CN118220464A - 安装到机身结构中的结构*** - Google Patents

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frame element
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斯韦塔·戈特图穆卡拉
延斯·洛马尔
马蒂亚斯·黑根巴特
赫尔曼·本廷
佐尔坦·楚道尔
维维安·莱辛
萨拉·阿布斯哈根
安德烈·济巴拉
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Abstract

提出了一种安装到飞行器内部的机身结构中的结构***，该***包括：至少一个第一载体元件；至少一个第二载体元件；至少一个长形的框架元件，该至少一个长形的框架元件具有第一端部和第二端部；至少一个第一附接装置，该至少一个第一附接装置用于将第一载体元件附接至机身结构或附接至与机身结构联接的元件；至少一个第一联接装置，该至少一个第一联接装置安装到第一端部，用于将第一载体元件与至少一个框架元件联接；以及至少一个第二联接转置，该至少一个第二联接装置安装到第二端部，用于将第二载体元件与至少一个框架元件联接，其中，至少一个框架元件适于固持要安装到内部的至少一个部件，其中，至少一个第一载体元件设计用于与至少一个第一联接装置联接，其中，至少一个第二载体元件设计用于与至少一个第二联接装置联接，并且其中，至少一个第一联接装置和至少一个第二联接装置中的一个适于卡入相应的载体元件中、相对于框架元件的相应端部移动、以及相对于框架元件的该相应端部卡制在期望位置。

Description

安装到机身结构中的结构***
技术领域
本发明涉及一种安装到飞行器内部的机身结构中的结构***、一种安装方法以及一种具有至少一个这种结构***的飞行器。
背景技术
具有机身结构和在机身结构中形成的舱室的商用飞行器通常包括大量安装设备。这种安装设备尤其可以包括舱室立体空间物(monument)、乘客座椅、机上娱乐设备、储物隔室等。例如，头顶储物隔室通常附接至相应的舱室的上部区域中的构架结构。通常，这些头顶储物隔室被分段带入舱室中、依次地安装。通过合适的调整装置来补偿制造引起的尺寸偏差，使得储物隔室形成和谐平直的外观。
然而，可能在机身内部中发现另外类型的安装设备(对乘客不可见)，例如地板下(即舱室下方的)区域(例如所谓的三角区域)中的***设备。三角区域布置在货舱与机身结构之间、在舱室地板的下方，可以示例性地包括多个管道、管以及电线。通常，这些部件依次地设置到飞行器中并且附接至三角区域中的结构元件(比如机身结构、或者货舱的侧向定界)。需要设置和附接专用的固持器，***部件与直接在机身内部的固持器联接。由于可用的空间是狭窄的，所以这部分的安装是麻烦且费时的。而且，使多个固持器集成到结构元件中需要多个不同的支架、工具以及其他用于有效快速安装的装置。
发明内容
因此，本发明的目的是提供一种用于将部件安装到飞行器的内部结构中的安装***或类似物，或一种用于将设备部件安装到飞行器的内部结构中的改进方法。
该目的通过具有独立权利要求1的特征的结构***来实现。有利的实施例和进一步的改进可以从从属权利要求和以下描述中获得。
提出了一种安装到飞行器内部的机身结构中的结构***，该***包括：至少一个第一载体元件；至少一个第二载体元件；至少一个长形的框架元件，该至少一个长形的框架元件具有第一端部和第二端部；至少一个第一附接装置，该至少一个第一附接装置用于将第一载体元件附接至机身结构或附接至与机身结构联接的元件；至少一个第一联接装置，该至少一个第一联接装置安装到第一端部，用于将第一载体元件与至少一个框架元件联接；以及至少一个第二联接转置，该至少一个第二联接装置安装到第二端部，用于将第二载体元件与至少一个框架元件联接，其中，至少一个框架元件适于固持要安装到内部的至少一个部件，其中，至少一个第一载体元件设计用于与至少一个第一联接装置联接，其中，至少一个第二载体元件设计用于与至少一个第二联接装置联接，并且其中，至少一个第一联接装置和至少一个第二联接装置中的一个适于卡入相应的载体元件中、相对于框架元件的相应端部移动、以及相对于框架元件的该相应端部卡制在期望位置。
本发明的要点在于提供一种模块结构***，该模块结构***能够在飞行器外部将相应的设备部件附接至至少一个、优选地多个长形的框架元件以形成组件，将组件带入飞行器中，并通过合适的载体元件将该组件附接至机身结构。此处，两个载体元件中的一个能够提供简单的卡扣连接，从而允许进一步简化安装过程。组件优选地设计成承载负荷，以形成飞行器的结构的整体部分。
第一载体元件可以示例性地为机械部件，该机械部件通过第一附接装置附接至机身结构。长形的框架元件可在第一端部的区域中与第一载体元件联接。该联接可以包括直接或间接的机械连接，并且允许负荷沿至少一个方向、优选地沿至少两个方向、特别地沿三个方向转移。第一附接装置、第一载体元件以及第一联接装置的设计优选地适于优化沿该至少一个方向的负荷转移。可设想，长形的框架元件、第一载体元件以及第一附接装置提供了框架元件与机身结构的可旋转联接。
第二载体元件可以具有类似的或不同的设计。第二载体元件能够与框架元件的第二端部联接。通过将第一载体元件与第二载体元件间隔设置，框架元件在至少两个位置处与相应的结构联接，从而提供了框架元件的确定的空间支撑。可再设想，长形的框架元件和第二载体元件提供了框架元件与机身结构的可旋转联接。
优选地，多个长形的框架元件通过匹配数量的第一载体元件和第二载体元件安装在机身结构中。框架元件可以彼此间隔开并且彼此平行地对齐。在安装状态下，这些框架元件可以形成简单且平坦的构架(在本文中被称为模块框架)，该构架由多个第一端部形成的第一边缘和多个第二端部形成的第二边缘限定，其中，该第一边缘和该第二边缘优选地彼此平行。两个相反的侧面设置在两个边缘之间。两个侧面中的一个或两个旨在用于固持设备部件。一般来说，模块框架可以提供两个侧边充当用于安装设备部件的接口。
长形的框架元件的截面表面可以提供足够的几何惯性矩以承载负荷并固持设备部件。例如，长形的框架元件可以被实现为用于机身结构的所谓的三角区域的内定界的竖直支柱或杆，该三角区域位于舱室地板的径向外部区域的下方、机身蒙皮与货舱之间。第一端部可以包括第一联接装置，而第二端部可以包括第二联接装置。对于预安装具有设备部件的模块框架，长形的框架元件可以通过闭合角连接以在安装后保持在机身结构中，或者长形的框架元件可以临时地被固持在夹具中，直到这些长形的框架元件与载体元件中的至少一个连接。
如上所述，优选的是将框架元件以竖直的方式布置在内部结构中，使得由框架元件形成的模块框架的第一边缘和第二边缘与x轴平行延伸，而侧面与x-z平面平行延伸。轴定义指飞行器固定坐标系，其中，x轴是纵向轴线，y轴是侧向轴线，z轴是竖直轴线。第一端部可以置于第二端部的上方。例如，安装时，框架元件以及因此模块框架可以构成货舱的侧向定界。然后侧面中的一个面向三角区域，附接至相应的侧面的设备部件置于三角区域内。在该示例中，第一载体元件可以置于第二载体元件的上方并且可以设计用于接收三个方向上的力。在安装期间，第一载体元件可以临时单独固持框架元件。以下步骤是可行的：通过安装夹具将安装有设备部件的框架元件移动到机身结构的内部，将第一联接装置附接至第一载体元件，以及将夹具从飞行器移除。然后，可以将第二联接装置与第二载体元件联接。仍是上文提及的示例(即，利用若干个竖直布置的框架元件)，随后所有框架元件附接至相应的第一载体元件，而在移除夹具后，所有第二联接装置与相应的第二载体元件联接。
由于有制造引起的尺寸偏差，所以可以使相应的联接装置的长度是可变的以沿机身结构的延伸范围补偿第一载体元件与第二载体元件之间的微小的距离偏差。优选的是，该长度可变的特点与卡扣连接元件结合设置。因此，在将第一联接装置与第一载体元件连接后，框架元件以及因此模块框架可以从第一载体元件向下垂挂，第二联接装置可以在不需要夹具并且同时调整第二载体元件相对于第二端部的位置的情况下与第二载体元件联接。
当然，模块框架可以以不同方式布置和定向，比如以水平取向或相对于竖直或水平平面倾斜的方式。该模块框架还可以布置成至少在结构的区域中沿y轴延伸。该模块框架的长度延伸范围(即，沿两个边缘)和宽度延伸范围(即，沿两个边缘之间的方向)可以不同。
根据本发明的结构***提供了在飞行器外部预安装设备部件并减少直接安装到飞行器的内部结构中所需的时间的极好方式。同时，负荷承载结构可以在飞行器外部预组装并且以简单的方式与机身结构联接。
在该示例性实施例中，第二联接装置包括长形的补偿元件，该长形的补偿元件具有背离至少一个长形的框架元件突出的外端以及内端，其中，长形的补偿元件滑动地支撑在相应的框架元件中，以使外端移动到距第二端部的可变的距离处，并且其中，第一卡扣连接器布置在外端上，该第一卡扣连接器与布置在至少一个第二载体元件中的第二卡扣连接器形状互补。因此，第二联接装置适于卡入相应的载体元件(即，第二载体元件)中。长形的补偿元件可以示例性地实现成杆或辅助梁的形式，该杆或辅助梁优选地具有恒定截面表面，该恒定截面表面至少部分地沿长形的补偿元件的主要延伸方向连续延伸。可设想长形的补偿元件是中空的，以减轻该长形的补偿元件的重量。对于可滑动的支撑，插有补偿元件的相应的框架元件可以包括互补形状的引导件，至少在安装过程中，长形的补偿元件可以在该引导件中自由地滑动。在简单的情况下，引导件可以包括孔或凹部。在下文中进一步解释的修改的实施例中，引导件可以包括用于将长形的补偿元件卡制在期望位置的装置。
在有利的实施例中，第一卡扣连接器和第二卡扣连接器中的一个适于在第一相对旋转位置接纳第一卡扣连接器和第二卡扣连接器中的另一个，并且在与第一相对旋转位置不同的至少一个第二相对旋转位置固持第一卡扣连接器和第二卡扣连接器中的另一个。第一卡扣连接器和第二卡扣连接器可相对于彼此旋转。可设想第一卡扣连接器和第二卡扣连接器包括形状互补的***表面和接纳表面。例如，卡扣连接器中的一个包括***本体，该***本体可***另一卡扣连接器的凹部。两个卡扣连接器的形状设计成使得仅可以在一个或仅几个不同的第一相对旋转位置***。通过使卡扣连接器相对于彼此旋转，到达第二相对旋转位置。在这些第二相对旋转位置，***件通过***本体与凹部接合而被固持在凹部内。例如，凹部包括至少一个底切，***件的侧向突出部可以被带到该底切中。因此，在相应的第二相对旋转位置，两个卡扣连接器彼此固定。
可进一步设想，第一卡扣连接器和第二卡扣连接器可以彼此固定，使得可以防止无意的旋转。这对于避免由于飞行引起的振动而导致的松动是有利的。
在有利的实施例中，第二联接装置包括卡制元件(arresting element)，该卡制元件能够相对于第二端部卡制长形的补偿元件。因此，可以固定长形的补偿元件的相对于第二边缘(即，第二端部)的期望位置。保持对公差补偿的调整。
在有利的实施例中，卡制元件集成到长形的补偿元件中。例如，长形的补偿元件可以包括侧向突出部，侧向突出部与引导件中的侧向凹部接合，该引导件用于相对于第二端部引导长形的补偿元件。通过使长形的补偿元件旋转，该长形的补偿元件可以与引导件机械地接合以维持该长形的补偿元件的瞬时位置。因此，特别地根据上述具有第一卡扣连接器和第二卡扣连接器的示例，长形的补偿元件在使第一卡扣连接器和第二卡扣连接器连接后被直接卡制。
在有利的实施例中，第一载体元件和第二载体元件中的一个包括至少一个轨道，其中，相应的联接装置适于通过该至少一个轨道滑动地支撑，以使长形的框架元件移动到相应的载体元件。至少一个轨道允许将预装配的框架元件***相应的轨道中并且在不需要安装夹具的情况下将框架元件移动到期望安装位置。
在有利的实施例中，相应的联接装置与相应的载体元件可独立于轨道连接，其中，至少一个轨道可在相应的联接装置与相应的载体元件连接后从相应的载体元件移除。因此，当安装框架元件时不再需要进一步简化安装的相应的轨道。移除相应的轨道使得重量减轻。
在有利的实施例中，多个相继的框架元件可通过至少一个轮廓部件连接，该至少一个轮廓部件沿多个第一端部或多个第二端部延伸。于是，多个框架元件可以与一个或多个相应的轮廓部件联接，以形成模块框架。
在有利的实施例中，第一附接装置可与底侧处的舱室座椅轨道连接或集成，使得至少一个框架元件可置于座椅轨道下方并且可与该座椅轨道联接。座椅轨道通常与飞行器的内部结构中的多个横梁连接，从而形成用于安装框架元件的坚固基部。通过简单地将第一附接装置与座椅轨道结合，可以特别地附接专门用于提供三角区域结构的框架元件。
在有利的实施例中，第一联接装置和第二联接装置中的至少一个包括紧固元件，该紧固元件适于穿入至少一个框架元件和相应的联接装置。至少一个框架元件的附接是简单的，不需要钻孔、拧紧以及使用工具。例如，紧固元件可以在***后闩锁，使得简单的***动作就足够。例如，紧固元件可以呈球锁销的形式设置。
本发明进一步涉及一种用于将结构部件和设备部件安装到飞行器内部的机身结构的方法，该方法包括以下步骤：提供至少一个框架元件，该至少一个框架元件具有第一端部和第二端部；使至少一个部件附接在至少一个框架元件上；使至少一个框架元件移动到机身结构中；使安装到第一端部的至少一个第一联接装置通过至少一个第一附接装置与附接至机身结构的第一载体元件联接；以及使安装到第二端部的至少一个第二联接装置与附接至机身结构的第二载体元件联接，其中，至少一个第一联接装置和至少一个第二联接装置中的一个的联接包括卡入相应的模块载体中、相对于框架元件的相应端部移动、以及相对于框架元件的该相应端部卡制在期望位置。
在有利的实施例中，该方法进一步包括：使第二联接装置处的具有背离相应的框架元件突出的外端以及内端的长形的补偿元件滑动，以使外端移动到距第二端部的距离为使得布置在外端上的第一卡扣连接器达到与布置在至少一个第二载体元件中的第二卡扣连接器形状互补；以及将第一卡扣连接器卡入第二卡扣连接器中。
本发明进一步涉及一种交通工具，该交通工具包括结构、至少一个部件以及至少一个根据上述描述的安装到机身结构中的结构***。
在有利的实施例，由结构***的至少一个框架元件固持的至少一个部件包括流体管、管道或电线。
在有利的实施例中，该交通工具是飞行器，其中，结构***适于将至少一个部件布置在飞行器的三角区域中。
附图说明
在下文中，附图用于更详细地说明示例性实施例。这些图示是示意性的并且没有按比例绘制。相同的附图标记指代相同或相似的元件。在附图中：
图1示出了飞行器的内部结构中的结构***的截面图。
图2示出了承载预装配的模块框架的夹具。
图3示出了图2的夹具置于内部结构中。
图4示出了第一联接装置与第一模块载体联接。
图5示出了第二联接装置与第二模块载体联接。
图6a和图6b示出了第一卡扣连接器和第二卡扣连接器。
图6c和图6d示出了集成有卡制元件的长形的元件在模块框架中。
图7示出了利用轨道的结构***。
图8示出了具有轨道的模块框架的预装配件。
图9示出了预装配的模块框架通过夹具***结构中。
图10示出了第一模块载体与第一联接装置联接。
图11示出了小型的夹具***结构中，其中若干个轨道布置在相继的模块框架部件之间。
图12示出了对模块框架进行紧固。
图13示出了移除轨道。
图14示出了移动和连接第二卡扣连接器。
图15示出用于固持设备部件的固持器。
图16示出了用于固持不同设备部件的柔性支架。
图17示出了支架的另外的示例。
图18示出了飞行器。
图19至图22示出了模块框架的修改的附接。
具体实施方式
图1示出了用于安装到飞行器内部的机身结构6的结构***2。在此，结构***2示例性地布置在下部甲板中，该下部甲板示例性地用作货舱。设置有特定的设备部件4，这些设备部件安装在所谓的三角区域8内。横梁10设置在附图平面的上侧处，用于支撑布置在货舱上方的舱室的舱室地板。应当理解，多个横梁10沿机身结构6的纵向方向(即，x轴)布置。座椅轨道14设置在横梁10的顶侧12处。
在该示例性实施例中，座椅轨道14具有第一附接装置16，第一附接装置承载第一载体元件18。在这种情况下，第一载体元件18只是集成到或附接至第一附接装置16的机械接口。应当理解，多个第一附接装置16以及多个第一载体元件18沿机身结构6的纵向轴线布置和分布。
与第一载体元件18相对的第二载体元件20被设置成附接至机身结构6。通过布置长形的框架元件22使模块框架21布置在第一载体元件18与第二载体元件20之间，这些长形的框架元件彼此平行且沿x轴间隔分布。每个框架元件22包括第一端部24和第二端部26。产生的模块框架21具有第一侧面28和第二侧面30，其中，第一端部24限定模块框架21的第一边缘，第二端部26限定模块框架21的第二边缘。在该示例性实施例中，第一侧面28专门用于承载设备部件4。为此，设置有部件固持器32。在下文中进一步详细解释设备部件4至部件固持器32的附接。
框架元件22包括第一联接装置34，该第一联接装置用于将框架元件22与第一载体元件18联接。此处，设置有紧固元件36与通孔38结合，其中，紧固元件36以水平取向(即，与y轴平行)穿入第一联接装置34和第一附接装置18。例如，紧固元件36可以是球锁销或螺栓。另外，设置有呈闭合角40形式的长形的轮廓部件，用于提供壁终端接杆等，从而允许多个长形的框架元件22以预定的间隔彼此联接。背离三角区域8面向货舱的第二侧面30可以作为货舱壁或用于货舱壁的附接基座起作用。如在图1中显而易见的，侧面28、30沿x、z轴延伸，因此通过多个长形的框架元件22形成的模块框架21竖直地布置。虽然第一联接装置34与第一载体元件18之间的连接设置为固定连接，第二端部26处的相反侧不同地设计。
此处，框架元件22包括第二联接转置42，该第二联接装置适于卡入第二载体元件44中。每个第二联接装置42还包括长形的补偿元件46，该长形的补偿元件具有内端48和外端50。外端50从相应的框架元件22突出，其中，内端48保持在框架元件22内。长形的补偿元件46可以沿z方向滑动，使得外端50到相应的框架元件22的第二端部26的距离是可变的。
第一卡扣连接器52设置在外端50处，该第一卡扣连接器与布置在第二载体元件44处的第二卡扣连接器54形状互补。在将第一联接装置34安装到第一载体元件18处后，外端50相对于第二载体元件44的位置可以调整，使得第一卡扣连接器52与第二卡扣连接器54接合。然后，相应的框架元件22固定地附接至机身结构6。
如上所述，可设想每个长形的框架元件22包括第一联接装置34和第二联接装置42。各个框架元件22之间的距离可以对应机身结构6的周向框架的间隔。
此外，图1示出了货舱地板56，该货舱地板在附图平面中的右手侧上。此处，设置有另外的闭合角58，该闭合角也用作货舱的壁终端接杆、还用于与框架元件22联接。闭合角40、58在安装状态下可以是模块框架21的整体部分。
在图2中示出了安装夹具60，该安装夹具包括承载框架62和用于在地板66上移动夹具60的若干个轮子64，该地板可以是临时地板或货舱地板56的一部分。此处，呈若干个联接的长形的框架元件22的形式的模块框架21包括固持器32、第一联接装置34、第二联接装置42以及附接至固持器32的部件4。因此，模块框架21是在机身结构6的外部预装配或预安装的并且可以被带入机身结构6的内部，以将其附接。这减少了直接在机身结构6内部安装的时间和精力。
在将夹具60和预装配的模块框架21一起移动到机身结构6中后，将模块框架21定位成使得第一联接装置34处于要与第一载体装置18联接的合适位置。这由在图3的附图平面中从右手侧延伸至左手侧的箭头指示。
图4示出了通过将紧固元件36安装在相应的通孔38中来使第一联接装置34与第一载体元件18连接。紧固元件36的数量取决于第一联接装置34的数量和第一载体元件18的数量。当然，这可以取决于模块框架22沿x方向的延伸范围。
然后，如图5所示，第一连接器52与第二卡扣连接器54彼此连接。这是在相对于第二端部26将长形的补偿元件46滑动成使得卡扣连接器52、54彼此齐平后直接完成的。
图6a和图6b示出了第一卡扣连接器52和第二卡扣连接器54的示例性实施例。第二卡扣连接器54包括开口68，该开口用于接纳第一卡扣连接器52的***件70。开口68沿***方向(即，上下)延伸，换言之，该开口从外表面72延伸到第二卡扣连接器54中。开口68的上部部分(即，在外表面72处的部分)的截面形状可以对应***件70的周向轮廓。例如，至少一个突出部74可以沿基本上与***方向垂直的方向形成在开口68中。如图6a中的右手侧上所展示的，开口68的至少一个突出部74可以对应在第一卡扣连接器52中形成的凹部76。当突出部74与凹部76齐平并且第一卡扣连接器52的旋转轴线78与第二卡扣连接器54的纵向轴线80重合时，第一卡扣连接器52可以***第二卡扣连接器54中。当第一卡扣连接器52围绕旋转轴线78旋转时，第一卡扣连接器52的部分将由突出部74固持。在该示例中，三个突出部74对称地设置在第二卡扣连接器54中，使得***第一卡扣连接器52后旋转约60°将使卡扣连接器52、54彼此夹紧。在轴向方向上，第一卡扣连接器52的外表面82齐平地布置在第二卡扣连接器54的外表面72上。示例性地，这些表面72、82是球面弯曲的。
在图6c和图6d中示出了长形的补偿元件46的示例性实施例和该长形的补偿元件与框架元件22的连接。此处，长形的补偿元件46具有基于圆的截面表面，并且具有径向切口84。此处，切口84的数量与第二卡扣连接器54的突出部74的数量一致。切口84沿周向方向均匀地分布。切口84之间的区段86包括第一周向凹槽88，第一周向凹槽对应框架元件22内的第二周向凹槽90。此处，截面表面具有三个突起92，三个突起中的每个包括第二凹槽90。因此，长形的元件46可以沿第一旋转方向***模块框架22的开口94中，其中突出部86布置在开口94的突起92之间。通过使长形的补偿元件46旋转，凹槽88与凹槽90接合，从而固定长形的补偿元件46的纵向位置。因此，该布置构成卡制元件95。突起92的放置应该适于突出部74的放置，使得当将***件70***开口68中时可以选择长形的补偿元件46的位置。随后旋转约60°使得锁定两个卡扣连接器52、54以及在模块框架22中的长形的补偿元件46。因此，实现公差补偿，同时固定到第二载体元件44。
图7示出了结构***96的另外的示例性实施例，其中第一载体元件呈轨道98的形式设置。第一联接装置100a或100b可以附接至轨道98。第一联接装置100a被设计成导向元件，该导向元件包括两个相对的槽102，这两个相对的槽对应轨道98的导向辊104。与此类似，第一联接装置100b基于圆柱形辊106。轨道98可以通过第一附接装置16附接至座椅轨道14，并且为此目的包括合适的接口108。
如图8所示，夹具60仅需要将预安装的模块框架21提供到轨道98的起点处，并且模块框架21可以沿着轨道98移动到机身结构6的内部中。
然后，如图9和图10所示，以与图3至图5所示的方式类似的方式将模块框架21附接至结构6。
如图11至图14所示，框架元件22临时地与轨道98联接，用于将框架元件22***结构6中。然后，移除轨道98以提供类似于图3至图5和图7至图10的紧固步骤。
图15示出了用于固持呈线或管道形式的设备部件4的另外的固持器110。此处，各个固持器110附接至框架元件22。图16示例性地图示了用于处理可变管直径并补偿***公差的柔性支架112。图17a和图17b示出了为管和管道提供卡扣连接的又另外的固持器114。
图18示出了具有机身结构6的飞行器116，上述安装***集成到该机身结构中。
图19示出了图1的结构***2的修改的布置。此处，第一附接装置16通过座椅轨道14处的单个螺栓118以及通过紧固件120(可以是自冲铆钉)附接至横梁10。虽然闭合角40以与图1相同的方式通过紧固元件36进行附接，框架元件22也通过紧固件120与第一附接装置16联接。此处，与第一附接装置16的连接可以呈叉耳式布置设置。
在图20中示出了可移除的轨道适配器122，该轨道适配器可附接至闭合角40并且包括轨道98，该轨道与要安装框架元件22的飞行器的纵向轴线平行延伸。在图22中进一步示出了移除的轨道适配器122。
图21示出了框架元件22通过旋转接头124与第一附接装置16和第二载体元件20两者连接，从而允许避免飞行器的结构与框架元件22之间的约束力。
最后，图22示出了另外的轨道适配器122，该轨道适配器可布置在另一个第一附接装置16(例如，在相邻的座椅轨道14处的第一附接装置)上，以承载用于沿飞行器结构使模块框架21移动到期望安装位置的更大的夹具。除在另一个第一附接装置16处的轨道适配器122外，还可以在第二载体元件20处放置轨道适配器。
附图标记
2 结构***
4 设备部件
6 机身结构
8 三角区域
10 横梁
12 顶侧
14 座椅轨道
16 第一附接装置
18 第一模块载体
20 第二模块载体
21 模块框架
22 长形的框架元件
24 第一端部
26 第二边缘
28 第一侧边
30 第二侧边
32 部件固持器
34 第一联接装置
36 紧固元件
38 通孔
40 闭合角
42 第二联接装置
44 第二模块载体
46 长形的补偿元件
48 内端
50 外端
52 第一卡扣连接器
54 第二卡扣连接器
56 货舱地板
58 闭合角
60 安装夹具
62 承载框架
64 轮子
66 地板
68 开口
70 ***件
72 外表面
74 突出部
76 凹部
78 旋转轴线
80 纵向轴线
82 外表面
84 径向切口
86 区段
88 第一周向凹槽
90 第二周向凹槽
92 突起
94 开口
95 卡制元件
96 结构***
98 轨道
100a、100b 第一联接装置
102 槽
104 导向辊
106 圆柱形辊
108 接口
110 固持器
112 柔性支架
114 固持器
116 飞行器
118 螺栓
120 紧固件
122 轨道适配器
124 旋转接头

Claims (15)

1.一种安装到飞行器(116)内部的机身结构(6)中的结构***(2，96)，所述结构***包括：
至少一个第一载体元件(18)，
至少一个第二载体元件(20，44)，
至少一个长形的框架元件(22)，所述至少一个长形的框架元件具有第一端部(24)和第二端部(26)，
至少一个第一附接装置(16)，所述至少一个第一附接装置用于将所述第一载体元件(18)附接至所述机身结构(6)或附接至与所述机身结构(6)联接的元件，
至少一个第一联接装置(34，100)，所述至少一个第一联接装置安装到所述第一端部(24)，用于将所述第一载体元件(18)与所述至少一个框架元件(22)联接，以及
至少一个第二联接转置(42)，所述至少一个第二联接装置安装到所述第二端部(26)，用于将所述第二载体元件(20，44)与所述至少一个框架元件(22)联接，
其中，所述至少一个框架元件(22)适于固持要安装到所述内部的至少一个部件(4)，
其中，所述至少一个第一载体元件(18)设计用于与所述至少一个第一联接装置(34，100)联接，
其中，所述至少一个第二载体元件(20，44)设计用于与所述至少一个第二联接装置(42)联接，并且
其中，所述至少一个第一联接装置(34，100)和所述至少一个第二联接装置(42)中的一个适于卡入相应的载体元件(18，20，44)中、相对于所述框架元件(22)的相应端部移动、以及相对于所述框架元件的所述相应端部卡制在期望位置。
2.根据权利要求1所述的结构***(2，96)，
其中，所述第二联接装置(42)包括长形的补偿元件(46)，所述长形的补偿元件具有背离所述至少一个长形的框架元件(22)突出的外端(50)、以及内端(48)，
其中，所述长形的补偿元件(46)滑动地支撑在相应的框架元件(22)中，以使所述外端(50)移动到距所述第二端部(26)的可变的距离处，并且
其中，第一卡扣连接器(52)布置在所述外端(50)上，所述第一卡扣连接器与布置在所述至少一个第二载体元件(20，44)中的第二卡扣连接器(54)形状互补。
3.根据权利要求2所述的结构***(2，96)，
其中，所述第一卡扣连接器(52)和所述第二卡扣连接器(54)中的一个适于在第一相对旋转位置接纳所述第一卡扣连接器(52)和所述第二卡扣连接器(54)中的另一个，并且在与所述第一相对旋转位置不同的至少一个第二相对旋转位置固持所述第一卡扣连接器和所述第二卡扣连接器中的另一个。
4.根据权利要求2或3所述的结构***(2，96)，
其中，所述第二联接装置(42)包括卡制元件(95)，所述卡制元件能够相对于所述第二端部(26)卡制所述长形的补偿元件(46)。
5.根据权利要求4所述的结构***(2，96)，
其中，所述卡制元件(95)集成到所述长形的补偿元件(46)中。
6.根据前述权利要求中任一项所述的结构***(2，96)，
其中，所述第一载体元件(18)和所述第二载体元件(20，44)中的一个包括至少一个轨道(98)，并且
其中，相应的联接装置(34，42，100)适于通过所述至少一个轨道(98)滑动地支撑，以使所述至少一个长形的框架元件(22)移动到相应的载体元件(18，20，44)。
7.根据权利要求6所述的结构***(2，96)，
其中，所述相应的联接装置(34，42，100)与所述相应的载体元件(18，20，44)可独立于所述轨道(98)连接，并且
其中，所述至少一个轨道(98)可在所述相应的联接装置(34，42，100)与所述相应的载体元件(18，20，44)连接后从所述相应的载体元件(18，20，44)移除。
8.根据前述权利要求中任一项所述的结构***(2，96)，
其中，多个相继的框架元件(22)可通过至少一个轮廓部件(40)连接，所述至少一个轮廓部件沿多个第一端部(24)或多个第二端部(26)延伸。
9.根据前述权利要求中任一项所述的结构***(2，96)，
其中，所述第一附接装置(16)可与底侧处的舱室座椅轨道(14)连接或集成，使得所述至少一个框架元件(22)可置于所述座椅轨道(14)下方并且可与所述座椅轨道联接。
10.根据前述权利要求中任一项所述的结构***(2，96)，
其中，所述第一联接装置(34，100)和所述第二联接装置(42)中的至少一个包括紧固元件(36)，所述紧固元件适于穿入所述至少一个框架元件(22)和相应的联接装置(34，42，100)。
11.一种用于将结构部件和设备部件(4)安装到飞行器(116)内部的机身结构的方法，所述方法包括以下步骤：
提供至少一个框架元件(22)，所述至少一个框架元件具有第一端部(24)和第二端部(26)，
使至少一个部件(4)附接在所述至少一个框架元件(22)上，
使所述至少一个框架元件(22)移动到所述机身结构(6)中，
使安装到所述第一端部(24)的至少一个第一联接装置(34，100)通过至少一个第一附接装置(16)与附接至所述机身结构(6)的第一载体元件(18)联接，以及
使安装到所述第二端部(26)的至少一个第二联接装置(42)与附接至所述机身结构(6)的第二载体元件(20，44)联接，
其中，所述至少一个第一联接装置(34，100)和所述至少一个第二联接装置(42)中的一个的联接包括卡入相应的载体元件(18，20，44)中、相对于所述框架元件(22)的相应端部(24，26)移动、以及相对于所述框架元件的所述相应端部卡制在期望位置。
12.根据权利要求11所述的方法，进一步包括
使所述第二联接装置(42)处的具有背离相应的框架元件(22)突出的外端(50)以及内端(48)的长形的补偿元件(46)滑动，以使外端(50)移动到距所述第二端部(26)的距离为使得布置在所述外端(50)上的第一卡扣连接器(52)达到与布置在至少一个第二载体元件(20，44)中的第二卡扣连接器(54)形状互补，以及
将所述第一卡扣连接器(52)卡入所述第二卡扣连接器(54)中。
13.一种交通工具(116)，所述交通工具包括机身结构(6)、至少一个部件(4)以及至少一个根据权利要求1至10中的任一项所述的结构***(2，96)，所述至少一个结构***用于将所述至少一个部件(4)附接至所述机身结构(6)。
14.根据权利要求13所述的交通工具(116)，
其中，所述至少一个部件(4)包括流体管、管道或电线。
15.根据权利要求13或14所述的交通工具(116)，
其中，所述交通工具是飞行器(116)，并且
其中，所述结构***(2，96)适于将所述至少一个部件(4)布置在所述飞行器(116)的三角区域中。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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US20050224677A1 (en) * 2004-03-08 2005-10-13 Airbus Deutschland Gmbh Holder for holding and guiding bundles of cables in aircraft
GB201002611D0 (en) * 2010-02-16 2010-03-31 Airbus Operations Ltd Aircraft raceway mounting and clamping apparatus
US8770532B2 (en) * 2011-05-13 2014-07-08 Commscope, Inc. Of North Carolina Cable retaining ring having slide closure and cable support tray including the cable retaining ring
EP3480107A1 (en) * 2017-10-27 2019-05-08 Airbus Operations GmbH Aircraft framework assembly, aircraft structural framework and aircraft with an aircraft structural framework
US10718449B2 (en) * 2018-08-20 2020-07-21 Spirit Aerosystems, Inc. Multi-function system support tray
FR3105167B1 (fr) * 2019-12-18 2023-01-06 Airbus Operations Sas Portion de fuselage d’aéronef comportant des étais sous plancher déplaçables ou séparables

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