CN105501428A - 具有复合物-金属接头的复合结构及其制造方法 - Google Patents

Abstract

本申请公开了具有复合物-金属接头的复合结构及其制造方法。复合结构包括堆叠设置的层压的纤维增强树脂板层和金属板。将金属板和树脂桩的边缘交错来形成将树脂层与金属板连接的复合物-金属接头。

Description

具有复合物-金属接头的复合结构及其制造方法

相关申请的交叉引用

本申请是于2012年12月16日提交的未决状态的题为“CompositeStructuresHavingComposite-To-MetalJointsandMethodforMakingtheSame”的美国申请序列号13/716,171的部分继续申请并且要求其权益。美国申请序列号13/716,171是于2010年8月17日提交的、于2014年2月18日发行的美国专利8,652,606、题为“CompositeStructuresHavingComposite-To-MetalJointsandMethodforMakingtheSame”的美国申请序列号12/857,835的分案申请。

技术领域

本公开内容总体上涉及复合结构，尤其涉及纤维增强树脂层压板，并且更具体地涉及具有复合物-金属接头的混合复合件。

背景技术

结合技术经常用于装配复合结构。在复合结构还需要紧固件的应用中，可能需要包围紧固件的结构的局部厚度(thickness)或尺寸(gauge)增加，从而承受通过紧固件接头传递的负荷。当结构的局部厚度增加时，可能需要延长紧固件，从而向结构增加重量。此外，结构的增加的局部厚度可能增加通过紧固件接头的负荷路径的偏心距，其可以将不期望的弯曲负荷置于紧固件上。

对以上提及的问题的一种解决方案包括在紧固件的区域中将金属配件附接至复合结构。这些金属配件可以由基本上不可与其接触的碳纤维增强复合物起化学反应的钛或类似的金属形成。然而，当具体地必须将钛配件形成为复杂形状时，钛配件可能是相对昂贵的。

因此，需要一种复合树脂-金属接头，其可以用于将基本上所有的金属配件与基本上所有的复合树脂结构连接，其是相对廉价的并且易于制造，并且其可以承受在紧固件连接点周围传递的负荷。还需要一种复合树脂-金属接头，其基本上避免了所有金属配件和所有复合树脂结构之间的化学反应。

发明内容

所公开的实施方式提供一种混合型复合结构，包括纤维增强树脂复合物-金属接头，其可用于将基本上所有的金属配件与基本上所有的复合树脂结构连接。接头提供复合结构和金属结构之间的过渡(transition)，其适用于较高性能应用(诸如航空航天交通工具)。从基本上所有的复合物至基本上所有的金属材料的这种过渡可以降低或消除腐蚀的可能性和/或源于偏心距造成的问题。在复合结构的叠层期间，由多个复合板层取代金属板，并且从复合板层至金属板的过渡发生在交错的位置处，从而提供足够的负荷从复合部分转移至金属部分。交错的过渡导致复合板层和金属板之间的交错，并且建立多条结合线，其可以减少接头中的裂缝或脱结的出现和/或蔓延。放置在金属板之间的结合剂使板粘着(bind)且一体化为接近实体的金属配件。

根据一个公开的实施方式，提供了一种复合结构，包括纤维增强树脂板层和金属板叠层的层压叠层。金属板具有与纤维增强树脂板层的边缘交错的边缘，从而形成将纤维增强树脂板层与金属板连接的复合物-金属接头。

根据另一个实施方式，提供了一种混合树脂-金属结构，包括复合树脂部分、金属部分和树脂部分和金属部分之间的过渡部分。树脂部分包括纤维增强树脂的层压板层，并且金属部分包括结合的金属板。过渡部分包括层压的板层和金属板之间的交错重叠。

根据另一个实施方式，提供了一种混合复合物金属零件。该零件包括纤维增强复合材料的叠层，其终止于接口位置处。在接口位置处，与复合材料相同厚度的金属板层延续至该零件的金属边缘，并且在从先前的接口位置交错至零件边缘的复合物-金属接口重复叠层。结构结合剂的板层放置在金属板层之间，下一个金属-复合物接口交错远离零件边缘以产生嵌套接合，并且交错的接口堆叠产生嵌套突出部并且延续至全部厚度的零件而没有一个复合板层完全延伸至零件的边缘。

根据又一个实施方式，提供了一种制备复合结构的方法。该方法包括形成具有复合部和金属部分的多板层复合叠层、以及形成在复合部和金属部分之间的复合物-金属接头。该方法进一步包括压实并且固化叠层。

根据又一实施方式，提供了一种产生混合金属零件的方法。该方法包括放置终止在接口位置处的至少一个纤维增强复合板层，并且放置相邻的金属板层，在此，金属板层具有与相邻的纤维增强复合板层基本上相同的厚度。重复放置复合板层和相邻的金属板层的步骤来形成从先前的接口位置交错至零件边缘的复合物-金属接口。该方法进一步包括放置在金属板层之间的一板层的结构结合剂，并且重复复合物和金属板层叠层，在此，下一个金属-复合物接口交错远离零件边缘以产生嵌套接合。

附图说明

图1是具有复合物-金属接头的复合结构的截面图。

图2是包括复合物-金属接头的复合结构的立体图。

图3是在图2中被指定为图3的区域的立体图。

图4是更好地示出交错在复合板层和金属板之间的接头的截面图。

图5是在图4中示出的接头的两个分离层的截面图，还示出在金属板上的膜结合剂的涂布。

图6是通过图5中的两个层形成的接头的一部分的放大的截面图。

图7是制造具有在图2至图4中示出的复合接头的复合结构的方法的主要流程图。

图8是示出在图7中示出的方法的额外细节的流程图。

图9是制造具有在图2至图4中示出的复合接头的复合结构的另一个方法的流程图。

图10是示出飞机生产和服务方法的流程图。

图11是示出飞机的框图。

图12A至图12D是描述通过框架和蒙皮形成的结构的截面侧视图的示例性实施方式，结构包括图12A、图12B、图12C和图12D。图12A是根据示例性实施方式描述的、通过框架和复合蒙皮形成的结构的截面侧视图；图12B是根据示例性实施方式描述的结构的截面侧视图，其中结构包括：框架、复合蒙皮、金属蒙皮以及将金属蒙皮连接至复合蒙皮的接合板；图12C是根据示例性实施方式描述的、包括连接到金属蒙皮的复合蒙皮的结构的截面侧视图；图12D是根据示例性实施方式描述的、在图12C中描述的结构上金属蒙皮至复合蒙皮的连接的截面侧视图中的缩放示意图。

图13A是根据示例性实施方式描述的、与图12C中描述的结构类似的结构的截面侧视图，但是在金属板的叠层中具有导电条；图13B是根据示例性实施方式描述的、与图12C中描述的结构类似的结构的截面侧视图，但是具有集成的加热管道。

图14A是根据示例性实施方式描述的、与图12C中描述的结构类似的结构的截面侧视图；图14B是根据示例性实施方式描述的、在图14A中描述的结构的示例性实施方式的截面侧视图，但是与图14A不同之处在于，由于金属板的叠层改变了其形状。

图15是根据示例性实施方式描述的具有喷嘴的发动机的截面侧视图，喷嘴包含连接到复合发动机涡轮零部件(section，部分)整流罩的形状记忆合金。

图16是根据示例性实施方式描述的将铝结构连接至复合结构的钛复合板层接头的立体图。

图17A是根据示例性实施方式描述的、从图16中的视角17A观看到的金属板的叠层的钛复合板层接头的立体截面图，其结合有Griesson脱结限制器并且结合至复合层压板。在图17B中，图17A被修改以示出Griesson脱结限制器的可替换构造。在图17C中，图17B被修改以示出Griesson脱结限制器的另一个可替换构造。

图18是根据示例性实施方式描述的用于将金属蒙皮结合至复合蒙皮而不使用接合板的过程的流程图。

图19是根据示例性实施方式描述的用于抑制在不使用接合板的情况下连接至复合结构的铝结构的电化腐蚀的处理的流程图。

具体实施方式

首先参考图1，混合复合结构20包括通过过渡部分25接合到金属部分24的复合树脂部分22，过渡部分25包括复合物-金属接头26。在所示出的实施例中，复合结构20是基本上平坦的复合板，然而，结构20可根据应用具有一种或多种曲面、轮廓或其他几何特征。例如，复合结构20可以包括飞机内部和/或外部轮廓蒙皮(未示出)，其借助于穿过蒙皮20而进入框架28的搭接接头30和紧固件32来固定至飞机的框架28部分。

框架28可以包括复合物、金属或其他刚性材料，并且结构20的金属部分24可以用作适于在框架28和复合部分20之间转移一类负荷和多种类型的负荷的刚性金属配件24。如下文更详细地所述，金属部分24可以包括任意种类的各种金属，例如而并不局限于，与复合部分20和框架28基本上不反应且与之兼容的钛。在一个实际的实施方式中，例如而没有限制，复合树脂部分22可以包括碳纤维增强环氧树脂，金属部分24可以包括钛合金，并且框架28可以包括铝合金或复合物。过渡部分25和接头26足够强以在复合树脂部分22和金属部分24之间承载典型类别和类型的负荷，包括但不限于张力、弯曲、扭转和剪应负荷。虽然所示出的过渡部分25和接头26形成在所有复合树脂部分22和所有金属部分24之间，但是可以采用它们以接合两个不同的复合结构(未示出)或两个不同的金属结构(未示出)。

参考图1至图4，复合材料板层35的叠层终止在接口位置39处，本文随后提及为过渡点39，在此，与复合材料板层35基本上相同厚度的金属板或板层37延续至金属部分24的金属边缘24a，并且叠层在从先前的接口位置39朝向金属边缘24a交错的复合物-金属接口39中重复，并且包括在金属板层37之间的结构金属粘合剂45的板层(参见图5和图6)，下一个金属-复合物接口39交错远离零件边缘24a以产生嵌套接合板27。产生嵌套调整片29(参见图3)的这种交错的接口叠层延续至全部厚度的混合复合结构20，而没有一个复合板层35完全延伸至所有金属部分24的金属边缘24a。

现在也参考图2至图4，结构20的复合树脂部分22包括纤维增强树脂板层35的层压叠层34，并且结构20的金属部分24包括结合在一起以形成基本上一体的金属结构的金属板或板层37的叠层36。如图5和图6所示，复合板层35和金属板37被排列在层38中。层38的每一个包括以基本上边缘-边缘与金属板37之一邻接的一个或多个复合板层35。因此，层38的每一个在点39处从复合物(即复合树脂板层35)过渡至金属(即金属板37)。

过渡点39根据预定叠层计划相对于彼此交错，使得板层35和金属板37在过渡部分25(图1)中彼此重叠。过渡点39的交错建立了多条结合线，其可以降低接头26中的裂缝或脱结的出现和/或蔓延。过渡点39的交错还导致在接头26内复合板层35和金属板37的交错形式，接头26在所有复合树脂部分22和所有金属部分24之间形成嵌套接合板27。这种嵌套接合板27也可以被称为指状结合26、指状接头26或多个台阶搭接接头26。过渡点39的相邻过渡点在结构20的平面内方向彼此隔开，从而实现表现最佳性能特性(包括强度和抗诸如裂缝的不一致事件的脱结和蔓延)的结合接头26。在所示出的实施例中，形成接头26的嵌套接合板27是其中过渡点39沿与最大重叠的通常中心点55相反的方向交错的双指状接头26形式。然而，包括但不限于，其中多个过渡点39沿单方向交错的单指状接头，其他接头构造是可能的，。

复合板层35可以包括纤维增强树脂，诸如但不限于，可以处于单向预浸料带或织物形式的碳纤维环氧树脂。包括玻璃纤维的其他纤维增强材料是可能的，并且使用非预浸渍材料是可能的。复合板层35可具有预定纤维取向，并且根据预定板层计划层叠以满足期望的性能规格。如之前提及的，结合板37可以包括适用于预期应用的金属(诸如钛)。在所示出的实施例中，金属板37的叠层36具有总体上基本上等于板层35的层压叠层34的厚度t2的总厚度t1。然而，在所示出的实施例中，在叠层34相对侧，t2稍微大于t1一若干包裹的板层43的厚度。

图5和图6示出在图2至图4中示出的接头26的两个邻接层38的细节。在这个实施例中，每个层38包括具有集体性总厚度T1的四个板层35。相邻层38的各个金属板37借助于结构结合剂45层结合在一起，结构结合剂45可以包括商用膜结合剂或在叠层处理期间放置在金属板37之间的其他形式的适宜结合剂。

图5中表示为T2的每个金属板37和一层结合剂45的组合厚度基本上等于层38中的复合板层35的厚度T1。虽然未在图中示出，但是薄膜结合剂可以放置在板层35之间来增加层间结合强度。在一个实际的实施方式中，可以使用钛合金金属板37，其各自具有近似0.025英寸厚度，膜结合剂45可以是近似0.005英寸厚，并且可以在每个层38中使用具有集体总厚度约0.030英寸的四个复合碳纤维环氧树脂板层35。根据应用，可以使用除钛之外的金属。相邻过渡点39之间的距离、并且因此层38之间的重叠长度、以及复合板层35的厚度和数量与金属板37的厚度将取决于具体应用的要求和其他可能的性能规格，具体应用的要求包括通过接头26传递的负荷的类型和大小。

在复合物和金属部分22、24(图1)的两种不同材料之间的接头26的不同层38分别提供结构20，其很好地符合利用嵌入或安装的传感器(未示出)进行的结合质量的无损评估。结构超声波(未示出)可以在金属部分24的边缘处、在复合部分22处或在过渡部分25中引入结构20。这些超声波通过由金属板37和在复合板层35和金属板37之间的接口(未示出)形成的波导而传播。放置在结构20中的基于MEMS的(微机电)传感器、薄压电传感器(未示出)或其他变换器可以用于接收结构超声波，从而分析接头26中的结合线的状况。

现在参考图7，一种制造复合结构20的方法包括：如在65处所示的，形成多层复合叠层。形成叠层包括在步骤67处层叠复合树脂部分22、以及在69处层叠金属部分24。如在71处所示的，形成叠层的步骤65进一步包括在叠层的复合树脂部分和金属部分之间形成复合物-金属接头。

图8示出在图7中示出的方法的额外细节。在步骤40处开始，将各个金属板37修整为期望的尺寸和/或形状。接下来在42处，通过适宜处理来制备金属板37的表面，适宜处理可以包括利用溶剂清洁金属板37、对其干燥等。然后，在44处，通过以由预定板层计划(未示出)确定的顺序层叠金属板37和复合板层35来装配叠层，预定板层计划包括在每一层38中的板层35和金属板37之间的过渡点39的预定交错。

在叠层处理期间，金属板37像板层被排列为叠层，更像复合板层在传统叠层处理中被排列为叠层。如在步骤46处所示的，结合剂可以因引入(introduced)金属板37之间，从而将它们结合在一起成为一体的金属结构。类似地，虽然未在图8中示出，但是结合用结合剂可以放入各个复合板层35之间，从而增加这些板层35之间的结合强度。然后，在48处，可以使用若干已知的压实技术(诸如真空袋成型)中任一种压实叠层；在此之后，在步骤50处使用高压灭菌器或非高压釜固化处理固化叠层。在步骤52处，可以根据需要修整和/或检查固化的复合结构20。

图9示出制造混合复合物零件20的方法的又一个实施方式。该方法在步骤73处开始，在适宜的叠层工具(未示出)上放置终止于接口位置39处的至少一个复合板层35。在75处，层叠与相邻复合板层35基本上相同厚度的相邻金属板层37。如在77处所示的，利用从先前的接口位置39朝向零件20的金属边缘24a交错的复合物-金属接口39来重复该叠层处理。在79处，在金属板层37之间放置一板层的结构结合剂45。连续地重复步骤73至步骤79以产生将嵌套调整片29形成为混合零件20所有厚度的交错的接口堆叠和嵌套接合27，没有一个复合板层35完全延伸至零件20的金属边缘24a。虽然未在图9中示出，但是完整的叠层被真空袋成型处理以移除空隙，并且随后使用任何适宜的固化方法固化。

可以发现本公开的实施方式用于各种潜在应用中，尤其是在包括例如航空、海运业、汽车应用的运输行业。因此，现在参考图10和图11，在图10所示的飞机制造和保养方法60以及如图11所示的飞机62的背景下，可以使用本公开的实施方式。所公开的实施方式的飞机应用可以包括例如各种各样的结构复合零件和部件，尤其在装配处理期间需要使用紧固件的那些部件。在预生产过程中，示例性方法60可以包括飞机62的规格和设计64和材料采购66。在生产过程中，进行飞机62的部件和子组件制造68和系统集成70。之后，飞机62可进行认证和交付72，以投入使用74。然而在为客户提供服务期间，安排飞机62进行例行维护和保养76(其还可包括改造、重新配置、翻新等)。

方法60中的每一个处理可以通过系统集成商、第三方和/或运营商(例如，客户)进行或者执行。为了该描述的目的，系统集成商可包括但不限于任意数量的飞机制造商和主系统分包商；第三方可包括但不限于任意数量的承包商、分包商以及供应商；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事企业、服务机构等。

如图11所示，通过示例性方法60制造的飞机62可包括具有多个系统80和内舱82的机身78。高级系统82的实例包括推进系统84、电力系统86、液压系统88以及环境系统90中的一个或多个。任意数量的其他系统可被包括在内。所公开的方法可以用于制备在机身78中或在内舱82中使用的零件、结构和部件。虽然示出航空实例，但是本公开的原理可应用于诸如海运业和汽车行业的其他行业。

在生产和服务方法60的任意一个或者多个阶段可以采用本文中所体现的系统和方法。例如，可以以与飞机62在服务时制造零件、结构和部件类似的方式来制备或制造与制造处理68对应的零件、结构和部件。另外，一个或多个装置实施方式、方法实施方式或者其组合可以在生产阶段68和生产阶段70期间使用，例如通过大幅加快飞机62的装配或者降低飞机62的成本。类似地，在飞机62处于服务时，一个或多个装置实施方式、方法实施方式或其组合中可例如且不限于用于维护和保养76。

因此，上述可以是复合结构的示例性实施方式。该实施方式可以包括一纤维增强树脂板层的层压叠层；并且金属板的叠层可以包括与纤维增强树脂板层的边缘交错的边缘并且可以形成将纤维增强树脂板层与金属板连接的复合物-金属接头。

复合结构的实施方式可以进一步包括分层布置的纤维增强树脂板层和金属板的叠层，其中，层的每一个可以包括金属板和至少一个纤维增强树脂板层。在每一层中的纤维增强树脂板层的厚度可以总体上等于该层中的金属板的厚度。

此外，复合结构可以包括利用形成树脂-金属过渡点的基本上邻接的边缘配置的每一层中的纤维增强树脂板层和金属板。层的过渡点可以相对于彼此交错。

进一步，可以配置复合结构的实施方式，使得层在树脂板层的叠层和金属板的叠层之间形成纤维增强树脂-复合物指状接头。用于将板结合在一起的结合剂层可以在金属板的相邻多个金属板之间。金属板可以是钛合金。板层的纤维增强材料可以包括碳。

以上示例性实施方式也可以示出混合复合物树脂-金属结构，其可以包括：包含层压的纤维增强树脂板层的复合树脂部分；金属部分，包括结合的金属板；以及在复合树脂部分和金属部分之间的过渡部分，过渡部分包括在层压的板层和金属板之间的交错重叠。示例性实施方式可以包括混合复合物树脂-金属结构，使得层压的板层和金属板可以排列成多层，并且每一个层可以包括以边缘-边缘基本上邻接的多个纤维增强树脂板层和金属板中的一个。

以上示例性实施方式的混合复合物树脂-金属结构也可以包括每一层中的板层的厚度，每一层中的板层的厚度基本上等于该层中的金属板的厚度。交错的重叠可以在复合树脂部分和金属部分之间形成复合物-金属指状接头。混合复合物树脂-金属结构也可以包括在每一个金属板之间的一层结合剂，该结合剂被配置为将板结合在一起并且使金属部分一体。每一个金属板均可以是钛合金。

以上示例性实施方式也呈现了混合复合物金属零件，其可以包括可终止在接口位置处的纤维增强复合材料的叠层，在此，与复合材料相同厚度的金属板层延续至该零件的金属边缘，并且叠层可以在从先前的接口位置交错至该零件的边缘的复合物-金属接口重复，并且可以包括在金属板层之间的结构金属结合剂板层。下一个金属-复合物接口可以交错远离零件边缘并且可以产生嵌套接合板。交错的接口堆叠可以产生嵌套突出部并且可以延续至该零件的所有厚度，而没有一个复合板层完全延伸至该零件的边缘。

以上示例性实施方式也呈现了一种制备复合结构的方法，该方法可以包括：形成具有纤维增强复合树脂部分和金属部分的多层复合叠层，包括在叠层的金属部分和复合树脂部分之间形成复合物-金属接头。形成叠层可以包括通过以彼此基本上彼此边-边邻接的方式放置至少一个纤维增强复合树脂板层和一个金属板，以在该层中的纤维增强复合树脂和金属之间形成的过渡点，来形成每一层。

该方法的示例性实施方式也可以包括形成叠层以包括使该层中的过渡点相对于彼此交错。使金属部分一体可以包括在金属板之间放置一结合剂层。

以上示例性实施方式也呈现了产生混合金属零件的方法，该方法可以包括：放置可终止在接口位置处的至少一个纤维增强复合板层；放置相邻金属板层，在此，金属板层可以与相邻纤维增强复合板层具有相同的厚度；重复放置复合板层和相邻金属板层来形成从先前的接口位置交错至该零件的所述边缘的复合物-金属接口；在金属板层之间放置一板层的结构结合剂；以及重复(repeating)复合和金属板层叠层，在此，下一个金属-复合物接口可以交错远离零件的边缘以产生嵌套接合。该方法也可以包括延续复合板层和金属板层的交错的接口堆叠以产生所有厚度零件的嵌套突出部而没有一个复合板层完全延伸至零件的边缘。该方法可以进一步包括真空袋成型处理零件以移除叠层中的空气空隙；以及固化所层叠的零件。

以上示例性实施方式也呈现了一种混合复合物树脂-金属飞机结构，其可以包括：形成纤维增强材料的多个层压层、所有复合部分、所有金属部分以及将复合部分与金属部分连接的混合复合物-金属指状接头。每一层可以包括复合树脂的多个板层和钛金属板，其中，板层和金属板可以彼此边-边邻接的方式排列形成该层中的复合物-金属过渡点，并且其中，该层中的过渡点可以相对于彼此交错以形成指状接头。

以上混合复合物树脂-金属飞机结构的示例性实施方式也可以包括在用于使金属板一体的在金属板之间的一层结合剂。每一层中的板层的厚度可以基本上等于结合剂的板和层之一的组合厚度。

以上示例性实施方式也呈现了一种制造混合复合物树脂-金属飞机结构的方法。该示例性实施方式的方法可以包括：形成包括纤维增强材料的叠层、所有复合部分、所有金属部分以及将复合部分与金属部分连接的混合复合物-金属指状接头。形成叠层包括层叠多个层，其中，可以通过以下动作形成每一层：以与钛金属板边-边邻接的方式放置多个复合树脂板层形成该层中的复合物-金属过渡点；在金属板之间放置一层结合剂以使金属部分一体；通过使该层中的过渡点相对于彼此交错形成在复合部分和金属部分之间的接头；压实叠层；以及固化叠层。

示例性实施方式认识且考虑到移除且替换损坏的部件的能力可以增加包含部件的产物的功能性和/或价值。虽然金属设计可能偏爱螺栓连接以使部件接合为一个结构，但是理想的复合设计可能趋向于偏爱结合。示例性实施方式认识且考虑到平衡金属螺栓接合特性的优点，但是在单接头中和/或在单部件内的复合材料正在增加的性能优点可以提供改善强度和/或降低厚度、和/或降低接头和/或包含仅金属、仅复合材料的部件上的重量、或垫高(paddingup)部件和/或接头厚度(gauge)的优点。

示例性实施方式认识且考虑到在部件内的截面或在使钛板结合到Ti-板层材料中的复合板层的结构中的部件之间的接头可以使结构能够具有复合材料的重量和疲劳(fatigue)特性、以及紧固和/或接合与完全是金属的部件类似的部件的能力。

示例性实施方式认识且考虑到一旦开始生产接头的金属部分传统复合物-金属接头不能解决接头的问题。拉伸检测示出使用Ti-板层材料和/或方法的接头不仅可以克服(survive)关键的金属屈服点，但是在完全连接到接头的金属部分中，接合的部件的终极故障可以完全发生在接头外部。在穿过对于完全地连接到接头的金属部分的弹性和塑料区域两者之后，最终的金属故障可能来自于经典的脖状物向下行为和故障。因此，结合至Ti-板层接头中的复合板层的多个金属板可以创建多个负荷路径，与作为可以完全是复合物或完全是金属的接头或部件截面相比多个金属板促进Ti-板层接头的总体耐用性和在强度和/或弹性方面的其优良性能。

示例性实施方式进一步认识且考虑到在结构上的金属蒙皮对由来自影响蒙皮的物体的冲击力引起的凹痕或故障的抵抗力可以比在接收相同冲击力的相同结构上的复合蒙皮的抵抗力更强。因此，虽然复合蒙皮可以期望处于诸如飞机机翼机翼前缘或舱门框架的结构上来降低蒙皮的腐蚀风险和重量，但是当抗冲击性是相当大的时，更期望可以在这些位置处使用金属部分件。因此，由于以上所述的原因和其他，期望可以在结构上的某些位置处利用金属蒙皮替换复合蒙皮。

示例性实施方式认识且考虑到石墨可以用作阴极，然而铝可以用作具体在电解液的存在下可促进连接到石墨的铝的电化腐蚀的阳极。因此，包括包含石墨的纤维的复合材料被观察为当部件接触石墨时引起在包括铝的结构中的电化腐蚀。利用碳纤维增强的复合材料可以包含石墨。因此，将可包含碳纤维元件的部件直接连接至可包含铝的部件可能是不期望的设计。

现在参考图12A至图12D，它们是描述通过框架和蒙皮形成的结构的截面侧视图的示例性实施方式。图12A是描述通过框架和复合蒙皮形成的结构的截面侧视图的示例性实施方式。图12B是描述包括框架、复合蒙皮、金属蒙皮以及将金属蒙皮连接至复合蒙皮的接合板的结构的截面侧视图的示例性实施方式。图12C是描述包括连接到金属蒙皮的复合蒙皮的结构的截面侧视图的示例性实施方式。图12D是描述鉴于在图12C中描述的结构上金属蒙皮至复合蒙皮的连接的缩放的示例性实施方式。

现在参考图12A，利用框架1204示出结构1202。在没有限制的情况下，框架1204可以是骨架支撑结构1202的截面。在没有限制的情况下，当结构1202可以是机翼时，骨架结构可以是机翼翼盒，并且框架1204可以是机翼的翼肋。覆盖物可以放置在框架1204上。框架1204上的覆盖物可以是复合蒙皮1206。复合蒙皮1206可以包括：持续的板、分离的板，或可以是可覆盖整个框架1204的共固化的板或结合板。共固化的板可以是在固化期间接合到单一结构中的板。因此，复合蒙皮1206可以覆盖作为单片外壳的框架1204。复合蒙皮1206可以连接到框架1204。复合蒙皮1206可以结合到框架1204。

结构1202可以被称为复合蒙皮结构。框架1204可具有腹板1238。腹板1238可具有高度1240。

结构1202可以是机翼。机翼可以是飞机上的一部分。在没有限制的情况下，机翼可以用于飞机。在没有限制的情况下，框架1204可以是用于机翼的机翼翼盒的一部分。当结构1202是机翼时，在机翼的机翼前缘周围的复合蒙皮1206可以通过物体压实。物体在没有限制的情况下可以是：来自地面的物体或空降物体。在没有限制的情况下，来自地面的物体可以是石头、一件手提箱或车辆。在没有限制的情况下，空降物体可以是鸟或雹块。

如果被压实则复合蒙皮1206可以经受需要修复的损坏。可以期望具有能够忍受冲击力的结构上的蒙皮而不需要维修蒙皮，诸如在没有限制的情况下500英寸英磅的冰雹。可以期望具有能够忍受冲击力的结构上的蒙皮而不需要维修蒙皮，诸如在没有限制的情况下1200英寸英磅的蒙皮上掉下来的工具。

如果具体物体影响机翼，则机翼处于飞行时受到来自具体物体的冲击力比如果机翼不处于飞行时更大。因此，对复合蒙皮1206的冲击可能损坏复合蒙皮1206。对复合蒙皮的损坏在没有限制的情况下可以是：凹入、在复合蒙皮中或在复合蒙皮内的脱粘或裂缝、或复合蒙皮的故障或破碎。因此，为了增强由对结构1202的框架1204上的复合蒙皮1206的冲击造成的潜在损坏，可以期望利用可以比对复合蒙皮1206的损坏的抵抗能力具有对冲击损坏的更大的抵抗能力的材料来覆盖框架1204的零件。在示例性实施方式中，可以期望使用金属覆盖框架1204或将金属用作用于机翼的机翼前缘的蒙皮覆盖物的一部分。

通常，对于任何具体材料，较厚的蒙皮可以比具体材料的较薄的蒙皮提供更大的弹性来吸收冲击而没有结构故障和/或不需要维修。然而，对于任何具体材料，增加蒙皮厚度将增加其重量。

在飞机应用中，降低任何部件的重量将有益于飞机的燃料效率。进一步，机翼总尺寸的降低可以降低机翼的翼型阻力成分(profiledragcomponent)。因此，可以期望较薄的蒙皮处于较厚的蒙皮之上以改善飞机性能和效率。对于给定的厚度，一些材料可以比其他材料提供更好的抗冲击性。

通常，对于给定厚度的蒙皮，由铝制成的蒙皮可以比复合蒙皮提供更好的冲击弹性。在没有限制的情况下，铝的断裂韧性值可具有作为纤维增强复合物的断裂韧性值近似8倍的断裂韧性值。因此，对于考虑到相对相等的杨氏系数的同等强度，由铝制成的蒙皮与由纤维增强复合物制成的蒙皮相比，由铝制成的蒙皮可以比由纤维增强复合物制成的蒙皮坚韧7倍。因此，对于可能倾向于接收冲击的结构的位置，比起复合物蒙皮可能偏爱铝蒙皮。然而，如上所述，由于铝与一些复合纤维接触引起的电化腐蚀，铝蒙皮可能不是在具有纤维增强复合物蒙皮的结构上期望的部件。

对于给定厚度的蒙皮，由钛制成的蒙皮可以提供比包括铝的蒙皮更好的冲击弹性。在没有限制的情况下，钛合金可具有作为可是比对于铝或复合物的杨氏模量大近似1.6倍的杨氏系数。在没有限制的情况下，钛合金可具有作为可以是铝的断裂韧性近似两倍或由复合物制成的蒙皮的断裂韧性20倍的断裂韧性。因此，对于考虑到相对相等的杨氏系数的同等强度，由钛制成的蒙皮可以比由铝制成的蒙皮坚韧1.4倍或由复合物制成的蒙皮坚韧10倍。

现在参考图12B，图12B是描述包括框架、复合蒙皮、金属蒙皮以及将金属蒙皮连接至复合蒙皮的接合板的结构的截面侧视图的示例性实施方式。结构1242可以包括框架1244。与以上框架1204类似，在没有限制的情况下，框架1244可以是骨架支撑结构1242的截面。在没有限制的情况下，当结构1242可以是机翼时，骨架结构可以是机翼翼盒，并且框架1244可以是机翼的翼肋。框架1244可以由第一复合层压板1208、第二复合层压板1210和金属蒙皮1212覆盖。

金属蒙皮1212的第一端1214可以通过第一接合板1216连接到第一复合层压板1208的端部1218而不是任何直接连接。将第一端1214和端部1218分离的距离在图12B中可以不按比例示出。

金属蒙皮1212的第二端1220可以通过第二接合板1222连接到第二复合层压板1210的端部1224而不是任何直接连接。将第二端1220和端部1224分离的距离在图12B中可以不按比例示出。虽然图12B将金属蒙皮1212示出为金属板的叠层，但是金属蒙皮1212可以在没有限制的情况下是金属的单板，诸如铝合金的单板。

结构1242可以被称为接合的蒙皮结构。结构1242可具有在尺寸和形状方面与结构1202的外围基本上相等的外围，使得如果结构1202和结构1242是飞机机翼，则它们可被视为具有相同的NACA指定机翼。

第一复合层压板1208和/或第二复合层压板1210可包括碳纤维。在第一复合层压板1208和/或第二复合层压板1210中的碳纤维可以包括可引起金属蒙皮1212的电化腐蚀的材料。在没有限制的情况下，该材料可以是石墨。当金属蒙皮1212是作为当接触碳纤维或石墨时可以用作阳极的金属(诸如但不限于铝或铝合金)然后抑制金属蒙皮1212的电化腐蚀时，可以分离石墨而不接触金属蒙皮1212。当前，通常通过使用接合板(诸如接合板1216和接合板1222)来设置将金属蒙皮1212与复合部分件分离。接合板通常由不将碳纤维或石墨用作阳极的材料制成，诸如但不限于钛或钛合金。因此在没有限制的情况下，在图12B中，可以制成包括钛或钛合金的接合板1216和接合板1222。

通常，由接合板占据的空间可能需要结构的框架的外围的向内相邻轻击。在没有限制的情况下，如图12B的示例性实施方式所示，框架1244的顶侧1226需要凹入部分1264以容纳接合板1216而不需要在接合板1216上方使结构1242的翼型平顺和/或挤压结构1242的翼型。类似地，框架1244的底侧1226可能需要凹入部分1266以容纳接合板1222而不需要在接合板1222下方使结构1242的翼型平顺和/或挤压结构1242的翼型。在没有限制的情况下，当框架1244可以是机翼的翼肋时，顶侧1226可以是沿着翼肋顶侧的凸缘，并且底侧1226可以是沿着翼肋底侧的凸缘。

因此，框架1244的腹板1246的高度1248可能不与框架1204的腹板1238的高度1240一样大或可能不与框架1252的腹板1254的高度1256一样大。因此，为了承载相同的负荷，腹板1254可以比腹板1246更薄。因此，腹板1254可以比腹板1246更轻。比腹板1246更轻的腹板1254可以促进对于包含框架1252的飞机比包含框架1244的飞机的更大的性能和/或燃料效率。

第一复合层压板1208可以在图12B中未示出的结构的左侧接合到第二复合层压板1210形成单一结构，或可以保留为两个独特的层压板。第一复合层压板1208可以连接到框架1244的顶侧1226。第二复合层压板1210可以连接到框架1244的底侧1226。在没有限制的情况下，当框架1244可以是机翼的翼肋时，顶侧1226可以是沿着翼肋顶侧的凸缘，并且底侧1226可以是沿着翼肋底侧的凸缘。

每个接合板可能需要额外的硬件(诸如但不限于紧固件1230)将每个接合板连接至金属蒙皮1212、框架1244和/或复合层压板。与构建具有蒙皮而没有接合板的结构相比，接合板和与接合板相关联的紧固硬件可能增加额外的重量、制造时间和人力、以及成本来构建具有金属蒙皮1212和复合层压板的结构。

结构1242可以包含具有高度1248的腹板1246。除了可能需要改变框架1244来容纳接合板1216和/或接合板1222之外，框架1244与框架1204类似。因此，当结构1242的外围可以基本上等于结构1202的外围时，接合板1216和/或接合板1222的使用可能需要比高度1240更低的高度1248。因此，腹板1246可能需要比腹板1238更厚。

现在参考图12C，图12C是描述包括连接到金属蒙皮的复合蒙皮的结构的截面侧视图的示例性实施方式。图12C描述具有由第一复合层压板1208、第二复合层压板1210和金属蒙皮1212覆盖的框架1252的结构1250。与以上框架1204类似，在没有限制的情况下，框架1252可以是骨架支撑结构1250的截面。在没有限制的情况下，当结构1250可以是机翼时，骨架结构可以是机翼翼盒，并且框架1252可以是机翼的翼肋。第一复合层压板1208可以在框架1252上被视为蒙皮的第一部分。第二复合层压板1210可以在框架1252上被视为蒙皮的第二部分。

金属蒙皮1212可以通过如图12D更详细地示出的相应结合指状接头连接到第一复合层压板1208和第二复合层压板1210。在没有限制的情况下，可如图12C所示弯曲金属蒙皮1212。在没有限制的情况下，金属蒙皮1212可以形成结构的机翼前缘，诸如但不限于飞机的机翼。替换地，金属蒙皮1212可以是一些其他形状，诸如但不限于成角的或直线的。

金属蒙皮1212的第一端1268可以直接连接到第一复合层压板1208而不用任何接合板1216。金属蒙皮1212的第二端1270可以直接连接到第二复合层压板1210而不用任何接合板1222。因此，金属蒙皮1212可以直接连接到复合层压板并且形成在框架1252周围的单片外壳。

金属蒙皮1212可以由复合层压板中的材料不用作阳极的金属制成。因此，在没有限制的情况下，当金属蒙皮1212可以包括钛或钛合金时，金属蒙皮1212可以直接连接到第一复合层压板1208和第二复合层压板1210而不支持金属蒙皮1212的电化腐蚀。

金属蒙皮1212可以通过结合剂结合到第一复合层压板1208和/或第二复合层压板1210。因此，机翼可以利用包括钛或钛合金的机翼前缘形成从而将机翼前缘连接到相应的复合蒙皮，机翼前缘可直接连接到顶侧上的复合蒙皮和/或机翼底侧上的复合蒙皮而不使用接合板。因此，图12C示出金属蒙皮1212可以连接到第一复合层压板1208和/或第二复合层压板1210而不使用任何接合板、且不用将金属蒙皮1212连接到第一复合层压板1208和/或第二复合层压板1210的任何紧固件1230。

金属蒙皮1212可以包括内部板1258、中间板1260和外部板1262。每个金属板可以结合到每个相邻金属板。可以通过一层结合剂来结合板。因此，可以存在在内部板1258和中间板1260之间的第一结合层和在中间板1260和外部板1262之间的第二结合层。在一些示例性实施方式中，可以使用少于或多于(如以下图12D所示的)三个的金属板。

结构1250可被称为Ti-板层蒙皮结构。结构1250可具有在尺寸和形状方面与结构1202的外围和/或结构1242的外围基本上相等的外围，使得如果结构1250、结构1202和结构1242是飞机机翼，则它们均可被视为具有相同的NACA指定机翼。

框架1252可具有腹板1254。腹板1254可具有高度1256。因为在图12C中示出的Ti-板层结构可以不需要任何接合板，所以高度1256可以比高度1248更大。因此，腹板1254可以对结构1250比对结构1242提供更大的强度和承载能力，结构1242通过凭借比腹板1246更大的高度1256的腹板1254构成。

替换地，如果腹板1254不需要比腹板1246更大的强度或承载能力，则然后与腹板1246相比腹板1254的添加高度可以允许腹板1254比腹板1246更薄。因此，框架1252可以比框架1244更轻并且与结构1244相比降低结构1250的重量。当结构1242和结构1250是机翼时，与腹板1246相比腹板1254的降低重量可以提供用于结构1250比用于结构1242更大的燃料效率。因此，如通过图12C所示的但不限于Ti-板层蒙皮机翼可以提供比如通过图12B所示的但不限于接合蒙皮机翼降低的重量和增加的燃料效率、或更大的强度和承载能力。

进一步，如通过图12C所示的但不限于且如图12D更详细地所示，在邻接复合层压板层且交错在指状接头中的结合钛板上执行冲击检测之后，在压缩过程中，结合物的复合层压板侧和金属叠层侧忍耐1200英寸英磅冲击而没有引起在接头或邻接部件中的任何脱结或材料故障。因此，如通过图12C所示的但不限于且如图12D更详细地所示，邻接复合层压板层且交错在指状接头中的结合钛板提供高操作弹性，诸如通过图12A所述的结构1202但不限于，该高操作弹性可以提供对于可以比利用复合蒙皮完全构造的具有基本上相等的形状和尺寸的结构更强和更具弹性的结构的抗冲击边缘。

另外，如通过图12C所示的且如图12D更详细地所示，但不限于，邻接复合层压板层且交错在指状接头中的结合钛板可以提供高操作弹性，诸如但不限于通过图12B所述的结构1242，与使用接合板以分离金属蒙皮部件和复合蒙皮部件来避免电化腐蚀而构造的具有基本上相等的形状和尺寸的结构相比，该高操作弹性可以提供更薄和/或更轻的结构的抗冲击边缘。因此，如通过图12C所示的且如图12D更详细地所示，但不限于，使用邻接复合层压板层且交错在指状接头中的结合钛板可以允许一种机翼的构造，该机翼的构造可以为机翼前缘提供比可替换的机翼机翼前缘更具弹性的机翼(诸如但不限于具有复合机翼前缘的机翼(诸如但不限于图12A))、和/或比具有从复合部分件隔离金属的接合板构造的机翼更轻和/或更强的机翼(诸如但不限于图12B)。

进一步，构建结构不仅可以消除对于使用任何接合板、用于接合板的任何紧固件和/或与将金属蒙皮1212连接到框架相关联的任何其他硬件的需要，而且也可以简化将蒙皮附接至框架的装配并且消除对于与附接接合板的工具相关联的所有工具的需要，结构(诸如但不限于结构1250)具有单片外壳，其包括连接到第一复合层压板1208和第二复合层压板1210的金属蒙皮1212。连接到第一复合层压板1208和第二复合层压板1210的金属蒙皮1212的单片构造允许将单个单片部件设置在框架1252之上并且附接单个单片部件，而不需要使用但不限于搭接接头将各种蒙皮和接合部件装配且密封到彼此所需要的工具、对准和调整。因此，连接到第一复合层压板1208和第二复合层压板1210的金属蒙皮1212的单片构造可能需要附接到框架1252的更少的工具，并且在结构1250上提供更平滑且更轻的蒙皮，可以通过多部件接合蒙皮结构(诸如但不限于对于图12B所述的结构1242)需要或制造。现在参考图12D，图12D是描述鉴于在图12C中描述的结构上金属蒙皮至复合蒙皮的连接的缩放的示例性实施方式。更具体地，图12D示出鉴于在金属蒙皮1212和第二复合层压板1210之间的连接的示出的实施方式的缩放。在金属蒙皮1212和第二复合层压板1210之间的连接可以是一种结合。可以通过结合剂形成该结合。在图12D中示出的在金属蒙皮1212和第二复合层压板1210之间的连接可以是在金属蒙皮1212和第一复合层压板1208之间的连接的典型。过渡1236可以是如图4所示的过渡部分25的实施例。

金属蒙皮1212可以由金属板(诸如金属板1234)的叠层1232制成。在没有限制的情况下，在叠层1232中的每个金属板1234可以与叠层1232中其他金属板1234相同。在没有限制的情况下，叠层1232中的每个金属板1234可以与其他金属板1234彼此分享共同的特征，诸如但不限于厚度或复合物。在没有限制的情况下，每个金属板1234和叠层1232中的另一个金属板1234可以是相同的。

在没有限制的情况下，包括在叠层1232中的金属板1234的数量可以是三个。在没有限制的情况下，包括在叠层1232中的金属板1234的数量可以是除三之外的数字。叠层1232中的每个金属板1234可以结合到每个相邻金属板1234。

在没有限制的情况下，第二复合层压板1210可以包括用于叠层1232中的每个金属板1234的四个复合物板层。因此，叠层1232可以直接结合至复合蒙皮而不用接合板。叠层1232中的每个金属板1234可以在指状搭接接头中的第二复合层压板1210内与复合板层交织，使得每个金属板1234的每个相应端部在第二复合层压板1210中邻接四个复合物板层。

将若干金属板1234接合在一起也可以提供多条路径以承载负荷。与由结合在一起的多个金属板1234制成的叠层1232具有相同厚度的金属板相比，将多个金属板1234接合在一起可以降低杨氏模量的值，并且防止对于覆盖结构1202的金属蒙皮1212部分的关键缺陷。将若干金属板1234结合在一起以形成给定厚度可以隔离特定金属板1234内的任何缺陷蔓延到该特定金属板1234的厚度之外，并且因此与叠层1232相同厚度的单个金属板相比，帮助隔离缺陷和/或提供对于叠层1232的张力释放。

同样地，如图12C和图12D所示，与叠层1232本身的杨氏模量相比，将指状接头中的钛板的交错端部与复合板层交错、并且使每个金属板1234的端部和复合板层邻接也可以降低钛复合板层接头的杨氏模量。

在检测过程中，钛复合板层结合过渡部分1236可具有拉伸应力下的屈服点比钛板叠层1232拉伸应力下的屈服点大4.92％，钛复合板层结合过渡部分1236可由九个0.025英寸厚的钛板利用与复合板层交错的.005英寸结合层结合在一起以形成指状接头的叠层以及通过4个复合板层邻接的每个金属板1234的端部形成。因此，通过图12D描述的结合接头可具有比叠层1232本身的断裂点应力水平更大的断裂点应力水平。因此，如果负荷在叠层1232、过渡部分1236以及第一复合层压板1208和/或第二复合层压板1210上不断增加，则在通过图12D描述的钛复合板层结合接头的过渡部分1236可能经历结构故障之前，在叠层1232中可能发生结构故障。因此，如图12D和图12C所示的，结合接头(但不使用接合板)可以形成更强的接头，更强的接头能够在结构故障之前比如图12B所示的使用接合板形成的接头承受更大的负荷。如图12D和图12C所示的结合接头(但不使用接合板)可以是比如图12C所示的使用接合板构造的接头更薄的接头。

如图12C所示且如图12D更详细地所示的，与使用如图12B所示的接合板形成的接头相比，通过使用由邻接复合层压板层且交错在指状接头中的结合钛板制成的金属蒙皮1212之间形成的结合接头，将金属蒙皮1212接合到第一复合层压板1208和/或第二复合层压板1210可以在金属蒙皮1212和第一复合层压板1208和/或第二复合层压板1210之间形成更强的接头。如图12C所示且如图12D更详细地所示的，通过使用由邻接复合层压板层且交错在指状接头中的结合钛板制成的金属蒙皮1212之间形成的结合接头，将金属蒙皮1212接合到第一复合层压板1208和/或第二复合层压板1210可以形成与可以使用复合衬垫形成的更薄的接头，复合衬垫在没有限制的情况下可能被需要以接合复合区域、或加强用于复合蒙皮(诸如但不限于图12A中的复合蒙皮1206)或如图12B所示的第一复合层压板1208和/或第二复合层压板1210的截面的承载能力。

在检测过程中，钛复合板层结合过渡部分1236可以具有拉伸应力下的屈服点比单个钛板的拉伸应力下的屈服点大7.3％，钛复合板层结合过渡部分由九个0.025英寸厚的钛板和与复合板层交错的.005英寸结合层结合在一起以形成指状接头的叠层而形成，以及通过4个复合板层邻接的每个金属板1234的端部。因此，如图12D所示但不限于，交错的指状接头形成可以提供比类似材料但使用金属板的结合接头更强的接头，该金属板可以在嵌接接头构造中成锥形并与复合板层结合。

使用具有在每个金属板1234和邻接四个复合板层的每个金属板1234之间的结合层的交错指状接头构造，与使用作为单板的金属而不是金属板的叠层1232之外类似的材料的结合接头相比，叠层1232可具有：较大数量的结合表面、更多的负荷路径、更短的接头长度、更低的热膨胀系数诱导应力、较高的模数、更强、具有更大的耐用性以及更易于制造。

如图12C、图12D所示，但不限于，机械加工并且使用与复合板层交错且邻接的、结合的多个金属板1234层形成叠层1232可以克服当试图形成具有单个金属板的复合金属接头时发生的变形问题。机械加工并且使用与复合板层交错且邻接的、结合的若干金属板1234层形成叠层1232可以克服当试图形成具有单个金属板的复合金属接头时在固化过程中接头中的残留应力和扭曲问题。在没有限制的情况下，如图12C、图12D所示，当使用与复合板层交错且邻接的复合板层的结合的多个金属板1234层，叠层1232可以包括由钛制成的九个金属板1234，而不是使用锥形结合至嵌接的复合板层的单个钛板形成结合接头，然后可以存在：10个结合表面而不是2个结合表面、在叠层1232中的9条负荷路径而不是在单个钛板中的1条负荷路径，接头或过渡部分1236的长度可以降低一半，接头中的热膨胀系数诱导应力可以降低一半，拉伸强度可以增加4.58％，并且耐用性可以由于金属板之间的负荷重新分配而增加，且与接头的延长6％一样多，在达到所产生的应力之后，在交错指状接头出故障之前。

在操作期间，一些结构可能经历温度变化。在没有限制的情况下，在示例性实施方式中，飞机部件(诸如但不限于，飞机上的蒙皮)可能经历-65F至160F范围的温度变化。温度变化可能在部件中诱导由该部件的热膨胀引起的应力。诸如但不限于，在飞行时飞机经历的热膨胀循环可以增加部件的结构疲劳。为了管理部件中的热应力，可能需要增加部件的厚度。为了管理热应力，可能需要过渡材料来提供两种其他材料之间的热过渡的过渡系数，两种其他材料可能具有彼此不兼容的相应热膨胀系数。铝的热膨胀系数可能不与复合层压板的热膨胀系数兼容。因此，在示例性实施方式中，如图12B所示，当第一复合层压板1208可以包括碳纤维增强板层时，如果金属蒙皮1212可以包括铝，则接合板1216可以用于提供金属蒙皮1212之间的热膨胀系数过渡。

为了最小化部件的需要厚度，并且因此最小化结构的重量，具有有利的热膨胀系数的材料可以优选用于该部件中。有利的热膨胀系数可以是具有较低值的热膨胀系数，或可以是与相邻和/或邻接的材料的热膨胀系数有利地兼容的值。

有利的热膨胀系数还可以降低部件中的热应力疲劳。因此，接合的材料可以以降低接头结合部件的热膨胀系数的方式或使用降低接头结合部件的热膨胀系数的材料，来降低通过接合的部件形成的每个相应部件和/或结构的重量和改善结构寿命。在示例性实施方式中，在图12D中示出为过渡部分1236的钛复合板层交错的指状接头可具有有利的热膨胀系数，其与在图12B中示出的使用接合板的接头相比，降低了该接头中的重量和疲劳应力。

与使用单个锥形的金属板的结合接头相比，将在接头中引起应力的热膨胀系数降低一半可以允许该结合接头在脱结之前经历两次加热。因此，在没有限制的情况下，如图12C和图12D所描述的，与通过被结合至嵌接复合层压板的锥形金属板形成的接头相比，结合接头可以在脱结之前承受两次加热。

进一步，每个金属板1234可具有使金属板1234能够用作用于无损检测的波导的厚长比。在没有限制的情况下，无损检测可以是单侧无损检测。在没有限制的情况下，无损检测可以是超声波检测。因为超声波裂纹检测可能不能够检测具有小于超声波波长一半的厚度的裂纹，所以每个金属板1234的厚度可能影响金属板1234用作波导的能力。当金属板1234的厚度可能小于一个波长时，可能需要兰姆导波检测，以使得兰姆波填充金属板1234的整个横截面。

当材料宽度减少时，超声波检测波长可能需要成比例地降低来检测该材料宽度内的不一致性。为了适应检测具有比近似0.025英寸更薄的材料层内的不一致性所需要的更小的波长，在具有比近似0.025英寸更薄的层(诸如但不限于金属箔类层)的材料内行进的导波将需要以比约0.025英寸以上的材料层的频率更高的频率来传递。

波导中的信号的衰减与波的频率的平方(以及材料衰减性能的函数)总体上成比例。因此，试图将超声波传递到更薄的材料板需要更高的频率并且增加信号的衰减。因此，以更薄的厚度，增加的信号衰减导致材料的降低长度，波可以有效地用于检测该材料内的不一致性。

当使用小于近似0.025英寸的金属箔层时，超声波检测的有效距离可能下跌至与5mm一样短，其对于机翼部件的无损检测变得不切实际。

然而波长传递的逐渐增加的能量可以克服一些衰减并且使用于超声波的有效检测范围增加超过5mm。用于导波的实际工作频率可以是150kHz。

通过矩形传感器检测材料中的不一致性所需要的电压可以源自以下，在此，传感器对被测试的结构没有影响：

$V=\frac{d_{31}{E}_p{h}_p\∫\∫({\∈}_x+{\∈}_y)dS}{ab\left(e_{33}\right(1-v_p)-2d_{31}^2{E}_p)}---\left(1\right)$

在此，a、b和h表示传感器长度、宽度和厚度，d31和e33表示在零应力下的压电常量(以m°V-1)和介电常数，并且Ep和νp分别表示压电陶瓷杨氏模量和泊松比，并且∈x和∈y表示沿方向x和方向y的表面张力。

因此，超声波检测能量要求可以与材料中的厚度变化的大小的平方成反比，并且因此当板厚度下降在0.025英寸以下时，超声波检测能量要求对于在大部分操作环境下能够进行超声波检测来说可能是不切实际的和/或也是财政上有负担的。因此，检测指明在飞机的典型机翼中，对于利用超声波检查不一致性的材料长度来说，小于近似0.025英寸的厚度的材料不支持导波检查或监测。因此，可以是数量级以下的典型层厚度的箔类金属板不能简单地用作用于无损检测的波导(诸如但不限于超声波)。

更进一步地，如通过图12C非限制性所示的且如图12D更详细地所示，邻接复合层压板层且交错在指状接头中的结合钛板消除了对任何接合板的需要，并可以允许用于构建结构的零件(诸如但不限于紧固件)的总体减少。零件的消除可以简化结合钛板和交错在指状接头中的邻接的复合层压板层之间的接头，并且允许该结构的单片构造和设计。在没有限制的情况下，如图12B所示，与可通过利用接合板将金属部分件连接至复合部件形成的结构相比，单片构造可以降低重量、成本和生产时间和/或复杂性。从接合构造可获得的相比，单片设计和构造可以提供沿着结构1250的更高效的负荷对齐(诸如但不限于图12B)。

现在参考图13A和图13B，图13A是描述与图12C中描述的结构类似的结构的示出的实施方式的截面侧视图，但是在金属板的叠层中具有导电条。图13B是描述与图12C中描述的结构类似的结构的示出的实施方式的截面侧视图，但是具有集成的加热管道。在图13A和图13B中示出的实施方式均可以促进用于除冰和/或防止结冰结构的处理。

更具体地，结构1302可以包括由蒙皮覆盖的框架1304，该蒙皮可以结合有导电条1306、第一复合层压板1308、第二复合层压板1310和叠层1312。在没有限制的情况下，框架1304可以是结构1302的骨架支撑的部分。在没有限制的情况下，当结构1302可以是机翼时，骨架结构可以是机翼翼盒，并且框架1304可以是机翼的翼肋。叠层1312可以包括多个金属板。每个金属板1314可以通过相应的结合层结合至每个相邻金属板1314。虽然两个金属板(外部金属板1314和内部金属板1318)在图13A和图13B中被示出以简化示意图，但是叠层1312可以包括不同数量的板。叠层1312可以包括如以上图12D所示的九个以上的金属板，但没有限制。叠层1312可以结合有导电条1306。至少一个金属板可以结合有导电条1306。

导电条1306被配置为用作针对结构1302的无管加热元件。在没有限制的情况下，无管加热元件可以是进行加热的元件，而非通过管道提供加热的空气。导电部分可以被配置为接收电磁能。导电部分可以被配置为在外部金属板1314中生成足以防止冰附着在外部金属板1314上的表面温度。

在没有限制的情况下，图13A示出结合到外部金属板1314的导电条1306。外部金属板1314可以暴露于水分。外部金属板1314可以接触冷空气。导电条1306可以被配置为加热叠层1312的外表面。导电条1306可以被配置为加热叠层1312。导电条1306可以生成足够的热能以防止冰聚集在叠层1312上和/或熔化可聚集在叠层1312上的任何冰。因此，导电条1306可以促进叠层1312用作无管加热元件的一部分，以用于结构1302的防止结冰和/或除冰处理。

虽然导电条1306在图13A中被示出为在外部金属板1314中，但是导电条1306可以位于任何金属板的任何部分上，其可转移热能以为叠层1312的外部金属板1314提供防止结冰和/或除冰能力。导电条1306不可以集成到叠层1312中的任何金属板中，但是可以被配置为额外的条，其可以以将热能转移至外部金属板1314并且为叠层1312提供防止结冰和/或除冰能力的方式连接到叠层1312中的任何金属板。可以将热能转移至外部金属板1314并且为叠层1312提供防止结冰和/或除冰能力的导电条1306可以定位在叠层1312中的任何金属板之间。

在没有限制的情况下，叠层1312可以是机翼的一部分。在没有限制的情况下，叠层1312可以是机翼的机翼前缘的一部分。替换地，在没有限制的情况下，叠层1312可以是针对静态空气源至飞机的空气数据系统的表面板，使得表面板可以连接到飞机结构上的相邻复合蒙皮(诸如但不限于机身或尾翼)。现在参考图13B，图13B是描述与图12C中描述的结构类似的结构的示出实施方式的侧截面视图，但是具有集成的加热管道。管道1316可以形成在叠层1312的内部金属板1318和内舱板1320之间。当管道1316被加入结构1302时，可以重塑框架1304的前截面以容纳内舱板1320。

内舱板1320可以具有与内部金属板1318相同的材料，并且可以被形成为结合至内部金属板1318，使得内部金属板1318结合至第一复合层压板1308和/或第二复合层压板1310，以作为在如上图12C所示的叠层1312和第一复合层压板1308和/或第二复合层压板1310之间的交错指状接头的一部分。因此，与内部金属板1318相似，内舱板1320可以由不与第一复合层压板1308和/或第二复合层压板1310起电化反应的材料形成。

替换地，在内部金属板1318接触第一复合层压板1308和/或第二复合层压板1310之前，内舱板1320可以在内部金属板1318上的一位置处连接到内部金属板1318。因此，内舱板1320可以由可以避免与内部金属板1318腐蚀性反应并且可以承受在管道1316中接收的加热的空气的任何材料制成，管道1316足以将热能转移至外部金属板1314并且为叠层1312提供防止结冰和/或除冰能力。因此，内舱板1320可以适用于：防止与复合层压板电化反应；接收空气流并且引导空气使得来自空气的热能将外部金属板1314保持在足以进行以下的至少一个的温度：防止冰附着在外部金属板1314上、以及融化形成在外部金属板1314上的冰。

虽然未示出，但是导电条1306可以放置在内部金属板1318上并且为存在于管道1316中的空气提供热能。因此，通过管道1316接收的空气可不需要在进入管道1316之前被加热。类似地，导电条1306可以位于内舱板1320中。同样地，一些其他类型的加热元件可以存在于管道1316中或连接到内舱板1320以加热管道1316中的空气，并且提供管道1316中的热能，以足以将热能转移至外部金属板1314并且为叠层1312提供防止结冰和/或除冰能力。

进一步，对于图13A和/或图13B的任一个或两者，可以至少包括外部金属板1314、内部金属板1318和/或内舱板1320的叠层1312的每个构件可具有使叠层1312的每个构件能够用作用于无损检测的波导的厚长比。无损检测可以是单侧无损检测，而没有限制。在没有限制的情况下，无损检测可以是超声波检测。因为超声波裂纹检测可能不能够检测具有小于超声波波长一半的厚度的裂纹，所以叠层1312的每个构件的厚度可能影响叠层1312的每个构件用作波导的能力。当叠层1312的每个构件的厚度可能小于一个波长时，可能需要兰姆导波检测，使得兰姆波填充叠层1312的每个相应构件的整个横截面。

现在参考图14A和图14B，图14A是描述与图12C中描述的结构类似的结构的示例性实施方式的截面侧视图。图14B是在图14A中描述的结构的示例性实施方式的截面侧视图，但是与图14A的不同之处在于金属板的叠层改变其形状。

图14A描述了具有框架1404的结构1402，其中利用连接到框架1404的顶侧1408的第一复合层压板1406、连接到框架1404的底侧1412的第二复合层压板1410、连接到第一复合层压板1406和第二复合层压板1410两者的叠层1414覆盖框架1404。结构1402可以是如在图12C中示出的结构1202的示例性实施方式。

结构1402可以是机翼。在没有限制的情况下，框架1404可以是结构1402的骨架支撑部分。在没有限制的情况下，当结构1402可以是机翼时，骨架结构可以是机翼翼盒，并且框架1404可以是机翼的翼肋。在没有限制的情况下，当框架1404可以是机翼的翼肋时，顶侧1408可以是沿着翼肋顶侧的凸缘，并且底侧1412可以是沿着翼肋底侧的凸缘。

叠层1414可以是机翼的机翼前缘。叠层1414可以是通过结合层结合在一起的金属板。叠层1414中的每个金属板1416可以是钛合金。叠层1414中的每个金属板1416可以是形状记忆合金。

图14B描述在叠层1414的形状改变之后的结构1402。触发事件可以引起叠层1414改变形状。叠层1414可以连接到电源。电流可以触发叠层1414改变形状。

叠层1414可以连接到热源。叠层1414中的金属板的温度变化可以触发叠层1414改变形状。可以引起叠层1414改变其形状的触发事件可以是电流或可以是热能的应用，但并没有限制。

进一步，对于图14A和/或图14B的任一个或两者，可以包括金属板1416的任何一个或所有的叠层1414的每个构件可具有使叠层1414的每个构件能够用作用于无损检测的波导的厚长比。在没有限制的情况下，无损检测可以是单侧无损检测。在没有限制的情况下，无损检测可以是超声波检测。因为超声波裂纹检测可能不能够检测具有小于超声波波长一半的厚度的裂纹，所以叠层1414的每个构件的厚度可能影响叠层1414的每个构件用作波导的能力。当叠层1414的每个构件的厚度可能小于一个波长时，可能需要兰姆导波检测，使得兰姆波填充叠层1414的每个相应构件的整个横截面。

现在参考图15，图15是根据示例性实施方式的发动机的截面侧视图，发动机具有连接到复合发动机涡轮截面整流罩的含形状记忆合金的喷嘴。更具体地，喷嘴1500可具有包括结合到复合结构1508的金属板1504和金属板1506的部分1502。喷嘴1500也可以具有包括结合到复合结构1516的金属板1512和金属板1514的部分1510。

每个金属板可以是可改变相应的金属板形状的形状记忆合金。每个金属板可以响应于触发而改变形状。因此，部分1502可以改变形状，使得部分1502的端部可以移动至沿着弧形1518表示的位置(诸如但不限于位置1524)。类似地，部分1510可以改变形状，使得部分1510的端部可以移动至沿着弧形1520表示的位置(诸如但不限于位置1526)。因此，喷嘴1500可以改变形状以从渐缩喷嘴至扩散喷嘴改变其形式和性能。

如果金属板1504和金属板1506通过结合剂层彼此结合，则部分1502可以形成叠层。部分1502可以以与如上所述使叠层1232作为交错的指状接头结合至图12B中的第二复合层压板1210的方式非常相同的方式结合至复合结构1508。

复合结构1508可以结合至复合结构1516。复合结构1508和复合结构1516可以是连接到喷嘴1500的部分1504和部分1510的单一结构的不同截面。

与图14B中的叠层1414类似，触发事件可以引起部分1502和/或部分1510改变形状。部分1502和/或部分1510均可以连接至电源、和/或分离电源、和/或在单独的控制下连接至单个电源。电流可以触发部分1502和/或部分1510改变形状。

部分1502和/或部分1510均可以连接至热源、和/或分离热源、和/或在单独的控制下连接至单个热源。温度的变化可以触发部分1502和/或部分1510改变形状。可以引起部分1502和/或部分1510改变形状的触发事件可以是电流或可以是热能的应用，但没有限制。

进一步，对于部分1502和/或部分1510的任一个或两者，可以包括金属板1504、金属板1506、金属板1512和/或金属板1514中的至少一个的叠层1414的每个构件可具有使部分1502和/或部分1510的任一个或两者能够用作用于无损检测的波导的厚长比。无损检测在没有限制的情况下可以是单侧无损检测。在没有限制的情况下，无损检测可以是超声波检测。因为超声波裂纹检测可能不能够检测厚度小于超声波波长一半的裂纹，所以部分1502和/或部分1510的任一个或两者的每个构件的厚度可能影响部分1502和/或部分1510的任一个或两者的每个相应构件用作波导的能力。当部分1502和/或部分1510的任一个或两者的每个构件的厚度可能小于一个波长时，可能需要兰姆导波检测，以使得兰姆波填充部分1502和/或部分1510的任一个或两者的每个相应构件的整个横截面。

现在参考图16，图16是描述将铝结构连接至复合结构的钛复合板层接头的示例性实施方式的立体图。铝结构1602利用通过开口1608安装在托架1610中的紧固件1606连接到钛复合板层接头1604。紧固件1606和开口1608的数量可以不同于图16中示出的数量。

复合结构1616利用通过开口1614安装在托架1610中的紧固件1612连接到钛复合板层接头1604。紧固件1612和开口1614的数量可以不同于图16中示出的数量改变。为了说明清楚起见，紧固件1606和紧固件1612仅被示出用于托架1610的尾部的大部分。托架1610可以由不与复合结构1616起电化反应的材料制成。在没有限制的情况下，托架1610由钛、钛合金或涂覆的钛制成。

在没有限制的情况下，紧固件1606可以属于与紧固件1612不同的类型。在没有限制的情况下，紧固件1606可以具有与紧固件1612不同的复合物。

钛复合板层接头1604可以形成复合结构1616的端部分(section，部分)。在没有限制的情况下，可以形成与以上描述图12D类似的钛复合板层接头1604。复合结构1616可以包括石墨纤维。可以形成复合结构1616，以使得复合结构1616的端部分包括叠层1618。叠层1618可以由通过每个板之间的结合层而结合一起的金属板制成，诸如以上对于图12C或图12D描述的，但是非限制性的。叠层1618可以是钛板。与叠层1618中的每个相应金属板的、在交错的指状接头中结合至复合结构1616的端部相对，叠层1618中的每个相应金属板的端部可以彼此对齐以形成叠层1618的单一边缘1620，但非限制性的。

铝结构1602可以被对齐并且连接到叠层1618，使得铝结构1602可以不接触复合结构1616，但是相反接触钛复合板层接头1604的叠层1618部分。因此，通过结合到复合结构1616的叠层1618防止铝结构1602接触复合结构1616并且连接至铝结构1602。

虽然未在图16中示出，但是铝结构1602可以在钛复合板层接头1604中直接连接到叠层1618而不使用托架1610。可以使用连接设备、和结合剂或通过另一个结合方法来进行铝结构1602至叠层1618的连接，而不使用托架1610。连接设备可以与紧固件1606类似。当没有使用托架1610时，不需要紧固件1612。因此，钛复合板层接头1604可以将铝结构1602接合至复合结构1616，而不使复合结构1616中的碳纤维接触铝结构1602。因此，钛复合板层接头1604可以以防止铝结构1602的电化腐蚀的方式将铝结构1602接合至复合结构1616，并且比使用如图12B所示的接合板的方法使用更少的紧固件。

根据示例性实施方式，图16中的复合结构1616可以表示复合机翼结构，并且铝结构1602可以表示机翼安装结构。初始检测指明与将复合结构直接接合到钛结构的先前方法相比，使用钛复合板层接头1604(Ti-板层接头)时，铝结构(诸如但不限于铝结构1602)可替换之前需要使用的钛，该钛与铝结构1602具有相同的功能。因此，对于典型的宽机身飞机翼根，与将复合机翼直接接合到钛结构相比，使用钛复合板层接头1604将复合机翼连接到机翼翼盒可以将翼根接头的重量降低250-350英磅。进一步，如图16所示，将钛结构进行机械加工以接收且直接紧固至复合机翼可比将铝结构1602进行机械加工以接收且固定至叠层1618更困难且更昂贵。

进一步，当将复合板(诸如但不限于复合结构1616)直接连接至服务铝结构1602功能的钛结构时，复合板通常需要衬垫、复合板的厚度沿着复合板至钛结构的连接的长度增加。此外，部件至叠层1618的连接提供对于在叠层1618中使用的每个金属板的众所周知的负荷、疲劳和/或故障特性的益处。因此，用于叠层1618的合金组合物的选择以及叠层1618中的每个金属板的厚度可以消除将厚度加入复合接头部件的当前实践从而提供针对潜在地不可预计的负荷、疲劳和/或故障特性的加固。

此外，叠层1618可以延伸但不连接至另一个结构(诸如但不限于，铝结构1602)，因此形成复合结构(诸如但不限于复合结构1616)的钛边缘。与使用形成复合结构1616的复合组合物的延续来形成边缘相对，通过使用钛复合板层接头1604利用钛组合物的叠层1618形成复合结构1616的边缘，可以在使用叠层1618厚度的边缘处提供具有抗冲击韧性和/或弹性的边缘，叠层1618的厚度可以是对于复合结构1616的相同抗冲击韧性和/或弹性而没有钛边缘所需要的厚度的一半。因此，在此，具有1/4英寸厚复合蒙皮的纯复合蒙皮飞机中的开口(诸如但不限于舱门框架)可能需要衬垫，其将复合蒙皮厚度增加至1/2英寸以用于在舱门框架周围的复合蒙皮的边缘，从而满足需要的抗冲击性，通过使用钛复合板层接头1604由钛形成的边缘可以允许舱门周围的边缘保持与复合蒙皮的厚度基本上相同的1/4英寸厚。使用钛复合板层接头1604形成复合蒙皮或结构(诸如但不限于复合结构1616)的边缘的另一益处可以在于，消除了向边缘加入加固和相关联的紧固件以附接舱门或舱口从而密封可在边缘处形成的开口所需要的重量和制造时间和/或工具、和/或成本。

进一步，叠层1618的每个构件可具有使叠层1618的每个构件能够用作用于无损检测的波导的厚长比。无损检测可以是单侧无损检测，但没有限制。在没有限制的情况下，无损检测可以是超声波检测。因为超声波裂纹检测可能不能够检测厚度小于超声波波长一半的裂纹，所以叠层1618的每个构件的厚度可能影响叠层1618的每个构件用作波导的能力。当叠层1618的每个构件的厚度可能小于一个波长时，可能需要兰姆导波检测，使得兰姆波填充叠层1618的每个相应构件的整个横截面。

现在转向图17A、图17B和图17C。在图17A中，根据示例性实施方式描述了源自图16中的视点A的金属板的叠层的钛复合板层接头的立体截面图，金属板的叠层结合有Griesson脱结限制器并且结合至复合层压板。在图17B中，修改图17A以示出Griesson脱结限制器的可替换构造。在图17C中，修改图17B以示出Griesson脱结限制器的另一个可替换构造。

现在参考图17A，钛复合板层接头1700的立体截面图可以与如图16所示的钛复合板层接头1604的视点A对应，但没有限制。叠层1702可以与如图16中的视点A所示的金属板的叠层1618对应，但没有限制。复合结构1704可以与如图16所示的复合结构1616对应，但没有限制。Griesson脱结限制器1706可以包括多个分割部，每个分割部在金属板的叠层1702中的多个金属板中包括多个间隙。

通过Griesson脱结限制器1706提供的脱结限制的有效值可以通过在包括钛复合板层接头1700的板之间蔓延脱结所需要的负荷值的上升来测量。检测示出Griesson脱结限制器1706可以将结合(诸如在钛复合板层接头1700中结合)中蔓延脱结所需要的负荷值提高多达57％。可以通过在第一分割部1708和第二分割部1710之间的距离1712、第一分割部1708的宽度、第二分割部1710的宽度和/或从叠层1702内的每个金属板移除的部分之间的关系和数量来确定Griesson脱结限制器1706提供的脱结限制量。Griesson脱结限制器1706的每个分割部可以是形成为叠层1702和/或叠层1704中的扩展接头。扩展接头或分割部可以形成到叠层1702中而不延伸入复合结构1704，但没有限制。扩展接头或分割部可以延伸穿过叠层1702延伸且延伸入复合结构1704的复合层中，而没有限制。

如图17A所示但非限制性的，形成Griesson脱结限制器1706的分割部(诸如第一分割部1708和第二分割部1710)可以被定位为与复合结构1704的边缘(诸如如图17C所示的边缘1734)基本上垂直，但非限制性的。

可以通过移除叠层1702中的至少一个金属板的一些部分来形成第一分割部1708和/或第二分割部1710。如图17A所示，在使上金属板1714完整保留之后，间隙1716已经被切割入第一分割部1708中所有其他金属板，然而在第二分割部1710中，间隙1718已经被切入每个金属板，每个金属板在第一分割部1708中不具有间隙，包括上金属板1714。

参考图17B，图17B修改图17A以示出Griesson脱结限制器的可替换构造。在图17B中，在第一分割部1708和第二分割部1710之间的Griesson脱结限制器1706的距离1712与图17A的距离1712不同之处在于更小，使得第一分割部1708比如图17A所示地更靠近第二分割部1710。图17B的Griesson脱结限制器1706与图17A的Griesson脱结限制器1706的不同之处在于，对于第一分割部1708，间隙1716仅存在于两个金属板中，以及对于第二分割部1710，间隙1718仅存在于两个金属板中，该两个金属板与在第一分割部中具有间隙的金属板不同。图17B中的Griesson脱结限制器1706与图17A中的Griesson脱结限制器1706的不同之处在于，增加了第三分割部1720。第三分割部1720可具有存在于每个金属板中的间隙1722，每个金属板在第一分割部1708和第二分割部1710中不具有任何间隙。进一步，第三分割部1720可以在结构的翼肋1724上居于中心，诸如但不限于，如图12C所示的结构1250的腹板(web)1254。

参考图17C，在图17C中，图17B被修改以示出Griesson脱结限制器1706的另一个可替换的构造。在图17C中，Griesson脱结限制器1706可以仅包括第一分割部1708，间隙1726被切入叠层1702中的每个金属板。进一步，间隙1726可以延伸穿过钛复合板层接头1700的过渡部分1728而延伸至复合结构1704并且通过过渡终止于开口1730。

也可以应用在图17A至图17C中示出的构造的组合，使得叠层1702可以包括间隙1716、间隙1718和/或间隙1722中的一些，但并不局限于此，然而过渡部分1728和复合结构1704可以包括延伸穿过叠层1702的所有厚度且通过复合结构1704的所有厚度延伸的间隙1726，并且可以过渡为包括开口1730。可以通过改变叠层1702内的间隙的数量和相对定位，来改变金属板的叠层1702内的板的脱结、和/或金属板至复合结构的脱结和/或复合结构内的层压板的脱结的限制。换言之，Griesson脱结限制器1706可以包括各种分割部和间隙的构造，其可以作为在图17A至图17C中呈现的那些的变形。

如图17C所示但非限制性地，间隙1726和第一分割部1708的纵向轴1732可以被定位至复合结构1704的边缘1734的法向角处。可以通过改变每个分割部相对于复合结构的边缘的角度，来改变金属板的叠层1702内的板的脱结、和/或金属板与复合结构的脱结和/或复合结构内的层压板的脱结的限制。间隙1726和第一分割部1708的纵向轴1732可以以与边缘1734正交(normal)的角度之外的角度(诸如但不限于15度、30度或45度)被定位至复合结构1704的边缘1734。开口1730可以延伸穿过复合结构1704。复合结构1704可具有圆形形状。复合结构1704可具有另一个形状，诸如但不限于椭圆形、拉长的椭圆形、“L”形和带凸缘的T形中的至少一个。

参考图18，图18是根据示例性实施方式描述的用于将金属蒙皮结合至复合蒙皮而不使用接合板的处理的流程图。处理1800可包括步骤1802至步骤1822。处理1800可以开始于将导电部集成到第一金属板(操作1802)。导电部可以是系统的一部分从而防止冰积聚在金属蒙皮上和/或移除在金属蒙皮上积聚的冰。导电部可以被配置为接收电磁能。

处理1800可以包括通过结合层将第一金属板结合至第二金属板从而形成叠层(操作1804)。叠层可以包括内板、中间板和外板。因此，可以在内板和中间板之间存在第一结合层和在中间板和外板之间存在第二结合层。每个板可以包括钛。叠层中的每个金属板可具有与邻接的金属板不同的长度。每个金属板可具有允许板用作用于无损检测(例如，单侧无损检测)的波导的厚度。处理1800可以包括将叠层中的每个板与指状搭接接头中的相应复合层压板的板层隔行设置(操作1806)。金属板的每个相应端部可以分别邻接相应复合层压板的四个板层。每个复合层压板可以包括纤维。增强任何复合层压板的纤维可以包括石墨。

处理1800可以包括将第一复合层压板结合至叠层的第一端而不使用接合板(操作1808)。处理1800可以包括将第二复合层压板结合至叠层的第二端而不使用接合板(操作1810)。处理1800可以包括将叠层形成为一种形状(操作1812)。该形状可以是弯曲的。该形状可以形成结构的机翼前缘，诸如但不限于用于机翼的机翼前缘。

处理1800可以包括通过以与结构基本上相等的尺寸和形状来相对于接合蒙皮结构的翼肋高度增加结构的框架的翼肋高度，从而增加结构的承载能力(操作1814)。处理1800可以包括通过以与该结构基本上相等的尺寸和形状相对于接合蒙皮结构的翼肋宽度来减少结构的框架的翼肋宽度，从而减少结构的重量(操作1816)。

处理1800也可以包括将第一复合层压板连接至结构的框架的顶侧(操作1818)。处理1800可以包括将第二复合层压板连接至结构的框架的底侧(操作1820)。处理1800可以包括将内舱板集成到叠层的内板来形成管道(操作1822)。

参考图19，根据示例性实施方式描述用于抑制在不使用接合板的情况下连接至复合结构的铝结构的电化腐蚀的处理的流程图。处理1900可以包括步骤1902至步骤1906。处理1900可以开始于通过结合层将第一金属板结合至第二金属板从而形成叠层(操作1902)。处理1900可以包括以指状搭接接头将复合结构结合至金属板的叠层的第一端而不使用接合板(操作1904)。处理1900可以包括将叠层连接至铝结构，使得铝结构不接触复合结构(操作1906)。

在不同的描述的实施方式中的流程图和框图示出示例性实施方式中的装置和方法的一些可能实施的架构、功能以及操作。鉴于此，流程图或者框图中的各个块可以表示模块、部、功能、和/或操作或者步骤的一部分。

在示例性实施方式的某些替代实施方式中，框中表明的功能或多个功能可以与图中表明的顺序不同而发生。例如，在一些情况下，可以基本上同时执行连续示出的两个框、或者有时可以根据所涉及的功能以相反顺序执行框。另外，可以增加除流程图或者框图中示出的框之外的其他框。

进一步，本公开内容包括根据下列项的实施方式：

1.一种用于将金属蒙皮结合至复合蒙皮而不使用接合板的方法，所述复合蒙皮包括第一复合层压板和第二复合层压板，每个复合层压板包括包含石墨的相应纤维；所述方法包括：

将所述第一复合层压板结合至叠层的第一端，所述叠层包括金属板，并且将所述第二复合层压板结合至所述叠层的第二端；

将所述叠层形成为一种形状；

将所述第一复合层压板连接至结构的框架的顶侧；以及

将所述第二复合层压板连接至所述结构的所述框架的底侧。

2.根据项1所述的方法，进一步包括通过结合层将每个金属板结合至相邻金属板。

3.根据项1所述的方法，其中，结合进一步包括：

将所述叠层中的每个板与以下至少一个的板层交错：

在指状搭接接头中的所述第一复合层压板和所述第二复合层压板，使得在所述叠层中的每个金属板的每个相应端部邻接所述相应复合层压板的四个板层。

4.根据项1所述的方法，其中，所述叠层包括内部板、中间板和外部板，通过在所述内部板和所述中间板之间的第一结合层以及在所述中间板和所述外部板之间的第二结合层将内部板、中间板和外部板结合在一起，每个板包括钛。

5.根据项1所述的方法，进一步包括所述叠层包括外部板，并且防止结冰方法选自以下的至少一个：

将包括无管加热元件的导电部集成到所述叠层中的至少一个金属板，为所述导电部提供电磁能，所述导电部接收电磁能并且在所述外部板中生成表面温度，所述表面温度足以进行以下的至少一个：防止冰附着在所述外部板上并且融化形成在所述外部板上的冰；以及

经由内舱板至所述叠层的内部板将管道集成至所述叠层，所述内舱板防止与所述复合层压板电化反应；接收空气流；并且引导所述空气使得来自所述空气的热能将所述叠层的所述外部板保持在足以进行以下至少一个的温度：防止冰附着在所述外部板上、以及融化形成在所述外部板上的冰。

6.根据项1所述的方法，进一步包括：所述第一复合层压板、所述叠层和所述第二复合层压板形成单片外壳。

7.根据项1所述的方法，使得相对于需要所述接合板连接金属-复合物的方法并且相对于包括所有金属蒙皮的机翼，结合降低用于将所述金属蒙皮连接至所述框架所需要的紧固件的数量。

8.根据项1所述的方法，进一步包括包含约0.025英寸厚度的每个金属板，以形成用于单侧无损检测的波导。

9.根据项1所述的方法，进一步包括通过相对于在所述接合蒙皮结构的框架中的腹板的高度来增加所述框架中的腹板的高度，从而相对于接合蒙皮结构增加所述结构的框架的承载能力。

10.根据项1所述的方法，进一步包括相对于所述接合蒙皮结构减少所述结构的重量的同时，相对于接合蒙皮结构维持所述结构的承载能力。

11.一种用于抑制铝结构的电化腐蚀的方法，所述铝结构连接至包括含石墨的纤维的复合结构而不使用接合板，所述方法包括：

防止所述铝结构通过以下接触所述复合结构：

将所述复合结构结合至包括金属板的叠层的第一端，使得所述连接包括指状搭接接头，所述金属板包括钛；以及

将所述叠层连接至所述铝结构而不使用所述接合板使得所述铝结构不接触所述复合结构。

12.根据项11所述的方法，进一步包括：

所述叠层包括分割部，所述分割部基本上垂直于所述复合结构的边缘而定位；

利用基本上垂直于所述复合结构的所述边缘延伸的间隙分割所述叠层，使得所述间隙：延伸入所述相应的复合结构，并且通过过渡至穿过所述复合结构的开口而终止。

13.根据项11所述的方法，进一步包括通过结合层将所述叠层中的每个金属板结合至相邻金属板。

14.根据项11所述的方法，其中，所述叠层包括包含钛的三个板。

15.一种被配置为包括蒙皮的结构的装置，所述蒙皮包括：

包括金属板的叠层；

包括第一复合层压板的第一部分，所述第一复合层压板：连接到所述结构的框架的顶侧、并且不使用接合板结合至所述叠层的第一端；以及

包括第二复合层压板的第二部分，所述第二复合层压板：连接到所述结构的框架的底侧、并且结合至所述叠层的第二端。

16.根据项15所述的装置，进一步包括形成用于所述结构的单片外壳的所述第一部分、所述叠层和所述第二部分。

17.根据项15所述的装置，进一步包括：作为机翼翼盒的所述结构；和形成包括所述机翼翼盒的机翼的机翼前缘的所述金属板，所述机翼前缘相对于仅由复合蒙皮组成的可替换的机翼前缘能够承受两次冲击力而没有材料故障。

18.根据项15所述的装置，进一步包括在被配置为指状搭接接头的所述叠层的每个端部处的结合。

19.根据项18所述的装置，进一步包括：每个指状搭接接头包括与所述叠层中的每个金属板邻接的复合层压板的四个板层，在所述叠层中的每个金属板是约0.025英寸厚、并且通过一结合剂层结合到相邻金属板。

20.根据项15所述的装置，进一步包括包含形状记忆合金的所述叠层，所述形状记忆合金响应于触发而改变所述结构的边缘的形状。

为了示出和描述的目的，已经呈现了不同的示例性实施方式的描述，并且不旨在穷举或局限于所公开形式的实施方式。对本领域的普通技术人员显而易见的是，将做出许多修改和变化。进一步，与其他期望的实施方式相比，不同的示例性实施方式可以提供不同的特征。为了更好地说明实施方式的原理、实际应用的原理并且能够使其他本领域的普通技术人员理解本公开内容的由于适于具体的预期使用的各种变形的各种实施方式，选择并描述了实施方式或所选的实施方式。

Claims (15)

1.一种用于将金属蒙皮结合至复合蒙皮而不使用接合板的方法，所述复合蒙皮包括第一复合层压板和第二复合层压板，每个复合层压板包括包含石墨的相应纤维；所述方法包括：

将所述第一复合层压板结合至叠层的第一端，所述叠层包括金属板，并且将所述第二复合层压板结合至所述叠层的第二端；

将所述叠层形成为一种形状；

将所述第一复合层压板连接至结构的框架的顶侧；以及

将所述第二复合层压板连接至所述结构的所述框架的底侧。

2.根据权利要求1所述的方法，进一步包括通过粘合层将每个金属板结合至相邻的金属板。

3.根据权利要求1所述的方法，其中，结合进一步包括：

将所述叠层中的每个板与以下至少一个的板层交错：

在指状搭接接头中的所述第一复合层压板和所述第二复合层压板，使得在所述叠层中的每个金属板的每个相应端部邻接相应复合层压板的四个板层。

4.根据权利要求1所述的方法，其中，所述叠层包括内部板、中间板和外部板，所述内部板、所述中间板和所述外部板通过在所述内部板和所述中间板之间的第一粘合层以及在所述中间板和所述外部板之间的第二粘合层而结合在一起，每个板包括钛。

5.根据权利要求1所述的方法，进一步包括所述叠层包括外部板，并且防止结冰处理选自以下的至少一个：

将包括无管加热元件的导电部集成到所述叠层中的至少一个金属板中，为所述导电部提供电磁能，所述导电部接收电磁能并且在所述外部板中生成表面温度，所述表面温度足以进行以下的至少一个：防止冰附着在所述外部板上并且融化形成在所述外部板上的冰；以及

经由内舱板至所述叠层的内部板将管道集成至所述叠层，所述内舱板防止与所述复合层压板电化反应；接收空气流；并且引导所述空气使得来自所述空气的热能将所述叠层的所述外部板保持在足以进行以下至少一个的温度：防止冰附着在所述外部板上；以及融化形成在所述外部板上的冰。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的方法，进一步包括：所述第一复合层压板、所述叠层和所述第二复合层压板形成单片外壳。

7.根据权利要求1至5中任一项所述的方法，使得相比于需要所述接合板来连接金属-复合物的处理并且相对于包括所有金属蒙皮的机翼，所述结合降低用于将所述金属蒙皮连接至所述框架所需要的紧固件的数量。

8.根据权利要求1至5中任一项所述的方法，进一步包括包含约0.025英寸厚度的每个金属板，形成用于单侧无损检测的波导。

9.根据权利要求1至5中任一项所述的方法，进一步包括通过相对于接合蒙皮结构的框架中的腹板的高度来增加所述框架中的腹板的高度，从而相对于所述接合蒙皮结构增加所述结构的框架的承载能力。

10.根据权利要求1至5中任一项所述的方法，进一步包括相对于接合蒙皮结构减少所述结构的重量的同时，相对于所述接合蒙皮结构维持所述结构的承载能力。

11.一种被配置为结构的装置，所述结构包括蒙皮，所述蒙皮包括：

包括金属板的叠层；

包括第一复合层压板的第一部分，所述第一复合层压板连接到所述结构的框架的顶侧；并且在不使用接合板的情况下结合至所述叠层的第一端；以及

包括第二复合层压板的第二部分，所述第二复合层压板连接到所述框架的底侧；并且结合至所述叠层的第二端。

12.根据权利要求11所述的装置，进一步包括形成所述结构的单片外壳的所述第一部分、所述叠层和所述第二部分。

13.根据权利要求11或12所述的装置，进一步包括：作为机翼翼盒的所述结构；和形成包括所述机翼翼盒的机翼的机翼前缘的所述金属板，所述机翼前缘相对于仅由复合蒙皮组成的可替换的机翼前缘能够承受两次冲击力而没有材料故障。

14.根据权利要求11或12所述的装置，进一步包括在被配置为指状搭接接头的所述叠层的每个端部处进行结合，其中，每个指状搭接接头包括与所述叠层中的每个金属板邻接的复合层压板的四个板层，在所述叠层中的每个金属板是约0.025英寸厚，并且通过粘合剂层结合到相邻的金属板。

15.根据权利要求11或12所述的装置，进一步包括包含形状记忆合金的所述叠层，所述形状记忆合金响应于触发而改变所述结构的边缘的形状。