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

本発明の実施形態は概して、航空機構造に関し、更に具体的には、一致しない熱膨張係数を有する支持バルクヘッドに吸気口外板を取り付けるための実施形態に関する。

ナセル及びエンジンカバー用の現在の航空機構造には、外板の支持に必要な所望の断面を有する取付構造フレームで強化された外板要素が用いられる。へり外板は重要な空気力学的表面であり、長いへり外板は、ヘリ外板の層流領域の乱れが発生しうる、より前方で外側バレルと接合させる必要性をなくすため、有利であると一般に考えられている。多くの設計において、前方バルクヘッドの外側取付具及びへり外板と、外側バレル取付具との間の距離はかなり長い。航空機の飛行プロファイル中の空気力学的な加熱、及び高度による温度変化は、ヘリ外板と関連の支持構造の熱条件に影響を及ぼす。周縁スティフナーの設計及びへり外板周囲への締め付けには、へり外板及びスティフナーの熱膨張を考慮に入れなければならない。主な荷重は概して、丸いナセル構造の半径方向の成長によって発生し、関連の周縁荷重は、実質的に円形の断面、及びヘリ外板と構造要素との間の熱膨張係数(CTE)の違いに起因する。運航中に繰り返される熱サイクルにより、疲労荷重が発生しうる。

従って、CTEの不一致に対応し、熱的に誘導される疲労を軽減するヘリ外板とバルクヘッドの取付具の構造一体化を提供することが望ましい。

例示の実施形態は、ナセルのヘリ外板及び支持構造の熱膨張に対応するための構造システムを提供し、この構造システムは、ヘリ外板と、ヘリ外板に取り付けられた第1の角度要素を有する。第1の角度要素は、熱応力に対応するために扇形になった自由エッジを有する。バルクヘッドは第1の角度要素に取り付けられる。

記載される実施形態を製造するための方法は、自由エッジを有するヘリ外板及び第1の角度要素が形成されるところで可能である。自由エッジは扇形になっており、バルクヘッドは、第1の角度要素を有するヘリ外板に取り付けられる。

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うる、さらに別の実施形態で組み合わせることが可能である。

本発明の実施形態を用いることができる例示の航空機の斜視図である。

へり外板の側面図である。

ヘリ外板の詳細を示す側断面図である。

エンジン吸気口構造の外側バレルに組み立てられた状態のへり外板の断面図である。

下層構造を見せるためにへり外板を透視図で示す、へり外板とバルクヘッドアセンブリを詳細に示す部分断面斜視図である。

外側角度要素の詳細を示す断面斜視図である。

バルクヘッドと内側角度要素の詳細を示す断面斜視図である。

外側角度要素の代替実施形態の詳細を示す断面斜視図である。

本発明の実施形態によって可能になる、ヘリ外板を構造的に組み立てる方法のフロー図である。

本発明の実施形態によって可能になる、ヘリ外板を構造的に組み立てる方法のフロー図である。

本明細書に記載される実施形態は、外板要素と、下層支持構造との間のCTEの不一致に対応するための構造を提供する。例示の実施形態として、大きい複数エンジンの航空機用のエンジンカバーのへりのへり外板及び支持構造が開示される。例示のへり外板は、アルミニウムのスピニング加工及び機械加工又は同程度の方法によって形成されうる。へり外板は、外側周縁部上の後方エッジランド(edge land)において、エンジン吸気口の外側バレルに相互連結され、また内側周縁部上の内側エッジランドに相互連結される。前方バルクヘッドは、中央ランドと内側エッジランドとの間に延在している。前方バルクヘッドを中央ランドと内側エッジランドの両方に取り付けるのに、角度取付要素が用いられる。角度取付要素の一方あるいは両方には、CTEの不一致が原因で構造荷重が生じうるへり外板と取付要素による熱膨張を管理しやすくする扇形の自由エッジが含まれる。後方エッジランドと外側バレルは、T−翼弦で相互接続させることができ、エンジン吸気口の内側バレルは、内側エッジランドに相互接続される。内側バレルの内側エッジランドと、対の前方エッジランド(嵌合面)を結合させるのに、前方バルクヘッドの内側フランジが用いられる。例示の実施形態において、内側バレルは複数のプライ積層体であってよい。後方バルクヘッドは、外側バレルと内側バレルの後方端部との間に延在する。

図面を参照する。図1は、本明細書で開示される実施形態を用いることができる例示の航空機10を示す。図示した例において、航空機10は、パイロン16によって翼14から支持される2つのエンジンナセル12を有する。各ナセル12は、へり20によって囲まれる吸気口孔18を有し、これは、ターボファンエンジン22の吸気口の空気力学的前縁となる。へり外板24は、へり20の外側表面となる。図2及び3に、へり外板24を示す。へり外板24は、外側縁部26と内側縁部28を有する。

図3から分かるように、へり外板24は、実質的に縁部の周りに延在する後方エッジランド30の外側縁部26で終端する。へり外板24は、内側エッジランド32の内側縁部で終端する。中央ランド36は、へり外板24周方向の周囲で延在する。長手方向の剛性を得るために、実質的に前方及び後方に延在し、後方エッジランド30及び中央ランド36と相互係合するスティフナー34を用いて、へり外板24に、へり外板の空気力学的荷重に対して十分な剛性を付与し、また、へり外板の上面の「ステップゾーン」に対して十分な強度を付与することができる。後方エッジランド30、内側エッジランド32、及び中央ランド36は、へり外板24に一体化されている。

へり外板24は、図4に示すナセル12の吸気口の一部として組み立てられる。へり外板24の外側縁部26は、外側バレル50の前方エッジに当接し、内側縁部28は、内側バレル52の前方エッジに当接する。図示した実施形態において、内側バレル52は、コア54を有する複数の積層構造である。後方エッジランド30と、外側バレル50の内側表面58とを係合させるために、周方向のT−翼弦ストリンガー56が用いられる。前方バルクヘッド60は、外径においてバルクヘッドに取り付けられている又はそれと一体化している外側角度要素62で中央ランド36に取り付けられている。前方バルクヘッド60の内径に取り付けられている又はこれと一体化している内側角度要素64は、前方バルクヘッドをへり外板24に接続し、図示した実施形態において、内側エッジランド32と、前方エッジから後方へ延在する内側バレル52の嵌合面66とに広がり、相互接続させる。後方バルクヘッド68は、外側バレル50と内側バレル52との間に延在する。外側バレル50の後方エッジ51、後方バルクヘッド68及び外側ナセル外板72とを接合させるのに、T−V翼弦ストリンガー70が用いられる。内側バレル52は、Lブラケット74で従来型のナセルと同様に設計された内側ナセル構造に取り付けられる。後方バルクヘッド68をLブラケット74に接続させるのに、ビーズ状の内側取付角76が用いられる。

図5から分かるように、図示した実施形態において、外側角度要素62は、前方バルクヘッド60に取り付けられた個別の角度要素である。外側角度要素62の半径方向に延在する脚部78は、留め具又は接着剤を使用してバルクヘッド60に取り付けられている。代替実施形態では、外側角度要素はバルクヘッド60と一体化されていてよい。外側角度要素62の半径方向に延在している脚部78は、外側の長手方向フランジ80で終端するバルクヘッド60から周方向に延在する。へり外板24は、中央ランド36で外側の長手方向フランジ80の周方向に取り付けられる。へり外板24、外側角度要素62(及び取付バルクヘッド60)のCTEは異なっており、このため、航空機の飛行プロファイルにおいて経験する温度下での膨張が異なる可能性がある。外側の長手方向フランジ80は、図6に詳細に示す自由エッジ82を有する。自由エッジ82には、外側角度要素62、取付バルクヘッド60及びへり外板24の間で熱的に誘導される膨張の違いから発生する応力を軽減するために(特徴をわかりやすく示すために図面では拡大されている)扇形の輪郭が採用されている。へり外板24は、自由エッジ82と、半径方向に延在する脚部78から外側長手方向フランジ80までの曲部との間に間隔を置いて配置され、Alcoa社によって製造された張力ヘッドHi−Lok(登録商標)留め具等の機械的留め具84を使用して外側長手方向フランジ80に取り付けられている。図面では円形の扇として示されているが、輪郭は、接合された交互の半楕円又はのこぎり刃の形に調整することができる。図面の例示の実施形態では、へり外板24はAl 2219 T−62であり、後方エッジランド30、スティフナー34及び中央ランド36の厚さは約0.125インチであり、内側エッジランド32の厚さは約0.1740インチであり、へり外板24の外板ウェブ25の公称厚さは0.080インチである。後方エッジランド30の幅は約1.50インチであり、スティフナーの幅は約1.50インチであり、内側エッジランド32の幅は約1.070インチである。前方バルクヘッド60は、0.060インチの厚さを有するTi−6AL−4Vから製造される。外側角度要素は、同様に0.050インチの厚さを有するTi−6AL−4Vである。扇形又はその他の輪郭の相対寸法は、外側角度要素62と中央ランド36の熱膨張の違いから発生する周方向の荷重が原因の長手方向フランジ及びへり外板の取付中央ランド36の相対応力を軽減する自由エッジに所定の粗さを付与するように決定される。

内側角度要素64においても同様に、図5に示すように、内側長手方向フランジ86はバルクヘッドのウェブ88から前方バルクヘッド60の一体化した部分として延在する。記載した実施形態においてはバルクヘッドと一体化されたものを示したが、内側角度要素は、外側角度要素について記載したように個別の角度要素であってよい。へり外板24は、内側長手方向フランジ86に、内側エッジランド32において周方向に取り付けられる。へり外板24、内側長手方向フランジ86(及び取付前方バルクヘッド60)はここでもCTEが異なっており、従って、航空機の飛行プロファイルで経験する温度下での膨張が異なる可能性がある。内側長手方向フランジ86における接合構成において、内側バレル52は更に異なるCTEを有する場合があり、これにより熱的に誘導される応力が更に発生しうる。内側長手方向フランジ86は、図7に詳しく示す自由エッジ90を有する。自由エッジ82と同様に、自由エッジ90には、内側角度要素64、取付前方バルクヘッド60及びへり外板24、及び追加の内側バレル52との間で熱的に誘導される膨張の違いから発生する応力を軽減するために(特徴をわかりやすく示すために図面では拡大されている)扇形の輪郭が採用されている。へり外板24は、自由エッジ90と、ウェブ88から内側長手方向フランジ86までの曲部との間に間隔を置いて配置された留め具92を使用して内側長手方向フランジ86に取り付けられている。ここでも図面では円形の扇として示されているが、輪郭は、接合された交互の半楕円又はのこぎり刃の形に調整することができる。外側及び内側角度要素両方の扇形の自由エッジを図面の実施形態に示したが、角度要素の一方あるいは両方に扇形の自由エッジを用いることができる。

加えて、外側角度要素62が個別の角度要素として実行される図6の実施形態においても、図5に示すように取り付けられた時に、外側角度要素62と前方バルクヘッド60のウェブ88との間の熱膨張の違いから生じる応力の軽減を促進するために、図8に示す半径方向に延在する脚部78上の第2の自由エッジ94を扇形にすることが実施される。

バルクヘッドの取付用の内側及び外側角度要素についての例示の実施形態で説明したが、T−翼弦ストリンガー56、T−V翼弦ストリンガー70、又はLブラケット74等の嵌合フープ構造要素上に同程度の扇形の自由エッジを熱応力の軽減に用いることもできる。

本明細書の実施形態で開示される一体型の吸気口のへり外板を用いたナセル吸気口の製造は、図9A及び9Bに示すように実施される。少なくとも最厚のランド又はスティフナーと同じ厚さを有するヘリ外板をスピン形成によって形成する(ステップ902)。ランド及びスティフナーを、機械加工又は化学ミル粉砕によってへり外板に一体的に形成する(ステップ904)。図示した実施形態の第1の角度要素、外側角度要素62を、自由エッジを有する長手方向フランジと共に形成する(ステップ906)。自由エッジを、熱応力軽減のために扇形にする(ステップ908)。第1の角度要素は更に、扇形の第2の自由エッジを有することができる(ステップ909)。第1の角度要素を前方バルクヘッドに取り付ける(ステップ910)。前方バルクヘッドを、第1の角度要素の長手方向フランジで中央ランドに取り付ける(ステップ911)。へり外板を、外側縁部において外側バレルに当接させ、内側縁部において内側バレルに当接させる(ステップ910)。図示した実施形態の、第2の自由エッジを有する第2の角度要素、内側角度要素を供給し(ステップ912)、第2の自由エッジを扇形にし(ステップ913)、前方バルクヘッドを、内側エッジランドと、内側バレルの嵌合面に第2の角度要素で係合させる(ステップ914)。へり外板を、外側縁部において外側バレルに当接させ、内側縁部において内側バレルに当接させる(ステップ916)。T−翼弦ストリンガーを、へり外板の後方エッジランドと外側バレルに係合させ(ステップ918)、これにより、へり外板を内側及び外側バレルに固定する。後方バルクヘッドを次に、外側バレル及び内側バレルに取り付ける(ステップ920)。

更に、本開示は下記の条項に従う実施形態を含む。

条項1 ナセルへり外板と支持構造の熱膨張に対応するための構造システムであって、この構造システムは、 へり外板(24)と、 へり外板(24)に取り付けられ、熱応力に対応するために扇形になった自由エッジを有する第1の角度要素(62)と、 第1の角度要素(62)に取り付けられたバルクヘッド(60)と を備える。

条項2 バルクヘッド(60)から延在し、へり外板(24)に取り付けられた第2の角度要素(64) を更に備える、条項1に記載の構造システム。

条項3 へり外板(24)が、 外板ウェブ(25)と、 内側縁部(28)において外板ウェブ(25)から一体的に延在している内側エッジランド(32)と、 外板ウェブ(25)から一体的に延在している中央ランド(36)と、 中央ランド(36)においてへり外板(24)に取り付けられた第1の角度要素(62)、及び内側エッジランド(32)においてへり外板(24)に取り付けられた第2の角度要素(64)と を備える、条項1又は2に記載の構造システム。

条項4 第1の角度要素(62)が、自由エッジ(82)を有し且つ長手方向に延在するフランジ(80)で終端している半径方向に延在している脚部(78) を備える、条項1から3のいずれか一項に記載の構造システム。

条項5 へり外板(24)が、半径方向に延在している脚部(78)と扇形の自由エッジ(82)との間に介在する機械的留め具(84)で長手方向に延在しているフランジ(80)に取り付けられている、条項4に記載の構造システム。

条項6 半径方向に延在している脚部(78)が第2の自由エッジ(94)を有し、前記第2の自由エッジ(94)が熱応力に対応するために扇形になっている、条項5に記載の構造システム。

条項7 第2の角度要素(64)が第3の自由エッジ(90)を有し、前記第3の自由エッジ(90)は熱応力に対応するために扇形になっている、条項2から6のいずれか一項に記載の構造システム。

条項8 航空機のナセルであって、 吸気口(18)を囲み、且つ後方エッジランド(30)と、中央ランド(36)と、内側エッジランド(32)とを有するヘリ外板(24)を有するへり(20)と、 後方エッジランド(30)に係合された外側バレル(50)と、 内側エッジランド(32)によって係合された前方エッジランド(66)を有する内側バレル(52)と、 中央ランド(36)においてへり外板(24)に取り付けられ、自由エッジ(82)を有する第1の角度要素(62)であって、前記自由エッジ(82)は熱応力に対応するために扇形になっている、第1の角度要素(62)と、 第1の角度要素(62)に取り付けられた前方バルクヘッド(60)と を備える航空機のナセル。

条項9 第1の角度要素(62)が、 長手方向に延在し且つ自由エッジ(82)を有するフランジ(80)で終端している、半径方向に延在している脚部(78) を備える、条項8に記載の航空機のナセル。

条項10 内側エッジランド(32)に広がる前方バルクヘッド(60)上の内側フランジ(64)と、対の前方エッジランド(66)とを更に備え、前記内側フランジ(64)は第2の自由エッジ(90)を有し、前記第2の自由エッジ(90)は熱応力に対応するために扇形になっている、条項8又は9に記載の航空機のナセル。

条項11 外側バレル(50)の後方端と、内側バレル(52)の後方端との間に延在している後方バルクヘッド(68)を更に備える、条項8から10のいずれか一項に記載の航空機のナセル。

条項12 第1の角度要素(62)が、半径方向に延在している脚部(78)に第3の自由エッジ(94)を有し、前記第3の自由エッジ(94)は、熱ストレスに対応するために扇形になっている、条項10又は11に記載の航空機のナセル。

条項13 エンジン吸気口を製造するための方法であって、 へり外板(24)を形成することと、 自由エッジ(82)を有する第1の角度要素(62)を形成することと、 自由エッジ(82)を扇形にすることと、 バルクヘッド(60)を第1の角度要素(62)でヘリ外板(24)に取り付けることと を含む方法。

条項14 バルクヘッド(60)を取り付けるステップが、自由エッジ(82)を有する長手方向フランジ(80)を有する第1の角度要素(62)を形成することと、第1の角度要素(62)を半径方向に延在しているフランジ(78)を有するバルクヘッド(60)に取り付けることとを含む、条項13に記載の方法。

条項15 長手方向フランジ(80)を、半径方向に延在しているフランジ(78)と自由エッジ(82)の間に介在する留め具(84)でへり外板(24)に取り付けることを更に含む、条項14に記載の方法。

条項16 形成するステップが、へり外板(24)に一体的に複数のランド(36、32、30)を形成することを含む、条項14又は15に記載の方法。

条項17 長手方向フランジ(80)を中央ランド(36)に取り付けることと、 へり外板(24)を、外側縁部(26)において外側バレル(50)に当接させ、内側縁部(28)において内側バレル(52)に当接させること を更に含む、条項14、15又は16に記載の方法。

条項18 バルクヘッド(60)の第2の長手方向フランジ(86)を、内側エッジランド(32)と、内側バレル(52)の嵌合面に係合させることを更に含む、条項14、15、16又は17に記載の方法。

条項19 第2の長手方向フランジ(86)上の第2の自由エッジ(94)を扇形にすることを更に含む、条項18に記載の方法。

条項20 半径方向に延在している脚部(78)上の第3の自由エッジ(90)を扇形にすることを更に含む、請求項14に記載の方法。

条項21 第1のストリンガー(56)を、ヘリ外板(24)上の後方エッジランド(30)と外側バレル(50)に係合させることを更に含む、条項13から20のいずれか一項に記載の方法。

ここで本発明の様々な実施形態を特許法で要求されるように詳しく説明してきたが、当業者は本明細書に開示された特定の実施形態への変形例および代替例を認識するだろう。上記変形例は、下記の請求項に定義された本発明の範囲および目的に含まれるものである。