CN122166320A - 复合机身框架和制造框架填料和复合机身框架的方法 - Google Patents

Abstract

本申请涉及复合机身框架和制造框架填料和复合机身框架的方法。用于飞行器的复合机身框架包括腹板和抗剪连接脚。腹板包括宽度和第一厚度。腹板相对于机身在第一端部和第二端部之间形成弧。宽度从相对于机身上的蒙皮的外侧延伸到内侧。在腹板的外侧上将抗剪系脚设置在第一鼠孔和所述第二鼠孔之间，并且抗剪系脚从所述腹板的第一厚度突出。抗剪连接脚具有沿着第一桁条与第二桁条之间的蒙皮延伸的第二厚度。抗剪连接脚的第二厚度由第一厚度和第二聚合物基体复合层限定，所述第二聚合物基体复合层由第一材料聚合物基体复合层片形成，所述第一材料聚合物基体复合层片提供与第一厚度的第二材料聚合物基体复合层片集成的框架填料。

Description

复合机身框架和制造框架填料和复合机身框架的方法

技术领域

本公开总体上涉及用于飞行器的复合机身框架，并且具体地涉及集成有框架填料的复合机身框架。公开了用于制造框架填料的层压件并将层压件集成到复合机身框架的铺层中的各种方法。公开了用于将框架填料的铺层与复合机身框架的铺层集成的各种附加方法。

背景技术

目前的框架填料是手工放置在机身蒙皮上，并与蒙皮共固化。例如，总共有六个机身部分需要这些框架填料。当前的框架填料与机身蒙皮层压件共固化，然后将单独制造的框架通过框架填料和框架填料之间的蒙皮上的桁条紧固到蒙皮上。

因此，本领域技术人员继续进行研究和开发工作，以减少飞行器的机身筒部区段相对于蒙皮、框架填料和为蒙皮提供支撑的机身框架的制造时间和重量。

发明内容

公开了复合机身框架的示例、制造用于复合机身框架的框架填料的方法、制造用于飞行器的复合机身框架的方法和制造用于飞行器的机身筒部区段的方法。以下是根据本公开的主题的示例的非穷举列表，其可以要求保护或可以不要求保护。

在一个示例中，所公开的用于飞行器的复合机身框架包括内弦、腹板和抗剪连接脚。内弦是与抗剪连接脚相对的凸缘。

在另一示例中，所公开的用于飞行器的复合机身框架包括腹板和抗剪连接脚。腹板包括宽度和第一预定厚度。腹板相对于飞行器的机身在第一端和第二端之间形成弧。所述宽度从相对于所述机身上的蒙皮的外侧延伸到内侧。所述抗剪系脚设置在所述腹板的外侧，在第一鼠孔和第二鼠孔之间，并且从所述腹板的第一预定厚度突出。所述抗剪连接脚具有第二预定厚度，所述第二预定厚度沿着所述飞行器的蒙皮在第一桁条和第二桁条之间延伸。抗剪连接脚的第二预定厚度由第一预定厚度和第二多个第二聚合物基体复合层限定，所述第二多个第二聚合物基体复合层由多个第一材料聚合物基体复合层片形成，所述多个第一材料聚合物基体复合层片提供与第一预定厚度的多个第二材料聚合物基体复合层片集成的框架填料。

在示例中，所公开的制造用于复合机身框架的框架填料的方法包括：(a)将多个第一材料聚合物基体复合层片铺设在用于框架填料的第一铺设工具上，以在第一铺设工具的第一顶表面上提供第一材料聚合物基体复合层片的第一叠层；以及(b)形成所述第一叠层。

在示例中，所公开的制造用于飞行器的复合机身框架的方法包括：(a)在预定位置处将多个第一材料聚合物基体复合层片铺设在用于复合机身框架的铺设工具的顶表面的第一部分上，以形成第一材料聚合物基体复合层片的第一叠层，所述预定位置相对于复合机身框架的抗剪连接脚与框架填料相关联；(b) 将多个第二材料聚合物基体复合层片铺设在所述第一材料聚合物基体复合层片和所述铺设工具的所述顶表面的第二部分上，以提供第二材料聚合物基体复合层片的第二叠层；以及(c)形成第二叠层和第一叠层。

在示例中，所公开的制造飞行器的机身筒部区段的方法包括：(a) 在制造单元中接收蒙皮，所述蒙皮在蒙皮的内表面上至少具有第一桁条和第二桁条，具有第一桁条和第二桁条的蒙皮先前已经被制造和硬化；(b)将所述蒙皮安装在所述制造单元中的制造工具上；(c)在所述制造单元处接收复合机身框架，在复合机身框架中集成有框架填料，所述复合机身框架先前已经被制造和硬化；以及(d)在蒙皮的内表面上，将复合机身框架安装在第一桁条和第二桁条之上。

所公开的复合机身框架、制造用于复合机身框架的框架填料的方法、制造用于飞行器的复合机身框架的方法以及制造用于飞行器的机身筒部区段的方法的其他示例将从以下详细描述、附图和所附权利要求中变得显而易见。

附图说明

图1是在抗剪连接脚上具有集成框架填料的复合机身框架的示例的透视图；

图2是飞行器的示例的透视图；

图3是部分组装的机身筒部区段的示例的透视图；

图4是复合机身框架的另一示例的横截面侧视图；

图5是图4的复合机身框架的另一横截面侧视图，所述另一横截面侧视图示出了聚合物基体复合层；

图6是示出复合机身框架的又一示例中的聚合物基体复合层和外部保护性玻璃纤维层的示例的分解正视图；

图7是示出图6的复合机身框架中的聚合物基体复合层和外部保护性玻璃纤维层的分解侧视图；

图8是图4和图5的复合机身框架的侧视图，示出了集成在复合机身框架内的框架填料(以虚线表示)的示例；

图9是制造用于复合机身框架的框架填料的方法的示例的流程图；

图10是示出用于图4和图5的复合机身框架的框架填料的示例中的聚合物基体复合层的示例的分解正视图；

图11是图10的框架填料的层压件的示例的前视图；

图12是第一材料聚合物基体复合织物的片材的示例的俯视图；

图13结合图9是制造用于复合机身框架的框架填料的方法的另一示例的流程图；

图14是铺设工具的示例的后视图，在该铺设工具上放置了图8的框架填料(虚线)的层压件，并且在该铺设工具上覆盖了第二材料聚合物基体复合层片的示例；

图15是图14的铺设工具的分解侧视图，该分解侧视图示出了框架填料的层压件(以虚线示出)和覆盖在框架填料上的第二材料聚合物基体复合层片的叠层的示例；

图16是第二材料聚合物基体复合带的片材的示例的俯视图；

图17结合图9和图13是制造用于复合机身框架的框架填料的方法的又一示例的流程图；

图18是复合机身框架的示例的层压件的示例的侧视图，所述侧视图示出了集成在复合机身框架内的图11中的框架填料的层压件；

图19结合图9和图13是制造用于复合机身框架的框架填料的方法的又一示例的流程图；

图20是图14的铺设工具的分解侧视图，示出了覆盖在铺设工具上并等待放置框架填料的第二材料聚合物基体复合层片的示例；

图21结合图9和图13是制造用于复合机身框架的框架填料的方法的又一示例的流程图；

图22结合图9和图13是制造用于复合机身框架的框架填料的方法的另一示例的流程图；

图23结合图9是制造用于复合机身框架的框架填料的方法的又一示例的流程图；

图24结合图9和图23是制造用于复合机身框架的框架填料的方法的又一示例的流程图；

图25结合图9和图23是制造用于复合机身框架的框架填料的方法的又一示例的流程图；

图26结合图9和图23是制造用于复合机身框架的框架填料的方法的另一示例的流程图；

图27结合图9、图23和图25是制造用于复合机身框架的框架填料的方法的又一示例的流程图；

图28是制造用于飞行器的复合机身框架的方法的示例的流程图；

图29结合图28是制造用于飞行器的复合机身框架的方法的又一示例的流程图；

图30结合图28是制造用于飞行器的复合机身框架的方法的又一示例的流程图；

图31结合图28是制造用于飞行器的复合机身框架的方法的又一示例的流程图；

图32结合图28是制造用于飞行器的复合机身框架的方法的另一示例的流程图；

图33和图34提供了制造用于飞行器的机身筒部区段的方法的示例的流程图，所述方法包括制造复合机身框架；

图35结合图33和图34是制造用于飞行器的机身筒部区段的方法的另一示例的流程图，所述方法包括制造复合机身框架；

图36是飞行器生产和维修方法的框图，该飞行器生产和维修方法包括使用本文公开的方法的一个或更多个示例制造的复合机身框架，在复合机身框架中集成有框架填料；

图37是飞行器的示意图，该飞行器包括使用本文公开的方法的一个或更多个示例制造的复合机身框架，在复合机身框架中集成有框架填料；

图38结合图28和图30是制造用于飞行器的复合机身框架的方法的又一示例的流程图；

图39是在图28的方法2800中形成第二叠层和第一叠层的示例的流程图；

图40是用于复合机身框架的形成工具的示例的侧视图；

图41是用于复合机身框架的压实工具的示例的侧视图；

图42是图28中的形成第二叠层和第一叠层的另一示例的流程图；

图43是图9中的形成第一叠层的示例的流程图；

图44是用于框架填料的形成工具的示例的侧视图；

图45是用于框架填料的压实工具的示例的侧视图；

图46是图9中的形成第一叠层的另一示例的流程图；

图47是图13中的形成第二叠层和第一层压件的示例的流程图；

图48是图13中的形成第二叠层和第一层压件的另一示例的流程图；

图49是图23中的形成基部和第一层压件的示例的流程图；

图50是图23中的形成基部和第一层压件的另一示例的流程图；

图51是图34中的形成第二叠层和第一叠层的示例的流程图；以及

图52是图34中的形成第二叠层和第一叠层的另一示例的流程图。

具体实施方式

本文公开的复合机身框架100的各种示例、制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法900、1300、1700、1900、2100、2200、2300、2400、2500、2600、2700、制造用于飞行器200的复合机身框架100的方法2800、2900、3000、3100、3200、3800以及制造用于飞行器200的机身筒部区段310的方法3300、3500提供了用于经由夹持弧形成和共固化两个部件将框架填料802集成到复合机身框架100的抗剪连接脚114中的技术。这减少了制造部件的总数、总处理流程时间，并使飞行器的总重量减轻。在形成复合机身框架100之前铺设框架填料802，并且被集成到工具上的第一层片形式中。复合机身框架100的其余部分正常铺设，并且当固化时，两个部件变成一个连续部件。框架填料802可以与部件的第一层片一起形成，对框架流动时间的增加最小，但将显著减少当前蒙皮共固化流动时间。这也降低了复合蒙皮构建的风险，并通过具有合适尺寸的框架填料而减轻了重量。对于每个飞行器200使用的数千个框架填料802，通过将每个框架填料802的材料适当地减小两英寸来实现重量节省。例如，可能有六个复合机身框架100区段需要集成框架填料802。优点是将时间/劳动从蒙皮构建转移到较小零件特征构建。这也降低了蒙皮构建中的风险，这是因为复合机身框架100中的任何缺陷将导致低得多的报废/返工成本。这使得能够实现用于将复合机身框架100接合到机身202的改进的组装方法和用于制造复合机身框架100的改进的方法。

本文公开的技术组合了两个部分的特征，这导致减少的处理流程时间和重量节省。重量节省是由于框架填料802的尺寸合适。例如，当前的蒙皮框架填料可以在任一方向上延伸超过框架的抗剪连接脚约一英寸，而其中集成了框架填料802的复合机身框架100将具有合适的尺寸，对于每个飞行器200使用的数千个框架填料802，每个框架填料减少两英寸的材料。例如，框架填料802可以在形成复合机身框架100之前手工叠层。例如，层片的叠层可以是+/-45度取向的BMS8-276平纹(PW)(或未来的BMS8-416PW)材料。该材料与框架树脂相容，并且可以与复合机身框架100共固化。可以例如经由光学激光模板投影和真空压实成层片将框架填料802对准到首先形成的层片中。一旦这完成，就可以使用夹持弧形成如对于单件式框架的正常形成第一层片。框架形成处理的其余部分将不会受到影响，并且一旦固化，这些部件将构成一个连续的复合机身框架100，集成在复合机身框架中的框架填料802准备好安装到机身202的蒙皮204上。

框架填料802与复合机身框架100集成并且直接紧固到蒙皮。框架填料802与复合机身框架100共固化，这与任何当前处理大不相同。换句话说，当前的飞行器不使用用于机身框架的单件式框架结构，该机身框架包括用于附接到蒙皮上的集成框架填料或框架内用于附接到蒙皮的任何形式的集成框架填料。一旦框架填料802被铺设成复合机身框架100的层片并且被共固化，框架填料802就成为复合机身框架100的一部分。预叠放、+/-45度层片取向、OLT定位到第一层片上以及玻璃纤维/框架填料/和第一层片的夹持弧形成都是可以以任何合适的组合实现的技术。集成框架填料设计可用于任何其他类型的复合材料或零件构建，以将框架附接到机身。例如，集成框架填料设计可用于复合材料飞行器，以降低制造风险，相对于当前处理节省时间、重量和材料，并允许不同的机身蒙皮工具和制造，这也可导致时间/质量效益。

总体参考图1至图8和图18，作为示例，本公开涉及用于飞行器200的复合机身框架100。图1是复合机身框架100的示例的透视图。图2是飞行器200的示例的透视图。图3是部分组装的机身筒部区段310的示例的透视图。图4是复合机身框架100的另一示例的截面侧视图。图5是图4的复合机身框架100的另一横截面侧视图，示出了聚合物基体复合层502、504。图6是示出复合机身框架100的又一示例中的聚合物基体复合层502、504和外部保护性玻璃纤维层506的示例的分解前视图。图7是示出图6的复合机身框架100中的聚合物基体复合层502、504和外部保护性玻璃纤维层506的分解侧视图。图8是图4和图5的复合机身框架100的侧视图，示出了集成在复合机身框架100内的框架填料802(以虚线表示)的示例。图18是复合机身框架100的示例的层压件1502的示例的侧视图，示出了集成在复合机身框架100内的图11中的框架填料802的层压件1102。

再次参考图1至图8和图18，在一个或更多个示例中，用于飞行器200的复合机身框架100包括腹板102和抗剪连接脚114。复合机身框架100还可以包括内弦115，该内弦115位于腹板102的与抗剪连接脚114相对的一侧上。腹板102包括宽度103和第一预定厚度402。腹板102相对于飞行器200的机身202在第一端106和第二端108之间形成弧104。宽度103从相对于机身202上的蒙皮204的外侧404延伸到内侧406。抗剪连接脚114在腹板102的外侧404上设置在第一鼠孔110和第二鼠孔112之间，并且从腹板102的第一预定厚度402突出。抗剪连接脚114具有第二预定厚度408，该第二预定厚度408沿着飞行器200的蒙皮204在第一桁条302和第二桁条304之间延伸。抗剪连接脚114的第二预定厚度408由第一预定厚度402和第二多个第二聚合物基体复合层504限定，第二多个第二聚合物基体复合层504由多个第一材料聚合物基体复合层片604形成，所述多个第一材料聚合物基体复合层片604提供与第一预定厚度402的多个第二材料聚合物基体复合层片602集成的框架填料802。

在另一示例中，复合机身框架100还包括第一鼠孔110和第二鼠孔112。第一鼠孔110设置在腹板102的外侧404上并且尺寸被设定成适配在蒙皮204上的第一桁条302上方。第二鼠孔112在腹板102的外侧404上与第一鼠孔110间隔开，并且尺寸被设定成适配在机身202的蒙皮204上的与第一桁条302相邻的第二桁条304上方。

在又一示例中，复合机身框架100被构造成向具有多个桁条305的机身筒部区段310的蒙皮204的内表面312提供横向支撑314。复合机身框架100跨越多个桁条305。复合机身框架100包括在相邻桁条305之间朝向蒙皮204延伸的多个抗剪连接脚114。在制造复合机身框架100期间，每个抗剪连接脚114具有集成在每个抗剪连接脚中的框架填料802，使得复合机身框架100包括集成在多个抗剪连接脚114内的多个框架填料802。

在又一示例中，复合机身框架100还包括连接到腹板102的凸缘1802，腹板102又连接到抗剪连接脚114。抗剪连接脚114包括添加到凸缘1802的框架填料802。框架填料802等于第一桁条302和第二桁条304上的桁条凸缘的厚度。在复合机身框架100的又一示例中，腹板102的第一预定厚度402由通过多个第二材料聚合物基体复合层片602形成的第一多个第一聚合物基体复合层502限定。在复合机身框架100的又一示例中，抗剪连接脚114从腹板102延伸到抗剪连接脚114的远端409，并且抗剪连接脚114的外表面410被构造成面向蒙皮204并且与蒙皮204的对应部分对准。在复合机身框架100的另一示例中，抗剪连接脚114从腹板102的第一预定厚度402延伸，使得抗剪连接脚114的一侧被构造成面向蒙皮204并且适配在由第一桁条302、第二桁条304以及蒙皮204在第一桁条302和第二桁条304之间的对应部分所限定的区域内。

在复合机身框架100的又一示例中，第二材料聚合物基体复合层片602包括热固性基体复合层片、热塑性基体复合层片或以任何合适的组合的任何其他合适的单向聚合物基体复合层片。在复合机身框架100的又一示例中，第二材料聚合物基体复合层片602包括单向增强纤维和聚合物基体材料。在另一个实例中，单向增强纤维包括碳纤维、玻璃纤维、芳族聚酰胺纤维、天然纤维、聚醚醚酮纤维或以任何合适的组合的任何其他合适的增强纤维。在另一个进一步的实例中，聚合物基体材料包括热固性树脂、热塑性树脂、环氧树脂、酚醛树脂、聚氨酯树脂、聚酰亚胺树脂、聚乙烯树脂、聚丙烯树脂、聚对苯二甲酸丁二醇酯树脂、聚酰胺树脂、聚苯硫醚树脂、聚醚酰亚胺树脂、聚醚酮酮树脂、聚醚醚酮树脂或以任何合适的组合的任何其他合适的聚合物基体材料。

在复合机身框架100的又一示例中，第一材料聚合物基体复合层片604包括热固性基体复合层片、热塑性基体复合层片或以任何合适的组合的任何其他合适的编织聚合物基体复合层片。在复合机身框架100的另一示例中，第一材料聚合物基体复合层片604包括增强织物和聚合物基体材料。在另一示例中，增强织物包括平纹织物、0/90度编织织物、45度编织织物或以任何合适的组合的任何其他合适的编织增强织物。在另一个示例中，增强织物包括在至少两个方向上交织的织造增强纤维。在更进一步的实例中，织造增强纤维包括玻璃纤维、碳纤维、芳族聚酰胺纤维、天然纤维、聚醚醚酮纤维或以任何合适的组合的任何其他合适的增强纤维。在又一个进一步的实例中，聚合物基体材料包括热固性树脂、热塑性树脂、环氧树脂、酚醛树脂、聚氨酯树脂、聚酰亚胺树脂、聚乙烯树脂、聚丙烯树脂、聚对苯二甲酸丁二醇酯树脂、聚酰胺树脂、聚苯硫醚树脂、聚醚酰亚胺树脂、聚醚酮酮树脂、聚醚醚酮树脂或以任何合适的组合的任何其他合适的聚合物基体材料。

在复合机身框架100的又一示例中，腹板102和抗剪连接脚114还包括：外部保护性玻璃纤维层506，其在腹板102的第一端106和第二端108之间延伸，并且在第一鼠孔110和第二鼠孔112之间沿着抗剪连接脚114的内表面412和外表面410延伸。外部保护性玻璃纤维层506由外部保护性玻璃纤维层片606形成。在又一示例中，复合机身框架100还包括单件式区段116。在复合机身框架100的又一示例中，多个复合机身框架100形成用于飞行器200的机身202的一段（slice）308的分段框架306。

总体参考图1至图27、图40、图41和图43至图50，作为示例，本公开涉及制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法900、1300、1700、1900、2100、2200、2300、2400、2500、2600、2700。图1是复合机身框架100的示例的透视图。图2是飞行器200的示例的透视图。图3是部分组装的机身筒部区段310的示例的透视图。图4是复合机身框架100的另一示例的截面侧视图。图5是图4的复合机身框架100的另一横截面侧视图，示出了聚合物基体复合层502、504。图6是示出复合机身框架100的又一示例中的聚合物基体复合层502、504和外部保护性玻璃纤维层506的示例的分解前视图。图7是示出图6的复合机身框架100中的聚合物基体复合层502、504和外部保护性玻璃纤维层506的分解侧视图。图8是图4和图5的复合机身框架100的侧视图，示出了集成在复合机身框架100内的框架填料802(以虚线表示)的示例。

图9提供了制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法900的示例。图10是示出用于图4和图5的复合机身框架100的框架填料802的示例中的聚合物基体复合层502、504的示例的分解正视图。图11是图10的框架填料802的层压件1102的示例的前视图。图12是第一材料聚合物基体复合织物1202的片材的示例的俯视图。图13结合图9提供了制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法1300的示例。图14是铺设工具1404的示例的后视图，图8的框架填料802(虚线)的层压件1102放置在铺设工具1404上，并且第二材料聚合物基体复合层片602的示例覆盖在铺设工具1404上。图15是图14的铺设工具1404的分解侧视图，示出了框架填料802的层压件1102(以虚线示出)和覆盖在框架填料802上的第二材料聚合物基体复合层片602的叠层的示例。图16是第二材料聚合物基体复合带1602的片材的示例的俯视图。图17结合图9和图13提供了制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法1700的示例。图18是复合机身框架100的示例的层压件1502的示例的侧视图，示出了集成在复合机身框架100内的图11中的框架填料802的层压件1102。

图19结合图9和图13提供了制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法1900的示例。图20是图14的铺设工具1404的分解侧视图，其示出了覆盖在铺设工具1404上并等待放置框架填料802的第二材料聚合物基体复合层片602的示例。图21结合图9和图13提供了制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法2100的示例。图22结合图9和图13提供了制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法2200的示例。图23结合图9提供了制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法2300的示例。图24结合图9和图23提供了制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法2400的示例。图25结合图9和图23提供了制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法2500的示例。图26结合图9和图23提供了制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法2600的示例。图27结合图9、图23和25提供了制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法2700的示例。

图40是用于复合机身框架100的形成工具4004的示例的侧视图。图41是用于复合机身框架100的压实工具4104的示例的侧视图。图43提供了在图9的方法900中形成904第一叠层1004的示例。图44是用于框架填料802的形成工具4404的示例的侧视图。图45是用于框架填料802的压实工具4504的示例的侧视图。图46提供了在图9的方法900中形成904第一叠层1004的另一示例。图47提供了图13中的形成1308第二叠层1506和第一层压件1102的示例。图48提供了图13中的形成1308第二叠层1506和第一层压件1102的另一示例。图49提供了图23中的形成2308基部2002和第一层压件1102的示例。图50提供了图23中的形成2308基部2002和第一层压件1102的另一示例。

再次参考图1、图6至图12和图43至图46，在一个或更多个示例中，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法900(参见图9)包括将多个第一材料聚合物基体复合层片604铺设902在用于框架填料802的第一铺设工具1002上，以在第一铺设工具1002的第一顶表面1006上提供第一材料聚合物基体复合层片604的第一叠层1004。在904处，形成第一叠层1004。

在方法900的又一个示例中，第一材料聚合物基体复合层片604包括热固性基体复合层片、热塑性基体复合层片或以任何合适的组合的任何其他合适的编织聚合物基体复合层片。在方法900的又一示例中，第一材料聚合物基体复合层片604包括增强织物和聚合物基体材料。在另一示例中，增强织物包括平纹织物、0/90度编织织物、45度编织织物或以任何合适的组合的任何其他合适的编织增强织物。在另一个示例中，增强织物包括在至少两个方向上交织的织造增强纤维。在更进一步的实例中，织造增强纤维包括玻璃纤维、碳纤维、芳族聚酰胺纤维、天然纤维、聚醚醚酮纤维或任何其它合适的增强纤维。在又一个进一步的实例中，聚合物基体材料包括热固性树脂、热塑性树脂、环氧树脂、酚醛树脂、聚氨酯树脂、聚酰亚胺树脂、聚乙烯树脂、聚丙烯树脂、聚对苯二甲酸丁二醇酯树脂、聚酰胺树脂、聚苯硫醚树脂、聚醚酰亚胺树脂、聚醚酮酮树脂、聚醚醚酮树脂或以任何合适的组合的任何其他合适的聚合物基体材料。在方法900的另一示例中，复合机身框架100还包括单件式区段116。

在又一示例中，方法900还包括从第一材料聚合物基体复合织物1202的一个或更多个片材切割906多个第一材料聚合物基体复合层片604。在该示例中，方法900从906继续到902。在方法900的另一示例中，形成904第一叠层1004包括：将第一叠层1004形成4302到形成工具4404的顶表面4402。在4304处，将第一叠层1004压实到压实工具4504的顶表面4502。在方法900的又一示例中，形成904第一叠层1004包括：将第一叠层1004形成4602到第一铺设工具1002的第一顶表面1006。在4604处，在形成4602期间，将第一叠层1004压实，以提供框架填料802的第一层压件1102。

再次参考图1至图11、图13至图15、图40、图41和图46至图48，在一个或更多个示例中，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法1300(参见图13)包括图9的方法900，并且从图46的4604继续到1302，其中，从第一铺设工具1002去除框架填料802的第一层压件1102。在1304处，将第一层压件1102放置在用于复合机身框架100的第二铺设工具1404的第二顶表面1402的第一部分1504上，该第一部分1504相对于复合机身框架100的抗剪连接脚114与框架填料802相关联。在1306处，将多个第二材料聚合物基体复合层片602铺设在第一层压件1102和第二铺设工具1404的第二顶表面1402的第二部分1510上，以提供第二材料聚合物基体复合层片602的第二叠层1506。在1308处，形成第二叠层1506和第一层压件1102。

在方法1300的另一个示例中，第二材料聚合物基体复合层片602包括热固性基体复合层片、热塑性基体复合层片或以任何合适的组合的任何其他合适的单向聚合物基体复合层片。在方法1300的又一示例中，第二材料聚合物基体复合层片602包括单向增强纤维和聚合物基体材料。在另一个实例中，单向增强纤维包括碳纤维、玻璃纤维、芳族聚酰胺纤维、天然纤维、聚醚醚酮纤维或以任何合适的组合的任何其他合适的增强纤维。在另一个进一步的实例中，聚合物基体材料包括热固性树脂、热塑性树脂、环氧树脂、酚醛树脂、聚氨酯树脂、聚酰亚胺树脂、聚乙烯树脂、聚丙烯树脂、聚对苯二甲酸丁二醇酯树脂、聚酰胺树脂、聚苯硫醚树脂、聚醚酰亚胺树脂、聚醚酮酮树脂、聚醚醚酮树脂或以任何合适的组合的任何其他合适的聚合物基体材料。

在又一示例中，方法1300从图46的4604继续到1310，其中，从第二材料聚合物基体复合带1602的一个或更多个片材切割多个第二材料聚合物基体复合层片602。在该示例中，方法1300从1310继续到1302。在方法1300的又一示例中，形成1308第二叠层1506和第一层压件1102包括：将第二叠层1506和第一层压件1102形成4702到形成工具4004的顶表面4002。在4704处，将第二叠层1506和第一层压件1102压实到压实工具4104的顶表面4102。在方法1300的另一示例中，形成1308第二叠层1506和第一层压件1102包括：将第二叠层1506和第一层压件1102形成4802到第二铺设工具1404的第二顶表面1402。在4804处，在形成4802期间，将第二叠层1506和第一层压件1102压实，以提供复合机身框架100的第二层压件1502。

再次参考图1至图10、图13、图15、图17和图18，在一个或更多个示例中，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法1700(参见图17)包括图9的方法900和图13的方法1300，并且从图48的4804继续到1702，其中，将复合机身框架100的第二层压件1502固化，以硬化复合机身框架100。在该示例中，在固化1314了第二层压件1502之后，复合机身框架100包括腹板102和凸缘1802。腹板102包括宽度103和第一预定厚度402。腹板102相对于飞行器200的机身202在第一端106和第二端108之间形成弧104。宽度103从相对于机身202上的蒙皮204的外侧404延伸到内侧406。凸缘1802设置在腹板102的外侧404上并且从腹板102的第一预定厚度402突出。在1704处，方法1700继续在第一预定位置处从凸缘1802切割出第一鼠孔110，第一鼠孔110的尺寸被设定成适配在机身202的蒙皮204上的第一桁条302上方。第一预定位置基于第一桁条302在蒙皮204上的第一位置。在1706处，在第二预定位置处从凸缘1802切割出与第一鼠孔110间隔开的第二鼠孔112，并且第二鼠孔的尺寸被设定成适配在蒙皮204上与第一桁条302相邻的第二桁条304上方。第二预定位置基于第二桁条304在蒙皮204上的第二位置。

在又一示例中，复合机身框架100被构造成向具有多个桁条305的机身筒部区段310的蒙皮204的内表面312提供横向支撑314。复合机身框架100跨越多个桁条305。复合机身框架100包括在相邻桁条305之间朝向蒙皮204延伸的多个抗剪连接脚114。在制造复合机身框架100期间，每个抗剪连接脚114具有集成在每个抗剪连接脚中的框架填料802，使得复合机身框架100包括集成在多个抗剪连接脚114内的多个框架填料802。

在方法1700的另一示例中，抗剪连接脚114在第一鼠孔110和第二鼠孔112之间从腹板102延伸到凸缘1802的远端1804。抗剪连接脚114的外表面410被构造成面向蒙皮204并且与蒙皮204的对应部分对准。在方法1700的又一示例中，抗剪连接脚114从腹板102的第一预定厚度402延伸，使得抗剪连接脚114的一侧被构造成面向蒙皮204并且适配在由第一桁条302、第二桁条304以及蒙皮204在第一桁条302和第二桁条304之间的对应部分所限定的区域内。在方法1700的又一示例中，多个复合机身框架100形成用于飞行器200的机身202的一段308的分段框架306。

在方法1700的又一个示例中，凸缘1802的在第一鼠孔110和第二鼠孔112之间的一部分限定了包括第二预定厚度408的抗剪连接脚114。腹板102的第一预定厚度402由通过多个第二材料聚合物基体复合层片602形成的第一多个第一聚合物基体复合层502限定。抗剪连接脚114的第二预定厚度408由第一预定厚度402和通过多个第一材料聚合物基体复合层片604形成的第二多个第二聚合物基体复合层504限定，所述多个第一材料聚合物基体复合层片604提供与第一预定厚度402的多个第二材料聚合物基体复合层片602集成的框架填料802。

再次参考图1、图6至图10、图13和图15，在一个或更多个示例中，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法包括图9的方法900、图13的方法1300，并且从1302继续到经由在第一材料聚合物基体复合层片604的第一叠层1004上方夹持弧形成第二材料聚合物基体复合层片602的第二叠层1506将框架填料802集成到复合机身框架100的抗剪连接脚114中。然后，共固化由第一叠层1004提供的框架填料802和由第二叠层1506提供的抗剪连接脚114，以硬化复合机身框架100。

再次参考图1、图6至图9、图11、图13、图14、图16、图19和图20，在一个或更多个示例中，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法1900(参见图19)包括图9的方法900、图13的方法1300，并且从1302到1902继续，其中，在放置1304第一层压件1102和多铺设1306个第二材料聚合物基体复合层片602之前，将至少一个第二材料聚合物基体复合层片602铺设在第二铺设工具1404的第二顶表面1402上，以在框架填料802的第一层压件1102下方提供复合机身框架100的基部2002。方法1900从图13的1902继续到1304。在1904处，在放置1304了第一层压件1102之后，将基部2002和第一层压件1102形成到第二铺设工具1404的第二顶表面1402。在1906处，在形成1904期间，将基部2002和第一层压件1102压实，以提供中间复合机身框架2006的第二层压件2004。方法1900从图13的1906继续到1306。在另一示例中，方法1900从图13的1302继续到1908，其中，从第二材料聚合物基体复合带1602的一个或更多个片材切割至少一个第二材料聚合物基体复合层片602。在该示例中，方法1900从1908继续到1902。

再次参考图1、图5、图6、图9、图13至图15和图21，在一个或更多个示例中，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法2100(参见图21)包括图9的方法900、图13的方法1300，并且从1302继续到2102，其中，在放置1304第一层压件和铺设1306多个第二材料聚合物基体复合层片602之前，将外部保护性玻璃纤维层片606铺设在第二铺设工具1404的第二顶表面1402上，以在框架填料802的第一层压件1102下方提供外部保护性玻璃纤维层506。方法2100从图13的2102继续到1304和1306。在2104处，在放置1304了第一层压件并且铺设1306了多个第二材料聚合物基体复合层片602之后，将外部保护性玻璃纤维层片606与第二材料聚合物基体复合层片602的第二叠层1506和第一层压件1102一起形成到第二铺设工具1404的第二顶表面1402。在2106处，在形成2104期间，将外部保护性玻璃纤维层片606与第二叠层1506和第一层压件1102压实，以提供复合机身框架100的第二层压件1502。

再次参考图1、图5、图6、图9、图11、图13至图15和图22，在一个或更多个示例中，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法2200(参见图22)包括图9的方法900、图13的方法1300并且从1302继续到2202，其中，将外部保护性玻璃纤维层片606铺设在第二材料聚合物基体复合层片602的第二叠层1506以及当前在第二铺设工具1404上的框架填料802的第一层压件1102上，以在第二叠层1506的顶部上提供外部保护性玻璃纤维层506。在2204处，将外部保护性玻璃纤维层片606与第二叠层1506和第一层压件1102形成到第二铺设工具1404的第二顶表面1402。在2206处，在形成2204期间，将外部保护性玻璃纤维层片606与第二叠层1506和第一层压件1102压实，以提供复合机身框架100的第二层压件1502。

再次参考图1、图6至图11、图14、图16、图20、图23、图40、图41、图49和图50，在一个或更多个示例中，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法2300(参见图23)包括图9的方法900，并且从906继续到2302，其中，从第一铺设工具1002去除框架填料802的第一层压件1102。在2304处，将至少一个第二材料聚合物基体复合层片602铺设在用于复合机身框架100的第二铺设工具1404的第二顶表面1402上，以提供复合机身框架100的基部2002。在2306处，在预定位置处将第一层压件1102放置基部2002上，所述预定位置相对于复合机身框架100的抗剪连接脚114与框架填料802相关联。在2308处，形成基部2002和第一层压件1102。

在另一示例中，方法2300还包括从第二材料聚合物基体复合带1602的一个或更多个片材切割2310至少一个第二材料聚合物基体复合层片602。在该示例中，方法2300从2310继续到2302。在方法2300的又一示例中，形成2308基部2002和第一层压件1102包括：将基部2002和第一层压件1102形成4902到形成工具4004的顶表面4002。在4904处，将基部2002和第一层压件1102压实到压实工具4104的顶表面4102。在方法2300的又一示例中，形成2308基部2002和第一层压件1102包括：将基部2002和第一层压件1102形成5002到第二铺设工具1404的第二顶表面1402。在5004处，在形成5002期间，将基部2002和第一层压件1102压实，以提供中间复合机身框架2006的第二层压件2004。

再次参考图1、图5、图6、图9、图11、图14、图20、图23和图24，在一个或更多个示例中，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法2400(参见图24)包括图9的方法900、图23的方法2300并且从2302继续到2402，其中，将外部保护性玻璃纤维层片606铺设在第二铺设工具1404的第二顶表面1402上，以在复合机身框架100的基部2002下方提供外部保护性玻璃纤维层506。该方法从图23的2402继续到2304和2306。在2404处，将外部保护性玻璃纤维层片606与基部2002和第一层压件1102一起形成到第二铺设工具1404的第二顶表面1402。在2406处，在形成2404期间，将外部保护性玻璃纤维层片606与基部2002和第一层压件1102压实，以提供中间复合机身框架2006的第二层压件2004。

再次参考图1、图6至图9、图11、图14至图16、图20、图23、图25和图50，在一个或更多个示例中，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法2500(参见图25)包括图9的方法900、图23的方法2300，并且从图50的5004继续到2502，其中，将多个第二材料聚合物基体复合层片602铺设在当前位于第二铺设工具1404上的中间复合机身框架2006的第二层压件2004上，以在第二层压件2004上提供第二材料聚合物基体复合层片602的第二叠层1506。在2504处，将第二叠层1506形成到第二层压件2004的第三顶表面2008，在第二层压件2004的第三顶表面2008中集成有框架填料802的第一层压件1102。在2506处，在形成2504期间，将第二叠层1506和中间复合机身框架2006a的第二层压件2004压实，以提供复合机身框架100的第三层压件1508。在另一示例中，方法2500还包括：从第二材料聚合物基体复合带1602的一个或更多个片材切割2508多个第二材料聚合物基体复合层片602。在该示例中，该方法从2508继续到2502。

再次参考图1、图5、图6至图9、图11、图14、图15、图20、图23和图26，在一个或更多个示例中，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法2600(参见图26)包括图9的方法900、图23的方法2300、图25的方法2500，并且从2506继续到2602，其中，将外部保护性玻璃纤维层片606铺设在当前在第二铺设工具1404上的复合机身框架100的第三层压件1508上，以在第三层压件1508的顶部上提供外部保护性玻璃纤维层506。在2604处，将外部保护性玻璃纤维层片606与第二材料聚合物基体复合层片602的第二叠层1506一起形成到中间复合机身框架2006的第二层压件2004的第三顶表面2008，在第二层压件2004的第三顶表面2008中集成有框架填料802的第一层压件1102。在2606处，在形成2604期间，将外部保护性玻璃纤维层片606与第二材料聚合物基体复合层片602的第二叠层1506和第二层压件2004一起压实，以提供复合机身框架100的第三层压件1508。

再次参考图1至图4、图9、图15、图18、图23、图25和图27，在一个或更多个示例中，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法2700(参见图27)包括图9的方法900、图23的方法2300、图25的方法2500，并且从2506继续到2702，其中，固化复合机身框架100的第三层压件1508，以硬化复合机身框架100。在方法2700的另一示例中，在固化2702了第三层压件1508之后，复合机身框架100包括腹板102和凸缘1802。腹板102包括宽度103和第一预定厚度402。腹板102相对于飞行器200的机身202在第一端106和第二端108之间形成弧104。宽度103从相对于机身202上的蒙皮204的外侧404延伸到内侧406。凸缘1802设置在腹板102的外侧404上并且从腹板102的第一预定厚度402突出。在该示例中，方法2700从2702继续到2704，其中，在第一预定位置处从凸缘1802切割出第一鼠孔110，并且尺寸被设定成适配在机身202的蒙皮204上的第一桁条302上方。第一预定位置基于第一桁条302在蒙皮204上的第一位置。在2706处，在第二预定位置处从凸缘1802切割出与第一鼠孔110间隔开的第二鼠孔112，并且第二鼠孔的尺寸被设定成适配在蒙皮204上与第一桁条302相邻的第二桁条304上方。第二预定位置基于第二桁条304在蒙皮204上的第二位置。

在又一示例中，复合机身框架100被构造成向具有多个桁条305的机身筒部区段310的蒙皮204的内表面312提供横向支撑314。复合机身框架100跨越多个桁条305。复合机身框架100包括在相邻桁条305之间朝向蒙皮204延伸的多个抗剪连接脚114。在制造复合机身框架100期间，每个抗剪连接脚114具有集成在每个抗剪连接脚中的框架填料802，使得复合机身框架100包括集成在多个抗剪连接脚114内的多个框架填料802。

再次参考图1、图6至图10、图15和图23，在一个或更多个示例中，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法包括图9的方法900、图23的方法2300，并且从2302继续到经由在第一材料聚合物基体复合层片604的第一叠层1004上方夹持弧形成第二材料聚合物基体复合层片602的第二叠层1506将框架填料802集成到复合机身框架100的抗剪连接脚114中。然后，共固化由第一叠层1004提供的框架填料802和由第二叠层1506提供的抗剪连接脚114，以硬化复合机身框架100。

总体参考图1至图8、图10、图12、图14至图16、图18、图28至图32和图39至图42，作为示例，本公开涉及制造用于飞行器200的复合机身框架100的方法2800、2900、3000、3100、3200、3800。图1是复合机身框架100的示例的透视图。图2是飞行器200的示例的透视图。图3是部分组装的机身筒部区段310的示例的透视图。图4是复合机身框架100的另一示例的截面侧视图。图5是图4的复合机身框架100的另一横截面侧视图，示出了聚合物基体复合层502、504。图6是示出复合机身框架100的又一示例中的聚合物基体复合层502、504和外部保护性玻璃纤维层506的示例的分解前视图。图7是示出图6的复合机身框架100中的聚合物基体复合层502、504和外部保护性玻璃纤维层506的分解侧视图。

图8是图4和图5的复合机身框架100的侧视图，示出了集成在复合机身框架100内的框架填料802(以虚线表示)的示例。图10是示出用于图4和图5的复合机身框架100的框架填料802的示例中的聚合物基体复合层502、504的示例的分解正视图。图12是第一材料聚合物基体复合织物1202的片材的示例的俯视图。图14是铺设工具1404的示例的后视图，图8的框架填料802(虚线)的层压件1102放置在铺设工具1404上，并且第二材料聚合物基体复合层片602的示例覆盖在铺设工具1404上。图15是图14的铺设工具1404的分解侧视图，示出了框架填料802的层压件1102(以虚线示出)和覆盖在框架填料802上的第二材料聚合物基体复合层片602的叠层的示例。图16是第二材料聚合物基体复合带1602的片材的示例的俯视图。图18是复合机身框架100的示例的层压件1502的示例的侧视图，示出了集成在复合机身框架100内的图11中的框架填料802的层压件1102。

图28提供了制造用于飞行器200的复合机身框架100的方法2800的示例。图29结合图28提供了制造用于飞行器200的复合机身框架100的方法2900的示例。图30结合图28提供了制造用于飞行器200的复合机身框架100的方法3000的示例。图31结合图28提供了制造用于飞行器200的复合机身框架100的方法3100的示例。图32结合图28提供了制造用于飞行器200的复合机身框架100的方法3200的示例。图38结合图28和图30提供了制造用于飞行器的复合机身框架的方法3800的示例。

图39提供了在图28的方法2800中形成2806第二叠层1506和第一叠层1004的示例。图40是用于复合机身框架100的形成工具4004的示例的侧视图。图41是用于复合机身框架100的压实工具4104的示例的侧视图。图42提供了在图28的方法2800中形成2806第二叠层1506和第一叠层1004的另一示例。

再次参考图1、图2、图6、图8、图10、图12、图14至图16、图28和图39至图42，在一个或更多个示例中，制造用于飞行器200的复合机身框架100的方法2800(参见图28)包括在预定位置处将多个第一材料聚合物基体复合层片604铺设2802在用于复合机身框架100的铺设工具1404的顶表面1402的第一部分1504上，以形成第一材料聚合物基体复合层片604的第一叠层1004。预定位置相对于复合机身框架100的抗剪连接脚114与框架填料802相关联。在2804处，将多个第二材料聚合物基体复合层片602铺设在第一材料聚合物基体复合层片604和铺设工具1404的顶表面1402的第二部分1510上，以提供第二材料聚合物基体复合层片602的第二叠层1506。在2806处，形成第二叠层1506和第一叠层1004。

在方法2800的另一个示例中，第一材料聚合物基体复合层片604包括热固性基体复合层片、热塑性基体复合层片或以任何合适的组合的任何其他合适的编织聚合物基体复合层片。在方法2800的又一示例中，第一材料聚合物基体复合层片604包括增强织物和聚合物基体材料。在另一示例中，增强织物包括平纹织物、0/90度编织织物、45度编织织物或以任何合适的组合的任何其他合适的增强织物。在另一个示例中，增强织物包括在至少两个方向上交织的织造增强纤维。在更进一步的实例中，织造增强纤维包括玻璃纤维、碳纤维、芳族聚酰胺纤维、天然纤维、聚醚醚酮纤维或以任何合适的组合的任何其他合适的增强纤维。在又一个进一步的实例中，聚合物基体材料包括热固性树脂、热塑性树脂、环氧树脂、酚醛树脂、聚氨酯树脂、聚酰亚胺树脂、聚乙烯树脂、聚丙烯树脂、聚对苯二甲酸丁二醇酯树脂、聚酰胺树脂、聚苯硫醚树脂、聚醚酰亚胺树脂、聚醚酮酮树脂、聚醚醚酮树脂或以任何合适的组合的任何其他合适的聚合物基体材料。

在方法2800的又一个示例中，第二材料聚合物基体复合层片602包括热固性基体复合层片、热塑性基体复合层片或以任何合适的组合的任何其他合适的单向聚合物基体复合层片。在方法2800的又一示例中，第二材料聚合物基体复合层片602包括单向增强纤维和聚合物基体材料。在另一个实例中，单向增强纤维包括碳纤维、玻璃纤维、芳族聚酰胺纤维、天然纤维、聚醚醚酮纤维或以任何合适的组合的任何其他合适的增强纤维。在另一个进一步的实例中，聚合物基体材料是热固性树脂、热塑性树脂、环氧树脂、酚醛树脂、聚氨酯树脂、聚酰亚胺树脂、聚乙烯树脂、聚丙烯树脂、聚对苯二甲酸丁二醇酯树脂、聚酰胺树脂、聚苯硫醚树脂、聚醚酰亚胺树脂、聚醚酮酮树脂、聚醚醚酮树脂或任何其他合适的聚合物基体材料。

在方法2800的另一示例中，复合机身框架100还包括单件式区段116。在又一示例中，方法2800还包括从第一材料聚合物基体复合织物1202的一个或更多个片材切割2808多个第一材料聚合物基体复合层片604。在该示例中，方法2800从2808继续到2802。在又一示例中，方法2800从2802继续到2810，其中，从第二材料聚合物基体复合带1602的一个或更多个片材切割多个第二材料聚合物基体复合层片602。在该示例中，方法2800从2810继续到2804。在方法2800的又一示例中，形成2806第二叠层1506和第一叠层1004包括：将第二叠层1506和第一叠层1004形成3902到形成工具4004的顶表面4002。在3904处，将第二叠层1506和第一叠层1004压实到压实工具4104的顶表面4102。在方法2800的又一示例中，形成2806第二叠层1506和第一叠层1004包括：在形成4202期间，将第二叠层1506和第一叠层1004形成4202到铺设工具1404的顶表面1402。在4204处，将第二叠层1506和第一叠层1004压实，以提供复合机身框架100的层压件1502。

再次参考图1至图8、图10、图15、图18、图28、图29和图42，在一个或更多个示例中，制造用于飞行器200的复合机身框架100的方法2900(参见图29)包括图28的方法2800并且从图42的4204继续到2902，其中，固化复合机身框架100的层压件1502，以硬化复合机身框架100。在方法2900的另一示例中，在固化2902了层压件1502之后，复合机身框架100包括腹板102和凸缘1802。腹板102包括宽度103和第一预定厚度402。腹板102相对于飞行器200的机身202在第一端106和第二端108之间形成弧104。宽度103从相对于机身202上的蒙皮204的外侧404延伸到内侧406。凸缘1802设置在腹板102的外侧404上并且从腹板102的第一预定厚度402突出。在该示例中，该方法从2902继续，在2904处在第一预定位置处从凸缘1802切割出第一鼠孔110，并且第一鼠孔的尺寸被设定成适配在蒙皮204上的第一桁条302上方。第一预定位置基于第一桁条302在蒙皮204上的第一位置。在2906处，在第二预定位置处从凸缘1802切割出与第一鼠孔110间隔开的第二鼠孔112，并且其尺寸被设定成适配在蒙皮204上的与第一桁条302相邻的第二桁条304上方。第二预定位置基于第二桁条304在蒙皮204上的第二位置。

在又一示例中，复合机身框架100被构造成向具有多个桁条305的机身筒部区段310的蒙皮204的内表面312提供横向支撑314。复合机身框架100跨越多个桁条305。复合机身框架100包括在相邻桁条305之间朝向蒙皮204延伸的多个抗剪连接脚114。在制造复合机身框架100期间，每个抗剪连接脚114具有集成在每个抗剪连接脚中的框架填料802，使得复合机身框架100包括集成在多个抗剪连接脚114内的多个框架填料802。

在另一示例中，抗剪连接脚114从第一鼠孔110和第二鼠孔112之间的腹板102延伸到凸缘1802的远端1804，并且抗剪连接脚114的外表面410被构造成面向蒙皮204并且与蒙皮204的对应部分对准。在另一示例中，抗剪连接脚114从腹板102的第一预定厚度402延伸，使得抗剪连接脚114的一侧被构造成面向蒙皮204并且适配在由第一桁条302、第二桁条304以及蒙皮204在第一桁条302和第二桁条304之间的对应部分所限定的区域内。在又一示例中，多个复合机身框架100形成用于飞行器200的机身202的一段的分段框架306。在又一个进一步的示例中，凸缘1802的在第一鼠孔110和第二鼠孔112之间的一部分限定了包括第二预定厚度408的抗剪连接脚114。腹板102的第一预定厚度402由通过多个第二材料聚合物基体复合层片602形成的第一多个第一聚合物基体复合层502限定。抗剪连接脚114的第二预定厚度408由第一预定厚度402和通过多个第一材料聚合物基体复合层片604形成的第二多个第二聚合物基体复合层504限定，所述多个第一材料聚合物基体复合层片604提供与第一预定厚度402的多个第二材料聚合物基体复合层片602集成的框架填料802。

再次参考图1、图6至图8、图10、图15、图28，在一个或更多个示例中，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法包括图28的方法2800，并且从2802继续到经由在第一材料聚合物基体复合层片604的第一叠层1004上方夹持弧形成第二材料聚合物基体复合层片602的第二叠层1506将框架填料802集成到复合机身框架100的抗剪连接脚114中。然后，共固化由第一叠层1004提供的框架填料802和由第二叠层1506提供的抗剪连接脚114，以硬化复合机身框架100。

再次参考图1、图6、图10、图14至图16、图20、图28和图30，在一个或更多个示例中，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法3000(参见图30)包括图28的方法2800。在3002处，在铺设2802多个第一材料聚合物基体复合层片604和铺设2804多个第二材料聚合物基体复合层片602之前，将至少一个第二材料聚合物基体复合层片602铺设在铺设工具1404的顶表面1402上，以在第一材料聚合物基体复合层片604的第一叠层1004和第二材料聚合物基体复合层片602的第二叠层1506下方提供复合机身框架100的基部2002。方法3000从图28的3002继续到2802。从2802，方法3000继续到3004，在3004处，在铺设2802了多个第一材料聚合物基体复合层片604之后，将基部2002和第一材料聚合物基体复合层片604的第一叠层1004形成到铺设工具1404的顶表面1402。在3006处，在形成3004期间，将基部2002和第一材料聚合物基体复合层片604的第一叠层1004压实，以提供中间复合机身框架2006的第二层压件2004。方法3000从图28的3006继续到2804。在另一示例中，方法3000还包括从第二材料聚合物基体复合带1602的一个或更多个片材切割3008至少一个第二材料聚合物基体复合层片602。在该示例中，方法3000从3008继续到3002。

再次参考图1、图5、图6、图10、图14、图15、图20、图28、图30和图38，在一个或更多个示例中，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法3800(参见图38)包括图28的方法2800和图30的方法3000。方法3800从图30的3002继续到3802，其中，在铺设2802多个第一材料聚合物基体复合层片604和铺设2804多个第二材料聚合物基体复合层片602之前，将外部保护性玻璃纤维层片606铺设在铺设工具1404的顶表面1402上，以在复合机身框架100的基部2002和第二材料聚合物基体复合层片602的第二叠层1506下方提供外部保护性玻璃纤维层506。方法3800从图28的3802继续到2802。从2802，方法3800继续到3804，在3804处，在铺设2802了多个第一材料聚合物基体复合层片604之后，将外部保护性玻璃纤维层片606、基部2002和第一材料聚合物基体复合层片604的第一叠层1004形成到铺设工具1404的顶表面1402。在3806处，在形成3804期间，将外部保护性玻璃纤维层片606、基部2002和第一材料聚合物基体复合层片604的第一叠层1004压实，以提供中间复合机身框架2006的第二层压件2004。方法3800从图28的3806继续到2804。

再次参考图1、图5、图6、图10、图14、图15、图20、图28和图31，在一个或更多个示例中，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法3100(参见图31)包括图28的方法2800。在3102处，在铺设2802多个第一材料聚合物基体复合层片604和铺设2804多个第二材料聚合物基体复合层片602之前，将外部保护性玻璃纤维层片606铺设在铺设工具1404的顶表面1402上，以在第一材料聚合物基体复合层片604的第一叠层1004和第二材料聚合物基体复合层片602的第二叠层1506下方提供外部保护性玻璃纤维层506。方法3100从图28的3102继续到2802和2804。在3104处，在铺设2802了多个第一材料聚合物基体复合层片604并且铺设2804了多个第二材料聚合物基体复合层片602之后，将外部保护性玻璃纤维层片606与第二叠层1506和第一叠层1004形成到铺设工具1404的顶表面1402。在3106处，在形成3104期间，将外部保护性玻璃纤维层片606与第二叠层1506和第一叠层1004压实，以提供复合机身框架100的层压件1502。

再次参考图1、图5、图6、图10、图14、图15、图28和图32，在一个或更多个示例中，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法3200(参见图32)包括图28的方法2800并且从2804继续到3202，其中，外部保护性玻璃纤维层片606被铺设在第二材料聚合物基体复合层片602的第二叠层1506上以及当前在铺设工具1404上的第一材料聚合物基体复合层片604的第一叠层1004上，以在第二叠层1506的顶部上提供外部保护性玻璃纤维层506。在3204处，将外部保护性玻璃纤维层片606与第二叠层1506和第一叠层1004一起形成到铺设工具1404的顶表面1402。在3206处，在形成3204期间，将外部保护性玻璃纤维层片606与第二叠层1506和第一叠层1004压实，以提供复合机身框架100的层压件1502。

总体参考图1至图8、图10、图14、图15、图18、图33至图35、图40、图41、图51和图52，作为示例，本公开涉及制造用于飞行器200的机身筒部区段310的方法3300、3500。图1是复合机身框架100的示例的透视图。图2是飞行器200的示例的透视图。图3是部分组装的机身筒部区段310的示例的透视图。图4是复合机身框架100的另一示例的截面侧视图。图5是图4的复合机身框架100的另一横截面侧视图，示出了聚合物基体复合层502、504。图6是示出复合机身框架100的又一示例中的聚合物基体复合层502、504和外部保护性玻璃纤维层506的示例的分解前视图。图7是示出图6的复合机身框架100中的聚合物基体复合层502、504和外部保护性玻璃纤维层506的分解侧视图。图8是图4和图5的复合机身框架100的侧视图，示出了集成在复合机身框架100内的框架填料802(以虚线表示)的示例。

图10是示出用于图4和图5的复合机身框架100的框架填料802的示例中的聚合物基体复合层502、504的示例的分解正视图。图14是铺设工具1404的示例的后视图，图8的框架填料802(虚线)的层压件1102放置在铺设工具1404上，并且第二材料聚合物基体复合层片602的示例覆盖在铺设工具1404上。图15是图14的铺设工具1404的分解侧视图，示出了框架填料802的层压件1102(以虚线示出)和覆盖在框架填料802上的第二材料聚合物基体复合层片602的叠层的示例。图18是复合机身框架100的示例的层压件1502的示例的侧视图，示出了集成在复合机身框架100内的图11中的框架填料802的层压件1102。图33和图34提供了制造用于飞行器200的机身筒部区段310的方法3300的示例，其包括制造3400复合机身框架100。图35结合图33和图34提供了制造用于飞行器200的机身筒部区段310的方法3500的示例，其包括制造3400复合机身框架100。

图40是用于复合机身框架100的形成工具4004的示例的侧视图。图41是用于复合机身框架100的压实工具4104的示例的侧视图。图51提供了图34中的形成3406第二叠层1506和第一叠层1004的示例。图52提供了图34中的形成3406第二叠层1506和第一叠层1004的另一示例。

再次参考图1至图3、图6至图8、图10、图14、图15、图33、图34、图40、图41、图51和图52，在一个或更多个示例中，制造用于飞行器200的机身筒部区段310的方法3300(参见图33)包括在制造单元中接收3302蒙皮204，该蒙皮204至少具有在蒙皮204的内表面312上的第一桁条302和第二桁条304。具有第一桁条302和第二桁条304的蒙皮204已经预先制造和硬化。在3304处，在制造单元中将蒙皮204安装制造工具上。在3306处，在制造单元处接收其中集成有框架填料802的复合机身框架100。复合机身框架100先前已经被制造和硬化。在3308处，在蒙皮204的内表面312上将复合机身框架100安装在第一桁条302和第二桁条304上方。方法3300还包括制造3400(参见图34)复合机身框架100，其包括在预定位置处将多个第一材料聚合物基体复合层片604铺设3402在用于复合机身框架100的铺设工具1404的顶表面1402的第一部分1504上，以形成第一材料聚合物基体复合层片604的第一叠层1004。预定位置相对于复合机身框架100的抗剪连接脚114与框架填料802相关联。在3404处，将多个第二材料聚合物基体复合层片602铺设在第一材料聚合物基体复合层片604和铺设工具1404的顶表面1402的第二部分1510上，以提供第二材料聚合物基体复合层片602的第二叠层1506。在3406处，将第二叠层1506和第一叠层1004形成到铺设工具1404的顶表面1402。在3408处，在形成3406期间，将第二叠层1506和第一叠层1004压实，以提供复合机身框架100的层压件1502。

在制造3400的另一示例中，形成3406第二叠层1506和第一叠层1004包括：将第二叠层1506和第一叠层1004形成5102到形成工具4004的顶表面4002。在5104处，将第二叠层1506和第一叠层1004压实到压实工具4104的顶表面4102。在制造3400的又一示例中，形成3406第二叠层1506和第一叠层1004包括：将第二叠层1506和第一叠层1004形成5202到铺设工具1404的顶表面1402。在5204处，在形成5202期间，将第二叠层1506和第一叠层1004压实，以提供复合机身框架100的层压件1502。

再次参考图1至图8、图10、图15、图18和图33至图35，在一个或更多个示例中，制造用于飞行器200的机身筒部区段310的方法3500(参见图35)包括图33的方法3300和图34的制造3400复合机身框架100。方法3500从图52的5204继续到3502，其中，制造3400复合机身框架100还包括：固化3502复合机身框架100的层压件1502以硬化复合机身框架100。

在方法3500的另一示例中，在固化3502了层压件1502之后，复合机身框架100包括腹板102和凸缘1802。腹板102包括宽度103和第一预定厚度402。腹板相对于飞行器200的机身202在第一端106和第二端108之间形成弧104。宽度103从相对于机身202上的蒙皮204的外侧404延伸到内侧406。凸缘1802设置在腹板102的外侧404上并且从腹板102的第一预定厚度402突出。在该示例中，制造3400复合机身框架100还包括：在第一预定位置处从凸缘1802切割3504出第一鼠孔110，并且第一鼠孔110的尺寸被设定成适配在蒙皮204上的第一桁条302上方。第一预定位置基于第一桁条302在蒙皮204上的第一位置。在3506处，在第二预定位置处从凸缘1802切割出与第一鼠孔110间隔开的第二鼠孔112，并且其尺寸被设定成适配在蒙皮204上的与第一桁条302相邻的第二桁条304上方。第二预定位置基于第二桁条304在蒙皮204上的第二位置。

在又一示例中，复合机身框架100被构造成向具有多个桁条305的机身筒部区段310的蒙皮204的内表面312提供横向支撑314。复合机身框架100跨越多个桁条305。复合机身框架100包括在相邻桁条305之间朝向蒙皮204延伸的多个抗剪连接脚114。每个抗剪连接脚114具有在制造复合机身框架100期间集成在每个抗剪连接脚中的框架填料802，使得复合机身框架100包括集成在多个抗剪连接脚114内的多个框架填料802。

在另一示例中，凸缘1802的在第一鼠孔110和第二鼠孔112之间的一部分限定了包括第二预定厚度408的抗剪连接脚114。腹板102的第一预定厚度402由通过多个第二材料聚合物基体复合层片602形成的第一多个第一聚合物基体复合层502限定。抗剪连接脚114的第二预定厚度408由第一预定厚度402和通过多个第一材料聚合物基体复合层片604形成的第二多个第二聚合物基体复合层504限定，所述多个第一材料聚合物基体复合层片604提供与第一预定厚度402的多个第二材料聚合物基体复合层片602集成的框架填料802。

在另一个进一步的示例中，制造3400复合机身框架100还包括：经由在第一材料聚合物基体复合层片604的第一叠层1004上方夹持弧形成第二材料聚合物基体复合层片602的第二叠层1506，将框架填料802集成3508到复合机身框架100的抗剪连接脚114中。在3510处，共固化由第一叠层1004提供的框架填料802和由第二叠层1506提供的抗剪连接脚114，以硬化复合机身框架100。

复合机身框架100、制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法900、1300、1700、1900、2100、2200、2300、2400、2500、2600、2700、制造用于飞行器200的复合机身框架100的方法2800、2900、3000、3100、3200、3800以及制造用于飞行器200的机身筒部区段310的方法3300、3500的示例可以与飞行器制造的上下文相关或用于飞行器制造。虽然描述了飞行器示例，但是本文公开的示例和原理可以应用于航空航天工业和其他工业中的其他产品，诸如汽车工业、航天工业、建筑工业和其他设计和制造工业。因此，除了飞行器之外，本文公开的示例和原理可以应用于在制造各种类型的交通工具和建造各种类型的建筑物中使用各种产品。

前面的详细描述参考附图，附图示出了由本公开描述的具体示例。具有不同结构和操作的其他示例不脱离本公开的范围。在不同的附图中，相同的附图标记可以指代相同的特征、元件或部件。在整个本公开中，多个项目中的任何一个可以单独地称为项目，并且多个项目可以共同地称为项目，并且可以用相同的附图标记来表示。此外，如本文所使用的，在词语“一个”或“一个”之前的特征、元件、部件或步骤应被理解为不排除多个特征、元件、部件或步骤，除非明确地叙述了这种排除。

上面提供了可以但不一定要求保护根据本公开的主题的说明性、非穷举性示例。本文中对“示例”的引用意味着结合示例描述的一个或更多个特征、结构、元件、组件、特性和/或操作步骤被包括在根据本公开的主题的至少一个方面、实施例和/或实现中。因此，贯穿本公开的短语“示例”、“另一示例”、“一个或更多个示例”和类似语言可以但不一定是指相同的示例。此外，表征任何一个示例的主题可以但不一定包括表征任何其他示例的主题。此外，表征任何一个示例的主题可以但不一定与表征任何其他示例的主题组合。

如本文所使用的，“被构造成”执行指定功能的系统、装置、装置、结构、物品、元件、组件或硬件确实能够在没有任何改变的情况下执行指定功能，而不仅仅是在进一步修改之后具有执行指定功能的潜力。换句话说，“被构造成”执行指定功能的系统、装置、装置、结构、物品、元件、组件或硬件是为了执行指定功能而被具体选择、创建、实现、利用、编程和/或设计的。如本文所使用的，“被构造成”表示系统、装置、结构、物品、元件、组件或硬件的现有特性，其使得系统、装置、结构、物品、元件、组件或硬件能够执行指定的功能而无需进一步修改。出于本公开的目的，被描述为“被构造成”执行特定功能的系统、装置、装置、结构、制品、元件、组件或硬件可以另外或替代地被描述为“适于”和/或“可操作为”执行该功能。

除非另有说明，否则术语“第一”、“第二”、“第三”等在本文中仅用作标签，并不旨在对这些术语所指的项目施加顺序、位置或等级要求。此外，提及例如“第二”项并不要求或排除例如“第一”或较低编号项和/或例如“第三”或较高编号项的存在。

如本文所使用的，当与项目列表一起使用时，短语“中的至少一个”意味着可以使用所列出的项目中的一个或更多个的不同组合，并且可能只需要列表中的每个项目中的一个。例如，“项目A、项目B和项目C中的至少一个”可以包括但不限于项目A或项目A和项目B。该示例还可以包括项目A、项目B和项目C或项目B和项目C。在其他示例中，“至少一个”可以是例如但不限于项目A中的两个、项目B中的一个和项目C中的十个；B项四项，C项七项；和其它合适的组合。如本文所用，术语“和/或”和“/”符号包括一个或更多个相关联列出的项目的任何和所有组合。

如本文所使用的，术语“联接”、“联接”和类似术语是指彼此接合、链接、紧固、附接、连接、连通或以其他方式(例如，机械地、电地、流体地、光学地、电磁地)相关联的两个或更多个元件。在各种示例中，元件可以直接或间接地相关联。作为示例，元素A可以直接与元素B相关联。作为另一示例，元素A可以例如经由另一元素C间接地与元素B相关联。应当理解，不一定表示各种公开的元件之间的所有关联。因此，也可以存在不同于附图中描绘的联接器。

如本文所用，术语“大约”是指或表示接近但不完全接近所述条件的条件，其仍然执行期望的功能或实现期望的结果。作为示例，术语“大约”是指在可接受的预定公差或准确度内的条件，诸如在所述条件的10%内的条件。然而，术语“大约”不排除恰好是所述条件的条件。如本文所用，术语“基本上”是指基本上是执行期望功能或实现期望结果的所述条件的条件。

在上面提到的图1至图8、图10至图12、图14至图16、图18和图20中，可以表示功能元件、特征或其部件，并且不一定意味着任何特定结构。因此，可以对所示结构进行修改、添加和/或省略。另外，本领域技术人员将理解，并非上文提及的图1至图8、图10至图12、图14至图16、图18和图20中描述和示出的所有元件、特征和/或部件都需要包括在每个示例中，并且并非本文描述的所有元件、特征和/或部件都必须在每个说明性示例中描绘。因此，在图1至图8、图10至图12、图14至图16、图18和图20中描述和示出的一些元件、特征和/或部件可以以各种方式组合，而不需要包括在图1至图8、图10至图12、图14至图16、图18和图20、其他附图和/或所附公开中描述和示出的其他特征，即使这样的一个或更多个组合在本文中没有明确地示出。类似地，不限于所呈现的示例的附加特征可以与本文示出和描述的一些或所有特征组合。除非另有明确说明，否则上文提及的图1至图8、图10至图12、图14至图16、图18和图20中描绘的示例的示意图并不意味着暗示关于示例性示例的结构限制。相反，尽管示出了一个示例性结构，但是应当理解，该结构可以在适当时被修改。因此，可以对所示结构进行修改、添加和/或省略。此外，在图1至图8、图10至图12、图14至图16、图18和图20中的每一个中，用于类似或至少基本上类似目的的元件、特征和/或部件用相同的数字标记，并且在本文中可以不参考图1至图8、图10至图12、图14至图16、图18和图20中的每一个详细讨论这些元件、特征和/或部件。类似地，在图1至图8、图10至图12、图14至图16、图18和图20中的每一个中可以不标记所有元件、特征和/或部件，但是为了一致性，可以在本文中使用与其相关联的附图标记。

在上面提到的图9、图13、图17、图19和图21至图35中，框可以表示操作、步骤和/或其部分，并且连接各种框的线不暗示操作或其部分的任何特定顺序或依赖性。应当理解，不一定表示所公开的各种操作之间的所有依赖性。图9、图13、图17、图19和图21至图35以及描述本文阐述的所公开方法的操作的随附公开不应被解释为必须确定其中要执行操作的顺序。相反，尽管指示了一个说明性顺序，但是应当理解，可以在适当时修改操作的顺序。因此，可以对所示的操作进行修改、添加和/或省略，并且可以以不同的顺序或同时执行某些操作。另外，本领域技术人员将理解，并非需要执行所描述的所有操作。

此外，贯穿本说明书对本文使用的特征、优点或类似语言的引用并不意味着可以利用本文公开的示例实现的所有特征和优点应该是或在任何单个示例中。相反，提及特征和优点的语言被理解为意指结合示例描述的特定特征、优点或特性被包括在至少一个示例中。因此，贯穿本公开使用的特征、优点和类似语言的讨论可以但不一定是指相同的示例。

可以在如图36所示的飞行器制造和维修方法3600和如图37所示的飞行器3700的上下文中描述本文公开的主题的示例。在一个或更多个示例中，所公开的复合机身框架100、制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法900、1300、1700、1900、2100、2200、2300、2400、2500、2600、2700、制造用于飞行器200的复合机身框架100的方法2800、2900、3000、3100、3200、3800以及制造用于飞行器200的机身筒部区段310的方法3300、3500可用于飞行器制造。在预生产期间，维修方法3600可以包括飞行器3700的规格和设计(框3602)以及材料采购(框3604)。在生产期间，可以发生飞行器3700的部件和子组件制造(框3606)和系统集成(框3608)。此后，飞行器3700可以经历认证和交付(框3610)以投入使用(框3612)。在投入使用期间，飞行器3700可以被安排用于例行维护和维修(框3614)。日常维护和维修可以包括飞行器3700的一个或更多个系统的修改、重新构造、翻新等。

维修方法3600的每个处理可以由系统集成商、第三方和/或运营商(例如，客户)执行或执行。出于本描述的目的，系统集成商可以包括但不限于任何数量的飞行器制造商和主要系统分包商；第三方可以包括但不限于任何数量的销售商、分包商和供应商；运营商可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等。

如图37所示，通过维修方法3600生产的飞行器3700可以包括具有多个高级系统3704和内部3706的机身3702。高级系统3704的示例包括推进系统3708、电气系统3710、液压系统3712和环境系统3714中的一个或更多个。可以包括任何数量的其他系统。尽管示出了航空航天示例，但是本文公开的原理可以应用于其他行业，诸如汽车行业。因此，除了飞行器3700之外，本文公开的原理可以应用于其他交通工具，例如陆地交通工具、海洋交通工具、空间交通工具等。

所公开的复合机身框架100、制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法900、1300、1700、1900、2100、2200、2300、2400、2500、2600、2700、制造用于飞行器200的复合机身框架100的方法2800、2900、3000、3100、3200、3800以及制造用于飞行器200的机身筒部区段310的方法3300、3500可以在制造和维修方法3600的任何一个或更多个阶段期间采用。例如，对应于部件和子组件制造的部件或子组件(框3606)可以以类似于在飞行器3700服役时生产的部件或子组件(框3612)的方式来制造或制造。此外，可以在生产阶段(框3606和框3608)期间利用系统、方法或其组合的一个或更多个示例，例如，通过基本上加速飞行器3700的组装或降低飞行器3700的成本。类似地，系统或方法实现的一个或更多个示例或其组合可以例如但不限于在飞行器3700在使用中(框3612)和/或在维护和维修期间(框3614)被利用。

一个示例的所描述的特征、优点和特性可以以任何合适的方式组合在一个或更多个其他示例中。相关领域的技术人员将认识到，可以在没有特定示例的一个或更多个特定特征或优点的情况下实践本文描述的示例。在其他情况下，可以在某些示例中认识到可能不存在于所有示例中的附加特征和优点。此外，已经示出和描述了复合机身框架100的各种示例，制造用于复合机身框架100的框架填料802的方法900、1300、1700、1900、2100、2200、2300、2400、2500、2600、2700、制造用于飞行器200的复合机身框架100的方法2800、2900、3000、3100、3200、3800以及制造用于飞行器200的机身筒部区段310的方法3300、3500，本领域技术人员在阅读说明书后可以想到修改。本申请包括这样的修改，并且仅受权利要求书的范围的限制。

本申请涉及以下条款：

1. 一种制造用于飞行器的复合机身框架的方法，所述方法包括：

在预定位置处将多个第一材料聚合物基体复合层片铺设在用于所述复合机身框架的铺设工具的顶表面的第一部分上，以形成第一材料聚合物基体复合层片的第一叠层，所述预定位置相对于所述复合机身框架的抗剪连接脚与框架填料相关联；

将多个第二材料聚合物基体复合层片铺设在所述第一材料聚合物基体复合层片和所述铺设工具的所述顶表面的第二部分上，以提供第二材料聚合物基体复合层片的第二叠层；以及

形成所述第二叠层和所述第一叠层。

2. 根据条款1所述的方法，其中，所述第一材料聚合物基体复合层片包括热固性基体复合层片和热塑性基体复合层片中的至少一种。

3. 根据条款1所述的方法，其中，所述第一材料聚合物基体复合层片包括增强织物和聚合物基体材料。

4. 根据条款3所述的方法，其中，所述增强织物包括平纹织物、0/90度编织织物和45度编织织物中的至少一种。

5. 根据条款3所述的方法，其中，所述增强织物包括在至少两个方向上交织的编织增强纤维。

6. 根据条款5所述的方法，其中，所述编织增强纤维包括玻璃纤维、碳纤维、芳族聚酰胺纤维、天然纤维和聚醚醚酮纤维中的至少一种。

7. 根据条款3所述的方法，其中，所述聚合物基体材料包括热固性树脂、热塑性树脂、环氧树脂、酚醛树脂、聚氨酯树脂、聚酰亚胺树脂、聚乙烯树脂、聚丙烯树脂、聚对苯二甲酸丁二醇酯树脂、聚酰胺树脂、聚苯硫醚树脂、聚醚酰亚胺树脂、聚醚酮酮树脂和聚醚醚酮树脂中的至少一种。

8. 根据条款1所述的方法，其中，所述第二材料聚合物基体复合层片包括热固性基体复合层片和热塑性基体复合层片中的至少一种。

9. 根据条款1所述的方法，其中，所述第二材料聚合物基体复合层片包括单向增强纤维和聚合物基体材料。

10. 根据条款9所述的方法，其中，所述单向增强纤维包括碳纤维、玻璃纤维、芳族聚酰胺纤维、天然纤维和聚醚醚酮纤维中的至少一种。

11. 根据条款9所述的方法，其中，所述聚合物基体材料包括热固性树脂、热塑性树脂、环氧树脂、酚醛树脂、聚氨酯树脂、聚酰亚胺树脂、聚乙烯树脂、聚丙烯树脂、聚对苯二甲酸丁二醇酯树脂、聚酰胺树脂、聚苯硫醚树脂、聚醚酰亚胺树脂、聚醚酮酮树脂和聚醚醚酮树脂中的至少一种。

12. 根据条款1所述的方法，其中，所述复合机身框架还包括单件式区段。

13. 根据条款1所述的方法，所述方法还包括：

从第一材料聚合物基体复合织物的一个或更多个片材切割所述多个第一材料聚合物基体复合层片。

14. 根据条款1所述的方法，所述方法还包括：

从第二材料聚合物基体复合带的一个或更多个片材切割所述多个第二材料聚合物基体复合层片。

15. 根据条款1所述的方法，形成所述第二叠层和所述第一叠层包括：

将所述第二叠层和所述第一叠层形成到形成工具的顶表面；以及

将所述第二叠层和所述第一叠层压实到压实工具的顶表面。

16. 根据条款1所述的方法，形成所述第二叠层和所述第一叠层包括：

将所述第二叠层和所述第一叠层形成到所述铺设工具的所述顶表面；以及

在所述形成期间，将所述第二叠层和所述第一叠层压实，以提供所述复合机身框架的层压件。

17. 根据条款16所述的方法，所述方法还包括：

固化所述复合机身框架的所述层压件，以硬化所述复合机身框架。

18. 根据条款17所述的方法，其中，在固化了所述层压件之后，所述复合机身框架包括腹板和凸缘，所述腹板包括宽度和第一预定厚度，并且相对于所述飞行器的机身在第一端部和第二端部之间形成弧，所述宽度从相对于所述机身上的蒙皮的外侧延伸到内侧，所述凸缘设置在所述腹板的所述外侧上并且从所述腹板的所述第一预定厚度突出，所述方法还包括：

在第一预定位置处从所述凸缘切割出第一鼠孔，并且所述第一鼠孔的尺寸被设定成适配在所述蒙皮上的第一桁条上方，所述第一预定位置基于所述第一桁条在所述蒙皮上的第一位置；以及

在第二预定位置处从所述凸缘切割出与所述第一鼠孔间隔开的第二鼠孔，并且所述第二鼠孔的尺寸被设定成适配在所述蒙皮上的与所述第一桁条相邻的第二桁条上方，所述第二预定位置基于所述第二桁条在所述蒙皮上的第二位置。

19. 根据条款18所述的方法，其中，所述复合机身框架被构造成向具有多个桁条的机身筒部区段的蒙皮的内表面提供横向支撑，所述复合机身框架跨越所述多个桁条，所述复合机身框架包括在相邻桁条之间朝向所述蒙皮延伸的多个抗剪连接脚，每个抗剪连接脚具有在制造所述复合机身框架期间集成在每个抗剪连接脚中的框架填料，使得所述复合机身框架包括集成在所述多个抗剪连接脚内的多个框架填料。

20. 根据条款18所述的方法，其中，所述抗剪连接脚从所述第一鼠孔和所述第二鼠孔之间的所述腹板延伸到所述凸缘的远端，并且所述抗剪连接脚的外表面被构造成面向所述蒙皮并且与所述蒙皮的对应部分对准。

21. 根据条款18所述的方法，其中，所述抗剪连接脚从所述腹板的所述第一预定厚度延伸，使得所述抗剪连接脚的一侧被构造成面向所述蒙皮并且适配在由所述第一桁条、所述第二桁条以及所述蒙皮在所述第一桁条和所述第二桁条之间的对应部分所限定的区域内。

22. 根据条款18所述的方法，其中，多个复合机身框架形成用于所述飞行器的所述机身的一段的分段框架。

23. 根据条款18所述的方法，其中，所述凸缘的在所述第一鼠孔和所述第二鼠孔之间的一部分限定了所述抗剪连接脚，所述抗剪连接脚包括第二预定厚度，其中，所述腹板的所述第一预定厚度由通过所述多个第二材料聚合物基体复合层片形成的第一多个第一聚合物基体复合层限定，其中，所述抗剪连接脚的所述第二预定厚度由所述第一预定厚度和通过所述多个第一材料聚合物基体复合层片形成的第二多个第二聚合物基体复合层限定，所述多个第一材料聚合物基体复合层片提供与所述第一预定厚度的所述多个第二材料聚合物基体复合层片集成的所述框架填料。

24. 根据条款1所述的方法，所述方法还包括：

经由在所述第一材料聚合物基体复合层片的所述第一叠层上方夹持弧形成所述第二材料聚合物基体复合层片的所述第二叠层，将所述框架填料集成到所述复合机身框架的所述抗剪连接脚中；以及

共固化由所述第一叠层提供的所述框架填料和由所述第二叠层提供的所述抗剪连接脚，以硬化所述复合机身框架。

25. 根据条款1所述的方法，所述方法还包括：

在铺设所述多个第一材料聚合物基体复合层片和铺设所述多个第二材料聚合物基体复合层片之前，在所述铺设工具的所述顶表面上铺设至少一个第二材料聚合物基体复合层片，以在所述第一材料聚合物基体复合层片的所述第一叠层和所述第二材料聚合物基体复合层片的所述第二叠层下面提供所述复合机身框架的基部；

在铺设了所述多个第一材料聚合物基体复合层片之后，将所述基部和所述第一材料聚合物基体复合层片的所述第一叠层形成到所述铺设工具的所述顶表面；以及

在所述形成期间，将所述基部和所述第一材料聚合物基体复合层片的所述第一叠层压实，以提供中间复合机身框架的第二层压件。

26. 根据条款25所述的方法，所述方法还包括：

从第二材料聚合物基体复合带的一个或更多个片材切割所述至少一个第二材料聚合物基体复合层片。

27. 根据条款25所述的方法，所述方法还包括：

在铺设所述多个第一材料聚合物基体复合层片和铺设所述多个第二材料聚合物基体复合层片之前，将外部保护性玻璃纤维层片铺设在所述铺设工具的所述顶表面上，以在所述复合机身框架的所述基部和所述第二材料聚合物基体复合层片的所述第二叠层下面提供外部保护性玻璃纤维层；

在铺设了所述多个第一材料聚合物基体复合层片之后，将所述外部保护玻璃纤维层片、所述基部和所述第一材料聚合物基体复合层片的所述第一叠层形成到所述铺设工具的所述顶表面；以及

在所述形成期间，将所述外部保护性玻璃纤维层片、所述基部和所述第一材料聚合物基体复合层片的所述第一叠层压实，以提供所述中间复合机身框架的所述第二层压件。

28. 根据条款1所述的方法，所述方法还包括：

在铺设所述多个第一材料聚合物基体复合层片和铺设所述多个第二材料聚合物基体复合层片之前，将外部保护性玻璃纤维层片铺设在所述铺设工具的所述顶表面上，以在所述第一材料聚合物基体复合层片的所述第一叠层和所述第二材料聚合物基体复合层片的所述第二叠层下面提供外部保护性玻璃纤维层；

在铺设了所述多个第一材料聚合物基体复合层片并且铺设了所述多个第二材料聚合物基体复合层片之后，将所述外部保护性玻璃纤维层片与所述第二叠层和所述第一叠层一起形成到所述铺设工具的所述顶表面；以及

在所述形成期间，将所述外部保护性玻璃纤维层片与所述第二叠层和所述第一叠层一起压实，以提供所述复合机身框架的层压件。

29. 根据条款1所述的方法，所述方法还包括：

将外部保护性玻璃纤维层片铺设在所述第二材料聚合物基体复合层片的所述第二叠层和所述第一材料聚合物基体复合层片的所述第一叠层上面，以在所述第二叠层的顶部上提供外保护性玻璃纤维层；

将所述外部保护性玻璃纤维层片与所述第二叠层和所述第一叠层一起形成到所述铺设工具的所述顶表面；以及

在所述形成期间，将所述外部保护性玻璃纤维层片与所述第二叠层和所述第一叠层一起压实，以提供所述复合机身框架的层压件。

30. 一种制造用于复合机身框架的框架填料的方法，所述方法包括：

将多个第一材料聚合物基体复合层片铺设在用于所述框架填料的第一铺设工具上，以在所述第一铺设工具的第一顶表面上提供第一材料聚合物基体复合层片的第一叠层；以及

形成所述第一叠层。

31. 根据条款30所述的方法，其中，所述第一材料聚合物基体复合层片包括热固性基体复合层片和热塑性基体复合层片中的至少一种。

32. 根据条款30所述的方法，其中，所述第一材料聚合物基体复合层片包括增强织物和聚合物基体材料。

33. 根据条款32所述的方法，其中，所述增强织物包括平纹织物、0/90度编织织物和45度编织织物中的至少一种。

34. 根据条款32所述的方法，其中，所述增强织物包括在至少两个方向上交织的编织增强纤维。

35. 根据条款34所述的方法，其中，所述编织增强纤维包括玻璃纤维、碳纤维、芳族聚酰胺纤维、天然纤维和聚醚醚酮纤维中的至少一种。

36. 根据条款32所述的方法，其中，所述聚合物基体材料包括热固性树脂、热塑性树脂、环氧树脂、酚醛树脂、聚氨酯树脂、聚酰亚胺树脂、聚乙烯树脂、聚丙烯树脂、聚对苯二甲酸丁二醇酯树脂、聚酰胺树脂、聚苯硫醚树脂、聚醚酰亚胺树脂、聚醚酮酮树脂和聚醚醚酮树脂中的至少一种。

37. 根据条款30所述的方法，其中，所述复合机身框架还包括单件式区段。

38. 根据条款30所述的方法，所述方法还包括：

从第一材料聚合物基体复合织物的一个或更多个片材切割所述多个第一材料聚合物基体复合层片。

39. 根据条款30所述的方法，形成所述第一叠层包括：

将所述第一叠层形成到形成工具的顶表面；以及

将所述第一叠层压实到压实工具的顶表面。

40. 根据条款30所述的方法，形成所述第一叠层包括：

将所述第一叠层形成到所述第一铺设工具的所述第一顶表面；以及

在所述形成期间，将所述第一叠层压实，以提供所述框架填料的第一层压件。

41. 根据条款40所述的方法，所述方法还包括：

从所述第一铺设工具去除所述框架填料的所述第一层压件；

在预定位置处将所述第一层压件放置在用于所述复合机身框架的第二铺设工具的第二顶表面的第一部分上，所述预定位置相对于所述复合机身框架的抗剪连接脚与所述框架填料相关联；

将多个第二材料聚合物基体复合层片铺设在所述第一层压件和所述第二铺设工具的所述第二顶表面的第二部分上，以提供第二材料聚合物基体复合层片的第二叠层；以及

形成所述第二叠层和所述第一层压件。

42. 根据条款41所述的方法，其中，所述第二材料聚合物基体复合层片包括热固性基体复合层片和热塑性基体复合层片中的至少一种。

43. 根据条款41所述的方法，其中，所述第二材料聚合物基体复合层片包括单向增强纤维和聚合物基体材料。

44. 根据条款43所述的方法，其中，所述单向增强纤维包括碳纤维、玻璃纤维、芳族聚酰胺纤维、天然纤维和聚醚醚酮纤维中的至少一种。

45. 根据条款43所述的方法，其中，所述聚合物基体材料包括热固性树脂、热塑性树脂、环氧树脂、酚醛树脂、聚氨酯树脂、聚酰亚胺树脂、聚乙烯树脂、聚丙烯树脂、聚对苯二甲酸丁二醇酯树脂、聚酰胺树脂、聚苯硫醚树脂、聚醚酰亚胺树脂、聚醚酮酮树脂和聚醚醚酮树脂中的至少一种。

46. 根据条款41所述的方法，所述方法还包括：

从第二材料聚合物基体复合带的一个或更多个片材切割所述多个第二材料聚合物基体复合层片。

47. 根据条款41所述的方法，形成所述第二叠层和所述第一叠层包括：

将所述第二叠层和所述第一层压件形成到形成工具的顶表面；以及

将所述第二叠层和所述第一层压件压实到压实工具的顶表面。

48. 根据条款41所述的方法，形成所述第二叠层和所述第一叠层包括：

将所述第二叠层和所述第一层压件形成到所述第二铺设工具的所述第二顶表面；以及

在所述形成期间，将所述第二叠层和所述第一层压件压实，以提供所述复合机身框架的第二层压件。

49. 根据条款48所述的方法，所述方法还包括：

固化所述复合机身框架的所述第二层压件，以硬化所述复合机身框架。

50. 根据条款49所述的方法，其中，在固化了所述第二层压件之后，所述复合机身框架包括腹板和凸缘，所述腹板包括宽度和第一预定厚度，并且相对于飞行器的机身在第一端部和第二端部之间形成弧，所述宽度从相对于所述机身上的蒙皮的外侧延伸到内侧，所述凸缘设置在所述腹板的外侧上并且从所述腹板的第一预定厚度突出，所述方法还包括：

在第一预定位置处从所述凸缘切割出第一鼠孔，所述第一鼠孔的尺寸被设定成适配在所述机身的所述蒙皮上的第一桁条上方，所述第一预定位置基于所述第一桁条在所述蒙皮上的第一位置；以及

在第二预定位置处从所述凸缘切割出与所述第一鼠孔间隔开的第二鼠孔，并且所述第二鼠孔的尺寸被设定成适配在所述蒙皮上的与所述第一桁条相邻的第二桁条上方，所述第二预定位置基于所述第二桁条在所述蒙皮上的第二位置。

51. 根据条款50所述的方法，其中，所述复合机身框架被构造成向具有多个桁条的机身筒部区段的蒙皮的内表面提供横向支撑，所述复合机身框架跨越所述多个桁条，所述复合机身框架包括在相邻桁条之间朝向所述蒙皮延伸的多个抗剪连接脚，每个抗剪连接脚具有在制造所述复合机身框架期间集成在每个抗剪连接脚中的框架填料，使得所述复合机身框架包括集成在所述多个抗剪连接脚内的多个框架填料。

52. 根据条款50所述的方法，其中，所述抗剪连接脚从所述第一鼠孔和所述第二鼠孔之间的所述腹板延伸到所述凸缘的远端，并且所述抗剪连接脚的外表面被构造成面向所述蒙皮并且与所述蒙皮的对应部分对准。

53. 根据条款50所述的方法，其中，所述抗剪连接脚从所述腹板的所述第一预定厚度延伸，使得所述抗剪连接脚的一侧被构造成面向所述蒙皮并且适配在由所述第一桁条、所述第二桁条以及所述蒙皮在所述第一桁条和所述第二桁条之间的对应部分所限定的区域内。

54. 根据条款50所述的方法，其中，多个复合机身框架形成用于所述飞行器的所述机身的一段的分段框架。

55. 根据条款50所述的方法，其中，所述凸缘的在所述第一鼠孔和所述第二鼠孔之间的一部分限定了所述抗剪连接脚，所述抗剪连接脚包括第二预定厚度，其中，所述腹板的所述第一预定厚度由通过所述多个第二材料聚合物基体复合层片形成的第一多个第一聚合物基体复合层限定，其中，所述抗剪连接脚的所述第二预定厚度由所述第一预定厚度和通过所述多个第一材料聚合物基体复合层片形成的第二多个第二聚合物基体复合层限定，所述多个第一材料聚合物基体复合层片提供与所述第一预定厚度的所述多个第二材料聚合物基体复合层片集成的所述框架填料。

56. 根据条款41所述的方法，所述方法还包括：

经由在所述第一材料聚合物基体复合层片的所述第一叠层上方夹持弧形成所述第二材料聚合物基体复合层片的所述第二叠层，将所述框架填料集成到所述复合机身框架的所述抗剪连接脚中；以及

共固化由所述第一叠层提供的所述框架填料和由所述第二叠层提供的所述抗剪连接脚，以硬化所述复合机身框架。

57. 根据条款41所述的方法，所述方法还包括：

在放置所述第一层压件和铺设所述多个第二材料聚合物基体复合层片之前，将至少一个第二材料聚合物基体复合层片铺设在所述第二铺设工具的所述第二顶表面上，以在所述框架填料的所述第一层压件下面提供所述复合机身框架的基部；

在放置了所述第一层压件之后，将所述基部和所述第一层压件形成到所述第二铺设工具的所述第二顶表面；以及

在所述形成期间，将所述基部和所述第一层压件压实，以提供中间复合机身框架的第二层压件。

58. 根据条款57所述的方法，所述方法还包括：

从第二材料聚合物基体复合带的一个或更多个片材切割所述至少一个第二材料聚合物基体复合层片。

59. 根据条款41所述的方法，所述方法还包括：

在放置所述第一层压件和铺设所述多个第二材料聚合物基体复合层片之前，将外部保护性玻璃纤维层片铺设在所述第二铺设工具的所述第二顶表面上，以在所述框架填料的所述第一层压件下面提供外部保护性玻璃纤维层；

在放置了所述第一层压件并且铺设了所述多个第二材料聚合物基体复合层片之后，将所述外部保护性玻璃纤维层片与所述第二材料聚合物基体复合层片的所述第二叠层和所述第一层压件一起形成到所述第二铺设工具的所述第二顶表面；以及

在所述形成期间，将所述外部保护性玻璃纤维层片与所述第二叠层和所述第一层压件一起压实，以提供所述复合机身框架的第二层压件。

60. 根据条款41所述的方法，所述方法还包括：

将外部保护性玻璃纤维层片铺设在所述第二材料聚合物基体复合层片的所述第二叠层和当前在所述第二铺叠工具上的所述框架填料的所述第一层压件上，以在所述第二叠层的顶部上提供外部保护性玻璃纤维层；

将所述外部保护性玻璃纤维层片与所述第二叠层件和所述第一层压件一起形成到所述第二铺设工具的所述第二顶表面；以及

在所述形成期间，将所述外部保护性玻璃纤维层片与所述第二叠层和所述第一层压件一起压实，以提供所述复合机身框架的第二层压件。

61. 根据条款40所述的方法，所述方法还包括：

从所述第一铺设工具去除所述框架填料的所述第一层压件；

将至少一个第二材料聚合物基体复合层片铺设在用于所述复合机身框架的第二铺设工具的第二顶表面上，以提供所述复合机身框架的基部；

在预定位置处将所述第一层压件放置所述基部上，所述预定位置相对于所述复合机身框架的抗剪连接脚与所述框架填料相关联；以及

形成所述基部和所述第一层压件。

62. 根据条款61所述的方法，所述方法还包括：

从第二材料聚合物基体复合带的一个或更多个片材切割所述至少一个第二材料聚合物基体复合层片。

63. 根据条款61所述的方法，形成所述基部和所述第一层压件包括：

将所述基部和所述第一层压件形成到形成工具的顶表面；以及

将所述基部和所述第一层压件压实到压实工具的顶表面。

64. 根据条款61所述的方法，形成所述基部和所述第一层压件包括：

将所述基部和所述第一层压件形成到所述第二铺设工具的所述第二顶表面；以及

在所述形成期间，将所述基部和所述第一层压件压实，以提供中间复合机身框架的第二层压件。

65. 根据条款61所述的方法，所述方法还包括：

将外部保护性玻璃纤维层片铺设在所述第二铺设工具的所述第二顶表面上，以在所述复合机身框架的所述基部下方提供外保护性玻璃纤维层；

将所述外部保护性玻璃纤维层片与所述基部和所述第一层压件一起形成到所述第二铺设工具的所述第二顶表面；以及

在所述形成期间，将所述外部保护性玻璃纤维层片与所述基部和所述第一层压件一起压实，以提供中间复合机身框架的第二层压件。

66. 根据条款64所述的方法，所述方法还包括：

将多个第二材料聚合物基体复合层片铺设在当前位于第二铺设工具上的所述中间复合机身框架的所述第二层压件上，以在所述第二层压件上提供第二材料聚合物基体复合层片的第二叠层；

将所述第二叠层形成到所述第二层压件的第三顶表面，其中，在所述第二层压件的所述第三顶表面中集成有所述框架填料的所述第一层压件；以及

在所述形成期间，将所述第二叠层和所述中间复合机身框架的所述第二层压件压实，以提供所述复合机身框架的第三层压件。

67. 根据条款66所述的方法，所述方法还包括：

从第二材料聚合物基体复合带的一个或更多个片材切割所述多个第二材料聚合物基体复合层片。

68. 根据条款66所述的方法，所述方法还包括：

固化所述复合机身框架的所述第三层压件，以硬化所述复合机身框架。

69. 根据条款68所述的方法，其中，在固化了所述第三层压件之后，所述复合机身框架包括腹板和凸缘，所述腹板包括宽度和第一预定厚度，并且相对于飞行器的机身在第一端部和第二端部之间形成弧，所述宽度从相对于所述机身上的蒙皮的外侧延伸到内侧，所述凸缘设置在所述腹板的外侧上并且从所述腹板的所述第一预定厚度突出，所述方法还包括：

在第一预定位置处从所述凸缘切割出第一鼠孔，所述第一鼠孔的尺寸被设定成适配在所述机身的所述蒙皮上的第一桁条上方，所述第一预定位置基于所述第一桁条在所述蒙皮上的第一位置；以及

在第二预定位置处从所述凸缘切割出与所述第一鼠孔间隔开的第二鼠孔，并且所述第二鼠孔的尺寸被设定成适配在所述蒙皮上的与所述第一桁条相邻的第二桁条上方，所述第二预定位置基于所述第二桁条在所述蒙皮上的第二位置。

70. 根据条款69所述的方法，其中，所述复合机身框架被构造成向具有多个桁条的机身筒部区段的蒙皮的内表面提供横向支撑，所述复合机身框架跨越所述多个桁条，所述复合机身框架包括在相邻桁条之间朝向所述蒙皮延伸的多个抗剪连接脚，每个抗剪连接脚具有在制造所述复合机身框架期间集成在每个抗剪连接脚中的框架填料，使得所述复合机身框架包括集成在所述多个抗剪连接脚内的多个框架填料。

71. 根据条款66所述的方法，所述方法还包括：

将外部保护性玻璃纤维层片铺设在当前在所述第二铺设工具上的所述复合机身框架的所述第三层压件上，以在所述第三层压件的顶部上提供外部保护性玻璃纤维层；

将所述外部保护性玻璃纤维层片与所述第二材料聚合物基体复合层片的所述第二叠层一起形成到所述中间复合机身框架的所述第二层压件的所述第三顶表面，其中，在所述第二层压件的所述第三顶表面中集成有所述框架填料的所述第一层压件；以及

在所述形成期间，将所述外部保护性玻璃纤维层片与所述第二材料聚合物基体复合层片的所述第二叠层和所述第二层压件一起压实，以提供所述复合机身框架的所述第三层压件。

72. 根据条款66所述的方法，所述方法还包括：

经由在所述第一材料聚合物基体复合层片的所述第一叠层上方夹持弧形成所述第二材料聚合物基体复合层片的所述第二叠层，将所述框架填料集成到所述复合机身框架的所述抗剪连接脚中；以及

共固化由所述第一叠层提供的所述框架填料和由所述第二叠层提供的所述抗剪连接脚，以硬化所述复合机身框架。

73. 一种用于飞行器的复合机身框架，所述复合机身框架包括：

腹板，所述腹板包括宽度和第一预定厚度，并且相对于所述飞行器的机身在第一端部和第二端部之间形成弧，所述宽度从相对于所述机身上的蒙皮的外侧延伸到内侧；以及

抗剪连接脚，所述抗剪连接脚在所述腹板的所述外侧上设置在第一鼠孔和第二鼠孔之间，并且从所述腹板的所述第一预定厚度突出，所述抗剪连接脚具有在第一桁条和第二桁条之间沿着所述飞行器的所述蒙皮延伸的第二预定厚度，并且

其中，所述抗剪连接脚的所述第二预定厚度由所述第一预定厚度和通过多个第一材料聚合物基体复合层片形成的第二多个第二聚合物基体复合层限定，所述多个第一材料聚合物基体复合层片提供与所述第一预定厚度的多个第二材料聚合物基体复合层片集成的框架填料。

74. 根据条款73所述的复合机身框架，所述复合机身框架还包括：

所述第一鼠孔，所述第一鼠孔设置在所述腹板的所述外侧上，并且所述第一鼠孔的尺寸被设定成适配在所述蒙皮上的所述第一桁条上方；以及

所述第二鼠孔，所述第二鼠孔在所述腹板的外侧上与所述第一鼠孔间隔开，并且所述第二鼠孔的尺寸被设定成适配在所述机身的所述蒙皮上的与所述第一桁条相邻的所述第二桁条上方。

75. 根据条款74所述的复合机身框架，其中，所述复合机身框架被构造成向具有多个桁条的机身筒部区段的蒙皮的内表面提供横向支撑，所述复合机身框架跨越所述多个桁条，所述复合机身框架包括在相邻桁条之间朝向所述蒙皮延伸的多个抗剪连接脚，每个抗剪连接脚具有在制造所述复合机身框架期间集成在每个抗剪连接脚中的框架填料，使得所述复合机身框架包括集成在所述多个抗剪连接脚内的多个框架填料。

76. 根据条款73所述的复合机身框架，所述复合机身框架还包括：

凸缘，所述凸缘连接到所述腹板，所述腹板又连接到所述抗剪连接脚，其中，所述抗剪连接脚包括添加到所述凸缘的所述框架填料，所述框架填料等于所述第一桁条和所述第二桁条上的桁条凸缘的厚度。

77. 根据条款73所述的复合机身框架，其中，所述腹板的所述第一预定厚度由通过所述多个第二材料聚合物基体复合层片形成的第一多个第一聚合物基体复合层限定。

78. 根据条款73所述的复合机身框架，其中，所述抗剪连接脚从所述腹板延伸到所述抗剪连接脚的远端，并且所述抗剪连接脚的外表面被构造成面向所述蒙皮并与所述蒙皮的对应部分对准。

79. 根据条款73所述的复合机身框架，其中，所述抗剪连接脚从所述腹板的所述第一预定厚度延伸，使得所述抗剪连接脚的一侧被构造成面向所述蒙皮并且适配在由所述第一桁条、所述第二桁条以及所述蒙皮在所述第一桁条和所述第二桁条之间的对应部分所限定的区域内。

80. 根据条款73所述的复合机身框架，其中，所述第二材料聚合物基体复合层片包括热固性基体复合层片和热塑性基体复合层片中的至少一种。

81. 根据条款73所述的复合机身框架，其中，所述第二材料聚合物基体复合层片包括单向增强纤维和聚合物基体材料。

82. 根据条款81所述的复合机身框架，其中，所述单向增强纤维包括碳纤维、玻璃纤维、芳族聚酰胺纤维、天然纤维和聚醚醚酮纤维中的至少一种。

83. 根据条款81所述的复合机身框架，其中，所述聚合物基体材料包括热固性树脂、热塑性树脂、环氧树脂、酚醛树脂、聚氨酯树脂、聚酰亚胺树脂、聚乙烯树脂、聚丙烯树脂、聚对苯二甲酸丁二醇酯树脂、聚酰胺树脂、聚苯硫醚树脂、聚醚酰亚胺树脂、聚醚酮酮树脂和聚醚醚酮树脂中的至少一种。

84. 根据条款73所述的复合机身框架，其中，所述第一材料聚合物基体复合层片包括热固性基体复合层片和热塑性基体复合层片中的至少一种。

85. 根据条款73所述的复合机身框架，其中，所述第一材料聚合物基体复合层片包括增强织物和聚合物基体材料。

86. 根据条款85所述的复合机身框架，其中，所述增强织物包括平纹织物、0/90度编织织物和45度编织织物中的至少一种。

87. 根据条款85所述的复合机身框架，其中，所述增强织物包括在至少两个方向上交织的编织增强纤维。

88. 根据条款87所述的复合机身框架，其中，所述编织增强纤维包括玻璃纤维、碳纤维、芳族聚酰胺纤维、天然纤维和聚醚醚酮纤维中的至少一种。

89. 根据条款85所述的复合机身框架，其中，所述聚合物基体材料包括热固性树脂、热塑性树脂、环氧树脂、酚醛树脂、聚氨酯树脂、聚酰亚胺树脂、聚乙烯树脂、聚丙烯树脂、聚对苯二甲酸丁二醇酯树脂、聚酰胺树脂、聚苯硫醚树脂、聚醚酰亚胺树脂、聚醚酮酮树脂和聚醚醚酮树脂中的至少一种。

90. 根据条款73所述的复合机身框架，其中，所述腹板和所述抗剪连接脚还包括在所述腹板的所述第一端和所述第二端之间延伸并且在所述第一鼠孔和所述第二鼠孔之间沿着所述抗剪连接脚的内表面和外表面延伸的外部玻璃纤维保护层，所述外部玻璃纤维保护层由外部玻璃纤维保护层形成。

91. 根据条款73所述的复合机身框架，所述复合机身框架还包括：

单件式区段。

92. 根据条款73所述的复合机身框架，其中，多个复合机身框架形成用于所述飞行器的所述机身的一段的分段框架。

93. 一种制造用于飞行器的机身筒部区段的方法，所述方法包括：

在制造单元中接收蒙皮，所述蒙皮在蒙皮的内表面上至少具有第一桁条和第二桁条，具有所述第一桁条和所述第二桁条的所述蒙皮先前已经被制造和硬化；

将所述蒙皮安装在所述制造单元中的制造工具上；

在所述制造单元处接收复合机身框架，在所述复合机身框架中集成有框架填料，所述复合机身框架先前已经被制造；以及

在所述蒙皮的所述内表面上，将所述复合机身框架安装在所述第一桁条和所述第二桁条上方。

94. 根据条款93所述的方法，其中，制造所述复合机身框架包括：

在预定位置处将多个第一材料聚合物基体复合层片铺设在用于所述复合机身框架的铺设工具的顶表面的第一部分上，以形成第一材料聚合物基体复合层片的第一叠层，所述预定位置相对于所述复合机身框架的抗剪连接脚与所述框架填料相关联；

将多个第二材料聚合物基体复合层片铺设在所述第一材料聚合物基体复合层片和所述铺设工具的所述顶表面的第二部分上，以提供第二材料聚合物基体复合层片的第二叠层；以及

形成所述第二叠层和所述第一叠层。

95. 根据条款94所述的方法，形成所述第二叠层和所述第一叠层包括：

将所述第二叠层和所述第一叠层形成到形成工具的顶表面；以及

将所述第二叠层和所述第一叠层压实到压实工具的顶表面。

96. 根据条款94所述的方法，形成所述第二叠层和所述第一叠层包括：

将所述第二叠层和所述第一叠层形成到所述铺设工具的所述顶表面；以及

在所述形成期间，将所述第二叠层和所述第一叠层压实，以提供所述复合机身框架的层压件。

97. 根据条款96所述的方法，制造所述复合机身框架还包括：

固化所述复合机身框架的所述层压件，以硬化所述复合机身框架。

98. 根据条款97所述的方法，其中，在固化了所述层压件之后，所述复合机身框架包括腹板和凸缘，所述腹板包括宽度和第一预定厚度，并且相对于所述飞行器的机身在第一端部和第二端部之间形成弧，所述宽度从相对于所述机身上的蒙皮的外侧延伸到内侧，所述凸缘设置在所述腹板的外侧上并且从所述腹板的所述第一预定厚度突出，制造所述复合机身框架还包括：

在第一预定位置处从所述凸缘切割出第一鼠孔，并且所述第一鼠孔的尺寸被设定成适配在所述蒙皮上的所述第一桁条上方，所述第一预定位置基于所述第一桁条在所述蒙皮上的第一位置；以及

在第二预定位置处从所述凸缘切割出与所述第一鼠孔间隔开的第二鼠孔，并且所述第二鼠孔的尺寸被设定成适配在所述蒙皮上的与所述第一桁条相邻的所述第二桁条上方，所述第二预定位置基于所述第二桁条在所述蒙皮上的第二位置。

99. 根据条款98所述的方法，其中，所述复合机身框架被构造成向具有多个桁条的机身筒部区段的蒙皮的内表面提供横向支撑，所述复合机身框架跨越所述多个桁条，所述复合机身框架包括在相邻桁条之间朝向所述蒙皮延伸的多个抗剪连接脚，每个抗剪连接脚具有在制造所述复合机身框架期间集成在每个抗剪连接脚中的框架填料，使得所述复合机身框架包括集成在所述多个抗剪连接脚内的多个框架填料。

100. 根据条款98所述的方法，其中，所述凸缘的在所述第一鼠孔和所述第二鼠孔之间的一部分限定了所述抗剪连接脚，所述抗剪连接脚包括第二预定厚度，其中，所述腹板的所述第一预定厚度由通过所述多个第二材料聚合物基体复合层片形成的第一多个第一聚合物基体复合层限定，其中，所述抗剪连接脚的所述第二预定厚度由所述第一预定厚度和通过所述多个第一材料聚合物基体复合层片形成的第二多个第二聚合物基体复合层限定，所述多个第一材料聚合物基体复合层片提供与所述第一预定厚度的所述多个第二材料聚合物基体复合层片集成的所述框架填料。

101. 根据条款94所述的方法，制造所述复合机身框架还包括：

经由在所述第一材料聚合物基体复合层片的所述第一叠层上方夹持弧形成所述第二材料聚合物基体复合层片的所述第二叠层，来将所述框架填料集成到所述复合机身框架的所述抗剪连接脚中；以及

共固化由所述第一叠层提供的所述框架填料和由所述第二叠层提供的所述抗剪连接脚，以硬化所述复合机身框架。

Claims (10)

1.一种制造用于飞行器的复合机身框架的方法，所述方法包括：

在预定位置处将多个第一材料聚合物基体复合层片铺设在用于所述复合机身框架的铺设工具的顶表面的第一部分上，以形成第一材料聚合物基体复合层片的第一叠层，所述预定位置相对于所述复合机身框架的抗剪连接脚与框架填料相关联；

将多个第二材料聚合物基体复合层片铺设在所述第一材料聚合物基体复合层片和所述铺设工具的所述顶表面的第二部分上，以提供第二材料聚合物基体复合层片的第二叠层；以及

形成所述第二叠层和所述第一叠层。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述第一材料聚合物基体复合层片包括热固性基体复合层片和热塑性基体复合层片中的至少一种。

3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述第一材料聚合物基体复合层片包括增强织物和聚合物基体材料。

4.根据权利要求3所述的方法，其中，所述增强织物包括平纹织物、0/90度编织织物和45度编织织物中的至少一种。

5.根据权利要求3所述的方法，其中，所述增强织物包括在至少两个方向上交织的编织增强纤维。

6.根据权利要求5所述的方法，其中，所述编织增强纤维包括玻璃纤维、碳纤维、芳族聚酰胺纤维、天然纤维和聚醚醚酮纤维中的至少一种。

7.根据权利要求3所述的方法，其中，所述聚合物基体材料包括热固性树脂、热塑性树脂、环氧树脂、酚醛树脂、聚氨酯树脂、聚酰亚胺树脂、聚乙烯树脂、聚丙烯树脂、聚对苯二甲酸丁二醇酯树脂、聚酰胺树脂、聚苯硫醚树脂、聚醚酰亚胺树脂、聚醚酮酮树脂和聚醚醚酮树脂中的至少一种。

8.一种制造用于复合机身框架的框架填料的方法，所述方法包括：

将多个第一材料聚合物基体复合层片铺设在用于所述框架填料的第一铺设工具上，以在所述第一铺设工具的第一顶表面上提供第一材料聚合物基体复合层片的第一叠层；以及

形成所述第一叠层。

9.一种用于飞行器的复合机身框架，所述复合机身框架包括：

腹板，所述腹板包括宽度和第一预定厚度，并且相对于所述飞行器的机身在第一端部和第二端部之间形成弧，所述宽度从相对于所述机身上的蒙皮的外侧延伸到内侧；以及

抗剪连接脚，所述抗剪连接脚在所述腹板的所述外侧上设置在第一鼠孔和第二鼠孔之间，并且从所述腹板的所述第一预定厚度突出，所述抗剪连接脚具有在第一桁条和第二桁条之间沿着所述飞行器的所述蒙皮延伸的第二预定厚度，并且

其中，所述抗剪连接脚的所述第二预定厚度由所述第一预定厚度和通过多个第一材料聚合物基体复合层片形成的第二多个第二聚合物基体复合层限定，所述多个第一材料聚合物基体复合层片提供与所述第一预定厚度的多个第二材料聚合物基体复合层片集成的框架填料。

10.一种制造用于飞行器的机身筒部区段的方法，所述方法包括：

在制造单元中接收蒙皮，所述蒙皮在蒙皮的内表面上至少具有第一桁条和第二桁条，具有所述第一桁条和所述第二桁条的所述蒙皮先前已经被制造和硬化；

将所述蒙皮安装在所述制造单元中的制造工具上；

在所述制造单元处接收复合机身框架，在所述复合机身框架中集成有框架填料，所述复合机身框架先前已经被制造；以及

在所述蒙皮的所述内表面上，将所述复合机身框架安装在所述第一桁条和所述第二桁条上方。