接合飞行器的结构组件的方法
【专利摘要】本发明涉及接合飞行器的结构组件的方法。通过定位并临时夹紧待接合在一起的部件来提供一种将部件接合在一起的方法。一定数目(n)的导孔可以然后被钻出穿过临时被夹紧的部件(例如，通过Cleco紧固件夹紧)，其中导孔的数目(n)小于允许通过永久紧固件将部件接合在一起、以在其中接纳临时紧固件而需要钻出的孔的总数(N)。之后剩余数目(η)的孔可以被钻出，以达到通过永久紧固件将部件接合在一起而需要的孔的总数(N)，使得永久紧固件可以通过自动化系统安装在所述数目(n)的导孔和已被钻出的所述剩余数目(η)的孔中，以由此将部件永久地接合在一起。
【专利说明】接合飞行器的结构组件的方法
【技术领域】
[0001]本文所公开的实施例总体涉及接合飞行器的结构组件的方法，特别地涉及飞行器机身面板和将机身蒙皮连接到基本的机身支撑件的部件(例如，机身轨道接头和纵桁或翼肋)的拼接。
【背景技术】
[0002]通常，飞行器机身部件(例如，待被拼接在一起或用于接合翼肋到机翼蒙皮的机身部件)的结构装配包括临时紧固件(例如，“Cleco紧固件”)的使用，以用于将临时夹紧力提供到待接合的包装部件上。然后，该包装的这样夹紧的部件由现有技术已知的半自动钻孔系统或组件进行钻孔(例如序号为5，560，102和6，073，326的美国专利所公开的系统和技术，其中每个专利的全部内容被明确地通过引入而并入本文)。出于移除在钻孔步骤中产生的、可能已经留存在正接合的包装部件之间的毛刺和切屑的目的，包装临时接合部件随后被拆卸。在机身部件装配的情况下，轨道接头和纵桁接头通常在分开的阶段(步骤)中安装。
[0003]作为一个用于理解在此描述的实施例的【背景技术】的说明性的示例，轨道接头和纵桁是用于提供两个飞行器机身部件接合的接合元件。这两个结构元件(即，轨道接头和纵桁)在机身两段的接合区域被接合到机身蒙皮元件，并因而成为机身结构的一部分。由于将轨道接头接合到机身蒙皮的步骤涉及穿过相邻的结构元件钻孔，因此在部件之间(例如，在机翼蒙皮和轨道接头之间)可能会有毛刺的累积。在将纵桁接合到机翼蒙皮的过程中也可能会出现同样的问题。
[0004]附图1A和IB示意性地描绘了将飞行器蒙皮10接合至飞行器机身的基本结构支撑件12的钻孔过程。如所看到的，蒙皮10和支撑件12通过Cleco紧固件14被暂时接合到一起，紧固件14位于形成在部件中的、之后会被永久铆钉占据的孔中。当例如使用刀头16钻孔时，有可能金属屑(在图1B中以附图标记20不意性地不出)会留存在蒙皮10和支撑件12之间，例如，由于Cleco紧固件14的夹紧力不足，这能够允许蒙皮10向外远离支撑件12地弯曲。这些切屑20必须在最终装配前移除，其受影响因而增加了装配时间和成本。
[0005]因此，如果提供一种装配技术来解决先前提及的常规技术装配飞行器结构组件的问题，这将是特别期望的。因此，此处所公开的实施例旨在提供这种问题的解决方案。
【发明内容】
[0006]此处公开的实施例旨在提供一种将部件接合在一起的方法，该方法与常规技术相比更经济、更有效。根据一些实施例，通过定位并临时夹紧待接合在一起的部件而提供将部件接合在一起的方法。一定数量(η)的导孔然后被钻出穿过临时被夹紧的部件(例如，可以通过Cleco紧固件临时夹紧部件)，其中导孔的数目(η)小于允许通过永久紧固件将部件接合在一起而需要钻孔的孔的总数(N)。临时紧固件然后可安装在已钻出的所述一定数目⑷的导孔中。之后剩余数目(H)的孔可以被钻出，除了所述数目⑷的导孔之外再需要所述剩余数目(n)的孔以便获得通过所述永久紧固件将所述部件接合在一起而需要的孔的总数(N)，使得永久紧固件可安装在所述一定数目(n)的导孔和已被钻出的剩余数目(n)的孔中，以由此将部件永久地接合在一起。
[0007]根据一些实施例，安装在一定数目(n)的导孔中的临时紧固件可通过钻孔移除，之后将永久紧固件安装在其中。临时紧固件能够例如是定位铆钉。
[0008]在一些实施例中，钻出剩余数目(η)的孔和移除在一定数目(n)的导孔中的临时紧固件的步骤能够通过自动机器人钻孔和安装组件来实现。永久紧固件的安装同样可以通过这种自动化系统来实现。
[0009]根据一些实施例，被临时夹紧的部件可以从彼此移除，并然后被清洁(例如以便移除由于钻孔操作产生的毛刺和/或金属屑)。此后，已清洁的部件可以被重新定位以对准导孔，以由此允许钻出剩余数目的孔，如先前所述。
[0010]在一些实施例中，待接合的部件中的一个包括由轨道接头和纵桁组成的机身支撑结构，所述部件中的另一个是待接合到其上的飞行器蒙皮。根据该实施例，轨道接头和纵桁可先定位，并暂时夹紧到机身蒙皮上。一旦一定数目(Π)的导孔已经被钻出，则临时夹紧的轨道接头和纵桁可从飞行器蒙皮分离，以便进行部件的清洁和去毛刺。包括轨道接头和纵桁的机身支撑结构然后可定位到机身蒙皮上，以便在相同的阶段(步骤)中使导孔彼此对准。
[0011]在仔细考虑本发明的以下优选示例性实施例的详细描述之后，本发明的这些和其它方面以及优点将变得更加清晰。
【专利附图】
【附图说明】
[0012]通过参考以下与附图结合的非限制性的说明性实施例的详细描述，将更好地、更全面地理解本发明所公开的实施例，图中:
[0013]图1A和图1B示意性地描绘了在将飞行器蒙皮装配至支撑结构的过程中的常规钻孔步骤；以及
[0014]图2是根据此处公开的本发明的一个实施例在将部件彼此接合的技术中采用的步骤的示意性框图。
【具体实施方式】
[0015]结构装配过程的一个示例性实施例是机身部件的轨道接合，即轨道接头和纵桁在邻接的机身部件的接合区域中接合到机身蒙皮。根据该实施例，为了增加结构刚度(即，增加力以接合包装部件)并避免由于钻孔步骤可能产生的切屑和毛刺留存在部件之间，轨道接头和纵桁的安装同时进行。
[0016]机身部件的结构装配的示例性实施例的示意性流程图在附图2中示出。如图所示，该装配过程通常包括在步骤20中的将轨道接头和纵桁在两个机身部件的接合区域中手动定位至机身蒙皮。手动定位的轨道接头和纵桁通过使用临时紧固件(Cleco)临时地接合至机身蒙皮上，以便将夹紧力提供至包装部件上(例如，机身蒙皮，轨道接头和纵桁)。
[0017]当部件通过临时紧固件(Cleco)的夹紧力接合到一起时，选定数目的导孔在步骤24中被手动钻出穿过相邻的临时被夹紧部件。在这方面，被钻出的导孔的选定数目将是通过插入永久固定件，诸如永久铆钉和/或销，将部件接合到一起所需的孔的总数的一定百分比。导孔的数目将取决于待接合的包装部件和这些包装部件的具体尺寸而有所不同。然而一般而言，其可以是所需孔的总数的大约5%到大约50%之间。
[0018]一旦一定数目的导孔已被钻出，则临时紧固件(Cleco)在步骤26中被移除，以允许移除轨道接头和纵桁。然后，包装部件能够被清洁，以移除步骤24中由于钻孔而可能产生的任何毛刺和/或切屑。由于被钻出的导孔是将部件接合在一起所需的孔的总数的一定百分比，所以清洁部件所需的时间较短。
[0019]一旦部件已被清洁，它们就准备好用于在步骤28中的密封(密封建立)。此后，根据本领域公知的技术，在步骤30中，轨道接头和纵桁被密封。
[0020]然后在步骤32中，轨道接头和纵桁在两机身部件之间的接合区域中同时重新定位在机身蒙皮上，使得在蒙皮上、轨道接头上和纵桁上的各自导孔对准。轨道接头和纵桁在机身蒙皮上的同时重新定位增加了结构刚度(即，增加力以接合包装部件)。根据步骤34，临时(定位)铆钉然后可安装在对准的导孔中。以该方式，建立起在蒙皮和基本支撑件(即，轨道接头和纵桁)之间的增强的结构完整性和刚度，以便完全避免由于在接下来的步骤中的钻孔可能产生的切屑和毛刺留存在部件之间。
[0021]这样接合的部件然后可在步骤36中进行自动钻孔和铆接。具体地，在该步骤36中，所需孔的剩余数目将被钻出。即，在步骤36中所需待钻出的孔的剩余数目(η)将等于通过永久固定件将部件接合到一起所需的孔的总数(N)减去先前已钻出的、并在每个步骤34中由临时(定位)铆钉占据的导孔的数目(n)(ii =N-n)。
[0022]所需的剩余孔的数目(η)将优选地由本领域已知的自动机器人钻孔和装配系统进行钻孔。这种自动钻孔和装配系统也将通过钻孔移除先前在步骤34中安装的临时(定位)铆钉，使得永久紧固件(例如，永久铆钉和/或销)可被安装在所有孔中(即，孔的总数(N)，包括根据步骤36钻出的孔的数目(η)和具有临时(定位)铆钉安装在其中、并在步骤36中通过钻孔移除(破坏)的导孔的数目(n))。永久紧固件的自动钻孔和安装可通过常规的自动钻孔和装配系统机械化地实现。当所有的永久紧固件安装到将蒙皮接合到轨道接头和纵桁所需的所有孔中，所需的套环可在步骤38中被手动安装，以完成安装过程。
[0023]上述的技术已专注在轨道接头和纵桁与机身蒙皮的装配上。然而，该技术也可同样应用以将其它结构组件接合至另一个组件，例如，将机翼蒙皮接合至翼肋。
[0024]因此，虽然已经结合目前被认为是最实用和最优选的实施例对本发明进行描述，但是应当理解的是，本发明并不限于所公开的实施例，而是相反，旨在覆盖包括在发明精神和范围内的各种修改和等同布置。
【权利要求】
1.一种用于将部件接合在一起的方法，包括: (i)定位并且临时夹紧待接合在一起的部件； (ii)将一定数目(η)的导孔钻出穿过临时被夹紧的部件，其中，导孔的所述数目(η)小于允许通过永久紧固件将所述部件接合在一起而需要钻出的孔的总数(N)； (iii)在所述数目(η)的导孔中安装临时紧固件； (iv)钻出剩余数目(Π)的孔，除了所述数目(η)的导孔之外再需要所述剩余数目(η)的孔以便获得通过所述永久紧固件将所述部件接合在一起而需要的孔的总数(N);以及 (ν)在所述数目(η)的导孔和在步骤(iv)中被钻出的所述剩余数目(Π)的孔中安装永久紧固件，由此将所述部件永久地接合在一起。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，步骤(V)包括:通过钻孔移除安装在所述数目(η)的导孔中的所述临时紧固件，之后在其中安装所述永久紧固件。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述临时紧固件包括定位铆钉。
4.根据权利要求1所述的方法，其中，步骤(i)包括:利用Cleco紧固件将所述部件夹紧在一起。
5.根据权利要求1所述的方法，其中，步骤(iv)和步骤(V)使用自动机器人钻孔和装配系统来实现。
6.根据权利要求1所述的方法，其中，步骤(ii)手动实现。
7.根据权利要求1所述的方法，其中，步骤(ii)还包括: (iia)在所述数目(η)的导孔在临时被夹紧的部件中被钻出后，将所述临时被夹紧的部件从彼此移除；以及 (iib)清洁毛刺和/或金属屑的部件。
8.根据权利要求7所述的方法，其中，步骤(iii)包括:重新定位已清洁的部件，以便使得所述数目(η)的导孔对准。
9.根据权利要求1所述的方法，其中，所述部件中的一个部件是由轨道接头和纵桁构成的飞行器机身支撑结构，而所述部件中的另一个部件是飞行器蒙皮，并且其中，步骤(i)包括: (ia)将所述轨道接头和所述纵桁定位到所述机身蒙皮上；以及 (ib)将所述轨道接头和所述纵桁临时夹紧至所述机身蒙皮。
【文档编号】B64F5/00GK103879566SQ201310757088
【公开日】2014年6月25日 申请日期:2013年12月23日 优先权日:2012年12月21日
【发明者】丹尼拉亚达·内格龙尼, 路易斯·贡扎加·特拉巴索 申请人:埃姆普里萨有限公司, 航空科技研究所