帶集成的航空電子設備艙模塊和駕駛艙模塊的飛行器機頭的制作方法
【專利摘要】帶集成的航空電子設備艙模塊和駕駛艙模塊的飛行器機頭，本發明涉及飛行器機頭(50)，其包括機身主結構(52)，在所述機身主結構內容置有：駕駛艙；航空電子設備艙，所述航空電子設備艙包括用于容納電氣和/或電子設備的多個航空電子設備格架。其特征在于，所述駕駛艙和所述航空電子設備艙每個均以適于僅一次操作就被安裝到所述機身主結構內的不同的模塊(80、90)的形式實施。用于集成到飛行器機頭的模塊的使用可顯著降低在飛行器最終裝配線上的集成時間。
【專利說明】帶集成的航空電子設備艙模塊和駕駛艙模塊的飛行器機頭
【技術領域】
[0001]本發明涉及飛行器機頭以及這種飛行器機頭的裝配方法。
【背景技術】
[0002]圖1示出根據現有技術的飛行器機頭10，其包括機身主結構12。
[0003]該主結構12尤其包括多個機身框架14，所述多個機身框架沿機頭的縱向軸線X彼此平行地布置。為清楚起見，僅示出機身框架14的上部分。
[0004]主結構12還包括存放飛行器前起落架(未示出)的起落架艙18。
[0005]機身主結構12限定待配置的主結構內部空間。
[0006]更特別的是，機艙地板20從機頭的后端部IOa縱向延伸，直至位于所述機頭的前端部IOb的雷達整流罩區域22。
[0007]地板20將待配置的內部空間分成上部空間和下部空間。
[0008]專用于駕駛艙的區域24將設置在與起落架艙18對齊的上部空間中。
[0009]專用于航空電子設備艙的區域26將設置在下部空間中，航空電子設備艙英文稱為“Electric and Electronic Bay (航空電子電氣設備艙)”即“E&E Bay”。該區域包括所謂前部區域26a和所謂后部區域26b，前部區域26a包括起落架艙18 (在駕駛艙區域24下方)，后部區域26b部分地位于駕駛艙區域24下方及在專用于乘客機艙的上部空間28的地板20下方。
[0010]在區域26a中，圍繞起落架艙18的保持自由的空間具有既沿縱向(圖1)又沿橫向變化的形狀，如圖2的橫截面中所示。進出該狹窄的自由空間是相對困難的。
[0011]因此，在這種區域內集成電氣和/或電子系統和設備、航空電子設備格架被證明是漫長和繁瑣的。
[0012]此外，配置后部區域26b和駕駛艙專用區域24看來費時較長。實際上，集成有電氣設備和/或電子設備的航空電子系統和格架(meuble) —個一個地在有關區域中布置到位，然后它們彼此間(電氣、空氣等)連接起來以及與安裝在主結構12中的電氣系統和空氣管路系統連接起來。
[0013]上述不同的操作任務造成在機頭裝配線上集成時間比較長。能夠縮短這種集成時間則是有利的。
【發明內容】
[0014]為此，本發明提出一種飛行器機頭，其具有機身主結構，在所述機身主結構內容置有:
[0015]-駕駛艙、
[0016]-航空電子設備艙，所述航空電子設備艙包括容納電氣和/或電子設備的多個航空電子設備格架，
[0017]其特征在于，所述駕駛艙和所述航空電子設備艙每個均以適于僅一次操作就被安裝到所述機身主結構內的不同的模塊的形式實施。
[0018]在所述機身主結構內安裝或集成這兩個附接的模塊(用于駕駛艙的僅一個模塊和用于航空電子設備輸出的僅一個模塊)可以節約可觀的集成時間。事實上，這些模塊是在集成階段之前、于飛行器外部、在最終裝配線之外實現的。
[0019]在集成階段，這些模塊各自作為單一對象運行。
[0020]各個模塊(在被安裝到機頭之前)被設計成形成一種結構，該結構尤其包括:允許其接納不同的電氣設備和/或電子設備的一組格架、以及布置在格架中的大部分所述設備(其中的預定數量在設計模塊時已預先確定)、和設備間的互連件、以及通風系統的元件(風管、連接器等)。因此，僅需一次操作就可以在機身主結構的內部安裝各個預裝配模塊。更具體地，一方面是將駕駛艙模塊安裝到機頭中的為此專設的第一安置位以構成駕駛艙，另一方面是將航空電子設備艙模塊安裝到機頭中的為此專設的第二安置位以構成航空電子設備艙。
[0021]可以注意到，比起結合兩個模塊的單獨一個模塊，兩個獨立的模塊更易于被安裝在機身主結構內。
[0022]事實上，唯一模塊的體積使得其非常難以集成到主結構中。
[0023]此外，考慮到待布置的這些安置位的不同性質:
[0024]-在上部橫截面變化很大的區域中的駕駛艙安置位，
[0025]-在橫截面準恒定的區域中的航空電子設備艙安置位，
[0026]兩個分開的模塊優于單一模塊。
[0027]根據一個可能的特征，各個模塊包括相互固定以形成適于被整體移動的一組件的多個元件。
[0028]因此，通過一組相互間聯接或組裝在一起的元件或構件(格架、電氣和/或電子設備、安裝在格架上的這些設備之間的互連件、通風系統元件等)形成模塊，以便賦予該組元件或構件以能如單個物理物體或整體被操作的機械連結性。
[0029]以固定的預先確定的布局布置這些不同的模塊元件，該布局是在模塊被集成到機身主結構中時這些元件將具有的布局。
[0030]根據單獨或彼此結合采用的其它可能的特征:
[0031 ]-駕駛艙模塊和航空電子設備艙模塊二者都集成有駕駛艙和航空電子設備艙所執行的幾乎全部的功能；
[0032]-駕駛艙模塊集成駕駛艙所執行的大多數功能和航空電子設備艙的一些功能，航空電子設備艙模塊集成航空電子設備艙所執行的大多數功能；
[0033]-各個模塊的形狀適于一方面經由所述機身主結構內部的上部空間移送模塊，另一方面使模塊移送至所述機身主結構的集成模塊的安置位。
[0034]-航空電子設備艙模塊朝向所述飛行器機頭的后側延伸在專用于乘客機艙的上部空間的一部分的下方，所述航空電子設備艙模塊所處的高度低于駕駛艙模塊的高度(兩個模塊縱向地并且沿高度錯開布置)；所述航空電子設備艙模塊通常具有的形狀比所述駕駛艙模塊的形狀更規則，因為航空電子設備艙模塊被集成于這樣的下部空間中:該下部空間的橫截面在集成所述模塊的整個長度上是基本恒定的；以前被布置在位于駕駛艙下方的下部艙板前區和航空電子設備艙的后區中的格架、電氣和/或電子設備和元件現在基本全都被分布在所述兩個模塊中；因此不再需要在由于具有起落架存放艙而難以接近的前區中集成格架、元件和設備；
[0035]-航空電子設備艙模塊具有集成有機艙空間部分地板的頂板；在航空電子設備艙模塊中集成在模塊垂向上方的機艙地板，簡化并加速了所述機頭的總裝配進程；
[0036]-飛行器機頭在所述機身主結構內包括飛行器機艙地板，所述飛行器機艙地板布置在專用于乘客機艙的上部空間下面，并且該飛行器機艙地板局部地中斷，航空電子設備艙模塊安裝成與所述航空電子設備艙模塊的頂板合成一體的地板局部地延長所述飛行器機艙地板；
[0037]-駕駛艙模塊包括行走地板，所述行走地板所處的高度低于結合于所述航空電子設備艙模塊的頂板的機艙空間部分地板的高度；與現有技術中駕駛艙所占的體積相比，這種布置可以擴大駕駛艙的體積，因此可以在所述模塊中具有更易接近、更易進行集成的容積；因此，與現有技術中的駕駛艙容積相比，所述駕駛艙模塊的容積更靠下延伸，由此甚至侵占了下部艙板的難以接近的前區；這種布置允許在所述模塊容積內集成以前難于在起落架艙周圍集成的一些元件；
[0038]-所述飛行器機頭具有起落架存放艙，兩個模塊構造成將所述兩個模塊安裝到所述機身主結構內時使這兩個模塊鄰近所述起落架存放艙布置；這種布置可以盡量靠近起落架艙定位，由此減少起落架周圍難以布置甚至是無法布置的容積；
[0039]-兩個模塊構造成將所述兩個模塊安裝到所述機身主結構內時使這兩個模塊通過所述兩個模塊的各自相鄰的兩個邊部彼此嵌合在一起；所述兩個模塊的互相嵌入可以對限制(無法布置或非常難以布置的)容積損失進行優化并簡化所述模塊之間的互連(電氣互連、風管互連等)；
[0040]-通過航空電子設備艙模塊的上前邊部和駕駛艙模塊的下后邊部，所述兩個模塊彼此嵌合在一起。
[0041]本發明的目的還在于提出一種飛行器機頭的裝配方法，所述飛行器機頭包括一個機身主結構，所述結構在其內部限定待裝配的空間，該空間在所述機頭的后端部敞開，其特征在于，所述方法具有以下步驟:
[0042]-由所述飛行器機頭的后端部插入駕駛艙模塊；
[0043]-在所述機身主結構內朝所述飛行器機頭的前端部的方向平移所述駕駛艙模塊，直至到達用于容置所述駕駛艙模塊的專用安置位；
[0044]-將所述駕駛艙模塊固定于所述機身主結構；
[0045]-由所述飛行器機頭的后端部插入航空電子設備艙模塊；
[0046]-在所述機身主結構內朝所述飛行器機頭的前端部的方向平移所述航空電子設備艙模塊，直至到達用于容置所述航空電子設備艙模塊的專用安置位；
[0047]-將所述航空電子設備艙模塊固定于所述機身主結構。
[0048]以兩道相繼的工序集成(在裝配線之外設計的)這兩個模塊的方法，(簡單的總體運動)實施相對簡單和快速。
[0049]由于所述模塊在集成階段之前已經被制好并且它們各自都具有一組預安裝和至少部分地彼此裝配在一起的元件，所述機頭的總裝配方法的耗時比起以往大大減小。
[0050]根據單獨地或彼此結合采用的可能的特征:[0051]-用于容置所述航空電子設備艙模塊的專用安置位布置在用于容置所述駕駛艙模塊的專用安置位的后側，并且用于容置所述航空電子設備艙模塊的專用安置位布置的高度低于用于容置所述駕駛艙模塊的專用安置位的高度；可以注意到，由于它們布置環境的不同性質，所述兩個模塊具有不同的結構:尤其是，位于所述機頭前端部附近的前安置位具有一個變化非常大的橫截面，而用于所述航空電子設備艙模塊的專用后安置位具有基本恒定的橫截面；
[0052]-所述待裝配的空間沿所述機身主結構的高度方向由飛行器機艙地板界定，所述飛行器機艙地板分隔出上部空間和下部空間，所述飛行器機艙地板水平地從所述飛行器機頭的后端部朝所述飛行器機頭的前端部的方向延伸直至地板自由端部，所述地板自由端部被布置在用于容置所述航空電子設備艙模塊的專用安置位的后側；離駕駛艙模塊(一旦已安裝好)一段距離的地板自由端部的布置，由此在該端部和駕駛艙模塊之間限定出一個開口，所述航空電子設備艙被插入該開口中以進行安裝；
[0053]-每個模塊各自輪流基本水平地在所述機身主結構的上部空間中平移，所述駕駛艙模塊被平移直至到達位于所述飛行器機頭的前端部、所處高度低于當駕駛艙模塊在飛行器機艙地板的上方平移時該駕駛艙模塊所處的高度的駕駛艙模塊的專用安置位。
[0054]-將所述航空電子設備艙模塊:
[0055]-按基本水平的第一平移運動平移直至到達位于開口上方的位置)，所述開口限定在所述地板自由端部和所述駕駛艙模塊之間；
[0056]-按基本豎直的第二平移運動穿過所述開口平移，以便到達高度低于所述駕駛艙模塊的專用安置位高度的所述航空電子設備艙模塊的專用安置位；
[0057]-所述基本豎直的第二平移運動伴隨有所述航空電子設備艙模塊向前的傾斜運動；
[0058]-兩個專用安置位鄰近所述飛行器機頭的起落架存放艙設置；
[0059]-用于容置所述駕駛艙模塊的專用安置位設置在所述起落架存放艙的上方。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0060]在下面參照圖以非限制性示例所進行的說明中，本發明的其它的特征和優點將體現出來，圖中:
[0061]-圖1(已經予以說明)是根據現有技術的飛行器機頭的縱剖面總示意圖；
[0062]-圖2(已經予以說明)為圖1的機頭的橫剖面總示意圖；
[0063]-圖3是根據本發明的一實施方式的待裝配的飛行器機頭的縱剖面總示意圖；
[0064]-圖4是圖3的所述機頭的機身主結構的后透視圖；
[0065]-圖5是為示出集成駕駛艙模塊到圖3的機頭中的運動的總示意圖；
[0066]-圖6是示出集成航空電子設備艙模塊到圖5的機頭中的總示意圖；
[0067]-圖7是圖6中的飛行器機頭的縮小比例的示意圖，示出根據本發明的一實施方式的駕駛艙模塊和航空電子設備艙模塊的內部；
[0068]-圖8a和8b是根據兩種不同的實施可能的圖6和圖7的機頭的橫剖面總示意圖。【具體實施方式】[0069]如圖3示意性表示及如被標記為50的總參考標號所指示的，飛行器機頭包括機身主結構52。
[0070]所述主結構52尤其包括有:
[0071]-多個機身框架54，所述多個機身框架彼此間平行，沿著機頭的縱向軸線X沿機頭縱向布置(為清楚起見，機身框架用虛線局部示出)，
[0072]-存放航空器前起落架(未示出)的起落架艙56。
[0073]所述機頭50—方面包括其中安放有由雷達整流罩隔板60界定的雷達整流罩區域58的前端部50a,另一方面包括敞開的后端部50b。
[0074]所述機頭50還包括從敞開的后端部50b縱向地朝向前端部延伸的機艙地板62。所述機艙地板62在距隔板60 —段距離D處被中斷，終止于自由端部62a，而在現有技術(圖1)中，機艙地板延伸直至該雷達整流罩隔板。
[0075]所述地板62沿高度的方向將主結構52的待設置的內部空間或內部容積分隔成后上部空間64和后下部空間66。這兩個空間在所述地板的自由端部62a以外接合成待設置的前部總自由空間68。
[0076]前部總自由空間68具有兩個安置位:一個前部上安置位70，其設置在起落架艙56的上方，用以在其中容納駕駛艙模塊；另一個后部下安置位72，專用于在其中容納航空電子設備艙模塊。
[0077]安置位72被設置在安置位70的后側并且其高度低于所述安置位70的高度。
[0078]兩個專用安置位70和72鄰近起落架艙56設置，安置位70位于所述起落架艙之上，安置位72則位于所述起落架艙的后方。
[0079]圖4以后透視圖示出機身主結構52 (框架54和起落架艙56)、中斷的機艙地板62和在位于機艙地板前方的前部總自由空間中的兩個專用安置位70和72。
[0080]所述駕駛艙模塊和航空電子設備艙模塊是在機頭外預裝配好的兩個分開的模塊，它們在主結構52內部被集成于上文提及的相應的安置位70和72處。
[0081]通常，每個模塊的結構包括多個元件，所述多個元件彼此固定在一起，以形成一個適于整體移動的總成。這些元件彼此間連接或裝配在一起以使該元件總成具有機械結合力，機械結合力允許在集成到主結構中時將其作為單獨的物理實體或物體操作。
[0082]更特別的是，每個模塊結構以與模塊集成一體的方式尤其包括:格架組，格架組使其可接納專用于所述模塊(駕駛艙或航空電子設備艙)的不同的電氣設備和/或電子設備(主配電箱、計算機等)；以及大部分所述設備，它們安裝在格架上(它們中的預定數量設備在設計模塊時已預先確定)；設備間的互連件；以及通風系統的元件(風管、連接器等)等。
[0083]因此，模塊結構由一組元件(格架、電氣設備和/或電子設備、設備間的互連件、通風系統元件等)形成，該組元件以一種固定的預定布局布置，該布局是在模塊已集成到飛行器的機身主結構中時這些元件會采用的布局。
[0084]可以注意到的是，兩個模塊(在安裝到飛行器內之前)兩個本身都集成有由駕駛艙和航空電子設備艙執行的所有或幾乎所有的功能。
[0085]更具體地，所述駕駛艙模塊(在安裝之前)集成有由駕駛艙執行的大部分功能和航空電子設備艙的一些功能。
[0086]至于所述航空電子設備艙模塊，其集成有航空電子設備艙所執行的大部分功能。[0087]各個模塊的結構在專用安置位處沿在主結構52內部保持自由、沿沿Y軸(圖2)測量的水平橫向尺寸的絕大部分延伸。
[0088]然而，較大或較小的橫向間隙被保留，以便允許固定所述模塊到主結構52上及適合于固定元件(例如:連桿和/或接頭)。
[0089]所述結構還沿高度方向(圖3中的Z軸)延伸，尤其是通過占據模塊中可用空間的用于容納或存放設備的格架。
[0090]因此，待安裝于所述主結構中的各個模塊結構形成一組元件(格架等)，該組元件已經在所述模塊結構的內部彼此組裝在一起，并且一旦模塊結構被安裝好就保持這種布局。
[0091]隨后還可將其它的衛星設備、系統和配件根據設計模塊時確定的需求集成在各個結構中。
[0092]圖5和圖6示出圖3中的飛行器機頭的裝配方法的一實施方式。
[0093]如在圖5中所示，駕駛艙模塊80被引到主結構52的內部直至其預定安置位70。
[0094]為此，將橋式吊車(未示出)安置到位，吊車導軌在主結構52的內部被安置在主結構的上部分中。導軌被固定在機身框架54上，延伸直到對齊專用安置部70。
[0095]駕駛艙模塊80通過纜索連接到安裝于橋式吊車導軌上的導輪，從機頭的敞開的后端部50b插入上部空間64中。
[0096]然后，如不同箭頭所示，將處于在機艙地板62上方的位置80 (A)的模塊80向前端部50a平移，同時保持與框架54的上部分及與地板分離開。
[0097]平移運動基本呈水平狀態(沿縱向軸線X)，帶有輕微的豎向偏移(d6cr0ch6)，以從高中間位置80(B)運行到與安置部70面對布置的低中間位置80(C)。
[0098]通過簡單的水平平移運動就確保到達最終位置80 (D)。
[0099]一旦駕駛艙模塊80在起落架艙56的上方安裝到位，就例如利用一組連桿，將駕駛艙模塊80固定到主結構52 (框架54和起落架艙56)。
[0100]如圖6中所不,航空電子設備艙模塊90被引入主結構52內部直至其安置位72。
[0101]以與參照圖5所描述的方式相類似的方式，模塊90經后端部50b引入上部空間64中，安裝懸掛于所述橋式吊車的導軌。
[0102]隨后將處于機艙地板62上方的位置90 (A)的模塊90以第一水平平移運動朝向前端部50a平移。當模塊90定位在限定于地板自由端部62a和駕駛艙模塊80之間的開口 92的上方時，該模塊可以被停止在位置90(B)處。
[0103]模塊90隨后穿過開口 92豎向下降，以便占據下安置位72。
[0104]下降運動總體對應一種豎向的平移運動。
[0105]然而，考慮到開口 92的尺寸大小、模塊90的形狀和模塊80的形狀，所述豎向的平
移運動需要調整。
[0106]事實上，模塊90在其上后邊部處具有水平延伸部分或水平凸邊90a。后凸邊90a用于填補開口 92。事實上，出于方便穿過開口 92安裝模塊的實際原因，相對模塊的總體外廓尺寸增大所述開口的尺寸可能是有用的。
[0107]然而，作為變型，所述模塊并不集成有該后凸邊。于是，該后凸邊所構成的機艙地板部分在安裝好所述模塊90后安置就位，以便填補所述模塊頂板和機艙地板之間的空間。[0108]所述模塊90在其上前邊部具有豎直凹縮部90b，用于嵌合在模塊80的下后邊部80a中。該下后邊部80a形成與凹縮部90b互補的豎直凹縮部。需注意的是，兩個模塊的互補的凹縮部是可選的。
[0109]因此，豎向的平移運動伴隨有:向前的傾斜運動，用以到達后凸邊90a抬高以不會抵靠自由端部62a的傾斜位置90 (C);隨后是向前的縱向平移(基本水平)運動，用以到達位置90 (D)。
[0110]在該位置，模塊90的上前邊部90b定位于模塊80的下后邊部80a的下方，以便不會在進行操作時碰撞到它及可以隨后使兩個互補的凹縮部相嵌合。
[0111]在位置90 (D)，所述后凸邊90a布置在開口 92的上方，這使得在最終下降運動中，當模塊90到達其專用安置位72時，所述后凸邊可以插入該開口中并保持在開口內(最終位置 90 (E))。
[0112]模塊90隨后，例如通過一組連桿和/或接頭，被固定在主結構52上。
[0113]在位置90 (E)，兩個模塊80和90通過它們各自的相鄰邊部80a和90b被互相嵌合在一起，這一方面可以減小起落架艙56周圍的不可用或難以使用的下部容積，另一方面可以方便模塊間的空氣管道系統和電氣互連。
[0114]可以注意到，起落架艙56周圍的下部容積可以例如保證上部容積和后部容積之間的空氣交換，例如在遇到爆炸性減壓的偶然狀況時。
[0115]此外，模塊90的上表面90c被布置在機艙地板的上表面62b的延伸部分中，由此確保與機艙地板的上表面的幾何連續性。
[0116]所述模塊90在其上部分具有預板，該頂板的后凸邊90a為延伸部分，其集成有位于與所述模塊垂向相對的機艙空間的地板。
[0117]與模塊90成一體的具有上表面90c的地板在開口 92處水平地延長機艙地板62直至駕駛艙模塊80。模塊90的頂板由此封閉開口 92。
[0118]在模塊50已安裝在機頭中時，(確保傳統航空電子設備艙所執行的功能的)各種設備的容納格架和大部分這些設備(在設計模塊時預先確定的預定數量的設備)已成為模塊結構的整體組成部分，因此不需要被安裝，由此明顯地減少在最終裝配線上的集成時間。
[0119]接下來用在模塊安裝在飛行器內之后被安置到一些格架擱板上的一些電氣和/或電子設備(例如:航空電子計算機)來補充模塊裝備。
[0120]附加于模塊的設備相互間連接，并且與已被事先集成到每個模塊中的電氣和/或電子設備和系統(以及通風系統元件如管、連接器等)相連接。每個模塊內不同元件之間的所有必要的(電氣、空氣)聯接已在安裝模塊之前預先建立好，這表明在最終裝配線上會顯著地節省時間。然后，通過已經存在于模塊中的界面元件，每個模塊總體地被連接到設于飛行器的機身主結構上的電氣系統和/或電子系統以及通風系統。
[0121]如圖6中所示，所述模塊80包括行走地板80b，該行走地板的所在高度低于機艙地板62的高度以及機艙地板在所述模塊90的頂板中的延伸部分的高度。
[0122]這樣，相對于現有技術中的駕駛艙區域24(圖2)的容積，所述模塊80的容積得以增大。
[0123]因此可以(在飛行器內安裝所述模塊之前)在駕駛艙模塊80的內部集成格架、(電氣和/或電子、空氣等)設備和系統，它們以前圍繞起落架艙56安放并且需要在駕駛艙和下部區域之間進行多個連接。因此顯著地減少和簡化了駕駛艙和位于駕駛艙下方的區域之間的機械和電氣聯接。駕駛艙模塊80因而擁有更好的集成系數。
[0124]因此，通過增加駕駛艙專用空間的尺寸大小，減小了位于駕駛艙模塊下方的難于進行布置的容積。
[0125]將注意到，通過起落架艙56的頂板56a的階臺的總體輪廓，使得行走地板80b的降低成為可能。
[0126]頂板因此包括平坦下壁56al和平坦上壁56a2，它們通過形成踢腳板的傾斜壁56a3被彼此分開。
[0127]頂板56a的該形狀設計用以盡量接近吻合在折疊位置處于起落架艙中的起落架的形狀。
[0128]這樣盡量接近起落架艙56周圍安裝的兩個模塊80和90，有助于減小被浪費的空間，或無論如何減小起落架艙周圍難以進行配置的空間。
[0129]由于預裝配的模塊結構，因而在最終裝配線上的機頭的總裝配時間得以大大縮短。這樣因而可以保持較高的生產率。
[0130]此外,在安裝模塊的區域內，由于一方面格架、設備和系統與另一方面機身主結構之間的系統界面大大減少，因而機身主結構可以被簡化。這些界面大部分被直接集成在所述模塊內，因此不在最終裝配線之內。這樣，成本得以降低、重量也得以減輕。
[0131]圖7示意性地示出安裝在圖6的飛行器機頭50中的駕駛艙模塊和航空電子設備艙模塊的一個實施例。
[0132]該圖示出駕駛艙模塊80，該駕駛艙模塊具有彼此抵靠裝配在一起的多個格架Ml至M4，其尤其包括電氣和/或電子設備、互連件、看不見的通風系統元件(管、連接器等)、以及不同的元件如飛行員座椅S、儀表板、腳蹬等。所述模塊的可見部分構成一個子模塊，所述駕駛艙模塊包括兩個這種彼此由一中央通道分開且對稱的子模塊，所述中央通道具有樓梯E和低于機艙地板62的行走地板80b，如參照圖6上文已描述過的。由于圖3的起落架艙56的頂板的樓梯狀的形狀構造(帶有傾斜的踢腳板)，因而所述行走地板可以被降低。
[0133]該模塊以如此構成的兩個子模塊設計并安裝于飛行器內。
[0134]所述航空電子設備艙模塊90自身也包括兩個子模塊，這兩個子模塊每一個都這樣形成:通過共同的橫向豎直結構立柱將一縱列94帶有擱板的航空電子設備格架96彼此裝配/固定在一起。這些格架尤其包括安裝在擱板上的電氣和/或電子設備。在圖7中，僅有其中一個縱列94格架與中央通道一起被示出，所述中央通道將兩個縱列分隔開，行走地板98沿該中央通道固定。用作機艙地板并延長中斷的機艙地板62的所述模塊的頂板99橫向地(Y軸)延伸，將平行的兩縱列格架的頂部接合在一起。
[0135]圖8a和Sb各自示出飛行器機頭的橫剖面視圖。
[0136]圖8a示出圖6的機頭50的橫剖面視圖。在圖6和圖8a中，表示出起落架艙56的加固架梁57 (呈反U形的總體形狀)圍繞該起落架艙裝配在其側翼和其頂板56a上。
[0137]如圖8a所示，每個所述架梁57在其低部分被連結到與該架梁設置在相同橫剖面中的機身框架54。
[0138]如連桿這樣的兩個橫向水平的機械聯接元件58a和58b每一個通過一端部被固定到框架54的一部分，通過其相對端部被固定到加固架梁57的水平部分57a。[0139]這些排成直線的元件58a、57a和58b設計用以拉伸作業。元件57a還可彎曲作業，因為其承受起落架艙頂板的加壓板的負荷。然而，元件58a、58b沒有彎曲作業。
[0140]在起落架艙56和機身框架54之間的該機械聯接允許確保在加壓作用下施加在框架上的機械力的承接功能。
[0141]在現有技術中，通過駕駛艙地板的結構部分(橫撐)確保該機械力承接功能。
[0142]通過將駕駛艙模塊80中的地板減少到單一的行走地板80b，該功能集成于起落架艙56內則允許簡化圖1的地板20。
[0143]由此降低了駕駛艙地板的厚度，駕駛艙的行走地板可以被降低并且比起現有技術中定位于更接近起落架艙頂板處。
[0144]將注意到，行走地板80b不再用作各種格架、設備和系統的支承件。其例如由復合板組裝而成。
[0145]圖8b是圖8a的一種實施變型。
[0146]所述機頭100具有與模塊80相同的駕駛艙模塊102，但以下除外:比起模塊80，模塊102朝起落架艙56的方向下降得較少。對于所述機頭100與機頭50相同的其它部分以下將不再贅述。
[0147]在該變型中，僅適于拉伸作業的橫向的機械聯接元件104(例如:橫撐)在起落架艙56的上方沒有中斷地水平延伸在同一框架54的相對兩點之間。傾斜的橫向連桿106將加固架梁57聯接到框架54。
[0148]由于聯接元件104不彎曲作業，因而它們的高度可相對于傳統的地板橫撐降低。這允許相對于圖1的地板20的高度降低駕駛艙模塊102的行走地板。由于這些元件104在架梁的上方但沒有與它們排成直線，因而不可能以與圖8a上相同的程度降低行走地板。因此，模塊102的容積不如模塊80的容積增加得那么大。
【權利要求】
1.飛行器機頭(50)，其包括機身主結構(52)，在所述機身主結構內容置有: -駕駛艙， -航空電子設備艙，所述航空電子設備艙包括容納電氣和/或電子設備的多個航空電子設備格架， 其特征在于，所述駕駛艙和所述航空電子設備艙每個均以適于僅一次操作就被安裝到所述機身主結構(52)內的不同的模塊(80、90)的形式實現。
2.根據權利要求1所述的飛行器機頭，其特征在于，各個模塊包括多個元件，所述多個元件相互固定在一起，以形成適于被整體移動的一組件。
3.根據權利要求1或2所述的飛行器機頭，其特征在于，駕駛艙模塊(80)和航空電子設備艙模塊(90) 二者集成駕駛艙和航空電子設備艙所執行的幾乎全部的功能。
4.根據權利要求1至3中任一項所述的飛行器機頭，其特征在于，駕駛艙模塊(80)集成駕駛艙所執行的大多數功能和航空電子設備艙的一些功能，航空電子設備艙模塊(90)集成航空電子設備艙所執行的大多數功能。
5.根據權利要求1至4中任一項所述的飛行器機頭，其特征在于，各個模塊的形狀適于一方面經由所述機身主結構(52)內部的上部空間移送模塊，另一方面將模塊移送至所述機身主結構的集成模塊的安置位。
6.根據權利要求1至5中任一項所述的飛行器機頭，其特征在于，航空電子設備艙模塊(90)朝向所述飛行器機頭的后側延伸在專用于乘客機艙的上部空間(54)的一部分的下方，所述航空電子設備艙模塊所處的高度低于駕駛艙模塊的高度。
7.根據權利要求6所述的飛行器機頭，其特征在于，航空電子設備艙模塊(90)具有集成有乘客機艙空間部分地板的頂板(9`9)。
8.根據權利要求7所述的飛行器機頭，其特征在于，所述飛行器機頭在所述機身主結構(52)內包括飛行器機艙地板(62)，所述飛行器機艙地板布置在專用于乘客機艙的上部空間(64)下面，并且該飛行器機艙地板局部地中斷，航空電子設備艙模塊安裝成與所述航空電子設備艙模塊的頂板合成一體的地板(99)局部地延長所述飛行器機艙地板(62)。
9.根據權利要求7或8所述的飛行器機頭，其特征在于，駕駛艙模塊(80)包括行走地板(80b)，所述行走地板所處的高度低于結合于所述航空電子設備艙模塊的頂板的機艙空間部分地板(62)的高度。
10.根據權利要求1至9中任一項所述的飛行器機頭，其特征在于，所述飛行器機頭具有起落架存放艙(56)，兩個模塊(80、90)構造成將所述兩個模塊安裝到所述機身主結構(52)內時使這兩個模塊鄰近所述起落架存放艙布置。
11.根據權利要求1至10中任一項所述的飛行器機頭，其特征在于，兩個模塊(80、90)構造成將所述兩個模塊安裝到所述機身主結構內時使這兩個模塊通過所述兩個模塊的各自相鄰的兩個邊部彼此嵌合在一起。
12.根據權利要求11所述的飛行器機頭，其特征在于，通過航空電子設備艙模塊(90)的上前邊部(90b)和駕駛艙模塊(80)的下后邊部(80a)，所述兩個模塊彼此嵌合在一起。
13.一種飛行器機頭(50)的裝配方法，所述飛行器機頭包括機身主結構(52)，所述機身主結構在其內部限定待裝配的空間，所述待裝配的空間在所述飛行器機頭的后端部(50b)敞開，其特征在于，所述裝配方法包括以下步驟:-由所述飛行器機頭的后端部(50b)插入駕駛艙模塊(80)， -在所述機身主結構(54)內朝所述飛行器機頭的前端部(50a)的方向平移所述駕駛艙模塊(80)，直至所述駕駛艙模塊到達用于容置所述駕駛艙模塊的專用安置位(70)， -將所述駕駛艙模塊(80)固定于所述機身主結構(54)， -由所述飛行器機頭的后端部(50b)插入航空電子設備艙模塊(90)， -在所述機身主結構內朝所述飛行器機頭的前端部(50a)的方向平移所述航空電子設備艙模塊(90)，直至所述航空電子設備艙模塊到達用于容置所述航空電子設備艙模塊的專用安置位(72)，和 -將所述航空電子設備艙模塊(90)固定于所述機身主結構(54)。
14.根據權利要求13所述的裝配方法，其特征在于，用于容置所述航空電子設備艙模塊(90)的專用安置位(72)布置在用于容置所述駕駛艙模塊(80)的專用安置位(70)的后側，并且用于容置所述航空電子設備艙模塊的專用安置位布置的高度低于用于容置所述駕駛艙模塊的專用安置位的高度。
15.根據權利要求13或14所述的裝配方法，其特征在于，所述待裝配的空間沿所述機身主結構(54)的高度方向由飛行器機艙地板(62)界定，所述飛行器機艙地板分隔出上部空間和下部空間，所述飛行器機艙地板水平地從所述飛行器機頭的后端部(50b)朝所述飛行器機頭的前端部(50a)的方向延伸直至地板自由端部^2b)，所述地板自由端部(62b)被布置在用于容置所述航空電子設備艙模塊的專用安置位(72)的后側。
16.根據權利要 求15所述的裝配方法，其特征在于，每個模塊各自輪流基本水平地在所述機身主結構的上部空間中平移，所述駕駛艙模塊(80)被平移直至到達位于所述飛行器機頭的前端部(50a)、所處高度低于當駕駛艙模塊在飛行器機艙地板(62)的上方平移時該駕駛艙模塊所處的高度的所述駕駛艙模塊的專用安置位(70)。
17.根據權利要求16所述的裝配方法，其特征在于，將所述航空電子設備艙模塊(90): -按基本水平的第一平移運動平移直至到達位于開口(92)上方的位置(90 (B))，所述開口限定在所述地板自由端部(62b)和所述駕駛艙模塊(80)之間，和 -按基本豎直的第二平移運動穿過所述開口(92)平移，以便到達高度低于所述駕駛艙模塊的專用安置位(70)高度的所述航空電子設備艙模塊的專用安置位(72)。
18.根據權利要求17所述的裝配方法，其特征在于，所述基本豎直的第二平移運動伴隨有所述航空電子設備艙模塊(90)向前的傾斜運動。
19.根據權利要求13至18中任一項所述的裝配方法，其特征在于，兩個專用安置位(70、72)鄰近所述飛行器機頭的起落架存放艙(56)設置。
20.根據權利要求19所述的裝配方法，其特征在于，用于容置所述駕駛艙模塊(80)的專用安置位(70)設置在所述起落架存放艙(56)的上方。
【文檔編號】B64F5/00GK103879541SQ201310757273
【公開日】2014年6月25日 申請日期:2013年12月20日 優先權日:2012年12月21日
【發明者】Y·迪朗, B·格蘭 申請人:空中客車運營簡化股份公司