CN107225773B - 用于组装加强的复合结构的方法 - Google Patents

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Abstract

本申请公开了一种用于组装加强的复合结构的方法，该方法包括沿预浸复合层压蒙皮元件的第一侧定位多个干纤维的步骤，其中预浸复合层压蒙皮元件在尺寸上是可改变的。该方法进一步包括将夹层定位在多个干纤维和预浸复合层压蒙皮元件的第一侧之间的步骤、以及用树脂浸渍多个干纤维而形成多个浸渍的纤维的步骤。该方法进一步包括共固化预浸复合层压蒙皮元件和多个浸渍的纤维的步骤。

Description

用于组装加强的复合结构的方法
技术领域
本公开总体上涉及复合结构(composite structure，复合材料结构)，并且更具体地涉及包括加强件构件的复合结构及其制造方法。
背景技术
有时需要增强复合结构(诸如在航空航天工业中使用的那些复合结构)，以便满足所需的强度和/或刚度要求。这些结构包括例如飞机的蒙皮(诸如机翼和/或机身的蒙皮)。蒙皮结构重量轻，并且往往为需要额外强度和刚度的薄仪表板。航空航天工业中的其他结构以及其他工业中的结构也需要附加强度和/或刚度。将加强件添加至复合结构(诸如添加至飞机的蒙皮结构)为设置在飞机的蒙皮结构上的需求提供了所需的强度和刚度。
传统上，在构造增强的蒙皮(包括蒙皮和加强件或纵梁结构的增强的蒙皮)时，已采用各种制造工艺来构造该增强的蒙皮。在一个制造工艺中，已使用层叠(lay up，层压)用于蒙皮和加强件结构两者的复合预浸材料。替代地，制造工艺已使用浸渍工艺，其中对于加强件元件用树脂浸渍干纤维，并且对于蒙皮面板元件用树脂均匀地浸渍干纤维。
出于构造蒙皮元件的目的，利用预浸是有利的，因为复合预浸材料促进了对于结构效率的最优纤维体积的严格控制并且提供了利用自动层压设备以降低劳动成本的机会。在另一方面，加强件或纵梁结构需要非自动且昂贵的手工劳动层压工艺。在配置加强件或纵梁结构元件时，加强件往往需要复杂的几何形状。将需要的加强件小心地放置在蒙皮元件上以避免加强件结构中的纤维波纹。纤维波纹可以其他方式降低加强件的性能。在两者均由预浸层叠工艺制造的加强件和蒙皮元件的制造中引起额外的复杂情况。在这种制造中使用传统的预浸材料需要高温和高压固化工艺，这可在制成品中引入不期望的结果。通过利用在较低温度和较低压力下固化的预浸材料，对预浸材料的这些高温和高压固化要求近年来稍有改善。
用于组装增强的蒙皮结构的其他以往的方法将包括使蒙皮结构和加强件或纵梁结构两者均如上所述地由浸渍纤维制造工艺均匀地构造，并且同时固化这两种结构。蒙皮结构和加强件结构具有不同的纤维构造和布置。不同的纤维构造和布置对在用于这两种结构的浸渍工艺期间渗透树脂提出了不同的需求。这些需求为蒙皮结构和加强件结构两者的均匀共浸渍(co-infusion)工艺提供了另外的复杂情况。
用于制造例如风力涡轮机叶片的其他工艺包括用树脂浸渍由干纤维构造的外部结构，并且将由层叠预浸结构构造的内部结构定位在外部结构内。然后共固化这两种结构。在该工艺中，将单向预浸材料定位在纤维织物系统内或以其他方式包封在纤维织物系统内。然后将纤维织物系统和包封的预浸材料定位在真空袋的界限内。对围绕预浸元件的纤维织物系统执行树脂的浸渍。共固化浸渍的组件。在该工艺中，预浸材料与围绕预浸材料的浸渍纤维床(fiber bed)形成连接。
在其他制造工艺中，预固化加强件与已经用层叠工艺制造的预固化预浸蒙皮分开且分离制造。预固化加强件结构和预固化蒙皮结构利用二次结合(secondary bonding，二次胶接)接合。预固化加强件和预固化蒙皮结构需要以几何精度单独制造，以使这些预固化结构中的每个的表面适当地彼此补充并且实现组装结构的所需几何形状，并且促进将这两个结构牢固地二次结合在一起。
发明内容
用于组装加强的复合结构的方法的实例包括沿预浸复合层压蒙皮元件的第一侧定位多个干纤维的步骤，其中预浸复合层压蒙皮元件在尺寸上是可改变的。该方法进一步包括将夹层定位在多个干纤维和预浸复合层压蒙皮元件的第一侧之间的步骤、以及用树脂浸渍多个干纤维而形成多个浸渍的纤维的步骤。该方法进一步包括共固化预浸复合层压蒙皮元件和多个浸渍的纤维的步骤。
附图说明
图1是飞机的透视图；
图2是图1的飞机的预浸复合层压机身蒙皮元件的局部剖开透视图，其中浸渍的复合加强件元件耦合至预浸复合层压机身蒙皮元件；
图3是用于组装加强的复合结构的方法的流程图，该方法包括将浸渍的复合加强件元件耦合至预浸复合层压蒙皮元件并且一起共固化这些元件；
图4是用于通过图3中阐述的方法组装加强的复合结构的层叠的示意性分解局部图；以及
图5是通过如图3中阐述的用于组装加强的复合结构的方法组装的加强的复合结构的示意性分解剖视图。
具体实施方式
参照图1和图2，飞机10包括机身12、机翼14、机头区段16和尾部区段18的结构。飞机10的这些结构中的许多结构现在用复合材料构造。复合材料由于重量轻而且还提供强度而为飞机10的结构提供有益特性。飞机10的外部部分(诸如机翼14和机身12的蒙皮元件或结构20)由具有大体面板状构造的复合材料构造，该面板状构造在飞机10在操作中时受到空气动力。通过将耦合加强件22(诸如纵梁)添加至蒙皮结构20为该蒙皮元件或结构20提供了附加强度以抵抗这些操作力。
参照图2，在该实例中，预浸复合层压蒙皮元件或结构20为机身12的构造的一部分。加强件或纵梁22定位在预浸层压复合蒙皮元件或结构20的内表面24上，以便为预浸层压复合蒙皮元件或结构20提供附加强度，并且同时不干扰飞机10的层压复合蒙皮结构20的外表面26的空气动力学。为复合蒙皮元件或结构20有效地提供所需的增强的加强件22需要紧密地遵循蒙皮元件或结构20的几何形状，这可包括在诸如飞机10的机身12和机翼14的结构的构造中由蒙皮结构20所呈现的平坦表面、弯曲表面和其他复杂的几何形状。在制造加强件22时，如图4中所见的，自动设备可用于形成多个干纤维27的预成型件，以准确且有效地提供蒙皮元件20的表面几何形状的所需的紧密遵循。将多个干纤维27自动组装成预成型件将另外避免加强件22的复合材料内的纤维的不想要的褶皱构造，否则这可影响加强件22的强度性能。如将在本文中描述的，加强件22将使用树脂在多个干纤维27中的浸渍而构造，如例如图4中所见的，并且与预浸复合层压蒙皮元件20共固化。
还将理解的是，采用自动设备来组装预浸复合层压蒙皮元件或结构20是有益的。自动化将为层叠预浸料的层片以及如以上所提及的准确制造多个干纤维和将多个干纤维定位为预成型件而用于浸渍的加强件22提供劳动成本节省。
如图3中所示且如本文中描述的用于组装加强的复合结构28的方法包括步骤30：如图4中示意性地所见的，沿预浸复合层压蒙皮元件20的第一侧34定位多个干纤维27，其中预浸复合层压蒙皮元件20在尺寸上是可改变的。该方法进一步包括步骤44：将夹层38定位在多个干纤维27和预浸复合层压蒙皮元件20的第一侧34之间，如图4中所见的。该方法进一步包括步骤52：用树脂浸渍多个干纤维27而形成多个浸渍的纤维。该方法进一步包括步骤58：共固化预浸复合层压蒙皮元件20和多个浸渍的纤维。该方法将在本文更详细地描述。
用于组装加强的复合结构28的本方法包括使用在尺寸上是可改变的预浸复合层压蒙皮元件20。复合层压蒙皮元件20可由范围广泛的预浸复合层压材料中的一个(诸如非热压罐(out of autoclave)预浸料和热压罐(in-autoclave)预浸料中的一个)构造。在预浸料的任一选择中，预浸料在开始该方法时就固化而言将处于B级，这允许层压材料在尺寸上是可改变的以容易地符合期望的构造。
预浸复合层压蒙皮20的层片包括由从各种各样的材料中的一个选择的材料构造的纤维，各种各样的材料诸如为玻璃、芳族聚酰胺、碳、碳化硅、硼、陶瓷、金属材料E-玻璃(铝硼硅酸盐玻璃)、S-玻璃(铝硅酸盐玻璃)、纯二氧化硅、硼硅酸盐玻璃、光学玻璃和其他玻璃组分。类似地，层片由树脂构造，该树脂选自各种各样的树脂，诸如环氧树脂、双马来酰亚胺、聚氨酯、酚醛塑料、聚酰亚胺、磺化的聚合物(聚苯硫醚)、导电聚合物(例如，聚苯胺)、苯并恶嗪、氰酸酯、聚酯和倍半硅氧烷树脂，其也可包括增韧添加剂或组分，诸如热塑性塑料或硅或其他颗粒。层压件可用特定复合元件或结构的构造所需的多个层片组装，并且对于每个层片的纤维取向也可根据特定复合元件或结构的构造所需地定位。
如上所提及的，为了加强的复合结构28的蒙皮元件20的构造，可采用各种各样的预浸层压复合材料中的一个。一类复合材料包括热压罐预浸复合层压材料，其利用比包括非热压罐复合层压材料的另一类复合层压材料更高的温度和更高的压力来固化复合层压材料。通过在图3的共固化多个浸渍的纤维和预浸复合层压蒙皮元件20的步骤58中使用热压罐复合层压材料，否则这些组装好的部件被称为加强的复合结构28，共固化利用在包括四十五磅每平方英寸(45psi)至一百磅每平方英寸(100psi)且包括一百磅每平方英寸(100psi)的范围内的压力以及高达并包括四百华氏度(400°F)的温度。在将热压罐预浸材料用于加强的复合结构28时，必须小心以免在使用这些较高固化温度和压力制造复合加强结构28时引入缺陷。
非热压罐复合层压预浸材料可用于构造加强的复合结构28。在采用如图3中所见的用树脂浸渍多个干纤维27的步骤52时，根据所使用的树脂，浸渍的步骤52进一步包括施加热的步骤。在采用浸渍的步骤52时，将热施加至树脂和多个干纤维27的浸渍并且将热施加至预浸复合层压蒙皮元件20。热的施加致使预浸复合层压蒙皮元件20经历中间固化阶段。热的施加使对这些加强的复合结构28的部件的温度升高至将包括一百四十华氏度(140°F)至二百八十华氏度(280°F)且包括二百八十华氏度(280°F)的温度的范围。在完成中间固化阶段之后，采用共固化非热压罐预浸复合层压蒙皮元件20和加强件22的多个浸渍的纤维的步骤58。共固化的步骤58包括通过将蒙皮元件20和加强件22加热至包括二百八十华氏度(280°F)至四百华氏度(400°F)且包括四百华氏度(400°F)的温度并且施加处于包括高达并包括四十五磅每平方英寸压力(45psi)的大气压力的压力范围内的压力使蒙皮元件20和加强件22进入最终固化。非热压罐预浸复合材料的使用不太可能对加强的复合结构28引入缺陷。
参照图3，用于组装加强的复合结构28的方法包括如上所提及的如图4中所见的沿预浸复合层压蒙皮元件20的第一侧34定位多个干纤维27的步骤30。预浸复合层压蒙皮元件20的预浸复合材料在尺寸上是可改变的，这允许蒙皮元件20符合期望的构造。多个干纤维27被配置为编织的、纺织的、单向的、非卷曲的和其他已知的纤维形式中的一个。在该实例中，多个干纤维27以编织的构造配置。如上所讨论的，多个这些编织的干纤维27可通过自动设备编织或以其他方式配置，并且以低成本可靠地定位而符合由预浸复合层压蒙皮20所呈现的平坦的、弯曲的和其他复杂的几何形状。自动设备和心轴(如果需要的话)的使用提升了加强件22的尺寸精确度，并且减少了不想要的纤维波纹的出现。多个干纤维27的组分选自由用于预浸复合层压材料的纤维组分中的例如如上所阐述和所确定的多个组分中的一个构造的纤维。在该实例中，碳纤维用于干纤维27。
该方法的步骤30包括沿预浸复合层压蒙皮元件20的第一侧34定位多个干纤维27。在该实例中，呈预成型件的多个编织的干纤维27用于制造加强的复合结构28的加强件22，以用于制造飞机10的部分(诸如机身12、机翼14、机头区段16和尾部区段18等)以及飞机10的所有相关联的元件。在该实例中，多个编织的干纤维27沿小于预浸复合层压蒙皮元件20的第一侧34的整个表面定位，如图2中所见的。多个编织的干纤维27的这种定位提供了所得到的加强件22的所选择的定位，以用于蒙皮元件20的战略增强。
定位多个干纤维27的步骤30进一步包括如上所提及的沿蒙皮元件20的第一侧34定位多个干纤维27。第一侧34的构造的一个实例包括未示出的平坦表面，其中多个干纤维27可包括围绕第一轴线(未示出)以小于十度每英寸(10°每英寸)的扭转度配置，其中第一轴线大体平行于平坦表面延伸。在其他实例中，预浸复合层压蒙皮元件20的第一侧34可包括弯曲表面，如图2中所见的。多个干纤维27可包括围绕第一轴线(未示出)以小于十度每英寸(10°每英寸)的扭转度配置，其中第一轴线大体平行于弯曲表面延伸。多个干纤维27还可包括将多个干纤维27配置成围绕第二轴线(未示出)具有小于四百英寸(400英寸)的半径的构造，其中第二轴线在垂直于弯曲的第一侧34的切线的方向上延伸。在步骤30中用于构造加强件22的多个干纤维27的这种定位包括适应用于蒙皮元件20的范围广泛的第一侧34表面构造，以包括第一侧34的非常密集的弯曲、平缓的弯曲、平坦或直立表面和复杂的几何表面构造。
如上所提及的，图4描绘了使用如将在下面更详细地描述的层叠工具36组装加强的复合结构28的分解示意图。参照图4，在该实例中，加强的复合结构28以与如图5中以示意性分解图示出的完成的组装好的加强的复合结构28相反的颠倒的布置组装，图5具有与图4中所示的相反的定向方向。在图5中，预浸复合层压蒙皮元件20的如图4中所见的第一侧34面向定位在浸渍的加强件22内的多个干纤维27的方向，其中第一侧34将为蒙皮元件20的其上将定位有加强件22的一侧。预浸复合层压蒙皮元件20的第二相对侧40将定位成面向飞机10的外部部分。
如先前所述的，在组装复合加强件结构28的加强件22时，自动设备和心轴(如果需要的话)将以所需的精度定位和配置多个干纤维27，在该实例中，这多个干纤维形成预成型件。多个干纤维27的预成型件将符合蒙皮元件或结构20的第一侧34的表面的各种构造几何形状，如上所讨论的，并且将避免加强件22内的多个纤维的不想要的褶皱构造，否则这可影响加强件22的强度性能。此外，在组装加强的复合结构28时，在该实例中，多个纤维27定位在层叠工具36中的狭槽42内，如图4所示的。在该实例中，层叠工具36是内模线“IML”工具，在其他实例中，这种器具可包括外模线“OML”工具(未示出)，以便在组装加强的复合结构28时帮助为多个编织的干纤维27提供所需的几何形状。
用于组装加强的复合结构的方法的步骤44包括将夹层38定位在多个干纤维27和预浸复合层压蒙皮元件20的第一侧34之间，如图3和图4中所见的。在该实例中，采用两种一般类型的夹层38构造中的一种。夹层38由能透过阻挡层构造或不能透过阻挡层构造来构造。不能透过的夹层38可包括各种构造中的一个，该各种构造诸如为粘合剂膜、带纹理膜和双层膜。不能透过的夹层38在浸渍到干纤维27的树脂和预浸复合层压蒙皮元件20之间提供气体和树脂阻挡层。能透过的夹层38包括限定延伸穿过夹层38的多个穿孔(未示出)的夹层38。能透过的夹层38类似地包括各种构造中的一个，该各种构造诸如为穿孔的粘合剂膜、穿孔的带纹理膜、穿孔的双层膜和面纱。
粘合剂膜是夹层粘合剂，其通常以片材样式供应，并且能够化学地结合至粘合剂膜的任一侧上的部件以及提供一致的结合厚度和强度。带纹理膜具有三维表面，其提供与用于加强件22的浸渍的树脂以及与预浸复合层压蒙皮元件20的树脂的机械互锁。双层膜为该膜提供化学专用表面，以便提供与双层膜的一侧上的浸渍的树脂的增强的化学固定以及与双层膜的相对侧上的预浸树脂的增强的化学固定。面纱是呈随机或特殊图案的纺成纤维的垫子，并且一旦来自相邻层的树脂已渗透穿过该面纱则在预浸层和树脂浸渍层之间提供高韧性界面。夹层38的这些各种实例可用于优化在共固化过程中加强件22的树脂和预浸复合层压蒙皮元件20的树脂之间的固定。
如图4中所见的，夹层38的第一侧46将定位成使得多个干纤维27接触第一侧46。夹层38的第二相对侧48将与预浸复合层压蒙皮元件20的第一侧34接触地定位或定位在预浸复合层压蒙皮元件的第一侧上。在该实例中，将夹层38定位在多个干纤维27和蒙皮元件20的第一侧34之间的步骤44在将多个干纤维27定位在树脂阻挡层52内之前实施，如图4中所见的。在该实例中，定位夹层38的步骤44还在实施用树脂浸渍多个干纤维27而形成多个浸渍的纤维的步骤52之前实施。一旦用树脂浸渍多个干纤维27，则如本文中所讨论地可采用共固化浸渍的多个浸渍的纤维和预浸复合层压蒙皮元件20的步骤58。
当共固化预浸蒙皮元件20和树脂浸渍的加强件22时，对于蒙皮元件20的树脂和加强件22的树脂的相异化学和粘度，出现相异点。例如，这可在与低粘度、高强度和轮廓内层环氧树脂浸渍树脂化学结合地使用苯并恶嗪预浸树脂化学来组合耐燃烧外层时发生。另一个实例在通过与低粘度、高强度和轮廓的内层环氧树脂浸渍树脂化学结合地使用氰酸酯预浸树脂化学来组合坚韧且耐冲击外层时发生。
夹层38有利于共固化具有不同树脂化学的浸渍纤维和预浸复合层压蒙皮元件20。例如，为双层膜的不能透过的夹层38可提供与夹层38的一侧上的一个树脂化学结合的官能团，并且提供与夹层38的另一侧上的另一个树脂化学结合的不同官能团。诸如为双层膜的不能透过的夹层38提供附加特性，诸如为气体阻挡层，以防止从例如预浸料放出气体而影响用来形成加强件22的浸渍树脂的质量。不能透过的双层膜还用作树脂阻挡层，以防止预浸树脂渗出到加强件22的多个干纤维27中。预浸树脂渗出到浸渍的树脂中或浸渍的树脂渗出到预浸料20树脂中可引起预浸蒙皮元件20的树脂化学的破坏以及加强件22的浸渍的树脂化学的破坏。
可采用其他不能透过的夹层38，诸如带纹理膜，例如，该带纹理膜具有三维表面，该三维表面在定位在夹层38的相对侧上的树脂之间提供机械互锁。树脂的相容或不相容官能团的使用可用在带纹理夹层38的任一侧上。这些不能透过的带纹理夹层38有利于机械互锁也是因为它们是不能透过的，另外用作气体阻挡层以及树脂阻挡层。
不能透过的粘合剂膜(诸如Metlbond1515)对定位在夹层38的相对侧上的树脂提供化学固化。在带纹理夹层38的任一侧上的材料中需要使用树脂的相容官能团。
面纱由纺成纤维组成，该纺成纤维例如为可随机成环或制造成形成特殊图案的聚合物或碳。面积重量(重量/面积)是对面纱纤维密度的测量，其影响面纱的渗透性。面纱结合到层片上，并且在堆叠件中位于夹层位置处。面纱是多功能的，并且通过抑制允许该部分吸收更多能量并且在没有破裂的情况下变形的裂纹生长使干形式碳纤维材料稳定且使结合层坚韧。
夹层38也可被配置为能透过的，其中夹层38限定具有特定穿孔或孔尺寸和分布的穿孔或孔(未示出)，以控制树脂渗透性。在树脂渗透夹层38的穿孔的情况下发生物理结合。在利用能透过的夹层38时，孔或穿孔尺寸被选择为与树脂粘度结合地起作用。树脂粘度由温度固化曲线控制，以允许每个树脂流入夹层38中，但不继续流动越过夹层38，并且在树脂是不相容的情况下与相异树脂混合。
在能透过的夹层38的一个实例中，可以采用双层膜，该双层膜具有一种官能团分布在夹层38的每侧上的两种类型的官能团。一种官能团与预浸料20树脂化学结合，而另一种不同的官能团与浸渍的树脂化学结合。浸渍的树脂和预浸树脂中的每个的树脂化学的化学结合发生在定位在双层膜夹层38的相对侧上的官能团位置处。在夹层38的每侧上的树脂在形成固定化学互锁时是不相容的情况下，能透过的双层膜夹层38的使用有益于在夹层38的一侧上将浸渍的纤维27的树脂固定至夹层38，并且有益于将预浸料的树脂固定在夹层38的相对侧上。在另一个实例中，带纹理夹层38可被选择成用于与定位在夹层38的相对侧上的树脂形成机械互锁的目的。能透过的夹层38的其他实例包括穿孔的粘合剂膜、预定面积重量的聚酰胺面纱。
发生这样的情况，即，来自浸渍的纤维和预浸料20的两种不同树脂的官能化学是相容的，使得它们可组合。可采用能透过的夹层38的使用，使得两种树脂可彼此化学地结合和固定，并且树脂通过能透过的夹层38的穿孔彼此接近。例如，这种情况可在生产具有高度轮廓化的树脂浸渍的加强件22的高冲击韧性外蒙皮预浸元件20时发生。坚韧的树脂配方通常具有不适合于树脂浸渍处理的高粘度。使用随后用树脂浸渍的干纤维预成型件，更容易地产生高轮廓几何形状。一个实例可为与胺固化环氧树脂浸渍树脂结合的胺固化环氧树脂预浸材料。
在两种不同树脂不特别相容的情况下，可选择不能透过的夹层38。不能透过的夹层38可用作气体和树脂阻挡层，并且在使用双层膜夹层38时将结合至定位在夹层38的任一侧上的相同官能团树脂，或者在实施不能透过的带纹理夹层38的情况下可被选择，这将有利于与不相容树脂的机械互锁。还可采用不能透过的粘合剂膜夹层38，其将结合至两个树脂化学并且提供不能透过的阻挡层以保持树脂分离。
替代地，在定位在夹层38的相对侧上的树脂与相似官能团化学相容并且允许通过夹层38的穿孔接合(engage，加入)的情况下，可采用能透过的夹层38，诸如双层膜、粘合剂膜、带纹理膜或面纱，并且可在树脂与相异官能团化学不特别相容的情况下采用，但在不允许定位在夹层38的相对侧上的树脂混合的受控的情况下使用。
通过多个干纤维27的浸渍，夹层38的第一侧46在共固化过程期间固定至浸渍的纤维，该浸渍的纤维先前为多个编织的干纤维27。另外，在共固化过程期间，夹层38的第二相对侧48固定至预浸复合层压蒙皮元件20的第一侧34。夹层38用以提供两个元件(预浸蒙皮20和复合加强件22，其可包含相容或不同的树脂系统，该树脂系统可提供或以其他方式可不提供化学结合)之间的坚固的机械结合。
如先前所提及的，用于组装加强的复合结构28的方法进一步包括将多个编织的干纤维27定位在树脂阻挡层52内。在该实例中，树脂阻挡层52可包括消耗品，诸如真空装袋膜。在该实例中，隔板(caul plate)56也定位在树脂阻挡层52内。将真空施加至装袋膜的内部及其内容物，并且将浸渍树脂(诸如环氧树脂或其他用于制造加强件22的合适的难溶树脂)抽吸到树脂阻挡层或装袋膜52内而进行用树脂浸渍多个干纤维27的步骤54。因此，形成与夹层38接触地定位的浸渍的复合加强件22，如图4中可见的。
通过浸渍的多个纤维形成浸渍的加强件22，进行共固化浸渍的多个纤维27和预浸复合层压蒙皮元件20的步骤58，从而将复合加强件22的浸渍的纤维耦合至预浸复合层压蒙皮元件20，并且夹层38定位在它们之间。在该实例中，共固化浸渍的复合加强件22和预浸复合层压蒙皮元件20的步骤58包括如先前详细讨论的将热施加至浸渍的复合加强件22和预浸复合层压蒙皮元件20以及施加压力，以用于固化热压罐预浸复合层压蒙皮元件20并且用于固化非热压罐预浸复合层压蒙皮元件20。上面讨论的热和压力参数将用于共固化加强件22和蒙皮元件20。
虽然上面已描述了各种实施例，但本公开并非旨在限于此。对所公开的实施例可作出变化，这些变化仍落在所附权利要求书的范围内。

Claims (17)

1.一种用于组装加强的复合结构的方法，包括以下步骤：
沿预浸复合层压蒙皮元件的第一侧定位多个干纤维，其中所述预浸复合层压蒙皮元件在尺寸上是能改变的；
将夹层定位在所述多个干纤维和所述预浸复合层压蒙皮元件的所述第一侧之间；
用树脂浸渍所述多个干纤维而形成多个浸渍的纤维；以及
共固化所述预浸复合层压蒙皮元件和所述多个浸渍的纤维，
其中，将夹层定位在所述多个干纤维和所述预浸复合层压蒙皮元件之间的步骤进一步包括：所述预浸复合层压蒙皮元件包括非热压罐预浸复合材料，
其中，浸渍的步骤进一步包括：将热施加至树脂和所述多个干纤维的浸渍并且施加至所述预浸复合层压蒙皮元件使得所述预浸复合层压蒙皮元件经历中间固化阶段的步骤，
其中，共固化的步骤进一步包括：将所述多个浸渍的纤维和所述预浸复合层压蒙皮元件加热至在包括280°F至400°F且包括400°F的范围内的温度。
2.根据权利要求1所述的用于组装加强的复合结构的方法，其中，定位所述多个干纤维的步骤进一步包括：所述多个干纤维包括编织的、纺织的、单向的和非卷曲的纤维中的一个的构造。
3.根据权利要求1所述的用于组装加强的复合结构的方法，其中，沿所述预浸复合层压蒙皮元件的所述第一侧定位所述多个干纤维的步骤进一步包括：定位所述多个干纤维以沿小于所述预浸复合层压蒙皮元件的所述第一侧的整个区域延伸。
4.根据权利要求1所述的用于组装加强的复合结构的方法，其中，定位所述多个干纤维的步骤进一步包括：所述预浸复合层压蒙皮元件的所述第一侧包括平坦表面。
5.根据权利要求4所述的用于组装加强的复合结构的方法，其中，定位所述多个干纤维的步骤包括：将所述多个干纤维配置成具有围绕第一轴线的小于10°每英寸的扭转度的构造。
6.根据权利要求1所述的用于组装加强的复合结构的方法，其中，定位所述多个干纤维的步骤进一步包括：所述预浸复合层压蒙皮元件的所述第一侧包括弯曲表面。
7.根据权利要求6所述的用于组装加强的复合结构的方法，其中，定位所述多个干纤维的步骤包括：将所述多个干纤维配置成具有围绕第一轴线的小于10°每英寸的扭转度的构造。
8.根据权利要求6所述的用于组装加强的复合结构的方法，其中，定位所述多个干纤维的步骤包括：将所述多个干纤维配置成具有围绕第二轴线的小于400英寸的半径的构造。
9.根据权利要求1所述的用于组装加强的复合结构的方法，其中，将夹层定位在所述多个干纤维和所述预浸复合层压蒙皮元件之间的步骤进一步包括：所述夹层包括不能透过的阻挡层。
10.根据权利要求9所述的用于组装加强的复合结构的方法，其中，将夹层定位在所述多个干纤维和所述预浸复合层压蒙皮元件之间的步骤进一步包括：所述夹层包括粘合剂膜、带纹理膜、双层膜和面纱中的一个。
11.根据权利要求1所述的用于组装加强的复合结构的方法，其中，将夹层定位在所述多个干纤维和所述预浸复合层压蒙皮元件之间的步骤进一步包括：所述夹层包括能透过的阻挡层。
12.根据权利要求11所述的用于组装加强的复合结构的方法，其中，将夹层定位在所述多个干纤维和所述预浸复合层压蒙皮元件之间的步骤进一步包括：所述夹层限定多个穿孔。
13.根据权利要求12所述的用于组装加强的复合结构的方法，其中，将夹层定位在所述多个干纤维和所述预浸复合层压蒙皮元件之间的步骤进一步包括：所述夹层包括粘合剂膜、带纹理膜、双层膜和面纱中的一个。
14.根据权利要求1所述的用于组装加强的复合结构的方法，进一步包括：在用所述树脂浸渍所述多个干纤维的步骤之前将所述多个干纤维定位在树脂阻挡层内的步骤。
15.根据权利要求1所述的用于组装加强的复合结构的方法，其中，共固化的步骤进一步包括：在包括高达45psi且包括45psi的大气压力的压力范围内将压力施加至所述多个浸渍的纤维和所述预浸复合层压蒙皮元件的步骤。
16.根据权利要求1所述的用于组装加强的复合结构的方法，其中，将夹层定位在所述多个干纤维和所述预浸复合层压蒙皮元件之间的步骤进一步包括：所述预浸复合层压蒙皮元件包括热压罐预浸复合材料。
17.根据权利要求16所述的用于组装加强的复合结构的方法，其中，共固化的步骤进一步包括：在包括45psi至100psi且包括100psi的压力范围内将压力施加至所述多个浸渍的纤维和所述预浸复合层压蒙皮元件以及将所述多个浸渍的纤维和所述预浸复合层压蒙皮元件加热至高达400°F且包括400°F的温度的步骤。
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Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3068285B1 (fr) * 2017-06-30 2021-12-03 Airbus Group Sas Procede de fabrication de structures en materiaux composites thermodurcissables par assemblage de pieces elementaires composites moulees par injection infusion de resine liquide
GB2567699B (en) * 2017-10-23 2022-02-09 Mclaren Automotive Ltd Moulding arrangement
US10710327B2 (en) * 2017-12-01 2020-07-14 The Boeing Company Methods for making composite parts from stacked partially cured sublaminate units
DE102018105765A1 (de) * 2018-03-13 2019-09-19 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Verfahren zum Herstellen eines Faserverbund-Hohlbauteils und Faserverbund-Hohlbauteil
US11305859B2 (en) 2018-03-28 2022-04-19 The Boeing Company Method for forming a composite structure
US11338899B2 (en) * 2018-04-05 2022-05-24 The Boeing Company Joint for a metal airplane skin using metal matrix composite
PL425188A1 (pl) * 2018-04-11 2019-10-21 Politechnika Rzeszowska im. Ignacego Łukasiewicza Konstrukcja cienkościenna, zwłaszcza do budowy pokryć statków powietrznych
US11433990B2 (en) * 2018-07-09 2022-09-06 Rohr, Inc. Active laminar flow control system with composite panel
CN109435271B (zh) * 2018-09-20 2020-11-24 上海复合材料科技有限公司 适用于卫星激光雷达框架主承力框体的成型方法
CN110481811B (zh) * 2019-08-29 2022-07-05 广联航空工业股份有限公司 一种无人机机翼整体共固化成型方法
CN110682549B (zh) * 2019-10-09 2022-03-15 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种加筋壁板组合式芯模工装及其成型工艺方法
CN111016032B (zh) * 2019-11-27 2024-06-25 航天海鹰(镇江)特种材料有限公司 一种长桁零件压损实验制件的成型装置及其应用
US11242127B2 (en) * 2020-04-22 2022-02-08 The Boeing Company Composite stringer assembly and methods for transmitting a load through a composite stringer assembly
US11981426B2 (en) * 2021-01-05 2024-05-14 The Boeing Company Composite spars with integrated sacrificial surfaces
CN112874107A (zh) * 2021-01-28 2021-06-01 涂作明 一种复合蜂窝装饰板及其制备工艺
GB2612957A (en) * 2021-11-08 2023-05-24 Airbus Operations Ltd Stiffener with core and shell

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7419627B2 (en) * 2002-09-13 2008-09-02 Northrop Grumman Corporation Co-cured vacuum-assisted resin transfer molding manufacturing method
US6964723B2 (en) * 2002-10-04 2005-11-15 The Boeing Company Method for applying pressure to composite laminate areas masked by secondary features
US8636252B2 (en) * 2010-06-25 2014-01-28 The Boeing Company Composite structures having integrated stiffeners with smooth runouts and method of making the same
US9539769B2 (en) * 2011-10-17 2017-01-10 Sikorsky Aircraft Corporation Composite structure and core positioning ply
DE102012207950A1 (de) * 2012-05-11 2013-11-14 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils, Stützkern sowie Faserverbundbauteil

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