DE102006039292A1

DE102006039292A1 - Rahmenelement, Flugzeugklimatisierungssystem sowie Verfahren zur Montage eines Rahmenelements in einem Flugzeug

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Publication number: DE102006039292A1
Application number: DE102006039292A
Authority: DE
Inventors: Christian Dipl.-Ing. Köfinger; Joachim Dipl.-Ing. Metzger; Michael Dipl.-Ing. Auburger
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2006-08-22
Filing date: 2006-08-22
Publication date: 2008-03-13
Anticipated expiration: 2026-08-23
Also published as: CA2659834A1; RU2430855C2; DE102006039292B4; RU2009107852A; ATE476357T1; EP2061696A1; US8262023B2; JP2010501390A; DE602007008262D1; US20110024561A1; WO2008022752A1; EP2061696B1; BRPI0715708A2; CN101506035A; CN101506035B

Abstract

Ein Rahmenelement (10; 10') zur Verwendung in einem Flugzeugklimatisierungssystem ist an einer Flugzeugstruktur (36) anbringbar und umfasst mindestens eine Strebe (12, 14, 16, 18; 12', 14', 16'), die zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildet ist, wobei ein Lufteinlassanschluss (12a, 14a; 12a', 14a') der zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Strebe (12, 14, 16, 18; 12', 14', 16') des Rahmenelements (10; 10') mit einer Luftauslassleitung einer Flugzeugklimaanlage und ein Luftauslassanschluss (12b, 14b; 12b', 14b') der zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Strebe (12, 14, 16, 18; 12', 14', 16') des Rahmenelements (10; 10') mit einer in einen Kabinenbereich eines Flugzeugs mündenden Luftauslassöffnung verbindbar ist.

Description

Die Erfindung betrifft ein Rahmenelement zur Verwendung in einem Flugzeugklimatisierungssystem, ein Flugzeugklimatisierungssystem sowie ein Verfahren zur Montage eines Rahmenelements in einem Flugzeug.
Bei der Montage eines Klimatisierungssystems in einem Flugzeug ist es derzeit üblich, Luftauslassleitungen einer Flugzeugklimaanlage an Rohrleitungen, sogenannte Riser Ducts, anzuschließen. Die Riser Ducts erstrecken sich im Bereich einer Flugzeugstruktur von den Luftauslassleitungen der unterhalb einer Passagierkabine angeordneten Flugzeugklimaanlage zu in Interieurkomponenten des Flugzeugs vorgesehenen und in den Kabinenbereich des Flugzeugs mündenden Luftauslassöffnungen. Nach dem Verlegen der Riser Ducts werden die Interieurkomponenten des Flugzeugs an der Flugzeugstruktur befestigt und die Riser Ducts mit den in den Interieurkomponenten vorgesehenen Luftauslassöffnungen verbunden. Typischerweise befinden sich die Luftauslassöffnungen oberhalb der Sitzpositionen der Flugzeugpassagiere und sind daher z.B. in Deckenverkleidungspaneelen der Flugzeugkabine ausgebildet. Da sowohl die Riser Ducts als auch die Interieurbauteile einzeln positioniert und montiert werden müssen, ist die Montage dieser Komponenten zeitaufwändig und daher sehr kostenintensiv.
Zur Vereinfachung der Montage von Riser Ducts in einem Flugzeug schlägt die EP 1 510 454 A1 eine Integration der Riser Ducts in Flugzeuginterieurkomponenten, wie z.B. Seitenverkleidungspaneele vor. Insbesondere beschreibt die EP 1 510 454 A1 ein spritzgegossenes Seitenverkleidungspaneel, in das eine mit einer Flugzeugklimaanlage verbindbare Rohrleitung eingeformt ist. Die Herstellung eines derartiges Seitenverkleidungspaneel ist jedoch verhältnismäßig komplex. Ferner erfordert die Integration der Riser Ducts in das Seitenverkleidungspaneel eine entsprechende Anpassung der Konstruktionsparameter, wie z.B. des Querschnitts des Seitenverkleidungspaneels.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Rahmenelement zur Verwendung in einem Flugzeugklimatisierungssystem, ein Flugzeugklimatisierungssystem sowie ein Verfahren zur Montage eines Rahmenelements in einem Flugzeug bereitzustellen, die eine einfache und schnelle Montage der Riser Ducts in dem Flugzeug ermöglichen.
Zur Lösung dieser Aufgabe ist ein erfindungsgemäßes Rahmenelement zur Verwendung in einem Flugzeugklimatisierungssystem an einer Flugzeugstruktur anbringbar und umfasst mindestens eine Strebe, die zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildet ist. Der hohlzylindrisch ausgebildete Abschnitt der Strebe bzw. die hohlzylindrisch ausgebildete Strebe des Rahmenelements bildet eine Rohrleitung mit einem Lufteinlassanschluss, der mit einer Luftauslassleitung einer Flugzeugklimaanlage verbindbar ist. Ein Luftauslassanschluss der hohlzylindrisch ausgebildeten Strebe des Rahmenelements ist mit einer in einen Kabinenbereich des Flugzeugs mündenden Luftauslassöffnung verbindbar. Der Einsatz des erfindungsgemäßen Rahmenelements ermöglicht es, die Montage der Riser Ducts in dem Flugzeug deutlich zu vereinfachen, ohne dass dazu eine aufwändige Umgestaltung einer Flugzeuginterieurkomponente erforderlich wäre.
Vorzugsweise ist das Rahmenelement dazu eingerichtet, mit der Flugzeugstruktur verschraubt zu werden. Beispielsweise ist eine Befestigung des Rahmenelements an der Flugzeugstruktur mit vier Schraubverbindungen möglich. Zu diesem Zweck können in der Flugzeugstruktur und/oder in dem Rahmenelement entsprechende, gegebenenfalls mit einem Gewinde versehene Bohrungen vorhanden sein.
Um eine besonders einfache Montage des Rahmenelements an der Flugzeugstruktur zu ermöglichen, kann das Rahmenelement auch dazu eingerichtet sein, an einem Ende durch eine Steckverbindung und an einem anderen Ende durch eine Schraub- oder Rastverbindung an der Flugzeugstruktur befestigt zu werden. Ein derart ausgebildetes Rahmenelement wäre auch besonders einfach wieder von der Flugzeugstruktur zu lösen. Ein besonders hoher Montagekomfort wird erreicht, wenn ein zur Herstellung der Steckverbindung dienendes Bauteil des Rahmenelements oder der Flugzeugstruktur gelenkig ausgeführt ist.
Das Rahmenelement besteht bevorzugt aus einem leichten und steifen Material, wie z.B. Aluminium, einer Aluminiumlegierung, GFK, CFK oder einem sonstigen Kohlefasermaterial.
Vorzugsweise weist die hohlzylindrisch ausgebildete Strebe des Rahmenelements einen geschlossenen Querschnitt auf. Vorzugsweise ist dieser Querschnitt kreisförmig oder oval, wodurch auch eine einfache und kostengünstige Herstellung des Rahmenelements ermöglicht wird.
Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung umfasst das Rahmenelement mindestens eine Längsstrebe, die zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildet ist. Das Rahmenelement kann auch zwei Längsstreben umfassen, die jeweils zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildet sind, so dass beide Längsstreben des Rahmenelements als mit Luftauslassleitungen der Flugzeugklimaanlage verbindbare Riser Ducts genutzt werden können. Alternativ oder zusätzlich zu einer Nutzung der zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Strebe des Rahmenelements als Riser Duct, ist es auch denkbar, die zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Strebe des Rahmenelements als Kabeldurchführung einzusetzen. Beispielsweise ist es denkbar, eine hohlzylindrisch ausgebildete Längsstrebe des erfindungsgemäßen Rahmenelements als Riser Duct und eine hohlzylindrisch ausgebildete Längsstreben des Rahmenelements als Kabeldurchführung zu nutzen. Bei einer ausreichenden Querschnittsgröße ist jedoch auch eine gleichzeitige Nutzung der hohlzylindrisch ausgebildeten Strebe des Rahmenelements als Riser Duct und Kabeldurchführung möglich. Ferner ist auch eine Kabelführung entlang der Außenseite der Strebe möglich.
Die Länge der Längsstreben des Rahmenelements kann je nach Bedarf variiert werden. Dadurch kann auch die Geometrie des Rahmenelements wie gewünscht variiert werden. Beispielsweise kann sich das Rahmenelement von einer den Boden einer Flugzeugkabine bildenden Ebene bis zu einer Mittelachse der Flugzeugkabinendecke erstrecken. Alternativ ist auch ein Rahmenelement denkbar, das sich von einer Seite der den Boden einer Flugzeugkabine bildenden Ebene bis zur gegenüberliegenden Seite der den Boden einer Flugzeugkabine bildenden Ebene erstreckt, d.h. beide Seiten der Flugzeugkabine sowie die Flugzeugkabinendecke überspannt. Der Lufteinlassanschluss und der Luftauslassanschluss der zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Längsstrebe können jeweils an den Enden der Längsstrebe vorgesehen sein. Es ist jedoch auch möglich den Lufteinlassanschluss und/oder den Luftauslassanschluss an einer beliebigen Position entlang der Länge der zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Längsstrebe vorzusehen. Selbstverständlich können entlang der Länge der zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Längsstrebe auch mehrere Lufteinlassanschlüsse und/oder Luftauslassanschlüsse vorgesehen sein.
Im montierten Zustand des Rahmenelements können sich die Längsstreben des Rahmenelements parallel zu Spanten der Flugzeugstruktur erstrecken. Die Längsstreben weisen daher vorzugsweise zumindest abschnittsweise eine Krümmung auf, die an eine Krümmung der Spanten der Flugzeugstruktur angepasst ist.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung umfasst das Rahmenelement ferner mindestens eine sich zwischen zwei Längsstreben erstreckende Verbindungsstrebe. In Abhängigkeit der Länge der Längsstreben kann das Rahmenelement eine entsprechende Anzahl von Verbindungstreben umfassen, um eine ausreichende Steifigkeit des Rahmenelements zu gewährleisten. Die mindestens eine Verbindungsstrebe des Rahmenelements kann zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildet sein, so dass der hohlzylindrisch ausgebildete Abschnitt der Verbindungsstrebe bzw. die hohlzylindrisch ausgebildete Verbindungsstrebe mit einer Luftauslassleitung einer Flugzeugklimaanlage bzw. einer in einen Kabinenbereich des Flugzeugs mündenden Luftauslassöffnung verbindbar ist.
Beispielsweise kann das Rahmenelement so dimensioniert sein, dass sich die Längsstreben im montierten Zustand des Rahmenelements im Wesentlichen parallel zu benachbarten Spanten der Flugzeugstruktur erstrecken. Alternativ dazu kann das Rahmenelement jedoch auch eine derartige Größe aufweisen, dass der Abstand der Längsstreben voneinander größer ist als der Abstand zweier benachbarter Spanten der Flugzeugstruktur. In diesem Fall ist die Verbindungsstrebe des Rahmenelements vorzugsweise mit mindestens einer Ausnehmung versehen, die nach dem Anbringen des Rahmenelements an der Flugzeugstruktur derart mit einem Spant der Flugzeugstruktur zusammenwirkt, dass der Spant in der in der Verbindungsstrebe vorgesehenen Ausnehmung aufgenommen ist. Dadurch wird auf einfache Art und Weise verhindert, dass der im montierten Zustand des Rahmenelements zwischen den Längsstreben des Rahmenelements angeordnete Spant die Befestigung des Rahmenelements an der Flugzeugstruktur behindert. Falls das Rahmenelement mehrere Verbindungsstreben umfasst, ist vorzugsweise jede Verbindungsstrebe mit mindestens einer Ausnehmung versehen, die im montierten Zustand des Rahmenelements einen Spant der Flugzeugstruktur aufnimmt. Bei einer besonders bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Rahmenelements weisen alle Verbindungsstreben des Rahmenelements zwei Ausnehmungen zur Aufnahme zweier benachbarter Spanten auf.
Vorzugsweise ist an dem Rahmenelement mindestens eine z.B. laschenförmig ausgebildete Krafteinleitungsvorrichtung zum Anbringen des Rahmenelements an der Flugzeugstruktur ausgebildet. Beispielsweise kann an jeder Längsstrebe des Rahmenelements mindestens eine Krafteinleitungsvorrichtung vorgesehen sein, durch die eine Schraube oder ein Bolzen hindurchgeführt werden kann, um das Rahmenelement einfach und sicher mit der Flugzeugstruktur zu verbinden. In Abhängigkeit der Größe des Rahmenelements bzw. der Länge der Längsstreben können an dem Rahmenelement auch mehrere Krafteinleitungsvorrichtungen zum Anbringen des Rahmenelements an der Flugzeugstruktur ausgebildet sein.
Beispielsweise können mehrere Krafteinleitungsvorrichtungen entlang der Länge der Längsstreben des Rahmenelements verteilt angeordnet sein, um eine sichere Befestigung des Rahmenelements an der Flugzeugstruktur zu gewährleisten. Wesentlich ist lediglich, dass die Krafteinleitungsvorrichtungen die Verbindung der Lufteinlass- bzw. Luftauslassanschlüsse der zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildete(n) Längsstrebe(n) des Rahmenelements mit der Luftauslassleitung der Flugzeugklimaanlage bzw. der in den Kabinenbereich des Flugzeugs mündenden Luftauslassöffnung nicht behindern.
Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ist das Rahmenelement über Shock Mounts an der Flugzeugstruktur anbringbar. Unter Shock Mounts werden hier Lagerungen verstanden, die aus einem schwingungsdämpfenden, beispielsweise einem gummielastischen Material bestehen und für eine erschütterungsfreie Befestigung des Rahmenelements und somit des an dem Rahmenelement angebrachten Interieurbauteils an der Flugzeugstruktur sorgen. Durch die Befestigung des Rahmenelements über Shock Mounts erfolgt eine akustische Entkopplung des Rahmenelements von der Flugzeugstruktur. Die Shock Mounts können beispielsweise zwischen den an dem Rahmenelement ausgebildeten Krafteinleitungsvorrichtungen und den zur Befestigung des Rahmenelements vorgesehenen Komponenten der Flugzeugstruktur, wie z.B. den Spanten positioniert sein. Es ist jedoch möglich, alle oben beschriebenen Befestigungseinrichtungen zur Befestigung des Rahmenelements an der Flugzeugstruktur mit entsprechenden Shock Mount zur akustischen Entkopplung des Rahmenelements von der Flugzeugstruktur auszustatten.
In den Shock Mounts sind vorzugsweise geeignete Durchgangsöffnungen vorgesehen, die es ermöglichen, eine Schraube oder einen Bolzen zur Befestigung des Rahmenelements an der Flugzeugstruktur durch die Shock Mounts hindurchzuführen.
Alternativ dazu können in den Shock Mounts auch entsprechende elastische Buchsen zur Verbindung der Shock Mounts mit dem Rahmenelement vorgesehen sein.
Bei der Montage von Interieurkomponenten in einem Flugzeug ist es derzeit üblich, die verschiedenen Komponenten, wie z.B. Dadopaneele, Seitenverkleidungen, Lichtbänder und dergleichen einzeln mit der Flugzeugstruktur zu verbinden. Da jedes Bauteil separat positioniert und an der Flugzeugstruktur befestigt werden muss, ist die Montage der Interieurkomponenten häufig sehr zeitaufwändig. Darüber hinaus sind Änderungen der Position einzelner Interieurkomponenten oder auch Designänderungen an den Interieurbauteilen oft nur sehr schwierig realisierbar, da derartige Änderungen in der Regel eine Anpassung eines flugzeugstrukturseitigen Halters und/oder zumindest eine Anpassung der an der Flugzeugstruktur für die Montage der Interieurkomponenten vorgesehenen Befestigungspunkte erfordern.
Während die Primärisolation unmittelbar auf die Innenseite der Flugzeugaußenhaut aufgebracht wird, werden die Sekundärisolation des Flugzeugs bildende Isolationspakete üblicherweise auf die Interieurbauteile geklebt, bevor diese an der Flugzeugstruktur befestigt werden. Um die häufig gekrümmt ausgebildete und mit Absätzen und dergleichen versehene Kontur der Interieurkomponenten nachzubilden, sind häufig mehrere verschieden geformte Isolationspakete erforderlich. Die Montage der Sekundärisolation ist daher zeitaufwändig und kostenintensiv.
Das erfindungsgemäße Rahmenelement weist daher vorzugsweise ferner mindestens eine Befestigungseinrichtung zur Befestigung mindestens einer Flugzeuginterieurkomponente oder mindestens eines Isolationspakets an dem Rahmenelement auf. Wenn das erfindungsgemäße Rahmenelement zur Verbindung einer Interieurkomponente mit der Flugzeugstruktur genutzt wird, kann zunächst das Interieurbauteil an dem Rahmenelement befestigt werden. Dabei werden vorzugsweise in dem Interieurbauteil ausgebildete, im montierten Zustand des Bauteils in den Kabinenbereich des Flugzeugs mündende Luftauslassöffnungen mit den entsprechenden Luftauslassanschlüssen der zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Längsstreben des Rahmenelements verbunden. Falls gewünscht, können natürlich auch mehrere Interieurkomponenten an dem Rahmenelement angebracht werden. Anschließend kann die aus dem Rahmenelement mit dem/den daran befestigten Interieurbauteil/Interieurbauteilen bestehende vormontierte Baugruppe einfach und rasch mit der Flugzeugstruktur verbunden werden.
Ein besonderer Vorteil des erfindungsgemäßen Rahmenelements besteht somit darin, dass es eine Doppelfunktion erfüllen kann und nicht nur die Riser Ducts für das Flugzeugklimatisierungssystem bereitstellt, sondern auch als Trägerelement für verschiedene Interieurkomponenten, d.h. Interieurkomponenten verschiedener Form und Größe dienen kann. Dadurch müssen die Anzahl sowie die Anordnung der an der Flugzeugstruktur vorgesehenen Befestigungspunkte für die Interieurkomponenten nicht länger an verschiedene Interieurkomponenten, sondern lediglich an ein verschiedene Interieurbauteile tragendes Rahmenelement angepasst werden. Das erfindungsgemäße Rahmenelement ermöglicht somit eine Entkopplung der an den Interieurbauteilen vorgesehenen Befestigungspunkte von den an der Flugzeugstruktur vorgesehenen Befestigungspunkten. Infolgedessen kann die Anzahl der an der Flugzeugstruktur vorgesehenen Befestigungspunkte für die Interieurkomponenten durch den Einsatz des erfindungsgemäßen Rahmenelements beträchtlich verringert werden. Ferner wird eine Normierung der Anordnung der Befestigungspunkte für die Interieurkomponenten an der Flugzeugstruktur möglich.
Da durch den Einsatz des erfindungsgemäßen Rahmenelements auf eine Abstimmung der interieurbauteilseitigen und der flugzeugstrukturseitigen Befestigungspunkte verzichtet werden kann, wird eine erhöhte Flexibilität bei der Konstruktion sowohl der Interieurkomponenten als auch der Flugzeugstruktur erreicht. Diese erhöhte Flexibilität kann für eine Gewichtoptimierung der Interieurkomponenten und/der der Flugzeugstruktur genutzt werden.
Wenn das erfindungsgemäße Rahmenelement zur Verbindung mindestens eines beispielsweise einen Teil der Sekundärisolierung des Flugzeugs bildenden Isolationspakets mit der Flugzeugstruktur genutzt wird, kann ebenfalls zunächst das Isolationspakt an dem Rahmenelement befestigt werden. Falls gewünscht, können natürlich auch mehrere Isolationspakete an dem Rahmenelement angebracht werden. Anschließend kann die aus dem Rahmenelement mit dem/den daran befestigten Isolationspaket/Isolationspaketen bestehende vormontierte Baugruppe einfach und rasch mit der Flugzeugstruktur verbunden werden. Wiederum kann das erfindungsgemäße Rahmenelement dann die Doppelfunktion erfüllen, die Riser Ducts für das Flugzeugklimatisierungssystem bereitzustellen und gleichzeitig als Trägerelement für mindestens ein Isolationspaket zu wirken.
Durch den Einsatz des erfindungsgemäßen Rahmenelements bei der Montage der beispielsweise die Sekundärisolierung des Flugzeugs bildenden Isolationspakete kann auf das aufwändige Aufkleben der Isolationspakete auf die Interieurbauteile verzichtet werden. Insbesondere weist das Rahmenelement im Vergleich zu den meisten Flugzeuginterieurkomponenten eine deutlich einfacher gestaltete Kontur ohne Abätze und dergleichen auf, so dass weniger separat ausgebildete Isolationspakete eingesetzt werden müssen. Dadurch werden beträchtliche Kosteneinsparungen möglich.
Als Befestigungseinrichtung zur Befestigung mindestens einer Interieurkomponente an dem Rahmenelement kann an dem Rahmenelement eine Halterung, eine Klemme oder eine Rastvorrichtung vorgesehen sein, die auch integriert mit dem Rahmenelement ausgebildet sein kann. Alternativ dazu ist es jedoch auch möglich, die Interieurkomponente mit dem Rahmenelement zu verschrauben oder zu vernieten, wobei dann in der Interieurkomponente und/oder in dem Rahmenelement entsprechende, gegebenenfalls mit einem Gewinde versehene Bohrungen vorhanden sein können.
Eine Befestigungseinrichtung zur Befestigung mindestens eines Isolationspakets an dem Rahmenelement ist vorzugsweise dazu eingerichtet, das Isolationspaket mechanisch lösbar an dem Rahmenelement zu befestigen.
Beispielsweise kann die Befestigungseinrichtung in Form eines Klettverschlusses, eines Haken- und Flauschbands, eines Pilzkopfbands oder einer Tannenbaumbefestigungseinrichtung ausgebildet sein. Alternativ dazu ist es auch möglich, das Isolationspaket mit Hilfe von Schrauben, Nieten, Clips, Klemmeinrichtungen, Magnethaltern, Druckverschlüssen mit Federn, einer Spreizbefestigungseinrichtung oder einer Kugelbefestigungseinrichtungen an dem Rahmenelement zu befestigen. Weiterhin ist es denkbar, das Isolationspaket an Befestigungspunkten einzuhängen, die an dem Rahmenelement vorgesehen sind, oder das Isolationspaket etwas größer auszuführen als das Rahmenelement, um das Rahmenelement umschlagen und das Isolationspaket mittels eines Gummibands an dem Rahmenelement befestigen zu können. Schließlich kann die Einrichtung zur Befestigung des erfindungsgemäßen Rahmenelements an der Flugzeugstruktur auch so ausgebildet sein, dass sie gleichzeitig eine Befestigung des Isolationspakets an dem Rahmenelement ermöglicht.
Das erfindungsgemäße Rahmenelement umfasst vorzugsweise ferner ein Befestigungsmodul, an dem die mindestens eine Befestigungseinrichtung zur Befestigung mindestens einer Flugzeuginterieurkomponente ausgebildet oder angeordnet ist. Wie bereits erwähnt, kann die Interieurkomponente mittels einer Halterung, einer Klemme oder einer Rastvorrichtung, aber auch durch Verschrauben oder Vernieten an dem Rahmenelement befestigt sein. Die Halterung, Klemme oder Rastvorrichtung kann entweder an dem Befestigungsmodul angebracht oder integriert mit dem Befestigungsmodul ausgebildet sein. Falls die Interieurkomponente mit dem Rahmenelement verschraubt oder vernietet werden soll, können in dem Befestigungsmodul entsprechende, gegebenenfalls mit einem Gewinde versehene Bohrungen vorhanden sein.
Das Befestigungsmodul, das integriert mit dem Rahmenelement ausgebildet, aber auch lösbar mit dem Rahmenelement verbunden sein kann, ist hinsichtlich seiner Form und Größe sowie insbesondere hinsichtlich der Anordnung der Befestigungseinrichtung an das an dem Rahmenelement anzubringende Interieurbauteil angepasst. Um das Rahmenelement zur Befestigung verschiedener Interieurkomponenten an der Flugzeugstruktur nutzen zu können, muss das Rahmenelement somit lediglich mit verschiedenen, an die verschiedenen Interieurkomponenten angepassten Befestigungsmodulen versehen werden. Dadurch können z.B. auch kleinere Interieurkomponenten an dem Rahmenelement befestigt werden, so dass das erfindungsgemäße Rahmenelement besonders flexibel einsetzbar ist.
Gemäß einer besonders bevorzugten Ausführungsform der Erfindung weist das Rahmenelement ferner mindestens eine weitere Befestigungseinrichtung zur Befestigung mindestens eines Isolationspakets oder mindestens einer Interieurkomponente an dem Rahmenelement auf. Mit anderen Worten, das Rahmenelement ist so gestaltet, dass es mit mindestens einem Interieurbauteil sowie mindestens einem beispielsweise einen Teil der Flugzeugsekundärisolation bildenden Isolationspaket zu einer eigenständig handhabbaren Baugruppe vormontiert werden kann. Diese Baugruppe kann dann in einfacher Art und Weise, wie oben beschrieben, an der Flugzeugstruktur angebracht werden. Das Rahmenelement ist dabei vorzugsweise so ausgebildet, dass die an dem Rahmenelement befestigte Interieurkomponente im montierten Zustand der aus dem Rahmenelement, der Interieurkomponente und dem Isolationspaket bestehende Baugruppe auf einer von der Flugzeugstruktur abgewandten Seite des Rahmenelements angeordnet ist. Das Isolationspaket kann dagegen im montierten Zustand der Baugruppe entweder auf einer der Flugzeugstruktur zugewandten Seite des Rahmenelements zwischen dem Rahmenelement und der Flugzeugstruktur angeordnet oder zwischen der mindestens einen Interieurkomponente und dem Rahmenelement auf der von der Flugzeugstruktur abgewandten Seite des Rahmenelements befestigt sein. Entsprechende Lufteinlass- bzw. Luftauslassanschlüsse der zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Längsstreben des Rahmenelements sind dabei mit in dem Interieurbauteil ausgebildeten Luftauslassöffnungen verbunden, die im montierten Zustand der Baugruppe in den Kabinenbereich des Flugzeugs münden.
Wenn das erfindungsgemäße Rahmenelement dazu vorgesehen ist, mit einem Interieurbauteil und einem Isolationspaket zu einer Baugruppe verbunden zu werden, können als Befestigungseinrichtungen für das Interieurbauteil und das Isolationspaket die oben beschriebenen Befestigungseinrichtungen verwendet werden. Insbesondere kann das Interieurbauteil mittels einer gegebenenfalls an einem Befestigungsmodul angebrachten oder ausgebildeten Halterung, Klemme oder Rastvorrichtung und das Isolationspaket mittels einer mechanisch lösbaren Befestigungseinrichtung, wie z.B. eines Klettverschlusses oder eines Haftbands an dem Rahmenelement befestigt werden.
Ein erfindungsgemäßes Flugzeugklimatisierungssystem umfasst eine eine Luftauslassleitung umfassende Flugzeugklimaanlage, eine in einen Kabinenbereich eines Flugzeugs mündende Luftauslassöffnung und mindestens ein oben beschriebenes Rahmenelement. Der Lufteinlassanschluss der zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Strebe des Rahmenelements ist mit der Luftauslassleitung der Flugzeugklimaanlage verbunden und der Luftauslassanschluss der zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Strebe des Rahmenelements ist mit der in den Kabinenbereich des Flugzeugs mündenden Luftauslassöffnung verbunden.
Vorzugsweise umfasst das erfindungsgemäße Flugzeugklimatisierungssystem eine Mehrzahl von Rahmenelementen. Vorzugsweise ist zwischen benachbarten Rahmenelementen des Flugzeugkomponentenmontagesystems jeweils eine Spaltabdeckung vorgesehen.
Ein erfindungsgemäßes Verfahren zur Montage eines Rahmenelements in einem Flugzeug umfasst die Schritte Bereitstellen eines oben beschriebenen Rahmenelements, Anbringen des Rahmenelements an einer Flugzeugstruktur, Verbinden eines Lufteinlassanschlusses einer zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Strebe des Rahmenelements mit einer Luftauslassleitung einer Flugzeugklimaanlage und Verbinden eines Luftauslassanschlusses der zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Strebe des Rahmenelements mit einer in einen Kabinenbereich des Flugzeugs mündenden Luftauslassöffnung.
Das Rahmenelement kann derart an der Flugzeugstruktur angebracht werden, dass eine in einer Verbindungsstrebe des Rahmenelements vorgesehene Ausnehmung einen Spant der Flugzeugstruktur aufnimmt.
Vorzugsweise wird das Rahmenelement mittels einer an dem Rahmenelement ausgebildeten Krafteinleitungsvorrichtung an der Flugzeugstruktur angebracht, wobei an jeder Längsstrebe des Rahmenelements eine derartige Krafteinleitungsvorrichtung vorgesehen sein kann.
Das Rahmenelement kann über Shock Mounts an der Flugzeugstruktur angebracht werden.
Bei einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens wird vorzugsweise vor dem Anbringen des Rahmenelements an der Flugzeugstruktur mindestens eine Interieurkomponente oder mindestens ein Isolationspaket an dem Rahmenelement befestigt. Wenn das Verfahren die Befestigung einer Interieurkomponente an dem Rahmenelement vorsieht, wird dabei vorzugsweise eine in der Interieurkomponente ausgebildete und im montierten Zustand der Komponente in den Kabinenbereich des Flugzeugs mündende Luftauslassöffnung mit einem entsprechenden Luftauslassanschluss der zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Längsstrebe des Rahmenelements verbunden.
Die mindestens eine Interieurkomponente kann mittels einer in Form einer Halterung, einer Klemme oder einer Rastvorrichtung ausgebildeten Befestigungsvorrichtung an dem Rahmenelement befestigt werden. Vorzugsweise wird die mindestens eine Interieurkomponente mittels einer Befestigungsvorrichtung an dem Rahmenelement befestigt, die an einem an dem Rahmenelement vorgesehenen Befestigungsmodul ausgebildet oder angeordnet ist.
Das mindestens eine Isolationspaket wird dagegen vorzugsweise mittels einer Befestigungsvorrichtung an dem Rahmenelement befestigt, die dazu eingerichtet ist, das Isolationspaket mechanisch lösbar an dem Rahmenelement zu befestigen. Bei der Montage einer aus einem Rahmenelement und einem Isolationspaket bestehenden Baugruppe an der Flugzeugstruktur wird das im montierten Zustand der Baugruppe zwischen dem Rahmenelement und der Flugzeugstruktur angeordnete Isolationspaket unter Umständen im Bereich einer Kontaktfläche des Isolationspakets mit einem Spant der Flugzeugstruktur zusammengedrückt. Das Isolationsmaterial ist jedoch ausreichend elastisch, dass es dabei zu keiner Beschädigung des Isolationspakets kommt. Gegebenenfalls kann das Isolationspaket auch mit entsprechenden Ausnehmungen zur Aufnahme des Spants oder einer anderen Komponente der Flugzeugstruktur versehen sein.
Schließlich kann das erfindungsgemäße Verfahren vorsehen, dass vor dem Anbringen des Rahmenelements an der Flugzeugstruktur sowohl mindestens eine Interieurkomponente als auch mindestens ein Isolationspaket an dem Rahmenelement befestigt werden.
Ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im Folgenden anhand der beigefügten schematischen Zeichnungen näher erläutert, von denen
1 eine erste Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Rahmenelements,
2 eine zwei Rahmenelemente gemäß 1 umfassende Baugruppe,
3 eine Detailansicht eines Querschnitts der Längsstreben zweier erfindungsgemäßer Rahmenelemente gemäß 2,
4 die erste Ausführungsform des erfindungsgemäßen Rahmenelements mit daran befestigten Interieurkomponenten im montierten Zustand,
5 die erste Ausführungsform des erfindungsgemäßen Rahmenelements mit einem Befestigungsmodul zur Befestigung einer Interieurkomponente an dem Rahmenelement,
6 die erste Ausführungsform des erfindungsgemäßen Rahmenelements mit einem daran befestigten Isolationspaket,
7 eine zweite Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Rahmenelements,
8 eine erste Ausführungsform einer Befestigungseinrichtung zur Befestigung des Isolationspakets an dem Rahmenelement,
9 eine zweite Ausführungsform einer Befestigungseinrichtung zur Befestigung des Isolationspakets an dem Rahmenelement,
10 eine dritte Ausführungsform einer Befestigungseinrichtung zur Befestigung des Isolationspakets an dem Rahmenelement zeigt.
1 zeigt ein aus Aluminium bestehendes Rahmenelement 10, das zwei parallel zueinander angeordnete, gekrümmte und hohlzylindrisch ausgebildete Längsstreben 12, 14 sowie zwei sich parallel zueinander zwischen den Längsstreben 12, 14 erstreckende Verbindungsstreben 16, 18 umfasst. Lufteinlassanschlüsse 12a, 14a der hohlzylindrisch ausgebildeten Längsstreben 12, 14 sind mit einer Luftauslassleitung einer Flugzeugklimaanlage (nicht gezeigt) verbindbar, während Luftauslassanschlüsse 12b, 14b der hohlzylindrisch ausgebildeten Längsstreben 12, 14 des Rahmenelements 10 mit einer in einen Kabinenbereich eines Flugzeugs mündenden Luftauslassöffnung (nicht gezeigt) verbindbar sind.
An jeder Längsstrebe 12, 14 des Rahmenelements 10 ist eine laschenförmige Krafteinleitungsvorrichtung 20, 22 vorgesehen, die jedoch so an den Längsstreben 12, 14 des Rahmenelements 10 ausgebildet ist, dass eine Verbindung der Luftauslassanschlüsse 12b, 14b der Längsstreben 12, 14 mit der in den Kabinenbereich des Flugzeugs mündenden Luftauslassöffnung nicht behindert wird. Ferner ist jede Verbindungsstrebe 16, 18 des Rahmenelements 10 mit zwei Ausnehmungen 26, 28, 30, 32 versehen.
Eine Mehrzahl von Rahmenelementen 10 kann eine Baugruppe bilden, wobei eine zwei Rahmenelemente 10 umfassende Baugruppe in 2 gezeigt ist. Zwischen benachbarten Rahmenelementen 10 des Flugzeugkomponentenmontagesystems 46 ist eine Spaltabdeckung 33 vorhanden.
3 zeigt eine Detailansicht der in 2 dargestellten Baugruppe mit zwei Rahmenelementen 10, in der der hohlzylindrische Querschnitt der Längsstreben 12, 14 der Rahmenelemente 10 nochmals verdeutlicht wird. Wie aus 3 ersichtlich wird, weisen die Längsstreben 12, 14 der Rahmenelemente 10 einen geschlossenen kreisförmigen Querschnitt auf.
Das Rahmenelement 10 umfasst ferner eine in den Figuren nicht gezeigte Befestigungseinrichtung, die dazu dient, eine in 4 erkennbare Flugzeuginterieurkom ponente 34 an dem Rahmenelement 10 zu befestigen. Als Befestigungseinrichtung zur Befestigung des Interieurbauteils 34 an dem Rahmenelement 10 kann eine Halterung, eine Klemme oder eine Rastvorrichtung dienen. Alternativ dazu ist es jedoch auch möglich, die Interieurkomponente 34 mit dem Rahmenelement 10 zu verschrauben oder zu vernieten, wobei dann in der Interieurkomponente 34 und/oder in dem Rahmenelement 10 entsprechende, gegebenenfalls mit einem Gewinde versehene Bohrungen vorhanden sind. In dem in 4 gezeigten Ausführungsbeispiel handelt es sich bei dem an dem Rahmenelement 10 befestigten Interieurbauteil 34 um ein Seitenverkleidungspaneel. Es ist jedoch auch möglich, andere Flugzeuginterieurbauteile, wie z.B. Dadopaneele, Deckenverkleidungen, Türrahmenbauteile, Lichtbänder etc. an dem Rahmenelement 10 anzubringen.
Mittels der an den Längsstreben 12, 14 des Rahmenelements 10 ausgebildeten Krafteinleitungsvorrichtungen 20, 22 kann das Rahmenelement 10 auf einer einem Innenraum eines Flugzeugs zugewandten Seite einer Flugzeugstruktur 36 an der Flugzeugstruktur 36 befestigt werden. Zu diesem Zweck wird jeweils eine Schraube durch die an den Längsstreben 12, 14 des Rahmenelements 10 ausgebildeten Krafteinleitungsvorrichtungen 20, 22 hindurchgeführt und in einer in einem Spant 38, 40 der Flugzeugstruktur 36 ausgebildeten, mit einem Gewinde versehenen Bohrung verschraubt.
Die Befestigung des Rahmenelements 10 an der Flugzeugstruktur 36 erfolgt über in 4 nicht dargestellte Shock Mounts, d.h. Lagerungen aus einem schwingungsdämpfenden Material, die für eine erschütterungsfreie Befestigung des Rahmenelements 10 an der Flugzeugstruktur 36 sorgen. Die aus einem gummielastischen Material bestehenden Shock Mounts sind jeweils mit einer Durchgangsöffnung versehen, durch die die zur Befestigung der aus dem Rahmenelement 10 und dem Interieurbauteil 34 bestehenden Baugruppe an der Flugzeugstruktur 36 dienenden Schrauben hindurchgeführt werden können. Durch die Shock Mounts kann eine akustische Entkopplung des Rahmenelements 10 und somit des Interieurbauteils 34 von der Flugzeugstruktur 36 erreicht werden.
Wie in 4 zu erkennen ist, ist die Krümmung der Längsstreben 12, 14 des Rahmenelements 10 zumindest abschnittsweise an eine Krümmung der Spanten 38, 40 der Flugzeugstruktur 36 angepasst, so dass sich die Längsstreben 12, 14 des Rahmenelements 10 im montierten Zustand des Rahmenelements 10 abschnittsweise im Wesentlichen parallel zu den Spanten 38, 40 erstrecken. Zwischen den Spanten 38, 40 der Flugzeugstruktur 36 liegende Spanten 42, 44 sind in den an den Verbindungsstreben 16, 18 des Rahmenelements 10 vorgesehenen Ausnehmungen 26, 28, 30, 32 aufgenommen, so dass die Spanten 42, 44 die Befestigung des Rahmenelements 10 an der Flugzeugstruktur 36 nicht behindern.
5 zeigt ein Rahmenelement 10, das ein in Form einer gekrümmten Strebe ausgebildetes, an dem Rahmenelement 10 angebrachtes Befestigungsmodul 50 umfasst. An dem Befestigungsmodul 50 ist eine in 5 nicht gezeigte Befestigungseinrichtung zur Befestigung einer Flugzeuginterieurkomponente an dem Befestigungsmodul 50 und somit dem Rahmenelement 10 ausgebildet. Wie im Zusammenhang mit der 4 erläutert, kann die Befestigungseinrichtung in Form einer Halterung, einer Klemme oder einer Rastvorrichtung ausgebildet sein. Alternativ dazu kann das Interieurbauteil aber auch durch Verschrauben oder Vernieten mit dem Befestigungsmodul 50 und somit dem Rahmenelement 10 verbunden werden.
Das Befestigungsmodul 50 ist hinsichtlich seiner Form und Größe sowie hinsichtlich der Form und der Anordnung der an dem Befestigungsmodul 50 vorgesehenen Befestigungseinrichtung an das an dem Rahmenelement 10 anzubringende Interieurbauteil angepasst. Ferner ist die Krümmung des Befestigungsmoduls 50 an eine Krümmung von Spanten einer Flugzeugstruktur angepasst, so dass das Rahmenelement 10 problemlos auf einer einem Innenraum eines Flugzeugs zugewandten Seite der Flugzeugstruktur an der Flugzeugstruktur befestigt werden kann.
Das in 6 gezeigte Rahmenelement 10 weist neben der Befestigungseinrichtung zur Befestigung eines Flugzeuginterieurbauteils eine weitere, in 6 nicht dargestellte Befestigungseinrichtung zur mechanisch lösbaren Befestigung eines einen Teil einer Flugzeugsekundärisolation bildenden Isolationspakets 52 an dem Rahmenelement 10 auf. Das Rahmenelement 10, die Befestigungseinrichtung zur Befestigung eines Flugzeuginterieurbauteils und die weitere Befestigungseinrichtung zur Befestigung des Isolationspakets 52 sind so ausgebildet und angeordnet, dass die Interieurkomponente auf einer ersten, im montierten Zustand des Rahmenelements 10 einer einem Innenraum eines Flugzeugs zugewandten Seite des Rahmenelements 10 befestigt werden kann, während das Isolationspaket 52 auf einer zweiten, im montierten Zustand des Rahmenelements 10 einer vom Innenraum des Flugzeugs abgewandten Seite des Rahmenelements 10 angebracht werden kann.
Im montierten Zustand einer aus dem Rahmenelement 10, der Interieurkomponente und dem Isolationspaket 52 bestehende Baugruppe ist das Isolationspaket 52 zwischen dem Rahmenelement 10 und einer Flugzeugstruktur angeordnet, so dass das Isolationspaket 52 unter Umständen im Bereich der Kontaktfläche des Isolationspakets 52 mit einem Spant oder einer anderen Komponente der Flugzeugstruktur zusammengedrückt wird. Das Material des Isolationspakets 52 ist jedoch ausreichend elastisch, dass es dabei zu keiner Beschädigung des Isolationspakets 52 kommt. Alternativ dazu kann das Isolationspaket 52 auch mit entsprechenden Ausnehmungen zur Aufnahme eines Spants oder einer anderen Komponente der Flugzeugstruktur versehen sein.
7 zeigt eine zweite Ausführungsform eines aus Aluminium bestehenden Rahmenelements 10'. Das Rahmenelement 10' umfasst zwei hohlzylindrisch ausgebildete Längsstreben 12', 14', die sich in einem ersten Abschnitt A1 im Wesentlichen parallel zueinander erstrecken. Ähnlich wie bei dem in den 1 bis 6 gezeigten Rahmenelement 10 ist eine Krümmung der Längsstreben 12', 14' in dem ersten Abschnitt A1 an die Krümmung der Spanten der Flugzeugstruktur angepasst. Im Gegensatz zu dem in den 1 bis 6 gezeigten Rahmenelement 10 weisen die hohlzylindrisch ausgebildeten Längsstreben 12', 14' des Rahmenelements 10' gemäß 7 jedoch jeweils um einen Winkel von ca. 90° nach außen gekrümmte Endabschnitte EA1, EA2 auf, so dass jede hohlzylindrisch ausgebildete Längsstrebe 12', 14' im Wesentlichen L-förmig ist.
Lufteinlassanschlüsse 12a', 14a' der hohlzylindrisch ausgebildeten Längsstreben 12', 14' sind mit einer Luftauslassleitung einer Flugzeugklimaanlage (nicht gezeigt) verbindbar, während Luftauslassanschlüsse 12b', 14b' der hohlzylindrisch ausgebildeten Längsstreben 12', 14' des Rahmenelements 10' mit einer in einen Kabinenbereich eines Flugzeugs mündenden Luftauslassöffnung (nicht gezeigt) verbindbar sind.
Ferner umfasst das Rahmenelement 10' eine Verbindungsstrebe 16'. Ein Mittelabschnitt MA der Verbindungsstrebe 16' erstreckt sich zwischen den hohlzylindrisch ausgebildeten Längsstreben 12', 14'. Ferner weist die Verbindungsstrebe 16' zwei sich jeweils von den hohlzylindrisch ausgebildeten Längsstreben 12', 14' nach außen erstreckende Außenabschnitte AA1, AA2 auf, die in einem an die Längsstreben 12', 14' angrenzenden Teil zunächst eine Verlängerung des Mittelabschnitts MA der Verbindungsstrebe 16' bilden, anschließend jedoch um einen Winkel von ca. 90° gekrümmt sind und sich im Wesentlichen parallel zu den hohlzylindrisch ausgebildeten Längsstreben 12', 14' erstrecken. Die Verbindungsstrebe 16' des Rahmenelements 10' ist somit im Wesentlichen C-förmig ausgebildet.
Wie das Rahmenelement 10 umfasst auch das Rahmenelement 10' eine in 7 nicht gezeigte Befestigungseinrichtung, die dazu dient, eine Flugzeuginterieurkomponente an dem Rahmenelement 10' zu befestigen. Ferner ist eine weitere, in 7 nicht dargestellte Befestigungseinrichtung zur mechanisch lösbaren Befestigung eines einen Teil einer Flugzeugsekundärisolation bildenden Isolationspakets an dem Rahmenelement 10' vorhanden.
Die 8 bis 10 zeigen verschiedene Ausführungsbeispiele einer weiteren Befestigungseinrichtung zur Befestigung des Isolationspakets 52 an einem Rahmenelement 10, 10'.
In 8 ist die weitere Befestigungseinrichtung in Form eines Pilzkopfbands 54 ausgebildet, das eine Schutzpapierschicht 56, eine über der Schutzpapierschicht 56 angeordnete selbstklebende Neoprenschaumschicht 58 sowie eine über der Neoprenschaumschicht 58 angeordnete Polyolefinschicht 60 umfasst. Eine Mehrzahl von Pilzkopfvorrichtungen 62 erstreckt sich in im Wesentlichen senkrechter Richtung von der Polyolefinschicht 60. Zur Befestigung des Pilzkopfbands 54 an dem Rahmenelement 10, 10' wird die Schutzpapierschicht 56 entfernt, so das Pilzkopfband 54 mittels der selbstklebenden Neoprenschaumschicht 58 auf das Rahmenelement 10 geklebt werden kann. Das Isolationspaket 52 kann schließlich über die sich in dem Isolationsmaterial des Isolationspakets 52 verhakenden Pilzkopfvorrichtungen 62 mechanisch lösbar an dem Rahmenelement 10, 10' befestigt werden.
9 zeigt ein in Form einer Tannenbaumbefestigungseinrichtung 64 ausgebildete weitere Befestigungseinrichtung. Die Tannenbaumbefestigungseinrichtung 64 umfasst eine Mehrzahl von Tannenbaumvorrichtungen 66, die in in dem Rahmenelement 10 ausgebildeten Bohrungen 68 aufgenommen sind und sich in im Wesentlichen senkrechter Richtung von dem Rahmenelement 10, 10' erstrecken. Das Isolationspaket 52 kann über die sich in dem Isolationsmaterial des Isolationspakets 52 verhakenden Tannenbaumvorrichtungen 66 mechanisch lösbar an dem Rahmenelement 10, 10' befestigt werden.
Eine in den Figuren nicht gezeigte, in Form einer Spreizbefestigungseinrichtung ausgebildete weitere Befestigungseinrichtung umfasst eine Mehrzahl von Halteknöpfen, die jeweils einen Kopf sowie einen sich von dem Kopf erstreckenden Sockel aufweisen. Der Sockel der Halteknöpfe ist dazu eingerichtet, in einer in dem Rahmenelement 10, 10' ausgebildeten Ausnehmung aufgenommen zu werden. Zur Befestigung eines Halteknopfs an dem Rahmenelement 10 wird der Sockel des Halteknopfs in die in dem Rahmenelement 10, 10' ausgebildete Ausnehmung eingeführt. Anschließend wird der Halteknopf in 15°-Schritten gedreht, bis an dem Sockel ausgebildete Vorsprünge mit komplementären Einrichtungen, die in der in dem Rahmenelement 10, 10' ausgebildeten Ausnehmung vorgesehen sind, zusammenwirken. Schließlich wird ein am Kopf des Halteknopfs angeordneter Verschlusszylinder nach unten gedrückt, bis er mit einem im Inneren des Kopfs angeordneten Verschlussstift zusammenwirkt. Das Isolationspaket 52 kann schließlich mit Hilfe von Schrauben, die mit in den Köpfen der Halteknöpfe ausgebildeten Gewinden zusammenwirken, an dem Rahmenelement 10, 10' befestigt werden.
10 zeigt schließlich eine in Form einer Kugelbefestigungseinrichtung 88 ausgebildete weitere Befestigungseinrichtung. Die Kugelbefestigungseinrichtung 88 umfasst eine Mehrzahl von Kugelhalterungen 90, die jeweils einen zylindrischen Bolzen 92 umfassen. An einem Ende des Bolzens 92 ist eine Kugel 94 angeordnet, die dazu eingerichtet ist, in einer in dem Rahmenelement 10, 10' ausgebildeten, mit einem Gummieinsatz 96 ausgekleideten Ausnehmung 98 aufgenommen zu werden. Zur Befestigung des Isolationspakets 52 an dem Rahmenelement 10, 10' wird das Isolationsmaterial des Isolationspakets 52 zwischen einer an einem gegenüberliegenden Ende des Bolzens 92 ausgebildeten Halterung 100 und der Oberfläche des Rahmenelements 10, 10' verklemmt.
Bei der Montage des Rahmenelements 10, 10' wird zunächst eine gewünschte Interieurkomponente 34 an dem Rahmenelement 10, 10' befestigt. Anschließend wird ein einen Teil einer Flugzeugsekundärisolation bildendes Isolationspaket 52 mechanisch lösbar an dem Rahmenelement 10, 10' angebracht.
Die aus mindestens einer Interieurkomponente 34, mindestens einem Rahmenelement 10, 10' und mindestens einem Isolationspaket 52 bestehende Baugruppe wird anschließend an die Flugzeugstruktur 36 geschraubt. Zur akustischen Entkopplung der aus der Interieurkomponente 34, dem Rahmenelement 10, 10' und dem Isolationspaket 52 bestehenden Baugruppe von der Flugzeugstruktur 36 erfolgt die Befestigung über Shock Mounts.
Schließlich werden die Lufteinlassanschlüsse 12a, 14a, 12a', 14a' der hohlzylindrisch ausgebildeten Längsstreben 12, 14, 12', 14' des Rahmenelements 10, 10' mit der Luftauslassleitung der Flugzeugklimaanlage verbunden. Die Luftauslassanschlüsse 12b, 14b, 12b', 14b' der hohlzylindrisch ausgebildeten Längsstreben 12, 14, 12', 14' des Rahmenelements 10, 10' werden dagegen mit der in den Kabinenbereich des Flugzeugs mündenden Luftauslassöffnung verbunden. Das Rahmenelement 10, 10' erfüllt somit die Doppelfunktion, die Riser Ducts für das Flugzeugklimatisierungssystem bereitzustellen und gleichzeitig als Trägerelement für verschiedene Interieurkomponenten 34, d.h. Interieurkomponenten 34 verschiedener Form und Größe zu dienen.

Claims

Rahmenelement (10; 10') zur Verwendung in einem Flugzeugklimatisierungssystem, wobei das Rahmenelement (10; 10') an einer Flugzeugstruktur (36) anbringbar ist und mindestens eine Strebe (12, 14, 16, 18; 12', 14'; 16') umfasst, wobei die Strebe (12, 14, 16, 18; 12', 14'; 16') zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildet ist, und wobei ein Lufteinlassanschluss (12a, 14a; 12a', 14a') der zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Strebe (12, 14, 16, 18; 12', 14'; 16') des Rahmenelements (10; 10') mit einer Luftauslassleitung einer Flugzeugklimaanlage und ein Luftauslassanschluss (12b, 14b; 12b', 14b') der zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Strebe (12, 14, 16, 18; 12', 14'; 16') des Rahmenelements (10; 10') mit einer in einen Kabinenbereich eines Flugzeugs mündenden Luftauslassöffnung verbindbar ist.
Rahmenelement nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildete Strebe (12, 14, 16, 18; 12', 14'; 16') einen geschlossenen Querschnitt aufweist.
Rahmenelement nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Rahmenelement (10; 10') mindestens eine Längsstrebe (12, 14; 12', 14') umfasst, die zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildet ist.
Rahmenelement nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass das Rahmenelement (10; 10') zwei Längsstreben (12, 14; 12', 14') sowie mindestens eine sich zumindest abschnittsweise zwischen den zwei Längsstreben (12, 14; 12', 14') erstreckende Verbindungsstrebe (16, 18; 16') umfasst.
Rahmenelement nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Verbindungsstrebe (16, 18) des Rahmenelements (10) mit mindestens einer Ausnehmung (26, 28, 30, 32) versehen ist, die nach dem Anbringen des Rahmenelements (10) an der Flugzeugstruktur (34) einen Spant (42, 44) der Flugzeugstruktur (36) aufnimmt.
Rahmenelement nach einem der Ansprüche 3 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass an jeder Längsstrebe (12, 14) des Rahmenelements (10) mindestens eine Krafteinleitungsvorrichtung (20, 22) zum Anbringen des Rahmenelements (10) an der Flugzeugstruktur (36) ausgebildet ist.
Rahmenelement nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Rahmenelement (10; 10') über Shock Mounts an der Flugzeugstruktur (36) anbringbar ist.
Rahmenelement nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass das Rahmenelement (10; 10') mindestens eine Befestigungseinrichtung zur Befestigung mindestens einer Flugzeuginterieurkomponente (34) oder mindestens eines Isolationspakets (52) an dem Rahmenelement (10; 10') aufweist.
Rahmenelement nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die mindestens eine Befestigungseinrichtung zur Befestigung der mindestens einen Flugzeuginterieurkomponente (34) an dem Rahmenelement (10; 10') in Form einer Halterung, einer Klemme oder einer Rastvorrichtung ausgebildet ist.
Rahmenelement nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die mindestens eine Befestigungseinrichtung zur Befestigung des mindestens einen Isolationspakets (52) an dem Rahmenelement (10; 10') dazu eingerichtet ist, das Isolationspaket (52) mechanisch lösbar an dem Rahmenelement (10; 10') zu befestigen.
Rahmenelement nach Anspruch 8 oder 9, dadurch gekennzeichnet, dass das Rahmenelement (10) ein Befestigungsmodul (50) umfasst, an dem die mindestens eine Befestigungseinrichtung zur Befestigung mindestens einer Flugzeuginterieurkomponente (34) ausgebildet oder angeordnet ist.
Rahmenelement nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass das Rahmenelement (10; 10') ferner mindestens eine weitere Befestigungseinrichtung zur Befestigung mindestens eines Isolationspakets (52) oder mindestens einer Interieurkomponente (34) an dem Rahmenelement (10; 10') aufweist.
Flugzeugklimatisierungssystem mit einer eine Luftauslassleitung umfassenden Flugzeugklimaanlage, einer in einen Kabinenbereich eines Flugzeugs mündenden Luftauslassöffnung und mindestens einem Rahmenelement (10; 10') nach einem der Ansprüche 1 bis 12, wobei der Lufteinlassanschluss (12a, 14a; 12a', 14a') der zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Strebe (12, 14, 16, 18; 12', 14', 16') des Rahmenelements (10; 10') mit der Luftauslassleitung der Flugzeugklimaan lage und der Luftauslassanschluss (12b, 14b; 12b', 14b') der zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Strebe (12, 14, 16, 18; 12', 14', 16') des Rahmenelements (10; 10') mit der in einen Kabinenbereich eines Flugzeugs mündenden Luftauslassöffnung verbunden ist.
Flugzeugklimatisierungssystem nach Anspruch 13, gekennzeichnet durch eine Mehrzahl von Rahmenelementen (10; 10').
Verfahren zur Montage eines Rahmenelements (10; 10') in einem Flugzeug mit den Schritten: – Bereitstellen eines Rahmenelements (10; 10') nach einem der Ansprüche 1 bis 12, – Anbringen des Rahmenelements (10; 10') an einer Flugzeugstruktur (36), – Verbinden eines Lufteinlassanschlusses (12a, 14a; 12a', 14a') einer zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Strebe (12, 14, 16, 18; 12', 14', 16') des Rahmenelements (10; 10') mit einer Luftauslassleitung einer Flugzeugklimaanlage, und – Verbinden eines Luftauslassanschlusses (12b, 14b; 12b', 14b') der zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildeten Strebe (12, 14, 16, 18; 12', 14', 16') des Rahmenelements (10; 10') mit einer in einen Kabinenbereich eines Flugzeugs mündenden Luftauslassöffnung.
Verfahren nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, dass das Rahmenelement (10) derart an der Flugzeugstruktur (36) angebracht wird, dass eine in einer Verbindungsstrebe (16, 18) des Rahmenelements (10) vorgesehene Ausnehmung (26, 28, 30, 32) einen Spant (42, 44) der Flugzeugstruktur (36) aufnimmt.
Verfahren nach Anspruch 15 oder 16, dadurch gekennzeichnet, dass das Rahmenelement (10) mittels einer an jeder Längsstrebe (12, 14) des Rahmenelements (10) ausgebildeten Krafteinleitungsvorrichtung (20, 22) an der Flugzeugstruktur (36) angebracht wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 15 bis 17, dadurch gekennzeichnet, dass das Rahmenelement (10; 10') über Shock Mounts an der Flugzeugstruktur (36) angebracht wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 15 bis 18, dadurch gekennzeichnet, dass vor dem Anbringen des Rahmenelements (10; 10') an der Flugzeugstruktur (36) mindestens eine Interieurkomponente (34) oder mindestens ein Isolationspaket (52) an dem Rahmenelement (10; 10') befestigt wird.
Verfahren nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, dass die mindestens eine Interieurkomponente (34) mittels einer in Form einer Halterung, einer Klemme oder einer Rastvorrichtung ausgebildeten Befestigungsvorrichtung an dem Rahmenelement (10; 10') befestigt wird.
Verfahren nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, dass das mindestens eine Isolationspaket (52) mittels einer Befestigungsvorrichtung an dem Rahmenelement (10; 10') befestigt wird, die dazu eingerichtet ist, das Isolationspaket (52) mechanisch lösbar an dem Rahmenelement (10; 10') zu befestigen.
Verfahren nach einem der Ansprüche 19 oder 20, dadurch gekennzeichnet, dass die mindestens eine Interieurkomponente (34) mittels einer Befestigungsvorrichtung an dem Rahmenelement (10) befestigt wird, die an einem an dem Rahmenelement (10) vorgesehenen Befestigungsmodul (50) ausgebildet oder angeordnet ist.
Verfahren nach einem der Ansprüche 15 bis 22, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens eine Interieurkomponente (34) und mindestens ein Isolationspaket (52) an dem Rahmenelement (10; 10') befestigt werden.