CN103963956A - 用于承载负荷的箱式结构及其制造方法 - Google Patents

用于承载负荷的箱式结构及其制造方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及用于承载负荷的箱式结构及其制造方法。本发明提供了一种用于承载负荷的箱式结构，该箱式结构具有上部和下部复合集成夹层面板。这些面板具有夹有一个或多个芯部和在轴向上定向的相邻密集包的面片材。该箱式结构进一步具有多个翼梁。每个翼梁具有腹板和腹板附件并且具有在轴向上的翼梁长度。多个翼梁通过位于密集包处的腹板附件连接到面板。面片材被配置为主要承载剪切方向的扭转和压力负荷而不承载显著的轴向负荷。密集包被配置为承载在轴向张力和压缩负荷下的所有显著的箱弯曲。

Description

用于承载负荷的箱式结构及其制造方法
技术领域
本发明总体涉及用于承载负荷的箱式结构及其制造方法，并且特别涉及用于车辆和建筑结构的复合结合箱式结构及其制造方法。
背景技术
由于其高强度-重量比、耐腐蚀性和其它有利的性能，复合结构（例如，碳纤维增强塑料（CFRP）复合结构）被广泛地用于多种应用，包括用于制造飞机、宇宙飞船、旋翼飞机、汽车、船只和其它交通工具和结构。例如，在飞机构形中，使用大量的复合结构来形成机翼、尾部、机身和其它部件。
现有的复合飞机运输机翼和稳定器箱式结构可以利用由机械地连接或结合到内部机翼框架上的外部复合机翼蒙皮面板（即“蒙皮”）组成的整体加强面板结构。内部机翼框架通常可以由增强结构（例如翼梁、翼肋和纵梁）组成以改进蒙皮的强度、刚度、抗弯性和稳定性。
这种复合飞机运输机翼和稳定器箱式结构通常被加工成三个独立的部分，这三个独立的部分包括左侧外翼或稳定器、右侧外翼或稳定器和中间部分，并且随后将这些部分组装在一起。该加工过程可能涉及大量的时间和人力来组装大量的零部件，并且这可能导致增加的制造成本。另外，这些部分可以用多个机械紧固件（例如，用于主要接合目的的干涉配合紧固件）接合在一起。这些紧固件可能由坚固且沉重的材料制成以便向这些部分施加足够的强度，从而在飞机运行期间将这些部分保持在一起，并且承受各种气动负荷和压力。然而，多个沉重紧固件的使用可能增加飞机的重量，这进而可能降低飞机的性能并且可能导致增加给定的飞行轨迹所需的燃料。该增加的燃料需求可能进而导致增加的燃料成本。另外，这些紧固件可能需要额外的燃料紧密密封，该额外的燃料紧密密封可能增加加工时间、劳动力和成本，且其进而可能增加整体制造和运行成本。此外，由金属制成的通过外部复合机翼蒙皮面板安装的多个紧固件的使用可能导致增加的机翼遭受雷击的风险。
另外，现有的复合飞机运输机翼和稳定器箱式结构通常可以遵循已知的金属翼箱半硬壳式初级负荷分布。如本文所使用的，“半硬壳式”是指一种通过使用物体的外部或外蒙皮和纵梁而不是使用随后被覆以无负荷承载蒙皮的内部框架来支撑结构负荷的构形方案。该方案通常需要将飞机运输机翼和稳定器箱弯曲和扭转分布到蒙皮和纵梁中以提供多个故障安全负荷路径的近似传统的0°/±45°/90°（零度/正或负四十五度/九十度）准各向同性（例如，在几个或更多面内方向上的纤维取向）轴向加强层板叠层取向。然而，这种方案可能损害那些复合组件的效率，并且可能显著增加翼肋和紧固件附件的零件数量，以便保持复合飞机运输机翼和稳定器箱式结构的稳定性。
因此，在本领域中存在对提供优于已知结构和方法的优点的改进的复合结合箱式结构及其制造方法的需求。
发明内容
本发明满足了对改进的复合结合箱式结构及其制造方法的需求。如在下面的详细描述中所讨论，改进的复合结合运输机翼和稳定器箱式结构及其制造方法的实施例可以提供优于现有结构和方法的显著优点。
在本公开的实施例中，提供了一种用于承载负荷的箱式结构。该箱式结构包括上部和下部复合集成夹层面板。该集成夹层面板具有夹有一个或多个芯部和在轴向上定向的相邻密集包的面片材。该箱式结构进一步包括多个翼梁。每个翼梁包括腹板和腹板附件并且具有在轴向上的翼梁长度。多个翼梁通过位于密集包处的腹板附件连接到集成夹层面板上。面片材被配置为主要承载剪切方向的扭转和压力负荷而不承载显著的轴向负荷，并且密集包被配置为承载在轴向张力和压缩负荷下的所有显著的箱弯曲。
在本公开的另一个实施例中，提供了一种具有用于承载负荷的结合箱式结构的飞行器。该飞行器包括具有第一尖端和第二尖端的翼型框架。该飞行器进一步包括附连到翼型框架上的结合箱式结构。该结合箱式结构包括从翼型框架的第一尖端到第二尖端连续的上部和下部复合集成夹层面板。集成夹层面板具有夹有一个或多个芯部和在轴向上定向的相邻密集包的面片材。该结合箱式结构进一步包括多个翼梁。每个翼梁包括腹板和腹板附件，并且每个翼梁具有在轴向上的翼梁长度。多个翼梁通过位于密集包处的腹板附件连接到集成夹层面板上。面片材被配置为主要承载剪切方向的扭转和压力负荷而不承载显著的轴向负荷。密集包被配置为承载在轴向张力和压缩负荷下的所有显著的箱弯曲。
在本公开的另一实施例中，提供了一种制造用于飞行器的结合箱式结构的方法。该方法包括形成一对集成夹层面板的步骤。每个集成夹层面板通过将芯部夹在至少两个复合面片材之间而加工复合蒙皮来形成。每个复合面片材通过铺设基本由偏置取向层板组成的面片材复合层板叠层并将该面片材复合层板叠层设计成使得该复合蒙皮能够提供连续的扭转、剪切和压力负荷路径来形成。每个集成夹层面板进一步通过将多个密集包接合到复合蒙皮来形成。每个密集包通过铺设由基本正交的单向复合带层压板组成的密集包复合层板叠层并将该密集包复合层板叠层设计成使得该密集包能够提供连续的弯曲和轴向负荷路径来形成。该方法进一步包括将多个翼梁和稳定肋结合在该对集成夹层面板之间以形成用于飞行器的结合箱式结构的步骤。该结合箱式结构具有整体式构形。
此外，本发明包括根据以下条款所述的实施例：
条款1.一种具有用于承载负荷的结合箱式结构的飞行器，所述飞行器包括：
具有第一尖端和第二尖端的翼型框架；以及
附连到所述翼型框架上的结合箱式结构，所述结合箱式结构包括：
从所述翼型框架的所述第一尖端到所述第二尖端连续的上部和下部复合集成夹层面板，所述集成夹层面板具有夹有一个或多个芯部和在轴向上定向的相邻密集包的面片材；以及
多个翼梁，每个翼梁包括腹板和腹板附件并且具有在轴向上的翼梁长度，所述多个翼梁通过位于所述密集包处的所述腹板附件连接到所述集成夹层面板上，
其中所述面片材被配置为主要承载剪切方向的扭转和压力负荷而不承载显著的轴向负荷，并且其中所述密集包被配置为承载在轴向张力和压缩负荷下的所有显著的箱弯曲。
条款2.根据条款1所述的飞行器，其进一步包括结合到并设置在从所述翼型框架的所述第一尖端到所述第二尖端的所述集成夹层面板之间的多个稳定肋。
条款3.根据条款1所述的飞行器，其中每个所述面片材具有基本由偏置取向层板组成的面片材复合层板叠层，所述面片材复合层板叠层被设计成使得所述面片材能够主要提供连续的扭转、剪切和压力负荷路径。
条款4.根据条款1所述的飞行器，其中每个所述密集包具有密集包复合层板叠层，所述密集包复合层板叠层包括由以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向层板组成的基本正交的单向复合带层压板，所述密集包复合层板叠层被设计成使得所述密集包能够提供所有显著的连续弯曲和轴向负荷路径。
条款5.根据条款1所述的飞行器，其中由于所述集成夹层面板和所述翼梁腹板使硬的轴向刚性密集包完全稳定，每个集成夹层面板具有增加的面板刚度比。
条款6.一种制造用于飞行器的结合箱式结构的方法，所述方法包括以下步骤：
形成一对集成夹层面板，每个面板通过如下步骤形成：
通过将芯部夹在至少两个复合面片材之间来加工复合蒙皮，每个复合面片材通过铺设基本由偏置取向层板组成的面片材复合层板叠层并将所述面片材复合层板叠层设计成使得所述复合蒙皮能够提供连续的扭转、剪切和压力负荷路径来形成；以及
将多个密集包接合到所述复合蒙皮上，每个密集包通过铺设由基本正交的单向复合带层压板组成的密集包复合层板叠层并将所述密集包复合层板叠层设计成使得所述密集包能够提供连续的弯曲和轴向负荷路径来形成；以及
将多个翼梁和稳定肋结合在该对集成夹层面板之间以形成用于飞行器的结合箱式结构，所述结合箱式结构具有整体式构形。
条款7.根据条款6所述的方法，其进一步包括用包括一个或多个机械紧固件的一个或多个损坏制动元件将所述多个翼梁和稳定肋固定到每个集成夹层面板上。
条款8.根据条款6所述的方法，其进一步包括通过将所述紧固件定位在箱式结构边界的外部来减少所述结合箱式结构上的紧固件的数目，由此导致降低的所述结合箱式结构遭受雷击的风险。
条款9.根据条款6所述的方法，其中将所述多个翼梁和稳定肋结合在该对集成夹层面板之间进一步包括形成一个或多个翼梁围拢接头以将所述多个翼梁结合到每个集成夹层蒙皮面板的所述密集包上。
已经讨论过的特征、功能和优点可以在本发明的各种实施例中单独实现，或者可以在其它实施例中结合使用，进一步的细节将参考下列说明与附图而见到。
附图说明
参照下面的详细描述并结合附图可以更好地理解本发明，其中附图举例说明了优选的和示例性的实施例，但是附图不必是按比例绘制的，其中：
图1A是包含本发明的箱式结构实施例的飞行器的透视图的图示；
图1B是本发明的箱式结构实施例之一的从后向前的透视图的图示；
图2A是本发明的箱式结构实施例之一的上表面的局部平面图的图示；
图2B是沿着图2A中的线2B-2B截取的横截面图的图示，其示出了接合到翼梁上的本发明的集成夹层面板的一个实施例；
图2C是示出了进入开口（access opening）的本发明的箱式结构实施例之一的下表面的局部平面图的图示；
图3A是具有多个翼梁构形的本发明的箱式结构实施例之一的局部透视图的图示；
图3B是沿着图3A中的线3B-3B截取的横截面图的图示，其示出了多个翼梁构形的放大图；
图3C是图3B中的圆圈3C的放大横截面图的图示；
图3D是图3B中的圆圈3D的放大横截面图的图示；
图3E是图3B中的圆圈3E的放大横截面图的图示；
图4-10是可以与本发明的箱式结构实施例一起使用的翼梁围拢接头的各种实施例的图示；
图11是飞机生产和检修方法的流程图的图示；
图12是飞机的方框图的图示；以及
图13是示出了本发明的方法的实施例的流程图的图示。
具体实施方式
以下将参照附图更完整地描述公开的实施例，其中示出一些但非全部公开的实施例。实际上，几个不同的实施例可以被提供并且不应被解释为局限于在此阐述的实施例。相反，这些实施例被提供以使得本公开将本发明的范围彻底地和完全地传达给本领域技术人员。
现在将参照附图，图1A是包含由本发明的方法300实施例之一（参见图13）制造或加工的箱式结构12实施例的飞行器10（例如飞机）的透视图的图示。如图1A所示，飞行器10包括具有翼型框架14的运输机翼结构13。翼型框架14包括前缘15、第一尖端16、后缘17、第二尖端18和多个控制表面19。在一个实施例中，如图1A所示，箱式结构12可以包括运输机翼箱式结构12a，其可以附连到或结合到运输机翼结构13的翼型框架14上。运输机翼箱式结构20可以通过中间部分21（参见图1A）附连在顶部20（参见图1A）之上，或者附连到飞行器10的机身22的下部（未示出）。如图1A所示，飞行器10进一步包括一个或多个稳定器结构24，该稳定器结构24包括水平稳定器24a和垂直稳定器24b。稳定器结构24（例如，水平稳定器24a）组合起来看可以具有翼型框架14a，该翼型框架14a具有第一尖端16a和第二尖端18a。在另一个实施例中，如图1A所示，箱式结构12可以包括稳定器箱式结构12b，其能够附连到或者结合到一个或多个稳定器结构24的翼型框架14a中。优选地，该箱式结构12被结合并具有整体式（单件）构形26（参见图1A），并且提供横跨箱式结构12的一个或多个连续负荷路径28。
在公开的实施例中，如图1A-2C所示，提供了一种用于承载负荷的箱式结构12。如上所述，箱式结构12在一个实施例中可以包括如图1A所示的运输机翼箱式结构12a，并且在另一个实施例中可以包括稳定器箱式结构12b。特别地，箱式结构12可以包括例如飞机机翼箱式结构、稳定器箱式结构、旋翼飞机转子叶片、直升机桨叶、飞行器悬臂结构、飞行器转矩箱式结构，或者另一合适的箱式结构体系，例如转矩箱类型的结构，其中该稳定器箱式结构包括水平稳定器、垂直稳定器、横尾翼和鸭式翼。尽管图1A所示的飞行器10通常表示商用客机，但如本文所公开的箱式结构12的一个或多个实施例也可以在其它类型的飞行器中采用。更具体地，所公开实施例的教导可以应用于其它客机、货机、军用飞机、旋翼飞机和具有箱式结构体系如转矩箱类型的结构的其它类型飞行器。另外，所公开实施例的教导可以应用于：包括风车叶片的风车结构；包括汽车扰流板的汽车结构；包括船转子叶片的船舶结构；以及利用箱式结构体系如转矩箱类型的结构的其他车辆或建筑结构。
图1B是箱式结构12（例如呈现为运输机翼箱式结构12a的形式）实施例之一的从后向前的透视图的图示。如图1A-1B所示，箱式结构12优选具有第一端30、第二端32、主体34（参见图1A）、前缘36（参见图1A）以及后缘38（参见图1A）。箱式结构12进一步具有上表面11a（参见图2A）和下表面11b（参见图2C）。图2A是本发明的箱式结构12实施例之一的上表面11a的局部平面图的图示。图2C是本发明的箱式结构12实施例之一的下表面11b的局部平面图的图示。
如图1B和图2A所示，箱式结构12包括结合或接合到并设置在一对集成夹层面板62之间的多个翼梁40和多个稳定肋48。如图3A所示，每个翼梁40包括腹板112和腹板附件114并且具有在轴向上的翼梁长度。如图1B和图2A进一步所示，多个翼梁40优选包括三个翼梁40，即包括前翼梁42、后翼梁44和中间翼梁46。前翼梁42优选沿着箱式结构12的前缘36顺翼展方向定位。后翼梁44优选沿着箱式结构12的后缘38顺翼展方向定位。中间翼梁46优选沿着箱式结构12的主体34顺翼展方向在中心定位。多个翼梁40可以用弯曲构形41（参见图1B）来构造。如图1B所示，多个翼梁40优选在翼型框架14的第一尖端16和第二尖端18之间是连续的，并且前翼梁42和后翼梁44优选从翼型框架14的第一尖端16到第二尖端18是连续的。多个翼梁40可以向箱式结构12提供强度并且可以承载轴向力和弯曲力矩。
在一个实施例中，多个翼梁40可以由翼梁夹层结构97（参见图10）形成，该翼梁夹层结构97包括被夹在至少两个翼梁面片材98之间的芯部66。每个翼梁面片材98优选具有由基本准各向同性复合带层压板87（参见图10）组成的翼梁面片材复合层板叠层103（参见图10）。在一个实施例中，多个稳定肋48可以由类似于包括被夹在至少两个面片材之间的芯部的翼梁夹层结构97（参见图10）的夹层结构形成。每个翼肋面片材（未示出）优选具有由类似于翼梁面片材复合层板叠层103（参见图10）的基本准各向同性复合带层压板87的基本准各向同性复合带层压板组成的翼肋面片材复合层板叠层（未示出）。
如图1B和图2A进一步所示，多个稳定肋48对箱式结构12a提供支撑并分离运输机翼结构13（参见图1A）内的各个燃料箱。多个稳定肋48优选与箱式结构12的主体34中的多个翼梁40相交。如图1B和图2A所示，多个稳定肋48可以优选包括邻近缓冲燃料箱52并在前翼梁42和后翼梁44之间相交的箱体末端翼肋50。如图1B和图2A所示，多个稳定肋48可以优选进一步包括在前翼梁42和中间翼梁46之间相交或在后翼梁44和中间翼梁46之间相交的支柱附连翼肋54。如图1B和图2A所示，多个稳定肋48可以优选进一步包括在前翼梁42、中间翼梁46和后翼梁44之间相交的襟翼导轨和中间翼梁终端翼肋56。如图1B和图2A所示，多个稳定肋48可以优选进一步包括在箱式结构12的中心线翼肋60附近并在前翼梁42、中间翼梁46和后翼梁44之间相交的机身集成翼肋58的侧面。稳定肋48可以传送多个翼梁40和集成夹层面板62之间的负荷。
如图2A、2B、2C所示，箱式结构12包括一对集成夹层面板62。优选地，该集成夹层面板62是复合集成夹层面板。该对集成夹层面板62优选从翼型框架14（参见图1A）的第一尖端16到第二尖端18是连续的，箱式结构12可以附连到该翼型框架14上。集成夹层面板62优选包括上部集成夹层面板62a（参见图2A）和下部集成夹层面板62b（参见图2C）。图2B是沿图2A中的线2B-2B截取的横截面图的图示，其示出了接合到翼梁40上的集成夹层面板62的一个实施例。
如图2B所示，每个集成夹层面板62具有夹层结构，该夹层结构提供了集成夹层面板62的增加的稳定性。如图2B进一步所示，每个集成夹层面板62包括面片材70（参见图2B），例如夹有一个或多个芯部66和在轴向上定向的相邻密集包80的复合蒙皮面片材。如图2B所示，芯部66和密集包80被夹在两个面片材70之间。复合蒙皮64（参见图2B）优选通过将芯部66夹在至少两个面片材70（例如，两个复合蒙皮面片材）之间来形成。芯部66优选包括蜂窝状芯68（参见图2B）。然而，芯部66还可以包括泡沫芯、具有纤维增强的泡沫芯、闭孔泡沫、桁架结构或本领域技术人员将认识到的另一种合适的芯材料或结构。密集包80是一种类型的翼梁盖108（参见图2B）。如本文所用，“密集包”是指附连到集成夹层面板的面片材（例如，复合蒙皮面片材）上并用作翼梁盖的一种类型的翼梁盖。如图3A所示，多个翼梁40通过位于密集包80处的腹板附件114连接到集成夹层面板62上。
如图2B进一步所示，面片材70可以包括外部面片材72和内部面片材74。如图2B所示，在一个实施例中，每个面片材70（例如呈现为外部面片材72和内部面片材74的形式）具有基本由偏置取向层板86组成的面片材复合层板叠层76。如本文所用，“偏置取向层板”是指成除了零度（0°）或大约零度（0°）和除了九十度（90°）以外的角度的任何层板，并且如本文所用，“大约零度（0°）”是指从零度（0°）至十度（10°）的范围。优选地，该偏置取向层板86包括具有以正或负四十五度（±45°）或大约正或负四十五度（±45°）取向的纤维的层板。如本文所用，“约正或负四十五度（±45°）”指的是从正或负四十度（±40°）至正或负五十度（±50°）的范围。更优选地，该面片材复合层板叠层76可以包括：具有以正或负四十五度（±45°）或大约正或负四十五度（±45°）取向的纤维的70%-80%偏置取向层板86；具有以九十度（90°）或大约九十度（90°）取向的纤维的10%-20%层板，其中“大约九十度（90°）”是指八十五度（85°）至九十五度（95°）的范围；具有以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向纤维的0%-20%单向层板85（参见图2B）。最优选地，该面片材复合层板叠层76可以包括：具有以正或负四十五度（±45°）或大约正或负四十五度（±45°）取向的纤维的80%偏置取向层板86；具有以九十度（90°）或大约九十度（90°）取向的纤维的10%层板；以及具有以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向纤维的10%单向层板85。面片材70被配置为主要承载剪切方向的扭转和压力负荷而不承载显著的轴向负荷。面片材复合层板叠层76被优选设计成使得面片材70仅能够提供横跨箱式结构12（参见图1A）和横跨运输机翼结构13（参见图1A）或稳定器结构24（参见图1A）的连续的扭转、剪切和压力负荷路径28（参见图1A）。
面片材70（例如，呈现为复合蒙皮面片材的形式）可以通过以下步骤来形成：在工具（例如，模具）上将偏置取向层板86并且优选地将具有以正或负四十五度（±45°）或大约正或负四十五度（±45°）取向的纤维的偏置取向层板86、具有以九十度（90°）或大约九十度（90°）取向的纤维的层板和/或具有以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向纤维的单向层板85铺设成期望的面片材复合层板叠层76，并且设置面片材70以便限定它们之间的空间以被芯部66填充，或者可替换地，将面片材70设置在芯部66之上以便夹住芯部66。
如图2B进一步所示，每个集成夹层面板62进一步包括邻近一个或多个芯部66并优选通过结合/键合（bonding）接合到面片材70且与其成一体的密集包80。如图2B所示，在一个实施例中，每个密集包80优选具有密集包复合层板叠层82，该密集包复合层板叠层82由基本正交的单向复合带层压板84组成，该复合带层压板84由以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向层板组成。如本文所用，“大约零度（0°）”指的是从零度（0°）至十度（10°）的范围。在另一个实施例中，更优选地，该密集包复合层板叠层82可以包括：由具有以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向纤维的单向层板85组成的70%-100%基本正交的单向复合带层压板84；具有在正或负五十度（±50°）至正或负七十五度（±75°）的取向范围内取向的且更优选地以正或负六十五度（±65°）取向的纤维的0%-25%偏置取向层板86；以及具有以九十度（90°）取向的纤维的0%-10%层板。最优选地，该密集包复合层板叠层82可以包括：具有以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向纤维的80%基本正交的单向层板；具有在正或负五十度（±50°）至正或负七十五度（±75°）的取向范围内取向的且更优选地以正或负六十五度（±65°）取向的20%偏置取向层板；以及具有以九十度（90°）取向的纤维的0%层板。
密集包80被配置为承载在轴向应力和压缩负荷下的所有显著的箱弯曲。密集包复合层板叠层82被设计成使得密集包80能够提供横跨箱式结构12（参见图1A）和横跨运输机翼结构13（参见图1A）或稳定器结构24（参见图1A）的所有显著的连续的弯曲和轴向负荷路径28（参见图1A）。密集包80优选在翼型框架14（参见图1A）的第一尖端16（参见图1A）和第二尖端18（参见图1A）之间是连续的。
用来制造箱式结构12的组件例如集成夹层面板62、翼梁40和/或稳定肋48的复合材料可以包括已知的复合材料如织造、非织造和编织结构的碳、玻璃或聚芳酰胺纤维。在原材料阶段中，纤维可以形成为条带、长丝和/或织物片材，其可以预先浸渍未固化的树脂。该原材料可以通过将它们铺设和/或层压到工具表面上并且然后施加热量和压力以固化树脂并硬化该层压板而被制成箱式结构12的组件。可以使用的额外合适的复合材料的示例包括：碳纤维复合材料；包括碳纤维增强聚苯硫醚（PPS）、碳纤维增强聚醚醚酮（PEEK）、碳纤维增强聚醚酮酮（PEKK）以及碳纤维增强聚乙烯亚胺（PEI）的碳纤维增强聚合物材料；尼龙或本领域技术人员将认识到的另一合适的复合材料。该复合材料可以呈现为复合条带材料、预浸渍单向条带、预浸渍织物或另一合适的复合材料的形式。
将箱式结构12合并到运输机翼结构13（参见图1A）的翼型框架14（参见图1B）上能够显著地减少稳定肋48（参见图1B、2A）的数目，所述稳定肋48被设置在从翼型框架14（参见图1B）的第一尖端16（参见图1B）到第二尖端18（参见图1B）的集成夹层面板62之间。优选地，与不采用本文所公开的箱式结构12的实施例的翼型框架相比，设置在从翼型框架14（参见图1B）的第一尖端16（参见图1B）到第二尖端18（参见图1B）的集成夹层面板62之间的稳定肋48（参见图1B、2A）的数目的减少可以在从约50%至约90%的范围内。由于集成夹层面板62和翼梁腹板112使硬的轴向刚性密集包80完全稳定，因此每个集成夹层面板62优选具有增加的面板刚度比。集成夹层面板62的面片材70优选是软的，并且集成夹层面板62的密集包80优选是硬的和轴向刚性的。
箱式结构12可以进一步包括结合元件88（参见图2B），该结合元件88被配置为补充性地将多个翼梁40和稳定肋48结合到每个集成夹层面板62上。如图2B所示，翼梁40通过结合元件88被补充性地结合到集成夹层面板62上。特别地，翼梁40在接头96处（参见图2B）被补充性地结合到集成夹层面板62的内部面片材74上。优选地，结合元件88包括粘合材料90（参见图2B），例如环氧树脂、丙烯酸树脂、聚氨酯或本领域技术人员将认识到的其他合适的粘合材料。
箱式结构12可以进一步包括一个或多个损坏制动元件92（参见图2B）。优选地，该一个或多个损坏制动元件92包括一个或多个机械紧固件94（参见图2B），例如螺栓、夹具、铆钉或本领域技术人员将认识到的其它合适的机械紧固件。该一个或多个损坏制动元件92可以被配置为将多个稳定肋48固定到每个集成夹层面板62上，可以被配置为将多个翼梁40固定到每个集成夹层面板62上，或者可以被配置为将多个翼梁40和多个稳定肋48固定到每个集成夹层面板62上。如图2B所示，翼梁40通过损坏制动元件92被固定到集成夹层面板62上。特别地，翼梁40被固定到集成夹层面板62的内部面片材74上。
如图2C所示，进入开口（access opening）110可以沿箱式结构12的下表面11b被定位在不同的位置处。可能需要这种进入开口110以进入内部结构从而用于例如制造、检修和修理。优选地，由于多个稳定肋48（参见图2A）的减少，下表面11b可以具有进入开口110，从而允许增加内部访问。进入开口110的减少数目在数量上优选对应于稳定肋48的减少数目。这可能源于由稳定肋48的数目的减少引起的内部燃料箱访问的增加。
图3A-3E是可以与本发明的箱式结构12的实施例一起使用的翼梁40的翼梁构形的各种实施例的图示。图3A是本发明的箱式结构12的实施例之一的局部透视图的图示，该箱式结构具有带有多个翼梁构形（例如，第一翼梁构形40a、第二翼梁构形40b、第三翼梁构形40c和/或另外合适的翼梁构形）的翼梁40。图3A示出了包括具有夹有一个或多个芯部66和相邻密集包80的面片材70的集成夹层面板62的箱式结构12，并且示出了每个翼梁40都具有腹板112和腹板附件114。集成夹层面板62通过位于密集包80处的腹板附件114连接（优选经由结合）到翼梁40上，密集包80包括一种类型的翼梁盖108。
图3B是沿图3A中的线3B-3B截取的横截面图的图示，其示出了翼梁构形40a、40b、40c的放大图。如图3B所示，第一翼梁构形40a可以呈现为具有带有腹板附件114的腹板112的工形截面构形的形式。如图3B进一步所示，腹板112可以包括用来稳定腹板112的腹板芯元件112a（例如，蜂窝状芯元件）。如图3B进一步所示，腹板附件114可以包括腹板附接凸缘114a。该腹板附接凸缘114a被优选附连到集成夹层面板62的密集包80上。
图3C是图3B中的圆圈3C的放大横截面图的图示。如图3C所示，第一翼梁构形40a的腹板附件114（例如呈现为腹板附接凸缘114a的形式）可以通过形成腹板附接凸缘114a和密集包80之间的结合线116a的结合元件116被结合到密集包80（包括一种类型的翼梁盖108）上。图3C进一步示出了面片材70和邻近密集包80的芯部66。腹板112（例如呈现为腹板芯元件112a的形式）可以进一步包括具有夹有腹板芯元件112a的一个或多个腹板面片材120a的腹板夹层结构118a。
如图3B进一步所示，第二翼梁结构40b可以呈现为工形截面结构的形式，其具有带有腹板附件114的腹板112。如图3B进一步所示，腹板112可以包括用来稳定腹板112的腹板芯元件112b（例如，蜂窝状芯元件）。如图3B进一步所示，腹板附件114可以包括腹板附接条状凸缘114b。该腹板附接条状凸缘114b被优选附连到集成夹层面板62的密集包80上。
图3D是图3B中的圆圈3D的放大横截面图的图示。如图3D所示，第二翼梁构形40b的腹板附件114（例如呈现为腹板附接条状凸缘114b的形式）可以通过形成腹板附接条状凸缘114b和密集包80之间的结合线116b的结合元件116被结合到密集包80（包括一种类型的翼梁盖108）上。图3D进一步示出了面片材70和邻近密集包80的芯部66。腹板112（例如呈现为腹板芯元件112b的形式）可以进一步包括具有夹有腹板芯元件112b的一个或多个腹板面片材120b的腹板夹层结构118b。
如图3B进一步所示，第三翼梁构形40c可以呈现为C形截面结构的形式，其具有带有腹板附件114的腹板120。如图3B进一步所示，腹板112可以包括腹板主体元件112c。如图3B进一步所示，腹板附件114可以包括腹板附接端部114c。该腹板附接端部114c被优选附连到集成夹层面板62的密集包80上。
图3E是图3B中的圆圈3E的放大横截面图的图示。如图3E所示，第三翼梁构形40c的腹板附件114（例如呈现为腹板附接端部114c的形式）可以通过形成腹板附接端部114c和密集包80之间的结合线116c的结合元件116被结合到密集包80（包括一种类型的翼梁盖108）上。图3E进一步示出了面片材70和邻近密集包80的芯部66。
如上所述，对于集成夹层面板62，多个密集包80可以与面片材70成一体并结合到面片材70上，该面片材70夹有一个或多个芯部66（参见图3A）和相邻密集包80（参见图3A）。图4-10是将翼梁40接合到密集包80上并且可以与本发明的箱式结构12的实施例一起使用的翼梁围拢接头的各种实施例的图示。
图4是本发明的翼梁围拢接头130a的第一实施例的局部横截面图的图示。图4示出了密集包80、外部面片材72、内部面片材74和芯部66。图4进一步示出了具有第一翼梁围拢附连角度106a和第二翼梁围拢附连角度106b的翼梁40的填充物部分128（例如，软层压板）。图4所示的翼梁围拢接头130a位于内部部分132处，并在沿着内部面片材74的结合线134处将翼梁40的填充物部分128接合到密集包80上。翼梁围拢接头130a在组装期间使用单独的角度136来用作翼梁40的填充物部分128的向前位置止动件。该实施例可以具有允许翼梁40自定位的有利特征。
图5是本发明的翼梁围拢接头130b的第二实施例的局部横截面图的图示。图5示出了密集包80、外部面片材72、内部面片材74和芯部66。图5进一步示出了翼梁40的填充物部分128（例如，软层压板），其中翼梁40呈现为中间翼梁46的形式。图5进一步示出了第一翼梁围拢附连角度106a和第二翼梁围拢附连角度106b。图5所示的翼梁围拢接头130b被附连在密集包80上的中心部分138处。该实施例可以具有将翼梁40的填充物部分128置于密集包80的中心处的有利特征，这可以减少由于密集包80的任何离面运动而导致的外部面片材72和内部面片材74中的反作用负荷。
图6是本发明的翼梁围拢接头130c的第三实施例的局部横截面图的图示。图6示出了划分成密集包节段80a、80b的密集包80，并示出了外部面片材72、内部面片材74和芯部66。图6进一步示出了翼梁40的填充物部分128（例如，软层压板），该填充物部分具有方形边缘142并具有包括第一翼梁面片材100和第二翼梁面片材102的夹层构形。图6所示的翼梁围拢接头130c是分开的密集包类型并且具有分别在密集包部分140a、140b处被包含在密集包108内的第一翼梁围拢附连角度106a和第二翼梁围拢附连角度106b。另外，第一翼梁围拢附连角度106a和第二翼梁围拢附连角度106b可以是锥形的并且不需要是完整的长度。优选地，第一翼梁围拢附连角度106a尽可能地靠近内部面片材74。该实施例可以具有促进负荷再分布的有利特征。
图7是本发明的翼梁围拢接头130d的第四实施例的局部横截面图的图示。图7示出了密集包80、外部面片材72、具有不连续部分144的内部面片材74以及芯部66。图7进一步示出了翼梁40的填充物部分128（例如，软层压板），该填充物部分具有方形边缘142并且具有第一翼梁围拢附连角度106a和第二翼梁围拢附连角度106b。图7所示的翼梁围拢接头130d是分开的密集包类型并且位于密集包80的中心处。如图7所示，第一翼梁围拢附连角度106a在中心附接部分146a处被附连并置于密集包80的中心处，而第二翼梁围拢附连角度106b在中心附接部分146b处被附连并置于密集包80的中心处。该实施例可以具有允许支撑翼梁围拢附连角度106a、106b的有利特征。
图8是本发明的翼梁围拢接头130e的第五实施例的局部横截面图的图示。图8示出了划分成密集包节段80a、80b的密集包80，并示出了外部面片材72、内部面片材74和芯部66。图8进一步示出了具有第一翼梁面片材100和第二翼梁面片材102的翼梁40的填充物部分128（例如，软层压板）。图8所示的翼梁围拢接头130e是分开的密集包类型并且具有共同在外部部分148的外侧上的第一翼梁围拢附连角度106a和第二翼梁围拢附连角度106b。该实施例可以具有以下有利特征：具有简单的较不复杂的两片式密集包设计。
图9是本发明的翼梁围拢接头130f的第六实施例的局部横截面图的图示。图9示出了划分成密集包节段80a、80b的密集包80，并示出了外部面片材72、内部面片材74和芯部66。图9进一步示出了具有第一翼梁面片材100和第二翼梁面片材102的翼梁40的填充物部分128（例如，软层压板）。图9所示的翼梁围拢接头130f是分开的密集包类型，并且第一翼梁围拢附连角度106a是由外部面片材72形成的并附连在第一外部附接部分150处。第二翼梁围拢附连角度106b保持分开并附连在第二外部附接部分152处。该实施例可以具有以下有利特征：具有减少的零件数量（因为只需要一个单独的翼梁围拢附连角度），并且还具有简单的较不复杂的两片式密集包设计。
图10是本发明的翼梁围拢接头130g的第七实施例的局部横截面图的图示。图10示出了具有夹有密集包80的面片材70（优选为复合蒙皮面片材，例如呈现为外部面片材72和内部面片材74的形式）的集成夹层面板62，其中密集包80包括一种类型的翼梁盖108。图10进一步示出了具有包括夹在至少两个翼梁面片材98（例如呈现为第一翼梁面片材100和第二翼梁面片材102的形式）之间的芯部66（例如，蜂窝状芯68）的翼梁夹层结构97的翼梁40。如图10所示，每个翼梁面片材98可以优选具有由基本准各向同性复合带层压板87组成的翼梁面片材复合层板叠层103。如图10进一步所示，翼梁围拢接头130g具有附连到第一翼梁面片材100并且也附连到内部面片材74上的第一翼梁围拢附连角度106a。如图10进一步所示，翼梁围拢接头130g具有附连到第二翼梁面片材102并且也附连到内部面片材74上的第二翼梁围拢附连角度106b。如图10进一步所示，翼梁围拢通道104被定位在第一翼梁面片材100、第二翼梁面片材102和内部面片材74之间并且附连到这三者上。在制造箱式结构12或将包含箱式结构12的组成部件期间的某一时间点处，可以形成翼梁围拢通道104和内部面片材74之间的间隙部分154a、154b，并且可以用粘合剂填充所述间隙部分。该实施例可以具以下有利特征：具有用有助于稳定翼梁40和密集包80的翼梁夹层结构97构造的翼梁40。
在本发明的另一实施例中，提供一种具有用于承载负荷的结合箱式结构12（参见图1A）的飞行器10（参见图1A）。飞行器10包括具有第一尖端16（参见图1A）和第二尖端18（参见图1A）的翼型框架14（参见图1A）。飞行器10进一步包括附连到翼型框架14上的结合箱式结构12。结合箱式结构12包括从翼型框架14的第一尖端16到第二尖端18连续的上部和下部复合集成夹层面板62（参见图2B）。集成夹层面板62具有夹有一个或多个芯部66（参见图2B）和在轴向上定向的相邻密集包80（参见图2B）的面片材70（参见图2B）。由于集成夹层面板62和翼梁腹板112使硬的轴向刚性密集包80完全稳定，因此每个集成夹层面板62优选具有增加的面板刚度比。
结合箱式结构12进一步包括多个翼梁40（参见图3A）。如图3A所示，每个翼梁40包括腹板112和腹板附件114，并且每个翼梁40具有在轴向上的翼梁长度。如图3A进一步所示，多个翼梁40优选通过位于密集包80处的腹板附件114被连接到集成夹层面板62上。面片材70被配置为主要承载剪切方向的扭转和压力负荷而不承载显著的轴向负荷。每个面片材70具有基本由偏置取向层板86（参见图2B）组成并且优选由具有以正或负四十五度（±45°）取向的纤维的偏置取向层板86组成的面片材复合层板叠层76。该面片材复合层板叠层76被设计成使得面片材70能够主要提供连续的扭转、剪切和压力负荷路径。
密集包80被配置为承载在轴向张力和压缩负荷下的所有显著的箱弯曲。每个密集包80优选具有包括由以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向层板85（参见图2B）组成的基本正交的单向复合带层压板的密集包复合层板叠层82（参见图2B）。密集包复合层板叠层82被设计成使得密集包80能够提供所有显著连续的弯曲和轴向负荷路径。
如图1B所示，飞行器10（参见图1A）的结合箱式结构12可以进一步包括结合到并设置在从翼型框架14的第一尖端16到第二尖端18的集成夹层面板62之间的多个稳定肋48。如图1B进一步所示，多个翼梁40优选包括前翼梁42、后翼梁44和中间翼梁46。
在本发明的另一实施例中，提供一种用于例如飞机的飞行器10（参见图1A）的运输机翼结构13（参见图1A）或稳定器结构24（参见图1A）。运输机翼结构13优选包括具有第一尖端16（参见图1A）和第二尖端18（参见图1A）的翼型框架14（参见图1A）。稳定器结构24优选包括具有第一尖端16a（参见图1A）和第二尖端18a（参见图1A）的翼型框架14a（参见图1）。运输机翼结构13进一步包括附连到翼型框架14上的运输翼箱12a（参见图1A）。稳定器结构24进一步包括附连到翼型框架14a上的稳定器箱式结构12b（参见图1A）。
运输翼箱12a或稳定器箱式结构12b包括从翼型框架14、14a的第一尖端16、16a到第二尖端18、18a连续的一对集成夹层面板62（参见图1B）。如图2B所示，并且如上面所讨论，每个集成夹层面板62包括面片材70（参见图2B），例如，夹有一个或多个芯部66和在轴向上定向的相邻密集包80的复合蒙皮面片材。如上面所详细讨论和图2B所示，在一个实施例中，每个面片材70具有基本由偏置取向层板86组成并且优选由具有以正或负四十五度（±45°）或大约正或负四十五度（±45°）取向的纤维的偏置取向层板86组成的面片材复合层板叠层76。在另一个实施例中，更优选地，该面片材复合层板叠层76可以包括：具有以正或负四十五度（±45°）或大约正或负四十五度（±45°）取向的纤维的70%-80%偏置取向层板86；具有以九十度（90°）或大约九十度（90°）取向的纤维的10%-20%层板；以及具有以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向纤维的0%-20%单向层板85（参见图2B）。最优选地，该面片材复合层板叠层76可以包括：具有以正或负四十五度（±45°）或大约正或负四十五度（±45°）取向的纤维的80%偏置取向层板86；具有以九十度（90°）或大约九十度（90°）取向的纤维的10%层板；以及具有以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向纤维的10%单向层板85。面片材70被配置为主要承载剪切方向的扭转和压力负荷而不承载显著的轴向负荷。面片材复合层板叠层76被优选设计成使得面片材70能够仅提供横跨箱式结构12和横跨运输机翼结构13或稳定器结构24的连续的扭转、剪切和压力负荷路径28（参见图1A）。
每个集成夹层面板62进一步包括邻近一个或多个芯部66并优选通过结合接合到面片材70并与面片材70成一体的密集包80。如上面所详细讨论和图2B所示，在一个实施例中，每个密集包80优选具有密集包复合层板叠层82，该密集包复合层板叠层82由基本正交的单向复合带层压板84组成，该复合带层压板84由具有以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向纤维的单向层板85组成。如本文所用，“大约零度（0°）”指的是从零度（0°）至十度（10°）的范围。在另一个实施例中，更优选地，密集包复合层板叠层82可以包括：由具有以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向纤维的单向层板85组成的70%-100%基本正交的单向复合带层压板84；具有在正或负五十度（±50°）至正或负七十五度（±75°）的取向范围内取向并优选以正或负六十五度（±65°）取向的纤维的0%-25%偏置取向层板86；以及具有以九十度（90°）取向的纤维的0%-10%层板。最优选地，密集包复合层板叠层82可以包括：具有以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向纤维的80%基本正交的单向层板；具有在正或负五十度（±50°）至正或负七十五度（±75°）的取向范围内取向并优选以正或负六十五度（±65°）取向的纤维的20%偏置取向层板；以及具有以九十度（90°）取向的纤维的0%层板。密集包80被配置为承载在轴向张力和压缩负荷下的所有显著的箱弯曲。密集包复合层板叠层82被设计成使得密集包80能够提供横跨箱式结构12和横跨运输机翼结构13或稳定器结构24的连续的弯曲和轴向负荷路径28（参见图1A），并且优选提供所有显著连续的弯曲和轴向负荷路径28。密集包80优选在翼型框架14（参见图1A）的第一尖端16（参见图1A）和第二尖端18（参见图1A）之间是连续的。
如图1B、图2A所示，运输翼箱12a或稳定器箱式结构12b进一步包括优选结合到并设置在从翼型框架14、14a的第一尖端16、16a到第二尖端18、18a的一对集成夹层面板62之间的多个翼梁40和稳定肋48。如图1B所示，多个翼梁40优选包括前翼梁42、后翼梁44和中间翼梁46。每个集成夹层面板62优选通过夹层结构来稳定，并且由于集成夹层面板62和翼梁腹板112使硬的轴向刚性密集包80完全稳定，因此每个集成夹层面板62具有增加的面板刚度比。优选地，面片材70是软的，密集包80是硬的且轴向刚性的。
如上面所详细讨论，多个翼梁40中的每一个可以具有翼梁夹层结构97（参见图10）。飞机机翼12a或稳定器箱式结构12b可以进一步包括一个或多个损坏制动元件92（参见图2B）。一个或多个损坏制动元件92可以包括一个或多个机械紧固件94。一个或多个损坏制动元件92可以被配置为将多个稳定肋48固定到每个集成夹层面板62上，可以被配置为将多个翼梁40固定到每个集成夹层面板62上，或者可以被配置为将多个翼梁40和多个稳定肋48固定到每个集成夹层面板62上。
图11是本发明的飞机制造和检修方法200的实施例的流程图的图示。图12是飞机220的功能框图的图示。参照图11-12，本发明的实施例可以在图11所示的飞机制造和检修方法200以及图12所示的飞机220的背景下进行描述。在预生产期间，示例性飞机制造和检修方法200可以包括飞机220的规格和设计202以及材料采购204。在生产期间，进行飞机220的部件和子组件制造206和系统集成208。此后，飞机220可以经历认证和交付210以便投入使用212中。在由客户投入使用中212时，飞机220被安排进行日常维护和检修214（其还可以包括修改、重新配置、翻新等）。
飞机制造和检修方法200的每个过程可以由系统集成商、第三方和/或操作者（例如，客户）来执行或实施。为了本说明书的目的，系统集成商可以包括但不限于任何数量的飞机制造商和主系统分包商；第三方可以包括但不限于任何数量的卖主、分包商和供应商；而操作者可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等。
如图12所示，由示例性飞机制造和检修方法200生产的飞机220可以包括具有多个高级系统224的机身222和内部226。高级系统224的示例可以包括推进系统228、电气系统230、液压系统232和环境系统234中的一个或多个。可以包括任何数量的其它系统。尽管示出了航空航天的示例，但本发明的原理可以应用于其它产业（例如，汽车工业）。
可以在飞机制造和检修方法200的任何一个或多个阶段期间采用本文所体现的方法和结构。例如，对应于部件或子组件制造206的部件或子组件可以以类似于当飞机220在使用中212时生产的部件或子组件的方式来加工或制造。另外，在部件和子组件制造206以及系统集成208期间，通过例如充分加快飞机220的装配或降低飞机220的成本，可以使用一个或多个装置实施例、方法实施例或其组合。类似地，当飞机220在使用中212时可以使用一个或多个装置实施例、方法实施例或其组合，例如但不限于日常维护和检修214。
在本发明的另一个实施例中，提供一种制造用于飞行器10（参见图1A）的结合箱式结构12（参见图1A）的方法300。图13是示出本发明的方法300的实施例的流程图的图示。如图13所示，方法300包括步骤302：形成一对集成夹层面板62（参见图2B）。如图13所示，方法300进一步包括步骤304：通过将芯部66（参见图2B）夹在至少两个面片材70（参见图2B）之间而加工复合蒙皮64（参见图2B）来形成每个集成夹层面板62。优选地，面片材70是复合蒙皮面片材。
如图13所示，方法300进一步包括步骤306：通过铺设面片材复合层板叠层76（参见图2B）来形成每个面片材70（例如呈现为复合蒙皮面片材的形式），该面片材复合层板叠层76基本由偏置取向层板86（参见图2B）组成，并且优选由具有以正或负四十五度（±45°）或大约正或负四十五度（±45°）取向的纤维的偏置取向层板86组成，并且将面片材复合层板叠层76设计成使得复合蒙皮64能够提供横跨结合箱式结构12的连续的扭转、剪切和压力负荷路径28（参见图1A）。形成每个面片材70（例如呈现为复合蒙皮面片材的形式）的步骤306优选进一步包括铺设面片材复合层板叠层76，该面片材复合层板叠层76包括：具有以正或负四十五度（±45°）或大约正或负四十五度（±45°45°）取向的纤维的70%-80%偏置取向层板86（参见图2B）；具有以九十度（90°）或大约九十度（90°）取向的纤维的10%-20%层板；以及具有以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向纤维的0%-20%单向层板85（参见图2B）。
如图13所示，方法300进一步包括利用将多个密集包80（参见图2B）接合到复合蒙皮64上的步骤308来形成每个集成夹层面板62。如图13所示，方法300进一步包括步骤310：通过铺设由基本正交的单向复合带层压板84（参见图2B）组成的密集包复合层板叠层82（参见图2B）来形成每个密集包80，并且将密集包复合层板叠层82设计成使得密集包80能够提供横跨结合箱式结构12的连续的弯曲和轴向负荷路径28（参见图1A），并且优选地提供横跨结合箱式结构12的所有显著连续的弯曲和轴向负荷路径28。形成每个密集包80的步骤310优选进一步包括铺设密集包复合层板叠层82，该密集包复合层板叠层82包括：具有以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向纤维的70%-100%基本正交的单向层板85（参见图2B）；具有在正或负五十度（±50°）至正或负七十五度（±75°）的取向范围内取向的纤维的0%-25%偏置取向层板86；以及具有以九十度（90°）取向的纤维的0%-10%层板。
如图13所示，方法300进一步包括步骤312：将多个翼梁40（参见图2A）和稳定肋48（参见图2A）结合在一对集成夹层面板62之间以形成用于飞行器10（参见图1A）的结合箱式结构12。结合箱式结构12优选具有整体式构形26（参见图1）。该对集成夹层面板62优选从翼型框架14（参见图1A）的第一尖端16（参见图1A）到第二尖端18（参见图1A）是连续的，其中结合箱式结构12附连到飞行器10的该翼型框架14上。将多个翼梁40（参见图2A）和稳定肋48结合在该对集成夹层面板62之间的步骤312可以进一步包括：形成一个或多个翼梁围拢接头130a～130g（参见图4-10）以将多个翼梁40结合到每个集成夹层面板62的翼梁盖80（参见图4-10）上。
如图13所示，方法300可以进一步包括可选步骤314：利用翼梁夹层构形97（参见图10）来加工多个翼梁40。翼梁夹层构形97可以通过将芯部66夹在至少两个翼梁面片材98（参见图10）之间来形成，每个翼梁面片材98通过铺设由基本准各向同性复合带层压板87（参见图10）组成的翼梁面片材复合层板叠层103（参见图10）来形成。方法300可以进一步包括以下可选步骤：通过将芯部66（参见图10）夹在至少两个面片材如翼肋面片材（未示出）之间，以类似于翼梁夹层构形97（参见图10）的夹层构形加工多个稳定肋48，其中每个翼肋面片材可以通过铺设翼肋面片材复合层板叠层（未示出）来形成，该翼肋面片材复合层板叠层由类似于多个翼梁40的翼梁面片材复合层板叠层103（参见图10）的基本准各向同性复合带层压板87（参见图10）的基本准各向同性复合带层压板组成。
如图13所示，方法300可以进一步包括可选步骤316：用结合元件88（参见图2B）补充性地将多个翼梁40和稳定肋48结合到该对集成夹层面板62上。结合元件88优选包括粘合材料90（参见图2B）或另一合适的结合元件。
如图13所示，方法300可以进一步包括可选步骤318：用一个或多个损坏制动元件92（参见图2B）将多个翼梁40和稳定肋48固定到每个集成夹层面板62上。损坏制动元件92优选包括一个或多个机械紧固件94（参见图2B）。方法300可以进一步包括通过将紧固件156定位在箱式结构边界158（参见图1A）的外部来减少结合箱式结构12上的紧固件156（参见图1A）的数目，由此降低结合箱式结构12遭受雷击的风险。
箱式结构12（例如，结合箱式结构）及其制造方法300的公开的实施例与现有的翼箱结构和方法相比可以提供显著减少的零件数量、制造成本、重量和流动时间（flow-time）。重量的减少可以允许飞机性能的增加，这可能导致给定的飞行轨迹需要较少的燃料。利用较少的燃料可以减少运行成本，并且可以通过减小运输过程中的碳足迹来对环境造成较小的影响。流动时间的减少可以允许增加吞吐量和降低库存成本。
另外，箱式结构12及其制造方法300的公开的实施例提供了一种具有连续的集成夹层面板62（参见图1B）的尖端到尖端的运输机翼箱式结构12a（参见图1A）或稳定器箱式结构12b（参见图1A），该集成夹层面板62具有夹有一个或多个芯部66和在轴向上定向的相邻密集包80的面片材70。箱式结构12优选具有整体式构形26（参见图1A），该构形具有增加的蒙皮面板刚度比（具有如包括一种类型的翼梁盖的硬密集包的软面片材如复合蒙皮面片材）。与现有翼箱设计的三件式结构相比，单件整体式构形26提供了单个单件结构（尖端至尖端对比接合到飞行器10的机身上的外侧机翼左侧和右侧（参见图1A））。箱式结构12及其制造方法300的公开的实施例提供了为特定负荷应用特别设计的层板叠层（例如，轴向坚硬的接近正交的单向带层压板叠层），其被用于承载在轴向张力和压缩负荷下的所有显著的箱弯曲的稳定密集包80和主要承载在剪切方向的扭转和压力负荷的轴向软面片材70。与具有多个纵梁和翼肋的现有翼箱结构相比，优选通过需要非常少的稳定肋48的夹层结构来整体稳定集成夹层面板62。较少的稳定肋48可以允许更大的内部燃料箱访问，这可以减少检修门和支撑结构例如进入开口110（参见图2C）的数量。
此外，箱式结构12及其制造方法300的公开的实施例可以向用次级结合元件88例如用粘合材料90（参见图2B）接合的集成夹层面板62提供翼梁40和稳定肋48。粘合材料可以替代在现有翼箱结构中可能存在的多个紧固件的使用。用于结合连接的损坏制动元件92（参见图2B）可以由在翼梁40和稳定肋48处附连到集成夹层面板62上的机械紧固件94（参见图2B）组成。与现有翼箱结构相比，宽间隔的小直径的损坏制动元件或其它紧固件的数目可以显著地减少。根据本文公开的箱式结构12和方法300，为了电磁的（例如，雷电保护）、安装的（需要较少的密封以防止潜在的燃料泄漏）和制造可用性、可检修性和可维修性的原因，大多数紧固件156（参见图1A）可以位于箱式结构边界158的外侧。由于使用穿过集成夹层面板62的较少的紧固件，可以导致防雷风险的降低。此外，多个翼梁40可以用为箱式结构12提供增加的稳定性的翼梁夹层结构97（参见图10）来形成。
从以上说明书和相关附图给出的教导获益的与本公开内容有关的领域的技术人员将容易想到到本公开内容的许多修改和其它实施例。在此描述的实施例是说明性的而不是限制性的或穷尽性的。虽然在此使用了特定的术语，但是它们只是通用的和描述性的目的，并非出于限制的目的。

Claims (15)

1.一种用于承载负荷的箱式结构，所述箱式结构包括：
上部和下部复合集成夹层面板；
所述集成夹层面板具有夹有一个或多个芯部和在轴向上定向的相邻密集包的面片材；以及
多个翼梁，每个翼梁包括腹板和腹板附件并且具有在轴向上的翼梁长度，所述多个翼梁通过位于所述密集包处的所述腹板附件连接到所述集成夹层面板；
其中所述面片材被配置为主要承载剪切方向的扭转和压力负荷而不承载显著的轴向负荷，并且其中所述密集包被配置为承载在轴向张力和压缩负荷下的所有显著的箱弯曲。
2.根据权利要求1所述的结构，其中每个所述面片材具有基本由偏置取向层板组成的面片材复合层板叠层，所述面片材复合层板叠层被设计成使得所述面片材能够主要提供连续的扭转、剪切和压力负荷路径。
3.根据前述任一项权利要求所述的结构，其中每个所述面片材具有面片材复合层板叠层，所述面片材复合层板叠层包括：具有以正或负四十五度（±45°）或大约正或负四十五度（±45°）取向的纤维的70%-80%偏置取向层板；具有以九十度（90°）或大约九十度（90°）取向的纤维的10%-20%层板；以及具有以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向纤维的0%-20%单向层板。
4.根据前述任一项权利要求所述的结构，其中每个所述密集包具有密集包复合层板叠层，所述密集包复合层板叠层包括由以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向层板组成的基本正交的单向复合带层压板，所述密集包复合层板叠层被设计成使得所述密集包能够提供所有显著连续的弯曲和轴向负荷路径。
5.根据前述任一项权利要求所述的结构，其中每个所述密集包具有密集包复合层板叠层，所述密集包复合层板叠层包括：具有以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向纤维的70%-100%基本正交的单向层板；具有在正或负五十度（±50°）至正或负七十五度（±75°）的取向范围内取向的纤维的0%-25%偏置取向层板；以及具有以九十度（90°）取向的纤维的0%-10%层板。
6.根据前述任一项权利要求所述的结构，其进一步包括多个稳定肋，其中所述多个稳定肋和所述多个翼梁被结合到并设置在所述集成夹层面板之间以形成结合的箱式结构，其中每个集成夹层面板是用允许减少设置在所述集成夹层面板之间的所述多个稳定肋的数目的夹层结构来稳定的。
7.根据权利要求6所述的结构，其进一步包括一个或多个损坏制动元件，所述损坏制动元件包括一个或多个机械紧固件，其中所述一个或多个损坏制动元件被配置为将所述多个稳定肋固定到每个集成夹层面板上，被配置为将所述多个翼梁固定到每个集成夹层面板上，或者被配置为将所述多个翼梁和所述多个稳定肋固定到每个集成夹层面板上。
8.根据前述任一项权利要求所述的结构，其中所述箱式结构具有整体式构形并且包括以下之一：包括飞机翼箱的运输翼箱；包括水平稳定器、垂直稳定器、横尾翼和鸭式翼的稳定器箱；旋翼机转子叶片；直升机桨叶；飞行器悬臂结构；飞行器转矩箱式结构；包括风车叶片的风车结构；包括汽车扰流板的汽车结构；以及包括船转子叶片的船舶结构。
9.根据前述任一项权利要求所述的结构，其中由于所述集成夹层面板和所述翼梁腹板使硬的轴向刚性密集包完全稳定，每个集成夹层面板具有增加的面板刚度比。
10.根据前述任一项权利要求所述的结构，其中所述多个翼梁中的每一个具有翼梁夹层结构，所述翼梁夹层结构包括夹在至少两个翼梁面片材之间的芯部，每个翼梁面片材具有由基本准各向同性复合带层压板组成的翼梁面片材复合层板叠层。
11.一种制造用于飞行器的结合箱式结构的方法，所述方法包括以下步骤：形成一对集成夹层面板，每个面板通过如下步骤形成：
通过将芯部夹在至少两个复合面片材之间来加工复合蒙皮，每个复合面片材通过铺设基本由偏置取向层板组成的面片材复合层板叠层来形成，并将所述面片材复合层板叠层设计成使得所述复合蒙皮能够提供连续的扭转、剪切和压力负荷路径；以及
将多个密集包接合到所述复合蒙皮上，每个密集包通过铺设由基本正交的单向复合带层压板组成的密集包复合层板叠层来形成，并将所述密集包复合层板叠层设计成使得所述密集包能够提供连续的弯曲和轴向负荷路径；以及
将多个翼梁和稳定肋结合在该对集成夹层面板之间以形成用于飞行器的结合箱式结构，所述结合箱式结构具有整体式构形。
12.根据权利要求11所述的方法，其中形成每个复合面片材进一步包括铺设所述面片材复合层板叠层，所述面片材复合层板叠层包括：具有以正或负四十五度（±45°）或大约正或负四十五度（±45°）取向的纤维的70%-80%偏置取向层板；具有以九十度（90°）或大约九十度（90°）取向的纤维的10%-20%层板；以及具有以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向纤维的0%-20%单向层板。
13.根据权利要求11-12所述的方法，其中形成每个密集包进一步包括铺设所述密集包复合层板叠层，所述密集包复合层板叠层包括：具有以零度（0°）或大约零度（0°）取向的单向纤维的70%-100%基本正交的单向层板；具有在正或负五十度（±50°）至正或负七十五度（±75°）的取向范围内取向的纤维的0%-25%偏置取向层板；以及具有以九十度（90°）取向的纤维的0%-10%层板。
14.根据权利要求11-13所述的方法，其中将所述多个翼梁和稳定肋结合在该对集成夹层面板之间进一步包括用包括粘合材料的结合元件补充性地将所述多个翼梁和稳定肋结合到该对集成夹层面板上。
15.根据权利要求11-14所述的方法，其进一步包括通过将芯部夹在至少两个翼梁面片材之间来将所述多个翼梁加工成翼梁夹层结构，每个翼梁面片材是通过铺设由基本准各向同性复合带层压板组成的翼梁面片材复合层板叠层形成的。
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