CN108974325B - 闭角型复合机翼翼梁及其制造方法 - Google Patents

闭角型复合机翼翼梁及其制造方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108974325B
CN108974325B CN201810527528.2A CN201810527528A CN108974325B CN 108974325 B CN108974325 B CN 108974325B CN 201810527528 A CN201810527528 A CN 201810527528A CN 108974325 B CN108974325 B CN 108974325B
Authority
CN
China
Prior art keywords
tool component
spar
composite wing
flange portion
thickness
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201810527528.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108974325A (zh
Inventor
埃里克·E·德克
查尔斯·艾伦·罗兹
杰弗里·K·贝尔纳
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of CN108974325A publication Critical patent/CN108974325A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108974325B publication Critical patent/CN108974325B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B64C3/185—Spars
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B29C70/36—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core and impregnating by casting, e.g. vacuum casting
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
    • B32B5/22—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/20—Integral or sandwich constructions
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/24—Moulded or cast structures
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/668—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps damping or preventing mechanical vibrations
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2105/00—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped
    • B29K2105/06—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped containing reinforcements, fillers or inserts
    • B29K2105/08—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped containing reinforcements, fillers or inserts of continuous length, e.g. cords, rovings, mats, fabrics, strands or yarns
    • B29K2105/10—Cords, strands or rovings, e.g. oriented cords, strands or rovings
    • B29K2105/101—Oriented
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • B29L2031/3085—Wings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
    • F16B11/00—Connecting constructional elements or machine parts by sticking or pressing them together, e.g. cold pressure welding
    • F16B11/006—Connecting constructional elements or machine parts by sticking or pressing them together, e.g. cold pressure welding by gluing

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

为机翼组件提供了一种闭角型复合机翼翼梁及其制造方法。复合机翼翼梁包括具有一厚度的腹板部分。复合机翼翼梁还包括具有一厚度的翼缘部分。翼缘部分横向于腹板部分延伸。复合机翼翼梁进一步包括使腹板部分和翼缘部分相互连接的半径部分。半径部分是基于设计要求和材料特性而相对于腹板部分的厚度和翼缘部分的厚度变薄的可接受的量。

Description

闭角型复合机翼翼梁及其制造方法
技术领域
本申请涉及复合机翼组件(composite airfoil assemblies)，并且具体地，针对一种闭角型复合机翼翼梁及制造该闭角型复合机翼翼梁的方法。
背景技术
典型的已知机翼组件包括上蒙皮板、下蒙皮板、以及使上蒙皮板和下蒙皮板相互连接的多个复合翼梁。复合翼梁通常包括多个开角型“C”形翼梁(即，上翼缘或下翼缘在腹板接合部处的角度稍微大于90°，使其成为钝角)。每个开角型翼梁根据具体翼梁的位置而面向机翼组件的向前方向或机翼组件的向后方向(即，朝向机翼组件的向前方向或机翼组件的向后方向打开)。如果开角型翼梁位于机翼组件的后部中，则翼梁通常面向机翼组件的前方。如果开角翼梁位于机翼组件的前部中，则翼梁通常面向机翼组件的向后方向。
然而，在机翼组件的一些实现方式中，闭角型翼梁(即，其中上翼缘、下翼缘或这两者与腹板形成小于90°的角度，使其成为锐角)位于机翼组件的前部中。在这些实现方式中，闭角型翼梁与位于机翼组件的后部中的开角型翼梁一样面向机翼组件的向前方向(即，朝向机翼组件的向前方向打开)。因此，本领域技术人员继续努力在包括复合闭角型翼梁的机翼组件的领域中进行研究和开发。
发明内容
在一个方面中，为机翼组件提供了一种闭角型复合机翼翼梁。复合机翼翼梁包括具有一厚度的腹板部分。复合机翼翼梁进一步包括具有一厚度并横向于腹板部分延伸的伸长的翼缘部分。伸长的翼缘部分在腹板部分与伸长的翼缘部分之间形成一锐角。伸长的翼缘部分用作机翼组件的前缘与蒙皮板之间的拼接件(splice)。
在另一方面中，一种机翼组件包括前缘以及与前缘邻接的蒙皮板。机翼组件进一步包括具有伸长的翼缘部分和腹板部分的闭角型翼梁，在伸长的翼缘部分与腹板部分之间形成一锐角。伸长的翼缘部分用作前缘与蒙皮板之间的沿着伸长的翼缘部分的拼接点处的拼接件。
在另一方面中，为机翼组件提供了一种闭角型复合机翼翼梁。复合机翼翼梁包括具有一厚度的腹板部分。复合机翼翼梁还包括具有一厚度的翼缘部分。翼缘部分横向于腹板部分延伸。复合机翼翼梁进一步包括使腹板部分和翼缘部分相互连接的半径部分(radius portion)。半径部分是基于设计要求和材料特性而相对于腹板部分的厚度和翼缘部分的厚度变薄的可接受的量。
在另一方面中，提供了一种制造具有不大于80度的闭角的闭角型复合机翼翼梁的方法。该方法包括，将纤维增强材料层施加至工具部件(tooling piece)以便在工具部件上堆积纤维增强材料层。该方法进一步包括，在至少第一预定处理时间内关于包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件抽吸真空。该方法还包括，在至少第二预定处理时间内加热包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件。该方法还包括，在第一预定处理时间过去之后，释放关于包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件抽吸的真空以便生产具有不大于80度的闭角的闭角型复合机翼翼梁。
在另一方面中，提供了一种组装具有前缘以及与前缘邻接的蒙皮板的机翼组件的方法。该方法包括，提供具有伸长的翼缘部分和腹板部分的闭角型翼梁，在伸长的翼缘部分与腹板部分之间形成锐角。该方法进一步包括，在沿着闭角型翼梁的伸长的翼缘部分的拼接点处拼接前缘和蒙皮板。
在另一方面中，提供了一种用于制造闭角型复合机翼翼梁的方法。该方法包括，将纤维增强材料层施加于工具部件以便在工具部件上堆积纤维增强材料层并生产具有锐角的闭角型复合机翼翼梁。纤维增强材料包括促进受控制的流动并在交联的同时相对较少移动的环氧材料。
从以下具体实施方式部分、附图和所附权利要求，其他方面将变得显而易见。
附图说明
图1A是体现根据一个实施例的闭角型复合机翼翼梁的示例性机翼组件。
图1B是大致在图1A中示出的标记为圆圈“1B”的区域中截取的图1A的放大图。
图2是与图1B相似并仅示出了根据一个示例性实施例的闭角型复合机翼翼梁的放大图。
图3是与图1B相似并仅示出了根据另一个示例性实施例的闭角型复合机翼翼梁的放大图。
图4是与图1B相似并仅示出了根据又一个示例性实施例的闭角型复合机翼翼梁的放大图。
图5是示出了根据一个示例性实施例的制造闭角型复合机翼翼梁的示例性方法的流程图。
图6A是用于实现图5的示例性制造方法的示例性工具配置。
图6B是大致沿着线“6B-6B”截取并仅示出了使用图5的制造方法制造的闭角型复合机翼翼梁的图6A的截面图。
图7是飞机制造和保养方法的流程图。
图8是飞机的框图。
具体实施方式
本申请针对闭角型复合机翼翼梁及其制造方法。可以改变特定的复合机翼翼梁、制造方法、以及实现复合机翼翼梁和制造方法的工业。应当理解，以下公开内容提供了用于实现各种实施例的不同特征的多个实施例或实例。描述部件和布置的具体实例以简化本公开内容。这些仅仅是实例，而并非旨在是限制性的。
例如，以下本公开内容描述了用于飞机的复合机翼翼梁和制造方法。更具体地，以下本公开内容描述了一种在飞机的机翼组件中使用的复合机翼翼梁。复合机翼翼梁以及制造复合机翼翼梁的方法可以依照军事和太空规则通过用于制造复合机翼翼梁的初始设备制造商(OEM)实现。
参考图1A和图1B(此处共同被称为“图1”)，示出了体现根据一个实施例的闭角型复合机翼翼梁的示例性机翼组件200。机翼组件200包括前缘(例如，机首配件)202、上蒙皮板204和下蒙皮板206。前缘202位于机翼组件200的前部。机翼组件200进一步包括位于机翼组件200的前部处的一个翼梁210(前翼梁)、以及位于机翼组件200的后部处的两个翼梁212、214(中间翼梁和后翼梁)。位于前部处的一个翼梁210是面向机翼组件200的前方的闭角型翼梁(即，翼梁形成小于90°的锐角)。如图1A中最佳示出的，一个翼梁210可具有类似字母“C”的横截面形状。位于后部处的两个翼梁212、214是面向机翼组件200的前方的开角型翼梁。尽管两个翼梁212、214中的每一个都被示出为具有钝角并面向机翼组件200的前方，但是可以设想的是，该翼梁被构造成具有锐角并面向机翼组件200的后方。
两个翼梁212、214中的每一个的顶部被直接紧固至上蒙皮板204。类似地，两个翼梁212、214中的每一个的底部被直紧固定至下蒙皮板206。
如图1B中最佳示出的，一个翼梁210的顶部(伸长的翼缘部分322)可紧邻接合部203直接紧固至上蒙皮板204和前缘202，上蒙皮板204和前缘202在该接合部处相接。翼梁210的腹板部分320位于上蒙皮板204与前缘202之间的接合部203的后部。
类似地，一个翼梁210的底部在下蒙皮板206和前缘202相接的接合部处被直接紧固至下蒙皮板206和前缘202。
可以使用任何适合的技术将翼梁和蒙皮板直接紧固在一起。例如，可以使用适合的粘结材料将翼梁和蒙皮板直接共粘结在一起。作为另一实例，可以使用适合的机械紧固件将翼梁和蒙皮板机械地紧固在一起。
尽管机翼组件200被示出和描述为具有三个翼梁(即，一个闭角型翼梁210和两个开角翼梁212、214)，但是在不偏离本公开内容的范围的情况下，在机翼组件200中可以包括其他的闭角型翼梁和/或其他的开角型翼梁。另外，本领域技术人员将理解，图1中仅示出了闭角型复合机翼翼梁210的一部分，并且复合机翼翼梁210的总尺寸和形状可以取决于最终应用。可以相应地为所公开的复合机翼翼梁210制定尺寸、形状和轮廓。
参考图2，示出了根据一个示例性实施例的图1A中示出的闭角型复合机翼翼梁210的一部分的放大图。具体地，复合机翼翼梁210包括具有0.220+/-.005英寸(5.6+/-0.1毫米)的厚度的腹板部分320。复合机翼翼梁210还包括具有0.220+/-.005英寸(5.6+/-0.1毫米)的厚度的翼缘部分322。翼缘部分322横向于腹板部分320延伸。复合机翼翼梁210进一步包括使腹板部分320和翼缘部分322相互连接的半径部分324。半径部分324具有约0.210+/-.005英寸(5.3+/-0.1毫米)的厚度。在图3中示出的示例性实施例中，半径部分324是基于设计要求和材料特性而相对于腹板部分320的厚度和翼缘部分322的厚度更薄的可接受的量。在一些实施例中，半径部分324相对于腹板部分320的厚度和翼缘部分322的厚度变薄不多于百分之十(10％)。在一些实施例中，半径部分324相对于腹板部分320的厚度和翼缘部分322的厚度变薄不多于百分之五(5％)。半径部分324具有典型地在约0.25英寸(0.64厘米)的最小值至约1英寸(2.54厘米)的最大值之间的范围内的半径。
复合地，包括腹板部分320、翼缘部分322和半径部分324的复合机翼翼梁210的材料包括纤维增强材料。纤维增强材料可包括基质材料(例如，热固性树脂)中的加强纤维(例如，碳纤维、玻璃纤维等)。在一些实施例中，纤维增强材料包括环氧材料(基质材料)中的加强纤维。
在具体实现方式中，纤维增强材料的环氧材料可以是具有允许环氧材料在诸如240°F与260°F(例如，约250°F)之间的温标上相对早地胶凝的硫化剂的树脂系统。这种环氧材料可以促进更多受控制的流动并可以是在交联的同时较少移动，从而减少(如果无法消除)此处描述的半径变薄。作为这种环氧材料的实例，复合机翼翼梁210由可从氰特工业公司在商业上购买的
Figure BDA0001674706790000071
5320-1环氧树脂制造而成。CYCOM是氰特工业公司的注册商标。
Figure BDA0001674706790000072
5320-1环氧树脂可以使用非热压罐处理(例如，在大气压力下在烤箱中)固化。在其他实施例中其他材料是可行的。
在图2的示例性实施例中示出了半径部分324。腹板部分320的平均厚度是由“W”表示的0.220+/-0.005英寸(5.6+/-0.1毫米)，翼缘部分322的平均厚度是由“F”表示的0.220+/-0.005英寸(5.6+/-0.1毫米)，并且半径部分324的平均厚度是由“R”表示的0.210+/-0.005英寸(5.3+/-0.1毫米)。因此，半径部分324的平均变薄约为腹板部分320的平均厚度的百分之五(5％)、以及约为翼缘部分322的平均厚度的百分之五(5％)。
在一些实施例中，翼梁210的半径部分324在腹板部分320与翼缘部分322之间形成不大于90度的锐角(在图2中由角度“θ”表示)。在一些实施例中，半径部分324在腹板部分320与翼缘部分322之间形成最多80度的锐角θ。在其他实施例中，半径部分324在腹板部分320与翼缘部分322之间形成不大于70度的锐角θ。在另外其他实施例中，半径部分324在腹板部分320与翼缘部分322之间形成不大于60度的锐角θ。
参考图3，示出了根据另一个示例性实施例的图1A中示出的闭角型复合机翼翼梁210的一部分的放大图。具体地，复合机翼翼梁210包括具有0.210+/-0.005英寸(5.3+/-0.1毫米)的厚度的腹板部分420。复合机翼翼梁210还包括具有0.220+/-0.005英寸(5.6+/-0.1毫米)的厚度的翼缘部分422。翼缘部分422横向于腹板部分420延伸。复合机翼翼梁210进一步包括使腹板部分420和翼缘部分422相互连接的半径部分424。半径部分424具有0.185+/-0.005英寸(4.7+/-0.1毫米)的厚度。在图3中示出的示例性实施例中，半径部分424是基于设计要求和材料特性而相对于腹板部分420的厚度和翼缘部分422的厚度变薄的可接受的量。在一些实施例中，半径部分424相对于腹板部分420的厚度和翼缘部分422的厚度变薄不多于百分之十五(15％)。半径部分424具有典型地在约0.25英寸(0.64厘米)的最小值至约1英寸(2.54厘米)的最大值之间的范围内的半径。通过使用此处公开的制造方法制成复合机翼翼梁210，避免或至少使与半径变薄相关联的问题最小化。
复合地，包括腹板部分320、翼缘部分322和半径部分324的复合机翼翼梁210的材料包括纤维增强材料。纤维增强材料可包括在基质材料(例如，热固性树脂)中的加强纤维(例如，碳纤维、玻璃纤维等)。在一些实施例中，纤维增强材料包括环氧材料中的碳纤维。例如，复合机翼翼梁210由可从氰特工业公司在商业上购买的
Figure BDA0001674706790000081
970环氧树脂制造而成。CYCOM是氰特工业公司的注册商标。在其他实施例中其他材料是可行的。
在图3的示例性实施例中示出了半径部分424。腹板部分420的平均厚度为由“w”表示的约0.210英寸(5.3毫米)，翼缘部分422的平均厚度为由“f”表示的约0.220英寸(5.6毫米)，并且半径部分424的平均厚度为由“r”表示的约0.185英寸(4.7毫米)。因此，半径部分424的平均变薄约为腹板部分420的平均厚度的百分之十一(11％)、以及约为翼缘部分422的平均厚度的百分之十五(15％)。
在一些实施例中，翼梁210的半径部分424在腹板部分420与翼缘部分422之间形成不大于90度的锐角(在图3中由角度
Figure BDA0001674706790000085
表示)。在一些实施例中，半径部分424在腹板部分420与翼缘部分422之间形成不大于80度的锐角
Figure BDA0001674706790000082
在其他实施例中，半径部分424在腹板部分420与翼缘部分422之间形成不大于70度的锐角
Figure BDA0001674706790000083
在其他实施例中，半径部分424在腹板部分420与翼缘部分422之间形成不大于60度的锐角
Figure BDA0001674706790000084
参考图4，示出了根据又一示例性实施例的图1A中示出的闭角型复合机翼翼梁210的一部分的放大图。复合机翼翼梁210包括腹板部分520、伸长的(即，更宽的)翼缘部分522、以及使腹板部分520和翼缘部分522相互连接的半径部分524。翼缘部分522包括位于半径部分524与翼缘部分522的端部之间的榫接部(joggle)526。当前缘(例如，机首配件)502和上蒙皮板504之间的厚度不同时，使用榫接部526尤其有利。如图4所示，前缘502具有的厚度小于上蒙皮板504的厚度。榫接部526成角度并形成为使得翼缘部分522的一部分平坦抵接前缘502并且翼缘部分522的另一部分平坦抵接上蒙皮板504。通过提供伸长的翼缘部分522并将复合机翼翼梁210定位在机翼组件200的稍微更远的后部(参见图1A)，翼梁210在不使用拼接板的情况下附接至前缘202和上蒙皮板204。换言之，伸长的翼缘部分522本身用作前缘502与蒙皮板504之间的拼接件。
以下实例示出了根据一个实施例的制造复合机翼翼梁的方法。示例性制造方法旨在说明但决非限制本公开内容的范围。
参考图5，示出的流程图600示出了根据一个实施例的制造图1A的示例性复合机翼翼梁210的示例性方法。例如，可根据军事和太空规则采用本文公开的制造方法600。在一些实施例中，该方法包括诸如本文描述的非热压罐方法。
在框602中，将多个纤维增强材料层施加于工具部件以便堆积纤维增强材料层。在一些实施例中，将这些层施加于工具部件以便在工具部件上堆积最小数量的纤维增强材料层。在一些实施例中，将这些层利用周期性压缩而施加。在一些实施例中，可以从可在商业上购买的许多材料中选择纤维增强材料。例如，可以从碳纤维增强的聚合物材料和纤维增强的环氧材料中的一个中选择纤维增强材料。在框604中，在至少第一预定处理时间内关于包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件抽吸真空。在一些实施例中，在至少第一预定处理时间内关于包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件抽吸真空包括在由纤维增强材料的制造商规定的最小时间内关于包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件抽吸真空。
然后在框606中，在至少第二预定处理时间内加热包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件。在一个具体实现方式中，加热(框606)可以是非热压罐处理。例如，加热(框606)可以在大气压力(例如，约1atm)下在烤箱中执行。
在一些实施例中，在至少第二预定处理时间内加热(框606)包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件包括在由纤维增强材料的制造商规定的最小时间加热内包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件。
如框608所示，在第一预定处理时间过去之后，释放关于包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件抽吸的真空以便生产复合机翼翼梁。在一些实施例中，制造的复合机翼翼梁具有不大于90度的闭角型。在一些实施例中，制造的复合机翼翼梁具有不大于80度的闭角型。在其他实施例中，制造的复合机翼翼梁具有不大于70度的闭角型。在另外其他实施例中，制造的复合机翼翼梁具有不大于60度的闭角型。
在一些实施例中，制造的复合机翼翼梁包括翼梁半径部分，该翼梁半径部分具有比翼梁半径部分的一侧上的翼梁腹板部分的厚度以及翼梁半径部分的另一侧上的翼梁翼缘部分的厚度更薄的可接受量的厚度。例如，翼梁半径部分具有比翼梁半径部分的一侧上的翼梁腹板部分的厚度以及翼梁半径部分的另一侧上的翼梁翼缘部分的厚度薄不大于百分之五(5％)的厚度。然后，该制造过程结束。
可以使用适用于制造诸如复合机翼翼梁的复合分层结构的制造系统或设备执行上述示例性制造方法。参考图6A，示出了施加实现图5的示例性制造方法的示例性工具部件700。工具部件700是具有分割的芯轴组件710(诸如具有三个芯轴部件711、712、713)的压入式阳模构造。三个芯轴部件711、712、713使用端部配件714、716拧紧和钉在一起。
在制造过程期间，将纤维增强材料分层施加到暂时连接的三个芯轴部件711、712、713上以便堆积材料层。然后将包括纤维增强材料层的芯轴组件710放置在信封式袋(未示出)中。关于该信封式袋抽吸真空。在预定时间段内加热该部分和工具，且然后允许冷却。然后释放真空以便生产随后从芯轴组件710移除的复合机翼翼梁。
图6A的示例性工具部件700是与用于制造闭角型翼梁的已知工具选项相比不同且相对便宜的工具选项。此外，通过使用图6A的工具部件700改善了尺寸公差。改善的尺寸公差促进了工具组装，从而减少了用于组装的工具成本。
参考图6B，是大致沿着图6A的线“6B-6B”截取的截面图，其中去除了某些部分。更具体地，图6B仅示出了使用图5的制造方法制造的具有图4的榫接部526的闭角型复合机翼翼梁210。可以修改图6A的示例性工具部件700以便制造没有榫接部的机翼翼梁，诸如，在图1B中示出的机翼翼梁210。
此时，本领域技术人员将理解，使用具有分割的芯轴组件710的工具部件700(如图6A所示)可以在不损坏固化的复合机翼翼梁210的情况下促进复合机翼翼梁210从工具部件700的释放和分离，从而促进制造在腹板部分320与翼缘部分322之间具有锐角θ并且如果期望具有相对更复杂的几何形状(如图1B所示)的复合机翼翼梁。例如，锐角θ可以不大于80度，并且如图4所示，翼缘部分522可包括榫接部526。
应该显而易见的是，尽管以上说明描述了基于真空的制造方法以制成复合机翼翼梁，但是可以设想的是，可以使用其他制造方法。许多其他制造系统或设备可用于制成复合机翼翼梁，并且因此，将不再描述。
还应该显而易见的是，根据上述示例性方法和优选材料制造的复合机翼翼梁可以使用更少的纤维增强材料来生产相当强度的复合机翼翼梁，其中，可以在腹板部分和翼缘部分连接在一起的接合部由于材料特性而减小半径变薄。该结果是与具有较高水平的半径变薄的已知复合机翼翼梁相比较低重量的复合机翼翼梁。可以使用较低重量的复合机翼翼梁作为机翼组件的前部中的面向前方的翼梁。面向前方的翼梁通过在装配期间提供易于接近紧固元件来改善机翼组装。
进一步应该显而易见的是，根据上述示例性方法生产的复合机翼翼梁适用于任何类型的应用。可以根据复合机翼翼梁的具体应用选择和定制复合机翼翼梁的特定纤维增强材料。
可在如图7所示的飞机制造和保养方法1000和如图8所示的飞机1002的背景中描述本公开内容的实例。在生产前期间，飞机制造和保养方法1000可包括飞机1002的规格和设计1004以及材料采购1006。在生产期间，进行飞机1002的部件/子组件制造1008以及系统整合1010。此后，飞机1002可进行认证和交付1012，以便投入使用1014。在由客户投入使用期间，安排飞机1002进行例行维护和保养1016，这还可包括改装、重新配置、翻新等。
方法1000的每一个过程都可以由系统集成商、第三方、和/或运营商(例如，用户)来执行或进行。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；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事企业、服务机构等。
如图8所示，通过示例性方法1000生产的飞机1002可包括机身1018以及多个系统1020和内部1022。多个系统1020的实例可包括推进系统1024、电力系统1026、液压系统1028、以及环境系统1030中的一个或多个。可以包括任意数量的其他系统。
所公开的复合机翼翼梁和制造方法可在飞机制造和保养方法1000中的任何一个或多个阶段中使用。例如，与部件和子组件制造1008相对应的部件或子组件可以使用所公开的复合机翼翼梁和制造方法来制作或制造。作为另一实例，机身1018可以使用所公开的复合机翼翼梁和制造方法来制作。另外，一个或多个设备的实例、方法的实例或其组合可以在部件/子组件制造1008和/或系统整合1010期间使用，例如通过大幅加快飞机1002的组装或降低飞机1002(诸如，机身1018和/或内部1022)的成本。类似地，在飞机1002投入使用时，一个或多个系统的实例、方法的实例或其组合可以例如且不限于用于维护和保养1016。
所公开的复合机翼翼梁和制造方法在飞机的背景中进行描述；然而，本领域中的普通技术人员将容易地认识到，所公开的复合机翼翼梁和制造方法可以在各种应用中使用。例如，所公开的复合机翼翼梁和制造方法可以在各种类型的交通工具(例如，直升飞机、客船、汽车、航海用具(小船、电动机等)等中实现。
以下项中也涉及本发明，所述项不应与权利要求混淆。
A1.一种用于机翼组件200的闭角型复合机翼翼梁210，该复合机翼翼梁包括：
腹板部分320，具有一厚度；以及
伸长的翼缘部分322，具有一厚度并横向于腹板部分延伸并在腹板部分与伸长的翼缘部分之间形成锐角θ，其中，伸长的翼缘部分用作机翼组件的前缘与蒙皮板之间的拼接件。
A2.还提供了根据项A1所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，拼接件在机翼组件的前缘202与上蒙皮板204之间。
A3.还提供了根据项A2所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，前缘在接合部203处与上蒙皮板相接，并且其中，腹板部分位于接合部的后部。
A4.还提供了根据项A1所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，锐角最多是80度。
A5.还提供了根据项A1所述的闭角型复合机翼翼梁，具有类似字母“C”的横截面形状。
A6.还提供了根据项A1所述的闭角型复合机翼翼梁，进一步包括使腹板部分和伸长的翼缘部分相互连接的半径部分324，其中，该半径部分是基于设计要求和材料特性而相对于腹板部分的厚度和伸长的翼缘部分的厚度变薄的可接受的量。
A7.还提供了根据项A6所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，腹板部分具有约0.220+/-0.005英寸(5.6+/-0.1毫米)的厚度，伸长的翼缘部分具有约0.220+/-0.005英寸(5.6+/-0.1毫米)的厚度，并且半径部分具有约0.210+/-0.005英寸(5.3+/-0.1毫米)之间的厚度。
根据本发明的另一方面，提供了：
B1.一种机翼组件200，包括：
前缘202；
蒙皮板204，与前缘邻接；以及
闭角型翼梁210，具有伸长的翼缘部分322和腹板部分320，在该伸长的翼缘部分与腹板部分之间形成锐角θ，其中，伸长的翼缘部分用作前缘与蒙皮板之间的沿着伸长的翼缘部分的拼接点处的拼接件。
B2.还提供了根据项B1所述的机翼组件，其中，在前缘和蒙皮板拼接在一起之后，锐角面向机翼组件的前方。
B3.还提供了根据项B1所述的机翼组件，其中，在前缘和蒙皮板沿着伸长的翼缘部分拼接在一起之后，腹板部分位于拼接点的后部。
根据本发明的另一方面，提供了：
C1.一种用于机翼组件200的闭角型复合机翼翼梁210，该复合机翼翼梁包括：
腹板部分320，具有一厚度；
翼缘部分322，具有一厚度并横向于腹板部分延伸；以及
半径部分324，使腹板部分和翼缘部分相互连接，其中，半径部分是基于设计要求和材料特性而相对于腹板部分的厚度和翼缘部分的厚度变薄的可接受的量。
C2.还提供了根据项C1所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，半径部分在腹板部分与翼缘部分之间形成不大于90度的锐角θ。
C3.还提供了根据项C1所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，半径部分在腹板部分与翼缘部分之间形成不大于80度的锐角。
C4.还提供了根据项C1所述的闭角型复合机翼翼梁，具有类似字母“C”的横截面形状。
C5.还提供了根据项C1所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，翼缘部分包括伸长的翼缘部分，该伸长的翼缘部分用作机翼组件的前缘与蒙皮板之间的沿着伸长的翼缘部分的拼接点处的拼接件。
C6.还提供了根据项C1所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，腹板部分、翼缘部分和半径部分的材料包括纤维增强材料。
C7.还提供了根据项C6所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，纤维增强材料包括环氧材料。
C8.还提供了根据项C7所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，环氧材料包括
Figure BDA0001674706790000161
5320-1环氧树脂。
C9.还提供了根据项C7所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，纤维增强材料进一步包括碳纤维。
C10.还提供了根据项C1所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，半径部分相对于腹板部分的厚度和翼缘部分的厚度变薄不超过百分之五(5％)。
C11.还提供了根据项C1所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，翼缘部分包括榫接部。
C12.还提供了根据项C1所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，复合机翼翼梁是用于机翼组件的前部的面向前方的翼梁。
根据本发明的另一方面，提供了：
D1.一种制造闭角型复合机翼翼梁210的方法600，包括：
步骤602，将纤维增强材料层施加于工具部件700以便在工具部件上堆积纤维增强材料层，该工具部件包括多个暂时连接的芯轴部件711、712、713；
步骤604，在至少第一预定处理时间内关于包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件抽吸真空；
步骤606，在至少第二预定处理时间内加热包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件；以及
步骤608，在第一预定处理时间过去之后，释放关于包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件抽吸的真空以便生产具有不大于80度的闭角θ的闭角型复合机翼翼梁。
D2.还提供了根据项D1所述的方法，其中，在至少第二预定处理时间内加热包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件包括使用非热压罐处理加热包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件。
D3.还提供了根据项D1所述的方法，其中，在至少第一预定处理时间内关于包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件抽吸真空包括在由纤维增强材料的制造商规定的最小时间内关于包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件抽吸真空。
D4.还提供了根据项D1所述的方法，其中，将纤维增强材料层施加于工具部件以便在工具部件上堆积纤维增强材料层包括将纤维增强材料层施加于工具部件以便在工具部件上堆积最小数量的纤维增强材料层。
D5.还提供了根据项D1所述的方法，其中，将纤维增强材料层施加于工具部件包括选择包含环氧材料的纤维增强材料。
D6.还提供了根据项D1所述的方法，其中，将纤维增强材料层施加于工具部件包括选择包含
Figure BDA0001674706790000181
5320-1环氧树脂的纤维增强材料。
根据本发明的另一方面，提供了：
E1.一种组装具有前缘202以及与该前缘邻接的蒙皮板204的机翼组件200的方法，该方法包括：
提供具有伸长的翼缘部分322和腹板部分320的闭角型翼梁210，在伸长的翼缘部分与腹板部分之间形成锐角θ；以及
在沿着闭角型翼梁的伸长的翼缘部分的拼接点处拼接前缘和蒙皮板。
E2.还提供了根据项E1所述的方法，其中，在前缘和蒙皮板拼接在一起之后，锐角面向机翼组件的前方。
E3.还提供了根据项E1所述的方法，其中，腹板部分位于前缘和蒙皮板拼接在一起的拼接点的后部。
根据本发明的另一方面，提供了：
F1.一种制造闭角型复合机翼翼梁210的方法600，包括：
步骤602，将纤维增强材料层施加于工具部件700以便在工具部件上堆积纤维增强材料层并生产具有锐角θ的闭角型复合机翼翼梁，其中，纤维增强材料包括促进受控制的流动并在交联的同时相对较少移动的环氧材料。
F2.还提供了根据项F1所述的方法，其中，环氧材料是允许环氧材料在一温标上相对早地胶凝的硫化剂的树脂系统。
F3.还提供了根据项F1所述的方法，其中，环氧材料在约240°F至约260°F之间的温度下胶凝。
F4.还提供了根据项F1的方法，进一步包括：
在至少第一预定处理时间内关于包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件抽吸真空；
在至少第二预定处理时间内加热包括工具部件上的纤维增强材料层的工具部件；以及
在第一预定处理时间过去之后，释放关于工具部件抽吸的真空。
进一步地，尽管已示出和描述了所公开的复合机翼翼梁和制造方法的各种实施例，但是本领域技术人员在阅读说明书时可想出修改。本申请包括这种修改并仅受权利要求的范围限制。

Claims (15)

1.一种用于机翼组件(200)的闭角型复合机翼翼梁(210)，所述复合机翼翼梁包括：
腹板部分(320)，所述腹板部分具有腹板部分厚度；
伸长的翼缘部分(322)，具有伸长的翼缘部分厚度并横向于所述腹板部分延伸并在所述腹板部分与所述伸长的翼缘部分之间形成锐角θ，其中，所述伸长的翼缘部分用作所述机翼组件的前缘与蒙皮板之间的拼接件，并且其中，所述腹板部分厚度基本上等于所述伸长的翼缘部分厚度；以及
半径部分(324)，使所述腹板部分和所述伸长的翼缘部分相互连接，所述半径部分具有半径部分厚度，并且其中，所述半径部分厚度相对于所述腹板部分厚度变薄不多于10％且相对于所述伸长的翼缘部分厚度变薄不多于10％。
2.根据权利要求1所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，所述拼接件在所述机翼组件的前缘(202)与上蒙皮板(204)之间。
3.根据权利要求2所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，所述前缘在接合部(203)处与所述上蒙皮板相接，并且其中，所述腹板部分位于所述接合部的后部。
4.根据权利要求1所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，所述锐角最多是80度。
5.根据权利要求1所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，所述复合机翼翼梁具有类似字母“C”的横截面形状。
6.根据权利要求1所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，所述半径部分是基于设计要求和材料性能的相对于所述腹板部分的厚度和所述伸长的翼缘部分的厚度变薄的可接受的量。
7.根据权利要求6所述的闭角型复合机翼翼梁，其中，所述腹板部分具有0.220+/-0.005英寸的厚度，所述伸长的翼缘部分具有0.220+/-0.005英寸的厚度，并且所述半径部分具有0.210+/-0.005英寸之间的厚度。
8.一种制造根据权利要求1至7中任一项所述的闭角型复合机翼翼梁(210)的方法(600)，包括：
步骤(602)，将纤维增强材料层施加于工具部件(700)以便在所述工具部件上堆积所述纤维增强材料层，所述工具部件包括多个暂时连接的芯轴部件(711、712、713)；
步骤(604)，在至少第一预定处理时间内对于包括所述工具部件上的所述纤维增强材料层的所述工具部件抽吸真空；
步骤(606)，在至少第二预定处理时间内加热包括所述工具部件上的所述纤维增强材料层的所述工具部件；以及
步骤(608)，在所述第一预定处理时间过去之后，释放对于包括所述工具部件上的所述纤维增强材料层的所述工具部件抽吸的所述真空以便生产具有不大于80度的锐角θ的所述闭角型复合机翼翼梁。
9.根据权利要求8所述的方法，其中，在至少所述第二预定处理时间内加热包括所述工具部件上的所述纤维增强材料层的所述工具部件包括使用非热压罐处理加热包括所述工具部件上的所述纤维增强材料层的所述工具部件。
10.根据权利要求8所述的方法，其中，在至少所述第一预定处理时间内对于包括所述工具部件上的所述纤维增强材料层的所述工具部件抽吸所述真空包括在由纤维增强材料的制造商规定的最小时间对于包括所述工具部件上的所述纤维增强材料层的所述工具部件抽吸真空。
11.根据权利要求8所述的方法，其中，将所述纤维增强材料层施加于所述工具部件以便在所述工具部件上堆积所述纤维增强材料层包括将所述纤维增强材料层施加于所述工具部件以便在所述工具部件上堆积最小数量的所述纤维增强材料层。
12.根据权利要求8所述的方法，其中，将所述纤维增强材料层施加于所述工具部件包括选择包含环氧材料的纤维增强材料。
13.根据权利要求8所述的方法，其中，将所述纤维增强材料层施加于所述工具部件包括选择包含
Figure FDA0004109620280000031
5320-1环氧树脂的纤维增强材料。
14.根据权利要求8所述的方法，其中，组装具有前缘(202)以及与所述前缘邻接的蒙皮板(204)的机翼组件(200)，所述方法包括：
提供具有腹板部分(320)和伸长的翼缘部分(322)的闭角型翼梁(210)，在所述伸长的翼缘部分与所述腹板部分之间形成锐角θ；以及
在沿着所述闭角型翼梁的所述伸长的翼缘部分的拼接点处拼接所述前缘和所述蒙皮板。
15.根据权利要求14所述的方法，其中，在所述前缘和所述蒙皮板拼接在一起之后，所述锐角面向所述机翼组件的前方。
CN201810527528.2A 2017-06-01 2018-05-28 闭角型复合机翼翼梁及其制造方法 Active CN108974325B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/610,922 US10647406B2 (en) 2017-06-01 2017-06-01 Closed-angle composite airfoil spar and method of fabricating the same
US15/610,922 2017-06-01

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108974325A CN108974325A (zh) 2018-12-11
CN108974325B true CN108974325B (zh) 2023-04-25

Family

ID=62067559

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810527528.2A Active CN108974325B (zh) 2017-06-01 2018-05-28 闭角型复合机翼翼梁及其制造方法

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10647406B2 (zh)
EP (1) EP3409580A1 (zh)
JP (1) JP7166777B2 (zh)
CN (1) CN108974325B (zh)
CA (1) CA3000916C (zh)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IL259149B (en) * 2018-05-03 2022-09-01 Israel Aerospace Ind Ltd Structural elements made of composite materials
CN110757838B (zh) * 2019-10-30 2021-12-24 航天特种材料及工艺技术研究所 一种复合材料机翼及成型装配一体化成型方法
US11193377B2 (en) * 2019-11-26 2021-12-07 General Electric Company Turbomachine airfoil to reduce laminar separation
US20210362828A1 (en) * 2020-05-21 2021-11-25 The Boeing Company Structural composite airfoils with directly coupled front spars, and related methods
US11554848B2 (en) 2020-05-21 2023-01-17 The Boeing Company Structural composite airfoils with a single spar, and related methods
US11453476B2 (en) 2020-05-21 2022-09-27 The Boeing Company Structural composite airfoils with an improved leading edge, and related methods
US11572152B2 (en) 2020-05-21 2023-02-07 The Boeing Company Structural composite airfoils with a single spar, and related methods
US11401026B2 (en) 2020-05-21 2022-08-02 The Boeing Company Structural composite airfoils with a single spar, and related methods
AU2021204709A1 (en) * 2020-07-29 2022-02-17 The Boeing Company Composite thin wingbox architecture for supersonic business jets

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4095322A (en) * 1976-08-30 1978-06-20 The Boeing Company Method of fabricating a composite aerodynamic rotorblade assembly
JPS591587B2 (ja) * 1979-09-04 1984-01-12 小島プレス工業株式会社 アンダ−カット部を有する合成樹脂成形品の成形装置
US4565595A (en) * 1981-09-30 1986-01-21 The Boeing Company Method of making composite aircraft wing
US4657615A (en) * 1984-08-20 1987-04-14 The Boeing Company Composite leading edge/spar member for an aircraft control surface
JP2000043796A (ja) 1998-07-30 2000-02-15 Japan Aircraft Development Corp 複合材の翼形構造およびその成形方法
JP4652160B2 (ja) * 2005-07-11 2011-03-16 川崎重工業株式会社 積層複合材の矯正治具、矯正方法、および成形品
US8544800B2 (en) * 2005-07-21 2013-10-01 The Boeing Company Integrated wingtip extensions for jet transport aircraft and other types of aircraft
JP5251004B2 (ja) * 2006-05-31 2013-07-31 東レ株式会社 プリフォームの製造方法およびプリフォーム並びに繊維強化プラスチック桁材
GB0712549D0 (en) * 2007-06-29 2007-08-08 Airbus Uk Ltd Improvements in elongate composite structural members
US7871041B2 (en) * 2007-10-17 2011-01-18 Lockheed Martin Corporation System, method, and apparatus for leading edge structures and direct manufacturing thereof
US8364389B2 (en) * 2009-02-02 2013-01-29 Apple Inc. Systems and methods for integrating a portable electronic device with a bicycle
GB201120707D0 (en) * 2011-12-01 2012-01-11 Airbus Operations Ltd Leading edge structure
US9145203B2 (en) * 2012-10-31 2015-09-29 The Boeing Company Natural laminar flow wingtip
US9144841B1 (en) * 2012-11-15 2015-09-29 The Boeing Company In-mold metallization of composite structures
US8973871B2 (en) * 2013-01-26 2015-03-10 The Boeing Company Box structures for carrying loads and methods of making the same
GB201307066D0 (en) * 2013-04-18 2013-05-29 Airbus Operations Ltd Winglet and braided composite spar
CN205931233U (zh) * 2016-06-13 2017-02-08 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种翼面蒙皮在翼梁缘条上的搭接结构

Also Published As

Publication number Publication date
JP2018203229A (ja) 2018-12-27
CA3000916A1 (en) 2018-12-01
CA3000916C (en) 2023-09-26
JP7166777B2 (ja) 2022-11-08
BR102018010801A2 (pt) 2018-12-18
US20180346094A1 (en) 2018-12-06
EP3409580A1 (en) 2018-12-05
CN108974325A (zh) 2018-12-11
US10647406B2 (en) 2020-05-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108974325B (zh) 闭角型复合机翼翼梁及其制造方法
EP2871050B1 (en) Laminated composite radius filler with geometric shaped filler element and method of forming the same
US20150079338A1 (en) Bead-stiffened composite parts
US9638230B2 (en) Composite structure and method
EP3427934B1 (en) Structural pre-cured repair patch for repair to highly loaded primary and secondary structural components
US11904560B2 (en) Vacuum bag-less composite repair systems and methods
US20190176407A1 (en) Segmented composite tube assembly with scarf joints
US20220212776A1 (en) Composite spars with integrated sacrificial surfaces
JP7221611B2 (ja) 強化パネル
CN110104202B (zh) 使用铰接式芯轴的复合飞机制造工具
CN109591312B (zh) 被构造成修复受损复合物的修复部件及其制造方法
US20190210308A1 (en) Method for repairing a composite stringer with a composite repair cap
CN118107195A (zh) 固化工具
US11981426B2 (en) Composite spars with integrated sacrificial surfaces
US11377851B2 (en) Stringer and associated composite structure and method for reinforcing a base structure
BR102018010801B1 (pt) Longarina de aerofólio compósita de ângulo fechado, e, método para fabricar uma longarina de aerofólio compósita de ângulo fechado

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant