CN101795937A

CN101795937A - 细长复合结构件的改进

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Publication number: CN101795937A
Application number: CN200880101048A
Authority: CN
Inventors: E·S·伍德
Original assignee: Airbus Operations Ltd
Current assignee: Airbus Operations Ltd
Priority date: 2007-06-29
Filing date: 2008-06-24
Publication date: 2010-08-04
Anticipated expiration: 2028-06-24
Also published as: JP2010531777A; US20100178453A1; RU2486102C2; CA2691165A1; GB0712549D0; BRPI0813463A2; JP5686287B2; EP2162351A2; KR20100045453A; CA2691165C; KR101515051B1; WO2009004364A3; EP2162351B1; RU2010102980A; US8864076B2; WO2009004364A2; CN101795937B

Abstract

一种用在航空航天结构中的细长结构件(102)，诸如翼梁或桁条，包括具有成角度部分的腹板(108)，该成角度部分例如呈斜面(107)、弧形表面等的形式，且将结构件(102)的基部(106)连接至腹板(108)的其余部分。基部上的第一表面(110)成形为邻抵待加劲的结构(104)。基部(106)还具有与第一表面(110)相反的第二表面(112)。腹板(108)具有在复合材料中分别与第一表面和第三表面(110，114)处于同一层的第三表面(114)和第四表面(116)。在插设部分(107)中有将第一表面和第三表面连接起来的第五表面(130)。结构件(102)的几何形状可沿其长度(L)变化，从而随着距离增大，第一表面朝向第二表面移位，而第五表面的宽度减小。

Description

细长复合结构件的改进

技术领域

本发明涉及用在航空航天应用中的复合材料结构。更具体地说，但非排它性地，本发明涉及细长复合结构件，例如呈复合翼梁、复合翼肋、复合桁条等的形式。本发明还涉及设计该细长复合结构件的方法和制造该细长复合结构件的方法，例如使用合适编程的计算机。

背景技术

诸如翼梁、翼肋、桁条等的细长复合结构件通常用来在全部或局部的尺度上在结构中提供结构支承。翼梁和翼肋例如为翼盒、机身区段、或类似结构提供主结构框架。桁条例如用作加劲件。

细长复合结构件因此具有适于邻抵另一部件的部分，例如用来对该另一部件进行加劲、加强和/或支承。细长复合结构件所邻抵的部件例如可以呈限定飞行器表面的壁板或蒙皮部分的形式。

这种细长复合结构件可具有呈U形、T形、L形或其它合适形状的形式的横截面。通常，结构件会具有基部和腹板，基部具有适于邻抵待加劲/支承的结构/部件的表面的形状，腹板从该待加劲/支承的结构/部件的表面远离基部突出，腹板增大结构件的劲度/强度。腹板有时称作结构件的叶片。

待加劲/支承的结构/部件的表面的厚度或几何形状可变化，由此在与结构件相邻的结构/部件的表面中形成局部特征件。因此，结构件的几何形状中的对应变化可能是必需的。然而，在制造复合结构件时，结构件的几何形状中的局部变化会引入制造问题。例如，为了增大诸如翼板之类的飞行器部件的局部强度或劲度，通常的实践是在需要额外的劲度或强度之处局部地改变部件的厚度。这导致在面向结构件的表面中、部件型面发生加衬。因此，随着沿相关结构件的长度方向增大，部件的厚度可倾斜向上至局部较厚的区段，然后倾斜向下至较薄的区段。为了适应部件厚度的变化，相关结构件的基部必须相应地倾斜向上和倾斜向下。结构件的形状因此会包括根据沿其长度的距离而在其横截面几何形状中的局部变化。

在加劲壁板时使用的结构件的所需形状因此可能是较复杂的，并可能偏离线性对称的几何形状。制造具有复杂几何形状的复合结构件会是较为困难的。假如在结构件的横截面几何形状中需要局部变化，则可能会在制造过程中引入缺陷。这些缺陷通常是因为：纤维材料层在从局部几何形状来看有太多材料之处被压缩或折叠。这会在最终的产品中产生皱纹，通常呈横向皱纹的形式。这些缺陷也可能是因为：纤维材料层在从局部几何形状来看有太少材料之处被拉伸和/或加压。这也会在最终的产品中产生皱纹，通常呈纵向皱纹的形式。前述类型缺陷(太少材料或太多材料)中的任一种可导致在这些区域在复合材料中产生不合需要的削弱和/或局部内应力。这些缺陷通常允许和适于通过在这些区域添加额外的材料来形成裕度，从而抵消这些削弱强度的缺陷。尽管因此不会削弱最终部件的强度，但是该技术引入了不利的重量和额外的结构体积。

本发明寻求减轻上述问题。替代地或附加地，本发明寻求提供一种改进形状的细长复合结构件和/或一种改进的设计和/或制造该细长复合结构件的方法。

发明内容

本发明提供一种用在航空航天结构中的细长结构件，其中，

所述结构件是由包括多层的复合材料来制成的，

所述结构件具有基部和从所述基部延伸的腹板，

所述结构件沿其长度的一部分限定：

所述基部上的第一表面，所述第一表面成形为邻抵一结构(例如翼板之类的另一部件)，

所述基部上的第二表面，所述第二表面与所述第一表面相反，

所述腹板上或所述腹板中的第三表面，所述第三表面与所述第一表面处于所述复合材料中的同一层，

所述腹板上的第四表面，所述第四表面与所述第二表面处于所述结构件的同一侧上，

第五表面，所述第五表面插设在所述第一表面和第三表面之间并连接所述第一表面和第三表面，以及

第六表面，所述第六表面插设在所述第二表面和第四表面之间并连接所述第二表面和第四表面，

对于在沿着所述结构件的长度的一部分的任何位置的、任何结构件横截面来说，所述横截面是由其法向轴线平行于所述结构件的长度的平面来取的，所述第五表面的至少部分以一锐角倾斜于所述第一表面的相邻部分，且所述第五表面的至少部分以一锐角倾斜于所述第三表面的相邻部分，

并且其中，

所述结构件的几何形状沿其长度的所述部分变化，从而随着沿给定方向顺着所述结构件的长度增大距离，所述第一表面朝向所述第二表面移位，而所述第五表面的宽度减小。

因此，例如翼梁、翼肋或桁条之类的复合结构件可具有定位在结构件的腹板的一部分与结构件的基部的一部分之间的部分(包括第五表面和第六表面)，随着结构件的基部向上折曲(沿着从第一表面到第二表面的方向移动)，该部分的宽度减小。基部上的折曲与结构件的包括第五表面和第六表面的部分的宽度中的对应变化相匹配，允许在制造结构件的过程中叠置形成结构件的多层复合材料，从而减小局部皱纹、局部应力和/或局部拉伸的风险，这是因为基部几何形状中的变化(例如偏离简单的直线几何形状)已由结构件的上述部分的宽度中的变化来抵消，否则会导致缺陷。

第五表面的部分与第一表面的部分之间的倾斜角度应如下测得：零度的倾斜角度是指，第一表面和第五表面以平坦连接处彼此连接(即，第五表面将呈现为是第一表面的连续延伸部分，且沿大体相同方向延伸)。作为比较，接近+/-180度的倾斜角度将与第五表面对折到第一表面上相一致，在第一表面和第五表面之间的连接处有方向上的急剧变化(接近180度的旋转)。

从前述应该理解，结构件可具有如下几何形状：对于在沿着结构件的长度的所述部分的任何位置的、任何结构件横截面来说，第六表面的至少部分以一锐角倾斜于第二表面的相邻部分，和/或第六表面的至少部分以一锐角倾斜于第四表面的相邻部分。

减少形成缺陷的风险可借助如下方式来实现：确保结构件的几何形状，以使沿结构件的复合材料层的展开宽度在结构件的相继横截面之间不显著变化。例如，借助改变结构件的第五表面和/或第六表面的宽度，可减少展开宽度中的变化，否则展开宽度中的变化会变得较大。测量这种展开宽度可通过测量结构件的横截面与第一假想基准线相交的点和结构件的横截面与第二假想基准线相交的点之间的距离来进行的，该距离在结构件中或上沿着复合材料层的表面测得。在如何测量展开宽度的该实例的范围中，横截面例如可在具有垂直于结构件的局部纵向方向的法线的平面上取得。第一假想线例如可以定位在第一表面上，且成形为在所有这些横截面上垂直于基部从腹板延伸的方向。第二假想线例如可以定位在第三表面上，且成形为在所有这些横截面上垂直于腹板从基部延伸的方向。

较佳的是，对于沿其长度的至少部分的所有这些结构件横截面来说，展开宽度(例如如上所述测得)是基本上恒定的，即使结构件的横截面几何形状沿其长度的所述至少部分变化也是如此。根据本发明该方面的一实例的结构件可具有适于邻抵下翼板的顶部的基部，该结构件沿着翼展方向(即，垂直于翼弦方向)延伸。在该实例中，结构件的几何形状可具有恒定的横向展开宽度(沿着翼弦方向)。在本实例中的横向展开宽度是在翼弦方向沿着第一表面、第三表面和第五表面从结构件基部的远端位置到结构件腹板的远端位置的距离。具有这种恒定的展开宽度，允许在制造结构件的过程中叠置形成结构件的多层复合材料，从而减小复合材料中纤维的局部皱纹或聚集和/或局部拉伸的风险

细长结构件的横截面可以尽管随长度变化，仍然具有大体相同类型的形状。横截面形状可以是H形，例如具有两个基部和在两个基部之间延伸的腹板，该腹板在每个基部的中心线上或附近突出。横截面形状可以是U形，例如具有两个基部和在两个基部之间延伸的腹板，该腹板在每个基部的边缘上或附近突出。横截面形状可以是Y形，例如具有两个用于邻抵同一表面的基部和从这两个基部延伸的腹板，腹板呈叶片的形式，该叶片具有与将两个基部连接起来的端部相反的暴露端部。横截面形状可以是L形，例如具有一个基部和从该基部延伸的腹板，腹板呈叶片的形式，该叶片具有与连接基部的端部相反的暴露端部。

应该意识到，如上所述的本发明涉及结构件自身，但是不一定包括结构件所适于邻抵的结构(例如翼板之类的部件)。

本发明的细长结构件可形成飞行器上的结构的部分。例如可以提供结构件和另一部件/结构，该结构件例如呈桁条的形式，而该另一部件/结构例如呈飞行器的翼板的形式，其中，结构件安装在该部件/结构上。

本发明提供一种航天航空结构(诸如机身、翼盒或其区段)，所述航天航空结构的外表面由蒙皮来限定，其中，所述蒙皮的内表面邻抵细长结构件的基部，所述细长结构件与根据在此描述或要求保护的本发明任一方面的结构件相一致。例如，蒙皮可从航天航空结构的内侧借助安装在蒙皮上的多个例如桁条之类的细长结构件来加劲，每个结构件与本发明相一致。

本发明还提供一种飞行器，所述飞行器的外表面由蒙皮来限定，其中，所述蒙皮的内表面邻抵细长结构件的基部，所述细长结构件与在此描述或要求保护的本发明任一方面相一致。

本发明还提供一种形成用于细长复合结构件的设计模型的方法，所述结构件是根据在此描述或要求保护的本发明任一方面的结构件。该方法可包括下列步骤：

提供限定所述结构件模型的所述基部的所想要几何形状的第一数据，所述基部离开基准平面的间距沿着所述结构件的长度而变化，

产生限定所述结构件模型的所述腹板的几何形状的第二数据，包括在从所述第一数据确定所述基部离开基准平面的间距变化的区域，产生所述结构件的几何形状中的局部变化，以及

使用所述第一数据和所述第二数据以输出包括基部和腹板的结构件模型，

第一数据可形成限定细长结构件适于邻抵的、部件/结构模型的数据组的至少部分。细长结构件模型的基部的所想要几何形状因此可从该数据组中间接获得。

在本发明的实施例中，腹板的几何形状中的局部变化有利地形成为减少在根据所述结构件模型、用多层复合材料制成的结构件中所产生的缺陷风险。例如，腹板的几何形状可包括腹板中的成角度区域，该成角度区域延伸至结构件的基部，在横截面中观察时，该成角度区域与基准平面之间的角度小于腹板的其余部分与基准平面之间的角度。腹板的几何形状可包括模型的腹板的其余部分与基部之间的斜面区域。腹板的几何形状可包括模型的腹板的其余部分与基部之间的弧形表面(例如，根据在哪一侧上观察模型而是凹入的或凸出的表面)。

腹板的几何形状可以设计成减少沿着结构件模型的表面测得的、从基部表面上的第一基准线到腹板表面上的第二基准线的距离中的任何变化。第一基准线例如可以位于结构件模型的基部的外表面上，该线成形为在沿其长度的所有位置垂直于结构件模型的基部从腹板延伸的方向。第二基准线可位于腹板上/中的表面上，该表面与第一表面处于模型的同一层(第二基准线与腹板的外表面隔开的距离和第一基准线与基部的外表面隔开的距离相同(可能为零))。

该设计方法较佳地例如使用合适编程的计算机来电子地实现。一旦结构件模型已经形成，就可根据所形成的模型来制造结构件。结构件模型的设计可在一个国家进行，而将表示结构件模型的电子数据输出到使用该制造方法的另一国家。

本发明还提供一种制造结构件的方法，其中，所述方法包括下列步骤：

提供模具，所述模具的型面取决于借助在此所描述或要求保护的本发明任一方面的设计方法形成的结构件模型，

在所述模具上叠置多层复合材料，以及

然后固化所述多层复合材料。

当然应当理解，参照本发明的一方面所描述的特征也可包含在本发明的其它方面中。例如，本发明的方法可包括参照本发明的结构件所述的任何特征，反之亦然。

附图说明

现将参照附图仅以示例的方式描述本发明的实施例，附图中：

图1以立体图示出了安装在翼板上的、根据本发明第一实施例的Y形桁条，图中只示出了翼板的一部分；

图2a以立体图示出了图1的桁条和翼板的仅仅一部分；

图2b是沿着图2a所示的平面F-F所取的、桁条和翼板的剖视图；

图2c是沿着图2b所示的线G-G所取的、桁条和翼板的剖视图；

图2d是沿着图2b所示的平面H-H所取的、桁条和翼板的剖视图；

图2e是沿着图2b所示的平面J-J所取的、桁条和翼板的剖视图；

图2f示出了图2d所示桁条的横截面、以及各个尺寸标示；

图3示出了根据第二实施例的桁条的横截面；

图4a和4b示出了根据第三实施例的桁条；

图5a和5b示出了根据第一实施例的桁条；

图6a和6b示出了根据第四实施例的桁条；

图7示出了一框图，其示出了根据本发明第五实施例的设计方法。

具体实施方式

图1以立体图示出了根据本发明第一实施例的细长结构件。在该实施例中，结构件呈桁条102的形式。桁条102安装在翼板104上，在图1a中只示出了翼板104的一部分。桁条102和翼板104都由复合材料制成，该复合材料包括多层材料。桁条102具有大体Y形的横截面。桁条102的复合材料层(在图中未单独示出)遵循成块桁条的横截面形状。例如，在基部106邻抵翼板104的区域，纤维材料层的平面平行于翼板104的上表面。在腹板顶部(该部分垂直于翼板表面而延伸)的区域，纤维材料层的平面平行于腹板的侧边(左边和右边)。

横截面的Y形是倒置的(在图1所示的定向中)，从而Y形的臂部邻抵翼板104，由此限定桁条102的基部106。基部106平行于翼板104。Y形的杆部限定桁条102的腹板108(有时也称作叶片)的部分。腹板108的顶部(如图1所示)沿着一垂直于基部横跨翼板104延伸的方向的方向而延伸。(应该意识到，腹板可沿一相对于翼板104的上表面成其它角度的方向延伸)。

对于各侧(图1中可看到的左侧和右侧)来说，每侧有一个基部106，桁条102在基部106的底侧上具有第一表面110，该第一表面邻抵翼板104。在基部106上(也在桁条的外部)有与第一表面110相反的第二表面112。腹板的上部在腹板108内限定第三表面114，该第三表面与第一表面110处于复合材料结构中的同一层。还有第四表面116(在桁条的外部)，该第四表面与第二表面112处于复合材料结构中的同一层。第四表面116因此在腹板上，且在桁条的与第二表面112同一侧上。在该实施例中，第一表面110、第二表面112、第三表面114和第四表面116是大体平的(平坦的)。

如同可从图1所示的翼板104的边缘118看到的那样，翼板104的厚度沿着桁条102的长度L而变化，翼板104因此包括沿着纵向方向L具有不同厚度的相继区域。翼板104包括比相邻区域较厚的区域、以及在不同厚度的区域之间实施过渡的倾斜向上区域和倾斜向下区域。图2a示出了在由图1中箭头E所示区域中的桁条102和翼板104的一部分。参见图2a，翼板因此具有较薄区域(区域104a)，该较薄区域经由倾斜向上区域(区域104b)通往较厚区域(区域104c)。桁条的基部106类似地倾斜向上和倾斜向下，从而桁条102的第一表面110(邻抵翼板104的表面)遵循翼板104的上表面(如图1和2a所示)。桁条在基部106和腹板108的区域的厚度沿着桁条102的长度保持基本上恒定。因此，随着长度L增大，每个基部106上的第二表面112也遵循翼板104的上表面(如图1和2a所示)在假想基准平面上方的高度。

各侧上的桁条102还包括在桁条102的基部106和腹板108之间延伸的斜面107，斜面107的宽度(横跨桁条测得)可根据基部106离开假想基准平面128的高度而变化。斜面107可以在图2a中以立体图清楚地看到。

将基部106和腹板108结合起来的斜面部分107限定第五表面130和第六表面132，第五表面130插设并结合在第一表面110和第三表面114之间，而第六表面132插设并结合在第二表面112和第四表面116之间。在该实施例中，第五表面130和第六表面132是大体平的(平坦的)。在该实施例中，第一表面110、第三表面114和第五表面130由桁条102的同一复合材料片(层)来限定。类似地，在该实施例中，第二表面112、第四表面116和第六表面132由桁条102的同一复合材料片(层)来限定。在该实施例中，斜面107从基部106以约45°角延伸，且从腹板108以约45°角延伸，腹板108垂直于基部106。在本发明的其它实施例中，基部与斜面之间的角和斜面与腹板之间的角当然可以不同。第五表面130和第六表面132因此不与第一表面110、第二表面112、第三表面114和第四表面116中的任一表面平行。斜面部分107可被认为是腹板108的形成部分。对于熟悉本领域的技术人员来说显而易见的是，由于在(i)腹板108的上部与斜面部分107之间的过渡处和(ii)斜面部分107与结构件102的基部106之间的过渡处有斜率变化，第一实施例的斜面部分107具有明确限定的范围。因此，在任何给定的横截面处都能容易地确定第五表面和第六表面的范围。

图2b和2c分别示出了沿平面F-F(图2a所示)和G-G(图2b所示)的、桁条102的横截面图。如同可遵循桁条长度在图2b和2c中从左到右看到的那样(遵循箭头L)，随着桁条102的基部106在假想基准平面128上方的高度增大，斜面部分107变小。因此，斜面区域107随着基部106沿向上方向(图2b中的箭头T，其沿着横向于桁条长度L的方向且沿着从桁条102的基部106的第一表面110到第二表面112的方向)移动而变小。

图2d和2e示出了沿图2b中线H-H和J-J所示的垂直平面所取的、桁条102和翼板104的横截面。图2d和2e示出了，在两条假想基准线之间测得的、桁条的展开宽度沿着桁条的长度L保持基本上恒定。由于具有这种恒定的展开宽度，尽管在桁条102的横截面几何形状中有所变化，但有助于减少例如皱纹之类的缺陷，否则在将形成桁条102的复合材料层层叠起来时会导致这些缺陷。现在将参照图2b至2e来说明由该展开宽度所表示的尺寸。

图2b和2c还示出了第一假想线120和第二假想线122的位置，在第一假想线120和第二假想线122之间测得桁条102的横截面的展开宽度。图2b和2c示出了第一假想基准线120和第二假想基准线122，两条线大体遵循、但不总是精确平行于桁条的长度L。第一假想线120位于桁条102的第一表面110上，且成形为在沿其长度的所有位置都垂直于基部106从腹板108的斜面部分107延伸的方向(在该实施例中，该方向平行于图2b所示的方向T)。在桁条102具有沿着大体平直轴线的长度L的情况下，第一假想线120位于平行于桁条的长度L的平面上，该平面具有沿着基部从腹板延伸的方向的法向轴线，该方向平行于如图2c所示的方向W。(应该意识到，在图2c中，第一表面110由于位于第二表面112之后而在图中被隐藏。)显然，从图2b和2c中，第一假想线120由于遵循第一表面110而包括成角度部分以适应倾斜过渡区域4c。

第二假想线122位于第三表面114上，且成形为在沿其长度的所有位置都垂直于腹板108的顶部从斜面部分107和基部108延伸的方向(在该实施例中，该方向平行于图2c所示的方向W)。在桁条102具有沿着大体平直轴线的长度L的情况下，第二假想线122位于平行于桁条的长度L的平面上，该平面具有沿着腹板从斜面部分延伸的方向的法向轴线，该方向平行于如图2b所示的方向T。(应该意识到，在图2b中，第三表面114由于位于第四表面116之后而在图中被隐藏。)显然，从图2b和2c中，第二假想线122由于遵循第一表面110而包括成角度部分以适应倾斜过渡区域4c。

在桁条102的给定横截面处、从第一表面110与第一假想线120重合的点到第三表面114与第二假想线122重合的点的展开宽度对于桁条的所有横截面来说是基本上恒定的。在该第一实施例中，展开宽度借助改变斜面部分107的宽度而保持恒定。参见图2d和2e，这是通过随着桁条102的基部106向上移动而缩短斜面区域107来实现的。

图2d所示的横截面示出了对于展开宽度DW的测量，该展开宽度即在该横截面中沿着桁条102的表面测得的、第一假想线120和第二假想线122之间的距离。该测量由双头箭头124来表示，双头箭头124具有第一端124a和第二端124b，第一端124a与第一假想线120重合(在图2d中未示出)，而第二端124b与第二假想线122重合(在图2d中未示出)。类似地，图2e示出了桁条在剖面J-J处的横截面，其包括双头箭头126，双头箭头26示出了在所示横截面中从第一假想线120(在图2e中未示出)的位置126a到第二假想线122(在图2e中未示出)的位置126b的距离测量。在图2d和2e中由双头箭头124、126所表示的展开宽度是基本上相等的(即，在容许公差内是相等的)。为了实现如此，第一表面110沿着方向T移动的量由斜面部分107的宽度变化来抵消。

应该注意到，桁条102的腹板108的上部的水平位置(如图2d和2e所示)并不随着桁条长度L的增大而变化。因此，如同可从图1中看到的那样，桁条102一侧的基部106和腹板108可以是与桁条另一侧的基部106和腹板108相对称的，腹板108沿着桁条的中心线延伸而不向左或向右折曲。

图2f示出了如何计算所需的斜面宽度，从而在任何给定横截面处保持两个假想线之间的恒定展开宽度。无斜面桁条的展开宽度DW₁被显示成邻近于包括斜面107的桁条102的横截面，该桁条具有展开宽度DW₂。可以看到，第一假想线的水平位置借助虚线120′示于图2f中，而第二假想线的垂直位置借助虚线122′示出。桁条102的腹板108与无斜面线DW₁偏移一距离Z。基部106的底侧上的第一表面110与无斜面线DW₁隔开一垂直距离Y。斜面107从基部106以角度θ延伸，且以垂直距离X终止于第一表面110上方。给定所想要的偏距Y和Z，必须知道斜面将在何距离处开始和终止，并且这可借助下列公式来计算：

X = \frac{Y + Z}{1 + \frac{1}{\tan θ} - \frac{1}{\sin θ}}

此时，在θ＝45°的情况下，则该公式简化为：

X＝1.707×(Y+Z)

在该(第一)实施例中，水平偏距Z是恒定的，且可设为零，从而桁条102的腹板108不向左或向右折曲。以上公式因此进一步简化为X＝1.707Y。

应该意识到，两个假想线之间的距离的展开宽度DW可以借助引入其它特征件而在沿着桁条长度的任何横截面处保持恒定。例如，代替在桁条的基部和腹板之间的结合处提供斜面，可例如借助弧形表面来提供光滑的过渡。图3示出了本发明的第二实施例，其示出了如何可采用该替代技术。因此，细长件，在该实施例中呈大体L形的桁条202的形式，具有基部206和包括弧形部分207的腹板208，该弧形部分207插设在基部206和腹板208的其余部分之间。再次，在桁条202的基部206位于其最高处时的位置，设定假想展开宽度DW₁。再次，在横截面处沿着桁条的表面测量展开宽度DW₁，因此该展开宽度经过桁条的第一表面、第三表面和第五表面(第一表面、第三表面和第五表面是在桁条上/中与以上参照第一实施例所述相同的表面)。因此，第一表面210定位在基部206的底侧上，第三表面214定位在腹板208中，而第五表面230结合第一表面和第二表面。在该第二实施例中，第五表面230由具有恒定曲率半径的光滑曲线来限定。第五表面的对应于假想展开宽度DW₁的曲率半径是R₁。为了保持恒定的展开宽度DW，第五表面的曲率半径可作改变以适应基部206的位置在垂直方向的偏距和/或适应腹板208的位置在水平方向的偏距，这些偏距在图3中分别由距离Y和Z来示出。对于给定偏距Y和Z且为了保持恒定的展开宽度DW＝DW₁＝DW₂，桁条202的第一表面230的、由半径R₂来限定的曲率半径必须满足下列公式：

R_{2} = R_{1} + \frac{Y + Z}{2 - π / 2}

在第二实施例中，包括第五表面和第六表面的弧形部分207的范围可容易地如下确定。第五表面可被认为具有腹板208和基部206之间连接处的端部(由点230a来表示)，在该实例的范围内，(基部上的)第一表面210的范围由适于邻抵翼板(在图3中未示出)的构件区域来限定。在该实例的范围内，第五表面230的相反端(图3中所示的点230b)可以限定成结构件202的腹板208(在横截面中观察时)不再平行于腹板208的上直部的连接处(例如在这种情况下，弧形部分207与腹板208的平坦部相交的连接处)。应该注意到，在第二实施例中，第一表面210、第二表面212、第三表面214和第四表面216是大体平的(平坦的)，而第五表面230和第六表面232是不平的。

图4a和4b示出了根据本发明第三实施例的桁条302。图4a从一个方向示出了桁条302，图4b从相反方向示出了桁条。桁条302具有大体呈倒置Y形的横截面，桁条302包括基部306和腹板部分308。每个基部306经由弧形部分307连接至腹板部分308。随着桁条的基部306向上和向下折曲，弧形部分307所具有的曲率半径和宽度沿着桁条302的长度而变化，从而适应翼板304的厚度变化。当从上方观察时，桁条的腹板308遵循基本上直线，因此不包括任何横向折曲。弧形部分307的曲率半径因此满足以下公式：

R_{2} = R_{1} + \frac{Y}{2 - π / 2}

其中，Y表示桁条基部在假想基准平面上方的垂直位移量度，而R₁表示预设常数。

图5a和5b示出了根据第一实施例的桁条的两相反端，其用来与图4a至6b所示的桁条作比较。

图6a和6b示出了根据第四实施例的桁条402。桁条的一半利用了来自第一实施例的概念。第一实施例的另一半利用了源自具有L形横截面的折曲桁条的概念。这种折曲桁条在申请人的共同待审查的、参考号为XA2343、题为“复合壁板加劲件(Composite Panel Stiffener)”英国专利申请中被描述和要求保护，该英国专利申请与本申请具有相同的申请日。在此以参见的方式完整引入该申请的内容。本发明的权利要求可包括在该专利申请中公开的任何特征。具体地说，可将本申请的权利要求修改成包括与桁条的展开宽度相关的特征，该展开宽度在横跨桁条的相继横截面处是基本上恒定的。参见图6a，桁条的左手部分402L由L形来限定，且包括向左和向右折曲的腹板，而桁条402的基部406向上和向下折曲，从而适应翼板404的厚度变化。桁条的左手部分402L因此类似于上述英国专利申请的L形桁条。桁条的右手部分402R(在图6a所示的右侧)包括斜面部分(可从图6b中更清楚地看到，此时从相反端观察桁条，在该图中，桁条的该部分402R示于左侧)。斜面部分的宽度根据基部随翼板厚度变化作向上和向下折曲而变化，并且还变化以适应桁条左手侧部分402L的腹板的折曲。桁条的右手部分402R因此类似于本发明第一实施例的桁条的一半，其中，它包括斜面部分以适应桁条几何形状中的折曲，而保持基本上恒定的展开宽度，这在制造多层复合桁条时提供减少缺陷的优点。应该注意到，第四实施例的桁条与第一实施例的桁条不同，不同之处在于，桁条的腹板包括向左和向右的折曲(沿着图6a和6b所示的定向)。

现在将描述第五实施例，第五实施例与设计细长结构件(在该实施例中是翼梁)的计算机模型的方法有关，该计算机模型基本上用来制造复合材料形成的复合翼梁。图7示出了一框图，其示意示出了用软件504编程的计算机502，软件504使计算机502能实施根据第五实施例的方法。

提供第一数据组506，该第一数据组506限定翼板模型508的几何形状。翼板模型508包括限定翼板508的上表面510(如图7所示)的几何形状的数据。所形成的翼梁模型设计成，其下表面邻抵翼板的上表面510。因此，数据506限定翼板508的所述表面510与基准平面512的间距。沿着图7中箭头V所示的方向来测量该间距。所形成的翼梁模型包括两个基部和一腹板，每个基部具有与翼板508的所述表面510相对应的几何形状，而腹板在所述两个基部之间延伸。

第五实施例的方法包括以下步骤：计算机502接受输入数据506。该数据506有效地限定翼梁模型的基部的所想要的几何形状，提供涉及基部与基准平面512的间距的信息，该间距沿着翼梁的长度而变化(翼梁的长度在图7中借助箭头L来示出)。用来对计算机502进行编程的软件504包括用于处理输入数据506以产生输出数据514的模块，输出数据514限定翼梁模型512的几何形状。在软件504的控制下，计算机502产生翼梁模型的基部的几何形状和翼梁模型512的腹板的几何形状。根据在翼梁模型的基部的几何形状中的局部变化，通过计算机来产生翼梁模型512的腹板的几何形状。产生翼梁模型的腹板的几何形状的方式可根据本发明上述实施例或其变型中的任一项。例如，以根据第四实施例的方式，可引起腹板横跨翼梁的宽度而向左和向右折曲(参见图7中的双头箭头W)。替代地或附加地，可根据第一至第三实施例中的任一实施例将斜面或半径引入腹板中(可在某些区域减小基部的宽度)。这种在翼梁模型的腹板的几何形状中的局部变化减少了在根据翼梁模型、用多层复合材料形成的翼梁中所产生的缺陷风险。然后，从计算机504输出数据514，该数据514包括表示翼梁模型512的几何形状的数据。

因此，与腹板简单地从基部边缘处垂直延伸的翼梁公称标准形状相比，其中，没有会影响线的展开宽度的任何折曲、斜面、半径或其它特征，在横截面上观察时，该展开宽度是从腹板上的一点横跨翼梁的表面延伸到翼梁基部上的一点，该方法有效地产生翼梁腹板几何形状中的变化以抵消翼梁基部几何形状中的变化。例如，翼梁模型的腹板的几何形状可形成为：减小沿着翼梁模型的表面所测得的距离中的任何变化，该距离是从遵循翼梁长度的基部表面上的第一基准线到遵循翼梁长度的腹板表面上的第二基准线的距离(例如参见第一实施例的翼梁的、如图2b和2c所示的假想线120和122)。较佳的是，翼梁模型的腹板形成为：在第一基准线和第二基准线之间测得的距离中没有变化(对于沿翼梁长度测得的、翼梁模型的每个横截面来说，该距离是基本上恒定的)。以如上所述的方式处理和/或设计翼梁模型几何形状能由多片(层)复合材料制成复合翼梁，多片复合材料被迫从平坦的几何形状变成预先限定的不均匀形状，而不聚集或拉伸多片材料中的纤维，这种聚集或拉伸会在因此形成的翼梁中导致产生皱纹或缺陷。

一旦翼梁模型512已经形成，就可实施各种计算试验和模型模拟以评价翼梁模型的强度和其它机械特性，从而检查翼梁(假如已制造好的话)是否符合其用作翼盒或商用飞行器上类似结构中的翼梁所需的各个标准。然后，在制造翼梁的方法中可使用翼梁模型数据514。可根据本领域公知的标准技术来制造翼梁。例如，热覆盖成形技术可用在模具上组装多层复合材料，该模具具有与先前形成的翼梁模型512的几何形状相一致的型面。多层复合材料一旦放置在模具上，就可根据本领域已知技术在高压釜中固化。

尽管本发明参照特定实施例进行了描述和说明，但是本领域的技术人员应当理解，本发明还可具有本文未具体说明的多种不同的变型。现在将仅仅借助示例来描述某些可能的变型。

第一至第四实施例涉及呈桁条形式的细长结构件的几何形状，该桁条在上述实施例中安装在翼板上。在第五实施例中，细长结构件呈翼梁的形式。当然应该意识到，本发明的上述实施例的原理可应用于飞行器结构的其它部分，在该飞行器中具有要借助细长结构件进行支承和/或加劲的飞行器壁板或蒙皮部分。因此，本发明实施例的应用在航空航天领域可以是非常广泛的，且可包括在变化厚度的部件上需要复合结构件的任何情况。实例包括用在飞行器上的机翼、尾翼或其它翼盒中的翼梁、翼肋等。

如图所示的桁条腹板具有位于基本上平面内的端面(如图所示的腹板顶部)。复合桁条可在固化之后进行机加工，从而桁条腹板的顶部并不遵循基本上直线。例如，腹板可包括一个或多个切口以适应飞行器的其它部件。类似地，桁条的基部不一定具有位于基本平坦表面上的端面(例如，如图2a所示桁条的最右边)。基部例如可以包括一个或多个切口以适应飞行器的其它部件或桁条所邻抵的壁板的几何形状变化。

桁条在图中显示成沿着基本上直线纵向延伸。翼板和飞行器上的其它翼型面通常是弧形的和非平面的。这样，桁条将具有沿一个大体方向延伸的形状，但其偏离附图示意示出的示例性桁条的直线几何形状。熟悉本领域的技术人员还可意识到，沿桁条表面的梯度变化是逐渐的，这是因为不实施附加的机加工步骤则很难使复合材料具有梯度上的急剧变化。

细长结构件的一些剖面与上述实施例中的一个或多个相一致，而细长结构件的其它剖面不与任一以上实施例相一致，这也在本发明的范围内。例如，结构件的仅仅部分长度可与本发明的一方面相一致。然而，结构件的所述部分长度可代表结构件的大部分长度。

而在上述说明书中，提到了具有已知、明显或可预见等同物的整体或构件，则这些等同物包含在此，就如同单独进行了阐述。应当参照权利要求书来确定本发明的真实范围，该范围诠释为包含任何这种等同物。读者还应当理解，描述为较佳地、有利的、方便的等的本发明的整体或特征是可选的，且并不限制独立权利要求的范围。

Claims

1.一种用在航空航天结构中的细长结构件，其中，

所述结构件是由包括多层的复合材料来制成的，

所述结构件具有基部和从所述基部延伸的腹板，

所述结构件沿其长度的一部分限定：

所述基部上的第一表面，所述第一表面成形为邻抵一结构，

对于在沿着所述结构件的长度的一部分的任何位置的、任何结构件横截面来说，所述横截面是由其法向轴线平行于所述结构件的长度的平面来取的，所述第五表面的至少一部分以一锐角倾斜于所述第一表面的相邻部分，且所述第五表面的至少一部分以一锐角倾斜于所述第三表面的相邻部分，

并且其中，

所述结构件的几何形状沿其长度的所述部分变化，从而随着沿给定方向沿着所述结构件的长度增大距离，所述第一表面朝向所述第二表面移位，而所述第五表面的宽度减小，由此在所述细长结构件的几何形状随着沿其长度增大距离而变化的区域中，减少在所述细长结构件制造过程中引起复合材料层不合需要的皱纹、应力或拉伸的风险。

2.如权利要求1所述的结构件，其特征在于，所述第五表面和所述第六表面至少部分地位于所述结构件的所述腹板上或中。

3.如权利要求1或权利要求2所述的结构件，其特征在于，所述第五表面和第六表面由斜面来限定，所述斜面从所述结构件的所述基部延伸到所述腹板的一部分。

4.如权利要求3所述的结构件，其特征在于，在所述结构件的所述斜面和所述基部之间的连接处，所述结构件的表面中有斜率变化，且在所述结构件的所述斜面和所述腹板的连接处，所述结构件的表面中有斜率变化。

5.如权利要求1或权利要求2所述的结构件，其特征在于，所述第五表面和第六表面由所述结构件的弧形区域来限定，所述弧形区域从所述结构件的所述基部延伸到所述腹板的一部分。

6.如权利要求5所述的结构件，其特征在于，在所述结构件的所述弧形区域和所述基部之间的连接处，所述弧形区域平行于所述基部，且在所述结构件的所述弧形区域和所述腹板的连接处，所述弧形区域平行于所述腹板。

7.如权利要求5或权利要求6所述的结构件，其特征在于，所述弧形区域的曲率半径在任何给定的横截面处是基本上恒定的。

8.如任一前述权利要求所述的结构件，其特征在于，随着沿所述给定方向顺着所述结构件的长度增大距离，所述第一表面朝向所述第二表面移位，而所述第三表面并不朝向或远离所述第四表面移位。

9.如任一前述权利要求所述的结构件，其特征在于，随着沿所述给定方向增大距离，所述第一表面远离所述第二表面移位，而所述第五表面的横截面宽度增大。

10.如任一前述权利要求所述的结构件，其特征在于，所述结构件的横截面几何形状沿其长度的至少一部分变化，从而对于沿所述长度的所述至少一部分的、所述结构件的所有这些横截面来说，所述结构件的横截面与第一假想线相交的位置和所述结构件的横截面与第二假想线相交的位置之间的距离基本上恒定，所述距离是在所述横截面处沿着所述结构件的表面测得的，每个横截面是在具有平行于所述结构件的局部纵向方向的法线的平面上所取的，所述第一假想线定位在所述第一表面上且垂直于所述基部从所述腹板延伸的方向，所述第二假想线定位在所述第三表面上且垂直于所述腹板从所述基部延伸的方向。

11.如任一前述权利要求所述的结构件，其特征在于，所述结构件呈翼肋的形式。

12.如任一前述权利要求所述的结构件，其特征在于，所述结构件具有大体H形的横截面形状。

13.如权利要求1至10中任一项所述的结构件，其特征在于，所述结构件呈翼梁的形式。

14.如权利要求1至10或13中任一项所述的结构件，其特征在于，所述结构件具有大体U形的横截面形状。

15.如任一前述权利要求所述的结构件，其特征在于，所述结构件具有第二基部，所述结构件的所述腹板在其两个基部之间延伸。

16.如权利要求1至10中任一项所述的结构件，其特征在于，所述结构件呈桁条的形式。

17.如权利要求1至10或16中任一项所述的结构件，其特征在于，所述结构件具有大体Y形的横截面形状。

18.如权利要求1至10或16中任一项所述的结构件，其特征在于，所述结构件具有大体L形的横截面形状。

19.一种航天航空结构，所述航天航空结构的外表面由蒙皮来限定，其中，所述蒙皮的内表面邻抵细长结构件的基部，所述细长结构件是如权利要求1至18中任一项所述的结构件。

20.一种飞行器，所述飞行器的外表面由蒙皮来限定，其中，所述蒙皮的内表面邻抵细长结构件的基部，所述细长结构件是如权利要求1至18中任一项所述的结构件。

21.一种形成用于由复合材料制成的结构件的设计模型的方法，所述结构件具有基部和腹板，其中，所述方法包括下列步骤：

产生限定所述结构件模型的所述腹板的几何形状的第二数据，包括在从所述第一数据的确定所述基部离开基准平面的间距变化的区域，产生所述结构件的几何形状中的局部变化，以及

在所述腹板的几何形状中的所述局部变化包括在所述腹板中包含成角度区域，所述成角度区域延伸至所述结构件的所述基部，在横截面中观察时，所述成角度区域与所述基准平面之间的角度小于所述腹板的其余部分与所述基准平面之间的角度，由此这些局部变化减少在根据所述结构件模型、由多层复合材料制成的结构件中产生缺陷的风险。

22.如权利要求21所述的方法，其特征在于，在产生限定所述结构件模型的所述腹板的几何形状的第二数据的步骤中，借助产生所述腹板的几何形状来减少沿所述结构件模型的表面测得的、从所述基部表面上的第一基准线到所述腹板表面上的第二基准线的距离中的任何变化，而减少在根据所述结构件模型、用多层复合材料制成的结构件中所产生的缺陷风险。

23.如权利要求22所述的方法，其特征在于，实施所述产生限定所述结构件模型的所述腹板的几何形状的第二数据的步骤，从而在沿所述结构件模型的表面测得的、从所述第一基准线到所述第二基准线的距离中基本上没有变化。

24.一种制造结构件的方法，其中，所述方法包括下列步骤：

提供模具，所述模具的型面取决于借助如权利要求21至23中任一项所述的方法形成的结构件模型，

在所述模具上叠置多层复合材料，以及

然后固化所述多层复合材料。

25.一种计算机，对所述计算机编程以实施如权利要求21至23中任一项所述的方法。

26.一种软件产品，用于对计算机编程以实施如权利要求21至23中任一项所述的方法，所述软件产品包括：

模块，所述模块用于处理限定结构件模型的基部的所想要几何形状的数据以产生限定所述结构件模型的腹板的几何形状的数据。