CN109878696A - 用于飞行器的机翼-翼盒接合肋及用于制造使用这种肋的飞行器的方法 - Google Patents

Abstract

本公开提供了一种设计成用于机翼‑中央翼盒接合的接合肋(37)以为了能够减少飞行器最终组装所需的时间和成本，接合肋(37)包括主腹板(39)以及上凸缘(16A)和下凸缘(16B)，上凸缘(16A)和下凸缘(16B)在第一侧(C1)上从主腹板延伸，主腹板具有布置在与第一侧相反的第二侧(C2)上的接合表面(24)，主腹板包括在第一侧上和在接合表面中的第二侧上敞开的成排孔口(34)，所述成排孔口(34)包括在上凸缘的任一侧上形成在主腹板的上部部分中的第一排孔口(R1)和第三排孔口(R3)以及形成在主腹板的下部部分中的第二排孔口(R2)，成排孔口(34)中的每一者均包括处于空置状态的孔口。

Description

用于飞行器的机翼-翼盒接合肋及用于制造使用这种肋的飞 行器的方法

技术领域

本发明涉及飞行器结构的领域，并且更具体地涉及设计成用于飞行器的机翼-中央翼盒接合的接合肋、用于制造这种接合肋的方法、该接合肋的使用或该方法作为用于制造飞行器的中央机翼模块的方法的一部分的的使用、用于制造飞行器的中央机翼模块的方法作为用于制造飞行器的机身部分的方法的一部分的使用、以及最后的用于制造飞行器的机身部分的方法作为制造飞行器的方法的一部分的使用。

背景技术

在包括机身和机翼——机翼包括紧固至机身的两个相对的对称机翼——的飞行器中，机身通常包括被称为“中央翼盒”的盒形结构，在“中央翼盒”上紧固有机翼的也形成为盒并且通常被称为“侧向翼盒”的相应结构。

中央翼盒通常包括上面板、下面板以及前构件和后构件，上面板也被称为拱背面板，下面板也被称为拱腹面板，前构件和后构件中的每一者将下面板连接至上面板。中央翼盒通常包括将下面板和上面板以及前构件和后构件连接在一起的内加强肋。

每个机翼与机身的接合由接合肋提供，该接合肋用作相应的侧向翼盒与中央翼盒之间的结构接合面。

接合肋通常包括芯部和一组十字形或T形型材元件，所述一组十字形或T形型材元件位于芯部周边处并借助于保险螺栓(shear bolt)紧固至芯部，如例如在Michael Chun-Yung Niu的出版物Airframe Structural Design(1988)的283页所示出的。

型材元件中的每个型材元件均包括与一个或更多个角配件一起紧固至中央翼盒的对应面板或构件的凸缘，以及与一个或更多个其他角配件一起紧固至侧向翼盒的对应面板或构件的另一凸缘。凸缘和配件通常借助于保险螺栓紧固至面板和构件。

这些元件(肋和型材元件)的构型使大多数这些元件的安装和紧固操作发生在飞行器组装过程的预先阶段期间，特别是发生在机翼紧固至机身期间的最终组装阶段中。

目前，就组装飞行器的整个过程而言，最终组装阶段是特别昂贵的阶段。

发明内容

本发明的特定目的是为该问题提供一种简单、经济且有效的解决方案。

为此，本发明提出了一种意在用于飞行器的机翼-中央翼盒接合的接合肋，该接合肋包括中央腹板以及上凸缘和下凸缘，上凸缘和下凸缘在相对于主腹板的第一侧上从主腹板延伸。

主腹板具有布置在与第一侧相反的第二侧上的接合表面，主腹板包括在第一侧上和接合表面中的第二侧上敞开的成排孔口，所述成排孔口至少包括形成在主腹板的上部部分中并从接合肋的前侧部延伸至后侧部的第一排孔口和形成在主腹板的下部部分中并从接合肋的前侧部延伸至后侧部的第二排孔口，每排孔口均包括处于空置状态的孔口。

“上部部分”和“下部部分”意为上部部分通常在下部部分上方延伸。

“处于空置状态的孔口”意为孔口未被占用，也就是说随后能够容置紧固部件。

以这种方式制成的接合肋使得机翼能够以特别简单且有效的方式接合至飞行器机身的一部分，从而使得尤其可以使飞行器的最终组装阶段处要实施的剩余操作的数目和复杂程度最小化，如将在下面更清楚地呈现的。

此外，所述成排孔口包括形成在主腹板的上部部分中并从接合肋的前侧部延伸至后侧部的第三排孔口，使得第一排孔口和第三排孔口分别布置在上凸缘的任一侧上。第三排孔口还包括处于空置状态的孔口。

因此，主腹板能够直接吸收上配件的张紧力，如将在下面更清楚地呈现的。

接合肋优选地包括相对于接合表面倾斜的延伸部，并且该延伸部在第二侧上从主腹板的上部部分的上端部延伸，以与上凸缘在横截面中形成钝角。

接合肋优选地还包括前凸缘和后凸缘，前凸缘和后凸缘在相对于主腹板的第一侧上从主腹板延伸，并且成排孔口还包括形成在主腹板的前部部分中并从接合肋的下侧延伸至上侧的第四排孔口和形成在主腹板的后部部分中并从接合肋的下侧延伸至上侧的第五排孔口。

本发明还涉及一种用于制造上述类型的接合肋的方法，该方法包括至少下述步骤：

a)提供芯部和型材元件，所述型材元件均包括相应的基部和延伸成从基部突出的相应的凸缘；然后

b)将型材元件的相应的基部紧固至芯部，使得型材元件的相应的凸缘在相对于芯部的第一侧上与所述第一侧相对应地延伸，芯部和型材元件的相应的基部一起形成所述主腹板；

并且其中，在该过程结束时，主腹板包括成排孔口，所述成排孔口至少包括形成在型材元件的被称为上型材件的第一型材元件的基部中的所述第一排孔口和形成在型材元件的被称为下型材件的第二型材元件的基部中的所述第二排孔口，上型材件和下型材件布置在芯部的被称为上端部和下端部的两个相对端部处，使得上型材件的基部形成主腹板的所述上部部分且所述上型材件的凸缘形成所述上凸缘，并且使得所述下型材件的基部形成主腹板的所述下部部分且所述下型材件的凸缘形成所述下凸缘，上型材件的基部在上型材件的凸缘的任一侧上延伸并且包括第三排孔口，并且每排孔口均包括处于空置状态的孔口。

除了上型材件之外的型材元件中的每个型材元件优选地还具有成角度的构型。

该过程优选地还包括下述步骤：

c)提供被称为内框架支承件的第一角配件，内框架支承件均包括相应的基部和肩部；

d)在步骤b)之后，将内框架支承件的相应的基部紧固至主腹板。

在适用的情况下，成排孔口还有利地包括形成在型材元件中的被称为前型材件的第三型材元件中的第四排孔口和形成在型材元件中的被称为后型材件的第四型材元件的第五排孔口，前型材件和后型材件布置在芯部的分别被称为前端部和后端部的两个相对端部处，前端部和后端部中的每一者将芯部的上端部连接至下端部，使得前型材件的基部形成主腹板的所述前部部分且前型材件的凸缘形成所述前凸缘，并且使得后型材件的基部形成主腹板的所述后部部分且后型材件的凸缘形成所述后凸缘。

本发明还涉及一种用于制造用于飞行器的中央机翼模块的方法，该方法包括下述步骤：

A)潜在地借助于上述类型的方法制造至少一个上述类型的接合肋；

B)提供至少一个被称为上外部配件的第二角配件，该上外部配件包括基部和肩部；

C)提供至少一个带状件；

D)提供中央翼盒，该中央翼盒至少包括上面板、下面板、前构件和后构件，前构件将上面板的前端部连接至下面板的前端部，后构件将上面板的后端部连接至下面板的后端部，使得上面板和下面板以及前构件和后构件界定中央翼盒的内部空间，该内部空间在中央翼盒的至少一个侧向端部处敞开；然后

E)通过将凸缘插入到中央翼盒的内部空间中而将接合肋布置在中央翼盒的所述侧向端部处，使得上凸缘面向上面板并且下凸缘面向下面板；然后

F)使用第一贯穿安装式紧固部件将上凸缘和所述至少一个上外部配件的基部一起紧固至上面板，并且使用第二贯穿安装式紧固部件将下凸缘和所述至少一个带状件的近端部分一起紧固至下面板，使得所述至少一个带状件的远端部分沿相对于中央翼盒的远离方向延伸超出接合表面。

在适用的情况下，步骤F)还有利地包括将前凸缘和后凸缘分别紧固至前构件和后构件。

所述至少一个带状件的远端部分相对于所述至少一个带状件的近端部分在横截面中优选地形成角度。

在适用的情况下，所述至少一个上外部配件的肩部有利地包括分别与第三排孔口中的孔口对准的孔口。

本发明还涉及一种用于制造用于飞行器的机身部分的方法，该方法包括至少下述步骤：

i)根据上述类型的方法制造用于飞行器的中央机翼模块；

ii)提供机身结构件；

iii)将所述至少一个上外部配件紧固至机身结构件。

在优选实施方式中：

机身结构件包括周向框架，周向框架设置有被称为外框架支承件的相应的第三角配件，外框架支承件均包括相应的基部和相应的肩部；并且

步骤iii)包括使用第三贯穿安装式紧固部件将外框架支承件的相应的肩部分别紧固至内框架支承件的相应的肩部。

在优选实施方式中，机身结构件包括蒙皮，并且步骤iii)包括使用第四贯穿安装式紧固部件将蒙皮紧固至延伸部。

本发明还涉及一种用于制造飞行器的方法，该方法包括至少下述步骤：

I)根据上述类型的方法制造机身部分；

II)提供至少一个机翼，该至少一个机翼包括界定内部空间的侧向翼盒；然后

III)将侧向翼盒的一个端部定位成面向接合表面，使得所述至少一个带状件的远端部分定位在侧向翼盒的内部空间外；然后

IV)使用在张紧/压缩下工作的分别接合在所述成排孔口的孔口中的紧固部件将侧向翼盒紧固至接合肋，并且使用第五贯穿安装式紧固部件将侧向翼盒紧固至所述至少一个带状件的远端部分。

优选地：

-侧向翼盒包括上面板和下面板以及至少一个第四角配件和至少一个第五角配件；

-所述至少一个第四角配件和所述至少一个第五角配件均包括相应的基部和肩部；

-所述至少一个第四角配件的基部在侧向翼盒的内部空间内紧固至侧向翼盒的上面板；

-所述至少一个第五角配件的基部在侧向翼盒的内部空间内紧固至侧向翼盒的下面板；

-在张紧/压缩下工作的所述紧固部件包括第六贯穿安装式紧固部件，该第六贯穿安装式紧固部件穿过形成在所述至少一个第四角配件的肩部中的孔口和第一排孔口中的孔口安装；并且

-在张紧/压缩下工作的所述紧固部件包括第七贯穿安装式紧固部件，该第七贯穿安装式紧固部件穿过形成在所述至少一个第五角配件的肩部中的孔口和第二排孔口中的孔口安装。

在优选实施方式中：

-侧向翼盒包括至少一个第六角配件，该至少一个第六角配件包括基部和肩部；

-所述至少一个第六角配件的基部在侧向翼盒的内部空间外紧固至上面板；并且

-在张紧/压缩下工作的所述紧固部件包括第八贯穿安装式紧固部件，该第八贯穿安装式紧固部件穿过形成在所述至少一个第六角配件的肩部中的孔口、第三排孔口中的孔口以及所述至少一个上外部角配件的肩部的孔口安装。

附图说明

本发明将在阅读了通过非限制性示例并参照附图给出的以下描述后，更好地理解，并且本发明的另外细节、优点和特征也将呈现，在附图中：

图1至图3是型材元件的立体示意图，型材元件在制造型材元件的相继步骤期间设计成用于制造接合肋；

图4是设计成用于制造接合肋的元件的立体示意图；

图5是图4的各部件被组装以形成接合肋的立体示意图；

图6是图5中的一部分的放大视图；

图7是与图5类似的视图，图7示出了接合肋处于其制造的后续阶段；

图8是图7的一部分的放大视图；

图9是与图7类似的但以不同的角度观察的视图；

图10和图11分别是设计成用于制造中央机翼模块的接合肋和其他元件的横截面示意图和立体示意图；

图12是通过对图10和图11的元件进行组装所形成的中央机翼模块的部分立体示意图；

图13和图14是图12中的部分的放大视图；

图15和图16是用于包括图12的中央机翼模块的飞行器的机身部分的横截面的局部示意图；

图17是机身部分和机翼的横截面的局部示意图；

图18是与图17类似的视图，图18示出了机翼被组装在机身部分上；

图19是包括图18的机翼和机身部分的飞行器的立体示意图；

图20是根据本发明的优选实施方式的用于制造飞行器的方法的流程图。

具体实施方式

现在将参照图1至图19并总是参照图20对根据本发明的优选实施方式的设计成用于飞行器的机翼-中央翼盒接合的接合肋、以及对充分利用由所述接合肋所获得的优点的用于制造根据本发明的优选实施方式的飞行器的方法进行描述，其中，图1至图19相继地图示了过程的不同步骤，图20示出了过程的总体流程图。

在以下的描述中，通过参考在制造飞行器的过程中元件在飞行器内的取向来定义方向X、Y和Z。纵向方向X通常被定义为平行于飞行器的侧倾轴线，横向方向Y被定义为平行于飞行器的俯仰轴线，并且竖向方向Z被定义为平行于飞行器的横摆轴线。

用于制造飞行器的方法首先包括步骤I)，该步骤I)包括制造机身部分。

步骤I)又包括步骤i)，该步骤i)包括制造中央机翼模块。

步骤i)包括步骤A)，该步骤A)包括制造至少一个接合肋，并且现在将对步骤A)进行详细描述。

作为示例，所考虑的接合肋设计成配装在飞行器的右手侧。

参照图4，步骤A)包括第一步骤a)，该第一步骤a)包括提供芯部10和型材元件12，型材元件12均包括：具有主前面14A的相应的基部14；以及相应的凸缘16A至16D，所述相应的凸缘16A至16D在与主前面14A的相反的一侧上延伸成从基部14突出。

参照图1至图3，型材元件12中的每个型材元件可以有利地通过下述方法来制造：所述方法包括通过构造成形成基部14和凸缘16的模具20(图1)将用以形成元件12的材料挤压出的步骤，然后形成元件12(图2)使得能够赋予元件12弯曲部的可能步骤。

型材元件12的构型非常适合于通过挤压来制造，这允许挤压件以远低于有时被用于制造现有技术的十字形或T形的型材元件的锻造技术的花费来制造成一个部件。

此外，用于预先制造型材元件12的方法可以包括以下步骤：使用加工工具22(图3)对元件12进行加工，这潜在地使得能够完善元件12的表面状况，并且在适用的情况下，能够形成穿过基部14的孔口和在每个孔口周围的可能的埋头孔(孔口和埋头孔在图1至图4中不可见)。然而，在本发明的优选实施方式中，制作前述孔口的步骤是稍后实施的，如在以下内容中将更清楚地呈现的。

如在图4中示出的，型材元件包括被称为上型材件12A的第一型材元件、被称为下型材件12B的第二型材元件、被称为前型材件12C的第三型材元件、以及被称为后型材件12D的第四型材元件。

上型材件12A和下型材件12B布置在芯部10的相反的两个端部——即上端部10A和下端部10B——处。类似地，前型材件12C和后型材件12D布置在芯部10的相反的两个端部——即前端部10C和后端部10D——处，前端部10C和后端部10D中的每一者将上端部10A与下端部10B连接。

下型材件12B、前型材件12C和后型材件12D中的每一者一体地包括各自相应的基部14及其各自相应的凸缘16B至16D。此外，这些型材元件中的每一者的基部14从对应的凸缘16B至16D的一个端部延伸。因此，这三个型材元件均具有被称为“成角度”的构型。在本发明的术语中，表述“成角度”意在涵盖下述构型：在该构型中，凸缘16B至16D相对于基部14的主前面14A正交或者相对于基部14的主前面14A以大于45度的角度倾斜。

相比之下，上型材件12A的基部14、特别地是基部14主前面14A在该上型材件的凸缘16A的任一侧上于所述凸缘的一个端部处延伸。

此外，上型材件12A的基部14包括相对于接合表面24倾斜的延伸部14B，该延伸部14B从对应的主前面14A的上端部延伸同时相对于该对应的主前面14A的上端部倾斜，使得延伸部14B与上凸缘16A形成钝角Ω并且相对于对应的主前面14A从相反的两侧延伸。

步骤A)然后包括步骤b)，该步骤b)包括将型材元件12的相应的基部14紧固至芯部10，使得型材元件的相应的凸缘16A至16D从相对于芯部10的第一侧C1延伸，如在图5中示出的，并且使得芯部10和型材元件12的相应的基部14一起形成主腹板39，该主腹板39具有接合表面24，该接合表面24优选地是连续的且布置在与第一侧C1相反的第二侧C2上，如在以下内容(图9)中将更清楚地呈现的。因此，接合表面24包括基部14的主前面14A。如在图5中示出的，上型材件12A的基部的延伸部14B因此在第二侧C2上延伸。

在本发明的优选实施方式中，基部14通过摩擦搅拌焊接(FSW)以边缘对边缘的方式紧固至芯部10。因此，图6允许在基部14与芯部10之间的接合面处看到焊接焊道26。

此外，步骤A)还包括步骤c)，该步骤c)包括提供被称为内框架支承件的第一角配件28，内框架支承件均包括相应的基部30和肩部32(这些内框架支承件中的一个内框架支承件在图4中是可见的)。此外，内框架支承件28中的每个内框架支承件包括呈斜板形状的加强腹板33。

在步骤b)和步骤c)之后，步骤A)包括步骤d)，该步骤d)包括：将内框架支承件28的相应的基部30紧固至主腹板39、通常紧固在芯部10和上型材件12A的基部14中的至少一个元件上，使得内框架支承件28的相应的肩部32以面向上型材件12A的凸缘16A的方式并且优选地以与上型材件12A的凸缘16A相接触的方式布置。在图示出的示例中，基部30紧固至芯部10。图5和图6示出了由此在步骤d)完成时所构造的组件。

在未预先形成上述孔口的情况下，步骤A)然后包括步骤e)，该步骤e)包括穿过型材元件12中的每个型材元件的基部14来钻出这些孔口34(图7)，并且优选地，该步骤e)包括在型材元件12的孔口中的所有孔口或一些孔口周围形成埋头孔(图7和图8)。

在步骤A)完成时所获得的接合肋37在图9中可见。

应当注意的是，用于制造接合肋37的步骤A)可以与上面的描述不同。型材元件12可以通过其他器件例如通过贯穿安装式紧固部件例如紧固至芯部10。在其他实施方式中，型材元件12和芯部10可以例如通过模制而制成一个部件。

不依赖于接合肋37的制造方法，接合肋37因此包括主腹板39，凸缘16A至16D在第一侧C1上从主腹板39延伸，并且主腹板39限定接合表面24的第二侧C2。该主腹板39在本发明的上面所描述的优选实施方式中对应于由芯部10并由型材元件12的基部14所形成的组件。

在任何情况下，主腹板39在步骤A)完成时包括成排孔口34，所述成排孔口34在接合表面中的第二侧C2上并且在第一侧C1上(与所述表面相反)敞开，因此这些孔口34是通孔。

所述成排孔口34至少包括第一排孔口R1和第二排孔口R2，第一排孔口R1形成在主腹板39的上部部分中，并且在适用的情况下，第一排孔口R1形成在上型材件12A的基部14中，第二排孔口R2形成在主腹板39的下部部分中，并且在适用的情况下，第二排孔口R2形成在下型材件12B的基部14中，如在图9中示出的。排R1和排R2分别靠近主腹板39的上端部和下端部总体上从接合肋的前侧部延伸至后侧部。

在适用的情况下，第一排孔口R1中的一些孔口与形成在内框架支承件28的相应的基部30中的孔口对准，如在以下内容(图10)中将更清楚地呈现的。

此外，在本发明的优选实施方式中，成排孔口34包括第三排孔口R3，第三排孔口R3总体上从接合肋的前侧部延伸至后侧部并且形成在主腹板39的上部部分中，在适用的情况下，第三排孔口R3形成在上型材件12A的基部14中(图9)，使得第一排孔口R1和第三排孔口R3分别布置(并且出现)在上凸缘16A的任一侧上。因此，第一排R1位于芯部10与第三排R3之间、或者更一般地位于第二排R2与第三排R3之间。

成排孔口34还包括第四排孔口R4和第五排孔口R5，第四排孔口R4形成在主腹板39的前部部分中，并且在适用的情况下，第四排孔口R4形成在前型材件12C的基部14中，第五排孔口R5形成在主腹板39的后部部分中，并且在适用的情况下，第五排孔口R5形成在后型材件12D的基部14中。排R4和排R5分别靠近主腹板39的前端部和后端部总体上从接合肋的下侧延伸至上侧。

排R1、R2、R4和R5各自布置在基部14的对应的部分中，对应的型材元件12通过基部14的所述对应的部分而被紧固至芯部10。在下型材件12B、前型材件12C和后型材件12D的情况下，上述部分对应于整个基部14。在上型材件12A的情况下，上述部分是基部14的相对于上凸缘16A朝向芯部10定位的部分38。

在适用的情况下，延伸部14B在第二侧C2上从主腹板39的上部部分的上端部延伸。

在本发明的优选实施方式中，凸缘16A至16D通过相应的嵌条40(图8)连接至基部14，埋头孔36穿过嵌条40而形成。嵌条40中的每个嵌条在其与相应基部14连接的连接部处具有不连续的弯曲部42。这种不连续的弯曲部使得能够在不增大基部14的在与对应的凸缘16A至16D正交的方向上的范围的情况下增大嵌条40的曲率半径。嵌条40因此具有相对较大的厚度，这允许嵌条40在型材元件12内具有加强的作用。

在本发明的优选实施方式中，排R1、R2、R4和R5设置有埋头孔36，而排R3没有埋头孔36。

在任何情况下，应当注意的是，在方法的步骤A)完成时，孔口34的大部分——或者优选地孔口34的全部——处于空置状态。这意味着，在孔口34中的一些孔口与形成在内框架支承件28的相应的基部30中的孔口对准的情况下，所述孔口34可以被用于暂时紧固的部件穿过，从而确保将基部30紧固至主腹板39。然而，其他孔口34处于空置状态，也就是说，其他孔口34未被占用并且因此能够随后容纳紧固部件。在孔口34中的所有孔口都不被用于将基部30紧固至主腹板39的情况下，孔口34中的全部孔口处于空置状态。在任何情况下，清楚的是，处于空置状态的孔口34无助于将型材元件12紧固至芯部10，或者更一般地无助于构成接合肋37的元件的相互组装。

参照图10、图11和图20，步骤i)然后包括：

-步骤B)，该步骤B)包括提供被称为上外部配件的第二角配件44，该上外部配件包括相应的基部46和肩部48；

-步骤C)，该步骤C)包括提供带状件50；以及

-步骤D)，该步骤D)包括提供中央翼盒52，该中央翼盒52至少包括上面板54A、下面板54B、前构件54C以及后构件54D，该前构件54C将上面板的前端部连接至下面板的前端部，该后构件54D将上面板的后端部连接至下面板的后端部。

上面板54A、下面板54B、前构件54C以及后构件54D因此界定中央翼盒的内部空间55，该内部空间55在中央翼盒52的侧向端部56(侧向端部56中的仅一个侧向端部在图9至图18中可见)处敞开。

上面板54A和下面板54B以已知的方式在其相应的内前面设置有加强件53。

上外部配件44的肩部48包括孔口58(图10至图11)，孔口58布置成能够分别与第三排R3孔口34中的全部孔口或一些孔口对准。

带状件50优选地包括近端部分50A和远端部分50B，近端部分50A和远端部分50B相对于彼此倾斜，使得在横截面中，远端部分50B的上前面相对于近端部分50A的上前面形成角度θ，该近端部分50A的上前面通常平行于方向X和方向Y延伸。当然，角度θ排他性地介于90度与180度之间，并且角度θ优选地大于135度。

在本发明的优选实施方式中，上外部配件44和带状件50是如同型材元件12那样优选地通过挤压而各自制成一个部件的元件。

参照图12至图14以及图20，步骤i)然后包括：

-步骤E)，该步骤E)包括通过将凸缘16A至16D插入到中央翼盒52的内部空间中而将接合肋37布置在中央翼盒的侧向端部56(在图11中可见)处，使得上凸缘16A面向上面板54A并实质上与上面板54A接触，并且使得下凸缘16B面向下面板54B并实质上与下面板54B接触；然后，

-步骤F)，该步骤F)特别地包括：使用第一贯穿安装式紧固部件60(在图10中可见)将上凸缘16A与上外部配件44的基部46一起紧固至上面板54A，并且使用第二贯穿安装式紧固部件62(图10)将下凸缘16B和带状件50的近端部分50A一起紧固至下面板54B，使得带状件50的远端部分50B沿相对于中央翼盒52的远离方向延伸超出接合表面24，远离方向对应于从第一侧C1至第二侧C2的方向。

上外部配件44定位成使得其肩部48的孔口58与上型材件12A的第三排孔口R3的孔口对准(如在图15中示出的)。

步骤F)还包括：将前型材件12C和后型材件12D的相应的凸缘16C、16D分别紧固至前构件54C和后构件54D。

图12至图14图示了中央机翼模块64，该中央机翼模块64在步骤i)完成时获得并且该中央机翼模块64由以上面所描述的方式组装到一起的中央翼盒52和接合肋37制成。为了清楚起见，紧固部件60和62在这些附图中不可见。

参照图15、图16和图20，步骤I)然后包括：步骤ii)，该步骤ii)大体上包括提供机身结构件66(其在图15、图16和图19中是部分可见的)；以及步骤iii)，该步骤iii)大体上包括将上外部配件44紧固至机身结构件66。

更确切地，机身结构件66通常包括周向框架68和紧固至周向框架68的蒙皮70。周向框架68包括(呈单个部件形式或通过组装的)被称为外框架支承件的相应的第三角配件72，第三角配件72均包括相应的基部74和肩部76、以及相应的加强腹板77。

在这种情况下，步骤iii)包括：使用第三贯穿安装式紧固部件78(图16)将外框架支承件72的相应的肩部76分别紧固至内框架支承件28的相应的肩部32。这些部件78穿过肩部32和肩部76、穿过上外部配件44的基部46、并且穿过中央翼盒52的上面板54A。

此外，步骤iii)包括：使用第四贯穿安装式紧固部件80(图15和图16)将蒙皮70紧固至接合肋37的延伸部14B。

图15和图16因此示出了在步骤I)完成时所获得的机身部分81的部分。

参照图17和图20，用于制造飞行器的方法然后包括：步骤II)，该步骤II)包括提供包括侧向翼盒84的至少一个机翼82，该侧向翼盒84界定内部空间85；以及步骤III)，该步骤III)包括将侧向翼盒84的端部86定位成面向接合肋37的接合表面24，使得带状件50的远端部分50B定位在侧向翼盒84的内部空间85的外部。

侧向翼盒84包括上面板84A和下面板84B以及前构件(不可见)和后构件84D，前构件和后构件84D均以已知的方式将上面板84A连接至下面板84B。

此外，侧向翼盒84包括：第四角配件88，该第四角配件88包括相应的基部90和肩部92；第五角配件94，该第五角配件94包括相应的基部96和肩部98；以及第六角配件100，该第六角配件100包括相应的基部102和肩部104。

第四角配件88的基部90在侧向翼盒的内部空间85内紧固至上面板84A，而第六角配件100的基部102在侧向翼盒的内部空间85外紧固至上面板84A。在图示出的示例中，基部90和基部102以结合的方式、即使用用于紧固部件的接合件而紧固至上面板84A。

此外，第五角配件94的基部96在侧向翼盒的内部空间85内紧固至下面板84B。

配件88、94和100的相应的肩部92、98和104包括相应的孔口106、107、108，所述相应的孔口106、107、108分别布置成能够与排R1、R2和R3的孔口34对准，如在以下内容中将更清楚地呈现的。

在步骤III)完成时，侧向翼盒的端部86实质上与接合表面24接触。

参照图18和图20，用于制造飞行器的方法然后包括步骤IV)，该步骤IV)包括使用在张紧/压缩下工作的分别接合在形成于主腹板39中的孔口34中的紧固部件110、112、114而将侧向翼盒84紧固至接合肋37，并且该步骤IV)还包括使用第五贯穿安装式紧固部件116将侧向翼盒84紧固至带状件50的远端部分50B。在张紧/压缩下工作的紧固部件110、112、114和第五贯穿安装式紧固部件116在图17中也是可见的且处于非组装状态。

在本发明的优选实施方式中，在张紧/压缩下工作的紧固部件包括第六贯穿安装式紧固部件110，该第六贯穿安装式紧固部件110穿过形成在第四角配件88的肩部92中的孔口106(图17)并且穿过第一排孔口R1中的孔口34来安装。

此外，在张紧/压缩下工作的紧固部件包括第七贯穿安装式紧固部件112，该第七贯穿安装式紧固部件112穿过形成在第五角配件94的肩部98中的孔口107(图17)并且穿过第二排孔口R2中的孔口34来安装。

最后，在张紧/压缩下工作的紧固部件包括第八贯穿安装式紧固部件114，该第八贯穿安装式紧固部件114穿过形成在第六角配件100的肩部104中的孔口108(图17)、穿过第三排孔口R3中的孔口34、并且穿过上外部配件44的肩部48的孔口58来安装。

在张紧/压缩下工作的紧固部件110、112、114优选地是螺栓。紧固部件60、62、78、80以及116优选地也是螺栓。本领域的技术人员将理解的是，因为紧固部件60、62、80以及116的布置，紧固部件60、62、80以及116主要在剪切下起作用。

使机翼82与接合表面24相接触通过以下事实而成为可能：在中央机翼模块81的任意横截面平面中，接合肋37的延伸部14B具有下述下前面(也就是说，布置成朝向机翼82的下前面)：所述下前面与平行于方向X和Y的水平平面XY形成角度α，该角度α大于由带状件50的远端部分50B的上前面相对于平面XY(图15)所形成的角度θ。换句话说，延伸部14B的下前面的平面P1和远端部分50B的上前面的平面P2相对于接合表面24具有位于第一侧C1的交点。

图19非常示意性地图示了在根据本发明的方法完成时所获得的示例飞行器120。

尽管该方法在其一般定义中涉及飞行器的仅一个侧部(也就是说，机翼82、接合肋37、以及中央翼盒52的对应的侧向端部56)，但是该方法当然意在以类似的方式相对于飞行器的相反侧部实施，以便借助于布置在中央翼盒的另一侧向端部处的第二接合肋37’将第二机翼82’紧固至机身部分81。

本发明具有若干优点。

首先，接合肋37可以在飞行器组装的上游阶段与中央翼盒52的制造操作并行制造。

接合肋37的构型有效地允许接合肋37能够在中央翼盒52已经被组装之后被组装至中央翼盒52。

在适用的情况下，通过FSW将不同的型材元件12组装至芯部10使得能够节省时间并减轻重量并且被证明比用螺栓连接或铆接进行组装更容易实施。

此外，该方法使得能够将最多数目的元件结合到中央机翼模块中，并且因此，在飞行器组装的上游阶段能够将最多数目的元件结合到中央机翼模块中，其中，所述元件包括上外部配件44、内框架支承件28和带状件50。

预先钻出孔口34还使得能够避免在飞行器的最终组装阶段必须执行这些操作。

对在张紧/压缩下工作的紧固部件110、112、114与接合肋37的整体构型相结合的使用使得能够最大程度地减少在飞行器的最终组装阶段的操作的数目和复杂程度。

应当注意的是，作为一种变型，上外部配件44可以被下述多个配件代替：所述多个配件构造成以在这些配件之间具有间隔或者不具有间隔的方式沿着上型材件12A的基部14并置。这同样适用于侧向翼盒84的角配件88、94、100。

在任何情况下，第三排孔口R3允许主腹板39直接地吸收由侧向翼盒84施加至接合肋37的张紧力/压缩力。

Claims (17)

1.一种设计成用于飞行器的机翼-中央翼盒接合的接合肋(37)，所述接合肋(37)包括主腹板(39)以及上凸缘(16A)和下凸缘(16B)，所述上凸缘(16A)和所述下凸缘(16B)在相对于所述主腹板(39)的第一侧(C1)上从所述主腹板(39)延伸，其中，所述主腹板(39)具有布置在与所述第一侧相反的第二侧(C2)上的接合表面(24)，所述主腹板(39)包括在所述第一侧(C1)上和在所述接合表面中的第二侧(C2)上敞开的成排孔口(34)，所述成排孔口至少包括形成在所述主腹板(39)的上部部分中并从所述接合肋的前侧部朝向后侧部延伸的第一排孔口(R1)、形成在所述主腹板(39)的下部部分中并从所述接合肋的所述前侧部朝向所述后侧部延伸的第二排孔口(R2)以及形成在所述主腹板(39)的所述上部部分中并从所述接合肋的所述前侧部朝向所述后侧部延伸的第三排孔口(R3)，使得所述第一排孔口(R1)和所述第三排孔口(R3)分别布置在所述上凸缘(16A)的任一侧上，所述成排孔口(34)中的每一者均包括处于空置状态的孔口。

2.根据权利要求1所述的接合肋，包括相对于所述接合表面(24)倾斜的延伸部(14B)，并且所述延伸部(14B)在所述第二侧(C2)上从所述主腹板(39)的所述上部部分的上端部延伸，以与所述上凸缘(16A)在横截面中形成钝角。

3.根据权利要求1和2中的任一项所述的接合肋，还包括前凸缘(16C)和后凸缘(16D)，所述前凸缘(16C)和所述后凸缘(16D)在相对于所述主腹板(39)的所述第一侧(C1)上从所述主腹板(39)延伸，并且其中，所述成排孔口(34)还包括形成在所述主腹板(39)的前部部分中并从所述接合肋的下侧朝向上侧延伸的第四排孔口(R4)和形成在所述主腹板(39)的后部部分中并从所述接合肋的所述下侧朝向所述上侧延伸的第五排孔口(R5)。

4.一种用于制造根据权利要求1至3中的任一项所述的接合肋(37)的方法，所述方法包括至少下述步骤：

a)提供芯部(10)和型材元件(12)，所述型材元件(12)均包括相应的基部(14)和延伸成从所述基部突出的相应的凸缘(16A至16D)；然后

b)将所述型材元件(12)的所述相应的基部(14)紧固至所述芯部(10)，使得所述型材元件(12)的所述相应的凸缘(16A至16D)在相对于所述芯部的第一侧上与所述第一侧(C1)相对应地延伸，所述芯部(10)和所述型材元件的所述相应的基部(14)一起形成所述主腹板(39)；

并且其中，在所述方法结束时，所述主腹板(39)至少包括所述成排孔口(34)，所述成排孔口(34)至少包括形成在所述型材元件(12)的被称为上型材件(12A)的第一型材元件的基部(14)中的所述第一排孔口(R1)和形成在所述型材元件(12)的被称为下型材件(12B)的第二型材元件的基部中的所述第二排孔口(R2)，所述上型材件和所述下型材件布置在所述芯部的被称为上端部(10A)和下端部(10B)的两个相对端部处，使得所述上型材件(12A)的基部(14)形成所述主腹板(39)的所述上部部分且所述上型材件(12A)的凸缘形成所述上凸缘(16A)，并且使得所述下型材件(12B)的基部(14)形成所述主腹板(39)的所述下部部分且所述下型材件(12B)的凸缘形成所述下凸缘(16B)，其中，所述上型材件(12A)的基部(14)在所述上型材件的凸缘(16A)的任一侧上延伸并且包括所述第三排孔口(R3)，并且每排孔口(34)均包括处于空置状态的孔口。

5.根据权利要求4所述的方法，其中，除了所述上型材件(12A)之外的所述型材元件(12B、12C、12D)中的每一者还具有成角度的构型。

6.根据权利要求4和5中的任一项所述的方法，还包括下述步骤：

c)提供被称为内框架支承件(28)的第一角配件，所述内框架支承件(28)均包括相应的基部(30)和肩部(2)；然后

d)在所述步骤b)之后，将所述内框架支承件(28)的所述相应的基部(30)紧固至所述主腹板(39)。

7.根据权利要求4至6中的任一项所述的用于制造根据权利要求3所述的接合肋(37)的方法，其中，所述成排孔口(34)还包括形成在所述型材元件中的被称为前型材件(12C)的第三型材元件中的第四排孔口(R4)和形成在所述型材元件中的被称为后型材件(12D)的第四型材元件中的第五排孔口(R5)，所述前型材件和所述后型材件布置在所述芯部(10)的分别被称为前端部(10C)和后端部(10D)的两个相对端部处，所述前端部(10C)和所述后端部(10D)中的每一者将所述芯部的所述上端部(10A)连接至所述下端部(10B)，使得所述前型材件(12C)的基部(14)形成所述主腹板(39)的所述前部部分且所述前型材件的凸缘(16C)形成所述前凸缘(16C)，并且使得所述后型材件(12D)的基部(14))形成所述主腹板(39)的所述后部部分且所述后型材件(12D)的凸缘形成所述后凸缘(16D)。

8.一种用于制造用于飞行器的中央机翼模块(64)的方法，所述方法包括至少下述步骤：

A)潜在地借助于根据权利要求4至7中的任一项所述的方法制造至少一个根据权利要求1至3中的任一项所述的接合肋(37)；

B)提供至少一个被称为上外部配件(44)的第二角配件，所述上外部配件(44)包括基部(46)和肩部(48)；

C)提供至少一个带状件(50)；

D)提供中央翼盒(52)，所述中央翼盒(52)至少包括上面板(54A)、下面板(54B)、前构件(54C)和后构件(54D)，所述前构件(54C)将所述上面板的前端部连接至所述下面板的前端部，所述后构件(54D)将所述上面板的后端部连接至所述下面板的后端部，使得所述上面板和所述下面板以及所述前构件和所述后构件界定所述中央翼盒(52)的内部空间(55)，所述内部空间(55)在所述中央翼盒的至少一个侧向端部(56)处敞开；然后

E)通过将所述凸缘(16A至16D)插入到所述中央翼盒的所述内部空间(55)中而将所述接合肋(37)布置在所述中央翼盒的所述侧向端部(56)处，使得所述上凸缘(16A)面向所述上面板(54A)并且所述下凸缘(16B)面向所述下面板(54B)；然后

F)使用第一贯穿安装式紧固部件(60)将所述上凸缘(16A)和所述至少一个上外部配件(44)的基部(46)一起紧固至所述上面板(54A)，并且使用第二贯穿安装式紧固部件(62)将所述下凸缘(16B)和所述至少一个带状件(50)的近端部分(50A)一起紧固至所述下面板(54B)，使得所述至少一个带状件(50)的远端部分(50B)沿相对于所述中央翼盒(52)的远离方向延伸超出所述接合表面(24)。

9.根据权利要求8所述的方法，其中，所述接合肋(37)符合权利要求3，或者其中，所述步骤A)包括根据权利要求7所述的方法制造所述接合肋(37)，并且其中，所述步骤F)还包括将所述前凸缘(16C)和所述后凸缘(16D)分别紧固至所述前构件(54C)和所述后构件(54D)。

10.根据权利要求8或9所述的方法，其中，所述至少一个带状件(50)的所述远端部分(50B)相对于所述至少一个带状件的所述近端部分(50A)在横截面中形成角度(θ)。

11.根据权利要求8至10中的任一项所述的方法，其中，所述接合肋(37)符合权利要求2，或者其中，所述步骤A)包括根据权利要求6所述的方法制造所述接合肋(37)，并且其中，所述至少一个上外部配件(44)的肩部(48)包括分别与所述第三排孔口(R3)中的孔口(34)对准的孔口(58)。

12.一种用于制造用于飞行器的机身部分(81)方法，所述方法包括至少下述步骤：

i)根据权利要求8至11中的任一项所述的方法制造用于飞行器的中央机翼模块(64)；

ii)提供机身结构件(66)；

iii)将所述至少一个上外部配件(44)紧固至所述机身结构件(66)。

13.根据权利要求12所述的方法，其中，

-所述步骤i)的所述步骤A)包括根据权利要求6所述的方法制造所述接合肋(37)；

-所述机身结构件(66)包括周向框架，所述周向框架设置有被称为外框架支承件(72)的相应的第三角配件，所述外框架支承件(72)均包括相应的基部(74)和肩部(76)；并且

-所述步骤iii)包括使用第三贯穿安装式紧固部件(78)将所述外框架支承件(72)的相应的肩部(76)分别紧固至所述内框架支承件(28)的相应的肩部(32)。

14.根据权利要求12或13所述的方法，其中，

-所述接合肋(37)符合权利要求2；

-所述机身结构件(66)包括蒙皮(70)；并且

-所述步骤iii)包括使用第四贯穿安装式紧固部件(80)将所述蒙皮(70)紧固至所述延伸部(14B)。

15.一种用于制造飞行器(120)的方法，所述方法包括至少下述步骤：

I)根据权利要求12至14中的任一项所述的方法制造机身部分(81)；

II)提供至少一个机翼(82)，所述至少一个机翼(82)包括界定内部空间(85)的侧向翼盒(84)；然后

III)将所述侧向翼盒(84)的端部(86)定位成面向所述接合表面(24)，使得所述至少一个带状件(50)的远端部分(50B)定位在所述侧向翼盒的所述内部空间(85)的外部；然后

IV)使用在张紧/压缩下工作的分别接合在所述成排孔口中的孔口(34)中的紧固部件(110、112、114)将所述侧向翼盒(84)紧固至所述接合肋(37)，并且使用第五贯穿安装式紧固部件(116)将所述侧向翼盒(84)紧固至所述至少一个带状件(50)的远端部分(50B)。

16.根据权利要求15所述的方法，其中，

-所述侧向翼盒(84)包括上面板(84A)和下面板(84B)以及至少一个第四角配件(88)和至少一个第五角配件(94)；

-所述至少一个第四角配件和所述至少一个第五角配件均包括相应的基部和相应的肩部；

-所述至少一个第四角配件(88)的基部(90)在所述侧向翼盒的所述内部空间(85)内紧固至所述侧向翼盒的所述上面板(84A)；

-所述至少一个第五角配件(94)的基部(96)在所述侧向翼盒的所述内部空间(85)内紧固至所述侧向翼盒的所述下面板(84B)；

-在张紧/压缩下工作的所述紧固部件包括第六贯穿安装式紧固部件(110)，所述第六贯穿安装式紧固部件(110)穿过形成在所述至少一个第四角配件(88)的肩部(92)中的孔口(106)和所述第一排孔口(R1)中的孔口(34)安装；并且

-在张紧/压缩下工作的所述紧固部件包括第七贯穿安装式紧固部件(112)，所述第七贯穿安装式紧固部件(112)穿过形成在所述至少一个第五角配件(94)的肩部(98)中的孔口(107)和所述第二排孔口(R2)中的孔口(34)安装。

17.根据权利要求16所述的方法，其中，

-所述步骤I)的所述步骤i)包括根据权利要求11所述的方法制造所述中央机翼模块(64)；

-所述侧向翼盒(84)包括至少一个第六角配件(100)，所述至少一个第六角配件(100)包括基部和肩部；

-所述至少一个第六角配件(100)的基部(102)在所述侧向翼盒的所述内部空间外紧固至所述上面板(84A)；并且

-在张紧/压缩下工作的所述紧固部件包括第八贯穿安装式紧固部件(114)，所述第八贯穿安装式紧固部件(114)穿过形成在所述至少一个第六角配件(100)的肩部中(104)的孔口(108)、所述第三排孔口(R3)中的孔口(34)以及所述至少一个上外部角配件(44)的肩部(48)的孔口(58)安装。