CN108974323A - 飞行器、飞行器机翼和相关抗剪带 - Google Patents

飞行器、飞行器机翼和相关抗剪带 Download PDF

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CN108974323A CN201810342683.7A CN201810342683A CN108974323A CN 108974323 A CN108974323 A CN 108974323A CN 201810342683 A CN201810342683 A CN 201810342683A CN 108974323 A CN108974323 A CN 108974323A
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Abstract

本申请公开了飞行器、飞行器机翼和相关抗剪带。一种示例性设备包括：第一面板，其耦连到第二面板以限定机翼盒；翼肋，其沿翼弦方向设置在机翼盒内；以及桁条，其沿翼展方向设置在机翼盒内紧邻第一面板或第二面板中的至少一个，翼肋包括抗剪带，抗剪带包括沿相反方向延伸的第一腿和第二腿，第一腿和第二腿将耦连到第一面板、第二面板或桁条中的至少一个。

Description

飞行器、飞行器机翼和相关抗剪带
技术领域
本公开总体涉及飞行器，并且更具体地涉及飞行器、飞行器机翼和相关抗剪带(shear tie)。
背景技术
许多飞行器包括机翼。在一些示例中，这些机翼包括翼肋以用于结构稳定性和/或其他原因。在一些示例中，为了将翼肋耦连到机翼的面板，使用抗剪带。
附图说明
图1是示例性飞行器的示意图，在该示例性飞行器上能够实施本文所公开的示例性抗剪带。
图2示出了根据本公开教导的包括具有示例性抗剪带的示例性翼肋的示例性机翼的局部剖视图。
图3示出了一种能够被用于实施图2的翼肋的示例性翼肋。
图4-图6示出了能够被用于实施图2和/或图3的示例性抗剪带的示例性第一抗剪带的不同视图。
图7A示出了能够被用于实施图2和/或图3的示例性抗剪带的根据图4-图6所构造的示例性抗剪带的等距视图。
图7B和图7C示出了能够被用于实施图2和/或图3的翼肋的示例性翼肋的相对等距视图。
图8-图10示出了能够被用于实施图2和/或图3的抗剪带的示例性第二抗剪带的不同视图。
图11A示出了能够被用于实施图2和/或图3的示例性抗剪带的根据图8-图10所构造的示例性抗剪带的等距视图。
图11B和图11C示出了能够被用于实施图2和/或图3的翼肋的示例性翼肋的相对等距视图。
图12-图14示出了能够被用于实施图2和/或图3的示例性抗剪带的示例性第三抗剪带的不同视图。
图15A示出了能够被用于实施图2和/或图3的示例性抗剪带的根据图12-图14所构造的示例性抗剪带的等距视图。
图15B和图15C示出了能够被用于实施图2和/或图3的翼肋的示例性翼肋的相对等距视图。
图16示出了能够被用于实施图2和/或图3的示例性抗剪带的示例性第四抗剪带的等距视图。
图17示出了包括能够被用于实施图2的示例性抗剪带、翼肋、桁条和面板和/或图3的翼肋的耦连到示例性桁条和示例性面板的示例性第五抗剪带的示例性翼肋。
图18示出了在图17的示例性抗剪带、示例性桁条和示例性面板之间的耦连的详细视图。
图19示出了在图17的示例性抗剪带、示例性桁条和示例性面板之间的耦连的详细正视图。
图20示出了包括能够被用于实施图2和/或图3的示例性抗剪带的示例性第五抗剪带的示例性翼肋的等距视图。
附图不按比例。在任何可能的情况下，相同附图标记在整个(一个或多个)附图和随附书面描述中将被用于指代相同或相似的零件。
具体实施方式
本文所公开的示例涉及示例性飞行器，该示例性飞行器具有整体加强式机翼面板和/或蒙皮(例如，包括金属翼肋的复合机翼结构)和/或包括紧固桁条的复合机翼面板和/或蒙皮。在一些示例中，根据本公开教导所实施的飞行器包括具有抗剪带的示例性机翼和/或示例性翼肋，所述抗剪带减少和/或消除了在组装飞行器机翼时所使用的垫片(shim)的数量。
在一些示例中，可以通过构造示例性抗剪带来减少垫片的数量，以便在将翼肋耦连到机翼组件的相邻部件(例如，桁条、面板)之前增加可允许的拉升间隙(例如，紧固件拉升)和/或构建公差，同时保持(一个或多个)阈值拉升力。在一些示例中，阈值拉升间隙可以是近似0.012英寸和/或0.016英寸和/或在约0.008英寸与0.016英寸之间。在一些示例中，阈值拉升力可以是在约250磅(lbs)与350lbs之间。然而，根据设计特性和/或设计参数，阈值拉升间隙可以是不同的量(例如，0.015英寸、0.17英寸、0.020英寸、0.1英寸等)。如本文所使用，短语“拉升间隙”是指在紧固件的安装和组装之前的在抗剪带与相对表面(例如，加强件表面、机翼面板表面等)之间的间隙。换言之，更大的可允许拉升间隙意味着，抗剪带被移动更大的距离，以便闭合和/或减小在组装过程期间抗剪带与将抗剪带固定到的面板之间的间隙。类似地，更小的可允许拉升间隙意味着，抗剪带被移动更小的距离，以便闭合和/或减小在组装期间抗剪带与将抗剪带固定到的面板之间的间隙。
通过减小和/或消除飞行器机翼的翼肋与面板之间所包括的垫片的数量，在一些示例中，可以减小飞行器的重量，可以降低生产飞行器的成本，和/或可以提高制造飞行器的生产量，与此同时提供坚固的(robust)抗剪带。通过减小和/或消除组装飞行器机翼时所包括的垫片的数量，在一些示例中，可以减小组装厂中的填隙式研磨机(shimming mill)的数量，可以减小与组装飞行器机翼相关联的组装厂的占地面积，可以减小生产流程时间，和/或可以减小循环的和/或非循环的生产成本。此外，在一些示例中，通过减小和/或消除组装飞行器机翼时所包括的垫片的数量，考虑到垫片的重量和/或以其他方式放置垫片的机翼盒内的有限空间，可以改进工人的人体工程学。
在一些示例中，本文所公开的抗剪带被构造成具有中等水平的柔韧性和/或顺应性，同时不超过抗剪带和/或相关翼肋的材料可允许的静态应力和/或疲劳应力。抗剪带和/或翼肋可以由铝或任何其他合适的材料形成。在一些示例中，静态应力在约30-40千磅/每平方英寸(KSI)之间并且疲劳应力在约15-20KSI之间。
本文所公开的示例性抗剪带可以被形成为包括突片(tab)(例如，突出部(tabout))的单侧抗剪带和/或双侧抗剪带。如本文所使用的，单侧抗剪带从抗剪带的一侧提供紧固入口，并且双侧抗剪带从抗剪带的两侧提供紧固入口。突片可以是相对柔韧的和/或用作弹簧(例如，片弹簧)以增加抗剪带与相关机翼面板之间的可允许拉升间隙。换言之，当(一个或多个)紧固件紧固抗剪带、桁条和相关面板时，突片的柔韧性使得突片能够被拉向相邻表面以闭合相对较大的拉升间隙。附加地或可替代地，可以通过缩放示例性抗剪带设计以实现阈值拉升能力(例如，0.012英寸的拉升能力、0.016英寸的拉升能力)来形成本文所公开的示例性抗剪带。不管根据本公开教导所实施的示例性抗剪带的配置如何，本文所公开的示例减小和/或消除了在组装飞行器机翼时所使用的垫片的数量。
图1描绘了示例性飞行器100，其包括耦连到示例性机翼104的示例性机身101和示例性发动机102。在该示例中，每个机翼104包括可以由复合材料和/或碳纤维增强塑料材料形成的第一面板106和第二面板108。
图2示出了能够被用于实施图1的飞行器100的机翼104的一个示例性机翼104的局部剖视图。在所示的示例中，机翼104包括第一面板106和第二面板108以及在第一面板106与第二面板108之间沿翼弦方向延伸的翼肋202。如所示示例中示出的，为了增加相应面板106、108的稳定性，示例性桁条204沿机翼104的长度在翼肋202之间沿翼展方向耦连。在一些示例中，一些桁条204设置在第一面板106的附近，并且其他桁条204设置在第二面板108的附近。
为了将翼肋202、桁条204以及面板106和/或108耦连在一起，在所示示例中，翼肋202包括紧固件208延伸通过的示例性抗剪带206。抗剪带206可以与翼肋202成一体或者可以耦连到翼肋202。在一些示例中，两个紧固件208延伸通过被实施为单侧抗剪带的抗剪带206，其中单侧抗剪带从抗剪带206的一侧提供紧固入口。在一些示例中，四个紧固件208延伸通过被实施为双侧抗剪带的抗剪带206，其中双侧抗剪带从抗剪带206的两侧提供紧固入口。然而，在其他示例中，可以使用任何数量的紧固件208来将抗剪带206耦连到第一面板106、第二面板108和/或桁条204。
不管用于将桁条204、翼肋202以及面板106和/或108耦连在一起的示例性抗剪带206的配置如何，示例性抗剪带206使得在紧固件208将抗剪带206、桁条204以及面板106和/或108耦连在一起之前，在抗剪带206、桁条204和/或面板106和/或108之间的拉升间隙能够满足阈值。在一些示例中，基于制造可变性和/或其他因素，在安装紧固件之前可能存在拉升间隙。在一些示例中，使用本文所公开的示例可闭合的阈值拉升间隙可以大于由已知示例可以提供的拉升间隙(例如，0.005英寸-0.008英寸)。在一些示例中，阈值拉升间隙是近似0.012英寸和/或0.016英寸和/或在约0.008英寸与0.016英寸之间。
在一些示例中，可以通过沿翼展方向将桁条204定位在第二面板108的上方、并且沿翼弦方向将翼肋202定位在桁条204的上方且邻近第二面板108来组装机翼104。拉升间隙可以被限定在翼肋202的抗剪带206与桁条204或第二面板108中的至少一个之间。在一些示例中，可以通过沿翼展方向将桁条204定位在翼肋202的上方且邻近第一面板106来进一步组装机翼104。在被安装时，紧固件208可以减少抗剪带206、桁条204与第一面板和/或第二面板108之间的拉升间隙。
图3示出了能够被用于实施图2的示例性翼肋202的示例性翼肋301的等距视图。在所示示例中，翼肋301包括示例性隔间(bay)302、示例性加强件304以及翼肋301的第一侧308上的示例性抗剪带305和翼肋301的第二侧312上的示例性抗剪带306。为了使得桁条204能够在抗剪带305、305之间延伸，在该示例中，翼肋301在抗剪带305、306中的相邻抗剪带之间限定孔314。附加地，在所示示例中，翼肋301包括示例性腹板316、围绕示例性孔320的示例性腹板垫318、邻近翼肋301的第一侧308的第一翼弦322、以及邻近翼肋301的第二侧312的第二翼弦324。如图3的示例所示，隔间302由加强件304和翼弦322、324限定。
图4-图6示出了能够被用于实施图2的抗剪带206和/或图3的抗剪带305、306的示例性抗剪带401的不同视图。在图4所示的示例中，抗剪带401是包括夹板和/或基座402的双侧抗剪带，所述夹板和/或基座402具有第一突片和/或第一腿404、第二突片和/或第二腿406、第三突片和/或第三腿408以及第四突片和/或第四腿410。在该示例中，第一腿404和第二腿406通过示例性第一弧形孔411彼此间隔开，并且第三腿408和第四腿410通过示例性第二弧形孔412彼此间隔开。虽然在该示例中孔411、412是弧形的，但是孔411、412可以是任何其他形状。
在一些示例中，将第一腿404和第二腿406彼此间隔开并且将第三腿408和第四腿410彼此间隔开增加了腿404、406、408和410的柔韧性，和/或使得与本文所公开的一些示例相比，腿404、406、408和410的长度能够是更短的。例如，腿404、406、408和410可以被构造成相对柔韧的和/或用作片弹簧，以使得在耦连翼肋202与第一面板106和/或第二面板108和/或桁条204时能够闭合和/或减少阈值拉升间隙。在一些示例中，阈值拉升间隙为0.012英寸和/或0.016英寸和/或在约0.008英寸与0.016英寸之间。然而，根据设计规格等，阈值拉升间隙可以是任何其他距离。
在一些示例中，为了使得抗剪带401能够耦连到第一面板106和/或第二面板108和/或耦连到桁条204，腿404、406、408和410限定紧固件208延伸通过的孔413。孔413可以朝向腿404、406、408和410的边缘和/或端部定位以最大化腿404、406、408和410的柔韧性。在该示例中，孔413关于抗剪带401的纵向轴线414和/或横向轴线416对称。然而，在其他示例中，孔413不关于纵向轴线414和/或横向轴线416对称。尽管孔413被描绘为在腿404、406、408和410上的特定位置并且具有特定尺寸和形状，但孔413可以处于任何其他位置并且可以具有任何尺寸和/或形状。尽管腿404、406、408和410被示为包括单个孔，但腿404、406、408和410中的一个或多个腿可以限定更多或更少的孔(例如，0个、2个、3个等)。
在所示示例中，示例性整流片和/或成角度的相交部418沿着夹板402的中心部分419延伸以耦连抗剪带401的夹板402和示例性腹板420。在该示例中，为了使得力和/或负荷(例如，剪切负荷)能够通过抗剪带401传递和/或能够为翼肋202、桁条204、第一面板106和/或第二面板108提供负荷路径，抗剪带401包括界定腹板420的示例性凸缘422。在一些示例中，凸缘422是V形凸缘和/或加强件，其相对于夹板402成角度以形成V形腹板。在图4的示例中，凸缘422包括关于腹板420的中心线和/或轴线428对称的第一部分424和第二部分426。然而，在其他示例中，第一部分424和第二部分426可以是不对称的。在该示例中，第一部分424相对于第二部分401的中心线428成约20度角至70度角429(图6)之间，并且第二部分426相对于中心线428成约负20度角至负70度角430(图6)之间。
在所示示例中，凸缘422的第一部分424和第二部分426耦连到能够被用于实施图3的翼弦322和/或324的示例性翼弦432。如图4的示例所示，腹板420的邻近凸缘422与翼弦432之间的耦连的拐角(corner)427可以是圆形的。为了形成圆形拐角，在该示例中，凸缘422的第一部分424和第二部分426在与翼弦432的耦连附近是八字形的。在该示例中，加强件434从翼弦432延伸并且限定其中设置有腹板438的隔间436。
图5示出了图4的示例性抗剪带401的另一个等距视图，与图4中所示的视图相比，其显示了抗剪带401的相对侧面。如图5所示，夹板402的第一相对边缘和/或侧面502、504基本彼此平行，并且夹板402的第二相对边缘和/或侧面506、508基本彼此平行。如本文所使用的，基本平行意味着在约零度与五度之间的平行和/或考虑制造公差。
图6示出了图4的示例性抗剪带401的正视图。如图6的示例所示，翼弦432和加强件434限定具有圆形拐角的相对配件(例如，浴缸形配件)602、604。在该示例中，倒角的表面和/或成角度的表面和/或整流片605设置在腹板420与凸缘422之间的相交部处。图7A示出了由单片材料(例如，整体部分)形成以使得抗剪带401能够耦连在一起的图4的两个抗剪带401。在图7A的示例中，相邻抗剪带401限定了在使用抗剪带401以便将翼肋202、桁条204以及第一面板106和/或第二面板108耦连在一起时桁条204延伸通过的孔702。
图7B和图7C示出了能够被用于实施图2的示例性翼肋202和/或图3的示例性翼肋301的示例性翼肋704的相对等距视图。在图7B和图7C的所示示例中，根据图4-图6的示例性抗剪带401来构造抗剪带401，其中图7B所示的侧面包括翼弦432和加强件434，并且图7C所示的侧面不包括翼弦432和加强件434。因此，图7C所示的翼肋704的侧面示出了不包括翼弦432和加强件434的腹板438。尽管图7B和图7C的示例性翼肋704包括根据图4-图6的示例性抗剪带所构造的一个抗剪带，但是图7B和图7C的翼肋704可以包括任何数量的此类抗剪带。参考图7B，示例性翼肋704包括基本上相对于彼此垂直延伸的翼弦432和加强件434。如本文所使用的，基本垂直意味着在约零度与五度之间的垂直和/或考虑制造公差。
图8-图10示出了能够被用于实施图2的抗剪带206和/或图3的抗剪带305和/或306的另一个示例性抗剪带801的不同视图。在图8所示的示例中，抗剪带801是包括夹板802的双侧抗剪带，所述夹板820具有第一突片和/或第一腿804以及第二突片和/或第二腿806。与图4-图6的示例相比，图8的第一腿804被形成为没有将第一腿804分成第一子腿(例如，第一腿404)和第二子腿(例如，第二腿406)并且没有将第二腿806分成第三子腿(例如，第三腿408)和第四子腿(例如，第四腿410)的孔的单个腿。
与图4-图6的示例相比，为了补偿大于图4的腿404、406、408和410的宽度的图8的腿804、806的宽度并且使得图8的第一腿804和第二腿806能够达到与图4的示例性腿404、406、408和410类似的柔韧性，第一腿804的长度1002(图10)大于第一腿404的长度606(图6)。在一些示例中，腿804、806被构造成相对柔韧的，以使得在耦连翼肋202与第一面板106和/或第二面板108和/或桁条204时能够实现、闭合和/或减少阈值拉升间隙。在一些示例中，阈值拉升间隙为0.012英寸和/或0.016英寸、和/或在约0.008英寸与0.016英寸之间。然而，根据设计规格等，阈值拉升间隙可以是任何其他距离。
在一些示例中，为了使得抗剪带801能够耦连到第一面板106和/或第二面板108和/或耦连到桁条204，腿804、806限定紧固件208延伸通过的孔808。尽管孔808被描绘为在腿804、806上的特定位置并且具有特定尺寸和形状，但孔808可以处于任何其他位置并且可以具有任何尺寸和/或形状。虽然腿804、806中的每个腿被示为包括两个孔，但腿804、806中的一个或多个腿可以限定更多或更少的孔(例如，0个、1个、3个等)。在一些示例中，孔808关于抗剪带801的纵向轴线810和/或横向轴线812对称。然而，在其他示例中，孔808不关于纵向轴线810和/或横向轴线812对称。
在该示例中，为了使得力和/或负荷(例如，剪切负荷)能够通过抗剪带801传递，示例性凸缘814从夹板802延伸并且界定抗剪带801的示例性腹板420。基于第一腿804和第二腿806相对于图4的腿404、406、408和410是更长的，在该示例中，界定腹板816的夹板802的中心部分817具有宽度1004(图10)，该宽度1004小于图4的中心部分419的宽度。
在所示示例中，凸缘814相对于夹板802成角度以形成V形腹板。在图8的示例中，凸缘814包括关于腹板816的中心线和/或轴线821对称的第一部分818和第二部分820。然而，在其他示例中，第一部分818和第二部分820可以是不对称的。在该示例中，第一部分818相对于中心线821成约20度角至70度角824(图10)之间，并且第二部分820相对于中心线821成约负20度角至负70度角826(图10)之间。
在所示示例中，凸缘814耦连到能够被用于实施图3的翼弦322和/或324的翼弦828。在该示例中，加强件830从翼弦828延伸并且限定其中设置有腹板834的隔间832。在一些示例中，腹板834能够被用于实施图3的腹板316。
图9示出了图8的示例性抗剪带801的另一个等距视图，与图8中所示的视图相比，其显示了抗剪带801的相对侧面，其中图8所示的抗剪带801的侧面包括翼弦828和加强件830并且图9所示的抗剪带801的侧面不包括翼弦828和加强件830。因此，图9所示的抗剪带801的侧面示出了不包括翼弦828和加强件830的腹板834。在该示例中，倒角的表面和/或成角度的表面和/或整流片902设置在腹板816与凸缘814之间的相交部处。图10示出了图8的示例性抗剪带801的正视图，其中图10所示的抗剪带801的侧面与图9所示的抗剪带801的侧面相同。在该示例中，翼弦828和加强件830在图8的视图中示出，但在图10的视图中未示出。图11A示出了由单片材料(例如，整体部分)形成以使得抗剪带801能够耦连在一起的三个抗剪带801。在图11A的示例中，相邻抗剪带801限定了在使用抗剪带801以便将翼肋202、桁条204以及第一面板106和/或第二面板108耦连在一起时桁条204延伸通过的孔1102。
图11B和图11C示出了能够被用于实施图2的示例性翼肋202和/或图3的翼肋301的示例性翼肋1104的相对等距视图。在图11B和图11C所示的示例中，根据图8-图10的示例性抗剪带801来构造抗剪带801。尽管图11B和图11C的示例性翼肋1104包括根据图8-图10的示例性抗剪带所构造的一个抗剪带，但是图11B和图11C的翼肋1104可以包括任何数量的此类抗剪带。
图12-图14示出了能够被用于实施图2的抗剪带206和/或图3的抗剪带305、306的另一个示例性抗剪带1201的不同视图。在图12所示的示例中，抗剪带1201是包括夹板1202的单侧抗剪带，第一凸缘1203、第二凸缘1204以及V形加强件和/或凸缘1206从所述夹板1202延伸。在一些示例中，第一凸缘1203和第二凸缘1204被构造和/或被配置成接收和/或传递第一力和/或负荷(例如，跟/趾效应负荷)，并且V形加强件1206被构造和/或被配置成接收和/或传递第二力和/或负荷(例如，剪切负荷)。
在所示的示例中，第一孔1208由夹板1202限定并且与第一配件(例如，第一浴缸形配件)1210相关联，并且第二孔1212由夹板1202限定并且与第二配件(例如，第二浴缸形配件)1214相关联。在该示例中，第一配件1210由夹板1202、第一凸缘1203和V形加强件1206的第一部分1216限定，并且第二配件1214由夹板1202、第二凸缘1204和V形加强件1206的第二部分1218限定。如所示示例中示出的，夹板1202、第一凸缘1203、V形加强件1206和第二凸缘1204界定抗剪带1201的腹板1219的不同部分。
在一些示例中，孔1208、1212相对于抗剪带206的纵向轴线1220偏移和/或不对称。在一些示例中，孔1208、1212相对于抗剪带1201的横向轴线1222对称。然而，在其他示例中，孔1208、1212相对于纵向轴线1220对称地定位和/或相对于横向轴线1222不对称地定位。另外，虽然孔1208、1212被描绘为在配件1210、1214上的特定位置，但孔1208、1212可以处于任何其他位置。尽管配件1210、1214被示为具有一个孔，但是夹板1202可以限定更多或更少的孔。
在一些示例中，夹板1202、第一凸缘1203、第二凸缘1204和V形加强件1206被构造成相对柔韧的，以使得在将翼肋202耦连到第一面板106和/或第二面板108和/或耦连到桁条204时能够闭合和/或减少阈值拉升间隙。在一些示例中，阈值拉升间隙为0.012英寸和/或0.016英寸、和/或在约0.008英寸与0.016英寸之间。然而，根据设计规格等，阈值拉升间隙可以是任何其他距离。在所示示例中，第一凸缘1203、V形加强件1206和/或第二凸缘1204耦连到能够被用于实施图3的翼弦322和/或324的示例性翼弦1224。在该示例中，加强件1226从翼弦1224延伸并且限定其中设置有腹板1230的隔间1228。
图13示出了图12的示例性抗剪带1201的另一个等距视图，与图12中所示的视图相比，其显示了抗剪带1201的相对侧面。如图13的示例所示，第一凸缘1203是L形的，包括相对于夹板1202的基座1304的锥形表面1302。然而，凸缘1203、1204可以具有任何其他截面。在该示例中，翼弦1224和加强件1226在图12中示出，但在图13中未示出。图14示出了图12的示例性抗剪带1201的正视图。如图14的示例所示，抗剪带1201关于中心线和/或轴线1402对称。然而，在其他示例中，抗剪带1201不相对于中心线1402对称。此外，如图14的示例所示，倒角的表面1404和/或锥形的表面1406和/或整流片1408设置在腹板1219与凸缘1203、1204、1206之间的相交部处。
图15A示出了由单片材料(例如，整体部分)形成以使得抗剪带1201能够耦连在一起的图12的三个抗剪带1201。在该示例中，相邻抗剪带1201限定了在使用抗剪带1201以便将翼肋202、桁条204以及第一面板106和/或第二面板108耦连在一起时桁条204延伸通过的孔1502。
图15B和图15C示出了能够被用于实施图2的示例性翼肋202和/或图3的翼肋301的示例性翼肋1504的相对等距视图。在图15B和图15C所示的示例中，根据图12-图14的示例性抗剪带1201来构造抗剪带1201。尽管图15B和图15C的示例性翼肋202包括根据图12-图14的示例性抗剪带所构造的一个抗剪带，但是图15B和图15C的翼肋202可以包括任何数量的此类抗剪带。
图16示出了能够被用于实施图2的抗剪带206和/或图3的抗剪带305、306的示例性抗剪带1601。图16的抗剪带1601基本上类似于图7A的抗剪带401。然而，与图7A的抗剪带401相比，图16的抗剪带1601包括中心设置在腹板420上的加强件、突起、角撑板和/或翼肋1602。在一些示例中，加强件1602设置在抗剪带1601的两侧上，其中根据设计规格，加强件1602可以彼此类似和/或彼此不同。在其他示例中，加强件1602设置在抗剪带1601的一侧上并且不设置在抗剪带1601的另一侧上。虽然图16的抗剪带1601上示出了一个加强件1602，但是在其他示例中，抗剪带1601可以包括附加的加强件(例如，2个、3个等)。在一些此类示例中，抗剪带1601的一侧可以包括第一数量(例如，1个、2个、3个等)的加强件，并且抗剪带1601的另一侧可以包括第二数量的加强件(例如，1个、2个、3个等)，其中第一数量与第二数量不同。
图17-图19示出了能够被用于实施图2的翼肋202、抗剪带206、桁条204和第二面板108和/或图3的翼肋301的示例性翼肋1702、示例性抗剪带1704、示例性桁条和/或T形桁条1706以及示例性面板1708的不同视图。在该示例中，抗剪带1704被构造和/或被配置成使得在紧固件208耦连抗剪带1704、桁条1706和面板1708之前，抗剪带206与面板106和/或108之间的拉升间隙能够满足阈值。
在所示示例中，翼肋1702包括设置在隔间1712中的腹板1710，所述隔间1712由加强件1714、翼弦1716和抗剪带1704限定。在该示例中，为了使得桁条1706能够穿过翼肋1702，抗剪带1704和/或翼肋1702包括弧形凸缘1718，所述弧形凸缘1718限定桁条1706延伸通过的孔1720。在图17的示例中，加强件1714在中心与相应的弧形凸缘1718相交。
图18示出了翼肋1702、抗剪带1704、桁条1706和面板1708的详细视图，并且图19示出了翼肋1702、抗剪带1704、桁条1706和面板1708的详细正视图。参考图19，包括箭头1902以示出桁条1706与抗剪带1704之间的拉升间隙1904。在一些示例中，在紧固件208耦连抗剪带1704、桁条1706和面板1708之前，拉升间隙是近似0.012英寸和/或0.016英寸和/或在约0.008英寸与0.016英寸之间。
图20示出了能够被用于实施图2的翼肋202的示例性翼肋2002的一部分。图20的翼肋2002类似于图17的翼肋1702。然而，与图17的翼肋1702相比，图20的翼肋2002包括具有夹板2005的示例性抗剪带2004，所述夹板2005包括孔2008延伸通过的中心突起2006。在一些示例中，中心突起2006被构造和/或被配置成在使用抗剪带2004以便将翼肋2002、桁条204以及第一面板106和/或第二面板108耦连在一起时定位在桁条204之间。在此类示例中，延伸通过孔2008的紧固件208可以不穿过桁条1706的对应孔。
根据上述，应当理解的是，已经公开了涉及被配置和/或被构造成在制造抗剪带的材料的静态性质和/或疲劳性质的约束内具有类似弹簧的性质的示例性抗剪带的示例性方法、设备和制品。在一些示例中，抗剪带由铝制成。然而，可以使用(一种或多种)任何其他材料来生产抗剪带。在一些示例中，相对于一些示例，示例性抗剪带使得拉升能力能够增加在约80％与120％之间。改变拉升能力(例如，增加拉升能力)的这种方法使得在组装和/或制造飞行器和/或相关飞行器机翼时使用更少的垫片。在一些示例中，示例性抗剪带是单侧抗剪带。在一些示例中，示例性抗剪带是双侧抗剪带。
在一些示例中，翼肋可以被形成为单侧整体式铝加工部件，其包括整体腹板加强件、雕刻凸缘和宽度尺寸在约3英寸-5英寸之间的基线板。在一些示例中，抗剪带的高度在约4英寸至5英寸之间，宽度为7英寸，并且深度在约2英寸至4英寸之间。为了使得耦连抗剪带、桁条以及机翼面板和/或蒙皮的(一个或多个)紧固件能够更接近抗剪带的腹板，在一些示例中，应力峰值可以指向抗剪带的凸缘的边缘而不是抗剪带的整流片。为了减小悬臂弯曲，在一些示例中，延伸通过抗剪带的(一个或多个)紧固件可以与抗剪带的(一个或多个)角撑板间隔开。在一些示例中，为了防止桁条凸缘的边缘在(一个或多个)紧固件与抗剪带的(一个或多个)角撑板间隔开时受到影响，可以削减、移除和/或减小(一个或多个)角撑板。在示例性抗剪带是单侧的示例中，可以使用单排紧固件将抗剪带耦连到机翼的桁条以及面板和/或蒙皮。在抗剪带是双侧的示例中，可以使用双排紧固件将抗剪带耦连到机翼的桁条以及面板和/或蒙皮。然而，其他紧固件布置可以用于单侧抗剪带或双侧抗剪带中的任一个(例如，单排紧固件、紧固件的偏置放置、紧固件的三角形放置、三排紧固件等)。
一种示例性设备，所述示例性设备包括：第一面板，其耦连到第二面板以限定机翼盒；翼肋，其沿翼弦方向设置在所述机翼盒内；以及桁条，其沿翼展方向设置在所述机翼盒内紧邻所述第一面板或所述第二面板中的至少一个，所述翼肋包括抗剪带，所述抗剪带包括沿相反方向延伸的第一腿和第二腿，所述第一腿和所述第二腿将耦连到所述第一面板、所述第二面板或所述桁条中的至少一个。
在一些示例中，所述第一腿和所述第二腿使得在紧固件耦连所述抗剪带、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板时，拉升间隙能够从阈值减少。在一些示例中，所述设备包括多个桁条和多个翼肋，每个所述翼肋包括多个抗剪带。在一些示例中，所述抗剪带包括加强件，所述加强件被构造成在所述抗剪带通过紧固件来耦连所述翼肋、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板时接收剪切负荷。在一些示例中，所述抗剪带还包括由所述加强件界定以形成V形腹板的腹板。在一些示例中，所述抗剪带还包括翼弦和夹板，所述加强件定位在所述翼弦与所述夹板之间。在一些示例中，所述第一腿和所述第二腿从所述加强件沿相反方向延伸，所述第一腿和所述第二腿被构造成使得在紧固件耦连所述抗剪带、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板时，所述拉升间隙能够满足阈值。
在一些示例中，所述第一腿包括第一子腿和第二子腿并且所述第二腿包括第三子腿和第四子腿，所述第一子腿与所述第二子腿间隔开以增加所述第一子腿和所述第二子腿的柔韧性，所述第三子腿与所述第四子腿间隔开以增加所述第三子腿和所述第四子腿的柔韧性。在一些示例中，所述紧固件是第一紧固件，所述第一腿限定用于接收所述第一紧固件的第一孔以耦连所述翼肋、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板，所述第二腿限定用于接收第二紧固件的第二孔以耦连所述翼肋、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板。在一些示例中，所述第一腿包括第一孔，所述第二腿包括第二孔，所述第一孔和所述第二孔关于所述抗剪带的纵向轴线或所述抗剪带的横向轴线中的至少一个对称。
一种示例性设备，所述示例性设备包括：第一面板，其耦连到第二面板以限定机翼盒；翼肋，其沿翼弦方向设置在所述机翼盒内；以及桁条，其沿翼展方向设置在所述机翼盒内紧邻所述第一面板或所述第二面板中的至少一个，所述翼肋包括用于使得在紧固件耦连所述翼肋、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板之前，拉升间隙能够满足大于0.008英寸的阈值的装置，所述拉升间隙限定在所述翼肋与所述桁条、所述第一面板或所述第二面板中的至少一个之间。在一些示例中，用于使得所述拉升间隙能够满足所述阈值的所述装置包括抗剪带的柔韧腿。在一些示例中，用于使得所述拉升间隙能够满足所述阈值的所述装置包括抗剪带，所述抗剪带包括被构造成在所述紧固件延伸通过所述抗剪带以耦连所述翼肋、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板时接收剪切负荷的加强件。在一些示例中，所述抗剪带还包括由所述加强件界定以形成V形腹板的腹板。在一些示例中，所述抗剪带还包括翼弦和夹板，所述加强件定位在所述翼弦与所述夹板之间。在一些示例中，所述夹板包括第一腿和第二腿，所述第一腿和所述第二腿从所述加强件沿相反方向延伸，所述第一腿和所述第二腿被构造成使得所述拉升间隙能够满足所述阈值。在一些示例中，所述紧固件包括多个紧固件并且所述抗剪带还包括第一凸缘和第二凸缘，所述第一凸缘、所述夹板和所述加强件限定第一配件，所述第二凸缘、所述夹板和所述加强件限定第二配件，第一孔在所述第一配件处由所述夹板限定并且第二孔在所述第二配件处由所述夹板限定，所述第一孔和所述第二孔接收所述相应的紧固件以耦连所述翼肋、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板。在一些示例中，所述夹板包括在第一方向上延伸的第一腿和第二腿，所述第一腿与所述第二腿间隔开以增加所述第一腿和所述第二腿的柔韧性。在一些示例中，所述设备还包括耦连在所述腹板与所述夹板之间的角撑板。
一种示例性方法，所述方法包括：沿翼弦方向将翼肋定位在机翼的第一面板附近；沿翼展方向将桁条定位在所述翼肋的上方并且在所述第一面板与所述翼肋之间，拉升间隙限定在所述翼肋的抗剪带与所述桁条或所述第一面板中的至少一个之间，所述拉升间隙大于0.008英寸；以及使用紧固件来耦连所述抗剪带、所述桁条和所述第一面板以减少所述拉升间隙。
一种设备，所述设备包括：包括抗剪带的翼肋，所述抗剪带包括沿相反方向延伸的第一腿和第二腿，所述翼肋设置在飞行器机翼的由第一面板和第二面板限定的机翼盒内，所述抗剪带的所述第一腿和所述第二腿耦连到所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板。
在一些示例中，所述抗剪带包括加强件，所述加强件被构造成在所述抗剪带通过紧固件来耦连所述翼肋、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板时接收剪切负荷。在一些示例中，所述抗剪带还包括由所述加强件界定以形成V形腹板的腹板。在一些示例中，所述抗剪带还包括翼弦和夹板，所述加强件定位在所述翼弦与所述夹板之间。在一些示例中，所述第一腿包括第一子腿和第二子腿并且所述第二腿包括第三子腿和第四子腿，所述第一子腿与所述第二子腿间隔开以增加所述第一子腿和所述第二子腿的柔韧性，所述第三子腿与所述第四子腿间隔开以增加所述第三子腿和所述第四子腿的柔韧性。
此外，本公开包括在以下列举的段落中描述的示例：
A1.一种设备，所述设备包括：第一面板，其耦连到第二面板以限定机翼盒；翼肋，其沿翼弦方向设置在所述机翼盒内；以及桁条，其沿翼展方向设置在所述机翼盒内紧邻所述第一面板或所述第二面板中的至少一个，所述翼肋包括抗剪带，所述抗剪带包括沿相反方向延伸的第一腿和第二腿，所述第一腿和所述第二腿将耦连到所述第一面板、所述第二面板或所述桁条中的至少一个。
A2.根据A1所述的设备，其中所述第一腿和所述第二腿使得在紧固件耦连所述抗剪带、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板时，拉升间隙能够从阈值减少。
A3.根据A1或A2所述的设备，其还包括多个桁条和多个翼肋，每个所述翼肋包括多个抗剪带。
A4.根据A1、A2或A3所述的设备，其中所述抗剪带包括加强件，所述加强件被构造成在所述抗剪带通过紧固件来耦连所述翼肋、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板时接收剪切负荷。
A5.根据A4所述的设备，其中所述抗剪带还包括由所述加强件界定以形成V形腹板的腹板。
A6.根据A4或A5所述的设备，其中所述抗剪带还包括翼弦和夹板，所述加强件定位在所述翼弦与所述夹板之间。
A7.根据A6所述的设备，其中所述第一腿和所述第二腿从所述加强件沿相反方向延伸，所述第一腿和所述第二腿被构造成使得在紧固件耦连所述抗剪带、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板时，所述拉升间隙能够满足阈值。
A8.根据段落A1至A7中任一项所述的设备，其中所述第一腿包括第一子腿和第二子腿并且所述第二腿包括第三子腿和第四子腿，所述第一子腿与所述第二子腿间隔开以增加所述第一子腿和所述第二子腿的柔韧性，所述第三子腿与所述第四子腿间隔开以增加所述第三子腿和所述第四子腿的柔韧性。
A9.根据段落A1至A8中任一项所述的设备，其中所述紧固件是第一紧固件，所述第一腿限定用于接收所述第一紧固件的第一孔以耦连所述翼肋、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板，所述第二腿限定用于接收第二紧固件的第二孔以耦连所述翼肋、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板。
A10.根据段落A1至A9中任一项所述的设备，其中所述第一腿包括第一孔，所述第二腿包括第二孔，所述第一孔和所述第二孔关于所述抗剪带的纵向轴线或所述抗剪带的横向轴线中的至少一个对称。
B1.一种设备，所述设备包括：第一面板，其耦连到第二面板以限定机翼盒；翼肋，其沿翼弦方向设置在所述机翼盒内；以及桁条，其沿翼展方向设置在所述机翼盒内紧邻所述第一面板或所述第二面板中的至少一个，所述翼肋包括用于使得在紧固件耦连所述翼肋、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板之前，拉升间隙能够满足大于0.008英寸的阈值的装置，所述拉升间隙限定在所述翼肋与所述桁条、所述第一面板或所述第二面板中的至少一个之间。
B2.根据B1所述的设备，其中用于使得所述拉升间隙能够满足所述阈值的所述装置包括抗剪带的柔韧腿。
B3.根据B1或B2所述的设备，其中用于使得所述拉升间隙能够满足所述阈值的所述装置包括括抗剪带，所述抗剪带包括被构造成在所述紧固件延伸通过所述抗剪带以耦连所述翼肋、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板时接收剪切负荷的加强件。
B4.根据B3所述的设备，其中所述抗剪带还包括由所述加强件界定以形成V形腹板的腹板。
B5.根据B4所述的设备，其中所述抗剪带还包括翼弦和夹板，所述加强件定位在所述翼弦与所述夹板之间。
B6.根据B5所述的设备，其中所述夹板包括第一腿和第二腿，所述第一腿和所述第二腿从所述加强件沿相反方向延伸，所述第一腿和所述第二腿被构造成使得所述拉升间隙能够满足所述阈值。
B7.根据B6所述的设备，其中所述紧固件包括多个紧固件并且所述抗剪带还包括第一凸缘和第二凸缘，所述第一凸缘、所述夹板和所述加强件限定第一配件，所述第二凸缘、所述夹板和所述加强件限定第二配件，第一孔在所述第一配件处由所述夹板限定并且第二孔在所述第二配件处由所述夹板限定，所述第一孔和所述第二孔接收所述相应的紧固件以耦连所述翼肋、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板。
B8.根据B5、B6或B7所述的设备，其中所述夹板包括在第一方向上延伸的第一腿和第二腿，所述第一腿与所述第二腿间隔开以增加所述第一腿和所述第二腿的柔韧性。
B9.根据B8所述的设备，其还包括耦连在所述腹板与所述夹板之间的角撑板。
C1.一种方法，所述方法包括：沿翼弦方向将翼肋定位在机翼的第一面板附近；沿翼展方向将桁条定位在所述翼肋的上方并且在所述第一面板与所述翼肋之间，拉升间隙限定在所述翼肋的抗剪带与所述桁条或所述第一面板中的至少一个之间，所述拉升间隙大于0.008英寸；以及使用紧固件来耦连所述抗剪带、所述桁条和所述第一面板以减少所述拉升间隙。
D1.一种设备，所述设备包括：
包括抗剪带的翼肋，所述抗剪带包括沿相反方向延伸的第一腿和第二腿，所述翼肋设置在飞行器机翼的由第一面板和第二面板限定的机翼盒内，所述抗剪带的所述第一腿和所述第二腿耦连到所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板。
D2.根据D1所述的设备，其中所述抗剪带包括加强件，所述加强件被构造成在所述抗剪带通过紧固件来耦连所述翼肋、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板时接收剪切负荷。
D3.根据D2所述的设备，其中所述抗剪带还包括由所述加强件界定以形成V形腹板的腹板。
D4.根据D2或D3所述的设备，其中所述抗剪带还包括翼弦和夹板，所述加强件定位在所述翼弦与所述夹板之间。
D5.根据D1、D2或D3所述的设备，其中所述第一腿包括第一子腿和第二子腿并且所述第二腿包括第三子腿和第四子腿，所述第一子腿与所述第二子腿间隔开以增加所述第一子腿和所述第二子腿的柔韧性，所述第三子腿与所述第四子腿间隔开以增加所述第三子腿和所述第四子腿的柔韧性。
尽管在此已经公开某些示例性方法、设备和制品，但是本专利的涵盖范围不限于此。相反，本专利涵盖完全落入本专利的权利要求范围内的所有方法、设备和制品。

Claims (15)

1.一种设备(104)，其包括：
第一面板(106、1708)，其耦连到第二面板(108)以限定机翼盒；
翼肋(301、704、1104)，其沿翼弦方向设置在所述机翼盒内；以及
桁条(204、1706)，其沿翼展方向设置在所述机翼盒内紧邻所述第一面板(106、1708)或所述第二面板(108)中的至少一个，所述翼肋(301、704、1104)包括抗剪带(206、305、206、401、801、1201、1601、1704、2004)，所述抗剪带包括沿相反方向延伸的第一腿(404、804)和第二腿(408、806)，所述第一腿和所述第二腿将耦连到所述第一面板(106、1708)、所述第二面板(108)或所述桁条(204、1706)中的至少一个。
2.根据权利要求1所述的设备(104)，其中所述第一腿(404、804)和所述第二腿(408、806)使得在紧固件耦连(208)所述抗剪带(206、305、206、401、801、1201、1601、1704、2004)、所述桁条(204、1706)以及所述第一面板(106、1708)或所述第二面板(108)中的至少一个面板时，拉升间隙能够从阈值减少。
3.根据权利要求1或2所述的设备(104)，其还包括多个桁条(204、1706)和多个翼肋(301、704、1104)，每个所述翼肋包括多个抗剪带(206、305、206、401、801、1201、1601、1704、2004)。
4.根据权利要求1或2所述的设备(104)，其中所述抗剪带(206、305、206、401、801、1201、1601、1704、2004)包括加强件(304、434、830、1206、1226、1602、1714)，所述加强件被构造成在所述抗剪带通过紧固件(208)来耦连所述翼肋(301、704、1104)、所述桁条(204、1706)以及所述第一面板(106、1708)或所述第二面板(108)中的至少一个面板时接收剪切负荷。
5.根据权利要求4所述的设备(104)，其中所述抗剪带(206、305、206、401、801、1201、1601、1704、2004)还包括由所述加强件(304、434、830、1206、1226、1602、1714)界定以形成V形腹板的腹板(420、816、1219)。
6.根据权利要求4所述的设备(104)，其中所述抗剪带(206、305、206、401、801、1201、1601、1704、2004)还包括翼弦(432、828、1224、1716)和夹板(402、802、1202、2005)，所述加强件(304、434、830、1206、1226、1602、1714)定位在所述翼弦与所述夹板之间。
7.根据权利要求6所述的设备(104)，其中所述第一腿(404、804)和所述第二腿(408、806)从所述加强件(304、434、830、1206、1226、1602、1714)沿相反方向延伸，所述第一腿和所述第二腿被构造成使得在紧固件(208)耦连所述抗剪带、所述桁条以及所述第一面板(106、1708)或所述第二面板(108)中的至少一个面板时，所述拉升间隙能够满足阈值。
8.根据权利要求1或2所述的设备(104)，其中所述第一腿(404)包括第一子腿(404)和第二子腿(406)并且所述第二腿(408)包括第三子腿(408)和第四子腿(410)，所述第一子腿(404)与所述第二子腿(406)间隔开以增加所述第一子腿和所述第二子腿的柔韧性，所述第三子腿(408)与所述第四子腿(410)间隔开以增加所述第三子腿和所述第四子腿的柔韧性。
9.根据权利要求1或2所述的设备(104)，其中所述紧固件(208)是第一紧固件，所述第一腿(404、804)限定用于接收所述第一紧固件的第一孔(413、808、1212)以耦连所述翼肋、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板，所述第二腿(408、806)限定用于接收第二紧固件的第二孔(413、808、1212)以耦连所述翼肋、所述桁条以及所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板。
10.一种方法，其包括：
沿翼弦方向将翼肋(301、704、1104)定位在机翼的第一面板(106、1708)附近；
沿翼展方向将桁条(204、1706)定位在所述翼肋的上方并且在所述第一面板与所述翼肋之间，拉升间隙限定在所述翼肋的抗剪带(206、305、206、401、801、1201、1601、1704、2004)与所述桁条或所述第一面板中的至少一个之间，所述拉升间隙大于0.008英寸；以及
使用紧固件(208)来耦连所述抗剪带、所述桁条和所述第一面板以减少所述拉升间隙。
11.一种设备，其包括：
包括抗剪带(206、305、206、401、801、1201、1601、1704、2004)的翼肋(301、704、1104)，所述抗剪带包括沿相反方向延伸的第一腿(404、804)和第二腿(408、806)，所述翼肋设置在飞行器机翼(104)的由第一面板(106、1708)和第二面板(108)限定的机翼盒内，所述抗剪带的所述第一腿和所述第二腿耦连到所述第一面板或所述第二面板中的至少一个面板。
12.根据权利要求11所述的设备，其中所述抗剪带(206、305、206、401、801、1201、1601、1704、2004)包括加强件(304、434、830、1206、1226、1602、1714)，所述加强件被构造成在所述抗剪带通过紧固件(208)来耦连所述翼肋、所述桁条(204、1706)以及所述第一面板(106、1708)或所述第二面板(108)中的至少一个面板时接收剪切负荷。
13.根据权利要求12所述的设备，其中所述抗剪带(206、305、206、401、801、1201、1601、1704、2004)还包括由所述加强件界定以形成V形腹板的腹板(420、816、1219)。
14.根据权利要求12或13所述的设备，其中所述抗剪带(206、305、206、401、801、1201、1601、1704、2004)还包括翼弦(432、828、1224、1716)和夹板(402、802、1202、2005)，所述加强件定位在所述翼弦与所述夹板之间。
15.根据权利要求12或13所述的设备，其中所述第一腿(404)包括第一子腿(404)和第二子腿(406)并且所述第二腿(408)包括第三子腿(408)和第四子腿(410)，所述第一子腿(404)与所述第二子腿(406)间隔开以增加所述第一子腿和所述第二子腿的柔韧性，所述第三子腿(408)与所述第四子腿(410)间隔开以增加所述第三子腿和所述第四子腿的柔韧性。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116119023A (zh) * 2023-04-17 2023-05-16 成都沃飞天驭科技有限公司 飞行器测试平台及其主框架、主框架的设计方法

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11273622B2 (en) 2016-12-14 2022-03-15 The Boeing Company Stiffening elements that comprise integral current flowpaths
US10745103B2 (en) 2017-05-31 2020-08-18 The Boeing Company Aircraft, aircraft wings and associated shear ties
US10745104B2 (en) * 2018-03-02 2020-08-18 The Boeing Company Stringer transition through a common base charge

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030178458A1 (en) * 2002-03-21 2003-09-25 Claude Trambley Adapter bracket for securing a support foot of a article carrier support rail to an outer surface of a vehicle having a roof channel
US20060226287A1 (en) * 2004-04-06 2006-10-12 Kent Grantham Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
US20080128554A1 (en) * 2006-11-30 2008-06-05 Pham Doan D Composite shear tie
CN101249885A (zh) * 2006-12-13 2008-08-27 波音公司 用于机翼翼板的肋支撑
US8186622B2 (en) * 2006-03-27 2012-05-29 Airbus Operations Limited Aircraft component
CN104229121A (zh) * 2013-06-21 2014-12-24 波音公司 具有中心平面紧固的抗剪条的对称翼肋

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3920206A (en) * 1974-08-05 1975-11-18 Us Air Force Non-penetrating rib-to-surface structural clip connector assembly
CA2415173A1 (en) 2002-12-09 2004-06-09 Thomas Hemmerling Neuromuscular monitoring using phonomyography
US20050206613A1 (en) 2004-03-17 2005-09-22 Chan Wai S Method and system for power management of an optical mouse
GB0519364D0 (en) 2005-09-22 2005-11-02 Airbus Uk Ltd Assembly of aircraft components
US7963483B2 (en) * 2006-10-31 2011-06-21 Airbus Operations Gmbh Stiffening element carbon-glass layered foot section
US7686251B2 (en) * 2006-12-13 2010-03-30 The Boeing Company Rib support for wing panels
US20100152619A1 (en) 2008-12-16 2010-06-17 24/8 Llc System, method, and computer-program product for measuring pressure points
ES2392236B1 (es) * 2010-01-15 2013-10-09 Airbus Operations, S.L. Componente de aeronave con paneles rigidizados con larguerillos.
US8679616B2 (en) * 2010-12-14 2014-03-25 The Boeing Company Skew-angle radius filler
US9370921B2 (en) * 2012-11-01 2016-06-21 The Boeing Company Composite radius fillers and methods of forming the same
US9674899B2 (en) * 2013-06-04 2017-06-06 The Boeing Company Shim manufacturing system
US9483123B2 (en) 2013-09-23 2016-11-01 Thalmic Labs Inc. Systems, articles, and methods for gesture identification in wearable electromyography devices
US9990446B2 (en) 2014-04-15 2018-06-05 The Boeing Company Predictive shimming for flexible surfaces
GB2528080A (en) * 2014-07-08 2016-01-13 Airbus Operations Ltd Structure
KR102343657B1 (ko) 2014-08-28 2021-12-24 삼성전자주식회사 손목 근육들의 움직임들에 상응하는 사용자 입력을 처리할 수 있는 애플리케이션 프로세서와 이를 포함하는 장치들
US9652583B2 (en) 2014-09-30 2017-05-16 The Boeing Company Methods and apparatus to automatically fabricate fillers
EP3040268A1 (en) * 2014-12-30 2016-07-06 Airbus Operations, S.L. Stringer stiffened aircraft composite structures
US10040537B2 (en) 2015-01-15 2018-08-07 The Boeing Company Laminate composite wing structures
US9849967B2 (en) 2015-04-01 2017-12-26 The Boeing Company Composite rib for an aircraft
US10196126B2 (en) 2015-04-07 2019-02-05 The Boeing Company Rib structure and method of forming thereof
US9879704B2 (en) * 2015-04-09 2018-01-30 The Boeing Company Systems and methods for assembling aircraft wing skins
US9517833B2 (en) * 2015-04-28 2016-12-13 The Boeing Company Apparatuses and methods for manufacturing a structure
US9944402B2 (en) * 2015-06-03 2018-04-17 The Boeing Company Quick installation fuel dam
US10315751B2 (en) * 2016-04-07 2019-06-11 The Boeing Company Stiffened beam assembly
US10745103B2 (en) 2017-05-31 2020-08-18 The Boeing Company Aircraft, aircraft wings and associated shear ties

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030178458A1 (en) * 2002-03-21 2003-09-25 Claude Trambley Adapter bracket for securing a support foot of a article carrier support rail to an outer surface of a vehicle having a roof channel
US20060226287A1 (en) * 2004-04-06 2006-10-12 Kent Grantham Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
US8186622B2 (en) * 2006-03-27 2012-05-29 Airbus Operations Limited Aircraft component
US20080128554A1 (en) * 2006-11-30 2008-06-05 Pham Doan D Composite shear tie
CN101249885A (zh) * 2006-12-13 2008-08-27 波音公司 用于机翼翼板的肋支撑
US20080210821A1 (en) * 2006-12-13 2008-09-04 The Boeing Company Rib support for wing panels
CN104229121A (zh) * 2013-06-21 2014-12-24 波音公司 具有中心平面紧固的抗剪条的对称翼肋

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116119023A (zh) * 2023-04-17 2023-05-16 成都沃飞天驭科技有限公司 飞行器测试平台及其主框架、主框架的设计方法

Also Published As

Publication number Publication date
CA2995637C (en) 2023-02-14
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EP3409579A1 (en) 2018-12-05
JP7109990B2 (ja) 2022-08-01
US10745103B2 (en) 2020-08-18
BR102018009917A2 (pt) 2019-01-29
EP3409579B1 (en) 2019-12-25
JP2019023061A (ja) 2019-02-14
CA2995637A1 (en) 2018-11-30
KR20180131465A (ko) 2018-12-10
CN108974323B (zh) 2024-02-27
RU2018105972A (ru) 2019-08-16

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