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CN107539459A - 结构组件 - Google Patents

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CN107539459A
CN107539459A CN201710351408.7A CN201710351408A CN107539459A CN 107539459 A CN107539459 A CN 107539459A CN 201710351408 A CN201710351408 A CN 201710351408A CN 107539459 A CN107539459 A CN 107539459A
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nutplate
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Abstract

一种结构组件，该结构组件包括：具有外侧和内侧的第一构件，所述第一构件限定第一构件通孔；具有外侧和内侧的第二构件，所述第二构件限定与第一构件通孔对准的第二构件通孔；以及机械紧固系统，包括至少部分地容纳在第一构件通孔中的衬套，所述衬套限定衬套通孔并且包括凸缘，其中，所述凸缘定位在第一构件的内侧与第二构件的外侧之间的间隙中，机械紧固系统还包括连接到第二构件的内侧的螺帽片，所述螺帽片限定与第二构件通孔和衬套通孔对准的间隙孔，所述螺帽片包括螺帽，机械紧固系统还包括延伸穿过衬套通孔并与螺帽螺纹接合的螺栓。

Description

结构组件
技术领域
本申请涉及机械紧固件，并且更具体地，涉及使用机械紧固件组装的结构组件，诸如飞行器机翼，甚至更具体地，涉及用于飞行器机翼组件的不透流体的(fluid-tight，液密的)机械紧固系统。
背景技术
飞行器的机翼通常由肋、翼梁和蒙皮面板(例如，上蒙皮面板和下蒙皮面板)进行构造。具体地，肋沿着机翼的长度彼此间隔开。肋的前端连接到前翼梁，而肋的后端连接到后翼梁。上蒙皮面板连接到每个肋的上部分，而下蒙皮面板连接到每个肋的下部分。因此，肋、翼梁和蒙皮面板限定封闭的机翼盒状物，其通常用作客机和商用飞行器上的燃料箱。
当喷气燃料储存在机翼盒状物内时，蒙皮面板和肋之间的连接必须是不透流体的。传统上，将蒙皮面板紧固到肋以实现不透流体的连接的过程需要人员进入机翼盒状物的密闭空间内，并在该密闭空间内工作。因此，必须采取各种安全措施，这增加了飞行器制造的总体成本。在不需要进入机翼盒状物的情况下组装机翼盒状物将是有利的。
通过在外部将蒙皮面板连接到肋来组装某些战斗机的机翼，从而避免与进入机翼盒状物的人员相关联的密闭空间的问题。然而，为了满足战斗损伤要求，战斗机上的燃料通常包含在间隔化的气囊内，而不是通过机翼盒状物本身。因此，当在外部将蒙皮面板固定到战斗机上的肋上时，较少关注不透流体性。
因此，本领域技术人员继续在飞行器机翼组件领域进行研究和开发工作。
发明内容
在一个实施例中，所公开的机械紧固系统可包括：被设定尺寸和成形以至少部分地容纳在第一构件的通孔中的衬套，所述衬套限定衬套通孔并且包括可定位在第一构件和相对的第二构件之间的凸缘；可连接到第二构件的螺帽片，所述螺帽片包括螺帽并限定可与第二构件的通孔对准的间隙孔；以及被配置成穿过衬套通孔并且与螺帽螺纹接合的螺栓。
在一个实施例中，所公开的结构组件可包括：具有外侧和内侧的第一构件，所述第一构件限定第一构件通孔；具有外侧和内侧的第二构件，所述第二构件限定与第一构件通孔对准的第二构件通孔；以及机械紧固系统，包括至少部分地容纳在第一构件通孔中的衬套，所述衬套限定衬套通孔并且包括凸缘，其中，所述凸缘被定位在第一构件的内侧和第二构件的外侧之间的间隙中，机械紧固系统还包括连接到第二构件的内侧的螺帽片，所述螺帽片限定与第二构件通孔和衬套通孔对准的间隙孔，所述螺帽片包括螺帽，机械紧固系统还包括延伸穿过衬套通孔并与螺帽螺纹接合的螺栓。
在另一个实施例中，所公开的结构组件可包括：包括外侧和内侧的第一构件，所述第一构件限定第一构件通孔；包括外侧和内侧的第二构件，所述第二构件限定与第一构件通孔对准的第二构件通孔；以及机械紧固系统，其包括至少部分地容纳在第一构件通孔中并靠近第一构件的外侧的外衬套，所述外衬套限定外衬套通孔，机械紧固系统还包括至少部分地容纳在第一构件通孔中并靠近第一构件的内侧的内衬套，所述内衬套限定内衬套通孔并且包括定位在第一构件的内侧和第二构件的外侧之间的间隙中的凸缘，其中，凸缘与第二构件的外侧密封接合，倒角密封件密封凸缘与第一构件的内侧之间的界面，机械紧固系统还包括与第二构件的内侧密封接合的螺帽片，所述螺帽片限定间隙孔并包括容纳在间隙孔中的螺帽，机械紧固系统还包括延伸穿过外衬套通孔和内衬套通孔并与螺帽螺纹接合的螺栓。
在一个实施例中，组装方法可以包括以下步骤：(1)在第一构件中形成第一构件通孔以及在第二构件中形成第二构件通孔；(2)将衬套插入第一构件通孔中，所述衬套限定衬套通孔并且包括凸缘，其中，所述凸缘邻接所述第一构件的内侧；(3)将螺帽片连接到所述第二构件的内侧，其中，所述螺帽片限定与第二构件通孔对准的间隙孔并且包括容纳在间隙孔中的螺帽；(4)将衬套通孔与第二构件通孔对准；以及(5)将螺栓插入穿过衬套通孔，并且将螺栓旋拧成与螺帽接合。
所公开的不透流体的机械紧固系统和相关的结构组件的其他实施例将从下面的详细说明书、附图和所附权利要求变得显而易见。
附图说明
图1是采用所公开的不透流体的机械紧固系统以将蒙皮面板连接到肋的飞行器机翼的透视图；
图2是所公开的机械紧固系统的一个实施例的侧面剖视图，示出将结构组件的构件连接在一起；
图3是图2的机械紧固系统的一部分的透视图；
图4A-4D是描绘使用图2的机械紧固系统组装结构组件所涉及的步骤的侧面剖视图；
图5是所公开的机械紧固系统的一个替换实施例的侧面剖视图；
图6是飞行器制造和保养方法的流程图；以及
图7是飞行器的框图。
具体实施方式
参考图1和图2，公开了一种整体标记为100的不透流体的机械紧固系统，以及整体标记为10的结构组件，该结构组件包括使用所公开的不透流体的机械紧固系统100连接到第二构件14的第一构件12。如本文更详细地描述的，所公开的不透流体的机械紧固系统100可有助于在外部将第一构件12连接到第二构件14(从第一构件12的外侧13(图2))，同时保持第一构件12的不透流体性。
在一个具体应用中，所公开的结构组件10可以是飞行器(诸如客机或商用飞行器)的机翼。因此，结构组件10的第一构件12可包括飞行器机翼蒙皮面板16以及可选地连接到蒙皮面板16的纵梁18，而结构组件10的第二构件14可包括翼梁肋20。然而，本领域技术人员应当理解，在不偏离本公开的范围的情况下，各种构件可使用所公开的不透流体的机械紧固系统100连接在一起，无论是用于航空航天应用还是非航空航天应用。
现在参考图2，结构组件10的第一构件12可限定第一构件通孔22，并且第一构件通孔22可包括埋头孔24。结构组件10的第二构件14可限定第二构件通孔26。第一构件通孔22可沿着通孔轴线A与第二构件通孔26对准。所公开的不透流体的机械紧固系统100可延伸穿过第一构件通孔22和第二构件通孔26，以将第一构件12连接到第二构件14。
所公开的不透流体的机械紧固系统100可包括外衬套102、内衬套104、螺帽片106、螺帽108和螺栓110。在不偏离本公开的范围的情况下，附加的部件和特征可包括在所公开的不透流体的机械紧固系统100中。例如，在具体实施例中，所公开的不透流体的机械紧固系统100还可包括在第一构件12和内衬套104之间的第一密封件112(例如，倒角密封件(fillet seal，填角密封件))、在内衬套104和第二构件14之间的第二密封件114(例如，O形环)、和/或在第二构件14和螺帽片106之间的第三密封件116(例如，O形环)。
所公开的不透流体的机械紧固系统100的外衬套102可包括主体120，该主体被设定尺寸和成形以被紧密地容纳在结构组件10的第一构件12的第一构件通孔22内并靠近(处于或接近)第一构件12的外侧13。例如，外衬套102的主体120可被设定尺寸和成形以被紧密地容纳在第一构件12的第一构件通孔22的埋头孔24内。外衬套102的主体120可包括第一端部部分122和与第一端部部分122轴向相对(关于通孔轴线A)的第二端部部分124。外衬套102的主体120可限定从第一端部部分122轴向延伸到第二端部部分124的外衬套通孔126。外衬套通孔126可包括靠近外衬套102的主体120的第一端部部分122的埋头孔128。
在不偏离本公开的范围的情况下，外衬套102的主体120可由包括多种材料的组合的各种材料形成。在雷击的情况下，由导电材料形成外衬套102的主体120可促进到周围的第一构件12的电荷耗散。形成外衬套102的主体120的材料的强度和刚度也可以是考虑因素，因为螺栓110可直接接触外衬套102。在一个特定构造中，外衬套102的主体120可由金属材料(例如，金属或金属合金)形成。作为一个具体的非限制性示例，外衬套102的主体120可由诸如航空级钛合金(例如，Ti-6Al-4V或Ti-5Al-2.5Sn)的钛合金形成。然而，也可设想使用非金属材料，诸如聚合物和复合材料(例如，碳纤维增强塑料)。
所公开的不透流体的机械紧固系统100的内衬套104可包括主体130，该主体被设定尺寸和成形以被紧密地容纳在结构组件10的第一构件12的第一构件通孔22内并靠近第一构件12的内侧15。内衬套104的主体130可包括第一端部部分132和与第一端部部分132轴向相对(关于通孔轴线A)的第二端部部分134。内衬套104的主体130可限定从第一端部部分132轴向延伸到第二端部部分134的内衬套通孔136。
因此，在图2所示的组装配置中，内衬套104的第一端部部分132可邻接外衬套102的第二端部部分124。此外，在组装的配置中，外衬套通孔126可与内衬套通孔136轴向对准，内衬套通孔可与第二构件14的第二构件通孔26轴向对准，由此限定包括外衬套通孔126、内衬套通孔136、第二构件通孔26和螺帽片106的间隙孔156的螺栓接收孔138。
凸缘140可在靠近主体130的第二端部部分134处从内衬套104的主体130向外突出。凸缘140可被定位在第一构件12和第二构件14之间的间隙30中，并且可包括邻接第一构件12的内侧15的第一表面142和邻接第二构件14的外侧17的第二表面144。凸缘140的第二表面144可与第一表面142轴向地相对(关于通孔轴线A)，由此在其间限定凸缘厚度T。凸缘厚度T可基本上等于第一构件12和第二构件14之间的间隙30的宽度W，从而有可能消除对于将垫片放置在第一构件12和第二构件14之间的需要。
第一密封件112可密封第一构件12的内侧15和内衬套104的凸缘140之间的界面，从而抑制(如果不是绝对地防止)流体穿过该界面。例如，第一密封件112可以是围绕内衬套104的凸缘140周向延伸的倒角密封件。例如，第一密封件112可由(或者可包括)多硫化物基接口密封剂材料形成。也可使用其它技术来密封第一构件12的内侧15和内衬套104的凸缘140之间的界面。
内衬套104的凸缘140的第二表面144可限定周向凹槽146。可为O形环等的第二密封件114可被容纳在凹槽146中。当内衬套104的凸缘140的第二表面144邻接第二构件14的外侧17时，第二密封件114可密封内衬套104和第二构件14之间的界面。因此，内衬套104的凸缘140可与第二构件14的外侧17密封接合。
在不偏离本公开的范围的情况下，内衬套104的主体130可由包括多种材料的组合的各种材料形成。在一个特定构造中，内衬套104的主体130可由聚合物材料形成。作为一个具体的非限制性示例，内衬套104的主体130可由诸如聚醚醚酮(PEEK)的电介质热塑性聚合物形成。然而，也可设想使用其它材料，诸如复合材料和金属材料。
所公开的不透流体的机械紧固系统100的螺帽片106可包括主体150，该主体具有第一端部部分152和与第一端部部分152轴向相对(关于通孔轴线A)的第二端部部分154。螺帽片106的主体150可限定从第一端部部分152朝向(但不完全通过)第二端部部分154延伸的间隙孔156。凸缘158可在靠近主体150的第一端部部分152处从螺帽片106的主体150向外突出。
螺帽108可在靠近螺帽片106的主体150的第一端部部分152处被容纳(例如，压配合)在螺帽片106的间隙孔156中。螺帽108可与螺帽片106接合，使得螺帽108不会相对于螺帽片106围绕通孔轴线A旋转。例如，螺帽108可具有六边形横截面轮廓，并且螺帽片106的间隙孔156可具有对应的六边形形状。
如图2所示，螺帽片106和螺帽108可以是两个单独的部件。然而，在一个变型中，螺帽108可与螺帽片106成一体(即，螺帽108和螺帽片106可形成为单个整体)。
螺帽片106和螺帽108可在组成上相同或不同。在一个特定构造中，螺帽片106可由聚合物材料形成，而螺帽108可由金属材料(例如，金属或金属合金)形成。作为一个具体的非限制性示例，螺帽片106可由诸如聚醚醚酮(PEEK)的电介质热塑性聚合物形成，而螺帽108可由诸如航天级钛合金(例如，Ti-6Al-4V或Ti-5Al-2.5Sn)的钛合金形成。
螺帽片106可连接到第二构件14，使得螺帽108和间隙孔156与外衬套通孔126、内衬套通孔136和第二构件通孔26轴向对准。可使用各种技术以将螺帽片106连接到第二构件14。例如，如图3所示，机械紧固件160(例如，铆钉、螺钉、螺栓等)可插入穿过螺帽片106的凸缘158，并且与相邻的第二构件14接合，以将螺帽片106连接到第二构件14。
重新参考图2，螺帽片106的凸缘158的配合表面162可限定周向凹槽164。可为O形环等的第三密封件116可被容纳在凹槽164中。当螺帽片106的凸缘158的配合表面162邻接第二构件14的内侧19时，第三密封件116可密封第二构件14和螺帽片106之间的界面。因此，螺帽片106的凸缘158可与第二构件14的内侧19密封接合。
所公开的不透流体的机械紧固系统100的螺栓110可包括设置在轴178的相对端部174、176处的头部170和螺纹部分172。螺栓110的轴178可延伸穿过由外衬套通孔126、内衬套通孔136、第二构件通孔26和间隙孔156限定的螺栓接收孔138，使得螺栓110的螺纹部分172可旋拧成与螺帽108接合。当螺栓110的螺纹部分172旋拧成与螺帽108接合时，螺栓110的头部170可被容纳在外衬套102的外衬套通孔126的埋头孔128中，并且可邻接外衬套102。
在不偏离本公开的范围的情况下，螺栓110可由包括多种材料的组合的各种材料形成。可考虑由与螺帽108相同的材料形成螺栓110。在一个特定构造中，螺栓110可由金属材料(例如，金属或金属合金)形成。作为一个具体的非限制性示例，螺栓110可由诸如航空级钛合金(例如，Ti-6Al-4V或Ti-5Al-2.5Sn)的钛合金形成。然而，也可设想使用其它材料，诸如复合材料。
现在参考图4A-4D，示出了所公开的方法的步骤，该方法用于使用所公开的不透流体的机械紧固系统100(图2)组装结构组件10(图2)。还可设想附加步骤，诸如所公开的不透流体的机械紧固系统100的部件(例如，外衬套102、内衬套104、螺帽片106、螺帽108和螺栓110)的制造。
如图4A所示，可设置第一构件12和第二构件14。可在第一构件12中形成可包括埋头孔24的第一构件通孔22。可在第二构件14中形成第二构件通孔26。例如，可通过使用适当的工具对第一构件12和第二构件14进行机械加工/钻孔来形成第一构件通孔22和第二构件通孔26。
如图4B所示，可将所公开的不透流体的机械紧固系统100(图2)的外衬套102插入到第一构件通孔22中，使得外衬套102安置在第一构件通孔22的埋头孔24中。此外，可将内衬套104插入到第一构件通孔22中，使得凸缘140邻接第一构件12的内侧15。在插入外衬套102和内衬套104的情况下，外衬套通孔126可与内衬套通孔136对准，并且内衬套104的第一端部部分132可邻接外衬套102的第二端部部分124。
仍然参考图4B，可将螺帽片106(包括螺帽108和第三密封件116)连接到第二构件14的内侧19，使得螺帽108和间隙孔156与由第二构件14限定的第二构件通孔26对准。如图3所示，例如使用插入穿过螺帽片106的凸缘158并与第二构件14接合的机械紧固件160，可形成螺帽片106和第二构件14之间的连接。螺帽片106和第二构件14之间的连接可压缩螺帽片106和第二构件14的内侧19之间的第三密封件116。
仍然参考图4B，内衬套104的凸缘140的厚度T(图2)最初可大于期望的。因此，在继续进行到所公开的组装方法的下一个步骤之前，凸缘140可可选地沿着线L，诸如用锯或类似的工具进行切割，以向内衬套104的凸缘140提供期望的厚度T。期望的厚度T以及因此的线L的位置可取决于组装的第一构件12和第二构件14之间的间隙30(图2)的大小。
如图4C所示，一旦内衬套104的凸缘140已经可选地被修整成适当尺寸(例如，沿着图4B所示的线L)，则可引入第一密封件112和第二密封件114。通过施加密封剂材料作为倒角部(fillet)，可引入第一密封件112，所述倒角部围绕内衬104的凸缘140在内衬套104和第一构件12的内侧15之间周向延伸。通过在凸缘140的第二表面144中切割凹槽146，并且将第二密封件114(例如，O形环)插入到切割的凹槽146中，可引入可为O形环等的第二密封件114。
如图4D所示，使用组装在第一构件12上的外衬套102和内衬套104，以及组装在第二构件14上的螺帽片106和螺帽108，第一构件12可与第二构件14接近，以使外衬套通孔126和内衬套通孔136与第二构件通孔26和间隙孔156对准，从而限定螺栓接收孔138。然后，可从第一构件12的外侧13引入螺栓110，穿过螺栓接收孔138，并且最终(参见图2)旋拧成与螺帽108接合，从而形成如图2所示的结构组件10。
因此，如图2所示，当螺栓110完全旋拧成与螺帽108接合时，第二密封件114可在内衬套104和第二构件14的外侧17之间被压缩。因此，螺栓接收孔138可与第一构件12的内侧15上的任何流体(例如，喷气燃料)隔离。
参考图5，所公开的整体标记为200的不透流体的机械紧固系统的一个替换的实施例可包括衬套203、螺帽片206、螺帽208和螺栓210。所公开的不透流体的机械紧固系统200还可包括在第一构件12'和衬套203之间的第一密封件212(例如，倒角密封件)、在衬套203和第二构件14'之间的第二密封件214(例如，O形环)、和/或在第二构件14'和螺帽片206之间的第三密封件216(例如，O形环)。
系统200可与系统100基本上相同，除了单个衬套203代替系统100的外衬套102和内衬套104之外。
在不偏离本公开的范围的情况下，衬套203可由包括多种材料的组合的各种材料形成。灵活性(在将衬套203插入第一构件12'期间)可以是材料选择考虑因素。在一个特定构造中，衬套203可由聚合物材料形成。作为一个具体的非限制性示例，衬套203可由诸如聚醚醚酮(PEEK)的电介质热塑性聚合物形成。然而，也可设想使用其它材料，诸如复合材料和金属材料。
可在如图6所示的飞行器制造和保养方法400以及在如图7所示的飞行器402的背景下描述本公开的示例。在预生产期间，飞行器制造和保养方法400可包括飞行器402的规格和设计404以及材料采购406。在生产期间，发生飞行器402的部件/子组件制造408和系统集成410。此后，飞行器402可通过认证和交付412，以便投入使用414。在被客户使用的同时，飞行器402被安排用于例行维修和保养416，其还可包括修改、重新配置、翻新等。
方法400的过程中的每一个可由系统集成商、第三方和/或运营商(例如，客户)执行或进行。为了本说明的目的，系统集成商可包括但不限于任何数量的飞行器制造商和主系统分包商；第三方可包括但不限于任何数量的卖方、分包商和供应商；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务机构等。
如图7所示，通过示例方法400生产的飞行器402可包括具有多个系统420的机身418和内部422。多个系统420的示例可包括推进系统424、电气系统426、液压系统428和环境系统430中的一个或多个。可包括任何数量的其他系统。
在飞行器制造和保养方法400的阶段中的任何一个或多个期间，可采用所公开的不透流体的机械紧固系统。作为一个示例，在材料采购406期间可使用所公开的不透流体的机械紧固系统。作为另一示例，使用所公开的不透流体的机械紧固系统，可生产或制造对应于部件/子组件制造408、系统集成410和/或维修和保养416的部件或子组件。作为另一个示例，机身418和/或内部422可使用所公开的不透流体的机械紧固系统进行构造。而且，例如，通过基本上加速飞行器402，诸如机身418和/或内部422的组装或降低其成本，在部件/子组件制造408和/或系统集成410期间，可利用一个或多个装置示例、方法示例或其组合。类似地，在飞行器402处于使用中时，可利用系统示例、方法示例或其组合中的一个或多个，例如但不限于以进行维修和保养416。
此外，本公开包括根据以下条款的实施例：
条款1.一种结构组件10，包括：
第一构件12，包括外侧13和内侧15，所述第一构件限定第一构件通孔22；
第二构件14，包括外侧17和内侧19，所述第二构件14限定与所述第一构件通孔22对准的第二构件通孔26；以及
机械紧固系统100，包括：
衬套104，至少部分地容纳在所述第一构件通孔22中，所述衬套104限定衬套通孔136并且包括凸缘140，其中，所述凸缘140被定位在所述第一构件12的所述内侧15和所述第二构件14的所述外侧17之间的间隙30中；
螺帽片106，连接到所述第二构件14的所述内侧19，所述螺帽片106限定与所述第二构件通孔26和所述衬套通孔136对准的间隙孔156，所述螺帽片106包括螺帽108；以及
螺栓110，延伸穿过所述衬套通孔136并与所述螺帽108螺纹接合。
条款2.根据条款1所述的结构组件10，还包括密封所述凸缘140和所述第一构件12的所述内侧15之间的界面的第一密封件112。
条款3.根据条款2所述的结构组件10，其中，所述第一密封件112包括倒角密封件。
条款4.根据条款1所述的结构组件10，还包括定位在所述凸缘140和所述第二构件14的所述外侧17之间的第二密封件114。
条款5.根据条款4所述的结构组件10，其中，所述第二密封件114包括O形环，并且其中，所述O形环被容纳在形成在所述衬套104中的凹槽146中。
条款6.根据条款1所述的结构组件10，还包括定位在所述螺帽片106和所述第二构件14的所述内侧19之间的第三密封件116。
条款7.根据条款6所述的结构组件10，其中，所述第三密封件116包括O形环，并且其中，所述O形环被容纳在形成在所述螺帽片106中的凹槽164中。
条款8.根据条款1所述的结构组件10，还包括至少部分地容纳在所述第一构件通孔22中的外衬套102，所述外衬套102限定与所述衬套104的所述衬套通孔136对准的外衬套通孔126。
条款9.根据条款8所述的结构组件10，其中，所述第一构件通孔22包括埋头孔24，并且其中，所述外衬套102安置在所述埋头孔24中。
条款10.根据条款8所述的结构组件10，其中，所述外衬套102由金属材料形成。
条款11.根据条款10所述的结构组件10，其中，所述衬套104和所述螺帽片106由聚合物材料形成。
条款12.根据条款1所述的结构组件10，其中，所述螺帽108被压配合到所述间隙孔156中。
条款13.根据条款1所述的结构组件10，其中，所述螺帽片106通过机械紧固件160连接到所述第二构件14的所述内侧19。
条款14.一种包括根据条款1所述的结构组件的飞行器。
条款15.根据条款14所述的飞行器，其中，所述第一构件包括飞行器机翼蒙皮面板，并且所述第二构件包括肋。
条款16.一种结构组件，包括：
第一构件，包括外侧和内侧，所述第一构件限定第一构件通孔；
第二构件，包括外侧和内侧，所述第二构件限定与所述第一构件通孔对准的第二构件通孔；以及
机械紧固系统，包括：
外衬套，至少部分地容纳在所述第一构件通孔中并靠近所述第一构件的所述外侧，所述外衬套限定外衬套通孔；
内衬套，至少部分地容纳在所述第一构件通孔中并靠近所述第一构件的所述内侧，所述内衬套限定内衬套通孔，并且包括定位在所述第一构件的所述内侧和所述第二构件的所述外侧之间的间隙中的凸缘，其中，所述凸缘与所述第二构件的所述外侧密封接合；
倒角密封件，密封所述凸缘和所述第一构件的所述内侧之间的界面；
螺帽片，与所述第二构件的所述内侧密封接合，所述螺帽片限定间隙孔并包括容纳在所述间隙孔中的螺帽；以及
螺栓，延伸穿过所述外衬套通孔和所述内衬套通孔，并与所述螺帽螺纹接合。
条款17.根据条款16所述的结构组件，其中，所述外衬套由金属材料形成，并且所述内衬套由聚合物材料形成。
条款18.一种用于组装第一构件和第二构件的方法，包括：
在所述第一构件中形成第一构件通孔以及在所述第二构件中形成第二构件通孔；
将衬套插入到所述第一构件通孔中，所述衬套限定衬套通孔并包括凸缘，其中，所述凸缘邻接所述第一构件的内侧；
将螺帽片连接到所述第二构件的内侧，其中，所述螺帽片限定与第二构件通孔对准的间隙孔并且包括容纳在所述间隙孔中的螺帽；
将所述衬套通孔与所述第二构件通孔对准；以及
将螺栓插入穿过所述衬套通孔，并且将所述螺栓旋拧成与所述螺帽接合。
条款19.根据条款18所述的方法，还包括：
将第一密封件施加到所述凸缘和所述第一构件的所述内侧之间的界面；
将第二密封件施加到所述凸缘，使得所述第二密封件密封所述凸缘和所述第二构件的外侧之间的界面；以及
对所述螺帽片施加第三密封件，使得所述第三密封件密封所述螺帽片和所述第二构件的所述内侧之间的界面。
条款20.根据条款18所述的方法，还包括在插入所述螺栓的所述步骤之前修整所述凸缘。
所公开的不透流体的机械紧固系统和相关的结构组件在飞行器的背景下被描述；然而，本领域普通技术人员将容易地认识到，所公开的不透流体的机械紧固系统和相关的结构组件可用于各种交通工具以及非交通工具应用。例如，本文描述的实施例的具体实施可在包括例如直升机、客船、汽车等的任何类型的交通工具中实现。
虽然已经示出和描述了所公开的不透流体的机械紧固系统和相关联的结构组件的各种实施例，但是本领域技术人员在阅读说明书时可想到修改。本申请包括这样的修改，并且仅由权利要求的范围限制。

Claims (10)

1.一种结构组件(10)，包括：
第一构件(12)，包括外侧(13)和内侧(15)，所述第一构件限定第一构件通孔(22)；
第二构件(14)，包括外侧(17)和内侧(19)，所述第二构件(14)限定与所述第一构件通孔(22)对准的第二构件通孔(26)；以及
机械紧固系统(100)，包括：衬套(104)，至少部分地容纳在所述第一构件通孔(22)中，所述衬套(104)限定衬套通孔(136)并且包括凸缘(140)，其中，所述凸缘(140)定位在所述第一构件(12)的所述内侧(15)与所述第二构件(14)的所述外侧(17)之间的间隙(30)中；螺帽片(106)，连接到所述第二构件(14)的所述内侧(19)，所述螺帽片(106)限定与所述第二构件通孔(26)和所述衬套通孔(136)对准的间隙孔(156)，所述螺帽片(106)包括螺帽(108)；以及螺栓(110)，延伸穿过所述衬套通孔(136)并与所述螺帽(108)螺纹接合。
2.根据权利要求1所述的结构组件(10)，所述结构组件还包括密封所述凸缘(140)与所述第一构件(12)的所述内侧(15)之间的界面的第一密封件(112)。
3.根据权利要求2所述的结构组件(10)，其中，所述第一密封件(112)包括倒角密封件。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的结构组件(10)，所述结构组件还包括定位在所述凸缘(140)与所述第二构件(14)的所述外侧(17)之间的第二密封件(114)。
5.根据权利要求4所述的结构组件(10)，其中，所述第二密封件(114)包括O形环，并且其中，所述O形环被容纳在形成于所述衬套(104)中的凹槽(146)中。
6.根据权利要求4所述的结构组件(10)，所述结构组件还包括定位在所述螺帽片(106)与所述第二构件(14)的所述内侧(19)之间的第三密封件(116)。
7.根据权利要求6所述的结构组件(10)，其中，所述第三密封件(116)包括O形环，并且其中，所述第三密封件的所述O形环被容纳在形成于所述螺帽片(106)中的凹槽(164)中。
8.根据权利要求4所述的结构组件(10)，所述结构组件还包括至少部分地容纳在所述第一构件通孔(22)中的外衬套(102)，所述外衬套(102)限定与所述衬套(104)的所述衬套通孔(136)对准的外衬套通孔(126)。
9.根据权利要求8所述的结构组件(10)，其中，所述第一构件通孔(22)包括埋头孔(24)，并且其中，所述外衬套(102)安置在所述埋头孔(24)中。
10.根据权利要求8所述的结构组件(10)，其中，所述外衬套(102)由金属材料形成。
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