JP6579763B2 - ワンピースのインレットリップスキンのデザイン - Google Patents

ワンピースのインレットリップスキンのデザイン Download PDF

Info

Publication number
JP6579763B2
JP6579763B2 JP2015043231A JP2015043231A JP6579763B2 JP 6579763 B2 JP6579763 B2 JP 6579763B2 JP 2015043231 A JP2015043231 A JP 2015043231A JP 2015043231 A JP2015043231 A JP 2015043231A JP 6579763 B2 JP6579763 B2 JP 6579763B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
skin
land
reinforcements
barrel
lip
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
JP2015043231A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2015180816A (ja
Inventor
ロニー ウイルソン，
ロニー ウイルソン，
アラン ディー． ステンプル，
アラン ディー． ステンプル，
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of JP2015180816A publication Critical patent/JP2015180816A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP6579763B2 publication Critical patent/JP6579763B2/ja
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49229—Prime mover or fluid pump making

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)

Description

本開示の実施形態は、概して、航空機の構造に関し、かつより具体的には、内側モールドライン上に統合された構造補強材を有するワンピースのインレットスキンに対する実施形態に関する。
ナセル及びエンジンのカウリングのための現在の航空機の構造は、スキンの必要な支持体に対する望ましい断面を有する、取り付けられた構造フレームを用いて補強される、スキン要素を採用する。そのような構造フレームの取り付けは、多くの留め具を必要とし、かつアセンブリングにおいて少なからぬ時間を生成する。リップスキンは重要な意味を持つ空力学的な表面であり、かつ概して、長いリップスキンは、リップスキンの層流領域の崩壊が生じ得る外側バレルの遠い前方との接続に対する必要性を除外するために有益であることが、理解されている。前方バルクヘッド外側アタッチメントと外側バレルアタッチメントに対するリップスキンとの間の距離が、非常に長い状態で、通常のプラクティスは、パネルを補強するために、２つのジョイントの間のリップスキンの内側モールドライン（ＩＭＬ）に固定される円周の補強材を使用することであった。そのような補強材は、それらが皿頭の留め具を用いて固定され、かつ留め具それ自身が、たとえ皿頭であるとしても、スキンの滑らかさにおける分裂をもたらし、かつ層流を乱すという問題を有している。さらに、機械的に固定される補強材は、極めて背が高くかつスキンに統合されない傾向があり、それは温度勾配が存在する場合にスキンの外側と補強材の内側コードとの間の大きな温度の差異をもたらし得る。また、全体のリップスキンの周りの完全な円周の補強材は、ステップ荷重のための適切な剛性を有するために重くなる。しかしながら、部分的な円周の補強材、及び補強材をパネルの中間で終わらせることは、望ましい疲労特性を提供しないので、完全な円周の補強材が好適であるとされてきた。機械的に固定される縦長の補強材は、層流を乱すという同様の問題をもたらし、かつ典型的には、円周のリングの補強材よりもさらに前方の補強材を必要とする。
それ故、空力学的な影響なしに、リップスキンを強化する構造的に単純な手段を提供することが望ましい。
例示的な実施形態は、スキンウェブを有するリップスキンを組み込んだ航空機エンジンのインレットに、スキンウェブから一体的に延伸する複数の補強材を提供する。後部エッジランドは、外側リムにおいてスキンウェブから一体的に延伸し、かつ内側エッジランドは、内側リムにおいてスキンウェブから一体的に延伸する。中央ランドは、後部エッジランドと中央ランドとの間で延伸する複数の補強材を用いて、スキンウェブから一体的に延伸する。
説明される実施形態を製作するための方法は、少なくとも最も厚いランド又は補強材と同じ厚さを有するリップスキンを、回転成形によって形成することを含む。ランド及び補強材のパターンは、空力学及びステップ荷重に対する構造的な要求に合致するように決定される。その後、ランド及び補強材は、リップスキンの中に統合されるように形成される。
既に説明した特徴、機能及び利点は、本発明の様々な実施形態で独立に実現することが可能であるか、以下の説明及び図面を参照してさらなる詳細が理解され得る、さらに別の実施形態で組み合わせることが可能である。
図１は、現在の実施形態が採用され得る例示的な航空機の絵画図である。 図２Ａは、リップスキンの底面図である。 図２Ｂは、リップスキンの側面図である。 図３は、内側表面を示しているリップスキンの後面図である。 図４Ａは、リップスキンの内側モールドライン（ＩＭＬ）上の統合された補強材の相対的な厚さを示す、図３の中における４Ａ‐４Ａラインに沿った断面図である。 図４Ｂは、リップスキンＩＭＬ上の後部エッジランド及び中央ランドの相対的な厚さを示す、図３の中における４Ｂ‐４Ｂラインに沿った断面図である。 図５は、図３の中における５‐５線に沿った断面図である。 図６は、図３の中における６‐６円によって参照される領域の詳細な表面図である。 図７は、図２Ａの中における７‐７線に沿った断面図である。 図８は、エンジンのインレット構造の外側バレルにアセンブリングされたリップスキンの断面図である。 図９は、開示される実施形態によって可能となる、カート冷却方法の流れ図である。
本明細書の中において説明される実施形態は、大きな複数エンジンの航空機のための一体的に補強されたエンジンのカウリングリップを提供する。リップスキンは、アルミニウムスピニングによって形成され、かつ機械加工されて、後部エッジランドから中央ランドまで延伸する外側円周リム上の縦長の補強材に、アクセスパネルアタッチメントのためのカットアウトパッドを提供する。リップスキンは、外側円周リム上の後部エッジランドにおいて、エンジンのインレットの外側バレルと相互接続され、かつ内側円周リム上の内側エッジランドにおいて、エンジンのインレットの内側バレルと相互接続される。前方のバルクヘッドは、中央ランドと内側エッジランドとの間で延伸する。後部エッジランド及び外側バレルの相互接続は、Ｔ‐コードを用いて達成され得る。エンジンのインレットの内側バレルは、内側エッジランドと相互接続される。前方のバルクヘッド上の内側フランジは、内側エッジランドと内側バレル上のコンパニオン前方エッジランド（あわせ面）とを接続するために採用され得る。例示的な実施形態に対して、内側バレルは複数のプライラミネートであり得る。後部バルクヘッドは、外側バレル及び内側バレルの後部端の間で延伸する。
図面を参照すると、図１は、本明細書の中において開示される実施形態が採用され得る、例示的な航空機１０を示している。示される実施例に対して、航空機１０は、パイロン１６によって翼１４から支持された２つのエンジンナセル１２を有する。各々のナセル１２は、ターボファンエンジン２２のためのインレットに対する空力学的前縁を提供するリップ２０によって取り囲まれる、インレット開口部１８を有する。リップ２０の外側表面は、リップスキン２４によって提供される。リップスキン２４は、図２Ａ、図２Ｂ、及び図３の中において示されている。リップスキン２４は、外側リム２６及び内側リム２８を有する。
図４Ａ、図４Ｂ、及び図５の中において見られるように、リップスキン２４は、実質的にリムの周りで延伸する後部エッジランド３０の中の外側リム２６において終結する。リップスキン２４は、内側エッジランド３２の中の内側リムにおいて終結する。長手方向の剛性を提供し、かつ付加的な内側の構造要素に対する必要性を消去するために、機械加工された補強材３４（図３及び図４Ａの中において最もよく見られる）は、後部エッジランド３０から前方に、リップスキン２４の円周の周りに延伸する中央ランド３６へ延伸する。補強材３４は、実質的に前方及び後方へ延伸し、後部エッジランド３０及び中央ランド３６と相互に係合し、リップスキンの空力学的な負荷に対して十分な剛性をリップスキン２４に提供し、かつリップスキンの上側表面上の「ステップゾーン」に対して十分な強度を提供する。２つの補強材が図面の中の実施形態において示されている一方で、付加的な補強材が、代替的な実施形態において採用され得る。後部エッジランド３０、内側エッジランド３２、中央ランド３６、及び補強材３４は、リップスキン２４に統合されている。
一体的なランド及び補強材を提供するようにリップスキンを形成することは、以下により詳細に説明されるように、少なくとも最も厚いランド又は他の形成される特徴と同じ厚さの壁を有するリップスキンブランクをスピニングすることによって達成される。その後、リップスキンの中の材料は、機械加工又は化学研磨によって取り除かれて、スキンウェブ２５に様々な中間的特徴を与えるランド及び補強材を提供する。ランド及び補強材は、一般的な厚さ、又は構造上の要求に応じて変化する厚さまで、機械加工される。例示的な実施形態に対して、後部エッジランド３０、補強材３４、及び中央ランド３６は、近似的に０．１２５インチの厚さを有する一方で、内側エッジランド３２は、リップスキン２４のスキンウェブ２５の名目上の厚さが０．０８０インチであるのに対して、近似的に０．１７４０インチである。後部エッジランド３０の幅は近似的に１．５０インチであり、補強材の幅は近似的に１．５０インチであり、一方、内側エッジランド３２の幅は近似的に１．０７０インチである。補強材３４は、外側リム２６から前方に近似的に１１．０７インチの長さだけ延伸する。ランド及び補強材の厚さは、リップスキン２４上の所定の負荷分布を受け入れるために、それらの長さに沿って変化し得る。さらに、ランド及び補強材は、リップスキン２４の内側モールドラインの範囲内で、対称的又は非対称的に位置決めされ得る。
スキンの中に一体的に形成される補強材及びランドは、約５０パーセントと１２０パーセントとの間のスキンの厚さに対する増加のみを要求する薄型である。付加的に、スキンに統合される薄型の補強材は、スキン及び補強材の厚さにわたり、より低い耐熱性を有する。統合された補強材及びランドは、以下に詳細に説明されるように、外側バレルとの接続までずっと、前縁からリップスキンの外側部分に沿って機械的な留め具に対する必要性を消去する。この増加された滑らかさは、リップスキン上の層流のより長い距離の維持、及び低減された抵抗を可能にする。前方‐後方補強材のパターンは、実施形態に対するジェットエンジンの軸周りにおいて半径方向に非対称であり、示されるように、インレットの軸３９を中心として補強材の間のクロッキング角度３８が近似的に２５度であり、かつオフセット角度４０が近似的に１１度である（図３において見られるように）。リップスキン２４の中に統合されたランド及び補強材は、最終的なアセンブリングに対してより少ない部品を要求し、かつそれ故、アセンブリングはより早く完了され得る。
図面の中において示されるリップスキン２４の実施形態に対して、付加的な構造上の特徴が、説明された製作技術を採用することによって、スキンに加えられ得る。図３、図５、図６、及び図７の中において示されるように、リップスキン２４の下側の表面４４上の外側のリムから前方へ延伸するカットアウト４２は、後部エッジランド３０から中央ランド３６へ延伸し、かつカットアウト４２を包含する付加的なパッドアップ厚さ４６を用いて構造的に受け入れられ得る。図７の中において最もよく見られるように、カットアウトリム４８は、全体のスキンウェブ２５と実質的に同様な厚さを有し、カットアウト４２を取り囲むように提供される。パッドアップ厚さ４６は、カットアウトリム４８から横へ延伸し、例示的な実施形態に対して近似的に３．０２インチであり、所定の構造上の強度を提供するための厚さは近似的に０．１８インチである。
図８の中において示されるように、リップスキン２４は、ナセル１２のインレットの一部分としてアセンブリングされる。リップスキン２４の外側リム２６は、外側バレル５０の前縁に対抗して隣接され、一方、内側リム２８は、内側バレル５２の前縁に対抗して隣接される。示される実施形態に対して、内側バレル５２は、コア５４を有する複数のラミネート構造である。円周のＴ‐コードストリンガー５６が採用されて、後部エッジランド３０及び外側バレル５０の内側表面５８を係合させる。前方バルクヘッド６０は、外側外縁６２において中央ランド３６に取り付けられる。前方バルクヘッド上の内側フランジ６４は、内側エッジランド３２と、前縁から後方へ延伸する内側バレル５２上のあわせ面６６との間をつなぎ、かつ相互に接続させる。後方バルクヘッド６８は、外側バレル５０と内側バレル５２との間で延伸する。Ｔ‐Ｖコードストリンガー７０が採用されて、外側バレル５０の後縁５１、後方バルクヘッド６８、及び外側ナセルスキン７２をつなぐ。内側バレル５２は、内側ナセル構造に取り付けられ、先行技術のナセルと同様のデザインを有し、Ｌ‐形状ブラケット７４を伴う。丸くなった内側アタッチ角部７６が採用され、後方バルクヘッド６８をＬ‐形状ブラケット７４に接続する。
本明細書の中において開示されるワンピースのインレットリップスキンを採用する、ナセルインレットの製作は、図９の中において示されるようにして達成される。ステップ９０２において、少なくとも最も厚いランド又は補強材と同じ厚さを有するリップスキンが、回転成形によって形成される。ステップ９０４において、ランド及び補強材のパターンが、空力学、音響、及びステップ荷重に対する構造的な要求に合致するように決定される。ステップ９０６において、ランド及び補強材は、機械加工又は化学研磨によってリップスキンの中に統合されるように形成される。構造上の必要性から決定されるように、ランド及び補強材は、単一の厚さ又は変化する厚さを有し得る。ステップ９０８において、前方バルクヘッドが中央ランドに取り付けられ、かつステップ９１０において、リップスキンが、外側リムにおいて外側バレルに隣接し、かつ内側リムにおいて内側バレルに隣接する。ステップ９１２において、Ｔ‐コードストリンガーがリップスキン上の後部エッジランド及び外側バレルに係合され、かつステップ９１４において、前方バルクヘッドの外側外縁が内側エッジランド及び内側バレル上のあわせ面に係合され、それによってリップスキンを内側及び外側バレルに固定する。その後、後方バルクヘッドが、ステップ９１６において、Ｔ‐Ｖコードストリンガーを使用して外側バレルに取り付けられ、かつステップ９１８において、内側アタッチ角部を使用して内側バレル上のＬ‐形状ブラケットに取り付けられる。その後、ステップ９２０において、Ｔ‐Ｖコードストリンガーが、ナセル外側スキンに係合され、かつステップ９２２において、Ｌ‐形状ブラケットが内側ナセル構造に取り付けられ、エンジンのインレットを完成させる。
さらに、本開示は以下の条項による実施形態を含む。
条項１
スキンウェブ；
前記スキンウェブから一体的に延伸する複数の補強材；
外側リムにおいて前記スキンウェブから一体的に延伸する後部エッジランド；
内側リムにおいて前記スキンウェブから一体的に延伸する内側エッジランド；及び
前記スキンウェブから一体的に延伸する中央ランドであって、前記複数の補強材は前記後部エッジランドと前記中央ランドとの間で延伸する、中央ランドを有する、リップスキンを備える、航空機エンジンのインレット。
条項２
前記複数の補強材は２つの補強材を備え、かつ前記補強材は前記スキンウェブ上で実質的に前方及び後方へ延伸する、条項１に記載の航空機エンジンのインレット。
条項３
前記補強材は、インレット軸の周りに非対称に配置される、条項１に記載の航空機エンジンのインレット。
条項４
前記補強材は、約１１度のオフセット角度において配置される、条項３に記載の航空機エンジンのインレット。
条項５
前記補強材は、約２５度のクロッキング角度によって分離される、条項４に記載の航空機エンジンのインレット。
条項６
前記中央ランドと前記内側エッジランドとの間で係合される前方バルクヘッドをさらに備える、請求項１に記載の航空機エンジンのインレット。
条項７
内側バレルであって、前記内側バレルは前記内側リムと隣接し、かつ前記前方バルクヘッドは、前記内側エッジランドと前記内側バレルとをつなぎ、かつ接続させる内側フランジを有する、内側バレルをさらに備える、条項６に記載の航空機エンジンンのインレット。
条項８
前記外側リム及び前記後部エッジランドと外側バレルとを係合させる第１のストリンガーと隣接する前記外側バレルをさらに備える、条項７に記載の航空機エンジンのインレット。
条項９
第２のストリンガー及び前記外側バレルの後縁と相互に接続される後方バルクヘッドをさらに備える、条項８に記載の航空機エンジンのインレット。
条項１０
前記内側バレルを内側ナセル構造に取り付けるブラケット、及び前記後方バルクヘッド及び前記ブラケットを係合させる内側アタッチ角部をさらに備える、条項９に記載の航空機エンジンのインレット。
条項１１
少なくとも最も厚いランド又は補強材と同じ厚さを有するリップスキンを、回転成形によって形成すること；
空力学、音響、及びステップ負荷に対する構造的な要求を満たすために、ランド及び補強材のパターンを決定すること；
決定された前記パターンに従って、前記リップスキンの中に統合されるように複数のランド及び補強材を形成することを含む、エンジンのインレットを製作するための方法。
条項１２
前記形成するステップは、前記リップスキンの中に統合されるように、前記複数のランド及び補強材を機械加工することを含む、条項１１に記載の方法。
条項１３
前記形成するステップは、前記リップスキンの中へ統合されるように、前記複数のランド及び補強材を化学研磨することを含む、条項１１に記載の方法。
条項１４
前記複数のランド及び補強材は、一般的な厚さまで機械加工される、条項１２に記載の方法。
条項１５
前記複数のランド及び補強材は、異なる厚さまで機械加工される、条項１２に記載の方法。
条項１６
前方バルクヘッドを中央ランドに取り付けること；及び
前記リップスキンを外側リムにおいて外側バレルと隣接させ、かつ内側リムにおいて内側バレルと隣接させることをさらに含む、条項１１に記載の方法。
条項１７
第１のストリンガーを前記リップスキン上の後部エッジランド、及び前記外側バレルと係合させることをさらに含む、条項１６に記載の方法。
条項１８
前記前方バルクヘッドの外側外縁を内側エッジランド、及び前記内側バレル上のあわせ面と係合させることをさらに含む、条項１７に記載の方法。
条項１９
後方バルクヘッドを、第２のストリンガーを使用して前記外側バレルに取り付け、かつ内側アタッチ角部を使用して前記内側バレル上のＬ‐形状ブラケットに取り付けることをさらに含む、条項１８に記載の方法。
条項２０
前記Ｌ‐形状ブラケットを内側ナセル構造に取り付け、かつ前記第２のストリンガーを前記ナセルの外側スキンに取り付けることをさらに含む、条項１９に記載の方法。
特許法によって要求されるように、様々な本開示の実施形態を詳細に説明してきたが、当業者は、本明細書の中において開示された特定の実施形態に対する変形及び置換を認めるだろう。そのような変形は、以下の特許請求の範囲の中で説明される本開示の範囲及び内容の範囲内にある。
１０ 航空機
１２ ナセル
１４ 翼
１６ パイロン
１８ インレット開口部
２０ リップ
２２ ターボファンエンジン
２４ リップスキン
２５ スキンウェブ
２６ 外側リム
２８ 内側リム
３０ 後部エッジランド
３２ 内側エッジランド
３４ 補強材
３６ 中央ランド
３８ クロッキング角度
３９ インレットの軸
４０ オフセット角度
４２ カットアウト
４４ 下側の表面
４６ パッドアップ厚さ
４８ カットアウトリム
５０ 外側バレル
５１ 外側バレルの後縁
５２ 内側バレル
５４ コア
５６ Ｔ‐コードストリンガー
５８ 外側バレルの内側表面
６０ 前方バルクヘッド
６２ 外側外縁
６４ 内側フランジ
６６ あわせ面
６８ 後方バルクヘッド
７０ Ｔ‐Ｖコードストリンガー
７２ 外側ナセルスキン
７４ Ｌ‐形状ブラケット
７６ 内側アタッチ角部
９０２ ステップ
９０４ ステップ
９０６ ステップ
９０８ ステップ
９１０ ステップ
９１２ ステップ
９１４ ステップ
９１６ ステップ
９１８ ステップ
９２０ ステップ
９２２ ステップ

Claims (15)

  1. スキンウェブ（２５）；
    前記スキンウェブから一体的に延伸する複数の補強材（３４）；
    外側リム（２６）において前記スキンウェブから一体的に延伸する後部エッジランド（３０）；
    内側リム（２８）において前記スキンウェブから一体的に延伸する内側エッジランド（３２）；及び
    前記スキンウェブから一体的に延伸する中央ランド（３６）であって、前記複数の補強材は長手方向に前方及び後方へかつ、前記後部エッジランドと前記中央ランドとの間で延伸する、中央ランドを有するリップスキン（２４）を備え、
    前記複数の補強材（３４）及び前記スキンウェブ（２５）が機械的な留め具を使用することなく統合された航空機エンジンのインレット。
  2. 前記複数の補強材は２つの補強材を備え、かつ前記補強材は前記スキンウェブ上で実質的に前方及び後方へ延伸する、請求項１に記載の航空機エンジンのインレット。
  3. 前記補強材は、インレット軸の周りに非対称に配置される、請求項１又は２に記載の航空機エンジンのインレット。
  4. 前記補強材は、約１１度のオフセット角度において配置される、請求項３に記載の航空機エンジンのインレット。
  5. 前記補強材は、約２５度のクロッキング角度によって分離される、請求項４に記載の航空機エンジンのインレット。
  6. 前記中央ランドと前記内側エッジランドとの間で係合される前方バルクヘッド（６０）；
    内側バレル（５２）であって、前記内側バレルは前記内側リムと隣接し、かつ前記前方バルクヘッドは、前記内側エッジランドと前記内側バレル上のあわせ面（６６）とをつなぎ、かつ接続させる内側フランジ（６４）を有する、内側バレル；及び
    前記外側リム及び前記後部エッジランドと外側バレルとを係合させる第１のストリンガーと隣接する前記外側バレル（５０）、
    をさらに備える、請求項１から５のいずれか一項に記載の航空機エンジンのインレット。
  7. 第２のストリンガー及び前記外側バレルの後縁（５１）と接続される後方バルクヘッド（６８）；及び
    前記内側バレルを、内側ナセル構造、並びに前記後方バルクヘッド及びブラケットを係合させる内側アタッチ角部（７６）に取り付ける前記ブラケット
    をさらに備える、請求項６に記載の航空機エンジンのインレット。
  8. 少なくとも最も厚いランド又は補強材と同じ厚さを有するリップスキン（２４）を、回転成形によって形成すること；
    空力学、音響、及びステップ負荷に対する構造的な要求を満たすために、ランド及び補強材のパターンを決定すること；
    決定された前記パターンに従って、前記リップスキンの中に統合されるように複数のランド及び補強材を形成すること
    を含み、前記複数のランド及び補強材が、機械的な留め具を使用することなく統合された、エンジンのインレットを製作するための方法。
  9. 前記形成するステップは、前記リップスキンの中に統合されるように、前記複数のランド及び補強材を機械加工することを含む、請求項８に記載の方法。
  10. 前記形成するステップは、前記リップスキンの中へ統合されるように、前記複数のランド及び補強材を化学研磨することを含む、請求項８又は９に記載の方法。
  11. 前記複数のランド及び補強材は、同じ厚さまで機械加工される、請求項９に記載の方法。
  12. 前記複数のランド及び補強材は、異なる厚さまで機械加工される、請求項９に記載の方法。
  13. 前方バルクヘッド（６０）を中央ランド（３６）に取り付けること；及び
    前記リップスキンを外側リム（２６）において外側バレル（５０）と隣接させ、かつ内側バレル（５２）において内側リム（２８）と隣接させること
    をさらに含む、請求項８から１２のいずれか一項に記載の方法。
  14. 第１のストリンガーを、前記リップスキン上の後部エッジランド（３０）、及び前記外側バレルに係合させること；及び
    前記前方バルクヘッドの内側フランジ（６４）を、内側エッジランド（３２）、及び前記内側バレル上のあわせ面（６６）に係合させること
    をさらに含む、請求項１３に記載の方法。
  15. 後方バルクヘッド（６８）を、第２のストリンガーを使用して前記外側バレルに取り付け、かつ内側アタッチ角部（７６）を使用して前記内側バレル上のＬ‐形状ブラケット（７４）に取り付けること；及び
    前記Ｌ‐形状ブラケットを内側ナセル構造に取り付け、かつ前記第２のストリンガーを外側ナセルスキン（７２）に取り付けること
    をさらに含む、請求項１４に記載の方法。
JP2015043231A 2014-03-15 2015-03-05 ワンピースのインレットリップスキンのデザイン Active JP6579763B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/214,723 2014-03-15
US14/214,723 US9664113B2 (en) 2014-03-15 2014-03-15 One piece inlet lip skin design

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2015180816A JP2015180816A (ja) 2015-10-15
JP6579763B2 true JP6579763B2 (ja) 2019-09-25

Family

ID=52103072

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2015043231A Active JP6579763B2 (ja) 2014-03-15 2015-03-05 ワンピースのインレットリップスキンのデザイン

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9664113B2 (ja)
EP (1) EP2918499B1 (ja)
JP (1) JP6579763B2 (ja)
KR (1) KR102312286B1 (ja)
CN (1) CN104908921B (ja)
AU (1) AU2014274531C1 (ja)
BR (1) BR102015003267B1 (ja)
CA (1) CA2873187C (ja)

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9764849B2 (en) * 2014-09-18 2017-09-19 The Boeing Company Method of attaching nacelle structure to minimize fatigue loading
US10160552B2 (en) 2016-02-12 2018-12-25 Rohr, Inc. Inlet assembly for a turbofan engine
US10946974B2 (en) * 2016-11-08 2021-03-16 Spirit Aerosystems, Inc. Monolithic lipskin and method of fabrication
FR3060650B1 (fr) * 2016-12-20 2019-05-31 Airbus Operations Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef
US10458275B2 (en) 2017-01-06 2019-10-29 Rohr, Inc. Nacelle inner lip skin with heat transfer augmentation features
US11125157B2 (en) 2017-09-22 2021-09-21 The Boeing Company Advanced inlet design
US10507548B2 (en) 2017-09-29 2019-12-17 The Boeing Company Method for additive manufacturing nacelle inlet lipskins
FR3075761A1 (fr) * 2017-12-21 2019-06-28 Airbus Operations Partie anterieure de nacelle d'un ensemble propulsif comportant un cadre de rigidification incline
US11002188B2 (en) 2018-09-14 2021-05-11 Rohr, Inc. Nozzle for an aircraft propulsion system
FR3087489B1 (fr) * 2018-10-18 2022-12-09 Airbus Operations Sas Partie anterieure de nacelle de groupe propulsif d'aeronef comportant une voie principale de propagation d'efforts entre une levre d'entree d'air et une peau arriere d'un panneau acoustique
US11280295B2 (en) * 2019-03-12 2022-03-22 Rohr, Inc. Beaded finger attachment
US11613373B2 (en) 2020-03-13 2023-03-28 Rohr, Inc. Nozzle for a thermal anti-icing system
CN111577464A (zh) * 2020-05-26 2020-08-25 中国航发沈阳发动机研究所 一种发动机特种试验用工艺进气道
CN112027097A (zh) * 2020-09-04 2020-12-04 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道
FR3115223B1 (fr) * 2020-10-21 2023-05-12 Safran Nacelles Fabrication d’une lèvre d’entrée d’air ou d’un secteur annulaire de lèvre d’entrée d’air intégrant des ouvertures à bord rentré
FR3115221A1 (fr) * 2020-10-21 2022-04-22 Safran Nacelles Fabrication d’une lèvre d’entrée d’air avec zones à épaisseur réduite
CN113649467B (zh) * 2021-07-27 2023-08-04 中航西安飞机工业集团股份有限公司 一种大尺寸近回转体发动机唇口成形方法
CN113548189A (zh) * 2021-09-08 2021-10-26 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种无人机发动机舱结构
CN114435605B (zh) * 2021-11-22 2023-10-13 北京机电工程研究所 埋入式进气道唇口及设计方法

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2787509B1 (fr) 1998-12-21 2001-03-30 Aerospatiale Structure d'entree d'air pour moteur d'aeronef
GB9921935D0 (en) * 1999-09-17 1999-11-17 Rolls Royce A nacelle assembly for a gas turbine engine
FR2868124B1 (fr) 2004-03-29 2006-06-23 Airbus France Sas Structure d'entree d'air pour moteur d'aeronef
US7923668B2 (en) * 2006-02-24 2011-04-12 Rohr, Inc. Acoustic nacelle inlet lip having composite construction and an integral electric ice protection heater disposed therein
FR2906568B1 (fr) * 2006-10-02 2012-01-06 Aircelle Sa Structure d'entree d'air deposable pour nacelle de turboreacteur.
FR2932106B1 (fr) * 2008-06-06 2010-05-21 Airbus France Procede de depose d'un revetement visant a ameliorer l'ecoulement laminaire
US8152461B2 (en) 2008-11-19 2012-04-10 Mra Systems, Inc. Integrated inlet design
US8197191B2 (en) 2009-04-14 2012-06-12 Rohr, Inc. Inlet section of an aircraft engine nacelle
FR2966128B1 (fr) 2010-10-15 2013-06-14 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef incorporant une zone de jonction continue entre une paroi exterieure et un cadre avant et/ou un cadre arriere
FR2976556B1 (fr) * 2011-06-17 2013-12-27 Airbus Operations Sas Entree d'air d'une nacelle d'aeronef incorporant une levre renforcee avec un systeme de degivrage par effet joule
US9663238B2 (en) 2013-11-11 2017-05-30 The Boeing Company Nacelle inlet lip skin with pad-up defining a developable surface having parallel ruling lines

Also Published As

Publication number Publication date
BR102015003267B1 (pt) 2022-03-03
JP2015180816A (ja) 2015-10-15
US9664113B2 (en) 2017-05-30
US20150260104A1 (en) 2015-09-17
CA2873187A1 (en) 2015-09-15
KR102312286B1 (ko) 2021-10-13
BR102015003267A2 (pt) 2017-05-02
CN104908921B (zh) 2019-04-09
AU2014274531A1 (en) 2015-10-01
AU2014274531C1 (en) 2018-11-22
EP2918499A1 (en) 2015-09-16
EP2918499B1 (en) 2020-10-21
CA2873187C (en) 2018-04-17
AU2014274531B2 (en) 2018-05-10
KR20150107586A (ko) 2015-09-23
CN104908921A (zh) 2015-09-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6579763B2 (ja) ワンピースのインレットリップスキンのデザイン
JP6579871B2 (ja) 疲労荷重を最小限に抑えるためのナセル構造を取り付ける方法
EP3031711B1 (en) Aircraft frame for tailstrike angle enhancement
ES2788529T3 (es) Método de fabricación de un cajón infundido altamente integrado hecho de material compuesto
US9937998B2 (en) Method for manufacturing a nacelle strake
US20150217850A1 (en) Laminated i-blade stringer
CN104760686B (zh) 包括带封闭柔性榫舌的槽的空气动力轮廓的空气喷射装置
US20100170988A1 (en) Section of aircraft fuselage in composite material with a constant interior profile
EP2397402B1 (fr) Panneau structural à raidissement intégré
US10745104B2 (en) Stringer transition through a common base charge
US9745053B2 (en) Aerodynamic component and method for producing an aerodynamic component
CN112693591A (zh) 具有格栅内部结构的后缘襟翼
US20220118727A1 (en) Composite stiffener
US20170334545A1 (en) Central area arrangement for continuous horizontal tail plane torsion box
US20200407042A1 (en) Wheel well fairing for an aircraft
RU199992U1 (ru) Клиновидный радиопрозрачный передний обтекатель корпуса сверхзвукового летательного аппарата
US11401024B2 (en) Fuselage sections having tapered wing rib interfaces
FR2961579A1 (fr) Panneau structural a raidissement integre

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20180227

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20181226

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20190108

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20190405

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20190730

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20190827

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 6579763

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250