用于飞机的前缘缝翼、飞机的机翼及用于飞机机翼的方法与流程
本公开总体上涉及飞机，更具体地涉及连续蒙皮前缘缝翼。
背景技术：
飞机沿着机翼的前缘和后缘采用有时称为辅助翼面的高升力装置。例如，沿着机翼前缘的高升力装置称为前缘缝翼，沿着机翼后缘的高升力装置称为后缘襟翼。高升力装置被致动以从机翼向外延伸，从而在起飞和着陆期间改变机翼的气动升力。每个高升力装置由一个或多个驱动机构致动，该驱动机构联接到机翼中的肋或支撑梁。
一些已知的前缘缝翼采用通过其内部结构定位和安装的外部蒙皮。具体地，前缘缝翼的前部蒙皮(noseskin)经由翼梁与楔形件对准，该翼梁机械地紧固并在其之间限定接头。然而，此接头通常位于缝翼的空气动力学表面上，从而在空气动力学表面上引起几何不连续性(例如接缝)。结果，缝翼的阻力系数可能相对较高，从而导致较高的燃料消耗，并因此导致相关成本。
技术实现要素：
一种示例性前缘缝翼包括单件式前部蒙皮和箱形翼梁，该单件式前部蒙皮限定前缘缝翼的上外表面和下外表面，其中，单件式前部蒙皮在前缘缝翼的前端和后端之间延伸，该箱形翼梁联接到单件式前部蒙皮的内表面。箱形翼梁包括远离单件式前部蒙皮的内表面延伸的侧向壁(lateralwall)。该侧向壁限定箱形翼梁的至少一个隔室。
飞机的示例性机翼包括限定飞机的空气动力学表面的固定机翼部分，以及可移动地联接到固定机翼部分的前缘缝翼。前缘缝翼包括单件式前部蒙皮和箱形翼梁，该单件式前部蒙皮限定前缘缝翼的上外表面和下外表面，其中，单件式前部蒙皮在前缘缝翼的前端和后端之间延伸，该箱形翼梁联接到单件式前部蒙皮的内表面，其中，箱形翼梁包括侧向壁，该侧向壁远离内表面延伸并且限定箱形翼梁的至少一个隔室。
一种示例性方法包括将单件式前部蒙皮放置在组装夹具上，该单件式前部蒙皮限定前缘缝翼的上表面和下表面，其中，单件式前部蒙皮在前缘缝翼的前端和后端之间延伸，并且其中，夹具具有成形为接收上表面和下表面的至少一部分的空腔。该示例方法还包括在单件式前部蒙皮处于夹具中时将箱形翼梁联接到单件式前部蒙皮的内表面，其中，箱形翼梁包括远离内表面延伸的侧向壁，该侧向壁限定箱形翼梁的至少一个隔室。
附图说明
图1是可实施本文公开的示例的飞机。
图2是已知前缘缝翼的透视图。
图3a和图3b是图2的已知前缘缝翼沿着图2所示的线3-3的截面图。
图3c是图2至图3b的已知前缘缝翼的后透视图。
图4是根据本公开的教导的示例性前缘缝翼的透视图。
图5是图4的示例性前缘缝翼沿着图4所示的线5-5的截面图。
图6a是图4和图5的示例性前缘缝翼的详细透视图。
图6b是图4至图6a的示例性前缘缝翼的另一详细透视图。
图6c是图4至图6b的示例性前缘缝翼的详细侧视图，其具有示例性的替代机加工后缘设计。
图7a和图7b是可在本文公开的示例中实施的示例性肋构造的详细透视图。
图7c和图7d分别是图7a和图7b的示例性肋的截面图。
图8是图4至图7d的示例性前缘缝翼的示例性单件式前部蒙皮的透视图。
图9是图4至图8的示例性前缘缝翼的后视图。
图10是可用于制造本文所公开的示例的夹具的截面图。
图11是表示制造本文所公开的示例的示例性方法的流程图。
图12是用于飞机的空气动力学结构中的紧固件的前透视图，其中紧固件成排布置。
图13是用于飞机的空气动力学结构中的紧固件的前正视图，其中紧固件成排布置。
图14是后正视图。
图15是用于飞机的空气动力学结构中的紧固件的右侧视图，其中紧固件成排布置。
图16是用于飞机的空气动力学结构中的紧固件的左侧视图，其中紧固件成排布置。
图17是用于飞机的空气动力学结构中的紧固件的顶视图，其中紧固件成排布置。
图18是用于飞机的空气动力学结构中的紧固件的底视图，其中紧固件成排布置。
图19是用于飞机的空气动力学结构的前透视图。
图20是用于飞机的空气动力学结构的前正视图。
图21是用于飞机的空气动力学结构的后正视图。
图22是用于飞机的空气动力学结构的右侧视图。
图23是用于飞机的空气动力学结构的左侧视图。
图24是用于飞机的空气动力学结构的顶视图。
图25是用于飞机的空气动力学结构的底视图。
附图不是按比例绘制的。相反，在附图中，层或区域的厚度可以放大。通常，在整个附图和所附书面描述中将使用相同的参考数字来表示相同或相似的部件。如在本公开中使用的，任何部件以任何方式位于(例如，定位在、位于、设置在或形成在等)另一部件上的陈述表明所引用的部件与另一部件接触，或者所引用的部件在另一部件上方，其中一个或多个中间部件位于其之间。连接参考(例如，附接、联接、连接和接合)应被广义地解释，并且除非另外指明，否则可包括元件集合之间的中间构件以及元件之间的相对移动。因此，连接参考并非必须表示两个元件直接连接并且彼此成固定关系。任何部件与另一部件“接触”的陈述意味着在两个部件之间没有中间部件。尽管附图示出了具有清晰的线和边界的层和区域，但是这些线和/或边界中的一些或全部可能是理想化的。实际上，边界和/或线可以是不可见的、混合的和/或不规则的。
当识别可以单独提及的多个元件或部件时，在此使用描述符“第一”、“第二”、“第三”等。除非基于其用途的背景另有规定或理解，否则这种描述符并非旨在归因于优先级、物理顺序或列表中的布置或时间顺序的任何含义，而是仅仅用作用于单独提及多个元件或部件的标签，以便于理解所公开的示例。在一些示例中，描述符“第一”可用于指代具体实施方式中的元件，而相同的元件可以在权利要求中用诸如“第二”或“第三”的不同描述符来指代。在这种情况中，应理解，这种描述符仅用于易于引用多个元件或部件。
具体实施方式
公开了连续蒙皮前缘缝翼。一些已知的前缘缝翼采用经由内部结构定位和组装在一起的外部蒙皮。具体地，在一些已知的实施方式中，外部前部蒙皮经由内部翼梁或翼梁支架(例如，c形或j形的翼梁支架)与楔形件对准，该内部翼梁或翼梁支架限定了外部前部蒙皮与楔形件之间的接头。然而，此接头通常位于空气动力学表面处，从而在该空气动力学表面上引起几何不连续性。结果，对应的阻力系数可能相对较高，因此可能遇到显著的燃料消耗和成本。
本文公开的示例使得能够实现前缘缝翼(例如，前缘缝翼组件)或任何其他适当类型的飞机控制表面的空气动力学的有效实施。示例性前缘缝翼包括前部蒙皮，其中金属结合组件联接到该单件式前部蒙皮。具体地，示例性单件式前部蒙皮限定前缘缝翼的上外表面和下外表面，并且单件式前部蒙皮在前缘缝翼的前端和后端之间延伸。在本文公开的示例中，上述金属结合组件的箱形翼梁联接到单件式前部蒙皮的内表面。箱形翼梁包括远离内表面延伸的侧向壁，该侧向壁限定箱形翼梁的至少一个隔室，以便为单件式前部蒙皮提供结构支撑。单件式前部蒙皮导致相对平滑且连续的外表面，并且因此提供了减小的阻力系数。此外，本文公开的示例可以减少成本和组装部件数量，并且进而减少与前缘缝翼相关联的总重量。
在一些示例中，结合到单件式前部蒙皮的翼梁可以是t形、j形、i形或箱形的。在一些示例中，肋在单件式前部蒙皮与箱形翼梁之间延伸。在一些示例中，箱形翼梁经由环氧树脂粘合剂联接到单件式前部蒙皮的内表面。在一些示例中，将前缘缝翼和/或单件式前部蒙皮的后缘被机加工以限定缝翼的相对薄的和/或波状的远侧后缘。在一些示例中，前缘缝翼包括组装和/或联接到前缘缝翼的凹入蒙皮，其具有用于接近前缘缝翼内部的凹入开口。在一些示例中，将成形为接收单件式前部蒙皮的夹具实施为促进金属结合组件与单件式前部蒙皮的联接。
如本文使用的，术语“箱形翼梁”是指具有矩形形状和/或总体特征形状的翼梁和/或翼梁结构。因此，术语“箱形翼梁”可以指包括t形、j形或i形部分并且限定至少一个开口隔室(例如，五侧开口隔室)的翼梁结构。如本文使用的，术语“金属结合组件”和“楔形组件”是指用于保持、安装和/或对准前缘缝翼的其他部件的部件的组件。如本文使用的，在空气动力学表面/部件(例如外部空气动力学蒙皮)的上下文中，术语“单件式”是指空气动力学表面/部件相对连续，并且不表现出显著的几何不连续性、部件过渡、间隙和/或接缝。
图1示出了可实现本文公开的示例的示例性飞机100。在所示示例中，飞机100包括水平尾翼102、垂直尾翼103和附接到机身106的机翼(例如，固定机翼)104。所示示例的机翼104具有发动机107和控制表面(例如，襟翼、副翼、补翼等)108，其中一些控制表面位于机翼104的后缘或前缘处。控制表面108可以被移位或调节(例如，偏转等)以在起飞、着陆和/或飞行操纵期间提供升力。在一些示例中，控制表面108彼此独立地操作(即，移位)。示例性控制表面108包括后缘襟翼(例如，可旋转襟翼)114、副翼118、襟副翼120、前缘克鲁格襟翼121和前缘缝翼127。在此示例中，水平尾翼102包括升降舵122，并且垂直尾翼103包括方向舵123。机翼104还分别限定上表面124和下表面126(例如，上侧和下侧、上空气动力学表面和下空气动力学表面等)。
为了控制飞机100的飞行，控制表面108改变飞机100的升力和俯仰。所示示例的控制表面108还在控制飞机100的速度方面起作用。所示示例的任何控制表面108可以独立地移动(例如，偏转)，以控制机翼104上方不同方向上的载荷分布，从而引导飞机100的移动。在一些示例中，在飞机100的巡航期间，使控制表面108移动以减小飞机100的阻力。
本文公开的示例可以应用于飞机100的任何控制表面108、前缘克鲁格襟翼121、缝翼127、襟翼114、副翼118、襟副翼120、水平尾翼102、垂直尾翼103、机翼104、机身106、发动机107和/或任何其他外部或舷外结构(例如，水平稳定器、机翼支柱、发动机支柱、鸭式稳定器等)。附加地或替代地，在一些示例中，机身106具有控制表面，可使其偏转，以在飞机100的巡航和/或起飞期间改变飞行操纵特性。
转向图2，示出了已知的前缘缝翼200。在此已知的实施方式中，前缘缝翼200包括上外表面201，该上外表面进而包括第一上表面202和前部蒙皮或前部表面206。此外，前缘缝翼200的上外表面201包括第一线208和第二线210(例如，紧固件线、接缝线、几何不连续部等)，其细分第一上表面202和前部蒙皮206。前缘缝翼200还包括封堵件216，其覆盖前缘缝翼200的相对的侧向端部。
在操作中，在飞行期间，空气沿着上外表面201流动。然而，由于第一线208和第二线210，此气流可能被中断和/或与第一上表面202、前部蒙皮206分离。结果，与前缘缝翼200相关联的阻力系数可能很大。进而可能经历额外的燃料成本和/或不利的飞行特性。相反，本文公开的示例使得能够实现具有最小气流干扰或没有气流干扰的平滑连续表面，从而降低阻力系数。此外，本文公开的示例使得能够实现更少的部件，这也可以导致总重量减少。
图3a和图3b是图2的已知前缘缝翼200沿着图2所示的线3-3的截面图。转到图3a，第一上表面202和前部蒙皮206经由线210分开，同时前部蒙皮206经由线208附接到前部梁302。因此，线210表示第一上表面202和前部蒙皮206之间的接缝或间隙，并且线208、210两者限定将前部蒙皮206附接到前部梁302的紧固件的对应排。结果，上述紧固件的排可以增加阻力系数。
为了对前部蒙皮206提供支撑，前部梁302在凸缘304(在下文中为凸缘304a、304b等)处紧固到前部蒙皮206。此外，凹入蒙皮306跨越前缘缝翼200的底部区域，而芯部309从翼梁(例如翼梁壁、翼梁支架等)310延伸到至少部分地限定前缘缝翼200的远端的顶端308。
图3b是图3a所示的区域a的详细视图。在图3b的所示视图中，翼梁310是大致j形或c形的，并且分别通过凸缘314(在下文中为314a、314b等)对准表面和凹入蒙皮306。此外，翼梁310邻接芯部309。
图3c是图2至图3b的已知前缘缝翼200的后透视图。在此已知的实施方式中，可移除的通道门320定位在凹入蒙皮306上，以便接近已知的前缘缝翼200的内部。
图4是根据本公开的教导的示例性前缘缝翼400的透视图。所示示例的前缘缝翼400在图1所示机翼104的前缘上实施，并且包括单件式前部蒙皮402和封闭表面或壁404、406。在此示例中，在飞机100的飞行期间，前缘缝翼400相对于机翼104移动(例如，平移移动、旋转移动等)，以在飞行期间引导飞机100的移动和/或空气动力学特性。
为了在飞机100的飞行期间提供有利的空气动力学特性(例如，相对低的阻力系数等)，单件式前部蒙皮402是相对连续的(例如，具有相对不间断的表面，具有很少的接缝和/或表面中断或没有接缝和/或表面中断)。在所示示例中，单件式前部蒙皮402从前缘缝翼400的前端(即，前端)408基本上延伸到后端(即，后端)410。此外，单件式前部蒙皮402至少部分地限定(例如，完全限定)前缘缝翼400的上表面412以及下表面414。换句话说，示例性单件式前部蒙皮402是弯曲的和/或弯折的，并且跨越前缘缝翼400的整个流向长度，同时至少部分地覆盖前缘缝翼400的顶侧和底侧。
通过实施本文公开的示例，在此示例中，紧固件排420可用于将单件式前部蒙皮402安装和固定到前缘缝翼400的内部部件和/或结构，并且布置在前缘缝翼400的大致流向方向上。具体地，紧固件排420布置在空气动力学有效的流动方向上，而不是如图2至图3c的已知前缘缝翼200所示在侧向翼展方向上延伸。换句话说，示例性连续单件式前部蒙皮402与最小表面特征和/或不规则部结合限定前缘缝翼400的外部形状的大部分。由于单件式前部蒙皮402的相对平滑且连续的外形，在飞机100的飞行期间可以经历期望的流动特性。在一些示例中，紧固件排420可以不处于流动方向(例如，后掠翼构造等)上。附加地或替代地，紧固件排420与流动方向以大约0-10度对准。
图5是图4的示例性前缘缝翼400沿着图4所示的线5-5的截面图。在此示例中，前缘缝翼400包括示出为联接和/或结合到金属结合组件502的上述单件式前部蒙皮402、具有安装壁(例如，安装凸缘、安装凸片等)506的凹入蒙皮(例如，凹入支架、凹入支撑件等)504，以及凹入支架507。在此示例中，金属结合组件502包括箱形翼梁(例如，楔形箱形翼梁、机加工的箱形翼梁)508、芯部510和顶端(例如，会聚顶端、倾斜顶端、楔形顶端、楔形件、金属顶端等)512。附加地或替代地，前缘缝翼400包括下蒙皮(例如，下壁、下边缘、下面板、片状金属面板等)514。在所示示例中，紧固件516将凹入蒙皮504、箱形翼梁508和单件式前部蒙皮402联接在一起。在一些其他示例中，没有实施紧固件516(例如，肋经由用于支撑和/或增加刚性的结合操作联接到单件式前部蒙皮402)。附加地或替代地，凹入蒙皮504和凹入支架507是一体的，使得由此消除紧固件516。此外，凹入蒙皮504至少部分地限定内部空腔。
为了提供结构支撑并安装前缘缝翼400的内部和外部部件，示例性箱形翼梁508的形状大致为箱形、杯形和/或矩形，并且包括从单件式前部蒙皮402的底壁522和内表面延伸的侧向壁520。换句话说，箱形翼梁508例如是大致u形的。结果，箱形翼梁508为第一前部主单元缝翼形成第二扭转翼展方向单元，从而增加整体刚度。此外，箱形翼梁508具有从侧向壁520向外延伸并与单件式前部蒙皮402的内表面接触的凸缘(例如，安装凸缘、支脚等)524，以进一步加强前缘缝翼400。在此示例中，侧向壁520中的一个邻接并对准芯部510。在此示例中，箱形翼梁508用于对准凹入支架507，并且进而对准凹入蒙皮504，从而对前缘缝翼400提供额外的内部支撑。因此，箱形翼梁508的侧向壁520和底壁522限定了设置在其内部的腔室或隔室(例如，内部腔室、部分打开的腔室)526。具体地，多个腔室526沿着前缘缝翼400的翼展方向(进入图5的页面)连续地布置。
示例性金属结合组件502和/或箱形翼梁508定位在单件式前部蒙皮402的内表面上，并且下蒙皮514、芯部510和/或封闭表面或面板也定位在内表面上或相对于该内表面定位。在一些示例中，下蒙皮514实施为跨越箱形翼梁508、芯部510和顶端512的组装和/或放置的壁/面板。在此示例中，箱形翼梁508和芯部510两者都邻接到下蒙皮514。换句话说，下蒙皮514可以至少部分地覆盖箱形翼梁508和芯部510。附加地或替代地，顶端512还邻接到下蒙皮514和/或由下蒙皮覆盖。在一些其他示例中，焊接工艺用于将金属结合组件502和/或箱形翼梁508联接到内表面。
图6a是图4和图5的示例性前缘缝翼400的详细透视图，其中为了清楚起见，移除了单件式前部蒙皮402。在所示示例中，示出了箱形翼梁508、芯部510、顶端512和下蒙皮514。此外，示例性箱形翼梁508包括开口604，其可用于接收紧固件，以在前缘缝翼400的组装期间将箱形翼梁508联接到单件式前部蒙皮402。此外，由侧向壁520限定的多个腔室526示出为大致沿着示例性前缘缝翼400的翼展长度布置。换句话说，在此示例中，腔室526沿着单个轴线或方向布置。然而，附加地或替代地，腔室526可以沿着任何其他方向(例如，沿着流向方向、对角地等)布置。在一些示例中，箱形翼梁508包括用于使芯部510保持(例如，保持、定位或固定)朝向单件式前部蒙皮402的内表面的凸片或凸缘605。
如可在图6a的所示示例中看到的，芯部510和顶端512两者都具有倾斜或斜面的部分和/或形状。具体地，芯部510和顶端512分别具有倾斜表面606、610。在此示例中，倾斜表面606、610大致彼此对齐(例如，定向成相对于彼此在大约5度的角度内)，并且因此可以限定前缘缝翼400的单个倾斜轮廓。
在一些示例中，顶端512、芯部510和/或下蒙皮514与箱形翼梁508成一体。换句话说，顶端512、芯部510和/或下蒙皮514可以实施为机加工特征或细节(例如，实施为肋、加强件、肋或加强件的网格等的组合)。例如，顶端512、芯部510和/或下蒙皮514由箱形翼梁508的与芯部510相邻并对准的面板和/或部分限定。在一些这样的示例中，可机加工顶端512以得到减小的厚度和/或倾斜的边缘，从而减小在飞机100的相对高速时经受的阻力。
图6b是图4至图6a的示例性前缘缝翼400的水平翻转的详细透视图，其中示出了示例性单件式前部蒙皮402。在此特定示例中，在结合(例如，金属结合)操作之后限定机加工的后缘。在所示示例中，顶端512示出为设置在下蒙皮514和单件式前部蒙皮402之间。例如，在结合之后，对顶端512和单件式前部蒙皮402进行机加工，从而分别限定机加工表面(例如，倾斜表面)620、622。在此示例中，机加工表面622限定后缘表面。在一些示例中，机加工表面620、622的轮廓设计成大致彼此匹配(例如，相同或相似的切割角、其之间的对准匹配相交等)。
图6c是图4至图6b的示例性前缘缝翼400的水平翻转的详细侧视图，其具有示例性的替代机加工后缘设计。具体地，图6c所示的示例描绘了其中在结合之前将倒角制造到蒙皮细节中的结合后缘实施方式(例如，在结合之后没有机加工)。在此示例中，顶端512包括位于单件式前部蒙皮402上的机加工表面632。与图6b的示例相反，下蒙皮514具有直的(例如，非倾斜的)部分634。
图7a和图7b是可在本文公开的示例中实施的示例性肋构造的详细透视图。转到图7a，示出了相对于芯部510和箱形翼梁508安装的安装肋700。具体地，示例性安装肋700用于将示例性前缘缝翼400可枢转地和/或平移地联接到相应的机翼104。所示示例的安装肋700包括连接部分702，其包括远端704和一个或多个安装孔706。此外，安装肋700还包括支撑部分或基部708，其联接(例如，紧固、粘附等)到夹持件710。进而，所示示例的夹持件710联接到箱形翼梁508(例如，经由紧固件联接到箱形翼梁508)。在此示例中，开口604使得能够在前缘缝翼400的制造或维修期间接近箱形翼梁508内部的紧固件(例如，螺母、螺钉等)。例如，可经由开口604接近用于将安装肋700紧固到箱形翼梁508的紧固件。在其他示例中，用于联接安装肋700的螺母板可在箱形翼梁508已经结合到单件式前部蒙皮402之后安装到箱形翼梁508。
图7b描绘了示例性结构肋720。结构肋720类似于图7a的安装肋700，但是改为实施成在不联接到飞机100的其他部件的情况下加强前缘缝翼400。具体地，示例性结构肋720用于对前缘缝翼400提供刚性，同时允许前缘缝翼400对于飞机100的飞行来说重量相对较轻。在此示例中，结构肋720在对准壁724处联接到箱形翼梁508。
图7c和图7d分别是图7a和图7b的安装肋700、结构肋720的截面图。转到图7c，示出了安装肋700的截面图。在此示例中，安装肋700和夹持件710中的至少一者经由上表面412处的上紧固件730安装到单件式前部蒙皮402。同样，安装肋700和夹持件710中的至少一者经由下表面414处的下紧固件732安装到单件式前部蒙皮402。此外，安装肋700经由紧固件734安装和/或联接到凹入蒙皮504以及箱形翼梁508。结果，单件式前部蒙皮402以及通常前缘缝翼400在结构上得到加强。此外，本文公开的示例使得安装肋700能够几乎完全延伸贯穿单件式前部蒙皮402的内部体积，并且还与单件式前部蒙皮402的内部几何形状大致对准，这可由于前缘缝翼400的相对高的载荷而在结构上是有利的。
转到图7d，描绘了结构肋720。与安装肋700类似，结构肋720通过上紧固件730和下紧固件732联接到单件式前部蒙皮402，并且经由紧固件734联接到箱形翼梁508。而且，结构肋720的凸片臂或凸起736延伸到箱形翼梁508和/或凹入蒙皮504的开口之外，用于校准和/或附加的结构刚度。与安装肋700类似，结构肋720延伸穿过单件式前部蒙皮402的内部体积的大部分。
图8是上面结合图4至图7d示出和描述的示例性前缘缝翼400的单件式前部蒙皮402的透视图。如可在图8所示的示例中看到的，示例性单件式前部蒙皮402包括顶部801、弯曲部分802、后部区域803和底部804。
在此示例中，单件式前部蒙皮402至少部分地由铝合金(例如，铝合金7075等)构成。此外，单件式前部蒙皮402也弯曲以限定上述上表面412和下表面414两者。在一些示例中，可以实施阳极化抛光和/或粘合涂底漆抛光的内部/内侧型线(iml)。在一些示例中，iml包括厚度减小区域，其可经由机加工或替代地化学铣削而减小厚度。在一些示例中，可以实施层压蒙皮、加强板等以增加iml的厚度。然而，可以替代地实施任何其他材料和/或抛光剂。
虽然在此示例中将图8的单件式前部蒙皮402示出为在两个维度上弯曲，但是单件式前部蒙皮402可以替代地在三个维度上弯曲(例如，复曲率、多个弯折等)。在一些这种示例中，单件式前部蒙皮402可以是弯曲的和/或弯折的以限定闭合表面和/或侧向壁等。
图9是图4至图8的示例性前缘缝翼400的后视图。在所示示例中，芯部510和凹入蒙皮504示出为具有肋700、720。示例性凹入蒙皮504包括散布在可移除部分(例如，可移除面板、可移除门等)904之间的不可移除部分902。示例性可移除部分904可实施为提供通向前缘缝翼400内部以进行组装、拆卸和/或修理等的通路。例如，参考图5，凹入蒙皮504的可移除部分可提供通向前缘缝翼400的内部空腔的通路。在此示例中，可移除部分904的形状大致为梯形。然而，可以替代地实施任何适当的形状或几何形状。在一些示例中，传感器安装在不可移除部分902和/或可移除部分904附近。
图10是可用于生产本文公开的示例的(例如，组装)夹具1002的截面图。在所示示例中，夹具1002包括波状表面或空腔1004，其互补地成形以接收单件式前部蒙皮402的外表面。在此示例中，在将金属结合组件502组装到单件式前部蒙皮402之前，将单件式前部蒙皮放置在波状表面1004上。在一些示例中，可以实施真空袋1010。
图11是表示生产本文公开的示例的示例性方法1100的流程图。示例性方法1100开始于将前缘缝翼400制造和组装到飞机100上。
在方框1102处，在一些示例中，制造单件式前部蒙皮402。具体地，在金属板制造工艺中生产示例性单件式前部蒙皮402。在其他示例中，单件式前部蒙皮402是铸造、挤压、3-d打印和/或机加工的。
在方框1104处，将单件式前部蒙皮402放置在夹具1002中。具体地，将单件式前部蒙皮402套入波状表面1004中，使得当部件/组件组装、结合和/或联接到单件式前部蒙皮402时，可保护单件式前部蒙皮免受损坏和/或防止其过度移位。在此示例中，夹具1002成形为接收并对准单件式前部蒙皮402的多个外表面。
在方框1106处，在一些示例中，在将箱形翼梁508结合/联接到单件式前部蒙皮402之前，将诸如芯部510或下蒙皮514的部件组装/联接到箱形翼梁508。下蒙皮514可用于将芯部510和/或顶端512保持到箱形翼梁508。
在方框1108处，箱形翼梁508联接/结合到单件式前部蒙皮402的内表面，同时单件式前部蒙皮402保持在夹具1002中。在此示例中，环氧树脂粘合剂(例如，作为在大约250华氏度下固化的环氧树脂膜粘合剂的
在方框1110处，在一些示例中，修整后缘。附加地或替代地，可机加工后缘。
在方框1112处，在一些示例中，将前缘缝翼400的肋和凹入紧固和/或联接，并且过程结束。
图12是用于飞机的空气动力学结构中的紧固件的前透视图，其中紧固件成排布置。
图13是用于飞机的空气动力学结构中的紧固件的前正视图，其中紧固件成排布置。
图14是后正视图。
图15是用于飞机的空气动力学结构中的紧固件的右侧视图，其中紧固件成排布置。
图16是用于飞机的空气动力学结构中的紧固件的左侧视图，其中紧固件成排布置。
图17是用于飞机的空气动力学结构中的紧固件的顶视图，其中紧固件成排布置。
图18是用于飞机的空气动力学结构中的紧固件的底视图，其中紧固件成排布置。
图19是用于飞机的空气动力学结构的前透视图。
图20是用于飞机的空气动力学结构的前正视图。
图21是用于飞机的空气动力学结构的后正视图。
图22是用于飞机的空气动力学结构的右侧视图。
图23是用于飞机的空气动力学结构的左侧视图。
图24是用于飞机的空气动力学结构的顶视图。
图25是用于飞机的空气动力学结构的底视图。
示例1包括一种前缘缝翼。前缘缝翼包括单件式前部蒙皮和箱形翼梁，该单件式前部蒙皮限定前缘缝翼的上外表面和下外表面，其中，单件式前部蒙皮在前缘缝翼的前端和后端之间延伸，该箱形翼梁联接到单件式前部蒙皮的内表面，其中，箱形翼梁包括远离单件式前部蒙皮的内表面延伸的侧向壁，其中，该侧向壁限定箱形翼梁的至少一个隔室。
示例2包括如示例1中限定的前缘缝翼，还包括在单件式前部蒙皮和箱形翼梁之间延伸的肋。
示例3包括如示例2中限定的前缘缝翼，其中，箱形翼梁包括用于紧固件的孔以将肋联接到单件式前部蒙皮。
示例4包括如示例1至3中任一项限定的前缘缝翼，其中，箱形翼梁包括凸缘以将芯部保持到内表面。
示例5包括如示例1至4中任一项限定的前缘缝翼，其中，箱形翼梁经由环氧树脂粘合剂联接到内表面。
示例6包括如示例1至5中任一项限定的前缘缝翼，其中，单件式前部蒙皮包括单件式前部蒙皮的机加工后缘，其延伸超过邻近芯部的顶端。
示例7包括如示例6中限定的前缘缝翼，还包括顶端的倾斜表面，其中，机加工后缘和倾斜表面定向成相对于彼此在大约5度的角度内。
示例8包括如示例1至7中任一项限定的前缘缝翼，还包括联接到单件式前部蒙皮和箱形翼梁的凹入蒙皮，其中，凹入蒙皮包括可移除的凹入面板以接近前缘缝翼的内部。
示例9包括一种飞机的机翼。机翼包括限定飞机的空气动力学表面的固定机翼部分，以及可移动地联接到固定机翼部分的前缘缝翼。前缘缝翼包括单件式前部蒙皮和箱形翼梁，该单件式前部蒙皮限定前缘缝翼的上外表面和下外表面，其中，单件式前部蒙皮在前缘缝翼的前端和后端之间延伸，该箱形翼梁联接到单件式前部蒙皮的内表面，该箱形翼梁包括侧向壁，该侧向壁远离内表面延伸并且限定箱形翼梁的至少一个隔室。
示例10包括如示例9中限定的机翼，其中，前缘缝翼还包括在单件式前部蒙皮和箱形翼梁之间延伸的至少一个肋。
示例11包括如示例9或10中限定的机翼，其中，前缘缝翼还包括紧固件以将单件式前部蒙皮联接到箱形翼梁。
示例12包括如示例10或11中限定的机翼，其中，前缘缝翼经由至少一个肋可移动地联接到固定机翼部分。
示例13包括如示例10至12中任一项限定的机翼，其中，该至少一个肋联接到单件式前部蒙皮的上表面和下表面。
示例14包括如示例9至13中任一项限定的机翼，其中，单件式前部蒙皮包括延伸超过邻近芯部的顶端的机加工后缘。
示例15包括一种用于飞机机翼的方法，该方法包括将单件式前部蒙皮放置在组装夹具上，其中，单件式前部蒙皮限定前缘缝翼的上表面和下表面，其中，单件式前部蒙皮在前缘缝翼的前端和后端之间延伸，并且其中，夹具具有成形为接收上表面和下表面的至少一部分的空腔。该方法还包括在单件式前部蒙皮处于夹具中时将箱形翼梁联接到单件式前部蒙皮的内表面，该箱形翼梁包括远离内表面延伸的侧向壁，该侧向壁限定箱形翼梁的至少一个隔室。
示例16包括如示例15限定的方法，还包括将芯部联接到单件式前部蒙皮和箱形翼梁中的至少一者。
示例17包括如示例15或16中限定的方法，其中，将箱形翼梁联接到单件式前部蒙皮包括在箱形翼梁和内表面之间施加环氧树脂粘合剂。
示例18包括如示例15至17中任一项限定的方法，其中，将箱形翼梁联接到内表面包括经由紧固件将箱形翼梁联接到肋。
示例19包括如示例18中限定的方法，还包括将肋经由紧固件联接到单件式前部蒙皮。
示例20包括如示例15至18中任一项限定的方法，其中，将箱形翼梁联接到单件式前部蒙皮包括将箱形翼梁经由第一紧固件联接到肋，并且其中，肋经由第二紧固件联接到单件式前部蒙皮。
从上文中将理解，已经公开了能够实现空气动力学上有效的控制表面(例如前缘缝翼)的示例性方法、设备和制造物品。本文公开的示例还能够实现控制表面的成本有效且重量轻的实施方式。
尽管在此公开了某些示例性方法、设备和制造物品，但是本公开的覆盖范围不限于此。相反，本公开覆盖了完全落入本公开的权利要求的范围内的所有方法、设备和制造物品。
以下权利要求通过这种引用而结合到本详细描述中，其中，每个权利要求独立地作为本公开的单独实施方式。虽然本文公开的示例示出为与前缘缝翼相关，但是本文公开的示例可应用于任何适当的空气动力学应用或结构。此外，可以替代地实施任何适当的替代结合技术或方法。
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