CN111186592A - 用整体加强的板和连通室制造复合材料的多肋翼盒的方法 - Google Patents

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Abstract

一种用于制造飞行器翼盒的方法，包括以下步骤：步骤a1)在固化表面上布置复合材料的第一面板；步骤a2)设置多个未聚合复合材料的肋；步骤a3)设置多个支撑插入件；步骤b1)在每个桁条上布置隔板；步骤b2)在第一面板的第一侧上，沿着横向方向对准地布置多个支撑插入件，使得每个支撑插入件的拱腹表面搁置在相应的隔板上，并且使得每个支撑插入件的基部搁置在第一面板的蒙皮上和/或搁置在布置于桁条上的相应隔板上；步骤b3)在第一面板的第一侧上布置在纵向方向上间隔开的多个肋；步骤c)使第一面板和多个肋在具有真空袋的高压釜中根据具体的压力和温度循环经历固化过程，以固化未聚合的部件。

Description

用整体加强的板和连通室制造复合材料的多肋翼盒的方法
技术领域
本发明总体上涉及一种用于制造飞行器的结构部件的方法。特别地，本发明涉及一种用整体加强的板和连通室制造复合材料的多肋翼盒(wing-box)的方法，该多肋翼盒可特别地用作所谓的“湿机翼(wet wing)”中的结构翼盒，该“湿机翼”是还用作燃料箱的机翼，或者可用于竖直或水平尾翼中。
背景技术
目前用于航空箱体—用于固定翼飞行器的机翼或尾翼——的构造由一组不同的主要结构部件组成，例如，通常为两个具有纵向桁条的加强面板、两个纵向翼梁、一定数量的横向肋、角形元件和传统的机械紧固元件。
这些由复合材料和/或金属制成的部件是单独制造的，随后通过钻孔操作和机械紧固构件(铆钉、螺栓等)的安装而组装成翼盒的最终构造。此传统构造称为“拼装式(build-up)”构造，并且其特征在于生产成本方面的显著缺点，包括：在生产系统中制造和管理大量的部件，由于要制造大量的孔和要安装的紧固构件而导致的非常麻烦的组装过程，以及检验在联接部件之间没有开口或空间所必需的检查，和在存在填充上述间隙所需的任何填料的情况下，在构造期间所需的附加活动。另外，所谓的组合构造还在结构的重量上带来了明显的缺陷，在航空应用中，特别是由于飞行器的运行成本的增加，即燃料消耗的增加，这种缺陷是不能容忍的。这些组件的重量增加主要是由于在各元件之间的联接区域中不可避免地存在孔。实际上，作为部件的局部弱化的孔需要加厚相关区域，以安全地承受设计载荷。另外，对于复合结构，紧固构件的重量也具有负面影响，因为其大于所移除的材料部分的重量。
在用于制造尾翼的已知技术中，还有一种技术允许以共固化的复合材料来产生集成的多翼梁翼盒。此技术虽然克服了上述堆积构造的所有典型技术问题，但是其特征在于显著的几何和结构限制，这限制了其仅适用于商用飞行器的水平安定面。具体地，就重量和成本而言，多翼梁共固化翼盒相对于用于需要高抗扭转性的结构的堆积构造的翼盒，例如翼盒和垂直稳定盒，不是充分有竞争力的。此技术的另一技术问题是，其不适用于除了翼梁之外还提供附加增强桁条以用于结构的纵向加强的构造。此外，根据现有技术，不可能制造具有高度弯曲的空气动力学轮廓和/或在横向方向上(即，在机翼轮廓的长度方向上延伸)具有内部加厚或加强元件的翼盒，或者不可能制造在翼盒的纵向方向上(即，垂直于机翼轮廓的长度方向)中断的桁条的翼盒，也不可能制造用于“湿机翼”的翼盒，即在相邻的室之间设置有开口以允许燃料在其之间通过的翼盒。
发明内容
本发明的目的是提供一种制造飞行器翼盒的方法，该方法克服了已知现有技术的缺点和适用性的限制，并且允许制造适于所谓的“湿机翼”的复合材料的多肋翼盒，即翼盒的室用作燃料箱，并且其中，两个相邻的室流体连通，而不会因此导致结构和质量缺陷，例如室之间的连通开口处的局部变薄或树脂积聚。
根据本发明，通过所附独立权利要求1中限定的用于制造飞行器翼盒的方法完全实现了此目的和其他目的。
本发明的有利实施方式在从属权利要求中说明，其内容应理解为以下描述的组成部分。
简而言之，本发明基于提供一种用于制造飞行器翼盒的方法的思想，其中，翼盒包括由多个纵向加强桁条加强的第一面板和多个横向布置的肋，该多个肋共同经受单个固化过程，其中，多个支撑插入件布置在每个肋的开口中并且与相应的隔板接触，以确保开口在固化过程期间的稳定性。还可能使用多个工具，即辅助工具，以确保部件的精确相对定位，每个所述工具包括例如中心可移除部件，其允许即使在主体完全组装时也能移除工具。
在该方法结束时，可以本身已知的方式将一对翼梁机械地组装到翼盒，其中在翼盒的长边上具有外部封闭。
根据本发明的一个实施方式，已对第一面板提供聚合，并且该多个肋通过共结合工艺组装到第一面板，即，在固化之前将一层粘合材料放置在第一面板和肋之间。
有利地，支撑插入件由塑性材料制成，该塑性材料例如根据热塑性树脂或预固化硅橡胶而抵抗固化过程的特定压力和温度循环。
由于支撑插入件的布置，可能制造具有集成的加强面板和室的复合材料的多肋翼盒，而不会由此导致在每个肋中设置的开口附近的任何变薄和/或树脂积聚，并且确保在固化步骤期间的总体刚度和稳定性。
附图说明
从下面参考附图仅以非限制性实例的方式提供的详细描述中，本发明的其他特征和优点将变得更加明显，其中：
图1是根据本发明的一个可能实施方式的翼盒的透视图，该翼盒由第二面板完成；
图2是布置在固化表面上的第一面板的透视图；
图3是第一面板、多个支撑插入件和一对肋的透视图；
图4是第一面板和第二面板、一对肋和多个工具的透视图；
图5是支撑插入件的透视图；以及
图6是分别由前翼梁和后翼梁完成的翼盒的分解图。
具体实施方式
在本上下文中，术语“纵向”表示与机翼或尾翼的主延伸方向基本上一致或平行的方向，而术语“横向”表示与其基本上垂直的方向，通常可识别为与机翼或尾翼轮廓的方向基本上一致或平行的方向。
参考附图，用于飞行器的翼盒总体上用10表示。
翼盒10包括第一面板12a和多个将不同的室11彼此分开的肋14。翼盒可由第二面板12b完成，该第二面板12b放置在室11的顶部上以将室封闭，并且可在过程结束时以本身已知的方式机械地组装，或者通过固化过程或通过辅助粘合层的“共结合(co-bonding)”过程连接。
第一面板12a、第二面板12b和肋14由复合材料制成。优选地，复合材料包括热固性树脂或双马来酰亚胺中的基质和/或碳和/或玻璃纤维增强物。
第一面板12a和第二面板12b可以类似的方式制成。在此实例中，为了简洁起见，将仅描述第一面板12a，应理解，第二面板12b通常由与第一面板12a的元件类似或相同的元件构成，通过类似的制造工艺获得。
第一面板12a包括蒙皮16和多个加强桁条18。
蒙皮16包括一系列复合材料层，优选地为具有长碳纤维增强物的环氧树脂基质复合材料。例如，根据由部件设计所限定的准则，通过手工或自动系统的层压，或者通过用于层压复合材料层的任何其他已知的工艺，可获得蒙皮16。在蒙皮16的层压中，可以本身已知的方式进行具有或不具有热量施加的真空袋压实。
桁条18可具有欧米加(omega type)型、梯形型或根据其他几何形状的封闭横截面。优选地，桁条18具有欧米加形型横截面。桁条18可通过任何已知的用于加工复合材料的工艺来获得。例如，桁条18可类似于蒙皮16而最初进行扁平层压，然后沿着其边缘被切割成整齐的轮廓，并根据已知技术的不同操作方法而经受成形工艺。例如，桁条18可在具有膜和真空应用的阳模上形成，或者在具有或不具有热量施加等的模制阴模上形成。或者，桁条18可直接层压到模具上，一次一层。
然后，通过使用辅助工具来支撑桁条18，以及使用与蒙皮16的层压表面(未示出，但本身是已知的)配合的倾斜系统，可将新的(即尚未聚合的)桁条18精确地定位在蒙皮16上。
当桁条18已经定位在蒙皮16上时，优选地由实心截面硅橡胶制成的细长的稳定插入件17可定位在每个桁条18和蒙皮16之间限定的空间中。放置在此空间中的细长的稳定插入件17用作支撑件，在高压釜中的聚合过程期间，每个桁条18的复合材料的层在该支撑件上固结，获得最终设计形状。细长的稳定插入件17的优点在于，其足够柔性以适应可在桁条18下方的蒙皮16上设想的任何斜坡和台阶，细长的稳定插入件17能够承受在用于固化过程的高压釜中预期的高温和高压水平(通常为大约180℃和6巴)，而不会变形和劣化，避免了桁条18的几何缺陷，有利地，细长的稳定插入件17由确保第一面板12a或第二面板12b的复合材料的基质不受污染的硅橡胶化合物制成，并且必须控制其热膨胀以确保在固化过程之后符合每个桁条18的几何要求和适当压实。优选地，细长的稳定插入件17由基本VMQ弹性体的组(即根据ISO 1629标准为乙烯基-甲基-聚硅氧烷，组Q)的橡胶制成，该基本VMQ弹性体具有例如大约70肖氏A的硬度、大约1.2g/cm3的密度和大约250m/m℃的热膨胀系数。根据本发明的其他用于获得由复合材料制成的桁条18的已知方法包括，例如，使用可充气管状袋。
在每个桁条18的外表面上，隔板(caul plate)23通常由碳纤维或金属制成，具有足够的柔性，例如由两个连续的复合材料层或0.5-1mm的铝层组成。所述隔板23确保在固化过程期间保持桁条18的形状。
通过这些和其他已知的用于由复合层压材料制造部件的工艺，因此可能获得新的，即未聚合或未固化的第一面板12a和第二面板12b，每个面板包括蒙皮16和多个布置在蒙皮16的第一侧16’上的加强桁条18。这些桁条18沿着纵向方向x延伸，即平行于机翼或尾翼的主延伸方向。如本领域技术人员已知的，由此获得的第一面板12a和第二面12b根据待获得的机翼或尾翼的技术规格而基本上是弯曲的。
该多个肋14可包括形状和比例相同或相似的肋14。更可能地，每个肋14是不同的，这取决于待获得的机翼或尾翼的厚度的可变性、机翼的下表面或上表面的具体几何特性，以及翼盒10以本身已知的方式沿着纵向方向的典型渐缩。
例如，肋14可具有双T形，这是通过将两个C形元件并排放置而获得的，优选地，在两个C形元件的联接处产生的空腔中添加由单向预成型的预浸材料制成的填料(称为“条状物”，未示出，并且本身是已知的)。例如，每个C形元件可以是扁平层压的，然后沿着其一个边缘切割成整齐的轮廓，然后根据已知技术的各种操作模式进行成形处理。或者，在数控切割每个C形元件之后，每个C形元件也可直接层压到阳模上，一次一层。在每个C形元件的整齐轮廓的情况下，扁平地进行的切割还必须适当考虑到沿着每个肋14的板15的边缘15c间隔开的多个通孔14'的存在，该通孔设置在与第一面板12a和/或第二面板12b的桁条18的交叉点处。
事实上，由复合材料制成的每个肋14包括中心板15、第一对凸缘15a和第二对凸缘15b，并且具有多个沿着板15的边缘15c间隔布置的开口14’。第一对凸缘15a和第二对凸缘15b布置在板15的相对端处，以获得传统的双T形横截面。优选地，每个肋14具有多个沿着板15的两个相对边缘15c间隔开的通孔14’，该通孔沿着边缘15c设置在与第一面板12a的桁条18的交叉点处，并且沿着相对边缘15c设置在与第二面板12b的桁条的交叉点处。
由于开口14’，可能使两个相邻的室11彼此流体连通。通过如图3所示的定位在所述开口14’中并与肋14接触的支撑插入件20，即使在固化过程期间也可确保开口14’的形状的稳定性，并且可避免在其附近存在树脂累积或其他缺陷。
如图5详细示出的，每个支撑插入件20包括桥元件20a、拱背表面20b、拱腹表面20c和基部20d，其布置为放置在第一面板12a的蒙皮16’上或放置在位于桁条18上的隔板23上。
拱背表面20b布置为与肋14的开口14’的相应表面接触。因此，拱背表面20b的形状优选地将与开口14'中的一个基本上互补。
相反，拱腹表面20c布置为放置在隔板23上，因此，优选地，其复制其外部形状。
支撑插入件20的截面形状决定了将在固化过程中获得的通道14”的形状。
基部20d提供了扩大的支撑基部，以保持每个支撑插入件20正确地定向。特别地，基部20d可设置为一对支脚，如图5所示，例如，成形为一对平行杆，基本上垂直于经过拱背表面20b或拱腹表面20c的中线的平面，并且至少部分地在这个平面的每一侧上延伸。或者，基部可设置为扩大的截锥形基部。
所述支撑插入件20优选地具有与肋14相同的厚度，即，在纵向方向x上在拱背表面20b处的截面具有与肋14的板15中的一个基本上相等的厚度，其等于或大于该厚度，并且具有这样的形状使得其基本上填充开口14’的扁平切口与第一面板12a或第二面板12b的桁条18或其所搁置的隔板23之间的空间。优选地，支撑插入件20由耐固化过程中典型的温度和压力的塑性材料制成，例如当设置为刚性插入件时由热塑性树脂制成，或者当设置为柔性插入件时由预固化的硅橡胶制成，并且没有尖锐边缘，以避免对其将接触的固化袋的薄膜造成任何损坏。
通过这些和其他已知的用于由复合层压材料制造部件的工艺，因此可能获得多个新的，即未聚合的肋14，每个肋优选地具有双T形横截面，并且每个肋具有多个设置在与第一面板12a和/或第二面板12b的桁条18的交叉点处的开口14’。
现在将描述由刚刚描述的第一面板12a和第二面板12b以及多个肋14制成的由复合材料制成的多肋翼盒10的制造过程。
首先，如图2所示，由复合材料制成的第一面板12a包括蒙皮16和多个桁条18，布置在合适的固化表面22上。相应隔板23以覆盖桁条18的方式布置在每个桁条18上。
然后，将支撑插入件20放置在第一面板12a的第一侧16’上和/或隔板23上。所述支撑插入件20沿着横向方向y对准地布置，基本上对应于肋14的随后布置与每个桁条18交叉的点。特别地，每个支撑插入件20布置为使得相应的拱腹表面20c搁置在相应的隔板23上，并且每个相应的基部20d搁置在第一面板12a的蒙皮16’上或搁置在位于桁条18上的隔板23上，或搁置在这两个部件上。
然后，如图3所示，将由未聚合复合材料制成的该多个肋14，在此实例中为两个肋14，放置在第一面板12a的蒙皮16的第一侧16’上。特别地，第一肋14最初沿着横向方向y布置，即以基本上垂直于桁条18的方式布置。特别地，第一肋14通过将其相应的第一对凸缘15a放置为与第一面板12a的蒙皮16的第一侧16’接触而布置，使得开口14’定位为与桁条18对应，每个桁条18将延伸穿过相应的开口14’。特别地，通过将每个开口14’放置在相应支撑插入件20的拱背表面20b上，每个肋14布置为使得开口14’布置为与支撑插入件20相对应。
也能够通过将每个支撑插入件20的相应拱背表面20b与每个开口14’的相应表面接触，然后将该多个肋14布置在第一面板12a的第一侧16上，来将相应的支撑插入件20插入肋14的每个开口14’内，其中，通过将支撑插入件20的拱腹表面20c放置在相应的隔板23上，并且将支撑插入件20的基部20d放置在相应的隔板23上、第一面板12a的蒙皮16’上或这两个部件上，每个肋14将相应的支撑插入件20容纳在相关的开口14’中。
在这点上，工具24可优选地放置在第一面板12a的蒙皮16的所述第一侧16’上，与第一肋14接触。
工具24还可具有支撑在固化过程中使用的袋材料的功能，该袋材料布置为完全包裹每个工具24，并且该袋材料是柔性的(实际上是薄膜和塑料织物)，否则不能位于室11(即，在两个连续肋14之间限定的空间)内，以用于待聚合的复合表面的完全和完整的覆盖。此外，工具24还具有将肋14间隔开并保持在设计所提供的理论位置的功能，并且允许将该多个肋14(预成型的和未聚合的)转移到第一面板12a上。
对于图中所示的翼盒10的实例的具体构造，工具24优选地具有适当地小于室的理论内表面的尺寸，以保证足够的空间用于袋材料的厚度以覆盖工具。
有利地，工具24设置有凹槽26，其形状适于容纳桁条18及其隔板23。特别地，在其顶面28和与其顶面28相对的其底面30上都设置有凹槽26的工具布置为将第一面板12a的桁条18和第二面板12b的桁条18都容纳在所述凹槽26中，特别地，还考虑对应于肋14和桁条18的交叉点的相应支撑插入件20的存在来制造所述凹槽26。
优选地，工具24由低质量密度材料制成，特别地，例如，具有小于1.7g/cm3的质量密度的材料，并且在具有高弯曲刚度的构造中，特别地，例如，能够在每米长度内包含一毫米内的弯曲应变，这是为了允许甚至手动地容易操纵工具24，并且避免在肋在第一面板12a上定位期间在新的状态下会传递到肋14的任何变形。为了避免由于与工具24的冲击和/或撕裂而损坏袋的材料，工具24优选地由树脂制成或通过使用塑性材料制成，具有或不具有加强件。
此外，工具24优选地能够承受至少1巴的正压力而不会塌陷、屈服或变形，因为在用袋材料对其进行敷料期间，可设想施加真空。
工具24可由多个模块化部件制成，特别是由至少三个模块化部件制成，以允许在用第二面板12b封闭之后将其从每个室抽出，这与翼盒10的构造所提供的底切无关，底切是由于在第一面板12a的蒙皮16上和第二面板12b的蒙皮16上存在桁条18以及由于第一面板12a和第二面板12b可具有的任何弯曲轮廓而产生的。
由于这些原因，工具24包括中间件24a、底部件24b和顶部件24c，其中，中间件24a介于所述底部件24b和所述顶部件24c之间，并且可沿着横向方向y抽出。
优选地，中间件24a、底部件24b和顶部件24c中的至少两个通过可移除的约束元件32结合在一起。约束元件32可包括例如部分地延伸到工具24的每个部件上的板，并且该板通过传统的机械紧固元件，例如螺钉或螺栓结合到每个部件上。
工具24的中间件24a有利地具有沿着横向方向y的锥形部分。在任何情况中，工具的中间件24a具有使得可沿着横向方向y拉出的部分，例如沿着横向方向y从中间件24a的一端到另一端线性减小的部分。
有利地，工具24的中间件24a、底部件24b和顶部件24c中的至少一个具有适于改进其操作的倒角34。
一旦工具24已经放置为与第一肋14接触，第二肋14便以与第一肋14相同的方式沿着横向方向y放置在第一面板12a的所述蒙皮16上，在与第一肋14相对的一侧与工具24接触。
或者，该多个肋14和工具24可同时装载在蒙皮16的侧面16’上。根据此实施方式，可能布置第一工具24，将其放置在其第一侧表面25上，从而使其基本上旋转90°，以使其第二侧表面27向上，与第一侧表面25相对。然后，继续将肋14定位在所述第一工具24上，将相应的板15放置在所述第二侧表面27上。此时，可能将相应的支撑插入件20插入到肋14的每个开口14’内，确保每个支撑插入件20的相应拱背表面20b与每个开口14’的相应表面接触。此步骤优选地可沿着每个肋14的板15的两个相对边缘15c进行，即在肋14的所有开口14’上进行。因此通过交替布置工具24和肋14而继续进行，以获得包括以一对外部工具24开始和结束的交替连续的工具24和肋14的组件。然后适当地旋转该组件并随后将其定位在第一面板12a的蒙皮16上，使得每个第一对凸缘15a搁置在第一面板12a的所述第一侧16’上，并且或者每个开口14’或者搁置在如先前定位的相应支撑插入件20上，或者已经插入到相应开口14’中的每个支撑插入件20搁置在先前放置在桁条上的隔板23上。此操作可通过布置在固化表面22上和工具24的端部处的适当的金属接合系统来精确地协调。
实质上，肋14和工具24交替地布置，使得每对连续的肋14与同一工具24接触。
在放置到相应的室11内之前，即，在一对连续的肋14之间接触之前，每个工具24可优选地用在高压釜中的固化过程所必需的袋材料来进行包裹(dressed)。
特别地，可用高压釜中的真空袋固化工艺的典型的袋材料进行包裹，例如高温尼龙薄膜、表面通风尼龙或聚酯织物、高温隔膜。这些可手动地依次布置在每个工具24上，一个在另一个的顶部上，通过使用胶带和密封剂形成完全缠绕每个工具24的管状延伸，像糖果一样。或者，必要的袋材料可已经制成管状形式，并且像短袜一样装配在每个工具24上。在敷料之后，可将真空施加到固化袋的最外层，以确保袋材料适于每个工具24的表面，避免相同材料的起皱和桥接。
一旦所有必要的肋14和工具24已经布置，因此在每对连续肋14之间便布置了与两个肋14接触的相应工具24，布置了第二面板12b。第二面板12b放置为与每个相应肋14的每个第二对凸缘15b接触，覆盖每个室11，即，每对连续肋14之间的空间。可能将支撑插入件20布置为与第二面板12b的蒙皮16和/或放置在第二面板12b的桁条18上的隔板23接触，该隔板23也在沿着肋14的板15的边缘15c靠近第二面板12b设置的开口14’中，以与关于第一面板12a所解释的方式类似的方式。
例如，通过机械配合系统，例如现有的外锥/内锥，或通过其他合适的已知精确处理系统，可确保第二面板12b的正确定位。
在一个实施方式中，可能使用由已经聚合的复合材料制成的第一面板12a，并且因此在每个肋14的每个第一对凸缘15a和第一面板12a的所述第一侧16'之间布置相应的高温结构粘合剂层。类似地，也可能使用由已经聚合的复合材料制成的第二面板12b，并且因此在每个肋14的每个第二对凸缘15b和第二面板12b的所述第一侧16’之间布置相应的高温结构粘合剂层。当使用已经聚合的复合材料的第一面板12a或第二面板12b时，该固化过程称为共结合，并且结构粘合剂层保证了肋14分别与第一面板12a或第二面板12b之间的粘合。
在另一实施方式中，可能在第二面板12b和每个肋14的第二对凸缘15b之间插入相应的高温释放层(例如FEP或PTFE)，以在固化过程之后使第二面板12b可从翼盒10的其余部分移除，这是为了确保系统或结构部件的任何安装可进入其内部。第二面板12b随后可利用传统方法安装在肋14上，利用了这样的事实，即在固化过程之后，第二对凸缘15b的轮廓已经模制在第二面板12b上(除了释放膜之外，该释放膜通常非常薄，例如具有大约0.1mm的厚度)，便于部件的完美联接。
有利地，可能将一对工具24布置在第一面板12a的蒙皮16的所述第一侧16’的外部，分别与第一肋和最后的肋14接触。该过程可通过将每个工具24的固化袋的相应端部密封在一起并且密封在固化表面22的相应表面上以及密封在布置在第二面板12b上的相应顶部固化工具上，并且两个附加的袋材料条带放置在翼盒10外侧的外部工具24上来完成。
在已经将全真空施加到固化袋并且执行必要的泄漏测试之后，将每个工具24从室11中拉出并且移除外部工具24。由于每个工具24的特殊构造，使得工具24从室11中抽出是可能的。具体地，首先，可能继续抽出中间件24a，优选地保持顶部件24c受到约束，以避免其由于重力而下落。然后，可移除顶部件24c，最后移除底部件24b。
可能仅通过在横向方向y上的拉动动作来抽出或移除每个工具24的中间件24a。然后，每个工具24的顶部件24c和底部件24b首先在垂直方向上移动以绕过室内的底切，然后沿着横向方向y拉动。
当存在时，在继续进行每个工具24的中间件24a的抽出之前，必须移除约束元件32，以能够将中间件24a、底部件24b和顶部件24c彼此释放。
也可能在高压釜中的固化过程之后移除工具24。
最后，包括第一面板12a、该多个肋14和可能的第二面板12的组件经历固化过程。固化过程本身是已知的，并且涉及应用特定的温度和压力循环，并且将不再进一步描述。
在固化过程之后，可能继续进行分解，即移除固化袋，然后提升顶部固化工具，最后移除隔板23和放置在桁条18与蒙皮16之间的细长稳定插入件17。在固化步骤之后，移除所述支撑插入件20，以留下替代每个支撑插入件20的相应通道14”，该通道布置为使翼盒10的两个相邻室11彼此流体连通。除了由相应d桁条18和相应的隔板23占据的空间之外，所获得的通道14”的横截面基本上等于开口14’的截面。
此时，由此获得的整体式部件可装配有对应的前翼梁36和对应的后翼梁38(如图6所示，本身是已知的)，其通过传统的组件作为松散部件单独制造，以完成翼盒10。
从以上提供的描述可以看出，通过根据本发明的制造方法可获得各种优点。
通过这种方法，与所谓的“堆积”构造相比，可能：由于生产系统中要制造和管理的部件的数量较少，所以降低生产成本；减少孔和待安装的相关紧固构件的数量，因此减少了组装和采购时间以及通常非常令人焦虑的钻头和紧固构件的成本；减少在组装期间要进行的检查的数量，该检查用于测试紧固构件和用于验证在联接部件之间不存在任何间隙；以及由于所需的紧固构件的数量减少以及消除了安全承受设计载荷所必需的钻孔区域中的局部增厚而导致减小结构重量。
此外，相对于通过复合材料的共固化来制造翼盒的已知技术，由于根据本发明的方法，可能制造简化程度较低的构造，该构造不仅可应用于水平安定面，而且可应用于需要高抗扭转性能的结构，例如机翼和尾翼单元盒，同时在经济上有竞争力。
最后，由于支撑插入件确保了固化过程期间的稳定性并且避免了开口附近的树脂积聚，所以可能在固化过程之前通过扁平切割来制造开口，然后在固化过程期间保持这些开口的形状。
在不改变本发明的原理的情况下，实施方式和实施细节可相对于仅通过非限制性实例描述和示出的实施方式和实施细节进行广泛地改变，而不会因此背离如所附权利要求中限定的本发明的范围。

Claims (16)

1.一种用于制造飞行器翼盒(10)的方法，包括以下步骤：
步骤a1)在固化表面(22)上布置复合材料的第一面板(12a)，所述第一面板包括具有第一侧(16’)的蒙皮(16)和平行于纵向方向(X)延伸的多个桁条(18)；
步骤a2)设置多个未聚合复合材料的肋(14)，每个肋包括板(15)、第一对凸缘(15a)和第二对凸缘(15b)，每对凸缘(15a、15b)布置在所述板(15)的相对端部处，并且每个肋(14)具有沿着板(15)的边缘(15c)间隔开的多个贯通的开口(14’)；
步骤a3)设置多个支撑插入件(20)，每个支撑插入件包括桥元件(20a)、布置为与肋(14)的相应开口(14’)接触的拱背表面(20b)、布置为放置在隔板(23)上的拱腹表面(20c)、以及基部(20d)；
步骤b1)在每个桁条(18)上布置隔板(23)，所述隔板具有覆盖相应桁条(18)的截面形状；
步骤b2)在所述第一面板(12a)的所述第一侧(16’)上，沿着横向方向(y)对准地布置多个所述支撑插入件(20)，使得每个所述支撑插入件(20)的拱腹表面(20c)搁置在相应的隔板(23)上，并且使得每个支撑插入件(20)的所述基部(20d)搁置在第一面板(12a)的蒙皮(16’)上和/或搁置在布置于桁条(18)上的相应隔板(23)上；
步骤b3)在所述第一面板(12a)的所述第一侧(16’)上布置在纵向方向(X)上间隔开的多个所述肋(14)，其中，每个肋(14)的相应的第一对凸缘(15a)搁置在所述第一面板(12a)的第一侧(16’)上，并且其中，每个肋(14)的相应的多个开口(14’)搁置在多个对准的支撑插入件(20)的拱背表面(20b)上，使得每个桁条(18)延伸穿过每个肋(14)的相应开口(14’)；
步骤c)使所述第一面板(12a)和多个所述肋(14)在具有真空袋的高压釜中根据具体的压力和温度循环经历固化过程，以固化未聚合的部件。
2.根据权利要求1所述的方法，还包括以下步骤：
步骤d)在步骤c)之后，移除所述支撑插入件(20)，以留下相应的通道(14”)来代替每个支撑插件(20)，所述通道使所述翼盒(10)的相邻的室(11)彼此流体连通。
3.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述第一面板(12a)设置在聚合复合材料中，并且其中，所述方法还包括以下步骤：
步骤e)在步骤b3)之前，在每个肋(14)的每个第一对凸缘(15a)和所述第一面板(12a)的第一侧(16’)之间布置相应的高温结构粘合剂层。
4.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述第一面板(12a)的多个所述桁条(18)由未聚合复合材料制成，并且其中，所述方法还包括以下步骤：
步骤f1)在步骤a1)之前，将实心截面的细长稳定插入件(17)布置在限定于每个桁条(18)和相应的第一面板(12a)之间的空间中；以及
步骤f2)在步骤c)之后，移除所述细长稳定插入件(17)。
5.根据权利要求4所述的方法，其中，所述细长稳定插入件(17)由VMQ弹性体的组(即，根据标准ISO 1629为乙烯基-甲基-聚硅氧烷，Q组)的橡胶制成。
6.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述第一面板(12a)和多个所述肋(14)中的至少一个的复合材料包括热固性双马来酰亚胺或树脂和/或碳和/或玻璃纤维增强材料中的基质。
7.根据前述权利要求中任一项所述的方法，还包括以下步骤：
步骤g)在步骤c)之前，用固化袋覆盖所述第一面板(12a)和/或多个所述肋(14)。
8.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述支撑插入件(20)由塑性材料制成，所述塑性材料抵抗根据步骤c)的固化过程的特定压力和温度循环，优选地由热塑性树脂或预固化的硅橡胶制成。
9.根据前述权利要求中的任一项所述的方法，其中，所述支撑插入件(20)在所述拱背表面(20b)处的纵向方向(x)上的截面的厚度基本上等于所述肋(14)的所述板(15)的厚度。
10.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，每个肋(14)的所述板(15)由并排放置的一对平行板的结合制成，该对平行板均布置为搁置在所述支撑插入件(20)的相应的桥元件(20a)的所述拱背表面(20b)上。
11.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述支撑插入件(20)没有尖锐边缘。
12.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，步骤b2)还包括以下步骤：
步骤b2')，通过使每个所述支撑插入件(20)的相应的拱背表面(20b)与每个所述开口(14’)的相应表面接触，将相应的支撑插入件(20)插入到所述肋(14)的每个开口(14’)内。
13.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，步骤b3)还包括以下步骤：
步骤b3')将每个支撑插入件(20)的每个拱腹表面(20c)放置在相应的隔板(23)上。
14.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，每个肋(14)具有沿着每个板(15)的两个相对边缘(15c)间隔开的多个贯通的开口(14’)。
15.一种用于飞行器的翼盒(10)，通过根据前述权利要求中任一项所述的方法制造。
16.一种飞行器，包括至少一个根据权利要求15所述的翼盒(10)。
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