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摘要：本发明涉及一种组件及其制造方法以及一种飞行器或飞行器机翼，该组件具有：飞行器燃料箱；具有内螺纹的卡式螺母；副结构件；以及紧固件，该紧固件将副结构件固定至燃料箱。紧固件具有轴部，该轴部穿过副结构件并且具有外螺纹，该外螺纹联接至卡式螺母的内螺纹。燃料箱具有带孔的燃料箱元件，并且卡式螺母具有套筒，该套筒位于孔中，在套筒的外表面与孔的壁的内表面之间具有过盈配合。

主权项：1.一种组件，所述组件包括：飞行器燃料箱；具有内螺纹的卡式螺母；副结构件；以及紧固件，所述紧固件将所述副结构件固定至所述燃料箱，其中，所述紧固件包括轴部，所述轴部穿过所述副结构件并且所述轴部具有外螺纹，所述外螺纹联接至所述卡式螺母的所述内螺纹，所述燃料箱包括具有孔的燃料箱元件，并且所述卡式螺母包括套筒，所述套筒位于所述孔中，在所述套筒的外表面与所述孔的壁的内表面之间具有过盈配合；其中，所述卡式螺母包括包围所述轴部的远端端部的帽，并且在所述套筒的外表面与所述孔的壁的内表面之间产生不透液密封；所述轴部具有恒定的直径并且配装有第二套筒，所述第二套筒具有用于防止所述第二套筒被进一步推入至所述孔的凸缘。

全文数据：具有卡式螺母的组件及其制造方法及飞行器或飞行器机翼技术领域本发明涉及一种组件，该组件包括：主结构件；副结构件；以及紧固件，该紧固件将副结构件固定至主结构件。紧固件具有带内螺纹的卡式螺母captivenut。可选地，主结构件是飞行器燃料箱。背景技术GB-A-2212580公开了用于将由复合材料制成的飞行器蒙皮面板接合至子结构构件的紧固件，该紧固件包括斜头埋头螺栓和卡式螺母。卡式螺母通过铆钉保持紧固在子结构构件的下侧部上。GB-A-2212580的布置的问题在于铆钉削弱了子结构构件，并且使组装过程复杂化。发明内容本发明的第一方面提供了一种飞行器燃料箱组件。紧固件将副结构件固定至燃料箱。紧固件具有卡式螺母，该卡式螺母具有套筒，该套筒位于孔中并且在套筒的外表面和孔的壁的内表面之间具有过盈配合。在两个抵接的表面之间的过盈配合使卡式螺母能够快速且容易地安装，而不需要像GB-A-2212580中的铆钉。副结构件可以是发动机吊架、飞行控制表面、翼尖装置或任何其他副结构件。副结构件可以在燃料箱内部，但是更通常地，副结构件在燃料箱外部。卡式螺母可以在燃料箱外部，但是更通常地，卡式螺母在燃料箱内部。通常，套筒是金属套筒，并且燃料箱元件是金属燃料箱元件。燃料箱元件可以是燃料箱壁，比如飞行器机翼的下盖。更通常地，燃料箱包括诸如飞行器机翼的下盖的燃料箱壁，燃料箱元件是处于燃料箱内部并且由燃料箱壁承载的配件，并且轴部穿过副结构件和燃料箱壁。可选地，燃料箱壁由纤维增强复合材料例如碳纤维增强聚合物形成，并且配件由金属材料形成。可选地，套筒是具有套筒轴线的金属套筒；燃料箱元件是金属燃料箱元件；套筒的外表面与孔的壁的内表面在接合面处相接；并且该接合面在沿着套筒轴线的所有位置处具有圆形横截面。替代地，接合面的横截面可以是非圆形的——例如椭圆形、正方形或形成有凸出部。本发明的另一方面提供了一种组件和方法。紧固件将副结构件固定至主结构件。紧固件具有卡式螺母，该卡式螺母具有套筒，该套筒位于孔中并且在套筒的外表面和孔的壁的内表面之间具有过盈配合。套筒是具有套筒轴线的金属套筒，元件是金属元件，套筒的外表面与孔的壁的内表面在接合面处相接，并且该接合面在沿着套筒轴线的所有位置处具有圆形横截面。在两个抵接的表面之间的过盈配合使卡式螺母能够在不需要像GB-A-221258中的铆钉的情况下安装。此外，接合面的圆形横截面使套筒和孔能够快速且容易地制造和配装。本发明的另一方面提供了一种组件和相关的方法，该组件和相关的方法不仅可以用于飞机燃料箱，还可以用于其它应用中。例如，主结构件可以是诸如火箭或船的另一载具的燃料箱，或是任何其它需要卡式螺母容易地配装的结构。以下论述适用于本发明的所有方面。优选地，接合面在沿着套筒轴线的所有位置处具有圆形横截面。该接合面可以是圆锥形的，或者通常是圆柱形的，具有一系列圆形脊或凹槽。然而更优选地，接合面是圆柱形的。通常圆柱形接合面是光滑的，没有任何宏观的突出物或凹陷。通常，孔的壁的表面是圆柱形的且具有限定孔的内部尺寸的内径；并且套筒的外表面是圆柱形的且具有限定套筒的等效外部尺寸的外径。通常，过盈配合提供摩擦力，该摩擦力是防止套筒在孔内旋转的唯一力。通过高于1000N1kN、5000N5kN或10000N10kN的力可以将套筒压入至孔中。优选地，轴部具有大于10mm的最大外径和或大于100000N100kN的轴向抗拉强度。通过将套筒推至孔中或通过将套筒拉至孔中，可以将套筒压入至孔中。通常，元件由第一金属材料形成，并且卡式螺母的套筒由第二金属材料形成，该第二金属材料具有比第一金属材料更高的杨氏模量。例如，第一金属材料和第二金属材料可以分别是铝和不锈钢，或分别是铝和钛。在一种实施方式中，轴部穿过副结构件中的钻孔，该钻孔的直径与套筒所定位的孔的直径相同。在这种情况下，轴部通常具有相对宽的基部和相对窄的顶部，该顶部带有外螺纹。替代地，轴部可以配装有第二套筒。在另一种实施方式中，轴部穿过副结构件中的钻孔，该钻孔的直径小于套筒位于在其中的孔的直径。在这种情况下，轴部可以具有统一的宽度。通常，孔的壁具有与套筒接触的压缩区域，优选地为弹性压缩。卡式螺母可以具有开口顶部或者可以将卡式螺母完全容纳在孔内，但更优选地，卡式螺母包括包围轴部的远端端部的帽。可选地，卡式螺母包括肩部，该肩部接触燃料箱元件或主结构件的元件并且用作止动件，该止动件防止卡式螺母被进一步推至孔中。优选地，孔是通孔而不是盲孔。换句话说，孔优选地穿过元件的全部厚度。通常地，紧固件的轴部穿过燃料箱元件或主结构件的元件，并且穿过副结构件。可选地，紧固件的轴部穿过燃料箱元件的全部厚度或主结构件的元件的全部厚度，并且穿过副结构件的全部厚度。该组件可以安装在飞行器中——例如以将第二元件固定至在机翼、尾部或机身中的燃料箱。该组件可以安装在飞行器机翼——主机翼或水平尾翼中。可选地，卡式螺母包括第一球形表面；并且该组件还包括具有第二球形表面的垫圈，该第二球形表面与第一球形表面接触，其中，垫圈被压缩在第一球形表面与元件之间。第一球形表面可以是凸面的并且第二球形表面可以是凹面的，反之亦然。附图说明现在将参照附图描述本发明的实施方式，其中：图1是堆叠的横截面图；图2示出了在堆叠中钻成的钻孔；图3示出了在配件中形成的扩宽的孔；图4示出了配装在扩宽的孔中的卡式螺母；图5示出了插入的螺栓；图6示出了根据本发明的第一种实施方式的组件；图7示出了配装至孔中的卡式螺母；图8示出了重新组装的堆叠，其中卡式螺母已经就位；图9示出了根据本发明的另一种实施方式的组件；图10是在套筒配装至孔中之前套筒的放大图；图11示出了被压入至孔中的套筒；图12示出了具有倒角边缘的套筒和孔；图13是示出了图6和图9中的组件的圆形横截面的横截面图；图14是示出了根据本发明的另一种实施方式的具有椭圆形横截面的组件的横截面图；图15是示出了根据本发明的另一种实施方式的具有不规则横截面的组件的横截面图；图16示出了一种具有根据本发明的实施方式的飞行器燃料箱组件的飞行器；图17示出了图16中的飞行器的机翼和吊架附件的一部分；图18示出了前悬挂组件和后悬挂组件；以及图19是示出了将后悬挂组件固定至燃料箱的三个紧固件的截面图。图20示出了在具有非平行上表面的堆叠中钻成的钻孔；图21示出了在图20的堆叠中形成的埋头孔；图22是示出了配装有卡式螺母、螺栓和套筒的图21的堆叠的等距截面图；以及图23是示出了具有球形垫圈的根据本发明的另一种实施方式的组件的等距截面图。具体实施方式图6的组件1包括配件2、面板3和板4。配件2和面板3一起构成主结构件并且板4包括副结构件。紧固件将板4固定至主结构件2、3。紧固件包括螺栓9和卡式螺母10。制造该组件的方法在图1至图5中示出。在图1中所示的第一步骤中，配件2、面板3和板4布置成堆叠。随后，用第一钻头将配件2、面板3和板4的堆叠钻孔以形成如图2中所示的穿过全部三个部件的钻孔18。然后如图3中所示堆叠被拆散，并且用第二钻头将配件2中的孔扩大，使得该孔变成比图3中所示的钻孔18更宽。由此产生的扩宽的孔由附图标记8表示。孔8的壁具有圆柱形内表面17。要注意的是孔8是通孔而不是盲孔。换句话说，孔8穿过配件的全部厚度。如图4中所示，卡式螺母10具有套筒11、帽12和具有肩部13的凸缘。帽12和套筒11的内表面形成有内螺纹14。如图4中所示，将卡式螺母10压入至孔8中，直到凸缘的肩部13接触配件2的上表面。与配件2接触的肩部13用作止动件，该止动件防止卡式螺母10被进一步推至孔8中。套筒11的外表面15是圆柱形并且具有外径D1。如图10中所示，在套筒11被压至孔8之前，孔8的壁的表面17具有内径D2，该内径D2小于套筒的外径D1。配件2由诸如铝的第一金属材料形成，并且卡式螺母的套筒11由诸如不锈钢的第二金属材料形成，该第二金属材料具有比第一金属材料更高的杨氏模量，并且因此比第一金属材料更不容易压缩。通过用液压机将卡式螺母10推至孔8中，或通过用被旋拧至卡式螺母10中的工具将卡式螺母10拉至孔8中，均可将卡式螺母10压入至孔8中。当套筒11被压入至孔中时，孔8的壁弹性地变形以容纳套筒11并且在两个抵接的圆柱形表面17、15之间形成如图4中所示的过盈配合。图11示出了被压入至孔8中的套筒。弹性变形在圆柱形表面17旁边产生压缩表面区域16。该压缩表面区域16改善了配件2的抗疲劳强度。可选地，可以在安装之前将套筒11冷冻，并且或者在安装之前加热配件2使得存在温度差，该温度差使得更易于将套筒压入至孔中，并且随着在部件到达热平衡时部件膨胀和或收缩，过盈配合变得更紧密。然而，已经发现的是，这种温度差通常不是必须的，所以套筒可以在所有部件处于相同的温度的条件下压入至孔中。举例来说，套筒11可以被高于1000N、5000N或10000N的力压入至孔8中。图12示出了用于套筒11的顶部和孔8的上边缘的替代几何形状——在这种情况下，套筒的顶部形成有倒角边缘11a，并且孔8的上边缘形成有互补的倒角边缘8a。这些倒角边缘11a、8a为套筒压入至孔中提供了导入。接下来，如图5中所示，堆叠被重新组装，此时卡式螺母10固定至配件2。如图5中所示，螺栓9包括头部20和轴部21，该轴部21在螺栓9的远端端部处具有外螺纹22。在如图5中重新组装堆叠之后，将轴部21推入穿过面板3和板4并且旋拧至卡式螺母10中，使得轴部的外螺纹22联接至卡式螺母的内螺纹14。如图6中所示，在被旋拧进之后，轴部21穿配件2和面板3主结构件件的全部厚度并且轴部21也穿过板4通过螺栓9固定至主结构件的副结构件的全部厚度。卡式螺母的帽12包围轴部21的远端端部，并且在两个抵接的圆柱形表面17、15之间的紧密接触产生不透液密封。套筒具有如图11中所示的套筒轴线11a，并且图13是组件横向于套筒轴线的横截面图，该横截面图示出了套筒的圆柱形外表面15与孔的壁的圆柱形内表面17相接的接合面。由于表面15、17是圆柱形的，所以接合面在沿着套筒轴线11a的所有位置处具有圆形横截面，其中直径D1沿着套筒轴线方向不变化。该圆柱形接触面是光滑的，没有任何宏观的突出物或凹陷。这种圆形横截面意味着由两个抵接的圆柱形表面17、15之间的过盈配合所提供的摩擦力是当螺栓的轴部21旋拧至卡式螺母10中时，防止卡式螺母10在孔8内旋转的唯一力。该摩擦力在螺栓的安装期间还抵抗卡式螺母的轴向推出。图14示出了横向于套筒轴线11a的替代横截面——其中用附有字母a的同一附图标记指定相同的特征。在这种情况下，表面15a、17a和压缩区域16a具有椭圆形横截面。因此，在两个抵接的表面17a、15a之间的过盈配合防止了卡式螺母被轴向推出，并且当轴部21旋拧至卡式螺母10中时，接触面的椭圆形形状防止了卡式螺母10在孔8内旋转。这种替代横截面不比图13中的圆形横截面优选，因为通过传统的钻孔机不可能形成这样的孔，并且因为在插入套筒之前这种替代横截面需要椭圆形的卡式螺母以正确的角度定向。图15示出了横向于套筒轴线11a的替代横截面——其中以附有字母b的同一附图标记指定相同的特征。在这种情况下，表面15b、17b和压缩区域具有不规则横截面，该不规则横截面具有配装至狭槽中的凸出部。所以，在两个抵接的表面17b、15b之间的过盈配合防止了卡式螺母被轴向推出，并且当轴部21旋拧至卡式螺母10中时，凸出部防止了卡式螺母10在孔8内旋转。这种替代横截面不比图13中的圆形横截面优选，因为这种替代横截面需要额外的加工步骤以在孔中形成槽，并且在插入套筒之前必须将凸出部与槽对准。图7至图9示出了制造根据本发明的替代实施方式的组件的方法。图7至图9中所示的许多特征与图1至图6中所示的特征相同。这些相同特征被给出相同的附图标记并且将不再描述，并且将仅描述不同特征。在这种情况下，钻孔18不被扩大以在配件中形成扩宽的孔8。相反，如图7和图8中所示，卡式螺母10压入配装至具有与钻孔18相同直径的孔中，。由于这种替代实施方式意味着省略了用第二钻头扩大孔18的步骤，因此这种替代实施方式是有利的。图9中所示的紧固件与先前的实施方式的紧固件9的不同之处在于：图9中所示的紧固件的轴部具有相对宽的基部21a、具有螺纹外表面的相对窄的顶部21b以及锥状肩部21c。如图16中所示，飞行器100包括如图1至图6中所示的组件。该飞行器具有机翼101以及通过吊架103从机翼悬挂的发动机102。图17示出了机翼101中的一个机翼101的一部分的横截面以及其关联的吊架103。机翼101的主结构件是由下盖110、C截面后翼梁111和Z截面元件形成的翼盒，该Z截面元件作为单个元件形成上盖112、前翼梁113和前翼梁凸缘114。元件110至元件114全部由纤维增强复合材料形成。在图17的截面的平面内外，翼盒还具有一系列翼肋，所述翼肋沿翼弦方向延伸并且沿着翼盒的翼展方向以一定距离间隔开。翼肋115中的一个翼肋115在图17中示出。翼盒用作燃料箱，其中翼盒的内部116容纳燃料。如图17中所示，吊架103通过前悬挂组件120和后悬挂组件121固定至翼盒。前悬挂组件120包括上配件120a和下配件120b，该上配件120a栓接至前翼梁113，该下配件120b栓接至上配件120a和前翼梁凸缘114。后悬挂组件121包括上配件121a和下配件121b，该上配件121a栓接至翼肋115，该下配件121b栓接至上配件121a和下盖110。传统的翼盒在传统的翼盒的下盖中具有人孔，以便提供进入翼盒的内部的入口。然而，从重量的角度来看，这样的人孔是不合需求的，因此下盖110不具有这样的人孔。如由图17可见，前悬挂组件120的上配件120a在燃料箱外部，所以并不需要燃料箱内部的入口以将与上配件120a连接的螺栓固定至下配件120b。然而，后悬挂组件121的上配件121a在燃料箱内部，一旦安装下盖110，就会出现接入问题。该接入问题的解决方案是使用具有图1至图15、图22或图23中所示种类的卡式螺母的单侧紧固件，以将下配件121b固定至上配件120a和下盖110，如图19中所示。图19的组件类似于图6的组件，因此将对相当的部件使用相同的附图标记增加200后的附图标记。下配件121b是与图1中的板4等同的副结构件，并且上配件120a和下盖110一起构成与等同于图1中配件2和面板3的主结构件。紧固件将下配件121b固定至燃料箱元件上配件121a和下盖110。每个紧固件具有轴部221，该轴部221穿过下配件121b、下盖110和上配件121a的全部厚度。轴部221具有外螺纹未示出，该外螺纹联接至相应的卡式螺母210的内螺纹未示出。上配件121a具有大尺寸的孔，并且每个卡式螺母包括套筒211，该套筒211通过在套筒211的圆柱形外表面与孔的壁的圆柱形内表面之间的紧密过盈配合压入配装在孔的一个相应的孔中。在上配件121a已被固定至翼肋110并且卡式螺母210已经配装至上配件121a之后，将下盖110配装至到翼盒。然后通过推动螺栓的轴部221穿过下配件121b和盖110并且将它们旋拧至卡式螺母210中，将下配件121b固定至翼盒。过盈配合提供摩擦力，该摩擦力防止卡式螺母210随轴部旋入卡式螺母而旋转。通过高于10000N10kN的力将每个卡式螺母210压入至每个卡式螺母的相应的孔中。这产生了非常紧密的过盈配合，该过盈配合能够与通过旋拧轴部221至卡式螺母210中而产生的高转矩作用，从而防止卡式螺母210旋转。总共六个紧固件将下配件121b固定至燃料箱——在图19中仅示出六个紧固件中的三个。在飞行器的操作期间，每个螺栓的轴部221上的张力负荷在不同螺栓上不同，但是最高负荷的螺栓通常将承受150000N150kN量级的负荷。每个螺栓的轴部221可以具有介于12英寸12.7mm与1英寸25.4mm之间的外径。在一个示例中，每个螺栓的轴部221的外径为34英寸19mm，轴向抗拉强度为400000N400kN。每个紧固件可以从燃料箱的外部组装和紧固，而不需要燃料箱内部的任何通道来夹紧卡式螺母。在两个抵接的圆柱形表面之间的紧密接触产生不透液密封，该不透液密封防止燃料通过上配件121a中的孔从燃料箱泄漏出。这种紧密密封也使得不再需要将螺母帽安装在卡式螺母上面以在假如雷电击中下盖110并且在下盖210中的钻孔处产生火花时容纳由所谓的“脱气”引起的等离子体。图20示出了类似于图2的堆叠，该堆叠具有配件2a、面板3和板4，将该堆叠钻孔以形成穿过全部三个部件的钻孔18。图2和图20中的一些部件是相同的，因此使用相同的附图标记。该堆叠从下方钻孔，因此可以使用工具将钻头垂直地对准板4的外表面31。在图2中，配件2的外表面平行于板4的外表面，但是在图20中，配件2a的外表面30与板4的外表面31呈倾斜角度，该倾斜角度影响螺母帽肩部的安置。如图21中所示，使用锪平面加工来加工浅的埋头孔32，该埋头孔32具有平行于外表面31的埋头孔表面33。图22示出了类似于图19的飞行器燃料箱组件，因此对等同的部件将使用相同的附图标记。图22中的紧固件包括螺栓和卡式螺母210。与图19中为了容纳卡式螺母210的套筒211而扩宽的钻孔不同，在图22中，钻孔在配件121a内未被扩宽。在图22中，螺栓的轴部具有恒定的直径并且配装有第二套筒37，该第二套筒37具有与卡式螺母的套筒211相同的厚度。第二套筒37具有凸缘38，该凸缘38防止第二套筒37被进一步推入至钻孔中。这是有利的，因为不需要如图中9所示的定制紧固件。在图22中，还提供了类似于图21中所示的埋头孔32的埋头孔132。在图23中示出的球形垫圈34可以用于克服锪平面的必要性。球形垫圈34具有与卡式螺母的肩部的凸球形面35接触的凹球形面34a。将球形垫圈34压缩在卡式螺母的肩部与配件121a之间，使得压力均匀分布。即使配件121a的外表面不垂直于螺栓的轴部，球形垫圈34也允许卡式螺母牢固地安置。由于省略了通过锪平面而产生埋头孔132的步骤，因此这是有利的。在单词‘或者’出现的情况下，这应被解释为表示‘和或’，使得所提及的项目并非必须是相互排斥的，并且可以以任何适当的组合使用。尽管已经参照一个或多个优选的实施方式在上文描述了本发明，但是应当理解的是，在不背离如所附权利要求中限定的本发明的范围的情况下，可以进行各种改变或修改。

权利要求：1.一种组件，所述组件包括：飞行器燃料箱；具有内螺纹的卡式螺母；副结构件；以及紧固件，所述紧固件将所述副结构件固定至所述燃料箱，其中，所述紧固件包括轴部，所述轴部穿过所述副结构件并且所述轴部具有外螺纹，所述外螺纹联接至所述卡式螺母的所述内螺纹，所述燃料箱包括具有孔的燃料箱元件，并且所述卡式螺母包括套筒，所述套筒位于所述孔中，在所述套筒的外表面与所述孔的壁的内表面之间具有过盈配合。2.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，其中，所述副结构件包括发动机吊架、飞行控制表面或翼尖装置。3.根据权利要求2所述的组件，其中，所述副结构件包括发动机吊架。4.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，其中，所述套筒是金属套筒并且所述燃料箱元件是金属燃料箱元件。5.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，其中，所述副结构件在所述燃料箱外部。6.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，其中，所述卡式螺母在所述燃料箱内部。7.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，其中，所述燃料箱包括燃料箱壁，所述燃料箱元件是在所述燃料箱内部并且由所述燃料箱壁承载的配件，并且所述轴部穿过所述副结构件和所述燃料箱壁。8.根据权利要求7所述的组件，其中，所述燃料箱壁由纤维增强复合材料形成，并且所述配件由金属材料形成。9.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，其中，所述套筒是具有套筒轴线的金属套筒；所述燃料箱元件是金属燃料箱元件；所述套筒的外表面与所述孔的壁的内表面在接合面处相接；并且所述接合面在沿着所述套筒轴线的所有位置处具有圆形横截面。10.一种组件，所述组件包括：主结构件；具有内螺纹的卡式螺母；副结构件；以及紧固件，所述紧固件将所述副结构件固定至所述主结构件，其中，所述紧固件包括轴部，所述轴部穿过所述副结构件并且所述轴部具有外螺纹，所述外螺纹联接至所述卡式螺母的所述内螺纹，所述主结构件包括具有孔的元件，所述卡式螺母包括套筒，所述套筒位于所述孔中，在所述套筒的外表面与所述孔的壁的内表面之间具有过盈配合，所述套筒是具有套筒轴线的金属套筒，所述元件是金属元件，所述套筒的外表面与所述孔的壁的内表面在接合面处相接，并且所述接合面在沿着所述套筒轴线的所有位置处具有圆形横截面。11.根据权利要求9或10所述的组件，其中，所述接合面是圆柱形的。12.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，其中，所述过盈配合提供摩擦力，所述摩擦力是防止所述套筒在所述孔内旋转的唯一力。13.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，其中，所述元件由第一金属材料形成，并且所述卡式螺母的所述套筒由第二金属材料形成，所述第二金属材料具有比所述第一金属材料更高的杨氏模量。14.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，其中，所述轴部穿过所述副结构件中的钻孔，所述钻孔的直径与所述套筒位于在其中的所述孔的直径相同。15.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，其中，所述孔的所述壁具有与所述套筒接触的压缩区域。16.根据前述任一项权利要求所述的组件，其中，所述卡式螺母包括：包围所述轴部的远端端部的帽；以及肩部，所述肩部接触所述元件并用作止动件，所述止动件防止所述卡式螺母被进一步推至所述孔中。17.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，其中，所述卡式螺母包括第一球形表面；并且所述组件还包括垫圈，所述垫圈具有与所述第一球形表面接触的第二球形表面，其中，所述垫圈被压缩在所述第一球形表面与所述元件之间。18.根据前述权利要求中的任一项所述的组件，其中，所述卡式螺母包括包围所述轴部的远端端部的帽。19.一种飞行器或飞行器机翼，所述飞行器或飞行器机翼包括根据前述权利要求中的任一项所述的组件。20.一种制造前述权利要求中的任一项所述的组件的方法，所述方法包括：将所述套筒压入至所述孔中，其中，在将所述套筒压入至所述孔中之前，所述孔的壁的内表面的内部尺寸小于所述套筒的外表面的等效外部尺寸；并且将所述套筒压入至所述孔中时，所述孔的所述壁变形以容纳所述套筒并形成过盈配合；以及在将所述套筒压入至所述孔中之后，推动所述轴部穿过所述副结构件并将所述轴部旋拧至所述卡式螺母中，其中，所述过盈配合提供摩擦力，所述摩擦力防止所述卡式螺母在所述轴部旋拧至所述卡式螺母中时旋转。21.根据权利要求20所述的方法，其中，通过高于1000N、5000N或10000N的力将所述套筒压入至所述孔中。22.根据权利要求20或21所述的方法，其中，所述孔的所述壁的所述表面是圆柱形的且具有限定所述孔的所述内部尺寸的内径；并且所述套筒的所述外表面是圆柱形的且具有限定所述套筒的所述等效外部尺寸的外径。

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