飞机长桁的修理件及修理飞机长桁的方法与流程

1.本发明涉及一种飞机长桁的双面修理结构及修理方法，适用于各种长桁的局部修理，包含但不限于高度低于50mm的长桁或狭小空间区域长桁的修理。修理时考虑了容差分配，并给出紧固件边距较小、螺母与r区干涉时的处理方法，整个修理过程易于实现。
2.本发明还涉及一种修理飞机长桁的方法。


背景技术：

3.诸如民用飞机之类的飞行器在生产装配及转运过程中，飞机长桁可能会由于安装、或运输不慎，造成长桁损伤。对于需要通过零件换新或修理方能恢复其初始强度的情况，如果整体更换飞机长桁，势必会影响生产进度与成本。而更换长桁的过程中，还可能会造成因紧固件拆卸导致的孔变形或其它零件损伤。飞行器型号投入运营后，环境因素造成的腐蚀或者疲劳问题引起的裂纹甚至断裂，均需对长桁进行修理，而航线上的飞行器，仅对单根长桁进行更换，需要进行大量零件拆解，造成停场时间过长，按停场一天造成的经济成本损失约为30万元计算，成本高到令航空公司无法接受，因此往往采用局部修理的方案。为保证气动效率，例如，民用飞行器机翼翼盒高度矮(例如低于50mm)，受空间限制，采用的“z”型或“j”型长桁高度也比较矮。为提高飞行器结构设计效率，紧固件也尽量靠近缘条与腹板r区布置，采用正常的结构对接无法实现，又进一步增加了修理的难度，对加强方案提出了较高的要求。
4.另外，机翼或机身对接长桁为矮长桁时，修理空间狭小，极易出现紧固件短边距、螺母进入r区的情况。同时飞机长桁沿轴向弯曲，长桁修理时，对容差分配要求较高，三面贴合造成装配困难等问题，大大增加了修理的难度，对长桁修理方案有较高的要求。因此，目前通用的修理方法存在修理结构重量较大、修理耗时长、工艺性不佳、修理中易发生次生损伤等问题。目前国内外公开发表的专利或其它公开文献未涉及此方面。
5.在本技术人于2020年4月13日提交的公开号为cn111392028a的发明专利中，公开了一种用于机翼长桁的修理件以及修理机翼长桁的方法。其中公开的修理件用于机翼z型长桁端部的修理，且修理件为特制的一个整体。
6.沈阳航空航天大学在2014年11月12日提交的公开号为cn104386263a的发明专利中，公开了一种飞行器上z型长桁的拼接修理方法，该方法采用一种石墨切屑收集及无公害处理装置。修理件为特制长桁，特制长桁的一端设置有长桁拼接件。该申请涉及机翼z型长桁端部的修理，并且修理件为特制的一个整体。
7.这些文献中公开的内容均为解决现有技术中存在的上述问题，因此，仍然需要一种克服现有技术中的一个或多个缺点的机翼或机身长桁的修理件，以便降低修理的难度，提高机翼或机身长桁的修理效率和质量。


技术实现要素：

8.本发明的目的是提供了一种用于飞机长桁的修理件，该飞机长桁的修理件能够保
证尽可能地减少飞行器停场(aog)时间，提高飞行器利用率，最大限度地降低运营成本，降低技术支援压力。
9.根据本发明的一个方面，提出了一种用于飞机长桁的修理件，该修理件用于将长桁替换件对接并固定在待修理的飞机长桁上，其中，用于飞机长桁的修理件包括：第一侧修理件，第一侧修理件在两端处固定到飞机长桁的第一侧，而在中间部固定到长桁替换件；以及第二侧修理件，第二侧修理件在两端处固定到飞机长桁的与第一侧相对的第二侧，而在中间部固定到长桁替换件。通过这种结构，能够实现飞行器的飞机长桁的双面修理或双侧修理，适用于飞机长桁的局部修理，例如，包含但不限于高度低于50mm的长桁或狭小空间区域长桁的修理。另外，这种结构降低了长桁修理时容差分配要求，降低了修理难度并且使得修理过程易于实现。
10.根据本发明的上述方面，较佳地，第一侧修理件可以包括l形件，l形件抵靠飞机长桁的长桁上缘条固定到飞机长桁的第一侧的c形区；以及第一板件，第一板件抵靠l形件的下表面固定到飞机长桁；另外，第二侧修理件可以包括z形件，z形件抵靠飞机长桁的上述长桁上缘条固定到飞机长桁的第二侧；以及第二板件，第二板件抵靠第二z形件的下表面固定到飞机长桁。这种结构的修理件能够形状配合到“j”形或“z”形等飞机长桁的两侧，从而能够更紧密地贴合“j”形或“z”形等飞机长桁的结构形状，以利于修理件紧固到飞机长桁。
11.根据本发明的上述方面，较佳地，第一侧修理件可以包括：第一l形件，第一l形件抵靠飞机长桁的长桁上缘条固定到飞机长桁的第一侧的c形区；第二l形件，第二l形件抵靠第一l形件的下表面固定到飞机长桁的第一侧的c形区；以及第一板件，第一板件抵靠第二l形件的下表面固定到飞机长桁。
12.根据本发明的该方面，较佳地，第二侧修理件可以包括：第一z形件，第一z形件抵靠飞机长桁的上述长桁上缘条固定到飞机长桁的第二侧；第二z形件，第二z形件抵靠第一z形件的下表面固定到飞机长桁的第二侧；以及第二板件，第二板件抵靠第二z形件的下表面固定到飞机长桁。
13.通过这种逐层叠加的双面修理件结构根据长桁剖面形状进行组合，使得能够避开长桁c型区，位于c型区下部，增加了调整长桁截面形心位置的有效高度，使用最少材料最大化增益修理效果。
14.根据本发明的上述方面，较佳地，用于飞机长桁的修理件还包括：第三板件，第三板件在长桁替换件的内缘条和第二z形件之间固定到长桁替换件。这种双面修理结构考虑了长桁沿轴向弯曲的实际情况，针对狭小的修理区域，通过调整修理件中第三板件(或槽板)位置，优化了容差分配，极大地降低了装配难度。
15.根据本发明的上述方面，较佳地，用于飞机长桁的修理件满足以下中的至少一个：第一l形件在纵向方向x上的长度大于第二l形件的长度，并且第二l形件在纵向方向x上的长度大于第一板件的长度；第一z形件在纵向方向x上的长度大于第二z形件的长度，并且第二z形件在纵向方向x上的长度大于第二板件的长度。通过这种结构，一方面便于修理件的逐层叠置安装，例如首先从较长的部件的两侧固定(例如借助紧固件)，另一方面，能够使长桁替换件与待修理的飞机长桁之间的应力分配更加均匀，避免应力集中可能引起的结构失效。
16.根据本发明的上述方面，为了更好地实现应力分配及修理件的对中安装，较佳地，
用于飞机长桁的修理件满足以下中的至少一个：第一l形件、第二l形件和第一板件在纵向方向x上的中心与长桁替换件在纵向方向x上的中心重合；第一z形件、第二z形件、第二板件和第三板件在纵向方向x上的中心与长桁替换件在纵向方向x上的中心重合。
17.根据本发明的上述方面，较佳地，用于飞机长桁的修理件包括在纵向方向x上成排布置的螺纹孔，并且借助配合的成排螺纹紧固件将长桁替换件对接并固定在待修理的飞机长桁上。
18.根据本发明的上述方面，较佳地，螺纹紧固件在飞机长桁的第一侧上包括三排，并且每一排螺纹紧固件在长桁替换件的内缘条、外缘条和腹板上在纵向方向x上交错布置。这样，进一步使得长桁替换件与待修理的飞机长桁之间的应力分配更加均匀，并便于紧固件的安装。
19.根据本发明的上述方面，较佳地，第一板件第二板件包括与r区配合的倒圆侧部，以便与飞机长桁的r区紧密配合/契合，保证了外侧的紧固件间距，从而能够解决紧固件边距较小、螺母与r区干涉的问题。
20.根据本发明的上述方面，较佳地，用于飞机长桁的修理件在纵向方向x上的长度大于长桁替换件的长度，从而避免了使用更多修理件的情况。
21.根据本发明的上述方面，较佳地，用于飞机长桁的修理件满足以下中的至少一个：第一侧修理件和第二侧修理件在纵向方向x上的长度相等；第二l形件和第二z形件在纵向方向x上的长度相等；或者第三板件和第二z形件在纵向方向x上的长度相等。这样，能够进一步简化修理件的安装和定位过程。
22.根据本发明的上述方面，较佳地，长桁替换件和飞机长桁的材料可以是铝合金材料并且为j型长桁或z型长桁；另外，用于飞机长桁的修理件的材料也可以是铝合金材料。从而便于确保修理件、长桁替换件和飞机长桁之间的结构性能和其它各项性能的一致性，当然长桁替换件和飞机长桁的材料可以是本领域已知的任何材料，并且可以是任何形状。
23.根据本发明的另一方面，本发明涉及一种采用根据上述方面所述的用于飞机长桁的修理件修理飞机长桁的方法，该方法可以包括以下步骤：
24.准备步骤，将飞机长桁的损伤段切除并准备相应地长桁替换件；
25.定位步骤，将长桁替换件与飞机长桁的剩余段对准定位；以及
26.固定步骤，借助用于飞机长桁的修理件将长桁替换件固定到飞机长桁的剩余段。
27.根据本发明的上述方面，较佳地，固定步骤可以包括：将第一侧修理件和第二侧修理件在相应的端部处借助一排螺纹紧固件与飞机长桁的剩余段固定定位；以及将第一侧修理件和第二侧修理件的中间部固定到长桁替换件。
28.根据本发明的上述方面，较佳地，定位步骤和固定步骤还可以包括：将第一l形件、第一z形件在纵向方向x上的中心定位成与长桁替换件的中心一致，并在相应的端部处借助一排螺纹紧固件与飞机长桁的剩余段固定定位；以及将第二l形件和第二z形件在纵向方向x上的中心定位与长桁替换件的中心一致，并在相应的端部处借助一排螺纹紧固件与飞机长桁的剩余段固定定位；将第一板件第二板件在纵向方向x上的中心定位与长桁替换件的中心一致，其中，第一板件第二板件的倒圆的侧部与r区协配。
29.综上所述，根据本发明的飞机长桁的修理件能够实现飞行器的飞机长桁的双面修理或双侧修理，并且适用于飞机长桁(特别是矮长桁)的局部修理。另外，这种结构降低了长
桁修理时容差分配要求，降低了修理难度并且使得修理过程易于实现。
附图说明
30.图1是根据本发明的带有损伤段的待修理的飞机长桁的示意性立体图；
31.图2是根据本发明的长桁替换件对接在待修理的飞机长桁上的示意性立体图；
32.图3是根据本发明的非限制性实施例的用于飞机长桁的修理件的示意性立体图；
33.图4是根据本发明的修理件固定在飞机长桁和长桁替换件上的示意性剖视图；
34.图5是根据本发明的非限制性实施例的第一l形件的示意性立体图；
35.图6是根据本发明的非限制性实施例的第一z形件的示意性立体图；
36.图7是根据本发明的非限制性实施例的第一板件的示意性立体图；
37.图8是根据本发明的修理件固定在飞机长桁和长桁替换件上的示意性侧体图；
38.图9是根据本发明的非限制性实施例的用于将修理件固定在飞机长桁和长桁替换件上的紧固件的示意图；
39.图10是根据本发明的非限制性实施例的将修理件固定在飞机长桁和长桁替换件上的安装步骤的示意图；
40.图11是根据本发明的非限制性实施例的将修理件固定在飞机长桁和长桁替换件上的另一安装步骤的示意图；以及
41.图12是根据本发明的非限制性实施例的将修理件固定在飞机长桁和长桁替换件上的又一安装步骤的示意图。
42.上述附图仅仅是示意性的，未严格按照比例绘制。
43.图中的附图标记在附图和实施例中的列表：
44.100
‑
用于飞机长桁的修理件；包括：
45.10
‑
第一侧修理件
46.11
‑
第一l形件
47.12
‑
第二l形件
48.13
‑
第一板件
49.20
‑
第二侧修理件
50.21
‑
第一z形件
51.22
‑
第二z形件
52.23
‑
第二板件
53.30
‑
第三板件
54.200
‑
长桁替换件；包括
55.201
‑
替换件内缘条
56.202一替换件外缘条
57.203
‑
替换件腹板
58.300
‑
飞机长桁；包括；
59.301
‑
长桁内缘条
60.302
‑
长桁外缘条
61.303
‑
长桁腹板
62.310
‑
第一侧
63.320
‑
第二侧
64.330
‑
损伤段
65.400
‑
紧固件；
66.500
‑
蒙皮。
具体实施方式
67.应当理解，除非明确地指出相反，否则本发明可以采用各种替代的取向和步骤顺序。还应当理解，附图中所示及说明书中的具体装置仅是本文公开和限定的发明构思的示例性实施例。因而，除非另有明确的声明，否则所公开的各种实施例涉及的具体运动路径、方向或其它物理特征不应被视为限制。
68.为描述本发明实施例方便起见而在本文中使用的术语说明如下。
69.上：靠近机身或机翼蒙皮；
70.下：远离机身或机翼蒙皮；
71.长度：本文中所述的长度沿飞机长桁的纵向方向(即方向x)；
72.厚度：本文中所述的厚度沿垂直于机身或机翼蒙皮的方向(即在方向y的方向上)。
73.下面结合附图具体说明本发明的非限制性实施例的用于飞机长桁300的修理件100，从而更清楚地了解本发明的发明原理和有益的技术效果。
74.图1是根据本发明的带有损伤段330的待修理的飞机长桁300的示意性立体图。在飞行器制造期间，飞机长桁由于安装或运输不慎，可能会发生长桁损伤而产生损伤段330，或者在飞行器投入运营后，环境因素造成的腐蚀或者疲劳问题会引起的裂纹甚至断裂，进而产生损伤段330。
75.在损伤发生后，为降低成本，通常采用局部修理的方案，即，将飞机长桁300的损伤段330去除，并且用长桁替换件200替换。图2是根据本发明的长桁替换件200对接在待修理的飞机长桁300上的示意性立体图。
76.在图1和2中示出的实施例中，飞机长桁300示出为具有“j”型横截面，但是应当理解，示出这种横截面的飞机长桁300仅是为了更好地说明本发明的原理，而非用于限制本发明，根据本发明的修理件100可以替代地用于其它类型的飞机长桁，例如具有“z”型横截面的飞机长桁等。
77.对于这些具有“j”型或“z”型横截面的飞机长桁，本发明提出了一种用于从两面修理的用于飞机长桁的修理件100。图3是根据本发明的非限制性实施例的用于飞机长桁的修理件100的示意性立体图。如图所示，修理件100具有第一侧修理件10和第二侧修理件20，它们分别对应于飞机长桁300的两侧的形状，以便形状配合到飞机长桁300。应当理解，用于飞机长桁的修理件100在纵向方向x上的长度可以大于长桁替换件200的长度，从而将长桁替换件200可靠地固定到飞机长桁300，并减少所需要的修理件的数量。
78.图4是根据本发明的修理件100固定在飞机长桁300和长桁替换件200上的示意性剖视图。
79.如图所示，飞机长桁300示出为具有j型截面的长桁，并且在z方向上包括第一侧310和与第一侧310相对的第二侧320，第一侧310可以具有c型区，而第二侧320可以具有与c
型区相对的z型区。另外，飞机长桁300还包括长桁内缘条301、长桁外缘条302和长桁腹板303。机身或机翼的蒙皮500在长桁外缘条302的上方固定到飞机长桁300。修理件100分别从飞机长桁300的两侧将长桁替换件200对接并固定在待修理的飞机长桁300上。第一侧修理件10在两端处固定到飞机长桁300的第一侧310，而在中间部固定到长桁替换件200；并且第二侧修理件20在两端处固定到飞机长桁300的与第一侧310相对的第二侧320，而在中间部固定到长桁替换件200。
80.根据本发明的非限制性实施例并且如图3和图4中详细示出的，修理件100大致可以包括7个分开的单独部件，其中，第一侧修理件10包括在图4所示的竖直方向y上叠加布置的第一l形件11、第二l形件12和第一板件13。
81.同样地，第二侧修理件20包括在图4所示的竖直方向y上叠加布置的第一z形件21、第二z形件22和第二板件23；
82.图5
‑
7分别是根据本发明的非限制性实施例的第一l形件11、第一z形件12和第一板件13的示意性立体图。第一l形件11、第一z形件12和第一板件13的材料可以是铝合金材料，例如通过冲压加工为如图5
‑
7所示的钣金件。虽然附图中未示出，但是第一l形件11、第一z形件12和第一板件13均设有用于固定到飞机长桁300的孔口。
83.第二l形件12、第二z形件22和第二板件23可以与图5
‑
7中示出的第一l形件11、第一z形件12和第一板件13的形状相同，但是它们的长度和厚度可以不同。并且同样地，第二l形件12、第二z形件22和第二板件23的材料可以是铝合金材料，例如通过冲压加工为如图5
‑
7所示的钣金件。虽然附图中未示出，但是第二l形件12、第二z形件22和第二板件23均设有用于固定到飞机长桁300的孔口。
84.例如，在一个非限制性实施例中，第一l形件11在纵向方向x上的长度可以大于第二l形件12的长度，并且第二l形件12在纵向方向x上的长度大于第一板件13的长度。在另外一个非限制性实施例中，第一l形件11在竖直方向y上的厚度可以小于第二l形件12的厚度，并且第二l形件12在竖直方向y上的厚度可以小于第一板件13的厚度。
85.同样地，在一个非限制性实施例中，第一z形件21在纵向方向x上的长度可以大于第二z形件22的长度，并且第二z形件22在纵向方向x上的长度可以大于第二板件23的长度。在另外一个非限制性实施例中，第一z形件21在竖直方向y上的厚度可以小于第二z形件22的厚度，并且第二z形件22在竖直方向y上的厚度可以小于第二板件23的厚度。
86.继续参照图3和图4，具体地，第一l形件11抵靠飞机长桁300的长桁上缘条301形状配合固定到飞机长桁300的第一侧310的c形区；第二l形件12抵靠第一l形件11的在y方向上的下表面(即，与抵靠飞机长桁300的表面相对的表面)固定到飞机长桁300的第一侧310的c形区；第一板件13抵靠第二l形件12的在y方向上的下表面固定到飞机长桁300。
87.同样地，第一z形件21抵靠飞机长桁300的上述长桁上缘条301固定到飞机长桁300的第二侧320；第二z形件22抵靠第一z形件21的在y方向上的下表面(即，与抵靠飞机长桁300的表面相对的表面)固定到飞机长桁300的第二侧320；以及第二板件23抵靠第二z形件22的在y方向上的下表面固定到飞机长桁300。
88.另外，修理件100还可以包括第三板件30，第三板件30在长桁替换件200的内缘条201和第二z形件22之间固定到长桁替换件200。第三板件30的材料可以是铝合金材料，例如通过冲压加工为如图7所示的钣金件。虽然附图中未示出，但是第三板件30可以设有用于固
定到飞机长桁300的孔口。
89.第一板件13、第二板件23、第三板件30可根据需要加工至期望的厚度，例如通过磨削等。
90.应当理解，在虽然结合附图示出的实施例中，修理件100大致可以包括7个分开的单独部件，但是在替代实施例中，修理件100可以包括其它数量的修理件，例如3个、5个、6个、8个或9个等，而不脱离本公开的范围。例如在包括5个分开的单独部件的实施例中，第一l形件11和第二l形件12可以成形为一个单独的部件，例如单独的l形件；而第一z形件21和第二z形件22可以成形为一个单独的部件，例如单独的z形件。替代地，可以在第一l形件11和第二l形件12之间添加附加的部件，例如第三l形件，以形成具有8个单独的部件的修理件，或者进一步地，第一z形件21和第二z形件22之间添加附加的部件，例如第三z形件，以形成具有9个单独的部件的修理件。为了简明的目的，本发明不再一一列举可能的情况，但是本领域技术人员根据实际情况可以选取合适数量的部件，而不脱离本发明的范围。
91.另外，虽然本发明参照附图示出的具有“j”型横截面的飞机长桁来描述用于飞机长桁的修理件100，并且具体描述了l形件和z形件，但是在具有“z”型横截面或其它类型的飞机长桁中，本领域技术人员可以设想其它形状的修理件，以便从飞机长桁的两侧形状配合安装到飞机长桁300和长桁替换件200上，而不脱离本发明的范围。
92.发明人了解到，在局部修理飞机长桁300时，会使用修理钉甚至加大一号的螺纹紧固件，这时就会面临紧固件边距较小、螺母与r区干涉的问题。根据本发明的较佳实施例，第一板件13第二板件23在一侧处可以包括与r区配合的倒圆部，r区即为飞机长桁300的长桁上缘条301与长桁腹板302之间的圆角区域。通过这种板材与r区契合的方式，可解决现有技术中存在的上述问题。
93.根据本发明的非限制性实施例并且作为较佳示例，第一l形件11、第二l形件12和第一板件13在纵向方向x上的中心与长桁替换件200在纵向方向x上的中心重合；并且第一z形件21、第二z形件22、第二板件23和第三板件30在纵向方向x上的中心与长桁替换件200在纵向方向x上的中心重合。
94.图8是根据本发明的修理件100固定在飞机长桁300和长桁替换件200上的示意性侧体图。
95.如图所示，修理件100的第一l形件11、第二l形件12和第一板件13在竖直方向y上叠加布置在飞机长桁300的c形区的一侧上，而第一z形件21、第二z形件22和第二板件23在竖直方向y上叠加布置在飞机长桁300的与c形区相对的另一侧上，第三板件30在长桁替换件200的内缘条201和第二z形件22之间布置。第一l形件11在纵向方向x上的长度大于第二l形件12的长度，并且第二l形件12在纵向方向x上的长度大于第一板件13的长度。第一z形件21在纵向方向x上的长度大于第二z形件22的长度，并且第二z形件22在纵向方向x上的长度大于第二板件23的长度。第三板件30在纵向方向x上的长度等于第一z形件21的长度。
96.图9是根据本发明的非限制性实施例的用于将修理件固定在飞机长桁和长桁替换件上的紧固件的示意图。如图所示，用于飞机长桁的修理件100包括在纵向方向x上成排布置的螺纹孔，并且借助配合的成排螺纹紧固件400将长桁替换件200对接并固定在待修理的飞机长桁300上。
97.根据本发明的非限制性实施例并且作为较佳示例，螺纹紧固件400在飞机长桁300
的第一侧(即具有c形区的一侧)上包括三排，并且每一排螺纹紧固件400在长桁替换件200的内缘条201、外缘条202和腹板203上在纵向方向x上交错布置，以便于安装施工操作，并使其间的应力分布更加均匀，以尽可能接近未损坏的飞机长桁的结构和力学性能。
98.图10
‑
12分别示出了根据本发明的非限制性实施例将修理件100固定在飞机长桁300和长桁替换件200上的不同的安装步骤。
99.在准备步骤中，将飞机长桁300的损伤段330切除并准备相应地长桁替换件200。
100.在定位步骤中，将长桁替换件200与飞机长桁300的剩余段对准定位。
101.另外，定位步骤还可以可选地包括：使第一l形件11、第一z形件21在纵向方向x上的中心定位成与长桁替换件200的中心一致；使第二l形件12和第二z形件22在纵向方向x上的中心定位与长桁替换件的中心一致；和/或使第一板件13和第二板件23在纵向方向x上的中心定位与长桁替换件200的中心一致，
102.在固定步骤中，借助用于飞机长桁的修理件100将长桁替换件200固定到飞机长桁300的剩余段。例如，首先将第一侧修理件10和第二侧修理件20在相应的端部处借助一排螺纹紧固件400与飞机长桁300的剩余段固定定位；然后，将第一侧修理件10和第二侧修理件20的中间部固定到长桁替换件200。
103.根据本发明的非限制性实施例并且如图10
‑
12所示。在图10示出的固定步骤中，将第一l形件11、第一z形件21和第三板件13在纵向方向x上的中心定位成与长桁替换件200的中心一致，并在相应的端部处借助一排螺纹紧固件400与飞机长桁300的剩余段固定定位。如上所述，第一l形件11、第一z形件21和第三板件13可以是修理件100中长度最长的部件。
104.在图11示出的固定步骤中，将第二l形件12和第二z形件22在纵向方向x上的中心定位与长桁替换件200的中心一致，并在相应的端部处借助一排螺纹紧固件400与飞机长桁300的剩余段固定定位；如上所述，第二l形件12和第二z形件22可以是比第一l形件11、第一z形件21和第三板件13短的部件。
105.在图12示出的固定步骤中，将第一板件13第二板件23在纵向方向x上的中心定位与长桁替换件200的中心一致，其中，第一板件13第二板件23的倒圆的侧部与r区协配。
106.可选地，作为较佳实施例并且如图所示，螺纹紧固件400在长桁内缘条301、长桁外缘条302和长桁腹板303的位置处交错排列，便于施工操作，并利于使分布在用于飞机长桁的修理件100、长桁替换件200和飞机长桁300之间的力更均匀。
107.通过本发明的用于飞机长桁的修理件100，使得部分修理件避开长桁c型区内，位于c型区下部，增加了调整长桁截面形心位置的有效高度，使用最少材料最大化增益修理效果。且本发明考虑了飞机长桁沿轴向弯曲的实际情况，针对狭小的修理区域，通过调整修理件中第三板件(槽板)的位置，优化了容差分配，极大地降低了装配难度。同时本发明给出紧固件边距较小、螺母与r区干涉时的处理方法，整个修理过程易于实现。修理后飞机长桁能够构成完整的承载结构，且未改变周边结构的传力关系。
108.如本文所用，用于表示顺序的用语“第一”或“第二”等仅仅是为了使本领域普通技术人员更好地理解以较佳实施例形式示出的本发明的构思，而非用于限制本发明。除非另有说明，否则所有顺序、方位或取向仅用于区分一个元件/部件/结构与另一个元件/部件/结构的目的，并且除非另有说明，否则不表示任何特定顺序、安装顺序、方向或取向。例如，在替代实施例中，“第一板件”可以用来表示“第二板件”，而“下表面”也可以替代地为“上表
面”。
109.综上所述，根据本发明的实施例的飞机长桁的修理件100克服了现有技术中的缺点，实现了预期的发明目的。
110.虽然以上结合了较佳实施例对本发明的飞机长桁的修理件进行了说明，但是本技术领域的普通技术人员应当认识到，上述示例仅是用来说明的，而不能作为对本发明的限制。因此，可以在权利要求书的实质精神范围内对本发明进行各种修改和变型，这些修改和变型都将落在本发明的权利要求书所要求的范围之内。