金属结构中的嵌入式撕裂带的制作方法
【专利摘要】本发明涉及一种金属结构中的嵌入式撕裂带。一种方法包括：将撕裂带嵌入具有完全成形的轮廓和厚度的金属飞行器结构中。所述撕裂带包括基本比所述金属飞行器结构更强更硬的纤维条。经由超声波固结将所述纤维嵌入所述金属飞行器结构的至少一个表面下方。
【专利说明】
金属结构中的嵌入式撕裂带
技术领域
[0001]本发明涉及金属结构中的嵌入式撕裂带。
【背景技术】
[0002]撕裂带可添加至飞行器蒙皮，以提供损坏容限。例如，可添加撕裂带，以阻止飞行器蒙皮的裂纹扩展。
[0003]在缺少撕裂带的情况下，可配置诸如框架和纵梁的加强结构，以阻止飞行器蒙皮的裂纹扩展。这些加强结构的尺寸增加，以承载常规载荷和损坏阻止载荷两者。
[0004]通常，撕裂条分别被紧固和/或接合到飞行器蒙皮的内表面的离散部位。
[0005]针对这些和其它考虑提供本文所提出的公开内容。
【发明内容】
[0006]根据本文的一个实施方式，一种方法包括:将撕裂带嵌入具有完全成形的轮廓和厚度的金属飞行器结构中。所述撕裂带包括基本比所述金属飞行器结构更强更硬的纤维条。经由超声波固结将所述纤维嵌入所述金属飞行器结构的至少一个表面下方。
[0007]根据本文的另一实施方式，一种系统包括:金属结构;撕裂带，所述撕裂带包括基本比所述金属结构更强更硬的纤维；以及末端执行器，所述末端执行器用于将所述撕裂带的所述纤维嵌入所述金属结构的表面下方。所述末端执行器包括用于将所述条沉积在所述金属结构的所述表面上的头，并包括用于在沉积所述纤维时将压力施加到所述纤维的轮状角，且包括用于将超声波振动施加到所述轮状角的源。
[0008]根据本文的另一实施方式，一种飞行器包括机身、机翼组件和尾翼。所述机身、机翼组件和尾翼中的至少一者的金属蒙皮包括嵌入式撕裂带。所述嵌入式撕裂带包括嵌入所述金属蒙皮的表面下方的纤维。所述纤维基本比所述金属蒙皮更强更硬。所述撕裂带并未完全覆盖所述金属蒙皮。
[0009]这些特征和功能可在各种实施方式中独立地实现，或者可在其它实施方式中加以组合。可以参考以下描述和附图看到实施方式的更多细节。
【附图说明】
[0010]图1图示了将损坏阻止特征添加至金属飞行器结构的方法。
[0011]图2A和图2B图示了具有嵌入式撕裂带的飞行器蒙皮。
[0012]图3图示了用于将撕裂带嵌入飞行器结构中的系统。
[0013]图4图示了飞行器。
[0014]图5图示了在嵌入撕裂带之前的蒙皮面板。
[0015]图6图示了在已嵌入撕裂带之后的蒙皮面板。
【具体实施方式】
[0016]参考图1，图1图示了将损坏阻止特征添加至金属飞行器蒙皮的方法。金属飞行器蒙皮可包括一个或若干金属(诸如招)片材。
[0017]损坏阻止特征包括撕裂带，其被设计并定位成阻止金属飞行器蒙皮的裂纹扩展。每个撕裂带均具有优选地沿单个方向延伸的纤维条的形式(也就是说，纤维是单向的)。然而，一些配置中，纤维可采取织物或编织辫的形式。
[0018]这些纤维基本强于金属飞行器蒙皮。纤维可比金属飞行器蒙皮强至少六倍。
[0019]优选地，撕裂带未嵌入整个金属飞行器蒙皮中。如果纤维基本强于金属飞行器蒙皮，则金属飞行器蒙皮的裂纹可以由相对更窄的撕裂带承受。考虑纤维强度为450ksi且金属飞行器蒙皮强度为70ksi的实例。利用各在50%纤维体积具有50%面积的金属飞行器蒙皮和撕裂带，嵌入式撕裂带的强度理论上为260ksi。现在考虑:在损坏容限条件下0.040英寸厚的蒙皮承载20ksi应力下的载荷，并且撕裂带被间隔开18英寸。假定裂纹在两个撕裂带之间的金属飞行器蒙皮中扩展。针对该18英寸宽的裂纹，裂纹每端的载荷为20ksi X 18英寸X0.040英寸/2 = 7200镑。如果撕裂带区域的强度为260ksi，则需要承载载荷的撕裂带面积为7200镑/260ksi = 0.0277平方英寸。如果每个撕裂带的厚度为0.010英寸，并且如果撕裂带被嵌入金属飞行器蒙皮的相反表面中，则每个撕裂带的宽度可以是0.0277平方英寸/
0.010英寸/2 = 1.39英寸。由此，很窄的撕裂带就可以承载裂纹的载荷。
[0020]金属飞行器蒙皮基本厚于撕裂带。一般而言，蒙皮厚度与撕裂带厚度之比约为10:1o
[0021]蒙皮厚度与纤维直径之比约为100:1。仅作为一个实例，一种类型的单根纤维的直径为0.0004英寸直径，并且金属飞行器蒙皮的厚度为0.040英寸。
[0022]纤维可采取粗纱(粗纱是未经绞捻的纤维的松散组件)的形式。例如，粗纱具有400根纤维。
[0023]粗纱可并排布置。例如，具有3英寸宽度的撕裂带可通过并排铺放75根粗纱而形成。
[0024]纤维可基本硬于金属飞行器蒙皮。纤维可比金属飞行器蒙皮硬至少五倍。然而，在一些配置中，纤维可比金属飞行器蒙皮硬五倍以下，并且可能甚至与金属飞行器蒙皮一样硬。
[0025]纤维的断裂应变还可小于金属飞行器蒙皮。
[0026]纤维可以是金属或非金属，只要它们基本强于金属飞行器蒙皮即可。对于由铝及类似金属制成的金属飞行器蒙皮，纤维可选自于由芳纶纤维、陶瓷纤维和碳化硅纤维组成的组。这些纤维基本硬于铝飞行器蒙皮，并具有小于铝飞行器蒙皮的断裂应变。这些纤维还与铝兼容，不会导致铝飞行器蒙皮腐蚀。
[0027]在框110处，本方法开始于金属飞行器蒙皮具有完全成形的厚度和轮廓。开始于这样的结构的原因在于，在已嵌入撕裂带之后，弯曲并拉伸金属飞行器蒙皮将是困难的。稍后可去除金属飞行器蒙皮的各部分(例如，可形成开口，可添加喷涂系统)，而不影响金属飞行器蒙皮的厚度和轮廓。
[0028]另参考图2A。在本方法的框120处，通过经由超声波固结将纤维200的粗纱嵌入金属飞行器蒙皮210的至少一个表面212下方，而将撕裂带嵌入金属飞行器蒙皮210中。在图2A中，嵌入的纤维200由虚线表示，而嵌入之前的纤维200由实线表示。纤维200可嵌入金属飞行器蒙皮210的表面212下方至少0.0Ol英寸。
[0029]超声波固结可包括:(a)使用轮状角230来施加压力，以迫使纤维200抵靠金属飞行器蒙皮210;同时(b)向纤维200和金属飞行器蒙皮210施加高频(通常20000赫兹)超声波振动。压力和振动的这种组合会导致纤维200嵌入金属飞行器蒙皮210中。在一些情况下，为了更好地处理，金属飞行器蒙皮210可加热至大约300°F。下面描述用于嵌入撕裂带的系统的实例。
[0030]撕裂带可嵌入金属飞行器蒙皮210的单个表面212(内表面或是外表面)下方，如图2A所示;或者可嵌入金属飞行器蒙皮210的两表面下方。
[0031]另参考图2B，图2B图示了嵌入金属飞行器蒙皮210的相反表面212和214下方的纤维200。两表面212和214处的轮状角230和240施加嵌入压力并将声振动传递到纤维200和金属飞行器蒙皮210。优选地，将振动施加到金属飞行器蒙皮210的两表面212和214。如果振动仅施加给一个表面212或214，则金属飞行器蒙皮210的惯性可防止振动将纤维200嵌入另一个表面下方。
[0032]参考图1，在框130处，将金属飞行器蒙皮与嵌入式撕裂带组装到加强子结构。例如，金属飞行器蒙皮可紧固到诸如框架和纵梁的加强件。
[0033]嵌入式撕裂带局部地增加了金属飞行器蒙皮为承载从损坏区扩展的载荷的强度。嵌入式撕裂带与接合或附接至金属飞行器蒙皮的表面的常规撕裂带一样发挥作用，或优于该常规撕裂带。
[0034]然而，因为撕裂带被嵌入金属飞行器蒙皮中，所以撕裂带可能小于常规撕裂带。结果，嵌入式撕裂带可轻于常规撕裂带。更轻的撕裂带可以减轻重量、燃料及其它飞行器运营成本。另外，消除了用于固定嵌入式撕裂带(例如，紧固件、粘合剂)的材料和过程。
[0035]本方法并不限于金属飞行器蒙皮。本方法可用于将撕裂带嵌入其它金属飞行器结构中。例如，撕裂带可嵌入诸如金属加强件(例如，框架、纵梁、梁、压力舱壁和肋)的金属飞行器结构的表面下方。
[0036]现在参考图3，图3图示了用于将撕裂带嵌入金属结构中的嵌入系统310。嵌入系统310包括用于支撑金属结构的支撑件(例如，台)305，并包括用于将撕裂带的纤维嵌入金属结构的至少一个表面下方的末端执行器320。末端执行器320包括用于将纤维条沉积在金属结构的表面上的头330，并包括用于将沉积的纤维挤压到金属结构中的轮状角340，且包括用于将超声波振动施加到轮状角340的源350(例如，声换能器)。当沉积的纤维被挤压到金属结构中时，轮状角340将超声波振动传递到沉积的纤维。
[0037]末端执行器320还可包括用于储存纤维的粗纱的筒子架360。筒子架360将粗纱供给到头330。
[0038]嵌入系统310还可包括定位和取向系统370。例如，定位和取向系统370可包括机器人、门架或两者的组合。定位和取向系统370可相对于支撑件305定位并取向末端执行器320，或者可相对于末端执行器320定位并取向支撑件305，或者可以是两者的组合。
[0039]虽然图3图示了单个末端执行器320，但是嵌入系统310并不限制于此。作为第一实例，嵌入系统310可具有用于将撕裂带嵌入金属结构的另一(例如，相反)表面下方的至少一个额外末端执行器320。作为第二实例，嵌入系统310可包括用于沿金属结构的不同方向嵌入撕裂带的不同末端执行器320。作为第三实例，多个末端执行器320可用于将撕裂带嵌入相同表面的不同部分下方。
[0040]现在参考图4，图4图示了飞行器410。飞行器410包括机身420、机翼组件430和尾翼440。这些结构420、430和440均包括金属蒙皮422、432和442和加强子结构424、434和444。机身420的加强子结构424包括框架和纵梁。机翼组件430和尾翼440的加强子结构434和444包括梁、肋和纵梁。机身420(即飞行器机身蒙皮)、机翼组件430和尾翼440中的至少一个的金属蒙皮422、432和442包括嵌入式撕裂带。
[0041]在一些飞行器410中，蒙皮可被面板化。蒙皮面板包括金属飞行器蒙皮，并可包括加强件。
[0042]图5图示了在已嵌入撕裂带之前的用于机身的蒙皮面板510。蒙皮面板510的蒙皮520具有完全成形的轮廓和厚度。撕裂带将在任何加强件附接至蒙皮520之前被嵌入。
[0043]图6图示了在已嵌入撕裂带610和620的正交网格之后的蒙皮面板510。一些撕裂带610沿圆周方向延伸，而其它撕裂带620沿纵向或前后方向延伸。纵向撕裂带620与圆周撕裂带610交叉成大致直角。在两个撕裂带610和620的交叉处，一个撕裂带嵌入得比另一个撕裂带更深。
[0044]第一组撕裂带610和620可嵌入蒙皮520的内表面下方，而第二组撕裂带610和620可嵌入蒙皮520的外表面下方。与此相反，常规撕裂带仅附接至内蒙皮表面。
[0045]如果撕裂带610和620嵌入内表面和外表面两者的下方，则优选地对准嵌入内表面和外表面下方的圆周撕裂带610，并且优选地对准嵌入内表面和外表面下方的纵向撕裂带620。然而，撕裂带610和620并不限制于此。
[0046]在机身中，圆周撕裂带610可位于框架处，但并不限制于此。纵向撕裂带620可位于纵梁处，但并不限制于此。
[0047]撕裂带并不限于正交网格。例如，撕裂带可布置成菱形图案。
[0048]此外，本公开包括根据以下条款的实施方式:
[0049]1、一种方法，所述方法包括:
[0050]将撕裂带嵌入具有完全成形的轮廓和厚度的金属飞行器结构中，所述撕裂带包括基本比所述金属飞行器结构更强更硬的纤维条；
[0051]经由超声波固结将所述纤维嵌入所述金属飞行器结构的至少一个表面下方。
[0052]2、根据条款I所述的方法，其中，所述纤维比所述金属飞行器结构强至少六倍。
[0053]3、根据条款I所述的方法，其中，所述纤维比所述金属飞行器结构硬至少五倍。
[0054]4、根据条款I所述的方法，其中，所述撕裂带并未完全覆盖所述金属飞行器结构。
[0055]5、根据条款I所述的方法，所述方法进一步包括:在嵌入所述撕裂带之前完全成形所述金属飞行器结构。
[0056]6、根据条款I所述的方法，其中，所述纤维选自于由芳纶纤维、陶瓷纤维和碳化硅纤维组成的组。
[0057]7、根据条款I所述的方法，其中，每个撕裂带的所述纤维是单向的，并作为粗纱嵌入。
[0058]8、根据条款7所述的方法，其中，将所述粗纱嵌入所述金属飞行器结构的至少一个表面下方至少0.001英寸。
[0059]9、根据条款I所述的方法，其中，所述金属飞行器结构包括金属飞行器蒙皮;并且其中，将所述纤维嵌入所述金属飞行器蒙皮中。
[0060]10、根据条款9所述的方法，其中，蒙皮厚度与撕裂带厚度之比约为10:1。
[0061]11、根据条款9所述的方法，其中，将所述纤维嵌入所述金属飞行器蒙皮的内表面和外表面中，并且其中，在所述超声波固结期间，将嵌入压力和振动施加到所述金属飞行器蒙皮的两表面上的所述纤维。
[0062]12、根据条款9所述的方法，其中，所述金属飞行器蒙皮包括飞行器机身蒙皮;并且其中，所述撕裂带在所述飞行器机身蒙皮中沿圆周方向和纵向方向延伸。
[0063]13、根据条款9所述的方法，所述方法进一步包括:在所述撕裂带已被嵌入所述金属飞行器蒙皮中之后，将所述金属飞行器蒙皮组装到加强子结构。
[0064]14、根据条款I所述的方法，其中，所述金属飞行器结构包括面板化的金属飞行器蒙皮，并且其中，将所述纤维嵌入所述金属飞行器蒙皮的内表面和外表面下方。
[0065]15、根据条款I所述的方法，其中，轮状角将嵌入压力施加到所述纤维，并且其中，当所述轮状角将所述纤维挤压到所述金属结构中时，将超声波振动施加到所述轮状角。[ΟΟ??] 16、一种系统，所述系统包括:
[0067]金属结构；
[0068]撕裂带，所述撕裂带包括基本比所述金属结构更强更硬的纤维；以及
[0069]末端执行器，所述末端执行器用于将所述撕裂带的所述纤维嵌入所述金属结构的表面下方，所述末端执行器包括用于将所述纤维沉积在所述金属结构的所述表面上的头，并包括用于在沉积所述纤维时将压力施加到所述纤维的轮状角，且包括用于将超声波振动施加到所述轮状角的源。
[0070]17、根据条款16所述的系统，其中，所述金属结构包括金属飞行器蒙皮。
[0071]18、一种飞行器，所述飞行器包括:
[0072]机身；
[0073]机翼组件;和
[0074]尾翼；
[0075]其中，所述机身、机翼组件和尾翼中的至少一者的金属蒙皮包括嵌入式撕裂带，所述嵌入式撕裂带包括嵌入所述金属蒙皮的表面下方的纤维，所述纤维基本比所述金属蒙皮更强更硬，所述撕裂带并未完全覆盖所述金属蒙皮。
[0076]19、根据条款18所述的飞行器，其中，第一组所述撕裂带在所述蒙皮中沿圆周方向延伸，并且第二组所述撕裂带在所述蒙皮中沿纵向方向延伸。
[0077]20、根据条款18所述的飞行器，其中，所述撕裂带被嵌入所述金属蒙皮的内表面和外表面下方。
[0078]虽然结合飞行器结构描述了上述方法和系统，但是它们并不限制于此。非航空航天结构包括压力容器。
【主权项】
1.一种方法，所述方法包括:将撕裂带嵌入具有完全成形的轮廓和厚度的金属飞行器结构中，所述撕裂带包括基本比所述金属飞行器结构更强更硬的纤维(200)的条;经由超声波固结将所述纤维嵌入所述金属飞行器结构的至少一个表面(212)下方。2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述纤维(200)比所述金属飞行器结构强至少六倍。3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述纤维(200)比所述金属飞行器结构硬至少五倍。4.根据权利要求1所述的方法，其中，所述撕裂带并未完全覆盖所述金属飞行器结构。5.根据权利要求1所述的方法，所述方法进一步包括:在嵌入所述撕裂带之前完全成形所述金属飞行器结构。6.根据权利要求1至5中的任一项所述的方法，其中，所述纤维(200)选自于由芳纶纤维、陶瓷纤维和碳化硅纤维组成的组。7.根据权利要求1至5中的任一项所述的方法，其中，每个撕裂带的所述纤维(200)是单向的，并作为粗纱嵌入;并且其中，将所述粗纱嵌入所述金属飞行器结构的至少一个表面(212)下方至少0.001英寸。8.根据权利要求1至5中的任一项所述的方法，其中，所述金属飞行器结构包括金属飞行器蒙皮(210);并且其中，将所述纤维(200)嵌入所述金属飞行器蒙皮中。9.根据权利要求8所述的方法，其中，蒙皮厚度与撕裂带厚度之比约为10:1;其中，所述金属飞行器蒙皮(210)包括飞行器机身蒙皮;并且其中，所述撕裂带在所述飞行器机身蒙皮中沿圆周方向和纵向方向延伸。10.根据权利要求8所述的方法，其中，将所述纤维(200)嵌入所述金属飞行器蒙皮(210)的内表面和外表面中；其中，在所述超声波固结期间，将嵌入压力和振动施加到所述金属飞行器蒙皮的两表面上的所述纤维；并且所述方法进一步包括:在所述撕裂带已被嵌入所述金属飞行器蒙皮中之后，将所述金属飞行器蒙皮组装到加强子结构。11.根据权利要求1至5中的任一项所述的方法，其中，所述金属飞行器结构包括面板化的金属飞行器蒙皮;并且其中，将所述纤维(200)嵌入所述金属飞行器蒙皮的内表面和外表面下方。12.根据权利要求1至5中的任一项所述的方法，其中，轮状角(230)将嵌入压力施加到所述纤维(200);并且其中，当所述轮状角将所述纤维挤压到所述金属飞行器结构中时，将超声波振动施加到所述轮状角。13.—种飞行器(410)，所述飞行器(410)包括: 机身(420); 机翼组件(430);和 尾翼(440); 其中，所述机身、机翼组件和尾翼中的至少一者的金属蒙皮包括嵌入式撕裂带，所述嵌入式撕裂带包括嵌入所述金属蒙皮的表面下方的纤维，所述纤维基本比所述金属蒙皮更强更硬，所述撕裂带并未完全覆盖所述金属蒙皮。14.根据权利要求13所述的飞行器，其中，第一组所述撕裂带在所述蒙皮中沿圆周方向延伸，并且第二组所述撕裂带在所述蒙皮中沿纵向方向延伸。15.根据权利要求13或14所述的飞行器，其中，所述撕裂带被嵌入所述金属蒙皮的内表面和外表面下方。
【文档编号】B64C1/12GK106064669SQ201610156793
【公开日】2016年11月2日
【申请日】2016年3月18日 公开号201610156793.5, CN 106064669 A, CN 106064669A, CN 201610156793, CN-A-106064669, CN106064669 A, CN106064669A, CN201610156793, CN201610156793.5
【发明人】P·S·努德曼
【申请人】波音公司