制造飞机机身外壳的方法和装置的制作方法

专利名称：制造飞机机身外壳的方法和装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种具有至少部分预制的驾驶舱段和至少部分预制的后段的飞机机
身外壳的制造方法。 此外，本发明涉及一种执行所述方法的场地。
背景技术：
如今，在飞机制造中，广泛使用分段建造法制造飞机机身外壳。按照这种机身壳 体，特别是两侧壳体、上、下外壳以及地板框架在形成纵向接缝的同时连接为一个机身段 ("筒体")。为了制造出整个机身外壳，在形成长度方向接缝的同时，将多个机身段和其他 部件，例如驾驶舱、后段和翼部厢体相连接。所述机身外壳可由铝合金、碳纤维增强塑料材 料或其他复合材料制成。 在将所述多个机身段整合为整个机身外壳的过程中，要被连接机身段之间会出现 公差补偿的问题。尤其对于具有长达10米大直径的机身段，由于制造原因，容许偏差，即尤 其是在接缝区域的所述机身段期望与实际横截面几何形之间的偏差不能完全避免。

发明内容
本发明的目的是创造一种组装机身外壳的新方法，不会存在机身段之间的公差补 偿问题。 根据本发明，此目的通过一种按照包括以下工作步骤的专利权利要求1所述的方 法实现 将至少两壳体部件固定到驾驶舱段和/或后段之上，以及
将地板框架段整合以形成前和/或后机身段。 环形地将至少两个壳体部件固定在已做好的驾驶舱段和/或已做好的后段会提 高生产效率，同时避免了巨大部件间的公差问题。 如果应用所谓的半壳体结构，要固定的壳体部件可以是至少一上壳体、至少一下 壳体以及至少一地板框架段。或者，也可应用所谓的四壳体结构。在这种结构中，将至少一 上壳体、至少两侧壳体、至少一下壳体以及至少一地板框架段固定于所述驾驶舱段和/或 所述后段。这两种结构还可逐段组合使用。
按照所述方法的一实施例，提供有 至少两侧壳体、至少一下壳体、至少一上壳体作为壳体部件以及至少一地板框架 段相对于所述驾驶舱段和/或所述后段定位， 当形成至少一圆周横向接缝时，所述两侧壳体、所述下壳体以及所述上壳体与所 述驾驶舱段和/或所述后段相连，以及 当形成连续纵向接缝时，所述两侧壳体、所述一下壳体以及所述一上壳体彼此相
连，所述至少一地板框架段连接于所述侧壳体以产生前和/或后机身段。 由于接连或几乎同时将所述壳体部件，尤其是两侧壳体、所述上和下壳体以及所述地板框架段成直线以所述四壳体结构紧固在已完全预制和完成的驾驶舱段和/或后段 以产生前或后机身段，到此为止，当由预制机身段(所谓"机身筒")连接整个机身外壳时， 所述公差问题几乎被完全避免。在连接步骤过程中，所述壳体部件可能出现的容许偏差仍 能以相对容易的方式被补偿。到此为止，随后需要的在所述机身段("机身筒")上，尤其在 所述接缝区域的大量的公差补偿工序可以省去。 优选地，已完全完成的驾驶舱段和/或所述因而准备好的后段(然而最初仍无垂 直尾翼和水平尾翼)以所述壳体部件逐渐环向地"围绕构建"。优选地，在所述四壳体结构 中，两侧壳体以及随后的所述上下壳体首先紧固于至少一地板框架段。在所述半壳体结构 中以及在所谓的"三向"壳体分割的情况下，因此继续下去。不同于列出的所述组装次序是 可能的。所述壳体部件可包括长达30米的长度。 在制造所述前后机身段后制造所述整个机身外壳的变形中，例如所述机身段可在 两侧紧固或连接于中央翼厢段上。 在足够大的场地同时制造所述前后机身段是可能的。此外，在这样的场地中，所述 驾驶舱段和所述后段以及中间设置的中央翼厢段可在纵向上成一排定位，彼此间隔开并可 同时制造。完成直线对正工序后，所述壳体部件，尤其在所述四壳体结构情况下至少四侧 壳体、至少两上壳体、至少两下壳体以及至少两地板框架的每个同时装配在所述驾驶舱段 与所述中央翼厢段之间、所述中央翼厢段与所述后段之间的空隙中并与这些部件构成机身 外壳，同时形成至少四条连续的横向接缝以及至少八条连续的纵向接缝。假设所述半壳体 结构因此能够继续，但在该方法中仅仅至少两上壳体(上半壳体)、至少两下壳体(下半壳 体)以及至少两地板框架段需要分别位于所述驾驶舱段与所述中心翼厢部之间以及所述 中心翼厢部与所述后段之间，从而形成所述机身外壳，且仅不得不产生至少四个连续的纵 向接缝。 所述壳体部件的连接可各自以普通铆钉连接、螺栓连接、胶接或其任意组合而实
现。可选地，任意焊接方法，尤其是激光焊和/或摩擦移动焊可用以连接。形成在所述壳体
部件之间的所述纵向和横向接缝凭借合适的永久弹性和耐热密封剂而密封。 按照所述方法的一实施例，当形成第二横向接缝时，所述前和/或后机身段同时
连接于中央翼厢段。 这里，至少所述驾驶舱段或所述后段以最简单的情形定位在所述场地。随后，所述 中央翼厢段的间隔对正参照所述驾驶舱段或所述后段而执行，为了完成装备，仅机翼不得 不紧固于所述中央翼厢段。然后，足够多的壳体部件优选环绕装配于存在于两部之间的间 隙中并在形成至少两条连续横向接缝和多条纵向接缝时与这些相连。 所述壳体部件取决于是否将所述四壳体结构或所述半壳体结构用于至少一上壳 体、至少两侧壳体和至少一下壳体或至少两半壳体。不受任一情形结构变形的影响，地板框 架段还被保留，即被定位或与所述壳体部件相连。 在足够大尺度的场地中，所述驾驶舱段、所述后段以及所述中央翼厢段在纵向上 同时间隔定位基本是可能的。随后，所述壳体部件优选分别环绕设置在所述驾驶舱段与所 述中央翼厢段或所述中央翼厢段与所述后段之间，之后通过铆接、焊接，特别是激光焊接、 摩擦移动焊接或胶接而相连。 为了能制造甚至更长的机身段，另外的侧壳体以及上下壳体可连接于已紧固于做
5好的驾驶舱段和/或后段的所述壳体部。可选地，使用更长的壳体部件是可能的，所述更长 的壳体部件各自已包含所需长度以形成所述整个机身外壳。 所述新的制造方法可有利地用于由传统的铝合金材料形成的壳体部件以及由纤 维复合材料形成的这样的壳体部件。 所述方法其他有利的实施例表现在其他权利要求中。 此外，本发明的目的由执行按照权利要求14所述方法的场地实现，所述场地包括 以下特征 至少一紧固装置，所述紧固装置用于参照所述场地承接和定位所述驾驶舱段和/ 或所述后段，以及 至少两定位装置，所述定位装置用于对正至少两壳体部件。 由此，所述场地可用于以所述两壳体结构或半壳体结构以及以所述四壳体结构制 造机身外壳。 所述场地的一实施例提供的场地包括以下尤其用于执行所述四壳体结构的附加 部件 至少两侧定位装置，所述侧定位装置用于承接和对正所述至少两侧壳体， 至少一上定位装置，所述上定位装置用于承接和对正所述至少一上壳体， 至少一环形框架，所述环形框架用于承接和对正所述至少一下壳体， 至少一瞄准框架，所述瞄准用于承接和对正所述至少一地板框架段，以及 至少两装卸装置，尤其是伸縮臂机械人，所述壳体通过所述装卸装置可连接于所
述驾驶舱段和/或所述后段以形成纵向和横向接缝。
因此，所述场地允许所述方法几乎全自动的程序。优选提供所述场地以将壳体部
件或壳体，尤其是至少两侧壳体和至少一上下壳体分别紧固于完全预制的驾驶舱和/或后
段，从而构建机身段，其中至少一地板框架段与至少两侧壳体的连接优选同时或迅速执行。
飞机的所述整个机身外壳而后通过前后机身段与中央翼厢段的两侧连接而形成。 设置在所述装置中的所述多个定位装置在与所述场地的基础区域和/或所述驾
驶舱段和/或所述后段相关的各情况下允许分别接受和对正彼此独立的各壳体部件。这
里，定位选择存在于空间内的所有三个方向上。为了组合所述地板框架段，设置瞄准框架，
所述瞄准框架能被引入计划中的所述机身段并能在所述空间中直线对正。为了将所述壳体
部件最终连接到所述驾驶舱段和/或所述后段以及将所述壳体部件沿着纵向和横向接缝
彼此相连，提供至少一装卸装置，特别是具有至少六度自由度的伸縮臂机器人。 所述装卸装置可为用于铆钉连接、螺栓连接、胶接、密封所述壳体或所述壳体部件
的装置。此外，在实际的连接步骤前，可提供另外的装卸装置以将密封装置应用在所述纵向
和横向接缝的区域内。可选地，所述部件的最终连接还可人工执行。 同样，所述地板框架段与所述侧壳体的连接可以这样的装卸装置或人工执行。 此外，可设计所述装置用于同时组合所述前后机身段。在此情况下，将部分场地设
置为彼此镜像对称，在每个所述段场地中，产生所述前后机身段的连接。 按照所述场地的有利实施例，设置另外的固定装置以对正和定位至少部分预制的 中央翼厢段。在此情况下，可将所述驾驶舱段、所述中央翼厢段和所述后段在纵向上彼此间 隔地对正。随后，所述壳体部件凭借所述定位装置而被分别装配于形成于所述段之间的所述间隙中并牢固固定于这些部分。这里，一方面在所述驾驶舱段与所述中央翼厢段之间、另 一方面在所述中央翼厢段与所述后段之间分别同时形成至少两横向接缝。与此平行，实现 所述壳体部件之间纵向接缝的制造。在设计为所述四壳体结构的情况下，所述场地可同时 用于所述半壳体结构。为了所述机身外壳的组合，所述半壳体结构和所述四壳体结构可基 本上以组合的方式应用。 由于在所述段之间总共至少四横向接缝同时制造，生产效率可极大提高，而在另 一方面也增加了所述"中央"场地的面积需求。对于没有中间部的驾驶舱段、翼厢部和后段 的情况，所述横向接缝的数量减少到数字"三"。如果中间部插入到所述驾驶舱段与所述中 央翼厢段之间和/或所述中央翼厢段与所述后段之间，所属横向接缝的数量相应增加。


图中示出 图1是制造前机身段时所述方法步骤的示意图， 图2是制造后机身段时所述方法步骤的示意图， 图3是包括前后机身段以及中央翼厢段的飞机整个机身外壳的示意图， 图4是按照图3沿着剖线VI-VI通过所述的机身外壳的剖面图， 图5是用于执行所述方法的所述装置极为简化的示意图，以及 图6是在所谓的"半壳体制造"或半壳体施工过程中按照本发明方法的步骤图。 附图表记列表1 :驾驶舱段2 :固定装置3 :固定装置4 :场地5 :上壳体6 :下壳体7 :侧壳体8 :侧壳体9 :方向箭头10 :横向接缝11:纵向接缝12 :纵向接缝13:前机身段14 :地板框架段15:后段16 :上壳体17:下壳体18 :侧壳体19:侧壳体20 :方向箭头21:横向接缝22 :纵向接缝23:纵向接缝24 :后机身段25:地板框架段26:中央翼厢段27:机身外壳(飞机)28:上壳体
29:下壳体30 :侧壳体31:侧壳体32 :地板框架段33:横向接缝34 :横向接缝35:纵向接缝36 :纵向接缝37:纵向接缝38 :纵向接缝39:场地40 :驾驶舱段
41:固定装置42 :固定装置43:坐标系44 :前机身段45:上壳体46 :下壳体47:侧壳体48 :侧壳体49:地板框架段50 :上定位装置51:侧定位装置52 :侧定位装置53:环形框架54 :瞄准框架55:横向接缝56 :纵向接缝57:纵向接缝58 :驾驶舱段59:中央翼厢段60 :后段61:场地62:上壳体(上半壳体)63:上壳体(上半壳体)64 :下壳体(下半壳体)
65:下壳体(下半壳体)66 :地板框架段
67:地板框架段68 :机身外壳(飞机)69:前机身段70 :后机身段
具体实施例方式
图1示出了在飞机机身外壳的前机身段制造过程中，所述方法的步骤的示意图。
首先完全预制并已制成的驾驶舱段1由场地4(场地的基础区域)内的两个固定 装置2、3承接并被固定和/或对齐。固定装置2、3还外加两个固定装置，由于这两个外加 固定装置位于固定装置2、3之后，所以图1中没有示出。所述驾驶舱段l置于这四个固定 装置之间并在所述场地4空间内所有三个方向上都得以固定。随后，借助图1中未示出的 定位装置将多个作为壳体部件(壳体或机身外壳)的上壳体5、下壳体6以及两侧壳体7、8 分别以例如箭头9所示的方向靠拢驾驶舱段1并与之，同时形成周向横向焊缝10。借助一 种环形框架(未示出)形式的定位装置将下壳体6引入场地4，并且通过提吊下壳体6使其 相对于其余的壳体部件定位。壳体部件5至8通过纵向接缝连接，这些纵向接缝中仅有位 于所述上、下壳体5、6与侧壳体7之间的两条纵向接缝11、12标有附图标记并且这两条纵 向接缝代表了其他的纵向接缝。最后，可将地板框架段14引入如此形成的前机身段13并 可优选地将其两侧都连接于所述侧壳体7、8。所述地板框架段14通过图1中未示出的定 位框架而实现定位，可至少部分地将所述定位框架引入所述机身段13。还可在组装和连接 上壳体5、下壳体6和侧壳体7、8的过程中将所述地板框架段14集成到所述机身段13中。 可选地，还可提前将所述地板框架段14连接于所述下壳体6。或者，还可首先将所述地板框 架段14连接于所述驾驶舱段1 ，随后进行所述两侧壳体7、8的紧固，最后再与下壳体6和上 壳体5连接。 所有壳体部件的最终连接凭借已知的常规连接方法，例如铆接、焊接、螺栓连接或 胶接而实现。在所述连接步骤前，默认使用具有永久弹性和足够耐热的密封剂将横向接缝 10与纵向接缝11、12密封。最好是使用多个图中未示出的装卸装置至少部分自动化地制造 所述纵向接缝11、12、横向接缝IO和密封部，特别是利用至少具有六个自由度的伸縮臂机 器人。可将所述装卸装置布置在定位塔上，该定位塔能够平行于上述空间中的三个方向在
8更大距离范围内移动所述装卸装置。在优选的、正用来插入所述地板框架段14的现有框架 的范围内，还可再设置一些装卸装置，从而能够至少部分地实现地板框架段14与其他结构 的自动化连接。 为了制造具有更大尺寸的前机身段，将更多的壳体部件紧固于已经按上述方式紧 固于所述驾驶舱段1的壳体部件。壳体部件基本上可达到30米的长度。
图2示意性展示了所述方法在制造后机身段过程中的步骤。 首先将已经事先全部完成的后段15承载于场地4内的固定装置2、3和两个隐藏 于最后端的固定装置上并被对正。随后，作为壳体部件的上壳体16、下壳体17以及两侧壳 体18、19的被依次紧固于平行于箭头20方向对正的所述后段15以形成横向接缝21。空间 中所述壳体部件的对正凭借未示出的定位装置实现。此外，将所述上下壳体部件16、 17以 及所述侧壳体18、19在纵向上连接以形成纵向接缝，所述纵向接缝中只有代表所述保留接 缝的纵向接缝22、23设置了附图标记。所述后段15与所述上壳体16、17以及两侧壳体18、 19构成后机身段24。地板框架段25最后或在连接所述壳体部件过程中优选连接于所述侧 壳体18U9。所述壳体部件与所述后段15的连接以与所述驾驶舱段情况相同的方式(与图 1的说明比较)进行。 所述横向接缝和所述纵向接缝21、22、23的制造按照凭借已知的常规连接方法制 造所述前机身段13的情形进行。如同所述前机身段13的情况，形成所述横向接缝和所述 纵向接缝21、22、23的密封凭借弹性和足够耐热的密封剂提前进行。 按照本发明所述方法的主要优点是无环形的预制段而仅有单独的壳体部件紧固 于预制驾驶舱段和/或后段以形成所述机身外壳，以便只要所述壳体部件与所述驾驶舱段 和/或所述后段之间的所述纵向接缝未连续连接，以简单的方式进行公差补偿是可能的。
图1和2中描述的所述步骤可同时在场地进行。
图3示出凭借按照本发明的所述方法构建的飞机机身外壳。 中央翼厢段26插入所述前机身段13与所述后机身段24之间。所述前机身段13 与所述后机身段24以及所述中央翼厢段26共同构成飞机的所述机身外壳27。
所述前机身段13由所述驾驶舱段1和所述上壳体5、所述下壳体6、所述侧壳体7、 8以及所述地板框架部14建成。相应地，所述后机身段24由所述后段15、所述上壳体16、 所述下壳体17以及所述两侧壳体18、 19建成。所述侧壳体7以及19隐藏在图3的视图中。
在其他情形中，所述中央翼厢段26由在两侧具有机翼连接区的上壳体28、下壳体 29以及两侧壳体30、31以及另外的地板框架段32构成。所述中央翼厢段26与所述前机身 段13和/或所述后机身段24的连接凭借横向接缝33、34实现。为了清楚起见，只有所述 中央翼厢段26内纵向接缝的所述纵向接缝35、36以设置了附图标记以代表所保留的纵向 接缝。 所述机身段13、26、24的支撑和定位凭借图3未示出的所述定位装置进行。在单 独场地进行所述机身外壳27的连接基本上是可能的，所述场地然后对应于所述场地4实施 例的两倍(相比于图1、2)，在所述场地还设置有用于安装所述中央翼厢段26的定位装置。 在此情况下，所述前机身段13和所述后机身段24以及所述中央翼厢段26可同时按依照本 法明的所述方法构建。 图1、2所描述的步骤还可同步于设置在相应尺寸的场地4中间的所述中央翼厢段
926进行。 在此情况下，例如在第一步骤中，将所述驾驶舱段1引入所述场地4中并定位。随 后，将所述中央翼厢段26和所述后段15在纵向上彼此间隔地接连定位，其中，一方面在所 述驾驶舱段1与所述中央翼厢段26之间，另一方面在所述中央翼厢段26与所述后段15之 间，在每种情况下形成间隙，所述间隙加之所述段1、15、26的长度测量大体对应于将制造 的所述机身外壳27的全长。 这之后，在第二步骤中，在具有至少两上壳体所述上壳体5，16、至少四侧壳体7， 8， 18， 19、至少两下壳体6， 17以及至少两地板框架段14， 25的所谓的四壳体结构情形中的 所述壳体部件优选圆周方向可旋转地装配于所述驾驶舱段1与所述中央翼厢段26、所述中 央翼厢段26与所述后段15之间的所述间隙内并被连接以形成至少四条连续的横向接缝以 及至少八条连续的纵向接缝。 所述步骤与所谓的半壳体结构的情形一致，其中只有使用上壳体和下壳体不同于 上述步骤。 在所述方法的另一变形中，将场地4中的壳体部件仅插入所述驾驶舱段1与所述 中央翼厢段26之间或所述中央翼厢段26与所述后段15之间是可能的。随后，对所述预制 驾驶舱段1或所述后段15的紧固可在另一场地或在同一场地进行，从而完成飞机的所述机 身外壳27。 执行按照本发明所述方法的要点是不进行所述机身外壳典型的"筒式组装"，而是 为了更容易地补偿容许偏差，机身段13、24、26凭借连续和/或将壳体部件至少部分地同时 紧固于预制驾驶舱段1和/或后段15而形成。 图4示出沿着剖断线IV-IV通过图3的所述前机身段的极简示意剖面图。
所述前机身段13具有大体圆形的横截面几何形，但其还可具有背离于此的横截 面几何形，例如椭圆或卵形横截面几何形。所述前机身段13由沿着所述剖断线的IV-IV所 述上壳体5、所述下壳体6和所述两侧壳体7、8构建。所述壳体部件凭借一系列虚线象征性 示出的纵向接缝11、 12和37、38而彼此间相连接。所述地板框架部14紧固在所述侧壳体 7、8的下部。 图5示出适合于执行按照本发明所述方法的场地的示意图。 整个驾驶舱段40位于场地39中。所述驾驶舱段40被容纳在总共四个固定装置 中，为了清楚起见，所述四个固定装置中仅示出前固定装置41、41。所述固定装置41、42允 许在所述场地39空间内的所有方向上极大程度地自由定位所述驾驶舱段40，如XYZ坐标系 43所示。为形成前机身段44，上壳体45、下壳体46以及两侧壳体47、48紧固于所述驾驶舱 段40。此外，将地板框架段49引入所述前机身段44。空间中所述上壳体45的定位凭借所 谓的上定位装置50执行，所述上定位装置例如可形成为CNC控制入口装置。两侧壳体47、 48的定位凭借设置在所述前机身段44两纵向侧上的侧定位装置执行，为了清楚起见，仅有 所述侧定位装置中的两前侧定位装置51、52具有附图标记。两侧定位装置51、52允许在所 述场地39内所述坐标系43的空间里沿着所述三向几乎自由地定位所述侧壳体47、48。
所述下壳体46的定位凭借环形框架53而执行。所述环形框架53至少允许平行 于至少在所述坐标系43的ZX平面内的所述场地39的基础区域定位所述下壳体46。
将所述地板框架段49插入所述前机身段44由所谓的瞄准框架54执行。所述瞄
10准框架54还允许相对于所述前机身段44极其自由地布置所述地板框架段49。可旋地，所 述地板框架段49可首先连接于所述驾驶舱段40，随后两侧壳体47、48连接于所述地板框架 段49。然后通过将所述下壳体46和所述上壳体45连接于两侧壳体47、48以及所述驾驶舱 段40而完成。 所述驾驶舱段40与所述上壳体45、两侧壳体47、48、所述下壳体46以及所述地板 框架段49的连接优选由多个图5未示出的装卸装置完全自动地执行。所述装卸装置尤其 为具有至少六度自由度的伸縮臂机器人(标准工业机器人)，所述装卸装置在此情况下还 可安装在定位塔上，所述定位塔平行于所述坐标系43的所述XYZ轴，从而方便接近所述前 机身段44。凭借横向接缝55以及纵向接缝，所述驾驶舱段40、所述上壳体45、所述下壳体 46以及两侧壳体47、48持久稳固地彼此相连以形成最终的所述前机身段44，为了清楚起 见，仅有所述纵向接缝中的纵向接缝56、57具有附图标记。 所述横向接缝以及所述纵向接缝55至57的密封措施同样凭借这些装卸装置或凭 借另外的装置执行。 所有固定装置41、42、所述上定位装置50、所述侧定位装置51、52、所述环形框架 53以及所述场地39的所述瞄准框架54由中心控制器装置，特别是综合的CNC控制器控制。
不同于图5所示，所述场地还可设计为同时容纳驾驶舱段40和未示出的后段。在 此情况下，所述场地包括在图中示意性示出的定位和固定装置的对正，然而，其与此镜像对 称布置。此外，所述场地可安装有另外的定位和固定装置以容纳中央翼厢段，所述中央翼厢 段优选凭借自动保持和定位装置相对于所述场地布置于所述驾驶舱段和所述后段之间。该 实施例允许几乎完全自动地制造包括具有位于其之间的中央翼厢断的前后机身段的整个 飞机机身外壳，由此不再需要运输单独的机身段。此外，通过此方法，生产效率以及加工的 精确度被极大地提高。 此外，在相对于图5举例延长的场地(未示出)中，可通过未示出的多个固定装置 同时布置和/或定位所述驾驶舱段、所述中央翼厢段以及所述后段。这里，所述各段的定位 按照所制造的机身外壳的纵向伸长而接连进行，由此， 一方面在所述驾驶舱段与所述中央 翼厢段之间，另一方面在所述中央翼厢段与所述后段之间分别形成限定的间隙。然后，将优 选环向转动的所述壳体部件以及所述地板框架段装配于形成完整机身外壳的所述间隙并
与所述各段连接。需要多个定位装置和/或固定装置以定位所述壳体部件和所述地板框架 段。 相比于上述场地39的实施例，尤其对于由所述控制装置控制的工艺以及相对于 所构建的机械构筑物，该变形要求相当高的支出。 图6以极简示意的方式示出所谓"半壳体结构"情况下按照本发明所述方法的工 艺，在该变形中，驾驶舱段、中央翼厢段以及后段同时由场地中的所述上下半壳体围绕构 建。驾驶舱段58、中央翼厢段59以及后段60凭借未示出的固定装置在纵向上彼此间隔地 在场地61内被对正和/或定位。随后，凭借未示出的定位装置，将所述上壳体62、63(上半 壳体)以及所述下壳体64、65(下半壳体)以白色箭头的方向插入和/或装配于所述驾驶舱 段58与所述中央翼厢段59之间以及所述中央翼厢段59与所述后段60之间。与此同时，两 地板框架段66、67的定位同样在所述白色箭头的方向上由未示出的瞄准框架实现。凭借所 述定位装置和所述瞄准框架以及所述固定装置，所有各段和壳体部件不仅可在所述白色箭
11头方向上、而且事实上优选在空间内的所有三个方向上可相对所述场地61自由地对正和/ 或定位。 优选地，所述驾驶舱段50、所述中央翼厢段59以及所述后段60首选通过所述地板 框架段66、67相连。随后，将所述下壳体64、65以及所述上壳体62、63插入并连接于相应 的部件和/或壳体部件。在所述四壳体结构的情况下，所述左侧壳体、所述右侧壳体以及所 述上下壳体代替所述上下壳体62至65。 优选地，所述驾驶舱段58、所述中央翼厢段59和所述后段60与各具有总共四条横 向接缝和纵向接缝的所述壳体部件62至65优选全自动的连接凭借装卸装置而实现，为清 楚起见，所述接缝在图中未设置附图标记，所述装卸装置同样为示出。所述纵向接缝与所述 横向接缝的制造也优选凭借全自动装卸装置，优选凭借具有至少六度自由度的工业伸縮臂 机器人进行。使用上述方法允许凭借几乎同时组装包括所述场地61内的所述中央翼厢段 59的前和/或后机身段69、70而同时制造飞机机身外壳68。 所述场地61中的所有固定装置、定位装置以及装卸装置(伸縮臂机器人)凭借中 央控制器装置而被控制。 在所谓的"半壳体结构"情况中，所述下半壳体可通过连接左侧壳体、右侧壳体、下
壳体并通过将地板框架段插入两侧壳体上部边缘区域内而在预制阶段准备。 除此之外，还可使用所谓的"三壳体制造法"(所谓"三步"壳体分割)而执行所述
方法。在此情况下，具有更大高度的左右侧壳体——由于两侧壳体同时形成所述下壳体的
各一半——连接于上壳体和设置在两侧壳体之间的地板框架段，优先提前插入，从而形成
完整的机身段，也就是说，其最终被永久连接。在所述部件(壳体部件和/或各段)之间形
成所述纵向和横向接缝的所述连接可使用普通连接方法，特别是使用铆接、胶接获焊接法
而执行。
权利要求
一种以至少部分预制的驾驶舱段和/或以至少部分预制的后段制造飞机机身外壳的方法，包括以下步骤将至少两个壳体部件紧固于所述驾驶舱段和/或所述后段，以及加入至少一个地板框架段以形成前机身段和/或后机身段。
2. 如权利要求1所述的方法，其特征在于尤其至少两侧壳体、尤其至少一下壳体、尤 其至少一上壳体作为壳体部件以及至少一地板框架段相对于所述驾驶舱段和/或所述后 段定位，所述侧壳体、所述下壳体以及所述上壳体与所述驾驶舱段和/或所述后段相连，形成 至少一周向横向接缝，以及通过连续的纵向接缝，所述侧壳体、所述下壳体以及所述上壳体彼此相连，所述至少一 地板框架段连接于所述侧壳体以产生所述前机身段和/或后机身段。
3. 如权利要求1或2所述的方法，其特征在于所述前机身段和/或所述后机身段同 时连接于中央翼厢段以形成至少一个第二横向接缝。
4. 如权利要求1至3所述的方法，其特征在于在上述各个情况下至少两个另外的侧 壳体、在上述各个情况下至少一个另外的下壳体、在上述各个情况下至少一个另外的上壳 体以及在上述各个情况下至少一个另外的地板框架段紧固于所述前机身段和/或所述后 机身段。
5. 如权利要求1至4之一所述的方法，其特征在于所述横向接缝和所述纵向接缝通 过铆钉连接而形成。
6. 如权利要求1至5之一所述的方法，其特征在于所述横向接缝和所述纵向接缝通 过螺栓连接、胶接、焊接或其他任意连接方式而形成。
7. 如权利要求1至6之一所述的方法，其特征在于所述至少两侧壳体、所述至少一上 壳体以及所述至少一下壳体由纤维合成材料，特别是由具有弹性为增强环氧树脂的塑性材 料形成。
8. 如权利要求1至7之一所述的方法，其特征在于所述至少两侧壳体、所述至少一上 壳体以及所述至少一下壳体由铝合金材料形成。
9. 如权利要求l所述的方法，其特征在于所述方法尤其以至少一上壳体、尤其至少一 作为壳体部件的下壳体以及至少一地板框架段执行。
10. 如权利要求9所述的方法，其特征在于至少一上壳体和至少一下壳体以及至少一 地板框架段定位于驾驶舱段与中央翼厢段之间，至少一上壳体和至少一下壳体以及至少一 地板框架段定位于中央翼厢段与后段之间，以及所述上壳体、所述下壳体以及所述地板框 架段分别彼此相连，且分别连接于所述驾驶舱段、所述中央翼厢段和所述后段以形成横向 接缝，从而形成机身外壳。
11. 如权利要求9或10所述的方法，其特征在于所述横向接缝和所述纵向接缝通过 螺栓连接、胶接、焊接或其他任意连接方式而形成。
12. 如权利要求9至11之一所述的方法，其特征在于所述上壳体以及所述下壳体由 纤维合成材料，特别是由具有碳纤维增强环氧树脂的塑性材料形成。
13. 如权利要求9至12之一所述的方法，其特征在于所述上壳体以及所述下壳体由 铝合金材料形成。
14. 一种场地，包括多个设置在基础区域上的固定装置和/或定位装置，所属场地尤其 用于执行在所述半壳体结构和/或在所述四壳体结构中按照权利要求1至13之一所述的 方法，所述场地包括至少一固定装置，所述固定装置用于相对所述场地承接和定位所述驾驶舱段和/或所 述后段，以及至少两定位装置，所述定位装置用于对正至少两壳体部件。
15. 如权利要求14所述的场地，其特征在于所述场地还包括尤其用于执行所述四壳 体结构的至少两侧定位装置，所述侧定位装置用于承接和对正所述至少两侧壳体， 至少一上定位装置，所述上定位装置用于承接和对正所述至少一上壳体， 至少一环形框架，所述环形框架用于承接和对正所述至少一下壳体， 至少一瞄准框架，所述瞄准用于承接和对正所述至少一地板框架段，以及 至少两装卸装置，尤其是伸縮臂机械人，所述壳体通过所述装卸装置可连接于所述驾 驶舱段和/或所述后段以形成纵向接缝和横向接缝。
16. 如权利要求14或15所述的场地，其特征在于除用于所述驾驶舱段和/或所述后 段的所述固定装置外，至少一用于对正所述中央翼厢段的另外的固定装置设置在所述场地 中。
17. 如权利要求14至16之一所述的场地，其特征在于设置至少两另外的装卸装置，特别是伸縮臂机器人以将所述至少一地板框架段连接于所述至少两侧壳体。
18. 如权利要求14至17之一所述的场地，其特征在于设置至少两另外的装卸装置，特别是伸縮臂机器人以产生和/或密封纵向接缝和横向接缝。
全文摘要
本发明涉及一种经济地制造飞机整个机身外壳的方法以及一种执行所述方法的场地。不同于传统的各段组装，按照本发明，单独的壳体(壳体部件)紧固于基本完成的驾驶舱段和/或后段。这里，半壳体结构和四壳体结构以及其组合均可使用。可选地，可将所述驾驶舱段和所述后段以及所述中央翼厢段在场地中对正并彼此定位以形成纵向上的间隙。随后，所述壳体部件以及所述地板框架段在所述各段之间凭借至少四横向接缝和多个纵向接缝被环向转动地调整并完美地同时连接于这些段。通过使用所述方法，避免了连接预制机身段时的公差补偿问题。除此之外，所述方法允许制造机身外壳而无需在制造步骤之间使用相应的装配场地改变场地，由此，制造成本降低且制造精度提高。此外，本发明设计在一种用于执行所述方法不同变形的场地。
文档编号B64F5/00GK101743163SQ200880021373
公开日2010年6月16日 申请日期2008年6月20日 优先权日2007年6月22日
发明者埃克·克莱姆寇, 托马斯·格瑙克, 霍尔格·福瑞恩 申请人:空中客车控股有限公司