CN102656085A - 用于生产飞行器元件的复合后缘板的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器元件的结构复合后缘板（1），其具有上表面（3）、下表面（5）以及连接所述上表面（3）和下表面（5）的后缘（7），所述上表面（3）和下表面（5）由横向加强肋（9）连接，至少一个纵向梁（10）以这样一种方式定位：每一纵向梁（10）的准线（Δ₁₀）与横向加强肋（9）的准线（Δ₉）是不共线的，并且所述结构板（1）由单片材部件制成，该单片材部件形成上表面（3）、下表面（5）、后缘（7）、横向加强肋（9）以及梁（10）。

Description

用于生产飞行器元件的复合后缘板的方法

本发明涉及一种用于飞行器元件的结构的复合后缘板。

本发明还涉及一种包括这种板的飞行器元件。

由于复合板能够相当程度地减轻飞行器的重量，因此复合板常常被用于航天领域。

特定的飞行器部件需要提供良好的机械强度的结构板。特别地，这些部件包括后缘，例如飞机的控制表面的后缘。

夹层类型的复合结构板被普遍地应用，包括位于内表层和外表层之间的单元芯体结构。

典型地，每个内表层和外表层由一个或更多个预浸渍有树脂的纤维板层制成，之后其在固化步骤中被聚合。

用于干燥纤维层（即未预浸渍有树脂的纤维层）的其他方法，树脂在固化步骤之后被应用，在该过程中，树脂以抽吸方式被强制地在纤维层之间扩散。

复合夹层板还可以包括多个相同类型或不同类型的中间层，这些中间层继而通过一层复合材料被依次分离。

这些中间层可以例如为单元类型的或泡沫类型的，或者包括一个或更多个可熔的嵌入物。

使用例如蜂巢结构或泡沫芯体结构的复合夹层板，能够帮助减小目标物的质量，同时保持或者提高目标物的机械性能。

然而，这种类型的板通常不适于后缘的制造。

为了解决这些问题，在申请FR09/02579中提出了一种用于飞行器元件的结构的复合后缘板，所述板具有上表面，下表面，以及连接所述上表面和下表面的边缘。

上表面和下表面由横向加强肋连接。

所述结构板由形成上表面、下表面、后缘以及横向加强肋的整体件制成。

虽然所述种板具有以上优势，但仍然需要进一步限制上表层和下表层的变形（flambage），同时保证在弯曲部分和扭转处的良好的刚性。

因此，本发明的一个目的在于，提供一种使得能够限制上表面和下表面的变形且改善结构的机械强度的板，同时该板便于生产。

为此，根据第一方面，本发明涉及一种用于飞行器元件的结构复合后缘板，其具有：

-上表面，

-下表面，以及

-连接所述上表面和下表面的后缘，

所述上表面和下表面通过横向加强肋连接，

其特征在于，至少一个纵向梁以这样一种方式定位：每一纵向梁的准线与横向加强肋的准线是不共线的，并且所述结构板由形成上表面、下表面、后缘、横向加强肋以及梁的整体部件制成。

“准线”是指在最大尺寸处梁或者横向加强肋的引导轴线。

基本上垂直于横向加强肋设置的一个或更多个纵向梁的存在，使得可以限制上表层和下表层的变形，以及改善本发明的板沿根据本发明的板在两个基本上垂直的方向的结构机械强度。此外，根据本发明的板完全地一体地制成，其易于生产。

优选地，每一纵向梁的准线及横向加强肋的准线是基本上垂直的。

优选地，至少一个纵向梁位于两个横向加强肋之间，这使得能够局部地加固根据本发明的板的结构强度。

优选地，形成所述板的表层包括多个层，包括形成纵向梁的一个或更多个内层。

优选地，根据本发明的板包括在内层之间的加固层，所述加固层使得能够加固纵向梁以及横向加强肋。

根据另一方面，本发明涉及一种用于制造根据本发明的板，尤其是用于飞行器元件的复合后缘板的方法，其特征在于，其包括：

-第一步骤（A），其中，第一芯体和至少一个第二芯体在两个非共线的方向上定位，每个芯体在基表层上至少部分地由覆合表层围绕，使得所述基表层能够在自身上折叠；

-第二步骤，其中，所述基表层在第一覆合芯体和第二覆合芯体上折叠；

-第三步骤（C），其中，聚合因此获得的板使得能够将覆合层结合至基表层以形成横向的加强肋以及纵向梁；以及

-第四步骤（D），其中，移除所述第一芯体和所述第二芯体，从而获得结构板。

优选地，每一纵向梁的准线以及横向加强肋的准线是基本上垂直的。

优选地，至少一个纵向梁定位在两个横向加强肋之间。

优选地，形成所述板的表层包括多个层，所述层的一个或多个内层形成纵向梁。

优选地，所述板包括在内层之间的加固层。

优选地，第二芯体具有沿所述芯体的横截面逐渐减小的高度，这使得根据本发明的板具有良好的空气动力学轮廓线。

优选地，每一所述第一芯体和第二芯体由具有多个层的单片类型的覆合表层覆合。

优选地，在步骤A中，所述第一芯体被定位在后缘的前面，使得在所述后缘和所述第一芯体之间形成空间，在所述空间中，一个或更多个第二芯体基本上平行于所述后缘安装。

根据本发明的另一方面，本发明涉及一种飞行器元件，包括根据本发明或者使用根据本发明的方法获得的至少一个结构板。

优选地，根据本发明的元件为飞机控制表面。

参考附图，阅读以下非限定描述，将更好地理解本发明。

图1是根据本发明的板的立体图；

图2是图1的板的一个替代性实施例的底部透视图；

图3是图1的实施例的放大的前视图；以及

图4-6是根据本发明的用于制造板的方法的立体图。

如图1所示，根据本发明的板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。根据本发明的板1限定了后缘7，所述后缘7是在根据本发明的板1的固化过程中直接获得，这简化了其生产。

上表面3和下表面5由横向加强肋9以及至少一个或更多个纵向梁10连接，所述加强肋9和所述纵向梁10结合到下表面5。

至少一个纵向梁10被定位成使得每一纵向梁10的母线Δ₁₀和横向加强肋9的准线Δ₉不共线。以这种方式，有利地，根据本发明的板1在两个非平行方向上具有非常好的结构强度。

优选地，每一纵向梁10的准线Δ₁₀与横向加强肋9的准线Δ₉是基本上垂直的。

“纵向的”在此是指基本上与后缘7的准线8共线的方向。如图1和图2所示，后缘的准线8能够基本上与每一纵向梁10的准线Δ₁₀共线，和/或基本上垂直于横向加强肋9的准线Δ₉。

根据未示出的替代性实施例，横向加强肋9的准线Δ₉可以不与后缘的准线8共线，也不与其垂直。同样地，每一纵向梁10的准线Δ₁₀可以不与后缘的准线8共线，并且也可以不与横向加强肋9的准线Δ₉共线。

“横向的”是指基本上垂直于由上表面3和下表面5形成的平面的方向。

纵向梁10通常被置于与后缘7相对的横向加强肋9的端部。为此，横向加强肋9被放置在与后缘7距离为非零的位置。

根据本发明的板1因此包括单个的纵向梁，或，与此相反，包括多个纵向梁。使用多个梁10（特别是位于两个横向加强肋9之间（参见图2）的多个梁）使得可以局部地限制根据本发明的板1的任何变形。于是所述梁10的长度最长等于沿准线8的两个横向加强肋9的间距。

典型地，纵向梁10沿其准线Δ₁₀的长度可以采用小于或等于根据本发明的板1的长度的任何值。在纵向梁10的准线Δ₁₀基本上不与后缘的准线8平行的情况下，所述梁10的长度可能大于根据本发明的梁1的长度，所述梁10没有突出超过所述板1。

同样地，横向加强肋9沿其准线Δ₉的长度可以采用小于或等于根据本发明的板1的宽度的任何值。在横向加强肋9的准线Δ₉基本上不与后缘的准线8垂直的情况下，所述加强肋9的长度可能大于根据本发明的板1的宽度，所述加强肋9没有突出超过所述板1。

此外，根据本发明的板1由单一整体部件制成，该单一整体部件形成上表面3、下表面5、边缘7以及横向加强肋9和梁10。为此，根据本发明的板1可以由单片表层制成。

该单片表层可以由适合的且由本领域技术人员公知的浸渍有环氧树脂或其他物质的任何类型的织物或者纤维制成。为此，该单片表层例如包括碳、玻璃、或者凯夫拉尔

纤维。

如图3所示，单个单片表层由借助于位于层18之间的聚合树脂彼此熔融的多个层18制成，所述聚合树脂例如为环氧树脂。

更明确地，形成上表面3的表层的上部分15以及形成下表面5的表层的下部分17包括多个层18，其内层19、21位于朝向板1的内部，所述内层能够沿所述板1连续地从一个直段向第二直段延伸。事实上横向加强肋9和梁10由层18制成，使得能够获得十分坚固的结构复合板1，从而吸收基本上横向于所述上表面3或下表面5的碰撞（choc）。事实上，根据本发明的板1有利地沿两个不共线的方向机械地加固，特别是沿基本上垂直于由根据本发明的板1形成的平面方向机械地加固。

内层19能够从下部分17连续地延伸，穿过基本上垂直于下表面5的板1，同时形成加强肋9或梁10的层的一部分，并且在延伸至上表面3之前仍然沿着直段方向延伸。

另一直段的另一内层21也是同样情况。

以这种方式，横向加强肋9和梁10由来自于直段的内层19和21形成。

当然，依据所期待的性能，所使用的层18可以是相同的或不同的。

传统上使用的层的种类例如包括玻璃、碳、以及凯夫拉尔纤维等。

在参与加固的层19、21本身不足够坚固或者应当被加固时，所述层19、21中的所有或一些特别地能够弯曲。也可以在层19、21之间插入加强层，诸如碳纤维层，其可以出现在横向加强肋9和/或梁10中。

此外，根据本发明，根据本发明的板1使用包括以下步骤的生产方法获得：

-第一步骤(A),其中，第一芯体11和至少一个第二芯体12在两个不共线的方向Δ₁₀和Δ₉上定位（特别地分别沿着所述基表层13的长度和宽度），，使得所述基表层13能够自身折叠（参见图4），每个所述芯体在基表层13上至少部分地由覆合（drapage）表层15围绕；

-第二步骤B，其中，所述基表层13在第一覆合芯体11和第二覆合芯体12上折叠（参见图5）；

-第三步骤C，其中，聚合由此获得的板使得能够将覆合层结合至所述基表层13，从而形成横向加强肋9和/或纵向梁10；以及

-第四步骤D，其中，移除所述第一芯体11和第二芯体12，使得能够获得结构板（参见图6）。

此后，表述“至少部分地围绕”和“覆合的”是同义的。因此，术语“覆合的”是指定部分地围绕芯体。

由于本发明的方法，使得能够调整在两个横向加强肋9和梁10之间的层的数量。之后，能够根据本发明优化板1的质量，同时保证显著的纵向加固和横向加固。

此外，由于根据本发明的方法，板1通过熔融在其本身上折叠的基表层13和覆合表层的单片材形成。

此外，该方法使得能够插入需要数量的加强肋和梁，通过增加或减少芯体的数量或者其尺寸来获得达到理想的结构强度的作用。

此外，本方法对于加强肋和梁的定位不强加任何约束。加强肋和梁设置成改善其结构实用性。

更特别地，在步骤A中，每个第一芯体11在所述芯体11的侧面上至少部分地由覆合表面15围绕。

每个第二芯体12在所述芯体12的纵向侧面的至少一部分上至少部分地由覆合表层15围绕。

所使用的第一芯体11和第二芯体12具有形成横向加强肋9以及梁10的合适的形状。为此，它们通常具有横向的横截面，所述横截面基本上为三角形、矩形、方形或者甚至为梯形。

通常，第一芯体11使得能够形成横向加强肋9，所述横向加强肋9设置在边缘7前，使得能够在横向加强肋9和边缘7之间形成空间，在所述空间中，一个或更多个第二芯体12平行于边缘7安装，使得能够形成梁10（参见图4）。

有利地，第一芯体11具有沿所述第一芯体11的长度逐渐减小的高度，从而适合边缘7的小的曲率半径。

此外，第二芯体12具有在所述第二芯体12的横截面上逐渐减小高度的横截面，使得能够适合边缘7的小的曲率半径。以这种方式，可以具有结构板1的良好的空气动力学轮廓。

有利地，第一芯体11和第二芯体12被放置在基表层13的合适的长度上，使得能够在基表层13本身上折叠所述基表层13。以这种方式，第一芯体11和第二芯体12能够在小于所述表层13的长度的一半的距离放置，这使得上表面3能够具有基本上等于下表面5的长度。

覆合通常在将第一芯体11和第二芯体12放置在基表层13上之前完成。之后，覆合通过具有多个层（例如两层或三层）的单片覆合表层15完成从而获得最适宜的覆合。通常，覆合表层15包括少于基表层13的层的数量的多个层。

基表层13包括多于2、等于3、5或更多的数量的多个层。

覆合表层15包括多于2、等于3、5或更多的数量的多个层。

基表层13和覆合表层15的层由聚合树脂（例如环氧树脂）浸渍。

在步骤B中，基表层13使用本领域技术人员公知的任何方式在其自身上折叠，从而形成边缘7、上表面3和下表面5。这使得能够以单一的操作且简单的方式生产结构后缘板，其中，后缘采用与上表层和下表层同样的操作制成，同时确保在这三个元件之间的结构连续性。

在结构后缘板的生产过程中，随后由附接的后缘执行上表面和下表面之间的结构性连接是必要的，这使得制造结构板的方法更为复杂。

通常，步骤C中的聚合由加热至固化温度来完成。固化温度取决于用于生产本发明的整体板1的树脂的类型。作为一个例子，如果基体13和/或覆合表层15由环氧树脂制成，该固化温度包含在60摄氏度至200摄氏度之间。

通常，这一步骤在高压锅或任何加热装置中完成。

通常，基体表层13以及覆合表层15包括纤维基层，例如使用玻璃纤维、碳纤维、以及凯夫拉尔纤维，所述纤维在材料的固化过程中被可聚合的树脂浸渍。

在步骤D中，使用由本领域技术人员公知的任何装置（特别是通过手动操作的或自动的抽取器）将第一芯体11和第二芯体12从以此方式获得的板中移除。如果适用的话，所述芯体11和12的移除通常沿基本上与横向加强肋9或梁10所采用的方向共线的方向完成。

根据本发明的板1有利地能够在飞行器元件中使用，诸如飞机控制表面。

Claims (10)

1.一种用于制造飞行器元件用的复合后缘板（1）的方法，其特征在于，所述方法包括：

-第一步骤（A），其中，第一芯体（11）和至少一个第二芯体（12）沿两个非共线的方向（Δ₁₀、Δ₉）定位在基表层（13）上，使得所述基表层（13）能够折叠在其上，其中每个所述芯体至少部分地由覆合表层（15）围绕；

-第二步骤（B），其中，所述基表层（13）折叠在所述第一覆合芯体（11）和第二覆合芯体（12）上；

-第三步骤（C），其中，聚合因此获得的板，使得能够将覆合层结合至基表层（13），以形成横向加强肋（9）以及纵向梁（10）；以及

-第四步骤（D），其中，移除所述第一芯体（11）和所述第二芯体（12），从而获得结构板（1）。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，每一纵向梁（10）的准线（Δ₁₀）以及横向加强肋（9）的准线（Δ₉）是基本垂直的。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其中，至少一个纵向梁（10）定位在两个横向加强肋（9）之间。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的方法，其中，形成所述板（1）的所述表层包括多个层（18），所述层（18）包括一个或更多个形成所述纵向梁（10）的内层（19，21）。

5.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，所述板（1）包括位于内层（19，21）之间的加固层。

6.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，所述第二芯体（12）沿所述芯体（12）的横截面具有逐渐减小的高度。

7.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，每一第一芯体（11）和第二芯体（12）由具有多个层的单片类型的覆合表层（15）覆合。

8.根据前述权利要求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）被定位在后缘（7）的前面，使得在所述后缘（7）和所述第一芯体（11）之间形成空间，在所述空间中，一个或更多个第二芯体（12）基本上平行于所述后缘（7）安装。

9.一种飞行器元件，其包括至少一个根据前述权利要求中任一项所获得的结构板（1）。

10.根据权利要求9所述的元件为飞机控制表面。

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