CN110614779A - 用于共固化垂直加强件的方法 - Google Patents

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Abstract

本申请公开了用于共固化垂直加强件的方法。提供了一种用于制作复合结构的方法。铺叠第一数量的复合材料层以形成第一组加强件。铺叠第二数量的复合材料层以形成板。第一组加强件与板的第一侧相关联。在板的与第一侧相对的第二侧上定位预固化复合带。在板的第二侧上铺叠第三数量的复合材料层以形成垂直于第一组加强件延伸的第二组加强件。预固化复合材料位于第一组加强件中的一个与第二组加强件中的一个之间的交点处。使所有复合材料层共固化以形成复合结构。

Description

用于共固化垂直加强件的方法
技术领域
本公开内容总体上涉及用于复合结构的制造过程。更具体地，本公开内容涉及一种用于共固化在飞机应用中使用的垂直加强件的方法。
背景技术
制造飞机需要许多复杂过程。随着复合结构越来越多地用于飞机应用，制造商持续寻找着减少制造这些复合零件所必需的成本和时间的方法。
一些飞机零件由多个复合结构构成。例如，舱壁(bulkhead)可以由复合板和一侧或两侧上的一组加强件构成。加强件为该板提供结构支撑。用于形成飞机零件的复合结构的数量、以及复合材料的定向和厚度可以为制造商带来独特挑战。
为了形成由多个复合结构制成的飞机零件，各个部件可以单独固化，然后紧固在一起。其他过程共固化两个结构，然后将它们紧固至第三零件。在其他情况下，这些零件与其他零件共结合以形成完整结构。因此，该零件及其部件可以在它准备好安装在飞机中之前经受多个固化循环。这个过程可能花费更多时间或者比预期的更贵。
因此，期望的是具有一种考虑上述问题中的至少一些以及其他可能的问题的方法和设备。
发明内容
本公开内容的一个示例性实施方式提供了一种用于制作复合结构的方法。铺叠第一数量的复合材料层以形成第一组加强件。铺叠第二数量的复合材料层以形成板。第一组加强件与板的第一侧相关联。在板的与第一侧相对的第二侧上铺叠第三数量的复合材料层以形成第二组加强件。第二组加强件垂直于第一组加强件延伸。使第一数量的复合材料层、第二数量的复合材料层和第三数量的复合材料层共固化以形成复合结构。
本公开内容的另一个示例性实施方式提供了一种用于飞机的复合结构，该复合结构包括板、第一组加强件、第二组加强件以及多个预固化复合带。板具有第一侧和与第一侧相对的第二侧。第一组加强件与板的第一侧相关联。第二组加强件与板的第二侧相关联。第二组加强件垂直于第一组加强件延伸。多个预固化复合带中的每个定位在第一组加强件中的一个与第二组加强件中的一个之间的交点处。板、第一组加强件和第二组加强件共固化以形成复合结构。
本公开内容的又一示例性实施方式提供了一种用于制作用于飞机的复合结构的方法。铺叠第一数量的复合材料层以形成第一加强件。铺叠第二数量的复合材料层以形成板。第一加强件与板的第一侧相关联。在板的与第一侧相对的第二侧上定位第一预固化复合带。在板的与第一侧相对的第二侧上铺叠第三数量的复合材料层以形成第二加强件。第二加强件垂直于第一加强件延伸。将第一预固化复合带在第一加强件与第二加强件之间的交点处定位在板的第二侧与第二加强件之间。使第一数量的复合材料层、第二数量的复合材料层和第三数量的复合材料层共固化以形成复合结构。
特征和功能可以在本公开内容的各种实施方式中独立实现或者也可以在其他实施方式中结合，参考以下说明和附图可了解更多细节。
附图说明
在所附权利要求中阐述了被认为是示例性实施方式的新颖性特征的特性。然而，当结合附图阅读时，通过参考以下本公开内容的示例性实施方式的具体实施方式，将最佳地理解示例性实施方式以及优选的使用方式、更多目标及其特征，其中：
图1是根据一个示例性实施方式的飞机的立体图的图示；
图2是根据一个示例性实施方式的制造环境的框图的图示；
图3是根据一个示例性实施方式的用于形成复合结构的组件的立体图的图示；
图4A是根据一个示例性实施方式的用于形成复合结构的组件的横截面视图的图示；
图4B是根据一个示例性实施方式的所形成的复合结构的横截面视图的图示；
图5是根据一个示例性实施方式的复合结构的俯视图的图示；
图6是根据一个示例性实施方式的复合结构的横截面视图的图示；
图7是根据一个示例性实施方式的用于制作复合结构的过程的流程图的图示；
图8是根据一个示例性实施方式的用于制作复合结构的过程的流程图的图示；
图9是根据一个示例性实施方式的用于安装用于复合结构的制动紧固件(arrestment fastener)的过程的流程图的图示；
图10是根据一个示例性实施方式的飞机制造和维修方法的框图的图示；以及
图11是其中可以实现一个示例性实施方式的飞机的框图的图示。
具体实施方式
示例性实施方式认识并且考虑到一个或多个不同的考虑因素。例如，示例性实施方式认识并且考虑到用于飞机的制造过程包括制作该飞机中使用的复合结构。这些复合结构中的一些可以是复杂的。例如，舱壁可以由复合板以及每侧上的一组加强件组成。一侧上的加强件垂直于另一侧上的加强件延伸。在这种情况下，一些当前使用的技术需要将各个零件单独铺叠和固化，然后紧固在一起。该过程使用多个高压釜循环、无数紧固件，并且可能花费比预期更多的时间和资源。
示例性实施方式还认识并且考虑一些当前采用的解决方案产生可能未依照预期形成的复合零件。作为实例，当板和加强件共固化时，弯曲迹象、分层以及其他不理想的效果可能存在于重叠区域处。沉重的加强件可能在交点处下沉。换言之，加强件不能光滑地、均匀地形成，并且不能以平面(平坦)方式穿过板的一侧。结构的缺点以及加工约束可能限制制造商将复合零件与垂直加强件共固化的能力。
示例性实施方式进一步认识并且考虑到期望在将复合零件放置在飞机中之前对复合零件进行检验。例如，无损检验可以用于发现复合零件内的表面和子表面缺陷。在存在其他结构的重叠的区域中，无损检验可能是困难的或者不切实际的。
因此，所公开的实施方式涉及用于将垂直加强件共固化至公共腹板的方法。在工具上铺叠第一数量的复合材料层以形成板。在板的第一侧上定位第一预固化复合带。在板的第一侧上铺叠第二数量的复合材料层以形成第一加强件。预固化带位于板与第一加强件之间。在板的与第一侧相对的第二侧上铺叠第三数量的复合材料层以形成垂直于第一加强件延伸的第二加强件。
多个不同的工具可以用于维持板的任一侧上的加强件的形状。使第一数量的复合材料层、第二数量的复合材料层和第三数量的复合材料层共固化以形成复合结构。使预固化带与复合材料层共结合并且在固化时提供额外的结构支撑。在固化、调整和检验之后，将制动紧固件安装在各个加强件交点、难以检验的区域(即，非检验区)处。所公开的方法使制造复杂的复合板所需要的固化周期的数量最小化。
现在参考附图，并且具体参考图1，根据一个示例性实施方式描述了飞机的图示。在该示例性实例中，飞机100具有附接至机身106的机翼102和机翼104。
机身106具有区段108和区段110。机身106的蒙皮112由复合材料组成。后舱壁114在机身106的部分116中将区段108与区段110分开。前压力舱壁118位于飞机100的机头120中。
后舱壁114和前压力舱壁118这两者都可以由复合材料制成。进一步地，这些结构可包括板和板的每侧上的加强件，这些加强件垂直于彼此延伸。后舱壁114和前压力舱壁118可以使用本文中描述的过程形成。
现在转向图2，根据一个示例性实施方式描述了制造环境的框图的图示。在该示例性实例中，制造环境200是其中可以制造在飞机204中使用的复合结构202的环境的实例。复合结构202然后可以安装在飞机204中。
如所描述的，复合结构202可采取多种不同的形式。例如但不限于，复合结构202可以是舱壁、板、隔间、稳定器、轮舱、分隔物、蒙皮、或者在飞机204中使用的一些其他合适的结构。当复合结构202是舱壁时，复合结构202可采取后轮舱舱壁、后机头轮舱舱壁、枢转舱壁、后区段舱壁、前压力舱壁或者一些其他类型的舱壁的形式。
在固化之前，复合结构202采取组件206的形式。组件206是铺叠在各种工具和支撑结构上的复合材料层的堆叠。组件206包括第一数量的复合材料层208、第二数量的复合材料层210和第三数量的复合材料层212。根据该特定实现方式，每个复合材料层可以是相同或不同类型的复合材料。
如本文中使用的，当参考项目使用时，“多个”意味着一个或多个项目。因此，多个复合材料层包括一个或多个复合材料层。
组件206由工具214和多个橡胶芯轴216支撑。多个橡胶芯轴216放置在每个加强件的每个沟槽中。多个橡胶芯轴216用于维持组件206中的加强件的形状。在堆叠之后，组件206在真空下装袋放置，并且定位在高压釜218内以用于固化。
在该示例性实例中，固化的复合结构202由板220、第一组加强件222、第二组加强件224、多个预固化带226和紧固件228组成。第一数量的复合材料层208、第二数量的复合材料层210和第三数量的复合材料层212被铺叠以分别形成第一组加强件222、板220和第二组加强件224。
板220提供复合结构202的腹板。在这些示例性实例中，板220可以是基本上平面的。
第一组加强件222和第二组加强件224是被配置为板220提供结构支撑的结构。第一组加强件222与板220的第一侧230相关联。板220的第一侧230可以与预固化组件206的工具侧相对应。
第二组加强件224与板220的第二侧232相关联。板220的第二侧232可以与预固化组件206的袋侧相对应。第二组加强件224垂直于第一组加强件222延伸。
第一组加强件222和第二组加强件224中的每个加强件可具有相同或不同的形状。例如但不限于，任一个加强件可以采取帽形加强件、叶片形加强件、圆形加强件、J形加强件、梯形加强件、半圆形加强件、矩形加强件、圆形加强件以及任何其他合适类型的加强件的形式。在该示例性实例中，第一组加强件222具有与第二组加强件224相似的形状。
如所描述的，第一加强件234是第一组加强件222中的一个。第一加强件234具有第一凸缘236和第二凸缘238，它们互相平行和相对地各自沿着第一加强件234的长度延伸。第二加强件240是第二组加强件224中的一个。第二加强件240具有第一凸缘242和第二凸缘244，它们互相平行和相对地沿着第二加强件240的长度延伸。
在该示例性实例中，多个预固化带226是先前固化和调整的复合结构。可以从适于在组件206中使用的任何类型的复合材料中选择为多个预固化带226所选择的复合材料。多个预固化带226的类型和厚度可以根据特定实现方式改变。
多个预固化带226被配置为放置在组件206中以在复合结构202的某些区域处提供期望水平的刚度。多个预固化带226在固化期间提高零件的不同层的平坦性。
如所描述的，多个预固化带226搁置在第二组加强件224与板220的第二侧232之间。多个预固化带226还可以搁置在第一组加强件222与板220的第一侧230之间。换言之，多个预固化复合带夹在组件206中的两个未固化零件之间并且在高压釜循环期间与那些零件共结合。
在板220的两侧上可能不需要多个预固化带226以在固化期间为板220和加强件222、224维持理想的形状和刚度。然而，在板220的至少一侧上需要多个预固化带226。
如示出的，第一预固化复合带246搁置在第二加强件240与板220的第二侧232之间。第二预固化复合带248搁置在第一加强件234与板220的第一侧230之间。第一预固化复合带246和第二预固化复合带248在固化期间为组件206提供刚度并且防止组件206在第一加强件234和第二加强件240的交点249处下垂。交点249是第一加强件234和第二加强件240与夹在中间的板220的几何重叠。
在该示例性实例中，第一预固化复合带246和第二预固化复合带248可具有被配置为覆盖垂直加强件之间的重叠的形状。第一预固化复合带246和第二预固化复合带248可以分别延伸第二加强件240和第一加强件234的全部长度。以此方式，第一预固化复合带246在与第二加强件240几何上重叠的板220的另一侧上的第二加强件240与第一组加强件222中的每个垂直加强件之间的每个交点处提供支撑。
在其他示例性实例中，第一预固化复合带246和第二预固化复合带248可能未分别延伸第二加强件240和第一加强件234的长度。相反，预固化带仅可以在其中第一加强件234和第二加强件240重叠的板的任一侧上的交点处提供刚度。换言之，预固化带可以被分割。这些片段在它们之间可具有间隙或者可以在不存在空间的地方彼此相邻放置。
多个预固化带226中的任一个可具有方形形状、矩形形状和不规则形状、圆形形状或者一些其他合适类型的形状。因为多个预固化带226包括复合材料并且与其他层的复合材料同时铺叠，因此多个预固化带226的添加不会大量地增加复合结构202的重量、复杂性或处理时间。
粘合剂层250使多个预固化带226粘附至组件206中的周围结构。在这个描述的实例中，第二加强件240和第一预固化复合带246在它们两者之间具有第一粘合剂层252。第一预固化复合带246和板220的第二侧232在它们两者之间具有第二粘合剂层254。以类似的方式，板220的第一侧230和第二预固化复合带248在它们两者之间具有第三粘合剂层256。第二预固化复合带248和第一加强件234在它们两者之间具有第四粘合剂层258。
一旦组件206在高压釜218中固化以形成固化的复合结构202，则复合结构202被调整和检验。检验系统259被配置为检验复合结构202的缺陷。例如但不限于，检验系统259可以是无损检验系统。第一加强件234和第二加强件240的交点249处的板220的检验可能是不切实际的。因此，紧固件228安装为使得该区域中的板220的结构稳定性处于选定容差内。在该示例性实例中，紧固件228可以被称为制动紧固件。
如所描述的，紧固件228在第一加强件234和第二加强件240之间的重叠中的各个点处横切复合结构202。更具体地，第一紧固件260通过第二加强件240的第一凸缘242、第一粘合剂层252、第一预固化复合带246、第二粘合剂层254、板220的第二侧232、板220的第一侧230、第三粘合剂层256、第二预固化复合带248、第四粘合剂层258以及最终通过第一加强件234的第一凸缘236安装。
以类似方式，第二紧固件262通过第二加强件240的第一凸缘242，通过结构的其余部分，安装到第一加强件234的第二凸缘238。第三紧固件264横切第二加强件240的第二凸缘244，通过该结构，并且通过第一加强件234的第一凸缘236。第四紧固件266横切第二加强件240的第二凸缘244，然后通过结构，并且最终通过第一加强件234的第二凸缘238。
共同地，紧固件228将第一加强件234、板220和第二加强件240固定在交点249处，使得在其中横切的桁条排除全部覆盖的在板上执行非无损检验的同时保持正裕度。当然，在其他示例性实例中，可以在交点249处安装更多或更少的紧固件228。紧固件228安装在第一组加强件222中的加强件与第二组加强件224中的垂直配对物之间的各个交点处。
借助于示例性实施方式，板220、第一组加强件222和第二组加强件224可以在单个高压釜循环中固化。多个预固化带226的使用防止在加强件和板220的交点处出现诸如弯曲的不期望的缺陷。板220将在固化期间基本上保持平坦。制动紧固件228的使用消除了对重叠区域的检验的需要。
本文中描述的示例性实施方式减少了制造时间并且降低了形成复合结构202的成本。因为板220、第一组加强件222和第二组加强件224全部同时形成，因此充分地减少了对钻孔和使零件紧固在一起的需要。还可以减少或者消除返工。
接下来参考图3，根据一个示例性实施方式描述了制造环境的立体图的图示。制造环境300是图2中的以框的形式示出的制造环境200的物理实现方式的实例。示出了用于形成来自图1的飞机100的部分116中的后舱壁114的部件。
如所描述的，组件302包括铺叠以形成板304的复合材料层、第一组加强件306和第二组加强件308。在该示例性实例中，第二组加强件308垂直于第一组加强件306延伸。板304具有第一侧312和第二侧314。
第二组加强件306包括加强件315、加强件316和加强件317。加强件315由铺叠在芯轴319上的复合材料层318形成。加强件316由铺叠在芯轴321上的复合材料层320形成。加强件317由铺叠在芯轴324上的复合材料层322形成。在该示例性实例中，第一加强件316具有凸缘326和凸缘328。
第一组加强件308包括加强件330、加强件332和加强件334，它们各自由复合材料层形成。加强件330具有凸缘336和凸缘338。
板304的第二侧314上的加强件316与板304的第一侧312上的加强件330在区段340处相交。在固化之前，预固化带(在该视图中未示出)定位在加强件316与板304的第二侧314之间。以类似方式，加强件317和加强件330也重叠。预固化带还放置在该交点处、以及其中一侧上的加强件与另一侧上的加强件重叠的任何额外区域处。
现在转向图4A，根据一个示例性实施方式描述了用于形成复合结构的组件的横截面图的图示。沿着图3中的线4-4示出了组件302的横截面图。
预固化复合带400已在区段340处定位在复合材料层320与板304的第二侧314之间。粘合剂层402将预固化复合带400结合至复合材料层320。在该示例性实例中，粘合剂402覆盖预固化复合带400的整个表面。在其他示例性实例中，粘合剂402仅可以覆盖位于加强件凸缘处的一部分预固化复合带400。粘合剂层404将预固化复合带400结合至板304。
如示出的，预固化复合带406已在区段340处定位在复合材料层408与板304的第一侧312之间。粘合剂层410将预固化复合带406结合至复合材料层408。粘合剂层412将预固化复合带406结合至板304。
预固化复合带400和预固化复合带406这两者都是以图2中的框的形式示出的多个预固化带226中的一个的物理实现方式的实例。
图4B示出了沿着图3中的线4-4的根据一个示例性实施方式的所形成的复合结构的横截面图。组件302已固化并且移除了芯轴321。如在该视图中所示，板304保持是基本上平面的，并且与加强件330相关联的工具(芯轴)不会造成在区段340处下垂。
现在转向图5，根据一个示例性实施方式描述了复合结构的俯视图的图示。图5描述复合结构500的俯视图。复合结构500表示固化之后的第一组加强件306、第二组加强件308和板304。
在该示例性实例中，区段340可以包含非检验或“非扫描”区。紧固件502已放置在复合结构500的区段340中。具体地，紧固件504、紧固件506、紧固件508和紧固件510已放置在其中加强件316的凸缘与加强件330的凸缘重叠的位置310中。无论检验能力如何，制动紧固件在这些区域中的安装提供了理想的性能水平。
尽管在该示例性实例中示出了延伸加强件316的全部长度的预固化带406，但是在其他示例性实例中，预固化带406可以被切割和仅在加强件316与板304的另一侧上的垂直加强件之间的交点被局部化。
现在转向图6，根据一个示例性实施方式描述了复合结构的横截面图的图示。复合结构600是在图2中以框的形式示出的复合结构202的物理实现方式的实例。图6示出了关于袋侧加强件的不同配置。
如示出的，复合结构600包括加强件602和加强件604。在该示例性实例中，加强件602是叶片形加强件。加强件602垂直于加强件604定向。复合结构600与图5中示出的复合结构500类似形成。
在该示例性实例中，在复合结构600中仅使用一个预固化复合带。预固化复合带606定位在加强件602与板610的第一侧608之间。预固化复合带606分别由粘合剂层611和粘合剂层612在任一侧上围绕。加强件604共固化并直接附接至板610的第二侧613，而不是使预固化带在两个结构之间。紧固件614和紧固件616穿过加强件602至加强件604的凸缘。
图1中的飞机100仅是结合具有多个预固化带226的图2中的复合结构202的平台的一个物理实现方式。尽管关于飞机描述了用于示例性实施方式的实例，但是示例性实施方式可应用于其他类型的平台。图2中的复合结构202可以在其中理想的是具有垂直加强件的舱壁或其他板的任何平台中使用。该平台可以是例如移动平台、固定平台、陆基结构、水基结构或空基结构。更具体地，该平台可以是水面舰艇、坦克、人员运输车、火车、航天器、空间站、卫星、潜水艇、汽车、发电厂、桥梁、水坝、房屋、制造工厂、建筑物或者其他合适的平台。
图1和图3至图6中示出的不同部件可与图2中的部件组合，与图2中的部件一起使用，或者这两者的组合。此外，图1和图3至图6中的一些部件可以是图2中以框的形式示出的部件可以如何实现为物理结构的示例性实例。
可以实现除了图3至图5中示出的那些之外的组件302的其他配置。例如，预固化复合带406和相关联的粘合剂层可以不存在。在其他示例性实例中，额外的预固化带可以用在板304的一侧或两侧上的区段340处。
接下来转向图7，根据一个示例性实施方式描述了用于制作复合结构的过程的流程图的图示。在图7中描述的过程可以用于形成以图2中的框的形式示出的飞机204的复合结构202。
该过程由在工具上铺叠第一数量的复合材料层以形成第一加强件(操作700)开始。然后，铺叠第二数量的复合材料层以形成板(操作702)。第一加强件与板的第一侧相关联。接下来，在板的与第一侧相对的第二侧上定位第一预固化复合带(操作704)。
该过程然后在板的第二侧上铺叠第三数量的复合材料层以形成垂直于第一加强件延伸的第二加强件(操作706)。第一预固化复合带已在第一加强件与第二加强件之间的交点处定位在第二加强件与板的第二侧之间。
此后，该过程使第一数量的复合材料层、第二数量的复合材料层和第三数量的复合材料层共固化以形成复合结构(操作708)。
接下来，调整和检验固化的复合结构(操作710)。该过程然后在第一加强件和第二加强件的交点处安装紧固件(操作712)，此后该过程终止。
在一些示例性实例中，图7中描述的操作可以与本文中描述的不同的顺序发生。根据特定实现方式，可以修改或消除操作以允许路径工作的灵活性和评判性。
现在转向图8，根据一个示例性实施方式描述了用于制作复合结构的过程的流程图的图示。如图7中的操作704所描述的，图8中描述的过程可以用于将第一预固化复合带定位在组件中。
该过程通过选择形状和位置以定位第一预固化复合带(操作800)开始。该过程然后在第一预固化复合带和板的第二侧的界面处施加第一粘合剂层(操作802)。接下来，在第一粘合剂层的顶部上放置第一预固化复合带(操作804)。
该过程然后在第一预固化复合带与第二加强件的界面处施加第二粘合剂层(操作806)。在一些应用中，操作804和操作806可以相反顺序发生。
该过程接下来将第一预固化复合带与第一加强件、第二加强件和板共结合(操作808)，此后该过程终止。可以为每个加强件重复该过程以保证均匀固化并且减少板的一侧上的加强件与在板的相对侧上平行延伸的对应加强件之间的重叠处的变形。可以使用额外的粘合剂层。在第一加强件和第二加强件的交点处在板的第二侧上可以定位第二预固化复合带。用于定位和共结合的过程保持相同。
现在转向图9，根据一个示例性实施方式描述用于安装用于复合结构的制动紧固件的过程的流程图的图示。在图9中描述的过程可以在图7中示出的操作712期间使用。制动紧固件的添加保证难以检验组件的区域时的期望的结构稳定性程度。
该过程以在第一加强件的第一凸缘和第二加强件的第一凸缘的交点处安装第一紧固件(操作900)开始。接下来，在第一加强件的第一凸缘和第二加强件的第二凸缘的交点处安装第二紧固件(操作902)。
该过程然后在第一加强件的第二凸缘和第二加强件的第一凸缘的交点处安装第三紧固件(操作904)。然后，在第一加强件的第二凸缘和第二加强件的第二凸缘的交点处安装第四紧固件(906)，此后该过程终止。
可以为每个加强件重复该过程以保证板的一侧上的加强件与在板的相对侧上垂直延伸的对应加强件之间的重叠处的结构稳定性。
不同的描述的示例性实施方式中的流程图和框图说明了示例性实施方式中的设备和方法的一些可能的实现方式的结构、功能和操作。鉴于此，流程图或框图中的各个框可以表示模块、区段、功能、和/或操作或步骤的一部分。
可以在如图10所示的飞机制造和维修方法1000以及如图11所示的飞机1100的上下文中描述本公开内容的示例性实施方式。首先转向图10，根据一个示例性实施方式描述了飞机制造和维修方法的框图的图示。在预生产期间，飞机制造和维修方法1000可包括图11中的飞机1100的规格和设计1002以及材料采购1004。
在生产期间，发生图11中的飞机1100的部件和子组件制造1006和系统集成1008。此后，图11中的飞机1100可以进行认证和交付1010以投入使用1012。在由客户使用1012时，图11中的飞机1100被安排日常维修和维护1014，其可包括修改、重新配置、翻新和其他维修或维护。
可以在部件和子组件制造1006期间制成图2中的复合结构以及复合结构202内的部件。此外，可以在作为图11中的飞机1100的修改、重新配置或翻新的部分的用于日常维修和维护1014而制造的零件中使用复合结构202。
飞机制造和维修方法1000的每一个过程可以由系统集成商、第三方、运营商或其一些组合来执行或实施。在这些实例中，运营商可以是客户。出于该说明书的目的，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卖方、分包商以及供应商；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等。
现在参考图11，描述了其中可以实现一个示例性实施方式的飞机的框图的图示。在该实例中，飞机1100由图10中的飞机制造和维修方法1000生产并且可包括机身1102以及多个系统1104和内部1106。系统1104的实例包括推进系统1108、电气系统1110、液压系统1112和环境系统1114中的一个或多个。可包括任何数量的其他系统。尽管示出了航空航天的实例，但不同的示例性实施方式可应用于诸如汽车工业的其他工业。
可以在图10中的飞机制造和维修方法1000的阶段中的至少一个期间采用本文中所体现的设备和方法。
在一个示例性实例中，图10中的部件和子组件制造1006中生产的部件或子组件可以以类似于当飞机1100在图10中的投入使用1012时生产的部件或子组件的方式制作或制造。作为又一个实例，可以在生产阶段(诸如，图10中的部件和子组件制造1006和系统集成1008)期间使用一个或多个设备实施方式、方法实施方式或其组合。当飞机1100在投入使用1012、在图10中的维修和维护1014期间、或者这两者都可以利用一个或多个设备实施方式、方法实施方式或其组合。多个不同的示例性实施方式的使用可以显著加速飞机1100的组装，降低飞机1100的成本，或者既加速飞机1100的组装又降低飞机1100的成本。
示例性实施方式提供了用于共固化垂直加强件和板以形成在飞机中使用的复合结构的方法。借助于板的一侧上的加强件与另一侧上的加强件之间的重叠处的预固化带，制造商可以实现期望的稳定性水平，保证重叠处的结构完整性，并且减少复杂的复合零件的制造时间。加强件不再需要紧固至复合结构的腹板。因此，可以减少或消除一些制造过程的使用，在更加迅速地生产满足飞机中使用的标准的复合零件的同时为制造商节省时间和金钱。
在示例性实施方式的一些可替代实现方式中，框中表明的一个功能或多个功能可以不按照附图中表明的顺序发生。例如，在一些情况下，可以基本上同时执行连续示出的两个框、或者有时可以根据所涉及的功能以相反顺序执行框。另外，除了所示出的框以外，在流程图或框图中可添加其他框。
已出于说明和描述目的呈现了对不同示例性实施方式的描述，并且该描述并非旨在是穷举的或限制于所公开形式的实施方式。对于本领域普通技术人员来说，很多修改和变化将是显而易见的。进一步地，不同的示例性实施方式可以提供与其他期望的实施方式相比不同的特征。为了更好地说明实施方式的原理、实际应用的原理并且能够使本领域的其他普通技术人员理解本公开内容的各种实施方式以及适于具体的预期使用的各种修改，选择并描述了所选的一个实施方式或多个实施方式。

Claims (20)

1.一种用于制作复合结构(202)的方法，所述方法包括：
铺叠第一数量的复合材料层(208)以形成第一组加强件(222)；
铺叠第二数量的复合材料层(210)以形成板(220)，其中，所述第一组加强件(222)与所述板(220)的第一侧(230)相关联；
在所述板(220)的与所述第一侧(230)相对的第二侧(232)上铺叠第三数量的复合材料层(212)以形成第二组加强件(224)，其中，所述第二组加强件(224)垂直于所述第一组加强件(222)延伸；以及
使所述第一数量的复合材料层(208)、所述第二数量的复合材料层(210)和所述第三数量的复合材料层(212)共固化以形成所述复合结构(202)。
2.根据权利要求1所述的方法，进一步包括：
在所述第二组加强件(224)中的第一加强件(234)与所述板(220)的所述第二侧(232)之间定位第一预固化复合带(246)；并且
使所述第一预固化复合带(246)与所述第一数量的复合材料层(208)、所述第二数量的复合材料层(210)和所述第三数量的复合材料层(212)共结合。
3.根据权利要求2所述的方法，进一步包括：
在共结合之前在所述第一预固化复合带(246)与所述板(220)的所述第二侧(232)之间施加第一粘合剂层(252)。
4.根据权利要求3所述的方法，进一步包括：
在共结合之前在所述第一预固化复合带(246)与第二加强件(240)之间施加第二粘合剂层(254)。
5.根据权利要求2所述的方法，进一步包括：
在共固化之后在所述第一组加强件(222)中的所述第一加强件(234)和第二加强件(240)的交点(249)处安装紧固件(228)，其中，所述紧固件(228)在所述交点(249)处提供结构支撑。
6.根据权利要求5所述的方法，其中，安装所述紧固件(228)包括：
在所述第一加强件(234)的第一凸缘(236)和所述第二加强件(240)的第一凸缘(242)的交点处安装第一紧固件(260)；
在所述第一加强件(234)的所述第一凸缘(236)和所述第二加强件(240)的第二凸缘(244)的交点处安装第二紧固件(262)；
在所述第一加强件(234)的第二凸缘(238)和所述第二加强件(240)的所述第一凸缘(242)的交点处安装第三紧固件(264)；以及
在所述第一加强件(234)的所述第二凸缘(238)和所述第二加强件(240)的所述第二凸缘(244)的交点处安装第四紧固件(266)。
7.根据权利要求6所述的方法，进一步包括：
检验固化的复合结构(202)。
8.根据权利要求2所述的方法，进一步包括：
在所述第一组加强件(222)中的第二加强件(240)与所述板(220)的所述第一侧(230)之间定位第二预固化复合带(248)；以及
使所述第二预固化复合带(248)与所述第一数量的复合材料层(208)、所述第二数量的复合材料层(210)和所述第三数量的复合材料层(212)共结合。
9.根据权利要求8所述的方法，进一步包括：
在共结合之前在所述第二预固化复合带(248)与所述板(220)的所述第一侧(230)之间施加第三粘合剂层(256)；以及
在共结合之前在所述第二预固化复合带(248)与所述第一加强件(234)之间施加第四粘合剂层(258)。
10.根据权利要求2所述的方法，进一步包括：
在所述第二组加强件(224)的每个沟槽中定位多个橡胶芯轴以在固化期间维持期望的形状。
11.一种用于飞机的复合结构(202)，包括：
板(220)，具有第一侧(230)和与所述第一侧(230)相对的第二侧(232)；
第一组加强件(222)，与所述板(220)的所述第一侧(230)相关联；
第二组加强件(224)，与所述板(220)的所述第二侧(232)相关联，其中，所述第二组加强件(224)垂直于所述第一组加强件(222)延伸；以及
多个预固化复合带(226)，在所述第二组加强件(224)中的第一加强件(234)与所述第一组加强件(222)中的第二加强件(240)之间的交点(249)处定位在所述板(220)上，其中，所述板(220)、所述第一组加强件(222)和所述第二组加强件(224)共固化以形成所述复合结构(202)。
12.根据权利要求11所述的复合结构(202)，其中，所述多个预固化复合带(226)包括：
第一预固化复合带(246)，定位在所述第二组加强件(224)中的所述第一加强件(234)与所述板(220)的所述第二侧(232)之间。
13.根据权利要求12所述的复合结构(202)，进一步包括：
第一粘合剂层(252)，位于所述第一预固化复合带(246)与所述第二加强件(240)之间；以及
第二粘合剂层(254)，介于所述第一预固化复合带(246)与所述板(220)的所述第二侧(232)之间。
14.根据权利要求13所述的复合结构(202)，其中，所述多个预固化复合带(226)进一步包括：
第二预固化复合带(248)，定位在所述第一组加强件(222)中的第二加强件(240)与所述板(220)的所述第一侧(230)之间。
15.根据权利要求14所述的复合结构(202)，进一步包括：
紧固件(228)，位于所述第一加强件(234)和所述第二加强件(240)的交点(249)处。
16.根据权利要求14所述的复合结构(202)，进一步包括：
第一紧固件(260)，通过所述第一加强件(234)的第一凸缘(236)和所述第二加强件(240)的第一凸缘(242)；
第二紧固件(262)，通过所述第一加强件(234)的所述第一凸缘(236)和所述第二加强件(240)的第二凸缘(244)；
第三紧固件(264)，通过所述第一加强件(234)的第二凸缘(238)和所述第二加强件(240)的所述第一凸缘(242)；以及
第四紧固件(266)，通过所述第一加强件(234)的所述第二凸缘(238)和所述第二加强件(240)的所述第二凸缘(244)。
17.一种用于制作用于飞机的复合结构(202)的方法，所述方法包括：
铺叠第一数量的复合材料层(208)以形成第一加强件(234)；
铺叠第二数量的复合材料层(210)以形成板(220)，其中，所述第一加强件(234)与所述板(220)的第一侧(230)相关联；
在所述板(220)的第二侧(232)上定位第一预固化复合带(246)，其中，所述第二侧(232)与所述第一侧(230)相对；
在所述板(220)的所述第二侧(232)上铺叠第三数量的复合材料层(212)以形成垂直于所述第一加强件(234)延伸的第二加强件(240)，其中，所述第一预固化复合带(246)在所述第一加强件(234)和所述第二加强件(240)的交点(249)处定位在所述第二加强件(240)与所述板(220)的所述第二侧(232)之间；以及
使所述第一数量的复合材料层(208)、所述第二数量的复合材料层(210)和所述第三数量的复合材料层(212)共固化以形成所述复合结构(202)。
18.根据权利要求17所述的方法，进一步包括：
在所述第一预固化复合带(246)与所述板(220)的所述第二侧(232)之间施加第一粘合剂层(252)；
在所述第一预固化复合带(246)与所述第二加强件(240)之间施加第二粘合剂层(254)；以及
使所述第一预固化复合带(246)与所述第一数量的复合材料层(208)、所述第二数量的复合材料层(210)和所述第三数量的复合材料层(212)共结合。
19.根据权利要求18所述的方法，进一步包括：
在所述第一加强件(234)与所述板(220)的所述第一侧(230)之间定位第二预固化复合带(248)；
在所述第二预固化复合带(248)和所述板(220)的所述第一侧(230)的界面处施加第三粘合剂层(256)；
在所述第二预固化复合带(248)和所述第一加强件(234)的界面处施加第四粘合剂层(258)；以及
使所述第二预固化复合带(248)与所述第一数量的复合材料层(208)、所述第二数量的复合材料层(210)和所述第三数量的复合材料层(212)共结合。
20.根据权利要求17所述的方法，进一步包括：
在共固化之后在所述第一加强件(234)和所述第二加强件(240)的所述交点(249)处安装紧固件(228)。
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