CN114771802A - 空气动力学结构以及形成空气动力学结构的方法 - Google Patents

空气动力学结构以及形成空气动力学结构的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114771802A
CN114771802A CN202111666485.4A CN202111666485A CN114771802A CN 114771802 A CN114771802 A CN 114771802A CN 202111666485 A CN202111666485 A CN 202111666485A CN 114771802 A CN114771802 A CN 114771802A
Authority
CN
China
Prior art keywords
region
skin
trailing edge
skin region
edge structure
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202111666485.4A
Other languages
English (en)
Inventor
费多尔·克列晓夫
丹尼尔·卡拉斯科
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of CN114771802A publication Critical patent/CN114771802A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B64C3/185—Spars
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/0009—Aerodynamic aspects
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/28—Leading or trailing edges attached to primary structures, e.g. forming fixed slots
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/36—Structures adapted to reduce effects of aerodynamic or other external heating
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
    • F16B19/00—Bolts without screw-thread; Pins, including deformable elements; Rivets
    • F16B19/04—Rivets; Spigots or the like fastened by riveting
    • F16B19/08—Hollow rivets; Multi-part rivets
    • F16B19/10—Hollow rivets; Multi-part rivets fastened by expanding mechanically
    • F16B19/1027—Multi-part rivets
    • F16B19/1036—Blind rivets
    • F16B19/1045—Blind rivets fastened by a pull - mandrel or the like
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

本文公开了空气动力学结构以及形成空气动力学结构的方法。空气动力学结构包括：第一蒙皮区域，包括第一蒙皮边缘；以及第二蒙皮区域，包括第二蒙皮边缘。第一蒙皮区域和第二蒙皮区域相对于彼此成角度，并且限定在第一蒙皮边缘与第二蒙皮边缘之间的间隙。空气动力学结构还包括后缘结构，后缘结构在间隙内并且在第一蒙皮边缘与第二蒙皮边缘之间延伸。空气动力学结构进一步包括多个单面紧固件。多个单面紧固件的第一子组可操作地互连第一蒙皮区域与后缘结构。多个单面紧固件的第二子组可操作地互连第二蒙皮区域与后缘结构。所述方法包括形成空气动力学结构的方法。

Description

空气动力学结构以及形成空气动力学结构的方法
技术领域
本公开总体上涉及空气动力学结构以及形成空气动力学结构的方法。
背景技术
空气动力学结构可以用于多种不同交通工具，例如航空器、直升机、航天器、和/或船舶。在这样的背景下，空气动力学结构可用于减少和/或调整对流过交通工具的流体的阻力。许多空气动力学结构包括在后缘区域聚集在一起或终止的两个表面。经济地制造该后缘区域和/或在该后缘区域内节约重量通常可能具有挑战性。另外，在有限的尺寸空间内创建结构高效、耐用、坚固且易于接近的布置具有挑战性。因此，需要改进的空气动力学结构和/或改进的形成空气动力学结构的方法。
发明内容
本文公开了空气动力学结构以及形成空气动力学结构的方法。所述空气动力学结构包括第一蒙皮区域，所述第一蒙皮区域包括第一蒙皮边缘；以及第二蒙皮区域，所述第二蒙皮区域包括第二蒙皮边缘。所述第一蒙皮区域和所述第二蒙皮区域相对于彼此成角度，并且限定在所述第一蒙皮边缘与所述第二蒙皮边缘之间的间隙。所述空气动力学结构还包括后缘结构，所述后缘结构在所述间隙内并且在所述第一蒙皮边缘与所述第二蒙皮边缘之间延伸。所述空气动力学结构进一步包括多个单面紧固件。所述多个单面紧固件的第一子组可操作地互连所述第一蒙皮区域与所述后缘结构。所述多个单面紧固件的第二子组可操作地互连所述第二蒙皮区域与所述后缘结构。
所述方法包括将后缘结构定位在第一蒙皮区域的第一蒙皮边缘与第二蒙皮区域的第二蒙皮边缘之间的间隙内。所述方法还包括使用多个单面紧固件将第一蒙皮区域和第二蒙皮区域可操作地附接至后缘结构。可操作地附接包括可操作地附接成使得多个单面紧固件的第一子组可操作地互连第一蒙皮区域与后缘结构，并且还使得多个单面紧固件的第二子组可操作地互连第二蒙皮区域与后缘结构。
附图说明
图1是根据本公开的可以包括和/或利用空气动力学结构的航空器形式的交通工具的示意图。
图2是根据本公开的空气动力学表面的更详细视图。
图3是根据本公开的空气动力学表面的示意性截面视图。
图4是图3的空气动力学表面的区域的更详细视图。
图5是根据本公开的另一种空气动力学表面的示意性截面视图。
图6是沿图5的线B-B截取的图5的空气动力学表面的截面视图。
图7是根据本公开的另一种空气动力学表面的示意性截面视图。
图8是根据本公开的另一种空气动力学表面的示意性截面视图。
图9是根据本公开的另一种空气动力学表面的示意性截面视图。
具体实施方式
图1至图9提供了根据本公开的空气动力学结构30和/或包括空气动力学结构30的交通工具10的说明性、非排他性示例。服务于相似或至少基本相似目的的元件在图1至图9的每一个附图中用相同数字标记，并且参考图1至图9，这些元件在本文中可以不再详细讨论。同样地，可能未在图1至图9中的每一个附图中标记所有元件，但本文中可以使用与其相关的附图标记，以保持一致。在不脱离本公开的范围的情况下，本文参考图1至图9中一个或多个附图讨论的元件、部件和/或特征可以包括在和/或与图1至图9中的任何一个一起使用。
一般而言，可能包括在给定(即，特定)实施例中的元件以实线图示，而对于给定实施例可选的元件以虚线图示。然而，以实线示出的元件并非对所有实施例都是必不可少的，并且在不脱离本公开的范围的情况下，可以从特定实施例中省略以实线示出的元件。
图1是根据本公开的可以包括和/或利用空气动力学结构30的航空器12形式的交通工具10的示意图。如图所示，航空器12可以包括多个部件，包括机翼14、机身16和/或尾翼18。这些部件中的一个或多个可以包括空气动力学表面19，例如控制表面20和/或固定表面26。控制表面20的示例包括方向舵21、升降舵22、副翼23、襟翼24和/或扰流器25。固定表面26的示例包括机翼14的小翼27和/或固定区域28。控制表面20和/或固定表面26可以包括和/或可以限定后缘138，并且空气动力学结构30可以形成和/或限定后缘138的至少一部分和/或至少一区域。虽然图1展示了航空器12形式的交通工具10，但空气动力学结构30可以被包括在和/或形成任何合适的交通工具10的一部分也在本公开的范围内。交通工具10的附加示例包括直升机、航天器和/或船舶。
图2是根据本公开的呈方向舵21形式的空气动力学表面19的更详细视图。图3是根据本公开的空气动力学表面19的示意性截面视图，并且图4是图3的空气动力学表面19的区域的更详细视图。图5是根据本公开的另一种空气动力学表面19的示意性截面视图，并且图6是沿图5的线B-B截取的图5的空气动力学表面19的截面视图。图7是根据本公开的另一种空气动力学表面19的示意性截面视图；图8是根据本公开的又一种空气动力学表面19的示意性截面视图；并且图9是根据本公开的另一种空气动力学表面19的示意性截面视图。虽然不是必需的，但是图3至图5和图7至图9可以包括和/或是沿图2的线A-A截取的图2的空气动力学表面19的截面视图。
如图2至图9共同展示的，根据本公开，空气动力学表面19包括空气动力学结构30。空气动力学结构30包括第一蒙皮区域40和第二蒙皮区域60，该第一蒙皮区域包括和/或限定第一蒙皮边缘42，该第二蒙皮区域包括和/或限定第二蒙皮边缘62。如图3至图9展示的，第一蒙皮区域40和第二蒙皮区域60可以相对于彼此成角度以限定在第一蒙皮边缘42和第二蒙皮边缘62之间的间隙80。在一些示例中，并且还如图示，第一蒙皮区域40和第二蒙皮区域60可以相对于彼此成角度和/或可以相对于彼此以倾斜角定向。换句话说，并且在一些这样的示例中，第一蒙皮区域40和第二蒙皮区域60可以彼此不平行和/或可以朝向彼此渐缩(taper)。该渐缩可以使得第一蒙皮区域40和第二蒙皮区域60之间的距离朝向第一蒙皮边缘42、朝向第二蒙皮边缘62和/或朝向间隙80减小。
还如图2至图9共同展示的，空气动力学结构30包括后缘结构100。后缘结构100在间隙80内延伸和/或定位在该间隙内。另外地或替代性地，后缘结构100在第一蒙皮区域40和第二蒙皮区域60之间和/或第一蒙皮边缘42和第二蒙皮边缘62之间延伸和/或定位在其中。后缘结构100可以限定或在本文中可以被称为限定空气动力学表面19和/或空气动力学结构30的后缘138。
如图2至图9进一步共同展示的，空气动力学结构30包括多个单面紧固件150。单面紧固件150的第一子组152可操作地互连、或附接第一蒙皮区域40和后缘结构100。单面紧固件150的第二子组154可操作地互连、或附接第二蒙皮区域60和后缘结构100。
第一蒙皮区域40可以包括和/或是一个和/或多个任何合适的结构。作为示例，第一蒙皮区域40可以包括和/或是第一复合蒙皮、第一纤维增强复合蒙皮、第一多层复合材料层和/或第一固化的或预固化的复合蒙皮。类似地，第二蒙皮区域60可以包括和/或是第二复合蒙皮、第二纤维增强复合蒙皮、第二多层复合材料层和/或第二固化的或预固化的复合蒙皮。
第一蒙皮区域40可以具有和/或限定第一蒙皮内表面44和/或第一蒙皮外表面46。第一蒙皮内表面44可以面向第二蒙皮区域60，可以面向后缘结构100，可以与后缘结构100接触，和/或可以与后缘结构100直接物理接触。第一蒙皮外表面46可以背离第二蒙皮区域60和/或可以背离后缘结构100。换句话说，第一蒙皮区域40可以限定与后缘结构100的第一界面50。在一些示例中，第一蒙皮外表面46可以包括和/或是光滑的第一空气动力学蒙皮外表面，例如可以限定空气动力学表面19的至少一个区域。
同样地，第二蒙皮区域60可以具有和/或限定第二蒙皮内表面64和/或第二蒙皮外表面66。第二蒙皮内表面64可以面向第一蒙皮区域40，可以面向后缘结构100，可以与后缘结构100接触，和/或可以与后缘结构100直接物理接触。第二蒙皮外表面66可以背离第一蒙皮区域40和/或可以背离后缘结构100。换句话说，第二蒙皮区域60可以与后缘结构100一起限定第二界面70。在一些示例中，第二蒙皮外表面66可以包括和/或是光滑的第二空气动力学蒙皮外表面，例如可以限定空气动力学表面19的至少一个区域。
后缘结构100可以包括和/或是可以定位在间隙80内的、可以经由单面紧固件150可操作地附接到第一蒙皮区域40和/或第二蒙皮区域60的、和/或可以限定后缘138的任何合适的结构。在一些示例中，后缘结构100可以包括、是、由和/或基本上由以下结构组成：单片式后缘结构、整体式后缘结构、一件式后缘结构、连续形成的后缘结构和/或一体形成的后缘结构。图5和图7所示的这种配置可以减少空气动力学结构30的总重量，可以增加空气动力学结构30的强度，和/或可以促进改进的、更快的和/或更有效的空气动力学结构30的组装。然而，这不是必需的，并且如图8至图9展示的，后缘结构100可以包括和/或是多部件后缘结构或多件式后缘结构也在本公开的范围内。
类似于第一蒙皮区域40和/或第二蒙皮区域60，后缘结构100可以包括和/或是复合后缘结构、纤维增强复合后缘结构和/或固化的或预固化的复合后缘结构。在一些这样的示例中，后缘结构100可以由后缘多层复合材料形成。后缘多层复合材料的示例包括至少2层、至少3层、至少4层、至少5层、至少6层、至少7层、最多20层、最多18层、最多16层、最多14层、最多12层、最多10层、最多9层、最多8层、最多7层、最多6层、最多5层、和/或最多4层复合材料层。
在一些示例中，如图4至图5和图7至图9展示的，后缘结构100可以具有和/或限定外后缘结构表面102。外后缘结构表面102可以与第一蒙皮区域40和/或与第二蒙皮区域60接触或直接物理接触。类似于第一蒙皮外表面46和/或第二蒙皮外表面66，外后缘结构表面102可以是光滑的空气动力学外后缘结构表面，例如可以限定空气动力学表面19的至少一个区域。
如图4至图5和图7至图9展示的，后缘结构100可以具有、包括、和/或限定前部区域110、后部区域130、以及过渡区域140。前部区域110可以被定位在、或至少部分地定位在间隙80内。后部区域130可以限定后缘138。过渡区域140可以从前部区域110延伸到后部区域130和/或可以在前部区域110与后部区域130之间延伸。
如图4至图9展示的，前部区域110可以具有和/或限定第一前部区域表面112和第二前部区域表面116。第一前部区域表面112可以面向第一蒙皮区域40，可以与第一蒙皮区域40接触，和/或可以与第一蒙皮区域40直接物理接触。同样地，第二前部区域表面116可以面向第二蒙皮区域60，可以与第二蒙皮区域60接触，和/或可以与第二蒙皮区域60直接物理接触。
第一蒙皮区域40可以具有和/或限定多个第一蒙皮孔48，并且第二蒙皮区域60可以具有和/或限定多个第二蒙皮孔68。同样地，第一前部区域表面112可以具有和/或限定多个第一结构孔114，并且第二前部区域表面116可以具有和/或限定多个第二结构孔118。多个单面紧固件150的第一子组152的每个单面紧固件可以延伸穿过多个第一蒙皮孔48对应的第一蒙皮孔并且还可以延伸穿过多个第一结构孔114对应的第一结构孔。同样地，多个单面紧固件150的第二子组154的每个单面紧固件可以延伸穿过多个第二蒙皮孔68对应的第二蒙皮孔并且还可以延伸穿过多个第二结构孔118对应的第二结构孔。
在一些示例中，前部区域110可以具有、限定、界定、和/或至少部分地界定前部区域空隙空间120。当前部区域空隙空间120存在时，其可以至少部分地在第一前部区域表面112和第二前部区域表面116之间延伸。此外，多个单面紧固件150的每个单面紧固件可以包括和/或限定对应的暴露端部156和对应的未暴露端部158。对应的暴露端部156可以形成和/或限定空气动力学结构30的外表面的至少一个区域。相反，对应的未暴露端部158可以在空气动力学结构30的内部、可能从空气动力学结构30的外部无法接近、和/或可以被定位在前部区域空隙空间120内。换句话说，单面紧固件150可以不延伸穿过或不完全延伸穿过空气动力学结构30，单面紧固件150可以仅延伸穿过第一蒙皮区域40和第二蒙皮区域60之一，和/或每个单面紧固件150可以延伸穿过前部区域110内单个、或仅单个对应的孔。
在一些示例中，并且如图4的虚线和图5及图7至图9的实线展示的，前部区域110可以包括和/或限定前部翼梁122。前部翼梁122在存在时，其可以至少部分地、或甚至完全地在第一蒙皮区域40与第二蒙皮区域60之间延伸，例如以支撑在第一蒙皮区域40与第二蒙皮区域60之间定向的法向力。另外地或替代性地，前部翼梁122可以沿着、至少部分地沿着或整个沿着后缘结构100的纵向长度延伸，如图2中的104所示。在一些示例中，前部翼梁122可以包括和/或是前部C形翼梁。在一些这样的示例中，并且如图5展示的，前部C形翼梁可以面对后部区域130凹入和/或可以面对后部区域130敞开。在一些示例中，并且如图7至图9展示的，前部C形翼梁可以面对后部区域130凸起和/或可以背对后部区域敞开。如图4和图7至图9展示的，在前部区域110包括前部翼梁122的示例中，前部区域110可以包括检查开口124。检查开口124在存在时，其可以允许和/或促进观察单面紧固件150的被定位在前部区域空隙空间120内的区域。这种构型可以允许视觉确定和/或验证单面紧固件150的致动状态。
后部区域130可以具有和/或限定任何合适的形状。作为示例，并且如图3至图4展示的，后部区域130可以具有和/或限定鸭嘴形横截面形状、或至少部分地三角形横截面形状。作为另一个示例，并且如图5和图7至图9展示的，后部区域130可以具有和/或限定楔形横截面形状。
在一些示例中，后部区域130例如在限定后部区域130的材料内可以没有接头。另外地或替代性地，后部区域130可以在后缘138处和/或在该后缘内没有接头。作为示例，并且如图4展示的，后部区域130可以由复合材料132的多个后部区域层限定。在这种构型中，复合材料132的多个后部区域层中的至少一个后部区域层可以围绕后缘138、可以围绕该后缘延伸、和/或可以不终止在该后缘内。这种配置可以增加后缘区域130的结构刚度和/或可以降低后缘结构100在后缘138处和/或沿着后缘分离的可能性。
在一些示例中，后部区域130可以具有和/或限定第一后部区域外表面134和第二后部区域外表面136。在一些这样的示例中，第一后部区域外表面134和第二后部区域外表面136可以相对于彼此成角度，可以相对于彼此以倾斜角定向，可以彼此不平行，可以向后缘138渐缩，和/或可以在后缘138处汇合。
过渡区域140可以具有和/或限定任何合适的结构和/或形状。在一些示例中，过渡区域140可以从前部区域110向后部区域130渐缩(taper)和/或可以从前部区域110向后部区域130单调地(monotonically)渐缩。在一些示例中，过渡区域140可以限定第一暴露过渡区域表面142和第二暴露过渡区域表面144。在一些这样的示例中，第一暴露过渡区域表面142和第二暴露过渡区域表面144可以相对于彼此成角度，可以相对于彼此以倾斜角定向，可以彼此不平行，可以向后部区域130渐缩，和/或可以向后部区域130单调地渐缩。
在一些示例中，并且如图4展示的，过渡区域140可以包括过渡区域翼梁146。过渡区域翼梁146在存在时可以增加后缘结构100的刚度和/或可以增加其过渡区域140的刚度。另外地或替代性地，过渡区域翼梁146可以增加对第一暴露过渡区域表面142和/或第二暴露过渡区域表面144的挠曲的阻力，该挠曲例如可以在后缘结构100的操作使用期间由施加至后缘结构100的载荷、法向载荷、和/或空气动力学载荷引起。
单面紧固件150可以包括和/或是任何合适的紧固件，该紧固件可以用来可操作地互连第一蒙皮区域40和/或第二蒙皮区域60与后缘结构100并且还可以仅从暴露端部156致动。换句话说，并且如本文使用的，短语“单面紧固件”或“多个单面紧固件”是指可以用来经由仅与单面紧固件的单侧或端部(例如，暴露端部156)操作接合和/或不与单面紧固件的相对侧或端部(例如，未暴露端部158)操作接合而将两个或更多个部件可操作地附接在一起的紧固件。
考虑到上述情况，每个单面紧固件150可以被配置成或被配置成将第一蒙皮区域40或第二蒙皮区域60的对应的蒙皮区可操作地附接至后缘结构100。换句话说，每个单面紧固件150不将第一蒙皮区域40和第二蒙皮区域60两者对应的蒙皮区可操作地附接至后缘结构100。单面紧固件150的示例包括埋头铆钉、拉铆钉、波普空心铆钉、自保持紧固件、和/或自攻紧固件。
如所讨论的，单面紧固件150可以被配置成仅从单侧、或端部(例如暴露端部156)致动。这种致动可以将单面紧固件150从未致动状态160(如图5和图7至图9中实线和图6中虚线最佳展示的)过渡到致动状态162(如图6中实线最佳展示的)。在包括埋头铆钉、拉铆钉、和/或波普空心铆钉的单面紧固件150的示例中，并且如图6展示的，单面紧固件150可以包括紧固件本体164和杆部166。在使用这种单面紧固件150将第一蒙皮区域40或第二蒙皮区域60可操作性地附接至后缘结构100期间，单面紧固件150首先可以插入到后缘结构100对应的孔中以及第一蒙皮区域40或第二蒙皮区域60中，而处于未致动状态160。随后，杆部166可以拉离、或抽离暴露端部156，因此朝向暴露端部156拉动未暴露端部158，以将单面紧固件150过渡到致动状态162。这种致动可以压缩暴露端部156与未暴露端部158之间的后缘结构100和第一蒙皮区域40或第二蒙皮区域60，由此完成可操作的附接。
考虑到上述情况，单面紧固件150不是或者在本文中可以被称为不是双面铆钉和/或挤压铆钉。换句话说，单面紧固件150不需要接近其两个相对端部，以从未致动状态160致动至致动状态162，和/或单面紧固件在这种致动期间不被压缩在对应工具的两个表面之间。
在空气动力学结构30的一些示例中，单独的单面紧固件150就可以足以将第一蒙皮区域40和/或第二蒙皮区域60可操作地附接至后缘结构100。在一些这样的示例中，空气动力学结构30可以是或者可以在本文被称为在第一蒙皮区域40与后缘结构100之间没有粘合剂，该粘合剂将第一蒙皮区域40直接粘附至后缘结构100、将第一蒙皮区域40间接粘附至后缘结构100；在第二蒙皮区域60与后缘结构100之间没有粘合剂，该粘合剂将第二蒙皮区域60直接粘附至后缘结构100、和/或将第二蒙皮区域60间接粘附至后缘结构100。
在空气动力学结构30的一些示例中，并且如讨论的，第一蒙皮区域40、第二蒙皮区域60、和/或后缘结构100可以由复合材料形成。在一些这样的示例中，第一蒙皮区域40、第二蒙皮区域60、和/或后缘结构100可以在组装空气动力学结构30之前被固化、预固化、和/或完全固化。换句话说，空气动力学结构30可以在第一蒙皮区域40与后缘结构100之间和/或在第二蒙皮区域60与后缘结构之间没有复合固化粘合剂。
如所讨论的，空气动力学结构30可以形成和/或限定交通工具10(例如图1的航空器12)的空气动力学表面19的至少一个区域。空气动力学结构30可以具有和/或限定任何合适的大小，例如可适用于给定的交通工具10。在一些示例中，空气动力学结构30和/或其后缘结构100可以限定至少0.25米(m)、至少0.5m、至少1m、至少2m、至少3m、至少4m、至少5m、至少10m、最多50m、最多40m、至多30m、最多20m、最多10m、和/或最多5m的纵向长度、或最大范围。纵向长度的示例如图2所示、并且以104表示。在一些示例中，空气动力学结构30和/或其后缘结构100可以限定至少10、至少25、至少50、至少100、至少200、至少300、至少400、至少500、最多1000、最多900、最多800、最多700、最多600、最多500、最多400、最多300、最多200、和/或最多100的纵横比。纵横比可以被限定为图2的纵向长度104与图3至图9的间隙80的长度之比。
构造和/或组装空气动力学结构30和/或空气动力学表面19和/或包括空气动力学结构30的交通工具10的方法可以包括将后缘结构100和/或间隙80定位在第一蒙皮边缘42与第二蒙皮边缘62之间。该方法然后可以包括使用单面紧固件150将第一蒙皮区域40和第二蒙皮区域60可操作地附接至后缘结构100。在该操作附接之后，单面紧固件150的第一子组152可以可操作地互连第一蒙皮区域40与后缘结构100，同时单面紧固件150的第二子组154可以可操作地互连第二蒙皮区域60与后缘结构100。
在一些示例中，空气动力学结构30可以限定暴露外表面，该暴露外表面限定封闭体积，该封闭体积可以包括前部区域空隙空间120。在一些这样的示例中，可操作地附接可以包括可操作地附接成使得每个单面紧固件150的未暴露端部158被定位在封闭体积内。在一些示例中，并且如所讨论的，可操作地附接可以包括从或仅从其暴露端部156致动每个单面紧固件150。
在一些示例中，可操作地附接可以包括可操作地附接成使得第一蒙皮区域40与后缘结构100之间的第一界面50在第一蒙皮区域40与后缘结构100之间没有对应的粘合剂。另外地或替代性地，可操作地附接可以包括可操作地附接成使得第二蒙皮区域60与后缘结构100之间的第二界面70在第二蒙皮区域60在与后缘结构100之间没有对应的粘合剂。
在一些示例中，方法进一步可以包括提供、形成、和/或限定第一蒙皮区域40、第二蒙皮区域60、和/或后缘结构100。在一些这样的示例中，这可以包括提供、形成、和/或限定预固化的第一蒙皮区域、预固化的第二蒙皮区域、和/或预固化的后缘结构。
在一些示例中，可操作地附接可以包括将多个单面紧固件150的第一子组152的每个第一单面紧固件定位在对应的第一孔内，该第一孔延伸穿过第一蒙皮区域40和后缘结构100两者，并且随后从对应的第一暴露端部156致动每个第一单面紧固件，以将第一蒙皮区域40可操作地附接至后缘结构100。同样地，可操作地附接还可以包括将多个单面紧固件150的第二子组154的每个第二单面紧固件定位在对应的第二孔内，该第二孔延伸穿过第二蒙皮区域60和后缘结构100两者，并且随后从对应的第二暴露端部156致动每个第二单面紧固件，以将第二蒙皮区域60可操作地附接至后缘结构100。
在以下列举的段落中描述了根据本公开的发明主题的说明性、非排他性示例：
A1.一种空气动力学结构(30)，包括：
第一蒙皮区域(40)，所述第一蒙皮区域包括第一蒙皮边缘(42)；
第二蒙皮区域(60)，所述第二蒙皮区域包括第二蒙皮边缘(62)，其中，所述第一蒙皮区域(40)和所述第二蒙皮区域(60)相对于彼此成角度，并且限定所述第一蒙皮边缘(42)与所述第二蒙皮边缘(62)之间的间隙(80)；
后缘结构(100)，所述后缘结构在所述间隙(80)内、以及在所述第一蒙皮边缘(42)与所述第二蒙皮边缘(62)之间延伸；以及
多个单面紧固件(150)，其中：
(i)所述多个单面紧固件(150)的第一子组(152)可操作地互连所述第一蒙皮区域(40)与所述后缘结构(100)；以及
(ii)所述多个单面紧固件(150)的第二子组(154)可操作地互连所述第二蒙皮区域(60)与所述后缘结构(100)。
A2.如段落A1所述的空气动力学结构(30)，其中，所述第一蒙皮区域(40)包括或是以下至少一项：
(i)第一复合蒙皮；
(ii)第一纤维增强复合蒙皮；
(iii)第一多层复合材料层；以及
(iv)第一固化的、或预固化的复合蒙皮。
A3.如段落A1-A2中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，所述第一蒙皮区域(40)限定第一蒙皮内表面(44)，可选地其中，所述第一蒙皮内表面(44)为以下至少一项：
(i)面向所述第二蒙皮区域(60)；
(ii)面向所述后缘结构(100)；
(iii)与所述后缘结构(100)接触；以及
(iv)与所述后缘结构(100)直接物理接触。
A4.如段落A1-A3中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，所述第一蒙皮区域(40)限定第一蒙皮外表面(46)，可选地其中，所述第一蒙皮外表面(46)为以下至少一项：
(i)背离所述第二蒙皮区域(60)；
(ii)背离所述后缘结构(100)；以及
(iii)是光滑的空气动力学第一蒙皮外表面。
A5.如段落A1-A4中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，所述第二蒙皮区域(60)包括或是以下至少一项：
(i)第二复合蒙皮；
(ii)第二纤维增强复合蒙皮；
(iii)第二多层复合材料层；以及
(iv)第二固化的、或预固化的复合蒙皮。
A6.如段落A1-A5中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，所述第二蒙皮区域(60)限定第二蒙皮内表面(64)，可选地其中，所述第二蒙皮内表面(64)为以下至少一项：
(i)面向所述第一蒙皮区域(40)；
(ii)面向所述后缘结构(100)；
(iii)与所述后缘结构(100)接触；以及
(iv)与所述后缘结构(100)直接物理接触。
A7.如段落A1-A6中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，所述第二蒙皮区域(60)限定第二蒙皮外表面(66)，可选地其中，所述第二蒙皮外表面(66)为以下至少一项：
(i)背离所述第一蒙皮区域(40)；
(ii)背离所述后缘结构(100)；以及
(iii)是光滑的空气动力学第二蒙皮外表面。
A8.如段落A1-A7中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，所述后缘结构(100)包括以下至少一项、是以下至少一项、由以下至少一项组成或基本上由以下至少一项组成：
(i)单片式后缘结构；
(ii)整体式后缘结构；
(iii)一件式后缘结构；
(iv)连续形成的后缘结构；以及
(v)一体形成的后缘结构。
A9.如段落A1-A8中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，所述后缘结构(100)是多部件后缘结构。
A10.如段落A1-A9中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，所述后缘结构(100)包括、是、或仅是以下至少一项：
(i)复合后缘结构；
(ii)纤维增强复合后缘结构；
(iii)后缘多层复合材料层；以及
(iv)固化的、或预固化的复合后缘结构。
A11.如段落A10所述的空气动力学结构(30)，其中，所述后缘多层复合材料层包括以下至少一项：
(i)至少2层、至少3层、至少4层、至少5层、至少6层、或至少7层复合材料层；以及
(ii)最多20层，最多18层、最多16层、最多14层、最多12层、最多10层、最多9层、最多8层、最多7层、最多6层、最多5层、或最多4层复合材料层。
A12.如段落A1-A11中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，所述后缘结构(100)限定外后缘结构表面(102)，并且进一步地，以下至少一项：
(i)外后缘结构表面(102)与第一蒙皮区域(40)接触；
(ii)外后缘结构表面(102)与第一蒙皮区域(40)直接物理接触；
(iii)外后缘结构表面(102)与第二蒙皮区域(60)接触；
(iv)外后缘结构表面(102)与第二蒙皮区域(60)直接物理接触；以及
(v)外后缘结构表面(102)是光滑的空气动力学外后缘结构表面。
A13.如段落A1-A12中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，所述后缘结构(100)包括：
(i)前部区域(110)，所述前部区域被至少部分地定位在所述间隙(80)内；
(ii)后部区域(130)，所述后部区域限定所述后缘结构(100)的后缘(138)；以及
(iii)过渡区域(140)，所述过渡区域从所述前部区域(110)延伸至所述后部区域(130)。
A14.如段落A13所述的空气动力学结构(30)，其中，所述前部区域(110)限定第一前部区域表面(112)和第二前部区域表面(116)，并且进一步地，以下至少一项：
(i)所述第一前部区域表面(112)面向所述第一蒙皮区域(40)；
(ii)所述第一前部区域表面(112)与所述第一蒙皮区域(40)接触；
(iii)所述第一前部区域表面(112)与所述第一蒙皮区域(40)直接物理接触；
(iv)所述第二前部区域表面(116)面向所述第二蒙皮区域(60)；
(v)所述第二前部区域表面(116)与所述第二蒙皮区域(60)接触；以及
(vi)所述第二前部区域表面(116)与所述第二蒙皮区域(60)直接物理接触。
A15.如段落A14所述的空气动力学结构(30)，其中，所述第一蒙皮区域(40)限定多个第一蒙皮孔(48)，其中，所述第一前部区域表面(112)限定多个第一结构孔(114)，并且进一步地，其中，所述多个单面紧固件(150)的第一子组(152)的每个单面紧固件延伸穿过所述多个第一蒙皮孔(48)中对应的第一蒙皮孔并且还穿过所述多个第一结构孔(114)中对应的第一结构孔。
A16.如段落A14-A15中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，所述第二蒙皮区域(60)限定多个第二蒙皮孔(68)，其中，所述第二前部区域表面(116)限定多个第二结构孔(118)，并且进一步地，其中，所述多个单面紧固件(150)的第二子组(154)的每个单面紧固件延伸穿过所述多个第二蒙皮孔(68)中对应的第二蒙皮孔并且还穿过所述多个第二结构孔(118)中对应的第二结构孔。
A17.如段落A13-A16中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，所述前部区域(110)至少部分地限定前部区域空隙空间(120)，所述前部区域空隙空间在所述第一前部区域表面(112)与所述第二前部区域表面(116)之间延伸，其中，所述多个单面紧固件(150)的每个单面紧固件包括对应的暴露端部(156)以及对应的未暴露端部(158)，并且进一步地，其中，所述对应的未暴露端部(158)被定位在所述前部区域空隙空间(120)内。
A18.如段落A13-A17中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，多个单面紧固件(150)中给定的单面紧固件或每个单面紧固件延伸穿过单个、或仅穿过单个后缘结构(100)的前部区域(110)内对应的孔。
A19.如段落A13-A18中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，所述前部区域(110)包括前部翼梁(122)，所述前部翼梁为以下至少一项：
(i)在第一蒙皮区域(40)与第二蒙皮区域(60)之间至少部分地、或完全延伸；以及
(ii)沿后缘结构(100)的纵向长度(104)、或沿整个纵向长度延伸。
A20.如段落A19所述的空气动力学结构(30)，其中，所述前部翼梁(122)包括前部C形翼梁。
A21.如段落A20所述的空气动力学结构(30)，其中，所述前部C形翼梁为以下至少一项：
(i)朝向后部区域(130)凸起；以及
(ii)朝向后部区域(130)凹入。
A22.如段落A13-A21中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，所述后部区域(130)限定以下至少一项：
(i)鸭嘴形横截面形状；以及
(ii)楔形横截面形状。
A23.如段落A13-A22中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，所述后部区域(130)为以下至少一项：
(i)不具有接头；以及
(ii)在后缘(138)处不具有接头。
A24.如段落A13-A23中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，后部区域(130)由复合材料(132)的一个或多个后部区域层限定，并且进一步地，其中，多个后部区域层的至少一个后部区域层围绕后缘结构(100)的后缘(138)。
A25.如段落A13-A24中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，后部区域(130)限定第一后部区域外表面(134)和第二后部区域外表面(136)，可选地其中，第一后部区域外表面(134)和第二后部区域外表面(136)为以下至少一项：
(i)朝向后缘(138)渐缩；以及
(ii)在后缘(138)处汇合。
A26.如段落A13-A25中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，所述后部区域(140)为以下至少一项：
(i)从前部区域(110)向后部区域(130)渐缩；以及
(ii)从前部区域(110)向后部区域(130)单调地渐缩。
A27.如段落A13-A26中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，过渡区域(140)限定第一暴露过渡区域表面(142)和第二暴露过渡区域表面(144)，并且进一步其中，第一暴露过渡区域表面(142)和第二暴露过渡区域表面(144)为以下至少一项：
(i)从前部区域(110)到后部区域(130)渐缩；以及
(ii)从前部区域(110)到后部区域(130)单调地渐缩。
A28.如段落A13-A27中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，过渡区域(140)包括过渡区域翼梁(146)，所述过渡区域翼梁在过渡区域(140)内部。
A29.如段落A1-A28中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，所述多个单面紧固件(150)中的每个单面紧固件被配置为将所述第一蒙皮区域(40)和所述第二蒙皮区域(60)之一者、或仅一者的对应的蒙皮区可操作地附接至所述后缘结构(100)。
A30.如段落A1-A29中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，所述多个单面紧固件(150)包括以下至少一项：
(i)埋头铆钉；
(ii)拉铆钉；
(iii)波普空心铆钉；
(iv)自保持紧固件；以及
(v)自攻紧固件。
A31.如段落A1-A30中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，多个单面紧固件(150)为以下至少一项：
(i)不是双面铆钉；以及
(ii)不是挤压铆钉。
A32.如段落A1-A31中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，空气动力学结构(30)为以下至少一项：
(i)在所述第一蒙皮区域(40)与所述后缘结构(100)之间不具有粘合剂；
(ii)不具有将所述第一蒙皮区域(40)直接粘附至所述后缘结构(100)的粘合剂；
(iii)不具有将所述第一蒙皮区域(40)间接粘附至所述后缘结构(100)的粘合剂；
(iv)在所述第二蒙皮区域(60)与所述后缘结构(100)之间不具有粘合剂；
(v)不具有将所述第二蒙皮区域(60)直接粘附至所述后缘结构(100)的粘合剂；以及
(vi)不具有将所述第二蒙皮区域(60)间接粘附至所述后缘结构(100)的粘合剂。
A33.如段落A1-A32中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，空气动力学结构(30)为以下至少一项：
(i)在所述第一蒙皮区域(40)与所述后缘结构(100)之间不具有复合固化粘合剂；以及
(ii)在所述第二蒙皮区域(60)与所述后缘结构(100)之间不具有复合固化粘合剂。
A34.如段落A1-A33中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，后缘结构(100)的纵向长度(104)是以下至少一项：
(i)至少0.25米(m)、至少0.5m、至少1m、至少2m、至少3m、至少4m、至少5m、或至少10m；以及
(ii)最多50m、最多40m、最多30m、最多20m、最多10m、或最多5m。
A35.如段落A1-A34中任一项所述的空气动力学结构(30)，其中，后缘结构(100)的纵横比是以下至少一项：
(i)至少10、至少25、至少50、至少100、至少200、至少300、至少400、或至少500；以及
(ii)最多1000、最多900、最多800、最多700、最多600、最多500、至多400、最多300、最多200、或最多100。
A36.一种空气动力学表面(19)，所述空气动力学表面由如段落A1-A35中任一项所述的空气动力学结构(30)至少部分地限定。
A37.如段落A36所述的空气动力学表面(19)，其中，空气动力学表面(19)包括控制表面(20)，可选地其中，控制表面(20)包括以下至少一项：
(i)方向舵(21)；
(ii)升降舵(22)；
(iii)副翼(23)；
(iv)襟翼(24)；以及
(v)扰流器(25)。
A38.如段落A36所述的空气动力学表面(19)，其中，空气动力学表面(19)包括固定表面(26)，可选地其中，固定表面(26)包括以下至少一项：
(i)小翼(27)；以及
(ii)机翼(14)的固定区域(28)。
A39.一种交通工具(10)，所述交通工具包括如段落A1-A36中任一项所述的空气动力学结构(30)或如段落A37-A38中任一项所述的空气动力学表面(19)，可选地其中，所述交通工具(10)包括以下至少一项：
(i)航空器；
(ii)直升机；
(iii)航天器；以及
(iv)船舶。
B1.一种形成空气动力学结构(30)的方法，所述方法包括：
将后缘结构(100)定位在第一蒙皮区域(40)的第一蒙皮边缘(42)与第二蒙皮区域(60)的第二蒙皮边缘(62)之间的间隙(80)内；以及
使用多个单面紧固件(150)将所述第一蒙皮区域(40)和所述第二蒙皮区域(60)操作性附接至所述后缘结构(100)，其中，在操作性附接的步骤之后：
(i)所述多个单面紧固件(150)的第一子组(152)可操作地互连所述第一蒙皮区域(40)与所述后缘结构(100)；并且
(ii)所述多个单面紧固件(150)的第二子组(154)可操作地互连所述第二蒙皮区域(60)与所述后缘结构(100)。
B2.如段落B1所述的方法，其中，所述空气动力学结构(30)限定暴露外表面，所述暴露外表面限定封闭体积，并且进一步地，其中，操作性附接的步骤包括操作性附接成使得所述多个单面紧固件(150)的每个单面紧固件的未暴露端部(158)定位在所述封闭体积内。
B3.如段落B1-B2中任一项所述的方法，其中，在操作性附接期间，所述多个单面紧固件(150)的每个单面紧固件仅从对应的暴露端部(156)致动。
B4.如段落B1-B3中任一项所述的方法，其中，操作性附接的步骤包括操作性附接成使得以下至少一项：
(i)位于所述第一蒙皮区域(40)与所述后缘结构(100)之间的第一界面(50)在所述第一蒙皮区域(40)与所述后缘结构(100)之间不具有对应的粘合剂；以及
(ii)位于所述第二蒙皮区域(60)与所述后缘结构(100)之间的第二界面(70)在所述第二蒙皮区域(60)与所述后缘结构(100)之间不具有对应的粘合剂。
B5.如段落B1-B4中任一项所述的方法，其中，所述方法进一步包括提供所述第一蒙皮区域(40)、所述第二蒙皮区域(60)、以及所述后缘结构(100)，其中，提供步骤包括提供先前固化的第一蒙皮区域、先前固化的第二蒙皮区域、以及先前固化的后缘结构。
B6.如段落B1-B5中任一项所述的方法，其中，操作性附接的步骤包括将所述多个单面紧固件(150)的第一子组(152)的每个第一单面紧固件定位在延伸穿过所述第一蒙皮区域(40)和所述后缘结构(100)两者的对应的第一孔内，并且随后从所述多个单面紧固件(150)的第一子组(152)的每个第一单面紧固件的对应的暴露第一端部致动每个第一单面紧固件，以将所述第一蒙皮区域(40)操作性附接至所述后缘结构(100)。
B7.如段落B1-B6中任一项所述的方法，其中，操作性附接的步骤包括将所述多个单面紧固件(150)的第二子组(154)的每个第二单面紧固件定位在延伸穿过所述第二蒙皮区域(60)和所述后缘结构(100)两者的对应的第二孔内，并且随后从所述多个单面紧固件(150)的第二子组(154)的每个第二单面紧固件的对应的暴露第二端部致动每个第二单面紧固件，以将所述第二蒙皮区域(60)操作性附接至所述后缘结构(100)。
B8.如段落B1-B7中任一项所述的方法，其中，操作性附接的步骤包括操作性附接成使得所述多个单面紧固件(150)的每个单面紧固件的未暴露端部(158)定位在空隙空间内，所述空隙空间至少部分地、或甚至完全地限定在所述后缘结构(100)内。
B9.如段落B1-B8中任一项所述的方法，其中，所述空气动力学结构(30)包括如段落A1-A36中任一项所述的任一空气动力学结构(30)的任何合适的结构或如段落A37-A38中任一项所述的任一空气动力学表面(19)。
C1.多个单面紧固件(150)的用途，以将第一蒙皮区域(40)和第二蒙皮区域(60)可操作地附接至后缘结构(100)，从而至少部分地限定空气动力学结构(30)。
C2.根据段落A1-A36中任一项所述的空气动力学结构(30)中的任一个的用途，利用根据段落B1-B9中任一项所述的方法中的任一个。
C3.根据段落B1-B9中任一项所述的方法中的任一个的用途，以形成根据段落A1-A36中任一项所述的空气动力学结构(30)中的任一个。
如本文所用，术语“选择性的”和“选择性地”在修改装置的一个或多个部件或特性的动作、移动、配置或其他活动时表示特定动作、移动、配置或其他活动是用户操纵该装置的一个方面或一个或多个部件的直接或间接结果。
如本文所用，术语“适配的”和“配置的”意味着元件、部件或其他主题被设计和/或旨在执行给定的功能。因此，术语“适配的”和“配置的”的使用不应被解释为意味着给定的元件、部件或其他主题仅仅是“能够”执行给定的功能，而是该元件、部件和/或其他主题是为了执行该功能而专门选择、创建、实施、利用、编程和/或设计的。也在本公开的范围内的是，被列为适配于执行特定功能的元件、部件和/或其他所列主题可以附加地或替代地被描述为被配置为执行该功能，反之亦然。类似地，被列为被配置成执行特定功能的主题可以附加地或替代地被描述为可操作地执行该功能。
如本文所用，关于一个或多个实体的列表的短语“至少一个”应理解为意指选自实体列表中的任何一个或多个实体的至少一个实体，但不一定包括实体列表中具体列出的每个实体中的至少一个，并且不排除实体列表中实体的任何组合。该定义还允许除了在短语“至少一个”所指的实体列表中明确标识的实体之外的实体，实体可以可选地存在，无论与那些明确标识的实体相关或无关。因此，作为非限制性示例，“A和B中的至少一个”(或等效地，“A或B中的至少一个”，或等效地“A和/或B中的至少一个”)可以指在一个实施例中，至少一个可选地包括多于一个，A，不存在B(并且可选地包括除B之外的实体)；在另一个实施例中，至少一个，可选地包括多于一个，B，不存在A(并且可选地包括除A之外的实体)；在又一实施例中，对于至少一个，可选地包括多于一个，A，和至少一个，可选地包括多于一个，B(并且可选地包括其他实体)。换句话说，短语“至少一个”、“一个或多个”和“和/或”是开放式表达，在操作上既是连接的又是分离的。例如，表述“A、B和C中的至少一个”、“A、B或C中的至少一个”、“A、B和C中的一个或多个”、“A、B或C中的一个或多个”和“A、B和/或C”中的每一个可以指单独的A、单独的B、单独的C、A和B一起、A和C一起、B和C一起、A、B和C一起，以及任选地与至少一个其他实体组合的上述任何一项。
本文公开的各种公开的装置要素和方法的步骤并不是根据本公开的所有装置和方法所必需的，并且本公开包括本文公开的各种要素和步骤的所有新颖和非显而易见的组合和子组合。此外，本文公开的各种要素和步骤中的一个或多个可以定义独立的发明主题，该主题与公开的装置或方法的整体分离和分开。因此，这种创造性的主题不需要与本文明确公开的特定装置和方法相关联，并且这种创造性的主题可以在本文没有明确公开的装置和/或方法中找到效用。
如本文所用，当参考根据本公开的一个或多个部件、特征、细节、结构、实施例和方法而使用短语“例如”、短语“作为示例”、和/或仅术语“示例”旨在传达所描述的部件、特征、细节、结构、实施例和/或方法是根据本公开的部件、特征、细节、结构、实施例和/或方法的说明性的、非排他的示例。因此，所描述的部件、特征、细节、结构、实施例和/或方法不旨在限制、要求或排他/穷尽；并且包括结构和/或功能上相似和/或等效的部件、特征、细节、结构、实施例和/或方法的其他部件、特征、细节、结构、实施例和/或方法也在本公开的范围内。
如本文所用，“至少基本上”，当修改程度或关系时，不仅可以包括所列的“实质性”程度或关系，还可以包括所列程度或关系的全部范围。大量所列程度或关系可以包括所列程度或关系的至少75％。例如，至少基本上由材料形成的物体包括至少75％的物体由该材料形成的物体，并且还包括完全由该材料形成的物体。作为另一个示例，至少基本上与第二长度一样长的第一长度包括在第二长度的75％以内的第一长度并且还包括与第二长度一样长的第一长度。

Claims (20)

1.一种空气动力学结构(30)，包括：
第一蒙皮区域(40)，包括第一蒙皮边缘(42)；
第二蒙皮区域(60)，包括第二蒙皮边缘(62)，其中所述第一蒙皮区域(40)和所述第二蒙皮区域(60)相对于彼此成角度并且限定所述第一蒙皮边缘(42)与所述第二蒙皮边缘(62)之间的间隙(80)；
后缘结构(100)，在所述间隙(80)内并且在所述第一蒙皮边缘(42)与所述第二蒙皮边缘(62)之间延伸；以及
多个单面紧固件(150)，其中：
(i)所述多个单面紧固件(150)的第一子组(152)操作性地互连所述第一蒙皮区域(40)与所述后缘结构(100)；并且
(ii)所述多个单面紧固件(150)的第二子组(154)操作性地互连所述第二蒙皮区域(60)与所述后缘结构(100)。
2.根据权利要求1所述的空气动力学结构(30)，其中，所述后缘结构(100)包括：
(i)前部区域(110)，被至少部分地定位在所述间隙(80)内；
(ii)后部区域(130)，限定所述后缘结构(100)的后缘(138)；以及
(iii)过渡区域(140)，从所述前部区域(110)延伸至所述后部区域(130)。
3.根据权利要求2所述的空气动力学结构(30)，其中，所述前部区域(110)限定第一前部区域表面(112)和第二前部区域表面(116)，并且进一步地，以下各项中的至少一项：
(i)所述第一前部区域表面(112)面向所述第一蒙皮区域(40)；
(ii)所述第一前部区域表面(112)与所述第一蒙皮区域(40)接触；
(iii)所述第一前部区域表面(112)与所述第一蒙皮区域(40)直接物理接触；
(iv)所述第二前部区域表面(116)面向所述第二蒙皮区域(60)；
(v)所述第二前部区域表面(116)与所述第二蒙皮区域(60)接触；以及
(vi)所述第二前部区域表面(116)与所述第二蒙皮区域(60)直接物理接触。
4.根据权利要求3所述的空气动力学结构(30)，其中，所述第一蒙皮区域(40)限定多个第一蒙皮孔(48)，其中所述第一前部区域表面(112)限定多个第一结构孔(114)，其中所述多个单面紧固件(150)的所述第一子组(152)的每个单面紧固件延伸穿过所述多个第一蒙皮孔(48)中对应的第一蒙皮孔并且还穿过所述多个第一结构孔(114)中对应的第一结构孔，其中所述第二蒙皮区域(60)限定多个第二蒙皮孔(68)，其中所述第二前部区域表面(116)限定多个第二结构孔(118)，并且进一步地，其中所述多个单面紧固件(150)的所述第二子组(154)的每个单面紧固件延伸穿过所述多个第二蒙皮孔(68)中对应的第二蒙皮孔并且还穿过所述多个第二结构孔(118)中对应的第二结构孔。
5.根据权利要求3或4所述的空气动力学结构(30)，其中，所述前部区域(110)至少部分地限定前部区域空隙空间(120)，所述前部区域空隙空间在所述第一前部区域表面(112)与所述第二前部区域表面(116)之间延伸，其中所述多个单面紧固件(150)的每个单面紧固件包括对应的暴露端部(156)和对应的未暴露端部(158)，并且进一步地，其中所述对应的未暴露端部(158)被定位在所述前部区域空隙空间(120)内。
6.根据权利要求2或3所述的空气动力学结构(30)，其中，所述前部区域(110)包括前部翼梁(122)，所述前部翼梁：
(i)在所述第一蒙皮区域(40)与所述第二蒙皮区域(60)之间延伸；并且
(ii)沿所述后缘结构(100)的纵向长度(104)延伸。
7.根据权利要求2或3所述的空气动力学结构(30)，其中，所述后部区域(130)为以下各项中的至少一项：
(i)所述后部区域不具有接头；以及
(ii)所述后部区域在所述后缘(138)处不具有接头。
8.根据权利要求2或3所述的空气动力学结构(30)，其中，所述过渡区域(140)为以下各项中的至少一项：
(i)所述过渡区域从所述前部区域(110)向所述后部区域(130)渐缩；以及
(ii)所述过渡区域从所述前部区域(110)向所述后部区域(130)单调地渐缩。
9.根据权利要求1或2所述的空气动力学结构(30)，其中，所述多个单面紧固件(150)中的每个单面紧固件被配置为将所述第一蒙皮区域(40)和所述第二蒙皮区域(60)中的仅一者的对应的蒙皮区操作性地附接至所述后缘结构(100)。
10.根据权利要求1或2所述的空气动力学结构(30)，其中，所述多个单面紧固件(150)包括以下各项中的至少一者：
(i)埋头铆钉；
(ii)拉铆钉；
(iii)波普空心铆钉；
(iv)自保持紧固件；以及
(v)自攻紧固件。
11.根据权利要求1或2所述的空气动力学结构(30)，其中，所述空气动力学结构(30)为以下各项中的至少一项：
(i)在所述第一蒙皮区域(40)与所述后缘结构(100)之间不具有粘合剂；
(ii)不具有将所述第一蒙皮区域(40)直接粘附至所述后缘结构(100)的粘合剂；
(iii)不具有将所述第一蒙皮区域(40)间接粘附至所述后缘结构(100)的粘合剂；
(iv)在所述第二蒙皮区域与所述后缘结构(100)之间不具有粘合剂；
(v)不具有将所述第二蒙皮区域直接粘附至所述后缘结构(100)的粘合剂；以及
(vi)不具有将所述第二蒙皮区域间接粘附至所述后缘结构(100)的粘合剂。
12.一种交通工具(10)，包括根据权利要求1或2所述的空气动力学结构(30)，其中所述交通工具(10)包括以下各项中的至少一项：
(i)航空器；
(ii)直升机；
(iii)航天器；以及
(iv)船舶。
13.一种形成空气动力学结构(30)的方法，所述方法包括：
将后缘结构(100)定位在第一蒙皮区域(40)的第一蒙皮边缘(42)与第二蒙皮区域(60)的第二蒙皮边缘(62)之间的间隙(80)内；以及
使用多个单面紧固件(150)将所述第一蒙皮区域(40)和所述第二蒙皮区域(60)操作性附接至所述后缘结构(100)，其中在操作性附接的步骤之后：
(i)所述多个单面紧固件(150)的第一子组(152)操作性地互连所述第一蒙皮区域(40)与所述后缘结构(100)；并且
(ii)所述多个单面紧固件(150)的第二子组(154)操作性地互连所述第二蒙皮区域(60)与所述后缘结构(100)。
14.根据权利要求13所述的方法，其中，所述空气动力学结构(30)限定暴露外表面，所述暴露外表面限定封闭体积，并且进一步地，其中操作性附接的步骤包括操作性附接成使得所述多个单面紧固件(150)的每个单面紧固件的未暴露端部(158)定位在所述封闭体积内。
15.根据权利要求13或14所述的方法，其中，在操作性附接期间，所述多个单面紧固件(150)的每个单面紧固件仅从对应的暴露端部(156)致动。
16.根据权利要求13或14所述的方法，其中，操作性附接的步骤包括操作性附接成使得以下各项中的至少一项：
(i)位于所述第一蒙皮区域(40)与所述后缘结构(100)之间的第一界面(50)在所述第一蒙皮区域(40)与所述后缘结构(100)之间不具有对应的粘合剂；以及
(ii)位于所述第二蒙皮区域(60)与所述后缘结构(100)之间的第二界面(70)在所述第二蒙皮区域(60)与所述后缘结构(100)之间不具有对应的粘合剂。
17.根据权利要求13或14所述的方法，其中，所述方法进一步包括提供所述第一蒙皮区域(40)、所述第二蒙皮区域(60)以及所述后缘结构(100)，其中提供步骤包括提供先前固化的第一蒙皮区域、先前固化的第二蒙皮区域以及先前固化的后缘结构。
18.根据权利要求13或14所述的方法，其中，操作性附接的步骤包括将所述多个单面紧固件(150)的所述第一子组(152)的每个第一单面紧固件定位在延伸穿过所述第一蒙皮区域(40)和所述后缘结构(100)两者的对应的第一孔内，并且随后从所述多个单面紧固件(150)的所述第一子组(152)的每个第一单面紧固件的对应的暴露第一端部致动每个第一单面紧固件，以将所述第一蒙皮区域(40)操作性附接至所述后缘结构(100)。
19.根据权利要求13或14所述的方法，其中，操作性附接的步骤包括将所述多个单面紧固件(150)的所述第二子组(154)的每个第二单面紧固件定位在延伸穿过所述第二蒙皮区域(60)和所述后缘结构(100)两者的对应的第二孔内，并且随后从所述多个单面紧固件(150)的所述第二子组(154)的每个第二单面紧固件的对应的暴露第二端部致动每个第二单面紧固件，以将所述第二蒙皮区域(60)操作性附接至所述后缘结构(100)。
20.根据权利要求13或14所述的方法，其中，操作性附接的步骤包括操作性附接成使得所述多个单面紧固件(150)的每个单面紧固件的未暴露端部(158)被定位在空隙空间内，所述空隙空间至少部分地限定在所述后缘结构(100)内。
CN202111666485.4A 2021-01-22 2021-12-30 空气动力学结构以及形成空气动力学结构的方法 Pending CN114771802A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US202163140659P 2021-01-22 2021-01-22
US63/140,659 2021-01-22

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN114771802A true CN114771802A (zh) 2022-07-22

Family

ID=82423306

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111666485.4A Pending CN114771802A (zh) 2021-01-22 2021-12-30 空气动力学结构以及形成空气动力学结构的方法

Country Status (2)

Country Link
US (1) US20220234719A1 (zh)
CN (1) CN114771802A (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117213397B (zh) * 2023-11-09 2024-03-19 成都飞机工业（集团）有限责任公司 飞机表面关键形貌特征的三维测量方法、系统及使用方法

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2473728A (en) * 1944-04-20 1949-06-21 Curtiss Wright Corp Structural joint
US6779757B2 (en) * 2002-06-28 2004-08-24 Lockheed Martin Corporation Preforms for acute structural edges
US7066717B2 (en) * 2004-04-22 2006-06-27 Siemens Power Generation, Inc. Ceramic matrix composite airfoil trailing edge arrangement
US7871041B2 (en) * 2007-10-17 2011-01-18 Lockheed Martin Corporation System, method, and apparatus for leading edge structures and direct manufacturing thereof
GB0805963D0 (en) * 2008-04-02 2008-05-07 Airbus Uk Ltd Aircraft structure
ES2367935B1 (es) * 2008-12-18 2012-09-18 Airbus Operations, S.L. Borde de salida de superficie estabilizadora de aeronave.
ES2421410B1 (es) * 2012-02-29 2014-10-28 Airbus Operations, S.L. Borde de salida de una superficie aerodinamica de una aeronave
CN104627353A (zh) * 2013-11-08 2015-05-20 空中客车运营简化股份公司 用于飞机的构件的连接装置
EP3243744B1 (en) * 2016-05-11 2019-05-01 Airbus Operations Limited Aircraft joint
CN107434031A (zh) * 2016-05-25 2017-12-05 空中客车简化股份公司 飞行器翼体的结构部件和包括该结构部件的飞行器
EP3330174B1 (en) * 2016-12-02 2019-10-30 Airbus Operations, S.L. Aircraft stabilizer leading edge integration with torsion box and fuselage
US10532804B2 (en) * 2017-02-08 2020-01-14 The Boeing Company Aerodynamic control surface and associated trailing edge close-out method
ES2896930T3 (es) * 2019-01-18 2022-02-28 Airbus Operations Slu Superficie de control de vuelo para una aeronave y método para fabricar dicha superficie de control de vuelo
US11618547B2 (en) * 2020-02-28 2023-04-04 Airbus Operations Gmbh Spar joint and aerodynamic box and airfoil profile using the same

Also Published As

Publication number Publication date
US20220234719A1 (en) 2022-07-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2824030B1 (en) Apparatus and methods for joining composite structures of aircrafts
CN106335629B (zh) 带有连续整体式一体紧固的上下翼弦区段的机身翼梁结构
US7887009B2 (en) Methods and systems for attaching aircraft wings to fuselages
EP3031711B1 (en) Aircraft frame for tailstrike angle enhancement
EP3118104B1 (en) Pinned fuselage-to-wing connection
JP2018127194A (ja) 空力制御面及び関連する後縁部閉鎖方法
EP3287361B1 (en) Planked stringers that provide structural support for an aircraft wing
CN107813921B (zh) 包括飞机机翼的装置及使用该装置的方法
EP3546343A1 (en) Wing flap with torque member and method for forming thereof
EP3415414B1 (en) Wing-to-fuselage joints and aircraft including the same
WO2007099297A1 (en) Aircraft wings and their assembly
CN115535211A (zh) 飞机及制造飞机的方法
CN116691997A (zh) 一种大载荷轻量化飞机
CN114771802A (zh) 空气动力学结构以及形成空气动力学结构的方法
Kaur et al. Spars and stringers-function and designing
US20210362832A1 (en) Structural composite airfoils with an improved leading edge, and related methods
US20210362833A1 (en) Structural composite airfoils with a multi-spar piece, and related methods
CN111361723B (zh) 连接于民用飞机机身下方的整流罩组件
EP3912903A1 (en) Structural composite airfoils with directly coupled front spars, and related methods
US20210362834A1 (en) Structural composite airfoils with an improved leading edge, and related methods
US11453476B2 (en) Structural composite airfoils with an improved leading edge, and related methods
US11572152B2 (en) Structural composite airfoils with a single spar, and related methods
US11554848B2 (en) Structural composite airfoils with a single spar, and related methods
US11401026B2 (en) Structural composite airfoils with a single spar, and related methods
US20210362830A1 (en) Structural composite airfoils with an improved leading edge, and related methods

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination