飞机内部部件系统及将内部部件系统安装在飞机中的方法

摘要

一种飞机内部部件系统（10），包括：飞机内部部件（12）；第一结构保持器（27），该第一结构保持器（27）被紧固到飞机结构的元件（26）；以及第一部件保持器（30），该第一部件保持器（30）被紧固到所述飞机内部部件（12）并与所述第一结构保持器（27）互补。所述第一部件保持器（30）在所述飞机内部部件（12）的第一区域（28）中被紧固到所述飞机内部部件（12），所述飞机内部部件（12）的所述第一区域（28）在所述飞机内部部件（12）被安装在飞机中时面向飞机机舱天花板。所述第一结构保持器（27）与所述第一部件保持器（30）被设计为将所述飞机内部部件（12）以悬挂方式附接到所述飞机结构的所述元件（26）。所述飞机内部部件（12）被构造为使得，当所述飞机内部部件（12）以悬挂方式被附接到所述飞机结构的所述元件（26）时，至少在所述飞机内部部件（12）的第二区域（32）中，在所述飞机内部部件（12）的后侧（36）和与所述飞机内部部件（12）的所述后侧（36）相对的飞机部件（38）之间存在安装间隙（40），所述飞机内部部件（12）的所述第二区域（32）在所述飞机内部部件（12）被安装在飞机中时面向飞机机舱地板（34）。

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞机内部部件系统和一种将内部部件系统安装在飞机中的方法。

背景技术

在将内部部件最终安装在飞机中时，目前通常将诸如例如侧盖板、槽板、光带等 的部件单独紧固到飞机结构，这样做以将诸如例如电线、飞机空调系统的空气引导线 或用于飞机机舱中的水供应的管线之类的相关供应管线的部件侧部分连接到对应的供 应管线的飞机侧部分。由于每个部件在被紧固到飞机结构之前必须尽可能精确地定位， 因此将内部部件的最终安装在飞机机舱中是非常耗时的。此外，由于飞机机舱中的安 装空间有限，因此特别对于安装供应管线来说通常较难。

从DE 10 2009 023 391 A1已知尽可能广泛地在飞机外部预装及测试意欲用于安装 在飞机机舱中的内部部件。特别地，可包括多个头顶行李隔间、多个侧盖板和诸如例 如电线、飞机空调系统的空气引导管线或用于飞机机舱中的水供应的管线、个人服务 单元以及个人服务通道之类的其它内部部件的大模块将在飞机外部预装并测试，可选 地借助在DE 10 2009 023 391 A1中描述的合适的组装装置。随后，大模块将例如借助 在DE 10 2009 023 393 A1中描述的输送装置被输送到飞机机身元件中的最终安装位 置。为了将大模块紧固到输送装置和飞机结构，可使用DE 10 2009 023 400 A1和DE 10  2009 023 401 A1中描述的保持器。然而，可能难于处理包括内部部件的多个大模块。

发明内容

本发明基于的目的在于提供一种可在快速且简单被安装在飞机中的飞机内部部件 系统。

此外，本发明旨在详细说明用于将内部部件系统快速且简单地安装在飞机中的方 法的目的。

该目的通过具有权利要求1的特征的飞机内部部件系统和具有权利要求9的特征 的将内部部件系统安装在飞机中的方法而实现。

根据本发明的飞机内部部件系统包括飞机内部部件，该飞机内部部件可设计为单 独部件的形式，例如侧盖板。然而，替代于此，根据本发明的飞机内部部件系统的飞 机内部部件也可被设计为飞机内部部件模块的形式，该飞机内部部件模块可由例如侧 盖板、槽板和/或另外的部件的多个单独模块组成。此外，根据本发明的飞机内部部件 系统包括第一结构保持器，该第一结构保持器被紧固到飞机结构的元件。飞机结构的 元件例如可为框架或桁条，还可为固定到该结构的另外的部件。此外，飞机内部部件 系统包括第一部件保持器，该第一部件保持器被紧固到飞机内部部件并与第一结构保 持器互补。

第一部件保持器在飞机内部部件的第一区域中被紧固到飞机内部部件，该第一区 域在飞机内部部件被安装在飞机中时面向（face）飞机机舱天花板。换言之，当飞机 内部部件被安装在飞机中时，飞机内部部件的第一区域形成飞机内部部件的上部区域， 第一部件保持器在第一区域被紧固到飞机内部部件。第一结构保持器与第一部件保持 器被设计为将飞机内部部件以悬挂方式附接到飞机结构的元件。例如，如EP 2 354 570  A1中描述的保持器布置结构可被用作第一结构保持器和第一部件保持器。如果期望或 需要的话，根据本发明的飞机内部部件系统也可包括多个第一结构保持器和/或多个第 一部件保持器。至关重要的是通过第一结构保持器和第一部件保持器的定位，飞机内 部部件在飞机机舱中的位置被固定为基本沿竖直方向，即z方向，然而，如果期望的 话，第一结构保持器和/或第一部件保持器还能在将飞机内部部件定位在飞机机舱中时 实现一定的公差补偿。

飞机内部部件被构造为使得，当通过第一结构保持器与第一部件保持器的配合使 飞机内部部件以悬挂方式附接到飞机结构的元件时，至少在飞机内部部件的第二区域 中，在飞机内部部件的后侧和与飞机内部部件的后侧相对的飞机部件之间存在安装间 隙，第二区域在飞机内部部件被安装在飞机中时面向飞机机舱地板。这里，“飞机内部 部件的后侧”被理解为表示在飞机内部部件被安装在飞机中时飞机内部部件的背离飞 机机舱的内部空间的侧部，即表面。当飞机内部部件被安装在飞机中时，安装间隙因 此至少在飞机内部部件的第二区域中在后侧表面和与飞机内部部件的后侧相对的飞机 部件之间延伸，第二区域在飞机内部部件被安装在飞机中时形成飞机内部部件的下部 区域。然而，安装间隙还可沿飞机内部部件的整个后侧延伸。

术语“安装间隙”在此指的是当飞机内部部件被安装在飞机中时由飞机内部部件 的后侧和与飞机内部部件相对的飞机部件界定的三维自由空间。与飞机内部部件的后 侧相对的飞机部件可为飞机结构的元件，例如框架，但是也可为另外的飞机部件，例 如飞机的绝缘部件或任何期望的功能部件。布置在飞机内部部件的后侧和与飞机内部 部件的后侧相对的飞机部件之间的安装间隙的尺寸优选被设定为使装配工能伸进安装 间隙中。

为了确保当飞机内部部件以悬挂方式附接到飞机结构的元件时，在飞机内部部件 的后侧与面向后侧的飞机部件之间的安装间隙保持自由，飞机内部部件优选具有适于 与飞机内部部件的后侧相对的飞机部件的形状和位置的合适形状。此外，飞机内部部 件的重心优选被定位为使得在将飞机内部部件悬挂紧固到飞机结构的元件时，期望的 安装间隙形成在飞机内部部件的后侧和与飞机内部部件的后侧相对的飞机部件之间。

根据本发明的内部部件系统可被快速且简单地安装在飞机中，因为仅需要首先将 第一结构保持器安装到飞机结构的元件，然后在单个安装步骤中通过第一部件保持器 与第一结构保持器的接合而将飞机内部部件以悬挂方式附接到飞机结构的元件。在飞 机内部部件的后侧和与飞机内部部件的后侧相对的飞机部件之间敞开的安装间隙导致 即使在飞机内部部件被悬挂紧固到飞机结构的元件之后仍能保持飞机内部部件的后侧 和与飞机内部部件相对的飞机部件的后侧可接近，由此简化进一步的安装工作。

优选地，根据本发明的飞机内部部件系统的飞机内部部件被构造为使得当飞机内 部部件以悬挂方式附接到飞机结构的元件时，存在于飞机内部部件的后侧和与飞机内 部部件的后侧相对的飞机部件之间的安装间隙沿飞机内部部件的第一区域的方向逐渐 减小。一方面，这使得能够将飞机内部部件牢固地紧固到飞机结构的元件，另一方面， 这防止飞机内部部件在其以悬挂方式附接到飞机结构的元件的状态下在飞机机舱中占 用太多安装空间。

当飞机内部部件被安装在飞机中时，在飞机内部部件的面向飞机机舱地板的下部 边缘的区域中，当飞机内部部件以悬挂方式附接到飞机结构的元件时，飞机内部部件 的后侧和与飞机内部部件的后侧相对的飞机部件之间的距离优选在大约10cm与大约 30cm之间，特别优选在大约15cm与大约25cm之间。安装间隙的尺寸被设定为使得 装配工舒适地伸进由飞机内部部件的后侧和与飞机内部部件的后侧相对的飞机部件界 定的安装间隙中。

根据本发明的飞机内部部件系统的飞机内部部件优选进一步包括至少一个供应管 线部分，该至少一个供应管线部分被连接到优选布置在飞机内部部件的第二区域中的 第一连接设备。被分配到飞机内部部件的供应管线部分可为电线的一部分、水引导管 线的一部分或空气引导管线的一部分。第一连接设备优选被设计为和与第一连接设备 互补的第二连接设备配合，以便将飞机内部部件的供应管线部分连接到对应的飞机侧 部供应管线部分。在飞机内部部件的这种构造中，飞机内部部件的后侧和与飞机内部 部件的后侧相对的飞机部件之间存在的安装间隙可被用于将第一连接设备简单且方便 地连接到第二连接设备，并因此将分配到飞机内部部件的供应管线部分连接到对应的 飞机侧部供应管线部分。

在根据本发明的飞机内部部件系统的特别优选的实施例中，飞机内部部件包括多 个供应管线部分，该多个供应管线部分中的每个均被连接到优选布置在飞机内部部件 的第二区域中的第一连接设备。被分配到飞机内部部件的供应管线部分可为电线的一 部分、空气引导管线的一部分或水引导管线的一部分。根据供应管线部分的构造，第 一连接设备能构造为可被并行连接到电线部分、水引导管线部分和/或空气引导管线部 分的多系统连接设备的形式。第一连接设备优选被设计为和与第一连接设备互补的第 二连接设备配合，以便将飞机内部部件的供应管线部分连接到对应的飞机侧部供应管 线部分。在根据本发明的飞机内部部件系统的这种构造中，被分配到飞机内部部件的 多个供应管线部分可在单个步骤中通过将第一连接设备简单连接到第二连接设备而连 接到对应的飞机侧部供应管线部分。

第一结构保持器与第一部件保持器可被设计为将飞机内部部件附接到飞机结构的 元件，以便能在预定角度范围内围绕枢转轴线枢转。枢转轴线可为在飞机内部部件被 安装在飞机中的状态下在飞机内部部件的第一区域中基本平行于飞机机舱的纵向轴线 （即，沿x方向）延伸的假想轴线。通过飞机内部部件围绕枢转轴线的枢转，在飞机 内部部件的后侧和与飞机内部部件的后侧相对的飞机部件之间存在的安装间隙可被增 大或减小。可使飞机内部部件系统在飞机中的安装特别灵活，因为安装间隙的尺寸可 根据要求调节。

根据本发明的飞机内部部件系统优选进一步包括第二结构保持器，该第二结构保 持器被紧固到飞机结构的元件。第二结构保持器可被紧固到飞机结构的与第一结构保 持器被紧固到的元件相同的元件。然而，替代于此，第二结构保持器还可被紧固到飞 机结构的另一元件或被紧固到被固定到结构的部件，该固定到结构的部件与第一结构 保持器被紧固到的部件不同。此外，飞机内部部件系统可包括第二部件保持器，该第 二部件保持器被紧固到飞机内部部件并与第二结构保持器互补。第二部件保持器优选 在飞机内部部件的第二区域中被紧固到飞机内部部件，该第二区域在飞机内部部件被 安装在飞机中时面向飞机机舱地板。换言之，第二结构保持器优选附接到飞机内部部 件的这样的区域中：当飞机内部部件通过第一结构保持器与第一部件保持器的配合以 悬挂方式附接到飞机结构的元件时，飞机内部部件的后侧和与飞机内部部件的后侧相 对的飞机部件一起限定安装间隙。

第二结构保持器与第二部件保持器优选被设计为将飞机内部部件以飞机内部部件 的后侧和与飞机内部部件的后侧相对的飞机部件之间的安装间隙被闭合的方式附接到 飞机结构的元件。通过第二结构保持器与第二部件保持器的配合，飞机内部部件因此 还在其第二区域中被牢固且没有间隙地紧固。例如，在WO 2009/080641A1中描述的 保持器布置结构可被用作第二结构保持器和第二部件保持器。

然而，优选地，直到在安装间隙区域中的所有安装工作都被完成，第二部件保持 器才被连接到第二结构保持器。此外，当执行维护工作时，能够再次使第二结构保持 器与第二部件保持器彼此脱离联接，因此，再次“打开”安装间隙。于是，在飞机内 部部件的后侧和与飞机内部部件的后侧相对的飞机部件之间的区域中可通过安装间隙 执行维护工作，而不需要为此而将飞机内部部件完全从飞机结构拆下。

根据本发明的飞机内部部件系统可进一步包括：被紧固到飞机结构的元件的第三 结构保持器。第三结构保持器可被紧固到飞机结构的与第一和/或第二结构保持器被紧 固到的元件相同的元件。然而，替代于此，还能将第三结构保持器紧固到飞机结构的 另一元件或紧固到被固定到结构的另一部件。此外，飞机内部部件系统可包括第三部 件保持器，该第三部件保持器被紧固到飞机内部部件并与第三结构保持器互补。第三 部件保持器优选在飞机内部部件的位于飞机内部部件的第一区域与第二区域之间的第 三区域中被紧固到飞机内部部件。第三结构保持器与第三部件保持器被设计为将飞机 内部部件在其第三中心区域中没有间隙且因此牢固地附接到飞机结构的元件。例如， 在WO 2009/080641A1中描述的保持器布置结构可被用作第三结构保持器和第三部件 保持器。

优选地，第一结构保持器与第一部件保持器和/或第二结构保持器与第二部件保持 器和/或第三结构保持器与第三部件保持器在不用工具的情况下可能彼此连接。这使得 能够将根据本发明的飞机内部部件系统特别简单地安装（扣合和咬合）在飞机中。

根据本发明的将内部部件系统安装在飞机中的方法包括提供可被设计为单独部件 或内部部件模块形式的飞机内部部件。第一结构保持器被紧固到飞机结构的元件。与 第一结构保持器互补的第一部件保持器被紧固到飞机内部部件，第一部件保持器在飞 机内部部件的第一区域中被紧固到飞机内部部件，该第一区域在飞机内部部件被安装 在飞机中时面向飞机机舱天花板，即，形成飞机内部部件的上部区域。

第一结构保持器与第一部件保持器以如下方式彼此连接：飞机内部部件以悬挂方 式附接到飞机结构的元件。飞机内部部件被构造为使得当飞机内部部件通过第一结构 保持器与第一部件保持器的配合以悬挂方式附接到飞机结构的元件时，至少在飞机内 部部件的第二区域中，在飞机内部部件的后侧和与飞机内部部件的后侧相对的飞机部 件之间存在安装间隙，该第二区域在飞机内部部件被安装在飞机中时面向飞机机舱地 板。

在根据本发明的方法的优选实施例中，飞机内部部件的与优选布置在飞机内部部 件的第二区域中的第一连接设备相连的至少一个供应管线部分通过将第一连接设备连 接到与第一连接设备互补的第二连接设备而被连接到对应的飞机侧部供应管线部分。

此外，在根据本发明的方法中，飞机内部部件的均与优选布置在飞机内部部件的 第二区域中的第一连接设备相连的多个供应管线部分通过将第一连接设备连接到与和 第一连接设备互补的第二连接设备而被连接到对应的飞机侧部供应管线部分。

飞机内部部件可相对于飞机结构的元件在预定角度范围内围绕枢转轴线枢转，以 便增大或减小飞机内部部件的后侧和与飞机内部部件的后侧相对的飞机部件之间存在 的安装间隙。

根据本发明的方法可进一步包括：将第二结构保持器紧固到飞机结构的元件。此 外，与第二结构保持器互补的第二部件保持器可被紧固到飞机内部部件，第二部件保 持器优选在飞机内部部件的第二区域中被紧固到飞机内部部件，该第二区域在飞机内 部部件被安装在飞机中时面向飞机机舱地板。第二结构保持器与第二部件保持器可以 飞机内部部件的后侧和与飞机内部部件的后侧相对的飞机部件之间的安装间隙被闭合 的方式彼此连接。

此外，第三结构保持器可被紧固到飞机结构的元件。与第三结构保持器互补的第 三部件保持器可被紧固到飞机内部部件，第三部件保持器在飞机内部部件的位于飞机 内部部件的第一区域与第二区域之间的第三区域中被紧固到飞机内部部件。第三结构 保持器与第三部件保持器可以飞机内部部件在其第三区域中被没有间隙地附接到飞机 结构的元件的方式彼此连接。

第一结构保持器与第一部件保持器和/或第二结构保持器与第二部件保持器和/或 第三结构保持器与第三部件保持器优选在不用工具的情况下彼此连接。

附图说明

现在将参照所附示意图更详细地解释本发明的优选实施例。

图1示出飞机内部部件系统的三维视图；

图2示出根据图1的飞机内部部件系统在飞机内部部件模块以悬挂方式被紧 固到飞机结构的元件且形成安装间隙的状态下的剖视图；

图3示出根据图1的飞机内部部件系统在飞机内部部件模块被连接到飞机结 构的元件且没有安装间隙的状态下的剖视图；以及

图4示出根据图1的飞机内部部件系统的飞机内部部件模块的例示，其中示 出用于将飞机内部部件模块紧固到飞机结构的元件的部件保持器的位置。

具体实施方式

图1至图4中例示的飞机内部部件系统10包括飞机内部部件12，飞机内部部 件12被设计为模块形式且由侧盖板14、包括槽板16和减压格栅18的减压单元 20、两个窗边饰条22和遮光罩24组成。飞机内部部件模块12用于布置在飞机机 舱的侧壁区域中。飞机内部部件模块12被紧固到飞机结构的设计为框架形式的元 件26。

为了将飞机内部部件模块12紧固到飞机结构，飞机内部部件系统10包括两 个第一结构保持器27，该两个第一结构保持器27中的每个均被紧固到飞机结构的 框架。此外，两个第一部件保持器30被紧固在飞机内部部件模块12的第一区域 28中，第一区域28在飞机内部部件模块12被安装在飞机中时面向飞机机舱天花 板并且因此形成飞机内部部件模块12的上部区域。每个第一部件保持器30用于 与对应的第一结构保持器27配合，以便将飞机内部部件模块12以悬挂方式附接 到飞机结构的框架。

通过将第一结构保持器27定位在飞机结构的框架上以及将第一部件保持器 30定位在飞机内部部件模块12的第一区域28中，飞机机舱中的内部部件模块12 的位置被固定为沿竖直方向，即沿z方向。在此例示的实施例中，布置在图1和 图4中的左边的第一结构保持器27和布置在图1和图4中的左边的第一部件保持 器30的位置被固定。相比之下，布置在图1和图4中的右边的第一结构保持器27 与分配到它的第一部件保持器30配合使得飞机内部部件模块12的沿飞机机舱的 纵向轴线（即，沿x方向）的位置能够稍微变化。这使得能够补偿部件和安装公 差。

飞机内部部件模块12以这种方式相对于其重心的位置成形（即弯曲）并设计： 当通过第一结构保持器27与第一部件保持器30的配合使飞机内部部件模块12以 悬挂方式附接到飞机结构的框架时，在飞机内部部件模块12的第二区域32中， 在飞机内部部件模块12的后侧36和与飞机内部部件模块12的后侧36相对的飞 机内部部件38之间存在安装间隙40，第二区域32在飞机内部部件模块12被安装 在飞机中时面向飞机机舱地板34（参见图2）。

安装间隙40沿飞机内部部件模块12的第一区域28的方向逐渐减小，但是其 在飞机内部部件模块12的第二区域32中的尺寸被设计为使得装配工能没有问题 地伸进安装间隙40中。通过安装间隙40，飞机内部部件模块12的后侧36和飞机 部件38即使在飞机内部部件模块12已经通过第一结构保持器27和第一部件保持 器30紧固到飞机结构的框架之后仍保持可接近，由此简化进一步的安装工作和维 护工作。在飞机内部部件模块12的下边缘的区域（该区域在飞机内部部件模块12 被安装在飞机中时面向飞机机舱地板34）中，飞机内部部件模块12的后侧36和 与飞机内部部件模块12的后侧36相对的飞机部件38之间的距离大约为20cm。

第一结构保持器27和第一部件保持器30例如可由EP 2 354 570A1中描述的 保持器系统形成。在图中所示实施例中，第一结构保持器27和第一部件保持器30 在任何情况下均被构造为使得飞机内部部件模块12可被附接到飞机结构的框架， 以在围绕枢转轴线50在大约10度的角度范围内能枢转。枢转轴线50由在飞机内 部部件模块12的第一区域28中沿基本平行于飞机机舱的纵向轴线（即沿x方向） 延伸的假想轴线形成。通过飞机内部部件模块12围绕枢转轴线50的枢转，安装 间隙40可增大或减小。

如图4中最佳可见，飞机内部部件模块12进一步包括多个供应管线部分52a-c， 多个供应管线部分52a-c中的每个均被连接到布置在飞机内部部件模块12的第二 区域32中的第一连接设备54。供应管线部分52a-c被设计为电线。如图2和图3 中可见，第一连接设备54可被连接到与第一连接设备54互补的连接设备56，以 便将飞机内部部件模块12的供应管线部分52a-c连接到对应的飞机侧部供应管线 部分。为了将第一连接设备54连接到第二连接设备56，装配工能舒适地伸进安装 间隙40中。

飞机内部部件系统10进一步包括三个第二结构保持器58，该三个第二结构保 持器58中的每个均被紧固到飞机结构的由飞机结构的框架形成的元件26。此外， 飞机内部部件系统10包括三个第二部件保持器60，该三个第二部件保持器60与 第二结构保持器58互补且每个均在飞机内部部件模块12的第二区域32中被紧固 到飞机内部部件模块12。第二结构保持器58和第二部件保持器60例如可由WO  2009/080641A1中描述的保持器系统形成。通过第二结构保持器58和被分配到它 们的各个第二部件保持器60的配合，飞机内部部件模块12被固定到飞机结构的 框架，从而安装间隙40闭合。第二结构保持器58和被分配到它们的各个第二部 件保持器60的连接因此在将飞机内部部件模块12安装到飞机机舱中时不会发生， 直到第一连接设备54与第二连接设备56通过安装间隙40的连接已经发生。

最终，第三结构保持器62被紧固到飞机结构的框架，该保持器用于在飞机内 部部件模块12的第三中心区域64与紧固到飞机内部部件模块12的对应的第三部 件保持器68配合。第三结构保持器62与被分配到它们的各个第三部件保持器68 配合将飞机内部部件模块12紧固到其在飞机机舱中的位置。第三结构保持器62 和第三部件保持器66例如可由WO 2009/080641A1中描述的保持器系统形成。

第一结构保持器27与第一部件保持器30以及第二结构保持器58与第二部件 保持器60和第三结构保持器62与第三部件保持器68在不用工具的情况下可彼此 连接。