CN104552975A - 用于制造飞行器i型桁条的方法及这类方法中使用的装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了用于制造飞行器的加强复合结构的方法以及在这类方法中使用的装置。方法包括使得复合材料布置进给通过顶梁成型装置。进给产生预成型的顶梁部段、布置的第一长度和布置的第二长度。将布置从顶梁成型装置移除，以及将布置的预成型顶梁部段布置到柔性芯模的模腔内，而第一长度的支脚部分和第二长度的支脚部分保持处于柔性芯模模腔外部。第一长度的支脚部分和第二长度的支脚部分接触蒙皮结构。利用柔性芯模加热和加压复合材料布置以便固化复合材料布置并形成附接到蒙皮结构上的加强复合结构。

Description

用于制造飞行器I型桁条的方法及这类方法中使用的装置
技术领域
本发明的技术领域总体上涉及用于制造加强结构的方法和在这类方法中使用的装置，以及更具体地涉及用于制造飞行器的加强结构，诸如纤维加强I型桁条的方法以及适于在这类方法中使用的装置。
背景技术
飞行器的机身、机翼和尾翼通常包括桁条，其联接到形成机身、机翼和尾翼的平滑空气动力外表面的蒙皮结构上。桁条和蒙皮结构合作以给飞行器的这些部段提供抗弯和抗扭刚度。从传统上而言，机身、机翼、尾翼表面以及相关联的桁条由金属诸如铝、钢或钛制成。桁条可以包括腹板部分，诸如平面的壁，其通常在大致垂直于蒙皮结构的方向上取向，并且在沿着机身和尾翼的大致长度方向和在沿着机翼的大致翼展方向延伸，从而腹板部分提供抗弯性。凸缘部分可位于腹板部分的一个或两个纵向边缘上以便给桁条提供增加的刚度和支撑。沿着腹板部分纵向边缘之一的凸缘部分也可用作用于将桁条附接到蒙皮结构的附接表面。
纤维加强复合材料作为金属的替代物被广泛地在各种商用和军用飞行器产品中使用，特别是在期望重量相对低以及机械强度高的应用中使用。该材料通常由布置在层或层片中的加强纤维的网状物构成。所述层包括树脂基体，其充分地润湿加强纤维并固化以便形成树脂和加强纤维之间的紧密联结(intimate bond)。复合材料可通过各种已知的成型方法诸如挤出、真空袋(vacuum bagging)、高压釜(autoclaving)和/或类似方法来形成为结构组件。
适于飞行器各个部段的蒙皮和桁条从金属材料转换成纤维加强复合材料。然而，桁条的制造以及将桁条附接到蒙皮结构会是相当耗时的。由于仅飞行器机翼就可具有长达约6.5千米的桁条，手工制造桁条在时间和成本上都很昂贵。此外，桁条的手工制造可能会造成有损桁条刚度和支撑的缺陷和不一致性(non-conformities)。
因此，希望提供用于制造适于飞行器的加强复合结构诸如I型桁条的方法，其可通过成批或连续的自动化方法来制造。此外，希望提供在这类方法中使用的装置。此外，其它期望的特征和特性从结合附图和本背景技术的随后的详细描述和所附的权利要求将变得清楚。
发明内容
本发明提供用于制造适于飞行器的加强复合结构的方法以及在这类方法中使用的装置。根据一个示例性实施例，一种方法包括使得复合材料布置(composite material layout)进给通过顶梁成型装置(cap-formingdevice)。上述进给步骤产生预成型的顶梁部段、复合材料布置的第一长度和复合材料布置的第二长度。将复合材料布置从顶梁成型装置移除并且将复合材料布置的预成型的顶梁部段布置于柔性芯模(flexible mandrel)的模腔内，而第一长度的支脚部分和第二长度的支脚部分保持处于柔性芯模模腔外部。第一长度的支脚部分和第二长度的支脚部分接触蒙皮结构。利用柔性芯模加热和加压复合材料布置以便固化复合材料布置并形成附接到蒙皮结构上的加强复合结构。
根据另一个示例性实施例，用于制造适于飞行器的I型桁条的一种方法包括以偏置的方式重叠复合材料层片且将预固化的顶梁嵌入件放置在复合材料层片上。将复合材料层片和预固化的顶梁嵌入件布置到顶梁成型装置内，所述顶梁成型装置具有用于接纳复合材料层片和预固化的顶梁嵌入件的第一线形空间和用于接纳复合材料层片的第一长度和第二长度的第二线形空间。当复合材料层片和预固化的顶梁嵌入件进给通过顶梁成型装置时，使得第一长度和第二长度在接触区域处彼此接触。将热施加到接触区域上以便使得第一长度和第二长度在接触区域处沿着复合材料层片的长度粘附到彼此。将复合材料层片和预固化的顶梁嵌入件布置到柔性芯模的模腔内以形成腹板部分和保持处于柔性芯模外部的第一长度的支脚部分以及第二长度的支脚部分。第一长度的支脚部分和所述第二长度的支脚部分接触蒙皮结构。将热和压力施加到所述复合材料层片以便形成I型桁条。将柔性芯模从I型桁条移除。
根据一个示例性实施例，用于形成飞行器I型桁条顶梁部段的装置包括基座，牢固地附接到基座上的第一支撑构件，以及牢固地附接到基座上且与第一支撑构件沿纵向对齐的第二支撑构件。所述第一支撑构件和第二支撑构件间隔开第一距离。垂直轮配置成沿着基座滚动。两个夹持轮间隔开第二距离，并放置成紧邻所述第一支撑构件和第二支撑构件的端部。第一斜构件由第一支撑构件支撑以及第二斜构件由第二支撑构件支撑。第一斜构件与第二斜构件形成角度，且各自具有的端部间隔开第三距离。所述第一距离的中心与第二距离的中心共线。
附图说明
在下文中将结合以下附图对各个实施例进行描述，其中相同的附图标记表示相同的元件，并且其中：
图1是根据一个示例性实施例的适于典型飞行器的加强复合结构的侧视图；
图2是图1所示加强复合结构的横截面视图；
图3是根据一个示例性实施例的加强复合结构的终止端(runout)部分的局部透视图；
图4A是图3所示终止端部分的侧视图；
图4B至4E是图4A所示终止端部分的剖视图；
图5示出根据一个示例性实施例用于制造加强复合结构的方法中的一个步骤的透视图，在该步骤中形成复合材料布置；
图6是根据一个示例性实施例的顶梁成型装置的透视图；
图7以透视图示出根据一个示例性实施例利用图6所示的顶梁成型装置形成预成型的顶梁部段；
图8以侧视图示出根据一个示例性实施例利用图6所示的顶梁成型装置形成预成型的顶梁部段；
图9以横截面视图示出根据一个示例性实施例使用柔性芯模形成加强复合结构；
图10以透视图示出根据一个示例性实施例的图9所示的柔性芯模；
图11示出根据一个示例性实施例的加强复合结构的终止端部分的形成；
图12以横截面视图示出据一个示例性实施例的使用柔性芯模和非柔性的支撑结构形成加强复合结构；以及
图13以横截面视图示出根据另一示例性实施例的使用薄膜粘合剂形成加强复合结构。
具体实施方式
下面的详细描述本质上仅仅是示例性的，并非意旨限制各个实施例或其应用和用途。此外，绝不意旨受到在前面的背景技术或下面的详细描述中所提出的任何理论的约束。
本文的各个实施例涉及用于制造适于飞行器的加强复合结构。所述方法可用于以成批的方式制造这种结构，或者替代性地，该方法可自动化地进行，使得结构以连续流程生产，诸如以自动化装配或传送带生产线生产。如下文所述，所述方法利用辅助形成加强复合结构的顶梁成型装置和柔性芯模。在这方面，可以增加在给定时间内的加强复合结构的产出。此外，与手工制造的结构相比，可制造出含有更少的缺陷和不一致性的加强复合结构。
参照图1至2，提供根据一个示例性实施例的适于飞行器的加强复合结构10的侧视图和剖视图。加强复合结构10包括纤维加强复合桁条12和附接到纤维加强复合桁条12上的蒙皮结构14。如将在下面进一步详细论述的那样，纤维加强复合桁条12和蒙皮结构14分别由纤维加强复合材料30形成，该纤维加强复合材料30在该阶段下处于固化状态。如图所示，根据一个示例性实施例，纤维加强复合桁条12包括梁主体部分16和在相反方向上从梁主体部分16延伸的两个终止端部分18。梁主体部分16和终止端部分18在纵向上由沿着梁主体部分16和终止端部分18的整体组合长度的至少一部分变化的I形横截面20的延伸(参见图2中所示的纤维加强复合桁条12的横截面视图)限定。虽然蒙皮结构14被示出为相对平坦的，但应当理解的是，蒙皮结构14可为曲线形并包括小的台阶或陡降(drop-off)，以及纤维加强复合桁条12大致遵循蒙皮结构14的轮廓。因此，变化的I形横截面20所延伸以限定纤维加强复合桁条12的方向和长度可以是直线的，非直线的或直线和非直线的组合，这样纤维加强复合桁条12可以大致遵循蒙皮结构14的轮廓。
变化的I形横截面20具有顶梁部段22、支脚部段24，以及在顶梁部段22和支脚部段24之间延伸的腹板部段26。如将在下文中进一步详细论述的那样，纤维加强复合桁条12包括设置于终止端部分18和梁主体16的顶梁部段22内的预固化的顶梁嵌入件28，其中顶梁部段22的纤维加强复合材料30覆盖预固化的顶梁嵌入件28。支脚部段24附接到蒙皮结构14上，且如图所示，可具有用于过渡到蒙皮结构14的第一台阶部分32和第二台阶部分34。
此外参照图3至4E，腹板部段26具有由双箭头36指示的高度和由相向的单箭头38指示的宽度。在示例性实施例中，腹板部段26的沿着终止端部分18延伸的部分都构成“楔形”形状40。具体地，变化的I形横截面配置成使得腹板部段26的高度(由双箭头36指示)沿着相应终止端部段18的长度向远侧逐渐减小并且宽度(由相向的单箭头38指示)沿着相应终止端部段18的长度向远侧逐渐扩大，以便使得顶梁部段22与支脚部段24合并。在示例性的实施例中，每个终止端部分18包括设置于终止端部分18的腹板部段26内的腹板楔形嵌入件39(例如楔形嵌入件)，楔形嵌入件沿着终止端部分18整个长度的至少一部分纵向延伸。纤维加强复合材料30覆盖腹板楔形嵌入件39。在这方面，腹板楔形嵌入件39有助于形成“楔形”的形状40。腹板楔形嵌入件39可由相对刚性的低密度材料制成，诸如硬质泡沫，例如聚甲基丙烯酰亚胺(PMI)硬质泡沫。一种这类的合适材料是总部设在德国达姆施塔特(Darmstadt，Germany)的赢创工业股份有限公司(Evonik Industries AG)制造的51WF。也可以使用本领域技术人员公知的其它相对刚性的低密度材料来形成腹板楔形嵌入件39。
图5至13示出根据各个实施例的用于制造加强复合结构10的方法。所述的方法步骤、过程和材料将被认为仅仅是作为示例性的实施例。制造加强复合结构的多个步骤是众所周知的，因此为了简洁起见，一些常规的步骤将在本文仅简要地提及或将其完全省略，而不提供众所周知的过程细节。
参照图5，通过将第一复合材料层片52以偏置的方式重叠到第二复合材料层片54上来形成复合材料布置50。在一个示例性实施例中，层片具有的长度是图1所示的所得到的顶梁部段22的所需长度且每个层片具有渐细的端部。在另一个实施例中，层片52和54具有相同的大小且相偏置，使得层片的边缘不对齐。例如，如图5中所示，层片的边缘和端部可从彼此偏置例如6.35毫米(四分之一英寸)或例如12.7毫米(二分之一英寸)。备选地，层片可具有不同的尺寸。虽然图5示出具有两个复合材料层片52和54的复合材料布置50，但应当理解的是复合材料布置50可包括一个或两个以上的层片以便适于特定加强复合结构10。
如本领域内众所周知的那样，复合材料层片52和54是用树脂预先浸渍的加强纤维层(“纤维加强预浸料(fiber-reinforced prepreg)”)。层片可包括多层单向的纤维加强预浸料、布或织物的纤维加强预浸料、无规的纤维加强预浸料、编织的纤维加强预浸料、连续的纤维加强预浸料，和/或不连续的纤维加强预浸料。加强纤维的非限制性示例包括S－玻璃纤维、E－玻璃纤维、碳纤维、陶瓷纤维、金属纤维、聚合物纤维等。聚合树脂包括但不限于环氧树脂、聚氨酯和/或聚氨酯前体、聚酯和/或聚酯前体，和类似物。也可以使用对于纤维加强复合材料领域内的那些技术人员已知的其它加强纤维和/或聚合树脂。
复合材料布置50还包括图2所示的预固化的顶梁嵌入件28。预固化的顶梁嵌入件28放置在复合材料层片52和54上，使得层片52和54的相对端部部分58侧向延伸超出预固化的顶梁嵌入件28，并且预固化的顶梁嵌入件相对于复合材料布置50居中。在示例性的实施例中，预固化的顶梁嵌入件28配置成细长条，并提供刚性形式以便复合材料布置50的成型和处理。例如预固化的顶梁嵌入件28由单向碳纤维加强材料制成。预固化的顶梁嵌入件具有的长度对应于图1的纤维加强复合桁条12的顶梁部段22、终止端部分18和端部的所需长度。应当理解的是复合材料布置50可以成批的方式形成，或备选地，也可以制成连续的系统，其中例如层片52和54可分别位于层片从其伸出的辊上，切成渐细形状，相对于彼此放置在传送带和/或装配系统上，并通过自动化装置配置有预固化的嵌入件。
接着，参照图6和图7，复合材料布置50布置到顶梁成型装置60内且进给通过顶梁成型装置60。在一个示例性实施例中，所述顶梁成型装置60包括基座62，在基座一侧上(例如在基座的右侧上)沿着基座长度延伸的第一支撑构件64，以及沿着基座的相对侧(例如在基座的左侧上)的长度延伸的第二支撑构件66。第一支撑构件64和第二支撑构件66沿着所述基座的长度从彼此间隔开由双箭头67所指示的距离，这距离取决于顶梁的设计宽度。第一斜构件68由第一支撑构件64支撑以及第二斜构件70由第二支撑构件66支撑。第一斜构件和第二斜构件形成角度且在支撑构件的端部74处聚集到一起，这样，如下文所述，图5所示的复合材料层片52和54围绕预固化的顶梁嵌入件56包裹一定的距离，该距离由相对的箭头76指示，基于层片的总厚度。
顶梁成型装置60还包括固定地附接到所述第一支撑构件64的外边缘的第一导轨78以及固定地附接到第二支撑构件66的外边缘的第二导轨80。第一滑动构件82可滑动地安装到第一导轨78上以及第二滑动构件84可滑动地安装到第二导轨80上。非柔性的杆86由第一滑动构件82和第二滑动构件84可旋转地支撑，诸如通过将杆的每一端部放入到各滑动构件的空腔内。垂直轮88由非柔性的杆86支撑。垂直轮具有的半径使得垂直轮接触基座62。两个夹持轮92由紧邻支撑构件端部74的基座62支撑。两个夹持轮被隔开距离，该距离由箭头90指示，其基于复合材料层片52和54的总厚度，如下文所述。距离90的中心93与第一斜构件68和第二斜构件70之间距离76的中心93并与第一支撑构件64和第二支撑构件66之间距离67的中心93共线。垂直轮88对准成沿着基座62和沿着中心93纵向地滚动。
具体地参照图7，当图5所示的复合材料布置50进给通过顶梁成型装置60时，垂直轮88将预固化的顶梁嵌入件56压靠复合材料层片52和54，如由箭头91所示。当垂直轮88迫使预固化的顶梁嵌入件抵靠复合材料层片52和54时，将层片52和54向外拉拽，如由箭头97所示，朝向顶梁形成装置60的外边缘。现在参照图8，当复合材料布置50继续进给通过顶梁成型装置时，迫使层片依次通过第一斜构件68和第二斜构件70之间的距离76且在两个夹持轮92之间通过。此时，延伸超出预固化的顶梁嵌入件56纵向侧的层片长度96和98在由虚线标记的接触区域94处被迫围绕预固化的顶梁嵌入件且共同在预固化的顶梁嵌入件56的正上方，由此包封预固化的顶梁嵌入件。接触区域94的如由箭头95所示的示例性的宽度为约6.35毫米(四分之一英寸)。在一个实施例中，热量施加到接触区域94，使其处于足以在接触区域处使得层片粘贴到彼此但尚未高到使层片熔化的温度。例如，该温度可在为约100至约150℃的范围内。热量例如通过热枪施加。此时，由长度96和98包封预固化的顶梁嵌入件56导致形成预成型的顶梁部段99，在图1和图2中也被称为顶梁部段22。
参照图9，一旦复合材料布置完全进给通过顶梁成型装置，复合材料布置50连同预固化的顶梁嵌入件56放置在柔性芯模100的模腔102内。暂时参照图10，在一个实施例中，柔性芯模100具有的长度足以容纳复合材料布置50的长度。柔性芯模的两端部103从第一表面或支脚表面104逐渐变细到第二表面或顶梁表面106。在一个实施例中，柔性芯模100由弹性体材料诸如硅胶形成，并具有从约50至约70的邵氏A硬度计硬度。一种这类的合适弹性体材料是由得克萨斯州格雷普韦恩(Grapevine，Texas)的GT产品公司(GT Products，Inc.)制造的GT 1364RTV硅胶。也可以使用本领域技术人员已知的其它合适弹性体材料来形成模具。柔性芯模100可以弯曲、挠曲和/或操纵以允许接近模腔102，甚至到达柔性芯模100的具有显著模具锁定区域(die lock region)的区域，例如会阻碍部件从模具模腔移除的模具中的底切区域。
返回参照图9，在一个示例性实施例中，模腔102由沿着模腔102的长度纵向通过柔性芯模100的变化的T形横截面开口108的延伸限定。变化的T形横截面开口108具有顶梁空腔部段110以及在顶梁空腔部段110和柔性芯模100外表面114之间延伸的腹板空腔部分112。如图所示，顶梁空腔部段110代表柔性芯模100中的底切区域或模具锁定区域。
在一个示例性实施例中，通过弯曲和操纵芯模的一部分以便逐渐露出顶梁空腔部段110的一部分，将所述复合材料布置50放置在柔性芯模100内。然后将预成型的顶梁部段99逐渐进给到顶梁空腔部段110的露出部分内。当顶梁空腔部段110的露出部分变得充满复合材料布置50的预成型的顶梁部段99时，允许所述柔性芯模100的弯曲部分松弛并返回到其原始位置，将复合材料布置50的层片的长度96和98的腹板部分120捕获在腹板空腔部段112内。从腹板空腔部段112延伸到柔性芯模100外部的是长度96的第一最外侧或支脚部分116和长度98的第二最外侧或支脚部分118。在一个示例性实施例中，长度96和98的支脚部分116和118分别沿着柔性芯模100外表面114的邻近侧122折叠以便形成复合材料布置的预成型的支脚部段124，例如图1所示的支脚部段24。因此，该复合材料布置50具有由预成型的顶梁部段99、腹板部分120，以及预成型的支脚部段124所形成的变化的“I形”横截面126，以便限定复合材料预成型桁条128，诸如图1所示的纤维加强复合桁条12。
如图11中所示，在一个实施例中，一旦复合材料布置50被放置在所述柔性芯模内，腹板楔形嵌入件(诸如图4C至4E所示的腹板楔形嵌入件39)布置在所得到的复合材料预成型桁条128的终止端部分18内。腹板楔形嵌入件39允许预成型顶梁部段99从桁条的中心连续和加强地过渡到终止端部分18再到蒙皮结构14。
接着，返回参照图9，在一个示例性实施例中，圆角填料(radius filler)130布置在纵向空间132内，纵向空间132形成在腹板部分120和预成型的支脚部段124的合并部分处以及长度96的第一支脚部分116和长度98的第二支脚部分118之间。在一个实施例中，圆角填料130由可固化的聚合物材料制成，所述聚合物材料可用纤维和/或填料加强，或替代性地可以不包括任何加强材料。在未固化的状态下，圆角填料130可配置成柔性细长体或柔性杆。圆角填料130将由于存在纵向空间132导致的缺陷最小化或防止上述缺陷出现，否则缺陷可能会随后沿着蒙皮结构14和复合材料预成型桁条128之间的界面形成。在放入圆角填料130之前或之后，柔性芯模连同复合材料布置50被放置在非柔性的支撑结构101的内部。非柔性的支撑结构101由任何非柔性的刚性材料形成，诸如像木材，其防止柔性芯模100在施加热和压力的过程中挠曲、弯曲或扭曲，如在下文中更详细地论述的那样。
参照图12，复合材料预成型桁条128连同柔性芯模100一起被放置在蒙皮结构14上，使得预成型的支脚部段124邻近蒙皮结构14。在示例性的实施例中，蒙皮结构14包括未固化的纤维加强材料，诸如像浸渍有树脂的复合材料层片的布置。虽然当前实施例将蒙皮结构14描述成包括未固化的纤维加强材料，但应当理解的是在替代性的实施例中，蒙皮结构14可包括固化的纤维加强材料。如图所示，真空袋装置134布置于蒙皮结构14和柔性芯模100的上方，其中复合材料预成型桁条128夹置于蒙皮结构14和柔性芯模100之间。在一个实施例中，支撑件136放置在蒙皮结构14的下方。施加热和压力以便共固化复合材料预成型桁条128和蒙皮结构14。可以使用用于将热和压力施加到未固化的纤维加强材料上的公知方法和条件来共固化复合材料预成型桁条128和蒙皮结构14，例如使用高压釜与真空袋装置134相结合。本发明的发明人发现柔性芯模100在压力下挠曲以符合蒙皮结构14的外表面，而非柔性的支撑结构101防止柔性芯模弯曲或扭曲而远离蒙皮结构14，从而使复合材料预成型桁条128的预成型支脚部段124(其夹置于柔性芯模100和蒙皮结构之间)连续地遵循蒙皮结构外表面的轮廓和任何小的台阶或陡降。因此，减少、最小化或消除沿着蒙皮结构14和桁条128之间界面的未充分压紧或过度压紧区域。然后将非柔性的支撑结构101从柔性芯模100移除。通过弯曲和操纵柔性芯模100的一部分以便将复合材料预成型桁条128的预成型顶梁部段99逐渐依次从顶梁空腔部段110释放而将柔性芯模100从复合材料预成型桁条128移除。
在一个可选的实施例中，如图13中所示，在将层片折叠到预固化的顶梁嵌入件上之前，薄膜粘合剂140布置于预固化的顶梁嵌入件56和复合材料层片52和54之间，和/或在共固化复合材料预成型桁条128和蒙皮结构14之前，薄膜粘合剂140布置于蒙皮结构14和支脚部分116和118之间。薄膜粘合剂可包括可固化的聚合树脂，并有助于提高粘合强度。
如应该被理解的那样，使用顶梁成型装置60、柔性芯模100和非柔性的支撑结构101，可自动化地形成适于飞行器的加强复合结构，这样与手工方法相比，迅速并有效地形成加强复合结构。此外，这种工具便于制造桁条，而没有通常手工方法的缺陷和不一致性。顶梁成型装置60、柔性芯模100以及非柔性支撑结构101可在成批系统中使用或可并入到传送带型和/或装配型的系统中，在上述系统中以连续的方式形成加强复合结构。
尽管已经在前面的详细描述中提出至少一个示例性实施例，但应该理解的是存在大量的变型。还应当理解的是，一个示例性实施例或多个示例性实施例仅仅是示例，且并不意旨以任何方式限制本发明的范围、适用性或配置。相反，前面的详细描述将给本领域技术人员提供用于实施本发明的示例性实施例的方便路线图。应当理解的是，在不脱离如在所附的权利要求中提出的本发明范围的情况下，可对元件的功能和布置进行各种改变。

Claims (20)

1.用于制造适于飞行器的加强复合结构的方法，所述方法包括以下步骤：
进给复合材料布置通过顶梁成型装置，其中所述进给步骤产生预成型的顶梁部段、复合材料布置的第一长度和复合材料布置的第二长度；
将复合材料布置从顶梁成型装置移除；
布置复合材料布置的预成型的顶梁部段在柔性芯模的模腔内，而第一长度的支脚部分和第二长度的支脚部分保持处于柔性芯模模腔外部；
将第一长度的支脚部分和第二长度的支脚部分与蒙皮结构接触；以及
利用柔性芯模加热和加压复合材料布置以便固化复合材料布置并形成附接到蒙皮结构上的加强复合结构。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括通过将第一复合材料层片布置到第二复合材料层片上使得所述第一复合材料层片偏置于第二复合材料层片来形成复合材料布置，其中在进给步骤之前形成复合材料布置。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括通过将第一复合材料层片布置到第二复合材料层片上来形成复合材料布置，其中所述第一复合材料层片和第二复合材料层片具有渐细的端部，其中在进给步骤之前形成复合材料布置。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括通过将第一复合材料层片布置到第二复合材料层片上且将预固化的顶梁嵌入件放置在第一复合材料层片上来形成复合材料布置。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，放置所述预固化的顶梁嵌入件的步骤包括放置包括单向碳纤维加强材料的所述预固化的顶梁嵌入件。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，布置步骤包括将复合材料布置的预成型的顶梁部段布置在柔性芯模的顶梁空腔部段内，以及将复合材料布置的第一长度的腹板部分和第二长度的腹板部分布置在柔性芯模的腹板空腔部段内。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在接触步骤之前将柔性芯模连同复合材料布置放置于非柔性的支撑结构内。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述复合材料布置包括第一复合材料层片，重叠到第一复合材料层片上的第二复合材料层片，以及居中位于所述第一复合材料层片和所述第二复合材料层片之上的预固化的顶梁嵌入件，以及其中进给步骤包括进给复合材料布置通过顶梁成型装置，从而所述顶梁成型装置导致第一复合材料层片和第二复合材料层片包封预固化的顶梁嵌入件且在接触区域处彼此接触。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，进一步包括在接触区域处施加热。
10.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，进一步包括在所述预固化的顶梁嵌入件和第二复合材料层片之间施加薄膜粘合剂。
11.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述顶梁成型装置包括垂直轮，并且其中进给复合材料布置通过所述顶梁成型装置的步骤包括迫使垂直轮抵靠预固化的顶梁嵌入件，同时远离预固化的顶梁嵌入件拉拽复合材料布置的长度。
12.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括在所述第一长度的支脚部分和所述第二长度的支脚部分与蒙皮结构接触之前，在复合材料布置的端部处插入腹板楔形嵌入件。
13.一种用于制造适于飞行器的I型桁条的方法，所述方法包括以下步骤：
以偏置的方式重叠复合材料层片；
将预固化的顶梁嵌入件放置在复合材料层片上；
将复合材料层片和预固化的顶梁嵌入件布置到顶梁成型装置内，所述顶梁成型装置具有第一线形空间和第二线形空间，其中第一线形空间用于接纳复合材料层片和预固化的顶梁嵌入件，第二线形空间用于接纳复合材料层片的第一长度和第二长度，当复合材料层片和预固化的顶梁嵌入件进给通过顶梁成型装置时，使得复合材料层片的第一长度和第二长度在接触区域处彼此接触；
将热施加到接触区域上以便导致第一长度和第二长度在接触区域处沿着复合材料层片的长度粘附到彼此；
将复合材料层片和预固化的顶梁嵌入件布置到柔性芯模的模腔内以形成腹板部分和保持处于柔性芯模外部的第一长度的支脚部分以及第二长度的支脚部分；
使得第一长度的支脚部分和所述第二长度的支脚部分与蒙皮结构接触；
将热和压力施加到所述复合材料层片以便形成I型桁条；以及
将柔性芯模从I型桁条移除。
14.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，重叠步骤包括重叠第一复合材料层片和第二材料层片，以使得第一复合材料层片相对于第二材料层片偏置6.35毫米(四分之一英寸)或12.7毫米(二分之一英寸)。
15.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，导致所述第一长度和第二长度在接触区域处彼此接触的步骤包括使得所述第一长度和第二长度在两个夹持轮之间进给，所述夹持轮导致所述第一长度和第二长度在接触区域处彼此物理地接触。
16.根据权利要求15所述的方法，其特征在于，使得所述第一长度和第二长度在两个夹持轮之间进给的步骤包括使得所述第一长度和第二长度在两个夹持轮之间进给，所述夹持轮迫使所述第一长度和第二长度在接触区域处彼此物理地接触，所述接触区域约为6.35毫米(四分之一英寸)宽。
17.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，将复合材料层片和预固化的顶梁嵌入件布置到所述顶梁成型装置内的步骤包括形成预成型的顶梁部段。
18.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，还包括在接触之前，将柔性芯模连同复合材料层片和预固化的顶梁嵌入件放置到非柔性的支撑结构内。
19.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，将所述复合材料层片和预固化的顶梁嵌入件布置到顶梁成型装置内包括迫使垂直轮抵靠预固化的顶梁嵌入件，同时远离预固化的顶梁嵌入件拉拽第一长度和第二长度。
20.用于形成飞行器的I型桁条的顶梁部段的装置，所述装置包括：
基座；
固定地附接到基座上的第一支撑构件；
固定地附接到基座上且与第一支撑构件沿纵向对齐的第二支撑构件，其中所述第一支撑构件和第二支撑构件间隔开第一距离；
配置成沿着基座滚动的垂直轮；
间隔开第二距离的两个夹持轮，其中所述两个夹持轮放置成紧邻所述第一支撑构件和第二支撑构件的端部；
由第一支撑构件支撑的第一斜构件；
由第二支撑构件支撑的第二斜构件，其中所述第一斜构件与所述第二斜构件形成角度，且各自具有的端部间隔开第三距离，其中所述第一距离的中心与第二距离的中心共线。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106864769A (zh) * 2015-12-14 2017-06-20 湾流航空航天公司 使用铰接式芯轴的复合飞机制造工具和方法
CN108688192A (zh) * 2017-04-12 2018-10-23 深圳市泰格尔航天航空科技有限公司 一种c型梁复合材料成型工装及复合材料c型梁成型方法
CN110856986A (zh) * 2018-08-22 2020-03-03 波音公司 用于形成复合结构的柔性心轴
CN111452947A (zh) * 2019-01-18 2020-07-28 波音公司 成形复合桁条
CN112313150A (zh) * 2018-06-22 2021-02-02 势必锐航空系统有限公司 用于拼接桁条板中的层板的系统和方法

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10189219B2 (en) * 2013-10-04 2019-01-29 United Technologies Corporation Method of fabricating a ceramic article
US9809297B2 (en) * 2015-08-26 2017-11-07 The Boeing Company Structures containing stiffeners having transition portions
US9757906B2 (en) 2015-08-31 2017-09-12 The Boeing Company Methods of making composite charges
CN105511404B (zh) * 2015-11-30 2017-12-19 中航飞机股份有限公司西安飞机分公司 一种具有复杂特征的双曲率长桁展开加工方法
US10421528B2 (en) * 2016-08-16 2019-09-24 The Boeing Company Planked stringers that provide structural support for an aircraft wing
US10207789B2 (en) 2016-08-16 2019-02-19 The Boeing Company Aircraft composite wingbox integration
US10906210B2 (en) 2017-01-25 2021-02-02 The Boeing Company Mandrel for composite part fabrication and repair
US10688711B2 (en) * 2017-07-14 2020-06-23 The Boeing Company Heat blanket assembly for forming a composite charge
US10261514B2 (en) * 2017-08-16 2019-04-16 Uber Technologies, Inc. Systems and methods for communicating autonomous vehicle scenario evaluation and intended vehicle actions
US10745104B2 (en) * 2018-03-02 2020-08-18 The Boeing Company Stringer transition through a common base charge
US11872676B2 (en) * 2021-05-21 2024-01-16 Hubei Xianting Technology Co., Ltd. Extraction device for heating tracer

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11116901A (ja) * 1997-10-16 1999-04-27 Bridgestone Corp ゴムの接着方法
US20100140834A1 (en) * 2008-12-09 2010-06-10 The Boeing Company Extrusion of Adhesives for Composite Structures
US20130209746A1 (en) * 2012-02-14 2013-08-15 Gulfstream Aerospace Corporation Reinforced composite structures for aircrafts and methods for making the same

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1980002254A1 (en) 1979-04-16 1980-10-30 H Forsch Stitch bond fastening of composite structures
EP1126966B1 (en) * 1998-10-23 2003-11-19 Airbus UK Limited A roll forming machine and method
US8601694B2 (en) * 2008-06-13 2013-12-10 The Boeing Company Method for forming and installing stringers
US7807005B2 (en) 2006-02-02 2010-10-05 The Boeing Company Fabrication process for thermoplastic composite parts
US9102103B2 (en) * 2006-02-02 2015-08-11 The Boeing Company Thermoplastic composite parts having integrated metal fittings and method of making the same
US7861969B2 (en) 2007-05-24 2011-01-04 The Boeing Company Shaped composite stringers and methods of making
US8043554B2 (en) 2007-06-08 2011-10-25 The Boeing Company Manufacturing process using bladderless mold line conformal hat stringer
DE102008012252B4 (de) 2008-03-03 2014-07-31 Airbus Operations Gmbh Verbund sowie Luft- oder Raumfahrzeug mit einem derartigen Verbund
GB0813785D0 (en) * 2008-07-29 2008-09-03 Airbus Uk Ltd Method of manufacturing a composite element
GB0906952D0 (en) * 2009-04-23 2009-06-03 Airbus Uk Ltd Aircraft assembly and spar
DE102009040528A1 (de) * 2009-09-08 2011-04-07 Premium Aerotec Gmbh Verfahren zur Herstellung eines zumindest ein Hohlprofil aufweisenden Bauteils und Hohlkörper zur Durchführung dieses Verfahrens
US8408493B2 (en) 2010-05-19 2013-04-02 The Boeing Company Composite stringer end trim
US8795567B2 (en) 2010-09-23 2014-08-05 The Boeing Company Method for fabricating highly contoured composite stiffeners with reduced wrinkling
US9144948B2 (en) * 2012-04-04 2015-09-29 The Boeing Company Hat stiffeners with canted webs
US9067374B2 (en) * 2012-11-30 2015-06-30 The Boeing Company Method and apparatus for applying film material to elongate members
US9272767B2 (en) * 2013-04-19 2016-03-01 The Boeing Company Compacting uncured composite members on contoured mandrel surfaces
US9314975B1 (en) * 2013-04-25 2016-04-19 The Boeing Company High rate fabrication of compression molded components

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11116901A (ja) * 1997-10-16 1999-04-27 Bridgestone Corp ゴムの接着方法
US20100140834A1 (en) * 2008-12-09 2010-06-10 The Boeing Company Extrusion of Adhesives for Composite Structures
US20130209746A1 (en) * 2012-02-14 2013-08-15 Gulfstream Aerospace Corporation Reinforced composite structures for aircrafts and methods for making the same

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106864769A (zh) * 2015-12-14 2017-06-20 湾流航空航天公司 使用铰接式芯轴的复合飞机制造工具和方法
CN106864769B (zh) * 2015-12-14 2019-05-03 湾流航空航天公司 使用铰接式芯轴的复合飞机制造工具和方法
CN110104202A (zh) * 2015-12-14 2019-08-09 湾流航空航天公司 使用铰接式芯轴的复合飞机制造工具
CN110104202B (zh) * 2015-12-14 2022-08-30 湾流航空航天公司 使用铰接式芯轴的复合飞机制造工具
CN108688192A (zh) * 2017-04-12 2018-10-23 深圳市泰格尔航天航空科技有限公司 一种c型梁复合材料成型工装及复合材料c型梁成型方法
CN108688192B (zh) * 2017-04-12 2020-11-03 深圳市泰格尔航天航空科技有限公司 一种c型梁复合材料成型工装及复合材料c型梁成型方法
CN112313150A (zh) * 2018-06-22 2021-02-02 势必锐航空系统有限公司 用于拼接桁条板中的层板的系统和方法
CN110856986A (zh) * 2018-08-22 2020-03-03 波音公司 用于形成复合结构的柔性心轴
CN110856986B (zh) * 2018-08-22 2022-09-30 波音公司 用于形成复合结构的柔性心轴
CN111452947A (zh) * 2019-01-18 2020-07-28 波音公司 成形复合桁条

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