本发明涉及飞行器的各个部件的组装的领域。

本发明更具体地涉及在有限可触及环境中内部模块的附接。本发明涉及任何类型的模块(例如简单且紧凑的模块)，或者涉及结合许多功能的体积更大的模块。

旨在接纳模块的内部空间优选地是由飞行器的机身在主区段或鼻锥中界定的加压的空间。然而，还可以是非加压的空间，该非加压的空间优选地同样由飞行器的外部空气动力学表面界定(例如起落架舱)、或是密封舱壁以外限定的内部空间(例如被称为“雷达罩”区域的前部区域)。

背景技术：

为了减少用于飞行器的多个不同的部件的组装时间，这些部件可以事先一起分组成单个模块，该单个模块旨在随后安装在飞行器的结构上。

然而，结合到模块中的部件的数量越多，将所述模块附接至机身就可能越复杂。通过模块的大尺寸来解释这种困难，模块的大尺寸有时仅允许将此模块附接至机身的内部部段的操作者的有限触及性。

当涉及飞行器的鼻锥时，由于机身的截面朝机头变窄，这个缺点就更大了。

对于较小尺寸的模块也存在相似的问题，因为模块需要在包装好的环境中进行附接，在操作者的触及性方面存在困难。

技术实现要素：

为了响应于上述缺点，本发明的第一主题是：

一种飞行器部段，所述飞行器部段包括内部模块和设有至少一个加强件的蒙皮，所述模块布置在所述飞行器部段的内部空间中并且借助于至少一个附接装置安装在这个内部空间中，所述至少一个附接装置包括：

-至少一个附接构件，所述至少一个附接构件包括附接柄部并且优选包括支承头部；

-用于将所述附接构件从所述内部空间外部引入的腔室，所述腔室包括：第一孔口，所述附接柄部在所述内部模块的安装构型中穿过所述第一孔口；以及第二孔口，所述第二孔口用于将所述附接构件从所述内部空间外部引入所述腔室中。

因此，本发明打破了从内部模块所在的内部空间附接该内部模块的现有技术，因为提出的设计使得可以有利地从外部附接模块。通过增加用于将附接构件引入的腔室使这种能力成为可能，该腔室允许从外部进入内部空间。

因此操作者更简单地进入用于内部模块的附接装置，不论要安装的模块的尺寸以及区域中要安装的模块的密度。

优选地，本发明提供以下单独地或组合地采用的可选特征中的至少一个特征。

所述附接装置包括：空心柱，所述空心柱形成所述引入腔室；所述柱的内部纵向端部，所述内部纵向端部形成用于所述内部模块的支承支撑部并且所述第一孔口穿过所述内部纵向端部；以及所述柱的外部纵向端部，所述外部纵向端部附接至所述蒙皮。此外，所述第二孔口优选地是穿过所述蒙皮制成的孔口，或者当所述柱的外部纵向端部本身容纳在所述蒙皮中的孔口中时，所述第二孔口是穿过这个端部制成的孔口。

所述柱布置在所述蒙皮的两个紧接连续的加强件之间，并且所述柱通过一个或多个附接壁附接至所述两个加强件中的至少一个加强件。

所述一个或多个附接壁包括至少一个纵向构件，所述至少一个纵向构件在其两个相反的纵向端部处附接至所述两个紧接连续的加强件。

所述一个或多个附接壁与所述蒙皮和所述两个加强件一起界定箱体结构，所述箱体结构在内部界定了包含所述柱的至少一部分的包壳。

所述包壳是加压的，并且所述附接装置包括布置在所述柱的内部纵向端部与所述内部模块之间的压力密封系统。

替代性地或同时，所述附接装置包括布置在所述封闭构件的区域中的压力密封系统。

所述封闭构件通过拧紧、卡子紧固、或通过四分之一转连接进行安装，或者通过本领域技术人员已知的另一种可移除连接技术进行安装。

所述附接装置还包括安装在所述内部模块上的互补的附接构件，所述互补的附接构件与所述附接构件的附接柄部相配合。

所述附接构件是螺钉，并且所述互补的附接构件是螺母、优选是浮动螺母或筒形螺母。

所述附接装置包括用于正确安装所述附接构件的指示元件，所述指示元件被优选地配置成在安装所述附接构件的同时被所述附接构件推动。

本发明的另外的主题是包括这种飞行器部段(优选是这个飞行器的鼻锥)的飞行器。

最后，本发明的主题是一种用于组装这种飞行器部段的内部模块的方法，所述方法包括以下步骤：

-将模块递送到内部空间中；

-通过所述第二孔口将所述附接构件从外部引入到所述引入腔室中；以及

-通过将所述附接柄部引入穿过所述第一孔口而安装所述附接构件。

本发明的另外的优点和特征将从以下非限制性的详细说明变得明显。

附图说明

将参考附图提供本说明，在附图中：

图1示出了飞行器的平面侧视图；

图2示出了前一附图所示的飞行器的鼻锥的示意性侧视图；

图2’示出了图1所示的飞行器的鼻锥的示意性透视图，其中，鼻锥处于不同实施例；

图3示出了图2所示的飞行器鼻锥的透视图；

图4是配备图2和图3所示的鼻锥的模块的透视图；

图5是图2和图3所示的鼻锥的、且旨在接纳图4所示的内部模块的机身的透视图；

图6示出了根据本发明的第一优选的实施例的用于内部模块的附接装置的透视图；

图7示出了该附接装置沿图6的横向平面p的截面；

图8示出了在附接模块的步骤期间该附接装置的横截面；

图9示出了类似于前一视图的该附接装置的横截面，仍在附接模块的步骤的过程中；

图10示出了根据本发明的第二优选的实施例的用于内部模块的附接装置的横截面；

图11示出了根据本发明的第三优选的实施例的用于内部模块的附接装置的一部分的透视图；

图12示出了前一附图中所示的附接装置沿图11的横向平面p’的截面；

图13示出了类似于前一视图的附接装置的透视图，其中该装置是处于第四优选的实施例；并且

图14示出了用于内部模块的附接系统的一部分的截面，该附接系统适用于前述附图中所示的所有实施例。

具体实施方式

图1示出了商用飞行器类型的飞行器100，该飞行器包括紧固在机身3上的两个机翼2(图1中仅可见其中的一个)，并且每个机翼支撑涡轮风扇类型的涡轮机1，如喷气发动机。在此飞行器100上设有特定于本发明的鼻锥6，这将在下文进行描述。然而，本发明还可以适用于飞行器的其他部段。特别地，可以是任何其他飞行器部段，比如上文提及的部段，即，例如包括起落架舱、或由密封舱壁界定的内部空间、或由机身的主区段界定的加压的内部空间的飞行器部段，而不是沿纵向方向变窄的鼻锥。

图2和图3示出了鼻锥6的一部分，如通过简单地将鼻锥内部模块8组装到由鼻锥的机身3(也称为“鼻锥框架”)限定的内部空间10中获得的那部分。凭借内部模块(也称为“整合模块”)的非常自给的性质，这种简单的组装产生基本上完成的鼻锥6。换言之，将模块8组装在机身3上产生需要非常少的后续操作的鼻锥，以便产生准备好与飞行器的其他部分进行组装的最终版本。

贯穿以下说明，按照惯例，方向x与飞行器的纵向方向相对应，此方向还与鼻锥6的纵向/轴向方向相对应，并且与其模块8及其机身3的纵向/轴向方向相对应。此外，方向y与飞行器的侧向或横向方向相对应，此方向还与鼻锥6的、以及其模块8及其机身3的侧向方向相对应。最后，方向z与竖直方向或高度方向相对应，这三个方向x、y、和z相互正交。

模块8可以是自给的，包括鼻锥6的若干部件。在这种情况下，在图2至图4中可见的内部模块8包括选自下面列出的那些子模块中的一个或多个子模块，并且优选地是所有这些子模块：

-地板12，该地板包括与方向y平行的多个横向构件14。横向构件14通过与方向x平行的纵向构件16而连接在一起；

-至少一个系统18，例如导航系统或设备类型的；

-至少一个驾驶舱内衬20；

-至少一个门系统22；

-至少一个舱壁24；

-至少一个机载厨房26；

-至少一个厕所隔间28。

这些子模块可以结合最终内衬和面板，由此避免在模块8安装到机身3中之后需要对它们进行组装。

通过举例的方式，所有这些部件/子模块结合到内部模块8中，可选地还与其他部件组合，或可选地不与机载厨房和厕所隔间组合。因此，在此模块8被装配和组装在由鼻锥的机身3限定的内部空间10中(在图2至图5中可见)之前通过结合彼此组装的大量元件，内部模块8被证明是多功能的。

然而，如以上所指示的，模块8可以具有更简单得多的设计，而不脱离本发明的范围。通过举例的方式，该模块可以是简单的系统块8，其中，其承载结构被定位和固定在航空电子设备舱中，如图2’示意性地描绘的。

与飞行器的机身的前部分相对应的机身3具有常规设计，该常规设计具有尖拱形的整体形状，在方向y和方向z上的尺寸在方向x上朝前部变窄。机身3限定了结构包封件，该结构包封件的空隙与接纳内部模块8的内部空间10相对应。为了生产此机身，提供了在方向x上彼此间隔开并且在平面yz中内接的加强件、在这种情况下为机身框架30。

框架30围绕包封件延伸，其形状类似于机身的局部形状。机身还包括蒙皮34，被称为机身外部蒙皮或空气动力学蒙皮。框架30以本领域技术人员已知的方式附接至机身蒙皮34的内表面。然而，其他设计仍是可能的，其中，加强件30直接结合到蒙皮中，以便形成所谓的“加强”蒙皮。以下，通过举例的方式，将因此认为加强件30是机身框架。

内部模块8可以在若干点处安装在机身3上，例如安装在一个或多个机身框架30上。然而，还可以设想其他附接，比如在前起落架舱的顶部的区域中将内部模块8附接到机身框架30。也可以将其他子模块直接附接至框架30，例如驾驶舱子模块。然而，本发明的具体特征之一在于使用用于从机身3的外部附接内部模块8的一个或多个附接装置40。图3示意性示出的这些附接装置40例如装配在机身3的下部部分与模块8的下部部段之间。它们可以单独或与以下描述的模块的其他附接件组合使用。

图6和图7示出了根据本发明的第一优选的实施例的附接装置40中的一个附接装置。

首先，附接装置40包括结合到机身中的第一部段42、结合到模块8中的第二部段44、以及连接这两个部段的附接构件46。附接构件46优选地为螺钉，该螺钉优选地包括支承头部48和附接柄部50，此柄部与支承头部48成一体并且至少在其远端设有螺纹。然而，在不脱离本发明的范围的情况下，代替螺钉可以使用其他类型的附接构件。通过举例的方式，附接构件46可以不具有支承头部，而是提供一种可以使用一些其他器件将此构件轴向固位的设计。

附接装置40的第一部段42包括由蒙皮34形成的箱体结构界定的包壳54、两个紧接连续的框架30、以及附接壁56。例如，提供了侧向地连接在一起的纵向构件形式的三个附接壁56。这三个壁56可以是例如通过焊接、螺纹连接或任何其他常规技术固定地连接在一起的分开的元件，或者它们可以使用具有折痕的单板形成。在这些壁56中的每个壁的相反的纵向端部处，这些壁例如通过螺栓和/或铆钉类型的常规附接器件58附接至在方向x上紧接连续的两个机身框架30。

由三个壁56形成的组件的两个相反的纵向边缘就其部分而言类似地通过螺栓和/或铆钉类型的常规附接器件58附接至机身蒙皮34。

包壳54还由位于两个上述机身框架30之间的蒙皮34、以及上述这两个框架30界定。因此获得的“箱体”结构在较小成本下提供令人满意的机械完整性。此箱体结构与飞行器的内部结构的修改相对应，旨在将空心柱60至少部分地容纳在其包壳54中。

柱60具有内部纵向端部62，该内部纵向端部在由三个附接壁56形成的组件的中心区域中打开。此端部62可以以密封方式经过中心附接壁56，或者与其形成一体。其内部端部表面形成了用于在内部模块8上设置的互补支承支撑部66的支承支撑部64。在如图7所示的内部模块的安装的构型中，两个支承支撑部64、66之间的接口优选地为平面。

第一孔口68穿过下部纵向端部62，该第一孔口在一侧在支承支撑部64处打开、并且在另一侧在腔室70中打开以用于从机身的外部引入螺钉46。此引入腔室70由柱60的空心部段限定。其通过穿过蒙皮34制成的第二孔口72继续向外。此第二孔口72被定位成与引入腔室70的外部端部处对应的孔口74对准。因此，此孔口74穿过柱60的外部纵向端部76制成，从而结合围绕第二孔口72固定地组装到蒙皮34的内表面上的柱78。柱78使用比如铆钉等常规附接器件80附接至蒙皮34。

因此，柱60使得可以与蒙皮34中的第二孔口72一起允许从机身的外部引入螺钉46，该柱因此由上述箱体结构固定地固持并且布置在包壳54中的两个框架30之间。这种布置允许操作者更好的触及。然而，为了限制与蒙皮34中的这个孔口72相关联的空气动力学干扰，此孔口优选地被可移除地安装在柱60上的封闭构件82封闭。更具体地，塞子形式的封闭构件82包括在第二孔口72处重构蒙皮的空气动力学外部部段，使得此外部部段与这个相同的蒙皮34齐平。封闭构件82还包括内部附接件部段，该内部附接件部段穿过柱60的外部纵向端部76并且容纳到引入腔室70中。封闭构件82的这个内部部段，例如通过拧入界定腔室70的柱60的设有螺纹的内表面，而允许该封闭构件附接至机身3。然而，其他附接技术仍是可能的，比如卡子紧固、或通过四分之一转连接的附接。

附接装置40的结合到内部模块8中的第二部段44就其部分而言不仅仅包括互补支承支撑部66、还包括互补的附接构件84。这是螺母84，该螺母以固定或浮动方式安装在限定互补支承支撑部66的模块8的安装板86上。筒形螺母解决方案也是可能的，其中，这个螺母84则嵌入到模块的安装板86中。

在内部模块8的安装构型中，螺母84与螺钉46的附接柄部50接合。在图7所示的这个构型中，螺钉的支承头部48容纳在引入腔室70中，顶靠柱60的内部纵向端部62的肩部。这个肩部通到第一孔口68，螺钉46的附接柄部50穿过该第一孔口，这个柄部还穿过贯通孔口90，该贯通孔口穿过内部模块8的安装板86制成。在这个贯通孔口90的出口处，附接柄部50的设有螺纹的部段被拧入螺母84中，由此，在两个支承支撑部64、66之间的接口处施加按压力。在这个相同的接口处，布置了压力密封系统92，例如在这两个支撑件64、66之间的压扁的密封件形式的压力密封系统。在这种情况下，由箱体结构限定的包壳54优选地保持加压，与由柱60限定的引入腔室70分开，该引入腔室就其本身而言优选地是保持非加压。替代性地或同时，压力密封系统94可以定位在封闭构件82与柱60之间。最后，注意到的是，螺母84可以具有盖帽96和凸缘98，该凸缘将液体和气密密封件102压扁抵靠安装板86，以便将螺钉46的附接柄部50包封在保护气氛中。

现在参考图8和图9，将描述用于借助于附接装置40将内部模块8、尤其是其附接件组装至机身3的方法。

该方法首先从将模块8递送到机身的内部空间10中、在其最终位置或接近此最终位置开始。这使得两个支承支撑部64、66接合并且使两个通道孔口68、90对准。在机身的外侧，操作者经由第二孔口72将螺钉46轴向地引入到腔室70中，该第二孔口事先已经除去了其封闭构件。图8示意性地描绘了这个操作。

接下来，螺钉46在引入腔室70中继续向内移动直到其附接柄部50在穿过两个贯通孔口68、90之后与螺母84发生接触。图9示意性地描绘了这样的位置。从这一刻起，螺钉46借助于工具(未示出)拧入螺母84中直到获得所需要的夹紧力，该工具同样通过第二孔口72从外部引入腔室70中。模块8然后被配置为安装在机身3上。

然后用封闭构件封闭第二孔口72，该封闭构件被拧到柱60上。

注意到的是，内部模块8可以使用像刚刚已经提出的附接装置一样的若干附接装置40进行组装。这些装置40可以布置在两个相同的机身框架30之间或者分布在不同框架间空间中。此外，附接装置40可以包括与螺钉46相关联的单个柱60，或者包括布置在同一装置40的包壳54中的多个柱60，其中，这些柱60中的每个柱与分开的螺钉46相关联。

根据图10中部分地示出的第二实施例，三个附接壁被圆顶状的单个附接壁56替换，该单个附接壁附接至与第一实施例中的相同的机身元件。单个附接壁56可以采用圆柱形形状，例如截面形状为圆弧形。

图11和图12示出了根据本发明的第三优选的实施例的附接装置40。此第三实施例的特定特征之一在于以下事实：空心柱60以纵向构件的形式结合到单个附接壁56的过厚的芯中，该单个附接壁的两个相反的纵向端部仍分别附接至两个紧接连续的机身框架30。因此，此第三实施例不再具有如在前述实施例中的由箱体结构限定的包壳54。以纵向构件56的芯的构型布置的柱60可以加入这个相同的芯中或与其生产为一体。

此第三实施例的另一个特定特征在于柱60的外部纵向端部76。这个端部76不再附接至蒙皮34的内表面而是在对这个端部76穿过的蒙皮34中的钻好的孔口72进行限定的型锻部104处附接至该蒙皮的外表面。在此上下文中，由封闭构件82封闭的孔口在这种情况下是柱60的外部纵向端部76处的孔口74，这个端部76本身容纳在蒙皮34中钻好的孔口72中。

图13示出了第四实施例，其设计类似于第三实施例的设计。具体地，空心柱60现在结合到材料链接部56’中，该材料链接部在两个平行的纵向附接构件56之间建立联结，以便联结地形成整体形状为h的加强件。

最后，图14示出了适用于所有上述实施例的可能的功能性。这个功能型具有以下目的：确保在附接内部模块8期间螺钉46已经正确地拧入螺母84中。为此，螺母84在其盖帽96的区域中具有销形式的指示元件106，该销在螺钉46的拧紧方向上滑动。因此，指示元件106被设置为在拧紧期间被附接柄部50的端部推动，以便一旦已经完成拧紧，就从盖帽96突出。指示元件106的这个突出位置为试图验证附接的符合度的操作者提供视觉指示。这个指示在这种情况下是视觉的，但可以是电子的、或由测量或任何其他器件得出的结果。

当然，本领域技术人员可以对本发明进行各种修改，本发明单纯地通过非限制性示例进行描述，并且本发明的范围由所附权利要求限定。特别地，上述多个不同的实施例的特征可以彼此组合。通常，应当声明的是，本发明可以采用旨在适应飞行器的内部结构以便在其中结合腔室(该腔室限定了用于位于飞行器内部的模块的附接构件的外部触及性)的任何实施例。可以考虑包括机身框架本身的飞行器的内部结构。在后一种情况中，该适配包括例如用凸起加强内部结构，以便将腔室引入其中并且在模块的锚固点处实现足够的结构完整性。以下列出了所设想的示例性实施例：

-设计借助于两个相邻框架和机身蒙皮形成的箱体结构；

-设计布置在两个相邻框架之间的单或双纵向构件；

-通过框架的局部构型直接结合柱。柱可以是框架的芯的一体部分，或者可以添加到其上。

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