CN105314092A - 使用形状记忆合金的适应性复合结构体 - Google Patents

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Abstract

本公开提供了使用形状记忆合金的适应性复合结构体。一种集成热塑性和形状记忆合金材料以形成能够改变其形状的适应性复合结构体的***和处理。例如，适应性复合结构体可以被设计成用作多功能适应性机翼飞行控制表面。这样的适应性复合结构体的其他应用在可变区域中包括扇形喷嘴、小翼、整流片、升降舵、方向舵、或具有空气动力学表面的其他飞机部件，该空气动力学表面的形状优选是可控制的。材料***能够通过用热塑性材料和形状记忆合金材料两者的纤维束外层编织(交织)而集成，或能够加固(例如，使用感应加热)每种材料的单独层以制造不需要单独的致动的飞行控制表面。

Description

使用形状记忆合金的适应性复合结构体
技术领域
本公开主要涉及能够改变它们形状的适应性复合结构体，并且更具体地，涉及具有适应性复合结构体的控制表面(例如，飞行控制表面)。
背景技术
传统飞机通常包括用于控制飞机的摇晃、偏航和晃动且用于改变飞机的升力特性(liftcharacteristic)的各种可移动的空气动力学设备。例如，固定翼飞机可以包括安装至机翼的后缘用于控制飞机的晃动的副翼。机翼也可以包括安装至机翼前缘的襟翼或前缘缝翼，并且其在飞行的某些阶段期间可以从机翼向下被展开或偏转，从而以大迎角维持在机翼上方的气流。
襟翼也可以安装至机翼后缘以在飞机以相对慢的速度穿过大气移动时增大通过机翼生成的升力的量。后缘襟翼通常在起飞期间向下偏转以增加升力，并且然后在飞行巡航部分期间收起。襟翼可以在飞行的接近和着陆阶段期间再次向下偏转以降低飞机的着陆速度。
通常，飞行控制表面包括结构和***(例如，致动)部件，其是单独的并且未被以组件的程度被集成，这增加了飞机机翼后缘结构的重量和成本。期望不需要单独的致动的飞行控制表面。
发明内容
本文中公开的主题涉及集成热塑性材料和形状记忆合金(SMA)材料以形成能够改变其形状的适应性复合结构体的***和处理。例如，适应性复合结构体可以被设计成用作多功能适应性机翼飞行控制表面。总体来说，这样的设计在实现结构和飞行控制***规格方面是多功能的。其他应用包括在可变区域中将这样的适应性复合结构体结合扇形喷嘴、小翼、整流片、升降舵、方向舵、或具有空气动力学表面的任何其他飞机部件，该空气动力学表面的形状优选是可控制的。本文中公开的***和处理也可以被应用于其他运输工具(例如，用在汽车和赛车上的扰流器)以及风力叶片(windblade)上。所有这些应用使用控制表面，该控制表面能够从使用形状记忆合金的适应性复合结构体受益。可以通过用热塑性和SMA材料两者的纤维束外层编织(交织)可扩展心轴或将每种材料的单独的层(编织的或连续的)裹在可扩展的心轴的周围或者一个或多个外层编织层和一个或多个单独的材料层的任意组合，并且然后在感应加热加工组件中加固和形成围绕可扩展心轴的层以制成不要求单独制动的适应性复合结构体，来集成材料***。利用智能基座的感应加热可以在制备处理期间用于加固(consolidation)和温度控制。
当安装在飞机上时，适应性复合结构体具有外模线(outermoldline)，其随着适应性复合结构体响应于SMA材料(本文中也称为“SMA致动器”)的加热或冷却而变形来改变形状。能够以不同的方法加热SMA致动器。根据一个实施方式，通过将电能供给与SMA致动器相邻设置的加热表面层而加热SMA致动器。根据另一个实施方式，通过将电能直接供给SMA致动器而加热SMA致动器。根据又一实施方式，通过与SMA致动器相邻设置的智能基座而加热SMA致动器，由于通过由结合在适应性复合结构体中的感应线圈产生的交变磁场而在智能基座中感应的涡流，智能基座由此被加热。
以下详细地公开的主题的一个方面是一种预成型件，该预成型件包括与由形状记忆合金制成的带或导线交织的由热塑性材料制成的纤维束。
所公开的主题的另一个方面是一种***，该***包括心轴，具有外表面；以及预成型件，所述预成型件与所述外表面接触并且被心轴支撑，其中，预成型件包括热塑性材料和形状记忆合金。根据一个实施方式，预成型件包括与由形状记忆合金制成的带或导线交织的由热塑性材料制成的纤维束。根据另一个实施方式，预成型件包括第一层和第二层，所述第一层包括形状记忆合金，所述第二层包括没有形状记忆合金的热塑性材料，第一层被设置在心轴的外表面和第二层之间。在后面的实施方式的一个实例中，第一层的形状记忆合金处于连续的片或多条带或导线的形式。在相同实施方式的另一个实例中，第一层包括与由形状记忆合金制成的带或导线交织的由热塑性材料制成的纤维束。
以下详细公开的主题的又一方面是空气动力学设备，该空气动力学设备包括第一蒙皮和第二蒙皮，第一蒙皮和第二蒙皮的每一个包括形状记忆合金和热塑性材料。根据一个实施方式，第一蒙皮包括热塑性材料和嵌入在热塑性材料中的由形状记忆合金材料制成的带或导线。根据另一个实施方式，第一蒙皮是层压体，该层压体包括内层和外层，所述内层包含形状记忆合金，所述外层包含没有形状记忆合金的热塑性材料，内层被设置在外层的内部。在后者实施方式的一个实例中，内层包括热塑性材料和至少部分嵌入在内层的热塑性材料中的由形状记忆合金制成的带或导线。
在前述段落中描述的空气动力学设备进一步包括用于加热形状记忆合金的装置。第一蒙皮的至少一些形状记忆合金和第二蒙皮的至少一些形状记忆合金被训练(trained)为响应于被加热而以特定方式变形。根据一个实施方式，执行加热功能的结构包括热耦接至第一蒙皮的形状记忆合金的第一加热表面层和热耦接至第二蒙皮的形状记忆合金的第二加热表面层。根据另一个实施方式，第一蒙皮的形状记忆合金包括第一多条导线，并且第二蒙皮的形状记忆合金包括第二多条导线；并且执行加热功能的结构包括电连接至第一多条导线的相应端部的第一导体和电连接至第二多条导线的相应端部的第二导体。根据又一实施方式，执行加热功能的结构包括感应线圈和热耦接至第一蒙皮的形状记忆合金的智能基座，其中，所述智能基座相对于感应线圈设置，使得当激活感应线圈生成交变磁场时，在智能基座中感应涡流。
又一方面是一种用于制造复合结构体的方法，所述方法包括：用热塑性材料的纤维束和由形状记忆合金制成的带或导线外层编织可热扩展的心轴；将外层编织的心轴置于第一基座和第二基座之间，该第一基座和第二基座设置在感应加热工作单元的第一加工片和第二加工片之间；给感应加热工作单元的一个或多个感应线圈通电以产生交变磁场，该交变磁场引起第一基座和第二基座产生热量，该热量由此熔化热塑性材料、软化形状记忆合金、并且扩展心轴；在热塑性材料已经被加固至期望的程度并且已经形成复合结构体之后，使感应加热工作单元的感应线圈断电；从感应加热工作单元去除心轴和复合结构体；以及从复合结构体分离心轴。此方法可以进一步包括对结合在复合结构体中的至少一些形状记忆合金进行训练。优选地，心轴由可溶性材料制成，并且从复合结构体分离心轴包括溶解心轴的可溶性材料。
本文中公开的主题的又一方面是一种用于制备复合结构体的方法，该方法包括：使预成型件围绕可热扩展的心轴的外表面并且接触可热扩展的心轴的外表面地放置，其中，预成型件包括热塑性材料和形状记忆合金；将心轴和预成型件放置在第一基座和第二基座之间，该第一基座和第二基座被设置在感应加热工作单元的第一加工片和第二加工片之间；使感应加热工作单元的一个或多个感应线圈通电以产生交变磁场，该交变磁场引起第一基座和第二基座产生热量，该热量由此熔化热塑性材料、软化形状记忆合金、并且扩展心轴；在热塑性材料已经被加固至期望的程度并且已经形成复合结构体之后，使感应加热工作单元的感应线圈断电；从感应加热工作单元去除心轴和复合结构体；以及从复合结构体分离心轴。根据一些实施方式，预成型件包括与由形状记忆合金制成的带或导线交织的由热塑性材料制成的纤维束。根据其他实施方式，预成型件包括第一层和第二层，所述第一层包含形状记忆合金，所述第二层包含没有形状记忆合金的热塑性材料，第一层被设置在心轴的外表面和第二层之间。
以下公开了集成了热塑性材料和SMA材料的适应性复合结构体的其他方面。
附图说明
图1是示出了根据一个实施方式的用于集成热塑性材料和形状记忆合金材料以形成结合在飞机或其他***中的适应性复合结构体的处理步骤的流程图。
图2是示出了根据在图1中描述的实施方式的用于围绕心轴外层编织纤维束材料的编织装置一些部件的顶视图的示图。
图3是示出了具有三维外层编织的外层编织的心轴的放大顶视图的示图，该三维外层编织可以使用在图2中部分描述的类型的编织装置生产。
图4是示出了用于加固并且形成由热塑性材料和形状记忆合金材料制成的预成型件的计算机控制的***的部件的框图。
图5A是表示用于加固并且形成置于可扩展的心轴上的由外层编织的热塑性材料和形状记忆合金材料制成的预成型件的感应加热匹配的加工组件的截面图的示图。
图5B是表示用于加固并且形成置于可扩展的心轴上的预成型件的感应加热匹配的加工组件的截面图的示图，该预成型件包括热塑性材料的外层和形状记忆合金材料的内层。
图6A是表示根据一个实施方式的结合SMA致动器的机翼后缘飞行控制表面的等距视图的示图。
图6B是表示在图6A中示意性地描述的机翼后缘飞行控制表面的截面图的示图，该截面通过在图6A中表示的平面6A-6A截取。
图7A是表示根据另一个实施方式的结合SMA致动器的机翼后缘飞行控制表面的等距视图的示图。
图7B是表示在图7A中示意性地描述的机翼后缘飞行控制表面的截面图的示图，该截面通过在图7A中表示的平面7A-7A截取。
图8是示出了用于致动使用形状记忆合金材料的飞机的控制表面的***的部件的框图。
图9是示出了根据又一实施方式的适应性复合结构体的部件的框图，在该适应性复合结构体中，SMA致动器通过感应加热的智能基座加热。
图10是飞机制造和保养方法的流程图。
图11是示出了飞机***的框图。
将会在下文中参考附图，其中，在不同附图中相似的元件具有相同的标号。
具体实施方式
以下具体内容描述了用于加固并且成型/形成预成型件的方法和装置，该预成型件包括热塑性材料和形状记忆合金材料并且包裹在可溶性可扩展的心轴周围。这些材料可以采用许多不同的形式。以下公开的方法适用于制备适应性复合结构体，诸如飞机的适应性空气动力学表面。
图1是示出了根据一个实施方式的用于集成热塑性(TP)材料和形状记忆合金(SMA)材料以形成结合在飞机或其他***中的适应性复合结构体的处理步骤的流程图。该方法包括：利用热塑性(TP)材料的纤维束(例如，包括通过TP纤维增强的TP树脂的纤维束)和形状记忆合金(SMA)材料的带或导线外层编织可热扩展的心轴(步骤12)，以形成预成型件；将心轴和外层编织的预成型件放置在一对智能基座之间(步骤14)，所述智能基座设置在感应加热工作单元的第一加工片(toolingdie)和第二加工片之间；通过使感应加热工作单元的一个或多个感应线圈通电以产生交变磁场而加固预成型件(步骤16)，所述交变磁场引起第一基座和第二基座产生热量，该热量由此熔化热塑性材料、软化形状记忆合金、并且扩展心轴，从而将压力施加在预成型件上；在热塑性材料已经被加固至期望的程度并且形成复合结构体之后，使感应加热工作单元的感应线圈断电；从感应加热工作单元去除心轴和复合结构体(步骤18)；从复合结构体分离心轴(步骤20)；对形状记忆合金进行训练(train)，使得其能够响应于加热促使复合结构体的形状变化(步骤22)；以及将所训练的复合结构体作为部件集成在更大的***中(步骤24)。优选地，心轴由可溶性材料制成，并且从复合结构体分离心轴包括使心轴的可溶性材料溶解。
根据在图1中描述的方法，能够围绕可扩展的心轴设置一层或多层的外层编织的(交织的)TP和SMA材料。这通常利用编织装置进行，所述编织装置包括TP纤维束和SMA材料从其展开的多个线轴，如以下将参考图2和图3更详细地描述的。根据可替换实施方式，在织布机上编织的一层或多层TP和SMA材料层可以被置于可扩展的心轴周围。
根据另一可替换实施方式，一层或多层TP材料和一层或多层SMA材料(每一层都被编织或是连续的)能够以TP材料制成的相对外层包围SMA材料制成的相对内层的方式分开地包裹在可扩展的心轴周围。例如，包围可扩展的心轴的预成型件可以包括夹置在TP材料的两个编织或连续层之间的SMA材料的编织或连续层。
根据其他实施方式，可以将一个或多个外层编织或编织的TP/SMA层和编织或连续的TP材料的一个或多个单独层的任意组合结合以围绕可扩展的心轴的外表面形成预成型件。
无论用于形成预成型件的TP材料和SMA材料的具体组合和配置如何，预成型件的TP材料在感应加热加工组件中被加固并形成以制造复合结构体。适用于空气动力学的一种TP材料包聚醚酮酮(PEKK)树脂和聚酯纤维。对于飞行控制应用，优选地，SMA材料不暴露在适应性复合结构体的外表面上，而是在加固和形成期间由TP材料覆盖或嵌入在TP材料中。
在复合结构体已经形成并且从感应加热加工组件被去除之后，复合结构体中的SMA材料可以被训练为使复合结构体在SMA材料以特定的温度范围被加热或冷却时能够改变其形状。在这样的加热或冷却期间，SMA材料可以被训练为产生期望的记忆效果。更具体地，复合结构体中的SMA材料可以被训练为在加热期间弯曲(变形)(可选地，至不同程度)并且然后在冷却期间返回至未变形状态。应当理解，必须根据期望的复合结构体的约束运动来训练SMA材料。基于不同的“训练者”(用于训练形状记忆合金以维持其记忆形状的机械机构)的设计能够将SMA材料训练用于不同的运动程度。
两种主要类型的形状记忆合金是铜铝镍合金和镍钛(镍钛诺)合金，但是形状记忆合金也可将锌、铜、金以及铁进行合金而制成。在各种实施方式中，虽然也能够使用铜、锌、铝、镍、钛、钯和/或其他材料的各种其他形状记忆合金，但是SMA材料也可以是镍钛诺。形状记忆合金的转变温度对合金组合物是高度敏感的，并且可以通过轻微改变成分比率来进行选择。SMA材料的选择可基于诸如操作温度范围、期望的转变温度、期望的转变时间或者其组合等各种设计因素来进行。
形状记忆合金表现出在构造热致动设备中是有用的热机械性能。通常，形状记忆合金是在转变温度的相对侧具有明显不同的相的金属合金。形状记忆合金在其处于转变温度以下时达到第一物理状态，并且在其处于转变温度以上时达到第二物理状态。一些SMA材料可被训练成具有用于冷却器第一状态的第一形状和用于取暖器第二状态的第二形状。双向训练形状记忆合金在被加热至转变温度以上时可被强制地呈现为第二形状，并且然后，如果没有其他限制，在被冷却至转变温度以下时逐渐返回至第一形状。
图2是描述了根据在图1中描述的实施方式的编织装置102的一些部件的顶视图，该编织装置102用于围绕心轴98外层编织TP纤维束材料106和SMA材料的带或导线108。在该描述中，在心轴98的外表面100上外层编织TP纤维束材料106和SMA材料的带或导线108的过程中示出了心轴98。优选地，TP纤维束材料106处于由连续的微缝带热塑性材料组成的形式。在图2中描述的实施例中，心轴98具有圆形截面的实心杆的形式。然而，应当理解的是，仅为示出的目的示出了这个圆形形状，并且心轴98的截面形状将取决于形成在心轴上的复合结构体的期望的截面形状。例如，心轴98可以是翼形主体。
如在图2的左手侧所见，通过编织装置102交织TP纤维束材料106和SMA材料的带或导线108以在心轴98的外表面100上形成外层编织的材料的预成型件96。优选地，在环境温度下实施心轴98的外层编织。本领域中已知的编织装置或编织机器可以用于外层编织心轴。优选地，已知的编织装置或编织机器能够适应纤维束厚度、规格、沿着长度的偏置角度、截面形状、沿着长度的截面角路径和纤维束的数量的变化。在美国专利第5,337,647号中公开了合适的三维编织装置，通过引用将其全部内容结合于此。在外层编织处理期间，TP纤维束材料106和SMA材料的带或导线108从编织装置102的相应线轴104展开，同时心轴98沿着编织装置的轴逐渐增加地移动。当心轴沿此轴向方向移动时，外层编织96位于心轴98的外表面100上。优选的外层编织方法是使可扩展的可溶性心轴穿过编织轮。在美国专利第6,769,840号的图17中示出了典型的编织轮。
在图2描述的实施例中，心轴98是具有轴的实心圆形杆。然而，心轴可以具有其他外形，诸如机翼形状。在编织操作期间，心轴98沿着其自身的轴逐渐增加地移动，心轴自身的轴与编织装置的轴平行设置。在心轴具有机翼形状的情况下，机翼形状的顺翼展方向轴将与编织装置的轴对齐。
图3是示出了具有三维外层编织96的外层编织的心轴98的一个实例的放大顶视图的示图，该三维外层编织96可以使用在图2中部分描述的类型的编织装置生产。在这个实施例中，外层编织96包括交错的对角TP材料的纤维束106、对角SMA材料的带或导线108、以及轴向TP材料的纤维束110。虽然在图3中描述了具有间距的纤维束，但是应当理解的是，作为形成外层编织的预成型件的处理的一部分，交织的纤维束沿着心轴将是周期性压紧的以基本上去除这样的间距。
本文中公开的制备复合结构体的方法涉及将预成型件和可热扩展的心轴放置到感应加热匹配的加工组件，该感应加热匹配的加工组件具有一对彼此相对的智能基座工具面。预成型件和可热扩展的心轴放置在智能基座之间。选择合适的基座化学(susceptorchemistry)以在预成型件加热期间在加工表面上提供期望的初始校平温度(initiallevelingtemperature)。智能基座创建薄片金属壳，该薄片金属壳形成感应加热匹配的加工的面。响应于通过智能基座的加热，心轴扩展并且热塑性材料熔化。
图4示出了根据一些实施方式的用于执行加固/塑型处理的计算机化***的部件。该***包括下部片框架(在附图中未示出)；下部加工片(lowertoolingdie)38，通过下部片框架支撑并且具有第一周线片表面(在图4中未示出，但是参见图5A和图5B)；上部片框架(未示出)；以及上部加工片(uppertoolingdie)36，通过上部片框架支撑并且具有第二周线片表面(在图4中未示出，但是参见图5A和图5B)。心轴和预成型件(在图4中未示出)将放置在下部加工片36和上部加工片38的周线片表面(contoureddiesurface)之间。周线片表面可以定义复杂形状，诸如机翼。片框架用作机械限制以将下部加工片36和上部加工片38保持在一起，并且维持片的空间准确度。片框架可以耦接至液压致动器46，该液压致动器46使片朝向彼此移动和使片远离彼此移动。此外，一个或多个感应线圈(在图4中未示出)延伸通过上部加工片36和下部加工片38的每一个以形成感应加热器，该感应加热器用于将预成型件温度至少提高至其加固温度。热控制***(未示出)可连接至感应线圈。
依然参考图4，该装置进一步包括由导热导电材料制成的上部基座40和下部基座42。定位基座和感应线圈，使得基座能够通过电磁感应加热。下部基座42通常可以与下部加工片38的周线片表面一致，并且上部基座40通常可以与上部加工片36的周线片表面一致。心轴和预成型件(在图4中未示出)放置在上部基座40和下部基座42之间。
在一些情况下，优选的是，加固预成型件的温度不应当超过一定温度。为此，上部基座40和下部基座42优选地是所谓的“智能基座”。智能基座由有效生成热量直至达到阈值(即，居里点)温度的一种材料或多种材料构成。当智能基座的多个部分到达居里温度时，那些部分的磁导率在居里温度下降低为一致(即，基座变成为顺磁性的)。在磁导率方面的这种降低具有两种影响：其限制那些部分在居里温度处生成热量，并且其将磁通量转移至温度更低的部分，使得那些在居里温度以下的部分更迅速地加热直至居里温度。因此，与通过明智地选择用于基座的材料可以不考虑馈送至感应线圈的输入功率，而实现在形成处理期间所加热的预成型件的热均匀性。根据一个实施方式，每个基座是一层或一片磁透性材料(magneticallypermeablematerial)。用于构造基座的优选磁透性材料包括铁磁材料，当加热至比居里温度高的温度时，该铁磁材料在磁导率方面降低近似10倍。在临界温度处在渗透性方面的这种大幅度下降有助于基座的温度控制，并且因此，制造该部分的温度控制。铁磁材料包括铁、钴、镍、钆和镝以及其合金。
根据一个实施方式中，基座由包括铁、镍、铬和/或钴的组合的铁磁材料形成，使得特定的材料组分被选择为产生响应于通过感应加热线圈生成的电磁能基座被加热至的设定温度点。在此方面，基座可被构造为使得基座的居里点(Curiepoint)限定基座被感应加热至的设定温度点，在该基座的居里点处，存在材料的铁磁相与顺磁相之间的转变。
在图4中示出的加固/塑型装置可以进一步包括冷却***(未示出)，所述冷却***包括在上部加工片36和下部加工片38中分布的相应组的冷却导管。每组的冷却导管经由相应的歧管(manifold)耦接至冷却介质的源，该源可以是液体、气体或气体/液体混合物，诸如薄雾或浮质。在加固并且形成预成型件之后，能够激活冷却***从而使智能基座后侧淬火。
在加固和塑型处理的典型实施中，心轴和预成型件首先放置在堆叠的加工装置的上部加工片和下部加工片之间。然后，加工片通过液压致动器46朝向彼此移动直至它们到达它们相应的加工闭合位置。在加固处理期间，振荡电能通过电源48供应给感应线圈。所供给的电能产生振荡磁通量，该振荡磁通量将上部基座40和下部基座42迅速地加热至它们的校平温度(levelingtemperature)，该校平温度由此加热预成型件。在这个处理期间，心轴将扩展，并且预成型件将通过基座40和基座42的相对的周线(或平面的)表面塑型。
在加固和冷却之后，液压致动器46使上部加工片36和下部加工片38分开，以允许从模具中去除所加固并且形成的复合结构体。液压致动器46和电源48(以及冷却剂供给，其在图4中未示出)在控制器44的控制下操作。控制器44可以是包括处理单元(例如，中央处理单元)的计算机或处理器和用于存储由处理单元可读的程序的一些形式的存储器(即，计算机可读介质)。
计算机程序可以包括用于控制电源和液压致动器的操作的可设置的处理参数。例如，控制器44可以被编程为如下控制电源48和液压致动器46：(a)控制电源48以施加具有穿过智能基座的表面的磁通量的改变的低强度磁场直至智能基座被加热至校平温度；(b)控制液压致动器46以在智能基座温度达到校平温度的时间之后的时间段期间将等于加固压力的压缩力施加于预成型件。
上部加工片36和下部加工片38可以由陶瓷制成，并且利用穿过每个片以网格形式纵向和横向延伸的多个玻璃纤维杆棒加固。所述片应当不易受感应加热的影响，使得加热定位在通过基座形成的蒸器中而不是也如压力那样分布。具有低热膨胀系数、良好的耐热震性和相对高压缩强度的陶瓷是优选的，诸如可铸的熔融的二氧化硅陶瓷。感应线圈的多个部分嵌入片中。在典型的感应加热工作单元(inductionheatingworkcell)中，上部加工片和下部加工片中的相应空腔保持相应的加工***件36和加工***件38。
图5A是表示用于加固和形成置于可扩展的心轴26上的由外层编织的TP材料和SMA材料制成的预成型件28的感应加热匹配的加工组件的截面图的示图。感应加热匹配的加工组件包括上部加工片36和下部加工片38。在图5A中未示出上部智能基座和下部智能基座。心轴26具有外表面，该外表面被设计为形成翼形主体(诸如后缘飞行控制设备)的内模线(innermoldline)。智能基座的对立表面(confrontingsurface)被设计成能形成翼形主体的外模线，该智能基座的对立表面通常可以跟随(follow)上部加工片36和下部加工片38的邻接内表面的周线。心轴26由当被加热时扩展的可溶性材料形成。在预成型件28的加热期间，心轴26将扩展以增加通过匹配的加工组件施加在预成型件上的压力。可溶性可扩展的心轴能够被制成为所需的形状。所选择的材料可以被注入成型，或可以根据需要浇铸。感应加热加工也将根据需要被设计成能适应机翼部形状外模线。
图5B是表示用于加固和形成预成型件的包括上部加工片36和下部加工片38(未示出智能基座)的感应加热匹配的加工组件的截面图的示图，该预成型件包括由位于可扩展的心轴26上并且围绕可扩展的心轴26的全部或部分SMA材料组成的内层54、以及由位于内层54上并且围绕内层54的TP材料(没有SMA材料)组成的外层56。可选地，由TP材料制成的第三(即，最内部的)预成型件层可以设置在内层54和心轴26之间。内层54和外层56可以是连续的片材料或交织的纤维束。根据一个实施方式，内层54可以包括由TP材料制成的纤维束和SMA材料制成的带或导线的外层编织，而外层56包括由TP材料制成的连续的片材料或交织的纤维束。
上部加工片36和下部加工片38可以由陶瓷制成，并且利用穿过每个片以网格形式在纵向和横向上延伸的多个纤维玻璃棒增强。芯片应当不易受感应加热的影响，从而使得加热定位在通过基座形成的蒸器中而不是也如压力那样分布。具有低热膨胀系数、良好的耐热震性和相对高压缩强度的陶瓷是优选的，诸如可铸的熔融的二氧化硅陶瓷。感应线圈的多个部分(在图5A和图5B中未示出)嵌入片。在典型的感应加热工作单元中，上部加工片和下部加工片中的相应空腔保持相应的加工***件(在图5A和图5B中也未示出)。在一些应用中的上部加工***件具有周线形成表面，该周线形成表面具有与所完成的复合结构体的外模线表面的期望形状对应的形状。下部加工***件确定内模线。加工***件也应该不易受到感应加热的影响，优选地由可铸陶瓷形成。一对基座(在图5A和图5B中未示出)位于加工***件46和加工***件48之间，形成包围预成型件和心轴的蒸器(retort)。通过使感应线圈通电将蒸器加热至形成温度或加固温度。关于使用智能基座的感应加热工作单元的操作的更多细节能够在美国专利第5,728,309号中找到，通过引用将其全部内容结合于此。
根据特定的加热曲线(heatingprofile)加热具有安装的预成型件和心轴的蒸器，从而加固热塑性材料并且形成机翼形复合结构体。例如，在加固温度可以处于700°F至710°F的情况下，本文中使用的TP材料的熔点处于约575°F至650°F的范围，而SMA材料的熔点处于约1000至1200°F的范围。虽然已经公开了感应加热匹配的加工组件，但是能够利用其他合适的加热装置(例如，对流烤箱)。能够使用机翼形心轴26的可扩展的材料内部施加压力。以旨在引起加固TP材料并且使SMA材料变形的方式施加热量和压力。
如参考在图1中示出的方法之前讨论的，在加固和形成复合结构体之后，根据特定的冷却曲线冷却匹配的加工组件。在冷却之后，从匹配的加工组件去除心轴和复合结构体，并且然后将心轴与复合结构体分开。根据一些实施方式，在通过在水或水类溶液中溶解可溶性材料能够从复合结构体去除心轴的情况下，心轴由可溶于水的材料制成。适用于可溶性可扩展的心轴的材料组合物在美国专利申请出版第2014/0102578号中被公开，通过引用将其全部内容结合于此。例如，心轴可以包括石墨和陶瓷。
以上详细描述的制造处理的结果是包括形状记忆合金的复合结构体，该形状记忆合金通够被训练以制动复合结构体的形状的改变，该形状的改变将与飞行控制表面的操作一致。适当训练的复合结构体能够沿着机翼后缘安装在飞机上。通过SMA材料的形状的改变(即，变形)而不是通过共同运转的机械零件的移动来实现致动原理。根据本文中公开的实施方式，可变形致动器包括形状记忆合金，该形状记忆合金被训练成在加热时以特定方式改变形状。在最终复合结构体中的嵌入的SMA材料的活动部分(activeportion)的位置和定向将取决于特定的应用，但是在飞行控制应用中，SMA材料的活动部分应当能够产生在飞行控制表面的上蒙皮和下蒙皮的周线中产生弦向变化。
双向训练通常经受热机械循环，在该热机械循环中，SMA对象在相应的低温和高温下被迫变为期望的马氏体形状和奥氏体形状。
本文中公开的复合结构体可以利用一对相互对抗的单向SMA致动器。在这些实施方式中，SMA材料被加热以从其马氏体形状(即，当其晶体状态是马氏体时的形状)转换至其奥氏体形状(即，当其晶体状态是奥氏体时的形状)，从而生成用于改变复合结构体形状的致动力。当充分加热时，每个单向SMA致动器从其马氏体形状改变至其奥氏体形状，当其加热元件断电时停止改变形状，并且当其他单向SMA致动器从其马氏体形状改变至其奥氏体形状时(虽然未加热的致动器提供与通过加热的致动器产生的致动力相对的阻力)，其恢复其原始形状。
根据可替换实施方式，可使用双向SMA致动器来代替成对的单向致动器。为了能够实现双向可逆致动，各个SMA致动器的活动部分可由双向形状记忆合金制成，该双向形状记忆合金适于当双向形状记忆合金在第一温度与第二温度之间热循环以将在双向形状记忆合金从第一状态切换至第二状态时，双向形状记忆合金在第一训练形状与第二训练形状之间进行转变，而不需外部施加负载。
图6A是表示根据一个实施方式的机翼后缘飞行控制表面28的等距视图的示图，该机翼后缘飞行控制表面28结合了嵌入在TP材料中的SMA材料。图6B是表示在图6A中示意性地描述的机翼后缘飞行控制表面的截面图的示图，该截面通过在图6A中表示的平面6A-6A截取。嵌入飞行控制表面的上蒙皮28a和下蒙皮28b(参见图6B)的SMA材料(在图6A和图6B中未示出)的活动(即，训练的)部分被热耦接至相应的加热表面层(heatingblanket)32和加热表面层34，该加热表面层32和加热表面层34分别粘附至上蒙皮28a和下蒙皮28b的内表面。加热表面层32和加热表面层34被定位为加热SMA材料的相应活动部分(activeportion)。加热表面层32和加热表面层34通过相应的导体6和导体8接收来自电源30的电能。优选地，飞行控制表面28的前部由不易受热感应形变影响的材料制成。例如，前部可由还没有被训练成在前述转变温度处改变形状的形状记忆合金制成。
当供给电能时，加热表面层32和加热表面层34加热SMA材料的活动部分，该活动部分已经被训练为在加热期间从相应的第一形状变形为相应的第二形状。加热表面层32和加热表面层34相比于一些之前使用的致动器重量是轻的。加热训练的SMA材料的所得的变形改变飞行控制表面的配置。
根据一个实施方式，加热表面层32和加热表面层34可以包括附接至上蒙皮28a和下蒙皮28b的相应内表面的箔加热器。每个箔加热器均包括已被蚀刻为形成蜿蜒状图案的导电箔。在制造过程中，箔被安装到衬背(backing)并且然后被蚀刻成期望的图案。然后，蚀刻的箔然后被向上放置在电介质基脂(例如，硅树脂)中，连接(例如，导电箔接头或者配线)被引出基脂，并且然后对基脂进行加固(如需要则去除衬背)。每个箔加热器被耦接至SMA材料的相应活动部分，并且包括蜿蜒状的导体，该蜿蜒状导体通过一对导体6和导体8连接至电源30。当电流流过箔加热器的蜿蜒状导体时，SMA材料的活动部分将响应于充分的加热而改变状态。
在一个示例性实施方式中，双向形状记忆合金的第一状态是奥氏体状态，并且第二状态是马氏体状态。当被热激活或者加热时，双向形状记忆合金在其奥氏体开始温度(在从马氏体转变至奥氏体时开始加热的温度)下开始进入奥氏体状态。在马氏体至奥氏体转变过程中，双向SMA致动器朝向第一训练的形状或者奥氏体形状变形。通过继续加热，双向形状记忆合金最终在其奥氏体结束温度(在从马氏体转变至奥氏体时结束加热的温度)下完成马氏体至奥氏体转变。应当理解的是，奥氏体开始温度和奥氏体结束温度以及马氏体至奥氏体转变的速率可根据具体的应用及其热环境、使用的形状记忆合金材料的组分、和/或施加到双向SMA致动器的热能量的量和速率而改变。
当冷却时，双向形状记忆合金在其马氏体开始温度(从奥氏体转变至马氏体时开始冷却的温度)下开始进入马氏体状态。在该奥氏体至马氏体转变过程中，双向SMA致动器朝向第二训练的形状或者马氏体形状变形。通过继续冷却，双向形状记忆合金最后在其马氏体结束温度(从奥氏体转变至马氏体时结束冷却的温度)时完成奥氏体至马氏体转变。应当理解的是，马氏体起始温度和结束温度以及奥氏体至马氏体转变的速率可根据具体的应用及其热环境、使用的特定SMA材料的组分、和/或自双向SMA致动器冷却或热量传输的量和速率而改变。
冷却双向形状记忆合金可包括被动冷却(passivecooling)、主动冷却(activecooling)、其组合等。在一个实施方式中，一旦切断对加热设备的电力供给，则双向形状记忆合金通过与其周围环境(例如，结构、周围大气等)进行热交换而被动地冷却。可替换地或者另外地，例如，如果转变至马氏体状态和马氏体形状的更高速率是所期望的，则可主动冷却双向形状记忆合金进行。例如，可通过在双向SMA致动器上方循环冷却剂来主动冷却双向形状记忆合金。
又例如，通过将电能供给具有一侧热耦接至形状记忆合金的热电设备，主动地冷却双向形状记忆合金。热电设备具有热量从热电设备的一侧流向另一侧的特性。因此，如果形状记忆合金热耦接到热电设备的冷却端，则可冷却形状记忆合金。先进的热电设备在美国专利第6,100,463号中被公开，通过引用将其全部内容结合于本文中。
图7A是表示根据另一个实施方式的SMA致动的机翼后缘飞行控制表面的等距视图的示图。图7B是表示在图7A中示意性地描述的机翼后缘飞行控制表面的截面图的示图，该截面通过在图7A中表示的平面7A-7A截取。在这个实施方式中，在嵌入热塑性材料的SMA导线(在图7A中未示出)中感应电流，该电流产生SMA导线的电阻加热。如在图7B所见，SMA导线的端部52分别从上蒙皮28a和下蒙皮28b突出。在上蒙皮28a中的SMA导线的端部52电连接至横向导体50a，该横向导体50a由此通过导体6电连接至电源30。类似地，在下蒙皮28b中的SMA导线的端部52电连接至横向导体50b，该横向导体50b由此通过导体8电连接至电源30。当电源导通时，加热SMA导线；当电源断开时，能够通过周围的空气冷却SMA导线。
图8示出了用于使用形状记忆合金材料致动飞机的飞行控制表面的***的部件的框图。可响应于飞行条件而自动控制SMA致动器的状态。飞行控制表面的形状将取决于通过相关的电加热器66提供给SMA致动器68的热量。这通过控制单元62控制，该控制单元62控制设置在电加热器66和电源30之间的开关64的状态。控制单元62可以包括计算机***，其被编程为将电源的脉冲提供给电加热器66以维持SMA致动器68处于特定配置。控制单元62被编程以将特定数目的脉冲发送给每个加热器66(到每个加热器的脉冲数目不必相同)，以使得每个致动器68变形为与目标配置对应的相应形状。控制单元62可以接收来自传感器(未示出)的表示实际(即，当前)飞行控制表面位置的位置反馈信号。响应于这些位置反馈信号，控制单元62将提供更多或更少的电流脉冲以保持每个加热器处于特定的温度，并且随后保持每个飞行控制表面处于目标位置。
图9示出了根据又一实施方式的适应性复合结构体的部件的框图，在该适应性复合结构体中，SMA致动器68通过感应加热的智能基座82加热。SMA致动器68和智能基座82结合在可变形的部件84中。可变形的部件84进一步结合感应线圈80，该感应线圈80能够接收来自电源60的电流。响应于感应线圈80的通电，产生在智能基座82中感应涡流的交变磁场。这些涡流通过基座材料转变为热能。以它们将通过由智能基座82产生的热量加热的方式设置SMA致动器。在飞行期间，智能基座82(采用导线形式)将在250°F至400°F的范围内激活SMA材料。
以上公开的***和方法可以用于如图10所示的飞机制造和保养方法200，该飞机制造和保养方法200用于制备如图11所示类型的飞机202的部件。在预制造过程中，示例性方法200可包括：飞机202的规格和设计204以及材料采购206。在制造过程中，进行飞机202的部件和子组件制造208以及***集成210。之后，飞机202可进行认证和交付212，以投入使用214。在为客户提供服务期间，安排飞机202进行例行维护和保养216(其还可包括改造、重新配置、翻新等)。
方法200的每一个处理都可以由***集成者、第三方和/或运营商(例如用户)来执行或进行。出于描述的目的，***集成商可包括但不限于任意数目的飞机制造商和主***分包商；第三方可包括但不限于任意数目的零售商、分包商以及供应商；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等。
如图11所示，通过示例性方法200制造的飞机202可以包括具有多个***220和内舱222的机身(airframe)218(例如包括机体、框架、加强件、机翼翼盒等)。高级***220的实例包括以下一个或多个：推进***224、电气***226、液压***228、以及环境控制***230。任意数量的其他***可以包括在内。尽管示出了航空航天的实施例，但本公开的原理可适用于其他工业。
在生产和保养方法200的任意一个或多个阶段过程中可采用本文中所实施的装置和方法。例如，可以使用本文中描述的技术在生产处理208制造部件。另外，一个或多个装置实施方式、方法实施方式、或者其组合可以在生产阶段208和生产阶段210期间使用，例如通过大幅加快飞机202的组装或者降低飞机102的成本。
根据本公开的发明性主题的非排他的实例将在在下文中的列举段落中描述：
A1.一种预成型件，包括与由形状记忆合金制成的带或导线交织的由热塑性材料制成的纤维束。
A2.一种***，包括心轴，具有外表面；以及预成型件，接触所述外表面并且由所述心轴支撑，其中，所述预成型件包括热塑性材料和形状记忆合金。
A3.根据段落A2所述的***，其中，所述预成型件包括与由形状记忆合金制成的带或导线交织的由热塑性材料制成的纤维束。
A4.根据段落A2所述的***，其中，所述预成型件包括第一层和第二层，所述第一层包含形状记忆合金，所述第二层包含没有形状记忆合金的热塑性材料，所述第一层设置在所述心轴的外表面和所述第二层之间。
A5.根据段落A4所述的***，其中，所述第一层的形状记忆合金处于连续片或多条带或导线的形式。
A6.根据段落A4所述的***，其中，所述第一层包括与由形状记忆合金制成的带或导线交织的由热塑性材料制成的纤维束。
A7.一种空气动力学设备，包括第一蒙皮和第二蒙皮，所述第一蒙皮和第二蒙皮的每一个包括形状记忆合金和热塑性材料。
A8.根据段落A7所述的空气动力学设备，其中，所述第一蒙皮包括热塑性材料和嵌入在热塑性材料中的由形状记忆合金材料制成的带或导线。
A9.根据段落A7所述的空气动力学设备，其中，所述第一蒙皮是层压体，该层压体包括内层和外层，所述内层包含形状记忆合金，所述外层包含没有形状记忆合金的热塑性材料，所述内层设置在所述外层的内部。
A10.根据段落A9所述的空气动力学设备，其中，所述内层包括热塑性材料和至少部分嵌入所述内层的热塑性材料中的由形状记忆合金制成的带或导线。
A11.根据段落A7至段落A10所述的空气动力学设备，进一步包括第一加热表面层，热耦接至所述第一蒙皮的形状记忆合金；和第二加热表面层，热耦接至所述第二蒙皮的形状记忆合金。
A12.根据段落A7至段落A10所述的空气动力学设备，其中，所述第一蒙皮的形状记忆合金包括第一多条导线，并且所述第二蒙皮的形状记忆合金包括第二多条导线；所述空气动力学设备进一步包括电连接至第一多条导线的相应端部的第一导体和电连接至第二多条导线的相应端部的第二导体。
A13.根据段落A7至段落A10所述的空气动力学设备，进一步包括感应线圈和热耦接至第一蒙皮的形状记忆合金的智能基座，其中，所述智能基座相对于所述感应线圈设置，使得当激活所述感应线圈以生成交变磁场时，在所述智能基座中感应涡流。
A14.根据段落A7至段落A13所述的空气动力学设备，所述第一蒙皮的至少一些形状记忆合金和所述第二蒙皮的至少一些形状记忆合金被训练为响应于被加热而以特定方式变形。
A15.一种用于制备复合结构体的方法，该方法包括：
用热塑性材料的纤维束和形状记忆合金制成的带或导线外层编织可热扩展的心轴；
将外层编织的心轴置于第一基座和第二基座之间，所述第一基座和第二基座设置在感应加热工作单元的第一加工片和第二加工片之间；
使感应加热工作单元的一个或多个感应线圈通电以产生交变磁场，该交变磁场引起第一基座和第二基座产生热量，该热量由此熔化热塑性材料、软化形状记忆合金并且扩展心轴；
在热塑性材料已经被加固至期望的程度并且已经形成复合结构体之后，给使感应加热工作单元的感应线圈断电；
从感应加热工作单元去除心轴和复合结构体；以及
从复合结构体分离心轴。
A16.根据段落15所述的方法，进一步包括训练结合在复合结构体中的至少一些形状记忆合金。
A17.根据段落15所述的方法，其中，心轴由可溶性材料制成，并且从复合结构体分离心轴包括溶解心轴的可溶性材料。
A18.一种用于制备复合结构体的方法，该方法包括：
使预成型件围绕可热扩展的心轴的外表面并且接触可热扩展的心轴的外表面地方放置，其中，预成型件包括热塑性材料和形状记忆合金；
将心轴和预成型件置于第一基座和第二基座之间，所述第一基座和第二基座设置在感应加热工作单元的第一加工片和第二加工片之间；
使感应加热工作单元的一个或多个感应线圈通电以产生交变磁场，该交变磁场引起第一基座和第二基座产生热量，该热量由此熔化热塑性材料、软化形状记忆合金并且扩展心轴；
在热塑性材料已经被加固至期望的程度并且已经形成复合结构体之后，使感应加热工作单元的感应线圈断电；
从感应加热工作单元去除心轴和复合结构体；以及
从复合结构体分离心轴。
A19.根据段落A18所述的方法，其中，预成型件包括与由形状记忆合金制成的带或导线交织的由热塑性材料制成的纤维束。
A20.根据段落A18所述的方法，其中，预成型件包括第一层和第二层，所述第一层包含形状记忆合金，所述第二层包含没有形状记忆合金的热塑性材料，所述第一层设置在心轴的外表面和第二层之间。
虽然已经参考各种实施方式描述了用于制备利用SMA材料的适应性复合结构体的***和方法，但是本领域中的技术人员将理解，在不偏离本文中的教导的情况下可以做出各种改变并且其元件可以由等同物替换。此外，可以进行多种变形以使本文中公开的概念适应具体情况并且付诸实践。因此，本公开的主题旨在由权利要求覆盖而不限于所公开的实施方式。
此外，在下文中阐述的方法权利要求不应当解释为要求在其中所述的步骤以字母顺序(在权利要求中的任何字母顺序仅出于参考之前陈述的步骤的目的使用)或以陈述它们的顺序被执行。它们也不应当被解释为把同时或者交替执行的两个以上步骤的任何部分排除在外。
如在权利要求使用的，术语“内层”不限于最内部的层，相反也可以包括作为在最外层和最内部层之间的中间层。类似地，如在权利要求使用的，术语“外层”不限于最外层，而是也可以包括作为在最外层和最内部层之间的中间层。当结合使用时，“内层”是在“外层”内的层。

Claims (14)

1.一种预成型件，包括与由形状记忆合金制成的带或导线交织的由热塑性材料制成的纤维束。
2.一种空气动力学设备，包括第一蒙皮和第二蒙皮，所述第一蒙皮和所述第二蒙皮的每一个包括形状记忆合金和热塑性材料。
3.根据权利要求2所述的空气动力学设备，其中，所述第一蒙皮包括热塑性材料和嵌入在所述热塑性材料中的由形状记忆合金材料制成的带或导线。
4.根据权利要求2所述的空气动力学设备，其中，所述第一蒙皮是层压体，所述层压体包括内层和外层，所述内层包含形状记忆合金，所述外层包含没有形状记忆合金的热塑性材料，所述内层设置在所述外层的内部。
5.根据权利要求4所述的空气动力学设备，其中，所述内层包括热塑性材料和至少部分嵌入在所述内层的所述热塑性材料中的由形状记忆合金制成的带或导线。
6.根据权利要求2至5中任一项所述的空气动力学设备，进一步包括第一加热表面层，热耦接至所述第一蒙皮的所述形状记忆合金；以及第二加热表面层，热耦接至所述第二蒙皮的所述形状记忆合金。
7.根据权利要求2至5中任一项所述的空气动力学设备，其中，所述第一蒙皮的所述形状记忆合金包括第一多条导线，并且所述第二蒙皮的所述形状记忆合金包括第二多条导线；所述空气动力设备进一步包括电连接至所述第一多条导线的各个端部的第一导体和电连接至所述第二多条导线的各个端部的第二导体。
8.根据权利要求2至5中任一项所述的空气动力学设备，进一步包括感应线圈和热耦接至所述第一蒙皮的所述形状记忆合金的智能基座，其中，所述智能基座相对于所述感应线圈设置为使得当激活所述感应线圈而生成交变磁场时，将在所述智能基座中感应涡流。
9.根据权利要求2至8中任一项所述的空气动力学设备，所述第一蒙皮的至少一些所述形状记忆合金和所述第二蒙皮的至少一些所述形状记忆合金被训练为响应于被加热以特定方式变形。
10.一种用于制备复合结构体的方法，所述方法包括：
将预成型件围绕可热扩展的心轴的外表面且与所述可热扩展的心轴的外表面接触地放置，其中，所述预成型件包括热塑性材料和形状记忆合金；
将所述心轴和所述预成型件放置在第一基座和第二基座之间，所述第一基座和所述第二基座设置在感应加热工作单元的第一加工片和第二加工片之间；
使所述感应加热工作单元的一个或多个感应线圈通电以产生交变磁场，所述交变磁场引起所述第一基座和所述第二基座产生热量，所述热量由此熔化所述热塑性材料，软化所述形状记忆合金，并且扩展所述心轴；
在所述热塑性材料加固至期望的程度并且已经形成复合结构体之后，使所述感应加热工作单元的所述感应线圈断电；
从所述感应加热工作单元去除所述心轴和复合结构体；以及
从所述复合结构体分离所述心轴。
11.根据权利要求10所述的方法，其中，所述预成型件包括与由形状记忆合金制成的带或导线交织的由热塑性材料制成的纤维束。
12.根据权利要求10所述的方法，其中，所述预成型件包括第一层和第二层，所述第一层包含形状记忆合金，所述第二层包含没有形状记忆合金的热塑性材料，所述第一层被设置在所述心轴的外表面和所述第二层之间。
13.根据权利要求10至12中任一项所述的方法，其中，所述心轴由可溶性材料制成，并且从所述复合结构体分离所述心轴包括溶解所述心轴的所述可溶性材料。
14.根据权利要求10至13中任一项所述的方法，其中，进一步包括对结合在所述复合结构体中的至少一些所述形状记忆合金进行训练。
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