CN110001919A - 紧固件和组件及飞行器机翼 - Google Patents

Abstract

提供了一种紧固件和组件及飞行器机翼。所述紧固件包括第一衬套和第二衬套。所述第一衬套包括空心轴，所述空心轴具有第一末端和与所述第一末端相反的第二末端。所述第一衬套的第一末端具有径向延伸的第一突出部。所述第二衬套包括空心轴，所述空心轴具有第一末端和与所述第一末端相反的第二末端。所述第二衬套的第一末端具有径向延伸的第二突出部。所述第二衬套的第二末端被配置成连接至所述第一衬套的第二末端从而抵抗所述第一衬套与所述第二衬套分离、并且从而限定穿过所述紧固件的由所述第一衬套的轴和所述第二衬套的轴限定的轴向孔。

Description

紧固件和组件及飞行器机翼

技术领域

本发明涉及一种用于将两个或更多个结构件固持在一起的紧固件，并且还涉及一种包括由紧固件固持在一起的第一结构件和第二结构件的组件。

背景技术

大部分常规飞行器机翼具有结构性机翼箱盒，该机翼箱盒由连结至上部覆盖面板和下部覆盖面板的前部翼梁和后部翼梁形成。正是这个机翼箱盒承载了机翼所经受的主要操作载荷。安装至这种机翼的任何结构件(例如起落架、发动机安装吊挂架)通常附接至机翼箱盒。此外，机翼箱盒内的至少某些空间可以用作燃料储箱。

可以期望的是在将一个或多个结构件安装到机翼之前形成机翼箱盒，包括密封和测试机翼箱盒内的任何燃料储箱空间。例如，这可以显著地利于密封和测试燃料储箱空间的过程。

发明内容

本发明的第一方面提供了一种用于将两个或更多个结构件固持在一起的紧固件。所述紧固件包括第一衬套和第二衬套。所述第一衬套包括空心轴，所述空心轴具有第一末端和与所述第一末端相反的第二末端。所述第一衬套的轴的第一末端具有径向延伸的第一突出部。所述第二衬套包括空心轴，所述空心轴具有第一末端和与所述第一末端相反的第二末端。所述第二衬套的轴的第一末端具有径向延伸的第二突出部。所述第二衬套的轴的第二末端被配置成连接至所述第一衬套的轴的第二末端从而抵抗所述第一衬套与所述第二衬套分离、并且从而限定穿过所述紧固件的由所述第一衬套的轴和所述第二衬套的轴限定的轴向孔。其中，所述径向延伸的第一突出部和所述径向延伸的第二突出部中的每一者所具有的内表面被定向成面向由所述紧固件固持在一起的所述结构件中的一个结构件。所述径向延伸的第一突出部的内表面和所述径向延伸的第二突出部的内表面中的一者或二者是部分球面形的。

可选地，所述部分球面形的内表面或每个部分球面形的内表面被配置成抵接球面垫圈，该球面垫圈被提供在所述径向延伸的突出部或每个径向延伸的突出部与由所述紧固件固持在一起的结构件之间。

可选地，所述径向延伸的第一突出部和所述径向延伸的第二突出部中的每一者所具有的外表面被定向成背向由所述紧固件固持在一起的所述结构件，并且其中，所述径向延伸的第一突出部的外表面和所述径向延伸的第二突出部的外表面中的一者或二者是部分球面形的。

可选地，所述轴向孔被配置成用于接纳另外的紧固件。可选地，相比于所述紧固件，所述另外的紧固件被配置成用于抵抗相对较大的轴向分离载荷。可选地，所述紧固件被配置成用于抵抗在制造包括所述两个或更多个结构件的部件的期间预计将经受的分离载荷，并且所述另外的紧固件被配置成用于抵抗在对包括所述两个或更多个结构件的所述部件进行操作期间预计将经受的分离载荷。

可选地，所述径向延伸的第一突出部和所述径向延伸的第二突出部中的一者或多者包括外周凸缘。

可选地，所述紧固件被配置成用于在对包括所述两个或更多个结构件的部件进行操作期间将剪切载荷从所述两个或更多个结构件中的第一结构件传递到所述两个或更多个结构件中的另一个结构件。

可选地，第一衬套的第二末端(即，所述第一衬套的轴的第二末端)和所述第二衬套的第二末端(即，所述第二衬套的轴的第二末端)中的一者比所述第一衬套的第二末端和所述第二衬套的第二末端中的另一者具有更小的外直径，使得一者可以接纳在另一者内。可选地，所述第一衬套的第二末端和所述第二衬套的第二末端中具有较大外直径的那一者比另一者具有更大的内直径。可选地，所述第二衬套的第二末端和所述第一衬套的第二末端被相互配置成在一者被接纳到另一者内时产生过盈配合，并且通过所述第一衬套的第二末端与所述第二衬套的第二末端之间的摩擦来抵抗所述第一衬套与所述第二衬套分离。

可选地，所述第一衬套的第二末端被配置成与所述第二衬套的第二末端互锁以抵抗所述第一衬套与所述第二衬套的轴向分离。

可选地，所述第一衬套的空心轴的内直径与所述第二衬套的空心轴的内直径大致相等，使得所述轴向孔对于其全部轴向长度而言具有大致恒定的直径。可选地，所述轴向孔的直径被配置成使得旨在用于在对包括所述一个或多个结构件的部件进行操作期间使得所述一个或多个结构件固持一起的另外的紧固件能够穿过所述轴向孔进行安装。

可选地，所述第一衬套的空心轴的外直径与所述第二衬套的空心轴的外直径大致相等，以便产生所述紧固件的、对于其全部轴向长度而言具有大致恒定的直径的轴部分。

本发明的第二方面提供了一种组件，所述组件包括：第一结构件；第二结构件；以及紧固件，该紧固件延伸穿过所述第一结构件和所述第二结构件。所述紧固件被配置成用于抵抗所述第一结构件与所述第二结构件分离。所述紧固件包括第一部分和第二部分。所述第一部分具有空心轴和径向突出部，所述空心轴延伸到所述第一结构件的表面中的孔中，所述径向突出部被布置成邻近所述第一结构件的表面。所述第二部分具有空心轴和径向突出部，所述空心轴延伸到所述第二结构件的表面中的孔中，所述径向突出部邻近所述第二结构件的表面。所述第二部分的轴与所述第一部分的轴同轴、并且固定地连接至所述第一部分的轴以抵抗所述第一部分与所述第二部分的轴向分离。

可选地，所述第一部分和第二部分中的每一者是衬套。

可选地，所述紧固件被配置成用于在对包括所述第一结构件和所述第二结构件的部件进行操作期间将剪切载荷从所述第一结构件和所述第二结构件中的一个结构件传递到所述第一结构件和所述第二结构件中的另一个结构件。

可选地，在所述第一部分的空心轴的第一末端上提供所述径向延伸的第一突出部，并且在所述第二部分的空心轴的第一末端上提供所述径向延伸的第二突出部。可选地，每个空心轴具有与所述第一末端相反的第二末端，并且所述第二部分的第二末端和所述第一部分的第二末端被相互配置成用于产生一个末端在另一个末端内的过盈配合。可选地，通过所述第一部分的第二末端与所述第二部分的第二末端之间的摩擦来抵抗所述第一部分与第二部分分离。

可选地，所述第一部分的第二末端与所述第二部分的第二末端互锁以抵抗所述第一部分与所述第二部分的轴向分离。

可选地，所述第一部分的空心轴的内直径与所述第二部分的空心轴的内直径大致相等，使得由所述两个空心轴限定的轴向孔对于其全部轴向长度而言具有大致恒定的直径。

可选地，所述组件进一步包括中间结构件，所述中间结构件被布置在所述第一结构件与所述第二结构件之间，并且所述紧固件延伸穿过所述第一结构件、所述中间结构件以及所述第二结构件。

可选地，所述结构件中的每一个结构件包括飞行器结构件。可选地，用于将发动机吊挂架安装到飞行器机翼的装配件中包括所述第一结构件，并且飞行器机翼的抗扭箱盒中包括所述第二结构件。可选地，在所述组件进一步包括中间结构件的实例中，所述飞行器机翼的翼梁中包括所述中间结构件，并且所述飞行器机翼的下部覆盖件中包括所述第二结构件。

可选地，所述组件进一步包括另外的紧固件，所述另外的紧固件穿过所述紧固件中的由所述第一衬套的空心轴和所述第二衬套的空心轴限定的孔进行安装，所述另外的紧固件被配置成用于抵抗所述第一结构件与所述第二结构件分离。

可选地，所述紧固件是根据第一方面所述的紧固件。

可选地，所述组件进一步包括球面垫圈，所述球面垫圈在所述紧固件的部分球面形的内表面与所述第一结构件和所述第二结构件之间，所述球面垫圈被安排成使得所述球面垫圈的平坦表面抵接所述第一结构件和所述第二结构件中的一个结构件，并且所述球面垫圈的球面形的表面抵接所述紧固件的部分球面形的内表面。

本发明的第三方面提供了一种飞行器机翼，所述飞行器机翼包括根据第二方面所述的组件。

附图说明

现在将参考附图仅通过实例描述本发明的实施例，在附图中：

图1a是穿过根据本发明的示例性紧固件的示意性截面；

图1b是图1a的示例性紧固件的示意性俯视图；

图2是根据本发明的示例性组件的示意性截面，该组件包括示例性的另外的紧固件；

图3a和图3b是在安装根据本发明的示例性紧固件的过程期间穿过根据本发明的另一示例性组件的示意性截面；

图4是包括根据本发明的示例性组件的示例性飞行器的示意图；

图5a和图5b是图4的飞行器中所包括的示例性组件的透视图；

图5c是图5a和图5b的示例性组件的一部分的前视图；

图6是展示了形成根据本发明的组件的示例性方法的流程图；

图7是穿过根据本发明的另一示例性紧固件的示意性截面；

图8是穿过根据本发明的又一示例性紧固件的示意性截面；并且

图9是根据本发明的另一示例性组件的示意性截面。

具体实施方式

以下描述的实例涉及一种用于将两个或更多个结构件固持在一起的紧固件。每个示例性紧固件包括第一衬套和第二衬套。第一衬套和第二衬套中的每一个衬套包括空心轴，该空心轴具有第一末端与该第一末端相反的第二末端，其中，该轴的第一末端具有径向延伸的第一突出部。第二衬套的第二末端被配置成连接至第一衬套的第二末端从而抵抗第一衬套与第二衬套分离。当如此连接第一衬套和第二衬套时，第一衬套的轴和第二衬套的轴一起限定了穿过紧固件的轴向孔。

根据本发明的示例性紧固件赋予了若干优点。单独使用时，这些紧固件能够将两个或更多个结构件以所期望的构型固持在一起。例如，根据本发明的紧固件可以用于在飞行器机翼箱盒内的燃料储箱空间的密封和测试期间将那个机翼箱盒的部件固持在一起。然而，通过包括衬套，每个示例性紧固件还允许将另外的紧固件安装在与该示例性紧固件相同的位置(即穿过示例性紧固件所限定的轴向孔)，同时根据本发明的示例性紧固件固持就位。因此，避免了使用临时紧固件和/或对额外的紧固件位置的需求。

相比于示例性紧固件，这种另外的紧固件可以能够对更大的载荷(例如典型地，飞行器机翼箱盒所经受的操作载荷)产生作用。这种另外的紧固件可以将一个或多个额外的结构件(例如发动机安装吊挂架)附接至由示例性紧固件连结的结构件。在已经安装了另外的紧固件之后，示例性紧固件可以有利地提供传递由示例性紧固件连结的结构件之间的剪切载荷、以及减小另外的紧固件所经受的磨损的额外功能中的一个或多个功能。

可由根据本发明的至少一些示例性紧固件实现的另外的有利效果是，在安装另外的紧固件期间减少或消除对于将两个或更多个结构件夹紧在一起的需求(例如因为在安装另外的紧固件的过程期间一个或多个根据本发明的示例性紧固件将这两个或更多个结构件固持在一起)。夹紧可能是困难且耗时的过程，因此从连结过程中去除夹紧可以显著地减少构建时间。

图1a和图1b示出了根据本发明的示例性紧固件10。图1a是穿过紧固件10的截面，并且图1b是紧固件10的俯视图(相对于图1a中示出的取向)。紧固件10包括第一衬套11和第二衬套12。第一衬套11的主体包括空心轴112。突出部111在轴112的一个末端处从轴112径向向外延伸。轴112的相反的末端连接至第二衬套12，如将在以下更详细描述的那样。在所展示的实例中，突出部111是外周凸缘形式的，该外周凸缘围绕轴112的整个圆周存在。在其他实例中，突出部111可以采取其他形式。例如，突出部111可以仅存在于轴的部分圆周上。突出部111可以是多个径向延伸的突出部中的一个突出部。

第二衬套12具有与第一衬套11类似的构型，原因是该第二衬套包括空心轴122，该空心轴一个末端连接至第一衬套11，并且该第二衬套的相反的末端提供有径向延伸的突出部121。在所展示的实例中，除提供在轴112、122的连接末端上的连接特征以外，第一衬套11和第二衬套12大致是相同的。每个衬套11、12由单件材料(例如金属)形成，从而突出部111、121与它们相应的轴112、122成一体。然而，在其他实例中不一定是这种情况，并且可以使用任何合适的材料和构造来形成衬套11、12。

在图1a中示出的第一衬套11和第二衬套12的连接构型中，轴112、122是同轴的。空心轴112、122因此限定了轴向孔13，该轴向孔在紧固件10的长轴线的方向上延伸穿过紧固件10。轴向孔13可以(例如就其直径、截面形状等而言)被配置成用于接纳另外的紧固件，如将在以下更详细解释的那样。在所展示的特定实例中，空心轴112、122中的每一个空心轴都具有圆形截面，并且轴112、122的内直径大致相等。结果是，轴向孔13具有对其整个轴向长度而言直径大致恒定的圆形截面。

连接第一衬套11和第二衬套12从而抵抗第一衬套11与第二衬套12沿轴112、122的轴向方向分离。紧固件10因此能够抵抗作用在由紧固件固持在一起的单独结构件的轴向分离载荷。紧固件10可以被配置成用于抵抗具有特定量级的分离载荷，该特定量级的分离载荷可以例如与在制造包括由紧固件10固持在一起的两个或更多个结构件的部件期间预计将经受的最大分离载荷相对应。紧固件10抵抗分离载荷的能力至少部分地取决于第一衬套11与第二衬套12之间的连接的强度。

可以提供连接第一衬套11和第二衬套12的任何合适的工具。优选地，第一衬套11和第二衬套12包括配合特征，这些配合特征形成第一衬套11与第二衬套12之间的直接连接，而不需要使用单独的连接器部分。然而；包括单独的连接器部分以形成第一衬套11与第二衬套12之间的连接的紧固件落在本发明的范围内。在某些实例中，第一衬套11被配置成与第二衬套12机械地互锁。例如，这种机械互锁可以包括第一衬套11与第二衬套12之间的过盈配合。可替代地，这种机械互锁可以包括第一衬套11上的锁定构造与第二衬套12上的锁定构造相互作用，如在卡口连接的情况中那样。可以在第一衬套和第二衬套上提供任何合适的配合特征，这些配合特征可以相互作用以形成抵抗或防止第一衬套11与第二衬套12轴向分离的连接。

如以上所提到的，紧固件10的轴向孔13被配置成用于接纳另外的紧固件。图2示出了包括第一结构件23和第二结构件24的组件2，这些结构件被紧固件10固持在一起。第一结构件23和第二结构件24可以是任何类型的结构件。在某些实例中，第一结构件23和第二结构件24中的至少一者由复合材料形成。在某些实例中，第一结构件23和第二结构件24是飞行器部件。尽管紧固件10起作用来将第一结构件23和第二结构件24固持在一起(即抵抗或防止其分离)，但是另外的紧固件20穿过紧固件10中的轴向孔13进行安装。另外的紧固件20也起作用来将第一结构件23和第二结构件24固持在一起(即抵抗或防止其分离)。相比于紧固件10，另外的紧固件20可以被配置成用于抵抗相对较大的分离载荷(力)。紧固件10可以被配置成用于抵抗最高达50KN的分离载荷，而另外的紧固件20被配置成用于抵抗最高达500KN的分离载荷。

在某些实例中，紧固件10被配置成用于抵抗在制造包括第一结构件23和第二结构件24的部件的期间预计将经受的分离载荷，并且另外的紧固件20被配置成用于抵抗在对包括第一结构件23和第二结构件24的部件进行操作期间预计将经受的分离载荷。在第一结构件23和第二结构件24是飞行器机翼箱盒的部件的某些实例中，紧固件10被配置成用于抵抗在密封和测试机翼箱盒内的燃料储箱空间期间经受的分离载荷，并且另外的紧固件20被配置成用于抵抗飞行器的飞行和地面操作期间的分离载荷。

图2中所展示的另外的紧固件20是包括螺母21和螺栓22的螺母螺栓紧固件。螺栓22的轴穿过紧固件10中的轴向孔13。螺栓轴的直径略小于轴向孔13的直径，以允许将螺栓22轻松地插入孔13。在某些实例中，螺栓轴可以具有与孔直径大致相等的直径、和/或可能需要用力将其插入孔13。考虑到制造公差，紧固件10可以如此配置以产生孔13与给定的另外的紧固件20的轴之间的期望空隙，该另外的紧固件旨在与紧固件10一起使用。在其他实例中，另外的紧固件20可以是适用于安装穿过孔并抵抗两个或更多个结构件分离的任何类型的紧固件，该孔延伸穿过这两个或更多个结构件。例如，另外的紧固件可以是拉紧螺栓、铆钉、单侧紧固件等。

尽管图2所示出的组件2包括另外的紧固件20，如以上所解释的，紧固件10能够将第一结构件23和第二结构件24固持在一起(至少抵抗相对较小的分离力)，而无需添加另外的紧固件20。因此，仅由紧固件10固持在一起的第一结构件23和第二结构件24也将形成组件。

图3a和图3b展示了根据本发明的紧固件30的特定实例，其中，紧固件30的第一衬套31和第二衬套32可通过过盈配合来连接。紧固件30可以具有与以上参考图1a和图1b所描述的示例性紧固件10相同的特征中的任何特征或全部特征。图3a示出了在将紧固件30安装到延伸穿过四个结构件33、34、35、36的孔中的过程期间的紧固件30，这四个结构件由紧固件30固持在一起。图3b示出了当已经安装好紧固件30时所形成的组件。

类似于图1a中示出的第一衬套11和第二衬套12，紧固件30的第一衬套31和第二衬套32各自包括空心轴，这些空心轴在一个末端(第一末端)处具有径向延伸的突出部。这些轴的相反的(第二)末端被配置成连接至彼此，以抵抗第一衬套31与第二衬套32的轴向分离。第一衬套31的第二末端所具有的外直径小于第二衬套32的第二末端的外直径，并且所具有的内直径小于第二衬套32的第二末端的内直径。这使得第一衬套31的第二末端能够被接纳在第二衬套32的第二末端内。

在所展示的特定实例中，第一衬套31的第二末端所具有的外直径略大于第二衬套32的第二末端的内直径，以在第一衬套31的第二末端的外表面与第二衬套32的第二末端的内表面之间产生过盈配合。可以因此通过将第一衬套31的第二末端用力地插入第二衬套32的第二末端中来形成第一衬套31与第二衬套32之间的连接。当处于图3b中示出的连接构型时，通过第一衬套31的第二末端的外表面与第二衬套32的第二末端的内表面之间的摩擦来抵抗第一衬套31与第二衬套32的轴向分离。

可以例如使用液压压头实现将第一衬套31的第二末端插入第二衬套32的第二末端中。第二衬套32的第二末端的内表面和/或第一衬套31的第二末端的外表面可以终止于倒棱部，以便于将第一衬套31的第二末端插入第二衬套32的第二末端中。

从图3b中可以看出，第一衬套31和第二衬套32的第一末端的外直径和内直径大致相等，并且第一衬套31的第二末端的相对减小的外直径和第二衬套32的第二末端的相对增大的内直径通过在第一衬套31和第二衬套32的轴的第二末端处减小它们的壁厚来实现。结果是，紧固件30的轴部分对其全部的轴向长度而言具有大致恒定的外直径，这可以有利地便于将其安装到紧固件孔中。紧固件30的轴部分对其全部轴向长度而言还具有大致恒定的内直径(除了第一紧固件31的第二末端处的小的不连续部之外，该不连续部的尺寸将取决于衬套31、32和结构件33、34、35、36的制造公差)。这可以便于将另外的紧固件安装到紧固件30的空心轴部分所限定的轴向孔中。

根据本发明的紧固件可以有利地用于航空航天工业，例如便于飞行器制造。图4示出了示例性飞行器400，该飞行器包括一个或多个这种紧固件。具体地，该飞行器包括机翼401，发动机安装吊挂架402附接至该机翼。发动机安装吊挂架402的结构件通过多个根据本发明的紧固件附接至机翼401的结构件，如将在以下参考图5a至图5c所描述的那样。所附接的结构件和紧固件一起形成根据本发明的组件。飞行器400还包括另外的机翼和发动机安装吊挂架，该另外的机翼和发动机安装吊挂架可以以与机翼401和吊挂架402相同的方式附接。

图5a示出了示例性组件50，飞行器400的机翼401中可以包括该组件。组件50包括机翼箱盒，该机翼箱盒具有翼梁53和下部覆盖件54。在所展示的特定实例中，翼梁53和下部覆盖件54各自由复合材料形成。组件50进一步包括发动机安装吊挂架的结构件51，该结构件使用装配件55和托架56附接至机翼箱盒。在下部覆盖件54的下表面上提供了接口板件52(仅在图5b中可见)。接口板件52提供了用于将载荷从吊挂架结构件51传递至机翼箱盒的额外的载荷路径，并且还可以用作牺牲垫，该牺牲垫可以被机加工以提供用于与吊挂架结构件51接口连接的平坦表面。图5b示出了在吊挂架附接至机翼箱盒之前的状态下组件50的一部分，并且是装配件55中的一个装配件的特写前视图。图5c示出了图5a的组件50，其中，为清楚起见，省略了吊挂架结构件51和托架56。组件50允许将吊挂架结构件51非常紧密地附接在机翼箱盒的下表面下方(其间仅存在接口板件52)，并且因此利于紧密联接的发动机安排。

从图5a和图5c中可以看出，每个装配件55的大致竖直的面邻近翼梁53的大致竖直的面、并且通过多个螺栓57附接至该翼梁的大致竖直的面。每个装配件55还具有大致水平的面，该大致水平的面邻近翼梁53的大致水平的面，以提供支承载荷的附接结构件，吊挂架可以悬挂在该附接结构件上。应当了解的是，如此标记装配件55和翼梁53的“水平的”面和“竖直的”面仅仅是为了便于参考。装配件55的水平的面和竖直的面被配置成邻近翼梁53的对应的水平的面和竖直的面，这些面不必恰好垂直于彼此，并且任何面都不必相对于地面或任何其他参考平面是恰好水平或竖直的。

图5a和图5c示出了作战飞行器(operational aircraft)中存在的组件50，在该作战飞行器中，吊挂架结构件51附接至机翼箱盒(借助于拉紧螺栓58)。相比之下，图5b只示出了在吊挂架附接好之前的组件50的机翼箱盒部分。从图5b可以看出，机翼箱盒结构件由多个根据本发明的紧固件59固持在一起(图5b中仅示出了一个紧固件，然而；每个装配件55均提供有紧固件59)。因此，不依赖拉紧螺栓58来将下部覆盖件54固定到翼梁53。这允许在吊挂架结构件51附接好之前密封和测试由机翼箱盒限定的燃料储箱空间。在所展示的实例中，紧固件59中的每一个紧固件具有与以上关于图3a和图3b所描述的紧固件30相同的设计。然而；原则上，紧固件59可以具有以上所描述的任何示例性紧固件的任何特征。

为了将吊挂架结构件51附接至机翼箱盒(即，形成组件50)，将拉紧螺栓58穿过每个紧固件59的轴向孔进行安装。一旦已经安装了拉紧螺栓58，拉紧螺栓58接管紧固件59的将机翼箱盒固持在一起的功能。因此，在已经安装了拉紧螺栓58之后，紧固件59的主要功能是用作衬套。在对包括组件50的飞行器进行操作期间，紧固件59起作用以在翼梁53与下部覆盖件54之间以及在接口板件52与下部覆盖件54之间传递剪切载荷。紧固件59因此提供了在制造飞行器的期间的第一有利效果、以及在对飞行器进行操作期间的不同的第二有利效果。

图6是展示了制造包括根据本发明的紧固件的组件(如图5a的示例性组件50)的示例性方法600的流程图。

在第一框601中，提供第一部件和第二部件。第一部件和第二部件由一个或多个主要紧固件连结，以形成组件。这些主要紧固件可以被配置成用于处理在对组件或包括该组件的装置(如飞行器)进行操作期间该组件预计将经受的载荷。主要紧固件可以具有以上所描述的任何示例性的另外的紧固件的特征。第一部件和第二部件可以具有以上所描述的任何示例性第一部件和第二部件的特征。第一部件和第二部件可以是飞行器部件。

在框602中，在第一部件与第二部件之间形成第一结合。通过提供穿过第一部件和第二部件的孔、将空心的辅助紧固件的第一部分插入该孔的第一末端中、将空心的辅助紧固件第二部分插入该孔的第二末端中、并且连接第一部分和第二部分来形成第一结合以抵抗轴向分离。可以以任何合适的方式(如钻孔)提供这些孔。空心的辅助紧固件可以具有以上所描述的根据本发明的任何示例性紧固件的特征。如此，第一部分和第二部分可以具有以上所描述的任何示例性第一衬套和第二衬套的特征。第一部分和第二部分的插入可以以如以上关于示例性第一衬套和第二衬套所描述的任何方式进行。第一部分和第二部分的连接可以以如以上关于示例性第一衬套和第二衬套所描述的任何方式进行。

在可选的框603中，提供第三部件。第三部件将被连结至第一部件和第二部件。还是在框603中，产生穿过第三部件的紧固件孔，该紧固件孔与穿过第一部件和第二部件的孔同轴。第三部件可以例如是期望在稍后的时间连结至由第一部件和第二部件形成的组件的部件。在某些实例中，第一部件和第二部件可以是飞行器机翼箱盒的部件，并且第三部件可以是发动机安装吊挂架的一部分。提供第三部件可以包括将第三部件与第一部件和第二部件邻近地安排在所选择的位置，例如使用夹具和/或夹子。紧固件孔可以以任何合适的方式形成。紧固件孔可以以与框602中提供在第一部件和第二部件中的孔相同的方式产生。

在框604中，通过将主要紧固件穿过空心的辅助紧固件(并且穿过第三部件中的孔，如果存在的话)进行安装来在第一部件与第二部件(以及第三部件，如果存在的话)之间形成第二结合。主要紧固件可以以如以上关于示例性的另外的紧固件所描述的任何方式进行安装。相比于第一结合，第二结合可以相对较强。

第二结合可以旨在通过多个主要紧固件连结第一部件和第二部件。在这样的情况中，可以关于多个辅助紧固件和主要紧固件中的每一个紧固件执行方法600。可以顺序地、同时地、或顺序地和同时地二者的组合来执行方法600，直到已经安装了旨在用于连结第一部件和第二部件的所有主要紧固件为止。

以上所描述的示例性紧固件具有径向延伸的突出部，这些突出部具有平坦的内表面(这些内表面是面向当紧固件在使用中时由紧固件固持在一起的结构件的表面)。这样的设计允许紧固件是尽可能轻的，并且因此对于重量最小化是主要考虑因素的应用而言是有利的。然而；为了确保紧固件的正确就位(正确就位需要径向延伸的突出部的每个内表面的全部区域与邻近的结构件接触)，经常需要在将与这些内表面中的一个内表面接触的区域中锪平(spot-face)由紧固件固持在一起的结构件中的一个结构件的表面。判定是否需要对给定的紧固件进行锪平以及执行锪平是需要专业技能的手工程序，这可能显著地增加安装紧固件所需要的时间。

图7至图9展示了根据本发明的替代性示例性紧固件，这些紧固件被配置成用于确保决不需要锪平以使紧固件正确就位。图7至图9的示例性紧固件因此尤其适用于安装速度是主要考虑因素的应用，并且将被称为“高速率”紧固件。

图7是穿过根据本发明第一示例性高速率紧固件70的截面。示例性高速率紧固件70包括第一衬套71和第二衬套72。第二衬套72与图1a和图1b中示出的示例性紧固件10的第二衬套12完全相同。除突出部711的构型以外，第一衬套71与示例性紧固件10的第一衬套11相同。与示例性紧固件10的具有平坦内表面的突出部111不同，突出部711的内表面呈部分球面形。可以取决于特定的应用来选择部分球面形的表面的半径。突出部711的内表面可以被配置成与球面垫圈上的对应的部分球面形的表面相匹配。在所展示的实例中，突出部711的内表面是凸形的、并且被配置成抵接凹形的球面垫圈，然而在其他实例中这种安排可以是相反的。在使用紧固件70时，可以在突出部711与由紧固件70固持在一起的结构件之间提供这种球面垫圈。

接触表面的球面形形状意味着，即使是在紧固件的杆部不与邻近结构件的表面恰好垂直的情况下，这些表面仍将在突出部711的内表面的全部区域上彼此接触。(例如，由于结构件的制造中的公差和产生紧固件孔中的公差，通常可能是这种情况)。对于大多数的应用，仅在紧固件的一个衬套上提供球面形的表面是足够的。紧固件孔的在钻孔过程期间首先产生的末端一般与周围表面垂直，所以即使突出部上具有平坦的内表面，仍可实现与该孔的这个末端邻近的衬套的正确就位。对于具有一个球面形的表面的紧固件(例如示例性紧固件70)，包括部分球面形的表面的衬套应当被安装成邻近紧固件孔的末端，该末端与开始对该孔进行钻孔所起始的末端相反。

图8是穿过根据本发明的另外的示例性高速率紧固件80的截面。在此实例中，紧固件80的第一衬套81和第二衬套82都具有带有部分球面形的内表面的突出部811、812。第二衬套82上的突出部821具有与示例性高速率紧固件70的第一衬套71的突出部711相同的构型——即，该突出部具有平坦的外表面和部分球面形的内表面。然而；第一衬套81上的突出部811被不同地配置。具体地，突出部811的内表面和外表面都包括部分球面形的表面。部分球面形的内表面和部分球面形的外表面的曲率半径不必是相同的。突出部811上提供部分球面形的外表面可以有利地便于另外的紧固件的正确就位，该另外的紧固件有待以上文关于图2所描述的方式穿过紧固件80进行安装。被配置成穿过紧固件80进行安装的另外的紧固件将包括球面形的表面，该表面被配置成在安装了另外的紧固件之后抵接突出部811的部分球面形的外表面。

图9是穿过示例性组件9的一部分的截面。组件9包括由示例性高速率紧固件90固持在一起的一组结构件52至55。高速率紧固件90包括第一衬套91和第二衬套92、并且具有与以上所描述的高速率紧固件70相同的一般类型。结构件52至55是以上关于图5a至图5c所描述的示例性组件50中所包括的相同结构件。组件9进一步包括球面垫圈99。在紧固件90的第一衬套91的部分球面形的内表面与结构件55的上表面之间提供球面垫圈99。球面垫圈99具有平坦的下表面和部分球面形的上表面，该下表面抵接结构件55，该上表面抵接紧固件90的第一衬套91的部分球面形的内表面。垫圈99的部分球面形的表面被配置成与第一衬套91的部分球面形的表面相匹配。具体地，部分球面形的垫圈表面的曲率半径与部分球面形的衬套表面的曲率半径相同。除了在将第一衬套91插入紧固件孔中之前必须在结构件55上提供垫圈99之外，组件9可以以与示例性组件50大致相同的方式形成。可以使用图6的方法600来形成组件9。

尽管以上已经参考一个或多个优选实例或实施例描述了本发明，但应了解的是，在不脱离本发明的如所附权利要求限定的范围的情况下，可以进行各种改变或修改。

在前面的描述中已使用术语“或”的情况下，除非另有明确说明，否则此术语应当被理解为意指“和/或”。

Claims (20)

1.一种用于将两个或更多个结构件固持在一起的紧固件，所述紧固件包括：

第一衬套，所述第一衬套包括空心轴，所述空心轴具有第一末端和与所述第一末端相反的第二末端，其中，所述轴的第一末端具有径向延伸的第一突出部；以及

第二衬套，所述第二衬套包括空心轴，所述空心轴具有第一末端和与所述第一末端相反的第二末端，其中，所述轴的第一末端具有径向延伸的第二突出部，并且所述第二末端被配置成连接至所述第一衬套的第二末端从而抵抗所述第一衬套与所述第二衬套分离、并且从而限定穿过所述紧固件的由所述第一衬套的轴和所述第二衬套的轴限定的轴向孔；

其中，所述径向延伸的第一突出部和所述径向延伸的第二突出部中的每一者所具有的内表面被定向成面向由所述紧固件固持在一起的所述结构件中的一个结构件，并且其中，所述径向延伸的第一突出部的内表面和所述径向延伸的第二突出部的内表面中的一者或二者是部分球面形的。

2.根据权利要求1所述的紧固件，其中，所述径向延伸的第一突出部和所述径向延伸的第二突出部中的每一者所具有的外表面被定向成背向由所述紧固件固持在一起的所述结构件，并且其中，所述径向延伸的第一突出部的外表面和所述径向延伸的第二突出部的外表面中的一者或二者是部分球面形的。

3.根据权利要求1或2所述的紧固件，其中，所述径向延伸的第一突出部和所述径向延伸的第二突出部中的一者或多者包括外周凸缘。

4.根据权利要求1或2所述的紧固件，其中，所述紧固件被配置成用于在对包括所述两个或更多个结构件的部件进行操作期间将剪切载荷从所述两个或更多个结构件中的第一结构件传递到所述两个或更多个结构件中的另一个结构件。

5.根据权利要求1或2所述的紧固件，其中，所述第一衬套的空心轴的内直径与所述第二衬套的空心轴的内直径大致相等，使得所述轴向孔对于其全部轴向长度而言具有大致恒定的直径。

6.根据权利要求5所述的紧固件，其中，所述轴向孔的直径被配置成使得旨在用于在对包括所述一个或多个结构件的部件进行操作期间使得所述一个或多个结构件固持一起的另外的紧固件能够穿过所述轴向孔进行安装。

7.一种组件，所述组件包括：

第一结构件；

第二结构件；以及

紧固件，所述紧固件延伸穿过所述第一结构件和所述第二结构件、并且被配置成用于抵抗所述第一结构件与所述第二结构件分离；

其中，所述紧固件包括：

第一部分，所述第一部分具有空心轴和径向突出部，所述空心轴延伸到所述第一结构件的表面中的孔中，所述径向突出部被布置成邻近所述第一结构件的表面；

第二部分，所述第二部分具有空心轴和径向突出部，所述空心轴延伸到所述第二结构件的表面中的孔中，所述径向突出部邻近所述第二结构件的表面；其中，所述第二部分的轴与所述第一部分的轴同轴、并且固定地连接至所述第一部分的轴以抵抗所述第一部分与所述第二部分的轴向分离。

8.根据权利要求7所述的组件，其中，所述紧固件被配置成用于在对包括所述第一结构件和所述第二结构件的部件进行操作期间将剪切载荷从所述第一结构件和所述第二结构件中的一个结构件传递到所述第一结构件和所述第二结构件中的另一个结构件。

9.根据权利要求7或8所述的组件，其中，在所述第一部分的空心轴的第一末端上提供所述径向延伸的第一突出部，并且在所述第二部分的空心轴的第一末端上提供所述径向延伸的第二突出部，其中，每个空心轴具有与所述第一末端相反的第二末端，并且其中，所述第二部分的第二末端和所述第一部分的第二末端被相互配置成用于产生一个末端在另一个末端内的过盈配合，并且其中，通过所述第一部分的第二末端与所述第二部分的第二末端之间的摩擦来抵抗所述第一部分与所述第二部分分离。

10.根据权利要求7或8所述的组件，其中，所述第一部分的第二末端与所述第二部分的第二末端互锁以抵抗所述第一部分与所述第二部分的轴向分离。

11.根据权利要求7或8所述的组件，其中，所述第一部分的空心轴的内直径与所述第二部分的空心轴的内直径大致相等，使得由所述两个空心轴限定的轴向孔对于其全部轴向长度而言具有大致恒定的直径。

12.根据权利要求7或8所述的组件，进一步包括中间结构件，所述中间结构件被布置在所述第一结构件与所述第二结构件之间，其中，所述紧固件延伸穿过所述第一结构件、所述中间结构件以及所述第二结构件。

13.根据权利要求12所述的组件，其中，所述结构件中的每一个结构件包括飞行器结构件。

14.根据权利要求13所述的组件，其中，用于将发动机吊挂架安装到飞行器机翼的装配件中包括所述第一结构件，并且飞行器机翼的抗扭箱盒中包括所述第二结构件。

15.根据权利要求14所述的组件，其中，所述飞行器机翼的翼梁中包括所述中间结构件，并且所述飞行器机翼的下部覆盖件中包括所述第二结构件。

16.根据权利要求7或8所述的组件，进一步包括另外的紧固件，所述另外的紧固件穿过所述紧固件中的由所述第一衬套的空心轴和所述第二衬套的空心轴限定的孔进行安装，所述另外的紧固件被配置成用于抵抗所述第一结构件与所述第二结构件分离，其中，相比于所述紧固件，所述另外的紧固件被配置成用于抵抗相对较大的轴向分离载荷。

17.根据权利要求16所述的组件，其中，所述紧固件被配置成用于抵抗在制造包括所述两个或更多个结构件的部件的期间预计将经受的分离载荷，并且所述另外的紧固件被配置成用于抵抗在对包括所述两个或更多个结构件的所述部件进行操作期间预计将经受的分离载荷。

18.根据权利要求7或8所述的组件，其中，所述紧固件是根据权利要求1至6中任一项所述的紧固件。

19.根据权利要求18所述的组件，进一步包括球面垫圈，所述球面垫圈在所述紧固件的部分球面形的内表面与所述第一结构件和所述第二结构件之间，所述球面垫圈被安排成使得所述球面垫圈的平坦表面抵接所述第一结构件和所述第二结构件中的一个结构件，并且所述球面垫圈的球面形的表面抵接所述紧固件的部分球面形的内表面。

20.一种飞行器机翼，所述飞行器机翼包括根据权利要求7或8所述的组件。