專利名稱：用于在航空器中安裝內(nèi)部部件的方法和系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及用于在航空器中安裝內(nèi)部部件的方法和系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
在航空器中安裝內(nèi)部部件時，目前通常獨立地將諸如溝槽嵌板、側(cè)蒙皮、天花板蒙皮、光帶、行李艙等部件連接到航空器結(jié)構(gòu)。因為每個部件必須被分開地定位并且被緊固到航空器結(jié)構(gòu)，因此這些部件的安裝非常費時。類似地，例如，用作航空器空調(diào)系統(tǒng)的空調(diào)線或者用于在航空器客艙中供水的管線，以及電線，目前還以費時的方式被獨立地緊固到航空器結(jié)構(gòu)。在安裝之后，所有線的適當(dāng)功能必須在最終檢查中被檢驗。特別是，所有的管線必須進(jìn)行緊密度檢驗，而在電線的情況下，需要檢驗所有的接口。這些測試同樣是相對繁重的，因為有待檢驗的線和接口經(jīng)常只能在被安裝的狀態(tài)下被困難地接近。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所基于的目的是提供能夠有效地在航空器中安裝內(nèi)部部件的方法和系統(tǒng)。為了實現(xiàn)該目的，根據(jù)本發(fā)明用于在航空器中安裝內(nèi)部部件的方法包括預(yù)組裝第一內(nèi)部部件。第一內(nèi)部部件例如可為頭頂行李艙或航空器的客艙內(nèi)部裝置的側(cè)蒙皮板。進(jìn)一步，在根據(jù)本發(fā)明的安裝方法中，第二內(nèi)部部件被預(yù)組裝。與第一內(nèi)部部件相似，第二內(nèi)部部件可為頭頂行李艙或側(cè)蒙皮板。優(yōu)選地，在根據(jù)本發(fā)明的安裝方法中，頭頂行李艙被用作第一內(nèi)部部件，并且側(cè)蒙皮板被用作第二內(nèi)部部件。在根據(jù)本發(fā)明的安裝方法中，被預(yù)組裝的第一內(nèi)部部件可被緊固到組裝器械并且隨后被連接到第二內(nèi)部部件以形成獨立模塊。然而，可替代地，第二內(nèi)部部件也可被緊固到組裝器械并且隨后被連接到第一內(nèi)部部件以形成獨立模塊。進(jìn)一步，第一和第二內(nèi)部部件可以首先被連接以形成獨立模塊，并且隨后內(nèi)部部件中的一個或二者被緊固到組裝器械。 原則上，可以僅將兩個內(nèi)部部件中的一個緊固到組裝器械。于是在一個內(nèi)部部件與組裝器械之間沒有直接連接。然而，如果期望或要求增加獨立模塊的穩(wěn)定性，第一和第二內(nèi)部部件二者同樣都可被緊固到組裝器械。上述的方法步驟預(yù)組裝第一內(nèi)部部件、預(yù)組裝第二內(nèi)部部件和產(chǎn)生獨立模塊可重復(fù)，直到期望數(shù)量的獨立模塊被緊固到組裝器械為止。被緊固到組裝器械的獨立模塊隨后被連接以形成被緊固到組裝器械的大模塊。大模塊例如可包括三個獨立模塊，對于它們的部分，每一個包括頭頂行李艙和側(cè)蒙皮板。然而，如果期望或要求，大模塊還可具有其他任意數(shù)量的獨立模塊。例如，大模塊的最終配置可以獨立于諸如大模塊的獨立部件的重量和體積的參數(shù)，并且隨后使大模塊在其預(yù)組裝狀態(tài)下易操作。預(yù)組裝大模塊最終從組裝器械拆下并且在預(yù)組裝狀態(tài)下被傳送到航空器機(jī)身元件中的最終安裝位置中。航空器機(jī)身元件例如可為在至少一個端側(cè)打開的機(jī)身殼。然而， 可替代地，大模塊還可在被幾乎完全或已經(jīng)完全構(gòu)造時帶入航空器機(jī)身中。所有這些對于接近航空器機(jī)身元件是必須的，這使得大模塊能夠被帶入航空器機(jī)身元件中的其最終安裝位置中。為了有利于將大模塊帶入航空器機(jī)身元件中的其最終安裝位置中，大模塊的獨立部件，例如獨立模塊以及獨立模塊的內(nèi)部部件以使得送到航空器機(jī)身元件中的其最終安裝位置中的大模塊的體積被減小的方式相對于彼此可移動。在根據(jù)本發(fā)明的用于在航空器中安裝內(nèi)部部件的方法的最終步驟中，大模塊被最終安裝在航空器機(jī)身元件中。在最終安裝之后，大模塊可例如通過對應(yīng)的緊固設(shè)備在限定的緊固點處被緊固到航空器結(jié)構(gòu)。在根據(jù)本發(fā)明的用于在航空器中安裝內(nèi)部部件的方法的優(yōu)點在于，大量的組裝步驟能夠在航空器外部方便地執(zhí)行。結(jié)果是，內(nèi)部部件安裝能夠明顯更簡單。這還能夠增加產(chǎn)量，例如因為其有可能在航空器外部預(yù)組裝大模塊時更容易地補(bǔ)償大模塊的部件的公差。 最終，根據(jù)本發(fā)明的方法能夠并行地執(zhí)行組裝步驟。例如，多個大模塊能夠以簡單的方式被并行預(yù)組裝。結(jié)果是，組裝過程整體更有效率。在根據(jù)本發(fā)明的用于在航空器中安裝內(nèi)部部件的方法中，可提供大模塊的線組裝，即，大模塊能夠被順序地預(yù)組裝、運送到航空器機(jī)身元件中中的其最終安裝位置中以及最終安裝在航空器機(jī)身元 件中。這種過程的優(yōu)點在于，在大模塊的線組裝中采用的獨立組裝操作臺僅需要處理小范圍的操作，并且因此能夠被專門用于需要它們的任務(wù)中。然而，獨立組裝操作臺的中斷可導(dǎo)致后續(xù)操作臺的時間延遲。并且，線組裝過程相比較是不靈活的并且其能力受限。

可替代地，在根據(jù)本發(fā)明的安裝方法中，被緊固到組裝器械的多個大模塊和/或被緊固到組裝器械的多個獨立模塊能夠被連接以形成被緊固到組裝器械的客艙結(jié)構(gòu)。該客艙結(jié)構(gòu)按照要求可具有可變的長度。例如，客艙結(jié)構(gòu)可包括有待被安裝在航空器中的第一和第二內(nèi)部部件的一些或全部，即有待被安裝在航空器中的獨立模塊或大模塊的一些或全部。換言之，根據(jù)本發(fā)明的安裝方法能夠被用于實現(xiàn)外部客艙組裝，其中航空器客艙的大的部分在航空器外部被預(yù)組裝。在根據(jù)本發(fā)明的方法的這種配置中，優(yōu)選多個大模塊被并行組裝。負(fù)責(zé)大模塊的組裝的工作操作臺在這里每一個執(zhí)行完成大模塊所要求的所有組裝操作。根據(jù)本發(fā)明的安裝方法的這種配置可以實現(xiàn)非常清楚的組裝過程和帶有定制部件的大模塊的清楚配置。并且，這種組裝過程被高靈活性加以區(qū)別。然而，缺點是高的空間需求。在根據(jù)本發(fā)明的在航空器中安裝內(nèi)部部件的方法中，能夠采用被配置為組裝框架形式的組裝器械。例如，組裝器械可包括被設(shè)置為基本彼此平行的多個U形托架，其帶有兩個豎直支撐支桿和將豎直支撐支桿彼此連接的一個水平支桿。托架能夠被兩個水平延伸保持支桿彼此連接，兩個水平延伸保持支桿能夠被緊固到托架的水平支桿。并且，組裝器械能夠包括一個或多個引導(dǎo)設(shè)備，通過該引導(dǎo)設(shè)備的輔助，有待被安裝的部件和/或組裝工具能夠按照需要被定位。優(yōu)選地，在根據(jù)本發(fā)明的安裝方法中，在將緊固到組裝器械的多個獨立模塊連接以形成緊固到組裝器械的大模塊時，至少一個獨立模塊被相對于組裝器械水平移位。同樣， 在將緊固到組裝器械的多個大模塊連接以形成緊固到組裝器械的客艙結(jié)構(gòu)時，至少一個大模塊被相對于組裝器械水平移位。根據(jù)本發(fā)明的安裝方法的這種配置能夠進(jìn)行多個獨立模塊或大模塊的并行預(yù)組裝，以及隨后對這些獨立模塊或大模塊進(jìn)行簡單連接以分別形成大模塊或客艙結(jié)構(gòu)。為了能夠使獨立模塊或大模塊相對于組裝器械進(jìn)行水平相對移位，第一和/或第二內(nèi)部部件能夠被水平可移位地緊固到預(yù)組裝獨立模塊上的組裝器械上。例如，
6獨立模塊和/或大模塊能夠在組裝器械的保持支桿上水平移位。在根據(jù)本發(fā)明的安裝方法中，只有第一和第二內(nèi)部部件，S卩，例如頭頂行李艙和側(cè)蒙皮板能夠在航空器機(jī)身元件外部被預(yù)組裝。然而，也可以將另外的內(nèi)部部件連接到緊固到組裝器械的獨立模塊、連接到緊固到組裝器械的大模塊和/或連接到緊固到組裝器械的客艙結(jié)構(gòu)。例如，電線、航空器空調(diào)系統(tǒng)的空氣引導(dǎo)線或用于在航空器客艙中供應(yīng)水的管線能夠被連接到緊固到組裝器械的獨立模塊、連接到緊固到組裝器械的大模塊和/或連接到緊固到組裝器械的客艙結(jié)構(gòu)。進(jìn)一步，與第一和第二內(nèi)部部件類似，能夠被可選地預(yù)組裝的個人服務(wù)單元、個人服務(wù)通道和航空器廚房的獨立部分能夠被整合到根據(jù)本發(fā)明的安裝方法中，并且被連接到緊固到組裝器械的獨立模塊、連接到緊固到組裝器械的大模塊和/或連接到緊固到組裝器械的客艙結(jié)構(gòu)。在根據(jù)本發(fā)明的用于在航空器中安裝內(nèi)部部件的方法的優(yōu)選實施例中，被緊固到組裝器械的獨立模塊、被緊固到組裝器械的大模塊和/或被緊固到組裝器械的客艙結(jié)構(gòu)被測試。該測試可包括手動測試、目視檢驗和諸如表面測試的質(zhì)量保證檢測，還包括機(jī)械和電學(xué)或電子部件的功能性測試。例如，安裝在獨立模塊、大模塊或客艙結(jié)構(gòu)中的航空器空調(diào)系統(tǒng)的線和/或航空器供水系統(tǒng)的線可進(jìn)行緊密度檢驗。進(jìn)一步，可以設(shè)想到對集成在獨立模塊、大模塊或客艙結(jié)構(gòu)中的電線或接口進(jìn)行功能性測試，也可選地使用模擬系統(tǒng)用于模擬特定測試條件或事件。一般而言，當(dāng)獨立模塊、大模塊或客艙結(jié)構(gòu)被緊固到組裝器械的狀態(tài)下時，在獨立模塊、大模塊或客艙結(jié)構(gòu)上執(zhí)行測試明顯易于當(dāng)獨立模塊、大模塊或客艙結(jié)構(gòu)被安裝在航空器機(jī)身元件中的狀態(tài)下。特別地，獨立模塊、大模塊或客艙結(jié)構(gòu)和這些部件的獨立部分在當(dāng)獨立模塊、大模塊或客艙結(jié)構(gòu)被緊固到組裝器械的狀態(tài)下時比當(dāng)獨立模塊、大模塊或客艙結(jié)構(gòu)處于在航空器機(jī)身元件中的最終安裝狀態(tài)下時更容易接近。在根據(jù)本發(fā)明的安裝方法的背景下，能夠執(zhí)行越來越綜合的測試，更多的部件在測試之前被連接到有待被測試的獨立模塊、連接到有待被測試的大模塊或連接到有待被測試的客艙結(jié)構(gòu)。因此，特別地，如果綜合測試在客艙結(jié)構(gòu)上執(zhí)行，例如對空氣引導(dǎo)線、水引導(dǎo)線或電線和接口執(zhí)行測試，則適于多個大模塊連接盡可能完全地形成客艙結(jié)構(gòu)。在根據(jù)本發(fā)明的安裝方法的背景下，如果只有大模塊被預(yù)組裝，在大模塊上執(zhí)行測試完成之后，緊接著大模塊能夠被運送到航空器機(jī)身元件中的它們的最終安裝位置中， 并且被最終安裝到航空器機(jī)身元件上。相反，如果在根據(jù)本發(fā)明的安裝方法的背景下，多個大模塊和/或獨立模塊被連接以形成緊固到組裝器械的客艙結(jié)構(gòu)，例如為了在客艙結(jié)構(gòu)上執(zhí)行綜合測試，則在客艙結(jié)構(gòu)的測試之后，被彼此連接的客艙結(jié)構(gòu)的大模塊被彼此分離，并且被獨立地運送到航空器機(jī)身元件中它們的最終位置中。結(jié)果是，能夠省卻適于運送大體積客艙結(jié)構(gòu)的運送裝置。在根據(jù)本發(fā)明的在航空器中安裝內(nèi)部部件的方法中，獨立模塊、大模塊和/或客艙結(jié)構(gòu)優(yōu)選在與獨立模塊、大模塊和/或客艙結(jié)構(gòu)占用在航空器機(jī)身元件中的最終安裝狀態(tài)下的位置基本對應(yīng)的位置中被緊固到組裝器械。進(jìn)一步，大模塊優(yōu)選被運送到航空器機(jī)身元件且在與大模塊占用在航空器機(jī)身元件中的最終安裝狀態(tài)下的位置基本對應(yīng)的位置中。根據(jù)本發(fā)明的安裝方法的這種配置的結(jié)果是，針對運送和在航空器機(jī)身元件中最終安裝的大模塊的復(fù)雜的重新定位能夠被分散進(jìn)行。并且，將獨立模塊、大模塊、客艙結(jié)構(gòu)定位在組裝器械中靠近最終安裝位置能夠執(zhí)行最理想的測試。例如，如果能夠容易地和可靠地檢驗獨立模塊、大模塊和/或客艙結(jié)構(gòu)的獨立部件，則大模塊和/或客艙結(jié)構(gòu)能夠相對于彼此被正確地定位。理論上，可以將大模塊手動地運送到航空器機(jī)身元件中的其最終安裝位置中。然而，優(yōu)選的是，借助于運送車將大模塊運送到航空器機(jī)身元件中的其最終安裝位置中。當(dāng)大模塊已經(jīng)到達(dá)航空器機(jī)身元件中的其最終安裝位置時，其能夠最初保留在運送車上并且在被保持在運送車上的狀態(tài)下被緊固到航空器機(jī)身元件的結(jié)構(gòu)上，例如緊固到航空器機(jī)身結(jié)構(gòu)的框架上。優(yōu)選地，只有當(dāng)大模塊被至少臨時性地緊固到航空器機(jī)身元件的結(jié)構(gòu)上時才將大模塊從運送車上拆下。在將大模塊緊固到航空器機(jī)身元件的結(jié)構(gòu)上之后，運送車可從航空器機(jī)身元件移除。大模塊在航空器機(jī)身元件中其最終安裝位置中的水平和/或豎直位置優(yōu)選借助于運送車被微調(diào)。例如，運送車能夠被提供具有能夠相對于航空器機(jī)身元件對大模塊的水平和/豎直位置進(jìn)行微調(diào)的設(shè)備或多個設(shè)備。例如，運送車可被提供具有用于調(diào)節(jié)大模塊的豎直位置的提升裝置。進(jìn)一步，運送車能夠被提供為與導(dǎo)向設(shè)備協(xié)作，導(dǎo)向設(shè)備能夠相對于航空器機(jī)身元件的結(jié)構(gòu)大模塊的水平位置進(jìn)行調(diào)節(jié)。根據(jù)本發(fā)明的在航空器中安裝內(nèi)部部件的系統(tǒng)包括用于預(yù)組裝第一內(nèi)部部件的操作臺和用于預(yù)組裝第二內(nèi)部部件的操作臺。進(jìn)一步，提供用于將第一和/或第二內(nèi)部部件緊固到組裝器械的操作臺、用于連接第一和第二內(nèi)部部件以形成獨立模塊的操作臺、用于連接被緊固到再看看的多個獨立模塊以形成被緊固到組裝器械的大模塊的操作臺、用于將大模塊從組裝器械拆下的操作臺、用于將大模塊運送到航空器機(jī)身元件中最終安裝位置中的設(shè)備和用于在航空器機(jī)身元件中最終安裝大模塊的操作臺。根據(jù)本發(fā)明的安裝系統(tǒng)的獨立操作臺被設(shè)計為彼此部分分離的操作臺。然而，可替代地，用于執(zhí)行獨立組裝步驟的多個操作臺可以被空間上地集成到公共組裝區(qū)域中。根據(jù)本發(fā)明的安裝系統(tǒng)優(yōu)選進(jìn)一步包括一操作臺，其用于連接被緊固到組裝器械的多個大模塊以形成被緊固到組裝器械的客艙結(jié)構(gòu)。進(jìn)一步，安裝系統(tǒng)可包括一操作臺，其用于將另外的內(nèi)部部件連接到被緊固到組裝器械的獨立模塊、連接到被緊固到組裝器械的大模塊和/連接到被緊固到組裝器械的客艙結(jié)構(gòu)。根據(jù)本發(fā)明的用于安裝內(nèi)部部件的系統(tǒng)的優(yōu)選實施例進(jìn)一步包括用于對被緊固到組裝器械的獨立模塊、被緊固到組裝器械的大模塊和/或被緊固到組裝器械的客艙結(jié)構(gòu)進(jìn)行測試的操作臺。該測試操作臺能夠被裝備有所有需要的測試設(shè)備，包括用于模擬特定測試條件和/或事件的模擬系統(tǒng)。根據(jù)本發(fā)明的安裝系統(tǒng)的組裝器械被優(yōu)選設(shè)計為使得獨立模塊、大模塊和/或客艙結(jié)構(gòu)能夠在與獨立模塊、大模塊和/或客艙結(jié)構(gòu)占用在航空器機(jī)身元件中的最終安裝狀態(tài)下的位置基本對應(yīng)的位置被緊固到組裝器械。進(jìn)一步，根據(jù)本發(fā)明的安裝系統(tǒng)優(yōu)選包括用于將大模塊運送到航空器機(jī)身元件中的其最終安裝位置中的運送車。運送車能夠被設(shè)計為使得大模塊能夠被運送到航空器機(jī)身元件中且與大模塊在航空器機(jī)身元件中的最終安裝狀態(tài)下的位置基本對應(yīng)的位置中。進(jìn)一步，運送車可包括用于對大模塊的在航空器機(jī)身元件中的其最終安裝位置的水平和/或豎直位置進(jìn)行微調(diào)的一個或多個設(shè)備。


現(xiàn)在將通過所附示意性附圖的輔助更詳細(xì)地解釋本發(fā)明的優(yōu)選實施例，圖中圖1示出用于在航空器中安裝內(nèi)部部件的方法流程；圖2示出用于在航空器中安裝內(nèi)部部件的系統(tǒng)布置圖；和圖3示出用于在航空器中安裝內(nèi)部部件的系統(tǒng)的一部分的三維圖。
具體實施例方式圖1至圖3中示出用于在航空器中安裝內(nèi)部部件的方法和系統(tǒng)10。最佳從圖2可見，系統(tǒng)10包括用于預(yù)組裝第一內(nèi)部部件14的操作臺12。第一內(nèi)部部件14是頭頂行李艙的形式(參見圖3)。進(jìn)一步，系統(tǒng)10包括操作臺16，其與操作臺12在空間上分開，用于預(yù)組裝第二內(nèi)部部件18。第二內(nèi)部部件18是航空器客艙蒙皮的側(cè)蒙皮板的形式(參見圖 3)。第一內(nèi)部部件14與第二內(nèi)部部件18的并行預(yù)組裝能夠發(fā)生在操作臺12和16中。 第一內(nèi)部部件14與第二內(nèi)部部件18在獨立模塊預(yù)組裝操作臺20中被連接，以形成獨立模塊22。理解的是，獨立模塊預(yù)組裝操作臺20允許多個獨立模塊22的并行預(yù)組裝。在客艙預(yù)組裝和測試操作臺24中，第一內(nèi)部部件14，即每個獨立模塊22的頭頂行李艙以及因此作為整體的獨立模塊22被緊固到組裝器械26，這描繪在圖3中。組裝器械26 包括組裝框架，該組裝框架帶有多個被設(shè)置為基本彼此平行的托架28。每個托架28具有兩個豎直支撐件30、32和將豎直支撐件30、32彼此連接的一個水平支撐件33。托架28被兩個水平延伸保持支桿34、35彼此連接。在將獨立模塊22緊固到組裝器械26時，為頭頂行李艙形式的第一內(nèi)部部件14被水平可移位地附接到組裝器械26的保持支桿34、35。如果需要，第二內(nèi)部部件18也能夠被至少臨時性地緊固到組裝器械26，以穩(wěn)定獨立模塊22。例如，第二內(nèi)部部件18能夠被緊固到組裝器械26的托架28的豎直支撐件30、32。在圖1至圖3中描繪的用于在航空器中安裝內(nèi)部部件的方法和系統(tǒng)10的實施例中，在第一內(nèi)部部件14以及因此獨立模塊22被緊固到組裝器械26之前，第一內(nèi)部部件14 和第二內(nèi)部部件18被連接以形成獨立模塊22。如果需要，這些組裝步驟的順序也能夠顛倒，即，在第一內(nèi)部部件14被連接到第二內(nèi)部部件18以形成獨立模塊22之前，第一內(nèi)部部件14能夠被緊固到組裝器械26。進(jìn)一步，通過將第二內(nèi)部部件18緊固到組裝器械26而代替第一內(nèi)部部件14，獨立模塊22能夠被緊固到組裝器械26。還在該情況下，獨立模塊預(yù)組裝能夠在第二內(nèi)部部件18被緊固到組裝器械26之前或之后被執(zhí)行。進(jìn)一步，在客艙預(yù)組裝和測試操作臺24中，被緊固到組裝器械26的多個獨立模塊 22被連接以形成被緊固到組裝器械26的大模塊36(參見圖3)。大模塊36例如能夠包括三個獨立模塊22。在連接獨立模塊22以形成大模塊36時，獨立模塊22沿組裝器械26的保持支桿34、35被水平移位，并且因此相對于組裝器械26水平移位，直到獨立模塊22能夠被方便地彼此連接以形成大模塊36為止。進(jìn)一步，在客艙預(yù)組裝和測試操作臺24中，被緊固到組裝器械26的多個大模塊36 被彼此連接以形成被緊固到26的客艙結(jié)構(gòu)38 (參見圖3)。為此目的，大模塊36相對于組裝器械26被水平移位直到它們已經(jīng)到達(dá)它們能夠被簡單和方便地彼此連接以形成客艙結(jié)構(gòu)38的期望位置為止?？商娲兀鄠€獨立模塊22還能夠被直接彼此連接以形成客艙結(jié)構(gòu) 38，而不用事先被預(yù)組裝來形成大模塊36。最終，可以設(shè)想預(yù)組裝多個獨立模塊22以形成大模塊36，并且通過連接到另外的獨立模塊22來持續(xù)擴(kuò)展大模塊36，以形成客艙結(jié)構(gòu)38。如最佳從圖2可見，安裝系統(tǒng)10包括5個另外的預(yù)組裝操作臺40-48。在預(yù)組裝操作臺40中，個人服務(wù)單元和個人服務(wù)通道被預(yù)組裝。預(yù)組裝操作臺42用于預(yù)組裝天花板蒙皮、航空器登機(jī)客艙和航空器廁所的獨立部分。進(jìn)一步，個人服務(wù)單元和個人服務(wù)通道的獨立部分也在預(yù)組裝操作臺42中被預(yù)組裝。預(yù)組裝操作臺44、46用于預(yù)組裝航空器廚房和廁所模塊。最終，在預(yù)組裝操作臺48中，頂部區(qū)域行李架模塊，即被提供為用于安裝在航空器客艙的中心天花板區(qū)域中的行李艙被預(yù)組裝。在預(yù)組裝操作臺40、42中被預(yù)組裝的部件在客艙預(yù)組裝和測試操作臺24中被至少部分地整合成被緊固到組裝器械26的獨立模塊22中，被整合成被緊固到組裝器械26的大模塊36中或被整合成被緊固到組裝器械26的客艙結(jié)構(gòu)38中。進(jìn)一步，獨立模塊22、大模塊36和客艙結(jié)構(gòu)38在客艙預(yù)組裝和測試操作臺24中被增補(bǔ)有電線、航空器供水系統(tǒng)線和航空器空調(diào)系統(tǒng)線。并且，對獨立模塊22、大模塊36和客艙結(jié)構(gòu)38的測試發(fā)生在客艙預(yù)組裝和測試操作臺24中。在獨立模塊22、大模塊36和客艙結(jié)構(gòu)38上執(zhí)行的測試可包括手動檢驗、目視檢驗、質(zhì)量控制測量，例如表面測試，還有獨立部分的功能性測試、對電線和接口的線緊密度檢驗和測試。這些測試也能夠采用模擬系統(tǒng)，其模擬由對應(yīng)信號的輸出確定的條件和/ 或事件，并且檢驗被測試的部件(例如電線和接口)對這些條件和/或事件是否表現(xiàn)出期望的反應(yīng)。按照需要，測試已經(jīng)可以在獨立模塊22上或在大模塊36上被執(zhí)行。然而，客艙結(jié)構(gòu)38上有可能有特別綜合的測試，特別是當(dāng)客艙結(jié)構(gòu)38已經(jīng)被增補(bǔ)了盡可能多的另外的內(nèi)部部件時，即后續(xù)的航空器客艙盡可能地在航空器外部被構(gòu)造。在獨立模塊22、大模塊36和客艙結(jié)構(gòu)38的獨立部分在客艙預(yù)組裝和測試操作臺 24中易于接近的情況下，獨立模塊22、大模塊36和客艙結(jié)構(gòu)38在客艙預(yù)組裝和測試操作臺24中的測試是有利的。以此方式，測試能夠以相對簡單和省時的方式被執(zhí)行。并且，有可能快速和簡單地更換沒有通過測試的部件。如最佳在圖3中可見，獨立模塊22、大模塊 36和客艙結(jié)構(gòu)38在客艙預(yù)組裝和測試操作臺24中在與這些部件在航空器中的安裝狀態(tài)下占用的位置基本對應(yīng)的位置中被緊固到組裝器械26。結(jié)果是，在獨立模塊22、大模塊36和客艙結(jié)構(gòu)38上執(zhí)行的功能性測試能夠被特別逼真地執(zhí)行。不過，這些部件的所有獨立部分非常易于接近。在客艙預(yù)組裝和測試操作臺24中的測試完成之后，被測試的航空器內(nèi)部部件做好最終安裝的準(zhǔn)備。為此目的，在客艙預(yù)組裝和測試操作臺24中被緊固到組裝器械26的大模塊36與組裝器械26拆下，并且被裝載到運送車50上。被獨立地緊固到組裝器械26 的大模塊36能夠被直接裝載到運送車50上。如果多個大模塊36被連接以形成客艙結(jié)構(gòu) 38，需要在將大模塊36裝載到運送車50上之前再次將客艙結(jié)構(gòu)38分成獨立的大模塊36。 大模塊36通過運送車50被運送到航空器機(jī)身元件52。在最終安裝和整合操作臺54中，大模塊36的最終安裝發(fā)生在航空器機(jī)身元件52中。如最佳在圖3中可見，航空器機(jī)身元件52為端側(cè)打開的機(jī)身殼的形式。結(jié)果是，大模塊36能夠以簡單的方式被運送到航空器機(jī)身元件52中。在被運送到運送車50上時， 大模塊36被保持在運送車50上基本對應(yīng)于大模塊36在航空器機(jī)身元件52中最終安裝狀態(tài)下占用的位置的位置中。結(jié)果是，能夠避免大模塊36在航空器機(jī)身元件52中的最終安裝的復(fù)雜的位置變化。在將大模塊36裝載到運送車50上之后，運送車50被帶到客艙預(yù)組裝和測試操作臺24中的合適位置。運送車50在該期間的定位能夠被合適的導(dǎo)向設(shè)備輔助。類似地，在大模塊36在航空器機(jī)身元件52中被最終安裝之后，運送車50被定位，使得大模塊36在仍然處于被保持在運送車50上的狀態(tài)下能夠被緊固到航空器機(jī)身元件52的結(jié)構(gòu)上。運送車 50被裝備有對應(yīng)的設(shè)備，用于對保持在運送車50上的大模塊36的水平和豎直位置進(jìn)行微調(diào)，從而大模塊36能夠在運送車50的幫助下被最優(yōu)地帶到航空器機(jī)身元件52中的其最終安裝位置中。僅當(dāng)大模塊36被至少臨時地緊固到航空器機(jī)身元件52的結(jié)構(gòu)時才將大模塊 36從運送車50上拆下。在預(yù)組裝操作臺40、42中被預(yù)組裝的部件的部分，以及在預(yù)組裝操作臺44、46、48 中被預(yù)組裝的部件被直接運送到航空器機(jī)身元件52，并且在最終安裝和整合操作臺54中被直接整合到航空器機(jī)身元件52中。
權(quán)利要求
1.用于在航空器中安裝內(nèi)部部件的方法，具有步驟預(yù)組裝第一內(nèi)部部件(14)，預(yù)組裝第二內(nèi)部部件(18)，將所述第一和/或所述第二內(nèi)部部件(14、18)緊固到組裝器械(26)并且連接所述第一和所述第二內(nèi)部部件(14、18)以形成獨立模塊(22)，連接被緊固到所述組裝器械(26)的多個獨立模塊(22)以形成被緊固到所述組裝器械 (26)的大模塊(36)，將所述大模塊(36)從所述組裝器械(26)拆下并將所述大模塊(36)運送到航空器機(jī)身元件(52)中的最終安裝位置中，和在所述航空器機(jī)身元件(52)中最終安裝所述大模塊(36)。
2.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，被緊固到所述組裝器械(26)的多個大模塊(36)和/或被組裝到所述組裝器械(26)的多個獨立模塊(22)被連接以形成被緊固到所述組裝器械(26)的客艙結(jié)構(gòu) (38)。
3.如權(quán)利要求1或2所述的方法，其特征在于，在連接被緊固到所述組裝器械(26)的多個獨立模塊(22)以形成被緊固到所述組裝器械(26)的大模塊(36)時，至少一個獨立模塊(22)相對于所述組裝器械(26) 被水平移位，和/或其特征在于，在連接被緊固到所述組裝器械(26)的多個大模塊(36)以形成被緊固到所述組裝器械(26)的客艙結(jié)構(gòu)(38)時，至少一個大模塊(36)相對于所述組裝器械(26)被水平移位。
4.如權(quán)利要求1至3中任一項所述的方法，其特征在于，另外的內(nèi)部部件被連接到緊固到所述組裝器械(26)的獨立模塊(22)，被連接到緊固到所述組裝器械(26)的大模塊(36)和/或被連接到緊固到所述組裝器械(26) 的客艙結(jié)構(gòu)(38)。
5.如權(quán)利要求1至4中任一項所述的方法，其特征在于，被緊固到所述組裝器械(26)的獨立模塊(22)、被緊固到所述組裝器械 (26)的大模塊(36)和/或被緊固到所述組裝器械(26)的客艙結(jié)構(gòu)(38)被測試。
6.如權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于，在被緊固到所述組裝器械(26)的客艙結(jié)構(gòu)(38)被測試之后，所述客艙結(jié)構(gòu)(38)的彼此連接的所述大模塊(36)被彼此分離，并且被獨立地運送到所述航空器機(jī)身元件(52)中的最終安裝位置中。
7.如權(quán)利要求1至6中任一項所述的方法，其特征在于，所述獨立模塊(22)、所述大模塊(36)和/或所述客艙結(jié)構(gòu)(38)在與所述獨立模塊(22)、所述大模塊(36)和/或所述客艙結(jié)構(gòu)(38)在所述航空器機(jī)身元件(52) 中的最終安裝狀態(tài)下占用的位置基本對應(yīng)的位置中被緊固到所述組裝器械(26)，和/或其特征在于，所述大模塊(36)被運送到所述航空器機(jī)身元件(52)且在與所述大模塊(36)在所述航空器機(jī)身元件(52)中的最終安裝狀態(tài)下占用的位置基本對應(yīng)的位置中。
8.如權(quán)利要求1至7中任一項所述的方法，其特征在于，所述大模塊(36)在運送車(50)的幫助下被運送到所述航空器機(jī)身元件(52)中的所述大模塊(36)的最終安裝位置中，在所述大模塊(36)被保持在所述運送車 (52)上的狀態(tài)下被緊固到所述航空器機(jī)身元件(52)的結(jié)構(gòu)，并且在所述大模塊(36)已經(jīng)被緊固到所述航空器機(jī)身元件(52)的所述結(jié)構(gòu)之后從所述運送車(52)上拆下。
9.如權(quán)利要求8所述的方法，其特征在于，所述大模塊(36)在所述航空器機(jī)身元件(52)中的所述大模塊(36)的最終安裝位置中的水平和/或豎直位置借助于所述運送車(50)被微調(diào)。
10.用于在航空器中安裝內(nèi)部部件的系統(tǒng)，具有用于預(yù)組裝第一內(nèi)部部件(14)的操作臺(12)，用于預(yù)組裝第二內(nèi)部部件(18)的操作臺(16)，用于將所述第一和/或所述第二內(nèi)部部件(14、18)緊固到組裝器械(26)的操作臺 (20)，用于連接所述第一和所述第二內(nèi)部部件(14、18)以形成獨立模塊(22)的操作臺(20)，用于連接被緊固到所述組裝器械(26)的多個獨立模塊(22)以形成被緊固到所述組裝器械(26)的大模塊(36)的操作臺(24)，用于將所述大模塊(36)與所述組裝器械(26)拆下的操作臺(24)，用于將所述大模塊(36)運送到所述航空器機(jī)身元件(52)中的最終安裝位置中的設(shè)備，和用于在所述航空器機(jī)身元件(52)中最終安裝所述大模塊(36)的操作臺(54)。
11.如權(quán)利要求10所述的系統(tǒng)，其特征在于用于連接被緊固到所述組裝器械(26)的多個大模塊(36)以形成被緊固到所述組裝器械(26)的客艙結(jié)構(gòu)(38)的操作臺(24)。
12.如權(quán)利要求10或11所述的系統(tǒng)，其特征在于用于將另外的內(nèi)部部件連接到被緊固到所述組裝器械(26)的獨立模塊 (22)、連接到被緊固到所述組裝器械(26)的大模塊(36)和/或連接到被緊固到所述組裝器械(26)的客艙結(jié)構(gòu)(38)的操作臺(24)。
13.如權(quán)利要求10至12任一項所述的系統(tǒng)，其特征在于用于測試被緊固到所述組裝器械(26)的獨立模塊(22)、被緊固到所述組裝器械(26)的大模塊(36)和/或被緊固到所述組裝器械(26)的客艙結(jié)構(gòu)(38)的操作臺 (24)。
14.如權(quán)利要求10至13任一項所述的系統(tǒng)，其特征在于所述組裝器械(26)被設(shè)計為使得所述獨立模塊(22)、所述大模塊(36)和 /或所述客艙結(jié)構(gòu)(38)在與所述獨立模塊(22)、所述大模塊(36)和/或所述客艙結(jié)構(gòu)(38) 在所述航空器機(jī)身元件(52)中的最終安裝狀態(tài)下占用的位置基本對應(yīng)的位置中被緊固到所述組裝器械(26)。
15.如權(quán)利要求10至14任一項所述的系統(tǒng)，其特征在于運送車(50)，所述運送車(50)用于將所述大模塊(36)運送到所述航空器機(jī)身元件(52)中的所述大模塊(36)的最終安裝位置中，所述運送車(50)被設(shè)計為使得所述大模塊(36)能夠被運送到所述航空器機(jī)身元件(52)且在與所述大模塊(36)在所述航空器機(jī)身元件(52)中的最終安裝狀態(tài)下占用的位置基本對應(yīng)的位置中，和/或所述運送車(50)包括用于微調(diào)所述大模塊(36)在所述航空器機(jī)身元件(52)中的所述大模塊(36)的最終安裝位置中的水平和/或豎直位置的設(shè)備。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種用于在航空器中安裝內(nèi)部部件的方法，包括預(yù)安裝第一內(nèi)部部件(14)和預(yù)安裝第二內(nèi)部部件(18)。第一和/或第二內(nèi)部部件(14、18)被固定到安裝設(shè)備(26)且被連接以形成獨立模塊(22)。被固定到安裝設(shè)備(26)的多個獨立模塊(22)被互連以形成被固定到安裝設(shè)備(26)的大模塊(36)。所述大模塊(36)從安裝設(shè)備(26)分離并且被運送到航空器機(jī)身元件(52)中的終端安裝位置。最終，大模塊(36)被安裝在航空器機(jī)身元件(52)中。
文檔編號B64F5/00GK102458998SQ201080028645
公開日2012年5月16日 申請日期2010年4月29日 優(yōu)先權(quán)日2009年5月29日
發(fā)明者塞巴斯蒂安·烏姆勞夫特, 尼克拉斯·哈爾夫曼, 戴爾特·克勞塞 申請人:空中客車作業(yè)有限公司