垂直地一体形成的纵梁的制作方法
【专利摘要】本发明涉及垂直地一体形成的纵梁。提供了用于使用垂直取向的圆周纵梁增强飞机的各组件的设备和方法。根据本文描述的实施例，可以使用垂直取向且在圆周上的纵梁来增强飞机机身的筒状蒙皮。根据额外的实施例，机翼的机翼纵梁可以与圆周纵梁对齐。根据进一步的实施例，机翼还可以具有一个或多个翼梁，该翼梁具有椭圆形孔。所述椭圆的形状可以经配置被附连到机身，使得所述孔的外表面被设置为邻近机身的内表面。
【专利说明】垂直地一体形成的纵梁
【技术领域】
[0001]飞机通常使用相对薄的条状材料，或“纵梁”，它们纵向取向为与飞机的中心轴线平行，以对覆盖机身的蒙皮提供强度和加固特性。
【背景技术】
[0002]现有的飞机机身通常制造成圆柱形区段，该圆柱形区段以端到端形式连接以生产出具有所需长度的机身。在制造机身区段中，将多个纵梁结合到蒙皮，使得每个纵梁在机身区段的首尾端终止。当机身区段连接到相邻的机身区段时，每个纵梁的末端必须被拼接到相邻机身区段的纵梁的相应末端中。这种拼接操作是一个冗长、劳动密集的过程。
[0003]此外，在传统的机身构造的每个拼接中，由于在飞行中遍布飞机机身所引发的共同的载荷和力矩，由此存在分层或其它结构故障或衰退的可能性。为了防止这些结构故障，通常使用拼接板和紧固件，但这明显增加了飞机的重量和成本。
[0004]需要考虑这些注意事项和在本文的公开中提出的其他注意事项。
【发明内容】
[0005]应该注意的是，提供本
【发明内容】
是为了以简化形式介绍选择的概念，所述概念将在下面的【具体实施方式】中作进一步的描述。本
【发明内容】
不意图用于限制要求保护的主题的范围。
[0006]设备和方法提供使用垂直取向的圆周纵梁的增强的飞机机身。根据本文所提供的本发明的一方面，飞机机身可以包括具有内表面的蒙皮。该蒙皮可以沿纵向轴线延伸。多个纵梁可以设置为基本垂直于所述纵向轴线。多个纵梁可以沿纵向轴线在圆周上垂直取向。
[0007]根据另外一方面，飞机可以具有机身，该机身可包括具有内表面的筒状蒙皮。该筒状蒙皮可在纵向上沿第一轴线延伸。多个筒状纵梁可以设置为基本垂直于第一轴线。该筒状纵梁可以沿第一轴线在圆周上垂直取向。飞机还可以具有包含机翼蒙皮的机翼。机翼蒙皮可具有内表面，其具有靠近机身的第一末端以及远离第一末端的第二末端。机翼可以具有连接到机翼蒙皮的内表面的多个机翼纵梁。机翼纵梁可以取向为使得其基本与机身的圆周纵梁对齐。
[0008]根据另外一方面，用于加固飞机的方法可以包括形成具有内表面的筒状蒙皮，该内表面在纵向上沿第一轴线延伸。所形成的多个纵梁具有在圆周上的取向且其基本相互平行。纵梁被连接到筒状蒙皮，使得纵梁的至少部分与第一轴线垂直地对齐。
[0009]已经讨论过的特征、功能以及优点能够在本发明的各实施例中独立实现，或可以在其它实施例中结合，其进一步的细节可以参考下面的说明和附图看到。
【专利附图】
【附图说明】
[0010]图1是根据本文提到的各种实施例的飞机中使用圆周纵梁的示例机身和机翼区段的俯视透视图。[0011]图2是说明了根据本文提到的各种实施例的相邻的机身区段，蒙皮和圆周纵梁的附连的俯视透视图。
[0012]图2八是说明了根据本文提到的各种实施例的机身蒙皮到机身区段的附连的特写的俯视透视图。
[0013]图28是说明了根据本文提到的各种实施例的相邻的机身区段的连接的特写的俯视透视图。
[0014]图3、图3八和图38是根据本文提到的各种实施例的示例性圆周叶片纵梁的各种视图。
[0015]图4、图4八和图48是根据本文提到的各种实施例的示例性圆周波纹状纵梁的各种视图。
[0016]图5和图5八是说明了根据本文提到的各种实施例的机翼纵梁到飞机机身的附连的各种视图。
[0017]图6八和图68是说明了根据本文提到的各种实施例的机翼翼梁和圆周纵梁构型的俯视透视图。
[0018]图7是根据本文提到的各种实施例的示出了示例性力向量的飞机机身和机翼的透视前端图。
[0019]图8是说明了根据本文提到的各种实施例的使用圆周纵梁的方法和使用机翼翼梁将机翼附连到机身的方法的处理流程图。
【具体实施方式】
[0020]所提供的如下详细描述用于增强飞机结构。如上述简要讨论的，飞机通常使用与飞机的中心轴线平行地纵向取向的传统纵梁，以对覆盖机身的蒙皮提供强度和加固特性。传统飞机的机身通常由连结在一起的多个区段形成。使用传统的纵梁，每个纵梁的每个末端均需要拼接到相邻机身区段的相邻纵梁的相应的末端中。这是一个耗时的劳动密集的过程。使用传统纵梁的其它限制也在上面作了简要的讨论。
[0021]使用本文所讨论的概念，飞机机身的蒙皮可以使用沿机身在圆周方向上垂直取向的纵梁而在结构上增强。与使用沿着机身前端到末端延伸的纵梁不同，沿机身在圆周方向上垂直取向的纵梁可以减少与沿机身延伸的纵梁相关的劳动和时间成本。进一步，在一些实施例中，纵梁和/或机身或机翼蒙皮可以使用不同的制造技术形成，例如成形型芯，这可以减少生产时间和成本。在2012年11月26日提交的标题为“血1七1-80叉11叩邰虹811(1级化”的共同未决的专利申请中讨论了这些示例性技术，其以其整体并入本文。
[0022]正如下面将要描述的，翼根载荷可以反作用/反应在机身周围的圆周上。飞机机翼可以通过包围和/或包含一部分机身的机翼翼梁连接到机身。机翼翼梁可以直接附连到机身。机翼纵梁可以与垂直取向的机身圆周纵梁对齐并与其附连。经配置连接(匹配)机翼翼梁的机身纵梁可以被设定尺寸为容纳从机翼纵梁脱离的载荷。然后，机翼纵梁载荷可以经过机身纵梁/框架，以便在冕状和/或龙骨位置与来自相对的机翼的载荷抵消/反应。需要注意的是，本文所描述的与飞机机翼相关的概念还可以用于其它的飞机组件，比如竖直或水平的稳定器，这没有背离本发明和所附权利要求的范围。
[0023]在下面的详细描述中，对附图作出了参考标记，其构成附图的一部分，并且所述附图以说明、具体实施例或示例的方式呈现。现在参看附图，其中遍历一些附图的是，相同标记表示相同的元件，将对圆周纵梁的使用进行描述。
[0024]参考图1，其显示了飞机100的一部分的俯视透视图。飞机100可具有机身102，其沿纵向轴线“XV”从机身的前端部分102延伸到机身的末端部分106。飞机100也可具有机翼10&!和108匕需要理解的是，机翼10&!和10?仅为了说明目的被显示为笔直的机翼构型。虽然各实施例可能关于笔直的机翼构型的机翼10&!和10?讨论和/或说明，但本文所描述的概念和实施例可以同样应用于其它机翼构型中，包括但不限于掠翼构型(如以示例的方式在图6中说明的),这没有背离本发明和所附权利要求的范围。
[0025]根据一个说明性实施例，机身102可通过使用不同的桁条沿XV轴线增强，所述桁条包括但不限于:龙骨桁条110和丨或冕状桁条210 (如图2所示X机身102还可以具有例如支承构件113的额外的结构元件，以进一步提供结构支持和/或提供例如地板等不同的飞机组件的附连。在传统飞机中，沿轴线XV延伸的多个纵向纵梁可用于在结构上增强机身和蒙皮(未示出然而，本文描述的实施例使用的是沿机身在圆周上垂直取向的纵梁，这减少或消除了所使用的传统纵向纵梁的数量。
[0026]机身102具有沿机身102垂直取向的圆周纵梁112。圆周纵梁112的示例性圆周纵梁11231通过示例的方式示出以说明沿机身102的纵梁的取向。需要指出的是，仅为了说明的目的而在图1中对圆周纵梁11231进行了指认和具体地确认。需要注意的是，机身，如图1中所示的机身102，可以具有比图1中所述的纵梁更多或更少的纵梁。进一步，需要注意的是，圆周纵梁112间的距离仅仅是说明性的，而不是反映将本说明书或所附权利要求的范围限制为等间隔纵梁的意图，这是由于纵梁的空间构型可以在各飞机间或沿机身发生变化。
[0027]如前所述，圆周纵梁112是沿机身102在圆周上垂直取向的。如本文所示，纵梁1123-0沿圆周对齐(即，至少部分包围机身102的内部纵向轴线)且具有垂直取向(即，当从机身102侧面看时，由此轴线XV是从观察者的左侧到观察者的右侧水平的，圆周纵梁112垂直或垂直于轴线XV延伸需要注意的是，圆周纵梁112仅出于说明的目的而被描述成完全垂直取向的，而不反映将本说明书或所附权利要求的范围限制为精确垂直的纵梁的意图，这是由于一些圆周纵梁112还可以是基于飞机特定的设计标准而部分或基本垂直的。换句话说，一些圆周纵梁112可以具有比垂直于轴线XV更高或更低的角位移。比如，而不作为限制的，部分圆周纵梁112可向着机身102的一个末端倾斜。在这个构型中，向着机身102的一个末端倾斜的所述部分圆周纵梁112可呈一定的角度，使得飞机的其它组件可与向着机身102的一个末端倾斜的部分圆周纵梁112 —体形成。比如，如果机翼1083和10?为掠翼构型，则朝着机身102的一个末端倾斜的部分圆周纵梁112可以呈一定的角度，以至于机翼纵梁114可以更容易地一体形成在机身102中。在一些实施例中，使用金属成形工艺构造圆周纵梁112，或如果由聚合物、复合物或塑料材料制成，则所述圆周纵梁112可以被浇铸/铸模。各种复合物、塑料或其他材料的示例可包括碳纤维增强型复合物或碳纤维增强型热塑性复合物。
[0028]机翼10?和10?可以和机身102 —体形成，分别相对于机翼翼梁(其示例将在下面描述)和机翼纵梁114和116的使用。机翼纵梁114的具体示例被确认为机翼纵梁11?和114比而机翼纵梁116被确认为机翼纵梁1163和116匕机翼纵梁114和116不仅可用丨和第二末端208的蒙皮204上。可以使用切如而不作为限制，如果蒙皮204由可热焊二末端208。在其它示例中，第一末端206生一些实施例中，可以使用各种连接方法将寸外部的外表面。在一些应用中，在飞行期轻112中。应该注意的是，各种方法可以用种方法可以用于将蒙皮204连接到机身区1因素，例如但不限于，用于圆周纵梁112的生意的是，蒙皮204可以连接到其它飞机组该注意的是，蒙皮204可以附连到机身区段
〕2可具有相互连接的多个区段。以示例的注区段:机身区段102 ；机翼区段214 ；以及:段214处连接到机身102的进一步的描述3八和图68中。应该注意的是，本公开不限目和类型会基于飞机设计或其它设计因素302被显示为使用圆周叶片纵梁312构造，
！皮304的机身302的一小部分。机身302性方式示出为圆周叶片纵梁31231。圆周料来构造，包括但不限于各种金属，聚合物2可以由复合材料制造，例如具有用于增加备属材料相比，复合材料通常提供了高强度I勺是，可以根据各种工艺形成圆周叶片纵梁可以使用各种方法将圆周叶片纵梁312附.热凝、化学结合或紧固。
雨叶片纵梁3126的横截面图。圆周叶片纵丨8。顶端帽308可设置为与飞机的蒙皮304认由任意合适材料制造。在一些实施例中，培似，或它们在形状上与大写字母“I'”基本
裝实施例。在图4中，机身402使用圆周波对使用其他材料，包括金属和聚合与非聚合
将机翼纵梁附连到机身。图5和图5八示出3情况下用于将机翼508的机翼纵梁516附2可以沿机身502垂直取向，所以机翼纵梁专同的方向。
与圆周纵梁512对齐的特写视图。示出机’狀梁5123和5126间的机身502。如果使用:，则机翼纵梁5163可设置在圆周纵梁5123[翼纵梁516在机身中的一体形成可以对机3或具有标称的影响。进一步，以相同的方中以示例的方式示出的圆周叶片纵梁312。勺空间中以减少对飞机的表面轮廓的影响。埃了一些结构增强，但传统的机翼通常附连个或多个机翼翼梁可以用于将机翼附连到「实施例，机翼纵梁可以直接附连到飞机框`610a和610b与尾翼梁612a和612b。应该注意的是，例如图5中的机翼508的机翼可在其中设置少于或多于两个翼梁的翼梁，这没有背离本说明书和附图的范围。例如，在一些实施例中，可以在沿机翼的弦的任意多个位置(例如，前部、中部、后部)中设置单个翼梁。在其它实施例中，可以具有多于两个的翼梁。本发明不限于也不依赖于翼梁的具体数目。
[0045]前翼梁610a和610b分别具有椭圆孔614a和614b。后翼梁612a和612b分别具有椭圆孔616a和616b。取决于飞机机翼和机身之间的角位移,孔614a_b和616a_b可在周长和形状上发生改变，即焦距和半径可以发生变化。例如，在翼梁可以大约90度角附连到机身的笔直机翼的飞机中，孔614a-b和/或孔616a-b可以为圆形。在其它示例中，如图6所不，前翼梁610a_b或后翼梁612a_b以掠翼构型附连。所以，孔614a_b和/或孔616a_b在形状上可以更加椭圆，以便在飞机中提供内部空间和在圆周上附连机身。
[0046]为了提供额外的结构刚度和翼根力矩反应，通过示例的方式而不是作为限制，前翼梁610a-b可以进一步附连到后翼梁612a-b。在图6A所示的示例性实施例中，后翼梁612b在结合点618处附连到前翼梁610a，并且采用相同的方式，后翼梁612a在结合点620处附连到前翼梁610b。
[0047]图6B说明了根据各实施例将机翼翼梁和机翼纵梁附连到机身。机身区段600已经附连了机翼602和604。如先前一些实施例中的描述，机翼602、机翼纵梁606和机翼604、机翼纵梁608相对于冕状桁条630的使用可以连接到机身区段600。例如圆周纵梁628的一个或多个机身纵梁可以用于对机身区段600提供结构支持。为了提供结构支持和将机翼602和/或604附连到机身区段600，如图6A以示例性方式描述的，也可以使用机翼翼梁。
[0048]前翼梁610a和610b分别具有椭圆形孔614a和614b，而后翼梁612a和612b分别具有椭圆形孔616a和616b (如图6A所示)，所述孔以包围机身区段600的方式设定形状和位置，即在机身的外表面附近提供了圆周位移。所以，当提供机翼602和604到机身区段600的附连时，前翼梁610a-b和后翼梁612a-b也可以为机身区段600提供结构刚度。如图6A所讨论的，取决于飞机机翼和机身之间的角位移，孔614a-b和616a_b可在周长和形状方面发生变化，即焦距和半径可以变化。例如，在翼梁可以大约90度角附连到机身的笔直机翼的飞机中，孔614a-b和/或孔616a-b可以为圆形。在其它示例中，如图6所示，前翼梁610a_b或后翼梁612a_b以掠翼构型附连。所以，孔614a_b和/或孔616a_b可在形状上更加椭圆，以便在飞机中提供内部空间和在圆周上附连机身。
[0049]为了有助于机翼602的成型并提供额外的结构支持以及其他方面，机翼602可在其中设置肋622。虽然本公开没有要求任意具体的优势或特征，但肋622、前翼梁610b和/或后翼梁612b，将一个或多个翼梁机械连接到一个或多个翼肋可以有助于稳定前翼梁610a_b和后翼梁612a_b间的前向/滞后弯曲(lead/lag bending)。本发明的各实施例也可以有助于稳定上部和下部蒙皮表面(未示出)，并且可以有助于将所述构型连接至单一装配中，以便该装配可以用作单个单元以获得各种益处。例如，本公开的各实施例可以有助于减少或消除施加在机翼上的力可导致机翼以第一弯曲模式褶皱的区域或位置，所以在一些情况中，减小了机翼褶皱的可能性。需要指出的是，本发明不限于也不依赖于任意特定数目的肋。机翼中肋的数目可基于特定的载荷要求和具体的翼的构造而发生变化。图6B中示出了这样的一个例子。在图6B中，前翼梁610b在第一结合点620处附连到肋622，而后翼梁612b在第二结合点624处附连到肋622。[0050]进一步，将一个机翼的机翼翼梁附连到相对的机翼的肋是有益的。图6中示出了这样的一个不例。在图6中，机翼604的后翼梁6123被显不为在结合点620处附连至肋622。这可以增加飞机的结构稳定性以及获得其他益处。虽然本发明不限于任意具体的益处也不依赖于任意具体的操作理论，但通过将前翼梁6106和后翼梁6123附连到肋622，可以实现增加的结构刚性，而无需例如翼盒等额外的支持结构。通过使用在圆周上附连的翼梁，例如前翼梁6106和后翼梁6121以及在一些实施例中的所述翼梁在相对的机翼中的对应部，可以消除翼盒的使用。
[0051]如果期望或需求，则可以通过使用例如横构件626等额外的支持结构(例如第三翼梁、第四翼梁，等)实现额外的结构支持，所述额外的支持结构同样在结合点620处附连到肋622。应该指出的是，可以使用除了结合点620或622以外的一个或多个结合点，而不背离本说明书和所附权利要求的范围。
[0052]图7是示出了使用本公开各实施例可能作用在飞机上的力的图示。机身700已经附连到机翼702和704。当在飞行时，机身700以及机翼702和704的重量基本是由机翼702和704来负担的。飞机的提升分别在机翼702和704上产生了向上的力706和708。向上的力706和708在相反方向上在机身700上传递转矩。该转矩引起沿着机身700的底部的张力710和沿着机身700的顶部的压缩712。在一些实施例中，因为机翼702和/或704的机翼翼梁(未示出)在圆周上附连到机身700，所以张力710通过压缩712而消除，反之亦然。所以，在一些实施例中，例如旋转力714和718的旋转力可以通过相等且相反的旋转力部分或全部消除。所以，在一些构型中，机翼的各种载荷可以反应到飞机的框架中。
[0053]此外，本文所公开的各实施例可提供以比传统飞机构造更好的方式吸收动态飞行载荷的能力。当飞机在飞行和没有飞行时，飞机经历由各种因素引起的加载和卸载状态，包括但不限于:机身的增压和机翼的屈曲。图7中的构型可允许飞机在飞机的机身部分中的多个圆周纵梁处接收动态飞行载荷。响应于接收动态飞行载荷，相应于动态飞行载荷的张力或压缩力可以基本与机身部分的纵向轴线垂直地围绕机身部分在圆周上分布。当飞机由飞行状态变为未飞行状态时，例如图2中的纵梁112的圆周纵梁可以经配置在所需的方向上屈曲。
[0054]现在参考图8，将详细说明用于增强飞机的说明性程序800。除非另有说明，否则应该意识到，可以执行比在附图中显示和本文中说明的操作更多或更少的操作。此外，除非另有说明，否则这些操作也可以按照与本文所描述的不同顺序来完成。进一步，除非另有说明，否则在附图中指出的特定的组件或特征仅仅是为了说明性目的，并不表示意图将程序800或特定的操作限制为所指出的组件或特征。
[0055]程序800起始于操作802，其中形成具有内表面的蒙皮204。在一些实施例中，所述蒙皮沿第一轴线\纵向延伸。从操作802开始，程序800继续到操作804，由此形成多个圆周纵梁112。在一些实施例中，圆周纵梁112沿圆周取向并基本相互平行。在进一步的实施例中，圆周纵梁112由具有顶端帽308和腹板部分306的圆周叶片纵梁312构成。在其它实施例中，圆周纵梁112是具有顶部区段4143-6和底部区段41834的圆周波纹纵梁412。
[0056]程序800从操作804继续到操作806，其中至少一部分圆周纵梁112的第一末端可以附连到至少一部分圆周纵梁112的第二末端。可以使用各种附连方法，包括但不限于:热焊和铆接。还应该理解的是，本发明不限于一端附连到另一端的圆周纵梁112，或任何特定的制造/附连方法，这是由于圆周纵梁112可以附连到飞机的各组件，包括但不限于:龙骨桁条110或冕状桁条210，如操作808以示例的方式公开的。
[0057]程序800从操作806继续到操作808，其中至少一部分圆周纵梁112附连到例如龙骨桁条110或冕状桁条210等桁条。可以使用各种附连方法，包括但不限于:热焊和铆接。进一步，应该理解的是，可以使用其他桁条，包括但不限于:侧桁条212。
[0058]程序800从操作808继续到操作810，其中至少一部分蒙皮204连接到多个圆周纵梁112的至少一部分，使得多个圆周纵梁112的至少一部分与第一轴线XI垂直地对齐。可以使用各种附连方法，包括但不限于:热焊和铆接。
[0059]在一些实施例中，可能有用的是，在将蒙皮204连接到圆周纵梁112之前，把一个或多个机翼(或其它飞机组件)附连到机身。所以，如果在操作810之前期望或需要把如机翼602的一个或多个机翼附连到机身区段600，则程序800可以从操作808继续到操作812，其中多个机翼纵梁606被连接到机翼蒙皮的内表面。在一些实施例中，机翼纵梁606能够被对齐，使得它们和圆周纵梁112成一直线。在进一步的实施例中，机翼纵梁能够位于一个或多个圆周纵梁112之间。例如并且不作为限制的，如果圆周纵梁112为圆周波纹纵梁412，则一个或多个圆周波纹纵梁412可设置在顶部区段41如4间的底部区段41834上。在其它实施例中，并且不作为限制的，一个或多个机翼纵梁114或机翼纵梁116可设置在具有顶端帽308和腹板部分306的圆周叶片纵梁312间的空间中，由此叶片纵梁312设置在圆周叶片纵梁312的顶端帽308间的空间中。
[0060]程序800可以从操作812继续到操作814，其中分别具有孔61如，61仙，6163和616?的一个或多个机翼翼梁6101610^61221和6126在圆周上设置并附连到机身区段600。根据本发明的一些实施例,一个或多个翼梁610)3和6126可用于将机翼602附连到机身区段600，而无需传统的翼盒。应该注意的是，相同的附连操作814可用于其它的飞机组件，例如但不限于:机翼、水平或垂直稳定器。取决于机翼602与其所附连的机身区段600间的角位移，翼梁孔6143，614)3，6163和616)3可以在周长和形状上发生改变。应该注意的是，机翼602可设置少于或多于两个翼梁的翼梁，而不背离本说明书和所附权利要求的范围。程序800可以从操作814继续到操作816，其中机翼蒙皮连接到机翼翼梁610161016123和6126和机翼纵梁606 (如果还未执行的话应该指出的是，在一些实施例中，机翼蒙皮可以与覆盖机身区段600的蒙皮一体形成，与该蒙皮连续或是与该蒙皮相同的蒙皮。
[0061]进一步，本发明包括根据以下条款的实施例:
[0062]条款1 一种飞机，包括:
[0063]多个圆周纵梁，其设置在飞机的机身内并且配置为基本垂直于飞机的纵向轴线；以及
[0064]蒙皮，其连接到所述多个圆周纵梁。
[0065]条款2根据条款1所述的飞机，其中，至少一个桁条设置为大致平行于所述纵向轴线。
[0066]条款3根据条款2所述的飞机，其中，所述桁条是龙骨桁条或冕状桁条。
[0067]条款4根据条款2所述的飞机，其中，至少部分蒙皮被附连到所述桁条。
[0068]条款5根据条款1所述的飞机，其中，所述蒙皮包括复合材料。[0069]条款6根据条款5所述的飞机，其中，该复合材料包括碳纤维增强型复合物或碳纤维增强型热塑性复合物。
[0070]条款7根据条款5所述的飞机，其中，多个圆周纵梁的至少一部分通过热处理结合到所述蒙皮的内表面的至少一部分。
[0071〕 条款8根据条款1所述的飞机，其中，所述多个圆周纵梁包括具有连续的波纹图案的波纹纵梁。
[0072]条款9根据条款8所述的飞机，其中，所述连续的波纹图案包括一系列按顺序且连续的凸部和凹部。
[0073]条款10根据条款1所述的飞机，其中，所述多个圆周纵梁包括多个圆周叶片纵梁。
[0074]条款11根据条款10所述的飞机，其中，所述圆周叶片纵梁包括顶端帽和腹板区段。
[0075]条款12根据条款11所述的飞机，其中，所述圆周叶片纵梁具有大写字母I的形状。
[0076]条款13根据条款1所述的飞机，其中，所述多个圆周纵梁附连到机身的龙骨桁条或冕状桁条。
[0077]条款14 一种飞机，包括:
[0078]机身，其包括:
[0079]多个圆周纵梁，其连接到机身蒙皮的内表面并且设置为基本垂直于第一轴线；
[0080]所述机身蒙皮，其沿所述第一轴线纵向延伸；以及
[0081]至少一个桁条，其设置为大致平行于所述第一轴线；以及机翼，其包括:
[0082]机翼蒙皮，其具有内表面，与所述机身相邻的第一末端，以及处于所述第一末端的远端的第二末端，所述机翼蒙皮从所述第一末端沿大致线性的第二轴线延伸到所述第二末端；以及
[0083]多个机翼纵梁，其连接到所述机翼蒙皮的内表面并且设置为大致平行于所述第二轴线，
[0084]其中，所述多个机翼纵梁与所述多个圆周纵梁基本对齐。
[0085]条款15根据条款14所述的飞机，其中，所述桁条为龙骨桁条或冕状桁条。
[0086]条款16根据条款14所述的飞机，其中，至少部分蒙皮附连到所述桁条。
[0087]条款17根据条款14所述的飞机，其中，蒙皮包括复合材料。
[0088]条款18根据条款14所述的飞机，其中，该复合材料包括碳纤维增强型复合物或碳纤维增强型热塑性复合物。
[0089]条款19根据条款14所述的飞机，其中，多个纵梁中的至少一部分通过热处理结合到所述蒙皮的内表面的至少一部分。
[0090]条款20根据条款14所述的飞机，其中，多个圆周纵梁包括具有连续的波纹图案的波纹纵梁。
[0091]条款21根据条款20所述的飞机，其中，所述连续的波纹图案包括一系列按顺序且连续的凸部和凹部。
[0092]条款22根据条款14所述的飞机，其中，多个圆周纵梁包括多个圆周叶片纵梁。
[0093]条款23根据条款22所述的飞机，其中，所述圆周叶片纵梁包括顶端帽和腹板区段。
[0094]条款24根据条款23所述的飞机，其中，圆周叶片纵梁具有大写字母I的形状。
[0095]条款25根据条款14所述的飞机，其中，多个机翼纵梁的至少一部分附连到所述桁条。
[0096]条款26根据条款14所述的飞机，其中，多个机翼纵梁的至少一部分附连到第二机翼的多个机翼纵梁的至少一部分。
[0097]条款27根据条款14所述的飞机，其中，机翼包括前翼梁和后翼梁。
[0098]条款28根据条款27所述的飞机，其中，所述前翼梁和后翼梁附连到机身。
[0099]条款29根据条款28所述的飞机，其中，所述前翼梁和后翼梁以某角度附连到机身，从而提供掠翼构型。
[0100]条款30根据条款14所述的飞机，其中，机翼进一步包括连接到至少一部分机翼纵梁的至少一个肋。
[0101]条款31用于加固飞机机身的方法，该方法包括:
[0102]沿着飞机机身的纵向轴线布置多个圆周纵梁，使得所述多个圆周纵梁定位为基本相互平行并且基本垂直于所述纵向轴线；
[0103]将所述圆周纵梁的至少一部分附连到桁条；以及
[0104]将机身蒙皮附连到所述多个圆周纵梁。
[0105]条款32根据条款31所述的方法，其中，多个机翼纵梁附连到所述飞机机身。
[0106]条款33根据条款31所述的方法，其中，至少一部分机身蒙皮附连到所述桁条。
[0107]条款34根据条款31所述的方法，其中，所述桁条为龙骨桁条或冕状桁条。
[0108]条款35根据条款31所述的方法，其中，机身蒙皮包括复合材料。
[0109]条款36根据条款35所述的方法，其中，该复合材料包括碳纤维增强型复合物或碳纤维增强型热塑性复合物。
[0110]条款37根据条款31所述的方法，其中，将至少一部分机身蒙皮连接到所述多个圆周纵梁的至少一部分包括将至少一部分机身蒙皮热结合到所述多个圆周纵梁的至少一部分。
[0111]条款38根据条款31所述的方法，其中，所述多个圆周纵梁包括具有连续的波纹图案的波纹纵梁。
[0112]条款39根据条款38所述的方法，其中，所述连续的波纹图案包括一系列按顺序且连续的凸部和凹部。
[0113]条款40根据条款31所述的方法，其中，所述多个圆周纵梁包括多个圆周叶片纵
[0114]条款41根据条款40所述的方法，其中，所述圆周叶片纵梁包括顶端帽和腹板区段。
[0115]条款42根据条款41所述的方法，其中，所述圆周叶片纵梁具有大写字母I的形状。
[0116]条款43根据条款31所述的方法，进一步包括将机翼的前翼梁和后翼梁连接到所述飞机机身。
[0117]条款44根据条款43所述的方法，进一步包括，将所述前翼梁或所述后翼梁以相对于所述纵向轴线的某角度附连到所述飞机机身，从而提供掠翼构型。
[0118]条款45 —种机翼，包括:
[0119]翼梁，其包括尺寸和形状被设定为包围飞机的椭圆形孔；以及
[0120]机翼蒙皮，其具有连接到所述翼梁的内表面。
[0121]条款46根据条款45所述的机翼，进一步包括:
[0122]多个机翼纵梁，其连接到机翼蒙皮的内表面。
[0123]条款47根据条款46所述的机翼，其中，多个机翼纵梁与飞机的机身区段的多个圆周纵梁基本对齐。
[0124]条款48根据条款45所述的机翼，其中，所述翼梁包括前翼梁和后翼梁。
[0125]条款49根据条款48所述的机翼，其中，所述机翼的所述前翼梁连接到第二机翼的后翼梁。
[0126]条款50根据条款49所述的机翼，其中，所述机翼的所述后翼梁连接到第二机翼的前翼梁。
[0127]条款51根据条款50所述的机翼，其中，第三翼梁附连到所述机翼的肋和所述第二机翼的肋。
[0128]条款52根据条款45所述的机翼，其中，所述翼梁经配置以某角度附连到飞机的机身，从而提供掠翼构型。
[0129]条款53根据条款45所述的机翼，其中，椭圆形孔的焦距基于飞机的机身和机翼间的角位移而改变。
[0130]条款54根据条款45所述的机翼，其中，所述机翼进一步包括至少一个肋。
[0131]基于前面的描述，应该注意的是，本文提供了用于使用垂直取向的圆周纵梁增强飞机的各组件的技术。以上公开的主题仅以说明的方式提供，而不应该理解为限制。可以对本文所描述的主题进行各种改进和改变，而无需遵循所示出和描述的示例性实施例和应用，并且没有背离将在所附权利要求中提出的本发明的真实精神和范围。
【权利要求】
1.一种飞机(100),包括: 多个圆周纵梁(112, 512，628),其设置在飞机(100)的机身(102，302，402，502，700)内并且配置为基本垂直于所述飞机(100)的纵向轴线；以及 蒙皮(204, 304，404),其连接到所述多个圆周纵梁(112，512，628)。
2.根据权利要求1所述的飞机(100),进一步包括至少一个桁条(110,210,212,630，700),其设置为大致平行于所述纵向轴线，其中所述桁条(110, 210，212，630)为龙骨桁条(110)或冕状桁条(210,630)。
3.根据权利要求1或2所述的飞机(100),其中所述蒙皮(204,304,404)中的至少一部分附连到所述桁条(110，210，212，630 )。
4.根据权利要求1、2或3所述的飞机(100),其中所述蒙皮(204，304，404)包括复合材料。
5.根据权利要求1-4中任一项所述的飞机(100),其中所述多个圆周纵梁(112,512，628)的至少一部分通过热处理结合到所述蒙皮(204, 304,404)的内表面的至少一部分。
6.根据权利要求1-5中任一项所述的飞机(100),其中所述多个圆周纵梁(112,512，628)包括具有连续的波纹图案的波纹纵梁(412)0
7.根据前述任一权利要求所述的飞机(100)，其中所述多个圆周纵梁(112，512，628 )包括多个圆周叶片纵梁(312)0
8.根据权利要求1-7中任一项所述的飞机(100),其中所述圆周叶片纵梁(312)包括顶端帽(308）和腹板区段。^^)。
9.根据权利要求1-8中任一项所述的飞机(100),其中所述多个圆周纵梁(112,512，628)附连到机身(102, 302，402,502,700)的龙骨桁条(110)或冕状桁条(210,630)0
10.根据权利要求1所述的飞机(100),其中 所述机身(102, 302，402,502,700)包括: 多个圆周纵梁(112, 512，628),其连接到机身蒙皮(204, 304，404)的内表面并且设置为基本垂直于第一轴线；以及 所述机身蒙皮(204, 304，404),其沿所述第一轴线纵向延伸；以及 至少一个桁条(110，210，212，630),其设置为大致平行于所述第一轴线；以及 机翼(108，508，602，604，702，704),其包括: 机翼蒙皮，其具有内表面、与所述机身(102，302，402，502，700)相邻的第一末端，以及处于所述第一末端的远端的第二末端，所述机翼蒙皮从所述第一末端沿大致线性的第二轴线延伸到所述第二末端；以及 多个机翼纵梁(114，166，516，606，608),其连接到所述机翼蒙皮的内表面并且设置为大致平行于所述第二轴线， 其中，所述多个机翼纵梁(114,166,516)与所述多个圆周纵梁(112，512，628)基本对齐。
11.根据权利要求10所述的飞机(100),其中所述多个机翼纵梁(114,116,516,606，608)的至少一部分附连到第二机翼(1086，602，704)的多个机翼纵梁(114，116，516，606，608)的至少一部分。
12.根据权利要求10或12所述的飞机(100),其中所述机翼(108,508，602，604，702，704)包括附连到所述机身(102，302，402，502，700)的前翼梁(610)和后翼梁(612).
13.根据权利要求10-12中任一项所述的飞机(100),其中所述前翼梁(610)或所述后翼梁(612)以某角度附连到所述机身(102，302，402，502，700),从而提供掠翼构型。
14.根据权利要求10-13所述的飞机(100),其中所述机翼(108,508,602,604,702，704)进一步包括连接到所述机翼纵梁(114，116，516，606，608)中的至少一部分的至少一个肋(622)0
15.一种用于加固飞机机身(102, 302，402，502，700)的方法，该方法包括: 沿所述飞机机身(102,302,402,502,700)的纵向轴线布置多个圆周纵梁(112，512，628),使得所述多个圆周纵梁(112，512，628)定位为基本相互平行并且基本垂直于所述纵向轴线； 将所述圆周纵梁(112，512，628)的至少一部分附连到桁条(110，210，212，630)；以及 将机身蒙皮(204, 304，404)附连到所述多个圆周纵梁(112，512，628)。
16.根据权利要求15所述的方法，进一步包括将多个机翼纵梁(114,116，516，606，608)附连到所述飞机机身(102，302，402，502，70(0。
17.根据权利要求15或16所述的方法，进一步包括将所述机身蒙皮(204,304，404)的至少一部分附连到所述桁条(110，210，212，63(0。
18.根据权利要求15-17中任一项所述的方法，其中将所述机身蒙皮(204,304,404)的至少一部分连接到所述多个圆周纵梁(112, 512，628)的至少一部分包括将所述机身蒙皮(204, 304，404)的至少一部分热结合到所述多个圆周纵梁(112，512，628)的至少一部分。
19.根据权利要求15-18中任一项所述的方法，进一步包括将机翼(108，508，602，604，702，704)的前翼梁(610)和后翼梁(612)连接到所述飞机机身(102，302，402，502，70(0。
20.根据权利要求15-19中任一项所述的方法，进一步包括将所述前翼梁(610)或所述后翼梁(612)以相对于所述纵向轴线的某角度附连，从而提供掠翼构型。
21.根据权利要求19所述的方法，其中所述前翼梁(610)或后翼梁(612)中的至少一个包括椭圆形孔(614,616),该椭圆形孔(614,616)的尺寸和形状被设定为包围所述飞机机身(102, 302，402，502，700)；以及 具有内表面的机翼蒙皮，该机翼蒙皮连接到所述翼梁(610,612〉。
22.根据权利要求16所述的方法，其中所述多个机翼纵梁(114,116，516，606，608)与机身区段(202, 216，218，600)的多个圆周纵梁(112，512，628)基本对齐。
23.根据权利要求21所述的方法，其中所述椭圆形孔的焦距基于飞机的机身和机翼之间的角位移而改变。
【文档编号】B64C1/06GK103832575SQ201310608355
【公开日】2014年6月4日 申请日期:2013年11月26日 优先权日:2012年11月26日
【发明者】J·H·摩斯利三世 申请人:波音公司