103中，并且插入件102和盖130以另一种合适的方式耦接至收尾部分68，诸如但不限于，通过第二紧固件168和第三紧固件172 (如本文中将描述的)或者通过粘合剂。
[0036]并且在所示实施方式中，多个第三插入件开口 116限定在第二外周表面105中并延伸穿过第二外周表面105。多个第三插入件开口 116被配置为当插入件102被定位为耦接至收尾部分68时被定位为紧邻间隙69(在图2中示出的)。此外，每个第三插入件开口116被配置为当盖130和插入件102定位为耦接至收尾部分68时与相应的第三盖开口 148对准。在所示实施方式中，第三插入件开口 116限定在插入件帽端110中。在可替换实施方式中，第三插入件开口 116另外或可替换地限定在相对的插入件侧面106中，并且延伸穿过相对的插入件侧面106。当收尾配件100被组装时，合适的第三紧固件172布置在每个相应的对准的第三插入件开口 116和第三盖开口 148中以将插入件102耦接至盖130，并且因此，间接地耦接至收尾部分68。在其他替换实施方式中，第三插入件开口 116没有限定在第二外周表面105中，并且插入件102以另一种合适的方式耦接至盖130，诸如但不限于，通过第一紧固件170和/或通过粘合剂。
[0037]在某些实施方式中，对准的第一插入件开口 114和第一盖开口 144，以及对准的第三插入件开口 116和第三盖开口 148，对收尾配件100完全是外部可进入的以便使得能够安装相应的第一紧固件170和第三紧固件172。例如，在所示实施方式中，第一外周表面103和第二外周表面105中的每个从第一端120延伸至第二端122，第二端122被配置为当收尾配件100耦接至帽形桁条50时面向通道60。壁118被定位为靠近第二端122，从而使得当盖130和插入件102被定位为耦接至收尾部分68并且相应的第一紧固件170和第三紧固件172插入时，每个第一紧固件170和每个第三紧固件172的两端对于收尾配件100是外部可进入的以便于完成耦接处理。因此，第一紧固件170和第三紧固件172中的每个可以被安装而不需要进入帽形桁条50的内部。在可替换实施方式中，对准的第一插入件开口114和第一盖开口 144以及对准的第三插入件开口 116和第三盖开口 148中的至少一个不完全是对于收尾配件100外部可进入的以使得能够安装相应的第一紧固件170和第三紧固件172，并且相应的第一紧固件和第三紧固件172通过，例如，经由喷孔162进入紧固件的第二端来安装。
[0038]如上所述，插入件102在某些实施方式中被配置为当收尾配件100耦接至收尾部分68时基本阻挡通过通道第一端61 (在图2中示出的)的流体连通。在【具体实施方式】中，合适的密封材料位于插入件102与收尾部分68和盖130中的至少一个之间以改善在通道第一端61处的插入件102的密封效果。例如，密封材料位于插入件102与帽形桁条腹板部分边缘64和盖第一部分132中的至少一个之间的界面处。在可替换实施方式中，没有密封材料位于插入件102与收尾部分68和盖130中的任意一个之间。
[0039]图6是耦接飞机10的机翼12和机身14的主体的侧面对接的部分90的示意性透视图，帽形桁条50耦接至机翼12并且收尾配件100耦接至帽形桁条50。在所示实施方式中，面板40是上机翼蒙皮面板，并且表面42是面板40的内表面。因此，如在图6中示出的，帽形桁条外表面72从表面42向下延伸。对接90包括将帽形桁条50耦接至机身14的至少一个结构配件92。在所示实施方式中，至少一个结构配件92包括一对结构配件腹板部分94，并且每个结构配件腹板部分94以任何合适的方式(诸如但不限于，使用合适的紧固件(未示出))耦接至相应的帽形桁条凸缘部分52和腹板部分54。
[0040]在所示实施方式中，帽形桁条通道60与飞机10的至少一个燃料箱30 (在图1中示出的)和至少一个通气口 32(在图1中示出的)流体连通地耦接。更具体地，通气管80的第一端82与收尾配件通气口连接件160流体连通，并且通气管80的第二端84与机身14的通气端口 86流体连通地耦接。通气端口 86与位于机身14内部的至少一个燃料箱30流体连通。因此，流体流动路径被限定为从至少一个燃料箱30、通过通气端口 86、通过通气管80、通过收尾配件通气口连接件160、通过间隙69 (在图2中示出的)、通过通道60 (在图2中示出的)、到至少一个通气口 32。此外，流动路径由收尾配件100的插入件102(图5中可见的)至少部分地限定在通道第一端61处。在可替换的实施方式中，收尾配件100不包括通气口连接件160，并且帽形桁条通道60没有与任何燃料箱30和/或任何通气口 32流体连通地耦接。
[0041]图7是制造交通工具(如飞机10)的帽形桁条(如帽形桁条50)的收尾配件(如收尾配件100)的方法200的实施方式的流程图。方法200包括202将盖的配合面(如盖130的配合面134)形成为与帽形桁条的外表面(如外表面72)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親接。方法200还包括204将盖的第一部分(如第一部分132)配置为当盖靠着帽形桁条的收尾部分(如收尾部分68)耦接时横穿限定在帽部分中的间隙(如限定在帽部分56中的间隙69)延伸。方法200还包括206将插入件的第一外周表面(如插入件102的第一外周表面103)形成为与由帽形桁条限定的通道的内表面(如通道60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。
[0042]在某些实施方式中，方法200包括208将插入件的第二外周表面(如第二外周表面105)形成为与盖配合面的至少一部分基本互补。在一些实施方式中，方法200还包括210在盖中形成多个第一盖开口(如第一盖开口 144)。每个第一盖开口延伸穿过盖，并且每个第一盖开口被配置为当盖定位为耦接至帽形桁条收尾部分时与在帽形桁条收尾部分中限定的多个第一收尾开口(如第一收尾开口 76)中的相应的一个对准。并且在一些实施方式中，方法200包括212在第一外周表面中形成多个第一插入件开口(如第一插入件开口 114)。每个第一插入件开口延伸穿过第一外周表面，并且每个第一插入件开口被配置为当插入件和盖被定位为耦接至帽形桁条收尾部分时与多个第一盖开口中的相应的一个和多个第一收尾开口中的相应的一个对准。
[0043]此外，在某些实施方式中，方法200包括214在盖中形成多个第三盖开口(如第三盖开口 148)。每个第三盖开口延伸穿过盖，并且每个第三盖开口被配置为当盖被定位为耦接至帽形桁条收尾部分时被定位为紧邻间隙。每个第三盖开口被配置为当盖和插入件定位为耦接至帽形桁条收尾部分时与插入件中限定的多个第三插入件开口(如第三插入件开口 116)中的相应的一个对准。在一些实施方式中，方法200包括216形成盖的通气口连接件(如通气口连接件160)。通气口连接件限定延伸穿过盖的喷孔(如喷孔162)使得通气口连接件被配置为当盖被定位为耦接至帽形桁条收尾部分时经由间隙与通道流体连通。
[0044]方法200中的每个处理可以通过系统集成商、第三方、和/或用户进行或执行。为了该描述的目的，系统集成商可包括但不限于任意数量的飞机制造商和主系统分包商；第三方可包括但不限于任意数量的承包商、分包商以及供应商；并且用户可以是航空公司、租赁公司、军事企业、服务机构等。此外，尽管示出了航空实例，但本发明的原理可适用于诸如汽车行业的其他行业。
[0045]本文中描述的实施方式提供了帽形桁条收尾部分的收尾配件，如由流线修整限定的收尾部分。该实施方式改善了帽形桁条在已修整位置承载其经受的负载的能力。某些实施方式另外地提供了通气口连接件，该通气口连接件被配置为将由帽形桁条限定的通道与通气系统流体连通地耦接。
[0046]本文中描述的实施方式提供了对包括帽形桁条流线修整的至少一些结构的改进。与至少一些已知结构相比，本文中描述的收尾配件减少或消除了紧邻帽形桁条流线修整的不利的结构影响，诸如，但不限于，过度的帽形桁条腹板弯曲和在帽形桁条的条上过度局部化的负载，如弯曲、扭转、剪切、轴向、垂直、和/或横向局部化的条负载。此外，在某些实施方式中，收尾配件包括消除了对将由帽形桁条限定的通道与通气系统流体连通地耦接的帽形桁条中的另外的孔的需要的通气口连接件。此外，可以在如机翼至机身耦接处理的包括关联结构的更大的耦接处