飞机结构及其构造方法与流程

本公开涉及一种飞机结构及其构造方法，该方法避免构造飞机结构的当前方法所涉及的低效率，减少构造飞机结构所需的制造时间并且减少构造所述飞机结构所涉及的成本。更具体地，本公开的飞机结构及其构造方法包括相交的热塑性复合材料条的短程线(geodesic)或多网格机架，该热塑性复合材料条通过网格机架和蒙皮面板的包覆成型和/或共固结而接合到热塑性复合材料机身蒙皮面板的内表面。

背景技术：

在传统的基础飞机构造中，组成飞机的机身的飞机的蒙皮面板附接并且支撑在加固机架上。机架通常具有大致矩形的构造，该构造由围绕机身的周边延伸的框架和可以附接至框架并且沿着机身的纵向方向延伸的纵梁组成。形成飞机机身的蒙皮面板通过紧固件、通过粘合剂、通过共固化或者通过其他等效手段附接至纵梁。纵梁帮助承载机身中的弯曲载荷并且支撑蒙皮面板以防止它们弯折。如果纵梁连接至框架，则纵梁还可以将载荷从飞机机身的蒙皮面板转移至飞机机架的框架。

构造具有由纵梁和框架组成的机架的飞机的成本对飞机的总成本有显著的贡献。纵梁和框架通常必须形成在复杂的轮廓上，其在复合结构的情况下可采取若干制造步骤并且可能需要额外关注以避免褶皱。相对于彼此定位和附接纵梁和框架以及将它们定位和附接至机身的蒙皮面板对构造飞机所需的时间有显著的贡献，从而对飞机的总成本有贡献。

由框架和纵梁构造飞机的机架还要求框架和纵梁遵循机身蒙皮的不规则内表面构造有复杂的图案。这对构造飞机所需的预检时间和加工成本有显著贡献。此外，用于连接纵梁、框架和蒙皮的紧固件对飞机的组装时间和飞机的重量有显著贡献。

更进一步地，由于框架和纵梁的机架具有大致矩形的构造，将窗开口或其他大致圆形的开口集成到机架中会是个问题。通常需要在构造机架之后将窗架或圆形开口框架用螺栓连接到机架。诸如用于排放竖管(drainmasts)或天线的其他穿透部需要局部增强蒙皮，这通过在复合材料叠层中包括板层来实现。这就使得增加更多飞机制造所需的时间而且还增加飞机构造的重量。

技术实现要素：

本公开的热塑性多网格包覆成型/共固结飞机机身结构及其构造方法克服与构造先前讨论的飞机机身的现行实践相关联的许多缺点。本公开的飞机结构采用显著简化飞机结构并且显著减小构造飞机结构所需的时间的包覆成型工艺。

本文中描述的飞机结构及其构造方法是完整的飞机机身的小部分中的一部分。然而，在构造飞机机身的大区段时可采用本文中描述的飞机结构和方法，该大区段然后被组装以形成飞机机身的总体结构。此外，在构造飞机的其他部分中可采用飞机结构及其构造方法。

飞机结构由具有外表面和相对内表面的蒙皮面板组成。蒙皮面板的外表面将形成飞机机身的外表面的一部分。根据本公开的方法，蒙皮面板定位在模具中，且蒙皮面板的外表面与模具的表面接触。在可替换方法中，多个条定位在模具中，蒙皮面板定位在多个条上并且然后模具闭合。

多个条然后在模具中定位在蒙皮面板的内表面上。多个条具有细长的长度尺寸、宽度尺寸和厚度尺寸。多个条还具有部分地延伸穿过条的宽度尺寸的狭槽。通过在它们的狭槽处将多个条组装在一起，狭槽使得多个条能一起组装成相交的、多程线的或多网格的构造。一起组装成多程线或多网格的构造的多个条在模具中定位在蒙皮面板的内表面上，且多个条的边缘接合在蒙皮面板的内表面上。这在模具中将多个条的宽度尺寸定位成从蒙皮面板的内表面向外延伸。

该模具然后在模具内部的蒙皮面板的内表面上的多个条上闭合。然后将加热的、液化的包覆成型材料注射到模具中。包覆成型材料流过模具并且在蒙皮面板的内表面与蒙皮面板的内表面上的多个条之间延伸。包覆成型材料的加热使得蒙皮面板的内表面与多个条的接触部分熔融，将蒙皮面板的内表面与多个条的接触部分融合在一起。然后允许注射到模具中的包覆成型材料冷却，在蒙皮面板的内表面与多个条的接触部分之间形成接头。以这种方式，包覆成型材料将多个条固定至蒙皮面板的内表面并且在带狭槽的连接位置处将多个条彼此固定。

模具然后打开，将由蒙皮面板、蒙皮面板的内表面上的多个条、以及将多个条固定至蒙皮面板的内表面上的包覆成型材料组成的飞机结构从模具中移除。

根据上述方法，构造由蒙皮面板、固定至蒙皮面板的内表面上的多个相交条、以及将多个条固定至蒙皮面板的内表面上的包覆成型材料组成的飞机机身结构。

模具中的附加腔室可以填充有包覆成型材料以形成垂直于蒙皮和/或多个条的更小的加固元件以便支撑蒙皮、多个条或两者，并且防止弯折或引入载荷，及使蒙皮或多个条的厚度增加以便用作它们将穿透的位置中的倍增器。

已讨论的特征、功能和优点可以在各实施方式中独立实现，但也可以与其他实施方式组合来实现，其进一步的细节可参照以下的书面说明和附图来理解。

附图说明

图1是根据本公开的方法构造的热塑性多网格包覆成型/共固结飞机机身的截面正视图的图示。

图2是图1中表示的飞机机身的热塑性多网格包覆成型/共固结机身结构的顶部立体图的图示。

图3是本公开的构造热塑性多网格包覆成型/共固结机身结构的方法的流程图。

图4是与图2的图示相似的图示，并且示出了形成为相交的加固条之间的加固嵌条以及形成为加固三角形的包覆成型材料的实例。

具体实施方式

图1是由接合到并且固定到飞机机身10的蒙皮14的内表面的加固条12组成的飞机机身10的截面正视图的图示。机身的加固条12和蒙皮14由纤维增强的热塑性复合材料构造。加固条12相交并且以短程线或多网格固定在一起，机架16固定至蒙皮14的内表面。蒙皮14由形成机身10的蒙皮的多个飞机蒙皮面板组成。

图2是包括飞机机身10的多个蒙皮面板的纤维增强的热塑性复合材料的单个蒙皮面板18和固定至蒙皮面板18的内表面24的纤维增强的热塑性复合材料的多个条22的图示。应当理解，图2的蒙皮面板18和条22仅组成图1中表示的飞机机身10的整个多网格机架16和机身蒙皮14的一部分。在组成图1中表示的多网格机架16和机身蒙皮14的整体构造的类似子组件中重复图2的蒙皮面板18和多个条22的构造。

图2中表示的蒙皮面板18为热塑性复合材料层压板。蒙皮面板18的厚度选择为使蒙皮面板18最佳地适应飞机机身10在使用中将经受的载荷。由图2的四个边26、28、32、34表示的蒙皮面板18的周界边缘被切割并且成形为期望构造。尽管周界边缘在图2中具有总体矩形构造，但蒙皮面板18的周界边缘可以切割并且成形为任何其他期望构造。图2中另外表示的是穿过蒙皮面板18的开口38。图2的开口38相对较小，但表示任何类型的开口，诸如，将需要穿过蒙皮面板18的窗开口或系统穿透部。

在图2中表示了蒙皮面板18的内表面24上的支垫条42。支垫(padup)42增强蒙皮面板18中支垫42所处的区域。支垫42在图2中表示为具有总体细长矩形的构造。然而，支垫42可具有任何其他构造以增强蒙皮面板18中支垫42所处的区域。支垫42还具有在支垫的较厚的中心部分处为蒙皮面板18提供更大的厚度和更大的增强的阶梯状截面构造。支垫42也是热塑性复合材料层压板并且可以集成到组成蒙皮的层压板。

多个加固条22定位在蒙皮面板18的内表面24上。多个加固条22中的每一个可以经切割成形并且从复合材料层压板的坯件剪裁，或者它们可以与复合材料的条或带一起铺设。多个加固条22中的每一个在图2中表示为复合材料的平坦层压板条。然而，多个条22中的每一个可以通过将条铺设在曲面上或者通过使处于加热压力中的平坦层压板弯曲而预先弯曲。多个加强件22的每个加强件可以用包括加强件的多层层压板形成，该加强件具有在不同方向(例如，+60°、-60°和/或0°或任何其他方位)上定向的纤维。多个加强件22的每个加强件还可以由配件、支架或者其他相似的几何形状形成。多个加固条22的每个加固条还可以由增强凸缘或者其他相似的加固元件形成。在图2中表示五个加固条46、48、52、54、56。然而，加固条22的数量可以比图2中示出的五个加固条46、48、52、54、56更多或更少。加固条46、48、52、54、56中的每一个为热塑性复合材料层压板。加固条46、48、52、54、56中的每一个以期望形状或构造从层压片中切割。图2中表示的加固条46、48、52、54、56中的每一个具有总体细长矩形的构造。然而，加固条22可以切割并且以其他构造成形。四个加固条46、48、52、54在图2中表示为具有显著相同的长度尺寸、宽度尺寸和厚度尺寸。然而，加固条22可具有不同长度尺寸、宽度尺寸和厚度尺寸。在图2的中心形成的加固条56被表示为具有比其他加固条46、48、52、54更大的厚度尺寸和比其他加固条46、48、52、54更大的宽度尺寸的中心部分58。加固条46、48、52、54、56中的每一个分别具有底部边缘62、64、66、68、72。相应条46、48、52、54、56的底部边缘62、64、66、68、72被剪裁、切割或成形使得它们与内表面24的轮廓紧密匹配并且在加固条22组装到蒙皮面板18的内表面24上时符合并且整体接合蒙皮面板18的内表面24。多个条22中的第一条46和第二条48分别形成有底部边缘切口74、76。当第一条46和第二条48定位在图2中表示的蒙皮面板18的内表面24上时，底部边缘切口74、76成形为使得它们符合并且接合支垫42的上表面。

加固条22以相交的网格图案或相交的短程线或多网格构造定位在蒙皮面板18的内表面24上。由加固条22形成的图案可以被局部剪裁以适应在载荷等级和方向上的变化。利用定位在蒙皮面板18的内表面24上的加固条22的相交短程线或多网格构造，多个加固条22的宽度尺寸从蒙皮面板18的内表面24向外延伸。相交加固条22通过在相交条中提供配合狭槽并且然后通过对待描述的材料进行包覆成型而连接在一起。可以使用条22之间的其他等同类型的连接。相邻的相交的第一条46和第二条48具有部分形成为穿过条的相应狭槽82、84。第一条46的狭槽82从条的底部边缘62形成为部分地穿过第一条46。穿过第二条48的狭槽84从第二条的顶部边缘86形成为部分地穿过第二条48。第二条48在第二条48的局部狭槽84处插入到第一条46的局部狭槽82中，并且第一条46在第一条46的局部狭槽82处插入第二条48的局部狭槽84中。这就形成了第一条46与第二条48之间的相交接头。多个条22的其他条的相交部可以以与第一条46和第二条48之间的相交部相同的方式接合在一起。

包覆成型复合物或包覆成型材料92设置在蒙皮面板18的内表面24上。包覆成型材料92可以是任何类型的热塑性树脂、或者浸渍有增强物(例如，短纤维增强物)的任何类型的热塑性树脂。包覆成型复合物或包覆成型材料92还可以是纯树脂、注射/成型材料或与蒙皮面板18和多个加固条22的树脂材料相兼容的一类增强树脂材料。包覆成型材料92在蒙皮面板18的内表面24的部分上、在支垫42上以及在多个加固条22的部分上延伸。包覆成型材料92将多个加固条22固定至蒙皮面板18的内表面24和支垫42并且其将加固条固定至它们相应的相邻加固条。包覆成型材料92可以形成为用于多个加强件22的增强凸缘或者形成为蒙皮面板18的内表面24上的其他类型的增强物，例如，围绕穿过蒙皮面板18的开口38的更厚的增强周缘部。图4是在第一加固条46和第二加固条48的相交部处形成为加固嵌条92’以及在蒙皮面板18与第二加固条48之间形成为加固三角形92”的包覆成型材料92的图示。

图3表示构造图2中的飞机结构所涉及的方法步骤。最初，蒙皮面板18定位在模具94中。蒙皮面板18定位在模具94中，其中蒙皮面板18的外表面96接触模具94的成型表面98并且支撑在该成型表面上。蒙皮面板18的外表面96将形成飞机机身10的外表面的一部分。

支垫42和多个加固条22然后定位在蒙皮面板18的内表面24上。多个条22在定位在模具94中并且定位在蒙皮面板18的内表面24上时组装成短程线或多网格构造。多个条22的宽度尺寸从蒙皮面板18的内表面24向外延伸。

模具94然后闭合在蒙皮面板18和蒙皮面板18的内表面24上的多个加固条22上。模具94然后可以受热以加热多个条22和蒙皮面板18的内表面24。模具94中的热量可以使支垫42、多个加固条22和蒙皮面板18的内表面24部分地熔融，从而使得支垫42、多个加固条22和蒙皮面板18的内表面24熔合在一起。根据图2中构造飞机结构所使用的热塑性复合材料的类型，模具94可不必加热。

已加热并且液化的包覆成型材料92然后注射到模具94中。模具94构造为使得其通过模具将液化的包覆成型材料92引导至蒙皮面板18的内表面24上的支垫42和多个条22的接触部分以及引导至多个条22之间的相交部或连接部。再次，根据构造图2的飞机结构所使用的热塑性复合材料的类型，对液化的包覆成型材料92的加热会引起支垫42和多个条22与蒙皮面板18的内表面24的接触部分部分地熔融并且熔合在一起。液化的包覆成型材料92通过模具94被引导至其相对于图2中表示的支垫42、多个加固条22和蒙皮面板18的内表面24的位置。液化的包覆成型材料92还可以在穿过蒙皮面板18的开口38的周围形成增强物并且形成蒙皮面板18的内表面24和/或多个加固条22的加固元件。然后允许注射到模具94中的包覆成型材料92冷却，从而在支垫42和多个加固条22与蒙皮面板18的内表面24的接触部分之间形成接头，将支垫42和多个加固条22固定至蒙皮面板18的内表面24。

然后打开模具，并且从模具中移除由蒙皮面板18、支垫42和多个加固条22组成的飞机结构。

根据上述方法，图2中表示的飞机机身结构构造为包括蒙皮面板18、蒙皮面板18的内表面24上的支垫42、固定至蒙皮面板18的内表面24的多个相交加固条以及将支垫42和多个加固条22固定至蒙皮面板18的内表面24并且将其彼此固定的包覆成型材料92。

尽管本文中包覆成型结构被描述为飞机结构，但包覆成型结构还可以应用于太空发射车辆结构、舱壁结构、或其他这种结构应用。

由于能够在不背离本发明的范围的情况下对本文描述和示出的飞机结构及其构造方法做出各种修改，因此包括在以上描述中或者在附图中示出的所有的内容均旨在解释为说明性的而不是限制性的。因此，本公开内容的宽度和范围不应受上述示例性实施方式的任一个的限制，而是应当仅由根据以下附加至此的权利要求及其等价物限定。