏并保持残余强度以允许飞机安全着陆。腹板表面208可在吸收撞击力的同时破裂。环形加强件206和径向加强件210可充当裂纹止挡件，以限制广泛的破坏，以在撞击事件之后保持前隔板134的结构刚度和残余强度。
图4是示出根据本公开的实例的前隔板134的后侧的一部分的局部正视图。如上所述，前隔板134形成有：一个或多个环形加强件206，该环形加强件206接合到腹板表面208上并接近最小制造规格；以及一个或多个径向加强件210，该径向加强件210与环形加强件206相交。环形加强件206与径向加强件的相交限定单元402或隔区的边界。在某些实例中，单元402被形成为具有大致环形的扇区形状。如本领域技术人员所知，环形扇区或环形物扇区是由从环形物中心开始径向延伸的两条线形成的环形物的一部分。在该实例中，单元402由一对相邻的径向延伸的加强件210以及相邻的环形加强件206或环形加强件206和相邻的凸缘(例如，内凸缘202或外凸缘204)限定。通过定制指示屈曲行为的隔区尺寸，单元402被设计为尽可能接近最小制造规格。
如图所示，单元402被配置为在预定载荷下经受压缩屈曲，并返回到它们的预屈曲形状(弹性屈曲)。可能导致弹性压缩屈曲事件的载荷包括不超过疲劳载荷的所有飞行载荷(即，关闭防冰系统的每两次飞行中遇到的一次飞行载荷水平)。
图5是示出根据本公开的实例的前隔板134的另一实施方式的截面图。所描绘的实施方式示出了截面图的上半部，如图1所示。如上所述，前隔板134由内凸缘202、外凸缘204和将内凸缘202接合到外凸缘204的腹板208形成。后隔板138的截面图同样包括内凸缘、外凸缘和连接凸缘的腹板。然而，后隔板138可在腹板的两侧上包括加强件(径向的和/或环形的)，如由加强件206以虚线描绘的。
一个或多个环形加强件206设置在腹板208的表面上。在此未示出径向加强件210。在某些实例中，腹板208具有在约0.030与0.055之间的范围内的厚度502。在另外的实施方式中，腹板208的厚度502在约0.045至0.050之间的范围内。尽管描绘为具有均匀的厚度502，但是厚度可沿着腹板高度504从外凸缘204到内凸缘202增大或减小。
在前和/或后隔板的所有单元402上，单元高度506或相邻环形加强件206之间的径向距离可基本均匀。可替代地，环形加强件206之间的间隔可变化。尽管以一般的工字梁构型进行了描述，但是可想到许多其他构型，包括但不限于以上参照图1至图4所描绘的构型。腹板以及单元的高度和厚度的讨论通常适用于后隔板138，这将在下面参考图6至图8更详细地描述。
图6是示出根据本公开的实例的后隔板138的一个实施方式的透视图。后隔板138是从吊舱入口100的内桶124向外延伸到外桶120的环形屏障。后隔板138以类似于前隔板134的方式形成有内凸缘602和外凸缘604。内凸缘602联接到后隔板138并与内桶124接合。外凸缘604联接到后隔板138并与吊舱入口100的外桶120接合。
在某些实例中，后隔板138是整体结构。可替代地，后隔板138可由环形区段(即，直径增大的多个同心环以形成隔板138)或多个环形扇区形成。在某些实例中，后隔板138形成有一个或多个环形加强件606。每个环形加强件606形成在腹板表面607上，腹板表面607在内凸缘602和外凸缘604之间延伸。在某些实施方式中，每个环形加强件606与腹板表面607一体地形成。
取决于腹板高度(即，内凸缘602和外凸缘604之间的径向距离)，后隔板138可配置有两个环形加强件606，如图所示。可替代地，后隔板138可配置有单个环形加强件606或三个或更多个环形加强件606。环形加强件606可在内凸缘602和外凸缘604之间均等地间隔开。换句话说，在环形加强件606之间形成的环形区域和在内或外凸缘602或604与环形加强件606之一之间形成的环形区域分别具有基本相等的径向高度。
在某些实例中，后隔板138形成有一个或多个径向加强件608，其从内凸缘602径向延伸到外凸缘604。径向加强件608可形成为在腹板表面607的与如图所示的环形加强件606相同的一侧上。每个径向加强件608可一体地形成在腹板表面607上。可替代地，径向加强件608和/或环形加强件606可形成在腹板607的加强件的相对表面上。
图7是根据本公开的实例的后隔板138的另一透视图。所描绘的实施方式示出了腹板607的与上面相对于图6所描绘的相反的表面。在某些实例中，后隔板138可被定向为使得光滑的腹板表面302面向唇皮组件104的hilite110。后隔板138可具有如图所示的大体上平坦的主体，或者替代地，基本为凹形或圆锥形的扁平主体。像前隔板134一样，后隔板138可设置有附件开口702以允许附件通过，诸如例如，热空气通道。
在操作期间，后隔板138被配置成接收撞击载荷并遭受一些局部损坏，并且仍然能够分别使用来自环形加强件和径向加强件的周向载荷路径和径向载荷路径两者来保持残余强度。换句话说，加强件的网格图案在局部受损区域周围提供了多个冗余负载路径。例如，在风扇叶片熄灭事件的情况下，后隔板138被配置成通过内桶124和内凸缘602从风扇壳体131接收载荷进入后隔板138。后隔板138将导致塑性应变并且可能局部破裂，但是环形加强件606和径向加强件608在撞击事件之后保持后隔板138的结构刚度和残余强度。
图8是示出根据本公开的实例的后隔板138的后部的局部正视图。如上所述，后隔板138形成有接合至腹板表面607的一个或多个环形加强件606和与环形加强件606相交的一个或多个径向加强件608。环形加强件606和径向加强件608的相交部分限定单元802或隔区的边界。在某些实例中，单元802被形成为具有大致环形扇区形状。如本领域技术人员已知的，环形扇区或环形物扇区是由从环形物的中心径向延伸的两条线形成的环形物的一部分。在该实例中，单元802由一对相邻的径向延伸的加强件608以及相邻的环形加强件606或环形加强件606和相邻的凸缘(例如，内凸缘602或外凸缘604)限定。
如图所示，单元802被配置为在预定载荷下经受压缩屈曲并返回其预屈曲形状(弹性屈曲)。可能导致弹性压缩屈曲事件的载荷包括除关闭防冰系统关闭的每两次飞行中遇到的一次飞行载荷水平(即疲劳载荷)以外的所有飞行载荷。
在某些实例中，后隔板138(或前隔板134)的内凸缘602和外凸缘603可与腹板表面607分开形成，并经由紧固件804接合到内凸缘602或外凸缘604。
加强件还提供了抵抗吊舱入口的椭圆化的刚度，以帮助风扇壳体131保持风扇叶片129的尖端间隙133。加强件还提供了刚度以增加入口的固有频率，这可在高振动环境中产生一些好处。
图9是示出根据本公开的实例的用于形成前隔板或后隔板的方法900的一个实例的流程图。方法900开始，并且在框902处，形成环形腹板表面，该环形腹板表面具有用于接合吊舱入口的内桶表面的内凸缘和用于接合吊舱入口的外桶表面的外凸缘。在框904处，在腹板表面的侧面上形成至少一个径向加强件(例如，与之共成形或接合到其上)，以提供径向和前后刚度以抵抗吊舱入口中的整体位移。在框906处，在腹板表面的至少一侧上形成至少一个环形加强件(例如，与之共成形或接合到其上)。径向加强件可形成为与环形加强件相交，以形成在所有情况下(除了防冰系统关闭时，每隔两次飞行遇到的飞行载荷水平(即疲劳载荷))能够在压缩载荷下屈曲的多个单元。
在框908处，在环形和径向加强件中都形成了附加的厚度和高度，以支持在单元屈曲之后单元的载荷重新分布。在框910，在环形和径向加强件中形成附加的厚度和高度，以确保在隔板造成离散的源损坏之后，它们提供冗余的载荷路径。
图10是示出根据本公开的实例的前隔板134的另一实施方式的截面图。所描绘的实施方式(未按比例)示出了截面图的上半部(如图1所示)。如上所述，前隔板134形成有内凸缘202、外凸缘204和将内凸缘202接合到外凸缘204的腹板208。在腹板208的表面上形成有一个或多个环形加强件206。此处未显示径向加强件210。在某些实例中，腹板208具有在约0.030和0.065英寸之间的范围内的厚度1002。在其他实施方式中，腹板208具有的厚度1002在约0.0450至0.0550英寸之间的范围内。在某些实施方式中，腹板208的厚度1002在所有单元402上是均匀的。在其他实施方式中，厚度1002变化，并且可从外凸缘204到内凸缘202增加。换句话说，腹板208在外凸缘204附近的厚度1002小于腹板208在内凸缘202附近的厚度1002。
在某些实施方式中，可在从腹板208向外延伸的特征(即，内凸缘202、外凸缘204、环形加强件206、径向加强件210)附近设置过渡区1004。过渡区1004在邻近特征的区域中提供增加的厚度。过渡区的这种有益地增加的厚度有助于避免音波疲劳问题，同时保持前隔板134的总重量减小。过渡区厚度1006可在约0.100英寸和0.148英寸之间的范围内。在另一个实施方式中，过渡区厚度1006可在约0.110英寸和0.138英寸之间的范围内。
在某些实施方式中，前隔板134具有在约0.090英寸和0.120英寸之间的范围内的外凸缘厚度1008。在另一个实施方式中，外凸缘厚度1008在约0.100英寸和0.110英寸之间的范围内，并且可为约0.102英寸。环形加强件厚度1010可在约0.130至0.160英寸之间的范围内，并且在其他实施方式中，可在约0.149至0.150英寸之间的范围内。在另一个实施方式中，环形加强件厚度1010可在约0.148和0.150英寸之间的范围内。内凸缘202可设置有厚度1012，该厚度1012在腹板208附近大于内凸缘202的端部的厚度1014。在一些实施方式中，厚度1012为约0.408英寸，并且厚度1014为约0.160英寸。
如上面参考图5所述，这里还描绘了单元高度506。单元高度506或相邻环形加强件206之间的径向距离在前和/或后隔板的所有单元402上可基本均匀。可替代地，环形加强件206之间的间隔可变化。在一些实施方式中，单元高度506在约4.50和5.50英寸之间的范围内。在其他实施方式中，单元高度506在约4.80和5.20英寸之间的范围内。在其他实施方式中，单元高度506可在约4.83和5.13英寸之间的范围内。单元的宽度(即，径向加强件之间的弓形距离)可在约8.20至9.90英寸之间的范围内，并且在其他实施方式中，可在约8.35至9.82英寸之间的范围内。径向加强件(这里未示出)的厚度可在约0.140英寸和0.160英寸之间的范围内，并且在另一个实施方式中，可具有约0.150英寸的厚度。
腹板高度1016被定义为内凸缘202和外凸缘204之间的径向距离。腹板高度1016还可被定义为单元高度506和环形加强件厚度1010的总和。在某些实施方式中，前隔板134提供的腹板高度1016在约13.0至17.0英寸的范围内。在其他实施方式中，腹板高度1016在约14.0和16.0英寸之间的范围内。在其他实施方式中，腹板高度1016在约15.2和15.5英寸之间的范围内，并且可以是约15.4英寸。前隔板134的腹板高度1016与腹板厚度1002之比可在约255至380之间的范围内。前隔板134的腹板厚度1002可低至0.045英寸，腹板高度1016可高至17.0英寸。
图11是示出根据本公开的实例的后隔板138的另一实施方式的截面图。所描绘的实施方式(未按比例)示出了截面图的上半部(如图1所示)。如上所述，后隔板138由内凸缘602、外凸缘604和将内凸缘202接合到外凸缘204的腹板607形成。在腹板607的表面上形成一个或多个环形加强件606。在此未示出径向加强件608。在某些实例中，腹板607具有的厚度1102在约0.030至0.065英寸的范围内，或者在约0.045至0.050的范围内。在其他实施方式中，腹板208的厚度1102在约0.050英寸和0.130英寸之间的范围内。在其他实施方式中，腹板厚度1102在约0.070英寸和0.110英寸之间的范围内。在某些实施方式中，腹板607的厚度1102在所有单元402上是均匀的。在其他实施方式中，厚度1102变化，并且可从外凸缘604到内凸缘602增加。换句话说，腹板607靠近外凸缘604的厚度1102小于腹板607靠近内凸缘602的厚度1102。
在某些实施方式中，后隔板138具有在约0.090英寸和0.120英寸之间的范围内的外凸缘厚度1104。在另一个实施方式中，外凸缘厚度1104在约0.095和0.105英寸之间的范围内，并且可为约0.010英寸。环形加强件厚度1106可在约0.130至0.160英寸之间的范围内，并且在其他实施方式中，可在约0.148至0.151英寸之间的范围内。在另一个实施方式中，环形加强件厚度1106可在约0.148和0.151英寸之间的范围内。
如上面参考图5所述，这里还描绘了单元高度506。单元高度506，或相邻的环形加强件606或内/外凸缘之间的径向距离，并且在前和/或后隔板的所有单元402上可基本均匀。可替代地，环形加强件206之间的间隔可变化。在一些实施方式中，单元高度506在约4.50和6.50英寸之间的范围内。在其他实施方式中，单元高度506在约5.50和6.20英寸之间的范围内。在其他实施方式中，单元高度506可在约5.50和6.13英寸之间的范围内。单元的宽度(即，径向加强件之间的弓形距离)可在约8.20至10.2英寸之间的范围内，并且在其他实施方式中，可在约8.30至10.1英寸之间的范围内。径向加强件(这里未示出)的厚度可在约0.140英寸和0.160英寸之间的范围内，并且在另一个实施方式中，可具有约0.150英寸的厚度。
腹板高度1108被定义为内凸缘602和外凸缘604之间的径向距离。腹板高度1108还可被定义为单元高度506和环形加强件厚度1106的总和。在某些实施方式中，后隔板138提供的腹板高度1108在约14.0和19.0英寸之间的范围内。在其他实施方式中，腹板高度1108在约14至18英寸之间的范围内。在其他实施方式中，腹板高度1108在约17.6和17.9英寸之间的范围内，并且可以是约17.8英寸。后隔板138可具有在约210和410之间的范围内的腹板高度1108与腹板厚度1102之比。后隔板腹板厚度1102可低至0.045，腹板高度1108高至20.0英寸。
在上面的描述中，可使用某些术语，例如“上”、“下”、“上部”、“下部”、“水平”、“垂直”、“左”、“右”、“在……上方”，“在……下”之类的。这些术语在适用时用于在处理相对关系时提供一些清晰的描述。但是，这些术语并不旨在暗示绝对的关系、位置和/或取向。例如，对于物体，只需将物体翻转过来，“上”表面就可变成“下”表面。尽管如此，它仍然是同一物体。此外，除非另外明确指出，否则术语“包括”、“包含”、“具有”及其变体表示“包括但不限于”。除非另有明确说明，否则列举的项目清单并不意味着任何或所有项目都是互斥和/或相互包含的。除非另外明确指出，否则术语“一个”，“一种”和“该”也指“一个或多个”。此外，术语“多个”可被定义为“至少两个”。此外，除非另有说明，否则如本文所定义的，多个特定特征未必意味着特定特征的整个集合或类别中的每个特定特征。
另外，在本说明书中一个元件“接合”到另一元件的实例可包括直接和间接接合。直接接合可定义为一个元件接合到另一元件并与之形成某种接触。间接接合可被定义为两个彼此不直接接触的元件之间的接合，但是在接合的元件之间具有一个或多个附加元件。此外，如本文所使用的，将一个元件固定到另一元件可包括直接固定和间接固定。另外，如本文所用，“相邻”不一定表示接触。例如，一个元件可与另一元件相邻而不与该元件接触。
如本文中所使用的，短语“至少一个”当与项目列表一起使用时，意味着可使用所列出项目中的一个或多个的不同组合，并且可能仅需要列表中的项目之一。该项目可以是特定的对象、事物或类别。换句话说，“至少一个”是指可从列表中使用项目的任何组合或项目的数量，但是可能不需要列表中的所有项目。例如，“项目A、项目B和项目C中的至少一个”可表示项目A；项目A和项目B；项目B；项目A、项目B和项目C；或项目B和项目C。在某些情况下，“项目A、项目B和项目C中的至少一项”可表示，例如但不限于，项目A中的两个，项目B中的一个和项目C中的十个；项目B的四个和项目C的七个；或其他合适的组合。
除非另有说明，否则术语“第一”，“第二”等在本文中仅用作标签，并且无意对这些术语所指的项目强加顺序、位置或层次要求。此外，提及例如“第二”项目不要求或排除例如“第一”或编号较低的项目和/或例如“第三”或编号较高的项目的存在。
如本文所使用的，“被配置为”执行指定功能的系统、设备、结构、物品、元件、组件或硬件确实能够执行指定功能而没有任何改变，而不仅仅是在进一步修改之后具有执行指定功能的潜力。换句话说，“被配置为”执行指定功能的系统、设备、结构、物品、元件、组件或硬件是为执行指定功能的目的而特别选择、创建、实施、利用、编程和/或设计的。如本文所使用的，“被配置为”表示系统、设备、结构、物品、元件、组件或硬件的现有特征，其使系统、设备、结构、物品、元件、组件或硬件能够执行指定功能而无需进一步修改。为了本公开的目的，可另外地或替代地将被描述为“配置为”执行特定功能的系统、设备、结构、物品、元件、组件或硬件描述为“适于”和/或“可操作为”执行该功能。
本文所包括的示意性流程图通常被阐述为逻辑流程图。这样，所描绘的顺序和标记的步骤指示了所提出的方法的一个实例。可设想在功能、逻辑或效果上与所示方法的一个或多个步骤或其部分等效的其他步骤和方法。另外，所采用的格式和符号被提供来解释该方法的逻辑步骤，并且被理解为不限制该方法的范围。尽管在流程图中可采用各种箭头类型和线型，但是它们应理解为不限制相应方法的范围。实际上，一些箭头或其他连接器可用于仅指示该方法的逻辑流程。例如，箭头可指示所描绘的方法的枚举步骤之间的未指定持续时间的等待或监视时段。另外，特定方法的发生顺序可严格遵循或可不严格遵循所示相应步骤的顺序。
此外，本公开包括根据以下项的实施方式：
项1.发动机吊舱入口，包括：
外桶；
内桶；
前隔板，具有与所述外桶的表面接合的外凸缘；与所述内桶的表面接合的内凸缘；将所述外凸缘连接至所述内凸缘的腹板；以及至少一个环形加强件，其从所述腹板延伸并介于所述内凸缘和所述外凸缘之间；和
后隔板，具有接合到所述外桶的表面的外凸缘；接合到所述内桶的表面的内凸缘；将所述外凸缘连接至所述内凸缘的腹板；以及至少一个环形加强件，其从所述腹板延伸并介于所述外凸缘和所述内凸缘之间。
项2.根据项1所述的发动机吊舱入口，其中，所述前隔板的腹板高度与腹板厚度的比率在约255至380之间的范围内。
项3.根据项2所述的发动机吊舱入口，其中，所述腹板厚度大于或等于0.0450英寸，并且所述腹板高度小于或等于17.0英寸。
项4.根据项1所述的发动机吊舱入口，其中，所述后隔板的腹板高度与腹板厚度之比在约210至410之间的范围内。
项5.根据项4所述的发动机吊舱入口，其中，腹板厚度大于或等于0.0450英寸，腹板高度小于或等于20.0英寸。
项6.根据项1所述的发动机吊舱入口，其中：
所述前隔板还包括多个径向加强件，其与所述腹板一体形成；并且
其中，多个径向加强件中的每个从所述外凸缘延伸到所述内凸缘。
项7.根据项6所述的发动机吊舱入口，其中，所述多个径向加强件中的每一个与所述至少一个环形加强件相交。
项8.根据项7所述的发动机吊舱入口，其中，所述至少一个环形加强件是具有第一直径的第一环形加强件，并且进一步包括具有第二直径的第二环形加强件。
项9.根据项8所述的发动机吊舱入口，其中，一对相邻的径向加强件中的每一个与所述第一环形加强件和所述第二环形加强件相交以形成能够经受在不超过疲劳载荷的所有飞行载荷下的弹性压缩屈曲的单元。
项10.根据项1所述的发动机吊舱入口，其中：
所述后隔板还包括与所述腹板一体形成的多个径向加强件；并且
其中，多个径向加强件中的每个从所述外凸缘延伸到所述内凸缘。
项11.根据项10所述的发动机吊舱入口，其中，多个径向加强件中的每一个与至少一个环形加强件相交。
项12.根据项11所述的发动机吊舱入口，其中，所述至少一个环形加强件是具有第一直径的第一环形加强件，并且还包括具有第二直径的第二环形加强件。
项13.根据项12所述的发动机吊舱入口，其中，一对相邻的径向加强件中的每一个与第一环形加强件和第二环形加强件相交，以形成能够经受在不超过疲劳载荷的所有飞行载荷下的弹性压缩屈曲的单元。
项14.一种用于飞机发动机吊舱入口的隔板，该隔板包括：
环形主体，具有外凸缘和内凸缘；以及具有第一侧面和相对的第二侧面的腹板，所述腹板从外凸缘延伸到内凸缘；
至少一个环形加强件，设置在所述第一侧上；和
多个径向加强件，设置在所述第一侧上，其中，多个径向加强件中的每个从外凸缘延伸到内凸缘。
项15.根据项14所述的隔板，其中，所述至少一个环形加强件与所述腹板一体地形成，并且所述多个径向加强件中的每一个与所述腹板一体地形成。
项16.根据项14所述的隔板，其中，至少一个环形加强件是具有第一直径的第一环形加强件，并且还包括具有第二直径的第二环形加强件。
项17.根据项16所述的隔板，其中，一对相邻的径向加强件中的每一个与第一环形加强件和第二环形加强件相交，以形成能够经受在不超过疲劳载荷的所有飞行载荷下的弹性压缩屈曲的单元。
项18.根据项14所述的隔板，还包括腹板高度与腹板厚度的比率在约210至410之间。
项19.根据项18所述的隔板，其中，腹板高度小于或等于20.0英寸，腹板厚度大于或等于0.0450英寸。
项20.一种形成用于飞机发动机的吊舱的隔板的方法，该方法包括：
形成具有内凸缘和外凸缘的环形腹板表面；
在所述环形腹板表面的一侧上形成至少一个环形加强件；和
在所述环形腹板表面的侧面上形成多个径向加强件。
在不脱离本发明的精神或基本特征的情况下，本主题可以以其他特定形式体现。所描述的实例在所有方面仅应被认为是说明性的而非限制性的。落入权利要求意义和等同含义和范围内的所有改变均应包含在其范围之内。

Claims (10)

1.一种发动机吊舱入口(100)，包括：
外桶(120)；
内桶(124)；
前隔板(134)，具有与所述外桶(120)的表面接合的外凸缘(204)；与所述内桶(124)的表面接合的内凸缘(202)；将所述外凸缘(204)连接至所述内凸缘(202)的腹板(208)；以及从所述腹板(208)延伸并介于所述内凸缘(202)和所述外凸缘(204)之间的至少一个环形加强件(206)；和
后隔板(138)，具有接合到所述外桶(120)的表面的外凸缘(604)；接合到所述内桶(124)的表面的内凸缘(602)；将所述外凸缘(604)连接至所述内凸缘(202)的腹板(607)；以及从所述腹板(607)延伸并介于所述外凸缘(604)和所述内凸缘(602)之间的至少一个环形加强件(606)。
2.根据权利要求1所述的发动机吊舱入口(100)，其中，所述前隔板(134)的腹板高度(1016)与腹板厚度(1002)的比率在约255至380之间的范围内。
3.根据权利要求2所述的发动机吊舱入口(100)，其中，所述腹板厚度(1002)大于或等于0.0450英寸，并且所述腹板高度(1016)小于或等于17.0英寸。
4.根据权利要求1所述的发动机吊舱入口，其中，所述后隔板的腹板高度与腹板厚度之比在约210至410之间的范围内。
5.根据权利要求1所述的发动机吊舱入口(100)，其中：
所述前隔板(134)还包括与所述腹板(208)一体形成的多个径向加强件(210)；并且
其中，所述多个径向加强件(210)中的每个从所述外凸缘(204)延伸到所述内凸缘(202)。
6.根据权利要求5所述的发动机吊舱入口(100)，其中，所述多个径向加强件(210)中的每一个与所述至少一个环形加强件(206)相交。
7.根据权利要求6所述的发动机吊舱入口(100)，其中，所述至少一个环形加强件(206)是具有第一直径的第一环形加强件，并且进一步包括具有第二直径的第二环形加强件(206)。
8.根据权利要求7所述的发动机吊舱入口(100)，其中，一对相邻的径向加强件(210)中的每一个与所述第一环形加强件(206)和所述第二环形加强件(206)相交以形成能够经受在不超过疲劳载荷的所有飞行载荷下的弹性压缩屈曲的单元。
9.根据权利要求1所述的发动机吊舱入口(100)，其中：
所述后隔板(138)还包括与所述腹板(607)一体形成的多个径向加强件(608)；并且
其中，所述多个径向加强件(608)中的每个从所述外凸缘(604)延伸到所述内凸缘(602)。
10.一种形成用于飞机发动机的吊舱的隔板的方法，该方法包括：
形成具有内凸缘和外凸缘的环形腹板表面；
在所述环形腹板表面的一侧上形成至少一个环形加强件；和
在所述环形腹板表面的侧面上形成多个径向加强件。
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