，其厚度至少与最厚的连接区或加强件一样厚，步骤902。连接区和加强件的图案确定为符合针对空气动力学、声波和阶跃载荷的结构性需要，步骤904。通过机加工或化学铣削在唇口蒙皮中一体地形成连接区和加强件，步骤906。如通过结构性要求所确定的，连接区和加强件可具有单一厚度或变化的厚度。将前向舱壁附接至中心连接区，步骤908，并且使唇口蒙皮在外缘处抵接外筒和内筒的内缘，步骤910。将T-弦张弦器接合至唇口蒙皮上的尾部边缘连接区和外筒，步骤912，并且将前向舱壁的外周边接合至内部边缘连接区和内筒上的配合表面，步骤914，从而将唇口蒙皮紧固至内筒和外筒。随后利用T-V弦张弦器将尾部舱壁附接至外筒，步骤916，以及利用内附接角将尾部舱壁附接至内筒上的L形支架，步骤918。随后将T-V弦张弦器接合至发动机舱外部蒙皮，步骤920，并且将L形支架附接至内部发动机舱结构，步骤922，以完成发动机进气
□ O
[0026]此外，本公开包括根据以下条目的实施方式:
[0027]1、一种飞行器发动机进气口，该飞行器发动机进气口包括唇口蒙皮，该唇口蒙皮具有:
[0028]蒙皮腹板；
[0029]多个加强件，其从蒙皮腹板一体地延伸；
[0030]尾部边缘连接区，其在外缘处从蒙皮腹板一体地延伸；
[0031]内部边缘连接区，其在内缘处从蒙皮腹板一体地延伸；以及
[0032]中心连接区，其从蒙皮腹板一体地延伸，所述多个加强件在所述尾部边缘连接区与所述中心连接区之间延伸。
[0033]2、根据条目I限定的飞行器发动机进气口，其中，所述多个加强件包括两个加强件，并且所述加强件在蒙皮腹板上基本上向前部和尾部延伸。
[0034]3、根据条目I限定的飞行器发动机进气口，其中，加强件关于进气口轴线不对称地布置。
[0035]4、根据条目3限定的飞行器发动机进气口，其中，加强件以约11度的偏斜角布置。
[0036]5、根据条目4限定的飞行器发动机进气口，其中，加强件以约25度的时序角分离。
[0037]6、根据条目I限定的飞行器发动机进气口，还包括:
[0038]前向舱壁，其接合在中心连接区与内部边缘连接区之间。
[0039]7、根据条目6限定的飞行器发动机进气口，还包括内筒，所述内筒抵接内缘，并且所述前向舱壁具有跨过内部边缘连接区和内筒上的配合表面并且将它们连接的内凸缘。
[0040]8、根据条目7限定的飞行器发动机进气口，还包括抵接外缘的外筒和将尾部边缘连接区与外筒接合的第一张弦器。
[0041]9、根据条目8限定的飞行器发动机进气口，还包括互连至第二张弦器和外筒的尾部边缘的尾部舱壁。
[0042]10、根据条目9限定的飞行器发动机进气口，还包括将内筒附接至内部发动机舱结构的支架和将尾部舱壁与支架接合的内附接角。
[0043]11、一种用于制造发动机进气口的方法，包括:
[0044]通过旋压成形来形成唇口蒙皮，其形成厚度至少与最厚的连接区或加强件一样厚;
[0045]确定连接区和加强件的图案，以符合空气动力学、声波和阶跃载荷的结构性要求；
[0046]根据确定的图案在唇口蒙皮中一体地形成多个连接区和加强件。
[0047]12、根据条目11限定的方法，其中，形成的步骤包括在唇口蒙皮中一体地机加工所述多个连接区和加强件。
[0048]13、根据条目11限定的方法，其中，形成的步骤包括在唇口蒙皮中一体地化学铣削所述多个连接区和加强件。
[0049]14、根据条目12限定的方法，其中，将所述多个连接区和加强件机加工为共同的厚度。
[0050]15、根据条目12限定的方法，其中，将所述多个连接区和加强件机加工为不同的厚度。
[0051]16、根据条目11限定的方法，还包括:
[0052]将前向舱壁附接至中心连接区；并且
[0053]使唇口蒙皮在外缘处抵接外筒并且在内缘处抵接内筒。
[0054]17、根据条目16限定的方法，还包括将第一张弦器接合至外筒和位于唇口蒙皮上的尾部边缘连接区。
[0055]18、根据条目17限定的方法，还包括将前向舱壁的外周边接合至内部边缘连接区和内筒上的配合表面。
[0056]19、根据条目18限定的方法，还包括利用第二张弦器将尾部舱壁附着至外筒，以及利用内附接角将其附着至内筒上的L形支架。
[0057]20、根据条目19限定的方法，还包括将L形支架附接至内部发动机舱结构并且将第二张弦器附接至发动机舱的外部蒙皮。
[0058]现在已经根据专利法规的要求详细描述了本公开的各个实施方式，本领域技术人员应该认识到对本文公开的特定实施方式的修改和替代。这种修改落入由权利要求定义的本公开的范围和意图内。
【主权项】
1.一种飞行器发动机进气口，该飞行器发动机进气口包括唇口蒙皮(24)，该唇口蒙皮具有: 蒙皮腹板(25)； 多个加强件(34)，所述加强件从所述蒙皮腹板一体地延伸； 尾部边缘连接区(30)，该尾部边缘连接区在外缘(26)处从所述蒙皮腹板一体地延伸； 内部边缘连接区(32)，该内部边缘连接区在内缘(28)处从所述蒙皮腹板一体地延伸；以及 中心连接区(36)，该中心连接区从所述蒙皮腹板一体地延伸，所述多个加强件在所述尾部边缘连接区与所述中心连接区之间延伸。2.根据权利要求1所述的飞行器发动机进气口，其中，所述多个加强件包括两个加强件，并且所述加强件在所述蒙皮腹板上基本向前部和尾部延伸。3.根据权利要求1所述的飞行器发动机进气口，其中，所述加强件关于进气口轴线不对称地布置。4.根据权利要求3所述的飞行器发动机进气口，其中，所述加强件以约11度的偏斜角布置。5.根据权利要求4所述的飞行器发动机进气口，其中，所述加强件以约25度的时序角分呙。6.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器发动机进气口，该飞行器发动机进气口还包括: 前向舱壁(60)，该前向舱壁接合在所述中心连接区与所述内部边缘连接区之间； 内筒(52)，该内筒抵接所述内缘，并且所述前向舱壁具有跨过所述内部边缘连接区和所述内筒上的配合表面￠6)并且将所述内部边缘连接区与所述配合表面连接的内凸缘(64);以及 外筒(50)，该外筒抵接所述外缘并且第一张弦器接合所述尾部边缘连接区与所述外筒。7.根据权利要求6所述的飞行器发动机进气口，该飞行器发动机进气口还包括:互连至第二张弦器和所述外筒的尾部边缘(51)的尾部舱壁(68);以及 支架，该支架将所述内筒附接至内部发动机舱结构，并且内附接角(76)接合所述尾部舱壁与所述支架。8.一种用于制造发动机进气口的方法，该方法包括: 通过旋压成形、以至少与最厚的连接区或加强件一样厚的厚度来形成唇口蒙皮(24); 确定连接区和加强件的图案，以符合空气动力学、声波和阶跃载荷的结构性要求；以及 根据确定的图案在所述唇口蒙皮中一体地形成多个连接区和加强件。9.根据权利要求8所述的方法，其中，形成的步骤包括在所述唇口蒙皮中一体地机加工所述多个连接区和加强件。10.根据权利要求8所述的方法，其中，形成的步骤包括在所述唇口蒙皮中一体地化学铣削所述多个连接区和加强件。11.根据权利要求9所述的方法，其中，将所述多个连接区和加强件机加工为共同厚度。12.根据权利要求9所述的方法，其中，将所述多个连接区和加强件机加工为不同的厚度。13.根据权利要求8至12中的任一项所述的方法，该方法还包括: 将前向舱壁(60)附接至中心连接区(36);以及 使所述唇口蒙皮在外缘(26)处抵接外筒(50)并且在内缘(28)处抵接内筒(52)。14.根据权利要求13所述的方法，该方法还包括: 将第一张弦器接合至所述外筒和所述唇口蒙皮上的尾部边缘连接区(30);以及 将所述前向舱壁的外周边￠2)接合至内部边缘连接区(32)和所述内筒上的配合表面(66) ο15.根据权利要求14所述的方法，该方法还包括: 利用第二张弦器将尾部舱壁(68)附接至所述外筒，并且利用内附接角(76)将所述尾部舱壁附接至所述内筒上的L形支架(74);以及 将所述L形支架附接至内部发动机舱结构并且将所述第二张弦器附接至外部发动机舱蒙皮(72) ο
【专利摘要】本发明公开了一种一体式进气口唇口蒙皮设计。飞行器发动机进气口包括唇口蒙皮，所述唇口蒙皮具有蒙皮腹板，其中多个加强件从蒙皮腹板一体地延伸。尾部边缘连接区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。
【IPC分类】B64C1/00, B64C7/02
【公开号】CN104908921
【申请号】CN201510023641
【发明人】R·威尔逊, A·D·斯特姆普
【申请人】波音公司
【公开日】2015年9月16日
【申请日】2015年1月16日
【公告号】CA2873187A1, EP2918499A1, US20150260104