CN109835462A - 飞行器接头、飞行器组件、安装工具及结构部件接合方法 - Google Patents

Abstract

本公开提供了一种飞行器接头。该飞行器接头包括：设置有附接孔的第一结构部件，该附接孔构造成接纳由第二结构部件提供的相应的附接紧固件；可固化的复合衬套，该可固化的复合衬套在第一部件安装至第二部件时被压缩并固化在附接紧固件的外径与附接孔之间，其中，可固化的复合衬套在固化时防止附接紧固件在附接孔内的径向移位。本公开还提供一种包括上述飞行器接头的飞行器组件、一种用于安装复合衬套的工具、一种将第一飞行器结构部件接合至第二飞行器结构部件的方法。

Description

飞行器接头、飞行器组件、安装工具及结构部件接合方法

技术领域

本技术涉及用于飞行器接头的可固化的复合衬套、飞行器接头、包括该飞行器接头的飞行器结构组件以及用于安装可固化的复合衬套的方法和工具。

背景技术

在飞行器结构的组装期间，已知通过钻孔并在两个或更多个部件相对于彼此安装在固定的位置之后将一个或多个紧固件安装在预定的孔位置中而将所述两个或更多个部件在接头处附接在一起。一旦安装了紧固件，接头就被制成并且较大的结构组件被形成。已知的是在结构接头与组件的组装期间可以使用实心衬套。实心衬套在紧固件与供紧固件设置于其中的相应的孔之间存在不期望的偏心或间隙并且该不期望的偏心或间隙要被消除以确保紧固件的正确配装时使用。通常，实心衬套通过坯件来机加工或者选自一系列预先机加工的实心衬套，并且然后通过干涉配合配装在现有的孔内。实心衬套然后可以在期望的位置被进行钻孔以提供供螺栓进行安装的正确的孔。

在飞行器结构的组装中，将定制的实心衬套部件机加工并钻孔至所需的精度是精确的过程，并且因此需要时间并且需要组件中的止挡件，因而增加了组装过程的总成本。

有时，由于孔本身的表面中隐藏的不规则性，准备的实心衬套或孔可能不能完全对应于孔的尺寸，这导致在紧固件在安装于孔中时的不合适的坐置。紧固件在孔中的不正确坐置导致在飞行器操作时紧固件不能充分地传递所施加的载荷，从而导致静疲劳影响。因此，可以在保守假定结构组件中的某些数量的紧固件是不正确地坐置的紧固件的情况下来对飞行器结构进行设计。这种保守的方法最终导致传递给定的载荷需要更多数量的紧固件的设计，从而导致更高程度的冗余，然而，由于增多的附接部件数目，结构组件还会耗费更多成本来制造、会更重并且需要更多的维护。此外，在一些情况下，孔可能会不规则得使得冗余将不能弥补紧固件的不正确坐置的程度，导致孔和实心衬套需要再加工，或者甚至导致部件被报废。另外，使用各种尺寸的实心衬套需要存储和资产管理，这占用了组装地面和资源的空间。此外，将实心衬套装配到现有的孔中的过程可能本身会导致组件的损坏，特别是在复合材料的情况下，更是如此。这又可能需要重新加工，从而可能是耗时的并且因此可能增加成本。

因此，本技术的目的在于提供一种更有效地构造、使用起来更廉价且不太可能造成损坏的衬套和包括该衬套的飞行器接头。另一目的在于提供一种包括一个或多个带衬套的接头的飞行器结构组件以减少结构组件的组装时间。

本技术的另一目的在于提供一种构造成安装根据前述的本技术的目的的衬套的工具。最后，本技术的一个目的在于提供一种在不进行机加工的情况下能适配多种尺寸的孔的标准尺寸的衬套以及还提供一种比先前已知的那些衬套更快地安装且更容易储存的标准衬套。

发明内容

根据本技术的实施方式，提供了一种飞行器结构接头，该飞行器结构接头包括：第一结构部件，第一结构部件设置有附接孔，该附接孔构造成接纳由第二结构部件提供的相应的附接紧固件；可固化的复合衬套，该可固化的复合衬套在第一部件安装至第二部件时被压缩并固化在附接紧固件的外径与附接孔之间，其中，可固化的复合衬套防止附接紧固件在附接孔内的径向移位。可固化的复合衬套可以包括由预浸渍有增强纤维的基体材料形成的大致中空的筒形本体。可固化的复合衬套的增强纤维可以绕着衬套的纵向轴线沿大致周向方向定向，其中，上述本体限定有在衬套的内径与外径之间延伸的多个波纹部，并且其中，波纹部提高了衬套在与衬套的纵向轴线大致共线的方向上的可压缩性。飞行器接头还可以包括位于第一结构部件与第二结构部件之间的第三结构部件，其中，第三结构部件构造成使第一结构部件相对于第二结构部件移位，并且第三结构部件还设置有构造成接纳突出的紧固件元件的一部分的孔。飞行器结构组件中可以设置有一个或更多个接头。飞行器结构可以包括作为前缘组件的第一部件和作为翼盒梁元件的第二部件。

本技术的另一实施方式提供了一种用于安装复合衬套的工具，该工具包括压紧件，压紧件构造成将可固化的复合衬套压紧在附接紧固件与附接孔之间的间隙中，使得衬套大致依循间隙的尺寸。该工具还可以包括一个或更多个引导件，引导件构造成靠近孔或紧固件接合第一结构部件的外表面，并且引导件还构造成将可固化的复合衬套引导到间隙中。引导件还可以构造成将压紧件引导到压紧位置。工具还可以包括加热装置，加热装置构造成在可固化的复合衬套被进行引导或压紧时向可固化的复合衬套施加热能。加热装置可以安装在引导件或压紧件中。加热装置可以由电加热元件、由热气喷射装置、由超声能发射装置、或由电感应装置来提供。

本技术的另一实施方式提供了一种将第一飞行器结构部件接合至第二飞行器结构部件的方法，该方法包括下述步骤：将设置有附接孔的第一部件相对于设置有附接紧固件的第二部件保持在安装位置，使得附接紧固件插入附接孔中，从而在紧固件与孔之间形成间隙；将可固化的复合衬套的第一端部放置在上述间隙中；提供用于安装衬套的工具，该工具包括一个或更多个引导件和压紧件；将引导件靠近衬套定位成使得引导件将衬套封围在内表面内；将压紧件定位在引导件内，并且在压紧件的另一端部处将可固化的复合衬套压紧到附接紧固件与附接孔之间的间隙中，使得衬套大致依循间隙的尺寸，从而使得此后不存在间隙；将复合衬套保持在压缩状态下，直到复合衬套被固化为止。该方法还可以包括下述步骤：在压紧件朝向紧固件移动之前、或期间、或之后，用加热装置对可固化的复合衬套进行加热。该方法还可以包括下述步骤：设置第二引导件并使第二引导件可滑动地接合紧固件从而在第二引导件与压紧件之间形成径向通道，以及将可固化的复合衬套给送到通道中。该方法还可以包括下述步骤：将压紧件移动成与被压缩的可固化的复合衬套接合及脱开接合以确保可固化的复合衬套被充分地压缩到间隙中。

现在，通过适当参照附图的详细描述，本技术的优点将变得明显。

附图说明

现在将参照下述附图仅通过示例的方式来描述本技术的实施方式，在附图中：

图1示出了商用飞行器101的平面示意图。

图2示出了在所示的截面A-A位置处穿过图1的机翼结构组件103的横截面视图，还示出了一对相同的飞行器接头200A和200B。

图3示出了可固化的复合衬套207的等距立体图。

图4A和图4B示出了图3的可固化的复合衬套207的实施方式的穿过衬套207的纵向轴线301截取的示意性截面图，其中，衬套207处于未压缩状态。

图4C示出了图3、图4A和图4B的可固化的复合衬套207的实施方式的穿过衬套207的纵向轴线301截取的示意性截面图，其中，衬套207处于压缩状态。

图5A和图5B分别示出了使用可固化的复合衬套207和安装工具的处于第一接合阶段和第二接合阶段的图2的飞行器接头200。

图6A和图6B分别示出了使用另一种类型的可固化的复合衬套207和安装工具的处于第一接合阶段和第二接合阶段的图2的飞行器接头200。

图7示出了形成结构组件103的飞行器接头200的方法。

具体实施方式

参照图1，示出了飞行器101，飞行器101具有大致水平地延伸穿过机身105的机翼103(机翼也被称为翼型件)。从机身105的后部部分的两侧大致水平地延伸有另一机翼107(也被称为水平尾翼)。从机身105的后上部部分竖向地延伸有又一机翼109(也被称为竖向尾翼)。

机翼103、109、107和机身105可以由通过结构接头接合在一起的结构组件形成，结构接头用于在接头一旦被紧固时则限制至少一对组件相对于彼此移动，换言之，该对组件固定地附接至彼此。每个结构组件自身可以由通过另外数目的接头接合在一起的较小的结构组件形成。

机翼103、107、109各自具有前缘111和后缘113以及一组可移动的高升力或控制元件115比如缝翼、襟翼、副翼、方向舵和升降舵，这些高升力或控制元件是能够根据控制器的输入在展开位置与收回位置之间的操作期间进行致动的可移动(即，非固定)装置。在每个可移动件115相邻、上方或下方的区域中和/或在没有设置可移动件115的区域中，机翼103的前缘结构和后缘结构是固定的，即，不移动成用作可移动件115。

可以参照一组正交的主飞行器轴X、Y和Z来描述飞行器101及其结构组件的几何特征。纵向轴(X)的原点位于飞行器117的重心处并且在正常飞行方向上从机头纵向延伸穿过机身105至机尾。横向轴(Y)的原点也位于重心117处并且从翼梢大致横向地延伸至翼梢。竖向轴或法向轴(Z)的原点也位于重心处并竖向经过重心。对于给定的结构组件的任何部分，参照飞行器主轴X、Y、Z定义了另一对本地轴。在本示例中，在位于机翼103的前缘111附近的固定前缘结构组件104处限定有一组本地轴X’、Y’、Z’。第一轴Y’平行于主XY平面并与主Y轴成一定扫掠角(扫略角通常被称为机翼掠角)。第一轴Y’可以被称为翼展方向轴线。第二轴X’同样平行于同一XY平面并且在其原点处垂直于Y’轴，该原点可以选定在翼展方向上的任何位置处，但是在这种情况下选定在固定前缘结构组件104的下部部分处。

参照图2，并且根据本技术的实施方式，示出了在完成组装过程之后图1的固定前缘组件104在翼展方向上的A-A处的截面图。

固定前缘组件104包括第一结构部件201，第一结构部件201接合至第二结构部件205。第一部件和第二部件在Y’维上沿翼展方向延伸越过机翼103的大致整个翼展，并且第一部件和第二部件由复合CFRP材料制成。在图2中所示的位置处，部件201和205通过一对接头200A(上部)和200B(下部)被接合；然而，应理解的是，沿着第一部件201和第二部件205的翼展方向上的长度以翼展方向上的一定间隔类似地设置有与接头200A和200B大致相同的其他接头。在本示例中，第一部件201是一体式且预先组装的结构模块，也被称为模块化前缘组件，并且第二部件205是一体式翼盒前梁构件205，然而，还应理解的是，部件201、205可以表示要被接合在一起以形成任何给定的结构组件的任意多个结构部件。还应理解的是，对于给定的结构组件可以使用仅一个或更多个接头，这取决于在所讨论的组件的设计中所应用的预期的载荷传递或失效设计原理，例如，安全-寿命或故障-安全(多载荷路径)设计原理。优选地，这种类型的接头200A、200B用于与所示出的固定前缘结构组件104类似的被高度加载的结构组件，例如，位于用于可移动件的附接部件之间或者在机翼103、107、109与机身105之间的接合部处。

在本实施方式中，在每个接头200A、200B的位置处，第一部件201设置有附接孔202，附接孔202构造成接纳由第二部件205提供的对应的附接紧固件203，附接紧固件203具有纵向紧固件轴线208。通常，这种结构中的附接紧固件203的外径Dfo在4mm与30mm之间变化，然而，在模块化前缘组件104的本实施方式中，直径Dfo为约10mm。

在所示的组件104和接头200A/200B的设计中，Dfo的尺寸小于孔202的直径Dh，使得在第一部件201最初被安装至第二部件205时在组装过程的第一接合阶段，在紧固件203与孔202之间存在有间隙501(更详细地参见图5A)。

由于部件201、205的设计、但也由于制造工艺的设计，间隙501的尺寸可能由于下述原因而变差：由于在第一部件201的制造期间孔202的不正确的形成或者由于孔202相对于紧固件203的位置形成在第一部件201中的不正确的位置中而导致的孔202的偏心率(例如，非圆形尺寸的程度)。这通常被称为“超出公差”的孔202。通常，根据孔202的尺寸及其偏心率，间隙的横截面尺寸可以在0.5mm与6mm之间。

在图2中，间隙501不明显，因为间隙完全被可固化的复合衬套207占据。可固化的复合衬套207在第一部件201和第二部件205相对于彼此处于期望的固定安装位置时以大致柔性的未固化状态安装在孔202与紧固件203之间，使得衬套207能够依循孔202和紧固件203的表面(无论其形状有多不规则)并填充间隙501。

一旦实现这一点，可固化的复合衬套207接着固化至下述程度：使得其材料刚度增大以阻止附接紧固件203在附接孔202内径向位移并在紧固件203与第一部件201和第二部件205之间提供最优的坐置和载荷传递。在每个接头200A和200B处的紧固件203上均安装有螺母215和垫圈213，使得垫圈213接合第一部件201和固化的衬套207的表面。螺母215以螺纹连接的方式被接合并扭转使得在第一部件201与第二部件205之间形成承载接头。

根据本技术以所描述的方式结合可固化的复合衬套207的接头的使用实现了不需要安装和加工实心衬套的结构组件、制造工艺或组装工艺，这是有利的。这还确保了每个结构紧固件是完全承载的，这还可以允许组件设计中的不太保守的静载荷和疲劳载荷设计假设，从而产生具有更少部件数或更低制造和维护成本的更轻的结构组件设计。

这种接头200A、200B的使用还可以实现对可存在于结构部件201、205的附接元件202、203之间的间隙501而言更有效且更大容差的结构设计和组装理念。应理解的是，结构设计或组件104可以根据本技术通过设计来结合接头200A、200B，而不是作为对偶然超出公差的孔的补救措施。这对于实现结构组件104、特别是下述结构组件的高速制造尤其有益：在所述结构组件中，用于要被内在接合的部件201、205的材料的类型、部件201、205的尺寸或部件201、205的数目导致需要在接头200A、200B的设计中被容许的间隙501的较大差异和事故。例如，这在如参照图2所描述的大型模块化前缘组件104的组装中是特别优选的。

每个接头200A、200B还包括第三结构部件209，第三结构部件209呈在X方向上具有相等厚度的实体环状间隔件并且由CFRP复合材料制成。第三部件209可以通过使用任何合适的替代性材料、比如GFRP、聚合物或金属合金材料进行制造。

在每个接头200A、200B处，每个第三结构部件209构造成使第一结构部件201相对于第二结构部件205沿+/-X’方向移位。第三结构部件209还可以构造成减小第一部件201与第二部件205之间的接触表面面积，使得载荷传递是大致通过附接紧固件203提供的。可以优选的是，每个部件209可以被机械加工或修整成校正第一部件201与第二部件205之间的在所提及到的方向上的任何不对准。替代性地，每个接头200A和200B的第三部件209可以不具有相同的尺寸，并且每个接头200A、200B的第三部件209可以以不同的方式被机械加工，以便实现第一部件201与第二部件205之间的对准的所需校正。如所示的，第三部件209设置有孔210，孔210构造成接纳附接紧固件203的一部分，使得附接紧固件203在径向方向、即垂直于紧固件轴线208的方向上被支承，但是这种支承可能不是必需的。

参照图3，示出了用于图2的接头200A和200B中的任一者的示例性的可固化的复合衬套207。衬套207被示出处于未固化状态。衬套207由端部敞开的、长形的、波纹状且大体筒形的本体301形成。本实施方式的波纹部307呈大致V状。本体301还具有中央纵向轴线304，纵向轴线304限定了本体301的垂直于纵向轴线304截取的横截面的中心点。本体301由复合材料形成，该复合材料由预浸渍有基体材料303的增强材料303组成。

参照图4A，示出了本体301的横截面。该横截面位于由纵向轴线304和垂直于轴线304的线形成的平面上。

本体301具有沿其长度L1恒定的厚度t。本实施方式的厚度约为0.5mm。增强材料303由连续纤维形成，所述连续纤维在本体301的厚度t并中沿着本体301的长度L1均匀地分布。纤维围绕本体301的纵向轴线304大致同心地定向，并且纤维在本体301的在垂直于轴线304的平面上观察到的任何横截面处与本体301的周向305大体平行地对准。

提供一对示例性的放大视图V1和V2来展示基体材料302和增强材料303沿着本体301的长度和厚度t的分布以及增强材料302的取向。纤维的端部可以看作点303，这表示它们的取向。

本体301具有连续的横截面，所述连续的横截面相应地具有恒定尺寸值Do和Di。然而，本体301的横截面尺寸可以沿着其长度变化。例如，本体301可以从一端至另一端渐缩。根据需要，所使用的横截面可以替代性地呈椭圆形、方形、三角形或它们的任意组合，以适应附接孔的特性。

V状波纹部307限定衬套207的内径Di和外径Do并且构造成允许衬套207被压缩并允许本体301沿纵向轴线304的方向叠缩，使得波纹部307在衬套207沿轴线304被压缩时串联地重叠。Di定尺寸成与要被施加衬套207的附接紧固件203的Dfo的尺寸大致相同。V状波纹部是优选的，因为V状波纹部在衬套207进入压缩状态时允许纤维在相对于轴线304的径向方向和与轴线304平行的方向两者上的最大的压紧密度和最均匀的纤维分布，从而确保在衬套207被安装在附接孔中并固化时衬套207的更均匀的机械刚度特性。

参照图4B，示出了本技术的替代性实施方式。与前述实施方式大致一致的衬套207具有相同的长度L1、厚度t、材料类型以及内径Di和外径Do。然而，在本实施方式中，波纹部307具有正弦曲线形轮廓。这可能相比于替代性形状比如V状波纹部307是优选的，因为正弦曲线形波纹部307可能不太容易受到点损坏并且可能更容易制造，尽管正弦曲线形波纹部会在衬套207被带入压缩状态时导致纤维不太均匀地分布。

此外，波纹部307是以相对于纵向轴线非垂直的角度Φ被连续限定的，使得波纹部307沿着可固化的复合衬套207的长度L1以螺旋的形式延伸。这种螺旋可以同样地提供用于先前所描述的V状波纹部或能够以螺旋3D形式提供的任何合适的替代性波纹状部。螺旋形式可以是优选的，以使得衬套207能够通过使用连续挤出工艺来制造。

参照图4C，示出了处于压缩且固化状态的图4A和图4B的可固化的复合衬套207的横截面，其中，压缩且固化的状态是衬套207的如图2中所示的填充间隙的状态。在图2的固化状态下，紧固件208的轴线与衬套207的轴线304同心地对准，使得Dfo和Di的值大致相同。波纹部307在衬套207被压缩至压缩长度L2时大致连续地重叠，使得Do和Dh也是大致相同的尺寸。半长l限定了重叠部相对于衬套的纵向轴线304的径向尺寸，半长l在本示例中为3mm。

在图3、图4A和图4B的衬套207中所使用的基体材料302为聚醚醚酮(PEEK)，PEEK是一种热塑性基体材料；然而，也可以替代性地使用任何其他合适的热塑性基体材料，比如聚醚砜(PES)、聚醚酰亚胺(PEI)或聚苯硫醚(PPS)。出于该描述的目的，部分地由热塑性基体材料302形成的可固化的复合衬套207在热塑性基体材料302的温度低于其适用的熔融温度并且衬套207处于压缩状态时可以被称为处于“固化”状态。复合衬套207在热塑性基体材料302的温度达到或高于其适用的熔融温度和/或衬套207处于解除压缩状态时可以被称为处于“未固化”状态。

替代性地，本体301可以由预浸渍有部分聚合或非聚合的热固性基体材料302的增强材料303形成，所述热固性基体材料302选自通常用于航空航天的基体材料——比如，聚酯、环氧树脂、乙烯基酯、双马来酰亚胺、酚醛或聚酰亚胺——中的一者。出于该描述的目的，部分地由热固性基体材料302形成的可固化的复合衬套207在衬套207变形处于压缩状态并且基体材料302聚合成使得衬套207不可逆地变形时被称为处于“固化”状态。

本实施方式中的增强材料303由也被称为“E-玻璃”的氧化铝硼硅酸盐玻璃的连续玻璃纤维组成，但是也可以使用任何其他合适的连续玻璃纤维增强材料，例如S-玻璃。另外，可以采用使用了其他材料类型——比如，石墨/碳类纤维或芳族聚酰胺类纤维——的增强材料303。连续纤维是优选的，因为在衬套207的压缩期间，它们的长度确保它们保持大致同心地围绕本体301的纵向轴线304、与本体301的周向305平行地定向，这对于短纤维而言不会如此，并且这会以期望的方式重新定向并最终阻碍衬套207的叠缩。此外，一旦在间隙501内被压缩，连续纤维将保持大致对准并且将相互作用，使得复合材料在被压缩时均匀地分布于孔202与紧固件203之间。

热塑性基体材料302的使用可能是优选的，因为热塑性基体材料302允许可固化的复合衬套207在衬套207的基体材料如图3和图4A中所示的那样低于其适用的熔融温度时在组装操作期间更容易被搬运、贮存，并且热塑性基体材料302是可弹性变形的。在这种状态下，例如，该衬套207与具有由增强的、部分固化的热固性树脂基体材料302形成的本体301的可固化的复合衬套207相比更容易搬运并且不太容易受到意外损坏。

使用热塑性基体材料302也会是有利的，因为热塑性基体材料不需要特殊的贮存和贮存期考虑，这些考虑对于要使用部分固化的热固性树脂基体材料302形成的本体301而言是必需的，热固性树脂基体材料具有预定的贮存期并且可能需要冷却以提供在装配线中能够使用的贮存期。

最后，在飞行器的生命周期中的一些时候可能需要拆卸接头200A、200B，并且可以预见的是，通过施加热来移除衬套207比应用机械加工更容易，对于移除热固性类型的衬套207而言将需要机械加工。

也就是说，在某些情况下，特别是在需要具有较高机械性能特性的基体材料的情况下或者在由于接头200的高温环境而需要具有不可逆特性的基体材料303的情况下，使用热固性基体材料302是可优选的。

使用E-玻璃纤维作为基体材料302可能是有利的，因为当与替代性的高性能纤维相比时，E-玻璃纤维具有更高的抗压强度特性，高性能纤维例如碳纤维或芳族聚酰胺纤维可以替代性地用于飞行器结构。此外，玻璃纤维与通常在飞行器接头中使用的较宽范围的结构材料例如钛或铝合金在电镀方面是相容的。

应理解的是，增强材料303与基体材料302的体积比可以根据衬套207在接头200A、200B中被压缩且固化时衬套207所需的特定的机械刚度和强度特性而变化。此外，根据需要可以使用包含纤维的不同类型的增强材料303的混合物。还可以使用不均匀分布的增强材料303并且不均匀分布的增强材料303可以被定制成适应附接紧固件203与附接孔202之间的主要载荷的方向和水平。

参照图5A和图5B，示出了使用可固化的复合衬套207将第一部件201附接至第二部件205的附接。

在图5A中，第一接合阶段示出了第一部件201相对于第二部件205被保持在安装位置，使得附接紧固件203插入附接孔202中，这在紧固件203与孔202之间产生了间隙501。接着，与在图3、图4A和图4B中所描述的衬套一致的可固化的复合衬套207的第一端部303被引入紧固件的外径Dfo与孔的直径Dh之间的间隙501中，即，第一端部303被插在紧固件203的露出的端部上。

包括引导件503和压紧件505的用于安装衬套207的工具500定位在衬套207附近。引导件503和压紧件505各自包括下述本体：所述本体由钢制成并且成形为端部敞开的筒状件。由引导件503限定的端表面504是大致平的并且具有与孔202的直径Dh大致相同的内径。端表面504构造成依循第一部件201在孔202附近的外表面，使得引导件503可以由使用者稳定地保持就位。

引导件503的内表面506构造成是大致平滑且抛光的并且可以包括不粘的处理物。内表面506构造成接触衬套207，以确保其在衬套207被压缩到间隙501中时保持大致筒形形式并沿其纵向轴线304的方向定向。引导件503的内表面506还构造成沿与衬套207的纵向轴线304大致平行的方向引导压紧件505。

由压紧件505限定的另一端表面508是大致平的并且具有与紧固件203的直径Dfo大致相同的内径和与孔202的直径Dh大致相同的外径。压紧件505构造成在引导件503内滑动并且在另一端部508处将可固化的复合衬套207压紧到附接紧固件202与附接孔203之间的间隙501中，使得衬套207大致依循间隙502的尺寸。压紧件505的使用有助于确保压缩压力通过压紧件505在其另一端表面508处被均匀地施加至衬套207。目前所描述的压紧件505与引导件503的组合也是有利的，因为可以使用压紧件505相对于引导件503的相对位移来确定衬套207在间隙501内的压缩程度。因此，在间隙501内被压紧的衬套材料的量可以从这种测量中得出。

在本示例中，可固化的复合衬套207由热塑性材料302部分地形成，因此设置有呈与引导件503嵌置并与压紧件505分开的电加热元件507的形式的加热装置。电加热元件507可能是优选的，由于其比其他手段、比如液体加热更容易控制。嵌入加热元件507避免了引导件503的平滑的内表面506与衬套207之间的任何妨碍，并且降低了集聚在工具500与衬套207之间传递的污物的可能性。这些污物是不期望的，这是因为这些污物可能会影响衬套207的固化并且在施加热时也可能会导致火灾风险。

替代性地，将加热元件507附接至压紧件505或引导件503的表面部分可能也是足够的。在衬套207的压紧开始之前，一旦衬套207如所示出的定位在间隙501内，加热装置507就可以被启用。加热装置507可能仅需要设置在引导件503或压紧件505中。

一旦衬套207、引导件503和压紧件505被布置到图5A中所示的位置，压紧件505就朝向紧固件203移动，以在第二接合阶段将衬套207压缩到间隙501中，从而使得此后不存在间隙501，如图5B所示。可固化的复合衬套207然后被保持在图5B中所示的压缩状态，直到该可固化的复合衬套207被固化为止。工具500然后被移除。在固化的状态下，衬套207防止附接紧固件203在附接孔202内的径向移位。在安装由热塑性基体材料302部分地形成的衬套207的情况下，在压紧件505朝向紧固件203移动之前，衬套207被加热装置507加热，以使可固化的复合衬套207进入熔融的柔性状态。然后，压紧件505可以被移动以将衬套207压缩到间隙501中。在安装由热固性基体材料302部分地形成的衬套207的情况下，加热装置507也可以被应用以加速基体材料的聚合，这在高接合率应用中可能是期望的。

应当理解，就此前所描述的实施方式而言，对于某些应用波纹部307可能是不需要的，并且衬套响应于热施加的材料特性、特别是其柔性可能足以将衬套给送到间隙501中。参照图6A和6B，提供了没有波纹部的示例性可固化的复合衬套601以及用于安装该可固化的复合衬套601的工具600。图6A和6B中示出的接头200A/200B和工具600与图5A和5B中示出的前一实施方式基本一致，然而，衬套601的形式与先前提供的不同，并且工具600具有与可展开的径向切割器605配装的另外的第二引导件603。

可固化的复合衬套601包括具有大致圆形横截面的连续管，并且可固化的复合衬套601具有呈不带波纹部的筒形体的形式的本体301。衬套601的本体301包括预浸渍有增强材料303的连续纤维的热塑性基体材料302，增强材料303围绕本体301的纵向轴线304定向，并且在垂直于轴线304的平面上观察时在本体301的任何横截面处均与本体301的周向305大致平行地排列。

在图6A中，在第一接合阶段中，第一部件201被示出相对于第二部件205保持在安装位置，使得附接紧固件203插入附接孔202中，这在紧固件203与孔202之间形成间隙501。第二引导件603可滑动地接合至紧固件202。第二引导件603是柱形的，其在最远离紧固件202的端部处的外径的直径比压紧件505的内径小，使得在第二引导件603与压紧件505之间存在径向通道607。第二引导件603的外径朝向与紧固件202附接的端部减小，使得提供了渐缩。第二引导件由钢形成并且具有平滑的、抛光的且不粘的表面，并且第二引导件设置有呈单个嵌置的加热元件507的形式的加热装置507。一旦第二引导件603附接至紧固件，引导件503和压紧件505就被定位。然后，如上所述的可固化的复合衬套601的第一端部就围绕第二引导件603给送并给送到通道607中。

参照图6B，一旦衬套601、引导件503、压紧件505以及第二引导件603被布置于图6A中所示的位置，就接着进行第二接合阶段，在该第二接合阶段中，衬套601被加热至近似等于或高于热塑性材料的熔融温度的温度。同时或之后，衬套601在通道607中朝向紧固件203于紧固件的外径Dfo与孔的直径Dh之间给送到间隙501中，直到足够的材料被引入而使间隙501此后被消除为止。压紧件505则可以被移动成与被压缩的可固化的复合衬套601接合及脱开接合以确保可固化的复合衬套601被充分地压缩到间隙501中。衬套601然后在压缩状态下等待“固化”，例如冷却到其熔点以下，使得在图6B所示的固化状态下，衬套601防止附接紧固件203在附接孔202内的径向移位。一旦衬套601被固化，在工具600移除之前，压紧件505被撤离紧固件202并且径向切割器展开以切割衬套601的未使用部分。

参照图5A、图5B、图6A和图6B，应当理解，用于工具500、600的加热装置507可以由其他合适的装置提供。加热装置507可以由附接在引导装置503的另一端部处的热气喷射装置来代替使用。热气喷射装置可能是优选的，因为其可能使用较少的能量并为可固化的复合衬套207提供了更佳的热分布。替代性地，加热装置507可以由附接至工具的超声能发射装置来提供。当衬套207的材料处于更柔性的状态时，可以使用超声能发射装置来引导超声波能以加热衬套207的材料并去除衬套207内的缺陷。

替代性地，加热装置507可以由使用电感应装置的紧固件203或增强材料303的纤维的电感应性来提供。在对衬套207的触及特别成问题的情况下，这种替代性实施方式可能是优选的。

参照图7，提供了一种将第一飞行器结构部件接合至第二飞行器结构部件的方法，该方法包括下述步骤：701-将设置有附接孔202的第一部件201相对于设置有附接紧固件203的第二部件205保持在安装位置，使得附接紧固件203插入附接孔202中，这在紧固件203与孔202之间形成间隙501；703-将可固化的复合衬套207的第一端部设置到间隙501中；705-提供用于安装衬套207的工具500，工具500包括一个或更多个引导件503、603和压紧件505；707-将引导件503靠近衬套207定位使得引导件503将衬套207封围在内表面506内；709-将压紧件505定位在引导件503内并在压紧件505的另一端508处将可固化的复合衬套207压紧到附接紧固件202与附接孔203之间的间隙501中，使得衬套207大致依循间隙501的尺寸，从而使得此后不存在间隙501；711-将复合衬套207保持在压缩状态下，直到该复合衬套207被固化为止。

该方法还可以包括下述步骤：713-在压紧件505朝向紧固件203移动之前、期间或之后，用加热装置507加热可固化的复合衬套207；715-使压紧件505移动成与被压缩的可固化的复合衬套207接合及脱开接合，以确保可固化的复合衬套601被充分压缩到间隙501中；717-提供第二引导件603并使第二引导件603可滑动地接合紧固件202，以在第二引导件603与压紧件505之间形成径向通道607，可固化的复合衬套601可以被给送到该径向通道607；以及719-接合径向切割器以移除任何多余的可固化的复合衬套601。

如果在前面的描述中提到了具有已知的、明显的或可预见的等同替代的整体或构件，则这些等同替代如同被单独地阐述那样被并入本文中。应当参照权利要求来确定本技术的真实范围，该范围应当被解释为包括任何这样的等同替代。读者还将理解，本技术的被描述为优选的、有利的、方便的等的整体或特征是可选的并且不限制独立权利要求的范围。此外，应当理解，这些可选的整体或特征尽管在本技术的一些实施方式中可能具有益处，但在其他实施方式中可能是不期望的并且因此可以不存在。如果前面的描述中使用术语“或”，除非另有明确说明，否则该术语应理解为表示“和/或”。

Claims (19)

1.一种飞行器接头，包括：

第一结构部件，所述第一结构部件设置有附接孔，所述附接孔构造成接纳由第二结构部件提供的相应的附接紧固件；

可固化的复合衬套，所述可固化的复合衬套在所述第一部件安装至所述第二部件时被压缩并固化在所述附接紧固件的外径与所述附接孔之间，其中，所述可固化的复合衬套防止所述附接紧固件在所述附接孔内的径向移位。

2.根据权利要求1所述的飞行器接头，其中，所述可固化的复合衬套包括由预浸渍有增强纤维的基体材料形成的大体中空的筒形本体。

3.根据权利要求2所述的飞行器接头，其中，所述可固化的复合衬套的所述增强纤维绕着所述衬套的纵向轴线沿大致周向方向定向，其中，所述本体限定有在所述衬套的内径与外径之间延伸的多个波纹部，并且其中，所述波纹部提高了所述衬套在与所述衬套的纵向轴线大致共线的方向上的可压缩性。

4.根据任一前述权利要求所述的飞行器接头，还包括位于所述第一结构部件与所述第二结构部件之间的第三结构部件，其中，所述第三结构部件构造成使所述第一结构部件相对于所述第二结构部件移位，并且所述第三结构部件还设置有构造成接纳突出的紧固件元件的一部分的孔。

5.一种飞行器组件，包括一个或更多个根据任一前述权利要求所述的飞行器接头。

6.根据权利要求5所述的飞行器组件，其中，所述第一部件是前缘组件，并且所述第二部件是翼盒梁元件。

7.一种用于安装根据任一前述权利要求所述的复合衬套的工具，所述工具包括压紧件，所述压紧件构造成将所述可固化的复合衬套压紧在附接紧固件与附接孔之间的间隙中，使得所述衬套大致依循所述间隙的尺寸。

8.根据权利要求7所述的工具，还包括一个或更多个引导件，所述引导件构造成靠近所述孔或所述紧固件接合所述第一结构部件的外表面，并且所述引导件还构造成将所述可固化的复合衬套引导到所述间隙中。

9.根据权利要求8所述的工具，其中，所述引导件还构造成将所述压紧件引导到压紧位置。

10.根据权利要求7至9中的任一项所述的工具，还包括加热装置，所述加热装置构造成在所述可固化的复合衬套被进行引导或压紧时向所述可固化的复合衬套施加热能。

11.根据权利要求9所述的工具，其中，所述加热装置安装在所述引导件或所述压紧件中。

12.根据权利要求9或10所述的工具，其中，所述加热装置由电加热元件来提供。

13.根据权利要求9或10所述的工具，其中，所述加热装置由热气喷射装置来提供。

14.根据权利要求9或10所述的工具，其中，所述加热装置由超声能发射装置来提供。

15.根据权利要求10所述的工具，其中，所述加热装置由电感应装置来提供。

16.一种将第一飞行器结构部件接合至第二飞行器结构部件的方法，所述方法包括下述步骤：

-将设置有附接孔的第一部件相对于设置有附接紧固件的第二部件保持在安装位置，使得所述附接紧固件插入所述附接孔中，从而在所述紧固件与所述孔之间形成间隙；

-将所述可固化的复合衬套的第一端部放置在所述间隙中；

-提供用于安装所述衬套的工具，所述工具包括一个或更多个引导件和压紧件；

-将所述引导件靠近所述衬套定位成使得所述引导件将所述衬套封围在内表面内；

-将压紧件定位在所述引导件内，并且在所述压紧件的另一端部处将所述可固化的复合衬套压紧到所述附接紧固件与所述附接孔之间的所述间隙中，使得所述衬套大致依循所述间隙的尺寸，从而使得此后不存在间隙；

-将所述复合衬套保持在所述压缩状态下，直到所述复合衬套被固化为止。

17.根据权利要求16所述的方法，还包括下述步骤：在所述压紧件朝向所述紧固件移动之前、或期间、或之后，用加热装置对所述可固化的复合衬套进行加热。

18.根据权利要求16或17所述的方法，还包括下述步骤：设置第二引导件并使所述第二引导件可滑动地接合所述紧固件从而在所述第二引导件与所述压紧件之间形成径向通道，以及将所述可固化的复合衬套给送到所述通道中。

19.根据权利要求16至18所述的方法，还包括下述步骤：将所述压紧件移动成与被压缩的所述可固化的复合衬套接合及脱开接合以确保所述可固化的复合衬套被充分地压缩到所述间隙中。