粘接的复合材料飞机机翼的制作方法
【专利摘要】一种成套的复合飞机机翼，其包括具有不同刚度并且粘接于复合栅格结构的上和下复合层压机翼蒙皮。该栅格结构包括沿着展向方向延伸的栅格翼梁以及沿着机翼的弦向方向延伸的横梁。该栅格翼梁包括粘接于该上和下机翼蒙皮的顶梁。
【专利说明】粘接的复合材料飞机机翼
【技术领域】
[0001]本发明大体涉及飞机结构，并且特别是，涉及粘接的复合机翼。
【背景技术】
[0002]通常叫做“复合物”的纤维增强树脂由于其比较高的强度-重量比、良好的抗腐蚀性以及其他有利的性质而经常用在航空航天结构中。用在航空航天应用中的常规的复合物包括以纺织结构或非纺织构造形式被保持在诸如环氧树脂的树脂基体树脂中的玻璃纤维、碳纤维或聚芳酰胺纤维。复合物层片被铺设在工具上，并且然后通过施加加热和加压的组合而被固化以形成硬化层压制件。在一些情况下，诸如泡沫或蜂窝结构的芯材被放置在层片之间以形成复合夹层。
[0003]在大型商用飞机中，复合物通常用在次要结构中，在诸如机翼的主要结构中它们的应用受到限制，诸如机翼的主要结构主要用诸如铝、钛等的金属制造。例如，一些现代飞机已经利用用金属紧固件被连接于金属结构翼梁和翼弦的复合机翼蒙皮。金属紧固件会给飞机增加不希望的重量并且经受腐蚀。当前机翼结构还有其他缺点。例如，当前机翼不易于被定制成优化诸如升力、刚度、弯曲、扭转和离散损坏遏制/阻止的飞行特性的组合。
[0004]因此，需要一种复合机翼结构，其基本上不需要金属紧固件并且具有改进的离散损坏遏制。还需要一种全部粘接的复合机翼结构，该机翼结构具有有不同的层间断裂韧性和刚度的上和下蒙皮，其被定制成优化飞行特性、使用寿命和安全可靠性。
【发明内容】
[0005]本公开的实施例提供具有上和下定制复合蒙皮的成套复合机翼结构，该上和下蒙皮粘接于底层全部复合的具体定制的翼栅设计结构。该上和下机翼蒙皮在模式1、I1、III中分别具有不同的层间断裂韧性，并且还具有不同的刚度和结构弹性常数。本发明的机翼结构具有改进的空气动力学性质、粘接接头耐久性和损伤容限能力以及较好的载荷传递效率。利用全部粘接的机翼结构设计会导致非常高的刚度-重量的比，并且在较好地抵抗平面内剪切载荷以及扭转载荷的同时允许更多的竖直翼偏转。全部复合的机翼结构具有能够满足主管当局规定的适航性要求的可预测的安全使用寿命。对于具体的应用，上和下机翼蒙皮可以被定制成满足不同的载荷要求，并且提供更大的升力、上下机动载荷、弯曲、剪切和扭转载荷、横向阵风、发动机牵引力以及巨大的、平面外的离散发动机突发损坏。以这种方式定制机翼蒙皮还更有效地将载荷分布于机翼，从而产生更大的升力。
[0006]机翼蒙皮在次级粘接操作中利用粘性地粘接接头被连接于底层翼栅结构，这种接头减少了在粘接接头边界处的层间单独剥落和剪切应力。所述粘接接头利用基本上贯穿整个机翼长度的翼栅结构，从而削弱扭转载荷、减小由于紊流引起的弯曲并且有助于遏制例如由于发动机爆燃引起的局部离散损坏。利用粘接于复合机翼蒙皮的复合翼栅结构不需要结构性的翼弦腹板并且可以使在常规机翼设计中通常需要的翼梁和纵向条的数目最少，因而减少机翼的重量。集成翼栅结构可以包括高弹性模量的增强纤维，在一种实施例中，该弹性模量可以在近似30Msi的范围内。
[0007]所公开的全部粘接的复合机翼构造基本上不需要金属紧固件将机翼蒙皮连接于底层机翼支撑结构。省去金属紧固件具有许多优点。例如，在机翼蒙皮中紧固件周围的应力集中被消除并且载荷更有效地分布于机翼。省去金属紧固件通过增加动力学表面的平滑度而减少阻力、消除可能的金属腐蚀并且增加整体接头界面的强度。利用粘接的，而不是紧固的接头会减少机翼的结构重量，因而，提高运行效率，包括减少燃料消耗。所公开的全部复合的、粘接的机翼结构还可以减少制造成本。
[0008]在粘接的机翼组件的一种实施例中，压缩加载的且粘接的上机翼蒙皮可以具有在大约3.0英寸-磅/英寸2 (in-1bs/in2)到大约5.0英寸-磅/英寸2的模式I层间断裂韧性、在大约4.5英寸-磅/英寸2到大约7.0英寸-磅/英寸2的模式II层间断裂韧性以及在大约7.5英寸-磅/英寸2到大约8.0英寸-磅/英寸2的模式III层间断裂韧。这样的构造提供延迟任何大裂纹的结构性质，以及抵抗由于独立的结构复合弯曲、扭转和刚度能力而引起的不同的机翼飞行载荷的能力，因此增加机翼的竖直升力。下机翼蒙皮可以一体地粘接于下部粗壮工字梁顶梁，并且在一种实施例中，可以具有在大约4.5英寸-磅/英寸2到大约6.5英寸-磅/英寸2的模式I层间断裂韧性、在大约5.5英寸-磅/英寸2到大约8.0英寸-磅/英寸2的模式II层间断裂韧性以及在大约8.5英寸-磅/英寸2到大约12.0英寸-磅/英寸2的模式III层间断裂韧。定制上和下蒙皮的模式1、I1、III的层间断裂韧性的混合提供了具有独特性能的机翼结构，其更好地抵抗弯曲、剪切和扭矩载荷，从而导致竖直机翼偏转的增加和竖直升力的增加。
[0009]形成翼栅结构一部分的栅格横梁具有独立地抵抗载荷的能力，因而在飞行期间分散了机翼扭转和弯曲载荷。在一种实施例中，栅格横梁可以具有大约2.0英寸-磅/英寸2到大约3.0英寸-磅/英寸2的平均层间断裂韧性，这增强了连接刚性，从而导致在机翼接头内剥离应力和平面内剪切应力的更加均匀分布。上和下机翼蒙皮可以粘接于翼栅结构并且具有独特的性能，使得它们独立地用作纵向或横向断裂的自动防故障机制。翼栅结构适合于大多数机翼和机身飞行载荷条件，包括而不限于由于燃料载荷在翼栅界面结构中引起的弯矩、扭转或蒙皮平面内剪切应力，包括由于横向阵风或在机动期间经受的载荷引起的上下弯曲。通过在粘接接头的边缘处的粘性渐缩包覆，可以减少有时候在接头的粘接线裂缝内产生的应力的奇异性。该粘接的机翼组件是结构有效的自动防故障型损坏容限式复合的粘接结构，其可以被管理当局认证通过超过限度150%的不同载荷情况，以满足适航性要求。
[0010]根据一种公开的实施例，飞机机翼包括分别具有不同刚度的上和下复合机翼蒙皮以及设置在该上和下机翼蒙皮之间并且连接于该上和下机翼蒙皮中每个的翼栅结构。该翼栅结构包括粘接在一起的多个交叉复合支撑构件。该支撑构件包括沿着该机翼的展向方向延伸并且粘接于该上和下复合机翼蒙皮中每个的翼栅翼梁，并且该上和下复合机翼蒙皮和翼栅结构形成成套的粘接的机翼结构。上复合机翼蒙皮具有比下复合机翼蒙皮的刚度更小的刚度。
[0011]上和下机翼蒙皮中的每个是正交各向异性的并且具有层间断裂韧性。上复合机翼蒙皮的层间断裂韧性小于下复合机翼蒙皮的层间断裂韧性。该复合支撑构件包括沿着机翼的展向方向延伸的多个复合翼栅翼梁，和粘接于该翼栅翼梁并且沿着机翼的弦向方向延伸的多个复合栅格横梁。每个翼栅翼梁包括一对翼梁顶梁(cap)和连接在该翼梁顶梁之间的翼梁腹板，并且该栅格横梁包括连接于栅格翼梁腹板的横梁腹板。该复合横梁包括夹在该翼栅翼梁和上复合机翼蒙皮之间的第一组基本平直的条，和夹在该翼栅翼梁和下复合机翼蒙皮之间的第二组基本平直的条。
[0012]根据另一实施例，成套的复合飞机机翼包括:上复合机翼蒙皮，该上复合机翼蒙皮包括多个纤维增强树脂层压层片并且具有第一层间断裂韧性；下复合机翼蒙皮，该下复合材料机翼蒙皮包括多个纤维增强树脂层压层片并且具有第二层间断裂韧性，该第二层间断裂韧性的幅值大于第一层间断裂韧性；以及夹在该上和下复合机翼蒙皮之间并且粘接于该上和下复合机翼蒙皮中每个的复合翼栅结构，该复合翼栅结构包括沿着机翼的展向方向延伸的多个复合翼栅翼梁，和与该翼栅翼梁共同固化并且沿着机翼的弦向方向延伸的多个复合栅格横梁，其中该复合翼栅翼梁粘接于上和下复合机翼蒙皮以形成成套的机翼结构。每个翼栅翼梁包括工字型梁，其具有粘接于上复合机翼蒙皮的上顶梁、粘接于下复合机翼蒙皮的下顶梁和连接于该上和下顶梁的腹板。
[0013]上复合机翼蒙皮具有在近似3.0英寸-磅/英寸2和近似5.0英寸-磅/英寸2之间的模式I层间断裂韧性，而下复合机翼蒙皮具有在近似4.5英寸-磅/英寸2和近似6.5英寸-磅/英寸2之间的模式I层间断裂韧性。每个翼栅翼梁均具有栅格翼梁腹板，每个栅格横梁均具有横梁腹板，并且栅格翼梁腹板连接于横梁腹板。每个翼栅翼梁包括中心腹板、分别在该中心腹板相反端上的上和下顶梁、与该中心腹板间隔开并且大致平行于该中心腹板延伸的侧腹板以及连接于该中心腹板并且在所述侧腹板之间延伸的中心加强筋。该中心加强筋在该翼栅翼梁之间延伸并且结构上连接所述翼栅翼梁。所述栅格横梁包括分别夹在翼栅翼梁和上、下复合机翼蒙皮之间的第一和第二组基本平直的复合条。
[0014]根据又一实施例，提供一种制造飞机机翼结构的方法。该方法包括:形成分别具有不同刚度的上和下复合层压机翼蒙皮；形成复合内部翼栅结构；以及将该翼栅结构粘接于该上和下复合机翼蒙皮。形成翼栅结构可以包括:形成多个复合翼栅翼梁；形成多个复合栅格横梁；以及将复合翼栅翼梁粘接于复合栅格横梁。形成该上和下复合机翼蒙皮包括:选择至少一种材料特性，使得该上复合机翼蒙皮的层间断裂韧性小于该下复合机翼蒙皮的层间断裂韧性。该材料特性可以选自如下构成的组:纤维取向、纤维材料、纤维直径、纤维密度、树脂材料以及具有0°纤维取向的层片的数目。
[0015]已经讨论的特征、功能和优点可以在各种实施例中单独实现，或可以结合在其他实施例中，这些实施例的细节可以参考下面的描述和附图明白。
【专利附图】
【附图说明】
[0016]认为是说明性实施例的特性的新颖的特征在所附权利要求中提出。但是，当结合附图阅读时，通过参考下面的详细描述和本发明的说明性实施例将更好地理解本发明的说明性的实施例以及优选的使用方式、其他目的和优点。
[0017]图1是飞机的透视图。
[0018]图2是图1中所示的右侧机翼的一部分的透视图，上机翼蒙皮的一部分被去掉以更好地展现内部翼栅结构。
[0019]图3是图1中所示的右侧机翼的一部分的透视图，上机翼蒙皮的一部分被剖视以展现内部翼栅结构的一种实施例的细节。
[0020]图4是沿着图3的线4-4截取的截面图。
[0021]图5是类似于图3的视图，但是示出翼栅结构的替代性形式。
[0022]图6是沿着图5的线6-6截取的截面图。
[0023]图7是翼栅结构的另一种形式的透视图，为了清楚起见未示出机翼蒙皮。
[0024]图8是利用另一种形式的翼栅结构的机翼的一部分的透视图，为了清楚起见未示出上机翼蒙皮。
[0025]图9是示出如何组合标准的复合部件以形成图8所示的翼栅结构的视图。
[0026]图10是类似以图8的透视图，但是示出又一种形式的翼栅结构。
[0027]图11是利用横梁条的另一种形式翼栅结构的透视图，为了清楚起见未示出机翼蒙皮。
[0028]图12是制造飞机机翼的方法的流程框图。
【具体实施方式】
[0029]下面描述的结构的实施例利用蒙皮-栅格不同的特征改进机构性能，并且通过重量较轻的粘接设计来减少制造成本。
[0030]该公开的机翼结构也可以减少零件数目，可以减少或消除腐蚀，并且可以提供更高的结构安全裕度。在减少或不需要将机翼蒙皮紧固于内部翼栅结构和翼梁的紧固件的同时，粘接的飞机机翼结构还具有增强的机翼设计效率，具有特别轻的重量，并且节省燃料。该机翼结构具有遏制例如由发动机爆燃引起的离散损坏的能力。
[0031]虽然在上下文中公开机翼结构，但是描述的实施例可以用于非机翼实施例。在机翼结构的上下文中描述的特征也能够应用于具有通过中间结构元件连接的蒙皮或壁板的其他结构。例如，前面描述的机翼结构可以具有如下的非机翼应用。在减少或不需要将机翼蒙皮紧固于内部翼栅结构和翼梁的紧固件的同时，粘接的结构具有增强的设计效率，具有特别轻的重量，并且节省燃料。该结构具有遏制离散损坏的能力。
[0032]在一种示范性的实施例中，粘接的复合件可以包括复合栅格结构以及上和下复合蒙皮，该上和下复合蒙皮可以被特别定制成满足不同载荷情况，例如，较高升力、机动期间的载荷、上下弯曲、剪切和扭转载荷、横向阵风以及发动机推力。自动防故障的粘接内部结构在离散损坏的情况下提供自遏制并且大大减少在形成翼栅结构的翼栅翼梁和栅格横梁交叉处的层间异常剥离和剪切应力。粘结剂可以用来将翼梁和/或栅格横梁粘结到上和下复合蒙皮。该上和下蒙皮可以具有不同的层间断裂韧性，其包括抵抗载荷的逐步/递进的刚性刚度。贯穿结构恒定的成套的界面粘接性质减轻了由于湍流引起的扭转载荷和弯曲。
[0033]参考附图，图1是示例性飞机10的透视图，该飞机包括机身12、连接于该机身12的机翼14和16以及分别连接于机翼14和16的发动机18和20。每个机翼14、16均具有上复合层压机翼蒙皮22、下复合层压机翼蒙皮24、翼根26和翼梢28。正如将在下面描述的，每个机翼14、16均具有内部复合翼栅结构(图1中未不出)，其加强机翼14、16并且在飞行期间抵抗施加于上和下机翼蒙皮22、24的载荷。
[0034]图2是图1中所示的机翼之一 14的透视图，上复合机翼蒙皮22的一部分被剖视以展现将在下面更详细地描述的内部复合翼栅结构34。该复合翼栅结构34包括交叉复合结构支撑构件构成的栅格，所述构件可以被共同固化，该栅格利用可以是薄膜或浆糊形式的合适的粘结剂被分别粘接于上和下复合机翼蒙皮22、24的内表面30、32。因此，上和下机翼蒙皮22、24通过粘接接头而连接于翼栅结构34，因而，减少对离散紧固件的需要。翼栅结构34包括沿着展向方向或X方向从翼根26延伸到翼梢28的多个翼栅翼梁40 (可以是复合的或金属的)，和沿着弦向方向或Y方向延伸、横于翼栅翼梁40的多个交叉的复合支撑构件(下文中也叫做栅格横梁42 (可以是复合的或金属的))。翼栅翼梁40、栅格横梁42以及上和下蒙皮22、24可以形成机翼盒，其包括前和后边缘组件(未示出)分别连接于其上的前边缘栅格翼梁40a和后边缘栅格翼梁40b ο在一些实施例中，该前和后边缘栅格翼梁40a和40b可以比其他的翼栅翼梁40 (有时候叫做中间主体翼梁)更大并且更硬，以便在机翼盒和前和后边缘组件之间传递载荷。翼栅翼梁40沿着其各自的长度在横截面和其他特性上可以是基本一致的。
[0035]正如前面所讨论的，虽然所描述的实施例在飞机机翼的背景下，但是实施例同样可以与非机翼或非航空航天应用有关。例如，前一段可以表达为如下:
[0036]图2是图1中所示的装置之一 14的透视图，上复合装置蒙皮22的一部分被剖视以展现将在下面更详细地描述的内部复合结构34。该复合结构34包括交叉复合结构支撑构件构成的栅格，所述构件可以被共同固化，该栅格利用可以是薄膜或浆糊形式的合适的粘结剂被分别粘接于该上和下复合蒙皮22、24的内表面30、32。因此，该上和下复合蒙皮22、24通过粘接接头而连接于装置栅格结构34，因而，减少对离散紧固件的需要。装置栅格结构34包括沿着展向方向或X方向从装置根部26延伸到装置梢部28的多个装置栅格翼梁40，和沿着弦向方向或Y方向延伸、横于该翼梁40的多个交叉复合支撑构件，下文中也叫做栅格横梁42。该翼梁40、栅格横梁42以及上和下蒙皮22、24可以形成盒，其包括边缘组件(未示出)分别连接于其上的边缘栅格翼梁40a和边缘栅格翼梁40b。在一些实施例中，该边缘翼栅格翼梁40a和40b可以比其他的装置栅格翼梁40 (有时候叫做中间主体翼梁)更大并且更硬，以便在该盒和前和后边缘组件之间传递载荷。翼梁40沿着其各自的长度在横截面和其他特性上可以是基本一致的。
[0037]该上和下复合机翼蒙皮22、24分别具有不同的模式1、I1、III层间断裂韧性，使得上和下机翼蒙皮22、24分别具有被特别定制成满足具体飞机应用的静态和动态全局载荷的不同刚性。该上和下机翼蒙皮22、24的层间断裂韧性可以被选择成使得当飞机10在地面上时上机翼蒙皮22处在拉伸状态，而下机翼蒙皮24处在压缩状态，但是在飞行期间上和下机翼蒙皮22、24分别在压缩和拉伸状态。在与复合翼栅结构34结合时，采用复合机翼蒙皮22、24的不同层间断裂韧性在飞行期间在更宽的机翼结构区域上更好地分布机翼载荷，并且可以在最小化需要的翼梁数目的同时，减少或消除对通常用在传统的机翼结构中需要的结构性弦向腹板的需要。而且，在与翼栅结构34结合使用时，利用具有不同层间断裂韧性的上和下机翼蒙皮22、24更好地抵抗施加于机翼14、16的各种力，包括在飞行期间由于横向阵风或机动载荷引起的弯矩、扭转、剪切应力、上下弯曲。
[0038]上和下复合机翼蒙皮22、24中的每个分别是正交各向异性的，并且包括纤维增强树脂材料层压层/层片构成的堆栈，该材料具有相对高的强度-重量比，例如是碳纤维环氧树脂。每个层片可以包括具有所需角度取向的单向增强纤维。例如，机翼蒙皮22、24中的每个可以包括分别具有0°、45°和90°纤维取向的多个层压层片。0°层片大致沿着展向方向或X轴线方向取向，而90°层片大致沿着弦向方向或Y轴线方向取向。而包括在层片堆栈中的45°层片抵抗平面内的斜角(off angle)载荷并且起到降低泊松比效果的作用。
[0039]可以通过改变若干个机翼蒙皮参数中的任何一个或更多个，从而导致上和下机翼蒙皮22、24具有不同的刚度，从而实现上和下机翼蒙皮22、24的不同层间断裂韧性。例如，虽然用来制造上和下机翼蒙皮22、24的层片序列(堆栈)均可以是正交各向异性的，但是用于上机翼蒙皮22的层片序列可以比用于下机翼蒙皮24的层片序列具有更少的0°层片，从而导致上机翼蒙皮22比下机翼蒙皮24具有更小的刚性和正交各向异性。替代性地，上和下蒙皮22、24的层间断裂韧性的所需差异可以通过在上机翼蒙皮22中利用与下机翼蒙皮24不同的树脂、不同的纤维材料或不同的纤维直径来实现。根据应用，用于上和下机翼蒙皮22、24的层片序列可以或可以不在展向方向或弦向方向上逐层变化。利用具有不同的层间断裂韧性和刚度的机翼蒙皮22、24使得机翼14和16的弯曲、扭转和竖直偏转能够以优化机翼升力分布因而增加整体机翼升力的方式被定制。
[0040]在一种典型的实施例中，上复合机翼蒙皮22可以具有在大约3.0英寸-磅/英寸2到大约5.0英寸-磅/英寸2的模式I的、在大约4.5英寸-磅/英寸2到大约7.0英寸-磅/英寸2的模式II的以及在大约7.5英寸-磅/英寸2到大约8.0英寸-磅/英寸2的模式III的层间断裂韧性。这些层间断裂的范围有助于机翼抵抗由于独立的结构复合弯曲、扭转和刚度能力引起的不同机翼飞行载荷的能力，同时延迟或阻止裂缝的传播。下复合机翼蒙皮24具有比上机翼蒙皮22更大的层间断裂韧性。例如，下复合机翼蒙皮24可以具有在大约4.5英寸-磅/英寸2到大约6.5英寸-磅/英寸2的模式I的、在大约5.5英寸-磅/英寸2到大约8.0英寸-磅/英寸2的模式II的以及在大约8.5英寸-磅/英寸2到大约12.0英寸-磅/英寸2的模式III的层间断裂韧性。这些范围的层间断裂韧性为下机翼蒙皮24提供了更好地抵抗机翼弯曲和扭转载荷的独特的结构性拉伸-剪切-刚度特性。
[0041]上复合机翼蒙皮22被形成为具有比下复合机翼蒙皮24更小的层间断裂韧性，以便在飞行期间机翼的向上弯曲使上复合机翼蒙皮22处在压缩状态，而底部复合机翼蒙皮24处在拉伸状态。此外，复合翼栅结构34在飞行期间为上和下机翼蒙皮22、24提供刚性。在其他实施例中，上复合机翼蒙皮22可以具有高于或低于4.0英寸-磅/英寸2的层间断裂韧性，而下复合机翼蒙皮24可以具有高于或低于6.0英寸-磅/英寸2的层间断裂韧性，其中下机翼24具有的层间断裂韧性比上机翼22具有的层间断裂韧性更高。
[0042]结构复合刚度性质部分地源自于用于上和下机翼蒙皮22和24的高级复合结构材料的高弹性模量纤维。结构树脂的高刚度-强度比纤维增强了结构树脂的高层间断裂韧性，使其分别在模式1、II和III的临界机翼载荷情况中具有特定结构性质。模式I性质提供了机翼14和16的承载能力，而模式II性质提供了平面内载荷并阻止机翼14和16的损坏。模式III性质提供了机翼14和16的扭曲/扭转刚性。
[0043]上复合机翼蒙皮22的结构性质具有中等大的模式I和模式II层间断裂韧性。模式I结构性质被设计成在由弯曲引起的正常载荷下和由起飞和飞行期间引起的压缩下增加上复合机翼蒙皮22的承载能力。用于上复合机翼蒙皮22的模式II层间韧性性质被设计成承受更多的由弯曲和扭转引起的平面内剪切载荷，因此增加机翼承受更高的动态载荷的能力。[0044]与上机翼蒙皮22的对应性质相比，下复合机翼蒙皮24的结构复合性质被设计成具有更高的模式1、Π和III结构层间韧性。这些结构性质被选择成增加承受由向上弯曲引起的下复合机翼蒙皮24中的全局大的层间拉伸和平面内剪切载荷。下复合机翼蒙皮24的模式III结构层间韧性被设计成增加机翼抵抗由于沉重的机身载荷在机翼14和16的较厚内侧处的扭矩的能力。此外，模式III (其是扭曲/扭转刚性性质)的增加导致更大的升力并且产生该机翼的平衡扭曲角。
[0045]上面讨论的翼栅结构34可以利用采用被栅格横梁42增强和/或稳定的翼栅翼梁40的各种复合结构构造中的任意构造来实现。例如，参考图3和图4，翼栅翼梁40中的每个可以包括具有由腹板44结合在一起的上顶梁46和下顶梁48的复合工字梁41。上顶梁46沿着粘结线47粘性地粘接于上机翼蒙皮22的内表面30，而下顶梁48沿着粘结线49粘性地粘接于下机翼蒙皮24的内表面32。在这种例子中，栅格横梁42包括单个的、基本平直的复合腹板50，其在相邻工字梁41之间延伸并且沿着粘结线45粘性地粘接于翼栅翼梁40的腹板44。在替代性实施例中，工字梁41和栅格横梁腹板50可以被铺设并且被共同固化。
[0046]现在将注意力转向图5和图6，图5和图6示出翼栅结构34的替代性形式。在这种例子中，形成翼栅翼梁40的复合工字梁41也被具有工字形横截面的栅格横梁42加强并稳定。每个栅格横梁42包括由腹板50连结在一起的上顶梁52和下顶梁54。该上顶梁52和下顶梁54与翼栅翼梁40的对应上顶梁46和下顶梁48分别是基本共面的，因而，与图3和图4所示的实施例相比，在翼栅结构34和上和下机翼蒙皮22、24之间提供更大的粘接面积。在一些实施例中，栅格横梁42可以被铺设并且与翼栅翼梁40被共同固化，而在另一些实施例中，它们可以在次级粘接操作中被粘性地连结在一起。在次级粘接操作中上顶梁46、52沿着粘结线51粘性地粘接到上机翼蒙皮22的内表面30。类似地，同样在次级操作中下顶梁48、54沿着粘结线53粘性地粘接到下机翼蒙皮24的内表面32。在图5和图6所示的不例中，栅格横梁42沿着机翼14、16的弦向方向基本对齐,但是,在另一些实施例中，栅格横梁42可以沿着机翼14、16的展向方向彼此交错或偏离于彼此。
[0047]图7还示出翼栅结构34的又一实施例，为了清楚起见未示出上和下复合机翼蒙皮22、24。栅格横梁42包括上和下基本平直的复合横梁条56、58，其可以沿着机翼14、16的展向方向纵向间隔开，并且其横向地延伸穿过翼栅翼梁40。在所示的示例中，翼栅翼梁仅仅用数字40总体示出。横梁条56、58可以被铺设于翼栅翼梁40上并与其共同固化。横梁条56,58具有外部平直粘接表面59，在次级粘接操作中上和下机翼蒙皮22、24可以沿着粘结线53粘性地粘接于该外部平直粘接表面59。替代性地，横梁条56、58可以被铺设在翼栅翼梁40上并且与翼栅翼梁40共同固化。
[0048]图8示出翼栅结构34的又一实施例，其采用类似于前面结合图3-6讨论的工字梁41的工字梁型翼栅翼梁40。在这种例子中，工字梁形状的翼栅翼梁40通过复合层压侧腹板34被进一步增强并稳定。为了沿着弦向方向增强翼栅结构34，每个翼栅翼梁40均具有在X-Y平面内延伸的中心加强筋61。该中心加强筋61延伸通过腹板44并进入侧腹板60中，并且起到前面描述的栅格横梁42的作用，以便向机翼14、16提供所需扭转刚性和剪切强度。类似于在图3-6所示的实施例，上和下顶梁46、48分别被直接粘接到上和下机翼蒙皮22、24，从而导致载荷通过机翼蒙皮22、24和翼栅结构34之间的粘结线(未示出)传递。[0049]图9示出可以用来利用简单的预成形复合层压节段来制造图8所示的翼栅结构的一种组装。四个预成形C形节段64被预先定位成抵靠中心腹板节段72。形成腹板60 (图8)的侧腹板节段62然后被定位在该C形节段64的外侧之上。顶梁节段68被放置在组装的C形节段64之上，从而形成包括图8所示的翼栅结构34的所有元件的敷层组件。图9所示的复合层压节段被顺序地铺设并且然后被共同固化。
[0050]图10示出类似以图8所示的翼栅结构34的另一实施例，只不过中心加强筋61在翼栅翼梁40之间沿着弦向方向连续地延伸并且沿着机翼14、16的展向方向连续地延伸。在一些形式中，中心加强筋61可以在其内在翼栅翼梁中的相邻翼梁之间具有间隙以便减少机翼重量。例如，中心加强筋可以包括穿过翼栅翼梁40的一系列单个的间隔开的中心加强筋条。
[0051]图11示出结合了在前面关于图7和图8所讨论的实施例的特征的翼栅结构34的另一变形。在这种实施例中，由粘接于翼栅翼梁40或与翼栅翼梁40共同固化的上和下横梁条56、58来形成栅格横梁42。类似于图7所示的实施例，上和下横梁条56、58可以沿着展向方向间隔开，或沿着机翼14、16的展向方向是连续或半连续的。上和下横梁条56、58可以具有足以抵抗横向剪切载荷和沿着弦向方向的弯曲的厚度。
[0052]图12广义地示出制造前面所述类型的飞机机翼14、16的方法74的步骤。在步骤76开始，形成分别具有不同的模式1、I1、III层间断裂韧性和刚度以及不同的弹性常数的上和下复合机翼蒙皮22、24。正如前面所提到的，通过改变所述一个或更多个材料特性(例如蒙皮中的具有具体层片取向的层片，例如0°层片，的数目)，不同的层间断裂韧性和刚度可以被赋予机翼蒙皮22、24，在每个机翼22、24的层片铺设之后，它们被共同固化。在步骤78，通过利用合适的铺设和组装工具，铺设包括前面所讨论的翼栅翼梁40和栅格横梁42的兀件，从而形成内部机翼翼栅结构34。在铺设之后，翼栅翼梁40和栅格横梁42被一起共同固化以形成完全实心的并且一体的翼栅结构34。在步骤80，在次级粘接操作中，预固化的上和下复合机翼蒙皮22、24粘性地粘接于预固化的翼栅结构34，以形成完整的机翼盒。在步骤82，根据需要，前边缘和/或后边缘组件可以被连接于机翼盒。
[0053]根据本发明的一方面，提供一种设备，包括分别具有不同刚度的上和下复合蒙皮(22、24)，以及位于该上和下复合蒙皮(22、24)之间并与其中每个连接的结构(34)。
[0054]有利地，该结构(34)包括粘接在一起的多个交叉支撑构件(40、42)。有利地，支撑构件(40、42)包括沿着展向方向延伸并且粘接于该上和下复合蒙皮(22、24)中的每个的翼梁(40)，并且上和下复合蒙皮(22、24)和结构(34)形成成套的粘接的机翼设备。有利地，上复合蒙皮(22)具有比下复合蒙皮(24)更小的刚度。有利地，该上和下复合蒙皮(22、24)中的每个是正交各向异性的，并且具有层间断裂韧性，其中上复合蒙皮的层间断裂韧性小于下复合蒙皮的层间断裂韧性。
[0055]有利的是，上复合蒙皮(22)具有在近似3.0英寸-磅/英寸2和近似5.0英寸-磅/英寸2之间的模式I层间断裂韧性，而下复合蒙皮(24)具有在近似4.5英寸-磅/英寸2和近似6.5英寸-磅/英寸2之间的模式I层间断裂韧性。有利的是，上和下复合蒙皮(22、24)具有选自如下构成的组中的至少一种不同的特性:纤维取向、纤维材料、纤维直径、纤维密度、树脂材料、具有O度纤维取向的层片的数目。有利的是，该设备还包括翼梁(40)以及栅格横梁(42)，其中至少一个所述翼梁(40)包括一对顶梁(46、48)和连接在该翼梁顶梁之间的翼梁腹板(44 )，至少一个所述栅格横梁(42 )包括横梁腹板(50 )。
[0056]根据本发明的一方面，提供一种制造设备的方法，包括:形成分别具有不同刚度的上和下复合蒙皮(22、24);形成内部结构(34);以及将该结构(34)粘接于该上和下复合蒙皮(22、24)。有利的是，形成所述结构(34)包括:形成多个翼梁(40)，形成多个栅格横梁(42)，并且将该翼梁粘接于该栅格横梁。有利的是，形成上和下复合蒙皮(22、24)包括选择至少一种材料特性，以导致上复合蒙皮具有比下复合蒙皮更小的层间断裂韧性。
[0057]有利的是，该材料特性选自如下构成的组:纤维取向、纤维材料、纤维直径、纤维密度、树脂材料、具有O度纤维取向的层片的数目。有利的是，形成上复合蒙皮(22)包括在近似3.0英寸-磅/英寸2和近似5.0英寸-磅/英寸2之间为上复合蒙皮选择模式I层间断裂韧性，并且形成下复合蒙皮(24)包括在近似4.5英寸-磅/英寸2和近似6.5英寸-磅/英寸2之间为下复合蒙皮选择模式I层间断裂韧性。有利的是，形成栅格设备还包括形成翼梁(40)，至少一个所述翼梁(40)具有腹板(44)以及上和下顶梁(46、48)，并且将该结构
(34)粘接于上和下复合蒙皮(22、24)包括将每个所述翼梁的上和下顶梁分别粘接于上和下复合蒙皮(22、24)。有利的是，形成上和下复合蒙皮(22、24)包括共同固化每个所述复合蒙皮，形成复合内部结构(34)包括连接结构构件(40，42)栅格，并且将该结构(34)粘接到上和下复合蒙皮(22、24)包括将共同固化的上和下复合蒙皮(22、24)粘接于该结构构件栅格。
[0058]根据本发明的一方面，提供一种成套的复合飞机机翼，包括:上复合机翼蒙皮，其包括多个纤维增强树脂层压层片并且具有第一层间断裂韧性；下复合机翼蒙皮，其包括多个纤维增强树脂层压层片并且具有在幅值上大于第一层间断裂韧性的第二层间断裂韧性；以及夹在该上和下复合蒙皮之间并粘接于该上和下复合蒙皮中每个的复合栅格结构，该复合栅格结构包括沿着机翼的展向方向延伸的多个复合翼栅翼梁以及与该翼栅翼梁共同固化的且沿着机翼的弦向方向延伸的多个复合栅格横梁，其中该复合翼栅翼梁粘接于该上和下复合蒙皮以形成成套的机翼结构。
[0059]有利的是每个所述翼栅翼梁包括工字梁，该工字梁具有粘接于上复合机翼蒙皮的上顶梁、粘接于下复合机翼蒙皮的下顶梁以及连接于该上和下顶梁的腹板。有利的是，该上复合机翼蒙皮具有在近似3.0英寸-磅/英寸2和近似5.0英寸-磅/英寸2之间的模式I层间断裂韧性，在近似4.5英寸-磅/英寸2和近似7.0英寸-磅/英寸2之间的模式II层间断裂韧性，以及在近似7.5英寸-磅/英寸2和近似8.5英寸-磅/英寸2之间的模式III层间断裂韧性，并且下复合机翼蒙皮具有在近似4.5英寸-磅/英寸2和近似6.5英寸-磅/英寸2之间的模式I层间断裂韧性，在近似5.5英寸-磅/英寸2和近似8.0英寸-磅/英寸2之间的模式II层间断裂韧性，以及在近似8.5英寸-磅/英寸2和近似
12.0英寸-磅/英寸2之间的模式III层间断裂韧性。
[0060]有利的是，每个所述翼栅翼梁具有栅格翼梁腹板，每个所述栅格横梁具有横梁腹板，并且该栅格翼梁腹板连接于该横梁腹板。有利的是，每个所述翼栅翼梁包括中心腹板、分别在该中心腹板的相反两端上的上和下顶梁、与该中心腹板间隔开的并且平行于该中心腹板延伸的侧腹板、连接于该中心腹板并且在侧腹板之间延伸的加强筋。有利的是，中心加强筋在该栅格翼梁之间延伸并且结构地连接于该栅格翼梁。有利的是，该栅格横梁包括分别夹在该翼栅翼梁以及上和下复合机翼蒙皮之间的基本平直的复合条。[0061]这个书面的描述使用示例来公开包括最佳实施例方式的本发明，并且使本领域的普通技术人员也能够实施本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何所包含的方法。本发明可以取得专利的范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员能够想到的其他例子。如果它们具有不同于权利要求的文字语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的文字语言基本不同的等价结构元件，则这些其他的例子旨在落入本权利要求的范围内。
[0062]已经提出不同的说明性的实施例的描述，以便为了说明和描述的目的，而不是为了以公开的形式穷举或限制所公开的实施例。对于本领域的技术人员来说，任何修改和变化将是显然的。而且，不同的说明性的实施例可以提供与其他说明性实施例相比不同的优点。选择的一个或多个实施例被选择和描述，以便最好地解释这些实施例的原理、实际应用并且使本领域的普通技术人员能够理解具有适合于预期的具体应用的各种修改的本发明的各种实施例。
【权利要求】
1.一种设备，包括: 分别具有不同刚度的上和下复合蒙皮(22、24);和 被置于该上和下复合蒙皮(22、24)之间并且连接于该上和下复合蒙皮中的每个的结构(34)。
2.根据权利要求1的设备,其中 该结构(34)包括粘接在一起的多个交叉支撑构件(40、42)。
3.根据权利要求2的设备，其中 该支撑构件(40、42)包括沿着展向方向延伸并且粘接于该上和下复合蒙皮(22、24)中每个的翼梁(40)，并且 该上和下复合蒙皮(22、24)和该结构(34)形成成套的粘接的机翼设备。
4.根据权利要求1-3的任何一项的设备，其中 所述上复合蒙皮(22)具有比所述下复合蒙皮(24)的刚度更小的刚度。
5.根据权利要求1-4的任何一项的设备，其中 该上和下 复合蒙皮(22、24)中的每个均是正交各向异性的并且具有层间断裂韧性，并且 其中该上复合蒙皮的层间断裂韧性小于该下复合蒙皮的层间断裂韧性。
6.根据权利要求1-5的任何一项的设备,其中 该上复合蒙皮(22)具有在近似3.0英寸-磅/英寸2和近似5.0英寸-磅/英寸2之间的模式I层间断裂韧性，并且 该下复合蒙皮(24)具有在近似4.5英寸-磅/英寸2和近似6.5英寸-磅/英寸2之间的模式I层间断裂韧性。
7.根据权利要求1-6的任何一项的设备，其中该上和下复合蒙皮(22、24)具有选自如下构成的组中的至少一种不同的特性: 纤维取向， 纤维材料， 纤维直径， 纤维密度， 树脂材料， 具有O度纤维取向的层片的数目。
8.根据权利要求1-7的任何一项的设备，还包括: 翼梁(40)，其中至少一个所述翼梁包括一对翼梁顶梁(46、48)和连接于在所述翼梁顶梁之间的翼梁腹板(44)，以及 栅格横梁(42 )，其中至少一个所述栅格横梁包括横梁腹板(50 )。
9.一种用于制造设备的方法，包括: 形成分别具有不同刚度的上和下复合蒙皮(22、24)； 形成内部结构(34);以及 将该结构(34)粘接于该上和下复合蒙皮(22、24)。
10.根据权利要求9的方法，其中形成所述结构(34)包括: 形成多个翼梁(40)，形成多个栅格横梁(42)，以及 将所述翼梁粘接于所述栅格横梁。
11.根据权利要求9和10的方法，其中形成所述上和下复合蒙皮(22、24)包括选择至少一种材料特性，从而导致该上复合蒙皮具有比该下复合蒙皮的层间断裂韧性更小的层间断裂韧性。
12.根据权利要求11的方法，其中该材料特性选自如下构成的组: 纤维取向， 纤维材料， 纤维直径， 纤维密度， 树脂材料， 具有O度纤维取向的层片的数目。
13.根据权利要求9-12任何一项的方法，其中: 形成所述上复合蒙皮(22)包括在近似3.0英寸-磅/英寸2和近似5.0英寸-磅/英寸2之间选择该上复合蒙皮的模式I层间断裂韧性，和 形成所述下复合蒙皮(24)包括在近似4.5英寸-磅/英寸2和近似6.5英寸-磅/英寸2之间选择该下复合蒙皮的模式I层间断裂韧性。
14.根据权利要求9-13任何一项的方法，其中: 形成所述翼栅设备包括形成翼梁(40)，至少一个所述翼梁具有腹板(44)以及上和下顶梁(46、48)，和 将该结构(34)粘接于该上和下复合蒙皮(22、24)包括将每个所述翼梁的所述上和下顶梁分别粘接于该上和下复合蒙皮(22、24)。
15.根据权利要求9-14任何一项的方法，其中: 形成上和下复合蒙皮(22、24)包括共同固化每个所述复合蒙皮， 形成所述复合内部结构(34)包括连接结构构件(40，42 )栅格，和将该结构(34)粘接到该上和下复合蒙皮(22、24)包括将共同固化的上和下复合蒙皮(22、24)粘接于该结构构件栅格。
【文档编号】B64C3/20GK103661918SQ201310364205
【公开日】2014年3月26日 申请日期:2013年8月20日 优先权日:2012年8月28日
【发明者】E·丹珍宝 申请人:波音公司