使用可浇注的结构泡沫对蜂窝状芯进行修复、拼接、接合、机械加工和稳定化的方法及结构技术

本发明专利技术涉及使用可浇注的结构泡沫对蜂窝状芯进行修复、拼接、接合、机械加工和稳定化的方法及结构。本公开的一种方法包括用结构泡沫修复芯硬化结构。另一方法包括使用结构泡沫将芯构件拼接在一起。另一方法包括使用结构泡沫将芯构件接合至结构。另一方法包括在加工过程中使用结构泡沫来对芯构件进行稳定化处理。另一方法包括用结构泡沫对芯构件进行稳定化处理以防止芯构件在高压压力下破碎。本公开还包括一种芯硬化结构，该芯硬化结构具有带有本文中的结构泡沫的芯构件。

【技术实现步骤摘要】

本公开的一种方法涉及在蜂窝状芯硬化结构的修复中使用可浇注的结构泡沫。本公开的另一种方法涉及使用可浇注的结构泡沫来拼接蜂窝状芯。本公开的另一种方法涉及使用结构泡沫将蜂窝状芯接合至结构。本公开的另一种方法涉及在机械加工过程期间使用结构泡沫为蜂窝状芯提供稳定性。本公开的一种设备包括芯硬化结构。本公开的另一种方法涉及在高压釜固化周期期间利用结构泡沫对蜂窝状芯进行稳定化处理。 
技术介绍
在常规修复过程中，通过用新的蜂窝状芯移除/替换已损坏的蜂窝状芯来修复已损坏的芯硬化结构。该过程可能昂贵、耗时并且需要多个固化和接合过程。这就需要修复蜂窝状芯硬化结构的改进方法。 在常规的蜂窝状芯拼接过程中，露出的单元壁用粘合剂细致地接合至另一蜂窝状芯的相邻的露出单元壁。该过程可能昂贵、耗时并且需要粘合剂固化周期。此外，该常规过程可能不适于对具有不相容的材料的蜂窝状芯构件的拼接。这就需要拼接蜂窝状芯的部分的改进方法。 在常规的蜂窝状芯接合过程中，露出的单元壁用粘合剂接合至相邻结构。该过程可能昂贵、耗时并且需要粘合剂固化周期。这就需要将蜂窝状芯接合至相邻结构的改进方法。 在常规的蜂窝状芯机械加工过程中，以低至足以防止损坏不稳定的蜂窝状芯的进给速率将蜂窝状芯机械加工成期望的轮廓。该过程可能耗时。这就需要对机械加工蜂窝状芯、特别是对于大单元碳预浸渍芯的改进方法。 在蜂窝状芯硬化结构的常规固化周期中，高压釜压力可能引起蜂窝状芯的破碎，除非在蜂窝状芯上使用低的倾斜角度（bevel angle）。常规地，如果芯硬化面板的几何形状不允许低角度倾斜，则将必须使用大量劳动力和还可能导致显著增加重量方面的不利因素的程序（多个固化 周期）来制造芯硬化面板。因此，需要在高压釜固化周期期间对蜂窝状芯进行稳定化处理的改进方法。 
技术实现思路
本专利技术的一个实施方案提供一种芯硬化结构，包括：第一蒙皮；第二蒙皮；以及芯构件，所述芯构件具有布置在所述芯构件内的膨胀的泡沫；附接构件，所述附接构件通过所述第一蒙皮、所述第二蒙皮以及所述芯构件附接至所述芯硬化结构。 根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述膨胀的泡沫定位成通过所述芯构件。 根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述膨胀的泡沫定位成接近所述附接构件。 根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述膨胀的泡沫位于期望的附接构件位置处。 根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述芯构件的端部具有坡度角在30°与90°之间的坡度部分。 根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述芯硬化结构为用于飞行器的底板面板。 根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述附接构件为适于耦接至飞行器座椅的座椅附接配件。 根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述膨胀的泡沫为在所述附接构件附近引入的载荷提供结构支撑。 根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述附接构件为包括上套筒和下套筒的套筒组合件。 根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述附接构件包括用于接纳副结构的螺纹部。 本专利技术的另一实施方案提供一种形成飞行器的空气动力学结构的芯硬化结构，所述芯硬化结构包括：上蒙皮；下蒙皮；以及上芯构件； 下芯构件；前泡沫构件，所述前泡沫构件接合至所述上芯构件的前部和所述下芯构件的前部；尾泡沫构件，所述尾泡沫构件接合至所述上芯构件的尾部和所述下芯构件的尾部。 根据上述实施方案所述的芯硬化结构，还包括：内支撑件，所述内支撑件位于所述上芯构件与所述下芯构件之间。 根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述芯硬化结构为转子叶片。 根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述芯硬化结构为旋翼飞行器上的水平稳定器。 根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述前泡沫构件和所述尾泡沫构件适于作为隔绝体以防止废气从所述上蒙皮转移至所述下蒙皮。 根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述上蒙皮的一部分由耐热树脂制成，而所述下蒙皮的至少一部分由具有温度耐受性较低的树脂制成。 根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述前泡沫构件和所述尾泡沫构件用来将所述上芯构件与所述下芯构件在结构上拼接在一起，所述上芯构件位于所述下芯构件上方。 本专利技术的又一实施方案提供一种用于飞行器的芯硬化结构，所述芯硬化结构包括：外蒙皮；内蒙皮；以及上芯构件，所述上芯构件位于所述外蒙皮与所述内蒙皮之间的上部附近；下芯构件，所述下芯构件位于所述外蒙皮与所述内蒙皮之间的下部附近；其中，所述上芯构件包括填充有结构泡沫的多个单元（cell）构件。 根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述下芯构件为结构泡沫。 根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中所述下芯构件将所述上芯构件的所述端部拼接在一起。 根据上述实施方案所述的芯硬化结构，其中在所述上芯构件中的所 述结构泡沫抑制了在所述外蒙皮与所述内蒙皮之间的热传递。 附图说明被视为本公开的方法和设备的特性的新颖特征在所附权利要求中阐述。然而，每种方法和设备及优选的使用模式及其另外的目的和优点通过参照下面的详细描述并结合附图阅读时将得到最佳理解，在附图中： 图1为说明性旋翼飞行器的侧视图； 图2为根据说明性实施方案的转子叶片的俯视图； 图3为沿图2中剖切线3-3截取的转子叶片的横截面图； 图4为根据说明性实施方案的修复蜂窝状芯硬化结构的方法的示意图； 图5为用于说明性目的的转子叶片的一部分的俯视图； 图6为用于说明性目的的转子叶片的一部分的俯视图； 图7为用于说明性目的的转子叶片的一部分的俯视图； 图8为根据本申请的说明性实施方案的泡沫系统的部件的示意性视图（stylized view）； 图9为根据本申请的说明性实施方案的用于混合泡沫系统的混合器的主视图； 图10为根据本申请的说明性实施方案的泡沫系统的混合物的示意性视图； 图11A为沿图7中的剖切线11A-11A所截取的转子叶片的横截面图； 图11B为与图11A相似的转子叶片的横截面图； 图12为根据说明性实施方案的将芯材的一个或更多个部分拼接在一起的方法的示意图； 图13为根据说明性实施方案的将芯材的一个或更多个部分拼接在 一起的方法的示意性俯视图； 图14为根据说明性实施方案的将芯材的一个或更多个部分拼接在一起的方法的示意性俯视图； 图15为根据说明性实施方案的将芯材的一个或更多个部分拼接在一起的方法的示意性俯视图； 图16为根据说明性实施方案的将芯材的一个或更多个部分拼接在一起的方法的示意性俯视图； 图17为根据说明性实施方案的将芯材与结构接合在一起的方法的示意图； 图18为根据说明性实施方案，将芯材与结构接合在一起的方法的俯视示意性视图； 图19为根据说明性实施方案的机械加工蜂窝状芯的方法的示意图； 图20为根据说明性实施方案的机械加工蜂窝状芯的方法的示意性横截面图； 图本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种芯硬化结构，包括：第一蒙皮；第二蒙皮；以及芯构件，所述芯构件具有布置在所述芯构件内的膨胀的泡沫；附接构件，所述附接构件通过所述第一蒙皮、所述第二蒙皮以及所述芯构件附接至所述芯硬化结构。

【技术特征摘要】
2012.10.30 US 13/664,0101.一种芯硬化结构，包括：
第一蒙皮；
第二蒙皮；以及
芯构件，所述芯构件具有布置在所述芯构件内的膨胀的泡沫；
附接构件，所述附接构件通过所述第一蒙皮、所述第二蒙皮以及所述
芯构件附接至所述芯硬化结构。
2.根据权利要求1所述的芯硬化结构，其中所述膨胀的泡沫定位成通
过所述芯构件。
3.根据权利要求1所述的芯硬化结构，其中所述膨胀的泡沫定位成接
近所述附接构件。
4.根据权利要求1所述的芯硬化结构，其中所述膨胀的泡沫位于期望
的附接构件位置处。
5.根据权利要求1所述的芯硬化结构，其中所述芯构件的端部具有坡
度角在30°与90°之间的坡度部分。
6.根据权利要求1所述的芯硬化结构，其中所述芯硬化结构为用于飞
行器的底板面板。
7.根据权利要求6所述的芯硬化结构，其中所述附接构件为适于耦接
至飞行器座椅的座椅附接配件。
8.根据权利要求1所述的芯硬化结构，其中所述膨胀的泡沫为在所述
附接构件附近引入的载荷提供结构支撑。
9.根据权利要求1所述的芯硬化结构，其中所述附接构件为包括上套
筒和下套筒的套筒组合件。
10.根据权利要求1所述的芯硬化结构，其中所述附接构件包括用于
接纳副结构的螺纹部。
11.一种形成飞行器的空气动力学结构的芯硬化结构，所述芯硬化结
构包括：
上蒙皮；
下蒙皮；以及
上芯构件；
下芯构件；
前泡沫构件，所述前泡沫构件接合至所述上芯构件的前部和所述下芯
构件的前部；
尾泡沫构件，所述尾...

【专利技术属性】
技术研发人员：拉梅什·蒂亚加拉詹，西奥多·W·英格拉姆三世，约翰·R·麦卡洛，苏万卡尔·米什拉，卡尔·美，
申请(专利权)人：贝尔直升机德事隆公司，
类型：发明
国别省市：美国;US