CN110937132A - 用于在飞行器机身的区段中安装系统部件的方法 - Google Patents
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Abstract
提出一种用于在飞行器机身的区段中安装系统部件的方法，所述方法具有如下步骤：提供至少一个有待固定在所述飞行器机身上或所述飞行器机身中的平面式结构组件，将系统部件固定在所述结构组件上，将系统管线与所述系统部件联接，并且将所述系统管线布置在所述结构组件上，将具有其上布置的系统部件和系统管线的所述结构组件定位在所述结构组件的所提供的安装位置上，并且将所述结构组件与所述飞行器机身机械联接。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于在飞行器机身的区段中安装系统部件的方法。本发明还涉及一种用于在飞行器机身中安装系统部件的安装系统。
背景技术
在飞行器机身中安装系统部件通常是在制造飞行器机身之后进行。将各个系统部件手动地引入到飞行器机身中，并且在飞行器机身中在使用工具和其他辅助器件的情况下将所述系统部件固定在所提供的位置处。在飞行器机身的区段或安装位置处，装配可能由于狭窄的结构空间条件而变得困难。众所周知的是，在交通飞行器中在飞行器机身的尾部区段中布置废水箱并且将其与对应的水管、空气管线和电气管线联接。由于所述废水箱的尺寸和结构空间的相对较小的高度小于1.5m，在物理上很难进行装配。这还导致装配时间的增加，这可能对将在飞行器机身中进行的其他安装过程产生不利的影响。
发明内容
本发明的目的在于，提出一种用于在飞行器机身的区段中安装系统部件的方法，在该方法中明显地简化安装并且减少装配时间。
该目的通过带有权利要求1所述特征的方法来实现。有利的实施方式和改进方案可以自从属权利要求和以下说明书中得知。
提出一种用于在飞行器机身的区段中安装系统部件的方法，所述方法具有如下步骤：提供至少一个有待固定在所述飞行器机身上或所述飞行器机身中的平面式结构组件，将系统部件固定在所述结构组件上，将系统管线与所述系统部件联接，并且将所述系统管线布置在所述结构组件上，将具有其上布置的系统部件和系统管线的所述结构组件定位在所述结构组件的所提供的安装位置上，并且将所述结构组件与所述飞行器机身机械联接。
因此，首先提供有待固定在飞行器机身上或飞行器机身中的平面式结构组件。所述结构组件可以理解为由一个或多个结构部件组成的组件，这些结构部件一起形成结构的一部分。所述结构基本上可以具有多种不同的型式。所述结构尤其可以形成在飞行器机身内部布置的主结构或次结构的一部分，或者定位在位于所述主结构外部的结构区段上。
所述结构组件可能例如包括横梁，所述横梁互相平行地沿飞行器机身的纵向轴线布置并且支承地板载体或地板导轨。另一方面，所述结构组件也可以包括外蒙皮或者外挡板的一部分，所述外蒙皮或外挡板至少局部地设计有加强部件。一个实例可能是例如机翼-机身过渡部的挡板，该机翼-机身过渡部也已知为术语“机腹整流罩(belly fairing)”。
因此，该目的在于提供一种用于在飞行器机身外部安装系统部件的自稳定的基座，使得所述系统部件能够安装在这个基座上。该安装不需要在狭窄的结构空间上工作，并且可以比已知的方法明显更符合人体工程学地实施，因为用于安装的基座布置在飞行器机身的外部。
将系统部件固定在结构组件上的步骤包括：直接将系统部件定位并且固定在结构组件上。在已知的飞行器中，多个系统尤其被布置在主结构(例如机身隔框和/或纵梁)上。因此，这些系统在内部空间中被安装在径向上外部区域中。然而，当平面式的结构组件不位于径向外部的主结构上或所述主结构中，根据所述结构组件的实施方式，在根据本发明的方法中也可能导致偏离的构造。
这同样适用于将系统管线与系统部件联接以及将系统管线布置在结构组件上。所述系统管线能够不同地成形，并且同样与结构组件连接。因此，具有系统部件和系统管线的结构组件形成独立的单元，所述单元具有能够在结构组件上运行的系统部件作为模块。通过对具有在其上布置的系统部件和系统管线的结构组件进行定位，可以将这个模块定位在结构组件的所提供的安装位置上。如以上所述，可以考虑不同安装位置。
结构组件与飞行器机身的机械联接作为所述最后的步骤是独一无二的方法步骤，该方法步骤必须直接在飞行器机身的内部实施。然而，与常规的方法相比，可以显著减少要由装配人员去完成的耗费。结构组件与飞行器机身的机械联接可以尤其包括：将专用的支承结构与飞行器结构的应用点固定。轮廓支承件、杆或者其他的装置可以从结构组件(在该结构组件上固定有系统部件)中延伸，所述轮廓支承件、杆或者其他的装置在定位结构组件之后与飞行器机身连接。这可以尤其涉及在机身隔框上的连接。
结构组件与飞行器机身的联接可以通过自动的或者能够自动化的设备来完成。
在有利的实施方式中，提供结构组件可以包括：将多个结构部件连接成相关联的、紧凑的、刚性的结构组件。这种结构组件尤其在非安装的状态中是自稳定的，并且可以形成用于构造由多个系统部件组成的系统的基础。可以将多个结构部件组装成平面式的结构组件，这可以包含所有常规的连接方法和结构部件。所述结构部件可以具有轮廓支承件或者轮廓导轨，所述轮廓支承件或者轮廓导轨能够布置在确定的网栅中并且在其中连接。
所述至少一个结构组件可以具有用于客舱地板或货舱地板的地板结构。这种结构的特征在于一排横梁，所述横梁互相平行地布置并且在已安装的状态中例如在隔框的侧向的、位于外部的侧面之间延伸。因此，横梁彼此之间的距离优选由相继的隔框之间的距离确定。为了形成相关联的结构，可以使用纵梁，所述纵梁覆盖彼此间隔开的横梁并且互相连接。因此，所述结构组件以地板区段的形式形成为用于完全装配的模块的基座。现在，通常在隔框上或者至少在飞行器的主结构的底侧使用的系统部件布置在地板的底侧。因此，可能需要使用其他的夹持件来固定所述系统部件，而不是现有技术中常见的那样。现在，所述系统管线也可以沿着结构组件延伸、而不是在机身的底侧延伸。
系统部件的固定还可以包括：将系统部件固定在地板结构的底侧。这可以包括布置夹持件，所述夹持件被安装在系统部件上，以便随后与地板结构连接或者反之。在此，所述夹持件应适应于所述地板结构，以实现安全且可靠的夹持。
将系统管线布置在结构组件上包括：将系统管线布置在地板结构的底侧。因此，如以上所实施的那样，可以实现能够独立运行的模块。在地板结构底侧的连接进一步减少在狭窄的结构空间中直接的耗费并且进一步允许可以测试在飞行器机身外部的系统部件。
在另一有利的实施方式中，所述至少一个结构组件可以具有用于机翼-机身过渡部的挡板结构。这种挡板结构在交通飞行器中布置在机翼盒的下方并且可以覆盖在那里安装的多个部件。尤其，所述系统部件可能具有液压装置。可供使用的结构空间也在那里受到限制，从而无法达到正常的站立高度，并且难以在这个区域内工作。因此，系统部件的布置和固定可以是指将系统部件直接布置在挡板结构上，以便然后将整个挡板结构布置并且固定在机身上。
由于所述挡板结构通常向下闭合飞行器机身，因此优选将系统部件布置在所述挡板结构的顶侧。
对所述结构组件进行定位可以包括：在支承导轨上将结构组件插入飞行器机身中。所述支承导轨可以实施成使其至少单侧地(即在一个端部上)固定或者牢固地放置在车间的地板上。相反的端部可以自由地引入到打开的机身区段中，并且定位成使得结构组件与在其上布置的系统部件可以沿支承导轨移动到飞行器机身中所提供的安装位置上。替代于此，所述支承导轨也可以完全延伸穿过相关的机身区段并且在两端固定。所述支承导轨至少局部地具有导轨轮廓，在滚轮上安装的滑架可以在所述导轨轮廓上移动，所述滑架支承结构组件。由此，可以将大尺寸的结构区段引入到飞行器机身中并且在那里固定，已经存在的地板或类似的、平面式的结构对于运输和定位来说不是必需的。
所述滑架可以设计成以能够选择性改变的距离来夹持结构组件。例如，每个滑架可以具有拉索，通过该拉索相关的结构组件可以以重力驱动的方式降低或者通过主动引入牵引力来提升。
在优选的实施方式中，机械联接包括：将支承结构元件与飞行器机身连接。所述支承结构元件可以理解为如下结构元件，所述结构元件被固定在平面式的结构组件上并且从这个结构组件向所述飞行器机身的剩余部分延伸。在地板区段的实例中，长形的支承结构元件可以布置在所述结构组件的底侧，所述支承结构元件基本上垂直于所述结构组件延伸。所述支承结构元件的尺寸可以设计成使其可以在飞行器机身的内部空间的径向外侧直接与隔框或者其他的元件连接。所述联接还可以包含：补偿所述支承结构元件与所述飞行器机身之间的连接部位的尺寸公差。为此，可能考虑不同的方法，所述方法包括例如使用偏心衬套和适合的螺栓连接部。应特别注意的事实是，实施所有补偿公差的措施来将系统部件直接连接在地板结构或者在平面式的结构组件上。因此，将公差补偿从飞行器机身上的安装位置转移到平面式的结构组件中并且因此在装配时转移到飞行器机身的外部。
将系统管线布置在结构组件上包括：优选将系统管线布置在结构组件的与固定系统部件相同的一侧。因此，独立于结构组件的类型与实施方式，确保通过配备有系统部件的结构组件来形成自主、独立的模块。
所述方法还可以具有以下步骤：将结构组件悬挂在装配支架上，并且使所述结构组件在装配支架上从装配位置枢转到安装位置。因此，可以非常符合人体工程学地选择装配位置。可以设想的是，能够对装配位置进行选择性调整，以便在相继的结构步骤中允许对装配位置进行重新调整。
优选地，将支承结构元件与飞行器机身和所述至少一个结构组件连接包括：通过调整连接位置来补偿由制造导致的公差。所述连接位置尤其可以通过能够调节的螺纹连接来调整，所述螺纹连接使用能够旋转的偏心衬套。不排除其他的变体。
本发明还涉及一种用于集成在飞行器机身中的系统模块，所述系统模块具有：至少一个系统部件，至少一条系统管线，以及以地板结构的形式用于乘客客舱或货舱或者以挡板结构的形式用于机翼-机身过渡部的平面式结构组件，其中将所述至少一个系统部件和所述至少一条系统管线直接固定在所述结构组件上并且形成相关联的模块，所述模块能够与飞行器机身联接以形成布置在所述飞行器机身中的地板或机翼-机身过渡部的区段。因此，所述系统模块为由所述结构组件和所述系统部件组成的相关联的单元，所述结构组件和所述系统部件与所需的系统管线联接。因此，在上述根据本发明的方法的范围内，将系统模块引入到飞行器机身中。
所述系统部件可以具有来自由系统部件组成的组的至少一个元件，所述组具有：
-至少一个废水箱，
-至少一个水箱，
-至少一个燃料箱，
-液压系统的至少一个部件，
-至少一个电力设备，
-至少一个用于电力设备的接收框架，以及
-空调系统的至少一个部件。
当然还可以设想其他的系统部件，所述系统部件尤其在狭窄的空间中被集成在飞行器。
本发明还可能涉及一种安装系统，所述安装系统包括：选择结构部件以形成结构组件；装配支架和具有上述滑架的支承导轨。由此，可以提供结构组件并且装配系统部件，以便随后将其引入到飞行器机身中。
本发明还涉及一种飞行器，所述飞行器具有带有主结构的飞行器机身、以及在飞行器机身的区段中与所述主结构连接的至少一个系统模块。在此，提供和安装是根据上述方式进行的。
附图说明
本发明的其他特征、优点和应用可能性由以下对实施例和附图的说明得出。在此，所有所描述的和/或图示的特征自身和以任意组合构成本发明的主题，而与其在单独权利要求中或其所引用的权利要求中的关系无关。在附图中相同的附图标记代表相同或相似的物体。
图1a至图1d示出用于在飞行器机身的区段中安装系统部件的方法的若干步骤。
图2a和图2b示出提供结构组件以布置系统部件。
图3示出在飞行器机身中连接结构组件。
图4a至图4c示例性地示出以地板区段形式具有在其上布置的系统部件的结构组件。
图5示出以地板区段形式用于集成在飞行器机身的前部区段中的结构组件的另一实例。
图6示出以挡板形式用于机翼-机身过渡部的结构组件。
图7示意性地示出用于提供结构组件并安装系统部件的装配支架。
图8以示意性的、基于模块的图示示出一种用于安装系统部件的方法。
最后，图9示出一种具有飞行器机身和区段的飞行器，在所述区段中布置有具有已安装的系统部件的结构组件。
具体实施方式
在图1a至图1d中示出用于在飞行器机身4的区段中安装系统部件2的方法的若干步骤。在下面的附图中另外示出其他的步骤。
图1a示出飞行器机身4的尾部区段，所述尾部区段反向于纵向x变窄。示出一排窗口6，所述窗口表明乘客客舱的走向，所述乘客客舱应配备有地板。系统部件2布置在地板的下方并且在那里与飞行器机身4连接。由于在飞行器机身4的最后方的区段中所提供的位置以及由于变窄，在地板结构下方的这个位置处没有给装配人员提供站立高度，并且在常规的装配方法中，由于现有的狭窄性明显使物理上的装配变得困难。
为了简化装配，根据本发明使用平面式的结构组件8，所述结构组件在当前情况下形成为地板结构。在结构组件8的底侧7布置有系统部件2，并且与这个结构组件通过不同的夹持件牢固地连接，所述夹持件可以在更下面的附图中看到。由此，形成有相关联的系统模块9，所述系统模块能够与飞行器机身4联接。所示的系统模块9还形成布置在飞行器机身4中的地板的区段。
支承导轨10穿过飞行器机身4伸出，并且允许可移动地安装滑架12。滑架12具有多个滚轮，所述滚轮可以沿着支承导轨10上的导轨轮廓滚动。由于所示的支承导轨10穿过飞行器机身而布置，因此可以实施滑架12沿纵轴x的移位。现在，结构组件8被布置在此处，并且可以沿所述纵轴移动。
在图1b中示出，具有在其上布置的系统部件2的结构组件8沿着支承导轨10被推入飞行器机身4中，直到至少沿着飞行器4的纵向x到达预先确定的位置。因此，这个位置对应于在x方向上的最终位置。
在图1c中，结构组件8进入最终位置，所述最终位置示例性地在竖直方向上与支承导轨10稍微较远地间隔开。如在图1d中所指示的，然后可以使用支承结构元件14用以将结构组件8与飞行器机身4连接。示例性地，支承结构元件14实施为杆或轮廓支承件，所述杆或轮廓支承件特别适合用于将地板结构的负载引入飞行器机身4的主结构中。在此，所述主结构尤其可以包括机身隔框16、以及(在此未示出的)平行于纵轴x延伸的纵梁。支承结构元件16尤其也可以实施为中空的、由复合材料制成的杆，所述杆设计有活节头并且具有特别轻的重量。
图2a示例性地示出多个可能的结构组件8、18、20、22和24，所述结构组件可能适用于系统部件2的布置。当然，这不是详尽的并且可以任意补充。结构组件8、18、20和24可以分别设计有支承结构元件14，同时结构组件22可以属于在机翼盒28的区域中用于机身-机翼过渡部26的挡板结构。
在图2b中以稍微放大的图示示出结构组件8。在此可以看到，结构组件8由多个彼此平行布置的横梁30组成，所述横梁借助于纵向加强元件32互相连接，所述纵向加强元件也可以包括地板导轨38。因此，结构组件8是刚性且自稳定的，使得所述结构组件能够用作用于布置系统部件2的基座。因此，根据本发明的方法可以包括：在借助纵向加强元件32的情况下连接多个横梁30，以提供平面式的结构组件。
如图3所示，为了将结构组件8或系统模块9固定在飞行器机身4(例如机身隔框16)上，可以使用螺旋元件34。这些螺旋元件可以具有公差补偿的性质。支承结构元件14同样可以藉由补偿公差的螺栓连接部36与结构组件8联接。目的在于，在连接结构组件8时能够通过螺栓连接部34和36或其他的装置来补偿飞行器机身4的由制造导致的公差，同时补偿关于完全在结构组件8内安装系统部件2的公差。在图3中以正视图示例性地示出处于安装状态中的结构组件8或系统模块9。在此示出横梁30，所述横梁设计有地板导轨38和其他的纵向加强元件32。在这个横梁上布置有地板平板40，所述地板平板在安装结构组件8之后形成地板。
图4a示出在现有技术(I)中与借助于根据本发明的方法(II)安装系统部件2的对比图示。在上方的图示I中，所有系统部件2具有机械夹持件42，所述夹持件与机身隔框16连接。因此，可以将所有系统部件引入至飞行器机身4中并且使其尤其水平地布置在机身隔框16上并且随后与系统管线连接。
然而，在以上示出的实例的情况中(所述实例具有地板结构作为结构组件8以形成系统模块9)，需要修改的夹持件44，系统部件2可以通过这些夹持件与结构组件8连接。因此，尽管可以采用系统部件2的基本的空间结构，但是所有的夹持件44都设计成以地板结构的形式用于固定在结构组件8的下侧7。然而，现在不再需要通过夹持件来补偿机身框架16的由制造导致的公差，因为具有在其上布置的系统部件2的结构组件8作为完全的、完成的系统模块9被插入飞行器机身4中，并且作为整体通过补偿公差的措施与机身隔框16连接。
同样的内容适用于图4b中的图示。在此示出现有技术(I)中的系统管线45的布置，所述系统管线在很大程度上沿机身隔框16延伸。在位于下方的图示(II)中，系统管线46在空间上不同地分布。这些系统管线在很大程度上在结构组件8上延伸并且从那里向系统部件2延伸。
在图4c中示例性地示出作为系统部件2的废水箱，所述废水箱与不同的系统管线连接。这里也在上面的图示(I)中示出夹持件42的广泛的布置，而根据本发明的实施方式(II)的夹持件44的布置类似于图4a示出。废水箱2的位置实际上保持不变，但是移动各个外围设备(例如泵48等)可以是有意义的。在图示II中，例如泵48直接安置在结构组件8上，并且与废水箱2连接。
图5示出另一变体，其中结构组件50在底侧51上配备有航空电子设备52作为系统部件，并且作为系统模块53缩回到飞行器机身4的前部区段中。在所谓的航空电子设备舱室54中，同样存在用于容纳装配人员的相当小的空间，并且通过应用根据本发明的方法步骤可以明显使装配更容易。
图6非常示意性地示出结构组件56，所述结构组件能够用于机翼机身过渡部26。结构组件56在其顶侧58支承多个系统部件60，所述系统部件与结构组件56在其顶侧牢固地连接。支承结构元件62用于固定所得到的系统模块61，所述支承结构元件仅为了完整性而非常示意性地示出。由此，在将所述结构组件放置在所期望的位置之后，可以将结构组件56固定在剩下的飞行器机身4上。
图7非常示意性地示出装配支架64，所述装配支架能够支承结构组件8(或者另一个结构组件)并且从装配位置枢转到安装位置。可以大致采用所述装配位置，以提供结构组件8本身并且在此将横梁30与纵向加强元件32和地板导轨38连接。所述安装位置可以与此不同并且用于支持系统部件2的安装以形成系统模块9。根据结构组件的尺寸和安装的进度，可以根据需要来调整安装位置。
图8示出一种用于在飞行器机身的区段中安装系统部件的示意性示出的方法66。示例性地，所述方法具有如下步骤：提供68至少一个有待固定在飞行器机身上或飞行器机身中的平面式结构组件；将系统部件固定70在结构组件上；将系统管线与所述系统部件联接72并且在所述结构组件上布置74所述系统管线；将所述结构组件(所述结构组件具有在其上布置的系统部件和系统管线)定位76在结构组件的所提供的安装位置上；并且将所述结构组件与所述飞行器机身机械联接78。提供结构组件可以包括：将多个结构部件连接80成相关联的、刚性的结构组件。
最后，图9示出具有飞行器机身4的飞行器82，所述飞行器示例性地在后部的区域中具有系统模块9。在此，如上所述地执行对系统部件2的安装。系统模块61也可以布置在机翼-机身过渡26部中。在航空电子设备舱室54中可以存在有系统模块53。
补充性地可以指出，“具有”并不排除其他的元件或步骤，并且“一个”或“一种”不排除多数。此外还可以指出，可以使用已经参照上述实施例之一描述的特征还有与上文描述的另外实施例的其他特征的组合。权利要求书中的附图标记不应视为限制。
Claims (15)
1.一种用于在飞行器机身(4)的区段中安装系统部件(2，52，60)的方法(66)，所述方法具有以下步骤：
-提供(68)至少一个有待固定在所述飞行器机身上或所述飞行器机身中的平面式结构组件(8，18，20，22，24，50，56)，
-将系统部件(2，52，60)固定(70)在所述结构组件(8，18，20，22，24，50，56)上，
-将系统管线(46)与所述系统部件(2，52，60)联接(72)并且将所述系统管线(46)布置(74)在所述结构组件(8，18，20，22，24，50，56)上，
-将具有其上布置的系统部件(2，52，60)和系统管线(46)的所述结构组件(8，18，20，22，24，50，56)定位(72)在所述结构组件(8，18，20，22，24，50，56)的所提供的安装位置上，并且
-将所述结构组件(8，18，20，22，24，50，56)与所述飞行器机身(4)进行机械联接(78)。
2.根据权利要求1所述的方法(66)，
其中提供(68)所述结构组件(8，18，20，22，24，50，56)具有：将多个结构部件(30，32，38)连接(80)成相关联的、刚性的结构组件(8，18，20，22，24，50，56)。
3.根据权利要求1或2所述的方法(66)，
其中所述至少一个结构组件(8，18，20，22，24，50，56)具有用于客舱地板或货舱地板的地板结构。
4.根据权利要求3所述的方法(66)，
其中固定(70)系统部件(2，52，60)具有：将所述系统部件(2，52，60)固定在所述地板结构的底侧(7，51)。
5.根据权利要求3或4所述的方法(66)，
其中将所述系统管线(46)布置(74)在所述结构组件(8，18，20，22，24，50，56)上包括：将所述系统管线(46)布置在所述地板结构的底侧(7，51)。
6.根据以上权利要求之一所述的方法(66)，
其中所述至少一个结构组件(8，18，20，22，24，50，56)具有用于机翼-机身过渡部(26)的挡板结构。
7.根据权利要求6所述的方法(66)，
其中固定系统部件(2，52，60)包括：将所述系统部件(2，52，60)固定在所述挡板结构的上侧。
8.根据以上权利要求之一所述的方法(66)，
其中对所述结构组件(8，18，20，22，24，50，56)进行定位(72)包括：在支承导轨(10)上将所述结构组件(8，18，20，22，24，50，56)插入所述飞行器机身(4)中。
9.根据以上权利要求之一所述的方法(66)，
其中所述机械联接(78)包括：将支承结构元件(14，62)与所述飞行器机身(4)和所述至少一个结构组件(8，18，20，22，24，50，56)连接。
10.根据以上权利要求之一所述的方法(66)，
其中将所述系统管线(46)布置(74)在所述结构组件(8，18，20，22，24，50，56)上包括：将所述系统管线(46)布置在所述结构组件(8，18，20，22，24，50，56)的与固定(70)所述系统部件(2，52，60)相同的一侧。
11.根据以上权利要求之一所述的方法(66)，
其中所述方法(66)还具有以下步骤：将所述结构组件(8，18，20，22，24，50，56)悬挂在装配框架(64)上，并且使所述结构组件(8，18，20，22，24，50，56)在所述装配支架(64)上从装配位置枢转到安装位置。
12.根据权利要求9所述的方法(66)，
其中将所述支承结构元件(14，62)与所述飞行器机身(4)和所述至少一个结构组件(8，18，20，22，24，50，56)连接包括：通过调整连接位置来补偿由制造导致的公差。
13.一种用于集成在飞行器机身(4)中的系统模块(9，53，61)，所述系统模块具有：
-至少一个系统部件(2，52，60)，
-至少一条系统管线(46)，以及
-以地板结构的形式用于乘客客舱或货舱或者以挡板结构的形式用于机翼-机身过渡部(26)的平面式结构组件(8，18，20，22，24，50，56)，
其中将所述至少一个系统部件(2，52，60)和所述至少一条系统管线(46)直接固定在所述结构组件(8，18，20，22，24，50，56)上并且形成相关联的模块，所述模块能够与飞行器机身(4)联接以形成布置在所述飞行器机身中的地板或机翼-机身过渡部(26)的区段。
14.根据权利要求13所述的系统模块，
其中所述系统部件(2，52，60)具有来自由系统部件(2，52，60)构成的组的至少一个元件，所述组具有：
-至少一个废水箱，
-至少一个水箱，
-至少一个燃料箱，
-液压系统的至少一个部件，
-至少一个电力设备，
-至少一个用于电力设备的接收框架，以及
-空调系统的至少一个部件。
15.一种飞行器(82)，所述飞行器具有：带有主结构的飞行器机身(4)，以及至少一个根据权利要求13或14所述的系统模块(9，53，61)，所述系统模块在所述飞行器机身(4)的区段中与所述主结构连接。
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Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111483603A (zh) * | 2020-04-01 | 2020-08-04 | 中国商用飞机有限责任公司 | 一种适于安装飞机的辅助燃油箱的安装系统 |
| CN113650794A (zh) * | 2021-09-27 | 2021-11-16 | 中国商用飞机有限责任公司 | 用于飞行器的燃油箱系统和用于安装飞行器的燃油箱的方法 |
| CN113830324A (zh) * | 2021-10-09 | 2021-12-24 | 江苏航空职业技术学院 | 一种飞机机身中段拼接装置及拼接方法 |
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