CN103963955B - 飞行器框架、飞行器机身以及用于将两个飞行器机身段安装在一起的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器框架，该飞行器框架包括构造为附接至第一飞行器机身部段的第一部分飞行器框架以及构造为附接至第二飞行器机身部段的第二部分飞行器框架。第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架构造为彼此连接成处于形成飞行器框架的连接构型，使得第一机身部段和第二机身部段能够连接。

Description

飞行器框架、飞行器机身以及用于将两个飞行器机身段安装在一起的方法

相关申请的交叉引用

本申请要求于2013年1月24提交的欧洲专利申请No.13152586.7以及于2013年1月24日提交的美国临时专利申请No.61/756,038的申请日的优先权，这些申请的公开内容在此通过参引并入本文中。

技术领域

本发明涉及一种飞行器框架。特别地，本发明涉及一种包括第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架的飞行器框架。本发明还涉及一种飞行器机身以及一种用于将两个飞行器机身部段安装在一起的方法。

背景技术

目前，飞行器的两个机身区段的轨道接合在接合组装期间需要组装大量的单个部件。这包括用于组装在主要部件组装(MCA)或在最终组装线(FAL)中结构上接合两个区段的所有必要的单个部件。用于轨道接合的这些组装步骤涉及大量的工作，如在MCA或FAL中用于永久接合飞行器机身部段的钻孔、清理、埋设以及密封，这延长了处理时间。

如今，构建成一个单个部件的单个飞行器框架与第一飞行器机身部段连接。此后，飞行器框架所附接的第一飞行器机身部段借助于282个安装件与第二飞行器机身部段连接。所述安装件附接至单个飞行器框架。组装这282个件和对接搭板需要庞大数量的紧固件并且要求大量的工作，这是耗费时间并且成本昂贵的。

发明内容

存在对于提供飞行器机身的改进的组装的需求。因此可以看出，本发明的目的在于提供飞行器机身的改进的组装。

该目的和另外的目的通过下文描述的实施方式来实现。

尽管以下将仅关于飞行器框架对具体实施方式进行详细地说明，但是所描述的实施方式同样适合于飞行器框架、飞行器机身以及用于将两个飞行器机身部段附接在一起的方法。从实施方式的不同结合可以产生协作效应，虽然在下文中可能不对其做详细描述。

根据本发明的示例性实施方式，提供了一种例如用于将两个飞行器机身部段连接的飞行器框架。该飞行器框架包括第一部分飞行器框架以及第二部分飞行器框架，该第一部分飞行器框架构造为附接至第一飞行器机身部段，该第二部分飞行器框架构造为附接至第二飞行器机身部段。其中，第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架构造为彼此连接成处于连接构型。此外，第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架构造为建立连接构型，使得第一机身部段和第二机身部段能够连接。此外，第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架构造为在连接构型中形成飞行器框架。因此，第一机身部段和第二机身部段能够借助于两个部分飞行器框架的连接——即连接构型——而连接。

本发明的核心理念是以最小的工作量实现最终组装线，这是由于机舱部件容易安装、飞行器机身容易拆卸以及最少数量的连接部件。通过具有较少的制造约束实现了紧凑结构，这提供拓扑优化的轻量设计和形状。此外，紧凑结构由于不同功能极大程度结合到部件中而允许多功能部件，比如第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架。

第一部分飞行器框架可以附接在第一飞行器机身部段的外蒙皮的内侧，并且第二部分飞行器框架可以附接在第二飞行器机身部段的外蒙皮的内侧。然而，其它的附接构型也是可以的。

下文中，术语“飞行器机身部段”也可以指的是飞行器机身区段。此外，在本发明的上下文中，飞行器可以是飞机。

包括两个部分飞行器框架的飞行器框架可以限定两个飞行器机身部 段之间的连接，该连接优化飞行器机身的载荷流，并且该连接接收来自飞行器机身的弯曲载荷并且将所述弯曲载荷传递至飞行器框架。

此外，飞行器框架可以沿着飞行器机身的完整外周扩展。因而，飞行器框架可以设计为包括两个环形部分飞行器框架的环形飞行器框架。因而，当观察横截面时，部分飞行器框架中的每个部分飞行器框架可以在飞行器机身的外周的360°上扩展。另外，飞行器框架可以沿着飞行器机身的部分外周扩展，例如，飞行器框架可以跨越30°、60°、90°的角度。然而，其它角度也是可以的。在这种情况下，飞行器框架具有环形段的形状。飞行器框架的尺寸也可以取决于飞行器机身的面板尺寸。飞行器框架可以包括具有限定飞行器机身形状的半径的弯曲部。换言之，飞行器框架根据其覆盖的角度而形成环或环形段。

对于术语，应当注意以下方面。通常，飞行器机身包括中心点或沿着飞行器机身的纵向方向的中心轴线。中心轴线可以用来限定飞行器框架的内侧和外侧。飞行器框架的第一区域——其定位成比飞行器框架的第二区域更靠近所述中心点或中心轴线——被指定为定位在第二区域的内侧。相反地，第二区域被指定为位于第一区域的外侧。飞行器框架的第一区段——其定位成比第二区段更靠近所述中心点或中心轴线——将被称为内部区段，并且第二区段将被称为外部区段。因此，飞行器框架的最内部分将被称为内侧，而飞行器框架的最外部分将被称为飞行器框架的外侧。

确实地，本发明的两部件式飞行器框架理念可以应用在沿着飞行器的纵向轴线的各种不同位置处。此外，根据本发明的理念，飞行器框架仅由第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架构成。此外，第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架实施为两个单独但分离的部件。

包括第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架的飞行器框架实现了多种功能。其提供了飞行器框架的完整的框架功能，并且还在第一部分飞行器框架与第二部分飞行器框架的连接构型中提供了将两个飞行器机身部段彼此连接的功能。此外，飞行器框架提供对飞行器机身的加压内部区段至飞行器机身的未加压外部区段的密封。因此，第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架均为多功能部件。除了上述功能之外，部分飞行器框架和/或多功能部件还可以提供其他附加功能，如将关于另外的示例性实施方式描述的。

与常规的安装方法相比，本发明的构造减少了单个部件的数量。两个部分飞行器框架的概念——两个部分飞行器框架构造为首先安装至相应的部段并且允许随后通过连接两个部分飞行器框架而后来建立飞行器框架——对于飞行器的组装而言是非常有利的。这也减少了用于组装飞行器机身的工作量和处理时间，这导致成本降低并且有助于飞行器的维修。换言之，本发明的教导——即，将常规的飞行器框架分离成第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架——提供了在组装线中在稍后阶段中将两个飞行器机身部段附接在一起和/或在飞行器机身的组装中选择另外的时间顺序的可能性。

根据本发明的示例性实施方式，第一部分飞行器框架实施为单件并且第二部分飞行器框架实施为单件。换言之，所述部分飞行器框架分别一体地形成。

此外，根据可以与本文中公开的任何其它实施方式相结合的另外的示例性实施方式，用于将第一机身部段与第二机身部段连接的每个部分飞行器框架自身实施为单件/一体地形成。例如，在图5示出和在上下文中说明的部分飞行器框架502至507可以分别以单件提供。如将在下面说明的，在本发明的另一示例性实施方式中，本发明的部分飞行器框架通过附加层制造(ALM)来制造。有利地，这允许将所述部分飞行器框架分别制造为单件的可能性。也可以使用其它的制造方法。由于这种单件理念，提供一个部分飞行器框架或多个部分飞行器框架不需要固定装置或附接装置，如螺栓或焊接部件。这可以提高部件的稳定性或最终组装的飞行器框架的稳定性，从而导致飞机的提高的安全性。

根据本发明的另一示例性实施方式，第一部分飞行器框架构造为接纳第一飞行器机身部段的第一桁条并且与该第一桁条接合，并且第二部分飞行器框架构造为接纳第二飞行器机身部段的第二桁条并且与该第二桁条接合。

换言之，第一飞行器机身部段的第一桁条可以附接至第一部分飞行器框架，并且第二飞行器机身部段的第二桁条可以附接至第二部分飞行器框架。因此，飞行器框架提供了将飞行器机身的纵向力从桁条传递到飞行器框架中的可能性。

根据本发明的另一示例性实施方式，第一部分飞行器框架包括第一 桁条联接区段，并且第二部分飞行器框架包括第二桁条联接区段，其中，桁条联接区段构造为接收来自所附接的桁条的纵向载荷，并且将该纵向载荷传递到由第一部分飞行器框架与第二部分飞行器框架的连接构型限定的飞行器框架中。

第一桁条联接可以包括用于接纳第一飞行器机身部段的第一桁条的第一拐角接合部。同样地，第二桁条联接可以包括用于接纳第一飞行器机身部段的第二桁条的第二拐角接合部。桁条可以借助于附接元件——例如铆钉——附接至桁条联接区段。

根据本发明的示例性实施方式，包括第一桁条联接区段的第一部分飞行器框架实施为单件，并且包括第二桁条联接区段的第二部分飞行器框架实施为单件。换言之，第一桁条联接区段与第一部分飞行器框架一体地形成/一体地形成在第一部分飞行器框架内，并且第二桁条联接区段与第二部分飞行器框架一体地形成/一体地形成在第二部分飞行器框架内。ALM是制造这些部件的一种可能性，但也可以使用其它方法。

根据本发明的另一示例性实施方式，第一部分飞行器框架包括第一外凸缘、第一腹板、以及第一内凸缘，该第一外凸缘、第一腹板、以及第一内凸缘限定第一部分飞行器框架的第一区段，并且第二部分飞行器框架包括第二外凸缘、第二腹板、以及第二内凸缘，该第二外凸缘、第二腹板、以及第二内凸缘限定第二部分飞行器框架的第二区段，其中，第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架构造为通过第一腹板和第二腹板而彼此附接。

换言之，第一部分飞行器框架的第一外凸缘、第一腹板、以及第一内凸缘围绕第一部分飞行器框架的第一区段——该第一区段定位在第一外凸缘与第一内凸缘之间——部分地延伸并且在空间上限定第一部分飞行器框架的第一区段。同样地，第二部分飞行器框架的第二外凸缘、第二腹板、以及第二内凸缘围绕第二部分飞行器框架的第二区段——该第二区段定位在第二外凸缘与第二内凸缘之间——部分地延伸并且在空间上限定第二部分飞行器框架的第二区段。

第一部分飞行器框架的第一外凸缘和第二部分飞行器框架的第二外凸缘设置成附接至飞行器机身部段。例如，第一外凸缘包括这样的区域，即，该区域设置成与第一飞行器机身部段的蒙皮的内侧机械接触并且设 置成附接至第一飞行器机身部段的蒙皮的内侧。同样地，第二外凸缘包括这样的区域，即，该区域设置成与第二飞行器机身部段的蒙皮的内侧机械接触并且设置成附接至第二飞行器机身部段的蒙皮的内侧。

根据本发明的另一示例性实施方式，第一部分飞行器框架还包括第一桁条联接区段，该第一桁条联接区段构造为接纳第一飞行器机身部段的第一桁条并且与该第一桁条接合，并且第二部分飞行器框架还包括第二桁条联接区段，该第二桁条联接区段构造为接纳第二飞行器机身部段的第二桁条并且与该第二桁条接合。第一桁条联接区段位于第一内凸缘与第一外凸缘之间，并且第二桁条联接区段位于第二内凸缘与第二外凸缘之间。

换言之，第一桁条联接区段位于第一部分飞行器框架的第一区段中，并且第二桁条联接区段位于第二部分飞行器框架的第二区段中。

根据本发明的另一示例性实施方式，第一桁条联接区段包括第一壁，该第一壁从第一腹板延伸到第一部分飞行器框架的第一区段中。此外，第二桁条联接区段包括第二壁，该第二壁从第二腹板延伸到第二部分飞行器框架的第二区段中。

因此，第一壁也从第一部分飞行器框架的第一外凸缘延伸至第一内凸缘，并且限定用于第一飞行器机身部段的第一桁条的第一接纳区段。同样地，第二壁也从第二部分飞行器框架的第二外凸缘延伸至第二内凸缘，并且限定用于第二飞行器机身部段的第二桁条的第二接纳区段。换言之，第一壁由第一部分飞行器框架的第一外凸缘、第一腹板和第一内凸缘部分地环绕，并且第二壁由第二部分飞行器框架的第二外凸缘、第二腹板和第二内凸缘部分地环绕。因此，第一壁限定第一飞行器机身部段的第一桁条的延长，并且第二壁限定第二飞行器机身部段的第二桁条的延长。这些壁构造为接收来自桁条的纵向载荷并且将这些纵向载荷传递至飞行器框架。

根据本发明的另一示例性实施方式，第一部分飞行器框架的第一腹板从第一部分飞行器框架的第一外凸缘垂直地延伸至第一部分飞行器框架的第一内凸缘，其中，第一外凸缘、第一内凸缘以及第一腹板限定大致U形的横截面。此外，第二部分飞行器框架的第二腹板从第二部分飞行器框架的第二外凸缘垂直地延伸至第二部分飞行器框架的第二内 凸缘，其中，第二外凸缘、第二内凸缘以及第二腹板限定大致U形的横截面。

根据本发明的另一示例性实施方式，第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架通过附加层制造(ALM)来制造。

通过使用ALM，可以生产紧凑且重量轻的部件。此外，附加层制造方法提供了制造稳定的部分飞行器框架的可能性，处于连接构型的该稳定的部分飞行器框架实现了常规的飞行器框架的所有基本功能。此外，所述部分飞行器框架的高度可以通过使用ALM而降低，使得可以减小大的杠杆效应和大的二次弯曲载荷。这可以从作为示例性实施方式的横截面的图1获知。其中，所述部分飞行器框架的高度指的是垂直于外凸缘从所述部分飞行器框架的最内点至所述部分飞行器框架的最外点的距离。ALM还提供节省材料并因此节省成本和重量的可能性。此外，通过ALM可以制造部分飞行器框架，从而部分飞行器框架的、具有高载荷的区域用大量材料构建，而部分飞行器框架的、具有低载荷的区域——例如包括凹部或中空空间——用较少材料构建，以节省材料、减轻重量和/或降低成本。此外，ALM允许制造特定的部分飞行器框架，该特定的部分飞行器框架例如可以设计成用于特定的载荷传递。

替代性地，第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架也可以借助铸造方法来制造。

根据本发明的另一示例性实施方式，提出了通过ALM生产所述部分飞行器框架。

根据本发明的另一示例性实施方式，第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架包括选自下述组的材料：铝、钪、钛、碳纤维增强材料或其任意组合。

使用这种材料还提供减轻所述部分飞行器框架重量的可能性。

根据本发明的另一示例性实施方式，第二部分飞行器框架还包括舱壁联接区段，其中，该舱壁联接区段构造为附接至压力舱壁。

压力舱壁确保加压的内部机身区段至未加压的外部机身区段的密封。压力舱壁可以借助于附接元件——例如铆钉——附接至联接区段。 与常规的舱壁联接相比，通过将舱壁联接区段包括到部分飞行器框架中，减少了单个部件的数量。这也减轻了重量并且减少了用于飞行器机身安装的处理时间。由于部分飞行器框架的紧凑形状，可以使舱壁联接区段定位成靠近飞行器机身部段的外蒙皮。这减小了由压力舱壁施加的力的杠杆效应并且减小了二次弯曲效应。特别地，对于舱壁被常规地附接于其中的飞行器机身部段而言，组装是高强度的工作，而本发明的理念提供在组装期间提高了的工作量减少。

根据本发明的另一示例性实施方式，舱壁联接区段实施为第二部分飞行器框架的第三内凸缘，其中，第二部分飞行器框架的第三内凸缘设置在第二部分飞行器框架的第二内凸缘的内侧。

换言之，与第二部分飞行器框架的第二内凸缘相比，第三内凸缘定位成更加远离飞行器机身部段的蒙皮。同样地，第三内凸缘定位成比第二部分飞行器框架的第二内凸缘更靠近机身的中心点或中心轴线。

根据本发明的另一示例性实施方式，第二部分飞行器框架的第二内凸缘包括凹部，其中，该凹部设置在第二部分飞行器框架的第二桁条联接区段与第四桁条联接区段之间。

该实施方式为将压力舱壁附接至第二部分飞行器框架的舱壁联接区段提供了更好的可达性。因而，节省了组装期间的时间和金钱。

根据本发明的另一示例性实施方式，提供了包括一种飞行器机身，该飞行器机身包括具有第一部分飞行器框架的第一飞行器机身部段以及具有第二部分飞行器框架的第二飞行器机身部段。其中，第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架彼此连接成处于连接构型。第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架在连接构型中形成飞行器框架，并且第一飞行器机身部段和第二飞行器机身部段通过第一部分飞行器框架与第二部分飞行器框架的彼此连接构型而彼此连接。

特别地，根据本示例性实施方式的飞行器机身处于已组装的状态。由于将飞行器框架分离成第一飞行器框架和第二飞行器框架，因此在飞行器机身的组装期间节省了时间和金钱。第一部分飞行器框架可以借助于附接元件——例如铆钉——附接至第一飞行器机身部段，并且第二部分飞行器框架可以借助于附接元件——例如铆钉——附接至第二飞行器机身部段。

根据本发明的另一示例性实施方式，第一部分飞行器框架接纳第一飞行器机身部段的第一桁条并且与该第一桁条接合，并且第二部分飞行器框架接纳第二飞行器机身部段的第二桁条并且与该第二桁条接合。因此，第一飞行器机身部段可以借助于第一桁条与第一部分飞行器框架的附接、第二桁条与第二部分飞行器框架的附接、以及第一部分飞行器框架与第二部分飞行器框架的附接而附接至第二飞行器机身部段。

根据本发明的另一示例性实施方式，第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架借助于附接元件而连接。

附接元件可以是拉力螺栓。此外，附接元件可以是可逆的附接元件，使得两个飞行器机身部段可以分离，例如用于繁重的维护行为或为了更新机舱内部或为了用另一飞行器机身部段更换飞行器机身部段。

根据本发明的另一示例性实施方式，第一部分飞行器框架包括第一外凸缘、第一腹板以及第一内凸缘，该第一外凸缘、第一腹板以及第一内凸缘限定第一部分飞行器框架的第一区段，并且第二部分飞行器框架包括第二外凸缘、第二腹板以及第二内凸缘，该第二外凸缘、第二腹板以及第二内凸缘限定第二部分飞行器框架的第二区段，其中，第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架通过第一腹板和第二腹板而彼此附接。

根据本发明的另一示例性实施方式，第一部分飞行器框架的第一外凸缘借助于附接元件附接至第一飞行器机身部段，并且第二部分飞行器框架的第二外凸缘借助于附接元件附接至第二飞行器机身部段。

例如，第一部分飞行器框架的第一外凸缘附接在第一飞行器机身部段的外蒙皮的内侧，并且第二部分飞行器框架的第二外凸缘附接在第二飞行器机身部段的外蒙皮的内侧。这种附接可以借助于附接元件——例如铆钉——来提供。

根据本发明的另一示例性实施方式，提供了一种用于将两个飞行器机身部段安装在一起的方法。该方法包括将第一飞行器机身部段附接至第一部分飞行器框架的步骤以及将第二飞行器机身部段附接至第二部分飞行器框架的步骤。该方法还包括将第一部分飞行器框架连接至第二部分飞行器框架以建立连接构型的步骤，从而提供由第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架构建的飞行器框架，其中，第一飞行器机身部 段通过第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架连接至第二飞行器机身部段。特别地，两个飞行器机身部段的安装可以在MCA或FAL期间完成。

根据本发明的另一示例性实施方式，提供了将两个飞行器机身部段附接在一起的方法，其中，该方法的步骤以下述时间顺序执行。首先，将第一飞行器机身部段附接至第一部分飞行器框架。随后，将第二飞行器机身部段附接至第二部分飞行器框架。最后，将第一部分飞行器框架与第二部分飞行器框架连接或附接，以建立连接构型，从而提供由第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架组成的飞行器框架。其中，第一飞行器机身部段通过第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架连接至第二飞行器机身部段。

根据本发明的另一示例性实施方式，该方法还包括将第一部分飞行器框架附接至第一飞行器框架部段的第一桁条的步骤以及将第二部分飞行器框架附接至第二飞行器框架部段的第二桁条的步骤。

根据本发明的另一示例性实施方式，如在此之前提出的所述部分飞行器框架分别实施为单件。

可以看出，本发明的要点在于提供飞行器框架的模块化理念，其中，该飞行器框架以两部件的形式提供。通过将两个部分飞行器框架安装在一起，本发明实现了常规的一件式框架的全部框架功能。换言之，本发明教导了将常规的飞行器框架切成或分成两件，这允许改进的和有利的组装。

应当指出的是，参照不同的主题内容对本发明的实施方式进行描述。特别地，一些实施方式参照设备类型的权利要求来进行描述，而其它的实施方式参照方法类型的权利要求进行描述。然而，本领域的技术人员将从以上和以下的描述中获得的是：除非另有说明，否则除了属于一种类型的主题内容的特征的任意组合之外，涉及不同主题内容的特征之间的任意组合也被认为在本申请中公开。

本发明的上述方面以及另外的方面、特征和优点也可以在下文中参照附图描述的示例性实施方式中发现。

附图说明

将根据附图对本发明的示例性实施方式进行描述。权利要求中的任何附图标记不应解释为对权利要求范围的限制。

图1为根据本发明的示例性实施方式的飞行器框架的示意性横截面图。

图2为根据本发明的示例性实施方式的飞行器框架的示意性俯视图。

图3为根据本发明的示例性实施方式的飞行器的示意性俯视图。

图4示出了根据本发明的示例性实施方式的流程图。

图5示出了根据本发明的示例性实施方式的包括第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架的飞行器框架。

具体实施方式

示例性实施方式示出了包括两个部分飞行器框架的飞行器框架，所述两个部分飞行器框架例如通过ALM技术制造。这使得能够通过张紧螺栓而无需在FAL处的大工作量来快速且可逆地封闭轨道接合两个飞行器机身部段。在限定飞行器机身部段的形状之前，已经在MCA中将两个部分飞行器框架组装。由于ALM技术的极低公差这是可能的。两个部分飞行器框架已经包括用于桁条联接的一体式拐角接合部以及用于附接后压力舱壁的区段，该用于后压力舱壁的区段在很大程度上减少了在MCA处的工作量。由于ALM技术，所述部分飞行器框架的高度和/或横截面可以降低至最小。剩余的高度取决于用于蒙皮框架紧固、桁条联接、或压力舱壁附接所必需的最小高度。由于所述部分飞行器框架的降低的高度，实现了用于压力舱壁附接的优化载荷流。这导致减小的二次弯曲效应并且因此导致优化的和/或减轻的部件重量。这种重量的减轻也通过消除用于组装的若干附接部件的重叠得以放大。由于单个部件的减少，目视检查变得更容易，并且由于较好的排水能力也降低了关键区域中的腐蚀风险。

图1示出了根据本发明的示例性实施方式的飞行器框架的横截面。图2示出了根据本发明的同一实施方式的飞行器框架的示意性俯视图。飞行器框架201包括第一部分飞行器框架103和第二部分飞行器框架104。第一部分飞行器框架103附接至第一部分飞行器机身部段101的外蒙皮105的一段。第二部分飞行器框架104连接至第二部分飞行器机身部段102的外蒙皮106的一段。第一飞行器机身部段101的外蒙皮105与第一部分飞行器框架103的附接元件用虚线113图示。附接元件113例如可以实施为铆钉。同样地，第二机身部段102的外蒙皮的一段与第二部分飞行器框架的附接元件如虚线118所图示的。这些附接元件也可以实施为铆钉。第一部分飞行器框架103包括第一外凸缘109、第一腹板110、以及第一内凸缘111。第一外凸缘包括下述区段：即外表面，该外表面与第一飞行器机身部段101的外蒙皮区段105的内侧机械地接触。腹板110设置成垂直于第一外凸缘109。第一内凸缘111从第一腹板110延伸并且设置在第一外凸缘109上方，使得第一外凸缘109、第一腹板110以及第一内凸缘111限定大致U形的横截面。第一外凸缘109、第一腹板110以及第一内凸缘111部分地环绕第一部分飞行器框架的第一区段。

此外，第一部分飞行器框架103包括第一桁条联接区段112和第三桁条联接区段202。该桁条联接区段112和桁条联接区段202包括壁，该壁从第一腹板110延伸到第一部分飞行器框架103的第一内部区段中并且位于第一外凸缘109与第一内凸缘111之间。例如，这些壁设置成垂直于第一腹板110和垂直于第一外凸缘109和第一内凸缘111。第一桁条联接区段112例如借助于铆钉附接至第一桁条107。以这种方式，桁条107的纵向载荷可以被接收并传递至飞行器框架201。第一桁条107为第一机身部段101的一段。第二部分飞行器框架104包括第二外凸缘114、第二腹板115以及第二内凸缘116。第二外凸缘包括与第二飞行器机身部段102的外蒙皮的内侧机械地接触的区段。第二腹板115定位成垂直于第二外凸缘114。第二内凸缘从第二腹板115垂直地延伸并且位于第二外凸缘114的上方，使得第二外凸缘114、第二腹板115以及第二内凸缘116限定U形横截面。第二外凸缘114、第二腹板115以及第二内凸缘116部分地环绕第二部分飞行器框架的第二区段。第二部分飞行器框架包括第二桁条联接区段117和第四桁条联接区段203。该桁条联接区段117和桁条联接区段203包括壁，该壁从第二腹板115延伸到 第二部分飞行器框架104的第二区段中且位于第二外凸缘114与第二内凸缘116之间。例如，壁设置成垂直于第二腹板115、外凸缘114以及内凸缘116。桁条联接区段117例如借助于铆钉附接至第二飞行器机身部段102的桁条108。以这种方式，桁条的纵向载荷被接收并传递至飞行器框架201。

如可以从图1和图2所获知的，包括第一桁条联接区段112的第一部分飞行器框架103实施为单件，并且包括第二桁条联接区段117的第二部分飞行器框架104实施为单件。因此，第一桁条联接区段112与第一部分飞行器框架103一体地形成/一体地形成在第一部分飞行器框架103内，并且第二桁条联接区段117与第二部分飞行器框架104一体地形成/一体地形成在第二部分飞行器框架104内。

此外，第二部分飞行器框架104包括用于压力舱壁120的联接区段119。压力舱壁联接区段119包括设置在第二内凸缘116内侧的第三内凸缘119。和之前一样，“外侧”指的是更靠近飞行器机身的外蒙皮的区段，而“内侧”指的是更远离飞行器机身的外蒙皮的区段。第三内凸缘119和第二内凸缘116围成约为30°的角。然而，在其它实施方式中可以实现该角度的其它值。压力舱壁120借助于用虚线121图示的铆钉而附接至压力舱壁联接区段119。此外，在附接至压力舱壁联接区段119的区域中用加倍装置(doubler)增强压力舱壁。这允许目视检查舱壁附接部处的疲劳关键区。舱壁附接部借助于铆钉121定位于桁条117与桁条203之间。此外，第二内凸缘116包括位于第二桁条联接部117与第四桁条联接部203之间的凹部204。这允许更好地接近压力舱壁附接部121。第一部分飞行器框架103的第一内部区域111与第二部分飞行器框架104的第三内部区域119设置成使得第一内部区域111限定第三内部区域119的延长线并且反之亦然。

第一部分飞行器框架103借助于附接元件123——例如拉力螺栓——附接至第二部分飞行器框架104。也可以在不脱离本发明的范围的情况下应用其它的附接装置。特别地，附接元件123设计成是可逆的，使得附接装置123可以被再次解除。以这种方式，可以将两个飞行器机身部段分离，以用于以简化和具成本效率的方式进行维修用另一飞行器机身部段更换飞行器机身部段。在第一部分飞行器框架103的第一腹板110与第二部分飞行器框架104的第二腹板115之间定位有第一密封元 件124和第二密封元件125。密封元件124和密封元件125例如可以实施为密封圈。

图2示出了根据本发明的、与图1同一实施方式的飞行器框架201的俯视图。图2中的实线图示了从飞行器机身的内侧可见的部件，即，从飞行器机身的中心点可见的部件。虚线示出了所述部分飞行器框架的、由于所述部分飞行器框架的重叠部分而被隐藏的部件。例如，由于第三内部区域119更接近飞行器机身的中心点，因此所有相邻的部件均用虚线示出。图2的实施方式提供飞行器框架201的模块化概念，该飞行器框架包括第一部分飞行器框架103和第二部分飞行器框架104。通过将两个部分飞行器框架103和104安装在一起，实现了常规的一件式框架的全部框架功能性。换言之，本发明教导了将常规的飞行器框架切成或分成两件，这允许改进的且有利的组装。

图3为根据本发明的示例性实施方式的飞行器301的示意性俯视图。飞行器301包括具有第一飞行器机身部段101和第二飞行器机身部段102的飞行器机身302。第一飞行器机身部段包括通常命名为区段18的第一飞行器机身区段，并且第二飞行器机身部段102包括通常命名为区段19的第二飞行器机身区段。在该实施方式中，后压力舱壁附接在区段18与区段19之间。第一飞行器机身部段101包括第一部分飞行器框架103，并且第二飞行器机身部段102包括第二部分飞行器框架104。第一部分飞行器框架103和第二部分飞行器框架104附接在一起以形成连接构型，在该连接构型中，第一部分飞行器框架103和第二部分飞行器框架104限定飞行器框架201。因此，第一机身部段和第二机身部段仅通过第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架连接。

图4示出了根据本发明的示例性实施方式的、用于将两个飞行器机身部段安装在一起的方法的流程图。例如，该方法在MCA和FAL期间执行。在步骤401中，将第一飞行器机身部段附接至第一部分飞行器框架。在进一步的步骤402中，将第二飞行器机身部段附接至第二部分飞行器框架。最后，在步骤403中，将第一部分飞行器框架与第二部分飞行器框架连接以建立连接构型，从而提供由第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架构建的飞行器框架，其中，第一飞行器机身部段通过处于连接构型的第一部分飞行器框架和第二部分飞行器框架而连接至第二飞行器机身部段。该方法的步骤可以重复若干次，以便将多个飞行 器机身部段彼此连接和/或彼此附接。包括第一部分框架和第二部分框架的这种框架不限于使用在飞行器机身中。其也可以用于将飞行器的两个机翼部段彼此附接。

图5示出了根据本发明的示例性实施方式的第一飞行器机身部段101和第二飞行器机身部段102。两个飞行器机身部段101和102构造为借助于飞行器框架501而附接在一起。可以看出，以本发明为基础的概念在于以分离的形式提供飞行器框架501，即，通过提供第一部分飞行器框架502和第二部分飞行器框架505。第一部分飞行器框架502与第一飞行器机身部段101连接，并且第二部分飞行器框架505与第二飞行器机身部段102连接。第一部分飞行器框架502和第二部分飞行器框架505构造为彼此连接成处于连接构型，使得第一机身部段101与第二机身部段102连接以构建完整的机身。将第一部分飞行器框架502与第二部分飞行器框架彼此连接的过程由箭头508指示。在所述连接构型中，第一部分飞行器框架502和第二部分飞行器框架505形成飞行器框架501。在本发明的该示例性实施方式中，所述部分飞行器框架502和505沿着飞行器机身的部分外周扩展，并且所述部分飞行器框架502和505各自覆盖约120°的角。因此，第一机身部段101附接至三个部分飞行器框架502、503以及504，并且第二机身部段102附接至三个部分飞行器框架505、506以及507。此外，部分飞行器框架503构造为连接至部分飞行器框架506，并且部分飞行器框架504构造为连接至部分飞行器框架507。

尽管已经在附图中和在上面的描述中详细地说明和描述了本发明，但这种说明和描述意在仅为说明性或者示例性的而非限制性的，从而本发明不受所公开的实施方式限制。本领域的技术人员通过根据研究附图、公开内容以及所附权利要求来实施所要求保护的本发明，可以理解和完成所公开实施方式的其它变型。

在权利要求中，词语“包括”并不排除其它构件或步骤，并且不定冠词“一个”并不排除多个。

在不同的从属权利要求中详述的特定特征这一事实并不限制本发明的主题内容。上述特征的任何组合也可以被有利地使用。在权利要求中的附图标记并不意在限制本权利要求的范围。

Claims (9)

1.一种飞行器框架，包括：

第一部分飞行器框架，所述第一部分飞行器框架构造为附接至第一飞行器机身部段；

第二部分飞行器框架，所述第二部分飞行器框架构造为附接至第二飞行器机身部段；

其中，所述第一部分飞行器框架包括第一外凸缘、第一腹板以及第一内凸缘，所述第一外凸缘、所述第一腹板以及所述第一内凸缘限定所述第一部分飞行器框架的第一区段；

其中，所述第二部分飞行器框架包括第二外凸缘、第二腹板以及第二内凸缘，所述第二外凸缘、所述第二腹板以及所述第二内凸缘限定所述第二部分飞行器框架的第二区段；

其中，所述第一部分飞行器框架还包括第一桁条联接区段，所述第一桁条联接区段构造为接纳所述第一飞行器机身部段的第一桁条并且与所述第一桁条接合；

其中，所述第二部分飞行器框架还包括第二桁条联接区段，所述第二桁条联接区段构造为接纳所述第二飞行器机身部段的第二桁条并且与所述第二桁条接合；

其中，所述第一桁条联接区段位于所述第一内凸缘与所述第一外凸缘之间；

其中，所述第二桁条联接区段位于所述第二内凸缘与所述第二外凸缘之间；

其中，所述第一部分飞行器框架和所述第二部分飞行器框架构造为通过所述第一腹板和所述第二腹板彼此连接成处于连接构型，

其中，所述第一部分飞行器框架和所述第二部分飞行器框架构造为建立所述连接构型，使得所述第一飞行器机身部段和所述第二飞行器机身部段能够连接；并且

其中，所述第一部分飞行器框架和所述第二部分飞行器框架构造为在所述连接构型中形成所述飞行器框架。

2.根据权利要求1所述的飞行器框架，

其中，所述第一桁条联接区段和所述第二桁条联接区段构造为接收来自所附接的桁条的纵向载荷并且将所述纵向载荷传递到由所述第一部分飞行器框架与所述第二部分飞行器框架的所述连接构型限定的所述飞行器框架中。

3.根据权利要求1所述的飞行器框架，

其中，所述第一部分飞行器框架和所述第二部分飞行器框架通过附加层制造来制造。

4.根据权利要求1所述的飞行器框架，

其中，所述第二部分飞行器框架还包括舱壁联接区段；并且

其中，所述舱壁联接区段构造为附接至压力舱壁。

5.根据权利要求4所述的飞行器框架，

其中，所述舱壁联接区段实施为所述第二部分飞行器框架的第三内凸缘；并且

其中，所述第二部分飞行器框架的所述第三内凸缘设置在所述第二部分飞行器框架的所述第二内凸缘的内侧。

6.根据权利要求1所述的飞行器框架，

其中，所述第二部分飞行器框架的所述第二内凸缘包括凹部，并且

其中，所述凹部设置在所述第二部分飞行器框架的所述第二桁条联接区段与另一相邻的桁条联接区段之间。

7.一种飞行器机身，包括：

根据权利要求1至6中的任一项所述的飞行器框架；

具有所述第一部分飞行器框架的第一飞行器机身部段；以及

具有所述第二部分飞行器框架的第二飞行器机身部段；

其中，所述第一部分飞行器框架和所述第二部分飞行器框架彼此连接成处于连接构型；

其中，所述第一部分飞行器框架和所述第二部分飞行器框架在所述连接构型中形成所述飞行器框架；并且

其中，所述第一飞行器机身部段和所述第二飞行器机身部段通过所述第一部分飞行器框架与所述第二部分飞行器框架的所述连接构型而彼此连接。

8.根据权利要求7所述的飞行器机身，

其中，所述第一部分飞行器框架的所述第一外凸缘借助于附接元件附接至所述第一飞行器机身部段；并且

其中，所述第二部分飞行器框架的所述第二外凸缘借助于附接元件附接至所述第二飞行器机身部段。

9.一种用于将两个飞行器机身部段安装在一起的方法，所述方法包括下述步骤：

将第一飞行器机身部段附接至第一部分飞行器框架；

将第二飞行器机身部段附接至第二部分飞行器框架；

将所述第一部分飞行器框架附接至所述第一飞行器机身部段的第一桁条；

将所述第二部分飞行器框架附接至所述第二飞行器机身部段的第二桁条；以及

将所述第一部分飞行器框架与所述第二部分飞行器框架连接以建立连接构型，从而提供由所述第一部分飞行器框架和所述第二部分飞行器框架构成的飞行器框架；

其中，所述第一飞行器机身部段通过所述第一部分飞行器框架和所述第二部分飞行器框架连接至所述第二飞行器机身部段；

其中，所述第一部分飞行器框架包括第一外凸缘、第一腹板以及第一内凸缘，所述第一外凸缘、所述第一腹板以及所述第一内凸缘限定所述第一部分飞行器框架的第一区段；

其中，所述第二部分飞行器框架包括第二外凸缘、第二腹板以及第二内凸缘，所述第二外凸缘、所述第二腹板以及所述第二内凸缘限定所述第二部分飞行器框架的第二区段；

其中，所述第一部分飞行器框架还包括第一桁条联接区段，所述第一桁条联接区段构造为接纳所述第一飞行器机身部段的所述第一桁条并且与所述第一桁条接合；

其中，所述第二部分飞行器框架还包括第二桁条联接区段，所述第二桁条联接区段构造为接纳所述第二飞行器机身部段的所述第二桁条并且与所述第二桁条接合；

其中，所述第一桁条联接区段位于所述第一内凸缘与所述第一外凸缘之间；

其中，所述第二桁条联接区段位于所述第二内凸缘与所述第二外凸缘之间。