受损的复合材料结构的修复的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种修复由复合材料制成的飞行器机翼的蒙皮中的缺损的方法。该机翼具有附接至蒙皮内表面的纵梁，并且该方法包括以下步骤：从所述蒙皮切除纵梁的在所述缺损附近的部段；在所述缺损的上方将修复板定位在所述内表面上，使得所述修复板在所述纵梁的两相对的切削端部之间延伸；将纵梁修复部定位在所述修复板上，所述纵梁修复部具有足以与所述纵梁的每个切削端部都重叠的长度；将所述修复板附接至所述蒙皮；以及在每个切削端部处的重叠区域中将所述纵梁修复部附接至所述纵梁。本发明还公开了一种用于修复机翼的装置。
【专利说明】受损的复合材料结构的修复
【技术领域】
[0001 ] 本发明涉及由复合材料制成的结构中的缺损的修复，其中复合材料例如是碳纤维增强聚合物。
技术背景
[0002]碳纤维增强聚合物具有优异的强度重量比特性并且可以用于很多应用，包括交通工具部件，比如飞行器中的部件，包括用于飞行器机翼的部件。然而，复合材料部件可能例如由于意外的冲击力而被损坏。由于碳纤维增强聚合物的性质，复合材料部件在固化过程已经发生之后可能难以被再加工或再成形。这使碳纤维增强聚合物部件难以修复。在一些行业，法规限制就针对复合材料部件所做修复的要求进行规定，例如限制了飞行器结构上粘接修复的尺寸。此外，替换形成大的结构——比如飞行器机翼——的一部分的碳纤维增强聚合物部件会是困难、耗时并且昂贵的。
【发明内容】
[0003]根据本发明的实施方式，提供了一种修复结构中的缺损的方法，该结构包括由复合材料制成的外皮和附接至所述外皮的内表面的纵梁，其中，所述方法包括下述步骤:从所述外皮切除纵梁的在所述缺损附近的部段；在所述缺损的上方将修复板定位在所述内表面上，使得所述修复板在所述纵梁的两相对的切削端部之间延伸，其中，所述修复板包括凹部并且将所述修复板定位在所述外皮的所述内表面上的步骤包括将所述修复板定位成使得所述纵梁的所述两相对的切削端部延伸至所述凹部中；将纵梁修复部定位在所述修复板上，所述纵梁修复部具有足以与所述纵梁的每个切削端部都重叠的长度；将所述修复板附接至所述外皮；以及在每个切削端部处的重叠区域中将所述纵梁修复部附接至所述纵梁。
[0004]将修复板附接至外皮的步骤可包括使用一个或更多个紧固件。在每个切削端部处的重叠区域中将纵梁修复部附接至的纵梁的步骤可包括使用一个或更多个紧固件。
[0005]所述方法还可包括切削所述外皮的包括所述缺损的部段以在所述外皮中形成开口的步骤。
[0006]所述方法还可包括将外修复板定位在所述开口内并将所述外修复板附接至所述修复板的步骤。将外修复板附接至修复板的步骤可包括使用一个或更多个紧固件。
[0007]所述方法还可包括在所述开口的外围中切削出槽口以接纳所述外修复板的步骤。
[0008]所述方法还可包括通过多个紧固件将所述外修复板附接至所述修复板和所述外皮，其中，所述紧固件延伸穿过所述外修复板、所述外皮和所述修复板，所述紧固件与所述槽口对准。
[0009]所切削的纵梁可具有附接至所述外皮的凸缘和远离所述凸缘延伸的腹板，并且所述纵梁修复部可为L形修复部，所述L形修复部定位成使得所述L形修复部在所述纵梁的所述两相对的端部之间延伸并且与每个端部处的所述凸缘和所述腹板的一部分重叠。
[0010]所述方法可包括在所述纵梁修复部与所述纵梁之间设置垫片的步骤。
[0011]所述方法可包括将第一纵梁修复部和第二纵梁修复部定位在修复板上并在第一纵梁修复部与第二纵梁修复部之间设置垫片的步骤。所述方法还可包括将纵梁修复部附接至修复板的步骤。
[0012]所述方法还可包括将所述修复板附接至与所述外皮中的所述缺损接近的肋的步骤。
[0013]所述方法还可包括切削所述肋的部段使得所述修复板和/或所述纵梁修复部能够在所述肋与所述外皮之间延伸。
[0014]所述复合材料可以是碳纤维增强聚合物。
[0015]根据本发明的实施方式，还提供了一种修复结构中的缺损的装置，所述结构包括由复合材料制成的外皮和附接至所述外皮的内表面的纵梁，其中，所述装置包括:修复板，所述修复板用于当纵梁的位于缺损附近的部段被切削掉之后在所述缺损的上方定位于所述内表面上，使得所述修复板在所述纵梁的两相对的切削端部之间延伸，其中，所述修复板包括凹部，所述凹部构造成在所述修复板定位于所述外皮的所述内表面上时围绕所述纵梁的所述两相对的切削端部；纵梁修复部，所述纵梁修复部用于定位在所述修复板上，所述纵梁修复部具有足以与所述纵梁的每个切削端部都重叠的长度；用于将所述修复板附接至所述外皮的装置；以及用于在每个切削端部处的重叠区域中将所述纵梁修复部附接至所述纵梁的装置。
[0016]所述外皮的包括所述缺损的区域可被移除以形成开口，所述装置还可包括用于定位在所述开口内的外修复板。
[0017]所述外修复板可构造成被接纳在形成于所述开口的外围中的槽口中。
[0018]所述装置还可包括用于将所述外修复板附接至所述修复板和所述外皮的多个紧固件，所述紧固件构造成延伸穿过所述外修复板、所述外皮和所述修复板使得其与所述槽口对准。
[0019]所述纵梁包括附接至所述外皮的凸缘和远离所述凸缘延伸的腹板，并且其中，所述纵梁修复部为L形并且构造成与每个端部处的所述凸缘和所述腹板的一部分重叠。
[0020]所述装置还可包括垫片，所述垫片构造成定位在所述纵梁修复部与所述纵梁之间。
[0021]所述装置可包括第一纵梁修复部和第二纵梁修复部以及待定位在第一纵梁修复部和第二纵梁修复部之间的垫片。
[0022]修复板和/或外修复板和/或纵梁修复板可由复合材料制成。
[0023]复合材料可以是碳纤维增强聚合物。
[0024]根据本发明的实施方式，还提供了通过使用上述装置修复的结构。
【专利附图】
【附图说明】
[0025]现在将参照附图仅作为示例对本发明的实施方式进行描述，在附图中:
[0026]图1示出了受损的飞行器机翼的内部视图，
[0027]图2示出了内修复部件；
[0028]图3示出了定位在图1的受损飞行器机翼上的图2的内修复部件；
[0029]图4示出了插在受损的飞行器机翼的内修复部件与纵梁之间的垫片；
[0030]图5示出了定位在受损的飞行器机翼上的纵梁修复部件；
[0031]图6示出了已修复的飞行器机翼的内部视图；
[0032]图7示出了机翼面板的外表面中的凹部；
[0033]图8示出了已修复的飞行器机翼的截面；以及，
[0034]图9示出了已修复的飞行器机翼的示例，其中，损坏发生在翼肋附近。
【具体实施方式】
[0035]本发明涉及用于修复受损的由复合材料——比如碳纤维增强聚合物——制成的结构的部件的方法和装置。上述结构可能由于例如在飞行器的机翼、机身或其他部件的情况下在飞行期间或者当在地面上时会发生的冲击或其他原因而受损。在飞行器结构的示例中，在飞行器维护或滑行期间可能引起意外的损坏。此外，当维护或移动飞行器的其他零部件时也会由于过失发生损伤。受损的复合材料中的任何断裂或其他裂纹可危及材料的强度和完整性。由于纤维和聚合物部件需要置于对所产生的部件的形状进行限定的模具上，因此难以生产具有复杂形状的复合材料部件。此外，难以并且通常不可能在不明显削弱部件的情况下对已经固化成期望的复杂形状的复合材料进行加工。
[0036]图1示出了飞行器机翼的一部分的内部视图。该机翼具有蒙皮，该蒙皮包括形成机翼的外空气动力表面的多个面板。蒙皮面板I的内表面2附接至多个纵梁3，该多个纵梁3为在翼尖的方向上从机身沿机翼纵向延伸的细长的结构元件。纵梁3呈“T”形形状，具有凸缘4和从凸缘4延伸的腹板5。在该示例中，腹板5从凸缘4的中点延伸,但腹板5在凸缘4上的位置可以变化。凸缘4和腹板5可以彼此成直角、彼此大致成直角或者成其他角度。例如，腹板5可达到垂直位置(其中，腹板5与凸缘4成90度)的任一侧的20度。凸缘4布置成抵靠并且附接至蒙皮面板I的内侧表面2，并且腹板5远离蒙皮面板I突出以提供强度和刚度。纵梁3的凸缘4通过粘合剂或树脂、或通过紧固件或其他适合的附接装置而附接至蒙皮面板I。此外，蒙皮面板I附接至多个翼肋6，该多个翼肋6为沿在机翼的尾缘与前缘之间的方向横贯机翼延伸的细长结构元件。翼肋6和纵梁3为机翼提供结构刚度和强度，并且蒙皮面板I提供空气动力表面。
[0037]图1示出了受损的机翼，该机翼已经清理以移除受损的材料。具体地，机翼的蒙皮面板I具有受损区域7并且一个纵梁3a的一部分也已受损。蒙皮面板I的受损区域7可具有孔或者其可以是复合材料的裂缝、磨损或分裂脱层。如图1中所示，机翼部件的损坏部分已经通过从纵梁3a和蒙皮面板I移除受损材料而被清理。受损材料可以被切削、打磨或机加工去除。在图1中所示的示例中，蒙皮面板I的受损区域7已经被移除而留下开口 8，该开口 8具有带圆角的大致矩形形状，但是开口 8的形状将根据损伤的形状和范围以及移除受损材料的方法而改变。受损材料也已经从纵梁3a移除，纵梁3a已经被修剪以留下两个相对切削端部9和在蒙皮面板I中布置在纵梁3a的该两相对的切削端部9之间的开口 8。在该示例中，受损的位置为蒙皮面板I的与纵梁3a对准并且在两个翼肋6中间的部分。然而，在飞行器结构并且特别是机翼的背景下，应了解的是损坏可能发生在机翼上的任何点处并且本发明将仍然适于修复该损坏，如下文将描述的。考虑到机翼内纵梁相对接近，很有可能的是，如果机翼的蒙皮面板I受损，则至少一个纵梁也将受损或者接近损坏并且将因此需要修复。
[0038]非破坏性分析可用于识别复合材料蒙皮面板I和纵梁3a的受损区域，例如，超声波系统可以用于识别复合材料中的裂纹。一旦已经从蒙皮面板I和纵梁3a移除足够量的受损的材料并且开口 8和其他边缘被平滑地成形以限制应力集中，则可以如以下所描述的对损坏进行修复。
[0039]在对受损的蒙皮面板I和纵梁3a进行修复期间，重要的是保持平滑的外部表面并且为纵梁3a和蒙皮面板I提供结构完整性。蒙皮面板I的平滑的外部表面对于机翼的空气动力学特性来说非常重要。机翼的表面可设计成引起升力，并且该外表面通常必须是平滑的以避免产生气动阻力或涡流。此外，平滑的外部表面具有美观效果并且乘客和航空公司更喜欢。
[0040]图2至图6示出了修复参照图1描述的受损机翼的方法期间的机翼的一系列图片。
[0041]图2示出了内修复板10，该内修复板10具有大致细长的矩形形状的本体11。在两个相反端部13、14中的每个端部中形成有凹部12。内修复板10构造成抵靠蒙皮面板I (参见图1)的内表面2(参见图1)定位并且覆盖受损区域7 (参见图1)。内修复板10的端部13、14中的凹部12构造成与纵梁接合，如下文将描述的。在该示例中，内修复板10为扁平平面的，但是应了解的是，该内修复板10可能弯曲或具有与蒙皮面板的被修复部分的内部轮廓匹配的其他轮廓。
[0042]图3示出了定位在参照图1描述的受损机翼上的图2的内修复板10。具体地，内修复板10定位在纵梁3a的两相对端部9之间中使得纵梁3a的两相对端部9延伸至内修复板10的端部13、14中的凹部12中。如图所示，内修复板10的凹部12具有与附接至蒙皮面板I的内表面2的纵梁3a的凸缘4相似的宽度。因此，凹部12与受损纵梁3a的凸缘9接合并且内修复板10关于纵梁3a的位置被固定。应了解的是，内修复板10的尺寸和构型可由限定两相对端部9间距离的从纵梁3a移除的材料量来限定。替代性地，可将材料从纵梁3a移除为使得具有特定尺寸的内修复板10配合在两相对端部9之间。
[0043]如图3中所示，内修复板10覆盖蒙皮面板I的受损区域7 (参见图1)，因此将覆盖蒙皮面板I中的可能通过移除受损的材料已经形成的开口 8 (参见图1)。从而，内修复板10的宽度至少与蒙皮面板I中的缺损的范围一样宽，并且优选地更宽。内修复板10的位置由内修复板10的各个端部13、14处的凹部12与纵梁3a的两相对端部9之间的接合限定。
[0044]在图3中所示的示例中，凹部12位于内修复板10的两侧中间。然而，应了解的是，凹部12可被移动至偏心位置，并且内修复板10的形状和宽度可以不同，以使得其覆盖蒙皮面板I的不同区域，从而确保无论蒙皮面板I中的缺损是否与纵梁3a对准，内修复板10都将覆盖该缺损。例如，如果蒙皮面板在相对于纵梁偏移的位置中受损，那么内修复板可沿该方向延伸更远以覆盖受损区域。
[0045]内修复板10抵靠蒙皮面板I的内表面2定位，并且内修复板10的厚度可以构造成与纵梁3a的凸缘4的厚度匹配。然而，如果内修复板10比纵梁3a的凸缘4更厚以提供附加的强度或刚度，则在内修复板10与纵梁3a的凸缘4之间将存在高度差，如图3中所示。如图4中所示，一个或更多个垫片15可定位在纵梁3a的凸缘4之上，使得在垫片15的顶部与内修复板10之间限定水平表面，其原因将在下文中变得清楚。
[0046]图5示出了修复受损机翼的方法的下一阶段，其中，两个纵梁修复部16定位成在纵梁3a的两相对端部9之间延伸。纵梁修复部16定位在内修复板10上并且从纵梁3a的一个切削端部9延伸至纵梁3a的另一切削端部9并且与纵梁3a的切削端部9重叠。具体地，纵梁修复部16为细长的L形部件，具有第一部分17和第二部分18，并且在该示例中，第二部分18垂直于第一部分17。纵梁修复部16定位在纵梁3a上使得每个纵梁修复部16的第一部分17接触纵梁3a的每个端部的凸缘4、或者垫片15 (参见图4)——如果使用的话一以及内修复板10。纵梁修复部16的第二部分18接触纵梁3a的每个端部的腹板部5。应了解的是，在飞行器机翼的示例性背景内的其他示例中，纵梁3a的腹板5和凸缘4可能不垂直，在该情况下纵梁修复部16的第一部分17和第二部分18也可能不垂直，但仍将与纵梁3a匹配。
[0047]参照图5描述的垫片15在垫片15的顶部与内修补板10之间提供了水平表面10，因为该垫片15避免了纵梁修复部16和/或内修复板10需要在部件的边缘中具有由两个邻接反向弯曲部形成的台阶状轮廓或接榫，所以该垫片15是有利的。即，在没有垫片15的情况下，或者纵梁修复部16或者内修复板10必须被加工或成形成具有沿着部件延伸的凹部、台阶部或接榫，使得纵梁修复部16和纵梁3a的凸缘4在距离蒙皮面板I的内表面2相同的距离处对准。如前所述，凹部或其他复杂的几何形状对于复合材料部件而言是成问题的。垫片15占据纵梁修复部16与纵梁3a的凸缘4之间的空间并且这样避免了在复合材料部件中需要台阶状轮廓或接榫。
[0048]如图5中所示，在该示例中，两个纵梁修复部16定位成使得其在纵梁3a的两相对端部9之间延伸，其中，在纵梁3a的腹板5的每一侧上定位有一个修复部16。纵梁修复部16在形成在纵梁3a的各个端部9处的重叠区域中与纵梁3a重叠，使得纵梁修复部16可以附接至纵梁3a。这在每个纵梁修复部16的第二部分18之间留有空隙19，该空隙的宽度与纵梁3a的腹板5的厚度相同。如图6中所示，一个或更多个垫片20可布置在两个纵梁修复部16之间的空隙19(参见图5)中。这些垫片将具有与纵梁3a的腹板5大致相同的厚度。有利地，纵梁修复部16之间的垫片20意味着两个纵梁修复部16的第二部分18可以是平面的，而不需要台阶状轮廓或接榫。
[0049]应了解的是，如果纵梁3a较小或者如果对于第二纵梁修复部16没有足够的空间的情况下，可能使用单个的纵梁修复部16。
[0050]图6中还示出，多个紧固件21被用于将纵梁修复部16附接至纵梁3a并附接至彼此，并且还用于将内修复板10附接至蒙皮面板I。此外，多个紧固件21被用于将内修复板10附接至纵梁修复部16。以这种方式，纵梁3a和蒙皮面板I经由内修复板10和纵梁修复部16彼此附接，其中内修复板10和纵梁修复部16在蒙皮面板I和纵梁3a的受损部上延伸并取代受损部。在该示例中，存在三组不同的紧固件:第一组紧固件21a、第二组紧固件21b和第三组紧固件21c。
[0051]第一组紧固件21a延伸穿过每个纵梁修复部16的第二部分18并且穿过所述一个或更多个中间垫片20以将两个纵梁修复部16彼此附接。此外，在纵梁修复部16与纵梁3a重叠的地方，第一组紧固件21a延伸穿过纵梁3a的剩余腹部5。以这种方式，纵梁修复部16彼此附接并且附接至纵梁3a的端部9。
[0052]第二组紧固件21b延伸穿过内修复板10和蒙皮面板I以将内修复板10直接地附接至蒙皮面板I的内侧表面2。第二组紧固件中的一些紧固件也可延伸穿过外修复板(24，参见图8)，如下文将描述的。
[0053]第三组紧固件21c延伸穿过每个纵梁修复部16的第一部分17，穿过内修复板10并且穿过蒙皮面板I以将纵梁修复部16和蒙皮面板I与在纵梁修复部16和蒙皮面板I之间的内修复板10连结在一起。第三组紧固件中的一些紧固件也可延伸穿过外修复板(24，参见图8)，如下文将描述的。
[0054]参照图6进行描述的紧固件21确保修复部件充分地附接至受损部件以及确保经修复的机翼的结构完整性是充分的。修复的机翼需要足够地强硬以应付运行期间施加至机翼的负载和应力，并且内修复板10和纵梁修复部16将提供大部分的所需强度和刚度。然而，当机翼置于弯曲负载下时，机翼中的蒙皮面板将在机翼的已经修复的区域中经受拉力和/或压力，并且这将引起作用在不同部件之间的剪切力。特别地，延伸穿过内修复板10、蒙皮面板I和外修复板(24，参见图8)的紧固件将经受剪切负载。
[0055]图7示出了受损蒙皮面板I的外表面22的视图。如所示，蒙皮面板I的受损区域7已被移除从而形成开口 8，并且该开口 8也已经设置有槽口 23。该槽口 23构造成接纳外修复板(24，参见图8)，该外修复板被接纳在槽口 23中并且占据开口 8的空间。受损蒙皮面板I的开口中的槽口 23允许外修复板在修复完成时与蒙皮面板I的外表面22平齐地安置，如参照图8更详细地描述的。因此，不影响蒙皮面板I的空气动力学特性。
[0056]在替代性示例中，开口 8不包括槽口，外修复板(24，参见图8)被接纳在开口 8中并且附接至内修复板，也可附接至纵梁修复部。
[0057]图8示出了穿过已修复的机翼的截面。纵梁修复部没有在图8的截面中示出。该截面示出了具有通过移除缺损而产生的开口 8的蒙皮表面I以及内修复板10和外修复板24，所有这些部件通过紧固件21b而彼此附接。如图所示，外修复板24被接纳于蒙皮面板
I中的围绕开口 8的外围在外表面22中切割出的槽口 23中，使得外修复板24与外表面22平齐并且不干扰蒙皮面板I的空气动力学特性且维持审美品质。还如图所示，内修复板10、蒙皮面板I和外修复板24通过延伸穿过内修复板10、蒙皮面板I和外修复板24中的每一者的紧固件21b而彼此附接。在该附图中，紧固件为参照图6描述的第二组紧固件21b。
[0058]特别地，如图8中所示，至少一个紧固件21b将内修复板10连结至蒙皮面板1，至少一个紧固件21b将外修复板24连结至内修复板10，并且至少一个紧固件21b将内修复板10连结至蒙皮面板I和外修复板24两者。
[0059]在该示例中，外修复板24具有与开口 8的外围边缘中的槽口 23匹配的槽口边缘。因此，外修复板24的一部分与蒙皮面板I重叠，并且紧固件21b可以延伸穿过外修复板24、蒙皮面板I和内修复板10以将这些部件附接在一起。当弯曲负载置于机翼上时，蒙皮面板置于或者压力或者拉力之下，并且延伸穿过外修复板24、蒙皮面板I和/或内修复板10的紧固件21b将经受剪切负载，该剪切负载可能是双重的。例如，延伸穿过外修复板24、蒙皮面板I和内修复板10中的每一者的紧固件21b将经受双重剪切负载，如由图8中所示箭头表不。该结构相对于一般剪切负载是优选的，一般剪切负载施加至被修复机翼中的延伸穿过仅两个部件并且因此经受可导致紧固件在孔口中突出的扭转力的其他紧固件21b。此外，在图8中所示的结构中，外修复板24和内修复板10承受负载。
[0060]在替代性示例中，外修复板24可以不包括槽口并且可以是接纳在蒙皮面板I的开口 8的边缘上的槽口 23中的扁平的部件。在该示例中，垫片可以置于内修复板10与外修复板24之间中以占据它们中间空间。在该情况下，外修复板24和内修复板10将承受负载，但是中间垫片不承受负载。
[0061]在另一示例中，如果蒙皮面板I的厚度充足，那么受损蒙皮面板I的内表面2可设置有槽口使得内修复板10被接纳在槽口中并且安置成与蒙皮面板I的内表面2平齐。在该示例中，在内修复板10与纵梁修复部16之间可能需要另外的垫片或其他部件(参见图6)。
[0062]应了解的是，通过将内修复板10和/或外修复板24定位在槽口中，剪切负载更有利地施加至延伸穿过这些部件的紧固件21b，并且机翼的外表面的空气动力学和美观特性得以维持。
[0063]如图8中所示，紧固件21b延伸穿过设置在蒙皮面板1、内修复板10和外修复板24中的孔口。在该示例中，每个紧固件21b为螺栓25，螺母26设置在蒙皮面板I的内侧上以将部件紧固在一起。图8中还示出，每个螺栓25的头部27呈圆锥形状，并且用于螺栓25的每个孔口的外端设置有埋头孔轮廓以接纳螺栓头部27，使得螺栓头部27的顶部与蒙皮面板I的外表面22平齐。以这种方式，不影响蒙皮面板I的空气动力学特性。
[0064]在一些示例中，一层或更多层防护材料(未示出)可能安装在蒙皮面板I的外表面22 (空气动力表面)上以保护蒙皮面板I的修复区域免受电磁危害。该防护材料可在紧固件21附接至修复部之前安装，或者紧固件可隐藏在防护材料下面。
[0065]图9示出了与参照图6所描述的修复的复合材料机翼类似的修复的复合材料机翼的示例。然而，在该示例中，对蒙皮面板I造成的损坏在飞行器机翼的翼肋6和纵梁3a附近或与飞行器机翼的翼肋6和纵梁3a对准。因此，内修复板10和纵梁修复部16延伸穿过翼肋6以修复受损的材料。如图所示，内修复板10和纵梁修复部16以与前文所述的方式相同的方式附接至蒙皮面板I和纵梁3a:内修复板10置于蒙皮面板I的内表面2上并且覆盖受损区域和任何开口 ；并且，纵梁修复部16在纵梁3a的两相对端部9之间延伸。翼肋6中的凹部28—纵梁3a的腹板5通常延伸穿过该凹部28——可以被扩大以允许纵梁修复部16延伸穿过翼肋6。此外，翼肋6的通常附接至蒙皮面板I的面29可以回加工以产生用于内修复板10延伸通过翼肋6的空间。应注意的是，翼肋6的面29可能已经由于损坏而被移除，并且可以移除额外的材料来清理任何受损区域。
[0066]如图9中所示，在未受损区域中，翼肋6包括凸缘30，该凸缘30直接地附接至机翼的蒙皮面板I。然而，如果蒙皮面板I受损，可能不能实现这种附接，并且蒙皮面板I的材料可能损坏、凸缘30可能损坏，和/或凸缘30可能被移除以产生用于内修复板10延伸通过翼肋6的空间。
[0067]因此，如图9中所示，至少一个支架31可以用于将修复的蒙皮面板I连接至翼肋6以维持未受损机翼的结构布置。具体地，支架31可将翼肋6附接至内修复板10和/或纵梁修复部16和/或蒙皮面板I的仍未受损的部分。在图9中所示的示例中，支架31的第一部分32例如通过焊接、粘接或通过使用紧固件附接至翼肋6的侧面。支架的大致垂直于第一部分32的第二部分33附接至内修复板10和纵梁修复部16两者。因此，修复的蒙皮面板I和纵梁3a附接至翼肋6并且这样提供了与原始结构相同的结构特性。
[0068]应了解的是，翼肋可由金属制成或由复合材料制成，金属比如为铝，复合材料比如为碳纤维增强聚合物，并且相应地选择用于将部件、特别是支架附接至翼肋的方式。例如，用于附接的方式可包括紧固件、粘合剂、树脂或焊接。
[0069]在上述修复由复合材料制成的受损机翼的方法中，任何复合材料部件的仅有的机加工和再加工是从蒙皮面板I和纵梁3a移除受损材料。因此，可以提供特制的并且具有简单几何形状特征的、未以复杂的方式机加工或储存的复合材料部件。这样简化了修复过程，减少了修复过程的成本和时间，并且改进了修复的强度和可靠性。
[0070]并且，以上描述的方法允许使用普通修复工具来修复复合材料机翼的损坏。如所阐述的，可从受损部件移除材料使得可以使用标准尺寸的内修复板、外修复板和纵梁修复部来修复机翼。这些修复工具可以具有多种不同尺寸。
[0071]参照图1至图8的描述的方法需要下列装置和部件以修复由复合材料制成的受损机翼:内修复板10 ;至少一个纵梁修复部16 ;以及，紧固件21。
[0072]可选地，这些装置可包括外修复板24，该外修复板24被接纳在形成于蒙皮面板I中的开口 8中。
[0073]根据如前文所述的修复部的结构，所述装置可包括垫片，该垫片可定位在纵梁修复部16与纵梁3a之间、两个纵梁修复部16之间、或外修复板24与内修复板10之间。此夕卜，如果损坏靠近翼肋，如参照图9所描述的，那么所述装置可包括用于将修复部附接至翼肋的一个或更多个支架31。在一些情况下，不是只可以使用支架31并且支架31可以根据具体修复方案的需要而具有各种不同的形状。
[0074]应注意的是，根据位置、形状和损坏的程度、以及周围的部件，任何修复部件都可具有适当的形状。例如，如果使用两个纵梁修复部，那么这两个纵梁修复部可以不是完全相同的，并且这同样适用于成对设置的其他修复部件。
[0075]使用该装置修复受损复合材料结构——比如飞行器机翼——的一个优点在于在修复点处，工程师仅需要相关部件和从蒙皮面板、纵梁和翼肋切削受损材料的装置。不需要用于生产碳纤维增强聚合物的装置，比如热压釜和相关的碳纤维和聚合物材料，并且便于储存。也不需要机加工或改变包括内修复板10、外修复板24和纵梁修复部16的用于修复机翼的部件，而机加工或改变这些部件可能需要复杂的机加工装备。
[0076]应了解的是，本文描述的方法和装置可用于修复飞行器的由复合材料制成的其他部分，特别是飞行器一比如机身一的外蒙皮的其他部分。同样，应了解的是，本文描述的方法和装置可用于修复其他类型结构、交通工具或机器——比如水运船只和车辆——上的受损的复合材料部件。特别是，该修复方法和装置对于不易替换的受损部件或者如果替换的话花费极其昂贵的受损部件而言是有用的。
【权利要求】
1.一种修复结构中的缺损的方法，所述结构包括由复合材料制成的外皮和附接至所述外皮的内表面的纵梁，其中，所述方法包括下述步骤: -从所述外皮切除纵梁的在所述缺损附近的部段； -在所述缺损的上方将修复板定位在所述内表面上，使得所述修复板在所述纵梁的两相对的切削端部之间延伸，其中，所述修复板包括凹部并且将所述修复板定位在所述外皮的所述内表面上的步骤包括将所述修复板定位成使得所述纵梁的所述两相对的切削端部延伸至所述凹部中； -将纵梁修复部定位在所述修复板上，所述纵梁修复部具有足以与所述纵梁的每个切削端部都重叠的长度； -将所述修复板附接至所述外皮；以及 -在每个切削端部处的重叠区域中将所述纵梁修复部附接至所述纵梁。
2.根据权利要求1所述的方法，还包括下述步骤: 切削所述外皮的包括所述缺损的部段以在所述外皮中形成开口。
3.根据权利要求2所述的方法，还包括下述步骤: 将外修复板定位在所述开口内并将所述外修复板附接至所述修复板。
4.根据权利要求3所述的方法，还包括下述步骤: 在所述开口的外围中切削出槽口以接纳所述外修复板。
5.根据权利要求4所述的方法，还包括通过多个紧固件将所述外修复板附接至所述修复板和所述外皮，其中，所述紧固件延伸穿过所述外修复板、所述外皮和所述修复板，所述紧固件与所述槽口对准。
6.根据任一前述权利要求所述的方法，其中，所切削的纵梁具有附接至所述外皮的凸缘和远离所述凸缘延伸的腹板，并且其中，所述纵梁修复部为I形修复部，所述I形修复部定位成使得所述I形修复部在所述纵梁的所述两相对的端部之间延伸并且在每个端部处与所述凸缘和所述腹板的一部分重叠。
7.根据任一前述权利要求所述的方法，包括在所述纵梁修复部与所述纵梁之间设置垫片的步骤。
8.根据任一前述权利要求所述的方法，还包括将所述纵梁修复部附接至所述修复板的步骤。
9.根据任一前述权利要求所述的方法，还包括将所述修复板附接至与所述外皮中的所述缺损接近的肋的步骤。
10.根据权利要求9所述的方法，还包括切削所述肋的部段使得所述修复板和/或所述纵梁修复部能够在所述肋与所述外皮之间延伸。
11.根据任一前述权利要求所述的方法，其中，所述复合材料为碳纤维增强聚合物。
12.—种修复结构中的缺损的装置，所述结构包括由复合材料制成的外皮和附接至所述外皮的内表面的纵梁，其中，所述装置包括: -修复板，所述修复板用于当纵梁的位于缺损附近的部段被切削掉之后在所述缺损的上方定位于所述内表面上，使得所述修复板在所述纵梁的两相对的切削端部之间延伸，其中，所述修复板包括凹部，所述凹部构造成在所述修复板定位于所述外皮的所述内表面上时围绕所述纵梁的所述两相对的切削端部； -纵梁修复部，所述纵梁修复部用于定位在所述修复板上，所述纵梁修复部具有足以与所述纵梁的每个切削端部都重叠的长度； -用于将所述修复板附接至所述外皮的装置；以及 -用于在每个切削端部处的重叠区域中将所述纵梁修复部附接至所述纵梁的装置。
13.根据权利要求12所述的装置，其中，所述外皮的包括所述缺损的区域被移除以形成开口，所述装置还包括用于定位在所述开口内的外修复板。
14.根据权利要求13所述的装置，其中，所述外修复板构造成被接纳在形成于所述开口的外围中的槽口中。
15.根据权利要求14所述的装置，还包括用于将所述外修复板附接至所述修复板和所述外皮的多个紧固件，所述紧固件构造成延伸穿过所述外修复板、所述外皮和所述修复板使得其与所述槽口对准。
16.根据权利要求12至15中的任一项所述的装置，其中，所述纵梁包括附接至所述外皮的凸缘和远离所述凸缘延伸的腹板，并且其中，所述纵梁修复部为[形并且构造成在每个端部处与所述凸缘和所述腹板的一部分重叠。
17.根据权利要求12至16中的任一项所述的装置，还包括垫片，所述垫片构造成定位在所述纵梁修复部与所述纵梁之间。
18.根据权利要求12至17中的任一项所述的装置，其中，所述修复板和/或所述外修复板和/或所述纵梁修复板由复合材料制成。
19.根据权利要求12至18所述的装置，其中，所述复合材料为碳纤维增强聚合物。
20.一种使用如权利要求12至19中的任一项所述的装置修复的结构。
【文档编号】B64F5/00GK104417766SQ201410446656
【公开日】2015年3月18日 申请日期:2014年9月3日 优先权日:2013年9月5日
【发明者】贾尔·德钟, 蒂莫西·戴维斯 申请人:空中客车营运有限公司