CN102196963B - 组合固定隔离垫和设备用的机身结构、具有这种结构的航空器 - Google Patents

组合固定隔离垫和设备用的机身结构、具有这种结构的航空器 Download PDF

Info

Publication number
CN102196963B
CN102196963B CN200980142830.5A CN200980142830A CN102196963B CN 102196963 B CN102196963 B CN 102196963B CN 200980142830 A CN200980142830 A CN 200980142830A CN 102196963 B CN102196963 B CN 102196963B
Authority
CN
China
Prior art keywords
batten
fuselage
fixed
stabiliser
framework
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN200980142830.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102196963A (zh
Inventor
F·德尔沃
N·当图
G·梅卡迪耶
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of CN102196963A publication Critical patent/CN102196963A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102196963B publication Critical patent/CN102196963B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/40—Sound or heat insulation, e.g. using insulation blankets
    • B64C1/403—Arrangement of fasteners specially adapted therefor, e.g. of clips
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/40—Sound or heat insulation, e.g. using insulation blankets
    • B64C1/403—Arrangement of fasteners specially adapted therefor, e.g. of clips
    • B64C1/406—Arrangement of fasteners specially adapted therefor, e.g. of clips in combination with supports for lines, e.g. for pipes or cables

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)

Abstract

本发明涉及系统在航空器机身中的安装，如绝热隔音的隔离垫(300)和设备(120，122)例如机载系统、电缆束或流体管道(空气、水、氧气、液压油)的安装。本发明尤其涉及在至少由框架(112)和桁条(110)形成的航空器机身上进行固定的固定结构(100)，所述结构具有：使框架连接于桁条的机身稳定器(118，118′)，两个相继框架(112，112′)的两个稳定器(118，118′)，其在两个相继框架之间相面对；以及连接所述两个稳定器的条板(200)，条板具有设置用于接纳隔离垫(300)和设备(120，122)的相应固定部件的固定部件(206，212，212′，212″)。

Description

组合固定隔离垫和设备用的机身结构、具有这种结构的航空器
技术领域
本发明涉及系统在航空器、尤其是民用运输机的机身中的安装，尤其涉及组合固定绝热隔音的隔离垫和设备例如机载系统、电缆束或流体管道(空气、水、氧气、液压油)的固定结构。
背景技术
已知使用甚至在机身结构上的紧固点，如图1所示。这些紧固点通常包括实施在主结构件例如框架或桁条中的开孔。因此，如在申请FR 2904804中描述的改进型的固紧装置或塑料销使用于借助所述框架和桁条固定所述设备和垫。
但是，这些紧固点对于航空器结构来说具有许多缺陷。
一方面，在框架和桁条上的开孔会削弱结构，是这些结构件疲劳危险的根源。因此，通常导致将紧固点的数量限制成仅是固定所述设备和垫所必需的。
这种结构削弱在当代航空器结构中进一步增大，因为主要为复合类型的当代航空器结构对于任何与开孔(非承重的自由或占用的孔，抗敲击强度等)相关的方面具有较小的强度特征。
还注意到，对于隔离垫和设备在机身中安装的当前趋势是采用将固定件有余隙地安装在主结构上的“机械”安装。这种安装可提高安装和安装图设计的快捷性。但是，这些余隙更进一步增大了在结构的这些削弱部分上的应力。
尽管已经考虑到在这些开孔的附近提供局部加强件，但是，当开孔周围可用余地(材料宽度)极少时，还没有在经济上和技术上可行的在框架或桁条上设置这种局部加强件的解决方案。尤其地，对于复合结构来说，层间接合规程要求有时与构件尺寸不相兼容的非常大的加强区域。
另一方面，为避免这些局部加强问题，有时在机身上的不同部位通过胶接设置一些不大承重的固定支承件，用以接纳垫或设备。但是，这些固定支承件应被安装在赋予其很少载荷的部位，而且还应符合在航空器中的铺网图。因此，其需要付出很大代价的长时间的预先研究。
另一方面还由于内表面上的显然不可能检查和检测到的脱层危险、及由于机身外蒙皮损坏的危险，传统采用的Ω形桁条特别难于在芯板或内底板处穿孔。因此，在机身结构的这种部分上设置紧固点是很艰难的。
发明内容
本发明旨在至少弥补上述缺陷之一，而提出以模块方式集中紧固点在非关键的、不大承重和易于接近的结构件上。
为此，本发明尤其旨在提出一种将隔离垫和设备组合固定在至少由框架和桁条形成的航空器机身上的固定结构，所述固定结构包括使框架连接于桁条的机身稳定器，所述结构的特征在于：
-两个相邻框架的两个稳定器在两个相邻框架之间彼此面对，以及
-所述结构具有条板，条板连接所述两个稳定器且具有固定部件，所述固定部件设置用于接纳所述隔离垫和设备的相应固定部件。
因此，根据本发明，提供固定垫和设备的固定部件而不涉及桁条和框架，且在稳定器上仅需设置数量非常有限的固定件用以保持条板。所谓“条板”，是指任何类型的可连接两个稳定器和支承固定部件的细长机械构件。因此，本发明完全消除对桁条和框架的削弱，并且极大地减小对稳定器的削弱。
此外，将所有固定部件均集中在最终较少承受载荷的结构件上，因为该结构件补充常规结构。因此，取消了不大承重的固定支承件及其预先研制。另外，由于条板极少承重，因此，设置在条板上的固定部件所导致的削弱并不会构成缺陷。
在一实施方式中，所述条板的固定部件具有多个预制开孔，这些开孔设置用于接纳所述相应固定部件且布置在两个稳定器之间的条板的部分中。因此，这种条板视为“模块化”紧固系统，因为根据需要一些开孔是可用并被使用的。因此，新配置(例如新的水道)可在现有飞机上快速铺设，因为其既不需要新的穿孔，也不需要隔离待穿孔区域以封挡产生的粉尘，例如碳纤维增强塑料CFRP(按英文术语“Carbon Fiber ReinforcedPlastic”)材料的粉尘，其可能在其它设备例如电子卡上造成电冲击。
为减小条板固定对稳定器的机械势能的影响，考虑调整稳定器芯板的形廓，以使稳定器在除机械功能外还带有固定功能，其中条板固定至稳定器。
根据本发明的一构型，所述条板的至少一部分构成两个稳定器之一的一部分。在该例子中，条板集成于(以一体件)稳定器之一，这允许该稳定器不会在桁条和框架之间承受机械力的部分处由于条板上的固定件而被削弱。呈条板延伸的稳定器端部则配有用于与面对着的稳定器进行固定的固定部件。
特别是，两个稳定器每个都具有一个以条板部分的形式延伸的部分，且这两个稳定器通过两个条板部分的各自的自由端彼此固定。在这种构型中，尤其可选择每个稳定器例如集成有所述条板的一半。因此，可使用仅一种相同类型的稳定器，从而简化稳定器的生产及将其向装配线的供应。
在本发明的一实施方式中，多个条板连接交错布置在机身中的相应多对彼此面对面的稳定器。
借助这种规律的几何式结构，用于在机身内部分中覆盖机身的绝热隔音的隔离垫可以是标准化的。实际上，所述固定部件在条板上的集中并且这些条板的规律设置，允许限定(由框架和条板形成的)规律区域以便集成垫，而在现有技术的解决方案中，固定部件的不一致位置需要根据机身区域或待形成的新紧固点，视情况切割隔离垫。因此，要使用的垫的形廓数量减少，因而降低生产、铺设和维护/保养的成本。
另外，交错状固定允许形成与垫相连在一起的整体，因为这些垫也交错地彼此相连接。
根据本发明的一构型，所述条板包括平的芯板和与主芯板垂直以形成待固定设备的支承表面的上凸缘。特别是，所述条板具有由垂直芯板和上凸缘形成的倒“L”的总体形状。因此，设备在条板上的固定和稳定得到改进。
根据一特殊特征，所述条板的固定部件具有多个布置在所述芯板中的开孔和至少一个固定元件，所述固定元件具有下部分、中间部分和上部分，所述下部分配有适于接合在开孔之一中的销，所述中间部分局部地呈倒“U”形且其尺寸基本等于所述上凸缘以便支承在上面，所述上部分具有所述设备的保持或支承件。举例来说，该上部分可装有缆夹、支承凸缘、用于接纳固定环的孔中的一个或多个。倒“U”形状尤其允许“夹住”支承凸缘，以确保固定元件的有效固定。借助于也称为销的这种可拆卸的固定元件，容易通过网支承在预先穿有孔的条板上在机身中铺展网，如同“成套(kit)”装配。这些固定元件在条板上的固紧通过简单的“夹箝”进行。
根据另一特殊的特征，所述条板具有“L”形爪，这些爪在所述芯板下延伸并交替地定向在所述芯板的两侧，每个爪在“L”的弯折部中具有至少一个适于接纳隔离垫的固定部件。这些爪具有双重作用：一方面，例如通过开孔和相应的固定件来固定所述垫，另一方面，借助“L”的凸缘的表面支承所述垫，从而以此减小由固定销直接承受的机械力。
在一实施方式中，所述条板、稳定器和框架具有金属化面和非金属化面，所述条板和稳定器通过其金属化面固定在一起，每个稳定器和相应的框架在其非金属化面处通过贯穿的固定部件进行固定，贯穿的固定部件确保其相对的金属化面之间的导电。因此，在整个机身上获得导电栅网，从而确保有效的电磁保护。
本发明还涉及具有如上所述的固定结构的航空器。
可选地，所述航空器可具有与上述结构特征有关的装置。
除上述优越性之外，本发明也可降低成本，缩短改变周期，缩短在最终装配线上的周期(例如在机舱中固定带具的安装周期)，缩短运营中机舱变换周期，同时简化电动带具的安装或改变而无需重新安装固定支承件，在前述两种情况下使工序标准化，也无需安装新缆或新管道所需的穿孔。
由于航空器结构是复合结构，因而本发明带来的益处更大。
附图说明
在附图所示的以下说明中，本发明的其它特征和优越性将得到进一步体现，在附图中：
-图1示出根据现有技术的机身结构以及设备和隔离垫在机身结构上的固定；
-图2示出现有技术的设备和垫的紧固点的分布；
-图3是现有技术的配有紧固点的机身结构的剖面图；
-图4是本发明的第一例子的总图；
-图5示出图4的固定条板；
-图6和7示出借助图5的条板的设备紧固系统；
-图8示出图4例子的机身结构的总体结构；
-图9示出本发明的第二例子；
-图10和11示出根据本发明的柔软型隔离垫固定在条板上的第一例子；
-图12和13示出根据本发明的刚性型隔离垫固定在条板上的第二例子；以及
-图14和15示出本发明的机身结构的构件的金属化。
具体实施方式
图1至3上所示的现有技术的机身结构1具有Ω形纵向桁条10和框架12，这些框架按恒定间距垂直地承靠在桁条10上。框架的“L”形保持夹14在两个相邻的桁条10之间位于框架12处，并且分别固定于框架和桁条的底板10a。机身的蒙皮16通过铆接附加在桁条10的底板10a上和夹14上。
如图1的细部图上所示的，稳定器18布置在框架12和桁条10之间的每个相交处。所述稳定器18具有芯板，所述芯板在两个端部终止于垂直凸缘18a和18b，以将它们通过铆接分别固定于框架12和相应的桁条10。特别是，稳定器固定在桁条的底板10a处。
稳定器18的作用是保持框架12，防止框架向前或向后翻转，这也称为倾翻。此外，稳定器18的第二个作用是从支承蒙皮16的桁条10向框架12传输增压效应的一部分。
这些不同的元件通常采用复合材料或金属材料制成。
复合结构可由长纤维形式的纤维增强的有机基质复合材料制成。举例来说，这可以是呈基质中的长碳纤维的形式(或résine armée de fibres decarbone，即PRFC，或者按英文术语“Carbon Fiber Reinforced Plastic”即CFRP：碳纤维增强塑料)，该基质为环氧化物型的热固性基质，或者为聚醚酮PEEK(polyéther éthercétone)型、PEKK聚醚酮酮(polyéthercétone cétone)型或PPS聚苯硫醚(poly sulfure de phényléne)型的热塑料基质，在航空应用中，纤维率大于或等于50％。下面当谈论复合材料时，就参照该类型材料。
仍参照图1，也看到不同的设备，这里是电缆20和空气供给管22，它们铺展在机身上并借助平行于框架排齐的固定元件24、26和28予以保持。
电缆20通过多个固定小柱24被保持于邻近的框架12，这些固定小柱本身通过铆接沿框架固定。至于供给管22，其由固定于两个固定的基座28的环或带具26加以保持。固定的基座铆接于桁条10的底板。
在安装具有这种结构的飞机时，小柱24和基座28自装配框架12、桁条10、夹14和稳定器18时就最终安装好。一旦该结构1安装好，就使缆束、管和其它设备通过支承在所述小柱和基座上而进行铺设。
框架12还具有规律的开孔30，这些开孔30用于接纳固定部件，例如铆钉或塑料销，绝热隔音的隔离垫(未示出)将覆盖整个结构1。这些垫具有取决于已安装的不同设备20、22的具体形廓。这里，管22需要垫具有特定的形状。由于系统和设备的安装极大地取决于在预先研究阶段时实施的个性化，因而产生许多型式，因此，垫的多种形廓是机身1的同一标准部分所必需的。
图2示出现有技术的总体结构，其中分别定位有空气管22的固定件、电缆20的固定件、水管32的固定件、以及隔离垫的固定件30，一般是使固定销配合在其中的开孔。这些各种的固定件或者布置在框架12上，或者布置在桁条10上。平行于框架12排齐的固定件差不多通常是附加的，并使用于固定同一缆束或同一管道。
稳定器18布置在每个框架-桁条交叉处，并且全都在相同方向上取向，例如全都朝向航空器的前部。
图3示出在桁条10处设备分布的另一例子。固定件布置在桁条10上(固元件321、201、202)，布置在框架12上(固定件322、203、30)，或布置在稳定器18上(固定件204、22)，并且这里从一个框架、一个稳定器至其它框架和稳定器变化都很大。
因此，在传统的飞机设计时提出设备紧固点的许多要求，并且每种要求应通过计算确认，并且如果需要的话，可以进行对承载有这些紧固点的构件增强。尤其地，产生特定的固定构件用以安装设备，并且将框架在许多部位穿孔，用以接纳这些固定构件。
现在，利用图4所示的第一例子说明本发明。
机身100的主结构类似于图1所示的主结构，包括：纵向桁条110，框架112、112′，夹114、蒙皮116以及稳定器118、118′。
稳定器在每个新桁条10交替地沿框架112设置在框架的一侧(118)和另一侧(118′)。相对于框架112，相邻框架112′的稳定器错开，以致两个稳定器118和118′在同一框架间空间内沿同一桁条彼此面对面。
因此，与图1的位置相比，稳定器118′“反转”，并与布置在相同框架112上但在相邻的桁条110上的稳定器118一起，有助于使框架112具有较好的稳定性，因为稳定器118和118′分布在框架两侧，因而既防止框架向前翻转同时又防止框架向后翻转。
条板200由复合材料制成，优选地由比碳纤维增强塑料CFRP更经济的热塑塑料制成，所述条板与桁条110平行地连接两个在该相同的桁条110处相面对的稳定器118、118′。条板200通过两个铆钉固定于每个稳定器，且通过至少一中央爪202固定于桁条110的底板110a，以便使整体具有较好刚度。
因此，按照机身的比例，获得稳定器118、118′、以及布置在每对相应的稳定器之间的条板200的交错分布(下面参见图8)。
相对于现有技术的稳定器，在该构型中使用的稳定器在向另一个相应的稳定器延伸的部分中，具有条板200固定在其上的材料辅助区域1181。该辅助区域1181可保持稳定器的机械性能，而不受固定条板所需的开孔的影响。
因此，根据本发明，将固定件集中在所述条板200上，以便不再需要为固定设备和垫而在框架和桁条上穿孔。
如图5所示，条板200是具有倒“L”形截面的细长复合材料构件，其最大部分204预先穿有大量规律分布的孔眼206，例如直径为4毫米并以20毫米的间距隔开的开孔，并且其“L”的小部分208构成上部支承凸缘。
允许固定于底板110a的下部爪202也具有用于接纳隔离垫的相应固定部件的开孔210。
因此，条板200可提供根据需要以模块化的方式可用的设备固定用的开孔。另外，通过使用同一型式的条板，确保具有全部沿机身对齐的开孔206。
图6和7示出图4上已布设的电缆20和空气管22的相应固定。
如图6所示，使用独特的塑料固定元件212，用以将电缆120固定在条板200上。如从前述内容中理解的，在不同的条板200上使用多个也称为销的这些固定元件212，用以沿机身固定所述电缆120。
构件212在其下部分214中具有销216，该销216在固定位置接合在条板的开孔206之一中，并且构件212在其中间部分218中，具有尺寸与条板凸缘208的尺寸相符的倒“U”形截面部分，其夹住所述凸缘208。销216和倒“U”形部分218的联合存在，确保通过夹持使元件212保持在条板200上。
塑料的弹性性质允许使构件压配在条板上，直至倒“U”形部分进到凸缘208的后面时夹具再闭合。
这种元件212的应用允许很大的使用灵活性，因为相同的“夹具”212可在整个飞机上使用于所有开孔206，并且必要时，例如在改变机载网路的情况下，这些夹具可被取下。
销212的上部分220具有固定部件，这里是夹爪222，其用于电缆120，在上部分220中以切槽的形式实现。
在图7上示出用于固定管道122的一组三个销。与图6的相类似的两个侧销212′在其上部分220中不再配设有夹爪，而是设有孔洞224。
至于中央销212″，它在其上部分220中设有支承区域222，需要时，所述支承区域222根据待固定的管道122弯曲。固定元件212″的下部分214具有两个销216和216′，这两个销在固定位置与两个相邻开孔206配合。因此，确保该元件212″的较好的稳定性。
显然，作为变型，可考虑：固定元件212、212′和212″具有两个甚至更多个销216，以相应地提高其抗应力的稳定性。
如在可看出管道122的截面的图7上所示的，管道122的固定是这样进行的：借助固定于侧销212′的两个孔洞224的带或塑料环126，使管道122保持抵靠着区域222。
借助于预先穿有孔的条板200，易于移动侧销212′并调整环126以便固定尺寸变化非常大的管道122。
在图8上，以类似于图2的方式示出实施本发明所产生的结构。
由相互面对的稳定器118、118′与条板200所形成的组件交错地布置在机身中。因此，每个组件支承用于管道122、缆120、隔离垫和其它设备的不同的固定件。
因此，通过将销212、212′和212″沿一个框架112定位在不同条板200中的相同的孔眼206处，很容易就获得电缆和管的有规律和恰当的铺设。
在图9上示出本发明的第二实施方式。在第二实施方式中，如上所描述的条板200集成于所述稳定器118、118′之一而成同一构件，并且该条板在其自由端固定于另一个稳定器，如上所述。
使用集成于稳定器之一的条板200，在条板200的上部分的廓形加工中具有很大的自由度，以便在该条板上直接形成例如用于空气管的设备支承件。
如该图所示，条板200始终沿桁条的底板110a固定，因而提供机身结构100的增大刚度。
在这种情况下，设置用于隔离垫的孔眼210，这些孔眼210相对于用于固定设备的孔眼206处在条板的下部分中。如后文所见，这允许固定比设备120、122更靠近蒙皮116的隔离垫，因而可在所述垫的形廓中不考虑这些设备。
作为变型，如同前面参照图4所提出的那样，可通过使用一个或多个爪202而使条板相对于桁条抬高。
作为变型，条板200可由两个半条板形成，每个半条板集成于稳定器118、118′之一。这两个半条板的固定采用适当的部件例如铆钉在其各自的自由端部处进行。在每个半条板上都设置有一个用于固定在底板110a上、并带有一个用于固定垫的孔眼210的爪。这种构型尤其允许使用仅一个类型的稳定器118，其配有一个半条板，以形成一个条板并因而形成整个机身。
通过图10示出固定柔软型隔离垫300的一例子，所述隔离垫300例如由如石棉、防水织物的多层叠置而成。垫300设置用于基本覆盖在两个相邻条板200和两个相邻框架112之间限定的区域(参见图8上的覆盖区域301)。
隔离垫300基本为矩形形状，并在边之一的中间具有切口302。如后文所见的，该切口302设置用于贴合稳定器318的轮廓。
垫300也具有孔眼304和孔眼306，孔眼304设置在包括带切口302的边的两个相对的边上，用于使垫固定于其它垫的相应的孔眼，而孔眼306设置在其它两边上，用于使之固定于限定其覆盖区域301的条板200。
如在平行于桁条110的A-A剖面上所示的，垫3002在其较大部分中与蒙皮116平行地进行布置。其在孔眼304处借助于适合的塑料销308，固定于邻近区域的垫3001、3003的孔眼304。在该图上，观察到，垫3002包覆框架112。因此，切口302设置用于吻合位于一半宽度处的稳定器118(由于交错型结构)，以便下降到相邻的垫处。图11清楚地示出该区域。
如从示出交错型结构的图8和从图11中所理解的，在一侧，区域301的垫3001每一半固定于两个相邻的垫3002、3002′，并在另一侧，该垫3001每一半固定于两个其它的相邻垫。
现在，参照与框架112平行的B-B剖面，垫3001在其孔眼306处固定于条板200的开孔210，尤其借助于塑料销310进行固定。在图上，使用同一孔眼210，以便借助仅一个塑料销固定相邻于同一条板200的两个垫3001、3001′。
在图12上，示出固定这次是刚性型的隔离垫300的第二例子。因此，这涉及尺寸与区域301相符合的矩形刚性板。
在该例子中，板300仅具有两相对边的用于固定至条板200的孔眼306。
适于该例子的条板200示于图13。条板200在带开孔206的下部分中具有向下延长条板主要部分的“L”形爪226。在该图的例子中，设置两个爪，它们在条板200的两侧交替地取向，以提供在两侧固定垫的固定部件。
爪226的“L”的弯折部228配有开孔230，其设置用于借助塑料销310与垫的孔眼306配合。
根据条板位于机身的上部还是下部，可将垫布置在爪的弯折部228的一侧或另一侧，以便所述弯折部228利用重量起垫的支承件的作用。因此，减小固定销310上承受的力。
在A-A剖面上，可注意到垫300不连接于框架112。在B-B剖面上，可观察到垫300通过销310仅固定于条板200。
在该构型中，与上述第一例子相反的是，相邻的垫彼此间不连接。
参照图14和15，示出组成结构100的元件的表面的金属化，以向飞机提供有利于机载电系统如电子卡的电磁保护的金属栅网。
已示出带条板200的机身结构100，无固定于其上的固定销、隔离垫和设备。
框架112、稳定器118和条板200每个都具有一个基本平坦的复合材料主要部分，其截面示于A-A剖面上。
结构100的这三个元件中的每一个都在主要部分的仅一面上具有金属覆层112m、118m和200m，其例如为铜覆层、铝覆层、或青铜覆层或任何导电合金覆层。因此，相对的面未设有导电表面。该金属覆层可以由在制造过程中集成的这些元件复合结构的一层组成。作为变型，覆层可在以后通过简单胶接金属带来布置。
在A-A剖面上，稳定器118和条板200通过其金属面118m和200m彼此固定。这两个元件的铆接允许保持这两个金属面之间的持久物理接触。
至于稳定器118和框架112，它们通过其非金属面彼此固定。
在表示稳定器118和框架112之间的固定的B-B剖面上，使用一个或多个铜制、铝制、或青铜制或任何其它导电合金制成的金属贯穿铆钉124，所述铆钉将这两个结构元件的两个非金属面保持束紧。铆钉124的两个头部分别与稳定器118和框架112的金属覆层直接接触。因此，铆钉124确保稳定器118和框架112之间导电的连续性。
因此，由这些电覆层引受的电磁流被传送回航空器质量体。
在图15上，可看到结构100的一部分的这样获得的导电金属栅网。
框架112的覆层112m确保基本对应于机舱/机身部分的周边的竖直栅网，而组合的覆层118m和200m确保两个相继的框架112之间的水平栅网部分。
竖直和水平的这两个栅网之间的“导电”接触尤其由铆钉124确保，如图14的B-B剖面上所示的。
前述的例子仅为本发明的一些非限制性的实施方式。
尤其是，上述机身结构元件的固定件一般通过铆接示出。其它公知的技术例如胶接可应用于本发明的范围内。
此外，不管实施方式如何，条板200可在其上部分处进行廓形加工，以便在其厚度中直接形成电缆或管或其它设备的支承件。这些“支承件”廓形加工是可与更可调节的销式紧固系统相结合的。

Claims (9)

1.固定结构(100)，其将隔离垫(300)和缆线(120)及管道(122)组合固定在至少由框架(112)和桁条(110)形成的航空器机身上，所述固定结构包括使所述框架连接于所述桁条的机身稳定器(118,118")，其特征在于，
－两个相继框架(112,112')的两个机身稳定器(118,118')在所述两个相继框架之间相面对，并且
－所述固定结构包括条板(200)，所述条板连接所述两个机身稳定器并具有固定部件(206,212,212',212")，所述固定部件设置用于接纳所述隔离垫(300)和缆线(120)及管道(122)的相应固定部件；
并且，所述条板(200)的至少一部分构成所述两个机身稳定器(118,118')之一的一部分，所述条板以一体件形式集成于机身稳定器之一。
2.根据权利要求1所述的固定结构(100)，其特征在于，所述条板(200)的所述固定部件包括多个预制的开孔(206)，所述开孔设置用于接纳所述相应固定部件并布置在所述两个机身稳定器之间的所述条板的部分(204)中。
3.根据权利要求1所述的固定结构(100)，其特征在于，所述两个机身稳定器(118,118')每个都具有一个以条板(200)部分的形式延伸的部分，并且所述两个机身稳定器通过两个条板部分的各自的自由端部彼此固定。
4.根据权利要求1所述的固定结构(100)，其特征在于，所述固定结构具有多个条板(200)，所述多个条板(200)连接交错布置在机身中的相应多对彼此面对的机身稳定器(118,118')。
5.根据权利要求1所述的固定结构(100)，其特征在于，所述条板(200)具有平的芯板(204)和上凸缘(208)，所述上凸缘垂直于所述芯板以形成待固定的所述缆线(120)及管道(122)的支承表面。
6.根据权利要求5所述的固定结构(100)，其特征在于，所述条板(200)的所述固定部件包括设在所述芯板(204)中的多个开孔(206)和至少一个固定元件(212,212',212")，所述固定元件具有下部分(214)、中间部分(218)和上部分(220)，所述下部分配有适于接合在所述开孔(206)之一中的销(216)，所述中间部分局部地呈倒U形并且其尺寸基本等于所述上凸缘(208)以便支承在上面，所述上部分具有保持或支承所述缆线(120)及管道(122)的保持件或支承件(222,224)。
7.根据权利要求5或6所述的固定结构(100)，其特征在于，所述条板(200)具有呈L形的爪(226)，这些爪在所述芯板(204)下延伸并且在所述芯板的两侧交替地取向，每个爪在L的弯折部(228)中具有适于接纳隔离垫(300)的至少一固定部件(230)。
8.根据权利要求1所述的固定结构(100)，其特征在于，所述条板(200)、机身稳定器(118,118')和框架(112)具有金属化面(200m,118m,112m)和非金属化面，所述条板和机身稳定器通过它们的金属化面相固定，每个机身稳定器和相应框架通过贯穿固定部件(124)在它们的非金属化面处相固定，所述贯穿固定部件确保所述的机身稳定器和相应框架的相对的金属化面(118m,112m)之间的电传导。
9.航空器，其具有根据前述权利要求中任一项所述的固定结构(100)。
CN200980142830.5A 2008-09-23 2009-09-22 组合固定隔离垫和设备用的机身结构、具有这种结构的航空器 Active CN102196963B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0856397 2008-09-23
FR0856397A FR2936219B1 (fr) 2008-09-23 2008-09-23 Structure de fuselage pour fixation combinee de matelas d'isolation et d'equipements, aeronef incorporant une telle structure.
PCT/FR2009/001118 WO2010034903A1 (fr) 2008-09-23 2009-09-22 Structure de fuselage pour fixation combinee de matelas d'isolation et d'equipements, aeronef incorporant une telle structure

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102196963A CN102196963A (zh) 2011-09-21
CN102196963B true CN102196963B (zh) 2014-12-10

Family

ID=40568700

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN200980142830.5A Active CN102196963B (zh) 2008-09-23 2009-09-22 组合固定隔离垫和设备用的机身结构、具有这种结构的航空器

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8657232B2 (zh)
EP (1) EP2328804B1 (zh)
CN (1) CN102196963B (zh)
FR (1) FR2936219B1 (zh)
WO (1) WO2010034903A1 (zh)

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102006039292B4 (de) * 2006-08-22 2010-07-22 Airbus Deutschland Gmbh Rahmenelement, Flugzeugklimatisierungssystem sowie Verfahren zur Montage eines Rahmenelements in einem Flugzeug
DE102007044389A1 (de) * 2007-09-18 2009-04-02 Airbus Deutschland Gmbh Strukturbauteil und Rumpf eines Luft- oder Raumfahrzeugs
US8602357B2 (en) * 2009-06-22 2013-12-10 Airbus Operations Gmbh Installation system for the connection of systems to a structure of an aircraft, a measurement system and a method
FR2961490B1 (fr) * 2010-06-22 2013-07-26 Airbus Operations Sas Ensemble de fixation comprenant des rampes pour la fixation de systemes dans un aeronef.
FR2961487B1 (fr) * 2010-06-22 2012-07-13 Airbus Operations Sas Ensemble de fixation comprenant des rampes pour la fixation des systemes dans un aeronef
FR2961488B1 (fr) * 2010-06-22 2013-05-31 Airbus Operations Sas Dispositif de maintien de matelas isolants et de support de systemes pour un aeronef
FR2961477B1 (fr) * 2010-06-22 2012-08-03 Airbus Operations Sas Matelas isolant pour aeronef et ensemble integrant un tel matelas
FR2962712B1 (fr) * 2010-07-13 2013-03-29 Airbus Operations Sas Structure d'aeronef integrant des supports de systemes.
FR2962716B1 (fr) * 2010-07-13 2013-08-02 Airbus Operations Sas Ensemble de fixation comprenant des rampes pour la fixation de systemes sur des cadres d'aeronef.
DE102012202504A1 (de) * 2012-02-17 2013-08-22 Airbus Operations Gmbh Strukturbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug
RU2582740C1 (ru) 2015-05-28 2016-04-27 Эрбас Оперэйшнс Лимитед Сборная конструкция для крепления компонентов оборудования внутри фюзеляжа самолета
CN104908924B (zh) * 2015-06-29 2017-10-27 中国商用飞机有限责任公司 紧固件及用紧固件安装隔热隔声层的方法
FR3061129B1 (fr) * 2016-12-22 2019-05-31 Airbus Operations Procede de fabrication d'un module d'isolation thermophonique pour aeronef comprenant une etape de cintrage
US10532801B2 (en) 2017-01-17 2020-01-14 The Boeing Company Continuous insulation blanket cap strip assemblies and methods of using same
FR3068677B1 (fr) * 2017-07-07 2019-08-23 Airbus Operations Procede d'isolation thermophonique d'une partie d'aeronef
US11125157B2 (en) * 2017-09-22 2021-09-21 The Boeing Company Advanced inlet design
CN109606612B (zh) * 2018-12-28 2024-07-19 中国电子科技集团公司电子科学研究院 特种无人机结构功能一体化舱段和特种无人机
CN109780330A (zh) * 2019-03-18 2019-05-21 北京住总第三开发建设有限公司 多管道固定支架及其施工方法
CN116513477B (zh) * 2023-07-04 2023-09-22 西安泽达航空制造有限责任公司 一种机身壁板安装装置

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6883753B1 (en) * 2004-03-25 2005-04-26 The Boeing Company Overhead bin and monument attachment support system
CN1906083A (zh) * 2004-01-05 2007-01-31 空中客车德国有限公司 用于将飞机机身内部隔离的隔离封装装置
FR2904804A1 (fr) * 2006-08-14 2008-02-15 Airbus France Sas Dispositif d'attache combinee de fixation de matelas d'isolation et d'equipements pour aeronefs
CN101242990A (zh) * 2005-08-23 2008-08-13 空中客车德国有限公司 用于运输装置尤其是飞行器的吸音元件

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4828202A (en) * 1979-09-27 1989-05-09 The Boeing Company Method and apparatus for wideband vibration damping of reinforced skin structures
US4715560A (en) * 1983-03-14 1987-12-29 Lear Fan Limited Composite cruciform structure for joining intersecting structural members of an airframe and the like
US5893534A (en) * 1995-12-22 1999-04-13 The Boeing Company Structural apparatus and design to prevent oil can movement of webs in aircraft pressure bulkheads
US7059565B2 (en) * 2003-10-21 2006-06-13 The Boeing Company Aircraft frame hole patterns and brackets, and associated methods
WO2005068290A1 (en) * 2004-01-05 2005-07-28 Airbus Deutschland Gmbh Insulation package arrangement for insulating the interior of an aircraft fuselage
FR2906008B1 (fr) * 2006-09-15 2008-11-07 Airbus France Sa Eclisse de lisses et dispositif de jonction orbitale
DE102007003278B4 (de) * 2007-01-23 2013-10-31 Airbus Operations Gmbh Rumpfstrukturbauteil eines Luft- oder Raumfahrzeuges mit einer Schaumstoffschicht als thermische Isolierung
FR2922516B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-16 Airbus France Eclissage de raidisseurs en omega au niveau d'une jonction circonferentielle d'un fuselage d'avion

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1906083A (zh) * 2004-01-05 2007-01-31 空中客车德国有限公司 用于将飞机机身内部隔离的隔离封装装置
US6883753B1 (en) * 2004-03-25 2005-04-26 The Boeing Company Overhead bin and monument attachment support system
CN101242990A (zh) * 2005-08-23 2008-08-13 空中客车德国有限公司 用于运输装置尤其是飞行器的吸音元件
FR2904804A1 (fr) * 2006-08-14 2008-02-15 Airbus France Sas Dispositif d'attache combinee de fixation de matelas d'isolation et d'equipements pour aeronefs

Also Published As

Publication number Publication date
EP2328804A1 (fr) 2011-06-08
FR2936219B1 (fr) 2010-09-17
US20110233336A1 (en) 2011-09-29
FR2936219A1 (fr) 2010-03-26
WO2010034903A8 (fr) 2011-04-14
WO2010034903A1 (fr) 2010-04-01
CN102196963A (zh) 2011-09-21
EP2328804B1 (fr) 2012-11-07
US8657232B2 (en) 2014-02-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102196963B (zh) 组合固定隔离垫和设备用的机身结构、具有这种结构的航空器
CN102741122B (zh) 用于将结构单元固定在飞机机身上的固定装置
CN103261020B (zh) 用于联接机身段的铰接件及相关方法
US20090277994A1 (en) Hybrid aircraft fuselage structural components and methods of making same
CN103052811A (zh) 紧固系统
CN103803054A (zh) 复合机翼的接头
US8915468B2 (en) Interior covering device for an aircraft cabin incorporating at least one system
CN102514708B (zh) 一种整体式复合材料中央翼盒
CN101500796A (zh) 叠层结构和构造型结构以及制造用于航空航天的部件的方法
CN106560399A (zh) 用于从复合非金属结构中的蒙皮紧固件转移雷电电流的方法
US9130363B2 (en) Lightning strike protection means and fiber composite component
CN102892572A (zh) 加强板之间的复合梁弦杆及相关的制造方法
DE102011101450B4 (de) Flugzeugbaugruppe und Verfahren zur Herstellung einer Flugzeugbaugruppe
CA2746261C (en) Pre-installed adaptable supply network for aeroplanes
CN102883955A (zh) 具有电连接件的电介质部件
EP2707606B1 (en) Connecting device, assembly and method for manufacturing an assembly
US8756769B2 (en) Holding device for at least one fixture to a cell structure of an aircraft fuselage
CN104661916B (zh) 包括具有匹配导电率的胶层的复合结构
CN205089530U (zh) 一种锥型多边分片折弯成型组合插入连接式风电塔架
CN205423056U (zh) 一种分段式风电叶片
US9010687B2 (en) Insulating blanket for an aircraft and assembly integrating such a blanket
CN204753342U (zh) 一种双层钢索桥
CN204775992U (zh) 一种翼肋结构
CN211908263U (zh) 一种船用动力电缆与信号电缆分开铺设装置
CN217421432U (zh) 一种风力发电机组塔架平台

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant