CN103842249A - 飞行器机身和在这种机身中实现地板的方法 - Google Patents

Abstract

一种机身，其包括用来实现地板的横梁（104），至少所述横梁（104）之一包括上部分（124）、下部分（126）、下部分和上部分的连接装置（140-150）、以及被限定在下部分和上部分之间用于系统（14）的通过的至少一开口（152）。横梁的上部分（124）被固定在机身上和被定尺寸，以便能承受在飞行器停留地面时施加给所述横梁的可能的应力；并且，下部分（126）被固定至上部分（124），以便加固横梁，使得如此被组装时，上部分（124）和下部分（126）能承受在飞行器飞行条件下施加给所述横梁（104）的可能的应力。

Description

飞行器机身和在这种机身中实现地板的方法

技术领域

本发明涉及一种飞行器机身和在这种机身中实现地板的方法。

背景技术

大部分飞行器具有整体呈圆柱形的机身。机身结构包括被横向设置且通过翼梁彼此相连的基本为圆形的机架。

在用于运输乘客的飞行器中，适当的是在机身内部实现用来迎接乘客的地板。为了实现这种地板，常规的解决方法在于在机身结构的各机架内设置横梁且在如此设置的横梁上实现地板。最经常地，该地板加入纵轨，纵轨被使用来固定用于容纳乘客的座位和固定被用于实现飞行器内部布置的各种元件（隔墙、家具......）。

图1很示意性地示出飞行器机身的横剖面。在此已知圆形的机架2。横梁4被安装在机架2上和被用于参与实现地板，以支撑乘客和各种元件的负载，所述各种元件位于地板上方和用来一方面在用于容纳乘客的机舱与驾驶舱之间，另一方面在构成货舱的飞行器下部之间，实现分隔。为了加强地板的结构，连杆6可能被设计用来支撑横梁4。

本发明更特别地涉及如图1上十分示意性示出的横梁4的结构。图2至图4示出现有技术已知的横梁4，图5示出按照本发明的横梁结构。图2至图5的视图对应于图1的细节A的放大比例视图。

横梁4的第一种结构被示出在图2上。在该解决方法中，纵轨8被加入横梁4的高度中。在此提出的解决方法允许利用地板体积所允许的所有高度来集成横梁4。其因此为地板赋予十分好的机械强度。在该附图2上，还已知从一横梁4向另一横梁延伸用以形成地板本身的板10。为了能够加入（电力、气动、液压等等）系统，开口12被开设在横梁4中。即便该解决方法允许良好引导和系统14的良好维护，这些系统14的安装被证明是一项困难且耗时的操作。实际上，某些电缆线束重达好些公担（quintaux），应该穿过相继的横梁4的开口12来使线束通行。

图3示出另一解决方法，其中，纵轨8被放置在横梁4上。如该图所示，构成地板本身的板10，被搁置在纵轨8上和系统14在横梁4和板10之间通行。

在此提出的解决方法允许方便地集成系统。例如电力线束可方便地被铺展且可简单地搁置在横梁上。

相反，在机械方面，地板的板10对地板整体的刚性的参与很少，和必须设置加强件来获得令人满意的机械性能。对比图2所示的结构，应该或者设计更大的体积来实现地板，或者增加地板的质量（当然也可以结合这两种变型）。

图4的解决方法试图结合图2所示解决方法和图3的解决方法的优点，同时最小化上述这些解决方法的缺点。在该方法中，横梁4的上部集成了纵轨8。构成地板本身的板10被搁置在横梁4与纵轨8上，正如图2所示的实施方式。用于系统14通过的开口也同样存在于此。然而，这些开口被保留用来集成最容易安装的系统。这些开口12例如容纳小直径的水管路或电路。更重的和更难以被安装的线束被安设在横梁4的下部中所实现的凹口16中。

该解决方法因此部分解决了某些系统暂停困难的问题。例如应注意到，图4所提出解决方法的系统容量小于图3所提出解决方法的系统容量。在机械性方面，获得的刚性稍小于图2所提出的结构的刚性。

在文献FR2947525中还已知一种飞行器地板，其包括可在机身外部被组装然后在组装后被安装到机身中的中心部分。地板的中心部分的横梁各自包括一上部分和一下部分，在两个部分之间安排有空间用来使例如流体管道、电线束或类似物的系统通过。一旦系统被安装在横梁的两个部分之间，横梁的各个上部与其下部连结在一起，地板的中心部分由地板的板补充完整，随后中心部分被安装在机身中。为此，每个横梁在其端部以铰接的方式安装在横梁的或夹板的区段端部上，所述横梁的或夹板的区段被固定在机身上且由靠近铰接处的连杆支撑。

本发明的目的尤其是提出一种机身结构，其能提供良好的机械性能和允许方便地集成大量的系统而无需在机身外部组装一部分地板和系统。

发明内容

为此，本发明的目的在于提出一种飞行器机身，其包括用来实现地板的横梁，至少所述横梁之一包括上部分、下部分、下部分和上部分的连接装置、以及被限定在下部分和上部分之间的用于系统通过的至少一开口，该机身的特征在于，所述横梁的上部分被固定在机身上和被定尺寸，以便承受在飞行器停留地面时施加给所述横梁的可能的应力；并且，所述横梁的下部分被固定至所述横梁的上部分，以便加固横梁，使得如此被组装时，上部分和下部分能承受在飞行器飞行条件下施加给所述横梁的可能的应力。得益于这种带有呈两个部分的横梁的机身，在机身内部在横梁的两个部分之间安装系统得以大大地简化，同时机身能在这项操作期间及操作之后都提供良好的机械性能。

按照本发明一可能的特征，所述横梁的上部分和下部分具有连接爪，下部分的连接爪被设置以便能够面对上部分的连接爪。这种实施方式允许为系统的安置留下更大的空间。

为了保证上部分与下部分的良好连接，和因此赋予良好的机械特征，上部分和下部分各自例如具有镗孔，所述镗孔被设置以便能相互重合，连接装置有利地包括圆锥形螺栓。

按照一优选的实施方式，该优选的实施方式允许保证横梁的两个部分之间的简单且牢固的连接，上部分具有形成箍夹件的多对连接爪，下部分的一连接爪将在上部分的两个连接爪之间占位，或反之亦然。

按照本发明另一可能的特征，所述横梁的上部分是截面呈I型的型材，所述横梁的下部分具有底板和加强肋。横梁的上部分和下部分的形廓允许在飞行器的制造过程中以及飞行器的运营中保证机身的良好的机械性能。

按照本发明另一可能的特征，所述呈I型的型材包括支承所述箍夹件的下翼，所述加强肋支承下部分的所述连接爪。这意味，系统通过的开口被安排在呈I型的型材的下翼与横梁的下部分之间，以及因此呈I型的型材不具有影响其机械特性的可能的开口。

按照本发明另一可能的特征，横梁具有由与用于制造下部分的材料不同的材料制成的上部分，这例如可允许获得重量上的收益。

因此，例如在飞行器具有合成材料制成的结构的情况下，横梁可具有用合成材料制成的，尤其用加入碳纤维的合成材料制成的上部分，和用导电材料制成的，例如用金属或金属合金制成的下部分。金属部分因此可服务用于保证飞行器的电流返回。

按照本发明另一可能的特征，地板包括与呈两个部分的所述横梁相符的和彼此相对平行设置的一组横梁，横梁的上部分之间由称为纵轨的轨道连接，至少一纵轨具有槽，在每个槽内安设一横梁。因此，在这种地板中，纵轨，例如用于飞行器座位的固定的轨道，至少局部地集成在横梁的上部分的高度中。

本发明还涉及包括如上所述机身的一飞行器。

最后，本发明同样涉及一种在飞行器机身中实现地板的方法，所述地板包括横梁，所述横梁形成能容纳地板的板和能支撑系统的支承结构，至少所述横梁之一由不同的两个部分实现，所述不同的两个部分包括上部分和下部分，在所述上部分和下部分之间界定用于系统通过的至少一开口，该方法的特征在于：

●在第一步，仅横梁的上部分被固定在机身上，

●在第二步，所述系统被安装在所述横梁的上部分之下，以及

●在第三步，横梁的所述下部分被连结至所述上部分。

得益于这种方法，系统的安装可直接在飞行器机身内部进行，同时比横梁是单个零件的情况更为容易。

附图说明

通过参考示意性附图进行的描述，本发明的细节和优点将更好地体现，其中：

图1是飞行器机身的示意性横剖视图，

图2至图4是图1的区域A的细节视图，这些图已在本申请书的开端进行了描述，

图5是对应于图2至图4的视图，示出按照本发明的一解决方法，

图6以正视图示出按照本发明的横梁的上部分，

图7是与图6类似的视图，还以正视图示出按照本发明的横梁的下部分，

图8以正视图示出在操作阶段的按照本发明的横梁，

图9示出图8所示的组合件的透视图，

图10是沿图8的切割线X-X的剖视图，以及

图11是沿图8的线X-X的具有大比例的剖视图，示出按照本发明的横梁的下部分和上部分之间的连接。

具体实施方式

图1至图4已经在本文献的开端被描述。正如在开端中所提及的，图5是放大比例的图1的区域A的细节图。该图5示出按照本发明的飞行器地板的结构。该地板包括按照本发明的横梁104、纵轨108以及地板的板110。

纵轨108在此将不详述。在按照本发明的地板中，这些轨道可具有通常被使用在飞行器地板结构中和被用来容纳例如飞行器的机舱座位的传统的纵轨形状。在此处所示的实施方式中，纵轨108呈还带有一凹槽的I型型材的轨道形状，所述凹槽尤其被用来把座位或其它元件固定在相应的地板上。

不再描述构成地板本身的板110。其在此可以涉及现有技术中与按照本发明的地板结构相兼容的任何类型的板材或片材。

以完全独创的方式，横梁104由两个部分实现，即上部分124和下部分126实现。

正如尤其可在图9上所见的，上部分124具有呈I型截面的型材128。

在所有的描述中都假设型材128水平延伸。在本描述中的上/下定向参考飞行器的“正常”定向。因此，纵轨108的凹槽被设置在上位而横梁104处于板110的下方。

型材128在此具有延伸在垂直平面中的基本为平面的芯板130。该芯板130支承上翼132和下翼134。上翼132和下翼134本身在水平的平面中延伸。

下翼134的下表面承载箍夹件136。每个箍夹件具有底座138，从该底座伸出两个连接爪140。这些连接爪140每个具有整体呈三角形轮廓的基本为平面的形状，三角形的角为圆形。箍夹件136相对于型材128是对中的，以使连接爪140垂直地和平行于芯板130地延伸。每个固定爪140具有一镗孔142。一箍夹件136的一固定爪140的镗孔与同一箍夹件136的另一固定爪140的镗孔142对齐。

下部分126具有底板144，底板例如可以类似于型材128的下翼134。在下部分126的安装位置，底板144平行于型材128的上翼132和下翼134地延伸。

底板144在其中心承载加强肋146，该加强肋朝着上部分124垂直延伸（始终在横梁104的安装位置）。

加强肋146支承连接爪148。每个连接爪148具有例如与连接爪140相同的形状。连接爪148延伸在垂直的平面中（在横梁104的安装位置）和被用于每次都在上部分124的两个连接爪140之间占位。具有与连接爪140的镗孔142相同特征（尤其是直径）的镗孔142同样存在于每个连接爪148中。在如图所示的优选实施方式中，同一箍夹件136的两个连接爪140具有相同的厚度，而连接爪148具有更大的厚度。

图11示出下部分126与上部分124的组装套件。在此建议使用圆锥形螺栓150。例如选择大直径螺栓同时也是减轻型螺栓。该螺栓的螺杆因此如同11所示为管状。使用圆锥形螺栓允许缩小在上部分124的连接爪140与下部分126的连接爪148之间的间距。使用这种螺栓因此允许实现下部分126相对于上部分124的良好定位。为了实现组装，固定爪148的每一个每次都被设置在上部分124的两个连接爪140之间，从而使相应的三个镗孔142对齐。圆锥形螺栓150的螺杆因此可被引入对齐的三个镗孔142中且螺栓的螺母因此被安装在螺杆的端部。

正如可在图上所见的和从之前的描述中体现的，连接爪140、148，作为上部分124和下部分126的连接爪，呈凸出状并因此形成如同齿，它们可以规律地或不规律地分布，它们全部从型材延伸而出。当对应的零件被组装，构成开口152的空间出现在齿之间，在此是在连接爪140、148之间。这些开口152的外围朝上由横梁104的上部分124限定和朝下由横梁104的下部分126限定。

利用开口152来使系统14通过。图6至图8示出这些系统的安装。在组装飞行器时，横梁104的上部分124以与现有技术的横梁4相同的安装方式安装在飞行器内。该上部分124已具有足够的机械特征来承受飞机遇到的常规应力。因此，在飞行器制造过程中，对所有的安装步骤，该上部分124的安装为飞行器结构赋予足够的刚性。各种系统14可在上部分124的箍夹件136之间占位。当然，在需要时可使箍夹件的位置适合需在地板下占位的系统。如图7所示，一旦系统14被定位，下部分126被添加。当下部分126被定位时，其例如借助如图11所示的圆锥形螺栓150被组装，因而如在图8和图9上所示获得完整的横梁104。横梁104的下部分126为其赋予比单一上部分124提高的强度，该强度足以经受强大的负载，如在事故（撞机着陆、气密消失）时所遭遇的负载。

可考虑使用不同的材料来制造上部分124和下部分126。两个部分可以金属合金制成。还可以设计例如以基于碳纤维（或其它）的合成材料制造上部分124。在两个部分之一，上部分124或下部分126，由金属合金制成时，有可能使横梁104参与“电流返回”的功能。该功能在金属结构的飞行器中由飞行器的整体结构来保证。然而，在合成材料结构的飞行器中，适合的是设计在飞行器电路中确保电流返回。

按照本发明的横梁形状可适用于不同形状的机身和适用于由为建造飞行器的招标细则确定的不同应力。图5至图10示出这种横梁的集成，用于实现地板。因此同样存在可完全类似于现有技术的纵轨的纵轨108。此处纵轨108同样呈I型型材形状，在该型材上设置有尤其用于元件的固定，例如用于飞行器座位的固定的凹槽。这种纵轨为本领域技术人员已知，不在此处详细描述。为了实现地板，设计在纵轨108上在横梁104处实现开缝。由此每次都在纵轨中实现用来容纳相应横梁104的槽154。

一旦横梁104和纵轨108被安装到位，板110可被安装，用来构成地板本身。图10是示出纵轨108在横梁104上安装的剖视图。

正如之前的描述中所体现，按照本发明的横梁允许分两个阶段组成横梁。第一阶段允许系统的集成，同时为所有的安装操作都赋予足够的机械强度。在第二阶段期间，横梁被加固以能够经受住其可能遭受的强大负载并完成对系统的保持。

所提出的解决方法允许为安设系统提供有效的体积同时被最优化以允许在有限空间内确保足够的刚性。因此，所提出的解决方法既具有如图2所示的现有技术的解决方法在机械强度上的优点，又具有如图3所示的现有技术的解决方法便于集成系统的优点。

当然，本发明不局限于上面描述并在附图上示出的优选实施方式，也不局限于所提及的变型。本发明还涉及在权利要求范围内由本领域技术人员给出的任何其它实施变型。

Claims (11)

1.飞行器机身，其包括用来实现地板的横梁（104），至少所述横梁（104）之一包括上部分（124）、下部分（126）、下部分与上部分的连接装置（140-150）、以及被限定在下部分和上部分之间的用于系统（14）通过的至少一开口（152），

其特征在于，所述横梁的上部分（124）被固定在机身上和被定尺寸，以便承受在飞行器停留地面时施加给所述横梁的可能的应力；并且，所述横梁的下部分（126）被固定至所述横梁的上部分（124），以便加固横梁，使得如此被组装时，上部分（124）和下部分（126）能承受在飞行器飞行条件下施加给所述横梁（104）的可能的应力。

2.按照权利要求1所述的飞行器机身，其特征在于，所述横梁（104）的上部分（124）和下部分（126）具有连接爪（140、148）；并且，下部分（126）的连接爪（148）被设置以便能够面对上部分（124）的连接爪（140）。

3.按照权利要求1和2中任一项所述的飞行器机身，其特征在于，上部分（124）和下部分（126）各自具有镗孔（142），所述镗孔被设置以便能相互重合；并且，连接装置包括圆锥形螺栓（150）。

4.按照权利要求1至3中任一项所述的飞行器机身，其特征在于，上部分（124）具有形成箍夹件（136）的多对连接爪（140），下部分（126）的一连接爪（148）将在上部分（124）的两个连接爪（140）之间占位，或反之亦然。

5.按照权利要求1至4中任一项所述的飞行器机身，其特征在于，所述横梁的上部分（124）是截面呈I型的型材（128）；并且，所述横梁的下部分（126）具有底板（144）和加强肋（146）。

6.按照权利要求4和5所述的飞行器机身，其特征在于，所述呈I型的型材（128）包括支承所述箍夹件（136）的下翼（134）；并且，所述加强肋（146）支承下部分（126）的所述连接爪（148）。

7.按照权利要求1至6中任一项所述的飞行器机身，其特征在于，上部分（124）由与用于制造下部分（126）的材料不同的材料制成。

8.按照权利要求6所述的飞行器机身，其特征在于，上部分（124）用合成材料制成，尤其用加入碳纤维的合成材料制成；并且，下部分（126）用导电材料制成，例如用金属或金属合金制成。

9.按照权利要求1至8中任一项所述的飞行器机身，其特征在于，所述地板包括与所述横梁（104）相符的和彼此相对平行布置的一组横梁；并且，横梁的上部分（124）之间由纵轨（108）连接；并且，至少一纵轨（108）具有槽（154），在每个槽内安设一横梁（104）。

10.飞行器，其特征在于，其包括按照权利要求1至9中任一项所述的飞行器机身。

11.在飞行器机身中实现地板的方法，所述地板包括横梁，所述横梁形成能容纳地板的板和能支撑系统的支承结构，至少所述横梁之一由不同的两个部分实现，所述不同的两个部分包括上部分和下部分，在所述上部分和下部分之间界定用于系统通过的至少一开口，其特征在于：

●在第一步，仅横梁的上部分（124）被固定在机身上，

●在第二步，所述系统（14）被安装在横梁的所述上部分（124）之下，以及

●在第三步，横梁的所述下部分（126）被连结至所述上部分（124）。

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