粘结且可调节的复合组件制造技术

本申请公开全复合组件，例如复合层压飞行器尾翼，其具有垂直和水平稳定器，垂直和水平稳定器具有不同组别的层间断裂韧性和不同的刚度以改进飞行特性。复合层压蒙皮被粘结到一体的并且加强的基础结构，以降低重量以及改进损伤遏制。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】相关申请的交叉引用本申请是2012年8月28日提交的在先美国专利申请13/596,989的部分延续案，以上所述专利的整体公开内容通过引用的方式包含在本文中。
本公开总体涉及复合结构，并且更具体地涉及粘结的以及可调节(tailorable)的复合组件，例如飞行器尾翼。
技术介绍
在最近几年中，为了降低飞行器重量，复合材料已经被整合到翼型设计中。例如，翼型，例如垂直和水平稳定器已经被设计成具有外复合层压板蒙皮。然而，由于设计上的局限性，这些稳定器的内部结构部件，例如翼梁、纵梁和翼弦都主要由金属例如铝或钛制造，所有这些部件都使用金属紧固件固定在一起。这些金属部件将不希望的重量添加到飞行器，并且对于制造和组装既费时又是劳动密集的。为了降低飞行器重量和提高燃料节省，需要使用更多的轻质材料例如粘结的而不是紧固的复合材料，但是已知的设计具有局限性，该局限性使复合材料取代金属部件具有挑战性。此外，这些局限性使其难以获得认证机构对部件和子组件的认证。除了上面讨论的问题，依靠大量使用金属部件的垂直和水平稳定器设计不容易被调节，以优化飞行特性组合，例如升力、弯曲和扭转刚度以及离散的损伤遏制/抑制。另外，这些稳定器设计中许多分离的翼梁和/或翼弦的使用可能使其难以优化来自外蒙皮的载荷转移。更进一步，带有控制表面例如升降舵和方向舵的已知稳定器经常需要被连接到控制表面的颤振泵或抵抗包块(reactivemasses)的合并，以便控制通常被称为颤动的气动弹性稳定性。这些颤动控制装置的使用增加了飞行器不期望的重量和复杂性。因此，需要一种复合组件，例如具有统一的以及粘结的全复合垂直和水平稳定器的飞行器尾翼，其充分减少或消除对金属部件的需要，这些金属部件包括紧固件，并且消除对颤振控制装置的需要。还需要更有效的具有带有复合外蒙皮和整合的全复合栅格基础结构的结构的垂直和水平稳定器的尾翼，所述复合外蒙皮具有单独调节的层间断裂韧性以及刚度，所述整合的全复合栅格基础结构的结构允许调节稳定器以便优化飞行特性、使用寿命耐用性和故障安全可靠性。
技术实现思路
本公开的实施例提供了具有Z字形加强的栅格状复合基础结构的多功能调节的并且集成的复合粘结的正交各向异性复合组件，例如飞行器尾翼。全复合粘结的尾翼具有两个多功能飞行器水平稳定器和一个飞行器垂直稳定器，它们中的每个均具有独特设计的结构属性，所述结构属性有由公开的蒙皮和粘结的基础结构所提供的不同的可调节的层间断裂韧性模式、改进的结构弹性常数和刚度。这些品质为尾翼提供了改进的结构故障安全、更高的耐久性和损伤容限、更高的以及改进的空气动力平衡升力和充分改进的关键空气动力稳定性和控制，以及充分降低的飞行器重量。所述尾翼合并了多性能正交各向异性粘结的复合层压蒙皮与Z字形加强的整合栅格基础结构的组合，所述多性能正交各向异性粘结的复合层压蒙皮具有可调节的不同的层间断裂韧性，并且所述尾翼可以为合并了此类尾翼的飞行器提供燃料节省、损伤遏制能力、稳定性控制和故障安全设计方面的明显改进。此外，所述尾翼的结构属性可以消除对颤振控制装置的需要，从而降低飞行器重量和复杂性。虽然公开的是飞行器尾翼，但是全粘结的复合组件可以被用于各种应用，包括但不限于航空航天交通工具、海洋交通工具、陆地交通工具以及风驱动机械(只列举一些)。本文公开的复合组件也可以被用于非交通工具涉及的应用，例如在建筑构造和其他行业中。所述蒙皮每个都具有层间断裂韧性混合模式，其提供增加的纤维刚度和对控制表面上总体弯曲和扭转载荷的改进的抵抗。粘结的复合尾翼结构被分成多种层间断裂模式I、II和III，致使对整体粘结到Z字形加强的基础结构的上蒙皮和下蒙皮有更高的稳定性控制。“混合模式”指的是模式I、II和III的组合的存在，其致使复杂的蒙皮加载相互作用。整合的基础结构降低关键控制表面上不必要的高铰链载荷，并且增加了最小飞行器旋转时的升力，同时减弱了尾翼上的颤振载荷。尾翼的每个稳定器的粘结蒙皮的复合材料是可调节的，在模式I、II和III中具有不同层间断裂韧性，其增加了结构遏制由发动机爆炸或外物冲击引起的任何意外离散损伤的能力，由此改进飞行器认证机构所要求的损伤容限。水平和垂直稳定器的基础结构包括三个主复合高模量翼梁，所述翼梁被粘结到Z字形加强件并且被Z字形加强件加强，Z字形加强件具有高纤维刚度、改进的不同层间弹性常数和具有选择模式I、II和III属性的复合材料。垂直和水平稳定器蒙皮的模式I、II和III属性分别被调节，以便为尾翼提供更高的横向拉伸、剪切和扭转刚度。这些特征致使可调节尾翼在飞行期间具有更高的空气动力平衡升力和控制稳定性，并且使得为移动控制表面所需要的作用力的量减小多达50％。复合稳定器蒙皮被设计成在模式I、II和III下具有不同组的层间断裂韧性，具有高纤维弹性常数和高刚度，以使空气动力平衡升力增加得更高，降低机动载荷，使攻角(attackangle)稳定到最小，降低整体剪切和扭转载荷，减小颤振、发动机推力和特别是大的平面外铰链载荷。垂直稳定器的蒙皮在模式I、II和III下具有不同于水平稳定器的层间断裂韧性的层间断裂韧性。本文公开的粘结的且整合的尾翼提供离散损伤的自我遏制，和在基础结构栅格和Z字形加强件的每个交叉点处的层间奇边剥离载荷和剪切应力的大幅降低，以维持改进的空气动力升力，使飞行器旋转减小、使铰链载荷减小，而不管水平尾翼的附连突缘所需要的任何结构加固点(hard-point)、背部浴缸装配件(bathtubfitting)和刚性不匹配。高的平面外剥离和侧面尾翼粘合界面应力被显著地最小化，以抵消高湍流和高俯仰起飞载荷期间的空气动力载荷。贯穿尾翼蒙皮和基础结构，界面粘结应力被统一重新分布，由此减小了在飞行期间由于湍流导致的控制表面铰链突缘上的高扭力、整体和局部弯曲载荷，致使控制表面基本上是故障安全的。高层间模式III扭转能力也增加水平稳定器上的高垂直偏转。因此，所公开的尾翼有效地抵抗飞行中的阵风和机动载荷，致使飞行器具有更高的平衡空气动力升力和降低的垂直颤振载荷。基础结构具有中等到高的刚度，以便抵抗大部分的机翼和机身飞行载荷，例如严重的弯矩、扭转或蒙皮面内剪切应力。粘结的基础结构也通过粘结的故障安全接头重新分布合成载荷来最小化由于横向阵风或机动载荷引起的上和下弯曲。通常在粘结接头终止处(run-out)形成的应力奇点也随着Z字形加强基础结构帽梁与尾翼蒙皮的边缘处粘合剂锥形喷出而被彻底地减少。本文公开的尾翼通过将载荷重新分布在更大的粘结面积上，以降低水本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种复合组件，其包括：第一复合结构(30)，所述第一复合结构(30)包括复合第一基础结构(66)和粘结到所述第一基础结构(66)的复合第一层压蒙皮(126)，所述复合第一层压蒙皮(126)具有第一组预选层间断裂韧性；以及至少一个第二复合结构(32)，所述第二复合结构(32)包括复合第二基础结构(71)和粘结到所述第二基础结构(71)的复合第二层压蒙皮(130)，所述复合第二层压蒙皮(130)具有第二组预选层间断裂韧性。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2013.12.05 US 14/098,1311.一种复合组件，其包括：
第一复合结构(30)，所述第一复合结构(30)包括复合第一基础结构(66)和粘结到所述
第一基础结构(66)的复合第一层压蒙皮(126)，所述复合第一层压蒙皮(126)具有第一组预
选层间断裂韧性；以及
至少一个第二复合结构(32)，所述第二复合结构(32)包括复合第二基础结构(71)和粘
结到所述第二基础结构(71)的复合第二层压蒙皮(130)，所述复合第二层压蒙皮(130)具有
第二组预选层间断裂韧性。
2.根据权利要求1所述的复合组件，其中：
所述复合层压第一和第二蒙皮(126，130)中的每个经受模式I、II和III加载，以及
所述第一和第二组层间断裂韧性在所述模式I、II和III加载中是彼此不同的。
3.根据权利要求1和2所述的复合组件，其中：
所述第一复合结构(30)具有扭转刚度，以及
所述第二复合结构(32)具有扭转刚度，
其中所述第一复合结构(30)的所述扭转刚度大于所述第二复合结构(32)的所述扭转
刚度。
4.根据权利要求3所述的复合组件，其中：
所述第一复合结构(30)的扭转刚度在大约45.0至52.0百万磅每平方英寸的范围内，以
及
所述第二复合结构(32)的扭转刚度在大约40.0至50.2百万磅每平方英寸的范围内。
5.根据之前权利要求所述的复合组件，其中所述第一复合结构(30)的所述复合层压第
一蒙皮的所述第一组预选层间断裂韧性包括：
模式I层间断裂韧性，其在大约4.0至6.5英寸-磅每平方英寸的范围内，
模式II层间断裂韧性，其在大约12.0至15.5英寸-磅每平方英寸的范围内，以及
模式III层间断裂韧性，其在大约16.0至18.5英寸-磅每平方英寸的范围内。
6.根据权利要求5所述的复合组件，其中所述第二复合结构(32)的所述复合第二层压
蒙皮(130)的所述第二组预选层间断裂韧性包括：
模式...

【专利技术属性】
技术研发人员：E·A·丹扎姆博，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：美国;US