DE102009056593B4 - Installation system for connecting systems to an aircraft structure, calibration system and method - Google Patents
Installation system for connecting systems to an aircraft structure, calibration system and method Download PDFInfo
- Publication number
- DE102009056593B4 DE102009056593B4 DE200910056593 DE102009056593A DE102009056593B4 DE 102009056593 B4 DE102009056593 B4 DE 102009056593B4 DE 200910056593 DE200910056593 DE 200910056593 DE 102009056593 A DE102009056593 A DE 102009056593A DE 102009056593 B4 DE102009056593 B4 DE 102009056593B4
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- module
- receiving element
- calibration system
- aircraft
- positioning device
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
- 238000009434 installation Methods 0.000 title claims abstract description 30
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 31
- 239000000969 carrier Substances 0.000 claims description 9
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims description 2
- YTAHJIFKAKIKAV-XNMGPUDCSA-N [(1R)-3-morpholin-4-yl-1-phenylpropyl] N-[(3S)-2-oxo-5-phenyl-1,3-dihydro-1,4-benzodiazepin-3-yl]carbamate Chemical compound O=C1[C@H](N=C(C2=C(N1)C=CC=C2)C1=CC=CC=C1)NC(O[C@H](CCN1CCOCC1)C1=CC=CC=C1)=O YTAHJIFKAKIKAV-XNMGPUDCSA-N 0.000 claims 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims 1
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 18
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 18
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 5
- 238000011161 development Methods 0.000 description 3
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 2
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 2
- 230000003313 weakening effect Effects 0.000 description 2
- 238000004378 air conditioning Methods 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 238000012216 screening Methods 0.000 description 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 1
- 238000012549 training Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/40—Sound or heat insulation, e.g. using insulation blankets
- B64C1/403—Arrangement of fasteners specially adapted therefor, e.g. of clips
- B64C1/406—Arrangement of fasteners specially adapted therefor, e.g. of clips in combination with supports for lines, e.g. for pipes or cables
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/18—Floors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
- F16B21/00—Means for preventing relative axial movement of a pin, spigot, shaft or the like and a member surrounding it; Stud-and-socket releasable fastenings
- F16B21/10—Means for preventing relative axial movement of a pin, spigot, shaft or the like and a member surrounding it; Stud-and-socket releasable fastenings by separate parts
- F16B21/12—Means for preventing relative axial movement of a pin, spigot, shaft or the like and a member surrounding it; Stud-and-socket releasable fastenings by separate parts with locking-pins or split-pins thrust into holes
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Automatic Assembly (AREA)
Abstract
Einmesssystem (79) zur Montage eines Installationssystems (10) zur Anbindung von Systemen (4) an eine Struktur (6) eines Luftfahrzeugs mit zumindest einem Träger (12) zur Anordnung der Systeme (4) und mit zumindest zwei Befestigungselementen (14, 16) zur Befestigung des Trägers (12) an der Struktur (6), wobei zumindest eine strukturseitige Halterung (18, 20) mit einem justierbaren Aufnahmeelement (34) zum abschnittsweisen Aufnehmen eines der Befestigungselemente (14, 16) vorgesehen ist, wobei das Einmesssystem mindestens eine Positioniereinrichtung (76) und mindestens ein Modul (2) aufweist, das mit mindestens einem System (4) und mit mindestens einem Träger (12) gebildet ist, und das auf der Positioniereinrichtung (76) aufnehmbar ist, wobei das mindestens eine Modul (2) mittels der Positioniereinrichtung (76) in die Rumpfsektion (8) einbringbar ist und in dieser mittels des Einmesssystems (79) und der Positioniereinrichtung (76) zumindest teilautomatisiert ausrichtbar und fixierbar ist.A calibration system (79) for mounting an installation system (10) for connecting systems (4) to a structure (6) of an aircraft having at least one carrier (12) for arranging the systems (4) and having at least two fastening elements (14, 16). for fastening the carrier (12) to the structure (6), wherein at least one structure-side holder (18, 20) with an adjustable receiving element (34) for receiving in sections one of the fastening elements (14, 16) is provided, wherein the calibration system at least one Positioning device (76) and at least one module (2), which is formed with at least one system (4) and at least one carrier (12), and which is receivable on the positioning device (76), wherein the at least one module (2 ) by means of the positioning device (76) in the fuselage section (8) can be introduced and in this by means of the Einmesssystems (79) and the positioning device (76) at least partially automated aligned and fixable is.
Description
Die Erfindung betrifft ein Einmesssystem zur automatisierten Steuerung der Anbindung von Systemen an eine Primärstruktur eines Luftfahrzeugs gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 und ein Einmessverfahren zur Anbindung von Systemen gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 3.The invention relates to a calibration system for the automated control of the connection of systems to a primary structure of an aircraft according to the preamble of patent claim 1 and a calibration method for connecting systems according to the preamble of patent claim 3.
Im Flugzeugbau werden herkömmlicherweise Systeme wie Leitungen über eine Vielzahl von Haltern an Abschnitten einer Primärstruktur des Flugzeugs angebunden. Die Halter sind durch in Bohrungen der Primärstruktur eingesetzte Nieten an den Abschnitten befestigt und weisen eine Aufnahme für die Leitungen auf. Die Vielzahl der Bohrungen bedeutet jedoch eine Schwächung der Primärstruktur. Ferner ist die Anbindung zeitintensiv und insbesondere bei Überkopfarbeiten anstrengend für das Montagepersonal.In aircraft, conventionally, systems such as conduits are connected via a plurality of brackets to portions of a primary structure of the aircraft. The holders are fastened to the sections by rivets inserted in bores of the primary structure and have a receptacle for the lines. However, the large number of holes means a weakening of the primary structure. Furthermore, the connection is time-consuming and especially for overhead work exhausting for the assembly staff.
Die Tendenz geht daher dahin, die Halter der Systeme an Tragschienen zu befestigen, die an der Primärstruktur angebunden sind. Ein derartiges Konzept ist in dem Patent
Aus der Patentanmeldung US 2002/0 171 821 A1 ist eine Vorrichtung bekannt, welche in der Lage ist, ein eigenes internes Koordinatensystem zu vermessen. Jedoch besteht diese Vorrichtung aus einem komplizierten System mit einem Laserkopf, der sein Laserstrahl auf die Arbeitsstellen richtet und den Arbeitskräften anzeigt, wo Beschläge genau fixiert werden sollen.From the patent application US 2002/0171 821 A1 a device is known, which is able to measure its own internal coordinate system. However, this device consists of a complicated system with a laser head that directs its laser beam at the work sites and indicates to the workers where fittings should be accurately fixed.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein Einmesssystem mit einer Positioniereinrichtung zur Einbringung und Ausrichtung bzw. zur Montage von Installationssystemen zur Anbindung von Systemen an eine Struktur eines Luftfahrzeugs, insbesondere von Leitungen oder Kabinenkomponenten an eine Primärstruktur eines Flugzeugs, bereitzustellen, das die vorgenannten Nachteile beseitigt und einen Toleranzausgleich erlaubt, sowie ein Einmessverfahren zur Anbindung von Systemen zu schaffen.The object of the present invention is to provide a calibration system with a positioning device for introducing and aligning or mounting installation systems for connecting systems to a structure of an aircraft, in particular of lines or cabin components to a primary structure of an aircraft, which eliminates the aforementioned disadvantages and allows tolerance compensation, as well as a Einmessverfahren to connect systems.
Diese Aufgabe wird zunächst gelöst durch ein Einmesssystem zur Montage eines Installationssystems mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1.This object is initially achieved by a calibration system for mounting an installation system having the features of patent claim 1.
Das Installationssystem zur Anbindung von Systemen an eine Struktur eines Luftfahrzeugs, insbesondere von Leitungen oder Kabinenkomponenten an eine Primärstruktur eines Flugzeugs, weist zumindest einen Träger zur Anordnung der Systeme und zwei Befestigungselemente zur Befestigung des zumindest einen Trägers an der Struktur auf. Hierbei ist eine strukturseitige Halterung mit einem justierbaren Aufnahmeelement zum abschnittsweisen Aufnehmen des Befestigungselements vorgesehen.The installation system for connecting systems to a structure of an aircraft, in particular of lines or cabin components to a primary structure of an aircraft, has at least one carrier for arranging the systems and two fastening elements for fastening the at least one carrier to the structure. Here, a structure-side holder is provided with an adjustable receiving element for receiving portions of the fastener.
Das Justieren bzw. Ausrichten des strukturseitigen Aufnahmeelements zu zumindest einem trägerseitigen Befestigungselement hat den Vorteil, dass Geometrieabweichungen des Trägers bei der Montage an der Struktur ausgeglichen werden können und somit eine Toleranzkompensation zwischen den strukturseitigen Halterungen und systemseitigen Befestigungselementen erfolgt. Somit wird der Träger bei der Anbindung an der Struktur nicht verformt. Entsprechend einfach und schnell kann die Montage erfolgen. Diese Lösung hat darüber hinaus den Vorteil, dass bei Verwendung mehrerer justierbarer Aufnahmeelemente das Installationssystem an sich zur Struktur ausgerichtet werden kann. Hierzu wird beim Verbinden des Befestigungselements mit dem jeweiligen Aufnahmeelement das Aufnahmeelement ausgerichtet und dann, wenn sämtliche Aufnahmeelemente ausgerichtet sind, kann das Installationssystem durch Verschiebungen der Aufnahmeelemente in dem Flugzeug ausgerichtet werden.The adjustment or alignment of the structure-side receiving element to at least one carrier-side fastening element has the advantage that geometrical deviations of the carrier during assembly to the structure can be compensated and thus takes place a tolerance compensation between the structure-side brackets and system-side fastening elements. Thus, the carrier is not deformed during the connection to the structure. Corresponding easy and fast installation can be done. This solution also has the advantage that when using multiple adjustable receiving elements, the installation system can be aligned to the structure itself. For this purpose, the receiving element is aligned when connecting the fastening element with the respective receiving element and then, when all the receiving elements are aligned, the installation system can be aligned by displacements of the receiving elements in the aircraft.
Bei einem Ausführungsbeispiel erfolgt die Justierung des Aufnahmeelements selbsttätig, so dass keine zeitintensive Vorjustierung vorgenommen werden muss. Das Aufnahmeelement richtet sich automatisch zum Befestigungselement aus.In one embodiment, the adjustment of the receiving element takes place automatically, so that no time-consuming pre-adjustment must be made. The receiving element automatically aligns with the fastening element.
Vorzugsweise erlaubt das Aufnahmeelement eine Ausrichtung bzw. einen Toleranzsausgleich in einer Ebene quer zur Einschubrichtung des Befestigungselements. Hierdurch können Toleranzen in mehreren Richtungen ausgeglichen werden.Preferably, the receiving element allows alignment or tolerance compensation in a plane transverse to the insertion direction of the fastener. As a result, tolerances can be compensated in several directions.
Das Aufnahmeelement kann insbesondere schwimmend in einem an der Struktur befestigten Käfig gelagert sein. Dies hat den Vorteil, dass es beim Ausrichten nicht in festen Führungsbahnen geführt ist, sondern sich frei in der Ebene bewegen kann.The receiving element may in particular be mounted floating in a cage attached to the structure. This has the advantage that when aligning it is not guided in fixed guideways, but can move freely in the plane.
Die Ausrichtung des Aufnahmeelements zum Befestigungselement lässt sich vereinfachen, wenn das Befestigungselement einen Zapfen mit einem halbschalenartigen Kopf aufweist. The orientation of the receiving element to the fastener can be simplified if the fastener has a pin with a half-shell-like head.
Zur Fixierung des Zapfens an bzw. in dem Aufnahmeelements kann eine Fixiereinrichtung vorgesehen sein. Dies hat den Vorteil, dass das Befestigungselement fest mit dem Aufnahmeelement verbunden ist und beispielsweise Fertigungshilfsmittel wie Stützen oder Hubwagen zum Abstützen des Installationssystems bei der Montage entfernt werden können.For fixation of the pin on or in the receiving element, a fixing device may be provided. This has the advantage that the fastening element is firmly connected to the receiving element and, for example, production aids such as supports or pallet trucks for supporting the installation system can be removed during assembly.
Vorzugsweise hat die Fixiereinrichtung einen vorgespannten Schieber zum Eingreifen in eine Fixiernut des Zapfens, der einen Bereich einer den Zapfen aufnehmenden Aufnahme überdeckt. Hierdurch erfolgt die Fixierung selbsttätig beim Einführen des Befestigungselements in die Aufnahme.Preferably, the fixing device has a biased slider for engaging in a fixing groove of the pin, which covers a portion of a pin receiving the receptacle. As a result, the fixation occurs automatically when inserting the fastener into the receptacle.
Zum Festsetzen des Aufnahmeelements nach der Ausrichtung kann ein Feststellelement vorgesehen sein. Dies erlaubt die Arretierung des Installationssystems in einer ausgerichteten Position und verhindert Verschiebungen des Installationssystems nach der Montage.For fixing the receiving element after the alignment, a locking element may be provided. This allows the locking of the installation system in an aligned position and prevents displacements of the installation system after assembly.
Bei einem Ausführungsbeispiel ist das Feststellelement eine auf ein Außengewinde des Zapfens aufschraubbare Mutter. Diese Lösung benötigt nur wenig Teile und ermöglicht eine einfache, schnelle und sichere Festsetzung bzw. Feststellung.In one embodiment, the locking element is a screw on an external thread of the pin nut. This solution requires only a few parts and allows easy, fast and secure fixing or determination.
Vorzugsweise ist ein Sicherungselement zur Sicherung des Feststellelements vorgesehen. Hierdurch wird die Position des Installationssystems zweifach gegen Verschiebungen bzw. Lageveränderungen gesichert, was geltenden Luftfahrtrichtlinien entspricht.Preferably, a securing element is provided for securing the locking element. This will double-secure the position of the installation system against any displacement or displacement, which complies with applicable aviation regulations.
Bei einem Ausführungsbeispiel ist das Sicherungselement ein in eine Querbohrung des Zapfens einsetzbarer Splint. Dieser ist schnell zu setzen und jederzeit auf seine Funktionsfähigkeit zu überprüfen.In one embodiment, the securing element is an insertable in a transverse bore of the pin sapwood. This can be set quickly and checked at any time for its functionality.
Vorzugsweise ist zumindest ein Befestigungselement in Längsrichtung des Trägers versetzbar, so dass der Abstand der Befestigungselemente an dem Träger flexibel an die jeweilige Struktur angepasst werden kann. Somit kann die Anbindung des Installationssystems beispielsweise an Stringer, Spanten, Querträgern oder dergleichen erfolgen.Preferably, at least one fastening element can be displaced in the longitudinal direction of the carrier, so that the spacing of the fastening elements on the carrier can be adapted flexibly to the respective structure. Thus, the connection of the installation system, for example, to stringers, frames, cross members or the like.
Bei einem Ausführungsbeispiel ist der Träger an zumindest einem Endabschnitt mit einer Rasterung zum Einsetzen des Befestigungselements versehen. Dies ermöglicht eine Snap- und Click-Verbindung, so dass eine Anpassung der Abstände der Befestigungselemente zueinander ohne zusätzliches Werkzeug erfolgen kann.In one embodiment, the carrier is provided at least one end portion with a grid for insertion of the fastener. This allows a snap and click connection, so that an adjustment of the distances of the fasteners to each other can be done without additional tools.
Insbesondere wird die erfindungsgemäße Aufgabe durch ein Einmesssystem gelöst, wonach das mindestens eine Modul mittels der Positioniereinrichtung in die Rumpfsektion einbringbar ist und in dieser mittels des Einmesssystems und der Positioniereinrichtung zumindest teilautomatisiert ausrichtbar und fixierbar ist.In particular, the object according to the invention is achieved by a calibration system, according to which the at least one module can be introduced into the fuselage section by means of the positioning device and can be aligned and fixed therein at least partially automatically by means of the calibration system and the positioning device.
Hierdurch ist neben der eigentlichen Verbringung des Moduls oder der Module in die Rumpfsektion eine zumindest teilweise selbsttätig erfolgende (Vor-)ausrichtung des Moduls innerhalb des vorgesehenen Montageortes in der Rumpfsektion sowie eine anschließende Präzisionsausrichtung möglich.In this way, in addition to the actual transfer of the module or modules in the fuselage section at least partially automatically taking place (pre-) alignment of the module within the intended installation location in the fuselage section and a subsequent precision alignment possible.
Bei einer vorteilhaften Weiterbildung des Einmesssystems weist dieses zumindest einen berührungslosen Positionsscanner, insbesondere einen Laserpositionsscanner auf, um die Position mindestens einer strukturseitigen Halterung in Relation zu mindestens einem modulseitigen Befestigungselement unter Berücksichtigung eines vorgegebenen Toleranzfeldes zu bestimmen.In an advantageous development of the calibration system, this has at least one non-contact position scanner, in particular a laser position scanner, in order to determine the position of at least one structure-side holder in relation to at least one module-side fastening element, taking into account a predetermined tolerance field.
Das Ausrichten des in die Rumpfsektion mittels der Positioniereinrichtung verbrachten Moduls erfolgt bevorzugt unter ständiger Kontrolle des Einmesssystems, wobei parallel eine Überprüfung erfolgt, ob die strukturseitigen Halterungen innerhalb eines vorgegebenen Toleranzfeldes des Einmesssystems liegen. Ergibt die Überprüfung, dass zumindest eine Halterung außerhalb des vorgegebenen Toleranzfeldes von zum Beispiel ±2,5 mm in der Flugzeuglängsrichtung x und/oder der Flugzeugquerrichtung y liegt, wird eine Fehlermeldung vom Einmesssystem ausgegeben. Vor der automatisierten Fortsetzung des Ausrichtprozesses ist in diesem Fall das manuelle Versetzen bzw. Neuausrichten der mindestens einen Halterung an der Struktur, insbesondere den Querträgern, der Rumpfsektion erforderlich. Die Fehlermeldung kann zur Arbeitserleichterung beispielsweise die absoluten oder relativen Raumkoordinaten enthalten, auf die die betreffende Halterung zu versetzen ist.The alignment of the module brought into the fuselage section by means of the positioning device is preferably carried out under constant control of the calibration system, with a parallel check being made as to whether the structure-side mountings are within a predetermined tolerance range of the calibration system. If the check reveals that at least one mount is outside the specified tolerance range of, for example, ± 2.5 mm in the aircraft longitudinal direction x and / or the aircraft transverse direction y, an error message is output by the calibration system. Before the automated continuation of the alignment process in this case, the manual offset or realignment of the at least one holder on the structure, in particular the cross members, the fuselage section is required. The error message can, for example, to simplify work, for example, contain the absolute or relative space coordinates to which the holder in question is to be offset.
Das Einfahren des Moduls in die Rumpfsektion kann entweder manuell oder automatisch unter jeweiliger Berücksichtigung bzw. Kontrolle der vom Einmesssystem gelieferten Raumkoordinaten der aktuellen Position des Moduls erfolgen.The retraction of the module in the fuselage section can be done either manually or automatically with respective consideration or control of the supplied from the calibration system spatial coordinates of the current position of the module.
Ferner wird die Aufgabe durch ein Einmessverfahren mit den Merkmalen des Patentanspruchs 3 gelöst, wonach zur Anbindung von Systemen, insbesondere von Leitungen oder Kabinenkomponenten, an eine Struktur eines Flugzeugs die Systeme zu zumindest einem Modul zusammengefasst und an zumindest zwei Trägern befestigt werden. Abschließend werden die mit den Systemen bestückten Träger an der Struktur befestigt.Furthermore, the object is achieved by a Einmessverfahren with the features of claim 3, according to which for the connection of systems, in particular of lines or cabin components, to a structure of an aircraft, the systems combined to at least one module and to at least two straps are attached. Finally, the carriers equipped with the systems are attached to the structure.
Diese Lösung hat den Vorteil, dass anstrengende, nicht ergonomische Überkopfarbeiten für das Montagepersonal entfallen und somit ergonomisch angepasste Bewegungen ermöglicht werden. Die Träger können bequem mit den Systemen bestückt werden und an vorbereiteten Haltepunkten in der Rumpfsektion an die Struktur angebunden werden.This solution has the advantage that strenuous, non-ergonomic overhead work for the assembly personnel is eliminated and thus ergonomically adapted movements are made possible. The carriers can be conveniently equipped with the systems and tied to prepared structure in the fuselage section.
Bei einem Ausführungsbeispiel wird zur Anbindung der Systeme zumindest ein Installationssystem verwendet. Hierzu wird zumindest ein Aufnahmeelement an der Struktur zur Aufnahme eines trägerseitigen Befestigungselements angeordnet. Dann wird das Befestigungselement in eine Aufnahme des Aufnahmeelements eingeführt und mittels einer Fixiereinrichtung in der Aufnahme fixiert. Anschließend wird das Installationssystem ausgerichtet und das Aufnahmeelement festgesetzt. Das Installationssystem kann prinzipiell manuell und/oder zumindest teilautomatisch mittels des erfindungsgemäßen Einmesssystems und der Positioniereinrichtung an den Einbauort innerhalb der Rumpfsektion verbracht, dort ausgerichtet und schließlich an der Struktur festgesetzt werden.In one embodiment, at least one installation system is used to connect the systems. For this purpose, at least one receiving element is arranged on the structure for receiving a carrier-side fastening element. Then, the fastening element is inserted into a receptacle of the receiving element and fixed by means of a fixing device in the receptacle. Then the installation system is aligned and the receiving element fixed. The installation system can in principle be moved manually and / or at least partially automatically by means of the calibration system according to the invention and the positioning device to the installation location within the fuselage section, aligned there and finally fixed to the structure.
Bei einer erfindungsgemäßen Fortbildung des Verfahrens werden zusätzlich die folgenden Schritte ausgeführt:
- a) Aufnehmen des Moduls in einer Positioniereinrichtung,
- b) Ausrichten der mindestens zwei Befestigungselemente am Modul in Bezug zu einer Bohrung des Aufnahmeelements der Halterungen in mindestens einer Richtung des Raumes, insbesondere parallel zur Flugzeuglängsrichtung x und/oder zur Flugzeugquerrichtung y durch das Verfahren der Positioniereinrichtung,
- c) Überprüfen mittels mindestens eines an der Positioniereinrichtung angeordneten Positionsscanners eines Einmesssystems, ob die Zapfen der Befestigungselemente am Modul mit den jeweiligen Bohrungen des Aufnahmeelements der Halterungen unter Berücksichtigung eines Toleranzfeldes außerhalb der Bohrung in Eingriff bringbar sind, und
- d) Fortfahren mit dem o. g. Verfahrensschritt bzgl. des Einführens des Befestigungselements abschnittweise in einer Aufnahme der Aufnahmeelements, wenn dies der Fall ist.
- a) picking up the module in a positioning device,
- b) aligning the at least two fastening elements on the module in relation to a bore of the receiving element of the holders in at least one direction of the space, in particular parallel to the aircraft longitudinal direction x and / or the aircraft transverse direction y by the method of the positioning device,
- c) checking by means of at least one arranged on the positioning position scanner of a Einmesssystems whether the pins of the fasteners on the module with the respective holes of the receiving element of the brackets, taking into account a tolerance field outside the bore can be brought into engagement, and
- d) proceeding with the above-mentioned method step with respect to the insertion of the fastening element in sections in a receptacle of the receiving element, if this is the case.
Hierdurch wird die automatisierte Verbringung des zu installierenden Moduls in die Rumpfsektion und die dortige, selbständige Ausrichtung des Moduls in der xy-Ebene realisiert. Die xy-Ebene wird durch die Flugzeuglängsrichtung x sowie die Flugzeugquerrichtung y aufgespannt bzw. definiert. Das der Ausrichtung des Moduls mittels der Laserscanner zugrunde liegende Toleranzfeld weist vorzugsweise eine quadratische Gestalt mit einer Kantenlänge von 5 mm auf (Toleranzausgleich mittels der schwimmenden Aufnahmeelemente maximal ±2,5 mm in der x-Richtung und der y-Richtung) und ein gedachter Mittelpunkt des Quadrates fällt jeweils mit den Mittelpunkten der Bohrungen in den Aufnahmeelementen der Halterungen zusammen. Die Laserscanner erfassen während des Einmessvorgangs jeweils die (gedachten) Mittelpunkte der Bohrungen in den Aufnahmeelementen der Halterungen.As a result, the automated transfer of the module to be installed in the fuselage section and the local, independent orientation of the module is realized in the xy plane. The xy plane is spanned or defined by the aircraft longitudinal direction x and the aircraft transverse direction y. The tolerance field underlying the alignment of the module by means of the laser scanner preferably has a square shape with an edge length of 5 mm (tolerance compensation by means of the floating receiving elements maximum ± 2.5 mm in the x-direction and the y-direction) and an imaginary center of the square coincides respectively with the centers of the holes in the receiving elements of the brackets. During the calibration process, the laser scanners respectively detect the (imaginary) centers of the bores in the receiving elements of the holders.
Bei einer Fortentwicklung des Verfahrens ist vorgesehen, dass bei einem negativen Prüfergebnis der o. g. Schritt b) solange wiederholt wird, bis die Überprüfung im nachfolgenden Schritt c) ergibt, dass die Zapfen der Befestigungselemente am Modul mit den jeweiligen Bohrungen des Aufnahmeelements der Halterungen unter Berücksichtigung des Toleranzfeldes außerhalb der Bohrung in Eingriff bringbar sind oder mindestens eine der Bohrungen der Halterungen außerhalb des Toleranzfeldes liegt und die Ausrichtung des Moduls unter Ausgabe einer Fehlermeldung abgebrochen wird.In a further development of the method is provided that in a negative test result of o. G. Step b) is repeated until the check in the subsequent step c) shows that the pins of the fasteners on the module with the respective holes of the receiving element of the brackets in consideration of the tolerance field outside the bore are engageable or at least one of the holes of the brackets is outside the tolerance field and the orientation of the module is aborted while issuing an error message.
Hierdurch kann eine Fehllage der Halterung an der Struktur erkannt und das Verfahren unter Ausgabe einer Fehlermeldung unterbrochen werden. Nach dem bevorzugt manuell erfolgenden Umsetzen derjenigen Halterungen, die außerhalb des Toleranzfeldes liegen, kann das Modul neu ausgerichtet werden und für den Fall, dass ein spannungs- und verzugsfreies Ineingriffbringen aufgrund der von den Laserpositionsscannern gelieferten Daten möglich ist, mittels der Positioniereinrichtung bevorzugt parallel zur Einschubrichtung z angehoben und auf die Halterungen aufgerastet und hierdurch zunächst gegen Herunterfallen gesichert werden. Das so in seiner Lage gesicherte Modul kann erforderlichenfalls noch manuell feinausgerichtet und durch das Anziehen der Muttern und Einbringen der Sicherungsstifte (Splinte) endgültig an der Struktur bzw. den Querträgern der Rumpfsektion festgesetzt werden. Die Feinausrichtung erfolgt parallel zur Flugzeuglängsrichtung x bzw. zur Flugzeugquerrichtung y.As a result, an incorrect position of the holder can be recognized on the structure and the method can be interrupted by issuing an error message. After the preferred manual conversion of those brackets that are outside the tolerance field, the module can be realigned and in the event that a voltage and distortion-free engagement is possible due to the data supplied by the laser position scanners, preferably parallel to the insertion direction by means of the positioning z raised and snapped onto the brackets and thus be initially secured against falling. If necessary, the module thus secured in its position can be finely adjusted manually and finally fixed to the structure or the cross members of the fuselage section by tightening the nuts and inserting the securing pins (cotter pins). The fine alignment takes place parallel to the aircraft longitudinal direction x or to the aircraft transverse direction y.
Im Folgenden werden bevorzugte Ausführungsbeispiele anhand schematischer Darstellungen näher erläutert.In the following preferred embodiments are explained in more detail with reference to schematic representations.
Es zeigenShow it
In den Figuren tragen gleiche konstruktive Elemente die gleichen Bezugsziffern.In the figures, the same structural elements have the same reference numerals.
Die Installationssysteme
Gemäß
Die Träger
Die Halterung
Die Halterplatte
Die Führungsplatte
Das Aufnahmeelement
Der Schieber
Das Befestigungselement
Die Mutter
Im Folgenden wird eine Anbindung des in
Gemäß
Durch die vorherige Ausrichtung der Aufnahmeelemente
Die
Bei der in den Figuren lediglich angedeuteten Positionier- bzw. Transporteinrichtung
Die Positioniereinrichtung
Am vorderen Querträger
Die
Der Zapfen
Befindet sich die Halterung
Alternativ kann die Ausrichtung des Moduls
Die
Die
Die
Die
Befindet sich zum Beispiel die vordere Halterung
Nach dem Erreichen dieser ordnungsgemäßen (Soll-)Position wird das Modul
Die
Im nächsten Verfahrensschritt nach Maßgabe der
Die
Mittels der Positionsscanner des Einmesssystems
In diesem Fall wird das Verfahren zunächst unterbrochen, eine entsprechende Fehlermeldung wird ausgegeben und die Halterung
Danach kann erforderlichenfalls noch eine manuelle Feinausrichtung des Moduls in der xy-Ebene vorgenommen werden, wobei in jedem Fall in einem letzten Verfahrensschritt das endgültige Fixieren und Sichern des Moduls mit Muttern und Sicherungsstiften notwendig ist.Thereafter, if necessary, a manual fine alignment of the module in the xy plane can be made, in each case in a final step, the final fixing and securing the module with nuts and locking pins is necessary.
Offenbart ist ein Installationssystem
Das Verfahren kann sowohl an einer bereits umfangsseitig geschlossenen Rumpfsektion mit bereits integriertem Fußbodengerüst als auch an einer Rumpfsektion in Schalenbauweise mit noch fehlender Unterschale eingesetzt werden. Alternativ kann das Verfahren auch an einem frei in einer Montagehalle stehenden Fußbodengerüst oder einer Oberschale durchgeführt werden, wobei das Fußbodengerüst bzw. die Oberschale erst nach der Anbindung der Installationssysteme bzw. der Module in die Rumpfsektion verbracht bzw. mit den weiteren Schalenteilen zusammengefügt wird. Das Fußbodengerüst bzw. die Oberschale sind in diesem Kontext als (Teil-)Rumpfsektion aufzufassen. Ferner kann ein universeller Bauplatz mit einer solchen Positioniereinrichtung und mit einem erfindungsgemäßen Einmesssystem ausgestattet werden.The method can be used both on an already circumferentially closed fuselage section with already integrated floor scaffolding and on a fuselage section in shell construction with a still missing lower shell. Alternatively, the method can also be carried out on a floor scaffold or an upper shell standing free in an assembly hall, the floor scaffolding or the upper shell being brought into the fuselage section only after the connection of the installation systems or the modules or being joined together with the further shell parts. The floor scaffolding or the upper shell are to be understood in this context as a (partial) fuselage section. Furthermore, a universal building site can be equipped with such a positioning device and with a calibration system according to the invention.
Die teilautomatisierte Anbindung erfolgt unter Verwendung eines Einmesssystems
BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS
- 22
- Modulmodule
- 44
- Leitung (System) ModulLine (system) module
- 66
- Querträger (Struktur) ModulCross member (structure) module
- 88th
- Rumpfsektionfuselage section
- 1010
- Installationssysteminstallation system
- 1212
- Trägercarrier
- 1414
- Befestigungselement modulseitigFastener module side
- 1616
- Befestigungselement modulseitigFastener module side
- 1818
- Halterung strukturseitigBracket structure side
- 2020
- Halterung strukturseitigBracket structure side
- 2222
- Zapfenspigot
- 2424
- Grundplattebaseplate
- 2626
- Rasterungscanning
- 2828
- Mutter (Feststellelement)Nut (locking element)
- 3030
- Halterplatteholder plate
- 3232
- Führungsplatteguide plate
- 3434
- Aufnahmeelementreceiving element
- 3636
- Ramperamp
- 3838
- Ramperamp
- 4040
- Stegweb
- 4242
- Vorsprunghead Start
- 4444
- Vorsprunghead Start
- 4646
- KäfigCage
- 4848
- Bohrung (Aufnahme)Bore (intake)
- 5050
- Ebenelevel
- 5252
- Fixiereinrichtungfixing
- 5454
- Schieberpusher
- 5656
- Führungguide
- 5858
- Schmalseitenarrow side
- 6060
- Randabschnittedge section
- 6262
- Fixiernutfixing groove
- 6464
- Fingerfinger
- 6666
- LanglochLong hole
- 6868
- Schaftshaft
- 7070
- Kopfhead
- 7272
- Querbohrungcross hole
- 7474
- Splint (Sicherungselement)Split pin (fuse element)
- 7676
- Positioniereinrichtung (Transporteinrichtung)Positioning device (transport device)
- 7878
- Positionsscannerpositioning scanner
- 7979
- EinmesssystemCalibration System
- 8080
- Toleranzfeldtolerance
- 8282
- Mittelpunkt (Bohrung Aufnahmeelement)Center point (hole receiving element)
- 8484
- Toleranzfeldtolerance
- XX
- FlugzeuglängsrichtungAircraft longitudinal direction
- YY
- FlugzeugquerrichtungPlane transverse direction
- ZZ
- Einschubrichtunginsertion direction
Claims (4)
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE200910056593 DE102009056593B4 (en) | 2009-12-06 | 2009-12-06 | Installation system for connecting systems to an aircraft structure, calibration system and method |
US12/820,503 US8602357B2 (en) | 2009-06-22 | 2010-06-22 | Installation system for the connection of systems to a structure of an aircraft, a measurement system and a method |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE200910056593 DE102009056593B4 (en) | 2009-12-06 | 2009-12-06 | Installation system for connecting systems to an aircraft structure, calibration system and method |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE102009056593A1 DE102009056593A1 (en) | 2011-06-09 |
DE102009056593B4 true DE102009056593B4 (en) | 2014-08-07 |
Family
ID=43972165
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE200910056593 Expired - Fee Related DE102009056593B4 (en) | 2009-06-22 | 2009-12-06 | Installation system for connecting systems to an aircraft structure, calibration system and method |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE102009056593B4 (en) |
Families Citing this family (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102013214776B4 (en) | 2013-07-29 | 2015-08-13 | Airbus Operations Gmbh | Fuselage structure of an aircraft and / or spacecraft and method |
DE102018123582A1 (en) * | 2018-09-25 | 2020-03-26 | Airbus Operations Gmbh | Fastening device for cabins and / or system components, cabin and / or system component module and method for attaching cabin and / or system components |
DE102018123531A1 (en) * | 2018-09-25 | 2020-03-26 | Airbus Operations Gmbh | Method for installing system components in a section of an aircraft fuselage |
EP4160070A1 (en) * | 2021-09-30 | 2023-04-05 | Airbus Operations GmbH | Structural and equipment system for installation in an aircraft |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20020171821A1 (en) * | 2001-01-08 | 2002-11-21 | The Boeing Company | Traversing laser locating system |
US7059565B2 (en) * | 2003-10-21 | 2006-06-13 | The Boeing Company | Aircraft frame hole patterns and brackets, and associated methods |
US20080289163A1 (en) * | 2007-05-23 | 2008-11-27 | Piasse Michael L | Method of rapid hole transfer to replacement parts |
DE102007032233A1 (en) * | 2007-07-11 | 2009-01-22 | Airbus Deutschland Gmbh | Installation system for an aircraft |
DE102009029754A1 (en) * | 2009-06-22 | 2010-12-23 | Airbus Operations Gmbh | Installation system for attaching systems to an aircraft's structure, especially for attaching wires/pipes or cabin components to an aircraft's primary structure, has a support for attaching systems and support fastening elements |
-
2009
- 2009-12-06 DE DE200910056593 patent/DE102009056593B4/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20020171821A1 (en) * | 2001-01-08 | 2002-11-21 | The Boeing Company | Traversing laser locating system |
US7059565B2 (en) * | 2003-10-21 | 2006-06-13 | The Boeing Company | Aircraft frame hole patterns and brackets, and associated methods |
US20080289163A1 (en) * | 2007-05-23 | 2008-11-27 | Piasse Michael L | Method of rapid hole transfer to replacement parts |
DE102007032233A1 (en) * | 2007-07-11 | 2009-01-22 | Airbus Deutschland Gmbh | Installation system for an aircraft |
DE102009029754A1 (en) * | 2009-06-22 | 2010-12-23 | Airbus Operations Gmbh | Installation system for attaching systems to an aircraft's structure, especially for attaching wires/pipes or cabin components to an aircraft's primary structure, has a support for attaching systems and support fastening elements |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE102009056593A1 (en) | 2011-06-09 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2616213B1 (en) | Clamping system | |
EP2435311B1 (en) | Method and system for mounting interior components in an aircraft | |
DE102009023400B4 (en) | A holder system for attaching an aircraft interior component to a transport device and an aircraft structure | |
EP1890929A2 (en) | Method and installation for assembling components of a vehicle body | |
DE102009056593B4 (en) | Installation system for connecting systems to an aircraft structure, calibration system and method | |
DE212015000041U1 (en) | Positioning and alignment device for tiled displays | |
DE102010017705A1 (en) | Mounting device for arranging solar modules | |
EP2563653A1 (en) | Rail system and method and system for mounting a component in an aircraft | |
WO2018149554A1 (en) | Holding device | |
EP3458362B1 (en) | Flexible rail system for securing objects to a floor in a cabin of a transport means | |
DE102009023401A1 (en) | Holder for fixing an intended for mounting in an aircraft interior component on a transport device | |
WO2012038253A1 (en) | Mounting system | |
DE102018106325B3 (en) | Mounting arrangement for a component on a body part of a motor vehicle | |
US20100320327A1 (en) | Installation system for the connection of systems to a structure of an aircraft, a measurement system and a method | |
DE102019134746A1 (en) | Component system for the interior of an aircraft | |
WO2014064145A1 (en) | System comprising a battery tray and a tray holder for mounting the battery tray in a battery box of a wind power installation | |
DE10205871B4 (en) | Mounting device for a functional element | |
DE102009029754B4 (en) | Installation system for connecting systems to an aircraft structure and method | |
DE102017131150A1 (en) | Module system for installing modules on a fuselage structure of a vehicle | |
DE102018102336A1 (en) | Arranging a composite element on a component | |
DE102009033299A1 (en) | Connection of cabin elements, cabin element and method for connecting cabin elements | |
DE102010055962A1 (en) | Aircraft system component carrier system mounted in aircraft cabin, has aircraft system component carrier module that is fastened to aircraft structural element of fuselage upper shell by structural holder | |
DE102018213760A1 (en) | elevator system | |
EP3653392A1 (en) | Pick-up device for displaceable arrangement of a printhead module frame | |
AT525527B1 (en) | Arrangement of printheads and method of adjusting printheads |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
R016 | Response to examination communication | ||
R018 | Grant decision by examination section/examining division | ||
R082 | Change of representative |
Representative=s name: MAIWALD PATENTANWALTS GMBH, DE Representative=s name: KOPF WESTENBERGER WACHENHAUSEN PATENTANWAELTE , DE Representative=s name: LKGLOBAL ] LORENZ & KOPF PARTG MBB PATENTANWAE, DE |
|
R020 | Patent grant now final | ||
R082 | Change of representative |
Representative=s name: KOPF WESTENBERGER WACHENHAUSEN PATENTANWAELTE , DE Representative=s name: LKGLOBAL ] LORENZ & KOPF PARTG MBB PATENTANWAE, DE |
|
R119 | Application deemed withdrawn, or ip right lapsed, due to non-payment of renewal fee |