CN104512558B - 用于组装飞行器机身的方法以及飞行器机身制造站 - Google Patents

用于组装飞行器机身的方法以及飞行器机身制造站 Download PDF

Info

Publication number
CN104512558B
CN104512558B CN201410494420.XA CN201410494420A CN104512558B CN 104512558 B CN104512558 B CN 104512558B CN 201410494420 A CN201410494420 A CN 201410494420A CN 104512558 B CN104512558 B CN 104512558B
Authority
CN
China
Prior art keywords
shell section
fuselage
fuselage shell
wing box
unit
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201410494420.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN104512558A (zh
Inventor
霍尔格·弗劳恩
罗伯特·亚历山大·戈利希
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations GmbH
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
Publication of CN104512558A publication Critical patent/CN104512558A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104512558B publication Critical patent/CN104512558B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P2700/00—Indexing scheme relating to the articles being treated, e.g. manufactured, repaired, assembled, connected or other operations covered in the subgroups
    • B23P2700/01—Aircraft parts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B64C1/0683—Nose cones
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B64C1/0685—Tail cones
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2211/00—Modular constructions of airplanes or helicopters
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49616—Structural member making
    • Y10T29/49622—Vehicular structural member making
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/53—Means to assemble or disassemble
    • Y10T29/534—Multiple station assembly or disassembly apparatus

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Automatic Assembly (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于组装飞行器机身的方法，一种机身制造站以及一种构造套件。在此布置中，根据本方法设置有预组装的驾驶舱单元、预组装的翼盒、预组装的机尾单元以及多个预先制造的机身壳体段。此外，该方法包括定位驾驶舱单元、翼盒以及机尾单元。另外，第一前部机身壳体段定位在翼盒的前部连接区域上，并且第一后部机身壳体段定位在翼盒的后部连接区域上。第一前部机身壳体段连结至第二前部机身壳体段，并且第一后部机身壳体段连结至第二后部机身壳体段。由于上述内容，在组装飞行器机身之后可提供已含有配装元件或者功能元件的飞行器机身。

Description

用于组装飞行器机身的方法以及飞行器机身制造站
相关申请的引用
本申请要求2013年9月26日提交的德国专利申请No.10 2013 110684.6的申请日的权益，上述申请的公开内容就此以参引的方式并入本文。
技术领域
本发明涉及一种用于组装飞行器机身的方法、一种用于组装飞行器机身的机身制造站、以及一种用于生产飞行器机身的构造套件(construction kit)。
背景技术
如今，在飞行器机身的构造中，广泛地使用分段式构造。在该过程中，通常是首先生产机身段，即各个“机身筒体”。之后，可借助于周向的横向接缝来连结这些机身段。在该布置中，飞行器机身的各个部段可由桁条、框架元件以及外蒙皮元件构造而成。在该布置中，各个机身段或者“机身筒体”之间可能发生公差补偿的问题，其中，公差补偿需要对各个机身段的横截面几何结构中的最小差异进行补偿。
在已制成机身段并且已经将各个机身段互相连接之后，可进行配装和布置飞行器机身。换言之，尤其可以在飞行器机身中安装线路、管件、电子部件、电缆、绝缘元件、拱顶形状的压力隔板以及内设部件。
在DE 10 2008 038 806 A1和US 2011/0138603 A1中，描述了一种能够在不同位置处彼此独立组装的飞行器结构和用于飞行器结构的飞行器舱室。之后，可将飞行器舱室插入已组装的飞行器结构中。
在DE 10 2007 028 918 A1中，描述了一种用于生产飞行器的机身单元的方法。
发明内容
本发明的目的是提供一种用于构造飞行器机身的替代性的方法以及替代性装置。
该目的通过根据独立权利要求所述的特征而实现。在下面的描述、附图、以及从属权利要求中提供了改进以及实施方式。
本发明的第一方面涉及一种用于通过机身制造站组装飞行器机身的方法。在该布置中，该方法包括提供预组装的翼盒、预组装的驾驶舱单元、预组装的机尾单元以及多个预先制造的前部和后部机身壳体段的步骤，该预组装的翼盒包括用于连接前部机身壳体段的前部连接区域和用于连接后部机身壳体段的后部连接区域。此外，该方法包括以下步骤：将翼盒、驾驶舱单元以及机尾单元定位在机身制造站的组装区域中，将第一前部机身壳体段定位在翼盒的前部连接区域上，以及将第一后部机身壳体段定位在翼盒的后部连接区域上。此外，本方法包含将第一前部机身壳体段连结至第二前部机身壳体段以及将第一后部机身壳体段连结至第二后部机身壳体段的步骤。
在此布置中，术语“机身制造站”可指的是用于组装飞行器机身的装置或设施。机身制造站可包括用于飞行器机身的组装区域，整个飞行器机身可在该组装区域中组装。换言之，在组装区域中，可提供充足的空间用于组装整个飞行器机身。
出于简单起见，下文中使用了术语“飞行器机身”，然而所述方法也可应用于航空航天领域中以及其他领域的其他大型部件。例如，所述方法可用于生产航天飞机、空间站模块、卫星或者潜艇艇体。
可以任何期望的顺序执行该方法的步骤。例如，可以首先使驾驶舱单元、翼盒以及机尾单元相对于彼此定位。随后，可将机身壳体段定位在它们对应的组装位置中。此后，可将部件互相连接。作为替代方式，可以首先定位翼盒并且随后将机身壳体段定位在翼盒上。此后，驾驶舱单元和机尾单元可被定位在机身壳体段上并且可被连接至机身壳体段。然而，与方法相关的步骤的其他顺序也是可能的。
在本专利申请的上下文中，术语“部件”指的是飞行器机身的部件。例如，预组装的翼盒、预组装的驾驶舱、预组装的机尾单元以及预先制造的机身壳体段均可普遍地称为“部件”。
在本专利申请的上下文中，术语“预先制造”可指示预先制造的部件包含来自以下组中的至少一个元件，所述组包括：表面保护件、绝缘件、安装装置、电气部件、传感器部件、电子部件、液压部件、光纤线路、无线模块、空调部件、燃料部件、引气部件、燃料电池部件、辅助动力单元或者发电单元、窗、门、货舱门及其任意组合。“预先配装”的部件可包括来自以下组中的元件，所述组包括：衬垫件、内部装配部件、盥洗室、厨房、衣帽架、地毯、座椅及其任意组合。
在此布置中，“预先制造”以及“预先配装”这些限定可涉及驾驶舱单元、翼盒、机尾单元、机身壳体段、底板结构和/或其他的部件。
在该方法的一个步骤中提供了飞行器机身的预组装或者预先制造的部件。这些部件中的一个部件是可包括用于飞行器机翼的连接元件的预组装的翼盒或者中央翼盒。术语“预先制造”可指示在飞行器机身周向方向上的翼盒、驾驶舱单元和/或机尾单元已经包括机身结构的一部分。换言之，翼盒、驾驶舱单元和/或机尾单元可以筒体的形式设置。此外，翼盒、驾驶舱单元和/或机尾单元可包括具有或没有底板面板的底板格栅。此外，预组装的翼盒、驾驶舱单元和/或机尾单元可被预先制造和/或预先配装。例如，可预先安装例如盥洗室或者厨房的建筑物(monument)。建筑物也可暂时地停留于翼盒、驾驶舱单元和/或机尾单元，并且可在组装机身之后安装在其最终位置。此外，预组装的翼盒、驾驶舱单元和/或机尾单元可包括飞行器门和/或飞行器窗。还有可能在翼盒、驾驶舱单元和/或机尾单元中包含过量的电缆长度。在组装机身结构之后，可将过量的电缆长度铺设在整个机身或者部分机身中。例如可设置于翼盒、驾驶舱单元、或者机尾单元中的过量的电缆长度可例如在对应的单元中已经连接至对应的电子部件并且可设置为卷绕至电缆盘上。还有可能在翼盒、机尾单元和/或驾驶舱单元中设置光纤线路。这些光纤线路也可设置为卷绕在电缆盘上。
此外，预组装的机尾单元可包括其上安装有水平稳定器或者竖直稳定器的连接区域。例如，还可能将从包括配平轴(trim spindle)的组中所选择的元件设置在预组装的机尾单元中。
例如，机尾单元可包括压力隔板。在此布置中，压力隔板可包含在机尾单元的结构中。在压力隔板的前方——即沿驾驶舱的方向——可设置有机尾单元的舱室部分。在此布置中，舱室部分可被预先制造或者预先配装。由压力隔板界定的机尾单元的外侧部分可被预先制造。此外，可以在由压力隔板界定的机尾单元的外侧部分中设置配平轴、防火系统和/或发电单元。
在此布置中，机翼可已经安装在翼盒上。同样地，水平稳定器和竖直稳定器可已经安装在机尾单元上。作为替代方式，可能的是机翼或水平稳定器和竖直稳定器还未安装在翼盒或者机尾单元上。在此情况下，可在组装飞行器机身之后安装机翼或水平稳定器和竖直稳定器。
预组装的驾驶舱单元可以包括表面保护件、绝缘件、安装装置、电气部件、传感器部件、电子部件、液压部件、光纤线路、空调部件、窗、航空电子系统、电子舱、计算机以及雷达。优选地，预组装的机尾单元包括表面保护件、绝缘件、安装装置、电气部件、传感器部件、电子部件、液压部件、光纤线路、空调部件、配平轴、防火传感器和/或防火系统以及发电单元。优选地，预组装的翼盒包括表面保护件、绝缘件、安装装置、电气部件、传感器部件、电子部件、液压部件、光纤线路以及空调部件。优选地，预组装的机身壳体段包括表面保护件、绝缘件、安装装置、线路和/或管件、空调部件。
预先制造的机身壳体段可以半壳形式或者四分之一壳体形式设置。此外，也可能有其他的壳体布置使得机身例如在周向方向上由两个、三个、四个、五个、六个或者更多个壳体构成。在此布置中，机身壳体段以预先制造的状态设置。这可以意味着机身壳体段已经包括绝缘装置、线路以及管件、电缆保持器、内部装配部件或者类似物。例如，各个机身壳体段的电缆可包括插接式连接件。在组装机身壳体段之后，可借助于插接式连接件使各个机身壳体段的电缆互相连接。此外，机身壳体段可已经包括诸如桁条和框架元件之类的结构部件。
此外，在每种情况中，天线可设置在机身壳体段和/或翼盒上。例如，用于卫星通信的天线可设置在上侧机身壳体段或者翼盒的上侧区域中。
在组装机身之前，可完整地或至少部分地配装或者布置机身壳体段。因此，可在还未安装的各个机身壳体段上进行布置或配装。以此方式，可以提高用于配装或布置的人体工学性和可接近性。此外，可防止在难以到达的位置进行任何配装或布置。
在此布置中，前部机身壳体段指的是设计成附接在翼盒前方的机身壳体段，而后部机身壳体段指的是设计成附接在翼盒后方的机身壳体段。换言之，前部机身壳体段可设置在驾驶舱与翼盒之间，而后部机身壳体段可设置在机尾单元与翼盒之间。
在此布置中，机身壳体段的长度是能够变化的。因此，例如通过改变机身壳体段的长度可以生产不同长度的机身。通过改变机身壳体段的长度能够生产产品系列的各种系列构件。
机身壳体段可由不同的材料制成。例如，机身壳体段可包括铝、复合材料、或者它们的组合。
由于机身壳体段连接至预组装的翼盒、预组装的驾驶舱单元和/或预组装的机尾单元，因此可以补偿驾驶舱单元、翼盒以及机尾单元之间的半径方面的差值。换言之，以此方法，不需要将可能致使任何公差补偿更加困难的“筒体”互相连接。相反地，将机身壳体段连接至驾驶舱单元、机尾单元和/或翼盒。因此，可以以简单的方式来实现驾驶舱单元、机尾单元和/或翼盒之间的公差补偿。
在本专利申请的上下文中，术语将第一部件“连接”至第二部件可指的是将第一部件连接至第二部件和/或将第一部件附接至第二部件。在此布置中，在本专利申请的上下文中，连接或附接在每种情况中均可以指的是将相应的部件焊接、铆接、粘结和/或插接在一起。当将第一前部机身壳体段连接至第二前部机身壳体段时，以及当将后部机身壳体段连接至第二后部机身壳体段时，在每种情况中，第一和第二机身壳体段均可附接至彼此。可相对于飞行器机身的纵向方向以纵向连接的形式和/或纵向接缝的形式进行第一机身壳体段与第二机身壳体段的连接。
术语将相应的机身壳体段定位在翼盒的对应的连接区域上可意味着机身壳体段被传输至翼盒并且之后定位在翼盒的对应连接区域上的组装位置中。这可例如借助于制造站的自动控制的定位装置来进行。
当将驾驶舱定位在相邻的前部机身壳体段上时，例如，可将驾驶舱定位在第一前部机身壳体段上。驾驶舱也可定位在另一前部机身壳体段上。例如，另外的前部机身壳体段可连接至第一前部机身壳体段，并且驾驶舱可定位在该另外的前部机身壳体段上。同样地，机尾单元可定位在第一后部机身壳体段上或者定位在连接至第一后部机身壳体段的另外的后部机身壳体段上。
由于已经预先制造了机身壳体段，因此在组装飞行器机身之后，可以将飞行器机身的一部分设备和/或配饰在组装机身结构之后安装至飞行器机身中。这意味着随后无需将飞行器机身的该部分设备/或配饰安装至飞行器机身中。为此原因，不需要对已经预先安装的配装元件和/或功能元件进行安装的另外的安装步骤。因此，通过根据本发明的制造站或者根据本发明的方法，使组装飞行器机身可以占用较少的时间和/或工作量，或者可减小飞行器的产出时间。因此，可以需要较少的安装人员用于组装飞行器机身。此外，通过提供预先制造和/或预先配置的部件，可确保实际安装有配装元件或者功能元件。此外，可以预先确定配装元件或者功能元件在部件上的组装位置，使得可使安装部件中的误差最小。
根据本发明的一个实施方式，该方法包括以下步骤：将第一前部机身壳体段和第二前部机身壳体段连结至翼盒的前部连接区域，将驾驶舱单元连结至相邻的前部机身壳体段，将第一后部机身壳体段和第二后部机身壳体段连结至翼盒的后部连接区域，以及将机尾单元连结至相邻的后部机身壳体段。
例如，以此方式可以在机身壳体段与翼盒之间或者在机身壳体段与机尾单元或驾驶舱单元之间建立横向连接。这些横向连接可为沿机身的周向方向延伸的连接。
以此方式，机身壳体段可连接至翼盒、驾驶舱单元以及机尾单元。因此，可以将力从机身壳体段传递至翼盒、驾驶舱单元或者机尾单元。
根据另一示例性实施方式，该方法包括以下步骤：将前部底板结构定位在翼盒的前部连接区域上，将后部底板结构定位在翼盒的后部连接区域上，将前部底板结构连结至前部机身壳体段，以及将第二底板结构连结至后部机身壳体段。
在此布置中，可预先制造底板结构。因此，底板可包括在预先制造的机身壳体段的上下文中所描述的预先制造的元件。由于上述内容，组装的飞行器机身已经包括底板结构。
根据另一示例性实施方式，该方法包括以下步骤：将第二前部机身壳体段、第三前部机身壳体段以及第四前部机身壳体段定位在翼盒的前部连接区域上，以及将第二后部机身壳体段、第三后部机身壳体段以及第四后部机身壳体段定位在翼盒的后部连接区域上。此外，该方法包括以下步骤：将前部机身壳体段连结至相邻的前部机身壳体段，将前部机身壳体段连结至翼盒并且连结至驾驶舱单元，将后部机身壳体段连结至相邻的后部机身壳体段，并且将后部机身壳体段连结至翼盒并且连结至机尾单元。在此布置中，第一前部机身壳体段和第一后部机身壳体段在每种情况中均为下侧机身壳体段。第二前部机身壳体段和第三前部机身壳体段以及第二后部机身壳体段和第三后部机身壳体段在每种情况中均为侧向机身壳体段。第四前部机身壳体段和第四后部机身壳体段在每种情况中均为上侧机身壳体段。
由于上述内容，在翼盒前方和在翼盒后方的飞行器机身在每种情况中均以四壳体式构型制造。
由于上述内容，可以相对较少的部件来制造飞行器机身。四个机身壳体段可借助于四个接缝互相连接。在四壳体式构型中，还可以通过四个接缝来进行优异的公差补偿。此外，在机身壳体段的预先制造或者预先布置的阶段，能够容易地接近各个机身壳体段。此外，定位作业可以相对适度。另外，可以需要较少的工具作业。
下侧机身壳体段可包括货物底板。此外，货物底板的多个部分可以设置在侧向机身壳体段上。
根据本发明的另一实施方式，第一前部机身壳体段和第一后部机身壳体段在每种情况中均为下侧机身壳体段，而第二前部机身壳体段和第二后部机身壳体段在每种情况中均为上侧机身壳体段。
换言之，以此方式，飞行器机身可以由两个半筒体制成。在此布置中，可以在下侧机身壳体段或者在下侧半筒体中已经设置有底板格栅和/或底板格栅下方的货物底板。在此布置中，底板格栅可已经包含底板面板(floor panel)。替代地，还可以设置组装底板，在之后的阶段中由底板格栅代替该组装底板。
以此方式，可以双壳式构型制造飞行器机身。
在四壳式构型的上下文中提到的优点也适用于双壳式构型。此外，还可以在预先制造的机身壳体段中已经包含底板格栅。此外，在双壳式构型中，由于双壳式构型中机身由更少的机身壳体段构造而成，因此可进一步减小定位作业或者工具作业。
根据另一示例性实施方式，连结的每个步骤包括焊接、摩擦焊接、铆接、粘结、插接在一起、螺纹式连接或其组合。
由于上述内容，通过连接两个部件，可确保将力从一个部件传递至另一部件。
根据本发明的另一示例性实施方式，提供预先制造的机身壳体段包括使机身壳体段配装有来自以下的组中的元件，所述组包括：表面保护件、绝缘件、安装装置、电子部件、液压部件、光纤线路、无线模块、空调部件、燃料部件、引气部件、燃料电池部件。
以此方式，在将机身壳体段附接至飞行器机身之后可已经安装有上述配装元件。
根据本发明的另一示例性实施方式，在定位期间，预组装的驾驶舱、预组装的翼盒、预组装的机尾单元以及预先制造的机身壳体段在每种情况中均从机身制造站的前部拾取区域或者后部拾取区域传输至机身制造站的组装区域。
由于上述内容，可将待安装的部件定位在拾取区域中。借助于传输和定位装置可将部件从拾取区域传输至组装位置并且定位至组装位置中。因此，提供拾取区域，部件可从该拾取区域进行传输以及安装。例如，在将部件放置在拾取区域之后可自动地进行传输、定位以及安装。
本发明的另一方面涉及一种用于组装飞行器机身的机身制造站，该机身制造站包括：用于组装飞行器机身的组装区域；用于传输和定位飞行器机身的待安装的各个部件的传输和定位装置；以及用于在飞行器机身的部件之间建立连接的连结装置。在此布置中，传输和定位装置设计用于将预组装的翼盒、预组装的驾驶舱单元以及预组装的机尾单元定位在机身制造站的组装区域中，预组装的翼盒包括用于连接前部机身壳体段的前部连接区域并且包括用于连接后部机身壳体段的后部连接区域。此外，传输和定位装置设计用于将第一预先制造的前部机身壳体段定位在翼盒的前部连接区域上，并且传输和定位装置设计用于将第一预先制造的后部机身壳体段定位在翼盒的后部连接区域上。此外，连结装置设计用于将第一前部机身壳体段连结至第二预先制造的前部机身壳体段；并且，连结装置设计用于将第一后部机身壳体段连结至第二预先制造的后部机身壳体段。
在方法的上下文中的上述和下述特征以及优点也适用于在本专利申请的上下文进行描述的机身制造站。此外，上述和下述的机身制造站可设计成实施上述和下述的方法。
借助于这种机身制造站，可以制造出已经预先制造或者预先配装的飞行器机身。这可半自动地或者全自动地进行。
根据另一示例性实施方式，连结装置设计用于将第一前部机身壳体段连结至翼盒，并且连结装置设计用于将驾驶舱单元连结至相邻的前部机身壳体段。此外，连结装置设计用于将第一后部机身壳体段连结至翼盒，并且连结装置设计用于将机尾单元连结至相邻的后部机身壳体段。
根据另一示例性实施方式，为了容纳飞行器机身，组装空间包括长形的设计，其中，在组装区域的前端设置有前部拾取区域，和/或在组装区域的后端设置有后部拾取区域，以便拾取待安装的机身的部件。在此布置中，传输和定位装置设计用于将部件从前部拾取区域和/或从后部拾取区域传输至组装区域。
换言之，可将待安装的部件定位在拾取区域中。随后，机身制造站可将对应的部件从拾取区域传输至组装区域。这可例如全自动地或者半自动地进行。
以此方式，机身制造站可例如分成各种区域。例如，在将部件从拾取区域传输至组装区域期间，可阻挡任何个人接近组装区域，使得在将部件传输至组装区域期间，不会有人受伤。以此方式，可确保在组装飞行器机身期间的安全性。
根据另一示例性实施方式，为了容纳飞行器机身，组装空间沿纵向方向是长形的并且包括设置为平行于纵向方向的左手侧边界和右手侧边界。在此布置中，左手侧传输和定位装置和左手侧连结装置设置在组装空间的左手侧边界，并且右手侧传输和定位装置和右手侧连结装置设置在组装空间的右手侧边界，使得能够从左手侧和右手侧同时地组装飞行器机身。
换言之，可从两侧处理飞行器机身。在此布置中，传输和定位装置以及连结装置可设计为机械臂。以此方式，对于传输和定位装置以及连结装置来说飞行器机身上的全部或者几乎全部位置都能够到达。
根据另一示例性实施方式，机身制造站包括用于传输底板结构的上侧传输和定位装置。在此布置中，上侧传输和定位装置设计用于将前部底板结构定位至翼盒的前部连接区域上。此外，上侧传输和定位装置设计用于将后部底板结构传输至翼盒的后部连接区域上。在此布置中，连结装置设计用于将前部底板结构连结至前部机身壳体段，并且连结装置设计用于将后部底板结构连结至后部机身壳体段。
由于上述内容，还可以借助于机身制造站来传输和定位底板结构。
根据本发明的另一示例性实施方式，传输和定位装置以及连结装置设计成多功能自动装置的形式。上侧传输和定位装置设计为龙门起重机。
例如，传输和定位装置以及连结装置都可集成于同一多功能自动装置。由于上述内容，可半自动地或者全自动地进行对部件的传输、定位以及连结。
本发明的另一方面涉及一种用于生产飞行器机身的构造套件，该构造套件提供实施方法所需的部件，这些部件包括预组装的驾驶舱单元和/或预组装的翼盒和/或预组装的机尾单元以及多个分离的预先制造的机身壳体段，该预组装的驾驶舱单元包括从以下的组中选择的至少一个配装元件，所述组包括：表面保护件、绝缘件、安装装置、电子部件、液压部件、光纤线路、无线模块、空调部件、燃料部件、引气部件、燃料电池部件、衬垫件、内部装配部件、盥洗室、厨房、衣帽架、地毯、座椅、辅助动力单元及其任意组合，预组装的翼盒包括从以下的组中选择的至少一个配装元件，所述组包括：表面保护件、绝缘件、安装装置、电子部件、液压部件、光纤线路、无线模块、空调部件、燃料部件、引气部件、燃料电池部件、衬垫件、内部装配部件、盥洗室、厨房、衣帽架、地毯、座椅、辅助动力单元及其任意组合，该预组装的机尾单元包括从以下的组中选择的至少一个配装元件，所述组包括：表面保护件、绝缘件、安装装置、电子部件、液压部件、光纤线路、无线模块、空调部件、燃料部件、引气部件、燃料电池部件、衬垫件、内部装配部件、盥洗室、厨房、衣帽架、地毯、座椅、辅助动力单元及其任意组合，在每种情况中预先制造的机身壳体段均包括从以下的组中选择的至少一个配装元件，所述组包括：表面保护件、绝缘件、安装装置、电子部件、液压部件、光纤线路、无线模块、空调部件、燃料部件、引气部件、燃料电池部件、衬垫件、内部装配部件、衣帽架、辅助动力单元及其任意组合。
由于上述内容，提供了一种用于飞行器机身的构造套件，该构造套件已经包括配装元件和/或功能元件。以此方式，由根据本发明的方面的构造套件组装的飞行器机身能够已经包括配装元件和/或功能元件。因此，在组装飞行器机身之后，能够已经安装了构造套件中所包含的配装元件。由于上述内容，可减小与组装飞行器机身相关的工作。
此外，在机身制造站和方法的上下文中已描述的特征和优点也能够转移至构造套件。
尽管在方法、机身制造站、或者用于生产飞行器机身的构造套件的上下文中专门描述了各个实施方式，但是上述和下述实施方式同样地适用于方法、机身制造站以及构造套件。
实施方式的各种组合可导致协同效应，即使在下面未描述这些效应。
在以下对示例性实施方式以及附图的描述中公开了本发明的其他特征、优点和应用选择。在此布置中，所有描述和/或示出的特征本身及其任意组合形成本发明的主题，这甚至与它们在各个权利要求中的组成或者与它们之间的相互关系无关。
附图说明
图1示出了根据本发明的示例性实施方式的机身制造站。
图2示出了根据本发明的示例性实施方式的机身制造站。
图3A示出了根据本发明的示例性实施方式的用于组装飞行器机身的方法。
图3B示出了根据本发明的示例性实施方式的用于组装飞行器机身的方法。
图4A示出了根据本发明的示例性实施方式的用于生产飞行器机身的构造套件。
图4B示出了根据本发明的示例性实施方式的用于生产飞行器机身的构造套件。
图5示出了根据本发明的示例性实施方式的流程图。
图6A示出了根据本发明的示例性实施方式的飞行器机身的组装。
图6B示出了根据本发明的示例性实施方式的飞行器机身的组装。
这些附图是示意性且并不成比例。如果在下面的描述中提到多个附图中的相同的附图标记，则它们指示相同或相似的元件。然而，相同或相似的元件也可由不同的附图标记指示。
具体实施方式
图1示出了根据本发明的一个示例性实施方式的机身制造站100的横截面。在此布置中，机身制造站100设计用于组装飞行器机身101。飞行器机身的纵向方向或者飞行器机身的相应部件的纵向方向设置为沿着X方向140。此外，Y方向141指示垂直于X方向的水平方向。Z方向142指示竖直方向。
机身制造站100包括龙门起重机102，该龙门起重机102具有提升机构103，在提升机构103的端部附接有保持工具和/或抓握工具104。借助于龙门起重机，能够传输或者定位飞行器机身的各种部件。例如，借助于龙门起重机，可传输并且定位上侧机身壳体段128或者底板结构132。在此布置中，龙门起重机102可沿着两轨道111和113移动。为此目的，龙门起重机102的引导元件112附接至轨道111，并且龙门起重机102的引导元件114附接至轨道113。轨道111和113附加至支撑件109和110。
此外，机身制造站100包括数个机械臂105、106、107以及108，借助于这些机械臂能够传输并定位飞行器机身的部件。在此布置中，左手侧机械臂105和107可传输并定位机身左手侧的部件，并且右手侧机械臂106和108可传输并定位机身右手侧的部件。例如，借助于机械臂105和107可传输并定位左手侧机身壳体段129，并且借助于机械臂106和108可传输并定位右手侧机身壳体段130。在此布置中，机械臂105、106、107以及108还可沿X方向140移位。为此目的，机械臂105可借助于引导元件116沿着轨道115移位，机械臂106可沿着轨道117移位，机械臂107可沿着轨道118移位，并且机械臂108可沿着轨道119移位。轨道115附接至支撑件109，并且轨道117附接至支撑件110。轨道118和119在每种情况中均附接至机身制造站的底板。为了保持和/或抓握待传输或者待安装的部件，保持或抓握工具123附接至机械臂105，保持或抓握工具126附接至机械臂106，保持或抓握工具124附接至机械臂107，保持或抓握工具125附接至机械臂108。在每种情况中，机械臂可包括借助于铰接件120、121以及122互相连接的数个段，使得机械臂可抓握、保持和/或处理部件的各个位置。此外，机械臂105、106、107以及108还可设计成处理各个机身部件使其在一起，例如使它们互相连接。为此效果，可将例如焊接工具或者铆接工具的相对应的工具附接至机械臂的端部。例如，可更换机械臂端部处的工具用于特定的任务，或者可自动地更换这些工具。
此外，为了安装下侧机身壳体段131，机身制造站可包括保持工具127，使得下侧机身壳体段131可定位并安装在特定的位置。
图2示出了根据本发明的一个示例性实施方式的机身制造站100的侧视图。该布置例如可示出图1中示出的机身制造站100的侧视图。图2示出了与轨道111和115附接的左手侧支撑件109。此外，该图示出了设置在机身制造站的底板上的轨道118。龙门起重机102附接在轨道111上以沿X方向140能够滑动。以此布置，龙门起重机102包括通过提升机构沿z-方向142能够调节高度的两个抓握或保持工具104和201。借助于龙门起重机102，例如能够传输和定位上侧机身壳体段128。
机械臂105和107在每种情况中均附接在轨道115和118上，沿着轨道115和118在x-方向140上能够移位。借助于这些机械臂，能够例如传输和定位侧向壳体段129。此外，示出了下侧固定装置127和202，例如，下侧机身壳体段可安装在该下侧固定装置127和202上。
图3A和3B示出了根据本发明的一个示例性实施方式的用于借助于机身制造站来组装飞行器机身的方法的各个步骤。在此布置中，在图3A和图3B的区域301中，每种情况中均示出了机身制造站的侧视图，并且在图3A和图3B的截面302中，每种情况中均示出了机身制造站的横截面图。截面302示出了具有观察方向304的横截平面303的横截面。以线305、306、307、308、309、310、311、312、313、314以及315示出了方法的各个步骤。
以第一线305示出了方法的第一步骤。借助于其来实施该方法的机身制造站包括组装区域316、前部拾取区域317以及后部拾取区域318。在机身制造站的左手侧设置有借助于其能够传输并且定位机身部件的左手侧机械臂319、320、321、322、323、324、325以及326。在机身制造站的右手侧设置有右手侧机械臂(在侧视图中未示出)。横截面302示出了设置有右手侧机械臂328和329。在组装区域的右手侧，另外的机械臂(由于横截面而未示出)可设置在机械臂328和329的后方。此外，机身制造站包括用于传输上侧机身部件的龙门起重机327。另外，各种固定装置330至339设置在机身制造站的组装区域316中，下侧机身壳体段、翼盒、驾驶舱以及机尾单元可安装在这些固定装置上。
在方法的第一步骤305中，进行将预组装的翼盒340定位在机身制造站的组装区域316。在此布置中，后部拾取区域318中的翼盒由左手侧机械臂323-326以及右手侧机械臂328和329抓握并且沿组装区域316的方向移动。作为替代方式，翼盒340也可从前部拾取区域317传输至组装区域316。
在方法的第二步骤306中，翼盒被定位在组装区域316的中间。这之后将前部下侧机身壳体段341定位在翼盒340的前部连接区域中，并且将后部下侧机身壳体段342定位在翼盒340的后部连接区域中。在此布置中，在前部拾取区域317中，前部下侧机身壳体段341由左手侧机械臂321和322以及右手侧机械臂(未示出)抓握并且沿组装区域316的方向传输。在后部拾取区域318中，下侧后部机身壳体段342由左手侧机械臂325和326并由右手侧机械臂329且可能地由另一机械臂(未示出)抓握并且沿组装区域316的方向传输。
在方法的第三步骤307中，进行将前部底板结构343定位在翼盒340的前部连接区域中，并且进行将后部底板结构344定位在翼盒340的后部连接区域中。为此效果，前部底板结构343在前部拾取区域317中由龙门起重机抓握并且沿组装区域的方向移动。同样地，后部底板结构344在后部拾取区域318中由龙门起重机327抓握并且沿组装区域316的方向移动。
在方法的第四步骤308中，进行将侧向机身壳体段定位在组装区域316中。在此布置中，该图以侧视图示出了左手侧前部机身壳体段345在前部拾取区域317中被机械臂319-322抓握并且沿组装区域的方向移动。同样地，在后部拾取区域318中左手侧后部机身壳体段346被机械臂323-326抓握并且沿组装区域316的方向移动。横截面图302示出：在后部拾取区域318中，同样地，右手侧后部机身壳体段347由机械臂328和329抓握。同样地，右手侧前部机身壳体段可由机械臂抓握并且沿组装区域的方向传输(由于所绘的为横截面，因此未示出)。
在方法的第五步骤309中，定位驾驶舱348和机尾单元349。在此布置中，驾驶舱348借助于引导装置350从前部拾取区域317沿组装区域316的方向移动。同样地，预组装的机尾单元349通过使用引导装置351和352从拾取区域318沿组装区域316的方向移动。
在方法的第六步骤310中，侧向机身壳体段从预组装位置移动至组装位置，使得可互相连接各个机身部件。
图3B示出了方法的步骤7至步骤11。在第七步骤311中，进行各个部件的连接。因此，翼盒340的前部连接区域355连结至前部机身壳体段345和341。此外，邻接区域354中的前部机身壳体段345和341互相连接并且连结至驾驶舱348的连接区域353。同样地，翼盒340通过后部连接区域354连结至后部机身壳体段346和342。后部机身壳体段346和347在连接区域357上互相连接。此外，后部机身壳体段连结至机尾单元349的连接区域358。在此布置中，术语“连结”可指的是各个部件的铆接或焊接。
在方法的第八步骤312中，定位上侧机身壳体段359和360。在此布置中，前部上侧机身壳体段359在前部拾取区域317中被抓握并且沿组装区域316的方向移动。同样地，后部上侧机身壳体段360在后部拾取区域318中由龙门起重机327的保持或抓握工具367抓握并且沿组装区域316的方向移动。
在方法的第九步骤313中，定位上侧机身壳体段359和360。在此布置中，上侧机身壳体段359和360借助于龙门起重机或者多个龙门起重机被移动至正确的水平位置，并且之后被降低，使得驾驶舱的上侧开口由上侧机身壳体段闭合。
在方法的第十步骤314中，进行将上侧机身壳体段连结至机身的相邻部件。因此，前部上侧机身壳体段359在接合处363连结至翼盒340，在接合处362连结至前部侧向机身壳体段，并且在接合处361连结至驾驶舱348。同样地，后部上侧机身壳体段360在接合处364连结至翼盒340，在接合处365连结至后部侧向机身壳体段346，并且在接合处366连结至机尾单元349。此外，龙门起重机327的保持或抓握工具借助于提升机构被抬高。
在方法的第十一步骤315中，从飞行器机身368中移除了机械臂324、326、328和329以及未示出的机械臂，使得可从机身制造站中移出飞行器机身。
图4A示出了根据本发明的一个示例性实施方式的呈四壳式构型的飞行器机身的横截面。在此布置中，图4A的左半部示出了飞行器机身410可由四个预先制造的机身壳体段构造而成。因此，飞行器机身包括上侧机身壳体段401、侧向机身壳体段402和403、以及下侧机身壳体404。机身壳体段401-404被预先制造，换言之，上侧机身壳体段401已经包括管件和线路406，侧向机身壳体段402和403已经包括管件和线路407，并且下侧机身壳体段已经包括管件408。此外，底板结构405附接在侧向机身壳体段之间，并且下侧机身壳体段404包括另外的加固结构409。图4A的右半部示出了处于组装构型的四个机身壳体段401-404。在此布置中，机身壳体段401与机身壳体段402之间具有接合处411，机身壳体段402与机身壳体段404之间具有接合处413，机身壳体段404与机身壳体段403之间具有接合处414，并且机身壳体段403与机身壳体段401之间具有接合处412。
图4B示出了根据本发明的一个示例性实施方式的以半壳式构型构造的飞行器机身427。图4B的图的左半部示出了飞行器机身427由具有配装元件423的上侧机身壳体段420和具有配装元件424的下侧机身壳体段421构造而成。此外，在机身壳体段420和421之间设置有同样含有配装元件426的底板结构422。此外，下侧机身壳体段421还包括加固结构425。
图4B的图的右半部示出了处于组装构造的呈半壳式构型的飞行器机身427。在此布置中，接合处428和429位于机身壳体段420与机身壳体段421之间。
图5示出了根据本发明的一个示例性实施方式的用于通过机身制造站来组装飞行器机身的方法的流程图。该方法包括提供预组装的翼盒、预组装的驾驶舱单元、预组装的机尾单元以及多个预先制造的前部和后部机身壳体段的步骤S1，该预组装翼盒包括：用于连接前部机身壳体段的前部连接区域和用于连接后部机身壳体段的后部连接区域。此外，该方法包括将翼盒、驾驶舱单元以及机尾单元定位在机身制造站的组装区域中的步骤S2。该方法还包括将第一前部机身壳体段定位在翼盒的前部连接区域上的步骤S3、以及将第一后部机身壳体段定位在翼盒的后部连接区域上的步骤S4。此外，根据本方法，进行了将第一前部机身壳体段连结至第二前部机身壳体段的步骤S5和将第一后部机身壳体段连结至第二后部机身壳体段的步骤S6。
在此布置中，可以任何期望的顺序执行该方法的步骤。图5中示出的顺序仅作为示例提供，并不是限制性的。
图6A和图6B示出了根据本发明的一个示例性实施方式的飞行器机身的组装或制造。图6A示出了首先使预组装的驾驶舱单元601、预组装的翼盒602以及预组装的机尾单元603相对于彼此定位。在此布置中，驾驶舱单元601、翼盒602以及机尾单元可以如下这种方式定位：使得它们将最终在完成的飞行器机身中定位。
图6B示出了在定位驾驶舱单元601、翼盒602以及机尾单元603之后，机身壳体段611、612、613以及614定位在驾驶舱单元601、翼盒602以及机尾单元603上。在此布置中，机身壳体段611和612定位在驾驶舱单元601与翼盒602之间并且连接至它们。机身壳体段613和614定位在翼盒602与机尾单元603之间并且连接至它们。
根据本发明的另一示例性实施方式，预组装的驾驶舱单元C、预组装的机尾单元H、预组装的翼盒F以及数个机身壳体段可根据下面的表格包括配装元件或者功能元件。在此布置中，飞行器机身以四壳式构型构造并且包括上侧机身壳体段OS、左手侧机身壳体段LS、右手侧机身壳体段RS以及下侧机身壳体段US。此外，设置了预先制造的底板结构FS。
配装元件/功能元件 C F H OS LS RS US FS
衬垫 X X X X X3 X3 X3
电气系统 X X X X1 X1 X1 X1 X1
液压系统 X X X \ \ \ X X
机械系统 X X X X2 X X
安装装置/夹具 X X X X X X X X
绝缘件 X X X X X X X \
表面处理 X X X X X X X X
在此布置中，符号“X”指示具有对应的行中所列出的元件的对应的列中所列出的部件完全或者部分地设置成预先制造或者预先装备。符号“\”指示：根据该示例性实施方式，具有相应元件的相应的部件不需要预先制造或者预先装备。上标“1”指示设置有电缆，例如卷绕在驾驶舱单元或者翼盒中的电缆盘上。上标“2”指示机械系统例如空气管件可预安装于或者集成于机身壳体段的结构中。上标“3”指示在底板结构下方设置有其他的衬垫。因此，在底部结构上方设置有舱室衬垫，并且在底板结构下方设置有货物衬垫。在此布置中，根据该示例性的实施方式，机械系统优选地设置在上侧和下侧机身壳体段以及底板结构中。此外，厨房建筑物暂时地储存于驾驶舱单元中，盥洗室建筑物暂时地储存于翼盒中。一旦已经组装机身结构，则可将前述装置安装在其最终位置处。
另外，应当指出的是，“包括”并不排除其他元件或步骤，并且“一”或“一种”并不排除复数。此外，应当指出的是，已经参照上面的示例性实施方式中的一个示例性实施方式描述的特征或步骤也可以与上述其他示例性实施方式的其他特征或步骤组合使用。权利要求中的附图标记不应被解释为限制。

Claims (16)

1.一种用于通过机身制造站(100)组装飞行器机身(101)的方法，其中，所述方法包括以下步骤：
提供预组装的翼盒(340)、预组装的驾驶舱单元(348)、预组装的机尾单元(349)以及多个前部和后部的预先制造的机身壳体段(341、342、345、346、347、359、360)(S1)，所述预组装的翼盒(340)包括：构造成连接前部机身壳体段的前部连接区域(355)、以及构造成连接后部机身壳体段的后部连接区域(356)；
将所述翼盒、所述驾驶舱单元以及所述机尾单元定位在所述机身制造站的组装区域(316)中(S2)；
将所述预先制造的机身壳体段中的第一前部机身壳体段(341)定位在所述翼盒的所述前部连接区域上(S3)；
将所述预先制造的机身壳体段中的第一后部机身壳体段(342)定位在所述翼盒的所述后部连接区域上(S4)；
在对所述预先制造的机身壳体段中的所述第一前部机身壳体段和第二前部机身壳体段进行定位之后，将所述第一前部机身壳体段(341)连结至所述第二前部机身壳体段(345)(S5)；
在对所述预先制造的机身壳体段中的所述第一后部机身壳体段和第二后部机身壳体段进行定位之后，将所述第一后部机身壳体段(342)连结至所述第二后部机身壳体段(346)(S6)；以及
其中，提供所述预先制造的机身壳体段包括为机身壳体段配装来自以下的组中的元件，所述组包括：表面保护件、绝缘件、安装装置、电子部件、液压部件、光纤线路、无线模块、空调部件、燃料部件、引气部件以及燃料电池部件。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述方法还包括以下步骤：
将所述第一前部机身壳体段和所述第二前部机身壳体段连结至所述翼盒的所述前部连接区域；
将所述驾驶舱单元连结至相邻的前部机身壳体段；
将所述第一后部机身壳体段和所述第二后部机身壳体段连结至所述翼盒的所述后部连接区域；以及
将所述机尾单元连结至相邻的后部机身壳体段。
3.根据权利要求1所述的方法，还包括以下步骤：
将前部底板结构(343)定位在所述翼盒的所述前部连接区域上；
将后部底板结构(344)定位在所述翼盒的所述后部连接区域上；
将所述前部底板结构连结至相邻的前部机身壳体段；
将所述后部底板结构连结至相邻的后部机身壳体段。
4.根据权利要求1所述的方法，还包括以下步骤：
将所述预先制造的机身壳体段中的所述第二前部机身壳体段、第三前部机身壳体段以及第四前部机身壳体段定位在所述翼盒的所述前部连接区域上；
将所述预先制造的机身壳体段中的所述第二后部机身壳体段、第三后部机身壳体段以及第四后部机身壳体段定位在所述翼盒的所述后部连接区域上；
将所述第一至第四前部机身壳体段连结至相邻的前部机身壳体段；
将所述第一至第四前部机身壳体段连结至所述翼盒并且连结至所述驾驶舱单元；
将所述第一至第四后部机身壳体段连结至相邻的后部机身壳体段；
将所述第一至第四后部机身壳体段连结至所述翼盒并且连结至所述机尾单元；
其中，所述第一前部机身壳体段和所述第一后部机身壳体段在每种情况中均为下侧机身壳体段；
其中，所述第二前部机身壳体段和所述第三前部机身壳体段以及所述第二后部机身壳体段和所述第三后部机身壳体段在每种情况中均为侧向机身壳体段；
其中，所述第四前部机身壳体段和所述第四后部机身壳体段在每种情况中均为上侧机身壳体段。
5.根据权利要求1所述的方法，
其中，所述第一前部机身壳体段和所述第一后部机身壳体段在每种情况中均为下侧机身壳体段；
其中，所述第二前部机身壳体段和所述第二后部机身壳体段在每种情况中均为上侧机身壳体段。
6.根据权利要求1所述的方法，其中，每个连结步骤包括焊接、铆接、粘结、插接在一起、螺纹式连接中的至少一者。
7.根据权利要求2所述的方法，还包括以下步骤：
将前部底板结构(343)定位在所述翼盒的所述前部连接区域上；
将后部底板结构(344)定位在所述翼盒的所述后部连接区域上；
将所述前部底板结构连结至相邻的前部机身壳体段；
将所述后部底板结构连结至相邻的后部机身壳体段。
8.根据权利要求1所述的方法，其中，每个连结步骤包括摩擦焊接。
9.根据前述权利要求中的任一项所述的方法，其中，
在定位期间，所述预组装的驾驶舱单元、所述预组装的翼盒、所述预组装的机尾单元以及所述预先制造的机身壳体段在每种情况中均从所述机身制造站的前部拾取区域(317)或者后部拾取区域(318)传输至所述机身制造站的所述组装区域(316)。
10.一种用于组装飞行器机身(101)的机身制造站(100)，其中，所述机身制造站包括：
组装区域(316)，所述组装区域(316)构造成组装所述飞行器机身；
传输和定位装置，所述传输和定位装置构造成传输和定位所述飞行器机身的待安装的各个部件，
连结装置，所述连结装置构造成在所述飞行器机身的部件之间建立连结；
其中，所述传输和定位装置构造成将预组装的翼盒、预组装的驾驶舱单元以及预组装的机尾单元定位在所述机身制造站的组装区域(316)中，所述预组装的翼盒包括用于连接预先制造的机身壳体段中的前部机身壳体段的前部连接区域并且包括用于连接所述预先制造的机身壳体段中的后部机身壳体段的后部连接区域；
其中，所述预先制造的机身壳体段配装有来自以下的组中的元件，所述组包括：表面保护件、绝缘件、安装装置、电子部件、液压部件、光纤线路、无线模块、空调部件、燃料部件、引气部件以及燃料电池部件；
其中，所述传输和定位装置构造成将所述前部机身壳体段中的第一前部机身壳体段(341)定位在所述翼盒的所述前部连接区域上；
其中，所述传输和定位装置构造成将所述后部机身壳体段中的第一后部机身壳体段(342)定位在所述翼盒的所述后部连接区域上；
其中，所述连结装置构造成在对所述前部机身壳体段中的所述第一前部机身壳体段和第二前部机身壳体段进行定位之后将所述第一前部机身壳体段(341)连结至所述第二前部机身壳体段(345)；并且
其中，所述连结装置构造成在对所述后部机身壳体段中的所述第一后部机身壳体段和第二后部机身壳体段进行定位之后将所述第一后部机身壳体段(342)连结至所述第二后部机身壳体段(346)。
11.根据权利要求10所述的机身制造站，
其中，所述连结装置构造成将所述第一前部机身壳体段连结至所述翼盒；
其中，所述连结装置构造成将所述驾驶舱单元连结至相邻的前部机身壳体段；
其中，所述连结装置构造成将所述第一后部机身壳体段连结至所述翼盒；并且
其中，所述连结装置构造成将所述机尾单元连结至相邻的后部机身壳体段。
12.根据权利要求10或11所述的机身制造站，
其中，为了容纳所述飞行器机身，所述组装区域包括长形的设计；
其中，在所述组装区域的前端设置有前部拾取区域，和/或在所述组装区域的后端设置有后部拾取区域，所述前部拾取区域和/或所述后部拾取区域用于拾取所述飞行器机身的待安装的部件；
其中，所述传输和定位装置设计成用于将部件从所述前部拾取区域和/或从所述后部拾取区域传输至所述组装区域。
13.根据权利要求10所述的机身制造站，
其中，为了容纳所述飞行器机身，所述组装区域(316)沿纵向方向是长形的并且包括设置为平行于所述纵向方向的左手侧边界和右手侧边界；
其中，所述传输和定位装置包括左手侧传输和定位装置和右手侧传输和定位装置，所述连结装置包括左手侧连结装置和右手侧连结装置；
其中，所述左手侧传输和定位装置和所述左手侧连结装置设置在所述组装区域的所述左手侧边界上；
其中，所述右手侧传输和定位装置和所述右手侧连结装置设置在所述组装区域的所述右手侧边界上；
使得能够从左手侧和右手侧同时地组装所述飞行器机身。
14.根据权利要求13所述的机身制造站，
其中，所述传输和定位装置还包括用于传输底板结构的上侧传输和定位装置；
其中，所述上侧传输和定位装置构造成将所述底板结构中的前部底板结构定位在所述翼盒的所述前部连接区域上；
其中，所述上侧传输和定位装置构造成将所述底板结构中的后部底板结构传输至所述翼盒的所述后部连接区域上；
其中，所述连结装置构造成将所述前部底板结构连结至相邻的前部机身壳体段；
其中，所述连结装置构造成将所述后部底板结构连结至相邻的后部机身壳体段。
15.根据权利要求14所述的机身制造站，
其中，所述左手侧传输和定位装置、所述右手侧传输和定位装置、所述左手侧连结装置以及所述右手侧连结装置设计成多功能自动装置的形式；并且
其中，所述上侧传输和定位装置设计为龙门起重机。
16.一种用于生产飞行器机身的构造套件，其中，所述飞行器机身包括：
预组装的驾驶舱单元，所述预组装的驾驶舱单元包括从以下的组中选择的至少一个配装元件，所述组包括：表面保护件、绝缘件、安装装置、电子部件、液压部件、光纤线路、无线模块、空调部件、燃料部件、引气部件、燃料电池部件、衬垫件、内部装配部件、盥洗室、厨房、衣帽架、地毯、座椅、辅助动力单元及其任意组合；和/或
预组装的翼盒，所述预组装的翼盒包括从以下的组中选择的至少一个配装元件，所述组包括：表面保护件、绝缘件、安装装置、电子部件、液压部件、光纤线路、无线模块、空调部件、燃料部件、引气部件、燃料电池部件、衬垫件、内部装配部件、盥洗室、厨房、衣帽架、地毯、座椅、辅助动力单元及其任意组合；和/或
预组装的机尾单元，所述预组装的机尾单元包括从以下的组中选择的至少一个配装元件，所述组包括：表面保护件、绝缘件、安装装置、电子部件、液压部件、光纤线路、无线模块、空调部件、燃料部件、引气部件、燃料电池部件、衬垫件、内部装配部件、盥洗室、厨房、衣帽架、地毯、座椅、辅助动力单元及其任意组合；以及
多个分离的预先制造的机身壳体段，在每种情况中所述预先制造的机身壳体段均包括从以下的组中选择的至少一个配装元件，所述组包括：表面保护件、绝缘件、安装装置、电子部件、液压部件、光纤线路、无线模块、空调部件、燃料部件、引气部件、燃料电池部件、衬垫件、内部装配部件、衣帽架、辅助动力单元及其任意组合。
CN201410494420.XA 2013-09-26 2014-09-24 用于组装飞行器机身的方法以及飞行器机身制造站 Expired - Fee Related CN104512558B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE201310110684 DE102013110684A1 (de) 2013-09-26 2013-09-26 Verfahren zum Montieren eines Flugzeugrumpfs und Rumpffertigungsstation
DE102013110684.6 2013-09-26

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104512558A CN104512558A (zh) 2015-04-15
CN104512558B true CN104512558B (zh) 2017-01-11

Family

ID=51429134

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201410494420.XA Expired - Fee Related CN104512558B (zh) 2013-09-26 2014-09-24 用于组装飞行器机身的方法以及飞行器机身制造站

Country Status (4)

Country Link
US (1) US9868549B2 (zh)
EP (1) EP2853495B1 (zh)
CN (1) CN104512558B (zh)
DE (1) DE102013110684A1 (zh)

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102014108629A1 (de) 2014-06-18 2015-12-24 Brötje-Automation GmbH Fertigungssystem
US9895741B2 (en) * 2014-07-09 2018-02-20 The Boeing Company Utility fixture for creating a distributed utility network
DE102014113663A1 (de) 2014-09-22 2016-03-24 Broetje-Automation Gmbh Bearbeitungsanlage für Flugzeugstrukturbauteile
DE202015104273U1 (de) 2015-08-13 2016-11-15 Brötje-Automation GmbH Bearbeitungsstation
JP6650147B2 (ja) * 2016-02-02 2020-02-19 三菱重工業株式会社 航空機パネル製造方法及び航空機パネル製造システム
DE102016210089A1 (de) * 2016-06-08 2017-12-14 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Fügen von Hautabschnitten eines umfänglich geschlossenen Rumpfes
DE102016210086A1 (de) * 2016-06-08 2017-12-14 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Herstellen eines Strukturbauteils für ein Luft- oder Raumfahrzeug, sowie Anordnung
DE102016210124A1 (de) 2016-06-08 2017-12-14 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Integration einer Hinterbaustruktur-Baugruppe in eine Struktur eines Luft- oder Raumfahrzeugs
WO2018088149A1 (ja) * 2016-11-11 2018-05-17 三菱重工業株式会社 部品製造方法及び部品製造システム
DE102017128496A1 (de) * 2017-11-30 2019-06-06 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Herstellen eines Strukturabschnitts eines Fahrzeugs
FR3086268A1 (fr) * 2018-09-25 2020-03-27 Airbus Operations Procede d’assemblage d’un troncon de fuselage d’aeronef a partir de deux parties superieure et inferieure superposees, support de montage polyvalent, outillage et unite de production de troncons de fuselage pour la mise en œuvre dudit procede
DE102018123531A1 (de) * 2018-09-25 2020-03-26 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Installieren von Systemkomponenten in einem Abschnitt eines Flugzeugrumpfs
CN109774964A (zh) * 2019-01-28 2019-05-21 陕西智翔航空科技发展有限公司 复合材料机身对合型架
FR3092024B1 (fr) 2019-01-29 2021-09-17 Airbus Operations Sas Procédé d’assemblage bord à bord de deux panneaux par soudure friction malaxage
FR3100232B1 (fr) 2019-08-30 2022-01-14 Airbus Ensemble comportant une tour support et au moins deux systemes de support pour des panneaux d’un troncon de fuselage d’un aeronef
KR102251108B1 (ko) * 2019-10-31 2021-05-11 주식회사 한화 유도탄 점검용 작업대
FR3106576B1 (fr) * 2020-01-28 2022-02-11 Airbus Procédé d’assemblage sur chariot d’un tronçon central de fuselage d’aéronef
CN115427218A (zh) * 2020-08-31 2022-12-02 株式会社Ihi空间技术 Frp成形系统和方法
US11911978B2 (en) * 2021-05-07 2024-02-27 The Boeing Company Methods and associated systems for manufacturing composite barrel structures
CN114162343B (zh) * 2021-12-15 2023-05-23 中航贵州飞机有限责任公司 一种外场0框更换安装定位方法
CN114476117B (zh) * 2022-02-23 2023-03-17 南京航空航天大学 基于力位耦合的盒段式机身装配工艺
CN114872924B (zh) * 2022-06-15 2023-07-07 中国民用航空飞行学院 一种飞机结构修理型架
CN117600830B (zh) * 2024-01-24 2024-04-12 上海上飞飞机装备制造股份有限公司 一种飞机机身筒段自动化安装生产线及其控制方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101583536A (zh) * 2007-02-28 2009-11-18 波音公司 用于装配零件组件的方法
CN101743163A (zh) * 2007-06-22 2010-06-16 空中客车控股有限公司 制造飞机机身外壳的方法和装置

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19834703C1 (de) * 1998-07-31 1999-12-30 Daimler Chrysler Aerospace Verfahren zur Herstellung, Ausrüstung und Ausstattung eines Flugzeugrumpfes und Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
DE19929471C1 (de) * 1999-06-26 2001-01-18 Eads Airbus Gmbh Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung eines dreidimensionalen Großbauteiles
US20060185143A1 (en) * 2004-11-22 2006-08-24 Airbus Deutschland Gmbh Method and device for manufacturing sections for transportation systems
DE102005054869A1 (de) * 2005-11-17 2007-05-31 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung einer Rumpfzelle eines Luftfahrzeugs
DE102007019692B4 (de) * 2007-04-26 2011-06-01 Airbus Operations Gmbh Flügel-Rumpf-Sektion eines Flugzeugs
US8766138B2 (en) * 2008-05-13 2014-07-01 Airbus Operations Gmbh Method for producing large-sized shell segments as well as shell segment
DE102008038806A1 (de) 2008-08-13 2010-02-25 Airbus Deutschland Gmbh Vormontage und Integration von Flugzeugkabinen
ES2376098B1 (es) * 2009-07-24 2013-02-04 Airbus Operations S.L. Procedimiento de ensamblaje de secciones de fuselaje de una aeronave.
EP2655194B1 (en) * 2010-12-23 2017-05-17 Airbus Operations GmbH Aircraft system component carrier system and mounting method

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101583536A (zh) * 2007-02-28 2009-11-18 波音公司 用于装配零件组件的方法
CN101743163A (zh) * 2007-06-22 2010-06-16 空中客车控股有限公司 制造飞机机身外壳的方法和装置

Also Published As

Publication number Publication date
DE102013110684A1 (de) 2015-03-26
EP2853495B1 (en) 2016-07-27
US9868549B2 (en) 2018-01-16
US20150083860A1 (en) 2015-03-26
CN104512558A (zh) 2015-04-15
EP2853495A1 (en) 2015-04-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104512558B (zh) 用于组装飞行器机身的方法以及飞行器机身制造站
RU2467928C2 (ru) Способ и устройство для изготовления фюзеляжа воздушного судна
JP7407566B2 (ja) 分配されたユティリティーネットワークを生成するためのユティリティー治具
CN101850850B (zh) 一种大飞机中机身数字化装配布局方法
CN102458999B (zh) 用于在飞机中安装内部部件模块时使用的输送装置
US8403261B2 (en) Process for making an aircraft having a floor
CN103269943B (zh) 用于安装汽车的方法
US9809325B2 (en) Aircraft system component carrier system and mounting method
CN102015442A (zh) 航空器地板组件的固定方法
CN103402870B (zh) 飞机内部部件系统及将内部部件系统安装在飞机中的方法
CN101384479B (zh) 用于容纳系统部件的移动装置的双壁式地板段
CN102458998A (zh) 用于在航空器中安装内部部件的方法和系统
US9719426B2 (en) Mounting arrangement
CN102741122B (zh) 用于将结构单元固定在飞机机身上的固定装置
JP2013534194A (ja) 多桁ポートボックスジョイント
CN111356636A (zh) 无人飞行器的机翼结构和框架附接
CA2977564A1 (en) Systems and methods for providing electrical signals to electrical devices within an interior cabin of a vehicle
US9180956B1 (en) Methods and apparatus for attaching an aircraft wing assembly to an aircraft body
CN107351979A (zh) 集控室的模块化建造方法
US10427796B2 (en) Air distribution system and method for an air conditioning system in an air vehicle
US20130075539A1 (en) Composite aerospace structure with integrated conveyance element
CN109573100B (zh) 铁鸟试验台
US20170183080A1 (en) Aircraft brace housing a fluid transfer line
JP6204337B2 (ja) 客室空間と設備空間との間に介在された耐荷重性の中間床を備えた回転翼航空機の胴体構造
EP3388339A1 (en) Duct assembly and method of assembling thereof

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20170111

Termination date: 20170924