接头组件及组装该接头组件的方法技术

本发明专利技术提供一种用于飞行器的接头组件及组装该接头组件的方法。所述接头组件包括：单个主装配件，该主装配件包括第一凸缘、第二凸缘以及第三凸缘；利用至少一个紧固件接合至所述第一凸缘的外翼梁部件；利用至少一个紧固件接合至所述第二凸缘的内翼梁部件；以及利用至少一个紧固件接合至所述第三凸缘的主体肋。

【技术实现步骤摘要】

本公开的领域大体涉及飞行器组件，更具体地说，涉及用于使机翼接合至飞行器主体的接头组件。
技术介绍
飞行器大体包括接合至机身的至少两个机翼。每个机翼包括翼梁，该翼梁接合至沿机身延伸的相关联的主体肋。更具体地说，在至少若干公知的飞行器中，接头组件使翼梁接合至相关联的主体肋。接头组件也可用于使飞行器的诸如起落架之类的其它部件接合至机身。至少若干公知的接头组件是相当复杂的组件，包括许多利用紧固件相互连接的不同部件。由于这许多部件和紧固件，这种接头组件制造起来会相当昂贵、相当费时并且难以组装，而且相当沉重。而且，至少若干公知的接头组件包括后翼梁舱壁装配部件，该后翼梁舱壁装配部件包括由相对较大的间隙隔开的两个叉形件。例如，图1是公知的包括第一叉形件12与第二叉形件14的后翼梁舱壁装配部件10的示意图。第一叉形件12与第二叉形件14由间隙16隔开。因此，当载荷施加至后翼梁舱壁装配部件10时，会由第一叉形件12与第二叉形件14中的相反作用力引入力矩或扭矩。
技术实现思路
在一方面，提供一种用于飞行器的接头组件。该接头组件包括:单个主装配件，该主装配件包括第一凸缘、第二凸缘以及第三凸缘；利用至少一个紧固件接合至第一凸缘的外翼梁部件；利用至少一个紧固件接合至第二凸缘的内翼梁部件；以及利用至少一个紧固件接合至第三凸缘的主体肋。在另一方面，提供一种用于飞行器的接头。该接头包括单个主装配件，该主装配件包括第一凸缘、第二凸缘以及第三凸缘、所述第一凸缘构造成使主装配件接合至飞行器的外翼梁部件，所述第二凸缘构造成使主装配件接合至飞行器的内翼梁部件，所述第三凸缘构造成使主装配件接合至飞行器的主体肋。在再一方面，提供一种组装飞行器接头组件的方法。该方法包括利用至少一个紧固件使所述飞行器的外翼梁部件接合至单个主装配件的第一凸缘；利用至少一个紧固件使飞行器的内翼梁部件接合至所述主装配件的第二凸缘；以及利用至少一个紧固件使飞行器的主体肋接合至所述主装配件的第三凸缘。【附图说明】图1是公知的后翼梁舱壁装配部件的立体图。图2是示例性飞行器生产与养护方法的流程图。图3是飞行器的框图。图4是示例性飞行器的立体图。图5是示例性接头组件的立体图，该接头组件可用于图4中所示的飞行器。图6是图5中所示的接头组件的立体图。图7是图5中所示的接头组件的立体图。图8是可用于组装图5中所示的接头组件的示例性方法的流程图。图9是图5中所示的接头组件的主装配件与图1中所示的公知的后翼梁舱壁装配部件对比的载荷图。【具体实施方式】在此描述的系统与方法提供一种用于飞行器的接头组件，该接头组件包括单个主装配件。主装配件包括第一凸缘、第二凸缘以及第三凸缘。利用多个紧固件，第一凸缘接合至外部翼梁部件，第二凸缘接合至内部翼梁部件，并且第三凸缘接合至主体肋。当载荷施加至接头组件时，主装配件提供基本垂直的载荷路径，从而防止接头组件中产生力矩或扭矩。更具体地参照附图，可在图2中所示的飞行器制造与养护方法100与图3中所示的飞行器102的背景下描述本公开的实施。在前期制作过程中，示例性的方法100可包括飞行器102的规格与设计104以及材料采购106。在生产过程中，进行部件与子组件制造108以及飞行器102的系统整合110。此后，飞行器102可进行检定与交付112以便投入服务114。在由客户使用期间，飞行器102被安排进行例行维护116 (也可包括变型、重构、翻新等)。可由系统集成商、第三方及/或操作员(例如客户)进行或执行方法100的各个过程。为了本描述之目的，系统集成商可包括但不限于任一数量的飞行器制造者与主系统分包者；第三方可包括但不限于任一数量的供应商、转包商以及供货商；并且操作员可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等。如图3中所示，由示例性方法100生产的飞行器102可包括具有多个系统120与内饰122的机体118。高级系统120的实施例包括一个或多个推进系统124、电气系统126、液压系统128以及环境系统130。可包括任一数量的其它系统。尽管示出了航空航天的实施例，但是本专利技术的原理可应用于诸如汽车工业之类的其它工业。在此实施的设备与方法可应用到制造与养护方法100的任一个或多个阶段中。例如，能以类似飞行器102在运行时生产部件或子组件的方式装配或制造对应生产过程108的部件或子组件。而且，例如在大幅地加快飞行器102的装配或减少飞行器102的成本时，可在生产阶段108与110期间利用一个或多个设备实施方式、方法实施方式或其组合。类似地，可在飞行器102服务时利用一个或多个设备实施方式、方法实施方式或其组合来例如但不限于进行维护116。图4是诸如飞行器102(图3中所示)之类的示例性飞行器300的立体图。在示例性实施方式中，飞行器300包括机身302、尾翼组件304、左翼组件306以及右翼组件307。左翼组件306与右翼组件307各自包括后翼梁308与起落架组件310。主体肋(图4中未示出)沿机身302的长度延伸。在接头区320处，各个主体肋利用接头组件(图4中未示出)接合至相关联的后翼梁308。蒙皮330遍布飞行器300的外部。图5是可用于飞行器300(图4中所示)的示例性接头组件400的立体图。图6是接头组件400的立体图。图7是接头组件400的立体图。如图5至图7中所示，接头组件400包括单个主装配件402，该主装配件使外翼梁部件404、内翼梁部件406以及主体肋408相互接合。外翼梁部件404与内翼梁部件406形成后翼梁308(图4中所示)。具体地说，夕卜翼梁部件404贯穿相关联的翼组件306或308 (图4中所示)，并且内翼梁部件406贯穿机身302(图4中所示)。主装配件402包括第一凸缘410、第二凸缘412以及第三凸缘414。外翼梁部件404利用多个紧固件420 (例如铆钉、螺栓等)在第一凸缘410处接合至主装配件402。类似地，内翼梁部件406利用紧固件420在第二凸缘412处接合至主装配件402，并且主肋408利用紧固件420在第三凸缘414处接合至主装配件402。第一凸缘410与第二凸缘412相互成一个角度取向。因此，外翼梁部件404与内翼梁部件406相互成一个角度取向，使得外翼梁部件404相对于机身302(图4中所示)后掠。第三凸缘414基本正交于第二凸缘412取向。这样，主体肋408基本正交于内翼梁部件406取向。在示例性实施方式中，主装配件402包括基部422与上部424。凸缘410、412以及414形成在基部422上。上部424从基部422向上延伸，并且包括弧形表面426。蒙皮330 (图4中所示)接合至并且遍布弧形表面426。在示例性实施方式中，接头组件400包括故障安全带430。如图5中所示，故障安全带430抵靠主装配件402接合。更具体地说，当接合至主装配件402时,故障安全带430装配到形成在主装配件402中的裂隙432中。裂隙432由主装配件402的第一表面434与主装配件402的第二表面436限定。故障安全带430包括第一板438与第二板440。当故障安全带430接合至主装配件402时,第一板438接触第一表面434并且第二板440接触第二表面436。而且,故障安全带430在遍布基部422与上部424的至少本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于飞行器的接头组件(400)，所述接头组件包括：单个主装配件(402)，该主装配件包括第一凸缘(410)、第二凸缘(412)以及第三凸缘(414)；利用至少一个紧固件接合至所述第一凸缘的外翼梁部件(404)；利用至少一个紧固件接合至所述第二凸缘的内翼梁部件(406)；以及利用至少一个紧固件接合至所述第三凸缘的主体肋(408)。

【技术特征摘要】
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【专利技术属性】
技术研发人员：S·P·沃克尔，J·M·S·温特，I·G·小坎布罗内罗，J·D·戴维斯，M·D·帕利亚里尼，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：美国;US