CN111688904A - 飞行器机翼部件 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器机翼部件、包括这种飞行器机翼部件的机翼组件，以及制造这种部件和组件的方法。飞行器机翼的后缘结构件在使用中经受来自飞行器的发动机的高温外排物。这种升高的温度会不利地影响后缘的极限拉伸强度。飞行器机翼部件包括复合材料，该复合材料具有：第一部分(14)，第一部分(14)包括包含增强材料(17)的金属基体(16)；以及第二部分(15)，第二部分(15)包括包含多个中空金属陶瓷球体(19)的金属基体(18)，第二部分与复合材料的表面(20)相邻。设置两个部分、其中一者包括增强材料并且另一者包括中空球体意味着部件在最需要结构强度和隔热性质的位置具有结构强度和隔热性质两者。复合材料的包含中空金属陶瓷球体的一部分用作隔热的嵌入层。

Description

飞行器机翼部件

技术领域

本发明涉及飞行器机翼的部件部分。本发明还涉及包括这种部件部分的机翼组件，以及制造这种部件和组件的方法。

背景技术

在飞行器发动机技术方面的发展使得喷气式发动机更高效且更强劲并具有高涵道比。这种发动机趋于在尺寸上大于传统的喷气式发动机并且与相邻机翼组件的结构件更紧密地成一体。

这种航空发动机的发展可能遇到的问题在于，发动机与飞行器机翼的接近意味着，在使用中，机翼的后缘更多地暴露于由发动机排出的热的、高压的气体。这种发动机的外排物可以达到大约1600℃的温度。机翼结构件通常由铝和铝合金制成；高温对这种材料的极限抗拉强度(UTS)有不利的影响。

图1a和图1b是示出了施加至由同质铝合金制成的厚度为‘d’的材料的表面的高温空气流的影响的曲线图。材料的表面处于d＝0处。图1a示出了在材料的横截面内的温度分布。由于材料的同质性，材料在其表面处的温度最高，并且穿过材料的厚度大致均匀地减小。图1b示出了在材料的UTS方面的变化。图1b中的折线表示材料处于室温下的极限抗拉强度。在整个材料的厚度中，材料的UTS小于该材料将处于室温时的UTS。这在材料的暴露于高温的表面处是最明显的，在暴露于高温的材料表面处可以看出UTS显著地下降。将理解的是，这种影响可能不利地影响机翼组件的后缘的结构完整性，并且可能限制组件的使用寿命。

已经提出了各种各样的建议来保护后缘机翼结构件免受高温外排物的不利影响。在一个建议中，后缘结构件包括能够承受升高的温度的环氧树脂复合材料。虽然如此，这种建议也仅能够在至多为远低于后缘在使用中所经受的温度的温度下保护机翼。

在另一个建议中，隔热浆料被施加至机翼的后缘。然而，这种浆料层不雅观且需要定期的监测和维护。假如不正确地施加，浆料可能改变机翼的航空动力学性能。

另一个建议是使用能够在高温下更好地工作的金属或合金、比如钛或所谓的超合金来制造机翼的后缘。然而，这种材料通常生产和加工成本高。

发明内容

本发明提供了一种飞行器机翼部件，该部件包括复合材料，该复合材料的第一部分包括包含增强材料的第一金属基体，并且该复合材料的第二部分包括包含多个中空金属陶瓷球体的第二金属基体，该第二部分与复合材料的表面相邻。设置两个部分、其中一者包括增强材料并且另一者包括中空球体意味着部件在最需要结构强度和隔热性质的位置具有结构强度和隔热性质两者。复合材料的包含中空金属陶瓷球体的部分在复合材料的表面处用作隔热的嵌入层。

优选地，球体具有大致相同的直径。这使复合材料的第二部分在材料的表面处或材料的表面附近的温度响应均匀。替代性地，为了在金属基体内提供球体的更好的填充，球体可以具有在预定范围内的多个直径。

优选地，含有球体的第二部分具有小于材料的50％的厚度，或者具有甚至小于材料的25％的厚度。通过在复合材料的大部分厚度上设置增强材料，形成了具有较高抗拉强度的材料。

球体可以是便宜且轻量的氧化铝。

有利地，增强材料包括增加复合材料的抗拉强度的多个纤维。替代性地，或附加地，增强材料包括颗粒。

增强材料也可以包括氧化铝，或完全是氧化铝。

优选地，第一部分的金属基体具有与第二部分的金属基体相同的材料。该金属基体或每个金属基体可以是铝。

本发明还提供了一种制造本发明的飞行器机翼部件的方法，该方法包括以下步骤：将球体和增强材料铺设在模具中；将液体金属引入到模具中；以及将模具冷却。

优选地，铺设的步骤包括使模具颤动以分布金属陶瓷球体。

本发明还提供了这样一种部件：该部件形成为飞行器机翼组件的后缘的至少一部分。该部件可以形成用于飞行器的控制表面的部分。

一种用于飞行器的机翼组件，该机翼组件可以包括具有发动机的机翼主体，其中，发动机的下游区域的一部分、比如后缘包括本发明的部件。

附图说明

现在将参照附图通过示例的方式对本发明进行描述，在附图中：

图1a是示出了在暴露于高温空气时穿过典型传统铝合金材料的截面的温度曲线的曲线图；

图1b是示出了在暴露于高温空气时图1a的合金的UTS的曲线图；

图2a是结合有根据本发明构造的复合材料的飞行器的平面视图；

图2b是从图2a的飞行器的机翼的一部分的下方观察的立体图；

图3是形成图2a和图2b的机翼的一部分的材料的一部分的截面视图；

图4a是示出了在暴露于高温空气时穿过图3的材料的截面的温度曲线的曲线图；

图4b是示出了在暴露于高温空气时图3的材料的UTS的曲线图；

图5是用于制造图3的材料的典型过程的流程图；

图6a是根据本发明的替代性实施方式构造的材料的截面视图；以及

图6b是根据本发明的另一替代性实施方式构造的材料的截面视图。

具体实施方式

参照图2a和图2b，示出了客机，并且客机总体上由附图标记1表示。飞行器1包括用于保持乘客和货物的机身2、右(右舷)机翼3和左(左舷)机翼4。在机翼3、4上设置有被容纳在短舱5、6、7、8中的多个发动机。发动机设置成在使用中吸入大量空气，这些空气被加热并压缩、与喷气燃料混合并燃烧。随后从发动机的排气喷嘴排出的空气产生引起飞行器运动的推力。排出的空气、或外排物非常热并且在其中心处可以达1600℃。飞行器机翼的紧邻排气喷嘴下游的部分、特别是位于机翼的下侧上的部分必须能够承受这种升高的温度。

图2b示出了机翼3的下侧的部分。在该图中示出了被容纳在短舱8中的发动机的排气管9。大箭头10表示从排气喷嘴排出的热外排物的方向。由虚线11界定的区域经受最大程度地暴露于高温空气流中的影响。根据本发明，机翼3、4的后缘12、13的至少一部分由图3中以截面示出的复合材料制成。

为了有效地发挥机翼的后缘的作用，该材料必须提供结构强度并且能够处理来自发动机的喷嘴的高温外排物。为此，提供了金属基体复合(MMC)材料的两个部分或区域14、15。第一区域14包括材料厚度的主要部分并且包括金属基体16，金属基体16具有嵌入在金属基体16内的增强材料。在该实施方式中，增强材料包括多层氧化铝长丝17。MMC材料的该区域14提供了飞行器机翼的后缘需要的必要结构强度，以便在能够承受机翼在飞行期间经受的力的同时保持机翼的航空动力学轮廓。

根据本发明，第二区域15包括金属基体18，金属基体18包含嵌入在金属基体18内的多个中空金属陶瓷球体19。在该实施方式中，中空球体19具有大致恒定的直径并由氧化铝制成。包含金属陶瓷球体的复合材料的区域15设置成处于材料的表面20处，使得该区域15更直接地暴露于热发动机外排物。在第一区域和第二区域14、15两者中，金属基体是既轻量并且生产成本相对便宜的铝。区域15用作对后缘的结构件进行隔热而免受高温排出物的不利的影响的隔热罩。

图4a和图4b是示出了施加至根据本发明的复合材料的表面20的高温空气流的影响的曲线图。材料的表面20处于大约d＝0处。图4a示出了在材料的横截面内的温度分布。由于区域15用作将区域14与高温空气隔开的隔热的嵌入层，所以材料的温度在其表面处最高，并且穿过材料的厚度以双曲线的方式下降。图4b示出了在材料的UTS方面的变化。材料的UTS在区域15上较低，但是在区域14上比至今可达到的高得多。嵌入的隔热的区域15有助于保护复合材料的主要部分14免受加热的不利的影响，使得机翼组件的后缘保持其结构完整性，从而提高机翼组件的后缘的使用寿命。

图3的材料可以通过例如铸造方法制造，在图5中示意性地表示铸造方法的步骤。

在根据本发明的铸造方法的一个实施方式中，第一步骤包括“铺设”中空金属陶瓷球体和增强材料。首先，将球体安置在模具内(步骤21)。中空球体可以比如通过颤动而设置在模具内部，从而能够以可获得的最佳的紧密填充密度来填充球体。一旦将球体填充在模具中，将增强材料添加至模具中(步骤22)。这可以仅通过将纤维简单铺设在模具内，或通过使纤维围绕可以形成在铸造模具本身中的更多个支承结构件中的一个支承结构件进行卷绕而完成。

制造过程中的下一个步骤23是引入金属基体材料。引入金属基体材料的一个方法可以通过将液体金属倒入到模具中完成。在该实施方式中，首先对使球体和增强材料结合的模具进行预加热。优选地，为了防止基体在模具完全填满之前过早固化，预加热温度大约等于形成基体的液体金属的铸造温度。

将形成基体的液体金属以在避免干扰模具内的球体和增强材料的同时填充中空球体和增强材料周围的空隙的方式铸造到模具中。在一些实施方式中，使用用于将球体和增强材料的布置保持在模具内的筛网、钉或其他类似装置可能是有用的。除了重力铸造以外，模具可以在铸造过程期间经受压力差。例如，模具可以被加压或保持在真空下。

一旦形成基体的液体金属已经令人满意地铸造到模具中，液体金属被固化(步骤24)以在中空球体和增强材料周围形成固体金属基体。通常通过冷却模具来进行这种固化，这种固化可以通过大气冷却或通过更多个受控的冷却方法来进行。

图6a和图6b示出了根据本发明构造的替代性复合材料。在图6a中，第一区域25包括金属基体26，金属基体26包含呈多层纤维27的形式的增强元件，纤维27在长度方面比图3的实施方式中的纤维短。较短的纤维通常比长纤维更不易碎。第二区域28包括具有嵌入的中空金属陶瓷球体30的金属基体29，在该实施方式中，嵌入的中空金属陶瓷球体30具有在预定值的范围内的各种直径。与球体全部是一个直径的布置相比，选择这种球体可以填充成更紧密的布置。

在图6b的实施方式中，第一区域31包括金属基体32，金属基体32包含呈颗粒材料33的形式的增强元件，颗粒材料33可以被认为是短纤维长度的极限。使用颗粒增强的优点是所得到的复合材料的第一区域31将是各向同性的，在所有方向上具有相同的机械性能。在该实施方式中，第二区域34包括金属基体35，金属基体35包含两个不同的直径36、37的球体；较大直径36的球体设置在离材料的表面最近的层中，并且较小直径的球体设置在球体36的第一层与增强颗粒区域31之间。这种布置在复合材料的隔热部分与复合材料的增强部分之间提供了过渡部。

当然，增强材料和球体的任何组合可以嵌入在金属基体中以形成根据本发明构造的机翼部件。复合材料可以根据材料的期望的物理特性定制成具有不同区域。例如，需要结构强度但不暴露于极端温度的区域将在基体中包括更多的增强材料，而暴露于最高温度的区域将包含更多的金属陶瓷球体。复合材料的包括含有球体的材料的部分已经在附图中示出为形成复合材料的总体厚度的相对较小部分，但这当然可以根据所得到的复合材料所需要的性能改变并且定制。球体可以包括复合材料的重量方面多达50％的相应部分。类似地，增强材料可以包括复合材料的重量方面多达50％的相应部分。

在不背离本发明的范围的情况下可以做出其他变型。例如，增强元件可以选自线缆、纤维、带、丝和微粒中的任何一者或组合物。增强元件可以包括例如铝氧化物(矾土)、二氧化硅、硼、电镀碳、或任何其他高强度纤维或颗粒。

球体可以具有在微米至毫米的范围内的任何直径。球体可以全部具有大致相同的直径或选择多个直径。球体可以由比如氧化铝或二氧化碳的一种材料、或者由成分相同的多种不同材料构成。球体可以被涂覆成使球体更容易与金属基体成一体。

基体材料是比如铝、钛、或任何其他合适的材料的金属材料。优选地，基体材料是相对轻量、低成本、并且易于加工的。根据最终产品的所需要的特性，金属基体在整个材料中可以是相同的，或者在不同区域中可以使用不同的材料。

复合材料可以通过本领域技术人员已知的其他适合工艺，比如粉末冶金、挤压铸造或扩散结合形成。

本发明的机翼部件可以全部或部分地包括机翼本身的后缘，并且/或者可以包括在发动机的下游的机翼的下侧部。机翼部件可以包括在使用中将会暴露于高温气流的飞行器的襟翼、副翼或其他控制表面。

本发明可以在例如由于接近产生热的部件、或由于航空动力学摩擦而处于高温下的需要结构完整性的其他机翼结构件中使用。本发明可以用于为低温的极端条件提供防护件。其他变型和应用对本领域技术人员将是明显的。

Claims (15)

1.一种包括复合材料的飞行器机翼部件，所述复合材料的第一部分包括包含增强材料的第一金属基体并且所述复合材料的第二部分包括包含多个中空金属陶瓷球体的第二金属基体，所述第二部分与所述复合材料的表面相邻。

2.根据权利要求1所述的部件，其中，所述球体具有大致相同的直径。

3.根据权利要求1所述的部件，其中，所述球体具有在预定范围内的多个直径。

4.根据权利要求1、2或3所述的部件，其中，所述第二部分具有小于所述复合材料的50％的厚度。

5.根据权利要求1、2或3所述的部件，其中，所述第二部分具有小于所述复合材料的25％的厚度。

6.根据权利要求1、2或3所述的部件，其中，所述增强材料包括以下至少一者：多个纤维；以及微粒。

7.根据权利要求1、2或3所述的部件，其中，所述增强材料和所述球体中的至少一者包括氧化铝。

8.根据权利要求1、2或3所述的部件，其中，所述第一金属基体具有与所述第二金属基体相同的材料。

9.根据权利要求1、2或3所述的部件，其中，所述第一部分和所述第二部分中的至少一者的所述金属基体包括铝。

10.一种制造根据权利要求1、2或3所述的部件的方法，所述方法包括以下步骤：将球体和增强材料铺设在模具中；将液体金属引入到所述模具中；以及将所述金属固化。

11.根据权利要求10所述的方法，其中，所述铺设步骤包括使所述模具颤动以分布所述球体。

12.根据权利要求1、2或3中的任一项所述的部件，包括机翼的后缘的至少一部分。

13.根据权利要求1、2或3中的任一项所述的部件，包括飞行器控制表面。

14.一种机翼组件，包括：机翼主体；发动机；以及根据权利要求1至3中的任一项所述的部件，所述部件设置在所述发动机的下游。

15.一种飞行器，所述飞行器结合有根据权利要求14所述的机翼组件。

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