CN101898634A - 航空发动机短舱的改进入口部 - Google Patents

Abstract

一种具有带前凸缘的发动机风扇箱类型的航空发动机短舱入口，包括：吸声内筒，具有前边缘和后边缘；外壳套，具有带后内边缘的前端缘部；和带有后部的外筒部。发动机短舱入口还包括后连接凸缘，被配置成将入口连接到发动机风扇箱前凸缘上；和后舱壁，具有后端并将外壳套的外筒部连接到后连接凸缘。吸声内筒的前边缘被连接到前端缘部的后内边缘，而内筒的后部被连接到后连接凸缘。

Description

航空发动机短舱的改进入口部

技术领域

本发明涉及航空发动机短舱，更具体地涉及具有入口整流罩的改进的涡轮风扇发动机短舱，其被设置成有助于在叶片受损事件之后实现稳定返航的结构。

背景技术

涡轮发动机短舱必须满足几个基本的设计标准。例如，发动机短舱应该将气流引导到发动机的进气口，同时保护气流不受例如阵风等的干扰。此外，发动机短舱的外表面轮廓应该使由发动机及其相关组件造成的气动阻力最小。

如图1A和图1B所示，新式涡轮风扇发动机组件10典型地包括发动机短舱22和风扇箱16。包括发动机短舱22和风扇箱16的发动机组件可以通过吊架12从飞机机翼悬挂下来。在图1A中，为了便于说明，拆下了发动机短舱结构22的一侧。风扇箱16包围发动机风扇18。风扇18包括多个连接到发动机转子上的风扇叶片19。如图1A所示，典型的发动机短舱结构22包括前入口部24和后短舱部25。入口部24典型地通过多个周向间隔布置的螺栓等紧固件连接到风扇箱16上的前凸缘14上。如图1A和1B所示，入口部24典型地包括外筒32、圆形前端缘部(nose lip section)28、内筒30，和一个或者多个置于外筒32与内筒部30之间且间隔开的舱壁34、36。外筒部32和前端缘部28可以由铝等薄金属材料制成，也可以由复合材料制成。内筒30典型地由复合材料制成，包括被配置成至少降低一部分发动机噪声的吸声处理。这种经吸声处理的内筒30典型地包括位于穿孔的复合内层33和无孔的复合外层35之间的蜂窝芯子31。复合内筒30可以由通过紧固件连结在一起的两个或者多个周向段制成，也可以是不分段的单件复合结构。单件内筒30优于分段内筒30的一些好处在于包括更少的部件和紧固件，无缝的空气动力内表面，和更低的生产成本等。

外筒32的前边缘39可以通过多个周向间隔布置的例如铆钉等第一紧固件47连接到前端缘部28上。类似地，内筒30的前边缘可以通过多个周向间隔的例如铆钉、螺栓等第二紧固件37连接到前端缘部28上。紧固件37、47将入口部24的组件固定在一起，将在紧固的组件之间传递载荷。在图1B所示的实施方式中，前舱壁38在前端缘部28的内、外壁之间延伸，中间舱壁34和后舱壁36连接外筒32与内筒30的一部分。舱壁34、36有助于增大入口部24的刚性和强度。此外，中间舱壁34和后舱壁36在内筒30与外筒32之间传递载荷。如图1B所示，内筒30上的后凸缘41可以将入口部24连接到风扇箱16的前凸缘14上。因此，复合内筒30直接支撑外筒32和前端缘部28。入口部24的重量和由入口部24承担的外部载荷必然通过内筒30传递给风扇箱16。因此，典型发动机短舱入口24的复合内筒30基本上能够有助于发动机短舱22的入口部24的整体刚度、强度和稳定性。

图1B所示的舱壁34、36、38典型地例如由铝等薄金属材料制成。舱壁34、36、38可被焊接到金属外筒32和前端缘部28上，也可以通过例如铆钉等机械紧固件连接到外筒32和/或前端缘部28上。后舱壁36和中间舱壁34可以通过例如铆钉、螺栓等机械紧固件紧固到复合内筒30上。如图1B所示，可以沿着外筒32的内表面焊接或者以其他方式连接一个或者多个周向延伸的加强肋21，以加强薄金属层并保持空气动力形状。

如下文所述，可以对如图1A和图1B所示以及上文所述的典型发动机短舱结构进行改进。美国联邦航空局(FAA)对飞机提出了几项设计目标。例如，飞机发动机短舱的结构整体性应该足够允许相关飞机在叶片受损事件之后能够安全地飞行和着陆。更具体地，短舱22应该保持稳定的空气动力结构，在叶片受损事件之后不会影响飞机的返航能力。在现有技术中已知，发生“叶片受损事件”是指叶片意外地从涡轮转子上脱落，例如第一级风扇叶片19意外地从高旁通涡轮风扇发动机10上脱落。风扇叶片19在飞行过程中突然脱落时，会以相当大的外力撞击周围的风扇箱16，造成风扇箱16上的载荷传递到周围结构上，例如传递到周围短舱22的入口部24。这些载荷可能会对短舱入口24造成相当大的损坏，包括对相结合的内筒30造成损坏。此外，或者在其他情况下，脱落的风扇叶片19可以直接撞击相邻内筒30的一部分，因而对内筒30会造成直接的损害。因为内筒30直接支撑风扇箱16上包括外筒32和前端缘部28的入口部24，因此对内筒30的损坏可能会损害短舱入口24的结构完整性和稳定性，并且会对飞机的返航能力造成不良影响。

叶片受损事件还会造成发动机风扇失去旋转平衡。在叶片受损事件之后损坏的发动机10停止工作之后，撞击在不平衡风扇18上的气流可能会造成风扇18快速自旋或者“像风车一样旋转”。不平衡风扇18像风车一样旋转可将相当大的振动载荷施加到发动机10和风扇箱16上，至少一部分载荷可传递给连接到短舱22的入口部24和内筒30上。此外，在叶片受损事件之后，因旋转风扇18所产生的空气动力和吸力可能会对短舱22的受损入口部24产生相当大的载荷。这些载荷可能会对受损的入口部24产生相当大的变形，并且可能会产生有害的气动阻力。这种载荷还可能会使受损复合内筒30的裂缝或者裂口扩散，进一步损害短舱22的受损入口部24的结合完整性和稳定性。在内筒30的结合周向段之间没有防止裂缝的纵向接头或者加强凸缘的情况下，这种裂缝在单件内筒上比分段内筒上的扩散更加严重。

如上所述，典型短舱入口24的内筒30基本上提供短舱入口结构的整体强度和刚度。因此，当短舱入口部24的内筒30在叶片受损事件之后而基本被损坏时，短舱入口部24的结构完整性和刚度可能不能够完全承受这种吸力和/或空气动力载荷，或者保持短舱24的稳定和足以支撑飞机返航能力的空气动力结构。

因此，需要一种涡轮风扇航空发动机短舱结构，在叶片受损事件之后能够保持基本稳定和空气动力结构，因而在这种事故之后支撑飞机返航能力。特别地，需要一种即使在复合内筒已经因叶片受损事件而基本上被损坏时，仍能保持其结构完整性和稳定的空气动力结构的高旁通涡轮风扇航空发动机短舱入口结构。优选地，这种改进的短舱会包括最少量的组件，以减小重量和生产成本。

发明内容

本发明的一个实施方式包括发动机短舱入口，用于具有带前边缘的发动机风扇箱类型的航空发动机。该短舱入口包括：吸声内筒，具有前边缘和后边缘；和外壳套，包括具有后内边缘的前端缘部和具有后部的后外筒部。短舱入口还可以包括后连接凸缘，被配置成将入口连接到发动机风扇箱的前凸缘上；和后舱壁，具有后端并将外壳套的外筒部连接到后连接凸缘。吸声内筒的前边缘可以被连接到前端缘部的后内边缘，内筒的后部可被连接到后连接凸缘。

本发明的另一个实施方式包括一种用于具有风扇箱类型的航空发动机的短舱。短舱可以包括入口部，其具有：吸声内筒；外壳套，包括前端缘部和外筒部；和用于将入口部安装到风扇箱上的安装装置。安装装置可以提供从外壳套的后部到风扇箱通过安装装置的负载路径，使得负载路径没有实质部分穿过经吸声处理的内筒。

在又一个实施方式中，航空发动机短舱可以包括具有前端缘部和外筒部的外壳套的入口部。该入口部还可以包括内筒、后舱壁，和后安装凸缘。外筒可以通过第一连接件连接到后舱壁，后舱壁可以通过第二连接件连接到后安装凸缘，内筒可以通过第三连接件连接到安装凸缘上。第二连接件可以与第三连接件分离。

通过阅读后面的详细说明以及附图，本发明的这些和其它方面会变得更加显而易见。

附图说明

图1A是具有带有典型现有技术入口部的短舱的涡轮风扇航空发动机的立体图；

图1B是图1A所示的现有技术短舱入口部的横截面图；

图2是根据本发明短舱入口部的一个实施方式的横截面图；

图3是根据本发明短舱入口部的另一个实施方式的横截面图；

图4是根据本发明短舱入口部的又一个实施方式的横截面图；

图5A是用于产生短舱入口外壳套的形成工具的横截面图；

图5B是图5A所示工具一部分的横截面图；

图5C是用于产生短舱入口外壳套的另一种形成工具的横截面图；

图6是分段内筒的纵向横截面图；

图7是分段内筒的立体图；

图8是内筒段与段之间的纵向接头的纵向横截面图；

图9是分段内筒另一个实施方式的立体图；

图10是内筒段与段之间的另一个纵向接头的纵向横截面图。

具体实施方式

图2中示出根据本发明所述短舱入口部200一个实施方式的横截面。在此实施方式中，入口部200包括具有圆形前端缘部223、外筒部225和后舱壁部227的外壳套204。在图2中，圆形前端缘部223从“A”点的内后缘221延伸到“B”点，外筒部225延伸在“B”点与“C”点之间，后舱壁部227在“C”点与“D”点的后缘229之间延伸。在图2所示的实施方式中，外壳套204可以由延伸在“A”点和“D”点之间的连续材料制成。外壳套204优选地具有便于层流气流并减少气动阻力的外轮廓形状。外壳套204可以由围绕短舱入口部200完全360度周向延伸的单件材料制成，外壳套204也可以由沿着纵向接头(图中未示出)连接在一起的两个或者多个周向部件形成。在一个实施方式中，外壳套204由石墨复合材料制成。这种石墨复合材料的形成可以是，通过将浸渍石墨纤维的树脂片铺设在外轮廓成型工具上，然后利用现有技术中常规的方式在压热器中对分层纤维和工具进行封装和固化。可选地，外壳套204可以由铝等金属板通过拉伸成形、旋压成形等工艺制成。

如图2所示，短舱入口部200可以包括经吸声处理的复合内筒202。内筒202既可以是360度的整个结构，也可以是包括多个连接的周向部件。内筒202可以包括夹在带孔复合内层壳板212和无孔的复合外层壳板214之间的蜂窝芯子210。制造这种经吸声处理的复合内筒202对于本领域技术人员来说是公知的。如图2所示，内筒202可以包括前凸缘216，用于将内筒202连接到外壳套204的前端缘部223的内后缘221上。内筒202的前凸缘216可以通过多个周向间隔布置的紧固件230，例如铆钉等，附着到外壳套204的内后缘221上。如图2所示，内筒202的前凸缘216和外壳套204的前端缘部223的后缘221可以被配置成沿着“A”点处的接合点提供基本连续的空气动力面。

为了加强外筒部225并保持其空气动力形状，可以沿着外筒部225的内表面连接一个或者多个周向加固件285。周向加固件285可通过粘合剂和/或例如铆钉等紧固件附着在外筒部225上。可选地，当外壳套204为金属材料时，加固件285可以通过焊接固定。如图2所示，短舱入口200可以包括前舱壁260，延伸在“A”点处的前端缘部223的内后缘221与“B”点处的前端缘部223和外筒部225之间的交界处。前舱壁260可以由铝、钛，或者其它适宜的金属制成。前舱壁260与前端缘部223结合构成D形通道270。可以以已知方式使加热气体强制通过D形通道270，以防止或者减小在前端缘部223的外表面上结冰。

如图2所示，外壳套204的后舱壁部227可以从外筒部225的后边缘(“C”点)径向向内且向后延伸，可包括向后延伸的后缘229。后舱壁部227的后缘229被配置成以便连接内筒202的后部218并且连接安装凸缘250。在所示实施方式中，后舱壁部227的后缘229可以具有大致圆柱形状。安装凸缘250可以被配置成以便将发动机短舱入口200紧固到风扇箱(未示出)的前凸缘上，并且可以包括与风扇箱中的螺栓孔的匹配圈相对应的螺栓孔圈(图2中未示出)。在图2所示的实施方式中，安装凸缘250、后舱壁部227的后缘229和内筒202的外层壳板214的后部218彼此重叠或者部分重叠，并由多个周向间隔布置的例如铆钉、螺栓等紧固件252固定在一起。仍然如图2所示，也可以通过另外的多个周向布置的例如铆钉、螺栓等紧固件254将凸缘250直接紧固到后舱壁部227上。

与现有发动机短舱设计不同，安装凸缘250可以直接连接到外壳套204的后舱壁部227上，而不仅仅是连接到内筒202上，因而在安装凸缘250被螺栓连接到风扇箱上时外壳套204直接由相关的风扇箱支撑。因此，提供了从外壳套204到支撑风扇箱的直接载荷路径，由此外壳套204上的载荷可以不必通过内筒202而传递给风扇箱。该直接载荷路径可以确保即使在内筒202的结构完整性受到损害的情况下，也能够保持发动机短舱入口200的结构完整性和稳定性。换言之，通过在外壳套204和支撑风扇箱之间提供与内筒202和风扇箱之间的连接无关的直接连接，使发动机短舱入口200的强度、刚性和稳定性不完全依赖于内筒202的结构完整性。因此，即便因叶片受损事件(blade-out)事故给内筒202带来很大损害，发动机短舱入口200也可以支撑飞机返航能力。此外，通过提供从外壳套204至支撑风扇箱的直接载荷路径，可以将发动机短舱入口200上的载荷传递给风扇箱，同时内筒202不会承受很大应力，因而可以减小对内筒202带来损害的可能性。

而且，与如图1B中所示及上述讨论的利用铆钉47将前端缘28固定在外筒32的现有短舱入口24不同，单件的发动机短舱入口200的外壳套204可以不使用这些紧固件。前端缘部223和外筒部225的外表面上没有紧固件可以加强外壳套204上的层流气流并减小发动机短舱入口200上的气动阻力。

图3中示出根据本发明所述短舱入口300的第二实施方式的横截面图。在此实施方式中，短舱入口300包括经吸声处理的内筒302、外壳套304和后舱壁390。外壳套304可以包括前端缘部323和外筒部325。前端缘部323可以包括后缘306，连接到内筒302上的前凸缘316上。后舱壁390将外壳套304的后部连接到安装凸缘350上。在一个实施方式中，后舱壁390与安装凸缘350之间的连接包括多个周向间隔布置的铆钉397等。如图3所示，后舱壁390可以通过可具有大致T形截面的连接环380连接到外壳套304的外筒部325的后边缘上。后舱壁390和外筒部325可以通过多个周向间隔布置的例如铆钉、螺栓等紧固件连接到连接环380上。

可以使用铆钉399、螺栓或者其它紧固装置将安装凸缘350固定在内筒302的后部318上。经吸声处理的内筒302可以与上述的复合内筒202大致相同。如图3所示，经吸声处理的内筒302的至少一部分320可以延伸到安装凸缘350的后面，以便为匹配风扇箱(图3中未示出)的前部提供吸声处理。

外壳套304可以由复合材料通过已知方法制成，也可以由铝等金属板通过旋压或者拉伸形成。外壳套304可以整体形成，也可以由两个或者多个周向部件形成。如图3所示，后舱壁390可以沿着前后方向倾斜或者设有倾角，以使后舱壁390具有大致截锥形状。截锥形的后舱壁390，由于其具有三维形状和曲度，而具有比图1B所示的大致平面后舱壁36更大的固有刚性。由于具有较大刚性，截锥形后舱壁390在负载的情况下比更具柔性的平面舱壁36更加不易弯曲，而且能够更好抵抗载荷并且在安装凸缘350与外筒部325之间直接传递载荷。此外，后舱壁390的前倾允许后舱壁390在拉伸或者压缩状态下(而不是主要在剪切和弯曲状态下)在安装凸缘350与外筒部325之间至少部分地传递载荷。因此，在因风扇叶片受损事件而给内筒302造成结构损伤的情况下，该结构的未受损部分可以传递载荷，并保持足够的结构稳定性来保持令人满意的入口结构，并减小损伤扩散，因而使飞机可以安全返航。

图4中示出根据本发明所述的短舱入口400第三实施方式的横截面图。短舱入口400可以包括与上述外壳套304和后舱壁390基本相似的外壳套404和后舱壁490。然而在此实施方式中，安装凸缘491一体形成为内筒700的复合外壳710的一部分。后舱壁490可以通过托架492和多个铆钉、螺栓等紧固件497连接到一体的安装凸缘491上。如图4所示，内筒700的前边缘可通过大致的Z形托架427和多个铆钉等紧固件402连接到外壳套404的内后缘421上。在图4所示的实施方式中，内筒700例如可以由沿着纵向延伸凸缘750连结起来的多个段部构成。可选地，内筒700也可以由单件、不分段的筒构成。

图5A和图5B示出用于形成前文所述并且如图2中所示的具有一体后舱壁部227的复合外壳套204的工具。图5A中示出360度扭转工具900的横截面图。工具900可以包括前工具部904、后舱壁工具部920，和分离环工具部940。前工具部904可以包括前凸缘906、圆形前端缘部910、外筒部912，和后连接凸缘914。前凸缘906可以位于前工具部904的自由前端905。前端缘部910可以从前连接凸缘906向前(沿F方向)延伸到前工具部904的最前点907，然后向后延伸到外筒部912。外筒部912可以从前端缘部910向后延伸到前工具部904的后端911。后凸缘914从外筒部912向外延伸。因而，前工具的前端缘部910和外筒部912分别与前文所述以及图2所示的外筒204的前端缘部223和外筒部225类似成形。

如图5A所示，前工具部904可以由可拆卸地固定在一起的多个周向段903a、903b构成。尽管可以使用更多或者更少段，然而在此实施方式中有三个120度的周向段(图中仅仅示出两段903a、903b)。因而，前凸缘906和后凸缘914可以分别由多个前端凸缘段913和后凸缘段917构成。第一、第二轴向延伸凸缘919、921可以延伸在前端凸缘段913和后凸缘段917之间，并且可以设置在每个工具部段903a、903b的相反侧边缘上。在一个工具部段903a上的第一轴向延伸凸缘919能够可拆卸地固定在相邻工具段903b的第二轴向延伸连接凸缘921，从而形成轴向延伸凸缘接头999。相邻的第一和第二轴向延伸凸缘919、921可以通过螺栓或者其它适宜紧固件固定在一起。

图5A中示出的后舱壁工具部920包括前连接凸缘922、从前连接凸缘922向后延伸的倾斜部924，和从倾斜部924延伸的后端凸缘926。前工具的后连接凸缘914例如可以通过螺栓或者紧固件可拆卸地固定在后舱壁工具的前连接凸缘922上。后舱壁工具部920的倾斜部924与外壳套204的后舱壁部227类似成形(参见图2)，并且可以用于形成外壳套的后舱壁部227。尽管以单一的整体形式示出，然而后舱壁工具部920也可以由多个周向段构成。

同样如图5A和图5B所示，工具组件900还可以包括分离工具部或者环940，用于形成图2所示的外壳套204的内后缘221。如果在接合的外壳套204的前连接腿内后缘221中设有足够大的负斜角或者退回部件，使得可以将接合的外壳套204从前工具部904上去除，则工具部940可以是整体环(图5A中未示出)。否则，分离工具部940可以是如图5A所示分段环，并且可以包括分离的环段931，使段931可以在将接合的外壳套204从前工具部904上去除之前单独去除。分离工具部940可以通过紧固件(未示出)可拆卸地固定在前连接凸缘906上。如图5B所示，分离工具部940可以从前连接凸缘906径向偏置，形成内后缘221。

根据一个实施方式，可以在工具900中形成复合接头(lay-up)，以形成例如如图2所示那样的连续复合外壳套204。可选地，周向壳套段可以单独地布置在分离工具部和/或工具段，并组装以形成完整的外壳套204。根据另一个实施方式，外壳套段也可以局部布置在分离工具部和/或工具段，然后将工具部/工具段组装在一起，并提供搭缝以将外壳套段结合起来以形成完整的外壳套204。一旦外壳套204已经固化在工具组件900中，则前工具904、后舱壁工具920、分离环工具940，以及像前工具段905和分离环工具段931等其它工具段，可以被分离以便将固化的外壳套204从工具904、920和940上去除。本领域普通技术人员应该知道如何在公开的接合工具900中形成外壳套。

在某些实施方式中，外壳套前端缘部的后内部可以比图2-4中所示的前端缘部223、323和423向后延伸得更远。在此情况下，可以使用如图5C所示那样的接合工具1000。工具1000可以与图5A所示的工具900大致类似，图5A和图5C中相同的组件具有相同的附图标记。然而，与上述工具900不同，工具1000不包括后舱壁工具920或者分离工具部940。如图5C所示，工具1000可以包括用于形成延伸前端缘部的前端缘部延伸工具部960。前端缘部延伸工具部960可以包括前连接凸缘962，从前连接凸缘962向后延伸的轴向延伸部964，和从轴向延伸部964横向延伸的后端凸缘966。前工具904的前连接凸缘906例如可以通过紧固件968可拆卸地固定在前端缘延伸工具部960的前连接凸缘963上。前端缘延伸工具部960可以用上述工具900中的分离工具部940代替，以形成既具有后舱壁部又具有延伸的前端缘部的外壳套。利用接合工具1000来形成复合外壳套的接合步骤可以与图5A和图5B中所示的上述工具900大致类似。

图6示出可以与上文所述以及图4所示那样的短舱入口400结合使用类型的周向分段吸声内筒700的一个实施方式的横截面图。如图6所示，周向分段的吸声内筒700可以包括三个周向段704、706和708。可选地，周向分段吸声内筒可以包括不同数量的周向段，例如两段、四段或者更多。周向段704、706、和708的每个周向端设有一对径向向外伸出的凸缘750、751，大致沿着整个吸声内筒700长度的纵向方向延伸。相邻的周向段沿着纵向接头780配合，其径向向外伸出的凸缘750、751彼此相对。

如图7所示，吸声内筒700的每个周向段可以包括位于其后端的直立连接凸缘790。直立连接凸缘790可以由多个周向直立连接凸缘段791、793和795构成，并且可以被加工成具有一个或者多个周向间隔的螺栓孔，来连接发动机风扇箱(未示出)的前凸缘。相邻周向段的周向相向凸缘751、753可以大致沿着吸声内筒700的长度延伸，并且可以通过多个间隔的紧固件792固定到配合凸缘上。

图8中示出可以用于将例如段704和706等两个相邻内筒段的纵边缘接合起来的纵向拼合接头780一个实施方式的横截面图的细节图。在一个实施方式中，每个周向段704、706包括内层707、吸声芯709和外层710。如图8所示，外层710可以包括在两个周向段704和706与拼合接头780会合处的加厚部712。如图8所示，相邻段704和706的相向内层部714和715可以围绕在芯部709边缘的周围，以使其延伸到拼合接头780中。可以在外壳套710每一段704、706的周向边缘上设置附加层的预先固定(prepeg)的纤维，以形成加厚区域712和相向凸缘750和751。然后可以利用已知方法使段704和706在压热器中固化。当组装后以形成完整的内筒700时，在相对的内层部714、715之间的有效缝隙730(即在声学上的不连续性)可以具有在声学上可忽略的宽度，指定为P1。在一个实施方式中，间隙宽度P1小于或者等于大约0.2英寸，或者大约5毫米。提供这种微小的吸声接头可以有效地获得连续360度的单件吸声内筒的吸声方面的优势，同时具有防止周向分段的内筒的损伤扩散的特性。可选地，可以通过将内层707、多孔芯709和外层710粘结在一起来装配内筒700，从而形成没有纵向接头的整体单元。

图9示出分段内筒另一个实施方式700’的立体图。内筒700’包括多个周向段704’、706’和708’，与上文所述的内筒700类似，除了内筒700’包括从周向段704’、706’、708’的后端791、793和799形成的缩小直径的后端部794。后端部794容纳360度的发动机连接环796，其有助于将后端791、793、799固定在一起。发动机连接环796可以利用例如粘合剂或者机械紧固件等已知技术被容纳并固定在内筒700’的缩小直径部794上。

如上所述并参考图4，短舱入口400可以包括外层404和由多个周向段704、706和708构成的吸声内筒700。可选地，短舱入口可以包括外层404和由多个周向段704’、706’、708’构成的吸声内筒700’。在发生风扇叶片受损事件的情况下，多个周向段704、706、708或者704’、706’、708’中只有一个易于在最初被损坏，由于段与段之间在纵向上不连续，因而这种损坏通常不会扩散到相邻的周向段。由于未损坏的周向段被固定在其它的未损坏结构上，因而可以增大发动机短舱入口400的稳定性和返航能力。

图10中示出分段内筒800可选结构的横截面，在两个相邻段804、805之间具有在声学上可忽略的间隙P2。每个周向段804、805可以包括带孔的内层806、吸声芯808，无孔的外层810。如图所示，外层810在两个周向段804、805会合处可以包括加厚区812。相向的内层部814、815可以如图所示径向向外卷。在内层部814、815之间可以存在声学上可忽略的间隙830的宽度P2。在一个实施方式中，P2小于或者等于0.2英寸或者大约5毫米。

在图10所示的实施方式中，吸声内筒800包括拼接板852形式的加强件850，通过紧固件880固定在外壳套810上。如图10所示，加强件850被连接到筒800上，以使拼接板852的内表面854被连接到内筒800的外壳套810的外表面上。紧固件880横向穿过拼接板852，通过内筒800的外壳套810，至少部分延伸到多孔芯808中。拼接板852可以通过从后侧安装并且穿过外壳套810的加厚部812的单面紧固件，固定到外壳套810上。紧固件880只占据多孔芯810的少量横截面积，并且不会延伸或者阻挡内筒800的内壳层806的孔眼。因而，这种拼接连接不会对筒800的吸声性能产生不利影响。

可以以与上述周向分段吸声内筒700、700’类似的方式，来使用周向分段吸声内筒800。周向分段吸声内筒800除了对短舱入口400提供其它改进优点之外，还有助于为短舱入口提供返航能力。

尽管上面已经结合多个方面和实施方式对本发明进行描述，然而应该理解这些方面和实施方式只是作为例子被提出，而不是试图限制本发明。因此，本发明不应该被限制到任何具体的实施方式或者方面，而是应该所附的权利要求来限定其保护范围。

Claims (22)

1.一种短舱入口，用于具有带前凸缘的发动机风扇箱类型的航空发动机，所述短舱入口包括：

吸声内筒，具有前边缘和后边缘；

外壳套，包括具有后内边缘的前端缘部和具有后部的外筒部；

后连接凸缘，被配置成将入口连接到发动机风扇箱的前凸缘上；和

后舱壁，具有后端并将外壳套的外筒部连接到后连接凸缘；

其中吸声内筒的前边缘被连接到前端缘部的后内边缘，内筒的后部被连接到后连接凸缘。

2.如权利要求1所述的短舱入口，其中后舱壁、前端缘部和外筒部由从前端缘部的后内边缘连续延伸到后舱壁后端的单件材料制成。

3.如权利要求3所述的短舱入口，其中后连接凸缘的一部分、后舱壁的后端和内筒的后边缘通过多个紧固件固定在一起。

4.如权利要求2所述的短舱入口，其中后舱壁具有大致圆锥形状。

5.如权利要求2所述的短舱入口，其中后舱壁的后端具有大致圆柱形状。

6.如权利要求1所述的短舱入口，还包括延伸在前端缘部的后内边缘与内筒的前部之间的前舱壁。

7.如权利要求1所述的短舱入口，其中吸声内筒没有纵向接头。

8.如权利要求1所述的短舱入口，其中吸声内筒包括多个可分离连接的周向段。

9.如权利要求8所述的短舱入口，其中在周向段之间的任何纵向间隙不大于约5毫米。

10.如权利要求9所述的短舱入口，其中周向段沿其纵向边缘由相对的凸缘连接。

11.如权利要求9所述的短舱入口，其中周向段由一个或者多个拼接板连接。

12.如权利要求1所述的短舱入口，其中内筒的后边缘在后连接凸缘的后面延伸。

13.如权利要求1所述的短舱入口，还包括外筒部内表面上的至少一个周向加固件。

14.一种用于带风扇箱类型的航空发动机的短舱，所述短舱具有入口部，该入口部包括：

吸声内筒；

外壳套，包括前端缘部和外筒部；和

用于将入口部安装到风扇箱上的安装装置；

其中安装装置提供从外壳套的后部到风扇箱通过安装装置的负载路径，其中没有负载路径的实质部分穿过吸声内筒。

15.如权利要求14所述的短舱，其中安装装置包括当入口部安装在风扇箱上时置于风扇箱与外壳套之间的舱壁。

16.如权利要求15所述的短舱，其中舱壁与外壳套整体形成。

17.如权利要求15所述的短舱，还包括连接到舱壁上的安装凸缘。

18.如权利要求14所述的短舱，其中吸声内筒包括多个可分离连接的周向段。

19.一种带有入口部的航空发动机短舱，包括：

具有前端缘部和外筒部的外壳套；

内筒；

后舱壁；和

后安装凸缘；

其中外筒通过第一连接件连接到后舱壁，后舱壁通过第二连接件连接到后安装凸缘，内筒通过第三连接件连接到安装凸缘，第二连接件与第三连接件分离。

20.如权利要求18所述的航空发动机短舱，其中外壳套和后舱壁由连续的整体材料形成。

21.如权利要求19所述的航空发动机短舱，其中前端缘部和外筒部由连续的整体材料形成。

22.如权利要求19所述的航空发动机短舱，其中前端缘部、外筒部和后舱壁由连续的整体材料形成。

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