专利名称：具有机身的飞机或航天器中的管线系统装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及具有机身(fuselage)的飞机或航天器中的管线系统 装置，其具有至少一个容纳区域用于容纳管线系统的至少一个部件， 并且涉及具有这种类型装置的飞机或航天器。
背景技术：
在飞机的最后组装期间，在机身内进行大量工作，诸如，例如多 种类型的管线系统的安装。
这种类型的管线系统和它们的安装也称作布线，并通常包括例如 水、空气、氧气等液体和气态介质的管线和电信号传输线、供电线和 电势平衡线或类似物。紧固件和支撑件和相类似物也属于管线系统的 部件。
通常，将这些管线系统铺设在机身内部受到内部压力的区域中。 这也包括管线系统的安装和其到例如在货舱中、在乘客舱中或在机身 的顶部区域、"冠区域"中的设备和负载的连接。
关于这一点，然而，存在机身内的空间受限的问题，并且不可能 同时执行所有工作，这在经济效率方面也不是优选的。此外，管线系 统仅能够很小程度地被预先制造也是一个问题。
针对这种背景，本发明基于这样的目标，即，提供一种飞机或航 天器的机身中的管线系统的改进装置，其装置不再具有或很大程度上 消除了上述缺陷，尤其减小了机身内的安装工作。
发明内容
根据本发明，具有专利权利要求1的特征的管线系统装置可以实 现这些目标。 '
根据其，管线系统装置被设置在具有机身的飞机或航天器中，具
4有至少一个容纳区域用于容纳管线系统的至少一个部件，其中至少 一个容纳区域被设计为使得在至少一些部分中，可以从飞机和航天 器的机身外部接近，用于管线系统的安装与/或维护。
因此，与在开始处提及的方法相比，本发明具有优点管线系统 能够从外部装配入为它们提供的容纳区域中，在安装期间，内部空间 可不受干扰地用于其它工作。此外， 一个相当重要的优点在于管线 系统能够单独地主要地预先制造，因此作为其结果，额外有利地减小 了装配时间。由本发明取得的效果在于在装配期间节省的时间优选 地增加约60%。
此外，飞机或航天器配置有至少一个容纳区域，用于容纳管线系 统的至少一个部件，其中在至少一些部分中，可以从飞机和航天器 的机身外部接近至少一个容纳区域，用于管线系统的安装与/或维护。
在从属权利要求中和结合附图的描述中，可以发现本发明的优选 改进、发展和提高。
在优选实施例中，提供了沿机身的纵向方式或与纵向方向成某 一角度，至少一个容纳区域沿机身的内壁延伸。这得到了有利的适于 预先制造或预先装配管线系统的区域，并产生另外的时间节省。
在这种情况中，优选地，该装置具有压力-密封分离设备，用于至 少一个容纳区域与机身的内部空间的压力-密封分离。这具有优点可 从外部接近的容纳区域可以由能够再次去除的覆盖物封闭，不用在安 装后或在维护期间再次出现特殊的压力-密封封闭。
为此目的，优选地，至少一个容纳区域具有作为接近区域的可关 闭的开口。这种可关闭外壁部分优选地设计为机身的外壁的部分，具 有与所述外壁匹配的轮廓。
在另一优选实施例中，可以实现至少一个可去除外壁部分被设 计为吸收与/或传递在机身中出现的力。为此目的，所述外壁部分能够 利用诸如例如螺丝的紧固件可去除地附加。通常，在容纳区域中安装 的管线系统部件不会频繁地调换，并且因此仅需要以特定的维护间隙 检查。
特定优点在于这样的事实至少一个容纳区域布置在机身的碰撞区域外部。因此，即使在碰撞事件中，系统将继续维持其功能的概率 也会增大。
下面参照附图的示意图所示的典型实施例，将更详细地描述本发 明，其中
图1显示了根据本发明的典型实施例的具有管线系统装置的机 身的横断面视图2显示了利用根据图1示例的装置的机身的透视断面图； 图3通过示例显示了装置的机身的另一横断面视图；和 图4显示了沿图3的断面线A-A的断面视图。
具体实施例方式
在附图的所有图中，除非另外指出，相同或功能相同的元件每个 具有相同的标号。
图1显示了根据本发明典型实施例的管线系统装置1的机身3 的横断面视图。
在这个示例中，该机身3具有圆形横断面，并且是未具体显示的 飞机的机身。该机身3包围了由机身3的内壁18以压力-密封方式 封闭的第一内部空间9。"冲击区域"17也称作碰撞区域，被布置在 机身3的下部区域中。在这个示例中，在机身3的每侧上的冲击区 域17上方布置着容纳区域4，其利用各自的第一分离设备11和第 二分离设备12采用压力-密封方式与第一内部空间9分离。因此， 分离设备ll, 12形成利用内壁18的内部空间9的压力-密封封闭的 延伸。例如，容纳区域4的横断面形成为例如三角形，耳各自外壁部 分6具有曲率。
具有至少一些其部件的管线系统2被布置在每个容纳区域4 内。特别地，所述部件是例如诸如氧气和水的液体和气态物质用的管 线、电信号和电力用的管线、从源到一个或多个消耗设备传送和传递 所述介质用的管线，并且反之亦然。例如，它们还包括空调系统和电势平衡母线的管线。这些部件还可以包括管线用的多种支撑和紧固件。 采用不削弱其压力-密封结构的方式，通过优选地放置在分离设备 11,12中的第一连接设备13，实现了到诸如例如照明、开关、通信系 统和相类似物的负载的连接。为此目的，对于其部分,这些连接设备13 能够被设计为是压力-密封的。
与在介绍部分中讨论的方法形成对比，可以从机身3的外部执行 管线系统2的安装。为此目的，如图2以透视图所示，在安装期间， 容纳区域4具有可从外部接近的开口 5。这些开口 5优选地可以由 第一外壁部分6封闭。在这个区域中，这些外壁部分6优选地具有 机身3在此区域的外壁的轮廓。它们设计为以这样的方式，S卩，它们 能够吸收或传递在机身中的这些区域中出现的力。为此目的，它们可 由适当的紧固件8 (参见图4)可释放地连接到机身3，诸如例如铁 钉与/或螺钉。
图2显示了容纳区域4特别地沿机身3的纵向方向运行并在 当前典型实施例中以示例性的90度的角度布置的另一容纳区域4' 连通。类似地，利用分离设备11， 12，该容纳区域4'采用相对于内 部空间9压力-密封方式封闭，并用于容纳管线系统2的部件，如参 照图3在下面进一步描述。
该容纳区域4'类似地具有能够由第二外壁部分7封闭的至少 一个开口 5'。在上面对第一外壁部分6的说明或多或少也可应用于所 述外壁部分7。
开口 5,5'优选地釆用如下方式设计管线系统2的部件与或部 件的结合能够单独被引导穿过它们与/或到预先制造的结构单元中，这 些称作"布线"。因此，具有单独制造这些布线的特定优点。在装配后， 所述装配是独自或主要从机身3外部进行，外部壁部分6,7被附加 以封闭开口 5,5'。由于容纳区域4,4'没有受到内部空间9的内部压 力，有利的是无需压力-密封密封以密封开口 5， 5',从而节省了材料 和工作。
此外，因为从机身3外部安装，其内部空间9不会被装配管线 系统2的人员占用，不会妨碍内部空间的其它工作，并且不需要进行不同工作组的特定工作和时间分配。因此，在总装期间，可以取得高 达60%的优选省时时间。
图3通过示例显示了装置1的机身3的另一横断面视图，其在 安装管线系统2后，并且内部空间的分隔成具有客舱座位的第一内部 空间9和分成适合在其下面作为货舱的第二内部空间10。根据当前 典型实施例，容纳区域4和4'例如布置在两侧上。该容纳区域4'在 两侧上向上运行到顶部区域16，"冠部区域"。在乘客舱的座位区域中, 如上面已经说明，第二连接设备14被设置在分离设备11,12中，用 于连接到诸如例如通讯单元、氧气供应和类似物的对应设备。在顶部 区域16中，第三连接设备15被布置在分离设备11， 12中，以允许 到这个区域中的设备的连接。如上面己经描述，容纳区域4， 4'的开 口由外壁部分6, 7封闭，其在当前情况中，有利的是具有机身3的 外壁的轮廓。
图4显示了按照根据图3的横断线A-A的断面视图。该机身 3仅通过其壁示意地显示。参考标记19指强化机身3的强化装置。
在这个示例中，该容纳区域4'设计为具有矩形横断面，所述容 纳区域的分离设备11, 12形成关于内部空间9的压力-密封分离设 备。利用特别地通过紧固件8附于机身3的外壁部分7，该容纳部 件4, 4'向外封闭，即在图4中向左侧。该紧固件8仅由其中心线 指示。它们可以例如设计为铆钉或螺丝。该管线系统的部件仅必需以 特定维护间隔检查，在此期间，用于其它设备的其它外壁部分也可打 开，其中利用紧固件，所述其它外壁部分采用相同或类似方式可释 放地附加。
因此，通过在空间条件不受限制的位置处单独预先制造，可以进 行管线系统2的大部分安装，因此，可以利用另外节省的时间和与在 狭窄内部空间9中的情况相比的更适合的工具，来进行特定的工作。
通过从机身3外部的安装，有利的是内部空间9不受干扰地用 于其它最终组装工作，因此，有利的是可以取得比现有技术更简单并 且更快速，即更经济的工作顺序。
本发明并不局限于具有机身的飞机或航天器中的管线系统的布置
8(图中所示)。
例如，可以想到容纳区域4, 4'被布置在与所示示例不同的其它 位置处并且其数目可更多或更少。其轮廓还能够以相对于机身3的纵 向方向的修改角度运行。
利用冲击区域17外部的容纳区域4, 4'的装置，也可以提供这 样的优点，即，管线系统2的部件在可能冲击期间损坏的概率更低。 参考标记列表 1装置 2管线系统 3机身
4,4'容纳区域
5,5'开口
6第一外壁部分
7第二外壁部分
8紧固件
9第一内部空间
10第二内部空间
11第一分离设备
12第二分离设备
13第一连接设备
14第二连接设备
15第三连接设备
16顶部区域(冠部区域)
17 冲击区域(碰撞区域)
18 内壁
19硬化装置。
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权利要求
1. 一种具有机身(3)的飞机或航天器中的管线系统装置(1)，具有用于容纳管线系统(2)的至少一个部件的至少一个容纳区域(4，4′)，其中在至少一些部分中，可以从飞机和航天器的机身(3)外部接近所述至少一个容纳区域(4，4′)，用于所述管线系统(2)的安装与/或维护。
2. 根据权利要求1所述的装置(1)，其特征在于沿机身(3)的 纵向或沿与机身(3)的纵向方向成一角度，特别是与机身(3)的纵向 方向垂直，所述至少一个容纳区域(4，4')沿机身(3)的内壁(18)延伸。
3. 根据权利要求1或2所述的装置(1)，其特征在于所述装置(1) 具有压力-密封分离设备(ll, 12)，用于所述至少一个容纳区域(4，4')与 所述机身(3)的内部空间(9, 10)的压力-密封分离。
4. 根据权利要求3所述的装置(1)，其特征在于所述压力-密封 分离设备(11, 12)具有至少一个连接设备(13, 14， 15)，用于将管线系 统(2)的至少一个部件连接到消耗与/或供电单元。
5. 根据前述权利要求任何一项所述的装置(1)，其特征在于所述 至少一个容纳区域(4，4')被布置在机身(3)的冲击区域(17)外部。
6. 根据前述权利要求任何一项所述的装置(1)，其特征在于所述 至少一个容纳区域(4， 4')适应对应于机身(3)的特定外部压力的内部压力。
7. 根据前述权利要求任何一项所述的装置(1)，其特征在于管线 系统(2)的至少一个部件是电线、液体或气态物质用的管线、管线系统(2) 用的支撑件或类似物。
8. 根据前述权利要求任何一项所述的装置(1)，其特征在于所述 至少一个容纳区域(4,4')具有作为接近区域的可关闭开口 (5,5')。
9. 根据权利要求8所述的装置(1)，其特征在于所述至少一个 容纳区域(4, 4')的所述可关闭开口 (5, 5')能够由至少一个可去除外壁 部分(6,7)关闭。
10. 根据权利要求9所述的装置(1)，其特征在于所述可去除外 壁部分(6, 7)被设计为机身(3)的外壁的部分，并具有与所述外壁匹配的轮廓。
11. 根据权利要求9或10所述的装置(1)，其特征在于所述至少一个可去除外壁部分(6, 7)被设计为吸收与/或传递在机身(3)中出现的力。
12. 根据权利要求9到11任何一项所述的装置(1)，其特征在于 利用紧固件(8)，所述至少一个可去除外壁部分(6， 7)被可释放地附于所述 至少一个容纳区域(4，4')。
13. 根据权利要求8到IO任何一项所述的装置(1)，其特征在于 所述管线系统(2)被设计为预先制造的子组件，以使它能够经由所述可 关闭开口 (5,5')被放置在至少一个容纳区域(4,4，)中。
14. 一种具有根据权利要求1到13的任何一项设计的管线系统 装置(1)的飞机或航天器。
全文摘要
本发明提供了一种具有机身(3)的飞机或航天器中的管线系统装置(1)，具有用于容纳管线系统(2)的至少一个部件的至少一个容纳区域(4，4’)，其中在至少一些部件中，可以从飞机和航天器的机身(3)外部接近至少一个容纳区域(4，4’)，用于管线系统(2)的安装与/或维护；和具有对应装置(1)的飞机或航天器。
文档编号B64C1/00GK101454199SQ200780019857
公开日2009年6月10日 申请日期2007年5月30日 优先权日2006年5月31日
发明者汉斯-格奥尔格·劳厄 申请人:空中客车德国有限公司