CN102427999A - 用于飞行器元件尾缘的复合结构面板 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于飞行器元件的尾缘的复合结构面板(1)，具有：上表面(3)；下表面(5)；连接所述上表面(3)和下表面(5)的边缘(7)；所述上表面(3)和下表面(5)通过横向加强件(9)连接，且结构面板是由形成上表面(3)、下表面(5)、边缘(7)和横向加强件(9)的整块部件制成。本发明还涉及一种制造这种面板(1)的方法，并且涉及一种包括这种面板(1)的飞行器元件。

Description

用于飞行器元件尾缘的复合结构面板
本发明涉及一种用于飞行器元件尾缘的复合结构面板。
本发明也涉及具有这种面板的飞行器元件。
复合面板是一种经常用于航空的面板，因为使用这种面板可以大大减轻飞行器。
一些飞行器部分要求结构面板保证良好的机械强度。特别应当提到尾缘，例如飞机控制表面的尾缘。
目前使用夹层型的复合结构面板，这种复合结构面板包括设置在内表层和外表层之间的具有蜂窝芯体的结构。
通常，所述内表层和外表层都由一个或多个预先以树脂浸渍的纤维叠层构成，树脂随后在焙烧步骤中聚合。
其他方法使用干的纤维叠层，即不用树脂进行预浸渍，树脂在稍后的焙烧步骤中施加，在焙烧步骤中，树脂在抽吸作用下在纤维叠层之间被强制分散。
复合夹层面板也可以包括多个相同类型或不同类型的中心层，所述中心层能够通过复合材料层加以隔离。
例如，所述中心层可以是蜂窝型、泡沫型，或者也可以进一步包括一个或多个可熔嵌入件。
复合夹层面板使用例如蜂窝的或泡沫的芯体，例如有助于降低物体的质量，同时保持、甚至提高其机械性能。
然而，这种类型的面板通常不适用于制造尾缘。
实际上，尾缘具有非常小的曲率半径，使得其很难通过复合夹层面板得到。
此外，具有尽可能完美的气动连贯性非常重要，这样可以不对飞行器的性能产生影响。
进一步，存在简化制造具有尾缘的复合结构面板的需求。
因此本发明的其中一个目的是提供这样一个具有良好气动连贯性的面板。
通过保证良好的弯曲和扭转刚度来限定面板表层的最大屈曲是可取的。
因此本发明的其中一个目的是提供一种面板，该面板允许限制表层的屈曲并增加结构上的机械强度，同时制造简单。
出于这种目的，根据第一方面，本发明的目的是一种用于飞行器元件的尾缘的复合结构面板，包括：
上表面；
下表面；
连接所述上表面和下表面的边缘；
其特征在于所述上表面和下表面通过横向加强件连接，并且结构面板由形成上表面、下表面、边缘和横向加强件的单一的整块部件构成。
利用本发明的面板，可以在尾缘具有良好的气动连贯性。实际上，本发明的面板由单一的整块部件形成。在面板间不需要接头，这种接头可能对空气动力性能产生影响。
进一步，横向加强件的存在确保了良好的结构强度，尽管面板边缘具有非常小的曲率半径。
最后，由于面板完全由单一的整块部件制造，后者的制造就十分简单。实际上，不再需要装配并且不再需要连接不同元件来形成结构面板。
优选地，形成所述面板的表层包括多个叠层，其一个或多个内叠层形成横向加强件，这样可以获得复合结构面板，该复合结构面板非常坚固，用于在上表面或下表面上吸收大致垂直的冲击。
有利地，设置至少一个纵向杆，这样每个纵向杆的导向轴线和横向加强件的导向轴线不共线，并且结构面板由形成上表面、下表面、尾缘、横向加强件和纵向杆的整块部件构成。
术语“导向轴线”是指沿最大尺寸定向杆或横向加强件的轴线。
通过存在一个或多个定位成与横向加强件大致垂直的纵向杆，上表层和下表层的屈曲可以被限制，并且本发明所述面板的结构上的机械强度可以在与本发明的面板的大致垂直的两个方向上加强。进一步，本发明的面板完全由整块部件构成，呈现一种易于实现的结构。
优选地，每个纵向杆的导向轴线和横向加强件的导向轴线大致垂直。
优选地，至少一个纵向杆位于两个横向加强件之间，这样可以局部加强本发明的面板的结构强度。
优选地，形成所述面板的表层包括多个叠层，其一个或多个内部叠层形成纵向杆。
有利地，本发明的面板包括在内叠层之间的增强叠层，这允许增强所述纵向杆和/或横向加强件。
第二方面，本发明的目的在于一种制造根据本发明的面板的方法，其特征在于，包括：
步骤一(A)，其中芯体在一个基部表层上放置一个基部表层的合适的长度，使得基部表层能够自身折叠，其中每个芯体至少一部分被覆盖表层围绕；
步骤二(B)，其中基部表层叠置在被覆盖的芯体上；
步骤三(C)，其中聚合因此获得的面板，从而将所述覆盖表层的叠层一体化至所述基部表层，以形成横向加强件；以及
步骤四(D)，其中去除芯体以获得结构面板。
优选地，芯体沿其长度具有降低的高度，以获得结构面板的良好的气动外形。
有利地，每个芯体通过具有多个叠层的整体型覆盖表层覆盖，由此在形成本发明的面板的不同元件之间获得良好的熔接性。
有利地，制造根据本发明的面板的方法包括：
步骤一(A)，其中第一芯体和至少一个第二芯体在基部表层上沿着两个不共线的方向放置，其中每个芯体至少一部分被覆盖表层围绕，从而所述基部表层自身可折叠；
步骤二(B)，其中基部表层叠置在第一和第二被覆盖的芯体上；
步骤三(C)，其中聚合因此获得面板，从而将所述覆盖表层的叠层一体化至所述基部表层，以形成横向加强件和纵向杆；以及
步骤四(D)，其中去除第一芯体和第二芯体以获得结构面板。
优选地，所述第二芯体沿着所述芯体的横截面具有减小的高度，这样本发明的面板可以具有良好的气动线。
优选地，每个第一芯体和第二芯体通过具有多个叠层的整体型覆盖表层覆盖。
优选地，在步骤A中，第一芯体位于尾缘之前，以便在尾缘和第一芯体之间形成空间，在该空间内安装大致平行于尾缘的一个或多个第二芯体。
根据另一方面，本发明的目的在于一种飞行器元件，包括至少一个根据本发明的或根据本发明的方法获得的至少一个结构面板。
优选地，本发明的元件是飞机控制表面。
根据下面详细描述并参考附图将更容易理解本发明。
图1是根据本发明第一实施方式的面板的立体图，
图2是图1的实施方式的放大的前视图，并且
图3至图5是制造图1的面板的方法的立体图；
图6是根据本发明第二实施方式的面板的立体图；
图7是图6面板的可选实施方式的仰视图。
本发明的面板1包括上表面3、下表面5和连接上表面3和下表面5的边缘7。本发明所述面板1限定了尾缘7，所述尾缘7在本发明的面板1的焙烧步骤直接获得，这简化了面板1的制造过程。
所述上表面3和下表面5通过横向加强件9连接并与后者形成整体。
换句话说，在图1示出的本发明的第一实施方式中，本发明的面板1由形成上表面3、下表面5、尾缘7和横向加强件9的单一的整块部件构成。
在图6和图7示出的本发明的第二实施方式中，所述上表面3和下表面5通过横向加强件9和至少一个或多个纵向杆10连接，所述加强件9和所述杆10与后者形成整体。
在第二实施方式中，设置至少一个纵向杆10以便每个纵向杆10的导向轴线Δ10和横向加强件9的导向轴线Δ9不共线。因此有利地，本发明的面板1沿着两个不平行方向具有十分良好的结构强度。
优选地，每个纵向杆10的导向轴线Δ10和横向加强件9的导向轴线Δ9大致垂直。
术语“纵向”是指大致与尾缘7的导向轴线8共线的方向。如图6和图7所示，尾缘的导向轴线8与每个纵向杆10的导向轴线Δ10大致共线并且/或者与横向加强件9的导向轴线Δ9大致垂直。
根据一个可选方式(未示出)，横向加强件9的导向轴线Δ9与尾缘的导向轴线8不共线，并且不与后者垂直。并且，每个纵向杆10的导向轴线Δ10可以与尾缘的导向轴线8不共线，并且也可以与横向加强件9的导向轴线Δ9不共线。
术语“横向”是指大致垂直于由上表面3和下表面5形成的平面的方向。
纵向杆10通常位于横向加强件9的端部，面向尾缘7。为此，横向加强件9以相对于尾缘7非零距离设置。
本发明的面板1可以因此包含一个单一的纵向杆或相反地包括多个纵向杆。使用多个特别设置在两个横向加强件9(参见图7)之间的杆10使得能够对本发明的面板1的屈曲进行局部限制。所述杆10继而具有与两个横向加强件9之间沿导向轴线8的距离大致相等的长度。
通常，纵向杆10沿其导向轴线Δ10的长度可以设定为小于或等于本发明的面板1的长度的任意值。在纵向杆10的导向轴线Δ10不与尾缘的导向轴线8大致平行的情况下，所述杆10的长度可以大于本发明的面板1的长度，并且所述杆10不从所述面板1突出。
并且，横向加强件9沿其导向轴线Δ9的长度可以设定为小于或等于本发明的面板1的宽度的任意值。在横向加强件9的导向轴线Δ9不与尾缘的导向轴线8大致垂直时，所述加强件9的长度可以大于本发明的面板1的宽度，并且所述加强件9不从所述面板1突出。
此外，在此第二实施方式中，本发明的面板1由形成上表面3、下表面5、边缘7和横向加强件9和杆10的单一的整块部件构成。
在图1、图6和图7的实施方式中，本发明的面板1由单一的整体表层构成。
整体表层可以由本领域技术人员已知的任意类型的合适的织物或纤维制造，所述织物或纤维中可以浸渍环氧树脂或其他树脂。为了达到此目的，应当提及由碳、玻璃或Kevlar
Figure BDA0000108855130000061
纤维制造的织物或纤维。
有利地，所述单一整体表层由通过位于多个叠层18之间的可聚合树脂(例如环氧树脂)合并在一起的多个叠层18形成。
更具体地，形成上表面3的表层的上部15以及形成下表面5的表层的下部17可以包括多个叠层18，朝向面板1的内部设置的内部叠层(19，21)可沿着所述面板1从一个横截面连续沿伸至第二个横截面。
在图1和图2的第一实施方式中，所述横向加强件9由叠层18构成，这使得可以获得高度稳固的结构面板1，用于吸收大致与上表面3和下表面5垂直的冲击。
在图6和图7的第二实施方式中，所述横向加强件9和纵向杆10由叠层18构成，这使得可以获得高度稳固的复合结构面板1，用于吸收大致与上表面3和下表面5垂直的冲击。
实际上，有利地，本发明的面板1沿两个不共线方向(特别是相对于由本发明的面板1形成的平面大致垂直的方向)机械增强。
如图2所示，所述内部叠层19可以从下部17连续延伸，在再次沿着横截面延伸到上表面3之前，通过形成横向加强件9或杆10(如果需要)的叠层的一部分而穿过大致与下表面5垂直的面板1。
在其他横截面上的内部叠层21有同样的应用。
因此，根据所述面板的实施方式，横向加强件9或者横向加强件9和杆10由横截面上的内部叠层19和21形成。
当然，应用于所述面板的每个实施方式的叠层18可以根据所寻求的性能具有相同或者不同的性质。
对于性质上作为传统上使用的叠层，可以提及由例如玻璃纤维、碳纤维和Kevlar纤维制成的叠层。
在增强件所涉及的叠层19，21本身不具备足够的强度或者必须被强化时的情况下，特别地能够将这些叠层19，21的全部或一部分缝合在一起。也可以在这些叠层19，21之间插入增强叠层，例如碳纤维叠层，这些碳纤维叠层可以根据面板的实施方式出现在横向加强件9或者横向加强件9和/或杆10中。
进一步，根据本发明，本发明的面板1通过如下制造方法获得，该方法包括：
步骤一(A)，其中芯体11在一个基部表层13上放置一个基部表层的合适的长度，使得基部表层13能够自身折叠，其中每个芯体至少一部分被覆盖表层15围绕(图3)；
步骤二(B)，其中基部表层13叠置在被覆盖的芯体11上(图4)；
步骤三(C)，其中聚合因此获得的面板，从而将覆盖表层的叠层一体化至基部表层13，以形成横向加强件9；以及
步骤四(D)，其中去除芯体以获得结构面板(图5)。
然后，表达方式“至少一部分被围绕”和“被覆盖”是同义词。因此，术语“覆盖”表明围绕芯体至少一部分的事实。
此外，在可选实施方式中，本发明的所述面板1通过如下制造方法获得，该方法包括：
步骤一(A)，其中第一芯体11和至少一个第二芯体12在基部表层13上沿着两个不共线的方向Δ10和Δ9放置(特别地分别在所述基部表层13的一定宽度和一定长度上放置)，其中每个芯体至少一部分被覆盖表层15围绕，从而所述基部表层本身可折叠(图4)；
步骤二(B)，其中基部表层13叠置在第一11和第二12被覆盖的芯体上(图5)；
步骤三(C)，其中聚合因此获得的面板，从而将覆盖表层的叠层一体化至所述基部表层13，以形成横向加强件9和杆10；以及
步骤四(D)，其中去除第一芯体11和第二芯体12以获得结构面板(图6)。
根据本发明的方法，可以在两个横向加强件9之间以及在杆10处(如果需要)调整叠层的数量。随后可以在保证显著的纵向和横向刚度的同时优化本发明的面板1的质量。
进一步，根据本发明的方法，通过熔化叠置在本身上的基部表层13以及覆盖表层将面板1形成为单个部件。
进一步，根据所寻求的结构强度，通过增加或减少芯体的数量或芯体的尺寸，此方法能够引入期望的加强件的数量和杆(如果需要)的数量。
进一步，根据所述面板的实施方式，此方法对加强件和杆(如果需要)的定位不施加任何限制。它们设置成可以改进其结构效用。
更特别地，在步骤A，第一芯体11的每一个在其侧边缘至少部分被覆盖表层15环绕。
第二芯体12的每一个在其纵向侧边的至少一部分至少部分被覆盖表层15环绕。
在所述面板的第一实施方式中的使用的芯体11或者在所述面板的第二实施方式中的第一芯体11和第二芯体12都具有合适的形状，以形成横向加强件9和杆10(如果需要)。为此，它们通常具有大致三角形、矩形、正方形、甚至梯形的横截面。
通常，允许形成横向加强件9的第一芯体11位于边缘7之前，从而形成一个空间，在其中第二芯体12平行于边缘7安装，这允许形成杆10(图4)，从而根据所寻求的机械特征阻止加强件(图3)。这样，所述结构面板1可具有优良的气动外形。
有利地，芯体11的高度沿所述芯体11的长度减少，以适应边缘7的小曲率半径。
进一步，在所述面板的第二实施方式中，所述第二芯体12的横截面在所述第二芯体12的横截面上高度降低，以适应边缘7的小曲率半径。这样，结构面板1可具有良好的气动外形。
有利地，在所述面板的第一实施方式中，所述芯体11位于基部表层13上并超过基部表层13的合适长度，从而允许基部表层13自身叠置。因此，芯体11可以位于超过小于所述表层13的一半长度的距离上，从而得到一个上表面3，该上表面3的长度大致等于下表面5的长度。
在面板的第二实施方式中，所述第一芯体11和第二芯体12位于基部表层13且超过基部表层13的合适长度，从而基部表层13可自身叠置。因此，所述第一芯体11和第二芯体12可以位于超过小于所述表层13的一半长度的距离上，从而能够得到一个上表面3，该上表面3的长度大致等于下表面5的长度。
覆盖通常在将芯体11放置在基部表层13上之前或者将第一芯体和第二芯体放置在基部表层13上之前执行。随后，通过覆盖得到具有多个叠层(例如两个或三个叠层)的整体型覆盖表层15，以获得最优的覆盖。特别地，覆盖表层15的叠层的数量少于基部表层13的叠层的数量。
基部表层13可包括数量大于2、等于3或5或更多的叠层。
覆盖表面15可包括数量大于2、等于3或5或更多的叠层。
基部表层13和覆盖表层15的叠层中浸渍例如环氧树脂的可聚合树脂。
在步骤B中，基部表层13以本领域技术人员知晓的任意方式自身叠置以形成边缘7、上表面3和下表面5。
通常，步骤C的聚合是通过加热至焙烧温度达到的。所述焙烧温度取决于用于制造本发明的整体式面板1的树脂的类型。例如，如果基部表层13和/或覆盖表层15是由环氧树脂制成，焙烧温度在摄氏60度至摄氏300度之间。
该步骤特别地在高压锅或任何加热装置中执行。
通常，基部表层13和覆盖表层15包括基于例如玻璃纤维、碳纤维和Kevlar纤维等纤维的叠层，在材料焙烧时，这种纤维浸渍聚合树脂。
在步骤D中，根据所述面板的实施方式，通过本领域技术人员熟知的任意装置，特别地通过手动或自动操作的抽出器，去除因此形成的面板的芯体11或第一芯体11和第二芯体12。芯体的去除通常沿着与横向加强件9或杆10(如果需要)的方向大致共线的方向。
本发明的面板1有利地用于例如飞机控制表面的飞行器元件。

Claims (16)

1.一种用于飞行器元件尾缘的复合结构面板(1)，包括：
上表面(3)；
下表面(5)；
连接上表面(3)和下表面(5)的尾缘(7)，其特征在于，所述上表面(3)和下表面(5)通过横向加强件(9)连接，并且所述结构面板由形成上表面(3)、下表面(5)、尾缘(7)和横向加强件(9)的整块部件构成。
2.根据权利要求1所述的面板(1)，其特征在于，形成所述面板的表层包括多个叠层(18)，多个叠层中的一个或多个内部叠层(19、21)形成横向加强件(9)。
3.根据权利要求1或2所述的面板(1)，其特征在于，至少一个纵向杆(10)设置成使得每个纵向杆(10)的导向轴线(Δ10)和横向加强件(9)的导向轴线(Δ9)不共线，并且所述结构面板(1)由形成上表面(3)、下表面(5)、尾缘(7)、横向加强件(9)和纵向杆(10)的整块部件构成。
4.根据权利要求3所述的面板(1)，其特征在于，每个纵向杆(10)的导向轴线(Δ10)与横向加强件(9)的导向轴线(Δ10)大致垂直。
5.根据权利要求3-4中任一项所述的面板(1)，其特征在于，至少一个纵向杆(10)位于两个横向加强件(9)之间。
6.根据权利要求3-5中任一项所述的面板(1)，其中，形成所述面板(1)的表层包括多个叠层(18)，多个叠层中的一个或多个内部叠层(19、21)形成纵向杆(10)。
7.根据上述权利要求中任一项所述的面板(1)，其特征在于，所述面板包括位于内部叠层(19、21)之间的加强叠层。
8.一种制造根据权利要求1所述的面板(1)的方法，其特征在于，包括：
步骤一(A)，其中在基部表层(13)的合适长度上放置复数个芯体(11)，使得基部表层(13)能够自身折叠，其中每个芯体(11)至少部分地被覆盖表层(15)围绕；
步骤二(B)，其中基部表层(13)叠置在被覆盖的芯体(11)上；
步骤三(C)，其中聚合因此获得的面板，从而将所述覆盖表层的叠层一体化至所述基部表层(13)，以形成横向加强件(9)；以及
步骤四(D)，其中去除芯体(11)以获得结构面板。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述芯体(11)沿着所述芯体(11)的长度具有降低的高度。
10.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，每个芯体由具有多个叠层的整体型覆盖表层覆盖。
11.根据权利要求8-10中任一项所述的方法，其特征在于，该方法包括：
步骤一(A)，其中第一芯体(11)和至少一个第二芯体(12)在基部表层(13)上沿着两个不共线的方向(Δ10、Δ9)放置，从而所述基部表层(13)本身可折叠，其中每个芯体至少部分地被覆盖表层(15)围绕；
步骤二(B)，其中基部表层(13)叠置在第一(11)和第二(12)被覆盖的芯体上；
步骤三(C)，其中聚合因此获得的面板，从而将所述覆盖表层的叠层一体化至所述基部表层(13)，以形成横向加强件(9)和杆(10)；以及
步骤四(D)，其中去除第一芯体(11)和第二芯体(12)以获得结构面板(1)。
12.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，所述第二芯体(12)沿着其横截面具有降低的高度。
13.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，每个所述第一芯体(11)和第二芯体(12)由具有多个叠层的整体型覆盖表面(15)覆盖。
14.根据权利要求8-13中任一项所述的方法，其特征在于，在步骤A中，所述第一芯体(11)位于尾缘(7)之前，以在尾缘(7)和第一芯体(11)之间形成空间，在空间中安装与尾缘(7)大致平行的一个或多个第二芯体(12)。
15.一种飞行器元件，包括至少一个根据权利要求1-7中任一项所述的结构面板(1)或根据权利要求8-14中任一项获得的结构面板(1)。
16.根据权利要求15所述的元件，该元件是飞机控制表面。
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