CN107472506A - 将背衬结构组件整合于航空器或航天器结构中的方法 - Google Patents

将背衬结构组件整合于航空器或航天器结构中的方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种用于将背衬结构组件整合于航空器或航天器的结构中的方法。在这种情况下，多个独立元件被接合为形成背衬结构组件。提供用于背衬结构组件的独立元件以及用于该结构的蒙皮部分。各元件被设置在包括保持设备的预装配设备上，该保持设备各自被构造为保持其中一个元件，从而可调整其定位和/或位置。一些或全部元件被连接到蒙皮部分。在该方法中，通过调整保持设备来进行公差补偿，消除或调整了元件的接合区域与蒙皮部分之间的缝隙。

Description

将背衬结构组件整合于航空器或航天器结构中的方法
技术领域
本发明涉及将背衬结构组件、特别是门周围结构整合于航空器或航天器(例如飞机)的结构中。
背景技术
虽然本发明可应用于可用作航空器或航天器的结构的背衬结构的部分或在其中使用的各种类型的组件，但是下面将使用将门周围结构整合于飞机结构中的示例来更详细地描述本发明及由此解决的问题。
在飞机上使用门周围结构来增强和支撑机身蒙皮中所插入的门切口区域中的机身蒙皮。在以申请人已知的方式将这种类型的门周围结构整合于飞机的结构中时，门周围结构由与目标几何形状一致的多种独立部件组成。用于机身蒙皮的蒙皮元件借助于支撑柱支撑，并且在将门周围结构与该蒙皮元件接合时因制造公差产生的间隙借助于补偿元件(称为填隙片)在申请人已知的程序中补偿。代替固定的补偿元件，可以使用所谓的液态填隙片。
当在整合复杂组件的过程中连接相当大量的独立部件时，已证明要充分考虑由独立部件的定制制造引起的制造公差是相对复杂的。
发明内容
鉴于上述情况，本发明的目的是简化和改进背衬结构组件在航空器或航天器的结构中的整合，并且特别是在这种情况下允许明显更简单但仍可靠的公差补偿。
根据本发明，上述目的通过具有权利要求1的特征的方法来实现的。
因此，提出一种用于将背衬结构组件整合于航空器或航天器的结构中的方法，其中，为了形成背衬结构组件，接合多个独立元件。所述方法包括下述步骤：
-提供用于背衬结构组件的独立元件，并且提供用于所述结构的蒙皮部分；
-将这些元件设置在包括保持设备的预装配设备上，该保持设备各自被构造为保持其中一个元件从而可调整其定位和/或位置；以及
-将元件中的一些或全部连接到蒙皮部分。
通过调整保持设备来进行公差补偿，在这种情况下，消除或调整了元件的接合区域与蒙皮部分之间的缝隙。
还提出一种航空器或航天器的结构，其包括借助于这样的方法整合的背衬结构组件。
本发明所基于的概念在于如下事实：当设置可调整的保持设备时，要装配多个独立元件的背衬结构组件在结构中的整合可以以明显更简单且改进了公差补偿的方式进行，并且借助于每个元件的位置和/或定位的可调整性，可以尽可能地减小接合缝隙或者可以使该接合缝隙完全消失。因此，可以简化背衬结构组件的整合，可以降低成本，并且可以进一步提高所得到的结构的质量。
本发明的有利实施方式及改进可以参照附图从另外的从属权利要求和本说明书获得。
在一种实施方式中，对所提供的蒙皮部分的几何形状进行三维测量，特别是借助于光学测量工序来测量，并且使用由三维测量得到的数据将保持设备调整到蒙皮部分的几何形状。以这种方式，实现了对保持设备特别精确且有针对性的调整。
在优选的实施方式中，用于背衬结构组件的元件被设置为由纤维复合材料形成的元件。
在另一优选的实施方式中，蒙皮部分被设置为由纤维复合材料形成的蒙皮部分。
尤其是在纤维复合元件的情况下，由于与金属元件相比通常有更大的制造公差，因此简化的公差补偿可以是有利的。
在一种改进中，纤维复合材料包括其中嵌有增强纤维的热塑性聚合物基体。在这种类型的纤维复合材料的情况下，由于预期的制造公差，改进的公差补偿可以具有更有益的效果。
在一种改进中，元件中的至少一些通过焊接连接到蒙皮部分。相对于需要额外的连接元件的其他类型的连接，例如，焊接接头、特别是热塑性焊接接头允许重量减轻。另外，例如，在借助于热塑性聚合物产生的焊接连接的情况下，连接质量可以有利地得到保证。此外，可以避免钻屑和钻粉。
在一种改进中，当借助于焊接连接时，元件中至少一个的接合区域至少在某些区域中塑性地适合于蒙皮部分，特别是用于额外的公差补偿。在调整保持设备之后，因此可以在不需要补偿元件(称为填隙片)的情况下以节省时间和节省成本的方式封闭仍保留的任何残留缝隙。
在一种实施方式中，在设置元件之后，使预装配设备紧邻蒙皮部分。在这种情况下，随后调整保持设备以进行公差补偿。
在上述实施方式的一种改进中，可以特别地设置为在将预装配设备定位为紧邻蒙皮部分之后测量缝隙，并且基于所测得的缝隙宽度调整或再调整保持设备。
在另一种改进中，可以另外地设置为将保持设备设置为可在预装配设备上自由地移动，并且通过在各种情况下由保持设备保持的元件与蒙皮部分的接触而自动取向。以这种方式，极其简便地实现了容差区域。
在一种实施方式中，在将元件设置在预装配设备上之前，调整保持设备以进行公差补偿。这可以特别地基于对蒙皮部分的几何形状的三维测量而进行。因此，预装配设备在其上设置用于装配的元件之前就已经有利地被调整了，这样可以对加工流程产生有利的影响。
在另一种实施方式中，在调整保持设备之后，使用于背衬结构组件的元件中的至少一些在连接到蒙皮部分之前和/或同时彼此相互连接或结合。在这种情况下，元件彼此的连接或结合可以特别地通过焊接进行。因此，除了保持设备的效果之外，将元件中的一些或全部已经全部或至少部分地彼此固定，并且甚至更好地固定在它们的相对位置上。另外，在一些情况下，例如，在元件的彼此连接发生在产生与蒙皮部分的连接之前时，改进对元件彼此的接合区域的接触可以是有利的。
在一种实施方式中，通过调整保持设备来进行公差补偿，进一步消除或调整了元件中的至少一些的接合区域之间的缝隙。以这种方式，同样可以简化背衬结构组件的元件之间的公差补偿，可以节省时间和成本，并且可以进一步提高完成的结构的质量。
在一种实施方式中，在调整保持设备之后，在使预装配设备紧邻蒙皮部分以将用于背衬结构组件的元件中的一些或全部连接到蒙皮部分之前，将该元件中的至少一些彼此相互连接或结合。
在另一种实施方式中，通过调整保持设备来进行公差补偿，消除或调整了至少一个元件的接合区域与该结构的另一个背衬结构元件之间的缝隙。以这种方式，同样可以简化背衬结构组件的元件与另外的背衬结构元件之间的公差补偿。
在本发明的优选实施方式中，背衬结构组件是门周围结构。这种类型的门周围结构也可以称为门框架结构。在门框架结构(例如用于飞机的门切口区域)的情况下，从大多数独立部件看来，制造公差的简化的补偿可以具有更有益的效果。
在一种改进中，作为用于门周围结构的元件，提供至少一个主框架和/或至少一个副框架和/或至少一个肋间元件或横向柱和/或梁和/或坎。
在另一优选的实施方式中，蒙皮部分由机身壳体的蒙皮元件形成，或者蒙皮部分由在圆周方向上封闭的机身筒体的蒙皮的一部分形成。
在改进中，蒙皮元件可以以二维或三维的方式弯曲，也就是说，可以只沿一个空间方向具有简单曲率，或者可以沿多个空间方向具有曲率。
在一种实施方式中，航空器或航天器特别地为飞机。
在本发明的实施方式中，焊接可以感应地或借助于超声或借助于激光或通过与加热体的表面接触而进行。加热体可以是加热的刚性压力件，其特别地借助于电阻加热器或通过穿过其中的加热流体来加热。此外，加热体可以是填充有加热流体的垫或加热的聚合物垫。可替代地，考虑借助于加热辊的焊接。
优选地，在焊接期间，为了实现高质量焊接连接，将压力施加于焊接配对上。例如，在这种情况下，要焊接到蒙皮部分的一个或多个元件可以在一些区域中压在蒙皮部分上。
在改进中，预装配设备因此可以配备有一个或多个焊接机构，例如配备有感应机构或超声机构，或配备有激光器或用于引导和/或聚焦激光束的机构，或配备有流体填充腔或流体填充垫，或配备有可加热聚合物垫或可加热辊。
在改进中，保持设备和/或焊接机构可以构造为可改变的，以适应元件和/或蒙皮部分的变化的几何形状。因此，能够更灵活且多用途地使用预装配设备。
根据本发明的实施方式，作为热塑性聚合物材料，使用了高性能热塑性塑料，例如聚芳醚酮(PAEK)、聚醚醚酮(PEEK)等。作为增强纤维，可将碳纤维、玻璃纤维或其他合适的纤维或它们的组合嵌入由热塑性聚合物材料形成的基体中，优选为已知的连续或环形纤维。所提供的焊接机构优选被构造为用于通过熔化和/或熔融热塑性聚合物基体来焊接，该热塑性聚合物基体可以特别地由这种高性能的热塑性塑料形成。
在适当的情况下，可以将上述构造和改进根据需要彼此结合起来。本发明的另外可能的构造、改进和实施也不包括前面或下文中针对实施方式描述的本发明的特征的明确提及的组合。特别地，在工序中，本领域技术人员还将增加独立的方面作为对本发明的相应基本形式的改进或补充。
附图说明
下面将基于附图所示出的实施方式更详细地描述本发明，在附图中：
图1和图2示出作为航空器或航天器的示例的飞机，在其生产时可以使用根据本发明的实施方式的方法；
图3是将半成品的部分铺放于压制成型工具的凹形工具部的示意图，该凹形工具部包括用于制造机身壳体用蒙皮元件的、弯曲的成形表面；
图4和图5是在包括两个工具部的压制成型工具中通过压制成型来制造用于机身壳体的蒙皮元件的示意图；
图5A示出根据图3至图5中所示的方法制造的用于机身壳体的固结蒙皮元件。
图6是门周围结构和预装配设备的示意图；
图6A是图6表示的示意性截面A-A；
图6B至图6E是焊接机构的示例的示意图；
图7是固结的蒙皮元件的内部几何形状的光学测量的示意图；
图8示出在将门周围结构整合于机身壳体期间包括操纵设备、图6的预装配设备、通过该预装配设备保持的门周围结构以及包括其中接收的作为机身壳体的部件的凹形工具部的布置；
图9和图10示出机身划分成机身壳体的两种变型，其中示意性指出了门周围结构的位置；
图11是椭圆形未划分的机身的剖面示意图；
图12示出在机身筒体已经沿圆周方向封闭的情况下门周围结构在具有椭圆形剖面的机身结构中的整合；
图13是根据第一实施方式的方法的流程图；
图14是根据第二实施方式的方法的流程图；
图15是根据第三实施方式的方法的流程图；以及
图16是根据第四实施方式的方法的流程图。
附图旨在促进对本发明的实施方式的进一步理解。它们示出了实施方式并且与说明书结合用于说明本发明的原理和概念。从附图中呈现出其他的实施方式及上述的许多优点。附图的元件不一定相对于彼此成比例示出。
在附图中，除非另有说明，否则相同的、功能相同的或具有相同效果的元件、特征和部件各自带有相同的附图标记。
具体实施方式
图1和图2示出作为航空器或航天器的示例的飞机1，在其结构中可以整合根据下述实施方式的背衬结构组件120。在图1和图2中，通过举例的方式示出了飞机1的机身3以及机翼4和尾部单元6和7。图1还通过举例的方式示出了背衬结构组件120，其被称为门周围结构或门框架结构。要理解的是，机身3可以沿纵向方向和圆周方向以不同的方式划分成壳体部件，或者接合到机身3的机身筒体可以设计为沿圆周方向是完全封闭的并且是连续的。
图3是将半成品的各部分(图3中没有更详细示出)铺放于图3的底部示出的压制成型工具的凹形外工具部28的成形表面29的示意图，该半成品包括用于形成基体的热塑性聚合物材料以及用于嵌入基体中的增强纤维。借助于这种铺放，形成半成品布置31，然后由该半成品布置制造蒙皮元件，该蒙皮元件再用于形成用于飞机1的机身壳体的蒙皮部分。成形表面29在图3中是弯曲的，例如接近半圆柱形，但不是仅在一个方向上弯曲，而是可以可替代地在多个方向上弯曲，以制造弯曲一次或多次的壳体蒙皮元件。
作为半成品，例如可以使用包括热塑性基体材料和增强纤维的预固结的半成品，或者仅仅结合有热塑性材料和纤维的未预固结的半成品。
半成品部可以作为所谓的带以自动的方式铺放到成形表面29上。在图3中，示意性示出了借助于用于以自动的方式铺放带的设备15来铺放带，该设备也可以称为自动铺带机或ATL机，并且包括合适的铺设头15a。图3还示出的是，除了借助于自动的带铺设来铺放纤维带之外或者作为其替代，还可以借助于自动纤维铺放或AFP的工序进行例如相对狭窄的带的铺放，这特别是在具有复杂曲率的成形表面29(例如用于形成具有双曲率的壳体蒙皮)的情况下能被证明是有利的。图3是合适的设备16的另外的示意图，该设备还可以优选为AFP机并且配备有用于放置带的机构16a。因此，半成品部分以有效的方式被直接放置于凹形工具部28的成形表面29上，该凹形工具部28之后用作用于蒙皮元件的固结和压制成型的外部成型工具部。在铺放半成品部分期间，只进行局部固结，因此半成品部分被局部地结合并因此彼此固定，以将该部分保持到位。放置期间的仅局部固结能够以更高的速度放置半成品部分。因此，预先准备的半成品布置31已经存在于成型工具部28中，以用于后续通过压制成型来固结。
根据附图中未详细示出但同样有利的变型，半成品布置31可以替代地被形成为，使得半成品的采用所谓的拼焊坯件(也就是说，预制的坯件，例如由半成品供应商现成的切割提供的)形式的各部分首先以平面的方式被铺放于平台。因此，在该变型中，首先通过布置半成品的所述部分来形成二维半成品布置。然后，可以将该构造作为半成品布置31插入工具部28中，因此使其成为所需的三维形状。为了使该半成品部分在这种情况下不移位，可以将所述各部分在铺放到平台期间结合，例如通过局部固结或局部加热来结合。因此，在这种变型中，坯件的二维铺放可以与三维压制成型结合起来，例如，这特别是对于制造用于柱状机身段的机身壳体可以是有利的。在这种情况下，优选的是在压制成型期间施加于半成品布置31上的升高的温度足够高，例如高于热塑性聚合物材料的熔化温度，使得纤维可以相对于彼此移动从而变形为三维的最终形状。
为了制造蒙皮元件，通过施加升高的温度和压力使半成品布置31整体固结，参见图4和图5。在这种情况下，下部的凹形工具部28形成压制成型工具19的部件，该压制成型工具19另外包括上部的凸形工具部21。为了在表面29与凸形工具部21的朝向该表面的表面22之间的半成品布置31上施加用于固结的压紧力，可以设置用于传递压力并且可选地用于轮廓补偿的另外的元件，然而为了更好地观察，该元件并没有在图4和图5中详细示出。如图4和图5中所示，工具部21和28可以一起相对于彼此移动，如图4和图5中用于说明相对运动20的箭头所表示的那样。要理解的是，在这种情况下，工具部21和28都可以移动，或者只是其中一个可以移动，而另一个被设置为固定的。例如，工具部28可以是固定的工具部。工具部21、28还可以通过力K而被彼此压住，从而将压力施加于半成品布置31上，例如，其中使用包括合适的压爪18(在图4和图5中，仅示出某些部分)的压机。
在执行图4和图5的类型的压制成型工序并且通过除去上部的工具部21而打开压制成型工具19之后，在下部的凹形工具部28中存在固结的蒙皮元件101，也参见图5A。
在下述实施方式中，背衬结构组件120被整合于机身壳体中作为飞机1的结构的一部分。在这样的实施方式中，固结的蒙皮元件101在凹形工具部28中的制造以参照图3至图5的上述方式进行，其中蒙皮元件101形成机身壳体的蒙皮部分151。在这样的实施方式中，蒙皮元件101优选在背衬结构组件120的整合期间保持在凹形工具部28中。
图6是门周围结构形式的背衬结构组件120的示意图，根据本发明的实施方式，该背衬结构组件120被整合于机身壳体中作为飞机结构的一部分。门周围结构120在所示的构造(例如，其被至少部分地区分开)中包括两个主框架或门框架121、两个副框架122、多个肋间元件123(称为加强肋)和上梁124和坎125。梁124和坎125通常也称为框梁。所有元件121、122、123、124、125都被制造为包括热塑性基体和增强纤维的纤维复合部件。元件121-125中的至少一些通过熔化和/或熔融以及热塑性聚合物材料随后的再凝固而焊接到蒙皮元件101上，该蒙皮元件101形成机身壳体的蒙皮部分151并且，例如，可以已经通过熔融被连接到桁条和/或框架的一些部分，如下所述。例如，元件121-125可以提前通过压制成型来制造，并且各自具有开放截面，例如C形截面或Z形截面。
为了形成门周围结构120，首先将设置为独立部件的元件121-125相互连接，然后将元件121-125各自至少连接到蒙皮部分151，以整合于飞机结构中。可以额外地设置为将元件121-125中的一些另外机械连接到已经就位的框架，例如同样借助于焊接接头来连接。
为了将门框架结构120的元件121-125通过焊接连接到蒙皮部分151，提供预装配设备36，参见图6。图6中通过虚线示意性示出的预装配设备36能够将每个独立元件121-125彼此保持在所需的相对位置上并且能够调整独立元件121-125相对于彼此的定位和位置。为此目的，预装配设备36包括多个保持设备38，它们各自被构造为保持其中一个元件121-125，从而可调整定位和/或位置。如图6A中通过举例的方式和示意性示出的那样，这可以借助于合适的夹持设备39进行，所述夹持设备39沿一个或多个空间方向相对于预装配设备36的基本主体移动，并且可以围绕一个或多个空间方向旋转。对应的可调整性在图6A中示意性地用箭头以举例的方式表示，其中只示出了部分可能的运动能力。
预装配设备36还配备有焊接机构40，其中仅在图6中通过举例的方式示出一个，也参见图6A。焊接机构40被特别地构造为用于将元件121-125彼此焊接以及用于将元件121-125焊接到蒙皮部分151，并且被设置为使得即使借助于保持设备38进行蒙皮部分151与分别的元件121-125之间或独立的元件121-125彼此之间的公差补偿，所述机构也能够实现焊接功能。例如，图6A中的焊接机构40被构造为将梁124(框梁)焊接到蒙皮部分151。例如，焊接机构还可以设置为用于将元件121-125中的一些焊接到相邻框架。
焊接机构40可以通过不同的方式构造，并且，例如，可以包括感应机构41或超声机构41或激光器或用于引导和/或聚焦激光束的机构，例如参见图6B。可替代地，可以提供的是借助于焊接机构40通过与加热体的表面接触来进行焊接。加热体可以是加热的刚性压力件42，其特别地借助于电阻加热器或通过借助于压力件42中的通道43而穿过其中的加热流体来加热，参见图6C。此外，加热体可以是填充有加热流体的垫45或加热的弹性聚合物垫44，参见图6E和图6D。可替代地，考虑借助于加热辊(未在附图中示出)进行的焊接。对于元件121-125彼此之间的焊接工序，例如可以提供焊接夹具形式的焊接机构40。
然而，可替代地，同样可以提供的是预装配设备36被构造为没有焊接机构，或者只配备有一些焊接机构40，例如仅用于将元件121-125连接到蒙皮部分151上。为了实现全部或剩下的焊接，在这个变型中，例如，对应于下面更详细描述的整合工序的实施方式的、包括合适的焊接机构的机器人可以实现被定位的元件121-125之间和/或元件121-125与蒙皮部分151之间的定位焊接和/或完全稳定的焊接。
在图13示意性示出的根据第一实施方式的方法中，提供的是预装配设备36保持元件121-125，使得其不是完全刚性而是具有一定程度的自由移动性的，以用于相对于彼此以及相对于蒙皮部分151补偿公差。
在步骤S1中，提供蒙皮部分151和独立元件121-125。
在步骤S2中，将元件121-125设置在预装配设备36上，以使得这些元件借助于保持设备38保持。
在步骤S3中，例如，借助于操纵设备78使预装配设备36紧邻蒙皮部分151，操纵设备78例如可以为多轴机器人(参见图8)。在这种情况下，元件121-125中的一些或全部与蒙皮部分151接触以供连接，因此，由于保持设备38根据当前实际尺寸和尺寸差异的自由移动性，所以元件121-125在其相对定位及可选的相对位置方面自动调整。以这种方式，间隙被保持为尽可能的小。因此，预装配设备36能够使预装配的背衬结构组件120尽可能好地适合于蒙皮部分151。图6A中通过举例的方式示出了元件124的接合区域129与蒙皮部分151之间的缝隙S因此被消除或被设定为尽可能小，以进行公差补偿。
在步骤S4中，元件121-125通过借助于焊接机构40的焊接被连接到蒙皮部分151以及彼此连接，从而形成热塑性焊接接头。在该步骤中，可以额外产生元件121-125中的一些与另外的背衬结构元件的连接，该额外的背衬结构元件已经连接到蒙皮部分，例如为框架110。框架110则同样由热塑性纤维复合材料形成，并且例如，连接同样可以为焊接接头的形式。
在执行步骤S1至S4的同时，由蒙皮元件101形成的蒙皮部分151保持在凹形工具部28中，其中在图8中仅示意性地用额外的框架110表示的可选的额外部件可以已经连接到蒙皮元件101。因此，通过工具部28提供用于将元件121-125焊接到蒙皮部分151的反压力。
应注意，元件121-125中的一些可以至少在某些区域中通过除焊接之外的其他方式连接到蒙皮部分151和/或框架110。特别是在背衬结构组件120的高应力区域中，这样的连接可以替代地或另外地通过铆钉或销来进行。因此，特别是在具有特别高的机械载荷的区域中，可以替代地或另外地使用铆钉或销来焊接，例如用于将主框架121连接到蒙皮部分151上。
在图13的第一实施方式中，元件121-125的焊接在将焊接接头形成到蒙皮部分151上的同时进行。为了该目的，预装配设备36配备有合适的焊接机构40。在将元件121-125焊接到蒙皮部分151以及彼此焊接的同时，可以另外将元件121-125中的一些焊接到已经焊接到蒙皮元件151的相邻框架110。
图14示意性示出了根据第二实施方式的方法。
在步骤S1’中，提供蒙皮部分151和独立元件121-125。
在步骤S2’中，如图7中示意性示出的那样，对在蒙皮元件101的固结之后以及在任何额外部件的装配期间保持在凹形工具部28中的蒙皮部分151的内部几何形状(称为内模线或ILM)进行三维测量，例如借助于光学测量机构115来测量。
在步骤S3’中，将主框架121和另外的元件122-125(即副框架122)、肋间元件123(加强肋)以及梁124和坎125(框梁)设置在预装配设备36上，并且参考由蒙皮部分151的几何形状的三维测量得到的测量数据借助于保持设备38来定位和取向。
在步骤S3’完成之后，背衬结构组件120的元件121-125因此被拉紧在预装配设备36上并且基于蒙皮部分151的光学测量被重新调整其定位和位置，以进行公差补偿。因此，在将预装配设备36带到蒙皮部分151上的装配位置之前，元件121-125相对于彼此被定位和取向，使得这些元件适合于蒙皮部分151的内表面上的所需区域同时有最小的可能间隙。
在步骤S4’中，预装配设备36借助于操纵设备78接收，并且与位于预装配设备36上并且被调整的背衬结构120一起被运送，从而紧邻蒙皮部分151。门周围结构形式的背衬结构组件120相对于蒙皮部分151以所需的方式定位，并且出于此目的提供的元件129的接合区域129尽可能远地与蒙皮部分151邻接。
在步骤S5’中，基于在步骤S2’中进行的三维测量的结果进行元件121-125的定位和/或位置的额外的重新调整，并且在背衬结构组件120相对于蒙皮部分151定位在其装配位置时实际上存在缝隙S的额外测量。因此，如果需要，根据实际观察到的间隙再一次调整元件121-125的位置和定位。
在步骤S6’中，元件121-125在接合区域129中焊接到蒙皮部分151。在将元件121-125焊接到蒙皮部分151时，如果在接合区域129和蒙皮部分151之间仍保留有残留缝隙，则可以至少在某些区域中对经加热并因此熔化以焊接到蒙皮部分151上的接合区域129进行塑性调整，以进行额外的公差补偿。在步骤S5’中，额外产生与其他背衬结构元件(例如特别是已经例如通过焊接提前连接到蒙皮部分151的框架)的额外连接。图8中仅仅通过举例的方式示意性示出了额外的框架110。此外，例如，在元件121-125的其中之一以上述方式连接到框架110时，可以进行公差补偿，并且残留缝隙同样可以通过设置为连接到框架110的每个元件121-125的接合区域的塑性调整来进行补偿。
此外，在执行步骤S1’至S7’的同时，由蒙皮元件101形成的蒙皮部分151可以保持在凹形工具部28中，并且能够在将元件121-125压到蒙皮部分151上时施加反压力来将元件121-125焊接到蒙皮部分151。
图15是根据第三实施方式的方法的示意图。
在步骤S1”中，提供蒙皮部分151和独立元件121-125。
在步骤S2”中，如图7中示意性示出的那样，又对在蒙皮元件101的固结之后以及在任何额外部件的装配期间保持在凹形工具部28中的蒙皮部分151的内部几何形状进行三维测量，例如借助于光学测量机构115来测量。
在步骤S3”中，将主框架121设置在预装配设备36上，并且使用由蒙皮部分151的几何形状的三维测量得到的测量数据借助于保持设备38来精确地定位和取向。
在步骤S4”中，将另外的元件122-125(即副框架122)、肋间元件123(加强肋)以及梁124和坎125(框梁)设置在预装配设备36上，并且同样参考由蒙皮部分151的几何形状的三维测量得到的测量数据来定位和取向。
在步骤S5”中，将定位在预装配设备36上的元件121-125在设置的接合区域中完全地彼此焊接。在可替代的变型中，在步骤S5”中，例如，可以将元件121-125或其中至少一些仅通过点焊来彼此结合。然而，在该步骤中，还可以想到的是借助于铆钉或销将各元件彼此连接或结合。
在步骤S6”中，预装配设备36借助于操纵设备78接收，并且与位于预装配设备36上并且在自身内焊接或至少结合的背衬结构120一起被运送，从而紧邻蒙皮部分151。门周围结构形式的背衬结构组件120相对于蒙皮部分151以所需的方式定位，并且使出于此目设置的元件129的接合区域129与蒙皮部分151邻接。
在步骤S7”中，将元件121-125在接合区域129中焊接到蒙皮部分151。在将元件121-125焊接到蒙皮部分151时，如果接合区域129与蒙皮部分151之间仍保留有残留缝隙，则可以至少在某些区域中对经加热并因此熔化以焊接到蒙皮部分151上的接合区域129进行塑性调整，以进行额外的公差补偿。此外，在步骤S7”中，额外产生与其他背衬结构元件(例如特别是已经例如通过焊接提前连接到蒙皮部分151的框架110)的额外连接。此外，例如，在将其中一个元件121-125以上述方式连接到框架110时，可以进行公差补偿。残留缝隙同样可以通过塑性调整设置为连接到框架110的接合区域来补偿。如果元件121-125仅是已经彼此结合，则例如可以通过焊接同样在步骤S7”中或在另外的随后步骤中产生最终的连接。
在可选的步骤S8”中，在元件121-125中的一些与蒙皮部分151连接的一个或多个区域中，例如可以另外地或可替代地将元件121-125铆接或栓接到蒙皮部分151，特别是在高应力区域中，例如在主框架121与蒙皮部分151的连接区域中。元件121-125与蒙皮部分151的较轻负载的连接可以仅通过焊接形成，而在高应力区域中，铆钉或螺栓连接或焊接接头与铆钉或螺栓连接的组合也是可以的。
此外，在执行步骤S1”至S7”的同时，由蒙皮元件101形成的蒙皮部分151可以保持在凹形工具部28中，并且能够在将元件121-125压到蒙皮部分151上时施加反压力来将元件121-125焊接到蒙皮部分151。
图16是根据第四实施方式的方法的示意图。
在步骤S1”’中，提供蒙皮部分151和独立元件121-125。
在步骤S2”’中，如图7中示意性示出的那样，又对在蒙皮元件101的固结之后以及在任何额外部件的装配期间保持在凹形工具部28中的蒙皮部分151的内部几何形状进行三维测量，例如借助于光学测量机构115来测量。
在步骤S3”’中，使用由蒙皮部分151的几何形状的三维测量得到的测量数据来适当地调整保持设备38，其中元件121-125尚未设置在预装配设备36上。
在步骤S4”’中，将元件121-125设置在预装配设备36上并且借助于经预调整的保持设备38被拉紧。
在步骤S5”’中，将定位在预调整预装配设备36上的元件121-125在所设置的接合区域中通过点焊彼此焊接。在可替代的变型中，在步骤S5”中，可以将元件121-125或其中至少一些完全彼此焊接。在步骤S5”’中，还可以想到的是将各元件另外地或可替代地借助于铆钉或销彼此连接或结合。
在步骤S6”’中，预装配设备36与位于预装配设备36上并且在其自身内焊接或至少结合并因此被预装配的背衬结构120借助于操纵设备78一起被运送，从而紧邻蒙皮部分151。将为门周围结构形式的背衬结构组件120相对于蒙皮部分151以所需的方式定位，并且使出于此目设置的元件129的接合区域129与蒙皮部分151尽可能远地邻接。
在步骤S7”’中，将元件121-125在接合区域129中焊接到蒙皮部分151。在将元件121-125焊接到蒙皮部分151时，如果接合区域129与蒙皮部分151之间仍保留有残留缝隙，则在步骤S7”’中也可以至少在某些区域中对经加热并因此熔化以焊接到蒙皮部分151的接合区域129进行塑性调整，以进行额外的公差补偿。此外，在步骤S7”’中，额外产生与其他背衬结构元件(例如特别是已经例如通过焊接提前连接到蒙皮部分151的框架)的额外连接。残留缝隙在这种情况下也可以通过塑性调整设置为连接到框架110的接合区域来补偿。
此外，在执行步骤S1”’至S7”’时，由蒙皮元件101形成的蒙皮部分151可以保持在凹形工具部28中。另外，在第四实施方式中，来自图15的步骤S8”也可以接着步骤S7”’。
还应注意，在上述实施方式中，通过调整保持设备38，还可以在各种情况下通过调整要被连接的元件121-125之间的接合区域来进行用于将元件121-125彼此接合的公差补偿。
在上述实施方式中，门周围结构120作为背衬结构组件被整合于飞机1的机身壳体中，例如机身3的在图9和图10中示意性示出的并且采用半壳体形式的其中一个机身壳体10a或10b。在完成后的机身3中，机身壳体10a和10b在连接点V处彼此刚性连接，例如焊接。在图9和图10中，示意性示出了可以通过门周围结构不超过连接点V的方式将机身3划分成机身壳体10a、10b。在这样划分机身3的情况下，门周围结构120可以在机身壳体10a、10b接合之前就已经整合于机身壳体10a和/或10b中。如上所述，这可以发生在可以已经焊接有额外部件(例如框架110)的蒙皮部分151保持在凹形工具部28中时。
在本发明的上述实施方式的变型中，门周围结构120可以整合于封闭的机身筒体3b中。这在图11和图12中被示意性示出。在图11中，存在具有椭圆形截面和未划分的机身筒体3b的机身3。在图12中，相比之下，机身3被划分成上半壳体10a和下半壳体10b，其中机身壳体10a、10b已经在门周围结构120被整合之前刚性连接到了连接点V。在图11和图12中，在每种情况下，要连接门周围结构120的一些或全部元件121-125的蒙皮部分由已经沿圆周方向封闭的机身蒙皮3a的一部分形成。在图12中，每个连接点V都作为机身纵向接缝延伸穿过门周围结构120的区域。
在图11和图12的变型中，如上述实施方式中的那样进行整合，其中如图12中通过举例的方式所示的那样提供适当构造的操纵设备78’。在图12中，操纵设备78’被构造为在轨道成型部分上移动，例如在机身3内部的地板8中或地板8上的座椅轨道成型部分9上移动，并且，例如，可以额外地用于在门周围结构120的整合之前将机身壳体10a和10b沿连接点V彼此焊接。
特别是对于在根据第二至第四实施方式及其变型的方法中的用途，预装配设备36被构造成根据所执行的测量来精确地调整独立元件121-125相对于彼此的定位和位置，然后配置为可以将元件121-125保持在调整后的位置和取向上，特别是借助于适当构造和设置的保持设备38来保持。
借助于调整预装配设备36的能力，在所有描述的实施方式中的间隙都有利地被最小化。剩余缝隙可以在焊接工序中被封闭。
在上述实施方式中，在元件121-125连接到蒙皮部分151之前或在此期间，可以将用于蒙皮部分151的加强板(doubler)作为局部内面增强结构进一步焊接到蒙皮元件151，其中，例如，加强板可以用于增加门切口区域中蒙皮的厚度。可替代地，在连接元件121-125之前或在此期间，也可以将不是背衬结构组件120的一部分但同样要被连接到蒙皮部分151上的、由热塑性纤维复合材料制成的其他部件或装配件焊接到蒙皮部分151。
在本发明的所有上述实施方式中，高性能热塑性塑料用作热塑性聚合物材料，作为用于蒙皮元件101以及由此形成的蒙皮部分151、用于门周围结构120的元件121、122、123、124、125、框架110以及用于可选地设置的加强板形式的增强元件等等的基体。在这种情况下，例如，使用聚芳醚酮(PAEK)、聚醚醚酮(PEEK)等。在上述实施方式中，焊接机构40被构造为通过使这种类型的热塑性聚合物基体熔化和/或熔融来焊接。作为增强纤维，碳纤维、玻璃纤维或其他合适的纤维或它们的组合被嵌入热塑性聚合物基体中。
如果这是某些区域中必需的或需要的，则除了所述的焊接接头之外，还可以将铆钉或销引入焊接区域，但是热塑性焊接接头可以可替代地设置为没有这种类型的额外的铆钉或销。然而，特别是在整合背衬结构组件时或这之前，系统部件被设置在蒙皮部分或用于蒙皮部分的背衬结构的额外部件(例如，桁条或框架)上，这可以优选地用于使连接完全或基本上尽可能地通过焊接来产生，以避免钻粉。
特别是在元件121-125被预装配在预装配设备36上并且出于此目被彼此结合或已经完全相互连接的上述实施方式的情况下，已经适应公差的预装配的背衬结构组件120的元件121-125到蒙皮部分151的焊接可以可替代地进行，使得元件121-125的接合区域(例如接合区域129)通过红外辐射加热并且充分熔化，然后将整个背衬结构组件120压到蒙皮部分151上。
尽管已经通过优选实施方式充分描述了本发明，但是本发明不限于上述内容，而是可以通过多种方式进行修改。
例如，本发明不仅可以与由热塑性纤维复合材料制成的纤维复合元件及蒙皮部分结合使用，在蒙皮部分和/或元件由包括可固化基体的纤维复合材料形成或由金属材料形成的情况中也是有用的。另外，还可以想到元件和/或蒙皮部分、热塑性纤维复合材料、可固化纤维复合材料以及金属材料以各种组合方式组合的应用。如果在金属变体或这种类型的材料组合的情况下不能有焊接接头，那么可以使用其他类型的连接来代替，例如铆钉连接。
附图标记列表
1 飞机
3 机身
3a 蒙皮
3b 机身筒体
4 机翼
6，7 尾部单元
8 地板
9 座椅轨道成型部分
10a 机身壳体
10b 机身壳体
15 设备
15a 铺设头
16 设备
16a 装置
19 压制成型工具
20 相对运动
21 凸形工具部
22 表面(凸形工具部)
28 凹形工具部
29 成形表面(凹形工具部)
31 半成品布置
36 预装配设备
38 保持设备(预装配设备)
39 夹持设备
40 焊接机构
41 感应或超声机构
42 刚性压力件
43 导管
44 聚合物垫
45 流体填充垫
78 操纵设备
78’ 操纵设备
80 机器臂(操纵设备)
101 蒙皮元件
102 内面表面(蒙皮元件)
110 框架
115 光学测量机构
120 门周围结构
121 主框架
122 副框架
123 肋间元件
124 梁
125 坎
129 接合区域
151 蒙皮部分
S 缝隙
S1 步骤
S2 步骤
S3 步骤
S4 步骤
S1’ 步骤
S2’ 步骤
S3’ 步骤
S4’ 步骤
S5’ 步骤
S6’ 步骤
S1” 步骤
S2” 步骤
S3” 步骤
S4” 步骤
S5” 步骤
S6” 步骤
S7” 步骤
S8” 步骤
S1”’ 步骤
S2”’ 步骤
S3”’ 步骤
S4”’ 步骤
S5”’ 步骤
S6”’ 步骤
S7”’ 步骤
V 连接点(机身壳体)

Claims (15)

1.一种用于将背衬结构组件(120)整合于航空器或航天器(1)的结构中的方法，其中，为了形成背衬结构组件(120)，多个独立元件(121-125)被接合，所述方法包括下述步骤：
提供用于背衬结构组件(120)的独立元件(121-125)，并且提供用于所述结构的蒙皮部分(151)；将元件(121-125)设置在包括保持设备(38)的预装配设备(36)上，该保持设备(38)各自被构造为保持其中一个元件(121-125)，从而可调整其定位和/或位置；以及将元件(121-125)中的一些或全部连接到蒙皮部分(151)，
其中，通过调整保持设备(38)来进行公差补偿，可以消除或调整元件(121-125)的接合区域(129)与蒙皮部分(151)之间的缝隙(S)。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：
对所提供的蒙皮部分(151)的几何结构进行三维测量，特别是借助于光学测量工序来测量；以及使用由三维测量得到的测量数据将保持设备(38)调整到蒙皮部分(151)的几何形状。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，用于背衬结构组件(120)的元件(121-125)被设置为由纤维复合材料制成的元件(121-125)。
4.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，蒙皮部分(151)被设置为由纤维复合材料制成的蒙皮部分(151)。
5.根据权利要求3或4所述的方法，其特征在于，纤维复合材料包括其中嵌有增强纤维的热塑性聚合物基体。
6.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，借助于焊接进行元件(121-125)中的至少一些到蒙皮部分(151)的连接。
7.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，在借助于焊接连接时，元件(121-125)中至少一个的接合区域(129)至少在某些区域中塑性地适合于蒙皮部分(151)，特别是用于额外的公差补偿。
8.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，在设置元件(121-125)之后，使预装配设备(36)紧邻蒙皮部分(151)，并且随后调整保持设备(38)以进行公差补偿。
9.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，在将元件(121-125)设置在预装配设备(36)上之前，调整保持设备(38)以进行公差补偿。
10.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，在调整保持设备(38)之后，使用于背衬结构组件(120)的元件(121-125)中的至少一些在连接到蒙皮部分(151)之前和/或同时彼此相互连接或结合，特别是通过焊接彼此相互连接或结合。
11.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，通过调整保持设备(38)来进行公差补偿，进一步消除或调整了元件(121-125)中至少一些的接合区域之间的缝隙。
12.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，在调整保持设备(38)之后，在使预装配设备(36)紧邻蒙皮部分(151)以将元件(121-125)中的一些或全部连接到蒙皮部分(151)之前，使用于背衬结构组件(120)的元件(121-125)中的至少一些彼此相互连接或结合，特别是通过焊接彼此相互连接或结合。
13.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，背衬结构组件(120)是门周围结构(120)。
14.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，作为用于门周围结构(120)的元件(121-125)，提供至少一个主框架(121)和/或至少一个副框架(122)和/或至少一个肋间元件(123)和/或梁(124)和/或坎(125)。
15.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，蒙皮部分(151)由机身壳体(10a，10b)的蒙皮元件(101)形成，或者蒙皮部分(151)由在圆周方向上封闭的机身筒体(3b)的蒙皮(3a)的一部分形成。
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