CN109383048B - 用于增加飞机结构部件的强度和韧性的方法和装置 - Google Patents

用于增加飞机结构部件的强度和韧性的方法和装置 Download PDF

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Abstract

本发明公开了增加飞机结构部件的强度和韧性的方法和装置。示例装置包括飞机的复合结构、联接至飞机的复合结构的纵梁，其中所述纵梁和所述复合结构形成纵梁圆角间隙。间隙填充物被设置在纵梁圆角间隙中，所述间隙填充物包括随机分布在间隙填充物的整个体积中的短切纤维。

Description

用于增加飞机结构部件的强度和韧性的方法和装置
技术领域
本公开大体涉及飞机的结构部件，并且更具体地涉及增加飞机结构部件的强度和韧性的方法和装置。
背景技术
飞机的机身和机翼可以包括支撑结构，如纵梁，以帮助机身和机翼在各种应力和应变条件下保持其形状。在一些示例中，每个纵梁可包括邻近机身或机翼的蒙皮的间隙。可以填充这些间隙以为纵梁组件提供强度和/或刚性。
发明内容
示例装置包括飞机的复合结构、被联接至飞机的复合结构上的纵梁，其中纵梁和复合结构形成纵梁圆角间隙。一种间隙填充物被放置到纵梁圆角间隙中，所述间隙填充物包括随机地分布在间隙填充物的整个体积中的短切纤维。
示例方法包括生成短切纤维薄片，将短切纤维薄片形成为间隙填充物以及固化由短切纤维薄片形成的间隙填充物。
另一种示例方法包括将固化的间隙填充物插入纵梁的间隙中，用蒙皮覆盖间隙填充物以形成纵梁组件以及固化纵梁组件。
附图说明
图1示出了包括机身的飞机，利用该机身可以实现本文所述的示例复合结构。
图2描绘了包括如本文所述的示例间隙填充物的示例纵梁。
图3-5描绘了本文所述的示例间隙填充物的示例制造过程。
图6描绘了表示制造图1-5的示例间隙填充物的示例方法的示例流程图。
附图未按比例绘制。相反，为了阐明多个层和区域，可以在附图中放大各层的厚度。只要有可能，在整个附图及随附的书面描述中将使用相同的附图标记来表示相同或相似的零件。如在本专利中所使用的，陈述任一零件(例如，层、薄膜、区域或板)以任何方式定位于(例如，定位于、位于、设置于或形成于等)另一部件上要么表示上述零件与另一零件接触，要么表示上述零件在另一零件上面，其中一个或多个中间零件位于其间。陈述任一零件与另一零件接触意指在两零件之间没有中间零件。
具体实施方式
飞机的机身和/或机翼可以包括支撑结构，例如纵梁，以帮助机身和/或机翼在各种应力和应变条件下保持形状和/或增加机身和/或机翼的强度。在一些示例中，纵梁被成形为使得在机身或机翼的蒙皮附近形成间隙。可以使用层压结构或单一填面填充这些间隙。然而，层压间隙填充物可能会由于层压间隙填充物及纵梁和/或蒙皮的不同热性能和机械性能而开裂。例如，纵梁可具有与层压间隙填充物不同的热膨胀率，并且间隙填充物可能会由于不同热膨胀率导致的施加在间隙填充物上的应力和/或应变而开裂。层压间隙填充物或单一填面中的开裂会削弱纵梁界面并降低加强件拉脱承载能力，这需要额外的加固和加强件层片。
在本文描述的图示示例中，纵梁包括由多向短切碳纤维填充物填充的间隙。更具体地，间隙填充物具有在间隙填充物的任何给定平面中沿多个方向取向的碳纤维。使碳纤维沿多个方向取向减轻了由于间隙填充物、纵梁和/或蒙皮的不同热膨胀率导致的施加在间隙填充物上的热应力。本文描述的示例间隙填充物减轻了热应力，特别是沿出平面方向(例如，垂直于蒙皮的平面的方向)。
在本文所述的图示示例中，复合结构(例如，飞机的机身)被联接至一个或多个纵梁用于支撑。示例纵梁也可由复合材料制成，或者在一些示例中，由铝制成。示例纵梁可以具有大约15度的边缘倒角，这可以减小负载并且改善结合零件(例如，固化后的纵梁和间隙填充物)的剥离力矩。当纵梁被联接至复合结构时，纵梁和复合结构形成纵梁圆角间隙。间隙填充物被设置在纵梁圆角间隙中以提供额外的结构加固。本文描述的示例间隙填充物包括沿多个方向取向的短切纤维。在一些示例中，间隙填充物还包括其中设置并分布有短切纤维的热固性树脂。
纤维随机分散在间隙填充物的整个或基本上整个体积中，使得纤维在间隙填充物的任何给定平面中(例如，x-y平面、x-z平面、y-z平面或任何偏斜平面)沿多个方向取向。例如，在间隙填充物的任何给定平面上，纤维的纵向轴线可以沿多个方向取向和/或可以穿越和/或穿过所述平面。如本文所使用的，短语“基本上整个体积”意指间隙填充物超过75％的体积包括至少一种纤维的至少一部分。另外，纤维可以均匀地分散或分布，使得纤维的密度在整个间隙填充物中基本相同(例如，在0.04和0.06磅/立方英寸之间)。整个间隙填充物中的纤维密度可以与整个纵梁中的纤维密度基本相同，这降低了在间隙填充物和纵梁之间形成开裂的可能性。在一些示例中，纤维也可以定位在间隙填充物内，使得各个纤维可以在多个方向上成弧形和/或弯曲。在一些示例中，多向(例如，基本上全向)纤维可以基本上垂直于与飞机的蒙皮平行的平面，或可以相对平行于蒙皮的平面沿任何其它方向(例如，平行、不平行)取向。
制造间隙填充物的方法包括生成短切纤维薄片、将短切纤维薄片形成为间隙填充物以及固化由短切纤维薄片形成的间隙填充物。示例方法还可以包括将短切纤维薄片与树脂混合。在一些示例中，将短切纤维薄片形成为间隙填充物包括将短切纤维薄片通过口模挤出以匹配间隙填充物将要设置在其中的间隙的横截面外形。替代地，将短切纤维薄片形成为间隙填充物包括使用多变量直径辊模成形工艺。在另一些示例中，将短切纤维薄片形成为间隙填充物包括向间隙填充物施加热和压力，其中间隙填充物设置在模具中。在一些示例中，生成短切纤维薄片包括将纤维片材切成条形和/或正方形。在一些示例中，纤维薄片是1英寸的正方形。替代地，薄片可以是任何其他合适的尺寸。
将间隙填充物与纵梁间隙一起使用的方法包括将固化的间隙填充物插入纵梁的间隙，用蒙皮覆盖间隙填充物以形成纵梁组件以及固化纵梁组件。在一些示例中，固化纵梁组件包括向纵梁组件施加压力和热。示例方法还包括将纵梁组件放入真空袋内。例如，真空袋可用于向纵梁组件施加压力，并且热源(例如，高压釜)可以提供热。该方法还可以包括将固化的纵梁组件安装在飞机中。
图1图示了示例飞机100，利用其可以实现本文描述的示例装置和方法。示例飞机100包括机身102，所述机身102可包围客舱和/或货舱。示例机身102可以包括蒙皮和纵梁。纵梁为机身的蒙皮提供结构支撑。在一些示例中，机身102可以是多层复合机身102，例如碳纤维增强塑料机身。替代地，机身102可以由不同类型的复合材料制成。示例飞机100包括从机身102横向向外延伸的机翼104(例如，右机翼和左机翼)。示例机翼104还包括纵梁以向机翼104的蒙皮提供结构支撑。示例机翼104可以由与复合机身102基本相同的复合材料制成。替代地，机翼104可以由不同的复合材料制成。
图2描绘了包括间隙填充物202的示例纵梁组件200，如本文所述，使用短切纤维制成该间隙填充物202。示例纵梁200包括两个被联接至蒙皮208(例如，飞机100的蒙皮)以为结构(例如，机身102、机翼104)提供支撑的加强件段204、206。在一些示例中，纵梁200可以在飞机100上实施以为机身102或机翼104提供支撑。在这样的示例中，飞机100的示例机翼104和/或机身102可包括沿机翼104和/或机身102的长度的多个纵梁200。替代地，纵梁可用于为另一结构(例如，另一种类型的飞机、船只、陆上交通工具等)提供支撑。本文描述的示例纵梁200可以由复合材料制成。替代地，纵梁200可以是任何其他合适的材料。
示例纵梁200通过联接两个加强件段204和206而形成，使得加强件段204、206相应的第一部分210、212从与纵梁200联接的蒙皮208垂直地延伸。在纵梁200被联接至机身102的情况下，纵梁200的示例第一部分210在纵梁200的沿机身102的长度的任何给定横截面处基本垂直于蒙皮208。每个加强件段204、206包括相应的具有配合表面218、220的第二部分214、216。加强件段204、206的第二部分214、218中的每一个被联接至蒙皮208。加强件段204、206的第二部分214、216基本垂直于第一部分210、212。各个加强件段204、206的第二部分214、216从纵梁200沿相反方向延伸。也就是说，第一部分210、212联接在一起并设置在纵梁200的相应第二部分214、216之间。
示例第二部分214、216中的每一个包括相应的端部222、224，端部222、224具有倒角226、228，倒角226、228通过降低纵梁200的剥离力矩能力改善了纵梁200的拉脱负载，从而减少了蒙皮剥离应力。图2中示出的示例纵梁200中的倒角226、228是15±2度的倒角(例如，倒角角度的范围在13度和17度之间)。选择大约15度的倒角角度以提供剥离纵梁所需的最大力。与90度、45度和30度相比，将倒角角度减小到15度可显著增加所需的拉脱强度。与45度倒角相比，15度的倒角角度还改善了纵梁到蒙皮的横向拉伸强度。
倒角226、228不会逐渐变细到一点，而是逐渐变细到0.1±0.02英寸厚的边缘230、232，以在不会导致过早失效的情况下降低纵梁200的剥离力矩能力。本文描述的示例间隙填充物202使得能够使用较小的纵梁凸缘倒角角度(例如，15度)来减小结合的复合部分(例如，间隙填充物202、纵梁200)的剥离力矩。15度的示例倒角角度平衡了纵梁200的结合强度和剥离力矩。
在图示的示例中，每个加强件段204、206的第一部分210、212和第二部分214、216通过相应的圆角234、236连结。圆角234、236可操作以增加示例纵梁200的强度和/或可降低示例纵梁200在加强件段204、206的两个部分210、212、214、216的交叉处开裂的可能性。示例加强件段204、206的与圆角234、236相对的转角(例如，圆角)238、240在各个加强件段204、206的第一部分210、212和第二部分214、216相接的交叉处也是圆形或圆角的。也就是说，示例加强件段204、206通过第一部分210、212和第二部分214、216以及第一部分210、212和第二部分214、216相接的边缘的宽度基本相同。各个加强件段204、206的示例圆角238、240形成间隙242(例如，纵梁圆角间隙)，在该间隙处纵梁200的两个加强件段204和206相接，该间隙邻近圆角238、240和蒙皮208。图示示例的间隙242填充有间隙填充物202(例如，填面、圆角填充物、碳纤维间隙填充物、复合间隙填充物、短切纤维间隙填充物或其组合)。
示例间隙填充物202由短切碳纤维材料244制成。短切碳纤维材料244有助于减轻纵梁200的热应力，因为间隙填充物202以与纵梁200的其他部件(例如，加强件段204、206)和蒙皮208的膨胀率和收缩率类似的膨胀率和收缩率膨胀和收缩。因为间隙填充物202、加强件段204、206以及蒙皮208的膨胀率类似，间隙填充物202和/或加强件段204、206明显更坚固且更耐开裂。由于间隙填充物202和加强件段204、206的类似的膨胀率和收缩率，本文描述的示例间隙填充物202还防止了在结合层246(例如，加强件段204、206和蒙皮208之间的平面)处的分离。在一些示例中，短切碳纤维244与树脂248混合。用于间隙填充物202的材料(例如，碳纤维片材)可以与用于纵梁200的加强件段204、206和用于蒙皮208的材料类似。也就是说，蒙皮208和加强件段204、206可以使用碳纤维片材制成，碳纤维片材同样可用于制造间隙填充物202的纤维薄片。
间隙填充物202可以包括短切纤维增强热固性树脂复合物或短切纤维增强热塑性树脂复合物。在一些示例中，例如由Toray或Zoltek供应的碳纤维增强环氧树脂热固性片材可用于制造间隙填充物202。可以将连续的预浸料片切成1英寸宽的条，然后切成1英寸的正方形(例如，薄片)，以获得在间隙填充物202的整个体积中相对随机且均匀的纤维分布。替代地，薄片可以是任何合适的尺寸(例如，薄片的每个边缘可以在0.005英寸和3英寸之间，优选范围为0.125英寸至1英寸)。纤维薄片的纤维可以取向成使得纤维在间隙填充物202内是多向的(即，纤维可以在间隙填充物202的任何给定平面处沿多个方向取向)。
可任选的添加额外的颗粒薄片(例如，纳米颗粒)以增韧树脂。因此，示例间隙填充物202可以通过将短切纤维或微纤维与微米或纳米颗粒尺寸的碳纤维薄片和热固性或热塑性树脂或泡沫复合材料合并而形成，所述热固性或热塑性树脂或泡沫复合材料具有最小化的热膨胀系数、合理的断裂韧度(例如，至少2英寸-磅/平方英寸)和与加强件段材料相比类似或更软的弹性模量(例如，在0.5msi和8msi之间)。
在一些示例中，间隙填充物202可以包括纳米颗粒以增加间隙填充物202的韧性。间隙填充物202的短切纤维244包括碳纤维(例如，能承受高达350华氏度的纤维)、玻璃纤维、芳纶、凯夫拉(Kevlar)或尼龙。间隙填充物202具有至少为2英寸-磅/平方英寸的断裂韧度和为15ksi的最小拉伸强度。间隙填充物202具有介于0.5msi和8msi之间的弹性模量。间隙填充物202的纤维体积分数在45％和65％之间，优选分数为50％。示例短切纤维的长度在0.005英寸和3英寸之间，优选范围为0.125英寸至1英寸。高分子量树脂(例如，环氧树脂或PEEK树脂)被用于提供250华氏度或更高的最终固化温度(Tg)。间隙填充物202的密度在0.04和0.06磅/立方英寸之间。由于温度变化引起的间隙填充物202的收缩在0.001和0.008英寸之间。线性热膨胀系数在所有方向上在0.1x10-6和10.0x10-6英寸/英寸华氏度之间。
本文描述的示例间隙填充物202和纵梁200的制作方法具有许多优点。多向纤维取向和基本均匀的纤维分布保持圆角界面几何形状(即，保持间隙填充物202的形状)。用于间隙填充物202的碳纤维材料具有与纵梁200和蒙皮208相容的性质，以最小化热应力以便最小化裂纹萌生的可能性，最小化固化期间的纵梁热变形，并且减少间隙填充物202在使用中的蠕变松弛或蠕变应变。示例间隙填充物202可以使用模制或挤出工艺来形成，以实现高生产率。倒角226、228的小锥角减小了纵梁组件200的剥离力矩/负载。
此外，示例间隙填充物202在包括厚度方向在内的所有方向上具有较小的热膨胀系数(即，与层压间隙填充物相比)，以减小由于加工和使用期间温度变化而产生的热应变。在加工和使用期间，示例间隙填充物202还具有在冷却和/或加热方面降低的填充物收缩和/或膨胀，这防止了裂纹萌生。示例间隙填充物202具有适中的热膨胀系数，以减小在间隙填充物202内以及在间隙填充物202与加强件段204、206和/或蒙皮208之间的界面处促使开裂的热应力，从而改善界面静态和疲劳性能。示例间隙填充物202内部的3D碳纤维分布的微观结构允许应力松弛以防止裂纹发展。示例间隙填充物202还通过在固化和使用期间为了零件质量在那些填充的间隙位置处为圆角尺寸控制提供支撑而防止在圆角(例如，加强件圆角)234、236或下面的蒙皮208中的层片起皱。示例间隙填充物202使间隙242处的应力集中最小化，以在使用期间增加加强件界面的强度。示例间隙填充物202还改善了拉脱负载，这增加了结构可靠性，并且使得加强的复合板适用于机翼、尾翼、机身和/或地板梁结构。
图3描绘了本文描述的间隙填充物202的示例制造工艺300。图3的示例制造工艺300使用模制工艺以形成示例间隙填充物202。在第一阶段302期间，将短切纤维薄片304插入模具306的腔305中，使得纤维薄片304分布在腔305的整个体积中(例如，随机地、均匀地分布使得纤维薄片304在多个方向上取向，并因此构成纤维薄片304的各个纤维在多个方向上取向)。纤维薄片304可以在被设置在腔305中之前与树脂308混合和/或树脂308可以在纤维薄片304被插入模具306的腔305中之后被倒入模具306中。短切纤维混合物(例如，纤维薄片304和树脂308的混合物)可以被稍微过量地(例如，15％或更少的过量)插入模具306中。可以使用第一阶段固化工艺在模具306中形成示例间隙填充物202。第一阶段固化工艺可以包括使用板310和热源对短切纤维混合物施加热和压力。在一些实施例中，热源可以与板310集成。可以施加热和压力达足以使短切纤维混合物固化并形成示例间隙填充物202的一段时间。示例间隙填充物202可以在模具306中冷却。
在一些示例中，在第一阶段302期间，应用真空袋约5-10分钟以压实间隙填充物202并提取间隙填充物202内的空气空隙。在压实之后，间隙填充物202和模具306被放入烘箱中，将其加热至250度持续约10-15分钟以完成第一阶段固化。示例第一阶段固化能够固化高达85％的相交联以形成初始形状，以最终配合到纵梁200的间隙242中。在固化的第一阶段之后，烘箱冷却至室温。
在第二阶段312期间，在形成间隙填充物202并固化后，然后可以从模具306移除示例间隙填充物202。示例间隙填充物202具有在间隙填充物202的整个体积中基本均匀的纤维分布(例如，纤维薄片的分布使得纤维的分布基本均匀并且各个纤维取向的方向是随机的)。然后，在第三阶段314中，间隙填充物202可以被插入纵梁200的间隙242中。
在间隙填充物202被插入纵梁200的间隙242中后，加强件段204、206在最后阶段316(例如，第四阶段)期间被联接至蒙皮208以形成纵梁组件200。在一些示例中，使用最终固化工艺固化纵梁组件200。最终固化工艺可以包括向示例纵梁组件200施加压力和/或热。在一些示例中，在最终固化工艺期间真空袋被放置在示例纵梁组件200周围。在一些示例中，与纵梁200和蒙皮208的最终共固化在高压釜中在高压和高达350华氏度的温度下进行。在最终固化工艺后，纵梁组件200可以被安装在例如示例飞机100上。
图4描绘了本文描述的间隙填充物202的另一种示例制造工艺400。图4的示例制造工艺400使用挤出工艺以形成示例间隙填充物202。在第一阶段402中，将示例短切纤维薄片404插入挤出机408的料斗406中。将示例短切纤维薄片404和树脂410通过口模412挤出，口模412已被切割以形成在纵梁200的间隙242内适用的间隙填充物202。在挤出工艺期间，可以将热施加到挤出机408并且挤出树脂410和短切纤维404的混合物。在混合物通过口模412被挤出以形成间隙填充物202后，可以在第二阶段414期间冷却间隙填充物202。然后，可以在第三阶段416中将间隙填充物202插入纵梁200的间隙242中。
在间隙填充物202被插入纵梁200的间隙242中后，加强件段204、206在最后阶段418(例如，第四阶段)期间被联接至蒙皮208以形成纵梁组件200。在一些示例中，使用最终固化工艺固化纵梁组件200。最终固化工艺可以包括向示例纵梁组件200施加压力和/或热。在一些示例中，在最终固化工艺期间真空袋被放置在示例纵梁组件200周围。在一些示例中，与纵梁200和蒙皮208的最终共固化在高压釜中在高压和高达350华氏度的温度下进行。在最终固化工艺后，纵梁组件200可以被安装在例如示例飞机100上。
图5描绘了本文描述的间隙填充物202的另一种示例制造工艺500。图5的示例制造工艺500是自动辊模工艺。在第一阶段502中，示例工艺500使用一系列辊503、504以形成具有期望形状的间隙填充物202。当辊503、504形成间隙填充物202时，也可以施加热。在图示的示例中，第一阶段502中的虚线表示当间隙填充物202通过辊形成时的间隙填充物202的相对侧。辊503、504的横截面视图505描绘了间隙填充物202的横截面形状，其对应于纵梁200中的间隙242的形状。在图示的示例中，为了形成具有对应于间隙242的形状的间隙填充物202，在每套辊中可以使用一个上辊503和两个下辊504。在形成间隙填充物202后，可以在第二阶段506期间冷却间隙填充物202。然后，可以在第三阶段508中将间隙填充物202插入纵梁200的间隙242中。
在间隙填充物202被插入纵梁200的间隙242中后，加强件段204、206在最后阶段510(例如，第四阶段)期间被联接至蒙皮208以形成纵梁组件200。在一些示例中，使用最终固化工艺固化纵梁组件200。最终固化工艺可以包括向示例纵梁组件200施加压力和/或热。在一些示例中，在最终固化工艺期间真空袋被放置在示例纵梁组件200周围。在一些示例中，与纵梁200和蒙皮208的最终共固化在高压釜中在高压和高达350华氏度的温度下进行。在最终固化工艺后，纵梁组件200可以被安装在例如示例飞机100上。
图6描绘了表示制造图1-4的示例间隙填充物202的示例方法600的示例流程图。在一些示例中，可以重新布置或移除方框，或者可以添加附加方框。可以通过获得碳纤维片材(例如，预浸料片)开始示例方法600(方框602)。可以通过将片材切成条和/或正方形来由碳纤维片材产生短切纤维薄片304(方框604)。在一些示例中，条是1英寸宽，并且正方形是1英寸宽的正方形。然后，可以将示例条或正方形插入成形设备(例如，模具306、挤出机408的料斗406或辊504等)(方框606)。在薄片304能被插入模具306中的示例中，薄片304可以布置成在间隙填充物202的整个体积中产生纤维薄片304的随机分布。纤维薄片304可以与树脂308混合(例如，环氧树脂)(方框608)。在一些示例中，纤维薄片304在插入成形设备之前与树脂308混合(例如，方框608在方框606之前发生)。在图示的示例方法600中，可以改变方框的执行顺序，和/或可以改变、去除或组合所述方框中的一些，特别是方框602-608。
在将纤维薄片304和树脂308插入成形设备中后，成形设备使用热和压力的组合将示例薄片和树脂混合物形成为间隙填充物202(方框610)。然后，可以使用第一阶段固化工艺(例如，使用热和压力的组合)固化示例间隙填充物202(方框612)。在固化间隙填充物202后，将其冷却(方框614)。在一些示例中，间隙填充物202在冷却期间可以保留在成形设备中。在这样的示例中，然后在冷却后将间隙填充物202从成形设备移除(方框616)。如果在方框614处间隙填充物202在冷却期间没有保留在成形设备中，则可以在冷却前移除间隙填充物202。
在固化和冷却间隙填充物202后，将示例间隙填充物202插入纵梁200的间隙242中(方框618)。间隙填充物202和纵梁200被蒙皮208覆盖(例如，机身的蒙皮、机翼的蒙皮)，并且形成纵梁组件200(方框620)。示例蒙皮208可以是碳纤维复合蒙皮，包括与示例间隙填充物202类似的材料。示例纵梁组件200可以放置在真空袋和/或高压釜中(方框622)，并且可以使用包括热和压力的最终阶段工艺来固化(方框624)。可以从示例方法600中去除方框622。然后，示例纵梁组件200可以被安装在飞机100中(方框626)。替代地，示例方法600在方框624处结束。
本文描述的示例间隙填充物202可以使用快速模制或挤出工艺来生产，这可以缩短构建时间并且将间隙填充物202预先形成为合适的形状以便与纵梁200组装。因此，加强件段204、206与间隙填充物202和蒙皮208的共固化更有效。示与常规共固化循环时间相比)，因为只需要一次最终固化并且示例间隙填充物具有较大的耐热性。此外，示例间隙填充物改善了加强件段和蒙皮208之间的界面质量，这降低了额外的处理和安装成本。界面质量可以被改善是因为间隙填充物的材料与加强件段的材料类似，所以间隙填充物和加强件段对加热和冷却的反应类似。由于纵梁稳健的耐热性、质量和可靠性，减少了用于复合纵梁相关维护的与工厂内维修相关联的停工时间。
通过将短切或微纤维与微米或纳米颗粒或薄片一起使用来产生示例间隙填充物。纤维增强了热固性树脂、热塑性树脂或具有最小化的热膨胀系数、合理韧度和类似或更软的弹性模量(与加强件段204、206相比)的泡沫复合材料。间隙填充物202被用于填充加强件段204、206和蒙皮208之间在圆角或曲率变化交叉点处的间隙。
本文描述的示例间隙填充物202降低了工装和加工开发成本，因为间隙填充物可以使用自动化工艺来形成以快速地将间隙填充物202预先形成为指定形状以便快速组装。最终固化使用现有的高压釜工艺来固化组件，这去除了额外的和/或昂贵的工装和复杂的工艺开发。此外，由于间隙填充物的工程热-机械性能导致的改善的耐热性可以最小化由界面破坏引起的热应变和/或应力，并且可以降低与易于热裂化且需要更大止动紧固件的各种层压或单一填面的开发有关的大量工程成本。本文描述的用于复合加强件段和蒙皮的间隙填充物202改善了界面完整性并且需要来自界面结构的较少的集成支撑。示例间隙填充物还能够开发有效的界面结构，例如剪切带，以减轻重量并提高燃料性能。
此外，本公开包括根据以下条款的示例：
条款1.一种装置，其包括：飞机的复合结构；联接至飞机的所述复合结构的纵梁，所述纵梁和所述复合结构形成纵梁圆角间隙；和
设置在所述纵梁圆角间隙的间隙填充物，所述间隙填充物包括随机分布在所述间隙填充物的基本上整个体积中的短切纤维。
条款2.根据条款1所述的装置，其中所述间隙填充物还包括其中设置有所述短切纤维的热固性树脂。
条款3.根据条款1或2所述的装置，其中所述间隙填充物具有介于45％和65％之间的所述短切纤维的体积分数。
条款4.根据条款1-3中任一项所述的装置，其中所述间隙填充物还包括微米或纳米颗粒以增加所述间隙填充物的韧性。
条款5.根据条款1-4中任一项所述的装置，其中所述纵梁包括大约15度的边缘倒角。
条款6.根据条款1-5中任一项所述的装置，其中所述短切纤维包括碳纤维、玻璃纤维、芳纶、凯夫拉或尼龙。
条款7.根据条款1-6中任一项所述的装置，其中所述间隙填充物具有至少为2英寸-磅/平方英寸的断裂韧度。
条款8.根据条款1-7中任一项所述的装置，其中所述间隙填充物具有为15ksi的最小拉伸强度。
条款9.根据条款1-8中任一项所述的装置，其中所述间隙填充物具有介于0.5msi和8msi之间的弹性模量。
条款10.一种方法，其包括：将短切纤维薄片和树脂形成为间隙填充物；固化由所述短切纤维薄片形成的所述间隙填充物；以及将所述间隙填充物插入所述纵梁的间隙中。
条款11.根据条款10所述的方法，其中固化所述间隙填充物包括向所述间隙填充物施加热和压力。
条款12.根据条款10或11所述的方法，其中将所述短切纤维薄片和树脂形成为所述间隙填充物包括将所述短切纤维薄片通过口模挤出。
条款13.根据条款10-12中任一项所述的方法，其中将所述短切纤维薄片和树脂形成为所述间隙填充物包括使用多变量直径辊模成形工艺。
条款14.根据条款10-12中任一项所述的方法，其中将所述短切纤维薄片和树脂形成为所述间隙填充物包括向所述间隙填充物施加热和压力，其中所述间隙填充物被设置在模具中。
条款15.根据条款14所述的方法，其还包括冷却所述模具中的所述间隙填充物，并且在所述间隙填充物冷却后将所述间隙填充物从所述模具移除。
条款16.根据条款10-15中任一项所述的方法，其中所述纤维薄片随机分布在所述间隙填充物的基本上整个体积中。
条款17.一种方法，其包括：将固化的间隙填充物插入纵梁的间隙中；用蒙皮覆盖所述间隙填充物以形成纵梁组件；以及固化所述纵梁组件。
条款18.根据条款17所述的方法，其中固化所述纵梁组件包括向所述纵梁组件施加热和压力。
条款19.根据条款17或18所述的方法，其还包括将所述纵梁组件放置在真空袋内。
条款20.根据条款17-19中任一项所述的方法，其还包括将所述固化的纵梁组件安装在飞机上。
由于自动化工艺可被用于形成间隙填充物，示例间隙填充物还提供减少的制造和劳动时间。具有较高耐热性的零件可以被用于减少间隙填充物的制造时间。由于间隙填充物的改善的耐热性和界面质量，也可以减少表面处理。不再需要层压间隙填充物修整、软化或额外的损坏止动紧固件和圆角加强，这进一步减少了制造时间和成本。
由上可知，应认识到，已经公开了示例方法、装置和制品，其增加了在例如飞机中的纵梁的强度，同时减少了制造时间和成本。本文描述的示例装置可以与复合纵梁和蒙皮一起使用，以防止由于热膨胀和收缩而引起的纵梁和/或蒙皮的开裂。
尽管本文已经公开某些示例方法、装置和制品，但是本专利的覆盖范围不限于此。相反，本专利涵盖了所有明确落入本专利的权利要求范围内的方法、装置和制品。

Claims (20)

1.一种用于飞机的装置，其包括：
联接至飞机的复合结构的纵梁(200)，所述纵梁和所述复合结构形成纵梁圆角间隙(242)；和
设置在所述纵梁圆角间隙中的间隙填充物(202)，所述间隙填充物包括随机分布在所述间隙填充物的基本上整个体积中的短切纤维(244)，在所述间隙填充物的任何给定平面中所述短切纤维沿多个方向取向；
其中所述纵梁(200)包括介于13度和17度之间的边缘倒角(226、228)。
2.根据权利要求1所述的装置，其中所述间隙填充物(202)还包括其中设置有所述短切纤维(244)的热固性树脂。
3.根据权利要求1所述的装置，其中所述间隙填充物(202)具有介于45％和65％之间的所述短切纤维(244)的体积分数。
4.根据权利要求1所述的装置，其中所述间隙填充物(202)还包括微米或纳米颗粒以增加所述间隙填充物的韧性。
5.根据权利要求1所述的装置，其中所述纵梁(200)包括15度的边缘倒角(226、228)。
6.根据权利要求1所述的装置，其中所述短切纤维(244)包括碳纤维、玻璃纤维、芳纶或尼龙。
7.根据权利要求1所述的装置，其中所述短切纤维(244)包括凯夫拉。
8.根据权利要求1所述的装置，其中所述间隙填充物(202)具有至少为2英寸-磅/平方英寸的断裂韧度。
9.根据权利要求1所述的装置，其中所述间隙填充物(202)具有为15ksi的最小拉伸强度。
10.根据权利要求1所述的装置，其中所述间隙填充物(202)具有介于0.5msi和8msi之间的弹性模量。
11.一种形成纵梁组件的方法，其包括：
将短切纤维薄片和树脂形成为间隙填充物(202)；
固化由所述短切纤维薄片(304)形成的所述间隙填充物；以及
将所述间隙填充物插入纵梁(200)的间隙(242)中；
其中，所述纤维薄片随机分布在所述间隙填充物的基本上整个体积中，并且在所述间隙填充物的任何给定平面中所述短切纤维沿多个方向取向；
其中所述纵梁(200)包括介于13度和17度之间的边缘倒角(226、228)。
12.根据权利要求11所述的方法，其中固化所述间隙填充物(202)包括向所述间隙填充物施加热和压力。
13.根据权利要求11所述的方法，其中将所述短切纤维薄片(304)和树脂形成为所述间隙填充物(202)包括将所述短切纤维薄片通过口模挤出。
14.根据权利要求11所述的方法，其中将所述短切纤维薄片(304)和树脂形成为所述间隙填充物(202)包括使用多变量直径辊模成形工艺。
15.根据权利要求11所述的方法，其中将所述短切纤维薄片(304)和树脂形成为所述间隙填充物(202)包括向所述间隙填充物施加热和压力，其中所述间隙填充物被设置在模具(306)中。
16.根据权利要求15所述的方法，其还包括冷却所述模具(306)中的所述间隙填充物(202)，并且在所述间隙填充物冷却后将所述间隙填充物从所述模具移除。
17.根据权利要求11所述的形成纵梁组件的方法，所述方法进一步包括：
用蒙皮(208)覆盖所述间隙填充物；以及
固化所述纵梁组件。
18.根据权利要求17所述的方法，其中固化所述纵梁组件包括向所述纵梁组件施加压力和热。
19.根据权利要求17所述的方法，其还包括将所述纵梁组件放置在真空袋内。
20.根据权利要求17所述的方法，其还包括将所固化的纵梁组件安装在飞机中。
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