飛行器框架的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種飛行器框架，該飛行器框架包括構(gòu)造為附接至第一飛行器機身部段的第一部分飛行器框架以及構(gòu)造為附接至第二飛行器機身部段的第二部分飛行器框架。第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架構(gòu)造為彼此連接成處于形成飛行器框架的連接構(gòu)型，使得第一機身部段和第二機身部段能夠連接。
【專利說明】飛行器框架
[0001]相關(guān)申請的交叉引用
[0002]本申請要求于2013年I月24提交的歐洲專利申請N0.13152586.7以及于2013年I月24日提交的美國臨時專利申請N0.61/756，038的申請日的優(yōu)先權(quán)，這些申請的公開內(nèi)容在此通過參引并入本文中。
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0003]本發(fā)明涉及一種飛行器框架。特別地，本發(fā)明涉及一種包括第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架的飛行器框架。本發(fā)明還涉及一種飛行器機身以及一種用于將兩個飛行器機身部段安裝在一起的方法。
【背景技術(shù)】
[0004]目前，飛行器的兩個機身區(qū)段的軌道接合在接合組裝期間需要組裝大量的單個部件。這包括用于組裝在主要部件組裝(MCA)或在最終組裝線(FAL)中結(jié)構(gòu)上接合兩個區(qū)段的所有必要的單個部件。用于軌道接合的這些組裝步驟涉及大量的工作，如在MCA或FAL中用于永久接合飛行器機身部段的鉆孔、清理、埋設(shè)以及密封，這延長了處理時間。
[0005]如今，構(gòu)建成一個單個部件的單個飛行器框架與第一飛行器機身部段連接。此后，飛行器框架所附接的第一飛行器機身部段借助于282個安裝件與第二飛行器機身部段連接。所述安裝件附接至單個飛行器框架。組裝這282個件和對接搭板需要龐大數(shù)量的緊固件并且要求大量的工作，這是耗費時間并且成本昂貴的。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]存在對于提供飛行器機身的改進(jìn)的組裝的需求。因此可以看出，本發(fā)明的目的在于提供飛行器機身的改進(jìn)的組裝。
[0007]該目的和另外的目的通過獨立權(quán)利要求的主題內(nèi)容來實現(xiàn)。另外的實施方式和優(yōu)點在相應(yīng)的從屬權(quán)利要求中提出。
[0008]盡管以下將僅關(guān)于飛行器框架對【具體實施方式】進(jìn)行詳細(xì)地說明，但是所描述的實施方式同樣適合于飛行器框架、飛行器機身以及用于將兩個飛行器機身部段附接在一起的方法。從實施方式的不同結(jié)合可以產(chǎn)生協(xié)作效應(yīng)，雖然在下文中可能不對其做詳細(xì)描述。
[0009]根據(jù)本發(fā)明的示例性實施方式，提供了一種例如用于將兩個飛行器機身部段連接的飛行器框架。該飛行器框架包括第一部分飛行器框架以及第二部分飛行器框架，該第一部分飛行器框架構(gòu)造為附接至第一飛行器機身部段，該第二部分飛行器框架構(gòu)造為附接至第二飛行器機身部段。其中，第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架構(gòu)造為彼此連接成處于連接構(gòu)型。此外，第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架構(gòu)造為建立連接構(gòu)型，使得第一機身部段和第二機身部段能夠連接。此外，第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架構(gòu)造為在連接構(gòu)型中形成飛行器框架。因此，第一機身部段和第二機身部段能夠借助于兩個部分飛行器框架的連接一即連接構(gòu)型一而連接。[0010]本發(fā)明的核心理念是以最小的工作量實現(xiàn)最終組裝線，這是由于機艙部件容易安裝、飛行器機身容易拆卸以及最少數(shù)量的連接部件。通過具有較少的制造約束實現(xiàn)了緊湊結(jié)構(gòu)，這提供拓?fù)鋬?yōu)化的輕量設(shè)計和形狀。此外，緊湊結(jié)構(gòu)由于不同功能極大程度結(jié)合到部件中而允許多功能部件，比如第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架。
[0011]第一部分飛行器框架可以附接在第一飛行器機身部段的外蒙皮的內(nèi)側(cè)，并且第二部分飛行器框架可以附接在第二飛行器機身部段的外蒙皮的內(nèi)側(cè)。然而，其它的附接構(gòu)型也是可以的。
[0012]下文中，術(shù)語“飛行器機身部段”也可以指的是飛行器機身區(qū)段。此外，在本發(fā)明的上下文中，飛行器可以是飛機。
[0013]包括兩個部分飛行器框架的飛行器框架可以限定兩個飛行器機身部段之間的連接，該連接優(yōu)化飛行器機身的載荷流，并且該連接接收來自飛行器機身的彎曲載荷并且將所述彎曲載荷傳遞至飛行器框架。
[0014]此外，飛行器框架可以沿著飛行器機身的完整外周擴(kuò)展。因而，飛行器框架可以設(shè)計為包括兩個環(huán)形部分飛行器框架的環(huán)形飛行器框架。因而，當(dāng)觀察橫截面時，部分飛行器框架中的每個部分飛行器框架可以在飛行器機身的外周的360°上擴(kuò)展。另外，飛行器框架可以沿著飛行器機身的部分外周擴(kuò)展，例如，飛行器框架可以跨越30°、60°、90°的角度。然而，其它角度也是可以的。在這種情況下，飛行器框架具有環(huán)形段的形狀。飛行器框架的尺寸也可以取決于飛行器機身的面板尺寸。飛行器框架可以包括具有限定飛行器機身形狀的半徑的彎曲部。換言之，飛行器框架根據(jù)其覆蓋的角度而形成環(huán)或環(huán)形段。
[0015]對于術(shù)語，應(yīng)當(dāng)注意以下方面。通常，飛行器機身包括中心點或沿著飛行器機身的縱向方向的中心軸線。中心軸線可以用來限定飛行器框架的內(nèi)側(cè)和外側(cè)。飛行器框架的第一區(qū)域一其定位成比飛行器框架的第二區(qū)域更靠近所述中心點或中心軸線一被指定為定位在第二區(qū)域的內(nèi)側(cè)。相反地，第二區(qū)域被指定為位于第一區(qū)域的外側(cè)。飛行器框架的第一區(qū)段一其定位成比第二區(qū)段更靠近所述中心點或中心軸線一將被稱為內(nèi)部區(qū)段，并且第二區(qū)段將被稱為外部區(qū)段。因此，飛行器框架的最內(nèi)部分將被稱為內(nèi)側(cè)，而飛行器框架的最外部分將被稱為飛行器框架的外側(cè)。
[0016]確實地，本發(fā)明的兩部件式飛行器框架理念可以應(yīng)用在沿著飛行器的縱向軸線的各種不同位置處。此外，根據(jù)本發(fā)明的理念，飛行器框架僅由第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架構(gòu)成。此外，第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架實施為兩個單獨但分離的部件。
[0017]包括第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架的飛行器框架實現(xiàn)了多種功能。其提供了飛行器框架的完整的框架功能，并且還在第一部分飛行器框架與第二部分飛行器框架的連接構(gòu)型中提供了將兩個飛行器機身部段彼此連接的功能。此外，飛行器框架提供對飛行器機身的加壓內(nèi)部區(qū)段至飛行器機身的未加壓外部區(qū)段的密封。因此，第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架均為多功能部件。除了上述功能之外，部分飛行器框架和/或多功能部件還可以提供其他附加功能，如將關(guān)于另外的示例性實施方式描述的。
[0018]與常規(guī)的安裝方法相比，本發(fā)明的構(gòu)造減少了單個部件的數(shù)量。兩個部分飛行器框架的概念一兩個部分飛行器框架構(gòu)造為首先安裝至相應(yīng)的部段并且允許隨后通過連接兩個部分飛行器框架而后來建立飛行器框架一對于飛行器的組裝而言是非常有利的。這也減少了用于組裝飛行器機身的工作量和處理時間，這導(dǎo)致成本降低并且有助于飛行器的維修。換言之，本發(fā)明的教導(dǎo)一即，將常規(guī)的飛行器框架分離成第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架一提供了在組裝線中在稍后階段中將兩個飛行器機身部段附接在一起和/或在飛行器機身的組裝中選擇另外的時間順序的可能性。
[0019]根據(jù)本發(fā)明的示例性實施方式，第一部分飛行器框架實施為單件并且第二部分飛行器框架實施為單件。換言之，所述部分飛行器框架分別一體地形成。
[0020]此外，根據(jù)可以與本文中公開的任何其它實施方式相結(jié)合的另外的示例性實施方式，用于將第一機身部段與第二機身部段連接的每個部分飛行器框架自身實施為單件/一體地形成。例如，在圖5示出和在上下文中說明的部分飛行器框架502至507可以分別以單件提供。如將在下面說明的，在本發(fā)明的另一示例性實施方式中，本發(fā)明的部分飛行器框架通過附加層制造(ALM)來制造。有利地，這允許將所述部分飛行器框架分別制造為單件的可能性。也可以使用其它的制造方法。由于這種單件理念，提供一個部分飛行器框架或多個部分飛行器框架不需要固定裝置或附接裝置，如螺栓或焊接部件。這可以提高部件的穩(wěn)定性或最終組裝的飛行器框架的穩(wěn)定性，從而導(dǎo)致飛機的提高的安全性。
[0021]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，第一部分飛行器框架構(gòu)造為接納第一飛行器機身部段的第一桁條并且與該第一桁條接合，并且第二部分飛行器框架構(gòu)造為接納第二飛行器機身部段的第二桁條并且與該第二桁條接合。
[0022]換言之，第一飛行器機身部段的第一桁條可以附接至第一部分飛行器框架，并且第二飛行器機身部段的第二桁條可以附接至第二部分飛行器框架。因此，飛行器框架提供了將飛行器機身的縱向力從桁條傳遞到飛行器框架中的可能性。
[0023]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，第一部分飛行器框架包括第一桁條聯(lián)接區(qū)段，并且第二部分飛行器框架包括第二桁條聯(lián)接區(qū)段，其中，桁條聯(lián)接區(qū)段構(gòu)造為接收來自所附接的桁條的縱向載荷，并且將該縱向載荷傳遞到由第一部分飛行器框架與第二部分飛行器框架的連接構(gòu)型限定的飛行器框架中。
[0024]第一桁條聯(lián)接可以包括用于接納第一飛行器機身部段的第一桁條的第一拐角接合部。同樣地，第二桁條聯(lián)接可以包括用于接納第一飛行器機身部段的第二桁條的第二拐角接合部。桁條可以借助于附接元件——例如鉚釘——附接至桁條聯(lián)接區(qū)段。
[0025]根據(jù)本發(fā)明的示例性實施方式，包括第一桁條聯(lián)接區(qū)段的第一部分飛行器框架實施為單件，并且包括第二桁條聯(lián)接區(qū)段的第二部分飛行器框架實施為單件。換言之，第一桁條聯(lián)接區(qū)段與第一部分飛行器框架一體地形成/一體地形成在第一部分飛行器框架內(nèi)，并且第二桁條聯(lián)接區(qū)段與第二部分飛行器框架一體地形成/一體地形成在第二部分飛行器框架內(nèi)。ALM是制造這些部件的一種可能性，但也可以使用其它方法。
[0026]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，第一部分飛行器框架包括第一外凸緣、第一腹板、以及第一內(nèi)凸緣，該第一外凸緣、第一腹板、以及第一內(nèi)凸緣限定第一部分飛行器框架的第一區(qū)段，并且第二部分飛行器框架包括第二外凸緣、第二腹板、以及第二內(nèi)凸緣，該第二外凸緣、第二腹板、以及第二內(nèi)凸緣限定第二部分飛行器框架的第二區(qū)段，其中，第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架構(gòu)造為通過第一腹板和第二腹板而彼此附接。
[0027]換言之，第一部分飛行器框架的第一外凸緣、第一腹板、以及第一內(nèi)凸緣圍繞第一部分飛行器框架的第一區(qū)段一該第一區(qū)段定位在第一外凸緣與第一內(nèi)凸緣之間一部分地延伸并且在空間上限定第一部分飛行器框架的第一區(qū)段。同樣地，第二部分飛行器框架的第二外凸緣、第二腹板、以及第二內(nèi)凸緣圍繞第二部分飛行器框架的第二區(qū)段一該第二區(qū)段定位在第二外凸緣與第二內(nèi)凸緣之間一部分地延伸并且在空間上限定第二部分飛行器框架的第二區(qū)段。
[0028]第一部分飛行器框架的第一外凸緣和第二部分飛行器框架的第二外凸緣設(shè)置成附接至飛行器機身部段。例如，第一外凸緣包括這樣的區(qū)域，即，該區(qū)域設(shè)置成與第一飛行器機身部段的蒙皮的內(nèi)側(cè)機械接觸并且設(shè)置成附接至第一飛行器機身部段的蒙皮的內(nèi)側(cè)。同樣地，第二外凸緣包括這樣的區(qū)域，即，該區(qū)域設(shè)置成與第二飛行器機身部段的蒙皮的內(nèi)側(cè)機械接觸并且設(shè)置成附接至第二飛行器機身部段的蒙皮的內(nèi)側(cè)。
[0029]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，第一部分飛行器框架還包括第一桁條聯(lián)接區(qū)段，該第一桁條聯(lián)接區(qū)段構(gòu)造為接納第一飛行器機身部段的第一桁條并且與該第一桁條接合，并且第二部分飛行器框架還包括第二桁條聯(lián)接區(qū)段，該第二桁條聯(lián)接區(qū)段構(gòu)造為接納第二飛行器機身部段的第二桁條并且與該第二桁條接合。第一桁條聯(lián)接區(qū)段位于第一內(nèi)凸緣與第一外凸緣之間，并且第二桁條聯(lián)接區(qū)段位于第二內(nèi)凸緣與第二外凸緣之間。
[0030]換言之，第一桁條聯(lián)接區(qū)段位于第一部分飛行器框架的第一區(qū)段中，并且第二桁條聯(lián)接區(qū)段位于第二部分飛行器框架的第二區(qū)段中。
[0031]根據(jù)本發(fā)明的另一不例性實施方式，第一祐1條聯(lián)接區(qū)段包括第一壁，該第一壁從第一腹板延伸到第一部分飛行器框架的第一區(qū)段中。此外，第二桁條聯(lián)接區(qū)段包括第二壁，該第二壁從第二腹板延伸到第二部分飛行器框架的第二區(qū)段中。
[0032]因此，第一壁也從第一部分飛行器框架的第一外凸緣延伸至第一內(nèi)凸緣，并且限定用于第一飛行器機身部段的第一桁條的第一接納區(qū)段。同樣地，第二壁也從第二部分飛行器框架的第二外凸緣延伸至第二內(nèi)凸緣，并且限定用于第二飛行器機身部段的第二桁條的第二接納區(qū)段。換言之，第一壁由第一部分飛行器框架的第一外凸緣、第一腹板和第一內(nèi)凸緣部分地環(huán)繞，并且第二壁由第二部分飛行器框架的第二外凸緣、第二腹板和第二內(nèi)凸緣部分地環(huán)繞。因此，第一壁限定第一飛行器機身部段的第一桁條的延長，并且第二壁限定第二飛行器機身部段的第二桁條的延長。這些壁構(gòu)造為接收來自桁條的縱向載荷并且將這些縱向載荷傳遞至飛行器框架。
[0033]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，第一部分飛行器框架的第一腹板從第一部分飛行器框架的第一外凸緣垂直地延伸至第一部分飛行器框架的第一內(nèi)凸緣，其中，第一外凸緣、第一內(nèi)凸緣以及第一腹板限定大致U形的橫截面。此外，第二部分飛行器框架的第二腹板從第二部分飛行器框架的第二外凸緣垂直地延伸至第二部分飛行器框架的第二內(nèi)凸緣，其中，第二外凸緣、第二內(nèi)凸緣以及第二腹板限定大致U形的橫截面。
[0034]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架通過附加層制造(ALM)來制造。
[0035]通過使用ALM，可以生產(chǎn)緊湊且重量輕的部件。此外，附加層制造方法提供了制造穩(wěn)定的部分飛行器框架的可能性，處于連接構(gòu)型的該穩(wěn)定的部分飛行器框架實現(xiàn)了常規(guī)的飛行器框架的所有基本功能。此外，所述部分飛行器框架的高度可以通過使用ALM而降低，使得可以減小大的杠桿效應(yīng)和大的二次彎曲載荷。這可以從作為示例性實施方式的橫截面的圖1獲知。其中，所述部分飛行器框架的高度指的是垂直于外凸緣從所述部分飛行器框架的最內(nèi)點至所述部分飛行器框架的最外點的距離。ALM還提供節(jié)省材料并因此節(jié)省成本和重量的可能性。此外，通過ALM可以制造部分飛行器框架，從而部分飛行器框架的、具有高載荷的區(qū)域用大量材料構(gòu)建，而部分飛行器框架的、具有低載荷的區(qū)域——例如包括凹部或中空空間——用較少材料構(gòu)建，以節(jié)省材料、減輕重量和/或降低成本。此外，ALM允許制造特定的部分飛行器框架，該特定的部分飛行器框架例如可以設(shè)計成用于特定的載荷傳遞。
[0036]替代性地，第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架也可以借助鑄造方法來制造。
[0037]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，提出了通過ALM生產(chǎn)所述部分飛行器框架。
[0038]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架包括選自下述組的材料:鋁、鈧、鈦、碳纖維增強材料或其任意組合。
[0039]使用這種材料還提供減輕所述部分飛行器框架重量的可能性。
[0040]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，第二部分飛行器框架還包括艙壁聯(lián)接區(qū)段，其中，該艙壁聯(lián)接區(qū)段構(gòu)造為附接至壓力艙壁。
[0041]壓力艙壁確保加壓的內(nèi)部機身區(qū)段至未加壓的外部機身區(qū)段的密封。壓力艙壁可以借助于附接元件——例如鉚釘——附接至聯(lián)接區(qū)段。與常規(guī)的艙壁聯(lián)接相比，通過將艙壁聯(lián)接區(qū)段包括到部分飛行器框架中，減少了單個部件的數(shù)量。這也減輕了重量并且減少了用于飛行器機身安裝的處理時間。由于部分飛行器框架的緊湊形狀，可以使艙壁聯(lián)接區(qū)段定位成靠近飛行器機身部段的外蒙皮。這減小了由壓力艙壁施加的力的杠桿效應(yīng)并且減小了二次彎曲效應(yīng)。特別地，對于艙壁被常規(guī)地附接于其中的飛行器機身部段而言，組裝是高強度的工作，而本發(fā)明的理念提供在組裝期間提高了的工作量減少。
[0042]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，艙壁聯(lián)接區(qū)段實施為第二部分飛行器框架的第三內(nèi)凸緣，其中，第二部分飛行器框架的第三內(nèi)凸緣設(shè)置在第二部分飛行器框架的第二內(nèi)凸緣的內(nèi)偵U。
[0043]換言之，與第二部分飛行器框架的第二內(nèi)凸緣相比，第三內(nèi)凸緣定位成更加遠(yuǎn)離飛行器機身部段的蒙皮。同樣地，第三內(nèi)凸緣定位成比第二部分飛行器框架的第二內(nèi)凸緣更靠近機身的中心點或中心軸線。
[0044]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，第二部分飛行器框架的第二內(nèi)凸緣包括凹部，其中，該凹部設(shè)置在第二部分飛行器框架的第二桁條聯(lián)接區(qū)段與第四桁條聯(lián)接區(qū)段之間。
[0045]該實施方式為將壓力艙壁附接至第二部分飛行器框架的艙壁聯(lián)接區(qū)段提供了更好的可達(dá)性。因而，節(jié)省了組裝期間的時間和金錢。
[0046]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，提供了包括一種飛行器機身，該飛行器機身包括具有第一部分飛行器框架的第一飛行器機身部段以及具有第二部分飛行器框架的第二飛行器機身部段。其中，第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架彼此連接成處于連接構(gòu)型。第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架在連接構(gòu)型中形成飛行器框架，并且第一飛行器機身部段和第二飛行器機身部段通過第一部分飛行器框架與第二部分飛行器框架的彼此連接構(gòu)型而彼此連接。
[0047]特別地，根據(jù)本示例性實施方式的飛行器機身處于已組裝的狀態(tài)。由于將飛行器框架分離成第一飛行器框架和第二飛行器框架，因此在飛行器機身的組裝期間節(jié)省了時間和金錢。第一部分飛行器框架可以借助于附接元件一例如鉚釘一附接至第一飛行器機身部段，并且第二部分飛行器框架可以借助于附接元件一例如鉚釘一附接至第二飛行器機身部段。
[0048]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，第一部分飛行器框架接納第一飛行器機身部段的第一桁條并且與該第一桁條接合，并且第二部分飛行器框架接納第二飛行器機身部段的第二桁條并且與該第二桁條接合。因此，第一飛行器機身部段可以借助于第一桁條與第一部分飛行器框架的附接、第二桁條與第二部分飛行器框架的附接、以及第一部分飛行器框架與第二部分飛行器框架的附接而附接至第二飛行器機身部段。
[0049]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架借助于附接元件而連接。
[0050]附接元件可以是拉力螺栓。此外，附接元件可以是可逆的附接元件，使得兩個飛行器機身部段可以分離，例如用于繁重的維護(hù)行為或為了更新機艙內(nèi)部或為了用另一飛行器機身部段更換飛行器機身部段。
[0051]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，第一部分飛行器框架包括第一外凸緣、第一腹板以及第一內(nèi)凸緣，該第一外凸緣、第一腹板以及第一內(nèi)凸緣限定第一部分飛行器框架的第一區(qū)段，并且第二部分飛行器框架包括第二外凸緣、第二腹板以及第二內(nèi)凸緣，該第二外凸緣、第二腹板以及第二內(nèi)凸緣限定第二部分飛行器框架的第二區(qū)段，其中，第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架通過第一腹板和第二腹板而彼此附接。
[0052]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，第一部分飛行器框架的第一外凸緣借助于附接元件附接至第一飛行器機身部段，并且第二部分飛行器框架的第二外凸緣借助于附接元件附接至第二飛行器機身部段。
[0053]例如，第一部分飛行器框架的第一外凸緣附接在第一飛行器機身部段的外蒙皮的內(nèi)側(cè)，并且第二部分飛行器框架的第二外凸緣附接在第二飛行器機身部段的外蒙皮的內(nèi)側(cè)。這種附接可以借助于附接元件一例如鉚釘一來提供。
[0054]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，提供了一種用于將兩個飛行器機身部段安裝在一起的方法。該方法包括將第一飛行器機身部段附接至第一部分飛行器框架的步驟以及將第二飛行器機身部段附接至第二部分飛行器框架的步驟。該方法還包括將第一部分飛行器框架連接至第二部分飛行器框架以建立連接構(gòu)型的步驟，從而提供由第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架構(gòu)建的飛行器框架，其中，第一飛行器機身部段通過第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架連接至第二飛行器機身部段。特別地，兩個飛行器機身部段的安裝可以在MCA或FAL期間完成。
[0055]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，提供了將兩個飛行器機身部段附接在一起的方法，其中，該方法的步驟以下述時間順序執(zhí)行。首先，將第一飛行器機身部段附接至第一部分飛行器框架。隨后，將第二飛行器機身部段附接至第二部分飛行器框架。最后，將第一部分飛行器框架與第二部分飛行器框架連接或附接，以建立連接構(gòu)型，從而提供由第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架組成的飛行器框架。其中，第一飛行器機身部段通過第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架連接至第二飛行器機身部段。
[0056]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，該方法還包括將第一部分飛行器框架附接至第一飛行器框架部段的第一桁條的步驟以及將第二部分飛行器框架附接至第二飛行器框架部段的第二桁條的步驟。
[0057]根據(jù)本發(fā)明的另一示例性實施方式，如在此之前提出的所述部分飛行器框架分別實施為單件。
[0058]可以看出，本發(fā)明的要點在于提供飛行器框架的模塊化理念，其中，該飛行器框架以兩部件的形式提供。通過將兩個部分飛行器框架安裝在一起，本發(fā)明實現(xiàn)了常規(guī)的一件式框架的全部框架功能。換言之，本發(fā)明教導(dǎo)了將常規(guī)的飛行器框架切成或分成兩件，這允許改進(jìn)的和有利的組裝。
[0059]應(yīng)當(dāng)指出的是，參照不同的主題內(nèi)容對本發(fā)明的實施方式進(jìn)行描述。特別地，一些實施方式參照設(shè)備類型的權(quán)利要求來進(jìn)行描述，而其它的實施方式參照方法類型的權(quán)利要求進(jìn)行描述。然而，本領(lǐng)域的技術(shù)人員將從以上和以下的描述中獲得的是:除非另有說明，否則除了屬于一種類型的主題內(nèi)容的特征的任意組合之外，涉及不同主題內(nèi)容的特征之間的任意組合也被認(rèn)為在本申請中公開。
[0060]本發(fā)明的上述方面以及另外的方面、特征和優(yōu)點也可以在下文中參照附圖描述的示例性實施方式中發(fā)現(xiàn)。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0061]將根據(jù)附圖對本發(fā)明的示例性實施方式進(jìn)行描述。權(quán)利要求中的任何附圖標(biāo)記不應(yīng)解釋為對權(quán)利要求范圍的限制。
[0062]圖1為根據(jù)本發(fā)明的示例性實施方式的飛行器框架的示意性橫截面圖。
[0063]圖2為根據(jù)本發(fā)明的示例性實施方式的飛行器框架的示意性俯視圖。
[0064]圖3為根據(jù)本發(fā)明的示例性實施方式的飛行器的示意性俯視圖。
[0065]圖4示出了根據(jù)本發(fā)明的示例性實施方式的流程圖。
[0066]圖5示出了根據(jù)本發(fā)明的示例性實施方式的包括第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架的飛行器框架。
【具體實施方式】
[0067]示例性實施方式示出了包括兩個部分飛行器框架的飛行器框架，所述兩個部分飛行器框架例如通過ALM技術(shù)制造。這使得能夠通過張緊螺栓而無需在FAL處的大工作量來快速且可逆地封閉軌道接合兩個飛行器機身部段。在限定飛行器機身部段的形狀之前，已經(jīng)在MCA中將兩個部分飛行器框架組裝。由于ALM技術(shù)的極低公差這是可能的。兩個部分飛行器框架已經(jīng)包括用于桁條聯(lián)接的一體式拐角接合部以及用于附接后壓力艙壁的區(qū)段，該用于后壓力艙壁的區(qū)段在很大程度上減少了在MCA處的工作量。由于ALM技術(shù)，所述部分飛行器框架的高度和/或橫截面可以降低至最小。剩余的高度取決于用于蒙皮框架緊固、桁條聯(lián)接、或壓力艙壁附接所必需的最小高度。由于所述部分飛行器框架的降低的高度，實現(xiàn)了用于壓力艙壁附接的優(yōu)化載荷流。這導(dǎo)致減小的二次彎曲效應(yīng)并且因此導(dǎo)致優(yōu)化的和/或減輕的部件重量。這種重量的減輕也通過消除用于組裝的若干附接部件的重疊得以放大。由于單個部件的減少，目視檢查變得更容易，并且由于較好的排水能力也降低了關(guān)鍵區(qū)域中的腐蝕風(fēng)險。[0068]圖1示出了根據(jù)本發(fā)明的示例性實施方式的飛行器框架的橫截面。圖2示出了根據(jù)本發(fā)明的同一實施方式的飛行器框架的示意性俯視圖。飛行器框架201包括第一部分飛行器框架103和第二部分飛行器框架104。第一部分飛行器框架103附接至第一部分飛行器機身部段101的外蒙皮105的一段。第二部分飛行器框架104連接至第二部分飛行器機身部段102的外蒙皮106的一段。第一飛行器機身部段101的外蒙皮105與第一部分飛行器框架103的附接元件用虛線113圖示。附接元件113例如可以實施為鉚釘。同樣地，第二機身部段102的外蒙皮的一段與第二部分飛行器框架的附接元件如虛線118所圖示的。這些附接元件也可以實施為鉚釘。第一部分飛行器框架103包括第一外凸緣109、第一腹板110、以及第一內(nèi)凸緣111。第一外凸緣包括下述區(qū)段:即外表面，該外表面與第一飛行器機身部段101的外蒙皮區(qū)段105的內(nèi)側(cè)機械地接觸。腹板110設(shè)置成垂直于第一外凸緣109。第一內(nèi)凸緣111從第一腹板110延伸并且設(shè)置在第一外凸緣109上方,使得第一外凸緣109、第一腹板110以及第一內(nèi)凸緣111限定大致U形的橫截面。第一外凸緣109、第一腹板110以及第一內(nèi)凸緣111部分地環(huán)繞第一部分飛行器框架的第一區(qū)段。
[0069]此外，第一部分飛行器框架103包括第一桁條聯(lián)接區(qū)段112和第三桁條聯(lián)接區(qū)段202。該桁條聯(lián)接區(qū)段112和桁條聯(lián)接區(qū)段202包括壁，該壁從第一腹板110延伸到第一部分飛行器框架103的第一內(nèi)部區(qū)段中并且位于第一外凸緣109與第一內(nèi)凸緣111之間。例如，這些壁設(shè)置成垂直于第一腹板110和垂直于第一外凸緣109和第一內(nèi)凸緣111。第一桁條聯(lián)接區(qū)段112例如借助于鉚釘附接至第一桁條107。以這種方式，桁條107的縱向載荷可以被接收并傳遞至飛行器框架201。第一桁條107為第一機身部段101的一段。第二部分飛行器框架104包括第二外凸緣114、第二腹板115以及第二內(nèi)凸緣116。第二外凸緣包括與第二飛行器機身部段102的外蒙皮的內(nèi)側(cè)機械地接觸的區(qū)段。第二腹板115定位成垂直于第二外凸緣114。第二內(nèi)凸緣從第二腹板115垂直地延伸并且位于第二外凸緣114的上方，使得第二外凸緣114、第二腹板115以及第二內(nèi)凸緣116限定U形橫截面。第二外凸緣114、第二腹板115以及第二內(nèi)凸緣116部分地環(huán)繞第二部分飛行器框架的第二區(qū)段。第二部分飛行器框架包括第二桁條聯(lián)接區(qū)段117和第四桁條聯(lián)接區(qū)段203。該桁條聯(lián)接區(qū)段117和桁條聯(lián)接區(qū)段203包括壁，該壁從第二腹板115延伸到第二部分飛行器框架104的第二區(qū)段中且位于第二外凸緣114與第二內(nèi)凸緣116之間。例如，壁設(shè)置成垂直于第二腹板115、外凸緣114以及內(nèi)凸緣116。桁條聯(lián)接區(qū)段117例如借助于鉚釘附接至第二飛行器機身部段102的桁條108。以這種方式，桁條的縱向載荷被接收并傳遞至飛行器框架201。
[0070]如可以從圖1和圖2所獲知的，包括第一桁條聯(lián)接區(qū)段112的第一部分飛行器框架103實施為單件，并且包括第二桁條聯(lián)接區(qū)段117的第二部分飛行器框架104實施為單件。因此，第一桁條聯(lián)接區(qū)段112與第一部分飛行器框架103 —體地形成/ 一體地形成在第一部分飛行器框架103內(nèi)，并且第二桁條聯(lián)接區(qū)段117與第二部分飛行器框架104 —體地形成/ 一體地形成在第二部分飛行器框架104內(nèi)。
[0071]此外，第二部分飛行器框架104包括用于壓力艙壁120的聯(lián)接區(qū)段119。壓力艙壁聯(lián)接區(qū)段119包括設(shè)置在第二內(nèi)凸緣116內(nèi)側(cè)的第三內(nèi)凸緣119。和之前一樣，“外側(cè)”指的是更靠近飛行器機身的外蒙皮的區(qū)段，而“內(nèi)側(cè)”指的是更遠(yuǎn)離飛行器機身的外蒙皮的區(qū)段。第三內(nèi)凸緣119和第二內(nèi)凸緣116圍成約為30°的角。然而，在其它實施方式中可以實現(xiàn)該角度的其它值。壓力艙壁120借助于用虛線121圖示的鉚釘而附接至壓力艙壁聯(lián)接區(qū)段119。此外，在附接至壓力艙壁聯(lián)接區(qū)段119的區(qū)域中用加倍裝置(doubler)增強壓力艙壁。這允許目視檢查艙壁附接部處的疲勞關(guān)鍵區(qū)。艙壁附接部借助于鉚釘121定位于桁條117與桁條203之間。此外，第二內(nèi)凸緣116包括位于第二桁條聯(lián)接部117與第四桁條聯(lián)接部203之間的凹部204。這允許更好地接近壓力艙壁附接部121。第一部分飛行器框架103的第一內(nèi)部區(qū)域111與第二部分飛行器框架104的第三內(nèi)部區(qū)域119設(shè)置成使得第一內(nèi)部區(qū)域111限定第三內(nèi)部區(qū)域119的延長線并且反之亦然。
[0072]第一部分飛行器框架103借助于附接元件123——例如拉力螺栓——附接至第二部分飛行器框架104。也可以在不脫離本發(fā)明的范圍的情況下應(yīng)用其它的附接裝置。特別地，附接元件123設(shè)計成是可逆的，使得附接裝置123可以被再次解除。以這種方式，可以將兩個飛行器機身部段分離，以用于以簡化和具成本效率的方式進(jìn)行維修用另一飛行器機身部段更換飛行器機身部段。在第一部分飛行器框架103的第一腹板110與第二部分飛行器框架104的第二腹板115之間定位有第一密封元件124和第二密封元件125。密封元件124和密封元件125例如可以實施為密封圈。
[0073]圖2示出了根據(jù)本發(fā)明的、與圖1同一實施方式的飛行器框架201的俯視圖。圖2中的實線圖示了從飛行器機身的內(nèi)側(cè)可見的部件，即，從飛行器機身的中心點可見的部件。虛線示出了所述部分飛行器框架的、由于所述部分飛行器框架的重疊部分而被隱藏的部件。例如，由于第三內(nèi)部區(qū)域119更接近飛行器機身的中心點，因此所有相鄰的部件均用虛線示出。圖2的實施方式提供飛行器框架201的模塊化概念，該飛行器框架包括第一部分飛行器框架103和第二部分飛行器框架104。通過將兩個部分飛行器框架103和104安裝在一起，實現(xiàn)了常規(guī)的一件式框架的全部框架功能性。換言之，本發(fā)明教導(dǎo)了將常規(guī)的飛行器框架切成或分成兩件，這允許改進(jìn)的且有利的組裝。
[0074]圖3為根據(jù)本發(fā)明的示例性實施方式的飛行器301的示意性俯視圖。飛行器301包括具有第一飛行器機身部段101和第二飛行器機身部段102的飛行器機身302。第一飛行器機身部段包括通常命名為區(qū)段18的第一飛行器機身區(qū)段，并且第二飛行器機身部段102包括通常命名為區(qū)段19的第二飛行器機身區(qū)段。在該實施方式中，后壓力艙壁附接在區(qū)段18與區(qū)段19之間。第一飛行器機身部段101包括第一部分飛行器框架103，并且第二飛行器機身部段102包括第二部分飛行器框架104。第一部分飛行器框架103和第二部分飛行器框架104附接在一起以形成連接構(gòu)型，在該連接構(gòu)型中，第一部分飛行器框架103和第二部分飛行器框架104限定飛行器框架201。因此，第一機身部段和第二機身部段僅通過第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架連接。
[0075]圖4示出了根據(jù)本發(fā)明的示例性實施方式的、用于將兩個飛行器機身部段安裝在一起的方法的流程圖。例如，該方法在MCA和FAL期間執(zhí)行。在步驟401中，將第一飛行器機身部段附接至第一部分飛行器框架。在進(jìn)一步的步驟402中，將第二飛行器機身部段附接至第二部分飛行器框架。最后，在步驟403中，將第一部分飛行器框架與第二部分飛行器框架連接以建立連接構(gòu)型，從而提供由第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架構(gòu)建的飛行器框架，其中，第一飛行器機身部段通過處于連接構(gòu)型的第一部分飛行器框架和第二部分飛行器框架而連接至第二飛行器機身部段。該方法的步驟可以重復(fù)若干次，以便將多個飛行器機身部段彼此連接和/或彼此附接。包括第一部分框架和第二部分框架的這種框架不限于使用在飛行器機身中。其也可以用于將飛行器的兩個機翼部段彼此附接。[0076]圖5示出了根據(jù)本發(fā)明的示例性實施方式的第一飛行器機身部段101和第二飛行器機身部段102。兩個飛行器機身部段101和102構(gòu)造為借助于飛行器框架501而附接在一起?？梢钥闯?，以本發(fā)明為基礎(chǔ)的概念在于以分離的形式提供飛行器框架501，即，通過提供第一部分飛行器框架502和第二部分飛行器框架505。第一部分飛行器框架502與第一飛行器機身部段101連接，并且第二部分飛行器框架505與第二飛行器機身部段102連接。第一部分飛行器框架502和第二部分飛行器框架505構(gòu)造為彼此連接成處于連接構(gòu)型，使得第一機身部段101與第二機身部段102連接以構(gòu)建完整的機身。將第一部分飛行器框架502與第二部分飛行器框架彼此連接的過程由箭頭508指示。在所述連接構(gòu)型中，第一部分飛行器框架502和第二部分飛行器框架505形成飛行器框架501。在本發(fā)明的該示例性實施方式中，所述部分飛行器框架502和505沿著飛行器機身的部分外周擴(kuò)展，并且所述部分飛行器框架502和505各自覆蓋約120°的角。因此，第一機身部段101附接至三個部分飛行器框架502、503以及504，并且第二機身部段102附接至三個部分飛行器框架505、506以及507。此外，部分飛行器框架503構(gòu)造為連接至部分飛行器框架506，并且部分飛行器框架504構(gòu)造為連接至部分飛行器框架507。
[0077]盡管已經(jīng)在附圖中和在上面的描述中詳細(xì)地說明和描述了本發(fā)明，但這種說明和描述意在僅為說明性或者示例性的而非限制性的，從而本發(fā)明不受所公開的實施方式限制。本領(lǐng)域的技術(shù)人員通過根據(jù)研究附圖、公開內(nèi)容以及所附權(quán)利要求來實施所要求保護(hù)的本發(fā)明，可以理解和完成所公開實施方式的其它變型。
[0078]在權(quán)利要求中，詞語“包括”并不排除其它構(gòu)件或步驟，并且不定冠詞“一個”并不排除多個。
[0079]在不同的從屬權(quán)利要求中詳述的特定特征這一事實并不限制本發(fā)明的主題內(nèi)容。上述特征的任何組合也可以被有利地使用。在權(quán)利要求中的附圖標(biāo)記并不意在限制本權(quán)利要求的范圍。
【權(quán)利要求】
1.一種飛行器框架，包括: 第一部分飛行器框架，所述第一部分飛行器框架構(gòu)造為附接至第一飛行器機身部段；第二部分飛行器框架，所述第二部分飛行器框架構(gòu)造為附接至第二飛行器機身部段；其中，所述第一部分飛行器框架和所述第二部分飛行器框架構(gòu)造為彼此連接成處于連接構(gòu)型， 其中，所述第一部分飛行器框架和所述第二部分飛行器框架構(gòu)造為建立所述連接構(gòu)型，使得所述第一機身部段和所述第二機身部段能夠連接，并且 其中，所述第一部分飛行器框架和所述第二部分飛行器框架構(gòu)造為在所述連接構(gòu)型中形成所述飛行器框架。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器框架， 其中，所述第一部分飛行器框架構(gòu)造為接納所述第一飛行器機身部段的第一桁條并且與所述第一桁條接合，并且 其中，所述第二部分飛行器框架構(gòu)造為接納所述第二飛行器機身部段的第二桁條并且與所述第二桁條接合。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛行器框架， 其中，所述第一部分飛行器框架包括第一桁條聯(lián)接區(qū)段， 其中，所述第二部分飛行器框架包括第二桁條聯(lián)接區(qū)段， 其中，所述第一桁條聯(lián)接區(qū)段和所述第二桁條聯(lián)接區(qū)段構(gòu)造為接收來自所附接的桁條的縱向載荷并且將所述縱向載荷傳遞到由所述第一部分飛行器框架與所述第二部分飛行器框架的所述連接構(gòu)型限定的所述飛行器框架中。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器框架， 其中，所述第一部分飛行器框架包括第一外凸緣、第一腹板以及第一內(nèi)凸緣，所述第一外凸緣、所述第一腹板以及所述第一內(nèi)凸緣限定所述第一部分飛行器框架的第一區(qū)段，其中，所述第二部分飛行器框架包括第二外凸緣、第二腹板以及第二內(nèi)凸緣，所述第二外凸緣、所述第二腹板以及所述第二內(nèi)凸緣限定所述第二部分飛行器框架的第二區(qū)段，并且 其中，所述第一部分飛行器框架和所述第二部分飛行器框架構(gòu)造為通過所述第一腹板和所述第二腹板而彼此附接。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器框架， 其中，所述第一部分飛行器框架還包括第一桁條聯(lián)接區(qū)段，所述第一桁條聯(lián)接區(qū)段構(gòu)造為接納所述第一飛行器機身部段的第一桁條并且與所述第一桁條接合， 其中，所述第二部分飛行器框架還包括第二桁條聯(lián)接區(qū)段，所述第二桁條聯(lián)接區(qū)段構(gòu)造為接納所述第二飛行器機身部段的第二桁條并且與所述第二桁條接合， 其中，所述第一桁條聯(lián)接區(qū)段位于所述第一內(nèi)凸緣與所述第一外凸緣之間， 其中，所述第二桁條聯(lián)接區(qū)段位于所述第二內(nèi)凸緣與所述第二外凸緣之間。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器框架， 其中，所述第一部分飛行器框架和所述第二部分飛行器框架通過附加層制造來制造。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器框架， 其中，所述第二部分飛行器框架還包括艙壁聯(lián)接區(qū)段，并且其中，所述艙壁聯(lián)接區(qū)段構(gòu)造為附接至壓力艙壁。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的飛行器框架， 其中，所述艙壁聯(lián)接區(qū)段實施為所述第二部分飛行器框架的第三內(nèi)凸緣，并且 其中，所述第二部分飛行器框架的所述第三內(nèi)凸緣設(shè)置在所述第二部分飛行器框架的所述第二內(nèi)凸緣的內(nèi)側(cè)。
9.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器框架， 其中，所述第二部分飛行器框架的所述第二內(nèi)凸緣包括凹部，并且 其中，所述凹部設(shè)置在所述第二部分飛行器框架的所述第二桁條聯(lián)接區(qū)段與第四桁條聯(lián)接區(qū)段之間。
10.一種飛行器機身，包括: 第一飛行器機身部段，所述第一飛行器機身部段具有第一部分飛行器框架； 第二飛行器機身部段，所述第二飛行器機身部段具有第二部分飛行器框架； 其中，所述第一部分飛行器框架和所述第二部分飛行器框架彼此連接成處于連接構(gòu)型， 其中，所述第一部分飛行器框架和所述第二部分飛行器框架在所述連接構(gòu)型中形成飛行器框架，并且 其中，所述第一飛行器機身部段和所述第二飛行器機身部段通過所述第一部分飛行器框架與所述第二部分飛行器框架的所述連接構(gòu)型而彼此連接。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的飛行器機身， 其中，所述第一部分飛行器框架接納所述第一飛行器機身部段的第一桁條并且與所述第一桁條接合，并且 其中，所述第二部分飛行器框架接納所述第二飛行器機身部段的第二桁條并且與所述第二桁條接合。
12.根據(jù)權(quán)利要求10所述的飛行器框架， 其中，所述第一部分飛行器框架包括第一外凸緣、第一腹板以及第一內(nèi)凸緣，所述第一外凸緣、所述第一腹板以及所述第一內(nèi)凸緣限定所述第一部分飛行器框架的第一區(qū)段， 其中，所述第二部分飛行器框架包括第二外凸緣、第二腹板以及第二內(nèi)凸緣，所述第二外凸緣、所述第二腹板以及所述第二內(nèi)凸緣限定所述第二部分飛行器框架的第二區(qū)段，并且 其中，所述第一部分飛行器框架和所述第二部分飛行器框架通過所述第一腹板和所述第二腹板而彼此附接。
13.根據(jù)權(quán)利要求12所述的飛行器框架， 其中，所述第一部分飛行器框架的所述第一外凸緣借助于附接元件附接至所述第一飛行器機身部段，并且 其中，所述第二部分飛行器框架的所述第二外凸緣借助于附接元件附接至所述第二飛行器機身部段。
14.一種用于將兩個飛行器機身部段安裝在一起的方法，所述方法包括下述步驟: 將第一飛行器機身部段附接至第一部分飛行器框架； 將第二飛行器機身部段附接至第二部分飛行器框架；將所述第一部分飛行器框架與所述第二部分飛行器框架連接以建立連接構(gòu)型，從而提供由所述第一部分飛行器框架和所述第二部分飛行器框架構(gòu)成的飛行器框架，并且 其中，所述第一飛行器機身部段通過所述第一部分飛行器框架和所述第二部分飛行器框架連接至所述第二飛行器機身部段。
15.根據(jù)權(quán)利要求14所述的方法，還包括下述步驟: 將所述第一部分飛行器框架附接至所述第一飛行器框架部段的第一桁條，以及 將所述第二部分飛行 器框架附接至所述第二飛行器框架部段的第二桁條。
【文檔編號】B64C1/06GK103963955SQ201410036442
【公開日】2014年8月6日 申請日期:2014年1月24日 優(yōu)先權(quán)日:2013年1月24日
【發(fā)明者】瑪格達(dá)萊娜·博延, 沃爾夫?qū)ぐ柨? 沃爾夫?qū)な鏍柌? 申請人:空中客車德國運營有限責(zé)任公司