CN103842168B - 钼复合混合层压件和方法 - Google Patents

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Abstract

在本公开的实施方式中，提供了钼复合混合层压件。所述层压件具有多个复合材料层。所述层压件进一步具有在复合材料层之间交织的多个表面处理的钼箔层。层压件进一步具有多个粘合剂层，其布置在复合材料层和钼箔层的相邻层之间，并且粘合所述相邻层。

Description

钼复合混合层压件和方法
背景
技术领域
本公开一般地涉及复合材料和方法，并且更具体涉及用在复合结构比如飞行器、太空船和其他交通工具中的混合(hybrid)复合层压件和方法。
2)相关领域描述
复合结构和部件用于多种应用，包括飞行器、太空船、旋翼机、船舶、汽车、卡车和其他交通工具的制造。尤其，在飞行器构造中，以越来越多的量使用复合结构和部件，以形成机身、机翼、尾翼部分、蒙皮面板和飞行器的其他部件。
存在制造混合层压件的已知方法，其结合聚合复合材料，比如，石墨、硼或石墨和硼复合材料的掺混物、与金属箔材料，比如，钛。金属箔材料可添加在聚合复合单向带的叠板之间。例如，Westre等的美国专利号5,866,272是教导放置钛箔在聚合复合单向带的板之间的数个专利之一。
然而，已知的复合和混合层压材料可仅仅调节(leverage)处于负荷路径中的强化纤维而不调节离轴纤维的强度。而且，已知的复合和混合层压材料可能不能在复合结构中有效提供电流耗散路径，例如，用于有效防护雷击。另外，在没有通过交叉缝合或增加复合结构的厚度等方法改变结构的情况下，已知的复合和混合层压材料可能无法提供对高冲击源比如冰雹或鸟冲撞的有效冲击抗性。进一步，已知的复合和混合层压材料可能无法提供对高能量热冲击源比如激光和X射线的有效热冲击抗性。另外，已知的复合和混合层压材料可能无法提供在飞行器上将分开的结构和电系统结合成单个系统的能力。
而且，轻量复合设计，比如用于飞行器中的龙骨梁，可需要另外的结构寄生导体，以有效地分散来自雷击的电流。这种另外的导体可对飞行器增加重量，并且可导致增加的燃油成本和总体成本。已知的复合和混合层压材料可能无法提供期望的轻量、高性能复合龙骨梁，其可有效传导电流并且用作雷击电流返回路径。
另外，当在复合或混合复合面板或结构中需要系统穿透、进入路径和其他非负荷承载区域时，其可能需要垫升(pad-up)叠板(lay up)，以促进负荷在这些区域周围传输。已知的复合和混合层压材料可用于提供额外的厚度，其可能导致复合结构另外的成本、零件体积和重量。
而且，由于树脂的固化动力学引起的热和温度不均匀性和控制过多热能的能力，在当固化热固性复合材料时是重要的制造问题。固化周期的热和温度控制可排除使用一些复合构造。
进一步，复合结构的修补区域可能需要复合结构厚度的明显增加，以恢复复合结构至至少其初始强度。这可造成另外的空气动力学牵引阻力并且也可影响复合结构的外观。
进一步，在制造复合零件期间，具有均一横截面的未固化复合零件的板可在其中具有非均一横截面的固化的或预固化的复合零件连接至未固化的复合零件的一个或更多个区域起皱。板的这种起皱可能是由于在连接区域处固化的或预固化的复合零件和未固化的复合零件之间的压力差异。板的这种起皱可导致未固化的复合零件中复合材料的纤维扭曲。
最后，测定复合结构中裂纹的起始和蔓延在预测复合结构的使用寿命和维修中是重要的。已知的复合和混合层压件结构通常以某些间隔替换或修补。这种间隔取决于它们的保存性质，其可能导致另外的、潜在不必要的成本增加。
所以，本领域需要提供优于已知的复合材料和已知的混合复合层压件和方法的混合复合层压件和方法。
发明内容
满足了该混合复合层压件和方法的需要。如在下面具体实施方式中讨论的，钼复合混合层压件和方法的实施方式可提供优于现有层压材料、方法和系统的明显优势。
在本公开的实施方式中，提供钼复合混合层压件。该层压件包括多个复合材料层。该层压件进一步包括在复合材料层之间交织的多个表面处理的钼箔层。该层压件进一步包括多个粘合剂层，其布置在复合材料层和钼箔层的相邻层之间，并且粘合该相邻层。
在本公开的另一实施方式中，提供钼层压件叠板。钼层压件叠板包括多个复合材料层。钼层压件叠板进一步包括多个包含钼箔的层，其交织在复合材料层之间。每个包含钼箔的层包括具有表面处理的钼箔的切除(cutout)部分的复合材料层。钼层压件叠板进一步包括多个粘合剂层，其布置在复合材料层和包含钼箔的层的相邻层之间，并且粘合该相邻层。
在本公开的另一实施方式中，提供形成钼复合混合层压件的方法。方法包括处理多个钼箔层的每个的表面。该方法进一步包括交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层。该方法进一步包括用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件。
在本公开的另一实施方式中，提供监测复合结构的结构完好的系统。该系统包括复合结构，其包括一个或更多个钼复合混合层压件。每个层压件包括多个复合材料层。层压件进一步包括在复合材料层之间交织的多个表面处理的钼箔层。层压件进一步包括多个粘合剂层，其布置在复合材料层和钼箔层的相邻层之间，并且粘合该相邻层。系统进一步包括连接至一个或更多个层压件的一个或更多个电传感器设备。传感器设备驱动电流通过钼箔层并且监测通过钼箔层的电流流动的任何变化，以便经来自一个或更多个电传感器设备的一个或更多个信号获得复合结构的结构完好数据。
在本公开的另一实施方式中，提供使用钼箔层监测复合结构的结构完好的方法。该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面。该方法进一步包括交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层。该方法进一步包括用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件。该方法进一步包括将一个或更多个电传感器设备连接至一个或更多个层压件。该方法进一步包括用一个或更多个电传感器设备驱动电流通过钼箔层。该方法进一步包括用一个或更多个电传感器设备监测通过钼箔层的电流流动的任何变化。该方法进一步包括经来自一个或更多个电传感器设备的一个或更多个信号获得复合结构的结构完好数据。
在另一实施方式中，提供使用钼箔层制造电气总线进入飞行器结构的方法。该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面。该方法进一步包括交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层，钼箔层用作电气总线。该方法进一步包括用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件。该方法进一步包括制造钼复合混合层压件的电气总线进入飞行器结构。
在另一实施方式中，提供制造飞行器复合龙骨梁进入飞行器结构用于分散来自雷击的电流的方法，该方法使用钼箔层。该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面。该方法进一步包括交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层，钼箔层是飞行器复合龙骨梁和电流返回路径，其分散来自雷击的电流至飞行器结构。该方法进一步包括用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件。该方法进一步包括在飞行器结构中使用钼复合混合层压件，以分散来自雷击的电流至飞行器结构。
在另一实施方式中，提供使用钼箔层改进复合结构的雷电衰减的方法。该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面。该方法进一步包括交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层，钼箔层是改进复合结构的雷电衰减的电能耗散路径。该方法进一步包括用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件。该方法进一步包括在复合结构中使用钼复合混合层压件，以改进复合结构的雷电衰减。
在另一实施方式中，提供使用钼箔层改进复合结构的热冲击抗性的方法。该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面。该方法进一步包括交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层，钼箔层是改进复合结构的热冲击抗性的热穿透屏障和热能耗散路径。该方法进一步包括用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件。该方法进一步包括在复合结构中使用钼复合混合层压件，以改进复合结构的热冲击抗性。
在另一实施方式中，提供使用钼箔层改进复合结构的固化周期的方法。该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面。该方法进一步包括交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层，钼箔层是改进复合结构的固化周期的热和温度控制器。该方法进一步包括用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件。该方法进一步包括在复合结构中使用钼复合混合层压件以改进复合结构的固化周期。
在另一实施方式中，提供使用钼箔层改进复合结构的冲击耐久性的方法。该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面。该方法进一步包括交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层，钼箔层是改进复合结构的冲击耐久性的负荷耗散路径。该方法进一步包括用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件。该方法进一步包括在复合结构中使用钼复合混合层压件，以改进复合结构的冲击耐久性。
在另一实施方式中，提供使用钼箔层在复合结构中非负荷承载区域周围操纵负荷的方法。该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面。该方法进一步包括交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层，钼箔层是在复合结构中非负荷承载区域周围操纵负荷的负荷操纵路径。该方法进一步包括用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件。该方法进一步包括在复合结构中使用钼复合混合层压件，以在复合结构中非负荷承载区域周围操纵负荷。
在另一实施方式中，提供使用钼箔层加固复合结构中修补区域和牵引负荷远离复合结构中修补区域的方法。该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面。该方法进一步包括交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层，钼箔层是加固复合结构中修补区域和牵引负荷远离复合结构中修补区域的加固部件和负荷牵引路径。该方法进一步包括用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件。该方法进一步包括在复合结构中使用钼复合混合层压件，以加固复合结构中修补区域和牵引负荷远离复合结构中修补区域。
在另一实施方式中，提供使用钼箔层减轻复合结构中纤维扭曲的方法。该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面。该方法进一步包括交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层，钼箔层是减轻复合结构中纤维扭曲的纤维稳定器。该方法进一步包括用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件。该方法进一步包括在复合结构中使用钼复合混合层压件，以减轻复合结构中纤维扭曲。
总之，根据本发明的一个方面，提供了包括多个复合材料层的钼复合混合层压件；在复合材料层之间交织的多个表面处理的钼箔层；和多个粘合剂层，其布置在复合材料层和钼箔层的相邻层之间，并且粘合该相邻层。
有利地，层压件，其中复合材料层包括纤维加固的聚合材料。
有利地，层压件，其中表面处理的钼箔层具有足够的刚度，以经钼箔层中的泊松效应调节相邻复合材料层中离轴纤维的纤维拉伸强度和纤维刚度。
有利地，层压件，其中层压件用在复合结构中和改进复合结构中的屈服强度。
有利地，层压件，其中复合结构包括飞行器复合结构。
有利地，层压件，其中钼箔层具有足够的强度、足够的刚度和足够的电导率，以确保钼箔层能够用作飞行器龙骨梁和电流返回路径，用于分散来自雷击的电流至飞行器复合结构。
有利地，层压件，其中钼箔层被表面处理，以改进钼箔层和相邻复合材料层之间的粘合。
有利地，层压件，其中钼箔层经选自下述的一种或更多种表面处理而被表面处理：溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、化学清洁、激光烧蚀和化学蚀刻。
有利地，层压件，其中两个或更多个复合材料层每个具有表面处理的钼箔的切除部分，并且切除部分具有交错的内边缘，以防止两个或更多个内边缘的叠加，以便提供改进的负荷分布。
有利地，层压件，其中钼箔层具有足够的电导率以确保钼箔层能够用作复合飞行器结构的电气总线。
有利地，层压件，其中将层压件连接至一个或更多个电传感器设备，其驱动电流通过钼箔层并且监测通过钼箔层的电流流动的任何变化，以便获得复合结构的结构完好数据。
有利地，层压件，其中钼箔层具有足够的电导率和足够的热导率，以确保钼箔层能够用作改进复合结构的雷电衰减的电能耗散路径。
有利地，层压件，其中钼箔层具有足够的熔点和足够的热导率，其确保钼箔层能够用作改进复合结构的热冲击抗性的热穿透屏障和热能耗散路径。
有利地，层压件，其中钼箔层具有足够的热导率，以确保钼箔层能够用作改进复合结构的固化周期的热和温度控制器。
有利地，层压件，其中钼箔层具有足够的刚度和足够的强度，以确保钼箔层能够用作改进复合结构的冲击耐久性的负荷耗散路径。
有利地，层压件，其中钼箔层具有足够的刚度和足够的强度，以确保钼箔层能够用作在复合结构中非负荷承载区域周围操纵负荷的负荷操纵路径。
有利地，层压件，其中钼箔层具有足够的刚度和足够的强度，以确保钼箔层能够用作加固部件和负荷牵引路径，以加固复合结构中修补区域和牵引负荷远离复合结构中修补区域。
有利地，层压件，其中钼箔层具有足够的刚度和足够的强度，以确保钼箔层能够用作减轻复合结构中纤维扭曲的纤维稳定器。
根据本发明的另一方面，提供钼层压件叠板，其包括多个复合材料层；多个包含钼箔的层，其交织在复合材料层之间，每个包含钼箔的层包括具有表面处理的钼箔的切除部分的复合材料层；和多个粘合剂层，其布置在复合材料层和包含钼箔的层的相邻层之间，并且粘合该相邻层。
有利地，层压件，其中多个包含钼箔的层具有带有交错内边缘的切除部分，以防止两个或更多个内边缘的叠加，以便通过钼箔提供改进的负荷分布。
有利地，层压件进一步包括邻近一个或更多个复合材料层和包含钼箔的层的一个或更多个表面处理的钼箔层。
有利地，层压件，其中相邻的复合材料层和包含钼箔的层不以相同的角度定向。
根据本发明的进一步方面，提供形成钼复合混合层压件的方法，该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面；交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层；和用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件。
有利地，方法进一步包括在复合结构中使用钼复合混合层压件。
有利地，方法进一步包括在在复合结构中使用层压件之后，将层压件连接至一个或更多个电传感器设备，以便驱动电流通过钼箔层，监测通过钼箔层的电流流动的任何变化，和获得复合结构的结构完好数据。
有利地，方法，其中表面处理的钼箔层具有足够的刚度，以经钼箔层中的泊松效应调节相邻复合材料层中离轴纤维的纤维拉伸强度和纤维刚度。
有利地，方法，其中交织和粘合进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层和复合材料层中的一个或更多个。
有利地，方法，其中处理钼箔层的表面包括选自下述的一种或更多种表面处理：溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁和化学蚀刻。
有利地，方法，其中两个或更多个复合材料层每个具有表面处理的钼箔的切除部分，和其中方法进一步包括交错切除部分的内边缘，以防止两个或更多个内边缘的叠加，以便通过钼箔提供改进的负荷分布。
有利地，方法，其中复合材料层包括纤维加固的聚合材料。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的电导率，以确保钼箔层能够用作复合飞行器结构的电气总线。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的强度、足够的刚度和足够的电导率，以确保钼箔层能够用作飞行器龙骨梁和电流返回路径，用于分散来自雷击的电流至复合结构，其中复合结构是飞行器结构。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的电导率和足够的热导率，以确保钼箔层能够用作改进复合结构的雷电衰减的电能耗散路径。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的熔点和足够的热导率，其确保钼箔层能够用作改进复合结构的热冲击抗性的热穿透屏障和热能耗散路径。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的热导率，以确保钼箔层能够用作改进复合结构的固化周期的热和温度控制器。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的刚度和足够的强度，以确保钼箔层能够用作改进复合结构的冲击耐久性的负荷耗散路径。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的刚度和足够的强度，以确保钼箔层能够用作在复合结构中非负荷承载区域周围操纵负荷的负荷操纵路径。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的刚度和足够的强度，以确保钼箔层能够用作加固部件和负荷牵引路径，以加固复合结构中修补区域和牵引负荷远离复合结构中修补区域。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的刚度和足够的强度，以确保钼箔层能够用作减轻复合结构中纤维扭曲的纤维稳定器。
根据本发明的仍进一步的方面，提供30监测复合结构的结构完好的系统，该系统包括复合结构，其包括一个或更多个钼复合混合层压件，每个层压件包括多个复合材料层；在复合材料层之间交织的多个表面处理的钼箔层；和多个粘合剂层，其布置在复合材料层和钼箔层的相邻层之间，并且粘合该相邻层，和，连接至一个或更多个层压件的一个或更多个电传感器设备，该传感器设备驱动电流通过钼箔层和监测通过钼箔层的电流流动的任何变化，以便经来自一个或更多个传感器设备的一个或更多个信号获得复合结构的结构完好数据。
有利地，系统，其中钼箔层具有足够的刚度，以经钼箔层中的泊松效应调节相邻复合材料层中离轴纤维的纤维拉伸强度和纤维刚度，钼箔层彼此分开和进一步具有足够的电导率以确保钼箔层能够用作电气总线。
有利地，系统，其中结构完好数据选自下述的一个或更多个：雷击检测、结构裂纹的起始、结构裂纹的蔓延、潜在的劣化、实际的劣化和经全部或部分电流中断检测的结构完好数据。
有利地，系统，其中复合结构包括飞行器结构。
根据本发明的另一方面，提供使用钼箔层监测复合结构的结构完好的方法，该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面；交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层；用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件；将一个或更多个电传感器设备连接至一个或更多个层压件；用一个或更多个电传感器设备驱动电流通过钼箔层；用一个或更多个电传感器设备监测通过钼箔层的电流流动的任何变化；和，经来自一个或更多个电传感器设备的一个或更多个信号获得复合结构的结构完好数据。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的刚度，以经钼箔层中的泊松效应调节相邻复合材料层中离轴纤维的纤维拉伸强度和纤维刚度，钼箔层彼此分开和进一步具有足够的电导率以确保钼箔层能够用作电气总线。
有利地，方法，其中结构完好数据选自下述的一个或更多个：雷击检测、结构裂纹的起始、结构裂纹的蔓延、潜在的劣化、实际的劣化和经全部或部分电流中断检测的结构完好数据。
有利地，方法，其中复合结构包括飞行器结构。
根据本发明的仍另一方面，提供使用钼箔层制造电气总线进入飞行器结构的方法，该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面；交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层，钼箔层用作电气总线；用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件；和制造钼复合混合层压件的电气总线进入飞行器结构。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的刚度，以经钼箔层中的泊松效应调节相邻复合材料层中离轴纤维的纤维拉伸强度和纤维刚度，钼箔层彼此分开和进一步具有足够的电导率，以确保钼箔层能够用作飞行器结构中的电气总线，产生总体重量减轻的飞行器结构。
有利地，方法，其中交织和粘合进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层和复合材料层中的一个或更多个。
有利地，方法，其中处理钼箔层的表面包括选自下述的一种或更多种表面处理：溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁和化学蚀刻。
根据仍本发明的另一方面，提供制造飞行器复合龙骨梁进入飞行器结构用于分散来自雷击的电流的方法，该方法使用钼箔层，该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面；交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层，钼箔层是飞行器复合龙骨梁和电流返回路径，其分散来自雷击的电流至飞行器结构；用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件；和在飞行器结构中使用钼复合混合层压件，以分散来自雷击的电流至飞行器结构。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的刚度，以经钼箔层中的泊松效应调节相邻复合材料层中离轴纤维的纤维拉伸强度和纤维刚度，和钼箔层进一步具有足够的强度、足够的刚度和足够的电导率，以确保钼箔层能够用作飞行器龙骨梁和电流返回路径，用于分散来自雷击的电流至飞行器结构。
有利地，方法，其中交织和粘合进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层和复合材料层中的一个或更多个。
有利地，方法，其中处理钼箔层的表面包括选自下述的一种或更多种表面处理：溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁和化学蚀刻。
根据本发明的仍另一方面，提供使用钼箔层改进复合结构的雷电衰减的方法，该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面；交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层，钼箔层是改进复合结构的雷电衰减的电能耗散路径；用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件；和在复合结构中使用钼复合混合层压件，以改进复合结构的雷电衰减。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的刚度，以经钼箔层中的泊松效应调节相邻复合材料层中离轴纤维的纤维拉伸强度和纤维刚度，和钼箔层进一步具有足够的电导率和足够的热导率，以确保钼箔层能够用作改进复合结构的雷电衰减的电能耗散路径。
有利地，方法，其中交织和粘合进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层和复合材料层中的一个或更多个。
有利地，方法，其中处理钼箔层的表面包括选自下述的一种或更多种表面处理：溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁和化学蚀刻。
根据本发明的另外方面，提供使用钼箔层改进复合结构的热冲击抗性的方法，该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面；交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层，钼箔层是改进复合结构的热冲击抗性的热穿透屏障和热能耗散路径；用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件；和在复合结构中使用钼复合混合层压件，以改进复合结构的热冲击抗性。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的刚度，以经钼箔层中的泊松效应调节相邻复合材料层中离轴纤维的纤维拉伸强度和纤维刚度，和钼箔层进一步具有足够的熔点和足够的热导率，以确保钼箔层能够用作改进复合结构的热冲击抗性的热穿透屏障和热能耗散路径。
有利地，方法，其中交织和粘合进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层和复合材料层中的一个或更多个。
有利地，方法，其中处理钼箔层的表面包括选自下述的一种或更多种表面处理：溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁和化学蚀刻。
根据本发明另一另外的方面，提供使用钼箔层改进复合结构的固化周期的方法，该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面；交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层，钼箔层是改进复合结构的固化周期的热和温度控制器；用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件；和在复合结构中使用钼复合混合层压件，以改进复合结构的固化周期。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的刚度，以经钼箔层中的泊松效应调节相邻复合材料层中离轴纤维的纤维拉伸强度和纤维刚度，和钼箔层进一步具有足够的热导率，以确保钼箔层能够用作改进复合结构的固化周期的热和温度控制器。
有利地，方法，其中交织和粘合进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层和复合材料层中的一个或更多个。
有利地，方法，其中处理钼箔层的表面包括选自下述的一种或更多种表面处理：溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁和化学蚀刻。
有利地，方法，其中钼箔层用作热和温度控制器，以改进选自下述的固化周期特征：固化周期长度、固化周期热校平(thermal leveling)、固化周期温度校平、固化周期热控制和固化周期温度控制。
根据本发明的仍另一另外的方面，提供使用钼箔层改进复合结构的冲击耐久性的方法，该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面；交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层，钼箔层是改进复合结构的冲击耐久性的负荷耗散路径；用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件；和在复合结构中使用钼复合混合层压件，以改进复合结构的冲击耐久性。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的刚度，以经钼箔层中的泊松效应调节相邻复合材料层中离轴纤维的纤维拉伸强度和纤维刚度，和钼箔层进一步具有足够的刚度和足够的强度，以确保钼箔层能够用作改进复合结构的冲击耐久性的负荷耗散路径。
有利地，方法，其中交织和粘合进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层和复合材料层中的一个或更多个。
有利地，方法，其中处理钼箔层的表面包括选自下述的一种或更多种表面处理：溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁和化学蚀刻。
有利地，方法，其中复合结构包括飞行器，和进一步其中钼箔层改进对包括冰雹冲撞和鸟冲撞的冲击损伤的抗性。
根据本发明的仍另一另外的方面，提供使用钼箔层在复合结构中非负荷承载区域周围操纵负荷的方法，该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面；交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层，钼箔层是在复合结构中非负荷承载区域周围操纵负荷的负荷操纵路径；用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件；和在复合结构中使用钼复合混合层压件，以在复合结构中非负荷承载区域周围操纵负荷。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的刚度，以经钼箔层中的泊松效应调节相邻复合材料层中离轴纤维的纤维拉伸强度和纤维刚度，和钼箔层进一步具有足够的刚度和足够的强度，以确保钼箔层能够用作在复合结构中非负荷承载区域周围操纵负荷的负荷操纵路径。
有利地，方法，其中交织和粘合进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层和复合材料层中的一个或更多个。
有利地，方法，其中处理钼箔层的表面包括选自下述的一种或更多种表面处理：溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁和化学蚀刻。
有利地，方法，其中非负荷承载区域选自：进入孔、检查口(accesspanel)和系统穿透。
根据本发明又另一另外的方面，提供使用钼箔层加固复合结构中修补区域和牵引负荷远离复合结构中修补区域的方法，该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面；交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层，钼箔层是加固复合结构中修补区域和牵引负荷远离复合结构中修补区域的加固部件和负荷牵引路径；用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件；和在复合结构中使用钼复合混合层压件，以加固复合结构中修补区域和牵引负荷远离复合结构中修补区域。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的刚度，以经钼箔层中的泊松效应调节相邻复合材料层中离轴纤维的纤维拉伸强度和纤维刚度，和钼箔层进一步具有足够的刚度和足够的强度，以确保钼箔层加固复合结构中修补区域和牵引负荷远离复合结构中修补区域。
有利地，方法，其中交织和粘合进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层和复合材料层中的一个或更多个。
有利地，方法，其中处理钼箔层的表面包括选自下述的一种或更多种表面处理：溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁和化学蚀刻。
有利地，方法，其中修补区域选自：补片修补区域、嵌接(scarf)修补区域、孔、弱化的区域和损伤的区域。
根据本发明的又另一另外的方面，提供使用钼箔层减轻复合结构中纤维扭曲的方法，该方法包括处理多个钼箔层的每个的表面；交织表面处理的钼箔层与多个复合材料层，钼箔层是减轻复合结构中纤维扭曲的纤维稳定器；用粘合剂层将每个表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件；和在复合结构中使用钼复合混合层压件，以减轻复合结构中的纤维扭曲。
有利地，方法，其中钼箔层具有足够的刚度，以经钼箔层中的泊松效应调节相邻复合材料层中离轴纤维的纤维拉伸强度和纤维刚度，和钼箔层进一步具有足够的刚度和足够的强度，以确保钼箔层能够用作减轻复合结构中纤维扭曲的纤维稳定器。
有利地，方法，其中交织和粘合进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层和复合材料层中的一个或更多个。
有利地，方法，其中处理钼箔层的表面包括选自下述的一种或更多种表面处理：溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁和化学蚀刻。
已经讨论的特征、功能和优势可在本公开的各种实施方式中独立地实现，或可在仍其他实施方式结合，其进一步的细节可参考下述说明书和附图。
附图说明
结合图解优选的和示例性的实施方式的附图，参考下列具体实施方式可更好地理解本公开，但是附图没必要按照比例绘制，其中：
图1是可并入本公开的钼复合混合层压件的一个或更多个优势实施方式的飞行器透视图的图解；
图2是飞行器生产和使用方法学的流程图的图解；
图3是飞行器功能块图的图解；
图4是本公开的钼复合混合层压件的一种实施方式的功能块图的图解；
图5是本公开的钼层压件叠板的一种实施方式的等距局部截面图的图解；
图6是本公开的钼层压件叠板的另一实施方式的侧横截面视图；
图7是通过表面处理的钼箔层中的泊松效应调节的离轴纤维的示意图的图解；
图8是本公开的钼复合混合层压件的一种实施方式的示意图的图解，其中钼箔层用作电气总线；
图9是本公开的钼复合混合层压件的另一实施方式的示意图的图解，其中钼箔层用作改进雷电衰减的电能耗散路径；
图10是本公开的钼复合混合层压件的另一实施方式的示意图的图解，其中钼箔层用作改进热冲击抗性的热穿透屏障和热能耗散路径；
图11是本公开的钼复合混合层压件的另一实施方式的示意图的图解，其中钼箔层用作改进冲击耐久性的负荷耗散路径；
图12A是本公开的钼复合混合层压件的另一实施方式的示意图的图解，其中钼箔层用作非负荷承载区域的负荷操纵路径；
图12B是沿着图12A的线12B-12B取的截面示意图的图解；
图13是本公开的钼复合混合层压件的另一实施方式的示意图的图解，其中钼箔层用作改进固化周期的热和温度控制器；
图14A是本公开的钼复合混合层压件的另一实施方式的示意图的图解，其中钼箔层用作补片修补区域的加固部件和负荷牵引路径；
图14B是沿着图14A的线14B-14B取的截面示意图的图解；
图14C是本公开的钼复合混合层压件的另一实施方式的示意图的图解，其中钼箔层用作嵌接修补区域的加固部件和负荷牵引路径；
图14D是沿着图14C的线14D-14D取的截面示意图的图解；
图15是本公开的钼复合混合层压件的另一实施方式的示意图的图解，其中钼箔层用作分散来自雷击的电流的飞行器复合龙骨梁和电流返回路径；
图16是本公开的监测复合结构的结构完好的系统的一种示例性实施方式的功能块图的图解；
图17是具有纤维扭曲区域的复合结构的示意图的图解；
图18是本公开的钼复合混合层压件的另一实施方式的示意图的图解，其中钼箔层用作纤维稳定器；和，
图19-29是图解本公开方法的示例性实施方式的流程图。
具体实施方式
现将参考附图，下文更充分描述公开的实施方式，其中显示了一些，但不是所有的公开的实施方式。实际上，可提供数个不同实施方式并且不应解释为限于本文图解的实施方式。而是，提供这些实施方式从而本公开将是全面的和完整的，并且将向本领域技术人员充分传达本公开的范围。
现参考图，图1是示例性飞行器结构10的透视图的图解，其可并入本公开的钼复合混合层压件100(见图4)的一个或更多个优势实施方式。如图1所显示，飞行器结构10包括机身12、机头14、驾驶室16、可操作地连接至机身12的机翼18、一个或更多个推进单元20、尾部垂直安定面22、一个或更多个尾部水平安定面24和一个或更多个龙骨梁26。飞行器10结构可由复合和/或金属材料制造，其可用在飞行器结构10的这些部分上，包括但不限于机身12、机头14、机翼18、尾部垂直安定面22、一个或更多个尾部水平安定面24和一个或更多个龙骨梁26。尽管显示在图1中的飞行器10通常是商用客机的代表，但是钼复合混合层压件100，如本文公开的，也可用于其他类型的飞行器。更具体而言，公开的实施方式的教导可应用于其他客机、货机、军用机、旋翼机和其他类型的飞行器或空中交通工具，以及航空交通工具、卫星、空间发射交通工具、火箭和其他航空交通工具。也可认识到，根据本公开的方法、系统和装置的实施方式可用于其他交通工具，比如船和其他船舶、火车、汽车、卡车和公共汽车。
图2是飞行器生产和使用方法学30的流程图的图解。图3是飞行器50的功能块图的图解。参看图2-3，本公开的实施方式可在如图2所显示的飞行器制造和使用方法30和如图3所显示的飞行器50的背景中描述。在生产前期间，示例性方法30可包括飞行器50的规格和设计32以及材料获取34。生产期间，进行飞行器50的组件和子部件制造36和系统整合38。其后，飞行器50可经历发照和交付40以便投入使用42。当由客户使用42时，飞行器50按规定常规维修和保养44(其也可包括改装、重新配置、翻新等)。
方法30的每个过程可通过系统集成者、第三方和/或操作人员(例如，客户)实施或进行。为了该说明书的目的，系统集成者可包括但不限于任何数量的飞行器制造商和主要系统转包商；第三方可包括但不限于任何数量的卖主、转包商和供应商；并且操作人员可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等。
如图3所显示，通过示例性方法30生产的飞行器50可包括具有多个系统54的机体52和内部56。机体52可并入本公开的钼复合混合层压件100(见图4)的一个或更多个优势实施方式。高-水平系统54的例子包括推进系统58、电力系统60、液压系统62和环境系统64的一个或更多个。可包括任何数量的其他系统。尽管显示了航空例子，但是本发明的原理可应用于其他工业，比如汽车工业。
本文具体化的装置和方法可在生产和使用方法30的任何一个或更多个阶段期间使用。例如，对应生产过程36的组件或子部件可以以与生产飞行器50使用42时的组件或子部件类似的方式制造或加工。而且，一个或更多个装置实施方式、方法实施方式或其组合可在生产阶段36和38期间使用，例如，通过大大加速飞行器50的组装或降低成本。类似地，一个或更多个装置实施方式、方法实施方式或其组合可当飞行器50使用42时使用，例如，但不限于维修和保养44。
图4是本公开的钼复合混合层压件100的一种实施方式的功能块图的图解。如图4所显示，提供了钼复合混合层压件100，以改进复合结构104的屈服强度102。钼复合混合层压件100包括多个复合材料层106。每个复合材料层106包括纤维加固的聚合材料108。纤维加固的聚合材料108优选在树脂基质114(见图7)中包括离轴纤维110(见图7)和基本上平行的纤维152(见图7)。离轴纤维110和基本上平行的纤维152优选包括布置在树脂基质114中的高模数强化纤维112。高模数强化纤维112可由包括下述的材料制造：石墨、玻璃、碳、硼、陶瓷、芳族聚酰胺、聚烯烃、聚乙烯、聚合物、碳化钨或其他适当的材料。树脂基质114可由包括下述的树脂材料制造：热固性树脂，比如环氧树脂和聚酯；热塑性树脂，比如聚酰胺、聚烯烃和氟聚合物；具有热固性树脂和热塑性树脂二者性质的混合聚合物树脂；或其他适当的树脂材料。离轴纤维110和基本上平行的纤维152优选具有范围为约500KSI(千磅每平方英寸)至约1000KSI的纤维拉伸强度116。离轴纤维110和基本上平行的纤维152优选具有范围为约32MSI(百万磅每平方英寸)至约100MSI的纤维刚度118。离轴纤维110和基本上平行的纤维152优选具有范围为初始纤维长度的约0.1%至约0.5%或更大的纤维伸长120。每个复合材料层106优选具有范围为从约1mil至约20mils的厚度。更优选地，每个复合材料层106具有范围为从约4mils至约8mils的厚度。
钼复合混合层压件100进一步包括多个表面处理的钼箔层122，其交织在复合材料层106之间。每个表面处理的钼箔层122具有足够的钼刚度124，以经表面处理的钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110的纤维拉伸强度116和纤维刚度118。为了该公开的目的，“泊松效应”意思是在物体上压缩负荷具有的双重效应，即，压缩使得物体在压缩负荷方向变得更短和横向变得更宽。对于每种不同类型的材料，存在轴向的应变与横向的应变特定的比，并且这称为“泊松比”。钼刚度124包括47MSI(百万磅每平方英寸)。表面处理的钼箔层122的高钼刚度124使得表面处理的钼箔层122通过表面处理的钼箔层122中的泊松效应调节纤维加固的聚合材料108中离轴纤维110的纤维拉伸强度116和纤维刚度118，并且防止纤维加固的聚合材料108中离轴纤维110和基本上平行的纤维152压缩时的弯曲。
图7是通过表面处理的钼箔层122中的泊松效应调节的离轴纤维110的示意图的图解。图7显示在树脂基质114中包括高模数强化纤维112的离轴纤维110，并且显示在树脂基质114中和负荷路径154的方向D中基本上平行的纤维152。钼复合混合层压件100的设计确保调节在负荷路径154的方向D上布置的基本上平行的纤维152的强度，并且表面处理的钼箔层122确保调节离轴纤维110的纤维拉伸强度116和纤维刚度118。另外，表面处理的钼箔层122可受约束并且可能不以标准泊松效果方式作用。而且，在表面处理的钼箔层122中存在三轴负荷状态，即，在所有三个方向x、y和z有明显施加的应力的状态，以增加表面处理的钼箔层122的实际屈服点或屈服强度，这取决于表面处理的钼箔层122的粘合强度。增加实际屈服点或屈服强度确保通过粘合施加至钼箔的另外的z粘合。
如图4所显示，每个表面处理的钼箔层122进一步具有钼强度126。优选地，钼强度126范围为约125KSI(千磅每平方英寸)至约160KSI。如图4所显示，每个表面处理的钼箔层122进一步具有钼电导率128。优选地，钼电导率128是约17.9×1061/Ohm-m(Ohm-米)。如图4所显示，每个表面处理的钼箔层122进一步具有钼热导率130。优选地，钼热导率130是约138W m-1K-1。(瓦特每米开尔文)。如图4所显示，每个表面处理的钼箔层122进一步具有钼熔点132。每个表面处理的钼箔层122优选具有范围为从约1mil至约40mil的厚度。
表面处理的钼箔层122优选被表面处理，以改进表面处理的钼箔层122界面与相邻复合材料层106之间的粘合。表面处理的钼箔层122优选地经包括下述的一种或更多种表面处理被表面处理：溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、化学清洁、化学蚀刻、激光烧蚀或另一适当的表面处理。可用的表面处理方法描述在例如，美国专利号3,959,091；3,989,876；4,473,446；和6,037,060中，其所有通过引用并入本文。
钼复合混合层压件100进一步包括多个粘合剂层134，其布置在复合材料层106和表面处理的钼箔层122的相邻层之间，并且粘合该相邻层。粘合剂层134优选地包括由下述材料制造的粘合剂，所述材料比如热固性环氧树脂粘合剂、环氧粘合剂、热塑性粘合剂、聚酰亚胺粘合剂、双马来酰亚胺粘合剂、聚氨酯粘合剂、韧化丙烯酸粘合剂或另一适当的粘合剂。每个粘合剂层134优选地具有范围从约0.5mil至约2.0mil的厚度。优选地，粘合剂层134提供最少的粘合剂以湿润钼箔层122的表面125a或125b(见图6)，以促进与相邻复合材料层106粘合。
钼复合混合层压件100用于复合结构104中并且改进复合结构104中的屈服强度102(见图4)。复合结构104可包括飞行器结构10(见图1)或另一适当的复合结构。钼复合混合层压件100优选地设计用于低温应用，比如小于约500华氏度的温度。示例性低温应用可包括使用钼复合混合层压件100用于远离一个或更多个推进单元20(见图1)比如飞行器喷气发动机布置的次音速飞行器蒙皮和子结构。
图5是本公开钼层压件叠板101的一种实施方式的等距局部截面图的图解。如图5所显示，钼层压件叠板101包括多个复合材料层106和多个包含钼箔的层146，其交织在复合材料层106之间。每个复合材料层106，如上详细讨论的，优选包括纤维加固的聚合材料108。每个包含钼箔的层146包括复合材料层106，优选包括纤维加固的聚合材料108，其中复合材料层106可具有可被表面处理的钼箔123的切除部分144。如在图5中进一步显示，钼层压件叠板101进一步包括粘合剂层134，其布置在复合材料层106和交接的包含钼箔的层146的相邻层之间，并且粘合该相邻层。钼层压件叠板101可进一步包括邻近一个或更多个复合材料层106和/或邻近一个或更多个包含钼箔的层146的一种或更多种表面处理的钼箔层122。如图5所显示，表面处理的钼箔层122邻近复合材料层106并且用粘合剂层134粘合至复合材料层106。
如图5所显示，钼层压件叠板101的每个薄层或板136具有空间上分开并且延长至末端边缘142的第一面138和第二面140。如在图5中进一步显示，在需要用表面处理的钼箔123具体加固的钼层压件叠板101的区域中，切除部分144可在包含钼箔的层146中形成。切除部分144可如下形成，例如通过移除复合材料层106上至内边缘148(见图5)，或通过铺设复合材料层106上至内边缘148，留下形成的切除部分144。形成切除部分144适当的铺设设备可包括，例如，已知的轮廓带状铺设机(CTLM)(未显示)，比如由Cincinnati Machine，Inc.ofCincinnati，Ohio.制造的那些。包含钼箔的层146可然后用表面处理的钼箔123完成，以基本上填充每个切除部分144。包含钼箔的层146包括在第一面138和第二面140之间延伸并且具有限定切除部分144的内边缘148的复合材料层106。包含钼箔的层146进一步包括表面处理的钼箔123，其在第一面138和第二面140之间基本上从内边缘148延伸，填充切除部分144。
如在图5中进一步显示，其中多个包含钼箔的层146被中断，切除部分144的内边缘148可被交错，以便防止两个或更多个内边缘148的叠加，从而通过表面处理的钼箔123提供改进的负荷分布。切除部分144的交错内边缘148也可能最小化或消除可发生在表面处理的钼箔123末端的可能的树脂积聚。交织表面处理的钼箔123，以及用根据本公开的表面处理的钼箔123中断单个包含钼箔的层146中的复合材料层106可产生所得钼层压件叠板101中的不同性质。
图6是本公开的钼层压件叠板150的另一实施方式的侧横截面视图。如图6所显示，在一个具体的实施方式中，复合材料层106和包含钼箔的层146可以以下述角度定向：近似–45(负四十五)度、近似+45(正四十五)度、近似0(零)度或近似90(九十)度。每个包含钼箔的层146包括具有表面处理的钼箔123的切除部分144的复合材料层106。就钼层压件叠板150，以及钼层压件叠板101而言(见图5)，优选没有两个相邻层以相同角度定向，即，相邻复合材料层106和包含钼箔的层146不以相同的角度定向，相邻复合材料层106和表面处理的钼箔层122不以相同的角度定向，并且相邻包含钼箔的层146和表面处理的钼箔层122不以相同的角度定向。
在本公开的另一实施方式中，提供了钼复合混合层压件100，其具有用作复合结构104(见图4)比如飞行器结构10(见图1)中电气总线160(见图8)的钼箔层122。图8是本公开钼复合混合层压件100的一种实施方式的示意图的图解，其中表面处理的钼箔层122用作电气总线160。为了该应用的目的，电气总线意思是飞行器电系统中的分布点，自该点电负荷获得它们的电能。表面处理的钼箔层122具有足够的钼电导率128(见图4)，以确保表面处理的钼箔层122能够用作电气总线160，用于将分开结构和电系统(未显示)集成为单个系统158(见图8)，用于复合结构104(见图4)比如飞行器结构10(见图1)，产生总体重量减轻的飞行器结构10。
如上讨论，钼复合混合层压件100包括多个复合材料层106(见图8)。每个复合材料层106包括纤维加固的聚合材料108(见图4)。优选地，复合材料层106包括石墨/树脂基材料层164(见图8)。钼复合混合层压件100进一步包括多个表面处理的钼箔层122(见图8)，其在复合材料层106之间交织(见图8)。表面处理的钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经表面处理的钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)。钼复合混合层压件100层压件进一步包括多个粘合剂层134(见图8)，其布置在复合材料层106和表面处理的钼箔层122的相邻层之间，并且粘合相邻层。
在该实施方式中，优选地，表面处理的钼箔层122彼此分开并且具有足够的钼电导率128(见图4)，以确保表面处理的钼箔层122能够作为电气总线160实施。钼是卓越的电导体。就是这种低电阻特征使得表面处理的钼箔层122用作卓越的电气总线，用于在复合结构104(见图4)比如飞行器结构10(见图1)上宽范围的电应用。优选地，钼复合混合层压件100在复合结构104中包括多个表面处理的钼箔层122，并且因此，许多不连续导体可以是可用的。每个表面处理的钼箔层122可包括彼此电分开的条带，并且每个这些层或条带可用作分开电路的单独电路臂162(见图8)。当需要分开的电路时，粘合剂层134(见图8)可用作表面处理的钼箔层122的电绝缘层166(见图8)。随着电流流动172(见图8)移动通过单个系统158(见图8)，电流(I)170(见图8)可由表面处理的钼箔层122的单独层传导。该实施方式可将电系统的电要求和结构系统的结构要求集成为单个系统158，导致明显的重量节省。
在另一实施方式中，提供使用钼箔层122(见图8)制造电气总线160(见图8)进入复合结构104(见图4)，比如飞行器结构10(见图1)的方法430。图21是图解制造电气总线160的方法430的一种示例性实施方式的流程图。方法430包括处理多个钼箔层122的每个的表面125a或125b(见图6)的步骤432。处理钼箔层122的表面125a或125b可包括一种或更多种表面处理，包括溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁、化学蚀刻或另一适当的表面处理。
方法430进一步包括交织表面处理的钼箔层122与多个复合材料层106(见图8)的步骤434。钼箔层122用作电气总线160(见图8)。钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)。钼箔层122优选彼此分开和进一步具有足够的钼电导率128(见图4)，以确保钼箔层122能够用作飞行器结构10中的电气总线160。电气总线160可将分开结构和电系统集成为飞行器结构10中的单个系统158(见图8)，从而产生总体重量减轻的飞行器结构10。
方法430进一步包括用粘合剂层134(见图8)将每个表面处理的钼箔层122粘合至相邻复合材料层106，以形成具有改进的屈服强度102(见图4)的钼复合混合层压件100(见图8)的步骤436。交织步骤434和粘合步骤436可进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层122和复合材料层106中的一个或更多个。方法430进一步包括制造钼复合混合层压件100的电气总线160进入飞行器结构10的步骤438。
在本公开的另一实施方式中，提供系统250(见图16)，用于监测复合结构104的(见图16)的结构完好。图16是监测复合结构104的结构完好的系统250的一种示例性实施方式的功能块图的图解。如图16所显示，系统250包括复合结构104，优选飞行器10(见图1)，其包括一个或更多个钼复合混合层压件100。如图16所显示，每个钼复合混合层压件100包括多个复合材料层106，每个复合材料层106包括纤维加固的聚合材料108。如图16所显示，钼复合混合层压件100进一步包括多个表面处理的钼箔层122，其交织在复合材料层106之间。表面处理的钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经表面处理的钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度(见图4)。表面处理的钼箔层122彼此分开并且具有足够的钼电导率128(见图4)，以确保表面处理的钼箔层122能够作为电气总线160(见图16)实施。如图16所显示，钼复合混合层压件100进一步包括多个粘合剂层134，其布置在复合材料层106和表面处理的钼箔层122的相邻层之间，并且粘合该相邻层。
在该实施方式中，如图16所显示，系统250进一步包括连接至一个或更多个钼复合混合层压件100的一个或更多个电传感器设备168。电传感器设备168驱动电流170(见图16)通过表面处理的钼箔层122并且监测通过表面处理的钼箔层122的电流流动172(见图16)的任何变化，以便经来自一个或更多个电传感器设备168的一个或更多个信号252(见图16)获得复合结构104的结构完好数据254(见图16)。这种结构完好数据254可包括雷击检测、结构裂纹的起始、结构裂纹的蔓延、潜在的劣化、和实际的劣化、或可经全部或部分电流中断检测的其他适当的结构完好数据。
钼箔为复合叠板提供增强的机械性质。另外，高钼电导率128使得钼也能够作为电气总线160(见图16)良好实施。每个表面处理的钼箔层122可包括彼此电分开的条带。每个这些层或条带可用作分开电路的单独电路臂162(见图16)。另外，在表面处理的钼箔122的这些电路中流动的电流170可被监测用于任何潜在劣化的证据。
表面处理的钼箔122的每个电路的电阻可被监测以提供坚固(sound)结构的证据。如果电阻或信号252变化，则这可提供关于复合结构104坚固性的数据。由于实际得到关于复合结构104坚固性的结构完好数据254或信息，而不是仅仅依赖于常规的维修，该信息可潜在地允许复合结构104比如飞行器结构10(见图1)更大的使用周期，和飞行器结构10更长的使用时间。系统250确保飞行器结构10的较少的修理时间和当需要时确保复合结构104的翻新或修补。
在本公开的另一实施方式中，提供了钼复合混合层压件100(见图9)，以改进复合结构104(见图4)的雷击180(见图9)衰减或耗散。图9是本公开钼复合混合层压件100的另一实施方式的示意图的图解，其中表面处理的钼箔层122用作电能耗散路径186，其改进对来自高电能冲击源比如雷击180的高电能输入182的高电能冲击抗性。如图9所显示，当高电能冲击源，比如雷击180，击中复合结构104(见图4)的钼复合混合层压件100时，发生高电能输入182。表面处理的钼箔层122用作电能耗散路径186以快速传导电流184离开，导致通过钼复合混合层压件100改进的雷击180衰减或耗散。表面处理的钼箔层122具有足够高的钼电导率128(见图4)和足够高的钼热导率130(见图4)，以确保表面处理的钼箔层122能够用作电能耗散路径186，从而改进复合结构104(见图4)的雷击180衰减或耗散。钼复合混合层压件100中表面处理的钼箔层122的高钼熔点132(见图4)、高钼热导率130(见图4)和高钼电导率128(见图4)确保当遭受极高的电能输入182(见图9)时，钼复合混合层压件100实施良好。表面处理的钼箔层122的高钼刚度124(见图4)和高钼强度126(见图4)连同低的热膨胀系数(CTE)进一步提供改进的机械性质。钼的典型CTE值与复合叠板中使用的复合材料的典型CTE值有利地兼容。例如，钼可具有在约2.5×10-6至约3.5×10-6英寸/英寸/°F(华氏度)之间的典型CTE值，并且复合叠板中使用的复合材料可具有在约0.5×10-6至约6.0×10-6英寸/英寸/°F之间的典型CTE值。应用至复合材料层106，比如，例如，石墨/树脂基材料层164(见图9)的表面处理的钼箔层122提供结构优势连同改进的雷击180衰减或耗散。
改进复合结构104的雷击180衰减的每个钼复合混合层压件100包括多个复合材料层106(见图9)，并且每个复合材料层106包括纤维加固的聚合材料108(见图4)。优选地，复合材料层106包括石墨/树脂基材料层164。钼复合混合层压件100进一步包括多个表面处理的钼箔层122(见图9)，其交织在复合材料层106之间。如上讨论，表面处理的钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经表面处理的钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)。表面处理的钼箔层122彼此分开并且具有足够的钼电导率128(见图4)，以确保表面处理的钼箔层122能够作为电气总线160(见图15)实施。钼复合混合层压件100进一步包括多个粘合剂层134(见图9)，其布置在复合材料层106和表面处理的钼箔层122的相邻层之间，并且粘合该相邻层。粘合剂层134(见图9)可用作表面处理的钼箔层122的电绝缘层166(见图9)。钼复合混合层压件100优选用于复合结构104(见图4)，比如飞行器结构10(见图1)中，和改进复合结构104的雷击180衰减或耗散。
在本公开的另一实施方式中，提供使用钼箔层122改进复合结构104(见图4)的雷击180(见图9)衰减的方法470。图23是图解改进复合结构104(见图4)，比如飞行器结构10(见图1)的雷击180衰减的方法470的一种示例性实施方式的流程图。方法470包括处理多个钼箔层122(见图9)的每个的表面125a或125b(见图6)的步骤472。处理钼箔层122的表面125a或125b可包括一种或更多种表面处理，其包括溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁、化学蚀刻或另一适当的表面处理。
方法470进一步包括交织表面处理的钼箔层122与多个复合材料层106(见图9)的步骤474。钼箔层122用作改进复合结构104的雷击180衰减的电能耗散路径186(见图9)。钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)。钼箔层122进一步具有足够的钼电导率128(见图4)和足够的钼热导率130(见图4)，以确保钼箔层122能够用作改进复合结构104(见图4)的雷击180(见图9)衰减的电能耗散路径186(见图9)。
方法470进一步包括用粘合剂层134(见图9)将每个表面处理的钼箔层122粘合至相邻复合材料层106(见图9)，以形成具有改进的屈服强度102(见图4)的钼复合混合层压件100(见图9)的步骤476。交织步骤474和粘合步骤476可进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层122和复合材料层106中的一个或更多个。方法470进一步包括在复合结构104中使用钼复合混合层压件100，以改进复合结构104的雷击180衰减的步骤478。
在本公开的另一实施方式中，提供了钼复合混合层压件100以在复合结构104(见图4)，比如飞行器10(见图1)中传导电流并且用作飞行器复合龙骨梁240(见图15)。飞行器龙骨梁26，如图1所显示，通常在机身12(见图1)的下部并且基本上与机身12结合在一起。轻量飞行器复合结构，比如龙骨梁，需要另外的结构寄生导体，以有效地分散来自雷击180(见图15)的电流。图15是本公开钼复合混合层压件100的另一实施方式的示意图的图解，其中表面处理的钼箔层122用作飞行器复合龙骨梁240和雷击180的电流返回路径242。如图15所显示，当高电能冲击源，比如雷击180，击中复合结构104(见图4)的钼复合混合层压件100时，高电能输入182发生。电流184(见图15)可通过钼复合混合层压件100中的表面处理的钼箔层122传导。表面处理的钼箔层122确保复合结构104的更高钼强度126(见图4)和更高钼刚度124(见图4)。而且，表面处理的钼箔层122的高钼电导率128(见图4)使得表面处理的钼箔层122能够作为电气总线160(见图15)良好实施。另外，通过钼复合混合层压件100，表面处理的钼箔层122可用作电流返回路径242，以快速传导电流184离开，导致改进的雷击180保护。表面处理的钼箔层122具有足够的钼强度126(见图4)、足够的钼刚度124(见图4)和足够的钼电导率128(见图4)，以确保表面钼箔层122能够用作飞行器复合龙骨梁240(见图15)，其在复合结构104(见图4)中传导电流184并且提供雷击180(见图15)的电流返回路径242(见图15)。由于增强的机械性质和携带电流184的能力，表面处理的钼箔层122提供独特的优势钼复合混合层压件100，其可有效地用作飞行器设计中的飞行器复合龙骨梁240和用作雷击180的电流返回路径242二者，其可产生总体减少的重量和成本。表面处理的钼箔层122提供轻量、高性能飞行器复合龙骨梁240，其有效传导电流184并且用作雷击180的电流返回路径242。
如图15所显示，每个钼复合混合层压件100包括多个复合材料层106，并且每个复合材料层106包括纤维加固的聚合材料108(见图4)。优选地，复合材料层106包括石墨/树脂基材料层164(见图10)。钼复合混合层压件100进一步包括多个表面处理的钼箔层122，其交织在复合材料层106之间。如上讨论，表面处理的钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经表面处理的钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)。钼箔层122进一步具有足够的钼强度126(见图4)、足够的钼刚度124(见图4)和足够的钼电导率128(见图4)，以确保钼箔层122能够用作传导电流184(见图15)并且提供雷击180(见图15)的电流返回路径242(见图15)的飞行器复合龙骨梁240(见图15)。钼复合混合层压件100进一步包括多个粘合剂层134(见图15)，其布置在复合材料层106和表面处理的钼箔层122的相邻层之间，并且粘合该相邻层。粘合剂层134(见图15)可用作表面处理的钼箔层122的电绝缘层166(见图15)。钼复合混合层压件100优选用于复合结构104(见图4)，比如飞行器结构10(见图1)中，并且在飞行器复合结构104中传导电流184和提供雷击180的电流返回路径242。
在本公开的另一实施方式中，提供将飞行器复合龙骨梁240(见图15)制造入飞行器结构10(见图1)用于分散来自雷击180(见图15)的电流184(见图15)的方法450。方法450使用钼箔层122(见图15)。图22是图解制造飞行器复合龙骨梁240的方法450的一种示例性实施方式的流程图。方法450包括处理多个钼箔层122的每个的表面125a或125b(见图6)的步骤452。处理钼箔层122的表面125a或125b可包括一种或更多种表面处理，其包括溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁、化学蚀刻或另一适当的表面处理。
方法450进一步包括交织表面处理的钼箔层122与多个复合材料层106(见图15)的步骤454。钼箔层122用作飞行器复合龙骨梁240(见图15)和电流返回路径242(见图15)二者，耗散来自雷击180的电流184至复合结构104(见图4)比如飞行器结构10(见图1)。钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)。钼箔层122进一步具有足够的钼强度126(见图4)、足够的钼刚度124(见图4)和足够的钼电导率128(见图4)，以确保钼箔层122能够用作飞行器复合龙骨梁240(见图15)和电流返回路径242(见图15)，用于分散来自雷击180(见图15)的电流184(见图15)至飞行器结构10(见图1)。
方法450进一步包括用粘合剂层134将每个表面处理的钼箔层122粘合至相邻复合材料层106，以形成具有改进的屈服强度102的钼复合混合层压件100(见图4)的步骤456。交织步骤454和粘合步骤456可进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层122和复合材料层106中的一个或更多个。方法450进一步包括在复合结构104比如飞行器结构10(见图1)中使用钼复合混合层压件100，分散来自雷击180的电流184(见图15)至复合结构104比如飞行器结构10的步骤458。
在本公开的另一实施方式中，提供了钼复合混合层压件100(见图10)，以改进复合结构104(见图4)的热冲击190(见图10)抗性。图10是本公开钼复合混合层压件100的另一实施方式的示意图的图解，其中表面处理的钼箔层122用作热能耗散路径196和热穿透屏障198二者，改进对来自热冲击190，比如激光束或X射线的高热能输入192的热冲击190抗性。在该实施方式中，表面处理的钼箔层122具有足够高的钼热导率130(见图4)，使得表面处理的钼箔层122能够用作热能流194的热能耗散路径196(见图10)，以改进复合结构104(见图4)的热冲击190抗性。另外，表面处理的钼箔层122具有足够非常高的钼熔点132(见图4)，使得表面处理的钼箔层122能够用作热穿透屏障198(见图10)，进一步改进复合结构104的热冲击190抗性。通过使用表面处理的钼箔层122作为复合结构104中的替换层，由于表面处理的钼箔层122非常高的钼熔点132(见图4)和高钼热导率130(见图4)，实现改进的热冲击190抗性。表面处理的钼箔层122由于高钼熔点132(见图4)和高钼热导率130(见图4)，其当在局部区域施加时提供热能输入192(见图10)的耗散，因此为复合结构104的热冲击190或穿透提供明显的热穿透屏障198。
如图10所显示，改进热冲击190抗性的每个钼复合混合层压件100包括多个复合材料层106(见图10)，并且每个复合材料层106包括纤维加固的聚合材料108(见图4)。优选地，复合材料层106包括石墨/树脂基材料层164。钼复合混合层压件100进一步包括多个表面处理的钼箔层122，其交织在复合材料层106之间。表面处理的钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经表面处理的钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)。如图10所显示，钼复合混合层压件100进一步包括多个粘合剂层134(见图10)，其布置在复合材料层106和表面处理的钼箔层122的相邻层之间，并且粘合该相邻层。粘合剂层134(见图10)可用作表面处理的钼箔层122的电绝缘层166(见图10)。钼复合混合层压件100优选用于复合结构104(见图4)比如飞行器结构10(见图1)中并且改进复合结构104的热冲击190抗性。
在本公开的另一实施方式中，提供使用钼箔层122(见图10)改进复合结构104的热冲击190(见图10)抗性的方法490。图24是图解改进复合结构104的热冲击190(见图10)抗性的方法490的一种示例性实施方式的流程图。方法490包括处理多个钼箔层122(见图10)的每个的表面125a或125b的步骤492。处理钼箔层122的表面125a或125b可包括一种或更多种表面处理，其包括溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁、化学蚀刻或另一适当的表面处理。
方法490进一步包括交织表面处理的钼箔层122与多个复合材料层106(见图10)的步骤494。钼箔层122用作热穿透屏障198(见图10)和热能耗散路径196(见图10)，改进复合结构的热冲击190抗性。钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)。钼箔层122进一步具有足够的钼熔点132(见图4)和足够的钼热导率130(见图4)，以确保钼箔层122能够用作热穿透屏障198(见图10)和热能耗散路径196(见图10)，改进复合结构104(见图4)的热冲击190(见图10)抗性。
方法490进一步包括用粘合剂层134(见图10)将每个表面处理的钼箔层122粘合至相邻复合材料层106，以形成具有改进的屈服强度102(见图4)的钼复合混合层压件100(见图10)的步骤496。交织步骤494和粘合步骤496可进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层122和复合材料层106中的一个或更多个。方法490进一步包括在复合结构104中使用钼复合混合层压件100，以改进复合结构104的热冲击190抗性的步骤498。
在本公开的另一实施方式中，提供了钼复合混合层压件100(见图11)，以改进复合结构104(见图4)的冲击200(见图11)耐久性。图11是本公开钼复合混合层压件100的另一实施方式的示意图的图解，其中表面处理的钼箔层122用作用于改进冲击200耐久性的负荷耗散路径206(见图11)。表面处理的钼箔层122具有足够非常高的钼刚度124和足够的钼强度126，使得表面处理的钼箔层122能够牵引负荷204远离冲击200源，比如，例如，冰雹冲撞或鸟冲撞的冲击点202，从而减弱(blunt)集中的冲击力。表面处理的钼箔层122在更大的面积上沿着表面处理的钼箔层122展开负荷204，改进复合结构104的冲击耐久性和冲击抗性。将负荷204转移深入钼复合混合层压件100而不损害(spare)复合材料层106(见图11)，从而减少与冲击点202相关的有害作用。高刚度和高强度表面处理的钼箔层122的使用确保更薄的规格，同时也添加如改进的闪电抗性和改进的结构性能的益处。
如图11所显示，用于改进冲击200耐久性的每个钼复合混合层压件100包括多个复合材料层106，并且每个复合材料层106包括纤维加固的聚合材料108(见图4)。优选地，复合材料层106包括石墨/树脂基材料层164。钼复合混合层压件100进一步包括多个表面处理的钼箔层122(见图11)，其交织在复合材料层106之间。表面处理的钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经表面处理的钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)。表面处理的钼箔层122进一步具有足够的钼刚度124(见图4)和足够的钼强度126(见图4)，以确保表面处理的钼箔层122以牵引负荷204(见图11)远离冲击点202(见图11)，改进冲击200耐久性。钼复合混合层压件100进一步包括多个粘合剂层134(见图11)，其布置在复合材料层106和表面处理的钼箔层122的相邻层之间，并且粘合该相邻层。粘合剂层134(见图11)可用作表面处理的钼箔层122的绝缘层166(见图11)。钼复合混合层压件100优选用于复合结构104(见图4)比如飞行器结构10(见图1)中，并且改进复合结构104的冲击耐久性。
在另一实施方式中，提供使用钼箔层122改进复合结构104(见图4)的冲击200(见图11)耐久性的方法530。图26是图解改进冲击耐久性的方法530的一种示例性实施方式的流程图。方法530包括处理多个钼箔层122的每个的表面125a或125b(见图6)的步骤532(见图11)。处理钼箔层122的表面125a或125b可包括一种或更多种表面处理，其包括溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁、化学蚀刻或另一适当的表面处理。
方法530进一步包括交织表面处理的钼箔层122与多个复合材料层106的步骤534(见图11)。钼箔层122用作负荷耗散路径206(见图11)，其改进来自冲击200源，比如冰雹冲撞、鸟冲撞或另一冲击源的在冲击点202的冲击耐久性。钼箔层122优选地改进对比如来自冰雹冲撞和鸟冲撞的冲击200损伤的抗性。钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)。钼箔层122进一步具有足够的钼刚度124(见图4)和足够的钼强度126(见图4)，以确保钼箔层122能够用作改进复合结构104的冲击耐久性的负荷耗散路径206(见图11)。
方法530进一步包括用粘合剂层134(见图11)将每个表面处理的钼箔层122粘合至相邻复合材料层106，以形成具有改进的屈服强度102(见图4)的钼复合混合层压件100(见图11)的步骤536。交织步骤534和粘合步骤536可进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层122和复合材料层106中的一个或更多个。方法530进一步包括在复合结构104中使用钼复合混合层压件100，以改进复合结构104的冲击耐久性的步骤538。复合结构104优选包括飞行器结构10(见图10)。
在本公开的另一实施方式中，提供了钼复合混合层压件100，以经复合结构104(见图12A)中的主负荷路径212a和次负荷路径212b(见图12A)操纵负荷214(见图12A)。图12A是本公开钼复合混合层压件100的另一实施方式的示意图的图解，其显示复合结构104的表面处理的钼箔层122和复合材料层106在非负荷承载区域210比如，例如，进入孔、检查口、系统穿透和其他设计人造制品周围操纵负荷214。图12A显示具有系统穿透部件211的非负荷承载区域210。图12B是沿着图12A的线12B-12B取的截面的示意图的图解。图12B显示具有系统穿透部件211的非负荷承载区域210、复合结构104的复合材料层106和用作负荷操纵路径215的表面处理的钼箔层122。当复合结构中需要非负荷承载区域210，比如进入孔、系统穿透或其他适当的设计人造制品时，必须垫升复合结构104的叠板，以促进在这些非负荷承载区域210周围负荷214的流动。表面处理的钼箔层122具有足够高的钼刚度124(见图4)和足够高的钼强度126(见图4)，以确保表面处理的钼箔层122能够在复合结构104中非负荷承载区域210周围操纵负荷操纵路径215(见图12B)中的负荷214。表面处理的钼箔层122具有非常高的钼刚度124(见图4)和非常高的钼强度126(见图4)并且将牵引负荷214和加固非负荷承载区域210，比如，进入孔、系统穿透和其他设计人造制品，而不需要对复合结构104添加另外的厚度。表面处理的钼箔层122确保负荷214能够在有效的、薄的、定制的负荷操纵路径215中移动。就复合结构104的成本、零件体积和重量而言，该效率可提供最佳优势。
在复合结构104中非负荷承载区域210周围操纵负荷214的每个钼复合混合层压件100包括多个复合材料层106，并且每个复合材料层106包括纤维加固的聚合材料108(见图4)。优选地，复合材料层106包括石墨/树脂基材料层。钼复合混合层压件100进一步包括多个表面处理的钼箔层122，其交织在复合材料层106之间。表面处理的钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经表面处理的钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)。表面处理的钼箔层122进一步具有足够的钼刚度124(见图4)和足够的钼强度126(见图4)，以确保表面处理的钼箔层122能够在非负荷承载区域210(见图12A)周围操纵负荷操纵路径215中的负荷214。钼复合混合层压件100进一步包括多个粘合剂层134，其布置在复合材料层106和表面处理的钼箔层122的相邻层之间，并且粘合该相邻层。钼复合混合层压件100优选用于复合结构104(见图4)比如飞行器结构10(见图1)中，和在复合结构104中非负荷承载区域210周围操纵负荷214。
在本公开的另一实施方式中，提供了使用钼箔层122在复合结构104(见图4)中非负荷承载区域210(见图12A)周围操纵负荷214(见图12A)的方法550。图27是图解在非负荷承载区域210周围操纵负荷214的方法550的一种示例性实施方式的流程图。非负荷承载区域210可包括进入孔、检查口、系统穿透或其他适当的设计人造制品。方法550包括处理多个钼箔层122(见图12A)的每个的表面125a或125b(见图6)的步骤552。处理钼箔层122的表面125a或125b可包括一种或更多种表面处理，其包括溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁、化学蚀刻或另一适当的表面处理。
方法550进一步包括交织表面处理的钼箔层122(见图12A)与多个复合材料层106的步骤554。钼箔层122用作在复合结构104中非负荷承载区域210周围操纵负荷214的负荷操纵路径215(见图12A-B)。钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)。钼箔层122进一步具有足够的钼刚度124(见图4)和足够的钼强度126(见图4)，以确保钼箔层122能够用作在复合结构104中非负荷承载区域210周围操纵负荷214的负荷操纵路径215。
方法550进一步包括用粘合剂层134(见图4)将每个表面处理的钼箔层122粘合至相邻复合材料层106，以形成具有改进的屈服强度102(见图4)的钼复合混合层压件100(见图12A)的步骤556。交织步骤554和粘合步骤556可进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层122和复合材料层106中的一个或更多个。方法550进一步包括在复合结构104中使用钼复合混合层压件100以在复合结构104中非负荷承载区域210周围操纵负荷214的步骤558。
在本公开的另一实施方式中，提供了钼复合混合层压件100，以改进固化周期，比如，以改进复合结构104(见图13)的固化周期特征。
图13是本公开钼复合混合层压件100的另一实施方式的示意图的图解，其中表面处理的钼箔层122用作改进固化周期，比如改进固化周期特征的热和温度控制器226。当固化热固性复合材料时，由于树脂的固化动力学造成的热和温度不均匀性和控制过多的热能的能力可能是重要的制造问题。图13显示随着固化区域220中的固化以更快速度进行，在固化区域220中产生的过多的热能222。过多的热能222沿着热能流动路径224快速传导远离，从而减少热过辐射(thermal over shooting)的风险。表面处理的钼箔层122具有足够高的钼热导率130(见图4)，以确保表面处理的钼箔层122能够用作改进复合结构104(见图4)的固化周期，比如改进固化周期特征的热和温度控制器226。固化周期特征可包括固化周期长度、固化周期热校平、固化周期温度校平、固化周期热控制、固化周期温度控制或另一适当的固化周期特征。
高钼热导率130(见图4)使得表面处理的钼箔层122能够结构上良好实施，同时帮助控制或校平(level out)热不均匀性和温度，用于改进固化周期，比如改进固化周期特征。由于其卓越的钼热导率130(见图4)，表面处理的钼箔层122可改进总体固化周期长度和热稳固性(robustness)，因此，降低制造的总体成本。卓越的钼热导率130(见图4)提供复合结构104(见图4)中改进的热和温度控制或校平，并且确保更稳固制造加工周期。表面处理的钼箔层122(见图13)的固化和结构优势特征可被调整，以提供最佳方案。
如图13所显示，每个钼复合混合层压件100包括多个复合材料层106，和每个复合材料层106包括纤维加固的聚合材料108(见图4)。优选地，复合材料层106包括石墨/树脂基材料层。如图13所显示，钼复合混合层压件100进一步包括多个表面处理的钼箔层122，其交织在复合材料层106之间。表面处理的钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经表面处理的钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)。表面处理的钼箔层122进一步具有足够的钼刚度124(见图4)和足够的钼强度126(见图4)，以确保表面处理的钼箔层122能够用作改进复合结构104固化周期比如改进固化周期特征的热和温度控制器226。钼复合混合层压件100进一步包括多个粘合剂层134(见图13)，其布置在复合材料层106和表面处理的钼箔层122的相邻层之间，并且粘合该相邻层。粘合剂层134(见图13)可用作表面处理的钼箔层122的绝缘层166(见图13)。钼复合混合层压件100优选用于复合结构104(见图4)比如飞行器结构10(见图1)中。
在本公开的另一实施方式中，提供使用钼箔层122(见图13)改进复合结构的固化周期104(见图4)的方法510。图25是图解改进固化周期的方法510的一种示例性实施方式的流程图。方法510包括处理多个钼箔层122的每个的表面125a或125b(见图6)的步骤512。处理钼箔层122的表面125a或125b可包括一种或更多种表面处理，其包括溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁、化学蚀刻或另一适当的表面处理。
方法510进一步包括交织表面处理的钼箔层122与多个复合材料层106(见图13)的步骤514。钼箔层122用作改进复合结构104(见图4)的固化周期的热和温度控制器224(见图13)。钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层122中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)。钼箔层122进一步具有足够的钼热导率130(见图4)，以确保钼箔层122能够用作改进复合结构104(见图4)的固化周期的热和温度控制器226(见图13)。钼箔层122用作热和温度控制器226，以改进固化周期，比如改进固化周期特征，其包括固化周期长度、固化周期热校平、固化周期温度校平、固化周期热控制、固化周期温度控制或另一适当的固化周期特征。
方法510进一步包括用粘合剂层134(见图13)将每个表面处理的钼箔层122粘合至相邻复合材料层106，以形成具有改进的屈服强度102(见图4)的钼复合混合层压件100(见图13)的步骤516。交织步骤514和粘合步骤516可进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层122和复合材料层106中的一个或更多个。方法510进一步包括在复合结构104中使用钼复合混合层压件100，以改进复合结构104的固化周期的步骤518。
在本公开其他实施方式中，提供钼复合混合层压件100以经复合结构104(见图14A、14C)中的主负荷路径232a和次负荷路径232b(见图14A、14C)牵引负荷234(见图14A、14C))并且加固复合结构104中的修补区域230(见图14A、14C)，比如，例如，孔、弱化的区域、损伤的区域和其他需要修补的区域。图14A是本公开钼复合混合层压件100的另一实施方式的示意图的图解，其显示加固补片修补区域230a的复合结构104的表面处理的钼箔层122。为了该应用的目的，补片修补意思是其中插入替换材料以填充损伤区域的粘合修补类型。图14B是沿着图14A的线14B-14B取的截面的示意图的图解。图14C是本公开钼复合混合层压件100的另一实施方式的示意图的图解，其显示加固嵌接修补区域230b的复合零件104的表面处理的钼箔层122。为了该应用的目的，嵌接修补意思是其中损伤区域被磨砂以产生锥体效果并且然后替换材料铺设在损伤区域上的粘合修补类型。图14D是沿着图14C的线14D-14D取的截面的示意图的图解。
图14A-14B显示表面处理的钼箔层122，其用作负荷牵引路径235，以牵引负荷234(见图14A)远离修补区域230例如补片修补区域230a，并且提供修补区域230例如补片修补区域230a的加固部件236。图14C-14D显示表面处理的钼箔层122，其用作负荷牵引路径235，以牵引负荷234(见图14C)远离修补区域230例如嵌接修补区域230b，并且提供修补区域230例如嵌接修补区域230b的加固部件236。通过使用表面处理的钼箔层122作为复合结构104的部件，表面处理的钼箔层122确保负荷234在有效的、薄的、定制的负荷牵引路径235(见图14B、14D)中移动。表面处理的钼箔层122的高钼强度126(见图4)和高钼刚度124(见图4)确保较薄的、定制的负荷牵引路径235，用于更有效的和较薄的修补，而不需要对复合结构104添加明显的另外的厚度。另外，表面处理的钼箔层122用作负荷牵引路径235以牵引负荷234和提供加固部件236至修补区域230比如补片修补区域(230a)和嵌接修补区域(230b)，提供更有效和高效的复合结构104的修补，用这种复合结构104的交通工具更少的空气动力学阻力，和改进的复合结构104的外观。
加固和牵引负荷234(图14A、14C)远离修补区域230(图14A-14D)的每个钼复合混合层压件100包括多个复合材料层106。每个复合材料层106包括纤维加固的聚合材料108(见图4)。优选地，复合材料层106包括石墨/树脂基材料层。钼复合混合层压件100进一步包括多个表面处理的钼箔层122，其交织在复合材料层106之间。如上讨论，表面处理的钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经表面处理的钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)。表面处理的钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)和足够的钼强度126(见图4)，以确保表面处理的钼箔层122能够用作负荷牵引路径235(见图14B、14D)，以牵引负荷234远离修补区域230并且对复合结构104中的修补区域230提供加固部件236。钼复合混合层压件100进一步包括多个粘合剂层134，其布置在复合材料层106和表面处理的钼箔层122的相邻层之间，并且粘合该相邻层。钼复合混合层压件100优选用于复合结构104(见图14A、14C)比如飞行器结构(见图1)中，并且加固复合结构104中的修补区域。
在本公开的另一实施方式中，提供使用钼箔层122(图14A-14D)加固复合结构104中修补区域230(图14A-14D)和牵引负荷234(图14A、14C)远离复合结构104中修补区域230(图14A-14D)的方法570。图28是图解加固修补区域230(图14A-14D)和牵引负荷234(图14A、14C)远离修补区域230(图14A-14D)的方法570的一种示例性实施方式的流程图。修补区域230可包括补片修补区域230a(见图14A-14B)、嵌接修补区域230b(见图14C-14D)、孔、弱化的区域、损伤的区域或另一修补区域。
方法570包括处理多个钼箔层122的每个的表面125a或125b(见图6)的步骤572。处理钼箔层122的表面125a或125b可包括一种或更多种表面处理，其包括溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁、化学蚀刻或另一适当的表面处理。
方法570进一步包括交织表面处理的钼箔层122与多个复合材料层106的步骤574。钼箔层122用作加固部件236(图14A-14D)和负荷牵引路径235(图14A-14D)，加固复合结构104中的修补区域230(图14A-14D)和牵引负荷234(图14A、14C)远离复合结构104中的修补区域230(图14A-14D)。钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)。钼箔层122进一步具有足够的钼刚度124(见图4)和足够的钼强度126(见图4)，以确保钼箔层122至加固复合结构104中的修补区域230和牵引负荷234远离复合结构104中的修补区域230。
方法570进一步包括用粘合剂层134(见图4)将每个表面处理的钼箔层122粘合至相邻复合材料层106，以形成具有改进的屈服强度102(见图4)的钼复合混合层压件100(见图14A-14D)的步骤576。交织步骤574和粘合步骤576可进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层122和复合材料层106中的一个或更多个。方法570进一步包括在复合结构104中使用钼复合混合层压件100加固复合结构104中的修补区域230和牵引负荷534远离复合结构104中的修补区域230的步骤578。
在本公开的另一实施方式中，提供了使用钼箔层122(见图18)的钼复合混合层压件100(见图18)，以减轻或消除复合结构104中的纤维扭曲268区域(见图17)。图17是具有纤维扭曲268区域的复合结构104的示意图的图解。图17显示具有纤维262并且具有T-形构造和非均匀的横截面的预固化的或固化的复合结构260。图17进一步显示预固化的或固化的复合结构260，其结合至具有纤维266并且具有均匀的横截面的复合结构104，比如未固化的复合结构264。在预固化的或固化的复合结构260连接至未固化的复合结构264的情况下，预固化的或固化的复合结构260和未固化的复合结构264之间的压力差可产生复合材料层106的起皱和纤维266的弓形波，其可产生纤维扭曲268区域(见图17)。
图18是本公开钼复合混合层压件100的另一实施方式的示意图的图解，其中钼箔层122用作纤维稳定器270以减轻或消除纤维扭曲268区域(见图17)。图18显示具有纤维262并且具有T-形构造和非均匀的横截面的预固化的或固化的复合结构260。图18进一步显示连接至具有纤维266和具有均匀的横截面的复合结构104，比如未固化的复合结构264的预固化的或固化的复合结构260。在该实施方式中，表面处理的钼箔层122(见图18)可添加至未固化的复合结构264，其中预固化的或固化的复合结构260连接至未固化的复合结构264。表面处理的钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)和足够的钼强度126(见图4)，以确保表面处理的钼箔层122(见图18)能够用作纤维稳定器270(见图18)，减轻或消除复合结构104(见图18)比如未固化的复合结构264中的纤维扭曲268(见图17)，并且产生复合结构104中稳定化的纤维272(见图18)。尤其地，另外的钼刚度124减轻或消除纤维266的弓形波(见图17)，其又减轻或消除纤维扭曲268的区域(见图17)。进一步，表面处理的钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经表面处理的钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)(见图18)。
每个钼复合混合层压件100(见图18)包括多个复合材料层106(见图18)，和每个复合材料层106包括纤维加固的聚合材料108(见图4)。优选地，复合材料层106包括石墨/树脂基材料层。钼复合混合层压件100进一步包括一种或更多种表面处理的钼箔层122，其交织在复合材料层106之间。钼复合混合层压件100进一步包括一个或更多个粘合剂层134(见图18)，其布置在复合材料层106和表面处理的钼箔层122的相邻层之间，并且粘合该相邻层。钼复合混合层压件100可用于复合结构104中，并且减轻或消除复合结构104中纤维扭曲268的区域。
在另一实施方式中，提供使用钼箔层122减轻复合结构104中纤维扭曲的方法600。图29是图解用于减轻纤维扭曲的方法600的一种示例性实施方式的流程图。方法600包括处理多个钼箔层122的每个的表面125a或125b(见图6)的步骤602。处理钼箔层122的表面125a或125b可包括一种或更多种表面处理，其包括溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁、化学蚀刻或另一适当的表面处理。
方法600进一步包括交织表面处理的钼箔层122与多个复合材料层106的步骤604。钼箔层122用作减轻复合结构104中的纤维扭曲268(见图17)的纤维稳定器270(见图18)。钼箔层122具有足够的钼刚度124，以经钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110的纤维拉伸强度116和纤维刚度118。钼箔层122进一步具有足够的钼刚度124和足够的钼强度126，以确保钼箔层122能够用作减轻复合结构104中的纤维扭曲268的纤维稳定器270。
方法600进一步包括用粘合剂层134将每个表面处理的钼箔层122粘合至相邻复合材料层106，以形成具有改进的屈服强度102(见图4)的钼复合混合层压件100(见图18)的步骤606。交织步骤604和粘合步骤606可进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层122和复合材料层106中的一个或更多个。方法600进一步包括在复合结构104中使用钼复合混合层压件100，以减轻复合结构104中纤维扭曲268的步骤608。
图19是图解形成钼复合混合层压件100(见图4)或钼层压件叠板101或150(见图5-6)的方法300的一种示例性实施方式的流程图。方法300包括处理多个钼箔层122(见图6)的每个或多个钼箔123(见图6)的每个的表面125a或125b的步骤302。钼箔层122或钼箔123优选地被表面处理，以改进钼箔层122或钼箔123和相邻复合材料层106(见图4)之间的粘合。钼箔层122或钼箔123的表面125a或125b可用包括下述的表面处理方法处理：溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁、化学蚀刻或另一适当的表面处理方法。
方法300进一步包括交织表面处理的钼箔层122与多个复合材料层106的步骤304。优选地，每个复合材料层106包括纤维加固的聚合材料108(见图4、5)。优选地，复合材料层106包括石墨/树脂基材料层。表面处理的钼箔层122经表面处理的钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)。在具有钼层压件叠板101(见图5)的实施方式中，两个或更多个复合材料层106可每个具有包括表面处理的钼箔123的切除部分144(见图5)，并且对于该实施方式，方法300可进一步包括切除部分144的交错的内边缘148(见图5)，以防止两个或更多个内边缘148的叠加，从而通过钼箔123提供改进的负荷分布。
方法300进一步包括用粘合剂层134(见图4)将每个表面处理的钼箔层122粘合至相邻复合材料层106以形成具有改进的屈服强度102的钼复合混合层压件100(见图4)的步骤306。在具有钼层压件叠板101(见图5)的实施方式中，方法300可进一步包括用粘合剂层134将包含钼箔的层146的每个表面处理的钼箔123粘合至相邻复合材料层106，以形成钼层压件叠板101。方法300的交织步骤304和/或粘合步骤306可进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层122或钼箔123和复合材料层106的一个或更多个。例如，固实和固化可经下述进行：高压釜处理、真空袋处理或另一已知的方法。高压釜处理包括使用高压釜容器，其提供复合材料的固化条件，并且可控制真空、压力、加热速度和固化温度的应用。
方法300进一步包括在复合结构104(见图4)比如飞行器结构10(见图1)中使用钼复合混合层压件100或钼层压件叠板101或150的步骤308。
在另一实施方式中，方法300可进一步包括在复合结构104中使用钼复合混合层压件100之后，将钼复合混合层压件100连接至一个或更多个电传感器设备168(见图16)以便驱动电流170(见图16)通过钼箔层122，监测通过钼箔层122的电流170的流动中的任何变化，并且获得复合结构104的结构完好数据254(见图16)。
如上详细讨论，在一种实施方式中，用于方法300的表面处理的钼箔层122可具有足够的钼电导率128(见图4)，以确保表面处理的钼箔层122能够用作飞行器结构10中的电气总线160(见图16)，这产生总体重量减轻的飞行器结构10(见图1)。如上详细讨论，在另一实施方式中，用于方法300的表面处理的钼箔层122可具有足够的钼强度126(见图4)、足够的钼刚度124(见图4)和足够的钼电导率128(见图4)，以确保钼箔层122能够用作飞行器龙骨梁240(见图15)和电流返回路径242，分散来自雷击180(见图15)的电流184(见图15)至复合结构104(见图4)比如飞行器结构10(见图1)。
如上详细讨论，在另一实施方式中，用于方法300的表面处理的钼箔层122可具有足够的钼电导率128(见图4)和足够的钼热导率130(见图4)，以确保钼箔层122能够用作电能耗散路径186(见图9)，改进复合结构104(见图4)的雷击180(见图9)衰减。如上详细讨论，在另一实施方式中，用于方法300的表面处理的钼箔层122可具有足够的钼熔点132(见图4)和足够的钼热导率130(见图4)，其确保钼箔层122能够用作热穿透屏障198和热能耗散路径196(见图10)，改进复合结构104(见图4)的热冲击抗性。
如上详细讨论，在另一实施方式中，用于方法300的表面处理的钼箔层122可具有足够的钼热导率130(见图4)，以确保钼箔层122能够用作热和温度控制器226(见图13)，改进复合结构104(见图4)的固化周期，比如改进固化周期特征。如上详细讨论，在另一实施方式中，用于方法300的表面处理的钼箔层122可具有足够的钼刚度124(见图4)和足够的钼强度126(见图4)，以确保钼箔层122能够用作负荷耗散路径206(见图11)，改进复合结构104(见图4)的冲击耐久性。
如上详细讨论，在另一实施方式中，用于方法300的表面处理的钼箔层122可具有足够的钼刚度124(见图4)和足够的钼强度126(见图4)，以确保钼箔层122能够用作负荷操纵路径215(见图12A-12B)，以在复合结构104(见图12A-12B)中非负荷承载区域210周围(见图12A-12B)操纵负荷214(见图12A-12B)。如上详细讨论，在另一实施方式中，用于方法300的表面处理的钼箔层122可具有足够的钼刚度124(见图4)和足够的钼强度126(见图4)，以确保钼箔层122能够用作加固部件236(见图14A-14B)和负荷牵引路径235(见图14A-14B)，加固复合结构104(见图14A-14B)中的修补区域230(见图14A-14B)和牵引负荷234(见图14A)远离复合结构104(见图14A-14B)中的修补区域230(见图14A-14B)。如上详细讨论，在另一实施方式中，用于方法300的表面处理的钼箔层122可具有足够的钼刚度124(见图4)和足够的钼强度126(见图4)，以确保钼箔层122能够用作固化的复合结构262(见图18)和未固化的复合结构264(见图18)之间的纤维稳定器270(见图18)。
方法300是形成本文公开的钼复合混合层压件100或钼层压件叠板101的一种实施方式。然而，钼复合混合层压件100或钼层压件叠板101可通过许多方法的任何一种制造。在热塑性复合材料的情况下，优选地通过热塑性施加头连续铺设热塑性树脂预浸渍的纤维带(“预浸料”)的长连续条带直接在箔的处理外表面上制备层压件。通过肩并肩铺设条带，同时通过施加热和压力固实这些条带，产生具有平行定向纤维的复合材料的连续板。其后，复合材料的另一板或更多个板可铺设在第一板之上，这取决于层压件需要的性质。板或更多个板组成复合材料层。然后，箔层铺开(roll out)在固实的复合层上并且粘合，例如，热融合到复合材料上。其后，如上述，通过铺设板或更多个板在金属箔之上形成下一层有机复合材料。最后，在铺设预定数量的金属箔层和有机聚合基质之后，施加金属箔的外层。箔的外层保护混合层压件的下层有机复合材料避免环境和流体攻击。替代的制造方法也以是有用的。例如，混合层压件的所有层可在高压釜或压机中堆叠，而不必预熔融(prefusion)层，并且可然后在施加热和压力的情况下融合成单一层压件。
图20是图解使用钼箔层122(见图4)监测复合结构104(见图4)比如飞行器结构10(见图1)的结构完好的方法400的另一示例性实施方式的流程图。方法400包括处理多个钼箔层122的每个的表面125a或125b(见图6)的步骤402。钼箔层122被表面处理，以改进钼箔层122和相邻复合材料层106(见图4)之间的粘合。钼箔层122的表面125a或125b可用包括下述的表面处理方法处理：溶胶凝胶表面处理、水基溶胶凝胶涂漆、喷丸处理、砂纸打光、喷砂处理、溶剂擦拭、磨蚀、激光烧蚀、化学清洁、化学蚀刻或另一适当的表面处理方法。
方法300进一步包括交织表面处理的钼箔层122与多个复合材料层106的步骤404。优选地，每个复合材料层106包括纤维加固的聚合材料108(见图4、5)。表面处理的钼箔层122具有足够的钼刚度124(见图4)，以经表面处理的钼箔层122中的泊松效应调节相邻复合材料层106中离轴纤维110(见图4)的纤维拉伸强度116(见图4)和纤维刚度118(见图4)。表面处理的钼箔层122优选彼此分开并且具有足够的钼电导率128(见图4)，以确保表面处理的钼箔层122能够用作电气总线160(见图16)。钼复合混合层压件100进一步包括多个粘合剂层134，其布置在复合材料层106和表面处理的钼箔层122的相邻层之间，并且粘合该相邻层。
方法400进一步包括用粘合剂层134(见图16)将每个表面处理的钼箔层122粘合至相邻复合材料层106，以形成具有改进的屈服强度102的钼复合混合层压件100(见图4)的步骤406。方法400的交织步骤404和/或粘合步骤406可进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层122和复合材料层106中的一个或更多个。例如，固实和固化可经高压釜处理或另一已知的方法进行。
方法400进一步包括将一个或更多个电传感器设备168(见图16)连接至一个或更多个钼复合混合层压件100的步骤408。方法400进一步包括用一个或更多个电传感器设备168驱动电流170(见图16)通过表面处理的钼箔层122的步骤410。方法400进一步包括用一个或更多个电传感器设备168监测通过表面处理的钼箔层122的电流流动172(见图16)的任何变化的步骤412。方法400进一步包括经来自一个或更多个电传感器设备168的一个或更多个信号252(见图16)获得复合结构104的结构完好数据254(见图16)的步骤414。结构完好数据254可包括下述的一个或更多个：雷击检测、结构裂纹的起始、结构裂纹的蔓延、潜在的劣化、实际的劣化、经全部或部分电流中断检测的结构完好数据或其他适当的结构完好数据。
具有在前述说明和相关附图中呈现的教导益处的本公开所属领域的技术人员将想到本公开的许多修改和其他实施方式。本文描述的实施方式意思是说明性的并且不打算是限制的或穷尽的。尽管本文采用具体的术语，但它们仅仅用于一般和描述性意义并且不用于限制性目的。

Claims (14)

1.一种钼复合混合层压件，其包括：
多个复合材料层；
多个表面处理的钼箔层，其交织在所述复合材料层之间；和
多个粘合剂层，其布置在所述复合材料层和所述钼箔层的相邻层之间，并且粘合所述相邻层，
其中所述表面处理的钼箔层具有足够的刚度，以经所述钼箔层中的泊松效应调节相邻复合材料层中的离轴纤维的纤维拉伸强度和纤维刚度。
2.权利要求1所述的层压件，其中所述复合材料层包括纤维加固的聚合材料。
3.权利要求1所述的层压件，其中所述层压件在复合结构中使用，并且改进所述复合结构中的屈服强度。
4.权利要求3所述的层压件，其中所述复合结构包括飞行器复合结构，其中所述钼箔层具有足够的强度、足够的刚度和足够的电导率，以确保所述钼箔层能够用作飞行器龙骨梁和电流返回路径，用于分散来自雷击的电流至所述飞行器复合结构。
5.权利要求1所述的层压件，其中所述钼箔层被表面处理，以改进所述钼箔层和相邻复合材料层之间的粘合。
6.权利要求1所述的层压件，其中两个或更多个所述复合材料层每个具有表面处理的钼箔的切除部分，并且所述切除部分具有交错的内边缘以防止两个或更多个内边缘的叠加，以便提供改进的负荷分布。
7.权利要求1所述的层压件，其中所述钼箔层具有足够的电导率，以确保所述钼箔层能够用作复合飞行器结构的电气总线。
8.权利要求1所述的层压件，其中所述层压件连接至一个或更多个电传感器设备，其驱动电流通过所述钼箔层并且其监测通过所述钼箔层的电流流动的任何变化，以便获得复合结构的结构完好数据。
9.权利要求1所述的层压件，其中所述钼箔层具有足够的电导率和足够的热导率，以确保所述钼箔层能够用作改进复合结构的雷电衰减的电能耗散路径。
10.权利要求1所述的层压件，其中所述钼箔层具有足够的热导率，以确保所述钼箔层能够用作改进复合结构的固化周期的热和温度控制器。
11.一种形成钼复合混合层压件的方法，所述方法包括：
处理多个钼箔层的每个的表面；
交织所述表面处理的钼箔层与多个复合材料层；和
用粘合剂层将每个所述表面处理的钼箔层粘合至相邻复合材料层，以形成具有改进的屈服强度的钼复合混合层压件，
其中所述表面处理的钼箔层具有足够的刚度，以经所述钼箔层中的泊松效应调节相邻复合材料层中的离轴纤维的纤维拉伸强度和纤维刚度。
12.权利要求11所述的方法，进一步包括在复合结构中使用钼复合混合层压件。
13.权利要求12所述的方法，进一步包括在复合结构中使用所述层压件之后，将所述层压件连接至一个或更多个电传感器设备，以便驱动电流通过所述钼箔层，监测通过所述钼箔层的电流流动的任何变化，并且获得所述复合结构的结构完好数据。
14.权利要求11或12所述的方法，其中所述交织和粘合进一步包括压紧、固实和固化交织的表面处理的钼箔层和复合材料层中的一个或更多个。
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Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9586699B1 (en) 1999-08-16 2017-03-07 Smart Drilling And Completion, Inc. Methods and apparatus for monitoring and fixing holes in composite aircraft
US9625361B1 (en) 2001-08-19 2017-04-18 Smart Drilling And Completion, Inc. Methods and apparatus to prevent failures of fiber-reinforced composite materials under compressive stresses caused by fluids and gases invading microfractures in the materials
NL2002289C2 (en) * 2008-12-04 2010-06-07 Gtm Holding B V Sandwich panel, support member for use in a sandwich panel and aircraft provided with such a sandwich panel.
US9120276B2 (en) * 2012-07-25 2015-09-01 The Boeing Company Laminated composite bending and stiffening members with reinforcement by inter-laminar metal sheets
WO2014039265A1 (en) * 2012-09-10 2014-03-13 Utc Fire & Security Americas Corporation, Inc. Systems and methods for security panel content management
TWI490104B (zh) * 2012-09-10 2015-07-01 Mitsubishi Rayon Co 纖維強化複合材料成形品的製造方法以及纖維強化複合材料成形品
FR3016605B1 (fr) * 2014-01-22 2018-01-26 Airbus Operations Partie d'un fuselage d'un aeronef comportant une poutre ventrale et une coque inferieure arriere
US9919502B2 (en) 2014-04-23 2018-03-20 Schaublin Sa Method and apparatus for preparing a surface for bonding a material thereto
JP6690910B2 (ja) * 2014-10-09 2020-04-28 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 複合材と金属との接合部を有する複合材構造体、及びその製造方法
US10472473B2 (en) 2015-05-26 2019-11-12 The Boeing Company Enhancing z-conductivity in carbon fiber reinforced plastic composite layups
US10409964B2 (en) * 2015-11-04 2019-09-10 Screening Room Media, Inc. Pairing devices to prevent digital content misuse
US10724994B2 (en) * 2015-12-15 2020-07-28 University Of South Carolina Structural health monitoring method and system
US10603873B2 (en) 2016-08-29 2020-03-31 Northrop Grumman Innovation Systems, Inc. Hybrid metal composite structures, rocket cases, and related methods
US11491766B2 (en) * 2016-08-29 2022-11-08 Northrop Grumman Systems Corporation Hybrid metal composite structures, rocket motors and multi stage rocket motor assemblies including hybrid metal composite structures, and related methods
US11273622B2 (en) 2016-12-14 2022-03-15 The Boeing Company Stiffening elements that comprise integral current flowpaths
US11077644B2 (en) 2016-12-14 2021-08-03 The Boeing Company Material systems and methods of manufacturing material systems
US11014337B2 (en) 2016-12-14 2021-05-25 The Boeing Company Laminate structures comprising fiber-reinforced thermoplastic prepreg plies
US20180179990A1 (en) * 2016-12-27 2018-06-28 Orbital Atk, Inc. Hybrid metal composite structures, rocket motors and multi-stage rocket motor assemblies including hybrid metal composite structures, and related methods
US10738628B2 (en) 2018-05-25 2020-08-11 General Electric Company Joint for band features on turbine nozzle and fabrication
JP7391304B2 (ja) * 2019-12-27 2023-12-05 島根県 風車の耐雷装置
US11420765B2 (en) * 2020-03-26 2022-08-23 Aerion Intellectual Property Management Corporation Aircraft fuselage with internal current return network

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5693157A (en) * 1993-10-18 1997-12-02 Ticomp, Inc. Method of preparing beta titanium-fiber reinforced composite laminates
CN1367734A (zh) * 1998-09-10 2002-09-04 加-特克公司 用于环氧预浸料坯的增粘层
WO2005058591A1 (en) * 2003-08-28 2005-06-30 The Boeing Company Titanium foil ply replacement in layup of composite skin
CN101495547A (zh) * 2006-05-31 2009-07-29 亨斯迈先进材料（瑞士）有限公司 金属/塑料混杂结构部件

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB841217A (en) 1957-05-31 1960-07-13 Standard Telephones Cables Ltd Improvements in or relating to metal-faced laminates
US3139206A (en) 1961-11-20 1964-06-30 Union Carbide Corp Thermal insulation
US3989876A (en) 1973-12-14 1976-11-02 The Boeing Company Method of anodizing titanium to promote adhesion
US3959091A (en) 1973-12-14 1976-05-25 The Boeing Company Method of anodizing titanium to promote adhesion
US4473446A (en) 1981-05-01 1984-09-25 The Boeing Company Chromic acid-fluoride anodizing surface treatment for titanium
US5553455A (en) 1987-12-21 1996-09-10 United Technologies Corporation Hybrid ceramic article
US4957821A (en) * 1989-05-30 1990-09-18 Amax Inc. Composite aluminum molybdenum sheet
JPH0764042B2 (ja) * 1989-09-04 1995-07-12 株式会社袋谷製作所 金属フィルムとカーボン繊維を組み合わせた軸状部材の製造方法
US5160771A (en) 1990-09-27 1992-11-03 Structural Laminates Company Joining metal-polymer-metal laminate sections
US5337940A (en) 1990-12-11 1994-08-16 Woods Harlan L Composite preform and method of manufacturing fiber reinforced composite
JPH06206279A (ja) 1993-01-11 1994-07-26 Hitachi Chem Co Ltd 銅張り積層板の製造方法
US5939213A (en) 1995-06-06 1999-08-17 Mcdonnell Douglas Titanium matrix composite laminate
US5866272A (en) 1996-01-11 1999-02-02 The Boeing Company Titanium-polymer hybrid laminates
US6037060A (en) 1996-11-04 2000-03-14 The Boeing Company Sol for bonding expoxies to aluminum or titanium alloys
LU90804B1 (fr) 2001-07-18 2003-01-20 Circuit Foil Luxembourg Trading Sarl Process for manufacturing a composite foil suitable for manufacturing multi-layer printed circuit boards
US6824880B1 (en) 2003-05-15 2004-11-30 Ga-Tek, Inc. Process for improving adhesion of resistive foil to laminating materials
US20050175813A1 (en) * 2004-02-10 2005-08-11 Wingert A. L. Aluminum-fiber laminate
JP4192871B2 (ja) 2004-09-15 2008-12-10 新神戸電機株式会社 積層板および配線板
JP2008230096A (ja) 2007-03-22 2008-10-02 Toray Ind Inc 金属層付き積層フィルム
US7968169B2 (en) 2007-08-07 2011-06-28 The Boeing Company Compound contoured composite beams and fabrication methods
JP6206279B2 (ja) 2014-03-20 2017-10-04 カシオ計算機株式会社 電子機器、表示制御方法及びプログラム

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5693157A (en) * 1993-10-18 1997-12-02 Ticomp, Inc. Method of preparing beta titanium-fiber reinforced composite laminates
CN1367734A (zh) * 1998-09-10 2002-09-04 加-特克公司 用于环氧预浸料坯的增粘层
WO2005058591A1 (en) * 2003-08-28 2005-06-30 The Boeing Company Titanium foil ply replacement in layup of composite skin
CN101495547A (zh) * 2006-05-31 2009-07-29 亨斯迈先进材料（瑞士）有限公司 金属/塑料混杂结构部件

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