CN104417745A - 蜂窝状结构的结构性插件 - Google Patents

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Abstract

本申请公开一种用于制造夹层结构的方法和装置。在夹层结构的芯内形成空腔。将插件性插件放入空腔中。结构性插件包括被配置为接收负荷的第一多个部件和与第一多个部件装配以形成该结构性插件的第二多个部件。

Description

蜂窝状结构的结构性插件
技术领域
本公开总体涉及飞行器，且特别涉及飞行器中的结构。更特别地，本公开涉及用于结构性插件的方法和装置，该结构性插件被配置接收飞行器的蜂窝状结构中的负荷。
背景技术
飞行器正在用越来越高百分比的复合材料来设计和制造。复合材料被用于飞行器，以减小飞行器的重量。这种减重提高了性能特征，如有效负荷能力和燃料效率。而且，复合材料为飞行器内的各种组件提供更长的使用寿命。
复合材料是通过组合两种或更多种功能性组分而产生的坚韧、轻质材料。例如，复合材料可包含结合在聚合物树脂基体内的增强纤维。作为另一示例，蜂窝状结构是一类复合材料。蜂窝状结构可以是蜂窝状夹层结构。借助这种类型的结构，两层被附连到芯的任一侧上。这些层可以被认为是蜂窝状夹层结构的蒙皮。蜂窝状夹层结构通常具有蜂窝状结构。
与使用实芯的机构或包括实心板的结构相比，借助这种类型的结构，可以以较低的密度来实现期望水平的弯曲刚度。较低的密度可导致飞行器的期望的重量节省。
然而，当负荷被施加到这些蜂窝状夹层结构的蒙皮中的一个时，这些蜂窝状夹层结构可能不能以期望的方式来承载负荷。可以为蜂窝状夹层结构提供提供额外的负荷承受能力的一种方式是通过使用灌封芯。
灌封蜂窝状芯是蜂窝状芯中的开阔区域被填充材料的过程。这种材料可以是灌封材料或诸如树脂的化合物。
然而，将灌封材料引入蜂窝状芯可能比期望的更耗时。例如，灌封材料可以被放置到芯中且被固化。额外的灌封材料被放置到芯中且被固化。之后，多余的材料可通过砂磨、机械加工或其他工艺被移除。在一些情况下，在砂磨或机械加工之后，可能引入额外的材料。
这类过程可能比所期望的更耗时和昂贵。而且，灌封材料的使用也可能导致比所期望的更重。因此，具有一种将上述问题中至少一些以及其他可能的问题考虑在内的方法和装置将是期望的。
发明内容
在一个说明性实施例中，一种装置包括第一多个部件和第二多个部件。第一多个部件被配置为接收负荷。第二多个部件被配置为与第一多个部件装配，以形成夹层结构的结构性插件。
在另一说明性实施例中，蜂窝状板包括第一蒙皮、第二蒙皮、蜂窝状芯以及结构性插件。蜂窝状芯位于第一蒙皮和第二蒙皮之间。结构性插件位于蜂窝状芯的空腔中。结构性插件具有被配置为接收负荷的第一多个部件，以及第二多个部件。
在又一说明性实施例中，提供一种用于制造夹层结构的方法。在夹层结构的芯中形成空腔。结构性插件被放置到空腔中。结构性插件包括被配置为接收负荷的第一多个部件和与第一多个部件装配以形成该结构性插件的第二多个部件。
在又一说明性实施例中，提供一种用于处理飞行器中的负荷的方法。负荷被接收在蜂窝状板处。蜂窝状板包括第一蒙皮、第二蒙皮、蜂窝状芯以及结构性插件。蜂窝状芯位于第一蒙皮和第二蒙皮之间。结构性插件位于蜂窝状芯的空腔中。结构性插件具有被配置为接收负荷的第一多个部件，以及第二多个部件。负荷通过结构性插件中的第一多个部件被扩展。
特征和功能可以在本公开的各种实施例中被单独实现，或者可以在其他实施例中被组合，其中进一步的细节能够参考以下描述和附图获知。
附图说明
在所附的权利要求中阐述了被认为是说明性实施例的特性的新颖性特征。然而，结合附图阅读时，通过参考本公开的说明性实施例的下列详细描述，说明性实施例及其使用的优选模式、进一步的目标和特征将被最好地理解，在附图中：
图1是根据说明性实施例的飞行器的说明；
图2是根据说明性实施例的飞行器中的地板的一部分的更详细的说明；
图3是根据说明性实施例的蜂窝状夹层结构的说明；
图4是根据说明性实施例的夹层结构的横截面图的说明；
图5是根据说明性实施例的夹层结构的分解图的说明；
图6是根据说明性实施例的具有结构性插件的夹层结构的说明；
图7是根据说明性实施例的夹层结构的横截面图的说明；
图8是根据说明性实施例的夹层结构分解图的说明；
图9是根据说明性实施例的带有结构性插件的夹层结构的说明；
图10是根据说明性实施例的夹层结构的横截面图的说明；
图11是根据说明性实施例的夹层架构分解图的说明；
图12是根据说明性实施例的带有结构性插件的夹层结构的说明；
图13是根据说明性实施例的夹层结构的横截面图的说明；
图14是根据说明性实施例的夹层结构分解图的说明；
图15是根据说明性实施例的带有结构性插件的夹层结构的说明；
图16是根据说明性实施例的夹层结构的横截面图的说明；
图17是根据说明性实施例的夹层结构分解图的说明；
图18是根据说明性实施例的带有结构性插件的夹层架构的说明；
图19是根据说明性实施例的夹层结构的横截面图的说明；
图20是根据说明性实施例的夹层架构分解图的说明；
图21是根据说明性实施例的结构夹层环境的框图的说明；
图22是根据说明性实施例的用于制造夹层结构的过程的流程图的说明；
图23是根据说明性实施例的用于设计夹层结构的过程的流程图的说明；
图24是根据说明性实施例的用于处理飞行器中的负荷的过程的流程图的说明；
图25是根据说明性实施例的飞行器制造和维护方法的框图的说明；
图26是说明性实施例可在其中被实施的飞行器的框图的说明。
具体实施方式
说明性实施例认识和考虑一个或多个不同的考虑因素。例如，说明性实施例认识和考虑到用树脂填充蜂窝状结构(例如，灌封)的一个替代方案可以是使用插件。例如，说明性实施例认识和考虑到可以将复合插件放置在蜂窝状夹层板的区域内以接收负荷。
然而，说明性实施例认识和考虑到通过使用实心插件，蜂窝状夹层板的重量可能大于所预期的。这种情况会降低飞行器的性能的燃料效率。
说明性实施例认识和考虑到通过使用快速原型系统，定制的结构性插件可以经设计和制造以便用于导致较少重量的蜂窝状夹层板中。例如，可以使用叠加式制造工艺来制造不同的部件。这些部件可被装配以形成结构性插件，该结构性插件以蜂窝状夹层板所期望的方式来接收负荷。与用树脂或其他类的灌封材料填充蜂窝状结构的多个部分相比，这种类型的工艺更精确。
因而，在一个说明性实施例中，一种装置包括被配置为接收负荷的第一多个部件和被配置为与第一多个部件装配以形成夹层结构的结构性插件的第二多个部件。
现在参考附图，且特别地参考图1，根据说明性实施例描述飞行器的说明。在该说明性示例中，飞行器100具有附连到机身106的机翼102和机翼104。飞行器100包含附连到机翼102的发动机108和附连到机翼104的发动机110。
机身106具有机头部分112和机尾部分114。水平安定面116、水平安定面118以及垂直安定面120被附连到机身106的机尾部分114。
飞行器100是可以根据说明性实施例在其中实施夹层结构的飞行器的示例。例如，说明性实施例可被实施在飞行器100的内部122中。例如，夹层结构可被实施在诸如壁橱124、壁126以及地板128的各种部件以及可能在飞行器100的内部122中出现的其他部件或纪念物(monument)中。下文描述了地板128的一部分130的更详细的说明。
飞行器100的说明不是意味着限制不同说明性实施例可被实施的方式。例如，说明性实施例可以被实施在不同于飞行器100的平台中。例如，平台可以是诸如移动平台、静止平台、基于地面的结构、基于水的结构以及基于空间的结构。更具体地说，平台可以是水面船舰、坦克、个人载体、火车、航天器、空间站、卫星、潜艇、汽车、发电厂、桥梁、堤坝、房屋、制造设施、建筑物、或一些其他合适类型的平台。
接下来参考图2，根据说明性实施例描述飞行器中的地板的一部分的更详细的说明。如所述的，图1中的飞行器100的地板128的一部分130的更详细的图示被示出。
在该说明性示例中，夹层结构200采用蜂窝状夹层板202的形式。如该示例所示，蜂窝状夹层板202包括第一层204、第二层206以及芯208。
在该说明性示例中，芯208位于第一层204和第二层206之间。如所述的，芯208被附连到第一层204和第二层206。
第一层204形成蜂窝状夹层板202的第一蒙皮210，且第二层206形成蜂窝状夹层板202的第二蒙皮212。在该特定示例中，芯208采取蜂窝状芯214的形式。
如所述的，蜂窝状夹层板202具有孔216。蜂窝状夹层板202中的孔216可接收紧固件(未显示)以将蜂窝状夹层板202附连到飞行器100中的另一结构(未显示)。在飞行器100运行期间，这种附连可导致负荷被施加到蜂窝状夹层板202。
接下来转到图3，根据说明性实施例描述蜂窝状夹层结构的说明。如所述的，夹层架构200的展示图被示出。在该图中，第二层206已经被从图中移除。
如在该展示图中能够见到的，结构性插件300位于夹层结构200的芯208的空腔302中。空腔302被配置为容纳结构性插件300。
如所述的，结构性插件300具有圆形横截面，且包括第一多个部件304和第二多个部件306。第二多个部件306被配置为与第一多个部件304装配，以形成夹层结构200中的结构性插件300。如本文使用的，关于项目所使用的“多个”，意指一个或多个项目。例如，第一多个部件304意指一个或多个部件。
在该说明性示例中，结构性插件300被配置跨结构性插件300的表面来扩展负荷。例如，负荷可以跨夹层结构200中的第一层204的表面308来扩展。如所述的，结构性插件300中的第一多个部件304被配置为接收负荷。在没有结构性插件300的情况下，就跨夹层结构200的表面308来扩展负荷而言，夹层结构200的配置可能是较低效率的。
在这些说明性示例中，第一多个部件304、第二多个部件306或两者都可以使用叠加式制造工艺来制造。叠加式制造工艺可以是诸如三维打印。使用软件诸如计算机辅助设计(CAD)程序或一些其他合适的软件所做的物体的设计则可以被用来打印该物体。
在该特定示例中，第一多个部件304具有经配置以扩展被施加到结构性插件300的负荷的形状。例如，负荷可以以箭头300的方向被施加，该方向与芯208基本垂直。在该说明性示例中，负荷可以以箭头312的方向被扩展。在其他说明性示例中，负荷可以从关于箭头310所示的相对侧被施加。在其他说明性示例中，负荷可以以不同于关于箭头310的其它方向被施加。
接下来转到图4，根据说明性实施例描述夹层结构的横截面图的说明。沿着图3中的线条4-4截取看到夹层结构200的横截面图。
在该图中，第一多个部件304包含部件400。第二多个部件306包含部件402和部件404。在该说明性示例中，部件400适合在部件402和部件404之间。部件400、部件402和部件404位于芯208的空腔302中。例如，可以将这些部件放置在已按所期望的布置装配的腔302中。在其他说明性示例中，这些部件可以在被放入空腔302之前被装配。
接下来转到图5，根据说明性实施例描述夹层结构分解图的说明。在该图中，图2中的夹层结构200的分解图被示出。
如所述的，第一层204和第二层206可以包括含铝。蜂窝状芯214可以包含玻璃纤维。结构性插件300中的第一多个部件304可以包括石墨。结构性插件300中的第二多个部件306可以包括复合材料。
如所述的，第一层204具有厚度500，第二层206具有厚度502，而蜂窝状芯214具有厚度504。在该说明性示例中，结构性插件300具有直径506和厚度508。
在该说明性示例中，这些各种尺寸可根据特定的实施方式改变。如所示的，厚度500约为0.1英寸，厚度502约为0.1英寸，而厚度504约为1.0英寸。直径506约为3.0英寸，而厚度508约为1.0英寸。
现在参考图6，根据说明性实施例描述带有结构性插件的夹层结构的说明。在该所述示例中，描述了夹层结构600的展示图。夹层结构600是可用于图1的飞行器100中的地板128的一部分130中的夹层结构的另一说明性示例。
正如在该展示图中所示的，夹层结构600包含第一层602、芯604以及结构性插件606。在该展示图中，没有显示夹层结构600的第二层。
在该说明性示例中，结构性插件606位于夹层结构600的芯604中的空腔608内。如所述的，结构性插件606具有椭圆形的截面。
结构性插件606包括第一多个部件610和第二多个部件612。第一多个部件610经配置以接收被施加到夹层结构600的负荷。
接下来参考图7，根据说明性实施例描述夹层结构的横截面图的说明。沿图6中的线条7-7截取看到夹层结构600的横截面。
在该图中，第一多个部件610包含部件700。第二多个部件612包含部件702和部件704。
接下来转到图8，根据说明性实施例描述夹层结构的分解图的说明。在该图中，示出图6中夹层结构600的分解图。
现在参考图9，根据说明性实施例描述带有结构性插件的夹层结构的说明。在所述示例中，描述夹层结构900的展示图。如所述的，夹层结构900是可用于图1的飞行器100中的地板128的一部分130中的夹层结构的又一说明性示例。
在该展示图中，夹层结构包含第一层902、芯904以及结构性插件906。在该展示图中，没有显示夹层结构900的第二层。
在该说明性示例中，结构性插件906位于夹层结构900的芯904中的空腔908内。如所述的，结构性插件906具有圆形横截面。
结构性插件906包括第一多个部件910和第二多个部件912。第一多个部件910经配置以接收可被施加到夹层结构900的负荷。
接下来参考图10，根据说明性实施例描述夹层结构横截面图的说明。沿图9中的线条10-10截取看到夹层结构900的横截面图。
在该图中，第一多个部件910包含部件1000。第二多个部件912包含部件1002。如所述的，部件1000经配置以被放置在部件1002内。在该说明性示例中，部件1002中的部件1000的这种装配形成结构性插件906。
接下来转到图11，根据说明性实施例描述夹层结构的分解图的说明。在该图中，示出图9中的夹层结构900的分解图。
接下来参考图12，根据说明性实施例描述带有结构性插件的夹层结构的说明。在所述示例中，描述夹层结构1200的视图。如所述的，夹层结构1200是可用于图1中的飞行器100的地板128的一部分130中的夹层结构的另一说明性示例。
在该图中，夹层结构1200包括第一层1202、芯1204、第二层1206以及结构性插件1208。如所述的，结构性插件1208位于夹层结构1200的芯1204中的空腔1210内。如所述的，结构性插件1208具有圆形横截面。
结构性插件1208包括第一多个部件1212和第二多个部件1214。第一多个部件1212经配置以接收可被施加到夹层结构1200的负荷。
在图13中，根据说明性实施例描述夹层结构的横截面图的说明。沿着图12中的线条13-13截取看到夹层结构1200的横截面图。
在所述视图中，第一多个部件1212包括部件1300。第二多个部件1214包括部件1302和部件1304。如所能见到的，部件1300经配置以被放置在部件1302和部件1304之间。例如，部件1300可被放置在部件1302上。之后，部件1304可被放置在部件1302上。部件1304和部件1302的这种装配将部件1300保持在形成结构性插件1208的装配中的适当位置。
转到图14，根据说明性实施例描述夹层结构的分解图的说明。在该图中，示出图12中的夹层结构1200的分解图。
接下来参考图15，根据说明性实施例描述带有结构性插件的夹层结构的说明。在该所述示例中，描述夹层结构1500的展示图。夹层结构1500是可被用于图1的飞行器100中的地板128的一部分130中的夹层结构的另一说明性示例。
如在该展示图中所述，夹层结构1500包括第一层1502、芯1504以及结构性插件1506。在该展示图中没有显示夹层结构1500的第二层。
在该说明性示例中，结构性插件1506位于夹层结构1500的芯1504中的空腔1508内。如所述的，结构性插件1506具有正方形横截面。
结构性插件1506包括第一多个部件1510和第二多个部件1512。第一多个部件1510经配置以接收可被施加到夹层结构1500的负荷。
现在参考图16，根据说明性实施例描述夹层结构的横截面图的说明。沿图15中的线条16-16截取看到夹层结构1500的横截面图。
在该横截面图中，第一多个部件1510包括部件1600。第二多个部件1512包括部件1602、部件1604、部件1606以及部件1608。
接下来转到图17，根据说明性实施例描述夹层结构分解图的说明。在该图中，示出图15中的夹层结构1500的分解图。
现在参考图18，根据说明性实施例描述带有结构性插件的夹层结构的说明。在该所述示例中，描述夹层结构1800的展示图。如所述的，夹层结构1800是可被用于图1的飞行器100中的地板128的一部分130中的夹层结构的又一说明性示例。
在该展示图中，夹层结构1800包含第一层1802、芯1804以及结构性插件1806。在该展示图中，没有显示夹层结构1800的第二层。
在该说明性示例中，结构性插件1806位于夹层结构1800的芯1804中的空腔1808内。如所述的，结构性插件1806具有圆形横截面。
结构性插件1806包括第一多个部件1810和第二多个部件1812。第一多个部件1810经配置以接收可被施加到夹层结构1800的负荷。
如所述的，第一多个部件1810具有经配置以扩展被施加到结构性插件1806的负荷的形状。例如，负荷可以沿着箭头1814的方向被施加到结构性插件1806的中心1816处，该方向基本垂直于芯1804。在该说明性示例中，负荷可以沿着箭头1818的方向被扩展。
在该说明性示例中，负荷在结构性插件1806的中心1816附近处于最大值，且随后可以从中心点1819起沿着箭头1818的方向减小。类似地，第一多个部件1810具有厚度沿着箭头1818的方向减小的形状。因此，第一多个部件1810的形状在负荷处于最大值的结构性插件1806的中心1816附近提供最大的结构性支撑，且随着第一多个部件1810的厚度沿着箭头1818的方向减小，存在较少的结构性支撑。第一多个部件1810的形状可以在仍然提供足够的结构性支撑的同时提供增加的重量节省。
此外，第一多个部件1810可具有部件1820和部件1822。在该所述示例中，部件1820和部件1822是半圆形切断器(cutout)。在其他说明性示例中，部件1820和部件1822可具有选自抛物线、三角形、圆弧或其他形状中的一个的形状。部件1820和部件1822从第一多个部件1810中移除材料，该材料对于分布被施加到结构性插件1806的负荷可能是不需要的。以此方式，改变第一多个部件1810的密度，以产生导致结构性插件1806的重量减小的配置。在其他说明性示例中，第一多个部件1810的密度可以通过钻孔、移除材料、组合不同的材料或者其他技术来改变。
接下来参考图19，根据说明性实施例描述夹层结构的横截面图的说明。沿着图18中的线条19-19截取看到夹层结构1800的横截面图。
在该图中，第一多个部件1810包括部件1900。第二多个部件1812包括部件1902和部件1904。
接下来转到图20，根据说明性实施例描述夹层结构的分解图的说明。在该图中，显示图18中的夹层结构1800的分解图。
图2-17中的带有结构性插件的夹层结构的不同说明仅作为夹层结构和结构性插件的一些实施方式的说明性示例来呈现。这些说明不是意味着限制其他说明性实施例可被实施的方式。
例如，尽管夹层结构已经被描述为具有第一层和第二层，其中在这些层之间具有芯，但是夹层结构可以具有其他配置。例如，两个层可以出现在芯的任一侧，而不是如所示的只有一层。而且，这些层可以用相同类型的材料或不同类型的材料来形成。换句话说，第一层可以包括与第二层相同的材料或与第二层不同的材料。
在另一示例中，尽管夹层结构被示为是平面的，但是夹层结构可以具有其他形状。例如，夹层结构可以是弯曲的而不是如这些说明性示例中所述的平面的。
在又一说明性示例中，除不同说明中的结构性插件外，可以使用一个或多个结构性插件。此外，尽管结构性插件被示为位于夹层结构的中心，但是结构性插件可以被放置在夹层结构的其他位置。
此外，不同的结构性插件可具有与那些所述形状不同的形状。例如，结构性插件可具有可激发的横截面、不规则横截面或一些其他合适的形状。在其他说明性示例中，结构性插件可具有诸如球体、平截头体或其他类型体积的其他形式。
现在参考图21，根据说明性实施例描述结构性夹层设计环境的框图的说明。如所述的，结构性夹层环境2100被配置为生成夹层结构2104的设计2102，且也可被用于制造夹层结构2104。
在说明性示例中，设计器2106被配置为生成设计2102，且其可在软件、硬件、固件或其组合中实施。当使用软件时，由设计器2106执行的操作可在程序代码中实施，该程序代码被配置为在处理器单元上运行。当使用固件时，由设计器2106执行的操作可在程序代码和数据中实施，且被存储进持久性存储器中以在处理器单元上运行。当使用硬件时，该硬件可包含操作以执行设计器2106中的操作的电路。
在说明性示例中，硬件可采用电路系统、集成电路、专用集成电路(ASIC)、可编程逻辑器件或被配置为执行多个操作的一些其他合适类型的硬件的形式。借助可编程逻辑器件，设备可被配置为执行多个操作。该设备可在以后的时间被重新配置或可被永久地配置为执行多个操作。可编程逻辑器件的示例包括诸如可编程逻辑阵列、可编程阵列逻辑、现场可编程逻辑阵列、现场可编程门阵列以及其他合适的硬件设备。另外，这些过程可在与无机组件集成的有机组件中被实施和/或可完全包括由除人类以外的有机组件。例如，这些过程可被实施为有机半导体中的电路。
在该说明性示例中，设计器2106位于计算机系统2108中。计算机系统2108包括多台计算机。当在计算机系统2108中存在多于一台的计算机时，那些计算机可通过诸如网络的通信介质来彼此通信。
如所述的，设计器2106可接收输入2110，以便用于生成夹层结构2104的设计2102。例如，输入2110可包含输入参数2112。输入参数2112可描述诸如负荷2114、重量2116以及其他合适的参数。
在该说明性示例中，负荷2114是被施加到夹层架构2104的一个或多个力、构造(formation)、加速度或其一些结合。负荷2114可由另一个结构造成。负荷2114的输入参数2112可包括力的方向、力的大小以及其他合适的因子。例如，力的方向可以描述夹层结构2104上的力的扩展或期望的扩展中的至少一个。
利用输入2110，设计器2106被配置为生成设计2102。特别地，设计器2106可生成用于夹层结构2104的设计参数2118。
如所述的，设计参数2118可包含各种参数。例如，设计参数2118可描述在夹层结构2104中的组件2120。组件2120可包括诸如夹层结构2104中的第一层2122、第二层2124、芯2126以及结构性插件2128中的至少一个。
在该说明性示例中，设计参数2118可包括尺寸2130、材料2132、位置2133或用来描述夹层结构2104内各种组件的其他合适参数中的至少一个。
例如，尺寸2130和材料2132可被用来以满足重量2116的方式定制结构性插件2128，该重量2116可以是夹层结构2104承载如在输入2110中所指定的负荷2114所期望的。例如，尺寸2130和材料2132可被用于描述结构性插件2128中的第一多个部件2134和第二多个部件2136。
在说明性示例中，尺寸2130可采用各种形式。这些形式可以包括在图2-21中所描述的说明性示例的那些形式。
第一多个部件2134和第二多个部件2136的材料2132可以包括多种材料，该多种材料选自下列中的至少一种：复合材料、合金、铝、钛、石墨、塑料、聚碳酸酯、玻璃、玻璃纤维、木材、混凝土、钢、碳纤维、对位芳纶合成纤维、碳纤维增强热塑性塑料、碳纤维热固性聚合物或其他合适的材料。材料2132的选择也可被用来生成第一多个部件2134或第二多个部件2136中的至少一个的密度2138。
尺寸2130也可以包括可以被用来改变第一多个部件2134或第二多个部件2136中的至少一个的密度2138的孔或其他特征的识别。例如，尺寸2130可包括孔、洞或可期望改变密度2138的其他特征的识别。结果，基于预期被放置到结构性插件2128上或由结构性插件2128接收的由输入2110中的负荷2114指定的负荷，第一多个部件2134的密度2138可以随着第一多个部件2134的不同部分而不同。
结构性插件2128的不同部件的密度2138的变化和选择可被用于达到指定输入2110处的负荷2114的重量2116。以此方式，可以实现重量节省，同时以期望的方式在负荷处理上提供管理。
此外，尺寸2130和材料2132也可描述第一层2122、第二层2124或芯2126中的至少一个。在说明性示例中，第一层2122和第二层2124可以是多层的层压板，该多层的层压板包括从钢、铝、复合材料、玻璃纤维、或碳纤维中的至少一种中选择的材料。
在这些说明性示例中，第一层2122或第二层2124中的至少一个的材料2132可以从钢、铝、复合材料、玻璃纤维或碳纤维中的至少一种中来选择。
芯2126的材料2132可从玻璃纤维、纸、纸板、木材、泡沫、钢、复合材料、碳纤维浸渍树脂或其他合适材料中的至少一种中来选择。可基于用于芯2126的芯的类型来选择材料。例如，芯2126可从下列之一中选择：泡沫芯、蜂窝状芯、复合芯或一些其他合适类型的芯。
在该说明性示例中，位置2133描述结构性插件2128在夹层结构2104中的位置。位置2133可从输入2110中识别出。例如，负荷2114可描述力可被施加到夹层结构2104的位置。力的位置可用于识别结构性插件2128的位置2133。
通过设计2102，设计器2106可运行夹层结构2104的仿真2140。基于仿真2140的结果，可根据需要对设计2102做出调整，以达到或满足输入2110中的输入参数2112。
另外，可通过制造系统2142使用设计2102来制造夹层结构2104。特别地，第一多个部件2134或第二多个部件2136中的至少一个可使用制造系统2142的叠加式制造设备2144来制造。
通过第一层2122、第二层2124、芯2126、第一多个部件2134以及第二多个部件2136，操作者2146可装配夹层结构2104。例如，操作者2146可以是人类操作者或机器人操作者。
在图21中的结构性夹层环境2100的说明不意味着隐含对说明性实施例可被实施的方式的物理或结构上的限制。可使用除所示组件之外或替换所示组件的其它组件。一些组件可能是不必要的。同样地，呈现方框以说明一些功能性组件。当在说明性实施例中实施时，这些方框中的一个或多个可被组合、分割、或被组合和分割为不同的方框。
例如，其他类型的制造设备可被用来代替叠加式制造设备2144，或者除叠加式制造设备2144之外，可使用其他类型的制造设备。例如，成型设备、复合材料制造设备、车床、射水机、激光器以及其他合适类型的设备可被用于制造结构性插件2128中的第一多个部件2134和第二多个部件2136。
另外，在图1-17中所示的不同组件可与图21中的组件组合，可与图21中的组件一起使用，或两者的结合。另外，图1-17中的一些组件可以是图21中的以方框形式示出的组件如何能被实施为物理结构的说明行示例。
接下来参考图22，根据说明性实施例描述用于制造夹层结构的过程的流程图的说明。在图22中所述的过程可在图21中的结构夹层环境2100中实施。特别地，一个或多个不同操作可以使用制造系统2142或一些其他合适的组件来实施。夹层结构可被制造以便在诸如图1中的飞行器100的平台和其他平台中使用。
过程开始于附连夹层结构的第一层(操作2200)。然后，该过程在夹层结构的芯中形成空腔(操作2202)。之后，将结构性插件放入空腔中(操作2204)。
在将结构性插件放入空腔中之后，接下来将第二层附连到芯或结构性插件中的至少一个(操作2206)，之后该过程结束。
接下来参考图23，根据说明性实施例描述用于设计夹层结构的过程的流程图的说明。在该流程图中所述的过程可在一个说明性示例中被实施在图21中的设计器2106中。在该说明性示例中，该过程可被用于生成夹层结构2104的设计2102。
该过程开始于接收夹层结构的输入(操作2300)。该过程从夹层结构的输入中识别输入参数(操作2302)。输入参数可包括诸如可被施加到夹层结构的负荷。描述负荷的输入参数可以描述负荷的方向和大小。另外，该参数也可为夹层结构中的组件指定夹层结构的期望重量。
过程然后生成夹层结构的设计参数(操作2304)。设计参数可包括诸如尺寸、材料以及夹层结构的其他参数。特别地，这些参数可描述诸如夹层结构中的第一层、第二层、芯以及结构性插件的组件。然后，该过程将设计参数存储到设计中(操作2306)。
然后，使用该设计来运行仿真(操作2308)。接下来，确定设计中的设计参数是否满足输入参数(操作2310)。如果设计中的设计参数满足输入参数，则该过程结束。否则，对设计参数做出调整(操作2312)，该过程随后返到操作2308。
现在转到图24，根据说明性实施例描述用于处理飞行器中的负荷的过程的流程图的说明。在图24中所述的过程可在飞行器(例如图1中的飞行器100)中的夹层结构(例如蜂窝状板)中实施。
该过程开始于在蜂窝状板处接收负荷(操作2400)。在该说明性示例中，蜂窝状板包含第一蒙皮、第二蒙皮、位于第一蒙皮和第二蒙皮之间的蜂窝状芯以及位于蜂窝状芯的空腔中的结构性插件。结构性插件具有被配置为接收负荷的第一多个部件，以及第二多个部件。
然后，该过程通过结构性插件中的第一多个部件扩展负荷(操作2402)，之后该过程结束(turning)。在该说明性示例中，负荷可通过第一多个部件扩展，使得负荷跨蜂窝状板的蒙皮而扩展。该蒙皮可以是该说明性示例中的芯的任何一侧上的第一蒙皮或第二蒙皮。
不同所述实施例中的流程图和框图说明说明性实施例中的装置和方法的一些可能的实施方式的结构、功能以及操作。在这方面，流程图或框图中的每个方框可表示模块、部分、功能和/或操作或步骤的一部分。例如，一个或多个方框可被实施为程序代码，可在硬件中实施，或者可被实施为程序代码和硬件的组合。当在硬件中实施时，硬件例如可采用被制造或配置为执行流程图或方框图中的一个或多个操作的集成电路的形式。当被实施为程序代码和硬件的组合时，实施方式可采用固件的形式。
在说明性实施例的一些替换实施方式中，在方框中标注的一项功能或多项功能可不按图中标注的顺序发生。例如，在一些情况下，根据所涉及到的功能，连续显示的两个方框可被基本上并行地实行，或这些方框有时可能按相反的顺序被执行。同样地，除了流程图或框图中的所示方框外，其他方框可被添加。
例如，可以在操作2200中的将芯附连到第一层之前或之后执行在操作2202中形成的空腔。作为另一示例，生成或设计蜂窝状结构的过程也可包括在其中执行仿真、基于仿真工作的结果如何对设计做出调整的操作。
本公开的说明性实施例可在如图25所示的飞行器制造和维护方法2500和如图26所示的飞行器2600的背景中进行描述。首先转到图25，根据说明性实施例描述飞行器制造和维护方法的框图的说明。在预生产期间，飞行器制造和维护方法2500可包含图26中的飞行器2600的规格和设计，以及材料采购2504。
在生产过程中，进行图26中的飞行器2600的组件和子配件制造2506以及系统整合2508。此后，图26中的飞行器2600可经历校验和交付2510，以便投入使用2512。在由顾客使用2512时，图26中的飞行器2600定期进行日常维修和维护2514，其可包含改进、重新配置、翻新以及其他维修或维护。
飞行器制造和维护方法2500的每个过程可由系统集成商、第三方、和/或操作者来执行或完成。在这些示例中，操作者可以使是消费者。为了本说明书的目的，系统集成商可以包含但不限于任意数量的飞行器制造商和主系统承包商；第三方可包含但不限于任意数量的销售商、转包商以及供应商；并且操作者可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等等。
现在参考图26，描述飞行器的框图的说明，说明性实施例可被实施在其中。在该示例中，飞行器2600由图25中的飞行器制造和维护方法2500生产，并且可包含机身2602，该机身2602具有多个系统2604和内部2606。系统2604的示例包含推进系统2608、电气系统2610、液压系统2612以及环境系统2614中的一个或多个。可以包含任意数量的其他系统。尽管显示的是航空示例，但是不同的说明性示例可被应用于其他工业，如汽车工业。
本文呈现的装置和方法可在图25中的飞行器制造和维护方法2500中的至少一个阶段中使用。例如，根据说明性实施例的带有结构性插件的夹层结构可在组件和子配件制造2506期间被制造。夹层结构可在系统整合2508期间被实施在飞行器2600中。此外，根据说明性实施例的带有结构性插件的夹层结构可在维修和维护2514期间被实施在飞行器2600中。例如，在维修和维护2514中执行的日常维修、翻新、升级或其他操作期间，夹层结构可被用于替换其他夹层结构。作为另一个示例，在飞行器2600在使用2512时，根据说明性实施例的带有结构性插件的夹层结构在飞行器2600中的使用可以降低飞行器的操作费用。例如，重量的减轻可降低燃料成本并且可增加飞行器2600的性能。
当飞行器2600在图25中的使用2512和/或维修和维护2514期间，可使用一个或多个装置实施例、方法实施例或其组合。多个不同说明性实施例的使用可显著地加快飞行器2600的装配和/或降低飞行器2600的成本。
因而，一个或多个说明性实施例提供承载负荷的夹层结构的方法和装置。在一个说明性实施例中，夹层结构包含结构性插件，该结构性插件被配置为跨夹层结构的表面扩展负荷。
在说明性示例中，结构性插件包含两个或更多部件。第一多个部件被配置为接收负荷。第一多个部件也被配置为扩展负荷。第二多个部件被配置为与第一多个部件装配，以形成结构性插件。
在说明性示例中，结构性插件中的不同部件可具有变化的密度。该密度可基于所使用材料的类型、孔的密度、材料从其中期望较低密度的区域的移除或者其他合适的技术而变化。以此方式，在减轻夹层结构的重量的同时可实现负荷的期望的处理。
为了说明和描述的目的呈现了不同的说明性实施例的描述，且其不意图穷举或将实施例限制为所公开的形式。许多修改和变化对本领域普通技术人员将是显然的。进一步地，不同的说明性实施例可提供相比其他的说明性实施例不同的优势。选择和描述所挑选的一个或多个实施例是为了最好地解释实施例的原理、实际应用，并使本领域其他普通技术人员能理解本公开的具有适于预期的特定用途的各种改进的各种实施例。此外，本公开包括根据以下条款的多个实施例。
条款12.一种蜂窝状板，其包括：
第一蒙皮(210)；
第二蒙皮(212)；
蜂窝状芯(214)，其位于所述第一蒙皮(210)和所述第二蒙皮(212)之间；以及
结构性插件(2128)，其位于所述蜂窝状芯(214)中的空腔(302)中，其中所述结构性插件(2128)具有被配置为接收负荷(2114)的第一多个部件(2134)，以及第二多个部件(2136)。
条款13.根据权利要求12所述的蜂窝状板，其中所述结构性插件(2128)使用叠加式制造工艺来制造。
条款14.根据权利要求12所述的蜂窝状板，其中基于预期的负荷(2114)，所述第一多个部件(2134)的密度(2138)随着所述第一多个部件(2134)的不同部分而不同。
条款20.一种用于处理飞行器中的负荷(2114)的方法，所述方法包括：
在蜂窝状板处接收(2400)负荷(2114)，所述蜂窝状板包括第一蒙皮(210)、第二蒙皮(212)、位于所述第一蒙皮(210)和所述第二蒙皮(212)之间的蜂窝状芯(214)以及位于所述蜂窝状芯(214)中的空腔(302)中的结构性插件(2128)，其中所述结构性插件(2128)具有被配置为接收所述负荷(2114)的第一多个部件(2134)，和第二多个部件(2136)；以及
通过所述结构性插件(2128)中的所述第一多个部件(2134)扩展(2402)所述负荷(2114)。
条款15.一种用于制造夹层结构(2104)的方法，所述方法包括：
在所述夹层结构(2104)的芯(2126)中形成(2202)空腔(302)；和
将结构性插件(2128)放置(2204)到所述空腔(302)中，其中所述结构性插件(2128)包括被配置为接收负荷(2114)的第一多个部件(2134)和与所述第一多个部件(2134)装配以形成所述结构性插件(2128)的第二多个部件(2136)。
条款19.根据条款15所述的方法，其中所述夹层结构(2104)是蜂窝状夹层板(202)并且所述蜂窝状夹层板(202)位于选自地板(128)、壁橱(124)以及壁(126)中的一个的结构中。

Claims (15)

1.一种装置，其包括：
第一多个部件(2134)，其被配置为接收负荷(2114)；以及
第二多个部件(2136)，其被配置为与第一多个部件(2134)装配以形成夹层结构(2104)的结构性插件(2128)。
2.根据权利要求1所述的装置，其还包括：
所述夹层结构(2104)中的空腔(302)，其中所述空腔(302)被配置为接纳所述结构性插件(2128)。
3.根据权利要求1所述的装置，其中所述夹层结构(2104)包括：
第一层(2122)；
第二层(2124)；以及
芯(2126)，其具有被配置为保持所述结构性插件(2128)的空腔(302)。
4.根据权利要求1所述的装置，其中所述结构性插件(2128)被配置为跨所述结构性插件(2128)的表面(308)扩展所述负荷(2114)。
5.根据权利要求1所述的装置，其中芯(2126)选自泡沫芯、蜂窝状芯或复合材料芯中的一个。
6.根据权利要求1所述的装置，其中所述结构性插件(2128)使用叠加式制造工艺来制造。
7.根据权利要求1所述的装置，其中基于预期的所述负荷(2114)，所述第一多个部件(2134)的密度(2138)随着所述第一多个部件(2134)的不同部分而不同。
8.根据权利要求1所述的装置，其中所述夹层结构(2104)是蜂窝状夹层板(202)，且所述蜂窝状夹层板(202)位于选自下列中的一个的结构中：地板(128)、壁橱(124)以及壁(126)。
9.根据权利要求1所述的装置，其中第一层(2122)和第二层(2124)是多层的层压板，其包括选自钢、铝、复合材料、玻璃纤维或碳纤维中的至少一个的材料。
10.根据权利要求1所述的装置，其中所述第一多个部件(2134)和所述第二多个部件(2136)包括多种材料，所述多种材料选自下列中的至少一种：复合材料、金属、铝、钛、石墨、塑料、聚碳酸酯、玻璃、玻璃纤维、木材、混凝土、钢、碳纤维、对位芳纶合成纤维、碳纤维增强热塑性塑料或碳纤维热固性聚合物。
11.根据权利要求1所述的装置，其中所述夹层结构(2104)位于选自下列中的一个的平台内：移动平台、静止平台、基于地面的结构、基于水的结构、基于空间的结构、飞行器、水面(308)船艇、坦克、个人载体、火车、航天器、空间站、卫星、潜艇、汽车、发电厂、桥梁、堤坝、房屋、制造设施以及建筑物。
12.一种用于制造夹层结构(2104)的方法，所述方法包括：
在所述夹层结构(2104)的芯(2126)中形成(2202)空腔(302)；以及
将结构性插件(2128)放置(2204)到所述空腔(302)中，其中所述结构性插件(2128)包括被配置为接收负荷(2114)的第一多个部件(2134)和与所述第一多个部件(2134)装配以形成所述结构性插件(2128)的第二多个部件(2136)。
13.根据权利要求12所述的方法，其进一步包括：
将所述芯(2126)附连到第一层(2122)；以及
在所述芯(2126)内形成所述空腔(302)；以及
在将所述结构性插件(2128)放置到所述空腔(302)中之后，将第二层(2124)附连(2206)到所述芯(2126)或所述结构性插件(2128)中的至少一个。
14.根据权利要求12所述的方法，其进一步包括：
识别所述夹层结构(2104)预期的所述负荷(2114)；以及
设计所述第一多个部件(2134)和所述第二多个部件(2136)，使得当被装配以形成所述夹层结构(2104)内的所述结构性插件(2128)时，所述第一多个部件(2134)接收所述负荷(2114)。
15.根据权利要求12所述的方法，其中基于预期的所述负荷(2114)，所述第一多个部件(2134)的密度(2138)随着所述第一多个部件(2134)的不同部分而不同。
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