CN107867391B - 具有包括一体帽形翼梁的复合基部蒙皮的翼型体 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及具有包括一体帽形翼梁的复合基部蒙皮的翼型体。本发明公开了包括由复合材料制成的基部组件的翼型体(诸如机翼或飞行控制表面)，该基部组件进而包括基部蒙皮以及与所述基部蒙皮一体地形成的一个或更多个帽形翼梁。所述翼型体进一步包括使用紧固件附接至所述帽形翼梁的闭合蒙皮。制造这样的翼型体的方法使用树脂注入处理。

Description

具有包括一体帽形翼梁的复合基部蒙皮的翼型体
技术领域
本文公开的技术总体涉及用于飞行器的翼型体，特别地涉及用于飞行器的机翼和飞行控制表面。
背景技术
飞行器在不同方向上的移动可使用飞行控制表面来控制。例如，飞行控制表面可用于使飞行器旋转，以改变飞行器的俯仰、滚动和偏航。另外，飞行控制表面还可用于改变飞行器上机翼的升力系数。飞行控制表面可例如是但不限于：副翼、升降舵、方向舵、扰流板、襟翼、板条、制气器、升降舵配平或一些其它合适类型的控制表面。
例如，襟翼是用于以给定的空速增大飞行器机翼的升力的类型的高升力装置。襟翼通常安装在固定翼飞行器的机翼后缘上。这些襟翼通常用于减小飞行阶段(例如，但不限于，起飞和降落)期间的飞行器的失速速度。特别地，延伸的襟翼增加机翼翼型件的弯度，这进而增加最大升力系数。弯度是机翼翼型件的顶部曲线和底部曲线之差。增加最大升力系数允许飞行器以较慢的速度生成给定量的升力。以这种方式，使襟翼延伸会降低飞行器的失速速度。
诸如机翼和飞行控制表面的翼型体的设计必须考虑到多个问题，诸如结构完整性、制造成本、加工简单性、非破坏性检查进入、装配一体化、损伤容限和修理方案。将期望提供具有解决这些问题中的一个或更多个的改进的翼型体。
发明内容
下面详细公开的主题涉及包括由复合材料制成的基部组件的翼型体(诸如机翼和飞行控制表面)，该基部组件进而包括基部蒙皮以及与所述基部蒙皮一体地形成的一个或更多个帽形翼梁。(如本文所使用的，术语“复合材料”意指“纤维增强塑料”，例如，碳纤维增强塑料)。所述翼型体进一步包括使用紧固件附接至所述帽形翼梁的闭合蒙皮(close-outskin)。所公开的主题还涉及使用树脂注入处理来制造这样的翼型体的方法。依据本文公开的实施方式设计并制造的翼型体改进了以下中的一者或多者：结构完整性、制造成本、加工简单性、非破坏性检查进入、装配一体化、损伤容限和修理方案。
下文详细公开的主题的一个方面是一种翼型体，该翼型体包括：基部蒙皮，所述基部蒙皮由复合材料制成；第一帽形翼梁，所述第一帽形翼梁由复合材料制成并且包括与所述基部蒙皮一体地形成的前凸缘和后凸缘、顶部、将所述前凸缘连接到所述顶部的前腹板以及将所述后凸缘连接到所述顶部的后腹板；闭合蒙皮；以及第一多个紧固件，所述闭合蒙皮由所述第一多个紧固件附接至所述第一帽形翼梁的所述顶部。依据一些实施方式，所述翼型体进一步包括：第二帽形翼梁，所述第二帽形翼梁由复合材料制成并且包括与所述基部蒙皮一体地形成的前凸缘和后凸缘、顶部、将所述前凸缘连接到所述顶部的前腹板以及将所述后凸缘连接到所述顶部的后腹板；第二多个紧固件，所述闭合蒙皮由第二多个紧固件附接至所述第二帽形翼梁的所述顶部；鼻部；和第三多个紧固件，所述鼻部由第三多个紧固件附接至所述基部蒙皮。
前述段落中描述的所述翼型体中的所述帽形翼梁中的至少一者可具有一个或更多个以下特征：(a)所述帽形翼梁的轮廓在翼展方向上是变化的；(b)所述帽形翼梁的腹板的厚度在翼展方向上是变化的；(c)所述帽形翼梁的所述顶部不平行于所述基部蒙皮；以及(d)所述帽形翼梁的腹板与所述基部蒙皮之间的第一底角不同于所述帽形翼梁的腹板与所述基部蒙皮之间的第二底角。
下文详细公开的主题的另一方面是一种翼型体，该翼型体包括：基部蒙皮，所述基部蒙皮由复合材料制成；帽形翼梁，所述帽形翼梁由复合材料制成并且包括与所述基部蒙皮一体地形成的前凸缘和后凸缘、顶部、将所述前凸缘连接到所述顶部的一侧的前腹板以及将所述后凸缘连接到所述顶部的另一侧的后腹板；闭合蒙皮；第一多个紧固件，所述闭合蒙皮由所述第一多个紧固件附接至所述第一帽形翼梁的所述顶部；以及第二多个紧固件，所述闭合蒙皮的后部由所述第二多个紧固件附接至所述基部蒙皮的后部以形成所述翼型体的后缘。
下文详细公开的主题的另一方面是一种制造翼型体的方法，该方法包括：(a)使用树脂注入处理来形成由复合材料制成的基部组件，所述基部组件包括基部蒙皮和帽形翼梁，所述帽形翼梁具有与所述基部蒙皮一体地形成的前凸缘和后凸缘、顶部、将所述前凸缘连接到所述顶部的前腹板以及将所述后凸缘连接到所述顶部的后腹板；(b)形成闭合蒙皮；(c)将所述闭合蒙皮紧固到所述帽形翼梁的所述顶部；以及(d)将所述基部蒙皮的后部紧固到所述闭合蒙皮的后部。
依据一些实施方式，前述段落中描述的方法的步骤(a)包括：将第一多个织物层放置到具有构造成使所述帽形翼梁成形的凹部的基部工具的表面上；在所述第一多个织物层的顶部上将心轴放置到所述凹部中；将两个填条件(noodle)和第二多个织物层放置到所述心轴和所述第一多个织物层的相邻部分之上；将挡板放置到所述第二多个织物层之上；将真空袋放置到所述挡板之上；为所述真空袋与所述基部工具之间的空间抽真空；将树脂注入到所述第一多个织物层和第二多个织物层中；以及固化注入的树脂。
依据其它实施方式，制造翼型体的方法的步骤(a)包括：将多个编织物放置到具有构造成形成所述帽形翼梁的凹部的基部工具的表面上；在所述凹部中的所述多个编织物的顶部上将心轴放置到所述凹部中；将两个填条件和多个带放置到所述心轴和所述多个编织物的相邻部分之上；将挡板放置到所述多个带之上；将真空袋放置到所述挡板之上；为所述真空袋与所述基部工具之间的空间抽真空；将树脂注入到所述多个编织物和多个带中；以及固化注入的树脂。
下文公开了具有帽形翼梁的翼型体以及制造这样的翼型体的方法的其它方面。
附图说明
前述章节中讨论的特征、功能和优点可以在各个实施方式中独立地实现，或者可在其它实施方式中组合。出于说明上述及其它方面的目的，将在下文中参照附图描述各个实施方式。
图1表示结合有不同类型的飞行控制表面的飞行器的俯视图。
图2表示包括基部蒙皮以及与基部蒙皮一体地形成并表示各种弦向尺寸参数的一对帽形翼梁的基部组件的端视图。
图3表示依据基部组件具有第一构造的第一襟翼实施方式的高升力后缘襟翼的未组装部件的端视图。
图3A表示由图3中看到的虚线椭圆3A包围的梁状翼梁的端视图，该梁状翼梁具有前凸缘和后凸缘以及与基部蒙皮共同注入的结构填条件。
图4表示依据基部组件具有第二构造的第二襟翼实施方式的高升力后缘襟翼的未组装部件的端视图。
图5表示依据基部组件具有第三构造的第三襟翼实施方式的高升力后缘襟翼的未组装部件的端视图。
图6表示依据基部组件具有第四构造的第四襟翼实施方式的高升力后缘襟翼的未组装部件的端视图。
图6A表示具有图6中描绘的第四襟翼实施方式的结构的变型的高升力后缘襟翼的前部的未组装部件的端视图。
图7表示依据基部组件具有第五构造的实施方式的飞行控制表面(例如，副翼、升降舵或方向舵)的部分组装部件的剖视图。
图8表示依据基部组件具有第六构造的实施方式的飞行控制表面(例如，副翼、升降舵或方向舵)的部分组装部件的剖视图。
图9表示依据基部组件具有类似于第六构造的构造的实施方式的机翼扰流板的部分组装部件的剖视图。
图10示出了使用树脂注入处理来制造图6中描绘的基部组件的加工概念。
图11示出了使用树脂注入处理来制造具有类似于图7中描绘的基部组件的结构的基部组件的加工概念。
图12是标示用于制造具有使凸缘与基部蒙皮共同注入的帽形翼梁的翼型体的方法的一些步骤的流程图。
图13是标示可以用于制造由复合材料制成的基部组件的树脂注入***的一些部件的框图。
图14表示具有以第一装配构造布置的支撑配件(从一侧观察)的图4中所描绘类型的高升力后缘襟翼的未组装部件的分解剖视图。
图15表示具有以第二装配构造布置的支撑配件(从一侧观察)的图6中所描绘类型的高升力后缘襟翼的未组装部件的分解剖视图。
图16表示具有以第三装配构造布置的支撑配件(从一侧观察)的图7中所描绘类型的飞行控制表面的未组装部件的分解剖视图。
将在下文中参照附图，其中不同图中的类似元件标记相同的附图标记。
具体实施方式
下面详细描述翼型体的说明性实施方式，该翼型体包括复合基部蒙皮和与基部蒙皮一体地形成的一个或更多个复合帽形翼梁。然而，不是实际履行方式的所有特征都在本说明书中进行描述。本领域技术人员将认识到，在研发任何这样的实际实施方式时，必须作出许多履行方式的具体决定以实现研发者具体目标，诸如遵守***相关和业务相关的约束在不同履行方式中是不同的。而且，将认识到，这样的研发工作可能是复杂而耗时的，但是对受益于本公开的本领域普通技术人员来说将是常规的任务。
图1表示具有不同类型的飞行控制表面的飞行器300的俯视图。飞行器300具有附接至机身306的机翼302和304。飞行器300包括左翼安装发动机308、右翼安装发动机310和后部312，后部312包括水平稳定器和竖直稳定器。如该实例中描绘的，飞行器300还包括以下飞行控制表面：襟翼314和316以及与机翼302的后缘320关联的副翼318；襟翼322和324以及与机翼304的后缘328关联的副翼326；与水平稳定器关联的升降舵334和336；以及与竖直稳定器关联的方向舵338。另外，在图1所描绘的实例中，扰流板330与机翼302关联并且扰流板332与机翼304关联。在其它实例中，除图1中示出的控制表面之外和/或替代图1中示出的控制表面的其它控制表面可与飞行器关联。
依据下文中详细公开的实施方式，图1中描绘的一个或更多个不同类型的飞行控制表面可包括复合基部蒙皮以及与基部蒙皮一体地形成的一个或更多个复合帽形翼梁。然而，本文公开的概念的应用不限于飞行控制表面，而是还可应用于飞行器的机翼和后部的制造。
如本文所使用的，术语“翼型体”意指包括由顶表面和底表面连接的前缘和后缘的弧形结构，前缘是该结构具有最大曲率的前方的点，并且后缘是该结构后方的具有最大曲率的点。弯度是顶表面与底表面之间的不对称性。如本文所使用的，术语“前/前向”和“后/后向”当结合用于表征翼型体的一对元件时，表示该对中的一个元件(即，“前向”元件)比该对中的另一个元件(即，“后向”元件)更接近前缘。相反，后向元件比前向元件更接近后缘。
图2表示基部组件的端视图，基部组件包括由复合材料制成的基部蒙皮2以及与基部蒙皮2一体地形成的一对帽形翼梁14和16(也由复合材料制成)。如图2中看到的，帽形翼梁14和16均具有非对称轮廓。每个非对称轮廓的大小和形状均可在翼展方向上变化，这种变化在图2中未示出。帽形翼梁14包括与基部蒙皮2一体地形成的前凸缘14a和后凸缘14e、顶部14c、借助相应圆角表面将前凸缘14a连接到顶部14c的前腹板14b以及借助相应圆角表面将后凸缘14e连接到顶部14c的后腹板14d。在图2所描绘的实例中，帽形翼梁14的顶部14c不平行于基部蒙皮2的底层部分(可能不是平面的)。同样，帽形翼梁16包括与基部蒙皮2一体地形成的前凸缘16a和后凸缘16e、顶部16c、借助相应圆角表面将前凸缘16a连接到顶部16c的前腹板16b以及借助相应圆角表面将后凸缘16e连接到顶部16c的后腹板16d。在图2所描绘的实例中，帽形翼梁16的顶部16c不平行于基部蒙皮2的底层部分。
图2中描绘的凸缘、腹板和顶部可以是由圆角表面连接的平面表面。为清楚起见，图2示出了凸缘与基部蒙皮2之间的间隙。然而，应该认识到，在本文公开的翼型体中，没有这样的间隙。相反，(由复合材料制成的)凸缘与(也由复合材料制成的)基部蒙皮2一体地形成。还应该认识到，图2中描绘的基部组件可布置成使得基部蒙皮2形成翼型体的顶表面或底表面。
图2还表示帽形翼梁14的各种弦向尺寸参数。帽形翼梁16具有类似的尺寸参数。在图2中，h1表示帽形翼梁14的前向高度；h2表示帽形翼梁14的后向高度；t1表示前腹板14b的厚度；t2表示后腹板14d的厚度；α表示前凸缘14a与前腹板14b之间的前向底角；并且β表示后凸缘14e与后腹板14d之间的后向底角。高度相对于基部蒙皮2的最接近表面进行测量。
在其余的公开内容中，对“帽形翼梁”的任何参照都意指包括前凸缘和后凸缘、顶部以及分别将前凸缘和后凸缘连接到顶部的前腹板和后腹板的结构。在垂直于翼展方向的任何给定平面中，凸缘可以是共面的或不共面的；顶部可平行于基部蒙皮或不平行于基部蒙皮(即，高度h1和h2可相等或不相等)；底角α和β可相等或不相等；厚度t1和t2可相等或不相等。此外，所有这些几何关系和尺寸都可在翼展方向上变化。
现在将参照图3至图6描述依据各个实施方式的高升力后缘襟翼。这些襟翼均包括由复合材料制成的基部组件。然而，相应基部组件具有如下面详细描述的不同构造。
图3表示依据基部组件具有第一构造的第一襟翼实施方式的高升力后缘襟翼的未组装部件的端视图。基部组件包括由层压复合材料制成的基部蒙皮2，基部蒙皮的前部形成为前向倒L形翼梁38。基部组件进一步包括前向梁状翼梁10、中间梁状翼梁12和后向帽形翼梁16，每者均由层压复合材料制成并且每者均具有与基部蒙皮2一体地形成(即，共同注入)的凸缘。
图3中描绘的襟翼部件进一步包括由层压复合材料或冲压热塑性材料制造的闭合蒙皮4。在替代实施方式中，闭合蒙皮可包括用蜂窝复合材料镶嵌的预浸复合材料。如本文所使用的，“预浸”意指已浸渍有未固化或部分固化树脂的编结或编织的织物或布状带材料(例如，玻璃纤维或碳纤维)，未固化或部分固化树脂的柔性足以形成为期望形状，然后例如通过在烘箱或热压罐中施加热而被“固化”，以将树脂硬化成坚固的刚性纤维增强结构。
在图3所描绘的实施方式中，闭合蒙皮4将由五个紧固件附接至基部组件。多个紧固件均可布置为在翼展方向(即，进入图3中看到的页面中)上以一定间隔来间隔开的相应一排紧固件。在图中采用惯例，即点划线(如本文所使用的，术语“点划线”意指一个或更多个点和一个或更多个虚线的线性排列)表示相应多个(即，成排的)间隔紧固件。因此，在该详细描述中采用附图标记惯例，即标记附图标记X的每个短点划线均表示对应的多个紧固件X。
应用上述惯例，图3示出的是，闭合蒙皮4将由多个紧固件62附接至前向倒L形翼梁38的顶部，由多个紧固件66附接至前向梁状翼梁10的顶部，由多个紧固件68附接至中间梁状翼梁12的顶部，并且由多个紧固件70附接至后向帽形翼梁16的顶部。此外，闭合蒙皮4的后缘将由多个紧固件72附接至基部蒙皮2的后缘以形成襟翼的后缘。
图3中描绘的襟翼部件进一步包括由层压复合材料或冲压热塑性材料制造的鼻部36。鼻部36的一个部分将由多个紧固件60附接至前向倒L形翼梁38的顶部，而鼻部36的另一部分将由多个紧固件64附接至基部蒙皮2。
图3A表示图3中看到的前向梁状翼梁10的端视图。前向梁状翼梁10包括：第一复合层压件10a，第一复合层压件10a包括前凸缘、顶部以及由相应圆角区连接到前凸缘和顶部的第一腹板；第二复合层压件10b，第二复合层压件10b包括后凸缘以及由圆角区连接的第二腹板；和结构填条件10c(又称“半径填料”)，结构填条件10c由复合材料或部分固化粘合剂制成，其填充前凸缘处的圆角区与后凸缘处的圆角区之间的间隙，以便为该区域提供额外的结构加强。出于说明的目的，前向梁状翼梁10的这些部分示出为由间隙分离。然而，实际上，复合层压件10a和10b的腹板彼此共同注入，它们之间没有间隙；而复合层压件10a和10b的凸缘和填条件10c与基部蒙皮2共同注入，它们之间没有间隙。图3中看到的中间梁状翼梁12以类似的方式制造。
依据替代实施方式，每个梁状翼梁均可包括：第一复合层压件，第一复合层压件包括前凸缘、顶部以及由相应圆角区连接到前凸缘和顶部的第一腹板；第二复合层压件，第二复合层压件包括后凸缘、顶部以及由相应圆角区连接到后凸缘和顶部的第二腹板；和结构填条件10c(又称“半径填料”)，结构填条件10c由复合材料制成，填充前凸缘处的圆角区与后凸缘处的圆角区之间的间隙。在这种情况下，第一复合层压件的腹板和第二复合层压件的腹板融合在一起，如同顶部一样。稍后将参照图11描述制造具有依据该替代构建的梁状翼梁的基部组件的加工概念。
图4表示依据基部组件具有第二构造的第二襟翼实施方式的高升力后缘襟翼的未组装部件的端视图。基部组件包括由层压复合材料制成的基部蒙皮2，基部蒙皮的前部形成为前向倒L形翼梁38。基部组件进一步包括中间帽形翼梁14和后向帽形翼梁16，每者均由层压复合材料制成并且每者均具有与基部蒙皮2一体地形成(即，共同注入)的凸缘。
图4中描绘的襟翼部件进一步包括闭合蒙皮4，闭合蒙皮4包括预浸复合材料，该预浸复合材料具有与之附接且由复合材料制成的蜂窝面板40、42和44。在图4所描绘的实施方式中，闭合蒙皮4将由四组多个紧固件附接至基部组件。应用之前采用的惯例，图4示出的是，闭合蒙皮4将由多个紧固件62附接至前向倒L形翼梁38的顶部，由多个紧固件74附接至中间帽形翼梁14的顶部，并且由多个紧固件70附接至后向帽形翼梁16的顶部。此外，闭合蒙皮4的后缘将由多个紧固件72附接至基部蒙皮2的后缘以形成襟翼的后缘。在组装状态下，蜂窝面板40被配置在前向倒L形翼梁38的顶部与帽形翼梁14的顶部之间；蜂窝面板42被配置在帽形翼梁14和16的顶部之间；并且蜂窝面板44被配置在帽形翼梁16的顶部与襟翼的后缘之间。
图4中描绘的襟翼部件进一步包括由层压复合材料或冲压热塑性材料制造的鼻部36。鼻部36的一个部分将由多个紧固件60附接至前向倒L形翼梁38的顶部，而鼻部36的另一部分将由多个紧固件64附接至基部蒙皮2。
图5表示依据基部组件具有第三构造的第三襟翼实施方式的高升力后缘襟翼的未组装部件的端视图。基部组件的第二构造与第三构造之间的主要区别在于，第三构造结合了与基部蒙皮2共同注入的图3所示类型的前向梁状翼梁10，来代替形成为基部蒙皮2的一部分的前向倒L形翼梁38。
图6表示依据基部组件具有第四构造的第四襟翼实施方式的高升力后缘襟翼的未组装部件的端视图。基部组件的第三构造与第四构造之间的主要区别在于，第四构造结合了与基部蒙皮2共同注入的前向帽形翼梁18(如图6所示)，来代替图5所示类型的前向梁状翼梁10。
图6A表示具有图6中描绘的第四襟翼实施方式的结构的变型的高升力后缘襟翼的前部的未组装部件的端视图。变化在于，闭合蒙皮4向前延伸超过前向帽形翼梁18的顶部，并且鼻部36将由多个紧固件76附接至闭合蒙皮4的此向前延伸部，而不是附接至如图6中看到的前向帽形翼梁18的顶部。
现在将参照图7和图8描述依据两个实施方式用作副翼、升降舵或方向舵的飞行控制表面。这些飞行控制表面均包括由复合材料制成的基部组件。然而，相应基部组件具有如下面详细描述的不同构造。
图7表示依据基部组件具有第五构造的实施方式的飞行控制表面(例如，副翼、升降舵或方向舵)的部分组装部件的剖视图。基部组件包括由层压复合材料制成的基部蒙皮2。基部组件进一步包括前向梁状翼梁10、中间梁状翼梁12和后向帽形翼梁16，每者均由层压复合材料制成并且每者均具有与基部蒙皮2一体地形成(即，共同注入)的凸缘。前向梁状翼梁10的腹板由一对紧固件84和86附接至铰链配件8。铰链配件8附接至可以响应于致动器(未示出)的启动而旋转的轴6，从而导致飞行控制表面绕轴6的轴线旋转。
图7中描绘的控制表面部件进一步包括由层压复合材料或冲压热塑性材料制造的闭合蒙皮4。在替代实施方式中，闭合蒙皮可包括镶嵌有蜂窝复合材料的预浸复合材料。在图7所描绘的实施方式中，闭合蒙皮4将由四组多个紧固件附接至基部组件。各组多个紧固件均可布置为在翼展方向上以一定间隔来间隔开的相应一排紧固件。应用之前采用的惯例，图7示出的是，闭合蒙皮4将由多个紧固件78附接至前向梁状翼梁10的顶部，由多个紧固件80附接至中间梁状翼梁12的顶部，并且由多个紧固件70附接至后向帽形翼梁16的顶部。此外，闭合蒙皮4的后缘将由多个紧固件72附接至基部蒙皮2的后缘，以形成飞行控制表面的后缘。
图8表示依据基部组件具有第六构造的实施方式的飞行控制表面(例如，副翼、升降舵或方向舵)的部分组装部件的剖视图。基部组件包括由层压复合材料制成的基部蒙皮2。基部组件进一步包括前向帽形翼梁18和后向帽形翼梁16，每者均由层压复合材料制成并且每者均具有与基部蒙皮2一体地形成(即，共同注入)的凸缘。前向帽形翼梁18的前腹板由一对紧固件84和86附接至铰链配件8。铰链配件8附接至可以响应于致动器(未示出)的启动而旋转的轴6。
图8中描绘的控制表面部件进一步包括由层压复合材料或冲压热塑性材料制造的闭合蒙皮4。在替代实施方式中，闭合蒙皮可包括镶嵌有蜂窝复合材料的预浸复合材料。在图8所描绘的实施方式中，闭合蒙皮4将由三组多个紧固件附接至基部组件。更具体地，图8示出的是，闭合蒙皮4将由多个紧固件62附接至前向帽形翼梁18的顶部，并且由多个紧固件70附接至后向帽形翼梁16的顶部。此外，闭合蒙皮4的后缘将由多个紧固件72附接至基部蒙皮2的后缘，以形成飞行控制表面的后缘。
图9表示依据基部组件具有类似于第六构造的构造的实施方式的机翼扰流板的部分组装部件的剖视图。依据图8所示的基部组件的第六构造，基部蒙皮2形成飞行控制表面的下表面。相反，依据图9所示的基部组件的构造，基部蒙皮2形成机翼扰流板的上表面。
参照图9，基部组件包括由层压复合材料制成的基部蒙皮2。基部组件进一步包括前向帽形翼梁18和后向帽形翼梁16，每者均由层压复合材料制成并且每者均具有与基部蒙皮2一体地形成(即，共同注入)的凸缘。图9中描绘的机翼扰流板部件进一步包括致动器配件20，致动器配件20将附接至基部蒙皮4和致动器22(例如，液压致动器)，致动器22具有可旋转地联接到致动器配件20的远端。前向帽形翼梁18的前腹板由一对紧固件84和86附接至铰链配件8。铰链配件8附接至可以响应于致动器22的启动而旋转的轴6，从而导致机翼扰流板旋转。
图10示出了使用树脂注入处理来制造图6中描绘的基部组件的加工概念。加工件包括基部工具100，基部工具100具有构造成将复合材料模制成相应帽形翼梁的三个凹部104、106和108。多个织物层114被铺设在基部工具100的表面上，使得这些层的主要部分位于凹部104中。然后，心轴124在多个织物层114的顶部上被放置到凹部104中。另一多个织物层116被铺设在基部工具100的表面上，使得这些层的主要部分位于凹部106中。然后，心轴126在多个织物层116的顶部上被放置到凹部106中。第三多个织物层118被铺设在基部工具100的表面上，使得这些层的主要部分位于凹部108中。然后，心轴128在多个织物层118的顶部上被放置到凹部108中。然后，填条件110与织物层的将形成圆角区段的部分相邻地放置，该圆角区段将帽形翼梁的凸缘连接到帽形翼梁的关联腹板。一些应用可能在这些心轴放置到图10所描绘的基部工具100的空腔中之前需要添加一个或更多个织物层以围绕心轴124、126和128缠绕。此后，多个织物层102覆盖在基部工具100以及心轴124、126和128上。该多个织物层102将成为待形成的基部组件的基部蒙皮的一部分。
在已铺设好多个织物层102之后，挡板(图10中未示出)被放置到多个织物层102之上。优选地，挡板具有与待形成的基部蒙皮的期望外表面匹配的表面。然后，真空袋(图10中未示出)放置到挡板之上。使用密封带将真空袋的周边密封到基部工具100，从而在真空袋下方形成抽真空腔室。然后，抽真空腔室内侧的压力减小至规定的真空压力。然后，树脂注入到多个织物层102、114、116和118中。然后，注入树脂的织物在真空压力下固化规定的持续时间。在固化之后，去除真空袋、挡板和心轴(心轴可以是可溶型的)。最终产品将是具有使凸缘与基部蒙皮共同注入的帽形翼梁的基部组件，诸如图6中描绘的基部组件。
图11示出使用树脂注入处理来制造具有类似于图7中描绘的基部组件的结构的基部组件的加工概念。加工件包括具有三个凹部106、112和120的基部工具100。凹部106被构造成将复合材料模制成帽形翼梁；凹部112和120被构造成将复合材料模制成相应梁状翼梁。多个织物层116被铺设在基部工具100的表面上，使得这些层的主要部分位于凹部106中。然后，心轴126被放置到凹部106中。另一多个织物层138被铺设在基部工具100的表面上，使得这些层的主要部分位于凹部112中。此外，多个织物层134围绕心轴122的三个侧面缠绕。然后，心轴122和多个织物层134在多个织物层138的顶部上被放置到凹部112中。另一多个织物层136被铺设在基部工具100的表面上，使得这些层的主要部分位于凹部120中。此外，多个织物层132围绕心轴130的三个侧面缠绕。然后，心轴130和多个织物层132在多个织物层136的顶部上被放置到凹部120中。然后，填条件110与织物层的将形成圆角区段的部分相邻地放置，该圆角区段将帽形翼梁的凸缘连接到关联腹板；并且与织物层的将形成圆角区段的部分相邻地放置，该圆角区段将帽形翼梁的凸缘连接到关联腹板。此后，多个织物层102覆盖在基部工具100以及心轴122、126和130上。该多个织物层102将成为待形成的基部组件的基部蒙皮的一部分。此后，执行之前参照图10描述的处理步骤，开始于：将挡板放置到多个织物层102之上。最终产品将是具有一个帽形翼梁和两个梁状翼梁(其凸缘与基部蒙皮共同注入)的基部组件，诸如图7中描绘的基部组件。
依据一个实施方式，制造方法包括以下步骤：将第一多个织物层放置到具有构造成使帽形翼梁成形的凹部的基部工具的表面上；在第一多个织物层的顶部上将心轴放置到凹部中；将两个填条件和第二多个织物层放置到心轴和第一多个织物层的相邻部分之上；将挡板放置到第二多个织物层之上；将真空袋放置到挡板之上；为真空袋与基部工具之间的空间抽真空；将树脂注入到第一多个织物层和第二多个织物层中；以及固化注入的树脂。
依据一个实施方式，制造方法包括以下步骤：将多个编织物放置到具有构造成形成帽形翼梁的凹部的基部工具的表面上；在凹部中的多个编织物的顶部上将心轴放置到凹部中；将两个填条件和多个带放置到心轴和多个编织物的相邻部分之上；将挡板放置到多个带之上；将真空袋放置到挡板之上；为真空袋与基部工具之间的空间抽真空；将树脂注入到多个编织物和多个带中；以及固化注入的树脂。
图12是标示用于制造具有使凸缘与基部蒙皮共同注入的帽形翼梁的翼型体的方法100的一些步骤的流程图。将第一多个纤维加强元件(例如，采取织物层、带或编织物的形式)铺设在具有构造成将复合材料模制为帽形翼梁的凹部的基部工具的表面上(步骤102)。然后，在第一多个纤维加强元件的顶部上将心轴放置到凹部中(步骤104)。然后，将两个填条件和第二多个纤维加强元件铺设在心轴和第一多个纤维加强元件的相邻部分之上(步骤106)。接下来，将挡板放置到第二多个纤维加强元件之上(步骤108)。然后，将真空袋放置到挡板之上并密封至基部工具(步骤110)。然后，为真空袋与基部工具之间的空间抽真空(步骤112)。(如本文所使用的，术语“抽真空”意指将空间内侧的压力降低至大于零的真空压力)。然后，将树脂注入到第一多个纤维加强元件和第二多个纤维加强元件中(步骤114)。在真空压力下使注入的树脂固化，直到形成复合基部蒙皮及一体的帽形翼梁(步骤116)。在另一个的过程中，形成由复合材料制成的闭合蒙皮(步骤118)。然后，将闭合蒙皮紧固到帽形翼梁的顶部(步骤120)。然后，将闭合蒙皮的后部紧固到基部蒙皮的后部以形成翼型体的后缘(步骤122)。
在翼型体为襟翼的情况下，前述段落中描述的方法将进一步包括将D形鼻部紧固到基部和闭合蒙皮的步骤。
图13是标示可以用于制造由复合材料制成的基部组件的树脂注入***的一些部件的框图。树脂注入(又称真空树脂注入)是用于制造高性能的无空隙复合材料(例如，碳纤维复合材料)的技术。在树脂注入中，加强元件(例如，织物层、带或编织物)被铺设到基部工具(例如，在图13中被标示的模具54)上，进行干燥(即，无任何树脂)，然后在使用真空泵(例如，在图13中被标示的真空泵58)经受真空压力之前被封闭在袋装材料(诸如剥离层、注入网和袋装膜)中。在真空袋内侧的空气压力已减小至低到足以压缩加强元件的水平之后，液体环氧树脂(与硬化剂混合)经由树脂馈送线路被引入到加强元件中，例如，树脂馈送线路将模具54连接到树脂馈送罐，如图13中描绘的。然后，该液体环氧树脂在真空压力下注入穿过加强元件。如图13中描绘的，多余的树脂经由真空软管退出模具54并且捕获在与真空软管和真空泵58流体连通的树脂捕集罐56中。在树脂完全注入穿过加强元件之后，切断树脂的供应并且仍在真空压力下使树脂固化。
图14表示具有以第一装配构造布置的支撑配件(从一侧观察)的图4中所描绘类型的高升力后缘襟翼的未组装部件的分解剖视图。该第一装配构造包括从前向倒L形翼梁38的腹板延伸到后向帽形翼梁16的前腹板的单件内部配件90(在最终的组件中，将配置在基部蒙皮2与闭合蒙皮4之间)。内部配件90穿过形成在中间帽形翼梁14的腹板和顶部中的竖直槽(槽的存在通过剖视图中不存在的阴影表示)。用于将内部配件90的凸缘附接至基部组件的紧固件94由点划线表示。第一装配构造进一步包括联接到致动器(未示出)的铰链配件92。用于将内部配件90附接至铰链配件92的紧固件96也由点划线表示。完全组装好的襟翼将与铰链配件92一起旋转。通常，襟翼包括图14中所描绘类型的至少两个配件布置。
图15表示具有以第二装配构造布置的支撑配件(从一侧观察)的图6中所描绘类型的高升力后缘襟翼的未组装部件(不包括鼻部36)的分解剖视图。该第二装配构造包括从前向帽形翼梁18的腹板延伸到后向帽形翼梁16的前腹板的单件内部配件90。内部配件90穿过形成在中间帽形翼梁14的前腹板和后腹板以及顶部中的竖直槽，并且穿过形成在前向帽形翼梁18的后腹板和顶部中的竖直槽(这些槽的存在通过剖视图中不存在的阴影表示)。用于将内部配件90的凸缘附接至基部组件的紧固件94由点划线表示。第二装配构造进一步包括联接到致动器(未示出)的铰链配件92。在两个位置处，(由点划线表示的)大直径螺栓97和99用于将内部配件90附接至铰链配件92。例如，如图15中看到的，内部配件90的凸耳82穿过基部蒙皮2中的开口98并且借助螺栓99联接到铰链配件92的U形夹88。完全组装好的襟翼将与铰链配件90一起旋转。通常，襟翼结合有图15中所描绘类型的至少两个配件布置。
图16表示具有以第三装配构造布置的支撑配件(从一侧观察)的图7中所描绘类型的飞行控制表面的未组装部件的分解剖视图。该第三装配构造包括从前向梁状翼梁10的腹板延伸到后向帽形翼梁16的前腹板的单件内部配件90。内部配件90穿过形成在中间梁状翼梁12的腹板和顶部中的竖直槽，并且穿过形成在前向梁状翼梁10的腹板和顶部中的竖直槽(这些槽的存在通过剖视图中不存在的阴影表示)。用于将内部配件90附接至基部组件的紧固件94由点划线表示。通常，飞行控制表面结合有图16中所描绘类型的至少两个配件布置。
在具有多个一体的帽形翼梁的实施方式中，帽形翼梁可具有不规则的底角，允许裁剪该区段以一体结合负载引入配件和部件悬置要求。帽形翼梁可以具有沿翼展方向裁剪的横截面形状，并且截面厚度可以基于结构要求沿翼展方向和弦向方向裁剪。
图3至图9中描绘的实施方式提供：(a)与现行做法相比，通过减少细节部分和紧固件数量来降低制造成本；(b)更简单的加工；(c)更大的入口以更容易进行非破坏性检查；(d)更好的装配一体化；以及(e)与现行做法相比，更简单的修理方案。图10和图11中描绘的简单加工概念提供了加工的翼梁界面以最小化组装垫片。
此外，图3至图9中描绘的每个实施方式均具有具备翼展翼梁加强的主负载环“浴缸”。当与闭合蒙皮组合时，组件在应对为后缘襟翼或飞行控制表面的主负载模式的翼展弯曲和扭转方面是高效的。由于这种结构效率，与具有纵梁加强蒙皮的设计相比需要显著更少的弦向肋。
主负载环“浴缸”可以在单个件中共同固化，这减少了部件组装中需要的紧固件数量。较少的紧固(及关联的重量驱动紧固接头设计要求)允许从整个部件中获得更大的结构效率。与共同结合接头或二次结合接头相比，使“浴缸”共同固化产生了结构特性增强的结合接头。
图3至图9中描绘的多翼梁设计为共同固化的接头提供冗余，以使设计针对连续的共同固化的接头的任何单个失效(假设接合特征之间完全结合失效)能够耐损伤。
此外，图3至图9中描绘的实施方式具备接近后缘蒙皮闭合的较小帽形翼梁。该较小帽形后缘闭合翼梁被一体化到基部蒙皮中，因而可以紧靠后缘蒙皮闭合接头放置。该后翼梁位置使得主负载环的尺寸最大化，并且还减小了后缘闭合接头负载，这有助于简化该二次结构闭合的设计。闭合(即，后)帽形翼梁的封闭横截面提供良好的扭转刚度，这有益于减少柔性后缘闭合接头处的负载和挠曲。后缘蒙皮闭合接头可以利用简单的双平头铆钉进行可靠的设计，因为接头在主负载环外侧。
在图4至图6和图8所描绘的实施方式中的与基部蒙皮一体的帽形翼梁提供多个结合接头，这稳定了基部蒙皮并且允许蒙皮重量最小。闭合蒙皮为相对简单的弯曲细节部分，其可以基于最小成本/重量方案选择由CFRP固体层压件、蜂窝镶嵌的预浸件或冲压的热塑性材料来制造。
虽然已经参照各个实施方式描述了具有帽形翼梁的翼型体以及制造这样的翼型体的方法，但是本领域技术人员将理解，可在不脱离本文教导的情况下作出各种改变并且等同物可代替其元件。此外，可作出许多修改以适应概念并且将本文公开的实践减少到特定情况。因此，由权利要求书涵盖的主题旨在不限于所公开的实施方式。
下文中阐述的方法权利要求不应该被解释为要求本文所列举的步骤以字母顺序(权利要求书中的任何字母顺序仅用于方便之前所列举步骤的引用)或者以列举的顺序执行。例如，基部组件和闭合蒙皮可顺序地或并行地形成，或者相应成形过程可在时间上部分重叠。在顺序形成的情况下，基部组件和闭合蒙皮中的一者可以在另一者之前形成。

Claims (18)

1.一种翼型体，该翼型体包括：
基部蒙皮，所述基部蒙皮由复合材料制成；
第一帽形翼梁，所述第一帽形翼梁由复合材料制成并且包括与所述基部蒙皮一体地形成的前凸缘和后凸缘、顶部、将所述前凸缘连接到所述顶部的前腹板以及将所述后凸缘连接到所述顶部的后腹板；
闭合蒙皮；
第一多个紧固件，所述闭合蒙皮由所述第一多个紧固件附接至所述第一帽形翼梁的所述顶部；
第二帽形翼梁，所述第二帽形翼梁由复合材料制成并且包括与所述基部蒙皮一体地形成的前凸缘和后凸缘、顶部、将所述前凸缘连接到所述顶部的前腹板以及将所述后凸缘连接到所述顶部的后腹板；以及
第二多个紧固件，所述闭合蒙皮由所述第二多个紧固件附接至所述第二帽形翼梁的所述顶部，
其中，所述闭合蒙皮包括：
由复合材料制成的第一层压件；
第一蜂窝面板，所述第一蜂窝面板由复合材料制成并且与所述第一层压件成一体；以及
第二层压件，该第二层压件由复合材料制成并且与所述第一蜂窝面板成一体，
其中，所述第一蜂窝面板覆盖在所述第一帽形翼梁与第二帽形翼梁之间的第一空间上。
2.根据权利要求1所述的翼型体，其中，所述第一帽形翼梁的轮廓在翼展方向上是变化的。
3.根据权利要求1所述的翼型体，其中，所述第一帽形翼梁的所述前腹板的厚度在翼展方向上是变化的。
4.根据权利要求1所述的翼型体，其中，所述第一帽形翼梁的所述顶部不平行于所述基部蒙皮。
5.根据权利要求1所述的翼型体，其中，所述第一帽形翼梁的所述前腹板与所述基部蒙皮之间的第一底角不同于所述第一帽形翼梁的所述后腹板与所述基部蒙皮之间的第二底角。
6.根据权利要求1所述的翼型体，所述翼型体进一步包括鼻部和第三多个紧固件，所述鼻部由所述第三多个紧固件附接至所述基部蒙皮。
7.根据权利要求1所述的翼型体，所述翼型体进一步包括铰链配件、附接至所述铰链配件的内部配件、将所述第二帽形翼梁附接至所述内部配件的第三多个紧固件以及将所述闭合蒙皮附接至所述内部配件的第四多个紧固件。
8.根据权利要求1所述的翼型体，所述翼型体进一步包括第三多个紧固件，所述闭合蒙皮的后部由所述第三多个紧固件附接至所述基部蒙皮的后部以形成所述翼型体的后缘，其中，所述闭合蒙皮进一步包括：
第二蜂窝面板，所述第二蜂窝面板由复合材料制成并且与所述第一层压件成一体；以及
第三层压件，所述第三层压件由复合材料制成并且与所述第二蜂窝面板成一体，
其中，所述第二蜂窝面板覆盖在所述第一帽形翼梁与所述后缘之间的第二空间上。
9.根据权利要求1所述的翼型体，所述翼型体进一步包括：
铰链配件；
内部配件，所述内部配件附接至所述铰链配件；
前向翼梁，所述前向翼梁由复合材料制成并且包括与所述基部蒙皮一体地形成的前凸缘和后凸缘；以及
第三多个紧固件，所述前向翼梁由所述第三多个紧固件附接至所述内部配件。
10.一种翼型体，该翼型体包括：
基部蒙皮，所述基部蒙皮由复合材料制成；
第一帽形翼梁，所述第一帽形翼梁由复合材料制成并且包括与所述基部蒙皮一体地形成的前凸缘和后凸缘、顶部、将所述前凸缘连接到所述顶部的一侧的前腹板以及将所述后凸缘连接到所述顶部的另一侧的后腹板；
闭合蒙皮；
第一多个紧固件，所述闭合蒙皮由所述第一多个紧固件附接至所述第一帽形翼梁的所述顶部；
第二帽形翼梁，所述第二帽形翼梁由复合材料制成并且包括与所述基部蒙皮一体地形成的前凸缘和后凸缘、顶部、将所述前凸缘连接到所述顶部的前腹板以及将所述后凸缘连接到所述顶部的后腹板；
第二多个紧固件，所述闭合蒙皮由所述第二多个紧固件附接至所述第二帽形翼梁的所述顶部；以及
第三多个紧固件，所述闭合蒙皮的后部由所述第三多个紧固件附接至所述基部蒙皮的后部以形成所述翼型体的后缘，
其中，所述闭合蒙皮包括：
由复合材料制成的第一层压件；
第一蜂窝面板，所述第一蜂窝面板由复合材料制成并且与所述第一层压件成一体；以及
第二层压件，该第二层压件由复合材料制成并且与所述第一蜂窝面板成一体，
其中，所述第一蜂窝面板覆盖在所述第一帽形翼梁与第二帽形翼梁之间的第一空间上。
11.根据权利要求10所述的翼型体，其中，所述第一帽形翼梁的轮廓在翼展方向上是变化的。
12.根据权利要求10所述的翼型体，其中，所述第一帽形翼梁的所述前腹板的厚度在翼展方向上是变化的。
13.根据权利要求10所述的翼型体，其中，所述第一帽形翼梁的所述顶部不平行于所述基部蒙皮。
14.根据权利要求10所述的翼型体，其中，所述第一帽形翼梁的所述前腹板与所述基部蒙皮之间的第一底角不同于所述第一帽形翼梁的所述后腹板与所述基部蒙皮之间的第二底角。
15.根据权利要求10所述的翼型体，所述翼型体进一步包括鼻部和第四多个紧固件，所述鼻部由所述第四多个紧固件附接至所述基部蒙皮。
16.一种制造翼型体的方法，该方法包括：
（a）使用树脂注入处理来形成由复合材料制成的基部组件，所述基部组件包括基部蒙皮和帽形翼梁，所述帽形翼梁具有与所述基部蒙皮一体地形成的前凸缘和后凸缘、顶部、将所述前凸缘连接到所述顶部的前腹板以及将所述后凸缘连接到所述顶部的后腹板；
（b）形成闭合蒙皮；
（c）将所述闭合蒙皮紧固到所述帽形翼梁的所述顶部；以及
（d）将所述基部蒙皮的后部紧固到所述闭合蒙皮的后部，
其中，该翼型体还包括：
第二帽形翼梁，所述第二帽形翼梁由复合材料制成并且包括与所述基部蒙皮一体地形成的前凸缘和后凸缘、顶部、将所述前凸缘连接到所述顶部的前腹板以及将所述后凸缘连接到所述顶部的后腹板；以及
第二多个紧固件，所述闭合蒙皮由所述第二多个紧固件附接至所述第二帽形翼梁的所述顶部，
其中，所述闭合蒙皮包括：
由复合材料制成的第一层压件；
第一蜂窝面板，所述第一蜂窝面板由复合材料制成并且与所述第一层压件成一体；以及
第二层压件，该第二层压件由复合材料制成并且与所述第一蜂窝面板成一体，
其中，所述第一蜂窝面板覆盖在所述帽形翼梁与第二帽形翼梁之间的第一空间上。
17.根据权利要求16所述的方法，其中，步骤（a）包括：
将第一多个织物层放置到具有构造成使所述帽形翼梁成形的凹部的基部工具的表面上；
在所述第一多个织物层的顶部上将心轴放置到所述凹部中；
将两个填条件和第二多个织物层放置到所述心轴和所述第一多个织物层的相邻部分之上；
将挡板放置到所述第二多个织物层之上；
将真空袋放置到所述挡板之上；
为所述真空袋与所述基部工具之间的空间抽真空；
将树脂注入到所述第一多个织物层和第二多个织物层中；以及
固化注入的树脂。
18.根据权利要求16所述的方法，其中，步骤（a）包括：
将多个编织物放置到具有构造成形成所述帽形翼梁的凹部的基部工具的表面上；
在所述凹部中的所述多个编织物的顶部上将心轴放置到所述凹部中；
将两个填条件和多个带放置到所述心轴和所述多个编织物的相邻部分之上；
将挡板放置到所述多个带之上；
将真空袋放置到所述挡板之上；
为所述真空袋与所述基部工具之间的空间抽真空；
将树脂注入到所述多个编织物和多个带中；以及
固化注入的树脂。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3009344B1 (en) * 2014-10-16 2019-05-29 Airbus Operations GmbH Panel structure and associated method
GB2550403A (en) * 2016-05-19 2017-11-22 Airbus Operations Ltd Aerofoil body with integral curved spar-cover
GB2557274A (en) * 2016-12-02 2018-06-20 Airbus Operations Ltd Aerofoil structure components
GB2575103A (en) 2018-06-29 2020-01-01 Airbus Operations Ltd Method of manufacturing duct stringer
US20200017190A1 (en) * 2018-07-12 2020-01-16 Bell Helicopter Textron Inc. Multi-spar wing arrangements
US11001363B2 (en) 2018-11-08 2021-05-11 The Boeing Company Composite spar for aircraft wing
US11180238B2 (en) * 2018-11-19 2021-11-23 The Boeing Company Shear ties for aircraft wing
DE102019123012A1 (de) * 2019-08-28 2021-03-04 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Herstellen eines Torsionskasten für eine Struktur eines Flugzeugs sowie ein Torsionskasten für eine Struktur eines Flugzeugs
US11046420B2 (en) * 2019-10-23 2021-06-29 The Boeing Company Trailing edge flap having a waffle grid interior structure
CN111452953B (zh) * 2020-04-01 2023-04-07 中国商用飞机有限责任公司 一种适用于构造飞机翼面的盒式结构
US11572152B2 (en) 2020-05-21 2023-02-07 The Boeing Company Structural composite airfoils with a single spar, and related methods
US11554848B2 (en) 2020-05-21 2023-01-17 The Boeing Company Structural composite airfoils with a single spar, and related methods
US11453476B2 (en) 2020-05-21 2022-09-27 The Boeing Company Structural composite airfoils with an improved leading edge, and related methods
US11401026B2 (en) 2020-05-21 2022-08-02 The Boeing Company Structural composite airfoils with a single spar, and related methods
CN112606999B (zh) * 2020-12-24 2022-08-09 中国航空制造技术研究院 适用于舵面类再制造蜂窝结构件的胶接工装及其胶接方法
CN112678150B (zh) * 2020-12-31 2024-04-26 中国商用飞机有限责任公司 飞机后缘襟翼
EP4122682A1 (en) * 2021-07-21 2023-01-25 Airbus Operations GmbH Method of manufacturing a composite box structure
US20230061907A1 (en) * 2021-08-31 2023-03-02 The Boeing Company Control Surface and Method of Making the Same
US20230078268A1 (en) * 2021-09-13 2023-03-16 Rohr, Inc. Aircraft control surface having variable height corrugated core
US11987353B2 (en) * 2022-04-19 2024-05-21 The Boeing Company Thermoplastic skin panels, torque box and method

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102712144A (zh) * 2009-11-20 2012-10-03 吉凯恩航空服务有限公司 双蒙皮结构
CN103448901A (zh) * 2012-05-30 2013-12-18 波音公司 结合的复合翼面以及制造方法
CN103507941A (zh) * 2012-06-24 2014-01-15 波音公司 复合材料帽形加筋件、复合材料帽形加筋压力腹板及其制造方法
EP2842867A1 (en) * 2013-08-30 2015-03-04 Airbus Operations S.L. Composite control surfaces for aircraft
CN105711806A (zh) * 2014-12-22 2016-06-29 空中客车营运有限公司 飞行器抗扭翼盒、飞行器机翼、飞行器以及支承构件

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2183158A (en) * 1935-06-21 1939-12-12 Autogiro Co Of America Rotative sustaining wing for aircraft
US2669186A (en) * 1951-11-28 1954-02-16 Bendix Aviat Corp Reciprocatory electromagnetic pump
GB2154286A (en) * 1984-02-13 1985-09-04 Gen Electric Hollow laminated airfoil
US4966802A (en) * 1985-05-10 1990-10-30 The Boeing Company Composites made of fiber reinforced resin elements joined by adhesive
US4786343A (en) * 1985-05-10 1988-11-22 The Boeing Company Method of making delamination resistant composites
US7906191B2 (en) * 1997-11-14 2011-03-15 William F. Pratt Wavy composite structures
JP2000006893A (ja) * 1998-06-23 2000-01-11 Fuji Heavy Ind Ltd 複合材翼構造
US6190484B1 (en) * 1999-02-19 2001-02-20 Kari Appa Monolithic composite wing manufacturing process
EP1261787A2 (en) * 2000-02-25 2002-12-04 The Boeing Company Laminated composite radius filler
US8720825B2 (en) * 2005-03-31 2014-05-13 The Boeing Company Composite stiffeners for aerospace vehicles
ES2560860T3 (es) * 2006-03-31 2016-02-23 Airbus Operations S.L. Procedimiento de fabricación de estructuras de material compuesto con un utillaje colapsable
US20080302912A1 (en) * 2007-06-08 2008-12-11 The Boeing Company Bladderless Mold Line Conformal Hat Stringer
US8074694B2 (en) * 2009-05-28 2011-12-13 The Boeing Company Stringer transition method
US9144948B2 (en) * 2012-04-04 2015-09-29 The Boeing Company Hat stiffeners with canted webs
US9919791B2 (en) * 2015-04-15 2018-03-20 Gulfstream Aerospace Corporation Stiffening structures, wing structures, and methods for manufacturing stiffening structures
US10421528B2 (en) * 2016-08-16 2019-09-24 The Boeing Company Planked stringers that provide structural support for an aircraft wing

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102712144A (zh) * 2009-11-20 2012-10-03 吉凯恩航空服务有限公司 双蒙皮结构
CN103448901A (zh) * 2012-05-30 2013-12-18 波音公司 结合的复合翼面以及制造方法
CN103507941A (zh) * 2012-06-24 2014-01-15 波音公司 复合材料帽形加筋件、复合材料帽形加筋压力腹板及其制造方法
EP2842867A1 (en) * 2013-08-30 2015-03-04 Airbus Operations S.L. Composite control surfaces for aircraft
CN105711806A (zh) * 2014-12-22 2016-06-29 空中客车营运有限公司 飞行器抗扭翼盒、飞行器机翼、飞行器以及支承构件

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