CN106081051A - 硼纤维加强结构组件 - Google Patents

Abstract

本公开针对一种硼加强复合结构构件(108、200、300)。在硼加强飞机龙骨(400、410、420、504)的背景中教导本公开中所示的概念和技术。硼加强复合结构构件(108、200、300)可由结构构件芯(208、308)以及围绕结构构件壳(212、312)构造。在一个实施例中，所述结构构件芯(208、308)包括交替的硼纤维加强层(202、302a‑c、206a‑d、306a‑j)以及内部碳纤维加强层(204a‑c、304a‑c)。所述硼纤维加强层(202、302a‑c、206a‑d、306a‑j)被在纵向方向定向，并且所述内部碳纤维加强层(204a‑c、304a‑c)被斜向、垂直以及平行于所述硼纤维加强层(202、302a‑c、206a‑d、306a‑j)定向。所述结构构件壳(212、312)包括多层外部碳纤维加强层(204a‑c、304a‑c)，其基本围绕所述结构构件芯(208、308)。

Description

硼纤维加强结构组件

本申请是2012年6月11日提交的名称为“硼纤维加强结构组件”的中国专利申请201210190783.5的分案申请。

技术领域

本发明涉及飞机结构，并且更特别地涉及负荷承载结构。

背景技术

通常将传统的客运和货运飞机配置为高或低翼飞机。在这些飞机中，机翼位于机身内的乘客或货物隔间上或下方，并且机翼被通过机翼结构盒而被附接于机身。取决于飞机是否被配置为高翼或低翼飞机，而将机身附接在机翼结构盒的顶部或底部。机翼结构盒通常非常重，因为其需要充分坚固，以承担大部分的机翼负荷并且支撑机身。也可通过机身的切出(cutout)部分而安装机翼，在该情况下，可需要机身加强/加固，以获得机身结构整体性。

设计飞机机身，以承担许多种负荷。首先，机身必须支撑飞行期间机身增压产生的环向应力。机身还必须支撑张力、压缩和剪切力，其由机身的弯曲和扭转产生，后者由用于控制飞机的飞机飞行表面的运动产生。机身也必须支撑着陆期间产生的，以及来自于外部空气压力和速度变化的力，例如飞行时机动期间，湍流期间或风切变条件下经历的那些。飞机的蒙皮部件通常承担大部分这些负荷。机身框架包括各种桁条以及舱壁，其进一步支撑蒙皮部件和飞行运行期间经历的负荷。

常使用铝单体横造机身建造大飞机。构造铝单体横造机身的一种方法包括，竖立一系列形状类似于机身横截面的框架，并且通过纵向桁条组合这些框架段，以产生机身段。然后，以铝片蒙皮覆盖该机身段，通过铆接附接，或者通过粘合剂粘合。然后，通常以紧固件结合机身段，以形成完整机身。在更大的飞机中，通常将铝龙骨附接至机身的内部地面。龙骨通常有助于加强这样的区域，其中，机翼和主起落架要求大机身切出部。

构造一段单体横造/硬壳式机身的另一种方法包括，绕旋转心轴，以加强织物布置机布置多层碳纤维加强织物。通过该方式，形成复合筒段，并且可连接一个或更多筒段/桶段(barrel section)，以构造机身。织物布置机技术的例子包括自动纤维布置，自动带状布置，以及细丝缠绕。心轴提供机身段的基本形状，并且在旋转心轴上施加多层碳纤维加强织物，以形成机身段的内部蒙皮。对于一些构造一段单体横造机身的方法，通常以一层蜂窝状芯材覆盖内部蒙皮。然后，织物布置机在蜂窝状芯材上施加多层碳纤维加固织物，以形成外部蒙皮。内部蒙皮、蜂窝状芯材以及外部蒙皮一起形成蒙皮部件。对于构造一段单体横造机身的其他方法，心轴提供内部蒙皮和完整桁条的形状。将蒙皮和桁条放置在心轴上，并且同固化，以形成完整的机身蒙皮。

在此所做的公开呈现的是关于这些考虑和其他考虑。

发明内容

应明白，提供本发明内容，以通过以下详细说明进一步描述的简化形式引入概念集合。本发明内容无意用于限制所要求主旨的保护范围。

本公开的一个实施例针对层压硼复合结构构件。层压硼复合结构构件具有结构构件芯，其基本由结构构件壳围绕。结构构件芯包括在基本纵向方向定向的多层硼纤维加强层。在邻近的硼纤维加强层之间的是碳纤维加强层。一些碳纤维加强层被基本与硼纤维加强层斜向(diagonal)定向。其他碳纤维加强层被基本与硼纤维加强层垂直定向。并且其他碳纤维加强层被基本与硼纤维加强层水平定向。经配置以定义结构构件壳的至少一个外部碳纤维加强层基本围绕限定结构构件芯的硼纤维加强层和碳纤维加强层。

本公开的另一实施例针对改进的飞机机身。其中飞机机身具有中机身段，诸如具有第一末端和相对的第二末端的机身筒(barrel)，以及位于两端之间的用于机翼和/或起落架的切出。以纤维加强蒙皮制作中机身段，诸如从第一端延伸至第二端的碳纤维加强塑料。在中机身段中定位龙骨(keel)形式的硼复合结构构件，其在切出(cutout)的长度上延伸，并且然后渐缩至中机身段。在一些实施例中，龙骨比中机身段更长，以便其延伸或渐缩超过第一末端或第二末端。硼复合龙骨通过加强纤维层被附接至纤维加强蒙皮的内侧或外侧。这些加强纤维层被成层布置，一些基本垂直于硼复合龙骨，而一些基本与硼复合龙骨成斜向。

而本公开的另一实施例提供组装飞机机身的方法。一个实施例的操作包括提供中机身段，诸如具有第一端和第二端的机身筒，以及提供硼加强龙骨。将硼加强龙骨固定至中机身段，以便硼加强龙骨的第一部分延伸超过中机身段的第一端。将硼加强龙骨的第一端固定至第二机身段，后者被拼接/叠接(spliced)至中机身段。

能够在本公开的各个实施例中单独实现已公开的特征、功能和优点，或者不偏离本公开的保护范围，可在其他实施例中组合。教导这些和各种其他特征，并且通过阅读以下详细说明和观察附图，将明白这些和各种其他特征。

附图说明

图1示出飞机机身的例示性中机身筒段。

图2示出例示性复合结构构件的横截面图。

图3示出可替换例示性复合结构构件的横截面图。

图4A-4C示出例示性飞机龙骨的横截面图。

图5示出流程图，其针对组装具有复合结构构件的飞机机身的例示性方法。

具体实施方式

以下详细说明针对改进复合结构构件以及针对改进飞机机身，其包含以下描述的各种特征，以消除机身的大多数高负荷段中的周圈拼接，消除龙骨拼接组件，在需要处提供集中硬度和强度，降低飞机重量和简化飞机组装。如本文所述，一种构造单体横造机身的方法包括，形成一个或更多复合筒段，并且将筒段连接在一起，以构造机身。通常由龙骨加强传统的乘客或货物飞机，龙骨通常被关于机身纵向定位，并且被附接于机身框架或蒙皮部件的内部或外部。

由复合筒段构造的机身可需要这样的龙骨，其跨越多个复合筒段。此外，复合筒段可包括至少一个大型切出，以容纳机翼盒或起落架或货物坡台。结果，为了被附接至一个或更多复合筒段，传统的龙骨可需要大范围机械紧固至机身框架或蒙皮部件。类似地，可需要通过结构构件加框架或加强的复合筒段可需要大范围机械紧固至机身框架或蒙皮部件。类似的，复合筒段可需要大范围机械紧固，以被彼此连接。

利用本文描述的概念和技术，硼加强复合结构构件提供改进方法，用于结构加强机身，并且用于组装飞机。在飞机的背景内教导本文所示的概念和技术，但是可易于适应其他这样的设计和环境，其要求结构加强，包含复合材料，包括压缩中弯曲的横梁，或者应用于期望改进组装的情况。该适应的例子包括建筑物构造，生产耐用品，包括汽车和船只，经受苛刻条件的部件，诸如轨道中的卫星，或其组合等等。因此，为了本例示和教导目的，并且不约束和限制，在飞机机身和龙骨的背景中示出本文教导的概念和技术。

在本文和图1-5中提出某些细节和特征，以通过例示性实施例、图解或例子的方式，描述和教导制造的各个实施例，以及硼复合结构构件的使用。在附图中讨论或示出的许多细节和特征仅代表和图解特殊实施例。因此，不偏离本公开和权利要求的保护范围，其他实施例可具有其他细节和特征。另外，能够不以本文描述的细节和特征实践其他实施例。现在参考附图，其中，贯穿几幅图，相同的数字都代表相同的元件，将描述根据各个实施例的硼复合结构构件。

现在参考图1，其中示出具有纵轴102的中机身筒100。在一个实施例中，机身筒段，诸如所示的中机身筒100被作为整块段(section)，由碳纤维复合材料单独制作。在可替换实施例中，机身组件，诸如半筒段，四分之一筒段和面板由碳纤维复合材料单独制作，并且将其结合在一起。“碳纤维加强塑料”(CFRP)为总括(general term)，其包括用于制作碳纤维复合机身筒、碳纤维复合机身组件等等的碳纤维复合材料类型。

制作后，能够通过粘合剂粘接和/或机械紧固将CFRP机身筒或机身组件结合在一起，以形成机身。不在以下公开中提出通常关联CFRP制作技术的详细描述广为人知的CFRP方法和CFRP系统，以避免不必要地模糊本公开的各个实施例的说明。

图1所示的中机身筒100包括一对相对机翼孔体106形式的切出，其后面可定位机翼盒与起落架(未示出)，并且机翼(未示出)可通过其附接。也示出完整机身龙骨形式的复合结构部件108，其被基本平行于纵轴102定向，并且参考图4A-C最佳描述该形式。

在一些实施例中，复合结构构件108基本在相对机翼孔体106的长度上延伸，并且然后渐缩，以在每个末端附接至中主体机身100。例如，复合结构构件108可在一个或两个末端渐缩，以附接至结构元件，诸如中主体机身桁条(未示出)。在一些实施例中，复合结构构件108在渐缩以在该末端附接至中主体机身100之前，可向相对机翼孔体106前延伸两个或三个框架隔间。在其他实施例中，复合结构构件108在渐缩以在该末端附接至中主体机身100之前，可向相对机翼孔体106后延伸三个或四个框架隔间。在仍其他实施例中，复合结构构件108在渐缩以附接至中主体机身100之前，可向相对机翼孔体106前和后延伸。另外的实施例提供向中主体机身100前和/或后延伸的复合结构构件108，以被附接至邻近的前和/或后机身段。

复合结构构件108可具有设计部件，诸如法兰110。如下所述，复合结构构件108可为任何设计构造，并且可包括关于该设计构造或将复合结构构件108固定或附接至中主体机身104的部件。例如，法兰100可提供硬复合结构构件108，同时提供将复合结构构件108固定或附接至中主体机身104的结构。

总的来说，用于制作中机身筒100或复合结构构件108的CFRP包括加强件和树脂。加强件可包含，例如织物、带、膜、箔、纤维、其组合等等。纤维可包含，例如，碳、芳纶、石英、其组合等等。树脂可包含热固和热塑树脂。热固树脂包括环氧树脂、聚酯型聚氨酯、酚醛树脂、乙烯基酯和聚酰亚胺树脂、其组合等等。热塑树脂可包含，例如，缩醛树脂、聚丙烯、聚碳酸酯、尼龙、其组合等等。为了促进将复合材料粘接至模型(form)、衬底或其他层，通常粘合和固化复合材料。为了本教导的目的，术语“层片”和“层”完全可互换，而无论是单数或复数。

硼是一种化学元素，并且通常将其视为非金属。相对来说，硼也是稀有元素。硼和富硼化合物的特征包括极限强度和硬度。富硼化合物的例子包括但不限于硼碳氮化合物、氮化硼、二硼化铼、碳化硼、立方硼、硼酸盐、硼化物、其组合等等。为了本教导以及本文使用的目的，术语“硼”包括任何包括硼的加固件、树脂、纤维、材料、组分、化合物、衍生物、其组合等等。

能够使用硼产生硼纤维。常常通过化学气相沉积产生硼纤维，为这样的一种处理，其中将硼沉积在钨丝上，以产生直径大约为0.004英寸(0.10毫米)的纤维。能够将硼纤维结合其他材料，诸如碳纤维，以形成复合材料，其能够用于制作将受益于硼的特性的产品。例如，由于其高强度和大直径，通过硼纤维加强的复合材料能够用于承载高压缩负荷，诸如飞机龙骨经受的那些负荷。

图2示出例示性复合结构构件200的横截面图。该复合结构构件200是能够依照本公开制作的任何结构构件的例证/图示说明；因此，实施例不限于图解的复合结构构件200的梯形形状。例如，其他复合结构构件可具有普通外形形状横截面形状，诸如正方形、矩形、圆形、椭圆形、其组合等等。此外，其他复合结构构件实施例可具有类似于普通建筑图构造形状的横截面构造，诸如“C”槽、“I”或“H”横梁、“L”角、“T”条、其组合等等。另外，其他复合结构构件实施例可具有这样的部件或结构，诸如法兰、袖件、孔体、锚件、或臂件，其提供设计标准所确定的附接结构、其组合等等。其他结构构件实施例可具有设计标准确定的独特或不寻常的横截面形状。

示出的复合结构构件200包含硼纤维加强层202和碳纤维204。在此示出硼纤维加强层200被定向纵向方向或处于0°层，将其称作关于表面纵向中心线的纤维角度的参考惯例。在可替换实施例中，硼纤维加强层202可被定向于0°或±45°或90°方向，或者设计标准所确定的其他方向。可将定向在0°或±45°或90°方向的层分别称为平行(内部或外部)纤维加强层、斜(内部或外部)纤维加强层、和垂直(内部或外部)纤维加强层。为了本教导以及本文使用的目的，术语“斜”包括除了0°(平行)或90°(垂直)的任何方向。

所示复合结构构件200也包含内部碳纤维加强层206a-d。邻近的一些硼纤维加强层202为0°碳纤维加强层206a。也将这些层称为平行内部纤维加强层206a。同样地，邻近的一些硼纤维加强层202为+45°碳纤维加强层206b。也可将这些层称为斜内部纤维加强层206b。邻近的一些硼纤维加强层202为90°碳纤维加强层206c。也可将这些层称为垂直内部纤维加强层206c。同样地，邻近的一些硼纤维加强层202为-45°碳纤维加强层206d。也可将这些层称为斜内部纤维加强层206d。在可替换实施例中，可将碳纤维加强层206a-d定向在设计标准所确定的任何其他方向。硼纤维加强层202和内部碳纤维加强层206a-d一起限定结构构件芯208。围绕所示结构构件芯208的为外部碳纤维加强层210，其限定结构构件壳212。

现在参考图3，示出例示性复合结构构件300的横截面图。示出的复合结构构件300包含硼纤维加强层302a-c和碳纤维304。在此示出硼纤维加强层302a-c被导向纵向方向或处于0°层。在可替换实施例中，硼纤维加强层302a-c可被定向于0°或±45°或90°方向，或者设计标准所确定的任何其他方向。可将定向在0°或±45°或90°方向的层分别称为平行(内部或外部)纤维加强层、斜(内部或外部)纤维加强层、和垂直(内部或外部)纤维加强层。另外，复合结构构件300可包含硼纤维加强层302a-c的各种组合，例如但不限于单层硼纤维加强层302a、双层硼纤维加强层302b、以及三层硼纤维加强层302c。在可替换实施例中，硼纤维加强层302a-c包含任何层的组合，并且可被定向在设计标准确定的任何其他方向。

所示的复合结构构件300也包含内部碳纤维加强层306a-j，其可包括各种层和定向/取向。例如，其中示出单0°碳纤维加强层306a、双-45°碳纤维加强层306b、四90°碳纤维加强层306c、双+45°碳纤维加强层306d、四-45°碳纤维加强层306e、单90°碳纤维加强层306f、四+45°碳纤维加强层306g、四-45°碳纤维加强层306h、双90°碳纤维加强层306i、以及三+45°碳纤维加强层306j。可将定向在0°或±45°或90°方向的层分别称为平行(内部或外部)纤维加强层、斜(内部或外部)纤维加强层、和垂直(内部或外部)纤维加强层。在可替换实施例中，硼纤维加强层306a-j包含任何层的组合，并且可被定向在设计标准确定的任何其他方向。

硼纤维加强层302a-c和内部碳纤维加强层306a-j一起限定结构构件芯308。围绕所示结构构件芯308的为外部碳纤维加强层310，其限定结构构件壳312。本文中示出结构构件壳312包含两层碳纤维加强层310，而在可替换实施例中，结构构件壳312可包含设计标准所确定的任何数目的碳加强层。

制造复合结构构件200、300的工艺包括层压和固化。已知应用单向复合纤维的各种方法，并且可将其用于层压复合结构构件200、300。这些方法包括但不限于纤维布置、细丝缠绕和带放置(tape laying)。纤维放置工艺通常包含多“束(tow)”(即，连续细丝拆开束，诸如碳或石墨纤维，以热固树脂材料诸如环氧树脂预浸)和/或其他复合材料的自动布置。纤维布置机通常包括布置期间分配、夹紧、切割和重新开始单独束的装置。在细丝缠绕工艺中，纤维施加设备向后和向前移动，将纤维布置在预定的构造中。在一些细丝缠绕施加中，纤维材料通过液体树脂(术语为“湿缠绕”)，并且在一些细丝缠绕施加中，纤维材料已被树脂预浸。带布置类似于纤维布置工艺，除了将预浸纤维带，而非将单独的束向下放，以形成组件或构件。能够通过机器或手动完成带布置。

一种形式的带包括纸衬，其保持纤维的宽度和定向，并且在施加期间清除该纸衬。另一种形式的带包括与布料材料一起的多单独纤维织物。切口带是在生产后已被切口的带；切口该带引起更窄的宽度，其允许施加时的更多控制。如本公开中所用，以及除非另外指出，术语“带”包括带、具有衬纸的带、切口带、以及在制造复合结构中使用的带形的所有其他类型的复合材料。如本公开中所用，以及除非另外指出，术语“复合材料”包括织物、湿式复合织物、干式复合织物、带、单独细丝以及其他单或多向预浸和非预浸复合材料及其组合。

层压后，固化复合结构构件200、300。本领域技术人员应明白，固化可包括通过或不通过压力板，将复合结构构件200、300放置在真空中，以及施加压力，以排出复合结构构件200、300。其后，可在高压容器中，使用标准350°F固化循环固化复合结构构件200、300。对于复合结构构件200、300的各种实施例，取决于各种因素，诸如材料组分、厚度等等，能够使用其他固化循环。也可部分固化(通常称为“B-相”)复合结构构件200、300，以帮助将其稳定，用于将其包含在更大的配件中。然后，已被B相固化的复合结构构件200、300可与剩余配件一起被完全固化。

通常以龙骨加强传统的乘客或货物飞机，通常将其关于机身纵向定位，或将其附接至飞机框架或蒙皮部件的内部或外部。现在参考图4A，其示出以单整体机身龙骨400的形式应用复合结构构件200、300。单整体机身龙骨400可在小型至中型飞机中找到应用。图4A示出沿图1中所示的中机身筒100的线A-A截取的横截面图。所示的单整体机身龙骨400包含硼复合结构构件402(包含复合结构构件200、300)、将其共同固化和共同粘接至中机身筒段404和碳加强纤维附接层406。

在装配和运用中，单整体机身龙骨400被基本平行于飞机龙骨的纵轴定向，并且被定位在要求结构加强飞机机身的地方，诸如有用于机翼和/或起落架的邻近切出的地方。所示的硼复合结构构件402也对齐以及与机身下部叶桁条(未示出)共线。以该方式，许多或一些硼纤维加强层202、302、碳纤维204a-c、304a-c、以及内部硼纤维加强层206a-d、306a-j可从复合结构构件402过渡，并且可被附接或固定至中机身筒100，诸如通过共固和共同粘接方式，或者机械连接至结构，诸如但不限于桁条和/或蒙皮。

在一些实施例中，单整体机身龙骨400基本在切出的长度延伸，并且然后渐缩，以附接于中机身筒100。在一些实施例中，单整体机身龙骨400可在渐缩，以在该末端附接至中机身筒100之前，向切出之前延伸。在其他实施例中，单整体机身龙骨400可在渐缩，以在该末端附接至中机身筒100之前，向切出之后延伸。在仍其他实施例中，单整体机身龙骨400可在渐缩，以在该末端附接至中机身筒100之前，向切出之前和之后延伸。在一些实施例中，单整体机身龙骨400比中机身筒100更长，以便其延伸或渐缩超过第一末端或第二末端。

单整体机身龙骨400被通过碳加强纤维附接层406而附接至中机身筒段404的内部侧或外部侧。将这些碳加强纤维附接层406成层布置，一些基本垂直于硼复合结构构件402，并且一些基本斜向硼复合结构构件402。碳加强纤维附接层406被固化和粘接，或共同固化和共同粘接硼复合结构构件402和中机身筒段404，以形成单整体机身龙骨400。通过该方式，可将硼复合结构构件402附接或固定至中机身筒段404。

在装配和运用中，能够与中机身筒段404的结合同时执行制作硼复合结构构件402，或者可替换地，作为离线工艺制作。在制作硼复合结构构件402之后，可将其部分或B相固化。这将有助于稳定层压和提高后续制作的操作。然后，硼复合结构构件402将准备结合到中机身筒段404中。

在制作中机身筒段404，并且将一定量的碳纤维加强塑料(CRFP)放置在中机身筒段404上，以提供用于硼复合结构构件402的基础后，运送硼复合结构构件402，并将其放置在中机身筒段404上。装配期间，能够施加胶膜，以将硼复合结构构件稳定和支持到或支持在中机身筒段404内。然后，能够将另外的碳加强纤维附接层406放置在硼复合结构构件402上，以将其囊括至或囊括在中机身筒段404中。在示出实施例中，附接足够量的碳加强纤维附接层406，以产生准各向同性层板，其围绕硼复合结构构件402。硼复合结构构件402和碳加强纤维附接层406的先后顺序将配合其余的中机身筒段404制作。其后，具有硼复合结构构件402和碳加强纤维附接层406的中机身筒段404能够被真空袋处理和固化，因而完成硼复合结构构件402的固化，并且将碳加强纤维附接层406固化和粘结至中机身筒段404。

当与传统的铝龙骨相比时，单整体机身龙骨400的优点包括相对尺寸的更大硬度，承受压缩负荷的更大效率，消除周圈拼接，以及消除龙骨拼接组件。单整体机身龙骨400的另外优点包括加强单体横造中主体机身筒，其由复合材料制作并且受大切出被弱化，诸如容纳机翼和/或起落架的切出。

图4B也示出复合结构构件200、300的应用，其为双整体机身龙骨410的形式。双整体机身龙骨410可在中至大飞机中找到应用。所示的双整体机身龙骨410包含两个硼复合结构构件412(包含复合结构构件200、300)，其被共同粘接至中机身筒段414以及碳加强纤维附接层416。也示出龙骨网418的布置。双整体机身龙骨410的组装或应用类似于上述单整体机身龙骨400。

当与传统的铝龙骨相比时，双整体机身龙骨410的优点包括相对尺寸的更大硬度，承受压缩负荷的更大效率，消除周圈拼接，以及消除龙骨拼接组件。双整体机身龙骨410的另外优点包括加强单体横造中主体机身筒，其由复合材料制作并且受大切出被弱化，诸如容纳机翼和/或起落架的切出。如果复合结构构件412受损或其他故障，双整体机身龙骨410也提供故障安全性措施。

如图4C所示，其示出复合结构构件200、300的应用，其为三整体机身龙骨420的形式。三整体机身龙骨420可在大至巨型飞机中找到应用。所示的三整体机身龙骨420包含三个硼复合结构构件422(包含复合结构构件200、300)，其被共同粘接至中机身筒段424以及碳加强纤维附接层426。三整体机身龙骨420的组装或应用类似于上述单整体机身龙骨400。

当与传统的铝龙骨相比时，三整体机身龙骨420的优点包括相对尺寸的更大硬度，承受压缩负荷的更大效率，消除周圈拼接，以及消除龙骨拼接组件。三整体机身龙骨420的另外优点包括加强单体横造中主体机身筒，其由复合材料制作并且受大切出被弱化，诸如容纳机翼和/或货物门和斜坡台。如果复合结构构件422受损或其他故障，三整体机身龙骨420也提供故障安全性措施。

在可替换实施例中，硼复合结构构件402、414、422可被附接至任何这样类型或种类的可移动飞行器或船只，其可要求局部或高效加固或加强。其他实施例可包括多个硼复合结构构件402、414、422，其被附接至任何这样类型或种类的固定结构，其可要求大面积高效加固或加强。在一些实施例中，可通过碳加强纤维附接层406、416、426附接硼复合结构构件402、414、422，包括复合或带，并且可被在适当位置共同固化和共同粘接。在一些可替换实施例中，可使用任何类型的已知机械紧固件附接硼复合结构构件402、414、422。例如，硼复合结构构件402、414、422的设计部件可包括法兰110，其包含沿硼复合结构构件402、414、422一侧或一端的碳纤维加强层206a-d。该法兰110可提供包括袖件的结构，螺栓通过该袖件被螺纹固定，以附接或固定硼复合结构构件402、414、422。通过该方式，硼复合结构构件402、414、422可被附接或固定至中机身筒100，以构造机械附接龙骨。在可替换实施例中，可将机械附接，诸如锚螺栓集成到法兰110和/或硼复合结构构件402、414、422，并且然后将其附接至中机身龙骨110，以便构造机械附接龙骨。可替换实施例包括在此描述的实施例的组合，等等。

具有硼复合结构构件402、414、422的单、双或三龙骨400、410、420的优点在于由复合材料制作的中机身单体横造筒的构造，其包括用于机翼和/或起落架的大切出，并且在大型和巨型飞机中消除通常邻近的机翼的周圈接缝。在一些复合材料单体横造筒实施例中的另外优点在于，消除机械附接组件和周圈接缝。

现在参考图5，将描述用于一种组装包含硼加强龙骨的飞机机身的例示性方法的例证性程序500。应明白，可执行比图5所示和本文所述更多或更少操作。此外，可通过与本文所述顺序不同的顺序执行这些操作。

程序500始于操作502，其提供中机身段。该中机身段可为复合材料制作的未固化中机身筒100。通常，将在机身组装线中的层压站之后提供未固化中机身筒100。也可在层置中间阶段提供未固化中机身筒100，而在下一阶段完成层置。在其他实施例中，中机身筒100为固化单筒机身段。通常，将在机身组装线中的固化站之后提供固化中机身段。在可替换实施例中，该操作将包括提供其他机身段，或者机身组件，或机身面板，等等。

程序500从操作502继续至操作504，其提供龙骨形式的硼复合结构构件402、412、422。硼复合结构构件402、412、422可被固化，未固化或部分固化。该操作可包括提供硼复合结构构件402、412、422，其与中机身段的长度相等。在一些实施例中，该操作可包括提供硼复合结构构件402、412、422，其比中机身段的长度更短，并且渐缩至主机身单体横造中。在可替换实施例中，该操作可包括提供硼复合结构构件402、412、422，其比中机身段的长度更长。

程序500从操作504继续至操作506，其将硼复合结构构件402、412、422固定至中机身段，以构造单、双或三机身龙骨400、410、420。在一些实施例中，该操作包括施加碳加强纤维附接层406、416、426至中机身筒段404、414、424，以及硼复合机构构件402、412、422。也可将另外的碳加强纤维附接层406、416、426绕复合结构构件402、412、422并且在中机身段上放置，以完成机身粘接装配。在可替换实施例中，该操作包括将任何数目的硼复合结构构件402、412、422机械固定至中机身筒段404、414、424，以构造任何尺寸或构造的龙骨。

程序500从操作506继续至操作508，其固化单、双或三机身龙骨400、410、420以及中机身筒段404、414、424。该操作可包括同时固化中机身筒100，硼复合机构构件402、412、422，以及碳加强纤维附接层406、416、426。在可替换实施例中，该操作可包括独立固化中机身筒段404、414、424和硼复合机构构件402、412、422任一个或其两者，并且然后固化碳加强纤维附接层406、416、426。

程序500从操作508继续至操作510，其提供第二机身段。该操作包括提供机身筒、或机身组件或机身面板等等形式的第二机身段。程序500从操作510继续至操作512，其将龙骨的第一端固定至第二机身段。该操作可包括将中机身筒100附接至第二机身段，诸如通过将经配置从而被匹配地附接的机身筒的周圈接缝拼接在一起。

程序500从操作512继续至操作514，其提供第三机身段。该操作包括提供机身筒、或机身组件或机身面板等等形式的第三机身段。程序500从操作514继续至操作516，其将龙骨的第二端固定至第三机身段。该操作可包括将中机身筒100附接至第二机身段，诸如通过将经配置从而被匹配地附接的机身筒的周圈接缝拼接在一起。在操作506、或操作508、或操作510将龙骨附接至机身后，程序500在518终止。

飞机机身装配的可替换实施例包括将硼复合机构构件402、412、422机械附接至中机身筒段404、414、424。另外的可替换实施例包括非龙骨形式的硼复合结构构件。例如，可配置结构构件，以被绕门开口安装，以跨越周圈接缝，以加强高屈曲或弯曲的区域，以支撑和扩散静负荷，并且满足设计标准的要求。

包含硼加强龙骨的飞机机身的有点包括比当前构造和机械附接铝龙骨至机身的实践制作复杂性较小。另一优点在于，硼加强龙骨应比经设计用于承载相等负荷的铝龙骨更小和更轻。

使用本公开的原理，公开包括具有纵轴的飞机机身的实施例。机身包括中主体段，其被基本平行于纵轴定向，具有第一端和相对第二端以及纤维加强蒙皮，后者从第一端延伸至第二端。在一种变体中，利用龙骨，其包括硼加强芯和纤维加强壳，被基本平行于纵轴定向，并且在第一端和第二端至少一个之前终止。在另一变体中，机身进一步包括多个斜加强纤维层，其被基本斜向纵轴定向，被粘接至龙骨和纤维加强蒙皮。在另一种变体中，为多个垂直加强纤维层，其被基本垂直于纵轴定向，被粘接至龙骨和纤维加强蒙皮。在仍另一种变体中，利用这样的层，其从龙骨延伸，并且被附接至中主体段。在另一变体中，第二段包括纤维加强蒙皮，其被匹配地附接至中主体段的第一端。在另一替换中，将多层加强纤维层粘接至龙骨以及第二段纤维加强蒙皮。在另一变体中，利用第三段，其具有纤维加强蒙皮，被匹配地附接至中主体段的第二端。在另一替换中，第三段还包括碳纤维加强塑料蒙皮。在另一变体中，将多层加强纤维层粘接至龙骨以及第三段纤维加强蒙皮。

仅作为例证提供上述主旨，并且不应将其理解为限制。可不遵循例示性实施例和所示和所述的应用，并且不偏离以下权利要求中提出的本公开的真正精神和保护范围，对主旨做各种更改和变化。

Claims (7)

1.一种组装飞机机身的方法，包含：

提供具有第一端和第二端的中机身段；

提供具有硼加强龙骨的形式的复合结构构件系统，该复合结构构件系统包括：

多个复合结构构件，每个复合结构构件包括结构构件芯，所述复合结构构件具有：

至少一层斜向内部纤维加强层，其紧邻并且基本斜向硼纤维加强层中的至少一层定向，经配置以限定所述结构构件芯，

至少一层垂直内部纤维加强层，其紧邻并且基本垂直于所述硼纤维加强层中的至少一层定向，经配置以限定所述结构构件芯，

至少一层平行内部纤维加强层，其紧邻并且基本平行于所述硼纤维加强层中的至少一层定向，经配置以限定所述结构构件芯，

多层硼纤维加强层，其在基本纵向方向定向，其中所述多层硼纤维加强层被设置在所述至少一层斜向内部纤维加强层、所述至少一层垂直内部纤维加强层和所述至少一层平行内部纤维加强层中的每个的每侧上，以及

至少一层外部纤维加强层，其基本围绕所述结构构件芯，经配置以限定结构构件壳；以及

碳加强纤维附接层，其囊括在基本纵向方向上的所述多个复合结构构件中每个的大量表面积，所述碳加强纤维附接层的一部分在垂直于至少一个所述硼纤维加强层的方向上向着相邻的复合结构构件延伸；

将所述硼加强龙骨固定至所述中机身段，以便所述硼加强龙骨的第一部分延伸超过所述中机身段第一端；

提供第二机身段；

将所述硼加强龙骨的所述第一部分固定至所述第二机身段；以及

将所述第二机身段拼接至所述中机身段。

2.根据权利要求1所述的方法，还包含共同固化所述中机身段和硼加强龙骨，以便将所述硼加强龙骨粘接至所述中机身段。

3.根据权利要求1和2中任一项所述的方法，其中所述固定还包含将所述硼加强龙骨机械附接至所述中机身段。

4.根据权利要求1和2中任一项所述的方法，还包含将所述硼加强龙骨固定至所述中机身段，以便所述硼加强龙骨的第二部分延伸超过所述中机身段第二端。

5.根据权利要求1-4中任一项所述的方法，还包含提供第三机身段。

6.根据权利要求5所述的方法，还包含将所述硼加强龙骨的所述第二部分固定至所述第三机身段。

7.根据权利要求5和6中任一项所述的方法，还包含将所述第三机身段拼接至所述中机身段。