的负荷。如图12D和图12C所示的结合接头（但不使用接合 板）可以是比如图12C所示的使用接合板构造的接头更薄的接头。
[0105] 如图12C所示且如图12D更详细地所示的，与使用如图12B所示的接合板形成的 接头相比，通过使用由邻接复合层压板层且交错在指状接头中的结合钛板制成的金属蒙皮 1212之间形成的结合接头，将金属蒙皮1212接合到第一复合层压板1208和/或第二复合 层压板1210可以在金属蒙皮1212和第一复合层压板1208和/或第二复合层压板1210之 间形成更强的接头。如图12C所示且如图12D更详细地所示的，通过使用由邻接复合层压 板层且交错在指状接头中的结合钛板制成的金属蒙皮1212之间形成的结合接头，将金属 蒙皮1212接合到第一复合层压板1208和/或第二复合层压板1210可以形成与可以使用 复合衬垫形成的更薄的接头，复合衬垫在没有限制的情况下可能被需要以接合复合区域、 或加强用于复合蒙皮（诸如但不限于图12A中的复合蒙皮1206)或如图12B所示的第一复 合层压板1208和/或第二复合层压板1210的截面的承载能力。
[0106] 在检测过程中，钛复合板层结合过渡部分1236可以具有拉伸应力下的屈服点比 单个钛板的拉伸应力下的屈服点大7. 3%，钛复合板层结合过渡部分由九个0. 025英寸厚 的钛板和与复合板层交错的.005英寸结合层结合在一起以形成指状接头的叠层而形成， 以及通过4个复合板层邻接的每个金属板1234的端部。因此，如图12D所示但不限于，交 错的指状接头形成可以提供比类似材料但使用金属板的结合接头更强的接头，该金属板可 以在嵌接接头构造中成锥形并与复合板层结合。
[0107] 使用具有在每个金属板1234和邻接四个复合板层的每个金属板1234之间的结合 层的交错指状接头构造，与使用作为单板的金属而不是金属板的叠层1232之外类似的材 料的结合接头相比，叠层1232可具有：较大数量的结合表面、更多的负荷路径、更短的接头 长度、更低的热膨胀系数诱导应力、较高的模数、更强、具有更大的耐用性以及更易于制造。
[0108] 如图12C、图12D所示，但不限于，机械加工并且使用与复合板层交错且邻接的、结 合的多个金属板1234层形成叠层1232可以克服当试图形成具有单个金属板的复合金属 接头时发生的变形问题。机械加工并且使用与复合板层交错且邻接的、结合的若干金属板 1234层形成叠层1232可以克服当试图形成具有单个金属板的复合金属接头时在固化过程 中接头中的残留应力和扭曲问题。在没有限制的情况下，如图12C、图12D所示，当使用与复 合板层交错且邻接的复合板层的结合的多个金属板1234层，叠层1232可以包括由钛制成 的九个金属板1234,而不是使用锥形结合至嵌接的复合板层的单个钛板形成结合接头，然 后可以存在：1〇个结合表面而不是2个结合表面、在叠层1232中的9条负荷路径而不是在 单个钛板中的1条负荷路径，接头或过渡部分1236的长度可以降低一半，接头中的热膨胀 系数诱导应力可以降低一半，拉伸强度可以增加4. 58%，并且耐用性可以由于金属板之间 的负荷重新分配而增加，且与接头的延长6%-样多，在达到所产生的应力之后，在交错指 状接头出故障之前。
[0109] 在操作期间，一些结构可能经历温度变化。在没有限制的情况下，在示例性实施方 式中，飞机部件（诸如但不限于，飞机上的蒙皮）可能经历-65F至160F范围的温度变化。 温度变化可能在部件中诱导由该部件的热膨胀引起的应力。诸如但不限于，在飞行时飞机 经历的热膨胀循环可以增加部件的结构疲劳。为了管理部件中的热应力，可能需要增加部 件的厚度。为了管理热应力，可能需要过渡材料来提供两种其他材料之间的热过渡的过渡 系数，两种其他材料可能具有彼此不兼容的相应热膨胀系数。铝的热膨胀系数可能不与复 合层压板的热膨胀系数兼容。因此，在示例性实施方式中，如图12B所示，当第一复合层压 板1208可以包括碳纤维增强板层时，如果金属蒙皮1212可以包括铝，则接合板1216可以 用于提供金属蒙皮1212之间的热膨胀系数过渡。
[0110] 为了最小化部件的需要厚度，并且因此最小化结构的重量，具有有利的热膨胀系 数的材料可以优选用于该部件中。有利的热膨胀系数可以是具有较低值的热膨胀系数，或 可以是与相邻和/或邻接的材料的热膨胀系数有利地兼容的值。
[0111] 有利的热膨胀系数还可以降低部件中的热应力疲劳。因此，接合的材料可以以降 低接头结合部件的热膨胀系数的方式或使用降低接头结合部件的热膨胀系数的材料，来降 低通过接合的部件形成的每个相应部件和/或结构的重量和改善结构寿命。在示例性实施 方式中，在图12D中示出为过渡部分1236的钛复合板层交错的指状接头可具有有利的热膨 胀系数，其与在图12B中示出的使用接合板的接头相比，降低了该接头中的重量和疲劳应 力。
[0112] 与使用单个锥形的金属板的结合接头相比，将在接头中引起应力的热膨胀系数降 低一半可以允许该结合接头在脱结之前经历两次加热。因此，在没有限制的情况下，如图 12C和图12D所描述的，与通过被结合至嵌接复合层压板的锥形金属板形成的接头相比，结 合接头可以在脱结之前承受两次加热。
[0113] 进一步，每个金属板1234可具有使金属板1234能够用作用于无损检测的波导的 厚长比。在没有限制的情况下，无损检测可以是单侧无损检测。在没有限制的情况下，无损 检测可以是超声波检测。因为超声波裂纹检测可能不能够检测具有小于超声波波长一半的 厚度的裂纹，所以每个金属板1234的厚度可能影响金属板1234用作波导的能力。当金属板 1234的厚度可能小于一个波长时，可能需要兰姆导波检测，以使得兰姆波填充金属板1234 的整个横截面。
[0114] 当材料宽度减少时，超声波检测波长可能需要成比例地降低来检测该材料宽度内 的不一致性。为了适应检测具有比近似0. 025英寸更薄的材料层内的不一致性所需要的更 小的波长，在具有比近似0.025英寸更薄的层（诸如但不限于金属箱类层）的材料内行进 的导波将需要以比约0. 025英寸以上的材料层的频率更高的频率来传递。
[0115] 波导中的信号的衰减与波的频率的平方（以及材料衰减性能的函数）总体上成比 例。因此，试图将超声波传递到更薄的材料板需要更高的频率并且增加信号的衰减。因此， 以更薄的厚度，增加的信号衰减导致材料的降低长度，波可以有效地用于检测该材料内的 不一致性。
[0116] 当使用小于近似〇. 025英寸的金属箱层时，超声波检测的有效距离可能下跌至与 5mm -样短，其对于机翼部件的无损检测变得不切实际。
[0117] 然而波长传递的逐渐增加的能量可以克服一些衰减并且使用于超声波的有效检 测范围增加超过5mm。用于导波的实际工作频率可以是150kHz。
[0118] 通过矩形传感器检测材料中的不一致性所需要的电压可以源自以下，在此，传感 器对被测试的结构没有影响：
[0120] 在此，a、b和h表示传感器长度、宽度和厚度，d31和e33表示在零应力下的压电 常量（以 m° V-1)和介电常数，并且Ep和vp分别表示压电陶瓷杨氏模量和泊松比，并且 e X和e y表示沿方向X和方向y的表面张力。
[0121] 因此，超声波检测能量要求可以与材料中的厚度变化的大小的平方成反比，并且 因此当板厚度下降在0. 025英寸以下时，超声波检测能量要求对于在大部分操作环境下能 够进行超声波检测来说可能是不切实际的和/或也是财政上有负担的。因此，检测指明在 飞机的典型机翼中，对于利用超声波检查不一致性的材料长度来说，小于近似0. 025英寸 的厚度的材料不支持导波检查或监测。因此，可以是数量级以下的典型层厚度的箱类金属 板不能简单地用作用于无损检测的波导（诸如但不限于超声波）。
[0122] 更进一步地，如通过图12C非限制性所示的且如图12D更详细地所示，邻接复合层 压板层且交错在指状接头中的结合钛板消除了对任何接合板的需要，并可以允许用于构建 结构的零件（诸如但不限于紧固件）的总体减少。零件的消除可以简化结合钛板和交错 在指状接头中的邻接的复合层压板层之间的接头，并且允许该结构的单片构造和设计。在 没有限制的情况下，如图12B所示，与可通过利用接合板将金属部分件连接至复合部件形 成的结构相比，单片构造可以降低重量、成本和生产时间和/或复杂性。从接合构造可获得 的相比，单片设计和构造可以提供沿着结构1250的更高效的负荷对齐（诸如但不限于图 12B) 〇
[0123] 现在参考图13A和图13B，图13A是描述与图12C中描述的结构类似的结构的示出 的实施方式的截面侧视图，但是在金属板的叠层中具有导电条。图13B是描述与图12C中 描述的结构类似的结构的示出的实施方式的截面侧视图，但是具有集成的加热管道。在图 13A和图13B中示出的实施方式均可以促进用于除冰和/或防止结冰结构的处理。
[0124] 更具体地，结构1302可以包括由蒙皮覆盖的框架1304,该蒙皮可以结合有导电条 1306、第一复合层压板1308、第二复合层压板1310和叠层1312。在没有限制的情况下，框 架1304可以是结构1302的骨架支撑的部分。在没有限制的情况下，当结构1302可以是机 翼时，骨架结构可以是机翼翼盒，并且框架1304可以是机翼的翼肋。叠层1312可以包括多 个金属板。每个金属板1314可以通过相应的结合层结合至每个相邻金属板1314。虽然两 个金属板（外部金属板1314和内部金属板1318)在图13A和图13B中被示出以简化示意 图，但是叠层1312可以包括不同数量的板。叠层1312可以包括如以上图12D所示的九个 以上的金属板，但没有限制。叠层1312可以结合有导电条1306。至少一个金属板可以结合 有导电条1306。
[0125] 导电条1306被配置为用作针对结构1302的无管加热元件。在没有限制的情况下， 无管加热元件可以是进行加热的元件，而非通过管道提供加热的空气。导电部分可以被配 置为接收电磁能。导电部分可以被配置为在外部金属板1314中生成足以防止冰附着在外 部金属板1314上的表面温度。
[0126] 在没有限制的情况下，图13A示出结合到外部金属板1314的导电条1306。外部金 属板1314可以暴露于水分。外部金属板1314可以接触冷空气。导电条1306可以被配置 为加热叠层1312的外表面。导电条1306可以被配置为加热叠层1312。导电条1306可以 生成足够的热能以防止冰聚集在叠层1312上和/或熔化可聚集在叠层1312上的任何冰。 因此，导电条1306可以促进叠层1312用作无管加热元件的一部分，以用于结构1302的防 止结冰和/或除冰处理。
[0127] 虽然导电条1306在图13A中被示出为在外部金属板1314中，但是导电条1306可 以位于任何金属板的任何部分上，其可转移热能以为叠层1312的外部金属板1314提供防 止结冰和/或除冰能力。导电条1306不可以集成到叠层1312中的任何金属板中，但是可 以被配置为额外的条，其可以以将热能转移至外部金属板1314并且为叠层1312提供防止 结冰和/或除冰能力的方式连接到叠层1312中的任何金属板。可以将热能转移至外部金 属板1314并且为叠层1312提供防止结冰和/或除冰能力的导电条1306可以定位在叠层 1312中的任何金属板之间。
[0128] 在没有限制的情况下，叠层1312可以是机翼的一部分。在没有限制的情况下，叠 层1312可以是机翼的机翼前缘的一部分。替换地，在没有限制的情况下，叠层1312可以是 针对静态空气源至飞机的空气数据系统的表面板，使得表面板可以连接到飞机结构上的相 邻复合蒙皮（诸如但不限于机身或尾翼）。现在参考图13B，图13B是描述与图12C中描述 的结构类似的结构的示出实施方式的侧截面视图，但是具有集成的加热管道。管道1316可 以形成在叠层1312的内部金属板1318和内舱板1320之间。当管道1316被加入结构1302 时，可以重塑框架1304的前截面以容纳内舱板1320。
[0129] 内舱板1320可以具有与内部金属板1318相同的材料，并且可以被形成为结合至 内部金属板1318,使得内部金属板1318结合至第一复合层压板1308和/或第二复合层压 板1310,以作为在如上图12C所示的叠层1312和第一复合层压板1308和/或第二复合层 压板1310之间的交错指状接头的一部分。因此，与内部金属板1318相似，内舱板1320可 以由不与第一复合层压板1308和/或第二复合层压板1310起电化反应的材料形成。
[0130] 替换地，在内部金属板1318接触第一复合层压板1308和/或第二复合层压板 1310之前，内舱板1320可以在内部金属板1318上的一位置处连接到内部金属板1318。因 此，内舱板1320可以由可以避免与内部金属板1318腐蚀性反应并且可以承受在管道1316 中接收的加热的空气的任何材料制成，管道1316足以将热能转移至外部金属板1314并且 为叠层1312提供防止结冰和/或除冰能力。因此，内舱板1320可以适用于：防止与复合层 压板电化反应；接收空气流并且引导空气使得来自空气的热能将外部金属板1314保持在 足以进行以下的至少一个的温度：防止冰附着在外部金属板1314上、以及融化形成在外部 金属板1314上的冰。
[0131] 虽然未示出，但是导电条1306可以放置在内部金属板1318上并且为存在于管道 1316中的空气提供热能。因此，通过管道1316接收的空气可不需要在进入管道1316之前 被加热。类似地，导电条1306可以位于内舱板1320中。同样地，一些其他类型的加热元件 可以存在于管道1316中或连接到内舱板1320以加热管道1316中的空气，并且提供管道 1316中的热能，以足以将热能转移至外部金属板1314并且为叠层1312提供防止结冰和/ 或除冰能力。
[0132] 进一步，对于图13A和/或图13B的任一个或两者，可以至少包括外部金属板 1314、内部金属板1318和/或内舱板1320的叠层1312的每个构件可具有使叠层1312的 每个构件能够用作用于无损检测的波导的厚长比。无损检测可以是单侧无损检测，而没有 限制。在没有限制的情况下，无损检测可以是超声波检测。因为超声波裂纹检测可能不能 够检测具有小于超声波波长一半的厚度的裂纹，所以叠层1312的每个构件的厚度可能影 响叠层1312的每个构件用作波导的能力。当叠层1312的每个构件的厚度可能小于一个波 长时，可能需要兰姆导波检测，使得兰姆波填充叠层1312的每个相应构件的整个横截面。
[0133] 现在参考图14A和图14B，图14A是描述与图12C中描述的结构类似的结构的示例 性实施方式的截面侧视图。图14B是在图14A中描述的结构的示例性实施方式的截面侧视 图，但是与图14A的不同之处在于金属板的叠层改变其形状。
[0134] 图14A描述了具有框架1404的结构1402,其中利用连接到框架1404的顶侧1408 的第一复合层压板1406、连接到框架1404的底侧1412的第二复合层压板1410、连接到第 一复合层压板1406和第二复合层压板1410两者的叠层1414覆盖框架1404。结构1402可 以是如在图12C中示出的结构1202的示例性实施方式。
[0135] 结构1402可以是机翼。在没有限制的情况下，框架1404可以是结构1402的骨架 支撑部分。在没