CN103826837B - 安定面抗扭翼盒组件和方法 - Google Patents

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Abstract

壁板加强元件(50)包含外编织热塑管(56)和布置在外编织热塑管内的内编织热塑管(62)。加强元件具有在外编织热塑管与内编织热塑管之间共固结的隔离板片层(76)。隔离板片层为内编织热塑管提供加固和冲击损伤阻抗，以便避免结构负载能力的损失。

Description

安定面抗扭翼盒组件和方法
技术领域
本公开大体涉及安定面抗扭翼盒组件以及方法，并且更具体涉及用于交通工具的水平和竖直安定面抗扭翼盒组件以及方法。
背景技术
热塑性复合材料结构或零件可以在各种各样的应用中(包括在飞机、航天器、旋翼飞机、水运工具、汽车、卡车和其他复合材料结构的制造中)使用。在飞机结构中，热塑性复合材料结构或零件以增加数量的方式用于形成机身、机翼、尾段、蒙皮壁板和其他部件。特别地，飞机水平安定面(也被称为水平尾翼)的零件和飞机竖直安定面(也被称为竖直尾翼)的零件可以由热塑性复合材料制成。
已知的设计存在使用用纵梁增强并且由多个肋稳定的蒙皮或多梁设计的热塑性复合材料以及金属的飞机水平或竖直安定面。例如，用于大型飞机的已知的水平或竖直安定面可以由三个翼梁以及多个肋和纵梁制成。主要的弯曲载荷可以由在前梁与后梁之间向前以及向尾部隔开的抗扭翼盒中的应力蒙皮和其内部的纵梁承载。向前以及向尾部延伸的肋稳定蒙皮和纵梁(例如，缩短纵梁长度)，并且为集中的横向载荷(诸如水平安定面枢轴和升降舵接头)提供载荷路径。然而，由于用于稳定蒙皮的多个纵梁和肋(例如，防止蒙皮由于压缩载荷而屈曲)，这些已知的水平和竖直安定面设计会增加重量。
此外，已知的设计存在利用蜂巢状夹层结构来省略纵梁和一些肋的使用的复合材料以及金属的飞机水平或竖直安定面。然而，在纵梁被省略的情况下，结构布置可能需要增加会消除在由肋与翼梁之间使用的蜂巢状夹层结构提供的任何重量减轻的中间翼梁。
此外，用于制造以及安装飞机水平或竖直安定面的已知的方法和系统包括手工方法和系统，并且通常需要多套模具和成型操作。这些已知的方法和系统可以经由各内部心轴迫使所有零件在一起而施加压力。这会限制或阻止利用编织机器编织热塑性复合材料的制造和加工技术，因为在零件被组装在一起之后，难以或不能使组装的零件通过编织机器。而且，用于制造飞机水平或竖直安定面的这些已知的方法和系统可能需要增加的时间和增加的劳动，这反过来会增加制造成本。
因此，在现有技术中存在对提供优于已知的组件、设备、系统和方法的优势的用于交通工具的改善的水平和竖直安定面抗扭翼盒组件和用于制造交通工具的这种水平和竖直安定面抗扭翼盒组件的改善的方法的需要。
发明内容
满足了对用于交通工具的改善的水平和竖直安定面抗扭翼盒组件和用于制造交通工具的这种水平和竖直安定面抗扭翼盒组件的改善的方法的这种需要。如在下文中的具体实施方式中所讨论的，用于交通工具的改善的水平和竖直安定面抗扭翼盒组件和用于制造交通工具的这种水平和竖直安定面抗扭翼盒组件的改善的方法的实施例可以提供优于现有的组件、设备、系统和方法的优势。
在本公开的实施例中，提供了一种提供壁板加强的装置。该装置包含外编织热塑管。该装置还包含布置在外编织热塑管内的内编织热塑管。该装置还包含在外编织热塑管与内编织热塑管之间共固结的隔离板片层。隔离板片层为内编织热塑管提供加固和冲击损伤阻抗，以便避免结构负载能力的损失。
在本公开的另一实施例中，提供了一种热塑性安定面抗扭翼盒组件。该组件包含被间隔开以限定抗扭翼盒内部的多个编织的热塑性管状翼梁帽。每个编织的热塑性管状翼梁帽包含外编织热塑管、布置在外编织热塑管内的内编织热塑管和在外编织热塑管与内编织热塑管之间共固结的隔离板片层。隔离板片层为内编织热塑管提供加固和冲击损伤阻抗，以便避免结构负载能力的损失。该组件还包含共固结至多个编织的热塑性管状翼梁帽以限定抗扭翼盒外部的热塑性蒙皮壁板。热塑性蒙皮壁板包含内热塑性面板、外热塑性面板和多个芯元件。该组件还包含经由一个或更多个连接组件连接至一个或更多个编织的热塑性管状翼梁帽的一个或更多个编织的热塑性管状桁肋。
在本公开的另一实施例中，提供了一种制造热塑性安定面抗扭翼盒组件的方法。该方法包含提供多个编织的热塑性管状翼梁帽。该方法还包含将一个或更多个接头元件连接至一个或更多个编织的热塑性管状翼梁帽。该方法还包含将至少一个编织的热塑性管状翼梁帽放置在内抗扭翼盒模具装置的每个角落中，以限定抗扭翼盒内部。该方法还包含以连续的方式围绕编织的热塑性管状翼梁帽铺设内热塑性面板，以围绕编织的热塑性管状翼梁帽限定抗扭翼盒结构，并且至少限定抗扭翼盒内表面。该方法还包含将多个蒙皮壁板稳定元件附接至内热塑性面板，以限定四个抗扭翼盒侧部。该方法还包含以连续的方式围绕多个蒙皮壁板稳定元件铺设以及附接外热塑性面板，以限定抗扭翼盒周边。该方法还包含将编织的热塑性管状翼梁帽、内和外热塑性面板和蒙皮壁板稳定元件放置在抗扭翼盒匹配模具装置中。该方法还包含在有效的温度和有效的压力下加热在抗扭翼盒匹配模具装置中的编织的热塑性管状翼梁帽、内和外热塑性面板和蒙皮壁板稳定元件，从而形成热塑性安定面抗扭翼盒组件。该方法还可以包含冷却热塑性安定面抗扭翼盒组件。该方法还包含从抗扭翼盒匹配模具装置中移除热塑性安定面抗扭翼盒组件。该方法还可以包含经由一个或更多个接头元件将一个或更多个编织的热塑性管状桁肋附接至一个或更多个编织的热塑性管状翼梁帽。该方法还可以包含将机翼前缘与后缘界面元件附接至热塑性安定面抗扭翼盒组件。
在本公开的另一实施例中，该装置提供了壁板加强，该装置包含：外编织热塑管；布置在外编织热塑管内的内编织热塑管；以及，在外编织热塑管与内编织热塑管之间共固结的隔离板片层，隔离板片层为内编织热塑管提供加固和冲击损伤阻抗，以便避免结构负载能力的损失。
有利地，外编织热塑管和内编织热塑管一起承载最终载荷，并且进一步其中内编织热塑管承载极限载荷，其中隔离板片层包含选自包含金属箔片(诸如，钛、钢或铝)、非碳材料和玻璃纤维材料的组的板片材料。
有利地，该装置包含共固结至热塑性蒙皮壁板的编织的热塑性管状翼梁帽，热塑性蒙皮壁板包含内热塑性面板、外热塑性面板和多个蒙皮壁板稳定元件；其中内和外热塑性面板包含选自包含编织的热塑性塑料和狭缝带状热塑性塑料的组的材料；其中蒙皮壁板稳定元件包含选自包含热塑性蜂巢状夹层芯和泡沫材料芯的组的芯元件；并且，其中蒙皮壁板稳定元件包含多个纵梁和多个壁板加强件。
另外，该装置包含被连接至接头元件的编织的热塑性管状翼梁帽，接头元件具有被配置为连接至母部的公部，母部被连接至编织的热塑性管状桁肋；其中接头元件包含选自包含钛、碳复合材料、铝和不锈钢的组的材料。
在另一实施例中，提供了一种热塑性安定面抗扭翼盒组件，其包含：被间隔开以限定抗扭翼盒内部的多个编织的热塑性管状翼梁帽，每个编织的热塑性管状翼梁帽包含：外编织热塑管；布置在外编织热塑管内的内编织热塑管；在外编织热塑管与内编织热塑管之间共固结的隔离板片层，隔离板片层为内编织热塑管提供加固和冲击损伤阻抗，以便避免结构负载能力的损失；共固结至多个编织的热塑性管状翼梁帽以限定抗扭翼盒外部的热塑性蒙皮壁板，热塑性蒙皮壁板包含：内热塑性面板、外热塑性面板和多个蒙皮壁板稳定元件；以及，经由一个或更多个连接组件连接至一个或更多个编织的热塑性管状翼梁帽的一个或更多个编织的热塑性管状桁肋。
有利地，外编织热塑管和内编织热塑管一起承载最终载荷，并且进一步其中内编织热塑管承载极限载荷，其中隔离板片层包含选自包含金属箔片(诸如，钛、钢或铝)、非碳材料和玻璃纤维材料的组的板片材料。
另外，隔离板片层包含钛，并且具有导电性，以提供防雷接地路径；其中内和外热塑性面板包含选自包含编织的热塑性塑料和狭缝带状热塑性塑料的组的材料；其中蒙皮壁板稳定元件包含选自包含热塑性蜂巢状夹层芯和泡沫材料芯的组的芯元件；并且，其中蒙皮壁板稳定元件包含多个纵梁和多个壁板加强件；其中一个或更多个连接组件具有由选自包含钛、碳复合材料、铝和不锈钢的组的材料组成的接头元件；并且，其中热塑性安定面抗扭翼盒组件在选自包含飞机、航天器、旋翼飞机、水运工具、汽车、卡车、公共汽车和火车的交通工具中使用。
在进一步有利的实施例中，提供了一种制造热塑性安定面抗扭翼盒组件的方法，该方法包含：提供多个编织的热塑性管状翼梁帽；将一个或更多个接头元件连接至一个或更多个编织的热塑性管状翼梁帽；将至少一个编织的热塑性管状翼梁帽放置在内抗扭翼盒模具装置的每个角落中，以限定抗扭翼盒内部；以连续的方式围绕编织的热塑性管状翼梁帽铺设内热塑性面板，以便围绕编织的热塑性管状翼梁帽限定抗扭翼盒结构，并且至少限定抗扭翼盒内表面；将多个蒙皮壁板稳定元件附接至内热塑性面板，以限定四个抗扭翼盒侧部；以连续的方式围绕多个蒙皮壁板稳定元件铺设以及附接外热塑性面板，以限定抗扭翼盒周边；将编织的热塑性管状翼梁帽、内和外热塑性面板和蒙皮壁板稳定元件放置在抗扭翼盒匹配模具装置中；在有效的温度和有效的压力下加热在抗扭翼盒匹配模具装置中的编织的热塑性管状翼梁帽、内和外热塑性面板和蒙皮壁板稳定元件，从而形成热塑性安定面抗扭翼盒组件；以及，从抗扭翼盒匹配模具装置中移除热塑性安定面抗扭翼盒组件。
有利地，该方法还包含：经由一个或更多个连接组件将一个或更多个编织的热塑性管状桁肋附接至一个或更多个编织的热塑性管状翼梁帽；将机翼前缘与后缘界面元件附接至热塑性安定面抗扭翼盒组件；在加热之后，冷却热塑性安定面抗扭翼盒组件；其中通过这样的过程制造每个编织的热塑性管状翼梁帽，所述过程包含：利用编织装置在可移除心轴和可移除套筒上面编织热塑性材料，从而形成内编织热塑管；围绕内编织热塑管的外表面包裹包含非碳材料的隔离板片层；利用编织装置在隔离板片层的外表面上面编织额外的热塑性材料，从而形成外编织热塑管；将内编织热塑管、隔离板片层和外编织热塑管放置在管状匹配模具装置中；在有效的温度和有效的压力下加热以及共固结管状匹配模具装置中的内编织热塑管、隔离板片层和外编织热塑管，从而获得编织的热塑性管状翼梁帽；冷却热塑性管状翼梁帽；以及，从编织的热塑性管状翼梁帽中移除可移除心轴和可移除套筒。
另外，利用选自包含编织装置和自动纤维铺放(AFP)装置的组的装置引导内热塑性面板的铺设和外热塑性面板的铺设；其中多个蒙皮壁板稳定元件选自包含热塑性蜂巢状夹层芯、泡沫材料芯以及多个纵梁与多个壁板加强件的组合的组：其中通过这样的过程制造每个编织的热塑性管状桁肋，所述过程包含：利用编织装置在可移除心轴和可移除套筒上面编织热塑性材料，从而形成内编织热塑管；围绕内编织热塑管的外表面包裹包含非碳材料的隔离板片层；利用编织装置在隔离板片层的外表面上面编织额外的热塑性材料，从而形成编织的热塑性管状翼梁帽；将内编织热塑管、隔离板片层和外编织热塑管放置在管状匹配模具装置中；在有效的温度和有效的压力下加热以及共固结管状匹配模具装置中的内编织热塑管、隔离板片层和外编织热塑管，从而获得编织的热塑性管状桁肋；冷却编织的热塑性管状桁肋；以及，从编织的热塑性管状桁肋中移除可移除心轴和可移除套筒；其中加热还包含经由选自包含共固结和焊接的组的工艺将编织的热塑性管状翼梁帽、内和外热塑性面板和蒙皮壁板稳定元件接合在一起。
已经被讨论的特征、功能和优势可以在本公开的各种实施例中独立地实现，或可以在其它实施例中组合，其中参考以下说明和附图可看出其进一步的细节。
附图说明
参照具体实施方式，结合图示说明了优选且示例性的实施例但未必按比例绘制的附图加以考虑，能够更好地理解本公开，其中：
图1是可以包含本公开的的装置和组件的一个或更多个有利实施例的飞机的立体图的图示说明；
图2是飞机尾段的已知水平安定面的局部切开的平面图的图示说明；
图3是示出了具有带有I-字形剖面壁板加强件的加强的蒙皮抗扭翼盒组件的已知飞机尾段水平安定面的分解立体图的图示说明；
图4A是示出了提供本公开的壁板加强元件的装置的一个实施例的功能方框图的图示说明；
图4B是示出了本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件的一个实施例的功能方框图的图示说明；
图4C是示出了本公开的热塑性蒙皮壁板的一个实施例的功能方框图的图示说明；
图5A是本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件的一个实施例的示意俯视图的图示说明；
图5B是沿图5A的线5B-5B截取的剖视图的图示说明；
图6是可以被附接在图5A的热塑性安定面抗扭翼盒组件的每个角落中的机翼前缘与后缘界面元件的一个实施例的截面图的图示说明；
图7是本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件的接头元件的一个实施例的等距立体图的图示说明；
图8A是具有二轴编织结构的已知的编织预成形的图示说明；
图8B是具有三轴编织结构的已知的编织预成形的图示说明；
图9是本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件的另一个实施例的等距视图的图示说明；
图10是本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件的另一个实施例的等距视图的图示说明；
图11A是在制造本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件的方法的一个实施例中使用的分体式模具心轴的图示说明；
图11B是图11A的分体式模具心轴和在制造本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件的方法的一个实施例中使用的可移除套筒的图示说明；
图11C是图11B的分体式模具心轴和可移除套筒以及将要在制造本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件的方法的一个实施例中共固结的编织的热塑性管状翼梁帽的图示说明；
图11D是图11C的被放置在制造本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件的方法的一个实施例中使用的管状匹配模具装置的第一半中的编织的热塑性管状翼梁帽的图示说明；
图11E是图11C的被固定在制造本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件的方法的一个实施例中使用的用于共固结的管状匹配模具装置中的编织的热塑性管状翼梁帽的图示说明；
图11F是图11E的管状匹配模具装置中的共固结的编织的热塑性管状翼梁帽的切开视图的图示说明；
图11G是被放置在制造本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件的方法的一个实施例中使用的内抗扭翼盒模具装置的每个角落中的制造的、共固结的编织的热塑性管状翼梁帽的图示说明；
图11H是制造的共固结的编织的热塑性管状翼梁帽、内和外热塑性面板、和围绕在制造本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件的方法的一个实施例中使用的内抗扭翼盒模具装置增加的蒙皮壁板稳定元件的图示说明；
图11I是制造的共固结的编织的热塑性管状翼梁帽、内和外热塑性面板、和图11H的被放置在制造本公开的飞机水平或竖直安定面的方法的一个实施例中使用的抗扭翼盒匹配模具装置的第一半中的蒙皮壁板稳定元件的图示说明；
图11J是制造的共固结的编织的热塑性管状翼梁帽、内和外热塑性面板、和图11H的被固定在制造本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件的方法的一个实施例中使用的用于共固结的抗扭翼盒匹配模具装置中的蒙皮壁板稳定元件的图示说明；
图11K是图11J的抗扭翼盒匹配模具装置中的共固结的热塑性安定面抗扭翼盒组件的切开视图的图示说明；
图11L是在制造本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件的方法的一个实施例中使用的移除抗扭翼盒匹配模具装置后的热塑性安定面抗扭翼盒组件的图示说明；
图11M具有编织的热塑性管状桁肋经由接头元件附接至在制造本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件的方法的一个实施例中使用的两个编织的热塑性管状翼梁帽后的图11L的热塑性安定面抗扭翼盒组件的图示说明；
图11N具有两个编织的热塑性管状桁肋经由接头元件附接至在制造本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件的方法的一个实施例中使用的四个编织的热塑性管状翼梁帽后的图11L的热塑性安定面抗扭翼盒组件的图示说明；
图11P是经由接头元件附接至编织的热塑性管状翼梁帽的编织的热塑性管状桁肋的特写的图示说明；以及，
图12是图示说明本公开的方法的一个实施例的流程图。
具体实施方式
在下文中将会参照示出了所公开的实施例中的一些而不是所有的附图更充分地描述所公开的实施例。更确切地说，若干不同的实施例可以被提供，并且应当被理解为不限于在本文中所阐述的实施例。相反，提供这些实施例使得本公开全面且完整，并向本领域技术人员充分表达了本公开的范围。
现在参照附图，图1是可以包含热塑性安定面抗扭翼盒组件160和提供在本文中所公开的壁板加强元件52的装置50的一个或更多个有利实施例的飞机10的立体图的图示说明。如图1所示，飞机10包含机身12、机头14、驾驶舱16、可运行地耦接至机身12的机翼18、一个或更多个推进单元20、尾翼竖直安定面22和一个或更多个尾翼水平安定面24。飞机10可以由能够在飞机10的这些部件(包括但不限于机身12、机头14、机翼18、尾翼竖直安定面22和一个或更多个尾翼水平安定面24)上使用的复合材料和/或金属材料制成。尽管图1所示的飞机10大体表示了商用客机，但在本文中所公开的装置50和热塑性安定面抗扭翼盒组件160也可以在其他类型的飞机中使用。更具体地，所公开的实施例的指导可以应用于其他客机、货机、军用飞机、旋翼飞机和其他类型的飞机、飞行器、以及宇航飞行器、卫星、太空运载工具、火箭、和其他宇航飞行器。还应认识到，根据本公开的设备、方法和系统的实施例可以在其他交通工具中使用，诸如船和其他水运工具、火车、汽车、卡车、公共汽车或其他合适的交通工具。
图2是具有飞机中心线28的飞机尾段26的已知水平安定面24a的局部切开的平面图的图示说明。水平安定面24a的半翼展30从飞机尾段26向外侧延伸，并且通过前梁32a和后梁32b固定至其上。前梁32a与后梁32b之间是多个向外侧延伸的纵梁34。图2还示出了还示出了机翼前缘36和机翼后缘38、肋40以及前抗扭翼盒42a和尾部抗扭翼盒42b。
图3是具有带有I-字形剖面壁板加强件46的加强的蒙皮抗扭翼盒组件44的另一已知水平安定面24b的分解立体图的图示说明。图3还示出了已知水平安定面24b的上蒙皮壁板48a、下蒙皮壁板48b、前梁32a、后梁32b、机翼后缘38和蜂巢状肋40a。
图4A是示出了提供壁板加强(诸如在本文中所公开的壁板加强元件52)的装置50的一个实施例的功能方框图的图示说明。装置50还在图5B中以剖视图被示出，在图9中以立体图被示出，以及在图11P中以特写剖视图被示出。优选地，装置50是编织的热塑性管状翼梁帽54(参见图4A)。装置50包含具有外表面58(参见图11P)和内表面60(参见图11P)的外编织热塑管56。装置50还包含布置在外编织热塑管56内并且具有外表面64(参见图11P)和内表面66(参见图11P)的内编织热塑管62(参见图4A)。优选地，外编织热塑管56和内编织热塑管62都具有三轴编织结构69(参见图8B)。图8B是具有三轴编织结构69的编织的已知的预成形71的图示说明。在下文中更详细地讨论用于外编织热塑管56和内编织热塑管62的制造和模具。
优选地，外编织热塑管56和内编织热塑管62由热塑性材料组成，诸如碳纤维复合材料、碳纤维增强的半结晶的聚合材料(例如，碳纤维增强的聚苯硫醚(PPS)、碳纤维增强的聚醚醚酮树脂(PEEK)、碳纤维增强的聚醚酮酮(PEKK)、碳纤维增强的聚亚乙基亚胺(PEI))或另一合适的热塑性材料。用于外编织热塑管56和内编织热塑管62的编织的热塑性材料的使用可以提供优于已知的实体带状层压板的固有的通过厚度的能力，并且可以进一步提供损伤阻抗和损伤容限。
外编织热塑管56(参见图4A)和内编织热塑管62的尺寸优选被设计为一起承载最终载荷72(参见图4A)。此外，内编织热塑管62的尺寸优选被设计为承载极限载荷74(参见图4A)。极限载荷被定义为在使用时预期的最大载荷。联邦航空管理局(FAA)联邦航空条例(FAR)第25部分规定在极限载荷下没有结构的永久变形。最终载荷被定义为极限载荷乘以安全系数。FAAFAR第25部分规定安全系数为1.5。对于一些研究或军用飞机而言，安全系数可以像1.20一样低。
装置50还包含在外编织热塑管56与内编织热塑管62之间共固结的隔离板片层76(参见图4A和图11D)。隔离板片层76具有外表面78(参见图11P)和内表面80(参见图11P)，并且为内编织热塑管62提供加固82(参见图4A)和冲击损伤阻抗84(参见图4A)，以便防止结构负载能力的损失，即，离散源(诸如对热塑性安定面抗扭翼盒组件160产生冲击的物体)会潜在地损伤一个或更多个编织的热塑性管状翼梁帽54，但热塑性安定面抗扭翼盒组件160的其余部分仍会具有承载特定载荷水平的能力。如图4A所示，隔离板片层76优选包含板片材料86，诸如金属箔片88(例如，钛90、钢、铝或另一合适的金属)；非碳材料92；玻璃纤维材料94或另一合适的板片材料。更优选地，隔离板片层76由钛90或具有导电性96以提供防雷接地路径98的另一材料组成。
优选地，装置50包含与热塑性蒙皮壁板100共固结的编织的热塑性管状翼梁帽54(参见图4A、4C和5B)。图4C是示出了本公开的热塑性蒙皮壁板100的一个实施例的功能方框图的图示说明。如图4C所示，热塑性蒙皮壁板100包含具有内表面104(参见图11P)和外表面106(参见图11P)的内热塑性面板102。热塑性蒙皮壁板100还包含具有内表面110(参见图11P)和外表面112(参见图11P)的外热塑性面板(参见图4C)。在一个实施例中，内和外热塑性面板102、108可以分别由具有三轴编织结构69(参见图8B)的编织的热塑性塑料114(参见图4C)组成。用于内和外热塑性面板102、108的编织的热塑性材料的使用可以提供固有的通过厚度的能力，并且还可以提供损伤阻抗和损伤容限。固有的通过厚度的能力可以指的是由相互交叉的纤维丝束组成的编织物，由此改善通过厚度的能力，例如，相比于实体层压板的平面负载。实体层压板可以堆叠地放置在彼此的上面，而不会通过厚度纤维构件。
在另一实施例中，内和外热塑性面板102、108可以分别由狭缝带状热塑性塑料116(参见图4C)组成。用于内和外热塑性面板102、108的狭缝带状热塑性塑料的使用可以提供减少的带交错和扭曲。在下文中更详细地讨论用于内和外热塑性面板102、108的制造和模具。优选地，内和外热塑性面板102、108由热塑性材料组成，诸如碳纤维复合材料、碳纤维增强的半结晶的聚合材料(例如，碳纤维增强的聚苯硫醚(PPS)、碳纤维增强的聚醚醚酮树脂(PEEK)、碳纤维增强的聚醚酮酮(PEKK)、碳纤维增强的聚亚乙基亚胺(PEI))或另一合适的热塑性材料。热塑性材料允许内和外热塑性面板102、108共固结或焊接至编织的热塑性管状翼梁帽54。此外，热塑性材料支撑或系统支架(未示出)潜在地焊接至内和外热塑性面板102、108。
热塑性蒙皮壁板100还包含具有内表面120(参见图11P)和外表面122(参见图11P)的蒙皮壁板稳定元件118(参见图4C和11P)。在一个实施例中蒙皮壁板稳定元件118可以包含多个芯元件124(参见图4C)。每个芯元件124可以包含热塑性蜂巢状夹层芯126(参见图4C、5B、11P)、泡沫材料芯128(参见图4C)或另一合适的芯元件。在另一实施例中，如图4C和10所示，蒙皮壁板稳定元件118可以包含接合至内热塑性面板102的第一部分132的多个纵梁130与接合至内热塑性面板102的第二部分136的多个壁板加强件134的组合。
如图11P所示，优选地，热塑性蒙皮壁板100包含由内热塑性面板102(优选由编织的热塑性塑料114组成)与外热塑性面板108(优选由编织的热塑性塑料114组成)聚在一起的角落区域组成的多个芯衬垫138。内和外热塑性面板102、108分别优选在芯衬垫138的边缘140处斜降，以便将编织的热塑性塑料与编织的热塑性塑料接合在一起，并且优选地，内和外热塑性面板102、108被配置为，当热塑性蒙皮壁板100在热下围绕编织的热塑性管状翼梁帽54形成时与编织的热塑性管状翼梁帽54的外表面144连接。另外，热塑性蒙皮壁板100和编织的热塑性管状翼梁帽54的外表面144优选在热和压力下共固结。
优选地，装置50包含被连接至接头元件150的编织的热塑性管状翼梁帽54(参见图4A、4B和7)。图7是本公开的接头元件150的一个实施例的等距立体图的图示说明。接头元件150优选包括公部152(参见图7、11P)，诸如公U形凸耳154(参见图7和11P)。接头元件150可以诸如钛、碳复合材料、铝、不锈钢等的材料或另一合适的材料组成。更优选地，接头元件150由钛组成。
如图7所示，公部152可以具有用于螺栓或其他附接元件159(参见图11P)的开口153。如图7所示，接头元件150还可以包含细长的台阶部分151a、151b和环形部分155。
编织的热塑性管状翼梁帽54可以经由一个或更多个连接组件149(参见图9和10)优选连接至一个或更多个编织的热塑性管状桁肋166(参见图9和10)。连接组件149包含带有公部152的接头元件152，并且还包含母部156(参见图11P)，诸如单一固定的母U形凸耳158(参见图9)。图9和10示出了多个连接组件149。公部152优选被连接至编织的热塑性管状翼梁帽54，而母部156优选被连接至编织的热塑性管状桁肋166(参见图11P)。
在另一实施例中，如图4B所示，提供了热塑性安定面抗扭翼盒组件160。例如，热塑性安定面抗扭翼盒组件160可以是用于交通工具(诸如飞机10(参见图1))的水平安定面24(参见图1)或竖直安定面22(参见图1)。图4B是示出了本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件160的一个实施例的功能方框图的图示说明。图9是带有包含芯元件124的蒙皮壁板稳定元件118的热塑性安定面抗扭翼盒组件160a的一个实施例的等距视图的图示说明。图10是带有包含纵梁130和壁板加强件134的蒙皮壁板稳定元件118的热塑性安定面抗扭翼盒组件160b的另一个实施例的等距视图的图示说明。如图9所示，热塑性安定面抗扭翼盒组件160包含被间隔开以限定抗扭翼盒内部162的多个编织的热塑性管状翼梁帽54。如上所述，每个编织的热塑性管状翼梁帽54包含外编织热塑管56和布置在外编织热塑管56内的内编织热塑管62。外编织热塑管56与内编织热塑管62一起承载最终载荷72。内编织热塑管62还承载极限载荷74。每个编织的热塑性管状翼梁帽54还包含在外编织热塑管56与内编织热塑管62之间共固结的隔离板片层76。隔离板片层76为内编织热塑管62提供加固82(图4A)和冲击损伤阻抗84(图4A)，以便防止结构负载能力的损失。如上所述，如图4A所示，隔离板片层76优选包括板片材料86，诸如金属箔片88(例如，钛90、钢、铝或另一合适的金属)；非碳材料92；玻璃纤维材料94或另一合适的板片材料。更优选地，隔离板片层76由钛90或具有导电性96以提供防雷接地路径98的另一材料组成。
如图9所示，热塑性安定面抗扭翼盒组件160还包含与多个编织的热塑性管状翼梁帽54共固结以限定抗扭翼盒外部164的热塑性蒙皮壁板100。如上所述，热塑性蒙皮壁板100包含内热塑性面板102和外热塑性面板108。在一个实施例中，内和外热塑性面板102、108分别由具有三轴编织结构69(参见图8B)的编织的热塑性塑料114(参见图4C)组成。在另一实施例中，内和外热塑性面板102、108分别由狭缝带状热塑性塑料116(参见图4C)组成。如上所述，优选地，内和外热塑性面板102、108由热塑性材料组成，诸如碳纤维复合材料、碳纤维增强的半结晶的聚合材料(例如，碳纤维增强的聚苯硫醚(PPS)、碳纤维增强的聚醚醚酮树脂(PEEK)、碳纤维增强的聚醚酮酮(PEKK)、碳纤维增强的聚亚乙基亚胺(PEI))或另一合适的热塑性材料。
如上所述，热塑性蒙皮壁板100还包含蒙皮壁板稳定元件118(参见图4C和9)。在一个实施例中蒙皮壁板稳定元件118可以包含多个芯元件124(参见图4C和9)。每个芯元件124可以包含热塑性蜂巢状夹层芯126(参见图4C和5B)、泡沫材料芯128或另一合适的芯元件。在另一实施例中，如图10所示，蒙皮壁板稳定元件118可以包含通过焊接或共固结接合至内热塑性面板102的第一部分132的多个纵梁130与通过焊接或共固结接合至内热塑性面板102的第二部分136的多个壁板加强件134的组合。当蒙皮壁板稳定元件118包含纵梁130和壁板加强件134，内和外热塑性面板102、108还可以被结合到实体部件或蒙皮部分内。
如上所述，如图11P所示，优选地，热塑性蒙皮壁板100包含由内热塑性面板102(优选由编织的热塑性塑料114组成)与外热塑性面板(优选由编织的热塑性塑料114组成)聚在一起的角落区域组成的多个芯衬垫138。内和外热塑性面板102、108分别优选在芯衬垫138的边缘140处斜降，以便将编织的热塑性塑料与编织的热塑性塑料接合在一起，并且优选地，内和外热塑性面板102、108被配置为，当热塑性蒙皮壁板100在热下围绕编织的热塑性管状翼梁帽54成形时与编织的热塑性管状翼梁帽54的外表面144连接。另外，热塑性蒙皮壁板100和编织的热塑性管状翼梁帽54的外表面144优选在热和压力下共固结。
如图4B、9和10所示，热塑性安定面抗扭翼盒组件160还包含均具有第一端168(参见图9)和第二端170(参见图9)的一个或更多个编织的热塑性管状桁肋166。一个或更多个编织的热塑性管状桁肋166经由一个或更多个连接组件149(参见图9)连接至一个或更多个编织的热塑性管状翼梁帽54。在一个实施例中，编织的热塑性管状桁肋166可以具有与编制的热塑性管状翼梁帽54类似的结构，其中每个编织的热塑性管状桁肋166包含外编织热塑管56和布置在外编织热塑管56内的内编织热塑管62，并且包含在外编织热塑管56与内编织热塑管62之间共固结的隔离板片层76。优选地，外编织热塑管56和内编织热塑管62都具有三轴编织结构69(参见图8B)。隔离板片层76为内编织热塑管62提供加固82(参见图4A)和冲击损伤阻抗84(参见图4A)。隔离板片层76优选包括板片材料86，诸如金属箔片88(例如，钛90、钢、铝或另一合适的金属)；非碳材料92；玻璃纤维材料94或另一合适的板片材料。
在另一实施例中，编织的热塑性管状桁肋166可以包含具有二轴编织结构68(参见图8A)的外编织热塑管56和具有三轴编织结构69(参见图8B)的内编织热塑管62。在另一实施例中，编织的热塑性管状桁肋166可以包含具有三轴编织结构69(参见图8B)的外编织热塑管56和具有二轴编织结构68(参见图8A)的内编织热塑管62。图8A是具有二轴编织结构68的已知的编织预成形70的图示说明。
在另一实施例中，编织的热塑性管状桁肋166可以仅包含外编织热塑管56，而不具有内编织热塑管62或隔离板片层76。外编织热塑管56优选包括三轴编织结构69(参见图8B)。可代替地，编织的热塑性管状桁肋166可以包含另一合适的编织结构。
优选地，编织的热塑性管状桁肋166的外编织热塑管56和内编织热塑管62(如果存在)由热塑性材料组成，诸如碳纤维复合材料、碳纤维增强的半结晶的聚合材料(例如，碳纤维增强的聚苯硫醚(PPS)、碳纤维增强的聚醚醚酮树脂(PEEK)、碳纤维增强的聚醚酮酮(PEKK)、碳纤维增强的聚亚乙基亚胺(PEI))或另一合适的热塑性材料。用于编织的热塑性管状桁肋166的外编织热塑管56和内编织热塑管62的编织的热塑性材料的使用可以提供优于已知的实体带状层压板的固有的通过厚度的能力，并且还可以提供损伤阻抗和损伤容限。
在一个实施例中，如图11M所示，热塑性安定面抗扭翼盒组件160可以具有一个编织的热塑性管状桁肋166，其被对角地连接至相对于彼此对角地布置的两个编织的热塑性管状翼梁帽54。在另一实施例中，如图11N所示，热塑性安定面抗扭翼盒组件160可以具有两个编织的热塑性管状桁肋166，均被对角地连接至相对于彼此对角地布置的两个编织的热塑性管状翼梁帽54，使得两个编织的热塑性管状桁肋166相互交叉。编织的热塑性管状桁肋166优选为热塑性安定面抗扭翼盒组件160提供额外的增强。热塑性安定面抗扭翼盒组件160也可以具有两个以上的被附接至编织的热塑性管状翼梁帽54的编织的热塑性管状桁肋166。
如图4B、9和10所示，热塑性安定面抗扭翼盒组件160还优选包含一个或更多个接头元件150。如上所述，一个或更多个编织的热塑性管状桁肋166经由一个或更多个连接组件149(参见图9)优选连接至一个或更多个编织的热塑性管状翼梁帽54。每个组件149优选包括被连接至编织的热塑性管状翼梁帽54并且具有公部152的接头元件150，并且还包含被连接至编织的热塑性管状桁肋166的母部156。接头元件150优选包括公部152(参见图7、9)，诸如公U形凸耳154(参见图9)。如图7所示，公部152可以具有用于螺栓或其他附接元件159(参见图11P)的开口153。公部152优选被配置为连接至编织的热塑性管状翼梁帽54。母部156优选被配置为连接至编织的热塑性管状桁肋166(参见图9)。母部156优选包括单一固定的母U形凸耳158(参见图9)。接头元件150可以诸如钛、碳复合材料、铝、不锈钢等的材料或另一合适的材料组成。更优选地，接头元件150由钛组成。
热塑性安定面抗扭翼盒组件160可以在具有抗扭翼盒的交通工具或其他设备(诸如飞机10(参见图1)、航天器、旋翼飞机、水运工具、汽车、卡车、公共汽车、火车)或另一合适的交通工具或设备中使用。更优选地，热塑性安定面抗扭翼盒组件160在飞机10中使用。与已知的复合蒙皮和纵梁抗扭翼盒组件的总重量相比，热塑性安定面抗扭翼盒组件160优选具有减小大于约10％的总重量。更优选地，与已知的复合蒙皮和纵梁抗扭翼盒组件的总重量相比，热塑性安定面抗扭翼盒组件160具有减小约10％到约15％的范围的总重量。
图5A是本公开的安装在水平安定面24c中的热塑性安定面抗扭翼盒组件160c的一个实施例的示意俯视图的图示说明。图5A示出了前梁32a、后梁32b、接头元件150、编织的热塑性管状翼梁帽54(参见图5B)的中心线172和编织的热塑性管状桁肋166(参见图9)的中心线174。图5B是沿图5A的线5B-5B截取的剖视图的图示说明。图5B示出了图5A的热塑性安定面抗扭翼盒组件160c的侧截面图。图5B示出了与四个热塑性蒙皮壁板100共固结以形成抗扭翼盒结构176的四个编织的热塑性管状翼梁帽54。图5B还示出了被连接至用于在由虚线178所指示的位置对角地连接编织的热塑性管状桁肋166(参见图9)的两个接头元件150的编织的热塑性管状翼梁帽54。大约80％的载荷由编织的热塑性管状翼梁帽54承载，而大约20％的载荷由热塑性蒙皮壁板100承载。机翼前缘与后缘界面元件180(参见图6)优选在热塑性安定面抗扭翼盒组件160c(参见图5B)的每个角落或芯衬垫138(参见图11P)处通过焊接或共固结附接至外热塑性面板。图6是诸如T字形剖面形式的机翼前缘与后缘界面元件180的一个实施例的截面图的图示说明，其中内弯曲部分181被配置为在形状上对应于外热塑性面板的四个角落或芯衬垫138(参见图11P)中的每一个。尽管图6仅在用于附接至图5B的热塑性安定面抗扭翼盒组件160c的位置示出了一个机翼前缘与后缘界面元件180，优选地，四个机翼前缘与后缘界面元件180在图5B的热塑性安定面抗扭翼盒组件160c的四个角落或芯衬垫138(参见图11P)的每一个处被焊接或共固结至外热塑性面板。
图11A-11N和11P图示说明了用于制造本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件160的一个实施例的制造顺序的一个实施例。图11A是在方法(诸如制造本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件160方法200(参见图12))的一个实施例中使用的具有第一半252a和第二半252b的可移除分体式模具心轴250的图示说明。图11B是图11A的可移除分体式模具心轴250和可移除套筒254的图示说明。可移除套筒254可以由尿烷、聚氨酯、橡胶、氯丁橡胶、弹性材料或另一合适的材料制成。图11C是图11B的可移除分体式模具心轴250和可移除套筒254以及将要在制造本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件160的方法的一个实施例中形成的未固结的装置50(诸如编织的热塑性管状翼梁帽54)的图示说明。图11D是图11C的被放置在管状匹配模具装置258的第一半256a中的装置50(诸如编织的热塑性管状翼梁帽54)的图示说明。图11E是图11C的被固定在用于共固结编织的热塑性管状翼梁帽54的管状匹配模具装置258的第一半256a和第二半256b中的编织的热塑性管状翼梁帽54的图示说明。图11F是图11E的管状匹配模具装置258中的共固结的编织的热塑性管状翼梁帽54的切开视图的图示说明。
首先通过编织机器或设备将内编织热塑管62编织在可移除分体式模具心轴250上。为了制造内编织热塑管62，热塑性带被切成期望的宽度，并且被缠绕在卷轴上。卷轴被组装在客户定制的编织机器或设备上，以及带被编织成具有期望的直径、期望的带角度和期望数量的零角度丝束的内编织热塑管62。编织的设计限定了狭缝带的宽度、编织直径和编织角度。所使用的编织机器或设备可以是本领域技术人员所众所周知的现有编织机器或设备。在内编织热塑管62形成之后，隔离板片层76应用于内编织热塑管62。接下来，外编织热塑管56借助于通过编织机器或设备进行组装而被编织在隔离板片层76上面。然后利用有效的热和有效的压力将内编织热塑管62、隔离板片层76和外编织热塑管56共固结在一起，从而形成编织的热塑性管状翼梁帽54。
在编织的热塑性管状翼梁帽54被共固结之后，一个或更多个接头元件150可以被连接至一个或更多个编织的热塑性管状翼梁帽54。编织的热塑性管状翼梁帽54可以针对粘结的或共固结的碳(编织的热塑性管状翼梁帽54)对钛(接头元件150)的依从性进行验证测试。可代替地，粘结损伤阻止特征可以用于验证测试。在接头元件150被连接至一个或更多个编织的热塑性管状翼梁帽54之后，共固结的编织的热塑性管状翼梁帽54被放置在限定抗扭翼盒内部162(参见图9)的内抗扭翼盒模具装置262的角落260(参见图11G)中。图11G是被放置在制造本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件160的方法的一个实施例中使用的内抗扭翼盒模具装置262的每个角落260中的制造的共固结的编织的热塑性管状翼梁帽54的图示说明。图11H是制造的共固结的编织的热塑性管状翼梁帽54、具有内和外热塑性面板102、108的热塑性蒙皮壁板100和围绕内抗扭翼盒模具装置262增加的蒙皮壁板稳定元件118的图示说明。在四个编织的热塑性管状翼梁帽54被放置在每个角落260中之后，如果编织的热塑性塑料114是期望的，则可以通过编织机器或设备围绕编织的热塑性管状翼梁帽54连续地编织内热塑性面板102。可代替地，如果狭缝带状热塑性塑料116是期望的，则可以通过自动纤维铺放(AFP)机器或设备围绕编织的热塑性管状翼梁帽54铺放或内热塑性面板102。在围绕编织的热塑性管状翼梁帽54应用内热塑性面板102之后，利用接头元件(诸如粘合剂或接头)或另一合适的接头元件将蒙皮壁板稳定元件118(诸如热塑性蜂巢状夹层芯126(参见图9)或纵梁130(参见图10)和壁板加强件134(参见图10))附接至内热塑性面板102。纵梁130和壁板加强件134也可以被焊接至内热塑性面板102。其次，如果编织的热塑性塑料114是期望的，则可以通编织机器或设备过围绕蒙皮壁板稳定元件118编织连续的外热塑性面板。可代替地，如果狭缝带状热塑性塑料116是期望的，则可以通过自动纤维铺放(AFP)机器或设备围绕蒙皮壁板稳定元件118铺放或铺设外热塑性面板108。
还可以利用殷钢模具、热塑性成型瓶或可再成形材料将内和外热塑性面板102、108的编织的或狭缝带结构覆在编织的热塑性管状翼梁帽54框架上面。由于其耐久性和接近用于成型零件的增强塑料的热膨胀系数(CTE)，殷钢(镍钢合金)是用于大量运用的复合材料零件的优选模具材料。殷钢合金具有较低的热膨胀，其在高达400华氏度(200摄氏度)的温度下约为碳钢的十分之一。殷钢模具可以与自动铺带机(ATL)一起使用。对于自动纤维铺放(AFP)机器而言，由于AFP运行会涉及向铺设的零件移动心轴和/或移动头部，因此重量会起作用。对于自动铺带机而言，由于模具是固定的，因此可以不必过多关心尺寸和重量。ATL可以用于具有适中轮廓并且大平面的零件(诸如机翼)。
图11I是制造的共固结的编织的热塑性管状翼梁帽54、具有内和外热塑性面板102、108的热塑性蒙皮壁板100和图11H的被放置在制造本公开的飞机水平或竖直安定面的方法的一个实施例中使用的抗扭翼盒匹配模具装置266的第一半264a中的蒙皮壁板稳定元件118的图示说明。图11J是制造的共固结的编织的热塑性管状翼梁帽54、具有内和外热塑性面板102、108的热塑性蒙皮壁板100和图11H的被固定在用于共固结的抗扭翼盒匹配模具装置266的第一半264a和第二半264b中的蒙皮壁板稳定元件118的图示说明。共固结的编织的热塑性管状翼梁帽54、具有内和外热塑性面板102、108的热塑性蒙皮壁板100和蒙皮壁板稳定元件118然后利用有效的热和有效的压力被共固结。图11K是图11J的抗扭翼盒匹配模具装置266中的热塑性安定面抗扭翼盒组件160的热塑性安定面抗扭翼盒268的切开视图的图示说明。
图11L是在制造本公开的热塑性安定面抗扭翼盒组件160的方法的一个实施例中使用的移除抗扭翼盒匹配模具装置266后的热塑性安定面抗扭翼盒组件160的热塑性安定面抗扭翼盒268的图示说明。图11M是图11L的已经被制造的并且编织的热塑性管状桁肋166经由连接组件149附接至两个编织的热塑性管状翼梁帽54后的热塑性安定面抗扭翼盒组件160的图示说明。图11N是图11L的已经被制造的并且编织的热塑性管状桁肋166经由连接组件149附接至四个编织的热塑性管状翼梁帽54后的热塑性安定面抗扭翼盒组件160的图示说明。
图11P是经由连接组件149附接至编织的热塑性管状翼梁帽54的编织的热塑性管状桁肋166的特写的图示说明。如上所述，如图11P所示，优选地，热塑性蒙皮壁板100包含由内热塑性面板102(优选由编织的热塑性塑料114组成)与外热塑性面板(优选由编织的热塑性塑料114组成)聚在一起的角落区域组成的多个芯衬垫138。内和外热塑性面板102、108分别优选在芯衬垫138的边缘140处斜降，以便将编织的热塑性塑料与编织的热塑性塑料接合在一起，并且优选地，内和外热塑性面板102、108被配置为，当热塑性蒙皮壁板100在热下围绕编织的热塑性管状翼梁帽54形成时与编织的热塑性管状翼梁帽54的外表面144连接。另外，热塑性蒙皮壁板100和编织的热塑性管状翼梁帽54的外表面144优选在热和压力下共固结。
在本公开的另一实施例中，提供了制造热塑性安定面抗扭翼盒组件160的一个实施例或另一实施例的方法200。图12是图示说明本公开的方法200的一个实施例的流程图。方法200包含步骤202，提供多个编织的热塑性管状翼梁帽54(参见图4A、9)，其包含外编织热塑管56和布置在外编织热塑管56内的内编织热塑管62，并且还包含在外编织热塑管56与内编织热塑管62之间共固结的隔离板片层76。可以通过以下制造步骤的过程制造每个编织的热塑性管状翼梁帽54，所述制造步骤包含：例如，利用编织装置(诸如上述的编织机器或设备)在可移除分体式模具心轴250和可移除套筒254(参见图11B)上面编织热塑性材料，从而形成内编织热塑管62；围绕内编织热塑管62的外表面包裹包含非碳材料的隔离板片层76；利用编织装置在隔离板片层76的外表面上面编织额外的热塑性材料，从而形成外编织热塑管56；将内编织热塑管62、隔离板片层76和外编织热塑管56放置在管状匹配模具装置258中(参见图11E)；在有效的温度和有效的压力下加热以及共固结管状匹配模具装置258中的内编织热塑管62、隔离板片层76和外编织热塑管56，从而获得编织的热塑性管状翼梁帽54；冷却编织的热塑性管状翼梁帽54；以及，从共固结的编织的热塑性管状翼梁帽54中移除可移除分体式模具心轴250和可移除套筒254。
方法200还包含步骤204，将如上所述的一个或更多个接头元件150连接至一个或更多个编织的热塑性管状翼梁帽54。接头元件150可以在连接组件149中使用，以便将接头元件150的公部152连接至母部156，其中母部156被连接至内肋和/或编织的热塑性管状桁肋166。优选地，接头元件150由钛组成。将接头元件150(诸如由钛制成的那些)连接、接合或焊接至编织的热塑性管状翼梁帽54并且在一个实施例中连接、接合或焊接至编织的热塑性管状桁肋166，可以涉及在共固结的编织的热塑性管状翼梁帽54上使用等离子蚀刻工艺或另一合适的工艺，以及利用粘合剂(诸如结构性粘合剂膜蜂巢状并且金属到金属的部件上的具有长期耐久性的结构性粘合剂膜，例如，来自明尼苏达州的3M公司的结构性粘合剂膜AF555)将其粘结到诸如由钛制成的接头元件150，其中钛优选利用溶胶凝胶工艺进行处理。可代替地，可以用由复合材料制成的接头元件150代替由钛制成的接头元件150，以便当具有符合要求的层间拉伸能力的零件可用时降低成本和重量。
方法200还包含步骤206，将至少一个编织的热塑性管状翼梁帽54放置在内抗扭翼盒模具装置262的每个角落260(参见图11G)中，以限定抗扭翼盒内部162(参见图11L)。方法200还包含步骤208，以连续的方式围绕编织的热塑性管状翼梁帽54铺设内热塑性面板102，以便围绕编织的热塑性管状翼梁帽54限定热塑性安定面抗扭翼盒268，并且至少限定抗扭翼盒内表面270(参见图11L)。
方法200还包含步骤210，将多个蒙皮壁板稳定元件118附接至内热塑性面板102，以限定四个抗扭翼盒侧部272(参见图11L)。方法200还包含步骤212，以连续的方式围绕多个蒙皮壁板稳定元件118铺设以及附接外热塑性面板，以限定抗扭翼盒周边274(参见图11L)。方法200还包含步骤214，将编织的热塑性管状翼梁帽54、内和外热塑性面板102、108和蒙皮壁板稳定元件118放置在抗扭翼盒匹配模具装置266中(参见图11J)。方法200还包含步骤216，在有效的温度和有效的压力下加热抗扭翼盒匹配模具装置266中的编织的热塑性管状翼梁帽54、内和外热塑性面板102，108和蒙皮壁板稳定元件118，从而获得热塑性安定面抗扭翼盒268和热塑性安定面抗扭翼盒组件160。加热步骤216还可以包含，经由工艺(诸如共固结；焊接，例如，感应焊接或另一合适的焊接工艺；或用于编织的热塑性管状翼梁帽54、内和外热塑性面板102、108和蒙皮壁板稳定元件118接合在一起的另一合适的工艺)将编织的热塑性管状翼梁帽54、内和外热塑性面板102、108和蒙皮壁板稳定元件118接合在一起。
方法200还可以包含可选步骤218，冷却热塑性安定面抗扭翼盒组件160。冷却步骤可以包含利用物理或强制冷却设备冷却热塑性安定面抗扭翼盒组件160。可代替地，热塑性安定面抗扭翼盒组件160可以单独留在室温或环境温度下进行冷却，而不使用任何额外的冷却设备。方法200还包含步骤220，从抗扭翼盒匹配模具装置266中移除热塑性安定面抗扭翼盒268和热塑性安定面抗扭翼盒组件160。
方法200还可以包含步骤222，经由一个或更多个连接组件149将一个或更多个编织的热塑性管状桁肋166附接至一个或更多个编织的热塑性管状翼梁帽54(参见图9和10)。可以通过包含例如利用编织装置(诸如上述的编织机器或设备)在可移除分体式模具心轴250和可移除套筒254(参见图11B)上面编织热塑性材料从而形成内编织热塑管62的制造步骤的过程与制造编织的热塑性管状翼梁帽54的过程类似地制造每个编织的热塑性管状桁肋166；围绕内编织热塑管62的外表面包裹包含非碳材料的隔离板片层76；利用编织装置在隔离板片层76的外表面上面编织额外的热塑性材料，从而形成外编织热塑管56；将内编织热塑管62、隔离板片层76和外编织热塑管56放置在管状匹配模具装置258中(参见图11E)；在有效的温度和有效的压力下加热以及共固结管状匹配模具装置258中的内编织热塑管62、隔离板片层76和外编织热塑管56，从而形成以及共固结编织的热塑性管状桁肋166；冷却编织的热塑性管状桁肋166；以及，从共固结的编织的热塑性管状桁肋166中移除可移除分体式模具心轴250和可移除套筒254。可代替地，可以通过仅在可移除分体式模具心轴250和可移除套筒254外面编织外编织热塑管62而形成编织的热塑性管状桁肋166。
方法200还可以包含步骤224，将机翼前缘与后缘界面元件180(参见图6)附接至热塑性安定面抗扭翼盒组件160，并且优选附接至热塑性安定面抗扭翼盒组件160的角落。
所公开的装置50、热塑性安定面抗扭翼盒组件160和方法200的实施例可以为已知的飞机水平或竖直安定面抗扭翼盒组件提供替代的结构。编织的热塑性管状高正交的编织的热塑性管状翼梁帽54优选被共固结或或被焊接，从而形成热塑性蒙皮壁板100，其可以是由内和外热塑性面板102、108和蒙皮壁板稳定元件118(诸如芯元件124或纵梁130和壁板加强件134)制成的稳定的编织或狭缝带。用于编织的热塑性管状翼梁帽54和编织的热塑性管状桁肋166框架的编织的管状热塑性设计在更高的受载端部处提供提供最大的轴向容量，以承载轴向和瞬间弯曲载荷。这通过使用在每个单元使用两个或更多个轴端以及通过沿零件长度改变偏斜丝束的角度而实现。此外，编织物厚度和直径可以随零件长度而变化。编织物结构的使用使编织物横截面能随长度而变化，以优化性能，例如，编织偏角和板片数量可以根据需要而改变，代替单一编织结构的要点设计。用于翼梁帽和热塑性蒙皮壁板的编织材料的使用可以提供固有的通过厚度的能力、损伤阻抗和损伤容限、增加的熔合线性质和蜂巢状夹层壁板阻止特征。
此外，编织的使用可以降低制造和制作的成本，因为在编织机器被装配之后，不需要来自操作者的过多注意。与现有的复合蒙皮和纵梁设计方案相比，所公开的装置50、热塑性安定面抗扭翼盒组件160和方法200的实施例还提供了重量和成本的降低，并且还可以以比已知的复合蒙皮和纵梁设计更快的速率生产所公开的装置50、热塑性安定面抗扭翼盒组件160和方法200的实施例。
本领域技术人员将想到本公开的许多改进和其他实施方式，其具有上述说明和相关附图中所呈现的教导的益处。本文所述的实施方式意指是例证性的而不是意欲限制性的或详尽的。尽管本文采用了具体的术语，但其仅以普通和描述性意义而不是为了限制目的使用。

Claims (15)

1.一种提供壁板加强的装置，所述装置包含：
外编织热塑管(56)；
布置在所述外编织热塑管(56)内的内编织热塑管(62)；以及，
在所述外编织热塑管(56)与所述内编织热塑管(62)之间共固结的并且围绕所述内编织热塑管(62)的整个周边的隔离板片层(76)，所述隔离板片层(76)包含金属箔片并且所述隔离板片层(76)为所述内编织热塑管(62)提供加固和冲击损伤阻抗，以便避免结构负载能力的损失。
2.根据权利要求1所述的装置，其中所述外编织热塑管(56)和所述内编织热塑管(62)一起承载最终载荷，并且进一步其中所述内编织热塑管(62)承载极限载荷。
3.根据权利要求1所述的装置，其中所述金属箔片包含钛、钢或铝。
4.根据权利要求1所述的装置，其中所述装置包含共固结至热塑性蒙皮壁板(100)的编织的热塑性管状翼梁帽(54)，所述热塑性蒙皮壁板(100)包含内热塑性面板(102)、外热塑性面板(108)和多个蒙皮壁板稳定元件(118)，并且其中所述内和外热塑性面板(102、108)还包含选自包含编织的热塑性材料和狭缝带状热塑性材料的组的材料。
5.根据权利要求4所述的装置，其中所述蒙皮壁板稳定元件(118)包含选自包含热塑性蜂巢状夹层芯和泡沫材料芯的组的芯元件，并且其中所述蒙皮壁板稳定元件(118)还包含多个纵梁(130)和多个壁板加强件(134)。
6.根据权利要求1所述的装置，其中所述装置包含被连接至接头元件(150)的编织的热塑性管状翼梁帽(54)，所述接头元件(150)具有被配置为连接至母部(156)的公部(152)，所述母部(156)被连接至编织的热塑性管状桁肋(166)，并且其中所述接头元件(150)还包含选自包含钛、碳复合材料、铝和不锈钢的组的材料。
7.一种制造热塑性抗扭翼盒组件(160)的方法，所述方法包含：
提供多个编织的热塑性管状翼梁帽(54)，其中通过如下过程制造每个编织的热塑性管状翼梁帽(54)，所述过程包含：利用编织装置在可移除心轴(250)和可移除套筒(254)上面编织热塑性材料，从而形成内编织热塑管(62)；以及围绕所述内编织热塑管(62)的外表面包裹包含非碳材料的隔离板片层(76)，并且其中所述隔离板片层(76)围绕所述内编织热塑管(62)的整个周边并且所述隔离板片层(76)包含金属箔片；
将一个或更多个接头元件(150)连接至一个或更多个所述编织的热塑性管状翼梁帽(54)；
以连续的方式围绕所述一个或更多个编织的热塑性管状翼梁帽(54)铺设内热塑性面板(102)，以便围绕所述一个或更多个编织的热塑性管状翼梁帽(54)限定抗扭翼盒结构，并且至少限定抗扭翼盒内表面(270)；
将多个蒙皮壁板稳定元件(118)附接至所述内热塑性面板(102)，以限定四个抗扭翼盒侧部(272)；
以连续的方式围绕所述多个蒙皮壁板稳定元件(118)铺设以及附接外热塑性面板(108)，以限定抗扭翼盒周边，并且形成热塑性抗扭翼盒组件(160)；以及，
在有效的温度和有效的压力下加热所述热塑性抗扭翼盒组件(160)。
8.根据权利要求7所述的方法，其还包含经由一个或更多个连接组件(149)将一个或更多个编织的热塑性管状桁肋(166)附接至一个或更多个所述编织的热塑性管状翼梁帽(54)。
9.根据权利要求7至8中任一项所述的方法，其还包含将前缘与后缘界面元件(180)附接至所述热塑性安定面抗扭翼盒组件(160)。
10.根据权利要求7所述的方法，其还包含在将所述一个或更多个接头元件(150)连接至所述一个或更多个所述编织的热塑性管状翼梁帽(54)之后，将至少一个编织的热塑性管状翼梁帽(54)放置在内抗扭翼盒模具装置(262)的每个角落中，以限定抗扭翼盒内部(162)。
11.根据权利要求7所述的方法，其中通过如下过程制造每个编织的热塑性管状翼梁帽(54)，所述过程进一步包含：利用所述编织装置在所述隔离板片层(76)的外表面上面编织额外的热塑性材料，从而形成外编织热塑管(56)，并且形成所述编织的热塑性管状翼梁帽(54)；以及，
在有效的温度和有效的压力下加热以及共固结所述编织的热塑性管状翼梁帽(54)。
12.根据权利要求7所述的方法，其中铺设所述内热塑性面板(102)和铺设所述外热塑性面板(108)是利用选自包含编织装置和自动纤维铺放(AFP)装置的组的装置进行的。
13.根据权利要求7所述的方法，其中所述热塑性抗扭翼盒组件(160)的加热在抗扭翼盒匹配模具装置(262)中发生。
14.根据权利要求7所述的方法，其中通过如下过程制造每个编织的热塑性管状桁肋(166)，所述过程包含：
利用编织装置在可移除心轴(250)和可移除套筒(254)上面编织热塑性材料，从而形成内编织热塑管(62)；
围绕所述内编织热塑管(62)的外表面包裹包含非碳材料的隔离板片层(76)；
利用所述编织装置在所述隔离板片层(76)的外表面上面编织额外的热塑性材料，从而形成外编织热塑管(56)，并且形成所述编织的热塑性管状桁肋(166)；以及，
在有效的温度和有效的压力下加热并且共固结所述编织的热塑性管状桁肋(166)。
15.根据权利要求7所述的方法，其中所述加热还包含经由选自包含共固结和焊接的组的工艺将所述编织的热塑性管状翼梁帽(54)、所述内和外热塑性面板(102、108)和所述蒙皮壁板稳定元件(118)接合在一起。
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