DE102008025232B4

DE102008025232B4 - Locking mechanism for an aircraft interior equipment component

Info

Publication number: DE102008025232B4
Application number: DE200810025232
Authority: DE
Inventors: Johannes Dipl.-Ing. Winkler; Andreas Dipl.-Ing. Becker; Jozef Dipl.-Ing. Nehila
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Diehl Aviation Laupheim GmbH
Priority date: 2008-05-27
Filing date: 2008-05-27
Publication date: 2010-10-28
Anticipated expiration: 2028-05-28
Also published as: DE102008025232A1

Abstract

Verriegelungsmechanismus (24) zur Befestigung eines Flugzeuginnenausstattungsbauteils (10) an einer Flugzeugstruktur (26), umfassend:
– eine Führungsnut (30) mit einer Öffnung (44);
– einen Bolzen (38), der mit der Führungsnut (30) in Eingriff bringbar ist; und
– ein federbelastetes Verschlusselement (32), das in einer ersten Stellung die Öffnung (44) der Führungsnut (30) freigibt und in einer zweiten Stellung die Öffnung (44) der Führungsnut (30) verschließt, wobei
– am Verschlusselement (32) eine Anlaufschräge (42) vorgesehen ist, die dazu eingerichtet ist, beim Ineingriffbringen des Bolzens (38) mit der Führungsnut (30) durch Zusammenwirken mit dem Bolzen (38) die Führungsnut (30) freizugeben, und wobei
– das Verschlusselement (32) dazu eingerichtet ist, unter der Wirkung seiner Federbelastung selbständig in die zweite Stellung zurückbewegt zu werden und die Führungsnut (30) zu verschließen, wenn der Bolzen (38) eine Endposition (46) in der Führungsnut (30) erreicht hat.A locking mechanism (24) for securing an aircraft interior trim component (10) to an aircraft structure (26), comprising:
- A guide groove (30) having an opening (44);
- A bolt (38) engageable with the guide groove (30) is engageable; and
- A spring-loaded closure member (32) which releases the opening (44) of the guide groove (30) in a first position and closes the opening (44) of the guide groove (30) in a second position, wherein
- On the closure element (32) is provided a run-on slope (42) which is adapted to release upon engagement of the bolt (38) with the guide groove (30) by cooperation with the bolt (38), the guide groove (30), and wherein
- The closure element (32) is adapted to be moved back under the action of its spring load independently in the second position and the guide groove (30) to close when the bolt (38) reaches an end position (46) in the guide groove (30) Has.

Description

Die Erfindung betrifft einen Verriegelungsmechanismus für den Innenausbau von Kabinen in Transportmitteln, insbesondere einen Verriegelungsmechanismus für ein Flugzeuginnenausstattungsbauteil sowie ein Flugzeuginnenausstattungsbauteil, das mittels eines oder mehrerer solcher Verriegelungsmechanismen an einer Flugzeugstruktur befestigt werden kann.The The invention relates to a locking mechanism for interior work cabins in means of transport, in particular a locking mechanism for a Aircraft interior equipment component as well as an aircraft interior equipment component which by means of one or more such locking mechanisms an aircraft structure can be attached.

Die Innenausstattung einer Flugzeugkabine unterliegt besonderen Anforderungen. So sollte zur Minimierung des Leergewichts des Flugzeugs die Anzahl der Bauteile möglichst gering gehalten werden. Ferner ist es für einen effizienten Zusammenbau wünschenswert, die Anzahl der Montageschritte zu reduzieren. Des Weiteren ist eine Reduzierung der Installations- bzw. Deinstallationszeit erwünscht.The Interior of an aircraft cabin is subject to special requirements. So to minimize the tare weight of the aircraft should be the number the components as possible be kept low. Furthermore, it is desirable for efficient assembly, reduce the number of assembly steps. Furthermore, one is Reduction of installation or uninstallation time desired.

Ein weiterer Gesichtspunkt betrifft die Dimensionierung einer Befestigungsvorrichtung für ein Flugzeuginnenausstattungsbauteil. Beispielsweise müssen in Passagierflugzeugen absenkbare Gepäckablagesysteme an der Flugzeugstruktur befestigt werden. Diese Gepäckablagefächer werden in einer Überkopf-Position in Längsrichtung des Flugzeugs montiert. Selbst in Extremsituationen wie z. B. einer Notlandung des Flugzeugs, muss die Befestigungsvorrichtung für ein Gepäckablagefach die Trägheitskräfte eines voll beladenen Gepäckablagefachs an die Flugzeugstruktur übertragen können. Ein Brechen der Befestigungsvorrichtung, beispielsweise bei einer harten Landung, würde aufgrund der Überkopf-Position des Gepäckablagefachs eine erhebliche Verletzungsgefährdung für die darunter sitzenden Passagiere bedeuten. Aus diesem Grund werden Befestigungsvorrichtungen für Flugzeuginnenausstattungsbauteile beispielsweise zur Übertragung von Kräften von bis zu 10.000 N ausgelegt.One Another aspect concerns the dimensioning of a fastening device for an aircraft interior equipment component. For example, must in passenger aircraft lowerable luggage storage systems on the aircraft structure be attached. These luggage storage compartments will be in an overhead position longitudinal mounted of the aircraft. Even in extreme situations such. B. one Emergency landing of the aircraft, must be the attachment device for a luggage storage compartment the inertial forces of a fully loaded luggage storage compartment transmit the aircraft structure can. Breaking the fastening device, for example in a hard landing, would due to the overhead position the luggage storage compartment a considerable risk of injury for the including sitting passengers mean. For this reason will be Fastening devices for Aircraft interior equipment components, for example for the transmission of forces designed up to 10,000 N.

Gepäckablagefächer werden in der Kabinenmitte oder als laterale Gepäckablagefächer an den Außenseiten der Flugzeugkabine mit der Flugzeugstruktur verbunden. Bekannt sind laterale Gepäckablagefächer, die an fünf Punkten an der Flugzeugstruktur angebunden werden. Dabei übernehmen gesonderte Aufhängungspunkte die Kraftübertragung für Längs- und Querrichtungen. Ein Aufhängungspunkt ist für Lasten in Längsrichtung des Flugzeugs vorgesehen und vier weitere Aufhängungspunkte für Lasten senkrecht zur Längsrichtung des Flugzeugs. Die Anbindungen an die Struktur werden entweder direkt über jeweils einen Bolzen und ein Verschlussele ment realisiert, oder indirekt über Zug-/Druckstangen, welche mit Bolzen und Verschlusselementen montiert werden.Become a luggage storage compartments in the cabin center or as lateral luggage storage compartments on the outside the aircraft cabin connected to the aircraft structure. Are known lateral luggage storage compartments that at five Points are attached to the aircraft structure. Take over separate suspension points the power transmission for longitudinal and Transverse directions. A suspension point is for Loads in the longitudinal direction of the aircraft and four more suspension points for loads perpendicular to the longitudinal direction of the plane. The connections to the structure are either directly over each realized a bolt and a Verschlussele element, or indirectly via push / pull rods, which are mounted with bolts and fasteners.

Die Montage eines solchen Flugzeuginnenausstattungsbauteils erfordert einen hohen Zeitaufwand, da viele lose Einzelteile, die manuell montiert werden müssen, für die Befestigung benötigt werden. Die Handhabung der überwiegend sperrigen Flugzeuginnenausstattungsbauteile ist kompliziert, da zum Abstecken der Bolzen das Flugzeuginnenausstattungsbauteil sehr genau in Position gehalten werden muss. Es besteht deshalb Bedarf an einem insgesamt verbesserten Montagesystem für hochbelastete Flugzeuginnenausstattungsbauteile, wie zum Beispiel Gepäckablagefächer.The Assembly of such an aircraft interior equipment component requires A lot of time, because many loose items that manually need to be mounted for the Attachment needed become. The handling of the predominantly bulky aircraft interior trim components is complicated because of the Staking the bolts the aircraft interior equipment component very accurately must be kept in position. There is therefore a need for one overall improved assembly system for heavily loaded aircraft interior equipment components, such as luggage storage compartments.

Die US-Patentschrift 5,108,048 A beschreibt einen Verriegelungsmechanismus. Ein schwenkbares Gabelelement nimmt eine entriegelte Stellung oder eine verriegelte Stellung ein, wobei das Gabelelement in Blickrichtung der Schwenkachse stets zwischen zwei seitlich angeordnete Führungen ragt.The U.S. Patent 5,108,048A describes a locking mechanism. A pivotable fork element assumes an unlocked position or a locked position, wherein the fork element always protrudes in the direction of the pivot axis between two laterally arranged guides.

Das Dokument DE 10 2006 016 509 A1 beschreibt ein schnell lösbares Befestigungssystem, bei dem ein Anbauelement um ein Lagerelement herum zwischen einer Einhängeposition und einer Befestigungsposition schwenkbar gelagert ist.The document DE 10 2006 016 509 A1 describes a quick release fastening system in which a mounting member is pivotally mounted about a bearing member between a hooking position and a mounting position.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Verriegelungsmechanismus zur Befestigung eines Flugzeuginnenausstattungsbauteils an einer Flugzeugstruktur bereitzustellen, der eine rasche, einfache und sichere selbstverriegelnde Montage des Flugzeuginnenausstattungsbauteils an der Flugzeugstruktur ohne lose Teile ermöglicht. Ferner liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, ein mittels eines derartigen Verriegelungsmechanismus an einer Flugzeugstruktur befestigbares Flugzeuginnenausstattungsbauteil bereitzustellen.Of the Invention is based on the object, a locking mechanism for fastening an aircraft interior equipment component to an aircraft structure to provide a quick, easy and secure self-locking Assembly of the aircraft interior equipment component to the aircraft structure without loose parts possible. Furthermore, the invention is based on the object by means of a such locking mechanism fastened to an aircraft structure To provide aircraft interior equipment component.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch einen Verriegelungsmechanismus zur Befestigung eines Flugzeuginnenausstattungsbauteils an einer Flugzeugstruktur mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 und durch ein Flugzeuginnenausstattungsbauteil mit den Merkmalen des Patentanspruchs 13 gelöst. Demnach umfasst der Verriegelungsmechanismus eine Führungsnut mit einer Öffnung, einen Bolzen, der mit der Führungsnut in Eingriff bringbar ist, und ein federbelastetes Verschlusselement, das in einer ersten Stellung die Öffnung der Führungsnut freigibt und in einer zweiten Stellung die Öffnung der Führungsnut verschließt. An dem Verschlusselement ist eine Anlaufschräge vorgesehen, die dazu eingerichtet ist, beim Ineingriffbringen des Bolzens mit der Führungsnut mit dem Bolzen zusammenzuwirken. Das Verschlussele ment ist des Weiteren dazu eingerichtet, unter der Wirkung seiner Federbelastung selbstständig in die zweite Stellung zurückbewegt zu werden, und die Führungsnut zu verschließen, wenn der Bolzen eine Endposition in der Führungsnut erreicht hat.These The object is achieved by a Locking mechanism for mounting an aircraft interior equipment component on an aircraft structure with the features of the claim 1 and by an aircraft interior equipment component with the features of claim 13. Accordingly, the locking mechanism comprises a guide groove with an opening, a bolt with the guide groove engageable, and a spring-loaded closure element, which releases the opening of the guide groove in a first position and in a second position, the opening of the guide groove closes. On the closure element, a run-on slope is provided, which is set up is, when engaging the bolt with the guide groove to interact with the bolt. The Verschlussele ment is further set up under the effect of its spring load independently in moved back the second position to become, and the guide groove to close, when the bolt has reached an end position in the guide groove.

Durch die Öffnung der Führungsnut kann der Bolzen in die Führungsnut eingeführt werden. Wenn der Bolzen mit dem Verschlusselement in mechanischen Kontakt kommt, wirkt über die Anlaufschräge eine Kraft auf das Verschlusselement, die der auf das Verschlusselement wirkenden Federkraft entgegenwirkt, so dass sich das Verschlusselement öffnet, während der Bolzen weiter entlang der Führungsnut gleitet, bis er seine Endposition in der Führungsnut erreicht hat. Wenn sich der Bolzen in seiner Endposition in der Führungsnut befindet, wird das Verschlusselement unter der Wirkung seiner Federbelastung in seine zweite Stellung zurückbewegt. Damit ist der Bolzen in der Führungsnut durch das Verschlusselement arretiert.Through the opening of the guide groove of the Bolts are inserted into the guide groove. When the bolt comes into mechanical contact with the closure element, a force acts on the closure element, which counteracts the force acting on the closure element spring force, so that the closure element opens, while the bolt continues to slide along the guide until it reaches its end position has reached in the guide. When the bolt is in its end position in the guide groove, the closure element is moved back under the action of its spring load in its second position. Thus, the bolt is locked in the guide groove by the closure element.

Der Bolzen des erfindungsgemäßen Verriegelungsmechanismus kann am Flugzeuginnenausstattungsbauteil befestigt sein, während die Führungsnut an der Flugzeugstruktur bzw. an einem an der Flugzeugstruktur befestigten Strukturhalter ausgebildet sein kann. Vorzugsweise ist dann auch das federbelastete Verschlusselement an dem Strukturhalter befestigt. Eine derartige Ausbildung des erfindungsgemäßen Verriegelungsmechanismus ermöglicht es, die Herstellung des Flugzeuginnenausstattungsbauteils zu vereinfachen.Of the Bolt of the locking mechanism according to the invention may be attached to the aircraft interior trim component while the guide on the aircraft structure or on a plane attached to the aircraft structure Structure holder may be formed. Preferably then too the spring-loaded closure element attached to the structure holder. Such a design of the locking mechanism according to the invention allows it to simplify the manufacture of the aircraft interior equipment component.

Alternativ dazu können Nut und Verschlusselement des erfindungsgemäßen Verriegelungsmechanismus auch an dem Flugzeuginnenausstattungsbauteil angebracht sein. Der Bolzen ist dann vorzugsweise an der Flugzeugstruktur bzw. einem Strukturhalter befestigt. Ein derartiges Design kann von Vorteil sein, wenn die Kompatibilität zu bestehenden Flugzeugstrukturen und dazugehörigen Strukturhaltern gewahrt werden soll. Des Weiteren ist es denkbar, Flugzeuginnenausstattungsbauteile mit einer Nut und einem Verschlusselement zusammen mit Flugzeuginnenausstattungsbauteilen an denen lediglich der Bolzen des erfindungsgemäßen Verriegelungsmechanismus befestigt ist, innerhalb einer Flugzeugkabine zu montieren, wodurch beispielsweise Verwechslungsgefahren bei der Montage aufgrund der unterschiedlichen Ausführungen der Verriegelungsmechanismen ausgeschlossen werden. Der erfindungsgemäße Verriegelungsmechanismus kann auf diese Weise zugleich als mechanische Montagekodierung dienen.alternative can do this Groove and closure element of the locking mechanism according to the invention also be attached to the aircraft interior equipment component. Of the Bolt is then preferably on the aircraft structure or a structure holder attached. Such a design can be beneficial if the compatibility to existing aircraft structures and associated structure holders shall be. Furthermore, it is conceivable aircraft interior equipment components with a groove and a closure element together with aircraft interior equipment components where only the bolt of the locking mechanism according to the invention is mounted to mount inside an aircraft cabin, thereby For example, likelihood of confusion during assembly due to different versions the locking mechanisms are excluded. The locking mechanism according to the invention can serve in this way at the same time as a mechanical assembly coding.

Der erfindungsgemäße Verriegelungsmechanismus umfasst vorzugsweise einen Sicherungsmechanismus, der dazu eingerichtet ist, das Verschlusselement in seiner ersten und/oder seiner zweiten Stellung zu sichern. Beispielsweise kann der Sicherungsmechanismus einen Hebel umfassen, der dazu eingerichtet ist, zur Sicherung des Verschlusselements in seiner ersten Stellung mit einer ersten an dem Verschlusselement ausgebildeten Aussparung zusammenzuwirken. In ähnlicher Weise kann der Hebel des Sicherungsmechanismus dazu eingerichtet sein, zur Sicherung des Verschlussmechanismus in seiner zweiten Stellung mit einer zweiten an dem Verschlusselement ausgebildeten Aussparung zusammenzuwirken. Durch den Sicherungsmechanismus wird ein unbeabsichtigtes Verschieben des Verschlusselements aus seiner ersten in seine zweite Stellung bzw. aus seiner zweiten in seine erste Stellung unterbunden.Of the Locking mechanism according to the invention preferably comprises a securing mechanism adapted thereto is, the closure element in its first and / or its second Secure position. For example, the backup mechanism comprise a lever which is adapted to secure the Closure element in its first position with a first on the Closing member formed recess cooperate. In similar Way the lever of the security mechanism can be set up to for securing the locking mechanism in its second position with a second formed on the closure element recess co. Due to the safety mechanism becomes an unintentional Moving the closure element from its first to its second position or prevented from its second to its first position.

Der Hebel des Sicherungsmechanismus kann durch die Kraft einer Feder in eine Stellung vorgespannt sein, in der der Hebel mit der zweiten an dem Verschlusselement ausgebildeten Aussparung zusammenwirkt, um das Verschlusselement in seiner zweiten Stellung, in der es die Öffnung der Führungsnut verschließt, zu sichern. Dadurch wird gewährleistet, dass der Hebel des Sicherungsmechanismus bei der Montage eines Flugzeuginnenausstattungsbauteils an einer Flugzeugstruktur mittels des erfindungsgemäßen Verriegelungsmechanismus selbsttätig mit der zweiten an dem Verschlusselement ausgebildeten Aussparung zusammenwirkt, um das Verschlusselement in seiner zweiten Stellung zu sichern.Of the Lever of the locking mechanism can by the force of a spring be biased in a position in which the lever with the second cooperates with the closure element formed recess, to the closure element in its second position in which it opens the guide closes, to secure. This will ensure that the lever of the securing mechanism during assembly of an aircraft interior equipment component on an aircraft structure by means of the locking mechanism according to the invention automatic with the second formed on the closure element recess cooperates to the closure element in its second position to secure.

Der Sicherungsmechanismus des erfindungsgemäßen Verriegelungsmechanismus kann ferner eine Betätigungsvorrichtung umfassen, die dazu eingerichtet ist, den Hebel aus der ersten und/oder der zweiten an dem Verschlusselement ausgebildeten Aussparung zu lösen. Vorzugsweise ist die Betätigungsvorrichtung so gestaltet und positioniert, dass sie bei einem Einführen des Bolzens in die Führungsnut mit dem Bolzen zusammenwirkt und dabei den Hebel des Sicherungsmechanismus aus der zweiten an dem Verschlusselement ausgebildeten Aussparung löst. Dadurch wird eine besonders einfache Montage eines Flugzeuginnenausstattungsbauteils an einer Flugzeugstruktur mittels des erfindungsgemäßen Verriegelungsmechanismus ermöglicht.Of the Securing mechanism of the locking mechanism according to the invention can also be an actuator comprise, which is adapted to the lever from the first and / or the second formed on the closure element recess to solve. Preferably, the actuator is designed and positioned so that when inserting the Bolt in the guide groove cooperates with the bolt while the lever of the locking mechanism from the second formed on the closure element recess solves. Thereby is a particularly simple installation of an aircraft interior equipment component on an aircraft structure by means of the locking mechanism according to the invention allows.

Insbesondere können die vorgenannten Ausführungsformen eines Verriegelungsmechanismus mit einem translationsbeweglich gelagerten Schieber als Verschlusselement realisiert werden. Der Schieber kann entlang seiner Längsachse durch Laufflächen in einem Gehäuse oder auf Rollen beweglich gelagert werden. Dies kann beispielsweise vorteilhaft sein, um den Kraftaufwand bei der Installation zu minimieren. Um vorhandenen Raum in Längsrichtung des Bolzens optimal zu nutzen, kann es vorteilhaft sein, wenn sich der Schieber im Wesentlichen parallel zu einer Längsachse des Bolzens erstreckt. Alternativ dazu kann sich der Schieber aber auch im Wesentlichen senkrecht zur Längsachse des Bolzens erstrecken. Dies ist beispielsweise vorteilhaft, um sich eng aneinander anschließende Flugzeuginnenausstattungsbauteile zu montieren.Especially can the aforementioned embodiments a locking mechanism with a translationally movable slide be realized as a closure element. The slider can go along its longitudinal axis through treads in a housing or be movably mounted on rollers. This can be advantageous, for example to minimize the installation effort. Around existing space in the longitudinal direction the bolt to use optimally, it may be advantageous if the slider extends substantially parallel to a longitudinal axis of the bolt. alternative but the slider can also be substantially vertical to the longitudinal axis of the bolt. This is advantageous, for example close together Aircraft interior equipment components to assemble.

Gemäß einer weiteren Ausführungsform kann das Verschlusselement als ein rotationsbeweglich oder schwenkbeweglich gelagerter Haken realisiert sein. Diese Ausführungsform ist bevorzugt für einen kompakte Bauweise bei gleichzeitig hoher Kraftübertragung. In der ersten Stellung kann der Haken aus dem Lauf der Füh rungsnut herausgeschwenkt sein, während in der zweiten Stellung der Lauf der Führungsnut durch den Haken verschlossen wird.According to another embodiment For example, the closure element can be realized as a hook movable in rotation or pivoting manner. This embodiment is preferred for a compact design with high power transmission. In the first position, the hook may be pivoted out of the barrel of the guide groove, while in the second position the barrel of the guide groove is closed by the hook.

Ausführungsformen, bei denen ein freies Ende des Bolzens oder eine Seitenfläche des Bolzens nicht verdeckt werden, können in vorteilhafter Weise durch eine Stellschraube ergänzt werden. Diese Stellschraube kann als Spindelschraube am Verriegelungsmechanismus angebracht sein. Eine freie Seitenfläche des in die Führungsnut eingebrachten Bolzens kann an dieser Stellschraube anliegen. Durch diesen zusätzlichen Anschlag kann die Arretierung und/oder Positionierung des Flugzeuginnenausstattungsbauteils auch parallel zur Längsachse des Bolzens erfolgen.Embodiments, where a free end of the bolt or a side surface of the Bolzens can not be obscured be supplemented in an advantageous manner by a screw. This set screw can be used as a spindle screw on the locking mechanism to be appropriate. A free side surface of the in the guide groove introduced bolt can rest on this screw. By this extra Stop may be the locking and / or positioning of the aircraft interior equipment component also parallel to the longitudinal axis of the Bolzens done.

Alternativ dazu kann die Führungsnut einseitig geschlossen ausgeführt sein, so dass der Bolzen, d. h. eine freie Seitenfläche des Bolzens an der geschlossenen Seite der Führungsnut anliegen kann. Dadurch kann ebenfalls ein Anschlag zur präzisen Positionierung des Flugzeuginnenausstattungsbauteils erreicht und gleichzeitig die Befestigungsvorrichtung vereinfacht werden.alternative this can be the guide groove closed on one side so that the bolt, d. H. a free side surface of the Bolzens can rest against the closed side of the guide. Thereby may also be a stop for precise positioning of the aircraft interior equipment component achieved while simplifying the fastening device become.

Neben einer präzisen Positionierung des Flugzeuginnenausstattungsbauteils ermöglichen die oben beschriebenen Ausführungsformen eines erfindungsgemäßen Verriegelungsmechanismus, bei denen eine Seitenfläche des Bolzens an einer Stellschraube oder einer geschlossenen Seite der Führungsnut anliegt, über den anliegenden Bolzen zusätzlich die Übertragung von Kräften entlang der Längsachse des Bolzens auf die Flugzeugstruktur. Dadurch kann zusätzlich ein Kraftschluss realisiert werden. Dies kann zum Erreichen der geforderten Belastungsgrenzen der Aufhängungspunkte genutzt werden.Next a precise one Allow positioning of the aircraft interior equipment component the embodiments described above a locking mechanism according to the invention, where a side surface of the bolt on a set screw or a closed side the guide groove is over the adjacent bolt in addition the transfer of forces along the longitudinal axis of the bolt on the aircraft structure. This can additionally Tangle can be realized. This can be done to reach the required load limits the suspension points be used.

Alternativ dazu kann die Führungsnut jedoch auch beidseitig offen ausgebildet sein. Dadurch kann der Bolzen entlang seiner Längsachse beweglich arretiert werden. Dies kann in vorteilhafter Weise zum Ausgleich von Toleranzen, die bei der Fertigung des Flugzeuginnenausstattungsbauteils oder während der Montage entstehen, genutzt werden.alternative this can be the guide groove However, also be open on both sides. This allows the Bolt along its longitudinal axis be locked movable. This can be compensated in an advantageous manner tolerances in the manufacture of aircraft interior equipment component or during the Assembly arise, be used.

Alternativ dazu kann der Bolzen auch an einer gabelförmigen Aufnahme befestigt sein, die zusammen mit der Führungsnut zusätzlich eine Fixierung des Bolzens in Achsrichtung herstellt.alternative For this purpose, the bolt can also be attached to a fork-shaped receptacle, which together with the guide groove additionally makes a fixation of the bolt in the axial direction.

Ferner kann der Bolzen Teil einer Dämpfungseinrichtung sein. Da ein Flugzeug insbesondere bei Start und Landung, aber auch während des Flugs starken Stößen ausge setzt sein kann, ist es vorteilhaft, durch Einsatz der Dämpfungseinrichtung solche Stöße in möglichst geringem Umfang auf die Flugzeuginnenausstattungsbauteile zu übertragen. Dadurch kann in vorteilhafter Weise die mechanische Belastung der Flugzeuginnenausstattungsbauteile verringert und der Komfort für die Passagiere, beispielsweise durch Senkung des Geräuschpegels in der Flugzeugkabine, verbessert werden. Zudem können zerbrechliche Gegenstände, wie sie beispielsweise in einem Gepäckablagefach verstaut sein können, vor der schadhaften Wirkung eines solchen Stoßes bewahrt werden. Die Dämpfung kann weiter verbessert werden, indem der betreffende Strukturhalter durch zusätzliche Dämpfungselemente von der Flugzeugstruktur entkoppelt wird.Further the bolt can be part of a damping device be. As an aircraft especially at takeoff and landing, as well while the flight is subject to strong shocks can be, it is advantageous by using the damping device such shocks in as possible to be transferred to the aircraft interior components. As a result, the mechanical load of the Aircraft interior equipment components reduced and the comfort for the passengers, for example, by lowering the noise level in the aircraft cabin, be improved. In addition, you can fragile objects, as they are stowed for example in a luggage storage compartment can, be preserved from the harmful effect of such a shock. The damping can be further improved by the respective structure holder additional damping elements is decoupled from the aircraft structure.

Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung kann die Führungsnut eine Breite aufweisen, welche in Richtung einer Öffnung der Nut zunimmt. Dadurch kann eine Einführhilfe geschaffen werden, die die Positionierung des Flugzeuginnenausstattungsbauteils bei der Montage wesentlich erleichtert.According to one In another aspect of the invention, the guide groove may have a width which in the direction of an opening the groove increases. As a result, an insertion aid can be created which the positioning of the aircraft interior equipment component in the Mounting much easier.

Des Weiteren kann daran gedacht werden, am Verschlusselement einen Öffnungsriegel anzubringen. Dieser kann genutzt werden, um bei der Demontage eines Flugzeuginnenausstattungsbauteils das Verschlusselement aus seiner zweiten Stellung in seine erste Stellung zu bewegen. Da das Verschlusselement beispielsweise in einem Gehäuse geführt wird und dadurch schwer zugänglich ist, erleichtert ein solcher Öffnungsriegel die Deinstallation eines Flugzeuginnenausstattungsbauteils. Eine Ausführung mit Öffnungsriegel bietet insbesondere in Kombination mit einem Sicherungsmechanismus, welcher das Verschlusselement in seiner ersten Stellung hält, ein wesentlich verbessertes Montagesystem gegenüber dem Stand der Technik. Beispielsweise kann durch den Öffnungsriegel das Verschlusselement in die erste Stellung gebracht werden, wo es von dem Sicherungsmechanismus gehalten wird, um anschließend den betreffenden Bolzen aus der Führungsnut zu bewegen, ohne gleichzeitig das Verschlusselement entgegen seiner Federbelastung halten zu müssen. Dadurch kann es ermöglicht werden, dass eine Deinstallation von einer einzelnen Person durchgeführt wird.Of Furthermore, it can be thought of an opening latch on the closure element to install. This can be used to disassemble a Aircraft interior equipment component, the closure element from his second position to move to its first position. As the closure element for example, is guided in a housing and thus difficult to access is, facilitates such an opening latch the uninstallation of an aircraft interior equipment component. A execution with opening latch offers in particular in combination with a safety mechanism, which holds the closure element in its first position, a significantly improved mounting system over the prior art. For example, through the opening latch the closure element are brought into the first position, where it is held by the securing mechanism to subsequently the relevant bolt from the guide groove to move without simultaneously the closure element against his To hold spring load. This can make it possible will be that an uninstall is done by a single person.

Ein erfindungsgemäßes Flugzeuginnenausstattungsbauteil ist dazu eingerichtet, mittels wenigstens eines oben beschriebenen Verriegelungsmechanismus an einer Flugzeugstruktur befestigt zu werden. Hierzu kann beispielsweise ein Bolzen des Verriegelungsmechanismus am Flugzeuginnenausstattungsbauteil angebracht sein, der bei der Montage des Flugzeuginnenausstattungsbauteils an der Flugzeugstruktur mit einer an der Flugzeugstruktur ausgebildeten Führungsnut und einem ebenfalls an der Flugzeugstruktur vorgesehenen federbelasteten Verschlusselement des Verriegelungsmechanismus zusammenwirkt. Alternativ dazu kann das erfindungsgemäße Flugzeuginnenausstattungsbauteil auch mit der Führungsnut und dem Verschlusselement des Verriegelungsmechanismus versehen sein. Der Bolzen des Verriegelungsmechanismus ist dann an der Flugzeugstruktur angebracht.An aircraft interior equipment component according to the invention is set up to be fastened to an aircraft structure by means of at least one locking mechanism described above. For this purpose, for example, a bolt of the locking mechanism may be attached to the aircraft interior equipment component which, during assembly of the aircraft interior equipment component to the aircraft structure, may be attached to the aircraft structure trained guide groove and a likewise provided on the aircraft structure spring-loaded closure element of the locking mechanism cooperates. Alternatively, the aircraft interior equipment component according to the invention may also be provided with the guide groove and the closure element of the locking mechanism. The bolt of the locking mechanism is then attached to the aircraft structure.

Vorzugsweise ist ein erfindungsgemäßes Flugzeuginnenausstattungsbauteil so gestaltet, dass es an zwei oder mehr Aufhängungspunkten mittels eines Verriegelungsmechanismus an der Flugzeugstruktur befestigbar ist, der einen zusätzlichen Anschlag für den Bolzen in Richtung seiner Längsachse bietet. An diesem Aufhängungspunkt können dann entgegengesetzte Kräfte entlang der Längsachse des Bolzens auf die Flugzeugstruktur übertragen und/oder eine Vorspannung erzeugt werden. Beispielsweise können zwei Aufhängungspunkte an entgegengesetzten Enden des Flugzeuginnenausstattungsbauteils vorgesehen sein. Durch die Kraftübertragung entlang der Längsachse des Bolzens kann gegebenenfalls auf einen zusätzlichen Aufhängungspunkt bzw. einen gesonderten Aufhängungspunkt für diese Kraftübertragung verzichtet werden. Dadurch können Montageaufwand und Montagezeit reduziert werden.Preferably is an aircraft interior equipment component according to the invention designed so that it at two or more suspension points by means of a Locking mechanism is attachable to the aircraft structure, the one additional stop for the Bolt in the direction of its longitudinal axis offers. At this suspension point can then opposite forces along the longitudinal axis of the bolt transferred to the aircraft structure and / or a bias be generated. For example, you can two suspension points at opposite ends of the aircraft interior equipment component be provided. By the power transmission along the longitudinal axis If necessary, the bolt may point to an additional suspension point or a separate suspension point for this power transmission be waived. Thereby can Installation effort and assembly time can be reduced.

Bevorzugte Ausführungsformen der Erfindung werden nun anhand der beigefügten schematischen Zeichnung näher erläutert. Es zeigen:preferred embodiments The invention will now be described with reference to the accompanying schematic drawing explained in more detail. It demonstrate:

1 ein Gepäckablagefach nach dem Stand der Technik als Beispiel eines Flugzeuginnenausstattungsbauteils in einer perspektivischen Ansicht; 1 a luggage storage compartment according to the prior art as an example of an aircraft interior equipment component in a perspective view;

2 ein erstes Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Verriegelungsmechanismus; 2 a first embodiment of a locking mechanism according to the invention;

3 den Verriegelungsmechanismus gemäß 2 in unverbundenem Zustand; 3 the locking mechanism according to 2 in unconnected condition;

4 den Verriegelungsmechanismus gemäß 2 im arretierten Zustand; 4 the locking mechanism according to 2 in the locked state;

5 einen Abschnitt des Verriegelungsmechanismus gemäß 2 in einer Querschnittsdarstellung; 5 a portion of the locking mechanism according to 2 in a cross-sectional view;

6 ein weiteres Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Verriegelungsmechanismus im arretierten Zustand in einer schematischen Dar stellung mit Blickrichtung parallel (6a) bzw. senkrecht (6b) zu einer Längsachse eines Bolzens; 6 a further embodiment of a locking mechanism according to the invention in the locked state in a schematic Dar position with view parallel ( 6a ) or vertical ( 6b ) to a longitudinal axis of a bolt;

7 eine gegenüber 6 erweiterte Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Verriegelungsmechanismus; 7 one opposite 6 extended embodiment of a locking mechanism according to the invention;

7a eine weitere Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Verriegelungsmechanismus; 7a a further embodiment of a locking mechanism according to the invention;

8 eine alternative Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Verriegelungsmechanismus; 8th an alternative embodiment of a locking mechanism according to the invention;

9 Verfahrensschritte zur Installation eines Flugzeuginnenausstattungsbauteils mittels des Verriegelungsmechanismus gemäß 8; 9 Method steps for installing an aircraft interior equipment component by means of the locking mechanism according to 8th ;

10 Verfahrensschritte zur Deinstallation eines Flugzeuginnenausstattungsbauteils mittels des Verriegelungsmechanismus gemäß 8; 10 Method steps for uninstalling an aircraft interior equipment component by means of the locking mechanism according to 8th ;

11 ein Ausführungsbeispiel eines Aufhängungspunktes zur Kraftübertragung in X-Richtung; 11 an embodiment of a suspension point for power transmission in the X direction;

12 ein weiteres Ausführungsbeispiel eines Aufhängungspunktes zur Kraftübertragung in X-Richtung; und 12 Another embodiment of a suspension point for power transmission in the X direction; and

13 ein weiteres Ausführungsbeispiel eines Aufhängungspunktes zur Kraftübertragung in X-Richtung. 13 Another embodiment of a suspension point for power transmission in the X direction.

In 1 ist ein allgemein mit 10 bezeichnetes herkömmliches Gepäckablagefach räumlich dargestellt, wie es zur Montage in einer Überkopf-Position in einem Passagierflugzeug vorgesehen ist. Dieses Gepäckablagefach 10 dient als ein nicht einschränkendes Beispiel eines Flugzeuginnenausstattungsbauteils. Das in 1 dargestellte Gepäckablagefach 10 wird im Stand der Technik an fünf Aufhängungspunkten 12 bis 20 unter Verwendung mehrerer weiterer in 1 nicht gezeigter Bauteile, darunter Bolzenbefestigungselemente und Zug-/Druckstangen, mit der Flugzeugstruktur verbunden. Durch die Zug-/Druckstangen können nur Kräfte in einer Raumrichtung übertragen werden. Der Pfeil 22 in 1 zeigt in Längsrichtung des Flugzeugs nach vorne.In 1 is a common with 10 Spotted conventional luggage storage compartment spatially provided, as it is intended for mounting in an overhead position in a passenger plane. This luggage storage compartment 10 serves as a non-limiting example of an aircraft interior equipment component. This in 1 illustrated luggage storage compartment 10 becomes in the prior art at five suspension points 12 to 20 using several more in 1 not shown components, including bolt fasteners and push / pull rods, connected to the aircraft structure. Due to the push / pull rods only forces in a spatial direction can be transmitted. The arrow 22 in 1 shows in the longitudinal direction of the aircraft to the front.

Demgegenüber zeigt 2 ein Ausführungsbeispiel eines allgemein mit 24 bezeichneten Verriegelungsmechanismus für ein Flugzeuginnenausstattungsbauteil, welcher ohne zusätzliche lose Teile auskommt und zur werkzeuglosen Montage geeignet ist. In 2 ist eine Flugzeugstruktur 26, beispielsweise ein Flugzeugspant, mit einem daran befestigten Strukturhalter 28 schematisch dargestellt. An dem Strukturhalter 28 ist eine Führungsnut 30 sowie ein die Führungsnut 30 in der gezeigten Stellung verschließendes Verschlusselement 32 ausgebildet. In dem gezeigten Ausführungsbeispiel ist das Verschlusselement 32 als Schieber ausgeführt. Der Schieber 32 wird in einem Schiebergehäuse 34 entlang der in 2 mit X gekennzeichneten Richtung geführt und ist zwischen einer ersten und einer zweiten Stellung bewegbar. In seiner ersten Stellung gibt der Schieber 32 die Führungsnut 30 frei. Wenn sich der Schieber in seiner zweiten Stellung befindet, verschließt er dagegen die Führungsnut 30. Der Schieber 32 wird durch die Kraft einer Feder 50 (siehe 5) in seine zweite Stellung, in der er die Führungsnut 30 verschließt, vorgespannt. Am Flugzeuginnenausstattungsbauteil 10 befindet sich ein kreisförmiger Dämpfer 36. Der Dämpfer 36 ist in einer Wand des Flugzeuginnenausstattungsbauteils aufgenommen. Darin ist ein Bolzen 38 integriert. Eine Längsachse des Bolzens 38 erstreckt sich in X-Richtung. Durch den Dämpfer 36 ist das Flugzeuginnenausstattungsbauteil 10 gegenüber Stößen der Flugzeugstruktur mechanisch entkoppelt.In contrast, shows 2 an embodiment of a generally with 24 designated locking mechanism for an aircraft interior equipment component, which works without additional loose parts and is suitable for tool-free installation. In 2 is an aircraft structure 26 For example, an aircraft frame, with a structure holder attached thereto 28 shown schematically. On the structure holder 28 is a guide groove 30 as well as the guide groove 30 in the position shown occlusive closure element 32 educated. In the embodiment shown, the closure element 32 designed as a slide. The slider 32 is in a slider housing 34 along the in 2 marked with X direction guided and is movable between a first and a second position. In its first position gives the slider 32 the guide groove 30 free. When the slider is in its second position, however, it closes the guide groove 30 , The slider 32 is due to the power of a spring 50 (please refer 5 ) in his second position, in which he is the guide 30 closes, pretensioned. At the aircraft interior equipment component 10 there is a circular damper 36 , The damper 36 is received in a wall of the aircraft interior equipment component. There is a bolt in it 38 integrated. A longitudinal axis of the bolt 38 extends in the X direction. Through the damper 36 is the aircraft interior equipment component 10 mechanically decoupled from impacts of the aircraft structure.

3 zeigt eine vergrößerte perspektivische Darstellung eines Abschnitts des Verriegelungsmechanismus gemäß 2. An der Rückseite des Schiebers ist ein Öffnungsriegel 40 angebracht. Der Schieber 32 besitzt eine Anlaufschräge 42, welche in die Führungsnut 30 ragt. Zur Arretierung des Flugzeuginnenausstattungsbauteils 10 an dem betreffenden Aufhängungspunkt wird der Bolzen 38 an der Öffnung 44 der Führungsnut 30 angesetzt. Durch leichten Druck bewegt sich der Bolzen 38 entlang der Führungsnut 30, wobei durch die Anlaufschräge 42 eine Kraftkomponente auf den Schieber 32 entgegen seiner Federbelastung wirkt. Dadurch wird der Schieber 32 durch den Bolzen 38 aus der Führungsnut 30 in seine erste Stellung verdrängt. Sobald der Bolzen 38 die in 4 mit 46 bezeichnete Endposition in der Führungsnut 30 erreicht hat, bewegt sich der Schieber 32 unter der Wirkung seiner Federbelastung in die zweite, die Öffnung 44 der Führungsnut 30 verschließende Stellung zurück. Damit ist der Bolzen 38 formschlüssig arretiert. 3 shows an enlarged perspective view of a portion of the locking mechanism according to 2 , At the back of the slider is an opening latch 40 appropriate. The slider 32 has a run-up slope 42 which are in the guide groove 30 protrudes. For locking the aircraft interior equipment component 10 at the relevant suspension point is the bolt 38 at the opening 44 the guide groove 30 stated. By light pressure, the bolt moves 38 along the guide groove 30 , where by the run-on slope 42 a force component on the slider 32 counteracts its spring load acts. This will be the slider 32 through the bolt 38 from the guide groove 30 displaced into his first position. As soon as the bolt 38 in the 4 With 46 designated end position in the guide groove 30 has reached, the slider moves 32 under the action of its spring load in the second, the opening 44 the guide groove 30 closing position back. This is the bolt 38 positively locked.

Zur Deinstallation des Flugzeuginnenausstattungsbauteils wird der Schieber 32 unter Zuhilfenahme des Öffnungsriegels 40 aus der Führungsnut 30 herausgezogen. In seiner ersten Stellung gibt der Schieber 32 die Öffnung 44 für den Bolzen 38 wieder frei. Hierbei kann im Schiebergehäuse 34 ein Sicherungsmechanismus (nicht darge stellt) vorgesehen werden, der den Schieber 32 in der ersten Stellung hält. Dies bietet beispielsweise den Vorteil, dass ein Monteur während der Deinstallation mit beiden Händen das Flugzeuginnenausstattungsbauteil halten kann.To uninstall the aircraft interior equipment component is the slider 32 with the help of the opening bar 40 from the guide groove 30 pulled out. In its first position gives the slider 32 the opening 44 for the bolt 38 free again. This can be in the slide housing 34 a securing mechanism (not illustrated) are provided which the slider 32 holds in the first position. This offers, for example, the advantage that a fitter can hold the aircraft interior equipment component with both hands during the deinstallation.

Des Weiteren zeigt 4 eine Breite B der Führungsnut 30, welche sich in Richtung der Öffnung 44 der Führungsnut 30 verbreitert. Dadurch wird eine Einführhilfe geschaffen, welche das Ansetzen des Bolzens 38 bei der Installation eines sperrigen Flugzeuginnenausstattungsbauteils wesentlich erleichtert.Further shows 4 a width B of the guide groove 30 which are towards the opening 44 the guide groove 30 widened. As a result, an insertion aid is created, which is the attachment of the bolt 38 greatly facilitated in the installation of a bulky aircraft interior equipment component.

5 zeigt in einer schematischen Darstellung einen Querschnitt durch den Schieber 32 und das Schiebergehäuse 34. Der Öffnungsriegel 40 erstreckt sich in X-Richtung von dem Schieber 32 und läuft durch das Schiebergehäuse 34, an dessen Rückseite er bedient werden kann. 5 shows a schematic representation of a cross section through the slider 32 and the slider housing 34 , The opening latch 40 extends in the X direction from the slider 32 and runs through the valve body 34 , on the back of which he can be served.

6 zeigt eine weitere Ausführungsform eines Verriegelungsmechanismus 24 unter Einsatz eines Schiebers 32. Gegenüber der Ausführungsform gemäß den 2 bis 4 erstreckt sich in der in 6 gezeigten Ausführungsform der Schieber 32 im Wesentlichen senkrecht zur Längsachse des Bolzens 38. Bei dieses Ausführungsform wird eine freie Seitenfläche 52 des Bolzens 38 nicht durch den Verriegelungsmechanismus 24 verdeckt. Dadurch ist es möglich, die in 7 gezeigte Stellschraube 54 am Verriegelungsmechanismus 24 anzubringen. Die Stellschraube 54 greift als Spindelschraube in ein mit der Führungsnut 30 verbundenes Gewinde. Die Längsachse der Spindelschraube 54 fällt im Wesentlichen mit der Längsachse des Bolzens 38 zusammen. Durch die Spindelschraube 54 wird einerseits eine Feinjustierung des Bauteils 10 in X-Richtung ermöglicht. Gleichzeitig wird ein Anschlag zur Übertragung von Kräften in X-Richtung realisiert. 6 shows a further embodiment of a locking mechanism 24 using a slider 32 , Compared to the embodiment according to the 2 to 4 extends into the in 6 shown embodiment of the slider 32 substantially perpendicular to the longitudinal axis of the bolt 38 , In this embodiment, a free side surface 52 of the bolt 38 not by the locking mechanism 24 covered. This makes it possible to use the in 7 shown adjusting screw 54 on the locking mechanism 24 to install. The adjusting screw 54 engages as a screw in a spindle with the guide 30 connected thread. The longitudinal axis of the spindle screw 54 essentially coincides with the longitudinal axis of the bolt 38 together. Through the spindle screw 54 On the one hand, a fine adjustment of the component 10 in the X direction. At the same time a stop for the transmission of forces in the X direction is realized.

Ein weiterer Vorteil des mit einem Schieber 32 ausgeführten Verriegelungsmechanismus 24 besteht darin, dass die Schieber-Öffnungsrichtung normal zur Belastungsrichtung ist. Dadurch wird die Verriegelung zusätzlich gesichert.Another advantage of having a slider 32 executed locking mechanism 24 is that the slide opening direction is normal to the loading direction. As a result, the lock is additionally secured.

7a zeigt eine alternative Ausführungsform eines Verriegelungsmechanismus 24 unter Einsatz eines Schiebers 32. Der in 7a dargestellte Verriegelungsmechanismus 24 unterscheidet sich von der Anordnung gemäß 6 lediglich dadurch, dass der Bolzen 38 in einer gabelförmigen Aufnahme 81 befestigt ist. Dadurch wird eine zusätzliche Fixierung des Bolzens in Achsrichtung herstellt. 7a shows an alternative embodiment of a locking mechanism 24 using a slider 32 , The in 7a illustrated locking mechanism 24 differs from the arrangement according to 6 only by the fact that the bolt 38 in a forked receptacle 81 is attached. As a result, an additional fixation of the bolt is made in the axial direction.

Ein Flugzeuginnenausstattungsbauteil kann an zwei gegenüberliegenden Aufhängungspunkten mit Verriegelungsmechanismen mit entgegengesetzten Einstellmöglichkeiten in X-Richtung, wie beispielsweise in 7 gezeigt, an der Flugzeugstruktur 26 befestigt sein. Dadurch können Kräfte in positiver und negativer X-Richtung übertragen werden. Gegenüber dem Stand der Technik entfällt damit ein zusätzlicher Aufhängungspunkt zur Kraftübertragung in X-Richtung.An aircraft interior trim component may be provided with two opposite suspension points with locking mechanisms with opposite adjustment in the X-direction, such as in 7 shown at the aircraft structure 26 be attached. As a result, forces can be transmitted in the positive and negative X direction. Compared to the prior art thus eliminates an additional suspension point for power transmission in the X direction.

Komplementär oder ergänzend zu einer der vorgenannten Einstellmöglichkeiten in X-Richtung sind am Strukturhalter 28 Einstellmöglichkeiten 56 vorgesehen. Damit sind Einstellmöglichkeiten zur Positionierung des Flugzeuginnenausstattungsbauteils 10 in allen drei Raumrichtungen realisiert.Complementary or complementary to one of the aforementioned adjustment options in the X direction are on the structure holder 28 settings 56 intended. This provides adjustment options for positioning the aircraft interior equipment component 10 realized in all three directions.

Die Montage eines Flugzeuginnenausstattungsbauteils 10 umfasst die folgenden Schritte: Anheben des Flugzeuginnenausstattungsbauteils 10 und Einschieben des Bolzens 38 in die Führungsnut 30, selbständiges öffnen des Schiebers 32 durch den an der Anlaufschräge 42 anliegenden Bolzen 38, Positionieren des Flugzeuginnenausstattungsbauteils 10 oder des Bolzens 38 in der Endposition 46 und selbständige Verriegelung durch den Schieber 32. Damit ist im Falle einer beidseitig geöffneten Führungsnut 30 das Flugzeuginnenausstattungsbauteil 10 in der YZ-Ebene fixiert. In X-Richtung besteht über eine eventuelle X-Anbindung noch eine Einstellbarkeit.The assembly of an aircraft interior equipment component 10 includes the following steps: Raising the aircraft interior trim component 10 and insertion of the bolt 38 in the guide groove 30 , independent opening of the slide 32 by the at the run-in slope 42 adjacent bolts 38 , Positioning the aircraft interior equipment component 10 or the bolt 38 in the final position 46 and independent locking by the slider 32 , This is in the case of both sides open guide 30 the aircraft interior equipment component 10 fixed in the YZ plane. In the X direction there is still an adjustability via a possible X connection.

Die Demontage eines Flugzeuginnenausstattungsbauteils 10 umfasst die folgenden Schritte: Aufziehen des Schiebers 32 am Öffnungsriegel 40 entgegen der Schließrichtung, Entnehmen des Flugzeuginnenausstattungsbauteils 10 oder des Bolzens 38 entlang der Führungsnut 30 und selbständiges Schließen des Schiebers 32. Somit ist der Anfangszustand wieder hergestellt.The dismantling of an aircraft interior equipment component 10 includes the following steps: Mounting the slider 32 at the opening latch 40 against the closing direction, removing the aircraft interior equipment component 10 or the bolt 38 along the guide groove 30 and self-closing the slide 32 , Thus, the initial state is restored.

8 zeigt eine weitere Ausführungsform eines Verriegelungsmechanismus 24. Eine in 8 gezeigte YZ-Anbindung eines Flugzeuginnenausstattungsbauteils 10 umfasst einen Dämpfer 36 mit integriertem Bolzen 38. Am Flugzeugspant ist ein Strukturhalter 28 mit einer Führungsnut 30 und einem rotationsbeweglichen Haken 32 als federbelastetes Verschlusselement angebracht. Der Haken 32 ist in der YZ-Ebene schwenkbeweglich und durch eine Feder (nicht dargestellt) so vorgespannt, dass er die Führungsnut 30 selbständig verriegelt. Durch den Dämpfer 36 ist das Flugzeuginnenausstattungsbauteil gegen Stöße von der Flugzeugstruktur mechanisch entkoppelt. Eine weitere Entkopplung (nicht dargestellt) kann auch im Strukturhalter 28, bzw. aufgeteilt im Strukturhalter 28 und dem Flugzeuginnenausstattungsbauteil 10 erfolgen. 8th shows a further embodiment of a locking mechanism 24 , An in 8th shown YZ connection of an aircraft interior equipment component 10 includes a damper 36 with integrated bolt 38 , At the aircraft bulkhead is a structure holder 28 with a guide groove 30 and a rotatable hook 32 attached as a spring-loaded closure element. The hook 32 is pivotally movable in the YZ plane and by a spring (not shown) biased so that it the guide groove 30 locked independently. Through the damper 36 the aircraft interior equipment component is mechanically decoupled from impact by the aircraft structure. Another decoupling (not shown) can also in the structure holder 28 , or divided into the structure holder 28 and the aircraft interior equipment component 10 respectively.

Das Flugzeuginnenausstattungsbauteil 10 weist, wie in 8 dargestellt, einen Bolzen 38 auf. Gemäß einer alternativen Ausführungsform kann der Verriegelungsmechanismus 24 auch so ausgeführt sein, dass sich am Flugzeuginnenausstattungsbauteil 10 die Führungsnut 30 und der Haken 32 befinden, während der Bolzen 38 am Strukturhalter 28 fixiert ist.The aircraft interior equipment component 10 points as in 8th shown a bolt 38 on. According to an alternative embodiment, the locking mechanism 24 also be designed so that at the aircraft interior equipment component 10 the guide groove 30 and the hook 32 are located while the bolt 38 on the structure holder 28 is fixed.

9 zeigt einen Sicherungsmechanismus 62, der dazu eingerichtet ist, das Verschlusselement 32 in seiner ersten sowie seiner zweiten Stellung zu sichern. Der Sicherungsmechanismus 62 umfasst einen Hebel 58, der in der ersten Stellung des Verschlusselements 32 in eine erste an dem Verschlusselement 32 ausgebildete Aussparung 60 eingreift. In der zweiten Stellung des Verschlusselements 32 greift der Hebel 58 dagegen in eine zweite an dem Verschlusselement 32 ausgebildete Aussparung 64 ein. Ferner umfasst der Sicherungsmechanismus 62 eine Betätigungsvorrichtung 66, die in die Führungsnut 30 hineinragt. 9 shows a safety mechanism 62 which is adapted to the closure element 32 in his first and second position. The security mechanism 62 includes a lever 58 which is in the first position of the closure element 32 in a first on the closure element 32 trained recess 60 intervenes. In the second position of the closure element 32 the lever picks up 58 in contrast, in a second on the closure element 32 trained recess 64 one. Furthermore, the securing mechanism comprises 62 an actuator 66 in the guide groove 30 protrudes.

In der in 9, I. gezeigten Seitenansicht befindet sich der Haken 32 in seiner zweiten, die Führungsnut 30 verschließenden Stellung und wird durch den in der zweiten Aussparung 64 aufgenommen Hebel 58 in dieser Stellung gesichert.In the in 9 , I. side view is the hook 32 in his second, the guide groove 30 closing position and is characterized by in the second recess 64 added lever 58 secured in this position.

In der in 9, IV. gezeigten ersten Stellung gibt der Haken 32 die Führungsnut 30 frei, wobei der Haken 32 durch den in der ersten Aussparung 60 aufgenommenen Hebel 58 in dieser Stellung gehalten wird.In the in 9 , IV. First position is the hook 32 the guide groove 30 free, with the hook 32 through the one in the first recess 60 taken lever 58 held in this position.

Der Hebel 58 des Sicherungsmechanismus 62 wird durch die Kraft einer in den Figuren nicht näher veranschaulichten Feder in eine Stellung vorgespannt, in der er in der zweiten an dem Verschlusselement 32 ausgebildeten Aussparung 64 aufgenommen ist.The lever 58 of the security mechanism 62 is biased by the force of a spring, not further illustrated in the figures in a position in which it in the second on the closure element 32 trained recess 64 is included.

Die in den 8 bis 10 gezeigte Ausführungsform eines Verriegelungsmechanismus für ein hochbelastetes Flugzeuginnenausstattungsbauteil 10 weist einen in 9, V. gezeigten Schwenkpunkt 68 des Hakens 32 auf. Die Längsachse des sich in der Endposition 46 befindlichen Bolzens 38 liegt dabei auf einer Linie 70 der Hauptkraftrichtung mit der Achse des Schwenkpunkts 68. Dadurch wird verhindert, dass bei Belastung in die (in 9 mit Z bezeichnete) Hauptkraftrichtung, auf den Haken 32 ein Moment wirken und sich der Haken 32 selbständig öffnen kann. Darüber hinaus wird durch den Sicherungsmechanismus 62 ein Drehen des Hakens 32 blockiert und ein Öffnen verhindert. Auch hier verläuft die Hauptkraftrichtung auf den sichernden Hebel 58 durch dessen Drehpunkt, so dass auf den sichernden Hebel 58 kein Moment wirkt.The in the 8th to 10 shown embodiment of a locking mechanism for a highly loaded aircraft interior equipment component 10 has an in 9 , Pivot point shown 68 of the hook 32 on. The longitudinal axis of itself in the final position 46 located bolt 38 lies on a line 70 the main force direction with the axis of the pivot point 68 , This prevents that under load in the (in 9 with Z designated) main force direction, on the hook 32 a moment and the hook 32 can open independently. In addition, by the securing mechanism 62 a turn of the hook 32 blocked and prevented from opening. Again, the main force direction runs on the locking lever 58 through its fulcrum, so that on the securing lever 58 no moment works.

Die Montage eines Flugzeuginnenausstattungsbauteils 10, welches dazu eingerichtet ist mittels eines in den 8 bis 10 gezeigten Verriegelungsmechanismus befestigt zu werden, umfasst die Schritte: Anheben des Flugzeuginnenausstattungsbauteils 10 und Einschieben des Bolzens 38 in die Führungsnut 30, Zusammenwirken des Bolzens 38 mit der Betätigungsvorrichtung 66, derart, dass der Hebel 58 des Sicherheitsmechanismus 62 gedreht wird, wodurch der Haken 32 entsichert wird, selbständiges Öffnen des Hakens 32 durch den mit der Anlaufschräge 42 zusammenwirkenden Bolzen 38 (vergleiche 9, II. bis IV.), Positionieren des Flugzeuginnenausstattungsbauteils 10 oder des Bolzens 38 in der Endposition 46 und selbständiges Schließen des Hakens 32 unter Wirkung seiner Federbelastung und ebenfalls selbständiges Eingreifen des Hebels 58 in die zweite Aussparung 64 unter Wirkung seiner Federbelastung. Damit ist das Flugzeuginnenausstattungsbauteil 10 über den Bolzen 38 in YZ-Richtung fixiert und der Haken 32 durch den Hebel 58 gesichert.The assembly of an aircraft interior equipment component 10 , which is set up by means of one in the 8th to 10 The locking mechanism shown comprises the steps of: raising the aircraft interior equipment component 10 and insertion of the bolt 38 in the guide groove 30 , Cooperation of the bolt 38 with the actuator 66 , such that the lever 58 the security mechanism 62 is rotated, causing the hook 32 is unlocked, independently opening the hook 32 through the with the run-on slope 42 cooperating bolt 38 (see 9 , II. To IV.), Positioning the aircraft interior equipment component 10 or the bolt 38 in the final position 46 and independently closing the hook 32 under the effect of its spring load and also independent intervention of the lever 58 in the second recess 64 under us kung its spring load. This is the aircraft interior equipment component 10 over the bolt 38 Fixed in YZ direction and the hook 32 through the lever 58 secured.

10 zeigt die Demontage eines erfindungsgemäßen Flugzeuginnenausstattungsbauteils an einem betreffenden Aufhängungspunkt. Die Demontage umfasst folgende Schritte: Drehen des Hakens 32 in seine erste Stellung, wobei der Hebel 58 unter der Wirkung seiner Federbelastung in die Aussparung 60 eingreift, Entnehmen des Bolzens 38 entlang der Führungsnut 30, Zusammenwirken des Bolzens 38 mit der Betätigungsvorrichtung 66, derart, dass der Hebel 58 aus der Aussparung 60 gehoben wird, selbständiges Schließen des Hakens 32 unter der Wirkung seiner Federbelastung und selbständiges Eingreifen des Hebels 58 unter Wirkung seiner Federbelastung in die Aussparung 64. Damit ist nun wieder der Anfangszustand vor der Montage hergestellt. 10 shows the disassembly of an aircraft interior equipment component according to the invention at a respective suspension point. Dismantling involves the following steps: Turning the hook 32 in its first position, with the lever 58 under the effect of its spring load in the recess 60 engages, removing the bolt 38 along the guide groove 30 , Cooperation of the bolt 38 with the actuator 66 , such that the lever 58 from the recess 60 is lifted, independently closing the hook 32 under the effect of its spring load and independent intervention of the lever 58 under the effect of its spring load in the recess 64 , Thus, the initial state is again made before assembly.

In den 11 und 12 ist eine Ausführungsform eines X-Anbindungspunktes eines Flugzeuginnenausstattungsbauteils 10 gezeigt. Die Ausführungsform umfasst einen Strukturhalter 28, beispielsweise ein Strukturbracket, an dem sich ein Verriegelungsmechanismus befindet. Das Verschlusselement 32 kann als Schieber (11) oder Haken (12) realisiert werden. Am Flugzeuginnenausstattungsbauteil 10 ist eine Zug-/Druckstange 74 über einen am Flugzeuginnenausstattungsbauteil 10 angebrachten Dämpfer 36 schwenkbeweglich vormontiert. Durch die in Pfeilrichtung 76 gezeigte Schwenkbewegung wird der Bolzen 38 in die Führungsnut 30 des Verriegelungsmechanismus 24 eingeführt. Dadurch ist die Gabel 78 arretiert.In the 11 and 12 is an embodiment of an X-connection point of an aircraft interior equipment component 10 shown. The embodiment comprises a structure holder 28 For example, a Strukturbracket on which a locking mechanism is located. The closure element 32 can be used as a slider ( 11 ) or hooks ( 12 ) will be realized. At the aircraft interior equipment component 10 is a pull / push rod 74 via an aircraft interior equipment component 10 attached dampers 36 pivotally preassembled. By in the direction of the arrow 76 shown pivoting movement is the bolt 38 in the guide groove 30 the locking mechanism 24 introduced. This is the fork 78 locked.

13 zeigt eine weitere Ausführungsform eines X-Anbindungspunktes. Ein erfindungsgemäßes Flugzeuginnenausstattungsbauteil 10, welches durch einen oder mehrere der vorgenannten YZ-Anbindungspunkte mit der Flugzeugstruktur verbunden ist, kann durch den in 13 gezeigten X-Anbindungspunkt ergänzt werden. Hierzu ist eine Zug-/Druckstange 74 im Raum freistehend über einen Strukturhalter 28 an eine Flugzeugstruktur, vorzugsweise an einen Stringer angebracht. Die Zug-/Druckstange 74 ist über eine Gewindestange (nicht dargestellt) längenverstellbar. Während der Montage des Flugzeuginnenausstattungsbauteils 10 an einem oder mehreren YZ-Anbindungspunkten schwingt das Flugzeuginnenausstattungsbauteil 10 in der mit Pfeil 80 angezeigten Schwenkrichtung. Dadurch greift der Bolzen 38 automatisch in die Führungsnut 30 ein. Auf ein Verschlusselement kann in diesem Fall verzichtet werden, da das Flugzeuginnenausstattungsbauteil über die YZ-Anbindungen bereits in seiner Position gehalten wird. 13 shows a further embodiment of an X-connection point. An aircraft interior equipment component according to the invention 10 , which is connected by one or more of the aforementioned YZ-connection points with the aircraft structure, by the in 13 be supplemented X-connection point shown. This is a pull / push rod 74 in the room freestanding over a structure holder 28 attached to an aircraft structure, preferably to a stringer. The pull / push rod 74 is via a threaded rod (not shown) adjustable in length. During assembly of the aircraft interior equipment component 10 at one or more YZ attachment points, the aircraft interior equipment component vibrates 10 in the with arrow 80 indicated pivoting direction. As a result, the bolt engages 38 automatically into the guide groove 30 one. In this case, a closure element can be dispensed with, since the aircraft interior equipment component is already held in its position via the YZ connections.

Durch den Einsatz eines Verriegelungsmechanismus oder einer Kombination vorgenannter erfindungsgemäßer Verriegelungsmechanismus/-en können sämtliche, für den Fachmann denkbare, Flugzeuginnenausstattungsbauteile befestigt werden, beispielsweise auch Versorgungsmodule.By the use of a locking mechanism or a combination The aforementioned locking mechanism / s can all be for the Professional conceivable, aircraft interior equipment components are attached, for example, supply modules.

Claims

Locking mechanism ( 24 ) for fastening an aircraft interior equipment component ( 10 ) on an aircraft structure ( 26 ), comprising: - a guide groove ( 30 ) with an opening ( 44 ); - a bolt ( 38 ), which with the guide groove ( 30 ) is engageable; and - a spring-loaded closure element ( 32 ), which in a first position the opening ( 44 ) of the guide groove ( 30 ) and in a second position the opening ( 44 ) of the guide groove ( 30 ), wherein - on the closure element ( 32 ) a run-on slope ( 42 ), which is adapted to engage when engaging the bolt ( 38 ) with the guide groove ( 30 ) by interaction with the bolt ( 38 ) the guide groove ( 30 ), and wherein - the closure element ( 32 ) is adapted to be automatically moved back under the action of its spring load in the second position and the guide groove ( 30 ) when the bolt ( 38 ) an end position ( 46 ) in the guide groove ( 30 ) has reached.

Locking mechanism according to claim 1, characterized by a securing mechanism ( 62 ), which is adapted to the closure element ( 32 ) in its first and / or second position, the safety mechanism ( 62 ) a lever ( 58 ), which is adapted to secure the closure element ( 32 ) in its first and / or its second position with a first and / or a second on the closure element ( 32 ) formed recess ( 60 . 64 ) to cooperate.

Locking mechanism according to claim 2, characterized in that the locking mechanism ( 62 ) an actuating device ( 66 ), which is adapted to operate the lever ( 58 ) of the first and / or the second on the closure element ( 32 ) formed recess ( 60 ) to solve.

Locking mechanism according to one of claims 1 to 3, characterized in that the closure element ( 32 ) is a translationally mounted slide.

Locking mechanism according to one of claims 1 to 3, characterized in that the closure element ( 32 ) is a rotatably mounted hook.

Locking mechanism according to one of claims 1 to 5, characterized in that the locking mechanism ( 24 ) a set screw ( 54 ) for cooperation with a side surface of the bolt ( 38 ).

Locking mechanism according to one of claims 1 to 6, characterized in that the guide groove ( 30 ) is formed closed on one side and that a side surface of the bolt ( 38 ) on the closed side of the guide groove ( 30 ) is present.

Locking mechanism according to one of claims 1 to 6, characterized in that the guide groove ( 30 ) is open on both sides.

Locking mechanism according to one of the preceding claims, characterized in that the bolt ( 38 ) in a forked receptacle ( 81 ) is attached.

Locking mechanism according to one of the preceding claims, characterized in that the bolt ( 38 ) into a damper ( 36 ) is integrated.

Locking mechanism according to one of the preceding claims, characterized in that a width (B) of the guide groove ( 30 ) towards the opening ( 44 ) of the guide groove ( 30 ) increases.

Locking mechanism according to one of the preceding claims, characterized in that on the closure element ( 32 ) an opening latch ( 40 ) is attached.

Aircraft interior equipment component ( 10 ), with a locking mechanism ( 24 ) according to one of claims 1 to 12, which is adapted to the aircraft interior equipment component ( 10 ) on an aircraft structure ( 26 ) to fix.