CN107757872B - 用于集成翼盒的结构部件的系统和方法 - Google Patents

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Abstract

提供了一种用于集成翼盒的结构部件的系统和方法。一个实例是一种系统，该系统包括外侧板材桁条，该外侧板材桁条位于翼盒的外侧区段内并与外侧区段处的复合材料蒙皮共同固化。外侧区段的每个外侧板材桁条包括碳纤维增强聚合物(CFRP)的平面层，该平面层与外侧区段处的复合材料蒙皮平行，具有对齐的纤维取向以承受施加于翼盒的拉伸和压缩，并且每个平面层沿着外侧区段处的复合材料蒙皮延伸不同的距离。该系统还包括中央板材桁条，该中央板材桁条位于中间区段内并与中央区段处的复合材料蒙皮共同固化。中央区段的每个中央板材桁条包括CFRP的平面层，该平面层与中央区段处的复合材料蒙皮平行，具有对齐的纤维取向以承受施加于翼盒的拉伸和压缩，并且每个平面层沿着中央区段处的蒙皮延伸不同的距离。

Description

用于集成翼盒的结构部件的系统和方法
技术领域
本公开涉及飞机的领域，并且具体地，涉及飞机机翼的结构部件。
背景技术
飞机机翼的结构部件在飞行、起飞以及着陆期间承受各种力。这些结构部件还设计成满足大量要求(例如，鸟撞、雷击、空气载荷、地面载荷、燃料压力等)，并且在遵守成本的同时满足这些要求并且制造限制仍是复杂的工序。
存在用于构建飞机机翼的各种各样的技术和设计。具体地，利用复合部件的用于机翼的设计已变得流行起来，因为这些设计减轻重量并且增加强度。然而，复合材料飞机机翼模仿起来仍是复杂的并且测试昂贵。为了满足所有上述要求，工程师更喜欢设计基本上遵循用于金属机翼部件的现有设计的复合材料部件。然而，这样做没有充分利用复合材料。例如，金属设计使用大量被紧固的部件。在复合材料设计中，部件可集成到单个更便宜更轻的设计(诸如，组合/整体设计)中。针对这些和其它考虑提出了本文中所呈现的公开内容。
发明内容
本文中描述的实例提供了将飞机翼盒(wing box)的许多复合材料部件集成为统一的复合材料部件(例如，翼盒的上面板，包括外侧区段和中央区段)的设计。具体地，在结构上支撑翼盒的外侧区段的板状桁条(“板材桁条”)布置为使得它们的层沿着蒙皮朝向翼盒的中央区段延伸变化的距离。这确保了外侧区段中的板材桁条以确保足够的强度的方式集成到蒙皮中。同时，在结构上支撑中央区段的板材桁条布置为使得它们的层朝向翼盒的外侧区段延伸变化的距离。用于外侧区段的蒙皮层与用于中央区段的蒙皮层交替地重叠，以靠近飞机的机身交会侧形成蒙皮的“垫高部(pad up)”部分。这增强了交会靠近的蒙皮的强度。
一个实例是一种系统，该系统包括外侧板材桁条，该外侧板材桁条侧向地定向在翼盒的外侧区段内并与外侧区段处的复合材料蒙皮共同固化。每个外侧板材桁条包括碳纤维增强聚合物(CFRP)的平面层，该平面层与复合材料蒙皮平行，具有对齐的纤维取向以承受施加于翼盒的拉伸和压缩，并且每个平面层沿着外侧区段处的复合材料蒙皮朝向翼盒的中央区段延伸不同的距离。该系统还包括中央板材桁条，该中央板材桁条侧向地定向在中央区段内并与中央区段处的复合材料蒙皮共同固化。中央区段的每个中央板材桁条包括CFRP的平面层，该平面层与蒙皮平行，具有对齐的纤维取向以承受施加于翼盒的拉伸和压缩，并且每个平面层沿着中央区段处的复合材料蒙皮朝向外侧区段延伸不同的距离。
另一实例是一种方法。该方法包括层叠外侧板材桁条，该外侧板材桁条侧向地定向在翼盒的外侧区段内，每个外侧板材桁条包括碳纤维增强聚合物(CFRP)的平面层，该平面层与外侧区段处的复合材料蒙皮平行，具有对齐的纤维取向以承受施加于机翼的拉伸和压缩，并且每个平面层沿着外侧区段处的复合材料蒙皮朝向机翼的中央区段延伸不同的距离。该方法还包括层叠中央板材桁条，该中央板材桁条侧向地定向在机翼的中央区段内，每个中央板材桁条包括CFRP的平面层，该平面层与中央区段处的复合材料蒙皮平行，具有对齐的纤维取向以承受施加于机翼的拉伸和压缩，并且每个平面层沿着中央区段处的复合材料蒙皮朝向机翼的外侧区段延伸不同的距离。此外，该方法包括将外侧板材桁条与外侧区段处的复合材料蒙皮共同固化并且将中央板材桁条与中央区段处的复合材料蒙皮共同固化。
下面可描述其他示例性实例(例如，与以上实例有关的方法和计算机可读介质)。已论述的特征、功能及优点可在各种实例中独立地实现或者可结合在其它实例中，参照以下说明和附图可看出其更多细节。
附图说明
现仅通过实例并且参考附图来描述本公开的一些实例。在所有附图上，相同的参考标号表示相同的元件或相同类型的元件。
图1是示例性实施方式中的飞机的图示。
图2是示例性实施方式中的飞机的翼盒的一部分的图示。
图3是示例性实施方式中的板材桁条的俯视图。
图4是板材桁条的截面的图示，包括示例性实施方式中的用于板材桁条的各层复合材料。
图5是示出了利用示例性实施方式中的重叠法连接至板材桁条的中央区段的板材桁条的外侧区段的图示。
图6是示出了利用示例性实施方式中的重叠法在板材桁条之间进行连接的截面的图示。
图7是示出了示例性实施方式中的翼盒的俯视图的图示。
图8是示出了示例性实施方式中的板材桁条的外侧区段与蒙皮的交会的截面的图示。
图9是示出了示例性实施方式中的翼盒的另一俯视图的图示。
图10是示出了示例性实施方式中的外侧区段处的板材桁条与蒙皮的交会的截面的图示。
图11是示出了示例性实施方式中的蒙皮的区段之间的垫高部的第一部分的图示。
图12是示出了示例性实施方式中的蒙皮的区段之间的加厚垫高部的第二部分的图示。
图13是示出了示例性实施方式中的蒙皮的区段之间的加厚垫高部的第三部分的图示。
图14是示出了示例性实施方式中的蒙皮的区段之间的加厚垫高部的截面的图示。
图15是示出了示例性实施方式中的层叠飞机的部件的方法的流程图。
图16是示例性实施方式中的飞机的框图。
图17是示例性实施方式中的飞机制造和保养方法的流程图。
图18是示例性实施方式中的飞机的框图。
具体实施方式
附图及以下说明示出了本公开的具体示例性实施方式。因此将理解的是，但本领域技术人员将能够构思体现了本公开和包括本公开的范围内的原理但本文中没有明确描述或示出的各种配置。此外，在本文中描述的任何实例旨在帮助理解本公开的原理，并且应被解释为不限于这种具体陈述的实例和条件。因此，本公开不限于以下描述的具体实施方式或实例，而是由权利要求及他们的等同物来限定。
图1是飞机100的立体图。如图1中所示，飞机100包括机头110、外侧区段120(还被称为“外部机翼区段”)、机身130、以及尾部140。图2是示例性实施方式中的外侧区段120的图示。具体地，图2是由图1的观看箭头2指示的俯视图。根据图2，外侧区段120物理地连接至中央区段210，中央区段210将外侧区段120耦接至另一外侧区段120以形成翼盒500。在该实例中，翼盒500包括蒙皮260。蒙皮260可包括多层固化复合材料，诸如，碳纤维增强聚合物(CFRP)，具有例如在大约0.15英寸至0.6英寸之间(例如，在大约30层-100层之间)的总厚度。在一个实例中，蒙皮260的大部分层具有承受沿着外部机翼区段120的剪切应力的纤维取向(例如，+/-45°的纤维取向)。蒙皮260围绕外侧区段120，并且限定其中布置有板材桁条240的内部容积。
板材桁条240侧向地定向在外侧区段120内(即，当板材桁条沿着外侧区段120朝向翼梢122连续时，板材桁条240侧向地/纵向地延伸)。当外侧区段120向外朝向翼梢122延伸时，沿着外侧区段120从前到后布置的多个板材桁条240在数量上可减少。板材桁条240可例如终止在支撑件250处。板材桁条240包括与蒙皮260共同固化的多层复合材料部件(例如，与用于蒙皮260的上述那些相似)。然而，板材桁条240比蒙皮260厚(例如，由于每个板材桁条240的更大的层数而具有一英寸的厚度)，并且每个板材桁条240的大部分层具有承受沿着外侧区段120的弯曲的纤维取向(例如，0°的纤维取向)。图2进一步示出了前梁220和后梁230。可利用附加部件(例如，翼梁等)，以将板材桁条240在结构上支撑在外侧区段120内并防止翘曲。
通过在先前的附图中示出的将板材桁条240放置在外侧区段120内，接下来提供了图3-图4，以示出与飞机100的其他元件隔离开的示例性板材桁条。具体地，图3-图4是示出了示例性实施方式中的板材桁条240的几何形状的图示。如图3(俯视图)中所示，板材桁条240具有在横向地跨越外侧区段120的X方向上延伸的长度L，并且板材桁条240进一步具有在从前到后的Y方向上延伸的宽度W。板材桁条240的每层具有在0°至90°之间变化的纤维取向。在该实例中，板材桁条240的大部分层具有0°的纤维取向。纤维取向的这种组合提高了当翼梢122在飞行期间偏转时板材桁条240承受外侧区段120处的弯曲负载(例如，拉伸和压缩)的能力。由于板材桁条240从区域246延伸至区域248，板材桁条240的厚度(T)可逐渐减小。此外，板材桁条240的厚度可沿着其在区域244中的宽度逐渐减小。
图4示出了板材桁条240的截面图，对应于竖直面中的从前到后延伸的一片板材桁条240。具体地，图4示出了对应于图3的观看箭头4的视图。如图4中所示，板材桁条240的截面是四边形的。此外，板材桁条240的截面不包括从前到后幅度大于45度的斜坡，并且该截面不包括突出物。因此，板材桁条240平坦地抵靠蒙皮260层叠且没有任何竖直突起。图4进一步示出了板材桁条240具有厚度T以及单层的厚度TL。板材桁条240的宽度从与蒙皮260直接共同固化的基层/底层460至顶层840减小。如图4中所示，在该实例中，板材桁条240处的宽度与厚度的比值不超过10。此外，在该实例中，板材桁条240的每层是平面的(例如，具有大致平面的形状)，并且板材桁条240的每层与蒙皮260(例如，蒙皮260的平面层)平行。然而，这并非意指板材桁条240的层和蒙皮260中的纤维取向是相同的。
图5是示出了示例性实施方式中的与中央区段210的板材桁条214(中央板材桁条)连接的外侧区段120的板材桁条240(外侧板材桁条)的图示。还示出了图5的翼盒500，翼盒500包括位于机翼的前缘与后缘之间的结构部分。翼盒500包括外侧区段120以及中央区段210两者。将板材桁条240与板材桁条214共同固化增加了外侧区段120与中央区段210之间的界面的强度，确保了结构完整性。图6示出了用于在板材桁条240的顶部层叠整个厚度的板材桁条214的一种可能技术。然后可将两个板材桁条共同固化。然而，这种解决方案并非是最佳的，因为其可导致对应于区域620的减小的载荷传递区域，区域630的斜坡角可导致板材桁条240与板材桁条214之间的可能脱接，并且中线610可经历太多变形，增加了褶皱或者其他瑕疵的机会。因此，以下论述了其他技术，这些技术集中于将板材桁条240与蒙皮260集成在一起，以形成用于翼盒500的单一集成的整体式复合材料上面板。使用这些技术，板材桁条214和240不需要彼此直接共同固化，而是可与蒙皮260单独固化且不用放置为彼此直接接触。简而言之，蒙皮260可机械地耦接板材桁条214和240。这便于将板材桁条214和240与蒙皮260制造成用于翼盒500的组合的整体式上面板。
图7-图10是示出了示例性实施方式中的用于将板材桁条与蒙皮共同固化以形成集成的整体式复合材料部件(例如，翼盒500的集成上面板)的增强技术的图示。在图7-图8中，在区域R1中，板材桁条240沿着蒙皮260朝向中央区段210延伸。这可在基本上不增加蒙皮260和板材桁条240的厚度的情况下实现，同时仍然在蒙皮260与板材桁条240之间实现大载荷传递区域。具体地，板材桁条240层叠成使得其各层每个沿着蒙皮260朝向中央区段210延伸不同的距离。例如，板材桁条240的相邻层可每个沿着蒙皮260进一步延伸一些增量Δ。需要重申的是，在层之间重叠量改变，并且层延伸递增地改变的重叠量。以这种方式，板材桁条240与蒙皮260逐渐地集成，确保了区域R1是用于承受载荷的大区域。以类似的方式，蒙皮260的一些层可沿着板材桁条240延伸不同的长度，以解决由使板材桁条240的层重叠而引起的厚度的增加。蒙皮260和板材桁条240在区域R1中共同固化(即，将它们层叠在一起并且然后固化以形成单个整体部分)。图9-图10示出了另一共同固化布置，其中，中央区段210的板材桁条214经由与以上论述的那些类似的技术附接至中央区段210内的区域R2中的蒙皮260。在以上论述的实例中，当板材桁条240接近区域R1中的飞机100的机身侧时，板材桁条240可显著地逐渐减小(例如，减小规格的大约40％至大约100％之间)，并且当板材桁条214接近区域R2中的飞机100的机身侧时，板材桁条214可逐渐减小类似的量。使用这种技术，飞机100的机身侧仍然相当平滑，因为板的尺寸已减小(例如，减小至几乎为零厚度)。板材桁条(以及例如，与板材桁条共同固化的蒙皮)上的锥形斜坡率(taper ramp ratio)(例如，延伸以减小厚度的比率)在2000:1到10:1的范围内。例如，在考虑到有关强度、重量、结合线应力以及可制造性的关注点的实例中，100:1的锥形斜坡率可以是理想的。
利用以上论述的板材桁条与蒙皮的共同固化，中央区段的结构部件可以确保期望的结构强度的方式与外侧区段集成。此外，本文中提供的技术确保结构部件在外侧区段120和中央区段210内的层叠仍然为有效且简单的过程。随着对板材桁条与蒙皮的共同固化的论述完成，下面的附图和图示现在集中于描述靠近飞机100的机身交会侧的蒙皮260的加厚垫高部。
图11-图14是示出了示例性实例中的用于连接蒙皮的区段的增强技术的图示。具体地，这些附图示出了沿着外侧区段120的蒙皮260(例如，对应于外侧区段120的蒙皮260)以及沿着中央区段210的蒙皮260(例如，对应于中央区段210的蒙皮260)的层的正在进行的层叠。如图11中所示，外侧区段120的蒙皮260的层1110突出超过机身交会侧1130距离D1到中央区段210中。同时，中央区段210的蒙皮260的层1120突出超过机身交会侧1130距离D2到外侧区段120中。如图11中所示，与机翼轴线1140相对应，层1110和1120的纤维取向(F)是零度。该过程在图12中继续，其中，将外侧区段120的蒙皮260的附加层1210层叠到层1110上。层1210突出超过机身交会侧1130距离D1-Δ进入中央区段210中。此外，将中央区段210的蒙皮260的层1220层叠到层1120上。层1220超过机身交会侧1130突出到区域D2-Δ中而进入外侧区段120中。在该实例中，层1210和1220的纤维取向(F)是45度。该过程在图13中进一步继续，其中，将外侧区段120的蒙皮260的附加层1310层叠到层1210上。层1310突出超过机身交会侧1130距离D1-2Δ进入中央区段210中。同时，将中央区段210的蒙皮260的层1320层叠到层1220上。层1320超过机身交会侧1130突出到区域D2-2Δ中而进入外侧区段120中。与机身轴线1150相对应，层1310和1320的纤维取向(F)是90度。
该层叠过程可以这种方式继续，使得用于蒙皮260的各层的纤维取向改变，直至从中央区段210到外侧区段120的层不存在突起，反之亦然。即，随着继续层叠蒙皮260的层并且彼此逐渐地交替重叠越来越短的距离，蒙皮260建立以形成加厚“垫高部”区域1350。因此，随着接近机身交会侧1130，蒙皮260在加厚垫高部区域1350(例如，显著地，诸如规格的20％到200％之间)中加厚(即，复合材料蒙皮的蒙皮厚度改变)。这导致机身交会侧1130处的多方向层叠(例如，包括各种纤维取向/角度)，包括遵循机翼轴线1140的纤维/板层角度，以及遵循机身轴线1150的纤维/板层角度。如本文中使用的，“重叠”是指一层CFRP以至少部分地遮掩下面的层的方式在另一层CFRP上延伸。这种重叠技术使加厚垫高部区域1350内的蒙皮260能够承受接近机身交会侧1130所预期的增大的载荷。如本文中使用的，短语“交替地重叠”是指来自外部机翼区段120的一层蒙皮260与来自中央区段210的一层蒙皮260重叠，并且然后被来自中央区段210的一层蒙皮260重叠，并且以交替的方式继续。利用更厚的蒙皮的加厚垫高部区域为飞机100提供了显著的益处，因为随着机身区域侧从机翼轴线移动到机身轴线，该加厚垫高部区域重新定向载荷方向的变化。
图14是示例性实施方式中的蒙皮的重叠区段的加厚垫高部的概念图。如图14中所示，垫高部区域部分地突出到中央区段210中，并且部分地突出到外侧区段120中。
根据图14，外部机翼区段120处的蒙皮260的层1420横跨机身交会侧1130从左到右延伸不同的量。相邻层1420延伸到中央区段210的量改变了增量Δ。因此，如图14中所示，顶层1420延伸到位置W5，而底层1420延伸到位置W1。相似地，中央区段210处的蒙皮260的层1410横跨机身交会侧1130从右到左延伸不同的量。相邻层1410延伸到外部机翼区段120的量改变了Δ。因此，如图14中所示，顶层1410延伸到位置B5，而底层1420延伸到位置B1。以这种方式，来自外部机翼区段120和中央区段210的蒙皮260的层逐渐地建立以形成表现出增加的强度的加厚垫高部区段。
将参照图15论述外部机翼区段120与中央区段210之间的蒙皮的交会的制造的示例性细节。对于该实例，假设操作者希望制造包括外部机翼区段120和中央区段210两者的组合的集成整体式复合材料部件。图15是示出了示例性实施方式中的用于层叠飞机的部件的方法1500的流程图。参照图1的飞机100描述了方法1500的步骤，但本领域技术人员将理解的是，方法1500可在其他系统中执行。本文中描述的流程图的步骤并非全部包括的并且可包括未示出的其他步骤。还可以替代的顺序执行本文中描述的步骤。
根据图15，将板材桁条240层叠在翼盒500的外侧区段120内，使得板材桁条240侧向地定向在外侧区段内(即，使得板材桁条240沿着外侧区段的长度延伸)(步骤1502)。作为层叠，每个板材桁条240的每层沿着蒙皮260朝向中央区段210延伸不同的距离。该过程可例如由自动纤维铺放(AFP)机器来执行。另外，根据该方法，将板材桁条214层叠在翼盒500的中央区段210内，使得板材桁条214侧向地定向在中央区段210内(即，使得板材桁条沿着中央区段的长度延伸)(步骤1504)。作为层叠，每个板材桁条214的每层沿着蒙皮260朝向外侧区段120延伸不同的距离。由于外侧区段120和中央区段210一起制造，步骤1502和1504可例如同时发生。替代地，板材桁条240和214可单独地层叠，并且然后传送到外侧区段120和中央区段210以用于与蒙皮260共同固化。通过将板材桁条240和214定位在期望位置，将板材桁条240和214与蒙皮260共同固化(步骤1506)。这可例如通过将整个翼盒500(或其上面板)放置到高压釜中而作为单个步骤来执行。
利用上述方法，外侧区段120和中央区段210处的结构部件可以形成具有用于飞行的足够强度的单个整体式集成复合材料部件的方式有益地彼此集成/共同固化。
实例
在以下实例中，在集成机翼与中央区段之间的板材桁条和/或蒙皮的区段的上下文中描述了另外的过程、系统以及方法。
图16是示例性实施方式中的飞机1600的框图。在该实例中，飞机1600包括翼盒1610，该翼盒1610包括外侧区段1620和中央区段1630。每个外侧区段1620包括板材桁条(“板”)1640。每个板1640包括多个层1645，每层沿着中央区段1630延伸不同的距离。同时，中央区段1630包括蒙皮1650以及板1660。板材桁条1660的每层1665朝向外侧区段1620延伸不同的距离。还示出了蒙皮1650的加厚垫高部1680。
更具体地参照附图，可在如图17中所示的飞机制造和保养方法1700和在如图18中所示的飞机1702的上下文中描述本公开的实施方式/实例。在预生产期间，示例性方法1700可包括飞机1702的规格和设计1704以及材料采购1706。在生产期间，进行飞机1702的部件和子组件制造1708和系统集成1710。之后，飞机1702可进行认证和交付1712，以投入使用1714。当由顾客使用时，为飞机1702安排日常维护和保养1716(这还可包括改装、重新配置、翻新等)。
方法1700中的每个过程可通过系统集成商、第三方和/或经营者(例如，客户)来执行或实施。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；并且经营者可以是航空公司、租赁公司、军事企业、服务机构等。
如图18中所示，通过示例性方法1700生产的飞机1702可包括具有多个系统1720的机身1718并包括内舱1722。高级系统1720的实例包括推进系统1724、电力系统1726、液压系统1728、以及环境系统1730中的一个或多个。可包括任意数量的其他系统。尽管示出了航空航天实例，但本公开的原理可应用于其他行业，诸如，汽车行业。
本文中体现的装置和方法可在制造和保养方法1700的任何一个或多个阶段期间采用。例如，对应于制造阶段1708的部件或子组件可以类似于飞机1702在使用时生产的部件或子组件的方式生产或制造。此外，一个或多个装置实施方式、方法实施方式或其组合可在制造阶段1708和1710期间例如通过充分地加快飞机1702的组装和/或降低飞机1702的成本来利用。类似地，在飞机1702投入使用时，例如但不限于维护和保养1716，可利用一种或多种装置实施方式、方法实施方式、或其组合。例如，本文中描述的技术和系统可用于步骤1706、1708、1710、1714、和/或1716、和/或可用于机身1718和/或内舱1722。这些技术和系统甚至可用于系统1720，包括例如推进系统1724、电力系统1726、液压系统1728、和/或环境系统1730。
在一个实例中，外侧区段120和中央区段210是机身118的部分，并且在组件和子组件制造1708期间制造。外侧区段120和中央区段210可与翼盒500的统一面板共同固化，并且然后在系统集成1710中与其他部件结合，然后投入使用1714。然后，在维护和保养1716中，可根据需要修复和/或翻新由外侧区段120和中央区段210制成的集成复合材料上面板。
附图中示出的或者在本文中描述的各种控制元件中的任一个(例如，电气部件或电子部件)可实现为硬件、实现软件的处理器、实现固件的处理器、或这些的一些组合。例如，元件可实现为专用硬件。专用硬件元件可被称作“处理器”、“控制器”、或一些类似的专业术语。当由处理器提供时，功能可由单个专用处理器、由单个共享处理器、或由多个独立的处理器(它们中的一些可共享)提供。此外，术语“处理器”或“控制器”的明确使用不应被解释为专门指能够执行软件的硬件，并且可隐含地包括但不限于数字信号处理器(DSP)硬件、网络处理器、专用集成电路(ASIC)或者其他电路、现场可编程门阵列(FPGA)、用于存储软件的只读存储器(ROM)、随机存取存储器(RAM)、非易失性存储器、逻辑、或一些其他的物理硬件部件或模块。
并且，元件可实施为由处理器或计算机可执行的指令以执行元件的功能。指令的一些实例是软件、程序代码、以及固件。当由处理器执行时，指令是可操作的，以引导处理器执行元件的功能。指令可存储在处理器可读的存储设备上。存储设备的一些实例是数字或固态存储器、磁性存储介质(诸如磁盘和磁带)、硬盘驱动器、或光学可读数字数据存储介质。
进一步地，本公开包括根据下列项的实施方式：
1.一种系统，包括：
外侧板材桁条，侧向地定向在翼盒的外侧区段内并与外侧区段处的复合材料蒙皮共同固化，
每个外侧板材桁条包括碳纤维增强聚合物(CFRP)的平面层，该平面层与外侧区段的复合材料蒙皮平行，具有对齐的纤维取向以承受施加于翼盒的拉伸和压缩，并且每个平面层沿着外侧区段的复合材料蒙皮朝向翼盒的中央区段延伸不同的距离，以及
中央板材桁条，侧向地定向在中央区段内并与中央区段处的复合材料蒙皮共同固化，
中央区段的每个板材桁条包括CFRP的平面层，该平面层与中央区段处的蒙皮平行，具有对齐的纤维取向以承受施加于翼盒的拉伸和压缩，并且每个平面层沿着中央区段处的复合材料蒙皮朝向外侧区段延伸不同的距离。
2.根据项1所述的系统，进一步包括：
外侧区段处的复合材料蒙皮，包括具有对齐的纤维取向以承受施加于翼盒的剪切应力的CFRP层，其中：
靠近外侧区段与中央区段之间的机身交会侧，外侧区段处的复合材料蒙皮的层与中央区段处的复合材料蒙皮的层交替地重叠，导致靠近机身交会侧的复合材料蒙皮的加厚垫高部，当力从机翼轴线传递到机身轴线时，该加厚垫高部重新定向载荷方向的变化。
3.根据项2所述的系统，其中：
外侧区段处的复合材料蒙皮的每层与中央区段处的复合材料蒙皮的一层重叠不同的量，导致随着距机身交会侧的距离改变而递增地改变重叠的量。
4.根据项2所述的系统，其中：
复合材料蒙皮的加厚垫高部由靠近机身交会侧的复合材料蒙皮的层数的增加而导致，在加厚垫高部处蒙皮厚度增加规格的百分之二十到百分之二百之间。
5.根据项2所述的系统，其中：
靠近机身交会侧的复合材料蒙皮的加厚垫高部包括具有遵循飞机的机翼轴线的纤维取向的层、以及具有遵循飞机的机身轴线的纤维取向的层。
6.根据项1所述的系统，其中：
当板材桁条朝向外侧区段与中央区段之间的机身交会侧延伸时，外侧板材桁条中的每个的厚度在百分之四十到百分之一百之间逐渐减小。
7.根据项6所述的系统，其中：
外侧板材桁条和外侧区段处的复合材料蒙皮的组合以2000:1到10:1之间的斜坡率逐渐减小。
8.根据项7所述的系统，其中：
外侧板材桁条和外侧区段处的复合材料蒙皮的组合以100:1的斜坡率逐渐减小。
9.根据项1所述的系统，其中：
外侧区段处的复合材料蒙皮将外侧板材桁条机械地耦接至中央板材桁条。
10.根据项1所述的系统，其中：
每个外侧板材桁条为不同的长度。
11.根据项1所述的系统，其中：
对于每个外侧板材桁条，相邻层沿着外侧区段处的复合材料蒙皮朝向中央区段递增地延伸不同的距离。
12.一种方法，包括：
层叠外侧板材桁条，该外侧板材桁条侧向地定向在翼盒的外侧区段内，每个外侧板材桁条包括碳纤维增强聚合物(CFRP)的平面层，该平面层与外侧区段的复合材料蒙皮平行，具有对齐的纤维取向以承受施加于机翼的拉伸和压缩，并且每个平面层沿着外侧区段处的复合材料蒙皮朝向机翼的中央区段延伸不同的距离；
层叠中央板材桁条，该中央板材桁条侧向地定向在机翼的中央区段内，每个板材桁条包括CFRP的平面层，该平面层与中央区段处的复合材料蒙皮平行，具有对齐的纤维取向以承受施加于机翼的拉伸和压缩，并且每个平面层沿着中央区段处的复合材料蒙皮朝向机翼的外侧区段延伸不同的距离；以及
将外侧板材桁条与外侧区段处的复合材料蒙皮共同固化，并且将中央板材桁条与中央区段处的复合材料蒙皮共同固化。
13.根据项12所述的方法，进一步包括：
层叠外侧区段处的复合材料蒙皮和中央区段处的复合材料蒙皮，
其中，层叠包括靠近外侧区段与中央区段之间的机身交会侧使中央区段处的复合材料蒙皮的层与外侧区段处的复合材料蒙皮的层交替地重叠，导致靠近机身交会侧的复合材料蒙皮的加厚垫高部，当力从机翼轴线传递到机身轴线时，该加厚垫高部重新定向载荷方向的变化改变。
14.根据项13所述的方法，其中：
层叠包括调节与外侧区段处的复合材料蒙皮的每层和中央区段处的复合材料蒙皮的每层的重叠量，导致随着距机身交会侧的距离改变而递增地改变重叠量。
15.根据项13所述的方法，其中：
复合材料蒙皮的加厚垫高部由靠近机身交会侧的复合材料蒙皮的层数的增加而导致，在加厚垫高部处使蒙皮厚度增加规格的百分之二十到百分之二百之间。
16.根据项13所述的方法，其中：
层叠包括层叠具有遵循飞机的机翼轴线的纤维取向的复合材料蒙皮的层、以及层叠具有遵循飞机的机身轴线的纤维取向的复合材料蒙皮的层。
17.根据项12所述的方法，其中：
层叠外侧板材桁条包括当外侧板材桁条朝向外侧区段与中央区段之间的机身交会侧延伸时使每个外侧板材桁条的厚度逐渐减小百分之四十到百分之一百之间。
18.根据项17所述的方法，其中：
外侧板材桁条和外侧区段处的复合材料蒙皮的组合以2000:1至10:1之间的斜坡率逐渐减小。
19.根据项18所述的方法，其中：
外侧板材桁条和外侧区段处的复合材料蒙皮的组合以100:1的斜坡率逐渐减小。
20.根据项12所述的方法，其中：
外侧区段处的复合材料蒙皮将外侧板材桁条机械地耦接至中央板材桁条。
尽管本文中已描述了具体实施方式，但本公开的范围不限于那些具体实施方式。本公开的范围由以下权利要求及其任意等同物限定。

Claims (15)

1.一种用于集成翼盒的结构部件的系统，包括：
外侧板材桁条(240)，所述外侧板材桁条侧向地定向在翼盒(500)的外侧区段(120)内并与所述外侧区段处的复合材料蒙皮(260)共同固化，
每个外侧板材桁条包括碳纤维增强聚合物的平面层，所述平面层与所述外侧区段处的所述复合材料蒙皮平行，具有对齐的纤维取向以承受施加于所述翼盒的拉伸和压缩，并且每个平面层沿着所述外侧区段处的所述复合材料蒙皮朝向所述翼盒的中央区段(210)延伸不同的距离，并且所述复合材料蒙皮的一些层沿着所述外侧板材桁条延伸不同的长度，以解决由使所述外侧板材桁条的层重叠而引起的厚度的增加，而基本上不增加所述外侧区段处的所述复合材料蒙皮和所述外侧板材桁条(240)的厚度，以及
中央板材桁条(214)，所述中央板材桁条侧向地定向在所述中央区段内并与所述中央区段处的复合材料蒙皮共同固化，
所述中央区段的每个中央板材桁条包括碳纤维增强聚合物的平面层，所述平面层与所述中央区段处的所述复合材料蒙皮平行，具有对齐的纤维取向以承受施加于所述翼盒的拉伸和压缩，并且每个平面层沿着所述中央区段处的所述复合材料蒙皮朝向所述外侧区段延伸不同的距离，并且所述复合材料蒙皮的一些层沿着所述中央板材桁条延伸不同的长度，以解决由使所述中央板材桁条的层重叠而引起的厚度的增加，而基本上不增加所述中央区段处的所述复合材料蒙皮和所述中央板材桁条(214)的厚度。
2.根据权利要求1所述的系统，进一步包括：
所述外侧区段(120)处的所述复合材料蒙皮(260)，包括具有对齐的纤维取向以承受施加于所述翼盒(500)的剪切应力的碳纤维增强聚合物层，其中
靠近所述外侧区段与所述中央区段(210)之间的机身交会侧，所述外侧区段处的所述复合材料蒙皮的层与所述中央区段处的所述复合材料蒙皮的层交替地重叠，导致靠近所述机身交会侧的复合材料蒙皮的加厚垫高部，当力从机翼轴线传递到机身轴线时，所述加厚垫高部重新定向载荷方向的变化。
3.根据权利要求2所述的系统，其中：
所述外侧区段(120)处的所述复合材料蒙皮(260)的每层与所述中央区段(210)处的所述复合材料蒙皮的一层重叠不同的量，导致随着距所述机身交会侧的距离改变而递增地改变重叠量。
4.根据权利要求2所述的系统，其中：
所述复合材料蒙皮(260)的所述加厚垫高部由靠近所述机身交会侧的复合材料蒙皮的层数的增加导致，在所述加厚垫高部处蒙皮厚度增加规格的百分之二十到百分之二百之间；并且
靠近所述机身交会侧的所述复合材料蒙皮的所述加厚垫高部包括具有遵循飞机的机翼轴线的纤维取向的层、以及具有遵循所述飞机的机身轴线的纤维取向的层。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的系统，其中：
当所述外侧板材桁条朝向所述外侧区段(120)与所述中央区段(210)之间的机身交会侧延伸时，所述外侧板材桁条(240)中的每个的厚度逐渐减小百分之四十到百分之一百之间；并且
所述外侧板材桁条和所述外侧区段处的所述复合材料蒙皮(260)的组合以2000:1到10:1之间的斜坡率逐渐减小。
6.根据权利要求5所述的系统，其中：
所述外侧板材桁条(240)和所述外侧区段(120)处的所述复合材料蒙皮(260)的组合以100:1的斜坡率逐渐减小。
7.根据权利要求1至4中任一项所述的系统，其中：
所述外侧区段(120)处的所述复合材料蒙皮(260)将所述外侧板材桁条(240)机械地耦接至所述中央板材桁条(214)。
8.根据权利要求1至4中任一项所述的系统，其中：
每个外侧板材桁条(240)为不同的长度；并且
对于每个外侧板材桁条，相邻层沿着所述外侧区段(120)处的所述复合材料蒙皮(260)朝向所述中央区段(210)递增地延伸不同的距离。
9.一种用于集成翼盒的结构部件的方法，包括：
层叠外侧板材桁条(240)，所述外侧板材桁条侧向地定向在翼盒(500)的外侧区段(120)内，每个外侧板材桁条包括碳纤维增强聚合物的平面层，所述平面层与所述外侧区段处的复合材料蒙皮(260)平行，具有对齐的纤维取向以承受施加于机翼的拉伸和压缩，并且每个平面层沿着所述外侧区段处的所述复合材料蒙皮朝向所述机翼的中央区段(210)延伸不同的距离，并且所述复合材料蒙皮的一些层沿着所述外侧板材桁条延伸不同的长度，以解决由使所述外侧板材桁条的层重叠而引起的厚度的增加，而基本上不增加所述外侧区段处的所述复合材料蒙皮和所述外侧板材桁条(240)的厚度；
层叠中央板材桁条(214)，所述中央板材桁条侧向地定向在所述机翼的所述中央区段内，每个中央板材桁条包括碳纤维增强聚合物的平面层，所述平面层与所述中央区段处的复合材料蒙皮平行，具有对齐的纤维取向以承受施加于所述机翼的拉伸和压缩，并且每个平面层沿着所述中央区段处的所述复合材料蒙皮朝向所述机翼的外侧区段延伸不同的距离，并且所述复合材料蒙皮的一些层沿着所述中央板材桁条延伸不同的长度，以解决由使所述中央板材桁条的层重叠而引起的厚度的增加，而基本上不增加所述中央区段处的所述复合材料蒙皮和所述中央板材桁条(214)的厚度；以及
将所述外侧板材桁条与所述外侧区段处的所述复合材料蒙皮共同固化，并且将所述中央板材桁条与所述中央区段处的所述复合材料蒙皮共同固化。
10.根据权利要求9所述的方法，进一步包括：
层叠所述外侧区段(120)处的所述复合材料蒙皮(260)和所述中央区段(210)处的所述复合材料蒙皮，
其中，层叠包括靠近所述外侧区段与所述中央区段之间的机身交会侧使所述中央区段处的所述复合材料蒙皮的层与所述外侧区段处的所述复合材料蒙皮的层交替地重叠，导致靠近所述机身交会侧的复合材料蒙皮的加厚垫高部，当力从机翼轴线传递到机身轴线时，所述加厚垫高部重新定向载荷方向的变化。
11.根据权利要求10所述的方法，其中：
层叠包括调节与所述外侧区段(120)处的所述复合材料蒙皮(260)的每层和所述中央区段(210)处的所述复合材料蒙皮的每层的重叠量，导致随着距所述机身交会侧的距离改变而递增地改变重叠量；并且
层叠包括层叠具有遵循飞机(100)的机翼轴线的纤维取向的复合材料蒙皮的层、以及层叠具有遵循所述飞机的机身轴线的纤维取向的复合材料蒙皮的层。
12.根据权利要求10所述的方法，其中：
由靠近所述机身交会侧的复合材料蒙皮的层数的增加导致所述复合材料蒙皮(260)的所述加厚垫高部，在所述加厚垫高部处使蒙皮厚度增加规格的百分之二十到百分之二百之间。
13.根据权利要求9至12中任一项所述的方法，其中：
层叠所述外侧板材桁条(240)包括当所述外侧板材桁条朝向所述外侧区段(120)与所述中央区段(210)之间的机身交会侧延伸时使每个外侧板材桁条的厚度逐渐减小百分之四十到百分之一百之间；并且
所述外侧板材桁条和所述外侧区段处的所述复合材料蒙皮(260)的组合以2000:1到10:1之间的斜坡率逐渐减小。
14.根据权利要求13所述的方法，其中：
所述外侧板材桁条(240)和所述外侧区段(120)处的所述复合材料蒙皮(260)的组合以100:1的斜坡率逐渐减小。
15.根据权利要求9至12中任一项所述的方法，其中：
所述外侧区段(120)处的所述复合材料蒙皮(260)将所述外侧板材桁条(240)机械地耦接至所述中央板材桁条(214)。
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