框架元件、飞行器空气调节系统以及用于在飞行器中安装框架元件的方法

专利名称：框架元件、飞行器空气调节系统以及用于在飞行器中安装框架元件的方法
技术领域：
本发明涉及一种用于在飞行器空气调节系统中使用的框架元件， 一种飞行器空气调节系统以及一种用于在飞行器中安装框架元件的方法。
背景技术：
在飞行器的空气调节系统的安装中，目前通常将飞行器空气调节系
统的排气管连接至管道，即所谓的竖管(riser ducts )。在飞行器结构的区域内，竖管从布置在客艙下面的飞行器空气调节系统的排气管延伸至设置在飞行器的内部部件中并终止于飞行器的机舱区域中的排气口。在布置完竖管之后，将飞行器的内部部件固定到飞行器结构，并将该竖管连接到设置在内部部件中的排气口。通常，排气口位于飞行器乘客的座椅位置的上方，并因此形成在例如飞机机舱的顶板中。由于竖管以及内部结构件必须单独地定位及安装，因此这些部件的安装耗时并且由此使得成本极高。
为了筒化飞行器中的竖管的安装，EP 1 510 454 Al提出将竖管整合在飞行器内部部件中，例如整合在侧板中。特别地，EP 1 510 454 Al描述了其中形成有管道的注射成型侧板，所述管道能够连接到飞行器空气调节系统。但是这种侧板的生产相对复杂。另外，将竖管整合在侧板中需要例如侧板橫截面的结构参数的相应匹配。

发明内容
本发明的目的是提供一种用于在飞行器空气调节系统中使用的框架元件， 一种飞行器空气调节系统以及一种用于在飞行器中安装框架元件的方法，其允许飞行器中的竖管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空气调节系统中使用的框架元件可附连到飞行器结构并包括至少一个支杆，所述至少一个支杆至少部分地形成为空心圆柱体。框架元件的以空心圆柱体的形式形成的支杆的一部分或者框架元件的以空心圆柱体的形式形成的支杆形成了具有进气口接头的管道，所述进气口接头可连接至飞行器空气调节系统的排气管。框架元件的以空心圆柱体的形式形成的支杆的排气口接头可连接至终止于飞行器机舱区域中的排气口 。根据本发明的框架元件的使用使得能够在无需对飞行器内部部件进行复杂的改造的情况下显著地简化飞行器中的竖管的安装。
优选地，框架元件设计成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，可在飞行器结构和/或框架元件中设置相应的孔，如果必要的话所述孔中可设有螺紋。
为了允许将框架元件以特别筒单的方式安装在飞行器结构上，框架
元件还可以进行如下设计，即使其能够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扣接头紧固至飞行器结构。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。如果框架元件的结构件或者飞行器结构的用于形成插接接头的结构件以铰接的方式设计，则可以实现尤为简单的安装。
优选地，框架元件由轻质且刚性的材料构成，例如铝、铝合金、GRP(玻璃增强塑料)、CRP (碳增强塑料)或者其它一些碳纤维材料。
优选地，框架元件的以空心圆柱体的形式成形的支杆具有闭合的横截面。优选地，该横截面是圆形或者椭圃形，因此其还允许框架元件的简单且节省成本的生产。
在本发明的优选实施方式中，框架元件包括至少一个纵向支杆，所述至少一个纵向支杆至少部分地形成为空心圓柱体。框架元件还可以包括两个纵向支杆，所述两个纵向支杆都至少部分地形成为空心圆柱体，从而使框架元件的两个纵向支杆可以用作竖管，它们可以连接到飞行器空气调节系统的排气管。对于将框架元件的至少部分地以空心圆柱体的形式形成的支杆作为竖管的使用，可替代地或者另外地，还可以想到将框架元件的至少部分地以空心圆柱体的形式形成的支杆作为电缆管道使用。例如，可以想到利用根据本发明框架元件的一个以空心圃柱体的形式形成的纵向支杆作为竖管，而使用框架元件的一个以空心圃柱体的形式形成的纵向支杆作为电缆管道。如果横截面尺寸足够的话，则可以使用框架元件的以空心圆柱体的形式形成的纵向支杆同时作为竖管电缆管道。另外，还可以沿着支杆的外部布设电缆。
框架元件的纵向支杆的长度可以根据需要改变。通过这种方式，还 可以按照期望来改变框架元件的几何形状。例如，框架元件可以从形成 飞机机舱地板的平面向上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 机机抢地板的平面的相对侧，即，跨越飞机机抢的两侧以及飞机机艙顶 板。至少部分地以空心圆柱体的形式形成的纵向支杆的进气口接头以及 排气口接头分别可以设置在纵向支杆的端部处。但是，还可以在沿着至 少部分地以空心圆柱体的形式形成的纵向支杆的长度的任意位置处设 置进气口接头和/或排气口接头。显然地，还可以沿着至少部分地以空 心圆柱体的形式形成的纵向支杆的长度设置多个进气口接头和/或排气 口接头。
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 的翼肋的曲率相匹配的曲率。
根据本发明的优选实施方式，框架元件还包括至少一个连接支杆，
可以包括相应数量的连接支杆，从而确保框架元件具有足够的刚度。框 架元件的所述至少一个连接支杆可以至少部分地设计成空心圆柱体，从
而使连接支杆的以空心圆柱体的形式形成的连接支杆的一部分或者以 空心圆柱体的形式形成的连接支杆可以连接至飞行器空气调节系统的
排气管以及终止于飞行器机舱区域中的排气口。
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 向支杆基本上平行于飞行器结构的相邻翼肋延伸。可替代地，框架元件
可以具有如下尺寸，即纵向支杆彼此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协同作用，即使翼肋容置在设置于连接支杆 上的凹部中。因此，以简单的方式和方法防止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，那么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置飞行器结构
杆之间延伸。根据纵向支杆的长度，框架元的翼肋。在根据本发明的框架元件的特别优选的实施方式中，框架元件 所有的连接支杆包括用于容置两个相邻翼肋的两个凹部。
优选地，在框架元件上形成有设计成例如环状的至少一个施力装 置，以便将框架元件附连至飞行器结构。例如，在框架元件的每个纵向 支杆上可设置至少一个施力装置，可以引导螺钉或者螺栓穿过施力装 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。分别取决 于框架元件的尺寸和纵向支杆的长度，还可以在框架元件上形成多个施 力装置，用以将框架元件附连至飞行器结构。
例如，多个施力装置可以以沿着框架元件的纵向支杆的长度分布的 方式设置，从而确保框架元件可靠地紧固到飞行器结构。其重点简单地 在于，施力装置不会干涉框架元件的至少部分地以空心圆柱体的形式形 成的纵向支杆的进气口接头和排气口接头分别连接到飞行器空气调节 系统的排气管以及终止于飞行器机舱区域的排气口。
在本发明的优选实施方式中，框架元件可经由防震座附连至飞行器 结构。此处，将防震座理解成指的是由例如橡胶弹性材料的减振材料构 成的支座，并且保证了框架元件并由此保证了附连至框架元件的内部结 构件能够无震动地紧固到飞行器结构。通过^f吏框架元件经由防震座进行 紧固，实现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施力装置与设置用于紧固框架元件的飞行器结 构的部件一一例如翼肋一一之间。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通孔，该通孔能够使螺钉或螺栓得 到引导并穿过防震座，以便将框架元件紧固到飞行器结构。可替代地， 在防震座中还可设有适当的弹性套管以便将防震座连接至框架元件。
在飞行器中的内部部件的安装中，目前通常将例如护壁板、侧板、 照明带等各种部件单独地连接至飞行器结构。由于每个结构件必须分别 地进行定位并紧固到飞行器结构，因此，内部部件的安装通常极为耗时。 另外，通常仅能够在较大的难度下来实现单独的内部部件的位置改变或 者连同对于内部结构件的设计变化，因为这种改变通常需要位于飞行器 结构侧的保持装置的适当匹配和/或至少设置在飞行器结构上的用于内部部件安装的紧固点的匹配。
尽管第一隔热层直接紧固到飞行器外壳(蒙皮)的内表面，但是形 成飞行器第二隔热层的隔热层通常是在将内部结构件依次紧固到飞行 器结构之前结合到内部结构件。为了制造近似于内部结构件的通常为弯 曲的并设有阶梯部等的轮廓，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。
因此优选地，根据本发明的框架元件还包括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的至少一个紧固装置。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 部结构件紧固到框架元件。在这种情况下，优选地形成在内部结构件上 并在结构件的安装状态中终止于飞行器机舱区域中的排气口连接到框 架元件的至少部分地以空心圆柱体的形式形成的纵向支杆的相应排气 口接头。如果期望的话，当然也可以将多个内部部件附连至框架元件。 然后，包括框架元件以及紧固于其上的内部结构件的预组装的结构组可 以以简单且快速的方式连接到飞行器结构。
因此，根据本发明的框架元件的特别优点事实上包括其可以完成
双重功能，不仅可以为飞行器空气调节系统提供竖管，还可以作为各种 内部部件一一即不同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 各种内部部件匹配，而仅需与支承各种结构件的框架元件匹配。因此， 根据本发明的框架元件能够使得设置在内部结构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，可以在飞行器结构上将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无需使内部结构部件侧 的紧固点与飞行器结构侧的紧固点匹配，因此可以增加内部部件以及飞 行器结构的设计灵活性。可以利用这种增加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至少一个隔热层一一其形成例 如部分飞行器第二隔热层——连接至飞行器结构，则可以首先将隔热层紧固到框架元件。如果期望的话，当然也可以将多个隔热层附连至框架 元件。因此，包括框架元件连同固定于其上的隔热层的预组装的结构组 可以以简单且快速的方式连接到飞行器结构。同样地，根据本发明的框 架元件因此可以完成双重功能，为飞行器空气调节系统提供竖管，同时 作为至少一个隔热层的托架元件。
在形成例如飞行器第二隔热层的隔热层的安装中，通过使用根据本 发明的框架元件，能够免除将隔热层连接至内部结构件的复杂且昂贵的 结合。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阶 梯部等的显著更为简单的成形轮廓，这意味着所必需使用的单独设计的 隔热层较少。因此能够实现显著的成本节约。
在框架元件上可以设置保持装置、夹紧装置或者锁扣装置，作为用 于将至少 一个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，还可以将内部部件用螺钉固 定到或者铆接到框架元件，在这种情况下，因此可以在内部部件和/或 在框架元件中形成相应的孔，如果必要的话所述孔中可设有螺紋。
优选地，用于将至少 一个隔热层紧固到框架元件的紧固装置设计成 使得能够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锁扣式锁合装置、维可牢式带
(Velcro-type strip )、蘑菇式带或者圣诞树式紧固装置的形式。可替代 地，还可以借助于螺钉、铆钉、夹子、夹紧装置、磁性保持装置、弹簧 加载的压力锁合装置、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，或者将隔热层设计成略微大于框架元件以便能够使隔热层绕框架 元件弯曲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。
优选地，根据本发明的框架元件还包括紧固模块，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，可以借助于保持装置、夹紧装置或者锁扣装置，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。所述保持装置、夹 紧装置或者锁扣装置既可以附连至紧固模块，也可以设计成与所述紧模块整合为 一体。如果将内部部件用螺钉固定到或者铆接到框架元件， 则在紧固模块中可以形成相应的孔，如果必要的话所述孔中可设有螺 紋。
紧固模块——其可与框架元件一体形成、但是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布 置匹配于待附连至框架元件的内部结构件。为了能够使用用于将各种内 部部件紧固到飞行器结构上的框架元件，框架元件仅需简单地设有与各 种内部部件匹配的各种紧固模块。这样，能够例如将甚至相对较小的内 部部件紧固到框架元件，因此能够以特别灵活的方式使用根据本发明的 框架元件。
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至少一 个隔热层或至少一个内部部件紧固到框架元件的至少一个另外的紧固 装置。换句话说，框架元件设计成使其可以与至少一个内部结构件以及 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一一进行预 组装，从而形成可独立操作的结构组。因此，该结构组可以以如上所述 的简单的方式及方法附连至飞行器结构。关于这一点，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结构组的安装状态 中，紧固到框架元件的内部部件设置在框架元件的背对飞行器结构的一 侧上。另一方面，在结构组的安装状态中，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。在这种情况下，框架元件的至少部分地以空心圆柱体
的形式形成的纵向支杆的相应的进气口接头和排气口接头连接到形成 在内部结构件中的排气口，在结构组的安装状态中所述排气口终止于飞
行器的机舱区域中。
如果意于将根据本发明的框架元件连接到内部结构件和隔热层从 而形成结构组，则上述的紧固装置可以作为用于内部结构件和隔热层的 紧固装置。具体地，可选地可以借助于附连至紧固模块或者在紧固模块 上形成的保持装置、夹紧装置或者锁扣装置将内部结构件紧固到框架元 件，并且可以借助于例如维可牢式带或粘合带的可机械拆卸的紧固装置 将隔热层固定于框架元件。
一种根据本发明的具有飞行器空气调节单元的飞行器空气调节系统，所述飞行器空气调节单元包括排气管、终止于飞行器机舱区域中的 排气口以及至少一个如上所述的框架元件。其中框架元件的至少部分地 以空心圆柱体的形式形成的支杆的进气口接头连接至飞行器空气调节 单元的排气管，而框架元件的至少部分地以空心圓柱体的形式形成的支 杆的排气口接头连接至终止于飞行器机舱区域中的排气口。
优选地，根据本发明的飞行器空气调节系统包括多个框架元件。优 选地，在飞行器部件安装系统的相邻框架元件之间设置间隙覆盖件。
一种根据本发明的用于在飞行器中安装框架元件的方法，包括以下
步骤提供如上所述的框架元件，将框架元件附连至飞行器结构，将框 架元件的至少部分地以空心圆柱体的形式形成的支杆的进气口接头连 接至飞行器空气调节单元的排气管，以及将框架元件的至少部分地以空 心圆柱体的形式形成的支杆的排气口接头连接至终止于飞行器机舱区 域中的排气口。
框架元件可以以如下方式附连到飞行器结构，即设置在框架元件 的连接支杆中的凹部容置飞行器结构的翼肋。
优选地，借助于形成在框架元件上的施力装置将框架元件附连到飞 行器结构，其中这种施力装置可设置在框架元件的每个纵向支杆上。
框架元件可以经由防震座附连至飞行器结构。
在根据本发明的方法的优选实施方式中，优选地，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或者至少一个隔热层紧固到 框架元件。如果该方法设想将内部部件紧固到框架元件，则在这种情况 下，形成在内部部件中并且在部件的安装状态中终止于飞行器机抢区域 中的排气口连接至框架元件的至少部分地以空心圆柱体的形式形成的 纵向支杆的相应排气口接头。
借助于紧固装置可将至少一个内部部件固定至框架元件，所述紧固 装置设计成保持装置、夹紧装置或者锁扣装置的形式。优选地，借助于 紧固装置将至少一个内部部件紧固到框架元件，所述紧固装置形成或设 置在紧固模块上，所述紧固模块设置在所述框架元件上。
优选地， 一方面，借助于紧固装置将至少一个隔热层紧固到框架元件，所述紧固装置设计成以可机械拆卸的方式将隔热层紧固到框架元 件。当将包括框架元件和隔热层的结构组安装到飞行器结构上时，在结 构组的安装状态中，设置在框架元件与飞行器结构之间的隔热层在隔热 层与飞行器结构的翼肋的接触表面区域内会受到飞行器结构的翼肋的 压缩。但是隔热材料具有足够的弹性，从而避免使隔热层损坏。如果必 需的话，隔热层还可设有用于容置飞行器结构的翼肋或其它部件的相应 凹部。
最后，根据本发明的方法可以设想在将框架元件附连至飞行器结构 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。


在下文中将借助于所附示意图来更加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示出了包括两个如图1所示的框架元件的结构组，
图3示出了如图2所示的根据本发明的两个框架元件的纵向支杆的 横截面的细节图，
图4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，其中内部部件紧固到所述框架元件上，
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至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至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至框架元件的紧固装置的第三实施方式。
具体实施例方式
图l示出了由铝制成的框架元件10，其包括两个弯曲且以空心圃 柱体形式形成的纵向支杆12、 14，它们彼此平行地设置；以及两个连接 支杆16、 18,它们以彼此平行的方式在纵向支杆12、 14之间延伸。以 空心圆柱体的形式形成的纵向支杆12、 14的进气口接头12a、 14a可连 接到飞行器空气调节单元的排气管(未示出)，而以空心圆柱体形式形 成的纵向支杆12、 14的排气口接头12b、 14b可连接到终止于飞行器的 机抢区域中的排气口 (未示出)。
在框架元件10的每个纵向支杆12、 14上设置夹式(clip-type)施 力装置20、 22，而该施力装置是以如下的方式形成在框架元件10的纵 向支杆12、 14上即，使得施力装置不会干涉到将纵向支杆12、 14的 排气口接头12b、 14b连接到终止于飞行器的机艙区域中的排气口。此 外，框架元件10的每个连接支杆16、 18i殳有两个凹部26、 28、 30、 32。
多个框架元件10可以形成结构组，这种组包括如图2所示的两个 框架元件10。在飞行器部件安装系统46的相邻框架元件10之间设置间 隙遮盖件33。
图3示出了在图2中图示出的具有两个框架元件10的结构组的细 节图，其中再次图示出框架元件10的纵向支杆12、 14的空心圆柱形横 截面。如可以从图3中看出，框架元件10的纵向支杆12、 14具有闭合 的圆形横截面。
此外，框架元件10包括图中未示出的紧固装置，该紧固装置用于 将飞行器内部部件34——在图4中可以看到一一紧固至框架元件10。 保持装置、夹紧装置或者锁扣装置可以作为用于将内部部件34紧固至 框架元件10的紧固装置。然而可替代地，还可以将内部部件34用螺钉 固定到或者铆接到框架元件IO，因此在这种情况下，在内部部件34和/ 或框架元件10中形成相应的孔，如果必要的话所述孔中可设有螺紋。 在图4所示的实施方式中，固定至框架元件10的内部结构件34为侧板。 但是，还可以将例如护壁板、顶板、门框架结构件、照明带等其它飞行器内部部件附连至框架元件10。
借助于形成在框架元件10的纵向支杆12、 14上的施力装置20、 22, 能够将框架元件IO在飞行器结构36的面朝飞行器内部空间的一侧上固 定至飞行器结构36。为此，引导螺钉穿过形成于框架元件10的纵向支 杆12、 14上的每个施力装置20、 22，并将螺钉拧到形成于飞行器结构 36的翼肋38、 40中的设有螺紋的孔中。
经由图4中未示出的防震座一一即，减振材料支座一一来实现将框 架元件10紧固至飞行器结构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。由橡胶弹性材料构成的防震座各设有贯通开口，用 于使螺钉一 —其将包括框架元件10和内部部件34结构组紧固至飞行器 结构36—一穿过所述开口。借助于防震座，能够实现框架元件10与飞 行器结构36的隔声去耦并由此实现内部结构件34与飞行器结构36的 隔声去耦。
如从图4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的曲率匹配，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 置在设置于框架元件10的连接支杆16、 18上的凹部26、 28、 30、 32 中，使得翼肋42、 44不会干涉到将框架元件10紧固到飞行器结构36。
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至框架元件IO。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至紧固模块 50并因此紧固至框架元件10。如结合图4所进行的讨论，紧固装置可 以设计成保持装置、夹紧装置或者锁扣装置的形式。然而作为对此的一 种替代，也可以通过用螺钉固定或者铆接将内部结构件连接至紧固模块 50并因此连接至框架元件10。
紧固模块50关于其自身的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匹配于待附连至框架元件10的内部结构 件。另外，紧固模块50的曲率与飞行器结构的翼肋的曲率匹配，使得 框架元件10可以在没有任何困难的情况下在飞行器结构的面朝飞行器 内部空间的 一侧上紧固到飞行器结除了用于紧固飞行器内部结构件的紧固装置之外，如图6中所示的 框架元件IO还包括图6中未示出的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。框架元件10、用于紧固飞行器内部结构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并安装，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 内部空间的第一侧上，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空间的第二侧上。
在包括框架元件10、内部部件和隔热层52的结构组的安装状态中， 隔热层52设置在框架元件10与飞行器结构之间，使得隔热层52在其 与飞行器结构的翼肋或其它部件的接触表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，从而使隔热层52不会受到任何 损坏。可替代地，隔热层52还可设有用于容置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， 包括两个以空心圆柱体的形式形成的纵向支杆12，、 14，，所述纵向支杆 在第一部分Al中基本上彼此平行地延伸。与图1至6中所示的框架元 件10的方式类似，第一部分Al中的纵向支杆12，、 14，的曲率与飞行器 结构的翼肋的曲率匹配。然而与图1至6中所示的框架元件10的不同 之处在于，根据图7的框架元件IO，的以空心圆柱体的形式形成的纵向 支杆12，、 14，包括分别朝外弯曲大约90。角度的端部部分EA1、 EA2， 使得每个以空心圆柱体的形式形成的纵向支杆12，、 14，基本上为L形。
以空心圆柱体的形式形成的纵向支杆12，、 14，的进气口接头12a，、 14a，可连接到飞行器空气调节单元的排气管(未示出)，而框架元件IO， 的以空心圆柱体的形式形成的纵向支杆12，、14，的排气口接头12b，、14b， 可连接到终止于飞行器的机舱区域中的排气口 (未示出)。
另夕卜，框架元件IO，包括连接支杆16，。连接支杆16，的中间部分MA 在以空心圆柱体的形式形成的纵向支杆12，、 14，之间延伸。此外，连接 支杆16，包括分别从以空心圆柱体的形式形成的纵向支杆12，、 14，向外 延伸的两个外部部分AA1、 AA2，在邻接纵向支杆12'、 14，的部分中， 首先该外部部分形成了连接支杆16，中间部分MA的延伸部分，但是随 后弯曲大约卯。角度并且基本上平行于以空心圆柱体的形式形成的纵向支杆12，、 14，延伸。因此，框架元件IO，的连接支杆16，基本上为C形。
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至框架元件10，。
图8至10示出了用于将隔热层52紧固至框架元件10、 IO，的另外 的紧固装置的各种实施方式。
在图8中，所述另外的紧固装置为蘑菇式带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。多个蘑菇式装置62沿着 基本上垂直于聚烯烃层60的方向延伸。为了将蘑菇式带54紧固到框架 元件10、 10，，取下保护纸层56,使得蘑菇式带54能够借助于自粘氯 丁橡胶发泡层58结合至框架元件10。最后，可以通过蘑菇式装置62 以可机械拆卸的方式将隔热层52紧固到框架元件IO、 10，，所述蘑菇式 装置62以钩子的方式接合到隔热层52的隔热材料中。
图9示出了另外的紧固装置，其设计成圣诞树式紧固装置64的形 式。该圣诞树式紧固装置64包括多个圣诞树式的装置66，所述圣诞树 式的装置66容置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IO、 IO，的方向延伸。可以通过圣诞树式的装置66以可机械拆 卸的方式将隔热层52紧固到框架元件10、 10，，所述圣诞树式的装置 66以钩子的方式接合到隔热层52的隔热材料中。
另外的紧固装置设计成图中未示出的伸缩式装置的形式，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 设计成用以容置在形成于框架元件10、 IO，中的凹部中。为了将保持钮 紧固到框架元件10上，将保持钮的底部引到形成于框架元件10、 10， 中的凹部中。然后，使保持钮以15。的步进转动，直至形成在底部上的 突起与互补装置接合，所述互补装置设置在形成于框架元件10、 10，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接合。最后，可以借助于螺钉将隔热层52紧 固到框架元件IO、 10，，所述螺钉与形成于保持钮的头部中的螺紋配合。最后，图10示出了设计成球形紧固装置88形状的另外的紧固装置。 该球形紧固装置88包括多个球形保持装置卯，每个球形保持装置90 包括圆柱形螺栓92。球形部94设置在螺栓的一个端部处，该球形部设 计成用以容置在凹部98中，该凹部98内衬有橡胶插入件96并形成在 框架元件IO、 IO，中。为了将隔热层52紧固到框架元件IO、 10，，隔热 层52的隔热材料夹在形成于螺栓92相反端部上的保持装置100与框架 元件IO、 IO，的表面之间。
在框架元件IO、 IO，的安装中，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至框架元件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的结构组用螺钉固定到飞行器结构36。经由防震 座来实现所述紧固，以便使包括内部部件34、框架元件IO、 IO，以及隔 热层52的结构组与飞行器结构36隔声去耦。
最后，框架元件10、 10，的以空心圆柱体的形式形成的纵向支杆12、 14、 12，、 14，的进气口接头12a、 14a、 12a，、 14a，连接至飞行器空气调 节系统的排气管。另一方面，框架元件10、 IO，的以空心圆柱体的形式 形成的纵向支杆12、 14、 12，、 14，的排气口接头12b、 14b、 12b，、 14b， 连接至终止于飞行器机舱区域中的排气口。因此，框架元件10、 IO，执 行了双重功能，也就是为飞行器空气调节系统提供竖管，并且同时用作 各种内部部件34—一即具有不同的形状和尺寸的内部部件34—一的托 架元件。
权利要求
1. 一种用于在飞行器空气调节系统中使用的框架元件(10；10’)，其中所述框架元件(10；10’)能够附连至飞行器结构(36)并且包括两个纵向支杆(12、14；12’、14’)和至少一个连接支杆(16、18；16’)，所述连接支杆(16、18；16’)至少部分地在所述两个纵向支杆(12、14；12’、14’)之间延伸，其中至少一个支杆(12、14、16、18；12’、14’；16’)至少部分地形成为空心圆柱体，并且其中所述框架元件(10；10’)的至少部分地以空心圆柱体的形式形成的支杆(12、14、16、18；12’、14’；16’)的进气口接头(12a、14a；12a’、14a’)能够连接至飞行器空气调节系统的排气管，而所述框架元件(10；10’)的至少部分地以空心圆柱体的形式形成的支杆(12、14、16、18；12’、14’；16’)的排气口接头(12b、14b；12b’、14b’)能够连接至终止于飞行器机舱区域中的排气口。
2. 如权利要求1所述的框架元件，其特征在于，至少部分地以空 心圆柱体的形式形成的支杆(12、 14、 16、 18; 12，、 14，； 16，)具有闭 合的横截面。
3. 如权利要求1或2所述的框架元件，其特征在于，所述框架元 件(10; 10，)的至少一个纵向支杆(12、 14; 12，、 14，)至少部分地形 成为空心圆柱体。
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 述框架元件(10)的连接支杆(16、 18)设有至少一个凹部(26、 28、 30、 32)，在所述框架元件(10)附连至所述飞行器结构(36)之后所 述至少一个凹部容置所述飞行器结构(36)的翼肋(42、 44)。
5. 如权利要求1至4中任一项所述的框架元件，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)附连至所述飞行器结构(36)的至少一个施力装置(20、 22 )。
6. 如权利要求1至5中任一项所述的框架元件，其特征在于，所 述框架元件(10; 10，)能够经由防震座附连至所述飞行器结构(36)。
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，)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。
8. 如权利要求7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保持装置、夹紧装置或者锁扣装置的形式。
9. 如权利要求7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 固装置设计成将所述隔热层(52)以可机械拆卸的方式紧固到所述框架 元件(10; 10，)。
10. 如权利要求7或8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。
11. 如权利要求1至10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。
12. —种具有飞行器空气调节单元的飞行器空气调节系统，所述飞 行器空气调节单元包括排气管、终止于飞行器机舱区域中的排气口以及 至少一个根据权利要求1至11中任一项所述的框架元件(10; 10，)， 其中所述框架元件(10; 10，)的至少部分地以空心圆柱体的形式形成 的支杆(12、 14、 16、 18; 12，、 14，； 16，)的进气口接头(12a、 14a; 12a，、 14a，)连接至所述飞行器空气调节单元的排气管，而所述框架元 件(10; 10，)的至少部分地以空心圆柱体的形式形成的支杆(12、 14、 16、 18; 12，、 14，; 16，)的排气口接头(12b、 14b; 12b，、 14b，)连接 至终止于飞行器机舱区域中的排气口。
13. 如权利要求12所述的飞行器空气调节系统，其特征在于包括 多个框架元件(10; 10，)。
14. 一种用于在飞行器中安装框架元件(10; IO，)的方法，包括 以下步骤提供根据权利要求1至11中任一项所述的框架元件(10; 10，)， 将所述框架元件(10; 10，)附连至飞行器结构(36), 将所述框架元件(10; 10，)的至少部分地以空心圆柱体的形式形成的支杆(12、 14、 16、 18; 12，、 14，； 16，)的进气口接头(12a、 14a;12a，、 14a，)连接至飞行器空气调节单元的排气管，以及将所述框架元件(10; 10，)的至少部分地以空心圆柱体的形式形成的支杆(12、 14、 16、 18; 12，、 14，； 16，)的排气口接头(12b、 14b;12b，、 14b，)连接至终止于飞行器机舱区域中的排气口。
15. 如权利要求14所述的方法，其特征在于，所述框架元件(IO) 以如下的方式附连至所述飞行器结构(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)容置所述飞 行器结构(36)的翼肋(42、 44)。
16. 如权利要求14或15所述的方法，其特征在于，借助于在所述 框架元件(10)的每个纵向支杆(12、 14)上形成的施力装置(20、 22) 将所述框架元件(10)附连至所述飞行器结构(36)。
17. 如权利要求14至16中任一项所述的方法，其特征在于，所述 框架元件(10; 10，)经由防震座附连至所述飞行器结构(36)。
18. 如权利要求14至17中任一项所述的方法，其特征在于，在所 述框架元件(10; 10，)附连至所述飞行器结构(36)之前，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，)。
19. 如权利要求18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 固装置设计成保持装置、夹紧装置或者锁扣装置的形式。
20. 如权利要求18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 装置设计成将所述隔热层(52)以可机械拆卸的方式紧固到所述框架元 件(10; 10,)。
21. 如权利要求18或19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。
22. 如权利要求14至21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; 10，)。
全文摘要
一种用于在飞行器空气调节系统中使用的框架元件(10；10’)，该框架元件(10；10’)可附连到飞行器结构(36)并且包括至少一个支杆(12、14、16、18；12’、14’、16’)，所述至少一个支杆(12、14、16、18；12’、14’、16’)至少部分地形成为空心圆柱体，其中框架元件(10；10’)的至少部分地以空心圆柱体的形式形成的支杆(12、14、16、18；12’、14’；16’)的进气口接头(12a、14a；12a’、14a’)能够连接至飞行器空气调节单元的排气管，而框架元件(10；10’)的至少部分地以空心圆柱体的形式形成的支杆(12、14、16、18；12’、14’；16’)的排气口接头(12b、14b；12b’、14b’)能够连接至终止于飞行器机舱区域中的排气口。
文档编号B64D13/00GK101506035SQ200780030832
公开日2009年8月12日 申请日期2007年8月17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