热屏蔽组件及其在飞行器上的安装的制作方法

本申请大体涉及促进飞行器的热管理，并且更具体地涉及热屏蔽组件及其在飞行器上的安装。

背景技术：

飞行器的每个发动机的安装吊架(pylon)可以将发动机连接到飞行器的机翼。吊架通常包括封装在流线型蒙皮(例如，整流罩)内的结构部件(例如，支柱)。安装吊架可以接近来自发动机的热排气。在一些情况下，可以至少在支柱的靠近热排气的区域上方提供热屏蔽以防止支柱的热退化。

技术实现要素：

根据本文进一步讨论的各种示例，提供了一种热屏蔽组件和热屏蔽组件至飞行器的支柱的安装。热屏蔽组件可以被直接安装到支柱。热屏蔽组件可包括具有允许热膨胀的运动自由度的柔性构件。在一些方面，柔性构件可以以允许柔性构件在一个或多个方向上(诸如在沿着柔性构件的宽度和长度的方向上)改变形状的方式被安装，同时当高温被施加到柔性构件时维持沿着柔性构件的表面的至少一部分的空气动力学曲率形状。

根据一种示例，热屏蔽组件可包括柔性构件。热屏蔽组件还可包括被设置在柔性构件上的多个框架构件。热屏蔽组件还可包括多个安装结构，其被配置为将热屏蔽组件直接安装到飞机的支柱。所述多个安装结构中的每一个可以被设置在所述多个框架构件中的一个上。

根据另一示例，一种方法可包括形成与热屏蔽组件相关联的组装夹具。组装夹具可以包括多个框架构件。该方法还可以包括将柔性构件安装到组装夹具。该方法还可以包括附接多个安装结构，其中所述多个安装结构中的每一个可以被附接到所述多个框架构件中的一个。该方法还可包括将所述多个安装结构安装到支柱的相应安装结构。

本发明的范围由权利要求限定，这些权利要求通过引用被结合到本节段中。通过考虑一个或多个示例的以下详细描述，本领域技术人员将更完整地理解本发明的示例，以及其另外优点的实现。将参考将首先简要描述的附图。

附图说明

图1示出了根据本公开的一个或多个示例的飞行器的一部分的侧视图。

图2示出了根据本公开的一个或多个示例的热屏蔽组件及其与飞行器的支柱的连接的侧视图。

图3和图4示出了根据本公开的一个或多个示例的热屏蔽组件的带角度的俯视图。

图5a示出了根据本公开的一个或多个示例的处于第一温度的热屏蔽组件的侧视图。

图5b示出了根据本公开的一个或多个示例的处于第二温度的热屏蔽组件的侧视图。

图6和图7示出了根据本公开的一个或多个示例的热屏蔽组件及其与飞行器的支柱的连接的剖视图。

图8示出了根据本公开的一个或多个示例的由安装结构和其他相关部件形成的u形夹配件的放大视图。

图9a示出了根据本公开的一个或多个示例的柔性构件的上部件。

图9b示出了根据本公开的一个或多个示例的柔性构件的下部件。

图9c示出了根据本公开的一个或多个示例的由图9a的上部件和图9b的下部件形成的柔性构件。

图10示出了根据本公开的一个或多个示例的通过图9c的柔性构件的气流的示例。

图11示出了根据本公开的一个或多个示例的用于将热屏蔽组件安装到飞行器的支柱的示例性过程的流程图。

图12示出了根据本公开的一个或多个示例的用于确定热屏蔽组件的形状的示例性过程的流程图。

图13示出了根据本公开的一个或多个实施例的示例性计算设备，其中能够确定热屏蔽组件的形状。

通过参考下面的具体实施方式，可以最佳地理解本公开的实施例及其优点。应当理解，相同的附图标记用于标识在一个或多个附图中示出的相同元件，其中，在其中示出的是出于图示说明本公开的示例的目的而不是为了限制本公开的目的。

具体实施方式

以下详细阐述的具体实施方式旨在作为主题技术的各种配置的描述，并且不旨在表示可以实践主题技术的唯一配置。附图被并入本文并且构成具体实施方式的一部分。具体实施方式包括用于提供对主题技术的透彻理解的具体细节。然而，对于本领域技术人员显而易见的是：主题技术不限于本文详细阐述的具体细节，并且可以使用一个或多个示例来实践。在一个或多个实例中，结构和部件以框图形式示出，以便避免模糊主题技术的概念。主题公开的一个或多个示例结合一个或多个附图被示出和/或描述并且在权利要求中详细阐述。

在一个或多个示例中，提供了热屏蔽组件和用于将热屏蔽组件安装到飞机的发动机支柱的方法。在一些示例中，热屏蔽组件被直接安装到发动机支柱(例如，也被简称为支柱)。支柱可以将发动机(例如，喷气发动机)联接到飞行器的机翼。热屏蔽组件可包括柔性构件。在一些方面，柔性构件可具有允许热膨胀的运动自由度。在这方面，柔性构件可以以允许柔性构件在一个或多个方向上(诸如在沿着柔性构件的宽度和长度的方向上)改变形状的方式被安装，同时当高温被施加到柔性构件时维持沿着柔性构件的表面的至少一部分的空气动力学曲率形状。在发动机运行期间，可以通过来自发动机排气的热量施加高温。

在一些方面，柔性构件可以以预定方式被安装和是柔性的，使得柔性构件不会推压任何结构并且维持适于至少保护机翼和支柱免受热排气的热形状。随着温度升高，可以允许这种柔性构件的几何形状向后和侧向生长。通过在加热时以预定的自由度安装附接点可以利用这种柔韧性。例如，柔性构件可以以一个自由度被安装，以纵向和轴向地弯曲和弯折。在一些情况下，通常可以通过使用分析工具预测热屏蔽组件和柔性构件的形状来预先确定热屏蔽组件的柔韧量(anamountofflexibility)和特别是柔性构件的柔韧量。在一个方面，柔性构件可以被称为热屏蔽件。

使用各种示例，可以便于后整流罩与发动机支柱在空气动力学和结构上的集成。将热屏蔽组件从支柱箱支撑到发动机排气上方可以允许机翼和发动机之间的相对运动。在一些情况下，通过改善相对运动的余量，用于支柱后整流罩的空气动力学闭合曲率可以进一步向前开始并且可以减小支柱的后部的整流罩的长度，从而减小润湿的表面积，这样减小了阻力和重量。在某些情况下，这种安排可以降低成本并改善维护通达性。

图1示出了根据本公开的一个或多个示例的飞行器100的一部分的侧视图。飞行器100包括机翼105、发动机110、支柱115和热屏蔽组件120。机翼105可以被固定地连接到飞行器100的机身。发动机110可以使用支柱115被连接到机翼105。发动机110可以是喷气式发动机，诸如高旁通涡扇发动机。发动机110可以包括入口侧125和与入口侧125相反(例如，与入口侧125纵向相反)的出口侧130。发动机110可以输出沿向前方向(如图1中的箭头f所示)推进飞行器100的排气射流。在一些情况下，发动机110的一部分可以被封闭在机舱(未示出)内以用于流线型目的。

热屏蔽组件120可以被连接到(例如，被直接连接到)支柱115。在一个示例中，如图1所示，热屏蔽组件120可以被安装到支柱115的后部分并且被定位成靠近发动机110的排气喷嘴135和相关联的排气。热屏蔽组件120可以被设置在支柱115上方以隔离支柱115、机翼105和靠近排气的其他部件，并且防止由于排气的潜在高温导致的这些部件的热退化。在一些方面，热屏蔽组件120可以具有空气动力学形状，其有助于空气流动，同时减少寄生阻力(例如，因为排气能够达到超音速)。在一个示例中，在美国专利no.9,896,217中提供了热屏蔽组件可以被直接安装到的支柱的示例，该专利的全部内容通过引用被结合于此。

图2示出了根据本公开的一个或多个示例的热屏蔽组件120及其与支柱115的连接的侧视图。图3、图4、图5a和图5b示出了根据本公开的一个或多个示例的热屏蔽组件120的附加视图。作为示例(如图4所示)，热屏蔽组件120的长度l可以在50-100英寸之间，并且热屏蔽组件120的宽度w可以在10-50英寸之间。例如，在某些应用中，热屏蔽组件120可以是54英寸×13英寸、60英寸×22.5英寸、93英寸×41英寸或其他尺寸。

热屏蔽组件120包括柔性构件205(例如，也被称为热屏蔽件)和框架构件210a、210b、210c、210d、210e和210f(下文称为210a-f)。柔性构件205可以形成热屏蔽组件120的底壁。框架构件210a-210f沿着与发动机110的中心线(如图1中的c所示)平行的纵向方向(例如，x方向)间隔开。框架构件210a可以被设置在热屏蔽组件120的前部分处。例如，框架构件210a可以形成热屏蔽组件120的前壁，其中柔性构件205的前端被联接到框架构件210a。框架构件210b、210c、210d、210e和210f可以被设置在柔性构件205上(on)或上方(over)。框架构件210c和210d可以被堆叠在框架构件210b的顶部上，并且框架构件210f可以被堆叠在框架构件210e的顶部上。

热屏蔽组件120可以包括侧面板215a和215b，侧面板215a和215b形成热屏蔽组件120的侧壁，并且与柔性构件205和框架构件210a一起限定热屏蔽组件120的内部容积。侧面板215a和215b可以联接到柔性构件205和/或框架构件210a-f中的一个或多个。例如，如图3所示，侧面板215a和215b可以被设置在柔性构件205上。应当注意，例如，在图2、图5a和图5b中省略了侧面板215a和215b，使得能够描述热屏蔽组件120的内部结构。

在某些情况下，如图2所示，热屏蔽组件120可以包括纵向面板220(例如，也被称为中间盖)。在另一些情况下，热屏蔽组件120不包括纵向面板220。在包括纵向面板220的情况下，纵向面板220可以被联接到侧面板215a和215b。纵向面板220可以将框架构件210b与框架构件210c和210d分离，并将框架构件210e与框架构件210f分离。在这方面，框架构件210b和210e的上表面可以与纵向面板220的下表面直接接触，并且框架构件210c、210d和210f的下表面可以与纵向面板220的上表面直接接触。纵向面板220可以将热屏蔽组件120的内部容积分成上部容积和下部容积。上部容积可以包括纵向面板220上方的容积(例如，在图2中示出的z方向上向上)。在一些情况下，纵向面板220可以使用被结合在一起的多个件而被形成，而不是图2-图4、图5a和图5b中示出的被形成为一个件。

上部容积可以提供流体容纳容积，例如可燃流体容纳容积。纵向面板220可以使用高温密封剂被附接到热屏蔽组件120的侧面板215a和215b，以允许任何可燃流体被容纳在热屏蔽组件的流体容纳容积内。这样，在该示例中，这种流体容纳容积可以被提供为热屏蔽组件120的结构的一部分(例如，与其一体)，而不是被联接到热屏蔽组件的单独容纳结构。

热屏蔽组件120还包括安装结构，以便于将热屏蔽组件120安装到支柱115。热屏蔽组件120可以包括前端安装结构230a、230b、230c和230d(下文中称为“230a-d”)和后端安装结构235a、235b、235c和235d(下文中称为“235a-d”)。在一些情况下，前端安装结构230a-d可以是用于热屏蔽组件120的前枢轴安装件、可以包括用于热屏蔽组件120的前枢轴安装件或者可以是用于热屏蔽组件120的前枢轴安装件的一部分。后端安装结构235a-d可以是热屏蔽组件120的后柔性安装件、可以包括热屏蔽组件120的后柔性安装件或者可以是热屏蔽组件120的后柔性安装件的一部分。作为示例，前端安装结构230a-d和后端安装结构235a-d可以包括u形夹配件。

在一些情况下，盖(未示出)可以被定位在框架构件210a、210c、210d和210f上方以封闭热屏蔽组件120的内部容积并且形成用于热屏蔽组件120的顶壁。例如，盖可以具有通孔，通过该通孔可以暴露前端安装结构230a-d、后端安装结构235a-d和/或任何其他安装结构，以便于将热屏蔽组件120安装到支柱115。在某些情况下，没有作为热屏蔽组件120的顶壁提供盖(例如，纵向面板220面向并暴露于支柱115的底表面)。

图4、图5a和图5b通过旋转箭头405描绘了与后端安装结构235a-d相关联的柔韧性。在这方面，图5a和图5b示出了根据本公开的一个或多个示例的处于不同温度的热屏蔽组件120的安装结构。图5a和图5b分别示出了处于冷位置(例如，处于较低温度)和热位置(例如，处于较高温度)的前端安装结构230a-d和后端安装结构235a-d。在一示例中，后端安装结构235a-d可以是柔性的，使得后端安装结构235a-d允许响应于施加的热(例如，来自热排气的热)的角运动。前端安装结构230a-d可以提供沿x方向固定的枢轴安装件。作为一示例，当后端安装结构235a-d处于约0°f至约120°f的温度范围内时，后端安装结构235a-d可以处于图5a所示的冷位置。当下表面205增加到约500°f至约1200°f的温度时，后端安装结构235a-d的角度可以从冷位置转变到图5b中所示的较热位置。

图6示出了根据本公开的一个或多个示例的热屏蔽组件120及其与支柱115的连接的剖视图。热屏蔽组件120的前端安装结构230a和230b可以提供u形夹配件，该u形夹配件接收支柱115的对应的前端安装结构605。例如，前端安装结构230a、230b和605可以均具有通孔，所述通孔可以接收穿过所述通孔的一个常见连杆结构(例如，螺栓)。类似地，热屏蔽组件120的前端安装结构230c和230d(图6中未示出)可以形成u形夹配件，该u形夹配件可以(例如，经由连杆结构)接收支柱115的对应的前端安装结构(未示出)。

在一些方面，热屏蔽组件120的每对后端安装结构235a-d可以提供u形夹配件，该u形夹配件接收支柱的对应的后端安装结构。作为一示例，在图6中，后端安装结构235a和235b可以形成u形夹配件，该u形夹配件接收支柱115的后端安装结构610a。例如，后端安装结构235a、610a和235b可以具有可以接收一个或多个常见连杆结构(例如，一个或多个螺栓)的通孔。应当注意，后端安装结构235b在图6中被后端安装结构610a和610b遮挡。后端安装结构235b和235c可以形成u形夹配件，该u形夹配件接收支柱115的后端安装结构610b。后端安装结构235c和235d可以形成u形夹配件，该u形夹配件接收支柱115的后端安装结构610c。

图7示出了根据本公开的一个或多个示例的热屏蔽组件705及其与支柱710的连接的剖视图。在某些情况下，图7中提供的连接可以替代地用于图6中所示的连接，或者除了图6中所示的连接外可以使用图7中提供的连接。热屏蔽组件705包括柔性构件715和后端安装结构720a、720b和720c。支柱710包括后端安装结构725a、725b和725c。在一示例中，热屏蔽组件705、支柱710和柔性构件715可以是图2的热屏蔽组件120、支柱115和柔性构件205，可以包括图2的热屏蔽组件120、支柱115和柔性构件205，或者可以是图2的热屏蔽组件120、支柱115和柔性构件205的一部分。可以在热屏蔽组件705的后端安装结构720a、720b和720c与支柱710的后端安装结构725a、725b和725c之间提供连杆结构730a和730b，以便于将热屏蔽组件705安装到支柱710。例如，连杆结构730a的第一端可以被提供在由热屏蔽组件705的后端安装结构720a和720b形成的u形夹配件之间，并且连杆结构730a的第二端可以被提供在由后端安装结构725a和725b形成的u形夹配件之间。为了便于将热屏蔽组件705安装到支柱710，可以通过连杆结构730a的第一端并且通过后端安装结构720a和720b的孔提供一个或多个螺栓，并且可以通过连杆结构730a的第二端并且通过后端安装结构725a和725b的孔提供一个或多个螺栓。

可以约束热屏蔽组件705，使得热屏蔽组件705的不同部分在各个方向上被约束，并且因此可以具有不同的自由度。例如，热屏蔽组件705可以在位置(3)处在x、y和z方向上被固定。在位置(2)处，热屏蔽组件705可以仅在x和z方向上被约束，使得热屏蔽组件705和/或柔性构件715可以在y方向上弯折而不影响支柱710。在位置(1)(z)处，热屏蔽组件705仅在z方向上被约束，以防止绕轴线从(3)旋转至(2)。位置(1)(y)处的单向约束防止热屏蔽组件705响应于外部空气动力学载荷而侧向/左右移动。这种安装布置允许热屏蔽组件705改变形状，而不会将该变形通过刚性附件传递到支柱710中。

图8示出了根据本公开的一个或多个示例的由安装结构805a和805b以及相关联的部件形成的u形夹配件的放大视图。如图8所示，u形夹配件可以接收结构810。螺栓815可以穿过安装结构805a和805b以及结构810的通孔，以将安装结构805a和805b紧固到结构810。在一示例中，安装结构805a和805b可以是由热屏蔽组件(例如，热屏蔽组件120)提供的一对安装结构(例如，后端安装结构235a和235b)。在该示例中，可以通过被提供在热屏蔽组件和支柱之间的支柱或连杆结构(例如，连杆结构730a)提供的安装结构(例如，后端安装结构610a)来提供安装结构810。在另一示例中，安装结构805a和805b可以由支柱提供。安装结构805a和805b可以被用作后端安装结构和/或前端安装结构。尽管图6-8参照热屏蔽组件上的接收支柱的安装结构的u形夹配件进行了描述，但是在一些示例中，u形夹配件可以被提供在支柱上以接收热屏蔽组件的安装结构。在另一些示例中，热屏蔽组件和/或支柱可以使用其他类型的安装结构。

在一示例中，热屏蔽组件120可以被安装到支柱115，使得热屏蔽组件120相对于支柱115具有可忽略的相对运动，同时当暴露于(例如，来自发动机110的排气的)高温时具有预定空气动力学形状的柔韧性。在这方面，可以通过使用前端安装结构230a-d、后端安装结构235a-d和支柱115的相应的安装结构将热屏蔽组件120安装到支柱115来有助于热屏蔽组件120的热膨胀。在一些情况下，当暴露于高温时，热屏蔽组件120的柔性构件205可以改变形状，例如纵向和轴向地弯曲和弯折，同时维持沿着柔性构件205的表面的至少一部分的空气动力学曲率形状。

应当注意，图2(以及其他图)中所示的热屏蔽组件120和支柱115的各种部件可以通过非限制性的示例被提供。然而，并非所有描绘的部件都是必需的，并且一个或多个实施方式可以包括图中未示出的附加部件。在不脱离本文详细阐述的权利要求的精神或范围的情况下，可以对部件的布置和类型进行变化。可以提供附加部件、不同部件或更少部件。

作为一示例，框架构件210a可以被提供为一个接在一个上被堆叠的多个框架构件，以从热屏蔽组件120的底部分(例如，邻近柔性构件205)延伸到热屏蔽组件120的上部分(例如，面向支柱115)。作为另一示例，框架构件210e和210f可以被提供为单个框架构件。作为另一示例，尽管侧面板215a和侧面板215b均被示出为单个面板，但是侧面板215a和/或215b均可被提供为被联接在一起的多个面板。作为另一示例，可以在支柱115和/或热屏蔽组件120上提供更少或更多的安装结构。

柔性构件205、框架构件210a-f、侧面板215a和215b、纵向面板220、前端安装结构230a-d和/或后端安装结构235a-d之间的连接可以使用各种技术，诸如通过焊接和/或利用机械紧固件(例如，铆钉、螺母/螺栓等)来实现。形成热屏蔽组件120的各种部件，例如柔性构件205、框架构件210a-e、侧面板215a和215b以及纵向面板220，可以为热屏蔽组件提供结构完整性和/或隔热能力。

热屏蔽组件120的各种部件可以由能够耐高温的陶瓷基复合材料(cmc)或钛或钢的合金制成。由于运行温度在远离柔性构件205时不太严重，所以纵向面板220、框架构件210a-f和安装结构230a-d和235a-d可以可选地由更低成本的材料(例如铝)制成。

图9a、图9b和图9c分别示出了根据本公开的一个或多个示例的上部件905、下部件910和由上部件905和下部件910形成的柔性构件900的示例。在一示例中，柔性构件900可以是图2的柔性构件205、可以包括图2的柔性构件205或者可以是图2的柔性构件205的一部分。柔性构件900包括上部件905和下部件910。上部件905具有上表面915和下表面920。上表面915可以面向附接有热屏蔽组件(例如，热屏蔽组件120)的支柱(例如，支柱115)的下表面。下部件910具有上表面925和下表面930。下表面930可以靠近发动机(例如，发动机110)的排气区域。

在一些方面，上部件905可以被形成为包括纵向加强件(例如，集成纵向加强件)。例如，纵向加强件915和935可以被提供在上部件905上。在一些情况下，纵向加强件可以被安装成允许沿着柔性构件900的长度和宽度的柔韧性，使得柔性构件900具有沿着长度和宽度(例如，以不受约束的方式)运动的自由度。纵向加强件可以由陶瓷基复合材料(cmc)形成，以在柔性构件900被加热时允许这种柔韧性。作为一示例，柔性构件900的长度(例如，x方向)和宽度(例如，y方向)可分别为约4英尺和2英尺。当空气在纵向方向上沿着热屏蔽件移动时，下部件910的下表面930可以提供空气动力学表面，其有助于空气沿着下表面930流动，同时最小化或消除形状变形(例如，起皱)。在使用侧向加强件的情况下，任何起皱都可以是沿纵向长度方向的而不是左右的。可以施加于纵向加强件的示例性高温可为约1100°f或更高。

在一示例中，上部件905和下部件910均可以是连续件(例如，而不是均为被结合在一起的多个件)。在一些方面，上部件905和下部件910被结合在一起(例如，永久地结合在一起)以形成柔性构件900。在这些方面，上部件905的下表面920被结合到(例如，永久地结合到)下部件910的上表面925。在某些示例中，当上部件905被联接或结合到下部件910以形成柔性构件900时，上部件905可以加强下部件910。

在一些情况下，上部件905和下部件910可以在不使用机械紧固件的情况下被结合在一起。作为一示例，当上部件905和下部件910由cmc形成时，上部件905和下部件910可以通过将上部件905和下部件910烧结在一起而被结合在一起。在这方面，上部件905和下部件910可以单独形成并烧结在一起(例如，或其他高温熔合)。在一些情况下，cmc可以用于下部件910的下表面930，因为这是热排气最直接地撞击的部件。在一些方面，安装方案不向下部件910增加负荷或增加最小负荷，以避免具有可能导致下部件910的cmc劣化(例如，裂缝)的额外应力。作为另一示例，上部件905和下部件910可以由钛形成或包括钛。在这种情况下，上部件905和下部件910可以使用钛板的超塑性成形扩散结合(spf-db)而被结合在一起。上部件905和下部件910可以由不同的材料(包括高温钢合金(例如，))制成，只要热膨胀系数(cte)匹配使得避免内部屈曲即可。如果钛不被用于上部件905和下部件910两者，则可能需要扩散结合的替代方案，诸如机械紧固或焊接。

在一些示例中，通过将柔性构件900的上部件905和下部件910中的每一个形成为连续件并且将包括柔性构件900的热屏蔽组件(例如，热屏蔽组件120)直接安装(例如，安置)到支柱(例如，支柱115)，可以由于没有间隙而减轻潜在的气体泄漏。这不同于使用多个件形成的柔性构件且密封在件之间的间隙。被密封的件之间可能仍存在间隙，从而可能发生泄漏。这种热气体泄漏可能会推入热屏蔽组件并到达支柱中的液压部件和其他部件/设备。在一些情况下，单独的件之间的密封可能由于高热会随着时间的推移而劣化，并且随着热屏蔽件的老化允许增加气体泄漏量。

上部件905可以提供槽纹表面(例如，具有脊部和凹部)，并且下部件910可以提供空气动力学表面以促进空气流动。例如，槽纹表面可以提供脊部935、凹部940和在脊部935与凹部940之间的倾斜部分945。槽纹形成保持空气动力学形状所需的纵向加强件，同时允许柔性构件在被加热时膨胀。开口950可以被限定在脊部935上。在一些情况下，如图9a所示，上部件905可以包括进气口(airscoop)，诸如进气口955。开口950和进气口955可以是穿过上部件905的整个厚度延伸的穿孔。在另一些示例中，不包括进气口。

图10示出了根据本公开的一个或多个示例的通过图9c的柔性构件900的气流的示例。进气口955可以与风扇流动流对齐，以将压力施加在柔性构件900内侧，以使空气通过位于柔性构件900的后下部分中的开口(诸如开口1005和/或开口950)逸出。这种少量的空气是自然对流，其将冷却包括柔性构件900的热屏蔽组件的内部，从而为柔性构件900上方和热屏蔽组件上方的部件产生更好的热保护。

图11示出了根据本公开的一个或多个示例的用于将热屏蔽组件安装到飞行器的支柱的示例性过程1100的流程图。出于解释的目的，本文参考图2的热屏蔽组件120和支柱115描述示例性过程1100。然而，示例性过程1100不限于图2的热屏蔽组件120和支柱115。注意，一个或多个操作可以根据需要被组合、省略和/或以不同的顺序执行。

在方框1105处，形成热屏蔽组件120的部件。在方框1110处，为了形成组件，框架构件210a-f、侧面板215a和215b、纵向面板220和/或其他部件可以被提供并且被适当地联接在一起。例如，框架构件210a-f、侧面板215a和215b和/或纵向面板220之间的连接可以使用各种技术(诸如通过焊接和/或利用机械紧固件(例如，铆钉、螺母/螺栓等))来实现。在方框1115处，前端安装结构230a-d和后端安装结构235a-d被附接。例如，前端安装结构230a和230b可以被附接到框架构件210c，前端安装结构230c和230d可以被附接到框架构件210d，并且后端安装结构235a-d可以被附接到框架构件210f。

在方框1120处，流体密封密封剂被提供给由被限定在热屏蔽组件120中的流体容纳容积所形成的排水盘。在一些情况下，纵向面板220可以使用高温密封剂被附接到热屏蔽组件120的侧面板215a和215b以允许任何可燃流体被容纳在热屏蔽组件120的流体容纳容积内。通过执行方框1105、1110、1115和1120形成热屏蔽组件120。在方框1125处，热屏蔽组件120被安装到支柱115。在一些情况下，在将热屏蔽组件120安装到支柱115之前，支柱115被安装到飞行器100(例如，飞行器100的机翼105和发动机110)上。在方框1130处，将具有集成框架的侧面进入面板安置到飞行器100上。

图12示出了根据本公开的一个或多个示例的用于确定热屏蔽组件的形状的示例性过程1200的流程图。注意，一个或多个操作可以根据需要被组合、省略和/或以不同的顺序执行。如本领域技术人员将理解的，可以使用例如软件来执行过程1200。这种软件可以包括使用典型或自定义设置和/或脚本的有限元分析软件。

在方框1205处，提供热屏蔽组件的期望操作形状。期望操作形状可以提供热屏蔽组件(例如，热屏蔽组件120)的初始定义。在方框1210处，生成所提供的热屏蔽组件的操作形状的有限元模型(fem)。在方框1215处，将热负荷施加到热屏蔽组件的表面和任何周围结构(例如，支柱)。在方框1220处，将可容许的形状作为变量应用于fem。

在方框1225处，确定与期望形状的偏差的测量。偏差可以是由于热负荷引起的相对移位。在方框1230处，将偏差约束为期望值。可以在优化求解器中约束偏差。例如，期望值可以在十六分之一英寸之内。在方框1235处，确定相对于热屏蔽组件的初始定义的总变化的测量。总的形状变化可以是在方框1220处提供的形状变量的总和。在方框1240处，设置优化对象以最小化总的形状变化。在方框1245处，(例如，通过优化器)生成给出热屏蔽组件的期望冷形状的形状的组合。

因此，在一些示例中，过程1200可以被用于准确地预测热屏蔽组件或其部分(例如，热屏蔽组件的热柔性构件)的形状。热屏蔽组件的部件可以以冷形状被制造，预测该冷形状在热时(例如，在当燃料效率很重要时的飞行的巡航阶段期间)匹配期望的空气动力学形状。在这方面，例如，柔性构件可以是柔性的并且响应于热以预定方式改变形状。

图13示出了示例性计算设备1300，其中可以根据本公开的一个或多个示例确定热屏蔽组件的形状。计算设备1300包括处理电路1305、通信电路1310、一个或多个输出设备接口1315、一个或多个输入设备接口1320、存储器1325、电源1330、其他部件1335和总线1340。

处理电路1305可以执行存储在存储器1325中的机器可读指令(例如，软件、固件或其他指令)。在一示例中，处理电路1305可以执行指令以执行本文描述的过程，诸如图12中提供的示例性过程1200。处理电路1305可以是计算设备1300中的一个或多个逻辑电路(例如，加密逻辑电路、解密逻辑电路等)，可以包括计算设备1300中的一个或多个逻辑电路(例如，加密逻辑电路、解密逻辑电路等)，或者可以是计算设备1300中的一个或多个逻辑电路(例如，加密逻辑电路、解密逻辑电路等)的一部分。处理电路1305可以被实现为一个或多个微处理器、微控制器、专用集成电路(asic)、可编程逻辑设备(pld)(例如，现场可编程门阵列(fpga)、复杂可编程逻辑设备(cpld)、芯片上的现场可编程系统(fpsc)或其他类型的可编程设备)、编解码器和/或其他处理设备。

通信电路1310可以被配置为处理、管理或以其他方式促进计算设备1300的各种部件之间以及计算设备1300与另一计算设备之间的有线和/或无线通信。在一示例中，通信电路1310可以包括无线通信电路(例如，基于ieee802.11标准、蓝牙^tm标准、zigbee^tm标准或其他无线通信标准)、蜂窝电路或其他适当的通信电路。在一些情况下，通信电路1310可以被配置成用于专有无线通信协议和接口。通信电路1310可以包括用于无线通信的天线，或者可以与用于无线通信的天线通信。因此，在一个示例中，通信电路1310可以通过建立到手持设备、基站、无线路由器、集线器或其他无线网络设备的无线链路来处理、管理或以其他方式促进无线通信。

通信电路1310可以被配置为诸如经由以太网接口、电力线调制解调器、数字用户线(dsl)调制解调器、公共交换电话网(pstn)调制解调器、电缆调制解调器和/或其他适用于有线通信的部件来与有线网络相接。替代地或另外地，通信电路1310可以支持专有有线通信协议和接口。通信电路1310可以被配置为通过有线链路(例如，通过网络路由器、交换机、集线器或其他网络设备)进行通信，以用于有线通信。有线链路可以用电力线电缆、同轴电缆、光纤电缆或支持相应有线网络技术的其他电缆或电线来实现。

(一个或多个)输出设备接口1315可以将计算设备1300联接到一个或多个输出设备。(一个或多个)输出设备接口1315可以包括图形和/或音频驱动器卡、图形和/或音频驱动器芯片以及/或者图形和/或音频驱动器处理器。(一个或多个)输出设备可以使计算设备1300能够向用户提供输出信息。例如，(一个或多个)输出设备可以包括一个或多个显示设备。(一个或多个)显示设备可以被用于向用户显示信息，诸如与确定热屏蔽组件或其部分(例如，柔性构件)的形状相关联的结果和菜单选项。作为一示例，显示设备可以显示热屏蔽组件或其部件的不同部分的温度信息，以便于优化热屏蔽组件的形状。

(一个或多个)输入设备接口1320可以将计算设备1300联接到一个或多个输入设备。(一个或多个)输入设备可以使用户能够向计算设备1300提供(例如，录入)数据和命令。(一个或多个)输入设备可以包括例如音频传感器、麦克风、摄像机(静止或者视频)、语音识别系统、键盘(例如，物理或虚拟键盘)、光标控制设备(例如，鼠标)、触摸屏和/或用于向计算设备1300提供用户输入的其他设备。在这方面，可以以任何形式(诸如音频(例如，语音)、视觉和/或触觉)接收用户输入。在一些情况下，输入设备可以与显示器集成在一起并且也可以是显示器的一部分，该显示器诸如触摸屏显示器。作为一示例，用户输入可以包括与确定热屏蔽组件的形状相关联的信息，诸如与热屏蔽组件的期望操作形状相关联的信息(例如，方框1205)、应用的热负荷(例如，方框1215)、可容许的形状(例如，方框1220)和/或其他信息。

存储器1325可以被用于存储用于促进计算设备1300的操作的信息。作为非限制性示例，存储器1325可以包括非易失性存储器，诸如只读存储器(rom)、可编程rom(prom)、可擦除可编程rom(eprom)、电可擦除可编程(eeprom)、闪存、非易失性随机存取存储器(nvram)等。存储器1325可以包括易失性存储器，诸如随机存取存储器(ram)、动态ram(dram)、静态ram(sram)等。存储器1325可以存储诸如有待被计算设备1300的各种部件(例如，处理电路1305)执行的指令的信息、有待(例如，通过通信电路210)被传输的缓冲信息(诸如真正的随机比特流和加密数据)和/或其他信息。

存储器1325可以存储各种软件包，诸如操作系统(os)1345、(一个或多个)用户应用程序1350和/或(一个或多个)飞行器设计/分析应用程序1355。os1345可以是管理计算设备1300的资源(例如，硬件资源)并且为其他程序(例如，(一个或多个)用户应用程序1350和/或飞行器设计/分析应用程序1355)提供公共服务的任何软件。作为非限制性示例，(一个或多个)用户应用程序1350可以包括网页浏览应用程序、数据库应用程序、文字处理应用程序、电子邮件应用程序、销售点应用程序和/或其他应用程序。作为非限制性示例，(一个或多个)飞行器设计/分析应用程序1355可以包括便于飞行器设计诸如便于飞行器的热分析和/或热管理的指令。在一示例中，(一个或多个)飞行器设计/分析应用程序1355可以包括便于设计热屏蔽组件或其部件(例如，柔性构件)的指令。

在一示例中，与os1345、(一个或多个)用户应用程序1350、(一个或多个)飞行器设计/分析应用程序1355和/或其他应用程序相关联的指令可以由处理电路1305执行以实现本文描述的诸如图12中的步骤和/或操作。在这方面，在一方面，(一个或多个)飞行器设计/分析应用程序1355可以包括当由处理电路1305执行时使处理电路1305执行图12的过程1200的指令。(一个或多个)用户应用程序1350和/或(一个或多个)飞行器设计/分析应用程序1355可以采取嵌入在一个或多个机器可达介质中的计算机程序产品的形式，该机器可达介质具有嵌入在其上的机器可读程序代码。在一些情况下，指令可以从另一个机器可读介质或从另一个系统和/或设备例如通过通信电路1310读入存储器1325。替代地和/或另外，可以使用硬连线电路代替软件指令或与软件指令相结合以实现本文所述的步骤和/或操作。如本文所使用的，术语机器可读介质可以指代参与向处理电路1305提供指令以供执行的任何介质。可以使用一个或多个机器可读介质的任何组合。作为一个示例，机器可读介质可以包括机器可读存储介质，诸如非暂时性机器可读存储介质(例如，存储器1325)。

在适用的情况下，在不脱离本公开的精神的情况下，可以将本文详细阐述的各种硬件部件和/或软件部件分成包括软件、硬件或两者的子部件。另外，在适用的情况下，预期软件部件可以被实现为硬件部件，且反之亦然。

根据本公开的软件，诸如程序代码和/或数据，可以被存储在一个或多个非暂时性机器可读介质上。还预期本文中识别的软件可以使用一个或多个通用或专用计算机和/或计算机系统、联网和/或以其他方式实现。在适用的情况下，本文描述的各种步骤的顺序可以被改变，被组合成复合步骤和/或被分成子步骤以提供本文描述的特征。

此外，本公开包括根据以下条款的实施例：

条款1.一种热屏蔽组件，其包括：

柔性构件(205)；

被设置在所述柔性构件上的多个框架构件(210a-f)；和

多个安装结构(230a-d、235a-d)，其被配置为将所述热屏蔽组件直接安装到飞机的支柱(115)，其中所述多个安装结构中的每一个被设置在所述多个框架构件中的一个上。

条款2.根据条款1所述的热屏蔽组件，其中所述多个安装结构包括在所述热屏蔽组件的后部分处的柔性安装件(235a-d)。

条款3.根据条款2所述的热屏蔽组件，其中每个柔性安装件被配置为响应于所述热屏蔽组件的温度变化从第一位置旋转到第二位置。

条款4.根据条款1所述的热屏蔽组件，其中所述多个安装结构包括在所述热屏蔽组件的前部分处的枢轴安装件(230a-d)。

条款5.根据条款4所述的热屏蔽组件，其中每个枢轴安装件沿纵向方向被固定地附接到所述多个框架构件中的相应一个。

条款6.根据条款1所述的热屏蔽组件，其中所述多个安装结构包括多个u形夹配件。

条款7.根据条款1所述的热屏蔽组件，其中所述柔性构件包括一个或多个纵向加强件。

条款8.根据条款1所述的热屏蔽组件，其中所述柔性构件包括陶瓷基复合材料。

条款9.根据条款1所述的热屏蔽组件，其中所述柔性构件包括被结合在一起的上部件(905)和下部件(910)。

条款10.根据条款9所述的热屏蔽组件，其中所述上部件是第一单个连续件，并且所述下部件是第二单个连续件。

条款11.根据条款9所述的热屏蔽组件，其中所述上部件包括多个脊部(935)和多个凹部(940)。

条款12.根据条款11所述的热屏蔽组件，其中在所述多个脊部中的每个脊部上限定一个孔(950)。

条款13.根据条款11所述的热屏蔽组件，其中在所述多个脊部的第一脊部和所述多个凹部的第一凹部之间的倾斜部分上限定一个进气口(955)。

条款14.根据条款1所述的热屏蔽组件，其还包括纵向面板(220)，所述纵向面板(220)被联接到所述多个框架构件以在所述热屏蔽组件的上部分中限定可燃流体容纳容积。

条款15.一种飞行器，其包括根据条款1所述的热屏蔽组件，其中所述飞行器还包括：

机翼(105)；

发动机(110)；和

将所述发动机联接到所述机翼的所述支柱，

其中：

所述柔性构件的上表面面向所述支柱，并且

所述柔性构件的底表面面向所述发动机。

条款16.一种方法，其包括：

形成(1105)与热屏蔽组件(120)相关联的组装夹具，其中所述组装夹具包括多个框架构件(210a-f)；

将柔性构件(205)安装(1110)到所述组装夹具；

附接(1115)多个安装结构(230a-d、235a-d)，其中所述多个安装结构中的每一个被附接到所述多个框架构件中的一个；和

将所述多个安装结构安装(1125)到支柱的相应安装结构。

条款17.根据条款16所述的方法，其中所述多个安装结构包括在所述热屏蔽组件的后部分处的柔性安装件(235a-d)，并且其中每个柔性安装件可响应于热屏蔽组件的温度变化从第一位置旋转到第二位置。

条款18.根据条款16所述的方法，其中所述多个安装结构包括在所述热屏蔽组件的前部分处的枢轴安装件(230a-d)，并且其中每个枢轴安装件沿纵向方向被固定地附接到所述多个框架构件中的相应一个。

条款19.根据条款16所述的方法，其还包括将第一连续件(905)结合到第二连续件(910)以形成所述柔性构件，并且其中所述第一连续件的上表面包括多个脊部(935)和多个凹部(940)。

条款20.一种确定条款1所述的热屏蔽组件的形状的方法，所述方法包括：

提供(1205)所述热屏蔽组件的第一形状；

生成(1210)至少所述第一形状的有限元模型(fem)；

将热负荷应用(1215)到与所述第一形状的表面相关联的所述fem的一部分；

基于所述应用确定(1225)多个形状中的每个形状的偏差；

至少基于所述偏差确定(1235)形状变化；和

基于所述形状变化确定(1245)所述热屏蔽组件的形状。

上述实施例说明但不限制本发明。还应该理解，根据本发明的原理可以进行许多修改和变化。因此，本发明的范围仅由随附的权利要求及其等同物限定。