CN105383682A - 帽形桁条收尾配件及其制造方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及帽形桁条收尾配件及其制造方法。一种帽形桁条的收尾配件包括具有配合面的盖。配合面与帽形桁条的外表面的至少一部分是基本互补的。盖被配置为靠着帽形桁条外表面耦接。盖还包括第一部分，该第一部分被配置为横穿帽形桁条的帽部分中限定的间隙延伸。收尾配件还包括插入件。插入件包括：第一外周表面，该第一外周表面与由帽形桁条限定的通道的内表面的至少一部分是基本互补的。插入件被配置为靠着紧邻帽形桁条收尾部分的通道内表面耦接。插入件和盖形成有合适的刚性以限制紧邻收尾部分的帽形桁条的变形。

Description

帽形桁条收尾配件及其制造方法
技术领域
本公开的领域主要涉及帽形桁条配件(hatstringerfitting)，并且更具体地，涉及包括已修整端(trimmedend)的用于帽形桁条的收尾配件。
背景技术
如飞机的至少一些已知结构包括利用帽形桁条加强的结构部件。至少一些这样的帽形桁条在紧邻帽形桁条的末端是已修整的，有时称为“流线(run-out)”修整。例如，流线修整是容纳具有另一个结构部件的结构对接配件(structuraljointfitting)所必需的。然而，这样的流线修整会减少至少一些已知的帽形桁条承载帽形桁条会经受的某些负载(诸如，但不限于，帽形桁条上的扭转负载和帽形桁条的帽中的剪切负载)的能力。因此，不良影响，诸如，但不限于，过度的帽形桁条腹板(web)弯曲和在帽形桁条的条(noodle)上的过度的局部化的负载，诸如弯曲、扭转、剪切、轴向的、垂直的、和/或横向的局部化的条负载，会使得接近流线修整位置处裂缝或分层。
此外，至少一些已知的结构部件包括另外或可替换地提供与结构部件相关联的，诸如但不限于，飞机燃料和/或燃料蒸汽的流体的通气路径的帽形桁条。为了容纳通气系统连接，另外的孔必须在远离流线修整的位置处钻通穿过至少一些这样的帽形桁条。然而，这样的额外的孔会降低至少一些已知的帽形桁条的结构完整性。此外，对于至少一些已知的帽形桁条，必须进行许多工作以密封紧邻流线修整的通气路径，以上工作是将例如飞机机翼的结构部件耦接至例如飞机机身的另一个结构部件的更大处理的一部分。因此增大处理的时间并提高了成本。
发明内容
一个方面，提供了一种帽形桁条的收尾配件。该收尾配件包括具有配合面的盖。配合面与帽形桁条的外表面的至少一部分是基本互补的。盖被配置为靠着帽形桁条外表面耦接。盖还包括：第一部分，被配置为当盖靠着帽形桁条的收尾部分耦接时横穿帽形桁条的帽部分中限定的间隙延伸。收尾配件还包括插入件。插入件包括：第一外周表面，该第一外周表面与由帽形桁条限定的通道的内表面的至少一部分是基本互补的。插入件被配置为靠着紧邻帽形桁条收尾部分的通道内表面耦接。插入件和盖形成有合适的刚性以限制当收尾配件耦接至收尾部分时紧邻收尾部分的帽形桁条变形。
另一方面，提供了一种飞机。飞机包括机翼和耦接至机翼的面板的内表面的帽形桁条。帽形桁条限定了通道。帽形桁条包括帽部分。间隙限定在紧邻帽形桁条的收尾部分的帽部分中。飞机还包括收尾配件。收尾配件包括靠着帽形桁条的外表面耦接的盖。盖的配合面与帽形桁条外表面的至少一部分是基本互补的，并且盖的第一部分横穿间隙延伸。收尾配件还包括靠着紧邻帽形桁条收尾部分的通道的内表面耦接的插入件。插入件的第一外周表面与通道内表面的至少一部分是基本互补的。插入件和盖形成有合适的刚性以限制紧邻收尾部分的帽形桁条的变形。
另一方面，提供了一种制造交通工具的帽形桁条的收尾配件的方法。该方法包括，将盖的配合面形成为与帽形桁条的外表面的至少一部分基本互补，使得盖被配置为靠着帽形桁条外表面耦接。该方法还包括将盖的第一部分配置为当盖靠着帽形桁条的收尾部分耦接时横穿帽形桁条的帽部分中限定的间隙延伸。该方法还包括将插入件的第一外周表面形成为与由帽形桁条限定的通道的内表面的至少一部分基本互补，使得插入件被配置为靠着紧邻帽形桁条收尾部分的通道内表面耦接。插入件和盖被配置为耦接至帽形桁条收尾部分，并且插入件和盖形成有合适的刚性以限制当收尾配件耦接至收尾部分时紧邻收尾部分的帽形桁条的变形。
附图说明
图1是在其上可以使用帽形桁条收尾配件的实施方式的示例性飞机的示意图；
图2是可以用在图1中示出的示例性飞机上的帽形桁条的示例性实施方式的示意性透视图：
图3是在图2中示出的示例性帽形桁条的示意性截面图；
图4是可以与图2中示出的帽形桁条和在图1中示出的飞机一起使用的帽形桁条收尾配件的示例性实施方式的示意性的分解透视图；
图5是耦接至图2中示出的帽形桁条的在图4中示出的示例性的帽形桁条收尾配件的示意性透视图；
图6是图1中示出的示例性飞机的主体的侧面对接的部分的示意性透视图，其中，图2中示出的示例性帽形桁条耦接至示例性飞机的机翼并且图4中示出的示例性帽形桁条收尾配件耦接至示例性帽形桁条；以及
图7是制造诸如图4中示出的示例性帽形桁条收尾配件的帽形桁条的收尾配件的方法的实施方式的流程图。
具体实施方式
本文中描述的系统和方法的实施方式提供帽形桁条收尾部分的收尾配件，如由流线修整(arun-outtrim)限定的收尾部分。收尾配件改善帽形桁条在已修整位置承载其经受的负载的能力。在某些实施方式中，收尾配件另外包括被配置为将由帽形桁条限定的通道与通气系统流体连通的通气口连接件。
更具体地参考附图，在如图1中示意性地示出的示例性飞机10的结构环境中描述本公开的实施方式。飞机的各种部件，诸如，但不限于，机翼12和机身14，由包括至少一个帽形桁条50的结构部件形成。然而，应当理解，本公开同等地应用至其他交通工具，包括但不限于汽车、重型作业车辆、水上船只和其他交通工具。
在所示实施方式中，例如，至少一个帽形桁条50沿着每个机翼12的内部布置。每个帽形桁条50从第一端51延伸至第二端53。在所示实施方式中，每个第一端51定位在机翼12的顶端16附近，并且每个第二端53定位在机翼12的根部18附近。在可替换实施方式中，对于至少一个帽形桁条50中的至少一个，至少一个第一端51和第二端53沿着机翼12位于不同的位置。
并且在所示实施方式中，至少一个燃料箱30布置在每个机翼12内部。此外或可替代地，至少一个燃料箱30布置在机身14内部。每个燃料箱30与飞机10的至少一个通气口32流体连通。至少一个通气口32便于降低每个燃料箱30的内部和大气压之间的压力差。
图2是帽形桁条50的示例性实施方式的示意性透视图，并且图3是沿在图2中示出的线3-3截取的示例性帽形桁条50的示意性截面图。参考图2和图3，帽形桁条50包括一对相对的凸缘部分52、一对相对的腹板部分(webportion)54、以及在腹板部分54之间延伸的帽部分(capportion)56。每个腹板部分54在一对凸缘部分52中的一个和帽部分56的边缘之间延伸。在实施方式中，帽形桁条50由碳纤维增强的聚合材料形成。在可替换实施方式中，帽形桁条50由使帽形桁条50能够起到本文中描述的作用的任何其他合适的材料形成。
在所示实施方式中，帽形桁条50耦接至面板40的表面42。例如，面板40是(在图1中示出的)机翼12的蒙皮面板，并且表面42是蒙皮面板的内表面。更具体地，帽形桁条50的每个凸缘部分52以任何合适的方式耦接至表面42，诸如但不限于，通过粘合剂或共粘结(co-bonding)，使得帽形桁条50能够起到本文中描述的作用。条(noodle)58同样以任何合适的方式在凸缘部分52中的一个过渡到腹板部分54的一个的每个位置处耦接在表面42和帽形桁条50之间。在可替换实施方式中，不存在条58。
腹板部分54、帽部分56、面板40，以及(如果存在的话)条58相配合以限定具有内表面70的通道60。在所示实施方式中，通道内表面70具有大体的梯形横截面。在可替换实施方式中，通道内表面70具有除大体的梯形以外的横截面。此外，腹板部分54和帽部分56相配合以限定帽形桁条50的外表面72。
在某些实施方式中，通道60被配置为与通气系统(ventingsystem)流体连通。例如，通道60被配置为与飞机10的至少一个燃料箱30和至少一个通气口32(在图1中示出的)流体连通以便于降低至少一个燃料箱30的内部和大气压之间的压力差。在可替换实施方式中，通道60不被配置为与通气系统流体连通。
参考图2，在所示实施方式中，帽形桁条50的流线修整(run-outtrim)62被限定为紧邻帽形桁条50的第一端51和第二端53中的一个。更具体地，流线修整62由沿着每个腹板部分54的边缘64和沿着帽部分56的边缘66材料已经从帽形桁条50被修整的区域限定。在某些实施方式中，边缘64和66的形状和位置是预定的以容纳具有另一结构部件的面板40的结构配件。例如，面板40是机翼12的蒙皮面板(在图1中示出的)，并且末端44紧邻根部18(在图1中示出的)并且被配置为经由结构对接(structuraljoint)，诸如对接90(在图6中示出的)耦接至机身14。
间隙69被限定在相对的腹板部分边缘64之间和帽边缘66的相对的部分之间的帽形桁条帽部分56中。帽形桁条50的收尾部分(closeoutportion)68被限定为紧邻间隙69。通道60的第一端61被限定为与收尾部分68相邻。
多个第一收尾开口76限定在帽形桁条收尾部分68的相对的腹板部分54中并且延伸穿过该腹板部分。在可替换实施方式中，多个第一收尾开口76另外或可替换地限定在收尾部分68的帽部分56中并延伸穿过该帽部分。在其他可替换实施方式中，多个第一收尾开口76没有限定在任何腹板部分54和帽部分56中。并且在所示实施方式中，多个第二收尾开口78在限定在收尾部分68的相对的腹板部分54和帽部分56中并且延伸穿过它们。在可替换实施方式中，多个第二收尾开口78没有限定在腹板部分54和帽部分56中的至少一个中。多个第一收尾开口76和多个第二收尾开口78被配置为将收尾部分68耦接至收尾配件(closeoutfitting)100(在图4和图5中示出的)，如本文中将描述的。
图4是收尾配件100的示例性实施方式的示意性分解透视图。图5是耦接至帽形桁条收尾部分68的示例性收尾配件100的示意性透视图。参考图4和图5，收尾配件100包括插入件(insert)102和盖130。插入件102和盖130被配置为耦接至收尾部分68使得插入件102和盖130提供对帽形桁条50经受的负载起作用的结构路径。在某些实施方式中，插入件102和盖130形成有合适的刚性以限制当收尾配件100耦接至收尾部分68时紧邻收尾部分68的帽形桁条50的变形。例如，插入件102和盖130形成有合适的刚性以限制紧邻收尾部分68的腹板部分54中的扭转和/或弯曲变形。对于另一实例，插入件102和盖130形成有合适的刚性以限制紧邻帽部分边缘66的帽形桁条帽部分56由于剪切负载而变形。在实施方式中，插入件102和盖130由金属材料形成。在可替换实施方式中，插入件102和盖130由使得收尾配件100能够起到本文中描述的作用的任何合适的材料形成。
盖130限定了与帽形桁条外表面72的至少一部分基本互补的配合面(fittingsurface)134，使得盖130被配置为靠着外表面72耦接。在所示实施方式中，盖130包括各自与相应的帽形桁条腹板部分54的至少一部分的外表面基本互补的一对相对的侧面136，以及与帽形桁条帽部分56的外表面基本互补的帽140。盖130至少包括第一部分132，被配置为当盖130在收尾部分68靠着帽形桁条外表面72耦接时横穿间隙69延伸。
在所示实施方式中，多个第一盖开口144限定在盖130中并延伸穿过盖130。每个第一盖开口144被配置为当盖130被定位为耦接至收尾部分68时与相应的第一收尾开口76对准(在图2中示出的)。在所示实施方式中，第一盖开口限定在每个相对的盖侧面136中。在可替换实施方式中，多个第一盖开口144另外或可替换地限定在盖帽140中并延伸穿过盖帽140。在其他可替换实施方式中，第一盖开口144没有限定在盖130中。
同样在所示实施方式中，多个第二盖开口154限定在盖130中并延伸穿过盖130。每个第二盖开口154被配置为当盖130被定位为耦接至收尾部分68时与相应的第二收尾开口78对准(在图2中示出的)。在所示实施方式中，第二盖开口154限定在每个相对的盖侧面136和盖帽140中。在可替换实施方式中，第二盖开口154没有限定在相对的盖侧面136和盖帽140中的至少一个中。当收尾配件100被组装时，合适的第二紧固件168布置在每个相应的对准的第二收尾开口78和第二盖开口154中以将盖130耦接至收尾部分68。在可替换实施方式中，第二盖开口154没有限定在盖130中，并且插入件102和盖130以另一种合适的方式耦接至收尾部分68，诸如但不限于，通过第一紧固件170中的至少一个(如本文中将描述的)或者通过粘合剂。
进一步在所示实施方式中，多个第三盖开口148限定在盖帽140中并延伸穿过盖帽140。每个第三盖开口148被配置为当盖130定位为耦接至收尾部分68时定位为紧邻间隙69(在图2中示出的)。此外，当盖130和插入件102定位为耦接至收尾部分68时，每个第三盖开口148被配置为与插入件102中的相应的第三插入件开口116对准，如本文中将描述的。在可替换实施方式中，第三盖开口148另外或可替换地限定在相对的盖侧面136中，并且延伸穿过相对的盖侧面136。在其他可替换实施方式中，第三盖开口148没有限定在相对的盖侧面136和盖帽140中的任何一个中。
在某些实施方式中，盖130包括通气口连接件160。在所示实施方式中，通气口连接件160从盖帽140延伸。通气口连接件160限定穿过盖帽140延伸的喷孔162使得通气口连接件160被配置为当盖130定位为耦接至收尾部分68时经由间隙69与通道60流体连通。通气口连接件160的边缘164被配置为以任何合适的方式耦接至通气管80(在图6中示出的)。在某些实施方式中，通气管80与飞机10的多个燃料箱30中的至少一个流体连通，使得通道60提供飞机10的至少一个燃料箱30和至少一个通气口32之间的管道。在可替换实施方式中，盖130不包括通气口连接件160，并且收尾配件100不被配置为将通道60耦接至通气系统。
插入件102被配置为当收尾配件100定位为耦接至收尾部分68时定位在通道第一端61处。插入件102限定了与通道内表面70的至少一部分基本互补的第一外周表面103(在图3中示出的)，使得插入件102被配置为靠着紧邻收尾部分68的通道内表面70耦接。此外，在某些实施方式中，插入件102限定了与盖130的配合面的至少一部分基本互补的第二外周表面105。
例如，在所示实施方式中，插入件102包括一对相对的侧面106，帽端110、以及与帽端110相对的面板端112。第一外周表面103由与相应的帽形桁条腹板部分54的内表面基本互补的相对的插入件侧面106，和与在腹板部分54之间延伸的面板表面42的一部分基本互补的插入件面板端112限定。插入件面板端112同样与条58(如果存在的话)的表面基本互补。同样在所示实施方式中，第二外周表面105由插入件帽端110限定。插入件帽端110被配置为当插入件102被定位为耦接至收尾部分68时被定位为紧邻间隙69，并且插入件帽端与盖130的第一部分132的配合面134基本互补。
在可替换的实施方式中(未示出)，第一外周表面103也由插入件帽端110部分限定。例如，插入件帽端110被配置为当插入件110定位为耦接至收尾部分68时被定位为紧邻帽形桁条帽部分56，并且插入件帽端110与帽部分56的内表面基本互补。
在某些实施方式中，插入件102被配置为当插入件102耦接至收尾部分68(在图2中示出的)时阻挡通过通道60的第一端61的流体连通。例如，在某些实施方式中，插入件102包括由第一外周表面103和第二外周表面105密封围绕的壁118。在所示实施方式中，壁118在相对的插入件侧面106之间延伸并且在插入件帽端110和插入件面板端112之间延伸。在可替换实施方式中，壁118基本完全由第一外周表面103密封围绕。
多个第一插入件开口114限定在第一外周表面103中并延伸穿过第一外周表面103。每个第一插入件开口114被配置为当插入件102和盖130定位为耦接至收尾部分68时与相应的第一收尾开口76和相应的第一盖开口144对准。在所示实施方式中，第一插入件开口114限定在每个相对的插入件侧面106中。在可替换实施方式中，多个第一插入件开口114另外或可替换地限定在插入件帽端110中并延伸穿过插入件帽端110。当收尾配件100被组装时，合适的第一紧固件170布置在每个相应的对准的第一插入件开口114、第一收尾开口76、和第一盖开口144中以便将插入件102和盖130耦接至收尾部分68。在可替换实施方式中，第一插入件开口114没有限定在第一外周表面103中，并且插入件102和盖130以另一种合适的方式耦接至收尾部分68，诸如但不限于，通过第二紧固件168和第三紧固件172(如本文中将描述的)或者通过粘合剂。
并且在所示实施方式中，多个第三插入件开口116限定在第二外周表面105中并延伸穿过第二外周表面105。多个第三插入件开口116被配置为当插入件102被定位为耦接至收尾部分68时被定位为紧邻间隙69(在图2中示出的)。此外，每个第三插入件开口116被配置为当盖130和插入件102定位为耦接至收尾部分68时与相应的第三盖开口148对准。在所示实施方式中，第三插入件开口116限定在插入件帽端110中。在可替换实施方式中，第三插入件开口116另外或可替换地限定在相对的插入件侧面106中，并且延伸穿过相对的插入件侧面106。当收尾配件100被组装时，合适的第三紧固件172布置在每个相应的对准的第三插入件开口116和第三盖开口148中以将插入件102耦接至盖130，并且因此，间接地耦接至收尾部分68。在其他替换实施方式中，第三插入件开口116没有限定在第二外周表面105中，并且插入件102以另一种合适的方式耦接至盖130，诸如但不限于，通过第一紧固件170和/或通过粘合剂。
在某些实施方式中，对准的第一插入件开口114和第一盖开口144，以及对准的第三插入件开口116和第三盖开口148，对收尾配件100完全是外部可进入的以便使得能够安装相应的第一紧固件170和第三紧固件172。例如，在所示实施方式中，第一外周表面103和第二外周表面105中的每个从第一端120延伸至第二端122，第二端122被配置为当收尾配件100耦接至帽形桁条50时面向通道60。壁118被定位为靠近第二端122，从而使得当盖130和插入件102被定位为耦接至收尾部分68并且相应的第一紧固件170和第三紧固件172插入时，每个第一紧固件170和每个第三紧固件172的两端对于收尾配件100是外部可进入的以便于完成耦接处理。因此，第一紧固件170和第三紧固件172中的每个可以被安装而不需要进入帽形桁条50的内部。在可替换实施方式中，对准的第一插入件开口114和第一盖开口144以及对准的第三插入件开口116和第三盖开口148中的至少一个不完全是对于收尾配件100外部可进入的以使得能够安装相应的第一紧固件170和第三紧固件172，并且相应的第一紧固件和第三紧固件172通过，例如，经由喷孔162进入紧固件的第二端来安装。
如上所述，插入件102在某些实施方式中被配置为当收尾配件100耦接至收尾部分68时基本阻挡通过通道第一端61(在图2中示出的)的流体连通。在具体实施方式中，合适的密封材料位于插入件102与收尾部分68和盖130中的至少一个之间以改善在通道第一端61处的插入件102的密封效果。例如，密封材料位于插入件102与帽形桁条腹板部分边缘64和盖第一部分132中的至少一个之间的界面处。在可替换实施方式中，没有密封材料位于插入件102与收尾部分68和盖130中的任意一个之间。
图6是耦接飞机10的机翼12和机身14的主体的侧面对接的部分90的示意性透视图，帽形桁条50耦接至机翼12并且收尾配件100耦接至帽形桁条50。在所示实施方式中，面板40是上机翼蒙皮面板，并且表面42是面板40的内表面。因此，如在图6中示出的，帽形桁条外表面72从表面42向下延伸。对接90包括将帽形桁条50耦接至机身14的至少一个结构配件92。在所示实施方式中，至少一个结构配件92包括一对结构配件腹板部分94，并且每个结构配件腹板部分94以任何合适的方式(诸如但不限于，使用合适的紧固件(未示出))耦接至相应的帽形桁条凸缘部分52和腹板部分54。
在所示实施方式中，帽形桁条通道60与飞机10的至少一个燃料箱30(在图1中示出的)和至少一个通气口32(在图1中示出的)流体连通地耦接。更具体地，通气管80的第一端82与收尾配件通气口连接件160流体连通，并且通气管80的第二端84与机身14的通气端口86流体连通地耦接。通气端口86与位于机身14内部的至少一个燃料箱30流体连通。因此，流体流动路径被限定为从至少一个燃料箱30、通过通气端口86、通过通气管80、通过收尾配件通气口连接件160、通过间隙69(在图2中示出的)、通过通道60(在图2中示出的)、到至少一个通气口32。此外，流动路径由收尾配件100的插入件102(图5中可见的)至少部分地限定在通道第一端61处。在可替换的实施方式中，收尾配件100不包括通气口连接件160，并且帽形桁条通道60没有与任何燃料箱30和/或任何通气口32流体连通地耦接。
图7是制造交通工具(如飞机10)的帽形桁条(如帽形桁条50)的收尾配件(如收尾配件100)的方法200的实施方式的流程图。方法200包括202将盖的配合面(如盖130的配合面134)形成为与帽形桁条的外表面(如外表面72)的至少一部分基本互补，使得盖被配置为靠着帽形桁条外表面耦接。方法200还包括204将盖的第一部分(如第一部分132)配置为当盖靠着帽形桁条的收尾部分(如收尾部分68)耦接时横穿限定在帽部分中的间隙(如限定在帽部分56中的间隙69)延伸。方法200还包括206将插入件的第一外周表面(如插入件102的第一外周表面103)形成为与由帽形桁条限定的通道的内表面(如通道60的内表面)的至少一部分基本互补，使得插入件被配置为靠着紧邻帽形桁条收尾部分的通道内表面耦接。插入件和盖形成有合适的刚性以限制当收尾配件耦接至收尾部分时紧邻收尾部分的帽形桁条变形。
在某些实施方式中，方法200包括208将插入件的第二外周表面(如第二外周表面105)形成为与盖配合面的至少一部分基本互补。在一些实施方式中，方法200还包括210在盖中形成多个第一盖开口(如第一盖开口144)。每个第一盖开口延伸穿过盖，并且每个第一盖开口被配置为当盖定位为耦接至帽形桁条收尾部分时与在帽形桁条收尾部分中限定的多个第一收尾开口(如第一收尾开口76)中的相应的一个对准。并且在一些实施方式中，方法200包括212在第一外周表面中形成多个第一插入件开口(如第一插入件开口114)。每个第一插入件开口延伸穿过第一外周表面，并且每个第一插入件开口被配置为当插入件和盖被定位为耦接至帽形桁条收尾部分时与多个第一盖开口中的相应的一个和多个第一收尾开口中的相应的一个对准。
此外，在某些实施方式中，方法200包括214在盖中形成多个第三盖开口(如第三盖开口148)。每个第三盖开口延伸穿过盖，并且每个第三盖开口被配置为当盖被定位为耦接至帽形桁条收尾部分时被定位为紧邻间隙。每个第三盖开口被配置为当盖和插入件定位为耦接至帽形桁条收尾部分时与插入件中限定的多个第三插入件开口(如第三插入件开口116)中的相应的一个对准。在一些实施方式中，方法200包括216形成盖的通气口连接件(如通气口连接件160)。通气口连接件限定延伸穿过盖的喷孔(如喷孔162)使得通气口连接件被配置为当盖被定位为耦接至帽形桁条收尾部分时经由间隙与通道流体连通。
方法200中的每个处理可以通过系统集成商、第三方、和/或用户进行或执行。为了该描述的目的，系统集成商可包括但不限于任意数量的飞机制造商和主系统分包商；第三方可包括但不限于任意数量的承包商、分包商以及供应商；并且用户可以是航空公司、租赁公司、军事企业、服务机构等。此外，尽管示出了航空实例，但本发明的原理可适用于诸如汽车行业的其他行业。
本文中描述的实施方式提供了帽形桁条收尾部分的收尾配件，如由流线修整限定的收尾部分。该实施方式改善了帽形桁条在已修整位置承载其经受的负载的能力。某些实施方式另外地提供了通气口连接件，该通气口连接件被配置为将由帽形桁条限定的通道与通气系统流体连通地耦接。
本文中描述的实施方式提供了对包括帽形桁条流线修整的至少一些结构的改进。与至少一些已知结构相比，本文中描述的收尾配件减少或消除了紧邻帽形桁条流线修整的不利的结构影响，诸如，但不限于，过度的帽形桁条腹板弯曲和在帽形桁条的条上过度局部化的负载，如弯曲、扭转、剪切、轴向、垂直、和/或横向局部化的条负载。此外，在某些实施方式中，收尾配件包括消除了对将由帽形桁条限定的通道与通气系统流体连通地耦接的帽形桁条中的另外的孔的需要的通气口连接件。此外，可以在如机翼至机身耦接处理的包括关联结构的更大的耦接处理之前，收尾配件可以被耦接至帽形桁条收尾部分，并且可以建立另外的简单的通气系统连接。因此，本文中描述的实施方式便于减少与总体制造过程中的关键性步骤相关联的许多工作。
本书面描述使用实例公开了各种实施方式，其包括最佳模式，以便使本领域的技术人员能够实践这些实施方式，包括制造和使用任何设备或者系统并且执行任何所包括的方法。可专利性的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员实现的其他实例。如果其他实例具有与权利要求的字面语言不同的结构元件或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构元件，那么这种其他实例旨在在权利要求的范围内。

Claims (20)

1.一种帽形桁条的收尾配件，所述收尾配件包括：
盖，包括：
配合面，所述配合面与所述帽形桁条的外表面的至少一部分互补，其中，所述盖被配置为靠着所述帽形桁条的外表面耦接；以及
第一部分，被配置为当所述盖靠着所述帽形桁条的收尾部分耦接时横穿由所述帽形桁条的帽部分中限定的间隙延伸；以及
插入件，包括第一外周表面，所述第一外周表面与由所述帽形桁条限定的通道的内表面的至少一部分互补，所述插入件被配置为靠着紧邻帽形桁条的收尾部分的所述通道的内表面耦接，其中，所述插入件和所述盖形成有合适的刚性以限制在所述收尾配件耦接至所述收尾部分时紧邻所述收尾部分的帽形桁条的变形。
2.根据权利要求1所述的收尾配件，其中，所述插入件进一步包括第二外周表面，所述第二外周表面与所述盖的配合面的至少一部分互补。
3.根据权利要求1所述的收尾配件，其中，所述盖进一步包括在所述盖中限定的并且延伸穿过所述盖的多个第一盖开口，每个所述第一盖开口被配置为当所述盖被定位为耦接至所述帽形桁条的收尾部分时与所述帽形桁条的收尾部分中限定的多个第一收尾开口中相应的一个对准。
4.根据权利要求3所述的收尾配件，其中，所述插入件进一步包括在所述第一外周表面中限定的并且延伸穿过所述第一外周表面的多个第一插入件开口，每个所述第一插入件开口被配置为当所述插入件和所述盖被定位为耦接至所述帽形桁条的收尾部分时与相应的所述第一盖开口和相应的所述第一收尾开口对准。
5.根据权利要求1所述的收尾配件，其中，所述盖进一步包括在所述盖中限定的并且延伸穿过所述盖的多个第三盖开口，每个所述第三盖开口被配置为当所述盖被定位为耦接至所述帽形桁条的收尾部分时定位为紧邻所述间隙，每个所述第三盖开口被配置为当所述盖和所述插入件被定位为耦接至所述帽形桁条的收尾部分时与多个第三插入件开口中的相应的一个对准。
6.根据权利要求1所述的收尾配件，其中，所述盖进一步包括通气口连接件，所述通气口连接件限定延伸穿过所述盖的喷孔使得所述通气口连接件被配置为当所述盖被定位为耦接至所述帽形桁条的收尾部分时经由所述间隙与所述通道流体连通。
7.一种飞机，包括：
机翼；
帽形桁条，耦接至所述机翼的面板的内表面，所述帽形桁条限定通道，所述帽形桁条包括帽部分，其中，间隙限定在紧邻所述帽形桁条的收尾部分的所述帽部分中；以及
收尾配件，包括：
盖，靠着所述帽形桁条的外表面耦接，其中，所述盖的配合面与所述帽形桁条的外表面的至少一部分互补，并且其中，所述盖的第一部分横穿所述间隙延伸；以及
插入件，靠着紧邻所述帽形桁条的收尾部分的所述通道的内表面耦接，其中，所述插入件的第一外周表面与所述通道内表面的至少一部分互补，并且其中，所述插入件和所述盖形成有合适的刚性以限制紧邻所述收尾部分的所述帽形桁条的变形。
8.根据权利要求7所述的飞机，其中，所述插入件进一步包括第二外周表面，所述第二外周表面与所述盖的配合面的至少一部分互补。
9.根据权利要求7所述的飞机，其中，所述盖进一步包括在所述盖中限定的并延伸穿过所述盖的多个第一盖开口，每个所述第一盖开口与所述帽形桁条的收尾部分中限定的多个第一收尾开口中相应的一个对准。
10.根据权利要求9所述的飞机，其中，所述插入件进一步包括在所述第一外周表面中限定的并延伸穿过所述第一外周表面的多个第一插入件开口，每个所述第一插入件开口与相应的所述第一盖开口和相应的所述第一收尾开口对准。
11.根据权利要求7所述的飞机，其中，所述盖进一步包括在所述盖中限定的并延伸穿过所述盖的多个第三盖开口，每个所述第三盖开口定位为紧邻所述间隙，每个所述第三盖开口与所述插入件中限定的多个第三插入件开口中的相应的一个对准。
12.根据权利要求7所述的飞机，其中，所述盖进一步包括通气口连接件，所述通气口连接件限定延伸穿过所述盖的喷孔，使得所述通气口连接件经由所述间隙与所述通道流体连通。
13.根据权利要求12所述的飞机，还包括：
至少一个通气口，与所述通道流体连通地耦接；以及
至少一个燃料箱，与所述通气口连接件流体连通，使得流体流动路径被限定为从所述至少一个燃料箱，通过所述通气口连接件，通过所述间隙，通过所述通道，至所述至少一个通气口。
14.根据权利要求13所述的飞机，还包括：
机身，包括通气端口，所述至少一个燃料箱布置在所述机身的内部，所述至少一个燃料箱与所述通气端口流体连通；以及
通气管，其中，所述通气管的第一端与所述通气口连接件流体连通地耦接并且所述通气管的第二端与所述通气端口流体连通地耦接，使得所述流体流动路径被限定为从所述至少一个燃料箱，通过所述通气端口，通过所述通气管，通过所述通气口连接件，通过所述间隙，通过所述通道，至所述至少一个通气口。
15.一种制造交通工具的帽形桁条的收尾配件的方法，所述方法包括：
将盖的配合面形成为与所述帽形桁条的外表面的至少一部分互补，使得所述盖被配置为靠着所述帽形桁条的外表面耦接；
将所述盖的第一部分配置为当所述盖靠着所述帽形桁条的收尾部分耦接时横穿所述帽形桁条的帽部分中限定的间隙延伸；以及
将插入件的第一外周表面形成为与由所述帽形桁条限定的通道的内表面的至少一部分互补，使得所述插入件被配置为靠着紧邻帽形桁条的收尾部分的通道内表面耦接，其中，所述插入件和所述盖被配置为耦接至所述帽形桁条的收尾部分，并且其中，所述插入件和所述盖形成有合适的刚性以限制在所述收尾配件被耦接至所述收尾部分时紧邻所述收尾部分的所述帽形桁条的变形。
16.根据权利要求15所述的方法，还包括，将所述插入件的第二外周表面形成为与所述盖的配合面的至少一部分互补。
17.根据权利要求15所述的方法，还包括，在所述盖中形成多个第一盖开口，其中，每个第一盖开口延伸穿过所述盖，每个第一盖开口被配置为当所述盖被定位为耦接至所述帽形桁条的收尾部分时与所述帽形桁条的收尾部分中限定的多个第一收尾开口中相应的一个对准。
18.根据权利要求17所述的方法，还包括，在所述第一外周表面中形成多个第一插入件开口，其中，每个第一插入件开口延伸穿过所述第一外周表面，每个第一插入件开口被配置为当所述插入件和所述盖被定位为耦接至所述帽形桁条的收尾部分时与所述多个第一盖开口中的相应的一个和所述多个第一收尾开口中的相应的一个对准。
19.根据权利要求15所述的方法，还包括，在所述盖中形成多个第三盖开口，其中，每个第三盖开口延伸穿过所述盖，每个第三盖开口被配置为当所述盖被定位为耦接至所述帽形桁条的收尾部分时紧邻所述间隙，并且每个第三盖开口被配置为当所述盖和所述插入件定位为耦接至所述帽形桁条的收尾部分时与所述插入件中限定的多个第三插入件开口中的相应的一个对准。
20.根据权利要求15所述的方法，还包括，形成所述盖的通气口连接件，其中，所述通气口连接件限定穿过所述盖的喷孔，使得所述通气口连接件被配置为当所述盖被定位为耦接至所述帽形桁条的收尾部分时经由所述间隙与所述通道流体连通。
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