專利名稱：飛行串接格的制作方法
技術領域：
本發(fā)明總體涉及由復合材料制成的結構件以及制造這些結構件的方法。更具體而 言，本發(fā)明涉及結合多個復合材料部件的結構件，以及將這些部件組合成單體結構件的方 法。本發(fā)明尤其但不僅僅可用于具有所需翼面(airfoil)構造的飛行器機翼，而且還涉及 用復合材料制造這種機翼的方法。
背景技術：
在制造飛行器的機翼過程中，必須確定設計用于機翼的翼面構造。然后制造支承 此構造的機翼結構件。通常，此類機翼結構件具有所謂的半硬殼式結構的性質，而且同時包 括外部空氣動力面和內部支架。更具體而言，蓋或表層提供用于機翼的空氣動力面(亦即 翼面)，且橫向肋和翼梁腹板(spar web)的組合構成內部支架。蓋(表層)、橫向肋和翼梁 腹板在結構上相互連接在一起為飛行器的預定飛行包線提供機翼所需的強度和彈性。對飛行器機翼的常規(guī)構造而言，內部支架通常由木材、鋁或這些材料的組合制成。 另一方面，蓋(表層)通常由鋁或涂漆布制成。對于大多數(shù)機翼構造，框架中的中空空間 (即，表層下方且機翼內部的空間)用于保持囊狀結構，該囊狀結構將作為飛行器的燃料電 池。與上述構造材料(即木材、鋁和漆涂布)相比，復合材料(例如碳纖維和環(huán)氧樹 脂)提供了重量更輕的替代方案。此外，對于飛行器機翼的制造，眾所周知的是能將復合材 料形成用以提供與其它飛行器構造材料類似的強度特性。盡管將復合材料最有效和最高效 地制造為材料層，但很明顯，飛行器機翼不只是材料層。如果用復合材料來構造飛行器機翼，顯然必須設法將不同的復合材料層預先形成 為預定形狀。更具體而言，也必須將這些層形成為各個部件，且隨之能布置和組裝這些部件 以形成結構件的外形。此外，為了最大化預定外形的結構強度，優(yōu)選的是使這些部件彼此固 化。據(jù)此，本發(fā)明的目的是提供一種飛行器機翼，其中，飛行器機翼的支架和翼面基本 上只由復合材料制成。本發(fā)明的另一目的是提供一種用于將復合材料預成型為飛行器機翼 所需的翼面形狀的方法，以及用于將這些材料固化在一起以制造機翼的相應方法。本發(fā)明 的另一目的是提供一種用于制造飛行器機翼的方法，該方法實現(xiàn)起來相對簡易而且具有相 對高的成本效益。

發(fā)明內容
根據(jù)本發(fā)明，僅使用復合材料來制造飛行器機翼。具體地，機翼的各種部件是由復 合材料預成型的。然后組裝這些部件并將它們固化在一起以制造機翼。此制造最重要的是 有效支承由機翼提供的升力的主承載構件及其支架的結構。對于本發(fā)明，使用多個在本文中被稱作“串接格(kabobs)，，的部件來形成機翼的 主承載構件。更具體而言，每個串接格為具有大致矩形橫截面的細長中空管。此外，每個串接格具有開口端和封閉端。在承載構件的組裝過程中，以端對端的關系對齊若干個串接格 (例如三個)，其中，將串接格的封閉端插入另一串接格的開口端而形成一區(qū)段。然后以并 排關系并置若干區(qū)段而形成承載構件的支架。通過此布置，所并置的區(qū)段形成翼梁腹板。另 外，這些區(qū)段中相應串接格的并置封閉端形成機翼的橫向肋。更詳細地講，分別將每個串接格預成型為承載構件的單獨部件。為了做到這點， 選擇具有串接格所需橫截面的心棒。雖然每個串接格其自身很可能具備獨特的尺寸，但基 本上以相同方式制造所有的串接格。特別地，首先將熱塑性材料(例如PETG，非晶型共聚 酯)層包覆到心棒上。然后使用雙層(+45°和-45° )復合材料來覆蓋熱塑性材料層。如 上所述，同樣將熱塑性復合材料定位在心棒末端的上方以形成串接格的封閉端。然后在 225-250° F范圍內的溫度下將復合材料和熱塑性材料在心棒上共同固化大約1小時而形 成串接格。為了制造承載構件的支架，在拆除心棒時，確定所形成的串接格的尺寸并使其成 適當錐形以與其它串接格組裝。在此組裝過程中，將承載構件構造成限定機翼翼面的空氣 動力面的一部分。此外，由于熱塑性材料使得能將串接格用作油箱，因此，優(yōu)選地使得各個 串接格的封閉端形成有孔。這使得封閉端能起到擋板的作用，從而燃料能在燃料電池之間 移動而不會過度拋灑。對根據(jù)本發(fā)明的承載構件的制造而言，除了作為承載構件的結構部件以外，串接 格還起到工具的作用。對于這兩種功能，如上所述地并置串接格，并將其定位在復合材料層 之間。在這一點上，結構泡沫材料附加層還能夠選擇性地結合有復合材料層。此外，如果需 要，還可用結構泡沫材料來加固承載構件的翼梁腹板。這樣做的目的在于使得結構泡沫材 料為承載構件的這些元件提供附加強度。優(yōu)選地，用于此目的的結構泡沫材料為市場上可 買到的類型，例如Roahcelld/8英寸)。在任何情況下進行組裝時，復合材料層形成承載構 件的內模線(IML)。內部安置有承載構件組裝部件的模具形成外模線(0ML)。如上所述，在模具內將由復合材料制成的部件固化在一起。將串接格用作工具來 完成設計用于本發(fā)明的共同固化。特別地，在此過程中，以30psi至lOOpsi (優(yōu)選為大約 90psi)范圍內的壓力對串接格內部施壓。在施壓時，以大約275° F的溫度將復合材料層 和結構泡沫材料固化在一起大約兩小時。在已制造好承載構件之后，可將飛行器機翼的其它部件安裝至或適當?shù)馗浇又脸?載構件。特別地，可附接機翼的前緣。同樣，也能附接預構造翼尖。此外，可增添諸如副翼 和襟翼之類的控制面作為機翼后緣的部分。


通過附圖結合以下描述能最清楚地理解此發(fā)明的新型特征、發(fā)明本身及其結構和 操作，其中，類似的附圖標記表示類似部件，附圖中圖1是根據(jù)本發(fā)明的飛行器機翼的承載構件的分解透視圖；圖2是定位用于拼接成區(qū)段的多個串接格的分解透視圖；圖3是承載構件與機翼的其它部件組裝在一起的分解透視圖；以及圖4是飛行器的俯視圖，其中將部分拆除從而顯示出承載構件在飛行器機翼中的 位置。
具體實施例方式首先參照圖1，示出了飛行器機翼的承載構件，該承載構件被總體以10標示。從 圖1中可見，承載構件10包括頂蓋12和底蓋14，支架16定位在兩個蓋12/14之間。如本 發(fā)明所設計的，所有這些部件由相同的復合材料(優(yōu)選為碳纖維和環(huán)氧樹脂)制成，而且全 部彼此共同固化。重要的是，聯(lián)合確定承載構件10的各種部件的尺寸和構造，以使得這些 部件與所需翼面的結構要求和空氣動力要求相適合。對本發(fā)明而言，頂蓋12和底蓋14基 本上為預先制造的復合材料層。但是，蓋12/14可包括選擇性地添加以提供附加結構強度 的結構泡沫材料。優(yōu)選地，此結構泡沫材料為市場上可買到的類型，例如Roahcell (1/8英 寸)。參照圖2能最清楚地理解支架16的構造。圖2中，示出了串接格18、類似的串接格18'以及18"。出于公開目的，對串接格 18進行詳細描述。如圖所示，串接格18具有開口端20和封閉端22。因此，串接格18為具 有大致矩形橫截面的管狀結構，且中空內部在端20與22之間延伸。在尺寸上，所示串接格 18的開口端20具有寬度，并在一側具有高度hla，而在另一側具有hlb的高度。類似地，所 示串接格18的封閉端22具有寬度w2，并在一側具有高度h2a，而在另一側具有h2b的高度。 技術人員將了解，根據(jù)承載構件10的構造要求來確定串接格18的尺寸Wl、hla、hlb、w2、h2a和 h2b。重要的是，盡管能改變尺寸，但開口端20的橫截面積必須大于封閉端22的橫截面積。 這不僅僅是出于設計目的，而且還能將串接格18形成在其上的心棒(未示出)從串接格18 移除。對于串接格18的替代方案，其開口端20可包括將串接格18有效形成為大致封閉中 空結構的隔板(未示出)。如果采用隔板，則該隔板可從端20凹陷，從而端20能以接下來 將描述的方式與另一串接格18接合。仍然參照圖2，示出了串接格18的封閉端22包括伸出部24。具體而言，伸出部24 包括距離端22很近的端板26。端板26的高度和寬度尺寸也比封閉端22的高度和寬度尺 寸(即w2、h2a和h2b)稍小。就功能而言，如箭頭28所示，將串接格18上的伸出部24的尺 寸形成為能配合到串接格18'的開口端20'的開口 30'中。類似地，將串接格18'的封 閉端22'處的伸出部24'的尺寸形成為能配合到串接格18"的開口端20"的開口 30" 中。另外，注意到串接格18上的伸出部24的端板26形成有孔32(注意串接格18'上的 伸出部24'具有類似孔32)。在任何情況下，當串接格18、18'和18"以端對端的關系對 齊時，它們共同形成區(qū)段34，如圖1所示。返回到圖1，可理解的是在所有的重要方面，區(qū)段34a和34b類似于區(qū)段34。另 外，以用于區(qū)段34的上述類似方式來構造這些區(qū)段。為此，而且尤其對于區(qū)段34a和34b， 可見在區(qū)段34a和34b以并排關系并置時，它們構成并限定支架16的重要構造方面。具體 而言，區(qū)段34a與34b之間的界面限定支架16的翼梁腹板36。同時，區(qū)段34a和34b的各 個串接格18和18'之間的界面局部限定橫向肋38。另外，任意兩個并排區(qū)段34將限定支 架16的相同或類似結構。而且，如果需要，則還可使用用以提供附加強度的結構泡沫材料 來加固翼梁腹板36?，F(xiàn)在參照圖3，可見組裝的承載構件10為大致由40標示的飛行器機翼的整體部 分。如圖所示，除承載構件10以外，機翼40還包括前緣42、翼尖44以及包括副翼48和襟 翼50的后緣46。技術人員將了解，可以以相關技術領域眾所周知的任意方式將附加部件(即前緣42、翼尖44和后緣46)安裝或附接至承載構件10。此外，這些附加部件(即前緣 42、翼尖44和后緣46)，可與承載構件10 —樣全部由復合材料制成。在略微不同的處理過程中完成串接格18的固化和承載構件10的固化。具體地， 對承載構件10而言，將待固化的部件放入模具(未示出)并以預定溫度對其進行加熱預定 的持續(xù)時間。對承載構件10而言，還在模具內對串接格18施壓。另一方面，在串接格18 仍位于心棒上時使串接格固化。詳細地講，首先將熱塑性材料層包覆在心棒上來制成每個串接格18。然后用優(yōu)選 地被制成為雙層(-45°和+45° )的復合材料覆蓋熱塑性材料。此時還形成串接格18的 封閉端22以及該封閉端的伸出部24。然后以225-250° F范圍內的溫度將復合材料和熱 塑性材料共同固化大約一小時。然后將所得到的串接格18從心棒移除以用于隨后組裝支 架16。為制造承載構件10，將底蓋14放置在模具(未示出)中。將多個串接格18放置 在底蓋14的頂部并使其以端對端的關系對齊，從而形成區(qū)段34。在此對齊過程中，如上所 述，一個串接格18的封閉端22容納在另一串接格18的開口端20內而形成區(qū)段34。如此 以并排關系布置多個區(qū)段34而形成支架16所需要的構造。然后將頂蓋12放在支架16上。 有了此配置，并置的區(qū)段34形成支架16的翼梁腹板36，而且相應的串接格18的并置封閉 端22形成支架16的橫向肋38。只要已在模具內組裝好承載構件10的部件，便封閉模具，并以30psi至lOOpsi范 圍內的壓力(優(yōu)選為90psi)對串接格18的內部(區(qū)段34)施壓。然后在大約275° F的 溫度下將承載構件10的所有部件共同固化大約兩小時。然后，可將機翼40組裝并附接至 飛行器52，如圖4所示。盡管此處詳細展示和公開的特定飛行串接格完全能實現(xiàn)上述目的并提供此前所 述的優(yōu)點，但應理解的是，本發(fā)明的這些優(yōu)選實施例僅僅是示例性的，且除所附權利要求所 述以外，不限于本文所展示的構造或設計細節(jié)。
權利要求
一種用于制造結構件的方法，包括以下步驟提供多個預成型的串接格；將所述多個串接格并置成預定構造以限定所述構造的表面；將復合材料層鋪放在所述構造的所述表面上；以及將所述串接格與所述復合材料層共同固化以形成所述結構件。
2.根據(jù)權利要求1所述的方法，其中，預成型所述串接格包括以下步驟 將熱塑性材料層包覆到心棒上；用復合材料覆蓋所述熱塑性材料；在225-250° F范圍內的溫度下將所述熱塑性材料和所述復合材料固化大約一小時， 從而形成所述串接格；以及將所述串接格從所述心棒移除。
3.根據(jù)權利要求2所述的方法，其中所述串接格在所述心棒上形成為細長中空管，所 述細長中空管具有大致矩形的橫截面，并具有打開的第一端和封閉的第二端，所述第一端 和第二端之間具有預定錐度。
4.根據(jù)權利要求2所述的方法，其中所述熱塑性材料為PETG。
5.根據(jù)權利要求1所述的方法，其中，每個串接格形成有中空內部，且所述方法還包括 以下步驟在鋪放步驟之后且在共同固化步驟之前，將所述串接格和所述復合材料層放置在模具 中；以及用30psi至IOOpsi范圍內的壓力對所述串接格的內部施壓。
6.根據(jù)權利要求5所述的方法，其中，在大約275°F的溫度下實施共同固化步驟大約 兩小時。
7.根據(jù)權利要求1所述的方法，其中，每個串接格為細長中空管，所述細長中空管具有 大致矩形的橫截面，并具有開口端和封閉端，且其中所述并置步驟還包括以下步驟以端對端的關系對齊多個串接格以形成區(qū)段，其中，在所述區(qū)段內，一個串接格的開口 端中容納另一串接格的封閉端；以及以并排關系并置多個區(qū)段以形成所述表面，其中，并置的區(qū)段形成所述結構件的翼梁 腹板，而相應串接格的并置的封閉端形成所述結構件的橫向肋。
8.根據(jù)權利要求7所述的方法，還包括將結構泡沫材料層選擇性地定位在并置的區(qū)段 之間以加固所述翼梁腹板，并將結構泡沫材料層選擇性地定位在所述復合材料層上以加固 所述表面。
9.根據(jù)權利要求8所述的方法，其中所述結構件為飛行器機翼。
10.一種用于制造結構件的方法，包括以下步驟 將熱塑性材料層包覆到心棒上；用復合材料覆蓋所述熱塑性材料；在預選擇的范圍內的溫度下將所述熱塑性材料與所述復合材料固化預定持續(xù)時間，從 而形成串接格；并置多個所述串接格以限定具有表面的預定構造； 將復合材料層鋪放在所述構造的所述表面上；以及將所述串接格與所述復合材料層共同固化以形成所述結構件。
11.根據(jù)權利要求10所述的方法，其中，每個串接格形成有中空內部，且所述方法還包 括以下步驟 在鋪放步驟之后且在共同固化步驟之前，將所述串接格和所述復合材料層放置在模具 中；以及以大約90psi的壓力對所述串接格的內部施壓。
12.根據(jù)權利要求10所述的方法，其中所述預選擇的溫度范圍為225-250°F之間，而 所述固化步驟的預定持續(xù)時間為大約一小時，且其中，在大約225° F的溫度下實施所述共 同固化步驟大約兩小時。
13.根據(jù)權利要求10所述的方法，其中，每個串接格均為細長中空管，所述細長中空管 具有大致矩形的橫截面，并具有開口端和封閉端，且其中所述并置步驟還包括以下步驟將一個串接格的封閉端插入另一個串接格的開口端，從而以端對端的關系對齊多個串 接格以形成區(qū)段；以及以并排關系并置多個區(qū)段以形成所述表面，其中，并置的區(qū)段形成所述結構件的翼梁 腹板，而相應串接格的并置的封閉端形成所述結構件的橫向肋。
14.根據(jù)權利要求13所述的方法，還包括將結構泡沫材料層選擇性地定位在并置的區(qū) 段之間以加固所述翼梁腹板，并將結構泡沫材料層選擇性地定位在所述復合材料層上以加 固所述表面。
15.根據(jù)權利要求14所述的方法，其中所述結構件為飛行器機翼。
16.一種具有承載結構的飛行器機翼，其中所述承載結構包括多個串接格，所述多個串接格以端對端的關系對齊而形成縱向區(qū)段，其中，每個串接格 均由復合材料制成；多個縱向區(qū)段，所述多個縱向區(qū)段以并排關系并置以形成所述機翼的表面，并限定所 述承載結構的前緣和后緣；以及復合材料層，所述復合材料層被定位在所述表面上以形成所述機翼的翼面的一部分。
17.根據(jù)權利要求16所述的機翼，其中，每個串接格均為細長中空管，所述細長中空管 具有大致矩形的橫截面，并具有開口端和封閉端，所述開口端和封閉端之間具有預定錐度， 且其中，并置的區(qū)段形成所述結構件的翼梁腹板，而相應串接格的并置的封閉端形成所述 結構件的橫向肋。
18.根據(jù)權利要求17所述的機翼，其中，每個串接格限定有內腔，并且所述串接格包括環(huán)繞所述內腔的熱塑性材料層；以及復合材料層，所述復合材料層覆蓋與所述內腔相對的熱塑性材料。
19.根據(jù)權利要求18所述的機翼，其中所述熱塑性材料為PETG，而所述復合材料由碳 纖維和環(huán)氧樹脂制成。
20.根據(jù)權利要求16所述的機翼，還包括翼面導緣，所述翼面導緣附接至所述承載構件的前緣；以及翼面尾緣，所述翼面尾緣附接至所述承載構件的后緣。
全文摘要
一種由復合材料制成的飛行器機翼及其制造方法，需要多個串接格(即，具有開口端和封閉端的大致矩形中空管)。若干個串接格端對端對齊而形成區(qū)段。然后，若干個區(qū)段并排定位并由復合材料層覆蓋，從而限定所述機翼的空氣動力面。所述并置區(qū)段還形成所述機翼的翼梁腹板，而所述并置區(qū)段的封閉端形成所述機翼的橫向肋。由此，所述串接格形成所述機翼的主承載構件。所述復合材料區(qū)段與所述空氣動力面的復合材料被固化在一起。
文檔編號B64C3/24GK101842287SQ200880113455
公開日2010年9月22日 申請日期2008年9月12日 優(yōu)先權日2007年9月14日
發(fā)明者丹尼·L·斯塔克, 拉里·J·阿什頓, 特洛伊·L·懷特, 邁克爾·G·阿爾曼 申請人:頻譜航空有限責任公司