CN104411588A - 装配飞机推进组件的固定推力反向器结构的装置和方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞机推进组件的固定推力反向器结构的装配装置(2)和方法，该装配装置(2)包括用于设置在平面支撑件上的框架(3)，相对于所述框架(3)绕着旋转轴(A)活动地旋转安装的支撑元件(12)，整体旋转安装在所述支撑元件(12)上的定位组件(16，19)，所述固定结构的前框架用于设置在所述定位组件上，以及设置用于将所述前框架固定到所述定位组件(16，19)上的固定装置，所述装配装置(2)以这样一种方式进行配置，在定位组件上的固定位置上，前框架相对于平面支撑件横向延伸。

Description

装配飞机推进组件的固定推力反向器结构的装置和方法
技术领域
本发明涉及一种装配飞机推进组件固定推力反向器结构的装置，并且还涉及装配所述固定结构的方法。
背景技术
飞机是由几个推进组件驱动的，每个推进组件通过悬浮挂架从飞机的固定结构上悬吊下来，例如，在机翼下或者在飞机的机身上。
每个推进组件以熟知的方式包括一方面装配有风扇和发动机的涡轮喷气发动机，和另一方面覆盖涡轮喷气发动机以及容纳推力反向器的机舱。
机舱通常具有管状结构，包括涡轮喷气发动机上游的进气口、用于围绕涡轮喷气发动机风扇的中间段、容纳有推力反向器并且用于围绕涡轮喷气发动机的燃烧室和涡轮的下游段，并且机舱通常终止于喷嘴，喷嘴的出口位于涡轮发动机的下游。
飞机着陆期间，飞机推力反向器适用于通过重定向由相应涡轮喷气发动机产生的至少部分推力来提高飞机的制动能力。推力反向器通常包括称为OFS的外部固定结构、风扇后面围绕发动机的称为IFS的内部固定结构、以及例如包括活动整流罩的活动结构。外部和内部固定结构限定用于冷气流循环和排放的路径。
外部固定推力反向器结构以熟知的方式特别地包括用于安装在相应涡轮喷气发动机的风扇罩上的外围前框架、外围后框架、和多个固定在前框架与后框架之间的流动叶栅，并且所述叶栅大体上平行于推力反向器的纵向几何轴延伸。前框架和后框架相对于推力反向器的纵向几何轴横向布置。外部固定结构进一步包括相当多的安装在后框架上或者后框架两侧上的装置，例如驱动活动的推力反向器结构的气缸、引导驱动气缸的导管、安装驱动气缸的支架、安装操作杆的支架，所述操作杆用于驱动属于活动推力反向器结构的阻塞副翼。
最近，已经开发出O型推力反向器(O管型)。具有O型结构的推力反向器的外部固定结构大体上从相应悬浮挂架的一侧延伸至悬浮挂架的另一侧。为了完成装配这种外部固定结构，熟知的是在操作台上大体水平地设置所述前框架，并且在操作台上装配外部固定结构的各种设备。
所述装配方法引起前框架的相当多的逆转以便可以接触用于装配多种设备的前框架的任意一边，这需要配置适当的操作工具并且复杂化了推力反向器的装配。此外，这种装配方法需要配置架桥和支架来进入到前框架的中心，这使得所述推力反向器的装配区域非常拥塞。此外，这种装配方法导致实施装配所述推力反向器的操作者不适当的姿势。这导致了装配所述O型推力反向器困难并且代价高。
这导致了所述推力反向器的制造费用的增加。此外，由于所述位置，对于操作者而言装配是很困难的。
发明内容
本发明的目的是克服这些缺点。
基于本发明的技术问题因此在于提供一种简单和经济的装配固定推力反向器结构的装置，同时能够快速和简单地装配推力反向器。
为此，本发明涉及一种装配飞机推进组件的固定推力反向器结构的装置，所述固定结构包括用于安装在推进组件的涡轮喷气发动机风扇罩上的前框架，所述装配装置包括：
-用于安置在平面支撑件上的框架，
-相对于所述框架绕着旋转轴活动地旋转安装的支撑元件，
-整体旋转安装在所述支撑元件上的定位组件，并且所述前框架设置在所述定位组件上，以及
-设置用于将所述前框架固定到所述定位组件上的固定装置，所述装配装置以这样一种方式进行配置，在固定到定位组件上的位置上，前框架相对于平面支撑件横向延伸，并且所述定位装置和固定装置以这样一种方式进行设置，所述定位组件上的固定位置上，前框架相对于支撑元件的旋转轴横向延伸。
根据本发明的装配装置的这种结构允许操作者很容易地接触到定位组件的固定位置上的前框架的两侧，从而允许操作者很容易地将形成固定推力反向器结构的各种设备装配在前框架上，并且在前框架的的两侧上。如果操作者可以将前框架放置在最适当的位置上来执行装配每个设备，所述装配将更加容易，这通过绕着旋转轴旋转所述支撑元件是非常容易实现的。
根据本发明的装配装置的这种结构还能够减少固定结构装配区域的拥塞。
根据本发明的实施例，所述装配装置以这样一种方式进行配置，在所述定位组件的固定位置上，前框架大体上在垂直于所述平面支撑元件的方向上延伸。
根据本发明的实施例，所述定位组件可拆卸地安装在所述支撑元件上。
根据本发明的实施例，所述支撑元件的旋转轴在使用所述装配装置的情况下大体上是水平的。优选地，所述支撑元件的旋转轴相对于水平面的倾斜角在-20度和+20度之间，优选地在-10度和+10度之间以及有利地在-5度和+5度之间。
有利地，所述定位组件和固定装置以这样一种方式进行设置，在所述定位组件的固定位置上，前框架大体上在垂直于所述支撑元件的旋转轴的方向上延伸。优选地，所述支撑元件的旋转轴相对于所述固定位置上的前框架的倾斜角在70度和110度之间，优选地在80度和100度之间以及有利地在85度和95度之间。
优选地，所述装配装置以这样一种方式进行设置，在所述定位组件的固定位置上，前框架相对于所述支撑元件的旋转轴大体上居中。
根据本发明的实施例，所述支撑元件包括大体上以所述支撑元件的旋转轴为中心的纵轴。例如，所述支撑元件包括大体上圆柱形的外罩，该外罩具有大体上以所述支撑元件的旋转轴为中心的轴。
根据本发明的实施例，所述定位组件至少包括一个显示外围安装壁的定位元件，前框架用于安装在所述壁上。优选地，前框架用于抵靠所述外围安装壁。
所述外围安装壁可以通过大体上圆柱形的表面部分限定。所述外围安装壁可以大体上以所述支撑元件的旋转轴为中心。
优选地，所述定位组件包括安装在所述支撑元件上的连接加固件、至少一个安装在所述连接加固件上的定位元件。
根据本发明的实施例，所述定位组件包括两个定位元件。
根据本发明的实施例，每个定位元件以圆弧延伸。
在有利的方式下，所述外围安装壁包括多个设置为与所述固定装置相协作的安装孔。优选地，设置在所述外围安装壁上的所述安装孔是椭圆形的，并且优选地大体上平行于所述支撑元件的旋转轴延伸。
根据本发明的实施例，所述固定装置包括至少一个固定构件，例如固定销，活动地安装在前框架的固定位置和前框架的释放位置之间，在所述固定位置上，至少一个固定构件设置为延伸穿过设置在前框架上的开口和一个属于所述外围安装壁的安装孔。
根据本发明的实施例，所述固定装置包括至少一个活动地安装在前框架的夹紧位置和前框架的释放位置之间的夹紧构件，在所述夹紧位置上，至少一个夹紧构件设置为施加压力给前框架以便挤压前框架抵靠所述外围安装壁。
在有利的方式下，所述固定装置包括多个固定元件，所述固定元件相对于所述支撑元件的旋转轴成角度地相互错位。每个固定元件包括例如一个夹紧构件和/或者至少一个固定构件。
根据本发明的实施例，每个固定元件包括连接到至少一个对应夹紧构件和/或者至少一个对应固定构件上的启动杆，所述启动杆枢转地安装在第一位置和第二位置之间，在所述第一位置上，至少一个对应夹紧构件和/或者至少一个对应固定构件处于它的释放位置，在所述第二位置上，至少一个对应夹紧构件和/或者至少一个对应固定构件处于它们的夹紧且固定位置上，所述启动杆以这样一种方式进行设置，所述启动杆在第一位置和第二位置之间的移位会导致至少一个对应夹紧构件和/或者至少一个对应固定构件设置在它们的释放位置和它们的夹紧和固定位置之间的移位。
每个固定元件优选地安装在所述定位组件上，例如安装在至少一个定位元件上。
根据本发明的实施例，所述装配装置包括安装在所述支撑元件上并且设置为将前框架保持在所述支撑元件上的保持装置。所述保持装置，例如，可拆卸地安装在所述支撑元件上。根据本发明的实施例，所述保持装置包括多个保持臂，所述多个保持臂相对于所述支撑元件的旋转轴成角度地相互错位。有利地，每个保持臂包括连接部分，该连接部分设有用于通过安全销的固定孔眼。优选地，每个臂相对于所述支撑元件的纵轴大体上径向延伸。所述臂例如安装在所述支撑元件的外罩上。
根据本发明的实施例，所述装配装置包括可旋转驱动装置，该驱动装置设置为绕着旋转轴旋转驱动所述支撑组件。优选地，所述可旋转驱动装置包括具有和大体上与所述支撑组件的旋转轴一致的纵轴的驱动轴，以及结合到所述驱动轴上并且设置为绕着纵轴旋转驱动所述驱动轴的转向盘。
根据本发明的实施例，所述固定装置包括设置为固定所述定位组件的前框架末端的固定机构。
所述固定机构包括例如：
-安装在所述定位组件上的第一和第二固定部分，并且每个部分设置有固定孔，以及
-第一和第二固定销，用于分别延伸穿过一方面设置在用来安装流动叶栅的前框架支撑部分上的开口，另一方面穿过属于第一和第二固定部分其中之一的固定孔。
根据本发明的实施例，考虑到安装在前框架上，所述装配装置包括安装在所述定位组件上的阻塞装置，并且该阻塞装置设置为将两个维护导轨相对于前框架阻塞在适当的位置上，所述维护导轨用于滑动地安装在容置所述推进组件的悬浮挂架上。
本发明进一步涉及装配飞机推进组件的固定推力反向器结构的方法，包括步骤：
-提供根据本发明的装配装置，
-在所述定位组件上定位所述固定结构的前框架，
-使用固定装置将前框架固定在所述定位组件上，并且
-在前框架上装配各种设备以便形成所述固定结构，所述装配步骤至少包括一个包含绕着旋转轴旋转驱动所述支撑元件的步骤。
根据本发明的执行模式，所述定位步骤包含使得前框架以所述支撑元件的旋转轴为中心。
根据本发明的执行模式，前框架大体上以圆弧延伸。根据本发明的执行模式，前框架以270度到340度之间的角度延伸。前框架具有例如大体上环形的形状。
根据本发明的执行模式，所述装配步骤至少包括一个包含通过间隔部件来固定所述固定结构的后框架到前框架上的步骤，所述固定部件固定到一方面前框架和另一方面后框架上。
根据本发明的执行模式，所述装配步骤包括步骤：
-应用所述保持装置保持前框架在所述支撑元件上，
-从所述定位组件上释放前框架，
-拆卸所述支撑元件的定位组件，并且
-在前框架上装配连接部件，所述连接部件用于安装在推进组件涡轮喷气发动机的风扇罩上。
根据一种执行模式，所述连接部件具有大体上J型的截面。
根据可选实施例，所述方法包括在前框架的定位步骤之前的一个步骤，该步骤包括在前框架上装配连接部件，所述连接部件用于安装在推进组件的涡轮喷气发动机的风扇罩上。
根据一种执行模式，所述装配步骤包括包含沿着不同的装配位置依次地移动所述装配装置的步骤。
根据另一种执行模式，所述装配方法包括包含移动所述装配装置直到某一位置的步骤，以在推进组件的涡轮喷气发动机上安装所述固定结构。
附图说明
总之，通过参照附图的非限制性实例的描述，将更好地理解本发明，附图中展示的是所述装配装置的一种执行形式。
图1是根据本发明的装配装置的透视的前视图。
图2是图1装配装置的透视的后视图。
图3是图1装配装置的透视的前视图，在所述装配装置上安装有固定推力反向器结构的前框架。
图4是图1装配装置的部分透视的俯视图。
图5是图1装配装置的固定元件的放大比例的透视图。
图6是图1装配装置的部分透视的后视图，在所述装配装置上安装有固定推力反向器结构的前框架和后框架。
图7是图1装配装置的部分透视的俯视图，展示了阻塞所述维护轨道的装置。
图8是图1装配装置的部分透视的后视图。
图9和图10是图1装配装置的透视的前视图，分别展示了装配有定位组件和去除定位组件的装配装置。
图11是前框架的示意剖视图，所述前框架装配有连接部件并且保持在图1装配装置的支撑元件上。
图12是前框架的示意剖视图，所述前框架装配有连接部件并且固定在图1装配装置的定位组件上。
图13是包括固定结构的推力反向器的透视图，所述固定结构应用图1装配装置进行装配。
具体实施方式
图1和2代表飞机推进组件的O型固定推力反向器结构中的装配装置2，更具体地称为OFS的外部固定结构。
所述装配装置2包括框架3和安置在框架3上的平台4。框架3具体包括大体上垂直的支柱5和与支柱5集成并且大体上水平的横梁6。框架3特别地装配有用于安置在地面上的支承垫7。
装配装置2还包括驱动轴8和转向盘9，所述驱动轴8具有大体上水平的、延伸穿过横梁6的纵轴A、转向盘9例如通过减速器11结合到驱动轴8上。转向盘9设置为绕着纵轴旋转驱动所述驱动轴8。
装配装置2还包括与驱动轴8旋转集成的卷筒支撑件12。卷筒支撑件12包括大体上圆柱形的罩13，罩13具有以驱动轴8的纵轴A为中心的轴。卷筒支撑件12包括多个固定到所述罩13外表面上并且相对于所述罩13大体上径向延伸的固定板14。每个固定板14有利地设置有至少一个固定孔15。
装配装置2进一步包括连接加固件16，大体上在垂直于驱动轴8的纵轴A的方向上延伸，并且具体地基本上垂直地延伸。连接加固件16可拆卸地安装在卷筒支撑件12上。连接加固件16优选地包括多个固定板17，每个固定板装配有至少一个固定孔18。每个固定板17设置为通过螺丝接合或者螺栓连接固定到卷筒支撑件12的固定板14之一上。
所述装配装置2进一步包括两个定位元件19，所述两个定位元件19与连接加固件16集成并且相对于卷筒支撑件12对称地进行设置。连接加固件16和两个定位元件19有利地构成可拆卸的定位组件。
两个定位元件19大体上垂直地延伸。每个定位元件19具有大体上圆弧的形状，并且包括外围安装壁21，所述壁用于直接或者间接地支承所述固定推力反向器结构的前框架。
根据如图所示的实施例，每个定位元件19的外围安装壁21由以驱动轴8的纵轴A为中心的部分圆柱面限定。每个定位元件19的外围安装壁21包括沿着外围安装壁21纵向分布的多个安装孔22。每个安装孔22例如可以是椭圆形并且大体上平行于驱动轴8的纵轴A延伸。
所述装配装置2还包括设置来将前框架固定在定位元件19和定位加固件16上的固定装置。
根据如图所示的实施例，所述固定装置包括多个固定元件23，所述多个固定元件23安装在定位元件19上并且相对于驱动轴8的纵轴A成角度地相互错开。每个固定元件23包括固定构件24(例如固定销)，所述固定构件24活动地安装在前框架的固定位置和前框架的释放位置之间，在所述固定位置上，固定构件24设置为延伸穿过设置在前框架上的开口和一个设置在对应定位元件19的外围安装壁21上的安装孔22，在所述释放位置上，固定元件24处于远离对应定位元件19的位置上。
每个固定元件23还包括设置在对应固定构件24的两侧上的两个夹紧构件25。每个固定元件23的两个夹紧构件25活动地安装在前框架的夹紧位置和前框架的释放位置之间，在所述夹紧位置上，夹紧构件25设置为对前框架施加压力以便使前框架压靠对应定位元件19的外围安装壁21，在所述释放位置上，夹紧构件25处于远离对应定位元件19的位置上。
每个固定元件23还包括连接到对应固定构件24和对应夹紧构件25上的启动杆26。每个固定元件23的启动杆26枢转地安装在第一位置和第二位置之间，在所述第一位置上，对应固定构件24和对应夹紧构件25处于它们的释放位置，在所述第二位置上，对应固定构件24和对应夹紧构件25处于它们的固定且夹紧位置上。启动杆26有利地以这样一种方式进行设置，启动杆26在第一位置和第二位置之间的移位会导致对应固定构件24和对应夹紧构件25设置在它们的释放位置和它们的夹紧和固定位置之间的移位。
更具体地如图5所示，每个固定元件23有利地形成铰接夹。因此，每个固定元件23包括安装在对应定位元件19上的底盘27，对应启动杆26绕着枢转轴枢转地安装在底盘27上。每个固定元件23还包括绕着平行于对应启动杆26的枢转轴枢转地安装在底盘27上的支撑构件28，对应固定构件24和对应夹紧构件25安装在支撑构件28上。每个固定元件23进一步包括至少一个连接件29，其末端分别铰接安装在支撑构件28和对应启动杆26上。
所述固定装置还包括设置来将前框架的末端固定到连接加固件16上的固定机构。更具体地如图4所示，所述固定机构有利地包括两个固定销32和安装在连接加固件16上的两个固定部件31，所述固定销用于分别延伸穿过一方面设置在用于安装流动叶栅的前框架支撑部分上的开口和另一方面设置在一个固定部件31上的固定孔(图中不可见)。
所述装配装置2进一步包括两个保持装置，所述两个保持装置可拆卸地安装在卷筒支撑件12上并且设置来将前框架保持在卷筒支撑件12上。
根据如图所示的实施例，所述保持装置包括多个保持臂33，该保持臂相对于驱动轴8的纵轴A成角度地互相错开。每个保持臂33包括安装在支撑状件12上的罩13外表面上并且大体上从罩13径向延伸的固定部分33a。每个保持臂33进一步包括连接部分33b，该连接部分33b与对应固定部分33a集成并且大体上在定位元件19的方向上平行于驱动轴8的纵轴A延伸。每个保持臂33进一步包括连接部分33c，该连接部分绕着大体上垂直于驱动轴8的纵轴A的铰链轴铰接地安装在对应连接部分33b上，以利于将所述保持臂33固定在前框架上。
每个保持臂33的连接部分33c优选地用于与安装在前框架上的固定夹相协作。因此，连接部分33c有利地设置有固定孔眼，该固定孔眼用于通过还能够与对应固定夹相协作的安全销34。
根据本发明的实施例，所述装配装置2进一步包括阻塞装置，所述阻塞装置安装在连接加固件16上并且鉴于它们安装在前框架上而设置来将两个维护导轨相对于前框架阻塞在适当的位置上。这种维护导轨用于滑动地安装在飞机的悬挂挂架上。更具体地如图7所示，所述阻塞装置有利地包括两个夹紧元件35，每个夹紧元件设置有容置壳36和压力构件37，所述容置壳用于容置对应维护导轨的壁架，所述压力构件37通向对应容置壳36并且设置为将压力施加给所述维护导轨的对应壁架。
现在描述一种应用根据本发明的装配装置2来装配飞机推力组件推力反相器60的固定结构40的方法。
该装配方法包括如下步骤：
-将两个组成所述固定结构的前框架的半框架41定位在定位元件19上，
-通过引入固定销32到一方面设置在所述半框架41的支撑壁44上的固定孔43内和另一方面到设置在对应固定部分31上的固定孔内来将每个半框架41固定在连接加固件16上，
-应用对应的固定元件23将每个半框架41固定在对应定位组件19上，并且这通过在第二位置上将所述固定元件23的启动杆26移位来实现，
-通过位于“6点钟”上的鱼尾板45将所述两个半框架41中的之一装配到另一个的上面，
-在前框架42和它的两侧上装配各种设备以便形成所述固定结构。
装配各种设备的步骤包括至少一个包括使用转向盘9来旋转驱动卷筒支撑件12的步骤，以便将前框架42定位在合适的位置上，以便有助于装配各种设备。
装配各种设备的步骤尤其包括如下步骤：
-将支架46固定在前框架42上(见图8)，所述固定支架46用于固定操作杆，所述操作杆适用于驱动属于推力反向器的活动结构70的阻塞副翼。
-通过间隔部件48将所述固定结构的后框架47固定在前框架42上，每个间隔部件48具有固定在前框架42上的第一端和固定在后框架47上的第二端，每个间隔部件48的长度对应于用于装配所述固定结构的流动叶栅的长度，
-将导管49固定在前框架42和后框架47上(见图6)，所述导管49用于引导推力反向器的活动结构的各种驱动气缸，
-将维护杆51固定在后框架47上(见图7)，
-使用夹紧构件35件将维护杆51相对于前框架42固定，
-将两个安装支架52固定在前框架42的末端上，也就是说，“12点钟”方向，每个安装支架52设置有通道间隙53，
-至少引入一个杆54穿过每个通道端口53，
-应用固定销55将每个杆54的末端分别固定在安装支架52和对应维护杆51上。
根据所述装配方法的实施例，装配各种设备的步骤尤其包括如下步骤：
-将保持臂33安装在卷筒支撑件12上，
-将保持臂33固定在固定支架46上，以便将前框架42保持在卷筒支撑件12上，
-将前框架42从每个定位元件19和连接加固件16上释放，
-将连接加固件16从卷筒支撑件12上拆卸，
-将连接部件56装配在前框架42上，连接部件56例如环形法兰，具有J型截面，也称为J环(见图11)，所述连接部件56用于安装在推进组件的涡轮喷气发动机的风扇罩上，
-拆卸所述间隔部件48，
-将形成所述固定结构的余下设备固定在前框架42和后框架47上，例如尤其是流动叶栅80。
根据一种实施模式，所述装配方法包括包含沿着各个装配位置先后移动所述装配装置2的步骤，以便实现所述固定推力反向器结构的装配。
根据另一种实施模式，所述装配方法包括包含将所述装配装置2移动到推进组件的涡轮喷气发动机上的固定结构的安装位置的步骤。
根据所述装配方法的可选实施例，连接部件56可以在其定位到定位元件19上之前安装在前框架42上。根据该方法的可选实施例，前框架42是通过所述连接部件56安装在定位元件19上的。在这种情况下，每个定位元件19包括安装在连接加固件16上的安装部分19a，以及与安装部分19a集成的定位部分19b，并且连接部件56用于安装在定位部分19b上。根据所述实施例，每个固定元件23可以包括设置为对连接部件56施加压力的夹紧构件58以便使连接部件56压靠定位部分19b。
毫无疑问，本发明没有限制在通过上面举例描述的所述装配装置的单独实施例中，相反地包括所有可替代实施例。尤其关于所述装配装置如何能够应用于装配C管型推力反向器的固定结构。

Claims (16)

1.一种飞机推进组件的固定推力反向器结构的装配装置(2)，所述固定结构包括用于安装在推进组件的涡轮喷气发动机的风扇罩上的前框架(42)，所述装配装置包括：
-用于安置在平面支撑件上的框架(3)，
-相对于所述框架(3)绕着旋转轴(A)旋转安装的支撑元件(12)，
-整体旋转安装在所述支撑元件(12)上的定位组件(16，19)，并且将所述前框架(42)设置在所述定位组件上，以及
-设置用于将所述前框架(42)固定在所述定位组件(16，19)上的固定装置，所述装配装置(2)以这样一种方式进行配置，在定位组件上的固定位置上，前框架(42)相对于平面支撑件横向延伸，并且所述定位组件和固定装置以这样一种方式进行设置，在所述定位组件上的固定位置上，前框架相对于支撑元件的旋转轴横向延伸。
2.根据权利要求1所述的装配装置，其中所述定位组件(16，19)可拆卸地安装在所述支撑元件(12)上。
3.根据权利要求1或2所述的装配装置，其中所述支撑元件(12)的旋转轴(A)在应用所述装配装置的情况下大体上是水平的。
4.根据权利要求1到3中任一项所述的装配装置，其中所述定位组件包括至少一个具有外围安装壁(12)的定位元件(19)，所述前框架(42)安装在所述安装壁上。
5.根据权利要求4所述的装配装置，其中所述外围安装壁(21)包括多个设置为与所述固定装置相协作的安装孔(22)。
6.根据权利要求5所述的装配装置，其中所述固定装置包括至少一个固定构件(24)，例如固定销，所述固定构件(24)活动地安装在前框架(42)的固定位置和前框架(42)的释放位置之间，在所述前框架的固定位置上，至少一个固定构件设置为延伸穿过设置在前框架(42)上的开口和一个属于所述外围安装壁(21)的安装孔(22)。
7.根据权利要求4到6中任一项所述的装配装置，其中所述固定装置包括至少一个活动地安装在前框架(42)的夹紧位置和前框架(42)的释放位置之间的夹紧构件(25)，在所述前框架的夹紧位置上，至少一个夹紧构件(25)设置为对前框架(42)施加压力以便挤压前框架(42)抵靠所述外围安装壁(21)。
8.根据权利要求1到7中任一项所述的装配装置，其中所述固定装置包括多个固定元件(23)，所述多个固定元件(23)相对于支撑元件(12)的旋转轴(A)成角度地相互错开。
9.根据结合权利要求6或7的权利要求8所述的装配装置，其中每个固定元件(23)包括至少一个夹紧构件(25)和/或者至少一个固定构件(24)。
10.根据权利要求9所述的装配装置，其中每个固定元件(23)包括启动杆(26)，所述启动杆(26)连接到至少一个对应夹紧构件(25)和/或者至少一个对应固定构件(24)上，所述启动杆(26)枢转地安装在第一位置和第二位置之间，在所述第一位置上，至少一个对应夹紧构件(25)和/或者至少一个对应固定构件(24)处于它们的释放位置，在所述第二位置上，至少一个对应夹紧构件(25)和/或者至少一个对应固定构件(24)处于它们的夹紧且固定位置上，所述启动杆(36)以这样一种方式进行设置，所述启动杆(36)在第一位置和第二位置之间的移位导致至少一个对应夹紧构件(25)和/或者至少一个对应固定构件(25)在它们的释放位置和它们的夹紧且固定位置之间的移位。
11.根据权利要求1到10中任一项所述的装配装置，包括安装在支撑元件(12)上并且设置为将前框架(42)保持在支撑元件(12)上的保持装置。
12.根据权利要求11所述的装配装置，其中所述保持装置可拆卸地安装在支撑元件(12)上。
13.根据权利要求11或12所述的装配装置，其中所述保持装置包括多个保持臂(33)，所述多个保持臂(33)相对于支撑元件(12)的旋转轴(A)成角度地互相错开。
14.根据权利要求1到13中任一项所述的装配装置，包括可旋转驱动装置，所述可旋转驱动装置设置为将支撑组件(12)绕着其旋转轴(A)旋转驱动。
15.一种用于装配飞机推进组件的固定推力反向器结构的装配方法，包括步骤：
-提供根据权利要求1到14中任一项所述的装配装置(2)，
-将前框架(42)定位在定位组件(16，19)的所述固定结构上，
-使用固定装置将前框架(42)固定在所述定位组件(16，19)上，并且
-将各种设备装配在前框架(42)上以便形成所述固定结构，该装配步骤包括至少一个包括绕着其旋转轴(A)旋转驱动所述支撑元件(12)的步骤。
16.根据权利要求15所述的装配方法，其中提供步骤包括提供根据权利要求2和12所述的装配装置(2)，并且所述装配步骤包括以下步骤:
-使用保持装置(33)将前框架(42)保持在所述支撑元件(12)上，
-将前框架(42)从定位组件(16，19)释放，
-从支撑元件(12)上拆卸定位组件(16，19)，并且
-将连接部件装配到前框架上，所述连接部件用于安装在推进组件的涡轮喷气发动机的风扇罩上。
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