使用形状记忆合金的适应性复合结构体的制作方法
【技术领域】
[0001]本公开主要涉及能够改变它们形状的适应性复合结构体，并且更具体地，涉及具有适应性复合结构体的控制表面(例如，飞行控制表面)。
【背景技术】
[0002]传统飞机通常包括用于控制飞机的摇晃、偏航和晃动且用于改变飞机的升力特性(lift characteristic)的各种可移动的空气动力学设备。例如，固定翼飞机可以包括安装至机翼的后缘用于控制飞机的晃动的副翼。机翼也可以包括安装至机翼前缘的襟翼或前缘缝翼，并且其在飞行的某些阶段期间可以从机翼向下被展开或偏转，从而以大迎角维持在机翼上方的气流。
[0003]襟翼也可以安装至机翼后缘以在飞机以相对慢的速度穿过大气移动时增大通过机翼生成的升力的量。后缘襟翼通常在起飞期间向下偏转以增加升力，并且然后在飞行巡航部分期间收起。襟翼可以在飞行的接近和着陆阶段期间再次向下偏转以降低飞机的着陆速度。
[0004]通常，飞行控制表面包括结构和系统(例如，致动)部件，其是单独的并且未被以组件的程度被集成，这增加了飞机机翼后缘结构的重量和成本。期望不需要单独的致动的飞行控制表面。
【发明内容】
[0005]本文中公开的主题涉及集成热塑性材料和形状记忆合金(SMA)材料以形成能够改变其形状的适应性复合结构体的系统和处理。例如，适应性复合结构体可以被设计成用作多功能适应性机翼飞行控制表面。总体来说，这样的设计在实现结构和飞行控制系统规格方面是多功能的。其他应用包括在可变区域中将这样的适应性复合结构体结合扇形喷嘴、小翼、整流片、升降舵、方向舵、或具有空气动力学表面的任何其他飞机部件，该空气动力学表面的形状优选是可控制的。本文中公开的系统和处理也可以被应用于其他运输工具(例如，用在汽车和赛车上的扰流器)以及风力叶片(wind blade)上。所有这些应用使用控制表面，该控制表面能够从使用形状记忆合金的适应性复合结构体受益。可以通过用热塑性和SMA材料两者的纤维束外层编织(交织)可扩展心轴或将每种材料的单独的层(编织的或连续的)裹在可扩展的心轴的周围或者一个或多个外层编织层和一个或多个单独的材料层的任意组合，并且然后在感应加热加工组件中加固和形成围绕可扩展心轴的层以制成不要求单独制动的适应性复合结构体，来集成材料系统。利用智能基座的感应加热可以在制备处理期间用于加固(consolidat1n)和温度控制。
[0006]当安装在飞机上时，适应性复合结构体具有外模线(outer mold line)，其随着适应性复合结构体响应于SMA材料(本文中也称为“SMA致动器”)的加热或冷却而变形来改变形状。能够以不同的方法加热SMA致动器。根据一个实施方式，通过将电能供给与SMA致动器相邻设置的加热表面层而加热SMA致动器。根据另一个实施方式，通过将电能直接供给SMA致动器而加热SMA致动器。根据又一实施方式，通过与SMA致动器相邻设置的智能基座而加热SMA致动器，由于通过由结合在适应性复合结构体中的感应线圈产生的交变磁场而在智能基座中感应的祸流，智能基座由此被加热。
[0007]以下详细地公开的主题的一个方面是一种预成型件，该预成型件包括与由形状记忆合金制成的带或导线交织的由热塑性材料制成的纤维束。
[0008]所公开的主题的另一个方面是一种系统，该系统包括心轴，具有外表面；以及预成型件，所述预成型件与所述外表面接触并且被心轴支撑，其中，预成型件包括热塑性材料和形状记忆合金。根据一个实施方式，预成型件包括与由形状记忆合金制成的带或导线交织的由热塑性材料制成的纤维束。根据另一个实施方式，预成型件包括第一层和第二层，所述第一层包括形状记忆合金，所述第二层包括没有形状记忆合金的热塑性材料，第一层被设置在心轴的外表面和第二层之间。在后面的实施方式的一个实例中，第一层的形状记忆合金处于连续的片或多条带或导线的形式。在相同实施方式的另一个实例中，第一层包括与由形状记忆合金制成的带或导线交织的由热塑性材料制成的纤维束。
[0009]以下详细公开的主题的又一方面是空气动力学设备，该空气动力学设备包括第一蒙皮和第二蒙皮，第一蒙皮和第二蒙皮的每一个包括形状记忆合金和热塑性材料。根据一个实施方式，第一蒙皮包括热塑性材料和嵌入在热塑性材料中的由形状记忆合金材料制成的带或导线。根据另一个实施方式，第一蒙皮是层压体，该层压体包括内层和外层，所述内层包含形状记忆合金，所述外层包含没有形状记忆合金的热塑性材料，内层被设置在外层的内部。在后者实施方式的一个实例中，内层包括热塑性材料和至少部分嵌入在内层的热塑性材料中的由形状记忆合金制成的带或导线。
[0010]在前述段落中描述的空气动力学设备进一步包括用于加热形状记忆合金的装置。第一蒙皮的至少一些形状记忆合金和第二蒙皮的至少一些形状记忆合金被训练(trained)为响应于被加热而以特定方式变形。根据一个实施方式，执行加热功能的结构包括热耦接至第一蒙皮的形状记忆合金的第一加热表面层和热耦接至第二蒙皮的形状记忆合金的第二加热表面层。根据另一个实施方式，第一蒙皮的形状记忆合金包括第一多条导线，并且第二蒙皮的形状记忆合金包括第二多条导线；并且执行加热功能的结构包括电连接至第一多条导线的相应端部的第一导体和电连接至第二多条导线的相应端部的第二导体。根据又一实施方式，执行加热功能的结构包括感应线圈和热耦接至第一蒙皮的形状记忆合金的智能基座，其中，所述智能基座相对于感应线圈设置，使得当激活感应线圈生成交变磁场时，在智能基座中感应涡流。
[0011]又一方面是一种用于制造复合结构体的方法，所述方法包括:用热塑性材料的纤维束和由形状记忆合金制成的带或导线外层编织可热扩展的心轴；将外层编织的心轴置于第一基座和第二基座之间，该第一基座和第二基座设置在感应加热工作单元的第一加工片和第二加工片之间；给感应加热工作单元的一个或多个感应线圈通电以产生交变磁场，该交变磁场引起第一基座和第二基座产生热量，该热量由此熔化热塑性材料、软化形状记忆合金、并且扩展心轴；在热塑性材料已经被加固至期望的程度并且已经形成复合结构体之后，使感应加热工作单元的感应线圈断电；从感应加热工作单元去除心轴和复合结构体；以及从复合结构体分离心轴。此方法可以进一步包括对结合在复合结构体中的至少一些形状记忆合金进行训练。优选地，心轴由可溶性材料制成，并且从复合结构体分离心轴包括溶解心轴的可溶性材料。
[0012]本文中公开的主题的又一方面是一种用于制备复合结构体的方法，该方法包括:使预成型件围绕可热扩展的心轴的外表面并且接触可热扩展的心轴的外表面地放置，其中，预成型件包括热塑性材料和形状记忆合金；将心轴和预成型件放置在第一基座和第二基座之间，该第一基座和第二基座被设置在感应加热工作单元的第一加工片和第二加工片之间；使感应加热工作单元的一个或多个感应线圈通电以产生交变磁场，该交变磁场引起第一基座和第二基座产生热量，该热量由此熔化热塑性材料、软化形状记忆合金、并且扩展心轴；在热塑性材料已经被加固至期望的程度并且已经形成复合结构体之后，使感应加热工作单元的感应线圈断电；从感应加热工作单元去除心轴和复合结构体；以及从复合结构体分离心轴。根据一些实施方式，预成型件包括与由形状记忆合金制成的带或导线交织的由热塑性材料制成的纤维束。根据其他实施方式，预成型件包括第一层和第二层，所述第一层包含形状记忆合金，所述第二层包含没有形状记忆合金的热塑性材料，第一层被设置在心轴的外表面和第二层之间。
[0013]以下公开了集成了热塑性材料和SMA材料的适应性复合结构体的其他方面。
【附图说明】
[0014]图1是示出了根据一个实施方式的用于集成热塑性材料和形状记忆合金材料以形成结合在飞机或其他系统中的适应性复合结构体的处理步骤的流程图。
[0015]图2是示出了根据在图1中描述的实施方式的用于围绕心轴外层编织纤维束材料的编织装置一些部件的顶视图的示图。
[0016]图3是示出了具有三维外层编织的外层编织的心轴的放大顶视图的示图，该三维外层编织可以使用在图2中部分描述的类型的编织装置生产。
[0017]图4是示出了用于加固并且形成由热塑性材料和形状记忆合金材料制成的预成型件的计算机控制的系统的部件的框图。
[0018]图5A是表示用于加固并且形成置于可扩展的心轴上的由外层编织的热塑性材料和形状记忆合金材料制成的预成型件的感应加热匹配的加工组件的截面图的示图。
[0019]图5B是表示用于加固并且形成置于可扩展的心轴上的预成型件的感应加热匹配的加工组件的截面图的示图，该预成型件包括热塑性材料的外层和形状记忆合金材料的内层。
[0020]图6A是表示根据一个实施方式的结合SMA致动器的机翼后缘飞行控制表面的等距视图的示图。
[0021]图6B是表示在图6A中示意性地描述的机翼后缘飞行控制表面的截面图的示图，该截面通过在图6A中表示的平面6A-6A截取。
[0022]图7A是表示根据另一个实施方式的结合SMA致动器的机翼后缘飞行控制表面的等距视图的示图。
[0023]图7B是表示在图7A中示意性地描述的机翼后缘飞行控制表面的截面图的示图，该截面通过在图7A中表示的平面7A-7A截取。
[0024]图8是示出了用于致动使用形状记忆合金材料的飞机的控制表面的系统的部件的框图。
[0025]图9是示出了根据又一实施方式的适应性复合结构体的部件的框图，在该适应性复合结构体中，SMA致动器通过感应加热的智能基座加热。
[0026]图10是飞机制造和保养方法的流程图。
[0027]图11是示出了飞机系统的框图。
[0028]将会在下文中参考附图，其中，在不同附图中相似