[发明专利]用于组装机身的方法和系统

说明书

技术领域

本发明的领域一般涉及飞行器构造，尤其是涉及用于组装飞行器机身的方法和系统。

背景技术

至少一些已知的机身组装件是使用预制结构制造的，其中预制结构使用包括大梁、纵梁、舱壁以及框架的组合的多个筒段（barrel section）。大梁、纵梁、舱壁以及框架增强了飞行器的蒙皮，并且维持了机身的刚性横截面形状。此外，制造飞行器组件需要数千个紧固件。紧固件用于将下部结构组件耦合至飞行器的蒙皮并将相邻筒段耦合在一起。例如，在筒段端对端接合的已知的组装件中，将筒段的端部接合在一起和使用紧固件防止筒段彼此分开是已知的。

近来，至少一些已知的飞行器组件越来越多地由复合材料与例如铝、钛和钢的其他材料的组合制成。通常，复合材料降低飞行器的重量，从而导致飞行器燃料效率的增加。然而，在至少一些已知的由复合材料组装而成的机身中，单件筒段以类似于传统机身筒体组装件的方式制造且端到端耦合在一起。

将传统和复合的筒段耦合在一起需要准确地为紧固件钻孔。准确地为紧固件钻孔将是耗时费力的工作，在一些情形中这将占到高达用于机身筒段组装件的总制造时间的至少一半的时间。此外，在使用紧固件之前，需要去除钻孔的毛刺。紧固件的去除有助于降低完成的组装件的整体重量。而且，使用数千个紧固件增加了接头重量，并且可能增加对接头产生的应力。

发明内容

在一个实施例中，提供了一种组装机身的方法。本方法包括提供第一筒段，该第一筒段包括从第一端部延伸至第二端部的主体，以及提供第二筒段，该第二筒段包括从第一端部延伸至第二端部的主体。本方法还包括将第一筒段第二端部耦合至第二筒段第二端部，以及对第一筒段和第二筒段中的至少一个产生压缩力，从而维持其间的耦合。

在另一个实施例中，提供了机身组装件。机身组装件包括第一筒段以及第二筒段，第一筒段包括从第一端部延伸至第二端部的主体，第二筒段耦合至所述第一筒段。第二筒段包括从第一端部延伸至第二端部的主体，并且第一筒段的第二端部耦合至第二筒段的第二端部。至少一个构件维持第一筒段和第二筒段之间的耦合。至少一个构件对第一筒段和第二筒段中的至少一个产生压缩力。

在又一实施例中，提供了一种飞行器。该飞行器包括第一机身组件，该第一机身组件包括从第一端部延伸至第二端部的主体。第二机身组件耦合至第一机身组件，并且第二机身组件包括从第一端部延伸至第二端部的主体。第一机身组件主体和第二机身组件主体包括弧形配置。包括至少一个构件，其可操作以维持第一机身组件和第二机身组件之间的耦合。该至少一个构件配置为对第一机身组件和第二机身组件中的至少一个产生压缩力。

附图说明

图1是示例性机身组装件的透视图。

图2是图1所示机身组装件的透视剖视图。

图3是可用于组装机身的示例性楔形接头实施例的横截面图。

图4是可用于组装机身的楔形物通过接头的截面图。

图5是可用于组装机身的示例性的多物理捕捉部件接头的横截面图。

图6是可用于组装机身的示例性嵌接接头的透视图。

图7是可用于组装机身的可替代示例性嵌接接头的分布和横截面图。

图8是可用于组装机身的示例性折叠的凸缘接头的透视图。

图9是图8所示的可用于组装机身的示例性折叠的凸缘接头的透视图。

图10是可用于组装机身的示例性浅燕尾互锁接头的透视图。

图11是可用于组装机身的示例性宽燕尾互锁接头的放大截面图。

图12是使用示例性锥形互锁接头组装的机身的透视图。

图13是可用于组装机身的示例性互锁锥形狗骨式接头的透视图。

图14是可用于组装机身的可替换的锥形狗骨式接头的外部截面图。

图15是可用于组装机身的全厚度狗骨式接头的内部透视图。

图16是可用于组装机身的示例性互搭接头的横截面图。

图17是可用于组装机身组装件的示例性凸缘捕捉接头的截面图。

图18是可用于组装机身的示例性嵌套式夹板框架接头的横截面图。

图19是可用于组装机身的示例性Marmon夹具接头的横截面图。

具体实施方式