056]模式I1:7.5至9.5英寸鎊每平方英寸，
[0057]模式II1:18.0至20.5英寸鎊每平方英寸。
[0058]每個水平穩(wěn)定器32上的第二蒙皮69的拉伸、剪力和扭轉(zhuǎn)剛度大約在40.0至50.2百萬鎊每平方英寸的范圍內(nèi)，并且每個水平穩(wěn)定器32上的第二蒙皮69的彎曲剛度大約在30.0至36.5百萬鎊每平方英寸的范圍內(nèi)。
[0059]相對于水平穩(wěn)定器32上的蒙皮69，為垂直穩(wěn)定器30的蒙皮68選擇更高的模式II和III層間斷裂韌性，連同其更高的拉伸、剪切和扭轉(zhuǎn)剛度，一起有效地允許垂直穩(wěn)定器30減弱飛行器20上的顫振空氣動力載荷。進(jìn)一步，在蒙皮68中混合模式的使用降低在方向舵34和升降舵36的鉸鏈點處的異常整體彎曲效應(yīng)。
[0060]垂直穩(wěn)定器30上的蒙皮68和水平穩(wěn)定器32上的蒙皮69的不同層間斷裂韌性可以通過改變?nèi)舾擅善?shù)中的任意一個或多個而獲得，導(dǎo)致兩種蒙皮68、69具有變化的不同的剛度。例如，雖然用于制造分別在垂直穩(wěn)定器30和水平穩(wěn)定器32上的蒙皮68、69的片層安排(堆疊)兩者都可以是正交各向異性的，但是用于蒙皮68、69之一的片層安排也可以具有比用于蒙皮68、69中另一個的片層安排更少的0°片層，導(dǎo)致蒙皮68、69中的一個比蒙皮68、69中的另一個更低的硬度和正交各向異性?？商鎿Q地，通過使用不同的樹脂、使用不同的纖維材料或使用不同的纖維直徑可以獲得兩種蒙皮68、69的層間斷裂韌性的期望的不同。[0061 ] 如圖2、圖2A和圖3中所示，垂直穩(wěn)定器30的第一基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)66 (圖2)和水平穩(wěn)定器32的第二基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)71(圖2A)每個均包括柵格狀全粘結(jié)布置的復(fù)合結(jié)構(gòu)構(gòu)件。基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)66、71每一個均具有中等到高等的剛度，以便抵抗大部分機翼和機身輕載荷條件，例如重彎矩、扭轉(zhuǎn)或蒙皮平面內(nèi)剪切應(yīng)力?！皠偠取痹诒绢I(lǐng)域中也被稱為“剛性”，指的是基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)66、71響應(yīng)于施加的彎曲和/或扭轉(zhuǎn)載荷抵抗變形的能力。粘結(jié)的第二基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)71還通過第二基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)71的部件之間粘結(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)或機動載荷導(dǎo)致的水平穩(wěn)定器32的上和下彎曲。
[0062]垂直穩(wěn)定器30的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)66和水平穩(wěn)定器32的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)71在構(gòu)造和布置上通常類似或相同，但是它們各自部件零件的大小和尺寸可以基于特定應(yīng)用而改變?；A(chǔ)結(jié)構(gòu)66、71中的每一個均包括在穩(wěn)定器30、32的前緣56處的前翼梁70、中翼梁72和在穩(wěn)定器30、32的后緣58處的尾翼梁76。翼梁70、72、74中的每一個均具有相對高的彈性模量并且從穩(wěn)定器30、32的根部62延伸到尖端62，并且將基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)66、71分為兩個單元格64。然而，在其他實施例中，基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)66、71可以包括多于三個翼梁70、72、74和多于兩個單元格64。在一個實施例中，翼梁70、72、74的每一個可以具有大約45百萬鎊每平方英寸的剛度。在圖2所示的垂直穩(wěn)定器30的實例中，方向舵34通過一系列突緣78被樞轉(zhuǎn)地附連到尾翼梁74，所述突緣78將載荷從方向舵34轉(zhuǎn)移到基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)66。類似地，如圖2A所示，水平穩(wěn)定器32的升降舵36通過一系列突緣78被樞轉(zhuǎn)地附連到尾翼梁74，所述突緣78將載荷從升降舵36轉(zhuǎn)移到基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)71。每個垂直穩(wěn)定器30和水平穩(wěn)定器32的翼梁70、72、74的根部60通過附連突緣86被附連到機身26上的浴缸裝配件(未示出)或類似的裝配件，所述突緣86由金屬、復(fù)合材料或復(fù)合材料和金屬的組合制成。
[0063]基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)66、71每一個進(jìn)一步包括多個縱向隔開的Z字形的復(fù)合加強件80，以下稱之為Z字形加強件80，Z字形加強件80在翼梁70、72、74之間延伸并且在沿每個穩(wěn)定器30、32的翼展的間隔開位置處被粘結(jié)到翼梁70、72、74。2字形加強件80作用為加強翼梁70、72、74和蒙皮68、69。垂直穩(wěn)定器30的蒙皮68被粘結(jié)到翼梁70、72、74以及被粘結(jié)到Z字形加強件80，如圖2所示。類似地，水平穩(wěn)定器32的蒙皮69被粘結(jié)到翼梁70、72、74以及被粘結(jié)到Z字形加強件80，如圖2A中所示。載荷通過穿過Z字形加強件80的中間的多個復(fù)合橫梁82在翼梁70、72、74之間被轉(zhuǎn)移。橫梁82有效地分配在翼梁70、72、74之間被轉(zhuǎn)移的載荷。翼梁70、72、74和Z字形加強件80具有高纖維剛度，不同的層間彈性常數(shù)和混合的模式1、II和II I，以在飛行期間提供改進(jìn)的空氣動力平衡升力和控制穩(wěn)定性，由此減少了為移動控制表面例如方向舵34和升降舵36所需的作用力。
[0064]蒙皮68、69每一個均被細(xì)長復(fù)合縱梁84或類似加強件進(jìn)一步加強，所述細(xì)長復(fù)合縱梁84或類似加強件在各自的穩(wěn)定器30、32的順翼展(span-wise)方向上延伸，并且被定位在翼梁70、72、74中相鄰的翼梁之間?？v梁84通過使用合適的結(jié)構(gòu)粘結(jié)劑被粘結(jié)到蒙皮68、69，所述結(jié)構(gòu)粘結(jié)劑可以是薄膜或糊體形式。整合的且一體的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)66、71減少了關(guān)鍵控制表面例如方向舵34和升降舵36上不必要的高的鉸鏈載荷，并且增加了最小飛行器旋轉(zhuǎn)升力，同時減弱了尾翼24上的顫振載荷。
[0065]參考圖3和圖4，在一個實施例中，每個翼梁70、72、74可以包括例如但不限于，通過沿著上帽梁和下帽梁背對背地粘結(jié)或共固化兩個C形構(gòu)件形成的復(fù)合層壓板，例如碳纖維環(huán)氧樹脂。在示出的示例中，每個翼梁70、72、74是具有由腹板98連接的一對帽梁94、96的I形梁，然而其他橫截面形狀也是可能的。Z字形加強件80是具有由腹板88連接的一對帽梁90、92的Z字形梁。Z字形加強件80包括兩個外支柱102、104和對角延伸支柱100，并且外支柱102、104被粘結(jié)到翼梁70、72、74并且基本上平行于翼梁70、72、74延伸，對角延伸支柱100與外支柱102、104形成一體。Z字形加強件80可以是使用已知技術(shù)鋪設(shè)、成形和固化的復(fù)合層壓板，例如碳纖維環(huán)氧樹脂。蒙皮68、69粘合地粘結(jié)到各自關(guān)聯(lián)的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)66、71的Z字形加強件80的帽梁90、92和翼梁70、72、74的帽梁94、96。
[0066]橫梁82穿過Z字形加強件80的中間支柱100并且被粘結(jié)到Z字形加強件80的外支柱102、104處的腹板88。橫梁82的高度基本上等于腹板88、98的高度。橫梁82和Z字形加強件80的腹板88可以在其內(nèi)具有鼠洞狀開口 106，以允許穿過每個縱梁84?？v梁84可以具有若干已知橫截面形狀中的任一種形狀，并且在示出的示例中，縱梁84是具有其一側(cè)84a被粘結(jié)到蒙皮68的刀片式加強件。Z字形加強件80的帽梁90、92通過使用常規(guī)技術(shù)，例如通過在帽梁90、92、94、96的接合表面之間應(yīng)用并且固化薄膜或糊體粘結(jié)劑，在95處(見圖4)被分別粘結(jié)到翼梁70、72、74的帽梁94、96。每個Z字形加強件80的帽梁90、92的邊緣可以具有粘結(jié)劑紙噴射(未示出)，以便減少通常在粘結(jié)的接頭終止處形成的應(yīng)力奇點。
[0067]復(fù)合組件24，例如包含全復(fù)合垂直穩(wěn)定器30和復(fù)合水平穩(wěn)定器32的尾翼24，可以使用圖5中概括描述的一系列步驟而被組裝。在108，通過鋪設(shè)、成形和共固化每個翼梁70、72、74的復(fù)合層壓板部件并且然后將它們粘結(jié)在一起以制造復(fù)合翼梁70、72、74。類似地，在步驟110，復(fù)合Z字形加強件80通過鋪設(shè)、成形和共固化之后被粘結(jié)在一起的復(fù)合層壓板部件而被制造。將橫梁82整合到Z字形加強件80內(nèi)作為Z字形加強件80的制造的一部分是可能的。在步驟112，基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)66通過使用合適的組裝工具(未示出)將Z字形加強件80放置在翼梁70、72、74之間而形成。在步驟114，通過粘結(jié)Z字形加強件80和翼梁70、72、74而將基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)66、71的部件整合成整體的柵格。基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)66、71的部件已經(jīng)被粘結(jié)在一起后，然后在步驟116中，復(fù)合蒙皮68、69被分別粘結(jié)到全復(fù)合基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)66、71的相對兩側(cè)。
[0068]如上所述，上面描述的飛行器尾翼24只是公開的復(fù)合組件24的一個說明性實施例。適用于其他應(yīng)用中的其他實施例也是可能的?，F(xiàn)在參考圖6，應(yīng)用以上討論的原理的復(fù)合組件120可以用在結(jié)構(gòu)118上、用在結(jié)構(gòu)118內(nèi)或形成結(jié)構(gòu)118的零件。例如但不限于，結(jié)構(gòu)118可以包括風(fēng)車(windmill)或其他設(shè)備，并且復(fù)合組件120可以被應(yīng)用于支撐所述風(fēng)車和其他設(shè)備。復(fù)合組件120可以在構(gòu)造上與之前描述的復(fù)合組件24類似，并且具有與之前描述的復(fù)合組件24類似的特征和特性。
[0069]復(fù)合組件120包括第一復(fù)合結(jié)構(gòu)122和至少一個第二復(fù)合結(jié)構(gòu)124。第一復(fù)合結(jié)構(gòu)122可以具有類似于先前描述的垂直穩(wěn)定器30的構(gòu)造、特征和特性的構(gòu)造、特征和特性。第一復(fù)合結(jié)構(gòu)122大致包括粘結(jié)到第一復(fù)合基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)128并且覆蓋第一復(fù)合基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)128的復(fù)合第一層壓蒙皮126。復(fù)合第一層壓蒙皮126可以在結(jié)構(gòu)、特征和特性上類似于之前描述的復(fù)合外蒙皮68，并具有適于應(yīng)用的第一組預(yù)選層間斷裂韌性。第一復(fù)合基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)128可以在構(gòu)造、特征和特性上類似于之前描述的全復(fù)合的整合柵格基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)66，并且可以包括全復(fù)合翼梁130、Z字形加強件132、橫梁134和縱梁136。
[0070]第二復(fù)合結(jié)構(gòu)124可以在構(gòu)造、特征和特性上類似于先前描述的水平穩(wěn)定器32。第二復(fù)合結(jié)構(gòu)124包括具有適用于應(yīng)用的第二組預(yù)選層間斷裂韌性的復(fù)合第二層壓蒙皮130。復(fù)合第二層壓蒙皮130可以在構(gòu)造、特征和特性上類似于之前描述的第二復(fù)合外蒙皮69。第二復(fù)合結(jié)構(gòu)124可以進(jìn)一步包括粘結(jié)到復(fù)合第二層壓蒙皮130并且被所述復(fù)合第二層壓蒙皮130覆蓋的第二復(fù)合基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)138 ο第二復(fù)合基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)138可以在構(gòu)造、特征和特性上類似于先前描述的全復(fù)合的整合柵格基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)68，并且可以包括全復(fù)合翼梁140、Z字形加強件142、橫梁144和縱梁146。
[0071]以上描述的復(fù)合組件24、120的原理和特征可以并入其他實施例和結(jié)構(gòu)，或者可以與其他實施例和結(jié)構(gòu)組合使用，所述其他實施例和結(jié)構(gòu)例如但不限于下面描述的并且在圖1和圖7-16中示出的飛行器機翼22。圖1和圖7-16所示的飛行器機翼22利用機翼-蒙皮柵格特異特征，以改進(jìn)機翼-機身結(jié)構(gòu)性能，并且通過更輕重量粘結(jié)設(shè)計來降低制造成本。所公開的機翼22還可以減少零件數(shù)量、可以減少或消除腐蝕并且可以提供更高的結(jié)構(gòu)安全裕度。粘結(jié)飛行器機翼22表現(xiàn)出增加的機翼設(shè)計效率，重量極輕并且提供了節(jié)省燃料，同時減少或消除了用于緊固機翼蒙皮到內(nèi)部機翼-柵格和翼梁的緊固件的需要。機翼22具有遏制離散損傷的能力，例如由發(fā)動機爆炸引起的離散損傷。
[0072]在一個示例性實施例中，粘結(jié)的復(fù)合飛行器機翼22可包括復(fù)合內(nèi)部翼柵結(jié)構(gòu)152(在下文中有時稱為翼柵或翼柵結(jié)構(gòu))和上復(fù)合機翼蒙皮25以及下復(fù)合機翼蒙皮27，上復(fù)合機翼蒙皮25和下復(fù)合機翼蒙皮27可以是被具體地調(diào)節(jié)以滿足不同的載荷情況，例如較高的升力、在機動期間的載荷、上下彎曲、剪切和扭轉(zhuǎn)載荷、橫向陣風(fēng)、和發(fā)動機推力。機翼的故障安全粘結(jié)內(nèi)部翼柵結(jié)構(gòu)152提供了發(fā)生離散損傷事件時自我遏制能力并且充分降低了形成翼柵結(jié)構(gòu)152的柵格橫梁和翼柵翼梁間交叉點處的層間奇異剝離和剪切應(yīng)力。粘結(jié)劑可以被用于將翼柵翼梁和/或柵格橫梁粘結(jié)到上復(fù)合機翼蒙皮和下復(fù)合機翼蒙皮。上機翼蒙皮25和下機翼蒙皮27可以具有不同的層間斷裂韌性，所述不同的層間斷裂韌性包括反抗機翼載荷的累進(jìn)剛度。在整個翼柵內(nèi)利用恒定的界面粘結(jié)屬性緩解了因湍流引起的扭轉(zhuǎn)載荷和彎曲。
[0073]圖7是圖1中所示的機翼22其中之一的透視圖圖示，上復(fù)合機翼蒙皮25的一部分被剝離以露出將在下面更詳細(xì)地描述的內(nèi)部復(fù)合翼柵結(jié)構(gòu)152。所述