一体式进气口唇口蒙皮设计的制作方法
【技术领域】
[0001]本公开的实施方式一般涉及飞行器结构，并且更具体地说，涉及用于在内模曲面(inner mold line)上具有整体结构性加强件的一体式进气口蒙皮的实施方式。
【背景技术】
[0002]用于发动机舱和发动机罩的当前飞行器结构采用蒙皮元件，所述蒙皮元件利用具有用于必要地支承蒙皮的理想的横截面的附接的结构性框架来加强。这种结构性框架的附接需要许多紧固件并在组装时需要大量时间。唇口蒙皮是临界空气动力学表面，并且通常理解的是长唇口蒙皮的有益之处在于，不需要在可能出现唇口蒙皮的层流区的中断的位置向前距离较远处与外筒的接合。由于前向舱壁外部附接部分和唇口蒙皮与外筒附接部分之间的距离足够长，通常做法是在两个接合部之间使用紧固至唇口蒙皮的内模曲面(ML)的周向加强件来加强面板。这种加强件的问题在于，它们利用沉孔紧固件和紧固件本身进行紧固，即使它们是沉孔，也导致蒙皮的平滑性的中断，以及扰乱层流。而且，机械紧固的加强件往往相当高并且不与蒙皮成一体，这可导致当存在热梯度时在蒙皮外侧与加强件的内弦之间存在较大温差。另外，整个唇口蒙皮周围的完整的圆周加强件较重，以具有足够的刚度用来分级加载。然而，由于仅具有局部圆周加强件并且使加强件在面板中间结束的话，可能无法提供期望的疲劳特性，所以完整的圆周加强件是优选地。机械紧固的纵向加强件导致扰乱层流的类似问题，并且与圆周环加强件相比，通常要求紧固件更进一步向前。
[0003]因此，期望提供加强唇口蒙皮的结构上简单的装置，且不受空气动力学影响。
【发明内容】
[0004]示例性实施方式提供了一种飞行器发动机进气口，其包括唇口蒙皮，所述唇口蒙皮具有蒙皮腹板，该蒙皮腹板带有从该蒙皮腹板一体地延伸的多个加强件。尾部边缘连接区(aft edge land)在外缘处从蒙皮腹板一体地延伸，并且内部边缘连接区在内缘处从蒙皮腹板一体地延伸。中心连接区从蒙皮腹板一体地延伸，其中所述多个加强件在所述尾部边缘连接区与中心连接区之间延伸。
[0005]一种用于制造所述实施方式的方法包括通过旋压成形来形成唇口蒙皮，其厚度至少与最厚的连接区或加强件一样厚。确定连接区和加强件的图案，以符合空气动力学和阶跃载荷的结构性要求。在唇口蒙皮中一体地形成多个连接区和加强件。
【附图说明】
[0006]在本公开的各个实施方式中可独立地实现所讨论的特征、功能和优点，或者所述特征、功能和优点可在其它实施方式中组合，可参照以下描述和附图参见其进一步的细节。
[0007]图1是其上可采用当前实施方式的示例飞行器的示图；
[0008]图2A是唇口蒙皮的仰视图；
[0009]图2B是唇口蒙皮的侧视图；
[0010]图3是示出内部表面的唇口蒙皮的后视图；
[0011]图4A是沿着图3中的线4A-4A截取的剖视图，其示出了唇口蒙皮内模曲面(IML)上的一体加强件的相对厚度；
[0012]图4B是沿着图3中的线4B - 4B截取的剖视图，其示出了唇口蒙皮ML上的尾部边缘连接区(land)和中心连接区的相对厚度；
[0013]图5是沿着图3中的线5 - 5截取的剖视图；
[0014]图6是由图3中的圆圈6 - 6指示的区域的细节平面图；
[0015]图7是沿着图2A中的线7 - 7截取的剖视图；
[0016]图8是唇口蒙皮在装配至发动机进气口结构的外筒时的剖视图；以及
[0017]图9是通过公开的实施方式实现的车(cart)冷却方法的流程图。
【具体实施方式】
[0018]本文描述的实施方式提供了一种用于大型多发动机飞行器的整体加强的发动机罩唇口。唇口蒙皮由铝形成，其旋转并被机加工以在从尾部边缘连接区延伸至中心连接区的外周缘上提供纵向加强件，所述中心连接区具有用于访问面板附接部的切开的垫。唇口蒙皮在外周缘上的尾部边缘连接区处和内周缘上的内部边缘连接区上的互连至发动机进气口的外筒。前向舱壁在中心连接区与内部边缘连接区之间延伸。可通过T弦实现尾部边缘连接区与外筒的互连。发动机进气口的内筒互连至内部边缘连接区。可采用前向舱壁上的内凸缘，以跨越内部边缘连接区与内筒上的伴随的前向边缘连接区(配合表面)。对于示例性实施方式，内筒可为多层层压件。尾部舱壁在外筒的尾部端部与内筒之间延伸。
[0019]参照附图，图1示出了其上可采用本文公开的实施方式的示例飞行器10。对于示出的示例，飞行器10具有通过吊架16由机翼14支承的两个发动机发动机舱12。各个发动机舱12具有由唇口 20围绕的进气孔18，所述唇口 20针对用于涡轮扇发动机22的进气口提供空气动力学前边缘。通过唇口蒙皮24提供唇口 20的外部表面。在图2A、图2B和图3中示出了唇口蒙皮24。唇口蒙皮24具有外缘26和内缘28。
[0020]如图4A、图4B和图5所示，唇口蒙皮24在基本在缘的周围延伸的尾部边缘连接区30中终止于外缘26处。唇口蒙皮24在内部边缘连接区32中终止于内缘处。为了提供纵向刚度并消除对额外内部结构性元件的需要，机加工的加强件34(在图3和图4A中最佳示出)从尾部边缘连接区30向前延伸至围绕唇口蒙皮24的周围延伸的中心连接区36。与尾部边缘连接区30和中心连接区36互相接合的基本在前部和尾部延伸的加强件34在唇口蒙皮24中提供足以用于唇口蒙皮的空气动力学负载的刚度，并且针对唇口蒙皮的上表面上的“台阶区(st印zone)”提供足够的强度。虽然在附图中的实施方式中示出了两个加强件，但是在替代实施方式中可采用额外的加强件。尾部边缘连接区30、内部边缘连接区32、中心连接区36和加强件34与唇口蒙皮24成一体。
[0021]通过旋转壁厚至少与最厚的连接区或其它形成的特征一样厚的唇口蒙皮坯料来形成唇口蒙皮以提供一体的连接区和加强件，如稍后更加详细描述的那样。随后通过机加工或化学铣削去除唇口蒙皮中的材料，以提供连接区和加强件，从而剩下具有各种中间特征的蒙皮腹板25。可根据结构性要求将连接区和加强件机加工至共同厚度或变化的厚度。针对示例性实施方式，在唇口蒙皮24的蒙皮腹板25的标称厚度为0.080英寸的情况下，尾部边缘连接区30、加强件34和中心连接区36的厚度为大约0.125英寸，而内部边缘连接区32的厚度为大约0.1740英寸。尾部边缘连接区30的宽度为大约1.50英寸，加强件的宽度为大约1.50英寸，而内部边缘连接区32的宽度为大约1.070英寸。加强件34的延伸的长度为从外缘26向前大约11.07英寸。连接区和加强件的厚度可沿着它们的长度变化，以适应唇口蒙皮24上的预定负载分布。此外，连接区和加强件可对称或不对称地定位在唇口蒙皮24的内模曲面中。
[0022]一体地形成在蒙皮中的加强件和连接区具有薄断面，其仅要求约50%至120%之间的蒙皮厚度的增大。另外，与蒙皮一体的薄断面的加强件在蒙皮和加强件的整个厚度上的热阻小。一体的加强件和连接区消除了从前边缘沿着唇口蒙皮的外部一直向反向行进直至与外筒连接的部分处对机械紧固件的需要，如将在稍后的描述。这种增大的平滑性允许保持唇口蒙皮上的层流的较长距离和降低的阻力。针对图示实施方式，前部-尾部加强件的型式关于喷气发动机的轴线不是径向对称的，其中在加强件之间相对于进气口的轴线39的时序角(clocking angle) 38为大约25度，并且偏斜角40为大约11度(如图3所示)。唇口蒙皮24中的一体连接区和加强件需要较少部件用于最终装配，因此可更快地完成装配。
[0023]对于附图中示出的唇口蒙皮24的实施方式，额外结构性特征可附加至采用描述的制造技术的蒙皮。如图3、图5、图6和图7所示，在唇口蒙皮24的下表面44上从外缘26向前延伸的切口 42可在结构上提供从尾部边缘连接区30延伸至中心连接区36并包围切口 42的额外的一定厚度的垫46。如在图7中最佳示出的，在切口 42周围设置有具有与整体蒙皮腹板25基本相似厚度的切口缘48。对于示例实施方式，一定厚度的垫46以大约0.18英寸的厚度从切口缘48横向延伸大约3.02英寸，以提供预定结构性强度。
[0024]如图8所示，唇口蒙皮24作为发动机舱12的进气口的一部分组装。唇口蒙皮24的外缘26在内缘28抵靠内筒52的前向边缘的同时抵靠外筒50的前向边缘。对于示出的实施方式，内筒52是具有芯54的多层结构。采用圆周T弦张弦器(stringer) 56来接合尾部边缘连接区30和外筒50的内表面58接合。前向舱壁60在外周边62处附接至中心连接区36。前向舱壁上的内凸缘64跨过内部边缘连接区32和内筒52上的配合表面66并将它们互连，以使尾部从前向边缘延伸。尾部舱壁68在外筒50与内筒52之间延伸。采用T-V弦张弦器70来接合外筒50的尾部边缘51、尾部舱壁68和外部发动机舱蒙皮72。内筒52通过L形支架74附接至与现有技术发动机舱具有相似设计的内部发动机舱结构。采用压条的内附接角76来将尾部舱壁68连接至L形支架74。
[0025]如图9所示，实现采用如本文的实施方式公开的一体式进气口唇口蒙皮的发动机舱进气口的制造。通过旋压成形而形成唇口蒙皮