多棱箱翼梁和蒙皮的制作方法
【专利摘要】本发明涉及多棱箱翼梁和蒙皮。本发明提供了用于构建具有多棱箱翼梁的机翼部段的装置和方法。根据本文提供的本发明的一个方面，飞行器机翼可以通过将一层或更多层复合材料应用到多个机翼心轴上而制造。机翼心轴当放置在一起时形成机翼的形状。在将复合材料层应用于每个单独的心轴之后，心轴邻接在一起。此后，使用应用于多个机翼心轴的机翼表面工具压紧心轴。此后，固化复合材料。在固化之后，去除机翼表面工具和心轴，形成具有多棱箱翼梁和蒙皮的机翼。
【专利说明】多棱箱翼梁和蒙皮
【背景技术】
[0001]具体的传统机翼构造从制造商到制造商而不同，但是通常具有几个共有的制造工艺。遍及机翼的整个长度的一个或更多个翼梁被放置并固定在机翼构造夹具中。一个或更多个翼肋附连至翼梁，以便对机翼给予额外的支撑。在将翼肋附连至翼梁之后，一系列翼纵梁被耦合至翼梁，给予额外的结构支撑以及对机翼蒙皮提供支撑。在根据需要安装例如燃料箱、电子设备等等的一个或更多个其他特征件之后，通过纵梁加强的飞行器机翼蒙皮被附连至翼梁和翼肋。机翼蒙皮可以使用各种方法附连，包括但不限于，使用铆钉或其他紧固件。此后，其他飞行器机翼部件被附连至机翼装配件，例如将襟翼、副翼附连至后翼梁以及前机翼操纵面和后机翼操纵面。
[0002]用于构造机翼的传统技术可以使用相对大量的零件，并且可能是耗时费力的过程。大量零件可能增加机翼的重量以及建造机翼的复杂度。
[0003]鉴于以上，本领域中需要使用较少零件且较不费时的机翼构造技术。
【发明内容】
[0004]应该明白，提供了本
【发明内容】
以便以简化的形式介绍在具体实施例方式中进一步描述的一系列概念。本
【发明内容】
不意欲被用于限制要求保护的主题的范围。
[0005]装置和方法提供使用一个或更多成型心轴的多棱箱(皿!14-1301)翼梁和蒙皮。根据本文提供的本公开的一个方面，飞行器机翼可以通过将一层或更多层复合材料应用至多个机翼心轴上而构造。当放置在一起时，机翼心轴形成机翼的形状。在复合材料层被应用至每个单独的心轴之后，心轴邻接在一起。可以增加额外的材料，以形成机翼或者多棱箱翼梁的顶部和/或底部的蒙皮的全部或一部分。此后，使用应用于多个机翼心轴的翼面工具(七叩8111-^806 1:001丨叩)压紧心轴。在某些示例中，在心轴压紧期间，复合材料可以被张紧，以使复合材料中的纤维变直。此后，复合材料被固化。在固化之后，去除翼面工具和心轴，形成具有多棱箱翼梁和蒙皮的机翼。如果需要，在多棱箱翼梁内安装一个或更多个翼肋，以便提供额外的支撑。
[0006]根据另一个方面，机翼可以包括几个多棱箱翼梁，用于将机翼附连至飞行器的机身。机翼可以具有上表面、下表面和几个机翼部段。多棱箱翼梁、上翼面和下翼面可以是由基本连续的纤维形成的共同固化或共同粘结的复合层。[0007]根据另一方面，用于形成飞行器机翼的系统可以包括根据飞行器机翼的上表面、下表面、前表面和后表面成形的几个心轴。该系统也可以包括用于将几个心轴压紧在一起以固化心轴上的复合材料层的压紧装置。该系统也可以包括用于保持复合材料上的张力的张力轮。
[0008]已经讨论的特征、功能和优势可以在本公开的多种配置中独立地实现，或者可以在其他配置中结合，其进一步的细节可以参考以下【具体实施方式】和附图可见。
【专利附图】
【附图说明】[0009]图1是根据本文呈现的多种配置的可用于形成多棱箱翼梁的示例性心轴的顶部透视图；
[0010]图2是根据本文呈现的多种配置的可用于形成机翼的示例性心轴的顶部透视图，其图示说明将纤维缠绕斜交层(打131116111:恥1111(1 13188 (617)应用至心轴；
[0011]图3是根据本文呈现的多种配置的可用于形成机翼的示例性心轴的顶部透视图，其图示说明将单一层(11111-1)17)应用至心轴；
[0012]图4是根据本文呈现的多种配置的可用于形成机翼的示例性心轴的顶部透视图，其图示说明心轴上的完成的接合件(匕^?)；
[0013]图5是根据本文呈现的多种配置的可用于形成机翼的多个示例性心轴的顶部透视图；[0014]图6是根据本文呈现的多种配置的相互邻接的多个示例性心轴的顶部透视图；
[0015]图7是根据本文呈现的多种配置的在压紧之前的翼面工具的顶部透视图；
[0016]图8是根据本文呈现的多种配置的在压紧期间的翼面工具的顶部透视图；
[0017]图9是根据本文呈现的多种配置的在固化之后去除翼面工具的顶部透视图；
[0018]图10是根据本文呈现的多种配置的在去除翼面工具和心轴之后具有多棱箱翼梁和蒙皮的机翼的顶部透视图；
[0019]图11是根据本文呈现的多种配置的在去除翼面工具和心轴之后具有多棱箱翼梁和蒙皮的机翼的顶部透视图，其进一步图示说明垂直翼肋的安装；
[0020]图12是根据本文呈现的多种配置的机身部段与具有多棱箱翼梁的两个机翼的顶部透视图；和
[0021]图13是根据本文呈现的多种配置的用于制造多棱箱翼梁的示范性程序。
【具体实施方式】
[0022]以下【具体实施方式】提供具有多棱箱翼梁的机翼。如以上简略地讨论的，传统的飞行器机翼通常使用多个部件构造，包括一个或更多个翼梁、翼肋和机翼纵梁，每个都执行单独的功能。在构造机翼之后，通常将机翼附连至飞行器的机身上的翼盒。在传统的飞行器中，翼盒是飞行器的机身上的加固结构部件，机翼被附连至其上。传统的飞行器机翼构造可能是耗时且昂贵的工序。此外，如果机翼使用某些材料构造，包括聚合物或特别是复合材料，则机翼的多个部段减少了相对长的长度的未破损材料的可用性，这降低了聚合物和/或复合材料的强度。例如，当使用碳纤维加强的热塑性塑料时，如果表面含有纤维的多个破裂，则使用复合材料的益处可能被减少，因为可能需要使用额外的加强结构或材料，以弥补结构刚性的损失。
[0023]利用本文描述的概念，飞行器机翼可以使用一系列成形心轴构造，该一系列成形心轴当放置在一起时形成机翼的形状。复合材料或其他合适的材料可以被应用于每个成形心轴，并且此后被压紧和固化，以形成具有多棱箱翼梁的机翼。在其他配置中，在将复合材料层应用于成形心轴的一个或更多部分之前，一个或更多个复合材料层可以完全地或部分地固化。在那个配置中，一个或更多个部分或完全地固化的复合材料层可以与其他部分或完全地固化的复合材料层共同粘结。还应该明白，在不偏离本公开和所附权利要求的范围的情况下，本文描述的与飞行器机翼有关的概念也可以用于其他飞行器部件，例如垂直稳定器或水平稳定器。
[0024]在以下【具体实施方式】中，参考形成其一部分的附图，并且其通过图示说明、具体的配置或示例示出。现在参考附图，其中在几个图中相同的附图标记表示相同的元件，将描述具有多棱箱翼梁的机翼的制造。应该明白，根据本文公开的多种配置构造的多棱箱翼梁可以具有一个或更多个翼梁和一个或更多个蒙皮，本公开不限于任意数量的翼梁或蒙皮。
[0025]转向图1，其图示说明可用于形成机翼的示例性心轴的顶部透视图。成形(或机翼)心轴100可以具有上表面层102，该上表面层102根据飞行器机翼的上表面层成形(通过图12中的示例示出成形(或机翼)心轴100也可以具有下表面层104，该下表面层104根据机翼的下表面层成形。上表面层102和下表面层104可以被成形为使得当一个或更多个复合材料层被应用于心轴100时，形成的形状呈飞行器机翼的形状，复合材料例如为碳纤维加强热塑性塑料。进一步地，上表面层102和下表面层104可以被成形为使得在复合材料的纤维中存在很小或几乎没有弯曲或破裂，从复合材料提供增加的刚性。成形(或机翼)心轴100也可以具有与多个心轴中的一个或更多个邻接的前表面层和后表面层。
[0026]如下面更详细地描述的，当使用复合材料形成结构时，通常优选的是，不仅避免材料中的不必要的弯曲或破裂，而且保持遍及材料的一个或更多部分中的纤维的平直度。在典型的复合材料中，可能优选的是，在复合材料基质中具有直的纤维。应该明白，本公开不限于使用复合基质中的直纤维。本公开的多种配置可以在具有使用弯曲的或直的纤维或其组合的复合基质的机翼的构造中实施。
[0027]如果期望或有必要在固化之前使复合纤维基质中的纤维变直，则心轴100也可以具有张力轮106和108。张力轮106和108可以单独地使用，或者相互结合使用以“拉动”复合基质的纤维，由此提供变直的纤维基质。在某些配置中，(在下面更详细地描述的)复合基质中的纤维可以附连至张力轮106和108中之一或两者，或者可以在张力轮106和/或108周围形成。张力轮106和108可以经配置以在多种压力下从心轴100向外延伸，从而在纤维基质中的纤维上提供张力。
[0028]现在关于图2-12描述如以上简略地描述的纤维基质的构造的配置和具有多棱箱翼梁的机翼的形成。在图2中，(在心轴100的表面上以网纹图案图示说明的)第一纤维缠绕斜交层200包裹或应用于心轴100。如果需要或期望，纤维缠绕斜交层200可以具有使用张力轮106和/或张力轮108施加至其的张力，以帮助使纤维缠绕斜交层200中的纤维变直。
[0029]如图3所示，在纤维缠绕斜交层200被应用于心轴100之后，应用单一层。单一层300被应用于心轴100，并且可以使用张力轮106和/或张力轮108拉紧。应该理解，本公开不限于斜交层或单一层的任何具体配置。例如，在添加单一层之前，可以添加一层或更多层斜交层。同样地，可以在应用一个或更多斜交层之间添加一层或更多层单一层。
[0030]还应该理解，本公开不限于任意数量的任何类型的层，因为多种组合可以被用于实现结构或成本目的。例如但不限于，可期望或有必要添加足够的层的缠绕斜交层和/或单一层，以便实现期望的机翼厚度或结构刚性。另外，应该理解，本公开不限于具有单一类型层的层，因为某些配置可以在相同的层内使用斜交层和单一层的组合。在不偏离本公开和所附权利要求的范围的情况下，可以根据多种配置使用多种组合。
[0031]图4图示说明了心轴100上的完成的复合基质400。复合基质400可以使用多种分层和应用技术来形成，例如，作为示例，以上关于图2和图3描述的方法。
[0032]图5是完全形成的复合基质应用在其上的一系列心轴的顶部透视图。心轴装置500具有单独的心轴5003-1心轴5003-(1具有设置在其上的复合基质502，其具有单独的复合基质5023-1复合基质502可以由一个或更多层、层的多种组合形成，并且这时候可以完全不固化或部分不固化。如图5图示说明的，当观察心轴装置500时，可以看到飞行器机翼的大致形状。
[0033]根据多种配置，在将复合基质502应用于心轴装置500之后，如图6所不，心轴500^-(1彼此邻接。单独的心轴(通过示例图示为图5中的心轴5003-(1)邻接以形成连续的多棱箱翼梁接合件，具有由多种复合基质形成的复合基质502(通过示例图示为图5中的复合基质502^-(1)0
[0034]为了部分地或完全地固化并形成根据本公开的多种配置的多棱箱翼梁配置，可以使用固化系统。如上述讨论的，一个或更多个复合材料层可以在用于成形心轴之前被完全地或部分地固化。在那个配置中，部分地或完全地固化的复合层可以使用一个或更多粘合剂层共同粘结至其他的部分地或完全地固化的复合层，以便将复合材料层固定在复合基质内。在图7中示出用于形成多棱箱翼梁的系统的示例。在形成心轴装置500的单独的心轴彼此邻接，由此由一系列单独的复合基质形成复合基质502之后，可以将一系列表面工具应用于心轴装置500的多个表面。应该明白，在形成心轴装置500的心轴邻接之后，可以在整个翼梁的表面上添加附加的材料。例如，附加的材料可以用于形成机翼的蒙皮，加固已经在适当位置的复合材料，或者提供多种空气动力学或物理性能。
[0035]用于添加附加的斜交层和单`一层的多种工艺对于本领域的技术人员而言是已知的，对于该工艺而言，本文公开的多种配置不依赖于应用复合材料的任何一种具体方法。在一个配置中，在将初始层添加到复合基质502之后,在表面工具应用于复合基质502之前，可以应用(或接合(匕广即))可固化的上部机翼蒙皮、可固化的下部机翼蒙皮、可固化的机翼前缘和可固化的机翼后缘。
[0036]压紧装置504具有前蒙皮表面工具506、下蒙皮表面工具508、后蒙皮表面工具510和顶部蒙皮表面工具512。应该进一步明白，不是所有的添加的材料都是“可固化的”材料，因为不可固化的材料可以添加到复合基质502。表面工具506、508、510和512被单独地或共同地压紧，因而将压力施加到心轴装置500的各表面上，以便帮助形成且固化复合基质502。在某些配置中，可将加热元件514应用于表面工具506-512中的一个或多个。压力和热的组合可以在期望的时间内完全地或部分地固化复合基质502，或者可以提供额外的结构刚性。加热元件514可以使用将热应用于复合基质502的多种方法，包括蒸汽和电流。图8图示说明处于被压紧状态的压紧装置504，心轴装置500被示出在压紧装置504的外部。
[0037]一旦将复合基质502固化到期望的水平，去除压紧装置504，如图9更详细地示出的。从现在固化的复合基质502的表面去除压紧装置504的表面工具506、508、510和512，并且从复合基质502抽取心轴装置500的单独的心轴。在图10中图示说明产生的结构。应该明白，本公开不限于完全地固化复合基质502，因为在某些配置中可能期望或者有必要在复合基质502完全被固化之前去除固化机构(例如，压紧装置504或加热元件514)0在不偏离本公开和所附权利要求的范围的情况下，可以根据本公开的多种配置使用多种程度的固化。基质800和802具有可被耦合至机身部段2可以形成为具有多种特征的多种形状，本丨军，复合基质800和802可以具有额外的翼3 806。示例性翼梁806可以具有椭圆形孔
304之间的角位移，椭圆形孔808可以改变栏径可以改变。例如，在翼梁806可以以大飞行器中，椭圆形孔808可以是圆形的。在污例中，翼梁806可以附连至后掠翼轮廓中、更加椭圆，以便在飞行器中提供内部空间，笔，例如在标题为
丨为圆周纵梁810的纵梁，可以为机身部段或802形成的多棱箱翼梁可以被附连至飞左该明白，机身可以具有一种或更多类型的出`[0044]程序900开始于操作902，在操作902，一个或更多斜交层和丨或单一层被应用于一系列成形心轴。在某些配置中，斜交层和/或单一层中的纤维可以通过在心轴上使用一个或更多张力轮来拉紧。程序900从操作902继续到操作904，成形心轴彼此邻接，以产生多棱箱翼梁接合件。在某些配置中，多棱箱翼梁接合件包括由一个或更多层斜交层和/或单一层形成的复合基质。如上述提到的，可以在形成工序的多个阶段上添加附加层。
[0045]程序900从操作904继续到判断906，其中做出在复合基质的固化之前是否添加单一层或斜交层的附加层的判断。在一个配置中，可期望将多棱翼梁和机翼蒙皮的一个或更多部分形成且固化在一起。在另一个配置中，期望的机翼厚度或结构刚性可能要求添加附加的层。如果判断906是将添加附加的层，则程序900继续到操作908，其中附加的层被应用于该接合件。
[0046]如果判断906是不将附加层在908应用于接合件，或在操作908将附加层应用于接合件之后，程序900继续操作910，在操作910，表面工具应用(邻接)于复合基质的多个表面。在某些配置中，表面工具可以具有几种功能。例如，表面工具可以具有经配置以在复合基质的表面中形成某些形状的一个或更多表面。表面工具也可以被用于将压力和/或热施加至复合基质，以便固化复合基质，以及在某些示例中在接合期间提供复合基质的压实。
[0047]程序900从操作910继续到操作912，在操作912，表面工具被压到正在固化处理的复合基质上。在某些配置中，除了压力之外，可期望将热施加于一个或更多表面工具，力口热复合基质的多个表面。因而，操作912也可以包含加热操作。
[0048]程序900从操作912继续到操作914，在操作914固化多棱箱翼梁接合件中的复合基质。在某些进一步的构造中，期望在操作912和/或操作914，从复合基质的一个或两个末端将张力施加于复合基质内的层，以便减少复合基质内的纤维的皱褶量，和增加复合基质内的纤维的平直度。一旦完成固化循环，程序900继续到操作916，在操作916，从复合基质去除表面工具(和热进一步地，从复合基质抽取心轴，形成具有多棱箱翼梁的机翼部段。
[0049]进一步地，本公开包括根据下列条款的实施例:
[0050]1.一种制造飞行器机翼的方法，其包括:
[0051]在多个分开的机翼心轴中的每一个上应用多个纤维缠绕斜交层和单一层；
[0052]邻接多个分开的机翼心轴，以便产生多棱箱翼梁接合件；
[0053]将多个机翼表面工具邻接至多棱箱翼梁接合件；
[0054]压紧多个机翼表面工具，以便将压力施加至多棱箱翼梁接合件；和
[0055]固化多棱箱翼梁接合件，以便形成具有多个多棱箱翼梁的飞行器机翼。
[0056]2.根据条款1所述的方法，其中固化所述多棱箱翼梁接合件进一步包括将热施加于多棱箱翼梁接合件。
[0057]3.根据条款1所述的方法，进一步包括在固化所述多棱箱翼梁接合件之后去除多个单独的机翼心轴中的每一个。
[0058]4.根据条款1所述的方法，其中应用多个纤维缠绕斜交层和单一层包括添加足够的层的缠绕斜交层或单一层，以便实现期望的机翼厚度或结构刚性。
[0059]5.根据条款1所述的方法，进一步包括在应用多个纤维缠绕斜交层和单一层之后，接合可固化的上机翼蒙皮和可固化的下机翼蒙皮，其中固化多棱箱翼梁接合件共同固化多棱箱翼梁接合件、上机翼蒙皮和下机翼蒙皮。
[0060]6.根据条款1所述的方法，进一步包括在固化多棱箱翼梁接合件之后安装多个翼肋部段。
[0061]7.根据条款1所述的方法，进一步包括在固化多棱箱翼梁接合件之后安装机翼前缘或机翼后缘。
[0062]8.根据条款1所述的方法，进一步包括在应用多个纤维缠绕斜交层和单一层之后，接合可固化的机翼前缘和可固化的机翼后缘，其中固化多棱箱翼梁接合件共同固化多棱箱翼梁接合件、机翼前缘和机翼后缘。
[0063]9.根据条款1所述的方法，其中压紧所述多个机翼表面工具进一步包括将张力应用于多个纤维缠绕斜交层和单一层，以便最小化其中的多个纤维的起皱。
[0064]10.一种机翼,其包括:
[0065]附连至飞行器机身的至少一个梁的多个多棱箱翼梁；
[0066]上机翼表面；
[0067]下机翼表面；和
[0068]多个机翼部段；
[0069]其中多个多棱箱翼梁、上机翼表面和下机翼表面是包括基本连续的纤维的复合层。
[0070]11.根据条款10所述的机翼，其中机翼进一步包括设置在多个多棱箱翼梁内的多个翼肋。
[0071]12.根据条款10所述的机翼，其中机翼进一步包括机翼前缘和机翼后缘，其包括与多个多棱箱翼梁、上机翼表面和下翼表面共同固化的复合层。
[0072]13.根据条款10所述的机翼，其中至少一个多棱箱翼梁包括椭圆形孔。
[0073]14.根据条款13所述的机翼，其中椭圆形孔的外表面接近飞行器机身的内表面。
[0074]15.根据条款13所述的机翼，其中椭圆形孔的焦点提供飞行器机身和机翼之间的角位移，其中角位移提供平直翼或后掠翼轮廓。
[0075]16.根据条款10所述的机翼，其中多个多棱箱翼梁中的至少一个被附连至第二机翼的多个多棱箱翼梁中的至少一个。
[0076]17.根据条款10所述的机翼，进一步包括与多个多棱箱翼梁共同固化的机翼蒙皮。
[0077]18.根据条款10所述的机翼，其中包含基本连续的纤维的复合层是共同固化或共同粘结的复合层。
[0078]19.一种用于形成飞行器机翼的系统,包括:
[0079]多个心轴，其包括:
[0080]根据飞行器机翼的上表面层成形的上表面层；
[0081]根据飞行器机翼的下表面层成形的下表面层；
[0082]与多个心轴中的一个或更多个邻接的前表面层和后表面层，其中根据飞行器机翼的上表面成形多个心轴的上表面层，和根据飞行器机翼的下表面成形多个心轴的下表面层；
[0083]用于保持形成飞行器机翼的一个或更多层复合材料上的张力的张力轮；和[0084]用于机械地固化形成飞行器机翼的一个或更多层复合材料的压紧装置，所述压紧装置包括:
[0085]用于施加压力至多个心轴的后表面层的后蒙皮表面工具；
[0086]用于施加压力至多个心轴的上表面层的顶部蒙皮表面工具；
[0087]用于施加压力至多个心轴的下表面层的下蒙皮表面工具；
[0088]用于施加压力至多个心轴的前表面层的前蒙皮表面工具；
[0089]20.根据条款19所述的系统，进一步包括用于热固化形成飞行器机翼的一个或更多层复合材料的加热元件。
[0090]基于以上，应该明白，本文已经介绍了用于构建具有多棱箱翼梁的机翼部段的技术。上述主旨仅仅通过说明的方式提供，且不应该被理解为限制性的。可以对本文描述的主题进行各种修改和改变，而不遵循图示说明和描述的示例构造和应用，并且不偏离本公开的主旨和范围，本公开的主旨和范围在所附权利要求书中提出。
【权利要求】
1.一种制造飞行器机翼的方法，其包括: 在多个单独的机翼心轴(100)中的每一个上应用多个纤维缠绕斜交层(200)和单一层(300)； 邻接所述多个单独的机翼心轴(100),以产生多棱箱翼梁接合件； 使多个机翼表面工具邻接所述多棱箱翼梁接合件； 压紧所述多个机翼表面工具，以便施加压力至所述多棱箱翼梁接合件；和 固化所述多棱箱翼梁接合件，以便形成具有多个多棱箱翼梁的所述飞行器机翼。
2.根据权利要求1所述的方法，其中固化所述多棱翼梁接合件进一步包括施加热至所述多棱箱翼梁接合件。
3.根据权利要求1所述的方法，其进一步包括在固化所述多棱箱翼梁接合件之后去除所述多个单独的机翼心轴(100)中的每一个。
4.根据权利要求1所述的方法，其中应用多个纤维缠绕斜交层(200)和单一层(300)包括添加足够的层的缠绕斜交层(200)或单一层(300),以便实现期望的机翼厚度或结构刚性。
5.根据权利要求1所述的方法，其进一步包括: 在应用多个纤维缠绕斜交层(200)和单一层(300)之后，接合可固化的上机翼蒙皮和可固化的下机翼蒙皮，其中固化所述多棱箱翼梁接合件共同固化所述多棱箱翼梁接合件、上机翼蒙皮和下机翼蒙皮；和 在固化所述多棱箱翼梁接合件之后安装多个翼肋部段(700).
6.根据权利要求1至5中的任一项所述的方法，其进一步包括在固化所述多棱箱翼梁接合件之后安装机翼前缘(814)或机翼后缘(816)0
7.根据权利要求1至5中的任一项所述的方法，其进一步包括在应用所述多个纤维缠绕斜交层(200)和单一层(300)之后，接合可固化的机翼前缘(814)和可固化的机翼后缘(816),其中固化所述多棱箱翼梁接合件共同固化所述多棱箱翼梁接合件、机翼前缘(814)和机翼后缘(816)0
8.根据权利要求1至5中的任一项所述的方法，其中压紧所述多个机翼表面工具进一步包括施加张力至多个纤维缠绕斜交层(200)和单一层(300),以便最小化其中的多个纤维的起皱。
9.一种机翼,其包括: 附连至飞行器机身的至少一个梁(例如，812)的多个多棱箱翼梁(600)； 上机翼表面； 下机翼表面；和 多个机翼部段； 其中所述多个多棱箱翼梁、上机翼表面和下机翼表面是包括基本连续的纤维的复合层。
10.根据权利要求9 所述的机翼，其中所述机翼进一步包括设置在所述多个多棱箱翼梁内的多个翼肋(700)0
11.根据权利要求9所述的机翼，其中所述机翼进一步包括机翼前缘(814)和机翼后缘(816),其包括与所述多个多棱箱翼梁(600^上机翼表面和下机翼表面共同固化的复合层。
12.根据权利要求9所述的机翼，其中所述多棱箱翼梁(600)中的至少一个包括椭圆形孔(808)；其中所述椭圆形孔(808)的外表面接近所述飞行器机身的内表面；并且其中所述椭圆形孔(808)的焦点提供所述飞行器机身和所述机翼之间的角位移，其中所述角位移提供平直翼或后掠翼轮廓。
13.根据权利要求9至12中的任一项所述的机翼，其中所述多个多棱箱翼梁(600)中的至少一个被附连至第二机翼的多个多棱箱翼梁(600)中的至少一个。
14.根据权利要求9至12中的任一项所述的机翼，其进一步包括与所述多个多棱箱翼梁(600)共同固化的机翼蒙皮。
15.根据权利要求9至12中的任一项所述的机翼，其中包括基本连续的纤维的所述复合层是共同固化或 共同粘结的复合层。
【文档编号】B64C3/18GK103832577SQ201310610861
【公开日】2014年6月4日 申请日期:2013年11月26日 优先权日:2012年11月26日
【发明者】J·H·摩斯利三世 申请人:波音公司