CN101674978B - 飞行器机身的结构元件 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种飞行器机身的结构元件，所述结构元件具有沿飞行器机身的纵向方向延伸的纵梁(20，30；40；50；60)和沿机身的圆周方向横向于纵梁(20，30；40；50；60)延伸的肋(80)。根据本发明，沿飞行器机身的纵向方向延伸的纵梁(30；40；50；60)中的至少一个被设计为用于将被安装在飞行器机身内的元件(100，110)的紧固导轨。

Description

飞行器机身的结构元件

技术领域

本发明涉及根据权利要求1的所述的飞行器机身的结构元件。

背景技术

飞行器的机身通常包括沿飞行器机身的纵向方向延伸的纵梁和沿机身的圆周方向横向于纵梁延伸的肋。所述纵梁和所述肋施加机身所需的结构强度并支撑机身的外蒙皮。利用到沿机身的圆周方向延伸的肋的各个支架，根据当前技术状态，在飞行器最后装配期间必须大量安装在机身中的***装置和机舱部件通常必须被紧固。乘客多数可清楚地看到和采用这种方式紧固在机身内的部件，例如包括在乘客舱的顶部区中布置的行李箱。这些肋吸收作用在这些装置和部件上的承载载荷。因为可能的紧固点取决于肋框架，且就定位而言具有相应较低的灵活性，并且组装成本很高，利用独立支架的所述类型的部件紧固迄今是不优选的。

DE 199 55 397 C1公开了一种将被紧固到飞行器单元结构的纵梁上的保持装置，所述保持装置用于移动或临时容纳装置、工具或类似物。为保证将保持设备能够用一只手并快速地紧固在纵梁上的不同点处，所述保持装置包括：开槽凹部，所述开槽凹部适于纵梁的外轮廓，纵梁接合到所述凹部内；和互锁设备，所述互锁设备克服压缩弹簧的弹簧弹性可以在保持装置中移动，在所述互锁设备的互锁位置中通过前侧端接合到开槽凹部内，并且通过压缩弹簧保持在互锁位置中。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞行器机身的结构元件，其中：不依赖肋框架，使将被安装在机身中的组装装置和部件可以具有高度灵活性。

该目标可以利用具有权利要求1的特征的飞行器机身的结构元件来实现。

本发明提供了一种飞行器机身的结构元件，所述结构元件具有沿飞行器机身的纵向方向延伸的纵梁和沿机身的圆周方向横向于纵梁延伸的肋。根据本发明，规定沿飞行器机身的纵向方向延伸的至少一个纵梁被设计为用于将被安装在飞行器机身内的元件的紧固导轨。

根据本发明的结构元件的优点在于可以紧固到纵梁且为此所需的装置具有高承载能力，并且同时重量较低。

根据权利要求2的本发明结构元件的具体的优选实施例，规定结构元件包括与纵梁和肋连接飞行器机身的外蒙皮。这个的一个优点在于：负载通过被设计为用于将被安装在飞行器机身中的元件的紧固导轨的纵梁被直接引入外蒙皮内。

在其余从属权利要求中说明了发明结构元件的其它优选发展和实施例。

附图说明

以下参照附图说明本发明结构元件的示例性实施例。

图1显示了飞行器机身的结构元件的总体立体图，其中：沿飞行器机身的纵向方向延伸的根据本发明的至少一个纵梁被设计为用于将被安装在飞行器机身内的元件的紧固导轨；

图2显示了根据本发明的典型实施例的飞行器机身的结构元件的总体立体图，其中：沿飞行器机身的纵向方向延伸的至少一个纵梁被设计为用于将被安装在飞行器机身内的元件的紧固导轨；

图3-4每个显示了根据本发明的两个另外示例性实施例的飞行器机身的结构元件的立体图，其中：沿飞行器机身的纵向方向延伸的至少一个纵梁被设计为用于将被安装在飞行器机身内的元件的紧固导轨；

图2a)显示了这里具体参照图2中所示的示例性实施例通过图2、3或4中所示的纵梁的底部区的放大横截面图，所述底部区以热绝缘的方式安装在根据本发明的示例性实施例的外蒙皮上；

图5显示了根据本发明的另一个示例性实施例的飞行器机身的结构元件的立体图，其中：沿飞行器机身的纵向方向延伸的至少一个纵梁被设计为用于将被安装在飞行器机身内的元件的紧固导轨；和

图6显示了根据现有技术的飞行器机身的结构元件的剖面图，其中：安装在飞行器机身内的元件通过支架紧固到肋。

具体实施方式

图6显示了根据现有技术的飞行器机身的结构元件的剖面图，其中：在这里作为在乘客舱的顶部区中布置的行李箱的、将被安装在飞行器机身中的元件100通过独立支架120紧固到沿机身的圆周方向延伸的肋80上。如已经说明，其中，因为存在具有相对于定位的相应的低灵活性的肋框架上的可能紧固点的依赖，并且组装成本较高，所以所述类型的部件通过独立支架120的紧固不是优选的。

图1显示了飞行器机身的结构元件的立体图，所述结构元件包括沿飞行器机身的纵向方向延伸的纵梁20，30；40；50；60和沿机身的圆周方向横向于纵梁20，30；40；50；60延伸的肋80。飞行器机身的外蒙皮10连接到纵梁20，30；40；50；60和肋80。纵梁20，30；40；50；60和肋80施加机身所需的结构强度并支撑机身的外蒙皮10。

如图中所示，沿飞行器机身的纵向方向延伸的纵梁30；40；50；60中的至少一个被设计为用于将被安装在飞行器机身内的元件100，110的紧固导轨。这种将被安装在飞行器机身中的元件100，110可以是***装置和机舱部件，例如，布置在乘客舱的顶部区中的行李箱100和飞行器功能基础结构的其它***装置110。

在图2-4中所示的示例性实施例中，被设计为紧固导轨的纵梁30；40；50包括至少一个连续顶部区31；41；51，所述顶部区面向机身内部并沿纵梁的纵向方向延伸。根据这里显示的示例性实施例，这些顶部区31；41；51具有被设置用于安装紧固元件的轮廓横截面。在图中未分开显示并且可通过现有技术方式提供并且并不有助于本发明的主题的紧固元件用于组装***装置和客舱部件，所述紧固元件在飞行器的最后装配中将大量安装在机身中。

如图2和图4中所示，顶部区31；51的轮廓横截面可以是T形。根据图3，顶部区41的轮廓具有C形轮廓横截面，C形轮廓横断面的开口段面向机身内部。

在图2中所示的示例性实施例中，被设计为紧固导轨的纵梁30具有顶部区31，所述顶部区沿纵向方向连续并设置在具有凹部32的肋80的区域中，在所述凹部处，纵梁30在纵梁面向外蒙皮10的一侧被中断，并且在面向机身内部的一侧包围肋80。在纵梁30和肋80紧固到外蒙皮10后，这种设计使纵梁30能够安装在肋80的上方。

另一方面，在图3中所示的示例性实施例中，被设计为紧固导轨的纵梁40具有顶部区41，所述顶部区在肋80之间沿纵梁的纵向方向连续，但由于这些肋80上这些容纳凹部而被中断。这种设计使纵梁40与具有传统的简单设计的其它纵梁20一起紧固到外蒙皮10，并然后能够通过传统方式安装肋80。这些桥接连接元件46则能够***容纳肋80的顶部区41的凹部42中，所述桥接连接元件在面向机身内部的一侧包围肋80，使得纵梁40的连续顶部区41也设置在肋80上。

在图4中所示的示例性实施例中，被设计为紧固导轨的纵梁50具有顶部区51，所述顶部区沿纵梁的纵向方向连续，并设置在具有凹部的肋80上，所述凹部在所有侧包围肋80。这种设计使纵梁50与采用传统方式被简单设计的其它纵梁20一起紧固到外蒙皮10，并然后通过将肋80拧到凹部42内而能够安装所述肋。

在图5中所示的示例性示例中，被设计为紧固导轨的纵梁60被制造成也具有被设置用于安装紧固元件的轮廓横截面。在这里，纵梁60具有C形轮廓横截面，所述C形轮廓横截面的开口段面向机身内部。这种设计也使纵梁60与采用传统方式被简单设计的其它纵梁20一起能够紧固到外蒙皮120。然后，采用传统方式将肋80安装在所述纵梁的上方。

正如在图3中所示的示例性实施例中，用作紧固导轨的纵梁40能够被设计为具有孔或部分44的穿孔导轨，所述孔或部分用于节省重量和/或用于将部件或装置紧固在机舱内。

代替或除了用于紧固在其顶部区的型材31；41；51的设计，可以提供作为穿孔导轨的纵梁40的设计。

如在图2a)中的截面中放大的横截面所示，被设置为紧固导轨的纵梁30；40；50可以具有底部区或凸缘33；43；53，所述底部区或凸缘用于将纵梁30；40；50安装到外蒙皮10，所述纵梁通过绝热方式紧固到所述纵梁。根据图2a)，底部区或凸缘33；43；53通过角型材11、12和铆钉14、15紧固到外蒙皮10，其中沿底部区33；43；53延伸的以绝热层形式的绝热部13设置在角型材11、12与底部区33；43；53之间。

具有外蒙皮109和沿飞行器机身的纵向方向延伸的纵梁20；30；40；50；60和沿机身的圆周方向横向延伸到纵梁20，30；40；50；60的肋80的结构元件可采用金属设计、纤维强化塑料设计(CKF)或组合所述金属设计和纤维强化塑料设计的混合设计制造而成。

附图标记列表

10            结构元件

11，12        角型材

13            绝缘部

14            铆钉

15            铆钉

20            纵梁

30；40；50；60纵梁

31；41；51    顶部区

32；42；52    凹部

33；43；53    底部区，凸缘

44            孔，凹部

46            密封部件

80            肋

100           行李箱

110           装置

120           支架

Claims (17)

1.一种飞行器机身的结构元件，包括：沿飞行器机身的纵向方向延伸的纵梁和沿机身的圆周方向横向于所述纵梁延伸的肋，其中沿所述飞行器机身的纵向方向延伸的所述纵梁中的至少一个被形成为用于将要被安装在所述飞行器机身内的元件的紧固导轨，其特征在于：被形成为紧固导轨的所述纵梁具有沿所述纵梁的纵向方向延伸的连续顶部区，并在所述肋的区域中具有凹部，在所述凹部处，所述纵梁在所述纵梁面向外蒙皮的一侧被中断，并且在所述凹部处，所述顶部区在面向所述机身内部的一侧包围所述肋。

2.一种飞行器机身的结构元件，包括：沿飞行器机身的纵向方向延伸的纵梁和沿机身的圆周方向横向于所述纵梁延伸的肋，其中沿所述飞行器机身的纵向方向延伸的所述纵梁中的至少一个被形成为用于将要被安装在所述飞行器机身内的元件的紧固导轨，其特征在于：被设计为紧固导轨的所述纵梁具有沿所述纵梁的纵向方向连续的顶部区，并且所述顶部区在所述肋的区域中具有凹部，所述纵梁在所述凹部处在所有侧包围所述肋。

3.根据权利要求1或2所述的结构元件，其特征在于：所述结构元件包括所述飞行器机身的外蒙皮，所述纵梁和所述肋与所述外蒙皮连接。

4.根据权利要求3所述的结构元件，其特征在于：形成为紧固导轨的所述纵梁还包括底部区，所述底部区沿所述纵梁的纵向方向延伸，用于将所述纵梁安装在所述外蒙皮上，所述顶部区面向机身内部并沿所述外蒙皮的纵向方向延伸。

5.根据权利要求1或2所述的结构元件，其特征在于：形成为紧固导轨的所述纵梁在所述肋之间连续，并且由于设置容纳所述肋的凹部而在所述肋的区域中被中断。

6.根据权利要求1或2所述的结构元件，其特征在于：桥接密封部元件***到所述顶部区的容纳所述肋的凹部中，所述桥接密封元件在面向机身内部的一侧包围所述肋。

7.根据权利要求1或2所述的结构元件，其特征在于：形成为紧固导轨的所述纵梁的所述顶部区具有被设置成用于型面安装紧固元件的轮廓横截面。

8.根据权利要求7所述的结构元件，其特征在于：所述顶部区的所述轮廓横截面是L形。

9.根据权利要求7所述的结构元件，其特征在于：所述顶部区的所述轮廓横截面是T形。

10.根据权利要求7所述的结构元件，其特征在于：所述顶部区的轮廓具有C形轮廓横截面。

11.根据权利要求10所述的结构元件，其特征在于：所述C形轮廓横截面的开口段面向所述机身内部。

12.根据权利要求1或2所述的结构元件，其特征在于：形成为紧固导轨的所述纵梁本身具有用于型面安装紧固元件的轮廓横截面。

13.根据权利要求12所述的结构元件，其特征在于：所述纵梁本身具有C形轮廓横截面，所述C形轮廓横截面的开口段面向所述机身内部。

14.根据权利要求1或2所述的结构元件，其特征在于：形成为紧固导轨的所述纵梁被设计为穿孔导轨。

15.根据权利要求7所述的结构元件，其特征在于：形成为紧固导轨的所述纵梁被形成为穿孔导轨。

16.根据权利要求4所述的结构元件，其特征在于：所述纵梁以绝热的方式紧固到所述外蒙皮。

17.根据权利要求16所述的结构元件，其特征在于：所述底部区通过角型材紧固到所述外蒙皮，其中绝热部设置在所述角型材与所述底部区之间。