CN108082445A - 机翼及其制造方法 - Google Patents

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Abstract

机翼包括翼盒、安装在翼盒内的内部***、紧固到翼盒并覆盖翼盒的相对的一对蒙皮以及多个紧固***，所述翼盒包括互连的翼梁，其中蒙皮中的一个封闭机翼，所述多个紧固***被配置为将蒙皮紧固到翼梁并提供对电磁效应的防护，其中每一个紧固***都包括螺纹紧固件、螺母板和螺母，所述螺母板包括主体和盖，所述螺母封装在螺母板内并在主体与盖之间，其中螺母在螺母板内围绕螺母板轴线的旋转被限制，并且在螺母板内正交于螺母板轴线自由地线性移动。

Description

机翼及其制造方法
技术领域
本公开大体上涉及用于飞行器的机翼，并且更具体地涉及电磁效应适应性飞行器机翼及其制造方法。
背景技术
复合材料结构由于它们较高的强度重量比、耐腐蚀性和其它有利的属性而用于各种各样的应用，包括飞机、宇宙飞船、旋翼飞行器和其它车辆和结构的制造。在航空航天工业中，复合材料结构由于其更好的比强度和刚度而以增加的量使用，例如用以形成机翼、尾段、机身和其它装配件，这转化成重量减轻，这转化成燃料节省和较低的运营成本。
作为示例，复合材料飞行器机翼可利用机械附接或粘结到内部框架的上部和下部的外部复合材料机翼蒙皮壁板(通常称为“蒙皮”)。内部框架通常可包括增强结构，诸如翼梁、翼肋和/或纵梁，以改善蒙皮的强度和稳定性。蒙皮可附接到翼梁，并且翼梁为机翼提供结构完整性。此外，许多飞行器机翼可用作燃料箱(例如，燃料箱被限定在机翼内部)，其可收容在前翼梁与后翼梁之间。
然而，飞行器中的复合材料结构不容易传导出由雷击产生的极端电流和电磁力。因此，具有复合材料结构诸如复合材料机翼的飞行器可配备有抵抗来自雷击的电磁效应(EME)的防护装置。例如，可在表面上提供导电介质以将雷电电流从下面的金属结构和/或紧固件***中消散。此外，紧固件零件(例如，两件式紧固件)之间的间隙以及紧固件零件与结构构件之间的间隙可填充有提供EME防护的介电密封剂。即使一些电流没有被转移，密封剂也可防止穿过间隙的电弧放电和火花点火。
然而，目前用于复合材料机翼的EME防护架构是复杂且昂贵的。作为示例，安装两件式紧固件和施加密封剂的过程需要大量的制造劳动并且在受限空间中执行。例如，制造机翼的过程通常涉及对翼梁和蒙皮进行配合钻孔、将蒙皮从翼梁上移除以用于表面精加工，以及将蒙皮重新对准翼梁以封闭机翼。接入现在封闭的机翼用于安装紧固件零件、安装其它内部***和注射密封剂是通过形成在下部外蒙皮中的检修孔来获得的，这对于劳动者来说是低效且具有潜在危险的。而且，密封剂增加了飞行器的重量。虽然添加到单个紧固件***的重量可能看起来无关紧要，但是在单个飞行器上将密封剂施加到数万个紧固件可增加数百磅。
因此，本领域技术人员继续在飞行器机翼特别是EME适应性机翼领域的研究和开发工作。
发明内容
在一个实施例中，所公开的机翼包括翼盒、安装在翼盒内的内部***、以及紧固到翼盒并覆盖翼盒的相对的一对蒙皮，所述翼盒包括互连的翼梁，其中蒙皮中的一个封闭机翼。
在另一实施例中，所公开的机翼包括翼盒、安装在翼盒内的内部***、紧固到翼盒并覆盖翼盒的相对的一对蒙皮以及多个紧固***，所述翼盒包括互连的翼梁或互连的翼梁和翼肋，其中蒙皮中的一个封闭机翼，所述紧固***被配置为将蒙皮紧固到翼梁并提供对电磁效应的防护。其中每一个紧固***都包括螺纹紧固件、包括主体和盖的螺母板、以及封装在螺母板内的在主体与盖之间的螺母，其中螺母在螺母板内围绕螺母板轴线的旋转被限制，并且在螺母板内正交于螺母板轴线自由地线性移动。
在另一实施例中，所公开的将蒙皮紧固到机翼的翼梁的紧固***包括螺纹紧固件，该螺纹紧固件被配置为穿过蒙皮中的蒙皮紧固件孔被接收；螺母板，该螺母板被配置为耦接在翼梁的翼梁紧固件孔内，该翼梁紧固件孔大致与蒙皮紧固件孔对准，其中螺母板包括主体和盖；以及螺母，该螺母封装在螺母板内的主体与盖之间，其中螺母在螺母板内围绕螺母板轴线的旋转被限制，并且螺母在螺母板内正交于螺母板轴线自由地线性移动。
在又一实施例中，所公开的用于制造机翼的方法包括以下步骤：(1)形成翼盒，该翼盒包括互连的翼梁和穿过翼梁形成的多个翼梁紧固件孔，每一个翼梁紧固件孔都包括翼梁紧固件孔直径，(2)形成蒙皮，该蒙皮包括多个蒙皮紧固件孔径，每一个蒙皮紧固件孔都包括蒙皮紧固件孔直径，其中翼梁紧固件孔直径大于蒙皮紧固件孔直径，(3)将内部***安装在翼盒内，(4)将螺母板安装在每个翼梁紧固件孔内，其中每一个螺母板都包括被配置为接收并保留在翼梁紧固件孔中相关联的一个翼梁紧固件孔内的套筒、从套筒径向延伸并限定螺母接收凹口的凸缘、与套筒相对地从凸缘轴向延伸并限定内部腔室的圆顶盖，以及至少部分接收在螺母接收凹口内并封装在盖内的螺母，其中螺母在螺母板内围绕螺母板轴线的旋转被限制，并且在螺母板内正交于螺母板轴线自由地线性移动，(5)将翼盒夹在蒙皮之间并且将内部***封装在蒙皮之间，其中蒙皮紧固件孔通常与翼梁紧固件孔对准，其中并非每一个蒙皮紧固件孔的蒙皮紧固件孔中心轴线都与每一个翼梁紧固件孔的翼梁紧固件孔中心轴线同轴对准，(6)穿过每一个蒙皮紧固件孔径和每一个螺母板的套筒安装紧固件，(7)将螺母的螺母轴线与蒙皮紧固件孔中心轴线同轴对准，(8)将紧固件紧固到螺母板的螺母，(9)提供对电磁效应的防护，以及(10)封闭机翼。
所公开的装置和方法的其它实施例将通过以下具体实施方式、附图和所附权利要求书中变得显然。
附图说明
图1为飞行器的示意图；
图2为飞行器生产和维修方法的示意性框图；
图3为所公开的机翼的一个实施例的示意性侧面透视图；
图4为所公开的紧固件***的一个实施例的剖面示意性侧视图；
图5为所公开的机翼和紧固件***的一个实施例的剖面示意性局部侧视图；
图6为所公开的机翼和紧固件***的另一个实施例的剖面示意性局部侧视图；
图7为所公开的机翼和紧固件***的另一个实施例的剖面示意性放大局部侧视图；以及
图8为所公开的用于制造机翼的方法的一个实施例的流程图。
具体实施方式
以下具体实施方式参考附图，附图说明了本公开所述的具体实施例和/或示例。具有不同结构和操作的其它实施例和/或示例不脱离本公开的范围。在不同附图中，相同的附图标记可指相同特征、元件或组件。
下面提供了根据本公开的主题的说明性的、非穷举的实施例，这些实施例可以在权利要求中要求保护，但不是必须要求保护。
图1是飞行器1200的示例性实施例的示意图，该飞行器1200诸如为飞机1216(例如，固定机翼飞行器)的形式。如图1所示，飞行器1200包括两个或更多个机翼1218。每个机翼1218可结合所公开的机翼100(图3)和所公开的紧固件***200(图4)的一个或多个实施例。飞行器1200还包括机身1220和尾部1222，例如，尾部1222包括水平尾翼1224和垂直尾翼1226。机翼1218、水平尾翼1224和/或垂直尾翼1226可采取翼面(airfoil)的形式(例如，包括横截面为翼面形状的主体)。如图1进一步所示，每个机翼1218包括前缘1228、后缘1230、稍端1232、根端1234和内部框架1236。每个机翼1218还可包括一个或多个燃料收容区，诸如燃料箱1240。
可在如图2所示的飞行器制造和维修方法1100以及如图2所示的飞行器1200的背景下描述机翼100、紧固件***200以及用于制造本文所公开的机翼100、紧固件***200的方法500的实施例。
图2是飞行器制造和维修方法1100的示例性实施例的流程图的图示。在预生产期间，说明性方法1100可包括如框1102所示的飞行器1200的规格和设计，其可包括机翼100的设计和如方框1104所示的材料采购。在生产期间，可进行飞行器1200的如框1106所示的组件和子装配件制造以及如框1108所示的***集成。如本文所述，可完成机翼100的生产作为生产、组件和子装配件制造步骤(框1106)的一部分和/或作为***集成(框1108)的一部分。此后，飞行器1200可如框1110所示的经历认证和交付以便如框1112所示的投入使用。在使用时，飞行器1200可被安排进行例行维护和维修，如框1114所示。例行维护和维修可包括飞行器1200的一个或多个***的改进、重构、翻新等(其还可包括改进、重构、翻新和其它合适的维修)。
说明性飞行器制造和维修方法1100的每个过程可由***集成商、第三方和/或运营商(例如，客户)执行或实施。为了该描述的目的，***集成商可包括但不限于任何数量的飞行器制造商和主要***分包商；第三方可包括但不限于任何数量的销售商、分包商和供应商；并且运营商可为航空公司、租赁公司、军事实体、服务机构等等。
如图1所示，通过示例性飞行器制造和维修方法1100生产的飞行器1200可包括机身1202、多个高级***1204和内部1206。高级***1204的示例包括一个或多个推进***1208、电气***1210、液压***1212和环境***1214。可包括任何数量的其它***。
虽然图1所示的飞行器1200通常表示具有结合了所公开的机翼100的一个或多个实施例的机翼1218的商用客机，但本文所公开的实施例的教导内容可应用于其它客机、货机、军用飞行器、旋翼飞行器和其它类型飞行器或航空器，以及航空航天器、人造卫星、航天运载火箭、火箭和其它航空航天器，以及汽车和其它陆上车辆、船只和其它水运工具、诸如风车的结构或其它合适的结构。
在飞行器制造和维修方法1100的任何一个或多个阶段期间都可采用本文具体体现的装置、***和方法。例如，可以以类似于飞行器1200在使用时(框1112)生产的组件或子装配件的方式制作或制造对应于组件和子装配件制造(框1106)的组件或子装配件。而且，在生产阶段诸如组件和子装配件制造(框1106)以及***集成(框1108)期间，例如通过大幅加速飞行器1200的装配和/或降低飞行器1200的成本同时遵从电磁效应(EME)要求，可利用一个或多个装置实施例、方法实施例或它们的组合。类似地，例如但不限于在飞行器1200在使用中(框1112)时以及在维护和维修阶段(框1114)期间，可利用一个或多个装置实施例、方法实施例或它们的组合。
图3为所公开的机翼100的示例性实施例的侧面透视图的示意图，例如，诸如为飞行器机翼1218(图1)形式的复合材料机翼。在所说明的实施例中，机翼100包括一个或多个翼梁102和多个加强的外机翼蒙皮面板，通常称为蒙皮130。机翼100还可包括多个翼肋128。在使用时，翼肋128连接到翼梁102，例如，在相邻的翼梁对102之间近似垂直地延伸。翼梁102或翼梁102和翼肋128形成机翼的内部框架134，诸如飞行器机翼1218(图1)的内部框架1236(图1)。
每个翼梁102都包括第一端部104、纵向相对的第二端部106和细长主体108。主体108可为连续的(例如，一体式)主体或分段的。作为示例，所说明的机翼100包括前翼梁102a和后翼梁102b。前翼梁102a沿着机翼100的前缘110纵向定位，该前缘110诸如为飞行器机翼1218的前缘1228(图1)的形式。后翼梁102b沿着机翼100的后缘112纵向定位，该后缘112诸如为飞行器机翼1218的后缘1230的形式。作为另一个示例，机翼100还可包括一个或多个中间翼梁(未明确说明)。中间翼梁在前翼梁102a与后翼梁102b之间纵向定位(例如，定位在中间位置处)。翼梁102为机翼100提供强度并且可承载轴向力和弯矩。
在示例性实施例中，每一个翼梁102都可附接到飞行器的机身，诸如飞行器1200(图1)的机身1220(图1)。作为示例，每个翼梁102的第一端部104都被配置为附接到机身。在其它实施例中，翼梁102可附接到飞行器的其它合适的结构。
翼梁102从机身在纵向方向上从机翼100的根端114朝向稍端116延伸，诸如从飞行器机翼1218(图1)的根端1234(图1)朝向稍端1232(图1)延伸。在所说明的实施例中，每个翼梁102的第二端部106朝向机翼100的稍端116延伸和/或在接近稍端116处(例如，在稍端116处或附近)终止。
在所说明的实施例中，机翼100包括设置在机翼100中的一个或多个燃料收容区118，该燃料收容区118诸如为飞行器机翼1218(图1)的燃料收容区1238(图1)的形式。在示例性实施例中，燃料收容区118包括燃料箱120，该燃料箱120诸如为燃料箱1240(图1)的形式。然而，在其它实施例中，燃料收容区118可包括燃料电池或另一个合适的燃料收容区或燃料收容结构。
在示例中，并且如图3所示，诸如为燃料箱120形式的燃料收容区118具有形成燃料收容区118的周边的燃料收容边界122a、122b、122c、122d。虽然图3所示的示例燃料收容区118具有四边的大体上矩形的构造，但在其它示例中，燃料收容区可以以其它合适的构造形成。
在机翼100的实施例中，前翼梁102a和后翼梁102b比中间翼梁更靠近稍端116，中间翼梁可具有在燃料收容区118的中间部分附近终止的第二端部。然而，在其它实施例中，中间翼梁的第二端部可在燃料收容区118内的较长或较短长度处终止。
在所说明的实施例中，前翼梁102a和后翼梁102b在纵向方向上延伸穿过机翼100的包含燃料收容区118的湿节段124，并且穿过机翼100的不包含燃料收容区118的干节段126。如本文所用，术语湿节段意指其中收容燃料的燃料阻隔区域，并且术语干节段意指其中不收容燃料的区域。
在实施例中，一个或多个翼梁102的部分可形成一个或多个燃料收容区118中的至少一个的结构壁。例如，前翼梁102a的一部分可沿着燃料收容边界122d形成燃料收容区118的结构壁。后翼梁102b的一部分可沿着燃料收容边界122b形成燃料收容区118的结构壁。形成结构壁的翼梁102的部分是翼梁102的内部部分。
在所说明的实施例中，多个翼肋128大体上垂直于一个或多个翼梁102并且在一个或多个翼梁102之间附接。作为示例，多个翼肋128中的每一个都与翼梁102相交。多个翼肋128稳定机翼100并为机翼100提供支撑。在实施例中，多个翼肋128的一部分将机翼100内的一个或多个燃料收容区118分隔。
在所说明的实施例中，蒙皮130包括一个或多个加强的上部外机翼蒙皮面板，通常称为上蒙皮130a，以及一个或多个加强的下部外机翼蒙皮面板，通常称为下蒙皮130b。在图3中，上蒙皮130a被描绘为透明的，以便更好地说明机翼100的内部框架134，如虚线所示。
上蒙皮130a和下蒙皮130b覆盖一个或多个燃料收容区118、一个或多个翼梁102和多个翼肋128，或者将它们夹在上蒙皮130a与下蒙皮130b之间。多个翼肋128可在翼梁102与上蒙皮130a和下蒙皮130b之间传递载荷。
在所说明的实施例中，诸如为飞行器机翼1218形式的机翼100包括或收容翼梁翼盒，或者简单地称为翼盒132，也称为梯状装配件。翼盒132包括机翼100的内部框架134或子结构，并且包括互相连接的翼梁102和翼肋128(例如，由互相连接的翼梁102和翼肋128形成)。翼盒132可包括燃料收容区118。上蒙皮130a和下蒙皮130b覆盖翼盒132或将翼盒132夹在中间；从而封闭翼盒132。
作为示例性实施例，翼梁102(例如，前翼梁102a、后翼梁102b和/或任何中间翼梁)可由复合材料制成(例如，形成)。作为示例，翼梁102可由包括用纤维增强的聚合物基质的纤维增强聚合物或纤维增强塑料制成，诸如碳纤维增强聚合物(CFRP)、玻璃纤维增强聚合物(GFRP)等等。作为另一示例实施例，翼梁102可由金属诸如铝或金属合金诸如铝合金制成。在其它实施例中，翼梁102也可由另外的合适的材料或材料的组合制成。
作为示例性实施例，翼肋128可由复合材料制成。作为示例，翼肋128可由包括用纤维增强的聚合物基质的纤维增强聚合物制成，诸如碳纤维增强聚合物CFRP、GFRP等等。作为另一示例实施例，翼肋128可由金属诸如铝或金属合金诸如铝合金制成。在其它实施例中，翼肋128也可由另外的合适的材料或材料的组合制成。
因此，在示例性实施例中，翼盒132(例如，形成机翼100的内部框架134的翼梁102或翼梁102和翼肋128)可由金属或金属合金制成。在另一示例性实施例中，翼盒132可由复合材料制成。在又一示例性实施例中，翼盒132可由金属材料和复合材料的组合制成。翼盒132形成机翼100的内部子结构，该机翼100诸如为飞行器机翼1218(图1)的形式。
虽然图3所示的机翼100的说明性实施例将翼盒132描绘为由翼梁102和翼肋128构建(例如，翼盒132包括互连的翼梁102和翼肋128)，但是本领域技术人员将认识到，在机翼100的其它实施例中，翼盒132可为仅由多个翼梁102形成的多翼梁设计(例如，翼盒132包括互连的翼梁102)。
作为示例性实施例，蒙皮130(例如，上蒙皮130和/或下蒙皮130b)可由复合材料制成。作为示例，蒙皮130可由包括用纤维增强的聚合物基质的纤维增强聚合物制成，诸如碳纤维增强聚合物CFRP、GFRP等等。作为另一示例性实施例，蒙皮130可由金属诸如铝或金属合金诸如铝合金制成。在其它实施例中，蒙皮130也可由另外的合适的材料或材料的组合制成。
因此，在示例性实施例中，所公开的诸如为飞行器机翼1218(图1)形式的机翼100(例如，翼盒132和蒙皮130)可由复合材料制成。在另一示例性实施例中，所公开的机翼100可由金属制成。在又一示例性实施例中，机翼100可由金属和复合材料的组合制成。
在示例性实施例中，用于制造翼梁102、翼肋128和/或蒙皮130的纤维增强聚合物或纤维增强塑料(例如，复合材料的树脂材料体系)的聚合物基质可以是热塑性树脂。本公开认识到，使用热塑性树脂可提供有利的实施例，因为热塑性树脂可允许复合材料在烘箱或高压釜外部加热并重整。在另一个示例性实施例中，用于制造翼梁102、翼肋128和/或蒙皮130的纤维增强聚合物或纤维增强塑料的聚合物基质可为热固性树脂。在又一个示例中，用于制造翼梁102、翼肋128和/或蒙皮130的纤维增强聚合物或纤维增强塑料的聚合物基质可为环氧树脂。
根据用于制造翼梁102和翼肋128的材料，翼盒132可根据各种不同的方法构建。在各种实施例中，翼梁102和翼肋128耦接在一起以形成翼盒132，该翼盒132形成诸如为飞行器机翼1218(图1)形式的机翼100的内部框架134。在示例性实施例中，翼梁102和翼肋128可例如用机械紧固件连接在一起，以形成翼盒132。在另一示例性实施例中，翼梁102和翼肋128可例如用粘合剂粘结在一起以形成翼盒132。在另一示例性实施例中，翼梁102和翼肋128可既胶粘地粘结在一起又机械地连接在一起以形成翼盒132。在另一示例性实施例中，翼梁102和翼肋128可二次粘结在一起以形成翼盒132。在另一示例性实施例中，翼梁102和翼肋128可共粘结在一起以形成翼盒132。在另一示例性实施例中，翼梁102和翼肋128可共固化以形成翼盒132。在又一示例性实施例中，翼梁102和翼肋128可在二次粘结、共粘结或共固化时进一步机械连接在一起(例如，用紧固件)，以形成翼盒132。
作为示例，在翼梁102和翼肋128由金属或金属与复合材料的组合制成的实施例中，翼梁102和翼肋128可使用机械紧固件、粘合剂(例如，金属粘结)或机械紧固件与粘合剂的组合联接在一起。
作为另一示例，在翼梁102和翼肋128由复合材料制成的实施例中，翼梁102和翼肋128可二次粘结在一起。如本文所用，二次粘结包括通过粘合剂粘结的过程将预固化的翼梁102和预固化的翼肋128联接在一起。
作为另一示例，在翼梁102和翼肋128由复合材料制成的实施例中，翼梁102和翼肋128可共粘结在一起。如本文所用，共粘结包括将翼梁102和翼肋128固化在一起，其中翼梁102和翼肋128中的一个被完全固化，并且翼梁102和翼肋128中的另一个未被固化。
作为又一示例，在翼梁102和翼肋128由复合材料制成的实施例中，翼梁102和翼肋128可共固化在一起。如本文所用，共固化包括固定在一起以及翼梁102和翼肋128的同时粘结，其中翼梁102和翼肋128未被固化。
根据用于制造翼梁102、翼肋128和蒙皮130的材料，机翼100可根据各种不同的方法构建。在各种实施例中，蒙皮130耦接到翼盒132，以形成机翼100，该机翼100诸如为飞行器机翼1218(图1)的形式。作为示例，蒙皮130(例如，上蒙皮130a和/或下蒙皮130b中的一个或两个)耦接到翼梁102(例如，前翼梁102a、后翼梁102b和/或任何中间翼梁中的一个或多个)。在示例性实施例中，蒙皮130可例如用机械紧固件连接到翼梁102，以形成机翼100。在另一示例性实施例中，蒙皮130可例如用粘合剂粘结到翼梁102，以形成机翼100。在另一示例中，蒙皮130可既胶粘地粘结又机械地连接到翼梁102，以形成机翼100。在另一示例性实施例中，蒙皮130和翼盒132(例如，翼梁102和翼肋128)可二次粘结在一起，以形成机翼100。在另一个示例性实施例中，蒙皮130和翼盒132可共粘结在一起，以形成机翼100。在另一示例性实施例中，蒙皮130和翼盒132可共固化，以形成机翼100。在又一示例性实施例中，当二次粘结、共粘结或共固化以形成机翼100时，蒙皮130和翼盒132可进一步机械连接在一起(例如，用紧固件)。
作为示例，在翼盒132(例如，翼梁102和翼肋128)由金属或金属与复合材料的组合制成并且蒙皮130由复合材料制成的实施例中，蒙皮130和翼盒132可使用机械紧固件、粘合剂或机械紧固件与粘合剂的组合联接在一起。
作为另一示例，在蒙皮130和翼盒132(例如，翼梁102和翼肋128)由复合材料制成的实施例中，蒙皮103和翼盒132可二次粘结在一起。如本文所用，二次粘结包括通过粘合剂粘结的过程将预固化的蒙皮130和预固化的翼盒132联接在一起。
作为另一示例，在蒙皮130和翼盒132由复合材料制成的实施例中，蒙皮130和翼盒可共粘结在一起。如本文所用，共粘结包括蒙皮130和翼盒132固化在一起，其中蒙皮130和翼盒132中的一个被完全固化，并且蒙皮130和翼盒132中的另一个未被固化。本公开认识到，使蒙皮130和翼盒132共粘结可提供有利的实施例，因为使蒙皮130和翼盒132(例如，蒙皮130和翼梁102)共粘结可形成基本一体式(例如，单件式)机翼100，并且可允许消除耗时且昂贵的表面界面检查和垫片安装过程，以填充蒙皮130与翼盒132的配合表面之间的间隙(例如，大于0.005英寸)。
作为又一示例，在蒙皮130和翼盒132由复合材料制成的实施例中，蒙皮130和翼盒132可共固化在一起。如本文所用，共固化包括蒙皮130和翼盒132固化在一起并同时粘结，其中蒙皮130和翼盒132未被固化。本公开认识到，使蒙皮130和翼盒132共固化可提供有利的实施例，因为使蒙皮130和翼盒132(例如，蒙皮130和翼梁102)共固化可形成基本一体式(例如，单件式)机翼100，并且可允许消除耗时且昂贵的表面界面检查和垫片安装过程，以填充蒙皮130与翼盒132的配合表面之间的间隙(例如，大于0.005英寸)。
在蒙皮130和翼盒132由复合材料制成的实施例中，可根据各种复合材料叠层方法形成机翼100的各个组件(例如，翼梁102、翼肋128和/或蒙皮130)或作为整体的机翼100。作为示例，机翼100的各个组件或作为整体的机翼100可形成为干叠层，在干叠层中，例如在模具中将多个增强纤维材料片或多个增强纤维材料层层叠并且使其完全或部分固化，多个增强纤维材料片或多个增强纤维材料层中的每个都预浸渍有聚合物基质材料(例如，预浸条带)。作为另一示例，机翼100的各个组件或作为整体的机翼100可形成为湿叠层，在湿叠层中，例如在模具中将多个增强纤维材料片或多个增强纤维材料层层叠，并且将聚合物基质材料施加到多个增强纤维材料片或多个增强纤维材料层(例如，灌注在多个增强纤维材料片或多个增强纤维材料层内)且使其完全或部分固化。本公开认识到，使用湿层叠过程可提供有利的实施例，因为湿层叠过程可允许机翼100的各个组件或作为整体的机翼100以减少的材料和加工成本制成。
在本文所公开的机翼100的各种实施例中，该机翼诸如为飞行器机翼1218(图1)的形式，蒙皮130用于封闭机翼100。如本文所用，术语“封闭”、“封闭的”以及类似术语是指机翼100的制造方法、过程或条件，其中翼盒132和任何内部***136被完全封装或夹在相对的蒙皮130之间(例如，上蒙皮130a和下蒙皮130b)。换句话说，通过安装最终零件或组件以完全封装并形成结构来封闭三维结构。例如，在机翼100的情况下，安装了机翼100的六个侧面中的五个，该机翼100例如由翼盒132和蒙皮130形成。当安装最终侧面时，该侧面例如由相对的蒙皮130形成，机翼100被“封闭”。内部***136的示例包括但不限于电气***、液压***、燃料***、泵、阀、流体管道***等等。这样，内部***138通常被称为填塞***，因为翼盒132被填充或填塞有内部***138。
因此，一旦蒙皮130耦接到翼盒132并封闭翼盒132，则机翼100的任何内部组件的最终装配就完成了。此外，使用所公开的紧固件***200允许蒙皮130在封闭之后紧固到翼盒132。本公开内容认识到，使用蒙皮130来封闭翼盒132可提供有利的实施例，因为使用蒙皮130来封闭翼盒132可允许敞开式***安装和EME防护，这消除了复杂、昂贵且劳动密集的以下过程：紧固件零件的安装、内部***136的安装以及EME防护性密封剂通过形成于下部外蒙皮中的检修孔的注射。
作为示例，在蒙皮130和翼盒132皆由复合材料制成并且共粘结或共固化的实施例中，下蒙皮130b和翼盒132可共粘结或共同固化在一起，以形成固化的组件(例如，前体复合材料机翼)。可在下蒙皮130b与翼盒132之间使用脱模剂，以便在共粘结或共固化过程之后能够移除下蒙皮130b。内部***136被安装在通过缺少上蒙皮130a和/或移除下蒙皮130b而提供的敞开的翼盒132内(经由敞开式***安装)。如果被暂时移除，则将下蒙皮130b重新耦接到翼盒132。然后将上蒙皮130a耦接到前体复合材料机翼(例如，具有重新耦接的下蒙皮130b的翼盒132)。作为示例，上蒙皮130a可为其中固化的前体复合材料机翼和未固化的上蒙皮130a共粘结以形成机翼100的未固化的组件。作为另一示例，上蒙皮130a为其中固化的前体复合材料机翼和固化的上蒙皮130a二次粘结和/或机械地连接(例如，使用紧固件)在一起以形成机翼100的固化的组件。该过程可被称为四分之三共固化。
作为示例，在蒙皮130和翼盒132均由复合材料制成且共粘结或共固化的实施例中，上蒙皮130a、下蒙皮130b和翼盒132可共粘结或共固化在一起，以形成固化的组件(例如机翼100)。可在上蒙皮130a与翼盒132之间使用脱模剂，以便在共粘结或共固化过程之后能够移除上蒙皮130a。类似地，可在下蒙皮130b与翼盒132之间使用脱模剂，以便在共粘结或共固化过程之后能够移除下蒙皮130b。在移除上蒙皮130a和/或下蒙皮130b中的一个或两个之后，由于缺少上蒙皮130a，内部***136被安装在敞开的翼盒132内(经由敞开式***安装)。然后将上蒙皮130a和/或下蒙皮130b重新耦接到复合材料机翼。该过程可被称为完全共固化。
图4为所公开的紧固件***200的示例性实施例的横截面侧视图的示意图。在本文所述的机翼100(图3)的各种实施例中，该机翼100诸如为飞行器机翼1218的形式(图1)，使用多个紧固件***200将蒙皮130(图3)进一步耦接到翼盒132(图3)。作为示例，使用多个紧固件***200将上蒙皮130a和/或下蒙皮130b(图3)中的一个或多个进一步耦接(例如，机械连接)到一个或多个翼梁102(图3)。
紧固件***200为两部分***。在所说明的实施例中，紧固件***200包括螺母板202和紧固件204。紧固件***200还包括设置在螺母板202内的螺母206。
在示例性实施例中，螺母板202包括主体208和盖210。在示例性实施例中，螺母板202(例如，主体208和盖210)由金属制成。作为具体的非限制性示例，螺母板202由防腐蚀金属诸如不锈钢、镀锌钢、铝、钛、铜镍合金、铜铍合金等制成。作为另一个具体的非限制性示例，螺母板202可涂覆有抗腐蚀涂层，例如阻挡涂层或牺牲涂层。
螺母板202包括中心螺母板轴线218。主体208和盖210沿着螺母板轴线218彼此同轴。在示例实施例中，主体208和盖210是连接在一起的分离和分立的组件。作为示例，主体208和盖210的交界或联接边缘可被压接在一起，以形成螺母板202。在另一示例实施例中，主体208和盖210形成一体式(单件式)构件。作为示例，并且如以下更详细所述的，螺母板202可为叠加制造的组件。
在所说明的实施例中，主体208包括凸缘212和套筒214。套筒214包括管状构件(例如，中空的圆柱形构件)。凸缘212包括从套筒214径向向外延伸并形成垂直于套筒214的外肩部226的圆形构件。套筒214沿着螺母板轴线218从凸缘212轴向延伸。
在所说明的实施例中，盖210包括圆顶216。圆顶216限定了中空的内部腔室224(例如，空气腔室)。圆顶216与套筒214相对地沿着螺母板轴线218从凸缘212轴向延伸。
在所说明的实施例中，紧固件204包括柄部220、设置在柄部220的端部处的头部222和紧固件轴线232。在示例中，柄部220的至少一部分包括例如在接近头部222处(例如，在头部222处或附近)的光滑外表面，并且柄部220的至少一部分包括外螺纹，该外螺纹例如覆盖柄部220的与头部222相对的接近柄部220的另一端部的部分。柄部220的螺纹部分被配置为螺纹连接到螺母206，以便将紧固件204和螺母206紧固在一起。
在所说明的实施例中，螺母板202被配置为限制(例如，防止)螺母206围绕螺母板轴线218的旋转运动。作为示例，螺母板202固定了螺母206相对于螺母板202的旋转位置，使得螺母206响应于紧固件204围绕紧固件轴线232的接合和旋转运动保持固定(例如，不围绕螺母板轴线218旋转)，以允许紧固件204紧固(例如，螺纹连接)到螺母206。
在所说明的实施例中，套筒214包括套筒外径D1和套筒内径D2。套筒214的套筒内径D2大于紧固件204的柄部220的柄部直径D3。作为示例，套筒214的套筒内径D2大于柄部220的柄部直径D3允许紧固件204在紧固件轴线232不与螺母板轴线218同轴对准的位置处***并穿过套筒214。套筒214的套筒内径D2与柄部220的柄部直径D3之间的差限定了允许蒙皮紧固件孔144与翼梁紧固件孔142对准的位置容差。套筒214的套筒内径D2和紧固件204的柄部220的柄部直径D3的特定尺寸可根据实施方式变化。作为具体的非限制性示例，紧固件204的柄部直径D3可为大约0.003英寸，并且套筒214的套筒内径D2可为大约0.006英寸；因此，当将蒙皮130耦接到翼梁102时，在任何方向上为蒙皮紧固件孔144和翼梁紧固件孔142的对准提供了0.003英寸的径向浮动。
进一步，在所说明的实施例中，螺母板202还被配置为允许螺母206正交于螺母板轴线218的线性运动。作为示例，螺母板202允许螺母206垂直于螺母板轴线218在相对于螺母板202的任何线性方向上自由移动(例如，浮动)。当紧固件204定位于套筒214内并且紧固件轴线232不与螺母板轴线218同轴对准时，螺母206的自由正交运动允许螺母206的中心螺母轴线234与紧固件轴线232同轴对准以及紧固件204与螺母206的配合接合。
在所说明的实施例中，螺母206至少部分设置在主体208内并且至少部分设置在盖210内。主体208和盖210完全将螺母206封装并密封在螺母板202内，例如，以便保护螺母206和紧固界面免受诸如存储在燃料收容区118(图3)内的燃料的污染。在示例性实施例中，螺母206包括径向向外延伸的轴环236。在该示例实施例中，主体208的凸缘212包括内壁，其限定螺母接收凹口230，该螺母接收凹口230被配置为容纳并至少部分地接收螺母206的轴环236。螺母206沿着螺母轴线234从轴环236轴向延伸的部分可设置在盖210的圆顶216内。
图6为所公开的机翼100和所公开的紧固件***200的另一个实施例的部分横截面视图的示意图，所公开的机翼100诸如为飞行器机翼1218(图1)的形式。在所说明的实施例中，凸缘212形成至少部分地限定螺母接收凹口230的内肩部或承座238和轮缘260。凸缘212的内肩部238支撑螺母206的轴环236。在示例中，螺母接收凹口230(例如，凸缘212的内表面)可具有与轴环236的外部几何形状配合的内部几何形状，诸如六边形，以便防止螺母206在凸缘212内的旋转。在另一示例中，轴环236可包括翼部或其它凸起，其接合凸缘212的内表面的一部分，以便防止螺母206在凸缘212内旋转。在其它示例中，凸缘212的内部和/或螺母206的轴环236可具有防止螺母206在凸缘212内旋转的其它特征部。
图5为所公开的机翼100和所公开的紧固件***200的示例性实施例的例如沿着图3的线5-5的部分横截面视图的示意图，所公开的机翼诸如为飞行器机翼1218(图1)的形式。在所说明的实施例中，使用紧固件***200将蒙皮130紧固到翼盒132，例如翼梁102。
在说明性实施例中，一个或多个翼梁102(例如，前翼梁102a、后翼梁102b和/或任何中间翼梁)(图3)中的每个都可以是具有C形横截面的C沟道翼梁。翼梁102的C形横截面可沿着翼梁102的长度变化。图5中仅说明了C沟道翼梁的一个端部(例如，上端部)部分。本领域技术人员将认识到，在其它实施例中，一个或多个翼梁102可具有其它横截面形状，例如L形翼梁、T形翼梁等等。翼梁102包括设置在相对的一对翼弦140例如第一(例如，上)翼弦140与相对的第二(例如，下)翼弦140之间的腹板部分138。在该示例实施例中，C沟道翼梁102在其整个横截面具有一体式构造。翼梁102的翼弦140被配置为联接到蒙皮130。作为示例，上翼弦140被配置为联接到上蒙皮130a(图3)，并且下翼弦140被配置为联接到下蒙皮130b(图3)。在图5中仅说明了联接到一个(例如，上部)蒙皮130的一个(例如，上)翼弦140。
在说明性实施例中，翼梁102包括穿过翼弦140形成(例如，钻孔或以其它方式机械加工)的翼梁紧固件孔142。翼梁紧固件孔142被配置为容纳(例如，接收)螺母板202。例如，翼梁紧固件孔142被配置为容纳(例如，接收)套筒214。凸缘212的外肩部226限定了凸缘接触表面228，凸缘接触表面228被配置为在将套筒214***到翼梁紧固件孔142中时，放置成与翼梁102的第一表面150的一部分紧密接触，例如，接近翼梁紧固件孔142的周边(例如，在翼梁紧固件孔142的周边处或附近)放置。在该实施例中，翼梁102的表面150和凸缘接触表面228限定了凸缘-翼梁界面254。类似地，蒙皮130包括穿过其形成的蒙皮紧固件孔144。蒙皮紧固件孔144被配置为容纳(例如，接收)紧固件204。翼梁紧固件孔142和蒙皮紧固件孔144被配置为大致对准以容纳紧固件***200的安装，以便将蒙皮130连接到翼梁102。
在其它实施例中，翼肋128中的一个或多个还可包括穿过翼肋128形成(例如，钻孔或以其它方式机械加工)的一个或多个翼肋紧固件孔(未明确说明)。翼肋紧固件孔在形式上、结构上和功能上可基本上类似于如本文所公开的翼梁紧固件孔142。作为示例，翼肋紧固件孔被配置为容纳(例如，接收)螺母板202。凸缘接触表面228被配置为在将套筒214***到翼肋紧固件孔中时，放置成与翼肋128的表面的一部分紧密接触，例如，接近翼肋紧固件孔的周边(例如，在翼肋紧固件孔的周边处或附近)放置。
本公开认识到，所公开的紧固***200可提供有利的实施例，因为自由浮动螺母206(例如，可正交于螺母板轴线218自由地移动)(图4)可允许机翼100的确定的或决定性的装配(DA)；因此，消除了耗时、复杂且昂贵的机翼100的固定装置装配过程。机翼100的固定装置装配可包括配合钻孔过程，其需要将翼盒132和蒙皮130装配在固定装置中、将紧固件孔钻取穿过翼梁102和蒙皮130两者、将蒙皮130和翼盒132拉开、对蒙皮130和翼盒132去毛刺或以其它方式进行表面精加工、重新装配蒙皮130和翼盒132以及对紧固件进行紧固。确定的装配是通过使用形成于蒙皮130和翼梁102中的紧固件孔以便在不使用额外工具来帮助对准的情况下快速对准蒙皮130和翼梁102，从而允许更快、更简单和更低成本地装配机翼100的过程，例如，该紧固件孔基于图案被预先钻孔。
在示例实施例中，翼梁紧固件孔142可穿过翼梁102的翼弦140预先钻孔，并且蒙皮紧固件孔144可穿过蒙皮130预先钻孔。翼梁紧固件孔142和蒙皮紧固件孔144中的一个或两个可为例如在机翼100的构建期间不需要任何进一步钻孔的全尺寸孔。翼梁紧固件孔142包括翼梁紧固件孔直径D4，并且蒙皮紧固件孔144包括蒙皮紧固件孔直径D5。在所说明的实施例中，翼梁紧固件孔142的翼梁紧固件孔直径D4大于蒙皮紧固件孔144的蒙皮紧固件孔直径D5。翼梁紧固件孔142的翼梁紧固件孔直径D4近似等于套筒214的套筒外径D1(图4)。蒙皮紧固件孔144的蒙皮紧固件孔直径D5近似等于紧固件204的柄部直径D3(图4)。
本公开认识到，所公开的机翼100可提供有利的实施例，因为翼梁紧固件孔142的翼梁紧固件孔直径D4大于蒙皮紧固件孔144的蒙皮紧固件孔直径D5可允许使用所公开的紧固件***200，在无需同轴对准翼梁紧固件孔142和蒙皮紧固件孔144的中心轴的情况下将蒙皮130紧固到翼梁102，这可允许在无需同轴对准螺母板轴线218(图4)和紧固件轴线232(图4)的情况下将紧固件204紧固到螺母206。如图6所说明的，螺母206在螺母板202内正交于螺母板轴线218(图4)移动，以与紧固件轴线232(图4)和蒙皮紧固件孔中心轴线148同轴对准，并允许紧固件204紧固到螺母206。
参考图6，在所说明的实施例中，在将蒙皮130装配到翼梁102后，翼梁紧固件孔142的翼梁紧固件孔中心轴线146和蒙皮紧固件孔144的蒙皮紧固件孔中心轴线148没有同轴对准。在紧固件204穿过蒙皮紧固件孔144并穿过螺母板202的套筒214安装后，紧固件204接合螺母206，并且螺母206线性移动以使螺母轴线234(图4)和紧固件轴线232(图4)以及蒙皮紧固件孔中心轴线148对准，从而接收柄部220的螺纹端。在示例中，紧固件204的端部可包括导入倒角以将紧固件204引导到螺母206中和/或使螺母206相对于螺母板202定位。
因此，所公开的紧固件***200考虑到了使用确定的装配过程可能潜在发生的翼梁紧固件孔142和蒙皮紧固件孔144的不对准。紧固件***200使得蒙皮130能够在翼梁紧固件孔142和蒙皮紧固件孔144不同轴对准的情况下被紧固到翼梁102。一旦安装了紧固件***200，由紧固件***200产生的夹紧力就会防止由于翼梁紧固件孔142和套筒内径D2(图4)大于紧固件204的柄部直径D3(图4)而导致的蒙皮130与翼梁102之间的任何运动。
现在参考图5和图6，螺母板202被配置为在固定位置处耦接到翼梁102，例如耦接到翼梁102的翼弦140，在该固定位置处，套筒214被接收在翼梁紧固件孔142内。螺母板202将螺母206相对于翼梁紧固件孔142和蒙皮紧固件孔144大致定位在用于与紧固件204的端部接合的适当位置。如上所述，螺母板202限制螺母206的旋转运动并允许螺母206的正交运动，以便将紧固件204紧固到螺母206。
螺母板202可通过各种不同的技术耦接到翼梁102。在示例性实施例中，螺母板202使用冷膨胀过程或冷加工过程耦接到翼梁102。作为示例，在安装螺母板202之前，套筒214的套筒外径D1小于翼梁紧固件孔142的翼梁紧固件孔直径D4。在示例操作中，在套筒214被接收在翼梁紧固件孔142内之后，操作拉枪(pull gun)(未示出)以使心轴(未示出)延伸穿过套筒214，使得心轴的头端向外延伸超过套筒214的外端。心轴的头端的直径加上套筒214的厚度近似等于翼梁紧固件孔142的翼梁紧固件孔直径D4。然后缩回心轴以使套筒214变形并使套筒214的套筒外径D1(例如，冷膨胀)增加至近似等于或大于翼梁紧固件孔142的翼梁紧固件孔直径D4，以使螺母板202相对于翼梁102保持在适当位置。套筒214通过围绕翼梁紧固件孔142的周向张力而保留在翼梁紧固件孔142内。在示例性实施方式中，螺母208包括沉孔，该沉孔被配置为允许心轴完全穿过螺母板202的套筒214，以便在没有来自螺母208干扰的情况下扩张套筒214。本公开认识到，所公开的紧固件***200可提供有利的实施例，因为通过冷加工过程扩张套筒214可使套筒214***，并且为螺母板202和/或翼梁102提供改进的疲劳和耐久性，例如，当翼梁102由金属制成时。
在另一示例性实施例中，螺母板202可胶粘地粘结到翼梁102，其中套筒214定位在翼梁紧固件孔142内。在又一示例实施例中，螺母板202可例如用铆钉机械地紧固到翼梁102，其中套筒214定位在翼梁紧固件孔142内。在另一示例中，螺母板202可集成到翼梁102中。作为示例，螺母板202或螺母板202的一部分(例如，螺母板202的主体208)可一体地模制到翼梁102中。然后可将螺母206放置在由整体式圆顶216形成的内部腔室224内。可将诸如螺纹垫圈的***件放置在整体式螺母板202上方，以用作轮缘260并将螺母206保持在螺母板202内。
图7为所公开的机翼100和所公开的紧固件***200的另一实施例的放大局部剖视图的示意图，该机翼100诸如为飞行器机翼1218(图1)的形式。在示例性实施例中，紧固件***200为EME防护性紧固件***。
本公开认识到，所公开的紧固件***200可提供有利的实施例，因为使用紧固件***200将蒙皮130紧固到翼梁102可通过消除特殊EME紧固件、EME密封剂和/或其它EME防护设备的使用来降低EME防护的成本、时间和复杂性。
在示例实施例中，螺母板202包括在套筒214的内表面242上的介电涂层240。本公开认识到，所公开的紧固件***200可提供有利的实施例，因为介电涂层240通过防止紧固件204(例如，柄部220)与螺母板202(例如，套筒214的内径表面242)之间的电弧放电而提供EME防护。作为示例，介电涂层包括固体膜润滑剂，例如根据SAE AS5272的那些润滑剂。
在示例实施例中，螺母板202包括在螺母206与主体208之间的导电螺母-凸缘界面244。导电螺母-凸缘界面244在螺母206与螺母板202之间建立电连接。作为示例，螺母206包括螺母导电接触表面246，并且凸缘212包括限定导电螺母-凸缘界面244的凸缘导电接触表面248。作为示例，螺母导电接触表面246由轴环236的一个或多个表面限定，并且凸缘导电接触表面248由凸缘212的一个或多个内表面例如形成螺母接收凹口230的轮缘260限定。在示例中，螺母导电接触表面246和凸缘导电接触表面248两者皆为裸露的金属表面，使得导电螺母-凸缘界面244为金属-金属界面。本公开认识到，所公开的紧固件***200可提供有利的实施例，因为导电螺母-凸缘界面244通过实现螺母206与主体208之间的电连接以允许电流在它们之间流动而不会火花点火来提供EME防护。
在示例实施例中，向螺母206与柄部220的螺纹端部之间的螺纹紧固件-螺母界面256施加润滑剂250。本公开认识到，所公开的紧固件***200可提供有利的实施例，因为润滑剂250减少摩擦以降低安装力、防止HERE并提供更可重复的扭矩/张力关系。
在示例实施例中，螺母板202的盖210的圆顶216被配置为收容由EME造成的压力积聚，诸如由火花造成的燃烧。在该示例中，由螺母板202的盖210的圆顶216形成的内部腔室224包括足以容纳气体膨胀的体积，该气体膨胀例如归因于由EME引起的燃烧。作为示例，内部腔室224包括比由螺母206占据的内部腔室224的部分的体积大至少大约百分之五十的总体积。
在所说明的实施例中，套筒214包括套筒高度H。在示例实施例中，套筒高度H近似等于翼梁102(例如翼弦140)(图6)的翼梁厚度T。在该实施例中，当套筒214接收在翼梁紧固件孔142内并且蒙皮130相对于翼梁102放置在装配位置以将蒙皮130紧固到翼梁102时，例如当翼梁紧固件孔142和蒙皮紧固件孔144大致对准以将紧固件204紧固到螺母206时，套筒214的端部被放置成与蒙皮130的第一表面152的一部分紧密接触，例如，接近蒙皮紧固件孔144的周边(例如，在蒙皮紧固件孔144的周边处或附近)放置。在该实施例中，蒙皮130的表面152和套筒214的端部限定了套筒-蒙皮界面255。本公开认识到，所公开的紧固件***200可提供有利的实施例，因为在套管-蒙皮界面255处套筒214与蒙皮130的表面152之间的紧密接触可通过防止高能量从螺母板202的盖210的内部腔室224内逸出来提供EME防护，该高能量的逸出例如归因于由EME造成的压力积聚。本公开认识到，所公开的紧固件***200可提供有利的实施例，因为套筒214与蒙皮130的第一表面152之间的紧密接触通过控制(例如，减少或防止)形成于套筒214与蒙皮130之间的间隙来提供EME防护，该间隙可防止组件之间的火花点火。
在另一示例实施例中，套筒高度H小于翼梁102(例如翼弦140)(图6)的翼梁厚度T。在该实施例中，当套筒214被接收在翼梁紧固件孔142内并且蒙皮130相对于翼梁102放置在装配位置以将蒙皮130紧固到翼梁102时，例如，当翼梁紧固件孔142和蒙皮紧固件孔144大致对准以将紧固件204紧固到螺母206时，套筒214的端部与蒙皮130的第一表面152间隔开。在该实施例中，套筒-蒙皮界面255限定了间隙(未明确说明)。
在示例实施例中，螺母板202与翼梁102和/或蒙皮130之间的一个或多个界面包括密合密封(fay seal)258。密合密封258是由相对的交界表面形成的接头之间的密封。作为示例，密合密封258可被施加到凸缘-翼梁界面254、套筒-蒙皮界面252、套筒-翼梁界面262和/或任何其它适当的表面界面中的一个或多个。作为示例，在适当的表面准备之后，使用任何合适的施加技术，将密封剂例如以大致10密耳的厚度均匀地施加到表面界面的配合表面中的一个。本公开认识到，所公开的紧固件***200可提供有利的实施例，因为密合密封258可通过除去可截留水并且电流可交叉的敞开的空间或间隙来提供EME防护，截留水可在组件之间腐蚀，并且电流交叉可引起火花。
在另一示例实施例中，螺母板202为一体式构件或组件，例如，主体208和盖210形成一件式构件。螺母206设置在一体式螺母板202内，使得轴环236定位在凸缘212的螺母接收凹口230内，并且螺母206的一部分定位在盖210的圆顶216内。本公开认识到，所公开的紧固件***200可提供有利的实施例，因为一体式螺母板202可通过最小化联接界面来减少潜在的火花点火，并且可提供改进的EME防护，例如收容由EME造成的高能量，因为螺母板202是密封的并且不存在组件界面或接头(例如，主体208与盖210之间的压接接头)。进一步，一体式螺母板202为内部腔室224提供了整体密封，从而消除了对二级密封盖帽的需要。
在示例实施例中，螺母板202使用叠加(例如，叠加层)制造过程来形成一件式构件而被制造。换句话说，一体式螺母板202是叠加制造的组件。叠加制造，也称为3D打印，是使用计算机辅助制造(CAM)技术的固结过程，其能够在没有模具或冲模的情况下逐层地生产功能复杂的零件。通常，该过程使用强大的热源诸如激光束或电子束来熔化为金属粉末或金属丝形式的受控量的金属，然后该熔化的金属首先被沉积在工件的底板上。然后将后续层积聚在每个前一层上。换句话说，与传统的机械加工过程相反，叠加制造通过添加材料而不是通过移除材料来构建完整的功能部分，或者，可替换地，在现有的组件上构建特征部。在该示例实施例中，螺母板202围绕螺母206逐层构建。
叠加制造技术的示例包括：粉末床技术，诸如其中通过激光束熔化金属粉末的选择性激光熔化(SLM)技术和其中通过电子束熔化金属粉末的电子束熔化(EBM)技术；吹制粉末技术，也称为激光金属沉积或激光熔覆，其中金属粉末被同轴地吹送到激光束，该激光束使基底金属上的颗粒熔化以在冷却时形成冶金结合；以及选择性激光烧结，其中金属粉末通过激光束来烧结。
作为示例，可将基板安装在粉末床内，并且将粉末的表面弄平，以便仅覆盖基板的表面。然后可使激光沿着限定螺母板202的一部分形状的路径在底板上方扫描。使粉末熔化成该形状并且以期望的形状在底板上凝固成金属层。然后可将粉末重新弄平，略高一点，并且重复该过程以限定螺母板202的形状的连续部分，例如盖210的圆顶216和凸缘212的限定内肩部238的一部分。然后，可将螺母206放置在由圆顶216形成的内部腔室224内，使得通过凸缘212的内肩部238支撑轴环236。然后可将粉末重新弄平，略高一些，并且重复该过程，直到完全形成螺母板的形状的剩余部分为止，例如，凸缘212的限定外肩部226和套筒214的剩余部分。
图8为说明了用于制造所公开的机翼100(图4)的所公开的方法500的示例性实施例的流程图，该机翼诸如为飞行器机翼1218(图1)的形式。
在所说明的实施例中，方法500包括形成翼盒132(图3)的步骤，如框502所示。作为示例，翼盒132包括一个或多个翼梁102(图3)和连接到翼梁102的多个翼肋128(图3)。翼梁102包括穿过其形成(例如，钻孔或机械加工)的多个翼梁紧固件孔142(图5)。每一个翼梁紧固件孔142都包括翼梁紧固件孔直径D4(图5)。
方法500还包括形成蒙皮130(例如，上蒙皮130a和下蒙皮130b)(图3)的步骤，如框504所示。作为示例，蒙皮130包括穿过其形成的多个蒙皮紧固件孔144(图5)。每一个蒙皮紧固件孔144都包括蒙皮紧固件孔直径D5(图5)。翼梁紧固件孔直径D4大于蒙皮紧固件孔直径D5。
方法500还包括将所公开的紧固件***200(图4)的螺母板202(图4)安装在多个翼梁紧固件孔142(图5)中的每一个内的步骤，如框508所示。作为示例，每一个螺母板202都包括套筒214(图4)、凸缘212(图4)、圆顶盖210(图4)和螺母206(图4)，套筒214被配置为被接收并保留在翼梁紧固件孔142中相关联的一个翼梁紧固件孔内，凸缘212从套筒214径向延伸并限定螺母接收凹口230(图4)，圆顶盖210与套筒214相对地从凸缘212轴向延伸并限定内部腔室224(图4)，螺母206至少部分被接收在螺母接收凹口230内并封装在盖210内。螺母206在螺母板202内围绕螺母板轴线218(图4)的旋转被限制，并且在螺母板内正交于螺母板轴线218自由地线性移动。
方法500还包括将一个或多个内部***136(图3)安装在翼盒132内的步骤，如框506所示。
方法500还包括将翼盒132(图3)夹在蒙皮130(图3)之间并将内部***136(图3)封装在蒙皮130(图3)之间的步骤，如框510所示。蒙皮紧固件孔144(图5)通常与翼梁紧固件孔142对准。并非每一个蒙皮紧固件孔144的蒙皮紧固件孔中心轴线148(图6)都与每一个翼梁紧固件孔142的翼梁紧固件孔中心轴线146(图6)同轴对准。
方法500还包括安装紧固件204(图4)的步骤，如框512所示。紧固件204穿过每一个蒙皮紧固件孔144(图5)并且穿过每一个螺母板202(图4)的套筒214(图4)安装，所述套筒214接收在翼梁紧固件孔142中相关联的翼梁紧固件孔内。
方法500还包括将螺母206(图4)的螺母轴线234(图4)与蒙皮紧固件孔中心轴线148(图6)同轴对准的步骤，如框514所示。螺母206的螺母轴线234与蒙皮紧固件孔144(图6)中相关联的一个蒙皮紧固件孔的蒙皮紧固件孔中心轴线148同轴对准。螺母轴线234与蒙皮紧固件孔中心轴线148的同轴对准通过在与紧固件204接合后在螺母板202内使螺母206正交于螺母板轴线218(图4)线性移动来实现。
方法500还包括将紧固件204(图4)扭转(例如，紧固)到封装在相关联的螺母板202(图4)内的螺母206的步骤，如框516所示。将紧固件204扭转到封装在耦接到翼梁102的螺母板202内的螺母206使蒙皮130紧固到翼梁102。
方法500还包括提供对EME的防护的步骤，如框518所示。作为示例，通过在螺母206(图7)的凸缘导电接触表面248(图7)与凸缘212(图7)的螺母导电接触表面246(图7)之间形成导电螺母-凸缘界面244(图7)，由紧固件***200提供对EME的防护。作为另一示例，通过向套筒214(图7)的内径表面施加介电涂层240(图7)，由紧固件***200提供对EME的防护。作为另一示例，通过使套筒214的套筒高度H(图7)近似等于翼梁102(图7)的翼梁厚度T(图7)以形成套筒-蒙皮界面252(图7)，由紧固件***200提供对EME的防护。作为另一示例，通过使形成内部腔室224(图7)的盖210(图7)的圆顶216(图7)具有比螺母206占据的体积大至少百分之五十的体积，由紧固件***200提供对EME的防护。作为又一示例，通过使主体208(图7)和盖210彼此一体形成并形成一体式螺母板202，从而密封内部腔室224并将螺母206封装在螺母板202内，由紧固件***200提供对EME的防护。
方法500还包括封闭机翼100(图3)的步骤，如方框520所示。机翼100的封闭是通过使用蒙皮130(图3)作为机翼100的最终封闭面板来实现的。
因此，本公开认识到，所公开的机翼100可提供有利的实施例，因为利用所公开的紧固件***200将蒙皮130紧固到翼盒132可允许蒙皮130限定封闭机翼100的最终面板。本公开还认识到，所公开的紧固***200可提供有利的实施例，因为具有浮动螺母206的螺母板202可允许机翼100的确定的装配、可消除对蒙皮130中检修门或检修孔的需要，可允许内部***136的预填塞安装，并且可实现更薄的机翼设计。此外，利用所公开的紧固***200的所公开的机翼100可例如通过消除密封盖帽、消除密合密封、消除圆角密封、消除表面防护装置诸如铜箔、介电顶部、贴花等简化EME架构，同时符合飞行器的EME要求。本公开还认识到，利用所公开的紧固***200的所公开的机翼100可通过降低与固定装置装配和配合钻孔相关联的时间、复杂性和成本来提供有利的实施例。
本文提到的“实施例”意指结合该实施例所述的一个或多个特征部、结构、元件、组件或特性被包括在所公开的发明的至少一个实施方式中。因此，贯穿本公开中的短语“一个实施例”、“另一实施例”以及类似的语言可以但不必须指同一实施例。进一步，表征任何一个实施例的主题可以但不必须包括表征任何其它实施例的主题。
类似地，本文提到的“示例”意指结合该示例所述的一个或多个特征部、结构、元件、组件或特性被包括在至少一个实施例中。因此，贯穿本公开中的短语“一个示例”、“另一示例”以及类似的语言可以但不必须指相同示例。进一步，表征任何一个示例的主题可以但不必须包括表征任何其它示例的主题。
除非另有说明，否则术语“第一”、“第二”等在本文中仅用作标记，并且并非旨在对这些术语所指的项目强加以序数、位置或等级要求。而且，提及“第二”项目并不要求或排除较低编号项目(例如，“第一”项目)和/或较高编号项目(例如，“第三”项目)的存在。
如本文所使用的，当短语“……中的至少一个”与项目的列表一起使用时，其意指可使用所列项目中的一个或多个的不同组合，并且可以仅需要列表中的项目中的一个。该项目可为特定的对象、事物或类别。换句话说，“……中的至少一个”意指可从列表中使用项目或多个项目的任何组合，但并非列表中所有的项目都是所需的。例如，“项A、项B和项C中的至少一个”可意指项A；项A和项B；项B；项A、项B、和项C；或项B和项C。在一些情况下，“项A、项B和项C中的至少一个”可意指例如但不限于项A中的两个、一个项B和项C中的十个；项B中的四个和项C中的七个；或一些其它合适的组合。
在以上提及的图2和图8中，框可表示操作和/或其一部分，并且连接各种框的线不暗示操作或操作的部分的任何特定次序或依赖性。由虚线表示的框，如果有的话，则指示可替换的操作和/或其部分。连接各种框的虚线，如果有的话，则表示操作或其部分的可替换的依赖性。应当理解，不必表示各种公开的操作中的所有依赖性。图2和图8以及描述本文所阐述的所公开的方法的操作的随附公开不应被解释为必须确定要执行操作的顺序。相反，尽管指示了一个说明性次序，但应当理解，在适当时可修改操作的顺序。因此，可对所说明的操作进行修改、添加和/或省略，并且某些操作可以以不同的次序或同时执行。另外，本领域技术人员将理解，并非所有描述的操作都必须被执行。
进一步，本公开包括根据以下条款所述的实施例：
条款1.一种机翼，其包括：
翼盒，所述翼盒包括互连的翼梁；
内部***，其安装在所述翼盒内；以及
相对的一对蒙皮，所述蒙皮被紧固到所述翼盒并覆盖所述翼盒，其中所述蒙皮中的一个封闭所述机翼。
条款2.根据条款1所述的机翼，其进一步包括多个紧固***，该紧固***被配置为将所述蒙皮紧固到所述翼梁，其中每一个所述紧固***都包括：
螺纹紧固件；
螺母板，所述螺母板包括主体和盖；以及
螺母，所述螺母封装在所述螺母板内并在所述主体与所述盖之间，
其中所述螺母在所述螺母板内围绕螺母板轴线的旋转被限制，并且在所述螺母板内正交于所述螺母板轴线自由地线性移动。
条款3.根据条款2所述的机翼，其中所述主体和所述盖形成一体式螺母板。
条款4.根据条款3所述的机翼，其中所述螺母板通过叠加制造过程制成。
条款5.根据条款2所述的机翼，其中：
所述翼梁包括多个翼梁紧固件孔，每一个所述翼梁紧固件孔都包括翼梁紧固件孔直径，
所述蒙皮包括多个蒙皮紧固件孔，每一个所述蒙皮紧固件孔都包括蒙皮紧固件孔直径，以及
所述翼梁紧固件孔直径大于所述蒙皮紧固件孔直径。
条款6.根据条款5所述的机翼，其中通过确定的装配过程在所述翼梁中钻出所述多个翼梁紧固件孔，并且其中通过所述确定的装配过程在所述翼梁中钻出所述多个所述蒙皮紧固件孔。
条款7.根据条款5所述的机翼，其中并非每一个所述蒙皮紧固件孔的蒙皮紧固件孔中心轴线都与每一个所述翼梁紧固件孔的翼梁紧固件孔中心轴线同轴对准。
条款8.根据条款7所述的机翼，其中：
所述螺母板的所述主体包括套筒，所述套筒穿过每一个所述翼梁紧固件孔被接收，以将所述螺母板耦接到所述翼梁，
所述紧固件被设置穿过每一个所述蒙皮紧固件孔和所述套筒并且接合到所述螺母，以及
所述螺母的所述螺母轴线与所述蒙皮紧固件孔中心轴线同轴对准。
条款9.根据条款8所述的机翼，其中所述套筒的套筒外径通过冷加工过程扩张成近似等于或大于所述翼梁紧固件孔的翼梁紧固件孔直径，以通过周向张力将所述套筒耦接在所述翼梁紧固件孔中相关联的一个翼梁紧固件孔内。
条款10.根据条款8所述的机翼，其中所述套筒包括设置在内径表面上的介电涂层。
条款11.根据条款8所述的机翼，其中所述套筒包括近似等于所述翼梁的翼梁厚度的套筒高度。
条款12.根据条款8所述的机翼，其中所述螺母板的所述主体进一步包括凸缘，所述凸缘从所述套筒径向延伸并且与所述翼梁表面接触，并且限定了螺母接收凹口和导电螺母-凸缘界面。
条款13.一种将蒙皮紧固到机翼的翼梁的紧固***，所述紧固***包括：
螺纹紧固件，所述螺纹紧固件被配置为穿过所述蒙皮中的蒙皮紧固件孔被接收；
螺母板，所述螺母板被配置为耦接在大致与所述蒙皮紧固件孔对准的所述翼梁的翼梁紧固件孔内，其中所述螺母板包括主体和盖；以及
螺母，所述螺母封装在所述螺母板内并在所述主体与所述盖之间，其中所述螺母在所述螺母板内围绕螺母板轴线的旋转被限制，并且所述螺母在所述螺母板内正交于所述螺母板轴线自由地线性移动。
条款14.根据条款13所述的紧固件***，其中所述主体和所述盖形成通过叠加制造过程制造的一体式螺母板。
条款15.根据条款13所述的紧固件***，其中：
所述螺母板的所述主体包括被配置为接收和保留在所述翼梁紧固件孔内的套筒和从所述套筒径向延伸的凸缘，
所述盖包括与所述套筒相对地从所述凸缘轴向延伸的圆顶，
所述螺母包括径向轴环，
所述凸缘包括轮缘和与所述轮缘相对的内肩部，所述轮缘和所述内肩部限定了形成于所述凸缘内的螺母接收凹口，
所述螺母接收凹口被配置为至少部分接收所述轴环，并且所述内肩部被配置为支撑所述轴环，以及
所述螺母被配置为将螺母轴线与所述蒙皮紧固件孔的蒙皮紧固件孔中心轴线同轴对准，并且在所述紧固件穿过所述套筒被接收并紧固到所述螺母时接合所述轮缘。
条款16.根据条款15所述的紧固件***，其中所述套筒包括设置在内径表面上的介电涂层。
条款17.根据条款15所述的紧固件***，其中所述圆顶限定了中空的内部腔室，所述中空的内部腔室包括比所述螺母占据的体积大至少百分之五十的预定体积。
条款18.根据条款15所述的紧固件***，其中所述套筒包括近似等于所述翼梁的翼梁厚度的套筒高度。
条款19.根据条款15所述的紧固件***，其中：
所述凸缘的所述轮缘的至少一部分限定了凸缘导电接触表面，
所述轴环的至少一部分限定了螺母导电接触表面，以及
所述凸缘导电接触表面和所述螺母导电接触表面限定了导电的螺母-凸缘界面。
条款20.一种用于制造机翼的方法，所述方法包括：
形成翼盒，所述翼盒包括互连的翼梁和穿过所述翼梁形成的多个翼梁紧固件孔，每一个所述翼梁紧固件孔都包括翼梁紧固件孔直径；
形成蒙皮，所述蒙皮包括多个蒙皮紧固件孔，每一个所述蒙皮紧固件孔都包括蒙皮紧固件孔直径，其中所述翼梁紧固件孔直径大于所述蒙皮紧固件孔直径；
将内部***安装在所述翼盒内；
将螺母板安装在每个所述翼梁紧固件孔内，其中每一个所述螺母板都包括：
套筒，所述套筒被配置为接收和保留在所述翼梁紧固件孔中相关联的一个所述翼梁紧固件孔内；
凸缘，所述凸缘从所述套筒径向延伸并限定了螺母接收凹口；
圆顶盖，所述圆顶盖与所述套筒相对地从所述凸缘轴向延伸并限定了内部腔室；以及
螺母，所述螺母至少部分接收在所述螺母接收凹口内并封装在所述盖内，
其中所述螺母在所述螺母板内围绕螺母板轴线的旋转被限制，并且在所述螺母板内正交于所述螺母板轴线自由地线性移动；
将所述翼盒夹在所述蒙皮之间并且将所述内部***封装在所述蒙皮之间，其中所述蒙皮紧固件孔大致与所述翼梁紧固件孔对准，其中并非每一个所述蒙皮紧固件孔的蒙皮紧固件孔中心轴线都与每一个所述翼梁紧固件孔的翼梁紧固件孔中心轴线同轴对准；
穿过每一个所述蒙皮紧固件孔径和每一个所述螺母板的所述套筒安装紧固件；
将所述螺母的螺母轴线与所述蒙皮紧固件孔中心轴线同轴对准；
将所述紧固件紧固到所述螺母板的所述螺母；
提供对电磁效应的防护；以及
封闭所述机翼。
虽然已经示出和描述了所公开的装置、***和方法的各种实施例，但本领域的技术人员在阅读本说明书后可想到一些修改。本申请包括此类修改并且仅受所述权利要求的范围的限制。

Claims (10)

1.一种机翼，其包括：
翼盒(132)，其包括互连的翼梁(102)；
内部***(136)，其安装在所述翼盒(132)内；以及
相对的一对蒙皮(130)，其被紧固到所述翼盒(132)并覆盖所述翼盒(132)，其中所述蒙皮(130)中的一个封闭所述机翼。
2.根据权利要求1所述的机翼，进一步包括多个紧固***(200)，所述多个紧固***(200)被配置为将所述蒙皮(130)紧固到所述翼梁(102)，其中每一个所述紧固***(200)均包括：
螺纹紧固件(204)；
螺母板(202)，所述螺母板(202)包括主体和盖(210)；以及
螺母(206)，其封装在所述螺母板(202)内并在所述主体与所述盖(210)之间，
其中所述螺母(206)在所述螺母板(202)内围绕螺母板轴线(218)的旋转被限制，并且在所述螺母板(202)内正交于所述螺母板轴线(218)自由地线性移动。
3.根据权利要求2所述的机翼，其中所述主体和所述盖(210)形成一体式螺母板。
4.根据权利要求2或3所述的机翼，其中所述螺母板(202)通过叠加制造过程制成。
5.根据权利要求2或3所述的机翼，其中：
所述翼梁(102)包括多个翼梁紧固件孔，每一个所述翼梁紧固件孔都包括翼梁紧固件孔直径，
所述蒙皮(130)包括多个蒙皮紧固件孔，每一个所述蒙皮紧固件孔均包括蒙皮紧固件孔直径，以及
所述翼梁紧固件孔直径大于所述蒙皮紧固件孔直径。
6.根据权利要求5所述的机翼，其中通过确定的装配过程在所述翼梁(102)中钻出所述多个翼梁紧固件孔，并且其中通过所述确定的装配过程在所述翼梁(102)中钻出所述多个所述蒙皮紧固件孔。
7.根据权利要求5所述的机翼，其中并非每一个所述蒙皮紧固件孔的蒙皮紧固件孔中心轴线都与每一个所述翼梁紧固件孔的翼梁紧固件孔中心轴线同轴对准。
8.根据权利要求7所述的机翼，其中：
所述螺母板(202)的所述主体包括套筒(214)，所述套筒(214)穿过每一个所述翼梁紧固件孔被接收，以将所述螺母板(202)耦接到所述翼梁，
所述紧固件被设置穿过每一个所述蒙皮紧固件孔和所述套筒(214)并且接合到所述螺母(206)，以及
所述螺母(206)的所述螺母轴线与所述蒙皮紧固件孔中心轴线同轴对准。
9.根据权利要求8所述的机翼，其中所述套筒(214)的套筒(214)外径通过冷加工过程扩张成近似等于或大于所述翼梁紧固件孔的翼梁紧固件孔直径，以通过周向张力将所述套筒(214)耦接在所述翼梁紧固件孔中相关联的一个翼梁紧固件孔内。
10.根据权利要求8所述的机翼，其中所述套筒(214)包括设置在内径表面上的介电涂层。
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