具有中心平面緊固的抗剪條的對稱翼肋的制作方法
【專利摘要】提出了對稱肋結構和方法。結構腹板包括腹板中心平面和多個腹板加強件，并且關于腹板中心平面對稱。凸緣被構造于對稱肋結構的周邊上，以及緊固件孔被構造于凸緣內并包括與腹板中心平面對齊的緊固件孔中心線。切口被構造為圍繞緊固件孔在結構腹板內，以及兩個支撐柱在該切口的相反側上被聯接到凸緣。
【專利說明】具有中心平面緊固的抗剪條的對稱翼肋
【技術領域】
[0001]本公開的構造總體上涉及飛機結構。更具體地，本發明的構造涉及飛機翼肋。
【背景技術】
[0002]翼肋是通常由鋁板料機加工成并用來構建機翼抗扭箱的飛機具體零件。商業客機可以包含多達數百個肋或更多。翼肋的主要功能是反作用空氣動力載荷并保持機翼蒙皮的氣動外形。通常需要數千個緊固件來在商業機翼上安裝所有的肋。這項活動是在飛機組裝中的關鍵路徑。緊固件能是機翼上的單個最大的成本項目。這些緊固件通常通過“抗剪條腳”圍繞非對稱肋的外周以單行或雙行安裝。關于這些和其他方面的考慮，提出了在此所做出的公開內容。
【發明內容】
[0003]提出了對稱肋結構和方法。結構腹板包括腹板中心平面和多個腹板加強件，并且關于腹板中心平面對稱。將凸緣或抗剪條腳構造在對稱肋結構的周邊上。緊固件孔被構造為在凸緣內并包括與腹板中心平面對齊的緊固件孔中心線。結構腹板中的切口圍繞緊固件孔構造，并且將兩個支撐柱在該切口的相反側上聯接到凸緣。
[0004]以此方式，對稱翼肋結構的對稱形狀允許圍繞對稱翼肋結構的外周在翼肋結構的對稱平面上安裝單行的大型緊固件。對稱翼肋結構提高了在飛行過程中載荷路徑的效率，并因此降低了對稱翼肋結構安裝所需要的緊固件數量，這降低了對稱翼肋結構和飛機的整體重量。因此通過要求更少的緊固件，降低了機翼構造的成本。此外，更有效的載荷路徑通過要求更少的金屬或復合材料降低了機翼的重量來反作用相同的空氣動力載荷。
[0005]在一種構造中，對稱肋結構包括結構腹板、凸緣、緊固件孔、切口以及兩個支撐柱。該結構腹板包括腹板中心平面和多個腹板加強件，并且關于腹板中心平面對稱。凸緣被構造于對稱肋結構的周邊上。緊固件孔被構造于凸緣內并包括與腹板中心平面對齊的緊固件孔中心線。切口被構造圍繞緊固件孔在結構腹板內。兩個支撐柱在該切口的相反側上被聯接到凸緣。
[0006]在另一種構造中，一種用于構造對稱肋結構的方法構造了一個結構腹板，其包含腹板中心平面和多個腹板加強件并且關于腹板中心平面對稱。該方法還構造了被構造在對稱肋結構的周邊上的凸緣，并構造了被構造在凸緣內并包括與腹板中心平面對齊的緊固件孔中心線的緊固件孔。該方法還構造了圍繞緊固件孔在結構腹板內的切口，并構造了在該切口的相反側上聯接到凸緣的兩個支撐柱。
[0007]在進一步的構造中，一種用于對稱肋結構的單側緊固的方法將對稱肋結構定位在組裝位置。對稱肋結構包括:結構腹板，其具有腹板中心平面和多個腹板加強件，并關于腹板中心平面對稱；以及構造在對稱肋結構的周邊上的凸緣。對稱肋結構還包括組裝側，該組裝側包括以下之一:對稱肋結構相對于腹板中心平面的第一側，或對稱肋結構相對于腹板中心平面的與第一側相反的第二側。該對稱肋結構還包括被構造于凸緣內的多個緊固件孔中的并包括與腹板中心平面對齊的緊固件孔中心線的緊固件孔。切口被構造為圍繞緊固件孔在結構腹板內，兩個支撐柱在該切口的相反側上被聯接到凸緣。該方法還將緊固件中的單個緊固件僅從組裝側插入結構腹板的切口內，并僅從組裝側將緊固件定位在緊固件孔內。該方法還將緊固件工具僅從組裝側插入對稱肋結構中的切口內，并將緊固件工具聯接到緊固件。該方法還僅從組裝側操作緊固件工具來將該緊固件聯接到一個或更多個物體。
[0008]提供本概述來以簡化的形式介紹很多概念，其以詳細說明在以下進一步描述。本概述并不旨在標識所提出權利要求的主題的關鍵特征或必要特征，也不旨在用于幫助確定所提出權利要求的主題的范圍。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0009]本公開的構造的更完全的理解可以通過參考詳細說明和權利要求同時結合下面的附圖考慮得到，其中相同的附圖標記指的是在整個附圖中相同的元件。提供附圖以促進對本公開的理解，而不限制本公開的外延、范圍、規模或適用性。附圖不一定按比例繪制。
[0010]圖1是不例性飛機生廣和使用方法的流程圖的不意圖。
[0011]圖2是飛機的示例性框圖的示意圖。
[0012]圖3是非對稱翼肋的示意圖。
[0013]圖4是根據本公開的構造的對稱翼肋的示意圖。
[0014]圖5是示出了所要求的示例性數目的緊固件的現有非對稱翼肋的示意圖。
[0015]圖6是相比圖5的非對稱翼肋所要求的緊固件的數目，示出了根據本公開的構造要求較少的緊固件的對稱翼肋的示意圖。
[0016]圖6A是根據本公開的構造的對稱翼肋結構的一部分的放大視圖的示意圖。
[0017]圖7是根據本公開的構造的安裝在飛機機翼上的對稱翼肋的示意圖。
[0018]圖8是根據本公開的構造的示出了冷縮配合/過盈配合套筒修復件的對稱翼肋的一部分的放大視圖的示意圖。
[0019]圖9是根據本公開的構造的示出了抗剪條構造的對稱翼肋的一部分的放大視圖的示意圖。
[0020]圖10是根據本公開的構造的抗剪條橫截面與現有的抗剪條橫截面進行覆蓋對比的示意圖。
[0021]圖11是對稱翼肋結構在組裝位置的定位以用于從根據本公開的構造從任一側緊固對稱肋結構，以及與非對稱翼結構在組裝位置的定位相比的示意圖。
[0022]圖12是示出了一種根據本公開的構造的用于構造對稱翼肋的方法的示例性流程圖的不意圖。
[0023]圖13是示出了一種根據本公開的構造的用于對稱肋結構的單側緊固的方法的示例性流程圖的示意圖。
【具體實施方式】
[0024]以下詳細說明在本質上是示例性的，并不旨在限制本公開以及本公開的構造的用途。具體裝置、技術以及應用的說明僅作為示例被提供。在此所描述的示例的修改將是本領域普通技術人員顯而易見的，并且在此所定義的通用原理可以應用于其他示例和應用而不脫離本公開的精神和范圍。此外，無意受到在前述領域、背景、
【發明內容】
或以下詳細說明中提出的任何明示或暗示的理論的約束。本公開應被給予的范圍與權利要求書一致，并且不局限于在此所描述的和示出的示例。
[0025]本公開的構造可以在功能和/或邏輯塊組件以及各種處理步驟方面在此進行描述。應當理解，這樣的塊組件可以由構造以執行指定功能的任意數量的硬件、軟件和/或固件組件來實現。為簡便起見，有關飛機、飛機組件、飛機制造以及系統的其他功能方面(和系統的各個操作組件)的常規技術和組件可以不在此詳細說明。此外，本領域技術人員將理解的是，本公開的構造可以結合各種結構主體來實施，并且在此所描述的構造僅是本公開的示例性構造。
[0026]在一些非限制性應用(即飛機)的背景下，在此描述了本公開的構造。然而，本公開的構造并不限于這樣的飛機，并且在此所描述的技術也可以在其他應用中使用。例如，構造可以適用于使用結構肋的潛艇、宇宙飛船、水上飛機或其他應用。
[0027]如本領域一個普通技術人員在讀完此說明后顯而易見的，以下是本公開的示例和構造，并且不限于根據這些示例的操作。可以利用其他構造并且可以進行結構變化而不脫離本公開的示例性構造的范圍。
[0028]更具體地參考附圖，本公開的構造可以在如圖1所示的示例性飛機制造和使用方法100(方法100)和如圖2所示的飛機200的背景下進行描述。在預生產過程中，方法100可以包括飛機200的規格和設計104，以及材料采購106。在生產過程中，發生了飛機200的組件和子組件制造108 (過程108)和系統集成110。其后，飛機200可以通過認證和交付112以便被置于使用114。當被客戶使用時，飛機200被安排日常維護和維修116(其也可以包括修改、重構、整新等等)。
[0029]方法100的每個過程可以由系統集成商、第三方和/或操作者(例如客戶)執行或進行。為了本說明書的目的，系統集成商可包括，例如但不限于，任何數量的飛機制造商和主系統分包商；第三方可以包括，例如但不限于，任何數量的銷售商、分包商和供應商；以及操作者可以包括，例如但不限于，航空公司、租賃公司、軍事實體、服務組織；等等。
[0030]如圖2所示，通過方法100制造的飛機200可以包括具有多個系統220以及內部222的機身218。系統220的高級系統的示例包括一個或更多個推進系統224、電氣系統226、液壓系統228、環境控制系統230以及一個或更多個具有中心平面緊固的抗剪條232的對稱翼肋。也可以包括任何數量的其他系統。雖然示出了航空示例，不過本公開的構造可以應用于其他行業。
[0031]在此所構造的設備和方法可以在方法100的任何一個或更多個階段被采用。例如，對應于生產過程108的組件或子組件可以以類似于當飛機200是在使用中時生產的組件或子組件的方式被制造或生產。此外，在生產過程108和110過程中，可以使用一種或更多種設備構造、方法構造或其組合，例如，通過大幅加快飛機200的組裝或降低飛機200的成本。同樣地，當飛機200是在使用中時，可以例如但不限于使用一種或多種設備構造、方法構造或其組合來維護和維修116。
[0032]圖3是示出了第一側302和相反于該第一側302的第二側304的現有構造的非對稱翼肋結構300的示意圖。該非對稱翼肋結構300可能導致源自蒙皮壁板附接孔的且由高應力和用于制造非對稱翼肋結構300的材料的類型所造成的在肋腳306上的裂縫。該非對稱翼肋結構300也可能導致在該非對稱翼肋結構300的豎直凸緣308中的裂縫。
[0033]圖4是根據本公開的構造的示出了第一側402和相反于該第一側402的第二側404的對稱翼肋結構400的示意圖。該對稱翼肋結構400包括抗剪條406以及結構腹板408。該對稱翼肋結構400被構造為去除偏心載荷，并且因此提高在飛行過程中載荷路徑的效率，如下面更詳細的解釋。
[0034]圖5是示出了需要許多緊固件502的現有非對稱翼肋結構500的示意圖。雖然圖5示出了在現有的非對稱翼肋結構500的一側上的許多緊固件502，不過在相反的一側上也要求相等的數量。因此，現有的非對稱翼肋結構500要求組裝操作要在現有的非對稱翼肋結構500的兩側上進行。
[0035]圖6是相比圖5的非對稱翼肋結構500所要求的緊固件502的數目，示出了根據本公開的構造要求較少的緊固件602的對稱翼肋結構600的示意圖。對稱翼肋結構的對稱形狀600允許單行大型緊固件604與結構腹板408的腹板中心平面608 (圖6A)對齊并圍繞對稱翼肋結構600的周邊728 (圖7)安裝。以此方式，大型緊固件604與腹板中心平面608對齊并去除偏心載荷，因此提高了在飛行過程中載荷路徑的效率，并且因此減少了肋安裝所需要的大型緊固件604的數量。
[0036]例如，與需要約22個緊固件602來安裝對稱翼肋結構600相比，可能需要約63個緊固件502來安裝非對稱翼肋結構500。以此方式，提供了對稱翼肋結構600和飛機200的顯著的成本和重量節省。
[0037]圖6A是根據本公開的構造的對稱翼肋結構600的一部分的放大視圖600A的示意圖。放大視圖600A示出:抗剪條406、結構腹板408 (肋腹板)、抗剪條腳610、結構腹板翼弦612 (肋翼弦)、結構腹板加強件614以及抗剪條支撐柱616。腹板中心平面608在沿著線AA截取的截面上示出。
[0038]圖7是根據本公開的構造的安裝在飛機200/702機翼704上的對稱翼肋結構400/600的示意圖。對稱翼肋結構600包括結構腹板408 (其包括腹板中心平面608 (圖6A)和結構腹板加強件614)，并且關于腹板中心平面608對稱。結構腹板408被構造為分開緊固件孔706。凸緣714被構造于對稱翼肋結構400/600的周邊上。凸緣714可以包括抗剪條腳610。緊固件孔706被構造于凸緣714內并包括與腹板中心平面608對齊的緊固件孔中心線718。凸緣714的開放面720被構造為圍繞緊固件孔706。開口(如抗剪條切口 620)被構造為圍繞緊固件孔706貫通腹板結構408。兩個支撐柱724和726在抗剪條切口 620的相反側上被聯接到凸緣714。支撐柱724和726可以包括結構腹板加強件614，或其他支撐元件。抗剪條切口 620提供了沿支撐柱724/726的間隙710并限定了尺寸為容納大型緊固件604和緊固大型緊固件604的工具組件712的容積。在此文件中，大型緊固件604和緊固件604可以互換使用。
[0039]圖8是根據本公開的構造的示出了冷縮配合套筒修復件802的對稱翼肋結構600的一部分的放大視圖800的示意圖。收縮配合套筒修復件802覆蓋結構腹板408的抗剪條切口 620的緊固件孔706和內表面730 (圖7)。取出方向804和外側方向806表示抗剪條切口 620的示例性取向。收縮配合套筒修復件802是用在抗剪條切口 620的內表面730內抗剪條406發生異常的事件中。該異常可以包括，例如但不限于，圓鑿、刮擦、制造缺陷以及其他異常。收縮配合套筒修復件802給抗剪條切口 620提供額外的強度來恢復可能被異常帶走的強度。收縮配合套筒修復件802可以使用與對稱肋結構600類似的材料(例如，鋁、復合材料或其他合適的材料)預先制造并以過盈的方式配合。安裝可以通過冷卻冷縮配合套筒修復件802來執行，以便冷縮配合套筒修復件802熱收縮使得(例如基本可以)間隙可以配合起來。
[0040]圖9是根據本公開的構造的示出了抗剪條406構造的對稱翼肋結構600的一部分的放大視圖900的示意圖。
[0041]圖10是重疊比較根據本公開的構造的對稱翼肋結構600的抗剪條406的抗剪條橫截面1002與非對稱翼肋結構300的抗剪條310的抗剪條橫截面1004的示意圖。在凸緣714中的單個大型緊固件如大型緊固件604減少如抗剪條406的原材料封套1006(原料封套)所示出的市售尺寸(材料尺寸)要求。與此相反，使用非對稱機翼肋結構300所要求的多個緊固件502導致原材料封套1008比原材料封套1006大。
[0042]這是因為強度要求決定了從緊固件孔中心線到零件(例如抗剪條310/406)的邊緣的最小邊緣距離。尺寸dl11定義了緊固件孔中心線718(圖7)到對稱翼肋結構600的抗剪條406的邊緣1014所要求的最小邊緣距離。類似地，尺寸d21012定義了緊固件孔中心線1016到非對稱翼肋結構300的抗剪條310的邊緣1018所要求的最小邊緣距離。如圖10中所示，dllOlO小于d21012。
[0043]圖11是根據本公開的構造的將對稱翼肋結構600定位1100/1104在組裝位置以用于從任一側緊固對稱翼肋結構600的示意圖，其相比于非對稱翼結構300(現有的非對稱翼肋結構300)的定位1106。如在定位1100/1104中所示，對稱翼肋結構600包括組裝側，該組裝側包括相對于腹板中心平面608 (圖6A)的第一側1108，或者相對于相對腹板中心平面608的相反于第一側1108的第二側1110。
[0044]以這種方式，大型緊固件604從抗剪條切口 620的側1108或側1110被插入到抗剪條切口 620中。該大型緊固件604從抗剪條切口 620的側1108或側1110被定位到緊固件孔706內。緊固件工具712/1102(工具組件712/1102)從抗剪條切口 620的側1108或側1110被插入到抗剪條切口 620中。緊固件工具712/1102被聯接到大型緊固件604。因此，可以從抗剪條切口 620的側1108或側1110操作緊固件工具712/1102以將大型緊固件604聯接到一個或更多個物體如配套蒙皮壁板716。
[0045]與對稱翼肋結構600的定位1100/1104相反，現有的非對稱翼結構300在組裝位置的定位1106示出了緊固件502從其一側1112被插入到非對稱翼結構300的抗剪條310中。因此，從現有的非對稱翼結構300的一側1112操作如緊固件工具712/1102的緊固件工具以將緊固件502聯接到一個或更多個物體，如配套蒙皮壁板716。以這種方式，現有的非對稱翼結構300可能要求組裝操作是在現有的非對稱翼結構300的兩側執行(例如，緊固在兩側上的緊固件，因為它們可能無法從一個側面被通達)。因此，現有的非對稱翼肋結構可能限制組裝選項。
[0046]圖12是示出了一種根據本公開的構造的用于構造對稱翼肋的方法的示例性流程圖的示意圖。與過程1200有關的所執行的各種任務可以通過軟件、硬件、固件或它們的任何組合被機械地進行。為了說明的目的，過程1200的下面的描述可參考與圖1-2、圖4和圖6-11有關的上述提及的元件。在一些構造中，過程1200的部分可以由對稱翼肋結構400/600的不同元件執行，所述元件如:抗剪條切口 620、結構腹板408、緊固件孔706、凸緣714、周邊728、緊固件孔中心線718、腹板中心平面608、抗剪條切口 620、支撐柱724和726、間隙710、工具組件712/1102等。過程1200可以具有與圖1_2、圖4和圖6_11中所示的構造類似的功能、材料以及結構。因此，共同的特征、功能以及元件可以不在此贅述。
[0047]過程1200可以開始于，構造包括腹板中心平面和多個腹板加強件并且關于腹板中心平面對稱的結構腹板(任務1202)。
[0048]過程1200可以繼續，構造凸緣(任務1204)，該凸緣被構造于對稱肋結構的周邊上。
[0049]過程1200可以繼續，構造緊固件孔(任務1206)，該緊固件孔被構造于凸緣內并包括與腹板中心平面對齊的緊固件孔中心線。
[0050]過程1200可以繼續，構造圍繞緊固件孔在結構腹板中的切口(任務1208)。
[0051]過程1200可以繼續，構造在該切口的相反側上聯接到凸緣的兩個支撐柱(任務1210)。
[0052]過程1200可以繼續，構造切口以限定尺寸為容納緊固件和工具組件來緊固緊固件的容積(任務1212)。
[0053]過程1200可以繼續，構造切口以包括沿兩個支撐柱的間隙(任務1214)。
[0054]過程1200可以繼續，由收縮配合套筒修復件覆蓋緊固件孔和切口的內表面(任務1216)。
[0055]過程1200可以繼續，在對稱肋結構的結構腹板的腹板中心平面上安裝單行緊固件以允許該對稱肋結構具有窄寬度(任務1218)。
[0056]過程1200可以繼續，構造切口以包括在凸緣內含有緊固件中的一個單個緊固件的抗剪條切口以允許減小的市售尺寸(任務1220)。
[0057]過程1200可以繼續，在飛機機翼中安裝對稱肋結構(任務1222)。
[0058]圖13是示出了一種根據本公開的構造的用于對稱肋結構的單側緊固的方法的示例性流程圖的示意圖。與過程1300有關的所執行的各種任務可以通過軟件、硬件、固件或它們的任何組合被機械地進行。為了說明的目的，過程1300的下面的描述可以參考與圖1-2、圖4和圖6-11有關的上述提及的元件。在一些構造中，過程1300的部分可以由對稱翼肋結構400/600的不同元件執行，所述元件如:抗剪條切口 620、結構腹板408、緊固件孔706、凸緣714、周邊728、結構腹板408、緊固件孔中心線718、腹板中心平面608、支撐柱724和726、抗剪條切口 620、間隙710、工具組件712/1102等。過程1300可以具有與圖1-2、圖4和圖6-11中所示的構造類似的功能、材料以及結構。因此，共同的特征、功能、以及元件可以不在此贅述。
[0059]過程1300可以開始于，將對稱肋結構定位在組裝位置(任務1302)。該對稱肋結構包括:包括腹板中心平面和多個腹板加強件并且關于腹板中心平面對稱的結構腹板；裝配側，其包括以下之一:對稱肋結構相對于腹板中心平面的第一側，或對稱肋結構相對于腹板中心平面的相反于第一側的第二側；構造在對稱肋結構的周邊上的凸緣；構造在凸緣內的多個緊固件孔中的且包括與腹板中心平面對齊的緊固件孔中心線的緊固件孔；構造在結構腹板內圍繞緊固件孔的切口 ；以及在切口的相反側上聯接到凸緣的兩個支撐柱。
[0060]過程1300可以繼續，僅從組裝側將緊固件插入到對稱肋結構中的切口中(任務1304)。
[0061]過程1300可以繼續，僅從組裝側將緊固件定位到緊固件孔中(任務1306)。
[0062]過程1300可以繼續，僅從組裝側將緊固件工具插入到對稱肋結構的切口中(任務1308)。
[0063]過程1300可以繼續，將緊固件工具聯接到緊固件(任務1310)。
[0064]過程1300可以繼續，僅從組裝側操作緊固件工具來將該緊固件聯接到一個或更多個物體(任務1312)。
[0065]過程1300可以繼續，在對稱肋結構的結構腹板的腹板中心平面上安裝單行所述緊固件以允許該對稱肋結構具有窄寬度(任務1314)。
[0066]過程1300可以繼續，在飛機機翼上安裝對稱肋結構(任務1316)。
[0067]以這種方式，提供了允許單行大型中心線緊固件的對稱腹板結構。以這種方式，使用了更少的緊固件具有與之相關的成本節約。使用更少的緊固件在飛機機翼上安裝對稱肋結構還使得具有更平滑的空氣動力翼面、減少的飛機阻力以及提高的飛機性能。單行的中心線緊固件意味著可以減小原材料尺寸連同相關的成本。對稱肋設計意味著一種改進的載荷路徑和更輕、更耐用的設計。緊固件的對稱肋結構的獨特切口意味著可以從切口的任一側進行安裝。同樣，更少的緊固件意味著更少處理電磁效應和成本/重量節省。
[0068]此外，本公開包括根據以下條款的實施例:
[0069]1.對稱肋結構，包括:
[0070]結構腹板，其包括腹板中心平面和多個腹板加強件，并且關于腹板中心平面對稱；
[0071]凸緣，其被構造于對稱肋結構的周邊上；
[0072]緊固件孔，其被構造于凸緣內并包括與腹板中心平面對齊的緊固件孔中心線；
[0073]切口，其被構造為圍繞緊固件孔在結構腹板內；以及
[0074]兩個支撐柱，其在該切口的相反側上被聯接到凸緣。
[0075]2.根據條款I所述的對稱肋結構，其中該結構腹板被構造為分離緊固件孔。
[0076]3.根據條款I所述的對稱肋結構，還包括與結構腹板的腹板中心平面對齊并構造為去除偏心載荷的緊固件。
[0077]4.根據條款I所述的對稱肋結構，其中該切口限定尺寸為容納緊固件和用來緊固該緊固件的工具組件的容積。
[0078]5.根據條款I所述的對稱肋結構，其中該切口包括沿所述兩個支撐柱的間隙。
[0079]6.根據條款I所述的對稱肋結構，其中該緊固件孔和該切口的內表面被收縮配合套筒修復件覆蓋。
[0080]7.根據條款I所述的對稱肋結構，其中單行緊固件被安裝在結構腹板的腹板中心平面上以允許該對稱肋結構的窄寬度。
[0081]8.根據條款I所述的對稱肋結構，其中該對稱肋結構被安裝在飛機機翼中。
[0082]9.根據條款I所述的對稱肋結構，其中該切口包括抗剪條切口并且該凸緣包括抗剪條腳。
[0083]10.根據條款9所述的對稱肋結構，還包括在該抗剪條腳中的單個緊固件以允許減小的市售尺寸。
[0084]11.一種用于構造對稱肋結構的方法:
[0085]構造結構腹板，該結構腹板包括腹板中心平面和多個腹板加強件并且關于腹板中心平面對稱；
[0086]構造凸緣，該凸緣被構造于對稱肋結構的周邊上；
[0087]構造緊固件孔，該緊固件孔被構造于凸緣內并包括與腹板中心平面對齊的緊固件孔中心線；
[0088]構造圍繞緊固件孔在結構腹板中的切口 ；以及
[0089]構造在切口的相反側上聯接到凸緣的兩個支撐柱。
[0090]12.根據條款11所述的方法，還包括構造切口以限定尺寸為容納緊固件和通來緊固該緊固件的工具組件的容積。
[0091]13.根據條款11所述的方法，還包括構造切口以包括沿所述兩個支撐柱的間隙。
[0092]14.根據條款11所述的方法，還包括由收縮配合套筒修復件覆蓋該切口的內表面和該緊固件孔。
[0093]15.根據條款11所述的方法，還包括在對稱肋結構的結構腹板的腹板中心平面上安裝單行緊固件以允許該對稱肋結構的窄寬度。
[0094]16.根據條款11所述的方法，還包括在飛機機翼中安裝該對稱肋結構。
[0095]17.根據條款11所述的方法，還包括構造切口以包括在凸緣內含有單個緊固件的抗剪條切口以允許減小的市售尺寸。
[0096]18.一種用于對稱肋結構的單側緊固的方法，該方法包括:
[0097]將對稱肋結構定位在組裝位置，該對稱肋結構包括:
[0098]結構腹板，其包括腹板中心平面和多個腹板加強件并且關于腹板中心平面對稱；
[0099]組裝側，其包括以下之一:對稱肋結構相對于腹板中心平面的第一側，或對稱肋結構相對于腹板中心平面的相反于第一側的第二側；
[0100]凸緣，其被構造于對稱肋結構的周邊上；
[0101]一個緊固件孔，其來自被構造于凸緣內的多個緊固件孔并包括與腹板中心平面對齊的緊固件孔中心線；
[0102]切口，其被構造為圍繞緊固件孔在結構腹板內；以及
[0103]兩個支撐柱，其在該切口的相反側上被聯接到凸緣。
[0104]僅從組裝側將多個緊固件中的一個緊固件插入到對稱肋結構中的切口中；
[0105]僅從組裝側將緊固件定位在該緊固件孔中；
[0106]僅從組裝側將緊固件工具插入到對稱肋結構中的切口中；
[0107]將緊固件工具聯接到緊固件；以及
[0108]僅從組裝側操作該緊固件工具來將該緊固件聯接到一個或更多個物體。
[0109]19.根據條款18所述的方法，還包括在對稱肋結構的結構腹板的腹板中心平面上安裝單行所述緊固件以允許該對稱肋結構的窄寬度。
[0110]20.根據條款18所述的方法，還包括在飛機機翼中安裝所述對稱肋結構。
[0111]當至少一種示例性構造已在前面的詳細說明中被提出時，應理解的是存在大量的變化。還應當理解的是，示例性構造或在此所描述的構造并不旨在以任何方式限制本主題的范圍、適用性或構造。相反，前面的詳細說明將為本領域技術人員提供一個用于實現所描述的一種或更多種構造的方便的路線圖。應當理解，可以在元件的功能和設置方面進行各種變化而不脫離權利要求書所定義的范圍，其包括在提交本專利申請時已知的等價物和可預見的等同物。
[0112]上述說明是指被“連接”或“聯接”在一起的元件或節點或特征。如在此所用，除非另外明確說明，否則“連接”應當解釋為是指一個元件/節點/特征直接連結到(或者直接連通到)另一個元件/節點/特征，并且不一定是機械連接。同樣地，除非另外明確說明，否則“聯接”應當解釋為是指一個元件/節點/特征直接或間接連結到(或直接或間接連通到)另一個元件/節點/特征，并且不一定是機械連接。因此，盡管圖1-2、圖4、圖6、圖7-9和圖11描繪了元件的示例性設置，不過額外介入的元件、裝置、特征或組件可以存在于本公開的構造中。
[0113]除非另外明確說明，否則本文件中所用的術語和短語及其變化應被理解為開放式的，而不是限制性的。作為前述的示例:術語“包括”應被理解為是指“包括，但不限于”諸如此類；術語“示例”被用來提供所討論的項目的示例性情況，而不是其窮盡性的或限制性的列表；以及形容詞如“常規的”、“傳統的”、“正常的”、“標準的”、“已知的”和類似含義的術語不應被理解為將所描述的項目限制為給定的時間周期或給定時間可利用的項目，而應被理解為包括現在或將來的任何時候可利用的或已知的常規的、傳統的、正常的或標準的技術。
[0114]同樣，一組與連接詞“和”有關的項目不應被理解為要求這些項目中的每一個均存在于該組，而應被理解為“和/或”，除非另外明確說明。同樣地，一組與連接詞“或”有關的項目不應被理解為要求組之間的相互排他性，而應被理解為“和/或”，除非另外明確說明。
[0115]此外，盡管本公開的項目、元件或組件可以單數進行描述或提出權利要求，復數被認為是在其范圍之內，除非明確規定限制為單數。拓寬詞語和短語如“一個或更多個”、“至少”、“但不限于”或其他類似的短語不應被理解為是指在其中這類拓寬短語可能不存在的示例中旨在或要求更窄的情況。
[0116]當提及一個數值或范圍時，術語“約”旨在包括當進行測量時可能發生的實驗誤差產生的值。
【權利要求】
1.對稱肋結構(400/600)，包括: 結構腹板(408)，其包括腹板中心平面(608)和多個腹板加強件(614)并且關于所述腹板中心平面對稱。 凸緣(714)，其被構造于所述對稱肋結構的周邊(728)上； 緊固件孔(706)，其被構造于所述凸緣內并包括與所述腹板中心平面對齊的緊固件孔中心線(718)； 切口(620)，其被構造為圍繞所述緊固件孔在所述結構腹板內；以及 兩個支撐柱(724和726)，其在所述切口的相反側上被聯接到所述凸緣。
2.根據權利要求1所述的對稱肋結構(400/600)，其中所述結構腹板(408)被構造為分離緊固件孔(706)。
3.根據權利要求1所述的對稱肋結構(400/600)，還包括與所述結構腹板(408)的所述腹板中心平面(608)對齊并構造為去除偏心載荷的緊固件(604)。
4.根據權利要求1所述的對稱肋結構(400/600)，其中所述切口(620)限定尺寸為容納緊固件(604)和用來緊固所述緊固件的工具組件(712)的容積；并且其中該切口包括沿所述兩個支撐柱(724和726)的間隙(710)。
5.根據權利要求1至4中任一項所述的對稱肋結構(400/600)，其中所述緊固件孔(706)和所述切口(620)的內表面(730)被收縮配合套筒修復件(802)覆蓋。
6.根據權利要求1至4中任一項所述的對稱肋結構(400/600)，其中單行緊固件(604)被安裝在所述結構腹板(408)的所述腹板中心平面(608)上以允許所述對稱肋結構的窄寬度。
7.根據權利要求1至4中任一項所述的對稱肋結構(400/600)，其中所述對稱肋結構被安裝在飛機機翼中。
8.根據權利要求1至4中任一項所述的對稱肋結構(400/600)，其中所述切口(620)包括抗剪條切口(620)并且所述凸緣(714)包括具有單個緊固件￠04)的抗剪條腳(610)以允許減小的市售尺寸。
9.一種用于構造對稱肋結構(400/600)的方法: 構造結構腹板(408)，該結構腹板包括腹板中心平面(608)和多個腹板加強件(614)并且關于所述腹板中心平面對稱； 構造凸緣(714)，該凸緣被構造于所述對稱肋結構的周邊(728)上； 構造緊固件孔(706)，該緊固件孔被構造于所述凸緣內并包括與所述腹板中心平面對齊的緊固件孔中心線(718)； 構造圍繞所述緊固件孔在所述結構腹板中的切口(620);以及 構造在所述切口的相反側上聯接到所述凸緣的兩個支撐柱(724和726)。
10.根據權利要求9所述的方法，還包括構造所述切口(620)以限定尺寸為容納緊固件(604)和用來緊固所述緊固件的工具組件(712)的容積。
11.根據權利要求9所述的方法，還包括構造所述切口(620)以包括沿所述兩個支撐柱(724 和 726)的間隙(710)。
12.根據權利要求9至11中任一項所述的方法，還包括由收縮配合套筒修復件(802)覆蓋所述切口 ￠20)的內表面(730)和所述緊固件孔(706)。
13.根據權利要求9至11中任一項所述的方法，還包括在所述對稱肋結構(400/600)的所述結構腹板(408)的所述腹板中心平面(608)上安裝單行緊固件(604)以允許所述對稱肋結構的窄寬度。
14.根據權利要求9至11中任一項所述的方法，還包括在飛機機翼中安裝所述對稱肋結構(400/600)。
15.根據權利要求9至11中任一項所述的方法，還包括構造所述切口(620)以包括在所述凸緣(714)內含有單個緊固件(604)的抗剪條切口(620)以允許減小的市售尺寸。
【文檔編號】B64C3/18GK104229121SQ201410270297
【公開日】2014年12月24日 申請日期:2014年6月17日 優先權日:2013年6月21日
【發明者】J·D·萬德爾霍克 申請人:波音公司