用于将模组集装在飞机中的工具和相关的集装方法与流程

本发明涉及一种用于将模组集装在飞机中的工具和一种相关的集装方法。以通常方式，通过功能或非功能的、体积大、易碎且不足刚度的模块实现模组，模组适于定位在如飞机的密闭空间中，不可被预先拆卸。该模组可例如由用于安置在飞机前部处的前模组构成，所述模组尤其包括座椅、长椅、具有电源、空气源和氧气源的大部分系统装置，以及与所述驾驶舱地板相关联的驾驶舱设备。

背景技术：

实际上，利用分别与飞机特定构件和/或极局部化区域相关的多个相继操作执行关于飞机的改进、尤其涉及驾驶舱的改进，用特定工具实施上述操作的每一个操作。而且，通常在在密闭空间中实施这些操作，使得操作员必须进行复杂和受约束的操作，易于减慢这些改进的操作处理过程。还导致所述改进的安装构型需要动用大量的操作员。

技术实现要素：

本发明的目的在于能够尤其在集装阶段容易且快速地对飞机进行改进，同时克服现有技术中面临的至少某些缺点。

本发明的目的在于提供一种将模组设置在飞机的结构件中的模组设置工具(outillaged’implantationd’unmodule)。根据本发明，所述模组设置工具包括，

-用于固连至模组的至少两个下梁，

-用于固连至飞机的结构件的至少两个上梁，结构件例如为飞机结构件的上部内部区域，

-将上梁连接至下梁的支撑构件，每个支撑构件具有可变的长度且设置有适当调节支撑构件的长度的调节装置。

所述工具的原理在于将飞机中的功能或非功能模组悬挂于上梁，以沿所述上梁移动模组和朝向用于容纳所述模组的精确的飞机区域运送模组。每个支撑构件的长度的适当调节(独立于其它支撑构件的长度的调节)尤其能够对固定在工具上的模组设定不同的空间定向、和尤其在移动工具时设定在飞机内部的不同路径。假设模组可构成准备使用的功能模块，同样不需对其进行任何结构改变，如在将其安装在飞机中时进行全部或局部拆卸。模组交替地构成非功能模块，在该情况下，模组没有功能构件(例如线缆、回路......)，以便一旦设置模组即可使其在飞机内是可操作的。一旦已将模组设置在飞机中，这些功能构件例如被加设到模组。以通常方式，功能或非功能模组可包括构件或设备组件，该构件或设备组件由一个或多个公用构件(例如：地板)物理(机械)组合在一起且其形成可被以一体件输送的整体机械组件或模组。

适于通过工具设置的模组可例如包括飞机地板，地板例如包括由相互平行的横梁和相互平行且被固定于横梁的纵向构件(例如：轨道)交织部形成的网格结构件。这种地板形成构型成用于被以一体件输送至前部内的整体模组。地板的网格结构件可集装有或不集装有线缆和/或管路(更通常地为系统回路)，该线缆和/或管路固定于所述结构件且作为整体模组的一部分，构型成用于被以一体件(功能性的预装配地板、或非功能性的非预装配地板)输送。

适于通过工具设置的模组可例如包括：

-仅如上面定义的预装配或非预装配地板；或

-预装配或非预装配地板，以及附加设备，如多个航空电子设备系统和/或一个或多个座椅和/或一个或多个机柜和/或一个或多个导航仪器和/或仪表板和/或一个或多个侧壁/隔板或门构件......；包括地板和附加设备的预装配或非预装配模组因此可以为前模组或驾驶舱模组，其可包括例如驾驶舱的构成构件(座椅、仪表板和导航仪器、航空电子设备系统和任选地机柜、长椅、和侧壁和/或门构件)，且其位于驾驶舱地板的上方。该模组还可集装接合至驾驶舱地板的电子和/或流体设备/系统且位于所述地板的下方。

可选地，模组可不具有地板，而是仅为一个或多个设备，如一个或多个上述附加设备且形成可以一体件输送的整体机械组件或模组。

由于模组的尺寸较大(通常为大体积模组)，下梁用作用于模组的加强筋，以不会在不同操作阶段和在飞机内输送时变形。它们还用作用于所述模组的锚定点，以被接合至上梁。将模组安装在飞机中时工具是暂时的，和接下来一旦将模组安装到位、且已在飞机中实施完所述模组在飞机上的全部固定操作，即可完全撤下工具。确切地，工具可包括多于两个上梁和多于两个下梁。支撑构件可例如由线材、线缆、绳索、链条或绞线构成。

根据可能的特征，每个支撑构件被以活动的方式连接至一上梁以能够沿所述上梁自由移动，以及被以固定的方式连接至下梁。

根据可能的特征，工具包括适于使支撑构件沿上梁移动的驱动系统，和因此模组用于接合至所述下梁。

根据可能的特征，两个上梁相平行和沿一纵向轴线延伸，所述纵向轴线为将工具固定在飞机的结构件上时飞机的纵向轴线。

根据可能的特征，两个上梁每一个具有一型面，上梁的该型面适配于飞机的结构件的内部上部区域的型面。

根据可能的特征，两个上梁每一个在第一部分上具有直线形形状以及在第二部分上具有弯曲形状。工具的这种形状例如能够将地板安置在飞机的前部或后部。这种地板例如包括上面描述的结构件且被预装配或非预装配。

根据可能的特征，两个下梁相互平行且平行于上梁，每个上梁被安置成与下梁相对(audroitde)。

根据可能的特征，每个支撑构件是垂直的并将一上梁连接至与所述上梁相对的下梁。

根据可能的特征，利用例如快速紧固部件，两个下梁用于固定至模组，例如模组的轨道上。

根据可能的特征，下梁和例如模组轨道的模组之间的每个联接部(liaison)允许所述下梁围绕下梁的纵向轴线旋转。

根据可能的特征，利用例如快速紧固部件，两个上梁用于固定至飞机的结构件的框架。

根据可能的特征，上梁与框架之间的每个联接部允许上梁围绕上梁的纵向轴线旋转。

根据可能的特征，每个支撑构件被连接至至少一个滑轮，滑轮安装在上梁上且适于沿所述梁滚动。工具的驱动系统使得滑轮能够沿上梁运动，以移动如上面描述的如预装配或非预装配地板的模组。工具包括操控和控制装置，用于保证地板沿上梁的优化移动。在地板沿上梁移动时，可尤其在各个时刻上重新调节支撑构件的长度。

根据可能的特征，每个支撑构件具有可变化的长度且设置有调节其长度的调节装置。

根据可能的特征，工具包括操控和控制装置，该操控和控制装置能够实时和以同步方式操纵全部的用于调节所述支撑构件的长度的调节装置。

根据可能的特征，通过电气伺服螺钉/螺母系统固定用于调节每根线材的长度的调节装置。

根据可能的特征，操控和控制装置适于使模组经历至少一种运动，该至少一种运动选自围绕飞机的纵向轴线的旋转、围绕飞机的横向轴线的旋转和沿垂直轴线的平移运动。操控和控制装置还可使模组经历至少两种所述运动的组合。

根据可能的特征，通过固定在所述两个构件之间的机械部件将两个沿同一上梁相继的支撑构件在所述上梁处分开一恒定的距离。

根据可能的特征，通过由电动卷绕/展开装置驱动的两个牵引线缆实施驱动系统，所述线缆与至少一个支撑构件的上端相配合。通过这种方式，驱动系统或者直接作用在至少一个支撑构件的所述上端上、或者作用在所述上端固连的移动部件上，所述部件可例如为滑轮或滑车。

根据可能的特征，下梁适于使模组坚硬。

根据可能的特征，工具包括障碍检测系统，该障碍检测系统提供的信息决定模组的空间定向以及通过支撑构件在飞机中移动的特征。

根据可能的特征，工具包括固连至飞机的结构件的框架的定位止动件，所述定位止动件用于在所述模组的某些横梁处支承模组和因此用于在飞机中固定模组的高度。

根据可能的特征，每个支撑构件为一线材。

根据可能的特征，工具包括多个支撑构件，这多个支撑构件适用于在模组固定至工具时使模组机械上坚硬。

本发明的目的还在于提供一种飞机，其包括如上面简要揭示的模组设置工具(工具仅出现在集装阶段期间或一部分如上梁可根据允许的重量限制而永久保留)。术语飞机可包括如前部、中部或后部的飞机部分。

本发明另一目的在于提供一种利用如上面简要揭示的工具将模组集装在飞机中的模组集装方法。根据本发明，所述模组集装方法包括以下步骤，

-将两个上梁固连至飞机的结构件的上部内部区域的步骤，

-将两个下梁固连至模组例如模组的两个轨道上的步骤，

-将模组插置在飞机中的步骤，

-将支撑构件固定于下梁和上梁以使得每个支撑构件将一上梁连接至一下梁的步骤，

-沿上梁移动模组以运送模组直到飞机的精确的容纳区域的步骤。移动步骤可包括致动上面简要揭示的驱动系统的步骤。

附图说明

以下将参照附图给出根据本发明的工具的可能实施变型的详细描述，其中：

-图1a为飞机的简化侧视图，示出根据本发明的一实施方式的在安装阶段的模组，

-图1b为图1a的飞机的简化侧视图，示出被安装在其最终位置的模组，

-图2a为飞机的内部的透视图，示出根据本发明的一实施方式的设置工具和在安装阶段的模组，

-图2b为图2a的飞机的内部的透视图，示出被安装在最终位置的模组，

-图3为图2a和2b的飞机的内部的透视图，其中已经人为地取下模组，

-图4为构成根据本发明的一实施方式的工具的主要构件的透视图，如在将工具安装在飞机中时呈现的构件，

-图5为图4的工具的侧视图，

-图6为被安装在飞机中的根据本发明的一实施方式的工具的一部分的放大透视图，

-图7a为飞机的简化侧视图，示出借助于根据本发明的一实施方式的工具模组的可能的第一旋转，

-图7b为飞机的简化正视图，示出借助于根据本发明的一实施方式的工具模组的可能的第二旋转，

-图8为飞机的前部的简化透视图，其中安装有用于设置根据本发明的一实施方式的模组的工具，

-图9为根据本发明的一实施方式的飞机前部的集装地板结构件的示意性总体俯视透视图，

-图10为图9的地板结构件的示意性局部俯视透视图，

-图11为沿着装配有不同线缆和/或系统回路组件的图10的地板结构件的平面xz的示意性纵向剖切局部视图，

-图12为自前部的后端看过去的带有已安装工具的前部内部的透视图，

-图13为图9的整体地板的集装过程中的前部的示意性透视图，

-图14为自前部的后端看过去的带有已设置的图9的整体地板的前部内部的俯视透视图，

-图15为示出支撑构件长度的可能操控系统的示意图。

具体实施方式

接下来对实施方式的详细描述聚焦于将模组1集装在飞机3的前部2中的设置工具10以及相关联的设置方法。要明确的是，可采用工具10的特征或其中的一些特征以将任何其它模组集装在飞机3中。其它模组如此可被设置在飞机的相同位置(驾驶舱区域)或其它位置。

参照图1a、1b、2a和2b，前述模组1示意性地例如包括分解为地板区域4、下部区域5和上部区域6的三个区域4、5、6，所述地板区域4将所述上部区域6和所述下部区域5分开。下部区域5例如包括电箱、各种电缆、气瓶、计算机等。上部区域6例如包括座椅7、侧向长椅、可旋转后壁8(一旦如图1b所示设置模组，位于垂直位置的倾斜和可翻起壁)、方向舵等。地板区域4是平的且小厚度的，例如由铝制结构件(structure)形成。该地板区域4还可由例如碳的复合材料制结构件形成。模组1被延长并且其纵向轴线平行于模组安装于其中的飞机3的纵向轴线。这种模组1占地多、体积大且具有一定的易碎性。其还是笨重的，其重量典型地为几百千克。此处描述的模组为功能性的，在该情况下，其将被在驾驶舱中使用(在安置模组前通过建立一些具有存在于飞机中的设备或系统以及/或者结构件的可能的流体连接和一些电气连接)。根据未示出的一实施变型，模组是非功能性的，即不将被使用且必须被操作加设功能性构件或设备/系统(例如：线缆，流体管路，如计算机、仪器、航空电子设备柜体的航空电子设备系统......)。在安置大体积和笨重模组后加设这些构件或设备/系统。即使在设置时使模组为功能性的全部构件或设备/系统不存在于模组中，借助于前述和下面将被更详细描述的工具，在飞机外构建所述模组和通过单一操作设置到飞机中的最终位置(于此保证其功用性)是极其便利的。

在将模组1集装到飞机3的前部2中时，根据本发明的一实施方式的特定设置工具10被实施在飞机3中，以向所述飞机3的最终设置位置运送模组1。确切的是，模组1被集装在飞机3中，而不预先经历最少的结构改变，例如全部或局部的拆卸。而且，该工具10是暂时性的，仅存在于将模组1安置在飞机3上时。一旦执行完固定所述模组1的全部操作，在安置完模组1后立即取下工具。

参照图2a、2b、3、4、5和6，该工具10主要包括两个下梁11、两个上梁12、将下梁连接至并排直立的上梁的支撑构件13，如线材。如下面描述的，工具10还可包括驱动系统、操控和控制系统、可选的障碍检测系统。

下梁11例如是直线形的且被固定于如模组1的地板区域4的轨道14的纵向构件14，以便朝包括所述轨道14的所述地板区域4的上表面的顶部露出。该地板区域4包括至少两个平行的纵向的轨道14，与将座椅固定在客舱中的方式相似，例如通过快速固定部件将每个下梁11固定于其中一个所述轨道14上。模组1的地板区域4还包括与所述轨道14垂直地延伸的一定数量的横梁34。下梁11具有围绕轨道14的纵向轴线旋转的自由旋转度，以能够在各种操作时移动和避免轨道14对模组1施加过大的应力。下梁11例如是扁平的和小厚度的。它们例如在长度上具有一定数量的穿孔15，以限制它们的重量以及能够使它们与轨道14联接。梁11被固定于轨道14以位于模组1的垂直纵向平面中以及出现于地板区域4的上部。

参照图2a、2b、3、4和5，上梁12每一个具有由第二弯曲前面部分19延长的第一直线(非弯曲)部分30，且被固定至飞机3的结构件21。飞机3的结构件21通常包括环形形状的框架35、和在飞机3中纵向延伸的顶篷16。通过如例如链环型紧固件的快速固定部件17将上梁12固定于顶篷16处的框架35。框架35上的可拆卸桥接部可有利地保证上梁12在所述框架35上的铰接。两个上梁12相平行并沿飞机3的纵向轴线延伸。上梁12例如是扁平的和小厚度的。上梁例如在长度上具有一定数量的穿孔18，以限制它们的重量。上梁被固定于框架35，以位于模组1的垂直纵向平面中以及自所述框架35向下出现(émerger)。通常地，通过上梁固定于其上的飞机3的结构件21的区域的型面决定上梁12的型面。因此，每个上梁12的前面部分19向下弯曲，以沿着飞机3的前部2的型面，以使得所述前面部分19的前端20所处高度小于所述上梁12的非弯曲部分(partienonincurvée)30的高度。两个上梁12的间距与两个下梁11的间距相同。

根据本发明的一实施方式的集装方法包括将模组1预先插置在飞机3的结构件21上的预先插置步骤，以使上梁12平行于下梁11，每个上梁12与一下梁11相对。换句话说，每个上梁12和与其相对的下梁11一起位于飞机3的一垂直纵向平面中。

参照图4、5和6，支撑线材13每一个将下梁11连接至与所述下梁11相对的上梁12。全部支撑线材13相平行并因此沿基本垂直的方向延伸。线材13被以固定的方式紧固于下梁11，以使它们不可沿所述下梁11移动。反之，它们被以活动的方式紧固于上梁12，以使它们能够沿所述上梁12移动(每根线材和其接合于其上的上梁之间可能的相对移动)。

为此，例如通过至少一个滑轮22将每根线材13连接至上梁12，滑轮适于沿其安置于其上的上梁12滚动。以此方式，通过前述驱动系统(例如：机动化系统)滑轮22沿上梁12的移动将驱动线材13的移动，线材本身导致通过下梁11以固定的方式连接于其上的模组1移动。事实上，为了补偿施加在线材13上的牵引力，每根线材13的内端在与被连接至滑轮22的上端相同的方向上移动。滑轮22有助于使模组1沿上梁12移动。

参照图4、5和6，每根支撑线材13具有可变化的长度和例如设有其自身的长度调节装置24(用于调整每根线材长度的独立调节装置使得能够适应变化几何形状的飞机内部区域)。利用中央计算机、通过前述操控和控制系统实时和同步操控全部调节装置24，以保证模组1在飞机3的最佳环境条件下移动，同时尤其避免阻止所述模组1通过的可能的潜在障碍(借助于前述可选的障碍检测系统)。通过在将模组1集装在飞机3上的集装方法期间的各个时刻控制和更正每根线材的长度来调控每根线材13的长度。操控和控制系统能够调节模组1在飞机中的高度，甚至模组的某些部分例如模组的前部、后部和/或侧部之一在飞机3中的高度。这使得能够赋予模组例如适于飞机内部环境的特定空间定向。调节装置24可包括例如电气伺服螺钉/螺母系统。

参照图7a，借助于每根线材13的长度的模块化，操控和控制系统还能够使模组1进行围绕飞机的横向轴线31的第一类型旋转。通过这种方式，模组1倾转至或者提升其前部和降低其后部、或者反向执行。通过进行这种倾转，所述模组1实施局部俯仰运动。

参照图7b，所述操控和控制系统能够使模组1进行围绕飞机3的纵向轴线32的第二类型旋转。通过执行这种旋转，所述模组1实施局部侧滚运动。

注意到，通过结合前述两种旋转运动，即一种为围绕飞机3的纵向轴线32和另一种为围绕所述飞机的横向轴线31的旋转运动，可在飞机3中移动模组1。注意到，使模组在飞机中前进或后退时或模组停止时，可实现前述旋转运动的所述一种和/或另一种。

长度可单个调节的线材13的存在使得被悬挂在飞机3中的模组1进行多种运动，以调节其空间定向和提高例如尤其涉及某些潜在障碍的存在的其移动质量。

参照图5，根据本发明的一实施方式的工具10还可包括机械分离器23，能够保持在被固定至滑轮22的活动上端处的两根相继线材13之间的恒定距离。通过这种方式，在沿所述上梁12移动模组1的整个人阶段期间(前进或后退)，分离在上梁12处的两根相继线材13的距离是恒定的。

利用图中未示出和由卷绕/展开电动装置驱动的两根牵引线缆实施驱动系统。牵引线缆被连接至至少一个滑轮22，以致使所述滑轮22沿其安置于其上的上梁12移动。该滑轮22的运动驱动其它滑轮22和被连接至所述滑轮22的线材13移动。这些线材13的移动自动引导模组1的移动，通过下梁11将模组连接至线材13。

利用中央计算机保征操控和控制系统，以保证对支撑线材13组件的长度的调节。

基于对环境(飞机内部存在的结构件和安置模组前存在的设备)的识别和相对于环境操纵的每个构件的实时位置，障碍检测系统被关联至所述操控和控制系统。事实上，根据来自障碍检测系统的信息实时调节每根线材13的长度，以在空间中正确定位模组1，进而避免挡在其路径上的潜在障碍。

参照图8，工具10还可包括临时止动件33(定位止动件)，用于在工具到达其在飞机3上的功能位置时保持模组1。事实上，模组1的地板区域4的横梁34被带到与飞机3的结构件21的框架35接触。因此止动件33固连至所述框架35并且模组1被安置在止动件33上，这能够将所述模组1锁固在竖直方向上。为了简化，在图8中仅示出模组1的地板区域4。

根据本发明的一实施方式的集装方法使得能够用根据本发明的一实施方式的工具10将模组1设置在飞机3的前部2中，所述集装方法包括以下步骤，

-例如利用快速固定部件17将两个上梁12固连至飞机3的结构件21的框架35的步骤，

-将两个下梁11固连至模组1的地板区域4的轨道14上的步骤，

-将模组1插置在飞机3中以使下梁11平行于上梁12的步骤，每个上梁12与模组1的一下梁11相对，

-将支撑线材13固定至下梁11和上梁12的步骤(固定顺序可反向)，每根线材13将上梁12连接至与所述上梁12相对的下梁11；通过至少一个滑轮22和通过被安置在滑轮之间的机构分离器23执行在上梁12处固定每根线材13；该固定步骤的目的在于将模组1悬挂至两个上梁12，这是由于在易于承载所述模组1的飞机3的结构件21中不存在任何支承件；每根线材13被以固定的方式连接至一下梁11，

-将止动件33设置在飞机3的结构件21的框架35上的步骤(可提前执行该步骤)，

-致动驱动系统的步骤，用以通过与固连至所述模组1的下梁11连接的支撑线材13沿上梁12移动滑轮22和沿所述上梁12移动模组1，

-致动操控和控制系统以及例如障碍检测系统的步骤，用以保证模组1沿上梁12的优化移动，尤其利用在沿上梁12移动模组1的各个时刻再次调节每根线材13的长度保证模组沿上梁的优化移动，

-向飞机3的前方移动模组1的步骤(朝飞机的前端的方向)，该移动包括根据沿所述梁12的弯曲前面部分19的倾斜分量、在恒定高度上沿上梁12的非弯曲部分30执行第一水平分量，能够逐渐降低模组1，进而在飞机3的前部2中尽可能精确地放置在最终操作位置。

-将模组1安置在止动件33上的步骤，

-将所述模组1完全固定在飞机3的功能位置上的步骤，

-一旦执行完模组1在飞机3上的全部固定操作，取下由上梁12、下梁11、支撑线材13、止动件33、致动系统、操控和控制系统和例如障碍检测系统构成的工具10的步骤。

注意到，上述某些步骤的顺序可反向，和例如在将模组插置在飞机中之后将下梁固定于模组。

根据本发明的一实施方式的设置工具10尤其具有如下优点：

-能够将功能或非功能模组1直接安装在飞机3的适当位置上，无需对所述模组1进行任何改动。换句话说，不需要全部或局部拆卸所述模组1或以极特殊方式调整模组1，以将其设置在飞机3中。

-能够实施容易且快速的模组设置处理方法，同时避免所述处理方法增加要求准确度和复杂操作的冗长步骤。

-避免飞机3中安装前模组1的操作员被定位在狭窄和偏僻的(retiré)位置，他们在其中必须进行困难的肢体扭曲和不方便的操作。

-实施例如上梁11和下梁12的具有简单几何形状的构件，它们易于加工且其构成材料是常用普通材料。

-安装和拆卸容易且快速，不必改变飞机3或模组1的结构件21，如此维持所述结构件21和所述模组1的整体性。

-动用受限数量的操作员。

-通过能够极快速地安装一体件的大体积组件，节省了很多时间。借助于由于生产阶段受限的时间而加快飞机生产速度，且不必增加组装场地。

注意到，利用工具可得到至少某些前述优点，工具不必具有上面参照附图1至8揭示的全部特征而仅具有其中的某些特征。

用例如用作支撑线材的支承构件13执行前面的详细描述。然而，根据未示出的实施变型，其它支撑构件13如线缆、绳索、链条、绞线等可被用于代替线材，和前面的描述以通常方式适用于支撑构件。

根据未示出的一实施变型，通过保证与滑轮相同功能的一个或多个其它机构将每个支撑构件以活动的方式连接至上梁。

注意到，用于将模组设置在飞机中的工具可被固定在除模组的轨道外的其它构件上，模组具有或不具有轨道。

以通常方式，具有至少两个上梁、至少两个下梁和将每个下梁连接至垂直的上梁的支撑构件的工具可被用于将模组安置在飞机的其它位置。上梁例如每一个具有的型面适配于梁待安装于其中的飞机结构件的上部内部区域的局部型面。因此，例如，由于上梁被安置在等截面几何形状的飞机区域(无变化区域)上，上梁(与下梁相同)仅是直线形的(即它们不具有如前述附图上的弯曲部分)。相平行的下梁和上梁的组件例如被用于设置全部或部分飞机客舱地板。这种工具还具有上面参照附图1至8呈现的某些特征(例如：以固定方式连接至下梁和以活动方式连接至上梁的支撑构件、驱动系统和/或操控和控制装置和/或调节装置和/或机械分离部件......)或上面参照附图1至8呈现的全部特征，但上梁的弯曲部分除外。

如图1至8所示，带有上梁的工具的一部分是弯曲的，另一部分是直线形的，工具可被用于将模组设置在飞机的后部，其还具有与前部相似的变化几何形状。这种工具还可具有上面参照附图1至8呈现的某些特征(例如：以固定方式连接至下梁和以活动方式连接至上梁的支撑构件、驱动系统和/或操控和控制装置和/或调节装置和/或机械分离部件......)或上面参照附图1至8呈现的全部特征。

以通常的方式，具有至少两个上梁、至少两个下梁和多个支撑构件的工具设计得安置和运行特别简单，支撑构件将每个下梁连接至上梁且每一个设置有用于调节每个构件的长度的专用调节装置。这种工具不需要将支撑构件固定于模组或固定于梁、甚至固定于飞机内部结构件的其它中间部件。

无论工具的总体形状如何，或者如图1至8所示，其上梁的一部分是弯曲的、另一部分是直线形的，或者其上梁完全是直线形的，前面揭示的任何一种工具都可被用于设置包括飞机地板的模组。飞机地板例如包括由相互平行的横梁与相互平行且被固定于横梁的纵向构件(例如：轨道)相交织形成的网格结构件。这种地板形成的整体模组被构型成用于以一体件输送至前部内部。地板的网格结构件可集装有或不集装有固定于所述结构件且作为整体模组的一部分的系统回路或管路和/或线缆，整体模组被构型成用于以一体件(功能性的预装配地板、或非功能性的非预装配地板)输送。

待由工具输送的模组可例如包括：

-仅预装配或非预装配地板；或

-预装配或非预装配地板以及附加设备，如一个或多个航空电子设备系统和/或一个或多个座椅和/或一个或多个机柜和/或一个或多个导航仪器和/或仪表板和/或一个或多个壁/隔板或门构件......；附加构件可被位于地板上方和/或下方且被附接于地板。

可选地，模组可部包括地板，而仅具有如一个或多个上面提及附加设备的一个或多个设备、或其它设备。

以通常方式，借助于这种工具可设置的模组可具有通过一个或多个共用构件(例如：地板)的物理(机械)组合的构件或设备组件，并形成可以一体件输送的整体机械组件或模组。在组件为地板时，地板本身形成机械模组，其被充分地机械连接或具有足够的刚度，以能够被以一体件输送。

参照附图1至8描述的工具的上面揭示的优点还适用于上面揭示工具的其它实施变型以及参照附图12至14描述的工具。

现在将参照附图9至14描述根据本发明的一实施方式的飞机前部的地板和将地板设置在飞机前部中的工具、以及相关的方法。

如图9所示和由总体附图标记100标示的，根据本发明的一实施方式的飞机前部的地板包括：

-相互平行的多个横梁112，被安置在同一平面上，和

-相互平行的多个纵向构件114，被安置在同一平面上且被固定于横梁112。横梁112与纵向构件114相交织，以形成可被以一体件移动的一体或整体(模组)网格结构件。在图9所示的实施例中，至少大部分横梁112被规则地间隔开，并且例如对于构向构件114是相同的。

纵向构件114为结构件构件，例如是轨道。在接下来的揭示中，纵向构件将被称为轨道，但接下来的揭示以总体方式适用易于与横梁一起形成单体(monobloc)或整体(模组)的交织结构件的任何纵向构件。

在将地板设置在其最终功能位置上时，轨道114将被安置在飞机客舱轨道的直接延长部上。

轨道114例如被安置在横梁112的上方。

图9的地板100(横梁和轨道交织的网格)如此被以最终方式在飞机前部之外组装。地板具有整体模组或组件，可被以一体件移动，以被安装在飞机前部中。利用将在下面描述的工具或上面描述的其中一个工具可将如前所述的地板(非预装配地板)设置在飞机前部。

在实施例中，不过地板具有整体模组或组件底部，在该情况下，其网格结构件尤其接纳如接下来将描述的线缆和/或其它系统回路(如氧气管路)的组件。接下来描述的线缆适用任何其它类型的系统回路(系统回路为飞机内部系统间的联接构件且其输送例如向系统供应的电或流体或输送数据)，如运输流体(例如：氧气)的管路。

如图9所示，横梁112和轨道114的交织部(entrecroisement)100(地板)具有沿纵向轴线x延长的总体形状。在将地板100安装在前部中时，该轴线x将与飞机前部纵向轴线相重合。轨道114与纵向轴线x平行。地板100具有的宽度由横梁112的长度决定，长度由轨道114的长度决定。横梁112的宽度朝前端100b的方向、在后端100a的地板的纵向尺寸的主要部分(至少纵向尺寸的2/3)上基本恒定。横梁112的宽度在前端100b附近减小(俯视)，以适应飞机在(几何形状变化的)前部的前端的横向截面的减小。换句话说，由于至少一部分飞机前部的变化形状，横梁具有变化的长度。

地板100也根据沿竖直轴线z采用的其它尺寸或高度延伸，竖直轴线垂直于轨道114的延伸方向x和横梁112的延伸方向y。地板100的结构件的高度总体由横梁112和轨道114的总高度决定。

网格形状的地板100的结构件本身集装有多个线缆和/或其它系统回路(如氧气管路或管道......)组件，在将结构件安置在飞机前部中之前，组件已被固定至结构件。

图10为集装有电气线缆和/或其它系统回路的多个不同组件的图9结构件100的示意性局部俯视透视图，为了清晰可见，仅示出其中的三个组件，标记为120、122、124。然而被固定于构件100的不同线缆组件的总数量可以是不同的和尤其更高。在图10中示出线缆组件(其可交替地为管路或者线缆和管路)。这些不同的线缆组件每一个都位于相对结构件不同几何形状的区域中。这些组件或其一部分可位于在结构件区域上和/或结构件区域之外(例如，结构件上方、下方、侧部上......)。组件120、122和124每一个都包括多根绞线，绞线每一根都包括多根线缆(例如每根绞线集中有几千根线缆)。图10所示的线缆绞线或线缆子组件的标号为：线缆组件120用120a-b标示，组件122用122a-c标示，组件124用124a-b标示。这些组件可具有更多的线缆绞线，但是为了简化附图，仅示出其中一些。

在每个线缆组件中，全部线缆绞线(toronsde)例如被相互平行地安置在同一平面上。

图11以沿垂直平面xz纵向剖切的方式示出图10的结构件100的一部分，装配有组件120、122和124。

如图10和11所示，不同组件120、122和124分别在沿结构件的高度(轴线z)分布的延伸平面上延伸。然而这些平面可超出结构件上方、下方和/或其侧部。

不同组件120、122和124的各自的延伸平面p1、p2、p3相互平行(这些平面平行于平面xy)且位于彼此不同的高度上(叠加平面)以及被示于图11：线缆组件120所处的高度(沿轴线z)大于线缆组件122的高度，线缆组件本身所处的高度大于线缆组件124的高度。平面大体被安置在线缆绞线的中央平面上。

如图10和11所示，不同组件120、122、124被以彼此相交织的方式、以组件与紧邻组件交替的方式安置。

如此，例如，组件120的线缆沿轴线x延伸，而正下方的组件122的线缆沿轴线y延伸，以及组件122正下方的组件124的线缆沿轴线x延伸。

以通常方式，在包括至少两个线缆组件的一构型中，至少一个线缆组件被平行于横梁安置和至少一个线缆组件被平行轨道安置。

在该情况下，两个线缆组件即120和124被平行于轨道114安置，以及第三线缆组件即122被平行于横梁112安置。

以通常方式，在包括至少两个线缆组件的一构型中，至少一个线缆组件被固定于横梁和至少一个线缆组件被固定于轨道。被平行于轨道安置的所述至少一个线缆组件被固定于横梁，而被平行于横梁安置的所述至少一个线缆组件被固定于纵向构件。

在该情况下，两个线缆组件即120和124被固定于横梁112，以及第三线缆组件即122被固定于轨道114。

在本实施方式中，每个横梁112(图10)包括下垫板112a和上垫板112b。每个横梁112在这些垫板的每一个处另外设置有用于下垫板112a的至少一个固定支承件126a和用于上垫板112b的至少一个固定支承件126b。固定支承件126a、126b例如是可移动的且直接固接至横梁的对应垫板上(支承件如此相对图10低处和高处的横梁形成垂直的厚度余量)，无需钻孔和因此不会破坏横梁。固定支承件126a、126b被用于固定平行于轨道114延伸的线缆组件的一股或多股线缆绞线。本身已知的支承件具有形成开口容置部的部分，其中强制插置有绞线(以快速和安全的方式)，以被固定保持在容置部的底部和不再能相对底部移动。

每个低处支承件(126a)和高处支承件(126b)如此可接纳根据支承件的构型考虑的线缆组件的一股或多股线缆绞线。支承件事实上可被沿横梁112沿轴线y延长且具有沿轴线y的相互分离的多个部分，且每一个形成用于容纳绞线的一开口容置部。可选地，多个低处支承件被沿下垫板安置在两侧(对于上垫板相同)，以分别接纳单一线缆。

如图11所示，低处支承件126a容纳组件124的线缆绞线124a和高处支承件126b容纳组件120的线缆绞线120b。

每个轨道114本身被在下部上设置有本身已知的至少一个支承件128，用于固定平行于横梁延伸的线缆组件。此处，线缆组件122被固定于图11的轨道114。在所示的实施例中，计数每股绞线的线缆支承件。支承件128被沿轴线x相互分离且每一个都被固定在轨道114之下。支承件128被安置在横梁的两侧，横梁本身从下方被固定于轨道114。

如此，每一个线缆组件的每股绞线或者被固定于多个横梁112、或者被固定于多个轨道14。相同绞线固定于其上的横梁或轨道不需要是结构件100的全部横梁或全部轨道。例如，沿结构件100的纵向轴线x延伸的绞线可被仅固定于某些横梁112上。对于沿结构件100的纵向轴线y延伸的绞线与轨道114相同。

将注意到，根据飞机设备的用途，线缆组件的某些绞线不必在地板结构件的整个长度(x)或宽度(y)上延伸。

在将地板引入飞机前部之前，这种地板结构件100如此被预装配有线缆(预装配地板)。

此外，如图9和10所示，以通常方式，地板结构件100包括至少某些横梁112的一个或多个中间支架118。所述一个或多个中间支架118被安置在横梁112的下方。在所示的实施方式中，地板的横梁112由多个中间支架118(但是除了地板的前端100b上的且短于其它支架的第一个支架)、和例如由两个支架118支承。每个中间支架118例如为支承杆，其本身按压在前部的起落架箱体上。

将注意到，图9的地板可省略中间支架。

现将描述将如前面描述的地板(预装配或非预装配地板)集装在根据本发明的一实施方式的飞机的前部中的方法。所述方法例如使用设置工具140。工具140被安装在飞机的前部30中，以向其最终安置位置运送或输送地板100(操作位置，其中地板保证其功能且在图12至14中由附图标记e示出)。该工具是临时性的，在安装时，例如如前面描述的，地板100已由相交织的轨道和横梁构成且装配有或未装配多个不同的线缆和/或其它系统回路(例如：氧气管路......)组件。

如图12所示，为了清晰起见，工具140被示出安置在无地板100的前部130的内部。然而地板在图13示出、被固定于工具140并且处于在前部130中的安装过程中。

以通常方式，工具140包括上梁142(例如两个)组件和通过如线材的支撑构件148连接至上梁的下梁146(例如两个)组件(下文中将构件认作线材，但描述适用起相同作用的任何构件)。上梁一方面例如在其长度的第一非弯曲部分142a上具有直线形形状，和另一方面在其长度的第二部分142b上具有朝向底部的弯曲形状。在所述前部自后方向前方移动且横向截面减小时，这些形状能够使梁适应前部的内部型面。通过两个相对端部中的第一端部将支撑构件148例如每一个都以固定的方式连接至下梁146，和通过构件的第二端部(例如通过滑轮)以活动的方式连接至垂直的(situéeàl’aplomb)上梁142。

根据本发明的一实施方式的地板设置方法如此可包括预先安置工具140的以下步骤：

-利用快速固定部件144、在顶篷134处将两个上梁142固连于前部130的结构件133的框架135的步骤(图12)；

-以已知方式将两个下梁146固连于地板100的两个轨道114的步骤(图13)，在地板100(整体模组)在飞机外部时(图9至11)，两个下梁146被固定于轨道114；

-通过前部的开口后端130b、沿纵向轴线x将被固定于下梁146的地板100插置在前部中以使下梁146平行于上梁142，每个上梁142与下梁146相对的步骤；

-将支撑线材148固定于下梁146和上梁142的固定步骤，每根线材148将上梁142连接至与所述上梁相对的下梁146；通过至少一个滑轮150执行每根线材148在上梁142处的固定(图12)；由于在飞机结构件133中不存在任何易于承载地板的支承件，该固定步骤的目的在于将地板100悬挂于两个上梁142；例如，未示出的机械分离件被安置在线材之间、尤其在相继的滑轮之间，以保持在上梁处的线材之间的受控间距；

-尤其通过致动驱动系统(未示出)进行的驱动步骤，以通过被连接至固连至所述地板的下梁146的支撑线材148，沿上梁142移动滑轮150和沿所述上梁142移动地板100；

-致动操控和控制系统(未示出)的步骤，以保证地板100沿上梁142的优化移动，尤其在沿上梁142移动地板100的各个时刻上重新调节每根线材148的长度；

-向前部130的前端移动地板100的步骤，该移动包括沿处于恒定高度上的上梁142的非弯曲部分142a执行的第一水平分量，延续有沿所述上梁142的弯曲前部142b的斜向分量，使得能够逐步降低地板100，以尽可能准确地将其安置在前部130中，处于框架135的凸耳135a的高度且在凸耳前方(在图13和14中，框架的两个凸耳135a被以框架内部径向突起的形式示出，且相面对)；在该移动过程中，地板执行结合图14的m1(纵向移动)和m2(下降)的运动；

-在框架的凸耳135a的高度上、向后方水平移动地板100的步骤(图14的路径的运动m3)，该运动通过操控滑轮150向后方的移动而获得，同时延长支撑线材148的长度(借助于对图12和13所示的每根线材进行操控的长度调节装置151)，并且该运动在短距离上用于能够将横梁端部对接到框架的凸耳135a(地板如此被带到图14上的最终操作位置e)；

-将地板完全固定在飞机前部130上的该操作位置上的步骤，如已解释的，通过将横梁固定在框架执行地板的固定，

-一旦执行完将地板100固定在前部中的全部操作，取下由上梁142、下梁146、支撑线材148、驱动系统、操控和控制系统构成的工具140的步骤。

在将地板横梁固定在框架上之后，方法可选地包括安置如防撞(防事故)连杆的对角构件的步骤。这些对角构件被安置在地板边缘中的两个相继框架之间。在碰撞或事故情况下，它们的功能在于承受沿纵向轴线x的作用力。

参照图12至14描述的用于设置预装配或非预装配地板的工具140可具有参照附图描述特征外的其它特征。工具140可尤其具有参照图1至8描述工具的某些其它特征、甚至全部其它特征。

工具140还可被用于将不同的模组设置在飞机的相同区域上、甚至不同区域上。

与图1至8的工具相关的呈现的优点和实施变型也适用于工具140。

包括多个上梁的工具140还可被用于将模组设置在飞机的后部中，上梁的每一个都具有弯曲或弧形形状部分。

注意到，根据一实施例的工具可包括一数量的(unnombrede)支撑构件，该一数量的支撑构件适于在模组固定至工具时使模组机械上坚硬。该数量例如大于四个。因此可选择的支撑构件的数量适于应付模组的机械强度(挠曲性、刚度)，以能够运送模组而不会使模组变形且不会破坏模组的风险。为此，需要在集装模组(独立模组)和确定所需支撑构件数量以及将支撑构件定位在模组上之前需要知道模组的自然刚度或挠曲性，以在将模组固定在工具上时应被在多个点处绑定并占据期望的位置。因此，即使模组的自然刚度不足以被以一体件输送，在运送期间亦可保持不会机械变形。

图15示出可能操纵支撑构件的长度的可能操纵系统。

系统包括计算机150和操控和控制装置160，用于实时和以同步方式操纵用于调节支撑构件的长度的全部所述长度调节装置24，为了简化起见这里未示出全部所述长度调节装置。可用虚线示出更多数量的调节装置24。装置160可与上面已描述的一致。装置160例如以可编程方式运行。计算机150被关联于未示出的存储器源(例如被集装于计算机)，存储器源包括编码指令，编码指令可由计算机处理器读取并执行，以操控装置160的运行。装置160可例如通过有线联接(liaisonfilaire)与装置24连接、或与这些装置远程连接。可远程或非远程和以自动或非自动方式执行对装置24的操纵。

在相同附图中，用于操纵支撑构件的长度的可能的另外一种系统考虑飞机内部环境。该另外一种系统采用图15的系统并加设虚线示出的障碍检测系统170，障碍检测系统例如以雷达方式或通过超声运行，监测飞机内部环境，并在其中评估带附接模组的工具。系统170检测可能的障碍并将信息供应给装置160(通过有线联接或远程联接)，如此装置可通过以适当方式操控支撑构件的长度调节模组的空间定向。注意到，装置170可被用于自动操纵装置24。