專利名稱：飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)及其制造方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其具有沿所述機(jī)身的縱軸方向橫向延
伸的框架，以及主曱板橫梁(cross members)。此外，本發(fā)明涉及一種此類 飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的集成部件(integral unit)，以及其制造方法。
背景技術(shù)：
目前商用飛才幾的加壓機(jī)身典型地是由多個(gè)部分組裝而成，每個(gè)部分由 多個(gè)殼體構(gòu)成，在所述殼體中，外殼、縱梁以及框架彼此相連。用于主甲 板以及行李架的橫梁隨后鉚接在所述框架上，且支撐桿安裝于橫梁和框架 之間并與被鉚接的相應(yīng)連接裝置螺栓連接。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的之一是提供一種飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其重量減輕并可用相對(duì) 低的成本和由^f艮少的獨(dú)立部件制成。
此目的由具有權(quán)利要求1中特征的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)而實(shí)現(xiàn)。
此外，本發(fā)明提供一種具有權(quán)利要求22特征的此類飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的集 成部件，以及一種具有權(quán)利要求39特征的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的制造方法。
本發(fā)明提供一種飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其具有沿所述機(jī)身的縱軸方向橫向延 伸的框架，以及主甲板橫梁。按照本發(fā)明所提供的所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)包括 預(yù)制的集成部件，每個(gè)集成部件至少包括所述機(jī)身框架和所述主曱板橫梁 的下部，以 一 集成部件的形式預(yù)制而成的所述機(jī)身框架和至少橫跨主甲板 寬度的主要部分并在兩側(cè)與所述機(jī)身框架相結(jié)合的所述主曱板橫梁的部 分。
此外，本發(fā)明提供一種用于飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的集成部件，其具有沿所述 機(jī)身的縱軸方向橫向延伸的框架，主曱板橫梁，以及設(shè)置在所述框架上的 外殼殼體。按照本發(fā)明，所述集成部件至少包括所述機(jī)身框架和所述主甲 板橫梁的下部，以 一 集成部件的形式預(yù)制而成的所述機(jī)身框架和至少橫跨 主甲板寬度的主要部分并在兩側(cè)與所述機(jī)身框架相結(jié)合的所述主曱板橫梁 的部分。
最后，本發(fā)明提供一種具有沿所述機(jī)身的縱軸方向橫向延伸的框架及 主曱板橫梁的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的制造方法。按照本發(fā)明能夠制造預(yù)制集成部 件，每個(gè)集成部件至少包括所述機(jī)身框架和所迷主甲板橫梁的下部，以一集成部件的形式預(yù)制而成的所述機(jī)身框架和至少橫跨主曱板寬度的主要部 分并在兩側(cè)與所述機(jī)身框架相結(jié)合的所述主曱板橫梁部分，所述集成部件 被設(shè)置于一安裝裝置上并進(jìn)行調(diào)節(jié)，且所述集成部件藉由縱向件而互連。
所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)、集成部件及其制造方法的優(yōu)選實(shí)施例和改進(jìn)在下 面詳細(xì)的從屬權(quán)利要求中提供。


本發(fā)明典型的實(shí)施例參照下面的附圖進(jìn)^f亍說(shuō)明，其中 圖la和圖lb分別示出按照本發(fā)明一典型實(shí)施例的用于制造飛機(jī)機(jī)身 結(jié)構(gòu)的集成部件的示意圖(圖la)，以及按照本發(fā)明一典型實(shí)施例的、以多 個(gè)此種集成部件組成的飛機(jī)機(jī)身片段方式形成的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的示意圖 (圖lb)。
為了便于詳細(xì)說(shuō)明，圖2a示出按照本發(fā)明一典型實(shí)施例的用于飛機(jī)機(jī) 身結(jié)構(gòu)的集成部件的部分示意圖。
為了便于詳細(xì)說(shuō)明，圖2b示出按照本發(fā)明一典型實(shí)施例的用于飛機(jī)機(jī) 身結(jié)構(gòu)的集成部件的部分剖面圖。
圖3示出按照本發(fā)明一典型實(shí)施例的、以多個(gè)集成部件組成的飛機(jī)機(jī) 身片段方式形成的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的示意圖，其安裝有外殼。
圖4通過^fe照本發(fā)明一典型實(shí)施例的飛才A^幾身結(jié)構(gòu)示出一剖面圖，其 中，插入了被預(yù)安裝在位于側(cè)部的自由空間內(nèi)的系統(tǒng)電纜，并且被預(yù)安裝 以形成儀表盤元件的系統(tǒng)電纜安裝在所述主曱板橫梁的下面。
10:集成部件10a:梁腹
10b:T形部10c:連接件
11:框架12:支樹黃梁
14:主曱板橫梁15,15a:支撐部
17， 17a:支撐部21:外殼
22:縱梁23:夕卜殼殼體
24:縱向件27a， 27b:系統(tǒng)電纜
33:局部強(qiáng)化裝置34:翼弦
具體實(shí)施例方式
如圖la的示意圖所示， 一集成部件IO，其在典型的實(shí)施例中被用作制 造飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其具有沿所述機(jī)身的縱軸方向或圓周方向橫向延伸的框 架、縱向延伸的縱梁以及一設(shè)置于機(jī)身結(jié)構(gòu)上并用作與外界耐壓密封的運(yùn) 載機(jī)身的外殼。所述集成部件10包括一框架11、 一主曱板橫梁14以及一支持橫梁
12。支撐部15、 15a支撐所述框架11上的所述支持橫梁12,并且支撐部 17、 17a支撐所述框架11上的所述主曱板橫梁14。其中所述支持橫梁12 和所述主甲板橫梁14以及所述支撐部15、 15a和所述支撐部17、 17a被設(shè) 計(jì)為集成部件10的集成部分。
所述典型實(shí)施例的集成部件10可由強(qiáng)化纖維塑料，尤其是強(qiáng)化碳纖維 塑料制成，或者由金屬制成。所述集成部件10可由一個(gè)或多個(gè)部分制成。所 述集成部件IO的制造可發(fā)生在一項(xiàng)操作中，使所有的集成部件制成一體，即 集成。所述制造可尤其發(fā)生于一陰模內(nèi)，如此，在每個(gè)部分上產(chǎn)生的公差 分配到對(duì)安裝并不重要的側(cè)部，例如所述集成部件10的主體的內(nèi)弦以及所 述橫梁12和14的下側(cè)上，其中，主體形成了所述框架。由較輕重量的強(qiáng)化 碳纖維塑料構(gòu)成的所述集成部件的單件成形減輕了重量并增加了強(qiáng)度，還 省去了各部件之間的大量接縫和接點(diǎn)。
在如圖所示的典型實(shí)施例中，每個(gè)所述集成部件10包括所述機(jī)身框架 ll的下部、所述支持橫梁12以及所述主甲板橫梁14、所述機(jī)身框架ll、所 述支持橫梁12以及一橫跨主曱板寬度的主要部分并在兩側(cè)與所述機(jī)身框架 11相結(jié)合的所述主甲板橫梁14的一部分14a(如圖4),其是以一集成部件 的形式預(yù)制而成?？蛇x擇地，所述主曱板橫梁14可跨越所述主曱板的整個(gè) 寬度并可在兩側(cè)經(jīng)由支撐部17、 17a與所述機(jī)身框架11相結(jié)合。所述主曱 板橫梁14經(jīng)所述支撐部17、 17a以集成部件的形式在兩側(cè)與所述機(jī)身框架 ll相結(jié)合，其中所述支撐部17、 17a從主曱板橫梁14向下延伸，且被設(shè)置 成從所述機(jī)身框架11偏向側(cè)內(nèi)部，并且經(jīng)所述支撐部17、 lh與所述機(jī)身 框架11相連的所述主曱板橫梁14的部分終止于所述支撐部17、 17a，留出 一位于所述支撐部17、 17a外側(cè)的自由空間。所述主甲板橫梁14在其端部 憑借單獨(dú)制造且隨后插入的側(cè)部或側(cè)面14b、 14c(如圖4)與所述機(jī)身框架 ll相連，以跨越位于所述支撐部17、 17a外側(cè)的所述自由空間。
圖lb示出了一飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的骨架，該骨架由多個(gè)此類集成部件10 制成，且形成為一飛機(jī)機(jī)身片段。所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)由多個(gè)預(yù)制集成部件 10和縱向件24組成。為此，將所述集成部件IO設(shè)置于一安裝裝置(制造裝 置)上并進(jìn)行調(diào)節(jié)，且所述集成部件10憑借所述縱向件24而互連。
如圖2a和圖2b所示，在此示出的典型實(shí)施例中，所述集成部件10由 位于所述集成部件10平面內(nèi)的梁腹10a和與其相連的翼弦34制成，所述 梁腹1Qa與所述翼弦34被制成一單個(gè)部件。也可將所述翼弦34制成一呈T 形的單獨(dú)部件并與所述梁腹10a相連。所述T形部與所述梁腹10a的連接 可由粘結(jié)劑粘合或通過鉚接而實(shí)現(xiàn)。還可由裝備于所述翼弦34上的局部強(qiáng) 化裝置33進(jìn)一步強(qiáng)化所述集成部件10。圖3以剪切方式示出由多個(gè)集成部件IO組成的、以飛機(jī)機(jī)身片段方式 形成飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的示意圖。所述被組裝的集成部件IO被裝入所述飛機(jī)機(jī) 身的一預(yù)制的下部局部殼體23中，所述局部殼體包括外殼21和縱梁22。所 述集成部件10憑借提供在其上的傳力梳齒與所述外殼殼體23相連，并被 螺栓固定或鉚接。
如圖4所示，可安裝預(yù)裝在位于所述支撐件17、 17a外側(cè)的所述自由 空間中、并沿所述飛才幾;fe/L身的縱軸方向延伸的系統(tǒng)電纜27a、 27b。
權(quán)利要求
1、一種飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其具有沿所述機(jī)身的縱軸方向橫向延伸的框架(11)，以及主甲板橫梁(14)，其特征在于所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)包括預(yù)制的集成部件(10)，每個(gè)該集成部件至少包括所述機(jī)身框架(11)和所述主甲板橫梁(14)的下部，以一集成部件的形式預(yù)制而成的所述機(jī)身框架(11)和至少橫跨主甲板寬度的主要部分并在兩側(cè)與所述機(jī)身框架(11)相結(jié)合的所述主甲板橫梁的部分(14a)。
2、 目前獨(dú)立權(quán)利要求包括以下限定所述主曱板橫梁在主曱板寬度的主要部分上延伸并經(jīng)從主甲板橫梁上 向下伸出的支撐部在兩側(cè)與所述機(jī)身框架以一集成部件的形式相結(jié)合，所 述支撐部被設(shè)置成從所述機(jī)身框架偏向側(cè)內(nèi)部，并且經(jīng)所述支撐部以一集 成部件的形式與所述機(jī)身框架相連的所述主曱板橫梁的部分終止于所述支 撐部，留出一位于所述支撐部外側(cè)的自由空間。新獨(dú)立權(quán)利要求的主題已被正確認(rèn)定并且按照國(guó)際檢索機(jī)構(gòu)附帶的上 述國(guó)際檢索報(bào)告的書面意見，其具有新穎性和創(chuàng)造性。因此，不再需要支持新穎性和創(chuàng)造性的進(jìn)一步陳述。1、 一種飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其具有沿所述機(jī)身的縱軸方向橫向延伸的框架 (11)，以及主曱板橫梁(14)，其特征在于所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)包括預(yù)制的集成部件(10)，每個(gè)集成部件至少包括 所述機(jī)身框架(11)和所述主曱板橫梁(14)的下部，所述機(jī)身框架(ll)和至少橫跨主曱板寬度的主要部分并在兩側(cè)與所述 機(jī)身框架(ll)相結(jié)合的所述主曱板橫梁的部分(14a),其是以一集成部件的 形式預(yù)制而成，所述主曱板橫梁(14)在所述主曱板寬度的主要部分上延伸并經(jīng)支撐部(17, 17a)在兩側(cè)與所述機(jī)身框架(11)以一集成部件的形式相結(jié)合，所述支撐部(17， 17a)從所述主曱板橫梁向下延伸，所述支撐部(17， 17a)被設(shè)置成從所述機(jī)身框架(ll)偏向側(cè)內(nèi)部，以及 經(jīng)所述支撐部(17, 17a)以一集成部件的形式與所述機(jī)身框架(ll)相連的所述主甲板橫梁(14)的部分終止于所述支撐部(17， 17a),留出一位于所述支撐部(17, 17a)外側(cè)的自由空間。2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征在于每個(gè)所述集成 部件(IO)包括一支持橫梁(12),其與所述機(jī)身框架(ll)以及所述主甲板橫 梁(14) 一起以集成部件的形式預(yù)制。
3、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征在于所述主甲板橫 梁(14)在其端部憑借單獨(dú)制造且隨后插入的側(cè)部(14b, 14c)與所述機(jī)身框 架(ll)相連，以跨越位于所述支撐部(17, 17a)外側(cè)的所述自由空間。
4、 根據(jù)權(quán)利要求2或3所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征在于所述飛機(jī) 機(jī)身結(jié)構(gòu)由多個(gè)預(yù)制集成部件(10)和縱向件(24)組成，并且插入預(yù)裝在位 于所述支撐件(17, 17a)外側(cè)的所述自由空間中的系統(tǒng)電纜(27a， 27b)。
5、 根據(jù)權(quán)利要求1至4中任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征 在于所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)由多個(gè)預(yù)制集成部件(10)和多個(gè)與其相連并具有 外殼(21)和縱梁(22)的預(yù)制外殼部件組成。
6、 根據(jù)權(quán)利要求5所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征在于所述集成部件 (10)的裝配數(shù)量與所述飛機(jī)機(jī)身的一預(yù)制下部殼體(23)湘對(duì)應(yīng)。
7、 根據(jù)權(quán)利要求5或6所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征在于所述集成 部件(10)藉由具有傳力才危齒的連接件安裝在所述外殼殼體(2 3)上。
8、 根據(jù)權(quán)利要求5、 6或8所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征在于所述 飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的部分以包括多個(gè)集成部件(10)的飛機(jī)機(jī)身片段的形式被組扭
9、 根據(jù)權(quán)利要求1至8中任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征在于所述集成部件(10)由強(qiáng)化纖維塑料制成。
10、 根據(jù)權(quán)利要求9中所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征在于所述集成 部件(10)由碳強(qiáng)化纖維塑料制成。
11、 根據(jù)權(quán)利要求1至8中任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特 征在于所述集成部件(10)由金屬制成。
12、 根據(jù)權(quán)利要求1至11中任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特 征在于所述集成部件(10)作為一單獨(dú)部件而制成。
13、 根據(jù)權(quán)利要求1至11中任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特 征在于所述集成部件(10)由多個(gè)部分制成。
14、 根據(jù)權(quán)利要求12或13所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征在于所述 集成部件(10)由位于所述集成部件(10)平面內(nèi)的梁腹(10a)和與其相連的 翼弦(34)制成。
15、 根據(jù)權(quán)利要求14所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征在于所述梁腹 (10a)與所述翼弦(34)作為一單獨(dú)部件而制成。
16、 根據(jù)權(quán)利要求14所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征在于所述翼弦 (34)被制成一呈T形側(cè)面的單獨(dú)部件并與所述梁腹(10a)相連。
17、 根據(jù)權(quán)利要求16所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征在于所述T形側(cè) 面與所述梁腹(10 a)的連接由粘結(jié)劑粘合而實(shí)現(xiàn)。
18、 根據(jù)權(quán)利要求16所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其特征在于所述T形側(cè) 面與所述梁腹(10a)的連接通過鉚接而實(shí)現(xiàn)。
19、 根據(jù)權(quán)利要求14至18中任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其 特征在于所述集成部件(10)被裝備于所述翼弦(34)上的局部強(qiáng)化裝置 (33)進(jìn)一步強(qiáng)化。
20、 一種用于飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的集成部件，其具有沿所述機(jī)身的縱軸方 向橫向延伸的框架(ll)，以及主甲板橫梁(14),其特征在于所述集成部件(10)至少包括所述機(jī)身框架(ll)和所述主曱板橫梁 (14)的下部，所述機(jī)身框架(ll)和至少橫跨主曱板寬度的主要部分并在兩側(cè)與所述 機(jī)身框架(ll)相結(jié)合的所述主曱板橫梁的部分(14a)，其是以一集成部件的 形式預(yù)制而成，所述主曱板橫梁(14)在主曱板寬度的主要部分上延伸并經(jīng)支撐部 (17， 17a)在兩側(cè)與所述機(jī)身框架(11)以一集成部件的形式相結(jié)合，所述支 撐部(17， 17a)從所述主曱板橫梁向下延伸，所述支撐部(17， 17a)被設(shè)置成從所述機(jī)身框架(ll)偏向側(cè)內(nèi)部，以及 經(jīng)所述支撐部(17， 17a)以一集成部件的形式與所述機(jī)身框架(ll)相連的所述主曱板橫梁(14)的部分終止于所述支撐部(17, 17a),留出 一位于所 述支撐部(17， 17a)外側(cè)的自由空間。
21、 根據(jù)權(quán)利要求21所述的集成部件，其特征在于所述集成部件(10) 還包括一支持橫梁(12),其與所述機(jī)身框架(ll)以及所述主曱板橫梁 (14)以集成部件的形式預(yù)制而成。
22、 根據(jù)權(quán)利要求20所述的集成部件，其特征在于所述主甲板橫梁 (14)在其端部藉由單獨(dú)制造且隨后插入的側(cè)部(14b， 14c)與所述機(jī)身框架(11) 相連，以跨越位于所述支撐部(17， 17a)外側(cè)的所述自由空間。
23、 根據(jù)權(quán)利要求20至22中任一權(quán)利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(10)具有連接件，該連接件藉由傳力梳齒將該集成部 件(IO)安裝述外殼殼體(23)上。
24、 根據(jù)權(quán)利要求20至23中任一權(quán)利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(10)由強(qiáng)化纖維塑料制成。
25、 根據(jù)權(quán)利要求24所述的集成部件，其特征在于所述集成部件 (10)由強(qiáng)化碳纖維塑料制成。
26、 根據(jù)權(quán)利要求20至23中任一權(quán)利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(10)由金屬制成。
27、 根據(jù)權(quán)利要求20至26中任一權(quán)利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(10)作為一單獨(dú)部件而制成。
28、 根據(jù)權(quán)利要求20至26中任一權(quán)利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(IO)由多個(gè)部分制成。
29、 根據(jù)權(quán)利要求20至28中任一權(quán)利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(10)由位于所述集成部件(10)平面內(nèi)的梁腹(10a)和與 其相連的翼弦(34)制成。
30、 根據(jù)權(quán)利要求29所述的集成部件，其特征在于所述梁腹(10a)與 所述翼弦(34)作為一單獨(dú)部件而制成。
31、 根據(jù)權(quán)利要求29所述的集成部件，其特征在于所述翼弦(34)被 制成一呈T形側(cè)面的單獨(dú)部件并與所述梁腹(10a)相連。
32、 根據(jù)權(quán)利要求31所述的集成部件，其特征在于所述T形側(cè)面與 所述梁腹(1 Oa)的連接由粘結(jié)劑粘合而實(shí)現(xiàn)。
33、 根據(jù)權(quán)利要求31所述的集成部件，其特征在于所述T形側(cè)面與 所述梁腹(10a)的連接通過鉚接而實(shí)現(xiàn)。
34、 根據(jù)權(quán)利要求29至33中任一權(quán)利要求所述的集成部件，其特征 在于所述集成部件(10)被裝備于所述翼弦(34)上的局部強(qiáng)化裝置(33)進(jìn) 一步強(qiáng)化。
35、 一種制造飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的方法，該飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)具有沿所述機(jī)身的縱軸方向橫向延伸的框架(ll)，以及主曱板橫梁(14)的，其特征在于制造預(yù)制集成部件(10),每個(gè)該集成部件(10)至少包括所述機(jī)身框架 (11)和所述主曱板橫梁(14)的下部，以 一集成部件的形式預(yù)制而成的所述機(jī)身框架(11)和至少橫跨主曱板 寬度的主要部分并在兩側(cè)與所述機(jī)身框架(ll)相結(jié)合的所述主曱板橫梁的 部分(14a),所述集成部件(10)被設(shè)置于一安裝裝置上并進(jìn)行調(diào)節(jié)， 所述集成部件(10)藉由縱向件(24)而互連，所述主曱板橫梁(14)在所述主曱板寬度的主要部分上延伸并經(jīng)支撐部(17, 17a)在兩側(cè)與所述機(jī)身框架(11)以一集成部件的形式相結(jié)合，所述支撐部(17， 17a)從主曱板橫梁(14)向下延伸,所述支撐部(17, 17a)^皮設(shè)置成/人所述機(jī)身框架(ll)偏向側(cè)內(nèi)部，以及 經(jīng)所述支撐部(17， 17a)以 一集成部件的形式與所述機(jī)身框架(11)相連的所述主曱板橫梁(14)的部分終止于所述支撐部(17, 17a),留出一位于所述支撐部(17, 17a)外側(cè)的自由空間。
36、 根據(jù)權(quán)利要求35所述的方法，其特征在于制造每個(gè)所述集成部 件(10)要帶有一支持橫梁(12)，其與所述機(jī)身框架(ll)以及所述主曱板橫 梁(14)被一起預(yù)制為集成部件的形式。
37、 根據(jù)權(quán)利要求35所述的方法，其特征在于所述主曱板橫梁(14)在 其端部藉由單獨(dú)制造且隨后插入的側(cè)部裝置(14b, 14c)與所述機(jī)身框架 (ll)相連，以^夸越位于所述支撐部(17, 17a)外側(cè)的所述自由空間。
38、 根據(jù)權(quán)利要求35或37所述的方法，其特征在于所述飛機(jī)機(jī)身 結(jié)構(gòu)由多個(gè)預(yù)制集成部件(10)和縱向件(24)組成，并且插入預(yù)裝在位于所 述支撐件(17， 17a)外側(cè)的所述自由空間中的系統(tǒng)電纜(27a, 27b)。
39、 根據(jù)權(quán)利要求35至38中任一權(quán)利要求所述的方法，其特征在 于所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)由多個(gè)預(yù)制集成部件(10)和與其連接的多個(gè)預(yù)制外 殼部件組成。
40、 根據(jù)權(quán)利要求39所述的方法，其特征在于所述飛機(jī)機(jī)身的一預(yù) 制下部殼體(23)由預(yù)制而成，且所述集成部件(IO)的裝配數(shù)量與所述飛機(jī) 機(jī)身的所述預(yù)制下部殼體(2 3)相對(duì)應(yīng)。
41、 根據(jù)權(quán)利要求39或40所述的方法，其特征在于所述集成部件 (10)藉由具有傳力梳齒(18)的連接件安裝在所述外殼殼體(2 3)上。
42、 根據(jù)權(quán)利要求40或41所述的方法，其特征在于所述飛機(jī)機(jī)身 結(jié)構(gòu)的部分以包括多個(gè)集成部件(10)的飛機(jī)機(jī)身片段的形式被預(yù)裝。
43、 根據(jù)權(quán)利要求35至42中任一權(quán)利要求所述的方法，其特征在于所 述集成部件(10)由強(qiáng)化纖維塑料制成。
44、 根據(jù)權(quán)利要求43所述的方法，其特征在于所迷集成部件(10)由 強(qiáng)化碳纖維塑料制成。
45、 才艮據(jù)權(quán)利要求35至42中任一權(quán)利要求所述的方法，其特征在于所 述集成部件(10)由金屬制成。
46、 根據(jù)權(quán)利要求35至45中任一權(quán)利要求所述的方法，其特征在于所 述集成部件(10)作為 一單獨(dú)部件而制成。
47、 根據(jù)權(quán)利要求35至45中任一權(quán)利要求所述的方法，其特征在于所 述集成部件(IO)由多個(gè)部分制成。
48、 根據(jù)權(quán)利要求35至47中任一權(quán)利要求所述的方法，其特征在于所 述集成部件(10)由位于所述集成部件(10)平面內(nèi)的梁腹(10a)和與其相連 的翼弦(34)制成。
49、 根據(jù)權(quán)利要求48所述的方法，其特征在于所述梁腹(10a)與所 述翼弦(34)作為一單獨(dú)部件而制成。
50、 根據(jù)權(quán)利要求48所述的方法，其特征在于所迷翼弦(34)被制成 一呈T形側(cè)面的單獨(dú)部件并與所述梁腹(10a)相連。
51、 才艮據(jù)權(quán)利要求50所述的方法，其特征在于所述T形側(cè)面與所述 梁腹(10a)的連接由粘結(jié)劑粘合而實(shí)現(xiàn)。
52、 根據(jù)權(quán)利要求50所述的方法，其特征在于所述T形側(cè)面與所述 梁腹(10a)的連接通過鉚接而實(shí)現(xiàn)。
53、 根據(jù)權(quán)利要求48至52中任一權(quán)利要求所述的方法，其特征在于所 述集成部件(10)被裝備于所述翼弦(34)上的局部強(qiáng)化裝置(33)進(jìn)一步強(qiáng) 化。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，其具有沿所述機(jī)身的縱軸方向橫向延伸的框架(11)，以及主甲板橫梁(14)。所述飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)包括預(yù)制的集成部件(10)，每個(gè)集成部件包括所述機(jī)身框架(11)和所述主甲板橫梁(14)的下部，所述機(jī)身框架(11)和至少橫跨主甲板寬度的主要部分并在兩側(cè)與所述機(jī)身框架(11)相結(jié)合的所述主甲板橫梁的部分(14a)以一集成部件的形式預(yù)制而成。
文檔編號(hào)B64C1/00GK101432189SQ200780015659
公開日2009年5月13日 申請(qǐng)日期2007年6月6日 優(yōu)先權(quán)日2006年6月6日
發(fā)明者托斯騰·施羅爾, 托斯騰·羅明 申請(qǐng)人:空中客車德國(guó)有限公司