CN103079954B - 复合材料飞行器接头 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种方法和设备，其包括用于机翼的复合材料的多个第一层、用于所述机翼的复合材料的多个第二层和位于所述机翼中在所述多个第一层和所述多个第二层之间的金属层。所述金属层在被构造成接收多个紧固件的在第一区域处具有第一厚度并且在第二区域处具有第二厚度。

Description

复合材料飞行器接头
技术领域
本公开一般涉及飞行器，尤其是涉及飞行器中的结构。更具体地，本公开涉及飞行器中的复合材料接头。
背景技术
飞行器日益被设计和制造成具有越来越大比例的复合材料。一些飞行器可能会有50％以上的主要结构由复合材料制成。在飞行器中使用复合材料以便减少所述飞行器的重量。这种重量的减少改进了性能特征，例如但不限于，有效载荷能力和燃料效率。进一步，复合材料为飞行器的各种组件提供了更长的使用寿命。
复合材料是坚韧的、轻质的材料，其通过结合两种或更多相异成分所创建。例如，复合材料可以包含纤维和树脂。所述纤维可以是以基底或基质的形式。例如，所述纤维可以采取织造布的形式。所述树脂可以为所述基底形成强化。所述纤维和树脂被结合和固化从而形成所述复合材料。
进一步，通过使用复合材料，飞行器的各部分可以被创建成较大的零件或者区段。例如，飞行器的机身可以被创建成圆柱形区段，其可以装配在一起从而形成所述飞行器的机身。可以装配在一起从而形成飞行器各部分的区段的其它示例包括但不限于经连结以便形成机翼的机翼区段和经连结以便形成稳定翼的稳定翼区段。
在使用复合材料形成的接头的位置，可能需要一些接头承担比其他接头更高的负载。例如，通过使机翼附接到机身形成的接头是需要承担较大负载的接头的示例。
当通过使用紧固件使复合结构彼此连结而形成接头的时候，复合材料典型地具有较低的强度。结果，在这些类型的接头处的复合材料典型地比在其他位置的更厚。在结构较厚的情况下，所述紧固件的尺寸和重量可能增加以便满足形成所述接头的要求。
所述复合材料的厚度的增加在所述整个结构的范围可能是不希望的。例如，在蒙皮面板由复合材料制成的情况下，增加整个蒙皮面板的厚度以便允许与机身的接头具有所希望的厚度可能是不理想的。整个蒙皮面板厚度的增加可能会增加飞行器的重量和/或可能会降低其性能。
因此，具有考虑到至少一些上述问题以及可能的其他问题的方法和设备将会是有利的。
发明内容
在一个有利的实施例中，一种设备包括用于机翼的复合材料的多个第一层、用于所述机翼的所述复合材料的多个第二层和位于所述机翼中在所述多个第一层和所述多个第二层之间的金属层。所述金属层在被构造成接收多个紧固件的第一区域处具有第一厚度并且在第二区域处具有第二厚度。
在另一有利的实施例中，一种设备包括用于第一结构的多个复合材料层和作为部分所述第一结构被连结到所述多个复合材料层的金属层。所述多个复合材料层延伸到被构造成附接到第二结构的所述第一结构的边缘。所述金属层在被构造成接收多个紧固件的第一区域处具有第一厚度。所述金属层在第二区域处具有第二厚度。
在又一有利的实施例中，提供了用于制造飞行器的机翼的方法。用于所述机翼的复合材料的多个第一层被铺设。金属层被放置在所述复合材料的多个第一层上。所述金属层在被构造成接收多个紧固件的第一区域处具有第一厚度并且在第二区域处具有第二厚度。粘接材料的第一层在所述金属层的第一侧面上。所述粘接材料的第二层在所述金属层的第二侧面上。用于所述机翼的所述复合材料的多个第二层铺设在所述金属层的顶部上。所述复合材料的多个第一层、所述金属层和所述复合材料的多个第二层被连结在一起。
所述特征、功能和有利条件能够在本公开的不同实施例中独立实现或者还可以结合其他实施例，其中进一步的具体实施方案能够参考以下描述和附图看出。
附图说明
在所附的权利要求中提出了所述有利的实施例的特性所相信的所述新颖特征。然而，当结合所述附图阅读时通过参考以下本公开的有利的实施例的详细描述，所述有利的实施例以及优选的使用模式、进一步的目的及其优点将会被最好地理解，其中：
图1示出根据有利实施例的飞行器制造和使用方法；
图2示出可以在其中实施有利实施例的飞行器；
图3示出根据有利实施例的接头环境；
图4示出根据有利实施例的飞行器；
图5示出根据有利实施例的在飞行器的机翼和机身之间形成的一部分接头的暴露的横截面剖视图；
图6示出根据有利实施例的接头的一部分的横截面图；
图7示出根据有利实施例的接头的一部分的横截面图；
图8示出根据有利实施例的结构的横截面图；
图9示出根据有利实施例的用于制造飞行器的机翼的过程的流程图；和
图10示出根据有利实施例的用于形成接头的过程的流程图。
具体实施方式
更具体地参考所述附图，本公开的实施例可以在如图1所示的飞行器制造和使用方法100和如图2所示的飞行器200的背景中描述。首先转向图1，该图根据有利实施例示出飞行器的制造和使用方法。在预生产期间，飞行器制造和使用方法100可以包含图2中的飞行器200的规格和设计102和材料采购104。
在生产期间，进行图2所示的飞行器200的部件和子组件制造106和系统整合108。其后，图2所示的飞行器200可以经历认证和交付110以便被置于使用112中。在由客户使用112期间，图2中的飞行器200例行进行日常维护和维修114，其可包括改进、重构、翻新和其他维护或维修。
飞行器制造和使用方法100的每个处理过程都可以通过系统集成者、第三方和/或操作者而执行或者实行。在这些示例中，所述操作者可以是客户。为了本公开的目的，系统集成者可以包括但不限于任意数量的飞行器制造商和主系统分包商；第三方可以包括但不限于任意数量的卖方、分包商和供应商；操作者可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等等。
现在参考图2，该图示出可以在其中实施有利实施例的飞行器。在这个示例中，通过图1所示的飞行器制造和使用方法100来生产飞行器200并且飞行器200可以包含带有多个系统204和内部206的机体202。系统204的示例包含一个或更多个推进系统208、电气系统210、液压系统212和环境系统214。可以包含任意数量的其他系统。
在这些说明性的实施例中，机体202可以由结构216形成。结构216可以与接头218结合在一起。在这些说明性的示例中，结构216可以包含例如但不限于蒙皮面板、机翼盒、稳定翼、翼梁、翼肋和用于机体202的其它合适类型的结构。虽然示出了航空的示例，不同的有利实施例可以适用于其他工业，如汽车工业。
本公开所具体表达的设备和方法可以采用图1所示的飞行器制造和使用方法100的至少一个阶段中。如本公开所用，所述短语“…中的至少一个”，当与一系列项目一起使用的时候，意思是可以使用所列出项目中的一个或更多个的不同结合，并且可能只需要一个所述系列中的每个项目。例如，“项目A、项目B和项目C中的至少一个”可以包括例如但不限于项目A或者项目A和项目B。这个示例也可以包括项目A、项目B和项目C或者项目B和项目C。
在一个说明性的示例中，在图1所示的部件或子组件制造106中生产的部件或子组件可以按照类似于飞行器200处在图1所示的使用112期间的部件或子组件的生产方式而制作或制造。
作为又一示例，多个设备实施例、方法实施例及其组合可以被用于生产阶段，比如图1所示的部件和子组件制造106和系统整合108。当涉及项目时，多个的意思是指一个或更多个项目。例如，多个设备实施例是指一个或更多个设备实施例。多个设备实施例、方法实施例或其组合可以用于在图1所示的飞行器200在使用112期间和/或维护和维修114过程中。多个不同的有利实施例的使用可以充分地加快飞行器200的装配和/或降低其成本。
所述不同的有利实施例认识到和考虑到多个不同的考虑因素。例如，不同有利实施方式认识到和考虑到虽然较厚的复合材料可以用在接头的位置，但是这些较厚的接头可能会引起预期负载的改变，并且可能会导致需要使用较大直径的紧固件、较强的紧固件、较重的紧固件和/或其他类型的紧固件的力。
例如，随着接头厚度的增加，用于所述接头的紧固件的长度也可能会增加。进一步，在某些时候，紧固件长度的增加可能需要较厚的紧固件以便当负载施加到所述接头的时候避免所述紧固件弯曲。
不同的有利实施例也认识到和考虑到较大直径的紧固件的使用常常导致所述接头零件尺寸的增加。这些增加的尺寸可能是由于增加的边缘余量和紧固件间隙的要求所导致的。边缘余量是从紧固件孔的中心到所述零件边缘的距离。所述边缘余量是用来防止在加载情况下拉动所述紧固件所述零件的边缘所需要的距离。所需要的距离随着所述紧固件的直径的增加而增加，这反过来增加了所述零件的尺寸。进一步，在某些情况下，如果较大紧固件或较大零件的位置没有呈现足够的空间，则所述接头可能变得不切实际。
所述不同的有利实施例认识到并且考虑到这种情况可能会导致较重材料的使用，以满足所述接头的厚度或尺寸要求。例如，金属可能被用于接头。但是，金属的使用可能阻碍在所述零件的剩余区域中使用复合材料。例如，在蒙皮面板中使用金属可能阻碍在所述蒙皮面板的剩余部分中使用复合材料。结果，所述飞行器可能变得比所希望的更重。
因此，所述不同的有利实施例提供包括用于第一结构的多个复合材料层和连结到所述多个复合材料层的金属层的设备。所述多个复合材料层延伸到被构造成附接到第二结构的所述第一结构的边缘。所述金属层在被构造成接收多个紧固件的第一区域处具有第一厚度。所述金属层在第二区域处具有第二厚度。
现在参考图3，该图示出根据有利的实施例的接头环境。接头环境300是可能会用来实施用于飞行器的接头（比如用于图2所示的飞行器200的接头218）的环境的示例。
在本说明性的示例中，接头302可以形成在第一结构304和第二结构306之间。在这些说明性的示例中在第一结构304和第二结构306彼此连接的位置处形成接头302。如图所示，紧固件308用来使第一结构304和第二结构306彼此结合以便形成接头302。
在本说明性示例中，第一结构304是第一飞行器结构312，并且第二结构306是第二飞行器结构314。具体地，第一飞行器结构312是用于飞行器320的机翼318的蒙皮面板316。进一步，第二飞行器结构314是飞行器320的机身324中的机翼盒322。
蒙皮面板316包括复合材料310的多个层326以及金属层328。金属层328附接到多个层326。更具体地，金属层328结合到多个层326。在这些示例中，所述结合可以是使用粘接材料330而形成的化学结合。
在本说明性的示例中，金属层328具有第一侧面332和第二侧面334。第一侧面332与第二侧334相反。换言之，第一侧面332和第二侧面334基本上是彼此平行的。
在这些说明性的示例中，多个层326和金属层328具有边缘336。边缘336被构造成接收在紧固件308中的多个紧固件338。进一步，边缘336被构造成附接到第二飞行器结构314。例如，在本示例中，边缘336是蒙皮面板316的边缘，并且被构造成附接到机身324中的机翼盒322。
在这些说明性的示例中，金属层328在第一区域342具有第一厚度340。第一区域342基本上位于边缘336。第一区域342被构造成接收多个紧固件338。
另外，金属层328在第二区域346具有第二厚度344。第二区域346在这些示例中远离边缘336。第二区域346在这些示例中是没有被配置成接收多个紧固件338的区域。
金属层328和多个层326可以以多种不同的方式被设置。例如，多个层326可能包括多个第一层348和多个第二层350。多个第一层348可以位于金属层328的第一侧面332上，而多个第二层350可以位于金属层328的第二侧面334上。
在这些说明性的示例中，多个第一层348可以通过使用粘接材料330的第一层352而结合到金属层328的第一侧面332。多个第二层350可以通过使用粘接材料330的第二层354而结合到金属层328的第二侧面334。在一些说明性示例中，可以仅存在多个第一层348并且其位于金属层328的第一侧面332上。
在这些说明性的示例中，复合材料310的多个层326可以以用于构造第一飞行器结构312所希望的任意方式而形成。例如，根据具体的实施方式，在多个层326内的不同层可以相对于其它层具有不同的角度或取向。进一步，在多个层326中所使用的树脂和其它材料也可能会根据具体实施方式而改变。
在这些说明性的示例中，金属层328由材料356组成。材料356可以会根据具体实施方式而改变。例如，材料356可以选自钛、钢、金属合金和/或其他合适类型的金属中的一种。
在这些说明性的示例中，金属层328除了第一厚度340和第二厚度344之外还具有宽度358和长度360。在这些说明性的示例中，第一厚度340是比第二厚度344更大的值。
金属层328可能以多种不同方式从第一厚度340过渡到第二厚度344。例如，金属层328可以从第一厚度340渐缩到第二厚度344。在其他说明性的示例中，金属层328可以从第一厚度340以阶梯形状362改变到第二厚度344。当然，根据具体的实施方式，可以选择其他过渡类型。
在这些说明性的示例中，在第一飞行器结构312中的多个层326被构造成承担第一负载364。金属层328和复合材料310的多个层326被构造成承担第二负载366。在这些示例中第一负载364小于第二负载366。第一负载364基本上是将由接头302中的第一飞行器结构312在所述结构的使用期间所承担的最大预期负载。
第二负载366被选择成大于所述最大负载。结果，第二负载366提供安全系数。例如，在这些示例中第二负载366可以是第一负载364的约150%。以此方式，如果由第一飞行器结构312所承担的负载大于第一负载364（其是所述最大预期负载），那么减小了接头302的性能的减少量的可能性。换句话说，接头302被构造成承担高达第二负载366，以致于接头302性能降低一定量的所述可能性被降低了。
图3所示的接头环境300并不意味着对于可能实施不同的有利实施例的所述方法的物理或架构的限制。可以使用其他部件来补充和/或代替它们。在一些有利的实施例中一些部件可能是不必要的。此外，方框被用来示出一些功能性部件。这些方框中的一个或更多个在不同的有利实施例中实施的时候可以结合成和/或分成不同的方框。
例如，在一些有利的实施例中，金属层328沿边缘336可具有不同的区段。在还有的其它有利的实施例中，除了金属层328以外还可以呈现额外的多个金属层。这些其他的金属层可以散置于复合材料310的多个层326内的其他层之间。
在还有的其他说明性的示例中，接头302可以使用在除飞行器320之外的其他平台。例如，接头302可以使用在选自移动平台、静止平台、陆基结构、水基结构、空基结构和/或一些其它合适的对象之一的平台中。更具体地，不同的有利实施例可以应用于例如但不限于潜艇、公共汽车、人员输送车、坦克、火车、汽车、航天器、空间站、卫星、水面舰艇、电站、水坝、桥梁、制造设施、建筑物和/或其他合适的对象。
作为另一示例，在第一结构304中的金属层328可以由除金属以外的材料类型组成的另一层所代替。所述材料可以被选择成具有比多个第一层348和/或多个第二层350中的材料更大的强度。例如，在金属层328中用来代替金属的材料可以是例如但不限于复合材料、陶瓷、塑料和/或任意其他合适材料的多个层。这些其它材料可以具有可变厚度，其具有从第一厚度340到第二厚度344的变化。
进一步，虽然金属层328中的第一厚度340被描述为处于或接近边缘336并变化成远离边缘336的第二厚度344，但是金属层328中的第一厚度也可能位于远离边缘336。例如，第一厚度340可以位于第二结构306附接到第一结构304处的任意位置。例如，第一厚度340可以位于第一结构304内的金属层328内的中途或中心。在一个说明性的示例中，当第一结构304是面板时，第一厚度340可以是在面板的中间，在此将安装界标形式的第二结构306。
这种构造可以用来在第一厚度340处使第一结构304附接第二结构306。例如，第一厚度340可以是在使用多个紧固件将第一结构304紧固到第二结构306的任意位置。第一结构304可以是例如面板、地板、墙壁或其它合适的结构。第二结构306可以是界标、舱门或一些其它合适的结构。
现在参考图4，该图示出根据有利的实施例的飞行器。飞行器400是对于图2中的飞行器200的一个实施例的示例。进一步，飞行器400是图2中的接头218并且具体地图3中的接头302可能形成于其中的飞行器。在本说明性的示例中，飞行器400具有附接到机身406的机翼402和404。飞行器400包括安装于机翼的发动机408、安装于机翼的发动机410以及尾翼412。
现在参考图5，该图示出根据有利的实施例的在飞行器的机翼和机身之间形成的接头的一部分的暴露的横截面剖视图。在本说明性示例中，通过使机翼404附接到机身406而形成的接头的一部分的暴露的横截面剖视图被示为沿图4所示的线5-5截取。
如图所示，在本示例中，通过使机翼404附接到机身406来形成接头500。具体地，用于机翼404的蒙皮面板502在蒙皮面板502的边缘504被连接到用于机身406的机翼盒505的翼肋503。在本示例中蒙皮面板502由复合材料组成。进一步，蒙皮面板502由所述复合材料的多个层506和金属层508组成。
在本说明性的示例中，金属层508由钛组成。金属层508包含钛的片段510和片段512。如图所示，金属层508的片段510的第一区域514被构造成接收紧固件516、518、520和522。在本示例中金属层508的片段510的第二区域524没有被构造成接收紧固件。
进一步，金属层508的片段512的第一区域526被构造成接收紧固件528、530、532和534。在本示例中金属层508的片段512的第二区域536没有被构造成接收紧固件。紧固件516、518、520、522、528、530、532和534被安装在蒙皮面板502中以便形成接头500。
在这个示出的示例中，相对于没有金属层508的复合材料的多个层506的构造，带有金属层508的多个层506的构造允许接头500在沿着轴线538的方向承担更高的负载。
现在参考图6，该图示出根据有利的实施例的接头的一部分的横截面图。在本说明性的示例中，图5所示的接头横截面图被示为沿图5所示的线6-6截取。
正如在本示例中所示，蒙皮面板502附接到用于图4和图5所示的机身406的翼肋503。在本说明性的示例中，金属层508位于复合材料的多个层506之间。具体地，金属层508位于复合材料的多个第一层600和复合材料的多个第二层602之间。
在本说明性的示例中，金属层508的片段510的第一区域514具有被构造成接收紧固件516和紧固件518的第一厚度。金属层508的片段510的第二区域524具有没有被配置用来接收所述紧固件的第二厚度。所述第一厚度具有比所述第二厚度更大的值。正如在本示例中所示，第一区域514中的所述第一厚度以阶梯形状604改变成第二区域524中的所述第二厚度。
现在参考图7，该图示出根据有利的实施例的接头的一部分的横截面图。在本说明性的示例中，图6所示的接头500的横截面图在图7中被示出，不过金属层508的片段510的第二区域524具有锥形形状700。如图所示，第一区域514的所述第一厚度以锥形形状700渐缩成第二区域524的所述第二厚度。
在这些说明性的示例中，相比于制造没有这种逐渐减少的带有从第一区域514的所述第一厚度改变为第二区域524的第二厚度的片段510，带有图7所示的锥形形状700和图6所示的阶梯形状604的金属层508的片段510的逐渐减少的厚度，可以允许蒙皮面板502更容易地制造。
另外，图7所示的锥形形状700和图6所示的阶梯形状604的使用允许由金属层508所承担的所述负载逐渐地转移到复合材料的多个层506。
现在参考图8，该图示出根据有利实施例的结构的横截面图。在本说明性的示例中，结构800是蒙皮面板802。蒙皮面板802由多个第一层804、多个第二层806和金属层808组成。
在本示例中多个第一层804和多个第二层806由复合材料组成。金属层808由钛组成。如图所示，金属层808具有第一区域810和第二区域812。第一区域810具有比第二区域812的厚度更大的值的厚度并且被构造成接收紧固件816。进一步，在本示例中第一区域810的厚度以阶梯形状814改变为第二区域812的厚度。
如图所示，多个第一层804具有边缘818。在本说明性的示例中金属层808具有延伸超出边缘818的凸片820。凸片820可以用来测试金属层808能够承担的负载。以此方式，能够测试金属层808以便确保在金属层808结合到多个第二层806的同时金属层808能够承担选定负载。所述选定负载是比在结构800的使用寿命期间预期会产生的最大预期负载要小的负载。
现在参考图9，该图示出根据有利的实施例的用于制造飞行器的机翼的过程的流程图。图9中示出的过程可以经实施用来制造例如图3所示的飞行器320的机翼318。具体地，本过程可以被实施成制造图3所示的飞行器320的机翼318的蒙皮面板316。
所述过程开始于，针对所述蒙皮面板铺设复合材料的多个第一层（操作900）。在操作900中，所述复合材料的多个第一层可以铺设在用于所述飞行器的机翼的所述蒙皮面板的模具上。进一步，可以通过使用铺设复合材料的任意当前可用处理过程来执行操作900。
接着，所述过程将所述金属层放置在所述复合材料的多个第一层上（操作902）。所述金属层在所述机翼的边缘处在第一区域具有第一厚度并且在第二区域具有第二厚度。此外，所述第一厚度通过使用锥形形状和阶梯形状之一改变为所述第二厚度。所述机翼的所述边缘的所述第一区域被构造成接收多个紧固件。所述第二区域没有被构造成接收多个紧固件。
在本说明性的示例中，金属层具有施加于所述金属层的第一侧面的第一粘接材料层和施加于所述金属层的第二侧面的第二粘接材料层。在操作902中，所述金属层被放置在所述多个第一层上，以致在所述金属层的第一侧面上的所述第一粘接材料层接触所述复合材料的多个第一层。
在其他说明性的示例中，所述第一粘接材料层可以在执行操作902之前被施加于所述复合材料的多个第一层。进一步，在一些说明性示例中所述第二粘接剂材料层可以在执行操作902之后被施加于所述金属层。
之后所述过程针对所述蒙皮面板在所述金属层的顶部上铺设所述复合材料的多个第二层（操作904）。在本说明性的示例中，在操作904中在所述金属层的第二侧面上的所述第二粘接材料层接触于所述复合材料的多个第二层。
其后，所述过程使所述复合材料的多个第一层、所述金属层和所述复合材料的多个第二层结合在一起（操作906），所述过程随后终止。可以通过使所述复合材料的多个第一层、所述金属层和所述复合材料的多个第二层固化在一起来执行操作906。
例如，可以通过在烘箱、高压釜或一些其它合适的加热设备中的至少一个内加热不同层来固化所述层。当然，用于固化材料的任意当前可用的方法可以用来执行操作906。
现在参考图10，该图示出根据有利的实施例的用于形成接头的过程的流程图。图10中示出的过程可以被实施用来在图3所示的蒙皮面板316和机翼盒322之间形成接头302。
所述过程开始于，相对于飞行器的机身中的机翼盒定位飞行器的机翼的蒙皮面板（操作1000）。所述蒙皮面板由复合材料的多个层和结合到所述复合材料的多个层的金属层组成。所述金属层在被构造成接收多个紧固件的第一区域中具有第一厚度并且在没有被构造成接收所述多个紧固件的第二区域中具有第二厚度。
之后，所述过程在所述蒙皮面板的包括所述金属层的所述第一区域的一部分中安装多个紧固件（操作1002），所述过程随后终止。在操作1002中，所述多个紧固件的安装在所述蒙皮面板和所述机翼盒之间形成所述接头。
在不同实施例中描述的所述流程图和方框图示出不同有利的实施例中的设备和方法的一些可能的实施例的架构、功能和操作。在这方面，所述流程图或方框图中的每个方框可以表示模块、段、功能和/或操作或步骤的一部分。在一些备选实施方案中，所述方框中指出的所述功能或多个功能可能会不按照附图中指出的顺序发生。例如，在某些情况下连续显示的两个方框可以基本上同时执行，或所述方框有时可以以相反的顺序执行，这取决于所涉及的功能性。此外，除了在流程图或方框图中所示的方框以外可以添加其他的方框。
例如，在一些说明性示例中，在操作906中的所述复合材料的多个第一层和所述金属层的结合可以在操作904中铺设复合材料的多个第二层之前被执行。在这些类型的示例中，之后，在所述多个第二层被铺设到所述金属层的顶部上之后单独地执行所述金属层和复合材料的多个第二层的结合。
因此，不同的有利实施例提供包括用于第一飞行器结构的多个复合材料层和结合到所述多个复合材料层的金属层的设备。所述金属层和所述多个复合材料层具有被构造成附接到第二飞行器结构的边缘。所述金属层在所述第一飞行器结构的所述边缘在第一区域处具有第一厚度，且所述金属层被构造成在所述第一区域内接收所述多个紧固件。所述金属层在第二区域处具有第二厚度，该第二区域没有被构造成接收所述多个紧固件。
不同的有利实施例提供用于在第一结构和第二结构之间形成接头的方法和设备，其中通过在所述第一结构中安装紧固件来形成所述接头。所述接头具有承担比用于所述第一结构的使用寿命期间所预期的最大负载更高负载的能力，其使用多个复合材料层和结合到并位于多个复合材料层之间的金属层。
为了示出和描述的目的已呈现不同的有利实施例的描述，其并非意在穷举或限制以所述公开形式的所述实施例。多个修改和改变对于本技术领域的普通技术人员将会是显而易见的。进一步，不同的有利实施例相比于其它有利的实施例可以提供不同优点。选择和描述已选择的实施例或多个实施例是为了最好地解释实施例和实际应用的原理，并且能够使其他本技术领域的普通技术人员明白带有各种修改的各种实施例的本公开适合于所述预期的特定用途。

Claims (10)

1.一种用于机翼的设备，其包括：
用于机翼(318)的复合材料的多个第一层(600)；
用于所述机翼(318)的所述复合材料的多个第二层(602)；和
在所述机翼(318)中位于所述多个第一层(600)和所述多个第二层(602)之间的金属层(508)，其中所述金属层(508)在被构造成接收多个紧固件(308)的第一区域处具有第一厚度并且在第二区域处具有第二厚度，
其中所述金属层(508)从所述第一厚度以阶梯形状改变到所述第二厚度。
2.根据权利要求1所述的设备，其中所述第二区域被构造成使由所述金属层(508)承担的负载被传递到在所述第二区域的所述多个第一层(600)和所述多个第二层(602)。
3.根据权利要求1或2所述的设备，其中所述多个第一层(600)、所述多个第二层(602)和所述金属层(508)延伸到所述机翼(318)的边缘，该边缘被构造成附接到飞行器的机身，其中被构造成接收所述多个紧固件(308)的所述金属层(508)的所述第一区域处在所述机翼(318)的所述边缘。
4.根据权利要求1或2所述的设备，其中所述金属层(508)的一部分延伸超出所述多个第一层(600)和所述多个第二层(602)的边缘，其中所述金属层(508)的所述部分被构造成用于使用选定负载来测试所述金属层(508)，其中该选定负载小于在飞行器的飞行期间预期到的最大负载。
5.根据权利要求1或2所述的设备，其中所述金属层(508)被结合到所述多个第一层(600)和所述多个第二层(602)。
6.根据权利要求1或2所述的设备，其中所述金属层(508)具有第一侧面和与所述第一侧面相反的第二侧面并且进一步包括：
位于所述金属层(508)的所述第一侧面上的第一粘接材料层，其中所述多个第一层(600)在所述第一粘接材料层上；和
位于所述金属层(508)的所述第二侧面上的第二粘接材料层，其中所述多个第二层(602)在所述第二粘接材料层上。
7.一种用于制造飞行器的机翼(318)的方法，所述方法包括：
铺设用于所述机翼(318)的复合材料的多个第一层(600)；
在所述复合材料的所述多个第一层(600)上放置金属层(508)，其中所述金属层(508)在被构造成接收多个紧固件(308)的第一区域处具有第一厚度并且在第二区域处具有第二厚度，并且其中第一粘接材料层是在所述金属层(508)的第一侧面上并且第二粘接材料层是在所述金属层(508)的第二侧面上，其中所述金属层(508)从所述第一厚度以阶梯形状改变到所述第二厚度；
在所述金属层(508)的顶部上铺设用于所述机翼(318)的所述复合材料的多个第二层(602)；和
使所述复合材料的所述多个第一层(600)、所述金属层(508)和所述复合材料的所述多个第二层(602)结合在一起。
8.根据权利要求7所述的方法，进一步包括：
在所述金属层(508)放置在所述复合材料的所述多个第一层(600)上之前，使所述第一粘接材料层施加到所述金属层(508)的所述第一侧面；和
使所述第二粘接材料层施加到所述金属层(508)的所述第二侧面。
9.根据权利要求7或8所述的方法，其中使所述复合材料的所述多个第一层(600)、所述金属层(508)和所述复合材料的所述多个第二层(602)结合的步骤包括：
使所述复合材料的所述多个第一层(600)、所述金属层(508)和所述复合材料的所述多个第二层(602)固化。
10.根据权利要求7或8所述的方法，其中所述多个第一层(600)、所述多个第二层(602)和所述金属层(508)被构造成承载比所述飞行器飞行期间预期的最大负载更大的负载。
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Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8620627B2 (en) * 2009-10-13 2013-12-31 The Boeing Company Composite information display for a part
US9522512B2 (en) 2010-08-17 2016-12-20 The Boeing Company Methods for making composite structures having composite-to-metal joints
US8652606B2 (en) 2010-08-17 2014-02-18 The Boeing Company Composite structures having composite-to-metal joints and method for making the same
US8993084B2 (en) 2010-08-17 2015-03-31 The Boeing Company Multi-layer metallic structure and composite-to-metal joint methods
US8333345B2 (en) 2010-08-26 2012-12-18 The Boeing Company Composite aircraft joint
EP2650120B1 (en) * 2012-04-10 2020-06-17 The Boeing Company Multi-layer metallic structure
US9180956B1 (en) 2012-04-11 2015-11-10 The Boeing Company Methods and apparatus for attaching an aircraft wing assembly to an aircraft body
US9120276B2 (en) * 2012-07-25 2015-09-01 The Boeing Company Laminated composite bending and stiffening members with reinforcement by inter-laminar metal sheets
US8857765B2 (en) * 2012-10-16 2014-10-14 The Boeing Company Method and apparatus for attaching an aircraft fuselage frame to a wing box
US9096324B2 (en) * 2013-03-19 2015-08-04 The Boeing Company Joint assembly to form a sealed flow conduit
JP6381191B2 (ja) * 2013-09-11 2018-08-29 三菱重工業株式会社 燃料タンク用ダム
US9399507B2 (en) 2014-01-22 2016-07-26 The Boeing Company Joints between a composite skin and a load-bearing component and methods of forming same
JP6789047B2 (ja) * 2016-09-23 2020-11-25 矢崎総業株式会社 車両アース構造
IL259149B (en) 2018-05-03 2022-09-01 Israel Aerospace Ind Ltd Structural elements made of composite materials
US11231060B2 (en) 2019-01-16 2022-01-25 Bruce Daniel McFall Hybrid tension/transverse compression structural joint

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4935291A (en) * 1987-12-31 1990-06-19 Akzo Nv Composite laminate of metal sheets and continuous filaments-reinforced synthetic layers
CN1816440A (zh) * 2003-07-03 2006-08-09 斯托克·福克Aesp公司 局部加强的层板
CN101309797A (zh) * 2005-09-29 2008-11-19 美铝公司 用于生产由复合材料制成的模制件的方法
CN101500797A (zh) * 2006-06-13 2009-08-05 美铝公司 金属板和聚合物的层压板

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2696451A (en) * 1946-02-08 1954-12-07 Lockheed Aircraft Corp Plastic edge attachment
US4120998A (en) * 1977-02-03 1978-10-17 Northrop Corporation Composite structure
DE2721651C3 (de) * 1977-05-13 1981-02-12 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen Tragflügelhauptanschluß für Luft- und Raumfahrzeuge
US4344995A (en) * 1980-09-15 1982-08-17 The Boeing Company Hybrid composite structures
US4599255A (en) * 1981-12-28 1986-07-08 The Boeing Company Composite structures having conductive surfaces
FR2675563B1 (fr) * 1991-04-22 1993-08-27 Aerospatiale Procede d'assemblage mecanique d'un tube en materiau composite et d'une piece metallique et assemblage ainsi realise.
US5500272A (en) * 1995-01-11 1996-03-19 Northrop Grumman Corporation High efficiency load transfer in composite structure
US5866272A (en) * 1996-01-11 1999-02-02 The Boeing Company Titanium-polymer hybrid laminates
JP4020234B2 (ja) * 2000-04-06 2007-12-12 電気化学工業株式会社 接着剤の評価方法と接着方法
US7197852B2 (en) * 2002-09-20 2007-04-03 The Boeing Company Internally stiffened composite panels and methods for their manufacture
US7115323B2 (en) * 2003-08-28 2006-10-03 The Boeing Company Titanium foil ply replacement in layup of composite skin
NL1024479C2 (nl) * 2003-10-07 2005-04-08 Stork Fokker Aesp Bv Verbindingsconstructie in een laminaat met een plaatselijke versterking.
FR2873347B1 (fr) * 2004-07-22 2006-11-17 Airbus France Sas Dispositif d'eclissage d'elements de structure composite avec des elements de structure metallique
US7531058B2 (en) * 2005-02-24 2009-05-12 The Boeing Company Reinforced rampdown for composite structural member and method for same
JP4752566B2 (ja) * 2005-03-25 2011-08-17 東レ株式会社 航空機用構造体
US20060283133A1 (en) 2005-06-17 2006-12-21 The Boeing Company Composite reinforcement of metallic structural elements
GB0525896D0 (en) * 2005-12-20 2006-02-01 Airbus Uk Ltd A joint for use in aircraft construction
FR2901240B1 (fr) * 2006-05-17 2009-01-09 Airbus France Sas Poutre interne composite pour renforcer la structure d'un aeronef
US7837148B2 (en) * 2006-06-13 2010-11-23 The Boeing Company Composite wing-body joint
US8661683B2 (en) * 2006-08-29 2014-03-04 The Boeing Company Method and apparatus for preventing lightning strike damage to a structural component
US7575194B2 (en) * 2006-11-30 2009-08-18 The Boeing Company Apparatuses and methods for joining composite members and other structural members in aircraft wing boxes and other structures
US8333345B2 (en) 2010-08-26 2012-12-18 The Boeing Company Composite aircraft joint

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4935291A (en) * 1987-12-31 1990-06-19 Akzo Nv Composite laminate of metal sheets and continuous filaments-reinforced synthetic layers
CN1816440A (zh) * 2003-07-03 2006-08-09 斯托克·福克Aesp公司 局部加强的层板
CN101309797A (zh) * 2005-09-29 2008-11-19 美铝公司 用于生产由复合材料制成的模制件的方法
CN101500797A (zh) * 2006-06-13 2009-08-05 美铝公司 金属板和聚合物的层压板

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