CN101443233A - 增强的混合结构及其方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种用于制造机翼结构的方法，它包括：通过预先机械加工、预成形或者它们的组合来制造机械加工的金属底部皮层；完成该皮层，该皮层用作模具；将多个条带布置在皮层的顶部；将单片皮层、纤维金属层叠材料皮层或未增强金属层叠材料皮层布置在该多个条带的顶部以便形成模块；以及固化该模块，其中，底部皮层是机翼中的负荷承载元件。本发明还公开了一种制造机翼结构的方法，它包括：提供模具；将第一单片皮层、纤维金属层叠材料皮层或未增强金属层叠材料皮层布置在层合模具上；将多个条带布置在皮层的顶部；将第二单片皮层、纤维金属层叠材料皮层或未增强金属层叠材料皮层布置在该多个条带的顶部以便形成模块；以及固化该模块。
Description
背景技术
未来商用飞机计划是继续降低飞机结构重量以及购买成本和执行任务的操作成本、飞得更快、以及经济地承载更多有效负荷。静态强度、结构疲劳、裂纹扩展和残余强度以及损坏公差要求是单过道或双过道商用飞机的底部机翼增强皮层面板的设计驱动力。
发明内容
在一个实施例中，本发明涉及一种用于增强的混合结构的产品和方法，该增强的混合结构用于航空航天用途中。在另一实施例中，用于增强的混合结构的方法和系统可以用于其它行业。在又一实施例中，本发明的方法和系统涉及增强的混合结构，其中，两个或更多的单片金属皮层或层叠皮层或者单片和层叠皮层的组合通过芯层来增强，该芯层包括金属层叠材料或纤维金属层叠材料，它布置在各单片金属皮层或层叠皮层之间。在又一实施例中，层叠皮层通过未增强粘接剂材料或纤维增强粘接剂材料来粘接。在又一实施例中，芯通过未增强粘接剂材料或纤维增强粘接剂材料粘接在皮层上。
在一个实施例中，本发明公开了一种用于制造飞机机翼混合结构的方法，它包括以下步骤：(1)通过(i)预先机械加工、(ii)预成形或(iii)它们的组合来制造机械加工的金属底部皮层；(2)完成该机械加工的金属底部皮层；(3)提供完成的机械加工金属底部皮层，该金属底部皮层用作层合模具；(4)将多个芯条带布置在完成的机械加工金属底部皮层的顶部；(5)将从以下组选择的皮层布置在该多个芯条带的顶部以便形成模块，该组包括单片皮层、纤维金属层叠材料皮层和未增强金属层叠材料皮层；以及(6)固化该模块，其中，完成的机械加工金属底部皮层是飞机机翼混合结构中的负荷承载元件。在另一实施例中，芯条带包括至少两个金属层，在这两个金属层之间具有至少一个纤维增强聚合物层。在又一实施例中，多个芯条带从以下组中选择，该组包括未拉伸、预拉伸和它们的组合。在又一实施例中，至少一个皮层与芯的组合可以布置在模块内部，其中，皮层从以下组中选择，该组包括单片皮层、纤维金属层叠材料皮层和未增强金属层叠材料皮层，其中，纤维金属层叠材料芯条带位于各皮层之间。
在另一实施例中，本发明公开了一种用于制造飞机机翼混合结构的方法，它包括以下步骤：(1)提供层合模具；(2)将从以下组中选择的第一皮层布置在层合模具上，该组包括单片皮层、纤维金属层叠材料皮层和未增强金属层叠材料皮层；(3)将多个芯条带布置在皮层的顶部；(4)将从以下组中选择的第二皮层布置在该多个芯条带的顶部以便形成模块，该组包括单片皮层、纤维金属层叠材料皮层和未增强金属层叠材料皮层；以及(5)固化该模块。在另一实施例中，芯条带包括至少两个金属层，在这两个金属层之间具有至少一个纤维增强聚合物层。在又一实施例中，第一皮层是纤维金属层叠材料皮层。在又一实施例中，第二皮层是纤维金属层叠材料皮层。在又一实施例中，至少一个皮层与芯的组合可以布置在模块内部，其中，皮层从以下组中选择，该组包括单片皮层、纤维金属层叠材料皮层和未增强金属层叠材料皮层，其中，纤维金属层叠材料芯条带位于各皮层之间。
在本发明的一个实施例中，提供了一种在航空航天用途和其它行业用途(例如运输车辆)中使用的增强的混合结构。
在另一实施例中，提供了一种增强的混合结构，用作商业飞机、军用飞机或其它行业用途中的机翼皮层。
在本发明的又一实施例中，本发明可以形成一种机翼皮层，该机翼皮层具有一个或多个以下特点：重量更轻、制造更经济、提高了抗腐蚀性能、降低了疲劳裂纹扩展和/或有较低的维护成本。
通过下面的说明和附图，将更清楚本发明的这些和其它实施例。
本发明的产品具有在下文中所述的特征、特性和相关部件，且本发明的范围将由权利要求来表示。
附图说明
为了更充分地理解本发明，下面将结合附图进行说明，附图中：
图1是本发明一个实施例的增强的混合结构的局部剖视图。
具体实施方式
本发明涉及一种增强的混合结构，特别是涉及这样的结构，其中，两个或更多单片金属皮层或层叠皮层或者单片和层叠皮层的组合通过包括金属层叠材料或纤维金属层叠材料的芯层来增强，该芯层布置在各单片金属皮层或层叠皮层之间。在一个实施例中，层叠皮层通过未增强粘接剂材料或纤维增强粘接剂材料来粘接。在另一实施例中，芯通过未增强粘接剂材料或纤维增强粘接剂材料粘接在皮层上。在又一实施例中，各芯包括多个金属层叠材料或纤维金属层叠材料条带，这些条带预拉伸或未拉伸，且并排布置在芯区域中，以便填充皮层之间的区域。
在一个实施例中，增强的混合结构可以包括至少一个模块。该模块定义为具有两个外层的单片和/或层叠皮层的组合，这两个外层通过中间芯层来增强。在另一实施例中，皮层与芯的多重组合可以添加在模块内部，以便产生其它类型的增强的混合结构。
在本发明的一个实施例中，图1表示了增强的混合结构10，其中，只有顶部单片皮层11或者顶部11和底部12单片皮层由通过粘接剂或纤维增强粘接剂13而粘接在一起的金属层叠材料皮层(粘接在一起的薄金属片)来代替。称为FML条带芯材料的纤维金属层叠材料条带14夹在金属层叠材料和/或单片金属皮层之间。FML条带14通过金属粘接剂和/或纤维增强粘接剂13牢固地粘接在金属层叠材料和/或皮层上。
在一个实施例中，本发明使用一系列预先制造的FML条带，这些FML条带并排布置在芯区域中。在这样的几何形状中，条带沿长度方向为柔性，并能够与来自高压釜的压力负荷或来自模具的压力所需的复杂弯曲形状一致。在另一实施例中，芯FML条带的宽度与长度相比相对狭窄(例如在一个实例中至少比例为10:1，在另一实例中至少比例为6:1，在又一实例中至少比例为3:1)。在另一实施例中，当芯的量规厚度超过大约6层铝/5层纤维增强粘接剂(其中，各铝层的厚度为大约0.008至大约0.016英寸，各纤维增强粘接剂层的厚度为大约0.001至大约0.005英寸)以便形成所需的曲线形时，芯可以划分成更薄和更可成形的子层，这些子层交叠。这样划分的实例是2层铝/1层纤维增强粘接剂加上4层铝/3层纤维增强粘接剂。这样划分的另一实例是3层铝/2层纤维增强粘接剂加上3层铝/2层纤维增强粘接剂。
在一个实例中，在最终皮层制造处理之前，预先制造的条带和这样用于制造最终皮层将允许该条带预拉伸或不拉伸。条带可以预拉伸、不拉伸和/或它们的组合。在另一实施例中，FML片可以用于代替FML条带。不过，当与复杂弯曲形状一致时，FML条带用于减少弹回量。在另一实施例中，可以包含芯FML条带以用于结构特性。
在制造方法中，在一个实施例中，在底部层叠或单片金属皮层中的各金属层以及粘接剂或纤维增强粘接剂布置在粘接模具中，且一次一个片材。在另一实例中，构成芯的预先制造的狭窄离散条带并排布置就位，以便形成芯。在另一实施例中，层叠或单片金属皮层和芯材料的这种顺序可以重复多次(例如直到20层，或者在另一实例中直到7层)。最后，顶部片材一个接一个地布置在芯上面。在又一实施例中，顶部皮层、底部皮层、中间皮层和芯FML皮层可以通过停止金属内部层和粘接材料层17而沿长度和宽度成锥形16，如图1中所示。最后，在一个实施例中，皮层/芯层合可以真空包装和高压釜固化。不过，在另一实施例中，皮层可以利用合适的模具而在高压釜外部固化，这将迫使皮层与层合模具一致。在任意一种方法中，所有的内部层都与模具的曲率一致，包括芯中的预先制造条带。需要时，在另一实施例中，更厚的芯可以由薄的交错的芯构成，它们在最终高压釜固化中粘接在一起。
在另一实施例中，当底部皮层是单片金属皮层时，该底部皮层预先机械加工、预先成形和/或它们的组合，并成为用于层合芯和皮层的其余结构元件的模具。然后，整个夹心皮层结构同时固化。高压釜压力或(在一些情况下)其它模具压力用于使各层形成最终轮廓形状。
在又一实施例中，底部模具表面成为该先进的混合结构的底层。换句话说，底层成为结构的外部皮层。
在一个实施例中，抗疲劳FML芯减缓在层叠皮层中的裂纹扩展。这样制造的先进混合层叠皮层可以提供以下中的一个或多个：更加抗疲劳、降低了裂纹扩展和/或在机械加工的单片皮层的使用中增加残余强度。在另一实施例中，当使用FML底部和/或顶部皮层时，层叠的金属皮层允许使用多重合金/回火以及多重预浸渍纤维/基质系统。
在一个实施例中，中心芯包括拉伸和/或未拉伸的FML条带，该FML条带由与层叠皮层相同的金属/纤维材料和纤维层合而组成，和/或由不同的金属/纤维材料和纤维层合而组成，其中，所述金属/纤维材料和纤维层合增强所述层叠皮层。在另一实施例中，各芯包括多个金属层叠材料或纤维金属层叠材料条带，这些条带预拉伸或未拉伸，且并排置于芯区域中，以便填充在皮层之间的区域(例如，多个条带可以在从并排布置的大约100个条带至并排布置的大约2个条带的范围内)。在一个实例中，增强芯和/或FML条带进行拉伸，以便使FML中的固化残余应力反转，并使铝处于压缩状态。还认为该残余应力分布使得条带对于疲劳更不敏感。在另一实施例中，单片金属或层叠皮层一次一层地层合，且芯在各皮层之间，并通过粘接剂或纤维增强粘接剂来粘接和固化。这导致当使用粘接剂时基本无残余应力，或者当使用纤维/粘接剂预浸渍时在金属中有很低的拉伸残余应力。因此，在疲劳负荷下，认为疲劳裂纹将在皮层中扩展，并使芯中的疲劳最小化。因此，认为芯将“桥接”裂纹，延迟裂纹在皮层中的扩展。这样由完整的芯来“桥接裂纹”提高了受到裂纹损坏的夹层结构的断裂韧性。
在一个实例中，在意外损坏情况下，本发明的中心芯可以提高断裂韧性，这是因为离散的条带元件用作抗快速断裂的独立元件，因为单独的条带作为离散元件来断裂(例如，当沿芯条带的宽度方向发展的裂纹到达条带边缘时，它们必须在下一个条带中重新开始，这吸取更多的附加能量，其中该宽度方向是机翼结构中关注的方向)。在另一实施例中，通过使芯条带相对于皮层提供更高强度和/或更高刚性的FML结构，结果将增加在疲劳负荷时的裂纹桥接，并增加在意外损坏情况下(包括皮层的穿透)的残余强度。
FML条带可以由纤维/基质层增强的金属层构成。用于纤维层的合适材料包括但不局限于：玻璃、纤维或高模量高强度纤维，例如石墨、Zylon或M5。合适的高模量纤维金属层叠材料条带可以是(但不局限于)这样形成的纤维，例如Zylon或M5纤维。在一个实例中，使用的条带未拉伸。
在一个实施例中，层叠或纤维增强的皮层可以(1)由相同的合金回火片材来制造，或者(2)各种合金/回火片材可以组合，以便在夹层的各皮层中产生特性组合。
本发明的又一实施例是使用单片的厚片材或薄皮层用于机翼内部表面上的底部气动表面和层叠皮层。在另一实施例中，外部皮层可以机械加工和成锥形，并形成一定轮廓，或者机械加工和成形顺序进行任意组合，以便获得最终轮廓。这时，该皮层用作模具，用于布置芯以及内部层叠或纤维增强皮层。在又一实施例中，该组件可以真空包装和在高压釜中压力成形，然后固化，或者在固化之前可以利用合适的模具来形成皮层。皮层和芯将与底部皮层的曲率一致。
因此可以知道，特别是由前述说明可知，上述目的将高效实现，且因为在不脱离本发明的精神和范围的情况下可以对所述产品进行某些变化，因此在上述说明书中所述和在附图中所示的所有内容都是进行举例说明，而不是限制。
还应当知道，下面的权利要求将覆盖这里所述的本发明所有普通和特定特征以及本发明范围的所有说明，本发明的范围在语言上可以说落在其中。
Claims (9)
1.一种用于制造飞机机翼混合结构的方法，包括以下步骤：
通过(i)预先机械加工、(ii)预成形或(iii)它们的组合来制造机械加工的金属底部皮层；
完成该机械加工的金属底部皮层；
提供完成的机械加工金属底部皮层，该金属底部皮层用作层合模具；
将多个芯条带布置在所述完成的机械加工金属底部皮层的顶部；
将从以下组中选择的皮层布置在所述多个芯条带的顶部以形成模块，该组包括单片皮层、纤维金属层叠材料皮层和未增强金属层叠材料皮层；以及
固化所述模块，其中，所述完成的机械加工金属底部皮层是飞机机翼混合结构中的负荷承载元件。
2.根据权利要求1所述的方法，其中：芯条带包括至少两个金属层，在这两个金属层之间设有至少一个纤维增强聚合物层。
3.根据权利要求1所述的方法，其中：所述多个芯条带从以下组中选择，该组包括未拉伸、预拉伸和它们的组合。
4.根据权利要求1所述的方法，其中：至少一个皮层与芯的组合可以布置在模块内部，其中，皮层从以下组中选择，该组包括单片皮层、纤维金属层叠材料皮层和未增强金属层叠材料皮层，其中，纤维金属层叠材料芯条带位于各皮层之间。
5.一种用于制造飞机机翼混合结构的方法，包括以下步骤：
提供层合模具；
将从以下组中选择的第一皮层布置在层合模具上，该组包括单片皮层、纤维金属层叠材料皮层和未增强金属层叠材料皮层；
将多个芯条带布置在皮层的顶部；
将从以下组中选择的第二皮层布置在所述多个芯条带的顶部以形成模块，该组包括单片皮层、纤维金属层叠材料皮层和未增强金属层叠材料皮层；以及
固化该模块。
6.根据权利要求5所述的方法，其中：芯条带包括至少两个金属层，在这两个金属层之间设有至少一个纤维增强聚合物层。
7.根据权利要求5所述的方法，其中：第一皮层是纤维金属层叠材料皮层。
8.根据权利要求6所述的方法，其中：第二皮层是纤维金属层叠材料皮层。
9.根据权利要求5所述的方法，其中：至少一个皮层与芯的组合可以布置在模块内部，其中，皮层从以下组中选择，该组包括单片皮层、纤维金属层叠材料皮层和未增强金属层叠材料皮层，其中，纤维金属层叠材料芯条带位于各皮层之间。
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