CN105799912B - 层压复合材料机翼结构 - Google Patents

Abstract

本申请公开了层压复合材料机翼结构。一种机翼可包括：机翼蒙皮、层压复合材料的第一桁条、翼肋和至少一个紧固件。第一桁条的大部分具有层叠的多个大致平面加固材料板层的特征，所述层叠的多个大致平面加固材料板层作为叠层结构上连接到机翼蒙皮的内表面并且沿着内表面的很大一部分大致平行于机翼内表面和翼展方向延伸。当在大致垂直于翼展方向的平面上看时，所述第一桁条可具有大致实心的梯形横截面。所述翼肋可定位在内表面附近，并且可沿着与翼展大致垂直的方向延伸。所述梯形横截面可与翼肋凸缘相连接。所述紧固件可延伸穿过机翼蒙皮、梯形横截面和翼肋凸缘。

Description

层压复合材料机翼结构

技术领域

本公开涉及层压复合材料机翼结构。更具体而言，公开的实施方式涉及加固机翼(诸如飞机机翼组件、飞机水平尾翼组件和/或控制面扭矩盒组件)的系统和方法。

背景技术

对于飞机结构来说，期望能够应对各种不同方向上的载荷。例如，期望飞机机翼能够应对在飞行时施加在机翼上的空气动力载荷。这样的空气动力载荷包括由机翼的翼盒结构或其组件反作用的弯曲载荷。

通常，飞机的翼盒结构包括加筋上翼板、加筋下翼板、连接翼板前缘的前翼梁、连接翼板后缘的后翼梁、以及提供形状和支撑并且连接至翼板和翼梁的内部翼肋。通常，弯曲载荷由翼梁和加固翼板的桁条应对。通常，翼肋保持机翼的空气动力学形状和/或帮助分配施加在机翼上的载荷。

在一些应用中，上面提到的一个或多个元件可由一种或多种复合材料制成。复合材料是通过将一种或多种不同的成分结合在一起产生的坚硬的轻质材料。例如，复合材料可包括纤维和树脂。纤维和树脂可结合形成一种固化复合材料。飞机构造中使用的通常类型的复合材料是碳纤维复合材料。通常形式的碳纤维复合材料包括预浸热固性复合材料、干纤维热固性复合材料和热塑性复合材料。

通常，碳纤维机翼的加筋下翼板是包括碳纤维层压蒙皮以及结合至蒙皮的碳纤维层压加强筋的结合组件。但是，加强筋(或桁条)横截面主要被成形为“I”型或“T”形，并且翼肋通常必须使用跨过加强筋的垂直腹板并且连接至蒙皮的单独的“脚”。由于碳纤维加强筋的特征在于数个单独的负荷结合在一起并且碳纤维加强筋在翼肋引发的载荷之下趋于分离，翼肋通常不能附接至碳纤维加强筋的各自的上(自由)凸缘上，因此通常要求这种复杂的翼肋-翼板界面。进一步地，上凸缘通常显著地从下翼蒙皮延伸至翼盒内部，导致内部间隙的减小(例如，为了执行维修)和外部垂直剖面的增大，这种情况在一些应用中可能是不利的。

进一步地，通常很难构造弯曲的“I”形桁条或“T”形桁条。例如，在不同的平面上，这样的弯曲叶片桁条可具有在不同平面上延伸的多个关联的半径。此外，这样的弯曲叶片桁条的结构特征可能导致这些桁条更容易受翻转载荷的影响。

发明内容

本文公布的是可解决上述问题以及其他问题的装置、方法和系统的实例。

在一个实例中，一种机翼可包括：机翼蒙皮、层压复合第一桁条、翼肋和至少一个紧固件。机翼蒙皮可具有内表面，所述内表面具有大致平行于机翼的翼展方向延伸的长度。第一桁条的大部分具有的特征在于层叠的多个大致平面加固材料板层，层叠的多个大致平面加固材料板层作为叠层结构上接合至所述内表面并且沿着内表面的很大一部分大致平行于内表面和翼展方向延伸。当在大致垂直于翼展方向的平面观察时，第一桁条可具有大致实心的梯形横截面，使得多个大致平面板层的叠层中的最接近内表面的第一板层比多个大致平面板层的叠层中的第二板层具有更宽的宽度，所述第二板层比所述第一板层更远离所述内表面。所述翼肋可被定位为与所述内表面邻近，并且可大致垂直于翼展方向延伸。所述翼肋可包括翼肋凸缘，并且可被成形为在翼肋凸缘和内表面之间限定出通道。第一桁条可穿过所述通道，使得所述梯形横截面与翼肋凸缘相连接。所述紧固件可延伸穿过机翼蒙皮、梯形横截面和翼肋凸缘。

在另一个实例中，一种飞机的机翼，可包括下翼蒙皮、多个桁条、翼肋和紧固件。下翼蒙皮可限定机翼的下外表面。多个桁条可接合至下翼蒙皮。翼肋可大致垂直于桁条延伸，并且可被定位为相对于桁条与下翼蒙皮相对。紧固件可延伸穿过下翼蒙皮、穿过多个桁条中的第一桁条并延伸入翼肋。下翼蒙皮可以是层压复合材料。进一步地，每个桁条可以是层压复合材料，其包括通过基质材料分别结构上接合至下翼蒙皮的多个加固材料板层。所述多个板层中的每个板层可局部地大致平行于机翼的下外表面。每个桁条可具有在与翼肋大致平行并且与对准的平面上延伸的横截面。每个横截面大致是不间断的锥形，其具有在从邻近于下翼蒙皮行进至邻近于翼肋的过程中，如局部平行于机翼的下外表面测量的减小的宽度。所述多个板层可填充各自横截面的大部分。

在另一个实例中，一种稳固(stiffening)机翼的方法可包括：将翼肋定位于与机翼的层压复合材料下翼蒙皮的内表面邻近的步骤，使得所述翼肋被定向为与机翼的翼展方向大致垂直的方向。所述机翼可包括层压复合材料桁条，该桁条由强化材料的大致平面板层的锥形叠层形成，所述平面板层结构上接合至所述内表面，并且沿着内表面的很大一部分大致平行于内表面和翼展方向延伸。所述方法可进一步包括至少部分通过使至少一个紧固件穿过下翼蒙皮、穿过大致平面板层的锥形叠层以及穿过翼肋的凸缘，可操作地将翼肋耦接至下翼蒙皮和桁条，从而使机翼稳固(stiffen)的步骤。

在本公开的各种实施方式中，特征、功能和优点可独立地实现或可在其他实施方式中相结合，这些实施方式的细节参照下面的描述和附图可见。

附图说明

图1为上翼蒙皮的一部分被移除从而显示出下翼蒙皮、多个桁条和多个翼肋的飞机的半示意性俯视图。

图2为与图1相似的半示意性俯视图，但在该图中，机身的一部分和上翼蒙皮的大部分被移除从而示出三片机翼的实施方式。

图3为在与机身的延长轴正交的平面上截取的三片机翼实施方式的半示意性横截面，其中从该视图中移除了翼肋。

图4为沿着图2中的线4-4截取的机翼的半示意性横截面，示出了耦接至桁条的翼肋中之一。

图5为图4的区域的半示意性视图，示出了紧固件延伸穿过下翼蒙皮、穿过一个桁条的梯形横截面并穿过翼肋的翼肋凸缘。应该注意，形成桁条的仅少量板层的纤维被示意性描绘出。

图6为示出耦接至多个桁条的图4的翼肋和另外的翼肋的透视图。

图7为下翼蒙皮的外侧部分和两个弯曲桁条过渡部的透视图。

图8为与图2相似的半示意性俯视图，但是示出了单片机翼实施方式。

图9为在与机身的延长轴正交的平面上截取的单片机翼实施方式的半示意性横截面。

图10为单片机翼实施方式的中间部分的仰视透视图。

图11为位于单片机翼实施方式的中间部分中的下翼蒙皮、多个桁条和多个翼肋的俯视平面图。

图12为描绘使机翼稳固的示例性方法的流程图。

图13为示出多个机翼蒙皮板层被叠层在蒙皮垫板上的示意图。

图14为示出多个叠层的桁条板层被切割以形成多个梯形叠层的半示意性示图。

图15为示出定位在叠层的机翼蒙皮板层以形成多个桁条的梯形叠层半示意性示图。

具体实施方式

概述

各种实施方式以下进行描述并且在相关的附图中被示出。除非另外地指出，否则实施方式和/或其各种组件可以(但不要求)包含本文中描述的、说明的和/或包含的结构、组件、功能和/或变形中的至少一个。此外，结合本教导在本文中描述的、说明的和/或包含的结构、组件、功能和/或变形可以(但不要求)包括在其他相似的实施方式中。以下描述的各种实施方式在本质上仅仅是示例性的，并且绝不旨在限制本公开及其应用或用途。另外，如下文所描述的，由实施方式提供的优点在本质上是示意性的，不是所有的实施方式都提供同样的优点或同样程度的优点。

本文公开的是具有相应横截面的碳纤维加强筋(或桁条)，该横截面可实现改进的翼肋-翼板界面。在一个实施方式中，碳纤维加强筋可均具有实心的梯形横截面。在一些实施方式中，桁条可被弯曲以实现翼尖到翼尖(或翼尖区域到翼尖区域)的弯曲机翼。每一个实心梯形加强筋的高度可约为1.5英寸，而现有的“I”形或“T”形碳纤维加强筋通常具有的高度约为3英寸。实心梯形加强筋的这种减小的高度可允许翼肋-翼板界面，通过该界面翼肋-加强筋的啮合面是具有紧固件的连续的弦面，所述紧固件直接插入穿过翼肋啮合面(如翼肋凸缘)、实心梯形加强筋和机翼蒙皮。

此外，传统碳纤维加强筋通常要求使用复杂工具形成的多个子组件(比如填料和板条)，而本文公开的实心梯形加强筋可具有逐层建立的单个整体形状。

此外，碳纤维结构的显著优点在于，它能够使相对薄的机翼(比如在竖直方向)的构造成为可能，尤其是靠近机翼的翼尖。但是，已有的碳纤维加强筋具有例如上文所描述的很高的横截面(例如“T”型或“I”型横截面)。当这些高的加强筋用于上翼板和下翼板时(比如在上翼蒙皮和下翼蒙皮上)，这些高的加强筋可能会在翼盒很薄的翼尖附近几乎互相碰撞(例如接触)。这就在翼盒中留下了非常小的空间来用于让机修工和机械手进入翼盒的外侧部分，以便执行组装操作和例行维护。结果，当从大距离组装上翼板和下翼板时上，翼板和下翼板通常是分开的，这样在翼盒中能获得足够的进入空间。因此，这些已有的碳纤维加强筋的高高度限制了机翼在翼盒外部部分中的薄度。

这样已有的系统和方法的背景实例在下面的美国专利和美国专利申请中公开：US8763253、US8714485、US8540921、US7897004、US20140248462和US20120292446。

在本教导的一些实施方式中，加强筋(例如层压复合材料桁条)可具有这样的横截面(比如上文描述的实心梯形横截面)，该横截面具有的高度接近于已有的碳纤维加强筋的“I”型或“T”型横截面的高度的一半。由于梯形横截面的高度的降低(比如，与已有的“I”型或“T”型横截面的高度相比)，上翼板和下翼板之间的有效分离可增加，因此这种加强筋高度的减小使得能够实现较薄的机翼。

在一些实施方式中，只形成和固化一种碳纤维形状(比如包括机翼蒙皮板层和桁条板层)，这可能是优于已有加强筋制造过程的改进，在已有制造过程中，例如，形成、组装和固化四个以上形状。在一些实施方式中，例如，由于公开的加强筋横截面(比如实心梯形)，加强筋制造的工具成本和重做的需要可显著降低。进一步地，在一些实施方式中，公开的加强筋可允许将加强筋附接到机翼蒙皮的更多选择，这也可打开制造行业空间(例如，提供增加的翼盒内部的空隙)。

另外，具有实心梯形横截面而不是在传统加强筋中包含的板条单元的层压复合材料(比如，碳纤维)桁条(或加强筋)，可显著减少桁条脱接问题(在这样的问题中，加强筋终止(比如终止)和/或加强筋穿过传统翼肋)，这可以提高加强筋的载荷能力。由于桁条载荷通常与翼盒的厚度关联，减少脱落问题可允许具有改善的气动性能的较薄的翼盒。

此外，已有的翼肋通常使用相对较多数量的紧固件来延伸穿过翼肋和已有加强筋的底部，以便防止关联的板条(noodle)脱落。因为具有实心梯形横截面的层压复合材料不需要板条，本教导允许数量减少的紧固件，因此需要不那么复杂的紧固件布置，因为用紧固件穿透桁条时没有板条需要避免。这样的构造也可导致(或允许)简化的翼肋界面。

例如，在本教导的一个实施方式中，一种飞机张力板可包括多个单个逐层构建的实心碳纤维基质层压加强筋，该加强筋操作地耦接至碳纤维基质层压蒙皮。实心碳纤维基质层压加强筋中的每一个可具有各自的在形状上大致是梯形的横截面。通过将一个或多个机械紧固元件延伸穿过翼肋结构、穿过一个或多个实心碳纤维基质层压加强筋以及穿过碳纤维层压蒙皮，可将翼肋结构操作地耦接至张力板。张力板的翼肋界面可能基本是规则的表面。在一些实施方式中，加强筋和蒙皮可共同固化。在一些实施方式中，加强筋可被固化，之后蒙皮可被固化(例如以相互结合的方法)在固化的加强筋上。在一些实施方式中，蒙皮可被固化，之后加强筋被固化(例如以反向共固化的方法)在固化的蒙皮上。

在另一个实例中，机翼可包括桁条、翼梁、翼肋、机翼蒙皮和至少一个紧固件。所述桁条可以是包括多个板层的层压复合材料，所述多个板层基本上平行于机翼蒙皮的表面。所述桁条可具有梯形横截面，并且可结构地连接至机翼蒙皮，使得邻近机翼蒙皮的板层比离机翼蒙皮最远的板层宽。所述桁条可穿过翼肋中的通道。所述通道可具有距离机翼蒙皮不超过1.5英寸到2英寸的通道高度。所述通道高度可与梯形横截面的高度基本上相同。所述至少一个紧固件可延伸穿过翼肋的翼肋凸缘、穿过桁条以及穿过机翼蒙皮。在一些实施方式中，桁条从所述机翼到邻近机翼可以是连续的(比如，从飞机机身的相对侧延伸)。

公开的实施方式可提供轻质、有效的机翼结构，其具有改善的制造容易度、比使用复合材料的已知机翼结构具有更少的部件。例如，一些实施方式可排除桁条机翼-机体的连接。

一些实施方式可允许飞机结构的成本减少和/或简化的制造要求。例如，多个板层构造可用于形成张力板，从而减少流程时间。例如，与已有的复合材料桁条配置相比，通过允许使用宽阔的物件(broad goods)(比如，预浸宽于30厘米)、自动铺丝(AFP)、净削减层压加工(NTLM)和/或其他方法(诸如树脂灌注法或热塑法)，这些张力板的桁条可具有简化的轮廓形状，因而允许更快的材料铺层方法。

进一步地，一些实施方式可排除转角填料、单独的底部装药单元和/或在桁条铺层和固化的过程中保持转角的需要。除这些好处之外，公开的实施方式可需要更少的重复工作和维修，可简化终止铺层，可简化翼肋界面，可提供更便利的安装(比如机翼组件)以及/或者可减少紧固件、帽和/或密封的数量。

实例、组件和替代选择

下面的实例描述了示例性实施方式的选取方面，以及相关的系统和/或方法。这些实例旨在阐释，不应理解为限制本公开的全部范围。每一个实施方式可包括一个或多个不同的发明和/或背景或相关信息、功能和/或结构。

实例1：

本实例描述了示例性飞机100；见图1至图7.

如图1所示，飞机100可包括一对机翼104(例如在图2和图3所示的三片机翼实施方式配置中或在图8到图11所示的单片机翼的实施方式配置中，这些实施方式配置将在下文中进一步详细地描述)、机身108、尾部112和一个或多个推进单元116。

机翼104中的每个可以在大致平行于机翼104的翼展方向D1上在机身108中例如从内侧部分104a向外延伸至各自的外侧部分104b。机翼104(或机翼104中的每个机翼)可包括控制面118、下翼蒙皮120、上翼蒙皮124、前翼梁128、后翼梁132、多个桁条136和多个翼肋140。

桁条136和下翼蒙皮120(除了机翼104的其他组件)可由将在下文详细描述的包括大致平面和相互平行板层的层压复合材料制成。如图所示，桁条136可被结构地连接至下翼蒙皮120并且可大致平行于翼展方向D1延伸。翼梁128、132可分别连接蒙皮120、124的前缘和后缘，以便形成机翼104的翼盒(如图4中可见)。多个端口(进出口)142可在下翼蒙皮120中形成，并且被配置为允许选择性进入翼盒内部。

翼肋140可沿着大致垂直于翼展方向D1的方向延伸。翼肋140下部可耦接至桁条136和/或下翼蒙皮120，并且翼肋140的上部可耦接至上翼蒙皮124，因而使翼盒稳固(例如结合桁条136)，也正如将在下文中详细描述的。

如图所示，尾部112可包括机翼(或类似机翼)结构，诸如水平尾翼144和垂直尾翼148。在一些实施方式中，与桁条136相似，一个或多个桁条(诸如板材桁条)可结构地连接至尾翼144和148中的一个尾翼的蒙皮的内表面(例如，或者连接至飞机尾翼的张力板，如果包括在内的话)。例如，具有各自的实心梯形横截面的层压复合材料桁条(例如与图5所示的相似，将在下文中详细描述的)可结构地连接至水平尾翼144的上翼蒙皮的内表面，并且耦接至一个或多个关联的翼肋。在一些实施方式中，与桁条136相似，一个或多个桁条可结构地连接至与各自控制面118关联的扭矩盒的张力板。

图2示出了在三片机翼实施方式的一个实例中的桁条136和翼肋140的示例性配置。如图所示，下翼蒙皮120可包括右舷部分120a、中间部分120b和左舷部分120c。右舷部分120a可通过第一侧-体结合点152(例如以及多个紧固件)连接至中间部分120b。左舷部分120c通过第二侧-体结合点156连接至中间部分120b的相对侧。虽然结合点152、156被示为与机身108的侧边大致对齐，在其他实施方式中，这些结合点可位于其他合适的位置，诸如机身108各自侧边的外侧。

在所示的实施方式中，桁条136中的9个桁条(也就是桁条136a-i)沿部分120a延伸。同样地，桁条136中的9个桁条(也就是桁条136j-r(例如在此集中总体上显示))可沿部分120b延伸并且可分别与桁条136a-i的舷内部大致对齐。同样地，桁条136中的9个桁条(也就是桁条136s-z和136zz)可沿着部分120c延伸。如图所示，桁条136s-z、136zz的内侧部分可分别与桁条136j-r大致对齐。

多个翼肋140(其小部分分别表明为140a、140b、140c)可置于与部分120a邻近。同样，如图所示，其他多个翼肋140(其小部分分别表明为140d、140e、140f、140g)可置于分别与部分120b、120c邻近。

更具体来说，如从图2和图3可以看出，下翼蒙皮120可具有内表面160(见图2)和相对的外表面164(见图3)。外表面164可限定机翼104的下外表面。内表面160可具有大致平行于翼展方向D1延伸的长度L1(见图3)。每一个桁条136可以是层压复合材料桁条。每一个层压复合桁条的大部分以层叠的多个大致平面加固材料板层为特征(例如，下文将参照图5对其详细描述)。每一个层叠的多个大致平面板层可作为叠层结构地连接至内表面160，并且可沿着内表面160的很大一部分(例如，沿着长度L1的很大一部分)大致平行于内表面160和翼展方向D1延伸。这样，桁条136可类似于(和/或被称为)板材。

例如，参照图3，从图2可以看出，桁条136c、136d、136f、136g可沿着与下翼蒙皮120的右舷部分120a关联的内表面160的大部分延伸。同样地，桁条136u、136v、136x、136y可沿着与下翼蒙皮120的左舷部分120c关联的内表面160的大部分延伸。进一步地，每一个桁条136j-r可沿着与下翼蒙皮120的中间部分120b关联的内表面160的大部分延伸。

每一个桁条136的终止端都有一个向内表面160逐渐变小的厚度，这可以提高结构地连接的加固材料的关联叠层的完整性。例如，如图3所示，桁条136f可具有相对终止端170a、170b。如图所示，端部170a可置于靠近机翼104(例如，右舷机翼104)的第一翼尖104c，并且具有一个在远离端部170b的方向上向内表面160逐渐变小的厚度。端部170b可置于靠近结合点152，并且具有一个在远离端部170a的方向上向内表面160逐渐变小的厚度。

类似地，桁条136x可具有相对的终止端174a、174b。如图所示，端部174a可置于靠近机翼104(例如，左舷机翼104)的第二翼尖104d(例如，相对于翼尖104c)，并且可具有在远离端部174b的方向上向表面160逐渐变小的厚度。端部174b可置于靠近结合点156，并且具有在远离端部174a的方向上向表面160逐渐变小的厚度。还如图所示，桁条136r可具有相对的终止端178a、178b，分别置于靠近结合点152、156，并且分别具有朝向与下翼蒙皮120的中间部分120b关联的内表面160逐渐变小的厚度。

还如图3所示，以与下翼蒙皮120的部分120a-c相似的方式，上翼蒙皮124可包括右舷部分、中间部分和左舷部分124a、124b、124c。例如，部分124a可通过第三侧-体结合点300连接至中间部分124b的一侧，并且部分124c可通过第四侧-体结合点304连接至中间部分124b的相对侧。进一步地，部分124a可在(或靠近)翼尖140c连接至部分120a，并且部分124c可在(或靠近)翼尖140d连接至部分120c。

应该注意，为了简化桁条136的延伸的说明，翼肋140没有在图3中示出。但是，在图4和图5中，翼肋140a被示出为耦接于桁条136。具体来说，图4是沿着图2中的线4-4截取的翼盒(例如，包括下翼蒙皮120、上翼蒙皮124和前后翼梁128、132)的横截面。如图所示，桁条136a-d、136f-i可被接合至下翼蒙皮120。翼肋140a可沿着大致垂直于桁条136a-d、136f-i的方向延伸，并且可置于与内表面160邻近并且相对于桁条136a-d、136f-i与下翼蒙皮120相对。

紧固件400(诸如螺栓和其他合适的机械紧固装置)可延伸穿过下翼蒙皮120、穿过桁条136g，并且延伸入翼肋140a(例如，延伸穿过翼肋140a的翼肋凸缘402)。同样地，紧固件404、408、412、416、420、424、428可延伸穿过蒙皮120、穿过各自的桁条136a、136b、136c、136d、136f、136h、136i并延伸至翼肋140a(例如延伸穿过翼肋凸缘402)。虽然翼肋凸缘402以在邻近的桁条136之间连续的形式被示出，在一些实施方式中，翼肋凸缘可以不是连续的，而是包括邻近部分，紧固件可分别延伸通过该部分。

更具体地说，在示出的实例中，紧固件400、404、408、412、416、420、424、428可延伸穿过各自桁条的实心梯形横截面。还如图所示，这些横截面中的每一个可在基本上平行于翼肋140a并且(基本上和/或大致)与翼肋140a对齐的平面上(例如，平行于图4中的视图)延伸。这些实心梯形横截面的每个的大部分以各自的加固材料的大致平面板层的叠层为特征，这些平面板层例如以与现将详细描述的桁条136g相似的方式，通过基质材料结构地接合在一起并且接合至下翼蒙皮120。

具体而言，图5示出了图4中区域5的更加详细的视图，在图5中，可以看到大致显示为500并且形成桁条136g的多个大致平面加固材料板层(例如，如上文描述的并且在此图示出的)的层叠。少数板层的纤维在此图示地示出(例如，并且在尺寸上被夸大)以便简化说明。每一个板层500(例如，每一个板层中的纤维)可局部平行于机翼104的下外表面164。例如，板层500可包括板层的多个子集，诸如子集500a-g。每一个子集500a-g中的板层可大致互相平行于机翼蒙皮120延伸(例如平行于内表面160的局部部分和/或外表面164的局部部分延伸)，和/或者平行于板层500的其他子集延伸。

如图所示，桁条136g的大部分以板层500为特征。如前文提到的，板层500可沿着内表面160的大部分大致平行于内表面160和翼展方向D1(见图2和图3)延伸。在一些实施方式中，一个或多个板层500沿着桁条136g的整个延伸可以是不连续的。例如，一板层置于其中的层可包括(直接)与其邻近和/或大致与其共面的多个板层。

在一些实施方式中，层叠的多个板层500中的和置于桁条136g的梯形横截面中的板层的数量的范围可大约在100到200个板层。例如，每一个子集500a-g可包括范围大约1到大约30个板层。这样范围的板层(例如，与蒙皮120的数个板层502结合，板层502可包括大约25到45个板层)可适合于互相共同固化，这一点将在下文进一步地详细描述。例如，如上文所述，下翼蒙皮120可以是包括板层502的层压复合材料，也就是可以是加固材料的多个大致平行板层。例如，在示出的实施方式中，在桁条136g的横截面中可有接近160个板层并且在蒙皮120的横截面中可有大约36个板层。

但是，为了简化说明(例如，如上文提到的)，板层500中只有少数板层的纤维在图5中图示地描绘出，即，层叠的多个板层500的板层504、508、512、516的各自的纤维504a、508a、512a、516a。板层500的纤维可以是碳纤维或任何其他合适的加固材料。如图5所示，从大致垂直于翼展方向D1的平面看时，桁条136g(例如，由板层500构成并且形成大致平行于翼展方向D1延伸的类板材结构-见图2)具有大致实心梯形横截面，使得最接近内表面160的第一板层504具有的宽度W1比第二板层508的宽度W2更宽，所述第二板层508比第一板层504离内表面160更远。宽度W1、W2可以是任何合适的尺寸。例如，宽度W1的范围可以是大约3英寸到5英寸，而宽度W2的范围可以是大约2英寸到4英寸。

如图所示，桁条136g(例如，其大部分可由板层500的纤维构成)的横截面可大致是锥形且实心的，在从邻近下翼蒙皮120到邻近翼肋140a的过程中，局部平行于下表面164测量的所述横截面的宽度逐渐减小。

与大致中空的帽形桁条相对，板层500可填充桁条136g的实心梯形横截面的很大部分。例如，板层500(例如，其纤维)可例如结合基质材料520，填充横截面的大部分或横截面的全部，所述基质材料可将板层500结构地互相接合并且将其接合至蒙皮120的板层502。例如，基质材料520可以是在固化时可将板层500(和下翼蒙皮120)结构地接合在一起的聚合物(诸如聚合树脂)。在一些实施方式中，板层500和/或蒙皮120的板层可用基质材料520进行预浸渍(例如，可将这些板层“预浸”)，这样可提供改善的铺层和固化过程，这一点将参照图13至图15在下文中进一步具体描述。在一些实施方式中，板层500可包括填充有干纤维的树脂、热塑性塑料等和/或任何其合适的组合。

具体来说，如图5这里示意性示出的，板层500可包括(或可以是)多个带子层(例如预浸带)，所述带子层相对于桁条136g的梯形横截面的轴A1成多个不同的角度，诸如近似0°、-30°、-45°、-60°、90°、60°、45°、30°的角度和/或其他任何合适的角度和/或层压混合物。如图所示，轴A1可局部垂直(例如，正交)于外表面164。近似零(0)度的布置可对应于大致平行于翼展方向D1(例如，正交于图5的视图的方向)延伸的关联带子层中的纤维。例如，板层504可以是布置为约45°的带子层，使得板层504的纤维504a大致向左延伸至图5的视图中，从而就视图的平面而言形成各自的约45°的角度。同样地，板层508的纤维508a可布置为近似-45°的角度(例如，大致向右延伸至图5的视图中)。板层512的纤维512a可布置为近似0°的角度，因而大约以正交于图5中的视图方向延伸。板层516的纤维516a可布置为近似90°的角度，从而大致垂直于翼展方向D1和轴A1延伸。

如上文提到的，形成桁条(或板材，或板材桁条)136g的层叠的多个板层500可包括相对数量的板层(诸如大约160个板层)。表1中列出的是这种配置的一个实例。应该理解，表1(和本文公开的其他板层表格)中的板层计数和方向仅仅是示例性的，并且其他配置、其他层压混合材料、其他数量的板层和/或方向是可能的。

表1

具体来说，表1中列出的板层P1可对应于与内表面160邻近的板层(诸如板层504)，并且表1中列出的板层P160可对应于层叠的多个板层500中的一板层，该板层大致平行于内表面160并离内表面160最远，而叠层P2-P159连续地置于板层P1与板层P160之间。表1的方向列可对应于关联板层的纤维的近似带子布置。例如，板层P1可具有布置为相对于轴A1成近似45°角度的纤维，而板层P161可具有相对于轴A1(和/或局部垂直于蒙皮120的关联区域的内表面160的另一个轴)分别布置为近似0°的和90°的纤维，所述板层P161可以是在板层500上延伸、在内表面160上延伸(或包括其中)和/或在多个桁条136的一个或多个其他桁条的层叠的多个板层上延伸的可选织物外包装层。

例如，板层P1-P29可包括在子集500g中。板层P30-P51可包括在子集500f中。板层P52-P73可包括在子集500e中。板层P74-P95可包括在子集500d中。板层P96-P117可包括在子集500c中。板层P118-P139可包括在子集500b中。板层P140-P160可包括在子集500a中。在一些实施方式中，板层P1-P160中的每一个板层都可以是预浸渍热塑性复合材料，诸如预浸渍在连续碳纤维不定向带子或编织碳纤维织物的坚韧环氧聚合基质。在一些实施方式中，一个或多个板材加强筋或桁条(诸如桁条136g)可由其他类型的碳纤维(或其他加强纤维)复合材料构造。一个可替代材料是热塑性碳纤维复合材料，该材料可由连续碳纤维构造，以不定向带子或编织织物形式浸渍有热塑性聚合物(诸如聚醚酮酮(PEKK-FC))。另一个替代的材料是浸渍有热固性带子和/或织物的干碳纤维树脂，这种材料可由以干带子或织物形式铺设连续的碳纤维构造，并且浸渍有环氧聚合基质材料，之后进行固化。板层P161可以是织物外包装层，该层可用热固性或热塑性基质材料预浸渍或随后被注入热固性或热塑性基质材料或者可以是另外其他的合适的复合材料。

回到图5，桁条136g的梯形横截面可包括上部550和下部552。如图所示，下部552可置于上部550和内表面160之间。在一些实施方式中，上部550和下部552可包括近似相同数量的板层(例如带子层)。例如，上部550可包括子集500a-c和子集500d的上部。下部552可包括子集500e-g和子集500d的下部。例如，下部552可包括板层P1-P80，并且上部550可包括板层P81-P160。参照表1可见，上部和下部可包括布置为近似0°角度的近似相等百分比的带子层，两部分包括的0°方向的板层(例如带子层)都比其他度数方向的多。这样的配置可使桁条136g具有特征为近似30千磅/英寸或其他合适水平的恢复力。进一步地，例如，与帽形桁条或叶片状桁条(诸如“I”型或“T”型)比较，这样的配置可改善桁条136g的结构性能。例如，帽形桁条通常由复杂的大致中空的缠绕形状形成，通常通过对应的形状要求同样的层压混合材料。同样地，叶片状桁条通常由相互形成直角的组件形成，这也通常涉及通过对应的形状形成同样的层压混合材料。

进一步地，参照表1还可看出，上部550和下部552可各自包括布置为近似0°、负(-)45°、90°和45°角度的带子层。在一些实施方式中，上部和/或下部550、552可包括其他合适的层压混合物或板层定向，诸如布置为近似+/-30°、+/-60°和/或其他合适的角度的一个或多个带子层。

对于桁条136g，可朝向桁条136g的顶部(例如，与内表面160相对)偏置更多的零度板层(例如近似0°布置的带子)。例如，与桁条136g的梯形横截面的下部552相比，桁条136g的梯形横截面的上部550中被布置为角度近似0°的带子层的百分比更高。例如，当应对施加在机翼104上的载荷时，这样的配置可加强桁条136g的结构能力。例如，0°板层倾向于在机翼104的主要载荷方向上提供更大的刚性，并且通过在上部550中防止更多的这些板层，桁条136g的横截面惯性力矩可有效提高，因而加强桁条136g的结构能力。这样布置的实例在下面的表2中示出，如上文所述，在该布置中板层P1-P160可置于桁条136g的梯形横截面中。

表2

类似地，多个桁条136g中的一个或多个其他桁条在关联横截面的上部比在关联横截面的下部具有被布置为角度近似0°的带子层的更高百分比。

从图5中可以看出，桁条136g的梯形横截面的相对侧边可与内表面160的局部部分(例如，和外表面164的局部部分)形成各自角度θ1、θ2。例如，这些角度中的每个的范围可以是大约15°到60°，这可以为桁条136g提供改善的翻转力矩和/或桁条136g的改善的结构完整性。例如，如图所示，角度θ1、θ2中的每个角度可近似为45°。从图4中可以看出，多个桁条136g中的其他桁条的其他梯形横截面可同样具有各自的侧边，所述侧边可分别与下翼蒙皮120的局部部分形成类似的角度。

如图4至图6所示，翼肋140a(例如，其翼肋凸缘402)可被成形为在翼肋凸缘402和内表面160之间限定出通道600。从图5中也可以很好地看出，桁条136g可穿过(或延伸穿过)通道600，使得梯形横截面(例如，其上表面)可与翼肋凸缘402相连接。如上文提到的，这样的构造可允许改善的翼肋-桁条的界面。例如，孔602可形成在下翼蒙皮120中，并且可延伸穿过桁条136g。另一个孔604可形成在翼肋凸缘402中，并且可与孔602对齐。如图所示，紧固件400可延伸穿过对齐的孔602、604，使得紧固件400的头部分向上挤压机翼蒙皮120，并且紧固件400的末端穿过与机翼蒙皮120相对的翼肋凸缘402突出。可将螺母606拧到紧固件400的末端，从而向上拉紧固件400的末端并且将翼肋凸缘402耦接至桁条136g的梯形横截面的上表面。但是，在其他实施方式中，可使用其他紧固设备、装置和/或机构。

多个桁条136g中的其他桁条可同样地与翼肋140a(和/或其他关联翼肋)相连接。例如桁条136a-d、136f、136h、136i可邻近桁条136g延伸(例如，沿着内表面160的很大一部分——见图3)。从图5中可以看出，翼肋凸缘402可具有大致规则的的下表面402a。除了桁条136g之外，表面402a可与桁条136a-d、136f、136h、136i的第一子集(例如桁条136f、136h、136i)相连接，使得直接位于表面402a下方的内表面160的大部分不与表面402a接触。更确切地说，直接位于表面402a下方的内表面160的大部分可与表面402a分离通道600的高度H1(见图5)。例如，高度H1可从翼肋凸缘402(例如表面402a)延伸至内表面160。桁条136g的梯形横截面(例如，以及延伸穿过通道600的其他梯形横截面)可具有沿着局部正交于内表面160方向延伸的高度H2。通道600的高度H1可与桁条136g的梯形横截面(和/或其他桁条的梯形横截面)的高度H2基本上相同。

在一些实施方式中，通道600的高度H1在局部正交于内表面160的方向从内表面160延伸不超过两英寸。通过使高度H2远远小于已有复合材料桁条(例如“I”型或“T”型桁条)的高度，可允许这样的配置。例如，高度H2可大约是1到2英寸。例如，高度H2可大约是1.211英寸，而桁条136g在关联的梯形横截面中包括大约160个板层，每个板层具有的厚度约为0.00757英寸。桁条136g的梯形横截面具有大约2到5英寸(例如大约3.9375英寸)的底部宽度(例如宽度W1)和大约0.9到2英寸(例如大约1.5英寸)的顶部宽度(例如宽度W2)。因此，高度H1可(稍微大于)大约为1.211英寸。但是，根据本教导的桁条(和/或关联通道)可具有其他合适的高度和宽度。

从图4中还可看出，翼肋140a(例如其翼肋凸缘402)可接触位于桁条136g和桁条136a-d、136f、136h、136i的第二子集(例如桁条136a-d)之间的下翼蒙皮120。具体来说，翼肋凸缘402可接触桁条136d、136f之间的内表面160的一部分。接触下翼蒙皮120的翼肋凸缘402可通过一个或多个紧固件(例如紧固件610、614、618、622)附接至下翼蒙皮120。例如，紧固件604、608、612、616可延伸穿过下翼蒙皮120并穿过翼肋140a(例如穿过翼肋凸缘402)。还是如图所示，桁条的第二子集(也就是桁条136a-d)可通过第二通道630。通道630的构造方式与通道600相似。例如，翼肋凸缘402的第二大致规则的下表面402b可被成形为在靠近桁条136a-d的区域中在表面402b和内表面160之间限定出通道630。

图4示出了通过多个紧固件(其少数显示为650)将翼肋140a的上部耦接至上翼蒙皮124(例如，层压复合材料机翼蒙皮)。可通过一个或多个T型桁条(诸如T型桁条654)和一个或多个帽形桁条(诸如帽形桁条658)使上翼蒙皮124稳定。但是，如上文描述，这些元件的层压复合材料结构可能不允许翼肋紧固件从这些元件末端的上翼蒙皮124的部分进行直接附接。在一些实施方式中，与桁条136g结构相似的一个或多个桁条可结构地接合至上翼蒙皮124，从而允许直接附接至翼肋140a的上部。

在一些实施方式中，多个翼肋140中的其他翼肋可紧密地符合下翼蒙皮120(例如，和上翼蒙皮124)。这种紧密符合的翼肋对可在机翼104内形成大致密封室(或密封箱)的相对侧壁，例如，这些密封室(或密封箱)可用于承载用于推进单元116的燃料。例如，如图6所示，翼肋140b可包括下翼肋凸缘670，该凸缘与内表面160紧密符合，与实心梯形板材桁条136b-d、136f-h的上部和相对侧边紧密符合。紧固件672、674、676、678、680、682可以以例如与上文描述的紧固件400相似的方式，延伸穿过下翼蒙皮120、穿过桁条136h、136g、136f、136d、136c、136b的各自的大致实心梯形横截面，以及穿过翼肋140b的翼肋凸缘670。同样地，多个紧固件(诸如紧固件684)可以以例如与上文描述的紧固件610相似的方式延伸穿过下翼蒙皮120并穿过与机翼蒙皮120接触(或接近)的翼肋凸缘。进一步地，翼肋140b的上部可被实质上密封至上翼蒙皮124，并且翼肋140b的侧边可被实质上密封至各自的翼梁128、132。

在一些实施方式中，可使用减小的翼肋间隔和/或“V”型翼肋，以便允许板材桁条(例如与桁条136g结构相似)结构地接合到扭矩盒(例如翼盒)的上翼板(例如上翼蒙皮)以及接合至扭矩盒的下翼板(例如下翼蒙皮)。

如上文描述，翼肋对(诸如翼肋140b和翼肋140c)(见图2)在结构上可与翼肋140b相似，并且可形成大致密封箱的相对侧。虽然一个或多个这些箱子可靠近一个或多个推进单元116，但是优选的是，(例如出于承载的目的)，将一个或多个这些箱子定位在更靠近机身108或更靠近外侧机翼部分104b。

如图7所示，一个或多个桁条136可包括一个或多个弯曲的过渡部。例如，桁条136f可包括弯曲部分700，并且桁条136d可包括弯曲部分704。桁条136的这种弯曲部分(或过渡部)可通过形成关联桁条的对应板层的叠层构造来实现，使得关联桁条具有例如与上文描述的桁条136g的横截面相似的大致实心的横截面。例如，为了形成弯曲部分700，桁条136f的板层708可被切成具有弯曲边缘的平面形状，该平面形状随后可被固化在下翼蒙皮120上(或与下翼蒙皮120一起或在其之前固化，并且之后共同结合)。桁条136d的板层712可被类似地切割并固化，以形成具有弯曲部分704的桁条136d。

在一些实施方式中，用于每个桁条136和飞机或机翼蒙皮120、124的复合材料可总体上是轻质材料，比如未固化预浸渍加强带或织物(例如预浸材料)。带或织物通常包括埋入基质材料(比如诸如环氧或苯酚的聚合物)中的多个纤维(诸如石墨纤维)。根据需要加固的强度，带子或织物可以是不定向或编织的。因此，预浸带子或织物通常被放置在芯轴或模具上，以便将所述带子或织物预成型为由芯轴或模具所限定的多个桁条136中的特定桁条的期望形状。但是，如下文描述的，在示例性的共同固化过程(这一过程将在下文中参照图13到图15进一步详细描述)中，优选地，直接在下翼蒙皮120上铺设桁条板层。

进一步地，桁条136可以是任何合适的尺寸，以便提供各种加强程度，并且可以由任何数量的预浸带或织物的板层构成。同样地，针对单独的板层以及多个板层，飞机蒙皮120、124可以是各种尺寸和厚度，这取决于期望支撑的重量和数量。

在一些实施方式中，在图3中示意性描绘出的一个或多个桁条终结端部(诸如端部170a、170b、174a、174b、)可向外展开(例如，向与关联桁条的伸长轴大致互相正交的方向和关联桁条结构地接合至的表面的法向方向)。这样的展开可被配置为使关联载荷从关联桁条卸载并将其分配至张力板(例如下翼蒙皮)变得“容易”。

在一些实施方式中，本文公开的一个或多个板材桁条(例如一个或多个桁条136)沿着其长度可具有变化的高度和/或长度，这种变化的高度和/或长度可被配置为进一步优化关联的扭矩盒(或其组件)的结构特征。例如，本文公开的构建序列(例如板材桁条的逐层构建)可使板材桁条的高度和/或宽度在板材桁条与翼肋相连接的区域增加。例如，增加的宽度可允许第二紧固件延伸穿过与第一紧固件直接邻近的关联桁条的关联梯形横截面。第二紧固件可类似地延伸穿过关联的张力板(例如下翼蒙皮)并且延伸至翼肋。进一步地，一个或多个板材桁条的终结端部(例如，其如上文描述的可能展开和/或如上文进一步描述的可能逐渐变小)可能是阶梯式的，这可进一步使载荷容易从桁条转移到张力板。

实例2：

本实例描述了示例性的单片机翼实施方式，该实施方式可以可替代地包括在飞机100中；参见图8到图11。

在本实例中，从图8和图9中可以看出，机翼蒙皮120在机翼104的翼尖104c、104d之间可以是连续的(或大致连续的)。进一步地，桁条136可包括多个桁条(例如桁条800a-i)，每一个桁条在结构上与上文描述的桁条136g相似。

可以看出，桁条800a-i中的每一个可被弯曲并且从飞机100中的一个机翼104连续地延伸至邻近的机翼104。例如，桁条800a-i(例如，如图8和图11所示，在朝向机尾方向)具有一个或多个大弧度(sweeping)曲率以及(例如，如图9和图10所示，在向上的方向)具有一个或多个二面曲率。一个或多个全面曲率的相关轴可与一个或多个二面曲率的相关轴大致正交。桁条的这种相互正交的曲率可通过桁条的相关叠层在非固化状态下(诸如在铺设过程中)的弯折能力(或弯曲)被允许(或改善)。

回到图8，示出了每个桁条800d、800f连续地从机翼的一个翼尖(或翼尖区域)104c延伸至机翼的相对于相关机身108的相对翼尖(或翼尖区域)104d。尽管为简化说明没有示出，但一个或多个紧固件可延伸穿过下翼蒙皮120、穿过各个桁条800a-i的大致实心梯形横截面并且延伸入关联的翼肋140，从而使机翼104稳固。

与图3相似，图9描绘了在单片机翼实施方式的这个说明中的桁条136的示例性延伸。具体来说，图9示出了桁条800f连续地从离最接近翼尖104c的区域穿过离机身108最近的区域，延伸至离相对翼尖104d最近的区域。与桁条136f相似，桁条800f可具有逐渐减小的终结端部804a、804b，端部804a的厚度向靠近翼尖104c的内表面160的方向以及远离翼尖104d的方向逐渐减小。同样地，端部804b可具有向靠近翼尖104d的内表面160的方向以及远离翼尖104c的方向逐渐减小的厚度。如图所示，机翼104的外侧部分可向上成角度(例如大约6°或其他合适的角度，该角度可对应于二面曲率或与其关联)。

图10描绘了机身108的内部结构1000的示例性部分，所述机身108例如通过翼肘板1004、1008与图8的单片机翼实施方式耦接。在一些实施方式中，机身108的外部可由层压复合材料机身蒙皮形成，所述机身蒙皮可耦接至结构1000。

图11描绘了与图8示出的相似的在单片机翼实施方式中的机翼蒙皮120的中部的半示意性俯视图。具体来说，除了桁条800a-i(或其他任何合适数目的相似桁条)，多个桁条136可包括另外的桁条，诸如桁条800j、800k。进一步地，还可从图8中看出，单片机翼实施方式中的机翼104可包括侧-体翼肋1100(例如，代替侧-体结合点)，该翼肋1100可与机身108的相对侧边大致对齐。在一些实施方式中，翼肘板1004、1008可分别耦接至相关的侧-体翼肋1100(见图11)。

如图所示，每一个桁条800a-i(或其他合适数目的板材桁条)可以很容易地弯曲(例如通过弯曲板层的简单铺设就能够实现)。这样弯曲的板材桁条可允许单片机翼的有效的(或改善的)构造，该单片机翼可被连续地弯曲。如图所示，位于翼肋1100之间的桁条800a-k的相对部分(大致图中显示为1104、1108)可例如关于各自的第一半径远离平行于翼展方向D1弯曲。同样地，远离各自部分1104、1108延伸的、桁条800a-k的相对部分(大致图中显示为1112、1116)可例如关于各自的第二半径，进一步远离平行于翼展方向D1的方向弯曲。在一些实施方式中，第一半径可小于第二半径。例如，每个第一半径可大约为175英寸，而每个第二半径可大约为500英寸。其他实施方式可具有其他合适的板材桁条曲率半径，诸如小于175英寸、大于500英寸或大于175英寸并小于500英寸。

实例3：

本实例描述了使机翼稳固的方法；见图12。本文描述的组件的方面可用于下文描述的方法步骤。在合适时，可引用前文描述过的并可用于执行每个步骤的组件和系统。这些引用是出于示例，并不旨在限制执行本方法的任何具体步骤的可能方式。

图12为示出在示例性方法中执行的步骤的流程图并且可能未详述完整的过程。具体来说，图12描绘了方法(图中总体上显示为1200)的多个步骤，可结合根据本公开的方面公开的实施方式执行这些步骤。虽然在图12中描绘可并在下文描述了方法1200的各种步骤，但这些步骤不一定需要全部执行，并且在一些情况下可以以不同于图中示出的顺序执行。

例如，方法1200可包括步骤1202，步骤1202是将诸如翼肋140a(或翼肋140b或翼肋1100)的翼肋定位为与机翼的层压复合材料下翼蒙皮的内表面邻近(例如与内表面160邻近)，使得翼肋被定向为与机翼的翼展方向(诸如机翼104的翼展方向D1)大致垂直。例如，机翼可包括诸如桁条136g(或桁条800a-k中的任何一个)的层压复合材料桁条，所述层压复合材料桁条由加固材料的大致平面板层的锥形叠层形成，所述大致平面板层结构地接合至下翼蒙皮的内表面。大致平面板层的锥形叠层可沿着下翼蒙皮的内表面的很大一部分大致平行于内表面和翼展方向延伸。

方法1200可进一步包括步骤1204，步骤1204是至少部分通过将至少一个紧固件(诸如紧固件400)延伸穿过下翼蒙皮、穿过大致平面板层的锥形叠层以及穿过翼肋的凸缘(例如翼肋凸缘402)，可操作地将翼肋耦接至下翼蒙皮和桁条，从而使机翼稳固。

在一些实施方式中，锥形叠层在大致垂直于翼展方向的平面上具有大致实心的梯形横截面。实心梯形横截面的至少大部分具有的特征在于，加固材料的平面板层。可穿过下翼蒙皮和梯形横截面形成孔，诸如图5中描绘的孔602。在这样一个实施方式中，延伸步骤(例如将至少一个紧固件延伸穿过下翼蒙皮、穿过大致平面板层的锥形叠层以及穿过凸缘)可涉及将至少一个紧固件定位于所述孔内并且将所述紧固件插入翼肋的凸缘。

在一些实施方式中，步骤1202可进一步包括将凸缘的邻近部分(诸如在图4中的桁条136d、136f之间延伸的凸缘402的部分)置于邻近锥形叠层的内表面上。在这种情况下，其中，步骤1204可进一步包括通过将至少一个紧固件(诸如紧固件610)延伸穿过下翼蒙皮和凸缘的邻近部分，将凸缘的邻近部分固定至内表面。

实例4：

本实例描述了形成(或制造)诸如机翼蒙皮120的张力板的方法，该方法使用结构上接合至张力板上的相应桁条，诸如桁条136(例如桁条136a-z、136zz和/或桁条800a-k)；参见图13至图15。

如图13所示，蒙皮加固材料的多个板层(图中大致显示为1300)可层叠在蒙皮垫板1304上。例如，板层1304可对应于板层502的未固化配置，板层502在被固化时可形成下翼蒙皮120。例如，板层1304可对应于具有各种角度方向的多个大致平面碳纤维预浸板层。例如，板层1304可对应于下面表3示出的板层P1-P36，板层P1对应于邻近垫板1304的板层，板层P36离垫板1304最远，并且板层P2-P35连续地置于板层P1与P36之间。

表3

以上表3中的方向列的数字可对应于相关板层中纤维的近似角度布置(该角度是相对于大致正交于垫板1304的上表面的轴而言的)。例如，可对应外表面164(见图5)的板层P1的纤维可对应于就图13(和图5)中视图的平面而言形成45°角度的板层P1的纤维。在一些实施方式中，表3列出的和包括在多个叠层1300中的板层P1-P36中的各个可以是任何合适的复合板层材料，诸如上文参照表1描述的一种或多种材料。如图14所示，桁条加固材料(在图中大致显示为1400)的多个板层可置于(和/或层叠在)平台1404(或其他合适的表面)上。板层1400可以以对称重复的序列铺设。例如板层1400可包括22个板层(诸如下表4中列出的板层P1-P22)，其中，板层P1对应最接近平台1404的板层，方向对应于相关板层中纤维相对于大致正交于平台1404的上表面的轴的近似角度布置，其对应方式与上文参照表3描述的对应方式相似。

表4：

<u>板层</u>	<u>方向</u>
		P1	0
P2	45
		P3	0
P4	0
		P5	-45
P6	90
		P7	45
P8	0
		P9	0
P10	-45
		P11	0
P12	0
		P13	45
P14	0
		P15	0
P16	-45
		P17	90
P18	45
		P19	0
P20	0
		P21	-45
P22	0

在其他实施方式中，板层1400可以以其他配置、混合形式和/或方向铺设。

超声刀1408或其他合适的切割设备、机构或装置可用来将层叠的板层1400切成一个或多个(例如具有包括但不限于30°、45°或60°的不同的角度)的梯形形状或叠层，诸如梯形叠层1412、1416、1420、1424、1428、1432、1436。例如刀1408可用于贯通叠层1400进行切割1440、1444、1448、1452、1456等。例如，切割1440可限定叠层1412的侧边，以及切割1444可限定各个叠层1412、1416各自的补充的邻近的侧边。同样地，切割1448可限定叠层1416、1420各自的面对侧边；切割1452可限定叠层1420、1424各自的面对侧边；以及切割1456可限定叠层1424、1428各自的面对侧边。可替代的刀包括喷水器和激光(没有示出)。

如上文提到的，刀1408可用于进行其他切割，诸如限定叠层1428、1432各自的侧边1428a、1432a的切割。类似地，刀1408可用于进行限定叠层1432、1436各自的两边侧边1432b、1436a的切割。如图所示，由刀1408进行的切割可被隔开，使得叠层1412具有相对的上下底面(如图14的方向)，上下底面分别具有长度或尺寸d1、d2。同样地，由刀1408进行的其他切割可被隔开，使得叠层1416具有各自的相对上下底面，上下底面分别具有(近似的)尺寸d3、d2；叠层1420具有各自的相对上下底面，该上下底面分别具有(近似的)尺寸d3、d4；叠层1424具有各自的相对上下底面，该上下底面分别具有(近似的)尺寸d5、d4；叠层1428具有各自的相对上下底面，该上下底面分别具有(近似的)的尺寸d5、d6；叠层1432具有各自的相对上下底面，该上下底面分别具有(近似的)尺寸d7、d6；以及叠层1436具有各自的相对上下底面，该上下底面分别具有(近似的)尺寸d7、d8。

一旦完成切割，可检查相应的一个(或多个)叠层的限定边缘，每隔一个叠层可被旋转(或翻转)，例如，使得所有的叠层1412、1416、1420、1424、1428、1432、1436的较长的底面面向大致同一个方向。例如，一旦叠层1432、1436被切割、分离和/或检查，叠层1436可被翻转到叠层1432上，使得叠层1436的具有长度d7的底面接触叠层1432的具有相似长度d7的底面，并且两个底部相对齐。

如图15所示，切割的桁条板层1400的叠层1412、1416、1420、1424、1428、1432、1436然后可被转移到层叠的蒙皮板层1300上，例如，以便在其上形成未固化的桁条1500。以相似的方式，桁条板层的其他梯形叠层可被切割并层叠在叠层的蒙皮板层1300上，例如，以便在其上形成邻近的未固化的桁条1504、1508。在一些实施方式中，织物外包装层(诸如预浸渍的碳纤维织物或其他合适的复合织物材料(例如，诸如参照表1描述的一种或多种材料))可被置于层叠的蒙皮板层1300和/或一个或多个桁条1500、1504、1508上。

进一步地，在一些实施方式中，顶垫板(诸如顶垫板1512)可被置于桁条1500、1504、1508中的每一个的上表面上。但是为了简化说明，只示出了一个顶垫板1512。顶垫板1512可由大致刚性材料制成，其被配置为改善相关桁条的固化表面。例如，顶垫板1512可由具有大约0.005英寸厚度的片状衬垫料或其他合适的材料制成。在一些实施方式中，顶垫板1512可延伸超过相关桁条的上表面的相对边缘约0.35英寸，或者以其他合适的重叠方式延伸。

真空袋材料可置于与蒙皮垫板1304相对的蒙皮叠层1300和桁条1500、1504、1508上，并且大致气密密封至蒙皮垫板1304，因而形成蒙皮叠层1300和桁条1500、1504、1508可置于其中的真空室。合适的装置(诸如真空泵)可操作耦接至真空室并且操作为大致使真空室排出气体，从而产生真空袋材料压制桁条1500、1504、1508和蒙皮叠层1300。这个压制构造之后可被例如在高压釜中加热，直到叠层1300和桁条1500、1504、1508中的基质材料已经适合于固化(例如共同固化)，从而使板层1300结构上互相接合，结构地将桁条1500、1504、1508的各自板层互相接合，以及将桁条1500、1504、1508结构地接合至板层1300。

一旦被合适地固化，可将紧凑的构造从高压釜或其他合适的设备中移除，可将真空袋材料移除并且检查固化。一旦被合适地固化，这种固化的构造(例如固化的张力板)可结合于(或用于)机翼组件或其他合适的组件中，包括扭矩盒。例如，固化蒙皮1300可作为下翼蒙皮120结合于飞机100中。例如，固化蒙皮1300的上表面1300a可对应于下翼蒙皮120的内表面160，而固化蒙皮1300的下表面1300b可对应于外表面164。同样地，固化桁条1500、1504、1508可对应于多个桁条136中的相应桁条。例如，固化桁条1500可对应于桁条136g。具体来说，固化叠层1412、1416、1420、1424、1428、1432、1436可分别对应于图5中描绘的子集500g、500f、500e、500d、500c、500b、500a。例如，除了固化叠层1412，邻近内表面160的子集500g的下部可包括一个或多个板层(除固化叠层1412之外)，诸如表1中列出的板层P1-P7，这些板层在压缩和固化之前在未固化叠层1300和未固化叠层1412之间，以未固化状态铺设在未固化叠层1300上。

在一些实施方式中，可使用内模线(IML)制造过程而非上文描述的外模线(OML)制造过程。例如，可提供有槽口的工具。所述有槽口的工具可具有形状上与叠层1300、1500、1504、1512的上表面相似的上表面。例如，有槽口的工具的上表面可包括多个倒置的梯形槽口。用于形成桁条的梯形叠层可被倒置并且连续地置于在工具的上表面中形成的梯形槽口。例如，叠层1412、1416、1420、1424、1428、1432、1436可被转移到其中一个梯形槽口上，使得所有的叠层1412、1416、1420、1424、1428、1432、1436使它们各自的较短的底部面向大致同一方向(例如朝向有槽口的工具的上表面)。例如，一旦叠层1432、1436被切割、分离和/或检查，叠层1432可被翻转到叠层1436上，使得具有尺寸d7的叠层1432的短底部接触具有尺寸d7的叠层1436的长底部，并且两个底部大致对齐。

一旦这些倒置的梯形桁条叠层被合适地置于槽口中，叠层1300可置于这些倒置的梯形桁条叠层上，使得叠层1300的表面1300a接触这些倒置的梯形桁条叠层的宽底部以及置于其间的有槽口的工具的上表面的部分。

在一些实施方式中，每个桁条可在例如OML或IML制造中由一个或多个切割的梯形桁条叠层形成。

在一些实施方式中，桁条1500、1504、1508可共同结合至叠层1300。例如叠层1300可被固化，之后桁条1500、1504、1508可被固化在固化的叠层1300上。

在一些实施方式中，桁条1500、1504、1508可被翻转以共同结合至叠层1300。例如桁条1500、1504、1508可被固化，并且之后未固化的叠层1300可被固化在固化的桁条1500、1504、1508上。

实例5：

本部分描述了用一系列段落非限制性呈现的实施方式的另外的方面和特征，出于清楚和效率，一些或全部的段落可由字母数字指定。这些段落中的每一段都可以以任何合适的方式与一个或多个其他段落和/或本申请中其他地方的公开内容(包括在美国专利申请交叉引用中可找到的背景实例)结合。下文的一些段落特别指的是其他段落并进一步限制其他段落，提供(不是限制性)了一些合适的结合的实例。

A1.一种机翼包括：具有内表面的机翼蒙皮，该内表面具有大致平行于机翼的翼展方向延伸的长度；层压复合第一桁条，所述桁条的大部分具有层叠的多个大致平面加固材料板层，大致平面板层作为叠层结构地连接到内表面并且沿着内表面的很大一部分大致平行于内表面和翼展方向延伸，当从大致垂直于翼展方向的平面上观察时，第一桁条具有大致实心的梯形横截面，使得最接近内表面的层叠的多个大致平面板层的第一板层比叠层的多个大致平面板层的第二板层具有更宽的宽度，所述第二板层比所述第一板层离内表面更远；翼肋，被定位于内表面附近，并且沿着大致与翼展方向垂直的方向延伸，所述翼肋包括翼肋凸缘，并且被成形为在翼肋凸缘和内表面之间限定出通道，使得所述梯形横截面与所述翼肋凸缘相连接，其中，第一桁条穿过通道；以及至少一个紧固件，穿过机翼蒙皮、梯形横截面和翼肋凸缘。

A2.根据段落A1所述的机翼，其中，所述桁条相对于关联的机身从机翼的一个翼尖连续地延伸到机翼的相对翼尖。

A3.根据段落A1所述的机翼，其中，所述通道具有从翼肋凸缘延伸至机翼蒙皮内表面的高度，所述梯形横截面具有沿着局部正交于内表面的方向延伸的高度，所述通道的高度与梯形横截面的高度基本上相同。

A4.根据段落A3所述的机翼，其中，所述通道的高度沿着局部正交于内表面的方向从内表面延伸出不超过两英寸。

A5.根据段落A1所述的机翼，其中，机翼蒙皮是机翼的下翼蒙皮，并且具有与内表面相对的外表面，所述外表面形成机翼的下外部部分。

A6.根据段落A5所述的机翼，除了第一桁条外，进一步包括多个桁条，所述多个桁条中的每一个是层压复合材料，该层压复合材料各自具有多个层叠的大致平面加固材料板层的特征，所述大致平面板层结构地连接至内表面，并且沿着与第一桁条邻近的内表面的很大一部分大致平行于内表面和翼展方向延伸，其中，翼肋凸缘具有大致规则(ruled)的下表面，除第一桁条外，所述规则的下表面与所述的多个桁条的至少第一桁条子集相连接，使得直接位于翼肋凸缘下表面的内表面的大部分不与翼肋凸缘的下表面接触。

A7.根据段落A6所述的机翼，其中，翼肋通过延伸穿过下机翼蒙皮和翼肋的一个或多个紧固件接触并连接至下翼蒙皮，所述下翼蒙皮位于第一桁条和第二组多个桁条之间。

A8.根据段落A5所述的机翼，其中，下机翼蒙皮是包括多个加固材料板层的层压复合材料，所述第一桁条的层叠的多个大致平面板层和多个下翼蒙皮板层可通过基质材料结构地互相连接。

A9.根据段落A5所述的机翼，其中，层叠的多个大致平面板层包括多个带子层，所述带子层相对于大致正交于内表面的梯形横截面的轴布置为近似0°到90°范围的角度，0°对应于大致平行于翼展方向延伸的关联带子层中的纤维，梯形横截面的上部中被布置为近似0°带子层的百分比大于梯形横截面的下部中被布置为近似0°带子层的百分比，下部位于上部和内表面之间。

A10.根据段落A9所述的机翼，其中，所述上部和下部包括近似相同数目的带子层，带子层的纤维是碳纤维，基质材料是聚合物。

A11.根据段落A1所述的机翼，其中，叠层的多个并且置于梯形横截面中的若干大致平面板层的范围为100到200个板层。

A12.根据段落A11所述的机翼，其中，梯形横截面的相对侧边与内表面的局部部分形成各自的角度，其范围为30°到60°。

B1.一种飞机的机翼，包括：限定机翼的下外表面的下翼蒙皮；连接至下翼蒙皮的多个桁条；大致沿着垂直于桁条方向延伸的翼肋，所述翼肋相对于所述多个翼肋被置于与下翼蒙皮相对；以及延伸穿过下翼蒙皮、穿过所述多个桁条的第一桁条并且延伸至所述翼肋的紧固件；其中，下翼蒙皮是层压复合材料；每一个桁条是层压复合材料，包括通过基质材料结构地连接至下翼蒙皮的各自多个加固材料板层；所述多个板层的每一个板层大致局部平行于机翼的下外表面；并且每个桁条具有在与所述翼肋大致平行并且与所述翼肋对齐的平面上延伸的横截面，每一个横截面大致是锥形的并且实心的，从邻近下翼蒙皮到邻近所述翼肋的过程中，局部平行于机翼的下外表面的方向测量的所述横截面的宽度逐渐减小，并且所述多个叠层填充各自横截面的大部分。

B2.根据段落B1所述的机翼，其中，多个板层各自包括多个带子层，所述带子层相对于局部垂直于外表面的轴布置为多个不同的角度，近似0°角度对应于大致平行于机翼的翼展方向延伸的关联带子层中的纤维，关联横截面的上部中被布置为近似0°带子层的百分比大于位于关联横截面的下部中被布置为近似0°带子层的百分比。

B3.根据段落B2所述的机翼，其中，所述上部和下部包括近似相同数目的带子层。

B4.根据段落B3所述的机翼，其中，所述上部和下部给子包括布置为近似0°、30°、45°、60°、90°、-30°、-4°5和-60°的带子层。

B5.根据段落B4所述的机翼，其中，第一桁条的横截面是梯形横截面，其大部分由关联带子层的纤维构成。

C1.一种使机翼稳定的方法，包括以下步骤：将翼肋定位为与机翼的层压复合材料下翼蒙皮的内表面邻近，使得所述翼肋被定向为与机翼的翼展方向大致垂直的方向，其中，机翼包括层压复合材料桁条，该桁条由加固材料的大致平面板层的锥形叠层形成，所述平面板层结构地连接至内表面，并且沿着所述内表面的很大一部分大致平行于内表面和翼展方向延伸；以及至少部分通过将至少一个紧固件延伸穿过下翼翼蒙皮、穿过大致平面板层的锥形叠层和穿过所述翼肋的凸缘，操作地将所述翼肋耦接至下翼蒙皮和桁条，从而使机翼稳固。

C2.根据C1所述的方法，其中，所述锥形叠层在大致垂直于翼展方向的平面上具有大致实心的梯形横截面，实心的梯形横截面的至少大部分以加固材料的平面板层为特点，穿过下翼蒙皮和梯形横截面形成孔，并且所述延伸步骤涉及将至少一个紧固件定位于所述孔内并且将所述紧固件插入所述翼肋的凸缘中。

C3.根据C1所述的方法，其中，所述定位步骤进一步包括在邻近所述锥形叠层的内表面上设置所述凸缘的邻近部分，以及所述操作地耦接步骤进一步包括通过将至少一个另一个紧固件穿过下翼蒙皮和所述凸缘的邻近部分，将所述凸缘的邻近部分固定至内表面。

D1.一种飞机包括：具有相对的第一和第二侧面的机身；从第一侧面延伸的第一机翼；从第二侧面延伸的第二机翼；针对第一和第二机翼各自的至少一部分限定出下外表面的层压复合材料下翼蒙皮；结构地连接至下翼蒙皮并且沿着与外表面相对的下翼蒙皮延伸的层压复合材料第一桁条，所述第一桁条在第一和第二机翼之间连续延伸。

D2.根据段落D1所述的飞机，其中，第一桁条包括第一多个加固材料板层，下翼蒙皮包括第二多个加固材料板层，并且第一多个板层通过基质材料结构地连接至第二多个板层。

D3.根据段落D2所述的飞机，其中，第一和第二多个板层的加固材料包括碳纤维加固材料并且基质材料包括聚合树脂。

E1.一种组装复合材料机翼结构的方法，包括以下步骤：层叠多个蒙皮加固纤维板层和基质材料板层，以便限定出翼状叠层；层叠多个桁条加固纤维板层和基质材料板层，以便限定出板条状板层；切割所述多个桁条加固纤维板层，使得位于板条状叠层的一面的板层比位于板条状叠层的相对面的板层基本上宽，从而限定出锥形叠层；将锥形叠层放置在翼状叠层上，使基本上较宽的板层靠近翼状叠层，并且使基本上连续的平行叠层从最下板层向包括翼状叠层和板条状叠层的最上板层延伸；将板层中的纤维和基质材料结合至固体纤维基质层压材料，以便为机翼限定出下翼蒙皮，桁条沿着机翼的长度行进，并且通过桁条看时，具有大致实心的横截面。

E2.根据段落E1所述的方法，其中，将板层中的纤维和基质材料结合至固体纤维基质层压材料的步骤对于翼状叠层和板条状叠层中的全部板层基本同时执行，从而限定出一体形成的机翼-桁条固体纤维基质层压材料。

E3.根据段落E1所述的方法，进一步包括：将多个锥形的板层的叠层和基质材料放置在翼状叠层上，使得锥形叠层沿翼状叠层的长度行进；将多个锥形的叠层中的各个叠层的纤维和基质材料结合至固体纤维基质层压材料，以便限定出沿着机翼长度行进的多个桁条，并且透过所述多个桁条的各个桁条来看，所述桁条具有大致实心的横截面。

E4.根据段落E1所述的方法，进一步包括：将多个桁条加固纤维板层切割成多个板条状锥形叠层，使得多个板条状锥形叠层从多个桁条加固纤维板层切割，在邻近的条板状锥形叠层板层中具有交替的锥形件。

E5.根据段落E4所述的方法，其中，将多个桁条加固纤维板层切割成多个板条状锥形叠层的步骤使用超声刀、水切割机或激光器。

F1.一种使碳纤维基质层压蒙皮稳固的方法，包括以下步骤：形成层压蒙皮，所述层压蒙皮包括用基质材料结合的基本平行的大致平面加固纤维板层；形成多个层压桁条，各个实质上包括用基质材料结合的基本平行的大致平面加固纤维板层；将层压蒙皮连接至多个层压桁条的各个桁条，使得从层压蒙皮外表面延伸至远离外表面的各个桁条内部的线观察时，在层压蒙皮的大部分和多个层压桁条的各个桁条中的纤维都大致平行，并且限定连续的叠层。

G1.一种形成飞机机翼的张力板的方法，包括以下步骤：层叠多个蒙皮加固纤维和基质材料板层，以便限定出板状叠层，每个蒙皮加固纤维从纤维端到纤维端以大致直线方式延伸；层叠多个桁条加固纤维和基质材料板层，以便限定出板条状叠层，每个桁条加固纤维从纤维端到纤维端以大致直线延伸；切割所述多个桁条加固纤维板层，使得位于板条状叠层的一面的板层比位于板条状叠层的相对面的板层基本上宽，从而限定出锥形叠层；将锥形叠层放置在板状叠层上，使基本上较宽的板层靠近板状叠层，并且使基本上连续的平行板层的叠层从最下板层向包括板状叠层和板状叠层的最上板层延伸；将板层中的纤维和基质材料结合至固体纤维基质层压材料，以便为限定出机翼的张力板，桁条沿着张力板的长度行进，并且通过桁条观察时，具有大致实心的横截面。

G2.根据段落G1所述的方法，其中，将板层中的纤维和基质材料结合至固体纤维基质层压材料的步骤针对翼状叠层和板条状叠层中的全部板层基本同时执行，从而限定出一体形成的机翼-桁条固体纤维基质层压材料。

G3.根据段落G1所述的方法，进一步包括：将多个锥形叠层和基质材料放置在翼状叠层上，使得锥形叠层沿着翼状叠层的长度行进；将多个锥形叠层的各个叠层中的纤维和基质材料结合至固体纤维基质层压材料，以便限定出沿着机翼长度行进的多个桁条，并且透过所述多个桁条的各个桁条观察，所述桁条具有大致实心的横截面。

G4.根据段落G1所述的方法，进一步包括：将多个桁条加固纤维板层切割成多个板条状锥形叠层，使得多个板条状锥形叠层从多个桁条加固纤维板层上切割，在邻近的板条状锥形叠层中具有交替的锥形体。

G5.根据段落G4所述的方法，其中，将多个桁条加固纤维板层切割成多个板条状锥形叠层的步骤使用超声刀、水刀或激光。

H1.一种切割多个加强筋的方法，包括以下步骤为：层叠多个桁条加固纤维板层和基质材料板层，以便限定出大致平行板层的叠层，每一个桁条加固纤维从纤维端到纤维端以大致直线延伸；沿着多个大致平行的倾斜平面切割所述大致平行板层的叠层，以便限定出多个梯形板条状叠层，邻近的叠层在从叠层底部到叠层顶部相对方向上逐渐减小；翻转交替的叠层，以便重新定向交替叠层，使得从每一个叠层的底部到每一个叠层的顶部的过程中，所有的多个锥形板条状叠层在同样的方向逐渐减小。

H2.根据段落H1所述的方法，进一步包括的步骤为：隔开所述大致平行的倾斜平面，这样第一叠层具有的顶部宽度近似等于第二叠层的底部宽度，其中，第二叠层可放置于第一叠层的顶部，以便建立组合的锥形的板条状叠层。

优点、特征、好处

本文描述的不同的实施方式提供了优于已知的使机翼稳定的若干优点。例如，除其他实施方式之外，本文描述的示例性实施方式允许紧固件延伸穿过机翼蒙皮、穿过层压复合材料桁条的实心梯形横截面(所述桁条结构地连接至机翼蒙皮)以及穿过翼肋。其他优点可包括减少的桁条工具和通过层压材料调整板层方向的能力(例如，使更多的0°板层偏向板条桁条的顶部)。但是，不是本文描述的所有实施方式都提供同样的优点或同样程度的优点。

结论

上文陈述的本公开可包括具有独立功用的多个不同的实施方式。虽然每一个这些实施方式都以最优的形式公开，在此公开和说明的其具体细节不应被认为是在限制意义上的，因为许多变体是可能的。实施方式的主旨包括本文公开的各种元件、特征、功能和/或性质的所有新奇的和非显著的组合和次组合。以下权利要求具体指出了被认为新奇的和非显著的组合和次组合。特征、功能、元件和/或性质的其他组合和次组合的实施方式可在要求本申请或相关申请优先权的申请中被要求。这样的权利要求，无论是指向不同的实施方式还是相同的实施方式，并且无论是广于、窄于、等于还是不同于原权利要求的范围，都认为是包括在本公开的实施方式的主旨内。

Claims (10)

1.一种机翼(104)，包括：

机翼蒙皮(120)，所述机翼蒙皮具有内表面(160)，所述内表面(160)的长度(L1)大致平行于所述机翼(104)的翼展方向(D1)延伸；

层压复合材料的第一桁条，所述第一桁条的大部分以层叠的多个大致平面加固材料板层为特征，所述层叠的多个大致平面加固材料板层作为叠层结构上接合至所述内表面(160)并且沿着所述内表面(160)的很大一部分大致平行于所述内表面(160)和所述翼展方向(D1)延伸，当在大致垂直于所述翼展方向(D1)的平面上观察时，所述第一桁条具有大致实心的梯形横截面，使得所述层叠的多个大致平面加固材料板层中的最接近所述内表面(160)的第一板层比所述层叠的多个大致平面加固材料板层中的第二板层具有更宽的宽度(W1)，所述第二板层比所述第一板层离所述内表面(160)更远；

翼肋(140a)，被定位为邻近于所述内表面(160)，并且大致垂直于所述翼展方向(D1)延伸，所述翼肋(140a)包括翼肋凸缘(402)，并且被成形为在所述翼肋凸缘(402)和所述内表面(160)之间限定出通道(600)，其中，所述第一桁条穿过所述通道(600)，使得所述梯形横截面与所述翼肋凸缘(402)相连接；以及

至少一个紧固件，所述至少一个紧固件延伸穿过所述机翼蒙皮(120)、所述梯形横截面和所述翼肋凸缘(402)。

2.根据权利要求1所述的机翼(104)，其中，所述第一桁条相对于关联的机身(108)从所述机翼(104)的一个翼尖连续地延伸到所述机翼(104)的相对翼尖(104d)。

3.根据权利要求1所述的机翼(104)，其中，所述通道(600)具有从所述翼肋凸缘(402)延伸至所述机翼蒙皮(120)的所述内表面(160)的高度，所述梯形横截面具有在与所述内表面(160)局部正交的方向上延伸的高度，所述通道(600)的高度与所述梯形横截面的高度基本上相同。

4.根据权利要求3所述的机翼(104)，其中，所述通道(600)的高度在与所述内表面(160)局部正交的方向上从所述内表面160延伸不超过两英寸。

5.根据权利要求1所述的机翼(104)，其中，所述机翼蒙皮(120)是所述机翼(104)的下翼蒙皮(120)，并且具有与所述内表面(160)相对的外表面，所述外表面形成所述机翼的下外部分。

6.根据权利要求5所述的机翼(104)，除了所述第一桁条之外，进一步包括多个桁条(136)，所述多个桁条(136)中的每个是具有相应的层叠的多个大致平面加固材料板层特征的层压复合材料，该层叠的多个大致平面加固材料板层结构上接合至所述内表面(160)，并且沿着与所述第一桁条邻近的所述内表面(160)的很大一部分大致平行于所述内表面(160)和所述翼展方向(D1)延伸，其中，所述翼肋凸缘(402)具有大致规则的下表面(402a)，除了所述第一桁条之外，所述下表面(402a)还与所述多个桁条(136)中的至少第一子组桁条相连接，使得直接位于所述翼肋凸缘(402)的下表面下方的所述内表面(160)的大部分不与所述翼肋凸缘(402)的所述下表面接触。

7.根据权利要求6所述的机翼(104)，其中，所述翼肋(140a)接触位于所述第一桁条和所述多个桁条(136)的第二子组之间的所述下翼蒙皮(120)并且通过延伸穿过所述下翼蒙皮(120)和所述翼肋(140a)的一个或多个紧固件附接至在所述第一桁条和所述多个桁条(136)的所述第二子组之间的所述下翼蒙皮(120)。

8.一种使机翼(104)稳固的方法，包括以下步骤：

将翼肋(140a)定位为与所述机翼(104)的层压复合材料下翼蒙皮(120)的内表面(160)邻近，使得所述翼肋(140a)被定向为与所述机翼(104)的翼展方向(D1)大致垂直，其中，所述机翼(104)包括层压复合材料的第一桁条，所述层压复合材料的第一桁条由大致平面加固材料板层的锥形叠层形成，所述锥形叠层结构上接合至所述内表面(160)，并且沿着所述内表面(160)的很大一部分大致平行于所述内表面(160)和所述翼展方向(D1)延伸；以及

至少部分通过使至少一个紧固件延伸穿过所述下翼蒙皮(120)、穿过大致平面加固材料板层的所述锥形叠层以及穿过所述翼肋(140a)的凸缘，可操作地将所述翼肋(140a)耦接至所述下翼蒙皮(120)和所述第一桁条，由此使所述机翼(104)稳固。

9.根据权利要求8所述的方法，其中，所述锥形叠层在与所述翼展方向(D1)大致垂直的平面上具有大致实心的梯形横截面，实心的梯形横截面的至少大部分具有平面加固材料板层的特征，穿过所述下翼蒙皮(120)和所述梯形横截面形成孔，并且延伸步骤包括将所述至少一个紧固件设置于所述孔内并且将所述紧固件插入所述翼肋(140a)的凸缘中。

10.根据权利要求8所述的方法，其中，定位步骤进一步包括在邻近所述锥形叠层的所述内表面(160)上设置所述凸缘的邻近部分，以及可操作地耦接步骤进一步包括通过将至少一个另外的紧固件穿过所述下翼蒙皮(120)和所述凸缘的所述邻近部分，将所述凸缘的邻近部分固定至所述内表面(160)。

Images