用于制造飞行器I型桁条的方法及这类方法中使用的装置制造方法及图纸

本发明专利技术提供了用于制造飞行器的加强复合结构的方法以及在这类方法中使用的装置。方法包括使得复合材料布置进给通过顶梁成型装置。进给产生预成型的顶梁部段、布置的第一长度和布置的第二长度。将布置从顶梁成型装置移除，以及将布置的预成型顶梁部段布置到柔性芯模的模腔内，而第一长度的支脚部分和第二长度的支脚部分保持处于柔性芯模模腔外部。第一长度的支脚部分和第二长度的支脚部分接触蒙皮结构。利用柔性芯模加热和加压复合材料布置以便固化复合材料布置并形成附接到蒙皮结构上的加强复合结构。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术的
总体上涉及用于制造加强结构的方法和在这类方法中使用的装置，以及更具体地涉及用于制造飞行器的加强结构，诸如纤维加强I型桁条的方法以及适于在这类方法中使用的装置。
技术介绍
飞行器的机身、机翼和尾翼通常包括桁条，其联接到形成机身、机翼和尾翼的平滑空气动力外表面的蒙皮结构上。桁条和蒙皮结构合作以给飞行器的这些部段提供抗弯和抗扭刚度。从传统上而言，机身、机翼、尾翼表面以及相关联的桁条由金属诸如铝、钢或钛制成。桁条可以包括腹板部分，诸如平面的壁，其通常在大致垂直于蒙皮结构的方向上取向，并且在沿着机身和尾翼的大致长度方向和在沿着机翼的大致翼展方向延伸，从而腹板部分提供抗弯性。凸缘部分可位于腹板部分的一个或两个纵向边缘上以便给桁条提供增加的刚度和支撑。沿着腹板部分纵向边缘之一的凸缘部分也可用作用于将桁条附接到蒙皮结构的附接表面。纤维加强复合材料作为金属的替代物被广泛地在各种商用和军用飞行器产品中使用，特别是在期望重量相对低以及机械强度高的应用中使用。该材料通常由布置在层或层片中的加强纤维的网状物构成。所述层包括树脂基体，其充分地润湿加强纤维并固化以便形成树脂和加强纤维之间的紧密联结(intimate bond)。复合材料可通过各种已知的成型方法诸如挤出、真空袋(vacuum bagging)、高压釜(autoclaving)和/或类似方法来形成为结构组件。适于飞行器各个部段的蒙皮和桁条从金属材料转换成纤维加强复合材料。然而，桁条的制造以及将桁条附接到蒙皮结构会是相当耗时的。由于仅飞行器机翼就可具有长达约6.5千米的桁条，手工制造桁条在时间和成本上都很昂贵。此外，桁条的手工制造可能会造成有损桁条刚度和支撑的缺陷和不一致性(non-conformities)。因此，希望提供用于制造适于飞行器的加强复合结构诸如I型桁条的方法，其可通过成批或连续的自动化方法来制造。此外，希望提供在这类方法中使用的装置。此外，其它期望的特征和特性从结合附图和本
技术介绍
的随后的详细描述和所附的权利要求将变得清楚。
技术实现思路
本专利技术提供用于制造适于飞行器的加强复合结构的方法以及在这类方法中使用的装置。根据一个示例性实施例，一种方法包括使得复合材料布置(composite material layout)进给通过顶梁成型装置(cap-forming device)。上述进给步骤产生预成型的顶梁部段、复合材料布置的第一长度和复合材料布置的第二长度。将复合材料布置从顶梁成型装置移除并且将复合材料布置的预成型的顶梁部段布置于柔性芯模(flexible mandrel)的模腔内，而第一长度的支脚部分和第二长度的支脚部分保持处于柔性芯模模腔外部。第一长度的支脚部分和第二长度的支脚部分接触蒙皮结构。利用柔性芯模加热和加压复合材料布置以便固化复合材料布置并形成附接到蒙皮结构上的加强复合结构。根据另一个示例性实施例，用于制造适于飞行器的I型桁条的一种方法包括以偏置的方式重叠复合材料层片且将预固化的顶梁嵌入件放置在复合材料层片上。将复合材料层片和预固化的顶梁嵌入件布置到顶梁成型装置内，所述顶梁成型装置具有用于接纳复合材料层片和预固化的顶梁嵌入件的第一线形空间和用于接纳复合材料层片的第一长度和第二长度的第二线形空间。当复合材料层片和预固化的顶梁嵌入件进给通过顶梁成型装置时，使得第一长度和第二长度在接触区域处彼此接触。将热施加到接触区域上以便使得第一长度和第二长度在接触区域处沿着复合材料层片的长度粘附到彼此。将复合材料层片和预固化的顶梁嵌入件布置到柔性芯模的模腔内以形成腹板部分和保持处于柔性芯模外部的第一长度的支脚部分以及第二长度的支脚部分。第一长度的支脚部分和所述第二长度的支脚部分接触蒙皮结构。将热和压力施加到所述复合材料层片以便形成I型桁条。将柔性芯模从I型桁条移除。根据一个示例性实施例，用于形成飞行器I型桁条顶梁部段的装置包括基座，牢固地附接到基座上的第一支撑构件，以及牢固地附接到基座上且与第一支撑构件沿纵向对齐的第二支撑构件。所述第一支撑构件和第二支撑构件间隔开第一距离。垂直轮配置成沿着基座滚动。两个夹持轮间隔开第二距离，并放置成紧邻所述第一支撑构件和第二支撑构件的端部。第一斜构件由第一支撑构件支撑以及第二斜构件由第二支撑构件支撑。第一斜构件与第二斜构件形成角度，且各自具有的端部间隔开第三距离。所述第一距离的中心与第二距离的中心共线。附图说明在下文中将结合以下附图对各个实施例进行描述，其中相同的附图标记表示相同的元件，并且其中：图1是根据一个示例性实施例的适于典型飞行器的加强复合结构的侧视图；图2是图1所示加强复合结构的横截面视图；图3是根据一个示例性实施例的加强复合结构的终止端(runout)部分的局部透视图；图4A是图3所示终止端部分的侧视图；图4B至4E是图4A所示终止端部分的剖视图；图5示出根据一个示例性实施例用于制造加强复合结构的方法中的一个步骤的透视图，在该步骤中形成复合材料布置；图6是根据一个示例性实施例的顶梁成型装置的透视图；图7以透视图示出根据一个示例性实施例利用图6所示的顶梁成型装置形成预成型的顶梁部段；图8以侧视图示出根据一个示例性实施例利用图6所示的顶梁成型装置形成预成型的顶梁部段；图9以横截面视图示出根据一个示例性实施例使用柔性芯模形成加强复合结构；图10以透视图示出根据一个示例性实施例的图9所示的柔性芯模；图11示出根据一个示例性实施例的加强复合结构的终止端部分的形成；图12以横截面视图示出据一个示例性实施例的使用柔性芯模和非柔性的支撑结构形成加强复合结构；以及图13以横截面视图示出根据另一示例性实施例的使用薄膜粘合剂形成加强复合结构。具体实施方式下面的详细描述本质上仅仅是示例性的，并非意旨限制各个实施例或其应用和用途。此外，绝不意旨受到在前面的
技术介绍
或下面的详细描述中所提出的任何理论的约束。本文的各个实施例涉及用于制造适于飞行器的加强复合结构。所述方法可用于以成批的方式制造这种结构，或者替代性地，该方法可自动化地进行，使得结构以连续流程生产，诸如以自动化装配或传送带生产线生产。如下文所述，所述方法利用辅助形成加强复合结构的顶梁成型装置和柔性芯模。在这方面，可以增加在给定时间内的加强复合结构的产出。此外，与手工制本文档来自技高网...

【技术保护点】
用于制造适于飞行器的加强复合结构的方法，所述方法包括以下步骤：进给复合材料布置通过顶梁成型装置，其中所述进给步骤产生预成型的顶梁部段、复合材料布置的第一长度和复合材料布置的第二长度；将复合材料布置从顶梁成型装置移除；布置复合材料布置的预成型的顶梁部段在柔性芯模的模腔内，而第一长度的支脚部分和第二长度的支脚部分保持处于柔性芯模模腔外部；将第一长度的支脚部分和第二长度的支脚部分与蒙皮结构接触；以及利用柔性芯模加热和加压复合材料布置以便固化复合材料布置并形成附接到蒙皮结构上的加强复合结构。

【技术特征摘要】
2013.10.29 US 14/066,3761.用于制造适于飞行器的加强复合结构的方法，所述方法包括以下步
骤：
进给复合材料布置通过顶梁成型装置，其中所述进给步骤产生预成型
的顶梁部段、复合材料布置的第一长度和复合材料布置的第二长度；
将复合材料布置从顶梁成型装置移除；
布置复合材料布置的预成型的顶梁部段在柔性芯模的模腔内，而第一
长度的支脚部分和第二长度的支脚部分保持处于柔性芯模模腔外部；
将第一长度的支脚部分和第二长度的支脚部分与蒙皮结构接触；以及
利用柔性芯模加热和加压复合材料布置以便固化复合材料布置并形成
附接到蒙皮结构上的加强复合结构。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括通过将第一复合
材料层片布置到第二复合材料层片上使得所述第一复合材料层片偏置于第
二复合材料层片来形成复合材料布置，其中在进给步骤之前形成复合材料
布置。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括通过将第一复合
材料层片布置到第二复合材料层片上来形成复合材料布置，其中所述第一
复合材料层片和第二复合材料层片具有渐细的端部，其中在进给步骤之前
形成复合材料布置。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括通过将第一复合
材料层片布置到第二复合材料层片上且将预固化的顶梁嵌入件放置在第一
复合材料层片上来形成复合材料布置。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，放置所述预固化的顶梁
嵌入件的步骤包括放置包括单向碳纤维加强材料的所述预固化的顶梁嵌入
件。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，布置步骤包括将复合材
料布置的预成型的顶梁部段布置在柔性芯模的顶梁空腔部段内，以及将复
合材料布置的第一长度的腹板部分和第二长度的腹板部分布置在柔性芯模

\t的腹板空腔部段内。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在接触步骤之前将柔性
芯模连同复合材料布置放置于非柔性的支撑结构内。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述复合材料布置包括
第一复合材料层片，重叠到第一复合材料层片上的第二复合材料层片，以
及居中位于所述第一复合材料层片和所述第二复合材料层片之上的预固化
的顶梁嵌入件，以及其中进给步骤包括进给复合材料布置通过顶梁成型装
置，从而所述顶梁成型装置导致第一复合材料层片和第二复合材料层片包
封预固化的顶梁嵌入件且在接触区域处彼此接触。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，进一步包括在接触区域
处施加热。
10.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，进一步包括在所述预
固化的顶梁嵌入件和第二复合材料层片之间施加薄膜粘合剂。
11.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述顶梁成型装置包
括垂直轮，并且其中进给复合材料布置通过所述顶梁成型装置的步骤包括
迫使垂直轮抵靠预固化的顶梁嵌入件，同时远离预固化的顶梁嵌入件拉拽
复合材料布置的长度。
12.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括在所述第一长
度的支脚部分和所述第二长度的支脚部分与蒙皮结构接触之前，在复合材
料布置的端部处插入腹板楔形嵌入件。
13.一种用...

【专利技术属性】
技术研发人员：C·艾特肯，B·奥特里，
申请(专利权)人：湾流航空航天公司，
类型：发明
国别省市：美国;US