(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ナセルの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、
へり外板（２４）と、
前記へり外板（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（８２）を有する第１の角度要素（６２）と、
前記第１の角度要素（６２）に取り付けられたバルクヘッド（６０）と
を備える構造システム。
【請求項２】
前記バルクヘッド（６０）から延在し、前記へり外板（２４）に取り付けられた第２の角度要素（６４）
を更に備える、請求項１に記載の構造システム。
【請求項３】
前記へり外板（２４）が、
外板ウェブ（２５）と、
内側縁部（２８）において前記外板ウェブ（２５）から一体的に延在している内側エッジランド（３２）と、
前記外板ウェブ（２５）から一体的に延在している中央ランド（３６）と、
前記中央ランド（３６）において前記へり外板（２４）に取り付けられた前記第１の角度要素（６２）、及び前記内側エッジランド（３２）において前記へり外板（２４）に取り付けられた前記第２の角度要素（６４）と
を備える、請求項１又は２に記載の構造システム。
【請求項４】
前記第１の角度要素（６２）が、前記自由エッジ（８２）を有し且つ長手方向に延在しているフランジ（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、請求項１から３のいずれか一項に記載の構造システム。
【請求項５】
前記へり外板（２４）が、前記半径方向に延在している脚部（７８）と前記扇形の自由エッジ（８２）との間に介在する機械的留め具（８４）で前記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、請求項４に記載の構造システム。
【請求項６】
前記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、請求項５に記載の構造システム。
【請求項７】
前記第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、請求項２から６のいずれか一項に記載の構造システム。
【請求項８】
エンジン吸気口を製造する方法であって、
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、
前記自由エッジ（８２）を扇形にすることと、
バルクヘッド（６０）を前記第１の角度要素（６２）で前記ヘリ外板（２４）に取り付けることと
を含む方法。
【請求項９】
バルクヘッド（６０）を取り付けるステップが、前記第１の角度要素（６２）を、前記自由エッジ（８２）を有する長手方向フランジ（８０）と共に形成することと、前記第１の角度要素（６２）を半径方向に延在しているフランジ（７８）と共に前記バルクヘッド（６０）に取り付けることとを含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
前記長手方向フランジ（８０）を、前記半径方向に延在しているフランジ（７８）と前記自由エッジ（８２）の間に介在する留め具（８４）で前記へり外板（２４）に取り付けることを更に含む、請求項９に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
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。
【背景技術】
【０００２】
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。
【０００３】
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。
【発明の概要】
【０００４】
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。
【０００５】
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。
【０００６】
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。
【図面の簡単な説明】
【０００７】
【図１】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。
【図２】へり外板の側面図である。
【図３】ヘリ外板の詳細を示す側断面図である。
【図４】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。
【図５】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。
【図６】外側角度要素の詳細を示す断面斜視図である。
【図７】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。
【図８】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。
【図９Ａ】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。
【図９Ｂ】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。
【発明を実施するための形態】
【０００８】
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。
【０００９】
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。
【００１０】
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。
【００１１】
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。
【００１２】
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。
【００１３】
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。
【００１４】
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。
【００１５】
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。
【００１６】
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）。
【００１７】
更に、本開示は下記の条項に従う実施形態を含む。
【００１８】
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。
【００１９】
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。
【００２０】
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。
【００２１】
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。
【００２２】
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。
【００２３】
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。
【００２４】
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。
【００２５】
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。
【００２６】
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。
【００２７】
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。
【００２８】
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。
【００２９】
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。
【００３０】
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。
【００３１】
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。
【００３２】
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。
【００３３】
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。
【００３４】
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。
【００３５】
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。
【００３６】
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。
【００３７】
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。
【００３８】
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。
【００３９】
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。
【図１】
0006579871.tif 000002
【図２】
0006579871.tif 000003
【図３】
0006579871.tif 000004
【図４】
0006579871.tif 000005
【図５】
0006579871.tif 000006
【図６】
0006579871.tif 000007
【図７】
0006579871.tif 000008
【図８】
0006579871.tif 000009
【図９Ａ】
0006579871.tif 000010
【図９Ｂ】
0006579871.tif 000011