粘結(jié)且可調(diào)節(jié)的復(fù)合組件的制作方法
【專利說明】粘結(jié)且可調(diào)節(jié)的復(fù)合組件
[0001]相關(guān)申請的交叉引用
[0002]本申請是2012年8月28日提交的在先美國專利申請13/596,989的部分延續(xù)案，以上所述專利的整體公開內(nèi)容通過引用的方式包含在本文中。
技術(shù)領(lǐng)域
[0003]本公開總體涉及復(fù)合結(jié)構(gòu)，并且更具體地涉及粘結(jié)的以及可調(diào)節(jié)(tai 1rable)的復(fù)合組件，例如飛行器尾翼。
【背景技術(shù)】
[0004]在最近幾年中，為了降低飛行器重量，復(fù)合材料已經(jīng)被整合到翼型設(shè)計中。例如，翼型，例如垂直和水平穩(wěn)定器已經(jīng)被設(shè)計成具有外復(fù)合層壓板蒙皮。然而，由于設(shè)計上的局限性，這些穩(wěn)定器的內(nèi)部結(jié)構(gòu)部件，例如翼梁、縱梁和翼弦都主要由金屬例如鋁或鈦制造，所有這些部件都使用金屬緊固件固定在一起。這些金屬部件將不希望的重量添加到飛行器，并且對于制造和組裝既費(fèi)時又是勞動密集的。為了降低飛行器重量和提高燃料節(jié)省，需要使用更多的輕質(zhì)材料例如粘結(jié)的而不是緊固的復(fù)合材料，但是已知的設(shè)計具有局限性，該局限性使復(fù)合材料取代金屬部件具有挑戰(zhàn)性。此外，這些局限性使其難以獲得認(rèn)證機(jī)構(gòu)對部件和子組件的認(rèn)證。
[0005]除了上面討論的問題，依靠大量使用金屬部件的垂直和水平穩(wěn)定器設(shè)計不容易被調(diào)節(jié)，以優(yōu)化飛行特性組合，例如升力、彎曲和扭轉(zhuǎn)剛度以及離散的損傷遏制/抑制。另外，這些穩(wěn)定器設(shè)計中許多分離的翼梁和/或翼弦的使用可能使其難以優(yōu)化來自外蒙皮的載荷轉(zhuǎn)移。更進(jìn)一步，帶有控制表面例如升降舵和方向舵的已知穩(wěn)定器經(jīng)常需要被連接到控制表面的顫振栗或抵抗包塊(reactive masses)的合并，以便控制通常被稱為顫動的氣動彈性穩(wěn)定性。這些顫動控制裝置的使用增加了飛行器不期望的重量和復(fù)雜性。
[0006]因此，需要一種復(fù)合組件，例如具有統(tǒng)一的以及粘結(jié)的全復(fù)合垂直和水平穩(wěn)定器的飛行器尾翼，其充分減少或消除對金屬部件的需要，這些金屬部件包括緊固件，并且消除對顫振控制裝置的需要。還需要更有效的具有帶有復(fù)合外蒙皮和整合的全復(fù)合柵格基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)的垂直和水平穩(wěn)定器的尾翼，所述復(fù)合外蒙皮具有單獨調(diào)節(jié)的層間斷裂韌性以及剛度，所述整合的全復(fù)合柵格基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)允許調(diào)節(jié)穩(wěn)定器以便優(yōu)化飛行特性、使用壽命耐用性和故障安全可靠性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]本公開的實施例提供了具有Z字形加強(qiáng)的柵格狀復(fù)合基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)的多功能調(diào)節(jié)的并且集成的復(fù)合粘結(jié)的正交各向異性復(fù)合組件，例如飛行器尾翼。全復(fù)合粘結(jié)的尾翼具有兩個多功能飛行器水平穩(wěn)定器和一個飛行器垂直穩(wěn)定器，它們中的每個均具有獨特設(shè)計的結(jié)構(gòu)屬性，所述結(jié)構(gòu)屬性有由公開的蒙皮和粘結(jié)的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)所提供的不同的可調(diào)節(jié)的層間斷裂韌性模式、改進(jìn)的結(jié)構(gòu)彈性常數(shù)和剛度。這些品質(zhì)為尾翼提供了改進(jìn)的結(jié)構(gòu)故障安全、更高的耐久性和損傷容限、更高的以及改進(jìn)的空氣動力平衡升力和充分改進(jìn)的關(guān)鍵空氣動力穩(wěn)定性和控制，以及充分降低的飛行器重量。所述尾翼合并了多性能正交各向異性粘結(jié)的復(fù)合層壓蒙皮與Z字形加強(qiáng)的整合柵格基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)的組合，所述多性能正交各向異性粘結(jié)的復(fù)合層壓蒙皮具有可調(diào)節(jié)的不同的層間斷裂韌性，并且所述尾翼可以為合并了此類尾翼的飛行器提供燃料節(jié)省、損傷遏制能力、穩(wěn)定性控制和故障安全設(shè)計方面的明顯改進(jìn)。此外，所述尾翼的結(jié)構(gòu)屬性可以消除對顫振控制裝置的需要，從而降低飛行器重量和復(fù)雜性。雖然公開的是飛行器尾翼，但是全粘結(jié)的復(fù)合組件可以被用于各種應(yīng)用，包括但不限于航空航天交通工具、海洋交通工具、陸地交通工具以及風(fēng)驅(qū)動機(jī)械(只列舉一些)。本文公開的復(fù)合組件也可以被用于非交通工具涉及的應(yīng)用，例如在建筑構(gòu)造和其他行業(yè)中。
[0008]所述蒙皮每個都具有層間斷裂韌性混合模式，其提供增加的纖維剛度和對控制表面上總體彎曲和扭轉(zhuǎn)載荷的改進(jìn)的抵抗。粘結(jié)的復(fù)合尾翼結(jié)構(gòu)被分成多種層間斷裂模式1、II和III，致使對整體粘結(jié)到Z字形加強(qiáng)的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)的上蒙皮和下蒙皮有更高的穩(wěn)定性控制。“混合模式”指的是模式Ι、π和III的組合的存在，其致使復(fù)雜的蒙皮加載相互作用。整合的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)降低關(guān)鍵控制表面上不必要的高鉸鏈載荷，并且增加了最小飛行器旋轉(zhuǎn)時的升力，同時減弱了尾翼上的顫振載荷。尾翼的每個穩(wěn)定器的粘結(jié)蒙皮的復(fù)合材料是可調(diào)節(jié)的，在模式Ι、π和III中具有不同層間斷裂韌性，其增加了結(jié)構(gòu)遏制由發(fā)動機(jī)爆炸或外物沖擊引起的任何意外離散損傷的能力，由此改進(jìn)飛行器認(rèn)證機(jī)構(gòu)所要求的損傷容限。
[0009]水平和垂直穩(wěn)定器的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)包括三個主復(fù)合高模量翼梁，所述翼梁被粘結(jié)到Z字形加強(qiáng)件并且被Z字形加強(qiáng)件加強(qiáng)，Z字形加強(qiáng)件具有高纖維剛度、改進(jìn)的不同層間彈性常數(shù)和具有選擇模式Ι、π和III屬性的復(fù)合材料。垂直和水平穩(wěn)定器蒙皮的模式Ι、π和III屬性分別被調(diào)節(jié)，以便為尾翼提供更高的橫向拉伸、剪切和扭轉(zhuǎn)剛度。這些特征致使可調(diào)節(jié)尾翼在飛行期間具有更高的空氣動力平衡升力和控制穩(wěn)定性，并且使得為移動控制表面所需要的作用力的量減小多達(dá)50%。
[0010]復(fù)合穩(wěn)定器蒙皮被設(shè)計成在模式1、11和III下具有不同組的層間斷裂韌性，具有高纖維彈性常數(shù)和高剛度，以使空氣動力平衡升力增加得更高，降低機(jī)動載荷，使攻角(attack angle)穩(wěn)定到最小，降低整體剪切和扭轉(zhuǎn)載荷，減小顫振、發(fā)動機(jī)推力和特別是大的平面外鉸鏈載荷。垂直穩(wěn)定器的蒙皮在模式Ι、Π和III下具有不同于水平穩(wěn)定器的層間斷裂韌性的層間斷裂韌性。本文公開的粘結(jié)的且整合的尾翼提供離散損傷的自我遏制，和在基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)柵格和Z字形加強(qiáng)件的每個交叉點處的層間奇邊剝離載荷和剪切應(yīng)力的大幅降低，以維持改進(jìn)的空氣動力升力，使飛行器旋轉(zhuǎn)減小、使鉸鏈載荷減小，而不管水平尾翼的附連突緣所需要的任何結(jié)構(gòu)加固點(hard-point)、背部浴缸裝配件(bathtub fitting)和剛性不匹配。
[0011 ]高的平面外剝離和側(cè)面尾翼粘合界面應(yīng)力被顯著地最小化，以抵消高湍流和高俯仰起飛載荷期間的空氣動力載荷。貫穿尾翼蒙皮和基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)，界面粘結(jié)應(yīng)力被統(tǒng)一重新分布，由此減小了在飛行期間由于湍流導(dǎo)致的控制表面鉸鏈突緣上的高扭力、整體和局部彎曲載荷，致使控制表面基本上是故障安全的。高層間模式III扭轉(zhuǎn)能力也增加水平穩(wěn)定器上的高垂直偏轉(zhuǎn)。因此，所公開的尾翼有效地抵抗飛行中的陣風(fēng)和機(jī)動載荷，致使飛行器具有更高的平衡空氣動力升力和降低的垂直顫振載荷。
[0012]基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)具有中等到高的剛度，以便抵抗大部分的機(jī)翼和機(jī)身飛行載荷，例如嚴(yán)重的彎矩、扭轉(zhuǎn)或蒙皮面內(nèi)剪切應(yīng)力。粘結(jié)的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)也通過粘結(jié)的故障安全接頭重新分布合成載荷來最小化由于橫向陣風(fēng)或機(jī)動載荷引起的上和下彎曲。通常在粘結(jié)接頭終止處(run-out)形成的應(yīng)力奇點也隨著Z字形加強(qiáng)基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)帽梁與尾翼蒙皮的邊緣處粘合劑錐形噴出而被徹底地減少。
[0013]本文公開的尾翼通過將載荷重新分布在更大的粘結(jié)面積上，以降低水平尾部/升降舵鉸鏈上的、側(cè)身突緣接頭上的和浴缸裝配件附連至方向舵的鉸鏈接頭上的載荷，因此降低飛行期間接頭內(nèi)集中的機(jī)身側(cè)身彎曲載荷的整體效應(yīng)。尾翼設(shè)計也降低了整個飛行器重量，消除了緊固件，并且也增加了尾翼的EME能力，并且因此更快和更有效率地增大俯仰角度。全粘結(jié)的復(fù)合尾翼為飛行器提供了一個與氣流的角度，該角度在水平尾部和垂直尾部上產(chǎn)生更高的升力。
[0014]根據(jù)一個公開的實施例，一種復(fù)合組件，其包括第一復(fù)合結(jié)構(gòu)和至少一個第二復(fù)合結(jié)構(gòu)。所述第一復(fù)合結(jié)構(gòu)包括復(fù)合第一基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)和粘結(jié)到所述第一基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)的復(fù)合第一層壓蒙皮。所述復(fù)合第一層壓蒙皮具有第一組預(yù)選的層間斷裂韌性。所述第二復(fù)合結(jié)構(gòu)包括復(fù)合第二基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)和粘結(jié)到所述第二基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)的復(fù)合層壓第二蒙皮。所述復(fù)合層壓第二蒙皮具有第二組預(yù)選的層間斷裂韌性。所述復(fù)合層壓第一和第二蒙皮中的每個都會經(jīng)歷模式1、11和III加載。在所述模式1、11和III中，所述第一和第二組層間斷裂韌性彼此不同。其中第一復(fù)合結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)剛度大于第二復(fù)合結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)剛度?！芭まD(zhuǎn)剛度”在本領(lǐng)域有時被稱為扭轉(zhuǎn)剛性，是細(xì)長結(jié)構(gòu)構(gòu)件例如所述垂直穩(wěn)定器響應(yīng)于施加的扭矩抵抗變形的能力的度量。
[0015]第一復(fù)合結(jié)構(gòu)復(fù)合組件的扭轉(zhuǎn)剛度在大約45.0至52.0百萬鎊每平方英寸的范圍內(nèi)，以及第二復(fù)合結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)剛度在大約40.0至50.2百萬鎊每平方英寸的范圍內(nèi)。第一復(fù)合層壓蒙皮包括模式I層間斷裂韌性，其在大約4.0至6.5英寸鎊每平方英寸的范圍內(nèi)，模式II層間斷裂韌性，其在大約12.0至15.5英寸-鎊每平方英寸的范圍內(nèi)，以及模式III層間斷裂韌性，其在大約16.0至18.5英寸-鎊每平方英寸的范圍內(nèi)。第二復(fù)合層壓蒙皮包括模式I層間斷裂韌性，其在大約2.5至3.5英寸鎊每平方英寸的范圍內(nèi)，模式II層間斷裂韌性，其在大約7.5至9.5英寸鎊每平方英寸的范圍內(nèi)，以及模式III層間斷裂韌性，其在大約18.0至20.5英寸鎊每平方英寸的范圍內(nèi)。
[0016]所述第一基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)包括多個縱向延伸的復(fù)合翼梁，以及在多個翼梁之間延伸的并且粘結(jié)到翼梁的多個Z字形復(fù)合加強(qiáng)件。復(fù)合翼梁和Z字形復(fù)合加強(qiáng)件中的每個通常是I字形橫截面并且包括一對帽梁。復(fù)合翼梁的帽梁和Z字形復(fù)合加強(qiáng)件的帽梁被粘結(jié)在一起。復(fù)合組件進(jìn)一步包括分別穿過Z字形復(fù)合加強(qiáng)件并且基本上垂直于復(fù)合翼梁延伸的多個基本上筆直的復(fù)合橫梁。復(fù)合組件還包括多個縱向延伸的復(fù)合縱梁。細(xì)長的復(fù)合縱梁穿過Z字形復(fù)合加強(qiáng)件并且被粘結(jié)到第一蒙皮和第二蒙皮中的至少一個。第一和第二復(fù)合結(jié)構(gòu)可以是被布置以形成飛行器尾翼的穩(wěn)定器。
[0017]根據(jù)另一公開的實施例，復(fù)合結(jié)構(gòu)包括粘結(jié)到復(fù)合基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)的復(fù)合層壓蒙皮?；A(chǔ)結(jié)構(gòu)包括第一和第二縱向延伸復(fù)合翼梁，和在第一和第二復(fù)合翼梁之間延伸且粘結(jié)到第一和第二復(fù)合翼梁的第一多個Z字形復(fù)合加強(qiáng)件。第一和第二復(fù)合翼梁以及Z字形復(fù)合加強(qiáng)件中的每個基本上都是I字形橫截面。第一復(fù)合翼梁包括第一帽梁，第二復(fù)合翼梁包括第二帽梁，以及每個Z字形復(fù)合加強(qiáng)件包括粘結(jié)到第一帽梁和第二帽梁中的每個的第三帽梁?；A(chǔ)結(jié)構(gòu)進(jìn)一步包括分別穿過Z字形復(fù)合加強(qiáng)件的多個基本上筆直的復(fù)合橫梁，每個復(fù)合橫梁基本上垂直于第一和第二復(fù)合翼梁延伸。每個Z字形復(fù)合加強(qiáng)件包括具有高度的腹板，以及每個橫梁包括基本上沿腹板的全部高度粘結(jié)到對應(yīng)Z字形復(fù)合加強(qiáng)件的相對端。復(fù)合結(jié)構(gòu)可以進(jìn)一步包括第三縱向延伸復(fù)合翼梁和第二多個Z字形復(fù)合加強(qiáng)件，所述第二多個Z字形復(fù)合加強(qiáng)件在第二和第三復(fù)合翼梁之間延伸并且粘結(jié)到第二和第三復(fù)合翼梁。第一復(fù)合翼梁是前翼梁，第二復(fù)合翼梁是中翼梁，以及第三復(fù)合翼梁是后翼梁。第一和第二復(fù)合翼梁中的每個都包括第一和第二翼梁帽梁，并且每個Z字形加強(qiáng)件包括第一和第二加強(qiáng)件帽梁。復(fù)合層壓蒙皮被粘結(jié)到第一和第二翼梁帽梁和第一和第二加強(qiáng)件帽梁。
[0018]根據(jù)另一實施例，飛行器尾翼包括垂直穩(wěn)定器和至少一個水平穩(wěn)定器。所述垂直穩(wěn)定器具有復(fù)合層壓第一蒙皮和粘結(jié)到所述第一蒙皮的復(fù)合第一基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)。復(fù)合層壓第一蒙皮經(jīng)受模式Ι、π和III加載，并且在這三個模式中的每個模式中都具有第一組層間斷裂韌性。復(fù)合第一基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)包括粘結(jié)在一起的復(fù)合翼梁、復(fù)合橫梁和復(fù)合加強(qiáng)件的整合柵格。至少一個水平穩(wěn)定器包括復(fù)合層壓第二蒙皮和粘結(jié)到所述第一蒙皮的復(fù)合第二基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)。復(fù)合層壓第二蒙皮也會經(jīng)歷模式1、II和III加載并且在這三個模式中的每個下具有第二組層間斷裂韌性。復(fù)合第二基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)包括粘結(jié)在一起的復(fù)合翼梁、復(fù)合橫梁和復(fù)合加強(qiáng)件的整合柵格。復(fù)合層壓第一蒙皮包括模式I層間斷裂韌性，其在大約4.0至6.5英寸-鎊每平方英寸的范圍內(nèi)，模式II層間斷裂韌性，其在大約12.0至15.5英寸-鎊每平方英寸的范