CN107089317A - 载荷释放拉杆 - Google Patents
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Abstract
提供了一种方法和设备。载荷释放拉杆包括主体、杆、从杆延伸并垂直于杆的至少一个销。主体具有纵向延伸通过主体的柱形区段的腔体并在柱形区段中具有两个长圆形的狭槽。杆被构造为在腔体内纵向延伸。至少一个销延伸通过两个长圆形的狭槽。
Description
技术领域
本公开总体涉及平台，具体地，涉及传递平台中的载荷。更具体地，本公开涉及一种用于载荷释放拉杆(load relief tie rods，卸载拉杆)的方法和设备。
背景技术
拉杆可以用在飞机的内部以将部件连接至机身。更具体地，拉杆可以将头顶的(overhead)存储室连接至机身。张力杆还可以将机上厨房、壁橱、或者其他部件连接至机身。然而，机身中的拉伸或压缩载荷可以通过传统拉杆传递。通过传统拉杆传递的载荷可引起门紧固(binding，束缚，粘固)或其他不期望的状况。因此，期望的是具有一种考虑到至少一些上述问题以及其他可能问题的方法和设备。
发明内容
本公开的实施方式提供了一种载荷释放拉杆。该载荷释放拉杆包括主体、杆以及从杆延伸并垂直于杆的至少一个销。主体具有纵向延伸通过主体的柱形区段的腔体并在柱形区段中具有两个长圆形的狭槽。杆被构造为在腔体内纵向延伸。至少一个销延伸通过两个长圆形的狭槽。
本公开的另一实施方式提供了一种载荷释放拉杆。该载荷释放拉杆包括主体、端盖、杆以及至少一个销。主体具有第一端、第二端、柱形区段、从第一端朝向第二端纵向延伸通过柱形区段的腔体、以及位于柱形区段中的两个长圆形的狭槽。端盖与主体的第一端相关联。杆延伸通过端盖并被构造为在腔体内纵向延伸。至少一个销从杆延伸并垂直于杆。至少一个销延伸通过两个长圆形的狭槽。
本公开的又一实施方式提供了一种提供拉伸消除或压缩消除中的至少一个的方法。从组件的第一位置移除传统拉杆。将载荷释放拉杆连接到组件的第一位置中。载荷释放拉杆包括：主体，具有纵向延伸通过主体的柱形区段的腔体并在柱形区段中具有两个长圆形的狭槽；杆，被构造为在腔体内纵向延伸；以及至少一个销，从杆延伸并垂直于杆，其中，至少一个销延伸通过两个长圆形的狭槽。
特征和功能能够在本公开的各种实施方式中单独实现或者还可以在其他实施方式中被组合，其中进一步的细节可以参考以下描述和附图。
附图说明
所附权利要求中阐述了示例性实施方式的新颖性特征认可特性。然而，当结合附图阅读时，通过参考以下本公开内容的示例性实施方式的详细描述，将充分理解示例性实施方式以及优选使用方式、进一步的目的及其特征，其中：
图1是其中可以实施示例性实施方式的飞机的示意图；
图2是根据示例性实施方式的制造环境的框图的示意图；
图3是根据示例性实施方式的飞机的机舱的示意图；
图4是根据示例性实施方式的连接在组件中的载荷释放拉杆的示意图；
图5是根据示例性实施方式的载荷释放拉杆的截面图的示意图；
图6是根据示例性实施方式的载荷释放拉杆的分解图的示意图；
图7是根据示例性实施方式的载荷释放拉杆的截面图的示意图；
图8是根据示例性实施方式的载荷释放拉杆的分解图的示意图；
图9是根据示例性实施方式的载荷释放拉杆的侧视图的示意图；
图10是根据示例性实施方式的载荷释放拉杆的截面图的示意图；
图11是根据示例性实施方式的载荷释放拉杆的截面图的示意图；
图12是根据示例性实施方式的载荷释放拉杆的侧视图的示意图；
图13是根据示例性实施方式的盘状件的等距视图的示意图；
图14是根据示例性实施方式的用于提供拉伸消除或压缩消除中的至少一个的方法的流程图的示意图；
图15是根据示例性实施方式的框图形式的飞机制造和保养方法的示意图；以及
图16是以可以实现示例性实施方式的框图形式的飞机的示意图。
具体实施方式
不同示例性实施方式认识到并且考虑一个或者多个不同的考虑因素。例如，示例性实施方式认识到并且考虑传递的载荷可引起不期望的状况，包括但不限于门紧固(doorbinding)。示例性实施方式还认识到并且考虑用于校正门紧固的当前方法可以包括执行试飞。识别门紧固的每次试飞可花费数万美元。
示例性实施方式进一步认识到并且考虑用于校正门紧固的传统方法可以包括改变飞机或连接部件(诸如，机上厨房、壁橱、或其他类型的部件)中的至少一个。然而，对飞机或连接部件进行改造可以比期望的更贵或者更耗时。此外，改变连接部件可以包括对连接部件的设计进行重新认证。在飞机的构建中通常后期才会识别到门紧固或其他不期望的状况。因此，进行重新认证可能不会是一个现实或可行的选项。
现在参考附图，并且具体参考图1，描述了可以实现示例性实施方式的飞机的示意图。在该示例性的实例中，飞机100具有附接至主体106的机翼102和机翼104。飞机100包括附接至机翼102的引擎108并包括附接至机翼104的引擎110。
主体106具有尾部112。水平尾翼(Horizontal stabilizer)114、水平尾翼116和垂直尾翼(vertical stabilizer)118附接至主体106的尾部112。
飞机100是具有连接部件的飞机的实例，所述连接部件可以使用根据示例性实施方式的载荷释放拉杆连接。例如，载荷释放拉杆可以用在飞机100的主体106内部。
提供飞机100的该示意图是为了示出可以实现不同的示例性实施方式的一个环境。图1中飞机100的示意图不意味着默示对可实现不同的示例性实施方式的方式进行架构限制。例如，飞机100被示出为商用客机。不同的示例性实施方式还可以应用于其他类型的飞机，诸如，私人客机、旋翼飞机以及其他合适类型的飞机。
尽管用于示例性实施方式的示例性实例是关于飞机而描述的，但是示例性实施方式还可以被应用到其他类型的平台。该平台例如可以是移动平台、固定平台、基于地面的结构、基于水上的结构和基于空间的结构。更具体地，平台可以是水面舰艇、坦克、人员输送车、火车、航天器、空间站、卫星、潜水艇、汽车、生产设施、建筑物以及其他合适的平台。
现在参考图2，根据示例性实施方式描述制造环境的框图的示意图。制造环境200可以是其中部件可以连接至图1的飞机100的环境的实例。在一些示例性实例中，可以在制造环境200中制造飞机100。
在一些示例性实例中，平台202可以是飞机100的代表。平台202可以是飞机204。平台202可以包括传统拉杆206和连接部件207。飞机204可具有拉伸208或压缩210中至少一个。
如本文中所使用的，当与所列出的项一起使用时，短语“至少一个”指可以使用一个或者多个列出项的不同组合，并且可仅需要所列出的各项中的一项。换言之，“至少一个”指可以使用列表中的项的任意组合和任意数量的项，但是并非需要列表中的所有项。该项可以是具体的对象、事物或者类别。
例如，“项A、项B、以及项C中的至少一个”可包括但不限于项A、项A和项B、或项B。该实例还可以包括项A、项B以及项C或者项B和项C。当然，可存在这些项的任意组合。在其他实例中，“至少一个”可以是例如但不限于两个项A；一个项B；十个项C；四个项B和七个项C；或其他合适的组合。
例如，当对飞机204加压时，飞机204的主体212可以改变形状。因此，连接至飞机204的主体212的传统拉杆206可以将拉伸208或压缩210中的至少一个传递至连接部件207。
可以用载荷释放拉杆213代替传统拉杆206。载荷释放拉杆213还可以称作自调整。在使用载荷释放拉杆213期间，载荷释放拉杆213的长度可以改变。载荷释放拉杆213可以提供拉伸消除或压缩消除中至少一个。载荷释放拉杆213不会将拉伸208或压缩210中的一个传递至连接部件。
载荷释放拉杆213包括支架214、杆216、端盖218、主体220、多个销222、盘状件223、多个能量吸收部件224、以及支架226。主体220具有第一端228、第二端230、柱形区段232、从第一端228朝向第二端230纵向延伸通过柱形区段232的腔体234、以及柱形区段232中的长圆形的(obround)狭槽236。
支架214可以连接至杆216。杆216延伸通过端盖218，端盖与主体220的第一端228相关联。端盖218可以任何期望的方式与主体220的第一端228相关联。在一些示例性实例中，可以使用螺纹件238和螺纹件240将端盖218连接至主体220。螺纹件238和螺纹件240可以形成螺纹连接。杆216还被构造为在腔体234内纵向延伸。
当载荷释放拉杆213提供压缩消除或拉伸消除中的至少一个时，杆216可以在腔体234内移动。例如，杆216可以朝向第二端230移动以提供压缩消除。作为另一实例，杆216可以朝向第一端228移动以提供拉伸消除。
多个销222从杆216延伸并垂直于杆。如本文中所使用的，当针对项使用“多个(anumber of)”时是指一个或多个项。例如，“多个销”包括一个或更多个销。在一些示例性实例中，多个销222可被称为至少一个销。多个销222可以是延伸通过杆216中的孔的单个销。在一些示例性实例中，该单个销可以压配合到杆216中。作为另一个实例，“多个销”可以包括各自连接至杆216的两个销。两个销可以使用任何期望的方法连接至杆216。
多个销222延伸通过长圆形的狭槽236。长圆形的狭槽236可以包括任何期望数量的狭槽。在一些示例性实例中，长圆形的狭槽236包括两个狭槽。
当载荷释放拉杆213提供压缩消除或拉伸消除时，多个销222可以沿着长圆形的狭槽236的长度242行进。因此，长圆形的狭槽236提供压缩消除或拉伸消除中的至少一个。长度242对于长圆形的狭槽236中的每一个可以是基本相同的。长圆形的狭槽236的长度242控制由长圆形的狭槽236提供压缩消除或拉伸消除中的哪个。例如，如果长度242在第一端228与第二端230之间居中设置，则可以提供压缩消除和拉伸消除两者。作为另一实例，如果长度242定位成更靠近第二端230，则可以提供压缩消除。作为又一实例，如果长度242定位成更靠近第一端228，则可以提供拉伸消除。
在正常载荷下，多个销222可在长圆形的狭槽236内移动。当平台202经受最大载荷时，多个销222接合长圆形的狭槽236中的每一个的圆形端部。最大载荷可以是平台202设计超出的载荷。最大载荷可以明显大于正常载荷。
多个能量吸收部件224有时可以称为至少一个能量吸收部件。多个能量吸收部件224吸收拉伸208或压缩210中的至少一个。因此，多个能量吸收部件224提供压缩消除或拉伸消除中的至少一个。多个能量吸收部件224定位在腔体234内。在一些示例性实例中，多个能量吸收部件224包括多个弹性件244。在一些示例性实例中，多个弹性件244可被称为至少一个弹性件。在其他示例性实例中，多个能量吸收部件224包括能量吸收凝胶246的多个部分。在一些示例性实例中，能量吸收凝胶246的多个部分可被称为能量吸收凝胶的至少一部分。
在一个实例中，一些数量的能量吸收部件224控制由多个能量吸收部件224提供压缩消除或拉伸消除中的哪个。例如，多个能量吸收部件224的第一能量吸收部件248可以在腔体234内定位在多个销222与主体220的第二端230之间。在这个实例中，第一能量吸收部件248可提供压缩消除。第一能量吸收部件248可以采取弹性件或能量吸收凝胶的形式。
在另一实例中，多个能量吸收部件224的第二能量吸收部件250可以在腔体234内定位在多个销222与端盖218之间。第二能量吸收部件250可以提供拉伸消除。第二能量吸收部件250可以采取弹性件或能量吸收凝胶的形式。
多个能量吸收部件224是可再用的。因此，多个能量吸收部件224可提供拉伸或压缩中的至少一个的可重复的消除。
多个能量吸收部件224接合盘状件223。盘状件223提供用于能量吸收部件224中的每一个的支座。杆216和多个销222可以延伸通过盘状件223的孔。当杆216在腔体234内移动时，盘状件223可以在腔体234内移动。
图2中的制造环境200的示意图并不意味着默示对可实现示例性实施方式的方式进行物理或者架构限制。可以使用除所示出的那些之外的其他部件或者代替所示出的那些其他部件。某些部件可能不是必需的。此外，框被用来示出一些功能部件。当在示例性实施方式中实施时，这些框中的一个或多个可以组合、划分或组合并划分成不同的框。
例如，在图2中，存在传统拉杆206。在该实例中，载荷释放拉杆213可以取代传统拉杆206。换言之，载荷释放拉杆213可以是对平台202的改装。在另一实例中，可不存在传统拉杆206。在该实例中，可以在制造平台202时，将载荷释放拉杆213安装在平台202中。在又一实例中，平台202的至少一部分可被称为组件。组件可以包括平台202的全部或部分。
现在转向图3，根据示例性实施方式描述了飞机的机舱的示意图。飞机302的机舱300可以是图1的飞机100的内部的实例。
机舱300包括飞机302的主体304和连接部件306。在该示例性的实例中，连接部件306采取头顶的行李箱308的形式。如示出的，多个拉杆310将头顶的行李箱308连接至飞机302的主体304。多个拉杆310中的至少一个可以是图2的载荷释放拉杆213的物理实现。
现在转向图4，根据示例性实施方式描述了组件中连接的载荷释放拉杆的示意图。组件400可以在图1的飞机100的主体106内部。组件400可以是图2的平台202的一部分的物理实施方式。在一些示例性实例中，组件400可以是图3的飞机302的机舱300的一部分。
组件400包括主体402、载荷释放拉杆404、以及连接部件406。主体402可以是图2的主体212的物理实现。载荷释放拉杆404可以是图2的载荷释放拉杆213的物理实现。如所描述的，载荷释放拉杆404可以提供拉伸消除和压缩消除两者。因此，载荷释放拉杆404不会将拉伸或压缩从主体402传递至连接部件406。
连接部件406可以是任何期望类型的部件。例如，连接部件406可以采取机上厨房、壁橱、头顶行李箱、或任何其他期望类型的部件的形式。载荷释放拉杆404可以减少或防止门紧固或连接部件406中其他不期望的状况。
如所描述的，载荷释放拉杆404的支架408连接至第一配件410，而支架412连接至连接部件406。尽管第一配件410描述为U形夹(clevis)配件，但第一配件410可以采用任何期望的配件的形式。此外，尽管支架412描述为连接至凸耳配件，但这可以采用任何期望的配件的形式。
现在转向图5，根据示例性实施方式描述了载荷释放拉杆的截面图的示意图。载荷释放拉杆500可以是图2的载荷释放拉杆213的物理实现。载荷释放拉杆500可以用在图1的飞机100、图3的机舱300、或图4的组件400中。
载荷释放拉杆500的视图502是截面图。在视图502中，支架504、端盖506、杆508、主体510、销512、盘状件513、长圆形的狭槽514、支架516、以及多个能量吸收部件518是可见的。如所描述的，支架504连接至杆508，杆延伸通过端盖506并进入主体510的腔体520中。更具体地，杆508纵向延伸进入主体510的柱形区段522的腔体520中。
销512与杆508相关联。在该示例性的实例中，销512插入通过杆508。销512和杆508可具有压配合。销512延伸通过杆508并进入长圆形的狭槽514中。长圆形的狭槽514可以限制销512的移动。
当拉伸或压缩施加于载荷释放拉杆500时，杆508在腔体520内在方向524上移动。当杆508移动时，多个能量吸收部件518中的一个被压缩。在该示例性的实例中，多个能量吸收部件518采用能量吸收凝胶的形式。多个能量吸收部件518包括第一能量吸收部件526和第二能量吸收部件528。第一能量吸收部件526可以提供拉伸消除。第二能量吸收部件528可以提供压缩消除。
多个能量吸收部件518接触盘状件513。盘状件513可以与杆508和销512相关联。更具体地，杆508和销512可以延伸通过盘状件513。盘状件513提供用于待固定抵靠的多个能量吸收部件518的期望的面。
端盖506可以将第二能量吸收部件528保持在腔体520内。除了第二能量吸收部件528之外端盖506可以将其他部分保持在腔体520内。可以使用任何期望的方法将端盖506连接至主体510。在该示例性的实例中，可以使用螺纹连接将端盖506连接至主体510的第一端530。
现在转向图6，根据示例性实施方式描述了载荷释放拉杆的分解图的示意图。视图600可以是图5的载荷释放拉杆500的分解图。
在视图600中，描述了通过盘状件513的孔602。当组装载荷释放拉杆500时，销512和杆508可以延伸穿过盘状件513中的孔602。在视图600中还描述了通过杆508的孔604。当组装载荷释放拉杆500时，销512可以插入通过孔604。尽管在视图600中仅描述了销512，但在其他示例性实例中，可以存在一个以上的销。在这些示例性实例中，该一个以上的销可以使用螺纹或其他期望的连接设备连接。
现在转向图7，根据示例性实施方式描述了载荷释放拉杆的截面图的示意图。载荷释放拉杆700可以是图2的载荷释放拉杆213的物理实现。载荷释放拉杆700可以用在图1的飞机100、图3的机舱300、或图4的组件400中。
载荷释放拉杆700的视图702是截面图。在视图702中，支架704、端盖706、杆708、主体710、销712、盘状件713、长圆形的狭槽714、支架716、以及多个能量吸收部件718是可见的。如所描述的，支架704连接至杆708，杆延伸通过端盖706并进入主体710的腔体720中。更具体地，杆708纵向延伸至主体710的柱形区段722的腔体720中。
销712与杆708相关联。在该示例性的实例中，销712插入通过杆708。销712和杆708可具有压配合。销712延伸通过杆708并进入长圆形的狭槽714中。长圆形的狭槽714可以限制销712的移动。
当拉伸或压缩施加于载荷释放拉杆700时，杆708在腔体720内在方向724上移动。当杆708移动时，多个能量吸收部件718中的一个被压缩。在该示例性的实例中，多个能量吸收部件718采用弹性件的形式。多个能量吸收部件718包括第一能量吸收部件726和第二能量吸收部件728。第一能量吸收部件726可以提供拉伸消除。第二能量吸收部件728可以提供压缩消除。
多个能量吸收部件718接触盘状件713。盘状件713可以与杆708和销712相关联。更具体地，杆708和销712可以延伸穿过盘状件713。盘状件713提供用于待固定抵靠的多个能量吸收部件718的期望的面。
端盖706可以将第二能量吸收部件728保持在腔体720内。除了第二能量吸收部件728之外端盖706还可以将其他部分保持在腔体720内。可以使用任何期望的方法将端盖706连接至主体710。在该示例性的实例中，可以使用螺纹连接将端盖706连接至主体710的第一端730。
现在转向图8，根据示例性实施方式描述了载荷释放拉杆的分解图的示意图。视图800可以是图7的载荷释放拉杆700的分解图。
在视图800中，描述了通过盘状件713的孔802。当组装载荷释放拉杆700时，销712和杆708可以延伸通过盘状件713中的孔802。在视图800中还描述了通过杆708的孔804。当组装载荷释放拉杆700时，销712可以插入通过孔804。尽管在视图800中仅描述了销712，但在其他示例性实例中，可以存在一个以上的销。在这些示例性实例中，该一个以上的销可以使用螺纹或其他期望的连接设备连接。
现在转向图9，根据示例性实施方式描述了载荷释放拉杆的侧视图的示意图。视图900可以是图5和图6的载荷释放拉杆500或者图7和图8的载荷释放拉杆700的视图。
在视图900中，描述了支架902、端盖904、基部906、以及支架908。在该示例性的实例中，在基部906的柱形区段912中示出了长圆形的狭槽910。销914延伸通过长圆形的狭槽910。
在该示例性的实例中，长圆形的狭槽910在载荷释放拉杆920的第一端916与第二端918之间居中设置。当长圆形的狭槽910在载荷释放拉杆920的第一端916与第二端918之间居中设置时，载荷释放拉杆920可以提供拉伸消除和压缩消除两者。如所描绘的，载荷释放拉杆920可以处于拉伸和压缩都不施加于载荷释放拉杆920的中性状态。
现在转向图10，根据示例性实施方式描述了载荷释放拉杆的截面图的示意图。载荷释放拉杆1000可以是图2的载荷释放拉杆213的物理实现。载荷释放拉杆1000可以用在图1的飞机100、图3的机舱300、或图4的组件400中。
载荷释放拉杆1000的视图1002是截面图。在视图1002中，支架1004、端盖1006、杆1008、主体1010、销1012、盘状件1013、长圆形的狭槽1014、支架1016、以及多个能量吸收部件1018是可见的。如所描述的，支架1004连接至杆1008，杆延伸通过端盖1006并进入主体1010的腔体1020中。更具体地，杆1008纵向延伸至主体1010的柱形区段1022的腔体1020中。
销1012与杆1008相关联。在该示例性的实例中，销1012插入通过杆1008。销1012和杆1008可具有压配合。销1012延伸通过杆1008并进入长圆形的狭槽1014中。长圆形的狭槽1014可以限制销1012的移动。
当压缩施加于载荷释放拉杆1000时，杆1008在腔体1020内在方向1024上移动。当杆1008移动时，多个能量吸收部件1018被压缩。在该示例性的实例中，多个能量吸收部件1018采用一部分能量吸收凝胶的形式。多个能量吸收部件1018包括第一能量吸收部件1026。第一能量吸收部件1026可以提供压缩消除。
多个能量吸收部件1018接触盘状件1013。盘状件1013可以与杆1008和销1012相关联。更具体地，杆1008和销1012可以延伸通过盘状件1013。盘状件1013提供用于待固定抵靠的多个能量吸收部件1018的期望的面。
现在转向图11，根据示例性实施方式描述了载荷释放拉杆的截面图的示意图。载荷释放拉杆1100可以是图2的载荷释放拉杆213的物理实现。载荷释放拉杆1100可以用在图1的飞机100、图3的机舱300、或图4的组件400中。
载荷释放拉杆1100的视图1102是截面图。在视图1102中，支架1104、端盖1106、杆1108、主体1110、销1112、盘状件1113、长圆形的狭槽1114、支架1116、以及多个能量吸收部件1118是可见的。如所描述的，支架1104连接至杆1108，杆延伸通过端盖1106并进入主体1110的腔体1120中。更具体地，杆1108纵向延伸进入主体1110的柱形区段1122的腔体1120中。
销1112与杆1108相关联。在该示例性的实例中，销1112插入通过杆1108。销1112和杆1108可具有压配合。销1112延伸通过杆1108并进入长圆形的狭槽1114中。长圆形的狭槽1114可以限制销1112的移动。
当压缩施加于载荷释放拉杆1100，杆1108在腔体1120内在方向1124上移动。当杆1108移动时，多个能量吸收部件1118被压缩。在该示例性的实例中，多个能量吸收部件1118采用弹性件的形式。多个能量吸收部件1118包括第一能量吸收部件1126。第一能量吸收部件1126可以提供压缩消除。
多个能量吸收部件1118接触盘状件1113。盘状件1113可以与杆1108和销1112相关联。更具体地，杆1108和销1112可以延伸穿过盘状件1113。盘状件1113提供用于待固定抵靠的多个能量吸收部件1118的期望的面。
现在转向图12，根据示例性实施方式描述了载荷释放拉杆的侧视图的示意图。视图1200可以是图10的载荷释放拉杆1000或者图11的载荷释放拉杆1100的视图。
在视图1200中，描述了支架1202、端盖1204、基部1206、以及支架1208。在该示例性的实例中，在基部1206的柱形区段1212中示出了长圆形的狭槽1210。销1214延伸通过长圆形的狭槽1210。
在该示例性的实例中，长圆形的狭槽1210定位成更靠近载荷释放拉杆1218的第二端1216。当长圆形的狭槽1210定位成更靠近载荷释放拉杆1218的第二端1216时，载荷释放拉杆1218可以仅提供压缩消除。如所描述的，载荷释放拉杆1218可以处于压缩不施加于载荷释放拉杆1218的中性状态。
现在转向图13，根据示例性实施方式描述了盘状件的等距视图的示意图。盘状件1300可以是图2的盘状件223的物理实现。
在一些实例中，盘状件1300可以与图5和图6的盘状件513相同。在一些实例中，盘状件1300可以与图7和图8的盘状件713相同。
盘状件1300包括孔1302。孔1302包括孔1304和孔1306。孔1302可以是图6的孔602的实例。孔1302可以是图8的孔802的实例。
当盘状件1300安装在载荷释放拉杆中时，杆(诸如，杆216)可以插入孔1304中。例如，图5和图6的杆508可以插入盘状件1300的孔1304中。作为另一个实例，图7和图8的杆708可以插入盘状件1300的孔1304中。
当盘状件1300安装在载荷释放拉杆中时，多个销(诸如，图2的多个销222)可以插入孔1306中。例如，图5和图6的销512可以插入盘状件1300的孔1306中。作为另一个实例，图7和图8的销712可以插入盘状件1300的孔1306中。
在图1和图3至图13中示出的不同的部件可以与图2中的部件结合、使用图2中的部件、或者是这两种情况的组合。此外，图1和图3至图13中的某些部件可以是图2中以框图形式示出的部件如何实现为物理结构的示意性实例。
现在转向图14，根据示例性实施方式描述提供拉伸消除或压缩消除中的至少一个的方法的流程图的示意图。过程1400可以使用图2的载荷释放拉杆213。可以在飞机100、机舱300、或者组件400中至少一个实现过程1400以提供拉伸消除或压缩消除中至少一个。
过程1400可以开始于从组件的第一位置移除传统拉杆(操作1402)。过程1400然后将载荷释放拉杆连接到组件的第一位置中，其中，载荷释放拉杆包括：主体，具有纵向延伸通过主体的柱形区段的腔体以及位于柱形区段中的两个长圆形的狭槽；杆，被构造为在腔体内纵向延伸；以及至少一个销，从杆延伸并垂直于杆，其中，至少一个销延伸通过两个长圆形的狭槽(操作1404)。然后，过程1400终止。
在一些示例性实例中，两个长圆形的狭槽提供压缩消除或拉伸消除中的至少一个。在其他示例性实例中，载荷释放拉杆进一步包括定位在腔体内的至少一个能量吸收部件。至少一个能量吸收部件可以提供压缩消除或拉伸消除中的至少一个。
所描述的不同实施方式中的流程图和框图示出了示例性实施方式中的设备和方法的某些可能实施方式的架构、功能以及操作。有鉴于此，流程图或者框图中的各个方框可以表示模块、片段、功能和/或操作或者步骤的一部分。
在示例性实施方式的一些可替换的实施方式中，框中提到的一个或多个功能可以不按照图中提到的顺序出现。例如，在一些情况下，可大致同时执行连续示出的两个框，或者有时可按照相反顺序执行这些框，视所涉及的功能而定。此外，除流程图或者框图中的示出框之外，还可以添加其他框。
例如，过程1400的组件可以是飞机。在这个实例中，过程1400可以进一步包括操作该飞机。
在图15中所示的飞机制造和保养方法1500以及图16中所示的飞机1600的背景下描述本公开的示例性实施方式。首先转到图15，根据示例性实施方式描述了飞机制造和保养方法的示意图。在预生产过程中，飞机制造和保养方法1500可包括飞机1600的规格和设计1502以及材料采购1504。
在生产过程中，进行飞机1600的部件和子组件制造1506以及系统集成1508。此后，飞机1600可以通过认证和交付1510，以便投入使用1512。当由消费者使用1512时，飞机1600被安排用于日常维护和保养1514，其可以包括改造、重构、整修以及其他维护或保养。
飞机制造和保养方法1500的每一个处理可以通过系统集成商、第三方、和/或运营商执行或进行。在这些实例中，运营商可以是消费者。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；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事企业、服务机构等。
现在参照图16，描述了可以实施示例性实施方式的飞机的示意图。在该实例中，通过图15中的飞机制造和保养方法1500生产飞机1600，该飞机可以包括具有系统1604的机身1602并包括内部1606。系统1604的实例包括推进系统1608、电力系统1610、液压系统1612和环境系统1614中的一个或多个。可以包括任意数目的其他系统。尽管示出了航空航天的实例，但不同的示例性实施方式还可以被应用于诸如汽车行业的其他行业。
本文中体现的设备和方法可以在图15中的飞机制造和保养方法1500的至少一个阶段过程中使用。
在图15中的部件和子组件制造1506过程中可以使用一个或多个示例性实施方式。例如，在图15中的部件和子组件制造1506过程中，图2中的载荷释放拉杆213可以安装在图2中的平台202中。此外，在图15的维护和保养1514过程中，图2中的载荷释放拉杆213可以用于制造组件的替换部件。
因此，一个或多个示例性实施方式可以提供用于提供拉伸消除或压缩消除中至少一个的方法和设备。在制造平台过程中或者作为对平台的改装可以安装载荷释放拉杆。
载荷释放拉杆的杆在操作期间可以移动以调节载荷释放拉杆的第一支架与第二支架之间的长度。杆在载荷释放拉杆的腔体内的移动提供拉伸消除或压缩消除中至少一个。当杆在载荷释放拉杆的腔体内移动时，能量吸收部件被压缩。能量吸收部件定位在腔体中。在一些示例性实例中，能量吸收部件可以定位成靠近载荷释放拉杆的第一端。在一些示例性实例中，能量吸收部件可以定位成靠近载荷释放拉杆的第二端。
多个销从杆延伸并穿过多个长圆形(obround)的狭槽。当杆在腔体内移动时，多个销在长圆形的狭槽内移动。长圆形的狭槽可以限制杆移动的程度。
不同的示例性实施方式的描述旨在用于说明和描述的目的，并不旨在穷尽所有实施方式或者将实施方式限于所公开的形式。许多修改和变形对于本领域普通技术人员来说将是显而易见的。此外，与其他期望的实施方式相比较，不同示例性实施方式可提供不同的特征。为了更好地说明实施方式的原理、实际应用并且能够使本领域的其他普通技术人员理解到各种实施方式的公开以及各种修改适合于预期的特定用途，选择和描述所选的一个或多个实施方式。
Claims (20)
1.一种载荷释放拉杆，包括：
主体，具有纵向延伸通过所述主体的柱形区段的腔体并在所述柱形区段中具有两个长圆形的狭槽；
杆，被构造为在所述腔体内纵向延伸；以及
至少一个销，从所述杆延伸并垂直于所述杆，其中，所述至少一个销延伸通过所述两个长圆形的狭槽。
2.根据权利要求1所述的载荷释放拉杆，所述载荷释放拉杆还包括：
至少一个能量吸收部件，定位在所述腔体内。
3.根据权利要求2所述的载荷释放拉杆，其中，所述至少一个能量吸收部件包括能量吸收凝胶的至少一部分。
4.根据权利要求2所述的载荷释放拉杆，其中，所述至少一个能量吸收部件包括至少一个弹性件。
5.根据权利要求2所述的载荷释放拉杆，其中，所述至少一个能量吸收部件提供压缩消除和拉伸消除中的至少一个。
6.根据权利要求5所述的载荷释放拉杆，其中，一些所述至少一个能量吸收部件控制由所述至少一个能量吸收部件提供压缩消除或拉伸消除中的哪个。
7.根据权利要求1所述的载荷释放拉杆，其中，所述两个长圆形的狭槽提供压缩消除和拉伸消除中的至少一个。
8.根据权利要求7所述的载荷释放拉杆，其中，所述两个长圆形的狭槽具有基本相同的长度，并且其中所述两个长圆形的狭槽的长度控制由所述两个长圆形的狭槽提供压缩消除或拉伸消除中的哪个。
9.根据权利要求1所述的载荷释放拉杆，其中，所述载荷释放拉杆连接至平台，并且其中，在所述平台的最大载荷期间，所述两个长圆形的狭槽与所述至少一个销完全接合。
10.一种载荷释放拉杆，包括：
主体，具有第一端、第二端、柱形区段、从所述第一端朝向所述第二端纵向延伸通过所述柱形区段的腔体、以及位于所述柱形区段中的两个长圆形的狭槽；
端盖，与所述主体的所述第一端相关联；
杆，延伸通过所述端盖并被构造为在所述腔体内纵向延伸；以及
至少一个销，从所述杆延伸并垂直于所述杆，其中，所述至少一个销延伸通过所述两个长圆形的狭槽。
11.根据权利要求10所述的载荷释放拉杆，所述载荷释放拉杆还包括：
支架，连接至所述杆；以及
第二支架，连接至所述柱形区段中的所述第二端。
12.根据权利要求10所述的载荷释放拉杆，其中，所述端盖使用螺纹连接连接至所述主体。
13.根据权利要求10所述的载荷释放拉杆，其中，能量吸收部件在所述腔体内定位在所述至少一个销与所述主体的所述第二端之间。
14.根据权利要求13所述的载荷释放拉杆，其中，所述能量吸收部件提供压缩消除。
15.根据权利要求13所述的载荷释放拉杆，其中，第二能量吸收部件在所述腔体内定位在所述至少一个销与所述端盖之间。
16.根据权利要求15所述的载荷释放拉杆，其中，所述第二能量吸收部件提供拉伸消除。
17.一种提供拉伸消除和压缩消除中的至少一个的方法，所述方法包括：
从组件的第一位置移除传统拉杆；以及
将载荷释放拉杆连接到所述组件的所述第一位置中，其中，所述载荷释放拉杆包括：主体，具有纵向延伸通过所述主体的柱形区段的腔体并在所述柱形区段中具有两个长圆形的狭槽；杆，被构造为在所述腔体内纵向延伸；以及至少一个销，从所述杆延伸并垂直于所述杆，其中，所述至少一个销延伸通过所述两个长圆形的狭槽。
18.根据权利要求17所述的方法，其中，所述两个长圆形的狭槽提供拉伸消除和压缩消除中的至少一个。
19.根据权利要求17所述的方法，其中，所述载荷释放拉杆还包括定位在所述腔体内的至少一个能量吸收部件，并且其中所述至少一个能量吸收部件提供拉伸消除和压缩消除中的至少一个。
20.根据权利要求17所述的方法，其中，所述组件是飞机，并且所述方法还包括：
操作所述飞机。
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