阅读说明：本技术 具有压力翼刀的飞机机翼单元 (Aircraft wing unit with pressure winged knife ) 是由 迈克尔·墨菲 杰克·阿罗约 加里·舒莫 乔治·布雷德利 于 2018-04-26 设计创作，主要内容包括：公开了便于将飞机机翼组装到机身的组件和方法。在一些实施例中,机翼单元包括被构造为限定由机身部分部分地限定的压力容器的一个或多个部分的特征。在一些实施例中,这里公开的飞机组件包括一个或多个第一结构接口,该第一结构接口允许在机翼单元和机身部分之间进行位置调节,使得一个或多个第二结构接口可以仅在这种位置调节之后才被精加工。在一些实施例中,这里公开的飞机组件包括设置在机翼单元外侧的一个或多个结构接口,以消除或减少组装人员进入机翼单元内部来执行机翼单元到机身部分的结构组装的需要。(Assemblies and methods for facilitating assembly of an aircraft wing to a fuselage are disclosed. In some embodiments, the wing element includes features configured to define one or more portions of a pressure vessel partially defined by a fuselage portion. In some embodiments, the aircraft assemblies disclosed herein include one or more first structural interfaces that allow for positional adjustment between the wing unit and the fuselage portion such that one or more second structural interfaces may be finished only after such positional adjustment. In some embodiments, the aircraft assemblies disclosed herein include one or more structural interfaces disposed outboard of the wing element to eliminate or reduce the need for assembly personnel to access the interior of the wing element to perform structural assembly of the wing element to the fuselage section.)

具有压力翼刀的飞机机翼单元

对相关申请的交叉引用

本国际PCT专利申请依赖于在2017年5月1日提交的美国临时专利申请No.62/492,583的优先权，其全部内容通过引用结合于此。

技术领域

本公开总体上涉及飞机，并且更具体地涉及飞机的组装。

背景技术

固定翼飞机通常包括两个机翼，机翼经由中心机翼盒附接到机身，中心机翼盒限定机翼和机身之间的载荷路径。经由机翼盒将机翼组装到机身所需的零件数目可能是相对高的，并且在最终组装线上进行的相关联的组装操作可能是耗时的。与将机翼组装到机身相关联的操作中的一些可能要求组装人员必须亲身进入机翼内侧的空间，从而从机翼内侧执行组装操作中的一些操作。对于一些飞机，机翼内侧的空间相对小，并且这会限制在将机翼组装到机身时能够同时进行工作的人数，并且这会影响总体组装时间。

发明内容

在一个方面，本公开描述了一种用于与飞机的机身部分组装的飞机机翼单元。该机翼单元包括：

被构造为相对于机身部分在第一横向方向上延伸的第一机翼，和被构造为相对于机身部分在相反的第二横向方向上延伸的第二机翼，第一机翼和第二机翼附接在一起；

附接到第一机翼的第一压力翼刀；和

附接到第二机翼的第二压力翼刀；

其中：

第一机翼、第一压力翼刀、第二机翼和第二压力翼刀一起限定用于与机身部分组装的机翼单元；

第一压力翼刀被构造为，当机翼单元与机身部分组装时，第一压力翼刀与机身部分相接，并限定由机身部分部分地限定的压力容器的第一部分；并且

第二压力翼刀被构造为，当机翼单元与机身部分组装时，第二压力翼刀与机身部分相接，并限定由机身部分部分地限定的压力容器的第二部分。

第一压力翼刀和第二压力翼刀可以配合地限定用于接收机身部分的一部分的托架。

第一压力翼刀可以包括第一翼刀蒙皮，并且第二压力翼刀可以包括第二翼刀蒙皮。第一翼刀蒙皮可以相对于第一机翼的上蒙皮向上并且还在第一横向方向上延伸。第二翼刀蒙皮可以相对于第二机翼的上蒙皮向上并且还在第二横向方向上延伸。

第一翼刀蒙皮的上部和第二翼刀蒙皮的上部可以各自被构造为与机身部分的一个或多个结构部件相接。

第一压力翼刀可以包括一个或多个第一翼刀框架，并且第二压力翼刀可以包括一个或多个第二翼刀框架。该一个或多个第一翼刀框架和该一个或多个第二翼刀框架可以被构造为附接到相应的机身框架。

实施例可以包括以上特征的组合。

在另一个方面，本公开描述了一种飞机结构组件，该飞机结构组件包括：

部分地限定压力容器的机身部分，该压力容器包含客舱，该客舱包括机舱地板；和

附接到机身部分的机翼单元，该机翼单元包括：

相对于机身部分在第一横向方向上延伸的第一机翼，和相对于机身部分在相反的第二横向方向上延伸的第二机翼；

附接到第一机翼的第一压力翼刀，第一压力翼刀限定由机身部分部分地限定的压力容器的第一部分，第一压力翼刀在竖直地设置在机舱地板上方的第一联接位置处附接到机身部分；和

附接到第二机翼的第二压力翼刀，第二压力翼刀限定由机身部分部分地限定的压力容器的第二部分，第二压力翼刀在竖直地设置在机舱地板上方的第二联接位置处附接到机身部分。

第一压力翼刀和第二压力翼刀可以配合地限定托架，机身部分的一部分被接收到该托架中。

第一压力翼刀可以包括第一翼刀蒙皮，并且第二压力翼刀可以包括第二翼刀蒙皮。第一翼刀蒙皮可以相对于第一机翼的上机翼蒙皮向上并且还在第一横向方向上延伸。第二翼刀蒙皮可以相对于第二机翼的上机翼蒙皮向上并且还在第二横向方向上延伸。

第一翼刀蒙皮的上部可以被附接到机身部分的第一纵梁，并且第二翼刀蒙皮的上部可以被附接到机身部分的第二纵梁。第一和第二纵梁可以竖直地设置在机身部分的机舱地板上方。

第一压力翼刀可以包括一个或多个第一翼刀框架，并且第二压力翼刀可以包括一个或多个第二翼刀框架。该一个或多个第一翼刀框架和该一个或多个第二翼刀框架可以被附接到相应的机身框架。该一个或多个第一翼刀框架和该一个或多个第二翼刀框架可以竖直地在机身部分的机舱地板上方延伸。

由第一机翼和第二机翼限定的上机翼蒙皮的一部分可以限定由机身部分部分地限定的压力容器的第三部分。

第一压力翼刀可以包括第一翼刀蒙皮，并且第二压力翼刀可以包括第二翼刀蒙皮。第一压力翼刀可以包括支撑第一翼刀蒙皮的一个或多个第一翼刀框架。第二压力翼刀可以包括支撑第一翼刀蒙皮的一个或多个第二翼刀框架。该一个或多个第一翼刀框架和该一个或多个第二翼刀框架可以被附接到相应的机身框架。

第一压力翼刀可以包括第一翼刀蒙皮，并且第二压力翼刀可以包括第二翼刀蒙皮。第一翼刀蒙皮和第二翼刀蒙皮可以分别与一个或多个机身框架交迭。

机翼单元的上蒙皮部分可以限定由机身部分部分地限定的压力容器的第三部分。

实施例可以包括以上特征的组合。

在另一个方面，本公开描述了一种方法，其用于使用部分地限定压力容器的机身部分和组装的机翼单元来生产飞机结构组件，其中该机翼单元包括：相对于机身部分在第一横向方向上延伸的第一机翼，和相对于机身部分在相反的第二横向方向上延伸的第二机翼；附接到第一机翼的第一压力翼刀；和附接到第二机翼的第二压力翼刀。

该方法包括：

将机翼单元与机身部分组装，使得第一压力翼刀限定由机身部分部分地限定的压力容器的第一部分，并且第二压力翼刀限定由机身部分部分地限定的压力容器的第二部分。

该方法可以包括将机身部分的一部分接收到由机翼单元的第一压力翼刀和第二压力翼刀配合地限定的托架中。

该方法可以包括：

在第一联接位置处将第一压力翼刀附接到机身部分，该第一联接位置竖直地设置在机身部分的机舱地板上方；和

在第二联接位置处将第二压力翼刀附接到机身部分，该第二联接位置竖直地设置在机身部分的机舱地板上方。

该方法可以包括：

将第一压力翼刀的第一翼刀蒙皮附接到机身部分的第一纵梁，该第一纵梁竖直地设置在机身部分的机舱地板上方；和

将第二压力翼刀的第二翼刀蒙皮附接到机身部分的第二纵梁，该第二纵梁竖直地设置在机身部分的机舱地板上方。

该方法可以包括：

在竖直地设置在机身部分的机舱地板上方的第一联接位置处，将第一压力翼刀的第一翼刀框架附接到机身部分的第一机身框架；和

在竖直地设置在机身部分的机舱地板上方的第二联接位置处，将第二压力翼刀的第二翼刀框架附接到机身部分的第二机身框架。

该方法可以包括：

接收包括第一机翼和第一压力翼刀的机翼单元的第一部分；

接收包括第二机翼和第二压力翼刀的机翼单元的第二部分；和

在将飞机机翼单元与机身部分组装之前，将机翼单元的第一和第二部分附接在一起。

实施例可以包括以上特征的组合。

在另一个方面，本公开描述了一种生产用于与飞机的机身部分组装的飞机机翼单元的方法。该方法包括：

组装机翼单元的第一部分，该第一部分包括：被构造为相对于飞机的机身部分在第一横向方向上延伸的第一机翼；和被构造为限定由机身部分部分地限定的压力容器的第一部分的第一压力翼刀；

组装机翼单元的第二部分，该第二部分包括：被构造为相对于飞机的机身部分在第二横向方向上延伸的第二机翼；和被构造为限定由机身部分部分地限定的压力容器的第二部分的第二压力翼刀；和

在将机翼单元与飞机的机身部分组装之前，精加工(finish)用于将机翼单元的第一部分与机翼单元的第二部分组装的接口。

该方法可以包括：

在第一设施处精加工接口；并且然后

在将机翼单元的第一和第二部分组装在一起之前，将飞机机翼单元的第一部分和飞机机翼单元的第二部分运送到第二设施。

该方法可以包括：

将第一机翼和第二机翼相对于彼此定位在它们相应的使用构造中；和

当第一机翼和第二机翼相对于彼此处于它们相应的使用构造中时，精加工用于将飞机机翼单元的第一部分与飞机机翼单元的第二部分组装的接口。

该方法可以包括：

将第一机翼和第二机翼相对于彼此定位在它们相应的使用构造中；和

当第一机翼和第二机翼相对于彼此处于它们相应的使用构造中时，将第一压力翼刀组装到飞机机翼单元的第一部分，并且将第二压力翼刀组装到飞机机翼单元的第二部分。

该方法可以包括：当第一机翼和第二机翼相对于彼此处于它们相应的使用构造中时，精加工用于将飞机机翼组件的第一部分与飞机机翼组件的第二部分组装的接口。

该方法可以包括：

将机翼单元的第一部分与机翼单元的第二部分组装；并且然后

将机翼单元与飞机的机身部分组装。

实施例可以包括以上特征的组合。

在进一步的方面，本公开描述了一种飞机，该飞机包括如在这里公开的组件。

在进一步的方面，本公开描述了一种飞机，该飞机包括如在这里公开的机翼单元。

通过下面包括的详细描述和附图，本申请的主题的这些和其他方面的更多细节将变得显而易见。

附图说明

现在参考附图，其中：

图1是包括如在这里描述的机翼单元的示例性飞机的顶视图；

图2是在被组装在一起的过程中图1的飞机的机翼单元和机身部分的透视图；

图3是在与机身部分组装之前的机翼单元的局部透视图；

图4是机翼单元的第一部分的局部透视图；

图5A是机翼单元的局部透视图，示出机翼单元的内部；

图5B是在机翼单元的上机翼蒙皮中的示例性接缝的放大透视截面视图；

图5C是在机翼单元的下机翼蒙皮中的示例性接缝的放大透视截面视图；

图6是示意用于生产机翼单元的示例性方法的流程图；

图7A和7B以图形方式示意用于使用机身部分和机翼单元生产飞机结构组件的示例性方法；

图8是穿过机身部分和机翼单元的轴向截面视图；

图9是穿过机身部分和机翼单元的轴向截面的透视图；

图10是与机身部分组装的机翼单元的尾部部分的透视图；

图11A是透视图，示出允许在机翼单元和机身部分之间的相对位置调节的、机翼单元的示例性后张紧配件；

图11B是示出处于完全组装构造中的、图11A的后张紧配件的透视图；

图12A是在机翼单元的压力翼刀和机身部分之间的示例性接头的透视图；

图12B是沿着图12A的线12-12截取的透视截面视图；

图13是穿过机翼单元的压力翼刀和机身部分之间的另一个示例性接头的透视截面视图；

图14是示出用于将机翼单元附接到机身部分的机翼单元的示例性前张紧配件的透视图；

图15是相对于机身部分的地板梁的机翼单元的示例性上机翼蒙皮部分的透视图；

图16是当机翼单元和机身部分组装在一起时压力翼刀的外部的透视图；并且

图17是示意用于将机翼单元与机身部分组装的示例性方法的流程图。

具体实施方式

在各种实施例中，本公开披露了便于飞机的组装的组件和方法。例如，公开了能够与飞机的机身部分组装成一个单元(即，单件式机翼)的飞机机翼组件，和相关联的方法。在一些实施例中，这种机翼单元可包括被构造为限定由机身部分部分地限定的压力容器的一个或多个部分的特征。在一些实施例中，这里公开的飞机组件包括一个或多个第一结构接口，其允许在机翼单元和机身部分之间进行位置(例如，空气动力学)调节，使得一个或多个第二结构接口仅在这种位置调节之后并且在机翼单元经由第一结构接口被附接到机身部分时才进行精加工。在一些实施例中，这里公开的飞机组件包括设置在机翼单元外侧的一个或多个结构接口，从而消除或减少组装人员进入机翼单元内部以执行机翼单元到机身部分的结构组装的需要。这可便于组装过程，并且还允许几个人同时从事组装过程，以减少总体组装时间。

通过参考附图描述各种实施例的方面。

图1是示例性飞机10的顶平面视图，该飞机可以包括机翼单元12，并且可以使用这里公开的一种或多种方法来组装。飞机10可以例如是任何类型的飞机，诸如适用于民用航空的公务(例如，商用喷气)、私人、商业和客机。例如，飞机10可以是远程商用喷气机，其具有相对薄的机翼14A、14B(通称为“机翼14”)，并且因此在机翼14内侧具有供组装人员进入的相对小的空间。飞机10可以是固定翼飞机。

飞机10可以包括飞行控制表面16(例如，襟翼、缝翼、副翼、扰流板、升降舵、方向舵)、机身18、一个或多个发动机20和尾翼22。一个或多个飞行控制表面16可以被安装到机翼14。一个或多个发动机20可以被安装到机身18。可替代地，或者另外地，一个或多个发动机20可以被安装到机翼14。飞机10可以具有在正常飞行方向或飞行员面向的方向上从机尾到机鼻延伸通过机身18的纵向轴线LA。纵向轴线LA可以对应于飞机10的侧倾轴线。

图2是在被组装在一起的过程中飞机10的机翼单元12和机身部分18A的透视图。机身部分18A可以是飞机10的机身中部，并且可以限定包括飞机10的客舱的压力容器的一部分。在组装期间，机身部分18A可以由机身支撑件24支撑，并且机翼单元12可以由机翼支撑件26支撑。在一些实施例中，机翼支撑件26可以被可控制地致动，使得机翼单元12可以相对于机身部分18A移动(例如，升高)，从而将机翼单元12和机身部分18A放到一起以进行组装。可替代地或另外地，机身支撑件24可以被可控制地致动，使得机身部分18A可以相对于机翼单元12移动(例如降低)，从而将机翼单元12和机身部分18A放到一起以进行组装。

图3是在与机身部分18A组装之前的机翼单元12的局部透视图。机翼单元12可以包括能够与机身单元18A分开组装的零件的组件，并且其随后与机身部分18A组装成预组装的单元，从而便于飞机10的组装。为了清楚起见，这里已经从一些图省略了包括飞行控制表面16的机翼单元12的一些细节。可以理解，在一些实施例中，机翼单元12可以另外包括一个或多个飞行控制表面16，该飞行控制表面可以在机翼单元12附接到机身部分18A之前被耦接到机翼14或形成机翼14的一部分。可替代地，一个或多个飞行控制表面16可以仅在机翼单元12已经附接到机身部分18A之后才被附接到机翼单元12。

机翼单元12可以包括被构造为相对于机身部分18A在第一横向方向(例如，左舷侧)上延伸的机翼14A，和被构造为相对于机身部分18A在相反的第二横向方向(例如右舷侧)上延伸的机翼14B。如图1所示，机翼14A和14B可以限定飞机10的翼展。机翼14A和14B可以在机翼单元12的中间部分30处附接在一起。机翼单元12的中间部分30可以限定用于与机身部分18A相接的机翼盒，但是其是用于与机身部分18A组装的机翼单元12的一部分。

机翼单元12可以包括附接到机翼14A的压力翼刀28A和附接到机翼14B的压力翼刀28B。压力翼刀28A可以被设置在机翼14A的根部处或附近。类似地，压力翼刀28B可以被设置在机翼14B的根部处或附近。压力翼刀28A、28B可以被构造为当机翼单元12与机身部分18A组装时与机身部分18A相接，并且分别限定由机身部分18A部分地限定的压力容器的一部分。

图4是机翼单元12的第一部分12A的局部透视图。在一些实施例中，机翼单元12可以被制造成两个部分(例如，对应物或半部)，该两个部分随后在由机翼14限定的上机翼蒙皮部分34中形成的上接缝32处和由机翼14限定的下机翼蒙皮38中形成的下接缝36处组装在一起。例如，第一部分12A和基本类似的第二部分12B(图3所示)可以在第一设施(例如，供应商的设施)处制造，并被运送到飞机制造商的设施，在那里，然后可以将两个部分12A、12B组装在一起以形成机翼单元12，并且然后，机翼单元12随后可以与机身部分18A组装。第一部分12A和第二部分12B可以不必相同。例如，诸如中间肋40、前龙骨梁配件42和后龙骨梁配件44的一些构件在机翼单元12内可以是唯一的，并且因此仅可以被设置在机翼12的第一部分12A和第二部分12B中的一个或另一个上。在一些实施例中，上机翼蒙皮部分34中的上接缝32可以遵循上机翼蒙皮部分34的曲率，并且可以处于基本平行于纵向轴线LA(例如，竖直)的平面中。在一些实施例中，上接缝32可以沿着机翼单元12的翼展被设置在中点处。在一些实施例中，上接缝32、下接缝36和纵向轴线LA可以处于共同的竖直平面中。

在一些实施例中，上机翼蒙皮部分34可以限定由机身部分18A部分地限定的压力容器的一部分，并且可以包括相对少的接缝，从而提供相对少的潜在泄漏路径。上机翼蒙皮部分34可以部分地或基本上全部地在机翼单元的前部和机翼单元12的后部之间(例如，在机翼单元12的前翼梁和后翼梁之间)延伸。在一些实施例中，部分地限定压力容器的上机翼蒙皮部分34可以包括仅仅一个单一的上接缝32，该上接缝可以是纵向接缝。例如，部分地限定压力容器的整个上机翼蒙皮部分34相对于纵向轴线LA可以没有任何横向接缝。

在一些实施例中，压力翼刀28A、28B可以是彼此的镜像，并且可以具有基本相同的构造，从而压力翼刀28A的以下描述也适用于压力翼刀28B。然而，应当理解，压力翼刀28A和28B可以不必相同。压力翼刀28A可以包括由一个或多个翼刀框架48支撑的翼刀蒙皮46。每个压力翼刀28A、28B的翼刀蒙皮46可以相对于相应的机翼14A、14B的上机翼蒙皮向上延伸。在一些实施例中，翼刀蒙皮46也可以在机翼14A、14B的相应的横向方向上延伸(即，在相应的外侧方向上横向地远离纵向轴线LA)，并且可以限定在如下解释的组装期间用于在其中接收机身部分18A的一部分的托架或“V”形。

图4还示意由机翼14限定的上机翼蒙皮部分34的曲率。上机翼蒙皮部分34可以相对于机翼单元12具有凸曲率。例如，上机翼蒙皮部分34的一部分(多个部分)可以具有相对于机翼单元12向外(即，基本向上)延伸的圆化的形状。例如，在一些实施例中，上机翼蒙皮部分34的至少一些可以不平行于机身部分18A的纵向轴线LA。

在上机翼蒙皮部分34限定由机身部分18A限定的压力容器的一部分(例如，压力地板)的实施例中，上机翼蒙皮部分34的凸曲率可以提供结构优点，包括相对于其他相当结构的平坦地板增加的刚度。因此，与平坦地板相比，上机翼蒙皮部分34的(例如，凸)曲率可以导致需要较少的结构增强，并且因此在一些实施例中可以导致重量减轻。此外，在一些实施例中，使用上机翼蒙皮部分34作为压力地板可以消除对机身部分18A具有设置在机翼蒙皮部分34上方的单独压力地板的需要。

图5A是机翼单元12的局部透视图，其中已经省略了机翼单元12的前翼梁的一部分，以示出机翼单元12的一部分的内部。机翼单元12可以包括根肋50，该根肋50可以被设置在机翼14A的根部处或附近。机翼14B可以具有与机翼14A基本相同的构造，并且这里对机翼14A的描述也可以适用于机翼14B。根肋50可以被设置在压力翼刀28A下方或附近，使得压力翼刀28A可以被附接到根肋50，并且根肋50可以为压力翼刀28A提供一些结构支撑。上机翼蒙皮部分34可以由根肋50支撑，并且因此，根肋50可以至少部分地限定上机翼蒙皮部分34的曲率。类似地，上机翼蒙皮部分34可以由机翼14B的根肋(未示出)支撑，并且因此这种根肋还可以至少部分地限定上机翼蒙皮部分34的曲率。在一些实施例中，上机翼蒙皮部分34可以具有相对于纵向轴线LA基本对称的构造。在一些实施例中，上机翼蒙皮部分34可以具有相对于上接缝32和中间肋40所在的平面基本对称的构造。

上机翼蒙皮部分34也可以由机翼单元12的中间肋40支撑，并且因此，中间肋40可以至少部分地限定上机翼蒙皮部分34的曲率。在一些实施例中，根肋50的上部和中间肋40的上部可以限定不同的曲率，从而上机翼蒙皮部分34可以在其跨度上具有变化的曲率。可替代地，根肋50的上部和中间肋40的上部可以具有其曲率基本相同的部分，从而上机翼蒙皮部分34在其在中间肋40和根肋50之间的跨度上可以具有恒定的曲率。即使上机翼蒙皮部分34在飞行期间可能不暴露于气流，但在如由根肋50限定的机翼14A的根部处，它可仍然具有与机翼14A(例如，并且与机翼14B)相同的空气动力学轮廓。

图5B是在机翼单元12的上机翼蒙皮部分34中的上接缝32的放大透视截面视图。图5C是在机翼单元12的下机翼蒙皮38中的下接缝36的放大透视截面视图。上接缝32和下接缝36可以在机翼单元12的第一和第二部分12A、12B之间限定结构接口，并且可以允许部分12A、12B被制造成子单元并且随后被组装在一起以形成机翼单元12。

参考图5B，上接缝32可以在上机翼蒙皮部分34的两个面板之间包括拼接接头，在此处，上外部绑带52可以与上机翼蒙皮部分34的两个面板交迭，并且可以借助延伸通过上外部绑带52、通过上机翼蒙皮部分34并通过中间肋40的凸缘的合适的紧固件54固定到这两个面板。换句话说，上外部绑带52可以用作将上机翼蒙皮部分34的相邻面板联接在一起并联接到中间肋40的拼接件。在一些实施例中，在上机翼蒙皮部分34也用作压力地板的情况下，上接缝32可以被适当地密封，以承受机身部分18A的客舱的加压载荷。例如，上接缝32内的一个或多个表面可以包括合适的接合表面(fay surface)密封剂，以实现合适的密封。

参考图5C，下接缝36可以在下机翼蒙皮38的两个面板之间包括拼接接头，在此处，下外部绑带56和下内部绑带58可以与下机翼蒙皮38的两个面板交迭，并且可以借助延伸通过下外部绑带56、通过下内部绑带58、通过下机翼蒙皮38并且通过中间肋40的凸缘的合适的紧固件54固定到这两个面板。换句话说，下外部绑带56和下内部绑带58可以用作将下机翼蒙皮38的相邻面板联接在一起并联接到中间肋40的拼接件。

机翼单元12可以使用传统或其他紧固件以及适合于飞机结构的其他材料来构造。例如，在各种实施例中，机翼单元12可以包括合适的金属和/或复合材料。在一些实施例中，上机翼蒙皮部分34、上外部绑带52和/或机翼单元12的其他构件可以包括例如合适的铝-锂合金。在一些实施例中，上机翼蒙皮部分34、上外部绑带52和/或机翼单元12的其他构件可以包括例如合适的碳纤维增强聚合物。

图6是示意生产用于与飞机10的机身部分18A组装的机翼单元12的方法1000的流程图。在各个实施例中，方法1000可以包括：组装机翼单元12的第一部分12A(见方框1002)，组装机翼单元12的第二部分12B(见方框1004)，并且然后在将机翼单元12与飞机10的机身部分18A组装之前，精加工用于将第一部分12A与第二部分12B组装的接口(例如接缝32和36)(见方框1006)。如以上解释地，第一部分12A可以包括被构造为相对于机身部分18A在第一横向方向上延伸的机翼14A，和被构造为限定由机身部分18A部分地限定的压力容器的第一部分的压力翼刀28A。类似地，第二部分12B可以包括被构造为相对于机身部分18A在第二横向方向上延伸的机翼14B，和被构造为限定由机身部分18A部分地限定的压力容器的第二部分的压力翼刀28B。

方法1000和机翼单元12的构造可以允许第一和第二部分12A、12B在第一设施(例如，供应商)处制造，并且然后作为单独的子单元被运送到第二设施(例如，飞机制造商)。机翼单元12的该两个部分12A、12B然后可以在第二设施处被组装以形成机翼单元12。在一些实施例中，可以在运送之前至少部分地在第一设施处精加工接口(例如接缝32和36)，使得第一和第二部分12A、12B可以在到达第二设施时容易地组装在一起。精加工接口可以包括，当第一和第二部分12A、12B的机翼14相对于彼此被定位在它们相应的使用构造中(例如，带有适当的二面角、俯仰、侧倾)时，在上机翼蒙皮部分34、上外部绑带52、中间肋40、下机翼蒙皮38、下外部绑带56和下内部绑带58上钻孔、扩孔和/或对孔去毛刺，以将紧固件54安装在接缝32、36处。因此，在第一设施处的接口的预先制备(例如，预先钻孔)可以便于第一和第二部分12A、12B在第二设施处在它们相对于彼此的适当位置(包括定向)处的组装。接口的精加工旨在涵盖与使得接口准备好附接相关联的任务，并且可以包括在机翼单元12的两个部分12A、12B中预先形成相应的孔，使得该两个部分12A、12B的后续组装将导致该两个部分12A、12B相对于彼此正确地定位。换句话说，精加工接口包括将机翼单元12的两个部分12A、12B在使用中的相对位置约束结合到接口中。

类似地，压力翼刀28A和28B可以在第一设施处与机翼单元12的它们相应的机翼14A、14B预组装，以相对于机翼单元12处于它们相应的使用位置(包括定向)中。可以以任何合适的方式实现这一点。在一些实施例中，方法1000可以包括将机翼14相对于彼此定位在它们相应的使用构造中，并且然后将压力翼刀28A与机翼14A组装，并且将压力翼刀28B与机翼14B组装，使得压力翼刀28A和28B可以准备好当机翼单元12与机身部分18A组装时与机身部分18A相接。

图7A和7B以图形方式示意用于使用如在这里描述的部分地限定压力容器的机身部分18A和预组装的机翼单元12来生产飞机结构组件的方法。图7A和7B示出当沿纵轴线LA从相对于机翼单元12的后部位置并且朝向相对于飞机10的向前方向观察时机身部分18A和机翼单元12的一些部分。在各个实施例中，该方法可以包括将机翼单元12与机身部分18A组装，从而压力翼刀28A限定由机身部分18A部分地限定的压力容器的第一部分，并且第二压力翼刀28B限定由机身部分18A部分地限定的压力容器的第二部分。压力翼刀28A、28B的相应的上部可以被构造为与机身部分18A的一个或多个结构部件相接。

机身部分18A可以包括在图7A和7B中仅部分地示出的机舱地板60。机舱地板60可以部分地限定被设置在由机身部分18A和机翼单元12配合地限定的压力容器内的客舱62。例如，压力容器可以由机身蒙皮64、翼刀蒙皮46、上机翼蒙皮部分34和其它构件部分地限定。图7A示出机翼单元12被沿着箭头A带向机身部分18A，并且图7B示出机翼单元12相对于机身部分18A处于其最终(即，使用中)的组装位置中。机身部分18A可以包括支撑并总体上限定机身蒙皮64的形状的机身框架66。机身部分18A还可以包括附接到机身框架66并且基本沿着纵向轴线LA延伸的纵梁68，有时称为纵桁。纵梁68还可以支撑机身蒙皮64。

如这里公开的压力翼刀28A、28B的使用可以便于将机翼单元12组装到机身部分18A。例如，在机翼单元12和机身部分18A之间的联接接口可以包括在翼刀框架48和相应的机身框架66之间的接头，以及在翼刀蒙皮46和相应的纵梁68之间的接头，如下面解释的。这样的联接接口可以被竖直地设置在机舱地板60上方，并且便于组装人员进入这种联接接口。例如，每个翼刀蒙皮46的上部可以被附接到机身部分18A的相应的对应纵梁68。

压力翼刀28A、28B的形状和构造可以进一步便于组装，由此压力翼刀28A和28B可以配合地限定具有“V”形的托架或接收器，当机翼单元12被朝向机身部分18A抬起并相对于机身部分18A接近其最终组装位置时，机身部分18A的一部分(诸如机身框架66)可以被接收到其中。例如，每个翼刀蒙皮46可以相对于上机翼蒙皮部分34向上并且还在相应的横向方向上(即，彼此远离)延伸。在一些实施例中，由压力翼刀28A和28B配合地限定的形状可以通过在机翼单元12和机身部分18A被放在一起时提供一些自对准功能来便于组装。翼刀蒙皮46可以各自与一个或多个机身框架66交迭。在一些实施例中，翼刀蒙皮46可以被附接到机身框架66。

图8是穿过机身部分18A和机翼单元12的轴向截面视图，示出了处于它们相应的组装使用位置中的机身部分18A和机翼单元12。可以通过使用机身支撑件24和/或机翼支撑件26(见图2)将机翼单元12和机身部分18A放在一起，并且然后在多个联接位置处将机翼单元12和机身部分18A附接在一起，来实现机翼单元12与机身部分18A的组装。在组装过程的早期阶段期间，机翼单元12和机身部分18A可以限定旨在提供一个或多个初始附接点的第一结构接口，和旨在提供在机翼单元12和机身部分18A之间的一个或多个后续附接点的第二结构接口。第一结构接口可以被构造为，使得当机身部分18A和机翼单元12在第一结构接口处附接在一起但是在第二结构接口处未附接时，第一结构接口允许在机翼单元12和机身部分18A之间的相对位置调节。

在一些实施例中，第二结构接口可以最初不被精加工(即，不结合机翼单元12和机身部分18A的最终使用中的相对位置约束)，使得它可仅在机身部分18A和机翼单元12之间的这种相对位置调节之后才被精加工。第一结构接口可以相应地提供在机身部分18A和机翼单元12之间的初始附接点，并且还在相应的预定公差内在一个或多个自由度中容许机身部分18A和机翼单元12之间的一些相对位置调节。机身部分18A和机翼单元12之间的相对位置调节可以通过可以被致动的机身支撑件24和/或机翼支撑件26(见图2)来实现。由第一结构接口提供的位置调节可以允许仅在已经完成期望的位置调节之后并且在机翼单元12和机身部分18A经由第一接口被附接并且分别由机翼支撑件26和机身支撑件24支撑时才精加工第二接口。第二接口的精加工可以例如包括钻孔、扩孔和/或对孔去毛刺以接收合适的紧固件。

在机翼单元12和机身部分18A相对于彼此处于其最终位置中时就地精加工第二接口可以便于组装过程。例如，不是试图使机翼单元12的一些部分上的预钻孔与机身部分18A的一些部分上的预钻孔在不同的联接位置处对准，并且面临与公差累积相关联的难题，就地对孔进行精加工便于相应的孔的对准。在一些实施例中，机翼单元12或机身部分18A之一中的一个或多个第一孔可以被预钻孔，而机翼单元12或机身部分18A中的另一者中的对应的一个或多个第二孔可以在位置调节之后钻孔和/或扩孔，同时使用第一孔作为相应的引导件，以确保第一孔和第二孔的适当对准。在一些实施例中，机翼单元12中的一个或多个第一孔可以不存在，或在其他情形中不被精加工(例如，仅引导孔)，并且机身部分18A中的一个或多个对应的第二孔也可以不存在，或在其他情形中不被精加工，使得第一孔和第二孔可以在位置调节之后被钻孔和/或扩孔(例如，一起、同时)，以确保合适的对准。

第一结构接口和第二结构接口可以各自在不同位置处包括一个接头或多个接头。在一些实施例中，提供初始附接点的第一接口可以例如包括用于与机身部分18A的后压力壁88附接的一个或多个后张紧配件74。后张紧配件74可以被设置在机翼单元12的后部处或邻近于此。例如，后张紧配件74可以被附接到机翼单元12的后翼梁或被集成到其中。在一些实施例中，提供后续附接点的第二接口可以例如包括：用于与机身部分18A的后龙骨梁76附接的、机翼单元12的后龙骨梁配件44；用于与机身部分18A的前龙骨梁78附接的、机翼单元12的前龙骨梁配件42；用于与支撑机身部分18A的机舱地板60的一个或多个相应的地板梁82附接的、机翼单元12的一个或多个前张紧配件80；用于与机身部分18A的相应的纵梁68附接的、机翼单元12的翼刀蒙皮46的上部，和用于与相应的机身框架66附接的、机翼单元12的翼刀框架48。

在一些实施例中，在机翼单元12和机身部分18A之间的一些或全部联接位置可以被设置在机翼单元12外侧，使得可以减少或消除在机翼单元12与机身组件18A的结构组装期间组装人员亲身进入机翼单元12的内部的需要。另外，在压力翼刀28A、28B之间的一些联接位置可以被设置在机身部分18A的机舱地板60上方，以进一步便于进入这种联接位置。这里公开的联接位置可以便于结构组装过程，并且还促使缩短组装时间。

在各个实施例中，第一接口可以容许位置调节，以实现机翼单元12相对于机身部分18A的俯仰调节。例如，位于机翼单元12的后部处的后张紧配件74可以允许机翼单元12的前部沿箭头P在预定公差内的竖直调节，以实现俯仰调节。例如，可以通过引起机翼单元12围绕张紧配件74的一些旋转或枢转运动来实现这种俯仰调节。在一些实施例中，第一接口可以被构造为在机翼单元12和机身部分18A在第二接口处未附接时另外地或替代地容许机翼单元12相对于机身部分18A的位置偏航和/或侧倾调节。

在一些实施例中，一个或多个支柱84可以在地板梁82和上机翼蒙皮部分34之间延伸。支柱84可以限定在上机翼蒙皮部分34和机身部分18A的结构之间的相应的载荷路径。支柱84可以为上机翼蒙皮部分34提供结构支撑。在一些实施例中，支柱84可以横跨上机翼蒙皮部分34的区域分布。参考上机翼蒙皮部分34的曲率，至少一些上机翼蒙皮部分34可以不平行于地板梁82。

图9是穿过机身部分18A和机翼单元12的轴向截面的透视图。围绕机身部分18A中的客舱62限定的压力容器可以部分地由机身蒙皮64、前压力壁86、前压力地板87、机翼单元12的上机翼蒙皮部分34、翼刀蒙皮46、后压力壁88和后压力地板90限定。替代要求将单独的压力地板设置在上机翼蒙皮部分34上方，上机翼蒙皮部分34可以用作这种压力容器的压力地板。在上机翼蒙皮部分34和前压力壁86之间和在上机翼蒙皮部分34和后压力壁88之间的联接位置可以包括接合表面密封剂，以实现适当的密封，以用于承受客舱62的加压。在前压力壁86前方示出的区域可以是飞机10的货舱。

图10是与机身部分18A组装的机翼单元12的后部的透视图。在一些实施例中，机翼单元12可以包括用作第一接口的两个后张紧配件74，以提供机翼单元12到机身部分18A的初始附接。后张紧配件74可以各自是螺栓接头的一部分，用于使用螺栓92将机翼单元12的后部附接到机身部分18A的后压力壁88。在一些实施例中，后张紧配件74可以被设置在机身部分18A的纵向轴线LA的相对的横向侧上。在一些实施例中，后张紧配件74可以被设置在距纵向轴线LA相等的横向距离处。

在一些实施例中，两个后张紧配件74均可以被设置在相对于纵向轴线LA的基本共同的纵向位置处。两个后张紧配件74的纵向对准可以有效地限定铰链线，当机翼单元12和机身部分18A在后张紧配件74处附接但在第二结构接口的其它联接位置处未被附接时，可以围绕该铰链线在预定公差内进行机翼单元12的俯仰调节。

后龙骨梁配件44可以是第二接口的一部分，该第二接口在机翼单元12和机身部分18A之间的相对位置调节之后被精加工。可以使用合适的紧固件(诸如螺栓或销)将后龙骨梁配件44附接到后龙骨梁76。在一些实施例中，用于接收紧固件的一个或多个孔可以在后龙骨梁配件44中预精加工，并且可以在机翼单元12和机身部分18A之间的相对位置调节之后用作引导件来在后龙骨梁76中精加工(例如钻孔、扩孔)对应的一个或多个孔，以确保可接受的对准。可替代地，用于接收紧固件的一个或多个孔可以在后龙骨梁配件46中预精加工，并且可以在机翼单元12和机身部分18A之间的相对位置调节之后用作引导件来在后龙骨梁配件44中精加工(例如钻孔、扩孔)对应的一个或多个孔，以确保可接受的对准。

前龙骨梁配件42(图9所示)也可以是第二接口的一部分，并且可以类似于后龙骨梁配件44进行构造。因此，前龙骨梁配件42可以被以与后龙骨梁配件44附接到后龙骨梁76相同或类似的方式附接到前龙骨梁78。

图11A示出在机翼单元12和机身部分18A之间的包括后张紧配件74的螺栓接头，其处于允许在机翼单元12和机身部分18A之间的相对位置调节的构造。图11B示出处于完全组装构造中的图11A的螺栓接头。在图11B的完全组装构造中，其中机翼单元12和机身部分18A在其使用构造中被完全组装在一起，每个螺栓接头可以包括一个或多个(例如，三个)螺栓92，这些螺栓92被扭转至其相应的最终扭矩值。然而，在图11A所示的调节构造中，该一个或多个螺栓92可以被扭转至比其相应的最终扭矩值更低的相应的值。在一些实施例中，这种更低的扭矩值可以是相应的最终扭矩值的约10％。

在一些实施例中，图11A的调节构造可以包括比图11B的最终构造更少的螺栓92。例如，在调节构造中，每个后张紧配件74可以仅装配有一个(例如，从动)螺栓92，以提供初始附接点。在一些实施例中，可以使得在后张紧配件74中或在后压力壁88中形成以接收螺栓92的孔相对于螺栓92略微过大，从而为在机翼单元12和机身部分18A之间的相对位置调节(例如，俯仰和偏航)提供余量。在该构造中，用于在最终构造中使用的其他螺栓92的孔可以不存在或在其他情形中不被精加工，并且可以仅在位置调节之后才在合适的位置和定向处被精加工。

在图11A的调节构造中使用后张紧配件74，这可以通过在机翼单元12和机身组件18A之间提供将该两个组件锚固在一起同时还容许相对位置调节的初始附接点，来便于使用机翼支撑件2426和机身支撑件24(图2所示)在机翼单元12和机身组件18A之间的相对位置调节。

为了便于俯仰调节，相对于机翼单元12的弦长，在后张紧配件74处的螺栓接头中的接口接触区域可以是相对小的，其中弦指的是联接机翼14A和/或机翼14B的前缘和尾的假想直线。例如，在一些实施例中，这种接触区域的宽度W可以是机翼单元12的最大弦长的大约1％。在一些实施例中，接触区域的宽度W可以小于机翼单元12的最大弦长的大约1％。在一些实施例中，接触区域的宽度W可以小于机翼单元12的最大弦长的大约3％。在一些实施例中，接触区域的宽度W可以在机翼单元12的最大弦长的大约1％和大约3％之间。在一些实施例中，接触区域的宽度W可以小于机翼单元12的最大弦长的5％。在一些实施例中，接触区域的宽度W可以在机翼单元12的最大弦长的大约1％和大约5％之间。

机翼单元12相对于机身部分18A的侧倾位置调节可以包括：对包括后张紧配件74的该一个或多个螺栓接头的接口接触区域进行垫片调节(shimming)。例如，该两个后张紧配件74相对于纵向轴线LA的横向相对位置可以便于这种侧倾位置调节。

图12A是在机翼单元12的翼刀框架48和机身部分18A的机身框架66之间的示例性拼接接头的透视图。这些接头可以各自包括与翼刀框架48和机身框架66这两者交迭的框架拼接件94，并且可以通过合适的紧固件96被固定到翼刀框架48和机身框架66。这些拼接接头可以是第二接口的一部分，该第二接口在机翼单元12和机身部分18A之间的相对位置调节之后被精加工。在一些实施例中，用于接收紧固件96的一个或多个孔可以最初不被精加工，并且可以仅在机翼单元12和机身部分18A之间的相对位置调节之后才被精加工(例如钻孔)，以确保合适的对准。

图12B是沿着延伸穿过拼接件94和机身框架66的图12A的线12-12截取的透视截面视图。

图13是穿过在机翼单元12的翼刀蒙皮46和机身部分18A的纵梁68之间的示例性接头的透视截面视图。图13的截面是横向于纵梁68截取的。翼刀蒙皮46的上部可以被附接到纵梁68，该纵梁68可以被设置在机舱地板60上方(见图7A和7B)。该接头还可以包括在机身蒙皮64和翼刀蒙皮46之间的拼接接头，在此处蒙皮拼接件98可以与机身蒙皮64和翼刀蒙皮46这两者交迭，并且可以借助延伸通过纵梁68、通过蒙皮拼接件98并且通过机身蒙皮64或翼刀蒙皮46的适当的紧固件100固定到机身蒙皮64和翼刀蒙皮46这两者。该接头也可以是第二接口的一部分，该第二接口在机翼单元12和机身部分18A之间的相对位置调节之后被精加工。在一些实施例中，用于接收紧固件100的一个或多个孔可以最初不被精加工，并且可以仅在机翼单元12和机身部分18A之间的相对位置调节之后才被精加工(例如钻孔)，以确保合适的对准。

图14是透视图，示出用于将机翼单元12的前部附接到地板梁82的、机翼单元12的示例性前张紧配件80。应当理解，机翼单元12可以包括用于使用紧固件102附接到多个相应的地板梁82的、多个这样的前张紧配件82。在一些实施例中，前压力地板87可以被设置在前张紧配件80和地板梁82之间，并且紧固件102还可以延伸通过前压力地板104。在一些实施例中，合适的垫片104还可以被设置在前张紧配件80和地板梁82之间。

该接头也可以是第二接口的一部分，该第二接口在机翼单元12和机身部分18A之间的相对位置调节之后被精加工。在一些实施例中，用于接收紧固件102的一个或多个孔可以最初不被精加工，并且可以仅在机翼单元12和机身部分18A之间的相对位置调节之后才被精加工(例如钻孔)，以确保合适的对准。该接头可以包括接合表面密封剂，以实现适当的密封，以用于承受客舱62的加压。

图15是机翼单元12的上机翼蒙皮部分34相对于机身部分18A的地板梁82的透视图。可以在机翼单元12和机身部分18A之间的相对位置调节之后安装支柱84。支柱84可以限定在上机翼蒙皮部分34和地板梁82之间的相应的载荷路径。支柱84可以横跨上机翼蒙皮部分34的区域分布。支柱84可以包括螺丝扣，或者以其他方式允许对支柱84进行纵向调节，以便于安装。

图16是当机翼单元12和机身部分18A被组装在一起时压力翼刀28A的外部的透视图。在一些实施例中，一个或多个另外的蒙皮拼接件(诸如十字形增倍器106)可以用于将翼刀蒙皮46附接到机身蒙皮64。当飞机10被完全组装并准备提供服务时，包括翼刀蒙皮46的机翼14A的根部的区域可以被合适的空气动力学整流罩覆盖，使得施加到翼刀蒙皮46的外部的这种另外的蒙皮拼接件不会影响空气动力学性能。

图17是示意用于将机翼单元12与机身部分18A组装的示例性方法2000的流程图。应当理解，方法2000的执行不限于这里公开的机翼单元12和机身部分18A的特定示例性构造。在各种实施例中，方法2000可以包括：

在机身部分18A和机翼单元12之间的第一结构接口(例如，后张紧配件74)处将机身部分18A和机翼单元12附接在一起(见方框2002)，该第一结构接口被构造为允许在机翼单元12和机身部分18A之间的相对位置调节；

在机身部分18A和机翼单元12在第一结构接口处被附接时，并且在机身部分18A和机翼单元12在未被精加工的第二结构接口处未被附接时，执行在机翼单元12和机身部分18A之间的相对位置调节(见方框2004)；

在机翼单元12和机身部分18A之间的相对位置调节之后，在机翼单元12和机身部分18A处于其被调节的构造中时，精加工在机身部分18A和机翼单元12之间的第二结构接口(见方框2006)；以及

在精加工第二结构接口之后，在第二结构接口处附接机身部分和机翼单元(见方框2008)。

在一些实施例中，在第二结构接口的精加工之后，并且在于第二结构接口处附接机身部分18A和机翼单元12之前(即，在方框2006和2008之间)，机翼单元12可以被暂时地从机身部分18A移开(或者机身部分18A可以被暂时地从机翼单元12移开)。该暂时的移动可能需要拆卸第一结构接口(例如，后张紧配件74)，使得机翼单元12可以从机身部分18A移开地足够远，以允许对新钻出的孔进行去毛刺，并且还将接合表面密封剂施加到例如联接表面中的一些。然后机翼单元12和机身部分18A可以被放在一起，以在它们的完全组装构造中在第一接口和第二接口这两者处附接。

在各个实施例中，相对位置调节可以包括机翼单元12相对于机身部分18A的俯仰调节、偏航调节和/或侧倾调节。

在一些实施例中，在第一结构接口处附接机身部分18A和机翼单元12可以包括：将第一结构接口的螺栓接头扭转至小于螺栓接头的最终扭矩值(例如，其10％)的值。相对位置调节可以包括使机翼单元12围绕第一结构接口旋转。

以上描述仅旨在是示例性的，并且相关领域的技术人员将认识到，可以在不脱离所公开的本发明的范围的情况下对所描述的实施例作出改变。在不脱离权利要求的主题的情况下，本公开可以以其他特定形式来体现。本公开旨在涵盖和包含技术上的所有合适的改变。根据对本公开的回顾，落入本发明范围内的修改对于本领域技术人员将是显而易见的，并且这种修改旨在落入所附权利要求内。此外，权利要求的范围不应该由在实例中提出的优选实施例限制，而是应该被给予与整个说明书一致的最宽泛的解释。