本发明涉及一种将第一部件联结到第二部件的方法，并且还涉及一种适用于该方法的部件和子部件。
背景技术：
使用紧固件将金属部件或热塑性部件联结到复合部件是常见的。为了使用紧固件将金属(或热塑性)部分联结到复合部分，将金属部分抵靠复合部分定位并夹紧就位，然后钻出紧固件孔并插入紧固件。防止钻裂并在叠堆中除毛刺所需的夹紧压力可能实施复杂并且耗时。
wo2008/110835a1描述了一种用于将复合部件联结到非复合部件的替代性联结方法。通过增材制造工艺在非复合部件的结合表面上成一系列层地“生长出”表面特征(其可以称为刺突(proggle))。每个刺突可以具有尖头，使得这些表面特征可以容易地嵌入到相继地覆盖在结合表面上的一系列层压层片中。这些层片合并到复合部件中。刺突由此被嵌入复合部件内并且抵抗复合部件和非复合部件的分离。
技术实现要素：
本发明的第一方面提供了一种用于联结第一部件和第二部件的方法。所述方法包括通过在所述第一部件上提供多个突出部并且将所述多个突出部嵌入所述第二部件中来在所述第一部件与所述第二部件之间形成第一结合。所述方法进一步包括产生紧固件孔，所述紧固件孔穿过所述第一部件和所述第二部件并且涵盖所述突出部中的至少一个突出部。所述方法另外包括通过将紧固件安装在所述紧固件孔中来在所述第一部件与所述第二部件之间形成第二结合。
任选地，所述多个突出部包括提供在所述第一部件的第一区域上的具有一个或多个突出部的第一阵列和提供在所述第一部件的第二区域上的具有一个或多个突出部的第二阵列。
任选地，所述第一区域和所述第二区域中的每一者的位置对应于用于将所述第一部件紧固到所述第二部件的预期紧固件位置。
任选地，所述第一区域和所述第二区域中的每一者是圆形的，并且所述第一区域的直径小于或等于旨在在所述第一区域的位置处产生的第一紧固件孔的直径，并且所述第二区域的直径小于或等于旨在在所述第二区域的位置处产生的第二紧固件孔的直径。
任选地，所述紧固件孔涵盖所述具有一个或多个突出部的第一阵列，使得所述具有一个或多个突出部的第一阵列通过产生所述紧固件孔而被完全去除。
任选地，所述方法进一步包括产生另外的紧固件孔，所述另外的紧固件孔穿过所述第一部件和所述第二部件并且涵盖所述突出部中的未被所述紧固件孔所涵盖的至少一些突出部。任选地，额外地通过将另外的紧固件安装在所述另外的紧固件孔中来形成所述第二结合。
任选地，所述另外的紧固件孔涵盖所述具有一个或多个突出部的第二阵列，使得所述具有一个或多个突出部的第二阵列通过产生所述另外的紧固件孔而被完全去除。
任选地，所述紧固件孔是导向孔，所述导向孔所具有的直径小于旨在在与实施导向孔相同的位置处产生的最终紧固件孔的直径。任选地，所述紧固件是临时紧固件。
任选地，所述第二部件包括复合材料，并且将所述多个突出部嵌入所述第二部件中包括在所述第二部件的固化前状态下将所述多个突出部穿入所述第二部件中、并且随后使所述第二部件固化。
任选地，所述紧固件孔所涵盖的所述至少一个突出部被包括在子部件中，并且在所述第一部件上提供多个突出部包括将所述子部件安排在所述第一部件上。
任选地，所述紧固件孔涵盖所述子部件，使得通过产生所述紧固件孔来完全去除所述子部件。
任选地，所述子部件包括头部和轴，其中所述至少一个突出部位于所述轴的远离所述头部的末端上，并且当所述子部件被安排在所述第一部件上时，所述轴延伸穿过所述第一部件中的孔，使得所述头部与所述孔的一侧相邻，并且所述至少一个突出部从所述孔的相反侧延伸。
任选地，在所述第一部件与所述第二部件之间形成所述第一结合包括：将所述第二部件安排成邻近所述第一部件中的所述孔；以及将所述子部件的所述轴插入所述第一部件的所述孔中，使得所述子部件上的所述至少一个突出部穿入所述第二部件。
任选地，所述子部件包括与所述第一部件不同的材料。任选地，所述子部件是通过增材制造工艺形成的，并且所述第一部件不是通过增材制造工艺形成的。任选地，所述多个突出部是通过增材制造工艺形成的。
任选地，所述第一部件和第二部件是飞行器部件。
本发明的第二方面提供了一种用于联结到另外部件的部件。所述部件包括具有一个或多个突出部的多个阵列。每个具有一个或多个突出部的阵列从所述部件的界面表面的预定区域延伸。每个预定区域的形状和位置与旨在产生以将所述部件联结到所述另外部件的紧固件孔的形状和位置相对应。
任选地，每个预定区域被配置成被对应的紧固件孔涵盖，使得在给定的预定区域上的所述具有一个或多个突出部的阵列将通过产生对应的紧固件孔而被去除。
任选地，各个具有一个或多个突出部的阵列被包括在所述部件的不同子部件中，其中，在所述部件与子部件之间，材料和制造方法中的任何一者或两者是不同的。
任选地，所述部件是飞行器机翼的部件。
任选地，所述部件是根据第一方面的第一部件。
本发明的第三方面提供了一种用于将第一部件联结到第二部件的子部件。所述子部件包括轴，所述轴在一端处具有头部并且具有从所述轴的另一端延伸的至少一个突出部。
任选地，所述头部的尺寸和形状使得所述头部能被用于紧固件的紧固件孔所涵盖，所述紧固件旨在将所述第一部件联结到所述第二部件。
任选地，所述子部件是通过增材制造工艺形成的。
任选地，所述子部件是根据第一方面的子部件。
附图说明
现在将参考附图仅通过实例描述本发明的实施例，在附图中：
图1a是根据本发明的用于联结到第二部件的示例性第一部件的示意性平面视图；
图1b是穿过图1a的示例性第一部件的示意性截面；
图1c示出了适用于图1a的示例性第一部件的三个不同的示例性突出部阵列的非穷举选择；
图1d是图1a的示例性第一部件的透视图；
图2a是穿过通过第一结合而联结到示例性第二部件的示例性第一部件的示意性截面；
图2b示出了由示例性第一部件的所嵌入的突出部引起的示例性第二部件的变形；
图3是穿过通过第一结合和第二结合而联结到示例性第二部件的示例性第一部件的示意性截面；
图4示出了根据本发明的示例性子部件的侧视图和仰视图；
图5是穿过通过第一结合而联结到示例性第二部件的、包括三个示例性子部件的示例性第一部件的示意性截面；
图6是示例性飞行器的示意图，该飞行器包括根据本发明联结的第一部件和第二部件；
图7是展示根据本发明的联结第一部件和第二部件的示例性方法的流程图；并且
图8a至图8g是图7的示例性方法的不同阶段的示例性第一部件和示例性第二部件的示意图。
具体实施方式
以下描述的实例涉及第一部件和第二部件的联结。在所描述的每个实例中，通过在第一部件上提供多个突出部并且将该多个突出部嵌入第二部件中来在第一部件与第二部件之间形成第一结合。然后产生紧固件孔，该紧固件孔穿过第一部件和第二部件并且涵盖这些突出部中的至少一些突出部。然后，通过将紧固件安装在紧固件孔中来在第一部件与第二部件之间形成第二结合。
以这种方式产生第一接合用于在形成第二接合时使第一部件和第二部件以正确的构型固持在一起，从而由此减少或消除将第一部件和第二部件夹紧在一起的需要。夹紧可能是困难且耗时的过程，因此从联结过程中去掉夹紧可以显著减少构建时间。此外，第一部件和第二部件可以比使用夹具所可能达到的更加精确地定位，从而提高了联结部分的构建质量。
在第二部件由复合材料(如cfrp)形成的实例中，本发明可以是特别有利的。在这样的实例中，第一部件的这些突出部可以在复合材料固化之前插入复合材料中，并且通过复合材料的固化而固定地嵌入。
图1a至图1d示出了根据本发明的示例性第一部件10。第一部件原则上可以是任何类型的部件。图1d展示了第一部件10是托架的特定实例。第一部件10被配置成有待联结到第二部件。图1a以平面视图示出了第一部件10，并且图1b是沿着线a-a穿过第一部件10的截面。第一部件包括多个突出部11，这些突出部从第一部件的表面向外延伸，该表面被配置成当第一部件联结到第二部件时邻接第二部件的表面。在所展示的实例中，这些突出部基本上垂直于该表面延伸，但在其他示例中，这些突出部可以相对于该表面成角度。每个突出部11包括头部，该头部被配置成当突出部嵌入第二部件中时抵抗第一部件和第二部件的分离，同时利于将突出部插入第二部件中。例如，头部可以带刺或带钩。在所展示的实例中，每个突出部11具有箭头形状的头部。
提供在第一部件10上的该多个突出部11包括四个单独突出部阵列，每个突出部阵列被提供在第一部件10的相应的单独区域(突出部区域)12a至12d上。在其他实例中，可以提供不同数量的突出部阵列。此外，可设想到其中部件上的一个或多个突出部区域仅包括单一突出部的替代性实例。如以下描述中所使用的术语“阵列”应被解释为包括这样的单元件“阵列”。每个区域12a至12d的位置对应于用于将第一部件10紧固到第二部件的预期紧固件位置。可以以常规方式选择紧固件位置。换言之，紧固件位置可以是与使用已知的夹紧和紧固过程而不是根据本发明的联结方法来联结第一部件和第二部件的情况相同的。紧固件位置以及因此区域12a至12d的位置可以是基于任何相关考虑来选择的，并且将取决于第一部件和第二部件的特定类型和应用。
每个区域12a至12d的形状和尺寸可以类似地对应于旨在在对应位置处产生的紧固件孔的形状和尺寸。在所展示的实例中，每个区域12a至12d的形状和尺寸基本上等于旨在在对应位置处产生的紧固件孔。在所展示的实例中，每个区域12a至12d是圆形的，并且每个区域12a至12d的直径基本上等于旨在在对应区域处产生的紧固件孔的直径。在一些实例中，每个区域12a至12d的直径可以小于旨在在对应区域处产生的紧固件孔的直径。其中区域与其对应的紧固孔不同地成形的替代性实例是可能的。
尽管在所展示的实例中，所有区域12a至12d具有相同的形状和尺寸，但并非必须是这种情况。根据第一部件10和/或第二部件的性质，可能旨在使用一种以上类型的紧固件来在第一部件10与第二部件之间形成第二结合。例如，可能旨在在区域12a和12b的位置处安装相对较大的紧固件，并且在区域12c和12d的位置处安装相对较小的紧固件。在这样的实例中，区域12a和12b将相对较大(基本上等于对应紧固件孔的尺寸，这些紧固件孔被配置成容纳相对较大的紧固件)，并且区域12c和12d将相对较小(基本上等于对应紧固件孔的尺寸，这些紧固件孔被配置成容纳相对较小的紧固件)。
优选地，区域12a至12d被配置成使得每个区域被其对应的紧固件孔所涵盖，使得给定区域上的突出部阵列11通过产生对应紧固件孔而被完全去除。这具有联结部分中不存在突出部11(以及第一部件10和第二部件20的直接周围部分)的效果。由于若干原因去除包含突出部11的区域可能是有利的，这将从以下描述中变得明显。
在给定区域12a至12d内突出部11的数量和安排可以根据特定应用的要求来选择。例如，相关的考虑可以包括由嵌入的突出部形成的第一结合的期望强度、第一部件的材料类型、第二部件的材料类型、包含突出部的区域的尺寸、每个突出部的形状和尺寸等。相邻突出部11之间的间距可以大于突出部11的最大截面尺寸。所预期的是，典型地在给定区域12a至12d中的每个突出部11将具有基本上相同的截面，然而并非必须是这种情况。在其中给定区域12a至12d中提供了相等直径的圆形截面的突出部11的实例中(例如图1a至图1c所展示的实例)，优选地，该区域中相邻突出部11之间的间距至少是突出部11直径的两倍。给定区域12a至12d中的相邻突出部11之间的间距可以至少是突出部的直径。可能有利的是，给定区域12a至12d中的相邻突出部11之间的间距至少是突出部直径的三倍。可以根据给定应用的特定要求来选择突出部11的直径。
可设想到关于在给定突出部区域12a至12d内可以如何安排突出部11的不同选项。图1c示出了关于在部件10的区域12a至12d之一内可以如何安排突出部11的三种不同选项(i)-(iii)。在(i)中，这些突出部是以同心圆形式安排的，具有单个中央突出部。在(ii)中，这些突出部是以具有相对较大间距的网格形式安排的。在(iii)中，这些突出部是以具有相对较小间距的正方形网格形式安排的。原则上，取决于给定应用的特定要求，可以使用任何可能的突出部11的替代性安排。这样的替代性安排包括但不限于：单个突出部；单圈突出部；突出部行。
图2a示出了第一部件10通过第一结合而联结到示例性第二部件20。突出部11嵌入第二部件20中。将突出部11嵌入第二部件20中可以通过任何合适的方法实现，这将取决于第一部件10和第二部件20的材料类型。例如，第一部件10可以由相对较硬的材料形成，并且第二部件20可以由相对较软的材料形成。替代性地，可以使用任何合适的技术在突出部11周围形成第二部件20。在特定实例中，第一部件10由金属材料(例如铝或钛)形成，并且第二部件20由复合材料(例如cfrp、玻璃纤维增强聚合物(gfrp)、芳族聚酰胺纤维(kevlar)、夹层复合材料、整体复合材料等)形成。在其他实例中，第一部件不必由金属材料形成，而是可以由塑料材料、尼龙等形成。当第二部件20处于未固化或半固化状态(即，其中第二部件20足够柔软以致易于接纳突出部11的状态)时，将突出部11插入第二部件20中。突出部11在复合材料的纤维之间穿过。然后，第二部件20被固化，同时联结到第一部件10(或至少在联结构型中受到支撑)。由于第二部件20的固化，突出部11变得牢固地嵌入第二部件20中。
可以使用适合于第二部件20的特定材料和预期应用的任何合适技术来执行复合材料的固化。应了解的是，固化复合材料有时需要对其进行加热。热膨胀取决于热膨胀系数、该部分的长度、以及δ温度。第一部件10可以由具有与第二部件20的复合材料不同的热膨胀特性的材料形成。在该实例中，突出部11被配置成使得它们能够承受由第一部件10与第二部件20之间的热膨胀差异而施加在它们上的应力。例如，已经发现，具有嵌入cfrp制第二部件20内部的呈2x4图案的突出部区域的、尺寸为60mmx120mm的铝制第一部件10可以承受由为160摄氏度的δ温度引起的热应力。更大的δ温度、不同尺寸的第一部件、以及不同的突出部阵列也是可行的。
图2b是示例性第二复合部件20的平面视图，其中第一部件10的突出部11嵌入复合材料中(第一部件10的其余部分被省略，使得突出部11可见)。可以看出，复合材料的纤维围绕突出部11变形。这降低了直接围绕突出部11的区域中的复合材料的强度。这样，可能有利的是将突出部区域12a至12d配置成使得在最外面的突出部11与对应的紧固件孔的边缘之间存在足够的裕量，其足以通过产生紧固件孔而去除由突出部11引起的变形。应了解的是，变形的大小将取决于复合材料的特定类型、以及突出部11的尺寸和安排。
图2a中的虚线表示旨在在突出部区域12a、12b的位置处相应地产生的紧固件孔21a，21b的边缘。每个紧固件孔21a、21b的边缘与对应的突出部区域12a、12b的最外突出部之间的距离大于由突出部11引起的变形的范围。每个紧固件孔21a、21b的边缘与对应的突出部区域12a、12b的最外突出部11之间的距离可以至少是突出部11的直径的一半。在一些实例中，每个紧固件孔21a、21b的边缘与对应的突出部区域12a、12b的最外突出部11之间的距离可以至少是突出部11的直径的两倍。
图3展示了第一部件10与第二部件20之间的第二结合的形成。在突出部区域12a的位置，已经产生了第一紧固件孔(在所展示的实例中，第一紧固件孔是通过用钻头30钻削而产生的，然而可以取决于紧固件孔的形状以及第一部件和第二部件的材料来使用任何合适的技术)。包括螺栓32和螺母33的第一紧固件31已经被安装到第一紧固件孔中，并且提供夹紧力以联结第一部件10和第二部件20。尽管在该实例中示出了螺母和螺栓型紧固件，但是在原则上，可以使用可穿过两个(或更多个)待联结的部件安装到孔中的任何类型的紧固件(包括单边紧固件)。在一些实例中，紧固件31可以是临时紧固件，其旨在由最终紧固件代替。在这样的实例中，其中安装临时紧固件的紧固件孔可以是导向孔，该导向孔可以具有比稍后在相同位置钻出的最终孔更小的直径。尽管特定实例示出了紧固件被安装成使得头部与第一部件10相邻，但是同样地，紧固件可以按相反的取向安装，使得头部与第二部件20相邻。
尚未产生与突出部区域12b相对应的紧固件孔。这样，突出部区域12b中的突出部11在钻出第一紧固件孔并安装第一紧固件31的过程中保持第一结合。在安装好第一紧固件31之后，可以在突出部区域12b的位置产生第二紧固件孔，并且可以安装第二紧固件。在产生第二紧固件孔和安装第二紧固件的过程中，第一部件10和第二部件20通过第一紧固件31而以联结构型固持在一起。
先前的描述假设突出部与第一部件10一体地形成。例如，这可以通过使用增材制造工艺以形成第一部件10、或者通过使用搅拌摩擦焊接或点焊将突出部联结到第一部件10的主体、或者通过对第一部件10进行机加工来实现。然而，存在使用这些技术中的任何一种技术而目前不可能或不可行地形成的部件，例如因为专项部件太大、太复杂、或者必须由不适合于增材制造、焊接或机加工的材料形成。此外，对于某些应用，可能不希望联结部分包含通过增材制造工艺形成的部件(例如，由于航空航天认证要求)。因此，本发明的一些实例在第一部件10的一个或多个子部件上提供突出部，子部件可以与第一部件10的主体分开地制造。
图4和图5展示了本发明的其中通过在第一部件51上安排至少一个子部件40而将突出部11提供在第一部件51上的实例，子部件包括被旨在穿过第一部件51产生的紧固件孔所涵盖的突出部11。
图4单独地示出了子部件40。部分(i)示出了子部件40的侧视图，而部分(ii)示出了仰视图。在所展示的实例中，子部件40包括头部41和轴42，并且突出部11被提供在轴42的远离头部41的末端上。然而，原则上，子部件40可以具有适合于与第一部件协作以在第一部件上提供突出部11的任何构型。所展示的子部件40被配置成有待被接纳在第一部件的孔内。特别地，当子部件40被安排在第一部件上时，轴42延伸穿过第一部件中的孔，使得头部41与孔的一侧相邻并且突出部11从孔的相反侧延伸。子部件40可以由任何合适的材料形成，其不必与形成第一部件的材料相同。在一些实例中，子部件40使用增材制造工艺形成。在这样的实例中，第一部件可以不使用增材制造工艺形成。
图5示出了示例性第一部件51，其上安排了三个子部件40a至40c。子部件40a至40c与图4的子部件40的类型相同。第一部件51通过第一结合而联结到第二部件52，该第一结合由子部件40a至40c的突出部嵌入第二部件52中产生。可以看出，每个子部件40a至40c的头部41用于防止第一部件51和第二部件52分离。此外，即使子部件40a至40c未被固定地附接到第一部件51也可以实现这种效果。在其他实例中，子部件40a至40c可以固定地附接到第一部件51，在这种情况下，这些子部件不必具有被配置成当处于联结构型时抵抗第一部件51和第二部件52分离的头部。子部件40a至40c到第一部件51的附接可以通过任何合适的机制来实现，包括但不限于：子部件40a至40c与第一部件51中的对应孔或凹部之间的过盈配合；将子部件40a至40c结合到第一部件51；将子部件40a至40c焊接到第一部件51；在子部件40a至40c和第一部件51上提供互锁结构。
图5上的虚线表示旨在在三个子部件40a至40c的位置处形成的三个紧固件孔53a至53c的边缘。每个紧固件孔53a至53c涵盖对应的子部件40a至40c，使得通过产生紧固件孔来完全去除子部件。也就是说，子部件40a至40c都不存在于联结部分中。有利地，这允许子部件40a至40c具有相当大的设计自由度，因为它们不需要能够满足应用于联结部分的操作要求。
图6示出了示例性飞行器600，该飞行器包括使用根据本发明的示例性方法制造的联结部分。联结部分包括第一部件和第二部件，该第一部件和第二部件可以具有上述示例性第一部件和第二部件的任何特征。应了解的是，飞行器600中不包括联结部分的第一部件和第二部件的某些关键特征(例如第一部件上的突出部、以及第二部件的包含所嵌入突出部的区域)，因为这些关键特征在联结部分的制造过程中已被去除。联结部分可以是例如翼梁、肋、面板、托架、或实际上通过联结两个(或更多个)组成部分形成的任何飞行器部件。在一些实例中，联结部分可以是主要包括复合材料的飞行器部件。
图7是展示用于联结第一部件和第二部件的示例性方法700的流程图。该方法是关于图8a至图8g所展示的特定实例来描述的，这些图示出了处于将三个不同的第一部件81a至81c联结到第二部件82的过程期间的不同阶段的这些第一部件81a至81c，但是该方法也适用于上述一般实例。应了解的是，图8a至图8g的实例的一些或所有特定特征可以在根据本发明的其他实例中不同。此类特征的非穷举清单是：第一部件的构型和材料成分；第二部件的构型和材料成分；第一部件上的突出部的数量、构型和安排；用于形成第二结合的紧固件的数量、安排和类型。
在第一框701中，在第一部件与第二部件之间形成第一结合。通过在第一部件上提供多个突出部并且将该多个突出部嵌入第二部件中来形成第一结合。第一部件和第二部件可以具有上面关于图1至图6描述的示例性第一部件和第二部件的任何特征。框701的特定示例性实施方式由图8a至图8d展示出。
图8a示出了有待联结到示例性第二部件82的三个不同的示例性第一部件81a至81c。第一部件81a至81c中的每一者包括金属装配件。第二部件82包括由复合材料形成的z形梁。例如，第二部件82可以是飞行器机翼翼梁。第一部件81a和81c被成形为相应地与第二部件82的凸形弯曲部分和凹形弯曲部分相对应。第一部件81b具有平坦表面，该平坦表面配置成邻接第二部件82的平坦表面。第一部件81a至81c中的每一者被配置成有待通过四个紧固件附接到第二部件。在如图8a和图8b所示的第一部件的预联结状态中，每个第一部件81a至81c包括位于每个预期紧固件位置处的孔85。然而，每个孔85的直径小于接纳预期紧固件所需的直径。第一部件81a至81c中的每一者包括由突出部分隔开的较厚半部和较薄半部。对于每个第一部件81a至81c，两个预期紧固件位置在较薄半部上，并且两个预期紧固件位置在较厚半部上。
通过在第一部件81a至81c上安排子部件83a、83b，在第一部件81a至81c中的每一者上提供了突出部(图8a至图8c中不可见)。每个子部件83a、83b具有与上面关于图4描述的示例性子部件40相同的一般形式和特征。子部件83a、83b通过将每个子部件83a、83b的轴插入这些孔50中的一个孔(子部件被选择成具有适合于其插入的孔的轴长度)而提供在第一部件81a至81c上，使得每个子部件83a的头部与孔的一侧相邻，并且轴的远端上的突出部从孔的相反侧延伸。子部件83b的轴长度长于子部件83a的轴长度。这是因为子部件83b被配置成有待插入到延伸穿过第一部件81a至81c的较厚半部的孔50中，并且子部件83a被配置成有待插入到延伸穿过第一部件81a至81c的较薄半部的孔50中。在特定实例中，子部件83a、83b的轴和孔50的直径的尺寸被确定成使得子部件83a、83b能够在孔50内自由滑动，以便于子部件83a、83b的插入。子部件83a、83b的固位是由于将子部件83a、83b的突出部嵌入第二部件82中来实现的，如下面将解释的那样。
为了在第一部件81a至81c中的一个给定第一部件与第二部件82之间形成第一结合，第一部件81a至81c被安排在第二部件82上、处于其最终联结位置，而第二部件82处于未固化或半固化状态。图8b中示出了该过程的这个阶段。例如，可以使用治具(jig)或任何其他合适的机构来保持第一部件81a至81c和第二部件82的期望相对位置。然后通过将子部件83a、83b插入第一部件81a至81c的适当孔50中(即，将两个较短的子部件83a插入到第一部件81a至81c的较薄半部中的孔50中，并且将两个较长的子部件83b插入较厚半部中的孔50中)，将突出部提供在第一部件81a至81c上。
作为同一插入过程的一部分，子部件83a、83b上的突出部变得嵌入第二部件82中。特别地，用足以使突出部穿入第二部件82的未固化或半固化复合材料的力将子部件83a、83b插入孔50中。典型地，由于未固化或半固化复合材料的相对较软的状态，所需的力的程度较低，这意味着可以将子部件83a、83b手动地压入孔50中。然后使第二部件82固化，其中第一部件81a至81c被安排在其上、处于最终联结位置，如图8b和图8c所示。在固化过程中，第二部件82和第一部件81a至81c被加热到适于使形成第二部件82的特定类型复合材料固化的温度。由于第一部件81a至81c的材料(金属)与第二部件82的材料(复合材料)的不同，第一部件81a至81c经受与它们所附接到的第二部件82的对应区域不同的热膨胀量。然而，对于通常用于航空航天应用的尺寸和材料的部件，预期热膨胀差异足够小，使得第一部件81a至81c或第二部件82不会由于固化过程而经受过度应变。
由于第二部件82的固化，子部件83a、83b上的突出部变得牢固地嵌入第二部件82中，从而在第一部件81a至81c中的每一者与第二部件82之间形成第一结合。图8c示出了第二部件82，其中第一部件81a至81c中的每一者通过第一结合而固定到第二部件。因此，图8c示出了在框701完成时第一部件81a至81c和第二部件82的状态。图8d提供了此状态的另外视图，其中可以看到突出部嵌入第二部件82中。部分(ii)是沿部分(i)中的线a-a的截面，并且部分(iii)是部分(ii)中区域b的放大图。
在随后的框702中，产生紧固件孔，该紧固件孔穿过第一部件和第二部件并且涵盖这些突出部中的至少一些突出部。紧固件孔可以具有上面关于图1至图5的实例描述的任何特征。在图8a至图8g所展示的特定实例中，在这些较长的子部件83b中的一个子部件的位置处产生第一紧固件孔(然而，同样地，可以在这些较短的子部件83a中的一个子部件的位置处产生第一紧固件孔)。通过用钻头84钻削来产生紧固件孔，在特定实例中，该钻头所具有的直径等于子部件83b的头部的直径。在其他实例中，钻头84的直径可以小于或大于子部件83b的头部的直径。然而，钻头84的直径一般可以大于或等于正被钻削的子部件的轴的直径。在所展示的实例中，紧固件孔涵盖整个子部件83b，该子部件因此通过产生紧固件孔而被完全去除。在其中钻头84具有比子部件头部更小的直径的实例中，对应于该头部的周界部分的一圈材料将不会被钻削破坏。在这样的实例中，这圈材料环将不被附接到联结部分，并且可以在从新产生的紧固件孔去除钻头84的同时或之后去除。图8e和图8f示出了恰好在紧固件孔产生过程之前和期间的示例性第一部件81和第二部件82的状态。
在框703中，通过在紧固件孔(即，在框702的执行期间产生的紧固件孔)中安装紧固件，在第一部件与第二部件之间形成第二结合。紧固件及其安装方式可以具有上面关于图1至图5的实例描述的任何特征。在图8a至图8g所示的特定实例中，形成第二结合涉及将螺母和螺栓型紧固件86的螺栓插入在框703中产生的紧固件孔中，使得螺栓穿过示例性第一部件81并穿过第二部件82，并且螺栓的尾端从第二部件82的表面突出(然而这可以相反地进行，使得螺栓的尾端从第一部件81的表面突出)。然后将螺栓紧固就位，以使其能够通过上紧紧固件86的螺母部分而将第一部件81和第二部件82固位在联结构型中。在一些实例中，螺母可以是被俘获的、或者与第二部件82成一体，在这种情况下，可以通过在将紧固件插入紧固件孔期间或之后旋转紧固件的螺栓部分来实现上紧螺母。图8g示出了在框703完成时第一部件81和第二部件82的状态。在这种状态下，第一部件81和第二部件82通过第一结合(由所嵌入的突出部实现)和由第二结合(由紧固件实现)而固持在一起。
方法700进一步包括可选框704和705，钻削框对于本发明而言不是必不可少的、但是可以为某些实施方式提供优点。
在框704中，产生另外的紧固件孔，该另外的紧固件孔穿过第一部件和第二部件并且涵盖至少一些未被紧固件孔(即，在框702中产生的紧固件孔)所涵盖的突出部。该另外的紧固件孔可以具有与紧固件孔相同的尺寸和构型，或者它可以是不同的(取决于待安装在该另外的紧固件孔中的紧固件是否具有与在框703中安装的紧固件相同的构型)。可以以与框702基本上相同的方式执行框704。在框704的执行期间，第一部件和第二部件通过由在框703中安装的紧固件形成的第二结合而固持在一起。在一些实例中，第一部件和第二部件可以另外通过由所嵌入的突出部形成的第一结合而在与第一紧固件的位置不同的位置处并且在与另外的紧固件的预期位置不同的位置处固持在一起。
在图8a至图8g所展示的特定实例中，可以在剩余的三个子部件83a、83b(即，未因产生第一紧固件孔而去除的子部件83a、83b)中的任何一个子部件的位置处产生另外的紧固件孔。该另外的紧固件孔由同一钻头84产生，并且具有与第一紧固件孔相同的直径(然而在其他实例中并非必须是这种情况)。图8g示出了将在这些较短的子部件83a中的一个子部件的位置处钻削的另外的紧固件孔。在该实例中，因为该另外的紧固件孔延伸穿过第一部件81的较薄半部而第一紧固件孔延伸穿过较厚半部，所以该另外的紧固件孔具有比第一紧固件孔更短的轴向长度。
在框705中，将另外的紧固件安装在该另外的紧固件孔中。该另外的紧固件可以具有上面关于图1至图5的实例描述的任何特征。该另外的紧固件可以(但不必)具有与紧固件(即，在框703中安装的紧固件)相同的构型。可以以与框703相同的方式执行框705。在图8a至图8g的实例中，该另外的紧固件的螺栓(未示出)具有比第一紧固件86的螺栓更短的杆(至少在该另外的紧固件已完全安装好时)，对应于另外的紧固件孔的较短轴向长度。然而，另外的紧固件的安装过程与上述第一紧固件86的安装过程相同。应了解的是，在其中另外的紧固件与第一紧固件86的类型不同的实例中，另外的紧固件的安装过程可以与第一紧固件86的安装过程不同。
可以重复进行可选框704和705，直到已经安装了旨在用于联结第一部件和第二部件的所有紧固件为止。例如，对于图8a至图8g的示例性第一部件81a至81c中的每一者，框704和705可以执行总共三次，因为每个第一部件81a至81c旨在通过四个紧固件联结到第二部件82。
方法700的完成可以产生准备好投入运作的最终联结部分。然而，在一些实例中，可以在准备使用之前将另外的处理步骤(包括另外的联结或结合相关步骤)应用于第一部件和第二部件。在一些实例中，在完成方法700时，第一部件上的所有突出部将被去除，使得在联结部分中不存在突出部。然而，其中一些突出部保留在联结部分中的其他实例是可能的。这样的突出部可以位于不与用于联结第一部件和第二部件的任何紧固件的位置相对应的位置。在一些这样的实例中，当联结部分变得可运作时，以及在其随后的运作寿命期间，这些突出部仍然存在于最终联结部分中。在一些实例中，至少一些剩余的突出部可以位于旨在通过将要应用于联结部分的另外的处理步骤去除的位置。在一些实例中，在完成方法700时，第一部件中包括的所有子部件将被去除，使得在联结部分中不存在子部件或存在部分的子部件。然而，其中一些子部件保留在联结部分中的其他实例是可能的。这样的子部件可以位于不与用于联结第一部件和第二部件的任何紧固件的位置相对应的位置。在一些实例中，至少一些剩余的子部件可以位于旨在通过将要应用于联结部分的另外的处理步骤去除的位置。
尽管以上已经参考一个或多个优选实例或实施例描述了本发明，但应了解的是，在不脱离本发明的如所附权利要求限定的范围的情况下，可以进行各种改变或修改。
在前面的描述中已使用术语“或”的情况下，除非另有明确说明，否则此术语应当被理解为意指“和/或”。