CN106184709B - 具有减小面积的半径填料的复合结构及其形成方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了具有减小面积的半径填料的复合结构及其形成方法。提供了具有基体装料和外部通道装料的复合结构。外部通道装料具有内部半径和外部半径。与内部半径相邻的层片的装料使内部半径减小。

Description

具有减小面积的半径填料的复合结构及其形成方法
技术领域
本公开总体上涉及复合结构及其形成方法，更具体地，涉及诸如用于飞行器机翼中的翼梁的复合结构的具有减小面积的半径填料的复合结构及其形成方法。
背景技术
复合结构由于其高强度-重量比、耐腐蚀性和其它有利属性而被用于各种各样的应用，包括用于制造飞行器、航天器、旋翼机、船只、汽车、卡车和其它交通工具和结构。在飞行器构造中，复合结构越来越大量地用于形成机翼、机身、尾段和其它组件。
例如，飞行器机翼可由包括复合蒙皮面板或幅材的复合加筋面板结构形成，加强筋或“纵梁”可附接或粘结复合蒙皮面板或幅材，以提高复合蒙皮面板或幅材的强度、刚性、抗弯性和稳定性。与复合蒙皮面板或幅材附接或粘结的纵梁可被构造成携载各种负载并且可被设置成各种不同的横截面形状(诸如，工字梁、T形筋和J形筋)。
在飞行器复合机翼结构中发现的已知筋可具有低拉拔强度。因此，不可通过纵梁叶片部分对这种纵梁加载。这可能需要在机翼蒙皮中钻出孔并且通过机翼蒙皮附接紧固件，以将例如翼肋配件附接到机翼蒙皮。然而，这样会在飞行器上形成有可能遭受漏油或制造问题和相关问题的额外区域。
此外，可能需要对这些紧固件进行处理和三重保护以用于减轻冲击的保护，这种紧固件孔会需要液密性密封，使得它们不会遭受漏油。例如，伸入机翼中的油箱中的这些紧固件不需要被钻孔装埋、用绝缘塞涂覆在外部、用绝缘密封剂涂覆在内部，并且接地以防止油箱内部产生火花。安装这种紧固件所需的时间可能增加，这进而可能增加制造复杂度和成本。另外，另外紧固件的存在可能增加飞行器的重量，这进而可能减小飞行器的有效载荷能力，并可能增加燃料消耗，这会导致燃料成本增加。
当纵梁垂直附接或结合到复合蒙皮面板或幅材时，可通过纵梁弯曲部分的半径形成孔隙区域。这种空隙区域通常可被称为“半径填料区域”或“填条”。纵梁内的这些半径填料区域或填条往往会发生破裂，因为它们是三维受限的。由复合材料或粘合剂/环氧化物材料制成并且具有大体三角形横截面的半径填料或填条可用于填充半径填料区域或填条，以给这些区域提供另外结构上的加强。然而，已知半径填料或填条可由与环绕半径填料或填条的复合结构的材料不同的材料或者与环绕半径填料或填条的复合结构的材料不相容的材料制成。这会导致不同的材料属性，这进而会需要对固化循环、加工温度和压力、和/或相对量的纤维和树脂基质进行改性。这种改性可增加制造时间、劳力和成本。
半径填料或填条材料和环绕半径填料或填条的复合结构的材料的热膨胀系数(CTE)差异会造成半径填料或填条容易受热破裂。另外，如果纵梁的横截面面积变得非常大，则已知的单向带半径填料或填条可能在固化之后容易受热破裂。例如，由于大半径填料和周围层合物结构之间的CTE差异增大，导致使用一个大半径填料或填条的已知设计可能容易发生破裂。
为了防止这种已知单向带半径填料或填条发生受热破裂，单向带半径填料或填条可被卷曲在织物中，以防止受热破裂扩展到周围结构。然而，这种织物可能需要被人工施用到周围结构(诸如，纵梁)，这样会导致额外的制造时间、劳力和成本以及增加可能误差。
另外，已知的单向/层合物半径填料或填条可在半径填料或填条的三个拐角处具有相对钝的尖端。预浸料(即，用树脂材料浸渍的加固纤维)的零度(0°)层片可反复地自身折叠，以形成圆形半径填料或填条。接着，在热和真空下，将半径填料或填条形成为三角形形状。钝填条尖端可在半径填料或填条尖端形成富树脂囊，这种区域可能容易使破裂开始蔓延。破裂可在复合层片之间散布开并且破裂可能造成过早出现纵梁拉拔强度问题。低拉拔强度可防止纵梁被用作翼盒内部的结构附接点。这进而可能需要(如上讨论地)在机翼蒙皮中钻孔并且通过机翼蒙皮附接紧固件以将翼肋配件附接于机翼蒙皮。
因此，在该领域中，需要提供优于已知结构和方法的优点的、具有减小面积的半径填料的复合结构及其形成方法。
发明内容
满足了对具有减小面积的半径填料的复合结构及其形成方法的这种需要。如在以下详细描述中讨论的，具有减小面积的半径填料的复合结构及其形成方法的实施方式可提供优于已知结构和方法的显著优点。
在本公开的一个实施方式中，提供了一种复合结构。该复合结构包括：基体装料和外部通道装料。所述外部通道装料具有内部半径和外部半径。该复合结构还包括与所述内部半径相邻以使所述内部半径减小的层片的装料。
在本公开的另一个实施方式中，提供了一种飞行器。该飞行器包括：机身；至少一个机翼，其联接到所述机身。所述至少一个机翼具有复合结构。所述复合结构包括基体装料和外部通道装料，其中，所述外部通道装料具有内部半径和外部半径。所述复合结构还包括与所述内部半径相邻以使所述内部半径减小的层片的装料。
在本公开的另一个实施方式中，提供了一种形成具有减小面积的半径填料的复合结构的方法。该方法包括以下步骤：形成具有幅材部分、凸缘部分和半径填料区域的外部通道装料，其中，所述外部通道装料具有内部半径和外部半径。
该方法还包括将所述外部通道装料的所述幅材部分接合到基体装料的步骤。该方法还包括与所述内部半径相邻地加装层片的装料以使所述内部半径减小的步骤。该方法还包括将半径与减小的所述内部半径基本上对应的半径填料联接到所述半径填料区域的步骤。该方法还包括加工所述复合结构以形成具有减小面积的半径填料的复合结构的步骤。
已经讨论过的特征、功能和优点可独立地在本公开的各种实现方式中实现或者可在其它实现方式中进行组合，可参照下面的描述和附图明白所述这些实施方式的其它细节。
附图说明
可参照下面结合附图的详细描述更好地理解本公开，附图示出优选和示例性的实施方式，但不一定按比例绘制，其中：
图1是可用本公开的方法的实施方式形成的具有减小面积的半径填料的示例性复合结构的立体图的图示；
图2是具有满层片织物和粘合剂内包装并且可用于用本公开的方法的实施方式形成的复合结构的减小面积的半径填料的实施方式的正局部剖视图的图示；
图3是具有散布在减小面积的半径填料的半径中的层间填料并且可用于用本公开的方法的实施方式形成的复合结构的减小面积的半径填料的实施方式的正局部剖视图的图示；
图4是具有减小体积的挤出半径填料并且可用于用本公开的方法的实施方式形成的复合结构的、减小面积的半径填料的实施方式的正局部剖视图的图示；
图5是具有半径填料装料的多个囊并且可用于用本公开的方法的实施方式形成的复合结构的减小面积的半径填料的实施方式的正局部剖视图的图示；
图6是具有内部和外部通道装料、半径填料装料和满层片织物和粘合剂内包装、并且可用于用本公开的方法的实施方式形成的复合结构的、减小面积的半径填料的实施方式的正局部剖视图的图示；
图7是具有散布在减小面积的半径填料的半径中的层间填料并且可用于用本公开的方法的实施方式形成的复合结构的减小面积的半径填料的另一个实施方式的正局部剖视图的图示；
图8A是可用于形成复合结构的减小面积的半径填料的半径填料制造过程的实施方式的示意图的图示；
图8B是可用于形成复合结构的减小面积的半径填料的半径填料制造过程的另一个实施方式的示意图的图示；
图9A是可装入可用本公开的方法的实施方式形成的具有减小面积的半径填料的示例性复合结构的飞行器的机翼的上后缘面板的后侧立体图；
图9B是图9A的上后缘面板的放大俯视图；
图9C是沿着图9B的线9C-9C截取的剖视图；
图10是本公开的方法的实施方式的流程图的图示；
图11是可装入可用本公开的方法的实施方式形成的具有减小面积的半径填料的示例性复合结构的飞行器的立体图的图示；
图12是飞行器制造及检修方法的流程图的图示；以及
图13是飞行器的功能框图的图示。
具体实施方式
现在，将参照附图更充分地描述公开的实施方式，在附图中示出公开的实施方式中的一些，但非全部。事实上，可提供许多不同的实施方式并且这些实施方式不应该被理解为限于本文中阐述的实施方式。相反，提供这些实施方式，使得本公开将是彻底的并且将把本公开的范围充分传达给本领域的技术人员。
现在，参照附图，图1是可用本公开的方法150(参见图10)的实施方式形成的具有减小面积的半径填料10的示例性复合结构12的立体图的图示。在本公开的一个实施方式中，提供了复合结构12(参见图1)。优选地，复合结构12(参见图1)包括复合筋14(诸如，具有大体I形横截面的I横截面复合筋14a)。复合结构12(参见图1)包括基体装料32(参见图1)和外部通道装料18a(参见图1)。外部通道装料18a(参见图1)具有内部半径26(参见图1)和外部半径27(参见图1)。基体装料32(参见图1)和外部通道装料18a(参见图1)优选地包括用于飞行器200a(参见图11)的复合结构12。复合结构12(参见图1)还包括层片60的装料(参见图2至图7)，层片60与内部半径26(参见图1)相邻，使内部半径26(参见图1)减小。
如图1中所示，复合结构12还可包括与外部通道装料18a相邻的内部通道装料18b。优选地，外部通道装料18a和内部通道装料18b包括内部C通道装料19a和外部C通道装料19b，内部C通道装料19a和外部C通道装料19b均具有各自的C形横截面23a、23b。如图1中进一步示出的，外部通道装料18a和内部通道装料18b均具有幅材部分20和一对相对面对的凸缘22、24。幅材部分20(参见图1)中的每个过渡到内部半径26(参见图1)和外部半径27(参见图1)处的凸缘22、24(参见图1)中的一个。幅材部分20(参见图1)接合在一起，形成幅材21(参见图1)。
复合筋14(参见图1)可用于使航空器200(参见图11)(诸如，飞行器200a(参见图11))的机翼208(参见图11)的结构构件16(参见图1)(诸如，机翼蒙皮面板16a(参见图1))变硬。复合筋14(参见图1)还可用于使飞行器200a(参见图11)的机翼208(参见图11)的机翼筋或其它组件或机身202(参见图11)部分的蒙皮面板变硬。
如图1中进一步示出的，顶盖28接合到凸缘22的外表面30，基体装料32接合到凸缘24的外表面34。顶盖28(参见图1)粘结到界面35a(参见图1)处的上机翼蒙皮面板形式的诸如机翼蒙皮面板16a(参见图1)的结构构件16(参见图1)。基体装料32(参见图1)粘结到界面35b(参见图1)处的下机翼蒙皮面板形式的诸如机翼蒙皮面板16a(参见图1)的结构构件16(参见图1)。
如图1中进一步示出的，在半径26与顶盖28和基体装料32的各交叉处，示出具有大体三角形形状38的半径填料区域36。减小面积的半径填料10(参见图1)包括半径填料11(参见图1)，半径填料11在本文中也可互换地被称为“填条”。用半径填料11或填条填充各半径填料区域36(参见图1)。半径填料11具有半径40和基本上与半径填料区域36的大体三角形横截面42对应的横截面形状。
图2是具有满层片织物和粘合剂内包装52并且可用于用本公开的方法150(参见图10)的实施方式形成的复合结构12(参见图1)的减小面积的半径填料10(诸如，减小面积的半径填料10a形式)的实施方式的正局部剖视图的图示。
图2示出具有幅材部分20的外部通道装料18a和内部通道装料18b，幅材部分20形成幅材21并且在内部半径26和外部半径27过渡到凸缘24。图2还示出半径填料区域36中的基体装料32和半径填料11。已知构造工艺会形成比外部半径27(参见图2)大的内部半径26(参见图2)，而图2中示出的实施方式可形成与外部半径相等或小于外部半径的内部半径26。
如图2中所示，在这个实施方式中，诸如减小面积的半径填料10a形式的减小面积的半径填料10包括半径填料装料44，半径填料装料44包括层片60的装料、减少的基体装料32a和满层片织物和粘合剂内包装52。半径填料装料44(参见图2)可包括沿着半径填料11(参见图2)的半径26(参见图2)的各边定位的半径侧局部材料44a(参见图2)，并且还可包括沿着半径填料11(参见图2)的基体侧定位的基体侧局部材料44b(参见图2)。
各层片60或层片60的装料可包括单独散布的层片或堆叠的复合层片的连续层片，其形诸如式包括预浸料单向带、单向纤维带、碳纤维加固塑料(CFRP)带、碳纤维加固塑料(CFRP)纤维、预浸料织物、包括织造碳纤维织物的织造织物、或其组合、或另一种合适的复合材料。另外，可使用诸如玻璃织物加固塑料(GFRP)的材料或诸如钛、铝、钢或另一种合适金属的金属件。
减少的基体装料32a(参见图2)可包括基体填料装料46(参见图2)，基体填料装料46包括沿着半径填料11(参见图2)中的基体装料32和基体侧局部材料44b(参见图2)的界面定位的基体装料局部复合层片48。与外部通道装料18a(参见图2)相邻的基体装料32中的层片60(参见图2)的装料还进一步减小内部半径26(参见图2)。
优选地，可通过基体填料装料46(参见图2)的厚度与半径填料装料44(参见图2)的厚度的关系来控制半径填料11(参见图2)或填条的位置。半径填料装料44(参见图2)可与满层片织物具有准叠置，这样提供了高韧性。
如图2中所示，优选地，诸如以减小面积的半径填料10a形式的减小面积的半径填料10包括交织层片构造50。在外部通道装料18a(参见图2)和内部通道装料18b(参见图2)的幅材部分20(参见图2)之间以及半径填料11(参见图2)或填条周围的幅材21(参见图2)处，优选地用粘合剂层54(参见图2)将满层片织物和粘合剂内包装52(参见图2)施用于凸缘24(参见图2)和基体装料32(参见图2)之间的凸缘24(参见图2)的外表面34(参见图2)。满层片织物和粘合剂内包装52(参见图2)可被施用在基体装料32(参见图2)和外部通道18a(参见图2)之间并且与内部半径26(参见图2)相邻地施用，以使内部半径26(参见图2)进一步减小。
半径填料11(参见图2)或填条可包括单层填条、层合填条、卷制玻璃纤维织物填条、钛挤出填条或另一种合适的填条。半径填料11(参见图2)或填条优选地定位在被半径填料装料44(参见图2)和满层片织物和粘合剂内包装52(参见图2)环绕的中心界面部分56(参见图2)处。
图3是具有散布在减小面积的半径填料10(诸如，减小面积的半径填料10b的形式)的半径26中的个体层片60的层间填料58并且可用于用本公开的方法(参见图10)的实施方式形成的复合结构12(参见图1)的减小面积的半径填料10(诸如，减小面积的半径填料10b的形式)的实施方式的正局部剖视图的图示。
图3示出具有幅材部分20的外部通道装料18a和内部通道装料18b，幅材部分20接合于幅材21并且在内部半径26和外部半径27处过渡到凸缘24。图3还示出半径填料区域36中的基体装料32和半径填料11。如图3中所示，在这个实施方式中，减小面积的半径填料10(诸如，减小面积的半径填料10b的形式)包括层间填料58，层间填料58包括具有+45度层片取向62或-45度层片取向64的个体层片60。如图3中所示，优选地，减小面积的半径填料10(诸如，减小面积的半径填料10a的形式)包括交织层片构造50。
图4是具有减小体积的挤出半径填料66、并且可用于用本公开的方法150(参见图11)的实施方式形成的复合结构12(参见图1)的减小面积的半径填料10(诸如，减小面积的半径填料10c的形式)的实施方式的正局部剖视图的图示。
图4示出均具有幅材部分20的外部通道装料18a和内部通道装料18b，幅材部分20接合于幅材21并且在内部半径26和外部半径27处过渡到凸缘24。图4还示出半径填料区域36中的基体装料32和半径填料11。内部半径26(参照图4)的半径测量尺寸可小于外部半径27(参照图2)的尺寸。如图4中所示，在这个实施方式中，挤出半径填料11或填条的体积显著减小并且接近以下结合图7讨论的没有半径填料或填条实施方式的实施方式。
图5是具有半径填料装料44的多个囊68并且可用于用本公开的方法150(参见图10)的实施方式形成的复合结构12(参见图1)的减小面积的半径填料10(诸如，减小面积的半径填料10d的形式)的实施方式的正局部剖视图的图示。
图5示出具有幅材部分20的外部通道装料18a和内部通道装料18b，幅材部分20接合于幅材21并且在内部半径26和外部半径27处过渡到凸缘24。图5还示出半径填料区域36中的基体装料32和半径填料11。
如图5中所示，在这个实施方式中，减小面积的半径填料10(诸如，减小面积的半径填料10d的形式)包括半径填料装料44的多个囊68，囊68包括具有(+45/90/-45)度层片取向70或(-45/90/+45)度层片取向72的层片60装料的径向侧局部复合层片44。在这个实施方式中，外部通道装料18a和内部通道装料18b包括层间层74，其中，外部通道装料18a和内部通道装料18b中的每个具有内部通道装料76a和外部通道装料76b。层片60(参见图5)的装料的多个囊68(参见图5)可在整个内部半径26(参见图5)内或与内部半径26(参见图5)相邻地交织，以进一步减小内部半径26(参见图5)。
图6是具有内部通道装料76a和外部通道装料76b、半径填料装料44及满层片织物和粘合剂内包装52并且可用于用本公开的方法150(参见图10)的实施方式形成的复合结构12(参见图1)的减小面积的半径填料10(诸如，减小面积的半径填料10e的形式)的实施方式的正局部剖视图的图示。
图6示出具有幅材部分20的外部通道装料18a和内部通道装料18b，幅材部分20在内部半径26和外部半径27处过渡到凸缘24。图6还示出半径填料区域36中的基体装料32(诸如，减少的基体装料32a的形式)和半径填料11。内部半径26(参照图6)的半径测量尺寸可等于或小于外部半径27(参照图6)的尺寸。一个实施方式可通过由诸如碳纤维加固塑料(CFRP)或玻璃纤维加固塑料(GFRP)的各种复合材料或诸如钛、铝、钢或另一种合适金属的金属件组成的径向侧局部材料44a(参照图6)和基体侧局部材料44b(参照图6)构成。
如图6中所示，在这个实施方式中，减小面积的半径填料10(诸如，减小面积的半径填料10e的形式)包括半径填料装料44、减少的基体装料32a和满层片织物和粘合剂内包装52。半径填料装料44(参照图6)可包括定位在半径填料11(参照图6)的半径26(参照图6)中的径向侧局部材料44a(参照图6)。半径填料装料44(参照图6)可具有最小0(零度层片)的例如，10个层片的准堆叠。
在这个实施方式中，外部通道装料18a和内部通道装料18b(参照图6)均包括大约15个层片的内部通道装料76a(参照图6)和大约15个层片的外部通道装料76b(参照图6)。由半径填料装料44(参照图6)定位的径向侧局部材料44a(参照图6)可包括短层片78(参照图6)和长层片80(参照图6)。径向侧局部材料44a(参照图6)可从短层片78(参照图6)散布到长层片80(参照图6)或者从长层片80(参照图6)散布到短层片78(参照图6)。
图7是具有包括散布在半径27(参照图7)之间的区域81(参照图7)中的个体层片60的层间填料片段58的减小面积的半径填料10(诸如，减小面积的半径填料10f的形式)的另一个实施方式的正局部剖视图的图示。减小面积的半径填料10f(参照图7)可用在用本公开的方法150(参照图10)的实施方式形成的复合结构12(参照图1)中。图7示出幅材21、凸缘24、外部半径27、层间层74、诸如纵梁装料或蒙皮16b的结构构件16和个体层片60。
在这个实施方式中，减小面积的半径填料10(诸如，减小面积的半径填料10f的形式)优选地包括没有半径填料11(参见图1)或填条的分段层间半径填料(SIRF)82。分段层间半径填料(SIRF)82(参见图7)划分在T截面半径83(参见图7)处的许多层间层74(参见图7)之间和个体层片60(参见图7)之间的垂直拉拔负荷。最内侧层片60a(参见图7)形成T截面半径83(参见图7)，通过使用层间填料片段58在SIRF82(参见图7)的拐角的顶点86处形成空隙85，后续层间层74(参见图7)逐渐形成越来越大的半径84(参见图7)。
SIRF 82(参见图7)优选地被构造成在层片60(参见图7)的装料之间布置层间填料片段58，以将层片60(参见图7)的装料彼此分隔开，以形成T截面半径83(参见图7)。层间填料片段58(参见图7)优选地包括短纤维、包括单向带的带层片、织物层片、玻璃纤维、连续层片、金属件、其组合或任何其它足以粘结到周围结构构件16(参见图7)(诸如，纵梁装料或蒙皮16b(参见图7)的纵梁层片61(参见图7))的合适材料。
SIRF 82(参见图7)优选地使用层间填料片段58(参见图7)的短条带，以从最内侧层片60a(参见图7)的方形拐角87(参见图7)过渡到最外侧层片60b(参见图7)的令人满意的半径27。层间填料片段58(参见图7)优选地将个体片材60(参见图7)彼此分隔开，从而形成合适的T截面半径83(参见图7)。层间填料片段58(参见图7)的短小截面形成最外侧层片60b(参见图7)和层间填料片段58(参见图7)的短片段之间的平稳CTE(热膨胀系数)交换。层间填料片段58(参见图7)的薄性质没有形成富树脂囊，并允许通过将纵梁装料界面89(参见图7)散布到比之前设计大的面积，使拉拔负载更均匀地散布到纵梁装料或蒙皮16b(参见图7)内。
层间填料片段58(参见图7)可施用在纵梁装料或蒙皮16b(参见图7)中的每个纵梁带层片之间，但在必要时，它还可施用在纵梁装料或蒙皮16b(参见图7)中的多个纵梁层片61之间。SIRF 82(参见图7)优选地通过使用多个小层间填料片段58(参见图7)将纵梁层片61分开，而在较大面积上划分负载，从而实现这种效果。之前的设计使用一个大半径填料，因为大半径填料和周围层合物之间的大CTE差异，所以大半径填料往往会破裂，而SIRF 82(参见图7)使用小层间填料片段58(参见图7)使CTE差异最小。在SIRF 82(参见图7)中，纵梁装料界面89(参见图7)(诸如，纵梁装料或蒙皮16b和减小面积的半径填料10f(参见图7)之间的粘结线89a的形式)也不是那么关键，因为可使用许多不太关键的粘结线来取代与这种已知半径填料一起使用的一条粘结线。
SIRF 82(参见图7)将负载更均匀地分布于纵梁装料或蒙皮16b(参见图7)，减小纵梁装料或蒙皮16b(参见图7)和半径填料11(参见图1)或填条之间的CTE不匹配，可通过使用多个不太关键的粘结线来降低用于已知半径填料或填条的单个纵梁-填条粘结线89a的重要性。
图8A是可用于通过敷设心轴96形成复合结构12(参见图1)的减小面积的半径填料10(参见图1至图7)时可使用的半径填料制造工艺90(诸如，半径填料制造工艺90a的形式)的实施方式的示意图的图示。图8B是可用于通过敷设半径填料11或填条形成复合结构12(参见图1)的减小面积的半径填料10(参见图1至图7)时可使用的半径填料制造工艺90(诸如，半径填料制造工艺90b的形式)的另一个实施方式的示意图的图示。
如图8A至图8B中所示，当向复合层合物层叠92施加向下力98时，复合层合物层叠92堆叠在成形工具100上并且复合层合物层叠92变形，变形后的层片94由超声刀切割器102上方的较短层片94a和超声刀切割器102下方的较长层片94b形成。变形后的层片94可敷设在心轴(参见图8A)上或者可敷设以形成半径填料11或填条(参见图8B)。
图9A是将结构构件16(诸如，上后缘面板16c)装在机翼208上的飞行器200a(参见图11)的机翼208的背部立体图。上后缘面板16c(参见图9A)可具有减小面积的半径填料10(诸如，减小面积的半径填料10g的形式)。
图9B是诸如图9A的上后缘面板16c的结构构件16的放大俯视图。如图9A中所示，上后缘面板16c包括内部蒙皮106、外部蒙皮108、芯110和边缘带112。在图9B中还示出上后缘面板16c的层片序列104。
图9C是沿着图9B的9C-9C线截取的上后缘面板16c的芯斜道114的剖视图。图9C的上后缘面板16c的芯斜道部分114示出内部蒙皮106、外部蒙皮108、诸如蜂窝芯110a的芯110、边缘带112和具有顶端116和底端118的芯斜道114。因用到芯斜道114，在芯斜道114的底部118会出现大剥离负载，加固填料材料120可被合并在芯斜道114的层间层124的拐角122中，以加固芯斜道114。
图10是本公开的方法150的实施方式的流程图的图示。如图10中所示，提供了用于形成具有减小面积的半径填料10(参见图1至图7)的复合结构12(参见图1)的方法150。
如图10中所示，方法150包括形成具有幅材部分20(参见图1)、凸缘部分22、24(参见图1)和半径填料区域36(参见图1)的外部通道装料18a(参见图1)的步骤152，其中，外部通道装料18a(参见图1)具有内部半径26(参见图1)和外部半径27(参见图1)。
如图10中所示，方法150还包括将外部通道装料18a(参见图1)的幅材部分20(参见图1)接合到基体装料32(参见图1)的步骤154。
如图10中所示，方法150还包括加装与内部半径26(参见图6)相邻的层片60(参见图6)的装料以使内部半径26(参见图6)减小的步骤156。加装与内部半径26(参见图6)相邻的层片60(参见图6)的装料以使内部半径26(参见图6)减小的步骤156包括在整个内部半径26(参见图5)内或与内部半径(参见图5)相邻地交织层片60的装料(参见图5)的多个囊68(参见图5)，这样使内部半径26(参见图5)进一步减小。
如图10中所示，方法150还包括将具有与减小的内部半径26(参见图1)基本上对应的半径40(参见图1)的半径填料11(参见图1)联接到半径填料区域36(参见图1)的步骤158。
如图10中所示，方法150还包括加工复合结构12(参见图1)以形成具有减小面积的半径填料10(参见图1)的复合结构12(参见图1)的步骤160。可使用诸如热成型工艺、拉挤成型工艺或其他任何合适成形工艺的已知成形工艺。
如图10中进一步示出的，方法150可以可选地包括在加工复合结构12(参见图1)的步骤160之前的将内部通道装料18b(参见图1)与外部通道装料18a(参见图1)相邻地接合的可选步骤162。
方法150还可包括使用分段层间半径填料82(参见图7)，分段层间半径填料82被构造成在层片60(参见图7)的装料之间布置层间填料片段58(参见图7)，以将层片60(参见图7)的装料彼此分隔开，从而形成T截面半径83(参见图7)。
方法150还可包括以下步骤：在加工复合结构12(参见图1)的步骤160(参见图10)之前，与外部通道装料18a(参见图2)相邻地在基体装料32(参见图2)中加装层片60(参见图2)的装料以进一步使内部半径26(参见图2)减小的步骤。
方法150还可包括以下步骤：在加工复合结构12(参见图1)的步骤160之前，在基体装料32(参见图2)和外部通道装料18a(参见图2)之间施用织物和粘合剂内包装52(参见图2)并且与内部半径26(参见图2)相邻地进行施用，以进一步使内部半径26(参见图2)减小。
在本公开的另一个实施方式中，提供了飞行器200a(参见图11)。飞行器200a(参见图11)包括机身202(参见图11)和联接至机身202的至少一个机翼208(参见图11)。至少一个机翼208具有复合结构12(参见图1)。复合结构12(参见图1)包括基体装料32(参见图1)和外部通道装料18a(参见图1)，其中，外部通道装料18a(参见图1)具有内部半径26(参见图1)和外部半径27(参见图1)。复合结构12(参见图1)还包括与内部半径26(参见图1)相邻的层片60(参见图1)的装料，以使内部半径26(参见图1)减小。
飞行器200a(参见图11)的复合结构12(参见图1)还可包括与外部通道装料18a(参见图1)相邻的内部通道装料18b(参见图1)。飞行器200a(参见图11)的复合结构12(参见图1)还可包括分段层间半径填料82(参见图7)，分段层间半径填料82被构造成在层片60(参见图7)的装料之间布置层间填料片段58(参见图7)，以将层片60的装料彼此分隔开，从而形成T截面半径83(参见图7)。
飞行器200a(参见图11)的复合结构12(参见图1)还可包括与外部通道装料18a(参见图2)相邻的在基体装料32(参见图2)中的层片60(参见图2)的装料以进一步减小内部半径26(参见图2)。飞行器200a(参见图11)的复合结构12(参见图1)还可包括在整个内部半径26(参见图5)内或与内部半径26(参见图5)相邻地交织的层片60的装料(参见图5)的多个囊68(参见图5)，这样使内部半径26(参见图5)进一步减小。
图11是可结合示例性结构构件16(诸如，机翼蒙皮面板16a)的具有复合结构12(参见图1)的航空器200(诸如，飞行器200a)的立体图的图示，复合结构12具有可用本公开的方法150(参见图10)的实施方式形成的减小面积的半径填料10(参见图2至图7)。如图11中所示，航空器200(诸如，飞行器200a的形式)包括机身202、鼻部204、驾驶员座舱206、机翼208、一个或多个推进单元210、包括垂直尾翼部分214和水平尾翼部分216的尾部212。
如图1中所示，结构构件16可包括机翼18中的机翼蒙皮面板16a。尽管图11中示出的飞行器200a通常代表具有一个或多个结构构件16的商用客机，但公开的实施方式的教导可应用于其它客机、货机、军用飞机、旋翼机和其它类型的飞行器或高空作业车、以及航天飞行器、卫星、航天运载器、火箭和其它宇航飞行器、以及轮船和其它船舶、火车、汽车、卡车、巴士、或其它合适的具有包括减小面积的半径填料10的一个或多个结构构件16并且可用本文中公开的方法150(参见图10)的一个或多个实施方式制成的结构。
图12是飞行器制造及检修方法300的流程图的图示，图13是飞行器320的功能框图的图示。参照图12至图13，可在如图12中示出的飞行器制造和检修方法300以及如图13中示出的飞行器320的背景下描述本公开的实施方式。在前期生产过程中，示例性的飞行器制造和检修方法300(参见图12)可包括飞行器316(参见图8A和8B)的规范和设计302(参见图12)及材料采购304(参见图12)。在生产过程中，进行飞行器316(参见图13)的部件和子组件制造306(参见图12)以及系统整合308(参见图12)。此后，飞行器316(参见图13)可经过认证和交付310(参见图12)以便投入服役312(参见图12)。在由客户检修312(参见图12)期间，飞行器316(参见图12)被安排进行例行维护检修314(参见图12)，例行维护检修314可包括改造、重构、翻新和其它合适的检修。
可由系统集成商、第三方和/或运营方(例如，顾客)进行或执行飞行器制造和检修方法300(参见图12)的各过程。为了本描述之目的，系统集成商可包括(而不限于)任意数量的飞行器制造商与主系统分包商；第三方可包括(而不限于)任意数量的供应商、转包商以及供货商；并且运营方可包括航空公司、租赁公司、军事单位、服务组织和其它合适的运营方。
如图8A和8B中所示，通过示例性的飞行器制造及检修方法300生产的飞行器320可包括具有多个系统324与内部326的机身322。如图8A和8B中进一步示出的，系统324的示例可包括推进系统328、电气系统330、液压系统332以及环境系统334中的一个或多个。可包括任意数量的其它系统。尽管示出了航空航天的示例，但是本公开的原理可应用于诸如汽车工业的其它工业。
在此实施的方法与系统可在飞行器制造及检修方法300(参见图12)的任一个或多个阶段期间采用。例如，对应于部件和子组件制造306(参见图12)的部件或子组件能以类似于在飞行器320(参见图13)处于服役312(参见图12)时生产的部件或子组件的方式来制作或制造。另外，在部件及子组件制造306(参见图12)和系统整合308(参见图12)期间，可例如通过大大加快组装并减少飞行器320(参见图13)的成本，利用一个或多个设备实施方式、方法实施方式或它们的组合。同样，可在例如飞行器320(参见图8A和8B)处于服役312(参见图12)例如(而不限于)维护及检修312(参见图12)时，可利用设备实施方式、方法实施方式或它们的组合中的一个或多个。
减小面积的半径填料10(参见图2至图7)和方法150(参见图10)的公开实施方式提供了具有减小面积的半径填料10和由层间填料片段58(参见图7)形成的层间层74的复合结构(参见图1)。新颖性在于，在多个外部通道装料18a(参见图1)和基体装料32(参见图1)中加装局部复合层片60(参见图2至图3、图5至图7)，这导致与通道内部半径26(参见图1)和幅材层合厚度完全无关的填条横截面面积。加装层片60(参见图2至图3)使外部半径27(参见图1)减小，从而使半径填料11或填条更小。外部通道装料18a(参见图1)和内部通道装料18b(参见图1)之间的交织层片50(参见图2)使所需的半径填料11或填条的尺寸减小。
另外，减小面积的半径填料10(参见图2至图7)和方法150(参见图10)的公开实施方式提供了减小的机身重量和与减小的加固需要关联的成本、减小的复合检验成本、组装各复合机翼的过程中的大量时间，通过减少通过蒙皮的紧固件的数量并且通过消除用于各个被去除紧固件的相关的减轻冲击保护，各机翼可节省大量的重量。此外，可减少通过油箱的突起的数量。更少的孔可使未来漏油的可能性降低。可通过SIRF填条的改进热属性来大大增加复合机翼的长期耐用性。这个减小面积的半径填料10(参见图1至图7)可将负载更均匀地分布于蒙皮装料，减小纵梁装填和半径填料11或填条之间的CTE不匹配，并通过使用多条不太关键的粘结线，减小用于已知填条的单个纵梁-填条粘结线的重要性。
本公开所属领域的技术人员得益于以上说明书和相关附图中提出的教导，将想到本公开的许多修改形式和其它实施方式。本文中描述的实施方式旨在是例证性，而非旨在是限制性或排他性的。尽管本文中采用了特定术语，但它们只用于通用和描述性含义，而不是出于限制目的。

Claims (19)

1.一种复合结构，该复合结构包括：
外部通道装料和内部通道装料，所述外部通道装料和所述内部通道装料均具有过渡到凸缘的幅材部分并且均具有内部半径和外部半径；
半径填料区域，该半径填料区域形成在所述外部通道装料和所述内部通道装料的内部半径的交叉处，该半径填料区域具有大体三角形形状并填充有半径填料；
基体装料，所述基体装料具有沿所述半径填料区域的基体侧定位的基体侧局部材料；以及
层片的装料，该层片的装料具有沿所述外部通道装料和所述内部通道装料的所述内部半径的每一侧定位的半径侧局部材料，以使所述内部半径减小。
2.根据权利要求1所述的复合结构，所述复合结构还包括分段层间半径填料，所述分段层间半径填料被构造成在所述层片的装料之间布置层间填料片段，以将所述层片的装料彼此分隔开，从而形成T截面半径。
3.根据权利要求2所述的复合结构，其中，所述层间填料片段包括短纤维。
4.根据权利要求1所述的复合结构，所述复合结构还包括与所述外部通道装料相邻的在所述基体装料中的使所述内部半径进一步减小的层片的装料。
5.根据权利要求1所述的复合结构，所述复合结构还包括在整个所述内部半径或与所述内部半径相邻地交织的使所述内部半径减小的层片装料的多个囊。
6.根据权利要求1所述的复合结构，所述复合结构还包括施用在所述基体装料和所述外部通道装料之间并且与所述内部半径相邻地施用以进一步减小所述内部半径的织物和粘合剂内包装。
7.根据权利要求1所述的复合结构，其中，所述外部通道装料包括具有C形横截面的复合筋。
8.根据权利要求1所述的复合结构，其中，所述基体装料和所述外部通道装料包括飞行器复合结构。
9.根据权利要求2所述的复合结构，其中，所述层间填料片段包括含有单向带的带层片。
10.根据权利要求2所述的复合结构，其中，所述层间填料片段包括织物层片。
11.根据权利要求2所述的复合结构，其中，所述层间填料片段包括玻璃纤维。
12.根据权利要求2所述的复合结构，其中，所述层间填料片段包括连续层片。
13.根据权利要求2所述的复合结构，其中，所述层间填料片段包括金属件。
14.一种飞行器，该飞行器包括：
机身；
至少一个机翼，该至少一个机翼联接到所述机身，所述至少一个机翼具有根据权利要求1所述的复合结构。
15.一种形成根据权利要求1所述的复合结构的方法，该方法包括以下步骤：
形成所述外部通道装料和所述内部通道装料；
将所述外部通道装料的所述幅材部分接合到所述基体装料；
与所述内部半径相邻地加装所述层片的装料，以使所述内部半径减小；
将半径与减小的所述内部半径基本上对应的所述半径填料联接到所述半径填料区域；以及
加工所述复合结构，以形成具有所述半径填料的复合结构。
16.根据权利要求15所述的方法，所述方法还包括使用分段层间半径填料的步骤，所述分段层间半径填料被构造成在所述层片的装料之间布置层间填料片段，以将所述层片的装料彼此分隔开，从而形成T截面半径。
17.根据权利要求15所述的方法，所述方法还包括以下步骤：在加工所述复合结构的步骤之前，与所述外部通道装料相邻地在所述基体装料中加装使所述内部半径进一步减小的层片的装料。
18.根据权利要求15所述的方法，其中，与所述内部半径相邻地加装层片的装料以使所述内部半径减小的步骤包括：在整个所述内部半径或与所述内部半径相邻地交织使所述内部半径减小的层片装料的多个囊。
19.根据权利要求15所述的方法，所述方法还包括以下步骤：在加工所述复合结构的步骤之前，在所述基体装料和所述外部通道装料之间施用并且与所述内部半径相邻地施用织物和粘合剂内包装以进一步减小所述内部半径。
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