CN103786866A - 使用可浇注的结构泡沫对蜂窝状芯进行修复、拼接、接合、机械加工和稳定化的方法及结构 - Google Patents

使用可浇注的结构泡沫对蜂窝状芯进行修复、拼接、接合、机械加工和稳定化的方法及结构 Download PDF

Info

Publication number
CN103786866A
CN103786866A CN201310520897.6A CN201310520897A CN103786866A CN 103786866 A CN103786866 A CN 103786866A CN 201310520897 A CN201310520897 A CN 201310520897A CN 103786866 A CN103786866 A CN 103786866A
Authority
CN
China
Prior art keywords
core component
foam
core
expansion
foam mixture
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201310520897.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN103786866B (zh
Inventor
拉梅什·蒂亚加拉詹
罗伯特·马克·克里斯
约翰·R·麦卡洛
苏万卡尔·米什拉
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Bell Helicopter Textron Inc
Original Assignee
Bell Helicopter Textron Inc
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Bell Helicopter Textron Inc filed Critical Bell Helicopter Textron Inc
Publication of CN103786866A publication Critical patent/CN103786866A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN103786866B publication Critical patent/CN103786866B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C44/00—Shaping by internal pressure generated in the material, e.g. swelling or foaming ; Producing porous or cellular expanded plastics articles
    • B29C44/02—Shaping by internal pressure generated in the material, e.g. swelling or foaming ; Producing porous or cellular expanded plastics articles for articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C44/12—Incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or reinforcements
    • B29C44/1228—Joining preformed parts by the expanding material
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C73/00—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D
    • B29C73/02—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D using liquid or paste-like material
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C73/00—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D
    • B29C73/04—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D using preformed elements
    • B29C73/10—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D using preformed elements using patches sealing on the surface of the article
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
    • B32B3/10—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material
    • B32B3/12—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material characterised by a layer of regularly- arranged cells, e.g. a honeycomb structure
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
    • B32B5/18—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by features of a layer of foamed material
    • B32B5/20—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by features of a layer of foamed material foamed in situ
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B7/00—Layered products characterised by the relation between layers; Layered products characterised by the relative orientation of features between layers, or by the relative values of a measurable parameter between layers, i.e. products comprising layers having different physical, chemical or physicochemical properties; Layered products characterised by the interconnection of layers
    • B32B7/04—Interconnection of layers
    • B32B7/12—Interconnection of layers using interposed adhesives or interposed materials with bonding properties
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/40—Maintaining or repairing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/08—Blades for rotors, stators, fans, turbines or the like, e.g. screw propellers
    • B29L2031/082—Blades, e.g. for helicopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/60—Multitubular or multicompartmented articles, e.g. honeycomb
    • B29L2031/608—Honeycomb structures
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2307/00—Properties of the layers or laminate
    • B32B2307/30—Properties of the layers or laminate having particular thermal properties
    • B32B2307/304—Insulating
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2307/00—Properties of the layers or laminate
    • B32B2307/30—Properties of the layers or laminate having particular thermal properties
    • B32B2307/306—Resistant to heat
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2603/00—Vanes, blades, propellers, rotors with blades
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/19—Sheets or webs edge spliced or joined
    • Y10T428/192—Sheets or webs coplanar

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)

Abstract

本发明涉及使用可浇注的结构泡沫对蜂窝状芯进行修复、拼接、接合、机械加工和稳定化的方法及结构。本公开的一种方法包括用结构泡沫修复芯硬化结构。另一方法包括使用结构泡沫将芯构件拼接在一起。另一方法包括使用结构泡沫将芯构件接合至结构。另一方法包括在机械加工过程中使用结构泡沫来对芯构件进行稳定化处理。另一方法包括用结构泡沫对芯构件进行稳定化处理以防止芯构件在高压釜压力下破碎。本公开还包括一种芯硬化结构，该芯硬化结构具有带有本文中的结构泡沫的芯构件。

Description

使用可浇注的结构泡沫对蜂窝状芯进行修复、拼接、接合、机械加工和稳定化的方法及结构
技术领域
本公开的一种方法涉及在蜂窝状芯硬化结构的修复中使用可浇注的结构泡沫。本公开的另一种方法涉及使用可浇注的结构泡沫来拼接蜂窝状芯。本公开的另一种方法涉及使用结构泡沫将蜂窝状芯接合至结构。本公开的另一种方法涉及在机械加工过程期间使用结构泡沫为蜂窝状芯提供稳定性。本公开的一种设备包括芯硬化结构。本公开的另一种方法涉及在高压釜固化周期期间利用结构泡沫对蜂窝状芯进行稳定化处理。 
背景技术
在常规修复过程中，通过用新的蜂窝状芯移除/替换已损坏的蜂窝状芯来修复已损坏的芯硬化结构。该过程可能昂贵、耗时并且需要多个固化和接合过程。这就需要修复蜂窝状芯硬化结构的改进方法。 
在常规的蜂窝状芯拼接过程中，露出的单元壁用粘合剂细致地接合至另一蜂窝状芯的相邻的露出单元壁。该过程可能昂贵、耗时并且需要粘合剂固化周期。此外，该常规过程可能不适于对具有不相容的材料的蜂窝状芯构件的拼接。这就需要拼接蜂窝状芯的部分的改进方法。 
在常规的蜂窝状芯接合过程中，露出的单元壁用粘合剂接合至相邻结构。该过程可能昂贵、耗时并且需要粘合剂固化周期。这就需要将蜂窝状芯接合至相邻结构的改进方法。 
在常规的蜂窝状芯机械加工过程中，以低至足以防止损坏不稳定的蜂窝状芯的进给速率将蜂窝状芯机械加工成期望的轮廓。该过程可能耗时。这就需要对机械加工蜂窝状芯、特别是对于大单元碳预浸渍芯的改进方法。 
在蜂窝状芯硬化结构的常规固化周期中，高压釜压力可能引起蜂窝状芯的破碎，除非在蜂窝状芯上使用低的倾斜角度（bevel angle）。常规地，如果芯硬化面板的几何形状不允许低角度倾斜，则将必须使用大量劳动力和还可能导致显著增加重量方面的不利因素的程序（多个固化 周期）来制造芯硬化面板。因此，需要在高压釜固化周期期间对蜂窝状芯进行稳定化处理的改进方法。 
发明内容
本发明的一个实施方案提供一种将第一芯构件与第二芯构件拼接在一起的方法，所述方法包括：相对于所述第二芯构件定位所述第一芯构件；以及使泡沫混合物在拼接区域中膨胀，直至所述泡沫混合物变成膨胀的泡沫，所述膨胀区域形成在所述第一芯构件的露出部分与所述第二芯构件的露出部分之间；其中所述膨胀的泡沫在所述第一芯构件与所述第二芯构件之间产生结构接合。 
根据上述实施方案所述的方法，还包括：固化所述膨胀的泡沫。 
根据上述实施方案所述的方法，还包括：将所述第一芯构件、所述膨胀的泡沫以及所述第二芯构件雕刻成期望的轮廓。 
根据上述实施方案所述的方法，还包括：修整所述膨胀的泡沫。 
根据上述实施方案所述的方法，其中使所述泡沫混合物在所述拼接区域中膨胀的步骤包括将所述泡沫混合物浇注至所述拼接区域中。 
根据上述实施方案所述的方法，其中使所述泡沫混合物在所述拼接区域中膨胀的步骤包括：将所述泡沫混合物浇注至位于所述拼接区域下方的腔内并且使所述泡沫混合物上升至所述拼接区域内。 
根据上述实施方案所述的方法，其中所述第一芯构件与所述第二芯构件具有大致相同尺寸的单元（cell）构件。 
根据上述实施方案所述的方法，其中所述第一芯构件具有比所述第二芯构件的单元大的单元。 
根据上述实施方案所述的方法，其中所述第一芯构件和所述第二芯构件中的至少之一具有六边形形状的单元。 
根据上述实施方案所述的方法，其中所述第一芯构件具有单元构件，所述第二芯构件由泡沫材料制成。 
根据上述实施方案所述的方法，其中第一芯构件具有与所述第二芯 构件的单元几何形状相比产生更高刚度的单元几何形状。 
根据上述实施方案所述的方法，其中固化膨胀的泡沫的步骤在不使用人工热的情况下在环境温度下进行。 
本发明的另一实施方案提供一种将芯构件接合至结构的方法，所述方法包括：相对于所述结构定位所述芯构件；以及使泡沫混合物在接合区域中膨胀，直至所述泡沫混合物变成膨胀的泡沫，所述接合区域形成在所述芯构件的露出部分与所述结构的露出部分之间；其中所述膨胀的泡沫在所述芯构件与所述结构之间产生结构接合。 
根据上述实施方案所述的方法，还包括：固化所述膨胀的泡沫。 
根据上述实施方案所述的方法，还包括：修整所述膨胀的泡沫。 
根据上述实施方案所述的方法，其中使所述泡沫混合物在所述拼接区域中膨胀的步骤包括将所述泡沫混合物浇注至所述接合区域内。 
根据上述实施方案所述的方法，其中使所述泡沫混合物在所述接合区域内膨胀的步骤包括将所述泡沫混合物浇注至位于所述拼接区域下方的腔内，以及使所述泡沫混合物上升至所述接合区域中。 
根据上述实施方案所述的方法，还包括：选择性地使所述腔的深度与所述膨胀的泡沫的期望密度相关联。 
根据上述实施方案所述的方法，其中所述结构为用于转子叶片的翼梁。 
根据上述实施方案所述的方法，其中所述芯构件具有多个六边形形状的单元。 
本发明的又一实施方案提供一种芯硬化结构，包括：第一蒙皮；第二蒙皮；以及第一芯构件，所述第一芯构件通过膨胀的泡沫拼接至第二芯构件。 
根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中第一芯构件具有相比于所述第二芯构件的单元几何形状产生更高刚度的单元几何形状。 
根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述芯硬化结构为转子 叶片。 
根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述第一芯构件定位成相比于所述第二芯构件更接近所述转子叶片的根部端。 
根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述第一芯构件具有相比于所述第二芯构件的单元几何形状产生更高刚度的单元几何形状。 
根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述第一芯构件和第二芯构件通过膨胀的泡沫的第二部分接合至翼梁构件。 
根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述第二芯构件的所述单元小于所述第一芯构件的所述单元。 
根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述第一芯构件定位成相比于所述第二芯构件更接近所述转子叶片的前缘。 
根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述第一芯构件通过膨胀的泡沫的第二部分在结构上耦接至翼梁构件。 
附图说明
被视为本公开的方法和设备的特性的新颖特征在所附权利要求中阐述。然而，每种方法和设备及优选的使用模式及其另外的目的和优点通过参照下面的详细描述并结合附图阅读时将得到最佳理解，在附图中： 
图1为说明性旋翼飞行器的侧视图； 
图2为根据说明性实施方案的转子叶片的俯视图； 
图3为沿图2中剖切线3-3截取的转子叶片的横截面图； 
图4为根据说明性实施方案的修复蜂窝状芯硬化结构的方法的示意图； 
图5为用于说明性目的的转子叶片的一部分的俯视图； 
图6为用于说明性目的的转子叶片的一部分的俯视图； 
图7为用于说明性目的的转子叶片的一部分的俯视图； 
图8为根据本申请的说明性实施方案的泡沫系统的部件的示意性视图（stylized view）； 
图9为根据本申请的说明性实施方案的用于混合泡沫系统的混合器的主视图； 
图10为根据本申请的说明性实施方案的泡沫系统的混合物的示意性视图； 
图11A为沿图7中的剖切线11A-11A所截取的转子叶片的横截面图； 
图11B为与图11A相似的转子叶片的横截面图； 
图12为根据说明性实施方案的将芯材的一个或更多个部分拼接在一起的方法的示意图； 
图13为根据说明性实施方案的将芯材的一个或更多个部分拼接在一起的方法的示意性俯视图； 
图14为根据说明性实施方案的将芯材的一个或更多个部分拼接在一起的方法的示意性俯视图； 
图15为根据说明性实施方案的将芯材的一个或更多个部分拼接在一起的方法的示意性俯视图； 
图16为根据说明性实施方案的将芯材的一个或更多个部分拼接在一起的方法的示意性俯视图； 
图17为根据说明性实施方案的将芯材与结构接合在一起的方法的示意图； 
图18为根据说明性实施方案，将芯材与结构接合在一起的方法的俯视示意性视图； 
图19为根据说明性实施方案的机械加工蜂窝状芯的方法的示意图； 
图20为根据说明性实施方案的机械加工蜂窝状芯的方法的示意性横截面图； 
图21为根据说明性实施方案的机械加工蜂窝状芯的示意性横截面图； 
图22为根据说明性实施方案的芯硬化结构的俯视图； 
图23为根据说明性实施方案的芯硬化结构的主视图； 
图24为根据说明性实施方案的沿图22中的剖切线24-24所截取的芯硬化结构的横截面图； 
图25为根据说明性实施方案的芯硬化结构的横截面图； 
图26为根据说明性实施方案的芯硬化结构的横截面图； 
图27为根据说明性实施方案的芯硬化结构的横截面图； 
图28为根据说明性实施方案的芯硬化结构的横截面图； 
图29为根据说明性实施方案的用于芯硬化结构的高压釜固化周期对蜂窝状芯进行稳定化处理的方法的示意图； 
图30为根据说明性实施方案的芯硬化结构的俯视图； 
图31为根据说明性实施方案的芯硬化结构的主视图； 
图32为根据说明性实施方案的沿图30中的剖切线32-32所截取的芯硬化结构的横截面图； 
图33为根据说明性实施方案的用于芯硬化结构的高压釜固化周期对蜂窝状芯进行稳定化处理的方法的示意性横截面图；以及 
图34为根据说明性实施方案的用于芯硬化结构的高压釜固化周期对蜂窝状芯进行稳定化处理的方法的示意性横截面图。 
具体实施方式
下面描述了方法和设备的说明性实施方案。为了清楚起见，在本说明书中并未对实际实施方案的全部特征都进行描述。当然，应理解，在任何这种实际实施方案的开发中，必须做出许多与具体实施方案相关的决定以实现开发者特定目的，例如符合系统相关和业务相关的约束，这些约束随一个实施方案与另一个实施方案将有所不同。此外，应理解， 这种开发努力可能是复杂和耗时的，然而，其对于受益于本公开的本领域普通技术人员而言却是常规任务。 
在说明书中，如在附图中描述装置时，可以提及不同部件之间的空间关系并且可以提及各部件的不同方面的空间取向。然而，如本领域的技术人员在完全阅读本公开之后将意识到的，本文中所描述的装置、构件、设备等可以以任何期望的方向取向。因此，用于描述在不同部件之间的空间关系或描述这种部件的方面的空间取向的术语如“上方”、“下方”、“上”、“下”或其它类似术语，应该理解为分别描述所述部件之间的相互关系或这种部件的方面的空间取向的相对关系，因为本文中所描述的装置可沿任何期望的方向取向。 
现在参照附图中的图1，示出了旋翼飞行器101。旋翼飞行器101具有带有多个转子叶片205的转子系统103。可以操纵每个转子叶片205的节距以选择性地控制旋翼飞行器101的方向、推力和升力。旋翼飞行器101还可以包括机身107、反向转矩系统109和尾翼111。在旋翼飞行器101上的各种构件可以制造作为芯（蜂窝状芯、泡沫芯、或蜂窝/泡沫芯）硬化结构，如本文中进一步讨论的。 
现在参照图2和图3，转子叶片205为可以构造为具有芯以有效地提供强度和刚度的旋翼飞行器构件的一个实例。转子叶片205可以包括前缘部207、后缘部209、根端部203以及尖端部205。在该描述性的实施方案中，上蒙皮211和下蒙皮213形成空气动力学表面，该空气动力学表面具有形成内部结构的翼梁构件215和芯构件217。 
应理解，旋翼飞行器101仅是对能够利用本公开的一种或更多种方法的飞行器的举例说明。此外，转子叶片205仅是对能够利用本文中所公开的一种或更多种方法的多种芯硬化结构的举例说明。例如，在另一实施方案中，芯硬化结构为水平稳定器115。 
现在参照图4，其示意性地示出了修复蜂窝状芯硬化结构的方法401。在旋翼飞行器101的工作期间，在多种情形如物体的碰撞下可能损坏芯硬化结构。为了确保旋翼飞行器的安全，必须修复损坏的芯硬化结构。应理解，损坏可能存在于蒙皮和/或蜂窝状芯中。然而，由于蒙皮和蜂窝状芯接合在一起，因此移除损坏的蒙皮也需要修复蜂窝状芯。为了说明的目的，本文中示出和描述了关于转子叶片205的修复的方法 401；然而，应理解，方法401可以在任意芯硬化结构上进行。 
方法401可包括移除蒙皮如上蒙皮211的损坏部分和蜂窝状芯如芯构件217的损坏部分的步骤403。为了说明的目的，图5示出了通过切除移除在该描述性的实施方案中为圆形的损坏的蒙皮部分。此外，图6示出了移除了损坏的芯部分，这产生了腔219。损坏的蒙皮部分和损坏的芯部分的移除例如用圆锯进行。 
方法401还可以包括用于清洁和移除在腔219中和腔219周围的任何污染物的步骤405。步骤405可以包括使用清洁溶液诸如基于醇的流体来移除污染物。 
方法401还可以包括用于混合和制备泡沫混合物的步骤407。现在也参照图8至图10，用于方法401的泡沫系统优选地为膨胀以填充芯构件217的腔219的可浇注的聚氨酯泡沫系统。在固化时，泡沫优选地为刚性的和挠性的，同时具有相对低的密度，或者密度与芯相似。在该描述性的实施方案中，泡沫系统为由斯特潘化工公司（Stepan Chemical Company）以Stepanfoam BX450的名称在市场上销售的聚异氰尿酸酯浇注泡沫系统。应充分理解，也可以使用其它泡沫系统。Stepanfoam BX450包括两种独立的树脂组分，即树脂T（按重量计70%）805和树脂R（按重量计30%）803。称量期望重量的树脂T805和树脂R803并且将其浇注至容器801内。以机械方式搅动树脂T805和树脂R803以形成均匀的混合物807。混合器901可以用于旋转以混合树脂T805和树脂R803来形成混合物807。混合器901包括轴903，该轴903构造成由钻机马达等驱动。混合器901可包括位于第一叶片盘905和第二叶片盘907上的多个叶片。在该描述性的实施方案中，当混合树脂T805和树脂R803以形成混合物807时，混合器901以每分钟3500转的转速旋转10秒至15秒。 
步骤409包括将泡沫混合物807浇注至腔219内。在完成步骤409中的混合之后，优选尽快将混合物807浇注至腔219内。一旦泡沫混合物807被浇注至腔219内，使泡沫混合物807膨胀并且填充腔219的空间以便形成膨胀的泡沫221（图7中所示）。在该描述性的实施方案中，使泡沫混合物807“自由上升”；然而，一个替代性实施方案可以包括通过在腔219上放置上模具来限制膨胀。优选地，上模具将包括释放排出气体的开口。 
步骤411包括在泡沫混合物807已经充分膨胀且成为半刚性之后修整膨胀的泡沫221。修整膨胀的泡沫221包括减小外表面以与上蒙皮211的外机翼表面大致一致。步骤411可以通过任意的多个过程进行，举几个例子，例如切削、研磨、机械加工。图11A为膨胀的泡沫221被修整为使得外表面与上蒙皮211的外机翼表面大致一致的举例说明。 
步骤413包括在膨胀的泡沫221上层叠复合蒙皮补丁223并且使修复组合件固化。图11B中示出了描述性复合蒙皮补丁223。在该描述性的实施方案中，复合蒙皮补丁223为多条具有树脂（即预浸渍）的复合纤维。复合蒙皮补丁223可以直接层叠在膨胀的泡沫221的外表面上。使复合蒙皮补丁223和膨胀的泡沫221固化。在该描述性的实施方案中，复合蒙皮补丁223和膨胀的泡沫221的固化在室温下进行，使得不需要人工热源。在另一实施方案中，蒙皮补丁223可以是预固化的复合蒙皮补丁或者另一刚性材料，如金属蒙皮补丁。在该实施方案中，刚性蒙皮补丁可以以粘合剂接合至膨胀的泡沫221。 
如本文中进一步描述的方法401包括常规修复方法的大量优点。例如，方法401不需要分别层叠和固化复合补丁原本需要的专门的修复工具。此外，方法401也不需要使用需要提高温度以固化的粘合剂的情况下所需要的热设备。此外，方法401可以在现场进行，使得修复复合芯硬化结构不必在具有专门设备的设施中进行。此外，当方法401在其中复合芯为大单元芯（单元大于0.5英寸）的复合芯硬化结构上进行时，膨胀的泡沫221（修整后的）充当工具加工表面以便在固化前和固化期间为复合蒙皮补丁223提供均匀的支撑。 
应理解，方法401可以在多种芯硬化结构上进行。此外，芯硬化结构可以具有包括多种材料中的任一种，举几个例子，例如碳、纸、 
Figure BDA0000404068900000091
、玻璃纤维、
Figure BDA0000404068900000092
、塑料、金属、泡沫的芯构件217。此外，芯构件217可以具有多种形状，举几个例子，例如正方形、六边形、椭圆形、圆形的单元构件。此外，芯构件217甚至可以不具有单元构件，特别地当芯构件217是泡沫材料时如此。 
现在参照图12，其示意性地示出了将芯材料的一个或更多个部分拼接在一起的方法1201。在芯硬化结构如转子叶片205的制造期间，可能必须将芯材料的一个或更多个部分拼接在一起。然而，如本文中进一步描述的，拼接芯材料的常规方法具有重大缺陷。 
也参照图13，方法1201可以包括将第一芯构件1301定位成相邻于第二芯构件1303的步骤1203。步骤1203可以在多种环境下实现。例如，可以使用工具加工将第一芯构件1301对准相邻的第二芯构件1303；然而，不一定需要工具加工。使用泡沫用于拼接第一芯构件1301与第二芯构件1303的一个优点在于，接合表面的增加降低了可存在于常规粘合剂接合过程中的接合表面对准的重要性。 
步骤1205包括制备和混合泡沫混合物，该步骤1205与本文中描述的关于方法401的步骤407类似。方法1201还包括用于将泡沫混合物浇注至第一芯构件1301和第二芯构件1303的单元壁共用的拼接区域中的步骤1207。在另一实施方案中，步骤1207通过将泡沫混合物浇注至拼接区域下方的腔中使得泡沫混合物膨胀和上升至拼接区域中来完成，这与如关于图33的描述类似。当单元相对小和/或单元壁缺乏孔隙度时，这种技术是特别期望的。使泡沫混合物膨胀成膨胀的泡沫。步骤1209包括固化膨胀的泡沫。在该描述性的实施方案中，膨胀的泡沫可以在相对短的时间内在室温下固化。方法1201的一个优点在于，该过程不需要固化常规粘合剂可能原本需要的热设备。步骤1211可以包括修整膨胀的泡沫以与第一芯构件1301和第二芯构件1303的上表面和下表面齐平。步骤1211也可以包括在修整膨胀的泡沫的同时将第一芯构件1301和第二芯构件1303机械加工成期望的轮廓。 
现在参照图14至图16，示出了使用方法1201将芯构件拼接在一起的示例性实施方案。特别地参照图14，第一芯构件1301和第二芯构件1303两者都是相同尺寸和材料的蜂窝复合芯构件。膨胀的泡沫1305接触接合第一芯构件1301和第二芯构件1303的相邻单元壁。特别参照图15，第一芯构件1301和第二芯构件1303接触接合膨胀的泡沫1305。在该描述性的实施方案中，第二芯构件1303与第一芯构件1301相比具有较小尺寸单元构件。该描述性的实施方案意在展示膨胀的泡沫1305如何对于将具有不同几何形状和/或单元尺寸的芯构件拼接在一起特别有利。如图所示，膨胀的泡沫1305提供与第一芯构件1301和第二芯构件1303的单元壁的接合接触，即使单元壁的几何形状没有提供对称的接合表面亦是如此。此外，各自具有不同几何形状的两个不同芯构件的拼接在调整跨结构的刚度时特别地有用。例如，转子叶片205可以具有拼接的芯构件使得较大芯构件位于更朝向翼梁构件215而较小芯构件位于朝向后缘209。应理解，可以采用方法1201来将任意数目的芯构件拼接 在一起，且芯构件具有多种单元尺寸和几何形状中的任一种。 
特别参照图16，第一芯构件1301和第二芯构件1303接触接合膨胀的泡沫1305。在该描述性的实施方案中，第二芯构件1303为不具有蜂窝型单元构件的泡沫芯。第二芯构件1303可以是具有均匀材料连续性的任意类型的支撑结构的泡沫。例如，第二芯构件可以是聚氯乙烯（PVC）类型材料。与传统拼接粘合剂不同，方法1201特别适合用于将传统蜂窝状芯构件拼接至固体芯，这是由于膨胀的泡沫1305很好地粘附两个构件。 
现在参照图17，其示意性地示出了将芯材料与结构接合在一起的方法1701。在芯硬化结构如转子叶片205的制造期间，期望的是将芯构件如芯217邻接地接合至结构如翼梁215（如图3所示）。然而，如本文中进一步描述的，将芯材料接合至结构的常规方法具有重大缺陷。 
也参照图18，方法1701可以包括将芯构件1801定位成相邻于结构1803的步骤1703。步骤1703可以在多种环境下实现。例如，可以使用工具加工用于将芯构件1801对准相邻于结构1803；然而，不一定需要工具加工。使用泡沫用于将芯构件1801接合至结构1803的一个优点在于，接合表面的增加避免了在常规过程中原本可能需要的沿芯结构1801与结构1803的匹配部的细致的粘合剂施用。 
步骤1705包括制备和混合泡沫混合物，该步骤1705与本文中关于方法401描述的步骤407的类似。方法1701也包括用于将泡沫混合物浇注至芯构件1801的露出单元壁与结构1803的露出表面共用的接合区域中的步骤1707。在另一实施方案中，步骤1707通过将泡沫混合物浇注至接合区域下方的腔中使得泡沫混合物膨胀和上升进入接合区域中来完成，步骤1707类似于如关于图33进一步描述的。当接合区域相对小且单元壁缺乏孔隙度时，这种技术是特别期望的。使泡沫混合物膨胀成膨胀的泡沫1805。步骤1709包括固化膨胀的泡沫1805。在该描述性的实施方案中，膨胀的泡沫1805可以在相对短的时间内在室温下固化。方法1701的一个优点在于，该过程不需要固化常规的粘合剂可能原本需要的热设备。步骤1711可以包括修整膨胀的泡沫1805以与芯构件1801和结构1803的上表面和下表面齐平。 
现在参照图19，示意性地示出了机械加工蜂窝状芯的方法1901。 在芯硬化结构如转子叶片205的制造期间，必须将蜂窝状芯构件如芯217（如图3所示）机械加工成期望的轮廓。然而，如本文中进一步描述的，机械加工芯材的常规方法具有重大缺陷。 
也参照图20和图21，方法1901可以包括制备和混合泡沫混合物的步骤1903，该步骤1903与本文中关于方法401描述的步骤407类似。方法1901也包括将泡沫混合物浇注至坯料芯构件2001的单元中的步骤1905。在另一实施方案中，步骤1907通过将泡沫混合物浇注至单元下方的腔使得泡沫混合物膨胀和上升至单元中来完成，步骤1907类似于如关于图33进一步描述的。当单元相对小和/或单元壁缺乏孔隙度时。这种技术是特别地期望的。使泡沫混合物膨胀成膨胀的泡沫2003。步骤1907包括固化膨胀的泡沫2003。在该描述性的实施方案中，膨胀的泡沫2003可以在室温下固化。 
步骤1901包括将包含膨胀的泡沫2003的坯料芯构件2001机械加工成期望的轮廓的步骤1909。可以使用靠模机床（contouring machine）2005可控地切削掉包含膨胀的泡沫2003的坯料芯构件2001的不需要部分，直到获得期望的轮廓。参照图21，示出了最终泡沫填充的芯构件2007。在机械加工期间使用膨胀的泡沫2003来支撑蜂窝状芯不仅增加了可以机械加工蜂窝状芯的速度，而且使蜂窝状芯以更不利的角度、更小厚度和复杂轮廓来机械加工。此外，膨胀的泡沫2003增加了坯料芯构件2001的强度和刚度。 
现在参照图22至图24，示出了利用本文中所描述的一个或更多个方法制造的芯硬化结构2201。结构2201可以是多种结构构件中的任一种。例如，如图1所示，结构2201可以是旋翼飞行器101上的面板113。结构2201可以具有上蒙皮2203、下蒙皮2205以及填充有膨胀的泡沫2209的蜂窝状芯2207。如本文中进一步描述的，蜂窝状芯2207可以填充有膨胀的泡沫2209并且用方法1901机械加工。 
结构2201是利用填充有膨胀的泡沫2209的蜂窝状芯2207的一个独特的优点的说明。当填充有膨胀的泡沫时，蜂窝状芯不仅可以更快且更精确地机械加工，而且可以将结构2201制造成使得结构本身更有效率。与传统的复合芯结构不同，由于膨胀的泡沫2009提供了必要的强度来在结构2201固化期间耐受高压釜压力，因此蜂窝2007的端部可以是垂直的。在该描述性的实施方案中，端部或坡度角A1为90°；然而， 替代性实施方案可以具有小于90°的坡度角A1。例如，坡度角A1可以为75°。常规复合芯结构局限于小于27°坡度角，使得在固化周期的高压釜压力期间蜂窝状芯不破碎。 
现在参照图25和图26，示出了利用本文中所描述的一个或更多个方法制造的芯硬化结构2501。结构2501可以具有多种结构的实施方案中的任一种。例如，如图1所示结构2501可以是旋翼飞行器101上的机身107内的底板面板。结构2501可以具有上蒙皮2503、下蒙皮2505，以及填充有膨胀的泡沫2509的蜂窝状芯2507。如本文中进一步描述的，蜂窝状芯2507可以填充有膨胀的泡沫2509并且用方法1901机械加工。 
结构2501是对利用填充有膨胀的泡沫2509的蜂窝状芯2507的一个独特的优点的说明。不仅在填充有膨胀的泡沫时可以更快且更精确地机械加工蜂窝状芯，而且可以利用结构2501来支撑施加至附接组合件如套筒组合件2511的平面外载荷，而不需要使用重的封装化合物（potting compound），这是因为膨胀的泡沫2509提供了必要的强度来支撑套筒组合件2511周围的载荷。在该描述性的实施方案中，附接组合件示出为套筒组合件2511；然而，应理解，附接组合件可以是构造成用于耦接至设备的多种附接构件中的任一种。例如，套筒组合件2511特别地适合作为用于旋翼飞行器101的底板构件2501上的乘员座椅的安装设备。套筒组合件2511可以具有以匹配的方式配装在一起的上套筒2513和下套筒2515。在一个实施方案中，套筒组合件2511具有构造成用于接纳座椅附接配件的内螺纹。 
。特别参照图26，结构2601与结构2501大致类似，只不同的是膨胀的泡沫2509不完全地填充蜂窝状芯2507，而是膨胀的泡沫2509特别地位于每个套筒组合件2511均待安装的区域中。大的底板面板结构可以具有任意多个膨胀的泡沫2509的区域，使得可以将期望的座椅构造安装至具有与具体实施方式相关的组合件的结构。 
现在参照图27，示出了利用本文中所描述的一个或更多个方法制造的芯硬化结构2701。结构2701可以具有多种结构实施方案中的任一种。例如，如图1所示，结构2701可以是旋翼飞行器101上的水平稳定器115。结构2701可以具有上蒙皮2703、下蒙皮2705、内支撑件2707、上芯构件2709、下芯构件2711、前泡沫构件2713以及尾泡沫构件2715。在该描述性的实施方案中，上芯构件2709和下芯构件2711没有用泡沫 填充，但是在替代性实施方案中上芯构件2709和下芯构件2711填充有膨胀的泡沫如膨胀的泡沫2509，如图25所示以及本文中进一步描述的。在另一实施方案中，仅上芯构件2709填充有泡沫以提供增大的强度和刚度来耐受靠近上表面的热诱导应力，该热将在下文讨论。 
芯硬化构件2701利用前泡沫构件2713用于将上芯构件2709的和下芯构件2711的前缘与上蒙皮2703、下蒙皮2705以及内支撑件2707在结构上接合在一起。相似地，尾泡沫构件2715将上芯构件2709的和下芯构件2711的尾缘与上蒙皮2703、下蒙皮2705以及内支撑件2707在结构上接合在一起。填充和粘附品质使得可膨胀的泡沫可以唯一地能够将位于彼此不同的平面的蜂窝状芯构件接合。换句话说，可膨胀的泡沫可以用于接合没有在同一平面中彼此相邻的蜂窝状芯构件。 
在该描述性的实施方案中，可以通过组装部件并且随后用泡沫填充各自的腔以形成前泡沫构件2713和尾泡沫构件2715来制造芯硬化结构2701。前泡沫构件2713和尾泡沫构件2715可以由如方法401的步骤407中所描述的混合可浇注的泡沫且然后将泡沫浇注至与方法401的步骤409中所描述的相似的腔中来形成。可修整和固化膨胀的泡沫，如本文中进一步描述的。 
在该描述性的实施方案中，芯硬化结构2701为可以经受来自排气系统的热的水平稳定器。动力学热流动通常使结构2701的上表面经受最严重的热。为了耐受该热，上蒙皮2703由具有耐高温树脂如双马来酰亚胺（BMI）树脂的复合系统而形成。然而，BMI树脂通常昂贵因此使用也昂贵。就此而言，芯硬化结构2701的独特构造抑制了从上蒙皮2703至下蒙皮2705的热传递，这是因为蜂窝状芯不从上表面延伸至下表面，而是内支撑件2707使在上芯构件2709与下芯构件2711之间的蜂窝状芯分离，从而用作绝热体。此外，前泡沫构件2713和尾泡沫构件2715在结构上接合上芯构件2709与下芯构件2711的同时也抑制上芯构件2709与下芯构件2711之间的热传递。这种构造使得可以由具有典型的非高温树脂的复合系统制造下蒙皮2705，从而节省了与使用BMI树脂相关的费用。 
应理解，即使内部构件2707示出为封闭的构件，内部构件2707的几何形状是由具体实施方案确定的。例如，举几个例子，内部构件2707的替代性实施方案可以是C形、I形的，或者甚至可以是多个单一 表面构件。 
现在参照图28，示出了利用本文中所描述的一个或更多个方法制造的芯硬化结构2801。结构2801可以具有多种结构实施方案中的任一种。例如，结构2801可以是旋翼飞行器上的尾梁构件。结构2801可以具有外蒙皮2803、内蒙皮2805、芯构件2807以及泡沫构件2811。在该描述性的实施方案中，芯构件2807填充有膨胀的泡沫2809；然而，在替代性实施方案中芯构件2807没有膨胀的泡沫2809。如下面进一步讨论的，膨胀的泡沫2809抑制了从外蒙皮2803至内蒙皮2805的热传递。 
芯硬化结构2801利用泡沫构件2811用于结构上接合芯构件2807的缘。填充和粘附品质使得可膨胀的泡沫可以唯一地能够接合位于彼此不同的平面的蜂窝状芯构件。换句话说，可膨胀的泡沫可以用于接合没有在同一平面中彼此相邻的蜂窝状芯构件。 
在该描述性的实施方案中，可以通过装配各部件并且随后用泡沫填充各自的腔以形成泡沫构件2811来制造芯硬化结构2801。泡沫构件2811可以由如方法401的步骤407中所描述的混合可浇注的的泡沫且然后如方法401的步骤409中所描述的类似地将泡沫浇注至腔中来形成。也如本文中进一步描述的，可以修整和固化膨胀的泡沫。例如，芯构件2807可以通过方法1901形成。 
在该描述性的实施方案中，芯硬化构件2801为可以经受来自旋翼飞行器的排气系统的热的尾梁构件。热流动通常使结构2801的上表面经受最严重的热。为了耐受该热，外蒙皮2803的上部由具有耐高温树脂如双马来酰亚胺（BMI）树脂的复合系统形成。然而，BMI树脂通常昂贵因而使用很昂贵。就此而言，芯硬化结构2801的独特构造抑制了从外蒙皮2803至内蒙皮2805的热传递，这是因为膨胀的泡沫2809抑制了热流动通过蜂窝状芯2807，从而用作绝热体。这种构造也使得可以由具有典型的非高温树脂的复合系统制造外蒙皮2803和内蒙皮2805的其余部分，从而节省了与使用BMI树脂的相关的费用。 
现在参照图29，示意性地示出了在芯硬化面板的高压釜固化期间对蜂窝状芯进行稳定化处理的方法2901。常规地，蜂窝状芯需要具有低角度的倾斜缘部来防止因在固化周期中的高压釜压力所造成的蜂窝状芯的破碎。常规地，如果芯硬化面板的几何形状不允许低角度倾斜，则 芯硬化面板将必须使用大量劳动力和还会显著增加重量方面的不利因素的程序（多个固化周期）来制造。与此相反，本公开的方法2901防止了处于任何芯斜角的蜂窝状芯在高压釜中破碎，同时允许在单一固化周期中固化芯硬化结构。 
方法2901包括混合和制备泡沫混合物的步骤2903。步骤2903与本文中描述的关于方法401的步骤407大致类似。步骤2905包括使泡沫混合物在期望的蜂窝单元中膨胀。步骤2907包括修整膨胀的泡沫。步骤2909包括组装复合蒙皮与蜂窝状芯构件并且在固化周期中将复合蒙皮和蜂窝状芯构件固化。 
现在也参照图30至图34，进一步描述关于芯硬化面板3001的制造的方法2901。芯硬化面板3001为对任何种类的复合结构的举例说明。例如，芯硬化面板3001可以是旋翼飞行器101的机身107内的底板面板。芯硬化面板3001可以包括上复合蒙皮3003、下复合蒙皮3005以及蜂窝状芯构件3007。蜂窝状芯构件3007的缘倾斜部3011用膨胀的泡沫3009填充以提供强度和刚度来防止在高压釜固化周期期间的变形。缘倾斜部3011可以是任何倾斜角度B1并且倾斜角度不限于小于27°。在该描述性的实施方案中，倾斜角度B1大约为60°。 
方法2901的步骤2905包括使泡沫混合物在期望的蜂窝单元中膨胀。特别地参照图33，步骤2905可以通过下述过程来完成：将泡沫混合物浇注至腔工具3301中；然后，在腔工具3303上放置坯料蜂窝状芯，使得泡沫混合物膨胀并且填充将修整以形成缘倾斜部3011的期望的蜂窝单元。在另一实施方案中，将泡沫混合物浇注至单元中。应理解，可以在泡沫混合物膨胀进入单元中之前或之后将缘倾斜部3011机械加工成坯料蜂窝状芯。 
步骤2905也可以包括调整蜂窝状芯构件3007内的膨胀的泡沫3009的密度。例如，膨胀的泡沫的密度作为垂直高度的函数而趋于减少，同样地，腔工具3301的高度H1可以选择成使得蜂窝状芯构件3007内的膨胀的泡沫3009的密度处于期望的密度范围内。通过调整膨胀的泡沫3009的密度，可以基于各种因素来设计强度和刚度，举几个例子，所述因素例如为高压釜压力、缘倾斜角B1、蜂窝状芯材料。例如，期望的是，在与其中缘倾斜角B1较小的区域相比缘倾斜角B1较大处使用较高密度的膨胀的泡沫。 
步骤2907可以包括修整膨胀的泡沫3009。参照图34，其示出了完全修整的蜂窝状芯构件3007。在该描述性的实施方案中，在将缘倾斜部3011机械加工成坯料蜂窝状芯时修整膨胀的泡沫3009。 
步骤2909包括组装复合蒙皮与蜂窝状芯构件并且在固化周期中将复合蒙皮和蜂窝状芯构件固化。在该描述性的实施方案中，在包括高压釜压力和热的单一固化周期中组装之后，固化上蒙皮3003和下蒙皮3305。 
以上公开的特定实施方案仅是说明性的，因为对于从本文中的教示受益的本领域的技术人员来说明显的是，可以以不同但等效的方式对设备和方法进行修改和实施。可以在不偏离本发明的范围的情况下对本文所描述的设备进行修改、增加或删除。系统的部件可以是一体的或分离的。而且，系统的操作可以由更多、更少或其它部件来进行。 
此外，除了如以下所附权利要求中所描述的以外，无意于对本文所示的构造或设计的细节进行任何限制。因此，明显的是，可以对以上公开的特定实施方案进行改变或修改，并且所有这些变化被视为包含在本申请的范围和精神之内。因此，本文所要求的保护如所附权利要求中所阐述的。 
为了在解释本文所附权利要求书中帮助专利局以及本申请所公布的任何专利的任何读者，申请人希望注意的是，他们并无意于使所附权利要求中的任一项援引美国法典第35卷第112节的第6段，因为所附权利要求中的任一项存在于本申请的申请日，除非在特定的权利要求中明确地使用了词语“用于...的手段”或“用于...的步骤”。 

Claims (29)

1.一种将第一芯构件与第二芯构件拼接在一起的方法，所述方法包括：
相对于所述第二芯构件定位所述第一芯构件；以及
使泡沫混合物在拼接区域中膨胀，直至所述泡沫混合物变成膨胀的泡沫，所述膨胀区域形成在所述第一芯构件的露出部分与所述第二芯构件的露出部分之间；
其中所述膨胀的泡沫在所述第一芯构件与所述第二芯构件之间产生结构接合。
2.根据权利要求1所述的方法，还包括：
固化所述膨胀的泡沫。
3.根据权利要求1所述的方法，还包括：
将所述第一芯构件、所述膨胀的泡沫以及所述第二芯构件雕刻成期望的轮廓。
4.根据权利要求1所述的方法，还包括：
修整所述膨胀的泡沫。
5.根据权利要求1所述的方法，其中使所述泡沫混合物在所述拼接区域中膨胀的步骤包括将所述泡沫混合物浇注至所述拼接区域中。
6.根据权利要求1所述的方法，其中使所述泡沫混合物在所述拼接区域中膨胀的步骤包括：将所述泡沫混合物浇注至位于所述拼接区域下方的腔内并且使所述泡沫混合物上升至所述拼接区域内。
7.根据权利要求1所述的方法，其中所述第一芯构件与所述第二芯构件具有大致相同尺寸的单元构件。
8.根据权利要求1所述的方法，其中所述第一芯构件具有比所述第二芯构件的单元大的单元。
9.根据权利要求1所述的方法，其中所述第一芯构件和所述第二芯构件中的至少之一具有六边形形状的单元。
10.根据权利要求1所述的方法，其中所述第一芯构件具有单元构件，所述第二芯构件由泡沫材料制成。
11.根据权利要求1所述的方法，其中第一芯构件具有与所述第二芯构件的单元几何形状相比产生更高刚度的单元几何形状。
12.根据权利要求2所述的方法，其中固化膨胀的泡沫的步骤在不使用人工热的情况下在环境温度下进行。
13.一种将芯构件接合至结构的方法，所述方法包括：
相对于所述结构定位所述芯构件；以及
使泡沫混合物在接合区域中膨胀，直至所述泡沫混合物变成膨胀的泡沫，所述接合区域形成在所述芯构件的露出部分与所述结构的露出部分之间；
其中所述膨胀的泡沫在所述芯构件与所述结构之间产生结构接合。
14.根据权利要求13所述的方法，还包括：
固化所述膨胀的泡沫。
15.根据权利要求13所述的方法，还包括：
修整所述膨胀的泡沫。
16.根据权利要求13所述的方法，其中使所述泡沫混合物在所述拼接区域中膨胀的步骤包括将所述泡沫混合物浇注至所述接合区域内。
17.根据权利要求13所述的方法，其中使所述泡沫混合物在所述接合区域内膨胀的步骤包括将所述泡沫混合物浇注至位于所述拼接区域下方的腔内，以及使所述泡沫混合物上升至所述接合区域中。
18.根据权利要求17所述的方法，还包括：
选择性地使所述腔的深度与所述膨胀的泡沫的期望密度相关联。
19.根据权利要求13所述的方法，其中所述结构为用于转子叶片的翼梁。
20.根据权利要求13所述的方法，其中所述芯构件具有多个六边形形状的单元。
21.一种芯硬化结构，包括：
第一蒙皮；
第二蒙皮；以及
第一芯构件，所述第一芯构件通过膨胀的泡沫拼接至第二芯构件。
22.根据权利要求21所述的芯硬化结构，其中第一芯构件具有相比于所述第二芯构件的单元几何形状产生更高刚度的单元几何形状。
23.根据权利要求21所述的芯硬化结构，其中所述芯硬化结构为转子叶片。
24.根据权利要求23所述的芯硬化结构，其中所述第一芯构件定位成相比于所述第二芯构件更接近所述转子叶片的根部端。
25.根据权利要求24所述的芯硬化结构，其中所述第一芯构件具有相比于所述第二芯构件的单元几何形状产生更高刚度的单元几何形状。
26.根据权利要求24所述的芯硬化结构，其中所述第一芯构件和第二芯构件通过膨胀的泡沫的第二部分接合至翼梁构件。
27.根据权利要求24所述的芯硬化结构，其中所述第二芯构件的所述单元小于所述第一芯构件的所述单元。
28.根据权利要求23所述的芯硬化结构，其中所述第一芯构件定位成相比于所述第二芯构件更接近所述转子叶片的前缘。
29.根据权利要求28所述的芯硬化结构，其中所述第一芯构件通过膨胀的泡沫的第二部分在结构上耦接至翼梁构件。
CN201310520897.6A 2012-10-30 2013-10-29 使用可浇注的结构泡沫对蜂窝状芯进行修复、拼接、接合、机械加工和稳定化的方法及结构 Active CN103786866B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/663,954 US20140119930A1 (en) 2012-10-30 2012-10-30 Method of Repairing, Splicing, Joining, Machining, and Stabilizing Honeycomb Core Using Pourable Structural Foam and a Structure Incorporating the Same
US13/663,954 2012-10-30

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN103786866A true CN103786866A (zh) 2014-05-14
CN103786866B CN103786866B (zh) 2017-01-04

Family

ID=47522325

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201310520897.6A Active CN103786866B (zh) 2012-10-30 2013-10-29 使用可浇注的结构泡沫对蜂窝状芯进行修复、拼接、接合、机械加工和稳定化的方法及结构

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20140119930A1 (zh)
EP (1) EP2727696B1 (zh)
CN (1) CN103786866B (zh)
CA (1) CA2831103C (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116039116A (zh) * 2022-11-28 2023-05-02 西安电子工程研究所 一种格栅加筋全碳纤维雷达底板成型模具及方法

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3069481B1 (fr) 2017-07-28 2021-05-28 Airbus Helicopters Procede de fabrication d'un corps de remplissage d'une pale d'un rotor et corps de remplissage d'une pale de rotor comportant au moins un ensemble alveolaire a cellules fermees
US20200377191A1 (en) * 2019-05-29 2020-12-03 The Boeing Company Stringerless sandwich fuselage panels

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1277907A (en) * 1968-08-19 1972-06-14 Ct Pal A G Improvements in methods and apparatus for assembling building elements
US4335174A (en) * 1980-09-04 1982-06-15 The Boeing Company Honeycomb structure end closure
US5455096A (en) * 1993-09-20 1995-10-03 United Technologies Corporation Complex composite sandwich structure having a laminate and a foaming ashesive therein and a method for making the same
CN1163826A (zh) * 1996-03-28 1997-11-05 波音公司 用密封发泡粘合剂的结构粘结
US20030020195A1 (en) * 2001-07-30 2003-01-30 Lockheed Martin Corporation Method of making a filled honeycomb core composite structure
US20090269547A1 (en) * 2006-05-31 2009-10-29 Zephyros, Inc. Repair of honeycomb structures
CN201566184U (zh) * 2009-11-19 2010-09-01 钟保元 一种泡沫蜂窝芯复合板
CN102950820A (zh) * 2011-08-22 2013-03-06 波音公司 一种蜂窝结构及其成形方法

Family Cites Families (54)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2588570A (en) * 1946-10-31 1952-03-11 Autogiro Co Of America Blade construction for aircraft sustaining rotors
US3176387A (en) * 1961-12-13 1965-04-06 Argueso & Co Inc M Method of machining a thin-walled object
US3155166A (en) * 1962-09-17 1964-11-03 Parsons Corp Rotor blade including improved attachment of filled aft structure
US3237697A (en) * 1963-02-11 1966-03-01 Boeing Co Helicopter rotor blade
US3145000A (en) * 1963-05-29 1964-08-18 William L Mackie Light weight-high thermal resistant airfoil
FR1444883A (fr) * 1965-05-26 1966-07-08 Panneaux auto-portants
US3413708A (en) * 1966-09-12 1968-12-03 Hexcel Products Inc Process for machining expanded honeycomb
US3549468A (en) * 1967-02-28 1970-12-22 North American Rockwell Honeycomb structure utilizing polybenzimidazole resin to join two core sections and to reinforce the edges of the cores
US3713751A (en) * 1970-10-29 1973-01-30 United Aircraft Corp Aerodynamic blade with high stiffness-to-weight ratio
US3707583A (en) * 1971-06-04 1972-12-26 Minnesota Mining & Mfg Adhesive
US3754840A (en) * 1972-05-31 1973-08-28 United Aircraft Corp Composite helicopter rotor and blade
US3879245A (en) * 1972-06-27 1975-04-22 Composite Structures Corp Method of making composite cored structures
US3765124A (en) * 1972-07-19 1973-10-16 United Aircraft Corp Helicopter rotor blade
US3813186A (en) * 1972-10-10 1974-05-28 Textron Inc Rotor blade shear reinforcement
FR2252916B1 (zh) * 1973-11-30 1978-02-24 Aerospatiale
US4083656A (en) * 1975-03-21 1978-04-11 Textron, Inc. Composite rotor blade
US4095322A (en) * 1976-08-30 1978-06-20 The Boeing Company Method of fabricating a composite aerodynamic rotorblade assembly
FR2381662A1 (fr) * 1977-02-28 1978-09-22 Aerospatiale Pale, notamment pour un rotor d'helicoptere, et son procede de fabrication
US4124208A (en) * 1977-05-09 1978-11-07 Numerical Control, Inc. Hockey stick construction
US4257998A (en) * 1978-05-01 1981-03-24 The Boenig Company Method of making a cellular core with internal septum
GB2032832B (en) * 1978-09-16 1982-07-28 Dowty Rotol Ltd Foam-containing structures
US4299540A (en) * 1979-01-02 1981-11-10 Textron Inc. Tail rotor blade
US4284443A (en) * 1979-02-05 1981-08-18 The Boeing Company Single stage hot bonding method for producing composite honeycomb core structures
US4336090A (en) * 1980-06-30 1982-06-22 The Boeing Company Method of making sandwich panel
JPS57195615A (en) * 1981-05-28 1982-12-01 Hitachi Cable Ltd Joint part of double waterproof sheet and joining method therefor
US4535958A (en) * 1982-12-13 1985-08-20 Hutchison Gary A Aluminum composite spar wing structure and method of assembly
US4657615A (en) * 1984-08-20 1987-04-14 The Boeing Company Composite leading edge/spar member for an aircraft control surface
US5346367A (en) * 1984-12-21 1994-09-13 United Technologies Corporation Advanced composite rotor blade
US4716067A (en) * 1986-09-12 1987-12-29 The Boeing Company Honeycomb core structure with embedded fastener
US4841801A (en) * 1987-03-25 1989-06-27 Trw Inc. Connecting rod
US5034256A (en) * 1989-08-28 1991-07-23 United Technologies Corporation Closeout configuration for honeycomb core composite sandwich panels
US5248242A (en) * 1990-09-28 1993-09-28 The Boeing Company Aerodynamic rotor blade of composite material fabricated in one cure cycle
US5392514A (en) * 1992-02-06 1995-02-28 United Technologies Corporation Method of manufacturing a composite blade with a reinforced leading edge
US5356688A (en) * 1993-04-08 1994-10-18 The Boeing Company Honeycomb structure end closure
US5460865A (en) * 1993-05-13 1995-10-24 Ciba-Geigy Corporation Hybrid honeycomb sandwich panel
US5558919A (en) * 1993-09-20 1996-09-24 United Technologies Corporation Duct cover for directing a fluid therethrough
US5589016A (en) * 1994-04-29 1996-12-31 The Boeing Company Prescored foam for panel fabrication
US6180206B1 (en) * 1997-09-19 2001-01-30 The Boeing Company Composite honeycomb sandwich panel for fixed leading edges
US6054200A (en) * 1997-10-27 2000-04-25 Alcore, Inc. Method of manufacturing multi-strength honeycomb core without splicing and a structure manufactured from the multi-strength honeycomb core
US6284089B1 (en) * 1997-12-23 2001-09-04 The Boeing Company Thermoplastic seam welds
US6039832A (en) * 1998-02-27 2000-03-21 The Boeing Company Thermoplastic titanium honeycomb panel
DK1123184T3 (da) * 1998-10-23 2003-04-14 Vantico Ag Fremgangsmåde til fyldning og forstærkning af bikage-sandwich-paneler
US6371411B1 (en) * 1999-11-23 2002-04-16 The Boeing Company Method and apparatus for aircraft inlet ice protection
US6843130B2 (en) * 2002-12-03 2005-01-18 The Boeing Company System and method for the inspection of adhesive
US7008338B2 (en) * 2003-03-13 2006-03-07 Mission Itech Hockey, Inc Durable high performance hockey stick
US20050136239A1 (en) * 2003-08-29 2005-06-23 Eichinger Jeffrey D. Multifunctional cryo-insulation apparatus and methods
US7531058B2 (en) * 2005-02-24 2009-05-12 The Boeing Company Reinforced rampdown for composite structural member and method for same
US7935205B2 (en) * 2006-06-19 2011-05-03 United Technologies Corporation Repair of composite sandwich structures
JP5225806B2 (ja) * 2008-10-28 2013-07-03 川崎重工業株式会社 断熱材ならびにそれを備えるフェアリング、回収カプセル、および宇宙往還機
US8800145B2 (en) * 2008-12-30 2014-08-12 Sikorsky Aircraft Corporation Refurbishing method and system for a main rotor blade spar
US8251174B2 (en) * 2010-03-26 2012-08-28 Spirit Aerosystems, Inc. Method for bonding honeycomb cores
US20120114897A1 (en) * 2010-11-05 2012-05-10 Ramesh Thiagarajan Foam Stiffened Structure and Method of Making the Same
US8579076B2 (en) * 2012-02-29 2013-11-12 Hexcel Corporation Splicing of curved acoustic honeycomb
US8985513B2 (en) * 2013-06-17 2015-03-24 The Boeing Company Honeycomb cores with splice joints and methods of assembling honeycomb cores

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1277907A (en) * 1968-08-19 1972-06-14 Ct Pal A G Improvements in methods and apparatus for assembling building elements
US4335174A (en) * 1980-09-04 1982-06-15 The Boeing Company Honeycomb structure end closure
US5455096A (en) * 1993-09-20 1995-10-03 United Technologies Corporation Complex composite sandwich structure having a laminate and a foaming ashesive therein and a method for making the same
CN1163826A (zh) * 1996-03-28 1997-11-05 波音公司 用密封发泡粘合剂的结构粘结
US20030020195A1 (en) * 2001-07-30 2003-01-30 Lockheed Martin Corporation Method of making a filled honeycomb core composite structure
US20090269547A1 (en) * 2006-05-31 2009-10-29 Zephyros, Inc. Repair of honeycomb structures
CN201566184U (zh) * 2009-11-19 2010-09-01 钟保元 一种泡沫蜂窝芯复合板
CN102950820A (zh) * 2011-08-22 2013-03-06 波音公司 一种蜂窝结构及其成形方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116039116A (zh) * 2022-11-28 2023-05-02 西安电子工程研究所 一种格栅加筋全碳纤维雷达底板成型模具及方法
CN116039116B (zh) * 2022-11-28 2024-04-19 西安电子工程研究所 一种格栅加筋全碳纤维雷达底板成型模具及方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN103786866B (zh) 2017-01-04
EP2727696A1 (en) 2014-05-07
CA2831103A1 (en) 2014-04-30
EP2727696B1 (en) 2016-03-23
US20140119930A1 (en) 2014-05-01
CA2831103C (en) 2016-03-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103786864A (zh) 使用可浇注的结构泡沫对蜂窝状芯进行修复、拼接、接合、机械加工和稳定化的方法及结构
CN103786299A (zh) 使用可浇注的结构泡沫对蜂窝状芯进行修复、拼接、接合、机械加工和稳定化的方法及结构
CN103786867A (zh) 使用可浇注的结构泡沫对蜂窝状芯进行修复、拼接、接合、机械加工和稳定化的方法及结构
EP2818404B1 (en) Foam stiffened structure and method of making the same
CA2908200C (en) Method of repairing a core stiffened structure
CN103786866A (zh) 使用可浇注的结构泡沫对蜂窝状芯进行修复、拼接、接合、机械加工和稳定化的方法及结构
CN103786865A (zh) 使用可浇注的结构泡沫对蜂窝状芯进行修复、拼接、接合、机械加工和稳定化的方法及结构
US9550334B2 (en) Method of repairing a core stiffened structure
GB2523414A (en) Turbine blade and method of manufacture

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant