CN102171096A - 将地板组装到由飞机机身部段预先构造好的驾驶舱中的方法 - Google Patents

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Abstract

飞机机身的部段包括驾驶舱结构(2)和连接到所述驾驶舱结构的地板(4)。驾驶舱结构(2)具有外蒙皮(21)和骨架(22)，所述骨架(22)包括定位在近似垂直于飞机参考坐标系中纵向轴线X的机身横截面中的框架(23)。地板(4)具有沿着横向轴线Y延伸的横向构件(41)。根据本发明，横向构件(41)和框架(23)是分离的，并且每个横向构件(41)的相对端(414)通过中间结构组件(24、29)固定到驾驶舱结构(2)，所述中间结构组件(24、29)一方面连接到横向构件(41)，另一方面连接到外蒙皮(21)和/或连接到一个或多个框架(23)。

Description

将地板组装到由飞机机身部段预先构造好的驾驶舱中的方法
技术领域
本发明涉及飞机的主要结构的组装领域。更具体地，本发明涉及将地板结构组装到飞机机身的部段中的方法，所述飞机机身的驾驶舱已预先构造好。
背景技术
飞机由在形成主要结构中起作用的元件的组件而制成。
机身是一种特殊的主要结构，其包括体结构2和地板4，并且例如通过组装两个或多个部段而制造。通常地，对于体结构2，每个部段由组装起来形成层的多个加强板而建造。所述板包括：蒙皮21，所述蒙皮21是金属或复合板的形式，根据所需轮廓而成形；纵向加强件，即桁条25，其根据当前材料特性通过铆接、焊接、粘接或共烧结而固定到蒙皮21上；以及横向加强件，即框架23，其通过铆接、焊接、粘接或共烧结连接到蒙皮21和桁条25上。框架23沿着机身的近似垂直于飞机的纵向轴线X的部分(segment)定位。桁条25近似沿纵向轴线X在所述板上延伸。
地板4是机身的体结构2内的主要结构。地板部分由横向构件41和轨42、43的组装而构成。横向构件41在飞机参考坐标系中通常是直的且水平的，并沿着飞机的轴线Y垂直于纵向轴线X延伸。横向构件41的作用是将与地板上的载荷相关的力引导向机身的体结构。轨42、43沿着纵向轴线X延伸。它们被用于固定各件家具，例如座椅或较大的物件(monument)。
在所述轨中，轨43——因为不被用于固定地板上的机舱物件被称作假轨——被安装成与框架23-横向构件41的连接件接近以加强所述结构。
需要多个连接件以形成体结构2和地板4的组装。
因此，为了将力(大部分是地板上的载荷的重力)引导至机身的体结构，横向构件41被固定到框架23上。在机身的特定部分Y中，位于此部分中的横向构件41因此被固定到位于机身的相同部分Y中的框架23上，这通过首先固定到一端，其次通过支柱固定到框架的另一点(52)上而实现。
另外，为了稳定地板，并且在发生碰撞的情况下吸收由于减速而产生的沿纵向轴线X的能量，防碰撞杆6首先在第一端61连接桁条25，其次，在与第一端61相对的第二端62连接假轨43。
这些在地板和机身的体结构之间的多个连接件意味着在体结构尚未被沿周向封闭时，地板就必须加到机身上。
有效地，地板必须形成平坦的以及与飞机的轴线X、Y完全对齐的参考表面。考虑到现有的元件的大的尺寸，因此地板应该优选地在部段的规模上进行预组装，并做为已构建好的子组件而集成于其上。将地板一个横向构件一个横向构件地集成到飞机驾驶舱中将需要复杂的调节，并且在经济上也是不利的。
另外，每个地板横向构件必须与框架匹配，以便将其固定到框架上。预组装地板相对于体结构的这种相对定位是静不定的，并且需要地板和机身两者的系统地实现。横向构件和框架是被设计成用于引导较大的力流(force flows)的结构元件，因此两者都是非常刚硬的。因此，这些元件不能够变形以适应任何对不齐。因此优选的是，在体结构的、被称为下桶框(lower tub)的下部分容纳体结构的、被称为上顶部的上部分——这将体结构封闭——之前，将地板与体结构的所述下部分组装到一起。
一种用于组装包括内部附连有地板的体结构的机身部段的已知方法由以下步骤组成：
-通过特殊的工具将地板对齐，
-对框架部分进行定位，然后在所述框架部分上定位形成地板的侧部的板，
-将下桶框结合并固定到框架部分上，桶框本身由加强板的组装构造而成，
-将称为顶的上部分结合到已组装到地板的桶框上，并因此封闭所述结构，
-安装并组装支柱。
根据此方法，机身的体结构由组装成子集合的加强板环绕预先制造好的地板而构建。每个横向构件在其每个端部通过嵌入连接而单独地连结到体结构上。嵌入指的是一种能够在3个空间方向传递所有的力以及所有的力矩的完全连接。这种嵌入连接单独地稳定每个横向构件的特别是有关根据X或Z轴线的力矩的弯曲模式，以及有关根据Y轴线的力矩的扭转和屈曲的模式。
如今，飞机性能的不断提高，刺激了用于飞机机身结构的由复合材料制成的结构元件(面板、框架、桁条)的日益增加的普遍使用，这是因为采用这些复合材料的这些结构可以获得重量的减轻。
使用复合材料制造机身结构允许生产整体机身体结构，称为全桶形复合机身。因此能够不再通过目前采用的以及上述的方法对地板和体结构进行组装以形成机身部段。
此外，使预先组装的地板在沿周向封闭的体结构中就位增加了与制造公差以及安装的静不定性相关的困难，这是因为由此被封闭的体结构是极端刚硬的，且不能通过结构的弹性变形来补偿对不准。
因此需要一种机身结构，该机身结构能够允许预先构造的地板经济地组装在周向封闭的体结构中，以及允许补偿地板横向构件与框架之间的稍微的对不准。
从专利US 4 479 621中已知一种复合地板件，该复合地板件能够被插入到形成沿周向封闭的驾驶舱的机身部段中。所述地板由整体板的组件构造而成，该整体板包括纵向加强件，该纵向加强件沿平行于机身的轴线X延伸、被封闭在由复合材料制成的两个板之间。此地板具有比在框架的顶部测得的机身的内直径更小的宽度，并且因此所述地板能够被一块一块地引入已构造好的部段中。然后所述地板通过铰接杆结构性地连结到体结构上，所述铰接杆允许在地板的附接点和框架的用于分散力的点之间的轻微的对不准得到补偿。此现有技术的方案具有两个缺点：
-如果地板结构在飞机运行期间出现劣化，则修理是复杂的，这是因为它们需要更换已遭受劣化的整块板，因而需要将其取出机身。
-杆连接的接合点处的零部件的相对运动与尤其是在地板区域中的与湿气和腐蚀性化学物质的接触相结合，导致所述结合点的由于接触磨损和摩擦腐蚀的问题。
从现有技术中已知的其他方案，例如在德国专利申请DE 10 2005045 181 A或在欧洲专利申请EP 1 614 625 A和EP 2 030 891 A中也使用了杆连接，并且因此遭受同样的由摩擦和腐蚀引起的这些连接的劣化的风险，或者使用例如在国际申请WO 2008 1097711 A中的整体地板元件，其因此遭受上述与可能修理有关的缺点。
发明内容
本发明的目的是提出一种新的机身部段结构，该新的机身部段结构与组装这样的部段的新方法相关，该新方法允许在周向封闭的体结构内容易地组装所述预组装地板，而不存在现有技术的缺点。
飞机机身的部段包括周向封闭的体结构和连接到所述体结构的地板；该部段与由纵向轴线X、横向轴线Y、以及轴线Z限定的部段参考坐标系相关联，其中，横向轴线Y在垂直于纵向轴线X的平面内且当地板为水平时沿水平方向定向，轴线Z在垂直于纵向轴线X的平面内且当地板为水平时沿竖直方向定向。体结构包括：
-至少两个框架，所述框架定位成沿着基本上垂直于纵向轴线X的机身部分，
-支撑在每个框架上的外蒙皮，
每个框架在地板的高度上限定有无障碍内部宽度，称为自由框架通道lCx，连续的框架的自由框架通道是位置X的单调增函数或单调减函数。地板具有至少两个横向构件，每个横向构件平行于横向轴线Y，并基本上在框架平面内。
根据本发明，对于沿着纵向轴线X由包括框架和横向构件的机身部段的部分限定的每个位置，以及在每个自由框架通道的每个点上，横向构件的长度LTx小于自由框架通道lCx。
根据本发明，各个横向构件在其相对端处通过中间结构组件固定到体结构上，该中间结构组件一方面连接到横向构件上，另一方面连接到外蒙皮和/或一个或多个框架上，并且能够实现每个横向构件的每个端部与体结构的单独的嵌入连接。
因此，可将地板预组装地引入周向封闭的机身部段中，并且能够在飞机组装之后或在修理操作期间单独地更换地板的每个横向构件。此外，因为横向构件/驾驶舱部段的连接不包含接合点，所以不遭受现有技术的缺点。
在实施例中，中间结构组件包括一个或多个支撑构件，所述一个或多个支撑构件连接到所有或者部分框架上、形成被称为檐板的结构。所述檐板包括限定第一支承表面的心板(core)，第一支承表面定位成竖直地沿着所述部段参考坐标系中的轴线Z，使得檐板心板的所述第一支承表面具有沿横向轴线Y的宽度lb，该宽度lb基本上大于框架的高度h，并且所述第一支承表面限定了安装表面，地板的横向构件的端部放置于所述安装表面上。
有利地，为了将檐板连接到层上，檐板包括具有支承表面的基板，该支承表面与每个框架的外部基板的支承表面基本上平齐，并被固定到外蒙皮的内表面上。
在实施的示例中，形成檐板的至少一个支撑构件沿轴线X在至少两个内框架上延伸，并包括用于每个框架通过的至少一个切口。
因此，所述檐板有助于机身的刚性，并替代一个或更多桁条，从而降低其在该部段的总体质量上的影响。
优选地，为了加强檐板的心板，每个框架/檐板连接件包括至少一个支架，所述至少一个支架包括至少两个表面：连接到檐板的心板的被称作基板的第一表面；以及连接到框架的心板的被称作心板的第二表面。
在实施的示例中，支架被固定在框架的心板的一部分上，并在檐板下面沿与外蒙皮相对的方向延伸超出框架。
优选地，为了在位于地板上方的空间和地板下方的空间之间提供空气循环，檐板的心板具有在两个空间之间的空气流通口。因此，避免了地板下方的空间和地板上方的空间之间的任何过大的压力差。
在实施的示例中，为了稳定地板，所述地板包括一组稳定元件，所述一组稳定元件形成称为纵梁的结构，所述纵梁连接到所有或者部分横向构件的端部，并且被固定到檐板的心板的第一支承表面上。
在改进的实施例中，至少一个横向构件在其每个端部通过接合板固定到框架，以用作参考系。
本发明还涉及一种用于将地板组装到飞机机身的部段的体结构上的方法，该方法包括以下步骤：
-制造包括框架和外蒙皮的体结构，
-制造包括横向构件的地板，其独立于体结构的制造，使得每个横向构件比在所涉及的横向构件的位置X处的自由框架通道更短，
-在框架的具有最宽的自由框架通道的一侧、大约在其Z目标位置处，将地板引入体结构，对地板和体结构通过中间结构组件进行结构连接，该中间结构组件能够产生用于每个横向构件的每一端的单独嵌入连接。
附图说明
参照附图对本发明进行详细描述，其中：
图1，其已被引用，是飞机机身的示例，其中地板和体结构是根据现有技术的方法进行组装的；
图2a是飞机的前部体结构的示例，
图2b是飞机的前部地板的示例，
图3a是框架的剖视图，
图3b是横向构件的剖视图，
图4是飞机机身部段在地板高度的剖视图，
图5是根据本发明的第一实施例的、在飞机体结构上的地板的组装。
图6是根据本发明的第二实施例的、用于将地板组装到体结构上的檐板的透视图，
图7是在根据本发明的第二实施例的、檐板在框架处的透视图，
图8是根据本发明的第二实施例的、由角钢保持的檐板的透视仰视图，
图9a是根据本发明的第二实施例的、穿过檐板的地板结构/体结构组件的剖视图，
图9b是在图9a中的檐板在水平面上的剖视图，
图10是根据本发明的第二实施例的组装到檐板上的纵梁的透视仰视图。
具体实施方式
飞机具有包括至少一个部段的机身，每个部段包括体结构2，体结构2上固定有地板4。
体结构2与地板4由金属材料或复合材料制成。
参照图2a-10，详细描述了关于飞机机身的体结构的前部以及相关联的前部地板的实施例，该选择不限制本发明。本发明的实施能够适合于任何驾驶舱机身结构部段以及相关联的地板部分，而不脱离本发明的范围。
在以下描述中，按照惯例，在部段参考坐标系中：X指的是当所述部段被组装到飞机机身中时基本上平行于飞机纵向轴线的纵向轴线；Y指的是基本上在垂直于纵向轴线X的平面内并当地板4水平时沿水平方向定向的横向轴线；Z指的是基本上在垂直于纵向轴线的平面内并且当地板水平时沿竖直方向定向的垂直轴线。所述三条轴线是正交的。
飞机机身部段包括周向封闭的体结构2，如图2a中所示，体结构2自身包括外蒙皮21，外蒙皮21的内表面211被固定到骨架22上，以便为所述机身提供所需的刚性。
飞机机身部段的体结构2的骨架22主要由框架23和桁条25构成。桁条25基本上沿着飞机的纵向轴线X延伸。框架23定位成沿着与机身2的纵向轴线X基本上垂直的机身部分，并且框架23在飞机机身部段的长度上以较多或较少的规则间距分布。每个框架23具有基本上对应于机身部段的局部部分的形状，例如，在当前部分中至少局部地为圆形，如图2a的示例中所示。
例如具有相同数量的框架23和横向构件41，它们沿着纵向轴线X以相同的方式分布。
在描述的实施的示例中，如图3a所示，每个框架23具有C形横截面，并包括外部基板231、心板232和内部基板233。框架23基本是加强体结构的框架，具有高度h。
框架也可以具有不同的横截面，例如I形、J形或T形横截面。
外部基板231具有固定到外蒙皮21的内表面211上的支承表面2311。
如图4所示，机身部段的每个框架23在所涉及的X位置以及在地板4的高度上限定被称为自由框架通道lCx的无障碍内部宽度。例如，在位置X1处无障碍内部宽度为lCx1，以及在位置X3处无障碍内部宽度为lCx3。
连续的框架的自由框架通道lCx是位置X的单调递增函数或单调递减函数。
如图2b中所示，地板4由多个横向构件41与多个轨42及假轨43的组件形成，其中横向构件41沿着飞机的横向轴线Y延伸，轨42和假轨43沿纵向轴线X延伸。横向构件41根据所需的地板结构强度而间隔开。每个横向构件根据所涉及的位置X而具有长度LTx，例如，在位置X1处为长度LTx1，在位置X3处为长度LTx3。
在描述的实施的示例中，每个横向构件41具有I形横截面，并且具有基板411、心板412和顶板413，如图3b所示。
横向构件是在其相对端被支撑的梁，并且横向构件也可以具有不同的横截面，例如C形横截面。
根据本发明，对于沿纵向轴线X由包含框架23和横向构件41的部段的部分限定的每个位置，所涉及的横向构件相对端414之间的长度LTx小于自由框架通道lCx。
根据本发明，为了将地板4组装到体结构2上，每个横向构件41在其每个端部414通过中间结构组件24、29固定到体结构2上。所述中间结构组件一方面连接到横向构件41上，另一方面连接到层21和/或连接到一个或多个框架23上。
在本发明的第一实施例中，地板4的每个横向构件41在每一端414处通过接合板29组装到体结构2的框架23上，如图5中所示。
每个接合板29包括至少一个支承表面291，支承表面291一方面搁置在横向构件41的心板412上，另一方面搁置在框架23的心板232上。每一个接合板29在横向构件41长度上和框架23的高度h上延伸一足够的部分，使得接合板29可以固定在那里，确保在横向构件41和框架23之间的力均匀分布。
当横向构件的心板和框架的心板由于制造公差而偏移，彼此不在一条线上时，使用与接合板相关联的垫片或具有可适应的形状的零件来补偿该偏移。具有与横杆(crossbar)和框架之间的偏移近似相等的宽度的垫片被引入到横向构件或框架与接合板之间，使得所述接合板搁置在横向构件以及框架的基本上平坦的表面上。柔性成型的零件包括至少一个不平坦的支承表面，所述支承表面一方面搁置在横向构件的心板上，另一方面搁置在框架的心板上，所述支承表面对横向构件与框架之间的偏移进行了处理，而不需要增加楔形零件以及对其的附加操作。
为了加强结构，在横向构件41-框架23连接件附近安装了假轨(未示出)。
为了稳定地板并在发生碰撞时吸收能量，防碰撞杆(未示出)将假轨连接至桁条(未示出)。
在本发明的第二实施例中，中间结构组件包括连接到所有或者部分框架23上的一组或多组支撑构件，其中所述支撑构件形成被称为檐板24的结构，如图6中所示。
檐板24具有直横截面，称为L形，且包括基板241和心板242。
檐板24的心板242大体上定向为沿着纵向轴线X且包括第一支承表面2421，该第一支承表面2421沿着轴线Z竖直定位，使得檐板24的心板242的所述第一支承表面限定安装表面，地板4的横向构件41固定在所述安装表面上。
在一种特殊形式的实施例中，每个横向构件41基本上与一个加强框架相对。
有利地，所述檐板包括基板241，所述基板241包括固定在外蒙皮21的内表面211上的支承表面2411。
优选地，檐板24的基板241的支承表面2411被成形为外蒙皮21的几何形状。
在檐板的实施示例中，至少一个支撑元件被定位在两个框架23之间，并且被固定在所述两个框架上，以使得檐板的基板241的第一支承表面2411与每个框架23的外部基板231的支承表面2311基本上平齐。
在檐板的另一实施示例中，至少一个支撑元件在至少两个内框架上沿着纵向轴线延伸，并包括至少一个切口243，每个切口允许框架23通过。
每个切口243被制造在檐板24的基板241中，并且所述切口243延伸到所述檐板的心板242中，以便于容纳框架23，使得檐板24的基板241的第一支承表面2411与每个框架23的外部基板231的支承表面2311基本平齐。
有利地，切口243具有基本上大于框架23的横截面尺寸的尺寸。切口243的尺寸被选择为考虑了框架的尺寸公差以及各框架的定位公差，以避免檐板24和框架23之间的机械干涉。
与框架23相同，且为了确保檐板24和外蒙皮21之间的更均匀的力分布，根据待组装的元件的材料，所述外蒙皮通过的各种常规方式或通过粘接附连到檐板24。
优选地，如图7中所示，檐板24的心板242具有沿横向轴线Y的长度lb，长度lb基本上大于框架的高度h，以便放置并固定横向构件41的端部414，包括当横向构件定位于与框架基本相对的情况。
优选地，檐板24的心板242在每一个框架23处通过至少一个角材245、246进行加强并保持在基本上平行于地板平面的平面中，所述角材245、246包括至少两个表面，其中一个表面被固定在每个框架23的心板232上，如图8中所示。
至少一个角材245、246被实施为吸收与位于地板4上的质量相关的力Z。
在实施的示例中，如图8所示，角材245包括被称为基板2451的第一表面，该第一表面连接到第二支承表面2422上，该第二支承表面2422与檐板24的心板242的第一支承表面2421相对。所述角材包括被称为心板2452的第二表面，该第二表面在C形或l形框架的封闭区域处连接到框架23的心板232的第一支承表面2321上。
在另一个实施的示例中，如图9a和9b中所示，角材由在每个框架23上的支架246形成，使得所述支架在檐板24下以与外蒙皮21相反的方向延伸到框架23之外。支架246包括：被称为基板2461的第一表面和被称为心板2462的第二表面，其中所述第一表面连接到檐板24的第二支承表面2422，所述第二表面连接到框架23的心板232的与第一支承表面2321相对的第二支承表面2322。
优选地，檐板24包括在心板242上的与基板241相对的一端上的折边247，折边247在与横向构件41相反的方向，以增强所述檐板的稳定性，而不干涉所述横向构件。
因此，由于机身部段的地板4与体结构2的骨架22之间连接的连续性，不再需要使用防碰撞杆，通过檐板24的连接到外蒙皮21以及地板4的基本上水平的心板242来实现该功能。
在实施的一种示例中，如图9a和图10中所示，为了在发生碰撞时对地板提供附加的稳定性，地板包括一组稳定元件，所述一组稳定元件形成被称为纵梁248的结构，其连接所有的或者部分的横向构件41的端部414，且被固定到檐板24的心板242的第一支承表面2421上。纵梁具有与假轨基本上相同的功能。具有I形横截面并且包括基板2481、心板2482和顶板2483的纵梁248基本上沿着X轴线定向，并通过所述基板固定到檐板24的心板242的支承表面2421上。
纵梁248的心板2482具有基本上大于每个横向构件41的高度hT的宽度lp，以便所述横向构件的端部414被嵌入到顶板2483和基板2481之间，抵接所述纵梁的心板2482。
纵梁也可以具有不同的横截面，例如C形、J形或T形横截面。
优选地，考虑爆发性减压的情况，因此在位于地板之上的空间——例如驾驶舱——和在地板之下的空间——例如货舱——之间提供空气循环，檐板24和纵梁248分别在它们各自的心板242、2482上以及在每个框架23之间包括有空气流通口(用于檐板的空气流通口在图10中由附图标记249示出，而用于纵梁的空气流通口未示出)，所述空气流通口也使结构变得更轻。
本发明的第二个实施例具有依靠檐板将横向构件与框架分离的优点。通过由根据本发明的横向构件/檐板和檐板/框架连接替换现有技术的横向构件/框架连接，与框架23的定位上的组装公差与在地板4的横向构件的定位上的组装公差被分离开。在地板的横向构件与体结构的框架之间的较小限制的组装公差因而使得将地板能够更容易地安装在体结构中，并从而缩减了安装时间。
有利地，檐板24提供在框架23、外蒙皮21和地板4之间的连续连接，因此避免了由于飞机的增压而产生的膨胀效应。
有利地是，除了支撑横向构件41之外，檐板24允许通过参与对机身2的外蒙皮21进行加强来实现一个或更多桁条25的功能，因此可以移除在所述檐板附近的桁条。
在实施的示例中，檐板24由诸如钛的金属材料例如通过被称为SPF的超塑性成型工艺而制成。
在实施的另一示例中，檐板24由复合材料例如通过热塑性成型工艺而制成。
由于本发明的第二实施例是在具有L形横截面的檐板24的情况下进行描述的，该选择并不用来限制本发明。本发明的实施可以适用于具有不同横截面的檐板，例如T形横截面，而不脱离本发明的范围。
在由前述两种模式相结合的第三实施例中，地板4的至少一个横向构件41在每个端部414处通过接合板29固定到框架23以用作参考坐标系，剩余的横向构件41通过檐板24固定在体结构2上。
根据本发明，体结构2和地板4被分开生产，然后进行组装。
为了对根据本发明的机身部段的地板4和体结构2进行组装，第一步是制造体结构2。
体结构2通过一方面对构成骨架22的结构元件——该结构元件是框架23以及桁条25——进行组装，另一方面对外蒙皮21进行组装而制成。
骨架22的结构元件和外蒙皮21通过任何的常规方式被组装在一起，然后通过例如结合或铆接而彼此固定，以形成体结构2。
在步骤二中制造地板4。
通过对构成地板4的结构元件——该结构元件是横向元件41、轨42和假轨43——进行组装，从而制造地板4。
地板被制造为使得每个横向构件24在横向构件的X位置处在其两个端部414之间具有基本上小于所涉及的自由框架通道的长度。
地板4的结构元件通过任何的常规方式被组装在一起，然后彼此固定以形成地板结构4。
步骤一和步骤二的实施顺序不是固定的，并且根据本方法，这两个步骤可以以与所描述的顺序相反的顺序来执行，或者被同时执行，而不改变所述步骤的结果。
在此之后的步骤三中，地板4被放置到已制造好的体结构2中，并被固定到体结构。
预先制造好的地板4在框架的具有最宽自由框架通道的一侧，被引入到预先制造好的体结构2中，基本上到达其Z向目标位置。横向构件41的端部通过中间结构组件24、29定位并固定到体结构2的骨架22上。
在步骤三的实施示例中，地板的横向构件41的端部414各自被放置为基本上与加强框架23相对，并且通过接合板29在结构上连接到加强框架。
在步骤三的另一实施示例中，横向构件41的端部414分别被放置到固定于体结构2的框架23的角材24上。
通过随后在预先构造的体结构上定位地板，本方法使得能够执行在所述地板上预安装电力线缆(electrical harnesses)。
本方法可适用于由金属材料制成的机身部段，但特别适合于由复合材料制成机身部段，其中体结构可更容易被实现为周向封闭的一个整体。

Claims (10)

1.一种飞机机身的部段，其包括周向封闭的体结构(2)和连接到所述体结构的地板(4)；所述部段与由纵向轴线X、横向轴线Y以及轴线Z限定的部段参考坐标系相关联，所述横向轴线Y在垂直于所述纵向轴线X的平面内，且当所述地板为水平时所述横向轴线Y为沿水平方向定向，所述轴线Z在垂直于所述纵向轴线X的平面内，且当所述地板为水平时所述轴线Z为沿竖直方向定向，所述体结构包括：
-至少两个框架(23)，所述框架(23)定位成沿着基本上垂直于纵向轴线X的机身部分，
-支撑在每个框架(23)上的外蒙皮(21)，
每个框架在地板的高度上限定有无障碍内部宽度，称为自由框架通道lCx，连续的框架的所述自由框架通道是位置X的单调增函数或单调减函数，
所述地板(4)具有至少两个横向构件，每个横向构件平行于所述横向轴线Y，并基本上在框架平面内，
其特征在于：
-在每个自由框架通道的每个点处，所述横向构件的长度LTx小于所述自由框架通道lCx，
-每个横向构件(41)在其相对端(414)通过中间结构组件(24、29)固定到所述体结构(2)上，所述中间结构组件(24、29)一方面连接到所述横向构件(41)上，另一方面连接到所述外蒙皮(21)和/或一个或多个框架(23)上，并且能够实现每个横向构件的每一端与所述体结构的单独嵌入连接。
2.根据权利要求1所述的飞机机身的部段，其中，所述中间结构组件包括连接到所有或者部分所述框架(23)并形成被称为檐板(24)的结构的一个或多个支撑构件，所述檐板包括心板(242)，所述心板(242)限定第一支承表面(2421)，所述第一支承表面(2421)定位成竖直地沿着所述部段参考坐标系中的所述轴线Z，使得所述檐板(24)的所述心板(242)的所述第一支承表面具有基本上大于所述框架(23)的高度h的宽度lb，并且所述第一支承表面限定用于放置所述地板(4)的所述横向构件(41)的所述端部(414)的安装表面。
3.根据权利要求2所述的飞机机身的部段，其中，所述檐板(24)包括基板(241)，所述基板(241)具有与每个框架(23)的外部基板(231)的支承表面(2311)基本平齐、并且被固定到所述外蒙皮(21)的内表面(211)的支承表面(2411)。
4.根据权利要求2或3之一所述的飞机机身的部段，其中形成所述檐板(24)的至少一个支撑元件沿轴线X在至少两个内框架上延伸，并且包括用于每个框架(23)通过的至少一个切口(243)。
5.根据权利要求2到4之一所述的飞机机身的部段，其中每个框架(23)/檐板(24)连接件包括至少一个支架(245、246)，所述至少一个支架包括至少两个表面：连接到所述檐板(24)的所述心板(242)上的被称为基板(2451、2461)的第一表面，以及连接到所述框架(23)的心板(232)上的被称为心板(2452、2462)的第二表面。
6.根据权利要求5所述的飞机机身的部段，其中支架(246)被固定在所述框架(23)的所述心板(232)的一部分上，并且所述支架(246)在所述檐板(24)下沿与所述外蒙皮相对的方向延伸，并超出所述框架(23)。
7.根据权利要求2到6之一所述的飞机机身的部段，其中所述檐板(24)的所述心板(242)具有开口(249)，所述开口(249)用于在位于所述地板(4)上方的空间和在所述地板(4)下方的空间之间的空气的流通。
8.根据权利要求2到6之一所述的飞机机身的部段，其中所述地板(4)包括形成被称为纵梁(248)的结构的一组稳定元件，所述纵梁(248)在所述横向构件(41)的所述端部(414)连接所有或部分所述横向构件，并且所述纵梁(248)被固定到所述檐板(24)的所述心板(242)的所述第一支承表面(2421)上。
9.根据前述权利要求中之一所述的飞机机身的部段，其中至少一个横向构件(41)在其每个端部(414)通过接合板(29)固定到框架(23)上。
10.一种用于将地板(4)组装到根据权利要求1到9之一所述的飞机机身的部段的体结构(2)上的方法，包括以下步骤：
-制造包括所述框架(23)和外蒙皮(21)的所述体结构(2)，
-独立于所述体结构(2)的制造，制造包括所述横向构件(41)的所述地板(4)，使得每个横向构件(41)比在所涉及的所述横向构件的位置X处的所述自由框架通道更短，
-在所述框架的具有最宽自由框架通道的一侧、近似在其Z向目标位置、将所述地板(4)引入所述体结构(2)，通过中间结构组件(24、29)对所述地板和所述体结构进行结构连接，该中间结构组件能够产生每个横向构件的每一端的单独嵌入连接。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108423192A (zh) * 2018-04-16 2018-08-21 西安飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞机工艺地板的固定结构及安装方法
CN109791287A (zh) * 2016-06-08 2019-05-21 福塞特汽车有限公司 用于防止车辆事故的车辆安装式显示系统和方法
CN109941420A (zh) * 2017-12-21 2019-06-28 极光飞行科学公司 飞机机身和用于飞机机身的结构性缆线
CN110155305A (zh) * 2018-02-15 2019-08-23 波音公司 地板及用于转换地板的方法

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2957050B1 (fr) * 2010-03-04 2016-09-16 European Aeronautic Defence & Space Co Eads France Plancher d'aeronef
FR3012795B1 (fr) 2013-11-05 2015-12-04 Eurocopter France Giravion equipe de reservoirs a carburant montes par suspension sous un plancher median travaillant du fuselage du giravion
FR3012791B1 (fr) 2013-11-05 2015-12-11 Eurocopter France Structure de fuselage d'un giravion integrant un plancher median travaillant interpose entre un local habitable et un local technique
FR3021625B1 (fr) * 2014-05-30 2017-12-22 Airbus Operations Sas Liaison flexible entre la structure plancher et la structure de coque d'un aeronef.
FR3051176B1 (fr) * 2016-05-12 2019-05-03 Airbus Operations Procede d'assemblage d'un troncon de fuselage d'un aeronef a l'aide d'un module d'assemblage et troncon de fuselage d'aeronef assemble selon ledit procede
FR3085940B1 (fr) * 2018-09-13 2022-04-08 Airbus Operations Sas Plancher d'une zone anterieure d'un aeronef ayant une structure simplifiee
FR3101611B1 (fr) * 2019-10-02 2022-02-25 Airbus Operations Sas Panneau renforcé à structure alvéolaire comprenant au moins une zone de liaison présentant une surépaisseur et aéronef comprenant au moins un tel panneau renforcé
US11203407B2 (en) * 2020-01-02 2021-12-21 The Boeing Company Floor grid for aircraft
FR3130763A1 (fr) * 2021-12-16 2023-06-23 Airbus Operations Procédé d’assemblage d’un tronçon de fuselage d’un aéronef utilisant un module de plancher comme conformateur de forme.

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3141869C2 (de) * 1981-10-22 1984-02-02 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Fußbodenkonstruktion für den oberen Laderaum eines Luftfahrzeuges
FR2558436B1 (fr) * 1984-01-24 1986-05-09 Aerospatiale Procede et dispositif pour augmenter provisoirement l'ouverture des cadres structuraux d'un aeronef
DE3615927A1 (de) * 1986-05-12 1987-11-19 Scandinavian Bellyloading Einrichtung zum beladen eines laderaums insbesondere eines flugzeuges mit stueckgut
GB2196922A (en) * 1986-09-26 1988-05-11 Airship Ind Airship gondola construction
US5560102A (en) * 1992-10-13 1996-10-01 The Boeing Company Panel and fuselage assembly
US6554225B1 (en) * 2002-06-14 2003-04-29 The Boeing Company Commercial aircraft low cost, lightweight floor design
WO2005012082A1 (de) * 2003-07-18 2005-02-10 Telair International Gmbh Frachtdeck zur aufnahme von ladung im frachtraum eines flugzeugs
FR2872780B1 (fr) * 2004-07-08 2006-11-17 Airbus France Sas Plancher pour aeronef
FR2872782B1 (fr) * 2004-07-08 2007-10-05 Airbus France Sas Plancher pour aeronef
FR2872781B1 (fr) * 2004-07-08 2007-10-05 Airbus France Sas Plancher pour aeronef
FR2877916B1 (fr) * 2004-11-15 2008-04-25 Airbus France Sas Cadre de structure de fuselage d'aeronef
DE102005045181A1 (de) * 2005-09-21 2007-04-05 Eads Deutschland Gmbh Fußbodenstruktur für Flugzeuge
DE102006019123B4 (de) * 2006-04-25 2012-08-02 Airbus Operations Gmbh Bodenstruktur für einen Rumpf
DE102006026168A1 (de) 2006-06-06 2008-01-31 Airbus Deutschland Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
US7861970B2 (en) * 2006-11-02 2011-01-04 The Boeing Company Fuselage structure including an integrated fuselage stanchion
US7721992B2 (en) * 2007-03-07 2010-05-25 The Boeing Company Aircraft floor to fuselage attachment
DE102007028098B4 (de) * 2007-06-19 2014-09-25 Airbus Defence and Space GmbH Flugzeug mit Rumpfschale und Fußbodenstruktur
US7967251B2 (en) * 2008-03-18 2011-06-28 The Boeing Company Truss network for aircraft floor attachment
FR2930521B1 (fr) * 2008-04-29 2010-09-03 Airbus France Module de plancher d'aeronef, structure et procede de fixation d'un tel module, aeronef comprenant ceux-ci

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109791287A (zh) * 2016-06-08 2019-05-21 福塞特汽车有限公司 用于防止车辆事故的车辆安装式显示系统和方法
CN109941420A (zh) * 2017-12-21 2019-06-28 极光飞行科学公司 飞机机身和用于飞机机身的结构性缆线
CN110155305A (zh) * 2018-02-15 2019-08-23 波音公司 地板及用于转换地板的方法
CN108423192A (zh) * 2018-04-16 2018-08-21 西安飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞机工艺地板的固定结构及安装方法
CN108423192B (zh) * 2018-04-16 2023-06-23 西安飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞机工艺地板的固定结构及安装方法

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