专利名称：飞机部件装配系统的利记博彩app
技术领域：
本发明涉及一种用于在飞机中装配内部件、管道和/或电线的飞机部件装配系 统，以及一种在飞机中装配内部件、管道和/或电线的方法。
背景技术：
目前，在飞机中装配内部件时，通常将诸如开槽面板、侧配平、天花板配平、成排的 照明器、行李舱等各种部件单独连接到飞机结构。由于每个部件必须单独定位和紧固到飞 机结构，因此，内结构的组件通常极为费时。而且，单个内部件的位置变化或对内部件的设 计变化实现起来通常较为困难，这是因为这种变化通常需要改变飞机结构侧的保持架和/ 或至少改变提供在飞机结构上用于装配内部件的紧固位置。以类似的方式，例如用作飞机空调系统的空气传导管路或用于 机舱中供水的管道 以及电线目前也是以费时的方式单独紧固到飞机结构。装配之后，在最终检查期间，必须检 查所有线路的正确功能。特别是所有管道必须进行泄露检查，而在电线的情况下，必须检查 所有接口。在管道和电线的情况下，位置变化或设计变化实现起来通常较为困难，同样是因 为这种变化需要改变飞机结构侧的保持架和/或至少改变提供在飞机结构上用于装配管 道和电线的紧固位置。此外，飞机结构上的管道和/或电线的紧固位置变化可能需要飞机 结构上的内部件的紧固位置变化，反之亦然。用于在飞机中装配内部件组件的自支撑结构装置从WO 2008/043557A1中可知， 该申请在本申请的优先权日之前并未公开。
发明内容
因此，根据本发明的目的在于提供一种用于在飞机中装配内部件、管道和/或电 线的飞机部件装配系统，以及一种在飞机中装配内部件、管道和/或电线的方法，该系统和 方法能在飞机中实现内部件、管道和/或电线的容易且快速的装配，以及这些结构元件的 简化的最终检查。为了实现该目的，根据本发明的用于在飞机中装配内部件、管道和/或电线的飞 机部件装配系统包括至少一个弧状的框架元件。该框架元件可具有单一或多部分结构。例 如，该框架元件可在区域中至少包括纵向支杆，该纵向支杆基本平行于彼此设置，并框架元 件在飞机中处于装配状态时基本平行于飞机结构的肋延伸。该纵向支杆因此优选具有的曲 率基本适合飞机结构的肋的曲率。纵向支杆的长度优选被选择成使得在飞机中处于装配状 态的框架元件跨越机舱的两个侧壁以及机舱的天花板。如果框架元件具有多部分结构，则 框架元件的各个部分可在机舱的侧壁和/或天花板的相应部分上方延伸。此外，框架元件 可包括适当数量的连接支杆，该连接支杆至少在纵向支杆之间的区域延伸，以确保框架元 件的足够刚度。框架元件优选由轻质、刚性材料制成，例如铝、铝合金、GFRP、CFRP或某一其 他碳纤维材料。根据本发明的飞机部件装配系统可仅包括一个弧状框架元件，该框架元件 具有在至少彼此基本平行的区域中设置的多个纵向支杆。然而，可替代地，根据本发明的飞机部件装配系统可包括彼此分开形成的多个框架元件。此外，根据本发明的飞机部件装配系统包括连接元件，该连接元件在框架元件的第一端与第二端之间延伸，并可与框架元件预装配在一起，以形成独立操作的自支撑装配 组。连接元件确保根据本发明的飞机部件装配系统的足够的静态和动态稳定性，并优选同 样由轻质和刚性的材料制成，例如铝、铝合金、GFRP, CFRP或某一其他纤维材料。连接元件 优选采用连续的底层地板(sub-floor)形式，该底层底板由框架元件以弧状方式跨越。根 据本发明的飞机部件装配系统在飞机中处于装配状态时，连接元件优选由飞机结构的横向 构件支撑，并形成或承载机舱的地板。通过根据本发明的飞机部件装配系统的这种结构，飞 机结构中的横向构件的量优选可减少，因为仅需要两个横向构件为连接元件提供足够的支 撑，并因此为整个飞机部件装配系统提供足够的支撑。根据本发明的飞机部件装配系统进一步包括用于将内部件、管道和/或电线紧固 到框架元件和/或连接元件的紧固器具。作为用于将内部件、管道和/或电线紧固到框架 元件和/或连接元件的紧固器具，可使用螺纹紧固器具、夹子、轨道或制动装置。紧固器具 可安装在框架元件和/或连接元件上，但还可被设计成与框架元件和/或连接元件集成在一起。借助于紧固器具，开槽面板、侧配平面板、天花板配平面板、成排的照明器、行李 舱、座位或某一其他内部件可紧固到框架元件和/或连接元件。借助于紧固器具可紧固到 框架元件和/或连接元件的管道例如可以是飞机空调系统的空气引导管道或水管。紧固器 具可将管道紧固到框架元件和/或连接元件。不过，可替代地，紧固器具可使管道集成到框 架元件和/或连接元件。如果紧固器具用于将电线紧固到根据本发明的飞机部件装配系统 的框架元件和/或连接元件，如果需要，紧固器具可被设计成可以将单一电线或者也可以 将一束电线紧固到飞机部件装配系统的框架元件和/或连接元件。紧固器具可被设计成，借助其自身，只有单一部件被紧固到飞机部件装配系统的 框架元件和/或连接元件。不过，可替代地，紧固器具可被设计成，使得多个内部件、管道和 /或电线可借助于单一紧固器具被紧固到根据本发明的飞机部件装配系统的框架元件和/ 或连接元件。根据本发明的飞机部件装配系统此外还可包括用于将内部件、管道和/或电 线紧固到框架元件和/或连接元件的多个紧固器具。在根据本发明的飞机部件装配系统的框架元件和/或连接元件上提供有第一引 导装置，该第一引导装置被设计成与第二引导装置相互作用，该第二引导装置与第一引导 装置互补并设置在飞机结构上，通过这种方式，飞机部件装配系统相对于飞机结构以能移 位的方式能连接到飞机结构。借助于第一和第二引导装置，根据本发明的飞机部件装配系 统以及可选择地和与其紧固的内部件、管道和/或电线可相对于飞机结构被推动到所需位 置。根据本发明的飞机部件装配系统因此可特别容易且方便地安装到飞机结构上。根据本发明的飞机部件装配系统的特别优点在于可用作各种内部件(即，不同形 状和尺寸的内部件)、管道和/或电线的承载元件。因此，为飞机结构上的这些部件所提供 的紧固位置的数量和布置不再需要适应单独的部件，而仅仅是适应承载该部件的飞机部件 装配系统。根据本发明的飞机部件装配系统因此能够实现提供在内部件、管道和/或电线 上的紧固位置与提供在飞机结构上的紧固位置的退耦(decoupling)。因此，通过使用根据 本发明的飞机部件装配系统可以明显减少设置在飞机结构上用于内部件、管道和/或电线的紧固位置的数量。而且可以实现飞机结构上的内部件、管道和/或电线的紧固位置布置 的标准化。由于使用根据本发明的飞机部件装配系统使得能够省却对内部件侧和飞机结构 侧的紧固位置的调整，因此实现内部件、管道和/或电线以及飞机结构的更大的设计灵活 性。这种更大的灵活性可用于使内部件、管道和/或电线以及飞机结构的重量最优。通过将内部件、管道和/或电线与飞机结构退耦而实现的另一优点在于，飞机期 间发生的飞机结构的变形不再直接传递到内部件、管道和/或电线。因此，内部件、管道和 /或电线之间的相对运动可达到最小。各个部件之间难以密封的公差间隙因此仅在降低的 程度上需要。最后，根据本发明的飞机部件装配系统简化了内部件、管道和/或电线的最终检 查，这是因为这些部件在紧固到根据本发明的飞机部件装配系统之后还在飞机外时可进行 检查。这能够实现更快且更方便的误差分析和误差校正。
根据本发明的飞机部件装配系统优选包括固定装置，该固定装置被设计成在所需 位置将飞机部件装配系统固定到飞机结构上。然后，通过设置在框架元件和/或连接元件 上的第一引导装置和与该第一引导装置互补且设置在飞机结构上的第二引导装置的相互 作用，飞机部件装配系统可被推动到相对于飞机结构的所需位置并固定于此。固定装置例 如可以是使飞机部件装配系统在所需位置能够螺纹紧固到飞机结构的螺纹紧固器具。不过，固定装置优选采用制动机构的形式，该制动机构被设计成当飞机部件装配 系统位于相对于飞机结构的所需位置时将飞机部件装配系统与飞机结构互锁。制动机构形 式的固定装置能够使根据本发明的飞机部件装配系统极为方便地紧固到飞机结构。固定装 置可提供以用于将连接元件固定到飞机结构的横向构件。不过，作为替代方案或除此之外，在框架元件上还可形成至少一个用于将框架元 件安装到飞机结构的肋上的引力器具。该引力器具例如可以是钩环状结构。例如，可以在 框架元件的每个纵向支杆上提供至少一个引力器具，螺钉或螺栓可穿过该至少一个引力器 具，以便将框架容易且安全地连接到飞机结构的框架。不过，根据需要，还可以布置沿框架 元件的纵向立柱的长度分布的多个引力器具，以便确保框架元件到飞机结构的安全紧固。在根据本发明的飞机部件装配系统的结构的优选形式中，第一引导装置包括从连 接元件延伸的导轨。该导轨优选被设计成与提供在飞机结构的横向构件中的第二引导装置 的接收器相互作用。可替代地，第一引导装置可包括接收器，该接收器形成在连接元件中并 被设计成与从飞机结构的横向构件延伸的导轨相互作用。然后，借助于飞机结构的固定装 置，根据本发明的由飞机结构的横向构件支撑的飞机部件装配系统可被推动到相对于飞机 结构的所需位置并紧固于此。这能够使根据本发明的飞机部件装配系统在飞机中极为方便 地装配。第一和/或第二引导装置优选包括用于将飞机部件装配系统与飞机结构声退耦 (acoustic decoupling)的装置。作为替代方案或除此之外，飞机部件装配系统搁靠在飞机 结构上所依赖的每个安装装置，和/或飞机部件装配系统紧固到飞机结构所用的每个固定 装置和/或引力器具，可配备有用于将飞机部件装配系统与飞机结构声退耦的装置。可使用防震支架作为将飞机部件装配系统与飞机结构声退耦的装置。这里，防震 支架指的是下述支承装置由诸如橡胶弹性材料的减振材料制成并确保飞机部件装配系统以及由此安装在飞机部件装配系统上的内部件、管道和/或电线无震动紧固到飞机结构。 如果需要，在防震支架中可提供合适的贯穿开口，该贯穿开口使用于将飞机部件装配系统 紧固到飞机结构的螺钉或螺栓穿过防震支架。可替代地，在防震 支架中可提供柔性衬套。优选地，在根据本发明的飞机部件装配系统上提供至少一个第一接口，该至少一 个第一接口与紧固到飞机部件装配系统的至少一个电线连接。当飞机部件装配系统位于相 对于飞机结构的所需位置时，该第一接口优选能电连接到与第一接口互补但并未安装在飞 机部件装配系统的第二接口。第二接口例如可紧固到飞机结构或集成到飞机结构。不过， 可替换地，第二接口可形成于分离的部件上。通过第一接口与第二接口的连接，在紧固到飞 机部件装配系统的电线与相应的服务电缆之间快速且方便地建立电连接。优选地，紧固到飞机部件装配系统的多个电线连接到第一接口，并可通过第一接 口与第二接口的连接电连接到相应的服务线路。如果需要，在根据本发明的飞机部件装配 系统上还可提供多个第一接口，当飞机部件装配系统位于相对于飞机结构的所需位置时， 该多个第一接口能连接到相应的互补的第二接口。第一和第二接口之间的电连接优选当飞机部件装配系统借助于固定装置在所需 位置固定在飞机结构上时建立。例如，固定装置可包括杠杆，该杠杆通过枢轴关节能连接到 飞机结构的横向构件。制动装置可位于杠杆的一端，该制动装置被设计成与例如设置在飞 机部件装配系统的连接元件上的互补制动装置相互作用。第一接口可集成到提供在飞机部 件装配系统上的制动装置中，而第二接口可集成到提供在杠杆上的制动装置中。杠杆例如可通过弹簧被预加载至其互锁无效位置。当根据本发明的飞机部件装配 系统被推动到相对于飞机结构的所需位置时，杠杆的提供有滑动面的自由端优选与飞机部 件装配系统相互作用，以使杠杆旋转至其互锁位置，其中，提供在杠杆上的制动装置与例如 提供在飞机部件装配系统的连接元件上的互补制动装置闭锁在一起。结果，飞机部件装配 系统在所需位置被固定到飞机结构上。与此同时，在第一接口与第二接口之间建立电连接。 根据本发明的飞机部件装配系统的这种设计不仅能够使飞机部件装配系统快速固定到飞 机结构，而且在紧固到飞机部件装配系统的电线与相应的飞机结构侧的服务线路之间快速 且容易地建立电连接。而且，在第一接口还在飞机外时，紧固到飞机部件装配系统的电线可 对其正确的功能性进行检查。当飞机部件装配系统位于相对于飞机结构的所需位置时，紧固到飞机部件装配系 统和/或集成到紧固到飞机部件装配系统中的管道的第一连接器优选能连接到与第一连 接器互补的第二连接器。该第二连接器例如可紧固到飞机结构或集成到飞机结构中。不过， 可替代地，该第二连接器可形成在分离的部件上。以类似于第一和第二接口之间的连接的方式，第一和第二连接器之间的连接优选 当根据本发明的飞机部件装配系统借助于固定装置在所需位置被固定在飞机结构上时建 立。例如，第二连接器，类似于第二接口，可集成在杠杆中，该杠杆还承载固定装置的用于将 飞机部件装配系统固定到飞机结构的制动装置。不过，可替代地，还可设想将第二连接器 形成在分离的杠杆上，当根据本发明的飞机部件装配系统位于相对于飞机结构的所需位置 时，在第一和第二连接器之间自动建立连接。这在飞机部件装配系统承载多个具有第一连 接器的管道时极为重要，当飞机部件装配系统位于相对于飞机结构的所需位置时，该第一 连接器连接到相应的第二连接器。
当飞机部件装配系统位于相对于飞机结构的所需位置时，如果紧固到根据本发明 的飞机部件装配系统的所有电线以及紧固到根据本发明的飞机部件装配系统和/或集成 到飞机部件装配系统中的所有管道能直接连接到相应的服务线路，则飞机部件装配系统的 安装以及与其紧固的部件的启动极为简单和方便(即插即用)。此外，管道，类似于电线，当 还在飞机外时可被测试直到相应的第一接口和/或第一连接器。这明显简化了这些线路的 功能测试以及任何误差的检测和校正。根据本发明的飞机部件装配系统的至少一个支杆(例如纵向支杆)优选具有空心 圆柱结构。框架元件的空心圆柱支杆可用作集成到框架元件并由此集成到根据本发明的飞 机部件装配系统中的空气引导管或引水管。而且，框架元件的空心圆柱支杆还可用作待紧 固到框架元件并由此紧固到飞机部件装配系统的电线的导管。目前，形成飞机的副绝缘的绝缘包装通常在内部件紧固到飞机结构之前胶合到该 内部件上。通常，多个不同形状的绝缘包装需要模仿内部件的轮廓，该轮廓通常为曲状并提 供有肩部等。安装副绝缘因此费时且费用加强。根据本发明的结构的优选形式，飞机部件装配系统因此进一步包括用于将绝缘包 装紧固到框架元件或连接元件的另一紧固器具。换句话说，飞机部件装配系统被设计成，例 如，形成飞机副绝缘一部分的至少一个绝缘包装还可紧固到飞机部件装配系统。例如，紧固 到飞机部件装配系统的框架元件的内部件在飞机部件装配系统处于装配状态时可设置在 框架元件的远离飞机结构的一侧。另一方面，绝缘包装在飞机部件装配系统处于装配状态 时可设置在框架元件的面向飞机结构的一侧或在框架元件的远离飞机结构的一侧紧固在 内部件与框架元件之间。通过使用根据本发明的飞机部件装配系统，装配例如形成飞机的副绝缘的绝缘包 装，可省却将绝缘包装费力地胶合到内部件上。特别地，飞机部件装配系统的框架元件与大 多数飞机的内部件相比具有更简单的轮廓，没有肩部等，结果可使用更少的单独形成的绝 缘包装。因此可节省相当大的费用。用于将绝缘包装紧固到根据本发明的飞机部件装配系统的框架元件或连接元件 的另一紧固器具优选被设计成，将绝缘包装以机械可拆卸的方式紧固到飞机部件装配系统 的框架元件或连接元件。例如，该另一紧固器具可采用维可牢尼龙搭扣紧固件、毛头羊毛 带、蘑菇纽扣带或圣诞树紧固器具的形式。可替代地，可以借助于螺钉、铆钉、夹紧装置、磁 盒、具有弹簧的按压紧固件、膨胀紧固装置或球状紧固装置将绝缘包装紧固到框架元件。另 外可设想将绝缘包装悬挂在提供在框架元件或连接元件上的紧固位置下面，或使绝缘包装 略微大于框架元件或连接元件，将其折叠在框架元件或连接元件周围，并通过橡皮带将绝 缘包装紧固到框架元件或连接元件。在根据本发明的飞机部件装配系统的结构的优选形式中，框架元件包括至少一个 枢轴机构，该枢轴机构能够使框架元件的第一部分相对于框架元件的第二部分枢转。该旋 转机构例如可采用铰链的形式。这允许框架元件的极为节省空间的运输。根据需要或必要， 框架元件还可包括多个枢轴机构。根据本发明的在飞机中装配内部件、管道和/或电线的方法包括步骤提供如上 所述的飞机部件装配系统，将内部件、管道和/或电线紧固到飞机部件装配系统，将设置在 飞机部件装配系统的框架元件和/或连接元件上的第一引导装置连接到与该第一引导装置互补并设置在飞机结构上的第二引导装置，以及使飞机部件装配系统相对于飞机结构移 位，直到飞机部件装配系统位于相对于飞机结构的所需位置。在飞机部件装配系统能移位 地连接到飞机结构之前，内部件、管道和/或电线被优选紧固到飞机部件装配系统。一旦飞机部件装配系统已到达相对于飞机结构的所需位置，则飞机部件装配系统 优选通过例如采用制动机构形式的固定装置在所需位置被固定到飞机结构上。—旦飞机部件装配系统位于相对于飞机结构的所需位置，则设置在飞机部件装配 系统上的第一接口优选电连接到与该第一接口互补的第二接口。如果多个第一接口被提供 在飞机部件装配系统，则优选所有第一接口电连接到相应的第二接口，该相应的第二接口 例如安装在飞机结构上或安装在分离的部件上或集成在飞机结构或分离的部件中。以类似的方式，当飞机部件装配系统位于相对于飞机结构的所需位置时，紧固到 飞机部件装配系统和/或集成到飞机部件装配系统的管道的第一连接器优选连接到与第 一连接器互补的第二连接器。如果具有相应第一连接器的多个管道被紧固到飞机部件装配 系统和/或集成在飞机部件装配系统中，则当飞机部件装配系统位于相对于飞机结构的所 需位置时，所有第一连接器被连接到相应的互补第二连接器。根据实施根据本发明的在飞机中装配飞机部件装配系统的方法的优选形式，在将 提供在飞机部件装配系统的框架元件和/或连接元件上的第一引导装置连接到与该第一 引导装置互补并提供在飞机结构上的第二引导装置之前，绝缘包装被紧固到飞机部件装配 系统的框架元件和/或连接元件。如果需要，多个绝缘包装还可紧固到飞机部件装配系统 的框架元件和/或连接元件。这实现了飞机的副绝缘的极为容易且方便的安装。
现在参照示意性附图对本发明的优选实施例进行详细描述，其中图1是根据本发明的飞机部件装配系统的第一实施例；图2是根据图1的飞机部件装配系统，其中内部件紧固到该飞机部件装配系统；图3是根据图2的飞机部件装配系统，其处于连接到飞机结构的状态；图4是第一和第二引导装置的放大示意图，其用于将根据图3的飞机部件装配系 统能移位地连接到飞机结构；图5是根据本发明的飞机部件装配系统的第二实施例，其中内部件紧固到该飞机 部件装配系统；图6是根据图5的飞机部件装配系统的放大剪切图，其处于连接到飞机结构的状 态；图7是根据本发明的飞机部件装配系统的第三实施例的框架元件的一部分，其中 内部件紧固到该飞机部件装配系统，以及图8是根据本发明的飞机部件装配系统的第三实施例，其处于连接到飞机结构的 状态。
具体实施例方式图1显示用于在飞机中装配内部件、管道和电线的飞机部件装配系统10的第一实 施例。该飞机部件装配系统10包括由铝制成的两个弧状框架元件12，每个弧状框架元件12均包括彼此平行延伸的两个纵向支杆14、16。在框架元件12的纵向支杆14、16上形成 多个钩环状的引力器具18。连接支杆20、22、24、26、28、30在框架元件12的纵向支杆14、 16之间彼此基本平行延伸，其中，连接支杆20、22、28、30各自提供有两个凹部。同样由铝制成的连接元件32在框架元件12的第一和第二端之间延伸，并形成一 种由框架元件12以弧状方式跨越的底层地板。连接元件32向飞机部件装配系统10提供 足够的刚度，以使飞机部件装配系统10形成可独立操作的自支撑装配组。形成在框架元件12上的是紧固器具(在图中未显示)，其用于将内部件、管道和电 线紧固到框架元件12。从图2和图3明显可知，侧配平面板34、天花板配平面板36和行李 舱38可紧固到飞机部件装配系统10的框架元件12。与将这些部件紧固到飞机部件装配系 统10的框架元件12的紧固器具一样，可使用安装、夹紧或制动装置。然而，可替代地，可以 提供螺旋紧固器具。除了所示部件之外，当然还可以将诸如门框部件、成排的照明器等其他内部件紧 固到飞机部件装配系统10的框架元件12。飞机空调系统或供水系统的管道以及电线例如 可沿着支杆14、16、20、22、24、26、28、30固定到框架元件12。作为可替代方案或除此之外， 框架元件12的纵向支杆14、16和/或连接支杆20、22、24、26、28、30可具有空心圆柱结构， 并由此可用作集成到框架元件12中的管道或用作电线的导管。
连接元件32，其在图2和图3中包括形成行走地板的连续覆盖物，同样被提供有紧 固器具，该紧固器具(在图中未显示)用于将更多的内部件(在图中同样未显示)紧固到 连接元件32。特别地，在连接元件32中形成用于将多个成排的座位紧固到连接元件32的 轨道。不过，此外，管道和电线也可以紧固到连接元件32或集成到连接元件32中。此外，在框架元件12上形成紧固器具(在图中未显示)，用于将形成飞机的副绝缘 部分的绝缘包装(在图中同样未显示)紧固到框架元件12。该绝缘包装可在内部件与框架 元件12之间被紧固到框架元件12。然而，可替代地，可以在框架元件12的远离内部件的一 侧将绝缘包装紧固到框架元件12。图3显示处于连接到飞机结构40 —部分的状态的飞机部件装配系统10，其中内部 件紧固到飞机部件装配系统10。在飞机部件装配系统10处于与飞机结构40的连接状态 时，连接元件32被支撑在飞机结构40的彼此平行设置的横向构件42上。纵向支杆14、16 至少在基本平行于飞机结构40的肋44的区域中延伸。通过形成在框架元件12的纵向支 杆14、16上的引力器具18，框架元件12可借助于穿过引力器具18的螺钉而拧紧到飞机结 构40的肋44。在飞机部件装配系统10处于与飞机结构40的连接状态时，肋44容纳在提 供在框架元件12的连接支杆20、22、28、30上的凹部中。由此确保肋44不会阻止框架元件 12到飞机结构40的紧固。为了框架元件12与飞机结构40的声退耦，框架元件12到飞机结构40的肋44的 紧固通过防震支架，即，由减振材料制成的支承装置(在图中未显示)实现。该防震支架确 保框架元件12到飞机结构40的无震动紧固，并各自被提供有贯穿开口，用于将框架元件12 紧固到飞机结构40的肋44的螺栓可穿过贯穿开口。特别从图4明显可见，第一引导装置46从连接元件32的表面延伸，该表面在飞机 部件装配系统10处于装配状态时面向飞机结构40的横向构件42。第一引导装置46包括 导轨48，该导轨48通过连接元件32上的连接腹板50安装。第一引导装置46被设计成与形成在飞机结构40的横向构件42中的第二引导装置52相互作用。特别地，第二引导装置 52包括接收器54，该接收器54用于以能移位的方式接收第一引导装置46的导轨48。通过 第一引导装置46与第二引导装置52的相互作用，连接元件32以及由此整个飞机部件装配 系统10能连接到飞机结构40，从而相对于飞机结构40能移位。
设置在第一引导装置46的连接腹板50区域中的是由诸如橡胶弹性材料的减振材 料制成的防震支架56。该防震支架56确保连接元件32的无震动安装，并由此确保整个飞 机部件装配系统10在飞机结构40的横向构件42上的无震动安装。这使得飞机部件装配 系统10以及与其紧固的部件能够与飞机结构40声退耦。当飞机部件装配系统10位于相对于飞机结构的所需位置时，例如可采用制动机 构的固定装置(在图中未显示)确保该飞机部件装配系统与飞机结构40互锁在所需位置。此外，在飞机部件装配系统10上提供有第一接口，该第一接口(在图中同样未显 示)可连接到紧固到飞机部件装配系统10的电线。第一接口被提供以用于当飞机部件装 配系统10已到达相对于飞机结构40的所需位置时与紧固到飞机结构40并与第一接口互 补的第二接口电连接。以类似的方式，当飞机部件装配系统10位于相对于飞机结构40的所需位置时，紧 固到飞机部件装配系统10和/或集成在飞机部件装配系统10中的管道的第一连接器能连 接到与第一连接器互补并紧固到飞机结构40的第二连接器。为了在飞机中装配飞机部件装配系统10，首先，所需内部件、管道和电线被紧固到 飞机部件装配系统10的框架元件12和连接元件32。根据需要，形成飞机的副绝缘的一部 分的绝缘包装此外还可被紧固到飞机部件装配系统10的框架元件12。紧固到飞机部件装 配系统10的部件还在飞机外时可进行功能性检测。形成在飞机部件装配系统10的连接元件32上的第一引导装置46然后与提供在 飞机结构40的横向构件42上的第二引导装置52接合。通过第一引导装置46与第二引导 装置52的相互作用，飞机部件装配系统10及与其紧固的部件于是能相对于飞机结构40移 位，直到飞机部件装配系统10及与其紧固的部件到达相对于飞机结构40的所需位置。一旦飞机部件装配系统10及与其紧固的部件位于相对于飞机结构40的所需位 置，则飞机部件装配系统10通过例如制动机构形式的固定装置被固定到飞机结构40。与此 同时，提供在飞机部件装配系统10上的第一接口电连接到与第一接口互补并安装在飞机 结构40上的第二接口。因此在紧固到飞机部件装配系统10的电线与相应的飞机结构侧的 服务线路之间建立电连接。以类似的方式，紧固到飞机部件装配系统10和/或集成在飞机 部件装配系统10中的管道的第一连接器连接到互补的飞机机构侧的第二连接器。图5和6显示飞机部件装配系统10’的第二实施例。与图1至4所示的飞机部件 装配系统10不同，根据图5和图6的飞机部件装配系统10’仅包括单一框架元件12’，该单 一框架元件12’包括彼此基本平行延伸的多个纵向支杆14’。连接支杆20’、22’、24’、26’ 和28’相对于纵向支杆14’不再仅仅成直角延伸，而是相对于纵向支杆14’成一定角度设 置。在其他方面，根据图5和图6的飞机部件装配系统10’的结构对应于图1至图4中所 示的飞机部件装配系统10的结构。图7显示飞机部件装配系统10”的第三实施例的框架元件12”的部分12a”，该系 统10”在图8中表示为处于与飞机结构的连接状态。图7所示的框架元件12”的一部分12a”被配备有以铰链形式配备的枢轴机构58。通过该枢轴机构58，框架元件部分12”的部 分可相对于彼此枢转。这允许框架元件部分的节省空间的运输。
从图8明显可见，框架元件12”包括三个部分12a”、12b”、12c”，这三个部分在互连 状态时形成框架元件12”。每个部分12a”、12b”、12c”均配备有相应的枢轴机构58，该枢轴 机构58允许框架元件部分12a”、12b”、12c”的各个部分相对于彼此枢转。
权利要求
一种用于在飞机中装配内部件、管道和/或电线的飞机部件装配系统(10；10’；10”)，包括至少一个弧状的框架元件(12；12’；12”)，连接元件(32)，所述连接元件(32)在所述框架元件(12；12’；12”)的第一端和第二端之间延伸，紧固器具，用于将所述内部件、所述管道和/或所述电线紧固到所述框架元件(12；12’；12”)和/或所述连接元件(32)，以及第一引导装置(46)，所述第一引导装置(46)被提供在所述框架元件(12；12’；12”)和/或所述连接元件(32)上，并被设计成与提供在飞机结构(40)上并与所述第一引导装置(46)互补的第二引导装置(52)相互作用，使得所述飞机部件装配系统(10；10’；10”)以相对于所述飞机结构(40)能移位的方式能连接到所述飞机结构(40)。
2.如权利要求1所述的飞机部件装配系统，其特征在于被设计成在所需位置将所述 飞机部件装配系统(10 ；10’ ；10”)固定到所述飞机结构(40)上的固定装置。
3.如权利要求2所述的飞机部件装配系统，其特征在于所述固定装置采用制动机构 的形式，所述制动机构被设计成当所述飞机部件装配系统(10 ；10’ ；10”)位于相对于所述 飞机结构(40)的所述所需位置时将所述飞机部件装配系统(10;10’ ；10”)与所述飞机结 构(40)互锁。
4.如权利要求1至3任一项所述的飞机部件装配系统，其特征在于在所述框架元件 (12 ；12，；12”)上形成用于将所述框架元件(12 ；12，；12”)安装到所述飞机结构(40)的 肋(44)上的至少一个引力器具(18)，和/或，所述第一引导装置(46)包括导轨(48)，所述 导轨(48)从所述连接元件(32)延伸，并被设计成与提供在所述飞机结构(40)的横向构件 (42)中的所述第二引导装置(52)的接收器(54)相互作用。
5.如权利要求1至4任一项所述的飞机部件装配系统，其特征在于所述第一和/或 所述第二引导装置(46，52)包括/均包括用于将所述飞机部件装配系统(10 ；10’；10”)与 所述飞机结构(40)声退耦的装置(56)。
6.如权利要求1至5任一项所述的飞机部件装配系统，其特征在于在所述飞机部件 装配系统(10;10’ ；10”)上提供至少一个第一接口，当所述飞机部件装配系统(10;10’ ； 10”)位于相对于所述飞机结构(40)的所述所需位置时，所述至少一个第一接口与紧固到 所述飞机部件装配系统(10;10’；10”)的至少一个电线连接并能电连接到与所述第一接口 互补的第二接口。
7.如权利要求1至6任一项所述的飞机部件装配系统，其特征在于当所述飞机部件 装配系统(10 ；10’；10”)位于相对于所述飞机结构(40)的所述所需位置时，紧固到所述飞 机部件装配系统(10;10’；10”)和/或集成在所述飞机部件装配系统(10;10’；10”)中的 管道的第一连接器能连接到与所述第一连接器互补的第二连接器。
8.如权利要求1至7任一项所述的飞机部件装配系统，其特征在于所述框架元件 (12 ；12，；12”)的至少一个支杆(14、16、20、22、24、26、28、30 ； 14，、20，、22，、24，、26，、28，) 具有空心圆柱结构。
9.如权利要求1至8任一项所述的飞机部件装配系统，其特征在于用于将绝缘包装 紧固到所述框架元件(12 ；12’ ；12”)和/或所述连接元件(32)的另一紧固器具。
10.如权利要求1至9任一项所述的飞机部件装配系统，其特征在于所述框架元件 (12 ；12’;12”)包括至少一个枢轴机构(58)，所述至少一个枢轴机构(58)能使所述框架元 件(12 ；12’ ；12”)的第一部分相对于所述框架元件(12 ；12’ ；12”)的第二部分枢转。
11.一种在飞机中装配内部件、管道和/或电线的方法，包括步骤提供如权利要求1至10任一项所述的飞机部件装配系统(10 ；10’ ；10"),将所述内部件、所述管道和/或所述电线紧固到所述飞机部件装配系统(10 ；10’；10”) 的所述框架元件(12;12，；12”)和/或所述连接元件(32)，将提供在所述飞机部件装配系统(10 ；10’ ；10”)的所述框架元件(12 ；12’ ；12”)和/ 或所述连接元件(32)上的所述第一引导装置(46)连接到与所述第一引导装置(46)互补 并设置在所述飞机结构(40)上的所述第二引导装置(52)，以及使所述飞机部件装配系统(10 ；10’；10”)相对于所述飞机结构(40)移位，直到所述飞 机部件装配系统(10 ；10’ ；10”)位于相对于所述飞机结构(40)的所需位置。
12.如权利要求11所述的方法，其特征在于所述飞机部件装配系统(10；10’；10”)在 所述所需位置被固定在所述飞机结构(40)上。
13.如权利要求11或12所述的方法，其特征在于当所述飞机部件装配系统(10； 10’； 10”)位于相对于所述飞机结构(40)的所述所需位置时，提供在所述飞机部件装配系统 (10;10’ ；10”)上的所述第一接口电连接到与所述第一接口互补的所述第二接口。
14.如权利要求11至13任一项所述的方法，其特征在于当所述飞机部件装配系统 (10;10’ ；10”)位于相对于所述飞机结构(40)的所述所需位置时，紧固到所述飞机部件装 配系统(10;10’；10”)和/或集成在所述飞机部件装配系统(10;10’；10”)中的所述管道 的所述第一连接器被连接到与所述第一连接器互补的所述第二连接器。
15.如权利要求11至14任一项所述的方法，其特征在于在将提供在所述飞机部件装 配系统(10 ；10，;10，，)的所述框架元件(12 ；12，;12”)和/或所述连接元件(32)上的所述 第一引导装置(46)连接到与所述第一引导装置(46)互补并提供在所述飞机结构(40)上 的所述第二引导装置(52)之前，绝缘包装被紧固到所述飞机部件装配系统(10 ；10’ ；10”) 的所述框架元件(12;12，；12”)和/或所述连接元件(32)。
全文摘要
一种用于在飞机中装配内部件、管道和/或电线的飞机部件装配系统(10；10’；10”)包括至少一个弧状的框架元件(12；12’；12”)、在框架元件(12；12’；12”)的第一端与第二端之间延伸的连接元件(32)、用于将内部件、管道和/或电线紧固到框架元件(12；12’；12”)和/或连接元件(32)的紧固器具、以及第一引导装置(46)，第一引导装置(46)被提供在框架元件(12；12’；12”)和/或连接元件(32)上，并被设计成与提供在飞机结构(40)上并与第一引导装置(46)互补的第二引导装置(52)相互作用，使得飞机部件装配系统(10；10’；10”)以相对于飞机结构(40)能移位的方式连接到飞机结构(40)。
文档编号B64D11/00GK101835685SQ200880112683
公开日2010年9月15日 申请日期2008年10月22日 优先权日2007年10月22日
发明者克利斯汀·克芬格, 约阿希母·梅茨格, 迈克尔·奥布格尔 申请人:空中客车作业有限公司