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Die
Erfindung betrifft ein Rahmenelement zur Verwendung in einem Flugzeugklimatisierungssystem,
ein Flugzeugklimatisierungssystem sowie ein Verfahren zur Montage
eines Rahmenelements in einem Flugzeug.
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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.
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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.
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Die
WO 2005/110 843 A2 beschreibt
ein bogenförmiges
Innenausstattungsbauteil für
eine Flugzeugkabine, das an seinen beiden Enden an einer Bodenkonstruktion
der Flugzeugkabine befestigt ist und die Flugzeugkabine freitragend überspannt.
Auf einer vom Innenraum der Flugzeugkabine abgewandten Seite kann
das Innenausstattungsbauteil verschiedene Leitungen, wie z. B. elektrische
Leitungen, Steuerleitungen, Wasserleitungen oder Luftführungsleitungen
aufnehmen. Alternativ dazu kann in dem Innenausstattungsbauteil
auch eine integriert in dem Innenausstattungsbauteil geformte Leitung
vorgesehen sein.
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Die
US 2005/0 082 431
A1 offenbart ein Klammerelement, das an zwei zueinander
benachbarten Spanten einer Flugzeugstruktur befestigt werden kann.
Im montierten Zustand erstreckt sich das Klammerelement im Wesentlichen
senkrecht zu den Spanten der Flugzeugstruktur und dient als Träger für elektrische
Leitungen sowie eine ECS-Leitung.
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Die
DE 10 2004 042 080
A1 betrifft einen Halter zur Befestigung einer Innenausstattungskomponente
an einer Primärstruktur
eines Flugzeugs, der einen Energieabsorber zur Limitierung der bei
einem Crash-Impuls auf die Innenausstattungskompoente wirkenden
Belastung umfasst.
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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.
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Diese
Aufgabe wird jeweils mit den Merkmalen der unabhängigen Ansprüche gelöst.
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Erfindungsgemäß ist ein
Rahmenelement zur Verwendung in einem Flugzeugklimatisierungssystem
an einer Flugzeugstruktur anbringbar und umfasst zwei Längsstreben
sowie mindestens eine sich zumindest abschnittsweise zwischen den Längsstreben
erstreckende Verbindungsstrebe. Mindestens eine Strebe ist zumindest
abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildet. 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.
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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.
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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.
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Das
Rahmenelement besteht bevorzugt aus einem leichten und steifen Material,
wie z. B. Aluminium, einer Aluminiumlegierung, GFK, CFK oder einem
sonstigen Kohlefasermaterial.
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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.
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Bei
einer bevorzugten Ausführungsform
der Erfindung ist mindestens eine Längsstrebe des Rahmenelements
zumindest abschnittsweise hohlzylindrisch ausgebildet. 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.
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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.
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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.
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Das
erfindungsgemäße Rahmenelement umfasst
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.
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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.
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Vorzugsweise
ist an dem Rahmenelement mindestens eine z. B. laschenförmig ausgebildete Krafteinleitungsvorrichtung
zum Anbringen des Rahmenelements an der Flugzeugstruktur ausgebildet. An
jeder Längsstrebe
des Rahmenelements ist mindestens eine Krafteinleitungsvorrichtung
vorgesehen, 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.
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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.
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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.
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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.
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Alternativ
dazu können
in den Shock Mounts auch entsprechende elastische Buchsen zur Verbindung
der Shock Mounts mit dem Rahmenelement vorgesehen sein.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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Eine
Befestigungseinrichtung zur Befestigung mindestens eines Isolationspakets
an dem Rahmenelement ist vorzugsweise dazu eingerichtet, das Isolationspaket
mechanisch lösbar
an dem Rahmenelement zu befestigen.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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Das
Rahmenelement kann derart an der Flugzeugstruktur angebracht werden,
dass eine in einer Verbindungsstrebe des Rahmenelements vorgesehene
Ausnehmung einen Spant der Flugzeugstruktur aufnimmt.
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Das
Rahmenelement wird mittels einer an dem Rahmenelement ausgebildeten
Krafteinleitungsvorrichtung an der Flugzeugstruktur angebracht,
wobei an jeder Längsstrebe
des Rahmenelements eine derartige Krafteinleitungsvorrichtung vorgesehen
ist.
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Das
Rahmenelement kann über
Shock Mounts an der Flugzeugstruktur angebracht werden.
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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.
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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.
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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.
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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.
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Ein
bevorzugtes Ausführungsbeispiel
der Erfindung wird im Folgenden anhand der beigefügten schematischen
Zeichnungen näher
erläutert,
von denen
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1 eine
erste Ausführungsform
eines erfindungsgemäßen Rahmenelements,
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2 eine
zwei Rahmenelemente gemäß 1 umfassende
Baugruppe,
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3 eine
Detailansicht eines Querschnitts der Längsstreben zweier erfindungsgemäßer Rahmenelemente
gemäß 2,
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4 die
erste Ausführungsform
des erfindungsgemäßen Rahmenelements
mit daran befestigten Interieurkomponenten im montierten Zustand,
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5 die
erste Ausführungsform
des erfindungsgemäßen Rahmenelements
mit einem Befestigungsmodul zur Befestigung einer Interieurkomponente
an dem Rahmenelement,
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6 die
erste Ausführungsform
des erfindungsgemäßen Rahmenelements
mit einem daran befestigten Isolationspaket,
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7 eine
zweite Ausführungsform
eines erfindungsgemäßen Rahmenelements,
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8 eine
erste Ausführungsform
einer Befestigungseinrichtung zur Befestigung des Isolationspakets
an dem Rahmenelement,
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9 eine
zweite Ausführungsform
einer Befestigungseinrichtung zur Befestigung des Isolationspakets
an dem Rahmenelement,
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10 eine
dritte Ausführungsform
einer Befestigungseinrichtung zur Befestigung des Isolationspakets
an dem Rahmenelement zeigt.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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Die 8 bis 10 zeigen
verschiedene Ausführungsbeispiele
einer weiteren Befestigungseinrichtung zur Befestigung des Isolationspakets 52 an
einem Rahmenelement 10, 10'.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.