飛機部件裝配系統的製作方法

2023-05-30 00:01:26 2

專利名稱：飛機部件裝配系統的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種用於在飛機中裝配內部件、管道和/或電線的飛機部件裝配系 統，以及一種在飛機中裝配內部件、管道和/或電線的方法。
背景技術：
目前，在飛機中裝配內部件時，通常將諸如開槽面板、側配平、天花板配平、成排的 照明器、行李艙等各種部件單獨連接到飛機結構。由於每個部件必須單獨定位和緊固到飛 機結構，因此，內結構的組件通常極為費時。而且，單個內部件的位置變化或對內部件的設 計變化實現起來通常較為困難，這是因為這種變化通常需要改變飛機結構側的保持架和/ 或至少改變提供在飛機結構上用於裝配內部件的緊固位置。以類似的方式，例如用作飛機空調系統的空氣傳導管路或用於 機艙中供水的管道 以及電線目前也是以費時的方式單獨緊固到飛機結構。裝配之後，在最終檢查期間，必須檢 查所有線路的正確功能。特別是所有管道必須進行洩露檢查，而在電線的情況下，必須檢查 所有接口。在管道和電線的情況下，位置變化或設計變化實現起來通常較為困難，同樣是因 為這種變化需要改變飛機結構側的保持架和/或至少改變提供在飛機結構上用於裝配管 道和電線的緊固位置。此外，飛機結構上的管道和/或電線的緊固位置變化可能需要飛機 結構上的內部件的緊固位置變化，反之亦然。用於在飛機中裝配內部件組件的自支撐結構裝置從WO 2008/043557A1中可知， 該申請在本申請的優先權日之前並未公開。

發明內容
因此，根據本發明的目的在於提供一種用於在飛機中裝配內部件、管道和/或電 線的飛機部件裝配系統，以及一種在飛機中裝配內部件、管道和/或電線的方法，該系統和 方法能在飛機中實現內部件、管道和/或電線的容易且快速的裝配，以及這些結構元件的 簡化的最終檢查。為了實現該目的，根據本發明的用於在飛機中裝配內部件、管道和/或電線的飛 機部件裝配系統包括至少一個弧狀的框架元件。該框架元件可具有單一或多部分結構。例 如，該框架元件可在區域中至少包括縱向支杆，該縱向支杆基本平行於彼此設置，並框架元 件在飛機中處於裝配狀態時基本平行於飛機結構的肋延伸。該縱向支杆因此優選具有的曲 率基本適合飛機結構的肋的曲率。縱向支杆的長度優選被選擇成使得在飛機中處於裝配狀 態的框架元件跨越機艙的兩個側壁以及機艙的天花板。如果框架元件具有多部分結構，則 框架元件的各個部分可在機艙的側壁和/或天花板的相應部分上方延伸。此外，框架元件 可包括適當數量的連接支杆，該連接支杆至少在縱向支杆之間的區域延伸，以確保框架元 件的足夠剛度。框架元件優選由輕質、剛性材料製成，例如鋁、鋁合金、GFRP、CFRP或某一其 他碳纖維材料。根據本發明的飛機部件裝配系統可僅包括一個弧狀框架元件，該框架元件 具有在至少彼此基本平行的區域中設置的多個縱向支杆。然而，可替代地，根據本發明的飛機部件裝配系統可包括彼此分開形成的多個框架元件。此外，根據本發明的飛機部件裝配系統包括連接元件，該連接元件在框架元件的第一端與第二端之間延伸，並可與框架元件預裝配在一起，以形成獨立操作的自支撐裝配 組。連接元件確保根據本發明的飛機部件裝配系統的足夠的靜態和動態穩定性，並優選同 樣由輕質和剛性的材料製成，例如鋁、鋁合金、GFRP, CFRP或某一其他纖維材料。連接元件 優選採用連續的底層地板(sub-floor)形式，該底層底板由框架元件以弧狀方式跨越。根 據本發明的飛機部件裝配系統在飛機中處於裝配狀態時，連接元件優選由飛機結構的橫向 構件支撐，並形成或承載機艙的地板。通過根據本發明的飛機部件裝配系統的這種結構，飛 機結構中的橫向構件的量優選可減少，因為僅需要兩個橫向構件為連接元件提供足夠的支 撐，並因此為整個飛機部件裝配系統提供足夠的支撐。根據本發明的飛機部件裝配系統進一步包括用於將內部件、管道和/或電線緊固 到框架元件和/或連接元件的緊固器具。作為用於將內部件、管道和/或電線緊固到框架 元件和/或連接元件的緊固器具，可使用螺紋緊固器具、夾子、軌道或制動裝置。緊固器具 可安裝在框架元件和/或連接元件上，但還可被設計成與框架元件和/或連接元件集成在一起。藉助於緊固器具，開槽面板、側配平面板、天花板配平面板、成排的照明器、行李 艙、座位或某一其他內部件可緊固到框架元件和/或連接元件。藉助於緊固器具可緊固到 框架元件和/或連接元件的管道例如可以是飛機空調系統的空氣引導管道或水管。緊固器 具可將管道緊固到框架元件和/或連接元件。不過，可替代地，緊固器具可使管道集成到框 架元件和/或連接元件。如果緊固器具用於將電線緊固到根據本發明的飛機部件裝配系統 的框架元件和/或連接元件，如果需要，緊固器具可被設計成可以將單一電線或者也可以 將一束電線緊固到飛機部件裝配系統的框架元件和/或連接元件。緊固器具可被設計成，藉助其自身，只有單一部件被緊固到飛機部件裝配系統的 框架元件和/或連接元件。不過，可替代地，緊固器具可被設計成，使得多個內部件、管道和 /或電線可藉助於單一緊固器具被緊固到根據本發明的飛機部件裝配系統的框架元件和/ 或連接元件。根據本發明的飛機部件裝配系統此外還可包括用於將內部件、管道和/或電 線緊固到框架元件和/或連接元件的多個緊固器具。在根據本發明的飛機部件裝配系統的框架元件和/或連接元件上提供有第一引 導裝置，該第一引導裝置被設計成與第二引導裝置相互作用，該第二引導裝置與第一引導 裝置互補並設置在飛機結構上，通過這種方式，飛機部件裝配系統相對於飛機結構以能移 位的方式能連接到飛機結構。藉助於第一和第二引導裝置，根據本發明的飛機部件裝配系 統以及可選擇地和與其緊固的內部件、管道和/或電線可相對於飛機結構被推動到所需位 置。根據本發明的飛機部件裝配系統因此可特別容易且方便地安裝到飛機結構上。根據本發明的飛機部件裝配系統的特別優點在於可用作各種內部件(即，不同形 狀和尺寸的內部件)、管道和/或電線的承載元件。因此，為飛機結構上的這些部件所提供 的緊固位置的數量和布置不再需要適應單獨的部件，而僅僅是適應承載該部件的飛機部件 裝配系統。根據本發明的飛機部件裝配系統因此能夠實現提供在內部件、管道和/或電線 上的緊固位置與提供在飛機結構上的緊固位置的退耦(decoupling)。因此，通過使用根據 本發明的飛機部件裝配系統可以明顯減少設置在飛機結構上用於內部件、管道和/或電線的緊固位置的數量。而且可以實現飛機結構上的內部件、管道和/或電線的緊固位置布置 的標準化。由於使用根據本發明的飛機部件裝配系統使得能夠省卻對內部件側和飛機結構 側的緊固位置的調整，因此實現內部件、管道和/或電線以及飛機結構的更大的設計靈活 性。這種更大的靈活性可用於使內部件、管道和/或電線以及飛機結構的重量最優。通過將內部件、管道和/或電線與飛機結構退耦而實現的另一優點在於，飛機期 間發生的飛機結構的變形不再直接傳遞到內部件、管道和/或電線。因此，內部件、管道和 /或電線之間的相對運動可達到最小。各個部件之間難以密封的公差間隙因此僅在降低的 程度上需要。最後，根據本發明的飛機部件裝配系統簡化了內部件、管道和/或電線的最終檢 查，這是因為這些部件在緊固到根據本發明的飛機部件裝配系統之後還在飛機外時可進行 檢查。這能夠實現更快且更方便的誤差分析和誤差校正。
根據本發明的飛機部件裝配系統優選包括固定裝置，該固定裝置被設計成在所需 位置將飛機部件裝配系統固定到飛機結構上。然後，通過設置在框架元件和/或連接元件 上的第一引導裝置和與該第一引導裝置互補且設置在飛機結構上的第二引導裝置的相互 作用，飛機部件裝配系統可被推動到相對於飛機結構的所需位置並固定於此。固定裝置例 如可以是使飛機部件裝配系統在所需位置能夠螺紋緊固到飛機結構的螺紋緊固器具。不過，固定裝置優選採用制動機構的形式，該制動機構被設計成當飛機部件裝配 系統位於相對於飛機結構的所需位置時將飛機部件裝配系統與飛機結構互鎖。制動機構形 式的固定裝置能夠使根據本發明的飛機部件裝配系統極為方便地緊固到飛機結構。固定裝 置可提供以用於將連接元件固定到飛機結構的橫向構件。不過，作為替代方案或除此之外，在框架元件上還可形成至少一個用於將框架元 件安裝到飛機結構的肋上的引力器具。該引力器具例如可以是鉤環狀結構。例如，可以在 框架元件的每個縱向支杆上提供至少一個引力器具，螺釘或螺栓可穿過該至少一個引力器 具，以便將框架容易且安全地連接到飛機結構的框架。不過，根據需要，還可以布置沿框架 元件的縱向立柱的長度分布的多個引力器具，以便確保框架元件到飛機結構的安全緊固。在根據本發明的飛機部件裝配系統的結構的優選形式中，第一引導裝置包括從連 接元件延伸的導軌。該導軌優選被設計成與提供在飛機結構的橫向構件中的第二引導裝置 的接收器相互作用。可替代地，第一引導裝置可包括接收器，該接收器形成在連接元件中並 被設計成與從飛機結構的橫向構件延伸的導軌相互作用。然後，藉助於飛機結構的固定裝 置，根據本發明的由飛機結構的橫向構件支撐的飛機部件裝配系統可被推動到相對於飛機 結構的所需位置並緊固於此。這能夠使根據本發明的飛機部件裝配系統在飛機中極為方便 地裝配。第一和/或第二引導裝置優選包括用於將飛機部件裝配系統與飛機結構聲退耦 (acoustic decoupling)的裝置。作為替代方案或除此之外，飛機部件裝配系統擱靠在飛機 結構上所依賴的每個安裝裝置，和/或飛機部件裝配系統緊固到飛機結構所用的每個固定 裝置和/或引力器具，可配備有用於將飛機部件裝配系統與飛機結構聲退耦的裝置。可使用防震支架作為將飛機部件裝配系統與飛機結構聲退耦的裝置。這裡，防震 支架指的是下述支承裝置由諸如橡膠彈性材料的減振材料製成並確保飛機部件裝配系統以及由此安裝在飛機部件裝配系統上的內部件、管道和/或電線無震動緊固到飛機結構。 如果需要，在防震支架中可提供合適的貫穿開口，該貫穿開口使用於將飛機部件裝配系統 緊固到飛機結構的螺釘或螺栓穿過防震支架。可替代地，在防震 支架中可提供柔性襯套。優選地，在根據本發明的飛機部件裝配系統上提供至少一個第一接口，該至少一 個第一接口與緊固到飛機部件裝配系統的至少一個電線連接。當飛機部件裝配系統位於相 對於飛機結構的所需位置時，該第一接口優選能電連接到與第一接口互補但並未安裝在飛 機部件裝配系統的第二接口。第二接口例如可緊固到飛機結構或集成到飛機結構。不過， 可替換地，第二接口可形成於分離的部件上。通過第一接口與第二接口的連接，在緊固到飛 機部件裝配系統的電線與相應的服務電纜之間快速且方便地建立電連接。優選地，緊固到飛機部件裝配系統的多個電線連接到第一接口，並可通過第一接 口與第二接口的連接電連接到相應的服務線路。如果需要，在根據本發明的飛機部件裝配 系統上還可提供多個第一接口，當飛機部件裝配系統位於相對於飛機結構的所需位置時， 該多個第一接口能連接到相應的互補的第二接口。第一和第二接口之間的電連接優選當飛機部件裝配系統藉助於固定裝置在所需 位置固定在飛機結構上時建立。例如，固定裝置可包括槓桿，該槓桿通過樞軸關節能連接到 飛機結構的橫向構件。制動裝置可位於槓桿的一端，該制動裝置被設計成與例如設置在飛 機部件裝配系統的連接元件上的互補制動裝置相互作用。第一接口可集成到提供在飛機部 件裝配系統上的制動裝置中，而第二接口可集成到提供在槓桿上的制動裝置中。槓桿例如可通過彈簧被預加載至其互鎖無效位置。當根據本發明的飛機部件裝配 系統被推動到相對於飛機結構的所需位置時，槓桿的提供有滑動面的自由端優選與飛機部 件裝配系統相互作用，以使槓桿旋轉至其互鎖位置，其中，提供在槓桿上的制動裝置與例如 提供在飛機部件裝配系統的連接元件上的互補制動裝置閉鎖在一起。結果，飛機部件裝配 系統在所需位置被固定到飛機結構上。與此同時，在第一接口與第二接口之間建立電連接。 根據本發明的飛機部件裝配系統的這種設計不僅能夠使飛機部件裝配系統快速固定到飛 機結構，而且在緊固到飛機部件裝配系統的電線與相應的飛機結構側的服務線路之間快速 且容易地建立電連接。而且，在第一接口還在飛機外時，緊固到飛機部件裝配系統的電線可 對其正確的功能性進行檢查。當飛機部件裝配系統位於相對於飛機結構的所需位置時，緊固到飛機部件裝配系 統和/或集成到緊固到飛機部件裝配系統中的管道的第一連接器優選能連接到與第一連 接器互補的第二連接器。該第二連接器例如可緊固到飛機結構或集成到飛機結構中。不過， 可替代地，該第二連接器可形成在分離的部件上。以類似於第一和第二接口之間的連接的方式，第一和第二連接器之間的連接優選 當根據本發明的飛機部件裝配系統藉助於固定裝置在所需位置被固定在飛機結構上時建 立。例如，第二連接器，類似於第二接口，可集成在槓桿中，該槓桿還承載固定裝置的用於將 飛機部件裝配系統固定到飛機結構的制動裝置。不過，可替代地，還可設想將第二連接器 形成在分離的槓桿上，當根據本發明的飛機部件裝配系統位於相對於飛機結構的所需位置 時，在第一和第二連接器之間自動建立連接。這在飛機部件裝配系統承載多個具有第一連 接器的管道時極為重要，當飛機部件裝配系統位於相對於飛機結構的所需位置時，該第一 連接器連接到相應的第二連接器。
當飛機部件裝配系統位於相對於飛機結構的所需位置時，如果緊固到根據本發明 的飛機部件裝配系統的所有電線以及緊固到根據本發明的飛機部件裝配系統和/或集成 到飛機部件裝配系統中的所有管道能直接連接到相應的服務線路，則飛機部件裝配系統的 安裝以及與其緊固的部件的啟動極為簡單和方便(即插即用)。此外，管道，類似於電線，當 還在飛機外時可被測試直到相應的第一接口和/或第一連接器。這明顯簡化了這些線路的 功能測試以及任何誤差的檢測和校正。根據本發明的飛機部件裝配系統的至少一個支杆(例如縱向支杆)優選具有空心 圓柱結構。框架元件的空心圓柱支杆可用作集成到框架元件並由此集成到根據本發明的飛 機部件裝配系統中的空氣引導管或引水管。而且，框架元件的空心圓柱支杆還可用作待緊 固到框架元件並由此緊固到飛機部件裝配系統的電線的導管。目前，形成飛機的副絕緣的絕緣包裝通常在內部件緊固到飛機結構之前膠合到該 內部件上。通常，多個不同形狀的絕緣包裝需要模仿內部件的輪廓，該輪廓通常為曲狀並提 供有肩部等。安裝副絕緣因此費時且費用加強。根據本發明的結構的優選形式，飛機部件裝配系統因此進一步包括用於將絕緣包 裝緊固到框架元件或連接元件的另一緊固器具。換句話說，飛機部件裝配系統被設計成，例 如，形成飛機副絕緣一部分的至少一個絕緣包裝還可緊固到飛機部件裝配系統。例如，緊固 到飛機部件裝配系統的框架元件的內部件在飛機部件裝配系統處於裝配狀態時可設置在 框架元件的遠離飛機結構的一側。另一方面，絕緣包裝在飛機部件裝配系統處於裝配狀態 時可設置在框架元件的面向飛機結構的一側或在框架元件的遠離飛機結構的一側緊固在 內部件與框架元件之間。通過使用根據本發明的飛機部件裝配系統，裝配例如形成飛機的副絕緣的絕緣包 裝，可省卻將絕緣包裝費力地膠合到內部件上。特別地，飛機部件裝配系統的框架元件與大 多數飛機的內部件相比具有更簡單的輪廓，沒有肩部等，結果可使用更少的單獨形成的絕 緣包裝。因此可節省相當大的費用。用於將絕緣包裝緊固到根據本發明的飛機部件裝配系統的框架元件或連接元件 的另一緊固器具優選被設計成，將絕緣包裝以機械可拆卸的方式緊固到飛機部件裝配系統 的框架元件或連接元件。例如，該另一緊固器具可採用維可牢尼龍搭扣緊固件、毛頭羊毛 帶、蘑菇紐扣帶或聖誕樹緊固器具的形式。可替代地，可以藉助於螺釘、鉚釘、夾緊裝置、磁 盒、具有彈簧的按壓緊固件、膨脹緊固裝置或球狀緊固裝置將絕緣包裝緊固到框架元件。另 外可設想將絕緣包裝懸掛在提供在框架元件或連接元件上的緊固位置下面，或使絕緣包裝 略微大於框架元件或連接元件，將其摺疊在框架元件或連接元件周圍，並通過橡皮帶將絕 緣包裝緊固到框架元件或連接元件。在根據本發明的飛機部件裝配系統的結構的優選形式中，框架元件包括至少一個 樞軸機構，該樞軸機構能夠使框架元件的第一部分相對於框架元件的第二部分樞轉。該旋 轉機構例如可採用鉸鏈的形式。這允許框架元件的極為節省空間的運輸。根據需要或必要， 框架元件還可包括多個樞軸機構。根據本發明的在飛機中裝配內部件、管道和/或電線的方法包括步驟提供如上 所述的飛機部件裝配系統，將內部件、管道和/或電線緊固到飛機部件裝配系統，將設置在 飛機部件裝配系統的框架元件和/或連接元件上的第一引導裝置連接到與該第一引導裝置互補並設置在飛機結構上的第二引導裝置，以及使飛機部件裝配系統相對於飛機結構移 位，直到飛機部件裝配系統位於相對於飛機結構的所需位置。在飛機部件裝配系統能移位 地連接到飛機結構之前，內部件、管道和/或電線被優選緊固到飛機部件裝配系統。一旦飛機部件裝配系統已到達相對於飛機結構的所需位置，則飛機部件裝配系統 優選通過例如採用制動機構形式的固定裝置在所需位置被固定到飛機結構上。—旦飛機部件裝配系統位於相對於飛機結構的所需位置，則設置在飛機部件裝配 系統上的第一接口優選電連接到與該第一接口互補的第二接口。如果多個第一接口被提供 在飛機部件裝配系統，則優選所有第一接口電連接到相應的第二接口，該相應的第二接口 例如安裝在飛機結構上或安裝在分離的部件上或集成在飛機結構或分離的部件中。以類似的方式，當飛機部件裝配系統位於相對於飛機結構的所需位置時，緊固到 飛機部件裝配系統和/或集成到飛機部件裝配系統的管道的第一連接器優選連接到與第 一連接器互補的第二連接器。如果具有相應第一連接器的多個管道被緊固到飛機部件裝配 系統和/或集成在飛機部件裝配系統中，則當飛機部件裝配系統位於相對於飛機結構的所 需位置時，所有第一連接器被連接到相應的互補第二連接器。根據實施根據本發明的在飛機中裝配飛機部件裝配系統的方法的優選形式，在將 提供在飛機部件裝配系統的框架元件和/或連接元件上的第一引導裝置連接到與該第一 引導裝置互補並提供在飛機結構上的第二引導裝置之前，絕緣包裝被緊固到飛機部件裝配 系統的框架元件和/或連接元件。如果需要，多個絕緣包裝還可緊固到飛機部件裝配系統 的框架元件和/或連接元件。這實現了飛機的副絕緣的極為容易且方便的安裝。


現在參照示意性附圖對本發明的優選實施例進行詳細描述，其中圖1是根據本發明的飛機部件裝配系統的第一實施例；圖2是根據圖1的飛機部件裝配系統，其中內部件緊固到該飛機部件裝配系統；圖3是根據圖2的飛機部件裝配系統，其處於連接到飛機結構的狀態；圖4是第一和第二引導裝置的放大示意圖，其用於將根據圖3的飛機部件裝配系 統能移位地連接到飛機結構；圖5是根據本發明的飛機部件裝配系統的第二實施例，其中內部件緊固到該飛機 部件裝配系統；圖6是根據圖5的飛機部件裝配系統的放大剪切圖，其處於連接到飛機結構的狀 態；圖7是根據本發明的飛機部件裝配系統的第三實施例的框架元件的一部分，其中 內部件緊固到該飛機部件裝配系統，以及圖8是根據本發明的飛機部件裝配系統的第三實施例，其處於連接到飛機結構的 狀態。
具體實施例方式圖1顯示用於在飛機中裝配內部件、管道和電線的飛機部件裝配系統10的第一實 施例。該飛機部件裝配系統10包括由鋁製成的兩個弧狀框架元件12，每個弧狀框架元件12均包括彼此平行延伸的兩個縱向支杆14、16。在框架元件12的縱向支杆14、16上形成 多個鉤環狀的引力器具18。連接支杆20、22、24、26、28、30在框架元件12的縱向支杆14、 16之間彼此基本平行延伸，其中，連接支杆20、22、28、30各自提供有兩個凹部。同樣由鋁製成的連接元件32在框架元件12的第一和第二端之間延伸，並形成一 種由框架元件12以弧狀方式跨越的底層地板。連接元件32向飛機部件裝配系統10提供 足夠的剛度，以使飛機部件裝配系統10形成可獨立操作的自支撐裝配組。形成在框架元件12上的是緊固器具(在圖中未顯示)，其用於將內部件、管道和電 線緊固到框架元件12。從圖2和圖3明顯可知，側配平面板34、天花板配平面板36和行李 艙38可緊固到飛機部件裝配系統10的框架元件12。與將這些部件緊固到飛機部件裝配系 統10的框架元件12的緊固器具一樣，可使用安裝、夾緊或制動裝置。然而，可替代地，可以 提供螺旋緊固器具。除了所示部件之外，當然還可以將諸如門框部件、成排的照明器等其他內部件緊 固到飛機部件裝配系統10的框架元件12。飛機空調系統或供水系統的管道以及電線例如 可沿著支杆14、16、20、22、24、26、28、30固定到框架元件12。作為可替代方案或除此之外， 框架元件12的縱向支杆14、16和/或連接支杆20、22、24、26、28、30可具有空心圓柱結構， 並由此可用作集成到框架元件12中的管道或用作電線的導管。
連接元件32，其在圖2和圖3中包括形成行走地板的連續覆蓋物，同樣被提供有緊 固器具，該緊固器具(在圖中未顯示)用於將更多的內部件(在圖中同樣未顯示)緊固到 連接元件32。特別地，在連接元件32中形成用於將多個成排的座位緊固到連接元件32的 軌道。不過，此外，管道和電線也可以緊固到連接元件32或集成到連接元件32中。此外，在框架元件12上形成緊固器具(在圖中未顯示)，用於將形成飛機的副絕緣 部分的絕緣包裝(在圖中同樣未顯示)緊固到框架元件12。該絕緣包裝可在內部件與框架 元件12之間被緊固到框架元件12。然而，可替代地，可以在框架元件12的遠離內部件的一 側將絕緣包裝緊固到框架元件12。圖3顯示處於連接到飛機結構40 —部分的狀態的飛機部件裝配系統10，其中內部 件緊固到飛機部件裝配系統10。在飛機部件裝配系統10處於與飛機結構40的連接狀態 時，連接元件32被支撐在飛機結構40的彼此平行設置的橫向構件42上。縱向支杆14、16 至少在基本平行於飛機結構40的肋44的區域中延伸。通過形成在框架元件12的縱向支 杆14、16上的引力器具18，框架元件12可藉助於穿過引力器具18的螺釘而擰緊到飛機結 構40的肋44。在飛機部件裝配系統10處於與飛機結構40的連接狀態時，肋44容納在提 供在框架元件12的連接支杆20、22、28、30上的凹部中。由此確保肋44不會阻止框架元件 12到飛機結構40的緊固。為了框架元件12與飛機結構40的聲退耦，框架元件12到飛機結構40的肋44的 緊固通過防震支架，即，由減振材料製成的支承裝置(在圖中未顯示)實現。該防震支架確 保框架元件12到飛機結構40的無震動緊固，並各自被提供有貫穿開口，用於將框架元件12 緊固到飛機結構40的肋44的螺栓可穿過貫穿開口。特別從圖4明顯可見，第一引導裝置46從連接元件32的表面延伸，該表面在飛機 部件裝配系統10處於裝配狀態時面向飛機結構40的橫向構件42。第一引導裝置46包括 導軌48，該導軌48通過連接元件32上的連接腹板50安裝。第一引導裝置46被設計成與形成在飛機結構40的橫向構件42中的第二引導裝置52相互作用。特別地，第二引導裝置 52包括接收器54，該接收器54用於以能移位的方式接收第一引導裝置46的導軌48。通過 第一引導裝置46與第二引導裝置52的相互作用，連接元件32以及由此整個飛機部件裝配 系統10能連接到飛機結構40，從而相對於飛機結構40能移位。
設置在第一引導裝置46的連接腹板50區域中的是由諸如橡膠彈性材料的減振材 料製成的防震支架56。該防震支架56確保連接元件32的無震動安裝，並由此確保整個飛 機部件裝配系統10在飛機結構40的橫向構件42上的無震動安裝。這使得飛機部件裝配 系統10以及與其緊固的部件能夠與飛機結構40聲退耦。當飛機部件裝配系統10位於相對於飛機結構的所需位置時，例如可採用制動機 構的固定裝置(在圖中未顯示)確保該飛機部件裝配系統與飛機結構40互鎖在所需位置。此外，在飛機部件裝配系統10上提供有第一接口，該第一接口(在圖中同樣未顯 示)可連接到緊固到飛機部件裝配系統10的電線。第一接口被提供以用於當飛機部件裝 配系統10已到達相對於飛機結構40的所需位置時與緊固到飛機結構40並與第一接口互 補的第二接口電連接。以類似的方式，當飛機部件裝配系統10位於相對於飛機結構40的所需位置時，緊 固到飛機部件裝配系統10和/或集成在飛機部件裝配系統10中的管道的第一連接器能連 接到與第一連接器互補並緊固到飛機結構40的第二連接器。為了在飛機中裝配飛機部件裝配系統10，首先，所需內部件、管道和電線被緊固到 飛機部件裝配系統10的框架元件12和連接元件32。根據需要，形成飛機的副絕緣的一部 分的絕緣包裝此外還可被緊固到飛機部件裝配系統10的框架元件12。緊固到飛機部件裝 配系統10的部件還在飛機外時可進行功能性檢測。形成在飛機部件裝配系統10的連接元件32上的第一引導裝置46然後與提供在 飛機結構40的橫向構件42上的第二引導裝置52接合。通過第一引導裝置46與第二引導 裝置52的相互作用，飛機部件裝配系統10及與其緊固的部件於是能相對於飛機結構40移 位，直到飛機部件裝配系統10及與其緊固的部件到達相對於飛機結構40的所需位置。一旦飛機部件裝配系統10及與其緊固的部件位於相對於飛機結構40的所需位 置，則飛機部件裝配系統10通過例如制動機構形式的固定裝置被固定到飛機結構40。與此 同時，提供在飛機部件裝配系統10上的第一接口電連接到與第一接口互補並安裝在飛機 結構40上的第二接口。因此在緊固到飛機部件裝配系統10的電線與相應的飛機結構側的 服務線路之間建立電連接。以類似的方式，緊固到飛機部件裝配系統10和/或集成在飛機 部件裝配系統10中的管道的第一連接器連接到互補的飛機機構側的第二連接器。圖5和6顯示飛機部件裝配系統10』的第二實施例。與圖1至4所示的飛機部件 裝配系統10不同，根據圖5和圖6的飛機部件裝配系統10』僅包括單一框架元件12』，該單 一框架元件12』包括彼此基本平行延伸的多個縱向支杆14』。連接支杆20』、22』、24』、26』 和28』相對於縱向支杆14』不再僅僅成直角延伸，而是相對於縱向支杆14』成一定角度設 置。在其他方面，根據圖5和圖6的飛機部件裝配系統10』的結構對應於圖1至圖4中所 示的飛機部件裝配系統10的結構。圖7顯示飛機部件裝配系統10」的第三實施例的框架元件12」的部分12a」，該系 統10」在圖8中表示為處於與飛機結構的連接狀態。圖7所示的框架元件12」的一部分12a」被配備有以鉸鏈形式配備的樞軸機構58。通過該樞軸機構58，框架元件部分12」的部 分可相對於彼此樞轉。這允許框架元件部分的節省空間的運輸。
從圖8明顯可見，框架元件12」包括三個部分12a」、12b」、12c」，這三個部分在互連 狀態時形成框架元件12」。每個部分12a」、12b」、12c」均配備有相應的樞軸機構58，該樞軸 機構58允許框架元件部分12a」、12b」、12c」的各個部分相對於彼此樞轉。
權利要求
一種用於在飛機中裝配內部件、管道和/或電線的飛機部件裝配系統(10；10』；10」)，包括至少一個弧狀的框架元件(12；12』；12」)，連接元件(32)，所述連接元件(32)在所述框架元件(12；12』；12」)的第一端和第二端之間延伸，緊固器具，用於將所述內部件、所述管道和/或所述電線緊固到所述框架元件(12；12』；12」)和/或所述連接元件(32)，以及第一引導裝置(46)，所述第一引導裝置(46)被提供在所述框架元件(12；12』；12」)和/或所述連接元件(32)上，並被設計成與提供在飛機結構(40)上並與所述第一引導裝置(46)互補的第二引導裝置(52)相互作用，使得所述飛機部件裝配系統(10；10』；10」)以相對於所述飛機結構(40)能移位的方式能連接到所述飛機結構(40)。
2.如權利要求1所述的飛機部件裝配系統，其特徵在於被設計成在所需位置將所述 飛機部件裝配系統(10 ；10』 ；10」)固定到所述飛機結構(40)上的固定裝置。
3.如權利要求2所述的飛機部件裝配系統，其特徵在於所述固定裝置採用制動機構 的形式，所述制動機構被設計成當所述飛機部件裝配系統(10 ；10』 ；10」)位於相對於所述 飛機結構(40)的所述所需位置時將所述飛機部件裝配系統(10;10』 ；10」)與所述飛機結 構(40)互鎖。
4.如權利要求1至3任一項所述的飛機部件裝配系統，其特徵在於在所述框架元件 (12 ；12，；12」)上形成用於將所述框架元件(12 ；12，；12」)安裝到所述飛機結構(40)的 肋(44)上的至少一個引力器具(18)，和/或，所述第一引導裝置(46)包括導軌(48)，所述 導軌(48)從所述連接元件(32)延伸，並被設計成與提供在所述飛機結構(40)的橫向構件 (42)中的所述第二引導裝置(52)的接收器(54)相互作用。
5.如權利要求1至4任一項所述的飛機部件裝配系統，其特徵在於所述第一和/或 所述第二引導裝置(46，52)包括/均包括用於將所述飛機部件裝配系統(10 ；10』；10」)與 所述飛機結構(40)聲退耦的裝置(56)。
6.如權利要求1至5任一項所述的飛機部件裝配系統，其特徵在於在所述飛機部件 裝配系統(10;10』 ；10」)上提供至少一個第一接口，當所述飛機部件裝配系統(10;10』 ； 10」)位於相對於所述飛機結構(40)的所述所需位置時，所述至少一個第一接口與緊固到 所述飛機部件裝配系統(10;10』；10」)的至少一個電線連接並能電連接到與所述第一接口 互補的第二接口。
7.如權利要求1至6任一項所述的飛機部件裝配系統，其特徵在於當所述飛機部件 裝配系統(10 ；10』；10」)位於相對於所述飛機結構(40)的所述所需位置時，緊固到所述飛 機部件裝配系統(10;10』；10」)和/或集成在所述飛機部件裝配系統(10;10』；10」)中的 管道的第一連接器能連接到與所述第一連接器互補的第二連接器。
8.如權利要求1至7任一項所述的飛機部件裝配系統，其特徵在於所述框架元件 (12 ；12，；12」)的至少一個支杆(14、16、20、22、24、26、28、30 ； 14，、20，、22，、24，、26，、28，) 具有空心圓柱結構。
9.如權利要求1至8任一項所述的飛機部件裝配系統，其特徵在於用於將絕緣包裝 緊固到所述框架元件(12 ；12』 ；12」)和/或所述連接元件(32)的另一緊固器具。
10.如權利要求1至9任一項所述的飛機部件裝配系統，其特徵在於所述框架元件 (12 ；12』;12」)包括至少一個樞軸機構(58)，所述至少一個樞軸機構(58)能使所述框架元 件(12 ；12』 ；12」)的第一部分相對於所述框架元件(12 ；12』 ；12」)的第二部分樞轉。
11.一種在飛機中裝配內部件、管道和/或電線的方法，包括步驟提供如權利要求1至10任一項所述的飛機部件裝配系統(10 ；10』 ；10"),將所述內部件、所述管道和/或所述電線緊固到所述飛機部件裝配系統(10 ；10』；10」) 的所述框架元件(12;12，；12」)和/或所述連接元件(32)，將提供在所述飛機部件裝配系統(10 ；10』 ；10」)的所述框架元件(12 ；12』 ；12」)和/ 或所述連接元件(32)上的所述第一引導裝置(46)連接到與所述第一引導裝置(46)互補 並設置在所述飛機結構(40)上的所述第二引導裝置(52)，以及使所述飛機部件裝配系統(10 ；10』；10」)相對於所述飛機結構(40)移位，直到所述飛 機部件裝配系統(10 ；10』 ；10」)位於相對於所述飛機結構(40)的所需位置。
12.如權利要求11所述的方法，其特徵在於所述飛機部件裝配系統(10；10』；10」)在 所述所需位置被固定在所述飛機結構(40)上。
13.如權利要求11或12所述的方法，其特徵在於當所述飛機部件裝配系統(10； 10』； 10」)位於相對於所述飛機結構(40)的所述所需位置時，提供在所述飛機部件裝配系統 (10;10』 ；10」)上的所述第一接口電連接到與所述第一接口互補的所述第二接口。
14.如權利要求11至13任一項所述的方法，其特徵在於當所述飛機部件裝配系統 (10;10』 ；10」)位於相對於所述飛機結構(40)的所述所需位置時，緊固到所述飛機部件裝 配系統(10;10』；10」)和/或集成在所述飛機部件裝配系統(10;10』；10」)中的所述管道 的所述第一連接器被連接到與所述第一連接器互補的所述第二連接器。
15.如權利要求11至14任一項所述的方法，其特徵在於在將提供在所述飛機部件裝 配系統(10 ；10，;10，，)的所述框架元件(12 ；12，;12」)和/或所述連接元件(32)上的所述 第一引導裝置(46)連接到與所述第一引導裝置(46)互補並提供在所述飛機結構(40)上 的所述第二引導裝置(52)之前，絕緣包裝被緊固到所述飛機部件裝配系統(10 ；10』 ；10」) 的所述框架元件(12;12，；12」)和/或所述連接元件(32)。
全文摘要
一種用於在飛機中裝配內部件、管道和/或電線的飛機部件裝配系統(10；10』；10」)包括至少一個弧狀的框架元件(12；12』；12」)、在框架元件(12；12』；12」)的第一端與第二端之間延伸的連接元件(32)、用於將內部件、管道和/或電線緊固到框架元件(12；12』；12」)和/或連接元件(32)的緊固器具、以及第一引導裝置(46)，第一引導裝置(46)被提供在框架元件(12；12』；12」)和/或連接元件(32)上，並被設計成與提供在飛機結構(40)上並與第一引導裝置(46)互補的第二引導裝置(52)相互作用，使得飛機部件裝配系統(10；10』；10」)以相對於飛機結構(40)能移位的方式連接到飛機結構(40)。
文檔編號B64D11/00GK101835685SQ200880112683
公開日2010年9月15日 申請日期2008年10月22日 優先權日2007年10月22日
發明者克利斯汀·克芬格, 約阿希母·梅茨格, 麥可·奧布格爾 申請人:空中巴士作業有限公司