EP4077136A1 - Flugzeugsitzvorrichtung, flugzeugsitz, verfahren zur herstellung der flugzeugsitzvorrichtung und baukastensystem - Google Patents

Flugzeugsitzvorrichtung, flugzeugsitz, verfahren zur herstellung der flugzeugsitzvorrichtung und baukastensystem

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Publication number
EP4077136A1
EP4077136A1 EP20838471.9A EP20838471A EP4077136A1 EP 4077136 A1 EP4077136 A1 EP 4077136A1 EP 20838471 A EP20838471 A EP 20838471A EP 4077136 A1 EP4077136 A1 EP 4077136A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
frame element
transverse frame
aircraft seat
seat device
elements
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.)
Pending
Application number
EP20838471.9A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Zoltan Jussli
Tim Schreyer
Thomas Drenzeck
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Recaro Aircraft Seating GmbH and Co KG
Original Assignee
Recaro Aircraft Seating GmbH and Co KG
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Recaro Aircraft Seating GmbH and Co KG filed Critical Recaro Aircraft Seating GmbH and Co KG
Publication of EP4077136A1 publication Critical patent/EP4077136A1/de
Pending legal-status Critical Current

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Definitions

  • Aircraft seat device aircraft seat, method for producing the aircraft seat device and modular system
  • the invention relates to an aircraft seat device according to the preamble of claim 1, an aircraft seat according to claim 17, a method for lowering the aircraft seat device according to claim 18 and a modular system according to claim 19.
  • the object of the invention is in particular to provide a generic device with improved properties with regard to flexibility, in particular versatility. According to the invention, the object is achieved by the features of patent claims 1, 17, 18 and 19, while advantageous configurations and developments of the invention can be found in the subclaims.
  • the invention is based on an aircraft seat device with a multi-part backrest frame unit, comprising at least one first side frame element, at least one second side frame element, preferably formed separately from the first side frame element, which is located on a side of the backrest frame unit opposite the first side frame element is arranged and at least one formed separately from the side frame elements and the side frame elements connecting the cross frame element, which is arranged in particular at an upper end of the backrest frame unit.
  • the transverse frame element be designed at least essentially in the manner of a plate.
  • a high degree of flexibility and / or versatility can advantageously be achieved, in particular in that a large design leeway is made possible for the assembly and / or integration of functional units in the backrest frame unit.
  • a high level of functional integration into the backrest frame unit can advantageously be made possible.
  • a high level of stability of the backrest frame unit can advantageously be achieved in this way.
  • simple assembly of the backrest frame unit can advantageously be achieved.
  • an “aircraft seat device” is to be understood as meaning in particular at least a part, in particular a subassembly, of an aircraft seat, in particular an aircraft passenger seat.
  • an aircraft seat having the aircraft seat device could be a window seat, a center seat or an aisle seat, which can in particular be arranged in a front row or in a center row within an aircraft.
  • the “backrest frame unit” is designed in particular as a component that gives the aircraft seat, in particular a backrest of the aircraft seat, stability.
  • the backrest frame unit forms a supporting structure for the backrest of the aircraft seat.
  • the backrest frame unit preferably forms a basic structure and / or a basic shape of the backrest of the aircraft seat.
  • the frame unit defines and / or frames a leaning surface of a leaning area of the aircraft seat.
  • the backrest frame unit comprises at least one first side frame element, at least one second side frame element and at least one transverse frame element.
  • the backrest frame unit has further side frame elements or further transverse frame elements and / or that at least one of the elements of the multi-part backrest frame unit is again formed in several parts.
  • the backrest frame unit is for receiving a covering or a surface element glued to the backrest frame unit intended.
  • the side frame elements delimit the backrest frame unit on opposite, preferably not adjoining, sides of the aircraft seat device.
  • the side frame elements span a leaning area.
  • the leaning area extends at least between the side frame elements.
  • the side frame elements extend at least substantially parallel to one another.
  • the side frame elements deviate significantly from a course that is parallel to one another.
  • “Provided” is to be understood in particular as specifically programmed, designed and / or equipped.
  • the fact that an object is provided for a specific function is to be understood in particular to mean that the object fulfills and / or executes this specific function in at least one application and / or operating state.
  • Essentially parallel should be understood here to mean in particular an alignment of a direction relative to a reference direction, in particular in a plane, the direction having a deviation from the reference direction, in particular less than 8 °, advantageously less than 5 ° and particularly advantageously less than 2 °.
  • the side frame elements are designed as profiles, for example as extruded profiles.
  • the side frame elements are designed to be separate and / or separable from one another.
  • the side frame elements are formed in one piece with one another via a connection by means of at least one further transverse frame element, which is arranged, for example, halfway across the side frame elements.
  • the side frame elements and / or the transverse frame element are formed at least partially or completely from a plastic and / or a metal, for example a particularly lightweight aluminum or magnesium alloy.
  • An “essentially plate-like” object is to be understood in particular as an at least essentially flat object, and in particular in this context an “essentially flat” object is to be understood as an object whose surface extension is parallel to the largest side surface of a smallest imaginary cuboid, which just completely encloses the object, at least 5 times, preferably at least 7 times, preferably at least 10 times and particularly preferably at least 14 times larger than a surface extension of all perpendicular to the largest side surface of the smallest imaginary cuboid Side surfaces of the smallest imaginary cuboid.
  • the plate-like object has, in particular, an at least substantially flat surface, which can optionally be provided with cutouts, passages and / or depressions, in particular for embedding functional units.
  • a height of the transverse frame element at a narrowest, in particular the least high point of the transverse frame element is at least 5 times, preferably at least 7 times, preferably at least 10 times and particularly preferably at least 14 times as great as a, in particular maximum, depth of the transverse frame element, the height and the depth being related in particular to an intended installation direction of the aircraft seat with the aircraft seat device.
  • a width of the transverse frame element at a narrowest, in particular the least wide, point of the transverse frame element is at least 5 times, preferably at least 10 times, preferably at least 14 times and particularly preferably at least 20 times as large as a, in particular maximum, depth of the transverse frame element, the width being based in particular on an intended installation direction of the aircraft seat with the aircraft seat device.
  • the transverse frame element has an at least substantially rectangular, preferably cuboid and preferably right-angled shape, with edge regions in particular being able to be rounded.
  • a particularly maximum height of the transverse frame element is at least 10 cm, advantageously at least 15 cm, particularly advantageously at least 20 cm, preferably at least 25 cm, preferably at least 30 cm and particularly preferably at most 80 cm.
  • a particularly maximum width of the transverse frame element, preferably measured horizontally in the operational state is at least 10 cm, advantageously at least 20 cm, preferably at least 30 cm, preferably at least 38 cm and particularly preferably at most 80 cm.
  • a particularly maximum depth of the transverse frame element, preferably measured horizontally in the operationally ready state is at least 15 mm.
  • the depth of the transverse frame element is at most 27 mm, advantageously at most 35 mm, preferably at most 40 cm, preferably at most 60 mm and particularly preferably at most 80 mm.
  • the transverse frame element be designed in one piece, preferably monolithically. In this way, particularly high stability can advantageously be achieved.
  • simple assembly and / or simple integration of functional units into the transverse frame element can advantageously be made possible.
  • “In one piece” is to be understood in particular to be at least cohesively connected, for example by a welding process, an adhesive process, an injection molding process and / or another process that appears sensible to a person skilled in the art, and / or advantageously formed in one piece, for example by a Fier ein from a cast and / or by a Fier ein in a single or multi-component injection molding process and advantageously from a single blank.
  • the transverse frame element have a border which at least partially encircles the transverse frame element and protrudes at least substantially perpendicularly from a plate plane of the transverse frame element.
  • a high level of stability in particular with respect to torsional loads, can advantageously be achieved.
  • the border forms an extension of the side frame elements.
  • the border extends from the first side frame element to the second side frame element.
  • the border simulates a surrounding frame.
  • the border runs at least essentially in a U-shape around the transverse frame element.
  • the transverse frame element has the border on at least one part of a left side of the transverse frame element, viewed from a front side in an installation direction.
  • the transverse frame element has the border on at least one part of a right side of the transverse frame element viewed from the front in the installation direction.
  • the transverse frame element has the border on at least one part of an upper side of the transverse frame element, seen in the installation direction.
  • the transverse frame element has the border at least on a part of a lower side of the transverse frame element viewed in the installation direction. In particular, however, the lower side can also be completely free from the border.
  • the border runs around at least an upper part of the left-hand side, around the upper side and around an upper part of the right-hand side of the transverse frame element.
  • the expression “essentially perpendicular” is intended here to define, in particular, an alignment of a direction relative to a reference direction, the direction and the reference direction, particularly viewed in a projection plane, including an angle of 90 ° and the angle including a maximum deviation of in particular less than 8 °, advantageously less than 5 ° and particularly advantageously less than 2 °.
  • a “plate plane” is to be understood in particular as a main plane of extent of the transverse frame element.
  • a “main extension plane” of a structural unit is to be understood in particular as a plane which is parallel to a largest side surface of a smallest imaginary cuboid, which just completely encloses the structural unit, and in particular runs through the center of the cuboid.
  • the transverse frame element can have a stiffening element that differs from a border. For example, a depression running in an inner region of the transverse frame element with side walls that are at least substantially perpendicular to the plane of the plate.
  • the stiffening element and / or the border can in particular have a multiplicity of different courses, for example a course that is at least partially angular, one that is at least partially curved or one that is at least partially curved.
  • the transverse frame element have a skeletal structure.
  • a high level of stability with a low overall weight can advantageously be achieved.
  • the use of material can advantageously be kept low.
  • the transverse frame element has a skeleton construction.
  • a skeletal structure has a large number of cavities, passages and / or recesses.
  • the skeletal structure comprises at least a plurality of recesses which penetrate the transverse frame element in a direction that is at least substantially perpendicular to a main extension plane of the transverse frame element.
  • At least two of the recesses of the skeletal structure are arranged mirror-symmetrically to at least one mirror plane, in particular extending outside the recesses.
  • has a skeletal structure a plurality of interconnected strut-like structural elements.
  • the transverse frame element have at least one integrally formed connection element for fastening at least one of the side frame elements.
  • the transverse frame element has at least two integrally formed connection elements for fastening the two side frame elements.
  • An “integral design” is to be understood as meaning, in particular, a one-piece and / or monolithic design of the connection element with the transverse frame element.
  • connection element is designed as a cavity in the transverse frame element that is adapted to an outer shape of the side frame element, particularly simple assembly and / or particularly high stability can advantageously be achieved.
  • the cavity is delimited at least on two sides, preferably at least on three sides and preferably at least on four sides by walls formed by the transverse frame element.
  • the side frame elements are intended to be inserted into the respective cavities during assembly of the backrest frame unit and preferably to be fixed in the cavities, for example with screws, rivets or the like.
  • the transverse frame element could have integrally formed or mounted socket pins, which are each provided to be inserted into recesses in the side frame elements, which can be designed as hollow profiles, for a connection with the side frame elements.
  • the transverse frame element has at least one fastening unit which is provided for mounting at least one functional unit.
  • a high degree of flexibility and / or versatility can advantageously be achieved, in particular in that a large design leeway is made possible for the assembly and / or integration of functional units in the backrest frame unit.
  • a high level of functional integration into the backrest frame unit can advantageously be made possible.
  • the fastening unit forms a Fastening matrix, for example a hole matrix and / or a receiving matrix, with one or more fastening elements, for example holes and / or receiving areas specially adapted for fastening certain functional units.
  • the fastening unit is integrally and / or monolithically connected to the transverse frame element.
  • the functional unit is used as a headrest, as a headrest holder, as an airplane dining table lock, as a high literature bag, as a monitor, as a monitor holder, as a cover and / or cover attachment, as a cup holder, as a tablet holder, is designed as a coat hook, as a storage compartment, as an advertising frame or as a USB connector or as a further electronic component, a high level of versatility, in particular a high level of functional integration into the backrest frame unit, can advantageously be made possible.
  • the functional unit is designed as at least one energy absorption element, for example as an arrangement of predetermined breaking points, which is provided to dampen an impact of a passenger, in particular a passenger's head, on the transverse frame element.
  • the headrest holder is designed as a rail for fastening a headrest that is adjustable along the rail.
  • the monitor holder is designed as an attachment for the adjustable and / or pivotable mounting of the monitor.
  • the transverse frame element has one or more cable guides for electrical connection cables and / or an integrated electronics unit, in particular a computing unit, which is in electrical connection with at least one of the functional units.
  • the fastening unit has at least two fastening elements, each of the fastening elements being provided for fastening different configurations of one of the functional units, a particularly high degree of flexibility and / or versatility can advantageously be achieved.
  • this enables the aircraft seat to be easily assembled, in which, for example, different or the same functional units with different sizes and / or from different Fierstellern can be combined with the same transverse frame element.
  • a first fastening element is provided for mounting a first functional unit
  • a second Fastening element is provided for mounting a second functional unit, which has a size and / or shape different from the first functional unit and / or a manufacturer different from the manufacturer of the first functional unit.
  • first fastening element and the second fastening element are arranged on the same side, for example a front side or a rear side, of the transverse frame element.
  • first fastening element and the second fastening element can be arranged on different, in particular opposite, sides of the transverse frame element.
  • the fastening unit can have more than two fastening elements, which in particular can be arranged in any number on any side of the transverse frame element.
  • a fastening element is designed specifically for fastening a specific functional unit.
  • the fastening element is a recess or a projection which is provided for a force-fitting and / or form-fitting connection with a functional unit, for example by inserting, latching and / or screwing in.
  • the fastening unit has at least one first fastening element on a first side of the transverse frame element and that the fastening unit has at least one second fastening element on a second side of the transverse frame element opposite the first side, the first fastening element for mounting an aircraft dining table.
  • Lock or a monitor connection is provided and wherein the second fastening element is provided for mounting a headrest and / or a headrest holder.
  • a particularly versatile aircraft seat device can advantageously be achieved.
  • a particularly sensible and / or useful combination of functional elements with the transverse frame element can thereby advantageously be achieved.
  • a simple assembly of the aircraft dining table lock and the headrest can advantageously be achieved.
  • the first side is arranged on a rear side of the backrest of the aircraft seat.
  • the second side is arranged on a front side, in particular a seat side, preferably a side of the leaning area of the backrest of the aircraft seat.
  • the aircraft seat device has a headrest and / or headrest holder fastened to the transverse frame element on a front side.
  • the ok is a headrest and / or headrest holder fastened to the transverse frame element on a front side.
  • the aircraft seat device has an aircraft dining table lock on a rear side, which includes, for example, a push button and / or a pivot lever.
  • the first side frame element is provided for mounting a covering of the backrest frame unit and / or a surface element that can be glued on.
  • the second side frame element is also provided for mounting a covering of the backrest frame unit and / or an adhesive surface element.
  • the first side frame element and / or the second side frame element has a piping guide which is provided for receiving a piping of a covering.
  • the first side frame element and / or the second side frame element has an adhesive surface which is provided for the surface element to be stuck on.
  • the covering and / or the surface element extends between the side frame elements and forms the leaning area.
  • the transverse frame element forms an upper end of the backrest frame unit, especially when viewed in the direction of installation of the aircraft seat.
  • the side frame elements are each connected to the transverse frame element in end regions of the side frame elements.
  • the aircraft seat is free of further components above the upper end.
  • the transverse frame element in particular at least partially, form a visible part of an aircraft seat backrest.
  • particularly high flexibility and / or versatility can advantageously be achieved.
  • a particularly cost-effective design can advantageously be achieved, in particular in that at least in the area of the transverse frame element, in particular in the area of the transverse frame element in which the transverse frame element can be viewed directly in the assembled state, an additional cladding component, which is particularly mounted on the transverse frame element, is dispensed with can be.
  • a visible part can be viewed and / or touched directly by an observer in a fully assembled state.
  • the transverse frame element a surface structuring, for example a grain, on visible and / or touchable surfaces.
  • the transverse frame element preferably the visible and / or touchable part of the transverse frame element, has a class A surface.
  • the backrest frame unit have at least one further transverse frame element which is connected to the side frame elements in a central region of the side frame elements.
  • the further transverse frame element is arranged in a lower or in an upper half of the backrest frame unit.
  • the further transverse frame element is preferably arranged approximately at the level of a lumbar region of a person sitting on the aircraft seat.
  • the further transverse frame element is made of the same material as the transverse frame element.
  • the further transverse frame element can be formed from a different material than the transverse frame element.
  • the further transverse frame element is formed from a plastic and / or from a metal.
  • the further transverse frame element is preferably designed in one piece.
  • the further transverse frame element is pushed onto the side frame elements or screwed or riveted to the side frame elements or the like.
  • the further transverse frame element can also be materially connected to the side frame elements, for example welded.
  • the transverse frame element is manufactured at least to a large extent by means of an original molding, a high degree of flexibility with regard to the shape of the transverse frame element can advantageously be achieved.
  • a simple and inexpensive production of the transverse frame element can advantageously be made possible.
  • a “large part” should be understood to mean in particular at least 80%, preferably at least 90% and preferably at least 95%.
  • the base body of the transverse frame element which in particular is already different from a monolithic block or a monolithic plate, is formed by means of primary molding produced.
  • the transverse frame element is at least to a large extent produced by means of a forming process according to the definition of DIN 8580: 2003-09 or by means of a 3D printing process.
  • the transverse frame element is at least to a large extent free from forming processes and / or joining processes, in particular according to the definition of DIN 8580: 2003-09.
  • the transverse frame element is produced free of bending processes.
  • the transverse frame element is produced free of a lamination process.
  • the transverse frame element is free from carbon fibers.
  • the transverse frame element is produced by means of milling or by means of a sheet metal bending process.
  • the transverse frame element is manufactured as a cast part, in particular an injection-molded part and / or a die-cast part.
  • a high degree of flexibility with regard to the shape of the transverse frame element can advantageously be achieved.
  • a simple and inexpensive lowering position of the transverse frame element can advantageously be made possible.
  • the transverse frame element is produced in a plastic injection molding process, in an aluminum die casting process or in a magnesium die casting process.
  • the transverse frame element is designed as a multi-component injection-molded part or as a hybrid die-cast / injection-molded part. In this way, advantageous material properties in particular can be combined. This can advantageously optimize costs, weight and / or stability.
  • an aircraft seat with the aircraft seat device and a method for a lowering position of the aircraft seat device are proposed.
  • a high degree of flexibility and / or versatility can advantageously be achieved, in particular in that a large design leeway is made possible for the assembly and / or integration of functional units in the backrest frame unit.
  • the modular system comprises at least one set of differently designed pairs of side frame elements and at least one set of differently designed transverse frame elements, which each have connecting elements that allow assembly of all pairs of side frame elements of the set of side frame elements.
  • the modular system comprises at least one set of differently designed pairs of side frame elements and at least one set of differently designed transverse frame elements, which each have connecting elements that allow assembly of all pairs of side frame elements of the set of side frame elements.
  • a high degree of flexibility and / or versatility can advantageously be achieved, in particular in that a large number of different aircraft seat devices for a wide variety of applications and / or occupancy classes can be created in aircraft without great additional effort.
  • a completely different backrest frame unit does not have to be produced for each application or occupancy class.
  • the set of differently configured pairs of side frame elements comprises side frame elements which have different lengths, thicknesses, materials or shapes.
  • the set of differently designed transverse frame elements comprises transverse frame elements which have different widths, different flutes, different depths, different materials and / or different shapes.
  • the set of differently designed transverse frame elements comprises transverse frame elements which have different fastening units and / or are provided for the assembly of different functional units.
  • the set of differently designed transverse frame elements comprises a transverse frame element with a fastening unit for a monitor, a transverse frame element with a fastening unit for a headrest, a transverse frame element with a fastening unit for an aircraft dining table lock, a transverse frame element with a tall literature pocket, etc.
  • one or more transverse frame elements have a plurality of different connecting elements for connecting different side frame elements or for forming different aircraft seat widths.
  • all cross frame elements of the set of cross frame elements can be combined with all side frame elements of the set of pairs of side frame elements.
  • the various transverse frame elements of the set of differently designed transverse frame elements are provided for the assembly of aircraft seat devices of different widths, in particular aircraft seats of different widths, a particularly high degree of flexibility and / or versatility can advantageously be achieved.
  • the set of differently designed transverse frame elements comprises transverse frame elements with different widths or transverse frame elements in which the connection elements are arranged at different distances.
  • the aircraft seat device according to the invention, the aircraft seat according to the invention, the method according to the invention and the modular system according to the invention can have a number that differs from a number of individual elements, components, method steps and units mentioned herein in order to fulfill a mode of operation described herein.
  • the method steps can also at least partially have a different sequence, comprise additional intermediate method steps and / or at least partially run parallel to one another in time.
  • FIG. 1 shows a schematic representation of an aircraft seat with an aircraft seat device
  • FIG. 3 shows a schematic side view of the aircraft seat device
  • FIG. 4 shows a schematic view of a rear side of the aircraft seat device
  • FIG. 5 is a schematic view of a front side of FIG.
  • FIG. 6 is a schematic perspective partial view of FIG.
  • Aircraft seat device with an alternative transverse frame element
  • FIG. 9 shows a schematic perspective view of an alternative aircraft seat device
  • 10 shows a further schematic perspective view of the alternative aircraft seat device
  • FIG. 9 shows a schematic perspective view of an alternative aircraft seat device
  • FIG. 11 shows a schematic perspective view of a further alternative aircraft seat device.
  • Fig. 1 shows an aircraft seat 44a.
  • the aircraft seat 44a is part of a row of seats 54a within an aircraft passenger cabin.
  • the aircraft seat 44a has an aircraft seat backrest 56a.
  • the aircraft seat 44a has an aircraft seat bottom 58a.
  • the aircraft seat 44a comprises an aircraft seat device 46a.
  • the aircraft seat 44a is shown in FIG. 1 in a ready-to-use state relative to an installation direction 70a of the aircraft seat 44a.
  • FIGS 2 to 5 show different views of the aircraft seat device 46a.
  • the aircraft seat device 46a has a backrest frame unit 10a.
  • the backrest frame unit 10a is constructed in several parts.
  • the backrest frame unit 10a comprises a first side frame element 12a.
  • the backrest frame unit 10a comprises a second side frame member 14a.
  • the side frame elements 12a, 14a are at least substantially identical to one another.
  • the side frame elements 12a, 14a are designed to be mirrored to one another. Alternatively, apart from production tolerances, the side frame elements 12a, 14a could also be configured identically to one another or configured differently from one another.
  • the second side frame element 14a is formed separately from the first side frame element 12a.
  • the second side frame element 14a is formed separately from the first side frame element 12a.
  • the first side frame element 12a and the second side frame element 14a are arranged on opposite sides of the backrest frame unit 10a.
  • the side frame elements 12a, 14a are designed as, in particular curved and / or curved, aluminum or magnesium extruded profiles.
  • the side frame elements 12a, 14a could also be formed from a plastic or another metal.
  • the backrest frame unit 10a has a covering 36a (cf. FIG. 5).
  • the covering 36a is designed as a textile or as a fiber mat.
  • the Side frame elements 12a, 14a are provided for mounting the covering 36a of the backrest frame unit 10a.
  • the side frame elements 12a, 14a each have a welt guide element 60a.
  • the welt guide element 60a is provided to hold the covering 36a under tensile force.
  • the backrest frame unit 10a has a transverse frame element 16a.
  • the transverse frame element 16a is formed separately from the side frame elements 12a, 14a.
  • the transverse frame element 16a is provided to connect the side frame elements 12a, 14a.
  • the transverse frame element 16a is formed in one piece.
  • the transverse frame element 16a is monolithic.
  • the cross frame element 16a shown as an example is largely manufactured by means of an original molding.
  • the cross frame element 16a shown as an example is manufactured as an injection molded part.
  • the cross frame element 16a shown by way of example is manufactured as an injection molding from fiber-reinforced plastic.
  • the transverse frame element 16a forms an upper end 38a of the backrest frame unit 10a.
  • the backrest frame unit 10a has a further transverse frame element 42a.
  • the further transverse frame element 42a is connected to the side frame elements 12a, 14a in a central region of the side frame elements 12a, 14a.
  • the transverse frame element 16a is at least substantially plate-like.
  • the transverse frame element 16a has a maximum height 76a (cf. FIG. 4).
  • the maximum height 76a is an extension of the transverse frame element 16a parallel to the erection direction 70a.
  • the maximum height 76a of the transverse frame element 16a shown as an example is 22 cm.
  • the transverse frame element 16a has a maximum width 74a (cf. FIG. 4).
  • the maximum width 74a is an extension of the transverse frame element 16a perpendicular to the installation direction 70a and parallel to a main extension plane of the transverse frame element 16a.
  • the maximum width 74a of the transverse frame element 16a shown as an example is 38 cm.
  • the transverse frame element 16a has a maximum depth 72a (cf. FIG. 3).
  • the maximum depth 72a is an extension of the transverse frame element 16a perpendicular to the erection direction 70a and perpendicular to the main extension plane of the transverse frame element 16a.
  • the maximum depth 72a of the exemplified Cross frame element 16a is 27 mm.
  • the maximum height 76a of the transverse frame element 16a is more than 8 times greater than the maximum depth 72a of the transverse frame element 16a.
  • the maximum width 74a of the transverse frame element 16a is more than 14 times greater than the maximum depth 72a of the transverse frame element 16a.
  • the transverse frame element 16a is at least substantially cuboid.
  • the transverse frame element 16a has at least essentially the shape of a right flat.
  • the transverse frame element 16a has a skeletal structure 18a.
  • the transverse frame element 16a has a plurality of passages 62a, 64a, 66a.
  • the transverse frame element 16a has a plurality of recesses 68a.
  • the skeletal structure 18a is formed at least by the plurality of recesses 68a and passages 62a, 64a, 66a.
  • the transverse frame element 16a is designed mirror-symmetrically to a mirror plane 78a.
  • the mirror plane 78a runs perpendicular to the main extension plane centrally through the transverse frame element 16a.
  • the transverse frame element 16a has a border 80a.
  • the border 80a is formed partially circumferentially around the transverse frame element 16a.
  • the border 80a gives the transverse frame element 16a approximately the shape of a flat box.
  • the edge 80a protrudes perpendicularly from a plate plane of the transverse frame element 16a.
  • the border 80a protrudes perpendicularly from the main plane of extent of the transverse frame element 16a.
  • the side frame elements 12a, 14a are continued circumferentially around the transverse frame element 16a by the border 80a.
  • the boundary 80a forms the maximum depth 72a of the transverse frame element 16a.
  • the border 80a protrudes at least 10 mm, preferably at least 15 mm and preferably at least 20 mm over a, in particular middle, surface 84a of the transverse frame element 16a in an inner region 82a (cf. FIG.
  • the border 80a protrudes in the direction of a front side 86a of the transverse frame element 16a.
  • the border 80a could also protrude in the direction of a rear side 88a of the transverse frame element 16a.
  • the transverse frame element 16a has a first connection element 20a.
  • the first connection element 20a is provided for fastening at least one of the side frame elements 12a, 14a.
  • the first connection element 20a is formed integrally with the transverse frame element 16a.
  • the first connection element 20a is formed in one piece with the transverse frame element 16a.
  • the transverse frame element 16a has a second connection element 90a.
  • the second connection element 90a is provided for fastening at least one further of the side frame elements 12a, 14a.
  • the second connection element 90a is at least essentially identical to the first connection element 20a.
  • the second connection element 90a is formed integrally with the transverse frame element 16a.
  • the second connection element 90a is formed in one piece with the transverse frame element 16a.
  • connection elements 20a, 90a are each designed as a cavity 22a in the transverse frame element 16a that is adapted to an outer shape of the side frame element 12a, 14a (see also FIG. 6).
  • the side frame elements 12a, 14a are inserted into the cavities 22a of the connecting elements 20a, 90a and fixed therein.
  • the transverse frame element 16a has further connection elements which can optionally be used for mounting the side frame elements 12a, 14a depending on the desired configuration of the backrest frame unit 10a, in particular depending on the desired width of the aircraft seat device 46a.
  • the transverse frame element 16a has a fastening unit 24a.
  • the fastening unit 24a is provided for mounting at least one functional unit 26a.
  • the functional unit 26a can be used as a headrest 134a (cf. FIG. 10), as a headrest holder 102a (cf. FIG. 6), as an aircraft dining table lock 132a (cf. FIG. 10), as a high literature pocket 128a (cf. FIG. 10), as a monitor, as a monitor holder, as a reference connection, as a cup holder, as a tablet holder, as a USB plug or as a further electronic component.
  • the fastening unit 24a comprises a fastening matrix.
  • the fastening unit 24a comprises a matrix of holes 92a.
  • the fastening unit 24a comprises fastening elements 28a, 30a, 98a, 100a.
  • the fastening elements 28a, 30a, 98a, 100a are at least partially designed as holes in the matrix of holes 92a.
  • the fastening unit 24a comprises pre-formed receiving areas 94a, 96a for receiving functional units 26a at least essentially in a form-fitting manner.
  • the fastening elements 28a, 30a, 98a, 100a are at least partially designed as receiving areas 94a, 96a.
  • the shape and arrangement of the fastening elements 28a, 30a, 98a, 100a are specially adapted to the functional units 26a to be mounted in each case.
  • the fastening unit 24a has the plurality of fastening elements 28a, 30a, 98a, 100a. Each of the different fastening elements 28a, 30a, 98a, 100a are each provided for fastening a different configuration of one of the functional units 26a or different functional units 26a.
  • the transverse frame element 16a has a functional unit 26a which is designed as an energy absorption element 130a.
  • the energy absorption element 130a serves to absorb impact energy when a part of the body hits the transverse frame element 16a.
  • the energy absorption element 130a is designed as a predetermined breaking point. When the body part is impacted, the transverse frame element 16a breaks along the predetermined breaking point and thus releases an additional path for movement of the broken-out part of the transverse frame element 16a. In this way, personal safety can advantageously be improved, in particular in the event of a disaster.
  • the energy absorption element 130a can also be designed as at least one component made of an absorber material, such as a particle foam, in particular EPP (expanded polypropylene), which is attached to the transverse frame element 16a.
  • FIG. 6 shows a partial view of the aircraft seat device 46a with an alternative transverse frame element 16’a.
  • the alternative cross frame element 16’a differs from the cross frame element 16a of Figures 2 to 5 mainly in a different arrangement of the fastening elements 28a, 30a, 98a, 100a and in a different configuration of the cavity 22a of the connecting elements 20a, 90a.
  • the headrest holder 102a is fastened to the fastening unit 24a of the alternative cross frame element 16’a.
  • the headrest holder 102a has a rail 104a.
  • the headrest holder 102a is provided for mounting a headrest 134a.
  • the headrest 134a mounted on the headrest bracket 102a is movable along the rail 104a.
  • the height of the headrest 134a mounted on the headrest holder 102a can be adjusted by means of the movement along the rail 104a.
  • the fastening unit 24a of the alternative transverse frame element 16'a has a first fastening element 98a on a first side 32a of the transverse frame element 16'a.
  • the first side 32a of the transverse frame element 16'a forms the rear side 88a of the transverse frame element 16'a.
  • the fastening unit 24a of the alternative transverse frame element 16'a points on a second side 34a of the transverse frame element 16'a has a second fastening element 28a.
  • the second side 34a forms the front side 86a of the transverse frame element 16'a.
  • the second side 34a is arranged opposite the first side 32a.
  • the first fastening element 98a is designed as a receiving area 94a.
  • the first fastening element 98a is designed as a hole for receiving one of the functional units 26a.
  • the first fastening element 98a is provided for mounting an aircraft dining table lock 132a.
  • the second fastening element 28a is designed as a hole in the matrix of holes 92a.
  • the second fastening element 28a is designed for screwing or riveting one of the functional units 26a.
  • the second fastening element 28a is provided for mounting the headrest holder 102a.
  • the headrest holder 102a and the aircraft dining table lock 132a are fastened to the transverse frame element 16'a on different sides 32a, 34a of the transverse frame element 16'a when the aircraft seat device 46a is ready for operation.
  • the fastening unit 24a offers the possibility of fastening a large number of further or alternative functional units 26a on both sides 32a, 34a of the transverse frame element 16'a.
  • the transverse frame element 16a is produced by means of an original molding process, for example injection molding, die casting and / or 3D printing. In particular, it is conceivable that minor post-processing operations can then be carried out using forming processes.
  • the transverse frame element 16a is produced in one piece in method step 106a.
  • the side frame elements 12a, 14a are produced by means of extrusion and possibly subsequent bending.
  • the side frame elements 12a, 14a are introduced into the flea spaces 22a of the connecting elements 20a, 90a and fastened to the transverse frame element 16a.
  • the further transverse frame element 42a is fastened in the central region of the side frame elements 12a, 14a.
  • the covering 36a attached to the side frame members 12a, 14a is attached to the front side 86a of the transverse frame element 16a.
  • a further functional unit 26a is attached to the rear side 88a of the transverse frame element 16a.
  • a cover (not shown) is placed over the transverse frame element 16a.
  • the aircraft seat device 46a is integrated into the aircraft seat 44a.
  • the modular system 48a has a set 50a of differently designed pairs of side frame elements 12a, 12’a, 12 ”a.
  • the various side frame elements 12a, 12'a, 12 "a of the set 50a of side frame elements 12a, 12'a, 12" a are provided for the assembly of different aircraft seat devices 46a.
  • At least some of the side frame elements 12a, 12'a, 12 "a of the set 50a of side frame elements 12a, 12'a, 12" a have different lengths 124a.
  • At least some of the side frame elements 12a, 12'a, 12 "a of the set 50a of side frame elements 12a, 12'a, 12" a have different materials and / or material thicknesses. At least some of the side frame elements 12a, 12'a, 12 "a of the set 50a of side frame elements 12a, 12'a, 12" a have different external shapes, for example different curvatures.
  • the modular system 48a has a set 52a of differently designed transverse frame elements 16a, 16’a, 16 ”a.
  • the various transverse frame elements 16a, 16'a, 16 "a of the set 52a of transverse frame elements 16a, 16'a, 16" a are provided for the assembly of different aircraft seat devices 46a, in particular aircraft seat devices 46a of different widths, preferably aircraft seats 44a of different widths.
  • 16 ”a of the set 52a of transverse frame elements 16a, 16'a, 16” a are provided to accommodate different functional units 26a. At least some of the transverse frame elements 16a, 16'a, 16 ”a of the set 52a of transverse frame elements 16a, 16'a, 16” a have different widths 74a. At least some of the transverse frame elements 16a, 16'a, 16 "a of the set 52a of transverse frame elements 16a, 16'a, 16” a can have different fleas 76a. At least part of the Cross frame elements 16a, 16'a, 16 "a of the set 52a of cross frame elements 16a, 16'a, 16" a, 16 "'a can have different depths 72a.
  • transverse frame elements 16a, 16'a, 16 ”a of the set 52a of transverse frame elements 16a, 16'a, 16” a have different shapes and / or different structures, for example different fastening units 24a.
  • the transverse frame elements 16a, 16'a, 16 ”a of the set 52a of differently designed transverse frame elements 16a, 16'a, 16” a each have connecting elements 20a, 90a.
  • connection elements 20a, 90a of the transverse frame elements 16a, 16'a, 16 ”a of the set 52a of differently designed transverse frame elements 16a, 16'a, 16” a each allow an assembly of all pairs of side frame elements 12a, 12'a, 12 ”a des Set 50a of side frame members 12a, 12'a, 12 ”a.
  • Frame units 10a can be constructed.
  • the set 52a of transverse frame elements 16a, 16'a, 16 ”a and / or the set 50a of side frame elements 12a, 12'a, 12” a can in particular each have more or less different transverse frame elements 16a, 16'a, 16 ”a and / or have more or less different side frame elements 12a, 12'a, 12 ”a than is shown in FIG. 8.
  • FIGS. 9 and 10 show a further embodiment of the invention.
  • the following descriptions and the drawings are essentially limited to the differences between the exemplary embodiments, whereby with regard to components with the same designation, in particular with regard to components with the same reference symbols, in principle also to the drawings and / or the description of the other exemplary embodiments, in particular FIG. 1 to 8, can be referenced.
  • the letter a is placed after the reference numerals of the exemplary embodiment in FIGS. 1 to 8.
  • the letter a is replaced by the letter b.
  • 9 shows an alternative aircraft seat device 46b.
  • the aircraft seat device 46b has an alternative backrest frame unit 10b.
  • the backrest frame unit 10b comprises a first side frame element 12b, a second side frame element 14b and a cross frame element 16b.
  • the first side frame element 12b is shaped differently from the second side frame element 14b, in particular curved differently.
  • the cross frame element 16b connects the two side frame elements 12b, 14b.
  • the transverse frame element 16b is designed as a visible part of an aircraft seat backrest 56b.
  • the transverse frame element 16b has a fastening unit 24b.
  • the fastening unit 24b is provided for mounting at least one functional unit 26b.
  • the transverse frame element 16b shown by way of example in FIG. 9 is manufactured as a die-cast part.
  • the transverse frame element 16a is manufactured as a magnesium and / or aluminum die-cast part.
  • the aircraft seat device 46b shows the alternative aircraft seat device 46b with four functional units 26b and with a backrest cover 40b.
  • the aircraft seat device 46b has the backrest cover 40b.
  • the backrest cover 40b is provided to cover a space between the side frame members 12b, 14b.
  • the backrest cover 40b is arranged on a rear side 126b of the aircraft seat device 46b.
  • the back cover 40b is attached to the side frame members 12b, 14b.
  • the backrest cover 40b is flush with the transverse frame element 16b.
  • the backrest cover 40b is formed from a deep-drawn film.
  • the first functional unit 26b shown by way of example in FIG. 10 is designed as a tall literature pocket 128b.
  • the tall literature pouch 128b is fastened to a rear side 88b of the transverse frame element 16b by means of the fastening unit 24b.
  • the second functional unit 26b shown by way of example in FIG. 10, is designed as a headrest 134b.
  • the headrest 134b is fastened by means of the fastening unit 24b on a front side 86b of the transverse frame element 16b.
  • the headrest 134b is designed as a foam part which is connected to a further backrest foam part 142b, in particular is designed in one piece. In such a case, a direct attachment of the headrest 134b to the transverse frame element 16b is optional.
  • the third functional unit 26b shown by way of example in FIG. 10 is designed as an aircraft Dining table lock 132b is formed.
  • the aircraft dining table lock 132b is fastened by means of the fastening unit 24b on a rear side 88b of the transverse frame element 16b.
  • the fourth functional unit 26b shown by way of example in FIG. 10 is designed as a reference connection 138b, in particular as part of a reference connection 138b, for example as a fastening of a flake tape or a loop tape.
  • the reference connection 138b is formed in one piece with the transverse frame element 16b.
  • the reference connection 138b is arranged in an edge region 140b of the transverse frame element 16b.
  • the reference connection 138b runs partially on an outside of the transverse frame element 16b around the transverse frame element 16b.
  • the reference connection 138b can be fastened to the transverse frame element 16b by means of the fastening unit 24b.
  • the stiffening element 136b is designed as an arcuate depression in the transverse frame element 16b.
  • the stiffening element 136b connects the two side frame elements 12b, 14b.
  • the stiffening element 136b simulates the course of a circumferential frame.
  • the aircraft seat device 46c has a further alternative backrest frame unit 10c.
  • the backrest frame unit 10c comprises a first side frame element 12c, a second side frame element 14c and a cross frame element 16c.
  • the cross frame element 16c connects the two side frame elements 12c, 14c.
  • the transverse frame element 16c is designed as a bent sheet metal part.
  • the transverse frame element 16c has a fastening unit 24c.
  • the fastening unit 24c is provided for mounting at least one functional unit 26c.
  • the transverse frame element 16c has a stiffening element 136c.
  • the stiffening element 136c is designed as an arcuate depression in the transverse frame element 16c.
  • the stiffening element 136c connects the two side frame elements 12c, 14c.
  • the stiffening element 136c simulates the course of a circumferential frame.
  • the stiffening element 136c is provided to prevent torsion of the transverse frame element 16c.
  • the stiffening element 136c is at least to a large extent, preferably completely, arranged in a lower partial area of the transverse frame element 16c, preferably a lower half of the transverse frame element 16c.
  • the stiffening element 136c is preferred arranged at least below fastening elements 28c, 30c of fastening unit 24c, such as a matrix of holes 92c for fastening a headrest 134c.
  • Backrest frame unit 12 First side frame element 14 Second side frame element 16 Cross frame element 18 Skeleton-like structure 20 Connection element 22 Cavity 24 Fastening unit 26 Functional unit 28 Fastening element 30 Fastening element 32 First side 34 Second side 36 Covering 38 Upper end 40 Backrest cover 42 Additional cross frame element 44 Aircraft seat 46 Aircraft seat device 48 modular system 50 set 52 set 54 row of seats
  • Airplane seat backrest 58 Airplane seat bottom 60 Piping guide element 62 Passage 64 Passage 66 Passage Recess

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Abstract

Die Erfindung geht aus von einer Flugzeugsitzvorrichtung (46a-c) mit einer mehrteiligen Rückenlehnen-Rahmeneinheit (10a-c), umfassend zumindest ein erstes Seitenrahmenelement (12a-c), zumindest ein zweites Seitenrahmenelement (14a; 14b), welches auf einer dem ersten Seitenrahmenelement (12a-c) gegenüberliegenden Seite der Rückenlehnen-Rahmeneinheit (10a-c) angeordnet ist und zumindest ein getrennt von den Seitenrahmenelementen (12a-c, 14a-c) ausgebildetes und die Seitenrahmenelemente (12a-c, 14a-c) verbindendes Querrahmenelement (16a; 16'a; 16b; 16c). Es wird vorgeschlagen, dass das Querrahmenelement (16a; 16'a; 16b; 16c) zumindest im Wesentlichen plattenartig ausgebildet ist.

Description

Flugzeugsitzvorrichtung, Flugzeugsitz, Verfahren zur Herstellung der Flugzeugsitzvorrichtung und Baukastensystem
Stand der Technik
Die Erfindung betrifft eine Flugzeugsitzvorrichtung nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 , einen Flugzeugsitz nach Anspruch 17, ein Verfahren zur Fierstellung der Flugzeugsitzvorrichtung nach Anspruch 18 und ein Baukastensystem nach Anspruch 19.
Es ist bereits eine Flugzeugsitzvorrichtung mit einer mehrteiligen Rückenlehnen- Rahmeneinheit, umfassend zumindest ein erstes Seitenrahmenelement, zumindest ein zweites Seitenrahmenelement, welches auf einer dem ersten Seitenrahmenelement gegenüberliegenden Seite der Rückenlehnen-Rahmeneinheit angeordnet ist und zumindest ein getrennt von den Seitenrahmenelementen ausgebildetes und die Seitenrahmenelemente verbindendes Querrahmenelement, vorgeschlagen worden.
Die Aufgabe der Erfindung besteht insbesondere darin, eine gattungsgemäße Vorrichtung mit verbesserten Eigenschaften hinsichtlich einer Flexibilität, insbesondere einer Vielseitigkeit, bereitzustellen. Die Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Merkmale der Patentansprüche 1 , 17, 18 und 19 gelöst, während vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung den Unteransprüchen entnommen werden können.
Vorteile der Erfindung
Die Erfindung geht aus von einer Flugzeugsitzvorrichtung mit einer mehrteiligen Rückenlehnen-Rahmeneinheit, umfassend zumindest ein erstes Seitenrahmenelement, zumindest ein, vorzugsweise von dem ersten Seitenrahmenelement getrennt ausgebildetes, zweites Seitenrahmenelement, welches auf einer dem ersten Seitenrahmenelement gegenüberliegenden Seite der Rückenlehnen-Rahmeneinheit angeordnet ist und zumindest ein getrennt von den Seitenrahmenelementen ausgebildetes und die Seitenrahmenelemente verbindendes Querrahmenelement, welches insbesondere an einem oberen Ende der Rückenlehnen-Rahmeneinheit angeordnet ist.
Es wird vorgeschlagen, dass das Querrahmenelement zumindest im Wesentlichen plattenartig ausgebildet ist. Dadurch kann vorteilhaft eine hohe Flexibilität und/oder Vielseitigkeit erreicht werden, insbesondere indem ein großer Gestaltungsspielraum für eine Montage und/oder Integration von funktionalen Einheiten in die Rückenlehnen- Rahmeneinheit ermöglicht wird. Vorteilhaft kann eine hohe Funktionsintegration in die Rückenlehnen-Rahmeneinheit ermöglich werden. Zudem kann dadurch vorteilhaft eine hohe Stabilität der Rückenlehnen-Rahmeneinheit erreicht werden. Außerdem kann vorteilhaft eine einfache Montage der Rückenlehnen-Rahmeneinheit erreicht werden.
Unter einer „Flugzeugsitzvorrichtung“ soll insbesondere zumindest ein Teil, insbesondere eine Unterbaugruppe, eines Flugzeugsitzes, insbesondere eines Flugpassagiersitzes, verstanden werden. Beispielsweise könnte es sich bei einem die Flugzeugsitzvorrichtung aufweisenden Flugzeugsitz um einen Fenstersitz, um einen Mittelsitz oder um einen Gangsitz handeln, welcher insbesondere in einer vordersten Reihe oder in einer Mittelreihe innerhalb eines Flugzeugs angeordnet sein kann. Die „Rückenlehnen- Rahmeneinheit“ ist insbesondere als ein dem Flugzeugsitz, insbesondere einer Rückenlehne des Flugzeugsitzes, Stabilität verleihendes Bauteil ausgebildet. Insbesondere bildet die Rückenlehnen-Rahmeneinheit eine tragende Struktur der Rückenlehne des Flugzeugsitzes aus. Vorzugsweise bildet die Rückenlehnen- Rahmeneinheit eine Grundstruktur und/oder eine Grundform der Rückenlehne des Flugzeugsitzes aus. Insbesondere definiert und/oder umrahmt die Rahmeneinheit eine Anlehnfläche eines Anlehnbereichs des Flugzeugsitzes. Insbesondere umfasst die Rückenlehnen-Rahmeneinheit zumindest ein erstes Seitenrahmenelement, zumindest ein zweites Seitenrahmenelement und zumindest ein Querrahmenelement. Insbesondere ist denkbar, dass die Rückenlehen-Rahmeneinheit weitere Seitenrahmenelemente oder weitere Querrahmenelemente aufweist und/oder dass zumindest eines der Elemente der mehrteiligen Rückenlehnen-Rahmeneinheit ebenfalls wieder mehrteilig ausgebildet ist. Insbesondere ist die Rückenlehnen-Rahmeneinheit zu einer Aufnahme einer Bespannung oder eines mit der Rückenlehnen-Rahmeneinheit verklebten Flächenelements vorgesehen. Insbesondere begrenzen die Seitenrahmenelemente die Rückenlehnen- Rahmeneinheit auf gegenüberliegenden, vorzugsweise nicht aneinander angrenzenden, Seiten der Flugzeugsitzvorrichtung. Insbesondere spannen die Seitenrahmenelemente einen Anlehnbereich auf. Insbesondere erstreckt sich der Anlehnbereich zumindest zwischen den Seitenrahmenelementen. Insbesondere erstrecken sich die Seitenrahmenelemente zumindest im Wesentlichen parallel zueinander. Es ist jedoch auch vorstellbar, dass die Seitenrahmenelemente wesentlich von einem zueinander parallelen Verlauf abweichen. Unter „vorgesehen“ soll insbesondere speziell programmiert, ausgelegt und/oder ausgestattet verstanden werden. Darunter, dass ein Objekt zu einer bestimmten Funktion vorgesehen ist, soll insbesondere verstanden werden, dass das Objekt diese bestimmte Funktion in zumindest einem Anwendungs und/oder Betriebszustand erfüllt und/oder ausführt.
Unter „im Wesentlichen parallel“ soll hier insbesondere eine Ausrichtung einer Richtung relativ zu einer Bezugsrichtung, insbesondere in einer Ebene, verstanden werden, wobei die Richtung gegenüber der Bezugsrichtung eine Abweichung insbesondere kleiner als 8°, vorteilhaft kleiner als 5° und besonders vorteilhaft kleiner als 2° aufweist. Insbesondere sind die Seitenrahmenelemente als Profile, beispielsweise als Strangpressprofile, ausgebildet. Insbesondere sind die Seitenrahmenelemente voneinander getrennt und/oder separierbar ausgebildet. Alternativ ist jedoch auch vorstellbar, dass die Seitenrahmenelemente über eine Verbindung mittels zumindest eines weiteren Querrahmenelements, welches beispielsweise auf halber Flöhe der Seitenrahmenelemente angeordnet ist, einstückig miteinander ausgebildet sind. Insbesondere sind die Seitenrahmenelemente und/oder das Querrahmenelement zumindest teilweise oder vollständig aus einem Kunststoff und/oder einem Metall, beispielsweise einer besonders leichtbauenden Aluminium- oder Magnesiumlegierung, ausgebildet. Unter einem „im Wesentlichen plattenartigen“ Objekt soll insbesondere ein zumindest im Wesentlichen flaches Objekt verstanden werden, wobei insbesondere in diesem Zusammenhang unter einem „im Wesentlichen flachen“ Objekt ein Objekt verstanden werden soll, dessen Flächenerstreckung parallel zu der größten Seitenfläche eines kleinsten gedachten Quaders, welcher das Objekt gerade noch vollständig umschließt, zumindest 5-fach, vorzugsweise zumindest 7-fach, bevorzugt zumindest 10- fach und besonders bevorzugt zumindest 14-fach größer ist als eine Flächenerstreckung aller zu der größten Seitenfläche des kleinsten gedachten Quaders senkrechten Seitenflächen des kleinsten gedachten Quaders. Das plattenartige Objekt weist insbesondere eine zumindest im Wesentlichen ebene Oberfläche auf, welche gegebenenfalls mit Aussparungen, Durchtritten und/oder Vertiefungen, insbesondere für eine Einbettung von funktionalen Einheiten, versehen sein kann.
Insbesondere ist eine Höhe des Querrahmenelements an einer schmälsten, insbesondere an wenigsten hohen, Stelle des Querrahmenelements zumindest 5-fach, vorzugsweise zumindest 7-fach, bevorzugt zumindest 10-fach und besonders bevorzugt zumindest 14- fach so groß wie eine, insbesondere maximale, Tiefe des Querrahmenelements, wobei die Höhe und die Tiefe insbesondere auf eine vorgesehene Aufstellrichtung des Flugzeugsitzes mit der Flugzeugsitzvorrichtung bezogen sind. Insbesondere ist eine Breite des Querrahmenelements an einer schmälsten, insbesondere am wenigsten breiten, Stelle des Querrahmenelements zumindest 5-fach, vorzugsweise zumindest 10- fach, bevorzugt zumindest 14-fach und besonders bevorzugt zumindest 20-fach so groß wie eine, insbesondere maximale, Tiefe des Querrahmenelements, wobei die Breite insbesondere auf eine vorgesehene Aufstellrichtung des Flugzeugsitzes mit der Flugzeugsitzvorrichtung bezogen ist. Insbesondere weist das Querrahmenelement eine zumindest im Wesentlichen rechteckige, vorzugsweise quaderförmige und bevorzugt rechtflache Form auf, wobei insbesondere Kantenbereiche abgerundet sein können. Insbesondere beträgt eine, insbesondere maximale, vorzugsweise in einem betriebsbereiten Zustand vertikal gemessene, Höhe des Querrahmenelements zumindest 10 cm, vorteilhaft zumindest 15 cm, besonders vorteilhaft zumindest 20 cm, vorzugsweise zumindest 25 cm, bevorzugt zumindest 30 cm und besonders bevorzugt höchstens 80 cm. Insbesondere beträgt eine, insbesondere maximale, vorzugsweise im betriebsbereiten Zustand horizontal gemessene, Breite des Querrahmenelements zumindest 10 cm, vorteilhaft zumindest 20 cm, vorzugsweise zumindest 30 cm, bevorzugt zumindest 38 cm und besonders bevorzugt höchstens 80 cm. Insbesondere beträgt eine, insbesondere maximale, vorzugsweise im betriebsbereiten Zustand horizontal gemessene, Tiefe des Querrahmenelements zumindest 15 mm. Insbesondere beträgt die Tiefe des Querrahmenelements höchstens 27 mm, vorteilhaft höchstens 35 mm, vorzugsweise höchstens 40 cm, bevorzugt höchstens 60 mm und besonders bevorzugt höchstens 80 mm. Ferner wird vorgeschlagen, dass das Querrahmenelement einstückig, vorzugsweise monolithisch, ausgebildet ist. Dadurch kann vorteilhaft eine besonders hohe Stabilität erreicht werden. Außerdem kann vorteilhaft eine einfache Montage und/oder eine einfache Integration funktionaler Einheiten in das Querrahmenelement ermöglicht werden. Insbesondere ist das Querrahmenelement abgesehen von in das Querrahmenelement eingespritzten oder in das Querrahmenelement eingesetzten Kleinteilen, z.B. Anbindungsteilen wie Muttern, einstückig ausgebildet. Unter „einstückig“ soll insbesondere zumindest stoffschlüssig verbunden verstanden werden, beispielsweise durch einen Schweißprozess, einen Klebeprozess, einen Anspritzprozess und/oder einen anderen, dem Fachmann als sinnvoll erscheinenden Prozess, und/oder vorteilhaft in einem Stück geformt verstanden werden, wie beispielsweise durch eine Fierstellung aus einem Guss und/oder durch eine Fierstellung in einem Ein- oder Mehrkomponentenspritzverfahren und vorteilhaft aus einem einzelnen Rohling.
Zudem wird vorgeschlagen, dass das Querrahmenelement eine zumindest teilweise um das Querrahmenelement umlaufende und zumindest im Wesentlichen senkrecht aus einer Plattenebene des Querrahmenelements hervorstehende Berandung aufweist. Dadurch kann vorteilhaft eine hohe Stabilität, insbesondere gegenüber Torsionsbelastungen, erreicht werden. Vorteilhaft kann eine hohe Steifigkeit, insbesondere gegenüber Torsion und/oder eine Verstärkung der Rückenlehnen- Rahmeneinheit erreicht werden. Insbesondere bildet die Berandung einen Fortsatz der Seitenrahmenelemente aus. Insbesondere erstreckt sich die Berandung von dem ersten Seitenrahmenelement bis zu dem zweiten Seitenrahmenelement. Insbesondere bildet die Berandung einen umlaufenden Rahmen nach. Insbesondere läuft die Berandung zumindest im Wesentlichen U-förmig um das Querrahmenelement herum. Insbesondere weist das Querrahmenelement zumindest an einem von einer Vorderseite aus in einer Aufstellrichtung gesehenen Teil einer linken Seite des Querrahmenelements die Berandung auf. Insbesondere weist das Querrahmenelement zumindest an einem von der Vorderseite aus in der Aufstellrichtung gesehenen Teil einer rechten Seite des Querrahmenelements die Berandung auf. Insbesondere weist das Querrahmenelement zumindest an einem in der Aufstellrichtung gesehenen Teil einer oberen Seite des Querrahmenelements die Berandung auf. Insbesondere weist das Querrahmenelement zumindest an einem in der Aufstellrichtung gesehenen Teil einer unteren Seite des Querrahmenelements die Berandung auf. Insbesondere die untere Seite kann jedoch auch vollständig frei von der Berandung ausgebildet sein. Insbesondere läuft die Berandung zumindest um einen oberen Teil der linken Seite, um die obere Seite und um einen oberen Teil der rechten Seite des Querrahmenelements um. Der Ausdruck „im Wesentlichen senkrecht“ soll hier insbesondere eine Ausrichtung einer Richtung relativ zu einer Bezugsrichtung definieren, wobei die Richtung und die Bezugsrichtung, insbesondere in einer Projektionsebene betrachtet, einen Winkel von 90° einschließen und der Winkel eine maximale Abweichung von insbesondere kleiner als 8°, vorteilhaft kleiner als 5° und besonders vorteilhaft kleiner als 2° aufweist. Unter einer „Plattenebene“ soll insbesondere eine Haupterstreckungsebene des Querrahmenelements verstanden werden. Unter einer „Haupterstreckungsebene“ einer Baueinheit soll insbesondere eine Ebene verstanden werden, welche parallel zu einer größten Seitenfläche eines kleinsten gedachten Quaders ist, welcher die Baueinheit gerade noch vollständig umschließt, und insbesondere durch den Mittelpunkt des Quaders verläuft. Alternativ oder zusätzlich kann das Querrahmenelement ein von einer Berandung verschiedenes Versteifungselement aufweisen. Beispielsweise eine in einem inneren Bereich des Querrahmenelements verlaufende Vertiefung mit zumindest im Wesentlichen senkrecht zu der Plattenebene stehenden Seitenwänden. Das Versteifungselement und/oder die Berandung kann insbesondere eine Vielzahl verschiedener Verläufe aufweisen, beispielsweise einen zumindest abschnittsweise eckigen, einen zumindest abschnittsweise geschwungenen oder einen zumindest abschnittsweise gebogenen Verlauf.
Außerdem wird vorgeschlagen, dass das Querrahmenelement eine skelettartige Struktur aufweist. Dadurch kann vorteilhaft eine hohe Stabilität bei zugleich geringem Gesamtgewicht erreicht werden. Zudem kann vorteilhaft ein Materialeinsatz gering gehalten werden. Insbesondere weist das Querrahmenelement eine Skelettbauweise auf. Insbesondere weist eine skelettartige Struktur eine Vielzahl von Hohlräumen, Durchtritten und/oder Aussparungen auf. Insbesondere umfasst die skelettartige Struktur zumindest eine Mehrzahl an Ausnehmungen, welche das Querrahmenelement in einer zumindest im Wesentlichen senkrecht zu einer Haupterstreckungsebene des Querrahmenelements verlaufenden Richtung durchdringen. Insbesondere sind zumindest zwei der Ausnehmungen der skelettartigen Struktur, vorzugsweise alle Ausnehmungen der skelettartigen Struktur, spiegelsymmetrisch zu zumindest einer, insbesondere außerhalb der Ausnehmungen verlaufenden, Spiegelebene angeordnet. Insbesondere weist eine skelettartige Struktur eine Vielzahl von miteinander verbundenen strebenartigen Strukturelementen auf.
Zusätzlich wird vorgeschlagen, dass das Querrahmenelement zumindest ein integral ausgebildetes Anbindungselement zur Befestigung zumindest eines der Seitenrahmenelemente aufweist. Dadurch kann vorteilhaft eine besonders einfache Montage ermöglicht werden. Zudem kann vorteilhaft eine besonders hohe Stabilität erreicht werden. Außerdem kann vorteilhaft eine besonders kostengünstige Fertigung ermöglicht werden. Insbesondere weist das Querrahmenelement zumindest zwei integral ausgebildete Anbindungselemente zu Befestigung der beiden Seitenrahmenelemente auf. Unter einer „integralen Ausbildung“ soll insbesondere eine einstückige und/oder monolithische Ausbildung des Anbindungselements mit dem Querrahmenelement verstanden werden.
Wenn das Anbindungselement als ein, an eine Außenform des Seitenrahmenelements angepasster, Hohlraum in dem Querrahmenelement ausgebildet ist, kann vorteilhaft eine besonders einfache Montage und/oder eine besonders hohe Stabilität erreicht werden. Der Hohlraum ist zumindest zu zwei Seiten, vorzugsweise zumindest zu drei Seiten und bevorzugt zumindest zu vier Seiten von durch das Querrahmenelement ausgebildeten Wandungen begrenzt. Insbesondere sind die Seitenrahmenelemente dazu vorgesehen, bei einer Montage der Rückenlehnen-Rahmeneinheit in die jeweiligen Hohlräume eingesteckt zu werden und vorzugsweise in den Hohlräumen fixiert zu werden, beispielsweise mit Schrauben, Nieten oder dergleichen. Alternativ könnte das Querrahmenelement integral ausgebildete oder anmontierte Steckbolzen aufweisen, welche jeweils dazu vorgesehen sind, zu einer Verbindung mit den Seitenrahmenelementen in Ausnehmungen der Seitenrahmenelemente, welche beispielsweise als Hohlprofile ausgebildet sein können, eingesteckt zu werden.
Des Weiteren wird vorgeschlagen, dass das Querrahmenelement zumindest eine Befestigungseinheit aufweist, die zu einer Montage zumindest einer funktionalen Einheit vorgesehen ist. Dadurch kann vorteilhaft eine hohe Flexibilität und/oder Vielseitigkeit erreicht werden, insbesondere indem ein großer Gestaltungsspielraum für eine Montage und/oder Integration von funktionalen Einheiten in die Rückenlehnen-Rahmeneinheit ermöglicht werden. Vorteilhaft kann eine hohe Funktionsintegration in die Rückenlehnen- Rahmeneinheit ermöglicht werden kann. Insbesondere bildet die Befestigungseinheit eine Befestigungsmatrix, beispielsweise eine Lochmatrix und/oder eine Aufnahmematrix, mit einem oder mehreren Befestigungselementen, beispielsweise Löchern und/oder speziell für eine Befestigung bestimmter funktionaler Einheiten angepassten Aufnahmebereichen, aus. Insbesondere ist die Befestigungseinheit einstückig und/oder monolithisch mit dem Querrahmenelement verbunden.
Wenn die funktionale Einheit als eine Kopfstütze, als eine Kopfstützenhalterung, als eine Flugzeug-Esstisch-Verriegelung, als eine hohe Literaturtasche, als ein Monitor, als eine Monitorhalterung, als eine Bezugs- und/oder Bespannungsanbindung, als ein Cupholder, als ein Tablethalter, als ein Kleiderhaken, als ein Staufach, als ein Werberahmen oder als ein USB-Stecker oder als ein weiteres Elektronik-Bauteil ausgebildet ist, kann vorteilhaft eine hohe Vielseitigkeit, insbesondere einer hohe Funktionsintegration in die Rückenlehnen-Rahmeneinheit ermöglich werden. Zudem ist denkbar, dass die funktionale Einheit als zumindest ein Energieabsorptionselement ausgebildet ist, beispielsweise als eine Anordnung von Sollbruchstellen, welche dazu vorgesehen ist, einen Aufprall eines Passagiers, insbesondere eines Kopfs eines Passagiers, auf das Querrahmenelement abzudämpfen. Insbesondere ist die Kopfstützenhalterung als eine Schiene zu einer Befestigung einer entlang der Schiene verstellbaren Kopfstütze ausgebildet.
Insbesondere ist die Monitorhalterung als eine Befestigung zur verstellbaren und/oder versch wenkbaren Lagerung des Monitors ausgebildet. Insbesondere ist denkbar, dass das Querrahmenelement eine oder mehrere Kabelführung/en für elektrische Anschlusskabel und/oder eine integrierte Elektronikeinheit, insbesondere Recheneinheit, aufweist, welche in elektrischer Verbindung mit zumindest einer der funktionalen Einheiten steht.
Wenn außerdem die Befestigungseinheit zumindest zwei Befestigungselemente aufweist, wobei jedes der Befestigungselemente zu einer Befestigung von unterschiedlichen Ausgestaltungen einer der funktionalen Einheiten vorgesehen ist, kann vorteilhaft eine besonders hohe Flexibilität und/oder Vielseitigkeit erreicht werden. Insbesondere kann dadurch eine einfache Konfektionierbarkeit des Flugzeugsitzes ermöglicht werden, bei welcher beispielsweise verschiedene oder gleiche funktionale Einheiten mit unterschiedlichen Größen und/oder von unterschiedlichen Fierstellern mit demselben Querrahmenelement kombinierbar sind. Insbesondere ist ein erstes Befestigungselement zu einer Montage einer ersten funktionalen Einheit vorgesehen, während ein zweites Befestigungselement zu einer Montage einer zweiten funktionalen Einheit vorgesehen ist, welche eine von der ersten funktionalen Einheit abweichende Größe und/oder Form und/oder einen von dem Hersteller der ersten funktionalen Einheit abweichenden Hersteller aufweist. Insbesondere sind das erste Befestigungselement und das zweite Befestigungselement auf einer gleichen Seite, beispielsweise einer Vorderseite oder einer Rückseite, des Querrahmenelements angeordnet. Alternativ können das erste Befestigungselement und das zweite Befestigungselement auf verschiedenen, insbesondere gegenüberliegenden, Seiten des Querrahmenelements angeordnet sein. Insbesondere kann die Befestigungseinheit mehr als zwei Befestigungselemente aufweisen, welche insbesondere in beliebiger Zahl auf beliebigen Seiten des Querrahmenelements angeordnet sein können. Insbesondere ist ein Befestigungselement speziell zu einer Befestigung einer bestimmten funktionalen Einheit ausgebildet. Beispielsweise ist denkbar, dass das Befestigungselement eine Ausnehmung oder ein Vorsprung ist, welcher zu einer kraft- und/oder formschlüssigen Verbindung mit einer funktionalen Einheit, beispielsweise durch ein Einstecken, Einrasten und/oder Einschrauben, vorgesehen ist.
Weiterhin wird vorgeschlagen, dass die Befestigungseinheit auf einer ersten Seite des Querrahmenelements zumindest ein erstes Befestigungselement aufweist und dass die Befestigungseinheit auf einer der ersten Seite gegenüberliegenden zweiten Seite des Querrahmenelements zumindest ein zweites Befestigungselement aufweist, wobei das erste Befestigungselement zu einer Montage einer Flugzeug-Esstisch-Verriegelung oder einer Monitoranbindung vorgesehen ist und wobei das zweite Befestigungselement zu einer Montage einer Kopfstütze und/oder einer Kopfstützenhalterung vorgesehen ist. Dadurch kann vorteilhaft eine besonders vielseitige Flugzeugsitzvorrichtung erreicht werden. Vorteilhaft kann dadurch eine besonders sinnvolle und/oder nützliche Kombination von funktionalen Elementen mit dem Querrahmenelement erreicht werden. Vorteilhaft kann eine einfache Montage der Flugzeug-Esstisch-Verriegelung und der Kopfstütze erreicht werden. Insbesondere ist die erste Seite auf einer Rückseite der Rückenlehne des Flugzeugsitzes angeordnet. Insbesondere ist die zweite Seite auf einer Vorderseite, insbesondere einer Sitzseite, vorzugsweise einer Seite des Anlehnbereichs der Rückenlehne des Flugzeugsitzes, angeordnet. Insbesondere weist die Flugzeugsitzvorrichtung auf einer Vorderseite eine an dem Querrahmenelement befestige Kopfstütze und/oder Kopfstützenhalterung auf. Insbesondere weist die io
Flugzeugsitzvorrichtung auf einer Rückseite eine Flugzeug-Esstisch-Verriegelung, welche beispielsweise einen Druckknopf und/oder einen Schwenkhebel umfasst, auf.
Ferner wird vorgeschlagen, dass zumindest das erste Seitenrahmenelement zu einer Montage einer Bespannung der Rückenlehnen-Rahmeneinheit und/oder eines aufklebbaren Flächenelements vorgesehen ist. Dadurch kann vorteilhaft eine hohe Flexibilität und/oder Vielseitigkeit erreicht werden. Vorteilhaft kann eine einfache Montage unter Verwendung möglichst weniger Einzelteile erreicht werden. Insbesondere ist auch das zweite Seitenrahmenelement zu einer Montage einer Bespannung der Rückenlehnen- Rahmeneinheit und/oder eines aufklebbaren Flächenelements vorgesehen. Insbesondere weist das erste Seitenrahmenelement und/oder das zweite Seitenrahmenelement eine Kederführung auf, welche zu einer Aufnahme einer Keder einer Bespannung vorgesehen ist. Alternativ oder zusätzlich weist das erste Seitenrahmenelement und/oder das zweite Seitenrahmenelement eine Beklebefläche auf, welche dazu vorgesehen ist, mit dem Flächenelement beklebt zu werden. Insbesondere erstreckt sich die Bespannung und/oder das Flächenelement zwischen den Seitenrahmenelementen und bildet den Anlehnbereich aus.
Zudem wird vorgeschlagen, dass das Querrahmenelement einen, insbesondere in der Aufstellrichtung des Flugzeugsitzes gesehen, oberen Abschluss der Rückenlehnen- Rahmeneinheit bildet. Dadurch kann vorteilhaft eine hohe Stabilität erreicht werden. Insbesondere sind die Seitenrahmenelemente jeweils in Endbereichen der Seitenrahmenelemente mit dem Querrahmenelement verbunden. Insbesondere ist der Flugzeugsitz oberhalb des oberen Abschlusses frei von weiteren Bauteilen.
Des Weiteren wird vorgeschlagen, dass das Querrahmenelement, insbesondere zumindest teilweise, ein Sichtteil einer Flugzeugsitz-Rückenlehne ausbildet. Dadurch kann vorteilhaft eine besonders hohe Flexibilität und/oder Vielseitigkeit erreicht werden. Zudem kann vorteilhaft eine besonders kostengünstige Ausführung erreicht werden, insbesondere indem zumindest im Bereich des Querrahmenelements, insbesondere in dem Bereich des Querrahmenelements, in dem das Querrahmenelement im montierten Zustand direkt einsehbar ist, auf ein zusätzliches Verkleidungsbauteil, welches insbesondere an das Querrahmenelement montiert ist, verzichtet werden kann. Insbesondere ist ein Sichtteil in einem fertig montierten Zustand direkt von einem Beobachter einsehbar und/oder berührbar. Insbesondere weist das Querrahmenelement auf einsehbaren und/oder berührbaren Oberflächen eine Oberflächenstrukturierung, beispielsweise eine Narbung, auf. Insbesondere weist das Querrahmenelement, vorzugsweise der sicht- und/oder berührbare Teil des Querrahmenelements, eine Class-A Oberfläche auf.
Zusätzlich wird vorgeschlagen, dass die Rückenlehnen-Rahmeneinheit zumindest ein weiteres Querrahmenelement aufweist, welches in einem Mittelbereich der Seitenrahmenelemente mit den Seitenrahmenelementen verbunden ist. Dadurch kann vorteilhaft eine Stabilität und/oder eine Steifigkeit, insbesondere gegenüber Torsion, weiter erhöht werden. Insbesondere ist das weitere Querrahmenelement in einer unteren oder in einer oberen Hälfte der Rückenlehnen-Rahmeneinheit angeordnet. Bevorzugt ist das weitere Querrahmenelement etwa in Höhe eines Lendenbereichs einer auf dem Flugzeugsitz sitzenden Person angeordnet. Das weitere Querrahmenelement ist aus dem gleichen Werkstoff ausgebildet wie das Querrahmenelement. Alternativ kann das weitere Querrahmenelement aus einem anderen Werkstoff ausgebildet sein als das Querrahmenelement. Insbesondere ist das weitere Querrahmenelement aus einem Kunststoff und/oder aus einem Metall ausgebildet. Vorzugsweise ist das weitere Querrahmenelement einstückig ausgebildet. Insbesondere wird das weitere Querrahmenelement auf die Seitenrahmenelemente aufgesteckt oder mit den Seitenrahmenelementen verschraubt oder vernietet oder dergleichen. Alternativ kann das weitere Querrahmenelement auch stoffschlüssig mit den Seitenrahmenelementen verbunden, beispielsweise verschweißt, sein.
Wenn das Querrahmenelement zumindest zu einem Großteil mittels eines Urformens gefertigt ist, kann vorteilhaft eine hohe Flexibilität bezüglich der Formgebung des Querrahmenelements erreicht werden. Vorteilhaft kann eine einfache und kostengünstige Herstellung des Querrahmenelements ermöglicht werden. Unter einem „Großteil“ soll in diesem Zusammenhang insbesondere zumindest zu 80 %, vorzugsweise zumindest zu 90 % und bevorzugt zumindest zu 95 % verstanden werden. Insbesondere ist das Querrahmenelement abgesehen von kleinen Fräs-, Biege- und/oder Stanzarbeiten in der Endfertigung, z.B. um Unebenheiten zu entfernen, Gewinde zu schneiden, kleine Löcher auszubilden, etc., vollständig mittels Urformen hergestellt. Insbesondere ist der Basiskörper des Querrahmenelements, welcher insbesondere bereits verschieden ist von einem monolithischen Block oder einer monolithischen Platte, mittels Urformen hergestellt. Insbesondere ist das Querrahmenelement zumindest zu einem Großteil mittels eines Umformprozesses nach der Definition der DIN 8580:2003-09 oder mittels eines 3D-Druckverfahrens hergestellt. Insbesondere ist das Querrahmenelement zumindest zu einem Großteil frei von Umformprozessen und/oder Fügeprozessen, insbesondere nach der Definition der DIN 8580:2003-09, hergestellt. Insbesondere ist das Querrahmenelement frei von Biegeprozessen hergestellt. Insbesondere ist das Querrahmenelement frei von einem Laminationsprozess hergestellt. Insbesondere ist das Querrahmenelement frei von Karbonfasern. Alternativ ist jedoch auch denkbar, dass das Querrahmenelement mittels eines Fräsens oder mittels eines Blechbiegeprozesses hergestellt ist.
Des Weiteren wird vorgeschlagen, dass das Querrahmenelement als ein Gussteil, insbesondere ein Spritzgussteil und/oder ein Druckgussteil, gefertigt ist. Dadurch kann vorteilhaft eine hohe Flexibilität bezüglich der Formgebung des Querrahmenelements erreicht werden. Vorteilhaft kann eine einfache und kostengünstige Fierstellung des Querrahmenelements ermöglicht werden. Insbesondere ist das Querrahmenelement in einem Kunststoffspritzgussverfahren, in einem Aluminiumdruckgussverfahren oder in einem Magnesiumdruckgussverfahren hergestellt. Zudem ist denkbar, dass das Querrahmenelement als ein Mehrkomponenten-Spritzgussteil oder als ein hybrides Druckguss-Spritzguss-Teil ausgebildet ist. Dadurch können insbesondere vorteilhafte Werkstoffeigenschaften kombiniert werden. Vorteilhaft können dadurch Kosten, Gewicht und/oder Stabilität optimiert werden.
Außerdem wird ein Flugzeugsitz mit der Flugzeugsitzvorrichtung und ein Verfahren zu einer Fierstellung der Flugzeugsitzvorrichtung vorgeschlagen. Dadurch kann vorteilhaft eine hohe Flexibilität und/oder Vielseitigkeit erreicht werden, insbesondere indem ein großer Gestaltungsspielraum für eine Montage und/oder Integration von funktionalen Einheiten in die Rückenlehnen-Rahmeneinheit ermöglicht werden.
Zusätzlich wird ein Baukastensystem zur Montage der Flugzeugsitzvorrichtung vorgeschlagen. Das Baukastensystem umfasst zumindest einem Satz von unterschiedlich ausgebildeten Paaren von Seitenrahmenelementen und zumindest einem Satz von unterschiedlich ausgebildeten Querrahmenelementen, welche jeweils Anbindungselemente aufweisen, die eine Montage von allen Paaren von Seitenrahmenelementen des Satzes von Seitenrahmenelementen erlauben. Dadurch kann vorteilhaft eine hohe Flexibilität und/oder Vielseitigkeit erreicht werden, insbesondere indem ohne großen Zusatzaufwand eine Vielzahl verschiedener Flugzeugsitzvorrichtungen für unterschiedlichste Anwendungen und oder Belegungsklassen in Flugzeugen geschaffen werden kann. Vorteilhaft muss nicht für jede Anwendung oder Belegungsklasse eine komplett unterschiedliche Rückenlehnen- Rahmeneinheit hergestellt werden. Insbesondere umfasst der Satz von unterschiedlich ausgebildeten Paaren von Seitenrahmenelementen Seitenrahmenelemente, welche unterschiedliche Längen, Stärken, Materialien oder Formen aufweisen. Insbesondere umfasst der Satz von unterschiedlich ausgebildeten Querrahmenelementen Querrahmenelemente, welche unterschiedliche Breiten, unterschiedliche Flöhen, unterschiedliche Tiefen, unterschiedliche Materialien und/oder unterschiedliche Formen aufweisen. Insbesondere umfasst der Satz von unterschiedlich ausgebildeten Querrahmenelementen Querrahmenelemente, welche unterschiedliche Befestigungseinheiten aufweisen und/oder zu einer Montage unterschiedlicher funktionaler Einheiten vorgesehen sind. Beispielsweise umfasst der Satz von unterschiedlich ausgebildeten Querrahmenelementen ein Querrahmenelement mit einer Befestigungseinheit für einen Monitor, ein Querrahmenelement mit einer Befestigungseinheit für eine Kopfstütze, ein Querrahmenelement mit einer Befestigungseinheit für eine Flugzeug-Esstisch-Verriegelung, ein Querrahmenelement mit einer hohen Literaturtasche, usw. Insbesondere kann ein oder mehrere Querrahmenelement/e eine Mehrzahl verschiedener Anbindungselemente zur Anbindung verschiedener Seitenrahmenelemente oder zur Ausbildung verschiedener Flugzeugsitzbreiten aufweisen. Insbesondere sind alle Querrahmenelemente des Satzes von Querrahmenelementen mit allen Seitenrahmenelementen des Satzes von Paaren von Seitenrahmenelementen kombinierbar.
Wenn die verschiedenen Querrahmenelemente des Satzes von unterschiedlich ausgebildeten Querrahmenelementen zur Montage unterschiedlich breiter Flugzeugsitzvorrichtungen, insbesondere unterschiedlich breiter Flugzeugsitze, vorgesehen sind, kann vorteilhaft eine besonders hohe Flexibilität und/oder Vielseitigkeit erreicht werden. Insbesondere umfasst der Satz von unterschiedlich ausgebildeten Querrahmenelementen Querrahmenelemente mit unterschiedlichen Breiten oder Querrahmenelemente, bei denen die Anbindungselemente in unterschiedlichen Abständen angeordnet sind. Die erfindungsgemäße Flugzeugsitzvorrichtung, der erfindungsgemäße Flugzeugsitz, das erfindungsgemäße Verfahren und das erfindungsgemäße Baukastensystem sollen hierbei nicht auf die oben beschriebene Anwendung und Ausführungsform beschränkt sein. Insbesondere kann die erfindungsgemäße Flugzeugsitzvorrichtung, der erfindungsgemäße Flugzeugsitz, das erfindungsgemäße Verfahren und das erfindungsgemäße Baukastensystem zu einer Erfüllung einer hierin beschriebenen Funktionsweise eine von einer hierin genannten Anzahl von einzelnen Elementen, Bauteilen, Verfahrensschritten und Einheiten abweichende Anzahl aufweisen. Insbesondere können die Verfahrensschritte auch zumindest teilweise eine abweichende Reihenfolge aufweisen, zusätzliche Zwischenverfahrensschritte umfassen und/oder zumindest teilweise zeitlich parallel zueinander ablaufen.
Zeichnungen
Weitere Vorteile ergeben sich aus der folgenden Zeichnungsbeschreibung. In der Zeichnung sind zwei Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt. Die Zeichnung, die Beschreibung und die Ansprüche enthalten zahlreiche Merkmale in Kombination. Der Fachmann wird die Merkmale zweckmäßigerweise auch einzeln betrachten und zu sinnvollen weiteren Kombinationen zusammenfassen.
Es zeigen:
Fig. 1 eine schematische Darstellung eines Flugzeugsitzes mit einer Flugzeugsitzvorrichtung,
Fig. 2 eine schematische perspektivische Ansicht der Flugzeugsitzvorrichtung,
Fig. 3 eine schematische Seitenansicht der Flugzeugsitzvorrichtung,
Fig. 4 eine schematische Ansicht einer Rückseite der Flugzeugsitzvorrichtung,
Fig. 5 eine schematische Ansicht einer Vorderseite der
Flugzeugsitzvorrichtung,
Fig. 6 eine schematische perspektivische Teilansicht der
Flugzeugsitzvorrichtung mit einem alternativen Querrahmenelement,
Fig. 7 ein schematisches Ablaufdiagramm eines Verfahrens,
Fig. 8 eine schematische Darstellung eines Baukastensystems,
Fig. 9 eine schematische perspektivische Ansicht einer alternativen Flugzeugsitzvorrichtung, Fig. 10 eine weitere schematische perspektivische Ansicht der alternativen Flugzeugsitzvorrichtung und
Fig. 11 eine schematische perspektivische Ansicht einer weiteren alternativen Flugzeugsitzvorrichtung.
Beschreibung der Ausführungsbeispiele
Die Fig. 1 zeigt einen Flugzeugsitz 44a. Der Flugzeugsitz 44a ist Teil einer Sitzreihe 54a innerhalb einer Flugzeugpassagierkabine. Der Flugzeugsitz 44a weist eine Flugzeugsitz- Rückenlehne 56a auf. Der Flugzeugsitz 44a weist einen Flugzeugsitz-Sitzboden 58a auf. Der Flugzeugsitz 44a umfasst eine Flugzeugsitzvorrichtung 46a. Der Flugzeugsitz 44a ist in der Fig 1 in einem einsatzbereiten Zustand relativ zu einer Aufstellrichtung 70a des Flugzeugsitzes 44a dargestellt.
Die Figuren 2 bis 5 zeigen unterschiedliche Ansichten der Flugzeugsitzvorrichtung 46a. Die Flugzeugsitzvorrichtung 46a weist eine Rückenlehnen-Rahmeneinheit 10a auf. Die Rückenlehnen-Rahmeneinheit 10a ist mehrteilig ausgebildet. Die Rückenlehnen- Rahmeneinheit 10a umfasst ein erstes Seitenrahmenelement 12a. Die Rückenlehnen- Rahmeneinheit 10a umfasst ein zweites Seitenrahmenelement 14a. Die Seitenrahmenelemente 12a, 14a sind zumindest im Wesentlichen identisch zueinander ausgebildet. Die Seitenrahmenelemente 12a, 14a sind zueinander gespiegelt ausgebildet. Alternativ könnten die Seitenrahmenelemente 12a, 14a auch abgesehen von Produktionstoleranzen identisch zueinander ausgebildet sein oder verschieden voneinander ausgebildet sein. Das zweite Seitenrahmenelement 14a ist getrennt von dem ersten Seitenrahmenelement 12a ausgebildet. Das zweite Seitenrahmenelement 14a ist separat von dem ersten Seitenrahmenelement 12a ausgebildet. Das erste Seitenrahmenelement 12a und das zweite Seitenrahmenelement 14a sind auf gegenüberliegenden Seiten der Rückenlehnen-Rahmeneinheit 10a angeordnet. Die Seitenrahmenelemente 12a, 14a sind als, insbesondere gebogene und/oder geschwungene, Aluminium- oder Magnesium-Strangpressprofile ausgebildet. Alternativ könnten die Seitenrahmenelemente 12a, 14a auch aus einem Kunststoff oder einem anderen Metall ausgebildet sein.
Die Rückenlehnen-Rahmeneinheit 10a weist eine Bespannung 36a auf (vgl. Fig. 5). Die Bespannung 36a ist als ein Textil oder als eine Fasermatte ausgebildet. Die Seitenrahmenelemente 12a, 14a sind zu einer Montage der Bespannung 36a der Rückenlehnen-Rahmeneinheit 10a vorgesehen. Die Seitenrahmenelemente 12a, 14a weisen jeweils ein Kederführungselement 60a auf. Das Kederführungselement 60a ist zu einer Halterung der Bespannung 36a unter Zugkraft vorgesehen.
Die Rückenlehnen-Rahmeneinheit 10a weist ein Querrahmenelement 16a auf. Das Querrahmenelement 16a ist getrennt von den Seitenrahmenelementen 12a, 14a ausgebildet. Das Querrahmenelement 16a ist dazu vorgesehen, die Seitenrahmenelemente 12a, 14a zu verbinden. Das Querrahmenelement 16a ist einstückig ausgebildet. Das Querrahmenelement 16a ist monolithisch ausgebildet. Das beispielhaft dargestellte Querrahmenelement 16a ist zu einem Großteil mittels eines Urformens gefertigt. Das beispielhaft dargestellte Querrahmenelement 16a ist als ein Spritzgussteil gefertigt. Das beispielhaft dargestellte Querrahmenelement 16a ist als ein Spritzguss aus faserverstärktem Kunststoff gefertigt. Das Querrahmenelement 16a bildet einen oberen Abschluss 38a der Rückenlehnen-Rahmeneinheit 10a. Die Rückenlehnen- Rahmeneinheit 10a weist ein weiteres Querrahmenelement 42a auf. Das weitere Querrahmenelement 42a ist in einem Mittelbereich der Seitenrahmenelemente 12a, 14a mit den Seitenrahmenelementen 12a, 14a verbunden. Das weitere Querrahmenelement 42a dient einer weiteren Erhöhung der Steifigkeit und der Stabilität der Flugzeugsitzvorrichtung 46a.
Das Querrahmenelement 16a ist zumindest im Wesentlichen plattenartig ausgebildet. Das Querrahmenelement 16a weist eine maximale Höhe 76a auf (vgl. Fig. 4). Die maximale Höhe 76a ist eine Erstreckung des Querrahmenelements 16a parallel zu der Aufstellrichtung 70a. Die maximale Höhe 76a des beispielhaft dargestellten Querrahmenelements 16a beträgt 22 cm. Das Querrahmenelement 16a weist eine maximale Breite 74a auf (vgl. Fig. 4). Die maximale Breite 74a ist eine Erstreckung des Querrahmenelements 16a senkrecht zu der Aufstellrichtung 70a und parallel zu einer Haupterstreckungsebene des Querrahmenelements 16a. Die maximale Breite 74a des beispielhaft dargestellten Querrahmenelements 16a beträgt 38 cm. Das Querrahmenelement 16a weist eine maximale Tiefe 72a auf (vgl. Fig. 3). Die maximale Tiefe 72a ist eine Erstreckung des Querrahmenelements 16a senkrecht zu der Aufstellrichtung 70a und senkrecht zu der Haupterstreckungsebene des Querrahmenelements 16a. Die maximale Tiefe 72a des beispielhaft dargestellten Querrahmenelements 16a beträgt 27 mm. Die maximale Höhe 76a des Querrahmenelements 16a ist mehr als 8-fach größer als die maximale Tiefe 72a des Querrahmenelements 16a. Die maximale Breite 74a des Querrahmenelements 16a ist mehr als 14-fach größer als die maximale Tiefe 72a des Querrahmenelements 16a. Das Querrahmenelement 16a ist zumindest im Wesentlichen quaderförmig. Das Querrahmenelement 16a weist zumindest im Wesentlichen eine Form eines Rechtflachs auf.
Das Querrahmenelement 16a weist eine skelettartige Struktur 18a auf. Das Querrahmenelement 16a weist eine Mehrzahl an Durchtritten 62a, 64a, 66a auf. Das Querrahmenelement 16a weist eine Mehrzahl an Ausnehmungen 68a auf. Die skelettartige Struktur 18a ist zumindest durch die Mehrzahl an Ausnehmungen 68a und Durchtritten 62a, 64a, 66a ausgebildet. Das Querrahmenelement 16a ist spiegelsymmetrisch zu einer Spiegelebene 78a ausgebildet. Die Spiegelebene 78a verläuft senkrecht zu der Haupterstreckungsebene mittig durch das Querrahmenelement 16a. Das Querrahmenelement 16a weist eine Berandung 80a auf. Die Berandung 80a ist teilweise um das Querrahmenelement 16a umlaufend ausgebildet. Die Berandung 80a verleiht dem Querrahmenelement 16a annähernd eine Form eines flachen Kastens. Die Berandung 80a steht senkrecht aus einer Plattenebene des Querrahmenelements 16a hervor. Die Berandung 80a steht senkrecht aus der Haupterstreckungsebene des Querrahmenelements 16a hervor. Die Seitenrahmenelemente 12a, 14a werden durch die Berandung 80a umlaufend um das Querrahmenelement 16a fortgeführt. Die Berandung 80a bildet die maximale Tiefe 72a des Querrahmenelements 16a. Die Berandung 80a steht zumindest 10 mm, vorzugsweise zumindest 15 mm und bevorzugt zumindest 20 mm über eine, insbesondere mittlere, Oberfläche 84a des Querrahmenelements 16a in einem Innenbereich 82a (vgl. Fig. 5) des Querrahmenelements 16a hervor. Die Berandung 80a steht in Richtung einer Vorderseite 86a des Querrahmenelements 16a hervor. Alternativ könnte die Berandung 80a auch in Richtung einer Rückseite 88a des Querrahmenelements 16a hervorstehen.
Das Querrahmenelement 16a weist ein erstes Anbindungselement 20a auf. Das erste Anbindungselement 20a ist zu einer Befestigung zumindest eines der Seitenrahmenelemente 12a, 14a vorgesehen. Das erste Anbindungselement 20a ist integral mit dem Querrahmenelement 16a ausgebildet. Das erste Anbindungselement 20a ist einstückig mit dem Querrahmenelement 16a ausgebildet. Das Querrahmenelement 16a weist ein zweites Anbindungselement 90a auf. Das zweite Anbindungselement 90a ist zu einer Befestigung zumindest eines weiteren der Seitenrahmenelemente 12a, 14a vorgesehen. Das zweite Anbindungselement 90a ist zumindest im Wesentlichen identisch zu dem ersten Anbindungselement 20a ausgebildet. Das zweite Anbindungselement 90a ist integral mit dem Querrahmenelement 16a ausgebildet. Das zweite Anbindungselement 90a ist einstückig mit dem Querrahmenelement 16a ausgebildet. Die Anbindungselemente 20a, 90a sind jeweils als ein, an eine Außenform des Seitenrahmenelements 12a, 14a angepasster, Hohlraum 22a in dem Querrahmenelement 16a ausgebildet (vgl. auch Fig. 6). Bei der Montage der Seitenrahmenelemente 12a, 14a an dem Querrahmenelement 16a werden die Seitenrahmenelemente 12a, 14a in die Hohlräume 22a der Anbindungselemente 20a, 90a eingeführt und darin fixiert. Es ist denkbar, dass das Querrahmenelement 16a weitere Anbindungselemente aufweist, welche optional, je nach gewünschter Ausgestaltung der Rückenlehnen-Rahmeneinheit 10a, insbesondere je nach gewünschter Breite der Flugzeugsitzvorrichtung 46a zur Montage der Seitenrahmenelemente 12a, 14a benutzt werden können.
Das Querrahmenelement 16a weist eine Befestigungseinheit 24a auf. Die Befestigungseinheit 24a ist zu einer Montage zumindest einer funktionalen Einheit 26a vorgesehen. Die funktionale Einheit 26a kann als eine Kopfstütze 134a (vgl. Fig. 10), als eine Kopfstützenhalterung 102a (vgl. Fig. 6), als eine Flugzeug-Esstisch-Verriegelung 132a (vgl. Fig. 10), als eine hohe Literaturtasche 128a (vgl. Fig. 10), als ein Monitor, als eine Monitorhalterung, als eine Bezugsanbindung, als ein Cupholder, als ein Tablethalter, als ein USB-Stecker oder als ein weiteres Elektronik-Bauteil ausgebildet sein. Die Befestigungseinheit 24a umfasst eine Befestigungsmatrix. Die Befestigungseinheit 24a umfasst eine Lochmatrix 92a. Die Befestigungseinheit 24a umfasst Befestigungselemente 28a, 30a, 98a, 100a. Die Befestigungselemente 28a, 30a, 98a, 100a sind zumindest teilweise als Löcher der Lochmatrix 92a ausgebildet. Die Befestigungseinheit 24a umfasst vorgeformte Aufnahmebereiche 94a, 96a zur zumindest im Wesentlichen formschlüssigen Aufnahme von funktionalen Einheiten 26a. Die Befestigungselemente 28a, 30a, 98a, 100a sind zumindest teilweise als Aufnahmebereiche 94a, 96a ausgebildet. Die Form und Anordnung der Befestigungselemente 28a, 30a, 98a, 100a sind speziell an die jeweils zu montierenden funktionalen Einheiten 26a angepasst. Die Befestigungseinheit 24a weist die Mehrzahl an Befestigungselementen 28a, 30a, 98a, 100a auf. Jedes der unterschiedlichen Befestigungselemente 28a, 30a, 98a, 100a ist jeweils zu einer Befestigung einer unterschiedlichen Ausgestaltung einer der funktionalen Einheiten 26a oder unterschiedlicher funktionaler Einheiten 26a vorgesehen.
Das Querrahmenelement 16a weist eine funktionale Einheit 26a auf, welche als ein Energieabsorptionselement 130a ausgebildet ist. Das Energieabsorptionselement 130a dient zu einer Absorption einer Aufprallenergie bei einem Einschlag eines Körperteils in das Querrahmenelement 16a. Das Energieabsorptionselement 130a ist als eine Sollbruchstelle ausgebildet. Bei dem Einschlag des Körperteils bricht das Querrahmenelement 16a entlang der Sollbruchstelle und gibt somit einen zusätzlichen Weg für eine Bewegung des herausgebrochenen Teils des Querrahmenelements 16a frei. Dadurch kann vorteilhaft eine Personensicherheit, insbesondere im Katastrophenfall, verbessert werden. Alternativ oder zusätzlich kann das Energieabsorptionselement 130a auch als zumindest ein Bauteil aus einem Absorbermaterial, wie beispielsweise einem Partikelschaum, insbesondere EPP (Expandiertes Polypropylen), welches an dem Querrahmenelement 16a befestigt ist, ausgebildet sein.
Fig. 6 zeigt eine Teilansicht der Flugzeugsitzvorrichtung 46a mit einem alternativen Querrahmenelement 16’a. Das alternative Querrahmenelement 16’a unterscheidet sich von dem Querrahmenelement 16a der Figuren 2 bis 5 hauptsächlich durch eine unterschiedliche Anordnung der Befestigungselemente 28a, 30a, 98a, 100a sowie durch eine unterschiedliche Ausgestaltung des Hohlraums 22a der Anbindungselemente 20a, 90a. Zudem ist an der Befestigungseinheit 24a des alternativen Querrahmenelements 16’a die Kopfstützenhalterung 102a befestigt. Die Kopfstützenhalterung 102a weist eine Schiene 104a auf. Die Kopfstützenhalterung 102a ist zu einer Montage einer Kopfstütze 134a vorgesehen. Die an der Kopfstützenhalterung 102a montierte Kopfstütze 134a ist entlang der Schiene 104a bewegbar. Eine Höheneinstellung der an der Kopfstützenhalterung 102a montierten Kopfstütze 134a ist mittels der Bewegung entlang der Schiene 104a vornehmbar.
Die Befestigungseinheit 24a des alternativen Querrahmenelements 16’a weist auf einer ersten Seite 32a des Querrahmenelements 16’a ein erstes Befestigungselement 98a auf. Die erste Seite 32a des Querrahmenelements 16’a bildet die Rückseite 88a des Querrahmenelements 16’a aus. Die Befestigungseinheit 24a des alternativen Querrahmenelements 16’a weist auf einer zweiten Seite 34a des Querrahmenelements 16’a ein zweites Befestigungselement 28a auf. Die zweite Seite 34a bildet die Vorderseite 86a des Querrahmenelements 16’a aus. Die zweite Seite 34a ist zu der ersten Seite 32a gegenüberliegend angeordnet. Das erste Befestigungselement 98a ist als ein Aufnahmebereich 94a ausgebildet. Das erste Befestigungselement 98a ist als ein Loch zu einer Aufnahme einer der funktionalen Einheiten 26a ausgebildet. Das erste Befestigungselement 98a ist zu einer Montage einer Flugzeug-Esstisch-Verriegelung 132a vorgesehen. Das zweite Befestigungselement 28a ist als ein Loch der Lochmatrix 92a ausgebildet. Das zweite Befestigungselement 28a ist zu einem Festschrauben oder Nieten einer der funktionalen Einheiten 26a ausgebildet. Das zweite Befestigungselement 28a ist zu einer Montage der Kopfstützenhalterung 102a vorgesehen. Die Kopfstützenhalterung 102a und die Flugzeug-Esstisch-Verriegelung 132a sind in einem betriebsbereiten Zustand der Flugzeugsitzvorrichtung 46a auf unterschiedlichen Seiten 32a, 34a des Querrahmenelements 16’a an dem Querrahmenelement 16’a befestigt. Die Befestigungseinheit 24a bietet die Möglichkeit der Befestigung einer Vielzahl weiterer oder alternativer funktionaler Einheiten 26a auf beiden Seiten 32a, 34a des Querrahmenelements 16’a.
Fig. 7 zeigt ein Ablaufdiagramm eines Verfahrens zu einer Fierstellung der Flugzeugsitzvorrichtung 46a. Die angegebenen Verfahrensschritte 106a, 108a, 110a, 112a, 114a, 116a, 118a, 120a, 122a können in verschiedenen Reihenfolgen ausgeführt werden. Insbesondere kann wesentlich von der unten beschriebenen Reihenfolge abgewichen werden. In zumindest einem Verfahrensschritt 106a wird das Querrahmenelement 16a mittels eines Urformverfahrens, beispielsweise eines Spritzgießens, eines Druckgießens und/oder eines 3D-Drucks, hergestellt. Insbesondere ist denkbar, dass anschließend kleinere Nachbearbeitungen mittels Umformprozessen durchgeführt werden. Das Querrahmenelement 16a wird in dem Verfahrensschritt 106a einstückig hergestellt. In zumindest einem weiteren Verfahrensschritt 108a werden die Seitenrahmenelemente 12a, 14a mittels eines Strangpressens und eventuell anschließenden Biegens hergestellt. In zumindest einem weiteren Verfahrensschritt 110a werden die Seitenrahmenelemente 12a, 14a in die Flohlräume 22a der Anbindungselemente 20a, 90a eingebracht und an dem Querrahmenelement 16a befestigt. In zumindest einem weiteren Verfahrensschritt 112a wird das weitere Querrahmenelement 42a in dem Mittelbereich der Seitenrahmenelemente 12a, 14a befestigt. In zumindest einem weiteren Verfahrensschritt 114a wird die Bespannung 36a an den Seitenrahmenelementen 12a, 14a befestigt. In zumindest einem weiteren Verfahrensschritt 116a wird eine funktionale Einheit 26a auf der Vorderseite 86a des Querrahmenelements 16a befestigt. In zumindest einem weiteren Verfahrensschritt 118a wird eine weitere funktionale Einheit 26a auf der Rückseite 88a des Querrahmenelements 16a befestigt. In zumindest einem Verfahrensschritt 120a wird eine Abdeckung (nicht gezeigt) über das Querrahmenelement 16a gestülpt. In zumindest einem weiteren Verfahrensschritt 122a wird die Flugzeugsitzvorrichtung 46a in den Flugzeugsitz 44a integriert.
Fig. 8 zeigt ein Baukastensystem 48a zur Montage der Flugzeugsitzvorrichtung 46a. Das Baukastensystem 48a weist einen Satz 50a von unterschiedlich ausgebildeten Paaren von Seitenrahmenelementen 12a, 12’a, 12”a auf. Die verschiedenen Seitenrahmenelemente 12a, 12’a, 12”a des Satzes 50a von Seitenrahmenelementen 12a, 12’a, 12”a sind zur Montage unterschiedlicher Flugzeugsitzvorrichtungen 46a vorgesehen. Zumindest ein Teil der Seitenrahmenelemente 12a, 12’a, 12”a des Satzes 50a von Seitenrahmenelementen 12a, 12’a, 12”a weist unterschiedliche Längen 124a auf. Zumindest ein Teil der Seitenrahmenelemente 12a, 12’a, 12”a des Satzes 50a von Seitenrahmenelementen 12a, 12’a, 12”a weist unterschiedliche Materialien und/oder Materialstärken auf. Zumindest ein Teil der Seitenrahmenelemente 12a, 12’a, 12”a des Satzes 50a von Seitenrahmenelementen 12a, 12’a, 12”a weist unterschiedliche Außenformen, beispielsweise unterschiedliche Krümmungen, auf.
Das Baukastensystem 48a weist einen Satz 52a von unterschiedlich ausgebildeten Querrahmenelementen 16a, 16’a, 16”a auf. Die verschiedenen Querrahmenelemente 16a, 16’a, 16”a des Satzes 52a von Querrahmenelementen 16a, 16’a, 16”a sind zur Montage unterschiedlicher Flugzeugsitzvorrichtungen 46a, insbesondere unterschiedlich breiter Flugzeugsitzvorrichtungen 46a, vorzugsweise unterschiedlich breiter Flugzeugsitze 44a, vorgesehen. Zumindest ein Teil der verschiedenen Querrahmenelemente 16a, 16’a,
16”a des Satzes 52a von Querrahmenelementen 16a, 16’a, 16”a sind zur Aufnahme unterschiedlicher funktionaler Einheiten 26a vorgesehen. Zumindest ein Teil der Querrahmenelemente 16a, 16’a, 16”a des Satzes 52a von Querrahmenelementen 16a, 16’a, 16”a weisen unterschiedliche Breiten 74a auf. Zumindest ein Teil der Querrahmenelemente 16a, 16’a, 16”a des Satzes 52a von Querrahmenelementen 16a, 16’a, 16”a kann unterschiedliche Flöhen 76a aufweisen. Zumindest ein Teil der Querrahmenelemente 16a, 16’a, 16”a des Satzes 52a von Querrahmenelementen 16a, 16’a, 16”a, 16”’a kann unterschiedliche Tiefen 72a aufweisen. Zumindest ein Teil der Querrahmenelemente 16a, 16’a, 16”a des Satzes 52a von Querrahmenelementen 16a, 16’a, 16”a weist unterschiedliche Formen und/oder unterschiedliche Strukturierungen, beispielsweise unterschiedliche Befestigungseinheiten 24a, auf. Die Querrahmenelemente 16a, 16’a, 16”a des Satzes 52a von unterschiedlich ausgebildeten Querrahmenelementen 16a, 16’a, 16”a weisen jeweils Anbindungselemente 20a, 90a auf. Die Anbindungselemente 20a, 90a der Querrahmenelemente 16a, 16’a, 16”a des Satzes 52a von unterschiedlich ausgebildeten Querrahmenelementen 16a, 16’a, 16”a erlauben jeweils eine Montage aller Paare von Seitenrahmenelementen 12a, 12’a, 12”a des Satzes 50a von Seitenrahmenelementen 12a, 12’a, 12”a. Die Seitenrahmenelemente 12a, 12’a,
12”a des Satzes 50a von Seitenrahmenelementen 12a, 12’a, 12”a sind beliebig mit den Querrahmenelementen 16a, 16’a, 16”a des Satz 52a von Querrahmenelementen 16a, 16’a, 16”a kombinierbar. Durch die Kombinationen der Seitenrahmenelemente 12a, 12’a,
12”a des Satzes 50a von Seitenrahmenelementen 12a, 12’a, 12”a und der Querrahmenelemente 16a, 16’a, 16”a des Satzes 52a von Querrahmenelementen 16a, 16’a, 16”a ist eine Vielzahl unterschiedlich ausgebildeter Rückenlehnen-Rahmeneinheiten 10a konstruierbar. Der Satz 52a von Querrahmenelementen 16a, 16’a, 16”a und/oder der Satz 50a von Seitenrahmenelementen 12a, 12’a, 12”a kann insbesondere jeweils mehr oder weniger unterschiedliche Querrahmenelemente 16a, 16’a, 16”a und/oder mehr oder weniger unterschiedliche Seitenrahmenelemente 12a, 12’a, 12”a aufweisen als in der Fig. 8 dargestellt ist.
In Fig. 9 und 10 ist ein weiteres Ausführungsbeispiel der Erfindung gezeigt. Die nachfolgenden Beschreibungen und die Zeichnungen beschränken sich im Wesentlichen auf die Unterschiede zwischen den Ausführungsbeispielen, wobei bezüglich gleich bezeichneter Bauteile, insbesondere in Bezug auf Bauteile mit gleichen Bezugszeichen, grundsätzlich auch auf die Zeichnungen und/oder die Beschreibung der anderen Ausführungsbeispiele, insbesondere der Fig. 1 bis 8, verwiesen werden kann. Zur Unterscheidung der Ausführungsbeispiele ist der Buchstabe a den Bezugszeichen des Ausführungsbeispiels in Fig. 1 bis 8 nachgestellt. In dem Ausführungsbeispiel der Fig. 9 und 10 ist der Buchstabe a durch den Buchstaben b ersetzt. Die Fig. 9 zeigt eine alternative Flugzeugsitzvorrichtung 46b. Die Flugzeugsitzvorrichtung 46b weist eine alternative Rückenlehnen-Rahmeneinheit 10b auf. Die Rückenlehnen- Rahmeneinheit 10b umfasst ein erstes Seitenrahmenelement 12b, ein zweites Seitenrahmenelement 14b und ein Querrahmenelement 16b. Das erste Seitenrahmenelement 12b ist von dem zweiten Seitenrahmenelement 14b verschieden geformt, insbesondere verschieden geschwungen. Das Querrahmenelement 16b verbindet die beiden Seitenrahmenelemente 12b, 14b. Das Querrahmenelement 16b ist als ein Sichtteil einer Flugzeugsitz-Rückenlehne 56b ausbildet. Das Querrahmenelement 16b weist eine Befestigungseinheit 24b auf. Die Befestigungseinheit 24b ist zu einer Montage zumindest einer funktionalen Einheit 26b vorgesehen. Das in Fig. 9 beispielhaft dargestellte Querrahmenelement 16b ist als ein Druckgussteil gefertigt. Das Querrahmenelement 16a ist als ein Magnesium- und/oder Aluminium-Druckgussteil gefertigt.
Fig. 10 zeigt die alternative Flugzeugsitzvorrichtung 46b mit vier funktionalen Einheiten 26b und mit einer Rückenlehnen-Abdeckung 40b. Die Flugzeugsitzvorrichtung 46b weist die Rückenlehnen-Abdeckung 40b auf. Die Rückenlehnen-Abdeckung 40b ist zu einer Abdeckung eines Zwischenraums zwischen den Seitenrahmenelementen 12b, 14b vorgesehen. Die Rückenlehnen-Abdeckung 40b ist auf einer Rückseite 126b der Flugzeugsitzvorrichtung 46b angeordnet. Die Rückenlehnen-Abdeckung 40b ist an den Seitenrahmenelementen 12b, 14b befestigt. Die Rückenlehnen-Abdeckung 40b schließt bündig an das Querrahmenelement 16b an. Die Rückenlehnen-Abdeckung 40b ist aus einer tiefgezogenen Folie gebildet. Die erste in der Fig. 10 beispielhaft dargestellte funktionale Einheit 26b ist als eine hohe Literaturtasche 128b ausgebildet. Die hohe Literaturtasche 128b ist mittels der Befestigungseinheit 24b auf einer Rückseite 88b des Querrahmenelements 16b befestigt. Die zweite in der Fig. 10 beispielhaft dargestellte funktionale Einheit 26b ist als eine Kopfstütze 134b ausgebildet. Die Kopfstütze 134b ist mittels der Befestigungseinheit 24b auf einer Vorderseite 86b des Querrahmenelements 16b befestigt. Im beispielhaft dargestellten Fall ist die Kopfstütze 134b als ein Schaumteil ausgebildet, welches mit einem weiteren Rückenlehnen-Schaumteil 142b verbunden ist, insbesondere einstückig ausgebildet ist. In solch einem Fall ist eine direkte Befestigung der Kopfstütze 134b an dem Querrahmenelement 16b optional. Insbesondere kann eine solche Kopfstütze 134b auch nur an dem Querrahmenelement 16b angelehnt sein. Die dritte in der Fig. 10 beispielhaft dargestellte funktionale Einheit 26b ist als eine Flugzeug- Esstisch-Verriegelung 132b ausgebildet. Die Flugzeug-Esstisch-Verriegelung 132b ist mittels der Befestigungseinheit 24b auf einer Rückseite 88b des Querrahmenelements 16b befestigt. Die vierte in der Fig. 10 beispielhaft dargestellte funktionale Einheit 26b ist als eine Bezugsanbindung 138b, insbesondere als ein Teil einer Bezugsanbindung 138b, beispielsweise als eine Befestigung eines Flakenbands oder eines Flauschbands, ausgebildet. Die Bezugsanbindung 138b ist im dargestellten Fall einstückig mit dem Querrahmenelement 16b ausgebildet. Die Bezugsanbindung 138b ist in einem Randbereich 140b des Querrahmenelements 16b angeordnet. Die Bezugsanbindung 138b verläuft teilweise auf einer Außenseite des Querrahmenelements 16b um das Querrahmenelement 16b herum. Alternativ kann die Bezugsanbindung 138b mittels der Befestigungseinheit 24b an dem Querrahmenelement 16b befestigt sein. Das in der Fig.
10 beispielhaft dargestellte Querrahmenelement 16b weist ein Versteifungselement 136b auf. Das Versteifungselement 136b ist als eine bogenförmig verlaufende Vertiefung in dem Querrahmenelement 16b ausgebildet. Das Versteifungselement 136b verbindet die beiden Seitenrahmenelemente 12b, 14b. Das Versteifungselement 136b bildet einen Verlauf eines umlaufenden Rahmens nach.
Die Fig. 11 zeigt eine weitere alternative Flugzeugsitzvorrichtung 46c. Die Flugzeugsitzvorrichtung 46c weist eine weitere alternative Rückenlehnen-Rahmeneinheit 10c auf. Die Rückenlehnen-Rahmeneinheit 10c umfasst ein erstes Seitenrahmenelement 12c, ein zweites Seitenrahmenelement 14c und ein Querrahmenelement 16c. Das Querrahmenelement 16c verbindet die beiden Seitenrahmenelemente 12c, 14c. Das Querrahmenelement 16c ist als ein gebogenes Blechteil ausgebildet. Das Querrahmenelement 16c weist eine Befestigungseinheit 24c auf. Die Befestigungseinheit 24c ist zu einer Montage zumindest einer funktionalen Einheit 26c vorgesehen. Das Querrahmenelement 16c weist ein Versteifungselement 136c auf. Das Versteifungselement 136c ist als eine bogenförmig verlaufende Vertiefung in dem Querrahmenelement 16c ausgebildet. Das Versteifungselement 136c verbindet die beiden Seitenrahmenelemente 12c, 14c. Das Versteifungselement 136c bildet einen Verlauf eines umlaufenden Rahmens nach. Das Versteifungselement 136c ist dazu vorgesehen, eine Torsion des Querrahmenelements 16c zu verhindern. Das Versteifungselement 136c ist zumindest zu einem Großteil, vorzugsweise vollständig, in einem unteren Teilbereich des Querrahmenelements 16c, vorzugsweise einer unteren Hälfte des Querrahmenelements 16c, angeordnet. Bevorzugt ist das Versteifungselement 136c zumindest unterhalb von Befestigungselementen 28c, 30c der Befestigungseinheit 24c, wie beispielsweise einer Lochmatrix 92c für eine Befestigung einer Kopfstütze 134c angeordnet.
Bezugszeichen
10 Rückenlehnen-Rahmeneinheit 12 Erstes Seitenrahmenelement 14 Zweites Seitenrahmenelement 16 Querrahmenelement 18 Skelettartige Struktur 20 Anbindungselement 22 Hohlraum 24 Befestigungseinheit 26 Funktionale Einheit 28 Befestigungselement 30 Befestigungselement 32 Erste Seite 34 Zweite Seite 36 Bespannung 38 Oberer Abschluss 40 Rückenlehnen-Abdeckung 42 Weiteres Querrahmenelement 44 Flugzeugsitz 46 Flugzeugsitzvorrichtung 48 Baukastensystem 50 Satz 52 Satz 54 Sitzreihe
56 Flugzeugsitz-Rückenlehne 58 Flugzeugsitz-Sitzboden 60 Kederführungselement 62 Durchtritt 64 Durchtritt 66 Durchtritt Ausnehmung
Aufstellrichtung
Tiefe
Breite
Höhe
Spiegelebene
Berandung
Innenbereich
Oberfläche
Vorderseite
Rückseite
Anbindungselement
Lochmatrix
Aufnahmebereich
Aufnahmebereich
Befestigungselement
Befestigungselement
Kopfstützenhalterung
Schiene
Verfahrensschritt
Verfahrensschritt
Verfahrensschritt
Verfahrensschritt
Verfahrensschritt
Verfahrensschritt
Verfahrensschritt
Verfahrensschritt
Verfahrensschritt
Länge
Rückseite
Hohe Literaturtasche Energieabsorptionselement Flugzeug-Esstisch-Verriegelung Kopfstütze Versteifungselement Bezugsanbindung Randbereich Rückenlehnen-Schaumteil

Claims

Ansprüche
1. Flugzeugsitzvorrichtung (46a-c) mit einer mehrteiligen Rückenlehnen- Rahmeneinheit (10a-c), umfassend zumindest ein erstes Seitenrahmenelement (12a-c), zumindest ein zweites Seitenrahmenelement (14a-c), welches auf einer dem ersten Seitenrahmenelement (12a-c) gegenüberliegenden Seite der Rückenlehnen-Rahmeneinheit (10a-c) angeordnet ist und zumindest ein getrennt von den Seitenrahmenelementen (12a-c, 14a-c) ausgebildetes und die Seitenrahmenelemente (12a-c, 14a-c) verbindendes Querrahmenelement (16a; 16’a; 16b; 16c), dadurch gekennzeichnet, dass das Querrahmenelement (16a;
16’a; 16b; 16c) zumindest im Wesentlichen plattenartig ausgebildet ist.
2. Flugzeugsitzvorrichtung (46a-c) nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass das Querrahmenelement (16a; 16’a; 16b; 16c) einstückig ausgebildet ist.
3. Flugzeugsitzvorrichtung (46a) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Querrahmenelement (16a; 16’a) eine zumindest teilweise um das Querrahmenelement (16a; 16’a) umlaufende und zumindest im Wesentlichen senkrecht aus einer Plattenebene des Querrahmenelements (16a;
16’a) hervorstehende Berandung (80a) aufweist.
4. Flugzeugsitzvorrichtung (46a; 46b) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Querrahmenelement (16a; 16’a; 16b) eine skelettartige Struktur (18a; 18b) aufweist.
5. Flugzeugsitzvorrichtung (46a-c) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Querrahmenelement (16a; 16’a; 16b; 16c) zumindest ein integral ausgebildetes Anbindungselement (20a-c) zur Befestigung zumindest eines der Seitenrahmenelemente (12a-c, 14a-c) aufweist.
6. Flugzeugsitzvorrichtung (46a-c) nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Anbindungselement (20a-c) als ein, an eine Außenform des Seitenrahmenelements (12a-c, 14a-c) angepasster, Flohlraum (22a-c) in dem Querrahmenelement (16a; 16’a; 16b; 16c) ausgebildet ist.
7. Flugzeugsitzvorrichtung (46a-c) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Querrahmenelement (16a; 16’a; 16b; 16c) zumindest eine Befestigungseinheit (24a-c) aufweist, die zu einer Montage zumindest einer funktionalen Einheit (26a-c) vorgesehen ist.
8. Flugzeugsitzvorrichtung (46a-c) nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die funktionale Einheit (26a-c) als eine Kopfstütze (134a-c), als eine Kopfstützenhalterung (102a-c), als eine Flugzeug-Esstisch-Verriegelung (132a- c), als eine hohe Literaturtasche (128a-c), als ein Monitor, als eine Monitorhalterung, als eine Bezugsanbindung, als ein Cupholder, als ein Tablethalter, als ein USB-Stecker oder als ein weiteres Elektronik-Bauteil ausgebildet ist.
9. Flugzeugsitzvorrichtung (46a-c) nach Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Befestigungseinheit (24a-c) zumindest zwei Befestigungselemente (28a-c, 30a-c, 98a-c, 100a-c) aufweist, wobei jedes der Befestigungselemente (28a-c, 30a-c, 98a-c, 100a-c) zu einer Befestigung von unterschiedlichen Ausgestaltungen einer der funktionalen Einheiten (26a-c) vorgesehen ist.
10. Flugzeugsitzvorrichtung (46a) nach Anspruch 7, 8 oder 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Befestigungseinheit (24a) auf einer ersten Seite (32a) des Querrahmenelements (16a; 16’a) zumindest ein erstes Befestigungselement (98a) aufweist und dass die Befestigungseinheit (24a) auf einer der ersten Seite (32a) gegenüberliegenden zweiten Seite (34a) des Querrahmenelements (16a; 16’a) zumindest ein zweites Befestigungselement (28a) aufweist, wobei das erste Befestigungselement (98a) zu einer Montage einer Flugzeug-Esstisch- Verriegelung (132a) oder zur Monitoranbindung vorgesehen ist und wobei das zweite Befestigungselement (28a) zu einer Montage einer Kopfstütze (134a) und/oder einer Kopfstützenhalterung (102a) vorgesehen ist.
11 . Flugzeugsitzvorrichtung (46a-c) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest das erste Seitenrahmenelement (12a-c) zu einer Montage einer Bespannung (36a-c) der Rückenlehnen- Rahmeneinheit (10a-c) vorgesehen ist.
12. Flugzeugsitzvorrichtung (46a-c) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Querrahmenelement (16a; 16’a; 16b; 16c) einen oberen Abschluss (38a-c) der Rückenlehnen-Rahmeneinheit (10a-c) bildet.
13. Flugzeugsitzvorrichtung (46b) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Querrahmenelement (16b) ein Sichtteil einer Flugzeugsitz-Rückenlehne (56b) ausbildet.
14. Flugzeugsitzvorrichtung (46a-c) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Rückenlehnen-Rahmeneinheit (10a-c) zumindest ein weiteres Querrahmenelement (42a-c) aufweist, welches in einem Mittelbereich der Seitenrahmenelemente (12a-c, 14a-c) mit den Seitenrahmenelementen (12a-c, 14a-c) verbunden ist.
15. Flugzeugsitzvorrichtung (46a; 46b) nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1 , insbesondere nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Querrahmenelement (16a; 16’a; 16b) zumindest zu einem Großteil mittels eines Urformens gefertigt ist.
16. Flugzeugsitzvorrichtung (46a; 46b) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Querrahmenelement (16a; 16’a; 16b) als ein Gussteil, insbesondere ein Spritzgussteil und/oder ein Druckgussteil, gefertigt ist.
17. Flugzeugsitz (44a-c) mit einer Flugzeugsitzvorrichtung (46a-c) nach einem der vorhergehenden Ansprüche
18. Verfahren zu einer Fierstellung einer Flugzeugsitzvorrichtung (46a-c) nach einem der Ansprüche 1 bis 17.
19. Baukastensystem (48a-c) zur Montage einer Flugzeugsitzvorrichtung (46a-c) nach einem der Ansprüche 1 bis 17, mit zumindest einem Satz (50a-c) von unterschiedlich ausgebildeten Paaren von Seitenrahmenelementen (12a-c, 14a- c) und mit zumindest einem Satz (52a-c) von unterschiedlich ausgebildeten Querrahmenelementen (16a; 16’a; 16b; 16c), welche jeweils Anbindungselemente (20a-c) aufweisen, die eine Montage von allen Paaren von Seitenrahmenelementen (12a-c, 14a-c) des Satzes (50a-c) von Seitenrahmenelementen (12a-c, 14a-c) erlauben.
20. Baukastensystem (48a-c) nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, dass die verschiedenen Querrahmenelemente (16a; 16’a; 16b; 16c) des Satzes (52a- c) von unterschiedlich ausgebildeten Querrahmenelementen (16a; 16’a; 16b;
16c) zur Montage unterschiedlich breiter Flugzeugsitzvorrichtungen (46a-c), insbesondere unterschiedlich breiter Flugzeugsitze (44a-c), vorgesehen sind.
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