CN102458998B - 用于在航空器中安装内部部件的方法和系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于在航空器中安装内部部件的方法，包括预安装第一内部部件(14)和预安装第二内部部件(18)。第一和/或第二内部部件(14、18)被固定到安装设备(26)且被连接以形成独立模块(22)。被固定到安装设备(26)的多个独立模块(22)被互连以形成被固定到安装设备(26)的大模块(36)。所述大模块(36)从安装设备(26)分离并且被运送到航空器机身元件(52)中的终端安装位置。最终，大模块(36)被安装在航空器机身元件(52)中。

Description

用于在航空器中安装内部部件的方法和系统

技术领域

本发明涉及用于在航空器中安装内部部件的方法和系统。

背景技术

在航空器中安装内部部件时，目前通常独立地将诸如沟槽嵌板、侧蒙皮、天花板蒙皮、光带、行李舱等部件连接到航空器结构。因为每个部件必须被分开地定位并且被紧固到航空器结构，因此这些部件的安装非常费时。类似地，例如，用作航空器空调系统的空调线或者用于在航空器客舱中供水的管线，以及电线，目前还以费时的方式被独立地紧固到航空器结构。在安装之后，所有线的适当功能必须在最终检查中被检验。特别是，所有的管线必须进行紧密度检验，而在电线的情况下，需要检验所有的接口。这些测试同样是相对繁重的，因为有待检验的线和接口经常只能在被安装的状态下被困难地接近。

发明内容

本发明所基于的目的是提供能够有效地在航空器中安装内部部件的方法和系统。

为了实现该目的，根据本发明用于在航空器中安装内部部件的方法包括预组装第一内部部件。第一内部部件例如可为头顶行李舱或航空器的客舱内部装置的侧蒙皮板。进一步，在根据本发明的安装方法中，第二内部部件被预组装。与第一内部部件相似，第二内部部件可为头顶行李舱或侧蒙皮板。优选地，在根据本发明的安装方法中，头顶行李舱被用作第一内部部件，并且侧蒙皮板被用作第二内部部件。

在根据本发明的安装方法中，被预组装的第一内部部件可被紧固到组装器械并且随后被连接到第二内部部件以形成独立模块。然而，可替代地，第二内部部件也可被紧固到组装器械并且随后被连接到第一内部部件以形成独立模块。进一步，第一和第二内部部件可以首先被连接以形成独立模块，并且随后内部部件中的一个或二者被紧固到组装器械。原则上，可以仅将两个内部部件中的一个紧固到组装器械。于是在一个内部部件与组装器械之间没有直接连接。然而，如果期望或要求增加独立模块的稳定性，第一和第二内部部件二者同样都可被紧固到组装器械。

上述的方法步骤：预组装第一内部部件、预组装第二内部部件和产生独立模块可重复，直到期望数量的独立模块被紧固到组装器械为止。被紧固到组装器械的独立模块随后被连接以形成被紧固到组装器械的大模块。大模块例如可包括三个独立模块，对于它们的部分，每一个包括头顶行李舱和侧蒙皮板。然而，如果期望或要求，大模块还可具有其他任意数量的独立模块。例如，大模块的最终配置可以独立于诸如大模块的独立部件的重量和体积的参数，并且随后使大模块在其预组装状态下易操作。

预组装大模块最终从组装器械拆下并且在预组装状态下被传送到航空器机身元件中的最终安装位置中。航空器机身元件例如可为在至少一个端侧打开的机身壳。然而，可替代地，大模块还可在被几乎完全或已经完全构造时带入航空器机身中。所有这些对于接近航空器机身元件是必须的，这使得大模块能够被带入航空器机身元件中的其最终安装位置中。为了有利于将大模块带入航空器机身元件中的其最终安装位置中，大模块的独立部件，例如独立模块以及独立模块的内部部件以使得送到航空器机身元件中的其最终安装位置中的大模块的体积被减小的方式相对于彼此可移动。

在根据本发明的用于在航空器中安装内部部件的方法的最终步骤中，大模块被最终安装在航空器机身元件中。在最终安装之后，大模块可例如通过对应的紧固设备在限定的紧固点处被紧固到航空器结构。

在根据本发明的用于在航空器中安装内部部件的方法的优点在于，大量的组装步骤能够在航空器外部方便地执行。结果是，内部部件安装能够明显更简单。这还能够增加产量，例如因为其有可能在航空器外部预组装大模块时更容易地补偿大模块的部件的公差。最终，根据本发明的方法能够并行地执行组装步骤。例如，多个大模块能够以简单的方式被并行预组装。结果是，组装过程整体更有效率。

在根据本发明的用于在航空器中安装内部部件的方法中，可提供大模块的线组装，即，大模块能够被顺序地预组装、运送到航空器机身元件中的其最终安装位置中以及最终安装在航空器机身元件中。这种过程的优点在于，在大模块的线组装中采用的独立组装操作台仅需要处理小范围的操作，并且因此能够被专门用于需要它们的任务中。然而，独立组装操作台的中断可导致后续操作台的时间延迟。并且，线组装过程相比较是不灵活的并且其能力受限。

可替代地，在根据本发明的安装方法中，被紧固到组装器械的多个大模块和/或被紧固到组装器械的多个独立模块能够被连接以形成被紧固到组装器械的客舱结构。该客舱结构按照要求可具有可变的长度。例如，客舱结构可包括有待被安装在航空器中的第一和第二内部部件的一些或全部，即有待被安装在航空器中的独立模块或大模块的一些或全部。换言之，根据本发明的安装方法能够被用于实现外部客舱组装，其中航空器客舱的大的部分在航空器外部被预组装。在根据本发明的方法的这种配置中，优选多个大模块被并行组装。负责大模块的组装的工作操作台在这里每一个执行完成大模块所要求的所有组装操作。根据本发明的安装方法的这种配置可以实现非常清楚的组装过程和带有定制部件的大模块的清楚配置。并且，这种组装过程被高灵活性加以区别。然而，缺点是高的空间需求。

在根据本发明的在航空器中安装内部部件的方法中，能够采用被配置为组装框架形式的组装器械。例如，组装器械可包括被设置为基本彼此平行的多个U形托架，其带有两个竖直支撑支杆和将竖直支撑支杆彼此连接的一个水平支杆。托架能够被两个水平延伸保持支杆彼此连接，两个水平延伸保持支杆能够被紧固到托架的水平支杆。并且，组装器械能够包括一个或多个引导设备，通过该引导设备的辅助，有待被安装的部件和/或组装工具能够按照需要被定位。

优选地，在根据本发明的安装方法中，在将紧固到组装器械的多个独立模块连接以形成紧固到组装器械的大模块时，至少一个独立模块被相对于组装器械水平移位。同样，在将紧固到组装器械的多个大模块连接以形成紧固到组装器械的客舱结构时，至少一个大模块被相对于组装器械水平移位。根据本发明的安装方法的这种配置能够进行多个独立模块或大模块的并行预组装，以及随后对这些独立模块或大模块进行简单连接以分别形成大模块或客舱结构。为了能够使独立模块或大模块相对于组装器械进行水平相对移位，第一和/或第二内部部件能够被水平可移位地紧固到预组装独立模块上的组装器械上。例如，独立模块和/或大模块能够在组装器械的保持支杆上水平移位。

在根据本发明的安装方法中，只有第一和第二内部部件，即，例如头顶行李舱和侧蒙皮板能够在航空器机身元件外部被预组装。然而，也可以将另外的内部部件连接到紧固到组装器械的独立模块、连接到紧固到组装器械的大模块和/或连接到紧固到组装器械的客舱结构。例如，电线、航空器空调系统的空气引导线或用于在航空器客舱中供应水的管线能够被连接到紧固到组装器械的独立模块、连接到紧固到组装器械的大模块和/或连接到紧固到组装器械的客舱结构。进一步，与第一和第二内部部件类似，能够被可选地预组装的个人服务单元、个人服务通道和航空器厨房的独立部分能够被整合到根据本发明的安装方法中，并且被连接到紧固到组装器械的独立模块、连接到紧固到组装器械的大模块和/或连接到紧固到组装器械的客舱结构。

在根据本发明的用于在航空器中安装内部部件的方法的优选实施例中，被紧固到组装器械的独立模块、被紧固到组装器械的大模块和/或被紧固到组装器械的客舱结构被测试。该测试可包括手动测试、目视检验和诸如表面测试的质量保证检测，还包括机械和电学或电子部件的功能性测试。例如，安装在独立模块、大模块或客舱结构中的航空器空调系统的线和/或航空器供水系统的线可进行紧密度检验。进一步，可以设想到对集成在独立模块、大模块或客舱结构中的电线或接口进行功能性测试，也可选地使用模拟系统用于模拟特定测试条件或事件。

一般而言，当独立模块、大模块或客舱结构被紧固到组装器械的状态下时，在独立模块、大模块或客舱结构上执行测试明显易于当独立模块、大模块或客舱结构被安装在航空器机身元件中的状态下。特别地，独立模块、大模块或客舱结构和这些部件的独立部分在当独立模块、大模块或客舱结构被紧固到组装器械的状态下时比当独立模块、大模块或客舱结构处于在航空器机身元件中的最终安装状态下时更容易接近。在根据本发明的安装方法的背景下，能够执行越来越综合的测试，更多的部件在测试之前被连接到有待被测试的独立模块、连接到有待被测试的大模块或连接到有待被测试的客舱结构。因此，特别地，如果综合测试在客舱结构上执行，例如对空气引导线、水引导线或电线和接口执行测试，则适于多个大模块连接尽可能完全地形成客舱结构。

在根据本发明的安装方法的背景下，如果只有大模块被预组装，在大模块上执行测试完成之后，紧接着大模块能够被运送到航空器机身元件中的它们的最终安装位置中，并且被最终安装到航空器机身元件上。相反，如果在根据本发明的安装方法的背景下，多个大模块和/或独立模块被连接以形成紧固到组装器械的客舱结构，例如为了在客舱结构上执行综合测试，则在客舱结构的测试之后，被彼此连接的客舱结构的大模块被彼此分离，并且被独立地运送到航空器机身元件中它们的最终位置中。结果是，能够省却适于运送大体积客舱结构的运送装置。

在根据本发明的在航空器中安装内部部件的方法中，独立模块、大模块和/或客舱结构优选在与独立模块、大模块和/或客舱结构占用在航空器机身元件中的最终安装状态下的位置基本对应的位置中被紧固到组装器械。进一步，大模块优选被运送到航空器机身元件且在与大模块占用在航空器机身元件中的最终安装状态下的位置基本对应的位置中。根据本发明的安装方法的这种配置的结果是，针对运送和在航空器机身元件中最终安装的大模块的复杂的重新定位能够被分散进行。并且，将独立模块、大模块、客舱结构定位在组装器械中靠近最终安装位置能够执行最理想的测试。例如，如果能够容易地和可靠地检验独立模块、大模块和/或客舱结构的独立部件，则大模块和/或客舱结构能够相对于彼此被正确地定位。

理论上，可以将大模块手动地运送到航空器机身元件中的其最终安装位置中。然而，优选的是，借助于运送车将大模块运送到航空器机身元件中的其最终安装位置中。当大模块已经到达航空器机身元件中的其最终安装位置时，其能够最初保留在运送车上并且在被保持在运送车上的状态下被紧固到航空器机身元件的结构上，例如紧固到航空器机身结构的框架上。优选地，只有当大模块被至少临时性地紧固到航空器机身元件的结构上时才将大模块从运送车上拆下。在将大模块紧固到航空器机身元件的结构上之后，运送车可从航空器机身元件移除。

大模块在航空器机身元件中其最终安装位置中的水平和/或竖直位置优选借助于运送车被微调。例如，运送车能够被提供具有能够相对于航空器机身元件对大模块的水平和/或竖直位置进行微调的设备或多个设备。例如，运送车可被提供具有用于调节大模块的竖直位置的提升装置。进一步，运送车能够被提供为与导向设备协作，导向设备能够相对于航空器机身元件的结构大模块的水平位置进行调节。

根据本发明的在航空器中安装内部部件的系统包括用于预组装第一内部部件的操作台和用于预组装第二内部部件的操作台。进一步，提供用于将第一和/或第二内部部件紧固到组装器械的操作台、用于连接第一和第二内部部件以形成独立模块的操作台、用于连接被紧固到组装器械的多个独立模块以形成被紧固到组装器械的大模块的操作台、用于将大模块从组装器械拆下的操作台、用于将大模块运送到航空器机身元件中最终安装位置中的设备和用于在航空器机身元件中最终安装大模块的操作台。根据本发明的安装系统的独立操作台被设计为彼此部分分离的操作台。然而，可替代地，用于执行独立组装步骤的多个操作台可以被空间上地集成到公共组装区域中。

根据本发明的安装系统优选进一步包括一操作台，其用于连接被紧固到组装器械的多个大模块以形成被紧固到组装器械的客舱结构。

进一步，安装系统可包括一操作台，其用于将另外的内部部件连接到被紧固到组装器械的独立模块、连接到被紧固到组装器械的大模块和/或连接到被紧固到组装器械的客舱结构。

根据本发明的用于安装内部部件的系统的优选实施例进一步包括用于对被紧固到组装器械的独立模块、被紧固到组装器械的大模块和/或被紧固到组装器械的客舱结构进行测试的操作台。该测试操作台能够被装备有所有需要的测试设备，包括用于模拟特定测试条件和/或事件的模拟系统。

根据本发明的安装系统的组装器械被优选设计为使得独立模块、大模块和/或客舱结构能够在与独立模块、大模块和/或客舱结构占用在航空器机身元件中的最终安装状态下的位置基本对应的位置被紧固到组装器械。

进一步，根据本发明的安装系统优选包括用于将大模块运送到航空器机身元件中的其最终安装位置中的运送车。运送车能够被设计为使得大模块能够被运送到航空器机身元件中且与大模块在航空器机身元件中的最终安装状态下的位置基本对应的位置中。进一步，运送车可包括用于对大模块的在航空器机身元件中的其最终安装位置的水平和/或竖直位置进行微调的一个或多个设备。

附图说明

现在将通过所附示意性附图的辅助更详细地解释本发明的优选实施例，图中：

图1示出用于在航空器中安装内部部件的方法流程；

图2示出用于在航空器中安装内部部件的系统布置图；和

图3示出用于在航空器中安装内部部件的系统的一部分的三维图。

具体实施方式

图1至图3中示出用于在航空器中安装内部部件的方法和系统10。最佳从图2可见，系统10包括用于预组装第一内部部件14的操作台12。第一内部部件14是头顶行李舱的形式（参见图3）。进一步，系统10包括另一操作台，其与操作台12在空间上分开，用于预组装第二内部部件18。第二内部部件18是航空器客舱蒙皮的侧蒙皮板的形式（参见图3）。

第一内部部件14与第二内部部件18的并行预组装能够发生在操作台12和上述另一操作台中。第一内部部件14与第二内部部件18在独立模块预组装操作台20中被连接，以形成独立模块22。理解的是，独立模块预组装操作台20允许多个独立模块22的并行预组装。

在客舱预组装和测试操作台24中，第一内部部件14，即每个独立模块22的头顶行李舱以及因此作为整体的独立模块22被紧固到组装器械26，这描绘在图3中。组装器械26包括组装框架，该组装框架带有多个被设置为基本彼此平行的托架28。每个托架28具有两个竖直支撑件30、32和将竖直支撑件30、32彼此连接的一个水平支撑件33。托架28被两个水平延伸保持支杆34、35彼此连接。在将独立模块22紧固到组装器械26时，为头顶行李舱形式的第一内部部件14被水平可移位地附接到组装器械26的保持支杆34、35。如果需要，第二内部部件18也能够被至少临时性地紧固到组装器械26，以稳定独立模块22。例如，第二内部部件18能够被紧固到组装器械26的托架28的竖直支撑件30、32。

在图1至图3中描绘的用于在航空器中安装内部部件的方法和系统10的实施例中，在第一内部部件14以及因此独立模块22被紧固到组装器械26之前，第一内部部件14和第二内部部件18被连接以形成独立模块22。如果需要，这些组装步骤的顺序也能够颠倒，即，在第一内部部件14被连接到第二内部部件18以形成独立模块22之前，第一内部部件14能够被紧固到组装器械26。进一步，通过将第二内部部件18紧固到组装器械26而代替第一内部部件14，独立模块22能够被紧固到组装器械26。还在该情况下，独立模块预组装能够在第二内部部件18被紧固到组装器械26之前或之后被执行。

进一步，在客舱预组装和测试操作台24中，被紧固到组装器械26的多个独立模块22被连接以形成被紧固到组装器械26的大模块36（参见图3）。大模块36例如能够包括三个独立模块22。在连接独立模块22以形成大模块36时，独立模块22沿组装器械26的保持支杆34、35被水平移位，并且因此相对于组装器械26水平移位，直到独立模块22能够被方便地彼此连接以形成大模块36为止。

进一步，在客舱预组装和测试操作台24中，被紧固到组装器械26的多个大模块36被彼此连接以形成被紧固到26的客舱结构38（参见图3）。为此目的，大模块36相对于组装器械26被水平移位直到它们已经到达它们能够被简单和方便地彼此连接以形成客舱结构38的期望位置为止。可替代地，多个独立模块22还能够被直接彼此连接以形成客舱结构38，而不用事先被预组装来形成大模块36。最终，可以设想预组装多个独立模块22以形成大模块36，并且通过连接到另外的独立模块22来持续扩展大模块36，以形成客舱结构38。

如最佳从图2可见，安装系统10包括5个另外的预组装操作台40-48。在预组装操作台40中，个人服务单元和个人服务通道被预组装。预组装操作台42用于预组装天花板蒙皮、航空器厨房和航空器厕所的独立部分。进一步，个人服务单元和个人服务通道的独立部分也在预组装操作台42中被预组装。预组装操作台44、46用于预组装航空器厨房和厕所模块。最终，在预组装操作台48中，顶部区域行李架模块，即被提供为用于安装在航空器客舱的中心天花板区域中的行李舱被预组装。

在预组装操作台40、42中被预组装的部件在客舱预组装和测试操作台24中被至少部分地整合成被紧固到组装器械26的独立模块22中，被整合成被紧固到组装器械26的大模块36中或被整合成被紧固到组装器械26的客舱结构38中。进一步，独立模块22、大模块36和客舱结构38在客舱预组装和测试操作台24中被增补有电线、航空器供水系统线和航空器空调系统线。

并且，对独立模块22、大模块36和客舱结构38的测试发生在客舱预组装和测试操作台24中。在独立模块22、大模块36和客舱结构38上执行的测试可包括手动检验、目视检验、质量控制测量，例如表面测试，还有独立部分的功能性测试、对电线和接口的线紧密度检验和测试。这些测试也能够采用模拟系统，其模拟由对应信号的输出确定的条件和/或事件，并且检验被测试的部件（例如电线和接口）对这些条件和/或事件是否表现出期望的反应。按照需要，测试已经可以在独立模块22上或在大模块36上被执行。然而，客舱结构38上有可能有特别综合的测试，特别是当客舱结构38已经被增补了尽可能多的另外的内部部件时，即后续的航空器客舱尽可能地在航空器外部被构造。

在独立模块22、大模块36和客舱结构38的独立部分在客舱预组装和测试操作台24中易于接近的情况下，独立模块22、大模块36和客舱结构38在客舱预组装和测试操作台24中的测试是有利的。以此方式，测试能够以相对简单和省时的方式被执行。并且，有可能快速和简单地更换没有通过测试的部件。如最佳在图3中可见，独立模块22、大模块36和客舱结构38在客舱预组装和测试操作台24中在与这些部件在航空器中的安装状态下占用的位置基本对应的位置中被紧固到组装器械26。结果是，在独立模块22、大模块36和客舱结构38上执行的功能性测试能够被特别逼真地执行。不过，这些部件的所有独立部分非常易于接近。

在客舱预组装和测试操作台24中的测试完成之后，被测试的航空器内部部件做好最终安装的准备。为此目的，在客舱预组装和测试操作台24中被紧固到组装器械26的大模块36与组装器械26拆下，并且被装载到运送车50上。被独立地紧固到组装器械26的大模块36能够被直接装载到运送车50上。如果多个大模块36被连接以形成客舱结构38，需要在将大模块36装载到运送车50上之前再次将客舱结构38分成独立的大模块36。大模块36通过运送车50被运送到航空器机身元件52。在最终安装和整合操作台54中，大模块36的最终安装发生在航空器机身元件52中。

如最佳在图3中可见，航空器机身元件52为端侧打开的机身壳的形式。结果是，大模块36能够以简单的方式被运送到航空器机身元件52中。在被运送到运送车50上时，大模块36被保持在运送车50上基本对应于大模块36在航空器机身元件52中最终安装状态下占用的位置的位置中。结果是，能够避免大模块36在航空器机身元件52中的最终安装的复杂的位置变化。

在将大模块36装载到运送车50上之后，运送车50被带到客舱预组装和测试操作台24中的合适位置。运送车50在该期间的定位能够被合适的导向设备辅助。类似地，在大模块36在航空器机身元件52中被最终安装之后，运送车50被定位，使得大模块36在仍然处于被保持在运送车50上的状态下能够被紧固到航空器机身元件52的结构上。运送车50被装备有对应的设备，用于对保持在运送车50上的大模块36的水平和竖直位置进行微调，从而大模块36能够在运送车50的帮助下被最优地带到航空器机身元件52中的其最终安装位置中。仅当大模块36被至少临时地紧固到航空器机身元件52的结构时才将大模块36从运送车50上拆下。

在预组装操作台40、42中被预组装的部件的部分，以及在预组装操作台44、46、48中被预组装的部件被直接运送到航空器机身元件52，并且在最终安装和整合操作台54中被直接整合到航空器机身元件52中。

Claims (15)

1.用于在航空器中安装内部部件的方法，具有步骤：

预组装第一内部部件（14），

预组装第二内部部件（18），

将所述第一和/或所述第二内部部件（14、18）紧固到组装器械（26）并且连接所述第一和所述第二内部部件（14、18）以形成独立模块（22），

连接被紧固到所述组装器械（26）的多个独立模块（22）以形成被紧固到所述组装器械（26）的大模块（36），

将所述大模块（36）从所述组装器械（26）拆下并将所述大模块（36）运送到航空器机身元件（52）中的最终安装位置中，和

在所述航空器机身元件（52）中最终安装所述大模块（36）。

2.如权利要求1所述的方法，

其特征在于，被紧固到所述组装器械（26）的多个大模块（36）和/或被组装到所述组装器械（26）的多个独立模块（22）被连接以形成被紧固到所述组装器械（26）的客舱结构（38）。

3.如权利要求1所述的方法，

其特征在于，在连接被紧固到所述组装器械（26）的多个独立模块（22）以形成被紧固到所述组装器械（26）的大模块（36）时，至少一个独立模块（22）相对于所述组装器械（26）被水平移位，和/或其特征在于，在连接被紧固到所述组装器械（26）的多个大模块（36）以形成被紧固到所述组装器械（26）的客舱结构（38）时，至少一个大模块（36）相对于所述组装器械（26）被水平移位。

4.如权利要求1所述的方法，

其特征在于，另外的内部部件被连接到紧固到所述组装器械（26）的独立模块（22），被连接到紧固到所述组装器械（26）的大模块（36）和/或被连接到紧固到所述组装器械（26）的客舱结构（38）。

5.如权利要求1所述的方法，

其特征在于，被紧固到所述组装器械（26）的独立模块（22）、被紧固到所述组装器械（26）的大模块（36）和/或被紧固到所述组装器械（26）的客舱结构（38）被测试。

6.如权利要求5所述的方法，

其特征在于，在被紧固到所述组装器械（26）的客舱结构（38）被测试之后，所述客舱结构（38）的彼此连接的所述大模块（36）被彼此分离，并且被独立地运送到所述航空器机身元件（52）中的最终安装位置中。

7.如权利要求1所述的方法，

其特征在于，所述独立模块（22）、所述大模块（36）和/或客舱结构（38）在与所述独立模块（22）、所述大模块（36）和/或所述客舱结构（38）在所述航空器机身元件（52）中的最终安装状态下占用的位置基本对应的位置中被紧固到所述组装器械（26），和/或其特征在于，所述大模块（36）被运送到所述航空器机身元件（52）且在与所述大模块（36）在所述航空器机身元件（52）中的最终安装状态下占用的位置基本对应的位置中。

8.如权利要求1所述的方法，

其特征在于，所述大模块（36）在运送车（50）的帮助下被运送到所述航空器机身元件（52）中的所述大模块（36）的最终安装位置中，在所述大模块（36）被保持在所述运送车（52）上的状态下被紧固到所述航空器机身元件（52）的结构，并且在所述大模块（36）已经被紧固到所述航空器机身元件（52）的所述结构之后从所述运送车（52）上拆下。

9.如权利要求8所述的方法，

其特征在于，所述大模块（36）在所述航空器机身元件（52）中的所述大模块（36）的最终安装位置中的水平和/或竖直位置借助于所述运送车（50）被微调。

10.用于在航空器中安装内部部件的系统，具有：

用于预组装第一内部部件（14）的操作台（12），

用于预组装第二内部部件（18）的操作台，

用于将所述第一和/或所述第二内部部件（14、18）紧固到组装器械（26）的操作台，

用于连接所述第一和所述第二内部部件（14、18）以形成独立模块（22）的操作台（20），

用于连接被紧固到所述组装器械（26）的多个独立模块（22）以形成被紧固到所述组装器械（26）的大模块（36）的操作台（24），

用于将所述大模块（36）与所述组装器械（26）拆下的操作台，

用于将所述大模块（36）运送到所述航空器机身元件（52）中的最终安装位置中的设备，和

用于在所述航空器机身元件（52）中最终安装所述大模块（36）的操作台（54）。

11.如权利要求10所述的系统，

其特征在于用于连接被紧固到所述组装器械（26）的多个大模块（36）以形成被紧固到所述组装器械（26）的客舱结构（38）的操作台（24）。

12.如权利要求10所述的系统，

其特征在于用于将另外的内部部件连接到被紧固到所述组装器械（26）的独立模块（22）、连接到被紧固到所述组装器械（26）的大模块（36）和/或连接到被紧固到所述组装器械（26）的客舱结构（38）的操作台（24）。

13.如权利要求10所述的系统，

其特征在于用于测试被紧固到所述组装器械（26）的独立模块（22）、被紧固到所述组装器械（26）的大模块（36）和/或被紧固到所述组装器械（26）的客舱结构（38）的操作台（24）。

14.如权利要求10所述的系统，

其特征在于所述组装器械（26）被设计为使得所述独立模块（22）、所述大模块（36）和/或客舱结构（38）在与所述独立模块（22）、所述大模块（36）和/或所述客舱结构（38）在所述航空器机身元件（52）中的最终安装状态下占用的位置基本对应的位置中被紧固到所述组装器械（26）。

15.如权利要求10所述的系统，

其特征在于运送车（50），所述运送车（50）用于将所述大模块（36）运送到所述航空器机身元件（52）中的所述大模块（36）的最终安装位置中，所述运送车（50）被设计为使得所述大模块（36）能够被运送到所述航空器机身元件（52）且在与所述大模块（36）在所述航空器机身元件（52）中的最终安装状态下占用的位置基本对应的位置中，和/或所述运送车（50）包括用于微调所述大模块（36）在所述航空器机身元件（52）中的所述大模块（36）的最终安装位置中的水平和/或竖直位置的设备。