硼纖維加強結構組件的制作方法

專利名稱：硼纖維加強結構組件的制作方法
硼纖維加強結構組件
背景技術：
通常將傳統的客運和貨運飛機配置為高或低翼飛機。在這些飛機中，機翼位于機身內的乘客或貨物隔間上或下方，并且機翼被通過機翼結構盒而被附接于機身。取決于飛機是否被配置為高翼或低翼飛機，而將機身附接在機翼結構盒的頂部或底部。機翼結構盒通常非常重，因為其需要充分堅固，以承擔大部分的機翼負荷并且支撐機身。也可通過機身的切出(cutout)部分而安裝機翼，在該情況下，可需要機身加強/加固，以獲得機身結構整體性。設計飛機機身，以承擔許多種負荷。首先，機身必須支撐飛行期間機身增壓產生的環向應力。機身還必須支撐張力、壓縮和剪切力，其由機身的彎曲和扭轉產生，后者由用于控制飛機的飛機飛行表面的運動產生。機身也必須支撐著陸期間產生的，以及來自于外部空氣壓力和速度變化的力，例如飛行時機動期間，湍流期間或風切變條件下經歷的那些。飛機的蒙皮部件通常承擔大部分這些負荷。機身框架包括各種桁條以及艙壁，其進一步支撐 蒙皮部件和飛行運行期間經歷的負荷。常使用鋁單體橫造機身建造大飛機。構造鋁單體橫造機身的一種方法包括，豎立一系列形狀類似于機身橫截面的框架，并且通過縱向桁條組合這些框架段，以產生機身段。然后，以鋁片蒙皮覆蓋該機身段，通過鉚接附接，或者通過粘合劑粘合。然后，通常以緊固件結合機身段，以形成完整機身。在更大的飛機中，通常將鋁龍骨附接至機身的內部地面。龍骨通常有助于加強這樣的區域，其中，機翼和主起落架要求大機身切出部。構造一段單體橫造/硬殼式機身的另一種方法包括，繞旋轉心軸，以加強織物布置機布置多層碳纖維加強織物。通過該方式，形成復合筒段，并且可連接一個或更多筒段/桶段(barrel section),以構造機身。織物布置機技術的例子包括自動纖維布置，自動帶狀布置，以及細絲纏繞。心軸提供機身段的基本形狀，并且在旋轉心軸上施加多層碳纖維加強織物，以形成機身段的內部蒙皮。對于一些構造一段單體橫造機身的方法，通常以一層蜂窩狀芯材覆蓋內部蒙皮。然后，織物布置機在蜂窩狀芯材上施加多層碳纖維加固織物，以形成外部蒙皮。內部蒙皮、蜂窩狀芯材以及外部蒙皮一起形成蒙皮部件。對于構造一段單體橫造機身的其他方法，心軸提供內部蒙皮和完整桁條的形狀。將蒙皮和桁條放置在心軸上，并且同固化，以形成完整的機身蒙皮。在此所做的公開呈現的是關于這些考慮和其他考慮。

發明內容
應明白，提供本發明內容，以通過以下詳細說明進一步描述的簡化形式引入概念集合。本發明內容無意用于限制所要求主旨的保護范圍。本公開的一個實施例針對層壓硼復合結構構件。層壓硼復合結構構件具有結構構件芯，其基本由結構構件殼圍繞。結構構件芯包括在基本縱向方向定向的多層硼纖維加強層。在鄰近的硼纖維加強層之間的是碳纖維加強層。一些碳纖維加強層被基本與硼纖維加強層斜向(diagonal)定向。其他碳纖維加強層被基本與硼纖維加強層垂直定向。并且其他碳纖維加強層被基本與硼纖維加強層水平定向。經配置以定義結構構件殼的至少一個外部碳纖維加強層基本圍繞限定結構構件芯的硼纖維加強層和碳纖維加強層。本公開的另一實施例針對改進的飛機機身。其中飛機機身具有中機身段，諸如具有第一末端和相對的第二末端的機身筒(barrel)，以及位于兩端之間的用于機翼和/或起落架的切出。以纖維加強蒙皮制作中機身段，諸如從第一端延伸至第二端的碳纖維加強塑料。在中機身段中定位龍骨(keel)形式的硼復合結構構件,其在切出(cutout)的長度上延伸，并且然后漸縮至中機身段。在一些實施例中，龍骨比中機身段更長，以便其延伸或漸縮超過第一末端或第二末端。硼復合龍骨通過加強纖維層被附接至纖維加強蒙皮的內側或外偵U。這些加強纖維層被成層布置，一些基本垂直于硼復合龍骨，而一些基本與硼復合龍骨成斜向。而本公開的另一實施例提供組裝飛機機身的方法。一個實施例的操作包括提供中機身段，諸如具有第一端和第二端的機身筒，以及提供硼加強龍骨。將硼加強龍骨固定至中機身段，以便硼加強龍骨的第一部分延伸超過中機身段的第一端。將硼加強龍骨的第一端固定至第二機身段，后者被拼接/疊接(spliced)至中機身段。 能夠在本公開的各個實施例中單獨實現已公開的特征、功能和優點，或者不偏離本公開的保護范圍，可在其他實施例中組合。教導這些和各種其他特征，并且通過閱讀以下詳細說明和觀察附圖，將明白這些和各種其他特征。


圖I示出飛機機身的例示性中機身筒段。圖2示出例示性復合結構構件的橫截面圖。圖3示出可替換例示性復合結構構件的橫截面圖。圖4A-4C示出例示性飛機龍骨的橫截面圖。圖5示出流程圖，其針對組裝具有復合結構構件的飛機機身的例示性方法。
具體實施例方式以下詳細說明針對改進復合結構構件以及針對改進飛機機身，其包含以下描述的各種特征，以消除機身的大多數高負荷段中的周圈拼接，消除龍骨拼接組件，在需要處提供集中硬度和強度，降低飛機重量和簡化飛機組裝。如本文所述，一種構造單體橫造機身的方法包括，形成一個或更多復合筒段，并且將筒段連接在一起，以構造機身。通常由龍骨加強傳統的乘客或貨物飛機，龍骨通常被關于機身縱向定位，并且被附接于機身框架或蒙皮部件的內部或外部。由復合筒段構造的機身可需要這樣的龍骨，其跨越多個復合筒段。此外，復合筒段可包括至少一個大型切出，以容納機翼盒或起落架或貨物坡臺。結果，為了被附接至一個或更多復合筒段，傳統的龍骨可需要大范圍機械緊固至機身框架或蒙皮部件。類似地，可需要通過結構構件加框架或加強的復合筒段可需要大范圍機械緊固至機身框架或蒙皮部件。類似的，復合筒段可需要大范圍機械緊固，以被彼此連接。利用本文描述的概念和技術，硼加強復合結構構件提供改進方法，用于結構加強機身，并且用于組裝飛機。在飛機的背景內教導本文所示的概念和技術，但是可易于適應其他這樣的設計和環境，其要求結構加強，包含復合材料，包括壓縮中彎曲的橫梁，或者應用于期望改進組裝的情況。該適應的例子包括建筑物構造，生產耐用品，包括汽車和船只，經受苛刻條件的部件，諸如軌道中的衛星，或其組合等等。因此，為了本例示和教導目的，并且不約束和限制，在飛機機身和龍骨的背景中示出本文教導的概念和技術。在本文和圖1-5中提出某些細節和特征，以通過例示性實施例、圖解或例子的方式，描述和教導制造的各個實施例，以及硼復合結構構件的使用。在附圖中討論或示出的許多細節和特征僅代表和圖解特殊實施例。因此，不偏離本公開和權利要求的保護范圍，其他實施例可具有其他細節和特征。另外，能夠不以本文描述的細節和特征實踐其他實施例。現在參考附圖，其中，貫穿幾幅圖，相同的數字都代表相同的元件，將描述根據各個實施例的硼復合結構構件。現在參考圖1，其中示出具有縱軸102的中機身筒100。在一個實施例中，機身筒段，諸如所示的中機身筒100被作為整塊段(section)，由碳纖維復合材料單獨制作。在可替換實施例中，機身組件，諸如半筒段，四分之一筒段和面板由碳纖維復合材料單獨制作，并且將其結合在一起。“碳纖維加強塑料”(CFRP)為總括(general term)，其包括用于制作 碳纖維復合機身筒、碳纖維復合機身組件等等的碳纖維復合材料類型。制作后，能夠通過粘合劑粘接和/或機械緊固將CFRP機身筒或機身組件結合在一起，以形成機身。不在以下公開中提出通常關聯CFRP制作技術的詳細描述廣為人知的CFRP方法和CFRP系統，以避免不必要地模糊本公開的各個實施例的說明。圖I所示的中機身筒100包括一對相對機翼孔體106形式的切出，其后面可定位機翼盒與起落架(未示出)，并且機翼(未示出)可通過其附接。也示出完整機身龍骨形式的復合結構部件108，其被基本平行于縱軸102定向，并且參考圖4A-C最佳描述該形式。在一些實施例中，復合結構構件108基本在相對機翼孔體106的長度上延伸，并且然后漸縮，以在每個末端附接至中主體機身100。例如，復合結構構件108可在一個或兩個末端漸縮，以附接至結構元件，諸如中主體機身桁條(未示出)。在一些實施例中，復合結構構件108在漸縮以在該末端附接至中主體機身100之前，可向相對機翼孔體106前延伸兩個或三個框架隔間。在其他實施例中，復合結構構件108在漸縮以在該末端附接至中主體機身100之前，可向相對機翼孔體106后延伸三個或四個框架隔間。在仍其他實施例中，復合結構構件108在漸縮以附接至中主體機身100之前，可向相對機翼孔體106前和后延伸。另外的實施例提供向中主體機身100前和/或后延伸的復合結構構件108，以被附接至鄰近的前和/或后機身段。復合結構構件108可具有設計部件，諸如法蘭110。如下所述，復合結構構件108可為任何設計構造，并且可包括關于該設計構造或將復合結構構件108固定或附接至中主體機身104的部件。例如，法蘭100可提供硬復合結構構件108，同時提供將復合結構構件108固定或附接至中主體機身104的結構。總的來說，用于制作中機身筒100或復合結構構件108的CFRP包括加強件和樹月旨。加強件可包含，例如織物、帶、膜、箔、纖維、其組合等等。纖維可包含，例如，碳、芳綸、石英、其組合等等。樹脂可包含熱固和熱塑樹脂。熱固樹脂包括環氧樹脂、聚酯型聚氨酯、酚醛樹脂、乙烯基酯和聚酰亞胺樹脂、其組合等等。熱塑樹脂可包含，例如，縮醛樹脂、聚丙烯、聚碳酸酯、尼龍、其組合等等。為了促進將復合材料粘接至模型(form)、襯底或其他層，通常粘合和固化復合材料。為了本教導的目的，術語“層片”和“層”完全可互換，而無論是單數
或復數。硼是一種化學元素，并且通常將其視為非金屬。相對來說，硼也是稀有元素。硼和富硼化合物的特征包括極限強度和硬度。富硼化合物的例子包括但不限于硼碳氮化合物、氮化硼、二硼化錸、碳化硼、立方硼、硼酸鹽、硼化物、其組合等等。為了本教導以及本文使用的目的，術語“硼”包括任何包括硼的加固件、樹脂、纖維、材料、組分、化合物、衍生物、其組
入坐坐口寸寸ο能夠使用硼產生硼纖維。常常通過化學氣相沉積產生硼纖維，為這樣的一種處理，其中將硼沉積在鎢絲上，以產生直徑大約為O. 004英寸(O. 10毫米)的纖維。能夠將硼纖維結合其他材料，諸如碳纖維，以形成復合材料，其能夠用于制作將受益于硼的特性的產品。例如，由于其高強度和大直徑，通過硼纖維加強的復合材料能夠用于承載高壓縮負荷，諸如 飛機龍骨經受的那些負荷。圖2示出例示性復合結構構件200的橫截面圖。該復合結構構件200是能夠依照本公開制作的任何結構構件的例證/圖示說明；因此，實施例不限于圖解的復合結構構件200的梯形形狀。例如，其他復合結構構件可具有普通外形形狀橫截面形狀，諸如正方形、矩形、圓形、橢圓形、其組合等等。此外，其他復合結構構件實施例可具有類似于普通建筑圖構造形狀的橫截面構造，諸如“C”槽、“I”或“H”橫梁、“L”角、“T”條、其組合等等。另外，其他復合結構構件實施例可具有這樣的部件或結構，諸如法蘭、袖件、孔體、錨件、或臂件，其提供設計標準所確定的附接結構、其組合等等。其他結構構件實施例可具有設計標準確定的獨特或不尋常的橫截面形狀。示出的復合結構構件200包含硼纖維加強層202和碳纖維204。在此示出硼纖維加強層200被定向縱向方向或處于0°層，將其稱作關于表面縱向中心線的纖維角度的參考慣例。在可替換實施例中，硼纖維加強層202可被定向于0°或±45°或90°方向，或者設計標準所確定的其他方向。可將定向在0°或±45°或90°方向的層分別稱為平行(內部或外部)纖維加強層、斜(內部或外部)纖維加強層、和垂直(內部或外部)纖維加強層。為了本教導以及本文使用的目的，術語“斜”包括除了 0° (平行)或90° (垂直)的任何方向。所示復合結構構件200也包含內部碳纖維加強層206a_d。鄰近的一些硼纖維加強層202為0°碳纖維加強層206a。也將這些層稱為平行內部纖維加強層206a。同樣地，鄰近的一些硼纖維加強層202為+45°碳纖維加強層206b。也可將這些層稱為斜內部纖維加強層206b。鄰近的一些硼纖維加強層202為90°碳纖維加強層206c。也可將這些層稱為垂直內部纖維加強層206c。同樣地，鄰近的一些硼纖維加強層202為-45°碳纖維加強層206d。也可將這些層稱為斜內部纖維加強層206d。在可替換實施例中，可將碳纖維加強層206a-d定向在設計標準所確定的任何其他方向。硼纖維加強層202和內部碳纖維加強層206a-d —起限定結構構件芯208。圍繞所示結構構件芯208的為外部碳纖維加強層210，其限定結構構件殼212。現在參考圖3，示出例示性復合結構構件300的橫截面圖。示出的復合結構構件300包含硼纖維加強層302a-c和碳纖維304。在此示出硼纖維加強層302a_c被導向縱向方向或處于0°層。在可替換實施例中，硼纖維加強層302a-c可被定向于0°或±45°或90°方向，或者設計標準所確定的任何其他方向。可將定向在0°或±45°或90°方向的層分別稱為平行(內部或外部)纖維加強層、斜(內部或外部)纖維加強層、和垂直(內部或外部)纖維加強層。另外，復合結構構件300可包含硼纖維加強層302a-c的各種組合，例如但不限于單層硼纖維加強層302a、雙層硼纖維加強層302b、以及三層硼纖維加強層302c。在可替換實施例中，硼纖維加強層302a-c包含任何層的組合，并且可被定向在設計標準確定的任何其他方向。所示的復合結構構件300也包含內部碳纖維加強層306a_j，其可包括各種層和定向/取向。例如，其中不出單0°碳纖維加強層306a、雙-45°碳纖維加強層306b、四90°碳纖維加強層306c、雙+45°碳纖維加強層306d、四-45°碳纖維加強層306e、單90°碳纖維加強層306f、四+45°碳纖維加強層306g、四-45°碳纖維加強層306h、雙90°碳纖維加強層306i、以及三+45°碳纖維加強層306 j。可將定向在O°或±45°或90°方向的層分別稱為平行(內部或外部)纖維加強層、斜(內部或外部)纖維加強層、和垂直(內部或外部)纖維加強層。在可替換實施例中，硼纖維加強層306a-j包含任何層的組合，并且可被定向在設計標準確定的任何其他方向。 硼纖維加強層302a_c和內部碳纖維加強層306a_j —起限定結構構件芯308。圍繞所示結構構件芯308的為外部碳纖維加強層310，其限定結構構件殼312。本文中示出結構構件殼312包含兩層碳纖維加強層310,而在可替換實施例中，結構構件殼312可包含設計標準所確定的任何數目的碳加強層。制造復合結構構件200、300的工藝包括層壓和固化。已知應用單向復合纖維的各種方法，并且可將其用于層壓復合結構構件200、300。這些方法包括但不限于纖維布置、細絲纏繞和帶放置(tape laying)。纖維放置工藝通常包含多“束(tow)”(即，連續細絲拆開束，諸如碳或石墨纖維，以熱固樹脂材料諸如環氧樹脂預浸)和/或其他復合材料的自動布置。纖維布置機通常包括布置期間分配、夾緊、切割和重新開始單獨束的裝置。在細絲纏繞工藝中，纖維施加設備向后和向前移動，將纖維布置在預定的構造中。在一些細絲纏繞施加中，纖維材料通過液體樹脂(術語為“濕纏繞”)，并且在一些細絲纏繞施加中，纖維材料已被樹脂預浸。帶布置類似于纖維布置工藝，除了將預浸纖維帶，而非將單獨的束向下放，以形成組件或構件。能夠通過機器或手動完成帶布置。一種形式的帶包括紙襯，其保持纖維的寬度和定向，并且在施加期間清除該紙襯。另一種形式的帶包括與布料材料一起的多單獨纖維織物。切口帶是在生產后已被切口的帶；切口該帶引起更窄的寬度，其允許施加時的更多控制。如本公開中所用，以及除非另外指出，術語“帶”包括帶、具有襯紙的帶、切口帶、以及在制造復合結構中使用的帶形的所有其他類型的復合材料。如本公開中所用，以及除非另外指出，術語“復合材料”包括織物、濕式復合織物、干式復合織物、帶、單獨細絲以及其他單或多向預浸和非預浸復合材料及其組
口 ο層壓后，固化復合結構構件200、300。本領域技術人員應明白，固化可包括通過或不通過壓力板，將復合結構構件200、300放置在真空中，以及施加壓力，以排出復合結構構件200、300。其后，可在高壓容器中，使用標準350° F固化循環固化復合結構構件200、300。對于復合結構構件200、300的各種實施例，取決于各種因素，諸如材料組分、厚度等等，能夠使用其他固化循環。也可部分固化(通常稱為“B-相”)復合結構構件200、300，以幫助將其穩定，用于將其包含在更大的配件中。然后，已被B相固化的復合結構構件200、300可與剩余配件一起被完全固化。通常以龍骨加強傳統的乘客或貨物飛機，通常將其關于機身縱向定位，或將其附接至飛機框架或蒙皮部件的內部或外部。現在參考圖4A，其示出以單整體機身龍骨400的形式應用復合結構構件200、300。單整體機身龍骨400可在小型至中型飛機中找到應用。圖4A示出沿圖I中所示的中機身筒100的線A-A截取的橫截面圖。所示的單整體機身龍骨400包含硼復合結構構件402 (包含復合結構構件200、300)、將其共同固化和共同粘接至中機身筒段404和碳加強纖維附接層406。在裝配和運用中，單整體機身龍骨400被基本平行于飛機龍骨的縱軸定向，并且被定位在要求結構加強飛機機身的地方，諸如有用于機翼和/或起落架的鄰近切出的地方。所示的硼復合結構構件402也對齊以及與機身下部葉桁條(未示出)共線。以該方式，許多或一些硼纖維加強層202、302、碳纖維204a-c、304a-c、以及內部硼纖維加強層206a_d、306a-j可從復合結構構件402過渡，并且可被附接或固定至中機身筒100，諸如通過共固和 共同粘接方式，或者機械連接至結構，諸如但不限于桁條和/或蒙皮。在一些實施例中，單整體機身龍骨400基本在切出的長度延伸，并且然后漸縮，以附接于中機身筒100。在一些實施例中，單整體機身龍骨400可在漸縮，以在該末端附接至中機身筒100之前，向切出之前延伸。在其他實施例中，單整體機身龍骨400可在漸縮，以在該末端附接至中機身筒100之前，向切出之后延伸。在仍其他實施例中，單整體機身龍骨400可在漸縮，以在該末端附接至中機身筒100之前，向切出之前和之后延伸。在一些實施例中，單整體機身龍骨400比中機身筒100更長，以便其延伸或漸縮超過第一末端或第二末端。單整體機身龍骨400被通過碳加強纖維附接層406而附接至中機身筒段404的內部側或外部側。將這些碳加強纖維附接層406成層布置，一些基本垂直于硼復合結構構件402，并且一些基本斜向硼復合結構構件402。碳加強纖維附接層406被固化和粘接，或共同固化和共同粘接硼復合結構構件402和中機身筒段404，以形成單整體機身龍骨400。通過該方式，可將硼復合結構構件402附接或固定至中機身筒段404。在裝配和運用中，能夠與中機身筒段404的結合同時執行制作硼復合結構構件402，或者可替換地，作為離線工藝制作。在制作硼復合結構構件402之后，可將其部分或B相固化。這將有助于穩定層壓和提高后續制作的操作。然后，硼復合結構構件402將準備結合到中機身筒段404中。在制作中機身筒段404，并且將一定量的碳纖維加強塑料(CRFP)放置在中機身筒段404上，以提供用于硼復合結構構件402的基礎后，運送硼復合結構構件402，并將其放置在中機身筒段404上。裝配期間，能夠施加膠膜，以將硼復合結構構件穩定和支持到或支持在中機身筒段404內。然后，能夠將另外的碳加強纖維附接層406放置在硼復合結構構件402上，以將其囊括至或囊括在中機身筒段404中。在示出實施例中，附接足夠量的碳加強纖維附接層406，以產生準各向同性層板，其圍繞硼復合結構構件402。硼復合結構構件402和碳加強纖維附接層406的先后順序將配合其余的中機身筒段404制作。其后，具有硼復合結構構件402和碳加強纖維附接層406的中機身筒段404能夠被真空袋處理和固化，因而完成硼復合結構構件402的固化，并且將碳加強纖維附接層406固化和粘結至中機身筒段 404。當與傳統的鋁龍骨相比時，單整體機身龍骨400的優點包括相對尺寸的更大硬度，承受壓縮負荷的更大效率，消除周圈拼接，以及消除龍骨拼接組件。單整體機身龍骨400的另外優點包括加強單體橫造中主體機身筒，其由復合材料制作并且受大切出被弱化，諸如容納機翼和/或起落架的切出。圖4B也示出復合結構構件200、300的應用，其為雙整體機身龍骨410的形式。雙整體機身龍骨410可在中至大飛機中找到應用。所示的雙整體機身龍骨410包含兩個硼復合結構構件412 (包含復合結構構件200、300)，其被共同粘接至中機身筒段414以及碳加強纖維附接層416。也示出龍骨網418的布置。雙整體機身龍骨410的組裝或應用類似于上述單整體機身龍骨400。
當與傳統的鋁龍骨相比時，雙整體機身龍骨410的優點包括相對尺寸的更大硬度，承受壓縮負荷的更大效率，消除周圈拼接，以及消除龍骨拼接組件。雙整體機身龍骨410的另外優點包括加強單體橫造中主體機身筒，其由復合材料制作并且受大切出被弱化，諸如容納機翼和/或起落架的切出。如果復合結構構件412受損或其他故障，雙整體機身龍骨410也提供故障安全性措施。如圖4C所示，其示出復合結構構件200、300的應用，其為三整體機身龍骨420的形式。三整體機身龍骨420可在大至巨型飛機中找到應用。所示的三整體機身龍骨420包含三個硼復合結構構件422 (包含復合結構構件200、300)，其被共同粘接至中機身筒段424以及碳加強纖維附接層426。三整體機身龍骨420的組裝或應用類似于上述單整體機身龍骨 400。當與傳統的鋁龍骨相比時，三整體機身龍骨420的優點包括相對尺寸的更大硬度，承受壓縮負荷的更大效率，消除周圈拼接，以及消除龍骨拼接組件。三整體機身龍骨420的另外優點包括加強單體橫造中主體機身筒，其由復合材料制作并且受大切出被弱化，諸如容納機翼和/或貨物門和斜坡臺。如果復合結構構件422受損或其他故障，三整體機身龍骨420也提供故障安全性措施。在可替換實施例中，硼復合結構構件402、414、422可被附接至任何這樣類型或種類的可移動飛行器或船只，其可要求局部或高效加固或加強。其他實施例可包括多個硼復合結構構件402、414、422，其被附接至任何這樣類型或種類的固定結構，其可要求大面積高效加固或加強。在一些實施例中，可通過碳加強纖維附接層406、416、426附接硼復合結構構件402、414、422，包括復合或帶，并且可被在適當位置共同固化和共同粘接。在一些可替換實施例中，可使用任何類型的已知機械緊固件附接硼復合結構構件402、414、422。例如，硼復合結構構件402、414、422的設計部件可包括法蘭110，其包含沿硼復合結構構件402、414,422 一側或一端的碳纖維加強層206a-d。該法蘭110可提供包括袖件的結構，螺栓通過該袖件被螺紋固定，以附接或固定硼復合結構構件402、414、422。通過該方式，硼復合結構構件402、414、422可被附接或固定至中機身筒100，以構造機械附接龍骨。在可替換實施例中，可將機械附接，諸如錨螺栓集成到法蘭110和/或硼復合結構構件402、414、422，并且然后將其附接至中機身龍骨110，以便構造機械附接龍骨。可替換實施例包括在此描述的實施例的組合，等等。具有硼復合結構構件402、414、422的單、雙或三龍骨400、410、420的優點在于由復合材料制作的中機身單體橫造筒的構造，其包括用于機翼和/或起落架的大切出，并且在大型和巨型飛機中消除通常鄰近的機翼的周圈接縫。在一些復合材料單體橫造筒實施例中的另外優點在于，消除機械附接組件和周圈接縫。現在參考圖5，將描述用于一種組裝包含硼加強龍骨的飛機機身的例示性方法的例證性程序500。應明白，可執行比圖5所示和本文所述更多或更少操作。此外，可通過與本文所述順序不同的順序執行這些操作。程序500始于操作502，其提供中機身段。該中機身段可為復合材料制作的未固化中機身筒100。通常，將在機身組裝線中的層壓站之后提供未固化中機身筒100。也可在層置中間階段提供未固化中機身筒100，而在下一階段完成層置。在其他實施例中，中機身筒100為固化單筒機身段。通常，將在機身組裝線中的固化站之后提供固化中機身段。在可替換實施例中，該操作將包括提供其他機身段，或者機身組件，或機身面板，等等。程序500從操作502繼續至操作504，其提供龍骨形式的硼復合結構構件402、412,4220硼復合結構構件402、412、422可被固化，未固化或部分固化。該操作可包括提供 硼復合結構構件402、412、422，其與中機身段的長度相等。在一些實施例中，該操作可包括提供硼復合結構構件402、412、422，其比中機身段的長度更短，并且漸縮至主機身單體橫造中。在可替換實施例中，該操作可包括提供硼復合結構構件402、412、422，其比中機身段的長度更長。程序500從操作504繼續至操作506，其將硼復合結構構件402、412、422固定至中機身段，以構造單、雙或三機身龍骨400、410、420。在一些實施例中，該操作包括施加碳加強纖維附接層406、416、426至中機身筒段404、414、424，以及硼復合機構構件402、412、422。也可將另外的碳加強纖維附接層406、416、426繞復合結構構件402、412、422并且在中機身段上放置，以完成機身粘接裝配。在可替換實施例中，該操作包括將任何數目的硼復合結構構件402、412、422機械固定至中機身筒段404、414、424，以構造任何尺寸或構造的龍骨。程序500從操作506繼續至操作508，其固化單、雙或三機身龍骨400、410、420以及中機身筒段404、414、424。該操作可包括同時固化中機身筒100，硼復合機構構件402、412、422，以及碳加強纖維附接層406、416、426。在可替換實施例中，該操作可包括獨立固化中機身筒段404、414、424和硼復合機構構件402、412、422任一個或其兩者，并且然后固化碳加強纖維附接層406、416、426。程序500從操作508繼續至操作510，其提供第二機身段。該操作包括提供機身筒、或機身組件或機身面板等等形式的第二機身段。程序500從操作510繼續至操作512，其將龍骨的第一端固定至第二機身段。該操作可包括將中機身筒100附接至第二機身段，諸如通過將經配置從而被匹配地附接的機身筒的周圈接縫拼接在一起。程序500從操作512繼續至操作514，其提供第三機身段。該操作包括提供機身筒、或機身組件或機身面板等等形式的第三機身段。程序500從操作514繼續至操作516，其將龍骨的第二端固定至第三機身段。該操作可包括將中機身筒100附接至第二機身段，諸如通過將經配置從而被匹配地附接的機身筒的周圈接縫拼接在一起。在操作506、或操作508、或操作510將龍骨附接至機身后，程序500在518終止。飛機機身裝配的可替換實施例包括將硼復合機構構件402、412、422機械附接至中機身筒段404、414、424。另外的可替換實施例包括非龍骨形式的硼復合結構構件。例如，可配置結構構件，以被繞門開口安裝，以跨越周圈接縫，以加強高屈曲或彎曲的區域，以支撐和擴散靜負荷，并且滿足設計標準的要求。包含硼加強龍骨的飛機機身的有點包括比當前構造和機械附接鋁龍骨至機身的實踐制作復雜性較小。另一優點在于，硼加強龍骨應比經設計用于承載相等負荷的鋁龍骨更小和更輕。使用本公開的原理，公開包括具有縱軸的飛機機身的實施例。機身包括中主體段，其被基本平行于縱軸定向，具有第一端和相對第二端以及纖維加強蒙皮，后者從第一端延伸至第二端。在一種變體中，利用龍骨，其包括硼加強芯和纖維加強殼，被基本平行于縱軸定向，并且在第一端和第二端至少一個之前終止。在另一變體中，機身進一步包括多個斜加強纖維層，其被基本斜向縱軸定向，被粘接至龍骨和纖維加強蒙皮。在另一種變體中，為多個垂直加強纖維層，其被基本垂直于縱軸定向，被粘接至龍骨和纖維加強蒙皮。在仍另一種變體中，利用這樣的層，其從龍骨延伸，并且被附接至中主體段。在另一變體中，第二段包括纖維加強蒙皮，其被匹配地附接至中主體段的第一端。在另一替換中，將多層加強纖維層粘接至龍骨以及第二段纖維加強蒙皮。在另一變體中，利用第三段，其具有纖維加強蒙皮，被 匹配地附接至中主體段的第二端。在另一替換中，第三段還包括碳纖維加強塑料蒙皮。在另一變體中，將多層加強纖維層粘接至龍骨以及第三段纖維加強蒙皮。僅作為例證提供上述主旨，并且不應將其理解為限制。可不遵循例示性實施例和所示和所述的應用，并且不偏離以下權利要求中提出的本公開的真正精神和保護范圍，對主旨做各種更改和變化。
權利要求
1.一種復合結構構件(108、200、300)，包含 多層硼纖維加強層(202、302a-c、206a-d、306a-j)，其在基本縱向方向定向，經配置以限定結構構件芯(208、308)； 至少一層斜向內部纖維加強層(206b、206d)，其緊鄰并且基本斜向所述硼纖維加強層(202、302a-c、206a_d、306a_j )中的至少一層定向，經配置以限定結構構件芯(208,308)；至少一層垂直內部纖維加強層(206b)，其緊鄰并且基本垂直于所述硼纖維加強層(202、302a-c、206a_d、306a_j )中的至少一層定向，經配置以限定結構構件芯(208,308)；至少一層平行內部纖維加強層(206a)，其緊鄰并且基本平行于所述硼纖維加強層(202、302a-c、206a_d、306a_ j )中的至少一層定向，經配置以限定結構構件芯(208、308 );以及 至少一層外部纖維加強層，其基本圍繞所述結構構件芯(208、308)，經配置以限定結構構件殼(212、312)。
2.根據權利要求I所述的復合結構構件(108、200、300)，還包含多層內部碳纖維加強層(204a-c、304a-c)，其緊鄰并基本縱向所述硼纖維加強層(202、302a-c、206a-d、306a-j)中的至少一層定向，并且經配置以限定所述結構構件芯(208、308)。
3.根據權利要求I和2中任一項所述的復合結構構件(108、200、300)，還包含從所述結構構件芯(208、308)和結構構件殼(212、312)中的至少一個延伸的層，經配置以限定第一法蘭(100、110)。
4.根據權利要求1-3中任一項所述的復合結構構件(108、200、300)，還包含從所述結構構件芯(208、308)和結構構件殼(212、312)中的至少一個延伸的層，經配置以限定附接結構。
5.根據權利要求1-4中任一項所述的復合結構構件(108、200、300)，其中所述結構構件芯(208、308)和結構構件殼(212、312)被共同固化，以便將所述結構構件芯(208、308)粘接至所述結構構件殼(212、312)。
6.根據權利要求1-5中任一項所述的復合結構構件(108、200、300)，還包含被定位在飛機機身內部并附接到飛機機身。
7.一種組裝飛機機身(400、500)的方法，包含 提供具有第一端和第二端的中機身段(404、414、424、502)； 提供硼加強龍骨(400、410、420、504)； 將所述硼加強龍骨(400、410、420、504)固定至所述中機身段(404、414、424、502)，以便所述硼加強龍骨(400、410、420、504)的第一部分延伸超過所述中機身段(404)第一端；提供第二機身段(510); 將所述硼加強龍骨(400、410、420、504)的所述第一部分固定至所述第二機身段(510);以及 將所述第二機身段(510)拼接至所述中機身段(404、414、424、502)。
8.根據權利要求7所述的方法，還包含共同固化所述中機身段(404、414、424、502)和硼加強龍骨(400、410、420、504)，以便將所述硼加強龍骨(400、410、420、504)粘接至所述中機身段(404、414、424、502)。
9.根據權利要求7和8中任一項所述的方法，其中所述固定還包含將所述硼加強龍骨(400、410、420、504)機械附接至所述中機身段(404、414、424、502)。
10.根據權利要求7和8中任一項所述的方法，還包含將所述硼加強龍骨(400、410、420,504)固定至所述中機身段，以便所述硼加強龍骨(400、410、420、504)的第二部分延伸超過所述中機身段(404、414、424、502)第二端。
11.根據權利要求7-10中任一項所述的方法，還包含提供第三機身段(514)。
12.根據權利要求11所述的方法，還包含將所述硼加強龍骨(400、410、420)的所述第二部分固定至所述第三機身段(514)。
13.根據權利要求11和12中任一項所述的方法，還包含將所述第三機身段(514)拼接至所述中機身段(404、414、424)。
全文摘要
本公開針對一種硼加強復合結構構件(108、200、300)。在硼加強飛機龍骨(400、410、420、504)的背景中教導本公開中所示的概念和技術。硼加強復合結構構件(108、200、300)可由結構構件芯(208、308)以及圍繞結構構件殼(212、312)構造。在一個實施例中，所述結構構件芯(208、308)包括交替的硼纖維加強層(202、302a-c、206a-d、306a-j)以及內部碳纖維加強層(204a-c、304a-c)。所述硼纖維加強層(202、302a-c、206a-d、306a-j)被在縱向方向定向，并且所述內部碳纖維加強層(204a-c、304a-c)被斜向、垂直以及平行于所述硼纖維加強層(202、302a-c、206a-d、306a-j)定向。所述結構構件殼(212、312)包括多層外部碳纖維加強層(204a-c、304a-c)，其基本圍繞所述結構構件芯(208、308)。
文檔編號B64C1/00GK102815393SQ20121019078
公開日2012年12月12日 申請日期2012年6月11日 優先權日2011年6月10日
發明者R·R·羅斯曼 申請人:波音公司