專利名稱：細長復合結構件的改進的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及用在航空航天應用中的復合材料結構。更具體地說，但非排它性地，本發(fā)明涉及細長復合結構件，例如呈復合翼梁、復合翼肋、復合桁條等的形式。本發(fā)明還涉及設計該細長復合結構件的方法和制造該細長復合結構件的方法，例如使用合適編程的計算機。

背景技術：
諸如翼梁、翼肋、桁條等的細長復合結構件通常用來在全部或局部的尺度上在結構中提供結構支承。翼梁和翼肋例如為翼盒、機身區(qū)段、或類似結構提供主結構框架。桁條例如用作加勁件。
細長復合結構件因此具有適于鄰抵另一部件的部分，例如用來對該另一部件進行加勁、加強和/或支承。細長復合結構件所鄰抵的部件例如可以呈限定飛行器表面的壁板或蒙皮部分的形式。
這種細長復合結構件可具有呈U形、T形、L形或其它合適形狀的形式的橫截面。通常，結構件會具有基部和腹板，基部具有適于鄰抵待加勁/支承的結構/部件的表面的形狀，腹板從該待加勁/支承的結構/部件的表面遠離基部突出，腹板增大結構件的勁度/強度。腹板有時稱作結構件的葉片。
待加勁/支承的結構/部件的表面的厚度或幾何形狀可變化，由此在與結構件相鄰的結構/部件的表面中形成局部特征件。因此，結構件的幾何形狀中的對應變化可能是必需的。然而，在制造復合結構件時，結構件的幾何形狀中的局部變化會引入制造問題。例如，為了增大諸如翼板之類的飛行器部件的局部強度或勁度，通常的實踐是在需要額外的勁度或強度之處局部地改變部件的厚度。這導致在面向結構件的表面中、部件型面發(fā)生加襯。因此，隨著沿相關結構件的長度方向增大，部件的厚度可傾斜向上至局部較厚的區(qū)段，然后傾斜向下至較薄的區(qū)段。為了適應部件厚度的變化，相關結構件的基部必須相應地傾斜向上和傾斜向下。結構件的形狀因此會包括根據(jù)沿其長度的距離而在其橫截面幾何形狀中的局部變化。
在加勁壁板時使用的結構件的所需形狀因此可能是較復雜的，并可能偏離線性對稱的幾何形狀。制造具有復雜幾何形狀的復合結構件會是較為困難的。假如在結構件的橫截面幾何形狀中需要局部變化，則可能會在制造過程中引入缺陷。這些缺陷通常是因為纖維材料層在從局部幾何形狀來看有太多材料之處被壓縮或折疊。這會在最終的產(chǎn)品中產(chǎn)生皺紋，通常呈橫向皺紋的形式。這些缺陷也可能是因為纖維材料層在從局部幾何形狀來看有太少材料之處被拉伸和/或加壓。這也會在最終的產(chǎn)品中產(chǎn)生皺紋，通常呈縱向皺紋的形式。前述類型缺陷(太少材料或太多材料)中的任一種可導致在這些區(qū)域在復合材料中產(chǎn)生不合需要的削弱和/或局部內(nèi)應力。這些缺陷通常允許和適于通過在這些區(qū)域添加額外的材料來形成裕度，從而抵消這些削弱強度的缺陷。盡管因此不會削弱最終部件的強度，但是該技術引入了不利的重量和額外的結構體積。
本發(fā)明尋求減輕上述問題。替代地或附加地，本發(fā)明尋求提供一種改進形狀的細長復合結構件和/或一種改進的設計和/或制造該細長復合結構件的方法。


發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明提供一種用在航空航天結構中的細長結構件，其中， 所述結構件是由包括多層的復合材料來制成的， 所述結構件具有基部和從所述基部延伸的腹板， 所述結構件沿其長度的一部分限定 所述基部上的第一表面，所述第一表面成形為鄰抵一結構(例如翼板之類的另一部件)， 所述基部上的第二表面，所述第二表面與所述第一表面相反， 所述腹板上或所述腹板中的第三表面，所述第三表面與所述第一表面處于所述復合材料中的同一層， 所述腹板上的第四表面，所述第四表面與所述第二表面處于所述結構件的同一側上， 第五表面，所述第五表面插設在所述第一表面和第三表面之間并連接所述第一表面和第三表面，以及 第六表面，所述第六表面插設在所述第二表面和第四表面之間并連接所述第二表面和第四表面， 對于在沿著所述結構件的長度的一部分的任何位置的、任何結構件橫截面來說，所述橫截面是由其法向軸線平行于所述結構件的長度的平面來取的，所述第五表面的至少部分以一銳角傾斜于所述第一表面的相鄰部分，且所述第五表面的至少部分以一銳角傾斜于所述第三表面的相鄰部分， 并且其中， 所述結構件的幾何形狀沿其長度的所述部分變化，從而隨著沿給定方向順著所述結構件的長度增大距離，所述第一表面朝向所述第二表面移位，而所述第五表面的寬度減小。
因此，例如翼梁、翼肋或桁條之類的復合結構件可具有定位在結構件的腹板的一部分與結構件的基部的一部分之間的部分(包括第五表面和第六表面)，隨著結構件的基部向上折曲(沿著從第一表面到第二表面的方向移動)，該部分的寬度減小。基部上的折曲與結構件的包括第五表面和第六表面的部分的寬度中的對應變化相匹配，允許在制造結構件的過程中疊置形成結構件的多層復合材料，從而減小局部皺紋、局部應力和/或局部拉伸的風險，這是因為基部幾何形狀中的變化(例如偏離簡單的直線幾何形狀)已由結構件的上述部分的寬度中的變化來抵消，否則會導致缺陷。
第五表面的部分與第一表面的部分之間的傾斜角度應如下測得零度的傾斜角度是指，第一表面和第五表面以平坦連接處彼此連接(即，第五表面將呈現(xiàn)為是第一表面的連續(xù)延伸部分，且沿大體相同方向延伸)。作為比較，接近+/-180度的傾斜角度將與第五表面對折到第一表面上相一致，在第一表面和第五表面之間的連接處有方向上的急劇變化(接近180度的旋轉(zhuǎn))。
從前述應該理解，結構件可具有如下幾何形狀對于在沿著結構件的長度的所述部分的任何位置的、任何結構件橫截面來說，第六表面的至少部分以一銳角傾斜于第二表面的相鄰部分，和/或第六表面的至少部分以一銳角傾斜于第四表面的相鄰部分。
減少形成缺陷的風險可借助如下方式來實現(xiàn)確保結構件的幾何形狀，以使沿結構件的復合材料層的展開寬度在結構件的相繼橫截面之間不顯著變化。例如，借助改變結構件的第五表面和/或第六表面的寬度，可減少展開寬度中的變化，否則展開寬度中的變化會變得較大。測量這種展開寬度可通過測量結構件的橫截面與第一假想基準線相交的點和結構件的橫截面與第二假想基準線相交的點之間的距離來進行的，該距離在結構件中或上沿著復合材料層的表面測得。在如何測量展開寬度的該實例的范圍中，橫截面例如可在具有垂直于結構件的局部縱向方向的法線的平面上取得。第一假想線例如可以定位在第一表面上，且成形為在所有這些橫截面上垂直于基部從腹板延伸的方向。第二假想線例如可以定位在第三表面上，且成形為在所有這些橫截面上垂直于腹板從基部延伸的方向。
較佳的是，對于沿其長度的至少部分的所有這些結構件橫截面來說，展開寬度(例如如上所述測得)是基本上恒定的，即使結構件的橫截面幾何形狀沿其長度的所述至少部分變化也是如此。根據(jù)本發(fā)明該方面的一實例的結構件可具有適于鄰抵下翼板的頂部的基部，該結構件沿著翼展方向(即，垂直于翼弦方向)延伸。在該實例中，結構件的幾何形狀可具有恒定的橫向展開寬度(沿著翼弦方向)。在本實例中的橫向展開寬度是在翼弦方向沿著第一表面、第三表面和第五表面從結構件基部的遠端位置到結構件腹板的遠端位置的距離。具有這種恒定的展開寬度，允許在制造結構件的過程中疊置形成結構件的多層復合材料，從而減小復合材料中纖維的局部皺紋或聚集和/或局部拉伸的風險 細長結構件的橫截面可以盡管隨長度變化，仍然具有大體相同類型的形狀。橫截面形狀可以是H形，例如具有兩個基部和在兩個基部之間延伸的腹板，該腹板在每個基部的中心線上或附近突出。橫截面形狀可以是U形，例如具有兩個基部和在兩個基部之間延伸的腹板，該腹板在每個基部的邊緣上或附近突出。橫截面形狀可以是Y形，例如具有兩個用于鄰抵同一表面的基部和從這兩個基部延伸的腹板，腹板呈葉片的形式，該葉片具有與將兩個基部連接起來的端部相反的暴露端部。橫截面形狀可以是L形，例如具有一個基部和從該基部延伸的腹板，腹板呈葉片的形式，該葉片具有與連接基部的端部相反的暴露端部。
應該意識到，如上所述的本發(fā)明涉及結構件自身，但是不一定包括結構件所適于鄰抵的結構(例如翼板之類的部件)。
本發(fā)明的細長結構件可形成飛行器上的結構的部分。例如可以提供結構件和另一部件/結構，該結構件例如呈桁條的形式，而該另一部件/結構例如呈飛行器的翼板的形式，其中，結構件安裝在該部件/結構上。
本發(fā)明提供一種航天航空結構(諸如機身、翼盒或其區(qū)段)，所述航天航空結構的外表面由蒙皮來限定，其中，所述蒙皮的內(nèi)表面鄰抵細長結構件的基部，所述細長結構件與根據(jù)在此描述或要求保護的本發(fā)明任一方面的結構件相一致。例如，蒙皮可從航天航空結構的內(nèi)側借助安裝在蒙皮上的多個例如桁條之類的細長結構件來加勁，每個結構件與本發(fā)明相一致。
本發(fā)明還提供一種飛行器，所述飛行器的外表面由蒙皮來限定，其中，所述蒙皮的內(nèi)表面鄰抵細長結構件的基部，所述細長結構件與在此描述或要求保護的本發(fā)明任一方面相一致。
本發(fā)明還提供一種形成用于細長復合結構件的設計模型的方法，所述結構件是根據(jù)在此描述或要求保護的本發(fā)明任一方面的結構件。該方法可包括下列步驟 提供限定所述結構件模型的所述基部的所想要幾何形狀的第一數(shù)據(jù)，所述基部離開基準平面的間距沿著所述結構件的長度而變化， 產(chǎn)生限定所述結構件模型的所述腹板的幾何形狀的第二數(shù)據(jù)，包括在從所述第一數(shù)據(jù)確定所述基部離開基準平面的間距變化的區(qū)域，產(chǎn)生所述結構件的幾何形狀中的局部變化，以及 使用所述第一數(shù)據(jù)和所述第二數(shù)據(jù)以輸出包括基部和腹板的結構件模型， 第一數(shù)據(jù)可形成限定細長結構件適于鄰抵的、部件/結構模型的數(shù)據(jù)組的至少部分。細長結構件模型的基部的所想要幾何形狀因此可從該數(shù)據(jù)組中間接獲得。
在本發(fā)明的實施例中，腹板的幾何形狀中的局部變化有利地形成為減少在根據(jù)所述結構件模型、用多層復合材料制成的結構件中所產(chǎn)生的缺陷風險。例如，腹板的幾何形狀可包括腹板中的成角度區(qū)域，該成角度區(qū)域延伸至結構件的基部，在橫截面中觀察時，該成角度區(qū)域與基準平面之間的角度小于腹板的其余部分與基準平面之間的角度。腹板的幾何形狀可包括模型的腹板的其余部分與基部之間的斜面區(qū)域。腹板的幾何形狀可包括模型的腹板的其余部分與基部之間的弧形表面(例如，根據(jù)在哪一側上觀察模型而是凹入的或凸出的表面)。
腹板的幾何形狀可以設計成減少沿著結構件模型的表面測得的、從基部表面上的第一基準線到腹板表面上的第二基準線的距離中的任何變化。第一基準線例如可以位于結構件模型的基部的外表面上，該線成形為在沿其長度的所有位置垂直于結構件模型的基部從腹板延伸的方向。第二基準線可位于腹板上/中的表面上，該表面與第一表面處于模型的同一層(第二基準線與腹板的外表面隔開的距離和第一基準線與基部的外表面隔開的距離相同(可能為零))。
該設計方法較佳地例如使用合適編程的計算機來電子地實現(xiàn)。一旦結構件模型已經(jīng)形成，就可根據(jù)所形成的模型來制造結構件。結構件模型的設計可在一個國家進行，而將表示結構件模型的電子數(shù)據(jù)輸出到使用該制造方法的另一國家。
本發(fā)明還提供一種制造結構件的方法，其中，所述方法包括下列步驟 提供模具，所述模具的型面取決于借助在此所描述或要求保護的本發(fā)明任一方面的設計方法形成的結構件模型， 在所述模具上疊置多層復合材料，以及 然后固化所述多層復合材料。
當然應當理解，參照本發(fā)明的一方面所描述的特征也可包含在本發(fā)明的其它方面中。例如，本發(fā)明的方法可包括參照本發(fā)明的結構件所述的任何特征，反之亦然。



現(xiàn)將參照附圖僅以示例的方式描述本發(fā)明的實施例，附圖中 圖1以立體圖示出了安裝在翼板上的、根據(jù)本發(fā)明第一實施例的Y形桁條，圖中只示出了翼板的一部分； 圖2a以立體圖示出了圖1的桁條和翼板的僅僅一部分； 圖2b是沿著圖2a所示的平面F-F所取的、桁條和翼板的剖視圖； 圖2c是沿著圖2b所示的線G-G所取的、桁條和翼板的剖視圖； 圖2d是沿著圖2b所示的平面H-H所取的、桁條和翼板的剖視圖； 圖2e是沿著圖2b所示的平面J-J所取的、桁條和翼板的剖視圖； 圖2f示出了圖2d所示桁條的橫截面、以及各個尺寸標示； 圖3示出了根據(jù)第二實施例的桁條的橫截面； 圖4a和4b示出了根據(jù)第三實施例的桁條； 圖5a和5b示出了根據(jù)第一實施例的桁條； 圖6a和6b示出了根據(jù)第四實施例的桁條； 圖7示出了一框圖，其示出了根據(jù)本發(fā)明第五實施例的設計方法。

具體實施例方式 圖1以立體圖示出了根據(jù)本發(fā)明第一實施例的細長結構件。在該實施例中，結構件呈桁條102的形式。桁條102安裝在翼板104上，在圖1a中只示出了翼板104的一部分。桁條102和翼板104都由復合材料制成，該復合材料包括多層材料。桁條102具有大體Y形的橫截面。桁條102的復合材料層(在圖中未單獨示出)遵循成塊桁條的橫截面形狀。例如，在基部106鄰抵翼板104的區(qū)域，纖維材料層的平面平行于翼板104的上表面。在腹板頂部(該部分垂直于翼板表面而延伸)的區(qū)域，纖維材料層的平面平行于腹板的側邊(左邊和右邊)。
橫截面的Y形是倒置的(在圖1所示的定向中)，從而Y形的臂部鄰抵翼板104，由此限定桁條102的基部106?；?06平行于翼板104。Y形的桿部限定桁條102的腹板108(有時也稱作葉片)的部分。腹板108的頂部(如圖1所示)沿著一垂直于基部橫跨翼板104延伸的方向的方向而延伸。(應該意識到，腹板可沿一相對于翼板104的上表面成其它角度的方向延伸)。
對于各側(圖1中可看到的左側和右側)來說，每側有一個基部106，桁條102在基部106的底側上具有第一表面110，該第一表面鄰抵翼板104。在基部106上(也在桁條的外部)有與第一表面110相反的第二表面112。腹板的上部在腹板108內(nèi)限定第三表面114，該第三表面與第一表面110處于復合材料結構中的同一層。還有第四表面116(在桁條的外部)，該第四表面與第二表面112處于復合材料結構中的同一層。第四表面116因此在腹板上，且在桁條的與第二表面112同一側上。在該實施例中，第一表面110、第二表面112、第三表面114和第四表面116是大體平的(平坦的)。
如同可從圖1所示的翼板104的邊緣118看到的那樣，翼板104的厚度沿著桁條102的長度L而變化，翼板104因此包括沿著縱向方向L具有不同厚度的相繼區(qū)域。翼板104包括比相鄰區(qū)域較厚的區(qū)域、以及在不同厚度的區(qū)域之間實施過渡的傾斜向上區(qū)域和傾斜向下區(qū)域。圖2a示出了在由圖1中箭頭E所示區(qū)域中的桁條102和翼板104的一部分。參見圖2a，翼板因此具有較薄區(qū)域(區(qū)域104a)，該較薄區(qū)域經(jīng)由傾斜向上區(qū)域(區(qū)域104b)通往較厚區(qū)域(區(qū)域104c)。桁條的基部106類似地傾斜向上和傾斜向下，從而桁條102的第一表面110(鄰抵翼板104的表面)遵循翼板104的上表面(如圖1和2a所示)。桁條在基部106和腹板108的區(qū)域的厚度沿著桁條102的長度保持基本上恒定。因此，隨著長度L增大，每個基部106上的第二表面112也遵循翼板104的上表面(如圖1和2a所示)在假想基準平面上方的高度。
各側上的桁條102還包括在桁條102的基部106和腹板108之間延伸的斜面107，斜面107的寬度(橫跨桁條測得)可根據(jù)基部106離開假想基準平面128的高度而變化。斜面107可以在圖2a中以立體圖清楚地看到。
將基部106和腹板108結合起來的斜面部分107限定第五表面130和第六表面132，第五表面130插設并結合在第一表面110和第三表面114之間，而第六表面132插設并結合在第二表面112和第四表面116之間。在該實施例中，第五表面130和第六表面132是大體平的(平坦的)。在該實施例中，第一表面110、第三表面114和第五表面130由桁條102的同一復合材料片(層)來限定。類似地，在該實施例中，第二表面112、第四表面116和第六表面132由桁條102的同一復合材料片(層)來限定。在該實施例中，斜面107從基部106以約45°角延伸，且從腹板108以約45°角延伸，腹板108垂直于基部106。在本發(fā)明的其它實施例中，基部與斜面之間的角和斜面與腹板之間的角當然可以不同。第五表面130和第六表面132因此不與第一表面110、第二表面112、第三表面114和第四表面116中的任一表面平行。斜面部分107可被認為是腹板108的形成部分。對于熟悉本領域的技術人員來說顯而易見的是，由于在(i)腹板108的上部與斜面部分107之間的過渡處和(ii)斜面部分107與結構件102的基部106之間的過渡處有斜率變化，第一實施例的斜面部分107具有明確限定的范圍。因此，在任何給定的橫截面處都能容易地確定第五表面和第六表面的范圍。
圖2b和2c分別示出了沿平面F-F(圖2a所示)和G-G(圖2b所示)的、桁條102的橫截面圖。如同可遵循桁條長度在圖2b和2c中從左到右看到的那樣(遵循箭頭L)，隨著桁條102的基部106在假想基準平面128上方的高度增大，斜面部分107變小。因此，斜面區(qū)域107隨著基部106沿向上方向(圖2b中的箭頭T，其沿著橫向于桁條長度L的方向且沿著從桁條102的基部106的第一表面110到第二表面112的方向)移動而變小。
圖2d和2e示出了沿圖2b中線H-H和J-J所示的垂直平面所取的、桁條102和翼板104的橫截面。圖2d和2e示出了，在兩條假想基準線之間測得的、桁條的展開寬度沿著桁條的長度L保持基本上恒定。由于具有這種恒定的展開寬度，盡管在桁條102的橫截面幾何形狀中有所變化，但有助于減少例如皺紋之類的缺陷，否則在將形成桁條102的復合材料層層疊起來時會導致這些缺陷?，F(xiàn)在將參照圖2b至2e來說明由該展開寬度所表示的尺寸。
圖2b和2c還示出了第一假想線120和第二假想線122的位置，在第一假想線120和第二假想線122之間測得桁條102的橫截面的展開寬度。圖2b和2c示出了第一假想基準線120和第二假想基準線122，兩條線大體遵循、但不總是精確平行于桁條的長度L。第一假想線120位于桁條102的第一表面110上，且成形為在沿其長度的所有位置都垂直于基部106從腹板108的斜面部分107延伸的方向(在該實施例中，該方向平行于圖2b所示的方向T)。在桁條102具有沿著大體平直軸線的長度L的情況下，第一假想線120位于平行于桁條的長度L的平面上，該平面具有沿著基部從腹板延伸的方向的法向軸線，該方向平行于如圖2c所示的方向W。(應該意識到，在圖2c中，第一表面110由于位于第二表面112之后而在圖中被隱藏。)顯然，從圖2b和2c中，第一假想線120由于遵循第一表面110而包括成角度部分以適應傾斜過渡區(qū)域4c。
第二假想線122位于第三表面114上，且成形為在沿其長度的所有位置都垂直于腹板108的頂部從斜面部分107和基部108延伸的方向(在該實施例中，該方向平行于圖2c所示的方向W)。在桁條102具有沿著大體平直軸線的長度L的情況下，第二假想線122位于平行于桁條的長度L的平面上，該平面具有沿著腹板從斜面部分延伸的方向的法向軸線，該方向平行于如圖2b所示的方向T。(應該意識到，在圖2b中，第三表面114由于位于第四表面116之后而在圖中被隱藏。)顯然，從圖2b和2c中，第二假想線122由于遵循第一表面110而包括成角度部分以適應傾斜過渡區(qū)域4c。
在桁條102的給定橫截面處、從第一表面110與第一假想線120重合的點到第三表面114與第二假想線122重合的點的展開寬度對于桁條的所有橫截面來說是基本上恒定的。在該第一實施例中，展開寬度借助改變斜面部分107的寬度而保持恒定。參見圖2d和2e，這是通過隨著桁條102的基部106向上移動而縮短斜面區(qū)域107來實現(xiàn)的。
圖2d所示的橫截面示出了對于展開寬度DW的測量，該展開寬度即在該橫截面中沿著桁條102的表面測得的、第一假想線120和第二假想線122之間的距離。該測量由雙頭箭頭124來表示，雙頭箭頭124具有第一端124a和第二端124b，第一端124a與第一假想線120重合(在圖2d中未示出)，而第二端124b與第二假想線122重合(在圖2d中未示出)。類似地，圖2e示出了桁條在剖面J-J處的橫截面，其包括雙頭箭頭126，雙頭箭頭26示出了在所示橫截面中從第一假想線120(在圖2e中未示出)的位置126a到第二假想線122(在圖2e中未示出)的位置126b的距離測量。在圖2d和2e中由雙頭箭頭124、126所表示的展開寬度是基本上相等的(即，在容許公差內(nèi)是相等的)。為了實現(xiàn)如此，第一表面110沿著方向T移動的量由斜面部分107的寬度變化來抵消。
應該注意到，桁條102的腹板108的上部的水平位置(如圖2d和2e所示)并不隨著桁條長度L的增大而變化。因此，如同可從圖1中看到的那樣，桁條102一側的基部106和腹板108可以是與桁條另一側的基部106和腹板108相對稱的，腹板108沿著桁條的中心線延伸而不向左或向右折曲。
圖2f示出了如何計算所需的斜面寬度，從而在任何給定橫截面處保持兩個假想線之間的恒定展開寬度。無斜面桁條的展開寬度DW1被顯示成鄰近于包括斜面107的桁條102的橫截面，該桁條具有展開寬度DW2?？梢钥吹剑谝患傧刖€的水平位置借助虛線120′示于圖2f中，而第二假想線的垂直位置借助虛線122′示出。桁條102的腹板108與無斜面線DW1偏移一距離Z?；?06的底側上的第一表面110與無斜面線DW1隔開一垂直距離Y。斜面107從基部106以角度θ延伸，且以垂直距離X終止于第一表面110上方。給定所想要的偏距Y和Z，必須知道斜面將在何距離處開始和終止，并且這可借助下列公式來計算 此時，在θ＝45°的情況下，則該公式簡化為 X＝1.707×(Y+Z) 在該(第一)實施例中，水平偏距Z是恒定的，且可設為零，從而桁條102的腹板108不向左或向右折曲。以上公式因此進一步簡化為X＝1.707Y。
應該意識到，兩個假想線之間的距離的展開寬度DW可以借助引入其它特征件而在沿著桁條長度的任何橫截面處保持恒定。例如，代替在桁條的基部和腹板之間的結合處提供斜面，可例如借助弧形表面來提供光滑的過渡。圖3示出了本發(fā)明的第二實施例，其示出了如何可采用該替代技術。因此，細長件，在該實施例中呈大體L形的桁條202的形式，具有基部206和包括弧形部分207的腹板208，該弧形部分207插設在基部206和腹板208的其余部分之間。再次，在桁條202的基部206位于其最高處時的位置，設定假想展開寬度DW1。再次，在橫截面處沿著桁條的表面測量展開寬度DW1，因此該展開寬度經(jīng)過桁條的第一表面、第三表面和第五表面(第一表面、第三表面和第五表面是在桁條上/中與以上參照第一實施例所述相同的表面)。因此，第一表面210定位在基部206的底側上，第三表面214定位在腹板208中，而第五表面230結合第一表面和第二表面。在該第二實施例中，第五表面230由具有恒定曲率半徑的光滑曲線來限定。第五表面的對應于假想展開寬度DW1的曲率半徑是R1。為了保持恒定的展開寬度DW，第五表面的曲率半徑可作改變以適應基部206的位置在垂直方向的偏距和/或適應腹板208的位置在水平方向的偏距，這些偏距在圖3中分別由距離Y和Z來示出。對于給定偏距Y和Z且為了保持恒定的展開寬度DW＝DW1＝DW2，桁條202的第一表面230的、由半徑R2來限定的曲率半徑必須滿足下列公式 在第二實施例中，包括第五表面和第六表面的弧形部分207的范圍可容易地如下確定。第五表面可被認為具有腹板208和基部206之間連接處的端部(由點230a來表示)，在該實例的范圍內(nèi)，(基部上的)第一表面210的范圍由適于鄰抵翼板(在圖3中未示出)的構件區(qū)域來限定。在該實例的范圍內(nèi)，第五表面230的相反端(圖3中所示的點230b)可以限定成結構件202的腹板208(在橫截面中觀察時)不再平行于腹板208的上直部的連接處(例如在這種情況下，弧形部分207與腹板208的平坦部相交的連接處)。應該注意到，在第二實施例中，第一表面210、第二表面212、第三表面214和第四表面216是大體平的(平坦的)，而第五表面230和第六表面232是不平的。
圖4a和4b示出了根據(jù)本發(fā)明第三實施例的桁條302。圖4a從一個方向示出了桁條302，圖4b從相反方向示出了桁條。桁條302具有大體呈倒置Y形的橫截面，桁條302包括基部306和腹板部分308。每個基部306經(jīng)由弧形部分307連接至腹板部分308。隨著桁條的基部306向上和向下折曲，弧形部分307所具有的曲率半徑和寬度沿著桁條302的長度而變化，從而適應翼板304的厚度變化。當從上方觀察時，桁條的腹板308遵循基本上直線，因此不包括任何橫向折曲?；⌒尾糠?07的曲率半徑因此滿足以下公式 其中，Y表示桁條基部在假想基準平面上方的垂直位移量度，而R1表示預設常數(shù)。
圖5a和5b示出了根據(jù)第一實施例的桁條的兩相反端，其用來與圖4a至6b所示的桁條作比較。
圖6a和6b示出了根據(jù)第四實施例的桁條402。桁條的一半利用了來自第一實施例的概念。第一實施例的另一半利用了源自具有L形橫截面的折曲桁條的概念。這種折曲桁條在申請人的共同待審查的、參考號為XA2343、題為“復合壁板加勁件(Composite Panel Stiffener)”英國專利申請中被描述和要求保護，該英國專利申請與本申請具有相同的申請日。在此以參見的方式完整引入該申請的內(nèi)容。本發(fā)明的權利要求可包括在該專利申請中公開的任何特征。具體地說，可將本申請的權利要求修改成包括與桁條的展開寬度相關的特征，該展開寬度在橫跨桁條的相繼橫截面處是基本上恒定的。參見圖6a，桁條的左手部分402L由L形來限定，且包括向左和向右折曲的腹板，而桁條402的基部406向上和向下折曲，從而適應翼板404的厚度變化。桁條的左手部分402L因此類似于上述英國專利申請的L形桁條。桁條的右手部分402R(在圖6a所示的右側)包括斜面部分(可從圖6b中更清楚地看到，此時從相反端觀察桁條，在該圖中，桁條的該部分402R示于左側)。斜面部分的寬度根據(jù)基部隨翼板厚度變化作向上和向下折曲而變化，并且還變化以適應桁條左手側部分402L的腹板的折曲。桁條的右手部分402R因此類似于本發(fā)明第一實施例的桁條的一半，其中，它包括斜面部分以適應桁條幾何形狀中的折曲，而保持基本上恒定的展開寬度，這在制造多層復合桁條時提供減少缺陷的優(yōu)點。應該注意到，第四實施例的桁條與第一實施例的桁條不同，不同之處在于，桁條的腹板包括向左和向右的折曲(沿著圖6a和6b所示的定向)。
現(xiàn)在將描述第五實施例，第五實施例與設計細長結構件(在該實施例中是翼梁)的計算機模型的方法有關，該計算機模型基本上用來制造復合材料形成的復合翼梁。圖7示出了一框圖，其示意示出了用軟件504編程的計算機502，軟件504使計算機502能實施根據(jù)第五實施例的方法。
提供第一數(shù)據(jù)組506，該第一數(shù)據(jù)組506限定翼板模型508的幾何形狀。翼板模型508包括限定翼板508的上表面510(如圖7所示)的幾何形狀的數(shù)據(jù)。所形成的翼梁模型設計成，其下表面鄰抵翼板的上表面510。因此，數(shù)據(jù)506限定翼板508的所述表面510與基準平面512的間距。沿著圖7中箭頭V所示的方向來測量該間距。所形成的翼梁模型包括兩個基部和一腹板，每個基部具有與翼板508的所述表面510相對應的幾何形狀，而腹板在所述兩個基部之間延伸。
第五實施例的方法包括以下步驟計算機502接受輸入數(shù)據(jù)506。該數(shù)據(jù)506有效地限定翼梁模型的基部的所想要的幾何形狀，提供涉及基部與基準平面512的間距的信息，該間距沿著翼梁的長度而變化(翼梁的長度在圖7中借助箭頭L來示出)。用來對計算機502進行編程的軟件504包括用于處理輸入數(shù)據(jù)506以產(chǎn)生輸出數(shù)據(jù)514的模塊，輸出數(shù)據(jù)514限定翼梁模型512的幾何形狀。在軟件504的控制下，計算機502產(chǎn)生翼梁模型的基部的幾何形狀和翼梁模型512的腹板的幾何形狀。根據(jù)在翼梁模型的基部的幾何形狀中的局部變化，通過計算機來產(chǎn)生翼梁模型512的腹板的幾何形狀。產(chǎn)生翼梁模型的腹板的幾何形狀的方式可根據(jù)本發(fā)明上述實施例或其變型中的任一項。例如，以根據(jù)第四實施例的方式，可引起腹板橫跨翼梁的寬度而向左和向右折曲(參見圖7中的雙頭箭頭W)。替代地或附加地，可根據(jù)第一至第三實施例中的任一實施例將斜面或半徑引入腹板中(可在某些區(qū)域減小基部的寬度)。這種在翼梁模型的腹板的幾何形狀中的局部變化減少了在根據(jù)翼梁模型、用多層復合材料形成的翼梁中所產(chǎn)生的缺陷風險。然后，從計算機504輸出數(shù)據(jù)514，該數(shù)據(jù)514包括表示翼梁模型512的幾何形狀的數(shù)據(jù)。
因此，與腹板簡單地從基部邊緣處垂直延伸的翼梁公稱標準形狀相比，其中，沒有會影響線的展開寬度的任何折曲、斜面、半徑或其它特征，在橫截面上觀察時，該展開寬度是從腹板上的一點橫跨翼梁的表面延伸到翼梁基部上的一點，該方法有效地產(chǎn)生翼梁腹板幾何形狀中的變化以抵消翼梁基部幾何形狀中的變化。例如，翼梁模型的腹板的幾何形狀可形成為減小沿著翼梁模型的表面所測得的距離中的任何變化，該距離是從遵循翼梁長度的基部表面上的第一基準線到遵循翼梁長度的腹板表面上的第二基準線的距離(例如參見第一實施例的翼梁的、如圖2b和2c所示的假想線120和122)。較佳的是，翼梁模型的腹板形成為在第一基準線和第二基準線之間測得的距離中沒有變化(對于沿翼梁長度測得的、翼梁模型的每個橫截面來說，該距離是基本上恒定的)。以如上所述的方式處理和/或設計翼梁模型幾何形狀能由多片(層)復合材料制成復合翼梁，多片復合材料被迫從平坦的幾何形狀變成預先限定的不均勻形狀，而不聚集或拉伸多片材料中的纖維，這種聚集或拉伸會在因此形成的翼梁中導致產(chǎn)生皺紋或缺陷。
一旦翼梁模型512已經(jīng)形成，就可實施各種計算試驗和模型模擬以評價翼梁模型的強度和其它機械特性，從而檢查翼梁(假如已制造好的話)是否符合其用作翼盒或商用飛行器上類似結構中的翼梁所需的各個標準。然后，在制造翼梁的方法中可使用翼梁模型數(shù)據(jù)514?？筛鶕?jù)本領域公知的標準技術來制造翼梁。例如，熱覆蓋成形技術可用在模具上組裝多層復合材料，該模具具有與先前形成的翼梁模型512的幾何形狀相一致的型面。多層復合材料一旦放置在模具上，就可根據(jù)本領域已知技術在高壓釜中固化。
盡管本發(fā)明參照特定實施例進行了描述和說明，但是本領域的技術人員應當理解，本發(fā)明還可具有本文未具體說明的多種不同的變型?，F(xiàn)在將僅僅借助示例來描述某些可能的變型。
第一至第四實施例涉及呈桁條形式的細長結構件的幾何形狀，該桁條在上述實施例中安裝在翼板上。在第五實施例中，細長結構件呈翼梁的形式。當然應該意識到，本發(fā)明的上述實施例的原理可應用于飛行器結構的其它部分，在該飛行器中具有要借助細長結構件進行支承和/或加勁的飛行器壁板或蒙皮部分。因此，本發(fā)明實施例的應用在航空航天領域可以是非常廣泛的，且可包括在變化厚度的部件上需要復合結構件的任何情況。實例包括用在飛行器上的機翼、尾翼或其它翼盒中的翼梁、翼肋等。
如圖所示的桁條腹板具有位于基本上平面內(nèi)的端面(如圖所示的腹板頂部)。復合桁條可在固化之后進行機加工，從而桁條腹板的頂部并不遵循基本上直線。例如，腹板可包括一個或多個切口以適應飛行器的其它部件。類似地，桁條的基部不一定具有位于基本平坦表面上的端面(例如，如圖2a所示桁條的最右邊)?；坷缈梢园ㄒ粋€或多個切口以適應飛行器的其它部件或桁條所鄰抵的壁板的幾何形狀變化。
桁條在圖中顯示成沿著基本上直線縱向延伸。翼板和飛行器上的其它翼型面通常是弧形的和非平面的。這樣，桁條將具有沿一個大體方向延伸的形狀，但其偏離附圖示意示出的示例性桁條的直線幾何形狀。熟悉本領域的技術人員還可意識到，沿桁條表面的梯度變化是逐漸的，這是因為不實施附加的機加工步驟則很難使復合材料具有梯度上的急劇變化。
細長結構件的一些剖面與上述實施例中的一個或多個相一致，而細長結構件的其它剖面不與任一以上實施例相一致，這也在本發(fā)明的范圍內(nèi)。例如，結構件的僅僅部分長度可與本發(fā)明的一方面相一致。然而，結構件的所述部分長度可代表結構件的大部分長度。
而在上述說明書中，提到了具有已知、明顯或可預見等同物的整體或構件，則這些等同物包含在此，就如同單獨進行了闡述。應當參照權利要求書來確定本發(fā)明的真實范圍，該范圍詮釋為包含任何這種等同物。讀者還應當理解，描述為較佳地、有利的、方便的等的本發(fā)明的整體或特征是可選的，且并不限制獨立權利要求的范圍。
權利要求
1.一種用在航空航天結構中的細長結構件，其中，
所述結構件是由包括多層的復合材料來制成的，
所述結構件具有基部和從所述基部延伸的腹板，
所述結構件沿其長度的一部分限定
所述基部上的第一表面，所述第一表面成形為鄰抵一結構，
所述基部上的第二表面，所述第二表面與所述第一表面相反，
所述腹板上或所述腹板中的第三表面，所述第三表面與所述第一表面處于所述復合材料中的同一層，
所述腹板上的第四表面，所述第四表面與所述第二表面處于所述結構件的同一側上，
第五表面，所述第五表面插設在所述第一表面和第三表面之間并連接所述第一表面和第三表面，以及
第六表面，所述第六表面插設在所述第二表面和第四表面之間并連接所述第二表面和第四表面，
對于在沿著所述結構件的長度的一部分的任何位置的、任何結構件橫截面來說，所述橫截面是由其法向軸線平行于所述結構件的長度的平面來取的，所述第五表面的至少一部分以一銳角傾斜于所述第一表面的相鄰部分，且所述第五表面的至少一部分以一銳角傾斜于所述第三表面的相鄰部分，
并且其中，
所述結構件的幾何形狀沿其長度的所述部分變化，從而隨著沿給定方向沿著所述結構件的長度增大距離，所述第一表面朝向所述第二表面移位，而所述第五表面的寬度減小，由此在所述細長結構件的幾何形狀隨著沿其長度增大距離而變化的區(qū)域中，減少在所述細長結構件制造過程中引起復合材料層不合需要的皺紋、應力或拉伸的風險。
2.如權利要求1所述的結構件，其特征在于，所述第五表面和所述第六表面至少部分地位于所述結構件的所述腹板上或中。
3.如權利要求1或權利要求2所述的結構件，其特征在于，所述第五表面和第六表面由斜面來限定，所述斜面從所述結構件的所述基部延伸到所述腹板的一部分。
4.如權利要求3所述的結構件，其特征在于，在所述結構件的所述斜面和所述基部之間的連接處，所述結構件的表面中有斜率變化，且在所述結構件的所述斜面和所述腹板的連接處，所述結構件的表面中有斜率變化。
5.如權利要求1或權利要求2所述的結構件，其特征在于，所述第五表面和第六表面由所述結構件的弧形區(qū)域來限定，所述弧形區(qū)域從所述結構件的所述基部延伸到所述腹板的一部分。
6.如權利要求5所述的結構件，其特征在于，在所述結構件的所述弧形區(qū)域和所述基部之間的連接處，所述弧形區(qū)域平行于所述基部，且在所述結構件的所述弧形區(qū)域和所述腹板的連接處，所述弧形區(qū)域平行于所述腹板。
7.如權利要求5或權利要求6所述的結構件，其特征在于，所述弧形區(qū)域的曲率半徑在任何給定的橫截面處是基本上恒定的。
8.如任一前述權利要求所述的結構件，其特征在于，隨著沿所述給定方向順著所述結構件的長度增大距離，所述第一表面朝向所述第二表面移位，而所述第三表面并不朝向或遠離所述第四表面移位。
9.如任一前述權利要求所述的結構件，其特征在于，隨著沿所述給定方向增大距離，所述第一表面遠離所述第二表面移位，而所述第五表面的橫截面寬度增大。
10.如任一前述權利要求所述的結構件，其特征在于，所述結構件的橫截面幾何形狀沿其長度的至少一部分變化，從而對于沿所述長度的所述至少一部分的、所述結構件的所有這些橫截面來說，所述結構件的橫截面與第一假想線相交的位置和所述結構件的橫截面與第二假想線相交的位置之間的距離基本上恒定，所述距離是在所述橫截面處沿著所述結構件的表面測得的，每個橫截面是在具有平行于所述結構件的局部縱向方向的法線的平面上所取的，所述第一假想線定位在所述第一表面上且垂直于所述基部從所述腹板延伸的方向，所述第二假想線定位在所述第三表面上且垂直于所述腹板從所述基部延伸的方向。
11.如任一前述權利要求所述的結構件，其特征在于，所述結構件呈翼肋的形式。
12.如任一前述權利要求所述的結構件，其特征在于，所述結構件具有大體H形的橫截面形狀。
13.如權利要求1至10中任一項所述的結構件，其特征在于，所述結構件呈翼梁的形式。
14.如權利要求1至10或13中任一項所述的結構件，其特征在于，所述結構件具有大體U形的橫截面形狀。
15.如任一前述權利要求所述的結構件，其特征在于，所述結構件具有第二基部，所述結構件的所述腹板在其兩個基部之間延伸。
16.如權利要求1至10中任一項所述的結構件，其特征在于，所述結構件呈桁條的形式。
17.如權利要求1至10或16中任一項所述的結構件，其特征在于，所述結構件具有大體Y形的橫截面形狀。
18.如權利要求1至10或16中任一項所述的結構件，其特征在于，所述結構件具有大體L形的橫截面形狀。
19.一種航天航空結構，所述航天航空結構的外表面由蒙皮來限定，其中，所述蒙皮的內(nèi)表面鄰抵細長結構件的基部，所述細長結構件是如權利要求1至18中任一項所述的結構件。
20.一種飛行器，所述飛行器的外表面由蒙皮來限定，其中，所述蒙皮的內(nèi)表面鄰抵細長結構件的基部，所述細長結構件是如權利要求1至18中任一項所述的結構件。
21.一種形成用于由復合材料制成的結構件的設計模型的方法，所述結構件具有基部和腹板，其中，所述方法包括下列步驟
提供限定所述結構件模型的所述基部的所想要幾何形狀的第一數(shù)據(jù)，所述基部離開基準平面的間距沿著所述結構件的長度而變化，
產(chǎn)生限定所述結構件模型的所述腹板的幾何形狀的第二數(shù)據(jù)，包括在從所述第一數(shù)據(jù)的確定所述基部離開基準平面的間距變化的區(qū)域，產(chǎn)生所述結構件的幾何形狀中的局部變化，以及
使用所述第一數(shù)據(jù)和所述第二數(shù)據(jù)以輸出包括基部和腹板的結構件模型，
在所述腹板的幾何形狀中的所述局部變化包括在所述腹板中包含成角度區(qū)域，所述成角度區(qū)域延伸至所述結構件的所述基部，在橫截面中觀察時，所述成角度區(qū)域與所述基準平面之間的角度小于所述腹板的其余部分與所述基準平面之間的角度，由此這些局部變化減少在根據(jù)所述結構件模型、由多層復合材料制成的結構件中產(chǎn)生缺陷的風險。
22.如權利要求21所述的方法，其特征在于，在產(chǎn)生限定所述結構件模型的所述腹板的幾何形狀的第二數(shù)據(jù)的步驟中，借助產(chǎn)生所述腹板的幾何形狀來減少沿所述結構件模型的表面測得的、從所述基部表面上的第一基準線到所述腹板表面上的第二基準線的距離中的任何變化，而減少在根據(jù)所述結構件模型、用多層復合材料制成的結構件中所產(chǎn)生的缺陷風險。
23.如權利要求22所述的方法，其特征在于，實施所述產(chǎn)生限定所述結構件模型的所述腹板的幾何形狀的第二數(shù)據(jù)的步驟，從而在沿所述結構件模型的表面測得的、從所述第一基準線到所述第二基準線的距離中基本上沒有變化。
24.一種制造結構件的方法，其中，所述方法包括下列步驟
提供模具，所述模具的型面取決于借助如權利要求21至23中任一項所述的方法形成的結構件模型，
在所述模具上疊置多層復合材料，以及
然后固化所述多層復合材料。
25.一種計算機，對所述計算機編程以實施如權利要求21至23中任一項所述的方法。
26.一種軟件產(chǎn)品，用于對計算機編程以實施如權利要求21至23中任一項所述的方法，所述軟件產(chǎn)品包括
模塊，所述模塊用于處理限定結構件模型的基部的所想要幾何形狀的數(shù)據(jù)以產(chǎn)生限定所述結構件模型的腹板的幾何形狀的數(shù)據(jù)。
全文摘要
一種用在航空航天結構中的細長結構件(102)，諸如翼梁或桁條，包括具有成角度部分的腹板(108)，該成角度部分例如呈斜面(107)、弧形表面等的形式，且將結構件(102)的基部(106)連接至腹板(108)的其余部分?；可系牡谝槐砻?110)成形為鄰抵待加勁的結構(104)?；?106)還具有與第一表面(110)相反的第二表面(112)。腹板(108)具有在復合材料中分別與第一表面和第三表面(110，114)處于同一層的第三表面(114)和第四表面(116)。在插設部分(107)中有將第一表面和第三表面連接起來的第五表面(130)。結構件(102)的幾何形狀可沿其長度(L)變化，從而隨著距離增大，第一表面朝向第二表面移位，而第五表面的寬度減小。
文檔編號B64C3/26GK101795937SQ200880101048
公開日2010年8月4日 申請日期2008年6月24日 優(yōu)先權日2007年6月29日
發(fā)明者E·S·伍德 申請人:空中客車英國有限公司