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1、(10)申请公布号 CN 103786864 A (43)申请公布日 2014.05.14 CN 103786864 A (21)申请号 201310520869.4 (22)申请日 2013.10.29 13/664,010 2012.10.30 US B64C 1/00(2006.01) B64C 27/02(2006.01) B64C 27/473(2006.01) B64C 27/467(2006.01) (71)申请人 贝尔直升机德事隆公司 地址 美国德克萨斯州 (72)发明人 拉梅什蒂亚加拉詹 西奥多W英格拉姆三世 约翰R麦卡洛 苏万卡尔米什拉 卡尔美 (74)专利代理机构 北京集。
2、佳知识产权代理有限 公司 11227 代理人 顾晋伟 全万志 (54) 发明名称 使用可浇注的结构泡沫对蜂窝状芯进行修 复、 拼接、 接合、 机械加工和稳定化的方法及结构 (57) 摘要 本发明涉及使用可浇注的结构泡沫对蜂窝状 芯进行修复、 拼接、 接合、 机械加工和稳定化的方 法及结构。本公开的一种方法包括用结构泡沫修 复芯硬化结构。另一方法包括使用结构泡沫将芯 构件拼接在一起。另一方法包括使用结构泡沫将 芯构件接合至结构。另一方法包括在加工过程中 使用结构泡沫来对芯构件进行稳定化处理。另一 方法包括用结构泡沫对芯构件进行稳定化处理以 防止芯构件在高压压力下破碎。本公开还包括一 种芯硬化结构。
3、， 该芯硬化结构具有带有本文中的 结构泡沫的芯构件。 (30)优先权数据 (51)Int.Cl. 权利要求书 2 页 说明书 11 页 附图 14 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书2页 说明书11页 附图14页 (10)申请公布号 CN 103786864 A CN 103786864 A 1/2 页 2 1. 一种芯硬化结构， 包括 ： 第一蒙皮 ； 第二蒙皮 ； 以及 芯构件， 所述芯构件具有布置在所述芯构件内的膨胀的泡沫 ； 附接构件， 所述附接构件通过所述第一蒙皮、 所述第二蒙皮以及所述芯构件附接至所 述芯硬化结构。 2. 根据权利要求 1 所。
4、述的芯硬化结构， 其中所述膨胀的泡沫定位成通过所述芯构件。 3. 根据权利要求 1 所述的芯硬化结构， 其中所述膨胀的泡沫定位成接近所述附接构 件。 4. 根据权利要求 1 所述的芯硬化结构， 其中所述膨胀的泡沫位于期望的附接构件位置 处。 5. 根据权利要求 1 所述的芯硬化结构， 其中所述芯构件的端部具有坡度角在 30与 90之间的坡度部分。 6. 根据权利要求 1 所述的芯硬化结构， 其中所述芯硬化结构为用于飞行器的底板面 板。 7. 根据权利要求 6 所述的芯硬化结构， 其中所述附接构件为适于耦接至飞行器座椅的 座椅附接配件。 8. 根据权利要求 1 所述的芯硬化结构， 其中所述膨胀的。
5、泡沫为在所述附接构件附近引 入的载荷提供结构支撑。 9. 根据权利要求 1 所述的芯硬化结构， 其中所述附接构件为包括上套筒和下套筒的套 筒组合件。 10. 根据权利要求 1 所述的芯硬化结构， 其中所述附接构件包括用于接纳副结构的螺 纹部。 11. 一种形成飞行器的空气动力学结构的芯硬化结构， 所述芯硬化结构包括 ： 上蒙皮 ； 下蒙皮 ； 以及 上芯构件 ； 下芯构件 ； 前泡沫构件， 所述前泡沫构件接合至所述上芯构件的前部和所述下芯构件的前部 ； 尾泡沫构件， 所述尾泡沫构件接合至所述上芯构件的尾部和所述下芯构件的尾部。 12. 根据权利要求 11 所述的芯硬化结构， 还包括 ： 内支撑。
6、件， 所述内支撑件位于所述上芯构件与所述下芯构件之间。 13. 根据权利要求 11 所述的芯硬化结构， 其中所述芯硬化结构为转子叶片。 14. 根据权利要求 11 所述的芯硬化结构， 其中所述芯硬化结构为旋翼飞行器上的水平 稳定器。 15. 根据权利要求 14 所述的芯硬化结构， 其中所述前泡沫构件和所述尾泡沫构件适于 作为隔绝体以防止废气从所述上蒙皮转移至所述下蒙皮。 16. 根据权利要求 15 所述的芯硬化结构， 其中所述上蒙皮的一部分由耐热树脂制成， 而所述下蒙皮的至少一部分由具有温度耐受性较低的树脂制成。 权 利 要 求 书 CN 103786864 A 2 2/2 页 3 17. 根。
7、据权利要求 11 所述的芯硬化结构， 其中所述前泡沫构件和所述尾泡沫构件用来 将所述上芯构件与所述下芯构件在结构上拼接在一起， 所述上芯构件位于所述下芯构件上 方。 18. 一种用于飞行器的芯硬化结构， 所述芯硬化结构包括 ： 外蒙皮 ； 内蒙皮 ； 以及 上芯构件， 所述上芯构件位于所述外蒙皮与所述内蒙皮之间的上部附近 ； 下芯构件， 所述下芯构件位于所述外蒙皮与所述内蒙皮之间的下部附近 ； 其中， 所述上芯构件包括填充有结构泡沫的多个单元构件。 19. 根据权利要求 18 所述的芯硬化结构， 其中所述下芯构件为结构泡沫。 20. 根据权利要求 18 所述的芯硬化结构， 其中所述下芯构件将所。
8、述上芯构件的所述端 部拼接在一起。 21. 根据权利要求 18 所述的芯硬化结构， 其中在所述上芯构件中的所述结构泡沫抑制 了在所述外蒙皮与所述内蒙皮之间的热传递。 权 利 要 求 书 CN 103786864 A 3 1/11 页 4 使用可浇注的结构泡沫对蜂窝状芯进行修复、 拼接、 接合、 机械加工和稳定化的方法及结构 技术领域 0001 本公开的一种方法涉及在蜂窝状芯硬化结构的修复中使用可浇注的结构泡沫。 本 公开的另一种方法涉及使用可浇注的结构泡沫来拼接蜂窝状芯。 本公开的另一种方法涉及 使用结构泡沫将蜂窝状芯接合至结构。 本公开的另一种方法涉及在机械加工过程期间使用 结构泡沫为蜂窝状。
9、芯提供稳定性。本公开的一种设备包括芯硬化结构。本公开的另一种方 法涉及在高压釜固化周期期间利用结构泡沫对蜂窝状芯进行稳定化处理。 背景技术 0002 在常规修复过程中， 通过用新的蜂窝状芯移除 / 替换已损坏的蜂窝状芯来修复已 损坏的芯硬化结构。该过程可能昂贵、 耗时并且需要多个固化和接合过程。这就需要修复 蜂窝状芯硬化结构的改进方法。 0003 在常规的蜂窝状芯拼接过程中， 露出的单元壁用粘合剂细致地接合至另一蜂窝状 芯的相邻的露出单元壁。该过程可能昂贵、 耗时并且需要粘合剂固化周期。此外， 该常规过 程可能不适于对具有不相容的材料的蜂窝状芯构件的拼接。 这就需要拼接蜂窝状芯的部分 的改进方。
10、法。 0004 在常规的蜂窝状芯接合过程中， 露出的单元壁用粘合剂接合至相邻结构。该过程 可能昂贵、 耗时并且需要粘合剂固化周期。这就需要将蜂窝状芯接合至相邻结构的改进方 法。 0005 在常规的蜂窝状芯机械加工过程中， 以低至足以防止损坏不稳定的蜂窝状芯的进 给速率将蜂窝状芯机械加工成期望的轮廓。该过程可能耗时。这就需要对机械加工蜂窝状 芯、 特别是对于大单元碳预浸渍芯的改进方法。 0006 在蜂窝状芯硬化结构的常规固化周期中， 高压釜压力可能引起蜂窝状芯的破碎， 除非在蜂窝状芯上使用低的倾斜角度 （bevel angle） 。 常规地， 如果芯硬化面板的几何形状 不允许低角度倾斜， 则将必。
11、须使用大量劳动力和还可能导致显著增加重量方面的不利因素 的程序 （多个固化 周期） 来制造芯硬化面板。因此， 需要在高压釜固化周期期间对蜂窝状芯 进行稳定化处理的改进方法。 发明内容 0007 本发明的一个实施方案提供一种芯硬化结构， 包括 ： 第一蒙皮 ； 第二蒙皮 ； 以及芯 构件， 所述芯构件具有布置在所述芯构件内的膨胀的泡沫 ； 附接构件， 所述附接构件通过所 述第一蒙皮、 所述第二蒙皮以及所述芯构件附接至所述芯硬化结构。 0008 根据上述实施方案所述的芯硬化结构， 其中所述膨胀的泡沫定位成通过所述芯构 件。 0009 根据上述实施方案所述的芯硬化结构， 其中所述膨胀的泡沫定位成接近。
12、所述附接 构件。 说 明 书 CN 103786864 A 4 2/11 页 5 0010 根据上述实施方案所述的芯硬化结构， 其中所述膨胀的泡沫位于期望的附接构件 位置处。 0011 根据上述实施方案所述的芯硬化结构， 其中所述芯构件的端部具有坡度角在 30 与 90之间的坡度部分。 0012 根据上述实施方案所述的芯硬化结构， 其中所述芯硬化结构为用于飞行器的底板 面板。 0013 根据上述实施方案所述的芯硬化结构， 其中所述附接构件为适于耦接至飞行器座 椅的座椅附接配件。 0014 根据上述实施方案所述的芯硬化结构， 其中所述膨胀的泡沫为在所述附接构件附 近引入的载荷提供结构支撑。 00。
13、15 根据上述实施方案所述的芯硬化结构， 其中所述附接构件为包括上套筒和下套筒 的套筒组合件。 0016 根据上述实施方案所述的芯硬化结构， 其中所述附接构件包括用于接纳副结构的 螺纹部。 0017 本发明的另一实施方案提供一种形成飞行器的空气动力学结构的芯硬化结构， 所 述芯硬化结构包括 ： 上蒙皮 ； 下蒙皮 ； 以及上芯构件 ； 下芯构件 ； 前泡沫构件， 所述前泡沫 构件接合至所述上芯构件的前部和所述下芯构件的前部 ； 尾泡沫构件， 所述尾泡沫构件接 合至所述上芯构件的尾部和所述下芯构件的尾部。 0018 根据上述实施方案所述的芯硬化结构， 还包括 ： 内支撑件， 所述内支撑件位于所述。
14、 上芯构件与所述下芯构件之间。 0019 根据上述实施方案所述的芯硬化结构， 其中所述芯硬化结构为转子叶片。 0020 根据上述实施方案所述的芯硬化结构， 其中所述芯硬化结构为旋翼飞行器上的水 平稳定器。 0021 根据上述实施方案所述的芯硬化结构， 其中所述前泡沫构件和所述尾泡沫构件适 于作为隔绝体以防止废气从所述上蒙皮转移至所述下蒙皮。 0022 根据上述实施方案所述的芯硬化结构， 其中所述上蒙皮的一部分由耐热树脂制 成， 而所述下蒙皮的至少一部分由具有温度耐受性较低的树脂制成。 0023 根据上述实施方案所述的芯硬化结构， 其中所述前泡沫构件和所述尾泡沫构件用 来将所述上芯构件与所述下芯。
15、构件在结构上拼接在一起， 所述上芯构件位于所述下芯构件 上方。 0024 本发明的又一实施方案提供一种用于飞行器的芯硬化结构， 所述芯硬化结构包 括 ： 外蒙皮 ； 内蒙皮 ； 以及上芯构件， 所述上芯构件位于所述外蒙皮与所述内蒙皮之间的上 部附近 ； 下芯构件， 所述下芯构件位于所述外蒙皮与所述内蒙皮之间的下部附近 ； 其中， 所 述上芯构件包括填充有结构泡沫的多个单元 （cell） 构件。 0025 根据上述实施方案所述的芯硬化结构， 其中所述下芯构件为结构泡沫。 0026 根据上述实施方案所述的芯硬化结构， 其中所述下芯构件将所述上芯构件的所述 端部拼接在一起。 0027 根据上述实施方。
16、案所述的芯硬化结构， 其中在所述上芯构件中的所 述结构泡沫 抑制了在所述外蒙皮与所述内蒙皮之间的热传递。 说 明 书 CN 103786864 A 5 3/11 页 6 附图说明 0028 被视为本公开的方法和设备的特性的新颖特征在所附权利要求中阐述。然而， 每 种方法和设备及优选的使用模式及其另外的目的和优点通过参照下面的详细描述并结合 附图阅读时将得到最佳理解， 在附图中 ： 0029 图 1 为说明性旋翼飞行器的侧视图 ； 0030 图 2 为根据说明性实施方案的转子叶片的俯视图 ； 0031 图 3 为沿图 2 中剖切线 3-3 截取的转子叶片的横截面图 ； 0032 图 4 为根据说。
17、明性实施方案的修复蜂窝状芯硬化结构的方法的示意图 ； 0033 图 5 为用于说明性目的的转子叶片的一部分的俯视图 ； 0034 图 6 为用于说明性目的的转子叶片的一部分的俯视图 ； 0035 图 7 为用于说明性目的的转子叶片的一部分的俯视图 ； 0036 图 8 为根据本申请的说明性实施方案的泡沫系统的部件的示意性视图 （stylized view） ； 0037 图 9 为根据本申请的说明性实施方案的用于混合泡沫系统的混合器的主视图 ； 0038 图 10 为根据本申请的说明性实施方案的泡沫系统的混合物的示意性视图 ； 0039 图 11A 为沿图 7 中的剖切线 11A-11A 所截。
18、取的转子叶片的横截面图 ； 0040 图 11B 为与图 11A 相似的转子叶片的横截面图 ； 0041 图 12 为根据说明性实施方案的将芯材的一个或更多个部分拼接在一起的方法的 示意图 ； 0042 图 13 为根据说明性实施方案的将芯材的一个或更多个部分拼接在 一起的方法 的示意性俯视图 ； 0043 图 14 为根据说明性实施方案的将芯材的一个或更多个部分拼接在一起的方法的 示意性俯视图 ； 0044 图 15 为根据说明性实施方案的将芯材的一个或更多个部分拼接在一起的方法的 示意性俯视图 ； 0045 图 16 为根据说明性实施方案的将芯材的一个或更多个部分拼接在一起的方法的 示意性。
19、俯视图 ； 0046 图 17 为根据说明性实施方案的将芯材与结构接合在一起的方法的示意图 ； 0047 图 18 为根据说明性实施方案， 将芯材与结构接合在一起的方法的俯视示意性视 图 ； 0048 图 19 为根据说明性实施方案的机械加工蜂窝状芯的方法的示意图 ； 0049 图 20 为根据说明性实施方案的机械加工蜂窝状芯的方法的示意性横截面图 ； 0050 图 21 为根据说明性实施方案的机械加工蜂窝状芯的示意性横截面图 ； 0051 图 22 为根据说明性实施方案的芯硬化结构的俯视图 ； 0052 图 23 为根据说明性实施方案的芯硬化结构的主视图 ； 0053 图 24 为根据说明性。
20、实施方案的沿图 22 中的剖切线 24-24 所截取的芯硬化结构的 横截面图 ； 0054 图 25 为根据说明性实施方案的芯硬化结构的横截面图 ； 说 明 书 CN 103786864 A 6 4/11 页 7 0055 图 26 为根据说明性实施方案的芯硬化结构的横截面图 ； 0056 图 27 为根据说明性实施方案的芯硬化结构的横截面图 ； 0057 图 28 为根据说明性实施方案的芯硬化结构的横截面图 ； 0058 图 29 为根据说明性实施方案的用于芯硬化结构的高压釜固化周期对蜂窝状芯进 行稳定化处理的方法的示意图 ； 0059 图 30 为根据说明性实施方案的芯硬化结构的俯视图 ；。
21、 0060 图 31 为根据说明性实施方案的芯硬化结构的主视图 ； 0061 图 32 为根据说明性实施方案的沿图 30 中的剖切线 32-32 所截取的芯硬化结构的 横截面图 ； 0062 图 33 为根据说明性实施方案的用于芯硬化结构的高压釜固化周期对蜂窝状芯进 行稳定化处理的方法的示意性横截面图 ； 以及 0063 图 34 为根据说明性实施方案的用于芯硬化结构的高压釜固化周期对蜂窝状芯进 行稳定化处理的方法的示意性横截面图。 具体实施方式 0064 下面描述了方法和设备的说明性实施方案。为了清楚起见， 在本说明书中并未对 实际实施方案的全部特征都进行描述。当然， 应理解， 在任何这种实。
22、际实施方案的开发中， 必须做出许多与具体实施方案相关的决定以实现开发者特定目的， 例如符合系统相关和业 务相关的约束， 这些约束随一个实施方案与另一个实施方案将有所不同。此外， 应理解， 这 种开发努力可能是复杂和耗时的， 然而， 其对于受益于本公开的本领域普通技术人员而言 却是常规任务。 0065 在说明书中， 如在附图中描述装置时， 可以提及不同部件之间的空间关系并且可 以提及各部件的不同方面的空间取向。然而， 如本领域的技术人员在完全阅读本公开之后 将意识到的， 本文中所描述的装置、 构件、 设备等可以以任何期望的方向取向。因此， 用于 描述在不同部件之间的空间关系或描述这种部件的方面的。
23、空间取向的术语如 “上方” 、“下 方” 、“上” 、“下” 或其它类似术语， 应该理解为分别描述所述部件之间的相互关系或这种部 件的方面的空间取向的相对关系， 因为本文中所描述的装置可沿任何期望的方向取向。 0066 现在参照附图中的图 1， 示出了旋翼飞行器 101。旋翼飞行器 101 具有带有多个转 子叶片 205 的转子系统 103。可以操纵每个转子叶片 205 的节距以选择性地控制旋翼飞行 器 101 的方向、 推力和升力。旋翼飞行器 101 还可以包括机身 107、 反向转矩系统 109 和尾 翼111。 在旋翼飞行器101上的各种构件可以制造作为芯 （蜂窝状芯、 泡沫芯、 或蜂窝。
24、/泡沫 芯） 硬化结构， 如本文中进一步讨论的。 0067 现在参照图 2 和图 3， 转子叶片 205 为可以构造为具有芯以有效地提供强度和刚 度的旋翼飞行器构件的一个实例。转子叶片 205 可以包括前缘部 207、 后缘部 209、 根端部 203 以及尖端部 205。在该描述性的实施方案中， 上蒙皮 211 和下蒙皮 213 形成空气动力学 表面， 该空气动力学表面具有形成内部结构的翼梁构件 215 和芯构件 217。 0068 应理解， 旋翼飞行器 101 仅是对能够利用本公开的一种或更多种方法的飞行器的 举例说明。此外， 转子叶片 205 仅是对能够利用本文中所公开的一种或更多种方法。
25、的多种 芯硬化结构的举例说明。例如， 在另一实施方案中， 芯硬化结构为水平稳定器 115。 说 明 书 CN 103786864 A 7 5/11 页 8 0069 现在参照图 4， 其示意性地示出了修复蜂窝状芯硬化结构的方法 401。在旋翼飞行 器 101 的工作期间， 在多种情形如物体的碰撞下可能损坏芯硬化结构。为了确保旋翼飞行 器的安全， 必须修复损坏的芯硬化结构。应理解， 损坏可能存在于蒙皮和 / 或蜂窝状芯中。 然而， 由于蒙皮和蜂窝状芯接合在一起， 因此移除损坏的蒙皮也需要修复蜂窝状芯。为了 说明的目的， 本文中示出和描述了关于转子叶片 205 的修复的方法 401 ； 然而， 应。
26、理解， 方法 401 可以在任意芯硬化结构上进行。 0070 方法 401 可包括移除蒙皮如上蒙皮 211 的损坏部分和蜂窝状芯如芯构件 217 的损 坏部分的步骤403。 为了说明的目的， 图5示出了通过切除移除在该描述性的实施方案中为 圆形的损坏的蒙皮部分。此外， 图 6 示出了移除了损坏的芯部分， 这产生了腔 219。损坏的 蒙皮部分和损坏的芯部分的移除例如用圆锯进行。 0071 方法 401 还可以包括用于清洁和移除在腔 219 中和腔 219 周围的任何污染物的步 骤 405。步骤 405 可以包括使用清洁溶液诸如基于醇的流体来移除污染物。 0072 方法 401 还可以包括用于混合。
27、和制备泡沫混合物的步骤 407。现在也参照图 8 至 图 10， 用于方法 401 的泡沫系统优选地为膨胀以填充芯构件 217 的腔 219 的可浇注的聚 氨酯泡沫系统。在固化时， 泡沫优选地为刚性的和挠性的， 同时具有相对低的密度， 或者密 度与芯相似。在该描述性的实施方案中， 泡沫系统为由斯特潘化工公司 （Stepan Chemical Company） 以 Stepanfoam BX450 的名称在市场上销售的聚异氰尿酸酯浇注泡沫系统。应充 分理解， 也可以使用其它泡沫系统。 Stepanfoam BX 450包括两种独立的树脂组分， 即树脂T （按重量计 70%） 805 和树脂 R（。
28、按重量计 30%） 803。称量期望重量的树脂 T805 和树脂 R803 并且将其浇注至容器 801 内。以机械方式搅动树脂 T805 和树脂 R803 以形成均匀的混合 物 807。混合器 901 可以用于旋转以混合树脂 T805 和树脂 R803 来形成混合物 807。混合 器 901 包括轴 903， 该轴 903 构造成由钻机马达等驱动。混合器 901 可包括位于第一叶片盘 905 和第二叶片盘 907 上的多个叶片。在该描述性的实施方案中， 当混合树脂 T805 和树脂 R803 以形成混合物 807 时， 混合器 901 以每分钟 3500 转的转速旋转 10 秒至 15 秒。 。
29、0073 步骤409包括将泡沫混合物807浇注至腔219内。 在完成步骤409中的混合之后， 优选尽快将混合物 807 浇注至腔 219 内。一旦泡沫混合物 807 被浇注至腔 219 内， 使泡沫 混合物 807 膨胀并且填充腔 219 的空间以便形成膨胀的泡沫 221 （图 7 中所示） 。在该描述 性的实施方案中， 使泡沫混合物 807“自由上升” ； 然而， 一个替代性实施方案可以包括通过 在腔 219 上放置上模具来限制膨胀。优选地， 上模具将包括释放排出气体的开口。 0074 步骤411包括在泡沫混合物807已经充分膨胀且成为半刚性之后修整膨胀的泡沫 221。修整膨胀的泡沫 221。
30、 包括减小外表面以与上蒙皮 211 的外机翼表面大致一致。步骤 411 可以通过任意的多个过程进行， 举几个例子， 例如切削、 研磨、 机械加工。图 11A 为膨胀 的泡沫 221 被修整为使得外表面与上蒙皮 211 的外机翼表面大致一致的举例说明。 0075 步骤 413 包括在膨胀的泡沫 221 上层叠复合蒙皮补丁 223 并且使修复组合件固 化。图 11B 中示出了描述性复合蒙皮补丁 223。在该描述性的实施方案中， 复合蒙皮补丁 223 为多条具有树脂 （即预浸渍） 的复合纤维。复合蒙皮补丁 223 可以直接层叠在膨胀的泡 沫 221 的外表面上。使复合蒙皮补丁 223 和膨胀的泡沫 。
31、221 固化。在该描述性的实施方案 中， 复合蒙皮补丁 223 和膨胀的泡沫 221 的固化在室温下进行， 使得不需要人工热源。在另 一实施方案中， 蒙皮补丁 223 可以是预固化的复合蒙皮补丁或者另一刚性材料， 如金属蒙 说 明 书 CN 103786864 A 8 6/11 页 9 皮补丁。在该实施方案中， 刚性蒙皮补丁可以以粘合剂接合至膨胀的泡沫 221。 0076 如本文中进一步描述的方法 401 包括常规修复方法的大量优点。例如， 方法 401 不需要分别层叠和固化复合补丁原本需要的专门的修复工具。 此外， 方法 401 也不需要使 用需要提高温度以固化的粘合剂的情况下所需要的热设备。
32、。此外， 方法 401 可以在现场进 行， 使得修复复合芯硬化结构不必在具有专门设备的设施中进行。此外， 当方法 401 在其中 复合芯为大单元芯 （单元大于 0.5 英寸） 的复合芯硬化结构上进行时， 膨胀的泡沫 221 （修整 后的） 充当工具加工表面以便在固化前和固化期间为复合蒙皮补丁 223 提供均匀的支撑。 0077 应理解， 方法 401 可以在多种芯硬化结构上进行。此外， 芯硬化结构可以具有包括 多种材料中的任一种， 举几个例子， 例如碳、 纸、 、 玻璃纤维、 塑料、 金属、 泡沫的芯构件217。 此外， 芯构件217可以具有多种形状， 举几个例子， 例如正方形、 六 边形、 。
33、椭圆形、 圆形的单元构件。此外， 芯构件 217 甚至可以不具有单元构件， 特别地当芯构 件 217 是泡沫材料时如此。 0078 现在参照图 12， 其示意性地示出了将芯材料的一个或更多个部分拼接在一起的方 法 1201。在芯硬化结构如转子叶片 205 的制造期间， 可能必须将芯材料的一个或更多个部 分拼接在一起。然而， 如本文中进一步描述的， 拼接芯材料的常规方法具有重大缺陷。 0079 也参照图 13， 方法 1201 可以包括将第一芯构件 1301 定位成相邻于第二芯构件 1303 的步骤 1203。步骤 1203 可以在多种环境下实现。例如， 可以使用工具加工将第一芯 构件 1301。
34、 对准相邻的第二芯构件 1303 ； 然而， 不一定需要工具加工。使用泡沫用于拼接第 一芯构件 1301 与第二芯构件 1303 的一个优点在于， 接合表面的增加降低了可存在于常规 粘合剂接合过程中的接合表面对准的重要性。 0080 步骤1205包括制备和混合泡沫混合物， 该步骤1205与本文中描述的关于方法401 的步骤 407 类似。方法 1201 还包括用于将泡沫混合物浇注至第一芯构件 1301 和第二芯构 件 1303 的单元壁共用的拼接区域中的步骤 1207。在另一实施方案中， 步骤 1207 通过将泡 沫混合物浇注至拼接区域下方的腔中使得泡沫混合物膨胀和上升至拼接区域中来完成， 这。
35、 与如关于图 33 的描述类似。当单元相对小和 / 或单元壁缺乏孔隙度时， 这种技术是特别期 望的。使泡沫混合物膨胀成膨胀的泡沫。步骤 1209 包括固化膨胀的泡沫。在该描述性的 实施方案中， 膨胀的泡沫可以在相对短的时间内在室温下固化。方法 1201 的一个优点在 于， 该过程不需要固化常规粘合剂可能原本需要的热设备。步骤 1211 可以包括修整膨 胀 的泡沫以与第一芯构件 1301 和第二芯构件 1303 的上表面和下表面齐平。步骤 1211 也可 以包括在修整膨胀的泡沫的同时将第一芯构件1301和第二芯构件1303机械加工成期望的 轮廓。 0081 现在参照图 14 至图 16， 示出了。
36、使用方法 1201 将芯构件拼接在一起的示例性实施 方案。特别地参照图 14， 第一芯构件 1301 和第二芯构件 1303 两者都是相同尺寸和材料的 蜂窝复合芯构件。膨胀的泡沫 1305 接触接合第一芯构件 1301 和第二芯构件 1303 的相邻 单元壁。特别参照图 15， 第一芯构件 1301 和第二芯构件 1303 接触接合膨胀的泡沫 1305。 在该描述性的实施方案中， 第二芯构件 1303 与第一芯构件 1301 相比具有较小尺寸单元构 件。该描述性的实施方案意在展示膨胀的泡沫 1305 如何对于将具有不同几何形状和 / 或 单元尺寸的芯构件拼接在一起特别有利。如图所示， 膨胀的泡。
37、沫 1305 提供与第一芯构件 1301 和第二芯构件 1303 的单元壁的接合接触， 即使单元壁的几何形状没有提供对称的接 说 明 书 CN 103786864 A 9 7/11 页 10 合表面亦是如此。此外， 各自具有不同几何形状的两个不同芯构件的拼接在调整跨结构的 刚度时特别地有用。例如， 转子叶片 205 可以具有拼接的芯构件使得较大芯构件位于更朝 向翼梁构件 215 而较小芯构件位于朝向后缘 209。应理解， 可以采用方法 1201 来将任意数 目的芯构件拼接在一起， 且芯构件具有多种单元尺寸和几何形状中的任一种。 0082 特别参照图 16， 第一芯构件 1301 和第二芯构件 。
38、1303 接触接合膨胀的泡沫 1305。 在该描述性的实施方案中， 第二芯构件 1303 为不具有蜂窝型单元构件的泡沫芯。第二芯构 件 1303 可以是具有均匀材料连续性的任意类型的支撑结构的泡沫。例如， 第二芯构件可以 是聚氯乙烯 （PVC） 类型材料。与传统拼接粘合剂不同， 方法 1201 特别适合用于将传统蜂窝 状芯构件拼接至固体芯， 这是由于膨胀的泡沫 1305 很好地粘附两个构件。 0083 现在参照图 17， 其示意性地示出了将芯材料与结构接合在一起的方法 1701。在芯 硬化结构如转子叶片 205 的制造期间， 期望的是将芯构件如芯 217 邻接地接合至结构如翼 梁 215 （如。
39、图 3 所示） 。然而， 如本文中进一步描述的， 将芯材料接合至结构的常规方法具有 重大缺陷。 0084 也参照图 18， 方法 1701 可以包括将芯构件 1801 定位成相邻于结构 1803 的步骤 1703。步骤 1703 可以在多种环境下实现。例如， 可以使用工具加工用于将芯构件 1801 对 准相邻于结构 1803 ； 然而， 不一定需要 工具加工。使用泡沫用于将芯构件 1801 接合至结 构 1803 的一个优点在于， 接合表面的增加避免了在常规过程中原本可能需要的沿芯结构 1801 与结构 1803 的匹配部的细致的粘合剂施用。 0085 步骤 1705 包括制备和混合泡沫混合物。
40、， 该步骤 1705 与本文中关于方法 401 描述 的步骤 407 的类似。方法 1701 也包括用于将泡沫混合物浇注至芯构件 1801 的露出单元壁 与结构 1803 的露出表面共用的接合区域中的步骤 1707。在另一实施方案中， 步骤 1707 通 过将泡沫混合物浇注至接合区域下方的腔中使得泡沫混合物膨胀和上升进入接合区域中 来完成， 步骤 1707 类似于如关于图 33 进一步描述的。当接合区域相对小且单元壁缺乏孔 隙度时， 这种技术是特别期望的。使泡沫混合物膨胀成膨胀的泡沫 1805。步骤 1709 包括固 化膨胀的泡沫1805。 在该描述性的实施方案中， 膨胀的泡沫1805可以在相。
41、对短的时间内在 室温下固化。方法 1701 的一个优点在于， 该过程不需要固化常规的粘合剂可能原本需要的 热设备。步骤 1711 可以包括修整膨胀的泡沫 1805 以与芯构件 1801 和结构 1803 的上表面 和下表面齐平。 0086 现在参照图 19， 示意性地示出了机械加工蜂窝状芯的方法 1901。在芯硬化结构如 转子叶片 205 的制造期间， 必须将蜂窝状芯构件如芯 217（如图 3 所示） 机械加工成期望的 轮廓。然而， 如本文中进一步描述的， 机械加工芯材的常规方法具有重大缺陷。 0087 也参照图 20 和图 21， 方法 1901 可以包括制备和混合泡沫混合物的步骤 1903。
42、， 该 步骤 1903 与本文中关于方法 401 描述的步骤 407 类似。方法 1901 也包括将泡沫混合物浇 注至坯料芯构件 2001 的单元中的步骤 1905。在另一实施方案中， 步骤 1907 通过将泡沫混 合物浇注至单元下方的腔使得泡沫混合物膨胀和上升至单元中来完成， 步骤 1907 类似于 如关于图 33 进一步描述的。当单元相对小和 / 或单元壁缺乏孔隙度时。这种技术是特别 地期望的。使泡沫混合物膨胀成膨胀的泡沫 2003。步骤 1907 包括固化膨胀的泡沫 2003。 在该描述性的实施方案中， 膨胀的泡沫 2003 可以在室温下固化。 0088 步骤 1901 包括将包含膨胀的。
43、泡沫 2003 的坯料芯构件 2001 机械加工成期望的轮 说 明 书 CN 103786864 A 10 8/11 页 11 廓的步骤 1909。可以使用靠模机床 （contouring machine） 2005 可控地切削掉包含膨胀的 泡沫2003的坯料芯构件2001的不需要部分， 直到获得期望的轮廓。 参照图21， 示出了最终 泡沫填充的芯构件 2007。在机械加工期间使用膨胀的泡沫 2003 来支撑蜂窝状芯不仅增加 了可以机械加工蜂窝状芯的速度， 而且使蜂窝状芯以更不利的角度、 更小厚度和复杂轮廓 来机械加工。此外， 膨胀的泡沫 2003 增加了坯料芯构件 2001 的强度和刚度。 。
44、0089 现在参照图 22 至图 24， 示出了利用本文中所描述的一个或更多个方法制造的芯 硬化结构 2201。结构 2201 可以是多种结构构件中的任一种。例如， 如图 1 所示， 结构 2201 可以是旋翼飞行器 101 上的面板 113。结构 2201 可以具有上蒙皮 2203、 下蒙皮 2205 以及 填充有膨胀的泡沫 2209 的蜂窝状芯 2207。如本文中进一步描述的， 蜂窝状芯 2207 可以填 充有膨胀的泡沫 2209 并且用方法 1901 机械加工。 0090 结构 2201 是利用填充有膨胀的泡沫 2209 的蜂窝状芯 2207 的一个独特的优点的 说明。 当填充有膨胀的泡。
45、沫时， 蜂窝状芯不仅可以更快且更精确地机械加工， 而且可以将结 构 2201 制造成使得结构本身更有效率。与传统的复合芯结构不同， 由于膨胀的泡沫 2009 提供了必要的强度来在结构 2201 固化期间耐受高压釜压力， 因此蜂窝 2007 的端部可以是 垂直的。 在该描述性的实施方案中， 端部或坡度角A1为90； 然而， 替代性实施方案可以具 有小于 90的坡度角 A1。例如， 坡度角 A1 可以为 75。常规复合芯结构局限于小于 27 坡度角， 使得在固化周期的高压釜压力期间蜂窝状芯不破碎。 0091 现在参照图 25 和图 26， 示出了利用本文中所描述的一个或更多个方法制造的芯 硬化结构。
46、 2501。结构 2501 可以具有多种结构的实施方案中的任一种。例如， 如图 1 所示 结构 2501 可以是旋翼飞行器 101 上的机身 107 内的底板面板。结构 2501 可以具有上蒙皮 2503、 下蒙皮2505， 以及填充有膨胀的泡沫2509的蜂窝状芯2507。 如本文中进一步描述的， 蜂窝状芯 2507 可以填充有膨胀的泡沫 2509 并且用方法 1901 机械加工。 0092 结构 2501 是对利用填充有膨胀的泡沫 2509 的蜂窝状芯 2507 的一个独特的优点 的说明。不仅在填充有膨胀的泡沫时可以更快且更精确地机械加工蜂窝状芯， 而且可以利 用结构 2501 来支撑施加至。
47、附接组合件如套筒组合件 2511 的平面外载荷， 而不需要使用重 的封装化合物 （potting compound） ， 这是因为膨胀的泡沫 2509 提供了必要的强度来支撑 套筒组合件 2511 周围的载荷。在该描述性的实施方案中， 附接组合件示出为套筒组合件 2511 ； 然而， 应理解， 附接组合件可以是构造成 用于耦接至设备的多种附接构件中的任一 种。例如， 套筒组合件 2511 特别地适合作为用于旋翼飞行器 101 的底板构件 2501 上的乘 员座椅的安装设备。套筒组合件 2511 可以具有以匹配的方式配装在一起的上套筒 2513 和 下套筒2515。 在一个实施方案中， 套筒组合。
48、件2511具有构造成用于接纳座椅附接配件的内 螺纹。 0093 。特别参照图 26， 结构 2601 与结构 2501 大致类似， 只不同的是膨胀的泡沫 2509 不完全地填充蜂窝状芯 2507， 而是膨胀的泡沫 2509 特别地位于每个套筒组合件 2511 均待 安装的区域中。大的底板面板结构可以具有任意多个膨胀的泡沫 2509 的区域， 使得可以将 期望的座椅构造安装至具有与具体实施方式相关的组合件的结构。 0094 现在参照图 27， 示出了利用本文中所描述的一个或更多个方法制造的芯硬化结构 2701。结构 2701 可以具有多种结构实施方案中的任一种。例如， 如图 1 所示， 结构 2。
49、701 可 以是旋翼飞行器 101 上的水平稳定器 115。结构 2701 可以具有上蒙皮 2703、 下蒙皮 2705、 说 明 书 CN 103786864 A 11 9/11 页 12 内支撑件 2707、 上芯构件 2709、 下芯构件 2711、 前泡沫构件 2713 以及尾泡沫构件 2715。在 该描述性的实施方案中， 上芯构件2709和下芯构件2711没有用泡沫填充， 但是在替代性实 施方案中上芯构件2709和下芯构件2711填充有膨胀的泡沫如膨胀的泡沫2509， 如图25所 示以及本文中进一步描述的。在另一实施方案中， 仅上芯构件 2709 填充有泡沫以提供增大 的强度和刚度来耐受靠近上表面的热诱导应力， 该热将在下文讨论。 0095 芯硬化构件 2701 利用前泡沫构件 2713 用于将上芯构。