專利名稱：框架元件、飛行器部件組裝系統以及在飛行器中安裝部件的方法
技術領域：
本發明涉及一種用于在飛行器部件組裝系統中使用的框架元件，一 種飛行器部件組裝系統以及一種在飛行器中安裝部件、特別是內部部件 或隔熱層的方法。
背景技術：
當在飛行器中安裝內部部件時，目前通常將例如護壁板、側壁襯里、 照明帶等各種部件單獨地連接至飛行器結構。由于每個部件必須分別定 位并緊固到飛行器結構，因此內部部件的安裝通常非常耗時。另外，單 獨的內部部件的位置的改變或者對于內部部件的設計改變通常在實現 上具有很大難度，因為這種改變通常包括位于飛行器結構側上的支架裝 置的調整和/或至少包括設置在飛行器結構上的用于安裝內部部件的緊 固點的調整。
盡管第一隔熱層直接附連到飛行器外蒙皮的內側，但是形成飛行器 第二隔熱層的隔熱層通常是在將內部部件緊固到飛行器結構之前膠合 到這些內部部件上。為了制造近似于內部部件的通常為彎曲設計的并設 有肩部等的輪廓，通常需要多個不同形狀的隔熱層。因此第二隔熱層的 安裝耗時且費用較高。
發明內容
本發明的基本目的是提供一種用于在飛行器部件組裝系統中使用的框 架元件， 一種飛行器部件安裝系統，以及一種在飛行器中安裝至少一個部 件、特別是內部部件或隔熱層的方法，其允許飛行器中的部件的簡單且快 速的安裝。
為了實現該目的，根據本發明的用于在飛行器部件組裝系統中使用的框架元件可附連到飛行器結構并且包括至少一個緊固裝置，所述緊固 裝置用于將至少一個飛行器內部部件或至少一個隔熱層緊固到框架元 件。
優選地，框架元件適于用螺釘固定到飛行器結構。例如，可以借助 于四處螺紋接頭將框架元件緊固到飛行器結構。為此，在飛行器結構和 /或框架元件中可具有相應的孔，所述孔選擇性地設有螺紋。
為了允許將框架元件以特別簡單的方式安裝在飛行器結構上，框架 元件還適于在一端通過插接接頭緊固到飛行器結構，而在另 一端通過螺 紋接頭或鎖銷接頭緊固到飛行器結構。以這種方式設計的框架元件還能 夠以特別簡單的方式從飛行器結構上取下。當框架元件的部件或者飛行 器結構的用于形成插接接頭的部件以鉸接的方式設計時，可以實現尤為 簡單的組裝。
優選地，框架元件由輕質且剛性的材料制成，例如鋁、鋁合金、GFRP (玻璃纖維增強塑料)、CFRP (碳纖維增強塑料)或者其它一些碳纖維 材料。
如果根據本發明的框架元件用于將內部部件連接至飛行器結構，則 首先將內部部件緊固到框架元件，即框架元件和內部部件可以預組裝成 可獨立操作的組裝組。如果期望的話，當然也可以將多個內部部件附連 到框架元件。然后，包括框架元件以及緊固于其上的內部部件的預組裝 的組裝組可以以簡單且快速的方式連接到飛行器結構。
根據本發明的框架元件的特別優點在于其可以用作不同的內部部 件一一即不同的形狀和尺寸的內部部件一一的托架元件。因此，設置在
飛行器結構上的用于內部部件的緊固點的數量以及布置不必再與不同 的內部部件相適應，而僅需與支承不同的內部部件的框架元件相適應。 因此，根據本發明的框架元件能夠允許設置在內部部件上的緊固點與設 置在飛行器結構上的緊固點無相互影響。因此，通過使用根據本發明的 框架元件能夠顯著地減少設置在飛行器結構上的用于內部部件的緊固 點的數量。另外，可以使飛行器結構上的用于內部部件的緊固點的布置 標準化。
由于通過使用根據本發明的框架元件可以免除內部部件緊固點以 及飛行器結構緊固點的調整，因此可以實現內部部件以及飛行器結構在設計上的更大靈活性。可以利用這種更大的靈活性來優化內部部件和/ 或飛行器結構的重量。
如果使用根據本發明的框架元件將例如形成部分飛行器第二隔熱 層的隔熱層連接至飛行器結構，則可以首先將隔熱層緊固到框架元件， 即框架元件和隔熱層可以預組裝成可獨立操作的組裝組。如果需要的 話，當然也可以將多個隔熱層附連到框架元件。然后，將包括框架元件 以及緊固于其上的隔熱層的預組裝的組裝組以簡單且快速的方式連接 到飛行器結構。
通過使用根據本發明的框架元件來安裝例如形成部分飛行器第二 隔熱層的隔熱層，可以免除將隔熱層膠合到內部部件的昂貴費用。特別 地，與大多數飛行器內部部件相比，框架元件具有無任何肩部等的更為 簡單的形狀輪廓，從而只需安裝較少的單獨設計的隔熱層。這樣允許相 當大的成本節約。
在框架元件上可以設置支架裝置、夾緊裝置或者鎖銷裝置，作為用 于將內部部件緊固到框架元件的緊固裝置，這些裝置可以設計成與框架 元件整合為一體。但是可替代地，還可以借助于螺釘或鉚釘將內部部件 緊固到框架元件，在這種情況下，在內部部件和/或在框架元件中可以 具有相應的孔，所述孔選擇性地設有螺紋。
優選地，用于將隔熱層緊固到框架元件的緊固裝置適于將隔熱層以 可機械拆卸的方式緊固到框架元件。
例如，緊固裝置可以設計成維可牢尼龍搭扣緊固件(Velcro fastener)、鉤和毛圏搭扣帶、蘑菇頭帶或者杉樹緊固裝置的形式。可替 代地，還可以借助于螺釘、鉚釘、夾子、夾緊裝置、磁性支架裝置、具 有彈簧的壓力緊固件、伸縮式緊固裝置或者球形緊固裝置將隔熱層緊固 到框架元件。另外，可以想到使隔熱層在設置于框架元件上的緊固點處 中斷，或者將隔熱層制造得略微大于框架元件以便能夠使隔熱層彎折過 框架元件并借助于橡膠帶將隔熱層緊固到框架元件。最后，用于將根據 本發明的框架元件緊固到飛行器結構的裝置還可設計成使其同時允許 將隔熱層緊固到框架元件。
根據本發明的優選實施方式，框架元件包括兩個縱向支桿以及至少 一個連接支桿，所述兩個縱向支桿設置成至少部分地大致彼此平行，所述至少一個連接支桿在所述縱向支桿之間延伸。框架元件的縱向支桿的 長度可以根據需要改變。這意味著可以以期望的方式來改變框架元件的 幾何形狀。例如，框架元件可以從形成飛機機艙地板的平面延伸至飛機 機艙頂板的中心線。可替代地，還可以想到使框架元件從形成飛機機搶 地板的平面的一側延伸至形成飛機機艙地板的平面的相對側，即，跨越 飛機機搶的兩側以及飛機機搶頂板。
根據縱向支桿的長度，框架元件可以包括相應數量的連接支桿，從 而確保框架元件的足夠剛度。在框架元件的安裝狀態中，框架元件的縱 向支桿可以平行于飛行器結構的翼肋延伸。因此優選地，縱向支桿至少 部分地具有與飛行器結構的翼肋的曲率相適應的曲率。
例如，框架元件可以設定尺寸，使得在框架元件的安裝狀態中，縱 向支桿平行于飛行器結構的相鄰翼肋延伸。然而可替代地，框架元件可
以具有如下尺寸，即框架元件的縱向支桿之間的距離大于飛行器結構 的兩個相鄰翼肋之間的距離。在這種情況下，優選地，框架元件的連接 支桿設有至少一個凹部，當框架元件附連到飛行器結構之后，凹部與飛 行器結構的翼肋以如下的方式相互作用，即翼肋容納在設置于連接支 桿上的凹部中。這樣以筒單的方式防止了在框架元件的安裝狀態中設置 于框架元件的縱向支桿之間的翼肋干涉到將框架元件緊固到飛行器結 構。如果框架元件包括多個連接支桿，則優選地使每個連接支桿設有至 少一個凹部，在框架元件的安裝狀態中所述凹部容納飛行器結構的翼 肋。在根據本發明的框架元件的特別優選的實施方式中，所有的連接支 桿具有用于容納兩個相鄰翼肋的兩個凹部。
優選地，在框架元件上形成有例如鉤環狀設計的至少一個力引入裝 置，以便將框架元件附連到飛行器結構。例如，在框架元件的每個縱向 支桿上可設置至少一個力引入裝置，使螺釘或者螺栓可以穿過力引入裝 置，從而以簡單且可靠的方式將框架元件連接至飛行器結構。根據框架 元件的尺寸和/或框架元件縱向支桿的長度，可以以沿著框架元件的縱 向支桿的長度分布的方式設置多個力引入裝置，從而確保框架元件可靠 地緊固到飛行器結構。
在本發明的優選實施方式中，框架元件可經由防震座附連到飛行器 結構。此處，防震座意指由例如橡膠彈性材料的減振材料制成的支座裝 置，所述防震座確保框架元件并由此確保附連到框架元件的內部部件能夠無震動地緊固到飛行器結構。使框架元件經由防震座進行緊固，導致 了框架元件與飛行器結構的隔聲去耦。例如，防震座可定位在形成于框 架元件上的力引入裝置與設置用于緊固框架元件的飛行器結構的部 件——例如翼肋一一之間。但是，可以對所有上述用于將框架元件緊固 到飛行器結構的緊固裝置設有相應的防震座，從而使框架元件與飛行器 結構隔聲去耦。
優選地，在防震座中設有適當的貫通開口，該貫通開口允許螺釘或 螺栓穿過防震座，以便將框架元件緊固到飛行器結構。可替代地，在防 震座中可設有適當的彈性套管以便將防震座連接至框架元件。
優選地，根據本發明的框架元件包括緊固模塊，在該緊固模塊上形 成有或設有用于緊固至少一個飛行器內部部件的至少一個緊固裝置。如 上所述，可以借助于支架裝置、夾緊裝置或者鎖銷裝置，也可以通過用 螺釘固定或者鉚接，將內部部件緊固到框架元件。所述支架裝置、夾緊 裝置或者鎖銷裝置既可以安裝到緊固模塊上，也可以設計成與所述緊固 模塊整合為 一體。如果將內部部件用螺釘固定到或者鉚接到框架元件， 則在緊固模塊中可具有相應的孔，所述孔選擇性地設有螺紋。
緊固模塊一一其可設計成與框架元件整合為一體、但是可替代地也 可以以可拆卸的方式連接到框架元件一一關于其形狀和尺寸以及尤其
關于緊固裝置的形狀和布置適應于待附連到框架元件的內部部件。因 此，為了能夠使用用于將不同的內部部件緊固到飛行器結構的框架元 件，框架元件僅需設有與不同的內部部件相適應的不同的緊固模塊。因 此，還可以例如將較小的內部部件緊固到框架元件，致使根據本發明的 框架元件具有極多的用途。
根據本發明的特別優選的實施方式，框架元件還包括用于將隔熱層 或內部部件緊固到框架元件的另外的緊固裝置。換句話說，框架元件設
計成使其可以與至少一個內部部件以及與至少一個隔熱層一一其形成 例如部分飛行器第二隔熱層一—預組裝成可獨立操作的組裝組。然后， 該組裝組可以以如上所述的方式筒單地附連到飛行器結構。在這種情況 下，優選地，框架元件設計成使得在包括框架元件、內部部件和隔熱層
的組裝組的安裝狀態中，緊固到框架元件的內部部件^:置在框架元件的 背對飛行器結構的一側上。另一方面，在組裝組的安裝狀態中，隔熱層 可設置在框架元件的面朝飛行器結構的一側上并位于框架元件與飛行器結構之間，或者可以緊固到框架元件的背對飛行器結構的一側上并位 于至少 一個內部部件與框架元件之間。
如果意于將根據本發明的框架元件連接到內部部件和隔熱層從而 形成組裝組，則上述的緊固裝置可以作為用于內部部件和隔熱層的緊固 裝置。具體地，可借助于選擇性地安裝到緊固模塊或者在緊固模塊上形 成的支架裝置、夾緊裝置或者鎖銷裝置將內部部件緊固到框架元件，并
固裝置將隔熱層緊固到框架元件。
根據本發明的飛行器部件組裝系統可以包括多個框架元件。優選 地,在飛行器部件組裝系統的相鄰框架元件之間設有間隙覆蓋件。
一種根據本發明的在飛行器中安裝部件的方法，其包括如下步驟 提供如上所述的框架元件，將至少一個內部部件或至少一個隔熱層緊固 到框架元件，以及將具有緊固于其上的至少一個內部部件或至少一個隔 熱層的框架元件附連到飛行器結構。
借助于緊固裝置將所述至少一個內部部件緊固到框架元件，該緊固 裝置設計成支架裝置、夾緊裝置或者鎖銷裝置的形式。優選地，借助于 緊固裝置將內部部件緊固到框架元件，該緊固裝置形成或設置在緊固模 塊上，所述緊固模塊設置在所述框架元件上。另一方面優選地，借助于 緊固裝置將所述至少一個隔熱層緊固到框架元件，該緊固裝置適于將隔 熱層以可機械拆卸的方式緊固到框架元件。
具有緊固于其上的至少一個內部部件或者具有以可機械拆卸的方 式緊固于其上的至少一個隔熱層的框架元件以如下的方式附連到飛行 器結構，即設置于框架元件的連接支桿中的凹部容納飛行器結構的翼 肋。在這種情況中選擇性地，設置于框架元件與飛行器結構之間的隔熱 層可以在隔熱層與翼肋的接觸面區域內受到壓縮。然而，隔熱材料具有 足夠的彈性，因此不會導致隔熱層的損壞。選擇性地，隔熱層還可設有 用于容納飛行器結構的翼肋或其它部件的相應凹部。
優選地，借助于形成在框架元件上的力引入裝置將具有緊固于其上 的內部部件或隔熱層的框架元件附連到飛行器結構，其中優選地，這種 力引入裝置設置在框架元件的每個縱向支桿上。
具有緊固于其上的至少一個內部部件或至少一個隔熱層的框架元件可以經由減震座附連到飛行器結構。
最后，根據本發明的方法可以提供，在將框架元件附連到飛行器結 構之前將至少一個內部部件以及至少一個隔熱層緊固到框架元件。
現在，將參照所附示意圖來詳細地描述本發明的優選實施方式，附
圖中
圖1示出了根據本發明的框架元件的第一實施方式，
圖2示出了力引入裝置的細節圖，所述力引入裝置設置在圖1中圖 示的框架元件的縱向支桿上，
圖3示出了處于安裝狀態的根據本發明的框架元件的第一實施方 式，所述框架元件具有緊固于其上的內部部件，
圖4示出了根據本發明的飛行器部件組裝系統，所述飛行器部件組 裝系統包括兩個框架元件，
圖5示出了根據本發明的框架元件的第一實施方式，所述框架元件 具有用于將內部部件緊固到框架元件的緊固模塊，
圖6示出了根據本發明的框架元件的第一實施方式，所述框架元件 具有緊固于其上的隔熱層，
圖7示出了根據本發明的框架元件的第二實施方式，
圖8示出了用于將隔熱層緊固到框架元件的緊固裝置的第一實施方
式，
圖9示出了用于將隔熱層緊固到框架元件的緊固裝置的第二實施方 式，以及
圖10示出了用于將隔熱層緊固到框架元件的緊固裝置的第三實施 方式。
具體實施例方式
圖1示出了由鋁制成的框架元件10的第一實施方式，包括以彼此平行的方式設置的兩個彎曲的縱向支桿12、 14;以及在所述縱向支桿 12、 14之間以彼此平行的方式延伸的兩個連接支桿16、 18。在框架元 件10的每個縱向支桿12、 14的第一端部上形成有鉤環狀的力引入裝置 20、 22,所述力引入裝置在圖2中以放大細節圖的方式示出。框架元件 10的每個連接支桿16、 18設有兩個凹部26、 28、 30、 32。
框架元件10包括緊固裝置，該緊固裝置在圖中未示出并用于將飛 行器內部部件34一一其在圖3中可以看到一一緊固到框架元件10。支 架裝置、夾緊裝置或者鎖銷裝置可以作為用于將內部部件34緊固到框 架元件IO的緊固裝置。然而可替代地，還可以借助于螺釘或鉚釘將內 部部件34緊固到框架元件10，在這種情況下，在內部部件34和/或框 架元件10中具有相應的孔，所述孔選擇性地設有螺紋。在圖3所示的 實施方式中，緊固到框架元件10的內部部件34為側壁襯里板。但是， 還可以將例如護壁板、天花線板、門框架部件、照明帶等其它飛行器內 部部件附連到框架元件10。
借助于形成在框架元件10的縱向支桿12、 14上的力引入裝置20、 22，可將框架元件10在飛行器結構36的面朝飛行器內部的一側上緊固 到飛行器結構36。為此，使螺釘穿過形成于框架元件10的縱向支桿12、 14上的每個力引入裝置20、 22,并將螺釘擰到形成于飛行器結構36的 翼肋38、 40中并設有螺紋的孔內。如果需要將框架元件10特別牢固地 緊固到飛行器結構36,則可以設置附加的緊固系統。
經由防震座(圖3中未示出) 一一即，由減振材料制成的支座裝 置——來實現將框架元件10緊固到飛行器結構36，防震座確保了框架 元件10無震動地緊固到飛行器結構36。由橡膠彈性材料制成的防震座 分別設有貫通開口，可使螺釘——其用來將包括框架元件10和內部部 件34的組裝組緊固到飛行器結構36 — 一穿過所述開口 。借助于防震座， 可實現框架元件10與飛行器結構36的隔聲去耦并由此實現內部部件34 與飛行器結構36的隔聲去耦。
如從圖3中可以看出，框架元件10的縱向支桿12、 14的曲率至少 部分地與飛行器結構36的翼肋38、 40的曲率相適應，使得在框架元件 10的安裝狀態中的框架元件10的縱向支桿12、 14部分地大致平行于翼 肋38、 40延伸。處在飛行器結構36的翼肋38、 40之間的翼肋42、 44 容納在設置于框架元件10的連接支桿16、 18上的凹部26、 28、 30、 32中，由此避免翼肋42、 44妨礙到將框架元件10緊固到飛行器結構36。
多個框架元件10形成了飛行器部件組裝系統46。在圖4中示出了 包括兩個框架元件10的飛行器部件組裝系統46。在飛行器部件組裝系 統46的相鄰框架元件10之間具有間隙遮蓋件48。
圖5示出了框架元件10,其包括緊固模塊50,緊固模塊以彎曲支 桿的形式設計并附連到框架元件10。在緊固模塊50上形成有圖5中未 示出的緊固裝置，所述緊固裝置用于將飛行器內部部件緊固到緊固模塊 50并因此緊固到框架元件10。如結合圖1和圖3所進行的描述，緊固 裝置可以采取支架裝置、夾緊裝置或者鎖銷裝置的形式。然而可替代地， 也可以通過螺釘或鉚釘將內部部件連接至緊固模塊50并因此連接至框 架元件10。
緊固模塊50關于其形狀和尺寸以及還關于設置在緊固模塊50上的 緊固裝置的形狀和布置適應于待附連到框架元件10的內部部件。另外， 緊固模塊50的曲率與飛行器結構的翼肋的曲率相適應，由此允許框架 元件10在亳無困難的情況下在飛行器結構的面朝飛行器內部的一側上 緊固到飛行器結構。
除了用于緊固飛行器內部部件的緊固裝置之外，圖6中所示的框架 元件10具有用于將形成部分飛行器第二隔熱層的隔熱層52以可機械拆 卸的方式緊固到框架元件10的另外的緊固裝置(圖6中未示出)。框架 元件10、用于緊固飛行器內部部件的緊固裝置以及用于緊固隔熱層52 的另外的緊固裝置以如下的方式設計及設置，即使得內部部件可以緊 固到框架元件10的在框架元件10的安裝狀態中面朝飛行器內部的第一 側上，而隔熱層52可以附連到框架元件10的在框架元件10的安裝狀 態中背對飛行器內部的第二側上。
在包括框架元件10、內部部件和隔熱層52的組裝組的安裝狀態中， 隔熱層52設置在框架元件10與飛行器結構之間，致使隔熱層52在其 與飛行器結構的翼肋或其它部件的接觸面區域內可能受到壓縮。然而， 隔熱層52的材料具有足夠的彈性，因此不會導致隔熱層52的損壞。可 替代地，隔熱層52還可設有用于容納飛行器結構的翼肋或其它部件的 相應凹部。
圖7示出了由鋁制成的框架元件IO，的第二實施方式。框架元件10，包括兩個縱向支桿12，、 14，，所述縱向支桿在第一部分Al中以大致彼 此平行的方式延伸。與圖1至6中所示的框架元件10的方式類似，第 一部分A1中的縱向支桿12'、 14，的曲率與飛行器結構的翼肋的曲率相 適應。然而與圖l至6中所示的框架元件IO的不同之處在于，根據圖7 的框架元件IO，的縱向支桿12，、 14，具有分別朝外彎曲大約90。角度的端 部部分EA1、 EA2，使得每個縱向支桿12'、 14，大致為L形。
框架元件IO，還包括連接支桿16，。連接支桿16，的中間部分MA在 縱向支桿12'、 14，之間延伸。連接支桿16，還包括兩個外部部分AA1、 AA2，所述兩個外部部分分別從縱向支桿12，、 14，向外延伸，并且在鄰 接縱向支桿12，、 14，的部分中該外部部分首先形成了連接支桿16，的中 間部分MA的延伸部分，但是隨后彎曲大約卯。角度并以大致平行于縱 向支桿12'、 14，的方式延伸。因此，框架元件IO，的連接支桿16，大致為 C形設計。
類似于框架元件10,框架元件IO，也包括圖7中未示出的用于將飛 行器內部部件緊固到框架元件IO，的緊固裝置。另外，設置圖7中未示 出的另外的緊固裝置，從而以可機械拆卸的方式將形成部分飛行器第二 隔熱層的隔熱層緊固到框架元件10，。
圖8至10示出了用于將隔熱層52緊固到框架元件10、 IO，的另外 的緊固裝置的不同的實施方式。
在圖8中，所述另外的緊固裝置設計成蘑菇頭帶54的形式，其包 括保護紙層56;設置在保護紙層56上面的自粘氯丁橡膠發泡層58; 以及設置在氯丁橡膠發泡層58上面的聚烯烴層60。多個蘑菇頭裝置62 沿著基本上垂直于聚烯烴層60的方向延伸。為了將蘑菇頭帶54緊固到 框架元件10、 10，，取下保護紙層56，從而允許蘑菇頭帶54能夠借助 于自粘氯丁橡膠發泡層58固定到框架元件IO。最后，可以通過蘑菇頭 裝置62以可機械拆卸的方式將隔熱層52緊固到框架元件10、 10，，所 述蘑菇頭裝置62鉤在隔熱層52的隔熱材料中。
圖9示出了另外的緊固裝置，其設計成杉樹緊固裝置64的形式。 該杉樹緊固裝置64包括多個杉樹裝置66,所述杉樹裝置66容納在形成 于框架元件中的孔68中并且沿著基本上垂直于框架元件10、 IO，的方向 延伸。可以通過杉樹裝置66以可機械拆卸的方式將隔熱層52緊固到框架元件IO、 10，，所述杉樹裝置66鉤在隔熱層52的隔熱材料中。
圖中未示出且設計成伸縮式緊固裝置形式的另外的緊固裝置，其包 括多個保持鈕，每個保持鈕包括頭部以及從頭部延伸的底部。保持鈕的 底部適于容納在形成于框架元件10、 IO，中的凹部中。為了將保持鈕緊 固到框架元件IO,將保持鈕的底部引到形成于框架元件10、 IO，中的凹 部中。然后，使保持鈕以15。的遞增轉動，直至形成在底部上的突起與 互補裝置相互作用，所述互補裝置設置在形成于框架元件10、 IO，中的 凹部中。最后，將設置在保持鈕頭部上的閉合筒向下壓，直至它與設置 于頭部內部中的閉合銷相互作用。最后，可以借助于螺釘將隔熱層52 緊固到框架元件10、 10，，所述螺釘與形成于保持鈕的頭部中的螺紋相 互作用。
最后，圖10示出了設計成球形緊固裝置88的形式的另外的緊固裝 置。該球形緊固裝置88包括多個球形支架卯，每個球形支架卯包括圓 柱形螺栓92。球形部94設置在螺栓92的一個端部上，該球形部設置成 用以容納在凹部98中，該凹部98形成在框架元件10、 IO，中并內襯有 橡膠插入件96。為了將隔熱層52緊固到框架元件10、 10，，將隔熱層 52的隔熱材料夾在形成于螺栓92相反端部上的支架100與框架元件10、 IO"的表面之間。
在框架元件IO、 IO，的組裝期間，首先將期望的內部部件34緊固到 框架元件IO、 10，。然后，將形成部分飛行器第二隔熱層的隔熱層52以 可機械拆卸的方式附連到框架元件10、 10，。
然后，將包括至少一個內部部件34、至少一個框架元件10、 IO，以 及至少一個隔熱層52的組裝組用螺釘緊固到飛行器結構36。為了使包 括內部部件34、框架元件10、 IO，以及隔熱層52的組裝組與飛行器結 構36隔聲去耦，因此經由防震座來實現所述緊固。
權利要求
1. 一種用于在飛行器部件組裝系統(46)中使用的框架元件(10；10’)，其中所述框架元件(10；10’)能夠附連到飛行器結構(36)并且包括用于將至少一個飛行器內部部件(34)或至少一個隔熱層(52)緊固到所述框架元件(10；10’)的至少一個緊固裝置。
2. 如權利要求1所述的框架元件，其特征在于，用于將所述至少一個飛行器內部部件(34)緊固到所述框架元件(10; 10，)的所述至少一個緊固裝置設計成支架裝置、夾緊裝置或者鎖銷裝置的形式。
3. 如權利要求1所述的框架元件，其特征在于，用于將所述至少一個隔熱層(52)緊固到所述框架元件(10; 10，)的所述至少一個緊固裝置適于將所述隔熱層(52)以可機械拆卸的方式緊固到所述框架元件(10; 10，)。
4. 如權利要求1至3中任一項所述的框架元件，其特征在于，所述才匡架元件(10; 10，)包括兩個縱向支桿(12、 14; 12，、 14，) 以及至少一個連接支桿(16、 18; 16，)，所述兩個縱向支桿設置成至少部分地大致彼此平行，所述至少一個連接支桿至少部分地在所述縱向支桿(12、 14; 12，、 14，)之間延伸。
5. 如權利要求4所述的框架元件，其特征在于，所述框架元件(10 )的連接支桿(16、 18) i殳有至少一個凹部(26、 28、 30、 32),在所述框架元件(10)附連到所述飛行器結構(36)之后所述至少一個凹部容納所述飛行器結構(36)的翼肋(42、 44)。
6. 如權利要求4或5所述的框架元件，其特征在于，在所述框架元件(10 )的每個縱向支桿(12、 14 )上形成有用于將所述框架元件(10 )附連到所述飛行器結構(36)的至少一個力引入裝置(20、 22)。
7. 如權利要求1至6中任一項所述的框架元件，其特征在于，所述框架元件(10; 10，)能夠經由減震座附連到所述飛行器結構(36)。
8. 如權利要求1至7中任一項所述的框架元件，其特征在于，所述框架元件(10)包括緊固模塊(50)，在所述緊固模塊(50)上形成有或設有用于緊固至少一個飛行器內部部件(34)的至少一個緊固裝置。
9. 如權利要求1至8中任一項所述的框架元件，其特征在于，所述框架元件(10; 10，)還包括用于將至少一個隔熱層(52)或至少一個內部部件(34)緊固到所述框架元件(10; 10，)的至少一個另外的緊固裝置。
10. —種飛行器部件組裝系統(46),其特征在于，包括多個如權利要求1至10中任一項所述的框架元件(10; 10，)。
11. 如權利要求10所述的飛行器部件組裝系統，其特征在于，在所述飛行器部件組裝系統(46)的相鄰框架元件(10)之間設有間隙覆蓋件(48 )。
12. —種在飛行器中安裝部件(34、 52)的方法，包括以下步驟提供如權利要求1至9中任一項所述的框架元件(10; 10，)，將至少一個內部部件(34)或至少一個隔熱層(52)緊固到所述框架元件(10; 10，)，以及將具有緊固于所述框架元件(10)的所述至少一個內部部件(34)或所述至少一個隔熱層(52)的所述框架元件(10; 10，)附連到飛行器結構(36)。
13. 如權利要求12所述的方法，其特征在于，借助于緊固裝置將所述至少一個內部部件(34)緊固到所述框架元件(10; 10，)，所述緊固裝置設計成支架裝置、夾緊裝置或者鎖銷裝置的形式。
14. 如權利要求12所述的方法，其特征在于，借助于緊固裝置將所述至少一個隔熱層(52)緊固到所述框架元件(10; 10，)，所述緊固裝置適于將所述隔熱層(52)以可機械拆卸的方式緊固到所述框架元件(10; 10,)。
15. 如權利要求12至14中任一項所述的方法，其特征在于，具有 緊固于所述框架元件(10)的所述至少一個內部部件(34)或所述至少 一個隔熱層(52)的所述框架元件(10)以如下的方式附連到所述飛行 器結構(36)，即設置在所述框架元件(10)的連接支桿(16、 18) 中的凹部(26、 28、 30、 32)容納所述飛行器結構(36)的翼肋(42、 44 )。
16. 如權利要求12至15中任一項所述的方法，其特征在于，借助 于形成在所述框架元件(10)的每個縱向支桿(12、 14)上的力引入裝 置(20、 22)將具有緊固于所述框架元件(10)的所述至少一個內部部 件(34)或所述至少一個隔熱層(52)的所述框架元件(10)附連到所 述飛行器結構(36)。
17. 如權利要求12至16中任一項所述的方法，其特征在于，具有 緊固于所述框架元件(10)的所述至少一個內部部件(34)或所述至少 一個隔熱層(52)的所述框架元件(10; 10，)經由減震座附連到所述 飛行器結構(36)。
18. 如權利要求12至17中任一項所述的方法，其特征在于，借助 于緊固裝置將所述至少一個內部部件(34)緊固到所述框架元件(10), 所述緊固裝置形成或設置在緊固模塊(50)上，所述緊固模塊(50)設 置在所述框架元件(10)上。
19. 如權利要求12至18中任一項所述的方法，其特征在于，將至 少一個內部部件(34 )和至少一個隔熱層(52 )緊固到所述框架元件(10 )。
全文摘要
一種用于在飛行器部件組裝系統(46)中使用的框架元件(10；10’)，其可附連到飛行器結構(36)并且包括至少一個緊固裝置，所述緊固裝置用于將至少一個飛行器內部部件(34)或至少一個隔熱層(52)緊固到框架元件(10；10’)。一種飛行器部件組裝系統(46)，其包括多個這種框架元件(10；10’)。一種在飛行器中安裝部件(34、52)的方法，其提供框架元件(10；10’)。將至少一個內部部件(34)或至少一個隔熱層(52)緊固到框架元件(10；10’)。然后，將具有緊固于其上的至少一個內部部件(34)或至少一個隔熱層(52)的框架元件(10；10’)附連到飛行器結構(36)。
文檔編號B64D11/00GK101506036SQ200780030985
公開日2009年8月12日 申請日期2007年8月21日 優先權日2006年8月22日
發明者克里斯蒂安·克芬格, 約阿希姆·梅茨格, 邁克爾·奧布格爾 申請人:空中客車德國有限公司