CN115723942A - 用于飞机的机翼的操纵面及制造该操纵面的方法 - Google Patents

Abstract

本申请涉及用于飞机的机翼的操纵面及制造该操纵面的方法。一种薄的、轻质的操纵面通过热塑性部件的感应固结来制造。操纵面包括与后区段共固结的前区段。前区段包括覆盖件，并且后区段包括被外蒙皮覆盖的桁架芯体。

Description

用于飞机的机翼的操纵面及制造该操纵面的方法

技术领域

本公开总体上涉及一种复合飞机结构，并且更具体地涉及由共固结的热塑性部件形成的操纵面(control surface，控制面)以及使用感应固结制造该操纵面的方法。

背景技术

用于飞机的操纵面有时使用复合材料制造，在该复合材料中蜂窝芯体夹在两个外面板之间，这些全部由热固性材料形成。蜂窝芯体和面板在高压釜中在相对低的压力和温度下共固化，从而导致在操纵面的整个区域上面板连续附接到蜂窝芯体该连续附接使得操纵面更易传播面板和芯体之间的脱粘。由于固化所需的时间，由热固性材料制成的操纵面生产起来也是耗时的。虽然上述类型的操纵面对于许多应用是令人满意的，但是它们可能不适用于其中机翼较薄但需要较大的断裂韧性和残余强度的较新应用，特别是当在较高的工作温度下操作时。

因此，需要这样一种操纵面，即该操纵面相对易于制造并且具有更高的结构性能特征，特别是在较高的工作温度下。还需要一种以较高生产率制造这种操纵面的方法。

发明内容

本公开总体上涉及一种在飞机中使用的复合结构，并且更具体地涉及一种轻质操纵面，该操纵面表现出高残余强度、改善的断裂韧度特性和损伤容限。

根据一个方面，提供了一种用于飞机的机翼的操纵面。操纵面包括前区段和后区段。前区段包括由热塑性材料形成的覆盖件。

根据另一方面，提供了一种用于飞机的机翼的操纵面。操纵面包括桁架芯体和覆盖桁架芯体的蒙皮。该操纵面还包括构造成覆盖该桁架芯体的端部的覆盖件。

根据又一方面，提供了一种制造用于飞机的操纵面的方法。该方法包括制造操纵面的第一区段和第二区段并将它们组装在一起。制造第一区段包括制造覆盖件、制造翼梁并将翼梁附接至覆盖件。制造第二区段包括制造桁架芯体并在该桁架芯体上施加蒙皮。

根据另一方面，提供了一种制造用于飞机的操纵面的方法，包括制造覆盖件、翼梁、桁架芯体并在该桁架芯体上施加蒙皮。覆盖件和翼梁焊接在一起。

所公开的操纵面的优点之一是，该操纵面相对薄且重量轻，但是表现出较高的残余强度和改进的断裂韧性特性以及损伤容限。另一个优点是，操纵面可在较高的使用温度下操作。另一个优点是，可较容易地以较高的生产率制造操纵面。

根据本公开的一方面，一种用于飞机的机翼的操纵面，包括：前区段，该前区段包括由热塑性材料形成的覆盖件；以及后区段，接合到前区段并由热塑性材料形成。

有利地，该操纵面是这样的操纵面，其中，后区段包括桁架芯体。

优选地，该操纵面是这样的操纵面，其中，前区段包括由热塑性材料形成的翼梁，并且覆盖件和翼梁共固结。

优选地，该操纵面是这样的操纵面，其中，后区段包括桁架芯体，并且桁架芯体中包括切口，该切口形成桁架芯体和翼梁之间的接触区域。

优选地，该操纵面是这样的操纵面，其中，桁架芯体包括沿操纵面的弦向方向延伸的腹板，并且操纵面还包括位于桁架芯体的前端处并构造为在桁架芯体的前端处支撑腹板的板。

优选地，该操纵面是这样的操纵面，其中，板粘合地附接至桁架芯体的前端。

优选地，该操纵面是这样的操纵面，其中，板焊接至桁架芯体的前端。

优选地，该操纵面是这样的操纵面，其中，板包括构造为在其中接收桁架芯体的前端的槽。

优选地，该操纵面是这样的操纵面，其中，桁架芯体由热塑性材料形成并包括顶弦杆、底弦杆以及连接顶弦杆和底弦杆的多个腹板。

优选地，该操纵面是这样的操纵面，其中，腹板在操纵面的翼展方向上延伸。

优选地，该操纵面是这样的操纵面，其中，腹板在操纵面的弦向方向上延伸。

优选地，该操纵面是这样的操纵面，其中，前区段包括由热塑性材料形成并覆盖顶弦杆和底弦杆的蒙皮。

根据本公开的另一方面，一种用于飞机的机翼的操纵面包括：桁架芯体；蒙皮，覆盖桁架芯体；以及覆盖件，构造成覆盖桁架芯体的端部。

有利地，操纵面还包括位于覆盖件和桁架芯体之间并附接至覆盖件和桁架芯体的翼梁。

优选地，该操纵面是这样的表面，其中，桁架芯体、覆盖件和翼梁中的每一者均由热塑性材料形成。

优选地，该操纵面是这样的表面，其中，桁架芯体包括顶弦杆、底弦杆以及连接顶弦杆和底弦杆的多个腹板。

优选地，该操纵面是这样的表面，其中，桁架芯体中包括切口，该切口形成桁架芯体和翼梁之间的接触区域。

优选地，该操纵面还包括位于翼梁和桁架芯体之间的板，该板中包括槽，该槽构造成将桁架芯体的端部接收并支撑在其中。

优选地，该操纵面是这样的表面，其中，蒙皮中包括接头，并且翼梁包括横跨接头的帽形件。

优选地，该操纵面是这样的表面，其中，翼梁和覆盖件共固结。

优选地，该操纵面是这样的表面，其中，覆盖件、桁架芯体和翼梁是固结结构。

根据本公开的另一方面，一种制造用于飞机的操纵面的方法包括：制造操纵面的第一区段，包括制造覆盖件、制造翼梁以及将翼梁附接至覆盖件；制造操纵面的第二区段，包括制造桁架芯体以及在桁架芯体上施加蒙皮；以及将第一区段和第二区段组装在一起。

有利地，该方法是这样的方法，其中，制造覆盖件包括在铺设心轴上铺设纤维增强热塑性织物的板层，制造翼梁包括铺设纤维增强热塑性带的板层，以及将翼梁附接至覆盖件。

优选地，该方法是这样的方法，其中，将翼梁附接至覆盖件通过使用感应加固来执行。

优选地，该方法是这样的方法，其中，制造桁架芯体包括铺设腹板、顶弦杆和底弦杆，并且使腹板以及顶弦杆和底弦杆共固结，并且施加蒙皮包括在顶弦杆和底弦杆上铺设纤维增强热塑性织物的板层。

优选地，该方法还包括在桁架芯体中形成切口，该切口限定构造成接触并接合至翼梁的接触区域。

优选地，该方法是这样的方法，其中，将第一区段和第二区段组装在一起通过使用感应固结来执行。

优选地，该方法还包括制造板，该板中具有构造成接收桁架芯体的部分的槽，将桁架芯体的部分插入到槽中，并且将桁架芯体的部分与板粘合地结合。

优选地，该方法是这样的方法，其中，将第一区段和第二区段组装在一起使用利用智能感受器(susceptor，承受器)的感应固结来执行。

优选地，该方法是这样的方法，其中，将第一区段和第二区段组装在一起通过感应焊接来执行。

根据本公开的另一方面，一种制造用于飞机的操纵面的方法包括：制造覆盖件、翼梁、桁架芯体，并且在桁架芯体上施加蒙皮；以及将覆盖件和翼梁焊接在一起。

有利地，该方法还包括通过感应固结将覆盖件和翼梁与桁架芯体和蒙皮接合。

特征、功能和优点可在本公开的各种实例中独立地实现，并且可在其他实例中组合，其中参考以下描述和附图可看见进一步的细节。

附图说明

在所附权利要求中阐述了认为是示例性实例的特性的新颖特征。然而，当结合附图阅读时，通过参考本公开的示例性实例的以下详细描述，将最好地理解示例性实例以及优选的使用模式、其他目标和优点，在附图中：

图1是采用操纵面的超音速飞机的透视图。

图2是操纵面的弦向横截面图的图示。

图3是采用升降副翼的飞机机翼的平面图的图示。

图4是示出了准备好安装在铺设心轴上的翼梁的分解弦向横截面图的图示。

图5是类似于图4的图示，但是示出了翼梁已放置在铺设心轴上且覆盖件已铺设在铺设心轴上。

图5A是类似于图5的图示，但是示出了翼梁相对于覆盖件在铺设心轴上的可替换布置。

图6是操纵面的上半部的横截面图的图示。

图7是图6中指定为“图7”的区域的横截面图的图示，示出了翼梁和覆盖件之间的一种形式的接头。

图8是类似于图7的图示，但是示出了另一种形式的接头。

图9是类似于图7的图示，但是示出了又一种形式的接头。

图10是类似于图6的图示，但是其中铺设心轴已由焊接心轴替代。

图11是形成图2的操纵面的一部分的桁架芯体的等距视图的图示。

图12是操纵面的后区段的弦向横截面图的图示。

图12A是类似于图12的图示，但是部件被分解以更清楚地示出相对于桁架芯体的外蒙皮。

图13是图12中指定为“图13”的区域的图示。

图14是类似于图12的视图的图示，但是示出了桁架芯体的一部分已被切割以形成翼梁接触区域。

图15是图14中指定为“图15”的区域的图示。

图16是示出了操纵面的前区段和后区段在接合在一起之后的弦向横截面图的图示。

图17是图16中指定为“图17”的区域的图示。

图18是操纵面的后区段的弦向横截面图的图示，示出了稳定桁架芯体的前端的带槽板。

图19是沿着图18中的线19-19截取的截面图的图示。

图20是示出了桁架芯体的前端如何接收在图18和图19中所示的带槽板的槽内的分解示意图。

图21是采用图18至图19中所示的带槽板的操纵面的弦向横截面图的图示。

图22是图21中指定为“图22”的区域的图示。

图23是示出了如何使用利用智能感受器的感应焊接将操纵面的前区段和后区段连接在一起的图解视图的图示；

图24是用于操纵面的部件的感应固结的设备的横截面视图的图示。

图25是制造具有沿翼展方向延伸的桁架芯体的操纵面的方法的流程图的图示。

图26是制造具有沿弦向方向延伸的桁架芯体的操纵面的方法的流程图的图示。

图27是飞机制造和维护方法的流程图。

图28是飞机的框图的图示。

具体实施方式

首先参考图1，飞机30包括机身32和机翼34，机翼中的一些包括用于控制飞机30的滚转、俯仰、偏航或其他动力学的操纵面36。在所示实例中，飞机30设计为实现超音速(超过1马赫)。然而，可在以亚音速运行的各种飞机中使用下面描述的操纵面36的原理。如本文所用，“操纵面”包括但不限于副翼、升降舵、方向舵、升降副翼、副翼、襟翼和类似结构，诸如小型机翼。

图2和图3示出了沿机翼34的后缘39定位的升降副翼38形式的飞机30的操纵面36。操纵面36具有沿机翼34的翼展方向54延伸的长度L(图3)和沿弦向方向56延伸的宽度W。在超音速飞机应用中，操纵面36将典型地具有相对薄的厚度T，以便减小空气动力学阻力，特别是在超音速下。操纵面36的宽度W将取决于具体应用。

具体参考图2，操纵面36大体上包括在接头58处连接在一起的前区段40和后区段42。前区段40和后区段42中的每一者由纤维增强热塑性部件形成，例如但不限于碳纤维增强的PEEK(聚醚醚酮)或PEKK(聚醚酮酮)，尽管根据应用可形成由其他材料形成的这些部件中的某些。如下文将描述的，操纵面36的热塑性部件共固结，以形成具有优异的残余强度、断裂韧性和损伤容限的高度整合的、薄的、轻质的操纵面结构，该操纵面结构适合于在高温环境中操作。

操纵面36在翼展方向54上的部分可固定地固定到机翼34，而其他部分铰接以围绕在翼展方向54上延伸的轴线46旋转。操纵面36的前区段40包括覆盖件44，该覆盖件接合到具有大致C形横截面的翼梁48。覆盖件44形成具有圆形形状的前缘，该圆形形状增强了前区段40的抗弯曲性。在一个实例中，覆盖件44由碳纤维增强热塑性织物形成，并且翼梁48由碳纤维增强热塑性带形成，然而，在其他实例中，可使用其他形式的纤维增强热塑性材料。操纵面36的后区段42在弦向方向56上呈锥形，并且包括由内桁架芯体50加强的外蒙皮52。外蒙皮52由多个面板形成并在整个操纵面36上延伸，从而在前区段40与后区段42之间形成平滑过渡。桁架芯体50为操纵面36提供了改进的抗弯刚度和抗扭刚度。桁架芯体50的设计可随应用而变化，但是在所示的实例中，包括分别通过成角度定向的腹板72结合在一起的顶弦杆68和底弦杆70。在所示的实例中，腹板72在操纵面36的翼展方向54上延伸。然而，可替代地，在其他实例中，腹板72在弦向方向56上延伸。在腹板72在翼展方向54上延伸的那些实例中，桁架芯体50在翼展方向54上呈锥形或者具有恒定的厚度。类似地，在腹板72在弦向方向56上延伸的那些实例中，桁架芯体50在弦向方向56上呈锥形或者具有恒定的厚度。在桁架芯体50的一些形式中，腹板72包括布置成基本上垂直于弦杆68、70的热塑性复合加倍装置。腹板60的其他构型也是可能的。在示出的实例中，桁架芯体50延伸穿过后区段42的整个厚度，然而在其他实例中，其仅部分地延伸穿过后区段42的厚度。

弦杆68、70和腹板72由多板层碳纤维增强热塑性带形成，而蒙皮52包括由多板层碳纤维增强热塑性带或织物形成的外面板。然而，可由其他形式的纤维增强热塑性材料形成弦杆68、70、腹板72以及蒙皮52。弦杆68、70和腹板72被铺设并使用例如采用智能感受器(稍后描述)的感应加热共固结，这允许精确的温度控制和短的固结时间。

现在参考图4、图5、图5A和图6，操纵面36具有对称轴线63(图6)。覆盖件44通过手动、半自动或全自动应用技术形成在铺设心轴64上，其中多板层纤维增强热塑性织物放置在心轴64上。翼梁48包括腹板60和一对帽形件62，该对帽形件构造成沿着接头57连接至覆盖件44，如通过感应加热或其他技术的固结。接头57的若干构造中的任何构造都是可能的，但是在所示的实例中，如在图5A和图6中最佳看到的，接头57是搭接接头57的形式，其中覆盖件44与翼梁48的帽形件62重叠。

前区段40在接头58处连接到后区段42，该接头是多种形式中的任一种。例如，如图6和图7所示，接头58包括斜接接头58，其中后区段42上的蒙皮52的锥形向前延伸的凸片52a与覆盖件44上的蒙皮52的锥形后端重叠。可替代地，如图8所示，通过使覆盖件44上的蒙皮52的锥形后端重叠在后区段42上的蒙皮52的凸片52a上而形成斜接接头58。此外，如图9所示，接头58各自包括位于前区段40与后区段42之间的蒙皮52中的简单对接接头。在每个实例中，帽形件62位于接头58下方并跨越接头58，由此加强它们。其他类型的接头是可能的，诸如但不限于阶梯搭接接头、简单搭接接头和双对接搭接接头等。前区段40和后区段42在接头58处通过共固结或通过感应焊接接合在一起。

现在参考图10，在翼梁48已放置在铺设心轴64上且帽形件62位于覆盖件44下方之后，铺设心轴64由固结工具66替代。然后，使用感应加热或将接头58加热至正在使用的特定热塑性材料的固结温度的其他技术使翼梁48和覆盖件44之间的接头57固结，从而使覆盖件44的端部与翼梁的帽形件62共固结。

现在请注意图11至图13，示出了包括桁架芯体50的操纵面36的后区段42的附加细节。如前所述，桁架芯体50的包括顶弦杆68和底弦杆70以及腹板72的元件根据使用纤维增强带还是丝束使用自动铺带(ATL)机或自动铺丝(AFP)机来铺设。在铺设之后，将心轴(未示出)纵向地插入到腹板72之间的开口中，之后将桁架芯体铺设件放置在固体工具中并加热到固结温度。通过加热工具施加的固结压力使顶弦杆68、底弦杆70和腹板72共固结成坚固的、薄的、轻质的固结结构。然后将固结的桁架芯体50放置在适当的工具中，该工具可包括如图11所示的铺设心轴74。然后将任何所需数量的纤维增强面板铺设在顶弦杆68和底弦杆70上，由此形成包括前面提到的凸片52a的外蒙皮52。

现在参考图14至图16，在一些实例中，桁架芯体50的前端可在固结之后略微不均匀，使得难以在足够的面积上实现桁架芯体50和翼梁48之间的完全面对面接触。因此，在桁架芯体50的前端中形成切口78是必要或期望的，该切口具有鱼嘴形状并在桁架芯体50上限定构造成结合并待接合至翼梁48的两个接触区域80。在示出的实例中，两个间隔开的接触区域80分别位于翼梁48的顶部和底部。然而，在其他实例中，多于两个接触区域是可能的，并且这些限定的接触区域位于桁架芯体50和翼梁48之间的接头的其他位置。图16示出了抵靠前区段40定位的操纵面36的后区段42，以准备将这两个区段沿着它们之间的接头58接合在一起。如图17所示，由于切口78，翼梁48以完全面对面接触的方式接合桁架芯体50的整个接触区域80。

在腹板60在弦向方向56上延伸的一些应用中，桁架芯体50的自由前端50a被稳定和支撑。参考图18至图22，这种支撑和稳定使用由纤维增强热塑性材料或轻质金属(诸如钛)形成的带槽板86来实现。在一个实例中，带槽板86是通过增材制造生产的激光烧结部件。带槽板86沿翼展方向54基本在操纵面36的整个长度L(图3)上延伸，并且在带槽板中包括形成与桁架芯体50的前端50a的横截面形状匹配的槽构造的槽88。如图19、图20和图21中最佳所见，桁架芯体50的前端50a紧密地接收在槽88内，使得前端50a稳定并支撑在带槽板86中。在一个实例中，粘合剂90用于将桁架芯体50的前端50a接合至带槽板86。类似地，带槽板86通过粘合剂90接合到翼梁48。可替代地，桁架芯体50的前端通过感应焊接接合到带槽板86。同样地，带槽板86通过感应焊接接合到翼梁48。

前区段40和后区段42使用如图23中示意性地示出的布置通过接头58处的局部焊接而连接在一起。在为焊接操作做准备时，将组装的前区段40和后区段42放置在图22中部分地表示为限制件92的工具中。该工具包括由与适当的AC电源(未示出)耦接的感应线圈96包围的铁氧体片94。智能感受器118安装在可充气囊状物100与正在被焊接的接头58之间。在焊接操作期间，对可充气囊状物100充气以向接头58施加固结压力，其通过限制件92起作用。

激励感应线圈96产生电磁场(未示出)，该电磁场在智能感受器98中感应涡电流，致使智能感受器98产生熔化热塑性接头58的热量。在一个实例中，智能感受器98由诸如铁(Fe)、镍(Ni)或钴(Co)的合金的铁磁材料或者诸如但不限于铁氧体的铁磁材料形成。形成智能感受器98的材料被选择为具有接近但稍微高于形成接头58的热塑性材料的固结温度的居里温度。由智能感受器98产生的热量在温度增加至居里温度时降低，从而防止接头58过热，同时确保充分的熔化以允许完全固结。

现在请注意图24，示出了可用于将操纵面36的部件固结成基本上整体的结构的感应固结组件120。大体上，感应固结组件120包括上模具104和下模具106、气动操作的心轴121、模具插入件116和可充气囊状物114。上模具104和下模具106由诸如陶瓷的非导电材料形成，并且可充气囊状物114以及模具插入件116由铝形成。模具插入件116具有与操纵面铺设件122的底部的形状互补的形状。上模具104和下模具106具有内模具表面，该内模具表面衬有由与以上结合图22描述的智能感受器98相似的材料形成的智能感受器118。上模具104和下模具106中的每一者包括合适的加强杆110，并且上模具和下模具中的每一者设置有与适当的AC电源耦接的内部电感应线圈108。上模具104和下模具106中的每一者包括冷却装置，在所示的实例中，该冷却装置包括位于感应线圈108内部的流体通道112。

在使用中，当上模具104和下模具106打开(分离)时，将操纵面铺设件122放置在模具插入件116中。在一个实例中，在操纵面铺设件122放置在模具插入件116中之前或之后，诸如气动致动器的自动设备(未示出)用于在操纵面铺设件122的内部空间123中沿翼展方向插入心轴121。然而，在其他实例中，心轴121手动地插入。当操纵面铺设件122位于模具插入件116中时，模具104、106闭合，从而将操纵面铺设件122夹在模具插入件116和可充气囊状物114之间。然后，激励感应线圈108以产生磁场，该磁场在智能感受器118中感应涡电流的流动。这些涡电流导致产生热量，该热量使操纵面铺设件122的热塑性部件熔化。当这些热塑性部件开始软化和熔化时，对可充气囊状物114充气，以向操纵面铺设件122施加固结压力，直到达到热塑性材料的固结温度。形成智能感受器118的材料的居里温度被选择为基本等于或者稍微高于期望的固结温度。因此，由于智能感受器118不加热超过它们的居里温度，所以基本上不超过热塑性材料的固结温度。在将操纵面铺设件122加热至其固结温度之后，冷却上模具104和下模具106，从而允许操纵面铺设件122冷却和固结，之后使可充气囊状物114放气并分离模具104、106，以允许移除完全固结的操纵面铺设件122。

图25概括地示出了制造上述类型的操纵面36的方法的步骤，其中桁架芯体50在弦向方向56上延伸。数字124表示制造操纵面36的前区段40所遵循的步骤，而数字126表示制造后区段42所遵循的步骤。在一个实例中，步骤124和126彼此独立地且并行地执行。制造前区段40开始于步骤128处，其中将翼梁48铺设为预成型件，随后在步骤130处，将翼梁48放置在铺设心轴64上。在其他实例中，翼梁48铺设在铺设心轴64上。在步骤132处，将覆盖件44铺设在铺设心轴64上，从而在翼梁48和覆盖件44之间形成接头58。在其他实例中，在将翼梁48放置在心轴64上之前，将覆盖件44铺设在心轴64上。在步骤134处，用固结工具66替换铺设心轴64，并且在步骤136处，通过在单独的工具中的感应固结将覆盖件44和翼梁48固结并接合在一起。在其他实例中，将覆盖件44和翼梁48各自铺设为预成型件，并且然后在通过感应加热固结之前一起组装在固结工具66上。

后区段42的制造开始于步骤138处，其中铺设桁架芯体50。在步骤140处，抵靠桁架芯体50的前端放置铺设心轴74，随后在步骤142处，将任何数量的面板板层铺设在桁架芯体50上，以形成包括向前延伸的凸片52a的外蒙皮52。在步骤144处，使桁架芯体50和面板板层共固结。根据应用，可选地在步骤146处，桁架芯体50的前端50a通过切除其一部分以形成接触区域80或者通过制造和安装带槽板86以稳定和支撑桁架芯体50的前端来修改。在步骤148处，将前区段40和后区段42组装在一起并放置在工具夹具中。最后，在步骤150处，通过局部感应焊接将前区段40和后区段42接合在一起。

图26概括地示出了制造上述类型的操纵面36的方法的步骤，其中桁架芯体50在翼展方向54上延伸。数字152表示制造操纵面36的前区段40所遵循的步骤，而数字154表示制造后区段42所遵循的步骤。参考步骤152，生产前区段40的过程在步骤156处以铺设翼梁48开始。然后，在步骤158处，将翼梁48放置在铺设心轴64上，随后在步骤160处，以在覆盖件44与翼梁48之间形成接头58的方式将覆盖件44铺设在铺设心轴64上。在步骤162处，用固结工具66替换心轴64，并且在步骤164处，将覆盖件44和翼梁48接合在一起，并且通过单独的工具中的感应固结来共固结。在步骤154处示出的用于制造后区段42的步骤在步骤166处以铺设桁架芯体50开始。然后，在步骤168处，将面板铺设在桁架芯体50和心轴64上，从而形成蒙皮52。最后，在步骤170处，使面板和桁架芯体50共固结。在步骤172，通过将前区段40和后区段42中的每一者安装在工具夹具中而组装在一起。然后，在174处，前区段40和后区段42通过感应固结使用共固结而连接在一起。在该方法的一个变型中，可通过在单个固结步骤174中同时使覆盖件44、翼梁48以及前区段40和后区段42固结来消除固结步骤164和170。如前所述，桁架芯体50的固结以及步骤174中的部件的共固结使用实心工具进行。

本公开的例子可用于各种潜在应用中，特别是在运输工业中，包括例如航空航天、船舶、汽车应用以及使用坚固的、然后轻质的结构(诸如飞机中的操纵面)的其他应用。因此，现在参考图27和图28，本公开的实例可在如图27所示的飞机制造和维护方法176以及如图28所示的飞机178的背景下使用。所公开的实例的飞机应用包括多种操纵面，例如方向舵、升降舵、副翼、升降副翼和襟翼。在生产前期间，示例性方法176包括飞机178的规格和设计180以及材料采购182。在生产期间，进行飞机178的部件和子组件制造184以及系统集成186。此后，飞机178通过认证和交付188以便投入使用190。在由客户使用时，安排飞机178进行日常维修和维护192，其包括修改、重新配置、翻新等。

方法176的每个过程由系统集成商、第三方和/或运营商(例如，客户)中的任一者执行或进行。为了本说明书的目的，系统集成商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销售商、分包商和供应商；并且运营商包括航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等。

如图28所示，通过示例性方法176生产的飞机178包括具有多个系统196的机身194、内部198和机翼200。机翼200包括任何数量的操纵面202。高级系统196的实例包括推进系统204、电气系统206、液压系统208和环境系统210中的一个或多个。任意数量的其他系统是可能的。尽管示出了航空航天实例，但是本公开的原理适用于其他行业，诸如船舶和汽车行业。

在飞机制造和维护方法176的一个或多个阶段期间，可采用本文中体现的系统和方法。例如，可以类似于飞机178在使用中生产的部件或者子组件的方式制作或者制造对应于生产过程184的部件或者子组件。此外，在生产过程184和186期间，可利用一个或多个设备实例、方法实例或者其组合，例如，通过显著加快飞机178的组装或者降低飞机178的成本。类似地，在飞机178投入使用时，例如但不限于维修和维护192，可利用一个或多个设备实例、方法实例或其组合。

在此还提供了以下条款，这些条款涉及：

1.一种用于飞机(30)的机翼(34)的操纵面(36)，包括：

前区段(40)，前区段(40)包括由热塑性材料形成的覆盖件(44)；以及

后区段(42)，接合至前区段(40)并且由热塑性材料形成。

2.根据条款1所述的操纵面(36)，其中，后区段(42)包括桁架芯体(50)。

3.根据条款1或2所述的操纵面(36)，其中，前区段(40)包括由热塑性材料形成的翼梁(48)，并且覆盖件(44)和翼梁(48)被共固结。

4.根据条款3所述的操纵面，其中：

后区段(42)包括桁架芯体(50)，并且

桁架芯体(50)中包括切口(78)，该切口在桁架芯体(50)和翼梁(48)之间形成接触区域(80)。

5.根据条款2至4中任一项所述的操纵面(36)，其中：

桁架芯体(50)包括沿操纵面(36)的弦向方向(56)延伸的腹板(72)，并且

操纵面(36)还包括板(86)，该板位于桁架芯体(50)的前端(50a)处并且构造为在桁架芯体(50)的前端(50a)处支撑腹板(72)。

6.根据条款5所述的操纵面(36)，其中，板(86)粘合地附接至桁架芯体(50)的前端(50a)。

7.根据条款5所述的操纵面(36)，其中，板(86)焊接至桁架芯体(50)的前端(50a)。

8.根据条款5至7中任一项所述的操纵面(36)，其中，板(86)包括构造成将桁架芯体(50)的前端(50a)接收在其中的槽(88)。

9.根据条款2至8中任一项所述的操纵面(36)，其中，桁架芯体(50)由热塑性材料形成并且包括顶弦杆(68)、底弦杆(70)和连接顶弦杆(68)和底弦杆(70)的多个腹板(72)。

10.根据条款9所述的操纵面(36)，其中，腹板(72)在操纵面(36)的翼展方向(56)上延伸。

11.根据条款9或10所述的操纵面(36)，其中，腹板(72)在操纵面(36)的弦向方向(56)上延伸。

12.根据条款9至11中任一项所述的操纵面(36)，其中，前区段(40)包括由热塑性材料形成并覆盖顶弦杆(68)和底弦杆(70)的蒙皮(52)。

13.一种用于飞机(30)的机翼(34)的操纵面(36)，包括：

桁架芯体(50)；

蒙皮(52)，覆盖桁架芯体(50)；以及

覆盖件(44)，构造为覆盖桁架芯体(50)的前端(50a)。

14.根据条款13所述的操纵面(36)，该操纵面还包括翼梁(48)，该翼梁位于覆盖件(44)和桁架芯体(50)之间并附接至覆盖件和桁架芯体。

15.根据条款14所述的操纵面(36)，其中，桁架芯体(50)、覆盖件(44)和翼梁(48)中的每个均由热塑性材料形成。

16.根据条款13至15中任一项所述的操纵面(36)，其中，桁架芯体(50)包括顶弦杆(68)、底弦杆(70)和连接顶弦杆(68)和底弦杆(70)的多个腹板(72)。

17.根据条款14至16中任一项所述的操纵面(36)，其中，桁架芯体(50)中包括切口(78)，该切口在桁架芯体(50)和翼梁(48)之间形成接触区域(80)。

18.根据条款14至17中任一项所述的操纵面(36)，该操纵面还包括位于翼梁(40)与桁架芯体(50)之间的板(86)，板(86)中包括槽(88)，该槽构造为在其中接收和支撑桁架芯体(50)的前端(50a)。

19.根据条款14至18中任一项所述的操纵面(36)，其中：

蒙皮(52)中包括接头(58)，并且，

翼梁(48)包括横跨接头(58)的帽形件(62)。

20.根据条款14至19中任一项所述的操纵面(36)，其中，翼梁(48)和覆盖件(44)被共固结。

21.根据条款14至20中任一项所述的操纵面(36)，其中，覆盖件(44)、桁架芯体(50)和翼梁(48)是固结结构。

22.一种制造用于飞机(30)的操纵面(36)的方法，包括：

制造操纵面(36)的第一区段(40)，包括制造覆盖件(44)、制造翼梁(48)以及将翼梁(48)附接至覆盖件(44)；

制造操纵面(36)的第二区段(42)，包括制造桁架芯体(50)，以及在桁架芯体(50)上施加蒙皮(52)；以及

将第一区段和第二区段(40、42)组装在一起。

23.根据条款22所述的方法，其中：

制造覆盖件(44)包括在铺设心轴(64)上铺设纤维增强的热塑性织物的层，

制造翼梁(48)包括铺设纤维增强的热塑性带的层，并且

将翼梁(48)附接至覆盖件(44)。

24.根据条款23所述的方法，其中，使用感应固结来执行将翼梁(48)附接至覆盖件(44)。

25.根据条款22至24中任一项所述的方法，其中：

制造桁架芯体(50)包括铺设腹板(72)、顶弦杆(68)和底弦杆(70)，并且共固结腹板(72)以及顶弦杆(68)和底弦杆(70)，并且

施加蒙皮(52)包括在顶弦杆(68)和底弦杆(70)上铺设纤维增强热塑性织物的层。

26.根据条款22至25中任一项所述的方法，该方法还包括：

在桁架芯体(50)中形成切口(78)，该切口限定构造成接触并接合至翼梁(48)的接触区域(80)。

27.根据条款22至26中任一项所述的方法，其中，将第一区段和第二区段(40，42)组装在一起通过使用感应固结来执行。

28.根据条款22至27中任一项所述的方法，该方法还包括：

制造板(86)，板中具有构造成接收桁架芯体(50)的部分(50a)的槽(88)，

将桁架芯体(50)的部分(50a)插入到槽(88)中，以及

将桁架芯体(50)的部分(50a)与板(86)粘接。

29.根据条款22至28中任一项所述的方法，其中，将第一区段和第二区段(40、42)组装在一起通过使用智能感受器(98)的感应加固来执行。

30.根据条款22至29中任一项所述的方法，其中，将第一区段和第二区段(40、42)组装在一起通过感应焊接来执行。

31.一种制造用于飞机(30)的操纵面(36)的方法，包括：

制造覆盖件(44)、翼梁(48)、桁架芯体(50)，以及在桁架芯体(50)上施加蒙皮(52)；以及

将覆盖件(44)和翼梁(48)焊接在一起。

32.根据条款31所述的方法，该方法还包括：

通过感应固结将覆盖件(44)和翼梁(48)与桁架芯体(50)和蒙皮(52)接合。

如本文所使用的，当与一系列项目一起使用时，短语“至少一个”表示可使用一个或多个所列项目的不同组合，并且可仅需要列表中每个项目中的一个。例如，“项目A、项目B和项目C中的至少一个”可包括但不限于项目A、项目A和项目B或项目B。该实例还可包括项目A、项目B和项目C或者项目B和项目C。项目可以是特定对象、事物或类别。换言之，至少一个意味着可使用列表中的任意组合项目和多个项目，但并非列表中的所有项目都是必需的。

为了说明和描述的目的，已经呈现了不同示例性实例的描述，并且不旨在是详尽的或限于公开形式的实例。对于本领域普通技术人员而言，许多修改和变化将是显而易见的。此外，与其他示例性实例相比，不同的示例性实例可提供不同的优点。选择和描述所选择的一个或多个实例，以便最好地解释实例的原理、实际应用，并且使本领域的其他普通技术人员能够理解具有适合于所设想的特定用途的不同修改的不同实例的本公开。

Claims (32)

1.一种用于飞机的机翼的操纵面，其中，所述操纵面包括：

前区段，所述前区段包括由热塑性材料形成的覆盖件；以及

后区段，所述后区段接合至所述前区段并由热塑性材料形成。

2.根据权利要求1所述的操纵面，其中，所述后区段包括桁架芯体。

3.根据权利要求1所述的操纵面，其中，所述前区段包括由热塑性材料形成的翼梁，并且所述覆盖件和所述翼梁共固结。

4.根据权利要求3所述的操纵面，其中：

所述后区段包括桁架芯体，并且

所述桁架芯体中包括切口，所述切口形成所述桁架芯体和所述翼梁之间的接触区域。

5.根据权利要求2所述的操纵面，其中：

所述桁架芯体包括在所述操纵面的弦向方向上延伸的腹板，并且

所述操纵面还包括板，所述板位于所述桁架芯体的前端处并构造为在所述桁架芯体的所述前端处支撑所述腹板。

6.根据权利要求5所述的操纵面，其中，所述板粘合地附接至所述桁架芯体的所述前端。

7.根据权利要求5所述的操纵面，其中，所述板焊接至所述桁架芯体的所述前端。

8.根据权利要求5所述的操纵面，其中，所述板包括槽，所述槽构造成将所述桁架芯体的所述前端接收在所述槽中。

9.根据权利要求2所述的操纵面，其中，所述桁架芯体由热塑性材料形成并包括顶弦杆、底弦杆以及连接所述顶弦杆和所述底弦杆的多个腹板。

10.根据权利要求9所述的操纵面，其中，所述腹板在所述操纵面的翼展方向上延伸。

11.根据权利要求9所述的操纵面，其中，所述腹板在所述操纵面的弦向方向上延伸。

12.根据权利要求9所述的操纵面，其中，所述前区段包括由热塑性材料形成并覆盖所述顶弦杆和所述底弦杆的蒙皮。

13.一种用于飞机的机翼的操纵面，其中，所述操纵面包括：

桁架芯体；

蒙皮，所述蒙皮覆盖所述桁架芯体；以及

覆盖件，所述覆盖件构造为覆盖所述桁架芯体的端部。

14.根据权利要求13所述的操纵面，还包括翼梁，所述翼梁位于所述覆盖件和所述桁架芯体之间并附接至所述覆盖件和所述桁架芯体。

15.根据权利要求14所述的操纵面，其中，所述桁架芯体、所述覆盖件和所述翼梁中的每一者由热塑性材料形成。

16.根据权利要求13所述的操纵面，其中，所述桁架芯体包括顶弦杆、底弦杆以及连接所述顶弦杆和所述底弦杆的多个腹板。

17.根据权利要求14所述的操纵面，其中，所述桁架芯体中包括切口，所述切口形成所述桁架芯体和所述翼梁之间的接触区域。

18.根据权利要求14所述的操纵面，还包括位于所述翼梁与所述桁架芯体之间的板，所述板中包括槽，所述槽构造为将所述桁架芯体的端部接收并支撑在所述槽中。

19.根据权利要求14所述的操纵面，其中：

所述蒙皮中包括接头，并且

所述翼梁包括跨越所述接头的帽形件。

20.根据权利要求14所述的操纵面，其中，所述翼梁和所述覆盖件共固结。

21.根据权利要求14所述的操纵面，其中，所述覆盖件、所述桁架芯体和所述翼梁是固结结构。

22.一种制造用于飞机的操纵面的方法，其中，所述方法包括：

制造所述操纵面的第一区段，包括制造覆盖件、制造翼梁以及将所述翼梁附接至所述覆盖件；

制造所述操纵面的第二区段，包括制造桁架芯体，以及在所述桁架芯体上施加蒙皮；以及

将所述第一区段和所述第二区段组装在一起。

23.根据权利要求22所述的方法，其中：

制造所述覆盖件包括在铺设心轴上铺设纤维增强热塑性织物的板层，

制造所述翼梁包括铺设纤维增强热塑性带的板层，并且

将所述翼梁附接至所述覆盖件。

24.根据权利要求23所述的方法，其中，将所述翼梁附接至所述覆盖件使用感应固结来执行。

25.根据权利要求22所述的方法，其中：

制造所述桁架芯体包括铺设腹板、顶弦杆和底弦杆以及使所述腹板以及所述顶弦杆和所述底弦杆共固化，并且

施加所述蒙皮包括在所述顶弦杆和所述底弦杆上铺设纤维增强热塑性织物的板层。

26.根据权利要求22所述的方法，还包括：

在所述桁架芯体中形成切口，所述切口限定构造成接触并接合至所述翼梁的接触区域。

27.根据权利要求22所述的方法，其中，将所述第一区段和所述第二区段组装在一起使用感应固结来执行。

28.根据权利要求22所述的方法，还包括：

制造板，所述板中具有构造成接收所述桁架芯体的部分的槽，

将所述桁架芯体的所述部分插入到所述槽中，以及

将所述桁架芯体的所述部分与所述板粘合地结合。

29.根据权利要求22所述的方法，其中，将第一区段和第二区段组装在一起通过使用智能感受器的感应加固来执行。

30.根据权利要求22所述的方法，其中，将第一区段和第二区段组装在一起通过感应焊接来执行。

31.一种制造用于飞机的操纵面的方法，其中，所述方法包括：

制造覆盖件、翼梁和桁架芯体、以及在所述桁架芯体上施加蒙皮；以及

将所述覆盖件和所述翼梁焊接在一起。

32.根据权利要求31所述的方法，还包括：

通过感应固结将所述覆盖件和所述翼梁与所述桁架芯体和所述蒙皮接合。

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