CN101557979B - 机翼面板结构 - Google Patents

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Abstract

一种用于飞行器或类似物的机翼面板结构(100)可以包括具有预定厚度的外层材料(102)。芯部结构(104)可以设置在外层材料(102)的至少一部分上。内层材料(110)可以至少设置在芯部结构(104)上。内层材料(110)可以具有小于外层材料(102)预定厚度的选定厚度。

Description

机翼面板结构
技术领域
本发明涉及飞机、飞行器等，更特别涉及用于飞机或飞行器的机翼面板结构。
背景技术
飞行器结构诸如机身、机翼和其他部件重量应当尽可能轻，但是还能承载正常操作过程中的预期载荷和应力。此外，所述结构需要具备使空气阻力最小的尺寸和形状，以提升操作效率并节省燃料。为了使空气阻力最小，外侧机翼区段和面板具有非常浅的深度或者低矮的轮廓，但是还必须能承载较高的载荷。较浅的深度可能限制触及机翼面板内侧。常用机翼结构采用连接到飞行器主蒙皮的翼梁来增加刚性。翼梁可能需要额外的深度，这样会增大空气阻力。此外，翼梁为单独的部件，必须粘结或螺栓连接到主蒙皮，这样更可能增加设计和制造成本。
发明内容
根据本发明的一种实施方式，一种用于飞行器或类似物的面板结构可以包括具有预定厚度的外层材料。芯部结构可以设置在外层材料的至少一部分上。内层材料可以设置在至少芯部结构上。内层材料可以为小于外层材料预定厚度的选定厚度。
根据本发明的另一种实施方式，一种用于飞行器或类似物的机翼面板结构包括具有预定厚度的外层材料。芯部结构可以设置在外层材料的至少一部分上。内层材料可以形成在至少芯部结构上。加强件可以设置在外层的另一部分上，且支撑肋可以设置在加强件和包括芯部结构和内层材料的组件之间的外层材料上。
根据本发明的另一种实施方式，一种飞行器包括机身和从机身延伸的机翼。机翼可以包括多个机翼面板结构。每个机翼面板结构可以包括具有预定厚度的外层材料。芯部结构可以设置在外层材料的至少一部分上。内层材料可以设置在至少芯部结构上。内层材料可以为小于外层材料预定厚度的选定厚度。
根据本发明的另一种实施方式，一种制作机翼面板结构的方法，包括：形成具有预定厚度的外层材料；和将芯部结构设置在外层材料的至少一部分上。所述方法还包括形成内层材料，内层材料设置在至少芯部结构上，其中内层材料具有小于外层材料预定厚度的选定厚度。
在结合附图审视以下本发明非限制性的详细说明时，由权利要求书单独限定的本发明的其他方面和特征，对于本领域技术人员来说更为直白。
附图说明
图1是根据本发明的机翼面板结构的侧视图；
图2是图1所示机翼面板结构沿着线2-2切开的截面图；
图3是图1所示机翼面板结构沿着线3-3切开的截面图；
图4是根据本发明的实施方式用来制作机翼面板结构的方法的示例流程图；和
图5是包括根据本发明实施方式的机翼面板结构的飞行器的示例图。
具体实施方式
实施方式以下的详细说明参照了附图，附图示出了本发明的具体实施方式。具有不同结构和操作的其他实施方式并不脱离本发明的范围。
图1是根据本发明实施方式的机翼面板结构100的侧视图。机翼面板机构100可以用于飞机、飞行器等的机翼。同时参照图2，图2是图1所示机翼面板结构沿着线2-2切开的截面图。机翼面板结构100可以包括预定厚度“T”的外层材料102。外层102可以包括一种结构以主要支撑或承载机翼载荷的大部分。因此，外层102材料可以包括多层片材料。材料可以包括多条单向环氧带材层片或类似材料，以提供一种结构来主要支撑包含机翼面板结构100的机翼上的任何载荷。外层102的多层片材料可以固结并处理到较之机翼面板结构其他部件更高的强度规格。更高的强度规格通常涉及在约300到约400华氏度的温度区间以及约80到约100psi的压力区间内固结。因此，外层102的多层片材料可以在敷设或形成机翼面板结构100的其他部件之前固结和处理。在以下更为详细说明的本发明的另一个实施方式中，全部的机翼面板机构100可以组装然后固结到更高的强度规格。
机翼面板结构100还可以包括设置或敷设在外层102至少一部分106上的芯部结构104。芯部结构104可以是蜂巢类型的结构或者类似的轻质结构，从而加强外层102，同时允许机翼的这一部分的轮廓最小以减小空气阻力，但是强度最大。芯部104的蜂巢类型的结构可以是航空领域已知的复合材料或类似材料。
机翼面板结构100还可以包括设置或形成在外层102上的玻璃纤维、钛、铝、铜或者其他无损检测(NDI)反射材料或类似材料制成的层108。NDI反射材料制成的层108可以方便检查机翼面板结构，诸如确认层102内的多个层片的完整性以及机翼面板100的其他重要结构特性。
内层110材料可以敷设或形成在至少芯部结构104上。如图1所示，内层还可以敷设在外层102上或NDI反射材料层108上。内层110可以包括多个织物层片。多个织物层片可以是航空级碳纤维织物或类似材料。内层110或多个织物层片可以在约200到约300华氏度的温度区间和约40到约50psi的压力区间内处理。如图2最佳示出，内层110可以具有小于外层102材料预定厚度“T”的选定厚度“t”。如前所述，希望外层102主要支撑机翼载荷。具有较少层片材料的内层110降低机翼面板100的重量和制造成本。外层102层片材料可以借助自动化机器铺设。内层110层片可以用手和机器铺设。
一并参照图3，图3是图1所示机翼面板机构100沿着线条切开的截面图。机翼面板结构100还可以包括加强件112。加强件112形成或敷设在外层102或NDI层108上，位于机翼面板100的另一部分114上。机翼面板100的部分106可以位于机翼外侧部分，这里希望机翼轮廓较小一些，以减少空气阻力但是仍然提供足够的强度来处理任何超过预期机翼载荷的部分。另一部分114可以位于机翼内侧部分，这里希望机翼轮廓较大。加强件112可以为“I”形截面加强件、“T”形截面加强件或类似结构部件。加强件可是复合材料或其他轻质高强度材料。
机翼面板结构100还可以包括支撑肋116。支撑肋116可以形成或敷设在外层102材料或NDI层108上。支撑肋116可以设置在加强件112和包括芯部结构104和内层110的组件118之间。支撑肋116可以是复合材料或其他轻质高强度材料。在本发明的实施方式中，内层110可以在肋116下面延伸，并且重叠加强件112底部法兰122的一部分120。肋116可以接合或连接到内层110，并且内层110可以在固结或处理过程中与底部法兰122的部分120接合或整体形成。
图4是根据本发明的实施方式制作机翼面板结构的方法400的示例流程图。方法400可以用来制作图1所示的机翼面板结构100。在方块402中，多个层片材料可以形成或敷设在工具表面或类似物上。如前所述，可以敷设或形成层片材料来主要支撑或承载机翼载荷的大部分。多个层片才可以借助自动化机器敷设。多个层片可以是借助自动化带材铺设机器等铺设的韧化单向环氧带材层片或类似带材层片。
在方块404中，外层片材料可以固结并处理到高强度规格。如前所述，更高的强度规格涉及在约300到约400华氏度的温度区间和约80到约100psi的压力区间内固结。在本发明的另一种实施方式中，机翼面板结构基本上完全组装，然后可以在一个步骤中固结和处理，如下所述。
在方块406中，可以形成或敷设玻璃纤维、钛、铝、铜或其他NDI反射材料层，类似于前述。
在方块408中，可以在外层或外层层片上形成或敷设芯部结构或组件。如前所述，芯部结构可以是蜂巢类型的结构或组件，或者其他轻质高强度结构。
在方块410中，可以形成或敷设多个内层片材料。内层片材料可以是选定数量的织物层片。如前所述，内层片或层可以具有明显小于外层或层片的厚度。芯部结构或层片可以限定机翼面板组件的外侧机翼部分，类似于图1中的区段或部分106。
在方块412中，可以形成或敷设翼梁或内侧翼梁或加强件。翼梁或加强件可以为“I”形截面或“T”形截面加强件或翼梁，类似于图1所示的加强件或翼梁112或者其他支撑结构。
在方块414中，可以固结并处理机翼面板的最终组件。在外层片之后增加芯部结构和内织物层片允许最终组件处理到较低的制造规格，这样允许内织物较之外层片更便宜并且限制内层片的数量。
在另一种实施方式中，机翼面板结构可以基本上完全组装，然后在一个步骤中固结或处理。在该实施方式中，最终组件可以固结或处理到更高的强度规格。
图5是包括根据本发明实施方式的机翼面板结构502的飞行器500的示例图。机翼面板结构502可以具有类似于图1所示机翼面板结构100的结构。机翼面板结构502可以形成飞行器500机翼504的一部分。机翼504可以从飞行器500的机身506延伸。机翼面板结构502并未遵循比例，而仅仅示出如何将机翼面板结构502用于形成机翼504。机翼可以包括多件这种面板。
附图中的方块图示出了***的架构、功能和可能实现的操作以及根据本发明各种实施方式的方法。在这方面，方块图中的每一个方块可以代表模块、部件、元件或区段。还应该在注意，在某些替代实施方式中，显示在方块中的功能可能脱离附图所示的顺序进行。例如，连续示出的两个方块实际上基本上同时进行，或者一些方块有时以相反的顺序进行，取决于所涉及的功能。还要注意，方块图中的每一个方块以及方块图中的方块组合，可以由执行指定的功能或操作的、基于硬件的专用***来实现，或者由专用硬件组合来实现。
文中所用术语目的仅在于说明特定实施方式，而并不限制本发明。如文中所用，单数形式“一(a)”、“一(an)”和“该(the)”应该也包括复数形式，除非文中明确指明相反。还要进一步理解，术语“包括”和/或“包含”，如果用在说明书中，则表示存在所述的特征、整数、步骤、操作、元件和/或部件，但是并不排除存在或增加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、部件和/或它们的集合。
虽然文中说明了具体的实施方式，但是本领域技术人员明白，考虑来实现相同目的的任何布置都可以替换所示的具体实施方式，并且本发明在其他场合具有其他用处。本申请旨在覆盖本发明的任何适配变化和变形。后面的权利要求书并不以任何方式将本发明的范围限缩于文中所述的具体实施方式。

Claims (29)

1.一种用于飞行器的机翼面板结构，包括：
所述面板结构的第一部分；
所述面板结构的第二部分；
具有预定厚度并且延伸通过所述面板结构的所述第一部分和第二部分的外层材料；
设置在外层材料上并且包含在所述面板结构的第一部分中的芯部结构；
设置在至少芯部结构上的内层材料，其中内层材料具有小于外层材料预定厚度的选定厚度；
形成在至少外层材料上并且包含在所述面板结构的第二部分中的加强件，其中所述加强件具有预定的结构形状，所述加强件包括在所述外层上形成的法兰和从所述法兰在所述外层的相对侧延伸的部分；和
形成在所述加强件和包括所述芯部结构和所述内层材料的组件之间的所述内层材料上的支撑肋，其中所述内层材料在所述支撑肋下延伸并覆盖所述加强件底部法兰的一部分。
2.如权利要求1所述的机翼面板结构，其特征在于，所述外层材料包括主要支撑机翼载荷的结构。
3.如权利要求1所述的机翼面板结构，其特征在于，所述外层材料包括多个层片材料。
4.如权利要求3所述的机翼面板结构，其特征在于，所述多个层片材料固结并处理到较之所述芯部结构和所述内层材料更高的强度规格，并且在所述芯部结构和所述内层材料设置在所述机翼面板结构之前固结和处理。
5.如权利要求3所述的机翼面板结构，其特征在于，所述多个层片材料包括多个单向环氧带材层片。
6.如权利要求5所述的机翼面板结构，其特征在于，所述多个单向环氧带材层片在设置所述芯部结构和所述内层材料之前固结和处理。
7.如权利要求3所述的机翼面板结构，其特征在于，所述层片材料在所述机翼面板的范围内连续。
8.如权利要求1所述的机翼面板结构，进一步包括形成在所述外层材料和所述芯部结构之间的无损检测NDI反射材料。
9.如权利要求1所述的机翼面板结构，其特征在于，所述芯部结构包括蜂巢类型的结构。
10.如权利要求1所述的机翼面板结构，其特征在于，所述外层、所述芯部结构和所述内层在固结之前组装。
11.如权利要求1所述的机翼面板结构，其特征在于，所述外层、所述芯部结构和所述内层固结并处理到更高的强度规格。
12.如权利要求11所述的机翼面板结构，其特征在于，所述更高的强度规格包括在约300到约400华氏度的温度区间和约80到约100psi的压力区间内固结。
13.如权利要求1所述的机翼面板结构，其特征在于，所述内层材料包括多个织物层片。
14.如权利要求13所述的机翼面板结构，其特征在于，所述加强件包括I形截面加强件和T形截面加强件组成的集合。
15.如权利要求13所述的机翼面板结构，其特征在于，所述加强件位于包括所述芯部结构和所述内层材料的组件的机翼内侧。
16.一种飞行器，包括：
机身；和
从机身延伸的机翼，所述机翼包括多个面板结构，每个面板结构包括：
所述面板结构的第一部分；
所述面板结构的第二部分；
具有预定厚度并且延伸通过所述面板结构的所述第一部分和所述第二部分的外层材料；
设置在外层材料的至少一部分上并且包含在所述面板结构的第一部分中的芯部结构；
设置在至少芯部结构上的内层材料，其中内层材料具有小于外层材料预定厚度的选定厚度；
形成在至少外层材料上并且包含在所述面板结构的第二部分中的加强件，其中所述加强件具有预定的结构形状，所述加强件包括在所述外层上形成的法兰和从所述法兰在所述外层的相对侧延伸的部分；和
形成在所述加强件和包括所述芯部结构和所述内层材料的组件之间的所述内层材料上的支撑肋，其中所述内层材料在所述支撑肋下延伸并覆盖所述加强件底部法兰的一部分。
17.如权利要求16所述的飞行器，其特征在于，每个机翼面板结构的外层材料包括主要支撑机翼载荷的结构。
18.如权利要求16所述的飞行器，其特征在于，每个机翼面板结构的外层材料包括多个层片材料，且所述多个层片材料固结并处理到较之所述芯部结构和所述内层材料更高的强度规格，并且在所述芯部结构和所述内层材料设置在所述机翼面板结构之前固结和处理。
19.如权利要求16所述的飞行器，进一步包括形成在每个机翼面板结构所述外层材料和所述芯部结构之间的无损检测NDI反射材料。
20.如权利要求16所述的飞行器，其特征在于，每个机翼面板结构的所述芯部结构包括蜂巢类型的结构。
21.一种制作机翼面板结构的方法，包括：
所述面板结构的第一部分；
所述面板结构的第二部分；
形成具有预定厚度并且延伸通过所述面板结构的所述第一部分和所述第二部分的外层材料；
将芯部结构设置在外层材料的至少一部分上以形成所述面板结构的第一部分；
形成内层材料，内层材料设置在至少芯部结构上，其中内层材料具有小于外层材料预定厚度的选定厚度；
在所述外层材料上设置加强件以形成所述面板结构的所述第二部分，其中所述加强件具有预定的结构形状，所述加强件包括在所述外层上形成的法兰和从所述法兰在所述外层的相对侧延伸的部分；和
在所述加强件和包括所述芯部和所述内层材料的组件之间的内层材料上设置加强肋，其中所述内层材料在所述支撑肋之下延伸并重叠所述加强件底部法兰的一部分。
22.如权利要求21所述的方法，其特征在于，形成所述外层材料包括形成主要支撑机翼载荷的结构。
23.如权利要求21所述的方法，其特征在于，形成所述外层材料包括：
敷设多个层片材料；
将所述多个层片材料固结并处理到较之所述芯部结构和所述内层材料更高的强度规格。
24.如权利要求23所述的方法，其特征在于，所述外层材料的所述多个层片材料在所述芯部结构和所述内层材料设置在所述机翼面板结构之前固结和处理。
25.如权利要求21所述的方法，进一步包括在所述外层材料和所述芯部结构之间形成NDI反射材料层。
26.如权利要求21所述的方法，其特征在于，设置所述芯部结构包括设置蜂巢类型的结构。
27.如权利要求21所述的方法，其特征在于，形成所述内层材料包括铺设多个织物层片。
28.如权利要求21所述的方法，进一步包括在形成所述内层材料之后固结所述机翼面板结构。
29.如权利要求28所述的方法，其特征在于，固结所述机翼面板结构包括应用约300到约400华氏度的温度区间和约80到约100psi的压力区间。
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