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Die Erfindung betrifft ein System sowie ein Verfahren zur Montage von Flugzeugsystemkomponenten in der Crown Area eines Flugzeugs.
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Bei der Montage von Systemkomponenten in der Crown Area (Deckenbereich) eines Flugzeugs ist es derzeit üblich, Komponenten, wie z. B. elektrische oder elektronische Bauteile, Komponenten der Flugzeugklimaanlage oder anderer Flugzeugsysteme, Deckenverkleidungspaneele, Beleuchtungselemente und dergleichen einzeln mit der Flugzeugstruktur zu verbinden. In ähnlicher Weise werden derzeit auch beispielsweise als luftführende Leitungen der Flugzeugklimaanlage oder der Wasserversorgung in einer Flugzeugkabine dienende Rohrleitungen sowie elektrische Leitungen einzeln an der Flugzeugstruktur befestigt. Da jedes Bauteil separat positioniert und sequenziell an der Flugzeugstruktur befestigt werden muss, ist die Montage dieser Bauteile sehr zeitaufwendig. Darüber hinaus entstehen viele Schnittstellen zwischen den Einzelkomponenten und der Primärstruktur des Flugzeugs, für die eine entsprechende Anpassung der Primärstruktur erforderlich ist und für die verschiedenen Halter bereitgehalten werden müssen. Kundenindividuelle Anforderungen hinsichtlich der Bereitstellung und Positionierung von Flugzeugsystemkomponenten in der Crown Area eines Flugzeugs müssen somit bereits im Rahmen der Strukturmontage berücksichtigt werden. Ferner ist eine speziell abgestimmte Integration von nach spezifischen Kundenwünschen ausgewählten, gestalteten oder positionierten Flugzeugsystemkomponenten mit benachbarten Bauteilen, wie z. B. Isolationspaketen oder strukturellen Anschlüssen erforderlich.
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Nach der Montage muss im Rahmen einer Endkontrolle die ordnungsgemäße Funktion aller Komponenten und Leitungen überprüft werden. Insbesondere müssen alle Rohrleitungen einer Dichtigkeitsprüfung unterzogen werden, während bei den elektrischen Leitungen eine Überprüfung aller Schnittstellen erforderlich ist. Diese Tests sind ebenfalls verhältnismäßig aufwändig, da die zu prüfenden Leitungen und Schnittstellen im montierten Zustand der Leitungen häufig nur schwer zugänglich sind.
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Um diese Probleme zu adressieren, schlägt die nicht vorveröffentlichte
DE 10 2010 055 962 vor, zur Montage von Flugzeugsystemkomponenten in der Crown Area eines Flugzeugs ein Flugzeugsystemkomponententrägermodul mit einem zumindest abschnittsweise bogenförmigen Trägerelement einzusetzen, wobei das Trägerelement dazu eingerichtet ist, sich im in einem Flugzeug montierten Zustand des Flugzeugsystemkomponententrägermoduls zumindest abschnittsweise im Wesentlichen in Richtung der Spanten einer Flugzeugstruktur über zumindest einen Abschnitt eines Deckenbereichs einer Flugzeugkabine zu erstrecken. Ferner umfasst das Flugzeugsystemkomponententrägermodul ein Querträgerelement, das dazu eingerichtet ist, sich im in einem Flugzeug montierten Zustand des Flugzeugsystemkomponententrägermoduls im Wesentlichen senkrecht zu einer Längsachse der Flugzeugkabine zu erstrecken. Ein Strukturhalter dient der Befestigung des Flugzeugsystemkomponententrägermoduls an der Flugzeugstruktur, mittels eines Flugzeugsystemkomponentenhalters kann mindestens eine Flugzeugsystemkomponente an dem Flugzeugsystemkomponententrägermodul befestigt werden.
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Eine im Deckenbereich einer Flugzeugkabine zu montierende Flugzeugsystemkomponente kann komfortabel außerhalb des Flugzeugs mit dem in der
DE 10 2010 055 962 beschriebenen Flugzeugsystemkomponententrägermodul verbunden werden. Anschließend kann das Flugzeugsystemkomponententrägermodul mit der daran befestigten Flugzeugsystemkomponente auf einfache und komfortable Weise mittels des Strukturhalters an dem Flugzeugstrukturelement der Flugzeugrumpfoberschale befestigt werden. Als Strukturhalter kann ein standardisierter Halter verwendet werden.
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Die Erfindung ist auf die Aufgabe gerichtet, ein System sowie ein Verfahren bereitzustellen, die es ermöglichen, eine Vielzahl von Flugzeugsystemkomponenten und insbesondere eine Vielzahl von elektrischen Leitungen auf zeit- und damit kostensparende Weise in der Crown Area eines Flugzeugs zu montieren.
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Diese Aufgabe wird durch ein System mit den Merkmalen des Anspruchs 1 und ein Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 11 gelöst.
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Ein erfindungsgemäßes System zur Montage von Flugzeugsystemkomponenten in der Crown Area eines Flugzeugs umfasst ein erstes Längsträgerelement, ein zweites Längsträgerelement sowie ein das erste Längsträgerelement mit dem zweiten Längsträgerelement verbindendes Brückenelement. Unter dem allgemeinen Begriff ”Flugzeugsystemkomponenten” werden hier in Form von elektrischen Leitungen ausgebildete Flugzeugsystemkomponenten, aber auch beliebige andere Flugzeugsystemkomponenten, wie z. B. Rohrleitungen, elektrische oder elektronische Komponenten oder sonstige Komponenten verstanden. Das System ist derart in der Crown Area eines Flugzeugs montierbar, dass sich das erste und das zweite Längsträgerelement im Wesentlichen parallel zu einer Längsachse des Flugzeugs erstrecken. Das die Längsträgerelemente miteinander verbindende Brückenelement erstreckt sich im in einem Flugzeug montierten Zustand des Systems dagegen vorzugsweise im Wesentlichen senkrecht zur Längsachse des Flugzeugs.
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Die Längsträgerelemente können eine beliebige Länge aufweisen. Beispielsweise können die Längsträgerelemente so dimensioniert sein, dass sie sich im in der Crown Area eines Flugzeugs montierten Zustand des Systems über einige Spantfelder entlang der Längsachse des Flugzeugs erstrecken. Es ist jedoch auch denkbar, Längsträgerelemente vorzusehen, die sich im in der Crown Area eines Flugzeugs montierten Zustand des Systems im Wesentlichen über die gesamte Länge einer Flugzeugkabine entlang der Längsachse des Flugzeugs erstrecken. Vorzugsweise sind die Längsträgerelement und das Brückenelement des erfindungsgemäßen Systems derart relativ zueinander positioniert, dass das Brückenelement einen Zwischenraum zwischen den Längsträgerelementen übergreift. Im in der Crown Area eines Flugzeugs montierten Zustand erstrecken sich die Längsträgerelemente vorzugsweise von dem Brückenelement nach unten in Richtung eines Bodens einer Flugzeugkabine.
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An dem ersten und/oder dem zweiten Längsträgerelement ist eine Mehrzahl von Kabelkanälen zur Aufnahme von elektrischen Leitungen ausgebildet. Entlang der an dem ersten und/oder dem zweiten Längsträgerelement ausgebildeten Kabelkanäle können elektrische Leitungen parallel zur Längsachse des Flugzeugs im Bereich der Crown Area des Flugzeugs durch das Flugzeug geführt werden. Eine Montage der elektrischen Leitungen in den Kabelkanälen ist jedoch bereits außerhalb des Flugzeugs möglich, bevor das System mit dem in den Kabelkanälen aufgenommenen elektrischen Leitungen in der Crown Area des Flugzeugs installiert wird. Die Verlegung von elektrischen Leitungen in der Crown Area eines Flugzeugs wird dadurch beträchtlich vereinfacht. Darüber hinaus können die elektrischen Leitungen zumindest teilweise bereits außerhalb des Flugzeugs getestet werden. Dadurch können weitere Zeit- und Kosteneinsparungen realisiert werden.
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Durch die Anordnung der elektrischen Leitungen in den Kabelkanälen des ersten und/oder des zweiten Längsträgerelements kann auf die Bereitstellung individueller Halter zur Befestigung der elektrischen Leitungen an der Primärstruktur des Flugzeugs verzichtet werden. Dadurch wird nicht nur die Montage der elektrischen Leitungen in der Crown Area des Flugzeugs vereinfacht. Vielmehr ermöglicht die standardisierte Befestigung der elektrischen Leitungen in den Kabelkanälen der Längsträgerelemente eine flexiblere Anpassung der Flugzeugsystemkomponentenkonfiguration an kundenspezifische Anforderungen. Darüber hinaus können Rekonfigurations- oder Umbaumaßnahmen einfacher realisiert werden. Schließlich können durch die Verwendung des erfindungsgemäßen Systems infolge des Verzichts auf individuelle Strukturhalter zur Befestigung der elektrischen Leitungen an der Primärstruktur des Flugzeugs Gewichtseinsparungen realisiert und durch die optimierte Gestaltung lediglich weniger Strukturanschlüsse für die Befestigung des Gesamtsystems an der Flugzeugstruktur die Anzahl von Kältebrücken reduziert werden.
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Das erste Längsträgerelement umfasst vorzugsweise einen Hauptkörper mit einer dem zweiten Längsträgerelement zugewandten ersten Hauptfläche sowie einer von dem zweiten Längsträgerelement abgewandten zweiten Hauptfläche. An dem ersten Längsträgerelement ausgebildete Kabelkanäle können sowohl im Bereich der ersten Hauptfläche als auch im Bereich der zweiten Hauptfläche des Hauptkörpers des ersten Längsträgerelements angeordnet sein. Zusätzlich oder alternativ dazu kann das zweite Längsträgerelement einen Hauptkörper mit einer dem ersten Längsträgerelement zugewandten ersten Hauptfläche sowie einer von dem ersten Längsträgerelement abgewandten zweiten Hauptfläche umfassen. An dem zweiten Längsträgerelement ausgebildete Kabelkanäle sind vorzugsweise sowohl im Bereich der ersten Hauptfläche als auch im Bereich der zweiten Hauptfläche des Hauptkörpers des zweiten Längsträgerelements angeordnet. Eine derartige Konfiguration der Längsträgerelemente ermöglicht eine platzsparende Anordnung einer Vielzahl von elektrischen Leitungen in den an den Längsträgerelementen vorgesehenen Kabelkanälen.
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Zumindest ein Teil der an dem ersten und/oder dem zweiten Längsträgerelement ausgebildeten Kabelkanäle wird vorzugsweise durch Trennelemente definiert, die in den Kabelkanälen aufgenommene elektrische Leitungen in einem vorbestimmten Abstand voneinander Halten. Die Trennelemente verhindern somit, dass eine elektrische Leitung im Fall einer Beschädigung in Kontakt mit einer benachbarten elektrischen Leitung gerät. Die Trennelemente erstrecken sich vorzugsweise von den Hauptflächen der Hauptkörper des ersten und/oder des zweiten Längsträgerelements.
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Vorzugsweise ist der Hauptkörper des ersten Längsträgerelements so geformt, und/oder die Trennelemente des ersten Längsträgerelements sind vorzugsweise so geformt und positioniert, dass die Montage einer elektrischen Leitung in einem Kabelkanal des ersten Längsträgerelements und/oder die Demontage einer elektrischen Leitung aus einem Kabelkanal des ersten Längsträgerelements durch andere in den anderen Kabelkanälen des ersten Längsträgerelements aufgenommene elektrische Leitungen nicht behindert wird. Alternativ oder zusätzlich dazu ist der Hauptkörper des zweiten Längsträgerelements vorzugsweise so geformt und/oder die Trennelemente des zweiten Längsträgerelements sind vorzugsweise so geformt und positioniert, dass die Montage einer elektrischen Leitung in einem Kabelkanal eines zweiten Längsträgerelements und/oder die Demontage einer elektrischen Leitung aus einem Kabelkanal des zweiten Längsträgerelements durch andere in den anderen Kabelkanälen des zweiten Längsträgerelements aufgenommene elektrische Leitungen nicht behindert wird.
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Eine derartige Ausgestaltung des ersten und/oder des zweiten Längsträgerelements vereinfacht nicht nur die Montage der elektrischen Leitungen in den Kabelkanälen des ersten/oder des zweiten Längsträgerelements, sondern vereinfacht insbesondere die Wartung der elektrischen Leitungen, wenn das erfindungsgemäße System mit den in den Kabelkanälen des ersten und/oder des zweiten Längsträgerelements aufgenommenen elektrischen Leitungen in der Crown Area eines Flugzeugs montiert ist.
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Das erste und/oder das zweite Längsträgerelement ist/sind vorzugsweise so dimensioniert und/oder besteht/bestehen vorzugsweise aus einem derartigen Material, das eine elektromagnetische Abschirmung von in den Kabelkanälen des ersten und/oder des zweiten Längsträgerelements aufgenommene elektrischen Leitungen gewährleistet ist. Derartig ausgestaltete Längsträgerelemente erfüllen die Doppelfunktion, einerseits als Trägerelemente für in der Crown Area eines Flugzeugs zu verlegende elektrische Leitungen zu dienen und gleichzeitig für eine elektromagnetische Abschirmung dieser elektrischen Leitungen zu sorgen. Dadurch wird ein Verzicht auf zusätzliche Abschirmelemente, beispielsweise die elektrischen Leitungen aufnehmende Hülsen oder dergleichen möglich.
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Eine ordnungsgemäße elektromagnetische Abschirmung der in den Kabelkanälen des ersten und/oder des zweiten Längsträgerelements aufgenommenen elektrischen Leitungen kann dadurch realisiert werden, dass das erste und/oder das zweite Längsträgerelement mit einer entsprechenden Masse eines elektrisch leitfähigen Materials, insbesondere eines Metalls versehen werden. Um dies zu erreichen, kann/können das erste und/oder das zweite Längsträgerelement eine Schicht aus einem elektrische leitfähigen Material, beispielsweise einem Metall, insbesondere Aluminium aufweisen, die auf zumindest Teilbereiche der Oberfläche des ersten und/oder des zweiten Längsträgerelements aufgebracht ist. Eine metallische Oberflächenbeschichtung der Längsträgerelemente ermöglicht eine ordnungsgemäße elektromagnetische Abschirmung von in den Kabelkanälen der Längsträgerelemente aufgenommenen elektrischen Leitungen, ermöglicht es jedoch gleichzeitig, die Längsträgerelemente möglichst leichtgewichtig zu gestalten. Die Schicht aus einem elektrisch leitfähigen Material kann im Bereich der Hauptflächen der Hauptkörper der Längsträgerelemente und/oder im Bereich der Trennelemente der Längsträgerelemente aufgebracht sein.
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Das erfindungsgemäße System zur Montage von Flugzeugsystemkomponenten in der Crown Area eines Flugzeugs umfasst vorzugsweise ferner mindestens einen Komponentenhalter zur Befestigung mindestens einer nicht in Form einer elektrischen Leitung ausgebildeten Flugzeugsystemkomponente an dem Brückenelement. Bei der nicht in Form einer elektrischen Leitung ausgebildeten Flugzeugsystemkomponente kann es sich beispielsweise um eine elektrische oder elektronische Komponente oder eine beliebige andere in der Crown Area eines Flugzeugs zu installierende Komponente handeln.
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Grundsätzlich ist es möglich, das erfindungsgemäße System zur Montage von Flugzeugsystemkomponenten in der Crown Area eines Flugzeugs mit lediglich einem Brückenelement auszustatten, das die beiden Längsträgerelemente miteinander verbindet. Insbesondere dann, wenn die Längsträgerelemente so dimensioniert sind, dass sie sich im in der Crown Area eines Flugzeugs montierten Zustand des Systems über eine entsprechende Länge parallel zur Längsachse des Flugzeugs erstrecken, umfasst das System jedoch eine Mehrzahl von Brückenelementen, die, betrachtet in Richtung der Längsachse des Flugzeugs, hintereinander angeordnet und mit den Längsträgerelementen verbunden sind. An den Brückenelementen kann dann mittels entsprechender Komponentenhalter eine Vielzahl von nicht in Form einer elektrischen Leitung ausgebildeten Flugzeugsystemkomponenten, die zur Montage in der Crown Area eines Flugzeugs vorgesehen sind, befestigt werden. Darüber hinaus können nicht in Form einer elektrischen Leitung ausgebildete Flugzeugsystemkomponenten bei Bedarf auch an mehreren Brückenelementen montiert werden.
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Ähnlich wie die elektrischen Leitungen kann auch eine an den Brückenelementen des erfindungsgemäßen Systems zu befestigende, nicht in Form einer elektrischen Leitung ausgebildete Flugzeugsystemkomponente bereits außerhalb des Flugzeugs an dem Brückenelement vormontiert werden. Folglich ist es nicht länger erforderlich, die Flugzeugsystemkomponente individuell an der Primärstruktur des Flugzeugs zu montieren. Zeit- und Kosteneinsparungen bei der Montage der Flugzeugsystemkomponente lassen sich dabei ebenso realisieren, wie ein höherer Flexibilisierungsgrad, der die Realisierung kundenindividueller Anforderungen vereinfacht.
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Vorzugsweise ist der Komponentenhalter dazu eingerichtet, die nicht in Form einer elektrischen Leitung ausgebildete Flugzeugsystemkomponente an einer derartigen Position an dem Brückenelement zu befestigen, dass die Montage der Flugzeugsystemkomponente an dem Brückenelement und/oder die Demontage der Flugzeugsystemkomponente von dem Brückenelement durch die Längsträgerelemente sowie in den Kabelkanälen der Längsträgerelemente aufgenommene elektrische Leitungen nicht behindert wird. Eine derartige Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Systems zur Montage von Flugzeugsystemkomponenten in der Crown Area eines Flugzeugs vereinfacht insbesondere die Wartung einzelner nicht in Form einer elektrischen Leitung ausgebildeten Flugzeugsystemkomponenten, da ein Austausch oder eine Reparatur einer einzelnen nicht in Form einer elektrischen Leitung ausgebildeten Flugzeugsystemkomponente problemlos erfolgen kann, ohne dass es hierfür erforderlich ist, andere Komponenten, insbesondere elektrische Leitungen zu demontieren.
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Vorzugsweise ist an dem Brückenelement mindestens ein Kabelkanal zur Aufnahme mindestens einer elektrischen Leitung ausgebildet. Der an dem Brückenelement ausgebildete Kabelkanal dient vorzugsweise zur Aufnahme einer elektrischen Leitung, die dazu vorgesehen ist, in der Crown Area eines Flugzeugs im Wesentlichen senkrecht zur Längsachse des Flugzeugs verlegt zu werden. Ähnlich wie die an dem Längsträgerelementen ausgebildeten Kabelkanäle ermöglicht auch der an dem Brückenelement ausgebildete Kabelkanal eine Vormontage der in dem Kabelkanal anzuordnenden elektrischen Leitung an dem Brückenelement außerhalb des Flugzeugs sowie den Verzicht auf individuelle Strukturhalter zur Befestigung der elektrischen Leitung an der Primärstruktur des Flugzeugs.
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Vorzugsweise ist der an dem Brückenelement ausgebildete Kabelkanal im Bereich einer von den Längsträgerelementen abgewandten Fläche des Brückenelements angeordnet. Dadurch wird eine in dem Kabelkanal des Brückenelements verlegte elektrische Leitung in einem gewünschten Abstand von in den Kabelkanälen der Längsträgerelemente angeordneten elektrischen Leitungen gehalten.
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Darüber hinaus ist das Brückenelement vorzugsweise so dimensioniert und/oder besteht aus einem derartigen Material, dass eine elektromagnetische Abschirmung einer in dem Kabelkanal des Brückenelements aufgenommenen elektrischen Leitung gewährleistet ist. Bei einer derartigen Konfiguration des erfindungsgemäßen Systems erfüllt auch das Brückenelement die Doppelfunktion, einerseits als Trägerelement für eine im Wesentlichen senkrecht zur Längsachse des Flugzeugs in der Crown Area eines Flugzeugs zu verlegende elektrische Leitung zu dienen und gleichzeitig für eine ordnungsgemäße elektromagnetische Abschirmung dieser elektrischen Leitung zu sorgen. Eine ordnungsgemäße elektromagnetische Abschirmwirkung des Brückenelements kann beispielsweise dadurch realisiert werden, dass das Brückenelement aus einem elektrisch leitfähigen Material, insbesondere Metall wie z. B. Aluminium gefertigt wird.
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In den an dem ersten und/oder dem zweiten Längsträgerelement ausgebildeten Kabelkanälen und/oder in dem an dem Brückenelement ausgebildeten Kabelkanal kann eine Klemmvorrichtung angeordnet sein. Die Klemmvorrichtung kann beispielsweise aus einem elastischen Kunststoffmaterial bestehen und ein ”Verrasten” einer elektrischen Leitung in einem Kabelkanal ermöglichen. Falls gewünscht, kann eine mittels einer Klemmvorrichtung in einem Kabelkanal eines Längsträgerelements oder des Brückenelements befestigte elektrische Leitung durch entsprechende Kabelbinder zusätzlich in ihrer Position gesichert werden.
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Das erfindungsgemäße System zur Montage von Flugzeugsystemkomponenten in der Crown Area eines Flugzeugs umfasst vorzugsweise ferner mindestens einen Strukturhalter zur Befestigung des Systems an einem Flugzeugstrukturelement. Bei dem Flugzeugstrukturelement kann es sich beispielsweise um einen Spant der Primärstruktur des Flugzeugs handeln. Der Strukturhalter umfasst vorzugsweise ein mit einer Bohrung versehenes Verbindungselement, das zur Verbindung mit einem Längsträgerelement oder dem Brückenelement des erfindungsgemäßen Systems zur Montage von Flugzeugsystemkomponenten in der Crown Area eines Flugzeugs sowie zur Verbindung mit einem Flugzeugstrukturelement, insbesondere einem Spant der Flugzeugprimärstruktur vorgesehen ist. Ferner kann der Strukturhalter eine Befestigungseinrichtung umfassen, die dazu vorgesehen ist, die in dem Verbindungselement ausgebildete Bohrung sowie eine in dem Flugzeugstrukturelement ausgebildete Bohrung zu durchsetzen. Die Befestigungseinrichtung umfasst vorzugsweise einen Dorn, der in einer aus einem elastischen Material bestehenden Hülse aufgenommen ist. Der in der Hülse aufgenommene Dorn kann mittels einer Mutter und eines entsprechenden Halters in einer Position fixiert werden, in der er die in dem Verbindungselement und dem Flugzeugstrukturelement ausgebildeten Bohrungen durchsetzt. Die aus einem elastischen Material bestehende Hülse sorgt aufgrund ihrer elastischen Verformbarkeit für einen Toleranzausgleich.
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Bei einem erfindungsgemäßen Verfahren zur Montage von Flugzeugsystemkomponenten in der Crown Area eines Flugzeugs wird ein erstes Längsträgerelement bereitgestellt. Darüber hinaus wird ein zweites Längsträgerelement bereitgestellt. Elektrische Leitungen werden in einer Mehrzahl von Kabelkanälen angeordnet, die an dem ersten und/oder dem zweiten Längsträgerelement ausgebildet ist. Das erste und das zweite Längsträgerelement werden mit einem Brückenelement verbunden. Vorzugsweise erfolgt die Verbindung der Längsträgerelemente mit dem Brückenelement erst nach der Installation der elektrischen Leitungen in den Kabelkanälen des ersten und/oder des zweiten Längsträgerelements. Schließlich wird das System derart in der Crown Area eines Flugzeugs montiert, dass sich das erste und das zweite Längsträgerelement im Wesentlichen parallel zu einer Längsachse des Flugzeugs erstrecken.
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Vor dem Montieren des Systems in der Crown Area eines Flugzeugs wird vorzugsweise mindestens eine nicht in Form einer elektrischen Leitung ausgebildete Flugzeugsystemkomponente an dem Brückenelement befestigt. Vorzugsweise erfolgt die Befestigung der nicht in Form einer elektrischen Leitung ausgebildeten Flugzeugsystemkomponente an dem Brückenelement in einer derartigen Position, dass die Montage der nicht in Form einer elektrischen Leitung ausgebildeten Flugzeugsystemkomponente an dem Brückenelement und/oder die Demontage der nicht in Form einer elektrischen Leitung ausgebildeten Flugzeugsystemkomponente von dem Brückenelement durch die Längsträgerelemente sowie in den Kabelkanälen der Längsträgerelemente aufgenommene elektrische Leitungen nicht behindert wird. Falls gewünscht, kann ferner mindestens eine nicht in Form einer elektrischen Leitung ausgebildete Flugzeugsystemkomponente an dem ersten und/oder dem zweiten Längsträgerelement befestigt werden.
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Vorzugsweise wird das System bei der Montage der mindestens einen Flugzeugsystemkomponente an dem Brückenelement so positioniert, dass die Flugzeugsystemkomponente von oben an dem Brückenelement befestigt werden kann. Beispielsweise kann das System, d. h. die Längsträgerelemente und das Brückenelement bei der Montage der Flugzeugsystemkomponente an dem Brückenelement so gelagert werden, dass sich die Längsträgerelemente von dem Brückenelement nach oben erstrecken, so dass eine Fläche des Brückenelements, die im in der Crown Area eines Flugzeugs montierten Zustand des Systems dem Boden der Flugzeugkabine zugewandt ist, komfortabel von oben zugänglich ist. Nach der Befestigung der Flugzeugsystemkomponente an dem Brückenelement wird das System mit der an dem Brückenelement befestigten Flugzeugsystemkomponente vor seiner Montage an der Crown Area eines Flugzeugs vorzugsweise um ca. 180° in eine Endmontageposition gedreht, in der sich die Längsträgerelemente von dem Brückenelement nach unten in Richtung eines Bodens einer Flugzeugkabine erstrecken.
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Bei einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens wird mindestens eine elektrische Leitung in einem Kabelkanal angeordnet, die an dem Brückenelement, vorzugsweise im Bereich einer von den Längselementen abgewandten Fläche des Brückenelements angeordnet ist.
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Mindestens eine elektrische Leitung kann mittels einer Klemmvorrichtung befestigt werden, die in den an dem ersten und/oder dem zweiten Längsträgerelement ausgebildeten Kabelkanälen und/oder in dem an dem Brückenelement ausgebildeten Kabelkanal angeordnet ist.
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Das erfindungsgemäße System kann vor seiner Montage in einem Flugzeug ferner mit einem Flugzeugstrukturelement, beispielsweise einem Spant oder Flugzeugrumpfoberschale oder mit mehreren Strukturelementen einer Flugzeugrumpfoberschale zu einer eigenständig handhabbaren Baugruppe vormontiert werden. Die Integration eines Systems zur Montage von Flugzeugsystemkomponenten in der Crown Area eines Flugzeugs mit Strukturelementen einer Flugzeugrumpfoberschale im Rahmen der Vormontage ist in der nicht vorveröffentlichten
DE 10 2010 055 995 beschrieben.
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Eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung wird nun anhand der beigefügten schematischen Zeichnungen näher erläutert, von denen
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1 eine dreidimensionale Ansicht eines Systems zur Montage von Flugzeugsystemkomponenten in der Crown Area eines Flugzeugs zeigt,
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2 eine Frontansicht des Systems gemäß 1 im in der Crown Area eines Flugzeugs montierten Zustands zeigt,
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3a und b Detailansichten eines ersten Längsträgerelements des Systems gemäß 1 zeigen,
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4 eine Schnittansicht des ersten und eines zweiten Längsträgerelements des Systems gemäß 1 zeigt,
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5 eine Detailansicht eines Brückenelements des Systems gemäß 1 zeigt,
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6 bis 12 die verschiedenen Schritte eines Verfahrens zur Montage von.
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Flugzeugsystemkomponenten in der Crown Area eines Flugzeugs unter Verwendung eines Systems gemäß 1 zeigen,
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13 eine Detailansicht eines Strukturhalters zur Befestigung des Systems gemäß 1 an einem Flugzeugstrukturelement zeigt,
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14a bis c die Kompensation von Toleranzen mittels der Befestigungseinrichtung gemäß 13 veranschaulichen und
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15 bis 18 die Demontage einzelner mittels eines Systems gemäß 1 in der Crown Area eines Flugzeugs montierter Flugzeugsystemkomponenten veranschaulichen.
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Ein in den 1 und 2 veranschaulichtes System 10 dient der Montage von Flugzeugsystemkomponenten in der Crown Area eines Flugzeugs. Das System 10 umfasst ein erstes Längsträgerelement 12 sowie ein im Wesentlichen parallel zu dem ersten Längsträgerelement 12 in einem Abstand von dem ersten Längsträgerelement 12 angeordnetes zweites Längsträgerelement 14. Die Längsträgerelemente 12, 14 sind durch eine Mehrzahl von Brückenelementen 16 miteinander verbunden.
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In der Darstellung gemäß 2 sind zwei Systeme 10 derart in der Crown Area eines Flugzeugs montiert, dass sich die Längsträgerelemente 12, 14 im Wesentlichen parallel zu einer Längsachse L des Flugzeugs erstrecken. Die Brückenelemente 16 sind dagegen im Wesentlichen senkrecht zur Längsachse L des Flugzeugs ausgerichtet. Die Längsträgerelemente 12, 14 erstrecken sich von den Brückenelementen 16 in Richtung eines in 2 nicht veranschaulichten Bodens einer Flugzeugkabine. Jedes System 10 ist durch mehrere Strukturhalter 18 an mehreren, entlang der Längsachse L des Flugzeugs hintereinander angeordneten Flugzeugstrukturelementen 20, die in der Darstellung gemäß 2 durch, betrachtet entlang der Längsachse L des Flugzeugs hintereinander angeordnete Spante der Primärstruktur des Flugzeugs gebildet werden, befestigt. Wenn das System 10, wie in 2 gezeigt, in der Crown Area eines Flugzeugs installiert ist, wird der Montagebereich des Systems 10 nach unten durch Deckenpaneele 22 begrenzt. Entlang der seitlichen Ränder der Deckenpaneele 22 sind Gepäckfächer 24 vorgesehen.
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An dem ersten und zweiten Längsträgerelement 12, 14 ist jeweils eine Mehrzahl von Kabelkanälen 26 ausgebildet. Die Kabelkanäle 26 dienen der Aufnahme von elektrischen Leitungen 28. Wie insbesondere den Detaildarstellungen in den 3a und 4 zu entnehmen ist, umfasst das erste Längsträgerelement 12 einen Hauptkörper 30 mit einer dem zweiten Längsträgerelement 14 zugewandten ersten Hauptfläche 30a sowie einer von dem zweiten Längsträgerelement 14 abgewandten zweiten Hauptfläche 30b. In ähnlicher Weise umfasst das zweite Längsträgerelement 14 einen Hauptkörper 32 mit einer dem ersten Längsträgerelement 12 zugewandten ersten Hauptfläche 32a sowie einer von dem ersten Längsträgerelement 12 abgewandten zweiten Hauptfläche 32b.
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Von den Hauptflächen 30a, 30b des Hauptkörpers 30 des ersten Längsträgerelements 12 erstrecken sich Trennelemente 34, die die an dem ersten Längsträgerelement ausgebildeten Kabelkanäle 26 definierten. Folglich sind die an dem ersten Längsträgerelement 12 ausgebildeten Kabelpaneele 26 sowohl im Bereich der ersten Hauptfläche 30a des Hauptkörpers 30 des ersten Längsträgerelements 12 als auch im Bereich der zweiten Hauptfläche 30b des Hauptkörpers 30 des ersten Längsträgerelements angeordnet. In ähnlicher Weise erstrecken sich auch von den Hauptflächen 32a, 3b des zweiten Längsträgerelements 14 Trennelemente 36, die die an dem zweiten Längsträgerelement 14 ausgebildeten Kabelkanälen 26 definieren. Somit ist auch das zweite Längsträgerelement 14 sowohl im Bereich der ersten Hauptfläche 32a als auch im Bereich der zweiten Hauptfläche 32b seines Hauptkörpers 32 mit Kabelkanälen 26 versehen. Die Längsträgerelemente 12, 14 ermöglichen somit die Montage einer Vielzahl von elektrischen Leitungen 28 in der Crown Area eines Flugzeugs. Die Trennelemente 34, 36 halten die in den Kabelkanälen 26 aufgenommenen elektrischen Leitungen 28 in einem gewünschten Abstand voneinander, sodass auch im Fall einer Beschädigung einer der elektrischen Leitungen 28 zuverlässig vermieden wird, dass die beschädigte elektrische Leitung in Kontakt mit einer anderen elektrischen Leitung gelangt.
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Wie der Darstellung gemäß 4 zu entnehmen ist, bestehen die Hauptkörper 30, 32 der Längsträgerelemente 12, 14 jeweils aus einem Sandwichbauteil, das einen Kern 38 mit einer Honigwabenstruktur umfasst. Auf dem Kern 38 ist eine Oberflächenschicht 40 aufgebracht, die beispielsweise aus einem faserverstärkten Verbundmaterial oder dergleichen bestehen kann. Der Kern 38 kann beispielsweise eine Dicke von ca. 9.5 mm aufweisen, wohingegen die Oberflächenschicht 40 eine Dicke Von ca. 0.25 mm haben kann. Durch eine derartige Gestaltung der Längsträgerelemente 12, 14 kann sichergestellt werden, dass die Längsträgerelemente 12, 14 den strukturmechanischen Anforderungen, die im in der Crown Area eines Flugzeugs montierten Zustand des Systems 10 an die Längsträgerelemente 12, 14 gestellt werden, gerecht werden. Gleichzeitig weisen Längsträgerelemente 12, 14, die einen Hauptkörper 30, 32 aus einem Sandwichmaterial umfassen, ein geringes Gewicht auf.
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Die Trennelemente 34, 36 der Längsträgerelemente 12, 14 weisen jeweils ein Basiselement 42 auf, das beispielsweise eine Dicke von ca. 1 mm haben kann. Die Hauptkörper 30, 32 und die Trennelemente 34, 36 der Längsträgerelemente 12, 14 sind bereichsweise mit einer Schicht 44 aus einem elektrisch leitfähigen Material, insbesondere Aluminium, versehen. Die Schicht 44 ist beispielsweise 0.2 mm dick. Eine derartige Konfiguration der Längsträgerelemente 12, 14 gewährleistet eine ordnungsgemäße elektromagnetische Abschirmung von in den Kabelkanälen 26 der Längsträgerelemente 14 aufgenommenen elektrischen Leitungen 28. Dadurch können die Längsträgerelemente 12, 14 die Doppelfunktion erfüllen, einerseits als Trägerelemente für in der Crown Area eines Flugzeugs zu verlegende elektrische Leitungen 28 zu dienen und gleichzeitig für eine ordnungsgemäße elektromagnetische Abschirmung dieser elektrischen Leitungen 28 zu sorgen. Dadurch kann auf zusätzliche Abschirmelemente verzichtet werden, wodurch Gewichts- und Kosteneinsparungen ermöglicht werden.
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Wie aus der Darstellung gemäß 3b ersichtlich wird, ist in den Kabelkanälen 26, die an den Längsträgerelementen 12, 14 ausgebildet sind, jeweils eine Klemmvorrichtung 46 angeordnet. Die Klemmvorrichtung 46 kann beispielsweise aus einem elastischen Kunststoffmaterial bestehen und ermöglicht eine Schnellmontage der elektrischen Leitungen 28 in den Kabelkanälen 26 durch ”Verrasten” in der Klemmvorrichtung 46. Zusätzlich können die elektrischen Leitungen 28 durch Kabelbinder 48 in ihrer Position in den Kabelkanälen 26 gesichert werden.
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Wie insbesondere aus 5 ersichtlich wird, ist auch jedes Brückenelement 16 mit einem Kabelkanal 50 versehen. Ein an einem Brückenelement 16 ausgebildeter Kabelkanal 50 dient der Aufnahme einer elektrischen Leitung 52 (siehe 1), die zur Installation in der Crown Area eines Flugzeugs im Wesentlichen senkrecht zur Längsachse L des Flugzeugs vorgesehen ist. Der Kabelkanal 50 ist im Bereich einer von den Längsträgerelementen 12, 14 abgewandten Fläche 54 des Brückenelements 16 angeordnet, wodurch eine in dem Kabelkanal 50 verlegte elektrische Leitung 52 in einem gewünschten Abstand von den in den Kabelkanälen 26 der Längsträgerelemente 12, 14 verlegten elektrischen Leitungen 28 gehalten wird.
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Das Brückenelement 16 besteht beispielsweise aus einem Metall, insbesondere aus Aluminium. Dadurch wird gewährleistet, dass das Brückenelement 16 den an das Brückenelement 16 gestellten strukturmechanischen Anforderungen gewachsen ist, gleichzeitig jedoch die Doppelfunktion erfüllen kann, auch für eine elektromagnetische Abschirmung einer in dem Kabelkanal 50 aufgenommene elektrische Leitung 52 zu sorgen. In dem Kabelkanal 50 des Brückenelements 16 ist ebenfalls eine Klemmvorrichtung 46 angeordnet, wie sie in 3b veranschaulicht ist. Darüber hinaus kann auch die in dem Kabelkanal 50 des Brückenelements 16 aufgenommene elektrische Leitung 52 durch in 3b gezeigte Kabelbinder 48 in ihrer Position in dem Kabelkanal 50 gesichert werden.
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Das System 10 umfasst ferner eine Mehrzahl von in 5 lediglich schematisch angedeuteten Komponentenhaltern 56, die dazu dienen, nicht in Form von elektrischen Leitungen ausgebildete Flugzeugsystemkomponenten 58 an den Brückenelementen 16 zu befestigen. Darüber hinaus können weitere, in den Figuren nicht veranschaulichte Komponentenhalter vorgesehen sein, die dazu dienen, nicht in Form von elektrischen Leitungen ausgebildete Flugzeugsystemkomponenten 58 an den Längsträgerelementen 12, 14 zu befestigen.
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Im Folgenden wird die Montage von in Form von elektrischen Leitungen 28 ausgebildeten Flugzeugsystemkomponenten sowie die Montage von nicht in Form von elektrischen Leitungen ausgebildeten Flugzeugsystemkomponenten 58 in der Crown Area eines Flugzeugs mit Hilfe des Systems 10 erläutert. In einem ersten Schritt werden zunächst die Längsträgerelemente 12, 14 bereitgestellt und im Wesentlichen parallel zueinander und in einem gewünschten Abstand voneinander auf einem Montagegestell 60 positioniert, siehe 6. Anschließend werden die elektrischen Leitungen 28 mit Hilfe der in den Kabelkanälen 26 angeordneten Klemmvorrichtungen 46 in den Kabelkanälen 26 der Längsträgerelemente 12, 14 montiert. Nach der Installation der elektrischen Leitungen 28 werden die Längsträgerelemente 12, 14 durch die Brückenelemente 16 miteinander verbunden, siehe 7.
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Im nächsten Schritt wird das System 10 um 180° gedreht, sodass sich die Längsträgerelemente 12, 14, wie in 8 gezeigt, von den Brückenelementen 16 nach oben erstrecken. Durch eine derartige Anordnung des Systems 10 können die an den Brückenelementen 16 zu befestigenden Flugzeugsystemkomponenten 58 bequem mittels der Komponentenhalter 56 von oben an den Brückenelementen 16 befestigt werden. Um das System 10 mit den elektrischen Leitungen 28 und den weiteren Flugzeugsystemkomponenten 58 anschließend in der Crown Area eines Flugzeugs montieren zu können, muss das System 10 erneut um 180° gedreht werden, sodass das System die in 9 gezeigte Position einnimmt. Funktionstests der elektrischen Leitungen 28 und der Flugzeugsystemkomponenten 58 werden vor der endgültigen Installation des Systems 10 in der Crown Area eines Flugzeugs durchgeführt.
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In den Darstellungen gemäß den 9 bis 12 sind jeweils zwei Systeme 10 gezeigt, die benachbart zueinander in der Crown Area eines Flugzeugs installiert werden. Hierzu werden die Systeme 10 zunächst mittels entsprechender Montagegestelle 60 im Wesentlichen parallel zur Längsachse L des Flugzeugs in ein Flugzeugrumpfelement 62 eingefahren. Wie aus den 10 bis 12 ersichtlich wird, werden die Systeme 10 nacheinander in ihre Endmontageposition in dem Flugzeugrumpfelement 62 gefahren und mittels entsprechender Strukturhalter 18 an mehreren entlang der Längsachse L des Flugzeugs hintereinander angeordneten Flugzeugstrukturelementen 20 befestigt.
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Jeder Strukturhalter 18 zur Befestigung des Systems 10 an einem Flugzeugstrukturelement 20 umfasst ein Verbindungselement 64, das mit mindestens einer Bohrung 66 versehen ist, sowie eine Befestigungseinrichtung 68, siehe 13. Die Befestigungseinrichtung 68 umfasst einen Dorn 70, der in einer aus einem elastisch verformbaren Material bestehenden Hülse 72 aufgenommen ist. Um das Verbindungselement 64 an dem Flugzeugstrukturelement 20 zu befestigen, durchsetzt der in der Hülse 72 aufgenommene Dorn 70 die Bohrung des Verbindungselements 64 sowie eine in dem Flugzeugstrukturelement 20 ausgebildete Bohrung 74. Die Fixierung der Befestigungseinrichtung 68 erfolgt mittels einer Mutter 76. Durch die Mutter 76 wird die Hülse 72 verformt, sodass an der Hülse 72 ein Flansch 78 entsteht. Der Flansch 78 hintergreift einen Halter 80 und sorgt somit für eine sichere Fixierung der Befestigungseinrichtung 68 in ihrer Position.
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Wie aus den 14a bis 14c ersichtlich wird, ermöglicht eine mit einer Hülse 72 aus einem elastisch verformbaren Material versehene Befestigungseinrichtung 68 den Ausgleich von Toleranzen. Insbesondere können durch die Ausbildung der Befestigungseinrichtung 68 Toleranzen der Bohrungen 66, 74 in dem Verbindungselement 64 und dem Flugzeugstrukturelement 20 ausgeglichen werden, da die Befestigungseinrichtung 68 selbst dann eine ordnungsgemäße Verbindung des Verbindungselements 64 mit dem Flugzeugstrukturelement 20 ermöglicht, wenn die Bohrungen 66, 74 nicht deckungsgleich ausgerichtet sind, siehe 14b und 14c.
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Die 15 und 16 veranschaulichen die Demontage einer einzelnen Flugzeugsystemkomponente 58 von einem in der Crown Area eines Flugzeugs installierten System 10. Um die Flugzeugsystemkomponente 58 zu demontieren, ist es lediglich erforderlich, ein Deckenpaneel 22 zu lösen und anschließend die Flugzeugsystemkomponente 58 zu deinstallieren. Dies wird durch die Form und die Positionierung der Längsträgerelemente 12, 14 relativ zu den Brückenelementen 16 und die Positionierung der Flugzeugsystemkomponente 58 relativ zu einem Brückenelement 16 ermöglicht. Insbesondere wird durch die Ausgestaltung des Systems 10 vermieden, dass elektrische Leitungen 28 im in der Crown Area eines Flugzeugs installierten Zustand des Systems 10 unterhalb der an den Brückenelementen 16 befestigten Flugzeugsystemkomponenten 58 verlaufen und dadurch eine Demontage der Flugzeugsystemkomponenten 58 behindern.
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In ähnlicher Weise veranschaulichen 17 und 18, die die Demontage einer einzelnen elektrischen Leitung 28 aus einem Kabelkanal 26 eines zweiten Längsträgerelements 14 zeigen, dass die Hauptkörper 30, 32 der Längsträgerelemente 12, 14 so geformt sind und die Trennelemente 34, 36 der Längsträgerelemente 12, 14 so geformt und positioniert sind, dass die Montage bzw. Demontage einer einzelnen elektrischen Leitung 28 durch andere in den Kabelkanälen 26 der Längsträgerelemente 12, 14 angeordnete elektrische Leitungen 28 nicht behindert wird.
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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- DE 102010055962 [0004, 0005]
- DE 102010055995 [0032]
