CN117043062A - 制造飞行器机翼或尾翼用的复合材料的整体结构的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种从纤维增强预浸料开始制成的复合材料的整体结构(1)，该结构包括彼此面对的两个壁(6，7)和在壁(6，7)之间横向延伸的至少一个互连元件(8)，互连元件连接到壁并与壁限定相应的长形腔(9)；其中，壁(6，7)在方向(B)的相对侧对称延伸；互连元件(8)为横向于前述方向(B)延伸的肋(10)；至少一个壁(6，7)具有夹层构造，并且包括彼此面对的两个板(11，12)、以及至少一个翼梁构件(13)，该至少一个翼梁构件在板(11，12)之间横向延伸，连接到这些板，与这些板限定相应的长形腔(14)并且横向于肋(10)延伸。

Description

制造飞行器机翼或尾翼用的复合材料的整体结构的方法
相关申请的交叉引用
本专利申请要求于2021年1月4日提交的、申请号为102021000000044的意大利专利申请的优先权，该意大利专利申请的全部公开内容通过援引并入本文。
技术领域
本发明涉及一种制造飞行器、特别是飞机的机翼(wing)或尾翼(empennage)用的复合材料的整体结构的方法，下文的描述将在不丧失一般性的情况下明确地引用该方法。
背景技术
众所周知，机翼或尾翼是具有固定表面的结构部件，这些结构部件是飞行器的一部分，在内部集成了复合材料结构，该复合材料结构具有适当的腔以减轻其重量。
特别地，术语“机翼”是指飞行器或飞机的部件，该部件的一个或多个表面根据相对于流过其上的流体流的特定姿态而布置，并能够产生一系列流体动力作用(力和力矩的合成)，这些流体动力作用是由与速度、压力和粘性作用的局部变化有关的复杂物理机制引起的，作用于一个或多个表面本身上。
尾翼是飞行器或飞机具有稳定功能的部件并且包括一个或多个水平平面和一个或多个竖直平面。水平平面通常包括固定部(即，稳定器)和可移动部(即，铰接在稳定器的后部的平衡器)。在一些情况下，水平平面由单一表面形成，即由安定面(稳定器和平衡器的紧缩结构)。竖直平面也包括两个表面，一个表面是固定的(即，尾鳍)，而另一个表面是可移动的(即，方向舵)，不过在某些情况下，高性能飞机(军用飞机和特技飞机)有完全可移动的竖直尾翼。
众所周知，飞机的机翼和尾翼通常从根部(即，连接到机身的区域)到自由端具有锥形图案。
换言之，已经将连接根部的中间区与自由端的中间区的方向确定为机翼或尾翼的纵向延伸方向，并且将横向于上述纵向方向延伸并且将机翼或尾翼自身的气流前缘(windleading edge)与气流后缘(wind trailing edge)接合起来的假想段确定为弦，人们可以观察到随着其背离机身朝向前述机翼或尾翼的自由端移动，上述弦的长度如何减小。
如上所述，已知类型的机翼和尾翼都在内部具有复合材料制成的结构，该结构基本上包括：
-第一壁；
-下壁，该下壁面向该第一壁并且被布置成与该第一壁隔开非零量；以及
-多个互连元件，该多个互连元件在第一壁与第二壁之间延伸，并且在这些互连元件之间与上述壁限定相应的长形贯通腔。
复合材料的使用可以减轻飞机的总体重量，同时获得非常坚固的结构。
已知类型的结构的第一壁和第二壁大致平行，更确切地说，朝向机翼或尾翼的自由端彼此略微会聚。
互连元件由横向于机翼或尾翼的弦延伸并且在各自的方向上将根部接合到机翼或尾翼自身的自由端的翼梁构件来限定。
更确切地说，翼梁构件通常包括基本上正交于结构的壁、或更一般地横向于结构的壁的隔板。
所描述的结构使用已知的方法进行制造，该方法包括下述步骤，从具有热固性基体(树脂)的预浸料开始，该预浸料由不同性质的纤维(例如碳纤维、芳族聚酰胺纤维、玻璃纤维等)增强。
首先，在预浸料情形下，在合适的预成型工具上预成型每个翼梁构件，从而制造两个具有C形截面的长形异型元件，这些长形异型元件包括一个背部和从背部的相对端边缘正交伸出的两个凸缘；为了形成翼梁构件，将两个C形异型元件沿其相应的背部接合在一起，以便呈现相对的凹部。
特别地，每个C形异型元件被层压在具有基本平行六面体轮廓的预成型工具的三个平坦面上；工具的第一面完全由预浸料涂覆，而与第一面相邻的与第一面正交且彼此平行的另外两个面仅被涂覆用于拉伸。
在必要的真空固结之后并且在预定温度下，以上述方式将C形异型元件两两接合，以形成所需数量的翼梁构件，这些翼梁构件保持就位并保持预定的距离，以用于随后的通过具有长形销形状的相应刚性支撑工具进行固化的步骤。
预成型操作是真空和温度施加过程，其允许预浸料在不进行聚合过程的情况下获得固结形状。
每个支撑工具由基本上平行六面体的、刚性的和实心的长形本体构成，该长形本体由平坦面限定并且具有与要制造的结构的长形腔的形状相对应的横截面。
在将仍为预成型的预浸料形式的每个翼梁构件定位在两个支撑工具之间之前，对支撑工具进行包括以下连续步骤的敷料(dressing)操作：
-将隔离剂层(例如，以膜的形式)施加至每个支撑工具，以便于随后将支撑工具本身从相应的长形腔中取出；
-在每个由此制备的支撑工具上安装管状袋，在支撑工具本身的每个端部留下管状袋的多余部分，以用于随后的密封操作；
-在每个支撑工具上和管状袋外面包裹通风织物，用密封剂固定其翼片；
-在每个由此制备的支撑工具上安装管状隔膜，在这种情况下，同样在支撑工具本身的每个端部留下了管状隔膜的多余部分，以用于随后的密封操作；
-用密封剂密封管状袋的端部和管状隔膜的端部；
-施加真空，并等待管状隔膜使相关的支撑工具上的整个敷料收缩。
此时，每个预成型的翼梁构件由沿着相应的背部接合在一起的两个C形异型元件构成，这些预成型的翼梁构件被定位在先前经历上述敷料操作的支撑工具之间；特别地，每个预成型的翼梁被布置成使得：
-构成它的相关的一对C形异型元件的背部插置两个彼此相邻的支撑工具的两个相对的平坦面之间；以及
-每个异型元件的翼搁置在相关的支撑工具的彼此平行且基本上正交于支撑异型元件本身的背部的平坦面的相应平坦面上。
这样形成的由预成型的翼梁构件和预先敷料的支撑工具构成的组件***成型模具中，该成型模具包括下板、上板以及连接下板和上板的两个相对侧壁。
特别地，在上板和下板中的每一个上分别层压一层或多层预浸料，该一层或多层预浸料用于限定第一表层和第二表层，在固化步骤之后，该第一表层和第二表层将构成待制造的结构的第一壁和第二壁。
更确切地，在承载第一表层的成型模具的下板上，定位由相应的支撑工具保持就位的预成型的翼梁构件；随后，承载第二表层的成型模具的上板在模具本身的侧壁上以及由预成型的翼梁构件和支撑工具构成的组件上闭合。
此时，在整个成型模具上依次布置隔膜、通风织物和袋膜；袋膜通过密封剂密封在成型模具的基部。
布置在每个支撑工具上的管状隔膜在其端部敞开；相对于相关的支撑工具的长度过长的部分被切除。
相应的支撑工具上的管状袋在端部松开并密封。
通过将布置在成型模具上的外袋膜的边缘与支撑工具的管状袋的端部密封并且还通过密封相邻的管状袋的端部来形成所谓的包封袋。
此时，在包封袋内施加真空，直到外袋的材料朝向成型模具的外表面收缩。
然后打开管状袋的端部，并且通过继续施加真空，管状袋本身与相应的支撑工具分离，从而趋于使封闭在包封袋内的体积最小化。
此时，取出支撑工具，将由此形成的组件置于高压釜(autoclave)中，以在给定的压力值和温度值(例如，对于环氧树脂，固化温度约为180℃，固化压力介于6巴与7巴之间)下进行固化操作。
所描述的方法和使用的工具允许在用于形成和制造包封袋的模具的闭合操作期间正确地定位预成型件并保持它们的位置。
在固化周期之前取出支撑工具防止工具在固化所需的压力和温度条件下以不适当的方式变形，从而确保压力均匀地施加在所有的复合材料部件上。
替代地，管状袋可以将压力均匀地施加在它们接触的复合部件上。
然而，申请人注意到，所描述的结构和获得该结构的方法可以进行改进。
特别地，在前面详细分析的已知类型的多翼梁结构中，外部载荷分布在限定第一壁和第二壁的两个表层之间、以及各种翼梁构件之间；具有这种类型结构的机翼或尾翼虽然针对最终用途来说功能完善，但是在弯曲方面比扭转方面在技术上表现更好。
因此，在业界中需要制造这样的机翼和尾翼，尽管在弯曲载荷方面表现出与已知机翼和尾翼相同的性能，但在运行过程中对扭转载荷具有更好的响应。
此外，业界还需要简化机翼或尾翼结构的制造方法，以提高制造方法的效率并降低其成本；最后，表面光洁度的质量，特别是结构内部的表面光洁度，需要进一步改进。
US 2017/0174313 A1描述了一种制造飞行器的机翼用的复合材料结构的方法。该方法使用未固化复合材料的两个表层，这两个表层围绕并排放置且彼此平行的支撑工具组件缠绕成环；用于限定机翼的各个肋的未固化复合材料插置在每一对支撑工具之间。该方法还允许使用***两个表层之间的特定位置并且具有足够的交联度的预成型增强结构，以避免在最终固化步骤期间使用支撑元件。因此，预成型增强结构的部件是在不同于制造表层和肋的时间制造的，因此使得该方法既长又复杂。必须使用粘合剂或其他固定***来接合预成型的和至少部分交联的增强结构和未固化的表层。因此，所获得的结构不能说是整体的，即在固化步骤之前，在每个部分使用相同的预浸料并且具有相同的条件的情况下一次获得。
本发明的目的和发明内容
本发明的目的是提供一种制造飞行器的机翼或尾翼用的复合材料的整体结构的方法，该方法高度可靠且成本有限，并且能够满足上述指定要求中的至少一个，并且与已知类型的制造复合材料的整体结构的方法相关。
根据本发明，这一目的通过如权利要求1所限定的一种制造飞行器的机翼或尾翼用的复合材料的整体结构的方法来实现。
附图说明
为了更好地理解本发明，下面纯粹通过示例并借助于附图描述优选的非限制性实施例，在附图中：
-图1为飞行器(为了清楚起见，去除了一些部分)的俯视图，该飞行器的机翼内并入根据本发明的方法制造的复合材料的整体结构；
-图2示出了图1的整体结构(为了清楚起见，去除了一些部分)的放大立体图；
-图3为图2的整体结构的细节的放大局部截面立体图；
-图4和图5为图3的这些细节中的各个细节的进一步放大局部截面立体图；
-图6至图9示出了通过预浸料复合材料在对图2的整体结构的各个壁进行成型和层压操作期间的连续步骤中的第一支撑工具的局部截面立体图；
-图10至图12示出了通过预浸料复合材料在对图2的整体结构的各个互连元件进行成型和层压操作期间的连续步骤中的第二支撑工具的局部截面立体图；
-图13至图15示出了通过图6至图12的第一支撑工具和第二支撑工具在连续制造步骤中的图2的整体结构的局部截面立体图；
-图16是与图5类似的图，示出了复合材料的整体箱形结构的可能变体的细节的局部截面立体图；以及
图17以立体图示出了通过预浸料复合材料在对根据图16的变体的整体结构的互连元件进行成型和层压操作期间的两个局部截面第二支撑工具。
具体实施方式
参照图1和图2，1整体表示了飞行器(即，能够至少短距离飞行的交通工具)用的复合材料的整体结构。
在图1所示的示例中，所表示的飞行器为飞机2，该飞机以已知方式包括机身3、两个机翼4和多个尾翼5，其中尾鳍和两个稳定器是部分可见的。
飞机2具有轴线A，该轴线与机身3的轴线和飞机2本身的前向方向一致；机翼4和尾翼5从机身3以悬臂式延伸。
更详细地，每个机翼4具有连接到机身3的根部4a、以及与根部4a本身相反的自由端部4b。
因此，每个机翼4沿着纵向方向B延伸，该纵向方向被标识为将根部4a的中间区与自由端部4b的中间区接合的交接部(junction)。每个机翼4的纵向延伸方向B横向于飞机2的轴线A布置，并且在倾斜的情况下，与轴线A本身朝向机身3的前部形成钝角。可替代地，方向B也可以与轴线A形成锐角或直角。
每个机翼4还横向于方向B由气流前缘4c和气流后缘4d来界定；在每个机翼4中，前缘4c相对于飞机2的前向行进方向布置在后缘4d的前面。
在所示的情况下，每个机翼4沿方向B从根部4a开始并朝向自由端部4b呈现锥形图案；在实践中，已经将横向于方向B延伸并将每个机翼4的前缘4c与后缘4d接合的假想段识别为弦，在所示的情况下，人们可以注意到随着其背离机身3朝向机翼4本身的自由端部4b移动时，上述弦的长度减小。
从图1所示的示例中可以看出，结构1构成每个机翼4的内部部分。
应当注意的是，结构1还可以用于飞机2的每个尾翼5，或者一般用于飞行器的机翼或尾翼。
参照图1至图5，结构1包括：
-第一壁6；
-第二壁7，该第二壁沿其最大延伸的表面面向壁6的最大延伸的表面，并且被布置成与壁6隔开非零量；以及
-多个互连元件8，这些互连元件在壁6与壁7之间横向地延伸，连接到壁6和壁7，并且与壁6和7本身限定相应的长形腔9。
在所示的情况下，壁6在相关机翼4的使用位置限定了结构1的下壁，而壁7限定了结构1本身的上壁。
壁6和壁7在纵向方向B的相对两侧对称延伸，并且大致平行于方向B本身。
互连元件8由横向于纵向方向B延伸的肋10构成。
每个壁6、7具有“夹层”结构，该“夹层”结构包括：
-第一板11，该第一板沿其最大延伸的表面面向另一壁7、6的最大延伸的表面；
-第二板12，该第二板沿其最大延伸的表面面向板11的最大延伸的表面；以及
-多个翼梁构件13，这些翼梁构件在板11与板12之间横向地延伸，连接到板11和板12，与板11、12本身限定相应的长形腔14，并且横向于肋10延伸。
实际上，壁6和壁7的板11彼此面对，并且沿横向于板11、12本身的方向插置在板12之间，或者在板12之间布置地更靠近内部。
板11以及同样的板12在纵向方向B的相对侧对称地延伸，并且大致平行于方向B本身。
根据未示出的可能替代方案，壁6和壁7中仅有一个可以具有夹层结构，而另一个可以简单地由单个板形成。
在所示的情况下，每个壁6、7的板11与12之间的距离小于在横向于板11、12本身的方向上板11之间的距离。
在仅壁6和7中的一个具有上述夹层结构而另一个由单个板形成的替代方案的情况下，具有夹层结构的壁6、7的板11与板12之间的距离小于板11距由单个板形成的壁7、6的距离。
在所示的情况下，板11和板12以及更一般地壁6和壁7朝向机翼4的自由端部4b彼此稍微会聚。根据未示出的可能替代方案，板11和板12以及更一般地壁6和壁7也可以彼此平行。
在所有情况下，板11和板12以及更一般地壁6和壁7可以被认为大致彼此平行。
肋10和翼梁构件13可以具有开放或闭合的横截面。
在图2、图3和图5所示的方案中，肋10具有C形横截面。根据未示出的其它可能替代方案，肋10还可以具有符合I形、T形、双T形、双C形、Z形或其他形式的横截面。
在所示的示例中，每个壁6、7的翼梁构件13具有倾斜的I形横截面，两两朝向最外的板12会聚。同样在这种情况下，翼梁构件13的这些横截面可以不同地符合于例如竖直的I形、C形、Z形、T形、双T形等。
结构1是从具有聚合物基体的预浸料开始制成的，该聚合物基体例如由热固性树脂制成，并由可以具有不同性质的纤维(例如，碳纤维、和/或芳族聚酰胺纤维、和/或玻璃纤维等)增强。
可替代地，结构1也可以是从由上述类型的纤维增强的热塑性树脂制成的基体预浸料开始制成的。
在这两种情况下，板11、12是从相应的表层11a、12a(图8、图9、图13、图14、图15)开始制成的，每个表层由一层或多层上述的纤维增强的预浸料形成，被层压在相应的平坦表面上，如下文将更详细地进行描述。
参照图6至图9，通过将上述限定的预浸料层压在相应的支撑工具15上而获得翼梁构件13，这些支撑工具沿翼梁构件13本身的纵向延伸方向是长形的。
特别地，支撑工具15用于将翼梁构件13保持在所制造的结构1内的预定位置，并且具有基于增强材料和聚合物的成分，该基于增强材料和聚合物成分适于允许分别响应于加热和冷却，即响应于温度刺激，允许从刚性状态转变为柔性弹性状态，反之亦然。
有利地，构成支撑工具15的聚合物为已知类型的形状记忆热固性或热塑性聚合物。该聚合物可以是例如具有形状记忆的环氧聚合物、具有形状记忆的氰酸酯聚合物、具有形状记忆的聚氨酯聚合物、具有形状记忆的乙烯基聚合物、具有形状记忆的聚酰亚胺聚合物、具有形状记忆的马来酰亚胺聚合物、或它们的组合(包括共聚物)。
由于具有形状记忆的聚合物的特性，支撑工具15可以尽管在大量重复使用和在多次加热和冷却循环之后仍恢复其原始刚性形状，这可能通过将这些支撑工具***专用的重成型工具中来实现。
支撑工具15的增强材料可以包括一根或多根弹性纤维。
特别地，增强材料还可以包含尼龙纤维、莱卡纤维、聚酯纤维、碳纤维、玻璃纤维、芳族聚酰胺纤维、硼纤维、玄武岩纤维、聚合物纤维、短切纤维、网状物(mesh)、三维纤维预成型件、普通纬线织物、斜纹织物或其他类型的织物、及它们的组合。尼龙纤维的一个合适的商业示例为英威达公司(Invista)(堪萨斯州威奇托市)生产的尼龙。
在一些实施例中，支撑工具15可以包含两种或多种不同类型的增强材料。
每个支撑工具15在要形成的翼梁构件13的延伸方向上具有长形的棱柱形状，并且在相同方向上具有中空形状。特别地，每个支撑工具15的横截面具有与要在结构1的相关壁6、7中形成的相应腔14的轮廓互补的多边形外轮廓。在所示示例中，每个支撑工具15具有等腰梯形横截面，并且由通过斜边缘17接合在一起的四个侧壁16限定。壁16限定相应支撑工具15的纵向贯通腔18。
根据未示出的可能替代方案，支撑工具15还可以具有带斜边缘的平行六面体截面。
在所示的示例中，如果需要，基于预浸料的粘性程度，在施加树脂基粘合剂(称为增粘剂)之后，将预浸料在外部层压在处于刚性状态的相关支撑工具15的所有壁16上。
根据要形成的翼梁构件13的横截面的构型，带预浸料的涂层可限制在相关支撑工具15的一些壁16上。此外，再次根据要形成的翼梁构件13的横截面的构造，支撑工具15可以具有不同横截面，但在任何情况下总是与要在翼梁构件13之间制造的腔14的形状互补。
由于其刚性状态，可以在每个支撑工具15上铺设一个或多个预浸料层；此外，由于预浸料层的组成，在层压预浸料之前可能不必对支撑工具15敷料。
在将预浸料铺设在每个支撑工具15的壁16上之后，将支撑工具15封闭并密封在外袋(本身已知且未示出)中，然后以已知的方式在外袋中施加真空，以便获得预浸料本身的各层的压实。
此时，已经移除了上一段中提到的外袋，通过将在外部承载压实的层压预浸料的支撑工具15横向并排靠近或放置在一起(图7和图8)，可以将覆盖限定支撑工具15本身的梯形横截面的斜侧的壁16的预浸料部分两两横向地接合在一起。
由于每个支撑工具15的平坦壁16通过斜边缘17被接合，因此预浸料与壁16(预浸料铺设在这些壁上)本身以及接合这些壁的斜边缘17具有相同的外部形状。
因此，在并排放置的每对支撑工具15之间形成凹部19，该凹部在外部涂覆有预浸料、并且具有近似V形的横截面。凹部19由相应的预浸料填充珠20或填充条(图8)填充，该预浸料填充珠或填充条具有与凹部19本身的轮廓互补的轮廓。
这样形成的由并排放置的支撑工具15、在外部涂覆它们的预浸料和填充珠20构成的组件被铺设和插置在表层11a与12a之间，这些表层预定形成相关壁6或7的板11和12。
应当注意的是，图8和图9仅示出壁6的形成，应当理解，另一壁7的形成以完全相似的方式进行。
在所示的示例中，壁6的表层12a被层压在成型表面上，该成型表面本身已知且未示出。更确切地说，树脂基粘合剂(被称为“增粘剂”)被预先施加到成型表面，然后对用形成表层12a的纤维增强的不同预浸料层进行层压。
优选地，在对预定数量的层(例如，每四层)进行层压之后，执行真空压实步骤。
此时，由相应的支撑工具15保持就位的预成型翼梁构件13、12a和填充珠20被放置在表层上。
随后，将以与针对表层12a进行层压和压实类似的方式进行层压和压实的表层11a(图9)施加到由此形成的组件。
参照图10至图12，肋10是通过将上文定义的预浸料层压在另一些支撑工具21(这些支撑工具在肋10自身的主延伸方向上是长形的)上并且使预浸料具有与支撑工具15相同的成分和特性而获得的。
特别地，每个肋10是从相应的长形异型元件22开始获得的，该长形异型元件具有C形截面并且由主部分23和两个端部附件24构成，该主部分是平坦的且与表层11a和12a以及板11、12基本正交，这两个端部附件从主部分23本身的相对端部边缘沿基本正交的方向横向突出并布置在主部分23的同一侧上。
每个支撑工具21优选地但不是必须具有在相应肋10的纵向延伸方向上伸长的平行六面体形状、以及在相同方向上的中空形状。特别地，每个支撑工具21的横截面具有多边形外轮廓，该多边形外轮廓与要在结构1中形成的相应腔9的轮廓互补。在所示的示例中，每个支撑工具21由四个侧壁25限定，这四个侧壁两两平行，并且每个侧壁正交于两个相邻的壁25。
多个壁25限定相应支撑工具21的纵向贯通腔26。
在施加树脂基粘合剂(称为“增粘剂”)之后，每个异型元件22在外部被层压在处于刚性状态的相关支撑工具21的三个相邻壁25上。
特别地，处于刚性状态的支撑工具21的壁25完全被相关异型元件22的预浸料涂覆，而与其相邻的另外两个壁25仅被涂覆用于预定拉伸。
因此，每个支撑工具21可以在其一侧支撑相应的预浸料C形异型元件22。
由于其刚性状态，可以在每个支撑工具21上铺设一个或多个预浸料层；此外，由于它们的组成，在层压异型元件22之前不需要对支撑工具21敷料。
在异型元件22已经铺设在每个支撑工具21的相应壁25上之后，支撑工具21被封闭并密封在外袋(本身已知且未示出)中，然后以已知的方式向该外袋中施加真空，以获得异型元件22自身的压实。
此时，通过将在外部承载相应的压实的预浸料异型元件22(图12)的支撑工具21横向地靠近或并排放置在一起，可以通过支撑工具21本身将异型元件22保持在彼此期望的距离。此外，合适的预浸料填充珠29或填充条也***表层11a之间的区域以及主部分22与相应端部附件24之间的连接区域。
特别地，每个预浸料异型元件22被布置使得：
-主部分23插置在彼此相邻的两个支撑工具21的两个面对壁25之间；以及
-端部附件24搁置在彼此基本平行并且与支撑主部分23的壁25基本正交的相关支撑工具21的相应壁25上。
这样形成的由预浸料异型元件22以及将预浸料异型元件保持就位的支撑工具21构成的组件铺设在先前形成的表层11a上以及预定形成壁6的组件上。
类似于所见的壁6的形成，在由异型元件22和支撑工具21限定的组件上，预定形成壁7的表层11a和12a被施加，这些表皮自身之间插置预先形成的翼梁构件13以及由相应的支撑工具15(图13和14)保持就位的填充珠20。
整体***成型模具中，该成型模具本身是已知的且未示出。
如图13至图15可见，当进行安装以限定要形成的结构1时，支撑工具15具有横向于支撑工具21的主要延伸方向的主要延伸方向。
此时，从支撑工具15、21本身在前面和后面突出的通风织物(本身已知且未示出)和管状袋27被***到每个支撑工具15、21本身的内部(图15)。
根据未示出的可能替代方案，通风织物和管状袋27可以围绕每个支撑工具15、21布置。
另一个外袋28(图15中可以看到外袋28的两个上翼片和下翼片28a、28b)在使用时设置在预先制备的结构1周围，该结构被形成并焊接到管状袋26的突出端。
这样形成的包括支撑工具15、支撑工具22、填充珠20、设置在支撑工具15周围的预浸料、异型元件22、以及表层11a和12a的组件以已知的且未示出的方式置于高压釜中，以在预定的压力值和温度值(例如，对于环氧树脂，固化温度约为180℃，固化压力介于6巴与7巴之间)下执行固化操作。
在固化步骤期间，由于温度刺激，支撑工具15、21的壁16和25从刚性状态转变为柔性弹性状态。事实上，支撑工具15、21被配置成在低于固化温度且高于50℃的温度下呈现柔性弹性状态。固化压力通过管状袋26既作用于所形成的结构1的外部，也作用于支撑工具15、21的内部，并因此作用于结构1本身的腔9和腔14的内部，管状袋因此压在因状态改变而变得柔性的壁16、25上。由于固化压力，壁16、25然后均匀地压在聚合的预浸料上。
一旦固化步骤已经完成，再次加热支撑工具15、21以进入柔性弹性体状态，以便能够从刚形成的结构1的腔9、14中取出。
图16的变型示出了结构1，在该结构中，肋10具有I形横截面并且通过接合两个异型元件22获得，以将相应的主部分23面对面地布置，并使得端部附件24从相对侧突出(图17)。
根据对上述结构1的特性和该结构的制造方法的研究，可以获得的优点是显而易见的。
特别地，具有结构1(结构1既具有翼梁构件13又具有肋10)的机翼4和尾翼5不仅在弯曲方面而且在扭转方面都具有很高的性能。
换言之，结构1在弯曲载荷方面表现出与已知类型的结构同等的行为，但允许在操作期间对扭转载荷有更好的响应。
此外，由于预浸料直接层压在支撑工具15、21上，而不是在合适的预成型工具上，然后转移到支撑工具上，因此所述的方法比已知的方法更简单且更迅速。
最后，不需要在固化步骤之前取出支撑工具15、21，因为这些工具在固化操作期间通过均匀地压在预浸料上而呈现柔性弹性状态。
显然，可以在偏离权利要求限定的保护范围的情况下，对本文描述和示出的结构1和相关制造方法进行修改和改变。
特别地，支撑工具15、21可以由聚苯乙烯或其他低熔点热塑性材料制成，从而在固化温度下这些工具熔化并“消失”；固化压力将通过管状袋27施加。
在这种情况下，对于支撑工具15、21使用上述类型的低熔点材料，在固化之后要执行的唯一操作是取出管状袋27。
另一种替代方法是可溶于水或其他液体的支撑工具。
在后一种情况下，在固化操作结束时，支撑工具15、21的移除将通过用水或专用溶剂溶解它们来实现。

Claims (10)

1.一种制造飞行器(2)的机翼(4)或尾翼(5)用的复合材料的整体结构(1)的方法，所述结构(1)是从具有纤维增强聚合物基体的预浸料开始制成的，所述结构(1)包括：
-第一壁(6)；
-第二壁(7)，所述第二壁沿着其自身最大延伸的表面面向所述第一壁(6)的最大延伸的表面，并且被布置成与所述第一壁(6)本身间隔非零的量；以及
-至少一个互连元件(8)，所述至少一个互连元件在所述第一壁(6)与所述第二壁(7)之间横向延伸，连接到所述第一壁和所述第二壁，并且与所述第一壁(6)与所述第二壁(7)本身限定相应的第一长形腔(9)；
其中，所述第一壁(6)和所述第二壁(7)从根部(4a)到所述机翼(4)或尾翼(5)本身的自由端部(4b)在方向(B)的相对侧对称延伸，在使用时，所述方向与所述机翼(4)或所述尾翼(5)的延伸方向一致，所述根部连接到所述飞行器(1)的机身(3)；
其中，所述互连元件(8)为横向于所述方向(B)延伸的肋(10)，并且
其中，所述第一壁(6)和所述第二壁(7)中的至少一个壁(6、7)具有夹层构造并且包括：
-第一板(11)，所述第一板面向所述第一壁(6)和所述第二壁(7)中的另一壁(7、6)；
-第二板(12)，所述第二板面向所述第一板(11)；以及
-至少一个翼梁构件(13)，所述至少一个翼梁构件在所述第一板(11)与所述第二板(12)之间横向延伸，连接到所述第一板和所述第二板，与所述第一板(11)和所述第二板(12)本身限定相应的第二长形腔(14)并且横向于所述肋(10)延伸；
所述方法包括以下步骤：
a)提供至少两个长形的第一支撑工具(21)，每个第一支撑工具的横截面具有与要在所述结构(1)中形成的第一腔(14)的轮廓互补的多边形外轮廓；
b)横向并排放置所述第一支撑工具(21)，以便在所述第一支撑工具之间插置预定形成所述肋(10)的一层或多层所述预浸料；
c)提供至少两个长形的第二支撑工具(15)，每个第二支撑工具的横截面具有与要在所述结构(1)中形成的第二腔(8)的轮廓互补的多边形外轮廓；
d)横向并排放置所述第二支撑工具(15)，以便在所述第二支撑工具之间插置预定形成所述翼梁构件(13)的一层或多层所述预浸料；
e)通过为表层(11a、12a)中的每一表层层压一层或多层所述预浸料来形成至少三个不同的表层；
f)在所述表层(11a、12a)的第一表层与第二表层之间***由所述第二支撑工具(15)以及插置在所述第二支撑工具之间的所述预浸料形成的组件，以便形成所述第一壁(6)和所述第二壁(7)中的所述第一壁(6)；
g)在所述表层(11a、12a)的所述第二表层(11a)与第三表层(11a)之间***由所述第一支撑工具(21)和插置在所述第一支撑工具之间的所述预浸料形成的组件；
h)在预定的固化温度和压力下将在步骤a)至步骤g)中形成的组合体置于高压釜中；
其中：
-所述第一支撑工具(21)和所述第二支撑工具(15)在内部是中空的，并且具有在室温下呈现刚性状态的成分；
-所述第一支撑工具(21)的主要延伸方向横向于所述第二支撑工具(15)的主要延伸方向；并且
-步骤b)和步骤d)通过将所述预浸料直接层压在处于所述刚性状态的所述第一支撑工具(21)和所述第二支撑工具(15)的壁(25、16)的外表面上来执行。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述第一支撑工具(21)和所述第二支撑工具(15)具有基于增强材料和聚合物的成分，所述基于增强材料和聚合物的成分适于允许分别响应于加热和冷却而从所述刚性状态转变为柔性弹性状态，反之亦然；其中，所述第一支撑工具(21)和所述第二支撑工具(15)被配置成在低于固化温度且高于50℃的温度下呈现所述柔性弹性状态；并且其中，在步骤h)期间，在所述高压釜内以及在所述第一支撑工具(21)和所述第二支撑工具(15)内施加固化压力，所述第一支撑工具和所述第二支撑工具的壁(25、16)通过从所述刚性状态转变为所述柔性弹性状态而变得柔性，并因此被所述固化压力本身推动以附着到相邻的所述预浸料。
3.根据权利要求2所述的方法，其中，所述第一支撑工具(21)和所述第二支撑工具(15)的聚合物为形状记忆热固性或热塑性聚合物，并且其中，所述第一支撑工具(21)和所述第二支撑工具(15)的增强材料包括一根或多根弹性纤维。
4.根据权利要求1所述的方法，其中，所述第一支撑工具(21)和/或所述第二支撑工具(15)由低熔点热塑性材料、特别是聚苯乙烯制成，并且在外部涂覆有管状袋(27)，使得在步骤h)期间，所述第一支撑工具(21)和/或所述第二支撑工具(15)溶解并且通过所述管状袋(27)施加固化压力。
5.根据权利要求1所述的方法，其中，所述第一支撑工具(21)和/或所述第二支撑工具(15)由可溶于给定溶剂中的材料制成，所述给定溶剂例如是水。
6.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述结构(1)的所述第一壁(6)和所述第二壁(7)中的所述另一壁(7、6)也包括与所述第一壁(6)和所述第二壁(7)中的一个壁的夹层构造相同的夹层构造，所述方法还包括以下步骤：
i)通过层压一层或多层所述预浸料来形成第四表层(12a)；以及
l)在所述第三表层(11a)与所述第四表层(12a)之间***由所述第二支撑工具(15)以及插置在所述第二支撑工具之间的所述预浸料形成的另一组件，以便以所述夹层构造也形成所述第一壁(6)和所述第二壁(7)中的所述另一壁(7、6)。
7.根据权利要求1至5中任一项所述的方法，其中，所述第一壁(6)和所述第二壁(7)中的所述一个壁(6、7)中的所述第一板(11)与所述第二板(12)之间的距离小于所述第一板(11)距所述第一壁(6)和所述第二壁(7)中的所述另一壁(7、6)的距离。
8.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述第一壁(6)和所述第二壁(7)中的每一个壁的所述第一板(11)与所述第二板(12)之间的距离小于彼此面对的所述第一板(11)之间的距离。
9.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述肋(10)为具有开放或闭合横截面的异型元件。
10.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述翼梁构件(13)具有开放或闭合横截面。
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