CN102712144B - 双蒙皮结构 - Google Patents

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Abstract

一种双蒙皮结构（10、210）包括第一蒙皮（12、112、212）、第二蒙皮（14、114、214）以及中间结构（16、116、216）。中间结构（16、116、216）包括多个第一接触部分（18、118、218）、多个第二接触部分（20、120、220）以及多个互连腹板部分，其中多个第一接触部分连接于第一蒙皮（12、112、212）的内表面，多个第二接触部分连接于第二蒙皮（14、114、214）的内表面，而多个互连腹板部分与第一接触部分（18、118、218）和第二接触部分（20、120、220）成一体并且在其中一个第一接触部分（18、118、218）和其中一个第二接触部分（20、120、220）之间延伸，以形成在第一蒙皮（12、112、212）和第二蒙皮（14、114、214）的内表面之间交替的内部支承结构（16、116、216）。

Description

双蒙皮结构
技术领域
本发明涉及一种包括双蒙皮结构的制造件（下文称为制件）以及制造此种制件的方法。具有此种结构的此种制造件可例如用在航空和航天工业中。
背景技术
双蒙皮结构使用于不同应用中。例如，用于翼型结构的典型机身设计包括由各个单体部件形成的实质双蒙皮结构。上蒙皮和下蒙皮提供与气流表面的光滑对接。在已知的机身设计中，上蒙皮和下蒙皮通常彼此隔开并且利用结构件连接在一起，这些结构件通常是称为翼梁的槽钢结构并沿翼展（机翼长度）方向延伸。翼梁的功能在于维持机翼的空气动力学型面，对该结构所经受的大部分载荷发挥作用，提供燃料箱边界（适用的话），并为机翼的路线安装设置提供大部分载荷路径。这些已知的机身设计还可包括翼肋。这些翼肋是弦宽结构（沿飞行方向延伸），且这些弦宽结构还将上蒙皮和下蒙皮连接在一起并且提供多种功能。这些功能可以是：保持机翼的空气动力学型面，将由蒙皮所聚集的气压传递至翼梁，使局部集中的载荷输入分散，使机翼弯曲载荷重新分布，为蒙皮和纵梁翼挠曲提供横向端部支承，对远离翼梁的挤压力起反作用，以及支承内部系统。此种传统构造通常通过使用诸如铆钉和螺栓之类金属紧固件来提供。
还已知同时使用金属和复合物变型以及它们的组合。此种翼型结构复杂度与匹配几何形状的需求以及单体部件的绝对数目有关，会致使传统的技术效率低且昂贵。
因此，对以下方面有需求：减少这些结构的部件数量和安装时间，减少紧固件的数量以及紧固件的安装时间，使部件对接需要考虑的事项最少化，产生潜在的轻型化方案，以及在可能的情形下使用适用的自动化制造方法。
本发明的目的是实现这些目标中的至少一些目标。
发明内容
在所附独立和从属权利要求中阐述本发明的各具体方面。从属权利要求的特征组合可与独立权利要求的特征适当组合且并不仅限于权利要求书明确阐述的内容
本发明的一方面提供一种制件，该制件包括：第一蒙皮；第二蒙皮；以及中间结构，该中间结构包括：多个第一接触部分，该多个第一接触部分连接于第一蒙皮的内表面，多个第二接触部分，该多个第二接触部分连接于第二蒙皮的内表面，以及多个互连腹板部分，该多个互连腹板部分与第一和第二接触部分成一体并且在其中一个第一接触部分和其中一个第二接触部分之间延伸，以形成在第一和第二蒙皮的内表面之间交替的内部支承结构。
在一个示例中，该制件是小翼，该小翼构造成从机翼的端部向上延伸。
本发明的另一方面提供一种三角形填充件，该三角形填充件用于第一层叠复合构件和第二层叠复合构件之间的外角部，该第二层叠复合构件包括在第一层叠复合构件附近的第一部分以及相对于第一层叠复合构件以一角度远离该第一层叠复合构件延伸的第二部分。
本发明的一方面提供一种制造制件的方法，该制件包括第一蒙皮、第二蒙皮以及中间结构，该中间结构包括多个第一接触部分、多个第二接触部分以及多个互连腹板部分，其中多个第一接触部分连接于第一蒙皮的内表面，多个第二接触部分连接于第二蒙皮的内表面，而多个互连腹板部分与第一和第二接触部分成一体并且在其中一个第一接触部分和其中一个第二接触部分之间延伸，以形成在第一和第二蒙皮的内表面之间交替的内部支承结构，且该方法包括：由复合材料单独地形成第一蒙皮、第二蒙皮以及中间结构；以及使用将第一蒙皮、第二蒙皮以及中间结构共固化的至少一个方法步骤来装配该制件。
本发明的另一方面提供一种用于对形成在第一层叠复合构件和第二层叠复合构件之间的外角部进行强化的方法，该第二层叠复合构件包括在第一层叠复合构件附近的第一部分以及相对于该第一层叠复合构件以一角度远离第一层叠复合构件延伸的第二部分，且该方法包括在第一层叠复合构件和第二层叠复合构件之间的外角部中形成由复合材料所形成的外部三角形填充件。
本发明的又一方面提供一种形成用于制件的中间结构的方法，该制件包括第一蒙皮、第二蒙皮以及该中间结构，且该方法包括：将预浸渍纤维片堆叠在模芯和第二工具上，该模芯可剥离地安装在第二工具上，其中，预浸渍纤维片包括交织纤维板，使得纤维板在第一接触部分处交迭，以使中间结构在第一接触部分处所具有的厚度大于在中间部分处所具有的厚度。
附图说明
将在参见附图对本发明的示例实施例所进行的以下详细描述中描述本发明的特征、优点以及技术和工业意义，其中由相同的附图标记来指代相同或相对应的部分。
图1是双蒙皮结构的示意图。
图2是图1所示双蒙皮结构的截面图。
图3A至3G提供用于产生图1和2所示双蒙皮结构的举例方法的示意图。
图4是图3所示制造方法的细节。
图5是图3所示制造方法的又一细节。
图6是飞行器的示意图。
图7A和7B是图6所示飞行器的小翼的示意图。
图8A和8B是图6所示飞行器的小翼的另一示例的示意图。
图9是说明用于产生图6所示小翼的各项选择的示意图表。
具体实施方式
现在，下文将参照附图来描述示例实施例。
下文将仅借助示例来描述本发明的示例实施例。描述包括内部波浪形或网格形结构的双蒙皮结构的示例。在下文描述中，图1-5用于描述制造图1和2所示示例制件的方案。图6-9则用于描述呈翼型结构、尤其是小翼形式的特定示例。然而应注意到，本发明并不局限于所图示的特定制件及其制造方式，而是可应用于包括双蒙皮结构的各种其它制件中。
制造件示例实施例都描述为包括双蒙皮结构，该双蒙皮结构包括第一蒙皮、第二蒙皮以及中间结构。中间结构包括多个第一接触部分、多个第二接触部分以及多个互连腹板部分，其中多个第一接触部分连接于第一蒙皮的内表面，多个第二接触部分连接于第二蒙皮的内表面，而多个互连腹板部分与第一和第二接触部分成一体并且在其中一个第一接触部分和其中一个第二接触部分之间延伸，以形成在第一和第二蒙皮的内表面之间交替的内部支承结构。
例如，图1是包括双蒙皮结构10的制造件的示意图，该双蒙皮结构10包括上蒙皮12、下蒙皮14以及中间支承结构16。在所示的示例中，中间支承结构形成为具有大体波浪形或网格形形式的单体中间构件。在所示的示例中，中间结构限定多个通道，这些通道沿双蒙皮结构10的纵长方向延伸。在示例中示出，双蒙皮结构如图1所示从左下侧向右上侧部分渐缩，从左手侧底端处大约800mm的宽度渐缩成右手侧上端处600mm，并且厚度在左手侧底端处大约100mm和右上侧上端处大约50mm之间变化。图1所示的总体结构大约是1200mm长。在所示的特定示例中，由中间结构所限定的通道沿双蒙皮结构10的整个长度延伸并且渐缩，即在图1中的底部左侧较宽且较高而在图1中的顶部右侧较窄且较矮。渐缩形式便于在制造过程中移除所使用的加工工具。在其它示例中，至少其中一些通道能仅仅部分地沿着制件延伸。应理解的是，图1所示制件的尺寸和形状仅仅用于说明目的而非用作限制。应注意到，“制件”可例如是较复杂装置或设备的部件或一部分，本文所使用的术语“制件”用于表示最广义的制造件。
图2示出双蒙皮结构10的端视图。该附图更详细地示出上蒙皮12、下蒙皮14以及中间结构16，该中间结构包括第一接触部分18、第二接触部分20以及中间部分16，该第一接触部分18与上蒙皮12接触，第二接触部分20与下蒙皮14接触，而中间部分16在上接触部分18和下接触部分20之间延伸以形成单一的或一体的内部结构构件16。在图2所示的截面图中，各个第一接触部分18都基本上平行于上蒙皮12的内表面直线地延伸并且与该内表面接触，且各个第二接触部分20都基本上平行于下蒙皮14的内表面直线地延伸并且与该内表面接触。可根据特定示例来选择接触部分地延伸度，以通过所使用的共固化和/或紧固件（下文将进行描述）来为双蒙皮结构提供结构完整性。在图2所示的截面图中，在上接触部分18和下接触部分20之间延伸的中间部分16基本上是直线的，并且相对于上蒙皮12和下蒙皮14的前述内表面以及第一接触部分8和第二接触部分20以一定角度延伸。例如与起伏的或正弦式横截面相比，如图2的截面图所示使用基本上直线的部分会提供增强的结构强度并减小重量。在所示的实施例中，上蒙皮12、下蒙皮14以及中间结构16都由诸如碳纤维强化复合材料之类的层叠复合材料形成。接触部分18、20以及中间部分22中的一个或多个还可根据具体特定应用的重量和结构需求而具有形成在其中的洞或孔，和/或可设有不同厚度的部段。
根据本发明一实施例用于制造复合结构的复合材料可以是单向预浸渍复合材料。或者，所使用的材料可以是预浸渍的织造纤维。或者，所使用的材料可以是干燥的织造纤维。复合材料可包括交织有树脂膜的干燥织造纤维。合适复合材料的示例包括碳纤维、芳香聚酰胺纤维或玻璃纤维或者碳纤维和芳香聚酰胺纤维的组合或芳香聚酰胺纤维和玻璃纤维的组合或碳纤维和玻璃纤维的组合或碳纤维、芳香聚酰胺纤维以及玻璃纤维的组合。蒙皮和中间结构可各自通过使所选择材料的多个层或片，例如与沿不同方向定向的相应纤维片层叠而形成。
在所示的实施例中，上蒙皮12、下蒙皮14以及中间结构16以单独的过程放置，然后共固化来形成双蒙皮部件10。其中一个蒙皮（例如下蒙皮14）可使用脱模剂共固化，并且能使用紧固件再附连于中间结构，这将在下文进行描述。
图3包括示意图3A、3B、3C、3D、3E、3F以及3G，这些示意图示出形成图1所示部件10的双蒙皮结构的过程中的不同阶段。
图3A示出铺放堆叠112的初始步骤，以形成双蒙皮结构10的上蒙皮。在所示的示例中，蒙皮堆叠包括置于铝合金工具130上的六个预浸渍碳纤维片（或层片）。蒙皮堆叠112的相应纤维片能合适地通过手工或机器放置，且根据已知技术使相应层的纤维片处于不同方向以增强蒙皮堆叠112的结构特性。
图3B示出通过将多个预浸渍碳纤维片（例如六层纤维片）铺放在铝合金模芯134上来形成中间结构16，该铝合金模芯以预定构造栓固于铝合金工具的下蒙皮工具132。中间结构116的相应纤维片能合适地通过手工或机器放置，且根据已知技术使相应层的纤维片处于不同方向以增强中间结构116的结构特性。之后将参见图5进行描述，可在模芯134和下蒙皮工具132之间的连结部处提供三角形填充件（或三角件）136，以便于将中间结构116的各纤维片铺放在接触部分118和中间部分122之间。在铺放了中间结构116的各纤维片之后，附加的三角形填充件136也可位于形成在中间部分122和接触部分120之间的角部外。三角形填充件136的位置在图3B中通过黑色三角形而示意地示出。
图3C示出将形成在步骤3A中的上蒙皮堆叠112和形成在步骤3B中的中间结构116放在一起，以形成上蒙皮组件112和中间结构116的子组件。在该过程中，图3B的中间结构倒置，然后放置在上蒙皮堆叠112上。以此种定向形式，通道140由上蒙皮堆叠112和中间部分122以及中间结构116的下接触部分120之间的空腔所形成。如图3C所示，从模芯134拧开并移除下蒙皮工具垫板132。这意味着，上接触部分118如图3C所示位于中间结构的底部并且与下蒙皮堆叠112的内表面接触。
在步骤3D中，将气囊或压力管142插到上蒙皮堆叠112和中间部分122以及中间结构116的下接触部分120之间的通道140中。在固化过程中，气囊或压力管142打开至环境压力，这意味着这些气囊形成软加工工具结构，这些软加工工具结构将压力施加于形成在上蒙皮堆叠112和中间部分122以及中间结构116的下接触部分120之间的通道140的内表面。该压力有助于使上蒙皮堆叠112和中间结构在固化过程中保持结构和尺寸稳定性。三角件136（在图3B中，形成在中间部分122和上接触部分118之间角度的上外部处）在中间部分120和上蒙皮堆叠112之间形成光滑交界部，以避免压力管142陷在通道140内。
图3E示出在形成于垫板132上之后、利用剥离膜115进行抛光且然后将下蒙皮工具132倒置之后的下蒙皮堆叠114，该垫板132也形成下蒙皮工具132在一个示例中，下蒙皮堆叠可由六层预浸渍碳纤维片形成。当使用垫板132来铺放下蒙皮堆叠114时，可使垫板中用于栓接模芯的孔填充有快速断路器，且下蒙皮堆叠114能以与图3A所示上蒙皮堆叠相同的方式形成。作为图3E所示示例中的附加步骤，剥离膜115设在下蒙皮堆叠114上。剥离膜可通过脱模剂、真空袋层或任何其它合适的技术来提供。如上所述，图3E示出在形成上述下蒙皮堆叠114之后并且在将下蒙皮工具132倒置、使得下蒙皮堆叠114位于倒置的下蒙皮工具132之下之后的结构。
图3F示出将适当位置处的下蒙皮堆叠114施加于图3D所示的结构。图3F所示的结构能使用合适的紧固或保持装置保持在一起，并且然后能使用任何合适的传统技术而共固化。例如，能通过将图3F所示的组件插入真空袋并且在高压釜中固化来执行此种固化。或者，可使用双隔膜技术（例如在WO/2009/066064中描述了一种用于复杂结构的双隔膜形成方案的示例）。在固化过程中，将真空施加于外部真空袋意味着保持在大气压力下的压力管142保持中间结构116和上蒙皮堆叠112的结构整体性。中间结构116和下蒙皮堆叠114之间的结构整体性是由于模芯134影响的结果。
在共固化过程中，下蒙皮堆叠成为一体地结合至中间结构116。此外，三角形填充件136成为一体地结合至相邻结构（例如，中间结构116的中间部分122）以及在相邻情形下的下蒙皮堆叠112。通过剥离膜来防止中间结构116和三角形填充件136结合至下蒙皮堆叠。然而，中间结构116的下接触部分120的接触表面以及下蒙皮堆叠的内表面的三角件136基本上相同地成形（即，它们彼此适应或匹配），这便于之后参见图3G所描述的装配。
在共固化过程之后，经固化的上蒙皮堆叠利用上蒙皮工具而移除并且从中剥离。将模芯134移除，并且如果可能的话再将气囊142移除。然后，使用合适的紧固件144（或例如诸如螺柱、铆钉、螺钉、螺栓之类的紧固件，它们由诸如碳纤维、金属（例如，铝等）之类材料的合适材料制成）将下蒙皮再附连于中间结构，并且最终将上蒙皮工具移除。然后，将该结构倒置以提供如图3G所示的所得结构。
由于该共固化过程，下蒙皮12和中间结构16之间的适配基本上是完美的，从而在固化之后无需进行后续加工。此外，在下接触部分20的区域中使用增大深度的中间结构16便于使用紧固件来再附连下蒙皮14。
在所示的示例中，使用紧固件将下蒙皮14附连于中间结构，而通过共固化过程的作用将上蒙皮附连于中间结构16。然而，应理解的是，除了通过紧固件来附连下蒙皮并通过共固化来附连上蒙皮以外，此种构造可逆转成通过紧固件来附连上蒙皮并通过共固化来附连下蒙皮。此外，在又一实施例中，通过对通道从一端渐缩至另一端进行合适的构造，模芯能从通道的端部中脱出，藉此不再需要在图3F所示步骤之后进行拆卸，以及不必随后在图3G所示的步骤中进行再装配。在该实施例中，在图3E所示的步骤中可省略剥离膜，藉此在图3F所示的步骤中，上蒙皮12和下蒙皮13都会通过共固化过程而附连于中间结构16。
在上述各过程中，可使用所谓的z型销（例如，碳纤维销）和夹持件等，以便于将各蒙皮和中间结构定位并保持在一起来进行固化过程。
虽然在上述示例中，使用六层纤维加强片，但该层数仅仅用于说明，且根据特定应用的载荷和尺寸需求来选择用以产生第一和第二蒙皮以及中间结构的材料层的层数。此外，层数对于整个双蒙皮结构并非是均匀的，而是根据重量需求、尺寸、载荷以及其它结构需求等等可在特定示例结构的不同位置是不同的。
上文参见图3F所描述的固化过程会例如通过在高压釜中执行固化过程而受外部热量条件的影响。或者或附加地，可通过自加热的工具、例如使用包括内部加热构件的工具130和132以及模芯134来施加热量。还应注意到，虽然在上述示例中，工具和模芯被描述成由铝合金形成，然而在其它示例中，工具和模芯能由其它材料形成或包括其它材料，例如其它金属和/或复合材料。
图4示出用于铺放相应的材料片来提供增大厚度区域的技术的细节。例如，如图4所示，各材料片能在相邻模芯的上表面之间延伸并且覆盖这些上表面，并且如图所示在区域154处交织并交迭，使得中间结构116在区域154处的部分所具有的厚度比中间结构116在区域152处的部分所具有的厚度大。此种铺放材料片的方案能提供附加的厚度来实现之后在制造过程中使用紧固件，这将在下文进行描述。如图所示，材料片在区域154处交迭以提供附加的厚度。采用此种方案，如图2所示用于接触下蒙皮14的接触部分20能提供附加的厚度，以便于在使中间结构的剩余部分尽可能轻的同时使用紧固件。替代地或附加地，交迭层（在图4中示作处于区域154处）能替代地或附加地设在图4所示的位置156处，藉此如图2所示用于接触上蒙皮12的接触部分18能提供附加的厚度以便于使用紧固件。
图5示出图3B所示步骤的附加细节，藉此三角形填充件136设置在模芯134和下蒙皮工具132之间的连结部处，以便于将中间结构116的各材料片铺放在接触部分118和中间部分122之间。三角形填充件136（在图5B中更详细地示出）增强如图5A所示形成在部分118和112之间的角部的结构特性。三角形填充件136可例如由预浸渍碳复合材料形成，其中碳纤维沿着三角形填充件的长度共轴延伸。或者，根据特定实施例的结构需求，三角形填充件能不仅包括纵向延伸的纤维而且包括沿其它方向延伸的纤维。例如，可对纤维进行编织。三角形填充件能放置到模芯134的基部和下蒙皮工具132之间的合适成形形状中，并且由于预浸渍复合部件的粘着特性，在铺放中间结构116的各材料片的过程中，三角形填充件136会保持就位。如同参见图3B所进行的描述，在铺放了中间结构116的各材料片之后，附加的三角形填充件136能位于形成在中间部分122和接触部分120之间的角部外。
图6是飞行器200的示意图。该飞行器包括机身205、形成主升力作用的机翼215、形成后升力表面的横尾翼230以及尾翼240。主机翼215在其端部处包括小翼210，以增强主机翼215的空气动力学效率。由主机翼215、小翼210、横尾翼230以及尾翼240所形成空气动力学表面中的每个都形成能使用诸如参见图1-5所描述的双蒙皮构造之类双蒙皮构造进行构造的空气动力学表面。
图7A是在紧固有下蒙皮（未示出）之前的小翼组件的示意图。图7A示出小翼组件210的仰视图，并示出前缘225、上表面212的内部以及中间结构216，其中中间结构216的接触部分218或220用以接触上蒙皮212和下蒙皮（未示出）的内表面。如图7所示，形成在相邻中间部段之间的通道沿翼展方向延伸，且中间结构216的中间部分222形成翼梁以使上蒙皮和下蒙皮相对于彼此分离并支承该上蒙皮和下蒙皮。图7A示出由中间结构216所形成的通道在图7A中从左侧向右侧渐缩。
图7B略微更详细地示出图7A所示结构的一部分，分别示出形成在中间结构216的中间部分222之间的通道226的端部、中间结构216的合适接触部分218或220以及上蒙皮212或下蒙皮（未示出）的相对内表面。
图8A示出在沿着机翼向外（沿翼展方向）观察时小翼组件210的视图并示出小翼210的向上弯曲部。图8还示出通过小翼的部段，该部段具有上蒙皮212、下蒙皮214以及形成在它们之间的中间结构216。
图7A和7B示出一结构，其中使用步骤3E中的剥离膜在共固化（例如，使用参见图3A-3G所描述的过程）之后附连完整长度的下蒙皮。
图8B示出一替代构造，藉此模芯134从形成在内蒙皮212和下蒙皮214之间的渐缩通道中纵向地脱出。为此，下蒙皮214由两个部分形成。部分214-1在不使用剥离膜的情形下进行装配，从而在共固化过程中，下蒙皮214-1变得紧紧地结合至中间结构216。然而，在小翼210的机身端部处的部分形成为使得下表面214-2设有步骤3E中的剥离膜，藉此在图3的步骤3F之后将下蒙皮的该部分移除，然后能从小翼210中脱出模芯134。在将模芯脱出之后，然后使用如图3G所示的紧固件来对下表面214的端部214-2进行再附连。
如上所述，根据特定应用的诸如重量需求、尺寸、载荷以及其它结构需求之类的参数来选择用于产生层叠第一和第二蒙皮以及中间结构的纤维层的层数。此外，可根据诸如重量需求、尺寸、载荷以及其它结构需求之类的参数来选择用于第一和第二蒙皮以及中间结构的交迭层布置和增大或减小厚度的区域。类似地，可根据诸如重量需求、尺寸、载荷以及其它结构需求之类的参数来选择在中间结构的各个部分中包括开口或孔的方案。
图7A-8B所示的小翼能作为与机翼215分开的部件来制造，并且然后能借助紧固件（例如，螺栓、铆钉、螺钉等等）和/或其它紧固技术附连于机翼215。
图9示出用于在生产特定应用所使用小翼的过程中各个阶段的方案。图9A说明可使用自动过程300来铺放蒙皮或者替代地能使用人工手动铺放系统302来形成蒙皮，且自动过程300使用自动铺带机和/或自动铺丝技术。类似地，可使用拉伸成形模具加工工艺310、手动制备预成形模具工艺312、定制工艺314来形成三角形填充件，或者替代地可省略三角件316。
图9B示出可使用铺放自动铺带机所产生交织叠板的手动铺放工艺320、或者使用手动铺放工艺322、或者使用完全自动的自动铺带机和/或自动铺丝工艺324来形成中间结构16。中间结构能使用完全自动的自动铺带机和/或自动铺丝技术来铺放，并且能使用形成为各部段的双隔膜326或者形成为完全中间结构328的双隔膜来构造该中间结构。
图9D示出用于构造下蒙皮214的各个方案。这包括完全剥离下蒙皮，并且例如图3或图7A和7B所示进行机械地紧固，或者替代地作为如图8B所示的两件式部分剥离而部分结合的结构332或者作为一件式完全结合结构334。在后一情形中，模芯结构需要构造成能够例如使用全软的“漂浮”加工工具而通过小翼210的弧形部分抽出，该“漂浮”加工工具保持在小翼结构或加工工具结构内并且是可溶解的。
图9E示出替代连结组件的加工工具方案。因此，加工工具方案可以是部分硬的而部分软的内部加工工具340，使用采用硬模具和软压力管的图3所示方法。或者，如参照下蒙皮构造方案所描述的那样，能例如使用轻型可膨胀或基于泡沫的结构来使用软漂浮加工工具。可选的是，这些技术可用于分解并移除软加工工具结构。作为又一替代，加工工具可由多个硬的可移除加工工具构件所形成，例如用于内部结构内所有空腔部段的模芯，这由方案346所指示。
已描述了一种双蒙皮结构，该双蒙皮结构包括第一蒙皮、第二蒙皮以及中间结构。中间结构包括多个第一接触部分、多个第二接触部分以及多个互连腹板部分，其中多个第一接触部分连接于第一蒙皮的内表面，多个第二接触部分连接于第二蒙皮的内表面，而多个互连腹板部分与第一和第二接触部分成一体并且在其中一个第一接触部分和其中一个第二接触部分之间延伸，以形成在第一和第二蒙皮的内表面之间交替的内部支承结构。
虽然在所描述的示例中描述了单个一体式中间结构，但在其它示例中，可提供多个单独的中间结构。
描述了一个示例实施例，其中制件是小翼。小翼包括限定通道的中间结构或者沿翼展方向延伸的网格。
应注意到，中间结构还可限定替代地或附加地沿弦宽方向延伸的通道。应注意到，本发明并不局限于呈小翼形式的制造件，而是可应用于包括双蒙皮结构的其它制件。这些结构的示例仅仅是示例性的并且可例如包括航空或航天技术领域、载人的或非载人飞行器的机翼、横尾翼、尾翼或其它空气动力学结构或者诸如机身、发动机机架、发动机外壳之类的其它结构。
虽然本文已描述了各个实施例，但这些实施例仅仅是示例性的，且这些实施例的许多变型和修改对于本领域技术人员是显而易见的并且落在本发明的范围内，且本发明的范围由所附的权利要求及其等同物范围所限定。

Claims (19)

1.一种形成制件的方法，所述制件包括第一蒙皮、第二蒙皮以及中间结构，所述中间结构包括多个第一接触部分、多个第二接触部分以及多个互连腹板部分，其中所述多个第一接触部分连接于所述第一蒙皮的内表面，所述多个第二接触部分连接于所述第二蒙皮的内表面，而所述多个互连腹板部分与所述第一和第二接触部分成一体并且在其中一个第一接触部分和其中一个第二接触部分之间延伸，以形成在所述第一和第二蒙皮的内表面之间交替的内部支承结构，且所述方法包括：
由复合材料单独地形成所述第一蒙皮、所述第二蒙皮以及所述中间结构；以及
使用将所述第一蒙皮、所述第二蒙皮以及所述中间结构共固化的至少一个方法步骤来装配所述制件，其中，通过将预浸渍纤维片堆叠在模芯和第一工具上来形成所述中间结构，所述模芯可剥离地安装在所述第一工具上，且所述方法还包括：
形成所述第二蒙皮和所述中间结构；
从所述第二蒙皮和所述中间结构形成子组件；以及
从所述模芯中剥离所述第一工具；
通过将预浸渍纤维片堆叠在第二工具上来形成所述第一蒙皮的至少一部分，并将剥离膜增添至所述第一蒙皮；
将所述第一蒙皮或所述第一蒙皮的每个部分放置在所述子组件的中间结构上；
将气囊引入形成在所述中间结构和所述第二蒙皮之间的通道中；
对从所述第一和第二蒙皮以及所述中间结构形成的子组件进行共固化；
将所述第一蒙皮中已设有剥离膜的任何部分移除；
将所述模芯移除；
对所述第一蒙皮中已设有剥离膜的任何部分进行替换，并将所述第一蒙皮中的任何所述部分进行固定。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一蒙皮、所述第二蒙皮以及所述中间结构中的至少一个包括纤维强化复合材料。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述第一蒙皮、所述第二蒙皮以及所述中间结构都包括纤维强化复合材料。
4.如权利要求2或权利要求3所述的方法，其特征在于，所述纤维强化复合材料是碳纤维。
5.如权利要求2或3所述的方法，其特征在于，所述纤维强化复合材料包括层叠的纤维片。
6.如前述权利要求1至3中任一项所述的方法，其特征在于，所述制件是细长的并且从第一端渐缩至第二端，使得所述制件在所述第一端处的宽度和/或厚度大于在所述第二端处的宽度和/或厚度，其中形成在所述中间结构以及所述第一和第二蒙皮之间的相应通道从所述第一端渐缩至所述第二端。
7.如权利要求1至3中任一项所述的方法，其特征在于，包括通过将预浸渍纤维片堆叠在第三工具上来形成所述第二蒙皮。
8.如权利要求1至3中任一项所述的方法，其特征在于，包括通过将预浸渍纤维片堆叠在模芯和第一工具上来形成所述中间结构，所述模芯可剥离地安装在所述第一工具上。
9.如权利要求8所述的方法，其特征在于，所述预浸渍纤维片包括交织纤维板，使得所述纤维板在第一接触部分处交迭，以提供在所述第一接触部分处所具有的厚度大于在中间部分处所具有厚度的中间结构。
10.如权利要求9所述的方法，其特征在于，具有较大厚度的所述第一接触部分构造成接纳用于附连所述第一蒙皮的紧固件。
11.如权利要求1至3中任一项所述的方法，其特征在于，所述方法包括形成三角形填充件，所述三角形填充件位于形成在所述中间结构的接触部分和中间部分之间的角的外部。
12.如权利要求11所述的方法，其特征在于，所述三角形填充件包括纤维强化复合材料。
13.如权利要求1至3中任一项所述的方法，其特征在于，包括通过将预浸渍纤维片堆叠在第二工具上来形成所述第一蒙皮。
14.如权利要求1所述的方法，其特征在于，对所述第一蒙皮中已设有剥离膜的任何部分进行替换包括使用紧固件来固定所述第一蒙皮的任何所述部分。
15.如权利要求14所述的方法，其特征在于，所述紧固件通过所述第一蒙皮延伸到所述中间部分的接触部分中，且纤维板在所述接触部分处交迭，以使所述中间结构在所述接触部分处所具有的厚度大于在中间部分处所具有的厚度。
16.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述制件包括翼型部段，其中所述第一和第二蒙皮形成所述翼型部段的第一和第二表面。
17.如权利要求16所述的方法，其特征在于，所述中间结构限定通道，所述通道沿所述翼型部段的翼展方向或弦宽方向中的至少一个方向延伸。
18.如权利要求16或权利要求17所述的方法，其特征在于，所述制件是小翼。
19.如权利要求18所述的方法，其特征在于，所述小翼构造成从机翼的端部向上延伸。
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