编织的复合的翼梁的制作方法与工艺

本发明涉及一种小翼、一种用于小翼或其他结构的编织的复合翼梁以及一种用于这种编织的复合翼梁的预成型件。

背景技术：
在大的民用飞行器航空产业中，因通过减小阻力来增大机翼效率的驱使导致的多年来翼稍装置的尺寸上的增大已经引起涉及翼稍装置与机翼之间载荷传递和高效连结技术的技术挑战。诸如在US7975965B2中所描述的之类的现存的较大的民用飞行器翼稍附接方法大致由“背对背”式肋的解决方案组成，在该解决方案中，载荷被利用局部机翼区段的翼弦深度经过接合处传递。在US2012/0112005A1中描述了一种用于摆脱通过局部翼弦深度的载荷传递的限制而创建的新颖的解决方案。该理念提出了利用“主梁”结构承载主要翼稍载荷并将这些载荷经由增大的力矩臂传递到机翼中的连结概念。然而，翼稍端装置倾向于被精心设计，特别是在附接点处被精心设计，以便保证用于使用这种紧固装置所需的机械属性，因为当前的制造方法论使得很难充分地调整复合梁的结构行为。很难使用复合材料来制造和构建能够使小翼附接至主机翼元件的复杂的翼梁几何形状。利用诸如多部件组装之类的常规方法来形成翼梁由于缺乏呈可用于加工和组装的几何形状的方法而难以实现，并且也因需要增大的数目的零部件而是无效率的，因此增大了最终部件的成本和重量，或导致了为满足制造约束而进行的结构设计上的折衷。在US8061253中描述了用于形成复杂形状的纤维预成型件的已知的编织过程。该方法包括将多个纤维编织在非圆筒形芯棒上以形成可变厚度的形状的纤维预成型件。该预成型件随后被展平并切割以形成翼梁部件。芯棒在编织过程期间以恒定的速度移动。如在J.S.Tate,A.D.Kelkar和V.A.Kelkar的“双轴向编织的复合物在疲劳载荷下的失效分析(Failureanalysisofbiaxialbraidedcompositesunderfatigueloading)”于2004年8月11日至13日瑞典的斯德哥尔摩举行的第十五届欧洲断裂会议(The15thEuropeanConferenceofFracture(ECF)，Stockholm，Sweden，August11-13，2004)中指出的，当双轴向编织管用于变截面的部件时，编织角度、厚度以及单位面积重量(产量)在点与点之间不同。White,MarkL,的“用于通过管状编织来制造复合直升机主转子翼梁的生产技术的发展”一文(DevelopmentofManufacturingTechnologyforFabricationofaCompositeHelicopterMainRotorSparbyTubularBraiding，Vol.1618.KAMANAEROSPACECORPBLOOMFIELDCT，1981)描述了用于直升机主转子的编织的翼梁。每个编织层被设计成以恒定的间距施用(即，编织物承载件每旋转一圈芯棒前进的距离)，以允许随着周长沿着渐缩的翼梁减小而使纤维取向角度减小并且层厚度增大。

技术实现要素：
本发明的第一方面提供了一种编织的复合翼梁或用于编织的复合翼梁的预成型件，其包括编织的纤维的多个管状层片，每个层片包括第一组纤维和第二组纤维，所述第一组纤维沿顺时针方向缠绕第一系列匝并使得在每相邻对匝之间具有间距，所述第二组纤维沿逆时针方向缠绕第二系列匝并使得在每相邻对匝之间具有间距，每个层片中的第一组纤维和第二组纤维编合在一起以形成编织的结构，其中，翼梁或预成型件沿长度方向从根部延伸至稍端，翼梁或预成型件具有朝向稍端向内渐缩的渐缩部，每个层片在渐缩部中具有的周长随着该层片向内渐缩而减小，对于层片中的至少一个层片而言，第一组纤维与第二组纤维的间距随着所述层片在渐缩部中向内渐缩而增大。本发明的第二方面提供了一种制造用于复合翼梁的编织的预成型件的方法，该方法包括形成编织的纤维的多个管状层片，每个层片通过下述步骤形成：将来自第一组线轴的第一组纤维进给到芯棒上，其中，芯棒具有渐缩部，渐缩部向内渐缩以便随着该渐缩部沿着芯棒的长度沿外侧方向延伸而减小该渐缩部的外周长；使芯棒和/或第一组线轴旋转以产生第一组线轴与芯棒之间的转速为ω1的顺时针相对旋转；将来自第二组线轴的第二组纤维进给到芯棒上；使芯棒和/或第二组线轴旋转以产生第二组线轴与芯棒之间的转速为ω2的逆时针相对旋转；使线轴和/或芯棒横向运动以产生线轴与芯棒之间的速度为S的相对运动，使得第一组纤维和第二组纤维缠绕在芯棒上并且编合在一起以形成编织的结构，其中，该方法还包括：对于编织的层片中的至少一个层片而言，随着第一组纤维缠绕在芯棒的渐缩部上而(通常连续地)改变速度S与转速ω1之间的比率S/ω1使得该比率S/ω1随着芯棒向内渐缩而增大，并且同样随着第二组纤维缠绕在芯棒的渐缩部上而(通常连续地)改变速度S与转速ω2之间的比率S/ω2使得该比率S/ω2随着芯棒向内渐缩而增大。本发明的第一方面和第二方面使纤维角在翼梁或预成型件内变化而无需层片的阶跃变化并且无需停止成型过程。本发明的第二方面的方法产生了用于复合翼梁的编织的预成型件。在缠绕到芯棒上之后，预成型件可以用诸如环氧树脂之类的基质浸渍(以产生“湿的”预成型件)或其可以是未经基质浸渍的“干燥”预成型件。在沿向内渐缩的方向(通过增大比率S/ω1和S/ω2)增大纤维间距以及减小周长存在两个益处。首先，这使得纤维角的减小超过通过将纤维以恒定的速度和间距(如在现有技术中)缠绕在芯棒上来形成的纤维角的减小。这使翼梁或预成型件的结构属性按照需要被调整——例如提供在稍端处比在根部处更高的抗弯刚度。例如，第一组纤维和第二组纤维可以具有在渐缩部中变化大于10°或15°的纤维角。同时，这消除了芯棒渐缩逐渐地增大每个层片的单位面积重量和厚度的趋势。因此，每个层片可以具有在渐缩部中不会变化或者在渐缩部内至少不会变化大于10％或5％的单位面积重量或厚度。通常，每个层片也具有在翼梁或预成型件的整个长度上不会变化大于10％或5％的单位面积重量或厚度。提供相对恒定的单位面积重量和/或厚度(不论翼梁或预成型件的渐缩的形状如何)使得翼梁或预成型件通过计算机辅助设计被更容易地模制和分析。翼梁或预成型件的渐缩部可以从其根部至其稍端在整个长度上延伸。替代性地，翼梁或预成型件具有位于渐缩部与根部之间的内侧部(该内侧部可以是非渐缩的)。在该内侧部中可以设置一个或更多个紧固件孔。翼梁或预成型件可以具有位于渐缩部与稍端之间的外侧部(该外侧部可以是非渐缩的)。可选地，翼梁或预成型件具有沿着长度方向从根部延伸至稍端的中心线，并且中心线的至少一部分遵循未处于单个平面的弯曲路径。可选地，翼梁或预成型件沿长度方向从根部延伸至稍端，并且翼梁或预成型件具有渐缩部，在该渐缩部中，随着每个层片朝向稍端延伸，其高度减小，其宽度增大。在具有变化的周长的常规的编织的翼梁中，纤维角、厚度和单位面积重量随着周长的改变而改变。本发明的第四方面的编织的翼梁或预成型件的特定形状具有特别的好处，因为其使翼梁或预成型件的高度在周长未进行大的伴随的变化的情况下被减小。本发明的第一方面提供了一种编织的复合翼梁和用于编织的复合翼梁的预成型件。在复合翼梁的情况下，编织的纤维的管状层片用诸如环氧树脂之类的基质浸渍。就预成型件而言，该预成型件可以是“湿”的复合预成型件，其中，编织的纤维的管状层片用诸如环氧树脂之类的未固化的基质浸渍，或其可以是还未用基质浸渍的“干燥”预成型件。编织的翼梁或预成型件可以用在飞行器机翼的主元件、涡轮叶片或其他结构中。替代性地，翼梁或预成型件可以用在用于附接至飞行器机翼的主元件的稍端的小翼中。在该情况下，翼梁通常包括通过上盖和下盖连结的前腹板和后腹板，并且小翼包括连结至翼梁的上盖的上蒙皮和连结至翼梁的下盖的下蒙皮。翼梁可以是相对于主机翼元件(向上或向下)倾斜和/或(向前或向后)成掠角。通常，小翼的编织的翼梁具有内侧部和外侧部，该外侧部相对于内侧部为(向上或向下)倾斜的和/或(向前或向后)成掠角。通常主机翼元件包括翼梁，并且小翼的编织翼梁附接至主机翼元件的翼梁。机翼可以是固定的机翼(被固定至飞行器机身)或旋转机翼(用于直升飞行器或其他旋转机翼飞行器)。可选地，编织的翼梁形成小翼的下述部分：所述部分包括：根据本发明的编织的管状主翼梁，其中，前主翼梁腹板与后主翼梁腹板通过上主翼梁盖和下主翼梁盖连结；具有前翼梁腹板、上前翼梁盖和下前翼梁盖的前翼梁；连结至上主翼梁盖和上前翼梁盖的上蒙皮；以及连结至下主翼梁盖和下前翼梁盖的下蒙皮。小翼可以附接至飞行器机翼的主机翼元件的稍端，并且翼梁可以是相对于主机翼元件(向上或向下)倾斜和/或(向前或向后)成掠角。通常，小翼的编织的管状主翼梁具有内侧部和相对于内侧部(向上或向下)倾斜和/或(向前或向后)成掠角的外侧部。通常，主机翼元件包括：(通常通过穿过两个翼梁的诸如螺栓之类的一个或更多个紧固件)附接至小翼的管状主翼梁的后翼梁；以及(也通过穿过两个翼梁的诸如螺栓之类的一个或更多个紧固件)附接至小翼的前翼梁的前翼梁。机翼可以是固定的机翼(其固定至飞行器机身)或旋转机翼(其用于直升机或其他旋转机翼飞行器)。上前翼梁盖和下前翼梁盖可以朝向主翼梁向后延伸。然而，这种布置具有的问题在于上蒙皮和下蒙皮必须形成有榫接部以使得前缘蒙皮组件能够被附接至上蒙皮和下蒙皮。因此，更优选地，上前翼梁盖远离主翼梁向前延伸，并且下前翼梁盖远离主翼梁向前延伸。这种向前延伸翼梁盖是优选的，因为其使前缘蒙皮能够被直接地附接至翼梁盖，而无需在蒙皮中形成榫接部。前翼梁可以是管状的，其中，前部的前翼梁腹板、后部的前翼梁腹板通过上前翼梁盖和下前翼梁盖连结。替代性地，前翼梁可以是C形的，其中，上前翼梁盖和下前翼梁盖在前缘处终止。蒙皮可以通过紧固件连结至翼梁，但是更优选地，蒙皮通过共同固化、共同结合或二次结合而结合至翼梁。前缘蒙皮可以通过紧固件连结至上前翼梁盖和下前翼梁盖，或者通过共同固化、共同结合或二次结合而结合。小翼可以通过将上蒙皮共同固化至上主翼梁盖和上前翼梁盖以及将下蒙皮共同固化至下主翼梁盖和下前翼梁盖来生产。在共同固化过程期间，主翼梁的腹板和盖可以抵靠主翼梁内的第一工具被压实。类似地，上蒙皮、下蒙皮、前主翼梁腹板以及前翼梁腹板可以抵靠主翼梁与前翼梁之间的第二工具被压实。类似地，前翼梁腹板和上前翼梁盖以及下前翼梁盖可以抵靠前翼梁腹板的前方的第三工具被压实。所述工具可以在共同固化之后被移除或者可以留在成件件中。附图说明现在将参照附图描述本发明的实施方式，在附图中：图1a为飞行器的正视图；图1b为飞行器的平面图；图1c示出安装在左翼的稍端处的小翼；图2为小翼的主翼梁的梁的等距视图；图3a为图2的翼梁的正视图；图3b为图2的翼梁的平面图；图3c为图2的翼梁的侧视图；图4a为表示用于剖视图的参照点的图2的翼梁的等距视图；图4b为图4a的翼梁在截面A-A和B-B处的剖视图；图4c为图4a的翼梁在截面C-C处的剖视图；图4d为图4a的翼梁在截面D-D处的剖视图；图5为编织装置的示意性简图；图6为线轴编织环的端视图；图7为芯棒的示意图，其示出预成型件的一个层片中纤维间距和纤维角的变化；图8a示出包含单个匝的层片的内侧部的部分；图8b示出包含单个匝的层片的外侧部的部分；图9为示出整体式构造方法的组装步骤的剖视图；图10为示出整体式构造方法的固化步骤和浸渍步骤的剖视图；图11为示出图10的固化步骤之后的去除了可充气工具的小翼的剖视图；图12为使用泡沫工具固化的小翼的剖视图；图13a为示出小翼的前缘的制造中的第一步骤的剖视图；图13b为示出小翼的前缘的制造中的第二步骤的剖视图；图14为图13b的小翼的前缘的剖视图，其中，前缘蒙皮通过紧固件附接；以及图15为具有管状前翼梁的替代性小翼前缘的剖视图。具体实施方式图1a和图1b示出了飞行器1，该飞行器1具有承载一对机翼3、4的机身2。飞行器具有水平前/后轴线(标定为X)以及与前/后轴线垂直的水平内侧/外侧轴线(标定为Y)。每个机翼具有小翼，在图1c中示出了位于左翼4的稍端处的小翼5。左翼4包括具有稍端7的主机翼元件6和附接至该稍端的小翼5。主机翼元件6具有沿着该主机翼元件6的整个跨度从靠近机身2的根部至其稍端7延伸的前翼梁和后翼梁。这些翼梁的仅腹板8、9在图1中示出，但是它们还具有翼梁盖，所述翼梁盖可以指向内(朝向另一翼梁)或指向外。在主机翼元件6中在翼梁腹板8、9之间容置有燃料箱。小翼5具有主(后)翼梁10和前翼梁11。主翼梁10从根部10a延伸至稍端10b，该稍端10b比小翼5的稍端5a短，因此，该稍端10b不会沿着小翼的整个跨度延伸。前翼梁11沿着小翼的整个跨度从根部11a延伸至稍端11b。前翼梁11是C形的，并具有前翼梁腹板16、指向前方的上前翼梁盖17和指向前方的下前翼梁盖18。如图2中所示，小翼的主翼梁10为管状的(即，形成封闭的截面形状)，其中前主翼梁腹板12和后主翼梁腹板13通过上主翼梁盖14和下主翼梁盖15连结。如图1c中所示，小翼的上蒙皮19结合至上主翼梁盖14和上前翼梁盖17，并且小翼的下蒙皮20结合至下主翼梁盖15和下前翼梁盖18。小翼翼梁10、11具有内侧部，所述内侧部与主机翼元件6中的翼梁的腹板8、9重叠，并附接至主机翼元件6中的翼梁的腹板8、9。小翼主翼梁10的后腹板13由穿过形成在两个腹板中的通孔的诸如螺栓或铆钉之类的紧固件21附接至腹板9。类似地，小翼前翼梁11的腹板16也由穿过在两个腹板中钻出的通孔的诸如螺栓或铆钉之类的紧固件21附接至腹板8。小翼5具有三个翼梁腹板12、13、16(与US2012/0112005A1中描述的仅具有两个翼梁腹板的小翼不同)，但无前后延伸并连接上下蒙皮的横向腹板(这与US2012/0112005A1中描述的具有多个这种横向腹板的小翼不同)。主翼梁10的封闭的管状结构使得小翼能够更有效地处理弯曲载荷，并且意味着不需要横向肋。在主翼梁10处理弯曲载荷时，前翼梁11阻止小翼过度地扭曲。主翼梁10的复杂的几何形状在图2至图4中详细地示出。翼梁10沿长度方向从根部10a延伸至稍端10b。主翼梁10具有朝向稍端10b向内渐缩的渐缩的中央部25、位于渐缩部与根部之间的非渐缩的内侧部26以及位于渐缩部与稍端之间的非渐缩的外侧部27。内侧部26的后腹板被钻有用于接纳紧固件21的紧固件孔22。翼梁具有在图3a至图3c中用虚线示出的中心线28，该中心线28沿长度方向从根部延伸至稍端在沿着翼梁的长度的每个位置处穿过翼梁的几何中心。中心线28在翼梁的内侧部与外侧部中是直的，但是在渐缩中央部25中遵循弯曲路径。该弯曲路径为双弯曲的，因此其不处于单个平面中，而是呈从图3a与图3b的两个正交观察方向观察的弯曲状。图3a为主翼梁10的从前方沿与飞行器的前-后(X)轴线平行的方向观察的正视图。各个零部件的倾斜角可以在图1a与图3a中观察到。从图1a中能够观察到的是，主机翼元件(包括其翼梁)的倾斜角或反角角度非常小(为10°的量级)，并且小翼的主翼梁10的中心线28的倾斜角或反角角度如在图3a中示出的那样沿着弯曲路径连续地增大了约50°。图3b为小翼的平行于图1a中示出的竖向轴线Z从上方(如图1b)竖向地观察的平面图。图3b的观察方向与图3a的观察方向正交。各个部件的掠角可以在图1a与图3a中观察到。从图1a中可以看出，主机翼元件的掠角(包括其翼梁)非常小，而小翼的主翼梁10的中心线28的掠角如由图3b中所示的沿着弯曲路径连续地增大了约15°。如在图4a至图4d中所示，小翼主翼梁10的渐缩部25的周长和高度沿着其长度连续地减小。因此，翼梁的在内侧部26中的位置B-B处的周长(图4b)大于在渐缩部25中的位置C-C处的周长(图4c)，而在渐缩部25中的位置C-C处的周长(图4c)又大于在外侧部27中的位置D-D处的周长(图4d)。类似地，翼梁(以及翼梁腹板)的在位置B-B处的高度(高度H1)大于在位置C-C处的高度(高度H2)，而在位置C-C处的高度(高度H2)又大于在位置D-D处的高度(高度H3)。另一方面，翼梁的渐缩部的前后宽度(以及翼梁盖的宽度)随着该渐缩部朝向翼梁的稍端延伸而增大。因此，翼梁的在位置B-B处的宽度(宽度W1)小于在位置C-C处的宽度(宽度W2)，而在位置C-C处的宽度(宽度W2)又小于在位置D-D处的宽度(宽度W3)。小翼的主翼梁10包括编织的纤维的多个管状层片。用于主翼梁10的编织的干燥纤维预成型件通过图5和图6中示出的编织装置来生产。该装置包括线轴编织环30、编织环31和芯棒32。需注意的是，芯棒仅在图5中以示意的形式示出，并且实际上将会根据需要而具有复杂的轮廓形状以形成翼梁10的内型线。线轴编织环30具有通过图6中的白圆圈示出的第一组线轴35，和通过黑圆圈示出的第二组线轴36。每个线轴承载纤维束，所述纤维束可以从线轴展开穿过编织环31到芯棒32上的编织形成点上。因此，如在图6中所示，第一组线轴35将第一组纤维束37进给到芯棒上，并且第二组线轴36将第二组纤维束38进给到芯棒上。第一组线轴绕线轴编织环的缠绕轴线以每秒钟ω1圈的转速顺时针旋转，并且类似地，第二组线轴绕相同的缠绕轴线以每秒钟ω2(ω2通常与ω1相同)圈的转速逆时针旋转。线轴在绕缠绕轴线旋转时还遵循S形运动39使得线轴编织进出另一些线轴。同时，芯棒被沿着缠绕轴线以速度S沿直线横向移动，使得第一组纤维束37和第二组纤维束38缠绕到芯棒32上，并且编合在一起以形成具有图5中示出的编织结构的层片39。该过程然后被重复(使得芯棒沿相反的方向来回移动)以产生具有一个形成在另一个上的多个管状编织层片的预成型件。图7为芯棒32和形成在芯棒上的单个层片的第一组纤维束的示意性侧视图。如在图5中，芯棒32的形状为示意性的，并且相对于图1的翼梁已经被简化。第一组纤维束沿顺时针方向缠绕一系列匝并使得每个相邻对匝之间具有间距P1、P2。每个纤维束具有相对于缠绕轴线的纤维角θ1、θ2。随着纤维束从图7的视图中的左边向右边缠绕在芯棒上，由于在渐缩部分中芯棒周长减小而使得间距自动地增大并且纤维角自动地减小。芯棒的横向运动速度S随着纤维束缠绕在芯棒的渐缩部分上而连续地从S1变化至S2。间距与纤维角均与比率S/ω1相关并且与芯棒的周长相关，因此速度S的这种改变使间距增大并且使纤维角减小至与在S/ω1保持恒定的情况下相比更大的程度。如果纤维束从在图7的视图中的左边向右边(沿使周长减小的方向)缠绕在芯棒上，则该比率在缠绕期间随着时间而增大，如果纤维束从在图7的视图中的右边向左边(沿使周长增大的方向)缠绕在芯棒上，则该比率在缠绕期间随着时间而减小。纤维束的间距从在内侧部中的P1连续变化至在外侧部中的P2，并且类似地，纤维角从在内侧部中的θ1连续地变化至在外侧部中的θ2。在一个示例中，θ1为+/-45°并且θ2为+/-25°，因此纤维角在渐缩部中改变了20°。编织的层片具有的厚度和单位面积重量均与间距和纤维角相关。这些参数之间的关系在图8a与图8b中示意性地示出。图8a示出了层片的内侧部的一部分，该部分已经被切下并且展开以形成具有周长C1和长度P1的平坦的矩形面板。该面板包括具有长度L1和约45°的纤维角θ1的单匝的纤维束。面板的单位面积重量和厚度均正比于L1/(P1*C1)。图8b示出了层片的外侧部的一部分，该部分已经被切下并且展开成平坦地放置以形成具有周长C2和长度P2的平坦的矩形面板(其中，P1＜P2，并且C1＞C2)。该面板包括具有长度L2和约25°的纤维角θ2的单匝的纤维束。面板的单位面积重量和厚度均正比于L2/(P2*C2)。为了实现每个层片的不变的单位面积重量和厚度，芯棒进给速度S在缠绕期间被控制使得L1/(P1*C1)＝L2/(P2*C2)。芯棒进给速度S反比于周长C。因此通过经由芯棒几何形状的变化和芯棒进给速度的变化而将纤维沿期望的方向进行逐渐引导实现了连续的纤维角变化。芯棒进给速度被控制成产生具有沿着预成型件的长度不变的单位面积重量和厚度的层片。纤维角从在内侧部26处的+/-45°逐渐减小至在外侧部27处的+/-25°。因此，外侧部具有比内侧部抗弯刚度更大的抗弯刚度，抗弯刚度在翼梁的稍端处比在翼梁的根部处更为重要。相反，内侧部具有对于绕紧固件孔附近的断裂而言更大的抗性和抗扭刚度-这些属性在根部处比在稍端处更重要，因为在稍端处无紧固件。以上描述的预成型件在每个层片中形成有仅两组纤维(换言之，其通过双轴向编织形成)。然而，可以引入沿着预成型件沿长度方向延伸的轴向纤维以形成三轴向编织物。图9至图11示出了制造小翼5的方法。在图9中示出的第一步骤中，上蒙皮预成型件19a和下蒙皮预成型件20a与翼梁预成型件10a、11a和角板预成型件40a组装在一起。预成型件19a、20a、10a、11a、40a由无基质的干燥纤维制成。管状翼梁预成型件10a利用以上联系图5和图6所描述的装置和工艺形成。在图10中示出的下一步骤中，可充气工具41至43如示出地被插入，该结构被放置在上模制工具与下模制工具(未示出)之间的模具腔中，并且液体环氧树脂被注入到模具腔中以对干燥纤维预成型件进行注入和浸渍，以生产复合的翼梁10、11、蒙皮19、20和角板40。压力44然后通过模制工具从小翼的外部施加，可充气工具41至43被充气以从小翼的内侧施加压力，并且随着压力44被施加，该组件被加热以使树脂固化在各个复合件中以及使蒙皮共同固化至翼梁盖和角板。在图10中示出的固化过程期间，主翼梁10的腹板和盖被抵着主翼梁10内侧的经充气的工具42压实。类似地，上蒙皮、下蒙皮、前主翼梁腹板和前翼梁腹板被抵着位于主翼梁10与前翼梁之间的经充气的工具43压实。类似地，蒙皮的后零部件被抵着主翼梁10的后部的经充气的工具41压实。在固化之后，可充气工具41至43被排气并且从小翼的根部移除，留下图11中示出的固化的结构。替代性地，图10中示出的可充气和可移除工具可以通过图12中示出的泡沫固化工具50来替换。这些泡沫工具可以留在成品件内部而无需被移除。图13a和图13b示出了在前翼梁11的制造中的两个步骤。首先，管状前翼梁预成型件11b(通过编织或诸如带铺设或纤维布置之类的其他方法)被形成。管状前翼梁预成型件11b具有通过上前翼梁盖和下前翼梁盖连结的前腹板16和后腹板51。管状前翼梁预成型件11b与可充气工具52配合并且然后与图10或图12中示出的过程中的小翼的其他零部件一起被注入和固化。在该固化过程期间管状前翼梁的两个腹板16、51和两个盖均被抵着经充气的工具52压实。在固化完成之后，管状前翼梁的前半部分53如图13b中所示被切除，并且与经排气的工具52一起被移除，留下如示出的C形截面的前翼梁11。最后，前缘蒙皮通过如图14中示出的紧固件附接至上翼梁盖和下翼梁盖。前缘蒙皮包括：上前缘蒙皮面板60，该上前缘蒙皮面板60在其后边缘处通过紧固件65附接至上翼梁盖17；下前缘蒙皮面板61，该下前缘蒙皮面板61在其后边缘处通过紧固件66附接至下翼梁盖18；以及连接上蒙皮面板和下蒙皮面板的弯曲的D形前部蒙皮面板62。蒙皮面板60至62可以为单独的零部件或者可以一起形成为单个的一体件。上蒙皮面板60和下蒙皮面板61平放成与上蒙皮19和下蒙皮20平齐。替代性地，前缘蒙皮可以如图15A中所示地共同固化至上翼梁盖和下翼梁盖而无需紧固件。如示出地设置有第五可充气工具70，并且在固化过程期间，前缘蒙皮60至62的前部抵靠该工具70被压实和固化。前缘蒙皮面板60、61的后部抵靠管状前翼梁的上盖和下盖被压实，并被共同固化至管状前翼梁的上盖和下盖。工具52、70然后被移除，但管状前翼梁的前半部分不被切除。在图15中示出的情况下，小翼的主翼梁和前翼梁在成品件中均为管状的。尽管以上已经参照一个或更多个优选的实施方式对本发明进行了描述，但将理解的是，可以在不脱离本发明的根据所附权利要求限定的保护范围的情况下进行各种改变或改型。