帽形桁条收尾配件及其制造方法
【技术领域】
[0001]本公开的领域主要涉及帽形桁条配件(hat stringer fitting)，并且更具体地，涉及包括已修整端(trimmed end)的用于帽形桁条的收尾配件。
【背景技术】
[0002]如飞机的至少一些已知结构包括利用帽形桁条加强的结构部件。至少一些这样的帽形桁条在紧邻帽形桁条的末端是已修整的，有时称为“流线(run-out)”修整。例如，流线修整是容纳具有另一个结构部件的结构对接配件(structural joint fitting)所必需的。然而，这样的流线修整会减少至少一些已知的帽形桁条承载帽形桁条会经受的某些负载(诸如，但不限于，帽形桁条上的扭转负载和帽形桁条的帽中的剪切负载)的能力。因此，不良影响，诸如，但不限于，过度的帽形桁条腹板(web)弯曲和在帽形桁条的条(noodle)上的过度的局部化的负载，诸如弯曲、扭转、剪切、轴向的、垂直的、和/或横向的局部化的条负载，会使得接近流线修整位置处裂缝或分层。
[0003]此外，至少一些已知的结构部件包括另外或可替换地提供与结构部件相关联的，诸如但不限于，飞机燃料和/或燃料蒸汽的流体的通气路径的帽形桁条。为了容纳通气系统连接，另外的孔必须在远离流线修整的位置处钻通穿过至少一些这样的帽形桁条。然而，这样的额外的孔会降低至少一些已知的帽形桁条的结构完整性。此外，对于至少一些已知的帽形桁条，必须进行许多工作以密封紧邻流线修整的通气路径，以上工作是将例如飞机机翼的结构部件耦接至例如飞机机身的另一个结构部件的更大处理的一部分。因此增大处理的时间并提高了成本。
【发明内容】
[0004]一个方面，提供了一种帽形桁条的收尾配件。该收尾配件包括具有配合面的盖。配合面与帽形桁条的外表面的至少一部分是基本互补的。盖被配置为靠着帽形桁条外表面耦接。盖还包括:第一部分，被配置为当盖靠着帽形桁条的收尾部分耦接时横穿帽形桁条的帽部分中限定的间隙延伸。收尾配件还包括插入件。插入件包括:第一外周表面，该第一外周表面与由帽形桁条限定的通道的内表面的至少一部分是基本互补的。插入件被配置为靠着紧邻帽形桁条收尾部分的通道内表面耦接。插入件和盖形成有合适的刚性以限制当收尾配件耦接至收尾部分时紧邻收尾部分的帽形桁条变形。
[0005]另一方面，提供了一种飞机。飞机包括机翼和耦接至机翼的面板的内表面的帽形桁条。帽形桁条限定了通道。帽形桁条包括帽部分。间隙限定在紧邻帽形桁条的收尾部分的帽部分中。飞机还包括收尾配件。收尾配件包括靠着帽形桁条的外表面耦接的盖。盖的配合面与帽形桁条外表面的至少一部分是基本互补的，并且盖的第一部分横穿间隙延伸。收尾配件还包括靠着紧邻帽形桁条收尾部分的通道的内表面耦接的插入件。插入件的第一外周表面与通道内表面的至少一部分是基本互补的。插入件和盖形成有合适的刚性以限制紧邻收尾部分的帽形桁条的变形。
[0006]另一方面，提供了一种制造交通工具的帽形桁条的收尾配件的方法。该方法包括，将盖的配合面形成为与帽形桁条的外表面的至少一部分基本互补，使得盖被配置为靠着帽形桁条外表面耦接。该方法还包括将盖的第一部分配置为当盖靠着帽形桁条的收尾部分耦接时横穿帽形桁条的帽部分中限定的间隙延伸。该方法还包括将插入件的第一外周表面形成为与由帽形桁条限定的通道的内表面的至少一部分基本互补，使得插入件被配置为靠着紧邻帽形桁条收尾部分的通道内表面耦接。插入件和盖被配置为耦接至帽形桁条收尾部分，并且插入件和盖形成有合适的刚性以限制当收尾配件耦接至收尾部分时紧邻收尾部分的帽形桁条的变形。
【附图说明】
[0007]图1是在其上可以使用帽形桁条收尾配件的实施方式的示例性飞机的示意图；
[0008]图2是可以用在图1中示出的示例性飞机上的帽形桁条的示例性实施方式的示意性透视图:
[0009]图3是在图2中示出的示例性帽形桁条的示意性截面图；
[0010]图4是可以与图2中示出的帽形桁条和在图1中示出的飞机一起使用的帽形桁条收尾配件的示例性实施方式的示意性的分解透视图；
[0011]图5是耦接至图2中示出的帽形桁条的在图4中示出的示例性的帽形桁条收尾配件的示意性透视图；
[0012]图6是图1中示出的示例性飞机的主体的侧面对接的部分的示意性透视图，其中，图2中示出的示例性帽形桁条耦接至示例性飞机的机翼并且图4中示出的示例性帽形桁条收尾配件耦接至示例性帽形桁条；以及
[0013]图7是制造诸如图4中示出的示例性帽形桁条收尾配件的帽形桁条的收尾配件的方法的实施方式的流程图。
【具体实施方式】
[0014]本文中描述的系统和方法的实施方式提供帽形桁条收尾部分的收尾配件，如由流线修整(a run-out trim)限定的收尾部分。收尾配件改善帽形桁条在已修整位置承载其经受的负载的能力。在某些实施方式中，收尾配件另外包括被配置为将由帽形桁条限定的通道与通气系统流体连通的通气口连接件。
[0015]更具体地参考附图，在如图1中示意性地示出的示例性飞机10的结构环境中描述本公开的实施方式。飞机的各种部件，诸如，但不限于，机翼12和机身14，由包括至少一个帽形桁条50的结构部件形成。然而，应当理解，本公开同等地应用至其他交通工具，包括但不限于汽车、重型作业车辆、水上船只和其他交通工具。
[0016]在所示实施方式中，例如，至少一个帽形桁条50沿着每个机翼12的内部布置。每个帽形桁条50从第一端51延伸至第二端53。在所示实施方式中，每个第一端51定位在机翼12的顶端16附近，并且每个第二端53定位在机翼12的根部18附近。在可替换实施方式中，对于至少一个帽形桁条50中的至少一个，至少一个第一端51和第二端53沿着机翼12位于不同的位置。
[0017]并且在所示实施方式中，至少一个燃料箱30布置在每个机翼12内部。此外或可替代地，至少一个燃料箱30布置在机身14内部。每个燃料箱30与飞机10的至少一个通气口 32流体连通。至少一个通气口 32便于降低每个燃料箱30的内部和大气压之间的压力差。
[0018]图2是帽形桁条50的示例性实施方式的示意性透视图，并且图3是沿在图2中示出的线3-3截取的示例性帽形桁条50的示意性截面图。参考图2和图3，帽形桁条50包括一对相对的凸缘部分52、一对相对的腹板部分(web port1n) 54、以及在腹板部分54之间延伸的帽部分(cap port1n) 56。每个腹板部分54在一对凸缘部分52中的一个和帽部分56的边缘之间延伸。在实施方式中，帽形桁条50由碳纤维增强的聚合材料形成。在可替换实施方式中，帽形桁条50由使帽形桁条50能够起到本文中描述的作用的任何其他合适的材料形成。
[0019]在所示实施方式中，帽形桁条50耦接至面板40的表面42。例如，面板40是(在图1中示出的)机翼12的蒙皮面板，并且表面42是蒙皮面板的内表面。更具体地，帽形桁条50的每个凸缘部分52以任何合适的方式耦接至表面42，诸如但不限于，通过粘合剂或共粘结(co-bonding)，使得帽形桁条50能够起到本文中描述的作用。条(noodle)58同样以任何合适的方式在凸缘部分52中的一个过渡到腹板部分54的一个的每个位置处耦接在表面42和帽形桁条50之间。在可替换实施方式中，不存在条58。
[0020]腹板部分54、帽部分56、面板40，以及(如果存在的话)条58相配合以限定具有内表面70的通道60。在所示实施方式中，通道内表面70具有大体的梯形横截面。在可替换实施方式中，通道内表面70具有除大体的梯形以外的横截面。此外，腹板部分54和帽部分56相配合以限定帽形桁条50的外表面72。
[0021]在某些实施方式中，通道60被配置为与通气系统(venting system)流体连通。例如，通道60被配置为与飞机10的至少一个燃料箱30和至少一个通气口 32(在图1中示出的)流体连通以便于降低至少一个燃料箱30的内部和大气压之间的压力差。在可替换实施方式中，通道60不被配置为与通气系统流体连通。
[0022]参考图2，在所示实施方式中，帽形桁条50的流线修整(run-out trim) 62被限定为紧邻帽形桁条50的第一端51和第二端53中的一个。更具体地，流线修整62由沿着每个腹板部分54的边缘64和沿着帽部分56的边缘66材料已经从帽形桁条50被修整的区域限定。在某些实施方式中，边缘64和66的形状