航空器地板组件的固定方法 技术领域 本发明涉及通过铺设地板对航空器进行的布置，特别地涉及在航空器的驾驶舱 中的布置。 本发明更为特别地涉及航空器的布置方法和该类航空器。
背景技术 通常性地，航空器的舱室或驾驶舱的地板在机身结构的制造过程中直接地集 成于组成机身的结构中，对于驾驶舱地板而言尤其是集成于前部机身。 在专利文献 FR2689851、 FR2872780、 FR2872781、 FR2872782 和 FR2900125 中提供过这些地板的集 成实例。
实际上，随着航空器机身的制造，用于形成地板结构的横档被固定在局部的机 身框架上。 继而，保证这些横档的稳定性和纵向力的传递的纵向桁梁或纵梁——尤其在 如果发生迫降时——被拉向并固定在横档上。 这些横档和纵梁整体形成地板的结构，所 述结构因而可被覆盖上精整元件如坚硬的罩盖体，所述精整元件同时抓附横档和一定的 纵向罩盖体以组成箱体结构或半箱体结构。 继而在该结构上放置可拆卸的板体和座位固 持台。
在专利申请 FR2872782 中，地板结构被设置成通过框架与横档端部的叠合直接 地被固定在机身框架上。 因而，横档比分隔开同一框架的相对的部分的距离更宽，这妨 碍地板结构在机身内部的各种便利的操作。
在 A380( 商业名 ) 的情形中，工序略有不同，在于机身的制造是从已被制作的地 板的结构组件进行的，例如驾驶舱的地板结构组件。 机身因而逐步地完全围绕该组件被 安装。
通常性地，地板一般地基本安装在机身的半高处，略在机身的水平直径面的下 方。
当涉及制造机身的余下部分时，由于例如阻止大体积工装在制造时进入航空器 本体内，这些地板或地板结构会形成妨碍。
发明内容 本发明旨在消除现有技术的弊端之一。
为此，本发明尤其涉及航空器的布置方法，所述航空器包括机身部分，所述机 身部分至少由框架和水平桁杆形成，并且限定所述航空器的一内部空间，所述航空器包 括至少一内部的舷缘结构 (structure de bord)，所述舷缘结构与所述机身部分相连在一 起，并且适于接纳所述地板组件，所述方法包括将所述地板组件插置在所述空间内部的 一插置步骤和将所述地板组件固定在所述舷缘结构上的一固定步骤。
所述地板组件可被简化到没有蒙皮的简单结构。
借助于本发明，舷缘结构组成用于接纳要固定的地板的可用的固定部件。 因此 可在机身设计过程中的任何时刻，尤其是在围绕地板设置局部机身和其陈设的事先实施
后，进行地板组件的集成。 本发明因而允许简化航空器的制造和组装的机构。
此外，加之来自机身的该舷缘结构允许减小要插入的地板组件的宽度。 因此， 在地板组件尺寸和在机身中的内部空间之间的比例被减小，以获得在空间内部，例如在 插入时，对地板的更好的操作。
对于本发明， “机身” 意指航空器的外壳的基础结构，所述基础结构限定该航 空器的内部空间。 该结构可是从框架和 / 或桁杆和 / 或组成一表层的壁板实施的最低程 度的复合体。 因此限定的空间并非必需地对应最终航空器的总体积，而是可代表仅仅一 部段，尤其是在其中集成根据本发明的地板组件的部段。
一般性地，现有技术的这类地板的结构贴合航空器机身的形状。 考虑到一航空 器与另一航空器不同的头部的形状，因而这些地板对于每个航空器而言是不同的，并且 这即便决定机组成员和周围环境 ( 例如仪表、座位、脚操纵杆 ) 定位的人机工程学规则 差别不大也是一样。 例如，在并排的两飞行员之间的侧距离应允许两名机组成员同时接 近发动机燃气的控制装置，以及接近一定的活动表面 ( 前缘、舷窗盖板、补偿器、减速 板等 ) 的控制装置。 相同地，飞行员肉眼到机上仪表盘的距离、该仪表盘的倾度、驾驶 的、操作的和脚操纵杆 / 制动器的主要机件的位置归属于按飞行员身高区间 ( 一般为 1.57 米至 1.95 米 ) 分组的人机工程学标准。 在此背景下，本发明允许便利地使用相同的地板组件，其对于不同的航空器组 成期望的 “不变” 的中央区域。 本发明也适用于预置飞行员座位和仪表的典型定位的 驾驶舱地板，和适用于如有需要时预装配对不同航空器来说几何形状恒定的导轨的、和 / 或预装配系统的和缆线的舱室地板。
因而设置使得所述地板组件具有预定的尺寸并且确定所述舷缘结构的尺寸，以 便占据在所述机身部分和在其固定位置的地板组件之间的余出空间。 通过对于多种类型 的航空器互用这些组件，对于在航空器中的地板的集成和保养而言开发和工装成本得到 降低。
在一实施方式中，布置所述地板组件和舷缘结构以在固定位置形成基本平坦的 一上表面。 因而要么是在驾驶舱中，要么是在舱室中，最优化可使用的表面，即地板表 面。 因而可以注意到，舷缘结构旨在占据在提供的地板组件和机身之间余出的空间。 在 此情形中，可考虑在地板组件的厚度中和在舷缘结构的对应的厚度中设置固定部件。
可考量多种方式将地板组件引入航空器中。
在这些方式之一中，所述地板组件通过平移被水平地插置，以便将设置在所述 地板组件上的至少一固定部件引导到与设置在所述舷缘结构上的对应的固定部件的铅垂 线上，继而所述地板组件根据垂直轴线被移动，以使得所述固定部件相互配合。 所述平 移可尤其在航空器的一纵向方向上执行，例如从机身还没有封闭或竣工的航空器的后部 执行所述平移。 特别地，所述舷缘结构略微位于机身的水平直径平面的下方，在所述舷 缘结构的上方引入所述地板组件，基本位于机身最宽的所述半高的位置处引入所述地板 组件。
当固定部件是要么在地板组件上突出要么在舷缘结构上突出，以使得在与舷缘 结构相同的高度 ( 即在同一平面中 ) 通过平移直接地滑动地板组件是不可实现的时候，该 实施方式是有利的。
该类固定部件的一实例包括带孔眼的支座。
特别地，设置在所述地板组件上的所述固定部件包括支座式配接件 (ferrure)， 所述支座式配接件布置在形成所述组件的一结构的一横档内部，位于所述横档的端部， 并且所述设置在所述舷缘结构上的固定部件包括支座式配接件，该支座式配接件适于与 所述地板结构的支座相互配合。 实际上，在一侧使用一带孔眼的阴式支座，而在另一侧 使用一带孔眼的阳式支座，其通过套环或垫隔体的紧固安装相互配合。 根据垂直轴线的 地板组件的移动因而允许将一支座嵌接在另一支座中，而这些支座垂直地被定位以承接 航空器的根据纵向轴线的作用力。
作为选择，支座可被直接地集成到地板组件的结构中。
可以注意到，这类支座式的固定部件可与其它将组件插置在航空器中的机构相 联合使用。
特别地，可以设计，所述配接件包括相对于所述配接件的一中位对称平面对称 的两支座。 借助于这些布置，这些配接件可使用在地板结构和 / 或舷缘结构的一右侧部 分和一左侧部分上。 因而对应的开发成本得到降低。 此外，双位支座组成性能更好的固 定部件。
为了允许在舷缘结构和地板组件的制造中的允差，而不妨碍相互的固定，可以 设计，对于相互一起配合的两支座，其中之一具有一细长形形状的孔眼。 因此解决在安 装时支座错位的情形。 在双位支座的情形中，可以设计，相互一起配合以固定地板组件 的两组支座每个具有一细长形形状的孔眼，其中一孔眼根据一水平轴线取向而另一孔眼 根据一垂直轴线取向。 因此补偿在支座的平面的所有方向上的偏心度。
根据另一实施方式，可以设计，所述地板组件通过平移典型地按围绕所述航空 器的纵向轴线并因此相对于水平平面倾斜的位置被插置，所述插置方式是将设置在所述 地板组件上的至少一固定部件根据所述机身部分的纵向轴线引导至与设置在所述舷缘结 构上的对应的固定部件的相同高度处，继而所述地板组件围绕所述纵向轴线被转动，以 使得所述固定部件相互配合。
该配置允许有效地将地板组件插置在航空器中，而即便例如与已经安装的设备 或结构的布局相关联的元件对所述组件水平插入造成障碍。
对于插入而言，典型的倾斜度大约为 45°。 所述固定可例如通过舷缘结构和地 板组件的螺钉紧固 - 螺栓紧固进行操作。 如前所述的支座也可使用于其它实施方式上。
为了继续最优化航空器的安装过程，可考虑，组装已被预装配的地板组件。 因 此，可设计，所述地板组件包括这样的地板结构，所述地板结构在其上表面上覆盖有地 面覆盖层和设备固持部件，所述设备例如是座位、脚操纵杆 - 制动器组块或一中央控制 台。
本发明还涉及航空器，其包括一机身部分，所述机身部分限定所述航空器的一 内部空间并包括至少一内部舷缘结构，所述舷缘结构与所述机身部分相连在一起，在航 空器中所述舷缘结构包括固定部件，所述固定部件是自由的，并且适于接纳一地板组件 的对应的固定部件，以将所述地板组件固定在所述机身部分上。 该航空器因而预备用于 接纳一地板组件，例如根据前述的机理接纳地板组件。
在这里， “自由的固定部件” 意指没有已固定元件的固定部件。 这些固定部件因而在该阶段未被使用，并且 “可用地” 用于接纳第三方元件的对应部件，以进行该第 三方元件在机身部分上的固定。
在一实施方式中，所述航空器包括支靠在所述舷缘结构上的玻璃区域框架。
在一实施方式中，可以设计，所述航空器包括所述航空器承受的纵向力 (X 方向 作用力 ) 的补偿部件，例如如果在迫降时，所述补偿部件将所述舷缘结构与机身部分的 一元件例如框架元件相连接。 作为实例，为此可设置牵拉或压缩——也被称之为 “事故 着陆” ——的连杆或钩环。 这些钩环或连杆吸收这里来自迫降的大部分冲击和作用力。
在一实施方式中，所述舷缘结构包括 ：水平的配接件，其支撑一固定部件 ；一 上腹板和一下腹板，所有两腹板与所述配接件相连在一起以形成一箱体。 因而得到单一 配接件的在剪应力上的加固。
作为变型，舷缘结构包括水平的配接件，所述水平的配接件支撑固定部件，一 唯一上腹板与所述固定部件相连在一起，以形成半箱体形式的舷边结构。
无论何种变型，配接件可在自由端配有带孔眼的双位支座，用作为固定部件， 另一端部一般地固定在机身上。
在这两种变型中，可设计，所述腹板包括开口。 这些开口尤其允许使得缆线通 过或实施通风。
作为变型，所述航空器可包括与上述方法特征相关的部件。附图说明
本发明的其它特征和优点将在接下来的参照附图的描述中进行展示，附图中 ： 图 1 示出适于接纳根据本发明的模块化地板的航空器结构 ； 图 2 是配备有根据本发明安装的模块化地板的相同的航空器结构的内部视图 ； 图 3 示出显示模块化地板在航空器结构上固定的一实例的图 2 的一细部 ； 图 4 是图 2 的所述模块化地板的第一安装实例 ； 图 5 是图 2 的模块化地板的第二安装实例 ；和 图 6 是地板在航空器结构上固定的固定部件的一细部图。具体实施方式
本发明涉及借助于总体已预装配的模块化地板在航空器制造过程中对航空器的 布置。
图 1 示出在制造过程中的航空器，这里是飞机，在其上可以辨别对应航空器机 头的一前部分 1，所述前部分 1 在之后的制造步骤中将与航空器的余下部分相连在一起。
该前部分 1 包括机架，机架由框架元件 2 形成，框架元件 2 基本限定其占位处的 飞机截面，该机架被表层 3 覆盖，以形成航空器的机身部分。 加固所述机身的水平桁杆 4 也被设置在框架元件 2 之间。
该机身的前部分 1 因而形成航空器的内部空间 5，在这种情况下是驾驶舱的空 间，其开口 6 大致地是环形的或椭圆形的。
前部分 1 在略微在水平的直径平面 D-D 下方 ( 即根据直径下方的一水平弦线 ) 的 一水平平面中还包括舷边箱体 10，10′，这里舷边箱体数目为两个，其布置在机身内，位于机身的每侧。 这些舷边箱体 10 因此从机身的侧壁向空间内部延伸，所述空间内部为 位于仅水平弦线的一部分上的内部所限定。
这些舷边箱体 10，10′通过常规的措施与机身的框架 2、桁杆 4 和表层 3 相连在 一起，所述常规的措施例如是胶合、焊接和 / 或锚固。 所述舷边箱体在一侧贴合机身的 形状，并且例如在另一侧是直线形的。
在这些舷边箱体 10，10′的直线边部 12 上，设置多个固定部件 14，14′，在这 里是位于垂直位置的双位支座，所述双位支座在上部分和下部分中具有两耳部，所述耳 部包括孔眼。 这些带孔眼的双位支座适于接纳互补的固定部件 16，16′。
作为变型可在航空器的每侧设置多个箱体，每个箱体具有固定部件 14。
因而两舷边箱体 (caissons de bordure)10，10′在其公共平面中限定一区域 11， 在其中可插入和固定如下文所述的可拆卸的地板组件 20。
在没有该组件 20 的情况下，固定部件 14，14′是自由的并且航空器机头 1 具有 一空的内部空间 5，并且利于无妨碍的内部布置。
在图 2 上，示出航空器的内部前部分 1，这次配有基本由一结构形成的驾驶舱的 地板组件 20。 在该配置中，侧箱体 10 和地板组件 20 的上表面是共面的，以将航空器的 驾驶舱的地面 22 限定在机身的整个宽度中。 侧箱体 10 的厚度和地板组件 20 的厚度这里基本是相等的。 因此，整体的下表 面 24 规则地界定要布置的舱室空间。
地板组件 20 可在安装在航空器机头 1 中之前被预装配。 实际上与在被航空器机 身限定的有限空间内相比，在航空器的机身外执行设备在地板上的集成是更为便利的。
在图 2 的实例中，地板组件 20 包括遵循集成标准 ( 这里中心轴线两侧 ±530 毫 米 ) 的座位固持设备 26、脚操纵杆 - 制动器组块 28 和中央控制台 30。
现在参照图 3，其描述舷边箱体 10 和地板组件结构 20、及保证相互固定的元件 的一实例。
舷边箱体 10 具有一结构体，所述结构体包括多个配接件 100，配接件从机身向 航空器内延伸，并且固定在航空器的机身上，全部位于同一水平面中。这里，配接件 100 同时地被固定在框架元件 2 和机身的纵梁或桁杆 4 上。
配接件 100 以锻造和精整机加工的轻质合金设置而成。 配接件 100 从覆盖层 3 的一侧设定长度，以使得在配接件 100 的端部 102 和设置在相对的舷边箱体 10′上的对应 的配接件的端部 102′之间的距离基本上对应于在同一平面中安装的模块化地板 20 的宽 度。
配接件 100，100 ′的端部 102，102 ′在带孔眼的阴式双位支座 14，14 ′处终 止，如在图 2 上所示。
相对于其水平中平面对称的配接件及配接件 100，100′的长度的设定允许对于 航空器的两侧边的箱体 10，10′使用同一类型的配接件。
每个箱体 10 在这里由基本水平的两金属腹板 104 和 106 形成，所述两金属腹板 104 和 106 相应地布置在由多个配接件 100 形成的箱体结构上方和下方。 上腹板 104 特别 地固定在一桁杆 4 上和所述机身该侧的不同配接件 100 上。 设置合适的凹口 108 以贴合 框架 2 的形状。 下腹板 106 仅固定在配接件 100 上。 这些腹板 104 和 106 加固所述箱体
10 对剪应力类型的作用力的耐抗度。
箱体 10 的边部 12 由基本上垂直的一个或多个板体 110 形成，所述板体 110 被固 定在两腹板 104 和 106 的按 90°角度折叠的唇状部上。
腹板 104，106 和板体 110 配有开口 112，所述开口 112 允许缆线或管道的通过， 并且避免在箱体 10 内和驾驶舱之间的压力差。
在图 2 和 3 的情形中，舷边箱体 10，10′被设置在航空器的驾驶舱中。 两箱体 10 和 10′用于支撑玻璃区域 18 的框架，以补偿由于玻璃 18 的存在导致的机身框架 2 的 中断。
尤其是，玻璃区域的框架通过机械固定嵌装在横档或地板箱体的配接件上，并 且也通过机械固定 ( 例如螺栓或铆钉 )，半嵌装在水平檐部的下方，所述水平檐部沿着玻 璃的下边部并且用作玻璃的局部支撑。
为了使得箱体 10 摆脱根据航空器的纵向轴线 X 的强作用力，这例如发生在迫降 的情况下，设置有牵拉或压缩——也被称之为 “事故着陆” ——的连杆或钩环，所述连 杆或钩环将箱体 10 与机身相连接，例如连接在框架 2 或桁杆 4 上。
前驾驶位 ( 或驾驶舱 ) 的地板组件 20 具有预定的尺寸。 如在上文中指出，使舷 边箱体 10，10′的尺寸适于地板组件 20 的尺寸。 这可通过延长或缩短配接件 100 的长度 并且通过因此使腹板 104 和 106 及板体 110 匹配来实施。 优选地，在箱体 10 和 10′中相 面对的两配接件 100 具有相同的长度，以允许地板组件 20 在对应的水平平面中定中心。 地板 20 因而可标准化地被使用在关于 “系统” 不变的不同类型的航空器族组 上，所述系统包括例如座位固持部件 26、脚操纵杆 - 制动器 28 和中央控制台 30。
地板组件 20 具有复合结构，该复合结构由例如各种碳、热塑或热固材质的横档 202 和纵梁 204 的构架与数个结构联结的或系统支撑的金属的配接件一起形成。 所述结构 在这里由固定在所述结构上地板板片 200 覆盖并且被金属板体 208 在侧面封闭。
地板组件 20 还可包括带阳式双位支座 16，16′的配接件 206，其由最低程度精 整机加工的锻造的轻质合金制成，即支座 16，16′的锻造坯仅对与其它构件 ( 支座 14， 14′ ) 相接触的或相面对的表面加工，以便最小化加工的操作和在这些操作时构件翘曲 的风险。 配接件 206 被布置在横档 202 内部在它们的端部中。 这里可以注意到，所述横 档 202 和所述舷边箱体 10，10′的配接件 100，100′被设置用于在将地板组件 20 铺设在 航空器内的最终位置中相面对 ( 并因此处于共面 )。
阳式的和阴式的双位支座 16 和 14 被设置成相互配合，以允许模块化地板 20 在 舷边箱体 10 上的固定。
两元件的固定可尤其经过具有轴向游隙的剪切轴及地板组件 20 的支座 16 的对向 穿插的联结方式实施，所述支座 16 的对向穿插按将舷边箱体 10 的支座 14 用作为穿插套 筒支承件以形成所述支座 16 的孔眼的方式进行，所述套筒继而被相同厚度的套环或横柱 (entretoise) 替代，以紧固安装在每个联结部的单一耳部上。
因此箱体 10 吸收一部分弯曲 / 扭转的作用力，所述弯曲 / 扭转的作用力是因阴 式双位支座 14 夹持所述地板 20 而成的固定和支撑所必需的。
参照图 4，其展示地板组件 20 在航空器 1 内安装的第一方式。
通过沿纵向轴线的一平移 300，经由设置在航空器机头后部的开口 6，按水平位
置插置如有需要预装配的地板组件 20。 该平移根据相对于箱体 10 和 10′的水平平面垂 直地岔开的一水平平面实施。 实际上，只能将地板 20 插置在与箱体 10，10′相同的平面 中，这是因为双位支座 14，14′，16，16′相互碰接。 将地板基本与箱体 10，10′的舷 缘部 12 对齐地进行定位。
地板组件 20 的插入优选地在箱体 10 ′上方的一平面中实施，基本与直径平面 D-D′一样高，在该位置机身的宽度最大，因而减小由可能的障碍造成的妨碍。
通过根据轴线 X 的该平移 300，将地板组件 20 引导至两箱体 10，10′之间的空 间 11 的上方，并且特别地，使双位支座 16(16′ ) 相面对双位支座 14(14′ )。
因而执行根据轴线 Z 的垂直移动 302，以将地板组件 20 引导至与箱体 10，10′ 相同的平面中。 双位支座 16，16′因而嵌接在预留的箱体的自由的双位支座 14，14′ 中。 将它们一起如前述进行固定，以保证地板组件 20 在箱体 10，10′上的固定。
因而如有需要，覆盖由地板覆盖层 200 所形成的整体。
在水平平面中不同形状的地板组件 20 可被考虑。 一方面，矩形形状 ( 图 4 的情 形 ) 的实施简单。 在此情形中，箱体 10，10′的舷边 12 是平行的。
作为变型，地板组件 20 可是梯形形状的 ( 图 3)，最小的平行边例如位于与开口 6 相对的一侧。 在该变型中，采用的形状尤其适合航空器机头 1 的缩窄。
还可以注意到由于开口的可用宽度宽于首先插置的部分，该形状可允许在空区 域 11 中的便利插入。 如果固定部件 14，16 不从箱体 10 和地板组件 20 突出，可设置与 箱体 10，10′共面的插入。
图 5 示出地板组件 20 在航空器 1 内部 5 中安装的第二实施方式。
将地板组件 20——如有必要预装配——通过根据航空器的纵向轴 X 线的平移插 置，地板的中心轴线 400 优选地基本与箱体 10，10′一样高并且位于两者之间的空的区 域 11 中间。
在该平移中，地板组件 20 相对于水平线并且围绕飞机的纵向轴线是倾斜的，例 如倾斜 45°的一角度。 因此将地板组件 20 平移到箱体 10，10′的高度，以使得对应的 双位支座 14-16 和 14′ -16′位于根据纵向轴线的相同高度，即位于垂直于纵向轴线的同 一垂直平面 (YZ) 中。
继而执行地板组件 20 围绕轴线 400 的转动，以将其水平地布置，支座 16，16′ 嵌接在对应的支座 14，14′中。
因而借助于根据前述机构的横柱将地板组件 20 固定在箱体 10，10′上。
图 6 示出在双位支座形式下的固定部件 14，14′，16，16′的改进。 这一改进 因而允许确定配接件 100，100′尺寸和箱体 10 和 10′的相对平面度的公差。
在图 6a 上，设置地板 20 的双位支座 16，16′的孔眼之一是细长形形状，根据要 校正的默认类型，其细长方向要么是沿水平轴线取向，要么是沿垂直轴线取向。
在图 6b 上，双位支座 16，16′的两孔眼是细长形形状的，其中之一孔眼沿水平 轴线取向，另一孔眼沿垂直轴线取向，以保证在两方向上允差的弥补。
展示的实例仅系本发明的实施方式，并没有对本发明进行限制。
特别地，展示出驾驶舱的一地板组件 20。 然而设计适于航空器几何形状的一后 部地板组件，舷边箱体 10，10′因而保留一合理的悬臂并且适于所考虑的航空器的后部结构。 也可将本发明的机构应用于旅客舱室的一中央地板组件。
此外，固定支座 14 或 16 可从箱体 10 的和地板组件 20 的相应的舷缘部或边部 12，208 缩进。 因而当在两者之间固定时，最小化在这两个元件之间的空区域。
同样地，作为箱体 10 的变型，可设置在一单一上腹板 104 处的半箱体的舷边结 构或设置具有加固网格的结构。
作为复合结构的地板组件 20 的变型，也可设置一金属结构，该金属结构具有与 纵梁和横档相同的总体构型。