用于在三角形区域中装配飞行器系统部件的装配系统和方法与流程

本发明涉及一种用于在飞行器的下甲板中的三角形区域中装配飞行器系统部件的装配系统和方法。特别是，本发明涉及一种用于装配飞行器系统部件的装配系统和方法，所述飞行器系统部件具有能够在三角形区域的纵向方向上被推入的支承结构。

背景技术：

1、在飞行器的下甲板中，例如货物甲板，即在中间底板下方的飞行器机身的区域中，通常存在两个所谓的三角形区域。在飞行器的横截面视图中，所述三角形区域分别由飞行器机身的外部结构(例如隔框和桁条)、中间底板的横梁(例如中间底板的支架)和通常在中间底板的支架与隔框之间竖直延伸的所谓的z支柱限定并且通常位于飞行器的两侧上。z支柱特别是用于在竖直方向上支撑中间底板以及加固位于中间底板下方的飞行器结构。

2、在相对置的z支柱之间的通常相对矩形的空间通常被用作飞行器技术的货舱或装载空间。与之相反，三角形区域经常用于沿飞行器机身的外部结构或飞行器的纵向方向敷设管路。通常，没有干扰的部件布置在三角形区域中，特别是在飞行器的横向方向上，从而可以将从飞行器的机头到机尾或者至少从支承面到飞行器的机头或机尾的管路敷设在三角形区域中。

3、然而，在安装到三角形区域中期间，所述工作区域难以由相应的人员接近。一方面，z支柱阻碍将管路安装在三角形区域中。另一方面，由于中间底板，工作高度受到限制。两者都导致对于人员来说在人体工程学上不利的条件。

4、虽然已经尝试在装入z支柱之前将管路固定在飞行器的外部结构上。然而这意味着在该状态下中间底板既不能被装入也不能被加载。因此，上甲板的拆卸必须等待直到z支柱被安装。另一方面，由于负载引入以及也由于到外壳的距离，所以期望将管路固定在z支柱上，以便不是将所有保持件安装在飞行器的外部结构上。因此，优选在装入z支柱之后安装管路。

技术实现思路

1、因此，本发明的任务在于，提供一种用于改善地装配飞行器系统部件的系统和方法。

2、该任务通过一种具有权利要求1的特征的装配系统以及一种具有权利要求12的特征的方法来解决。

3、根据第一方面，为了更好地理解本公开内容，用于在飞行器的下甲板中的三角形区域中装配飞行器系统部件的装配系统包括以下部件：纵长延伸的支承结构；导向装置，其固定在该支承结构上并且设计用于引导该支承结构；以及至少一个保持件，其固定在该支承结构上并且设计用于可松脱地保持纵长延伸的飞行器系统部件。

4、在飞行器中，至少一个三角形区域存在于下甲板中。通常，三角形区域沿飞行器的纵向方向存在于飞行器的每一侧上。在飞行器的横截面视图中，所述三角形区域分别由飞行器机身的外部结构(例如隔框和桁条)、中间底板的横梁(例如中间底板的支架)或中间底板本身以及将中间底板的支架(或中间底板本身)支撑在隔框上并且通常竖直延伸的所谓的z支柱限定并且通常位于飞行器的两侧上。

5、三角形区域在飞行器中在一确定的长度上延伸，因此这种延伸在此也被称为三角形区域的纵向方向。在规定的飞行器结构中，例如所谓的低翼结构(tiefdecker-konfiguration)，三角形区域被中央翼盒和/或主起落架隔舱中断。主要地，三角形区域的纵向方向平行于飞行器的纵向方向(例如从飞行器的机头到机尾的中轴线)。由于三角形区域也由飞行器的宽度和/或外部结构限定，并且其也可弯曲地延伸，所以在这些区域中三角形区域的纵向方向可与飞行器的纵向方向(纵轴线)偏离或相对于其倾斜地延伸。因此，三角形区域的纵向方向可理解为沿飞行器的外部结构和/或沿z支柱延伸的方向。

6、纵长延伸的飞行器系统部件可理解为在一个方向上比在其它方向上更大的/更长的部件。特别是，管路属于这样纵长延伸的飞行器系统部件。例如，用于经调节的空气、排气、撞击空气、引气、液压、电力、水、废水等的管路可以敷设在三角形区域中。这些管路通常具有如下长度，该长度(明显)超过在三角形区域的纵向方向上的两个相邻的隔框或z支柱之间的间距。这些纵长延伸的飞行器系统部件可以特别是具有跨越多个z支柱(即沿多个z支柱敷设)的长度。

7、当然，也可以通过所述至少一个保持件保持(在纵向方向上)短的飞行器系统部件。不过比两个z支柱之间的间距短的部件也可以更容易地安装。但在任何情况下，全部的飞行器系统部件可以被预装配在支承结构上并且在飞行器机身的外部被预装配，由此可以提供符合人体工程学的好的条件。

8、该装配系统还包括导轨，该导轨设计用于被插入在三角形区域的一个区段中并且沿三角形区域的纵向方向被插入。三角形区域的该区段由隔框和/或z支柱和/或中间底板的横梁或支架来限定。这例如可以是三角形区域的下部区域。因此，该区段可以是例如隔框上的区域或者z支柱安装在相应隔框上的区域，该区域被集成在隔框中或者以其它方式与隔框的区域相交/接触。其当然替代地或附加地可以是三角形区域的上部区域和/或侧向区域。

9、所述导向装置设计用于沿导轨运动。例如，导向装置可以在导轨中运动，其中，特别是沿三角形区域的纵向方向进行运动。因此，通过导轨的引导主要涉及横向于导轨的纵向方向并且因此横向于三角形区域的纵向方向的支撑。

10、此外，所述支承结构这样确定尺寸，使得支承结构能够通过导向装置和导轨沿三角形区域的纵向方向被插入到三角形区域中。换句话说，支承结构具有的横截面小于三角形区域的横截面，从而支承结构可运动通过三角形区域的横截面，而支承结构通过导轨和导向装置被引导。

11、最后，支承结构的至少一个区段设计用于沿与支承结构的纵向方向垂直的方向运动。在此，可以涉及线性运动、圆形运动或沿任意路径的运动。支承结构的可横向运动的区段能够实现所述至少一个保持件(或者如果是多个保持件，则至少一个保持件)的运动，由此固定在其上的飞行器系统部件也运动。由此，飞行器系统部件能够在三角形区域之内定向，而其在推入到具有支承结构的三角形区域中时具有紧凑的横截面。

12、为了使飞行器系统部件能够装配在三角形区域中，导轨和导向装置用于在三角形区域的纵向方向上定向飞行器系统部件，并且支承结构的所述至少一个区段的运动用于在三角形区域的横向方向上定向飞行器系统部件。

13、在此，支承结构的所述至少一个区段的运动可以设计成，使得飞行器系统部件在三角形区域的横截面之内被置于其最终位置。例如，所述至少一个区段的运动可以包括水平的和/或竖直的运动分量，使得飞行器系统部件能够在三角形区域的横截面中运动到(几乎)任意的位置。

14、最终，飞行器系统部件可以被固定在三角形区域中。例如，飞行器系统部件可以固定在飞行器机身的外部结构(例如隔框和/或桁条)上、中间底板的横梁(例如中间底板的支架或中间底板本身)上，和/或在z支柱上。

15、在一个设计变型方案中，支承结构可以包括至少一个纵梁和多个竖直梁。在此，所述至少一个纵梁沿三角形区域的纵向方向延伸，而多个竖直梁分别垂直于所述纵梁并且基本上竖直地布置。在此，所述至少一个纵梁承担装配系统在纵向方向上并且到导向装置上的载荷的分配。

16、在另一个设计变型方案中，所述至少一个保持件可以固定在多个竖直梁上。因此，所述多个竖直梁主要是实现用于将所述至少一个保持件布置在三角形区域的横截面之内的(任意)竖直位置上，使得利用其保持的飞行器系统部件在其端部位置中或附近处于三角形区域的横截面内。此外，竖直梁也能够实现多个飞行器系统部件彼此相叠的布置。

17、在另一个设计变型方案中，支承结构的所述至少一个区段可以是多个竖直梁中的一个竖直梁，该竖直梁可以沿与支承结构的纵向方向垂直的方向运动。换句话说，竖直梁在平行于三角形区域的横截面的平面中运动。这能够实现飞行器系统部件在三角形区域内的运动。竖直梁的运动可以是任意的运动，例如线性运动、圆形运动、椭圆的运动或沿任意路径的运动。

18、在还另一个设计变型方案中，所述一个竖直梁可以经由铰链和撑开装置与所述多个竖直梁中的另一个竖直梁连接并且能相对于所述另一个竖直梁转动。在此，所述铰链形成竖直梁的转动运动的转动点。所述撑开装置可以是任意的装置，该装置在其长度方面是可变的并且这样布置，使得其长度确定在所述竖直梁与所述另一个竖直梁之间的间距。所述间距确定弧长，其中一个竖直梁相对于所述另一个竖直梁以该弧长围绕铰链转动。

19、替代地或附加地，其中一个竖直梁可以经由铰链与纵梁连接并且相对于纵梁转动。在此，如针对上述其中一个竖直梁相对于另一个竖直梁的转动运动相同的条件适用，其中，代替所述另一个竖直梁，纵梁形成固定的元件。

20、同样替代地或附加地，所述另一个竖直梁和/或纵梁可以围绕铰链转动。换句话说，支承结构的运动不局限于其中一个竖直梁的转动运动，而是支承结构的多个元件可以转动(在三角形区域的横截面视图中)。这能够实现支承结构连同安装在其上的飞行器系统部件的紧凑的布置结构以及飞行器系统部件在三角形区域内的灵活的运动和定向。

21、在另一个设计方案变型中，支承结构可以包括至少一个横向于支承结构的纵向方向在长度上可改变的横梁。横梁在此意味着，其位于三角形区域的横截面中，其中，横梁的长度变化在该平面内进行。在此，并不是迫不得已必须是线性的延长，而是也可以在横梁的起点与终点之间进行圆形的、椭圆的或任意的变化。

22、在另一个设计变型方案中，所述至少一个保持件中的一个保持件可以布置在所述至少一个横梁的自由端部处。因此，通过横梁的长度变化，保持件以及因此保持在其上的飞行器系统部件在三角形区域的横截面内的位置可以任意地改变。例如，飞行器系统部件可以被置于其在三角形区域中的最终位置。

23、在一个设计变型方案中，该装配系统还可以包括：另一个导轨，该另一个导轨设计用于布置在三角形区域的与(已经描述的)导轨不同的区段中；以及另一个导向装置，该另一个导向装置设计用于沿所述另一个导轨运动并且引导支承结构。例如，可以在三角形区域的纵向方向上进行运动。

24、首先描述的导轨例如可以布置在三角形区域的下面的或侧向的区段中。所述另一个导轨例如可以布置在三角形区域的上面的或侧向的区段中。

25、下面的和上面的导轨被优化用于对装配系统的负载的竖直支撑和对横向于(水平的)相应导轨的纵向方向并且因此横向于三角形区域的纵向方向的力分量的支撑。侧向的导轨能够实现从一开始就侧向的引导，即相对于横向力(水平力)的支撑，而竖直的负载分量必须以其它方式被引入到相应的导轨中。

26、在任何情况下，支承结构在三角形区域的横向方向上通过导轨和另一个导轨来保持，而支承结构可以简单地在三角形区域的纵向方向上运动。换句话说，支承结构被固定以防倾翻，由此使引入到三角形区域中变得容易。

27、当然，装配系统也可以利用仅一个导轨和导向装置稳定地引入到三角形区域中。因此，装配系统例如可以设计成，使得其重心(包括所安装的纵长延伸的飞行器系统部件)在三角形区域的下部区段中设置在导轨的上方。由此，使整个装配系统的倾翻变得困难并且使插入到三角形区域中变得容易。

28、同样地，装配系统也可仅装备有在三角形区域的上部区段中的导轨和导向装置，其中，支承结构以及因此装配系统悬挂在上面的导轨上。因此，没有装配系统倾翻的问题。

29、在另一个设计变型方案中，所述至少一个保持件可以具有接纳面，该接纳面对应于飞行器系统部件的外表面的一个区段。因此，所述接纳面可以占据由飞行器系统部件的外表面的区段确定的任意形状。因此，飞行器系统部件的接收表面和表面可以是圆柱体、球体、长方体、立方体、多边形或任何形状的一部分。

30、当然，接纳面也可以由弹性材料构成或者由弹性材料涂覆。由此，飞行器系统部件更容易被接纳和保持，并且还受到保护。

31、在又另一个设计变型方案中，接纳面可以设计成，使得其在部件的纵向方向上的如下位置上接触飞行器系统部件，在该位置处飞行器系统部件不(最终)固定在三角形区域中。因此，接纳面并且特别是保持件不妨碍飞行器系统部件的最终装配。

32、在另一个设计变型方案中，所述至少一个保持件可以包括粘扣条，该粘扣条设计用于保持或包围接合飞行器系统部件。因此，飞行器系统部件能够可松脱地固定在保持件上并且因此固定在支承结构上。

33、替代地或附加地，所述至少一个保持件可以包括夹子，该夹子设计用于可松脱地保持飞行器系统部件。所述夹子是具有夹紧功能和/或卡锁功能的保持件，其中，当飞行器系统部件被推入到夹子中时，夹子的至少一个区段弹性地变形，并且随后至少部分地包围飞行器系统部件。

34、在任何情况下，保持件可以安装在飞行器系统部件上，使得它不会阻碍飞行器系统部件的最终装配位置。仅作为示例，保持件和/或在其上固定有保持件的竖直梁可以沿三角形区域的纵向方向与隔框或z支柱间隔开地布置。通常，用于最终装配飞行器系统部件的保持件设置在隔框或z支柱(或中间底板的横梁)上。

35、在又另一个设计变型方案中，该装配系统还可以包括两部分式的装配装置，其中，装配装置的第一部分设计用于固定在飞行器系统部件上并且支承该飞行器系统部件，并且装配装置的第二部分设计用于固定在飞行器的z支柱、中间底板的横梁(支架)或隔框(框架)上。由此，在装配装置的一部分利用支承结构被推入到三角形区域中之前，其已经能够被安装在飞行器系统部件上。这使得飞行器系统部件的最终装配变得容易。

36、在一个设计变型方案中，两部分式的装配装置可以包括插接连接件、卡锁连接件、轨道连接件、螺纹连接件和/或夹紧连接件。

37、在此，两部分式的装配装置可以设计成，使得装配装置的两个部件在一个方向上被组合在一起(以到达最终装配位置)，该方向对应于在支承结构的区段垂直于支承结构的纵向方向运动时飞行器系统部件所执行的运动方向。换句话说，通过使支承结构的区段运动，飞行器系统部件不仅被置于其最终位置中，而且同时装配装置的相应的部件被组合在一起或彼此引导。

38、由此，飞行器系统部件的装配明显变得容易并且加速，因为飞行器系统部件在单个步骤中被置于其最终装配位置中。特别是当多个飞行器系统部件保持在支承结构上时(这些飞行器系统部件全部一次通过支承结构的区段的运动被置于其最终装配位置中)，飞行器系统部件的装配明显简化并且加速。

39、根据第二方面，为了更好地理解本公开内容，用于在飞行器的下甲板中的三角形区域中装配飞行器系统部件的方法包括如下步骤：

40、-将导轨引入到三角形区域的一个区段中并且沿三角形区域的纵向方向引入；

41、-提供支承结构，该支承结构包括导向装置和至少一个保持件；

42、-将纵长延伸的飞行器系统部件安装在所述至少一个保持件上；

43、-通过借助导向装置使支承结构沿导轨运动，将支承结构沿三角形区域的纵向方向推入到三角形区域中；

44、-使支承结构的至少一个区段沿与支承结构的纵向方向垂直的方向运动，从而将纵长延伸的飞行器系统部件置于三角形区域内的最终的装配位置中；

45、-将飞行器系统部件固定在飞行器的至少一个形成三角形区域的主结构部件上；

46、-将飞行器系统部件从所述至少一个保持件上松脱；并且

47、-将支承结构从三角形区域中移出。

48、该方法可以利用根据第一方面或其设计变型方案之一或这些设计变型方案的组合的装配系统来实施。因此，针对第一方面所做的实施方式同样适用于根据第二方面的方法。

49、在一个设计变型方案中，该方法还可以包括将装配装置的第一部分安装在飞行器系统部件上，并且将该装配装置的第二部分安装在飞行器的z支柱、横梁(支架)或隔框(框架)上。在此，飞行器系统部件的固定可以包括装配装置的第一部分和第二部分的连接。

50、这种连接同样可以与支承结构的所述至少一个区段的运动同时进行或者通过支承结构的所述至少一个区段的运动来进行。

51、在另一个设计变型方案中，该方法还可以包括将导轨从三角形区域中移除。

52、上述方面、设计方案、变型方案和示例自然可以组合，而无需明确描述。因此，针对这些方面、设计方案、变型方案和示例中的每个或其已有的组合可以可选地看到所描述的设计变型方案中的每个设计变型方案和每个示例。因此，本公开内容不局限于单个设计方案并且不以这些方面和设计变型方案的所描述的顺序或特定的组合局限于设计变型方案。