CN116265335A - 用于组装飞行器的机身部分的方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用于组装飞行器的机身部分的方法，该方法包括：组装步骤的序列，包括组装飞行器的机身部分、例如飞行器的机头的多个机身部件，以便形成机身本体(2)；安装步骤，包括将地板模块(7)引入如此形成的机身本体(2)中，该地板模块至少具有预定宽度，并且优选地设置有设备；以及紧固步骤，包括将机身本体(2)紧固到地板模块(7)，使得地板模块(7)形成机身本体(2)的最终形状，并且获得组装好的机身部分，至少具有合适的预定宽度的地板模块(7)使得当其被结合到机身本体(2)中时，可以为略微柔性的所述机身本体提供其期望且确定的形状，该形状对应于组装好的机身部分的期望且确定的形状。

Description

用于组装飞行器的机身部分的方法

技术领域

本发明涉及一种用于组装飞行器的机身部分、特别是飞行器的机头的方法。

背景技术

飞行器、特别是运输机的机头对应于飞行器的前部部分，该前部部分至少包括驾驶舱，并且在运输机的情况下通常还包括在运输机的前部设置有侧向通道门的机身部分。

通常，用于组装飞行器的这种机头的方法包括组装预先制造的多个特定的机身部件。在大多数情况下，这些机身部件各自都对应于例如大致半圆柱形的纵向部件(或部分)。

组装方法通常包括组装步骤的序列。组装方法包括采用特定的初始机身部件、通常是必须布置在最靠近机头的前部的下部部件作为要组装的结构的初始部件，然后将其他机身部件与如此组装的结构逐步地相续组装在一起。这些机身部件通过进行耗时且相对复杂的模制/调整(rigging)操作来组装。一些机身部件包括地板部分，使得当所有机身部件组装在一起时，所获得的机头直接结合有由组装期间连结在一起的不同地板部分形成的地板。

为了执行这种组装方法，在每个步骤中，需要将要组装的机身部件还以及(在适当的情况下)其包括的地板部分与已经组装的结构精确地对齐。此外，需要提供用于在组装过程中将结构的轮廓形成并保持为期望的形状的装置。因此，这种组装方法总体上是复杂的，并且通常必须在同一组装站中执行。

可以改进这种组装方法。

发明内容

本发明涉及一种用于组装飞行器(特别是运输机)的机身部分、特别是飞行器的机头的改进方法。

根据本发明，所述组装方法至少包括以下一系列步骤：

-组装步骤的序列，包括组装飞行器的机身部分的多个机身部件，以便形成机身本体；

-安装步骤，包括将至少具有预定宽度的地板模块引入如此形成的机身本体中；以及

-紧固步骤，包括将机身本体紧固到地板模块，如果需要，在所述机身本体变形之后，使得地板模块形成机身本体的最终形状，并且获得组装好的机身部分。

因此，根据本发明，至少具有规定的预定宽度的地板模块使得当其被结合到机身本体中时，可以为略微柔性的机身本体提供其期望且确定的形状。因此，确定的形状不必在组装过程中确定地建立和保持，而是在机身部件组装之后，在结合执行成形器功能的地板模块期间(也就是说在所述安装和紧固步骤中)建立，这特别是使得可以简化组装方法。

所述方法适用于飞行器的任何机身部分(圆周封闭)，特别是适用于飞行器的机头。

在优选实施例中，地板模块设置有横梁，并且紧固步骤至少包括将地板模块的至少一些所述横梁的两个端部紧固在机身本体的两侧上，这两个端部各自都紧固在紧固点处。

有利地，所述横梁在其两个端部中的每一个端部处都设置有孔，两个孔代表所述紧固点，两个孔的中心彼此相距所述预定宽度。

此外，有利地，紧固步骤包括：对于横梁的端部与机身本体之间的每个紧固点，将机身本体中的孔与横梁的端部处的孔重叠，并且然后将紧固元件插入如此重叠的两个孔中。

优选地，对于机身本体，至少一些孔形成在紧固突片中，这些紧固突片固定到机身本体的框架。

此外，有利地，组装步骤的序列包括采用机身部件作为组装结构的初始部件，并且包括将其他机身部件与该组装结构逐步地相续组装在一起。

此外，在特定实施例中，一方面组装步骤的序列、以及另一方面安装步骤和紧固步骤在两个不同的组装站中执行。

附图说明

附图将使得容易理解如何能实施本发明。在这些图中，相同的附图标记表示相似的元件。

图1是用于组装飞行器的机头的方法的特定实施例的框图。

图2是飞行器的机头的截面示意图，所述机头已经根据所述组装方法组装。

图3示出了四个立体图，这四个立体图展示了用于组装机身部件以形成机头的机身本体的示例性组装操作的相继步骤。

图4是根据组装方法的安装步骤将地板模块引入机身本体中的侧视图。

图5是地板模块的横梁的端部的局部立体图，该端部被紧固到机身本体的框架的紧固突片。

图6是类似于图5的视图，其中已经进行了紧固。

具体实施方式

图1中示意性地示出的组装方法P是一种用于组装飞行器、特别是运输机的机头1(图2)的方法。机头1对应于飞行器的前部部分，该前部部分至少包括驾驶舱，并且通常还包括在飞行器的前部设置有侧向通道门的机身部分。

在本发明的上下文中，下述所述组装方法可以应用于除机头之外的飞行器的机身部分的组装。

组装方法P首先包括组装步骤E11至E1N的序列E1。N是大于2的整数，例如在3和6之间。

如图3中的特定示例所示，序列E1的各个步骤E11、E12和E13包括组装多个特定的机身部件3、5和6，以便形成用于飞行器的机头的机身本体2。在执行组装方法P之前，以常规方式制造这些特定的(也就是说分离的且精确限定的)机身部件3、5和6。

在优选实施例中，要组装的机身部件3、5和6各自都具有纵向部分的一部分的形状，也就是说，具有沿机身本体2的纵向轴线X-X(图4)还以及机头和飞行器的纵向轴线的方向延伸的结构部分的一部分的形状。通常，这些机身部件是部分圆柱形的、特别是大致半圆柱形的，并且这些机身部件对应于飞行器的前部部分的底部(或下部)(部分圆柱形、特别是半圆柱形)部分或顶部(或上部)(部分圆柱形、特别是半圆柱形)部分，如图3的示例所示。机身部件3、5和6特别是以常规方式包括紧固在一起的框架和桁条。

在下面的描述中：

-术语“前部”表示在图4中箭头A所示的方向上朝向机身本体2(以及因此机头1)的前部限定的方向；

-术语“后部”表示在与图4中箭头A所示的方向相反的方向上朝向机身本体2(以及因此机头1)的后部限定的方向；

-术语“顶部”表示在图4中箭头B所示的方向上朝向机身本体2(以及因此机头1)的顶部限定的方向；以及

-术语“底部”表示在与图4中箭头B所示的方向相反的方向上朝向机身本体2(以及因此机头1)的底部限定的方向。

组装方法P的组装步骤的序列E1包括采用机身部件作为组装结构(即组装过程中的结构)的初始部件，并且包括将其他机身部件与该组装结构逐步地相续组装在一起。

更准确地，在图3的示例中，组装方法P的组装步骤的序列E1依次包括：

-组装步骤E11，包括使用机身部件3作为组装结构4的初始部件。该机身部件3对应于大致半圆柱形的底部部件，旨在用于最靠近机头的前部的底部部分。例如，该机身部件旨在包围飞行器的前起落架舱和航空电子设备舱的至少一部分。该机身部件还可以进一步纵向延伸，以便包围飞行器的其他部分；

-组装步骤E12，包括将机身部件5与组装结构4(由机身部件3形成)组装在一起。该组装步骤E12包括通过常规移动装置(未示出且未描述)如箭头G1所示将机身部件5带到组装结构4上，该组装结构安装在常规组装站(未示出)中的固定位置。使得机身部件5被朝向底部带到组装结构4上处于确定的位置。在组装步骤E12中，然后以常规方式将机身部件5紧固到组装结构4，即紧固到机身部件3。机身部件5对应于(大致)部分半圆柱形的顶部部件，用于最靠近机头的前部的顶部部分。机身部件5旨在包围驾驶舱的至少一部分。特别地，该机身部件包括用于驾驶舱挡风玻璃的开口5A；以及

-组装步骤E13，包括将机身部件6与组装结构4(由机身部件3和5形成)组装在一起。该组装步骤E13包括通过常规移动装置(未示出且未描述)如箭头G2所示将机身部件6带到组装结构4上。使得机身部件6被带到组装结构4上处于确定的位置。在组装步骤E13中，然后以常规方式将机身部件6紧固到组装结构4。机身部件6对应于大致半圆柱形的顶部部件，用于最靠近机头的后部的顶部部分。机身部件6旨在包围飞行器的驾驶舱的一部分(即未被机身部件5包围的部分)和/或机组人员休息区、和/或客舱的一部分。特别地，该机身部件包括用于位于飞行器的前部的侧向通道门的开口6A。

在组装步骤的序列E1结束时获得的组装结构4代表机身本体2。机身本体2代表具有长形(周向封闭)轮廓的结构，该长形轮廓限定了部分封闭的内部空间，该内部空间设置有至少一个开口，并且当该开口旨在用于机头1时，特别地仅在后部设置有一个开口。

组装步骤的序列E1优选地在同一个组装站中执行。

组装方法P还包括在所述组装步骤的序列E1之后执行的安装步骤E2(图1)。

如图4所示，安装步骤E2包括将地板模块7引入机身本体2中。地板模块7包括常规类型的地板8，该地板特别是设置有横梁9(图2、图5和图6)。地板8通常包括由一组连接在一起(例如以方格网络的形式)的横梁和纵梁(未示出)形成的结构，并且可能包括布置在该结构上的平面支撑件。如下所述，地板8具有规定大小。

在特定实施例中，地板模块7仅包括地板8。

此外，在优选实施例中，除了地板8之外，地板模块7还包括一个或多个设备组10。该设备对应于例如飞行员的踏板、飞行员的至少一个座位、仪表板的至少一部分和/或驾驶舱中的其他常规设备，并且还对应于缆线和/或数据通信缆线等。该设备或这些设备组10安装在地板8上和/或其之下。取决于设想的实施例，可以为一个或多个组10提供更多或更少的设备。

因此，该优选实施例提供了在将地板模块7结合到机身本体2中之前将设备安装在地板模块上，这提供的优点是便于安装该设备，特别是因为减小了机身本体2外部的体积并且由于不再需要安装该设备而限制了组装机头所需要的时间。

地板模块7、更准确地其地板8，具有规定大小，即规定宽度，如下所述。

安装步骤E2借助于传统装置来执行，该传统装置用于移动地板模块7以沿图4中箭头F所示的方向(也就是说从后部向前部)将地板模块引入机身本体2中，以便将地板模块带到机身本体2中所需要的位置。

组装方法P还包括在安装步骤E2之后执行的紧固步骤E3(图1)。

紧固步骤E3包括将如此引入机身本体2中的地板模块7紧固到所述机身本体2。特别地，地板模块7的紧固包括将地板模块7的至少一些所述横梁9、优选地地板模块7的所有横梁9紧固到机身本体2的部分、优选地紧固到机身本体2的框架11(图5和图6)。要紧固的横梁9具有预定宽度L(图2)。

为此，提供将所考虑的横梁9的两个端部9A和9B(图2)各自在下述紧固点15(图6)处紧固到机身本体2的框架11。在优选实施例中，横梁9的两个端部各自(如图5和图6所示的端部9A)紧固到紧固突片12，该紧固突片固定到框架11。例如焊接或螺纹连接到框架11的紧固突片12设置有(圆滑)孔13，该孔旨在与在横梁9的端部9A处制成的类似(圆滑)孔14配合。如果需要，紧固包括将紧固突片12的孔13与横梁9的孔14重叠。为了将紧固突片12的孔13带到横梁9的孔14的位置，可以沿图5中箭头H所示的方向对略微柔性的机身本体2的框架11施加动作。

当已经到达期望的位置时，紧固包括将紧固元件16简单地引入横梁9的端部9A和紧固突片12的重叠的孔13和14中。该紧固元件16可以是螺栓或设置有轴的任何其他紧固元件，该轴能够穿过两个孔13和14并实现紧固。横梁9(以及因此地板模块7)因此可以以快速且简单的方式紧固到机身本体2。当紧固元件16被引入重叠的孔13和14中时，紧固点15对应于紧固元件16和孔13和14的中心位置。

如上所述，地板模块7具有预定的规定形状，即至少具有作为(横向)参考的规定宽度。更特别地，在地板模块7内连接在一起的至少一些横梁9、优选地所有横梁9具有相同的合适的规定长度L(图2)。长度L对应于设置在横梁9的两个端部9A和9B处的孔的中心之间的长度，这些孔(比如设置在端部9A处的孔14，如图5所示)旨在用于紧固横梁9。该合适的规定长度L使得机身本体2到横梁9的紧固使得可以将机身本体2带到相对于地板8的合适位置。

为此，可能需要沿箭头H所示的方向(图5)作用在机身本体2上，以便将机身本体带到横梁9的紧固孔14所需要的位置。事实上，尽管机身本体2最初具有合适的形状，但是它可能特别是由于重力而非常略微地塌陷、或者以某种其他方式非常略微地变形，从而在紧固地板模块7之前具有比如图2中虚线所示的轮廓C1的外部轮廓。

机身本体2具有一定程度的柔性，例如最高达1mm或2mm，这允许沿图2中箭头I1(类似于箭头H)的方向略微变形，以便将机身本体带到所需要的位置。该所需要的位置由横梁9的长度L和紧固点15相对于机身本体2的位置来限定。

已经证明，使机身本体2的中心部分形成为由地板8规定的并且机身本体2在该位置所需要的形状具有的效果是机身本体2的其余部分也采用其所需要的形状，如图2中用实线绘制的轮廓C2所示、特别是在其顶部部分17(此处轮廓被修正，如箭头I2所示)。轮廓C2因此代表期望的确定的形状，该形状仅通过引入和紧固地板模块7而获得，无需任何其他成形动作。

因此，地板模块7具有多种功能。具体地，除了具有用于支撑负载的常规结构功能以及还允许以常规方式安装附接到地板8的系统之外，该地板模块还具有补充功能，即通过被配置成使机身本体2(以及由此机头1)形成为期望的确定的形状(轮廓C2)而作为机身本体2(以及因此机头1)的成形器的功能。

在简化的实施例中，上述组装方法P的各个步骤在同一个组装站中执行。

此外，在组装方法P的优选实施例中，一方面组装步骤的序列E1、以及另一方面安装步骤E2和紧固步骤E3在两个不同的组装站中执行。该优选实施例使得可以在不同的组装站中并行执行该方法的不同步骤，这使得可以促进多个机头的同时组装，并减少组装机头(还以及因此包括该机头的飞行器)所需要的时间。

上面已经通过优选实施例描述了用于组装飞行器的机头的组装方法P。然而，在本发明的上下文中，所述组装方法可以应用于飞行器的其他纵向机身部分，特别是应用于包括至少一个纵向开口的任何周向封闭的机身部分。

上述组装方法P具有许多优点。特别地：

-该组装方法使得可以将地板模块7用作参考和成形器；

-该组装方法不需要在结合地板模块7的过程中实施模制/调整操作；

-该组装方法使得可以通过简单的紧固装置将地板模块7紧固到机身本体2；-该组装方法的实现可以根据期望尽可能地重复；以及

-组装方法P的一些步骤可以在不同的组装站中执行。

Claims (8)

1.一种用于组装飞行器的机身部分的方法，

其特征在于，所述方法至少包括以下一系列步骤：

-组装步骤(E11，E12，E13)的序列(E1)，包括组装所述飞行器的机身部分(1)的多个机身部件(3，5，6)，以便形成机身本体(2)；

-安装步骤(E2)，包括将至少具有预定宽度(L)的地板模块(7)引入如此形成的所述机身本体(2)中；以及

-紧固步骤(E3)，包括将所述机身本体(2)紧固到所述地板模块(7)，如果需要，在所述机身本体(2)变形之后，使得所述地板模块(7)形成所述机身本体(2)的最终形状，并且获得组装好的机身部分(1)。

2.根据权利要求1所述的方法，

其特征在于，所述地板模块(7)设置有横梁(9)，并且所述紧固步骤(E3)至少包括将所述地板模块(7)的至少一些所述横梁(9)的两个端部(9A，9B)紧固在所述机身本体(2)的两侧上，所述两个端部各自都紧固在被称为紧固点(15)处。

3.根据权利要求2所述的方法，

其特征在于，所述横梁(9)在其两个端部(9A，9B)中的每一个端部处都设置有孔(14)，所述两个孔(14)代表所述紧固点(15)，所述两个孔(14)的中心彼此相距所述预定宽度(L)。

4.根据权利要求2和3中任一项所述的方法，

其特征在于，所述紧固步骤(E3)包括：对于横梁(9)的端部(9A，9B)与所述机身本体(2)之间的每个紧固点(15)，将所述机身本体(2)中的孔(13)与所述横梁(9)的端部(9A)处的孔(14)重叠，并且然后将紧固元件(16)插入如此重叠的所述两个孔(13，14)中。

5.根据权利要求4所述的方法，

其特征在于，对于所述机身本体(2)，至少一些所述孔(13)形成在紧固突片(12)中，所述紧固突片固定到所述机身本体(2)的框架(11)。

6.根据前述权利要求中任一项所述的方法，

其特征在于，所述组装步骤(E11，E12，E13)的序列(E1)包括采用机身部件(3)作为组装结构(4)的初始部件，并且包括将其他机身部件(5，6)与所述组装结构(4)逐步地相续组装在一起。

7.根据前述权利要求中任一项所述的方法，

其特征在于，一方面所述组装步骤(E11，E12，E13)的序列(E1)、以及另一方面所述安装步骤(E2)和所述紧固步骤(E3)在不同的组装站中执行。

8.根据前述权利要求中任一项所述的方法，

其特征在于，所述机身部分对应于所述飞行器的机头(1)。

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