用于制造飛行器i型桁條的方法及這類方法中使用的裝置的制造方法
【技術領域】
[0001] 本發明的技術領域總體上涉及用于制造加強結構的方法和在這類方法中使用的 裝置，以及更具體地涉及用于制造飛行器的加強結構，諸如纖維加強I型桁條的方法以及 適于在這類方法中使用的裝置。
【背景技術】
[0002] 飛行器的機身、機翼和尾翼通常包括桁條，其聯接到形成機身、機翼和尾翼的平滑 空氣動力外表面的蒙皮結構上。桁條和蒙皮結構合作以給飛行器的這些部段提供抗彎和抗 扭剛度。從傳統上而言，機身、機翼、尾翼表面以及相關聯的桁條由金屬諸如鋁、鋼或鈦制 成。桁條可以包括腹板部分，諸如平面的壁，其通常在大致垂直于蒙皮結構的方向上取向， 并且在沿著機身和尾翼的大致長度方向和在沿著機翼的大致翼展方向延伸，從而腹板部分 提供抗彎性。凸緣部分可位于腹板部分的一個或兩個縱向邊緣上以便給桁條提供增加的剛 度和支撐。沿著腹板部分縱向邊緣之一的凸緣部分也可用作用于將桁條附接到蒙皮結構的 附接表面。
[0003] 纖維加強復合材料作為金屬的替代物被廣泛地在各種商用和軍用飛行器產品中 使用，特別是在期望重量相對低以及機械強度高的應用中使用。該材料通常由布置在層或 層片中的加強纖維的網狀物構成。所述層包括樹脂基體，其充分地潤濕加強纖維并固化以 便形成樹脂和加強纖維之間的緊密聯結（intimatebond)。復合材料可通過各種已知的成 型方法諸如擠出、真空袋（vacuumbagging)、高壓荃（autoclaving)和/或類似方法來形成 為結構組件。
[0004] 適于飛行器各個部段的蒙皮和桁條從金屬材料轉換成纖維加強復合材料。然而， 桁條的制造以及將桁條附接到蒙皮結構會是相當耗時的。由于僅飛行器機翼就可具有長達 約6. 5千米的桁條，手工制造桁條在時間和成本上都很昂貴。此外，桁條的手工制造可能會 造成有損祐1條剛度和支撐的缺陷和不一致性（non-conformities)。
[0005] 因此，希望提供用于制造適于飛行器的加強復合結構諸如I型桁條的方法，其可 通過成批或連續的自動化方法來制造。此外，希望提供在這類方法中使用的裝置。此外，其 它期望的特征和特性從結合附圖和本【背景技術】的隨后的詳細描述和所附的權利要求將變 得清楚。
【發明內容】
[0006] 本發明提供用于制造適于飛行器的加強復合結構的方法以及在這類方法中使用 的裝置。根據一個示例性實施例，一種方法包括使得復合材料布置（compositematerial layout)進給通過頂梁成型裝置（cap-formingdevice)。上述進給步驟產生預成型的頂梁 部段、復合材料布置的第一長度和復合材料布置的第二長度。將復合材料布置從頂梁成型 裝置移除并且將復合材料布置的預成型的頂梁部段布置于柔性芯模（flexiblemandrel) 的模腔內，而第一長度的支腳部分和第二長度的支腳部分保持處于柔性芯模模腔外部。第 一長度的支腳部分和第二長度的支腳部分接觸蒙皮結構。利用柔性芯模加熱和加壓復合材 料布置以便固化復合材料布置并形成附接到蒙皮結構上的加強復合結構。
[0007] 根據另一個示例性實施例，用于制造適于飛行器的I型桁條的一種方法包括以偏 置的方式重疊復合材料層片且將預固化的頂梁嵌入件放置在復合材料層片上。將復合材料 層片和預固化的頂梁嵌入件布置到頂梁成型裝置內，所述頂梁成型裝置具有用于接納復合 材料層片和預固化的頂梁嵌入件的第一線形空間和用于接納復合材料層片的第一長度和 第二長度的第二線形空間。當復合材料層片和預固化的頂梁嵌入件進給通過頂梁成型裝置 時，使得第一長度和第二長度在接觸區域處彼此接觸。將熱施加到接觸區域上以便使得第 一長度和第二長度在接觸區域處沿著復合材料層片的長度粘附到彼此。將復合材料層片和 預固化的頂梁嵌入件布置到柔性芯模的模腔內以形成腹板部分和保持處于柔性芯模外部 的第一長度的支腳部分以及第二長度的支腳部分。第一長度的支腳部分和所述第二長度的 支腳部分接觸蒙皮結構。將熱和壓力施加到所述復合材料層片以便形成I型桁條。將柔性 芯模從I型桁條移除。
[0008] 根據一個示例性實施例，用于形成飛行器I型桁條頂梁部段的裝置包括基座，牢 固地附接到基座上的第一支撐構件，以及牢固地附接到基座上且與第一支撐構件沿縱向對 齊的第二支撐構件。所述第一支撐構件和第二支撐構件間隔開第一距離。垂直輪配置成沿 著基座滾動。兩個夾持輪間隔開第二距離，并放置成緊鄰所述第一支撐構件和第二支撐構 件的端部。第一斜構件由第一支撐構件支撐以及第二斜構件由第二支撐構件支撐。第一斜 構件與第二斜構件形成角度，且各自具有的端部間隔開第三距離。所述第一距離的中心與 第二距離的中心共線。
【附圖說明】
[0009] 在下文中將結合以下附圖對各個實施例進行描述，其中相同的附圖標記表示相同 的元件，并且其中：
[0010] 圖1是根據一個示例性實施例的適于典型飛行器的加強復合結構的側視圖；
[0011] 圖2是圖1所示加強復合結構的橫截面視圖；
[0012] 圖3是根據一個示例性實施例的加強復合結構的終止端（runout)部分的局部透 視圖；
[0013] 圖4A是圖3所示終止端部分的側視圖；
[0014] 圖4B至4E是圖4A所示終止端部分的剖視圖；
[0015] 圖5示出根據一個示例性實施例用于制造加強復合結構的方法中的一個步驟的 透視圖，在該步驟中形成復合材料布置；
[0016] 圖6是根據一個示例性實施例的頂梁成型裝置的透視圖；
[0017] 圖7以透視圖示出根據一個示例性實施例利用圖6所示的頂梁成型裝置形成預成 型的頂梁部段；
[0018] 圖8以側視圖示出根據一個示例性實施例利用圖6所示的頂梁成型裝置形成預成 型的頂梁部段；
[0019] 圖9以橫截面視圖示出根據一個示例性實施例使用柔性芯模形成加強復合結構；
[0020] 圖10以透視圖示出根據一個示例性實施例的圖9所示的柔性芯模；
[0021] 圖11示出根據一個示例性實施例的加強復合結構的終止端部分的形成；
[0022] 圖12以橫截面視圖示出據一個示例性實施例的使用柔性芯模和非柔性的支撐結 構形成加強復合結構；以及
[0023] 圖13以橫截面視圖示出根據另一示例性實施例的使用薄膜粘合劑形成加強復合 結構。
【具體實施方式】
[0024] 下面的詳細描述本質上僅僅是示例性的，并非意旨限制各個實施例或其應用和用 途。此外，絕不意旨受到在前面的【背景技術】或下面的詳細描述中所提出的任何理論的約束。
[0025] 本文的各個實施例涉及用于制造適于飛行器的加強復合結構。所述方法可用于以 成批的方式制造這種結構，或者替代性地，該方法可自動化地進行，使得結構以連續流程生 產，諸如以自動化裝配或傳送帶生產線生產。如下文所述，所述方法利用輔助形成加強復合 結構的頂梁成型裝置和柔性芯模。在這方面，可以增加在給定時間內的加強復合結構的產 出。此外，與手工制造的結構相比，可制造出含有更少的缺陷和不一致性的加強復合結構。
[0026] 參照圖1至2,提供根據一個示例性實施例的適于飛行器的加強復合結構10的側 視圖和剖視圖。加強復合結構10包括纖維加強復合桁條12和附接到纖維加強復合桁條12 上的蒙皮結構14。如將在下面進一步詳細論述的那樣，纖維加強復合桁條12和蒙皮結構 14分別由纖維加強復合材料30形成，該纖維加強復合材料30在