CN108116650B - 机身蒙皮面板连接系统和连接蒙皮面板的方法 - Google Patents

Abstract

本申请公开一种飞行器。该飞行器包括被配置为形成空间框架机身的桁架元件，以及与桁架元件连接并被配置为在所述空间框架机身上方形成蒙皮的蒙皮面板。蒙皮面板相对于彼此可移动，以防止空间框架机身的载荷引起蒙皮中的载荷。飞行器包括配件。该配件包括第一中间部分、第一外部分和第一内部分。第一外部分和第一内部分彼此间隔开并且通过第一中间部分互连。蒙皮面板包括彼此相邻的第一蒙皮面板和第二蒙皮面板。第一蒙皮面板具有与第二蒙皮面板的第二端部分相邻的第一端部分。该配件被定位在第一蒙皮面板和第二蒙皮面板之间，使得蒙皮面板的第一端部分和第二端部分在第一内部分和第一外部分之间延伸。配件被配置为使得第一蒙皮面板和第二蒙皮面板能够沿着第一蒙皮面板和第二蒙皮面板的第一外表面和第一内表面的第一平面朝向彼此移动，同时约束蒙皮面板相对于该第一平面的非平面移动。

Description

机身蒙皮面板连接系统和连接蒙皮面板的方法

技术领域

本申请涉及机身的蒙皮面板的连接系统和用于连接蒙皮面板的方法。

背景技术

飞行器的蒙皮通常在诸如机身的飞行器部件上提供空气动力表面。形成蒙皮的蒙皮面板可能经受结构载荷和空气动力载荷。空气动力压力载荷是蒙皮上的主要载荷，其由飞行器内部与外部之间的压力差引起。该压力载荷在离面方向上近似正交于蒙皮表面。通常添加纵梁和框架以稳定蒙皮，使蒙皮不会由于结构载荷而屈曲。通常，蒙皮本身被增厚或硬化以避免在某些载荷条件下屈曲。对机身蒙皮面板的重量的常见限制是不能够将结构载荷与空气动力载荷分开。在未加压机身的情况中，仅通过与空气动力载荷相关联的载荷来设置蒙皮的尺寸。为了将机身弯曲载荷传递到独立的结构元件，蒙皮必须能够独立于结构元件而移动，同时仍保持空气动力外表面。

一个解决方案是将机身弯曲载荷整合到蒙皮中。尽管该方法对于加压机身是合理的，但其导致重量大大增加，这是由于考虑附加载荷而增加蒙皮厚度导致的。

发明内容

在一个实施例中，提供一种飞行器。该飞行器包括被配置为形成空间框架机身的桁架元件，以及与桁架元件连接并被配置为在空间框架机身上方形成蒙皮的蒙皮面板。蒙皮面板相对于彼此可移动，以防止空间框架机身的挠曲引起蒙皮中的载荷。飞行器包括配件。该配件包括第一中间部分、第一外部分和第一内部分。第一外部分和第一内部分彼此间隔开并且通过第一中间部分互连。蒙皮面板包括彼此相邻的第一蒙皮面板和第二蒙皮面板。第一蒙皮面板具有与第二蒙皮面板的第二端部分相邻的第一端部分。该配件被定位在第一蒙皮面板和第二蒙皮面板上，使得蒙皮面板的第一端部分和第二端部分在第一内部分和第一外部分之间延伸。配件被配置为使得第一蒙皮面板和第二蒙皮面板能够沿着第一蒙皮面板和第二蒙皮面板的第一外表面和第一内表面的第一平面朝向彼此移动，同时约束蒙皮面板相对于该平面的非平面移动。

在另一实施例中，提供一种飞行器。该飞行器包括被配置为形成空间框架机身的桁架元件，以及与桁架元件连接并被配置为在所述空间框架机身上方形成蒙皮的蒙皮面板。蒙皮面板相对于彼此可移动，以防止空间框架机身的挠曲引起蒙皮中的载荷。飞行器还包括支撑梁。支撑梁附连到多个蒙皮面板。飞行器包括细长的连杆。连杆具有可移动地连接到支撑梁的第一端。连杆具有可移动地连接到桁架元件中的一个桁架元件的第二端。支撑梁进一步被配置为将至少一个蒙皮面板的载荷通过连杆传递到空间框架机身。连杆的第二端的可移动连接被配置为约束至少一个蒙皮面板在正交于机身的方向上的运动，同时允许至少一个蒙皮面板相对于机身的垂直运动和纵向运动中的至少一个或垂直运动和纵向运动两者。连杆包括被配置为在向连杆施加异常载荷时失效的部分。

在另一实施例中，提供一种方法。该方法包括在机身的框架上方安装多个蒙皮面板以使得蒙皮面板以第一间隙彼此间隔开，以及在相邻的第一蒙皮面板和第二蒙皮面板上安装配件。该配件被配置为使得第一蒙皮面板和第二蒙皮面板能够沿着第一蒙皮面板和第二蒙皮面板的外表面和内表面的平面朝向彼此移动，同时约束蒙皮面板相对于该平面的非平面移动。在相邻的第一蒙皮面板和第二蒙皮面板之间安装配件包括：将配件的外工件定位在第一间隙上方且在蒙皮面板的外表面上，将配件的中间部分定位在第一间隙处第一蒙皮面板和第二蒙皮面板之间，将配件的内工件定位在中间部分上，使得第一蒙皮面板的第一端在外工件和内工件之间延伸，并使得第二蒙皮面板的第二端在外工件和内工件之间延伸，并且将外工件、中间部分和内工件紧固在一起。

公开的紧固件和相关联的结构组装件的其他实施例将通过以下详细描述、附图和随附的权利要求而变得显而易见。

附图说明

图1是具有蒙皮面板系统的飞行器的选定部分的透视图，其根据各种实施例示出蒙皮面板系统的一部分；

图2是从机身结构内侧并向舱外看的机身结构的舱内侧的视图，其根据各种实施例示出蒙皮面板和相关元件；

图3是根据一个实施例的H形配件的透视图；

图4是图3的H形配件的侧视图；

图5是根据另一实施例的H形配件的透视图；

图6是连接第一蒙皮面板和第二蒙皮面板的图5的H形配件的侧视图；

图7是根据另一实施例的连接第一蒙皮面板和第二蒙皮面板的H形配件的侧视图；

图8是连接第一蒙皮面板和第二蒙皮面板的图3的H形配件的一部分的透视图；

图9是根据一个实施例的角H形配件组装件的透视图；

图10是连接第一蒙皮面板和第二蒙皮面板的图9的角H形配件组装件的一部分的透视图；

图11是根据一个实施例的连接到工字梁和桁架元件的支架连杆的透视图；

图12是根据另一实施例的连接到Z形梁和桁架元件的支架连杆的透视图；

图13是根据另一实施例的连接到Z形梁和桁架元件的支架连杆的透视图；

图14是根据另一实施例的连接到U形梁的支架连杆的透视图；

图15是连接到图14的U形梁和桁架元件的支架连杆的侧视图；

图16是根据各种实施例的将H形配件安装到第一蒙皮面板和第二蒙皮面板的方法的流程图；

图17是飞行器制造与服役方法的流程图；以及

图18是飞行器的框图。

具体实施方式

蒙皮面板与机身连接并且被配置为在机身上方形成蒙皮。蒙皮面板相对于彼此是可移动的，以防止机身的变形载荷引起蒙皮中的面内载荷。设想了与空间框架机身结构(例如，未被加压的桁架机身机构)相关的用法的多种实施方式。

图1中总体指示了飞行器10(示出飞行器的选定部分)的一种构型，飞行器10具有可被提供蒙皮的机身结构。空间框架机身结构12包括多个垂直桁架元件16、水平桁架元件20和对角桁架元件24。元件(16、20、24)在图中以虚线(phantom lines)示出，并且可以包括圆柱管元件和矩形管元件。桁架元件(16、20、24)总体上被配置为在矩形固体结点元件28处或可替代地在矩形固体结点元件28附近会聚。虽然飞行器10具有加压的乘员舱(未示出)，但机身结构12是未加压的。结构12被配置为承载标准化的模块化容器，所述容器可以在离散点处(例如，在各种结点元件28处)连接到结构12。当机身结构12处于高负载时，各种结点元件之间的距离可以改变，从而由于载荷而改变机身结构的形状。

附图标记32总体示出包围机身结构12的蒙皮(图1示出该蒙皮的一部分)的一种构型。蒙皮32为机身12提供流线型和气候防护。如下文进一步描述的，蒙皮32被配置为适应机身结构12的面内变形并且将空气动力压力载荷传递到结构12中。例如，在侧面板40的情况中，机身结构可以在本质上与侧面板40的平面平行的垂直纵向平面中进行各种变形。空气动力压力载荷在离面方向上近似正交于蒙皮32的表面。

在各种实施方式中，蒙皮32包括多个充分刚性的蒙皮面板36。图1示出四个示例性面板36。面板36中的两个面板是侧面板40，侧面板40在机身12的一侧44上垂直取向并且位于前方。图1示出的两个其他示例性面板36是位于侧面板40正上方的较小的角面板48。当机身结构12被面板36覆盖时，面板36的相对运动(例如一个面板相对于另一个面板“滑动”)允许机身结构12弯曲，其在机身结构和蒙皮面板之间引起可忽略的应力。

蒙皮面板具有外表面31和内表面33(图2)。蒙皮面板36的外表面31使得蒙皮32具有主要由空气动力考量(consideration)所确定的整体形状。蒙皮面板的(多个)尺寸可以基于以下因素来确定：例如对容易安装到底层结构的考量、滑动接头的数量以及制造考量(例如，面板尺寸对比(versus)零件数量)。应注意的是，一般来说面板可以具有取决于例如特定面板相对于机身的位置的各种形状和尺寸。面板可以具有任意数量的侧边和/或部分弯曲或完全弯曲的周界。另外，面板并不一定是平坦的。例如，角面板48部分地包裹机身结构12的边缘49。单个面板可以是平坦的、弯曲的和/或在面板的各种区域中成角度。面板基本上可以具有任何形状，无论该形状是否规则。

图2示出机身12的一部分，其中蒙皮面板36以能够实现独立的有限平面运动且同时约束相对于蒙皮面板36的离面(out of plane)运动的方式彼此隔离。用于这些面板的连接系统包括H形配件50。如图3所示，H形配件50的一个实施例包括外工件52、中间部分54和内工件56，所有这些都由紧固件58连接在一起。外工件52具有大致矩形的形状，带有双坡型(gabled)外表面60和平坦的内表面62(图8)(相对于外工件)。外表面60沿横向方向从外工件52的纵向中心线64到纵向延伸的第一侧66向内逐渐变窄(tapered)。外表面60也沿横向方向从外工件52的纵向中心线64到与第一侧66相反的第二侧66向内逐渐变窄。由于外表面60也是机身12的外表面的一部分，因此外表面60也被配置为具有光滑的空气动力表面。内工件56具有大致矩形的形状，带有双坡型外表面72和平坦的内表面70(相对于内工件56)。外表面72沿横向方向从内工件56的纵向中心线76到纵向延伸的第一侧74向内逐渐变窄。外表面72也沿横向方向从内工件56的纵向中心线76到与第一侧74相反的第二侧74向内逐渐变窄。中间部分54包括矩形的中间工件55，中间工件55在纵向中心线64、76处被夹在外工件52和内工件56之间，以限定相反的第一纵向延伸凹穴(pocket)78和第二纵向延伸凹穴80。

如图4所示，紧固件58可以包括任何合适的紧固件，诸如螺母82和螺栓84布置。当H形配件50被组装后，螺栓84的轴86延伸穿过外工件52、中间工件55和内工件56，使得螺栓84的头部88邻接抵靠外工件52的外表面60。螺母82被紧固在轴86的无螺纹端上，直到螺母82邻接抵靠内工件56的外表面72，以便将外工件52、中间工件55和内工件56紧固在一起。可替代地，可以使用无螺纹紧固件，诸如锁紧螺栓或其他紧固系统。如图3所示，可以通过沿着纵向中心线彼此间隔开的多个紧固件58将外工件52、中间工件55和内工件56紧固在一起。工件52、55、56可以由诸如金属的任何合适的材料形成。可替代地或附加地，中间工件55可以被焊接到外工件52和/或内工件56，或者被粘附到外工件52和/或内工件56。

图8示出将第一蒙皮面板36和第二蒙皮面板36连接在一起的H形配件50。第一蒙皮面板36在外工件52和内工件56之间延伸到第一凹穴78中，使得蒙皮面板36的端部96靠近中间工件55并且与中间工件55以间隙98隔开。类似地，第二蒙皮面板36在外工件52和内工件56之间延伸到第二凹穴80中，使得蒙皮面板36的端部96靠近中间工件55并且与中间工件55以间隙98隔开。凹穴78、80中的每个蒙皮面板36的外表面31与外工件52的内表面62齐平，并且凹穴78、80中的每个蒙皮面板的内表面33与内工件56的内表面70齐平。间隙98允许蒙皮面板36在如箭头100所指示的蒙皮面板的平面方向上移动预定距离，同时外工件52和内工件56约束如箭头102所指示的蒙皮面板36的非平面运动，箭头102示出正交于蒙皮面板的平面方向的非平面运动的一个示例。

图5和图6示出包括不同紧固件布置的另一实施例。除了下文描述的不同主题外，图5和图6的实施例类似于图3和图4示出的实施例。图5和图6示出的在结构和功能上与图3和图4所示的实施例类似的实施例的元件将以相同的附图标记描述。

在图5和图6所示的实施例中，H形配件90包括全部都由紧固件58连接在一起的外工件52、中间部分92和内工件56。中间部分92包括沿着外工件52和内工件56的纵向中心线64、76(图3)彼此间隔开的柱形分隔件(spacer)94。具体来说，每个柱形分隔件94被夹在外工件52和内工件56之间，并且可以邻接抵靠外工件52和内工件56。分隔件94可以被焊接、黏附紧固或通过摩擦力来保持位置到外工件52和/或内工件56。当H形配件90被组装后，螺栓84的轴86(图6)延伸穿过外工件52、分隔件94和内工件56，使得螺栓84的头部88邻接抵靠外工件的外表面60。螺母82被紧固在轴86的无螺纹端上并且邻接抵靠内工件56的外表面72，以便将外工件52、分隔件94和内工件56紧固在一起。如图5所示，可以通过沿着纵向中心线64、76彼此间隔开的多个螺母螺栓型紧固件58将外工件52、分隔件94和内工件56紧固在一起。

在图3-6的实施例的一种可替代布置中，螺栓84可以被取向为使得螺栓84的头部88邻接抵靠内工件56并且螺母82邻接抵靠外工件52。在另一可替代布置中，H形配件50可以被整体形成为一个工件。图6示出将第一蒙皮面板36和第二蒙皮面板36连接在一起的H形配件90。第一蒙皮面板36在外工件52和内工件56之间在第一凹穴78处延伸，使得蒙皮面板36的端部96紧邻分隔件94并且与分隔件94以间隙98隔开。类似地，第二蒙皮面板36在外工件52和内工件56之间在第二凹穴80处延伸，使得蒙皮面板36的端部96紧邻分隔件94并且与分隔件94以间隙98隔开。凹穴78、80中的每个蒙皮面板36的外表面31与外工件52的内表面62齐平，并且凹穴78、80中的每个蒙皮面板的内表面33与内工件56的内表面70齐平。

为了防止H形配件50、90与蒙皮面板36分离，每个H形配件如图2和图6所示通过螺栓102被紧固到蒙皮面板之一。具体来说，螺栓102具有轴110(图6)，轴110延伸穿过形成在H形配件50、90的内工件56中的狭槽106(图2)并且被固定到蒙皮面板36。狭槽106可以沿着内工件56纵向地和横向地延伸预定距离。螺栓102的头部108被设置成尺寸大于狭槽106的宽度，并且头部108可滑动地接合内工件56的外表面72，但是螺栓102的轴110小于狭槽106的宽度和长度，以使蒙皮面板36能够在蒙皮面板36的平面方向上纵向地和横向地移动预定距离，且仍被紧固到H形配件50、90。可替代地，轴110可以邻接狭槽106的侧缘，使得蒙皮面板36可以仅被允许纵向地移动。可替代地，狭槽106可以被形成在外工件52中，其中螺栓102的轴110延伸穿过狭槽106并被固定到蒙皮面板36，并且头部108可滑动地接合外工件52的外表面60。可替代地，一个狭槽106可以形成在内工件56中，而另一狭槽106可以形成在外工件52中与内工件56的狭槽106相对，其中螺栓102的轴110延伸穿过这些狭槽106和蒙皮面板36，并且头部108和螺母被紧固到轴110的无螺纹端并且分别可滑动地接合外工件52的外表面60和内工件56的外表面72。

图7示出H形配件112的另一实施例。除了下文描述的不同主题外，图7的实施例类似于图3和图4示出的实施例或图5和图6示出的实施例。图7示出的在结构和功能上与图3和图4或者图5和图6所示的实施例类似的实施例的元件将以相同的附图标记描述。H形配件112具有包含内表面114的外工件126和包含内表面116的内工件128，内表面114、116沿横向方向从中心线64、76到相反的第一侧130和第二侧132向外逐渐变窄，以限定接收蒙皮面板124的相应端部112的楔形凹穴118、120。蒙皮面板124朝向端部122向内逐渐变窄，其中逐渐变窄的表面面对外工件126和内工件128的内表面114、116且与其齐平，使得在蒙皮面板124的表面面对内表面114、116之时外工件126和内工件128产生大约如箭头133所指示的方向的压缩力。

飞行器10也可以包括如图2和图9所示的角H形配件组装件134。如图9所示，角H形配件组装件134包括四个H形配件部分136。每个H形配件部分136包括内部端138(相对于H形配件组装件134)，内部端138具有朝向该内部端的边缘会聚以限定箭头形的相对侧。然后，四个H形配件部分136彼此装配，使得相邻的H形配件部分136的内部端的相对侧彼此邻接，以限定十字形的角H形配件组装件134。可替代地，更多或更少的配件部分136可以彼此连接，并且可以围绕角配件组装件134的周边彼此间隔开。

如图9所示，每个H形配件部分136包括由紧固件58紧固在一起的外工件140、中间部分142和内工件144。中间部分142在外工件140的中心线64和内工件144的中心线76处被夹在外工件140和内工件144之间。中间部分142可以是中间工件145，中间工件145沿配件部分136的长度延伸并且随后被图3和图4的实施例中公开的螺母螺栓布置紧固到外工件142和内工件144。可替代地，中间部分142可以包括沿着H形配件部分136的长度间隔开的多个分隔件，其中每个分隔件通过类似于图5和图6示出的螺母螺栓布置被紧固到外工件和内工件。在另一可替代实施例中，H形配件部分136可以被整体形成为一个工件。在所有其他方面中，H形配件部分136类似于图3-图6示出的实施例的H形配件50、90。

如图10所示，每个H形配件部分136连接两个蒙皮面板。参考图10，第一蒙皮面板36延伸到第一凹穴78中，使得蒙皮面板36的端部96紧邻中间部分142并且与中间部分以间隙98隔开。类似地，第二蒙皮面板36延伸到第二凹穴80中，使得蒙皮面板36的端部96紧邻中间部分142并且以间隙98与中间部分142隔开。该间隙允许蒙皮面板36沿蒙皮面板36的平面方向移动，同时外工件140和内工件144约束蒙皮面板36的非平面运动。可替代地，类似于图7示出的实施例，每个配件部分的每个凹穴的内表面可以从中心线到纵向端向外逐渐变窄，以限定接收蒙皮面板的端部122的楔形凹穴。

为了防止角H形配件组装件134与系统分离(例如，使蒙皮面板脱落)，角H形配件组装件134被连接到相邻的H形配件50、90。具体来说，如图2所示，倒U形凸缘构件146在H形配件部分136的外端148(图9)处安装到内工件144的外表面72上。另一倒U形凸缘构件146与其他凸缘构件146在邻近H形配件部分136的横向端处安装到H形配件50、90的内工件56的外表面72上。可替代地，凸缘构件可以与内工件56、144整体形成为一个工件。可替代地或额外地，如图9所示，H形配件角组装件134的凸缘构件146可以在H形配件部分136的外端148处安装到外工件140的外表面60上，并且相邻的H形配件50、90的凸缘构件146可以安装到相邻的H形配件50、90的外工件52的外表面60上。每个凸缘构件146包括螺栓接收开口150(图9)，该螺栓接收开口150与其他凸缘构件146的螺栓接收开口150对准。如图2所示，螺栓152延伸穿过对准的螺栓接收开口150并且将角H形配件组装件134紧固到H形配件50、90。可替代地，夹持装置或其他紧固方法可以被用于夹持倒U形凸缘构件146。

如图2所示，飞行器可以包括支架连杆(standoff links)154，这些支架连杆154将非结构性蒙皮面板36连接到空间框架机身结构12并且仅将载荷隔离到机身结构12。垂直支撑梁156附连到蒙皮面板36以提供加强强度。支架连杆154可以被布置为使得当空间框架12弯曲时支架连杆154不会与空间框架12冲突。支架连杆154的长度是可调节的，从而蒙皮面板36可以相对于空间框架12和其他面板36以实质精度定位。

支架连杆154可以包括被取向为传递与蒙皮面板36正交的载荷的多个正交连杆158。连杆158大致正交于蒙皮面板的舱内侧160，从而连杆158与主空气动力压力载荷的方向对准。正交连杆158被安装到支撑梁，以将空间框架结构12连接到支撑梁156。主正交载荷经由如图2所示沿着支撑梁156纵向间隔开的连杆158被传递。支撑梁156可以是如图2所示垂直的、水平的或任何其它取向的。

支架连杆154可以以各种方式安装到支撑梁156，以便将正交载荷传递到支撑梁156。图11示出一个实施例，其中连杆154经由两个相对的配件162附连在空间框架12的桁架元件16(以虚线示出)和面板支撑梁156(用作加强梁)之间。连杆154包括连杆主体164和可旋转地连接到相应配件162的两个杆端166。

在该实施例中，配件162被用于将支架连杆154直接附连到加强梁156。每个配件162包括矩形底盘168。底盘168包括位于底盘168的相对横向端上的两对螺栓接收孔170(图14)。可替代地，可以存在比图14示出的两对更多或更少的螺栓接收孔170。相对的支撑板172被安装在底盘168上并且位于多对孔170之间。支撑板从底盘沿正交方向延伸，并且包括彼此对准的螺栓接收孔。可替代地，支撑板可以从底盘168向外延伸或以其他方式倾斜延伸。

每个杆端166包括圆环形的旋转头部174。该头部或耳状物(lug)174在支撑板之间延伸，并且螺栓176可滑动地延伸穿过头部174和支撑板172中的开口并将配件162可旋转地连接到杆端166。这种连接使得配件162能够围绕螺栓的纵向轴线相对于连杆主体164旋转，也允许在相应的配件162之间沿近似平行于蒙皮面板36所规定的平面的方向的一些平移移动。

每个杆端166经由螺纹连接179附连到连杆主体164。例如，主体164可以包括具有母螺纹(未示出)以接收公螺纹端166的管体。在连杆154的相反端上，螺纹的概念可以是相反的。也就是说，在一端的螺纹可以是右旋的，而在另一端的螺纹可以是左旋的。这种布置能够在相对于杆端166旋拧连杆主体164时允许极其精细地调整连杆长度。另外，连杆主体164可以在杆端166被紧固到框架12和蒙皮面板36之后被旋拧。因此，当蒙皮面板36被安装到空间框架12时，可以以实质精度调整蒙皮面板36的位置。不需要移除面板36。可替代地，两种螺纹可以具有相同的概念。在这种情况中，可以例如在从空间框架12或蒙皮面板36移除连杆154的至少一端之后以半圈的递增量进行调整。锁止螺母(未示出)可以被用于将每个杆端166锁定到主体164。可替代地，连接器可以被配置为可旋转地接收杆端中的球形衬套，该球形衬套允许面板36的垂直运动和纵向运动，同时约束面板36的正交运动。这类使用球形衬套的布置以及其他各种连杆和框架布置在美国专利No.8,128,025中被公开，该专利的公开内容通过引用以其整体并入本文。

图11示出的支架连杆154附连到支撑梁156和框架12的桁架元件16。在该实施例中，支撑梁156是工字梁180。工字梁180具有内凸缘182和外凸缘184，外凸缘184平行于内凸缘182并在它们的纵向中心线处由在凸缘182、184之间垂直延伸的腹板186互连。当支架连杆154附连到工字梁180时，底盘168被定位在内凸缘182上，使得一对开口170被定位在内凸缘182的一个纵向端188附近，并且另一对开口被定位在相对的纵向端188附近。螺栓190延伸穿过开口并穿过内凸缘，以将配件162紧固到工字梁180。螺栓190(图15)还延伸穿过孔170并进入桁架元件16，以将其他配件162紧固到桁架元件16。每个配件162相对于连杆主体164的旋转轴线178相对于工字梁180的凸缘182横向地取向。可替代地，旋转轴线178可以相对于凸缘182以非横向的方向取向。

图12示出附连到支撑梁156和框架12的桁架元件16的支架连杆154。在该实施例中，支撑梁156是Z形梁192。Z形梁192包括平行的内凸缘194和外凸缘196，内凸缘194和外凸缘196在它们的端部处由腹板198互连。凸缘194、196在远离彼此的相反方向上从腹板198垂直地延伸。当支架连杆154附连到Z形梁192时，底盘168被定位在腹板198上，使得两对孔170相对于腹板198彼此纵向地间隔开。螺栓190延伸穿过开口170并穿过腹板198，以将连接件162紧固到Z形梁192。每个配件162相对于连杆主体164的旋转轴线178相对于Z形梁192纵向地取向。

图13示出支架连杆200的不同布置，支架连杆200附连到Z形梁192和桁架元件16。除了下文描述的不同主题外，图13示出的实施例类似于图12示出的实施例。图5示出的在结构和功能上与图12示出的实施例类似的实施例的元件将以相同附图标记描述。

支架连杆200包括连杆主体164和两个杆端166、202。一个杆端202包括限定剪切连杆206的柱形头部。剪切连杆206可旋转地安装成与Z形梁192的腹板198齐平，使得螺栓208可滑动地延伸穿过剪切连杆206的中心和Z形梁的腹板198，以将剪切连杆206可旋转地安装到腹板198。另一杆端166包括可旋转地连接到配件162的旋转头部174，该配件162的构造与图12所示的实施例中的构造类似。每个杆端166、202经由螺纹连接178附连到连杆主体164。

剪切连杆206使得载荷路径能够直接作用在Z形梁192的腹板198上。剪切连杆206的旋转轴线204垂直于腹板198的平面，并且配件162的旋转轴线178平行于Z形梁192的纵向轴线。因此，当Z形梁192沿垂直方向安装到蒙皮面板36时，配件162允许蒙皮面板36和Z形梁192在相对于框架12的水平方向上移动，并且剪切连杆206允许蒙皮面板36和Z形梁在相对于框架12的水平方向上移动。通过使剪切连杆206之间的表面稍微凸起，以使得该表面不与腹板198齐平，则可以实现剪切连杆206并因此实现支架连杆200围绕轴线205的旋转。

图14和图15示出附连到支撑梁156和框架12的桁架元件16(图15)的支架连杆210的不同布置。除了下文描述的不同主题外，图14和图15示出的实施例类似于图11示出的实施例。图14和图15示出的在结构和功能上与图11所示的实施例类似的实施例的元件将以相同的附图标记描述。在该实施例中，支撑梁156是U形梁212。U形梁212包括腹板214，腹板214具有从平基底218的纵向端垂直延伸的相对的侧壁216。凸缘220形成在侧壁220的相应端部上，并且在平行于基底218的方向上远离彼此延伸。该支架连杆210包括连杆主体164和两个杆端166。一个杆端166包括圆环形(toroid shaped)的旋转头部174。旋转头部174直接附连到U形梁212。具体来说，旋转头部174被定位在侧壁220之间。并列件/加倍件(doubler)222位于头部174的相对侧上。螺栓176可滑动地延伸通过侧壁220和并列件222，并且螺母224(图15)可以被紧固到螺栓176的端部，以将旋转头部174可旋转地安装到U形梁212的腹板214的侧壁220。并列件222用作分隔件，有助于将轴向负载从支架连杆210传递到U形梁而不是传递到螺栓176，以避免螺栓176弯曲。

另一杆端166包括可旋转地连接到配件162的旋转头部174，该配件162的构造与图11示出的构造类似。每个杆端166经由螺纹连接216附连到连杆主体164。配件162和旋转头部174的旋转轴线178、181平行于基底218的横向轴线并垂直于U形梁212的纵向轴线。可替代地，与配件相关联的杆端以及配件本身可以取向为使得配件的旋转轴线平行于U形梁的纵向轴线。可替代地，旋转头部可以是球形衬套和/或该配件可以被配置为在杆端166中可旋转地接收球形衬套(bushing)，该球形衬套允许面板36的垂直运动和纵向运动，同时约束蒙皮面板36的正交运动。

包括连杆的机身蒙皮面板将被设计为具有典型的安全系数。然而，支架连杆154、200、210的一小部分224(图15)将被有意地设计成在超过典型载荷的条件下损坏。例如，该连杆将被设计成如果机身内的物品爆炸则连杆失效。不同于影响所有机身蒙皮面板的爆炸，仅靠近该爆炸的面板将失效。该特征提供了在这类事件中更稳固的结构。

H形配件和支架连杆允许蒙皮面板36连杆相对于另一蒙皮面板在平行于蒙皮面板36的平面中稍微移动，而不在蒙皮面板36上施加负载。因此，空间框架12可以具有相对较大的面内变形，而不在蒙皮面板36上施加负载。面内方向上的相对运动可以造成连杆的轻微非正交性，从而导致蒙皮面板40相对于空间框架12的正交位置的微小改变。但是，在这类情况中，蒙皮面板36的固有离面灵活度通常将致使由这种位移所施加的载荷变得可忽略。而且，由于H形配件所连接的第一蒙皮面板和第二蒙皮面板的相邻端部96沿着相同的平面，因此在第一蒙皮面板和第二蒙皮面板上没有偏心载荷。

实施例中的H形配件与机身的蒙皮面板36相关联。然而，本领域技术人员将意识到，无论是用于航空应用还是非航空应用，可以使用不是蒙皮面板的各种类型的工件，而不会背离本公开的范围。

图16示出将H形配件50、90、112安装到蒙皮面板36的方法300。在步骤302中，蒙皮面板36被安装在机身的框架12上方，使得蒙皮面板36通过间隙98彼此隔开。蒙皮面板36通过支撑梁156和支架连杆154连接到空间框架12。在步骤304中，H形配件50、90、112的外工件52、126被定位在相邻的蒙皮面板36的外表面31上，其中纵向中心线64位于相邻的蒙皮面板36的相对的端部96或122之间。接下来在步骤306中，中间部分54、92然后被定位在外工件52的纵向中心线64处并且在相邻的蒙皮面板36的相对的端部96或122之间。接下来在步骤308中，H形配件50、90、112的内工件56、128被定位在蒙皮面板36的内表面33和中间部分54、92上，使得中间部分54、92沿着内工件56、128的纵向中心线76定位。接下来在步骤310中，螺栓84的轴86穿过外工件52、126、中间部分54、92和内工件56、128插入，直到螺栓84的头部88邻接外工件52、126的外表面60。接下来，螺母82被紧固在轴86的螺纹端上，直到螺母82邻接到内工件56、128的外表面，从而将外工件、中间部分54、92和内工件紧固在一起，使得蒙皮面板36的端部96或122延伸到其相应的凹穴78、80中，凹穴78、80与中间部分54、92以间隙98隔开。在步骤312中，螺栓102穿过狭槽106插入并且固定到蒙皮面板36以将H形配件50、90、112紧固到蒙皮面板，同时允许蒙皮面板36沿着狭槽106移动。可替代地，在安装H形配件50、90、112之后，蒙皮面板36可以通过支撑梁156和支架连杆154连接到空间框架12。

可替代地，H形配件可以首先被组装到一起，然后被提升到机身的顶部并被定位，使得中间部分处于附连到机身的第一蒙皮面板和第二蒙皮面板的相对端部之间。接下来，H形配件向下滑动，使得第一蒙皮面板和第二蒙皮面板的端部延伸到其相应的第一凹穴和第二凹穴中，并且中间部分与这些端部以间隙隔开。在可被实施用于不附连到机身的蒙皮面板的另一可替代方法中，H形配件可以首先被组装，然后蒙皮面板的相对端部在朝向中间工件的方向上可滑动地插入第一凹穴和第二凹穴中，直到这些端部以所述间隙隔开。接下来，经组装的H形配件和蒙皮面板被组装到机身。这些可替代的方法也可以被实施用于单块H形配件。

本公开的示例可以在如图17所示的飞行器制造与服役方法400以及如图18所示的飞行器402的背景下被描述。在预生产期间，飞行器制造与服役方法400可以包括材料采购406和飞行器402的规格与设计404。在生产期间，进行飞行器402的部件/子组装件制造408和系统集成410。之后，飞行器402可以经历认证与交付412以便被投入使用414。当被客户投入使用中时，飞行器402被安排进行例行的维护与检修416，维护与检修416可以还包括修改、重新配置、翻新等等。

方法400的每个过程可以由系统集成商、第三方和/或操作者(例如，客户)来执行或实施。为了本说明书的目的，系统集成商可以包括但不限于任何数量的飞行器制造商和主系统分包商；第三方可以包括但不限于任何数量的卖主、分包商和供应商；并且操作者可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务机构、个体等等。

如图18所示，由示例方法400生产的飞行器402可以包括机身418以及多个系统420和内部422。多个系统420的示例可以包括推进系统424、电气系统426、液压系统428和环境系统430中的一个或多个。可以包括任何数量的其他系统，诸如武器系统和电子系统。

所公开的蒙皮面板连接系统可以在飞行器生产与服役方法400的一个或多个阶段期间被应用。作为一个示例，所公开的蒙皮面板连接系统可以在材料采购406期间被应用。作为另一示例，可以使用蒙皮面板连接系统来制作或制造对应于部件/子组装件制造408、系统集成410和维护与检修416的部件或子组装。作为另一示例，可以使用所公开的蒙皮面板连接系统来构造机身418和/或内部422。而且，例如通过显著加速飞行器402(诸如机体(airframe)418和/或内部物422)的组装或降低其成本，在部件/子组装件制造408和/或系统集成410期间可以利用一个或多个装置示例、方法示例或其组合。类似地，可以在飞行器402服役期间使用一个或多个系统示例、方法示例或其组合，例如但不限于维护与检修416。

所公开的蒙皮面板连接系统在飞行器的背景下被描述；但是，本领域技术人员将容易地意识到，所公开的蒙皮面板连接系统可以被用于各种交通工具以及非交通工具应用。例如，本文描述的实施例的实施方式可以在包括例如客船和军用船、航天器、汽车等的任何种类的交通工具中被实施。

进一步地，本发明包括依据以下条款的实施例：

条款1.一种飞行器，其包括：

多个桁架元件，其被配置为形成空间框架机身；

多个蒙皮面板，其与所述桁架元件连接并被配置为在所述空间框架机身上方形成蒙皮，所述蒙皮面板相对于彼此可移动，以便防止所述空间框架机身的载荷引起所述蒙皮中的载荷；以及

配件，其中所述配件包括第一中间部分，其中所述配件包括第一外部分和第一内部分，其中所述第一外部分和所述第一内部分彼此间隔开并且通过所述第一中间部分互连，其中所述蒙皮面板包括彼此相邻的第一蒙皮面板和第二蒙皮面板，其中所述第一蒙皮面板具有第一端部分，其中所述第二蒙皮面板具有与所述第一端部分相邻的第二端部分，其中所述配件被定位在所述第一蒙皮面板和所述第二蒙皮面板上以使得所述第一端部分和所述第二端部分在所述第一内部分和所述第一外部分之间延伸，其中所述配件被配置为使所述第一蒙皮面板和所述第二蒙皮面板能够沿着所述第一蒙皮面板和所述第二蒙皮面板的第一外表面和第一内表面的第一平面朝向彼此移动，同时约束所述蒙皮面板相对于所述第一平面的非平面移动。

条款2.根据条款1所述的飞行器，其中所述第一中间部分被定位在所述第一端部分和所述第二端部分之间，其中所述第一端部分和所述第二端部分中的每个以一个间隙与所述第一中间部分间隔开。

条款3.根据条款2所述的飞行器，其中所述第一外部分包括面向所述第一蒙皮面板的第一表面，其中所述第一内部分包括面向所述第一蒙皮面板的第二表面，其中所述第一表面和所述第二表面在朝向所述第一中间构件的方向上朝向彼此会聚，以限定楔形配置。

条款4.根据条款1所述的飞行器，其中所述配件通过紧固件固定到所述第一蒙皮面板上，其中所述配件包括狭槽，其中所述狭槽可滑动地接收所述紧固件，其中所述紧固件沿着所述狭槽可移动，以允许所述第一蒙皮面板沿着所述第一平面移动同时保持紧固到所述第一蒙皮面板。

条款5.根据条款1所述的飞行器，其进一步包括角配件组装件，其中所述角配件包括围绕所述角配件的周边彼此连接且彼此隔开的多个配件部分，其中所述角配件组装件被一组所述蒙皮面板包围，其中所述一组所述蒙皮面板组的所述蒙皮面板包括彼此相邻的第三蒙皮面板和第四蒙皮面板，其中所述第三蒙皮面板具有第三端部分，其中所述第四蒙皮面板具有与所述第三端部分相邻的第四端部分，每个所述配件部分包括第二中间部分以及第二外部分和第二内部分，其中所述第二外部分和所述第二内部分彼此隔开并且通过所述第二中间部分互连，其中所述配件部分中的至少一个被定位在所述第三蒙皮面板和所述第四蒙皮面板上，使得所述第三端部分和所述第四端部分在所述第二内部分和所述第二外部分之间延伸，其中所述配件部分中的所述一个配件部分被配置为使得所述第三蒙皮面板和所述第四蒙皮面板能够沿着平行于所述第三蒙皮面板和所述第四蒙皮面板的第二外表面和第二内表面的第二平面朝向彼此移动，同时约束所述第三蒙皮面板和所述第四蒙皮面板相对于所述第二平面的非平面移动。

条款6.根据条款5所述的飞行器，其中所述配件邻近所述角配件组装件定位，其中所述角配件组装件包括第一凸缘构件，其中所述配件包括第二凸缘构件，其中所述第一凸缘构件和所述第二凸缘构件通过紧固件彼此连接。

条款7.根据条款1所述的飞行器，其包括支撑梁和细长的连杆，其中所述支撑梁附连到所述第一蒙皮面板的所述内表面，其中所述第一蒙皮面板的所述外表面具有充分光滑的表面，其中所述连杆具有可移动地连接到所述支撑梁的第一端，其中所述连杆具有可移动地连接到所述桁架元件之一的第二端，所述支撑梁进一步被配置为将所述第一蒙皮面板的载荷通过所述连杆传递到所述空间框架机身，其中所述连杆的所述第二端的可移动连接被配置为约束所述第一蒙皮面板在与所述机身正交的方向上的运动，同时允许所述第一蒙皮面板相对于所述机身的垂直运动和纵向运动中的至少一个或垂直运动和纵向运动两者。

条款8.根据条款1所述的飞行器，其包括U形支撑梁和细长的连杆，其中所述支撑梁包括腹板，其中所述腹板包括相对的第一侧壁和第二侧壁，其中所述支撑梁附连到所述第一蒙皮面板的所述内表面，其中所述连杆具有连接到所述桁架元件之一的第一端，其中所述连杆具有第二端，该第二端被定位在所述第一侧壁和所述第二侧壁之间并且可移动地连接到所述第一侧壁和所述第二侧壁，其中所述支撑梁进一步被配置为将所述第一蒙皮面板的载荷通过所述连杆传递到所述空间框架机身，其中所述连杆的所述第二端的可移动连接被配置为约束所述面板在与所述机身正交的方向上的运动，同时允许所述第一蒙皮面板相对于所述机身的垂直运动和纵向运动中的至少一个或垂直运动和纵向运动两者。

条款9.根据条款8所述的飞行器，其包括第一支撑构件和第二支撑构件，其中所述第一支撑构件被定位在所述第二端和所述第一侧壁之间，其中所述第二支撑构件被定位在所述第二端和所述第二侧壁之间，其中所述第二端通过紧固件可移动地连接到所述第一侧壁和所述第二侧壁，其中所述支撑构件被配置为帮助将载荷从所述连杆传递到所述支撑梁。

条款10.根据条款1所述的飞行器，其中所述第一端部分和所述第二端部分彼此相对。

条款11.一种飞行器，其包括：

多个桁架元件，其被配置为形成空间框架机身；

多个蒙皮面板，其与所述桁架元件连接并被配置为在所述空间框架机身上方形成蒙皮，所述蒙皮面板相对于彼此可移动，以便防止所述空间框架机身的载荷引起所述蒙皮中的载荷；

支撑梁，其中所述支撑梁附连到多个所述蒙皮面板；

细长的连杆，其中所述连杆具有可移动地连接到所述支撑梁的第一端，其中所述连杆具有可移动地连接到所述桁架元件之一的第二端，所述支撑梁被进一步配置为将所述蒙皮面板中的至少一个蒙皮面板的载荷通过所述连杆传递到所述空间框架机身，其中所述连杆的所述第二端的可移动连接被配置为约束所述蒙皮面板中的所述至少一个蒙皮面板在与所述机身正交的方向上的运动，同时允许所述蒙皮面板中的所述至少一个蒙皮面板相对于所述机身的垂直运动和纵向运动中的至少一个或垂直运动和纵向运动两者；以及

其中所述连杆包括被配置为在施加于所述连杆的异常载荷下失效的部分。

条款12.根据条款11所述的飞行器，其中所述支撑梁是U形的，其中所述支撑梁包括腹板，其中所述腹板包括相对的第一侧壁和第二侧壁，其中所述支撑梁附连到所述蒙皮面板的内表面，其中所述连杆的所述第一端部被定位在所述第一侧壁与所述第二侧壁之间并且可移动地连接到所述第一侧壁和所述第二侧壁。

条款13.根据条款12所述的飞行器，其包括第一支撑构件和第二支撑构件，其中所述第一支撑构件被定位在所述连杆的所述第一端部与所述第一侧壁之间，其中所述第二支撑构件被定位在所述连杆的所述第一端部与所述第二侧壁之间，其中所述第一端部通过紧固件可移动地连接到所述第一侧壁和所述第二侧壁，其中所述第一支撑构件和所述第二支撑构件被配置为帮助将载荷从所述连杆传递到所述支撑梁。

条款14.根据条款11所述的飞行器，其中所述连杆的所述第一端部包括剪切连杆，其中所述剪切连杆可旋转地连接到所述支撑梁。

条款15.根据条款11所述的飞行器，其中所述第一端通过第一紧固件可旋转地连接到所述支撑梁，其中所述第一紧固件延伸穿过所述第一端部，其中所述第二端部通过第二紧固件可旋转地连接到所述桁架元件，其中所述第二紧固件延伸穿过所述第二端部。

条款16.根据条款1所述的飞行器，其包括配件，其中所述配件包括中间部分，其中所述配件包括外部分和内部分，其中所述外部分和所述内部分彼此间隔开并且通过所述中间部分互连，其中所述蒙皮面板包括彼此相邻的第一蒙皮面板和第二蒙皮面板，其中所述第一蒙皮面板具有第一端部分，其中所述第二蒙皮面板具有与所述第一端部分相邻的第二端部分，其中所述配件被定位在所述第一蒙皮面板和所述第二蒙皮面板上以使得所述第一端部分和所述第二端部分在所述内部分和所述外部分之间延伸，其中所述配件被配置为使所述第一蒙皮面板和所述第二蒙皮面板能够沿着所述第一蒙皮面板和所述第二蒙皮面板的外表面和内表面的平面朝向彼此移动，同时约束所述蒙皮面板相对于所述平面的非平面移动。

条款17.一种方法，其包括：

在机身的框架上方安装多个蒙皮面板，使得蒙皮面板以第一间隙彼此间隔开；

在相邻的第一蒙皮面板和第二蒙皮面板上安装配件，其中所述配件被配置为使第一蒙皮面板和第二蒙皮面板能够沿着第一蒙皮面板和第二蒙皮面板的外表面和内表面的平面朝向彼此移动，同时约束蒙皮面板相对于该平面的非平面移动，其中在相邻的第一蒙皮面板和第二蒙皮面板之间安装配件包括：

在第一间隙上方将配件的外工件定位在蒙皮面板的外表面上；

在第一间隙处将配件的中间部分定位在第一蒙皮面板和第二蒙皮面板之间；

将配件的内工件定位在中间部分上，使得第一蒙皮面板的第一端部分在外工件和内工件之间延伸并且第二蒙皮面板的第二端部分在外工件和内工件之间延伸；以及

将外工件、中间部分和内工件紧固在一起。

条款18.根据条款17述的方法，其中将内工件定位在中间部分上以使得第一蒙皮面板的第一端部分在外工件和内工件之间延伸并且使得第二蒙皮面板的第二端部分在外工件和内工件之间延伸包括：使第一蒙皮面板的第一端部分与第一中间部分以第二间隙分隔开。

条款19.根据条款17述的方法，其包括通过紧固件将配件紧固到第一蒙皮面板。

条款20.根据条款17所述的方法，其包括：

将支撑梁附连到第一蒙皮面板的内表面；

将细长的连杆的第一端连接到支撑梁；以及

将连杆的第二端连接到空间框架机身的桁架元件，

其中支撑梁被配置为将第一蒙皮面板的载荷通过连杆传递到空间框架机身，其中连杆的第二端的连接被配置为约束第一蒙皮面板在与机身正交的方向上的运动，同时允许第一蒙皮面板相对于机身的垂直运动和纵向运动中的至少一个或垂直运动和纵向运动两者。

虽然已经示出和描述了所公开的蒙皮面板连接系统的各种实施例，但本领域技术人员在阅读了说明书之后容易想到各种修改。本申请包括这些修改并且仅由权利要求的范围限制。

Claims (10)

1.一种飞行器，其包括：

多个桁架元件，其被配置为形成空间框架机身；

多个蒙皮面板，其与所述桁架元件连接并且被配置为在所述空间框架机身上方形成蒙皮，所述蒙皮面板相对于彼此可移动，以防止所述空间框架机身的载荷引起所述蒙皮中的载荷；以及

配件，其中所述配件包括第一中间部分，其中所述配件包括第一外部分和第一内部分，其中所述第一外部分和所述第一内部分彼此间隔开并且通过所述第一中间部分互连，其中所述蒙皮面板包括彼此相邻的第一蒙皮面板和第二蒙皮面板，其中所述第一蒙皮面板具有第一端部分，其中所述第二蒙皮面板具有与所述第一端部分相邻的第二端部分，其中所述配件被定位在所述第一蒙皮面板和所述第二蒙皮面板上以使得所述第一端部分和所述第二端部分在所述第一内部分和所述第一外部分之间延伸，其中所述配件被配置为使所述第一蒙皮面板和所述第二蒙皮面板能够沿着所述第一蒙皮面板和所述第二蒙皮面板的第一外表面和第一内表面的第一平面朝向彼此移动，同时约束所述蒙皮面板相对于所述第一平面的非平面移动。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述第一中间部分被定位在所述第一端部分和所述第二端部分之间，其中所述第一端部分和所述第二端部分中的每一个与所述第一中间部分以间隙间隔开。

3.根据权利要求2所述的飞行器，其中所述第一外部分包括面对所述第一蒙皮面板的第一表面，其中所述第一内部分包括面对所述第一蒙皮面板的第二表面，其中所述第一表面和所述第二表面在朝向所述第一中间部分的方向上朝向彼此会聚，以限定楔形配置。

4.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述配件通过紧固件固定到所述第一蒙皮面板，其中所述配件包括狭槽，其中所述狭槽可滑动地接收所述紧固件，其中所述紧固件沿着所述狭槽可移动，以允许所述第一蒙皮面板沿着所述第一平面移动，同时保持紧固到所述第一蒙皮面板。

5.根据权利要求1所述的飞行器，其进一步包括角配件组装件，其中所述角配件包括围绕所述角配件的周边彼此连接且彼此间隔开的多个配件部分，其中所述角配件组装件被一组所述蒙皮面板围绕，其中所述一组所述蒙皮面板的所述蒙皮面板包括彼此相邻的第三蒙皮面板和第四蒙皮面板，其中所述第三蒙皮面板具有第三端部分，其中所述第四蒙皮面板具有与所述第三端部分相邻的第四端部分，所述配件部分中的每一个包括第二中间部分以及第二外部分和第二内部分，其中所述第二外部分和所述第二内部分彼此间隔开并且通过所述第二中间部分互连，其中所述配件部分中的至少一个被定位在所述第三蒙皮面板和所述第四蒙皮面板上，使得所述第三端部分和所述第四端部分在所述第二内部分和所述第二外部分之间延伸，其中所述配件部分中的所述一个被配置为使得所述第三蒙皮面板和所述第四蒙皮面板能够沿着平行于所述第三蒙皮面板和所述第四蒙皮面板的第二外表面和第二内表面的第二平面朝向彼此移动，同时约束所述第三蒙皮面板和所述第四蒙皮面板相对于所述第二平面的非平面移动。

6.根据权利要求5所述的飞行器，其中所述配件邻近所述角配件组装件定位，其中所述角配件组装件包括第一凸缘构件，其中所述配件包括第二凸缘构件，其中所述第一凸缘构件和所述第二凸缘构件通过紧固件彼此连接。

7.根据权利要求1所述的飞行器，其包括支撑梁和支架连杆，其中所述支撑梁附连到所述第一蒙皮面板的所述内表面，其中所述第一蒙皮面板的所述外表面具有光滑的表面，其中所述支架连杆具有可移动地连接到所述支撑梁的第一端，其中所述支架连杆具有可移动地连接到所述桁架元件中的一个桁架元件的第二端，所述支撑梁进一步被配置为将所述第一蒙皮面板的载荷通过所述支架连杆传递到所述空间框架机身，其中所述支架连杆的所述第二端的所述可移动连接被配置为约束所述第一蒙皮面板在正交于所述机身的方向上的运动，同时允许所述第一蒙皮面板相对于所述机身的垂直运动和纵向运动中的至少一个。

8.根据权利要求1所述的飞行器，其包括U形支撑梁和支架连杆，其中所述支撑梁包括腹板，其中所述腹板包括相对的第一侧壁和第二侧壁，其中所述支撑梁附连到所述第一蒙皮面板的所述内表面，其中所述支架连杆具有连接到所述桁架元件中的一个桁架元件的第一端，其中所述支架连杆具有定位在所述第一侧壁和所述第二侧壁之间并且可移动地连接到所述第一侧壁和所述第二侧壁的第二端，其中所述支撑梁进一步被配置为将所述第一蒙皮面板的载荷通过所述支架连杆传递到所述空间框架机身，其中所述支架连杆的所述第二端的所述可移动连接被配置为约束所述面板在正交于所述机身的方向上的运动，同时允许所述第一蒙皮面板相对于所述机身的垂直运动和纵向运动中的至少一个。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其包括第一支撑构件和第二支撑构件，其中所述第一支撑构件被定位在所述第二端和所述第一侧壁之间，其中所述第二支撑构件被定位在所述第二端和所述第二侧壁之间，其中所述第二端通过紧固件可移动地连接到所述第一侧壁和所述第二侧壁，其中所述支撑构件被配置为帮助将所述载荷从所述支架连杆传递到所述支撑梁。

10.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述第一端部分和所述第二端部分彼此相对。

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