專(zhuān)利名稱：飛行器的復(fù)合縫翼的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明一般涉及飛行器的結(jié)構(gòu)部件，更特別涉及由復(fù)合材料形成的縫翼。
背景技術(shù)：
為了改善大型商用和軍用飛行器的提升特性，特別是在低速操作過(guò)程中，機(jī)翼裝備有大升力的輔助設(shè)備，稱為縫翼。縫翼安裝在機(jī)翼的引導(dǎo)邊緣上，從而從引導(dǎo)邊緣從收納位置到伸展位置向外樞轉(zhuǎn)或滑動(dòng)。通常，引導(dǎo)邊緣縫翼利用線性或旋轉(zhuǎn)促動(dòng)器從機(jī)翼引導(dǎo)邊緣向前下運(yùn)動(dòng)，所述促動(dòng)器移動(dòng)連接到縫翼的導(dǎo)軌或支臂。過(guò)去縫翼利用金屬和合金采用金屬-金屬粘結(jié)劑制造。金屬縫翼存在許多缺陷， 包括金屬粘結(jié)問(wèn)題，引發(fā)現(xiàn)役維護(hù)、沖擊損壞以及腐蝕問(wèn)題。此外，金屬縫翼用許多金屬部件制成，這些部件必須單獨(dú)制造和組裝，使得縫翼制造成本相對(duì)昂貴，并且給飛行器增加了不必要的重量。因此，需要一種部件數(shù)目減少的縫翼結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)重量更輕。本發(fā)明的教導(dǎo)來(lái)滿足此項(xiàng)需求。

發(fā)明內(nèi)容
根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，飛行器的縫翼包括預(yù)固結(jié)復(fù)合上蒙皮；復(fù)合下蒙皮；和夾置在上下蒙皮之間的蜂巢狀中央芯部。截面為C形的復(fù)合翼梁粘結(jié)到上下蒙皮的中央芯部前端。多個(gè)復(fù)合加強(qiáng)件粘結(jié)到下蒙皮的彎曲前部，而形成縫翼引導(dǎo)邊緣的復(fù)合頭部蒙皮連接上下蒙皮的引導(dǎo)邊緣。根據(jù)本發(fā)明的另一個(gè)方面，飛行器機(jī)翼的復(fù)合縫翼包括復(fù)合上蒙皮；楔形中央復(fù)合芯部；具有彎曲前邊緣的復(fù)合下蒙皮；位于上下蒙皮之間且位于復(fù)合芯部前方的翼梁； 和粘結(jié)到下蒙皮彎曲前邊緣的復(fù)合加強(qiáng)件。翼梁粘結(jié)到上蒙皮、下蒙皮和中央芯部，該中央芯部?jī)?yōu)選包括蜂巢狀材料。加強(qiáng)件彎曲并且沿著縫翼長(zhǎng)度間隔開(kāi)。形成縫翼引導(dǎo)邊緣的復(fù)合頭部蒙皮連接上下蒙皮的引導(dǎo)邊緣。頭部蒙皮由多個(gè)肋加強(qiáng)，這些肋支撐頭部蒙皮并貼靠下蒙皮。根據(jù)本發(fā)明的另一個(gè)方面，提供了一種制造飛行器復(fù)合縫翼的方法，包括步驟形成敷層件、壓緊敷層件并固結(jié)敷層件。通過(guò)在敷層模具中放置復(fù)合上蒙皮，在模具中將復(fù)合翼梁放置在上蒙皮的一部分上，并將復(fù)合上蒙皮鋪設(shè)在下蒙皮和翼梁組合件上，從而形成敷層件。敷層步驟還包括向敷層模具引入預(yù)成形復(fù)合構(gòu)件來(lái)形成縫翼中央芯部，隨后預(yù)固結(jié)復(fù)合下蒙皮放置在模具中，覆蓋翼梁和中央芯部的組合件。優(yōu)選利用真空鼓脹技術(shù)壓緊敷層件。固結(jié)之后，形成縫翼引導(dǎo)邊緣的復(fù)合頭部蒙皮安裝在復(fù)合敷層件上。根據(jù)本發(fā)明進(jìn)一步演進(jìn)的方面，提供了一種制造復(fù)合縫翼的方法，包括步驟在模具中形成敷層件，其中敷層件包括復(fù)合上蒙皮、中央芯部和復(fù)合下蒙皮；利用真空鼓脹技術(shù)壓緊敷層件；固結(jié)敷層件；和向固結(jié)的敷層件上安裝復(fù)合頭部蒙皮。敷層過(guò)程包括將加強(qiáng)件置于模具中，位于上蒙皮之下。復(fù)合頭部蒙皮通過(guò)敷設(shè)復(fù)合材料、壓緊頭部蒙皮敷層件并固結(jié)頭部蒙皮敷層件來(lái)形成。復(fù)合縫翼的優(yōu)勢(shì)在于，其重量較之過(guò)去的金屬縫翼更輕，并且利用較少的部件制成。常用生產(chǎn)過(guò)程可以用于敷設(shè)縫翼的部件，并且免于使用金屬和金屬粘結(jié)劑。本發(fā)明的上述特征以及其他特征、方面在參照附圖、說(shuō)明書(shū)和權(quán)利要求書(shū)的情況下，將變的更容易理解。


圖I是本發(fā)明復(fù)合縫翼的透視圖2是圖I所示縫翼的放大分解透視圖，為了清晰未示出某些部件；
圖3是圖I所示縫翼上蒙皮的透視圖4是翼梁的透視圖5是圖4所示翼梁的端視圖6是下蒙皮的透視圖7是中央芯部的透視圖8是置于用來(lái)制造如圖I所示的縫翼部件的敷層模具中的敷層件的截面圖
圖9是圖8所示敷層件固結(jié)并從敷層模具中取出后的截面圖10是從圖8所示模具取出后的固結(jié)敷層件一部分的斷裂透視圖11是生產(chǎn)如圖8-10所示敷層件的步驟的簡(jiǎn)化流程圖12-14是用在圖I所示縫翼中的肋的透視圖15是形成圖I所示縫翼部件的復(fù)合頭部蒙皮的透視圖16是部分組裝的縫翼的透視圖，示出了圖12-14所示肋的位置；
圖17是縫翼一端的放大斷裂視圖，一些部分在截面上斷開(kāi)。
具體實(shí)施例方式參照附圖，本發(fā)明寬泛地涉及飛行器由復(fù)合材料以最少部件數(shù)目形成的縫翼20。 復(fù)合結(jié)構(gòu)和材料由于其重量輕、強(qiáng)度高、剛性大且耐疲勞性能優(yōu)良，所以廣泛應(yīng)用于高性能應(yīng)用場(chǎng)合。文中所用的“復(fù)合材料”指代包括以粘結(jié)劑粘結(jié)在一起的成分不同的材料的組合物的材料和結(jié)構(gòu)，通常由熱固性樹(shù)脂基體與纖維增強(qiáng)件如石墨纖維一起形成，通常呈帶材、 板材或網(wǎng)席形式。多片層網(wǎng)席以粘結(jié)劑諸如環(huán)氧塑料樹(shù)脂或聚合物樹(shù)脂浸潰，并形成“敷層件”。片層布置地使其各取向方向以不同的角度交錯(cuò)，從而改善固結(jié)后的層壓件的剛性。壓力和熱量施加于多層部件敷層件，以便將片層壓緊和固結(jié)，從而形成剛性結(jié)構(gòu)?？p翼20寬泛地包括復(fù)合上蒙皮22、復(fù)合下蒙皮24和夾置在蒙皮22和24之間的中央芯部26。由預(yù)固結(jié)復(fù)合材料形成的翼梁28分別夾在上下蒙皮22、24之間，并粘結(jié)到中央泡沫芯部26的引導(dǎo)邊緣。下蒙皮24向前延伸地超過(guò)上蒙皮22并包括向下彎曲且終止于拖尾邊緣24b的部分24。由復(fù)合材料形成的多個(gè)彎曲加強(qiáng)件30前后延伸，并粘結(jié)到下蒙皮24的彎曲部分24a。本文在后面將要詳細(xì)論述，多個(gè)縱向間隔的肋32固緊到下蒙皮24的彎曲部分24a，且復(fù)合頭部蒙皮部件40接收在肋32上，形成縫翼20的引導(dǎo)邊緣。上蒙皮22可以包括例如由環(huán)氧預(yù)浸潰石墨纖維織物形成的預(yù)固結(jié)復(fù)合結(jié)構(gòu)。在一個(gè)示例中，5層石墨纖維織物以0/45/0/-45/0的取向交錯(cuò)布置，這樣才能滿足要求?！岸匕濉卑硗?層石墨纖維織物，可以添加到上蒙皮22前部下側(cè)，以增加其強(qiáng)度和剛性。 上蒙皮22利用通常的敷層技術(shù)制造，包括真空鼓脹(bagging)和固結(jié)。上蒙皮22的拖尾邊緣可以機(jī)加工，從而獲得希望的厚度和錐角。用來(lái)敷設(shè)下蒙皮24的材料可以包括布置成相對(duì)于取向方向成多個(gè)角度的環(huán)氧預(yù)浸潰石墨纖維帶材和織物。層數(shù)根據(jù)蒙皮24每個(gè)區(qū)域希望的剛性而變化。在一種滿足要求的示例中，在蒙皮24拖尾邊緣附近，4層才能滿足要求，而10層帶材的堆積件用在下蒙皮 24的前部。另外4層的二重板添加到蒙皮24接觸肋32的地方。從圖4和5可以看出，翼梁28截面一般為C形，包括下腿28a、中腿28b和上腿 28c,上腿寬度大于下腿28a。翼梁28基本上延伸過(guò)縫翼20的整個(gè)長(zhǎng)度范圍，并且可以利用傳統(tǒng)敷層技術(shù)使用多層環(huán)氧預(yù)浸潰石墨纖維帶材形成。在滿足要求的一種實(shí)施方式中，在接觸肋32的地方，20層石墨纖維帶材與玻璃纖維片層相結(jié)合，其中的片層以相對(duì)于取向方向成45/0/0/-45/90/45/0/0/-45/0的方向交錯(cuò)布置。形成翼梁的敷層材料可以真空鼓脹以壓緊所述層片，隨后將壓緊的敷層件固結(jié)。中央芯部26截面呈楔形，并從引導(dǎo)邊緣28a向拖尾邊緣28b縮減。中央芯部26 可以用市售板材形成，或者為N636 Kevlar 蜂巢板或蜂巢型NOMEX MOMEX 可以從DuPont Corporation買(mǎi)到，并且可以利用NOMEX 紙形成蜂巢板，這種紙表現(xiàn)為以 Kevlar 基體的紙。初始紙質(zhì)蜂巢件通常浸入酚醛樹(shù)脂中，形成強(qiáng)度高且耐火性好的蜂巢件芯部。所形成的芯部26可以根據(jù)需要機(jī)加工成最終尺寸。頭部蒙皮40可以包括帶材形式的以樹(shù)脂浸潰且玻璃纖維和石墨纖維層片交錯(cuò)的預(yù)固結(jié)層壓件，加熱毯(未示出)插置在至少兩個(gè)層片之間，從而提供具有除冰能力的縫翼 20。頭部蒙皮49利用沉孔螺栓(未示出)或類(lèi)似的“盲安裝”緊固件連接到子組件45，這些螺栓接收在子組件45上的螺母板(nutplate)(未示出)上。可以通過(guò)敷設(shè)復(fù)合材料，壓緊復(fù)合材料并固結(jié)復(fù)合材料來(lái)形成?，F(xiàn)在特別參照?qǐng)D8和11，通過(guò)在敷層模具42上依次敷設(shè)材料形成復(fù)合子組件45。 以圖11中的步驟48開(kāi)始，預(yù)固結(jié)上蒙皮22首先裝載到模具42中，隨后膜狀粘合劑在步驟 50中施加到蒙皮22的上側(cè)。在步驟52，預(yù)固結(jié)翼梁28裝載到模具42中，從而受到模具42 心軸部分47的支撐。從圖8中可以看出，腿28c的一部分覆蓋并接觸上蒙皮22，而腿28a 位于模具42心軸部分的頂部。在步驟54，裝載預(yù)成形且?guī)в羞m當(dāng)?shù)陌l(fā)泡粘合劑的中央芯部 26，隨后在步驟56施加膜狀粘合劑。在步驟58，復(fù)合材料狹帶敷設(shè)在模具42中，形成加強(qiáng)件30。接著，在步驟60，下蒙皮24裝載到模具42中，由此覆蓋并接觸加強(qiáng)件30、翼梁28以及中央芯部26的一側(cè)。模具42連同敷層件置于真空包囊中并抽真空，將部件壓緊在一起。 最后，在步驟62，固結(jié)敷層件，使得下蒙皮24和加強(qiáng)件30共同固結(jié)。取下真空包囊并修飾成品子組件，根據(jù)需要鉆孔，為緊固件形成開(kāi)口。密封件(未示出)安裝在子組件45的端部，位于上下蒙皮22、24之間。肋32借助螺釘、鉚釘或其他緊固件，如前所述那樣固緊到下蒙皮24的前部，頭部蒙皮40借助沉孔螺栓固緊到由共固結(jié)子組件45承載的螺母板(未示出)。從圖9、10和
517可以看出，頭部蒙皮40的上拖尾邊緣接收在由上蒙皮22的前邊緣和翼梁28的上腿28a 限定的凹口 66中。凹口 66允許頭部蒙皮40的外表面和上蒙皮22形成平齊的連續(xù)表面， 以減少紊流。端部肋36 (圖14和17)密封頭部蒙皮40的外端部。從圖17看出，翼展方向的上部球管密封件68以及翼展方向的下部撓曲裙部64連接到縫翼20后部，在正常飛行過(guò)程中、縫翼處于收納位置時(shí)，將翼梁28密封在機(jī)翼(未示出)固定的引導(dǎo)邊緣上。雖然針對(duì)特定實(shí)施例說(shuō)明了本發(fā)明，但是應(yīng)該理解，具體實(shí)施方式
的目的在于說(shuō)明而非限制，因?yàn)楸绢I(lǐng)域技術(shù)人員可以構(gòu)造其他變形方案。
權(quán)利要求
1.一種用于飛行器的縫翼，包括復(fù)合上蒙皮(22)；復(fù)合下蒙皮(24);和夾置在所述復(fù)合上蒙皮和所述復(fù)合下蒙皮之間的蜂巢狀中央芯部(26)；其中所述復(fù)合下蒙皮(24)包括彎曲前邊緣，且加強(qiáng)件(30)粘結(jié)到所述復(fù)合下蒙皮的所述彎曲前邊緣。
2.如權(quán)利要求I所述的縫翼，進(jìn)一步包括復(fù)合翼梁(28)，該復(fù)合翼梁位于所述中央芯部(26)的前端并設(shè)置在復(fù)合上蒙皮(22)和復(fù)合下蒙皮(24)之間。
3.如權(quán)利要求2所述的縫翼，其特征在于，所述復(fù)合翼梁(28)的截面基本上為C形。
4.如權(quán)利要求2或3所述的縫翼，其特征在于，所述復(fù)合翼梁(28)包括第一腿(28c)、 第二腿(28a)和第三腿(28b)，它們分別粘結(jié)到所述復(fù)合上蒙皮(22)、所述中央芯部(26) 和所述復(fù)合下蒙皮(24)。
5.如權(quán)利要求1-3任一項(xiàng)所述的縫翼，進(jìn)一步包括復(fù)合頭部蒙皮(40)，所述復(fù)合頭部蒙皮(40)形成所述縫翼的引導(dǎo)邊緣并在所述復(fù)合下蒙皮(24)和復(fù)合上蒙皮(22)的前邊緣之間延伸。
6.如權(quán)利要求4所述的縫翼，進(jìn)一步包括復(fù)合頭部蒙皮(40)，其形成所述縫翼的引導(dǎo)邊緣并在所述復(fù)合下蒙皮(24)和復(fù)合上蒙皮(22)的前邊緣之間延伸。
7.如權(quán)利要求5所述的縫翼，進(jìn)一步包括多個(gè)肋(32)，所述肋貼靠所述復(fù)合下蒙皮 (24)并被所述復(fù)合頭部蒙皮(40)覆蓋。
8.如權(quán)利要求6所述的縫翼，進(jìn)一步包括多個(gè)肋(32)，所述肋貼靠所述復(fù)合下蒙皮(24)并被所述復(fù)合頭部蒙皮(40)覆蓋。
9.一種制造飛行器的復(fù)合縫翼的方法，包括以下步驟借助如下步驟形成敷層件將復(fù)合上蒙皮(22)放置在敷層模具(42)中，將復(fù)合翼梁(28)放置在所述敷層模具中，位于所述復(fù)合上蒙皮的一部分之上，在所述復(fù)合上蒙皮和所述復(fù)合翼梁的組合件上敷設(shè)復(fù)合下蒙皮(24)；在敷設(shè)所述復(fù)合下蒙皮之前，將預(yù)固結(jié)復(fù)合芯部(26)置于所述敷層模具中，覆蓋所述復(fù)合上蒙皮(22)；壓緊所述敷層件；固結(jié)被壓緊的敷層件；和將加強(qiáng)件(30)粘結(jié)到所述復(fù)合下蒙皮的彎曲前邊緣。
10.如權(quán)利要求9所述的方法，其特征在于，所述加強(qiáng)件(30)在所述復(fù)合下蒙皮(24) 之下。
11.如權(quán)利要求9所述的方法，進(jìn)一步包括以下步驟通過(guò)敷設(shè)復(fù)合材料、壓緊所述復(fù)合材料并固結(jié)所述復(fù)合材料，從而形成復(fù)合頭部蒙皮(40)。
12.如權(quán)利要求10所述的方法，進(jìn)一步包括以下步驟通過(guò)敷設(shè)復(fù)合材料、壓緊所述復(fù)合材料并固結(jié)所述復(fù)合材料，從而形成復(fù)合頭部蒙皮(40)。
全文摘要
利用敷層和真空鼓脹技術(shù)以復(fù)合材料形成一種飛行器縫翼(20)。所述縫翼敷層件包括夾置在復(fù)合上蒙皮(22)和復(fù)合下蒙皮(24)之間的蜂巢狀中央芯部(26)、預(yù)固結(jié)的翼梁(28)和預(yù)固結(jié)加強(qiáng)件(30)。在所述敷層件固結(jié)并從敷層模具中取出之后，引導(dǎo)邊緣加強(qiáng)肋(32)和預(yù)成形復(fù)合頭部蒙皮(40)安裝到完成的縫翼上。
文檔編號(hào)B64C9/24GK102602530SQ20121009609
公開(kāi)日2012年7月25日 申請(qǐng)日期2007年8月16日 優(yōu)先權(quán)日2006年9月19日
發(fā)明者杰弗里·P·鮑卡姆, 馬克·A·巴爾 申請(qǐng)人:波音公司