箱形肋的制作方法

本发明涉及飞机机翼中的结构部件的制造，该结构部件在现有技术中被称为肋。尽管该制造方法特别适合于飞机肋的制造，但是它可以用于其它相关应用中。

背景技术：

例如，该技术可以在包括建筑/民用市场在内的使用“肋状”加强结构的各种应用中使用。

特定于航空航天领域的翼肋能够用于机翼、水平或垂直安定面(尾翼)、直升机的尾桁、以及如小翼和襟翼中较小的肋。

飞机机翼包括外部空气动力学表面，通过飞机的向前运动使空气在该表面上流动。机翼通常包括一个或多个翼梁，该一个或多个翼梁在机翼内从翼梁连接到机身的根部延伸到机翼末端。

同样位于机翼内的肋沿着翼梁的长度以预定间隔附接。肋通常在飞行的向前方向上延伸，即通常垂直于在飞机运动的前后方向上延伸的翼梁。

翼梁和肋的形状和轮廓对应于翼型的期望形状。然后能够将外部空气动力学表面连接到肋和翼梁(通过各种方式)以形成机翼。

肋通常是使用cnc机床从铝或其它轻质材料的坯料机械加工而成的，因此能够获得翼梁的精确几何形状。使用这些技术制成的常规机翼允许为每种飞机设计精确地制造轻质机翼，从而提供期望的强度和刚度。

然而，本发明人已经设计出一种替代工艺来优化机翼设计，特别是机翼肋的制造。

技术实现要素：

本发明的各方面在所附权利要求书中提出。

从第一方面看，提供了一种用于飞机机翼的肋，所述肋包括一对相对的外蒙皮，该外蒙皮之间限定了内部空间，所述肋还包括跨越该空间延伸并将该一对相对的外蒙皮连接的多个内部加强构件。

这种布置与传统肋的结构有极大的不同，并且在惯例上已规定使用单个中心板来形成肋(外围肋的“支脚”能够连接到该肋上)的情况下，这种布置是反直觉的。单块板最大程度地减少了每个肋的重量，并允许在不过度增加机翼总重量的情况下形成肋。至少由于这些原因，以前并未考虑以箱型结构生成每个都有一对板的肋。

箱形结构的外表面可以有利地由相对薄的蒙皮材料形成，诸如铝片材或薄板。箱形结构提供了一种坚固且刚性的主体。

箱形结构内的加强构件在相对的外蒙皮之间延伸，以将蒙皮联接在一起并形成刚性的箱形结构。

内部加强构件可以以多种方式制成，诸如以常规方式由坯料机械加工而成。然而，有利地，内部加强构件可以是挤出件形式。挤出件允许以最小的材料浪费和有限的机械加工步骤(除了可能机械加工面对蒙皮的表面之外)经济地制造加强件。蒙皮(形成外表面)和挤出的内部加强构件的组合提供了一种非常经济的方式来形成肋，该方式避免了机械加工大量坯料和复杂的肋“支脚”连接。

跨越加强构件(即，在两个蒙皮表面之间)观察，加强件可以具有均匀的截面，即，截面可以跨越蒙皮之间限定的空间的宽度。为了使加强构件的重量最小化，每个构件都可以具有阶梯状或渐缩的轮廓，使得在相对的蒙皮之间的加强构件的一部分具有比与相对的蒙皮相邻的部分小的截面。实际上，加强构件在蒙皮之间的中间位置处较窄。这允许在蒙皮处具有用于将加强构件联接到蒙皮的较大区域，以及在蒙皮之间延伸的变窄的截面。这样可以使重量最小化。加强构件的中心部分可以是具有两个相对的连接部分的工字梁的形式。

相对的外蒙皮可以彼此基本上平行并且基本上平坦。替代地，蒙皮可以相对于彼此渐缩，例如在肋的前缘或后缘处具有较窄的间隔。蒙皮可以替代地具有蛇形或锯齿形。可以根据使用时机翼上的预期载荷和力来选择肋的蒙皮形状。因而，能够针对给定的飞行应用来优化箱形结构的强度。

蒙皮可以设置有与机翼的外轮廓，即机翼的翼型形状相对应的上轮廓(即，形状)。加强构件可以各自具有一定长度(在上和下机翼蒙皮连接之间延伸)，该长度对应于加强构件的给定位置处的机翼的期望高度。

加强构件可以沿着肋的长度均匀地间隔隔开，或者根据飞行中机翼的确定载荷，它们可以不均匀地间隔隔开。同样地，箱形肋能够被轻松地优化，以匹配机翼要求的工作载荷。

加强构件可以被布置成在机翼的上表面和下表面之间连续地延伸。然后可以将连续的加强件联接到每个相对的机翼蒙皮。替代地，一个或多个加强构件可以沿着上机翼表面和下机翼表面之间的高度部分地延伸。同样根据机翼的载荷要求，可以使用全高度加强件和部分高度加强件的组合。

加强构件也可以都基本上平行，例如与从机翼的前缘延伸到后缘的水平线成90度。替代地，为了提供进一步的选项以优化肋和机翼，可以将一个或多个加强构件彼此成角度地布置。可以使用加强构件在蒙皮之间限定的空间内形成各种内部结构。例如，加强构件可以在沿着肋的预定位置处与垂直方向成45度布置，并且可以在不同位置处与其它加强构件相交。

如上所述，每个加强构件都在相对的蒙皮之间延伸，并且另外全部或部分地沿着肋的高度延伸(该高度被限定在附接到肋的上轮廓和下轮廓的机翼蒙皮的上表面和下表面之间)。

相邻的加强构件(在肋的前后方向上)可以方便地在相邻构件之间限定桁条可位于其中的空间。例如，形成肋的外蒙皮的蒙皮可以在上表面和下表面上设置有切口部段，这些切口部段对应于在此处桁条必须沿着机翼的长度延伸的期望位置。因为蒙皮由通常较薄的壁材料形成，所以这些切口可以方便地从蒙皮的上表面和下表面冲压或切割。同样地，根据本文所述的肋结构，制造复杂性和成本被最小化。

常规地，蒙皮通过延伸穿过机翼蒙皮表面的铆钉连接到肋，这些铆钉然后被连接在机翼蒙皮的后(内侧)表面上以将蒙皮固定到肋。本结构消除了对这种费时、昂贵且复杂的操作的需求。此外，本结构允许蒙皮方便地从肋脱开，从而允许在操作使用/日常维护期间快速且方便地维护机翼。

具体地，一个或多个加强构件的面向上或面向下的表面(该表面与蒙皮表面抵靠)可以设置有被布置成接收紧固件的一个或多个孔。例如，加强构件的远端可以设置有攻丝盲孔(或非盲孔)，该盲孔可以允许将螺钉或带螺纹的螺栓拧入到该孔中以将蒙皮固定到加强构件的端部。有效地，加强构件不仅用于在相对的蒙皮之间提供刚度，而且还提供能够在其中施加螺钉等以将机翼蒙皮固定到上表面和下表面的远端表面。如上所述，这允许机翼蒙皮从外侧联接至肋，而无需进入或接触(access)机翼空腔内部的空间。这为机翼内的其它设备或燃料箱提供更多空间。

本文所述的肋的箱形结构还方便地允许肋联接至机翼的翼梁，即，从机身朝向机翼的末端延伸的构件。具体地，肋的前缘端或后缘端可以被布置成联接至机翼的翼梁。例如，这可以通过将肋的在前后方向上的端部联接至相应的翼梁来实现。

翼梁和肋之间的连接可以以多种方式进行。在一种布置中，肋的前缘或后缘可以设置有多个孔，以接收用于将翼梁附接到肋的紧固件。这些孔可以类似于上述的联接器，并且可以是螺纹孔或攻丝孔的形式，可以将螺钉或螺栓紧固在这些孔中以将翼梁以及肋的前缘和后缘连接到肋。这些紧固件可以例如联接到加强构件中的一个加强构件，该加强构件可以设置有合适的螺纹孔以接收紧固件。

可以使用诸如铆钉等常规技术将加强构件固定到相对的蒙皮。然而，有利地，加强构件可以通过摩擦搅拌焊接、线性摩擦焊接或旋转摩擦焊接中的一种连接到蒙皮。这些技术提供了非常牢固的连接，并且由于能够从蒙皮的外表面进行焊接，因此允许进行高效的制造工艺。此外，这些技术提供了不间断的表面，即该表面没有被铆钉或螺栓打断。更进一步，摩擦搅拌工艺能够增强蒙皮的表面性质，这是因为晶体结构被破坏，因而增强了蒙皮外表面的硬度。这在机翼蒙皮的前缘周围特别有利。

蒙皮和加强构件可以由相同材料形成，因而允许方便地使用搅拌摩擦(或类似的)焊接工艺。

替代地，可以使用在其中使用多种材料的复合材料结构。例如，相对的蒙皮可以由第一材料形成，并且一个或多个加强构件可以由第二材料形成。加强构件可以方便地允许联接到构件的端部的蒙皮与加强构件本身是不同的材料。例如，加强构件可以是碳纤维增强塑料(热固性或热塑性)。替代地，加强件可以是金属挤出件(或增材制造部件)，而蒙皮可以是碳纤维增强塑料。通过箱形结构提供的灵活性，可以使用任何其它合适的组合。

从另一方面来看，提供了一种制造用于飞机机翼的肋的方法，其中，该肋包括一对相对的外蒙皮，外蒙皮限定它们之间的内部空间，所述肋还包括多个内部加强构件，这些内部加强构件跨越该空间延伸并连接该对相对的外蒙皮，所述方法包括下列步骤：

(a)将第一蒙皮焊接至加强构件的第一侧；和

(b)将每个加强构件的相对侧都焊接到第二蒙皮。

这种制造方法允许以非常高效且灵活的方式来形成肋——在某种意义上说，灵活是指在能够针对给定应用优化结构的方面的大量设计自由。

焊接操作可以是任何合适的焊接操作。然而，至少由于上述原因，焊接可以选自摩擦搅拌焊接、线性摩擦焊接或旋转摩擦焊接中的一种。这些焊接能够从蒙皮的外表面施加，从而进一步提高肋的制造效率。

本发明的又一方面扩展到一种飞机机翼，其包括如本文所述的一个或多个肋。

从又另一方面来看，提供了一种制造用于飞机机翼的肋的方法，所述方法包括下列步骤：

(a)挤出多个肋子部段，每个肋子部段都包括两个相对的外表面部分和在该两个相对的外表面部分之间延伸的加强部分；和

(b)将多个肋子部段连接在一起以形成肋。

挤出加强构件极大改善了制造成本，因为能够以较低成本形成大量的挤出件。在这种布置中，加强构件还可以包括多个远端部分，当被结合在一起时，这些远端部分形成外蒙皮表面。实际上，加强构件各自包括外蒙皮表面的一部分，使得当多个这样的子部段彼此相邻地结合在一起时，它们不仅提供加强构件，而且形成连续的外蒙皮表面。

外表面部分可以设置有匹配的连接器部分，这些匹配的连接器部分被布置成在使用中与相邻的肋子部段的对应匹配部分抵靠。匹配部分可以例如是阶梯状互补形状，使得两个子部段在被结合在一起时匹配，以形成连续表面。例如，这可以提供合适的阶梯形状，其中相邻的子部段位于相邻的阶梯或凹部中。取决于材料的选择，相邻的子部段可以通过任何合适的方式结合在一起，例如通过胶粘、焊接或固化。

从另一方面来看，提供了一种用于飞机机翼的模块化肋，所述模块化肋包括多个子部件，每个子部件都由两个相对的外表面和在该两个相对的外表面之间延伸的加强构件形成，其中相邻的子部件能够连接在一起以形成肋。

这样的模块化构造允许高效地制造每个模块并将其结合在一起以形成肋。

从另一方面来看，提供了一种制造用于飞机机翼的肋的增材制造方法，其中，肋包括一对相对的外蒙皮，外蒙皮限定它们之间的内部空间，所述肋还包括多个内部加强构件，所述多个内部加强构件跨越该空间延伸并连接该对相对的外蒙皮，其中，该相对的蒙皮和加强构件是通过增材制造工艺制成的。

增材制造方法允许以更复杂和曲折的方式在相对蒙皮之间形成内部空间。更具体地，能够针对飞行中的肋的预期载荷来优化内部结构。还能够针对重量和重量分配进行优化。更具体地，增材制造允许内部加强构件不均匀(因为它们不需要被挤出)，因而它们能够具有变化的形状、几何形状、角度、厚度等。加强构件不需要从肋的上部到下部连续，而是可以是被布置在结构内的最佳位置处的一系列离散且未连接的加强构件的形式。类似地，加强构件可以具有轮廓，即弯曲，例如以进一步优化设计。

在一个实施例中，肋的内部结构可以是格子结构的形式，该格子结构在整个肋上具有变化的格子密度。能够可以根据飞行期间肋的预定载荷来增大和减小密度。增材制造还允许沿着机翼长度的每个肋在设计上都得到优化，其中例如每个肋的内部结构都不同。

因而，每个内部加强构件的截面和/或形状可以响应于对加强构件在使用期间的预期载荷进行建模的预定步骤，通过增材制造工艺而形成。

从另一方面来看，提供了一种操作增材制造机器的方法，该方法包括通过利用用于飞机机翼的肋的构建模型对机器进行编程的步骤，其中，肋包括一对相对的外蒙皮，所述外蒙皮限定了其间的内部空间，所述肋还包括多个内部加强构件，所述多个内部加强构件跨越所述空间延伸并连接所述一对相对的外蒙皮；并且其中，所述内部加强构件的结构根据所述内部加强构件的预期使用载荷来确定，其中增材制造机器被构造成在使用中形成相对的蒙皮和加强构件。

例如，这可以借助于逐层方法。

因而，诸如粉末床沉积(或类似的)增材制造机器之类的增材制造机器可以被构造成生成本文所述的箱形结构肋。如上所述，基于对内部结构的预期载荷的确定来对机器进行编程(例如，从诸如fea等的建模)允许对结构进行优化。例如，内部加强构件的密度/厚度可以在预测有高载荷的位置处增大。类似地，密度/厚度能够在预测有较低载荷或力的位置处减小。这有利地允许肋在最小化重量和材料消耗的同时适应期望的工作载荷。还可以进一步减少制造时间。

附图说明

现在将仅作为示例，并且参考附图描述本发明的一个或更多实施例，其中：

图1示出了机翼的内部结构；

图2示出了图1的肋的截面图；

图3示出了穿过图2中所示的a-a’截取的肋支脚的截面图；

图4(a)至图4(c)示出了肋支脚设计的现有方法，图4(d)示出了根据本文所述的发明的肋；

图5示出了本肋布置的俯视图；

图6示出了穿过图5中的a-a’截取的截面图；

图7示出了翼梁和肋的连接；

图8示出了穿过图7对应于图5的截面图；

图9示出了肋/蒙皮联接点的俯视图；

图10示出了穿过具有非均匀且优化的加强件的截面图；并且

图11示出了挤出和模块化的肋构造。

本说明书中对现有技术文献的任何引用均不应被认为是承认该现有技术是本领域公知的或形成本领域公知常识的一部分。本说明书中使用的词语“包括…”、“包含…”和类似词语不应以排它性或穷举性的意义来解释。换句话说，它们旨在表示“包括，但不限于…”。参考以下示例进一步描述本发明。应明白的是，所要求保护的本发明无意以任何方式被这些示例所限制。还应认识到的是，本发明不仅涵盖单个实施例，而且涵盖本文所述的实施例的组合。

具体实施方式

图1示出了机翼的内部结构。肋1和翼梁2构成机翼的主载荷承载结构。翼梁相对于飞机沿翼展方向延伸，即沿机翼的长度延伸，并且肋在前缘3和后缘4之间前后延伸。

图2示出了在肋1的平面中穿过机翼的截面图。如图所示，机翼的结构由肋1、翼梁2、桁条5和外蒙皮6组成。桁条沿着机翼的长度在翼展方向上延伸，从而在翼展方向上支撑蒙皮。桁条5穿过被机械加工到肋1中的孔口8。

前缘和后缘的几何形状在图2中以虚线示出，并在任一侧上从桁条2延伸。图2示出了肋1如何为待紧固的机翼盖板生成支撑轮廓。机翼盖板包括具有预先附接的桁条5(也称为加劲筋(stiffener))的蒙皮6，这些桁条的截面不同。桁条沿着机翼的长度从机身延伸至机翼末端。

蒙皮6在围绕肋的外围的多个位置处附接到肋支脚7。

图3示出了穿过图2中所示的a-a’的截面，特别是传统肋支脚7和机翼盖板(即，桁条和蒙皮)的界面。如图所示，肋1具有“t形”的上部段，上部段能够通过铆钉9等方便地连接到机翼表面6。因而，机翼外表面能够被固定到肋。

图4示出了肋支脚的不同构造。

图4(a)示出了传统t型截面肋支脚，它提供了将肋连接到蒙皮的简单方法。

图4(b)示出了带有加劲腹板(以虚线示出)的t型截面肋，该加劲腹板刚性方面提供了更有效的性能。然而，刚性的提高是有代价的，因为这些肋在额外的材料要求和机械加工时间方面制造起来可能更昂贵。

图4(c)示出了挤出或增材制造的肋支脚，该肋支脚在三角形主体内具有内部加强件。图4(c)示出的肋支脚有利地提供了改进性能而没有过多的材料要求，但是制造工艺比图4(a)所示的基本肋支脚要复杂。

图4(d)示出了一种非常规的和替代的肋方法，其取消了常规的肋支脚连接。具体地，对于肋构造使用完全不同的概念，该完全不同的概念使用一对载荷承载面蒙皮，并通过位于载荷承载蒙皮之间的构件进行加强。实际上，使用的是“三明治”类型的结构。

诸如图4(a)中所示的传统的肋是基于单个板的概念，该单个板用加劲腹板加强，并具有多个“支脚”以附接到机翼蒙皮。然后可以优化这些结构，以满足机翼的特定载荷承载要求。

本发明使用完全不同的结构，现在将参考图4(d)至图11进行描述。

图4(d)示出了包括中心加强件10和两个相对的载荷承载蒙皮11a、11b的肋构造。

图5以图4(d)中所示的布置的俯视图而示出了根据本文所述的本发明的一个示例肋结构。图5示出了加强件10和两个相对的载荷承载蒙皮11a、11b。

加强件10在界面12处联接到每个载荷承载蒙皮11a、11b。可以使用常规技术将加强件和蒙皮联接在一起。然而，有利地，加强件可以通过摩擦搅拌焊接工艺连接以生成结合了两个蒙皮和中间加强件的单个部件肋。

图6示出了穿过图5的a-a’的截面图。如图所示，加强件10从肋1的上表面13延伸到下表面14。然后，外机翼蒙皮表面6能够联接到上和下表面13、14。

图5和图6示出了根据本文所述的本发明的肋的非常规“箱形”结构。“箱形”由外表面11a、11b形成。在这些表面之间延伸的中间加强件10使结构具有刚性。有利地，替代设计允许增大肋设计的灵活性，并允许强度的优化和材料使用的最小化。还方便地允许使用诸如摩擦搅拌焊接等技术容易地制造肋。

图7示出了肋能够如何联接到翼梁(如图1中所示)。根据本发明的肋可以方便地在联接点15处直接联接到翼梁2。这些联接也可以是摩擦搅拌焊接的形式。

图8是与图5中所示的截面相对应的截面，但示出了肋1和翼梁2之间的连接16。

如上所述，肋和翼梁之间的连接15可以以多种合适的方式进行。类似地，外侧表面11a、11b也能够使用常规联接件(诸如铆钉)或通过摩擦搅拌焊接等方式联接至加强件10。

参考图9，可以将孔17攻入加强件外侧表面中或两者相遇的点(如图9中所示)。攻丝孔17(即，具有切入其中的螺纹以接收诸如螺栓或螺钉的紧固件的孔)允许将外机翼表面6联接至肋，而无需机翼内部上的螺母等。这可以大大减少机翼的组装时间，这是因为不再需要在机翼主体内部上的接触以附接螺母等。

类似地，翼梁和肋也可以使用肋组件外边缘上的孔18以类似的方式连接。这些孔18可以是用于接收螺母和螺栓的常规孔，或者也可以被攻丝以接收螺纹紧固件。

图10示出了穿过根据本文所述的本发明的肋的另一截面。如图所示，加强件10在上表面和下表面之间不是线性的，而是针对强度和刚度进行了优化。如图所示，一些加强件是笔直的，而一些加强件是成角度布置的，是蛇形的，甚至在宽度上是变化的，即，根据载荷要求，它们可以选择性地渐缩或改变宽度/厚度。

根据本文所述的本发明的肋提供了极其通用的设计，这种设计能够被完全优化以适应期望的载荷。例如，加强件的分布和尺寸可以与机翼的应力模型密切匹配，以优化机翼的强度，同时最小化所使用的材料。有利地，这不仅简化了肋的制造，而且还使材料和重量最小化。由于每个机翼将包含多个肋，因此即使节省适量材料也可以对机翼的整体重量产生重大影响。加强结构能够通过多种多样的示例几何形状进行优化。

对于金属加强件，可以弯曲挤出件、预结合金属加强件细节、铸造用于结合的优化的内部结构、增材制造内部结构、增加通道(access)/系统孔加强环等。该布置提供了要使用的一系列制造工艺。

如上所述，本文所述的联接可以是常规联接或焊接。焊接可以包括常规焊接或摩擦搅拌焊接。其它替代方法可以包括线性摩擦焊接，或者也能够使用块旋转摩擦焊接以在添加下一个面片材之前在一个面片材上生成覆盖界面“平台”。摩擦搅拌焊接(或类似的操作)能够方便地用在蒙皮11a、11b的表面上，以将加强件从箱形结构的外部焊接到蒙皮上。这进一步促进了高效制造。

更进一步，肋可以由复合材料形成，诸如碳纤维增强塑料(热固性或热塑性)。对于热固性复合材料加工(processing)，可能预制内部结构并对其进行共固化或二次粘结。替代地，整个复合材料结构能够在一个注射固化过程中递送。在成本和生产率是重要考虑因素的情况下，也能够使用灌注以及出高压釜固化的方法。为了使复合材料部件适当地连接到机翼的相邻部分，能够在界面点处集成插入件，以接收诸如螺母和螺栓或铆钉之类的联接件。

对于热塑性复合材料加工(例如，包含碳纤维和塑料/树脂混合物的材料)，能够模制中心加强结构，然后将其热塑性焊接到例如面片材。

另一替代可以是在适当的地方使用由复合材料和金属材料制成的“混合箱形肋”。例如，可以使用包括复合材料蒙皮的肋，该复合材料蒙皮具有优化的钛加强结构。这可以是低成本的挤出件或高性能的增材制造的结构或铸造结构。这可以是二次粘合、共固化，或者在热塑性的情况下为混合结合方法，该混合结合方法将化学结合与机械互锁组合，该混合结合方法可以通过材料的重熔潜力实现。

将认识到的是，根据本文所述的肋布置和制造方法，可以使用材料的任何合适的组合。例如，可以使用铝和铝合金，铝和铝合金可以方便地焊接并且重量轻。类似地，可以单独或组合地使用更多稀有材料，诸如钛和钛合金。本发明允许用于肋的子部件的材料的广泛组合。这种组合可以是金属、复合材料和塑料(热塑性和热固性)材料的组合。实际上，可以通过非常规的构造和非常规的制造方法来实现多材料肋。

图11示出了本文所述的箱形肋的另一布置。

外表面11a、11b和加强构件可以使用挤出来制造。在此，可以首先将两个相邻的挤出件19、20挤出成预定形状(截面)，并且然后焊接或以其它方式结合在一起。例如，能够将两个相邻的挤出件摩擦搅拌焊接在一起以生成净形状。有利地，然后可以在不使用上述单独蒙皮11a、11b的情况下形成肋。这样就不需要单独的蒙皮，并且使肋向远离摩擦搅拌焊接接头21的蒙皮界面孔17移动。这就可以提供机械性能方面的优势。

本文所述的替代肋构造方法提供了一系列技术优点，包括但不限于：

1.金属肋的改进的投入量与净质量之比(buytofly)。

2.对于金属肋的低成本净形状制造。例如，铝摩擦搅拌焊接是快速、高性能、可定制的，并且在这种情况下将非常简单，因为结合全部都在一个平面内(平坦)。

3.与目前的肋相比，精加工成本极低，例如，如果使用摩擦搅拌焊接来结合挤出件，则精加工将大大减少到仅有一些边缘轮廓成形(profiling)和切口。所有历史性的粗加工和深型腔机加工都将消失，从而从工艺中消除了巨额成本。此外，由于每个单独的肋的每一侧都是平坦的，因此能够被真空吸(例如)到平坦的机床上，所以与在不同的肋上的用于不同机械加工阶段的所需多个夹具相关联的非重复成本将消失。

4.更大的设计自由度、新的优化机会，特别是对于复合材料肋而言，这种复合材料肋在“黑金属”设计方面的历史性尝试并未成功。这种方法能够启用新的架构。

5.低成本机翼箱组装的促成因素，新型肋可以包含用于组装的螺纹孔，以避免在机翼箱组装中使用螺母以及对螺母密封。此外，新型肋能够为替代的盖板-肋和翼梁-肋界面设计提供新的设计自由度，从而提高性能或减少组装时间。

6.适用于各种材料，铝合金、钛合金、镁合金、热固性塑料、热塑性塑料。

7.基于搅拌摩擦焊接的金属选项的检验。

如上所述，可以通过将一对蒙皮11a、11b焊接(例如，摩擦搅拌焊接)到多个加强件10而方便地形成箱形肋结构。焊接例如可以沿着加强件的长度连续，或者可以视需要根据加强件和肋上的载荷而为间歇的。

箱形肋结构也可以使用增材制造工艺来形成。增材制造允许通过通常逐层添加材料来形成三维形状，从而产生期望结构。增材制造技术允许使用粉末金属以金属形式生成曲折而复杂的形状(包括内部几何形状)(在一个示例工艺中)。

在本文所述的每个实施例中，都可以方便地使用增材制造工艺。例如，粉末床熔融工艺可以用于以逐层方法构造相对的蒙皮和加强部分。有利地，这样的工艺允许内部几何形状(例如，厚度、密度、分布和形状/轮廓)被完全优化。例如，这可以响应于通过有限元分析或其它建模对期望强度的确定。因而，肋能够被完全优化，并且可以实现诸如图10中所示的复杂内部形状。