专利名称：框架元件、飞行器部件组装系统以及在飞行器中安装部件的方法
技术领域：
本发明涉及一种用于在飞行器部件组装系统中使用的框架元件，一 种飞行器部件组装系统以及一种在飞行器中安装部件、特别是内部部件 或隔热层的方法。
背景技术：
当在飞行器中安装内部部件时，目前通常将例如护壁板、侧壁衬里、 照明带等各种部件单独地连接至飞行器结构。由于每个部件必须分别定 位并紧固到飞行器结构，因此内部部件的安装通常非常耗时。另外，单 独的内部部件的位置的改变或者对于内部部件的设计改变通常在实现 上具有很大难度，因为这种改变通常包括位于飞行器结构侧上的支架装 置的调整和/或至少包括设置在飞行器结构上的用于安装内部部件的紧 固点的调整。
尽管第一隔热层直接附连到飞行器外蒙皮的内侧，但是形成飞行器 第二隔热层的隔热层通常是在将内部部件紧固到飞行器结构之前胶合 到这些内部部件上。为了制造近似于内部部件的通常为弯曲设计的并设 有肩部等的轮廓，通常需要多个不同形状的隔热层。因此第二隔热层的 安装耗时且费用较高。
发明内容
本发明的基本目的是提供一种用于在飞行器部件组装系统中使用的框 架元件， 一种飞行器部件安装系统，以及一种在飞行器中安装至少一个部 件、特别是内部部件或隔热层的方法，其允许飞行器中的部件的简单且快 速的安装。
为了实现该目的，根据本发明的用于在飞行器部件组装系统中使用的框架元件可附连到飞行器结构并且包括至少一个紧固装置，所述紧固 装置用于将至少一个飞行器内部部件或至少一个隔热层紧固到框架元 件。
优选地，框架元件适于用螺钉固定到飞行器结构。例如，可以借助 于四处螺紋接头将框架元件紧固到飞行器结构。为此，在飞行器结构和 /或框架元件中可具有相应的孔，所述孔选择性地设有螺紋。
为了允许将框架元件以特别简单的方式安装在飞行器结构上，框架 元件还适于在一端通过插接接头紧固到飞行器结构，而在另 一端通过螺 紋接头或锁销接头紧固到飞行器结构。以这种方式设计的框架元件还能 够以特别简单的方式从飞行器结构上取下。当框架元件的部件或者飞行 器结构的用于形成插接接头的部件以铰接的方式设计时，可以实现尤为 简单的组装。
优选地，框架元件由轻质且刚性的材料制成，例如铝、铝合金、GFRP (玻璃纤维增强塑料)、CFRP (碳纤维增强塑料)或者其它一些碳纤维 材料。
如果根据本发明的框架元件用于将内部部件连接至飞行器结构，则 首先将内部部件紧固到框架元件，即框架元件和内部部件可以预组装成 可独立操作的组装组。如果期望的话，当然也可以将多个内部部件附连 到框架元件。然后，包括框架元件以及紧固于其上的内部部件的预组装 的组装组可以以简单且快速的方式连接到飞行器结构。
根据本发明的框架元件的特别优点在于其可以用作不同的内部部 件一一即不同的形状和尺寸的内部部件一一的托架元件。因此，设置在
飞行器结构上的用于内部部件的紧固点的数量以及布置不必再与不同 的内部部件相适应，而仅需与支承不同的内部部件的框架元件相适应。 因此，根据本发明的框架元件能够允许设置在内部部件上的紧固点与设 置在飞行器结构上的紧固点无相互影响。因此，通过使用根据本发明的 框架元件能够显著地减少设置在飞行器结构上的用于内部部件的紧固 点的数量。另外，可以使飞行器结构上的用于内部部件的紧固点的布置 标准化。
由于通过使用根据本发明的框架元件可以免除内部部件紧固点以 及飞行器结构紧固点的调整，因此可以实现内部部件以及飞行器结构在设计上的更大灵活性。可以利用这种更大的灵活性来优化内部部件和/ 或飞行器结构的重量。
如果使用根据本发明的框架元件将例如形成部分飞行器第二隔热 层的隔热层连接至飞行器结构，则可以首先将隔热层紧固到框架元件， 即框架元件和隔热层可以预组装成可独立操作的组装组。如果需要的 话，当然也可以将多个隔热层附连到框架元件。然后，将包括框架元件 以及紧固于其上的隔热层的预组装的组装组以简单且快速的方式连接 到飞行器结构。
通过使用根据本发明的框架元件来安装例如形成部分飞行器第二 隔热层的隔热层，可以免除将隔热层胶合到内部部件的昂贵费用。特别 地，与大多数飞行器内部部件相比，框架元件具有无任何肩部等的更为 简单的形状轮廓，从而只需安装较少的单独设计的隔热层。这样允许相 当大的成本节约。
在框架元件上可以设置支架装置、夹紧装置或者锁销装置，作为用 于将内部部件紧固到框架元件的紧固装置，这些装置可以设计成与框架 元件整合为一体。但是可替代地，还可以借助于螺钉或铆钉将内部部件 紧固到框架元件，在这种情况下，在内部部件和/或在框架元件中可以 具有相应的孔，所述孔选择性地设有螺紋。
优选地，用于将隔热层紧固到框架元件的紧固装置适于将隔热层以 可机械拆卸的方式紧固到框架元件。
例如，紧固装置可以设计成维可牢尼龙搭扣紧固件(Velcro fastener)、钩和毛圏搭扣带、蘑菇头带或者杉树紧固装置的形式。可替 代地，还可以借助于螺钉、铆钉、夹子、夹紧装置、磁性支架装置、具 有弹簧的压力紧固件、伸缩式紧固装置或者球形紧固装置将隔热层紧固 到框架元件。另外，可以想到使隔热层在设置于框架元件上的紧固点处 中断，或者将隔热层制造得略微大于框架元件以便能够使隔热层弯折过 框架元件并借助于橡胶带将隔热层紧固到框架元件。最后，用于将根据 本发明的框架元件紧固到飞行器结构的装置还可设计成使其同时允许 将隔热层紧固到框架元件。
根据本发明的优选实施方式，框架元件包括两个纵向支杆以及至少 一个连接支杆，所述两个纵向支杆设置成至少部分地大致彼此平行，所述至少一个连接支杆在所述纵向支杆之间延伸。框架元件的纵向支杆的 长度可以根据需要改变。这意味着可以以期望的方式来改变框架元件的 几何形状。例如，框架元件可以从形成飞机机艙地板的平面延伸至飞机 机舱顶板的中心线。可替代地，还可以想到使框架元件从形成飞机机抢 地板的平面的一侧延伸至形成飞机机艙地板的平面的相对侧，即，跨越 飞机机抢的两侧以及飞机机抢顶板。
根据纵向支杆的长度，框架元件可以包括相应数量的连接支杆，从 而确保框架元件的足够刚度。在框架元件的安装状态中，框架元件的纵 向支杆可以平行于飞行器结构的翼肋延伸。因此优选地，纵向支杆至少 部分地具有与飞行器结构的翼肋的曲率相适应的曲率。
例如，框架元件可以设定尺寸，使得在框架元件的安装状态中，纵 向支杆平行于飞行器结构的相邻翼肋延伸。然而可替代地，框架元件可
以具有如下尺寸，即框架元件的纵向支杆之间的距离大于飞行器结构 的两个相邻翼肋之间的距离。在这种情况下，优选地，框架元件的连接 支杆设有至少一个凹部，当框架元件附连到飞行器结构之后，凹部与飞 行器结构的翼肋以如下的方式相互作用，即翼肋容纳在设置于连接支 杆上的凹部中。这样以筒单的方式防止了在框架元件的安装状态中设置 于框架元件的纵向支杆之间的翼肋干涉到将框架元件紧固到飞行器结 构。如果框架元件包括多个连接支杆，则优选地使每个连接支杆设有至 少一个凹部，在框架元件的安装状态中所述凹部容纳飞行器结构的翼 肋。在根据本发明的框架元件的特别优选的实施方式中，所有的连接支 杆具有用于容纳两个相邻翼肋的两个凹部。
优选地，在框架元件上形成有例如钩环状设计的至少一个力引入装 置，以便将框架元件附连到飞行器结构。例如，在框架元件的每个纵向 支杆上可设置至少一个力引入装置，使螺钉或者螺栓可以穿过力引入装 置，从而以简单且可靠的方式将框架元件连接至飞行器结构。根据框架 元件的尺寸和/或框架元件纵向支杆的长度，可以以沿着框架元件的纵 向支杆的长度分布的方式设置多个力引入装置，从而确保框架元件可靠 地紧固到飞行器结构。
在本发明的优选实施方式中，框架元件可经由防震座附连到飞行器 结构。此处，防震座意指由例如橡胶弹性材料的减振材料制成的支座装 置，所述防震座确保框架元件并由此确保附连到框架元件的内部部件能够无震动地紧固到飞行器结构。使框架元件经由防震座进行紧固，导致 了框架元件与飞行器结构的隔声去耦。例如，防震座可定位在形成于框 架元件上的力引入装置与设置用于紧固框架元件的飞行器结构的部 件——例如翼肋一一之间。但是，可以对所有上述用于将框架元件紧固 到飞行器结构的紧固装置设有相应的防震座，从而使框架元件与飞行器 结构隔声去耦。
优选地，在防震座中设有适当的贯通开口，该贯通开口允许螺钉或 螺栓穿过防震座，以便将框架元件紧固到飞行器结构。可替代地，在防 震座中可设有适当的弹性套管以便将防震座连接至框架元件。
优选地，根据本发明的框架元件包括紧固模块，在该紧固模块上形 成有或设有用于紧固至少一个飞行器内部部件的至少一个紧固装置。如 上所述，可以借助于支架装置、夹紧装置或者锁销装置，也可以通过用 螺钉固定或者铆接，将内部部件紧固到框架元件。所述支架装置、夹紧 装置或者锁销装置既可以安装到紧固模块上，也可以设计成与所述紧固 模块整合为 一体。如果将内部部件用螺钉固定到或者铆接到框架元件， 则在紧固模块中可具有相应的孔，所述孔选择性地设有螺紋。
紧固模块一一其可设计成与框架元件整合为一体、但是可替代地也 可以以可拆卸的方式连接到框架元件一一关于其形状和尺寸以及尤其
关于紧固装置的形状和布置适应于待附连到框架元件的内部部件。因 此，为了能够使用用于将不同的内部部件紧固到飞行器结构的框架元 件，框架元件仅需设有与不同的内部部件相适应的不同的紧固模块。因 此，还可以例如将较小的内部部件紧固到框架元件，致使根据本发明的 框架元件具有极多的用途。
根据本发明的特别优选的实施方式，框架元件还包括用于将隔热层 或内部部件紧固到框架元件的另外的紧固装置。换句话说，框架元件设
计成使其可以与至少一个内部部件以及与至少一个隔热层一一其形成 例如部分飞行器第二隔热层一—预组装成可独立操作的组装组。然后， 该组装组可以以如上所述的方式筒单地附连到飞行器结构。在这种情况 下，优选地，框架元件设计成使得在包括框架元件、内部部件和隔热层
的组装组的安装状态中，紧固到框架元件的内部部件^:置在框架元件的 背对飞行器结构的一侧上。另一方面，在组装组的安装状态中，隔热层 可设置在框架元件的面朝飞行器结构的一侧上并位于框架元件与飞行器结构之间，或者可以紧固到框架元件的背对飞行器结构的一侧上并位 于至少 一个内部部件与框架元件之间。
如果意于将根据本发明的框架元件连接到内部部件和隔热层从而 形成组装组，则上述的紧固装置可以作为用于内部部件和隔热层的紧固 装置。具体地，可借助于选择性地安装到紧固模块或者在紧固模块上形 成的支架装置、夹紧装置或者锁销装置将内部部件紧固到框架元件，并
固装置将隔热层紧固到框架元件。
根据本发明的飞行器部件组装系统可以包括多个框架元件。优选 地,在飞行器部件组装系统的相邻框架元件之间设有间隙覆盖件。
一种根据本发明的在飞行器中安装部件的方法，其包括如下步骤 提供如上所述的框架元件，将至少一个内部部件或至少一个隔热层紧固 到框架元件，以及将具有紧固于其上的至少一个内部部件或至少一个隔 热层的框架元件附连到飞行器结构。
借助于紧固装置将所述至少一个内部部件紧固到框架元件，该紧固 装置设计成支架装置、夹紧装置或者锁销装置的形式。优选地，借助于 紧固装置将内部部件紧固到框架元件，该紧固装置形成或设置在紧固模 块上，所述紧固模块设置在所述框架元件上。另一方面优选地，借助于 紧固装置将所述至少一个隔热层紧固到框架元件，该紧固装置适于将隔 热层以可机械拆卸的方式紧固到框架元件。
具有紧固于其上的至少一个内部部件或者具有以可机械拆卸的方 式紧固于其上的至少一个隔热层的框架元件以如下的方式附连到飞行 器结构，即设置于框架元件的连接支杆中的凹部容纳飞行器结构的翼 肋。在这种情况中选择性地，设置于框架元件与飞行器结构之间的隔热 层可以在隔热层与翼肋的接触面区域内受到压缩。然而，隔热材料具有 足够的弹性，因此不会导致隔热层的损坏。选择性地，隔热层还可设有 用于容纳飞行器结构的翼肋或其它部件的相应凹部。
优选地，借助于形成在框架元件上的力引入装置将具有紧固于其上 的内部部件或隔热层的框架元件附连到飞行器结构，其中优选地，这种 力引入装置设置在框架元件的每个纵向支杆上。
具有紧固于其上的至少一个内部部件或至少一个隔热层的框架元件可以经由减震座附连到飞行器结构。
最后，根据本发明的方法可以提供，在将框架元件附连到飞行器结 构之前将至少一个内部部件以及至少一个隔热层紧固到框架元件。
现在，将参照所附示意图来详细地描述本发明的优选实施方式，附
图中
图1示出了根据本发明的框架元件的第一实施方式，
图2示出了力引入装置的细节图，所述力引入装置设置在图1中图 示的框架元件的纵向支杆上，
图3示出了处于安装状态的根据本发明的框架元件的第一实施方 式，所述框架元件具有紧固于其上的内部部件，
图4示出了根据本发明的飞行器部件组装系统，所述飞行器部件组 装系统包括两个框架元件，
图5示出了根据本发明的框架元件的第一实施方式，所述框架元件 具有用于将内部部件紧固到框架元件的紧固模块，
图6示出了根据本发明的框架元件的第一实施方式，所述框架元件 具有紧固于其上的隔热层，
图7示出了根据本发明的框架元件的第二实施方式，
图8示出了用于将隔热层紧固到框架元件的紧固装置的第一实施方
式，
图9示出了用于将隔热层紧固到框架元件的紧固装置的第二实施方 式，以及
图10示出了用于将隔热层紧固到框架元件的紧固装置的第三实施 方式。
具体实施例方式
图1示出了由铝制成的框架元件10的第一实施方式，包括以彼此平行的方式设置的两个弯曲的纵向支杆12、 14;以及在所述纵向支杆 12、 14之间以彼此平行的方式延伸的两个连接支杆16、 18。在框架元 件10的每个纵向支杆12、 14的第一端部上形成有钩环状的力引入装置 20、 22,所述力引入装置在图2中以放大细节图的方式示出。框架元件 10的每个连接支杆16、 18设有两个凹部26、 28、 30、 32。
框架元件10包括紧固装置，该紧固装置在图中未示出并用于将飞 行器内部部件34一一其在图3中可以看到一一紧固到框架元件10。支 架装置、夹紧装置或者锁销装置可以作为用于将内部部件34紧固到框 架元件IO的紧固装置。然而可替代地，还可以借助于螺钉或铆钉将内 部部件34紧固到框架元件10，在这种情况下，在内部部件34和/或框 架元件10中具有相应的孔，所述孔选择性地设有螺紋。在图3所示的 实施方式中，紧固到框架元件10的内部部件34为侧壁衬里板。但是， 还可以将例如护壁板、天花线板、门框架部件、照明带等其它飞行器内 部部件附连到框架元件10。
借助于形成在框架元件10的纵向支杆12、 14上的力引入装置20、 22，可将框架元件10在飞行器结构36的面朝飞行器内部的一侧上紧固 到飞行器结构36。为此，使螺钉穿过形成于框架元件10的纵向支杆12、 14上的每个力引入装置20、 22,并将螺钉拧到形成于飞行器结构36的 翼肋38、 40中并设有螺紋的孔内。如果需要将框架元件10特别牢固地 紧固到飞行器结构36,则可以设置附加的紧固系统。
经由防震座(图3中未示出) 一一即，由减振材料制成的支座装 置——来实现将框架元件10紧固到飞行器结构36，防震座确保了框架 元件10无震动地紧固到飞行器结构36。由橡胶弹性材料制成的防震座 分别设有贯通开口，可使螺钉——其用来将包括框架元件10和内部部 件34的组装组紧固到飞行器结构36 — 一穿过所述开口 。借助于防震座， 可实现框架元件10与飞行器结构36的隔声去耦并由此实现内部部件34 与飞行器结构36的隔声去耦。
如从图3中可以看出，框架元件10的纵向支杆12、 14的曲率至少 部分地与飞行器结构36的翼肋38、 40的曲率相适应，使得在框架元件 10的安装状态中的框架元件10的纵向支杆12、 14部分地大致平行于翼 肋38、 40延伸。处在飞行器结构36的翼肋38、 40之间的翼肋42、 44 容纳在设置于框架元件10的连接支杆16、 18上的凹部26、 28、 30、 32中，由此避免翼肋42、 44妨碍到将框架元件10紧固到飞行器结构36。
多个框架元件10形成了飞行器部件组装系统46。在图4中示出了 包括两个框架元件10的飞行器部件组装系统46。在飞行器部件组装系 统46的相邻框架元件10之间具有间隙遮盖件48。
图5示出了框架元件10,其包括紧固模块50,紧固模块以弯曲支 杆的形式设计并附连到框架元件10。在紧固模块50上形成有图5中未 示出的紧固装置，所述紧固装置用于将飞行器内部部件紧固到紧固模块 50并因此紧固到框架元件10。如结合图1和图3所进行的描述，紧固 装置可以采取支架装置、夹紧装置或者锁销装置的形式。然而可替代地， 也可以通过螺钉或铆钉将内部部件连接至紧固模块50并因此连接至框 架元件10。
紧固模块50关于其形状和尺寸以及还关于设置在紧固模块50上的 紧固装置的形状和布置适应于待附连到框架元件10的内部部件。另外， 紧固模块50的曲率与飞行器结构的翼肋的曲率相适应，由此允许框架 元件10在亳无困难的情况下在飞行器结构的面朝飞行器内部的一侧上 紧固到飞行器结构。
除了用于紧固飞行器内部部件的紧固装置之外，图6中所示的框架 元件10具有用于将形成部分飞行器第二隔热层的隔热层52以可机械拆 卸的方式紧固到框架元件10的另外的紧固装置(图6中未示出)。框架 元件10、用于紧固飞行器内部部件的紧固装置以及用于紧固隔热层52 的另外的紧固装置以如下的方式设计及设置，即使得内部部件可以紧 固到框架元件10的在框架元件10的安装状态中面朝飞行器内部的第一 侧上，而隔热层52可以附连到框架元件10的在框架元件10的安装状 态中背对飞行器内部的第二侧上。
在包括框架元件10、内部部件和隔热层52的组装组的安装状态中， 隔热层52设置在框架元件10与飞行器结构之间，致使隔热层52在其 与飞行器结构的翼肋或其它部件的接触面区域内可能受到压缩。然而， 隔热层52的材料具有足够的弹性，因此不会导致隔热层52的损坏。可 替代地，隔热层52还可设有用于容纳飞行器结构的翼肋或其它部件的 相应凹部。
图7示出了由铝制成的框架元件IO，的第二实施方式。框架元件10，包括两个纵向支杆12，、 14，，所述纵向支杆在第一部分Al中以大致彼 此平行的方式延伸。与图1至6中所示的框架元件10的方式类似，第 一部分A1中的纵向支杆12'、 14，的曲率与飞行器结构的翼肋的曲率相 适应。然而与图l至6中所示的框架元件IO的不同之处在于，根据图7 的框架元件IO，的纵向支杆12，、 14，具有分别朝外弯曲大约90。角度的端 部部分EA1、 EA2，使得每个纵向支杆12'、 14，大致为L形。
框架元件IO，还包括连接支杆16，。连接支杆16，的中间部分MA在 纵向支杆12'、 14，之间延伸。连接支杆16，还包括两个外部部分AA1、 AA2，所述两个外部部分分别从纵向支杆12，、 14，向外延伸，并且在邻 接纵向支杆12，、 14，的部分中该外部部分首先形成了连接支杆16，的中 间部分MA的延伸部分，但是随后弯曲大约卯。角度并以大致平行于纵 向支杆12'、 14，的方式延伸。因此，框架元件IO，的连接支杆16，大致为 C形设计。
类似于框架元件10,框架元件IO，也包括图7中未示出的用于将飞 行器内部部件紧固到框架元件IO，的紧固装置。另外，设置图7中未示 出的另外的紧固装置，从而以可机械拆卸的方式将形成部分飞行器第二 隔热层的隔热层紧固到框架元件10，。
图8至10示出了用于将隔热层52紧固到框架元件10、 IO，的另外 的紧固装置的不同的实施方式。
在图8中，所述另外的紧固装置设计成蘑菇头带54的形式，其包 括保护纸层56;设置在保护纸层56上面的自粘氯丁橡胶发泡层58; 以及设置在氯丁橡胶发泡层58上面的聚烯烃层60。多个蘑菇头装置62 沿着基本上垂直于聚烯烃层60的方向延伸。为了将蘑菇头带54紧固到 框架元件10、 10，，取下保护纸层56，从而允许蘑菇头带54能够借助 于自粘氯丁橡胶发泡层58固定到框架元件IO。最后，可以通过蘑菇头 装置62以可机械拆卸的方式将隔热层52紧固到框架元件10、 10，，所 述蘑菇头装置62钩在隔热层52的隔热材料中。
图9示出了另外的紧固装置，其设计成杉树紧固装置64的形式。 该杉树紧固装置64包括多个杉树装置66,所述杉树装置66容纳在形成 于框架元件中的孔68中并且沿着基本上垂直于框架元件10、 IO，的方向 延伸。可以通过杉树装置66以可机械拆卸的方式将隔热层52紧固到框架元件IO、 10，，所述杉树装置66钩在隔热层52的隔热材料中。
图中未示出且设计成伸缩式紧固装置形式的另外的紧固装置，其包 括多个保持钮，每个保持钮包括头部以及从头部延伸的底部。保持钮的 底部适于容纳在形成于框架元件10、 IO，中的凹部中。为了将保持钮紧 固到框架元件IO,将保持钮的底部引到形成于框架元件10、 IO，中的凹 部中。然后，使保持钮以15。的递增转动，直至形成在底部上的突起与 互补装置相互作用，所述互补装置设置在形成于框架元件10、 IO，中的 凹部中。最后，将设置在保持钮头部上的闭合筒向下压，直至它与设置 于头部内部中的闭合销相互作用。最后，可以借助于螺钉将隔热层52 紧固到框架元件10、 10，，所述螺钉与形成于保持钮的头部中的螺紋相 互作用。
最后，图10示出了设计成球形紧固装置88的形式的另外的紧固装 置。该球形紧固装置88包括多个球形支架卯，每个球形支架卯包括圆 柱形螺栓92。球形部94设置在螺栓92的一个端部上，该球形部设置成 用以容纳在凹部98中，该凹部98形成在框架元件10、 IO，中并内衬有 橡胶插入件96。为了将隔热层52紧固到框架元件10、 10，，将隔热层 52的隔热材料夹在形成于螺栓92相反端部上的支架100与框架元件10、 IO"的表面之间。
在框架元件IO、 IO，的组装期间，首先将期望的内部部件34紧固到 框架元件IO、 10，。然后，将形成部分飞行器第二隔热层的隔热层52以 可机械拆卸的方式附连到框架元件10、 10，。
然后，将包括至少一个内部部件34、至少一个框架元件10、 IO，以 及至少一个隔热层52的组装组用螺钉紧固到飞行器结构36。为了使包 括内部部件34、框架元件10、 IO，以及隔热层52的组装组与飞行器结 构36隔声去耦，因此经由防震座来实现所述紧固。
权利要求
1. 一种用于在飞行器部件组装系统(46)中使用的框架元件(10；10’)，其中所述框架元件(10；10’)能够附连到飞行器结构(36)并且包括用于将至少一个飞行器内部部件(34)或至少一个隔热层(52)紧固到所述框架元件(10；10’)的至少一个紧固装置。
2. 如权利要求1所述的框架元件，其特征在于，用于将所述至少一个飞行器内部部件(34)紧固到所述框架元件(10; 10，)的所述至少一个紧固装置设计成支架装置、夹紧装置或者锁销装置的形式。
3. 如权利要求1所述的框架元件，其特征在于，用于将所述至少一个隔热层(52)紧固到所述框架元件(10; 10，)的所述至少一个紧固装置适于将所述隔热层(52)以可机械拆卸的方式紧固到所述框架元件(10; 10，)。
4. 如权利要求1至3中任一项所述的框架元件，其特征在于，所述才匡架元件(10; 10，)包括两个纵向支杆(12、 14; 12，、 14，) 以及至少一个连接支杆(16、 18; 16，)，所述两个纵向支杆设置成至少部分地大致彼此平行，所述至少一个连接支杆至少部分地在所述纵向支杆(12、 14; 12，、 14，)之间延伸。
5. 如权利要求4所述的框架元件，其特征在于，所述框架元件(10 )的连接支杆(16、 18) i殳有至少一个凹部(26、 28、 30、 32),在所述框架元件(10)附连到所述飞行器结构(36)之后所述至少一个凹部容纳所述飞行器结构(36)的翼肋(42、 44)。
6. 如权利要求4或5所述的框架元件，其特征在于，在所述框架元件(10 )的每个纵向支杆(12、 14 )上形成有用于将所述框架元件(10 )附连到所述飞行器结构(36)的至少一个力引入装置(20、 22)。
7. 如权利要求1至6中任一项所述的框架元件，其特征在于，所述框架元件(10; 10，)能够经由减震座附连到所述飞行器结构(36)。
8. 如权利要求1至7中任一项所述的框架元件，其特征在于，所述框架元件(10)包括紧固模块(50)，在所述紧固模块(50)上形成有或设有用于紧固至少一个飞行器内部部件(34)的至少一个紧固装置。
9. 如权利要求1至8中任一项所述的框架元件，其特征在于，所述框架元件(10; 10，)还包括用于将至少一个隔热层(52)或至少一个内部部件(34)紧固到所述框架元件(10; 10，)的至少一个另外的紧固装置。
10. —种飞行器部件组装系统(46),其特征在于，包括多个如权利要求1至10中任一项所述的框架元件(10; 10，)。
11. 如权利要求10所述的飞行器部件组装系统，其特征在于，在所述飞行器部件组装系统(46)的相邻框架元件(10)之间设有间隙覆盖件(48 )。
12. —种在飞行器中安装部件(34、 52)的方法，包括以下步骤提供如权利要求1至9中任一项所述的框架元件(10; 10，)，将至少一个内部部件(34)或至少一个隔热层(52)紧固到所述框架元件(10; 10，)，以及将具有紧固于所述框架元件(10)的所述至少一个内部部件(34)或所述至少一个隔热层(52)的所述框架元件(10; 10，)附连到飞行器结构(36)。
13. 如权利要求12所述的方法，其特征在于，借助于紧固装置将所述至少一个内部部件(34)紧固到所述框架元件(10; 10，)，所述紧固装置设计成支架装置、夹紧装置或者锁销装置的形式。
14. 如权利要求12所述的方法，其特征在于，借助于紧固装置将所述至少一个隔热层(52)紧固到所述框架元件(10; 10，)，所述紧固装置适于将所述隔热层(52)以可机械拆卸的方式紧固到所述框架元件(10; 10,)。
15. 如权利要求12至14中任一项所述的方法，其特征在于，具有 紧固于所述框架元件(10)的所述至少一个内部部件(34)或所述至少 一个隔热层(52)的所述框架元件(10)以如下的方式附连到所述飞行 器结构(36)，即设置在所述框架元件(10)的连接支杆(16、 18) 中的凹部(26、 28、 30、 32)容纳所述飞行器结构(36)的翼肋(42、 44 )。
16. 如权利要求12至15中任一项所述的方法，其特征在于，借助 于形成在所述框架元件(10)的每个纵向支杆(12、 14)上的力引入装 置(20、 22)将具有紧固于所述框架元件(10)的所述至少一个内部部 件(34)或所述至少一个隔热层(52)的所述框架元件(10)附连到所 述飞行器结构(36)。
17. 如权利要求12至16中任一项所述的方法，其特征在于，具有 紧固于所述框架元件(10)的所述至少一个内部部件(34)或所述至少 一个隔热层(52)的所述框架元件(10; 10，)经由减震座附连到所述 飞行器结构(36)。
18. 如权利要求12至17中任一项所述的方法，其特征在于，借助 于紧固装置将所述至少一个内部部件(34)紧固到所述框架元件(10), 所述紧固装置形成或设置在紧固模块(50)上，所述紧固模块(50)设 置在所述框架元件(10)上。
19. 如权利要求12至18中任一项所述的方法，其特征在于，将至 少一个内部部件(34 )和至少一个隔热层(52 )紧固到所述框架元件(10 )。
全文摘要
一种用于在飞行器部件组装系统(46)中使用的框架元件(10；10’)，其可附连到飞行器结构(36)并且包括至少一个紧固装置，所述紧固装置用于将至少一个飞行器内部部件(34)或至少一个隔热层(52)紧固到框架元件(10；10’)。一种飞行器部件组装系统(46)，其包括多个这种框架元件(10；10’)。一种在飞行器中安装部件(34、52)的方法，其提供框架元件(10；10’)。将至少一个内部部件(34)或至少一个隔热层(52)紧固到框架元件(10；10’)。然后，将具有紧固于其上的至少一个内部部件(34)或至少一个隔热层(52)的框架元件(10；10’)附连到飞行器结构(36)。
文档编号B64D11/00GK101506036SQ200780030985
公开日2009年8月12日 申请日期2007年8月21日 优先权日2006年8月22日
发明者克里斯蒂安·克芬格, 约阿希姆·梅茨格, 迈克尔·奥布格尔 申请人:空中客车德国有限公司