CN101516727A - 飞行器的复合缝翼 - Google Patents

Abstract

利用敷层和真空鼓胀技术以复合材料形成一种飞行器缝翼(20)。所述缝翼敷层件包括夹置在复合上蒙皮(22)和复合下蒙皮(24)之间的蜂巢状中央芯部(26)、预固结的翼梁(28)和预固结加强件(30)。在所述敷层件固结并从敷层模具中取出之后，引导边缘加强肋(32)和预成形复合头部蒙皮(40)安装到完成的缝翼上。

Description

飞行器的复合缝翼

技术领域

本发明一般涉及飞行器的结构部件，更特别涉及由复合材料形成的缝翼。

背景技术

为了改善大型商用和军用飞行器的提升特性，特别是在低速操作过程中，机翼装备有大升力的辅助设备，称为缝翼。缝翼安装在机翼的引导边缘上，从而从引导边缘从收纳位置到伸展位置向外枢转或滑动。通常，引导边缘缝翼利用线性或旋转促动器从机翼引导边缘向前下运动，所述促动器移动连接到缝翼的导轨或支臂。

过去缝翼利用金属和合金采用金属-金属粘结剂制造。金属缝翼存在许多缺陷，包括金属粘结问题，引发现役维护、冲击损坏以及腐蚀问题。此外，金属缝翼用许多金属部件制成，这些部件必须单独制造和组装，使得缝翼制造成本相对昂贵，并且给飞行器增加了不必要的重量。

因此，需要一种部件数目减少的缝翼结构，该结构重量更轻。本发明的教导来满足此项需求。

发明内容

根据本发明的一个方面，飞行器的缝翼包括预固结复合上蒙皮；复合下蒙皮；和夹置在上下蒙皮之间的蜂巢状中央芯部。截面为C形的复合翼梁粘结到上下蒙皮的中央芯部前端。多个复合加强件粘结到下蒙皮的弯曲前部，而形成缝翼引导边缘的复合头部蒙皮连接上下蒙皮的引导边缘。

根据本发明的另一个方面，飞行器机翼的复合缝翼包括复合上蒙皮；楔形中央复合芯部；具有弯曲前边缘的复合下蒙皮；位于上下蒙皮之间且位于复合芯部前方的翼梁；和粘结到下蒙皮弯曲前边缘的复合加强件。翼梁粘结到上蒙皮、下蒙皮和中央芯部，该中央芯部优选包括蜂巢状材料。加强件弯曲并且沿着缝翼长度间隔开。形成缝翼引导边缘的复合头部蒙皮连接上下蒙皮的引导边缘。头部蒙皮由多个肋加强，这些肋支撑头部蒙皮并贴靠下蒙皮。

根据本发明的另一个方面，提供了一种制造飞行器复合缝翼的方法，包括步骤：形成敷层件、压紧敷层件并固结敷层件。通过在敷层模具中放置复合上蒙皮，在模具中将复合翼梁放置在上蒙皮的一部分上，并将复合上蒙皮铺设在下蒙皮和翼梁组合件上，从而形成敷层件。敷层步骤还包括：向敷层模具引入预成形复合构件来形成缝翼中央芯部，随后预固结复合下蒙皮放置在模具中，覆盖翼梁和中央芯部的组合件。优选利用真空鼓胀技术压紧敷层件。固结之后，形成缝翼引导边缘的复合头部蒙皮安装在复合敷层件上。

根据本发明进一步演进的方面，提供了一种制造复合缝翼的方法，包括步骤：在模具中形成敷层件，其中敷层件包括复合上蒙皮、中央芯部和复合下蒙皮；利用真空鼓胀技术压紧敷层件；固结敷层件；和向固结的敷层件上安装复合头部蒙皮。敷层过程包括将加强件置于模具中，位于上蒙皮之下。复合头部蒙皮通过敷设复合材料、压紧头部蒙皮敷层件并固结头部蒙皮敷层件来形成。

复合缝翼的优势在于，其重量较之过去的金属缝翼更轻，并且利用较少的部件制成。常用生产过程可以用于敷设缝翼的部件，并且免于使用金属和金属粘结剂。

本发明的上述特征以及其他特征、方面在参照附图、说明书和权利要求书的情况下，将变的更容易理解。

附图说明

图1是本发明复合缝翼的透视图；

图2是图1所示缝翼的放大分解透视图，为了清晰未示出某些部件；

图3是图1所示缝翼上蒙皮的透视图；

图4是翼梁的透视图；

图5是图4所示翼梁的端视图；

图6是下蒙皮的透视图；

图7是中央芯部的透视图；

图8是置于用来制造如图1所示的缝翼部件的敷层模具中的敷层件的截面图；

图9是图8所示敷层件固结并从敷层模具中取出后的截面图；

图10是从图8所示模具取出后的固结敷层件一部分的断裂透视图；

图11是生产如图8-10所示敷层件的步骤的简化流程图；

图12-14是用在图1所示缝翼中的肋的透视图；

图15是形成图1所示缝翼部件的复合头部蒙皮的透视图；

图16是部分组装的缝翼的透视图，示出了图12-14所示肋的位置；

图17是缝翼一端的放大断裂视图，一些部分在截面上断开。

具体实施方式

参照附图，本发明宽泛地涉及飞行器由复合材料以最少部件数目形成的缝翼20。复合结构和材料由于其重量轻、强度高、刚性大且耐疲劳性能优良，所以广泛应用于高性能应用场合。文中所用的“复合材料”指代包括以粘结剂粘结在一起的成分不同的材料的组合物的材料和结构，通常由热固性树脂基体与纤维增强件如石墨纤维一起形成，通常呈带材、板材或网席形式。多片层网席以粘结剂诸如环氧塑料树脂或聚合物树脂浸渍，并形成“敷层件”。片层布置地使其各取向方向以不同的角度交错，从而改善固结后的层压件的刚性。压力和热量施加于多层部件敷层件，以便将片层压紧和固结，从而形成刚性结构。

缝翼20宽泛地包括复合上蒙皮22、复合下蒙皮24和夹置在蒙皮22和24之间的中央芯部26。由预固结复合材料形成的翼梁28分别夹在上下蒙皮22、24之间，并粘结到中央泡沫芯部26的引导边缘。下蒙皮24向前延伸地超过上蒙皮22并包括向下弯曲且终止于拖尾边缘24b的部分24。由复合材料形成的多个弯曲加强件30前后延伸，并粘结到下蒙皮24的弯曲部分24a。本文在后面将要详细论述，多个纵向间隔的肋32固紧到下蒙皮24的弯曲部分24a，且复合头部蒙皮部件40接收在肋32上，形成缝翼20的引导边缘。

上蒙皮22可以包括例如由环氧预浸渍石墨纤维织物形成的预固结复合结构。在一个示例中，5层石墨纤维织物以0/45/0/-45/0的取向交错布置，这样才能满足要求。“二重板”包括另外5层石墨纤维织物，可以添加到上蒙皮22前部下侧，以增加其强度和刚性。上蒙皮22利用通常的敷层技术制造，包括真空鼓胀(bagging)和固结。上蒙皮22的拖尾边缘可以机加工，从而获得希望的厚度和锥角。

用来敷设下蒙皮24的材料可以包括布置成相对于取向方向成多个角度的环氧预浸渍石墨纤维带材和织物。层数根据蒙皮24每个区域希望的刚性而变化。在一种满足要求的示例中，在蒙皮24拖尾边缘附近，4层才能满足要求，而10层带材的堆积件用在下蒙皮24的前部。另外4层的二重板添加到蒙皮24接触肋32的地方。

从图4和5可以看出，翼梁28截面一般为C形，包括下腿28a、中腿28b和上腿28c，上腿宽度大于下腿28a。翼梁28基本上延伸过缝翼20的整个长度范围，并且可以利用传统敷层技术使用多层环氧预浸渍石墨纤维带材形成。在满足要求的一种实施方式中，在接触肋32的地方，20层石墨纤维带材与玻璃纤维片层相结合，其中的片层以相对于取向方向成45/0/0/-45/90/45/0/0/-45/0的方向交错布置。形成翼梁的敷层材料可以真空鼓胀以压紧所述层片，随后将压紧的敷层件固结。

中央芯部26截面呈楔形，并从引导边缘28a向拖尾边缘28b缩减。中央芯部26可以用市售板材形成，或者为N636 Kevlar

蜂巢板或蜂巢型NOMEX

。NOMEX

可以从DuPont Corporation买到，并且可以利用NOMEX纸形成蜂巢板，这种纸表现为以Kevlar

基体的纸。初始纸质蜂巢件通常浸入酚醛树脂中，形成强度高且耐火性好的蜂巢件芯部。所形成的芯部26可以根据需要机加工成最终尺寸。

头部蒙皮40可以包括带材形式的以树脂浸渍且玻璃纤维和石墨纤维层片交错的预固结层压件，加热毯(未示出)插置在至少两个层片之间，从而提供具有除冰能力的缝翼20。头部蒙皮49利用沉孔螺栓(未示出)或类似的“盲安装”紧固件连接到子组件45，这些螺栓接收在子组件45上的螺母板(nutplate)(未示出)上。可以通过敷设复合材料，压紧复合材料并固结复合材料来形成。

现在特别参照图8和11，通过在敷层模具42上依次敷设材料形成复合子组件45。以图11中的步骤48开始，预固结上蒙皮22首先装载到模具42中，随后膜状粘合剂在步骤50中施加到蒙皮22的上侧。在步骤52，预固结翼梁28装载到模具42中，从而受到模具42心轴部分47的支撑。从图8中可以看出，腿28c的一部分覆盖并接触上蒙皮22，而腿28a位于模具42心轴部分的顶部。在步骤54，装载预成形且带有适当的发泡粘合剂的中央芯部26，随后在步骤56施加膜状粘合剂。在步骤58，复合材料狭带敷设在模具42中，形成加强件30。接着，在步骤60，下蒙皮24装载到模具42中，由此覆盖并接触加强件30、翼梁28以及中央芯部26的一侧。模具42连同敷层件置于真空包囊中并抽真空，将部件压紧在一起。最后，在步骤62，固结敷层件，使得下蒙皮24和加强件30共同固结。取下真空包囊并修饰成品子组件，根据需要钻孔，为紧固件形成开口。密封件(未示出)安装在子组件45的端部，位于上下蒙皮22、24之间。

肋32借助螺钉、铆钉或其他紧固件，如前所述那样固紧到下蒙皮24的前部，头部蒙皮40借助沉孔螺栓固紧到由共固结子组件45承载的螺母板(未示出)。从图9、10和17可以看出，头部蒙皮40的上拖尾边缘接收在由上蒙皮22的前边缘和翼梁28的上腿28a限定的凹口66中。凹口66允许头部蒙皮40的外表面和上蒙皮22形成平齐的连续表面，以减少紊流。端部肋36(图14和17)密封头部蒙皮40的外端部。从图17看出，翼展方向的上部球管密封件68以及翼展方向的下部挠曲裙部64连接到缝翼20后部，在正常飞行过程中、缝翼处于收纳位置时，将翼梁28密封在机翼(未示出)固定的引导边缘上。

虽然针对特定实施例说明了本发明，但是应该理解，具体实施方式的目的在于说明而非限制，因为本领域技术人员可以构造其他变形方案。

Claims (14)

1.一种用于飞行器的缝翼，包括：

复合上蒙皮(22)；

复合下蒙皮(24)；和

夹置在上下蒙皮之间的蜂巢状中央芯部(26)。

2.如权利要求1所述的缝翼，进一步包括复合翼梁(28)，该复合翼梁位于所述中央芯部(26)前端并设置在上蒙皮(22)和下蒙皮(24)之间。

3.如权利要求2所述的缝翼，其特征在于，所述翼梁(28)截面基本上为C形。

4.如权利要求2或3所述的缝翼，其特征在于，所述翼梁(28)包括第一腿(28c)、第二腿(28b)和第三腿(28c)，它们分别粘结到所述上蒙皮(22)、所述中央芯部(26)和所述下蒙皮(24)。

5.如权利要求1-4任一项所述的缝翼，进一步包括多个固紧到所述下蒙皮(24)的加强件(30)，所述加强件沿着所述缝翼隔开并沿着飞行器前后方向延伸。

6.如权利要求1-5任一项所述的缝翼，其特征在于，所述下蒙皮(24)包括弯曲前边缘，且所述加强件(30)粘结到所述下蒙皮的所述弯曲前边缘。

7.如权利要求1-6任一项所述的缝翼，进一步包括复合头部蒙皮(40)，其形成所述缝翼的引导边缘并在所述所述下蒙皮(24)和上蒙皮(22)的前边缘之间延伸。

8.如权利要求1-7任一项所述的缝翼，进一步包括多个肋(32)，所述肋贴靠所述下蒙皮(24)并被所述头部蒙皮(40)覆盖。

9.一种制造飞行器复合缝翼的方法，包括步骤：

形成敷层件，借助如下步骤：

将复合上蒙皮(22)放置在敷层模具(42)中，

将复合翼梁(28)放置在所述模具中，位于所述上蒙皮之上，

在所述上蒙皮(22)和所述翼梁的组合件上敷设复合下蒙皮；

压紧所述敷层件；和

固结被压紧的敷层件。

10.如权利要求9所述的方法，其特征在于，所述敷层件成形步骤进一 步包括在敷设所述下蒙皮之前，将预固结复合芯部(26)置于所述模具中，覆盖所述上蒙皮(22)。

11.如权利要求9或10所述的方法，其特征在于，所述敷层件成形步骤包括在敷设所述下蒙皮(24)之前，将复合加强件(30)置于所述模具(42)中。

12.如权利要求9-11所述的方法，其特征在于，形成所述敷层件包括将加强件(30)置于所述模具(42)中，位于所述下蒙皮(24)之下。

13.如权利要求9-12所述的方法，进一步包括步骤：通过敷设复合材料，压紧所述复合材料并固结所述复合材料，而形成复合头部蒙皮(40)。

14.如权利要求9所述的方法，进一步包括步骤：在固结步骤完成前，压紧所述敷层件。

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