CN111114743A - 复合结构、飞机和用于几乎看不见的冲击损伤检测的方法 - Google Patents
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Abstract
本公开涉及复合结构、飞机和用于几乎看不见的冲击损伤检测的方法。复合结构包括：具有外表面的复合体，其中，所述复合体沿着跨度轴线是细长的；以及连接到所述复合体的所述外表面的检测层，所述检测层包括多个条带，其中，每个条带均包括嵌入在基质材料中的多个玻璃纤维，沿着基本上与所述跨度轴线对准的检测轴线是细长的，并且与相邻条带间隔开非零距离，使得在相邻条带之间限定不连续。
Description
技术领域
本申请涉及复合结构，更具体地涉及用于复合结构的几乎看不见的冲击损伤(BVID)检测。
背景技术
复合材料通常包括增强材料(例如，诸如碳纤维片之类的纤维)和基质材料(例如，诸如环氧树脂之类的热固性树脂，或热塑性树脂)。可通过诸如使用预浸料技术或预成型技术(例如，在模具中)铺设多个复合材料层且然后固化所得的铺层，来形成复合结构。
复合材料(特别是纤维增强塑料)提供优于传统材料的各种优点。例如，碳纤维增强塑料(CFRP)提供了高强度和相对较轻的重量的有利组合(高的强度重量比)。因此，高性能复合材料(诸如碳纤维增强塑料)可以替代传统材料(例如，金属和木材)，这样，在航空航天工业以及其他工业(例如，汽车和船舶)中找到各种应用。例如，诸如纵梁(例如，叶片纵梁)之类的各种飞机结构由复合材料(例如，碳纤维增强塑料)构成。
由复合材料形成的结构在暴露于低能量/低速度冲击时易受几乎看不见的冲击损伤(BVID)。虽然具有几乎看不见的冲击损伤的复合结构的表面可几乎看不见或看不见损伤迹象，但是这样的冲击可能导致表面下的损伤(诸如分层)，表面下的损伤在没有精密的非破坏性检查(NDI)的情况下可能难以检测。
因此，本领域技术人员在几乎看不见的冲击损伤的领域中继续研发工作。
发明内容
一种复合结构包括：具有外表面的复合体，其中，所述复合体沿着跨度轴线是细长的；以及连接到所述复合体的所述外表面的检测层，所述检测层包括多个条带，其中，所述多个条带中的每个条带均：(i)包括嵌入在基质材料中的多个玻璃纤维；(ii)沿着检测轴线是细长的，所述检测轴线基本上与所述跨度轴线对准；并且(iii)与所述多个条带的相邻条带间隔开非零距离，使得在所述多个条带的相邻条带之间限定不连续。
一种用于检测复合体上的几乎看不见的冲击损伤的方法，其中，所述复合体包括外表面并且沿着跨度轴线是细长的，该方法包括连接步骤，即将包括多个条带的检测层连接到所述复合体的所述外表面，使得所述多个条带中的每个条带均沿着基本上与所述跨度轴线对准的检测轴线是细长的，其中，所述多个条带中的每个条带均包括嵌入在基质材料中的多个玻璃纤维。
根据以下详细描述、附图和随附权利要求书，所公开复合结构和用于几乎看不见的冲击损伤检测的方法的其他示例将变得显而易见。
附图说明
图1是所公开复合结构的一个示例的立体图；
图2是图1的复合结构的横截面侧视图；
图3是图1所示的复合结构的一个变型的横截面侧视图；
图4是图1所示的复合结构的另一个变型的横截面侧视图；
图5是图1所示的复合结构的又一个变型的横截面侧视图；
图6是图2所示的复合结构的一部分的详细横截面视图；
图7是在将检测层施加到复合体之前示出的图1的复合结构的检测层的平面图；
图8是图7所示的检测层的一个变型的平面图；
图9是描绘用于制造复合结构的所公开方法的一个示例的流程图；
图10是所公开复合结构的另选示例的横截面侧视图；
图11是描绘用于制造复合结构的所公开方法的另一个示例的流程图；
图12是描绘用于几乎看不见的冲击损伤检测的所公开方法的一个示例的流程图；
图13是所公开复合结构的另一个示例的立体图；
图14是图13的复合结构的横截面侧视图；
图15是图14所示的复合结构的一个变型的横截面侧视图；
图16是图14所示的复合结构的另一个变型的横截面侧视图；
图17是图14所示的复合结构的另一个变型的横截面侧视图；
图18是图14所示的复合结构的又一个变型的横截面侧视图；
图19是图14所示的复合结构的一部分的详细横截面视图；
图20是在将检测层施加到复合体之前示出的图13和图14的复合结构的检测层的平面图；
图21是图20所示的检测层的一个变型的平面图；
图22是描绘用于制造复合结构的所公开方法的另一个示例的流程图；
图23是所公开复合结构的另选示例的横截面侧视图；
图24是描绘用于制造复合结构的所公开方法的另一个示例的流程图；
图25是描绘用于几乎看不见的冲击损伤检测的所公开方法的另一个示例的流程图；
图26是飞机制造及保养方法的流程图；以及
图27是飞机的框图。
具体实施方式
参照图1和图2，总体上标记为10的所公开复合结构的一个示例可包括复合体12和检测层14。复合体12可包括外表面16，并且检测层14可连接到外表面16的全部或部分，从而限定复合结构10的检测区域19。检测层14可增强检测区域19内的几乎看不见的冲击损伤(BVID)可视化。
复合结构10的复合体12可以是交通工具的结构部件，诸如飞机402(图27)的机身418(图27)的结构部件。虽然具体示出并描述了飞机纵梁，但是本领域技术人员将理解，所公开复合结构10可用作各种结构及结构部件，不论是航空航天工业、汽车工业内，还是其他工业内，而不会脱离本公开的范围。
如图1和图2所示，复合体12可以是叶片纵梁18，并且可包括基部20和腹部22。基部20可连接到飞机402(图27)的蒙皮24。腹部22可包括连接到基部20的近端26和与近端26对置的远端28。检测层14可连接到腹部22的远端28。
如图3所示，在一个变型中，复合结构10的复合体12可以是帽形纵梁30。帽形纵梁30可包括基部32和腹部34。基部32可连接到飞机402(图27)的蒙皮24。可呈拱形(如图3所示)、正方形、三角形(通常被称为“巫师帽”形)等的腹部34可包括连接到基部32的近端36和与近端36对置的远端38。检测层14可连接到帽形纵梁30的腹部34的远端38。
如图4所示，在另一个变型中，复合结构10的复合体12可以是J型纵梁40。J型纵梁40可包括基部42和J形腹部44。基部42可连接到飞机402(图27)的蒙皮24。腹部44可包括连接到基部42的近端46和与近端46对置的远端48。检测层14可连接到J型纵梁40的腹部44的远端48。
如图5所示，在又一个变型中，复合结构10的复合体12可以是I型纵梁50。I型纵梁50可包括基部52和腹部54。基部52可连接到飞机402(图27)的蒙皮24。腹部54可包括连接到基部52的近端56和与近端56对置的远端58。腹部54的远端58可包括盖59，并且检测层14可连接到盖59。
参照图6，复合结构10的复合体12可具有层压结构60，层压结构60包括多个复合层片62。层压结构60的每个层片62均可包括增强材料64和基质材料66。增强材料64可嵌入在基质材料66中。基质材料66可在复合体12投入使用之前被固化。层压结构60的组成以及形成层压结构60的层片62的数量可广泛地变化，它们是除其他事项外由复合体12的预期应用决定的设计考虑。
在一个特定构造中，复合体12可由碳纤维增强塑料(CFRP)形成(或者可包括碳纤维增强塑料)。例如，复合体12的层压结构60的每个层片62的增强材料64可包括碳纤维(诸如碳纤维织物)，并且基质材料66可以是热固性树脂(诸如环氧树脂)，或者另选地是热塑性树脂，诸如聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酮酮(PEKK)、聚苯硫醚(PPS)、聚乙烯、聚丙烯和聚苯乙烯。在不脱离本公开的范围的情况下，附加的增强材料可与碳纤维组合使用。
仍参照图6，复合结构10的检测层14可连接到复合体12的外表面16。因此，在物体68冲击(箭头I)检测区域19(图1和图2)内的复合结构10的情况下，冲击(箭头I)将由检测层14接收。由于检测层14的公开的组成和结构，与在省略检测层14的情况下发生于复合结构10上的相同冲击(箭头I)相比，这样的冲击(箭头I)可在复合结构10上留下基本上更明显的指示。
复合结构10的检测层14可由玻璃纤维增强塑料70(通常被称为纤维玻璃)形成(或者可包括玻璃纤维增强塑料70)。玻璃纤维增强塑料70可包括玻璃纤维72和基质材料74，其中玻璃纤维72嵌入在基质材料74中。基质材料74可以是(或者可包括)热固性树脂，或者另选地是热塑性树脂。作为一个具体的非限制性示例，基质材料74可以是环氧树脂。
如图6所示，检测层14可以是堆叠结构76，堆叠结构76包括由玻璃纤维增强塑料70制成的多个层片78(图6仅示出两个层片78)。尽管没有具体示出，但是还可以设想，检测层14可仅包括单个层片78。检测层14的每个层片78可具有横截面厚度T1。作为一个非限制性示例，横截面厚度T1可以在从约0.003英寸(0.0762毫米)到约0.015英寸(0.381毫米)的范围内。
检测层14可具有总横截面厚度TT，总横截面厚度TT可取决于层片78的总数量和每个层片78的横截面厚度T1。目前认为，随着检测层14的总横截面厚度TT增加，由冲击(箭头I)在检测区域19(图1和图2)内产生的视觉指示可变得更大。然而，随着检测层14的总横截面厚度TT增加，复合结构10的总重量也增加。因此，本领域技术人员将理解，需要基于特定应用来优化检测层14的总横截面厚度TT。例如，在航空航天应用(例如，对于图1和图2所示的叶片纵梁18)中，检测层14的总横截面厚度TT可在从约0.003英寸(0.0762毫米)到约0.050英寸(1.27毫米)的范围内。
再次参考图1，复合结构10的检测层14可以是不连续的。这样，穿过检测层14容易看到下面的复合体12的各部分。在不限于任何特定理论的情况下，可以相信，使用包括玻璃纤维72(图6)且不连续的(而不是连续的)的检测层14基本上增加了检测层14内的暴露边缘80的量，从而暴露出玻璃纤维增强塑料70(图6)的更多的玻璃纤维72。这样，具有相对较少能量的冲击(图6中的箭头I)可产生冲击的相对较多的视觉指示。
此外，在不限于任何特定理论的情况下，可以相信，与具有包括玻璃纤维且连续的检测层的复合结构相比，具有包括玻璃纤维72(图6)且不连续的的检测层14的复合结构10不易积聚静电荷。这样，所公开复合结构10可适用于具有高静电荷的区域内(诸如在飞机的燃料箱内)。
现在参照图7，在一个特定实施方式中，复合结构10(图1)的检测层14可沿着纵向轴线A1延伸，并且可通过在形成检测层14的玻璃纤维增强塑料70(图6)的层片78(图6)内形成(例如，切割)槽缝90使其不连续。槽缝90可限定多个条带92，该多个条带92可在第一延伸构件94和第二延伸构件96之间横向延伸。因此，检测层14在平面图(图7)中可具有梯子形配置，其中检测层14的纵向延伸的延伸构件94、96将条带92连接在一起并且以期望间隔保持条带92。
检测层14的每个条带92均可具有宽度W、长度L，并且可与相邻条带92纵向间隔距离D。除其他事项外，每个条带92的长度L可取决于下面的复合体12(图1)的尺寸和/或形状。每个条带92的宽度W和相邻条带92之间的距离D可以是对给定的复合体12和应用进行优化的设计考虑。在一个具体的非限制性航空航天应用(例如，对于图1和图2所示的叶片纵梁18)中，条带92可具有：宽度W，其在从约0.1英寸(2.54毫米)到约0.5英寸(12.7毫米)的范围内，诸如为约0.25英寸(6.35毫米)；以及相邻条带92之间的距离D，其在从约0.1英寸(2.54毫米)到约0.5英寸(12.7毫米)的范围内，诸如为约0.25英寸(6.35毫米)。
如图1所示，检测层14可连接到复合体12，使得检测层14的纵向轴线A1(图7)基本上与复合体12的纵向轴线A2对准。因此，在图1所示的叶片纵梁18的情况下，检测层14可折叠在腹部22的远端28上，以沿着腹部22的长度形成一排间隔开的纵向延伸的条带92。
如图8所示，在一个另选实施方式中，可省略延伸构件94、96(图7)，使得复合结构10(图1)的检测层14′包括多个分离(不互连)的条带92′。槽缝90′可限定在检测层14′的相邻条带92′之间。
在这一点上，本领域技术人员将理解，可使用各种技术以使检测层14不连续。虽然示出并描述了规则而均匀的槽缝90、90′(图7和图8)的形成，但是在不脱离本公开的范围的情况下，无论是否均匀地图案化的任何规则或不规则的开口都可能足以实现不连续性和期望的暴露边缘80。
还公开了一种用于使用共固化技术制造所公开复合结构10的方法。参照图9，所公开的共固化制造方法(总体上标记为100)的一个示例可在框102处开始于铺设多个复合层片62(图6)以形成复合体12(图1)的层压结构60(图6)的步骤。复合层片62可以是预浸料层片，因此仅需要固化。然而，还可以设想，可使用预成型技术，从而需要树脂注入和固化二者。
在框104处，可制备检测层14(图6和图7)。制备检测层14的步骤可包括组装包括由玻璃纤维增强塑料70(图6)制成的多个层片78(图6)的堆叠结构76(图6)。制备检测层14的步骤还可包括：切割(例如，模切)堆叠结构76以实现期望的不连续配置(例如，梯子形配置，如图7所示，或多个分离的条带，如图8所示)。
在框106处，可将检测层14(图1)放置在复合体12(图1)上方以形成未固化的复合体/检测层组件。放置检测层14可能需要考虑所得的复合结构10(图1)的检测区域19(图1)的期望位置。例如，如图1和图2最佳所示的，当复合体12为纵梁18(图1)时，检测层14可放置在纵梁18的腹部22(图1)的远端28(图1)上方。
在框108处，可选地，复合体/检测层组件可暴露于真空负荷。例如，复合体/检测层组件可放置到真空袋中，并且可在袋内抽真空。真空负荷可压实复合体/检测层组件。
在框110处，可使复合体/检测层组件固化。例如，复合体/检测层组件可放置到设定在预定温度下的热压罐中并且可在热压罐内保留预定的时间量。
因此，所公开的共固化制造方法100可将检测层14(图1)连接到复合体12(图1)，无需二次粘接过程。因此，所公开的共固化制造方法100可适用于与如下复合体12的连接，所述复合体12不需要在检测区域19(图1)附近进行某些固化后的处理，诸如切割/修整(例如，修整的叶片纵梁)或二次粘接(例如，粘接盖59以形成I型纵梁50，如图5所示)。
参照图10，所公开复合结构(总体上标记为200)的另一个示例可包括复合体202、检测层204和粘合剂206。复合体202可包括外表面208，并且检测层204可借助粘合剂206连接到复合体202的外表面208。
因此，复合结构200可基本上类似于在图1中示出并在本文中描述的复合结构10。然而，除了如复合结构10中的情况那样通过共固化实现检测层14和复合体12之间的连接之外，复合结构200的检测层204和复合体202之间的连接可通过粘合剂206实现。
各种粘合剂可用于与复合结构200的连接。本领域技术人员将理解，粘合剂选择可能需要考虑复合体202和检测层204的组成，以及诸如所得的复合结构200的预期应用等其他考虑。适于将玻璃/环氧树脂检测层204粘接到碳纤维增强塑料复合体202的粘合剂的非限制性示例包括环氧树脂(例如，单组分环氧树脂或双组分环氧树脂，包括薄膜、糊剂和液体)、硅酮粘合剂、聚酯粘合剂、聚氨酯粘合剂和丙烯酸粘合剂。
还公开了一种用于使用粘接技术制造所公开复合结构200的方法。参照图11，所公开的粘接制造方法(总体上标记为250)的一个示例可在框252处开始于铺设多个复合层片62(图6)以形成复合体202(图10)的层压结构60(图6)的步骤。复合层片62可以是预浸料层片，因此仅需要固化。然而，还可以设想，可使用预成型技术，从而需要树脂注入和固化二者。
在框253处，可选地，未固化的复合体202(图10)可暴露于真空负荷。例如，未固化的复合体202可放置到真空袋中，并且可在袋内抽真空。真空负荷可压实未固化的复合体202。
在框254处，可使复合体202(图10)固化。例如，复合体202可放置到设定在预定温度下的热压罐中持续预定的时间量。
在框256处，可诸如通过切割/修整复合体202、表面制备(例如，用于接收粘合剂)和/或将附加构件(例如，盖59(图5))连接到复合体202来处理复合体202(图10)。例如，复合体202可以是叶片纵梁210，如图10所示，并且可切割/修整叶片纵梁210的腹部22(图1)的远端28(图1)。
在框258处，可制备检测层204(图10)。制备检测层204的步骤可包括：组装包括由玻璃纤维增强塑料70(图6)制成的多个层片78(图6)的堆叠结构76(图6)。制备检测层204的步骤还可包括：切割(例如，模切)堆叠结构76以实现期望的不连续配置(例如，梯子形配置，如图7所示，或多个分离的条带，如图8所示)。
在框260处，可施加粘合剂206(图10)。可将粘合剂206施加到复合体202(图10)、检测层204(图10)或复合体202和检测层204二者。
在框262处，可将检测层204(图10)放置在复合体202(图10)上方。放置检测层204可能需要考虑所得的复合结构200(图10)的检测区域19(图1)的期望位置。
在框263处，可选地，复合体202/粘合剂206/检测层204组件(见图10)可暴露于真空负荷。例如，复合体202/粘合剂206/检测层204组件可放置到真空袋中，并且可在袋内抽真空。真空负荷可压实复合体202/粘合剂206/检测层204组件。
在框264处，可使复合体202/粘合剂206/检测层204组件(见图10)固化。作为一个示例，使复合体202/粘合剂206/检测层204组件固化的步骤可包括：允许复合体202/粘合剂206/检测层204组件凝固达预定的时间量。作为另一个示例，使复合体202/粘合剂206/检测层204组件固化的步骤可包括：诸如在热压罐中加热复合体202/粘合剂206/检测层204组件。作为又一个示例，使复合体202/粘合剂206/检测层204组件固化的步骤可包括：将复合体202/粘合剂206/检测层204组件暴露于特定波长的电磁辐射(例如，紫外线)。
因此，所公开的粘接制造方法250可替代所公开的共固化制造方法100。例如，所公开的共固化制造方法100可能不适于需要在将检测层施加到复合体之前对固化复合体进行处理(框256)的应用。因此，在这样的情况下，可使用所公开的粘接制造方法250。
现在参照图12，用于几乎看不见的冲击损伤检测的所公开方法(总体上标记为300)的一个示例可在框302处开始于提供复合体12(图1)的步骤。复合体12可包括外表面16(图1)和多个复合层片62。
在框304处，可将检测层14(图1)连接到复合体12(图1)的外表面16(图1)。检测层14可不连续，并且可包括嵌入在基质材料(例如，环氧树脂)中的玻璃纤维。在一种表述中，检测层14和复合体12之间的连接可通过使检测层14与复合体12共固化来实现。在另一种表述中，检测层14和复合体12之间的连接可通过诸如用粘合剂(例如，双组分环氧树脂粘合剂)将检测层14粘接到复合体12来实现。
参照图13和图14，所公开复合结构(总体上标记为1000)的另一个示例可包括复合体1002和检测层1006。复合体1002沿着跨度轴线AS是细长的并且包括外表面1004。检测层1006连接到复合体1002的外表面1004的全部或部分，从而限定复合结构1000的检测区域1005。检测层1006可增强检测区域1005内的几乎看不见的冲击损伤(BVID)可视化。
复合结构1000可以是交通工具的结构部件，诸如飞机402(图27)的机身418(图27)的结构部件。虽然具体示出并描述了飞机纵梁，但是本领域技术人员将理解，所公开复合结构1000可用作各种结构及结构部件，不论是航空航天工业、汽车工业内，还是其他工业内，而不会脱离本公开的范围。
如图13和图14所示，复合结构1000的复合体1002可以是帽形纵梁1040。帽形纵梁1040可包括基部1048和腹部1042。基部1048可连接到飞机蒙皮1082或其他下面的结构。可呈拱形(如图14所示)、正方形、三角形(通常被称为“巫师帽”形状)等的腹部1042可包括连接到基部1048的近侧部1044和与近侧部1044对置的远侧部1046。检测层1006可连接到帽形纵梁1040的腹部1042的远侧部1046。
如图15所示，在一个变型中，复合结构1000的复合体1002可以是J型纵梁1050。J型纵梁1050可包括基部1058和J形腹部1052。基部1058可连接到飞机蒙皮1082或其他下面的结构。腹部1052可包括连接到基部1058的近侧部1054和与近侧部1054对置的远侧部1056。检测层1006可连接到J型纵梁1050的腹部1052的远侧部1056。
如图16所示，在另一个变型中，复合结构1000的复合体1002可以是I型纵梁1060。I型纵梁1060可包括基部1068和T形腹部1062。基部1068可连接到飞机蒙皮1082或其他下面的结构。腹部1062可包括连接到基部1068的近侧部1064和与近侧部1064对置的远侧部1066。腹部1062的远侧部1066可包括盖1067，并且检测层1006可连接到I型纵梁1060的腹部1062的远侧部1066(例如，连接到盖1067)。
如图17和图18所示，在又一个变型中，复合结构1000的复合体1002可以是叶片纵梁1070。叶片纵梁1070可包括基部1078和腹部1072。基部1078可连接到飞机蒙皮1082或其他下面的结构。腹部1072可包括连接到基部1078的近侧部1074和与近侧部1074对置的远侧部1076。腹部1072的远侧部1076可未被修整(如图17所示)，或者可包括修整的最远端1080(如图18所示)。检测层1006可连接到叶片纵梁1070的腹部1072的远侧部1076。
参照图19，复合结构1000的复合体1002可具有包括多个复合层片1022的层压结构1020。层压结构1020的每个层片1022均包括碳纤维1016和基质材料1018。碳纤维1016可嵌入在基质材料1018中。基质材料1018可以是热固性树脂(诸如环氧树脂)，或者另选地是热塑性树脂，诸如聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酮酮(PEKK)、聚苯硫醚(PPS)、聚乙烯、聚丙烯和聚苯乙烯。
在这一点上，本领域技术人员将理解，层压结构1020的组成以及形成层压结构1020的层片1022的数量可广泛地变化，它们是除其他事项外由复合体1002的预期应用决定的设计考虑。
仍参照图19，复合结构1000的检测层1006可连接到复合体1002的外表面1004。因此，在物体1019冲击(箭头I)检测区域1005(图13和图14)内的复合结构1000的情况下，冲击(箭头I)将最有可能由检测层1006接收。由于检测层1006的公开的组成和结构，与在省略检测层1006的情况下发生于复合结构上的相同冲击(箭头I)相比，这样的冲击(箭头I)可在复合结构1000上留下基本上更明显的指示。
参照图13、图14和图20，复合结构1000的检测层1006包括多个条带1008。作为一个非限制性示例，检测层1006可包括2至10个条带1008。作为另一个非限制性示例，检测层1006可包括5至50个条带1008。
检测层1006的每个条带1008均沿着检测轴线AD是细长的，并且检测轴线AD基本上与复合体1002的跨度轴线AS对准。例如，每个条带1008的检测轴线AD可与复合体1002的跨度轴线AS平行。
如图20所示，检测层1006的每个条带1008均与相邻条带1008间隔开非零距离D，从而限定检测层1006的相邻条带1008之间的不连续1014。可在不连续1014处看到复合体1002的一部分。在一种表述中，相邻条带1008之间的非零距离D可至少为0.05英寸。在另一种表述中，相邻条带1008之间的非零距离D可至少为0.1英寸。在又一种表述中，相邻条带1008之间的非零距离D可至少为0.5英寸。
仍参照图20，检测层1006的每个条带1008均可具有宽度W和长度L。除其他事项外，每个条带1008的长度L可取决于下面的复合体1002(图13)的尺寸和/或形状。每个条带1008的宽度W可以是对给定的复合体1002和应用进行优化的设计考虑。在一个具体的非限制性航空航天应用中，条带1008可具有宽度W，其在从约0.1英寸(2.54毫米)到约0.5英寸(12.7毫米)的范围内，诸如为约0.25英寸(6.35毫米)。
在一个另选配置中，如图21所示，检测层1006还包括第一延伸构件1030和第二延伸构件1032，并且其中检测层1006的每个条带1008均从第一延伸构件1030延伸到第二延伸构件1032。
再次参照图19，复合结构1000的检测层1006可由玻璃纤维增强塑料1011(通常被称为纤维玻璃)形成(或者可包括玻璃纤维增强塑料)。玻璃纤维增强塑料1011可包括玻璃纤维1010和基质材料1012，其中玻璃纤维1010嵌入在基质材料1012中。基质材料1012可以是热固性树脂(诸如环氧树脂)，或者另选地是热塑性树脂，诸如聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酮酮(PEKK)、聚苯硫醚(PPS)、聚乙烯、聚丙烯和聚苯乙烯。作为一个具体的非限制性示例，基质材料1012可以是环氧树脂。
如图19所示，检测层1006可以是堆叠结构1024，该堆叠结构1024包括由玻璃纤维增强塑料1011制成的多个层片1026(图19仅示出两个层片1026)。尽管没有具体示出，但是还可以设想，检测层1006可仅包括单个层片1026。检测层1006的每个层片1026可具有横截面厚度TP。作为一个非限制性示例，横截面厚度TP可以在从约0.003英寸(0.0762毫米)到约0.015英寸(0.381毫米)的范围内。
检测层1006可具有总横截面厚度TT，总横截面厚度TT可取决于层片1026的总数量和每个层片1026的横截面厚度TP。目前认为，随着检测层1006的总横截面厚度TT增加，由冲击(箭头I)在检测区域19(图13和图14)内产生的视觉指示可变得更大。然而，随着检测层1006的总横截面厚度TT增加，复合结构1000的总重量也增加。因此，本领域技术人员将理解，需要基于特定应用来优化检测层1006的总横截面厚度TT。例如，在航空航天应用(例如，对于图13和图14所示的帽形纵梁1040)中，检测层1006的总横截面厚度TT可在从约0.003英寸(0.0762毫米)到约0.050英寸(1.27毫米)的范围内。
还公开了一种用于制造所公开复合结构1000的方法。
参照图22，所公开的共固化制造方法(总体上标记为2000)的示例可在框2002处开始于铺设多个复合层片1022(图19)以形成复合体1002(图13)的层压结构1020(图19)的步骤。复合层片1022可以是预浸料层片，因此仅需要固化。然而，还可以设想，可使用预成型技术，从而需要树脂注入和固化二者。
在框2004处，可制备检测层1006(图20)。制备检测层1006的步骤可包括：组装包括由玻璃纤维增强塑料1011(图19)制成的多个层片1026(图19)的堆叠结构1024(图19)。制备检测层1006的步骤还可包括：切割(例如，模切)堆叠结构1024以实现期望的条带1008。
在框2006处，可将检测层1006放置在复合体1002上方(如图13和图14所示)，以形成未固化的复合体/检测层组件。放置检测层1006可能需要考虑所得的复合结构1000的检测区域1005的期望位置。
在框2008处，可选地，复合体/检测层组件可暴露于真空负荷。例如，复合体/检测层组件可放置到真空袋中，并且可在袋内抽真空。真空负荷可压实复合体/检测层组件。
在框2010处，可使复合体/检测层组件固化。例如，可将复合体/检测层组件放置到设定在预定温度下的热压罐中并且可在热压罐内保留预定的时间量。
因此，所公开的共固化制造方法2000可将检测层1006连接到复合体1002，无需二次粘接过程。
参照图23，所公开复合结构(总体上标记为3000)的另一个示例可包括复合体3002、检测层3006(具有条带3008)和粘合剂3090。复合体3002可包括外表面3010，并且检测层3006可借助粘合剂3090连接到复合体3002的外表面3010。
因此，复合结构3000可基本上类似于图13和图14所示的复合结构1000。然而，除了如复合结构1000中的情况那样通过共固化实现检测层1006和复合体1002之间的连接之外，复合结构3000的检测层3006和复合体3002之间的连接可通过粘合剂3090实现。
各种粘合剂可用于与复合结构3000的连接。本领域技术人员将理解，粘合剂选择可能需要考虑复合体3002和检测层3006的组成，以及诸如所得的复合结构3000的预期应用等其他考虑。适于将玻璃/环氧树脂检测层3006粘接到碳纤维增强塑料复合体3002的粘合剂的非限制性示例包括环氧树脂(例如，单组分环氧树脂或双组分环氧树脂，包括薄膜、糊剂和液体)、硅酮粘合剂、聚酯粘合剂、聚氨酯粘合剂和丙烯酸粘合剂。
还公开了一种用于制造所公开复合结构3000的方法。
参照图24，所公开的粘接制造方法(总体上标记为4000)的示例可在框4002处开始于铺设多个复合层片1022(图19)以形成复合体3002的层压结构1020(图19)的步骤。复合层片1022可以是预浸料层片，因此仅需要固化。然而，还可以设想，可使用预成型技术，从而需要树脂注入和固化二者。
在框4004处，可选地，未固化的复合体3002可暴露于真空负荷。例如，未固化的复合体3002可放置到真空袋中，并且可在袋内抽真空。真空负荷可压实未固化的复合体3002。
在框4006处，可使复合体3002固化。例如，可将复合体3002放置到设定在预定温度下的热压罐中持续预定的时间量。
在框4008处，可诸如通过切割/修整复合体3002、表面制备(例如，用于接收粘合剂)和/或将附加构件连接到复合体3002来处理复合体3002。
在框4010处，如本文中公开的，可制备检测层3006。
在框4012处，可施加粘合剂3090(图23)。粘合剂3090可施加到复合体3002、检测层3006或复合体3002和检测层3006二者。
在框4014处，可将检测层3006放置在复合体3002上方。
在框4016处，可选地，复合体3002/粘合剂3090/检测层3006组件(见图23)可暴露于真空负荷。
在框4018处，可使复合体3002/粘合剂3090/检测层3006组件(见图23)固化。作为一个示例，使复合体3002/粘合剂3090/检测层3006组件固化的步骤可包括：允许复合体3002/粘合剂3090/检测层3006组件凝固达预定的时间量。作为另一个示例，使复合体3002/粘合剂3090/检测层3006组件固化的步骤可包括：诸如在热压罐中加热复合体3002/粘合剂3090/检测层3006组件。作为又一个示例，使复合体3002/粘合剂3090/检测层3006组件固化的步骤可包括：将复合体3002/粘合剂3090/检测层3006组件暴露于特定波长的电磁辐射(例如，紫外线)。
因此，所公开的粘接制造方法4000可替代所公开的共固化制造方法2000。
现在参照图25，用于几乎看不见的冲击损伤检测的所公开方法(总体上标记为5000)的示例可在框5002处开始于提供复合体的步骤。在框5004处，可将检测层连接到复合体的外表面。检测层可包括具有检测轴线AD的条带，检测轴线AD基本上与复合体的跨度轴线AS对准。
可在如图26中示出的飞机制造及保养方法400以及如图27中示出的飞机402的背景下描述本公开的示例。在生产前期间，飞机制造及保养方法400可包括飞机402的规范和设计404以及材料采购406。在生产期间，进行飞机402的部件及子组件制造408以及系统集成410。此后，飞机402可经历认证和交付412，以便置于服役414之中。在为客户服役414的同时，飞机402定期做日常维护及保养416，其还可包括改造、重构、翻新等。
方法400的每个过程均可由系统集成商、第三方和/或运营商(例如，客户)执行或进行。出于对此描述的目的，系统集成商可包括(但不限于)任何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)任何数量的供货商、分包商和供应商；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事单位、服务组织等。
如图27所示，由示例方法400生产的飞机402可包括具有多个系统420和内饰422的机身418。多个系统420的示例可包括推进系统424、电气系统426、液压系统428和环境系统430中的一种或多种系统。可包括任何数量的其他系统。
在飞机制造及保养方法400中的任何一个或多个阶段期间可采用所公开复合结构和用于几乎看不见的冲击损伤检测的方法。作为一个示例，在材料采购406期间可采用所公开复合结构和用于几乎看不见的冲击损伤检测的方法。作为另一个示例，对应于部件及子组件制造408、系统集成410和/或维护及保养416的部件或子组件可使用所公开复合结构和用于几乎看不见的冲击损伤检测的方法来装配或制造。作为另一个示例，机身418和/或内饰422可使用所公开复合结构和用于几乎看不见的冲击损伤检测的方法进行构造。另外，在部件及子组件制造408和/和系统集成410期间，可利用一个或多个设备示例、方法示例或它们的组合，例如大大加快飞机402(诸如机身418和/或内饰422)的组装或者降低成本。在飞机402处于服役时(例如但不限于，维护及保养416)，可利用一个或多个系统示例、方法示例或它们的组合。
此外，本公开包括根据以下条款的示例：
1.一种复合结构(1000)，该复合结构(1000)包括：
具有外表面(1004)的复合体(1002)，其中，所述复合体沿着跨度轴线(AS)是细长的；以及
连接到所述复合体的所述外表面的检测层(1006)，所述检测层包括多个条带(1008)，其中，所述多个条带中的每个条带均：
包括嵌入在基质材料(1012)中的多个玻璃纤维(1010)；
沿着检测轴线(AD)是细长的，所述检测轴线(AD)基本上与所述跨度轴线(AS)对准；并且
与所述多个条带的相邻条带间隔开非零距离(D)，使得在所述多个条带的相邻条带之间限定不连续(1014)。
2.根据条款1所述的复合结构(1000)，其中，所述检测轴线(AD)与所述跨度轴线(AS)平行。
3.根据条款1所述的复合结构(1000)，其中，所述复合体(1002)包括嵌入在基质材料(1018)中的多个碳纤维(1016)。
4.根据条款1所述的复合结构(1000)，其中，所述复合体(1002)包括层压结构(1020)，所述层压结构包括多个复合层片(1022)，其中，所述多个复合层片中的每个层片均包括多个碳纤维(1016)和基质材料(1018)。
5.根据条款1所述的复合结构(1000)，其中，所述检测层(1006)具有在从约0.003英寸到约0.050英寸的范围内的总横截面厚度(TT)。
6.根据条款1所述的复合结构(1000)，其中，所述检测层(1006)包括堆叠结构(1024)，所述堆叠结构包括至少两个层片(1026)。
7.根据条款6所述的复合结构(1000)，其中，所述堆叠结构(1024)的至少一个层片(1026)包括在从约0.003英寸到约0.015英寸的范围内的横截面厚度(TP)。
8.根据条款1至7中任一项所述的复合结构(1000)，其中，所述非零距离(D)至少为0.05英寸。
9.根据条款1至7中任一项所述的复合结构(1000)，其中，所述检测层(1006)还包括第一延伸构件(1030)和第二延伸构件(1032)，并且其中，所述多个条带中的每个条带(1008)均从所述第一延伸构件延伸到所述第二延伸构件。
10.根据条款1至7中任一项所述的复合结构(1000)，其中，能在所述不连续(1014)处看到所述复合体(1002)的一部分。
11.根据条款1至7中任一项所述的复合结构(1000)，其中，所述复合体(1002)被配置为帽形纵梁(1040)，所述帽形纵梁包括：
腹部(1042)，所述腹部具有近侧部(1044)和远侧部(1046)；以及
基部(1048)，所述基部连接到所述腹部的所述近侧部，
其中，所述检测层(1006)连接到所述腹部的所述远侧部。
12.根据条款1至7中任一项所述的复合结构(1000)，其中，所述复合体(1002)被配置为J型纵梁(1050)，所述J型纵梁包括：
J形腹部(1052)，所述J形腹部具有近侧部(1054)和远侧部(1056)；以及
基部(1058)，所述基部连接到所述J形腹部的所述近侧部，
其中，所述检测层(1006)连接到所述J形腹部的所述远侧部。
13.根据条款1至7中任一项所述的复合结构(1000)，其中，所述复合体(1002)被配置为I型纵梁(1060)，所述I型纵梁包括：
T形腹部(1062)，所述T形腹部具有近侧部(1064)和远侧部(1066)；以及
基部(1068)，所述基部连接到所述T形腹部的所述近侧部，
其中，所述检测层(1006)连接到所述T形腹部的所述远侧部。
14.根据条款1至7中任一项所述的复合结构(1000)，其中，所述复合体(1002)被配置为叶片纵梁(1070)，所述叶片纵梁包括：
腹部(1072)，所述腹部具有近侧部(1074)和远侧部(1076)；以及
基部(1078)，所述基部连接到所述腹部的所述近侧部，
其中，所述检测层(1006)连接到所述腹部的所述远侧部。
15.根据条款14所述的复合结构(1000)，其中，所述叶片纵梁(1070)的所述腹部(1072)的所述远侧部(1076)包括修整的最远端(1080)。
16.根据条款1至7中任一项所述的复合结构(1000)，所述复合结构(1000)还包括飞机蒙皮(1082)，其中，所述复合体(1002)连接到所述飞机蒙皮。
17.一种飞机，该飞机包括根据条款1至7中任一项所述的复合结构(1000)。
18.一种用于检测复合体(1002)上的几乎看不见的冲击损伤的方法，其中，所述复合体(1002)包括外表面(1004)并且沿着跨度轴线(AS)是细长的，该方法包括：
连接步骤，即将包括多个条带(1008)的检测层(1006)连接到所述复合体的所述外表面，使得所述多个条带中的每个条带均沿着基本上与所述跨度轴线(AS)对准的检测轴线(AD)是细长的，其中，所述多个条带中的每个条带均包括嵌入在基质材料(1012)中的多个玻璃纤维(1010)。
19.根据条款18所述的方法，其中，所述连接步骤包括使所述检测层(1006)与所述复合体(1002)共固化。
20.根据条款18所述的方法，其中，所述连接步骤包括用粘合剂(1090)将所述检测层(1006)粘接到所述复合体(1002)。
在飞机的上下文中描述了所公开复合结构和用于几乎看不见的冲击损伤检测的方法；然而，本领域普通技术人员将容易认识到，所公开复合结构和用于几乎看不见的冲击损伤检测的方法可以用于各种交通工具。例如，本文描述的示例的实施方式可以在任何类型的交通工具(包括例如直升机、客船、汽车等)中实施。
尽管已经显示和描述了所公开复合结构和用于几乎看不见的冲击损伤检测的方法的各种示例，但是本领域技术人员在阅读说明书后可以进行修改。本申请包括这样的修改并且仅由权利要求书的范围限制。
Claims (15)
1.一种复合结构(1000)，该复合结构(1000)包括：
具有外表面(1004)的复合体(1002)，其中，所述复合体沿着跨度轴线(AS)是细长的；以及
连接到所述复合体的所述外表面的检测层(1006)，所述检测层包括多个条带(1008)，其中，所述多个条带中的每个条带均：
包括嵌入在基质材料(1012)中的多个玻璃纤维(1010)；
沿着检测轴线(AD)是细长的，所述检测轴线(AD)基本上与所述跨度轴线(AS)对准；并且
与所述多个条带的相邻条带间隔开非零距离(D)，使得在所述多个条带的相邻条带之间限定不连续(1014)。
2.根据权利要求1所述的复合结构(1000)，其中，所述检测轴线(AD)与所述跨度轴线(AS)平行，并且其中，所述复合体(1002)包括嵌入在基质材料(1018)中的多个碳纤维(1016)。
3.根据权利要求1所述的复合结构(1000)，其中，所述复合体(1002)包括层压结构(1020)，所述层压结构包括多个复合层片(1022)，其中，所述多个复合层片中的每个层片均包括多个碳纤维(1016)和基质材料(1018)，并且其中，所述检测层(1006)具有在从约0.003英寸到约0.050英寸的范围内的总横截面厚度(TT)。
4.根据权利要求1所述的复合结构(1000)，其中，所述检测层(1006)包括堆叠结构(1024)，所述堆叠结构包括至少两个层片(1026)，其中，所述堆叠结构的至少一个层片(1026)包括在从约0.003英寸到约0.015英寸的范围内的横截面厚度(TP)，并且其中，所述非零距离(D)至少为0.05英寸。
5.根据权利要求1所述的复合结构(1000)，其中，所述检测层(1006)还包括第一延伸构件(1030)和第二延伸构件(1032)，并且其中，所述多个条带中的每个条带(1008)均从所述第一延伸构件延伸到所述第二延伸构件。
6.根据权利要求1所述的复合结构(1000)，其中，能在所述不连续(1014)处看到所述复合体(1002)的一部分。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的复合结构(1000)，其中，所述复合体(1002)被配置为帽形纵梁(1040)，所述帽形纵梁包括：
腹部(1042)，所述腹部具有近侧部(1044)和远侧部(1046)；以及
基部(1048)，所述基部连接到所述腹部的所述近侧部，
其中，所述检测层(1006)连接到所述腹部的所述远侧部。
8.根据权利要求1至6中任一项所述的复合结构(1000)，其中，所述复合体(1002)被配置为J型纵梁(1050)，所述J型纵梁包括：
J形腹部(1052)，所述J形腹部具有近侧部(1054)和远侧部(1056)；以及
基部(1058)，所述基部连接到所述J形腹部的所述近侧部，
其中，所述检测层(1006)连接到所述J形腹部的所述远侧部。
9.根据权利要求1至6中任一项所述的复合结构(1000)，其中，所述复合体(1002)被配置为I型纵梁(1060)，所述I型纵梁包括：
T形腹部(1062)，所述T形腹部具有近侧部(1064)和远侧部(1066)；以及
基部(1068)，所述基部连接到所述T形腹部的所述近侧部，
其中，所述检测层(1006)连接到所述T形腹部的所述远侧部。
10.根据权利要求1至6中任一项所述的复合结构(1000)，其中，所述复合体(1002)被配置为叶片纵梁(1070)，所述叶片纵梁包括：
腹部(1072)，所述腹部具有近侧部(1074)和远侧部(1076)；以及
基部(1078)，所述基部连接到所述腹部的所述近侧部，
其中，所述检测层(1006)连接到所述腹部的所述远侧部。
11.根据权利要求10所述的复合结构(1000)，其中，所述叶片纵梁(1070)的所述腹部(1072)的所述远侧部(1076)包括修整的最远端(1080)。
12.一种飞机，该飞机包括根据权利要求1至6中任一项所述的复合结构(1000)，其中，所述复合结构还包括飞机蒙皮(1082)，并且其中，所述复合体(1002)连接到所述飞机蒙皮。
13.一种用于检测复合体(1002)上的几乎看不见的冲击损伤的方法，其中，所述复合体(1002)包括外表面(1004)并且沿着跨度轴线(AS)是细长的，该方法包括：
连接步骤，即将包括多个条带(1008)的检测层(1006)连接到所述复合体的所述外表面，使得所述多个条带中的每个条带均沿着基本上与所述跨度轴线(AS)对准的检测轴线(AD)是细长的，其中，所述多个条带中的每个条带均包括嵌入在基质材料(1012)中的多个玻璃纤维(1010)。
14.根据权利要求13所述的方法，其中，所述连接步骤包括使所述检测层(1006)与所述复合体(1002)共固化。
15.根据权利要求13所述的方法，其中，所述连接步骤包括用粘合剂(1090)将所述检测层(1006)粘接到所述复合体(1002)。
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