CN101249885A - 用于机翼翼板的肋支撑 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器结构的方法和装置，具体的说，本发明涉及一种用于机翼翼板的肋支撑。在一个优选实施例中，所述飞行器结构具有肋、多个纵梁以及一组剪切连接件。所述多个纵梁在其端部具有蒙皮凸缘，能够紧固于飞行器结构的蒙皮。所述剪切连接件组从肋开始延伸并具有一组细长元件，其中所述细长元件组连接于所述多个纵梁。

Description

用于机翼翼板的肋支撑

技术领域

本发明大体涉及飞行器，尤其涉及一种用于飞行器结构系统的方法和装置。更具体地说，本发明涉及一种用于复合机翼翼板的肋结构和连接系统的方法和装置。

背景技术

在飞行器结构中，机翼翼板，其包括蒙皮和纵梁，可以抵抗机翼上的弯曲载荷。这些载荷以及所产生的偏斜可导致上层机翼挤压弯曲和在支撑机翼翼板的肋上产生断裂载荷。翼板的挤压弯曲能力取决于几何形状、肋的间隔和纵梁的间隔。翼板的边界条件由肋对蒙皮/纵梁的支撑方法所决定。

如图1所示的传统铝制翼板设计可以借助纵梁12的自由凸缘16和相关的肋弦凸缘18之间的一系列肋螺栓14而将肋10连接到纵梁12上来提供翼板支撑。蒙皮20可以使用紧固件连接于纵梁外凸缘22。可供选择的方法是在纵梁网格和肋弦(未示出)之间连接蝶形夹。这些连接件可以为翼板提供受压杆稳定性而不会使得纵梁出现卷曲。但这些设计可都是不合要求的，因为它们在翼盒制作过程中需要安装。而在封闭的翼盒中的钻孔需要面临很多挑战。

此外，将这种肋螺栓设计应用至复合机翼结构会导致在梁条的半径中产生层间张力的问题。这种构造会造成复合结构的较差载荷路径，这将需要为纵梁半径采用强化的方法，导致成本增加。除了肋和纵梁的连接，复合机翼也可需要使共用于纵梁和蒙皮的制动(arrestment)紧固件脱开。

因此需要提供结构部件，从而为机翼翼板的肋支撑提供一种改进的载荷路径。该结构还要求无需在密闭的翼盒里面钻孔。

发明内容

不同的优选实施例为飞行器结构提供方法和装置。在一项优选实施例中，飞行器结构具有肋，多个纵梁和一组剪切连接件。多个纵梁在其端部具有蒙皮凸缘，能够被紧固于飞行器结构的蒙皮。该剪切连接件组可从肋开始延伸并且具有一组延长元件，其中该延长元件组连接至多个纵梁。

在另一优选实施例中，可使用制造飞行器结构的一种方法。可设置多个肋并且剪切连接件延伸自所述多个肋。多个具有蒙皮凸缘的纵梁可连接至飞行器结构的剪切连接件。

在另一优选实施例中，飞行器结构包括多个肋、蒙皮翼板和用于将蒙皮翼板连接到所述多个肋的结构装置。该结构装置提供从蒙皮翼板到多个肋的载荷路径。

这些特性、功能和优点可以在本发明的各个实施例中独立地实现，或者也可以在其它实施例中被组合，其中进一步的细节可以参考下面的附图和说明看出。

附图说明

被认为是本发明优选实施例的新特点在所附的权利要求中阐述。但是优选实施例，以及优选的使用方式、进一步的目的和优点，通过参考下面本发明优选实施例的详细的说明和附图，将会非常好地理解。其中：

图1是公知机翼结构的正视图，示出可实现有利实施例的肋和机翼翼板连接元件；

图2是根据本发明优选实施例的飞行器制造和服务方法的流程图；

图3是根据本发明优选实施例的飞行器的框图；

图4是根据本发明优选实施例的用于为机翼翼板提供肋支撑的部件的视图；

图5是用于根据本发明优选实施例的飞行器的机翼的一部分的视图；

图6是根据本发明优选实施例的机翼的一部分的截面图；

图7是根据本发明优选实施例的处于纵梁蒙皮凸缘的高度平面中的纵梁和肋结构构造的横截平面图；

图8是根据本发明优选实施例的在纵梁穿过凸缘处的纵梁和肋结构的截面图；

图9是根据本发明优选实施例的纵梁和肋结构构造的横截平面图；

图10是根据本发明优选实施例的装配机翼过程的流程图；以及

图11是根据本发明优选实施例的安装蒙皮翼板的过程的流程图。

具体实施方式

更具体地参照附图，本发明的实施例可以采用如图2所示的飞行器制造和服务方法200和如图3中所示的飞行器302进行描述。在预生产过程中，示例性方法200可包括飞行器302的规格和设计204及材料获得206。在生产过程中，进行飞行器302的部件和子组件制造208和系统集成210。然后，飞行器302经过检验和运送212以将其投入使用214。当其由客户使用时，为飞行器302设定计划进行常规维护和检修216(这也可包括修理，重新配置和整修等等)。

方法200的每个步骤可由系统集成者、第三方和/或运营者(例如客户)执行或实施。出于本说明的目的，系统集成者可包括不受限制的任何数量的飞行器制造厂商和主系统分包商；第三方可包括不受限制的任何数量的售卖者、分包商和供应商；并且运营者可是航空公司、租赁公司、军队和服务组织等等。

如图3所示，按照图2中的示例性方法200生产的飞行器302可包括具有多个系统320的机身318和内部部件322。高级系统320的实例包括一个或多个推进系统324、电气系统330、液压系统328和环境系统326。也可包括任何数量的其它系统。尽管示出了航空的实例，但本发明的原理可以应用于其它行业，例如汽车工业。

这里所实现的装置和方法可以用在图2中的生产和服务方法200中的任何或多个阶段。例如，相应于图2中的生产步骤208的组件或部件可以以一种类似于当飞行器302在运行中所生产的部件或子组件的方式进行生产或制造。同样，一个或多个装置实施例、方法实施例，或它们的组合可以在图2中的生产阶段208和210中被利用，例如，基本上通过加速组装飞行器302或降低飞行器302的成本。类似地，例如且没有任何限制地，一个或多个装置实施例、方法实施例，或它们的组合可以当飞行器302使用时用于图2中的维护和检修216。在不同的优选实施例中，一种方法和装置可用于制造相应于机身318中机翼的结构组件。

再次转到图4，其描绘了根据优选实施例用于为机翼翼板提供肋支撑的组件的图解实例。在这个所述实例中，示出了可以实现不同的优选实施例的机翼。其它优选实施例可以在其它结构中实现，例如但并不局限于平衡器、操纵面、机身和舱门。

在这个实例中，肋400包括结构部件402。这些结构部件可包括，例如但不限于，加强构件404。另外，肋400也可包括剪切连接件406。在这些例子中，剪切连接件406可包括结构部件408。这些结构部件可包括，例如但不限于，角撑板410。剪切连接件406可以被整合于肋400。在这些例子中，剪切连接件406可以通过结构部件408连接于纵梁412和蒙皮414，例如角撑板410。这样，载荷路径，例如但不限于，载荷路径416，该载荷路径可通过结构部件408从肋400到纵梁412和蒙皮414而形成。

这种类型的结构与现在使用的纵梁412可直接连接于肋400的构造相反。采用当前的结构，纵梁412是载荷路径416的一部分。

因此，不同的优选实施例提供载荷路径416，其中剪切连接件406直接连接于纵梁412和蒙皮414。这样，在采用不同优选实施例提供的结构的情况下，可避免例如何时对纵梁中的纵梁半径施加力的问题。因此，典型的“I”型截面纵梁在压力下可以是稳定的并且不需要机械结构或方法来防止纵梁412翻卷。不同的实施例可以应用于具有其它结构的纵梁，例如但不限于，J、T、Z和帽形结构。

现在参照图5，其说明了根据优选实施例用于图3中飞行器302的机翼的一部分实例。在这个例子中，机翼500包括前翼梁502、后翼梁504、肋506、肋508和肋510。纵梁512、514、516、518、520和522连同蒙皮524一起构成蒙皮板526。图5中所描述的组件是图4中所描述的块组件的实际例子。这些组件可以形成飞行器机翼结构。组件中的复合材料可以是，例如但不限于，石墨、凯夫拉尔(Kevlar)、玻璃纤维加强的或金属加强的或者它们的组合。如果使用雷击传导材料，蒙皮524可以包括金属板层。雷击传导可以由一层金属薄片、筛或网实现。树脂可用作蒙皮524中复合材料层的粘结剂。

在这些例子中，蒙皮524可以是复合材料蒙皮。当然，除了复合材料之外的其它材料，例如均质材料也可以在蒙皮524中使用。例如但不限于，蒙皮524可以使用铝或者其它合适的材料形成。这些组件可以在图3中的飞行器302的机身318内形成结构组件。

下面参考图6，其描绘了根据优选实施例的机翼500的一部分的剖视图。在这个例子中，所描绘的视图是图5中的截面528的更加详细的图解。在机翼蒙皮翼板526中，纵梁蒙皮凸缘608、610和612可以被连接于剪切连接件600和602。这种连接可以利用各自的紧固件614、616、618和620实现。这些紧固件可以采用多种形式，例如但不限于，螺钉，组合张力/压力载荷路径和阻止脱开紧固件，或者任何其它合适的紧固件系统或机构。这些紧固件也可以将蒙皮524连接和/或紧固到肋508上。

在这些优选实施例中，剪切连接件可以是任何定位在肋508的弦线622之下的结构。作为更详细的例子，剪切连接件可以是任何处在肋508的弦线622之下可用于将蒙皮翼板526连接到肋508的结构。

在这些例子中，剪切连接件600和602可以与肋508形成整体结构。在其它优选实施例中，剪切连接件600和602可以是紧固于和/或粘合于肋510的结构。在任何一个所述的实施例中，所有的肋510都是通过剪切连接件600和602连接到蒙皮翼板526的。

如所述的，剪切连接件600可以包括角撑板624和角撑板626；剪切连接件602可以包括角撑板628和角撑板630。此外，剪切连接件600可以包括腹板632，其可以是大致平面的构件。在这一实施例中，剪切连接件602可以包括具有间隔637的截断板633和截断板635。截断板633和截断板635是类似于腹板632的平面部分。

在所述实施例中，间隔637，截断板633和635可形成为提供敞开区域，通过该区域，例如但不限于，电缆、电线以及管道等组件可以穿过设置有肋508的机翼内的间隔637。

蒙皮翼板526可以具有形成内部表面轮廓的形状，并且其连接到肋508。肋可以从机翼下表面到上表面进行加强。这种加强可以通过肋508、剪切连接件600和602以及蒙皮翼板526的布置而实现。

使用这种类型的设置，可相对于施加至蒙皮翼板526的力产生拉力脱离载荷和/或压碎载荷。这种类型的载荷可趋向于将蒙皮翼板526拉离肋508和/或使得蒙皮翼板526挤压或者压缩入肋508中。特别地，将纵梁518、520和522连接至用于肋508的剪切连接件600和602形成可传送拉力脱离载荷和/或压碎载荷的结构。

为了抵抗这种拉脱载荷和/或压碎载荷，角撑板624、626、628和630可以是从肋508向下延伸的结构部件。这些角撑板可以形成在间隔634、636和638附近。这些间隔可以形成在剪切连接件内和/或可以通过切掉剪切连接件的部分而成形。这些角撑板有助于将载荷从蒙皮翼板连接件转移到肋508的其它区域，例如但不限于，腹板632，加强件640和加强件642。

形成间隔634、636和638的角撑板624、626、628和630的结构可以为纵梁518、520和522提供空间以穿过肋508。此外，角撑板624、626、628和630也与肋508中的加强件640和642协同作用，并且除了抵抗拉脱载荷和/或压毁载荷之外，还可使肋508实现结构完整性，。在所示实施例中，肋，例如肋508可以是机械加工的以提供角撑板和间隔，例如具有间隔634、636和638的角撑板624、626、628和630。在其它优选实施例中，这些结构可以使用其它方法成形，例如但不限于，复合成层、冲压、铸造和/或锻造。

如图所示，蒙皮凸缘608、610和612比纵梁自由凸缘646、648和650宽。在这些实例中，纵梁自由凸缘646、648和650可以形成和/或压造成使得间隔634、636和638的尺寸可以最小化。此外，这种结构可以允许角撑板624、626、628和630位于或定位成与纵梁条652、654、656和628更接近。具有这种结构类型的部件，例如凸缘660、662、664和666可以分别从角撑板624、626、628和630延伸。这些凸缘可以通过紧固件614、616、618和620连接和/或紧固于纵梁蒙皮凸缘600、602和604。此外，这种连接也可将蒙皮524紧固和/或连接到纵梁蒙皮凸缘608、610和612。

在这个实施例中，翼板根接部(fboter)668可以是处于角撑板凸缘之间的部分，例如凸缘660和凸缘662之间。翼板根接部668也可称为肋剪切连接件的根接部。在这些实例中，翼板根接部668可提供将蒙皮524连接到剪切连接件600的额外连接点。翼板根接部668可以利用紧固件670或其它任何合适的连接器械连接到蒙皮524上。

这种类型的结构可以减小施加在梁条半径652、654、656和658上的载荷。这种类型的结构与目前所使用的纵梁自由凸缘可直接连接到肋上的结构恰好相反。如图1所示，利用这种类型的结构，可以将更多的扭转张力和压毁力、弯曲力、剪切力和前后力和/或其它力施加到梁条半径上。对于抵抗这些类型的力，这种类型的结构与本发明中的不同优选实施例中所描述的结构相比不是太合需要的。

接下来转到图7，该图示出根据优选实施例的在纵梁蒙皮凸缘高度平面内的纵梁和肋结构构造的横截平面图。在这个实例中，肋508、纵梁518和纵梁520的视图是从图6中的线7-7截取获得的。

从该图示可见，纵梁蒙皮凸缘608包括耳状突出700和702。纵梁蒙皮凸缘612包括耳状突出704和706。耳状突出700和702可连接于凸缘，例如图6中的凸缘662和664。

下面参考图8，该图示出根据优选实施的纵梁穿过凸缘处的纵梁和肋结构的截面图。在该实例中，纵梁自由凸缘648和650如沿图6中的剖面线8-8所作的截面图所示。如该视图所示，纵梁自由凸缘648在截面800处较窄，而在截面800之外较宽。截面800的宽度可设计成允许间隔634足够窄以允许角撑板626和628彼此更接近并且与纵梁540(未示出)更接近。

下面参考图9，该图示出根据优选实施例的纵梁和肋结构构造的横截平面图。在这个实例中，沿图6中的剖面线9-9得到不同部件的视图。

因此，如在不同的视图和其它附图中所见，具有肋508的剪切连接件600和602的结构以及与纵梁518、520和522的连接和/或联接可以提供增强的受压杆稳定性。在这些实例中，耳状突出700和702有助于提供受压杆稳定性，如下文所述。在这些实例中，该柱状物可以包括处于载荷路径中的元件，例如图4中所示的载荷路径416。这些元件可以包括纵梁，例如纵梁412，凸缘662和664上的耳状突出物700和702。

这种具有耳状突出物700和702的布置类型可以允许角撑板626和628相对于加强件640间隔更近。因此，这些元件可为受压杆稳定性提供更稳定的结构。这种类型的稳定性在机翼弯曲的时候可为上下翼板提供抵抗力。通过相对于垂直间距更紧凑地设置这些部件，可以增加对处理前后张力和/或压毁力的抗力和/或能力。

如图可见，在这些不同的说明性实施例中，肋508与剪切连接件600和602共同的结构可允许肋508设置或放置在纵梁上，例如纵梁520，且采用有助于增加该组件的刚度并减小偏离蒙皮的前后偏差的方式。换句话说，肋508与剪切连接件602的结构可允许剪切连接件602直接连接至纵梁520的纵梁蒙皮凸缘610。

这种类型的结构与目前所使用的如图1所示的将纵梁直接连接至肋的结构恰好相反。在图1所示的实例中，纵梁12可以连接至肋弦凸缘18。如图所示，只示出单一的更容易弯曲的结构部件。

相反，不同的优选实施例中使用额外的元件和剪切连接件来提供相对于肋的其它部分的结构刚度，例如弦622和加强件640。因此，角撑板，例如角撑板626和628可以当载荷从这些组件传递到其它组件上，例如传递到弦622和加强件640上时，在诸如图4所示的载荷路径416的载荷路径中提供额外的结构稳定性。

这样，蒙皮翼板526可被良好地支撑在肋508上。在纵梁自由凸缘在截面800处局部突出或较窄的情况下，肋508中的结构元件之间的距离可减小，其中纵梁520与剪切连接件600和剪切连接件602之间的连接可增加受压杆稳定性。

在这些实施例中，纵梁520中的肋间凸缘部分802和804以及纵梁518中的肋间凸缘部分806和808调整为采用增加所需结构稳定性的方式增加强度。此外，这种调整也能够减小结合不同的优选实施例的设计的重量。在这些实例中，该调整可包括减小纵梁自由凸缘的宽度，例如在截面800处的纵梁自由凸缘648。对如图8所示的纵梁自由凸缘648和650宽度进行的这一调整可允许角撑板626和628彼此之间和/或相对于加强件640和弦622设置更接近。这些不同的优选实施例使机翼子结构具有不同的构造，其中剪切连接件中的结构部件可位于纵梁和蒙皮上。

现在转到图10，该图示出根据优选实施例的机翼装配过程的流程图。

该过程以形成具有角撑板的剪切连接件开始(操作1000)。在这些实例中，角撑板可以是能够与肋中的其他结构部件对齐的结构组件，用以为穿过肋中的角撑板和其它结构组件的载荷路径提供增强的结构稳定性。这些角撑板可在结构组件周围对齐和/或邻近结构部件对齐，例如肋中的加强件。这种类型的对齐可提供增强受压杆稳定性以及相对于前后偏斜的抵抗。在这些实例中，剪切连接件可以作为肋的一部分形成整体或者使用多种机械和/或紧固系统连接和/或结合。该过程形成具有蒙皮凸缘和自由凸缘的纵梁(操作1002)。

蒙皮凸缘连接到剪切连接件(操作1004)，之后过程结束。在这些实例中，蒙皮凸缘可以连接至从角撑板延伸和/或与角撑板关联的凸缘。将剪切连接件覆盖或放置于纵梁蒙皮凸缘上可实现穿过角撑板的载荷路径更大结构稳定性。这种类型的稳定性可通过减小角撑板之间的间隔来实现。此外，这种类型的结构可允许蒙皮和纵梁连接至剪切连接件。另外，剪切连接件的其它部分可直接连接至蒙皮翼板上的蒙皮。

现在参考图11，该图示出根据优选实施例的安装蒙皮翼板的过程的流程图。该过程允许从外部钻孔和/或安装紧固件。

该过程以将蒙皮翼板与剪切连接件对齐而开始(操作1100)。这一对齐可能需要将蒙皮翼板相对于机翼的其它部分设置定位。然后，可钻出一组引导孔(操作1102)。可以为该组引导孔形成一个或多个孔。这些孔可以是手动钻出或通过使用者选择钻孔位置来标识用于钻出剩余孔以将蒙皮翼板连接到机翼的合适的参考标记而钻出。

在一组定位孔被钻出以后，该过程可以使用电脑控制的工具钻出余下的孔(操作1104)，之后过程结束。本领域技术人员也可采用其它控制钻孔的工具。在操作1104中，初始的基准孔为电脑控制工具提供基准以钻出其它孔。也可通过用于该结构的数据或模型对其余孔的位置进行识别。因此，一旦正确地标识出初始定位孔，那么可使用电脑控制的工具以避免必须从记忆内部钻孔的方式钻出其余的孔。当然，可使用任何形成和/或钻出孔的工具。例如但不限于，也可使用传统的钉于引导孔的传统钻孔夹具。

因此，不同的优选实施例提供一种用于飞行器机翼结构的方法和装置。在一个优选实施例中，飞行器机翼结构可以具有肋、多个纵梁和一组剪切连接件。所述多个纵梁可在其端部采用蒙皮凸缘，能被紧固于用于飞行器机翼结构的蒙皮。该组剪切连接件可以从肋延伸，且具有一组延长元件，其中该组延长元件连接至多个纵梁。本领域技术人员可将这些教导适用到其它合适的飞行器结构上，例如但不限于，机身、稳定器、控制面和舱门。

这些所述实施例与现有构造相比可以改进飞行器机翼的结构完整性，在现有结构中，纵梁直接连接于肋，而不是依靠肋中的剪切连接件。该实例中所述的结构也可减小和/或消除施加至梁条半径的力。

另外，在一些优选实施例中，飞行器机翼结构的组装可以更简单，因为用于将蒙皮翼板连接到肋上的孔可以在不需要在将蒙皮翼板放置定位之后从记忆结构外部钻出的情况下形成。在不同的优选实施例中，用于将蒙皮翼板连接到剪切连接件的紧固件的位置可以带来这种特征。

此外，利用一些或所有优选实施例，可以减轻重量、减少制造成本以及加快生产速度。同时，组件在机翼中布置的方式也可减少在机翼内钻出和安装的紧固件的数量。其他好处还包括减少外部物体和碎片留在机翼中的机会。

对于不同优选实施例的描述仅出于解释和说明的目的，而不是要穷举或限制于公开形式的实施例。对于本领域技术人员来说许多修改和改变都是很显然的。此外，当与其它优选实施例比较时，不同的优选实施例可以提供不同的优点。所选的实施例被选出和描述是为了更好地解释这些实施例的原理，实际应用以及使得其它本领域技术人员能够明白本发明的各种实施例可以进行多种的修改以适合于所预期的实际使用。

Claims (18)

1.一种飞行器结构，包括：

肋；

多个纵梁，所述纵梁在其端部具有蒙皮凸缘，能够固紧至飞行器结构的蒙皮；

一组剪切连接件，其从所述肋延伸且具有一组细长元件，其中该组细长元件连接至所述多个纵梁的蒙皮凸缘。

2.如权利要求1所述的飞行器结构，其中，位于该组细长元件的端部的凸缘连接到所述多个纵梁上的蒙皮凸缘。

3.如权利要求1所述的飞行器结构，其中，该组剪切连接件连接到所述多个纵梁的蒙皮凸缘和蒙皮。

4.如权利要求1所述的飞行器结构，其中，位于该组细长元件的端部的凸缘连接到所述多个纵梁上的蒙皮凸缘和蒙皮。

5.如权利要求4所述的飞行器结构，还包括：

位于该组细长元件之间的一组肋剪切连接件根接部，其中，该组肋剪切连接件根接部连接到蒙皮。

6.如权利要求1所述的飞行器结构，其中，该组剪切连接件形成为肋的一部分。

7.如权利要求1所述的飞行器结构，其中，该组细长元件是一组角撑板。

8.如权利要求7所述的飞行器结构，其中，多个纵梁中的一个纵梁具有蒙皮凸缘，该组角撑板中的第一角撑板设置在纵梁的第一侧上，该组角撑板中的第二角撑板设置在纵梁的第二侧上，用于第一角撑板的第一凸缘紧固至蒙皮凸缘，用于第二角撑板的第二凸缘紧固至蒙皮凸缘。

9.如权利要求8所述的飞行器结构，其中，第一角撑板和第二角撑板形成载荷路径，所述第一角撑板和第二角撑板在相应于肋中加强件的位置处从所述肋延伸，所述加强件处于肋中与第一角撑板和第二角撑板相反的一端。

10.如权利要求9所述的飞行器结构，其中，所述位置响应于飞行器结构上的力而减小前后偏斜。

11.如权利要求1所述的飞行器结构，其中，所述飞行器结构选自机翼、稳定器、控制表面、机身和舱门其中之一。

12.一种用于制造飞行器结构的方法，所述方法包括：

设置多个具有剪切连接件的肋，其中所述剪切连接件延伸自所述多个肋；以及

将具有纵梁蒙皮凸缘的多个纵梁连接到用于飞行器结构的剪切连接件。

13.如权利要求12所述的方法，其中，所述剪切连接件具有延伸自所述多个肋的角撑板，所述角撑板具有凸缘，且其中连接步骤包括：

将用于多个纵梁的纵梁蒙皮凸缘连接到用于所述角撑板的凸缘。

14.如权利要求12所述的方法，其中，所述剪切连接件具有从多个肋延伸的角撑板，所述角撑板具有凸缘，并且其中连接步骤包括：

将用于所述多个纵梁的纵梁蒙皮凸缘连接到用于角撑板的凸缘和用于机翼的蒙皮。

15.如权利要求14所述的方法，还包括：

在角撑板和蒙皮之间设置肋剪切连接件根接部。

16.如权利要求12所述的方法，其中，所述设置步骤包括：

将延伸自所述多个肋中的一个肋的剪切连接件形成为单一结构。

17.如权利要求12所述的方法，其中，所述设置步骤包括：

使用紧固件将延伸自所述多个肋的剪切连接件连接至所述多个肋。

18.如权利要求12所述的方法，其中，所述连接步骤包括：

将飞行器结构上的多个梁和蒙皮对齐；

从所述蒙皮和所述多个梁的外侧钻出一组引导孔；以及

使用计算机控制的工具钻出其余孔。

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