结合的复合翼面以及制造方法
【专利摘要】本发明涉及一种翼面，该翼面包括至少一个预固化的复合翼梁，所述复合翼梁具有腹板和与所述腹板的端部整合的至少一个翼缘。通过将蒙皮粘结至所述翼缘，将预固化的复合蒙皮附连至所述翼梁。
【专利说明】结合的复合翼面以及制造方法
【技术领域】
[0001]本公开一般涉及翼面，例如飞行器的翼盒，以及更具体地，涉及具有结合到翼梁的复合外蒙皮的翼面结构。
【背景技术】
[0002]飞行器机翼和/或控制面可采用外面覆有一层外蒙皮的翼梁、翼肋和桁条的框架。翼梁可承载大部分的机翼载荷，而翼肋既可使机翼的强度增加还可为机翼蒙皮提供翼面形状。在金属机翼构造中，可利用紧固件接头将金属结构附连至金属翼梁。但是，在目前，在复合翼梁机翼和控制表面设计中利用紧固件接头可能存在困难，在某种程度上是由于复合物的承载能力会小于金属的承载能力。因此，使用紧固件的复合机翼构造可能需要加强件，以提高接合区域中其紧固件的承载能力。在机翼中添加加强件的需要可降低翼面性能，使飞行器添加不期望的重量和/或提高制造成本。
[0003]因此，需要结合复合机翼和/或控制表面结构，以及需要可减少或除去对在翼梁和连接的结构蒙皮之间的接头中的紧固件的需要的相关制造方法。还需要例如翼盒的简化机翼组件的制造以及允许在二次结合操作中利用粘结技术将预固化的复合机翼蒙皮附连至预固化的复合翼梁的翼面设计。
【发明内容】
[0004]公开的实施例提供了翼面，例如，飞行器翼盒或控制面，以及提供了相关的制造方法，该方法允许在二次结合操作中使预固化的复合夹层板蒙皮粘结至预固化的复合夹层翼梁，从而减少或去除所述蒙皮和所述翼梁之间所需的紧固接头。利用复合夹层板蒙皮和翼梁为翼面提供所需刚度，同时减少了部件数量、复杂度和重量。在二次结合操作之前，在热压器中对机翼蒙皮和翼梁进行单独地预固化可降低产品的不一致性，提高翼面质量，简化生产工艺并减少了制造流程的时间。通过将翼梁缘条整合至翼梁，以及通过利用增强的层压物的翼梁缘条，可降低通过蒙皮至翼梁结合层的载荷传递。翼梁缘条与复合夹层板蒙皮基本对齐。通过利用蜂窝夹层构造的翼梁腹板，使翼梁重量最小化。利用复合夹层板蒙皮可减少或去除对纵向机翼桁条的需要，同时减少了翼肋的数量或翼肋之间的间距。
[0005]根据一个公开的实施例，提供的翼面包括至少一个机翼蒙皮壁板以及至少一个翼梁，所述机翼蒙皮壁板包含外机翼蒙皮、内机翼蒙皮以及夹在内机翼蒙皮和外机翼蒙皮之间的壁板芯，所述翼梁具有翼梁腹板和翼梁缘条，所述翼梁缘条具有一般与所述壁板芯对齐并与所述壁板芯形成接头的翼梁缘条芯。所述翼面进一步包括在所述机翼蒙皮壁板和所述翼梁之间的粘结接头。所述外机翼蒙皮覆盖所述接头并与所述翼梁缘条面对面接触。所述翼梁包括覆盖所述接头的内面板，并且所述外机翼蒙皮和所述内面板中的每个均为纤维增强复合树脂。所述翼梁腹板包括翼梁腹板芯，并且所述翼梁包括连接所述翼梁缘条芯和所述翼梁腹板芯的条状物。所述条状物为片状模压复合物。所述翼梁包括内面板和外面板，且所述翼梁缘条芯、所述翼梁腹板芯和所述条状物夹在所述内面板和外面板之间。所述翼梁缘条芯为基本实心的层压物，且所述翼梁腹板包括蜂窝状芯。所述翼梁包括背靠背排列的两个C构件并分别具有反向延伸的形成所述翼梁缘条的翼缘，并且所述外蒙皮覆盖所述翼缘并且与所述翼缘面对面接触。
[0006]根据另一个公开的实施例，翼面包括至少一个翼梁，该翼梁具有腹板和在所述腹板的一端上的至少一个翼缘；与所述翼缘面对面接触的外蒙皮；以及将所述翼梁翼缘附连至所述外蒙皮的结合接头。所述翼缘包括芯，所述芯具有的密度足以将置于外蒙皮上的基本全部载荷传递至所述翼梁腹板。所述翼梁和所述外蒙皮中的每个均为复合物，且所述翼梁包括连接所述翼缘和所述腹板的条状物。所述翼梁包括内翼梁面板、外翼梁面板、夹在所述内翼梁面板和所述外翼梁面板之间的腹板芯，并且其中所述翼缘芯夹在所述内翼梁面板和所述外翼梁面板之间。所述翼缘芯为基本实心的复合层压物，并且所述腹板芯为蜂窝状。所述翼梁包括第一和第二翼梁构件，其中的每个均具有大致C形的横截面，并且所述翼梁构件背靠背接合在一起。所述翼面进一步包括内机翼蒙皮、夹在所述外机翼蒙皮和所述内机翼蒙皮之间的机翼蒙皮芯。所述翼缘芯和所述机翼蒙皮芯彼此基本对齐并且并排布置，从而形成接头，并且所述外机翼蒙皮覆盖所述接头。所述翼梁包括内面板和外面板，所述腹板包括腹板芯，所述翼梁包括连接所述翼缘芯和所述腹板芯的条状物，且所述翼缘芯、所述腹板芯和所述条状物夹在所述内面板和所述外面板之间。所述腹板芯具有的密度小于所述翼缘芯的密度。
[0007]仍根据另一个实施例，其包括预固化的前复合翼梁、预固化的后复合翼梁，包括外机翼蒙皮的至少一个预固化的机翼蒙皮壁板，以及将所述预固化的机翼蒙皮壁板附连至预固化的前复合翼梁和预固化的后复合翼梁中的每个的粘结接头。所述机翼可进一步包括预固化的复合前缘总成，并且所述前缘总成包括外面板，该外面板覆盖所述预固化的前复合翼梁并结合到所述预固化的前复合翼梁。所述预固化的前翼梁和所述预固化的后翼梁中的每个均为具有内翼梁面板和外翼梁面板的夹层板构造。所述机翼蒙皮壁板为夹层构造且包含内机翼蒙皮。所述外机翼蒙皮覆盖所述外翼梁面板且结合到所述外翼梁面板，且所述内翼梁面板覆盖所述内机翼蒙皮并且结合到所述内机翼蒙皮。
[0008]根据进一步的实施例，提供了翼面的制造方法。所述方法包括组装和预固化复合机翼蒙皮，组装和预固化复合翼梁，以及通过将所述复合蒙皮粘结至复合翼梁而将所述复合蒙皮附连到所述复合翼梁。组装所述复合翼梁包括将翼梁腹板芯和翼梁缘条芯夹在内复合翼梁面板和外复合翼梁面板之间，并通过将条状物放置在翼梁腹板芯和所述翼梁缘条芯之间而连接所述翼梁腹板芯和所述翼梁缘条芯。组装所述复合机翼蒙皮包括:通过将机翼蒙皮芯夹在内复合机翼蒙皮和外复合机翼蒙皮之间而形成复合夹层，并且固化所述复合蒙皮夹层，并且将所述复合机翼蒙皮结合至所述复合翼梁包括:将所述内机翼蒙皮面板和外机翼蒙皮面板中的每个结合至所述复合翼梁。将所述复合机翼蒙皮附连至所述复合翼梁包括:在所述机翼蒙皮芯和所述复合翼梁的芯之间形成接头，并将所述外机翼蒙皮覆盖在所述接头上。将所述复合机翼蒙皮附连至所述复合翼梁还包括:将所述翼梁的内复合面板覆盖在所述接头上。
[0009]根据本公开的一方面，提供了一种翼面，该翼面包含:至少一个机翼蒙皮壁板，其包含外机翼蒙皮、内机翼蒙皮以及夹在内机翼蒙皮和外机翼蒙皮之间的壁板芯；至少一个翼梁，其具有翼梁腹板和翼梁缘条，所述翼梁缘条具有一般与所述壁板芯对齐并与所述壁板芯形成接头的翼梁缘条芯；以及在所述机翼蒙皮壁板和所述翼梁之间的粘结接头。有利地，所述外机翼蒙皮覆盖所述接头并与所述翼梁缘条面对面接触。有利地，所述翼梁包括覆盖所述接头的内面板。优选地，所述外机翼蒙皮和所述内面板中的每个均为纤维增强的复合树脂。有利地，所述翼梁腹板包括翼梁腹板芯，并且所述翼梁包括连接所述翼梁缘条芯和所述翼梁腹板芯的条状物。优选地，所述条状物为片状模压复合物。优选地，所述翼梁包括内面板和外面板，并且所述翼梁缘条芯、所述翼梁腹板芯和所述条状物夹在所述内面板和外面板之间。有利地，所述翼梁缘条芯为基本实心的层压物并且邻接所述壁板芯，并且所述翼梁腹板包括蜂窝状芯。有利地，所述翼梁包括背靠背布置的两个C形构件且分别具有反向延伸的形成所述翼梁缘条的翼缘，并且所述外蒙皮覆盖所述翼缘并与所述翼缘面对面接触。
[0010]根据本公开的一方面，提供了一种翼面，该翼面包括至少一个翼梁，所述翼梁具有翼梁腹板和在所述腹板的一端上的至少一个翼梁翼缘；与所述翼缘面对面接触的外机翼蒙皮；以及将所述翼梁翼缘附连至所述外机翼蒙皮的结合接头，其中所述翼缘包括翼缘芯，该芯具有的密度足以将置于外机翼蒙皮上的基本全部载荷传递至所述翼梁腹板。有利地，所述翼梁和所述外机翼蒙皮中的每个均为复合物，并且所述翼梁包括连接所述翼缘和所述腹板的条状物。优选地，所述翼梁包括内翼梁面板、外翼梁面板、夹在所述内翼梁面板和所述外翼梁面板之间的腹板芯，并且其中所述翼缘芯夹在所述内翼梁面板和所述外翼梁面板之间。优选地，所述翼缘芯为基本实心的复合层压物，并且所述腹板芯为蜂窝状。有利地，所述翼梁包括第一和第二翼梁构件，其中的每个均具有大致C形的横截面，并且所述翼梁构件背靠背接合到一起。有利地，所述翼面进一步包括内机翼蒙皮、夹在所述外机翼蒙皮和所述内机翼蒙皮之间的机翼蒙皮芯，并且其中所述翼缘芯和所述机翼蒙皮芯彼此基本对齐且并排布置形成接头，且所述外机翼蒙皮覆盖所述接头。有利地，所述翼梁包括内面板和外面板，所述腹板包括腹板芯，所述翼梁包括连接所述翼缘芯和所述腹板芯的条状物，并且所述翼缘芯、所述腹板芯和所述条状物夹在所述内面板和所述外面板之间。优选地，所述腹板芯具有的密度小于所述翼缘芯的密度。
[0011]根据本公开的一方面，提供了一种机翼，该机翼包括预固化的前复合翼梁、预固化的后复合翼梁、包括外机翼蒙皮的至少一个预固化的机翼蒙皮壁板、以及将所述预固化机翼蒙皮壁板附连至预固化的前复合翼梁和预固化的后复合翼梁中的每个的粘结接头。有利地，所述机翼进一步包括预固化的复合前缘总成，所述前缘总成包括外面板，该外面板覆盖所述预固化的前复合翼梁并结合到所述预固化的前复合翼梁。有利地，所述预固化的前翼梁和所述预固化的后翼梁中的每个均为具有内翼梁面板和外翼梁面板的夹层板构造，所述机翼蒙皮壁板为夹层构造且包含内机翼蒙皮，所述外机翼蒙皮覆盖所述外翼梁面板且结合到所述外翼梁面板，并且所述内翼梁面板覆盖所述内机翼蒙皮且结合到所述内机翼蒙皮。
[0012]根据本公开的一方面，提供了翼面的制造方法，所述方法包括:组装和预固化复合机翼蒙皮，组装和预固化复合翼梁，以及通过将所述复合机翼蒙皮粘结至复合翼梁而使所述复合机翼蒙皮附连到所述复合翼梁。有利地，组装所述复合翼梁包括:将翼梁腹板芯和翼梁缘条芯夹在内复合翼梁面板和外复合翼梁面板之间，并通过将条状物放置在翼梁腹板芯和所述翼梁缘条芯之间而使所述翼梁腹板芯与所述翼梁缘条芯相连。有利地，组装所述复合机翼蒙皮包括:通过将机翼蒙皮芯夹在内复合机翼蒙皮和外复合机翼蒙皮之间而形成复合蒙皮夹层，并且固化所述复合蒙皮夹层，并且将所述复合机翼蒙皮结合至所述复合翼梁包括:将所述内机翼蒙皮面板和外机翼蒙皮面板中的每个结合至所述复合翼梁。优选地，将所述复合机翼蒙皮附连至所述复合翼梁包括:在所述机翼蒙皮芯和所述复合翼梁的芯之间形成接头，并将所述外机翼蒙皮覆盖在所述接头上。优选地，将所述复合机翼蒙皮附连至所述复合翼梁包括:将所述翼梁的内复合面板覆盖在所述接头上。
[0013]特征、功能以及优势可独立地实现在本公开的不同实施例中，或可在其他实施例中组合，其中进一步的细节可参照下面的说明和附图看出。
【专利附图】
【附图说明】
[0014]在所附权利要求中提出了被确信表征有利实施例的新颖性特征。但是，通过在结合附图阅读时参考本公开的有利实施例的以下【具体实施方式】，可最好地理解所述有利实施例以及优选的使用模式、进一步的目的和其优势，其中:
[0015]图1示出了飞行器制造和维护方法的流程图。
[0016]图2示出了飞行器的框图。
[0017]图3示出了根据公开的实施例的具有借助集成的缘条结合至机翼翼梁的机翼蒙皮壁板的翼盒的透视截面图，前缘总成和后缘总成如虚线所示。
[0018]图4示出了沿在图3中显示为图4的方向上的横截面图，所述前缘如实线所示，而所述后缘未示出。
[0019]图5示出了如何将前缘总成和预固化的顶部机翼蒙皮壁板组装在预固化的前翼梁上的横截面图。
[0020]图6是与图5类似但示出了处于完全组装状态下的组件的图示。
[0021]图6A是与图6类似但示出了利用具有单个缘条芯和单个腹板芯的翼梁的可替换实施例的图示。
[0022]图6B是与图6A类似但示出了其中所述腹板芯被直接附连至所述缘条芯的另一个实施例的图示。
[0023]图7是示出了在组装处理期间被加载到后翼梁上的顶部机翼蒙皮壁板的图示。
[0024]图8是与图7类似但示出了处于完全组装状态下的组件的图示，后缘总成如虚线表不。
[0025]图9是示出了被附连至翼盒的后缘总成的组件的透视图的图示。
[0026]图10是示出了制造结合的复合翼面的方法的流程图的图示。
【具体实施方式】
[0027]公开的实施例涉及结合的复合翼面以及相关的制造方法。该实施例可用于多种潜在应用，尤其是交通运输业，包括如航空航天、海运、汽车应用以及利用轻量的类翼面结构的其他应用。因此，现在参考图1和图2，本公开的实施例可用于图1所示的飞行器制造和维护方法20以及图2所示的飞行器22的背景中。公开的实施例的飞行器应用可包括，例如但不限于，机翼54、形成机体38的一部分的垂直稳定器58和水平稳定器60，此处仅列举几个。在预生产期间，示例性方法20可包括飞行器22的规范和设计24以及材料采购26。在生产期间，执行飞行器22的组件和子配件制造28以及系统整合30。然后，飞行器22可以经历认证和交付32，以便投入使用34。当由客户使用时，还应该按计划地对飞行器22进行日常的维修和维护36，其还可包括改进、重新配置、翻新等)。
[0028]方法20的每个处理可由系统集成商、第三方和/或操作者(例如，客户)实施或执行。针对本说明书的目的，系统集成商可包括但不限于，任意数量的飞行器制造商和主要系统的分包商；第三方可包括但不限于，任意数量的销售商、分包商和供应商；以及操作者可为航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等等。
[0029]如图2所示，由示例性方法20制造的飞行器22可包括机体38以及多个系统40和内部结构42。示例性的高层次系统40包括推进系统44、电气系统46、液压系统48和环境系统50中的一个或更多个。可以包括任意数量的其他系统。机体38可包括机身52、机翼54、垂直稳定器58、水平稳定器60以及一个或更多个控制面62，例如前缘和后缘总成(未示出)。每个机翼54可包括翼盒56，有时也称为扭矩盒。机翼54、稳定器58、60以及控制面均被蒙皮64覆盖。如本文结合飞行器应用所使用的，术语“翼面”意图包括但不限于，机翼54、垂直稳定器58、水平稳定器60以及控制面62。
[0030]在生产和维护方法20的任一个或更多个阶段期间，可利用本文所示的系统和方法。例如，可以与在飞行器22被使用时生产组件或子配件类似的方式构造或制造对应于生产处理28的组件或子配件。而且，在生产阶段28和30期间，例如，通过充分加速飞行器22的组装或降低飞行器22的成本，可利用一个或更多个设备实施例、方法实施例或其组合。类似地，当飞行器22被使用时，例如但不限于，维修和维护36时，可利用一个或更多个设备实施例、方法实施例或其组合。
[0031]可结合用于各种应用的多种翼面的制造而应用公开的实施例的原理。例如，图3和图4示出了包含结合的、加强板的、形成飞行器机翼54的一部分的复合翼盒56 (图2)的翼面。可将具有前缘70a的前缘总成70附连至翼盒56的前部，以及将具有后缘72a的后缘总成72附连至翼盒56的后部。
[0032]翼盒56包括至少一个前翼梁66和后翼梁68。前翼梁66的横截面一般为I型，而后翼梁68的横截面一般为C型，但是，其他的横截面形状也是可能的。前翼梁66包括前翼梁腹板82，以及分别被整合至腹板82的相对的顶端和底端的上翼梁缘条84和下翼梁缘条86。类似地，后翼梁68包括后翼梁腹板88以及被整合至腹板88的相对的顶端和底端的上翼梁缘条90和下翼梁缘条92。基于应用，前翼梁66和/或后翼梁68可具有其他的腹板结构的形式，例如但不限于，“J”、“Z”和“T”结构。如下面将解释的，翼梁缘条84、86、90,92中的每一个可包含可为增强的复合树脂层压物的单翼缘或双翼缘，这取决于翼盒56的应用和特定配置。
[0033]顶部机翼蒙皮壁板74和底部机翼蒙皮壁板76覆盖翼盒56并在蒙皮至翼梁结合的角接接头78处与翼梁66、68结合，由此减少或去除机翼蒙皮壁板74、76和翼梁66、68之间所需的紧固接头。上翼梁缘条84、90大致与顶部机翼蒙皮壁板74对齐并整合至顶部机翼蒙皮壁板74中，并且下翼梁缘条86、92大致与底部机翼蒙皮壁板76对齐并整合至底部机翼蒙皮壁板76。虽然在图中未不出，但是在一些实施例中，翼盒56可选择地包括翼肋,其在翼盒56的顺翼展的方向上间隔开并分别粘结至翼梁66、68和/或顶部机翼蒙皮壁板74和底部机翼蒙皮壁板76。
[0034]如下面更详细讨论的，顶部机翼蒙皮壁板74和底部机翼蒙皮壁板76中的每个均包括覆盖并结合至翼梁66、68的外部复合机翼蒙皮146，从而在机翼54上形成基本连续的、气动的外表面147 (图2)，其可以具有期望的外部机翼表面轮廓。顶部机翼蒙皮壁板74和底部机翼蒙皮壁板76为夹层构造，充分地加固了翼盒56，使得可不需要桁条(未示出)，并可减少特定应用所需的翼肋(未示出)的数量。用于机翼蒙皮壁板74、76和翼梁66、68的复合夹层构造的使用还可减少部件数量、复杂度和重量。
[0035]顶部机翼蒙皮壁板74和底部机翼蒙皮壁板76可以被预固化并在二次结合操作中分别在结合的角接接头78处被附连至预固化的前翼梁66和预固化的后翼梁68。在二次结合操作之前，在热压器中独立地预固化机翼蒙皮壁板74、76和翼梁66、68可减少产品的不一致性，提高翼面质量，简化生产工艺以及减少制造流程时间。前翼梁66和后翼梁68中的每个以及顶部机翼蒙皮壁板74和底部机翼蒙皮壁板76中的每个分别可为复合夹层板构造，后面将更详细地描述。顶部机翼蒙皮壁板74和底部机翼蒙皮壁板76分别通过形成结合的角接接头78的结构粘结剂的层80 (图5和图7)结合至前翼梁66和后翼梁68。
[0036]结合的角接接头78可传递机翼蒙皮壁板74、76和翼梁66、68之间的相对最小载荷，包括惯性载荷和空气载荷。将翼梁缘条84、86、90、92整合至对应的翼梁腹板82、88中以及在所述缘条84、86、90、92中使用增强的复合树脂层压物可减少通过结合的角接接头78的载荷传递。此外，翼梁缘条84、86、90、92的中心线159 (见图6和图8)与机翼蒙皮壁板74、76基本对齐可增强从部外机翼蒙皮146至翼梁腹板82、88的有效的载荷传递。
[0037]前缘总成70 (图4-6)可被附连至前翼梁66，且具有后缘72a的后缘总成72 (图
3、8和9)可被附连至后翼梁68。可从图4最清楚地看出，前缘总成70可包括但不限于，由加固翼梁106加固的、沿前缘总成70的顺翼展的方向上延伸的复合层压蒙皮104。在这里应该注意，图中所示的前缘总成70仅示出了与所公开的结合的翼盒56 —起使用的宽范围的前缘构造。可将其他的辅助盒、控制面或结构(均未示出)附连至所述翼盒56。
[0038]现参照图5和图6，其示出了前翼梁66和结合的角接接头78的其他细节。前翼梁66广泛地包括第一翼梁构件120和第二翼梁构件122，其均具有一般为C形的横截面且彼此背靠背布置，以形成横截面基本为I形的翼梁形状。上前翼梁缘条84和下前翼梁缘条86 (图3和图4)中的每个均分别包括向前和向后延伸的一般与机翼蒙皮壁板74、76对齐并与其整合的一对翼缘124、126。
[0039]图5示出了被加载在前翼梁66上以准备结合操作的前缘总成70和顶部蒙皮壁板74。将例如糊状粘结剂的合适的结构粘结剂的层80应用于翼梁66、前缘总成70和顶部蒙皮壁板74的配合面之间。在图5所示的示例中，将粘结层80应用于前翼梁66，但是在其他实施例中，结构粘结剂的层80可替代为应用于前缘总成70和顶部蒙皮壁板74，或应用于前翼梁66、前缘总成70和顶部蒙皮壁板74中的每个。
[0040]如下面将讨论的，可在前缘总成70、顶部机翼蒙皮壁板74以及前翼梁66被组装到一起(如箭头156所示)并粘结之前将它们全部完全固化。可通过以下步骤实施组装处理:在合适的准线上安置前翼梁66并保持固定物(未示出)，并且之后施用粘结层80，然后将前缘总成70和顶部机翼蒙皮壁板74放置在前翼梁66上。可替换的组装技术和组装顺序是可能的。在组装处理后，通过在热压器中处理翼盒56，可热固化结合粘结剂的层80。其他的固化技术，例如脱离热压器处理或加热炉处理，也是可能的，其取决于所使用的结合粘结剂的类型。[0041]翼梁构件120、122中的每个均为夹层板构造，其中翼梁腹板芯128和翼梁缘条芯130分别夹在内复合翼梁面板132和外复合翼梁面板134之间。内翼梁面板132和外翼梁面板134中的每个可包含由单向预浸料形成的复合层压物，例如多层片的纤维增强的复合树脂，其中所述层片具有被选择以最优化性能的多个纤维取向。分别形成前翼梁翼缘124、126的一部分的翼梁缘条芯130可各自包括实心的、纤维增强的复合树脂层压物，有时称为“致密充填(dens印ack)”，但是表现出所需强度和刚度的其他翼梁缘条芯材也是可以的。如下面将讨论的，实心的纤维增强的复合树脂层压翼梁翼缘124、126被预固化，然后在前翼梁66被固化之前在“未成熟”的状态下被共同结合至内翼梁面板132和外翼梁面板134。
[0042]翼梁腹板芯128可各自包括合适的轻量蜂窝构造，其可以或可以不以合适的材料填充或“灌装”，但是其他类型的轻量芯也是可以的。翼梁腹板芯128具有的密度可小于翼梁缘条芯130的密度，以便降低翼梁66的总重量，但是在一些应用中，翼梁腹板芯128具有的密度可等于或大于翼梁缘条芯130的密度。一般地，翼梁缘条芯130的密度足够高，使得翼梁缘条84、86能将来自外部机翼蒙皮146的大量载荷传递至翼梁腹板82，并限制通过结合的角接接头78传递的载荷量，以修剪(shear)从内蒙皮144和外蒙皮146传递至结合的角接接头的负载。
[0043]由于翼梁缘条芯130和翼梁腹板芯128可以分别由不同的材料制成，例如，层压物和蜂窝结构，所以这两个芯128、130之间可能存在空隙，该空隙可由可包含结构粘结剂的层的条状物136、多层片预浸料或其他合适的填充物材料填充，并协助将所述两个芯128、130相互连接和整合。在一个实施例中，所述条状物136可包括片状模压复合物以便降低轴向硬度。类似地，翼缘124、126的相邻圆角137之间可以存在空隙，该空隙可由可包含结构粘结剂的层的条状物138、多层片预浸料、片状模压复合物或其他合适的填充物填充。内翼梁面板132向外延伸超过对应的翼梁缘条芯130，从而分别形成覆盖翼梁芯130的底部的向前翼梁面板边缘140a和向后翼梁面板边缘140b。类似地，外部机翼蒙皮146的部分146a覆盖芯130的顶部。通过外部机翼蒙皮146和翼梁面板边缘140a、140b中的纤维增强物的芯130的顶部和底部覆盖物在结构上协助稳定翼梁缘条芯130。
[0044]如下面将更详细讨论的，在未成熟或未固化状态中将翼梁构件120、122连同条状物136背靠背地组装，并且然后在被结合至顶部和底部机翼蒙皮壁板74、76之前被完全固化，从而形成完全组装的预固化的前翼梁66。顶部和底部机翼蒙皮壁板74、76中的每个包含夹在内复合机翼蒙皮144和外复合机翼蒙皮146之间的蒙皮芯142。内复合机翼蒙皮144和外复合机翼蒙皮146中的每个可包含复合层压物，例如由单向预浸料形成的多层片的纤维增强的复合树脂，其中所述层片具有被选择以最优化性能的多个纤维取向。机翼蒙皮芯142可包含蜂窝状构造并可连同外复合机翼蒙皮146 —起成型以形成具有期望的机翼轮廓的外表面147。外机翼蒙皮146的部分146a延伸超过机翼蒙皮芯142并基本重叠和覆盖前翼梁缘条84的整个长度。在154处，外机翼蒙皮的前缘是渐缩的。外机翼蒙皮部分146a被粘结至外翼梁面板134以及条状物138。利用如上所述的蜂窝状芯142的机翼蒙皮壁板74,76的夹层结构可使机翼蒙皮具有足够的强度和刚度，使得可不需要蒙皮加固物或加强物，例如，桁条(未示出)，或使得指定应用所需的加固物的数量显著减少。
[0045]翼梁构件122的翼梁缘条芯130与机翼蒙皮壁板芯142并排对齐并与其相邻，从而在翼梁缘条84和机翼蒙皮壁板74之间形成接头148，所述接头148的顶部与外部机翼蒙皮146重叠，并且所述接头148的底部与一个内面板132的向后延伸的边缘140重叠(图6)。虽然图6所示的接头148为对接接头，但是其他类型的接头配置也是可以的，例如但不限于，嵌接接头、搭接接头或阶梯搭接接头。外部翼梁面板134与外部机翼蒙皮146面对面接触，且内翼梁面板132与内机翼蒙皮144面对面接触。前翼梁面板边缘140a与前缘总成70的内面板150重叠并粘结到所述内面板150，并且后翼梁内面板边缘140b粘结至机翼蒙皮壁板74的内蒙皮144。前缘总成70的外面板152在155处是渐缩的，以便充分匹配和重叠外机翼蒙皮146的所述渐缩154，并在157处一起形成渐缩的搭接接头。外前缘面板152可沿着所述搭接接头157粘结至外机翼蒙皮146。底部机翼蒙皮壁板76与前翼梁66的结合附连(图3和图4)可以与顶部机翼蒙皮壁板74与上面所述的前翼梁66的附连在细节上基本相同。
[0046]图6A示出了具有夹在面板132和单个翼梁缘条芯130之间的单个翼梁腹板芯128的前翼梁66的可替换的实施例。在该示例中，翼梁缘条芯130被直接附连至机翼蒙皮壁板74的重叠的外面板146。因此，除去了图6实施例中对外面板134的需要。条状物136可用于协助将翼梁缘条芯130连接至翼梁腹板芯128。
[0047]图6B示出了前翼梁66的进一步的实施例，其类似于图6A所示的实施例，但是没有利用条状物136将翼梁腹板芯128与翼梁缘条芯130相连。相反地，在该示例中，翼梁缘条芯130被直接附连至翼梁腹板芯128并基本横穿翼梁腹板芯128的整个宽度W。
[0048]现参照图3、7和8，其示出了后翼梁68的其他细节。图7示出了顶部机翼蒙皮壁板74，其被组装182在后翼梁68上。在准备组装的过程中，后缘加强板174被结合至外机翼蒙皮146的向后延伸的边缘176，随后，粘合剂的层80可以被施加至顶部蒙皮壁板74和/或后翼梁68的配合面中的任一个或两个。在将粘合剂的层80施加至所述配合面之后，包含后缘加强板174的顶部机翼蒙皮壁板74可以被放置182在后翼梁68上。在这些组装步骤后，通过将翼盒56放置在烤炉中，可以在升高的温度下对粘合剂的层80进行热固化。其他的固化工艺也是可以的。在这里应该注意，可以在将顶部机翼蒙皮壁板74放置在后翼梁68上之前，将后缘加强板174直接结合至外翼梁面板164。
[0049]现特别地参考图8，后翼梁68的上缘条90和下缘条92分别包含向前延伸的单个翼缘100、102，其与腹板88整合。后翼梁68为夹层板构造，大致类似于前翼梁66，且包含夹在内翼梁面板162和外翼梁面板164之间的翼梁腹板芯158和翼梁缘条芯160。内翼梁面板162和外翼梁面板164中的每个可包含复合层压物，例如由单向预浸料形成的多层片的纤维增强的复合树脂，其中所述层片具有被选择以优化性能的多个纤维取向。
[0050]翼梁腹板芯158可为蜂窝状，其类似于之前讨论的前翼梁腹板芯128。在后翼梁68上形成翼缘100的翼梁缘条芯160可为实心层压致密充填构造，其类似于之前讨论的翼梁缘条芯130，并与翼梁腹板芯158整合在内翼梁面板162和外翼梁面板164之间。
[0051]相比翼梁缘条芯160的密度，翼梁腹板芯158可具有相对低的密度，以便降低后翼梁68的整体重量，但是，在一些应用中，翼梁腹板芯158可具有的密度等于或大于翼梁缘条芯160的密度。一般地，翼梁缘条芯160的密度足够高，使得翼梁缘条90、92能将大量载荷从外机翼蒙皮146传递至翼梁腹板82，并降低需要传递通过结合的角接接头78的载荷。事实上，这里所公开的前翼梁66和后翼梁68的构造显著降低了或几乎消除了传递翼梁破坏载荷通过角接接头78处的二次结合；仅相对小的载荷被传递通过角接接头78处的二次结合。由于后翼梁缘条芯160和后翼梁腹板芯158可由不同材料制成，例如，分别由层压物和蜂窝状结构制成，所以这两个芯160、158之间可能存在空隙，该空隙可由可包含结构粘结剂的层、多层片预浸料或其他合适的填充材料的条状物168填充，所述条状物168协助将翼梁缘条芯160与翼梁腹板芯158整合。
[0052]后翼梁68的翼梁缘条芯160与机翼蒙皮壁板芯142并排对齐并与其相邻，在翼梁缘条芯160和机翼蒙皮壁板芯142之间形成接头143 (图7)，该接头143在顶部与外机翼蒙皮146重叠且在底部与形成内翼梁面板162的延伸的向前延伸的边缘166重叠。外翼梁面板164与后缘加强板174面对面接触，且内翼梁面板162与内机翼蒙皮144面对面接触。边缘166被粘结至内机翼蒙皮面板144。在170处，翼梁缘条芯160可以略微成渐缩，以便在翼梁缘条芯160和复合后缘加强板174的覆盖的渐缩端173之间形成嵌接接头172。外蒙皮146的向后延伸的边缘176基本覆盖后翼梁68的整个区域。边缘176覆盖后缘加强板174并与之结合，从而形成搭接接头175 (图8)，该搭接接头175覆盖嵌接接头172。通过外机翼蒙皮146和内翼梁面板162中的纤维增强物对缘条芯160的顶部和底部的覆盖在结构上协助稳定翼梁缘条芯160。
[0053]如图8所示，后缘加强板174向后延伸超过后翼梁68并覆盖翼肋184，所述翼肋184形成图3所示的后缘总成72的一部分，并在内部加固图3所示的后缘总成72。虽然图中未示出，但是可将合适的填充物放置在空隙181中，所述空隙181可存在于后缘加强板174、翼肋184和后翼梁68之间。翼肋184可被检接或固定至后翼梁68。后缘总成72 (图3)包括面板178(虚线所示)，该面板178覆盖翼肋184且可延伸至后缘总成72的后缘72a。在180处，面板178邻接外蒙皮146且与外蒙皮146基本齐平，形成气动外表面147的向后延伸。虽然图8示出了仅后翼梁68的顶部与顶部机翼蒙皮壁板74附连，但是后翼梁68的底部与底部机翼蒙皮壁板76 (图3和图4)的附连在细节上可以是相类似的。
[0054]图9示出了后缘总成72(图3)的一个示例的典型的内部组件，该后缘总成72可被栓接或固定至后翼梁68。后缘总成72可包括之前结合图7所述的多个间隔开的翼肋184，该翼肋184连同由壁板188覆盖的横梁185、186 —起被固定至后翼梁68。面板178覆盖壁板 188。
[0055]现参照图10，其广泛地示出了制造结合的复合翼面例如之前所述的翼盒56的方法的步骤。该制造方法开始于制造、组装和预固化前翼梁66和后翼梁68的组件，如分别由标号190、192广泛地示出的。190处的制造前翼梁66的处理开始于步骤194，其中前翼梁66的两个翼梁构件120、122的组件被分别铺设在合适的第一和第二敷层心轴上(未示出)。该铺设处理包括，对于翼梁构件120、122中的每个，将内翼梁面板132、预固化的翼梁腹板芯128、预固化的翼梁缘条芯130与条状物136铺设在内翼梁面板132上，然后铺设外翼梁面板134。
[0056]如前面所提到的，放置在翼梁腹板芯128和翼梁缘条芯130之间的条状物136填充空隙并协助使两个芯128、130彼此连接以及将两个芯128、130连接至内翼梁面板132。其次，在196，将翼梁构件120、122组装到一起成为两个背靠背的“C”形，其共同形成“ I ”。条状物138还被安装以协助连接两个翼梁构件120、122，并提供外机翼蒙皮146和面板134可被结合至此的额外的表面区域。然后，在198，固化前翼梁66铺设的组件。前翼梁铺设的组件的固化可在热压器(未示出)中进行。[0057]在192，通过从步骤200开始的处理制造后翼梁68，在步骤200中，后翼梁内面板162被铺设在合适的敷层心轴(未示出)上。然后，在202，将后翼梁腹板芯158、预固化的致密充填(复合层压物)翼梁缘条芯160以及条状物168铺设在内翼梁面板162上。将条状物168放置在翼梁腹板芯158和翼梁缘条芯160之间，以填充两个芯158、160之间的空隙并协助将它们连接到一起且将它们连接至后翼梁内面板162。在170处，翼梁缘条芯160可为渐缩的(图8)，以便充分匹配后缘加强板174的渐缩端173。最后，在204，铺设外翼梁面板164，然后，固化铺设的后翼梁68的组件，从而形成“C”形。后翼梁铺设的固化可在热压器(未示出)中进行。
[0058]在步骤206，完全制造和预固化的前翼梁66和后翼梁68被定位和保持在合适的组装固定装置(未示出)中。在208，分别铺设和固化顶部机翼蒙皮壁板74和底部机翼蒙皮壁板76。当机翼蒙皮壁板74、76被铺设时，覆盖翼梁66、68的机翼蒙皮壁板74的外蒙皮146的部分146a为渐缩154的(图5和图6)。该渐缩可以例如但不限于在外机翼蒙皮146被铺设时利用陡降的层片获得。还在步骤208中，后缘加强板174可以被粘结至机翼蒙皮壁板74、76的外蒙皮的边缘176，从而形成图7所示的搭接接头175。可替换地，在机翼蒙皮壁板74、76在如下所述的步骤212中被加载在前翼梁66和后翼梁68上之前，后缘加强板174可以被结合至翼梁缘条90。然后在210，粘结剂的层80被分别施加至前翼梁66和后翼梁68和/或施加至顶部机翼蒙皮壁板74和底部机翼蒙皮壁板76。
[0059]在212，预固化的顶部机翼蒙皮壁板74和底部机翼蒙皮壁板76被加载在预固化的前翼梁66和后翼梁68上，同时后者被保持在组装固定装置中。在步骤212的组装处理中，机翼蒙皮壁板芯142被引入为与缘条芯130、160对齐并且并排邻接，并且外机翼蒙皮146被引入为与前翼梁缘条84、86和后翼梁缘条90、92面对面接触。实际上，翼梁缘条84、86、90,92被整合在机翼蒙皮壁板74、76内，其中前翼梁缘条84、86夹在内翼梁面板132和外蒙皮146之间，且后翼梁缘条90、92夹在内翼梁面板162和外蒙皮146之间。
[0060]在214，前缘总成70和后缘总成72被铺设、固化和组装。步骤214中的铺设处理可包括，渐缩155(图5和图6)前缘总成70的外面板152，以匹配机翼蒙皮壁板74、76的外蒙皮146的渐缩154。步骤214还可包括渐缩后缘加强板174 (图7)的外端174，以充分匹配后翼梁缘条芯160的渐缩179。在216，组装的前缘总成70和后缘总成72被加载在组装的翼盒56上，并且粘结剂的层被应用在翼盒56以及前缘总成70和后缘总成72之间的分界面间。在步骤216的组装处理中，渐缩的搭接接头157形成在前缘总成70的外面板152的渐缩边缘155和机翼蒙皮壁板74的外蒙皮146的渐缩前缘154之间。
[0061]最后，在218，通过固化所述粘结剂的层，预固化的机翼蒙皮壁板74、76，前缘总成70和后缘总成72以及前翼梁66和后翼梁68被结合到一起。例如，通过烤炉中的热固化工艺，可进行粘合剂的层的固化。虽然图10未示出，但在替代性实施例中，可在单独的组装和结合操作中将前缘总成70和后缘总成72结合至完整的翼盒56。例如，机翼蒙皮壁板74、76和如翼梁66和后翼梁68可以组装和结合到一起，并且然后被固化以形成基本完整的翼盒56，随后，组装的前缘总成70和后缘总成72可以结合至翼盒56。仍在其他的实施例中，取决于机翼蒙皮壁板74、76的外蒙皮146与前缘总成70和后缘总成72之间的接头的配置，可以将前缘总成70和后缘总成72组装和附连至前翼梁66和后翼梁68，随后顶部机翼蒙皮壁板74和底部机翼蒙皮壁板76可以被加载在预固化的前翼梁66和后翼梁68上,并且然后结合到所述预固化的前翼梁66和后翼梁68。
[0062]为了说明和描述的目的呈现了不同的有利实施例的描述，且其不意图穷举或限于所公开形式的实施例。许多修改和变化对本领域普通技术人员将是显然的。进一步地，不同的有利实施例可提供相比其他的有利实施例不同的优势。选择和描述所挑选的一个或多个实施例是为了最好地解释实施例的原理、实际应用，以及使本领域其他普通技术人员能理解具有适于预期的特定用途的各种改进的各种实施例的公开。
【权利要求】
1.一种翼面,包括: 至少一个机翼蒙皮壁板74，其包括外机翼蒙皮146、内机翼蒙皮144以及夹在所述内机翼蒙皮和所述外机翼蒙皮之间的壁板芯142， 至少一个翼梁66，其具有翼梁腹板82和翼梁缘条84、86，所述翼梁缘条具有与所述壁板芯142大致对齐并与所述壁板芯142形成接头78的翼梁缘条芯130 ;以及在所述机翼蒙皮壁板和所述翼梁之间的粘结接头。
2.根据权利要求1所述的翼面，其中所述外机翼蒙皮146覆盖所述接头78并与所述翼梁缘条84、86面对面接触。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的翼面，其中所述翼梁66包括覆盖所述接头78的内面板162。
4.根据权利要求3所述的翼面，其中所述外机翼蒙皮146和所述内面板162中的每个均为纤维增强的复合树脂。
5.根据权利要求1所述的翼面，其中: 所述翼梁腹板82包括翼梁腹板芯128，且 所述翼梁66包括连接所述翼梁缘条芯和所述翼梁腹板芯128的条状物136。
6.根据权利要求5所述的翼面，其中所述条状物136为片状模压复合物。
7.根据权利要求6所述的翼面，其中: 所述翼梁66包括内面板13 2和外面板134，且 所述翼梁缘条芯130、所述翼梁腹板芯128和所述条状物136夹在所述内面板和所述外面板之间。
8.根据权利要求1、权利要求2或权利要求5所述的翼面，其中: 所述翼梁缘条芯130为基本实心的层压物，并且邻接所述壁板芯142，且 所述翼梁腹板82包括蜂窝状芯。
9.根据权利要求1、权利要求2、权利要求5或权利要求8所述的翼面，其中所述翼梁包括: 两个C形构件，其被背靠背布置并且分别具有形成所述翼梁缘条84的反向延伸的翼缘124、126，且 所述外蒙皮146覆盖所述翼缘并与所述翼缘面对面接触。
10.一种制造翼面的方法，包括: 组装和预固化复合机翼蒙皮； 组装和预固化复合翼梁；以及 通过将所述复合机翼蒙皮粘结至复合翼梁而将所述复合机翼蒙皮附连至所述复合翼M
ο
11.根据权利要求10所述的方法，其中组装所述复合翼梁包括: 将翼梁腹板芯和翼梁缘条芯夹在内复合翼梁面板和外复合翼梁面板之间，并且通过将条状物放置在翼梁腹板芯和所述翼梁缘条芯之间而连接所述翼梁腹板芯和所述翼梁缘条芯。
12.根据权利要求10所述的方法，其中: 组装所述复合机翼蒙皮包括:通过将机翼蒙皮芯夹在内复合机翼蒙皮和外复合机翼蒙皮之间而形成复合蒙皮夹层，并且固化所述复合蒙皮夹层，以及 将所述复合机翼蒙皮结合至所述复合翼梁包括:将所述内机翼蒙皮面板和外机翼蒙皮面板中的每个结合至所述复合翼梁。
13.根据权利要求12所述的方法，其中将所述复合机翼蒙皮附连至所述复合翼梁包括: 在所述机翼蒙皮芯142和所述复合翼梁的芯130之间形成接头148，以及 将所述外机翼蒙皮146覆盖在所述接头上。
14.根据权利要求13所述的方法，其中将所述复合机翼蒙皮附连至所述复合翼梁包括: 将所述翼梁的内复合面板132覆盖在所述接头上。
【文档编号】B64C1/12GK103448901SQ201310203057
【公开日】2013年12月18日 申请日期:2013年5月28日 优先权日:2012年5月30日
【发明者】P·S·诺德曼 申请人:波音公司