CN102892670A - 复合纵梁末端调整件 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种具有在纵梁连接结构上减少拉拔力的纵梁末端调整件（7）的纵梁（2），包括纵梁体（9）；纵梁自由边（8），其提供于所述纵梁体（9）上；和纵梁末端调整件（7），其具有至少一个弯曲部（10,12,14）并且提供于所述纵梁自由边（8）上从而形成所述纵梁连接结构。
Description
技术领域
本公开一般涉及适合航空应用的复合纵梁/纵桁。更具体地，本公开涉及复合纵梁末端调整件/修整件（trim），其有一个或多于一个半径，并且适合减少复合机翼纵梁网/连接板（web）内部的应力与应变集中。
背景技术
在现代商务飞机中，高压负载可以从外部的机翼蒙皮面板经由机体侧边（SOB）翼肋转移到内部的机翼蒙皮面板。在具有复合机翼的飞机上，复合纵梁通常连结到所述复合机翼蒙皮面板。大部分的负载可以经由连结到所述机翼蒙皮面板的纵梁承载。所述内部的和外部的机翼蒙皮面板和纵梁可以栓接到搭接板，该搭接板提供在所述SOB上或者通过一些其他合适的方式从而在所述机翼蒙皮面板间传输负载。所述搭接板的相对于所述机翼蒙皮面板的质心负载路径的偏移量可以引起在所述翼板的末端的弯曲力矩，其在所述纵梁的网内部作为拉拔负载而起作用。所述拉拔负载可以发生在所述纵梁的末端，那里可以需要应力与应变的集中的阻力。在金属结构中，这较少成问题因为关于飞机负载的内部和外部的所述材料系统的同向性特征。在复合结构中，所述外部飞机负载对较弱的薄层界面起作用，从而导致复合材料的层离。在典型的复合蒙皮/纵梁设计中，纵梁共同连结到所述蒙皮面板的上面。这种配置可以产生应用大型感生力矩的情形，其中该大型感生力矩沿着在产生拉拔力的所述纵梁自由边上的所述蒙皮/纵梁连结线。本调整件的目的是在所述纵梁的自由边上减少局部的压力集中。
在结构上，其中附加到所述SOB翼肋的所述复合机翼纵梁网的末端从所述纵梁的顶部到所述纵梁的底部法兰是坚固的，经由所述纵梁末端的所述负载路径可以传递非要求的应力与应变到所述纵梁的顶部和底部法兰。
因此，具有考虑一个或更多个上述问题以及可能的其他问题的设备和方法将会是有利的。
发明内容
本公开所述纵梁末端调整件将会在所述纵梁末端减少所述弯曲和轴向硬度从而根本上“卸除”所述纵梁末端的负载。而且，所述末端调整件可以分配所述负载跨过较大的区域并且沿着所述纵梁末端调整件的剪裁边缘。结果，拉拔力阻力能力和局部张力集中阻力都是纵梁末端调整件设计的重要特征。为了在所述调整件上将张力集中最小化，连续地改变半径范围可以是减少沿所述剪裁的这些张力集中的最有效的方法。为了以满足特定接头的结构需求的方法减少所述拉拔，需要额外考虑。确定的是在两个连续地改变的半径之间添加转换可以提供额外能力，该额外能力是通过添加有效材料到所述纵梁以便在弯曲硬度强化的同时也将沿所述纵梁调整件的张力集中最小化。
在所述接头联接件既经由所述复合纵梁的底部法兰又经由其顶部法兰的情况下，多个半径调整件可以是优选的方法。本调整件的目的是通过减少靠近所述SOB接头的所述弯曲和轴向硬度从而减少自由边的局部应力与应变。合并末端调整件用来分配在靠近所述SOB接头的所述复合结构内部的所述负载，从而分配所述应力与应变。万一其中由于空间的限制、边缘留余考虑等等，这种调整件不可实现，可以优选单个可变的调整件。
假如其中联接件优选地是经由所述纵梁的一个法兰的仅通过蒙皮或纵梁的联接件，更长的半椭圆形/连续地改变半径的调整件优选地用于减少应力与应变集中。在这个示例中，所述纵梁调整后部，因此负载被分配在远离所述纵梁末端（尤其所述未栓紧的纵梁法兰）处，并且与可实行的那么多地进入所述纵梁网、纵梁拴紧法兰、配件和蒙皮。本调整件的目的是调整如可实行的那样多的纵梁离开而不损害所述接头的质心校正、力矩能力或轴向硬度。
本公开一般教导具有在纵梁连接结构上减少拉拔力的纵梁末端调整件的纵梁，其包含纵梁体；提供于所述纵梁体的纵梁自由边；和具有至少一个弯曲/曲率（curvature）纵梁末端调整件，该调整件提供在所述纵梁自由边上，从而形成所述纵梁连接结构。
本公开也教导了具有一个或多于一个半径并且适合在复合机翼纵梁网内部减少应力与应变集中的纵梁。所述半径或不同半径可以驱使负载从所述纵梁顶部和纵梁底部法兰进入所述不同半径以便在所述顶部和底部法兰和沿所述纵梁的固定边减少应力与应变。所述纵梁的示出的实施例包含纵梁体、提供于所述纵梁体上的纵梁自由边和具有至少一个半径提供于所述纵梁自由边上的纵梁末端调整件。
本公开进一步一般地教导航天产品（如垂直的和水平的飞机稳定面、机体结构或飞机、火箭和导弹的机翼/安定翼，例如但不限于）上的机翼-机体结构或者机翼/整流罩联接件。所述机翼-机体结构的示出的实施例包含机体侧边翼肋、具有由所述机体侧边翼肋承载的纵梁体的纵梁、提供于所述纵梁体的纵梁自由边、具有至少一个半径提供于所述纵梁自由边上的纵梁末端调整件和由所述机体侧边翼肋和所述纵梁承载的机翼蒙皮面板。
本公开进一步一般地教导用于所述纵梁自由端内部压力集中的定制减少的方法。所述方法的示出的实施例包含提供具有纵梁自由端的纵梁和在所述纵梁自由端内部提供至少一个半径。
在一些实施例中，所述纵梁可以包含层压的复合纵梁体，其具有第一纵梁法兰、第二纵梁法兰和纵梁网，该纵梁网在第一纵梁法兰和第二纵梁法兰之间扩展；提供在所述纵梁网上的纵梁自由边；和提供在所述纵梁自由边上的双半径纵梁末端调整件，其具有第一抛物线和连续改变的圆角半径/边缘半径（edge radius）、第二抛物线和连续改变的圆角半径和接合所述第一圆角半径和所述第二圆角半径的凸起的过渡半径。
在一些实施例中，所述机翼-机体结构可以包含机体侧边翼肋；具有由所述机体侧边翼肋承载的纵梁体的层压的复合机体的纵梁，该纵梁包含第一纵梁法兰、第二纵梁法兰、在所述第一纵梁法兰和所述第二纵梁法兰之间扩展的纵梁网、提供于所述纵梁网上的纵梁自由边和提供于所述纵梁自由边上的双半径纵梁末端调整件，其具有第一抛物线和连续改变的圆角半径、第二抛物线和连续改变的圆角半径和接合所述第一圆角半径和所述第二圆角半径的凸起的过渡半径；由所述机体侧边翼肋和所述纵梁的所述第一纵梁法兰承载的机翼蒙皮面板；和由所述纵梁的所述第二纵梁法兰承载的纵梁顶部配件。
在一些实施例中，用于纵梁的所述自由端内部的压力集中的定制减少的所述方法可以包含提供具有层压的复合纵梁体的纵梁，其包含第一纵梁法兰、第二纵梁法兰和纵梁网，该纵梁网在第一纵梁法兰和第二纵梁法兰之间扩展并具有纵梁自由端；调整双半径纵梁末端调整件，其具有第一抛物线和连续改变的圆角半径、第二抛物线和连续改变的圆角半径和在所述纵梁自由端接合所述第一圆角半径和所述第二圆角半径的凸起的过渡半径；提供机翼-机体结构，其具有机体侧边翼肋和由所述机体侧边翼肋承载的机翼蒙皮面板；和装配所述纵梁到所述机翼-机体结构，其通过接合所述纵梁的所述纵梁体到所述机体侧边翼肋和所述机翼蒙皮面板。对于包含纵梁顶部和底部法兰联接件的联接件，可以使用“双Grodzinski”或双半径纵梁末端调整件配置。对于包含经由仅一个纵梁法兰的纵梁联接件的联接件，可以优选单个半径纵梁末端调整件配置。
11.一种机翼-机体结构，其包含：
机体侧边翼肋；
具有由所述机体侧边翼肋承载的纵梁体的纵梁，提供于所述纵梁体和具有至少一个半径提供于所述纵梁自由边上的纵梁末端调整件的纵梁自由边；和
由所述机体侧边翼肋和所述纵梁承载的机翼蒙皮面板。
12.根据权利要求11所述的机翼-机体结构，其中所述纵梁体包括第一纵梁法兰、第二纵梁法兰和在所述第一纵梁法兰和所述第二纵梁法兰之间扩展的纵梁网。
13.根据权利要求12所述的机翼-机体结构，其中所述纵梁末端调整件具有至少一个半径包括具有单个圆角半径的单个半径纵梁末端调整件。
14.根据权利要求13所述的机翼-机体结构，其中所述单个圆角半径具有连续改变的半径。
15.根据权利要求12所述的机翼-机体结构，其中具有至少一个半径的所述纵梁末端调整件包括双半径纵梁末端调整件。
16.根据权利要求15所述的机翼-机体结构，其中所述双半径纵梁末端调整件包括第一圆角半径、第二圆角半径和接合所述第一圆角半径和所述第二圆角半径的过渡半径。
17.根据权利要求16所述的机翼-机体结构进一步包括所述纵梁体承载的纵梁顶部配件。
24.一种纵梁，其包括：
层压的复合纵梁体，该纵梁体具有第一纵梁法兰、第二纵梁法兰和在第一纵梁法兰和第二纵梁法兰之间扩展的纵梁网；
提供于所述纵梁网的纵梁自由边；和
提供于所述纵梁自由边上的双半径纵梁末端调整件，其具有第一抛物线和连续改变的圆角半径、第二抛物线和连续改变的圆角半径和接合所述第一圆角半径和所述第二圆角半径的凸起的过渡半径。
25.一种机翼-机体结构，其包含：
机体侧边翼肋；
具有由所述机体侧边翼肋承载的层压的复合纵梁体的纵梁，并且包含第一纵梁法兰、第二纵梁法兰、在所述第一纵梁法兰和所述第二纵梁法兰之间扩展的纵梁网、提供于所述纵梁网上的纵梁自由边和提供于所述纵梁自由边上的双半径纵梁末端调整件，其具有第一抛物线和连续改变的圆角半径、第二抛物线和连续改变的圆角半径和接合所述第一圆角半径和所述第二圆角半径的凸起的过渡半径；
由所述机体侧边翼肋和所述纵梁的所述第一纵梁法兰承载的机翼蒙皮面板；和
由所述纵梁的所述第二纵梁法兰承载的纵梁顶部配件。
26.一种用于在纵梁的所述自由端内部的压力集中的定制减少的方法，其包含：
提供具有层压的复合纵梁体的纵梁，该复合纵梁体包含第一纵梁法兰、第二纵梁法兰和在所述第一纵梁法兰和所述第二纵梁法兰之间扩展并具有纵梁自由端的纵梁网；
调整双半径纵梁末端调整件，该调整件具有第一抛物线和连续改变的半径、第二抛物线和连续改变的半径和在所述纵梁自由端接合所述第一半径和所述第二半径的凸起的过渡半径；
提供机翼-机体结构，该结构具有机体侧边翼肋和由所述机体侧边翼肋承载的机翼蒙皮面板；和
装配所述纵梁到所述机翼-机体结构，其通过接合所述纵梁的所述纵梁体到所述机体侧边翼肋和所述机翼蒙皮面板。
27.一种在机翼-机体结构的纵梁上减少外壳负载的方法，包含：
提供具有纵梁自由端的纵梁；和
在所述纵梁自由端提供至少一个半径。
28.根据权利要求27所述的方法，其中所述在所述纵梁自由端内部提供至少一个半径包括在所述纵梁自由端内部提供多个半径。
29.根据权利要求28所述的方法，其中所述在所述纵梁自由端内部提供多个半径包括在所述纵梁自由端内部提供第一圆角半径，在所述纵梁自由端内部提供第二圆角半径，和在所述纵梁自由端内部提供过渡半径并以所述过渡半径接合所述第一圆角半径和所述第二圆角半径。
30.根据权利要求29所述的方法，其中每个所述第一圆角半径和每个所述第二圆角半径具有连续改变的半径。
31.根据权利要求27所述的方法，其中所述在所述纵梁自由端内部提供至少一个半径包括在所述纵梁自由端内部提供单个连续改变的半径。
本公开进一步一般地教导在机翼-机体结构的纵梁上减少外壳负载的方法。所述方法的示出的实施例包含提供具有纵梁自由端的纵梁和在所述纵梁自由端内部提供至少一个半径。
附图说明
图1示出提供于所述纵梁的具有双半径纵梁末端调整件的纵梁的侧视图。
图1A是适合双半径纵梁末端调整件的实施的双Grodzinski半径的侧视图。
图2示出具有有双半径纵梁末端调整件的纵梁的机翼-机体结构的透视图。
图3示出具有联接到机体侧边（SOB）翼肋的双半径纵梁末端调整件的一对纵梁的机翼-机体结构的截面图。
图4示出具有单个半径的纵梁末端调整件的纵梁的侧视图。
图5示出具有联接到机体侧边（SOB）翼肋的单个半径纵梁末端调整件的一对纵梁的机翼-机体结构的截面图。
图6示出具有双半径纵梁末端调整件的负载最优化曲线图，其中标绘标准化的拉拔运行负载（Y-轴）对比自由边初始能力（X-轴）。
图7示出具有不同末端调整件的纵梁之间的拉拔运行负载（lb/in）比较的曲线图。
图8示出具有双半径纵梁末端调整件的纵梁和单半径纵梁末端调整件的纵梁之间的运行负载比较的曲线图。
图9示出具有单半径纵梁末端调整件（~375lbs/in）的基线纵梁和具有双半径纵梁末端调整件的纵梁之间的拉拔运行负载比较的曲线图，该双半径纵梁末端调整件具有标绘为以英寸记算的从所述纵梁的所述自由边的距离的函数的拉拔运行负载（~150lbs/in）。
图10示出用于在复合层压装配的纵梁的所述自由端内部压力集中的定制减少的方法的流程图。
图11示出用于纵梁弯曲面的压力集中的定制减少的方法的流程图。
图11A示出在机翼-机体结构的纵梁上减少外壳负载的方法的流程图。
图12示出飞机生产和服务方法学的流程图。
图13示出飞机的方框图。
具体实施方式
以下具体描述实际上仅是示范性的，并且不是用于限制所描述的实施例或所述应用和所描述的实施例的使用的。正如本公开所使用的，所述词语“示范性的”或者“示出的”意思是“用作示例、实例或者例证。本公开所描述的任何实施过程作为“示范性的”或者“示出的”不必解释成优选于或优越于其他实施例。下述所有实施过程都是示范性的实施过程，其经提供以便使本领域的技术人员能够实行本公开，并不用于限制所述附加的权利要求的范围。而且，本公开也无意由出现在上述技术领域、背景介绍、摘要或者下述具体描述中的任何表述的或蕴含的理论的限制。
关于最初的附图中的图1-3，具有双半径的纵梁末端调整件的纵梁的示出的实施例，下述纵梁一般由图1中的参考号码2所表示。如图2和3所示，在一些实施例中，所述纵梁2可以是在航天或者其他应用中的机翼-机体结构1的部件，其中在所述纵梁2的自由边8上减少应力与应变集中是希望的。在一些实施例中，所述自由边8可以如图1所示弯曲。所述纵梁2可以包含具有纵梁底部法兰3、纵梁顶部法兰4和纵梁网5的复合材料的纵梁体9，该纵梁网5在所述纵梁底部法兰3和所述纵梁顶部法兰4之间扩展。所述纵梁底部3可以是具有复合层板3a的层压的复合材料。所述纵梁底部法兰3、所述纵梁顶部法兰4和/或所述纵梁网5可以是具有复合层板4a的层压的复合材料。所述纵梁2可以具有各种代表性的配置的任一种，其包含J-配置、Z-配置、T-配置或帽型配置，例如但不限于。
所述纵梁2的所述纵梁体9可以具有纵梁自由边8.双半径纵梁末端调整件7可以提供于所述纵梁自由边8上。如图1A所示，所述双半径纵梁末端调整件7可以是双Grodzinski半径80，该双Grodzinski半径80是具有第一连续改变的半径81的双半径配置，从所述第一连续改变的半径81扩展的过渡半径82和从所述过渡半径82扩展的第二连续改变的半径83。如图1所示，所述双半径纵梁末端调整件7可以包括一般凹形的第一圆角半径10，一般凹形的第二圆角半径14和接合所述第一圆角半径10和所述第二圆角半径14.第一圆角半径10的一般凸起的过渡半径12。所述第一半径10，所述过渡半径12和所述第二圆角半径14可以分别具有连续改变的半径16a-16c。在一些实施例中，所述第一圆角半径10和所述第二圆角半径14可以每个具有一般地抛物线形状，如图示。所述过渡半径12可以在所述第一圆角半径10和所述第二圆角半径14之间提供顺畅过渡的曲面。所述双半径纵梁末端调整件7的所述第一圆角半径10，所述第二圆角半径14和所述过渡半径12在所述纵梁自由边8上根据本领域技术人员的知识可以切割、成形和/或另外制作。
如图2和3所示，所述纵梁2可以是包含机体侧边（SOB）搭接板22的机翼-机体结构1的部件。所述机体侧边（SOB）搭接板22可以是金属的、复合材料的和/或适合所述目的的其他材料。所述纵梁2可以联结和/或附加到机翼蒙皮面板18，该面板附加到所述SOB搭接板22，并且所述纵梁2的所述纵梁自由边8一般地邻接所述SOB搭接板22。所述纵梁2和所述机翼蒙皮面板18可以栓接（未示出）和/或附加到所述SOB搭接板22。如图2所示，在一些实施例中纵梁顶部配件（cap fitting）24可以提供于所述纵梁2的所述纵梁顶部4上。
如图3所示，在航天或其他应用中，压缩负载20可以应用于所述机翼蒙皮面板18和所述纵梁2。所述压缩负载20可以从所述机翼蒙皮面板18和所述纵梁2转移到所述SOB搭接板22。所述压缩负载20可以引起在所述机翼蒙皮面板18和所述纵梁2的所述末端18a的弯曲力矩26。所述弯曲力矩26可以起作用于/反作用于（react as）拉拔负载27，其也可以被称作在所述纵梁2的所述纵梁网5内部的外壳负载。所述双半径纵梁末端调整件7可以减少所述拉拔负载27的绝对量，该绝对量由在所述纵梁自由边8上的所述弯曲力矩26所产生。所述双半径纵梁末端调整件7可以在整个所述纵梁自由边8的范围额外地最小化边缘-调整件张力30。如图2所示，所述双半径纵梁末端调整件7可以驱动所述负载路径38从所述纵梁底部法兰3和所述纵梁顶部4进入所述双半径纵梁末端调整件7。这可以沿所述纵梁底部法兰3和所述纵梁顶部4减少应力与应变集中30从而减少纵梁被拉拔出所述蒙皮的可能性。
接着参考图4和5，具有单半径纵梁末端调整件的纵梁，以下称纵梁，一般由参考号码2a所表示。单半径纵梁末端调整件28可以提供于所述纵梁2a的所述纵梁体109的所述纵梁自由边108上。所述单个半径纵梁末端调整件28可以具有单个圆角半径29，其具有连续改变的半径16。如图4所示，在一些实施例中所述单个半径纵梁末端调整件28的所述单个圆角半径29可以在整个所述纵梁2a的所述纵梁顶部法兰104的范围扩展。在一些实施例中，所述单个圆角半径29可以具有一般地抛物线形状，如图示。所述单个半径纵梁末端调整件28根据本领域技术人员的知识在所述纵梁自由边108上可以切割、成形和/或另外制作。所述纵梁2a可以具有各种代表性的配置中的任一个，其包含J-配置、Z-配置、T-配置或帽型配置，例如但不限于。
如图5所示，所述纵梁2a可以是包含机体侧边（SOB）搭接板122的机翼-机体结构1a的部件。所述纵梁2a可以联结和/或附加到机翼蒙皮面板118，该面板可以邻接到所述SOB搭接板122，并且所述纵梁2a的所述纵梁自由边108一般地邻接到所述SOB搭接板122上。所述纵梁2a和所述机翼蒙皮面板118可以栓接和/或附加到所述SOB搭接板122上。具有单半径纵梁末端调整件128的所述纵梁2a可以用于应用中，其中结构118如所述机翼蒙皮面板118提供于所述纵梁2a的仅一边106上。在那种情况下，纵梁顶部配件124（图2）可以从所述纵梁2的相对应的侧边106a省除。
所述纵梁2a的应用可以是此前所描述的参考图2和3中的所述纵梁2。相应地，在航天或其他应用中，应用于所述机翼蒙皮面板118的压缩负载120可以从所述机翼蒙皮面板118经由所述SOB搭接板122转移到所述纵梁2a。弯曲力矩126可以起作用于在所述纵梁2a的所述纵梁网5内部的拉拔负载127。所述单个半径纵梁末端调整件128可以减少所述拉拔负载127的绝对量，该绝对量由在所述纵梁自由边108上的所述弯曲力矩126所产生。所述单个半径纵梁末端调整件128可以在整个所述纵梁自由边108的范围额外地最小化边缘-调整件张力130。如图4所示，所述单半径纵梁末端调整件28可以驱动所述负载路径39从所述纵梁底部法兰103和所述纵梁顶部104进入所述单个半径纵梁末端调整件28。这可以沿所述纵梁底部法兰103和所述纵梁顶部104减少应力与应变集中130从而减少拉拔负载。
接着参考图6，该图示出具有双半径纵梁末端调整件7的纵梁2（图1）的负载最优化曲线图32。在所述曲线图32中，所述纵梁2的自由边初始能力沿所述X-轴33标绘，并且用于自由边初始能力（onsetcapacity）的每个量值的标准化运行负载27（图3、5）沿Y-轴34标绘。所述优化方向35示出为直线35。1.0的标准化的运行负载27符合结构负载需求的100%自由边初始能力33。所述曲线图32上的点块36示出具有双半径纵梁末端调整件7的所述纵梁2的各种最优化的和非最优化的实施例。
拉拔负载127由从纵梁网5转移到所述纵梁法兰103的所述张力负载所产生。所推荐的纵梁末端调整件128将提供逐渐的过渡，其在更长的过渡路径内重新分配所述张力负载并且导致较低的拉拔运行负载127。另外，所述末端调整件128将所述最大化的拉拔负载从所述自由边108迁移/移动到实施分层阻止和预防机制的位置。所述末端调整件利用现有配置分配所述最大化的负载经由双剪切紧固件位置（未示出）而不是直接在蒙皮/纵梁连结线（未示出）上。单个半径或双半径弯曲的用法依据包含所述紧固件模式的所述纵梁的代表性的配置。一般地，双半径证明是最佳/优选于单半径配置，该配置所述纵梁的两边（顶部和底部法兰）都被栓接。
利用所述Grodzinski弯曲，在所述设计配置封套范围内关联所述希望的负载传输机制，导致所推荐的末端调整件128配置。进一步说，所述双Grodzinski具有过渡半径16b(图1),其由增加的纵梁硬度提供进入所述纵梁2的额外的弯曲能力。本特征部件允许更多的所述负载转移进入所述纵梁2，并离开所述底部法兰103，因此提供额外拉拔能力，由于其经由所述底部法兰/蒙皮紧固件位置的所述稍微较低的负载。
接着参考图7,该图示出具有末端调整件28和不具有末端调整件28之间的运行负载(lb/in)27(图3)的比较的曲线图40。沿所述X-轴41标绘到所述纵梁自由边8的距离（以英寸计），并且沿所述Y-轴42标绘应用到所述纵梁2a的所述运行负载（lb/in）27。所述纵梁自由边8的所述最大化运行负载43是5400lb/in。紧固件位置45距离所述纵梁自由边82~3英寸。在所述纵梁自由边8上并且定位在所述紧固件影响范围44内的所述低峰值运行负载27（图3）是约1000lb/in。本比较图所示数据基于大型规格纵梁配置。
接着参考图8，该图示出具有双半径纵梁末端调整件7的纵梁2（图1）和具有单半径纵梁末端调整件28的纵梁2a(图4)之间的峰值运行负载比较曲线图50。沿所述X-轴51标绘出到所述纵梁自由边8的距离（以英寸计），并且沿所述Y-轴52标绘出应用到所述纵梁2、2a的所述运行负载（lb/in）27。用于所述纵梁2a的所述单半径纵梁末端调整件28的所述峰值运行负载53是约2400lb/in。用于所述纵梁2的所述双半径纵梁末端调整件7的所述峰值运行负载54是约1800lb/in。这与所述峰值拉拔负载27（图3）的33%的减少相符合。
接着参考图9，该图示出具有单半径末端调整件7的纵梁2和具有双半径纵梁末端调整件7的测试纵梁2之间对于轻型纵梁配置的运行负载27的比较的曲线图。以英寸计算的从所述纵梁2的所述自由边8的距离标绘在X-轴61上。应用于所述纵梁2的所述运行负载27以lb/in计标绘在Y-轴62上。具有单半径末端调整件63的第一纵梁具有~375lb/in的最大化的运行负载27。具有单半径末端调整件65的第二纵梁具有~460lb/in的最大化的运行负载27。具有双半径调整件64的所述第一纵梁具有~150lbs/in的最大化的运行负载27。具有双半径调整件66的所述第二纵梁具有~160lbs/in的最大化的运行负载27。与具有单半径调整件63的所述第一纵梁和具有单半径调整件65的所述第二纵梁相比较，所述具有双半径调整件64的第一纵梁和具有双半径调整件66的所述第二纵梁66都具有较低的运行负载27。所述末端调整件对于静态负载情形和动态负载情形都有帮助。所述有效性被评估并且覆盖整个静态负载情况和动态负载情况（疲劳）。
接着参考图10，该图示出用于在复合层压装配的纵梁2的所述纵梁自由端8的内部压力集中的定制减少的方法的所述流程图1100。在方框1102中，提供具有层压的复合纵梁体9的纵梁2，该复合纵梁体包含纵梁法兰3、4和在所述纵梁法兰3、4之间扩展的纵梁网5，并且具有在所述纵梁网5上的纵梁自由端8。在方框1104中，双半径纵梁末端调整件7具有所述第一抛物线10和所述第二抛物线14和连续改变的半径以及接合所述第一半径10和所述第二半径14的平滑的、凸起的过渡半径12，其在所述纵梁自由端8中被调整。在方框1106中，提供具有机体侧边翼肋22和机翼蒙皮面板18的机翼-机体结构1，其中机翼蒙皮面板18提供于机体侧边翼肋22上。在方框1108中，所述纵梁2可以通过接合所述纵梁2的所述纵梁体9到所述机体侧边翼肋22和所述机翼蒙皮面板18而装配到所述机翼-机体结构1内部。
接着参考图11，该图示出用于在复合层压装配的纵梁2a的所述纵梁自由端8的内部的压力集中的定制减少的方法的流程图1200。在方框1202中，提供具有层压的复合纵梁体9的纵梁2a，该复合纵梁体9包含纵梁法兰3、4和在所述纵梁法兰3、4之间扩展的纵梁网5，并且具有在所述纵梁网5上的纵梁自由端8。在方框1204中，具有抛物线和连续改变的单个圆角半径的单半径纵梁末端调整件28在所述纵梁自由端8内部被调整。在方框1206中，提供具有机体侧边搭接板22和被提供在所述机体侧边搭接板22上的机翼蒙皮面板18的机翼-机体结构1a。在方框1208中，所述纵梁2a可以装配到所述机翼-机体结构1a内部，其通过接合所述纵梁2a的所述纵梁体9到所述机体侧边搭接板22和所述机翼蒙皮面板18。
接着参考图11A，该图示出机翼-机体结构的纵梁的减少外壳负载的方法的流程图1100a。在方框1102a中，提供具有层压的复合纵梁体9的纵梁2，该复合纵梁体包含纵梁法兰3、4和在所述纵梁法兰3、4之间扩展的纵梁网5，并且具有在所述纵梁网5上的纵梁自由端8。在方框1104a和1105a中，具有抛物线和连续改变的单个圆角半径的单半径纵梁末端调整件28在所述纵梁自由端8内部被调整，或者具有第一抛物线10和第二抛物线14和连续改变的半径，并且接合所述第一半径10和第二半径14的平滑的、凸起的过渡半径12的双半径纵梁末端调整件7在所述纵梁自由端8内部被调整。在方框1106a中，提供机翼-机体结构1，其具有机体侧边翼肋22和提供于所述机体侧边翼肋22上的机翼蒙皮面板18。在方框1108a中，通过接合所述纵梁2的所述纵梁体9到所述机体侧边翼肋22和所述机翼蒙皮面板18，所述纵梁2可以装配到所述机翼-机体结构1内部。
接着参考图12和13，本公开的实施例可以使用于如图12所示的飞机制造和服务方法78以及如图13所示的飞机94。在试生产期间，示范性的方法78可以包含所述飞机94和材料采购82的规格和设计80。在生产期间，进行所述飞机94的组件和子组件制造84和系统集成86。其后，所述飞机94可以经由认证和交付88以便安置在使用90中。在由客户使用的同时，所述飞机94可以按计划进行维修和服务92（其也可以包含改进、重新配置、重新翻新等等）。
方法78的每个所述步骤可以通过系统集成、第三方和/或者经营人（如客户）执行或者实行。为了本实施方式的目的，系统集成可以包含但不限于任何数量的飞机制造商和主系统分包人；第三方可以包含但不限于任何数量的卖方、分包人和供应商；经营人可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等等。
如图13所示，由示范性的方法78产生的所述飞机94可以包含具有多个系统96和内部100的机身98。高级的系统的示例96包含一个或更多个推进系统102、电气系统104、液压系统106和环境系统108。可以包含任何数量的其他系统。虽然示出了航天的示例，但是本发明的原则可以适用于其他工业，如汽车工业。
本公开所具体化的设备可以采用于任何一个或更多个所述生产和服务方法78的所述阶段。例如，与生产过程84相符合的元件或者组件可以以与当所述飞机94在使用时的元件或组件生产相似的方式制作或制造。并且在所述生产阶段84和86可以利用一个或更多个设备实施例，例如，通过实质上加速装配飞机94或者减少其成本。类似地，当所述飞机94在使用时，可以利用一个或更多个设备实施例，例如但不限于，维修和服务92。
虽然本公开的实施例描述了关于确定的示范性的实施例，应该明白的是特有的实施例目的是为了示出而非限定，因为对于本领域的技术人员来说其他的改变将会发生。
Claims (15)
1.一种在纵梁连接结构中减少拉拔力的具有纵梁末端调整件的纵梁，其包括：
纵梁体；
纵梁自由边，其提供在所述纵梁体上；和
纵梁末端调整件，其具有提供在所述纵梁自由边上形成所述纵梁连接结构的至少一个弯曲部。
2.根据权利要求1所述的纵梁，其中所述纵梁体包括第一纵梁法兰、第二纵梁法兰和在所述第一纵梁法兰和所述第二纵梁法兰之间扩展的纵梁网。
3.根据权利要求2所述的纵梁，其中所述纵梁末端调整件被提供在所述纵梁网中。
4.根据权利要求1所述的纵梁，其中具有至少一个弯曲部的所述纵梁末端调整件包括具有单个圆角半径的单个弯曲纵梁末端调整件。
5.根据权利要求4所述的纵梁，其中所述单个圆角半径具有连续改变的半径。
6.根据权利要求4所述的纵梁，其中所述单个圆角半径包括单个抛物线半径。
7.根据权利要求1所述的纵梁，其中具有至少一个弯曲部的所述纵梁末端调整件包括双弯曲纵梁末端调整件。
8.根据权利要求7所述的纵梁，其中所述双弯曲纵梁末端调整件具有双抛物线半径。
9.根据权利要求7所述的纵梁，其中所述双弯曲纵梁末端调整件包括第一圆角半径、第二圆角半径和接合所述第一圆角半径和所述第二圆角半径的过渡半径。
10.根据权利要求1所述的纵梁，其中所述纵梁体包括复合材料。
11.一种用于定制减少在纵梁的自由端内的压力集中的方法，包括：
提供具有纵梁自由端的纵梁；和
在所述纵梁自由端内提供至少一个弯曲部。
12.根据权利要求11所述的用于定制减少在纵梁的所述自由端内的压力集中的方法，其中所述在所述纵梁自由端内提供至少一个弯曲部包括在所述纵梁自由端内提供至少一个半径。
13.根据权利要求11所述的方法，其中所述在所述纵梁自由端内提供至少一个弯曲部包括在所述纵梁自由端内提供多个半径。
14.根据权利要求13所述的方法，其中所述在所述纵梁自由端内提供多个半径包括在所述纵梁自由端内提供第一圆角半径，在所述纵梁自由端内提供第二圆角半径，和在所述纵梁自由端内提供过渡半径并使用所述过渡半径接合所述第一圆角半径和所述第二圆角半径，其中所述第一圆角半径和所述第二圆角半径每个都有连续变化的半径。
15.根据权利要求11所述的方法，其中所述在所述纵梁自由端内提供至少一个弯曲部包括在所述纵梁自由端内提供单个连续改变的半径。
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