飞行器机翼部件制造技术

本发明专利技术涉及一种飞行器机翼部件、包括这种飞行器机翼部件的机翼组件，以及制造这种部件和组件的方法。飞行器机翼的后缘结构件在使用中经受来自飞行器的发动机的高温外排物。这种升高的温度会不利地影响后缘的极限拉伸强度。飞行器机翼部件包括复合材料，该复合材料具有：第一部分(14)，第一部分(14)包括包含增强材料(17)的金属基体(16)；以及第二部分(15)，第二部分(15)包括包含多个中空金属陶瓷球体(19)的金属基体(18)，第二部分与复合材料的表面(20)相邻。设置两个部分、其中一者包括增强材料并且另一者包括中空球体意味着部件在最需要结构强度和隔热性质的位置具有结构强度和隔热性质两者。复合材料的包含中空金属陶瓷球体的一部分用作隔热的嵌入层。

【技术实现步骤摘要】
飞行器机翼部件
本专利技术涉及飞行器机翼的部件部分。本专利技术还涉及包括这种部件部分的机翼组件，以及制造这种部件和组件的方法。
技术介绍
在飞行器发动机技术方面的发展使得喷气式发动机更高效且更强劲并具有高涵道比。这种发动机趋于在尺寸上大于传统的喷气式发动机并且与相邻机翼组件的结构件更紧密地成一体。这种航空发动机的发展可能遇到的问题在于，发动机与飞行器机翼的接近意味着，在使用中，机翼的后缘更多地暴露于由发动机排出的热的、高压的气体。这种发动机的外排物可以达到大约1600℃的温度。机翼结构件通常由铝和铝合金制成；高温对这种材料的极限抗拉强度(UTS)有不利的影响。图1a和图1b是示出了施加至由同质铝合金制成的厚度为‘d’的材料的表面的高温空气流的影响的曲线图。材料的表面处于d＝0处。图1a示出了在材料的横截面内的温度分布。由于材料的同质性，材料在其表面处的温度最高，并且穿过材料的厚度大致均匀地减小。图1b示出了在材料的UTS方面的变化。图1b中的折线表示材料处于室温下的极限抗拉强度。在整个材料的厚度中，材料的UTS小于该材料将处于室温时的UTS。这在材料的暴露于高温的表面处是最明显的，在暴露于高温的材料表面处可以看出UTS显著地下降。将理解的是，这种影响可能不利地影响机翼组件的后缘的结构完整性，并且可能限制组件的使用寿命。已经提出了各种各样的建议来保护后缘机翼结构件免受高温外排物的不利影响。在一个建议中，后缘结构件包括能够承受升高的温度的环氧树脂复合材料。虽然如此，这种建议也仅能够在至多为远低于后缘在使用中所经受的温度的温度下保护机翼。在另一个建议中，隔热浆料被施加至机翼的后缘。然而，这种浆料层不雅观且需要定期的监测和维护。假如不正确地施加，浆料可能改变机翼的航空动力学性能。另一个建议是使用能够在高温下更好地工作的金属或合金、比如钛或所谓的超合金来制造机翼的后缘。然而，这种材料通常生产和加工成本高。
技术实现思路
本专利技术提供了一种飞行器机翼部件，该部件包括复合材料，该复合材料的第一部分包括包含增强材料的第一金属基体，并且该复合材料的第二部分包括包含多个中空金属陶瓷球体的第二金属基体，该第二部分与复合材料的表面相邻。设置两个部分、其中一者包括增强材料并且另一者包括中空球体意味着部件在最需要结构强度和隔热性质的位置具有结构强度和隔热性质两者。复合材料的包含中空金属陶瓷球体的部分在复合材料的表面处用作隔热的嵌入层。优选地，球体具有大致相同的直径。这使复合材料的第二部分在材料的表面处或材料的表面附近的温度响应均匀。替代性地，为了在金属基体内提供球体的更好的填充，球体可以具有在预定范围内的多个直径。优选地，含有球体的第二部分具有小于材料的50％的厚度，或者具有甚至小于材料的25％的厚度。通过在复合材料的大部分厚度上设置增强材料，形成了具有较高抗拉强度的材料。球体可以是便宜且轻量的氧化铝。有利地，增强材料包括增加复合材料的抗拉强度的多个纤维。替代性地，或附加地，增强材料包括颗粒。增强材料也可以包括氧化铝，或完全是氧化铝。优选地，第一部分的金属基体具有与第二部分的金属基体相同的材料。该金属基体或每个金属基体可以是铝。本专利技术还提供了一种制造本专利技术的飞行器机翼部件的方法，该方法包括以下步骤：将球体和增强材料铺设在模具中；将液体金属引入到模具中；以及将模具冷却。优选地，铺设的步骤包括使模具颤动以分布金属陶瓷球体。本专利技术还提供了这样一种部件：该部件形成为飞行器机翼组件的后缘的至少一部分。该部件可以形成用于飞行器的控制表面的部分。一种用于飞行器的机翼组件，该机翼组件可以包括具有发动机的机翼主体，其中，发动机的下游区域的一部分、比如后缘包括本专利技术的部件。附图说明现在将参照附图通过示例的方式对本专利技术进行描述，在附图中：图1a是示出了在暴露于高温空气时穿过典型传统铝合金材料的截面的温度曲线的曲线图；图1b是示出了在暴露于高温空气时图1a的合金的UTS的曲线图；图2a是结合有根据本专利技术构造的复合材料的飞行器的平面视图；图2b是从图2a的飞行器的机翼的一部分的下方观察的立体图；图3是形成图2a和图2b的机翼的一部分的材料的一部分的截面视图；图4a是示出了在暴露于高温空气时穿过图3的材料的截面的温度曲线的曲线图；图4b是示出了在暴露于高温空气时图3的材料的UTS的曲线图；图5是用于制造图3的材料的典型过程的流程图；图6a是根据本专利技术的替代性实施方式构造的材料的截面视图；以及图6b是根据本专利技术的另一替代性实施方式构造的材料的截面视图。具体实施方式参照图2a和图2b，示出了客机，并且客机总体上由附图标记1表示。飞行器1包括用于保持乘客和货物的机身2、右(右舷)机翼3和左(左舷)机翼4。在机翼3、4上设置有被容纳在短舱5、6、7、8中的多个发动机。发动机设置成在使用中吸入大量空气，这些空气被加热并压缩、与喷气燃料混合并燃烧。随后从发动机的排气喷嘴排出的空气产生引起飞行器运动的推力。排出的空气、或外排物非常热并且在其中心处可以达1600℃。飞行器机翼的紧邻排气喷嘴下游的部分、特别是位于机翼的下侧上的部分必须能够承受这种升高的温度。图2b示出了机翼3的下侧的部分。在该图中示出了被容纳在短舱8中的发动机的排气管9。大箭头10表示从排气喷嘴排出的热外排物的方向。由虚线11界定的区域经受最大程度地暴露于高温空气流中的影响。根据本专利技术，机翼3、4的后缘12、13的至少一部分由图3中以截面示出的复合材料制成。为了有效地发挥机翼的后缘的作用，该材料必须提供结构强度并且能够处理来自发动机的喷嘴的高温外排物。为此，提供了金属基体复合(MMC)材料的两个部分或区域14、15。第一区域14包括材料厚度的主要部分并且包括金属基体16，金属基体16具有嵌入在金属基体16内的增强材料。在该实施方式中，增强材料包括多层氧化铝长丝17。MMC材料的该区域14提供了飞行器机翼的后缘需要的必要结构强度，以便在能够承受机翼在飞行期间经受的力的同时保持机翼的航空动力学轮廓。根据本专利技术，第二区域15包括金属基体18，金属基体18包含嵌入在金属基体18内的多个中空金属陶瓷球体19。在该实施方式中，中空球体19具有大致恒定的直径并由氧化铝制成。包含金属陶瓷球体的复合材料的区域15设置成处于材料的表面20处，使得该区域15更直接地暴露于热发动机外排物。在第一区域和第二区域14、15两者中，金属基体是既轻量并且生产成本相对便宜的铝。区域15用作对后缘的结构件进行隔热而免受高温排出物的不利的影响的隔热罩。图4a和图4b是示出了施加至根据本专利技术的复合材料的表面20的高温空气流的影响的曲线图。材料的表面20处于大约d＝0处。图4a示出了在材料的横截面内的温度分布。由于区域15用作将区域14与高温空气隔开的隔热的嵌入层，所以材料的温度在其表面处最高，并且穿过材料的厚本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种包括复合材料的飞行器机翼部件，所述复合材料的第一部分包括包含增强材料的第一金属基体并且所述复合材料的第二部分包括包含多个中空金属陶瓷球体的第二金属基体，所述第二部分与所述复合材料的表面相邻。/n

【技术特征摘要】
20190313 GB 1903412.31.一种包括复合材料的飞行器机翼部件，所述复合材料的第一部分包括包含增强材料的第一金属基体并且所述复合材料的第二部分包括包含多个中空金属陶瓷球体的第二金属基体，所述第二部分与所述复合材料的表面相邻。


2.根据权利要求1所述的部件，其中，所述球体具有大致相同的直径。


3.根据权利要求1所述的部件，其中，所述球体具有在预定范围内的多个直径。


4.根据权利要求1、2或3所述的部件，其中，所述第二部分具有小于所述复合材料的50％的厚度。


5.根据权利要求1、2或3所述的部件，其中，所述第二部分具有小于所述复合材料的25％的厚度。


6.根据权利要求1、2或3所述的部件，其中，所述增强材料包括以下至少一者：多个纤维；以及微粒。


7.根据权利要求1、2或3所述的部件，其中，所述增强材料和所述球体中的至少一者包括氧化铝。

...

【专利技术属性】
技术研发人员：威廉·塔洛克，
申请(专利权)人：空中客车营运有限公司，
类型：发明
国别省市：英国;GB