板组件的制作方法

本发明涉及板组件，典型地但非排他性地涉及用于飞行器机翼的复合蒙皮的板组件。

背景技术：

飞行器机翼的复合蒙皮中的桁条收尾部的设计存在很大的技术挑战。在收尾部处可能局部地形成高剪切应力和高剥离应力，从而导致桁条从蒙皮剥离。在收尾部的梢部处形成平面外应力，并且由于复合物的平面外强度较小，因此在该梢部处易于形成裂纹。此外，复合物的模式1断裂韧性较差，因此这些裂纹可能会增长。

已知的解决方案是用金属制的指状板将收尾部夹紧至蒙皮，其中，该金属制的指状板被螺栓连接至桁条基部件和蒙皮，如us2013/0313391中所公开的。

技术实现要素：

本发明的第一方面提供了一种板组件，该板组件包括：板；桁条，该桁条包括桁条基部件和直立的桁条腹板，其中，桁条基部件包括凸缘和基部件收尾部，该凸缘在桁条腹板与侧向边缘之间沿宽度方向延伸并且在桁条腹板的旁侧沿长度方向延伸，该基部件收尾部在凸缘与桁条基部件的梢部之间延伸，其中，基部件收尾部在基部件收尾部接合面处结合至板；以及加强元件，加强元件穿过基部件收尾部接合面，其中，加强元件中的至少一些加强元件是相对于基部件收尾部接合面倾斜的。

已经发现，与不倾斜的(竖向的)加强元件相比，基部件收尾部中的倾斜的加强元件显著地减少了裂纹因剪切而扩散、或甚至首先形成裂纹的机会。

优选地，加强元件中的至少一些加强元件以相对于基部件收尾部接合面偏斜的倾斜角度以及沿朝向或背离桁条基部件的梢部并限定相对于长度方向的方位角的倾斜方向倾斜，其中，方位角处于-45°与+45°之间、或处于-20°与+20°之间、或处于-10°与+10°之间。这意味着倾斜方向至少部分地与长度方向对齐。桁条基部件的梢部限定正交于长度方向的梢部平面。倾斜方向是朝向或背离桁条基部件的梢部的，在该意义上，倾斜方向是朝向或背离梢部平面的。

在一些实施方式中，方位角在加强元件之间变化。

可选地，加强元件中的一些加强元件朝向桁条基部件的梢部倾斜，并且加强元件中的一些加强元件背离桁条基部件的梢部倾斜。

优选地，加强元件结合至基部件收尾部和/或板。这提高了加强元件的机械性能、防止了与螺栓相关联的泄漏问题、并且还避免了与钻出的螺栓孔相关联的结构弱点和雷击(lightningstrike)问题。

优选地，每个加强元件均具有小于1mm或小于2mm的直径。

作为示例，加强元件可以是丝簇、z形销、或者比如螺栓或铆钉的紧固件。

优选地，基部件收尾部包括多个层(通常为纤维增强复合层)；并且加强元件穿过基部件收尾部的所述多个层中的一些层或所有层。

优选地，板包括多个层(通常为纤维增强复合层)；并且加强元件穿过板的所述多个层中的一些层或所有层。

优选地，基部件收尾部和/或板由纤维增强复合材料制成。

优选地，板在基部件收尾部接合面处具有一厚度，并且加强元件中的至少一些加强元件在穿过基部件收尾部接合面的位置处与桁条基部件的梢部间隔开比板在基部件收尾部接合面处的厚度小的距离。

桁条腹板可以沿着桁条的整个长度具有相同的高度，但更典型地，桁条腹板包括腹板收尾部，该腹板收尾部从桁条基部件直立起一高度并终止于桁条腹板的梢部处，该腹板收尾部的高度随着靠近桁条腹板的梢部而减小，并且基部件收尾部与腹板收尾部相对应。

优选地，桁条腹板从桁条基部件直立起最大高度h，并且加强元件中的至少一些加强元件在穿过基部件收尾部接合面的位置处与桁条基部件的梢部间隔开比h小的距离。

桁条可以具有各种横截面形状，包括t形形状、l形形状、欧米伽(omega)形(或顶帽(top-hat)形)形状、或j形形状。

腹板可以未到达基部件收尾部就终止，因此基部件收尾部比腹板在长度方向上延伸得更远。替代性地，腹板可以终止于与基部件收尾部的梢部相同的平面中。

本发明的第二方面提供了一种飞行器机翼，该飞行器机翼包括上部蒙皮和下部蒙皮，其中，上部蒙皮包括根据本发明的第一方面的板组件，上部蒙皮中的加强元件各自具有位于基部件收尾部中的第一部分和位于板中的第二部分，并且上部蒙皮中的加强元件中的一些或大部分加强元件沿朝向桁条基部件的梢部的倾斜方向倾斜，使得第一部分比第二部分更靠近桁条基部件的梢部。

本发明的第三方面提供了一种飞行器机翼，该飞行器机翼包括上部蒙皮和下部蒙皮，其中，下部蒙皮包括根据本发明的第一方面的板组件，下部蒙皮中的加强元件各自具有位于基部件收尾部中的第一部分和位于板中的第二部分，并且下部蒙皮中的加强元件中的一些或大部分加强元件沿背离桁条基部件的梢部的倾斜方向倾斜，使得第一部分相比于第二部分离桁条基部件的梢部更远。

本发明的第二方面和第三方面可以在单个飞行器机翼中进行组合，因此加强元件在上部蒙皮和下部蒙皮中沿相反的方向倾斜。

附图说明

现在将参照附图对本发明的实施方式进行描述，在附图中：

图1是板组件的平面图；

图2是图1的板组件的侧视截面图；

图3是图1的板组件的端视截面图，其示出了多个桁条；

图4是桁条收尾部的放大平面图；

图5是桁条收尾部的放大侧视截面图；

图6是插置丝簇的植簇头的示意图；

图7是桁条收尾部的放大平面图；

图8至图11是试样的平面图，其示出了裂纹轮廓和数据点；

图12是桁条收尾部的平面图，其中，丝簇径直地背离桁条的梢部倾斜；

图13是桁条收尾部的平面图，其中，丝簇径直地朝向桁条的梢部倾斜；

图14是桁条收尾部的平面图，其中，丝簇沿交替的方向倾斜；

图15是桁条收尾部的平面图，其中，丝簇以+/-45°的方位角朝向桁条的梢部倾斜；

图16示出了以0°的方位角倾斜的两个丝簇；

图17示出了以不同的倾斜角度和不同的方位角倾斜的两个丝簇；

图18是不具有丝簇的桁条和板的侧视截面图，其示出了通过有限元分析(fea)模型预测的纵梁和板的变形；

图19是具有竖向丝簇的桁条和板的侧视截面图；

图20是具有倾斜丝簇的桁条和板的侧视截面图；

图21和图22示出了飞行器；

图23是示出了飞行器机翼中的一个机翼的上部蒙皮和下部蒙皮的侧视截面图；以及

图24示出了具有不突出的端部的丝簇。

具体实施方式

图1至图5中示出的板组件包括承载多个桁条2的板1。图1中示出了桁条中的仅一个桁条，但图3中并排示出了桁条中的三个桁条。所有这些桁条都是类似的，因此将仅详细描述图1中示出的桁条2。

桁条2具有如图3中示出的t形横截面，并且具有桁条基部件和直立的桁条腹板4。桁条腹板4从桁条基部件直立起最大高度h，如图2和图3中所示。在桁条腹板4的端部处具有终止于梢部7处的腹板收尾部(runout)8。腹板收尾部8渐缩成使得腹板收尾部8的高度随着靠近梢部7而减小，如图2中所示。

桁条基部件具有对称的两个半部：位于腹板的一侧的凸缘3a和基部件收尾部分9a；以及位于腹板的另一侧的凸缘3b和基部件收尾部分9b。大部分桁条基部件都包括凸缘3a、3b，凸缘3a、3b各自在桁条腹板4与相应的侧向边缘5a、5b之间沿宽度方向延伸。每个凸缘3a、3b还在桁条腹板4的旁侧沿长度方向延伸直至相应的基部件收尾部分9a、9b，基部件收尾部分9a、9b与渐缩的腹板收尾部8相对应。基部件收尾部分9a、9b各自在相应的凸缘3a、3b与桁条基部件的梢部6之间沿长度方向延伸。桁条基部件的梢部6是沿垂直于长度方向的宽度方向延伸的直的边缘，但其他几何结构也是可能的。第一基部件收尾部分9a在桁条腹板的第一侧部4a与第一侧向边缘之间沿宽度方向延伸，并且第二基部件收尾部分9b在桁条腹板的和桁条腹板的第一侧部4a相反的第二侧部4b与第二侧向边缘之间沿宽度方向延伸。在该示例中，腹板的梢部7和桁条基部件的梢部6全部都位于垂直于长度方向的同一梢部平面6a中。

图1示出了桁条2的仅一个端部。桁条的相反端部可以与桁条的在图1中示出的端部类似或不同。凸缘3a、3b在基部件收尾部分9a、9b与桁条的相反端部之间沿着桁条的整个长度延伸。桁条基部件3a、3b、9a、9b在桁条/板接合面(或结合线)处结合至板，其中，该桁条/板接合面延伸了桁条的整个长度。桁条/板接合面包括凸缘接合面10和基部件收尾部接合面11，在凸缘接合面10处，凸缘3a、3b结合至板，在基部件收尾部接合面11处，基部件收尾部分9a、9b结合至板。

板1和桁条2两者均由纤维增强复合材料制成。更具体地，板1包括多个纤维增强复合材料层，比如浸渍有或浸注有环氧树脂基体的碳纤维。桁条2通常由类似的(或相同的)复合材料制成。也就是说，桁条基部件3a、3b、9a、9b和桁条腹板4由多个纤维增强复合材料层制成，比如由浸渍有或浸注有环氧树脂基体的碳纤维制成。尽管桁条基部件在图3中示意性地图示为是与桁条腹板4分开的，但在优选的实施方式中，桁条2被构造为背对背的两个l形截面件，例如如us5827383的图1中所示。图5是桁条2的端部和板1的放大视图，水平阴影表示纤维增强复合材料层的平面。板组件是通过对干纤维预制件(即，不具有任何环氧树脂基体的碳纤维)进行组装、并且然后将环氧树脂基体材料注入这些预制件以同时对板1和桁条2进行浸注而制造的。该浸注处理将碳纤维预制件完全润湿，并且树脂的固化形成在各个层之间的结合接头并且在桁条/板接合面10、11处形成桁条2与板1之间的结合接头。

图5中详细示出的加强元件12穿过桁条基部件的整个厚度和板1的整个厚度。在优选的实施方式中，每个加强元件12均是丝簇(tuft)，即，纤维环、比如碳纤维环。各个丝簇12可以通过接缝(seam)而被连接至相邻的丝簇，或者更典型地，各个丝簇12是独立的而没有接缝。在其他实施方式中，加强元件12可以是由碳纤维、钢、铜或任何其他合适的材料制成的z形销。在以下描述中，加强元件12将被称为丝簇。

图6是插置丝簇12的植簇(tufting)头13的示意图。丝簇被同时插置，每个丝簇由以必要的倾斜角度和倾斜方向倾斜的相应的针插置。在植簇头13中限定有所需的植簇参数(角度、图案、密度和轮廓)的印记(imprint)。

在浸注处理之前插置丝簇12，因此浸注处理将丝簇完全润湿，并且树脂的固化形成在丝簇与树脂之间的结合部。替代性地，可以在浸注之后插置丝簇12，或者桁条和板可以以湿的预浸料(浸渍有树脂的碳纤维)铺设而成。

如图7中所示，丝簇12分布在基部件收尾部分9a、9b的整个范围以及凸缘3a、3b的一部分上。如图5中所示，丝簇从基部件收尾部分9a、9b穿过基部件收尾部接合面11并进入板1中。凸缘3a、3b中也插入有较少数目的丝簇，这些丝簇穿过凸缘与板之间的凸缘接合面10。每个凸缘的其余部分都没有丝簇，如图2中所示。在其他示例中，丝簇可以仅覆盖基部件收尾部分9a、9b的一部分。

丝簇分布成分别穿过第一基部件收尾部分9a和第二基部件收尾部分9b的第一系列丝簇行12a和第二系列丝簇行12b。第一系列12a具有二十一个丝簇行，第二系列12b也具有二十一个丝簇行。每一系列12a、12b均包括最靠近桁条基部件的梢部6的末尾丝簇行、以及从桁条基部件的梢部向后逐渐远离地间隔开的另外的二十个丝簇行。如图7中所指示的，第一系列12a中的丝簇行朝向第一侧向边缘侧向地延伸远离桁条腹板的第一侧部4a，并且第二系列12b中的丝簇行朝向第二侧向边缘侧向地延伸远离桁条腹板的第二侧部4b。第一系列12a中的末尾丝簇行包括由沿着不是直线的第一多边形曲线14a分布的六个丝簇，并且第二系列12b中的末尾丝簇行由包括沿着也不是直线的第二多边形曲线14b分布的六个丝簇。

多边形曲线14a、14b在图7中是针对末尾丝簇行而指示的，多边形曲线15a、15b在图7中是针对另外的丝簇行中的一个丝簇行而不是针对其他丝簇行而指示的。应当指出的是，图7中指示的多边形曲线由连接丝簇的假想直线段构成。因此，图7中示出的直线段并不表示丝簇之间的接缝(但是可选地，可以存在依循这些线的接缝)。应当指出的是，每个基部件收尾部分9a、9b的靠近梢部6的拐角部没有丝簇。

在该示例中，每个丝簇行均包括六个丝簇，但在其他实施方式中，可以存在更多的丝簇(例如，每行十六个丝簇)或更少的丝簇(例如，每行三个、四个或五个丝簇)。每个丝簇行中的相邻的丝簇之间的中心到中心间距沿着每个丝簇行是基本不变的。在该示例中，沿着丝簇行的平均的中心到中心间距(图7中标记为p)为3.5mm，并且每个丝簇的直径为0.5mm。中心到中心间距可以沿着丝簇行在平均值的任一侧略微变化、但优选地是变化不超过20％(0.7mm)。丝簇行之间的中心到中心间距也为约3.5mm。

在该示例中，各个丝簇行具有相同数目的丝簇，因此中心到中心间距p不会在各丝簇行间变化。在另一示例中，每个丝簇行的丝簇的数目可以随着远离梢部6而逐行地增加，因此中心到中心间距p逐行地减小。

每条多边形曲线均具有“c”形状，并且具有面向桁条基部件的梢部6的凸侧和背向桁条基部件的梢部6的凹侧。每条多边形曲线均可以具有这样的部分：在该部分中，相邻的线段是共线的，即，相邻的线段位于一条直线上。例如，多边形曲线14a包括相邻的两条线段，这两条线段是共线的。然而，这些多边形曲线都不是完全直的。

用于丝簇12的分布图案是在图8至图11中示出的设计阶段确定的。图8和图9图示了除具有仅单个桁条以外具有与图1的板组件的结构相同的结构的试样的失效试验。通过施加由箭头指示的拉力来对试样施加应力，图8和图9中的箭头的大小表示力的大小。通过在一端保持板和桁条并且在另一端仅保持板来施加拉力。在一系列等同的步骤中将力增大。图8示出了：当在桁条基部件的梢部6处已经形成裂纹并且裂纹沿着桁条2的长度扩展至由15a所指示的位置时的于第一步骤结束时的试样。小型超声波探测器18在板1的整个背部进行扫描。超声波信号被传输通过试样，并且回波信号被接收。回波信号的在特定位置处的强度的减小定义了裂纹的存在(或裂纹前缘的开始)。在试样上标记出裂纹位置，以获得图10中示出的与图8的裂纹轮廓对应的第一对数据点行16a、16b。绘制遍经数据点的近似平滑曲线以表示裂纹前缘。然后将力增大，使得裂纹移动至图9中的在15b处所指示的位置。超声波检测装置18再次在整个基部件收尾部分9a、9b上进行扫描，以获得图11中示出的与图9的裂纹轮廓对应的第二对数据点行17a、17b。重复该过程以获得整套数据点。

在图8至图11的设计阶段之后，在加强阶段，使用来自设计阶段的一系列数据点行作为确定图7的分布图案的向导来将丝簇12插入穿过基部件收尾部接合面而呈该分布图案。

在另一实施方式中，在设计阶段期间，对组件(包括桁条、板、收尾部和丝簇)的计算机模型执行有限元分析(fea)，以在理论上预测出裂纹轮廓和每个丝簇行的要阻止裂纹增长所需的丝簇数目。该分析由合适地编程的计算机执行，以获得一系列数据点行16a、16b、17a、17b，每个丝簇行均对应于相应的理论裂纹轮廓。

如图5中所示，丝簇以相对于基部件收尾部接合面11偏斜的倾斜角度θ倾斜，在这种情况下，该角度为约45°，但是该角度可以变化。每个丝簇12均具有位于基部件收尾部9a、9b中的第一(上部)部分121以及位于板1中的第二(下部)部分122。丝簇沿背离桁条基部件的梢部6的倾斜方向倾斜，使得第一部分121相比于第二部分122离桁条基部件的梢部6更远。丝簇的倾斜方向还与长度方向平行，如图12中所示。图12中的每个箭头均表示丝簇，其中，箭头头部示出了倾斜方向。因此，如图12中所示，所有的丝簇都沿长度方向径直地背离桁条基部件的梢部6倾斜。

图13示出了替代性实施方式，在该替代性实施方式中，丝簇沿相反方向朝向桁条基部件的梢部6倾斜。

图14示出了另一替代性实施方式，在该替代性实施方式中，各列丝簇以朝向以及背离桁条基部件的梢部6的交替指向倾斜。

图15示出了另一替代性实施方式，在该替代性实施方式中，丝簇朝向桁条基部件的梢部6倾斜，但是倾斜方向与长度方向不平行，而是限定了+/-45°的方位角。在另一实施方式中，图15中的箭头可以被反向，使得丝簇背离桁条基部件的梢部6倾斜。

图16和图17示出了丝簇的倾斜角度之间以及方位角之间的差异。图16示出了如图12中那样背离桁条梢部成角度的丝簇12a、以及如图13中那样朝向桁条梢部成角度的丝簇12b。在每种情况下，丝簇到基部件收尾部接合面11的平面上的正交投影均与长度方向平行，因此相对于长度方向的方位角为零。

图17示出了以倾斜角度θ1背离桁条梢部成角度的第一丝簇12c、以及以倾斜角度θ2朝向桁条梢部成角度的第二丝簇12d。在这种情况下，每个丝簇到基部件收尾部接合面11的平面上的正交投影均与长度方向不平行。更确切地，第一丝簇12c的正交投影限定出相对于长度方向的方位角α1，并且第二丝簇12d的正交投影限定出相对于长度方向的方位角α2。在图15的情况下，一半的丝簇具有+45°的方位角α，而另一半的丝簇具有-45°的方位角α。

在图12和图13的情况下，方位角被精确地示出为零，但实际上制造公差将意味着每个丝簇的方位角可能与零偏离达5°、10°或15°。然而，只要方位角足够小，则倾斜的丝簇将与长度方向充分对齐，从而与竖向丝簇相比提供了优点。

收尾部周围的变形很大程度上取决于导致裂纹形成和裂纹增长的几何结构特征。基于几何结构和载荷，在裂纹形成之后在收尾部的梢部处或裂纹前缘处产生峰值拉伸应力和峰值剪切应力。当竖向丝簇被安置在裂纹前缘的后方(假设裂纹已经形成并穿过丝簇)时，丝簇使裂纹梢部处的在整个厚度上的拉伸应力减小。然而，丝簇不会显著地影响横向剪切应力。使丝簇在裂纹前缘的后方倾斜大大减小了裂纹梢部处的峰值拉伸应力和峰值剪切应力。

图18是不具有丝簇的桁条2和板1的视图，其示出了在裂纹已经于桁条2与板1之间扩展之后通过有限元分析(fea)模型预测出的桁条和板的变形。应当指出的是，在桁条2的梢部处存在明显的向上弯曲。图19示出了同一fea模型的输出，但具有竖向丝簇123。应当指出的是，弯曲仍然存在。图20示出了同一fea模型的输出，但具有背离桁条的梢部倾斜的丝簇124。应当指出的是，在桁条收尾部中不存在弯曲。桁条收尾部的变形的这种相对缺失是有益的，因为这种相对缺失减小了裂纹前缘处的拉伸应力和剪切应力。

倾斜的丝簇改变了局部的载荷路径，如图5所示，其中，箭头表示经由倾斜的丝簇从板1到桁条2的载荷路径。这使得桁条的梢部处的局部区域20中的载荷流减少，从而使在该局部区域中形成裂纹的机会最小化。计算表明：对于4％的植簇密度，接头的剪切刚度因仍然被结合的区域中的以45°倾斜的丝簇而被加倍，这将在裂纹形成之前使裂纹前缘处或收尾部的梢部处的横向剪切应力减小，从而减少裂纹因剪切而扩散或甚至首先形成裂纹的机会。有益地，第一行倾斜的丝簇足够靠近梢部6，使得这些丝簇延伸穿过该梢部的平面6a，如图5中所示。

第一行丝簇尽可能地靠近桁条基部件的梢部6定位，以在局部区域20中提供这种减少的载荷流。在图5的情况下，第一行丝簇在丝簇穿过接合面11的点处与基部件收尾部的梢部6之间的距离d小于板1的在接合面11处的厚度。板1的在接合面11处的厚度可以是变化的，例如，该厚度可以在3mm与10mm之间。通常，距离d大于3.5mm但小于10mm。

图21和图22示出了具有一对机翼的飞行器。每个机翼均具有上部(低压)蒙皮30和下部(高压)蒙皮31。图23是穿过飞行器机翼中的一个机翼的示意性截面图，其仅示出了上部蒙皮30和下部蒙皮31。每个蒙皮均包括如图1至图5中示出的板组件，因此将不再详细描述。机翼在机翼的根部处附接至机身，并且沿翼展方向延伸至机翼的梢部。桁条从机翼的根部处的内侧端部朝向机翼的梢部沿翼展方向延伸至外侧端部。图23仅示出了桁条2的外侧端部。桁条的内侧端部通常具有不同的构造，且延伸到机翼根部接头中并且例如通过加固件(cleat)而被保持为向下。

作用在机翼上的航空动力载荷使机翼向上弯曲，因此下部蒙皮处于张紧状态。因此，在下部蒙皮31中，丝簇沿背离桁条基部件的梢部的倾斜方向倾斜。因此，每个丝簇的位于桁条基部件中的第一(上部)部分121相比于丝簇的位于下部蒙皮31中的第二(下部)部分122离桁条基部件的梢部6更远。

机翼的向上弯曲导致上部蒙皮30处于压挤状态，因此与下部蒙皮相比，丝簇的倾斜方向被反向。因此，在上部蒙皮中，丝簇沿朝向桁条基部件的梢部6的倾斜方向倾斜，使得每个丝簇的位于桁条基部件中的第一(下部)部分121比丝簇的位于上部蒙皮30中的第二(上部)部分122更靠近桁条基部件的梢部6。

图1至图23中的丝簇的端部被示出为从复合结构突出。在一些应用中，这可能是可接受的，但是在如图23中的飞行器机翼的情况下，理想地是每个丝簇的端部均弯曲成与表面齐平，如由图24中的单个丝簇19所示出的。这对机翼蒙皮的外部航空动力学表面是尤为重要的。

在出现用语“或”时，该用语“或”应被解释为表示“和/或”，使得所涉及的项不一定是互斥的，并且可以以任何适当的组合使用。

尽管已经在上面参照一个或更多个优选的实施方式描述了本发明，但应当理解的是，可以在不脱离本发明的如在所附权利要求中所限定的范围的情况下作出各种改变和修改。