用于制造飛機機身隔間的方法

專利名稱：用于制造飛機機身隔間的方法
技術領域：
本發明涉及一種通過一體裝配和結構組裝具有至少一個機身段制造
飛機機身隔間(fuselage cell)的方法，所述機身段由至少一個外殼部 件(特別由一個上外殼和由一個下外殼)以及至少一個底板格柵形成。
背景技術：
在制造飛機機身隔間的已知方法中，首先，通過密封縱向接縫，將外 殼部分和底板格柵組裝在一起從而形成具有相對小的長度尺寸(例如等于 8m)的、基本上為環形的機身段。隨后，技術線路系統所需要的安裝設置 至少部分地附加在機身段內。此后，多個機身段彼此對準以便形成較長的 機身部分，并且通過密封橫向接縫多個機身段被彼此連接。最后，開始裝 配組裝，即將多個技術系統引入到機身段內。這些可以是例如隔熱層、液 壓線路、電線和空調線路以及其它的技術裝置或設備。在裝配組裝之前， 通常，執行表面保護層的生產或應用。在此情況下，縱向接縫和橫向接縫 尤其會受到表面保護處理。
特別地，在己知方法中將所述技術系統安裝到機身段內是非常復雜 的，因為，例如必須將多個笨拙的線路插入到例如沿其基本上圓形的圓周 輪廓被封閉的機身段內。特別地，所述線路和其它線路的最大可處理長度 限制了將要裝配技術系統的已經封閉的機身段的長度。此外，在此操作期 間，可以使用例如升降裝置、裝卸運輸系統、腳手架等重的/復雜的制造 輔助裝置，因為例如底板格柵不應該暴露于任何增加的機械載荷。此外， 多個技術裝配系統必須在不利于工作的位置安裝在機身段內，例如在頭頂 上安裝空調線路的情況，這在人體功率學方面和經濟學方面效率較低。最 后，由于至今為止的相對小的長度尺寸和由于在單獨的機身段中基于多個 底板支撐條等的受限的安裝條件，在己經將多個機身段組裝成較長的機身 部分之后，對于技術線路系統會出現多個重量增加的連接點，同時也增加
了技術故障的可能性。

發明內容
本發明的目的是極大地避免已知的利用飛機的機身段制造機身隔間 的制造方法的上述缺點。
通過具有權利要求l中所述特征的方法達到此目的。
根據本發明的、通過一體裝配和結構組裝至少一個機身段的制造飛機 機身隔間的方法，所述機身段由至少一個外殼部件，特別由一個上外殼和 由一個下外殼，以及至少一個底板格柵形成，所述方法包括以下步驟 一在至少一個外殼部分上至少局部生產表面保護層和隔熱層； 一將尤其是電和液壓線路、空調線路、電和液壓設備、衛生和飲食設備 等的技術裝配系統至少部分插入到至少一個外殼部件和/或至少一個底板 格柵內；和
一將至少一個外殼部件和至少一個底板格柵組裝成至少一個機身段。
在將它們組裝成機身段之前，可以將技術裝配系統插入到至少一個外
殼部件內和/或至少一個底板格柵上，其中由于更好的可接近性，從而使 得至少一個外殼部件和/或底板格柵的長度尺寸相對較大，盡管如此(其
長度尺寸相對較大)仍然容易在制造過程中采用較長的尺寸。
此外，在根據本發明的方法中，可以使用在具有已經封閉的圓周輪廓
的機身段內不再使用的、例如自動或手動的操作設備、工作平臺、腳手架、
升降裝置等的復雜的制造輔助裝置。
此外，有待設置有機械裝配系統的外殼部件和底板格柵可以通過適當
的定位部件引入固定基部的位置上，尤其適于插入所述技術裝配系統，并
且可以同時對所述技術裝配系統進行加工。
由于例如以清水和污水線路、液壓線路、空調線路、供氣和廢氣線路、
電控制和供給線路和光學控制線路的形式的技術裝配系統的相對大的長
度尺寸和由于根據本發明改善的組裝可接近性，減少了連接點的數量，從
而，當采用根據本發明的方法時，明顯地減輕了重量，同時減少了產生故
障的可能性。此外，也減少了確保無故障操作(fault —free operation)
所需要的維護費用。
另外，由外殼部件和底板格柵形成的機身段的優選較大長度尺寸可以 使得所需要的橫向接縫的數量減少。由此又使得重量減少，整個制造過程 中節約了工作時間和減少了轉換時間。
在已經將至少兩個外殼部件優選地至少部分裝配之后，所述外殼部件 彼此連接，從而可以獲得具有例如基本上圓形的密閉的圓周輪廓的機身 段。同時安裝至少一個底板格柵。優選地至少兩個外殼部件沿它們的縱向 側面例如通過已知的鉚釘固定、焊接或膠接方法的縱向接縫彼此連接，從 而形成密閉的機身段。最后，在機身段的區域內，尤其是在新產生的縱向 和橫向接縫的區域內可以施加表面保護。
在"硬殼式構造"或密閉機身段的情況下也可以使用根據本發明的方 法，在上述情況下，例如，將充分進行預裝配的底板格柵插入到機身段內 從而簡化制造。例如通過纏繞方法(例如使用碳纖維增強塑料)或通過將 大型面板部分(例如，鋁板)彎曲或巻在一起，以單件形式制造不是由至 少兩個外殼部分組成的此類型的機身段，所述面板大體上通過縱向接縫在 其兩個縱向側面的區域內連接從而形成密閉的機身段。
根據本發明的方法特別適用于制造具有容量大于100個座位的較大客 用飛機的機身隔間。所述方法也可以相應地用于最大起飛重量大于50噸 的較大型運輸機的機身隔間的制造。
本發明的有利實施例在于至少一個機身段具有至多30m的長度。
由于用于形成至少一個機身段的外殼部件和至少一個底板格柵的相
當大的長度尺寸達到30米，所以技術裝配系統和例如液壓線路、電控制和
供給線路和清水和污水線路的線路系統的必要連接點的數量和所需要的、 用于由機身段形成完成的機身隔間的橫向接縫的數量可以明顯地減少。
在此情況下，基本上僅僅由可利用的輸送裝置(例如以重型貨車、空 運裝置、水運裝置等形式)限制外殼部件或至少一個機身段和至少一個底 板格柵的最大可能長度。在根據本發明的方法進一步發展中，為了完成機 身組件，飛機的至少一個機身部分，尤其是前面、中間和后面機身部分， 由至少一個機身段形成，且飛機的機身隔間具有至少一個機身部分。
用于形成飛機的個別機身部分的機身段的相對大的長度尺寸使得可 以，其中，相當大地減少在機身組裝期間，即，在由機身段組成的整個飛
機的機身隔間的最后組裝期間，至少部分裝配具有技術系統的機身段之間 所需要的橫向接縫的數量，從而可以減少時間方面的費用和后來的制造成 本方面的費用。同時，減少所需要的用于形成完整的機身隔間的機身段的 數量。為了完成機身隔間，例如，在所有的情況下兩個或更多機身段一個 在另一個后面對齊和彼此連接形成前面、中間和后面機身部分。然后所述 機身部分一起形成飛機的完成的機身隔間。所述機身段在其端部區域沿橫 向接縫連接，通過目前可以使用的連接方法或接合方法，例如通過已知的 鉚釘固定、焊接、螺紋連接、夾緊或膠接的方法。此方法同樣適用于通過 示例所述的相應的三個部分的連接。最后，可以再一次進行表面保護處理。
原則上，可以由單個機身段或單個機身部分形成機身隔間，從而用于 形成機身段的外殼部件具有大約符合飛機的整個長度的長度。
在其它的權利要求中陳述了本發明的另外的有利實施例。


下面將通過圖1至4解釋根據本發明的方法的步驟。 圖l顯示了將技術裝配系統至少部分插入到上外殼內； 圖2顯示了將技術裝配系統至少部分插入到底板格柵內； 圖3顯示了將技術裝配系統至少部分插入到下外殼內； 圖4顯示了將預裝配的上外殼、底板格柵和下外殼組裝成(最優較長
的)機身段；
圖5顯示了將技術裝配系統至少部分插入到具有底板支撐桿的底板格 柵；禾口
圖6顯示了將預裝配的具有底板支撐桿的底板格柵插入到下外殼內。
具體實施例方式
下面將參照圖1至6，通過可以被稱作"半筒形構造"的示例更具體的 描述根據本發明的方法的示意性步驟。
圖1顯示了將技術裝配系統1至3插入到上外殼4內。所述技術裝配系統 (technical outfitting system) l至3可以例如是污水和清水線路、衛 生設備、空調線路、供氣線路和廢氣(spent-air)線路、供電線路、電和/
或光控制線路、液壓線路、技術裝備、餐飲裝置、完全餐飲和衛生隔間、 機艙窗戶、照明設備、安全裝置、隔熱層等。在此情況下，支架5、 6承受
(支撐)上外殼4，而所述支架5、 6又支撐在固定基部7上。為了更容易地 組裝技術裝配系統1至3，將上外殼"滑過"工作平臺8。如黑色雙箭頭所 指示，工作平臺8被設計成局部垂直可調。工作平臺8能夠使職員9在以一 種在人體功率學上有益的立式工作姿勢將技術裝配系統1至3插入到上外 殼4內或將技術裝配系統1至3安裝在上外殼4上。在插入技術裝配系統1至3 的同時，例如以上外殼4的外殼部件之間的縱向接縫和橫向接縫的密封及 安裝隔熱層等形式，可以實現表面保護層。此外，可以實際上將上外殼4
"滑過"已經布置在基部7上的裝配系統，因為不再需要或僅僅需要將裝 配系統1至3稍微抬起以便安裝，結果可以進一步簡化組裝過程。如此，上 外殼4可以形成為 一件或由多個外殼部件組成。
與圖l所圖示的相反，上外殼也可以圍繞其縱向軸線旋轉通過180度， 從而由上述方法通過適當的腳手架或橫構件也可以實現對裝配系統1至3 的裝配。
可以設置例如用于定位或安裝技術裝配系統1至3等的可自動或手動 執行的處理設備的其它制造或裝配輔助設備來代替所顯示的局部垂直可 調的工作平臺8。
因為尤其不必再將技術裝配系統1至3插入到密閉的環形機身段內， 職員9在人體功率學上有益的工作姿勢尤其可以提供具有大長度尺寸(即， 垂直于制圖平面的更長縱向長度)的上外殼4。此外，不必從存在于機身 段內并且通常在機械條件下沒有足夠的承重能力的底板格柵處開始安裝 上述的裝配系統1至3。而是，在根據本發明的方法中，在固定基部7的 支撐下通過工作平臺8或其它可能即使很重的裝配輔助設備，總是可以完 成裝配系統1至3的安裝，從而通常不再存在技術裝配系統1至3的任何 重量或長度限制，而在先前已知的組裝方法中，通常會導致有待安裝的技 術裝配系統1至3的長度限制。由于先前效果已知的制造方法中所必須的 長度限制，通常，在增加數量的連接點處，尤其在一般會導致重量增加的 技術線路的情況下，通常會增加故障的可能性和增加維修強度。
相比之下，通過根據本發明的方法，具有比傳統的機身段的長度尺寸
大得多的長度尺寸的上外殼4可以裝配技術裝配系統1至3。
單獨的機身段所選擇的長度尺寸越大，越可以更好地執行本發明的方 法，因為其結果是，其中，所需要的橫向接縫的數量減少或根本就不再需 要橫向接縫，從而，在一個極端情況下， 一個機身段就構成"長"的機 身部分。另外，因為所需要的連接點的數量更小，所以具有盡可能大長度 尺寸的機身段可以更快地裝配技術裝配系統。
除了所述技術裝配系統之外，后來組裝的、優選地用于形成具有較大 長度尺寸的機身段的外殼部件可以設置有專門用于飛機的內部裝備，例如 具有完全的內部裝飾、行李存儲容器、照明設備、內部裝備、飲食和衛生 隔間等。這對應地應用到至少一個底板格柵的預裝配。
圖2顯示了將技術裝配系統10至12插入到底板格柵13內或安裝在底板 格柵13上。如參照圖l所描述的，技術裝配系統10至12可以例如是空調線 路、供氣線路和廢氣線路、供電線路、液壓線路、電和/或光控制線路、 技術裝備、衛生裝置、餐飲裝置、餐飲和衛生隔間、隔熱層等。在此情況 下，底板格柵13支撐在適當的支架14上。優選地，通過支架14將底板格柵 13樞轉至基本上垂直的位置，能夠使職員15以一種適當的人體工程學上 的，g口，例如站立姿勢將技術裝配系統10至12插入到底板格柵13內或將技 術裝配系統10至12安裝在底板格柵13上。如果適當，底板格柵13也可以樞 轉至偏離相對于固定基部19的垂直位置的位置。為此，支架14被設計成至 少在一個空間方向上可以樞轉。
在此情況下，職員15可以例如在階梯狀的工作平臺16或在升降平臺17 上將技術裝配系統10至12安裝在底板格柵13上和/或將技術裝配系統10至 12插入到底板格柵13內，如坐標系所表示的那樣，階梯狀的工作平臺16或 在升降平臺17可以在空間的x方向、y方向和z方向自由定位。與所顯示的 階梯狀的工作平臺16或在升降平臺17相反，可以再次使用任何組裝或制造 輔助裝置。此外，至少局部也可以設定至少半自動操作設備，例如，關節 臂式機器人、起重機器人(十字龍門機器人)等用于將技術裝配系統10至 12定位在底板格柵13上和/或將技術裝配系統10至12安裝到底板格柵13內。
按照參照圖1的描述，根據本發明，底板格柵13也可以具有較大長
度，即，垂直于制圖平面的較長縱向長度，因為，通過工作平臺16或升 降平臺17也可以例如以管道等的形式安裝更長的技術裝配系統。
支架14和工作平臺16以及升降平臺17都布置在固定基部19上。結 果，即使是重的，尤其是大型的笨重的、特別是具有垂直于制圖平面的大 的縱向長度的技術裝配系統10至12也可以安裝在底板格柵13上。另外， 與先前已知的、其中通常必須將至少部分技術裝配系統插入和安裝在本身 己經封閉的環形機身段內的組裝方法相比，在技術裝配系統10至12的安 裝期間優選地垂直放置的底板格柵13提供了非常好的可接近性。
在底板格柵13的技術裝配的同時，可以至少局部將腐蝕保護層插入 或施加在底板格柵13的區域內，由此可以進一步節約時間。
此外，圖3顯示了將技術裝配系統插入到下外殼20內。下外殼20被 擱在承載結構21上，至少在區域內可以調節所述承載結構21使之適合下 外殼20的表面幾何形狀。承載結構21可以例如通過楔塊(wedge block)、
承載帶等形成。可選地，用于可調節接收下外殼的可移動動力缸(ram) 在其具有不同橫截面幾何形狀的所有情況下可以設置有一個和相同的承
載結構。在下外殼20的底部區域內，插入底部腳手架26，其尤其用于引 導技術裝配系統和用于機械加固。此外，工作平臺27布置在下外殼20內 并且如坐標系28所表示的那樣可以在空間的x方向、y方向和z方向上優 選定位。職員29位于工作平臺27上以便完成在下外殼20的安裝框架內 裝配技術裝配系統22至24的裝配動作。工作平臺27支撐在承載腳手架 30上，承載腳手架30支撐在固定基部31上。承載結構21也相應地支撐 在固定基部31上。
因為下外殼20和工作平臺27都位于固定基部31上，所以重的、大 型的、尤其是具有大長度尺寸的技術裝配系統22至24可以被安裝在下外 殼20內，尤其在根據本發明的長外殼部件或由這些長度外殼部件形成的 機身段的情況下，必須可靠地控制裝配系統的操作。
在根據本發明的方法中，與先前已知的順序制造方法相比，可以同時 即并行地使得上外殼4、底板格柵13和下外殼20的裝配有分別的技術裝 配系統1至3、 10至12和22至24，從而大量節約時間。在技術裝配系統 1至3、 10至12和22至24的插入期間不會發生相互干擾。在裝配上外殼4、底板格柵13和下外殼20的同時，可以進行縱向和橫向接縫的防腐保 護和插入隔熱層等。
圖4示意性圖示了如何將至少部分裝配了技術裝配系統1至3的上外 殼4、底板格柵13和下外殼20在箭頭33、 34的方向上組合在一起以形成 具有技術裝配系統1至3、 10至12和22至24的完成的機身段32。如參 照圖l-3所描述的，因為安裝技術裝配系統的組裝操作變得容易，機身段 32可以具有與傳統制造的機身段相比的明顯較大的長度尺寸，結果可以減 少尤其是在技術線路系統的情況下所要求的連接點的數量。
如果上外殼4、底板格柵13和下外殼20還沒有完全安裝有技術系統， 如果必要，也可以在所述方法的此階段全部完成所述機身段32。這對應地
適于可能仍然需要插入或完成表面保護層和隔熱層。
為了形成機身段32，在縱向接縫35至40的區域內上外殼4、底板格 柵13和下外殼20例如通過鉚釘固定、焊接或粘接彼此牢固地連接。
為了形成飛機的機身隔間的較長機身部分，例如前面、中間或后面機 身部分，根據上面概述的方法制造的至少一個優選多個機身段在橫向接縫 的區域內彼此連接，所述橫向接縫基本上平行于所述制圖平面延伸。最后， 例如通過將后面、中間和前面的機身部分組裝在一起形成完整的機身隔 間。可以通過傳統的鉚釘固定或焊接的方法或通過粘接完成組裝。
圖5顯示了將技術裝配系統至少部分插入到具有用于機械加固結構的 底板支撐桿(如眾所周知的Samer桿)的底板格柵內。
底板格柵41設置在具有已知的底板支撐桿44、45的兩個邊緣區域42、 43內。在圖5中沒有圖示出來，所述底板支撐桿44、 45用于將底板格柵 41輔助連接到下外殼上。在此所示的底板支撐桿為在兩個邊緣區域42、 43內彼此均勻分開并且布置在底板格柵41的整個長度(即，垂直于制圖 平面)上的多個底板支撐桿。傳統地，底板支撐桿具有大約50cm的相互 間隔。底板格柵41已經在抬高狀態預先裝配有技術裝配系統48。在沒有 圖示出來的工作步驟中，其它的技術裝配系統46、 47布置在底板支撐桿 44、 45上并且安裝在底板支撐桿44、 45上。技術裝配系統46至48也可 以是例如空調線路、供氣線路和廢氣線路、供電線路、液壓線路、電和/ 或光控制線路、技術裝備、衛生裝置、餐飲裝置、衛生和餐飲隔間、隔熱
層和/或隔音層等。由于在底板格柵41的預安裝位置的易接近性，如圖所
示，甚至在將底板支撐桿44、 45剛剛定位和緊固之后就可以安裝技術裝 配系統46和47。
通過設置有，如果合適的話，其它的安裝裝置的升降平臺49，職員 50沿箭頭51的方向將包括已經布置在其上的裝配系統47的底板支撐桿 45定位和緊固在底板格柵41上。對應于上述程序，具有技術裝配系統的 底板支撐桿44已經被定位和緊固在底板格柵41上。由圖5的圖示清晰可 見，其中，根據本發明的方法極大地簡化了在底板支撐桿44、 45的區域 內的技術裝配系統46、 47的安裝，因為即使在大長度尺寸的情況下，例 如笨拙的線路形式的裝配系統46、 47不再必須在底板支撐桿后面"穿過"， 而是可以以簡單的方式固定到可自由接近的底板支撐桿44、 45上。在將 底板支撐桿44、 45與布置在其上的技術裝配系統46、 47安裝在一起的過 程中，底板格柵41的頂側52停在支撐件53、 54上，從而在然后會翻過 來的底板格柵41的下側55安裝技術裝配系統46至48。上述在預裝配過 程中提供了非常好的可接近性。
圖6顯示了為了最后裝配，根據圖5預裝配有技術裝配系統46、 47、 48和底板支撐桿44、 45的底板格柵41如何相對于縱向軸線(預垂直于制 圖平面)旋轉180度，使得然后下側55再次指向下方而上側52再次指向 上方。隨后，通過作為制造輔助裝置的升降裝置56，將底板格柵與所有的 主要配件在箭頭57的方向上放低進入下外殼58。在底板格柵41完全放低 之后，將底板格柵41的邊緣區域42、 43和底板支撐桿44、 45牢固地連 接到下外殼58上。
因為在下側55倒置的情況下底板格柵41設置有技術裝配系統46至 48 (圖5)，從而存在用于插入和安裝所述裝配系統46至48的好的可接近 性。眾所周知，在下外殼58的下面區域內，至少在區域內，布置貨物底 板59，所述貨物底板59內已經在將其插入和緊固在下外殼58之前設置有 需要的技術裝配系統60。所述貨物底板59特別用于貨物的存儲區域。
如此，不認為根據本發明的方法受限于具有上外殼、下外殼和底板格 柵半筒形的結構的制成品。由此，根據本發明的方法也可以適用于例如其 中在所有情況下由上外殼、下外殼、底板格柵和兩側外殼形成機身段的四
分之一筒形結構。與上述的半筒形結構和四分之一筒形結構相反，可以用 任何需要的外殼分開件形成機身段。由此，在半筒形結構的情況下，例如 用相等對角或其它方式分隔面可以在上外殼和下外殼之間延伸。
所有的機身裝配系統，尤其是液壓線路、空調線路、供氣線路和廢氣 線路和廢水線路和清水線路，可以至少部分具有用于加固所述機身隔間的 承載功能。
在優選具有較大長度尺寸的"硬殼式構造(monocoqiie)"或密閉機身 段的情況下也可以有利地使用根據本發明的方法，其中，例如，將充分進 行預裝配的底板格柵從已經連接形成密閉的筒形的機身段的開口側插入 從而形成所述的機身段。如此，需要例如現有框架、支撐裝置等相應的制 造輔助裝置將所述底板格柵插入到機身段內。
通過纏繞方法(例如使用碳纖維增強塑料)或通過將大型面板部分(例如， 鋁板)彎曲或巻在一起，例如以單件形式制造不是由至少兩個或更多外殼 部分組成的此類型的機身段，所述面板隨后通過縱向接縫在其兩個縱向側 的區域內連接從而形成密閉的機身段。
附圖標記表
1 技術裝配系統
2 技術裝配系統
3 技術裝配系統
4 上外殼
5 支架
6 支架
7 基部
8 工作平臺
9 職員
10 技術裝配系統
11 技術裝配系統
12 技術裝配系統
13 底板格柵
14 支架
15 職員
16 工作平臺
17 升降平臺
18 坐標系
19 基部
20 下外殼
21 承載結構
22 技術裝配系統
23 技術裝配系統
24 技術裝配系統
25 下部區域
26 底部腳手架
27 工作平臺
28 坐標系
29 職員
30 承載腳手架
31 基部
32 機身段
33 箭頭
34 箭頭
35 縱向接縫
36 縱向接縫
37 縱向接縫
38 縱向接縫
39 縱向接縫
40 縱向接縫
41 底板格柵
42 邊緣區域
43邊緣區域
44底板支撐桿
45底板支撐桿
46技術裝配系統
47技術裝配系統
48技術裝配系統
49升降平臺
50職員
51箭頭
52頂側(底板格柵)
53支架
54支架
55下側(底板格柵)
56升降裝置
57並、、j
58下外殼
59貨物底板
60技術裝配系統
權利要求
1、一種通過一體裝配和結構組裝至少一個機身段(32)制造飛機機身隔間的方法，所述機身段(32)由至少一個外殼部件，特別是一個上外殼(4)和一個下外殼(20、58)，以及至少一個底板格柵(13、41)形成，所述方法包括以下步驟-在至少一個外殼部分上至少局部生產表面保護層和隔熱層；-將尤其是電和液壓線路、空調線路、電和液壓設備、衛生和飲食設備等的技術裝配系統(1至3、10至22、22至24、46至48)至少部分插入到至少一個外殼部件和/或至少一個底板格柵(13、41)內；和-將至少一個外殼部件和至少一個底板格柵(13、41)組裝成至少一個機身段(32)。
2、 根據權利要求l中所述的方法，其特征在于，至少一個機身段(32) 具有至多30m的長度。
3、 根據權利要求1或2中所述的方法，其特征在于為了完成機身組件， 飛機的至少一個機身部分，尤其是前面、中間和后面機身部分，由至少一 個機身段(32)形成，且飛機的機身隔間具有至少一個機身部分。
4、 根據權利要求1至3中任一項所述的方法，其特征在于，在至少一個 外殼部件和至少一個底板格柵(13、 41)組裝到機身段(32)上之前，至 少局部實現表面保護層。
5、 根據權利要求1至4中任一項所述的方法，其特征在于，在插入技術 裝配系統(l一3、 10—12、 22 — 24、 46 — 48)的過程中和/或組裝至少一 個機身段(32)的過程中和/或完成機身組裝的過程中實現表面保護層。
6、 根據權利要求1至5中任一項所述的方法，其特征在于，在組裝至少 一個外殼部件和至少一個底板格柵(13、 41)之后，完成技術裝配系統(1 _3、 10 — 12、 22 — 24、 46—48)的裝配。
7、 根據權利要求1至6中任一項所述的方法，其特征在于，機身段(32) 由四個外殼部件，尤其由下外殼、兩個側外殼和上外殼，和至少一個底板 格柵(13、 41)形成。
8、 根據權利要求1至7中任一項所述的方法，其特征在于，機身段(32)由兩個外殼部件，尤其由下外殼和上外殼，以及至少一個底板格柵(13、 41)形成。
9、根據權利要求1至8中任一項所述的方法，其特征在于，在插入至 少一個底板格柵(13、 41)之前將貨物底板(59)至少部分插入到下外殼內。
全文摘要
本發明涉及一種利用下面的步驟制造飛機的至少一個機身隔間的方法，所述方法包括以下步驟在至少一個外殼部分上至少局部生產表面保護層和隔熱層；至少將尤其是電和液壓線路、空調線路、電和液壓設備、衛生和飲食設備等的技術裝配系統1至3、10至22、22至24、46至48部分插入到至少一個外殼部件和/或至少一個底板格柵13、41內；和將至少一個外殼部件和至少一個底板格柵13、41組裝成至少一個機身段32。
文檔編號B64C1/00GK101341067SQ200680042886
公開日2009年1月7日 申請日期2006年11月15日 優先權日2005年11月17日
發明者奧利弗·克拉頓, 德爾克·格羅斯, 艾卡特·弗蘭根貝爾格, 霍爾格·弗勞恩 申請人:空中客車德國有限公司