CN103879541B - 带集成的航空电子设备舱模块和驾驶舱模块的飞行器机头 - Google Patents

Abstract

带集成的航空电子设备舱模块和驾驶舱模块的飞行器机头，本发明涉及飞行器机头(50)，其包括机身主结构(52)，在所述机身主结构内容置有：驾驶舱；航空电子设备舱，所述航空电子设备舱包括用于容纳电气和/或电子设备的多个航空电子设备格架。其特征在于，所述驾驶舱和所述航空电子设备舱每个均以适于仅一次操作就被安装到所述机身主结构内的不同的模块(80、90)的形式实施。用于集成到飞行器机头的模块的使用可显著降低在飞行器最终装配线上的集成时间。

Description

带集成的航空电子设备舱模块和驾驶舱模块的飞行器机头

技术领域

本发明涉及飞行器机头以及这种飞行器机头的装配方法。

背景技术

图1示出根据现有技术的飞行器机头10，其包括机身主结构12。

该主结构12尤其包括多个机身框架14，所述多个机身框架沿机头的纵向轴线X彼此平行地布置。为清楚起见，仅示出机身框架14的上部分。

主结构12还包括存放飞行器前起落架(未示出)的起落架舱18。

机身主结构12限定待配置的主结构内部空间。

更特别的是，机舱地板20从机头的后端部10a纵向延伸，直至位于所述机头的前端部10b的雷达整流罩区域22。

地板20将待配置的内部空间分成上部空间和下部空间。

专用于驾驶舱的区域24将设置在与起落架舱18对齐的上部空间中。

专用于航空电子设备舱的区域26将设置在下部空间中，航空电子设备舱英文称为“Electric and Electronic Bay(航空电子电气设备舱)”即“E&E Bay”。该区域包括所谓前部区域26a和所谓后部区域26b，前部区域26a包括起落架舱18(在驾驶舱区域24下方)，后部区域26b部分地位于驾驶舱区域24下方及在专用于乘客机舱的上部空间28的地板20下方。

在区域26a中，围绕起落架舱18的保持自由的空间具有既沿纵向(图1)又沿横向变化的形状，如图2的横截面中所示。进出该狭窄的自由空间是相对困难的。

因此，在这种区域内集成电气和/或电子系统和设备、航空电子设备格架被证明是漫长和繁琐的。

此外，配置后部区域26b和驾驶舱专用区域24看来费时较长。实际上，集成有电气设备和/或电子设备的航空电子系统和格架(meuble)一个一个地在有关区域中布置到位，然后它们彼此间(电气、空气等)连接起来以及与安装在主结构12中的电气系统和空气管路系统连接起来。

上述不同的操作任务造成在机头装配线上集成时间比较长。能够缩短这种集成时间则是有利的。

发明内容

为此，本发明提出一种飞行器机头，其具有机身主结构，在所述机身主结构内容置有：

-驾驶舱、

-航空电子设备舱，所述航空电子设备舱包括容纳电气和/或电子设备的多个航空电子设备格架，

其特征在于，所述驾驶舱和所述航空电子设备舱每个均以适于仅一次操作就被安装到所述机身主结构内的不同的模块的形式实施。

在所述机身主结构内安装或集成这两个附接的模块(用于驾驶舱的仅一个模块和用于航空电子设备输出的仅一个模块)可以节约可观的集成时间。事实上，这些模块是在集成阶段之前、于飞行器外部、在最终装配线之外实现的。

在集成阶段，这些模块各自作为单一对象运行。

各个模块(在被安装到机头之前)被设计成形成一种结构，该结构尤其包括：允许其接纳不同的电气设备和/或电子设备的一组格架、以及布置在格架中的大部分所述设备(其中的预定数量在设计模块时已预先确定)、和设备间的互连件、以及通风系统的元件(风管、连接器等)。因此，仅需一次操作就可以在机身主结构的内部安装各个预装配模块。更具体地，一方面是将驾驶舱模块安装到机头中的为此专设的第一安置位以构成驾驶舱，另一方面是将航空电子设备舱模块安装到机头中的为此专设的第二安置位以构成航空电子设备舱。

可以注意到，比起结合两个模块的单独一个模块，两个独立的模块更易于被安装在机身主结构内。

事实上，唯一模块的体积使得其非常难以集成到主结构中。

此外，考虑到待布置的这些安置位的不同性质：

-在上部横截面变化很大的区域中的驾驶舱安置位，

-在横截面准恒定的区域中的航空电子设备舱安置位，

两个分开的模块优于单一模块。

根据一个可能的特征，各个模块包括相互固定以形成适于被整体移动的一组件的多个元件。

因此，通过一组相互间联接或组装在一起的元件或构件(格架、电气和/或电子设备、安装在格架上的这些设备之间的互连件、通风系统元件等)形成模块，以便赋予该组元件或构件以能如单个物理物体或整体被操作的机械连结性。

以固定的预先确定的布局布置这些不同的模块元件，该布局是在模块被集成到机身主结构中时这些元件将具有的布局。

根据单独或彼此结合采用的其它可能的特征：

-驾驶舱模块和航空电子设备舱模块二者都集成有驾驶舱和航空电子设备舱所执行的几乎全部的功能；

-驾驶舱模块集成驾驶舱所执行的大多数功能和航空电子设备舱的一些功能，航空电子设备舱模块集成航空电子设备舱所执行的大多数功能；

-各个模块的形状适于一方面经由所述机身主结构内部的上部空间移送模块，另一方面使模块移送至所述机身主结构的集成模块的安置位。

-航空电子设备舱模块朝向所述飞行器机头的后侧延伸在专用于乘客机舱的上部空间的一部分的下方，所述航空电子设备舱模块所处的高度低于驾驶舱模块的高度(两个模块纵向地并且沿高度错开布置)；所述航空电子设备舱模块通常具有的形状比所述驾驶舱模块的形状更规则，因为航空电子设备舱模块被集成于这样的下部空间中：该下部空间的横截面在集成所述模块的整个长度上是基本恒定的；以前被布置在位于驾驶舱下方的下部舱板前区和航空电子设备舱的后区中的格架、电气和/或电子设备和元件现在基本全都被分布在所述两个模块中；因此不再需要在由于具有起落架存放舱而难以接近的前区中集成格架、元件和设备；

-航空电子设备舱模块具有集成有机舱空间部分地板的顶板；在航空电子设备舱模块中集成在模块垂向上方的机舱地板，简化并加速了所述机头的总装配进程；

-飞行器机头在所述机身主结构内包括飞行器机舱地板，所述飞行器机舱地板布置在专用于乘客机舱的上部空间下面，并且该飞行器机舱地板局部地中断，航空电子设备舱模块安装成与所述航空电子设备舱模块的顶板合成一体的地板局部地延长所述飞行器机舱地板；

-驾驶舱模块包括行走地板，所述行走地板所处的高度低于结合于所述航空电子设备舱模块的顶板的机舱空间部分地板的高度；与现有技术中驾驶舱所占的体积相比，这种布置可以扩大驾驶舱的体积，因此可以在所述模块中具有更易接近、更易进行集成的容积；因此，与现有技术中的驾驶舱容积相比，所述驾驶舱模块的容积更靠下延伸，由此甚至侵占了下部舱板的难以接近的前区；这种布置允许在所述模块容积内集成以前难于在起落架舱周围集成的一些元件；

-所述飞行器机头具有起落架存放舱，两个模块构造成将所述两个模块安装到所述机身主结构内时使这两个模块邻近所述起落架存放舱布置；这种布置可以尽量靠近起落架舱定位，由此减少起落架周围难以布置甚至是无法布置的容积；

-两个模块构造成将所述两个模块安装到所述机身主结构内时使这两个模块通过所述两个模块的各自相邻的两个边部彼此嵌合在一起；所述两个模块的互相嵌入可以对限制(无法布置或非常难以布置的)容积损失进行优化并简化所述模块之间的互连(电气互连、风管互连等)；

-通过航空电子设备舱模块的上前边部和驾驶舱模块的下后边部，所述两个模块彼此嵌合在一起。

本发明的目的还在于提出一种飞行器机头的装配方法，所述飞行器机头包括一个机身主结构，所述结构在其内部限定待装配的空间，该空间在所述机头的后端部敞开，其特征在于，所述方法具有以下步骤：

-由所述飞行器机头的后端部插入驾驶舱模块；

-在所述机身主结构内朝所述飞行器机头的前端部的方向平移所述驾驶舱模块，直至到达用于容置所述驾驶舱模块的专用安置位；

-将所述驾驶舱模块固定于所述机身主结构；

-由所述飞行器机头的后端部插入航空电子设备舱模块；

-在所述机身主结构内朝所述飞行器机头的前端部的方向平移所述航空电子设备舱模块，直至到达用于容置所述航空电子设备舱模块的专用安置位；

-将所述航空电子设备舱模块固定于所述机身主结构。

以两道相继的工序集成(在装配线之外设计的)这两个模块的方法，(简单的总体运动)实施相对简单和快速。

由于所述模块在集成阶段之前已经被制好并且它们各自都具有一组预安装和至少部分地彼此装配在一起的元件，所述机头的总装配方法的耗时比起以往大大减小。

根据单独地或彼此结合采用的可能的特征：

-用于容置所述航空电子设备舱模块的专用安置位布置在用于容置所述驾驶舱模块的专用安置位的后侧，并且用于容置所述航空电子设备舱模块的专用安置位布置的高度低于用于容置所述驾驶舱模块的专用安置位的高度；可以注意到，由于它们布置环境的不同性质，所述两个模块具有不同的结构：尤其是，位于所述机头前端部附近的前安置位具有一个变化非常大的横截面，而用于所述航空电子设备舱模块的专用后安置位具有基本恒定的横截面；

-所述待装配的空间沿所述机身主结构的高度方向由飞行器机舱地板界定，所述飞行器机舱地板分隔出上部空间和下部空间，所述飞行器机舱地板水平地从所述飞行器机头的后端部朝所述飞行器机头的前端部的方向延伸直至地板自由端部，所述地板自由端部被布置在用于容置所述航空电子设备舱模块的专用安置位的后侧；离驾驶舱模块(一旦已安装好)一段距离的地板自由端部的布置，由此在该端部和驾驶舱模块之间限定出一个开口，所述航空电子设备舱被插入该开口中以进行安装；

-每个模块各自轮流基本水平地在所述机身主结构的上部空间中平移，所述驾驶舱模块被平移直至到达位于所述飞行器机头的前端部、所处高度低于当驾驶舱模块在飞行器机舱地板的上方平移时该驾驶舱模块所处的高度的驾驶舱模块的专用安置位。

-将所述航空电子设备舱模块：

-按基本水平的第一平移运动平移直至到达位于开口上方的位置)，所述开口限定在所述地板自由端部和所述驾驶舱模块之间；

-按基本竖直的第二平移运动穿过所述开口平移，以便到达高度低于所述驾驶舱模块的专用安置位高度的所述航空电子设备舱模块的专用安置位；

-所述基本竖直的第二平移运动伴随有所述航空电子设备舱模块向前的倾斜运动；

-两个专用安置位邻近所述飞行器机头的起落架存放舱设置；

-用于容置所述驾驶舱模块的专用安置位设置在所述起落架存放舱的上方。

附图说明

在下面参照图以非限制性示例所进行的说明中，本发明的其它的特征和优点将体现出来，图中：

-图1(已经予以说明)是根据现有技术的飞行器机头的纵剖面总示意图；

-图2(已经予以说明)为图1的机头的横剖面总示意图；

-图3是根据本发明的一实施方式的待装配的飞行器机头的纵剖面总示意图；

-图4是图3的所述机头的机身主结构的后透视图；

-图5是为示出集成驾驶舱模块到图3的机头中的运动的总示意图；

-图6是示出集成航空电子设备舱模块到图5的机头中的总示意图；

-图7是图6中的飞行器机头的缩小比例的示意图，示出根据本发明的一实施方式的驾驶舱模块和航空电子设备舱模块的内部；

-图8a和8b是根据两种不同的实施可能的图6和图7的机头的横剖面总示意图。

具体实施方式

如图3示意性表示及如被标记为50的总参考标号所指示的，飞行器机头包括机身主结构52。

所述主结构52尤其包括有：

-多个机身框架54，所述多个机身框架彼此间平行，沿着机头的纵向轴线X沿机头纵向布置(为清楚起见，机身框架用虚线局部示出)，

-存放航空器前起落架(未示出)的起落架舱56。

所述机头50一方面包括其中安放有由雷达整流罩隔板60界定的雷达整流罩区域58的前端部50a，另一方面包括敞开的后端部50b。

所述机头50还包括从敞开的后端部50b纵向地朝向前端部延伸的机舱地板62。所述机舱地板62在距隔板60一段距离D处被中断，终止于自由端部62a，而在现有技术(图1)中，机舱地板延伸直至该雷达整流罩隔板。

所述地板62沿高度的方向将主结构52的待设置的内部空间或内部容积分隔成后上部空间64和后下部空间66。这两个空间在所述地板的自由端部62a以外接合成待设置的前部总自由空间68。

前部总自由空间68具有两个安置位：一个前部上安置位70，其设置在起落架舱56的上方，用以在其中容纳驾驶舱模块；另一个后部下安置位72，专用于在其中容纳航空电子设备舱模块。

安置位72被设置在安置位70的后侧并且其高度低于所述安置位70的高度。

两个专用安置位70和72邻近起落架舱56设置，安置位70位于所述起落架舱之上，安置位72则位于所述起落架舱的后方。

图4以后透视图示出机身主结构52(框架54和起落架舱56)、中断的机舱地板62和在位于机舱地板前方的前部总自由空间中的两个专用安置位70和72。

所述驾驶舱模块和航空电子设备舱模块是在机头外预装配好的两个分开的模块，它们在主结构52内部被集成于上文提及的相应的安置位70和72处。

通常，每个模块的结构包括多个元件，所述多个元件彼此固定在一起，以形成一个适于整体移动的总成。这些元件彼此间连接或装配在一起以使该元件总成具有机械结合力，机械结合力允许在集成到主结构中时将其作为单独的物理实体或物体操作。

更特别的是，每个模块结构以与模块集成一体的方式尤其包括：格架组，格架组使其可接纳专用于所述模块(驾驶舱或航空电子设备舱)的不同的电气设备和/或电子设备(主配电箱、计算机等)；以及大部分所述设备，它们安装在格架上(它们中的预定数量设备在设计模块时已预先确定)；设备间的互连件；以及通风系统的元件(风管、连接器等)等。

因此，模块结构由一组元件(格架、电气设备和/或电子设备、设备间的互连件、通风系统元件等)形成，该组元件以一种固定的预定布局布置，该布局是在模块已集成到飞行器的机身主结构中时这些元件会采用的布局。

可以注意到的是，两个模块(在安装到飞行器内之前)两个本身都集成有由驾驶舱和航空电子设备舱执行的所有或几乎所有的功能。

更具体地，所述驾驶舱模块(在安装之前)集成有由驾驶舱执行的大部分功能和航空电子设备舱的一些功能。

至于所述航空电子设备舱模块，其集成有航空电子设备舱所执行的大部分功能。

各个模块的结构在专用安置位处沿在主结构52内部保持自由、沿沿Y轴(图2)测量的水平横向尺寸的绝大部分延伸。

然而，较大或较小的横向间隙被保留，以便允许固定所述模块到主结构52上及适合于固定元件(例如：连杆和/或接头)。

所述结构还沿高度方向(图3中的Z轴)延伸，尤其是通过占据模块中可用空间的用于容纳或存放设备的格架。

因此，待安装于所述主结构中的各个模块结构形成一组元件(格架等)，该组元件已经在所述模块结构的内部彼此组装在一起，并且一旦模块结构被安装好就保持这种布局。

随后还可将其它的卫星设备、系统和配件根据设计模块时确定的需求集成在各个结构中。

图5和图6示出图3中的飞行器机头的装配方法的一实施方式。

如在图5中所示，驾驶舱模块80被引到主结构52的内部直至其预定安置位70。

为此，将桥式吊车(未示出)安置到位，吊车导轨在主结构52的内部被安置在主结构的上部分中。导轨被固定在机身框架54上，延伸直到对齐专用安置部70。

驾驶舱模块80通过缆索连接到安装于桥式吊车导轨上的导轮，从机头的敞开的后端部50b插入上部空间64中。

然后，如不同箭头所示，将处于在机舱地板62上方的位置80(A)的模块80向前端部50a平移，同时保持与框架54的上部分及与地板分离开。

平移运动基本呈水平状态(沿纵向轴线X)，带有轻微的竖向偏移(décroché)，以从高中间位置80(B)运行到与安置部70面对布置的低中间位置80(C)。

通过简单的水平平移运动就确保到达最终位置80(D)。

一旦驾驶舱模块80在起落架舱56的上方安装到位，就例如利用一组连杆，将驾驶舱模块80固定到主结构52(框架54和起落架舱56)。

如图6中所示，航空电子设备舱模块90被引入主结构52内部直至其安置位72。

以与参照图5所描述的方式相类似的方式，模块90经后端部50b引入上部空间64中，安装悬挂于所述桥式吊车的导轨。

随后将处于机舱地板62上方的位置90(A)的模块90以第一水平平移运动朝向前端部50a平移。当模块90定位在限定于地板自由端部62a和驾驶舱模块80之间的开口92的上方时，该模块可以被停止在位置90(B)处。

模块90随后穿过开口92竖向下降，以便占据下安置位72。

下降运动总体对应一种竖向的平移运动。

然而，考虑到开口92的尺寸大小、模块90的形状和模块80的形状，所述竖向的平移运动需要调整。

事实上，模块90在其上后边部处具有水平延伸部分或水平凸边90a。后凸边90a用于填补开口92。事实上，出于方便穿过开口92安装模块的实际原因，相对模块的总体外廓尺寸增大所述开口的尺寸可能是有用的。

然而，作为变型，所述模块并不集成有该后凸边。于是，该后凸边所构成的机舱地板部分在安装好所述模块90后安置就位，以便填补所述模块顶板和机舱地板之间的空间。

所述模块90在其上前边部具有竖直凹缩部90b，用于嵌合在模块80的下后边部80a中。该下后边部80a形成与凹缩部90b互补的竖直凹缩部。需注意的是，两个模块的互补的凹缩部是可选的。

因此，竖向的平移运动伴随有：向前的倾斜运动，用以到达后凸边90a抬高以不会抵靠自由端部62a的倾斜位置90(C)；随后是向前的纵向平移(基本水平)运动，用以到达位置90(D)。

在该位置，模块90的上前边部90b定位于模块80的下后边部80a的下方，以便不会在进行操作时碰撞到它及可以随后使两个互补的凹缩部相嵌合。

在位置90(D)，所述后凸边90a布置在开口92的上方，这使得在最终下降运动中，当模块90到达其专用安置位72时，所述后凸边可以插入该开口中并保持在开口内(最终位置90(E))。

模块90随后，例如通过一组连杆和/或接头，被固定在主结构52上。

在位置90(E)，两个模块80和90通过它们各自的相邻边部80a和90b被互相嵌合在一起，这一方面可以减小起落架舱56周围的不可用或难以使用的下部容积，另一方面可以方便模块间的空气管道系统和电气互连。

可以注意到，起落架舱56周围的下部容积可以例如保证上部容积和后部容积之间的空气交换，例如在遇到爆炸性减压的偶然状况时。

此外，模块90的上表面90c被布置在机舱地板的上表面62b的延伸部分中，由此确保与机舱地板的上表面的几何连续性。

所述模块90在其上部分具有预板，该顶板的后凸边90a为延伸部分，其集成有位于与所述模块垂向相对的机舱空间的地板。

与模块90成一体的具有上表面90c的地板在开口92处水平地延长机舱地板62直至驾驶舱模块80。模块90的顶板由此封闭开口92。

在模块50已安装在机头中时，(确保传统航空电子设备舱所执行的功能的)各种设备的容纳格架和大部分这些设备(在设计模块时预先确定的预定数量的设备)已成为模块结构的整体组成部分，因此不需要被安装，由此明显地减少在最终装配线上的集成时间。

接下来用在模块安装在飞行器内之后被安置到一些格架搁板上的一些电气和/或电子设备(例如：航空电子计算机)来补充模块装备。

附加于模块的设备相互间连接，并且与已被事先集成到每个模块中的电气和/或电子设备和系统(以及通风系统元件如管、连接器等)相连接。每个模块内不同元件之间的所有必要的(电气、空气)联接已在安装模块之前预先建立好，这表明在最终装配线上会显著地节省时间。然后，通过已经存在于模块中的界面元件，每个模块总体地被连接到设于飞行器的机身主结构上的电气系统和/或电子系统以及通风系统。

如图6中所示，所述模块80包括行走地板80b，该行走地板的所在高度低于机舱地板62的高度以及机舱地板在所述模块90的顶板中的延伸部分的高度。

这样，相对于现有技术中的驾驶舱区域24(图2)的容积，所述模块80的容积得以增大。

因此可以(在飞行器内安装所述模块之前)在驾驶舱模块80的内部集成格架、(电气和/或电子、空气等)设备和系统，它们以前围绕起落架舱56安放并且需要在驾驶舱和下部区域之间进行多个连接。因此显著地减少和简化了驾驶舱和位于驾驶舱下方的区域之间的机械和电气联接。驾驶舱模块80因而拥有更好的集成系数。

因此，通过增加驾驶舱专用空间的尺寸大小，减小了位于驾驶舱模块下方的难于进行布置的容积。

将注意到，通过起落架舱56的顶板56a的阶台的总体轮廓，使得行走地板80b的降低成为可能。

顶板因此包括平坦下壁56a1和平坦上壁56a2，它们通过形成踢脚板的倾斜壁56a3被彼此分开。

顶板56a的该形状设计用以尽量接近吻合在折叠位置处于起落架舱中的起落架的形状。

这样尽量接近起落架舱56周围安装的两个模块80和90，有助于减小被浪费的空间，或无论如何减小起落架舱周围难以进行配置的空间。

由于预装配的模块结构，因而在最终装配线上的机头的总装配时间得以大大缩短。这样因而可以保持较高的生产率。

此外，在安装模块的区域内，由于一方面格架、设备和系统与另一方面机身主结构之间的系统界面大大减少，因而机身主结构可以被简化。这些界面大部分被直接集成在所述模块内，因此不在最终装配线之内。这样，成本得以降低、重量也得以减轻。

图7示意性地示出安装在图6的飞行器机头50中的驾驶舱模块和航空电子设备舱模块的一个实施例。

该图示出驾驶舱模块80，该驾驶舱模块具有彼此抵靠装配在一起的多个格架M1至M4，其尤其包括电气和/或电子设备、互连件、看不见的通风系统元件(管、连接器等)、以及不同的元件如飞行员座椅S、仪表板、脚蹬等。所述模块的可见部分构成一个子模块，所述驾驶舱模块包括两个这种彼此由一中央通道分开且对称的子模块，所述中央通道具有楼梯E和低于机舱地板62的行走地板80b，如参照图6上文已描述过的。由于图3的起落架舱56的顶板的楼梯状的形状构造(带有倾斜的踢脚板)，因而所述行走地板可以被降低。

该模块以如此构成的两个子模块设计并安装于飞行器内。

所述航空电子设备舱模块90自身也包括两个子模块，这两个子模块每一个都这样形成：通过共同的横向竖直结构立柱将一纵列94带有搁板的航空电子设备格架96彼此装配/固定在一起。这些格架尤其包括安装在搁板上的电气和/或电子设备。在图7中，仅有其中一个纵列94格架与中央通道一起被示出，所述中央通道将两个纵列分隔开，行走地板98沿该中央通道固定。用作机舱地板并延长中断的机舱地板62的所述模块的顶板99横向地(Y轴)延伸，将平行的两纵列格架的顶部接合在一起。

图8a和8b各自示出飞行器机头的横剖面视图。

图8a示出图6的机头50的横剖面视图。在图6和图8a中，表示出起落架舱56的加固架梁57(呈反U形的总体形状)围绕该起落架舱装配在其侧翼和其顶板56a上。

如图8a所示，每个所述架梁57在其低部分被连结到与该架梁设置在相同横剖面中的机身框架54。

如连杆这样的两个横向水平的机械联接元件58a和58b每一个通过一端部被固定到框架54的一部分，通过其相对端部被固定到加固架梁57的水平部分57a。

这些排成直线的元件58a、57a和58b设计用以拉伸作业。元件57a还可弯曲作业，因为其承受起落架舱顶板的加压板的负荷。然而，元件58a、58b没有弯曲作业。

在起落架舱56和机身框架54之间的该机械联接允许确保在加压作用下施加在框架上的机械力的承接功能。

在现有技术中，通过驾驶舱地板的结构部分(横撑)确保该机械力承接功能。

通过将驾驶舱模块80中的地板减少到单一的行走地板80b，该功能集成于起落架舱56内则允许简化图1的地板20。

由此降低了驾驶舱地板的厚度，驾驶舱的行走地板可以被降低并且比起现有技术中定位于更接近起落架舱顶板处。

将注意到，行走地板80b不再用作各种格架、设备和系统的支承件。其例如由复合板组装而成。

图8b是图8a的一种实施变型。

所述机头100具有与模块80相同的驾驶舱模块102，但以下除外：比起模块80，模块102朝起落架舱56的方向下降得较少。对于所述机头100与机头50相同的其它部分以下将不再赘述。

在该变型中，仅适于拉伸作业的横向的机械联接元件104(例如：横撑)在起落架舱56的上方没有中断地水平延伸在同一框架54的相对两点之间。倾斜的横向连杆106将加固架梁57联接到框架54。

由于联接元件104不弯曲作业，因而它们的高度可相对于传统的地板横撑降低。这允许相对于图1的地板20的高度降低驾驶舱模块102的行走地板。由于这些元件104在架梁的上方但没有与它们排成直线，因而不可能以与图8a上相同的程度降低行走地板。因此，模块102的容积不如模块80的容积增加得那么大。

Claims (20)

1.飞行器机头(50)，其包括机身主结构(52)，在所述机身主结构内容置有：

－驾驶舱，

－航空电子设备舱，所述航空电子设备舱包括容纳电气和/或电子设备的多个航空电子设备格架，

其特征在于，所述驾驶舱和所述航空电子设备舱每个均以适于仅一次操作就被安装到所述机身主结构(52)内的不同的模块(80、90)的形式实现。

2.根据权利要求1所述的飞行器机头，其特征在于，各个模块包括多个元件，所述多个元件相互固定在一起，以形成适于被整体移动的一组件。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器机头，其特征在于，驾驶舱模块(80)和航空电子设备舱模块(90)二者集成驾驶舱和航空电子设备舱所执行的几乎全部的功能。

4.根据权利要求1或2所述的飞行器机头，其特征在于，驾驶舱模块(80)集成驾驶舱所执行的大多数功能和航空电子设备舱的一些功能，航空电子设备舱模块(90)集成航空电子设备舱所执行的大多数功能。

5.根据权利要求1或2所述的飞行器机头，其特征在于，各个模块的形状适于首先经由所述机身主结构(52)内部的上部空间移送模块，继而将模块移送至所述机身主结构的集成模块的安置位。

6.根据权利要求1或2所述的飞行器机头，其特征在于，航空电子设备舱模块(90)朝向所述飞行器机头的后侧延伸在专用于乘客机舱的上部空间(64)的一部分的下方，所述航空电子设备舱模块所处的高度低于驾驶舱模块的高度。

7.根据权利要求6所述的飞行器机头，其特征在于，航空电子设备舱模块(90)具有集成有乘客机舱空间部分地板的顶板(99)。

8.根据权利要求7所述的飞行器机头，其特征在于，所述飞行器机头在所述机身主结构(52)内包括飞行器机舱地板(62)，所述飞行器机舱地板布置在专用于乘客机舱的上部空间(64)下面，并且该飞行器机舱地板局部地中断，航空电子设备舱模块安装成使得：与所述航空电子设备舱模块的顶板合成一体的地板局部地延长所述飞行器机舱地板(62)。

9.根据权利要求7所述的飞行器机头，其特征在于，驾驶舱模块(80)包括行走地板(80b)，所述行走地板所处的高度低于结合于所述航空电子设备舱模块的顶板的机舱空间部分地板(62)的高度。

10.根据权利要求1所述的飞行器机头，其特征在于，所述飞行器机头具有起落架存放舱(56)，两个模块(80、90)构造成将所述两个模块安装到所述机身主结构(52)内时使这两个模块邻近所述起落架存放舱布置。

11.根据权利要求1或2所述的飞行器机头，其特征在于，两个模块(80、90)构造成将所述两个模块安装到所述机身主结构内时使这两个模块通过所述两个模块的各自相邻的两个边部彼此嵌合在一起。

12.根据权利要求11所述的飞行器机头，其特征在于，通过航空电子设备舱模块(90)的上前边部(90b)和驾驶舱模块(80)的下后边部(80a)，所述两个模块彼此嵌合在一起。

13.一种飞行器机头(50)的装配方法，所述飞行器机头包括机身主结构(52)，所述机身主结构在其内部限定待装配的空间，所述待装配的空间在所述飞行器机头的后端部(50b)敞开，其特征在于，所述装配方法包括以下步骤：

－由所述飞行器机头的后端部(50b)插入驾驶舱模块(80)，

－在所述机身主结构(52)内朝所述飞行器机头的前端部(50a)的方向平移所述驾驶舱模块(80)，直至所述驾驶舱模块到达用于容置所述驾驶舱模块的专用安置位(70)，

－将所述驾驶舱模块(80)固定于所述机身主结构(52)，

－由所述飞行器机头的后端部(50b)插入航空电子设备舱模块(90)，

－在所述机身主结构内朝所述飞行器机头的前端部(50a)的方向平移所述航空电子设备舱模块(90)，直至所述航空电子设备舱模块到达用于容置所述航空电子设备舱模块的专用安置位(72)，和

－将所述航空电子设备舱模块(90)固定于所述机身主结构(52)。

14.根据权利要求13所述的装配方法，其特征在于，用于容置所述航空电子设备舱模块(90)的专用安置位(72)布置在用于容置所述驾驶舱模块(80)的专用安置位(70)的后侧，并且用于容置所述航空电子设备舱模块的专用安置位布置的高度低于用于容置所述驾驶舱模块的专用安置位的高度。

15.根据权利要求13所述的装配方法，其特征在于，所述待装配的空间沿所述机身主结构(52)的高度方向由飞行器机舱地板(62)界定，所述飞行器机舱地板分隔出上部空间和下部空间，所述飞行器机舱地板水平地从所述飞行器机头的后端部(50b)朝所述飞行器机头的前端部(50a)的方向延伸直至地板自由端部(62b)，所述地板自由端部(62b)被布置在用于容置所述航空电子设备舱模块的专用安置位(72)的后侧。

16.根据权利要求15所述的装配方法，其特征在于，每个模块各自轮流基本水平地在所述机身主结构的上部空间中平移，所述驾驶舱模块(80)被平移直至到达位于所述飞行器机头的前端部(50a)、所处高度低于当驾驶舱模块在飞行器机舱地板(62)的上方平移时该驾驶舱模块所处的高度的所述驾驶舱模块的专用安置位(70)。

17.根据权利要求16所述的装配方法，其特征在于，将所述航空电子设备舱模块(90)：

－按基本水平的第一平移运动平移直至到达位于开口(92)上方的位置(90(B))，所述开口限定在所述地板自由端部(62b)和所述驾驶舱模块(80)之间，和

－按基本竖直的第二平移运动穿过所述开口(92)平移，以便到达高度低于所述驾驶舱模块的专用安置位(70)高度的所述航空电子设备舱模块的专用安置位(72)。

18.根据权利要求17所述的装配方法，其特征在于，所述基本竖直的第二平移运动伴随有所述航空电子设备舱模块(90)向前的倾斜运动。

19.根据权利要求13至18中任一项所述的装配方法，其特征在于，两个专用安置位(70、72)邻近所述飞行器机头的起落架存放舱(56)设置。

20.根据权利要求19所述的装配方法，其特征在于，用于容置所述驾驶舱模块(80)的专用安置位(70)设置在所述起落架存放舱(56)的上方。