输送元件夹紧系统的制作方法

本发明总体上涉及用于飞机应用的输送元件。更具体地，本发明涉及一种保持输送元件和支撑结构之间的电绝缘并将输送元件固定到支撑结构的输送元件支撑组件。

背景技术：

在飞机的操作过程中使用各种输送系统。这些输送系统可在飞机中运行，并可用来将流体或电从一个地方移动到另一个地方。例如，输送元件可在两个支撑结构之间运行，最后通过其路径中的支撑结构中的开口。当这些输送元件包含流体时，该流体可以是燃料、液压流体或气体。

在操作过程中，飞机可暴露于电磁事件。为了保护系统免于燃烧和损坏，美国联邦航空局条例要求飞机制造商确保在飞机的易燃区域中不会出现火花。为了遵守这些条例，飞机制造商必须使易燃区域中的金属物体接地或隔离。在许多情况中，将具有电绝缘材料的组件安装在输送元件周围以防止发火花。

当输送元件在飞机操作的条件下弯曲时，这些组件还用来支撑并限制输送元件。为此，组件使两个支撑结构之间的间隙桥接，将输送元件保持在位。在飞机中安装有几百个这些组件。

单个支撑性组件可包含多个零件，包括金属桥和金属紧固件。这些零件中的每个都必须遵守预定的电磁效应要求。例如，当使用金属紧固件来固定金属桥时，在电磁事件的过程中可能在接头处出现发火花和电弧放电。为了防止出现此事件，飞机制造商在组件中的每个紧固件之上安装盖封。定位、对准、处理和密封每个组件的紧固件会耗费数不清的人力时间。

因此，将希望具有一种考虑至少一部分以上讨论的问题及其他可能的问题的方法和设备。

技术实现要素：

本发明的一个说明性实施例提供一种输送元件夹紧系统，其包括下部、上部和通道系统。下部具有第一数量的切口，并且上部具有第二数量的切口。下部构造为使飞机中的两个支撑结构之间的间隙桥接。上部构造为与下部互锁。通道系统由第一数量的切口和第二数量的切口形成。通道系统构造为当上部和下部彼此耦接时接收多个输送元件。输送元件夹紧系统使多个输送元件与两个支撑结构电绝缘。

本发明的另一说明性实施例提供一种用于使输送元件在飞机中稳定的方法。将输送元件夹紧系统的下部定位在飞机中的两个支撑结构之间的间隙中。将多个输送元件定位在下部中的第一数量的切口中。将输送元件夹紧系统的上部定位在多个输送元件之上，使得多个输送元件位于上部中的第二数量的切口中。上部沿着多个输送元件朝向下部滑动，使得第一数量的切口和第二数量的切口包围多个输送元件中的每个输送元件的外缘。将上部固定到下部，从而输送元件夹紧系统使多个输送元件与第一支撑结构和第二支撑结构电绝缘。

本发明的另一说明性实施例提供一种飞机，其包括支撑结构、多个输送元件和输送元件夹紧系统。多个输送元件在支撑结构之间的间隙内与支撑结构平行地延伸。输送元件夹紧系统包括：下部，具有第一数量的切口；上部，具有第二数量的切口；以及通道系统。下部构造为使支撑结构之间的间隙桥接。上部构造为与下部互锁。通道系统由第一数量的切口和第二数量的切口形成。通道系统构造为接收多个输送元件。输送元件夹紧系统使多个输送元件与支撑结构电绝缘。

这些特征和功能可在本发明的各种实施例中独立地实现，或者可在另外一些实施例中组合，在另外一些实施例中，参考以下描述和附图可看到进一步细节。

附图说明

在所附权利要求中阐述了被认为是新颖特征的说明性实施例的特性。然而，当结合附图阅读时，通过参考本发明的说明性实施例的以下详细描述将最佳地理解这些说明性实施例、以及优选的使用方式、其他目的及其特征，其中：

图1是根据一个说明性实施例的飞机的机翼的透视图的图示；

图2是根据一个说明性实施例的飞机的框图的图示；

图3是根据一个说明性实施例的输送元件夹紧系统的透视图的图示；

图4是根据一个说明性实施例的输送元件夹紧系统的分解图的图示；

图5是根据一个说明性实施例的输送元件夹紧系统的截面的图示；

图6是根据一个说明性实施例的输送元件夹紧系统的前视图的图示；

图7是根据一个说明性实施例的输送元件夹紧系统的图示；

图8是根据一个说明性实施例的插入物的一部分的图示；

图9是根据一个说明性实施例的插入物的一部分的另一图示；

图10是示出了根据一个说明性实施例的输送元件夹紧系统的部件的飞机的截面的图示；

图11是示出了根据一个说明性实施例的输送元件夹紧系统的部件的飞机的截面的另一图示；

图12是根据一个说明性实施例的用于使输送元件在飞机中稳定的过程的流程图的图示；

图13是根据一个说明性实施例的飞机制造和维修方法的框图的图示；以及

图14是其中可实现一个说明性实施例的飞机的框图的图示。

具体实施方式

说明性实施例识别并考虑到一个或多个不同的考虑因素。例如，说明性实施例识别并考虑到，用于使输送元件在飞机中电绝缘并支撑的制造过程通常比预期的更昂贵且更耗时。目前的解决方案使用附接到纵梁托架的金属间断构件，使两个支撑结构之间的间隙桥接。用金属紧固件固定间断构件，必须用盖封闭每个金属紧固件以防止电弧放电和发火花。使用附加设备将输送元件支撑并限制在其周围结构内。

手动对准并连接多件式的、复杂的设备会耗费大量装配时间。而且，组件的每个零件必须遵守特定的电磁效应要求。盖封过程延长制造时间，因为每个紧固件必须在堆叠的顶部上和底部上接收盖封。结果，可能耗费比预期的更多的时间来设计、制造并实现这些零件。

所公开的实施例涉及一种输送元件夹紧系统，其组合电绝缘和结构支撑，不需要盖封过程。这些实施例可在用于使输送系统稳定并防止其受到电磁效应的多种飞机应用中使用。

现在参考附图，且特别是参考图1，描绘了根据一个说明性实施例的飞机的机翼的透视图的图示。飞机101中的机翼100具有肋部102和纵梁104。输送系统106延伸通过机翼100。输送系统106具有输送元件108。在此说明性实例中，输送元件108运送流体通过机翼100。在其他说明性实例中，输送元件108可运送电或一些其他介质。

输送元件108在纵梁104之间通过。在此说明性实例中，输送元件108与纵梁104平行地延伸。在沿着纵梁104的各种位置处，可使用输送元件夹紧系统(未在此视图中示出)将输送元件108固定到纵梁104。每个输送元件夹紧系统在输送元件108和纵梁104之间提供电绝缘。输送元件夹紧系统还提供结构支撑以将输送元件108保持在位。

机翼100的截面110示出了输送系统106的一部分。在图10中更详细地示出了截面110中的部件。

现在转到图2，描绘了根据一个说明性实施例的飞机的框图的图示。飞机200包括支撑结构202、多个输送元件204和输送元件夹紧系统206。

如本文中使用的，当涉及项目使用“多个”时意味着一个或多个项目。因此，多个输送元件包括一个或多个输送元件。

如所描绘的，支撑结构202可为飞机结构208提供结构支撑。飞机结构208可以是多个输送元件204所穿过的任何类型的航空航天结构。

在此说明性实例中，飞机结构208可采用机翼210的形式。在其他说明性实例中，飞机结构208可以是发动机舱、消音器、面板、隔舱、壳体、罐、客舱、废物系统、机身的一部分或可使用输送元件夹紧系统206的任何其他类型的航空航天结构。

支撑结构202包括第一支撑结构212和第二支撑结构214。在此说明性实例中，支撑结构202采用纵梁216的形式。在其他实例中，支撑结构202可采用肋部、翼梁或一些其他类型的支撑结构的形式。

多个输送元件204中的每个构造为使介质从飞机200中的一个地方移动到另一个地方。该介质可采用例如但不限于，流体、燃料、液压流体、电或一些其他介质的形式。

当流体流过多个输送元件204时，每个输送元件204采用管218的形式。管218可具有根据所输送的介质而变化的大小。管218具有外缘219。可选择对于管218的形状、大小、直径、壁厚和材料，以遵守飞机条例或制造规格，这取决于流过管218的流体的类型。

在此说明性实例中，多个输送元件204在支撑结构202之间的间隙220内与支撑结构202平行地延伸。输送元件夹紧系统206用来使多个输送元件204在支撑结构202之间稳定。输送元件夹紧系统206还使多个输送元件204与支撑结构202电绝缘。

希望电绝缘防止由电磁效应产生的火花。电磁效应可由电磁事件(例如雷击或飞机200的操作过程中的其他电磁事件)引起。

如所描绘的，输送元件夹紧系统206包括下部222、多个插入物223、上部224、锁定机构225和通道系统226。下部222构造为使支撑结构202之间的间隙220桥接。上部224构造为与下部222互锁。

在此说明性实例中，上部224和下部222是可互换的。换句话说，上部224和下部222是相同的零件。上部224和下部222的所有特征和功能基本上相同。

在此说明性实例中，下部222具有第一数量的切口228。上部224具有第二数量的切口230。第一数量的切口228是形成在下部222中的孔或凹口。第二数量的切口230是形成在上部224中的孔或凹口。形成预期深度和形状的第一数量的切口228和第二数量的切口230。第一切口229是第一数量的切口228中的一个。第二切口232是第二数量的切口230中的一个。

当下部222和上部224彼此耦接时，第一数量的切口228中的每一个对应于第二数量的切口230中的一个。例如，在此说明性实例中，第一切口229对应于第二切口232。

通道系统226由第一数量的切口228和第二数量的切口230形成。通道系统226构造为当上部224和下部222彼此耦接时接收多个输送元件204。通道系统226具有多个通道233。当下部222中的第一切口229和上部224中的第二切口232彼此耦接时，多个通道233中的通道235由这两个件形成。

在此说明性实例中，多个插入物223定位在通道系统226内。多个插入物223中的插入物234定位在多个通道233中的一个通道中。在一些情况下，当形成不止一个通道时，多个插入物223中的插入物234定位在多个通道233中的每个通道中。在其他实例中，多个通道233中的一部分可能没有插入物。在此说明性实例中，多个插入物223构造为使多个输送元件204稳定。

如所描绘的，多个插入物223中的每个插入物具有两个零件。作为一个实例，多个插入物223中的插入物234具有第一半部236和第二半部238。在此说明性实例中，第一半部236和第二半部238可以是可互换的。在其他说明性实例中，插入物234的第一半部236和第二半部238可具有彼此不同的特征。

第一半部236定位在下部222中的第一切口229内。第二半部238定位在上部224中的第二切口232内。第一半部236和第二半部238对应于多个输送元件204中的一输送元件的周围外缘219，以使输送元件稳定。

第一锁定销240构造为在飞机200的操作过程中将插入物234的第一半部236保持在位。第二锁定销242构造为在飞机200的操作过程中将插入物234的第二半部238保持在位。

在此说明性实例中，插入物234的第一半部236通过第一锁定销240固定到下部222。例如，非限制性地，可在下部222中切出孔，并且第一锁定销240可与该孔过盈配合，使得插入物234的第一半部236在飞机200的使用过程中保持在预期位置。

以相同的方式，插入物234的第二半部238通过第二锁定销242固定到上部224。在其他说明性实例中，第一半部236、第二半部238或这两者可以一些其他方式固定，这取决于特定实现方式。例如，可使用夹子、粘合剂或一些其他机构。在其他说明性实例中，插入物234的第一半部236可形成为下部222的一部分，并且插入物234的第二半部238可形成为上部224的一部分。

如所描绘的，在第一切口229内形成有第一组凹槽244。在第二切口232内形成有第二组凹槽246。第一组凹槽244和第二组凹槽246分别是切入第一切口229和第二切口232中的凹陷。第一组凹槽244构造为引导安装并将对应凸缘接收在插入物234的第一半部236中。第二组凹槽246构造为引导安装并将对应凸缘接收在插入物234的第二半部238中。以此方式，插入物234具有构造为与第一组凹槽244或第二组凹槽246中的至少一个接合的凸缘248。

如本文中使用的，术语“...中的至少一个”当与一列项目一起使用时意味着可使用一个或多个所列出的项目的不同组合，并且可能只需要该列中的每个项目的一个。换句话说，“...中的至少一个”意味着项目的任何组合，并可使用该列项目中的多个项目，但是不需要该列项目中的所有项目。该项目可以是特定物体、物品或类别。

例如，“项目a、项目b或项目c中的至少一个”可包括但不限于，项目a、项目a和项目b、或项目b。此实例还可包括项目a、项目b、以及项目c、或者项目b和项目c。当然，这些项目的任何组合可以是存在的。在其他实例中，“...中的至少一个”可以是例如但不限于，两个项目a、一个项目b、以及十个项目c；四个项目b和七个项目c；或者其他合适的组合。

在此说明性实例中，下部222、上部224和插入物234由介电材料250构成。介电材料250可由选自以下材料中的至少一种的材料构成：热塑性材料、热固性材料、聚甲醛均聚物、尼龙、聚四氟乙烯、聚酰胺-酰亚胺、石墨、碳纤维增强塑料、三聚氰胺、酚醛树脂及其他树脂(带有增强纤维或没有增强纤维)、聚醚醚酮(peek)、聚醚酮酮(pekk)、橡胶或一些其他合适的电绝缘材料。在一些情况下，下部222、上部224和插入物234可由相同的材料构成。在其他实例中，这些零件中的一个或多个可由与其他不同类型的材料构成。

锁定机构225是一个结构或多个结构，其为将下部222固定到上部224，使得下部222和上部224在飞机200的操作过程中分担设置在输送元件夹紧系统206上的负载252。通过使用锁定机构225、下部222和上部224在一些情况下可同等地分担负载252。锁定机构225可包括位于下部222和上部224两者上用来将两个件耦接到一起的多个结构。

在此说明性实例中，锁定机构225包括第一夹子254、第二夹子256、第一悬臂258和第二悬臂260。第一夹子254位于下部222的第一侧262上。第一悬臂258位于下部222的第二侧264上。第二夹子256位于上部224的第一侧266上，并且第二悬臂260位于上部224的第二侧268上。

如所描绘的，第二夹子256构造为与第一悬臂258接合。第二悬臂260构造为与第一夹子254接合。此组合使输送元件夹紧系统260的下部222和上部224互锁在一起。

当输送元件夹紧系统206安装在飞机200中时，输送元件夹紧系统206的第一端270固定到第一支撑结构212上的第一支架272。以类似的方式，输送元件夹紧系统206的第二端274固定到第二支撑结构214上的第二支架276。

关于一个说明性实施例，输送元件夹紧系统206的制造和安装可耗费比目前使用的系统少的时间。输送元件夹紧系统206是对一个机构中的多个输送元件204提供电磁绝缘和支撑的夹具和支架。因为输送元件夹紧系统206中的所有零件都由介电材料250构成，任何用来将输送元件夹紧系统206固定到支撑结构202的紧固件不需要是盖封的。结果，输送元件夹紧系统206的使用节省了制造时间，降低了成本，并且提供了带有可互换部件的组件以易于制造。

接下来参考图3，描绘了根据一个说明性实施例的输送元件夹紧系统的透视图的图示。图3描绘了关于在图2中以框形式示出的输送元件夹紧系统206的一个实现方式的实例。

如所描绘的，输送元件夹紧系统300具有上部302、下部304、插入物306、插入物308和锁定机构310。图3描绘了处于锁定位置中的输送元件夹紧系统300。换句话说，上部302和下部304彼此牢固地连接。锁定机构310将上部302固定到下部304。另一锁定机构(未在此视图中示出)位于锁定机构310的相对侧上。

在此视图中还示出了通道312和通道314。插入物306成形为使得形成通道312。插入物308成形为使得形成通道314。输送元件(未在此视图中示出)可穿过通道312、通道314或这二者。虽然通道312和通道314被示出为具有圆形形状，但是其他形状是可能的，这取决于插入物306和插入物308分别如何形成。

输送元件夹紧系统300填充两个纵梁之间的间隙。在此说明性实例中，输送元件夹紧系统300具有第一端316和第二端318。当安装在飞机中时，使用孔320将第一端316固定到第一纵梁上的支架。使用孔322将第二端318固定到第二纵梁上的支架。在此说明性实例汇中，孔320和孔322各自具有两个孔，但是其他数量的孔是可能的。

截面324示出了输送元件夹紧系统300的一部分。在图5中更详细地示出了截面324中的部件。

现在转到图4，描绘了根据一个说明性实施例的输送元件夹紧系统的分解图的图示。如此视图所示，插入物306具有第一半部400和第二半部402。插入物308具有第一半部404和第二半部406。

在此说明性实例中，上部302具有切口410和切口412。下部304具有切口414和切口416。在此说明性实例中，每个切口接收插入物的一半。例如，切口410接收插入物306的第一半部400，并且切口414接收插入物306的第二半部402。切口412接收插入物308的第一半部404，并且切口416接收插入物308的第二半部406。

为了将插入物306的第一半部400固定到上部302，锁定销418与上部302中的孔420过盈配合。为了将插入物308的第一半部404固定到上部302，锁定销422与上部302中的孔424过盈配合。插入物306的第二半部402和插入物308的第二半部406可以类似的方式固定到下部304。

如所描绘的，切口414具有凹槽426。切口416具有凹槽428。当插入物306的第二半部402安装在下部304中时，插入物306的第二半部402中的凸缘430与凹槽426接合。当插入物308的第二半部406安装在下部304中时，插入物308的第二半部406中的凸缘432与凹槽428接合。

在此说明性实例中，插入物306的第一半部400具有凸缘434，并且插入物308的第一半部404具有凸缘436。凸缘434与切口410中的凹槽(未在此视图中示出)接合，并且凸缘436以与上述类似的方式与切口412中的凹槽(未在此视图中示出)接合。

输送元件夹紧系统300在两侧上具有锁定机构。在此说明性实例中，锁定机构310具有悬臂438和夹子440。悬臂438卡合到夹子440中，以使上部302耦接到下部304。

在此视图中，可在下部304上看到多个排放孔442。排放孔442可沿着支架的每个部分形成。排放孔442构造为防止会使输送元件夹紧系统300内的零件冻结和损坏的水被困住。另外，排放孔442可排出燃料，以使被困在组件中的未使用的燃料的量减到最小。在上部302(未在此视图中示出)上存在对应的排放孔，使得流体可整体上移动通过输送元件夹紧系统300。

现在参考图5，描绘了根据一个说明性实施例的输送元件夹紧系统的截面的图示。图5描绘了在图3中的观察线5-5的方向上示出的输送元件夹紧系统300的截面324的更详细视图。

锁定机构310被示出为带有与夹子440接合的悬臂438。在输送元件夹紧系统300的另一侧上，锁定机构500还将上部302锁定到下部304。锁定机构500具有悬臂502和夹子504。悬臂502卡合到夹子504中，以将上部302进一步固定到下部304。

在一些说明性实例中，当耦接在一起时，在上部302和下部304之间可存在小间隙。这种间隙允许制造公差、翘曲，并且易于在没有预加载的情况下装配。

接下来转到图6，描绘了根据一个说明性实施例的输送元件夹紧系统的前视图的图示。在图3中的观察线6-6的方向上示出了输送元件夹紧系统300。

可调整各种实施例中的插入物，以适应不同类型的输送元件的需要。如此视图所示，插入物306比插入物308薄，从而使通道312在直径上比通道314大。以此方式，通道312构造为相比于通道314保持更大的输送元件。在其他说明性实例中，插入物306和插入物308两者可具有基本上相同的厚度。带有类似厚度的插入物可构造为保持相同类型或不同类型的输送元件，这取决于飞机的需要。

在图7中，描绘了根据一个说明性实施例的输送元件夹紧系统的图示。图7描绘了在图2中以框形式示出的输送元件夹紧系统206的一个替代实现方式。在此说明性实例中，输送元件夹紧系统700构造为仅电绝缘并支撑一个输送元件。

如所描绘的，输送元件夹紧系统700具有上部702、下部704、插入物706和锁定机构708。通道710由插入物706形成。

图8和图9示出了对于插入物的一部分的两种不同构造。图8中的插入物半部800包括锁定销802和凸缘804。图9中的插入物半部900包括锁定销902、凸缘904和凹槽906。凹槽906可形成在插入物半部900中，以使壁厚减到最小，这又在零件冷却时使翘曲和变形减到最小。凹槽906还可减小零件的重量。在这些说明性实例中，图9中的插入物半部900的厚度908比图8中的插入物半部800的厚度806大。

接下来转到图10，描绘了根据一个说明性实施例的示出输送元件夹紧系统的部件的飞机的截面的图示。图10示出了来自图1的截面110的更详细视图，带有来自图3和图4的安装在飞机101的机翼100中的输送元件夹紧系统300中的部件。

如所举例说明的，输送元件1000和输送元件1002延伸通过纵梁1006和纵梁1008之间的间隙1004。下部304已定位在纵梁1006上的支架1010上和纵梁1008上的支架(未在此视图中示出)上。

插入物已经安装在输送元件夹紧系统300的上部302和下部304中。输送元件1000已定位在插入物308的第二半部406中。输送元件1002已定位在插入物306的第二半部402内。

输送元件夹紧系统300的上部302位于输送元件1000和输送元件1002上。上部302在箭头1012的方向上滑动，以使上部302和下部304耦接在一起。

现在参考图11，描绘了根据一个说明性实施例的示出了输送元件夹紧系统的部件的飞机的截面的图示。在此实例中，上部302已在箭头1012的方向上滑动，以卡合到适当位置中。现在，可使用紧固件将输送元件夹紧系统300整体上固定到纵梁1006和纵梁1008。这些紧固件不需要单独的电磁绝缘。

图1中的机翼100仅是结合有图2中的输送元件夹紧系统206的平台的一个物理实现方式。虽然关于飞机描述了用于一个说明性实施例的实例，但是说明性实施例可应用于其他类型的平台。可在任何存在管道或电线的平台中使用图2中的输送元件夹紧系统206。该平台可以是例如，移动平台、固定平台、陆基结构、水基结构或基于空间的结构。更具体地，该平台可以是水面舰船、坦克、人员运输车、火车、宇宙飞船、空间站、卫星、潜艇、汽车、发电厂、桥梁、水坝、房屋、制造设备、建筑物以及其他合适的平台。

图1和图3至图11所示的不同部件可与图2中的部件组合，与图2中的部件一起使用，或者二者的组合。另外，图1和图3至图9中的部件的一部分可以是图2中以框形式示出的部件可如何实现为物理结构的说明性实例。

可实现除了图3至图9所示的那些以外的输送元件夹紧系统300的其他构造。例如，输送元件夹紧系统可具有一个、两个、三个或更多个用于输送元件的插入位置。这种插入位置可沿着支架以预期方式隔开。

接下来参考图12，描绘了根据一个说明性实施例的用于使输送元件在飞机中稳定的过程的流程图的图示。图12中描绘的方法可用来安装图2所示的输送元件夹紧系统206。

该过程开始于，通过将输送元件夹紧系统的下部定位在飞机中的两个支撑结构之间的间隙中(操作1200)。接下来，将多个输送元件定位在输送元件夹紧系统的下部中的第一数量的切口中(操作1202)。

该过程然后将输送元件夹紧系统的上部定位在多个输送元件之上，使得多个输送元件位于上部中的第二数量的切口中(操作1204)。使上部沿着多个输送元件朝向下部滑动，使得第一数量的切口和第二数量的切口包围多个输送元件中的每个的外缘(操作1206)。

一旦两个件彼此连接，便将上部固定到下部(操作1208)。然后将输送元件夹紧系统固定到两个支撑结构(操作1210)，然后该过程结束。可重复此过程，以将每个输送元件夹紧系统安装在飞机中。

可以与本文描述的不同的方式安装根据一个说明性实施例的输送元件夹紧系统。例如，在飞机的制造过程中，可将输送元件夹紧系统安装在已经存在的输送元件周围，或者代替飞机中现有的支撑组件。

不同的所描绘的说明性实施例中的流程图和框图举例说明了一个说明性实施例中的设备和方法的一些可能的实现方式的结构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个框可代表模块、区段、功能、和/或操作或步骤的一部分。

可在如图13所示的飞机制造和维修方法1300及如图14所示的飞机1400的上下文中描述本发明的说明性实施例。首先转到图13，描绘了根据一个说明性实施例的飞机制造和维修方法的框图的图示。在生产前期间，飞机制造和维修方法1300可包括图14中的飞机1400的规格和设计1302及材料采购1304。

在生产过程中，发生图14中的飞机1400的部件和子组件制造1306及系统集成1308。然后，图14中的飞机1400可经历认证和交付1310，以投入使用1312。在由客户使用1312时，安排图14中的飞机1400进行例行维护和维修1314，这可包括修整、重构、翻新和其他维护或维修。

在部件和子组件制造1306的过程中可制造图2的输送元件夹紧系统206和输送元件夹紧系统206内的部件。另外，可在为了例行维护和维修1314而制造的零件中使用输送元件夹紧系统206，该例行维护和维修作为图14中的飞机1400的修整、重构或翻新的一部分。

可由系统集成商、第三方、运营商或其一些组合来执行或实施飞机制造和维修方法1300的每个过程。在这些实例中，运营商可以是顾客。为了本描述的目的，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销售商、分包商和供应商；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织，等等。

现在参考图14，描绘了可实现一个说明性实施例的飞机的框图的图示。在此实例中，飞机1400由图13中的飞机制造和维修方法1300生产，并且可包括机身1402以及多个系统1404和内部1406。系统1404的实例包括推进系统1408、电气系统1410、液压系统1412以及环境系统1414中的一个或多个。可包括任意数量的其他系统。虽然示出了航空航天实例，但是不同的说明性实施例可应用于其他行业，例如汽车行业。

可在图13中的飞机制造和维修方法1300的至少一个阶段期间使用本文体现的设备和方法。

在一个说明性实例中，可以与在图13中的飞机1400投入使用1312时生产的部件或子组件类似的方式制作或制造在图13中的部件和子组件制造1306中生产的部件或子组件。作为又一实例，在生产阶段(例如图13中的部件和子组件制造1306及系统集成1308)可使用一个或多个设备实施例、方法实施例或其组合。在图13中的飞机1400投入使用1312时、在图13中的维护和维修1314期间或两者期间，可使用一个或多个设备实施例、方法实施例或其组合。多个不同的说明性实施例的使用可大幅加快飞机1400的装配、降低飞机1400的成本，或者同时加快飞机1400的装配并降低飞机1400的成本。

说明性实施例缩短了飞机制造和安装时间。输送元件夹紧系统为输送元件提供电磁绝缘和支撑。因为输送元件夹紧系统内的所有部件都由介电材料制成，所以没有电弧放电和发火花的危险。结果，可减小或消除对盖封紧固件的需求，节省时间和成本。

由于输送元件夹紧系统的下部和上部是可互换的，所以可批量生产并快速安装部件。锁定机构允许两个部分在飞机的操作过程中分担应用于输送元件夹紧系统的负载，减小故障的危险。

用于输送元件夹紧系统的此设计可用来通过使用不同的插入物支撑并电绝缘不同类型的输送元件。例如，可使用更薄的插入物来支撑更大的管。以此方式，说明性实施例为飞机应用提供完全可定制的夹紧系统。

这些说明性实施例消除了之前用来绝缘并固定管道的部件的一部分。进一步，这些说明性实施例消除了对于每个部件具有单独的电磁效应保护的需求。仅从图2中的输送元件夹紧系统206实现电磁绝缘。

在说明性实施例的一些替代实现方式中，在框中提到的该功能或多个功能可以图中提到的顺序以外的顺序发生。例如，在一些情况下，可基本上同时地执行两个连续示出的框，或者这些框有时可以相反的顺序执行，这取决于所包括的功能。而且，在流程图或框图中，除了举例说明的框以外，可增加其他框。

已出于例证和描述的目的而提供了对不同的说明性实施例的描述，并且并非旨在是穷尽的或限制于所公开的形式的实施例。对于本领域的普通技术人员来说，许多修改和变型将是显而易见的。进一步，与其他预期实施例相比，不同的说明性实施例可提供不同的特征。选择并描述所选择的该实施例或多个实施例，以最佳地说明这些实施例的原理、实际应用，并且使得本领域的普通技术人员能够针对具有适用于所设想的特定使用的各种修改的各个实施例理解本公开。