飞行器结构部件、飞行器结构组件、飞行器以及制造用于飞行器的飞行器结构部件的方法与流程

本发明涉及诸如桁条的飞行器结构部件以及制造飞行器结构部件的方法。

背景技术：

1、飞行器结构部件、例如长形的飞行器结构部件、比如桁条在飞行器中用于向飞行器的长形部分提供结构支承和强度。例如，飞行器机翼桁条在飞行器机翼中使用并沿着飞行器机翼的翼展延伸。桁条也可以存在于飞行器机身中，其中，桁条沿机身的纵向方向延伸。

技术实现思路

1、根据本发明的第一方面，提供了一种用于飞行器的飞行器结构部件，飞行器结构部件包括腹板和凸缘，腹板从凸缘沿第一方向延伸至远端端部，远端端部远离凸缘，其中，腹板包括多个层，每个层具有多个纤维，其中，多个层中的至少第一层具有纤维的相对于第一方向以第一角度定向的第一部分、以及纤维的相对于第一方向以第二角度定向的第二部分，其中，层的第一部分比层的第二部分更靠近凸缘，并且第二角度大于第一角度。

2、纤维的取向角度可以确定结构部件的刚度。“刚度”可以指例如在加载和/或弯曲下对变形的抵抗程度。通过提供纤维的具有第一取向的第一部分和纤维的具有第二取向的第二部分，飞行器结构部件可以沿着腹板提供可变的刚度。改变腹板上的纤维取向而不是在整个腹板上使用一致的角度可以有助于保持结构部件在多个方向上的强度，由此满足多轴向加载条件的结构要求。

3、通过将纤维的相对于第一方向以较大角度定向的第二部分设置成靠近腹板的远端端部，飞行器结构部件可以在第二部分中具有较低的刚度。这可以使得飞行器结构部件的边缘附近的冲击能量能够更有效地分散在整个结构部件中，从而与例如靠近腹板的远端端部具有较高刚度的飞行器结构部件相比潜在地提高性能。这可以减少纤维在受到例如从高处掉落的工具冲击时屈曲的可能性。

4、复合材料在制造、组装和/或运输期间可能由于冲击损坏而产生内部分层，这种冲击损坏可能是在外部不可见的。冲击后边缘压缩（caie）测试可以用于确定飞行器部件所需的尺寸。该过程可以包括对飞行器部件的代表性样品进行冲击并评估所述样品的剩余压缩强度，以便确定飞行器结构部件的所需尺寸。通过降低位于与腹板的远端端部相邻的第二部分中的纤维的刚度，与例如纤维在凸缘与腹板的远端端部之间沿单个方向定向的飞行器结构部件相比，飞行器结构部件可以以降低的重量满足caie测试要求。

5、第二部分可以邻近于腹板的远端端部。腹板的远端端部可以形成飞行器结构部件的边缘。第二部分中的纤维可以相对于第一方向以较大的角度定向。

6、第一部分可以邻近于凸缘。凸缘与腹板的远端端部之间的距离可以是腹板的高度。

7、纤维可以是彼此平行定向的连续纤维。通过将纤维布置成彼此平行，纤维可以在沿着凸缘的长度的方向上、并且因此在沿着飞行器结构部件的长度的方向上提供强度。

8、飞行器结构部件可以包括位于第一部分与第二部分之间的过渡部，过渡部定位成与远端端部相距一距离，该距离在腹板的厚度的五倍至十倍之间并且包括腹板的厚度的五倍和十倍。已经发现这种布置结构包括腹板的受到例如从高处掉落的工具的冲击或者在制造、组装和/或运输期间碰撞的影响的区域。第一部分与第二部分之间的过渡部可以定位成与远端端部相距一距离，该距离在腹板的厚度的两倍至五倍之间并且包括腹板的厚度的两倍和五倍。

9、腹板可以具有5 mm至25 mm的厚度。

10、过渡部可以包括腹板的其中纤维被弯曲的一部分。通过提供弯曲的纤维，可以不需要使取向变化的纤维交叠，这与例如第一部分叠置于第二部分的布置结构相比可以提供重量减小的飞行器结构部件。

11、过渡部的弯曲部分可以在纤维的第一部分与纤维的第二部分之间具有2 mm至100mm之间的曲率半径。已经发现这种布置结构适用于制造方法，并且提供了从凸缘向腹板的远端端部延伸的纤维的取向的期望变化。

12、第一部分可以包括彼此平行定向的第一纤维组，并且第二部分可以包括彼此平行定向的第二纤维组。第一部分可以包括多个组，每个组具有彼此平行定向的纤维，第二部分可以包括多个组，每个组具有彼此平行定向的纤维。

13、第一纤维组可以终止于过渡部内，并且第二纤维组可以在过渡部内开始。这可以提供一种相对简单的布置结构，以用于改变纤维的取向，而不需要复杂的制造过程。

14、过渡部可以包括第一角度至第二角度之间的增量步长变化。这可以提供纤维取向的逐渐变化，并因此提供刚度的渐进变化。纤维可以成组布置，其中，每个组在取向上于前面的组与后续的组之间具有增量变化。

15、纤维的第一部分与第二部分之间的角度的增量步长变化在5度与45度之间。每个组可以在取向上于前面的组与后续的组之间具有5度的增量变化。这种布置结构与增量步长变化大于45度的布置结构相比可以降低屈曲风险，并且与增量步长变化小于5度的布置结构相比可以更容易制造。

16、具有不同取向的多个纤维组的布置结构可以使设计者能够定制桁条的机械性能，以解决在飞行器结构的不同区域中可能遇到的变化的载荷状态。例如，与腹板的邻近于凸缘的部分处的刚度相比，腹板的边缘处的刚度可以减小。

17、纤维的第一部分可以相对于第一方向以大约0度的角度定向，并且纤维的第二部分可以以大约45度的角度定向。相对于第一方向成大约0度的角度的纤维可以在腹板中充当加强柱。第一方向可以等于腹板的高度。

18、纤维的第一部分可以相对于第一方向以大约45度的角度定向，并且纤维的第二部分可以以大约75度的角度定向。已经发现这样的布置结构为飞行器结构部件提供了期望的强度。

19、纤维复合材料可以包括预浸渍（也称为“预浸料”）纤维或“干”纤维。干纤维可以灌注有基质材料、比如树脂材料。

20、纤维可以包括碳纤维或由碳纤维构成。碳纤维相对于可以在复合层中使用的其它类型的纤维、比方说例如玻璃纤维可以具有优异的性能。优异的性能可以包括例如较大的强度和较大的强度重量比。这在航空航天应用中可以是特别有益的，在航空航天应用中，结构部件的高强度和低重量有益于性能和效率。

21、腹板可以包括一总数目的纤维，并且其中，总数目的纤维的至少百分之八在四个方向中的每个方向上定向，这四个方向是：位于平面中的相互垂直的第一方向和第二方向，以及位于平面中并与第一方向和第二方向成45度定向的相互垂直的第三方向和第四方向。

22、飞行器结构部件可以是桁条。飞行器桁条可以用作这样的元件，机翼或机身的蒙皮部段附接至该元件以用于结构支承。飞行器桁条可以具有不同的横截面形状、比方说例如t形、l形、或者ω形。

23、本发明的第二方面提供了一种飞行器结构组件，该飞行器结构组件包括根据第一方面的飞行器结构部件以及与飞行器结构部件的凸缘附连的蒙皮部段。

24、这可以通过例如将飞行器结构部件的凸缘在凸缘的与凸缘从腹板延伸的面相反的面处附连至蒙皮部段来实现。对凸缘进行附连可以通过诸如螺栓或铆钉之类的机械紧固件、或者使用焊接工艺（在凸缘是可焊接材料的情况下）、或者粘合工艺、或者任何其他合适的方法来实现。飞行器结构组件可以例如是用于飞行器的机翼和/或机身。

25、本发明的第三方面提供了一种包括根据第二方面的飞行器结构组件的飞行器。

26、本发明的第四方面提供了一种制造用于飞行器的飞行器结构部件的方法，该方法包括：提供凸缘；以及提供腹板，该腹板从凸缘沿第一方向延伸至远端端部，远端端部远离凸缘，其中，腹板包括多个层，每个层具有多个纤维，其中，多个层中的至少第一层具有纤维的相对于第一方向以第一角度定向的第一部分以及纤维的相对于第一方向以第二角度定向的第二部分，其中，层的第一部分比层的第二部分更靠近凸缘，并且第二角度大于第一角度。

27、该方法允许制造根据本发明的第一方面的飞行器结构部件。

28、该方法可以包括使用快速丝束剪切技术来引导纤维的取向。快速丝束剪切可以提供一种改变腹板的每个层中的纤维的取向的成本有效的方法。快速丝束剪切技术可以使得能够根据飞行器部件的期望结构特性将纤维的取向设计成特定构型。

29、该方法可以包括使用快速丝束转向技术来引导纤维的取向。

30、该方法可以包括用树脂灌注所述层。

31、根据以下仅通过示例给出的参照附图进行的本发明的优选实施方式的描述，本发明的其他特征和优点将变得明显。