飞行器模块、飞行器部段及飞行器和飞行器部段组装方法

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飞行器模块、飞行器部段及飞行器和飞行器部段组装方法
申请号	CN201910551703.6	申请日	2019-06-25	公开(公告)号	CN110626520A	公开(公告)日	2019-12-31
申请人	空中客车运营简化股份公司;			发明人	B·格兰;
摘要	本发明涉及一种用于飞行器的模块，模块包括至少一个横向构件(14)，所述至少一个横向构件沿所述模块的侧向方向(Y)延伸并且旨在固定到所述机身(30)的框架，所述模块包括安装在所述横向构件的两个相反端部中的至少一个端部上的接合装置(34)，接合装置用于接合到所述机身框架，所述接合装置(34)构造成能够从待用位置移动到展开的接合位置，在所述接合位置，此装置(34)在所述侧向方向(Y)上从所述横向构件突出。本发明还涉及包括这种模块的飞行器部段和包括这种飞行器部段的飞行器，并涉及用于组装飞行器部段的组装方法。由此，飞行器模块(8)更易于组装在由飞行器的机身限定的内部空间(10)中。
权利要求	1.一种用于飞行器的模块(8)，所述模块旨在组装在由飞行器的机身(3)限定的内部空间(10)中，其特征在于，所述模块包括至少一个横向构件(14)，横向构件沿所述模块的侧向方向(Y)延伸并且旨在固定到机身框架(30)；并且，所述模块包括安装在所述横向构件的两个相反端部(14a)中的至少一个端部上的接合装置(34)，所述接合装置用于接合到所述机身框架，所述接合装置(34)构造成能够从待用位置移动到展开的接合位置，在所述展开的接合位置，接合装置(34)在所述侧向方向(Y)上从所述横向构件突出。 2.根据权利要求1所述的模块，其特征在于，所述接合装置(34)在其处于所述待用位置时通过铰接的连接件(35)连接到所述横向构件(14)的与其相关的端部(14a)，从而允许接合装置(34)朝向其展开的接合位置移动，在所述展开的接合位置，接合装置(34)优选地位于所述横向构件(14)的延续部分中，以便与其一起形成在所述侧向方向(Y)上连续的组件。 3.根据权利要求1或2所述的模块，其特征在于，所述接合装置(34)在其处于所述展开的接合位置时通过多个上紧构件(62)而固定到所述横向构件的与其相关的端部(14a)，上紧构件是大致正交于所述模块(8)的所述侧向方向(Y)定向的，优选地为螺栓。 4.根据权利要求3所述的模块，其特征在于，所述上紧构件(62)穿过长形通孔(52)，所述长形通孔被制成为穿过所述横向构件的端部(14a)。 5.根据前述权利要求中任一项所述的模块，其特征在于，当所述接合装置(34)处于其展开的接合位置时，所述接合装置(34)具有与设置在所述横向构件(14)的连接板(32)上的互补摩擦表面(50)协作的摩擦表面(48)。 6.根据前述权利要求中任一项所述的模块，其特征在于，所述接合装置(34)包括用于接合到所述机身框架(30)的接合端部(38)，接合端部(38)包括接触表面(42)，通孔(44)穿过所述接触表面、旨在接纳多个牵引构件(60)，当所述接合装置(34)处于其展开的接合位置时，牵引构件同样旨在与所述机身框架(30)协作。 7.根据权利要求6所述的模块，其特征在于，在与所述模块的所述侧向方向(Y)和竖直方向(Z)平行并且穿过所述横向构件(14)的截面的平面中，所述接触表面(42)呈相对于所述竖直方向(Z)倾斜的直线段的形状。 8.根据前述权利要求中任一项所述的模块，其特征在于，所述模块包括以下部件中的至少一个部件，优选地包括以下部件中的多个部件：-地板(12)，所述地板包括横向构件(14)； -至少一个系统(18)； -至少一个驾驶舱内衬(20)； -至少一个门系统(22)； -至少一个隔板(24)； -至少一个机载厨房(26)； -至少一个厕所隔间(28)。 9.根据前述权利要求中任一项所述的模块，其特征在于，配备有所述接合装置(34)的所述横向构件(14)布置在所述模块(8)的后部部分中。 10.根据前述权利要求中任一项所述的模块，其特征在于，所述横向构件(14)在其相反的端部(14a)中的每个端部处配备有接合装置(34)，和/或所述模块(8)的若干横向构件(14)各自配备有至少一个接合装置(34)。 11.一种飞行器部段(6)，包括形成结构包封件的机身(3)并且包括机身框架(30)，所述飞行器部段还包括至少一个根据前述权利要求中任一项所述的模块(8)，模块组装在由所述机身(3)限定的内部空间(10)中，每个接合装置(34)处于所述展开的接合位置并且固定到所述机身框架(30)中的至少一个机身框架上。 12.根据权利要求11所述的飞行器部段，其特征在于，所述飞行器部段是飞行器鼻锥。 13.一种飞行器(100)，包括至少一个根据权利要求11或12所述的飞行器部段(6)。 14.一种用于组装根据权利要求11或12所述的飞行器部段(6)的组装方法，其特征在于，所述组装方法包括以下步骤：-将模块(8)放置成面对由机身(3)限定的内部空间(10)中的模块最终位置并离所述模块最终位置一定距离，每个接合装置(34)处于待用位置； -移动所述模块(8)使其进入模块最终位置； -将每个接合装置(34)移动到其展开的接合位置；以及 -将每个接合装置(34)固定到机身框架(30)。 15.根据权利要求14所述的组装方法，其特征在于，移动所述模块(8)的步骤是通过将所述模块沿所述模块(8)和所述机身(3)的纵向方向(X)平移移动直至到达模块最终位置来进行的。
说明书全文	飞行器模块、飞行器部段及飞行器和飞行器部段组装方法技术领域 [0001] 本发明涉及飞行器的各个部件的组装的领域。 [0002] 本发明更具体地涉及包括在预先创建包含若干部件和功能的模块之后将这些模块安装在飞行器的结构上的组装方法。 [0003] 为此，本发明涉及一种用于飞行器的模块、包括这种模块的飞行器部段和包括这种飞行器部段的飞行器，尤其涉及用于组装飞行器部段的组装方法。 [0004] 本发明优选地适用于商用飞机。背景技术 [0005] 为了减少组装飞行器的各个部件所花费的时间，这些部件可以预先一起分组成模块，该模块旨在稍后安装在飞行器的结构上。 [0006] 然而，模块所包含的部件数量越多，证明装配就越复杂。 [0007] 这首先可以在以下方面得以解释，即：当模块固定到飞行器的结构的点位于例如包含多个设备的高度密集的区域中时，触及这些点存在困难。 [0008] 然而，这种困难也可以在以下方面得以解释，即：模块的大尺寸，这使得在模块朝向其最终位置传送时在该结构内移动变得复杂。具体地，当模块非常宽时，在该结构内移动它带来与机身框架干涉的风险。因此，这种移动必须以低速进行，以避免与机身框架的碰撞，并且这对于包含此类模块的飞行器的生产率具有负面影响。 [0009] 因此需要优化这些模块的设计，以使它们更易于组装。发明内容 [0010] 为了至少部分地满足此要求，本发明的第一主题是一种用于飞行器的模块，所述模块旨在组装在由此飞行器的机身限定的内部空间中，所述模块包括至少一个横向构件，所述至少一个横向构件沿所述模块的侧向方向延伸并且旨在固定到所述机身的框架。所述模块还包括安装在所述横向构件的两个相反端部中的至少一个端部上的接合装置，所述接合装置用于接合到所述机身框架，所述接合装置构造成能够从待用位置移动到展开的接合位置，在所述展开的接合位置，接合装置在所述侧向方向上从所述横向构件突出。 [0011] 本发明使所述模块更易于组装，因为它计划将所述模块的横向构件的至少一个端部固定到机身框架。此机身框架区域通常易于操作者触及，从而缩短了干预时间。 [0012] 通过使所述模块采用较小的侧向尺寸，同时将其朝向由机身限定的内部空间内的其最终位置移动，模块组装也变得更容易。实际上，在此移动期间，模块的(多个)接合装置可以采用其待用位置，以便显著降低与机身框架干涉的风险。因此可以提高模块移动可以采用的速度，从而提高生产率。 [0013] 本发明优选地设想到单独考虑或组合考虑的以下可选特征中的至少一个特征。 [0014] 所述接合装置在其处于所述待用位置时通过铰接的连接件连接到所述横向构件的与其相关的端部，从而允许此接合装置朝向其展开的接合位置移动，在所述展开的接合位置，展开的装置优选地位于所述横向构件的延续部分中，以便与其一起形成在所述侧向方向上连续的组件。无论接合装置的移动性质如何，都可以应用该优选特征。 [0015] 所述接合装置在其处于所述展开的接合位置时通过多个上紧构件而固定到所述横向构件的与其相关的端部，所述多个上紧构件是大致正交于所述模块的所述侧向方向定向的，优选地为螺栓。所述上紧构件然后穿过长形通孔，所述长形通孔被制成为穿过所述横向构件的所述端部。 [0016] 当所述接合装置处于其展开的接合位置时，所述接合装置具有与设置在所述横向构件的连接板上的互补摩擦表面协作的摩擦表面。 [0017] 所述接合装置包括用于接合到所述机身框架的接合端部，此接合端部包括接触表面，通孔穿过所述接触表面、旨在接纳多个牵引构件，当所述接合装置处于其展开的接合位置时，这些牵引构件同样旨在与所述机身框架协作。 [0018] 在与所述模块的所述侧向方向和竖直方向平行并且穿过所述横向构件的截面的平面中，所述接触表面呈相对于所述竖直方向倾斜的直线段的形状。 [0019] 所述模块包括以下部件中的至少一个部件，优选地包括这些部件中的多个部件或甚至所有这些部件： [0020] -地板，所述地板包括所述至少一个横向构件； [0021] -至少一个系统； [0022] -至少一个驾驶舱内衬； [0023] -至少一个门系统； [0024] -至少一个隔板； [0025] -至少一个机载厨房； [0026] -至少一个厕所隔间。 [0027] 配备有所述接合装置的所述横向构件布置在所述模块的后部部分中。 [0028] 所述横向构件在其相反的端部中的每个端部处配备有接合装置，和/或所述模块的若干横向构件各自配备有至少一个接合装置。 [0029] 本发明的另一主题是一种飞行器部段，所述飞行器部段包括形成结构包封件的机身并且包括机身框架，所述飞行器部段还包括组装在由所述机身限定的内部空间中的至少一个这样的模块，每个接合装置处于所述展开的接合位置并且固定到所述机身框架中的至少一个机身框架。 [0030] 优选地，此飞行器部段是飞行器鼻锥。 [0031] 本发明的另一主题是包括至少一个这样的飞行器部段的飞行器。 [0032] 本发明的最后一个主题是一种用于组装这样的飞行器部段的组装方法，所述组装方法包括以下步骤： [0033] -将所述模块放置成面对由所述机身限定的所述内部空间中的模块最终位置并离所述模块最终位置一定距离，每个接合装置处于所述待用位置； [0034] -移动所述模块使其进入模块最终位置； [0035] -将每个接合装置移动到其展开的接合位置；以及 [0036] -将每个接合装置固定到所述(多个)机身框架。 [0037] 优选地，移动所述模块的步骤是通过将所述模块沿所述模块和所述机身的纵向方向平移移动直至到达模块最终位置来进行的。 [0038] 从下面给出的非限制性详细描述中，本发明的其他优点和特征将变得清楚。附图说明 [0039] 将参考附图给出本说明，在附图中： [0040] -图1描绘了根据本发明的飞行器的侧视图； [0041] -图2描绘了前一附图中所示的飞行器的鼻锥的侧视图； [0042] -图3描绘了图2中所示的飞行器鼻锥的透视图； [0043] -图4是图2和图3中所示的鼻锥所配备的模块的透视图； [0044] -图4’是图2和图3中所示的鼻锥所配备的并且旨在接纳图4所示的模块的机身的透视图； [0045] -图5描绘了图4中所描绘的鼻锥模块的横向构件的透视图，该横向构件配备有处于待用位置的用于接合到机身框架的接合装置； [0046] -图6是前一附图中所示的横向构件/接合装置组件的分解透视图；并且[0047] -图7a至图7f”是展示了用于组装前述附图中所示的鼻锥的方法中的各个相继步骤的视图。具体实施方式 [0048] 参考图1，其描绘了商用飞机类型的飞行器100，该飞行器包括两个机翼2(图1中仅一个可见)，这两个机翼附接到机身3并且各自承载旁通式涡轮机1，比如涡轮喷气发动机。 [0049] 在该飞行器100上存在鼻锥6，该鼻锥是特定于本发明的，并且现在将参考随后的附图描述其优选实施例。在这方面，应注意，如下文所阐述的本发明背后的原理适用于飞行器的其他部分，更具体地，适用于包括机身和组装在由机身限定的空间内的模块的其他飞行器区段。 [0050] 首先参考图2和图3，这些图描绘了鼻锥6的一部分，如通过简单地将鼻锥模块8组装在由该鼻锥的机身3限定的内部空间10中而获得的。由于模块(也称为“整体模块”)的非常自给的性质，这种简单的组装产生近乎成品的鼻锥6。换句话说，将模块8组装在机身3上产生需要非常少的后续操作的鼻锥，以便使最终版本准备好与飞行器的其他区段进行组装。 [0051] 在下面的整个描述中，按照惯例，方向X对应于飞行器的纵向方向，此方向还对应于鼻锥6的纵向方向、并且对应于形成此鼻锥的模块8和机身3的纵向方向。此外，方向Y对应于飞行器的侧向方向或横向方向，此方向还对应于鼻锥6的侧向方向、并且对应于构成此鼻锥的模块8和机身3的侧向方向。最后，方向Z对应于竖直方向或高度方向，这三个方向X、Y、Z相互正交。 [0052] 模块8特别是自给的，包括鼻锥6的多个部件。此模块8在图2至图4中可见，包括一个或多个部件，这些部件包括： [0053] -地板12，该地板包括平行于Y方向的多个横向构件14。横向构件14(例如三个)位于模块8的后部部分中并通过平行于X方向的纵向构件16而彼此连接。地板12还可以包括附接到纵向构件16/横向构件14的一个或多个蒙皮； [0054] -至少一个系统18，例如导航系统或设备类型的； [0055] -至少一个驾驶舱内衬20； [0056] -至少一个门系统22； [0057] -至少一个隔板24； [0058] -至少一个机载厨房26； [0059] -至少一个厕所隔间28。 [0060] 优选地，所有这些部件可能还与其他部件组合地包含到模块8中。因此，模块8是多功能的，包括大量元件，这些元件在将此模块8组装在由鼻锥的机身3限定的在图2、图3和图4’中可见的内部空间10中之前彼此组装。 [0061] 对应于飞行器机身的前部区段的此机身3具有传统的尖拱形设计，其在Y和Z方向的尺寸在X方向上越靠近前部时越窄。机身3限定了结构包封件，该结构包封件的空隙对应于接纳模块8的内部空间10。为了产生此机身，提供了在方向X上间隔开并且在平面YZ中内接的框架30。框架30围绕包封件延伸，其形状类似于机身3的局部形状。机身还具有附接到框架30的蒙皮(未描绘出)，值得注意地是形成机身的空气动力学表面。该机身3包含开口31，以接纳提供进入飞行器内部的通道的前门。 [0062] 模块8经由其一个或多个横向构件14固定到这些机身框架30，其中一个横向构件的一部分在图5和图6中以放大图描绘出。然而，应了解的是，这三个横向构件14优选地全部具有相同或相似的设计，每个横向构件沿着比由框架30界定的内部空间10的长度略短的长度局部延伸。 [0063] 横向构件14包括优选地在平面YZ中延伸的连接板32。至少在横向构件的两个相反端部14a中的一个端部处，并且优选地在这些端部中的每一个端部处，模块8包括特定于本发明的接合装置34。该装置34优选地经由允许其旋转的铰接连接件35以铰接方式安装在横向构件14的与其相关的端部14a上。该连接件包括平行于方向X的铰接构件36，该铰接构件优选地在其相关的端部14a的长形孔37处穿过装置34及该端部。然而，可以设想到在接合装置34与横向构件的端部14a之间的任何其他连接件。该连接件则需要设计成允许装置34从待用位置移动到展开的接合位置，在待用位置，该装置仅表示在Y方向上从横向构件14a的端部朝向外侧的小体积，在接合位置，该装置34从横向构件14沿Y方向朝向外侧突出更多。 [0064] 图5和图6描绘了在模块8安装在机身3上之前采用的处于其待用位置的接合装置34。在该位置，铰接构件36将装置34连接到其相关的端部14a，其中装置34向上突出。优选地，装置34的任何部分都不在Y方向上延伸超过横向构件的端部14a。该特定特征有利地使模块8在其进行组装时减小侧向体积。接合装置34可以通过构造保持在该待用位置，或者在其设计允许时通过轴向夹紧铰接连接件35保持在该待用位置，或者还替代性地使用将这两个元件14a、34保持轴向相互抵靠的非侵略性临时夹具(未描绘出)而保持在该待用位置。 [0065] 相反，在如图7f至图7f”所示的展开的接合位置，装置34将横向构件14a的端部朝向外侧侧向地延伸，直至该装置通过将在下文中描述的方式所固定到的机身框架30。然后，装置34位于横向构件的延续部分中，以便与其一起形成在Y方向上连续的组件，即沿此相同方向延伸的单元组件。 [0066] 总体上，装置34在其远端部分中包括接合端部38，该接合端部与附接到框架30或包含到框架中的附接装配件40发生接触。该端部38的接触表面42抵靠附接装配件40的互补表面41。出于此原因，为了在这两个表面之间获得令人满意的协作，接触表面42倾斜，其方式为使得适应附接装配件40的互补表面41的局部倾斜。更具体地，在比如图7f”的截面P1的平面中，该平面与Y和Z方向平行并且穿过横向构件14的连接板32，接触表面40采用相对于方向Z倾斜非零角度A的直线段的形式。假定模块8优选地附接到框架30的下部部分，则直线段的倾斜使得其沿向上方向侧向向外发散，如同互补表面41一样。角度A例如被规划在5°和30°之间，这取决于所涉及的框架30的局部倾斜。 [0067] 返回到图5和图6，它们示出了接合装置34的设计，其优选采用制成单件的总体上为平行六面体的装配件的形式。其接合端部38是突出部，通孔44穿过该突出部，这些通孔旨在接纳稍后将描述的牵引构件，这些牵引构件用于将装置34附接到装配件40。这些通孔(例如六个)分布成两排每排三个孔44并且通到端部38的接触表面42上。由该端部形成的突出部在装置34的厚度方向和高度方向上延伸，特别是意味着在该高度方向上延伸该装置34的两个不平行的边缘面33。 [0068] 类似地，接合装置34穿过其通孔46，这些通孔旨在接纳将在稍后描述的夹紧构件，这些夹紧构件用于将装置34附接到其相关的横向构件端部14a。这些通孔(例如六个)分布成两排每排三个孔46，并且通到端部14a的摩擦表面48上。当装置34采用其展开的接合位置时，该摩擦表面48旨在与设置在横向构件端部14a的连接板上的互补摩擦表面50接触。这两个表面48、50例如成肋状、条纹状或以一些其他类似的方式成形。 [0069] 通孔52通到互补摩擦表面50上并且一直穿过横向构件端部14a的连接板32。这些通孔采用沿Y方向伸长的长形，以便在将模块8附接到框架30时补偿相对于附接装配件40的任何游隙。假定这些孔46、52旨在使夹紧构件穿过它们，则每个长形通孔52轴向面对并联接到通孔46中的一个。 [0070] 现在将参考图7a至图7f”描述根据本发明的一个优选实施例的用于组装鼻锥6的方法。 [0071] 首先参考图7a，模块8轴向面对其位于由机身3限定的内部空间10中的最终位置而放置。优选地，此放置通过将模块8相对于机身放置在其最终高度来执行。然后，每个接合装置34(图7a中不可见)采用其待用位置，从而使旨在引入到空间10中的模块8具有较小的侧向体积。下一步骤有效地对应于移动模块8以使其进入其最终位置，此移动采取沿X方向的平移移动的形式，如图7a中的箭头54示意性所示。可以使用适当的工具自动实现此平移移动。优选地，在移动开始时以高速执行，然后由于尖拱形机身3的框架30变窄而以较低的速度执行最终接近阶段。在此移动结束时，模块8占据如图7b所示的位置，其中其接合装置34保持在待用位置。 [0072] 下一步骤是通过使这些装置34围绕旋转构件36枢转而将它们枢转到展开的接合位置。此步骤由图7c中的箭头58示意性地指明。一旦到达展开位置，如图7d和图7d’所示，每个装置34侧向地延长横向构件14以面对附接装配件40。在这些元件34、40之间可以保留Y方向上的小的间隙。如果确实如此，则在其设计允许时，在轴向夹紧铰接连接件35的同时维持展开的接合位置，或者使用将这两个元件14、34保持彼此轴向抵靠的非侵略性临时夹具(未描绘出)而维持在接合位置。值得注意地，这种夹紧使得可以使互补的摩擦表面48、50(图5和图6中所示)发生接触。 [0073] 接下来，使用优选沿Y方向定向的螺栓或类似类型的牵引构件60来执行将每个接合装置34附接到其相关装配件40的步骤。图7e和图7e’中所示的这些螺栓60穿过装置34的通孔44并穿过装配件40。当它们被上紧时，表面42、41之间的任何侧向间隙被接合装置34及其相关的横向构件端部14a的相对移动所占据。在这方面，应注意，游隙补偿优选地表示比互补摩擦表面48、50(其在图5和图6中示出)的肋/条纹之间的一个节距的长度更短的距离，以便使得这种补偿更容易而不损坏这些表面。 [0074] 一旦完成该步骤，接合装置34因此附接到机身框架30，并且该装置的接触表面42保持与附接装配件40的互补表面41处于接触。 [0075] 该方法以使用沿X方向定向的螺栓或类似元件形式的夹紧构件62来巩固接合装置34与其相关的横向构件端部14a的附接而结束。该步骤在图7f至图7f”中示意性地指明。 [0076] 螺栓62穿过装置34的通孔46并穿过横向构件端14a的长形通孔52。然而，应注意的是，在不脱离本发明的范围的情况下，可以替代性地在将装置34附接到机身框架的装配件40之前执行这些螺栓62的放置。在这种情况下，这两个表面42、41之间的侧向游隙可以被穿过横向构件14的连接板的通孔52的长形形状所占据。具体地，尽管存在预先安装在通孔46、 52中的螺栓62，但是该设计允许装置34与横向构件14之间的相对侧向移动。这有利地产生基本上均衡的安装。 [0077] 无论是哪种情况，该方法都以上紧螺栓62结束，以便将接合装置34和横向构件端部14a的连接板32在它们互补的摩擦表面48、50上牢固地压靠彼此，如图7f’所示。 [0078] 在模块8的此后部部分中进行操作者干预是容易的，因为通过该区域中的少量部件使得横向构件端部14a的可触及性更容易。若干名操作者甚至可以对与附接到机身框架有关的所有横向构件同时工作。考虑到可以使用动力驱动器上紧螺栓60、62，这些操作还简单且快速地执行。 [0079] 将模块8的结构部分附接到机身3基本上可以概括为将其接合装置34附接到框架30。然而，可以设想到其他辅助附接，比如在前起落架隔室的顶部的区域中将模块8附接到每个机身框架30。 [0080] 当然，本领域技术人员可以对本发明进行各种修改，本发明仅通过非限制性示例进行描述，并且本发明的范围由所附权利要求限定。