專利名稱：延長飛行器結(jié)構(gòu)的服役時(shí)間的方法與設(shè)備的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
0001本公開的實(shí)施例一般涉及飛行器結(jié)構(gòu)部件復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化 (advanced dynamic change),且更為具體地，涉及用于延長諸如機(jī)翼 的飛行器結(jié)構(gòu)部件的服役時(shí)間(the length of service)的方法與設(shè)備。
背景技術(shù)：
0002在一些飛行器中，結(jié)構(gòu)部件可比預(yù)期更早地經(jīng)歷復(fù)雜動(dòng)力學(xué) 變化。復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化可導(dǎo)致操作限制和/或飛行器停飛。在不同的飛 行器中，基于飛行器的構(gòu)造，承受復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化的機(jī)翼部件可以是 不同的。例如，在C-130飛行器中，中央翼盒(the center wing box)
(CWB)比預(yù)期更早地經(jīng)歷普遍的復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化，從而導(dǎo)致操作限 制與停飛。當(dāng)機(jī)翼被移除并修整或移除并替換時(shí)，由于復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變 化所致的飛行器停飛或退役可被克服。
0003當(dāng)前，存在四種方法專門解決在中央翼盒處的復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變 化的上述問題。第一種方法是修理CWB。然而，該方法可能是短期的 修理，且包括針對(duì)飛行器的剩余壽命的相關(guān)較高的維修和檢驗(yàn)費(fèi)用。 第二種方法是修整/翻新(refbrbish) CWB。該方法可能需要移除CWB 并更換下側(cè)機(jī)翼蒙皮與翼梁。該方法不能提供對(duì)服役時(shí)間的完全延長 并需要對(duì)CWB上側(cè)部分的持續(xù)檢驗(yàn)。盡管該方法比修理方法更為昂 貴，但是它可以延長CWB的服役期限。
0004解決中央翼盒處的復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化的第三種方法是更換中央 翼盒。正如可以容易理解的，由于該方法需要移除CWB以及安裝新的 CWB,因此更換CWB是極為昂貴且耗時(shí)的。解決中央翼盒處的復(fù)雜 動(dòng)力學(xué)變化的第四種方法是使該飛行器退役并用新的飛行器替代，而 這一方法是最為昂貴的解決方案。
0005需要的是第五種方法，該方法是在花費(fèi)更換該CWB所用費(fèi)用的一小部分的情況下，顯著減少非服役時(shí)間的，同時(shí)顯著延長CWB的

發(fā)明內(nèi)容
0006
一方面，提供了用于再加工被連接于飛行器機(jī)身的機(jī)翼的方 法。該再加工減少了復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化的傾向，并且該方法包括驗(yàn)證機(jī) 翼的部件處于可接受再加工的狀態(tài)、從機(jī)翼移除至少一個(gè)存在的緊固 件、利用冷加工工藝再加工至少一個(gè)緊固件孔以及將過大的緊固件安 裝到至少一個(gè)再加工的緊固件孔內(nèi)。
0007在另一方面，提供了加工飛行器結(jié)構(gòu)的方法，該方法包括從 該結(jié)構(gòu)移除至少一個(gè)現(xiàn)存的緊固件、利用冷加工工藝在對(duì)應(yīng)于被移除 的緊固件的至少一個(gè)緊固件孔周圍誘發(fā)壓力場以及將緊固件安裝到每 一個(gè)冷加工過的緊固件孔中。
0008在又一方面，提供一種用于再加工C-130飛行器機(jī)翼以便延 緩復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化的發(fā)生的方法，其中該C-130飛行器機(jī)翼被連接到 飛行器機(jī)身。該方法包括驗(yàn)證C-130飛行器機(jī)翼的部件處于可接受再 加工的狀態(tài)、從C-130飛行器機(jī)翼移除至少一個(gè)現(xiàn)存的緊固件、利用 冷加工工藝再加工至少一個(gè)緊固件孔以及將過大的緊固件安裝到至少 一個(gè)再加工的緊固件孔內(nèi)。


0009圖1是示出延長機(jī)翼服役時(shí)間的過程的流程圖。
0010圖2是在飛行器結(jié)構(gòu)部件中可能有的復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化的視圖。
0011圖3是緊固件孔的冷加工工藝處理的視圖。
具體實(shí)施例方式
0012在此描述一種用于延長飛行器結(jié)構(gòu)部件的服役時(shí)間且并不將 其從飛行器移除的方法，其中所述飛行器結(jié)構(gòu)部件例如但不限于翼盒、 尾翼或機(jī)身段。本方法可延長飛行器翼盒結(jié)構(gòu)的服役時(shí)間而無須將機(jī) 翼從飛行器機(jī)身移除，該方法為解決上述復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化提供了替換的解決方案。與上述的修理、修整以及更換方法相比，本方法還減少 了多于兩個(gè)月的飛行器停工時(shí)間。此外，與修整或更換相比，所述方
法還減少了一大半用于延長CWB服役時(shí)間的費(fèi)用。以新的CWB費(fèi)用 的約百分之二十即可實(shí)施所述修整方法。
0013對(duì)于飛行器，本方法也可運(yùn)用到飛行器的其他結(jié)構(gòu)領(lǐng)域，從 而延長飛行器的服役時(shí)間。通過延長結(jié)構(gòu)的服役時(shí)間，其他改進(jìn)可變 得更有經(jīng)濟(jì)效率，并且可被引入到C-130，其中所述其他改進(jìn)包括但不 限于航空電子工學(xué)以及性能的升級(jí)。
0014在一個(gè)實(shí)施例中，與所述方法相關(guān)的設(shè)備包括中央翼盒(CWB) 的結(jié)構(gòu)性增強(qiáng)，該結(jié)構(gòu)性增強(qiáng)在普遍的復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化開始之前被實(shí) 現(xiàn)。對(duì)于CWB，結(jié)構(gòu)性增強(qiáng)無須移除CWB。在CWB的實(shí)施例中，實(shí) 現(xiàn)結(jié)構(gòu)性增強(qiáng)的方法包括檢驗(yàn)CWB以確定腐蝕或復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化的 程度。如果檢驗(yàn)的結(jié)果顯示CWB的增強(qiáng)是可行的，則外翼盒與發(fā)動(dòng)機(jī) 被移除且CWB的上側(cè)與下側(cè)部分上的緊固件孔均被再加工。為增加服 役時(shí)間可進(jìn)行局部再加工，并且選擇性地CWB的虹與角的配件
(rainbow and comer fitting)可以被更換。
0015"動(dòng)力學(xué)變化"，正如該術(shù)語在本公開適當(dāng)內(nèi)容中被使用的， 是指在檢驗(yàn)時(shí)(并且受重復(fù)暴露到各因素下的潛在影響，所述因素包 括但不限于熱負(fù)載、結(jié)構(gòu)負(fù)載、氧化、閃電或電氣拉弧)，結(jié)構(gòu)的一個(gè) 或更多個(gè)被測特征與沒有受重復(fù)暴露到這些因素下影響的類似結(jié)構(gòu)的 相同特征期望值之間的差異。復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化是動(dòng)力學(xué)變化的高度發(fā) 展的狀態(tài)。
0016冷加工與局部再加工的步驟可被運(yùn)用到被修整的或新的機(jī)翼，
且由于它是預(yù)先實(shí)現(xiàn)的(即在復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化開始之前被實(shí)現(xiàn))，因此 這樣的方法不同于其他增加服役時(shí)間的方法，它無須移除CWB，并強(qiáng) 化了機(jī)翼的上側(cè)與下側(cè)。
0017圖1是示出用于再加工飛行器機(jī)翼的方法的流程圖10，該飛 行器機(jī)翼被連接到飛行器機(jī)身。用這樣的方法再加工機(jī)翼減少了復(fù)雜 動(dòng)力學(xué)變化的傾向。 一個(gè)或多個(gè)檢驗(yàn)過程被用于驗(yàn)證12飛行器機(jī)翼的 部件處于可接受再加工的狀態(tài)。如果機(jī)翼處于可接受再加工的狀態(tài)，則一個(gè)或多個(gè)現(xiàn)存的緊固件可從機(jī)翼移除14。在多個(gè)實(shí)施例中， 一次
只能移除一小組(subset)緊固件，因而經(jīng)由緊固件保持在一起的部件
不會(huì)相對(duì)彼此移動(dòng)。
0018
一旦一個(gè)或更多個(gè)緊固件被移除，則緊固件孔被檢驗(yàn)且然后 利用冷加工工藝而被再加工16，并且新的緊固件被安裝18到再加工的 孔內(nèi)。這樣的緊固件取決于冷加工工藝之后孔的尺寸而具有與原先的 緊固件相比不同的尺寸。這樣的緊固件的一個(gè)示例是過盈配合緊固件。 冷加工之后，孔可以被擴(kuò)展以便容納過盈配合的銷緊固件，該銷緊固 件典型地但并不限于銷。如果需要，則也可以在銷安裝之前再加工錐 口孑L (countersink)。
0019上述的檢驗(yàn)工藝包括一個(gè)或多個(gè)非破壞性檢驗(yàn)技術(shù)(NDI)以 及對(duì)于例如整個(gè)中央翼盒的在開始任何再加工之前驗(yàn)證CWB是處于 可接受再加工的狀態(tài)的一般視覺檢驗(yàn)。非破壞性檢驗(yàn)技術(shù)包括，例如， 對(duì)緊固件孔與其周圍區(qū)域的渦流檢驗(yàn)、對(duì)孔與周圍區(qū)域的x-射線以及 利用可移動(dòng)自動(dòng)掃描儀的超聲檢驗(yàn)等。
0020對(duì)于可移動(dòng)自動(dòng)掃描儀，利用由可移動(dòng)自動(dòng)掃描儀所提供的
陣列檢驗(yàn)技術(shù)(array inspection technique)來抽檢飛行器的結(jié)構(gòu)部件以
便鑒別例如正在考慮需要修理的結(jié)構(gòu)部件的不一致性與復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變
化。例如，對(duì)C-130中心翼盒的檢驗(yàn)包括用可移動(dòng)自動(dòng)掃描儀進(jìn)行長
桁搭接處(stringer interface)的飛行器蒙皮以及翼梁帽搭接處的飛行器
蒙皮的檢驗(yàn)?？梢苿?dòng)自動(dòng)掃描儀被構(gòu)造成用于航空專門應(yīng)用以便在結(jié)
構(gòu)部件的較大區(qū)域內(nèi)檢驗(yàn)復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化。用可移動(dòng)自動(dòng)掃描儀的檢 驗(yàn)可與對(duì)中央翼盒的近距離視覺檢驗(yàn)結(jié)合以便確定中央翼盒的大體狀況。
0021"不一致性"，正如該術(shù)語在本公開的適當(dāng)內(nèi)容中所用的，是 指在檢驗(yàn)時(shí)(并且受重復(fù)暴露到各因素下的潛在影響時(shí)，所述因素包 括但不限于熱負(fù)載、結(jié)構(gòu)負(fù)載、氧化、閃電或電氣拉弧)，結(jié)構(gòu)的一個(gè) 或更多個(gè)被測特征與沒有受重復(fù)暴露到這些因素下影響的類似結(jié)構(gòu)的 相同特征期望值之間的差異。
0022修整飛行器結(jié)構(gòu)部件的方法包括移除現(xiàn)存緊固件的至少一部
9分、檢驗(yàn)緊固件孔、冷加工緊固件孔、擴(kuò)孔以及安裝過大的過盈配合 銷。
0023更為具體地，緊固件可以按階段被移除，從而飛行器結(jié)構(gòu)部 件不會(huì)相對(duì)于彼此移動(dòng)而導(dǎo)致孔不對(duì)齊。在原先的緊固件移除之后對(duì) 于緊固件孔進(jìn)行冷加工，每一個(gè)單個(gè)的孔可被清潔和/或被擴(kuò)展以便檢 驗(yàn)，并且然后實(shí)施緊固件孔渦流檢驗(yàn)。在檢驗(yàn)之后，緊固件孔可被擴(kuò) 展成冷加工前直徑。之后，緊固件孔被冷加工(所述冷加工是冷膨脹 過程)，并且過大的過盈配合銷被安裝。
0024圖2是飛行器結(jié)構(gòu)部件50的一部分的視圖，該部分包括插入 對(duì)應(yīng)緊固件孔54內(nèi)的多個(gè)緊固件52。具體地，并作為例如超聲掃描的 結(jié)果，注意到緊固件孔58具有從其延伸的一個(gè)或多個(gè)復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化 60。對(duì)緊固件孔62的掃描還可以指示出例如不一致性。
0025
一旦這些緊固件孔，例如緊固件孔58與62，已經(jīng)準(zhǔn)備好被冷 加工，則緊固件孔的冷加工膨脹過程如圖3所示被實(shí)現(xiàn)。對(duì)緊固件孔 的冷加工，有時(shí)被稱作冷膨脹，導(dǎo)致了在緊固件孔周圍具有有利的殘 余壓應(yīng)力，該有利的殘余壓應(yīng)力延長了服役時(shí)間。具體參考圖3，剖分 式襯套100配合到工具102上，該工具102包括心軸104、軸106以及 頭罩(nosecap) 108。心軸104與軸106的一部分被插入并穿過正在被 冷加工的孔110。當(dāng)軸106被插入時(shí)，剖分式襯套100與頭罩108接合， 從而迫使剖分式襯套100進(jìn)入孔100。當(dāng)心軸104從孔110縮回時(shí)，頭 罩108仍然與剖分式襯套100接合。心軸104導(dǎo)致剖分式襯套100膨 脹，且然后該膨脹被施加到圍繞孔110的飛行器結(jié)構(gòu)112與114內(nèi)。 經(jīng)由套筒100移除緊密配合的心軸104的結(jié)果導(dǎo)致緊固件110周圍具 有如上所述的有利的殘余壓應(yīng)力，該有利的殘余壓應(yīng)力增加了結(jié)構(gòu)的 服役時(shí)間。
0026更一般地，圖3示出的工藝包括加工飛行器結(jié)構(gòu)的方法。該 方法包括將現(xiàn)存的緊固件從結(jié)構(gòu)移除、利用冷加工工藝增加緊固件孔 周圍結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度以及將緊固件安裝到每一個(gè)再加工的緊固件孔 內(nèi)。
0027這些方法解決了普遍的復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化問題，并在一個(gè)示例
10中，可運(yùn)用到由7075-T73鋁材料制成的C-130中央翼盒以及在嚙合表面處沒有腐蝕狀況的中央翼盒。
0028在C-130中央翼盒的情況下，已經(jīng)確定了上述方法的實(shí)施可增加25000等效基線小時(shí)Equivalent baseline hour) (EBH)(來自服役檢驗(yàn)發(fā)現(xiàn)的免受復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化的服役壽命)。當(dāng)飛行器經(jīng)受操作限制時(shí)，實(shí)施上面的方法可高達(dá)約38000EBH。遠(yuǎn)離緊固件孔的其他復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化區(qū)域的其他選擇性局部再加工也可被執(zhí)行。
0029上述方法的結(jié)果包括連接到飛行器機(jī)身的至少一個(gè)飛行器機(jī)翼，其中所述飛行器機(jī)翼包括利用冷加工工藝再加工的至少一個(gè)緊固件孔，該緊固件孔安裝有過大的緊固件。
0030盡管本公開的實(shí)施例根據(jù)多個(gè)具體實(shí)施例已被描述，但是本領(lǐng)域的技術(shù)人員將認(rèn)識(shí)到本公開的實(shí)施例可以被實(shí)踐成在本權(quán)利要求的精神與范圍內(nèi)的改型。
權(quán)利要求
1.用于再加工被連接到飛行器機(jī)身的飛行器機(jī)翼以減少復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化的傾向的一種方法，所述方法包括驗(yàn)證所述飛行器機(jī)翼的部件處于可接受再加工的狀態(tài)；將至少一個(gè)現(xiàn)存緊固件從所述機(jī)翼移除；利用冷加工工藝再加工所述至少一個(gè)緊固件孔；以及將過大的緊固件安裝到再加工的至少一個(gè)緊固件孔中。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中驗(yàn)證所述飛行器機(jī)翼的部件處 于可接受再加工的狀態(tài)包括對(duì)所述機(jī)翼的一般視覺檢驗(yàn)與對(duì)所述機(jī)翼 的部分的非破壞性檢驗(yàn)中的至少一項(xiàng)。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其包括渦流檢驗(yàn)、x-射線檢驗(yàn)以 及超聲掃描中的至少一項(xiàng)。
4. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其包括對(duì)于所述機(jī)翼的復(fù)雜動(dòng)力 學(xué)變化與區(qū)域上的界面的不一致性的檢驗(yàn)。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中將至少一個(gè)現(xiàn)存緊固件從所 述機(jī)翼移除包括以分階段的方式移除緊固件從而所述機(jī)翼的部件不會(huì) 相對(duì)彼此而移動(dòng)。
6. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中利用冷加工工藝再加工所述 緊固件孔包括清潔所述緊固件孔； 進(jìn)行對(duì)所述緊固件孔的檢驗(yàn)；以及 將所述緊固件孔擴(kuò)展到冷加工前直徑。
7. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其中進(jìn)行對(duì)所述緊固件孔的檢驗(yàn) 包括對(duì)所述緊固件孔以及在所述緊固件孔周圍的區(qū)域的渦流檢驗(yàn)、x-射線檢驗(yàn)以及超聲掃描中的至少一項(xiàng)。
8. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中安裝過大的緊固件包括安裝 過大的過盈配合的銷。
9. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中利用冷加工工藝?yán)浼庸に鼍o固件孔包括在所述緊固件孔周圍引入殘余壓應(yīng)力。
10. 根據(jù)權(quán)利要求9所述的方法，其中在所述緊固件孔周圍引入殘余壓應(yīng)力包括將剖分式襯套安裝在心軸之上并安裝在具有頭帽的軸上； 將所述心軸與軸插入穿過緊固件孔直到所述頭帽導(dǎo)致所述襯套與所述緊固件孔接合；以及移除所述軸與心軸，在所述襯套與所述心軸之間的接合導(dǎo)致在所述緊固件孔周圍的所述飛行器機(jī)翼材料膨脹。
11. 用于加工飛行器結(jié)構(gòu)的方法，所述方法包括 從所述結(jié)構(gòu)移除至少一個(gè)現(xiàn)存的緊固件；利用冷加工工藝在對(duì)應(yīng)于被移除緊固件的至少一個(gè)緊固件孔周闈 引發(fā)壓力場；以及將緊固件安裝到每一個(gè)冷加工過的緊固件孔中。
12. 根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，其中所述結(jié)構(gòu)是連接到飛行器 機(jī)身的飛行器機(jī)翼。
13. 根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，進(jìn)一步包括檢驗(yàn)所述飛行器結(jié) 構(gòu)以便確定所述冷加工工藝的適用性。
14. 根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，其中在所述緊固件孔周圍引發(fā) 壓力場包括將剖分式襯套安裝在心軸之上并安裝到具有頭帽的軸上； 將所述心軸與軸插入穿過緊固件孔直到所述頭帽導(dǎo)致所述襯套與所述緊固件孔接合；以及移除所述軸與心軸，在所述襯套與所述心軸之間的接合導(dǎo)致所述 緊固件孔的區(qū)域中的所述結(jié)構(gòu)的冷膨脹。
15. 根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，其進(jìn)一步包括 進(jìn)行對(duì)所述緊固件孔的渦流檢驗(yàn)；以及 將所述緊固件孔擴(kuò)展到冷加工前直徑。
16. 根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，其中將緊固件安裝到每-個(gè)冷加工過的緊固件孔包括安裝過大的過盈配合的銷。
17. 用于再加工被連接到飛行器機(jī)身的C-130飛行器機(jī)翼以延緩復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化發(fā)生的方法，所述方法包括驗(yàn)證所述C-130飛行器機(jī)翼的部件處在可接受再加工狀態(tài)； 從所述C-130飛行器機(jī)翼移除至少一個(gè)現(xiàn)存的緊固件； 利用冷加工工藝再加工所述至少一個(gè)緊固件孔；以及將過大的緊固件安裝到至少一個(gè)再加工的緊固件孔內(nèi)。
18. 根據(jù)權(quán)利要求17所述的方法，其中驗(yàn)證所述C-130飛行器機(jī) 翼的部件處在可接受再加工狀態(tài)包括對(duì)所述機(jī)翼的一般視覺檢驗(yàn)與對(duì) 所述機(jī)翼的部分的非破壞性檢驗(yàn)中的至少一項(xiàng)。
19. 根據(jù)權(quán)利要求19所述的方法，其中從所述C-130飛行器機(jī)翼 移除至少一個(gè)現(xiàn)存的緊固件包括以分階段的方式移除緊固件從而所述 機(jī)翼的部件不會(huì)相對(duì)彼此而移動(dòng)。
20. 根據(jù)權(quán)利要求17所述的方法，其中利用冷加工工藝再加工所 述至少一個(gè)緊固件孔包括清潔所述緊固件孔； 進(jìn)行對(duì)所述緊固件孔的檢驗(yàn)；以及 將所述緊固件孔擴(kuò)展到冷加工前直徑。
21.根據(jù)權(quán)利要求20所述的方法，其中進(jìn)行對(duì)所述緊固件孔的檢 驗(yàn)包括對(duì)所述緊固件孔與在所述緊固件孔周圍的區(qū)域的渦流檢驗(yàn)、x-射線檢驗(yàn)以及超聲掃描中的至少一項(xiàng)。
22，根據(jù)權(quán)利要求17所述的方法，其中利用冷加工工藝?yán)浼庸に鼍o固件孔包括在所述緊固件孔周圍弓I入殘余壓應(yīng)力。
23. 根據(jù)權(quán)利要求22所述的方法，其中在所述緊固件孔周圍引入殘余壓應(yīng)力包括將剖分式襯套安裝在心軸之上并安裝到具有頭帽的軸上； 將所述心軸與軸插入穿過緊固件孔直到所述頭帽導(dǎo)致所述襯套與所述緊固件孔接合；以及移除所述軸與心軸，在所述襯套與所述心軸之間的接合導(dǎo)致在所述緊固件孔周圍的所述飛行器機(jī)翼材料的膨脹。
24. —種C-130飛行器機(jī)翼，其被再加工以在至少一個(gè)緊固件孔 周圍引發(fā)壓力場，其包括多個(gè)緊固件孔，所述多個(gè)緊固件孔利用剖分式襯套冷加工工藝而 被分階段地再加工且無須移除機(jī)翼結(jié)構(gòu)；每一個(gè)所述緊固件孔被擴(kuò)展到冷加工后的直徑； 新的錐口孔尺寸被運(yùn)用到每一個(gè)所述緊固件孔；以及 被安裝在每一個(gè)再加工的所述緊固件孔中的過大的緊固件。
全文摘要
描述了一種用于再加工飛行器機(jī)翼以便減少復(fù)雜動(dòng)力學(xué)變化的傾向的方法，其中所述飛行器機(jī)翼連接到飛行器機(jī)身。該再加工的方法包括驗(yàn)證飛行器機(jī)翼的部件(50)處于可接受再加工的狀態(tài)下、從所述機(jī)翼移除至少一個(gè)現(xiàn)存的緊固件(52)、利用冷加工工藝再加工所述至少一個(gè)緊固件孔(58、62)以及將過大的緊固件安裝到至少一個(gè)再加工的緊固件孔中。
文檔編號(hào)B23P9/02GK101636242SQ200780048744
公開日2010年1月27日 申請(qǐng)日期2007年10月12日 優(yōu)先權(quán)日2006年12月29日
發(fā)明者H·I·拉姆拉維, H·古茲曼, K-W·劉 申請(qǐng)人:波音公司