复合机翼-机身接头的制作方法

专利名称：复合机翼-机身接头的制作方法
技术领域：
本发明涉及用于复合构造的空气动力学结构的设备和技术，更具体地 说，涉及新颖、经过改善的整体形成的复合机翼和机翼-机身接头。
背景技术：
在制造飞行器过程中，空气动力学结构诸如机翼面板结合到机身或飞行 器其他结构。传统上，使用机械对接接头，此时机翼一部分可以对接到机身 一部分，并经由结合接头，例如螺栓、铆钉和诸如肋等的设备接合。在这些 传统对接接头中，接头的螺栓和肋用于满足机头承载性要求。因此，必须使 用足够多的螺栓和其他机械紧固设备，以满足飞行器设计中所用材料所允许 的承载性。
机械接头，特别是那些带有许多螺栓的接头，可能非常重，这样对应于 飞行器重量更大且运营成本更高。此外，与机械接头相关的成本可能巨大， 因为接头独立于接合的面板形成，这样耗费生产时间(劳动力、设备等)并 且接头包括许多不同部件(肋、螺栓等)，这些部件也需要制造。此外，螺 栓接头在长期使用过程中可能发生疲劳，因此必须周期性地进行分析、维护 和更换，进一步增大了运营成本。因此，虽然利用传统接头能为空气动力学 结构实现希望的效果，但是仍存在改进空间。

发明内容
文中说明了用于复合结构的整体形成的复合面板和接头，诸如用于复合 飞行器机翼。在一种实施方式中，整体形成的面板基本上跨越飞行器整个翼 展，包括彼此整体形成的至少第一部分和第二部分。所述部分包括连续的复 合材料层或片材，并且可以接合到包括桁条、肋和翼梁的框架。所述片材可 以基本上沿着所述部分的长度延伸，并与靠近接头的相邻部分的片材重叠成 交织图案，所述接头即所述部分汇合机身的地方(机身线)。重叠效果产生
了厚度积累区域或堆积部(pad-up),其可以用于承载跨接头的载荷，并满足接头承载性要求。堆积部的承载能力允许使用更少的机械接头或螺栓接头， 使得结构重量更轻。


以下参照附图详细说明本发明的实施方式。
图1示出了具有复合机翼结构和机翼-机身接头的飞行器的示意俯视图，
该机翼-机身接头根据本发明的实施方式形成；
图2示出了实施例，该实施例示出了图1中所示的复合机翼-机身接头 一部分的截面图3更为详细地示出了图2中的复合机翼机身机头的重叠片材；
图4更为详细地示出了图2中的复合机翼机身接头的偏移片材；
图5示出了根据本发明的衔条实施例。
具体实施例方式
本发明涉及空气动力学结构，诸如复合机翼和尾翼以及机翼-机身接头。 本发明特定实施方式的许多具体细节在以下说明内容中论述并在图1-5中描 绘，以协助全面理解这些实施方式。但是，本领域技术人员应该理解，本发 明可以具有额外的实施方式，或者本发明可以在没有以下所述若干细节的情 况下实施。例如，虽然特定实施方式参照飞行器复合机翼结构进行讨论，但 是本领域技术人员可以理解，所述技术可以应用于广泛的空气动力学结构。
图1示出了根据本发明实施方式的飞行器100。在该实施方式中，飞行 器100包括机身102,其接合到复合机翼结构104。复合机翼结构104包括3 部分，两个从机身102横向向外伸展的机翼部分106、 108和横跨机身102 的中央部分110。三个部分106、 108、 110限定三个关联的坐标系统，各一 个坐标系统用于各一个机翼部分106、 108，而另一个用于中央部分110。为 每个部分限定的零度轴线，基本上沿着每个机翼部分的长度延伸并横穿飞行 器纵轴线越过中央面板(例如，越过机身102)。以下将不时引述相对于为每 个部分所限定的坐标系统以及零度轴线的位置关系。应该注意，飞行器100 的特定特征为了清晰而略去。例如，机翼部分106、 108可以耦接到引导边 缘部分、拖尾边缘部分、机翼末梢和其他未示出的构件。
复合机翼结构104由一块或多块复合面板构成。在一种实施方式中，复合机翼结构104可以是整体形成的单一面板，例如基本上从机翼末梢到机翼
末梢。多个结构构件(例如，桁条、翼梁和翼肋)形成骨架状的结构(诸如
框架)，其以复合材料蒙皮114覆盖，以形成复合面板。在所示实施方式中， 示例桁条的位置由线条112表示，基本上沿着机翼106、 108的长度延伸并 穿过中央部分IIO。桁条112可以为金属(例如，铝、钛等)梁或复合材料 (例如，碳纤维、石墨等)梁，配置成接收并支撑蒙皮114。蒙皮114可以 通过铺设连续的复合材料层或片材(例如，复合带、金属箔、纤维材料等)， 以形成该蒙皮，然后将该蒙皮紧固到軒条112和/或其他结构构件。蒙皮114 还可以由多种材料的片材形成。在一种实施方式中，所述片材由纤维带形成， 该纤维带具有沿着所述带长度取向的纤维或细丝。例如，可以釆用轻质材料
诸如碳纤维石墨带、金属纤维带、箔或其他适合空气动力学结构片材的材料。 此外，每个片材可以由多件复合材料片段或带材构成，进一步的讨论请参见 图3。
各机身侧部接头116、 118图示为与机身102每个侧部或飞行器100机 身线重合。所述机身侧部接头116、 118出现于复合机翼结构104接合到机 身的地方，以及机翼部分106、 108和中央部分IIO在扫略角处汇合的地方。 在该实施方式中，中央部分IIO取向基本上横穿机身102的纵轴线。机翼部 分106、 108在这里描绘为以相对于中央部分110呈约30度的扫略角向后扫 略。虽然在图1中示出了 30度的扫略角，但是应该注意，可以采用各种扫 略角，包括零度扫略角或者甚至向前扫略的扫略角。更特别是，考虑了文中 所述技术可以产生具有任何希望的扫略角(向后扫略、向前扫略或不扫略) 的复合空气动力学结构和/或机翼，根据本发明所述的原理，这样的空气动力 学结构和/或机翼可以改善重量减轻的机身侧部接头并可以用于在机翼部分 106、 108和机身102之间传递载荷。
在一种实施方式中，飞行器IOO复合机翼结构104的多个部分经由所述 部分之间的结合部上交织的复合材料片材而整体一件到另 一件地形成。例 如，在复合机翼结构104相应于机身侧部接头116、 118位置的区域，沿着 机翼部分106、 108伸展的连续片材层与中央部分110上横穿飞行器纵轴线 伸展的片材交织。具体来说，中央部分IIO经由多件交织的片材沿着一侧整 体接合到左机翼部分106,而沿着相对一侧整体接合到右机翼部分108。在 替代实施方式中，中央部分110可以省略，以使复合机翼结构包括机翼部分
8106、 108,它们经由两者之间结合部处交织的复合材料片材而彼此整体接合。 在该实施方式中，机翼部分106、 108之间的结合部可以基本上沿着飞4亍器 的中心线。
片材交织允许在部分之间传递载荷(例如，特别是载荷从机翼部分106、 108向中央部分110传递)。此外，交织效果在复合机翼结构104上对应于机 身侧部接头116、 118的位置产生自然堆积(pad-up)(尺寸或厚度增大)，从 而增大了复合机翼结构104的承载能力(例如，层压件本身承受载荷)。轴 向载荷、冲击载荷等在机翼部分106、 108和中央部分110以及机身102之 间经由整体形成的蒙皮堆积区域而非经由传统机身侧部接头的贯穿螺栓来 传递。因此，在机身侧部接头116、 118处可以使用更少和/或更小的螺栓或 其他紧固件，并且飞行器IOO重量相应减轻。此外，使用更少的螺栓接头， 可以避免或减少与螺栓接头疲劳相关的风险。
交织效果可以通过叠置和/或偏移连续的片材层来实现，进一步的相关讨 论可以见于以下针对图3和4的讨论。此外，为了补偿因交织设置而产生的 堆积，复合机翼结构104可以包括伸入或过渡到机身侧部接头116、 118中 的軒条112,诸如随着绗条靠近机身侧部接头116、 118而削减材料和/或刚 性。过渡桁条进一步的讨论可见于以下针对图3和5的讨论。
图2示出了实施方式200，其示出了图1中示例机身侧部接头116的横 截面视图(沿着大约与机身102纵轴线平行的向前视线观察)。机身侧部接 头116出现于中央部分110和图1所示右机翼部分108之间的结合部(虚线)。 图2示出了位于在接头116的中央部分110 —侧的内上部202 ( 1 )(例如， 机身内部)和接头116的机翼108 —侧的外上部292 ( 2 )(例如，机身外侧) 之间的接头116上部。类似地，在分别对应于中央部分110和才几翼部分108 的内下部202 (3 )和外下部202 (4)之间绘出了接头116下部。自然，图l 所述接头118可以类似地配置在中央部分IIO和左机翼部分106之间，并且 接头116、 118—起产生图1所示的复合机翼结构104。机身侧部接头116、 118如上所述，可以用来将复合结构104或整体形成的面板区段接合到机身 102。自然，在省略中央部分110的情况下，两个机翼部分106、 108可以沿 着两者之间的结合部类似地接合。
接头116上部和下部描绘为经由各机身侧部肋204 ( 1 )、 204 (2)来实 现。肋204 ( 1 )和204 (2)沿着机身(机身线)在机身侧部接头116的区域内延伸，并作为连接点以形成所述接头(诸如接头116)，该接头根据本发 明将复合结构104接合到机身102。例如，肋204 ( 1 )、 204 (2)可以借助 螺栓、铆钉或其他适当紧固件紧固到机身或各正在接合的结构(例如，图2 中的^/L翼部分108和中央部分110 )。在特定实施方式中，成对的肋204 ( 1 )、 204 (2)可以是共用连接机构的一部分。多个螺栓206在图2中示出，接合 复合结构104的各部分。虽然示出了肋204 ( 1 )、 204 (2),但是考虑了多种 适合接合空气动力学结构的金属和/或复合连接点。
如前所述，复合结构104各部分202 ( 1 ) -202 (4)可以形成具有连续 复合材料层或片材的蒙皮114并将蒙皮114紧固到包括多件桁条112的内部 结构，所述桁条在图2中的截面图中显露。蒙皮114可以通过多种方式紧固 或接合到所述结构，诸如借助粘结剂、铆钉、螺栓或它们的组合以及其他适 当紧固设备。桁条112可以基本上沿着前述各部分110、 108的零度轴线轴 向运行。应该注意，所述桁条112示为逐渐减薄或者过渡到接头116中。换 句话说，随着桁条靠近接头116的结合部，街条厚度逐渐变薄。
在传统技术中，在接头区域内可以保持街条宽度(例如，不缩减)。这 样将需要不希望出现的较大较重的铆钉、肋或连接点等，以便产生贯穿桁条 的接头。在这种传统方案中，主要使用螺栓布置在结构之间传递载荷(例如， 机翼到机身)，并满足接头的大部分承载性要求。但是，根据本发明的技术， 交织的复合蒙皮1114的自然堆积区域用于传递载荷并满足承载性的具体设 计要求。由于接头116承载能力设计中，不再主要使用螺栓206，所以桁条 112可以如所述那样逐渐减薄，以使所需的连接机构数量和尺寸减至最小， 并相应节省相当的重量。接头116的螺栓206可以承载施加在接头116上的 一些载荷，例如冲击载荷，但是根据文中所述本发明的构思，交织复合件(而 非螺栓206)才是承载性和载荷传递能力设计时的主要考虑。较之不具有文 中所述的复合机身-机翼接头技术的类似结构设计来说，螺栓206可以减小 和/或减少60-80%。軒条112过渡的进一步讨论可见于针对图5的讨论。
用于接头116上下部的蒙皮114示为由依次堆积或叠压的多个连续层或 片材形成(总地称为片材208)。然后，蒙皮114可以紧固到结构部件诸如所 示的街条112。片材208可以是复合材料，诸如纤维石墨带或其他用于空气 动力学机构的适当蒙皮或层压材料。在接头116上部形成蒙皮114的示例片 材208 ( 1 ) -208 ( 5 )在图2中示出。例如，片材208 ( 1 )、 208 ( 3 )和208(5)形成中央部分IIO，并穿过中央部分IIO延伸到图1的左侧接头118。 片材208 (2)、 208 (4)形成机翼部分108并延伸到机翼末梢。在该实施方 式中，片材208在接头116处以扫略角汇合。在实施方式中，片材208沿着 各部分IIO、 108的零度轴线取向。因此，片材208 ( 1 )、 208 (3 )和208 ( 5 ) 可以认为是机翼部分110的零度片材，而片材208 (2)和208 (4)可以认 为是机翼部分108的零度片材。虽然示为零度片材，但是要注意，片材实际 上可以以近似平行于某部分零度轴线的各种角度定向。近似零度片材在文中 指代布置在各部分零度轴线正负15度之间(例如，平行)的片材。
如前所述，片材208可以在接头区域交织。在一种实施方式中，交织结 构包括重叠图案，其中中央部分110的零度片材与机翼部分108的零度片材 重叠。例如，图2描绘了一种示例交织图案，其中中央部分110的片材与机 翼部分108的片材彼一片此一片地交替。更具体地说，片材208 ( 1 )穿过接 头116延伸并重叠同样穿过接头的片材208 (2),以此类推，对于片材208
(3 ) -208 ( 5 )重复图案。图2所示的片材208 ( 1 ) -208 (5 )是许多这种 可以用来以所述方式重叠从而在接头116的区域内整体形成蒙皮114的片材 208的代表。例如，蒙皮114可以包括适当数目的片材208 (例如，50、 100、 500等)。自然，也可以采用多种其他图案，诸如每两片片材重叠、每5片重 叠、以非恒定的间隔重叠等等。
重叠效果导致在接头116上形成自然堆积区域210。堆积区域210 (或 尺寸增大)相应增大复合层的刚性、承载能力、载荷传递能力等等。特别是， 来自中央部分110的重叠零度片材208 ( 1 )、 208 (3 )、 208 ( 5 )或近似零度 片材在机翼部分108中作为剪切片材，而来自机翼部分108的相应重叠片材 208 (2)、 208 (4)在中央部分IIO作为剪切片材。螺栓206或其他适当紧 固件穿过堆积区域210运行，将内上部202 ( 1 )和外上部202 (2)接合到 肋204 ( 1 )。关于重叠片材的其他细节，将在以下针对图3进行说明。
图2中的片材208还示为具有偏移端点。例如，中央部分110的片材208
(1)、 208 (3 )、 208 ( 5 )并不终止于共同的点，而是具有不同的各端点。 机翼部分108的片材208 (2)、 208 (4)类似的具有独特或偏移端点。偏移 端点用于产生渐变而非突变或陡峭的堆积层210累积。针对片材偏移的额外 细节，将在以下针对图4说明。
现在参照图3，该图更为详细地描绘了图2中的重叠片材。具体来说，图3示出了片材208 ( 1 )、 208 (2)的俯视图，诸如从图1的飞行器100上 方观察。图3进一步示出了由多个片段302、 304形成每一个片材，所述片 段穿过该部分110、 108的宽度布置。例如，所述片段可以是以复合材料诸 如碳纤维或石墨带形成的带材片段，并且可以具有各种宽度，其一些示例为 3英寸、6英寸和12英寸。片段302、 304穿过各部分110、 108延伸，以使 片段302、 304以及由片段形成的相应片材208 ( 1 )、 208 (2)沿着各部分 110、 108零度轴线的长度方向定向。所述片材以扫略角306相交，该扫略角 示为约30度。因此，由中央部分110和机翼部分108零度轴线之间的相对 关系限定扫略角。如前所述，可以考虑各种不同的扫略角。
图中示出片材208 ( 1 )、 208 (2)在穿过接头116的区域308中重叠， 这些片材对应于形成图2中堆积部210的连续片材并与连续片材一起形成图 2中的堆积部210。要注意，在该布置中，取向朝着中央部分110零度轴线 的片材208 ( 1 )经由重叠部308在机翼部分108中作为剪切片材。相反，取 向沿着机翼部分108零度轴线的片材208 ( 2 )经由重叠部308在中央部分内 作为剪切片材。每个上下部在对应于接头116的位置以及对应于相对侧的侧 部接头118的位置可以出现许多重叠片材208。可以借助文中所述的复合机 翼-机身技术为复合结构104的上下面板任一或两者形成从机翼末梢到机翼 末梢的完整、整体形成的面板。此外，还可以形成从末梢到末梢的完整、整 体形成的复合结构104(具有整体形成的上下面板)。还可以形成较小的整体 形成的部分，诸如单独的左侧面板和右侧面板，单独的上面板和下面版以及 各种其他组合。接头，诸如机身侧部接头116、 118则可以用于将整体形成 结构或面板接合到飞行器。
现在参照图4，该图示出了实施方式400,更为详细地示出了偏移和重 叠的片材。更具体地说，图4描绘了如图3所示那样，在区域308重叠的片 材208 ( 1 )和208 (2)。应该注意，为了清晰，去掉了一些片段302、 304。 另一片片材208 (3 )的一部分覆盖在片材208 ( 1 )、 208 (2)上。片材208
(3)对应于中央部分110，取向大约平行于各零度轴线。片材208 (3 )还 作为近似零度片材布置，位于零度轴线正负15度之内。应该注意，片材208
(3)以类似于参照图3所述覆盖片材208 ( 1 )、 208 (20)的方式覆盖机翼 部分108的片材208 (2)。因此，实施方式400中，片材重叠符合前面参照 图2所述的交替重叠。此外，图4示出了在片材208 ( 1 )和208 (3 )之间的各端点或切口之间通过布置片材形成的偏移部402。
图4进一步描绘了覆盖片材208 ( 1 )、 208 (2)和208 (3 )的另一片片 材208 (4)的一部分。片材208 (4)在该实施方式中对应于机翼部分108， 取向大约平行于各零度轴线。片材208 (4)重叠中央部分的片材208 ( 1 )、 208 (3 )。此外，通过布置片材在片材208 (4)和208 (2)之间的各端点或 各切口处形成偏移部404。
如前所述，接头中增加片材偏移部402、 400，目的是在堆积部201中产 生逐渐递增的厚度。可以选择各种不同的偏移部，对应于希望的堆积部210， 例如在希望的距离(例如，希望的堆积部)实现希望的尺寸增大。此外，可 以选择各不同片材的偏移部，使其对于每个片材相同，或者偏移部可以在不 同片材之间变化，或者在各部分110、 108的片材之间发生变化。在各种实 施方式中，选择的偏移部范围为0.25-1.25英寸，以产生希望的堆积部，但 是更小或更大的偏移部可以用在其他实施方式中。进一步应该注意，铺设特 定量的片材之后，偏移部图案可以重复。作为例子，在覆盖20片片材之后， 偏移部图案可以重复，因此如果总共使用60片片材，则3条片材可以终止 于每20个端点各自位置处。
图5描绘了实施方式500，示出了街条过渡到接头区域的详细视图。示 出了位于左侧机翼部分106和中央部分IIO之间的机身左侧接头118的截面 图。具体来说，描绘了机翼部分106的下半部对应于机翼的下侧(例如，机 翼部分106外下部结合到中央部分110内下部)。面板外部(例如，接头118 的机翼部分106—侧)包括桁条112，蒙皮114接合到该桁条。还示出了来 自中央部分110的对应桁条112 —部分。蒙皮114可以由连续片材208形成， 该片材如前所述可以与来自中央部分110的片材208重叠并从其偏移，从而 形成如图5所示的堆积区域210。因此，可以经由重叠且偏移的片材208形 成整体形成的面板区段。包括桁条112和蒙皮114的整体形成的面板(例如， 整体形成部分106、 108)描绘为在接头118处经由螺栓206接合机身侧肋 204，该螺栓在堆积区域210内的结合部穿过部分106、 108延伸。
在如图5所示的实施方式中，示出了桁条112过渡到接头区域118或向 该接头区域逐渐变薄。具体来说，示出了桁条112沿着桁条在厚度或尺寸相 对较大的区域502和厚度相对较小的较薄区域504之间轴向逐渐变薄，所述 较薄区域504例如桁条112经由螺栓208连接到肋204的地方。如前所述，这种过渡或逐渐变薄允许使用更少和/或更小的螺栓206来进4亍接合。图中示 出了过渡区域506，軒条在该区域随着从区域502向区域504移动而逐渐变 窄。在该实施方式中，示出了线性过渡形式，诸如以恒定45度角或其他角 度进行过渡。在进一步的实施方式中，在导入接头区域118的约40到50英 寸的距离上采用这种线性减薄形式。在其他实施方式中，可以采用其他适当 过渡区域506,诸如对应于各种线性角度、曲线路径、阶梯路径等等。桁条 相应过渡或减薄可以沿着衔条在各种距离范围内出现。
来自中央部分110的相应桁条112可以类似地进4亍过渡。每个部分106、 110、 108可以具有多根桁条112，其中一根或多根可以是文中所述的过渡桁 条。在实施方式中，街条112逐渐变薄的区域大致与蒙皮114出现堆积区域 210的区域相同。换句话说，过渡区域506和堆积区域210沿着各部分106、 110、 108的长度，基本上发生在相同位置。这样，可以由軒条逐渐变薄或者 发生过渡，从而对堆积区域210的积累进行全部或局部补偿。
在一种实施方式中，桁条112刚度可以沿着桁条112长度变化。该刚度 减小或软化可以在衔条厚度逐渐变薄的基础上(或取代这种情况)进行。例 如，軒条112可以由复合层压件形成，其中的层压材料在桁条112的长度上 发生变化。具体来说，朝向图5所述的区域502，具有硬度相对较大的材料， 并且所选的材料或者桁条布局沿着从区域502到靠近接头118的区域504的 行程长度变化到刚度逐渐减小或者桁条112变软。这种刚度减小还用来补偿 堆积区域210内片材208堆积所导致的硬度相应增加。此外，桁条112软化 可以用来吸收或减小载荷转移经由堆积部210中的重叠片材208的剪切作用 而产生的剥离载荷影响，例如软化可以允许桁条112变形更大。刚度不同或 拉伸模量不同的的材料组合可以用来沿着桁条112产生希望的硬度变化。此 外，或作为选择，可以通过改变生产桁条的材料或复合物的纤维对准情况或 取向来改变刚度或模量。在一种实施方式中，桁条112配置成包括拉伸模量 不同的碳纤维材料，模量以兆磅每英寸(MSI)表示，以使刚度沿着桁条112 长度从区域502到靠近接头118的区域504移动时，在约16MSI到2MSI的 范围内变化。也考虑了各种其他材料，诸如金属箔、钛、铝、复合带、层压 件或其他适当的街条材料。
虽然已经图示并说明了本发明的优选实施方式和替代实施方式，但是应 该注意，在不背离本发明精神和范围的情况下，可以进行许多改动。因此，
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本发明的范围并不受所公开的那些优选实施方式或替代实施方式的限制。相 反，参照附后的权利要求书来完整地确定本发明。
权利要求
1. 一种复合机翼面板，包括第一部分；和至少第二部分，该第二部分在所述部分之间的结合部与所述第一部分整体形成，其中第一和第二部分每一个包括多个复合材料片材；和所述第一和第二部分的所述多个复合材料片材的至少一部分穿过所述部分之间的结合部布置成重叠图案，从而在该结合部上形成整体形成的层压蒙皮。
2. 如权利要求1所述的复合机翼面板，其特征在于，所述重叠图案在 靠近所述部分之间的结合部处包括所述蒙皮的厚度堆积部，所述堆积部配置 成跨过所述结合部传递载荷。
3. 如权利要求1所述的复合机翼面板，其特征在于，每个部分的所述 多个片材包括多个沿着各部分的零度轴线长度方向布置的近似零度片材，并 且所述重叠图案包括第一部分的近似零度片材与第二部分的近似零度片材 重叠。
4. 如权利要求1所述的复合机翼面板，包括至少三个部分，这三个部 分配置为中央部分、第一机翼部分和第二机翼部分，其中每个^L翼部分经由 多个重叠片材与所述中央部分整体形成，以使所述部分从所述第一机翼部分 的末梢到第二机翼部分的末梢整体形成。
5. 如权利要求4所述的复合机翼面板，其特征在于， 所述中央部分配置成跨越飞行器的机身延伸，以使该中央部分的零度轴线基本上横穿机身的纵轴线；所述第一和第二机翼部分整体形成到所述中央部分相对两侧，并相对于 所述中央部分扫略，以使对应于每个机翼部分的零度轴线布置地相对于所述 中央部分的零度轴线呈相对扫略角；第一和第二机翼部分每一个和中央部分包括多个近似零度片材，其基本上沿着各部分的零度轴线长度方向布置；和所述重叠图案包括中央部分的近似零度片材与每个机翼部分的近似零 度片材重叠，以使在中央部分和每个机翼部分之间产生一个或多个蒙皮厚度堆积部。
6. 如权利要求5所述的复合机翼面板，其特征在于，中央部分的长度 基本上对应于机身宽度，以使所述整体形成的部分接合到机身时，所述一个 或多个堆积部每一个位于机身各侧部，靠近所述整体形成的部分接合到所述 机身的位置。
7. 如权利要求5所述的复合机翼面板，其特征在于，机翼部分近似零 度片材与中央部分近似零度片材以各扫略角发生重叠，以使每个机翼部分的 近似零度片材承受载荷时，在中央部分内作为剪切片材，从而将至少一部分 载荷经由重叠片材之间的角度剪切而传递到中央部分。
8. 如权利要求1所述的复合机翼面板，其特征在于，所述重叠图案包 括靠近所述部分之间结合部的蒙皮厚度堆积；和来自每个部分的所述片材的端点从彼此偏移，以使所述堆积部逐渐形成。
9 . 如权利要求1所述的复合机翼面板，其特征在于，所述多个片材至少一些由一条或多条碳纤维带片段形成，所述碳纤维带 沿着每个部分的基本上长度方向延伸；所述重叠图案包括交替图案，以使来自第一部分的片材与来自第二部分 的片材穿过所述结合部发生交替；所述重叠图案包括所述部分之间的结合部处的蒙皮厚度堆积；来自每个部分的所述片材的端点从彼此偏移，以使所述堆积部逐渐形成5和当所述整体形成的部分耦接到所述机身时，所述堆积部配置地靠近机身 外表面定位，并且所述堆积部配置成耦接到所述机身并跨过所述部分之间的 结合部传递载荷。
10. 如权利要求1所述的复合机翼面板，其特征在于，所述第一和第二部分至少其中之一的所述多个片材接合到多个桁条，所述街条沿着各部分的长度方向延伸并配置成接收和支撑所述多个片材；和 至少其中一个所述軒条配置成其厚度沿着长度方向逐渐变薄，以使所述街条从厚度相对较大的区域过渡到靠近所述部分之间的结合部且厚度相对 较小的区域。
11. 一种飞行器，包括机身；结合到机身的复合机翼结构,'该复合机翼结构包括跨越机身的中央部分；从机身横向向外延伸的多个机翼部分； 其中所述多个机翼部分经由多个交织的复合片材整体形成到所述中央 部分。
12. 如权利要求11所述的飞行器，其特征在于，所述多个交织的片材包括沿着与每个部分相关的零度轴线大约轴向布 置的多个片材；和 所述交织部包括将每个机翼部分的零度片材与中央部分的零度片材重叠，在靠近每个 机翼部分与中央部分交叉部处，形成厚度增大的区域；和在该厚度增大的区域偏移每个部分的重叠片材的端点，以逐渐形成所述 厚度。
13. 如权利要求12所述的飞行器，其特征在于，所述端点的偏移范围 为每片材约0.25英寸到1.25英寸。
14. 如权利要求12所述的飞行器，进一步包括多个侧机身侧部接头， 将复合机翼结构接合到机身，其中中央部分与多个机翼部分其中之一的每个交叉部基本上沿着机身的机 身线发生于飞行器的各侧部，以使对应形成的厚度增大的区域沿着机身线延 伸；每个机身侧部接头靠近各一个交叉部，并通过厚度增大的对应区域耦接 到复合机翼结构；和厚度增大的区域配置成承载所述多个机翼部分和中央部分之间传递的 载荷。
15. 如权利要求12所述的飞行器，其特征在于，每个所述机翼部分包括扫略机翼部分，每个扫略机翼部分包括多个街所述多个桁条配置成接收并支撑对应的多个交织的复合片材；和 对应于一个所述部分的至少一个軒条配置成沿着所述桁条长度刚性逐 渐削弱，以使所述桁条从刚性相对较高的区域过渡到刚性相对较低、靠近位于一个所述厚度增大的区域附近的桁条的端部。
16. —种复合面;f反，包括 第一部分；和第二部分，其经由多个沿着每个第一和第二部分零度轴线轴向布置的复 合片材在结合部耦接到第一部分，第一部分的多个片材与第二部分的多个片 材交织；和框架，其耦接到第一和第二部分并具有多个细长的桁条，所述街条沿着 每个所述部分长度方向延伸，来自至少一个所述部分的一个或多个所述细长 街条配置成随着所述桁条靠近所述结合部而逐渐缩减。
17. 如权利要求16所述的复合面板，其特征在于，所述第一和第二部 分至少其中之一由纤维增强的复合带的连续层形成。
18. 如权利要求16所述的复合面板，其特征在于，所述缩减包括随着 所述街条靠近所述第一和第二部分之间的结合部而减小厚度。
19. 如权利要求16所述的复合面板，其特征在于，所述缩减包括随着 所述街条靠近所述第 一和第二部分之间的结合部而降低刚性。
20. 如权利要求19所述的复合面板，其特征在于，所述刚性在约16MSI 和约2MSI之间变化。
全文摘要
一种用于复合结构的整体形成的复合面板和接头。在一种实施方式中，整体形成的面板(104)基本上跨过飞行器整个翼展，包括至少中央部分(110)和一对向外伸出的机翼部分(106、108)。所述部分可以包括由连续复合材料层或片材形成的蒙皮，该蒙皮在各部分之间的接头处重叠并偏移，形成堆积区域以承载所述部分之间的载荷。在特别的实施方式中，所述蒙皮铺设在一个或多个结构桁条(112)上，这些桁条通过逐渐减薄桁条的厚度和/或削弱其刚度而过渡到所述部分之间的接头(116、118)。
文档编号B64C1/26GK101466595SQ200780021701
公开日2009年6月24日 申请日期2007年4月6日 优先权日2006年6月13日
发明者威拉德·N·韦斯特, 马克斯·U·基斯马顿 申请人:波音公司