專利名稱:框架元件、飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)以及用于在飛行器中安裝框架元件的方法
技術(shù)領(lǐng)域:
本發(fā)明涉及一種用于在飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)中使用的框架元件, 一種飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)以及一種用于在飛行器中安裝框架元件的方法。
背景技術(shù):
在飛行器的空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)的安裝中,目前通常將飛行器空氣調(diào)節(jié)系
統(tǒng)的排氣管連接至管道,即所謂的豎管(riser ducts )。在飛行器結(jié)構(gòu)的區(qū)域內(nèi),豎管從布置在客艙下面的飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)的排氣管延伸至設(shè)置在飛行器的內(nèi)部部件中并終止于飛行器的機(jī)艙區(qū)域中的排氣口。在布置完豎管之后,將飛行器的內(nèi)部部件固定到飛行器結(jié)構(gòu),并將該豎管連接到設(shè)置在內(nèi)部部件中的排氣口。通常,排氣口位于飛行器乘客的座椅位置的上方,并因此形成在例如飛機(jī)機(jī)艙的頂板中。由于豎管以及內(nèi)部結(jié)構(gòu)件必須單獨(dú)地定位及安裝,因此這些部件的安裝耗時(shí)并且由此使得成本極高。
為了筒化飛行器中的豎管的安裝,EP 1 510 454 Al提出將豎管整合在飛行器內(nèi)部部件中,例如整合在側(cè)板中。特別地,EP 1 510 454 Al描述了其中形成有管道的注射成型側(cè)板,所述管道能夠連接到飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)。但是這種側(cè)板的生產(chǎn)相對(duì)復(fù)雜。另外,將豎管整合在側(cè)板中需要例如側(cè)板橫截面的結(jié)構(gòu)參數(shù)的相應(yīng)匹配。
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種用于在飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)中使用的框架元件, 一種飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)以及一種用于在飛行器中安裝框架元件的方法,其允許飛行器中的豎管的簡(jiǎn)單且快速的安裝。
為了實(shí)現(xiàn)該目的,根據(jù)本發(fā)明的用于在飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)中使用的框架元件可附連到飛行器結(jié)構(gòu)并包括至少一個(gè)支桿,所述至少一個(gè)支桿至少部分地形成為空心圓柱體??蚣茉囊钥招膱A柱體的形式形成的支桿的一部分或者框架元件的以空心圓柱體的形式形成的支桿形成了具有進(jìn)氣口接頭的管道,所述進(jìn)氣口接頭可連接至飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)的排氣管??蚣茉囊钥招膱A柱體的形式形成的支桿的排氣口接頭可連接至終止于飛行器機(jī)艙區(qū)域中的排氣口 。根據(jù)本發(fā)明的框架元件的使用使得能夠在無(wú)需對(duì)飛行器內(nèi)部部件進(jìn)行復(fù)雜的改造的情況下顯著地簡(jiǎn)化飛行器中的豎管的安裝。
優(yōu)選地,框架元件設(shè)計(jì)成用螺釘固定到飛行器結(jié)構(gòu)。例如,可以借助于四處螺紋接頭將框架元件緊固到飛行器結(jié)構(gòu)。為此,可在飛行器結(jié)構(gòu)和/或框架元件中設(shè)置相應(yīng)的孔,如果必要的話所述孔中可設(shè)有螺紋。
為了允許將框架元件以特別筒單的方式安裝在飛行器結(jié)構(gòu)上,框架
元件還可以進(jìn)行如下設(shè)計(jì),即使其能夠在一端通過(guò)插接接頭緊固到飛行器結(jié)構(gòu),而在另一端通過(guò)螺紋接頭或鎖扣接頭緊固至飛行器結(jié)構(gòu)。以這種方式設(shè)計(jì)的框架元件還能夠以特別簡(jiǎn)單的方式從飛行器結(jié)構(gòu)上取下。如果框架元件的結(jié)構(gòu)件或者飛行器結(jié)構(gòu)的用于形成插接接頭的結(jié)構(gòu)件以鉸接的方式設(shè)計(jì),則可以實(shí)現(xiàn)尤為簡(jiǎn)單的安裝。
優(yōu)選地,框架元件由輕質(zhì)且剛性的材料構(gòu)成,例如鋁、鋁合金、GRP(玻璃增強(qiáng)塑料)、CRP (碳增強(qiáng)塑料)或者其它一些碳纖維材料。
優(yōu)選地,框架元件的以空心圓柱體的形式成形的支桿具有閉合的橫截面。優(yōu)選地,該橫截面是圓形或者橢圃形,因此其還允許框架元件的簡(jiǎn)單且節(jié)省成本的生產(chǎn)。
在本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式中,框架元件包括至少一個(gè)縱向支桿,所述至少一個(gè)縱向支桿至少部分地形成為空心圓柱體。框架元件還可以包括兩個(gè)縱向支桿,所述兩個(gè)縱向支桿都至少部分地形成為空心圓柱體,從而使框架元件的兩個(gè)縱向支桿可以用作豎管,它們可以連接到飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)的排氣管。對(duì)于將框架元件的至少部分地以空心圓柱體的形式形成的支桿作為豎管的使用,可替代地或者另外地,還可以想到將框架元件的至少部分地以空心圓柱體的形式形成的支桿作為電纜管道使用。例如,可以想到利用根據(jù)本發(fā)明框架元件的一個(gè)以空心圃柱體的形式形成的縱向支桿作為豎管,而使用框架元件的一個(gè)以空心圃柱體的形式形成的縱向支桿作為電纜管道。如果橫截面尺寸足夠的話,則可以使用框架元件的以空心圓柱體的形式形成的縱向支桿同時(shí)作為豎管電纜管道。另外,還可以沿著支桿的外部布設(shè)電纜。
框架元件的縱向支桿的長(zhǎng)度可以根據(jù)需要改變。通過(guò)這種方式,還 可以按照期望來(lái)改變框架元件的幾何形狀。例如,框架元件可以從形成 飛機(jī)機(jī)艙地板的平面向上延伸至飛機(jī)機(jī)艙頂板的中心線??商娲兀€ 可以想到使框架元件從形成飛機(jī)機(jī)搶地板的平面的一側(cè)延伸至形成飛 機(jī)機(jī)搶地板的平面的相對(duì)側(cè),即,跨越飛機(jī)機(jī)搶的兩側(cè)以及飛機(jī)機(jī)艙頂 板。至少部分地以空心圓柱體的形式形成的縱向支桿的進(jìn)氣口接頭以及 排氣口接頭分別可以設(shè)置在縱向支桿的端部處。但是,還可以在沿著至 少部分地以空心圓柱體的形式形成的縱向支桿的長(zhǎng)度的任意位置處設(shè) 置進(jìn)氣口接頭和/或排氣口接頭。顯然地,還可以沿著至少部分地以空 心圓柱體的形式形成的縱向支桿的長(zhǎng)度設(shè)置多個(gè)進(jìn)氣口接頭和/或排氣 口接頭。
在框架元件的安裝狀態(tài)中,框架元件的縱向支桿可以平行于飛行器 結(jié)構(gòu)的翼肋延伸。因此優(yōu)選地,縱向支桿至少部分地具有與飛行器結(jié)構(gòu) 的翼肋的曲率相匹配的曲率。
根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式,框架元件還包括至少一個(gè)連接支桿,
可以包括相應(yīng)數(shù)量的連接支桿,從而確保框架元件具有足夠的剛度。框 架元件的所述至少一個(gè)連接支桿可以至少部分地設(shè)計(jì)成空心圓柱體,從
而使連接支桿的以空心圓柱體的形式形成的連接支桿的一部分或者以 空心圓柱體的形式形成的連接支桿可以連接至飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)的
排氣管以及終止于飛行器機(jī)艙區(qū)域中的排氣口。
例如,框架元件可以設(shè)定尺寸,使得在框架元件的安裝狀態(tài)中,縱 向支桿基本上平行于飛行器結(jié)構(gòu)的相鄰翼肋延伸。可替代地,框架元件
可以具有如下尺寸,即縱向支桿彼此之間的距離大于飛行器結(jié)構(gòu)的兩 個(gè)相鄰翼肋之間的距離。在這種情況下,優(yōu)選地,框架元件的連接支桿 設(shè)有至少一個(gè)凹部,當(dāng)框架元件附連到飛行器結(jié)構(gòu)之后,凹部與飛行器 結(jié)構(gòu)的翼肋以如下的方式協(xié)同作用,即使翼肋容置在設(shè)置于連接支桿 上的凹部中。因此,以簡(jiǎn)單的方式和方法防止在框架元件的安裝狀態(tài)中 設(shè)置于框架元件的縱向支桿之間的翼肋干涉到將框架元件緊固到飛行 器結(jié)構(gòu)。如果框架元件包括多個(gè)連接支桿,那么優(yōu)選地使每個(gè)連接支桿 設(shè)有至少一個(gè)凹部,在框架元件的安裝狀態(tài)中所述凹部容置飛行器結(jié)構(gòu)
桿之間延伸。根據(jù)縱向支桿的長(zhǎng)度,框架元的翼肋。在根據(jù)本發(fā)明的框架元件的特別優(yōu)選的實(shí)施方式中,框架元件 所有的連接支桿包括用于容置兩個(gè)相鄰翼肋的兩個(gè)凹部。
優(yōu)選地,在框架元件上形成有設(shè)計(jì)成例如環(huán)狀的至少一個(gè)施力裝 置,以便將框架元件附連至飛行器結(jié)構(gòu)。例如,在框架元件的每個(gè)縱向 支桿上可設(shè)置至少一個(gè)施力裝置,可以引導(dǎo)螺釘或者螺栓穿過(guò)施力裝 置,從而以簡(jiǎn)單且可靠的方式將框架元件連接至飛行器結(jié)構(gòu)。分別取決 于框架元件的尺寸和縱向支桿的長(zhǎng)度,還可以在框架元件上形成多個(gè)施 力裝置,用以將框架元件附連至飛行器結(jié)構(gòu)。
例如,多個(gè)施力裝置可以以沿著框架元件的縱向支桿的長(zhǎng)度分布的 方式設(shè)置,從而確保框架元件可靠地緊固到飛行器結(jié)構(gòu)。其重點(diǎn)簡(jiǎn)單地 在于,施力裝置不會(huì)干涉框架元件的至少部分地以空心圓柱體的形式形 成的縱向支桿的進(jìn)氣口接頭和排氣口接頭分別連接到飛行器空氣調(diào)節(jié) 系統(tǒng)的排氣管以及終止于飛行器機(jī)艙區(qū)域的排氣口。
在本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式中,框架元件可經(jīng)由防震座附連至飛行器 結(jié)構(gòu)。此處,將防震座理解成指的是由例如橡膠彈性材料的減振材料構(gòu) 成的支座,并且保證了框架元件并由此保證了附連至框架元件的內(nèi)部結(jié) 構(gòu)件能夠無(wú)震動(dòng)地緊固到飛行器結(jié)構(gòu)。通過(guò)^f吏框架元件經(jīng)由防震座進(jìn)行 緊固,實(shí)現(xiàn)了框架元件與飛行器結(jié)構(gòu)的隔聲去耦。例如,防震座可定位 在形成于框架元件上的施力裝置與設(shè)置用于緊固框架元件的飛行器結(jié) 構(gòu)的部件一一例如翼肋一一之間。但是,可以對(duì)所有上述用于將框架元 件緊固到飛行器結(jié)構(gòu)的緊固裝置設(shè)有相應(yīng)的防震座,從而使框架元件與 飛行器結(jié)構(gòu)隔聲去耦。
優(yōu)選地,在防震座中設(shè)有適當(dāng)?shù)耐祝撏啄軌蚴孤葆敾蚵菟ǖ?到引導(dǎo)并穿過(guò)防震座,以便將框架元件緊固到飛行器結(jié)構(gòu)??商娲?, 在防震座中還可設(shè)有適當(dāng)?shù)膹椥蕴坠芤员銓⒎勒鹱B接至框架元件。
在飛行器中的內(nèi)部部件的安裝中,目前通常將例如護(hù)壁板、側(cè)板、 照明帶等各種部件單獨(dú)地連接至飛行器結(jié)構(gòu)。由于每個(gè)結(jié)構(gòu)件必須分別 地進(jìn)行定位并緊固到飛行器結(jié)構(gòu),因此,內(nèi)部部件的安裝通常極為耗時(shí)。 另外,通常僅能夠在較大的難度下來(lái)實(shí)現(xiàn)單獨(dú)的內(nèi)部部件的位置改變或 者連同對(duì)于內(nèi)部結(jié)構(gòu)件的設(shè)計(jì)變化,因?yàn)檫@種改變通常需要位于飛行器 結(jié)構(gòu)側(cè)的保持裝置的適當(dāng)匹配和/或至少設(shè)置在飛行器結(jié)構(gòu)上的用于內(nèi)部部件安裝的緊固點(diǎn)的匹配。
盡管第一隔熱層直接緊固到飛行器外殼(蒙皮)的內(nèi)表面,但是形 成飛行器第二隔熱層的隔熱層通常是在將內(nèi)部結(jié)構(gòu)件依次緊固到飛行 器結(jié)構(gòu)之前結(jié)合到內(nèi)部結(jié)構(gòu)件。為了制造近似于內(nèi)部結(jié)構(gòu)件的通常為彎 曲的并設(shè)有階梯部等的輪廓,通常需要多個(gè)不同形狀的隔熱層。因此第 二隔熱層的安裝耗時(shí)且費(fèi)用較高。
因此優(yōu)選地,根據(jù)本發(fā)明的框架元件還包括用于將至少一個(gè)飛行器 內(nèi)部部件或至少一個(gè)隔熱層緊固到框架元件的至少一個(gè)緊固裝置。如果 根據(jù)本發(fā)明的框架元件用于將內(nèi)部部件連接至飛行器結(jié)構(gòu),則首先將內(nèi) 部結(jié)構(gòu)件緊固到框架元件。在這種情況下,優(yōu)選地形成在內(nèi)部結(jié)構(gòu)件上 并在結(jié)構(gòu)件的安裝狀態(tài)中終止于飛行器機(jī)艙區(qū)域中的排氣口連接到框 架元件的至少部分地以空心圓柱體的形式形成的縱向支桿的相應(yīng)排氣 口接頭。如果期望的話,當(dāng)然也可以將多個(gè)內(nèi)部部件附連至框架元件。 然后,包括框架元件以及緊固于其上的內(nèi)部結(jié)構(gòu)件的預(yù)組裝的結(jié)構(gòu)組可 以以簡(jiǎn)單且快速的方式連接到飛行器結(jié)構(gòu)。
因此,根據(jù)本發(fā)明的框架元件的特別優(yōu)點(diǎn)事實(shí)上包括其可以完成
雙重功能,不僅可以為飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)提供豎管,還可以作為各種 內(nèi)部部件一一即不同形狀和尺寸的內(nèi)部部件一一的托架元件。因此,設(shè)
置在飛行器結(jié)構(gòu)上的用于內(nèi)部部件的緊固點(diǎn)的數(shù)量以及布置不必再與 各種內(nèi)部部件匹配,而僅需與支承各種結(jié)構(gòu)件的框架元件匹配。因此, 根據(jù)本發(fā)明的框架元件能夠使得設(shè)置在內(nèi)部結(jié)構(gòu)件上的緊固點(diǎn)與設(shè)置 在飛行器結(jié)構(gòu)上的緊固點(diǎn)無(wú)相互影響。因此,通過(guò)使用根據(jù)本發(fā)明的框 架元件能夠顯著地減少設(shè)置在飛行器結(jié)構(gòu)上的用于內(nèi)部部件的緊固點(diǎn) 的數(shù)量。另外,可以在飛行器結(jié)構(gòu)上將用于內(nèi)部部件的緊固點(diǎn)的布置標(biāo) 準(zhǔn)化。
由于通過(guò)使用根據(jù)本發(fā)明的框架元件可以無(wú)需使內(nèi)部結(jié)構(gòu)部件側(cè) 的緊固點(diǎn)與飛行器結(jié)構(gòu)側(cè)的緊固點(diǎn)匹配,因此可以增加內(nèi)部部件以及飛 行器結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)靈活性。可以利用這種增加的靈活性來(lái)優(yōu)化內(nèi)部部件和 /或飛行器結(jié)構(gòu)的重量。
如果使用根據(jù)本發(fā)明的框架元件將至少一個(gè)隔熱層一一其形成例 如部分飛行器第二隔熱層——連接至飛行器結(jié)構(gòu),則可以首先將隔熱層緊固到框架元件。如果期望的話,當(dāng)然也可以將多個(gè)隔熱層附連至框架 元件。因此,包括框架元件連同固定于其上的隔熱層的預(yù)組裝的結(jié)構(gòu)組 可以以簡(jiǎn)單且快速的方式連接到飛行器結(jié)構(gòu)。同樣地,根據(jù)本發(fā)明的框 架元件因此可以完成雙重功能,為飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)提供豎管,同時(shí) 作為至少一個(gè)隔熱層的托架元件。
在形成例如飛行器第二隔熱層的隔熱層的安裝中,通過(guò)使用根據(jù)本 發(fā)明的框架元件,能夠免除將隔熱層連接至內(nèi)部結(jié)構(gòu)件的復(fù)雜且昂貴的 結(jié)合。特別地,與大多數(shù)飛行器內(nèi)部部件相比,框架元件具有無(wú)任何階 梯部等的顯著更為簡(jiǎn)單的成形輪廓,這意味著所必需使用的單獨(dú)設(shè)計(jì)的 隔熱層較少。因此能夠?qū)崿F(xiàn)顯著的成本節(jié)約。
在框架元件上可以設(shè)置保持裝置、夾緊裝置或者鎖扣裝置,作為用 于將至少 一個(gè)內(nèi)部部件緊固到框架元件的緊固裝置,這些裝置可以設(shè)計(jì) 成與框架元件整合為一體。但是可替代地,還可以將內(nèi)部部件用螺釘固 定到或者鉚接到框架元件,在這種情況下,因此可以在內(nèi)部部件和/或 在框架元件中形成相應(yīng)的孔,如果必要的話所述孔中可設(shè)有螺紋。
優(yōu)選地,用于將至少 一個(gè)隔熱層緊固到框架元件的緊固裝置設(shè)計(jì)成 使得能夠?qū)⒏魺釋右钥蓹C(jī)械拆卸的方式緊固到框架元件。
例如,緊固裝置可以設(shè)計(jì)成鎖扣式鎖合裝置、維可牢式帶
(Velcro-type strip )、蘑菇式帶或者圣誕樹(shù)式緊固裝置的形式??商娲?地,還可以借助于螺釘、鉚釘、夾子、夾緊裝置、磁性保持裝置、彈簧 加載的壓力鎖合裝置、伸縮式緊固裝置或者球形緊固裝置將隔熱層緊固 到框架元件。另外,可以想到使隔熱層在設(shè)置于框架元件上的緊固點(diǎn)處 中斷,或者將隔熱層設(shè)計(jì)成略微大于框架元件以便能夠使隔熱層繞框架 元件彎曲并借助于橡膠帶將隔熱層緊固到框架元件。最后,用于將根據(jù) 本發(fā)明的框架元件緊固到飛行器結(jié)構(gòu)的裝置還可設(shè)計(jì)成使其同時(shí)允許 將隔熱層緊固到框架元件。
優(yōu)選地,根據(jù)本發(fā)明的框架元件還包括緊固模塊,在該緊固模塊上 形成有或設(shè)有用于緊固至少一個(gè)飛行器內(nèi)部部件的至少一個(gè)緊固裝置。 如上所述,可以借助于保持裝置、夾緊裝置或者鎖扣裝置,也可以通過(guò) 用螺釘固定或者鉚接,將內(nèi)部部件緊固到框架元件。所述保持裝置、夾 緊裝置或者鎖扣裝置既可以附連至緊固模塊,也可以設(shè)計(jì)成與所述緊模塊整合為 一體。如果將內(nèi)部部件用螺釘固定到或者鉚接到框架元件, 則在緊固模塊中可以形成相應(yīng)的孔,如果必要的話所述孔中可設(shè)有螺 紋。
緊固模塊——其可與框架元件一體形成、但是也可以以可拆卸的方 式連接到框架元件一一關(guān)于其形狀和尺寸以及尤其關(guān)于緊固裝置的布 置匹配于待附連至框架元件的內(nèi)部結(jié)構(gòu)件。為了能夠使用用于將各種內(nèi) 部部件緊固到飛行器結(jié)構(gòu)上的框架元件,框架元件僅需簡(jiǎn)單地設(shè)有與各 種內(nèi)部部件匹配的各種緊固模塊。這樣,能夠例如將甚至相對(duì)較小的內(nèi) 部部件緊固到框架元件,因此能夠以特別靈活的方式使用根據(jù)本發(fā)明的 框架元件。
根據(jù)本發(fā)明的特別優(yōu)選的實(shí)施方式,框架元件還包括用于將至少一 個(gè)隔熱層或至少一個(gè)內(nèi)部部件緊固到框架元件的至少一個(gè)另外的緊固 裝置。換句話說(shuō),框架元件設(shè)計(jì)成使其可以與至少一個(gè)內(nèi)部結(jié)構(gòu)件以及 與至少一個(gè)隔熱層一一其形成例如部分飛行器第二隔熱層一一進(jìn)行預(yù) 組裝,從而形成可獨(dú)立操作的結(jié)構(gòu)組。因此,該結(jié)構(gòu)組可以以如上所述 的簡(jiǎn)單的方式及方法附連至飛行器結(jié)構(gòu)。關(guān)于這一點(diǎn),優(yōu)選地,框架元 件設(shè)計(jì)成使得在包括框架元件、內(nèi)部部件和隔熱層的結(jié)構(gòu)組的安裝狀態(tài) 中,緊固到框架元件的內(nèi)部部件設(shè)置在框架元件的背對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)的一 側(cè)上。另一方面,在結(jié)構(gòu)組的安裝狀態(tài)中,隔熱層可設(shè)置在框架元件的 面朝飛行器結(jié)構(gòu)的一側(cè)上并位于框架元件與飛行器結(jié)構(gòu)之間,或者可以 緊固到框架元件的背對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)的一側(cè)上并位于至少一個(gè)內(nèi)部部件 與框架元件之間。在這種情況下,框架元件的至少部分地以空心圓柱體
的形式形成的縱向支桿的相應(yīng)的進(jìn)氣口接頭和排氣口接頭連接到形成 在內(nèi)部結(jié)構(gòu)件中的排氣口,在結(jié)構(gòu)組的安裝狀態(tài)中所述排氣口終止于飛
行器的機(jī)艙區(qū)域中。
如果意于將根據(jù)本發(fā)明的框架元件連接到內(nèi)部結(jié)構(gòu)件和隔熱層從 而形成結(jié)構(gòu)組,則上述的緊固裝置可以作為用于內(nèi)部結(jié)構(gòu)件和隔熱層的 緊固裝置。具體地,可選地可以借助于附連至緊固模塊或者在緊固模塊 上形成的保持裝置、夾緊裝置或者鎖扣裝置將內(nèi)部結(jié)構(gòu)件緊固到框架元 件,并且可以借助于例如維可牢式帶或粘合帶的可機(jī)械拆卸的緊固裝置 將隔熱層固定于框架元件。
一種根據(jù)本發(fā)明的具有飛行器空氣調(diào)節(jié)單元的飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng),所述飛行器空氣調(diào)節(jié)單元包括排氣管、終止于飛行器機(jī)艙區(qū)域中的 排氣口以及至少一個(gè)如上所述的框架元件。其中框架元件的至少部分地 以空心圓柱體的形式形成的支桿的進(jìn)氣口接頭連接至飛行器空氣調(diào)節(jié) 單元的排氣管,而框架元件的至少部分地以空心圓柱體的形式形成的支 桿的排氣口接頭連接至終止于飛行器機(jī)艙區(qū)域中的排氣口。
優(yōu)選地,根據(jù)本發(fā)明的飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)包括多個(gè)框架元件。優(yōu) 選地,在飛行器部件安裝系統(tǒng)的相鄰框架元件之間設(shè)置間隙覆蓋件。
一種根據(jù)本發(fā)明的用于在飛行器中安裝框架元件的方法,包括以下
步驟提供如上所述的框架元件,將框架元件附連至飛行器結(jié)構(gòu),將框 架元件的至少部分地以空心圓柱體的形式形成的支桿的進(jìn)氣口接頭連 接至飛行器空氣調(diào)節(jié)單元的排氣管,以及將框架元件的至少部分地以空 心圓柱體的形式形成的支桿的排氣口接頭連接至終止于飛行器機(jī)艙區(qū) 域中的排氣口。
框架元件可以以如下方式附連到飛行器結(jié)構(gòu),即設(shè)置在框架元件 的連接支桿中的凹部容置飛行器結(jié)構(gòu)的翼肋。
優(yōu)選地,借助于形成在框架元件上的施力裝置將框架元件附連到飛 行器結(jié)構(gòu),其中這種施力裝置可設(shè)置在框架元件的每個(gè)縱向支桿上。
框架元件可以經(jīng)由防震座附連至飛行器結(jié)構(gòu)。
在根據(jù)本發(fā)明的方法的優(yōu)選實(shí)施方式中,優(yōu)選地,在將框架元件附 連到飛行器結(jié)構(gòu)之前,將至少一個(gè)內(nèi)部部件或者至少一個(gè)隔熱層緊固到 框架元件。如果該方法設(shè)想將內(nèi)部部件緊固到框架元件,則在這種情況 下,形成在內(nèi)部部件中并且在部件的安裝狀態(tài)中終止于飛行器機(jī)搶區(qū)域 中的排氣口連接至框架元件的至少部分地以空心圓柱體的形式形成的 縱向支桿的相應(yīng)排氣口接頭。
借助于緊固裝置可將至少一個(gè)內(nèi)部部件固定至框架元件,所述緊固 裝置設(shè)計(jì)成保持裝置、夾緊裝置或者鎖扣裝置的形式。優(yōu)選地,借助于 緊固裝置將至少一個(gè)內(nèi)部部件緊固到框架元件,所述緊固裝置形成或設(shè) 置在緊固模塊上,所述緊固模塊設(shè)置在所述框架元件上。
優(yōu)選地, 一方面,借助于緊固裝置將至少一個(gè)隔熱層緊固到框架元件,所述緊固裝置設(shè)計(jì)成以可機(jī)械拆卸的方式將隔熱層緊固到框架元 件。當(dāng)將包括框架元件和隔熱層的結(jié)構(gòu)組安裝到飛行器結(jié)構(gòu)上時(shí),在結(jié) 構(gòu)組的安裝狀態(tài)中,設(shè)置在框架元件與飛行器結(jié)構(gòu)之間的隔熱層在隔熱 層與飛行器結(jié)構(gòu)的翼肋的接觸表面區(qū)域內(nèi)會(huì)受到飛行器結(jié)構(gòu)的翼肋的 壓縮。但是隔熱材料具有足夠的彈性,從而避免使隔熱層損壞。如果必 需的話,隔熱層還可設(shè)有用于容置飛行器結(jié)構(gòu)的翼肋或其它部件的相應(yīng) 凹部。
最后,根據(jù)本發(fā)明的方法可以設(shè)想在將框架元件附連至飛行器結(jié)構(gòu) 之前將至少一個(gè)內(nèi)部部件以及至少一個(gè)隔熱層緊固到框架元件。
在下文中將借助于所附示意圖來(lái)更加詳細(xì)地描述本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)
施方式,附圖中
圖1示出了根據(jù)本發(fā)明的框架元件的第一實(shí)施方式,
圖2示出了包括兩個(gè)如圖1所示的框架元件的結(jié)構(gòu)組,
圖3示出了如圖2所示的根據(jù)本發(fā)明的兩個(gè)框架元件的縱向支桿的 橫截面的細(xì)節(jié)圖,
圖4示出了處于安裝狀態(tài)的根據(jù)本發(fā)明的框架元件的第一實(shí)施方 式,其中內(nèi)部部件緊固到所述框架元件上,
圖5示出了根據(jù)本發(fā)明的框架元件的第一實(shí)施方式,所述框架元件 具有用于將內(nèi)部部件緊固到框架元件的緊固模塊,
圖6示出了根據(jù)本發(fā)明的框架元件的第一實(shí)施方式,所述框架元件 具有緊固于其上的隔熱層,
圖7示出了根據(jù)本發(fā)明的框架元件的第二實(shí)施方式,
圖8示出了用于將隔熱層緊固至框架元件的緊固裝置的第一實(shí)施方
式,
圖9示出了用于將隔熱層緊固至框架元件的緊固裝置的第二實(shí)施方 式,以及圖10示出了用于將隔熱層緊固至框架元件的緊固裝置的第三實(shí)施方式。
具體實(shí)施例方式
圖l示出了由鋁制成的框架元件10,其包括兩個(gè)彎曲且以空心圃 柱體形式形成的縱向支桿12、 14,它們彼此平行地設(shè)置;以及兩個(gè)連接 支桿16、 18,它們以彼此平行的方式在縱向支桿12、 14之間延伸。以 空心圓柱體的形式形成的縱向支桿12、 14的進(jìn)氣口接頭12a、 14a可連 接到飛行器空氣調(diào)節(jié)單元的排氣管(未示出),而以空心圓柱體形式形 成的縱向支桿12、 14的排氣口接頭12b、 14b可連接到終止于飛行器的 機(jī)搶區(qū)域中的排氣口 (未示出)。
在框架元件10的每個(gè)縱向支桿12、 14上設(shè)置夾式(clip-type)施 力裝置20、 22,而該施力裝置是以如下的方式形成在框架元件10的縱 向支桿12、 14上即,使得施力裝置不會(huì)干涉到將縱向支桿12、 14的 排氣口接頭12b、 14b連接到終止于飛行器的機(jī)艙區(qū)域中的排氣口。此 外,框架元件10的每個(gè)連接支桿16、 18i殳有兩個(gè)凹部26、 28、 30、 32。
多個(gè)框架元件10可以形成結(jié)構(gòu)組,這種組包括如圖2所示的兩個(gè) 框架元件10。在飛行器部件安裝系統(tǒng)46的相鄰框架元件10之間設(shè)置間 隙遮蓋件33。
圖3示出了在圖2中圖示出的具有兩個(gè)框架元件10的結(jié)構(gòu)組的細(xì) 節(jié)圖,其中再次圖示出框架元件10的縱向支桿12、 14的空心圓柱形橫 截面。如可以從圖3中看出,框架元件10的縱向支桿12、 14具有閉合 的圓形橫截面。
此外,框架元件10包括圖中未示出的緊固裝置,該緊固裝置用于 將飛行器內(nèi)部部件34——在圖4中可以看到一一緊固至框架元件10。 保持裝置、夾緊裝置或者鎖扣裝置可以作為用于將內(nèi)部部件34緊固至 框架元件10的緊固裝置。然而可替代地,還可以將內(nèi)部部件34用螺釘 固定到或者鉚接到框架元件IO,因此在這種情況下,在內(nèi)部部件34和/ 或框架元件10中形成相應(yīng)的孔,如果必要的話所述孔中可設(shè)有螺紋。 在圖4所示的實(shí)施方式中,固定至框架元件10的內(nèi)部結(jié)構(gòu)件34為側(cè)板。 但是,還可以將例如護(hù)壁板、頂板、門框架結(jié)構(gòu)件、照明帶等其它飛行器內(nèi)部部件附連至框架元件10。
借助于形成在框架元件10的縱向支桿12、 14上的施力裝置20、 22, 能夠?qū)⒖蚣茉蘒O在飛行器結(jié)構(gòu)36的面朝飛行器內(nèi)部空間的一側(cè)上固 定至飛行器結(jié)構(gòu)36。為此,引導(dǎo)螺釘穿過(guò)形成于框架元件10的縱向支 桿12、 14上的每個(gè)施力裝置20、 22,并將螺釘擰到形成于飛行器結(jié)構(gòu) 36的翼肋38、 40中的設(shè)有螺紋的孔中。
經(jīng)由圖4中未示出的防震座一一即,減振材料支座一一來(lái)實(shí)現(xiàn)將框 架元件10緊固至飛行器結(jié)構(gòu)36,防震座確保了框架元件10無(wú)震動(dòng)地緊 固到飛行器結(jié)構(gòu)36。由橡膠彈性材料構(gòu)成的防震座各設(shè)有貫通開(kāi)口,用 于使螺釘一 —其將包括框架元件10和內(nèi)部部件34結(jié)構(gòu)組緊固至飛行器 結(jié)構(gòu)36—一穿過(guò)所述開(kāi)口。借助于防震座,能夠?qū)崿F(xiàn)框架元件10與飛 行器結(jié)構(gòu)36的隔聲去耦并由此實(shí)現(xiàn)內(nèi)部結(jié)構(gòu)件34與飛行器結(jié)構(gòu)36的 隔聲去耦。
如從圖4中可以看出,框架元件10的縱向支桿12、 14的曲率至少 部分地與飛行器結(jié)構(gòu)36的翼肋38、 40的曲率匹配,使得在框架元件10 的安裝狀態(tài)中的框架元件10的縱向支桿12、 14部分地大致平行于翼肋 38、 40延伸。處在飛行器結(jié)構(gòu)36的翼肋38、 40之間的翼肋42、 44容 置在設(shè)置于框架元件10的連接支桿16、 18上的凹部26、 28、 30、 32 中,使得翼肋42、 44不會(huì)干涉到將框架元件10緊固到飛行器結(jié)構(gòu)36。
圖5示出了框架元件10,其包括緊固模塊50,緊固模塊以彎曲支 桿的形式設(shè)計(jì)并附連至框架元件IO。在緊固模塊50上形成有圖5中未 示出的緊固裝置,所述緊固裝置用于將飛行器內(nèi)部部件緊固至緊固模塊 50并因此緊固至框架元件10。如結(jié)合圖4所進(jìn)行的討論,緊固裝置可 以設(shè)計(jì)成保持裝置、夾緊裝置或者鎖扣裝置的形式。然而作為對(duì)此的一 種替代,也可以通過(guò)用螺釘固定或者鉚接將內(nèi)部結(jié)構(gòu)件連接至緊固模塊 50并因此連接至框架元件10。
緊固模塊50關(guān)于其自身的形狀和尺寸以及還關(guān)于設(shè)置在緊固模塊 50上的緊固裝置的形狀和布置匹配于待附連至框架元件10的內(nèi)部結(jié)構(gòu) 件。另外,緊固模塊50的曲率與飛行器結(jié)構(gòu)的翼肋的曲率匹配,使得 框架元件10可以在沒(méi)有任何困難的情況下在飛行器結(jié)構(gòu)的面朝飛行器 內(nèi)部空間的 一側(cè)上緊固到飛行器結(jié)除了用于緊固飛行器內(nèi)部結(jié)構(gòu)件的緊固裝置之外,如圖6中所示的 框架元件IO還包括圖6中未示出的用于將形成部分飛行器第二隔熱層 的隔熱層52以可機(jī)械拆卸的方式緊固到框架元件10的另外的緊固裝 置??蚣茉?0、用于緊固飛行器內(nèi)部結(jié)構(gòu)件的緊固裝置以及用于緊固 隔熱層52的另外的緊固裝置以如下的方式設(shè)計(jì)并安裝,即使得內(nèi)部 部件可以緊固到框架元件10的在框架元件10的安裝狀態(tài)中面朝飛行器 內(nèi)部空間的第一側(cè)上,而隔熱層52可以附連到框架元件10的在框架元 件10的安裝狀態(tài)中背對(duì)飛行器內(nèi)部空間的第二側(cè)上。
在包括框架元件10、內(nèi)部部件和隔熱層52的結(jié)構(gòu)組的安裝狀態(tài)中, 隔熱層52設(shè)置在框架元件10與飛行器結(jié)構(gòu)之間,使得隔熱層52在其 與飛行器結(jié)構(gòu)的翼肋或其它部件的接觸表面區(qū)域內(nèi)可能受到壓縮。然 而,隔熱層52的材料具有足夠的彈性,從而使隔熱層52不會(huì)受到任何 損壞??商娲?,隔熱層52還可設(shè)有用于容置飛行器結(jié)構(gòu)的翼肋或其 它部件的相應(yīng)凹部。
圖7示出了由鋁制成的框架元件IO,的第二實(shí)施方式。框架元件10, 包括兩個(gè)以空心圓柱體的形式形成的縱向支桿12,、 14,,所述縱向支桿 在第一部分Al中基本上彼此平行地延伸。與圖1至6中所示的框架元 件10的方式類似,第一部分Al中的縱向支桿12,、 14,的曲率與飛行器 結(jié)構(gòu)的翼肋的曲率匹配。然而與圖1至6中所示的框架元件10的不同 之處在于,根據(jù)圖7的框架元件IO,的以空心圓柱體的形式形成的縱向 支桿12,、 14,包括分別朝外彎曲大約90。角度的端部部分EA1、 EA2, 使得每個(gè)以空心圓柱體的形式形成的縱向支桿12,、 14,基本上為L(zhǎng)形。
以空心圓柱體的形式形成的縱向支桿12,、 14,的進(jìn)氣口接頭12a,、 14a,可連接到飛行器空氣調(diào)節(jié)單元的排氣管(未示出),而框架元件IO, 的以空心圓柱體的形式形成的縱向支桿12,、14,的排氣口接頭12b,、14b, 可連接到終止于飛行器的機(jī)艙區(qū)域中的排氣口 (未示出)。
另夕卜,框架元件IO,包括連接支桿16,。連接支桿16,的中間部分MA 在以空心圓柱體的形式形成的縱向支桿12,、 14,之間延伸。此外,連接 支桿16,包括分別從以空心圓柱體的形式形成的縱向支桿12,、 14,向外 延伸的兩個(gè)外部部分AA1、 AA2,在鄰接縱向支桿12'、 14,的部分中, 首先該外部部分形成了連接支桿16,中間部分MA的延伸部分,但是隨 后彎曲大約卯。角度并且基本上平行于以空心圓柱體的形式形成的縱向支桿12,、 14,延伸。因此,框架元件IO,的連接支桿16,基本上為C形。
類似于框架元件10,框架元件IO,也包括圖7中未示出的用于將飛 行器內(nèi)部部件緊固到框架元件IO,的緊固裝置。另外,設(shè)置圖7中未示 出的另外的緊固裝置,從而以可機(jī)械拆卸的方式將形成部分飛行器第二 隔熱層的隔熱層緊固至框架元件10,。
圖8至10示出了用于將隔熱層52緊固至框架元件10、 IO,的另外 的緊固裝置的各種實(shí)施方式。
在圖8中,所述另外的緊固裝置為蘑菇式帶54的形式,其包括 保護(hù)紙層56;設(shè)置在保護(hù)紙層56上面的自粘氯丁橡膠發(fā)泡層58;以及 設(shè)置在氯丁橡膠發(fā)泡層58上面的聚烯烴層60。多個(gè)蘑菇式裝置62沿著 基本上垂直于聚烯烴層60的方向延伸。為了將蘑菇式帶54緊固到框架 元件10、 10,,取下保護(hù)紙層56,使得蘑菇式帶54能夠借助于自粘氯 丁橡膠發(fā)泡層58結(jié)合至框架元件10。最后,可以通過(guò)蘑菇式裝置62 以可機(jī)械拆卸的方式將隔熱層52緊固到框架元件IO、 10,,所述蘑菇式 裝置62以鉤子的方式接合到隔熱層52的隔熱材料中。
圖9示出了另外的緊固裝置,其設(shè)計(jì)成圣誕樹(shù)式緊固裝置64的形 式。該圣誕樹(shù)式緊固裝置64包括多個(gè)圣誕樹(shù)式的裝置66,所述圣誕樹(shù) 式的裝置66容置在形成于框架元件中的孔68中并且沿著基本上垂直于 框架元件IO、 IO,的方向延伸??梢酝ㄟ^(guò)圣誕樹(shù)式的裝置66以可機(jī)械拆 卸的方式將隔熱層52緊固到框架元件10、 10,,所述圣誕樹(shù)式的裝置 66以鉤子的方式接合到隔熱層52的隔熱材料中。
另外的緊固裝置設(shè)計(jì)成圖中未示出的伸縮式裝置的形式,其包括多 個(gè)保持鈕,每個(gè)保持鈕包括頭部以及從頭部延伸的底部。保持鈕的底部 設(shè)計(jì)成用以容置在形成于框架元件10、 IO,中的凹部中。為了將保持鈕 緊固到框架元件10上,將保持鈕的底部引到形成于框架元件10、 10, 中的凹部中。然后,使保持鈕以15。的步進(jìn)轉(zhuǎn)動(dòng),直至形成在底部上的 突起與互補(bǔ)裝置接合,所述互補(bǔ)裝置設(shè)置在形成于框架元件10、 10,中 的凹部中。最后,將設(shè)置在保持鈕頭部上的閉合筒向下壓,直至它與設(shè) 置于頭部?jī)?nèi)部中的閉合銷接合。最后,可以借助于螺釘將隔熱層52緊 固到框架元件IO、 10,,所述螺釘與形成于保持鈕的頭部中的螺紋配合。最后,圖10示出了設(shè)計(jì)成球形緊固裝置88形狀的另外的緊固裝置。 該球形緊固裝置88包括多個(gè)球形保持裝置卯,每個(gè)球形保持裝置90 包括圓柱形螺栓92。球形部94設(shè)置在螺栓的一個(gè)端部處,該球形部設(shè) 計(jì)成用以容置在凹部98中,該凹部98內(nèi)襯有橡膠插入件96并形成在 框架元件IO、 IO,中。為了將隔熱層52緊固到框架元件IO、 10,,隔熱 層52的隔熱材料夾在形成于螺栓92相反端部上的保持裝置100與框架 元件IO、 IO,的表面之間。
在框架元件IO、 IO,的安裝中,首先將期望的內(nèi)部部件34緊固到框 架元件IO、 10,。然后,將形成部分飛行器第二隔熱層的隔熱層52以可 機(jī)械拆卸的方式附連至框架元件10、 10,。
然后,將包括至少一個(gè)內(nèi)部部件34、至少一個(gè)框架元件10、 IO,以 及至少一個(gè)隔熱層52的結(jié)構(gòu)組用螺釘固定到飛行器結(jié)構(gòu)36。經(jīng)由防震 座來(lái)實(shí)現(xiàn)所述緊固,以便使包括內(nèi)部部件34、框架元件IO、 IO,以及隔 熱層52的結(jié)構(gòu)組與飛行器結(jié)構(gòu)36隔聲去耦。
最后,框架元件10、 10,的以空心圓柱體的形式形成的縱向支桿12、 14、 12,、 14,的進(jìn)氣口接頭12a、 14a、 12a,、 14a,連接至飛行器空氣調(diào) 節(jié)系統(tǒng)的排氣管。另一方面,框架元件10、 IO,的以空心圓柱體的形式 形成的縱向支桿12、 14、 12,、 14,的排氣口接頭12b、 14b、 12b,、 14b, 連接至終止于飛行器機(jī)艙區(qū)域中的排氣口。因此,框架元件10、 IO,執(zhí) 行了雙重功能,也就是為飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)提供豎管,并且同時(shí)用作 各種內(nèi)部部件34—一即具有不同的形狀和尺寸的內(nèi)部部件34—一的托 架元件。
權(quán)利要求
1. 一種用于在飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)中使用的框架元件(10;10’),其中所述框架元件(10;10’)能夠附連至飛行器結(jié)構(gòu)(36)并且包括兩個(gè)縱向支桿(12、14;12’、14’)和至少一個(gè)連接支桿(16、18;16’),所述連接支桿(16、18;16’)至少部分地在所述兩個(gè)縱向支桿(12、14;12’、14’)之間延伸,其中至少一個(gè)支桿(12、14、16、18;12’、14’;16’)至少部分地形成為空心圓柱體,并且其中所述框架元件(10;10’)的至少部分地以空心圓柱體的形式形成的支桿(12、14、16、18;12’、14’;16’)的進(jìn)氣口接頭(12a、14a;12a’、14a’)能夠連接至飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)的排氣管,而所述框架元件(10;10’)的至少部分地以空心圓柱體的形式形成的支桿(12、14、16、18;12’、14’;16’)的排氣口接頭(12b、14b;12b’、14b’)能夠連接至終止于飛行器機(jī)艙區(qū)域中的排氣口。
2. 如權(quán)利要求1所述的框架元件,其特征在于,至少部分地以空 心圓柱體的形式形成的支桿(12、 14、 16、 18; 12,、 14,; 16,)具有閉 合的橫截面。
3. 如權(quán)利要求1或2所述的框架元件,其特征在于,所述框架元 件(10; 10,)的至少一個(gè)縱向支桿(12、 14; 12,、 14,)至少部分地形 成為空心圓柱體。
4. 如權(quán)利要求1至3中任一項(xiàng)所述的框架元件,其特征在于,所 述框架元件(10)的連接支桿(16、 18)設(shè)有至少一個(gè)凹部(26、 28、 30、 32),在所述框架元件(10)附連至所述飛行器結(jié)構(gòu)(36)之后所 述至少一個(gè)凹部容置所述飛行器結(jié)構(gòu)(36)的翼肋(42、 44)。
5. 如權(quán)利要求1至4中任一項(xiàng)所述的框架元件,其特征在于,在 所述框架元件(10)的每個(gè)縱向支桿(12、 14)上形成有用于將所述框 架元件(10)附連至所述飛行器結(jié)構(gòu)(36)的至少一個(gè)施力裝置(20、 22 )。
6. 如權(quán)利要求1至5中任一項(xiàng)所述的框架元件,其特征在于,所 述框架元件(10; 10,)能夠經(jīng)由防震座附連至所述飛行器結(jié)構(gòu)(36)。
7. 如權(quán)利要求1至6中任一項(xiàng)所述的框架元件,其特征在于,所 述框架元件(10; 10,)包括用于將至少一個(gè)飛行器內(nèi)部部件(34)或 至少一個(gè)隔熱層(52)緊固到所述框架元件(10; 10,)的至少一個(gè)緊 固裝置。
8. 如權(quán)利要求7所述的框架元件,其特征在于,用于將所述至少 一個(gè)飛行器內(nèi)部部件(34)緊固到所述框架元件(10; 10,)的所述至 少一個(gè)緊固裝置設(shè)計(jì)成保持裝置、夾緊裝置或者鎖扣裝置的形式。
9. 如權(quán)利要求7所述的框架元件,其特征在于,用于將所述至少 一個(gè)隔熱層(52)緊固到所述框架元件(10; 10,)的所述至少一個(gè)緊 固裝置設(shè)計(jì)成將所述隔熱層(52)以可機(jī)械拆卸的方式緊固到所述框架 元件(10; 10,)。
10. 如權(quán)利要求7或8所述的框架元件,其特征在于,所述框架元 件(10)包括緊固模塊(50),在所述緊固模塊(50)上形成有或設(shè)有 用于緊固至少一個(gè)飛行器內(nèi)部部件(34)的至少一個(gè)緊固裝置。
11. 如權(quán)利要求1至10中任一項(xiàng)所述的框架元件,其特征在于, 所述框架元件(10; 10,)還包括用于將至少一個(gè)隔熱層(52)或至少 一個(gè)內(nèi)部部件(34)緊固到所述框架元件(10; 10,)的至少一個(gè)另外 的緊固裝置。
12. —種具有飛行器空氣調(diào)節(jié)單元的飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng),所述飛 行器空氣調(diào)節(jié)單元包括排氣管、終止于飛行器機(jī)艙區(qū)域中的排氣口以及 至少一個(gè)根據(jù)權(quán)利要求1至11中任一項(xiàng)所述的框架元件(10; 10,), 其中所述框架元件(10; 10,)的至少部分地以空心圓柱體的形式形成 的支桿(12、 14、 16、 18; 12,、 14,; 16,)的進(jìn)氣口接頭(12a、 14a; 12a,、 14a,)連接至所述飛行器空氣調(diào)節(jié)單元的排氣管,而所述框架元 件(10; 10,)的至少部分地以空心圓柱體的形式形成的支桿(12、 14、 16、 18; 12,、 14,; 16,)的排氣口接頭(12b、 14b; 12b,、 14b,)連接 至終止于飛行器機(jī)艙區(qū)域中的排氣口。
13. 如權(quán)利要求12所述的飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng),其特征在于包括 多個(gè)框架元件(10; 10,)。
14. 一種用于在飛行器中安裝框架元件(10; IO,)的方法,包括 以下步驟提供根據(jù)權(quán)利要求1至11中任一項(xiàng)所述的框架元件(10; 10,), 將所述框架元件(10; 10,)附連至飛行器結(jié)構(gòu)(36), 將所述框架元件(10; 10,)的至少部分地以空心圓柱體的形式形成的支桿(12、 14、 16、 18; 12,、 14,; 16,)的進(jìn)氣口接頭(12a、 14a;12a,、 14a,)連接至飛行器空氣調(diào)節(jié)單元的排氣管,以及將所述框架元件(10; 10,)的至少部分地以空心圓柱體的形式形成的支桿(12、 14、 16、 18; 12,、 14,; 16,)的排氣口接頭(12b、 14b;12b,、 14b,)連接至終止于飛行器機(jī)艙區(qū)域中的排氣口。
15. 如權(quán)利要求14所述的方法,其特征在于,所述框架元件(IO) 以如下的方式附連至所述飛行器結(jié)構(gòu)(36),即設(shè)置在所述框架元件(10)的連接支桿(16、 18)中的凹部(26、 28、 30、 32)容置所述飛 行器結(jié)構(gòu)(36)的翼肋(42、 44)。
16. 如權(quán)利要求14或15所述的方法,其特征在于,借助于在所述 框架元件(10)的每個(gè)縱向支桿(12、 14)上形成的施力裝置(20、 22) 將所述框架元件(10)附連至所述飛行器結(jié)構(gòu)(36)。
17. 如權(quán)利要求14至16中任一項(xiàng)所述的方法,其特征在于,所述 框架元件(10; 10,)經(jīng)由防震座附連至所述飛行器結(jié)構(gòu)(36)。
18. 如權(quán)利要求14至17中任一項(xiàng)所述的方法,其特征在于,在所 述框架元件(10; 10,)附連至所述飛行器結(jié)構(gòu)(36)之前,將至少一 個(gè)內(nèi)部部件(34)或至少一個(gè)隔熱層(52)緊固到所述框架元件(10; 10,)。
19. 如權(quán)利要求18所述的方法,其特征在于,借助于緊固裝置將 所述至少一個(gè)內(nèi)部部件(34)緊固到所述框架元件(10; 10,),所述緊 固裝置設(shè)計(jì)成保持裝置、夾緊裝置或者鎖扣裝置的形式。
20. 如權(quán)利要求18所述的方法,其特征在于,借助于緊固裝置將 所述至少一個(gè)隔熱層(52)緊固到所述框架元件(10; 10,),所述緊固 裝置設(shè)計(jì)成將所述隔熱層(52)以可機(jī)械拆卸的方式緊固到所述框架元 件(10; 10,)。
21. 如權(quán)利要求18或19所述的方法,其特征在于,借助于緊固裝 置將所述至少一個(gè)內(nèi)部部件(34)緊固到所述框架元件(10; 10,),所 述緊固裝置形成或設(shè)置在緊固模塊(50)上,所述緊固模塊(50)設(shè)置 在所述框架元件(10)上。
22. 如權(quán)利要求14至21中任一項(xiàng)所述的方法,其特征在于,將至 少一個(gè)內(nèi)部部件(34)和至少一個(gè)隔熱層(52)緊固到所述框架元件(10; 10,)。
全文摘要
一種用于在飛行器空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)中使用的框架元件(10;10’),該框架元件(10;10’)可附連到飛行器結(jié)構(gòu)(36)并且包括至少一個(gè)支桿(12、14、16、18;12’、14’、16’),所述至少一個(gè)支桿(12、14、16、18;12’、14’、16’)至少部分地形成為空心圓柱體,其中框架元件(10;10’)的至少部分地以空心圓柱體的形式形成的支桿(12、14、16、18;12’、14’;16’)的進(jìn)氣口接頭(12a、14a;12a’、14a’)能夠連接至飛行器空氣調(diào)節(jié)單元的排氣管,而框架元件(10;10’)的至少部分地以空心圓柱體的形式形成的支桿(12、14、16、18;12’、14’;16’)的排氣口接頭(12b、14b;12b’、14b’)能夠連接至終止于飛行器機(jī)艙區(qū)域中的排氣口。
文檔編號(hào)B64D13/00GK101506035SQ200780030832
公開(kāi)日2009年8月12日 申請(qǐng)日期2007年8月17日 優(yōu)先權(quán)日2006年8月22日
發(fā)明者克里斯蒂安·克芬格, 約阿希姆·梅茨格, 邁克爾·奧布格爾 申請(qǐng)人:空中客車德國(guó)有限公司