CN104229156A - 安装固定装置的方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种在航空器的机身结构(F)内安装诸如支架的固定装置(1)的方法，所述方法包括步骤：提供或生成固定装置(1)的三维数字模型(M)；在该机身结构内布置添加制造设备(7)的头部(6)；和，基于固定装置(1)的数字模型(M)用该设备(7)的头部(6)在机身结构(F)上在原地形成固定装置(1)，其中当形成固定装置(1)时通过将固定装置(1)结合或熔合至机身结构在机身结构(F)中安装固定装置(1)。此外，本发明提供一种固定装置(1)，例如支架，其基于三维数字模型(M)在航空器的机身结构(F)内在原地生成，其中当形成固定装置(1)时该固定装置(1)结合或熔合至机身结构(F)。
Description
技术领域
本发明涉及一种在交通工具的本体结构上，尤其是航空器或航天器的本体或机身结构上安装诸如支架的固定装置的方法，用于相对于该结构安装或连接物件或系统。本发明还涉及例如支架的固定装置，安装在交通工具内或上，尤其是航空器或航天器上或内，并因此涉及并入这种固定装置的交通工具本身。要说明的是，此处使用的术语“航天器”包括卫星和空间站模块，以及火箭模块或部件。
背景技术
诸如具有管道和缆线的电学系统的物件和/或系统在船舶、航空或汽车应用中的安装通常涉及需要被固定至结构(例如，交通工具底盘或机身壳体结构)用于随后支撑这些系统的安装固定装置或支架的使用。按照惯例，这些固定装置经由诸如铆钉、夹子或螺丝钉的紧固件或经由粘合剂被固定至该结构。
诸如铆钉和螺丝钉的机械紧固件的一些缺点包括：固定装置或支架需要用于紧固件的孔、固定装置需要相对于孔进行定位以及需要紧固操作以便随后固定紧固件。依赖于特定的应用，随后还会需要围绕紧固件和孔周围密封固定装置或支架。这些步骤自然涉及工艺成本。粘合剂连接的一些缺点包括：固定装置或支架和连接表面两者都可能需要预处理，例如粗糙化和/除油，需要粘合剂涂敷操作，随后跟着在应用压力下定位和安装固定装置或支架的操作。这些步骤再次涉及工艺成本。
发明内容
因此，本发明的目的在于提供一种新的且改进的用于克服上述问题的一个或多个的方法或技术。尤其地，提供一种新的在航空器或航天器的机身结构内安装固定装置或支架的方法，使用这种方法可以促进更快的和/或自动的过程。
根据本发明，提供如权利要求1和权利要求8所述的安装固定装置的方法和相应的固定装置用于将物件或系统相对于结构安装或连接，尤其是船舶、航空或汽车应用中的结构。进一步，根据本发明，还提供如权利要求12所述的诸如航空器的交通工具。在从属权利要求中记载了多种优选的特征。
因此根据一方面，本发明提供一种在交通工具的本体结构上，尤其是航空器或航天器的机身结构上安装诸如支架的固定装置的方法，包括步骤：
提供或生成固定装置的三维数字模型；
在该机身结构内或上或附近布置添加制造设备的头部；和
基于固定装置的数字模型使用或经由该添加制造设备的头部在机身结构上在原地形成固定装置；
通过形成固定装置时将固定装置(例如通过机械方式，或经由结合或粘合或熔合)连接至机身结构在机身结构上安装固定装置。
以此方式，随着固定装置自身的形成可以基本上自动地进行固定装置的安装。因此，该方法在机身组装过程中提供最大的灵活性，并且不需要分离地或在外部制造单独的固定装置或支架。也不需要任何存量的备用部件，因为在安装期间通过数字模型直接形成固定装置。类似地，不需要非飞行(non-flying)部分，例如，可能需要这种非飞行部分在固化过程期间将支架固定到结构上并且在然后在后来被移除这种非飞行部分。相应地，固定装置的设计可以包含变形形式的全部范围，并且可以在设计参数改变的时候容易地适应或修改。
在优选的实施例中，在机身结构中在原地形成固定装置的步骤包括通过顺次用添加制造设备的头部生成和/或建立固定装置的多个层建立固定装置。在这种情况下，固定装置的多个层可以顺次被淀积在机身结构上，使得能够基于数字模型通过这些层建立固定装置直到其最终的三维形式。相应地，在优选的实施例中，将固定装置连接至结构的步骤包括：当在交通工具的结构上生成和/或淀积固定装置的多个层中的一个或多个时，可以将固定装置的多个层中的一个或多个结合或粘合或熔合至机身结构。备选地，或附加地，已经在交通工具的结构上生成和/或淀积固定装置的多个层的一个或多个之后，可以在随后的固化步骤中将固定装置的多个层的一个或多个结合或粘合或熔合至机身结构。然而在另一优选的实施例中，将固定装置连接至结构的步骤可以包括：以与结构的部分机械接合或连接或机械配合的方式形成固定装置。事实上，将固定装置连接至结构的步骤可以包括将结合或粘合或熔合与机械接合或连接组合在一起。
在优选的实施例中，该方法被设计或适用于与包括复合材料的结构一起使用，尤其是与包括纤维加强的聚合物复合材料，例如玻璃纤维加强聚合物(GFRP)复合材料或碳纤维加强聚合物(CFRP)复合材料的结构一起使用。因此，添加制造设备可以配置成由适于与结构中的纤维加强的聚合物熔合或结合或粘合的材料生成或形成固定装置。然而，应该认识到，还可以在包含通常用在传统的机身或机架和机身结构中的金属的本体结构的情形中执行所述方法，使得添加制造设备配置成通过能够与金属结构熔合或结合或粘合的材料生成或形成固定装置。除了经由所述方法实现的熔合或结合或粘合连接，还可以使用诸如铆钉、螺钉、螺栓等辅助的机械紧固件固定固定装置；这些附加的紧固件可以用于加固固定装置与交通工具结构的连接。
在本发明尤其优选的实施例中，使用添加制造设备形成或建立固定装置的步骤包括下列中的任一个或多个：熔合淀积造型(FDM)、激光烧结(LS)、选择性加热烧结(selective heat sintering，SHS)和立体光刻(stereo-lithography，SLA)。这些技术可以统称为三维(3D)打印。在立体光刻(SLA)的情形中，固定装置则将通过光聚合物材料或光敏聚合物材料形成，例如可紫外线固化或紫外线敏感聚合物。在熔合淀积造型(FDM)过程的情形中，可以通过诸如丙烯腈-丁二烯-苯乙烯(ABS)或高密度聚乙烯(HDPE)的可固化聚合物或热塑性聚合物形成固定装置，或通过诸如共晶金属(eutectic metal)的金属形成固定装置。在选择性加热烧结(SHS)或激光烧结(LS)的情形中，可以通过通常以粉末或颗粒形式提供的几乎任何金属合金形成固定装置，但是也可以通过也可以是粉末或颗粒形式的一系列聚合物形成固定装置。适于使用本发明的方法连续地制造固定装置的聚合物的示例包括商标为NanoToolTM、NanoFormTM以及ProtoThermTM的DSM产品。这些聚合物是可紫外线固化的，使得它们可以在淀积成固定装置的最终形状之后通过用紫外光照射硬化。在这种情况下，这些DSM聚合物在紫外线硬化之后通常具有79至121N/mm2范围内的抗弯刚度和62至78N/mm2范围内的抗拉刚度。
在尤其优选的实施例中，固定装置的三维数字模型包括关于固定装置在结构内或结构上的具体位置或期望位置的数据。因此，在原地形成固定装置的步骤优选包括基于数字模型中关于具体位置或期望位置的数据在结构内或结构上定位添加制造设备的头部。为此，本体或机身结构可以包括用于提供与固定装置的数字模型中的参照点的空间相互关系的一个或多个参照标记。可以设置一个或多个传感器，用于检测和识别参照标记并且然后基于检测和识别的参照标记定位添加制造设备的头部。
添加制造设备的头部或添加制造设备的定位和移动优选是计算机控制的。例如，添加制造设备或其头部可以设置在机器人组件或机器人臂上，机器人组件或机器人臂可以被控制以基于固定装置的三维数字模型移动和定位设备的头部。以此方式，可以实现固定装置或支架在本体结构内或本体结构上的极为精确的定位，并且具有高水平的可重复性。
虽然以上具体参照诸如航空器或航天器的交通工具描述了本发明的方法，但是本领域技术人员应该认识到，本发明也可以应用于非交通工具的结构上。例如，本发明还提供在诸如用于风力涡轮机或用于天线(例如通信或TV天线)的柱或塔、建筑物或其他这种结构的固定结构上安装诸如支架的固定装置的方法。此外，虽然可以在制造结构本身期间使用本发明的方法安装固定装置，但是在柱、塔、建筑物或空间站的情况下也可以随后例如通过攀爬或爬行机器人组件在原地安装固定装置。
因此，根据另一方面，本发明提供一种在本体或结构上安装诸如支架的固定装置的方法，包括步骤：
提供或生成固定装置的三维数字模型；
在该结构上或附近布置添加制造设备的头部；和
基于固定装置的数字模型使用或经由添加制造设备的头部在结构上在原地形成固定装置；
其中当形成固定装置时通过将固定装置连接至结构在结构上安装固定装置。
通过经由装有添加制造设备或三维打印机的机器人组件在空间中采用上述方法，例如以在轨道运动的空间站的机身壳体上或外部执行维修或安装工作，航天员可以免于空间行走的必要及其相关风险。换句话说，可以使用本发明的方法经由机器人安装固定装置，机器人可以在空间环境中不受阻碍地且基本上没有风险地操作。因此，可移动机器人装置，例如攀爬或爬行机器人可以用于执行本发明的方法。
在本发明的尤其优选的实施例中，在安装过程期间可以形成和/或修改固定装置的数字模型。在正在执行所述方法例如以进行结构的部分的维修的情况下，在能够确定需要的固定装置的精确的形状和/或尺寸之前，可能首先需要检查和/或评估待维修的部分。为此，本发明的方法可以包括步骤：检查结构的部分以评估和/或确定所需要的固定装置的几何形状和/或尺寸，然后基于检查的结果提供或形成固定装置的三维(3D)数字模型。因此机器人组件可以包括检查设备，例如摄影机和/或一个或多个传感器用以检验和/或检查感兴趣的结构的部分。
以上的构思的延伸包括可以例如在机器人上设置或提供添加制造设备或3D打印机，其也生成或形成结构固定装置或元件用于安装在结构上(例如，空间站的机身壳体上)。这种固定装置或元件也可以以轨道或导轨的形式提供，轨道或导轨然后影响或确定机器人本身的移动或行进。这些元件可以例如被设计以绘制或限定机器人至可能需要采取维修的具体位置或指定位置的路径。
根据另一方面，本发明提供一种诸如支架的固定装置，其基于三维数字模型在结构(尤其是交通工具本体结构，诸如航空器或空间飞船的机架或机身)内或上在原地生成，其中当形成固定装置时该固定装置连接到该结构。如上所说明的，优选在形成固定装置时，固定装置结合或粘合或熔合至结构，但是备选地，其可以机械地连接。应该认识到，在本发明的上下文中的“固定装置”不限于支架或类似的这样的安装元件，但是还可以包括结构或交通工具的内部覆层部件或舱的壳体或衬里面板。
在优选的实施例中，固定装置包括顺次生成或淀积的多个层，它们被结合或粘合或熔合至本体或机身结构。如上所说明的，固定装置可以通过聚合物材料形成，例如可紫外线固化聚合物，或热塑性聚合物，诸如丙烯腈-丁二烯-苯乙烯(ABS)或高密度聚乙烯(HDPE)，或通过诸如共晶金属的金属形成，包括由一种或多种金属粉末形成。此外，在本发明的尤其优选的形式中，固定装置在机身结构中的位置或定位基于数字模型。
根据另一方面，本发明提供一种交通工具，例如航空器或航天器，其具有带有至少一个根据以上描述的多个实施例中任一个的固定装置的本体或机身结构，并且优选具有带有多个这样的固定装置的本体或机身结构。为此，本发明的交通工具可以是多种已知交通装置中的任一种，包括但不限于火车、汽车、卡车、公共汽车、轮船、艇、航天器、直升机和/或空间交通工具。交通工具的本体结构因此可以是交通工具的底盘或框架。
附图说明
为了更加完整理解本发明及其优点，在下面的说明书中参考附图更加详细地说明本发明的示例性实施例，在附图中相同的附图标记表示相同的部件，其中：
图1是根据本发明的一个实施例的航空器的正在安装固定装置或支架的机身或机身壳体结构的部分的示意侧视图。
图2示出根据本发明的一个实施例的正在安装固定装置或支架的图1的机身或机身壳体结构的四个示意侧视图(a)至(d)。
图3示意地示出根据特定实施例安装固定装置或支架的方法或技术的三个阶段(i)至(iii)；
图4是示意地示出根据优选的实施例的方法的流程图；
图5是航空器的示意图，其中安装根据本发明的一个实施例的一个或多个支架；和
图6是根据本发明的一个实施例正在安装固定装置或元件的空间站的示意图。
具体实施方式
附图被用以提供本发明的进一步的理解并且被并入并构成说明书的一部分。附图示出本发明的特定的实施例并且与说明书一起用以解释本发明的原理。本发明的其他实施例以及许多本发明伴随而来的优点将容易地被认识，因为参照下面详细的说明书它们变得更加好理解。
应该认识到，在商业上可行的实施例中可以有用或必要的普通且好理解的元件没有必要示出以便于更抽象地看这些实施例。附图的元件不需要彼此成比例地示出。还应该认识到，方法的一个实施例中的特定动作和/或步骤可以以特定的发生次序描述或示出，同时本领域技术人员将理解，针对次序的这种特征或专一性也是不必要求的。还应该理解，本说明书中使用的术语和表达具有与在它们相应的探究和研究范围或领域中的这种术语和表达一致的普通的意义，除了此处已经提出特定的意义。
首先参照附图的图1，示意地示出用于根据本发明的方法在航空器的机架或机身结构F中安装固定装置1(此处是支架的形式)的系统。本实施例中的航空器的机架或机身结构F包括机身的曲面壳体部分，该部分包含碳纤维加强的聚合物复合材料，在这种情况下，该部分通过从垂直地延伸的支撑框架S水平地延伸的支持元件B支撑。图1中还示出机器人组件2，其包括具有多个铰接式接头或关节4的机器人臂3，每个接头或关节在至少一个自由度上并且优选在多个自由度上可驱动。机器人组件2本身安装用于在垂直于图1的平面的方向上沿轨道构件5的平移运动。
安装在机器人臂3的远端区域上的是添加制造设备7的头部6，添加制造设备7通常被理解或可以称为3D打印装置。这种添加制造设备7可以以已知的3D打印技术中任一种操作，例如熔合淀积造型(FDM)、激光烧结(LS)、或立体光刻(SLA)。在本实施例中尤其优选的是熔合淀积造型(FDM)设备7。机器人组件2的移动，以及更特别地机器人臂3经由铰接式接头或关节4的移动以及其沿轨道构件5的位置经由计算机处理器P通过计算机控制(此处示意地示出，并且后面在图3中示出)，计算机处理器P还控制添加制造设备7的操作。为了根据本发明的方法开始安装新的固定装置或支架1，通过机器人臂3沿图1中的箭头的方向移动该设备7的头部6至机身壳体F上的预定位置Z。
现在还参照附图中的图2(a)至2(d)，在四个图像(a)至(d)的系列中示出在机身结构F中形成或建立固定装置或支架1的步骤。在图2(a)的图像中，布置在机器人臂3的远端区域的FDM设备7的头部6已经移动至位于位置Z的航空器的机身结构F的表面附近。在计算机处理器P中设置或生成固定装置或支架1的三维数字模型M，并且基于支架1的该数字模型M中的数据，计算机处理器P然后控制FDM设备7的头部6随着设备7的头部6沿图2(a)中的箭头方向沿壳体结构F的表面移动将聚合物材料的多个层淀积到CFRP机身结构上。然后，在图2(b)中，支架1的一个或多个层L1已经在预定位置Z处被淀积到机身结构F上，该层被结合或熔合至CFRP结构F。
FDM设备7的头部6然后沿图2(b)中示出的箭头的方向被稍微地移动离开机身机构F。如图2(c)所示，头部6然后可以开始淀积聚合物材料的一个或多个新的层L2，新的层L2构造在之前的多个层L1上并由此建立固定装置或支架1的三维形状或形式。参考附图的图2(d)该过程继续，直到完成了支架1的最终的三维形状。
现在参照附图的图3，根据本发明的优选实施例的方法在图中以三个阶段(i)至(iii)被示出。例如，在图3(i)中操作者O被图示为位于计算机处理器P的工作站W处，计算机处理器P从事根据本实施例的方法提供和/或生成待安装的固定装置或支架1的三维(3D)数字模型M的任务。计算机操作者O工作的计算机处理器P还负责上面参照图1和图2描述的添加制造设备7和机器人组件2的计算机控制操作。
图3(ii)示意地示出相对于将要形成和安装支架1于其上的机身结构F定位机器人组件2的步骤。因此，机器人组件2在管状机身结构F内的一个或多个轨道5上是可移动的，优选在机身F内的例如分离或单独的高度或分离或单独的底板或层的多个分离或单独的轨道5中的一个上是可移动的。在此，机身结构F可以是如图3(ii)所示的管状壳体，而不是仅如图1所示的壳体片段或部分。此外，机器人组件2可以包括多个机器人臂3，用于在机身结构F内的多个不同位置Z处同时操作，即以便同时在不同的位置处建立和安装多个固定装置或支架。
关于机器人组件2的定位，固定装置或支架1的数字模型M可以包括关于机身结构F上特定支架1的具体期望或预定位置Z的数据。然后该数据可以与设置在机身结构F上的参照标记R一起使用，设置在机身结构F上的参照标记R优选可以通过设置在机器人组件2上的传感器(未示出)检测并识别以给出空间相互关系，该空间相互关系用于相对于机身结构F将机器人臂3(尤其添加制造设备7的头部6)移动至用于基于数字模型M中的数据形成和安装该特定支架1的正确位置Z。
图3(iii)与附图的图2大体对应并示意地示出在机身结构F内期望或预定位置Z处的特定支架1的顺次的淀积或层建立和安装，其中支架1被同时结合或熔合至机身结构F的材料。
现在参照附图的图4，示出了流程图，其再次示意地示出优选的实施例的方法中的步骤。为此，图4中的第一框I表示设置支架1的三维(3D)数字模型M的步骤或生成支架1的三维(3D)数字模型M的步骤，然后使计算机处理器P可使用或获得该数字模型M，计算机处理器P操作和控制承载添加制造装置7的机器人组件2。然后，第二框II表示基于数字模型M中的位置数据将添加制造设备7的头部6移动至机身结构F的预定位置Z的步骤。第三框III表示基于计算机处理器P中的支架的数字模型M通过顺次以多层的方式建立支架1用FDM设备7的头部6在机身结构F中在原地形成支架1的步骤。附图4中的最后的框IV表示当形成支架1时通过将支架1结合或熔合至CFRP机身结构F连接支架1的步骤。
根据该方法的上述说明，附图的图5示意地示出带有机身结构F的航空器A，其中已经根据本发明的方法安装至少一个固定装置或支架1，并且优选多个固定装置或支架1。
另一方面，参考附图的图6，示意地示出一个备选的实施例。在该实施例中，在此时位于轨道中的空间站T上正在执行本发明的方法。空间站T包括太阳能收集模块C、人居住模块H以及天线模块I，它们全部通过结构框架X互联。在本示例中，使用所述方法执行对天线模块I上的一部分的维修。再次采用包括机器人臂3的机器人组件2，机器人臂3具有远程控制的铰接式接头或关节4，这避免需要航天员采取太空行走。结构框架X可以包括用于引导机器人2移动到天线模块I的一个或多个轨道5。此外，添加制造设备7的头部6或三维打印机装置被安装在机器人臂3的端部区域。以此方式，在太空站T上用机器人组件2可以执行以上参照图1至3描述的方法以生成和安装新的元件或固定装置1以便维修天线模块I。在结构框架X上没有可用于机器人2的轨道5的情况下，应该注意到，添加制造设备7的头部6还可以用于根据本发明的方法在空间站T的框架X上生成和安装轨道构件5用于引导机器人组件2至待维修的天线模块I的该部分。
虽然在此已经示出并描述本发明的具体实施例，但是本领域技术人员应该认识到，存在多种备选和/或等同的实施方式。应该认识到，示例性的实施例或示例性的多个实施例仅是示例，并且不是为了以任何方式限制范围、应用或配置方式。相反，前面的发明内容和详细的说明将给本领域技术人员提供实施至少一个示例性实施例的便利的路线图，应该理解，在不脱离所附的权利要求及其法律等同物设定的范围的情况下示例性实施例中描述的元件的布置和功能可以做出多种修改或改变。总体来说，本申请旨在覆盖此处讨论的具体实施例的全部变形形式或修改形式。
在本文中，术语“包括”、“包含”、“含有”、“包含于”、“具有”、“带有”以及其变形形式应该以包含(即不排他)的意义理解，使得此处描述的过程、方法、装置、设备或系统不限于所描述的那些特征或部分或元件或步骤，而是可以包括没有通过表述列出的其他元件、特征、部分或步骤，或这些过程、方法、物件或设备固有的元件、特征、部分或步骤。此外，此处所用的术语“一”和“一个”、“一种”应该理解为表示一个或多个或多种，除非明确地声明。而且，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于标注，并且不是为了赋予数字要求以建立这些物体或步骤或元件的重要性的特定分级。
附图标记的目录
1 固定装置或支架
2 机器人组件
3 机器人臂
4 接头或关节或关节联接
5 轨道
6 头部
7 添加制造设备
F 机身结构或壳体
B 支持元件
S 支撑框架
P 计算机处理器
M 数字模型
Z 机身结构或壳体上的安装位置
L1 第一层
L2 第二层
R 参照标记
O 操作者
W 工作站
A 航空器
T 空间站
C 太阳能收集模块
H 人居住模块
I 天线模块
X 结构框架
Claims (12)
1.一种在航空器或航天器的本体或机身结构(F)内或上安装诸如支架等固定装置(1)的方法，包括如下步骤：
生成固定装置(1)的三维数字模型(M)；
在该机身结构(F)内布置添加制造设备(7)的头部(6)；和
基于固定装置(1)的数字模型(M)用该设备(7)的头部(6)在机身结构(F)上在原地形成固定装置(1)；
其中当形成固定装置(1)时通过将固定装置(1)连接至机身结构(F)在机身结构(F)上安装固定装置(1)。
2.如权利要求1所述的方法，其中在原地形成固定装置(1)的步骤包括顺次地建立固定装置(1)，优选通过用设备(7)的头部(6)在机身结构(F)内生成和建立固定装置(1)的多个层来建立固定装置(1)，其中固定装置(1)的多个层优选顺次被淀积在机身结构(F)上。
3.如权利要求1或2所述的方法，其中将固定装置(1)连接至机身结构(F)的步骤包括下列中的至少一个：当生成固定装置(1)的多个层中的一个或更多个时将固定装置(1)的多个层中的一个或更多个结合或熔合至机身结构(F)；和/或以与结构(F)的部分机械接合或机械配合的方式在原地形成固定装置(1)。
4.如权利要求1至3中任一项所述的方法，其中固定装置(1)的三维数字模型(M)包括关于固定装置(1)在机身结构(F)内的期望位置的数据，其中在原地形成固定装置(1)的步骤包括基于该数字模型(M)在机身结构(F)内定位添加制造设备(7)的头部(6)。
5.如权利要求4所述的方法，其中机身结构(F)包括用于与固定装置(1)的数字模型(M)内的参照点的空间相互关系的参照标记(R)。
6.如权利要求1至5中任一项所述的方法，其中固定装置(1)由诸如可紫外线固化聚合物或诸如丙烯腈-丁二烯-苯乙烯(ABS)或高密度聚乙烯(HDPE)等热塑性聚合物的聚合物材料形成，或由诸如共晶金属的金属形成，所述金属包括金属粉末。
7.如权利要求1至6中任一项所述的方法，其中添加制造设备(7)配置用于下列中的任何一种：熔合淀积造型(FDM)、激光烧结(LS)、选择性加热烧结(SHS)或立体光刻(SLA)。
8.一种诸如支架等固定装置(1)，其基于三维数字模型(M)在航空器或航天器的本体或机身结构(F)内在原地生成，其中当形成固定装置(1)时该固定装置(1)连接至，优选结合或熔合至本体或机身结构(F)。
9.如权利要求8所述的固定装置(1)，其中，固定装置(1)包括顺次生成或淀积的多个层，它们被结合或熔合至机身结构(F)。
10.如权利要求9所述的固定装置(1)，其中固定装置(1)由诸如可紫外线固化聚合物或诸如丙烯腈-丁二烯-苯乙烯(ABS)或高密度聚乙烯(HDPE)等热塑性聚合物的聚合物材料形成，或由诸如共晶金属等金属形成，所述由诸如共晶金属等金属形成包括由一种或多种金属粉末形成。
11.如权利要求8至10中任一项所述的固定装置(1)，其中固定装置(1)在机身结构(F)中的位置基于数字模型(M)。
12.一种具有机身结构(F)的航空器(A)，该机身结构(F)具有一个或更多个如权利要求8至11中任一项所述的固定装置(1)。
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| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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Application publication date: 20141224 |
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| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |