专利名称：用于在飞机中安装部件的轨道系统、方法和系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种在飞机中装配部件，特别是适于在装配内部部件或内部部件模块时使用的轨道系统。本发明此外涉及一种用于在飞机中装配部件，特别是装配内部部件的方法和系统
背景技术：
在飞机中装配部件，特别是装配内部部件时，当前通常是将诸如开槽面板、侧面修整元件、天花板修整元件、发光带、吊挂箱等部件单独连接到飞机结构。由于每个部件必须分离地定位并紧固到飞机结构，因而装配这些部件非常费时。类似地，例如用作飞机空调系 统的空气传导管线或用于飞机舱中供水的管道以及电线目前必须以费时的方式单独紧固到飞机结构。装配过程之后，必须在最后检验的框架内检查所有管线的正确运行。对于所有管道特别必须的是经历泄漏试验，同时电线需要检查所有接口。由于待检查的管线和接口在管线的装配状态下通常不易接近，因而这些试验同样相当复杂。为此，已经试图对被提供为在飞机中进行装配的各部件，例如，被提供为在飞机舱中进行装配的内部部件，尽可能全面地在飞机外进行预装配和试验。特别地，对于可包括多个吊挂装载箱、多个侧面修整面板和另外的内部部件(例如电线、飞机空调系统的空气传导线路或用于在飞机舱中供水的管道)、人员服务单元和人员服务通道的大型模块而言，目的是在飞机外可能借助于在未公布的DE 10 2009 023 391中描述的装配设备进行预装配和试验。大型模块然后应该例如通过同样在未公布的DE 10 2009 023 393中描述的运输设备被运输到飞机机身元件中的最后装配位置。
发明内容
本发明所基于的目的在于提供一种轨道系统，其能够将在飞机中装配部件，特别是内部部件或内部部件模块期间所使用的装配辅助设备，例如DE 10 2009 203 393中描述的运输设备或另一装配辅助设备距飞机结构规定间隔引入到飞机机身元件中。本发明此外基于的目的在于提供一种利用这种类型的轨道系统用于在飞机中装配部件，特别是内部部件或内部部件模块的方法和系统。通过一种具有权利要求I的特征的用于在飞机中装配部件，特别是内部部件时使用的轨道系统、一种具有权利要求12的特征的用于在飞机中装配部件，特别是内部部件的方法以及一种具有根据权利要求14的特征的用于在飞机中装配部件，特别是内部部件的系统而实现该目的。根据本发明的轨道系统包括第一轨道元件，该第一轨道元件具有紧固设备，该紧固设备被设计成与提供在飞机机身元件的地板的区域中的第一紧固设备互补，并适于与提供在所述飞机机身元件的所述地板的所述区域中的所述第一紧固设备协作，从而将所述第一轨道元件能松脱地紧固到所述飞机机身元件的所述地板的所述区域中，其中所述第一轨道元件的区段在所述第一轨道元件和所述飞机机身元件的连接状态下突出超过所述飞机机身元件的所述地板的边缘。所述第一轨道元件的突出超过所述飞机机身元件的所述地板的所述边缘的区段可例如在装配飞机棚等的地板上延伸，并且根据需要可被适当地紧固于此。所述飞机机身元件例如可为在至少一个端面处敞开的机身外壳。然而，替代于此，根据本发明的轨道系统还可被提供为引入到几乎完全或完全构造的飞机机身中。关键之处仅在于，所述飞机机身元件具有用于能够使被提供为在飞机机身元件中装配的轨道系统和部件引入到飞机机身元件中的入口。第一紧固设备可例如被布置在地板的表面的区域中，该地板被布置在飞机机身元件中并被提供成形成机舱地板。由于第一轨道元件的紧固设备与提供在飞机机身元件上的第一紧固设备之间的协作，第一轨道元件能够临时紧固在飞机机身元件的地板的区域中，并在不再需要时再次拆下。轨道系统的第一轨道元件此外包括导向设备，该导向设备被设计成与提供在待引入到飞机机身元件中的装配辅助设备上的第一导向设备互补，并适于与提供在待引入到飞 机机身元件中的装配辅助设备上的第一导向设备协作，从而实现待引入到飞机机身元件中的装配辅助设备相对于轨道系统的导向移位。待引入到飞机机身元件中的装配辅助设备例如可为在DE 10 2007 023 391中描述的运输设备，但还可以是其他装配辅助设备。根据本发明的轨道系统此外包括第二轨道元件，该第二轨道元件具有紧固设备，该紧固设备被设计成与提供在所述飞机机身元件的所述地板的区域中的第二紧固设备互补，并适于与提供在所述飞机机身元件的所述地板的区域中的所述第二紧固设备协作，从而将所述第二轨道元件能松脱地紧固到所述飞机机身元件的所述地板的所述区域中，其中所述第二轨道元件的区段在所述第二轨道元件和所述飞机机身元件的连接状态下突出超过所述飞机机身元件的所述地板的边缘。所述第二轨道元件的突出超过所述飞机机身元件的所述地板的所述地板的区段可例如在装配飞机棚等的地板上延伸，并且根据需要可被适当地紧固于此。如同所述第一紧固设备，飞机机身元件的第二紧固设备也可被布置在地板的表面的区域中，该地板被布置在飞机机身元件中并被提供成形成机舱地板。第二轨道元件的紧固设备与飞机机身元件的第二紧固设备之间的协作能够使第二轨道元件，如同第一轨道元件，被临时紧固在飞机机身元件的地板的区域中，并在不再需要时以简单的方式从其位置再次释放。最后，第二轨道元件还提供有导向设备，该导向设备被设计成与提供在待引入到所述飞机机身元件中的装配辅助设备上的第二导向设备互补，并适于与待引入到所述飞机机身元件中的所述第二导向设备协作，从而实现待引入到所述飞机机身元件中的所述装配辅助设备相对于所述轨道系统的导向移位。借助于根据本发明的轨道系统，例如，DE 10 2007023 393中描述的运输设备或其他装配辅助设备能够以简单舒适的方式距飞机结构规定间隔引入到飞机机身元件中。因而可靠地防止对飞机结构、运输设备、其他装配辅助设备或待装配部件的损坏。通过对轨道系统相应地定位，此外能够使待装配部件以简单可复制的方式移动到合适的装配位置。最后，由于轨道系统的各个轨道元件能够简单快速地安装在飞机机身元件中并从飞机机身元件再次移除，因而能够简单灵活地使用根据本发明的轨道系统。使用根据本发发明的轨道系统，因此能够设计用于在飞机中装配部件，特别是内部部件的过程，从而完全地更简单有效。
轨道系统的第一轨道元件/和第二轨道元件可基本上被构造成一个部分。然而，作为对此的替代，第一轨道元件还被构造成两部分，其中第一轨道元件的区段在第一轨道元件和飞机机身元件的连接状态下被完全接纳在飞机机身元件中，第一轨道元件的区段突出超过飞机机身元件的地板的边缘，并例如在装配飞机棚等的地板上延伸。第二轨道元件此外可被构造成两部分，其中第二轨道元件的区段在第二轨道元件和飞机机身元件的连接状态下被完全接纳在飞机机身元件中，第二轨道元件的区段突出超过飞机机身元件的地板的边缘，并例如在装配飞机棚等的地板上延伸。第一轨道元件的紧固设备优选被设计成与提供在飞机机身元件的地板的区域中且被构造成座轨形式的第一紧固设备互补。对此可替代地或另外，第二轨道元件的紧固设备也可被设计成与提供在飞机机身元件的地板的区域中且被构造成座轨形式的第二紧固设备互补。根据本发发明的轨道系统的第一轨道元件/和第二轨道元件能够以简单的方式被安装在飞机机身元件中，至少在区段上，而不需要在飞机机身元件上提供分离的第一紧固设备和/或第二紧固设备。第一轨道元件可包括基体，第一轨道元件的紧固设备被安装在该基体上。对此可 替代地或另外，第二轨道元件也可包括基体，第二轨道元件的紧固设备被安装在该基体上。第一轨道元件和/或第二轨道元件的基体可例如被构造成细长长方体的形式。紧固设备例如可被安装在基体的表面的区域中，该表面在第一轨道元件和/或第二轨道元件在飞机机身元件中的装配状态下面对飞机机身元件的第一或第二紧固设备。例如，被提供在接纳在形成飞机机身元件的第一紧固设备和/或第二紧固设备的座轨中的多个突起可被提供在基体的表面上，该表面在第一轨道元件和/或第二轨道元件在飞机机身元件中的装配状态下面对飞机机身元件的第一或第二紧固设备。在根据本发明的轨道系统的优选实施例中，第一轨道元件包括支撑元件，该支撑元件通过至少一个连接元件被连接到第一轨道元件的基体。对此可替代地或另外，第二轨道元件也可包括支撑元件，该支撑元件通过至少一个连接元件被连接到第二轨道元件的基体。第一轨道元件的支撑元件例如可基本上平行于第一轨道元件的基体延伸。对此可替代地或另外，第二轨道元件的支撑元件可基本上平行于第二轨道元件的基体延伸。第一轨道元件的导向设备可被安装在第一轨道元件的基体和/或支撑元件上。对此可替代地或另外，第二轨道元件的导向设备可被安装在第二轨道元件的基体和/或支撑元件上。不包括支撑元件并且导向设备安装在基体上的轨道元件对于极为简单的构造是显著的。另一方面，配备有支撑导向设备的支撑元件的轨道元件能够使导向设备在飞机机身元件中布置在下述位置该位置与提供在飞机机身元件中的第一紧固设备和/或第二紧固设备的位置移开。提供在轨道元件的第一轨道元件和第二轨道元件上的导向设备之间的互相间隔因此能够灵活地适于提供在待引入到飞机机身元件中的装配辅助设备上的第一和第二导向设备之间的间隔。利用被构造成两部分的第一轨道元件和/或第二轨道元件，仅轨道元件的在第一轨道元件和/或第二轨道元件与飞机机身元件的连接状态下被完全接纳在飞机机身元件中的区段优选提供有支撑元件。根据需求，轨道系统的第一轨道元件和第二轨道元件可被设计成没有支撑元件并提供有安装在轨道元件的基体上的导向设备。例如当合并在飞机机身元件的地板中的两个座轨用作提供在飞机机身元件上的第一和第二紧固设备，并且提供在待引入到飞机机身元件中的设备上的第一和第二紧固设备之间的间隔对应于飞机机身元件中的座轨之间的间隔时，于是会出现这种轨道系统设计。对此可替代地，如果提供在待引入到飞机机身元件中的装配辅助设备上的第一和第二导向设备之间的间隔大于或小于座轨(其形成飞机机身元件的第一和第二紧固设备并集成在飞机机身元件的地板中)之间的间隔时，第一轨道元件和第二轨道元件二者可被提供有支撑元件和安装在支撑元件上的导向设备。最后，还可想到下述结构，其中轨道元件仅包括基体和安装在基体上的导向设备，另一轨道元件包括支撑元件和安装在支撑元件上的导向设备。在根据本发明的轨道系统的这种结构中，至少一个轨道元件能够具有简单的设计，并且提供在轨道元件上的导向设备之间的间隔仍能够独立于被提供在飞机机身元件的地板中并形成飞机机身元件的第一和第二紧固设备的座轨之间的间隔。
根据需要，第一轨道元件和/或第二轨道元件此外还可被设计为使得第一轨道元件和/或第二轨道元件的基体和支撑元件支撑导向设备。特别当两个以上的导向设备被提供在待引入到飞机机身元件中的装配辅助设备上时，出现这种轨道系统设计。第一轨道元件的导向设备和/或第二轨道元件的导向设备可包括导轨，该导轨适于与提供在待引入到飞机机身元件中的装配辅助设备上的第一导向设备和/或第二导向设备的辊接合。该辊例如在其周界端面的区域中可被提供有槽。第一轨道元件和/或第二轨道元件的导向设备的导轨于是优选地具有下述剖面，该剖面具有的形状适于合并在周界端面中的槽的形状。例如，导轨可具有扁平圆或半圆形状的剖面。根据本发明的轨道系统此外优选包括止挡元件，在轨道元件在飞机机身元件中的装配状态下，该止挡元件被设计成与待引入到飞机机身元件中的装配辅助设备协作，从而限定待引入到飞机机身元件中的装配辅助设备相对于轨道系统的导向移位。止挡元件能够优选地通过装配设备被紧固在轨道系统上的不同位置。装配设备可例如被构造成基本上平行于第一轨道元件和/或第二轨道元件延伸的装配轨道的形式。利用这种装配设备设计，止挡元件能够以简单舒适方式被固定在沿着轨道系统的纵向轴线的各个位置。例如，装配设备可被安装在用于将第一轨道元件和/或第二轨道元件的基体连接到第一轨道元件和/或第二轨道元件的支撑元件的连接元件上。第一轨道元件和/或第二轨道元件的基本形状在其/它们的整个长度基本上可为线性。然而，根据需要，第一轨道元件和/或第二轨道元件的基本形状还可为弯曲，至少在区段中为弯曲。由于第一轨道元件和/或第二轨道元件至少在区段中具有弯曲构造，轨道系统可例如配备有基本上垂直于飞机机身元件的纵向轴向延伸的第一区段、弯曲的第二区段和基本上平行于飞机机身元件的纵向轴线延伸的第三区段。因此，轨道系统的轨道元件能够例如通过构造在飞机机身元件中的侧门被引入到飞机机身元件中，然后在飞机机身元件中平行于飞机机身元件的纵向轴线被导向。在根据本发明的用于在飞机中装配部件，特别是内部部件的方法中，如上所述的轨道系统的第一轨道元件和第二轨道元件被紧固在飞机机身元件中。装配辅助设备，例如DE 10 2009 023 393中描述的运输设备或另外的装配设备于是被引入到飞机机身元件中。在此期间，提供在待引入到飞机机身元件中的装配辅助设备上的第一导向设备与第一轨道元件的互补的导向设备协作。此外，提供在待引入到飞机机身元件中的装配辅助设备上的第二导向设备与第二轨道元件的互补的导向设备协作。这实现了待引入到飞机机身元件中的装配辅助设备相对于轨道系统的导向移位。在所述方法的优选实施例中，各部件利用装配辅助设备被装配在飞机机身元件中。装配辅助设备然后从飞机机身元件移除，因此，提供在待从飞机机身元件移除的装配辅助设备上的第一导向设备与第一轨道元件的 互补的导向设备协作，提供在待从飞机机身元件移除的装配辅助设备上的第二导向设备与第二轨道元件的互补的导向设备协作，从而实现待从飞机机身元件移除的装配辅助设备相对于轨道系统的导向移位。最后，从飞机机身元件释放轨道系统的第一轨道元件和/或第二轨道元件。根据本发明的用于在飞机中装配部件的系统包括如上所述的轨道系统和被设计成与该轨道系统协作的装配辅助设备。装配辅助设备优选被构造成运输支架的形式，用于将部件运输到飞机机身元件中。
现在参照所附示意图更详细地解释本发明，示意图显示图I为适于在飞机中装配部件时使用的且在飞机机身元件中处于安装期间的轨道系统；图2为在飞机机身元件中处于安装状态下的图I所示的轨道系统；图3a至图3c为根据图I的轨道系统的第一轨道元件的区段的各个视图；图4a和图4b为第一轨道元件的图3a至图3c所示的区段在飞机机身元件中的安装；图5a至图5c为根据图I的轨道系统的第二轨道元件的区段的各个视图；图6为第二轨道元件的图5a至图5c所示的区段在飞机机身元件中的安装；图7为利用根据图I的轨道系统将用于运输待在飞机机身元件中装配的部件的运输设备引入到飞机机身元件中；以及图8为适于在飞机中装配部件时使用的且在飞机机身元件中处于安装状态下的
另一轨道系统。
具体实施例方式适于在飞机中装配部件时使用的轨道系统10包括第一轨道元件12和第二轨道元件14。第一轨道元件12如同第二轨道元件14被构造成两个部分。在图3a至3c以及图4a至4b中特别详细显示的第一轨道元件12包括被构造成细长长方体形式的基体16。第一轨道元件12的基体16具有第一表面18和与第一表面相对的第二表面20。紧固设备22被布置在基体16的第一表面18的区域中。如在图4a至图4b中最清楚显示，第一轨道元件12的紧固设备22被设计成与第一紧固设备24互补，该第一紧固设备24被构造成座轨形式并集成在飞机机身元件28的地板26中。特别地，第一轨道元件12的紧固设备22具有多个突起30，该多个突起30被提供成接纳在飞机机身元件28的被构造成座轨形式的第一紧固设备24中，从而将第一轨道元件12紧固到飞机机身元件28的地板的区域中，即，紧固到飞机机身元件28的地板26。
另一方面，第一轨道兀件12的基体16的第二表面20支撑导向设备32,该导向设备32包括平行于基体16延伸的导轨34。如在图3a和图4a至图4b中最清楚显示，导轨34在第一轨道元 件12的基体16的整个长度上延伸，并且具有被设计成扁平圆的形式的剖面。第一轨道元件12的在图I中仍未连接到飞机机身元件28的区段12a被设计成完全接纳在飞机机身元件28中。另一方面，第一轨道元件12的在图I中已连接到飞机机身元件28的区段12b具有区段12b’，该区段12b’在第一轨道元件12和飞机机身元件28的连接状态下突出越过飞机机身元件28的边缘。如同第一轨道元件12，在图5a至5c和图6中特别详细显示的第二轨道元件14包括基体36,该基体36被构造成细长长方体的形式并具有第一表面38和与第一表面38相对的第二表面40。如同第一轨道元件12，在基体36的第一表面38的区域中，第二轨道元件14也配备有提供为与第二紧固设备44协作的紧固设备42，该第二紧固设备44被构造成座轨形式并集成在飞机机身元件28的地板26中。如同第一轨道元件12的紧固设备22，第二轨道元件14的紧固设备42也具有多个突起46，该多个突起46被提供成接纳在飞机机身元件28的被构造成座轨形式的第二紧固设备44中。第二轨道元件14的在图I中仍未连接到飞机机身元件28的区段14a此外也被布置成完全接纳在飞机机身元件28中。另一方面，第二轨道元件14的在图I中已连接到飞机机身元件28的区段14b具有区段14b’，该区段14b’在第二轨道元件14和飞机机身元件28的连接状态下突出越过飞机机身元件28的边缘。第二轨道元件14在支撑元件48方面与第一轨道元件12不同，该支撑元件48如同第二轨道元件14的基体36被构造成细长长方体的形式并基本上平行于基体36沿着第二轨道元件14的区段14a延伸。支撑元件48通过多个连接元件50被连接到第二轨道元件14的基体36。在轨道系统10的例示示例性实施例中，连接元件50彼此平行地且基本上垂直于第二轨道元件14的基体36和支撑元件48而延伸。然而，不言而喻，连接元件50的其他设计和布置也是可以的。类似于第一轨道元件12，第二轨道元件14也被提供有导向设备52，该导向设备52包括具有被设计成扁平圆形状的剖面的导轨54。然而，与第一轨道元件12相反，导向设备52并未布置在第二轨道元件14的基体36的第二表面40的区域中，而是布置在轨道元件14的支撑元件48的平行于基体36的第二表面40的表面56的区域中。最后，第二轨道元件14包括装配设备58，该装配设备58被构造成装配轨道的形式，并用于将图5c中显示的位于沿着轨道系统10的纵向轴线L各个位置的止挡元件60紧固到轨道系统10上的各个位置。装配设备58被紧固到将基体36连接到第二轨道元件14的支撑元件48的连接元件50，并基本上在第二轨道元件14的整个长度上延伸。如在图I和图2中最清楚显示，因为被构造在第一轨道元件12上的紧固设备22与飞机机身元件28的被构造成座轨形式的第一紧固设备24接合，因而第一轨道元件12能以简单和舒适的方式装配到飞机机身元件28中。类似地，因为被构造在第二轨道元件14上的紧固设备42与飞机机身元件28的同样被构造成座轨形式的第二紧固设备44接合，因而第二轨道元件24能以简单的方式装配到飞机机身元件28中。因此，在飞机机身元件28中无需提供分离的紧固设备来紧固轨道元件12、14成为可能。不言而喻，轨道12、14被能松脱地紧固在飞机机身元件28中，从而，轨道元件12、14能够在稍后时间容易拆除并从飞机移除。在飞机机身元件28中的装配状态下，轨道系统10提供两个互相平行延伸的导向设备32、52，其间隔并未联结到飞机机身元件28的第一紧固设备24和第二紧固设备42的间隔。相反，轨道兀件12、14的导向设备32、52的布置适于第一导向设备62和第二导向设备64的布置,第一导向设备62和第二导向设备64被提供在飞机机身兀件28中且在运输设备66上，运输设备66用于运输被提供为在飞机机身元件28中进行装配的部件(见图7)。如同运输设备66的第二导向设备64,运输设备66的第一导向设备62包括多个被装配在运输设备66的基底框架70上的辊68。形状适于导向设备32、52的导轨34、54的剖面的相应槽(在附图中未例示)被构造在棍68的周界端面中。一旦运输设备66相对于导轨系统10移位,导向设备32、52的导轨 34,54因而被接纳在构造在运输设备66的第一导向设备62、第二导向设备64的辊68的周界端面中的槽中。这实现了运输设备66相对于轨道系统10沿着轨道系统10的纵向轴向L的导向移位。运输设备66因而与飞机机身元件28的结构72保持限定间隔，好像是在运输设备66上进行运输的设备。图8显示轨道系统10的实施例，其中第一轨道元件12、第二轨道元件14的各区段具有弯曲的基本形状。特别地，轨道元件12、14各自具有基本上垂直于飞机机身元件的纵向轴线延伸的第一区段12’、14’、弯曲的第二区段12”、14”和基本上平行于飞机机身元件的纵向轴线延伸的第三区段12”’、14”’。这使得轨道系统10的轨道元件12、14能够通过被构造在飞机机身元件28中的侧门74而被引入到飞机机身元件28中，然后在飞机机身元件28中平行于飞机机身元件28的纵向轴线被导向。因此，诸如运输设备66的装配辅助设备能够通过侧门74被引入到飞机机身元件28中(见图7)。在根据图8的例示中，第一轨道元件12和第二轨道元件14仅具有相应的基体。不言而喻，各区段具有弯曲的基本形状的轨道元件12、14也能够如上所述进行构造，并例如配备有支撑元件。结合根据图I至图7的布置如上所述的各特征因而在没有限制的情况下可转换到根据图8的布置。
权利要求
1.一种在飞机中装配部件时使用的轨道系统(10)，该轨道系统包括 第一轨道元件(12)，该第一轨道元件(12)具有紧固设备(22)并具有导向设备(32)，所述紧固设备(22)被设计成与提供在飞机机身元件(28)的地板的区域中的第一紧固设备(24)互补，并适于与所述第一紧固设备(24)协作，从而将所述第一轨道元件(12)能松脱地紧固到所述飞机机身元件(28)的所述地板的所述区域中，其中所述第一轨道元件(12)的区段(12b’)在所述第一轨道元件(12)和所述飞机机身元件(28)的连接状态下突出超过所述飞机机身元件(28)的所述地板的边缘；所述导向设备(32)被设计成与提供在待引入到所述飞机机身元件(28)中的装配辅助设备(66)上的第一导向设备(62)互补，并适于与所述第一导向设备(62)协作，以实现待引入到所述飞机机身元件(28)中的所述装配辅助设备(66)相对于所述轨道系统(10)的导向移位，以及 第二轨道元件(14)，该第二轨道元件(14)具有紧固设备(42)并具有导向设备(52)，所述紧固设备(42)被设计成与提供在所述飞机机身元件(28)的所述地板的所述区域中的第二紧固设备(44)互补，并适于与所述第二紧固设备(44)协作，从而将所述第二轨道元件(14)能松脱地紧固到所述飞机机身元件(28)的所述地板的所述区域中，其中所述第二轨道元件(14)的区段(14b’)在所述第二轨道元件(14)和所述飞机机身元件(28)的连接状态下突出超过所述飞机机身元件(28)的所述地板的边缘；所述导向设备(52)被设计成与提供在待引入到所述飞机机身元件(28)中的装配辅助设备(66)上的第二导向设备(64)互补，并适于与所述第二导向设备(52)协作，以实现待引入到所述飞机机身元件(28)中的所述装配辅助设备(66)相对于所述轨道系统(10)的导向移位。
2.根据权利要求I所述的轨道系统，其特征在于， 所述第一轨道元件(12)被构造成两部分，其中所述第一轨道元件(12)的第一区段(12a)在所述第一轨道元件(12)和所述飞机机身元件(28)的连接状态下被完全接纳在所述飞机机身元件(28)中，所述第一轨道元件(12)的区段(12b)突出超过所述飞机机身元件(28)的所述地板的所述边缘，和/或 所述第二轨道元件(14)被构造成两部分，其中所述第二轨道元件(14)的区段(14a)在所述第二轨道元件(14)和所述飞机机身元件(28)的连接状态下被完全接纳在所述飞机机身元件(28)中，所述第二轨道元件(14)的区段(14b)突出超过所述飞机机身元件(28)的所述地板的所述边缘。
3.根据权利要求I或2所述的轨道系统，其特征在于， 所述第一轨道元件(12)的所述紧固设备(22)被设计成与所述飞机机身元件(28)的被构造成座轨形式的第一紧固设备(24)互补，和/或 所述第二轨道元件(14)的所述紧固设备(42)被设计成与所述飞机机身元件(28)的被构造成座轨的第二紧固设备(44)互补。
4.根据权利要求I至3中任一项所述的轨道系统，其特征在于， 所述第一轨道元件(12)包括基体(16)，所述第一轨道元件(12)的所述紧固设备(22)被安装在所述基体(16)上，和/或 所述第二轨道元件(14)包括基体(36)，所述第二轨道元件(14)的所述紧固设备(42)被安装在所述基体(36)上。
5.根据权利要求4所述的轨道系统，其特征在于，所述第一轨道元件(12)包括支撑元件,该支撑元件通过至少一个连接元件被连接到所述第一轨道元件(12)的所述基体(16)，和/或 所述第二轨道元件(14)包括支撑元件(48),该支撑元件(48)通过至少一个连接元件(50 )被连接到所述第二轨道元件(14 )的所述基体(36 )。
6.根据权利要求5所述的轨道系统，其特征在于， 所述第一轨道元件(12)的所述支撑元件基本上平行于所述第一轨道元件(12)的所述基体(16)延伸，和/或 所述第二轨道元件(14)的所述支撑元件(48)基本上平行于所述第二轨道元件(14)的所述基体(36)延伸。
7.根据权利要求4至6中任一项所述的轨道系统，其特征在于， 所述第一轨道元件(12)的所述导向设备(32)被安装在所述第一轨道元件(12)的所述基体(16)和/或所述支撑元件上，和/或 所述第二轨道元件(14)的所述导向设备(52)被安装在所述第二轨道元件(14)的所述基体(36)和/或所述支撑元件(48)上。
8.根据权利要求I至7中任一项所述的轨道系统，其特征在于， 所述第一轨道元件(12)的所述导向设备(32)和/或所述第二轨道元件(14)的所述导向设备(52)包括导轨(34、54)，该导轨(34、54)被设计成与提供在待引入到所述飞机机身元件(28)中的所述装配辅助设备(66)上的所述第一导向设备和/或所述第二导向设备(62,64)的辊(68)接合。
9.根据权利要求I至8中任一项所述的轨道系统，其特征在于， 止挡元件(60)被设计成使得，在所述轨道系统(10)在飞机机身元件(28)中的装配状态下，所述止挡元件(60)与待引入到所述飞机机身元件(28)中的所述装配辅助设备(66)协作，从而限定待引入到所述飞机机身元件(28)中的所述装配辅助设备(66)相对于所述轨道系统(10)的导向移位，其中所述止挡元件(60)能够通过装配设备(58)被紧固到所述轨道系统(10)上的各个位置。
10.根据权利要求9所述的轨道系统，其特征在于， 所述装配设备(58)被安装在用于将所述第一轨道元件和/或所述第二轨道元件(12、14)的所述基体(16、36)连接到所述第一轨道元件和/或所述第二轨道元件(12、14)的所述支撑元件(48)的连接元件(50)上。
11.根据权利要求I至10中任一项所述的轨道系统，其特征在于， 所述第一轨道元件(12)至少在区段上具有弯曲的基本形状，和/或 所述第二轨道元件(14)至少在区段上具有弯曲的基本形状。
12.一种用于在飞机中装配部件的方法，具有步骤 将根据权利要求I的所述轨道系统(10)的所述第一轨道元件和所述第二轨道元件(12,14)紧固到飞机机身元件(28)中，以及 将装配辅助设备(66)引入到所述飞机机身元件(28)中，其中提供在待引入到所述飞机机身元件(28 )中的所述装配辅助设备(66 )上的所述第一导向设备(62 )与所述第一轨道元件(12)的互补的所述导向设备(32)协作，提供在待引入到所述飞机机身元件(28)中的所述装配辅助设备(66)上的所述第二导向设备(64)与所述第二轨道元件(14)的互补的所述导向设备(52)协作，从而实现待引入到所述飞机机身元件(28)中的所述装配辅助设备(66)相对于所述轨道系统(10)的导向移位。
13.根据权利要求12所述的方法，其特征在于步骤 借助于所述装配辅助设备(66)在所述飞机机身元件(28)中装配所述部件， 从所述飞机机身元件(28)移除所述装配辅助设备(66)，其中提供在待从所述飞机机身元件(28)移除的所述装配辅助设备(66)上的所述第一导向设备(62)与所述第一轨道元件(12)的互补的所述导向设备(32)协作，提供在待从所述飞机机身元件(28)移除的所述装配辅助设备(66)上的所述第二导向设备(64)与所述第二轨道元件(14)的互补的所述导向设备(52)协作，从而实现待从所述飞机机身元件(28)移除的所述装配辅助设备(66)相对于所述轨道系统(10)的导向移位，以及 从所述飞机机身元件(28)释放所述轨道系统(10)的所述第一轨道元件和所述第二轨道元件(12、14)。
14.一种用于在飞机中装配部件的系统，具有 根据权利要求I至11中任一项所述的轨道系统(10)，和 被构造为与所述轨道系统(10)协作的装配辅助设备(66)。
15.根据权利要求14所述的系统，其特征在于， 所述装配辅助设备(66)被构造成运输支架的形式，用于将所述部件运输到飞机机身元件(28)中。
全文摘要
一种适于在飞机中装配部件时使用的轨道系统(10)包括具有紧固设备(22)的第一轨道元件(12)，该紧固设备被设计成与提供在飞机机身元件(28)的地板的区域中的第一紧固设备(24)互补，并适于与所述第一紧固设备(24)协作，从而将所述第一轨道元件(12)能松脱地紧固到所述飞机机身元件(28)的所述地板的所述区域中，其中所述第一轨道元件(12)的区段(12b’)在所述第一轨道元件(12)和所述飞机机身元件(28)的连接状态下突出超过所述飞机机身元件(28)的所述地板的边缘。所述第一轨道元件(12)此外包括导向设备(32)，该导向设备被设计成与提供在待引入到所述飞机机身元件(28)中的装配辅助设备(66)上的第一导向设备(62)互补，并适于与所述第一导向设备(62)协作，以实现待引入到所述飞机机身元件(28)中的所述装配辅助设备(66)相对于所述轨道系统(10)的导向移位。所述轨道系统(10)此外包括具有紧固设备(44)的第二轨道元件(14)，该紧固设备被设计成与提供在所述飞机机身元件(28)的所述地板的所述区域中的第二紧固设备(44)互补，并适于与所述第二紧固设备(44)协作，从而将所述第二轨道元件(14)能松脱地紧固到所述飞机机身元件(28)的所述地板的所述区域中，其中所述第二轨道元件(14)的区段(14b’)在所述第二轨道元件(14)和所述飞机机身元件(28)的连接状态下突出超过所述飞机机身元件(28)的所述地板的边缘。所述第二轨道元件(14)此外包括导向设备(52)，该导向设备被设计成与提供在待引入到所述飞机机身元件(28)中的装配辅助设备(66)上的第二导向设备(64)互补，并适于与所述第二导向设备(64)协作，以实现待引入到所述飞机机身元件(28)中的所述装配辅助设备(66)相对于所述轨道系统(10)的导向移位。
文档编号B64C1/20GK102905970SQ201180021046
公开日2013年1月30日 申请日期2011年4月26日 优先权日2010年4月26日
发明者塞巴斯蒂安·乌姆劳夫特, 拉尔夫·科布利茨, 尼克拉斯·哈尔夫曼, 戴尔特·克劳塞, 克里斯托弗·布勒斯 申请人:空中客车作业有限公司