具体实施方式

图1是本发明的后缘襟翼12的透视图的图示。后缘襟翼12由复合材料的嵌套层构成，其包括内层14、中间层16和外层18。在本发明中，内层14、中间层16和外层18中的每一个的复合材料是预浸渍的复合材料。但是，可以使用其他类型的复合材料来构造将要描述的层，并且可以使用复合材料以外的材料。

图2是从图1的后缘襟翼12的结构中移除的材料的内层14的透视图的图示。材料的内层14可以是单个或单片复合材料(例如预浸渍的复合材料)，或多片复合材料。材料的内层14具有大致矩形配置，其纵向长度在材料的内层14的内侧边缘22和相对的外侧边缘24之间延伸，并且横向宽度在材料的内层14的下边缘26和相对的上边缘28之间延伸。材料的内层14的纵向长度将沿着要构造的后缘襟翼12的纵向长度延伸。图2中所示的材料的内层14的相对长度和宽度尺寸仅为示例。内层14的相对长度和宽度尺寸将发生变化，这取决于正在构造的后缘襟翼的长度和宽度尺寸。如图2所示，材料的内层14形成折叠配置。“折叠配置”是指相邻于上边缘28的材料的内层14的一部分被重叠或定位在靠近下边缘26的材料的内层14的一部分上。图2中所示的材料的内层14的折叠配置是通过将材料的内层14折叠在中心芯轴上而实现的。

图5是折叠在中心芯轴32上的材料的内层14的端部正视图的图示。中心芯轴32具有底表面34和相对的顶表面36、第一侧表面38和相对的第二侧表面42。中心芯轴32的长度尺寸取决于所构造的后缘襟翼的长度尺寸。如图5所示，材料的内层14在中心芯轴32上折叠以形成内层14的折叠配置。材料的内层14的折叠配置形成内层，该内层具有：在中心芯轴32的底表面34上的下部面板44、在中心芯轴的第一侧表面38上的中部面板46以及在中心芯轴32的顶表面36上的上部面板48。将材料的内层14折叠在中心芯轴32上整体地形成材料的内层14，材料的内层具有：水平取向的下部面板44、垂直取向并从下部面板44向上延伸的中部面板46以及水平取向并从中部面板46延伸到下部面板44上方的上部面板48。材料的内层14的下部面板44、中部面板46和上部面板48围绕材料的内层14的折叠配置中的中空内部体积52延伸。

图3是从图1的后缘襟翼12的结构中移除的材料的中间层16的透视图的图示。与材料的内层14一样，材料的中间层16可以是单层或单片复合材料(例如预浸渍的复合材料)，或多片复合材料。图3中材料的中间层16的图示具有大致矩形配置，其纵向长度在材料的中间层16的内侧边缘62和相对的外侧边缘64之间延伸，并且横向宽度在材料的内层16的下边缘66和相对的上边缘68之间延伸。材料的中间层16的矩形配置只是一个可行配置的示例。材料的中间层16的配置将基于所构造的后缘襟翼的配置而变化。与材料的内层14一样，材料的中间层16的纵向长度将沿着要构造的后缘襟翼12的纵向长度延伸。图3所示材料的中间层16的相对长度和宽度尺寸仅为示例。材料的中间层16的相对长度和宽度尺寸将基于所构造的后缘襟翼的长度和宽度尺寸而变化。如图3所示，材料的中间层16形成为折叠配置。“折叠配置”是指相邻于上边缘68的材料的中间层16的一部分被重叠或定位在邻近下边缘66的材料的中间层16的一部分上。图3所示的材料的中间层16的折叠配置是通过将材料的中间层16折叠到中心芯轴32上的材料的内层14上而实现的。

图6是材料的中间层16的端部正视图的图示，该中间层折叠在材料的内层14上方，材料的内层14先前已折叠在中心芯轴32上方。在将中间层16折叠到内层14上方之前，将脱模剂(release agent)涂覆到内层的下部面板44、内层的中部面板46和内层的上部面板48上。然后将中间层16折叠到内层14上方以形成中间层16的折叠配置。材料的中间层16的折叠配置形成中间层，该中间层具有覆盖并且铺设在内层14的下部面板44上的下部面板72、覆盖并铺设在中心芯轴32的第二侧表面42上的中部面板74以及覆盖并铺设在内层14的上部面板48上的上部面板76。在先前折叠在中心芯轴32上的材料的内层14上形成材料的中间层16，这整体地形成了材料的中间层16，其中中间层的下部面板72被水平取向、中间层的中部面板74被垂直取向并从中间层的下部面板72向上延伸以及上部面板76被水平取向并从中部面板74延伸到中间层的下部面板72和内层14的上部面板48上。材料的中间层16的下部面板72、中部面板74和上部面板76围绕材料的内层14的折叠配置中的材料的内层14和中空内部体积52延伸。

如图3所示，有多个孔78穿过中间层16的下部面板72。多个孔78中的每个孔具有多边形配置。还有多个孔82穿过中间层16的上部面板76形成。这些多个孔82中的每个孔也具有多边形配置。在材料的中间层的后期制造步骤中多个孔78、82在材料的中间层16中形成。多个孔78、82将复合材料从材料的中间层16的结构中移除，从而减少材料的中间层16的重量和由材料的中间层16构造的后缘襟翼12的重量。

图4是从图1的后缘襟翼12的结构中移除的材料的外层18的透视图的图示。与材料的内层14和材料的中间层16一样，材料的外层18可以是单层或单片复合材料(例如预浸渍的复合材料)，或多层复合材料。如图4所示，材料的外层18具有大致矩形配置，其纵向长度在材料的外层18的内侧边缘84和相对的外侧边缘86之间延伸，并且其横向宽度在材料的外层18的下边缘88和相对的上边缘92之间延伸。材料的外层18的纵向长度将沿着被构造的后缘襟翼的纵向长度延伸。图4所示材料的外层18的相对长度和宽度尺寸仅为示例。材料的外层18的相对长度和宽度尺寸将取决于正在构造的后缘襟翼的长度和宽度尺寸而变化。如图4所示，材料的外层18形成在折叠配置中。“折叠配置”是指邻近上边缘92的材料的外层18的一部分被重叠或定位在邻近下边缘88的材料的外层18的一部分上。图4所示的材料的外层18的折叠配置是通过将材料的外层18折叠在材料的中间层16上、材料的内层14上以及中心芯轴32上而实现的。

在材料的外层18以其折叠配置被折叠在材料的中间层16上之前，将材料的内层14和中心芯轴32、前芯轴94和后芯轴96添加到中心芯轴32。

如图7所示，前芯轴94具有平坦的后表面98，其抵靠中间层的中部面板74定位。前芯轴94还具有从平坦的后表面98向外突出的前表面102。前表面102在横截面上具有大致半圆形配置。前芯轴94的长度尺寸取决于所构造的后缘襟翼的长度尺寸。

后芯轴96具有前表面104，该前表面定位为抵靠中间层16的中部面板74。后芯轴96具有从前表面104向后突出的后表面106。后表面106使后芯轴96具有三角形横截面配置。后芯轴96的长度尺寸取决于所构造的后缘襟翼的长度尺寸。

图8是折叠在前芯轴94上的材料的外层18、折叠在材料的内层14和中心芯轴32上的中间层16，以及后芯轴96的端部正视图的图示。在将材料的外层18折叠在前芯轴94、材料的中间层16和后芯轴96上之前，在前芯轴前表面102、中间层的下部面板72、中间层的上部面板76和后芯轴后表面106上涂覆脱模剂，例如脱模膜。如图8所示，材料的外层18在前芯轴94、中间层的下部面板72、中间层的上部面板76和后芯轴96上折叠以形成材料的外层18的折叠配置。外层18的折叠配置形成外层，该外层具有：覆盖并铺设于中间层16的下部面板72和后芯轴96的后表面106上的下部面板112、位于前芯轴94的前表面102上的中部面板114以及覆盖并铺设在材料的中间层16的上部面板76和后芯轴96的后表面106上的上部面板116。将材料的外层18折叠在前芯轴94、材料的中间层16和后芯轴96上整体地形成了材料的外层18，该外层具有水平取向的下部面板112、垂直取向并从下部面板112向上延伸的中部面板114以及水平取向并从中部面板114延伸到下部面板112上方的上部面板116。材料的外层18的下部面板112、中部面板114和上部面板116围绕材料的内层14的折叠配置中的中空内部体积52延伸。然后将如图8所示的组装在中心芯轴32、前芯轴94和后芯轴96上的材料的内层14、材料的中间层16和材料的外层18进行压热器处理。压热器处理使材料的内层14、材料的中间层16和材料的外层18受热和被加压，以使材料的内层14、材料的中间层16和材料的外层18固化。在压热器处理之后，从中心芯轴32、前芯轴94和后芯轴96上移除材料的内层14、材料的中间层16和材料的外层18。图9是从芯轴上移除后的材料的内层14、材料的中间层16和材料的外层18的端部正视图的图示。

图10是后缘襟翼12的内部支撑结构118的透视图的图示。内部支撑结构118包括第一肋122。第一肋122由金属或其它等效材料构成。第一肋122具有遵从图9所示的材料的内层14的内表面的外表面配置或外周表面配置。内部支撑结构118还包括第二肋124。第二肋124具有与第一肋122基本相同的外部配置或外周表面配置。第二肋124也由金属或其他等效材料构成。第二肋124的外表面配置也遵从如图9所示的材料的内层14的内表面的配置。内部支撑结构118进一步包括中间梁或中间翼梁126。中间翼梁126由复合材料或其他等效材料制成。如图10所示，中间翼梁126延伸至第一肋122和第二肋124之间，并固定到第一肋122和第二肋124。

在构造后缘襟翼12时，内部支撑结构118被定位在材料的内层14的中空内部体积52中。图11是插入材料的内层14的中空内部体积52中的内部支撑结构118的端部正视图的图示。第一肋122通过紧固件或其他等效装置固定到材料的内层14。第二肋124通过紧固件或其它等效装置固定到材料的内层14。

然后穿过材料的中间层16的下部面板72形成多个孔78。图3所示的多个孔82也穿过材料的中间层16的上部面板76形成。如图3所示，多个孔78、82具有多边形配置。这使得多个孔78、82的边缘定位为与材料的中间层16的复合材料的纤维平行。多个孔78、82将复合材料从材料的中间层16的结构中移除，并减轻了材料的中间层16的重量并减轻了后缘襟翼12的重量。图12是穿过材料的中间层16的正视横截面图的图示，其具有穿过材料的中间层16的下部面板72的多个孔78和穿过材料的中间层16的上部面板76的多个孔82。

图13是组装到材料的内层14上的材料的中间层16的端部正视图的图示，该材料的内层先前已被固定到位于材料的内层14的中空内部体积52中的内部支撑结构118。如图13所示，将材料的中间层16组装到材料的内层14上，在材料的中间层16和材料的内层14的多个接合面之间具有薄膜粘合剂层。经过压热器处理后，图9所示的材料的内层14、材料的中间层16和材料的外层18具有弹性。这使得材料的内层14、材料的中间层16和材料的外层18能够彼此组装。

在材料的中间层16以其折叠配置被组装在材料的内层14上的情况下，材料的外层18以其折叠配置组装在材料的中间层16上。在将材料的外层18组装到材料的中间层16上之前，在材料的外层18和材料的中间层16的多个接合面之间敷有粘合剂薄膜。图14是组装在材料的中间层16上的材料的外层18的端部视图。在如图14所示的将材料的外层18组装在材料的中间层16上的情况下，复合材料的楔片132在材料的外层18的下边缘88和材料的外层18的上边缘92处被定位于材料的外层18的下部面板112和材料的外层18的上部面板116之间。楔片132的定位如图14所示。

然后将图14中所示的经组装的内部支撑结构118、材料的内层14、材料的中间层16、材料的外层18和楔片132进行真空封装和再次热压。这在材料的内层14、材料的中间层16、材料的外层18和楔片132之间形成二次固化结合。在第二次压热器处理之后，后缘襟翼12的构造完成。图15是后缘襟翼12的透视图的图示，其中移除了外层18和中间层16的部分以说明后缘襟翼12的结构。在完成的后缘襟翼12的结构中，材料的内层14的中部面板46在后缘襟翼12中形成第一翼梁或后翼梁，材料的中间层16的中部面板74在后缘襟翼12中形成第二翼梁或前翼梁，并且材料的外层18的中部面板114形成后缘襟翼12的艏导缆钳。

尽管本发明描述了后缘襟翼12的结构，但本发明的概念也可用于制造飞机的其他结构。例如，本发明的概念可用于制造飞机的垂直尾翼和方向舵组件。图16是将进入尾部方向舵134的构造的部件的示意图。图16是分别由复合材料(例如预浸渍的复合材料)构成的材料的内层136、材料的中间层138和材料的外层142的示意图。尾部方向舵134还具有多个肋144形式的内部支撑结构。肋144由金属或其他等效材料制成。材料的内层136、材料的中间层138、材料的外层142和肋144以与后缘襟翼12的构造相同的方式组装在一起，以形成尾部方向舵134。

此外，本发明包括根据以下条款所述的实施例：

条款1.一种飞机襟翼12，包括：

飞机襟翼12中的复合材料的嵌套层，包括内层14、中间层16和外层18；

内层14在飞机襟翼12中具有折叠配置，从而整体地形成下部面板44、从下部面板向上延伸的中部面板46和从在下部面板上的中部面板延伸的上部面板48，下部面板44、中部面板46和上部面板48围绕在内层14的折叠配置中的中空内部体积52延伸；

中间层16在飞机襟翼12中具有折叠配置，从而整体地形成覆盖在内层14的下部面板44上的中间层16的下部面板72、穿过在内层14的折叠配置中的中空内部体积52延伸的中间层16的中部面板74以及覆盖内层14的上部面板48的中间层16的上部面板76，以及

外层18在飞机襟翼12中具有折叠配置，从而整体地形成覆盖在中间层16的下部面板72上的外层18的下部面板112、在中间层16的中部面板74上延伸的外层18的中部面板114以及覆盖中间层16的上部面板76的外层18的上部面板116。

条款2.根据条款1所述的飞机襟翼12，进一步包括：

内层14的中部面板46形成飞机襟翼12的第一翼梁。

条款3.根据条款2所述的飞机襟翼12，进一步包括：

中间层16的中部面板74形成飞机襟翼12的第二翼梁。

条款4.根据条款3所述的飞机襟翼12，进一步包括：

外层18的中部面板114形成飞机襟翼12的圆形凸面。

条款5.根据条款1-5中任一项所述的飞机襟翼12，进一步包括：

穿过中间层16的下部面板72的多个孔78；以及

穿过中间层16的上部面板76的多个孔82。

条款6.根据条款5所述的飞机襟翼12，进一步包括：

多个孔78、82中的每个孔都具有多边形配置。

条款7.根据条款1-6中任一项所述的飞机襟翼12，进一步包括：

位于内层14的折叠配置中的中空内部体积52中的内部支撑结构118，内部支撑结构118包括固定到内层14的下部面板44和上部面板48的第一肋122、固定到内层14的下部面板44和上部面板48的第二肋124以及固定到第一肋122和第二肋124的中间翼梁126。

条款8.一种飞机襟翼12，包括：

具有折叠配置的材料的内层14，所述折叠配置形成材料的内层14，该内层具有：水平取向的下部面板44、垂直取向并从下部面板44向上延伸的中部面板46以及水平取向并且从下部面板44上的中部面板46延伸的上部面板48，下部面板44、中部面板46和上部面板48围绕材料的内层14的折叠配置中的中空内部体积52延伸；

围绕材料的内层14的具有折叠配置的材料的中间层16，形成材料的中间层16的折叠配置具有：水平取向并铺设在材料的内层14的下部面板44上的材料的中间层16的下部面板72、垂直取向并从材料的中间层16的下部面板72向上延伸并且穿过材料的内层14的折叠配置中的中空内部体积52的材料的中间层16的中部面板74、以及水平取向并且从材料的中间层16的中部面板74延伸并且铺设在材料的内层14的上部面板48上的材料的中间层16的上部面板76；以及

围绕材料的中间层16和材料的内层14的具有折叠配置的材料的外层18，形成材料的外层18的材料的外层18的折叠配置具有：水平取向并铺设在材料的中间层16的下部面板72上的下部面板112、垂直取向并且从材料的外层18的下部面板112向上延伸到材料的中间层16的中部面板74上方的材料的外层18的中部面板114、以及水平取向并且从材料的外层18的中部面板114延伸并且铺设在材料的中间层16的上部面板76上的材料的外层18的上部面板116。

条款9.根据条款8所述的飞机襟翼12，进一步包括：

材料的内层14的中部面板46形成飞机襟翼的第一翼梁。

条款10.根据条款9所述的飞机襟翼12，进一步包括：

材料的中间层16的中部面板74形成飞机襟翼的第二翼梁。

条款11.根据条款10所述的飞机襟翼12，进一步包括：

材料的外层18的中部面板114形成飞机襟翼12的圆形凸面。

条款12.根据条款8-11中任一项所述的飞机襟翼12，进一步包括：

材料的内层14的下部面板44、材料的内层14的中部面板46和材料的内层14的上部面板48是被整体成型的。

条款13.根据条款12所述的飞机襟翼12，进一步包括：

材料的中间层16的下部面板72、材料的中间层16的中部面板74和材料的中间层16的上部面板76是被整体成型的。

条款14.根据条款13所述的飞机襟翼12，进一步包括：

材料的外层18的下部面板112、材料的外层18的中部面板114和材料的外层18的上部面板116是被整体成型的。

条款15.根据条款8-14中任一项所述的飞机襟翼12，进一步包括：

材料的内层14为复合材料；

材料的中间层16为复合材料；以及

材料的外层18为复合材料。

条款16.根据条款8-15中任一项所述的飞机襟翼12，进一步包括：

穿过材料的中间层16的下部面板72的多个孔78；以及

穿过材料的中间层16的上部面板76的多个孔82。

条款17.根据条款8-16中任一项所述的飞机襟翼12，进一步包括：

在材料的内层14的折叠配置中的中空内部容积52中的第一肋122，该第一肋122固定到材料的内层14；

在材料的内层14的折叠配置中的空内部体积52中的第二肋124，该第二肋122被固定到材料的内层14；以及

在材料的内层14的折叠配置中的空内部体积52中的中间翼梁126，该中间翼梁126被固定到第一肋122和第二肋124。

条款18.一种飞机襟翼12的构造方法，该方法包括：

在飞机襟翼12中嵌套材料层，所述材料层包括内层14、中间层16和外层18；

将内层14以折叠配置围绕中心芯轴32铺设，从而整体地形成内层14，所述内层具有：下部面板44、从下部面板44向上延伸的中部面板46以及从在下部面板44之上的中部面板46延伸的上部面板48，所述下部面板44、中部面板46和上部面板48围绕所述内层14的折叠配置中的中空内部体积52延伸；

将中间层16以折叠配置围绕内层14铺设，从而整体地形成中间层16，所述中间层具有：覆盖在内层14的下部面板44上的中间层16的下部面板72、延伸穿过内层14的折叠配置中的中空内部体积52的中间层16的中部面板74以及覆盖在内层14的上部面板46上的中间层16的上部面板76；以及

将外层18以折叠配置围绕中间层16铺设，从而整体地形成外层18，所述外层具有：覆盖在中间层16的下部面板72上的外层18的下部面板112、延伸到中间层16的中部面板74上的外层18的中部面板114以及覆盖在中间层16的上部面板76上的外层18的上部面板116。

条款19.根据条款18所述的方法，进一步包括：

形成穿过中间层16的下部面板72的多个孔78，以及

形成穿过中间层16的上部面板76的多个孔82。

条款20.根据条款18-19中任一项所述的方法，进一步包括：

形成作为飞机襟翼12的第一翼梁的内层14的中部面板46，以及

形成作为飞机襟翼12的第二翼梁的中间层16的中部面板74。

由于在本文描述和说明的后缘襟翼的构造及其构造方法中可以进行各种修改，而不脱离本发明的范围，因此上述说明中包含的或附图中所示的所有主题应被解释为说明性的而不是限制性的。因此，本发明的广度和范围不应受到上述任何示例的限制，而应仅根据所附的权利要求及其等价物来定义。