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摘要：本发明涉及零件套件、翼型结构和用于组装翼型结构的方法。特别地，披露了一种用于形成翼型结构的零件套件。所述零件套件包括：抗扭箱，所述抗扭箱用于将固定式前缘或后缘结构附接至所述抗扭箱；以及可附接至所述抗扭箱的固定式前缘或后缘结构。所述抗扭箱包括第一安装特征。所述固定式前缘或后缘结构包括被配置用于与所述第一安装特征相接合的第二安装特征。所述第一安装特征和所述第二安装特征相互被配置为准许所述第一和第二安装特征沿着第一方向移动成彼此相接合、并且当第一和第二安装特征彼此接合时防止所述第一和第二安装特征沿着第二方向进行相对移动。

主权项：1.一种用于形成翼型结构的零件套件，所述零件套件包括：抗扭箱，所述抗扭箱包括用于将固定式前缘或后缘结构附接至所述抗扭箱的第一安装特征；以及可附接至所述抗扭箱的固定式前缘或后缘结构，所述固定式前缘或后缘结构包括被配置用于与所述第一安装特征相接合的第二安装特征；其中，所述第一安装特征和所述第二安装特征相互被配置为准许所述第一和第二安装特征沿着第一方向移动成彼此相接合、并且当所述第一和第二安装特征彼此接合时防止所述第一和第二安装特征沿着第二方向进行相对移动，其中，所述第一方向相对于所述翼型结构的既定操作取向是基本上竖直方向，并且所述第二方向是弦向方向，并且其中，所述第二安装特征包括展向延伸的销，并且所述第一安装特征包括具有第一对接表面的装配件，所述第一对接表面限定了展向延伸的凹陷，所述凹陷被配置成用于接纳所述销。

全文数据：零件套件、翼型结构和用于组装翼型结构的方法技术领域本发明涉及一种用于形成翼型结构的零件套件、一种翼型结构、以及一种用于组装翼型结构的方法。背景技术在各种各样的飞行器、航天器以及风力涡轮机应用中发现的翼型结构典型地包括抗扭箱结构，该抗扭箱结构包括一个或多个纵向翼梁、多个横向肋、并且被结构盖件包封。固定式前缘FLE结构和或固定式后缘FTE结构可以附接至这样的抗扭箱结构以形成翼型形状。当应用于飞行器机翼和安定面时，抗扭箱通常被称为“机翼箱”。商用客机中通常使用的机翼箱构造包括前翼梁、后翼梁、在前翼梁与后翼梁之间延伸的机翼上盖件蒙皮、以及在前翼梁与后翼梁之间延伸的机翼下盖件蒙皮。在翼梁与盖件之间还可以包括一个或多个机翼箱肋。前翼梁和后翼梁中的每一者可以被形成为C形截面，其上凸缘和下凸缘从直立腹板延伸。上机翼盖件和下机翼盖件可以附接至前翼梁和后翼梁的凸缘。机翼的FTE和FLE结构、比如前缘D形首部可以由附接至上盖件和下盖件的悬伸边缘的搭接带支撑。翼型结构固定组件的总体形状必须符合预限定形状，以提供希望的空气动力学特性。不同构件的任何未对准都可能导致形状偏差，当在空气动力学流中操作时这种形状偏差可能导致翼型结构的非既定的性能和操纵品质。因此，在组装好的翼型结构中即，当被固定在操作构型中时不同构件相对于彼此的最终精确位置在整个组装过程中是至关重要的。必须将翼型结构的部件的尺寸与工程理想值通常由制造图纸控制的变化控制在预定的角度尺寸和线性尺寸极限通常称为工程公差内。这样的工程公差可能导致部件的匹配表面之间的间隙，这些间隙通常必须被矫正。一旦这些部件被固持在安装位置，这些匹配表面通常难以触及，因此矫正公差间隙可能极度耗时并且是影响可以经济地生产成品翼型结构的速率的重要因素。因此需要一种翼型结构设计，该设计能够例如通过将工程公差最小化和或便于对由公差引起的间隙进行矫正来实现更有效的组装过程。发明内容本发明的第一方面提供了一种用于形成翼型结构的零件套件。所述零件套件包括：抗扭箱，所述抗扭箱用于将固定式前缘或后缘结构附接至所述抗扭箱；以及可附接至所述抗扭箱的固定式前缘或后缘结构。所述抗扭箱包括第一安装特征。所述固定式前缘或后缘结构包括被配置用于与所述第一安装特征相接合的第二安装特征。所述第一安装特征和所述第二安装特征相互被配置为准许所述第一和第二安装特征沿着第一方向移动成彼此相接合、并且当第一和第二安装特征彼此接合时防止所述第一和第二安装特征沿着第二方向进行相对移动。所述第一方向相对于所述翼型结构的既定操作取向是基本上竖直方向，并且所述第二方向是弦向方向。可选地，所述零件套件进一步包括用于防止所述第二安装特征与所述第一安装特征脱接合的锁定部件。可选地，所述锁定部件被配置用于在所述第一和第二安装特征彼此接合时防止所述第一和第二安装特征沿着所述第一方向进行相对移动。可选地，所述固定式前缘或后缘结构包括具有开口的外蒙皮，并且其中，所述开口被配置为准许穿过所述开口触及所述第二安装特征。可选地，所述零件套件进一步包括被配置用于关闭所述开口的覆盖面板。可选地，所述覆盖面板被配置成使得当所述覆盖面板关闭所述开口时所述覆盖面板和所述外蒙皮形成基本上平滑的空气动力学表面。可选地，所述第一安装特征包括固定地附接至所述抗扭箱的装配件。可选地，所述抗扭箱包括翼梁，并且所述装配件固定地附接至所述翼梁的腹板部分、并且从所述翼梁的腹板部分向外延伸。可选地，所述第二安装特征包括销，所述销在所述固定式前缘或后缘结构附接至所述抗扭箱时被定向成与所述抗扭箱的长轴线基本上平行。可选地，所述销通过球面支承件安装至所述固定式前缘或后缘结构，使得所述销相对于所述固定式前缘或后缘结构的取向是可调整的。可选地，所述销安装至所述固定式前缘或后缘结构的肋。可选地，所述装配件包括限定了凹陷的第一对接表面，所述凹陷被配置用于接纳所述销并且当所述销被接纳在所述凹陷中时显著地防止所述销沿着所述第二方向进行移动。可选地，所述凹陷的截面形状被配置成与所述销的截面形状相匹配。可选地，如果所述零件套件包括锁定部件，则所述锁定部件包括夹板。可选地，所述夹板包括第二对接表面，所述第二对接表面被配置用于在所述销被接纳在所述第一对接表面的凹陷中时与所述第一对接表面和所述销的外表面相协作，以防止所述销沿着所述第一方向背离所述装配件进行移动。可选地，如果所述外蒙皮包括开口，则所述夹板被配置用于通过可穿过所述开口触及的紧固件紧固至所述装配件。可选地，所述抗扭箱进一步包括一个或多个进一步的第一安装特征，并且所述固定式前缘或后缘结构进一步包括一个或多个进一步的第二安装特征。可选地，所述第一安装特征根据预定布置沿着所述抗扭箱沿展向方向间隔开，所述预定布置对应于所述固定式前缘或后缘结构上的所述第二安装特征的布置。可选地，所述固定式前缘或后缘结构包括用于致动包含在所述翼型结构中或可安装至所述翼型结构的可移动装置的一个或多个系统。可选地，所述固定式前缘或后缘结构具有模块化设计。本发明的第二方面提供了一种由根据第一方面的零件套件形成的翼型结构。可选地，所述翼型结构是飞行器机翼。本发明的第三方面提供了一种用于组装翼型结构的方法。所述方法包括：提供包括第一安装特征的抗扭箱，所述第一安装特征被定位成与所述翼型结构的前缘或后缘结构中包含的第二安装特征相对应；并且通过将所述第二安装特征与所第一安装特征相接合来将所述前缘或后缘结构布置在所述抗扭箱上。所述第一和第二安装特征相互被配置为准许通过将所述第二安装特征沿着第一轴线朝向所述第一安装特征移动来使所述第二安装特征与所述第一安装特征相接合、并且当所述第二安装特征与所述第一安装特征相接合时显著地防止所述第一和第二安装特征沿着第二轴线进行相对移动。可选地，所述方法进一步包括：通过将所述第一和第二安装特征锁定成彼此相接合来将所述前缘或后缘结构固定地附接至所述抗扭箱，使得显著地防止所述第一和第二安装特征沿着所述第一轴线进行相对移动。可选地，在将所述前缘或后缘结构固定地附接至所述抗扭箱的步骤期间，所述前缘或后缘结构的基本上全部重量由所述第一安装特征以及可选地所述抗扭箱中包含的一个或多个进一步的第一安装特征支撑。可选地，所述固定式前缘或后缘结构包括外蒙皮，并且其中，将所述第一和第二安装特征锁定成彼此相接合包括：穿过所述外蒙皮中的开口来触及所述第一和第二安装特征中的至少一者。可选地，所述第一轴线相对于所述翼型结构的既定操作取向是基本上竖直的，并且所述第二轴线平行于所述翼型结构的弦向。可选地，所述方法包括组装根据第一方面的零件套件。附图说明现在将参考附图仅通过实例来描述本发明的实施例，在附图中：图1示出了示例性飞行器的正面示意图；图2示出了图1的飞行器的顶部示意图；图3示出了穿过根据本发明的示例性零件套件的示意性截面；图4a至4d是根据本发明的进一步示例性零件套件的不同视图；图5a至5d是由图4a至4d的零件套件形成的示例性翼型结构的不同视图；并且图6是用于组装翼型结构的示例性方法的流程图。具体实施方式下文所描述的实例涉及用于形成翼型结构的零件套件、以及由此类套件形成的翼型结构。每个示例性零件套件包括抗扭箱以及可附接至所述抗扭箱上的固定式前缘或后缘结构。在每个实例中，抗扭箱包括用于将所述固定式前缘或后缘结构附接至所述抗扭箱的第一安装特征，并且每个固定式前缘或后缘结构包括被配置用于与所述第一安装特征相接合的第二安装特征。所述第一安装特征和所述第二安装特征相互被配置为准许所述第一和第二安装特征沿着第一方向移动成彼此相接合、并且当第一和第二安装特征彼此接合时防止所述第一和第二安装特征沿着第二方向进行相对移动。这样的安装特征的布置关于便于组装翼型结构具有多个不同的优点，如从以下描述中将清楚。图1示出了示例性飞行器101。飞行器101包括一对呈机翼形式的翼型结构103、103’，所述翼型结构从机身109大致水平地延伸。虽然仅详细描述了机翼103，但是可以假设，机翼103’具有对应的特征。另外一对呈水平尾翼平面形式的翼型结构105、105’从机身109的后部分的每侧大致水平地延伸。又一个呈垂直尾翼平面形式的翼型结构107从机身109的上后部分竖直地延伸。飞行器101具有一组正交飞行器轴线。纵向轴线x的原点在飞行器101的重心处、并且沿正常飞行方向从机头到机尾纵向地延伸穿过机身109。侧向轴线或展向方向轴线y的原点也在重心处、并且从机翼尖端基本上横向地延伸到机翼尖端。竖直或法向轴线z的原点也在重心处、并且竖直地经过重心。针对翼型结构103限定了另外一对正交轴线，即，由前翼梁314参见图3的腹板的主要尺寸限定的第一翼型轴线111、以及由前翼梁314的腹板的次要尺寸限定的正交的第二翼型轴线113。如从图2可以看到，翼型结构103包括一组被称为前缘缝翼203的增升装置，所述增升装置在前缘区域204处机械地连接至所述翼型结构。翼型结构103还包括一组被称为后缘襟翼205的增升装置，所述增升装置在后缘区域206处机械地连接至所述翼型结构。缝翼203和襟翼205是可移动即，非固定装置、在操作期间根据飞行员的输入可在完全展开位置与完全缩回位置之间被致动。缝翼203和襟翼205的目的是在展开时增大机翼103的弧度与弦长以及总表面积，由此根据飞行器101缓慢飞行的需要而增大机翼103产生的升力系数。邻近每个缝翼203或襟翼205和或在没有提供增升装置的区域中，翼型结构103的前缘和后缘结构在飞行器101的运行期间是固定的，即不是被配置成像缝翼203和襟翼205那样可移动。垂直尾翼平面109和水平尾翼平面111中的每一个类似地包括前缘209、211、后缘213、215、以及固定式结构。飞行器101中包括的任何翼型结构可以由根据本发明的零件套件形成。图3示出了用于形成翼型结构、比如飞行器101的任何翼型结构的示例性零件套件3。零件套件3包括抗扭箱31和固定式前缘或后缘结构32。抗扭箱31包括上盖件312、下盖件313、前翼梁314、以及后翼梁未示出。在某些实例中，抗扭箱31的任何两个或更多个部件可以一体地形成为单体构件。例如，前翼梁314可以与上盖件312一体地形成。前翼梁314具有直立腹板在翼型件的操作取向上可以是基本上或接近竖直的，该直立腹板限定了第一翼型轴线，如上文所讨论的。上盖件312和下盖件313可以与前翼梁314的腹板基本上或接近垂直。图3中未示出抗扭箱31的结构的细节，因为抗扭箱31可以具有任何适合的构造本领域已知了不同的此类构造。在所展示的实例中，固定式前缘或后缘结构32是呈D形首部形式的前缘结构，但是在其他实例中，可以是后缘固定式结构或不同形式的前缘固定式结构。示例性前缘结构32可以被提供为模块化组件，即预组装好的单体结构模块下文中被称为模块化前缘结构。前缘结构32还可以预先装配有系统和或致动元件，以用于待安装在完整的翼型结构上的一个或多个可移动装置。这样的可移动装置可以例如是缝翼、Krueger或类似物。在固定式前缘或后缘结构是后缘结构的实例中，这样的可移动装置可以是例如襟翼、副翼、扰流板或类似物。使用预先组装好的单体前缘或后缘模块是希望的，因为允许在数量减少的部件之间控制公差间隙，这减少了为了组装翼型结构而需要的总时间。固定式前缘结构32包括外蒙皮322，该外蒙皮通过任何适合的机构牢固地附接至至少一个前缘肋324。在一些实例中，外蒙皮322包括一片或多片铝片或任何复合材料、并且粘接至前缘肋324的凸缘，从而限定完整的翼型结构的前缘的所希望空气动力学形状。前缘肋324可以由复合材料、或任何其他适合的材料、例如航空级铝合金形成。固定式前缘结构32可以包括任何数量的前缘肋324。在一些实例中，固定式前缘结构32可以包括一对或多对肋324，其中给定对的肋324之间的展向间距显著地小于所述给定对中的某个肋324与不在所述对中的最靠近的肋324之间的展向间距。图3中未示出肋324的结构的细节，因为肋324可以具有任何适合的构造本领域已知了不同的此类构造。抗扭箱31包括用于将固定式前缘结构32附接至抗扭箱31的第一安装特征311。固定式前缘结构32包括被配置用于与第一安装特征311相接合的第二安装特征321。第一安装特征311和第二安装特征321相互被配置为准许第一安装特征311和第二安装特征321沿着第一方向移动成彼此相接合、并且当第一安装特征311和第二安装特征321彼此接合时防止所述第一和第二安装特征沿着第二方向进行相对移动。在一些实例中，所述第一方向和第二方向可以基本上或接近正交。所述第一方向可以相对于所述翼型结构的既定操作取向是基本上竖直方向。所述第二方向可以是弦向方向。在所展示的实例中，所述第一方向与翼型结构的第二翼型轴线基本上或接近平行，并且所述第二方向与翼型结构的弦向轴线基本上或接近乎平行。第一安装特征311和第二安装特征321可以相互被配置用于在第一安装特征311和第二安装特征321彼此接合时防止所述第一和第二安装特征沿着平行于翼型结构的弦向方向具有分量的所有方向进行相对移动。第一安装特征311可以包括突出特征，所述突出特征从前翼梁314的腹板向外延伸。第一安装特征311可以与前翼梁314一体地形成、或者可以固定地附接至前翼梁314。第一安装特征可以包括支架、装配件、或任何其他适合用于与第二安装特征相接合并且能够支撑固定式前缘结构32的至少显著部分的重量的部件或构造。第二安装特征还可能能够在翼型结构的操作过程中将固定式前缘结构32预期会经历的负载的显著部分传递至抗扭箱31。第二安装特征321可以与固定式前缘结构32的部件例如，肋324一体地形成、或者可以牢固地附接至固定式前缘结构32的部件。第二安装特征可以包括支架、装配件、销、或任何其他适合用于与第一安装特征311相接合的部件或构造。在一些实例中，第一安装特征311和第二安装特征321相互被配置成使得，当第一安装特征311和第二安装特征321彼此接合时，固定式前缘结构32能够相对于抗扭箱31至少小量地枢转。在图3所展示的实例中，第二安装特征包括展向延伸销，并且第一安装特征包括具有上表面对接表面的装配件，所述上表面限定了展向延伸凹陷，所述凹陷被配置用于接纳所述销的下部。所述凹陷被配置用于在所述销被接纳在所述凹陷中时显著地防止所述销沿着第二方向进行移动。所述凹陷的截面形状可以被配置成与所述销的截面形状相匹配。所述凹陷安装至肋324、并且在所述固定式前缘或后缘结构附接至所述抗扭箱时被定向成与所述抗扭箱的长轴线基本上平行。当固定式前缘结构32被布置在抗扭箱31上时，所述装配件能够支撑并且固位所述销使得所述销位于所述凹陷中，并且由此在将固定式前缘结构32固定地附接至抗扭箱31的过程中将所述固定式前缘结构支撑并固位在操作位置，而不需要使用夹具来将其固持在位。这可以有利地便于将零件套件3组装成翼型结构。零件套件3进一步包括用于防止第二安装特征321与第一安装特征311脱接合的锁定部件33。锁定部件33被配置用于在第二安装特征322和第一安装特征311彼此接合时防止所述第一和第二安装特征沿着第一方向进行相对移动。在所展示的特定实例中，锁定部件33包括具有下表面对接表面的夹板，所述下表面被成形为接纳所述销的上部、并且抵接所述装配件的上表面，使得所述销被包封在所述装配件与夹板之间。所述夹板的对接表面与所述装配件的对接表面相协作以限制销的移动。特别地，所述对接表面限定了凹陷，所述凹陷被配置用于接纳所述销的上部。所述凹陷的截面形状可以被配置成与所述销的截面形状相匹配。所述夹板防止销沿第二方向背离装配件进行移动。通过装配件的凹陷与夹板的凹陷相组合，显著地防止了销相对于装配件沿除了平行于销轴线之外的任何方向进行移动。可能希望的是，在销与装配件相接合时也显著地防止销相对于装配件进行轴向移动，在这种情况下，销和或装配件可以包括任何适合的构造例如，直径大于由装配件和夹板的凹陷形成的孔洞的直径的一个或多个销区段。锁定部件33可通过任何适合的机构、比如使用紧固件固定地附接至第一安装特征311。在一些实例中，锁定部件33可通过附接机构固定地附接至第一安装特征311，所述附接机构可以在不需要触及第一安装特征311和第二安装特征321的下侧的情况下被应用启用。在第二安装特征321与第一安装特征311相接合时，锁定部件33将被附接至第一安装特征311。为了能够在锁定部件33相对于第一安装特征311和第二安装特征321处于锁定位置时触及所述锁定部件，外蒙皮322包括开口323。开口323被配置为准许穿过所述开口触及第二安装特征。当固定式前缘32被布置在抗扭箱31上使得第一安装特征311和第二安装特征321相接合时，开口323可以准许触及第一安装特征311和第二安装特征321两者。在一些实例中，开口323的展向宽度d与第一安装特征311从翼梁314的腹板突出的距离相似。在一些实例中，开口323大到足以准许锁定部件33穿过开口323。虽然图3将锁定部件33示为与抗扭箱31和固定式前缘结构32分离，但是在一些实例中，锁定部件33可以与抗扭箱31和固定式前缘结构32中的一个或另一个整合。在一些实例中，锁定部件33可以与第一安装特征311和第二安装特征321中的一个或另一个整合。例如，锁定部件可以可移动地附接至抗扭箱31和固定式前缘结构32中的一个或另一个、和或可移动地附接至第一安装特征311和第二安装特征321中的一个或另一个。锁定部件33可以相对于其附接的部件在打开构型与关闭构型之间可移动，在所述打开构造中，能够将第一安装特征311和第二安装特征321移动成彼此相接合或脱接合，在所述关闭构型中，不能将第一安装特征311和第二安装特征321移动成彼此相接合或脱接合。在一些实例中，这样的可移动附接可以包括锁定部件33与其所附接的部件之间的铰接连接。零件套件3进一步包括被配置用于关闭开口323的覆盖面板34。当覆盖面板34关闭所述开口时，覆盖面板34和固定式前缘结构32的外蒙皮322形成基本上平滑的空气动力学表面。覆盖面板34在外蒙皮322的平面中的大小和形状可以基本上等于开口323的大小和形状。覆盖面板323可以由与外蒙皮322相同的材料形成、或者可以由不同的材料形成。覆盖面板34可以是通过任何适合的机构、比如紧固件可附接至固定式前缘结构32的，使得在翼型的操作过程中，覆盖面板34被牢固地固位在固定式前缘结构32上。所述附接机构可以是可释放和或可更换的，以准许在翼型的运行寿命期间将覆盖面板34移除并随后更换。这可以有利地便于将固定式前缘结构32从抗扭箱31上移除并随后更换，例如以对固定式前缘结构32或被容纳在其中的系统执行维护操作。在一些实例中，固定式前缘结构32在多个展向位置处附接至抗扭箱31。在这样的实例中，抗扭箱31可以包括一个或多个进一步的第一安装特征未示出，并且固定式前缘结构32可以包括一个或多个进一步的第二安装特征未示出。所述进一步的第一安装特征可以具有与上文描述的第一安装特征311相同的设计，并且所述进一步的第二安装特征可以具有与上文描述的第二安装特征321相同的设计。此外，与锁定部件33具有相同设计的锁定部件可以与每对对应的进一步的第一和第二安装特征相关联。每对对应的进一步的第一和第二安装特征可以同具有与开口323相同或相似设计的开口、以及用于关闭所述开口的覆盖面板相关联。在一些实例中，外蒙皮322中的单一开口可以与多于一个第二安装特征相关联即，可以提供触及其的通道。第一安装特征311根据预定布置沿着抗扭箱31沿展向方向间隔开，所述预定布置对应于固定式前缘结构32上的第二安装特征的布置。第一安装特征311的间距与用于将前缘结构附接至常规机翼箱的相邻紧固件之间的间距相比可以相对大。可以基于前缘结构32的特性和或抗扭箱31的特性来选择第一安装特征311的间距和或固定式前缘结构32上的对应的第二安装特征321的间距。例如，可以基于固定式前缘结构32的刚度和或抗扭箱31的刚度来选择第一安装特征311和或第二安装特征321的间距，以避免在被加载时在翼型结构的空气动力学表面中产生台阶或间隙。典型地，固定式前缘结构32和抗扭箱31越硬，飞行期间为了维持平滑的空气动力学表面而需要的安装特征越少。如上所述，固定式前缘结构32包括多个肋324。第二安装特征321可以附接至这些肋324中的每一者即，安装在其上或与之一体的形成。替代性地，第二安装特征321可以附接至固定式前缘结构32的这些肋324中的一些但不是全部上。用于致动安装在固定式前缘结构上的可移动装置的系统典型地附接至一对肋324，这对肋在展向方向上相对紧密地间隔开。对于这样的肋对，所述对中的每个肋可以具有附接至其上的第二安装特征321。图4a至4d示出了根据本发明的具体示例性零件套件4，并且图5a至5d示出了已经用零件套件4组装成的示例性翼型结构5的前缘部。翼型结构5是例如图1和2所示的飞行器101的飞行器机翼。零件套件4包括抗扭箱41，所述抗扭箱具有沿着抗扭箱41的前翼梁414的前面被布置成展向排的多个第一安装特征411。零件套件4还包括具有一对肋424的固定式前缘结构42，这对肋中的每一个肋与第二安装特征421相关联。固定式前缘结构42还具有外蒙皮，但是为清晰起见，图4a至4d省略了这个外蒙皮。除了在下文描述中明确阐述的其他方面，抗扭箱41和固定式前缘结构42可以具有与上文所描述的示例性零件套件3的对应零件相同特征中的任何或全部特征。图4a示出了处于部分安装状态下的零件套件4，在所述部分安装状态下，每个第一安装特征411与每个对应的第二安装特征421相接合，并且通过呈夹板43a、43b形式的相应锁定部件来锁定该接合，如下文中更详细描述的。夹板43a、43b通过紧固件50固定地附接至装配件411。图4b单独示出了抗扭箱41的翼梁414和第一安装特征411。图4c单独示出了肋424以及相关联的第二安装特征421和夹板43a、43b，并且图4d是图4c的肋424的分解视图、示出了第二安装特征421和夹板43a、43b的构造细节。参照图4b，可以看到，每个第一安装特征411包括装配件，所述装配件固定地附接例如，通过螺栓至前翼梁414的腹板的面向前的表面。每个装配件具有限定了凹陷45的基本上水平的相对于翼型结构5的既定操作取向而言对接表面。每个凹陷45是共轴的、并且平行于前翼梁414的长轴线延伸。紧固件孔洞47延伸进入每个第一装配件411的对接表面中，以便于夹板43a、43b的附接。在每个对接表面中、沿垂直于所述凹陷的延伸方向的方向形成槽缝。每个凹陷被相应的槽缝一分为二。这些槽缝的目的是，当第二安装特征421与第一安装特征411相接合时即，当固定式前缘结构42布置在抗扭箱41上时容纳肋424的结构。参照图4c和4d，可以看到，与所展示的肋424相关联的第二安装特征421呈销421的形式，所述销延伸穿过肋424中形成的孔49。销421通过球面支承件48安装在孔49中。球面支承件48充当角度补偿器，以补偿在固定式前缘结构42与抗扭箱41之间、在肋324的位置处的角度公差间隙。应了解的是，可以使用上述类型的角度补偿器的任何适合的替代物，例如，可以替代地使用一组球面垫圈并且可以将其安装在肋324的每一侧。与图4a所示的肋对中的另一个肋324相关联的第二安装特征421具有与图4c和4d中所示的第二安装特征421相同的设计。在图4a至4d所示的特定实例中，锁定部件与每个第二安装特征421整合。每个锁定部件呈左侧夹板43a和右侧夹板43b的形式。每个夹板43a、43b包括下对接表面，该下对接表面限定了凹陷，该凹陷具有与装配件411的凹陷45基本上相同的构型。左侧夹板43a与右侧夹板43b镜像，但是并非所有实例中都需要如此。夹板43a、43b的凹陷彼此共轴并且与销421共轴。紧固件孔洞延伸穿过每个夹板43a、43b，以便于将夹板43a、43b附接至对应装配件411。夹板43a、43b中的紧固件孔洞的位置与对应装配件411中的紧固件孔洞47的位置相对应。如从图4c和4d可以看到，与给定的第二安装特征421相邻的每对夹板43a、43b通过螺栓431、垫圈433以及螺母432附接至该第二安装特征所关联的肋424。这种附接机构将夹板43a、43b相对于销421维持在锁定位置，在该锁定位置中，销421的上部被接纳在夹板43a、43b的凹陷中。应了解的是，在将夹板43a、43b维持在这个位置时，能够通过将固定式前缘结构42相对于抗扭箱41竖直地移动来将销421的下部放到对应装配件411的凹陷中。为了便于销421与对应装配件411的凹陷47接合，可以准许夹板43a、43b进行一定程度的旋转移动。与图4a所示的肋对中的另一个肋324相关联的夹板43a、43b具有与图4c和4d所示的夹板43a、43b相同的设计。零件套件4的组装得到了翼型结构5，图5a至5d所示。图5b是翼型结构5的前视图，其中，为清晰起见，省略了固定式前缘结构42的外蒙皮。图5a是穿过图5b的线A-A的截面。图5c是穿过图5a的线C-C的截面。图5d是翼型结构5的部分顶视图，其中，省略了外蒙皮422。图5a和5c示出了固定式前缘结构42的外蒙皮422。外蒙皮422包括开口423，该开口被覆盖面板44关闭。开口423和覆盖面板44可以具有与上文所描述的示例性零件套件3的开口323和覆盖面板34相同特征中的任何特征。从图5c可以看到，销421包括套环构造52，该套环构造用于防止销421相对于装配件411进行轴向移动。包括具有类似于图3、图4a至4d以及图5a至5d所展示的第一和第二安装特征的固定式前缘或后缘结构以及抗扭箱的示例性零件套件提供了多个不同的优点。例如，它们便于在飞行器系统即，前缘或后缘系统已经安装在前缘或后缘结构中之后将所述前缘或后缘结构附接至飞行器抗扭箱。用常规的附接技术，这是存在问题的，因为涉及在前缘后缘结构已经布置在与抗扭箱相邻的最终既定位置、并且这些飞行器系统已经存在于所述前缘后缘结构中的情况下在前缘后缘结构中钻出紧固件孔洞。这是因为紧固件孔洞要同时穿过机翼箱和前缘后缘结构来创建，以确保孔洞的正确对准。然而，在前缘或后缘结构已经完全组装好并且飞行器系统已经安装在其中之后创建孔洞是不利的，因为孔洞创建过程所产生的灰尘可能污染前缘或后缘结构的内部以及其内包含的系统。上文所描述的一般类型的示例性零件套件可以避免这种问题，因为可以在将被高准确性地附接在一起的相应部件上制造并定位前缘后缘结构和抗扭箱上的安装特征。这意味着，固定式前缘后缘结构可以如下地附接至抗扭箱：将所述固定式前缘后缘结构定位成与抗扭箱相邻、将第一安装特征与第二安装特征相接合使得固定式前缘后缘结构被支撑并固位在抗扭箱上、并且接着应用锁定部件来将相应的每对第一和第二安装特征锁定成彼此相接合。可以在制造零件套件中所包含的单独零件期间创建任何需要的孔洞，并且可以在飞行器系统安装好之后去除所产生的任何灰尘。根据本发明的示例性零件套件的这些优点还便于使用可互换的模块化固定式前缘后缘结构的使用。如上所述，根据本发明的实例可以有助于制造组装翼型结构的有利方法。图6是实施用于组装翼型结构的示例性方法6的流程图。执行方法6可以包括组装根据本发明的零件套件。虽然方法6是主要参照特定的零件套件4来描述的，但是可以使用根据本发明的任何零件套件来执行方法6，并且所提到的零件可以具有上文关于任一示例性零件套件3和4的零件描述的任何特征。在第一个框601中，提供了抗扭箱。所述抗扭箱包括第一安装特征，所述第一安装特征被定位成与正在组装的翼型结构的前缘或后缘结构中包含的第二安装特征相对应。所述抗扭箱可以具有上文所描述的示例性抗扭箱31、41的任何或全部特征。所述前缘或后缘结构可以具有上文所描述的示例性固定式前缘结构32、42的任何或全部特征。所述第一和第二安装特征可以具有上文所描述的示例性第一和第二安装特征311、321、411、421的任何或全部特征。提供抗扭箱可以包括例如使用夹具来将抗扭箱支撑在希望位置和或取向上。在框602中，通过将第二安装特征与第一安装特征相接合来将前缘或后缘结构布置在抗扭箱上。第一和第二安装特征相互被配置为准许通过将第二安装特征沿着第一轴线朝向第一安装特征移动来使第二安装特征与第一安装特征相接合。所述前缘或后缘结构可以包括用于致动包含在所述翼型结构中或可安装至所述翼型结构的可移动装置的一个或多个系统。在与零件套件4有关的实例中，将第二安装特征与第一安装特征相接合可以包括：将固定式前缘结构42和抗扭箱41定位成使得销421与装配件411中的对应凹陷45对准并且位于其正上方。所述第一轴线可以相对于所述翼型结构的既定操作取向是基本上竖直的。第一轴线可以基本上垂直于装配件411的对接表面即，第一轴线基本上垂直于装配件411的对接表面。这样的方向可以基本上平行于翼梁414的腹板的短轴线。将第二安装特征与第一安装特征相接合可以包括使装配件411的每个凹陷45接纳销421的下部。执行框602可以包括同时将多对第一和第二安装特征彼此接合。前缘或后缘结构可以在执行框602的过程中以任何适合的方式、比如使用可移动夹具或由飞行器组装人员手动地被支撑并移动。第一和第二安装特征进一步相互被配置用于在第二安装特征与第一安装特征相接合时显著地防止第一和第二安装特征沿着第二轴线进行相对移动。第二轴线具有垂直于第一轴线的分量。第二轴线可以基本上平行于翼型结构的弦向。第一和第二安装特征的这种功能有利地仅通过将第一和第二安装特征相接合来实现将前缘或后缘结构支撑并且固位在抗扭箱上。因此，可以在完成框602后移除用于支撑前缘或后缘结构的任何夹具或其他支撑机构。在前缘或后缘结构被手动地布置在抗扭箱上的实例中，关于前缘或后缘结构可能不需要夹具。在进一步的可选框603中，通过将所述第一和第二安装特征锁定成彼此相接合来将所述前缘或后缘结构固定地附接至所述抗扭箱，使得显著地防止所述第一和第二安装特征沿着所述第一轴线进行相对移动。可以对零件套件中包含的每对第一和第二安装特征执行这样的锁定。可以通过所述锁定来防止前缘或后缘结构和抗扭箱沿着除了平行于抗扭箱长轴线之外的所有方向进行相对移动。在一些实例中，将第一和第二安装特征锁定成相接合还可以显著地防止第一和第二安装特征沿着平行于抗扭箱的长轴线的轴线进行相对移动。执行框603可以包括：将锁定部件可以具有示例性锁定部件33、43a、43b的任何或全部特征固定地附接至第一安装特征。可以用上文关于示例性锁定部件33、43a、43b所描述的任何方式来完成这样的锁定部件的附接。执行框603可以包括：穿过前缘或后缘结构的外蒙皮中的开口来触及第一和第二安装特征中的至少一者。例如，锁定部件和或用于将锁定部件附接至第一安装特征的紧固件可以穿过所述开口而插入。用于拧紧将锁定部件附接至第一安装特征的紧固件的工具可以穿过所述开口而插入。在将所述前缘或后缘结构固定地附接至所述抗扭箱的步骤期间，所述前缘或后缘结构的基本上全部重量可以由所述第一安装特征以及可选地所述抗扭箱中包含的一个或多个进一步的第一安装特征支撑。在使用锁定部件将前缘或后缘结构固定地附接至抗扭箱上、并且穿过前缘或后缘结构的外蒙皮中的开口来触及所述锁定部件的实例中，可以执行进一步的可选框604。在框604中，关闭前缘或后缘结构的外蒙皮中的开口。关闭所述开口可以包括：跨越前缘或后缘结构中包围所述开口的区域来创建空气动力学连续表面。例如，可以通过将覆盖面板安装在开口中或其上来关闭所述开口。所述覆盖面板可以具有上文所描述的示例性覆盖面板34、44的任何或全部特征。所述覆盖面板可以通过任何适合的机构、比如紧固件、粘接剂或类似物来附接至前缘或后缘结构。如果存在多个这样的开口，则可以对前缘或后缘结构中的每个开口执行框604。所述示例性方法使得在前缘或后缘结构附接至抗扭箱之前能够在所述前缘或后缘结构中安装系统、并且还可以将在翼型结构组装过程的相对后期阶段中钻出或以其他方式创建任何紧固件孔洞或其他安装孔洞的需要最小化或消除。代替此，可以在抗扭箱和前缘或后缘结构的初始制造组装期间来创建所有这样的特征。由此可以避免这些结构以及其中包含的任何飞行器系统被污染。此外，所述示例性方法适合用于将模块化前缘或后缘结构附接至抗扭箱并将其互换。上述实施例应被理解为本发明的说明性实例。应当理解，关于任何一个实施例描述的任何特征可以单独使用，或者与所描述的其他特征组合使用，并且还可以与任何其他实施例或者任何其他实施例的任何组合的一个或多个特征组合使用。此外，也可以采用以上未描述的等效物和修改而不脱离所附权利要求中限定的本发明的范围。

权利要求：1.一种用于形成翼型结构的零件套件，所述零件套件包括：抗扭箱，所述抗扭箱包括用于将固定式前缘或后缘结构附接至所述抗扭箱的第一安装特征；以及可附接至所述抗扭箱的固定式前缘或后缘结构，所述固定式前缘或后缘结构包括被配置用于与所述第一安装特征相接合的第二安装特征；其中，所述第一安装特征和所述第二安装特征相互被配置为准许所述第一和第二安装特征沿着第一方向移动成彼此相接合、并且当所述第一和第二安装特征彼此接合时防止所述第一和第二安装特征沿着第二方向进行相对移动，并且其中，所述第一方向相对于所述翼型结构的既定操作取向是基本上竖直方向，并且所述第二方向是弦向方向。2.根据权利要求1所述的零件套件，进一步包括用于防止所述第二安装特征与所述第一安装特征脱接合的锁定部件，其中，所述锁定部件被配置用于在所述第一和第二安装特征彼此接合时防止所述第一和第二安装特征沿着所述第一方向进行相对移动。3.根据权利要求1或权利要求2所述的零件套件，其中，所述固定式前缘或后缘结构：包括具有开口的外蒙皮，所述开口被配置为准许穿过所述开口触及所述第二安装特征；并且进一步包括被配置用于关闭所述开口的覆盖面板，其中，所述覆盖面板被配置成使得当所述覆盖面板关闭所述开口时所述覆盖面板和所述外蒙皮形成基本上平滑的空气动力学表面。4.根据权利要求1或权利要求2所述的零件套件，其中，所述抗扭箱包括翼梁，并且所述第一安装特征包括装配件，所述装配件固定地附接至所述翼梁的腹板部分、并且从所述翼梁的腹板部分向外延伸。5.根据权利要求4所述的零件套件，其中，所述第二安装特征包括销，所述销安装至所述固定式前缘或后缘结构的肋并且在所述固定式前缘或后缘结构附接至所述抗扭箱时被定向成与所述抗扭箱的长轴线基本上平行。6.根据权利要求5所述的零件套件，其中，所述销通过球面支承件安装至所述固定式前缘或后缘结构，使得所述销相对于所述固定式前缘或后缘结构的取向是可调整的。7.根据权利要求5或权利要求6所述的零件套件，其中，所述销安装至所述固定式前缘或后缘结构的肋。8.根据权利要求5或权利要求6所述的零件套件，其中，所述装配件包括限定了凹陷的第一对接表面，所述凹陷被配置用于接纳所述销并且当所述销被接纳在所述凹陷中时显著地防止所述销沿着所述第二方向进行移动。9.根据权利要求8所述的零件套件，其中，所述凹陷的截面形状被配置成与所述销的截面形状相匹配。10.根据权利要求8在从属于权利要求2时所述的零件套件，其中，所述锁定部件包括夹板，其中，所述夹板包括第二对接表面，所述第二对接表面被配置用于在所述销被接纳在所述第一对接表面的凹陷中时与所述第一对接表面和所述销的外表面相协作，以防止所述销沿着所述第一方向背离所述装配件进行移动。11.根据权利要求10在从属于权利要求3时所述的零件套件，其中，所述夹板被配置用于通过可穿过所述开口触及的紧固件来紧固至所述装配件。12.根据权利要求1或权利要求2所述的零件套件，其中，所述抗扭箱包括一个或多个进一步的第一安装特征，并且所述固定式前缘或后缘结构进一步包括一个或多个进一步的第二安装特征，其中，所述第一安装特征根据预定布置沿着所述抗扭箱沿展向方向间隔开，所述预定布置对应于所述固定式前缘或后缘结构上的所述第二安装特征的布置。13.根据权利要求1或权利要求2所述的零件套件，其中，所述固定式前缘或后缘结构包括用于致动包含在所述翼型结构中或可安装至所述翼型结构的可移动装置的一个或多个系统。14.根据权利要求1或权利要求2所述的零件套件，其中，所述固定式前缘或后缘结构具有模块化设计。15.一种由根据权利要求1或权利要求2所述的零件套件形成的翼型结构。16.根据权利要求15所述的翼型结构，其中，所述翼型结构是飞行器机翼。17.一种用于组装翼型结构的方法，所述方法包括：提供包括第一安装特征的抗扭箱，所述第一安装特征被定位成与所述翼型结构的前缘或后缘结构中包含的第二安装特征相对应；并且通过将所述第二安装特征与所述第一安装特征相接合来将所述前缘或后缘结构布置在所述抗扭箱上；其中，所述第一和第二安装特征相互被配置为准许通过将所述第二安装特征沿着第一轴线朝向所述第一安装特征移动来使所述第二安装特征与所述第一安装特征相接合、并且当所述第二安装特征与所述第一安装特征相接合时显著地防止所述第一和第二安装特征沿着第二轴线进行相对移动，并且其中，所述第一轴线相对于所述翼型结构的既定操作取向是基本上竖直的，并且所述第二轴线平行于所述翼型结构的弦向。18.根据权利要求17所述的方法，进一步包括通过将所述第一和第二安装特征锁定成彼此接合来将所述前缘或后缘结构固定地附接至所述抗扭箱，使得显著地防止所述第一和第二安装特征沿着所述第一轴线进行相对移动；其中，在将所述前缘或后缘结构固定地附接至所述抗扭箱的步骤期间，所述前缘或后缘结构的基本上全部重量由所述第一安装特征以及可选地所述抗扭箱中包含的一个或多个进一步的第一安装特征来支撑。19.根据权利要求18所述的方法，其中，所述固定式前缘或后缘结构包括外蒙皮，并且其中，将所述第一和第二安装特征锁定成彼此相接合包括：穿过所述外蒙皮中的开口来触及所述第一和第二安装特征中的至少一者。20.根据权利要求17至19中任一项所述的方法，包括组装根据权利要求1或权利要求2所述的零件套件。

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