具有集成安装元件的自支撑式内部舱结构.pdf

本发明涉及一种用于为飞行器附接舱安装元件(2)的舱结构单元(1)。该舱结构单元(1)以能够附接舱安装元件(2)的方式构造。舱结构单元(1)实现为自支撑式并且能够固定至飞行器结构(5；6)。

1.  一种用于为飞行器附接舱安装元件的舱结构单元，其中，所述舱结构单元(1)适于附接舱安装元件(2)，所述舱结构单元(1)适于为自支撑式，并且所述舱结构单元(1)能够固定至飞行器结构(5；6)。

2.  如权利要求1所述的舱结构单元，其包括：
活动支承装置(3)，
其中所述舱结构单元(1)适于利用所述活动支承装置(3)固定至所述飞行器结构(5；6)，从而所述舱结构单元(1)能够沿飞行器纵向移位。

3.  如权利要求1或2所述的舱结构单元，其还包括：
固定支承装置(4)，
其中所述舱结构单元(1)能够通过利用所述固定支承装置(4)固定至所述飞行器结构(5；6)，以便沿飞行器纵轴传递力。

4.  根据权利要求1至3中任一项所述的舱结构单元，其还包括：
缓冲元件，
其中所述舱结构单元(1)适于利用所述缓冲元件固定至所述飞行器结构(5；6)，以便缓冲所述飞行器结构的振动。

5.  根据权利要求1至4中任一项所述的舱结构单元，其还包括：
多个支撑框架(11)，
纵向加强肋(8)，
其中所述纵向加强肋(8)安装在所述多个支撑框架(11)中的各个支撑框架之间，所述纵向加强肋(8)适于沿飞行器纵轴传递力。

6.  根据权利要求1至5中任一项所述的舱结构单元，其还包括：
紧固件，
其中所述舱安装元件(2)能够利用所述紧固件以能够更换的方式固定至所述舱结构单元(1)。

7.  根据权利要求1至5中任一项所述的舱结构单元，其中所述舱安装元件(2)适于与所述舱结构单元(1)整合地形成一个整体。

8.  根据权利要求1至7中任一项所述的舱结构单元，其中所述舱安装元件(2)适于安装在所述舱结构单元(1)上以便传递力流。

9.  根据权利要求1至8中任一项所述的舱结构单元，其中所述舱结构单元(1)包括加强面(9)。

10.  根据权利要求9所述的舱结构单元，其中多个支撑框架(11)中的支撑框架(11)包括多个支撑元件(12)，所述多个支撑元件(12)以能够拆卸的方式彼此固定。

11.  根据权利要求10所述的舱结构单元，其中所述多个支撑元件(12)利用插入连接以能够拆卸的方式彼此固定。

12.  根据权利要求1至11中任一项所述的舱结构单元，其中所述飞行器结构(5)包括地板结构(6)，所述舱结构单元(1)能够固定至所述地板结构(6)。

13.  根据权利要求1至12中任一项所述的舱结构单元，其中所述舱安装单元(2)选自于洗手间单元、厨房单元、座椅单元、设计元件、阶梯元件、行李箱、空气供应单元以及升降舵单元。

14.  根据权利要求1至13中任一项所述的舱结构单元，其中所述舱结构单元(1)包括舱结构段(16)，所述舱结构段(16)通过铰链(18)连接以便能够折叠。

15.  根据权利要求1至14中任一项所述的舱结构单元，其中所述舱结构单元(1)还包括界面元件(21)，所述界面元件(21)适于将所述舱安装元件(2)与所述飞行器结构(5)连接或者将所述舱安装元件(2)与所述地板结构(6)连接。

16.  根据权利要求1至15中任一项所述的舱结构单元，其中所述舱结构单元(1)适于支撑所述飞行器结构(5)。

17.  一种用于附接舱安装元件的舱系统，其中所述舱系统包括：
根据权利要求1至16中任一项所述的第一舱结构单元(1)，
根据权利要求1至16中任一项所述的第二舱结构单元(10)，以及
补偿元件(20)，
其中所述补偿元件(20)适于安装在所述第一舱结构单元(1)与所述第二舱结构单元(10)之间以便补偿公差。

18.  一种用于为飞行器附接舱安装元件的方法，其中所述方法包括：
将舱安装元件(2)固定至舱结构单元(1)，以及
将所述舱结构单元(1)固定至飞行器结构(5，6)，
其中所述舱结构单元(1)适于为自支撑式。

19.  根据权利要求18所述的方法，其中在第一步骤中将所述舱安装元件(2)附接至所述舱结构单元(1)，并且在接下来的第二步骤中将包括所述舱安装元件(2)的所述舱结构单元(1)固定至所述飞行器结构(5；6)。

20.  根据权利要求1至16中任一项所述的用于附接舱安装元件的舱结构单元在飞行器中的应用。

21.  一种飞行器，其包括根据权利要求1至16中任一项所述的用于附接舱安装元件的舱结构单元。

22.  一种用于为飞行器安装根据权利要求1至16中任一项所述的舱结构单元的方法，其中所述方法包括：
在飞行器结构(5)的外面预先组装舱结构单元(1)，
引导预先组装的舱结构单元(1)通过所述飞行器结构(5)的开口，
使预先组装的舱结构单元(1)到达所述飞行器结构(5)中的预先确定的位置，
将预先组装的舱结构单元(1)固定在所述飞行器结构(5)中的预先确定的位置处。

23.  根据权利要求22所述的方法，其中预先组装的舱结构单元(1)适于能够折叠，所述方法还包括：
在引导预先组装的舱结构单元(1)通过所述飞行器结构(5)的开口之前折叠预先组装的舱结构单元(1)，
在所述飞行器结构(5)中的预先确定的位置处展开预先组装的舱结构单元(1)。

24.  根据权利要求22或23所述的方法，其中所述方法还包括：在所述飞行器结构(5)的外面将所述舱安装元件(2)安装到预先组装的舱结构单元(1)中。

25.  根据权利要求22至24中任一项所述的方法，其中所述飞行器结构(5)的开口(17)选自于机身舱门、机身段开口以及货舱门。

26.  根据权利要求22至25中任一项所述的方法，其中所述舱结构单元(1)包括舱结构段(16)，所述舱结构段(16)通过铰链(18)连接以便能够折叠。

具有集成安装元件的自支撑式内部舱结构
相关申请的引用
本申请要求2006年10月12日递交的德国专利申请No.102006048376.6和2006年10月12日递交的美国临时专利申请No.60/829,194的优先权，上述申请的公开以引入的方式纳入本文。
技术领域
本申请涉及用于为飞行器附接舱安装元件的舱结构单元，用于为飞行器附接舱安装元件的方法，用于附接舱安装元件的舱结构单元的应用，用于安装舱结构单元的方法，以及包括用于附接舱安装元件的舱结构单元的飞行器。
背景技术
在当前的客机中，例如行李箱、镶板部件或者其它内部安装元件的舱安装元件直接安装到例如飞行器机身的框架、桁条或者其它支撑元件的飞行器结构。由于结构应力的较大改变，例如在内部中形成加压区域、热变形或者来自于飞行力学的应力，使得飞行器结构连续地遭受变形。由于舱安装元件直接附接于飞行器结构，因此，这种飞行器结构的变形还自然地导致了舱安装元件的位置的改变。
为了抵消飞行器结构的这些变形以及因此导致的舱安装元件的移位，在舱安装元件之间设置具有足够宽度的纵向间隙和径向间隙。这些间隙可以具有例如8mm到25.4mm之间的尺寸。
利用这些间隙，当飞行器结构变形时舱安装元件可以相对于彼此移动，而不会产生舱安装元件的楔入或者其它损害。但是，这些间隙必需被适当地密封，以便防止内部舱与环境之间的温度交换或噪声交换或者使其最小化。因此，使用所谓的填充条来密封径向间隙，并且通常使用硅酮唇形密封件来密封其余的间隙。
由于舱安装元件相对于彼此的连续运动，因此必需对这些密封件进行维护或者必要时进行更换，使得这些密封件仍然能够确保关于噪声和温度的密封性。
发明内容
本发明的目的之一在于提供一种用于舱安装元件的附接结构。
该目的的实现是通过用于附接舱安装元件的舱结构单元和用于为飞行器附接舱安装元件的方法、通过用于附接舱安装元件的舱结构单元在飞行器中的应用、通过用于安装舱结构单元的方法、以及具有如独立权利要求所述特征的用于附接舱安装元件的舱结构单元的飞行器得以实现。
根据本发明的示例性实施方式，提供用于为飞行器附接舱安装元件的舱结构单元。该舱结构单元以能够附接舱安装元件的方式构造。
舱结构单元适于为自支撑式。另外，舱结构单元适于固定至飞行器结构。
根据另一示例性实施方式，提供用于附接舱安装元件的舱系统。该舱系统包括如上所述的第一舱结构单元和如上所述的第二舱结构单元以及补偿元件。该补偿元件以可以使公差得到补偿的方式设置在第一舱结构单元与第二舱结构单元之间。补偿元件也可以包括能够补偿不同舱结构单元之间的运动的舱门入口区或者厨房。
根据另一示例性实施方式，提供用于为飞行器附接舱安装元件的方法。将舱安装元件固定至舱结构单元。将舱结构单元固定至飞行器结构，舱结构单元实现为自支撑式。
根据本发明的另一示例性实施方式，将根据上述示例性实施方式所述的用于附接舱安装元件的舱结构单元应用在飞行器中。
根据另一示例性实施方式，提供具有根据上述实施方式中其中之一所述的用于附接舱安装元件的舱结构单元的飞行器。
术语“自支撑式”应理解为即使在没有其它承载元件的情况下也能够完成其功能的部件和/或结构单元。为此，“自支撑式”结构单元以如下方式实现，即：在操作中产生的所有应力都可以由该结构单元承受。换句话说，自支撑式结构单元在其自身无需由其它外部结构支撑的情况下可以承受力和力矩。因此，将静态稳定、独立式的结构理解为“自支撑式结构”。
因此，自支撑式舱结构单元可以保持安装元件独立地自支撑，而不是依赖于飞行器结构的支撑功能。因此，可以免除舱结构单元与飞行器结构之间的支杆以及增强件。由于舱结构与飞行器结构的较少的接触点，使得飞行器机身和/或飞行器结构的变形几乎不会传递至舱结构单元，从而减小了舱安装元件彼此间的相对运动。
因此，在无需连接至飞行器结构的结构增强装置的情况下，舱结构单元形成了本身静态独立的单元。舱结构单元可以仅关于飞行器结构内的位移进行固定。其它的力矩、应力或应变不会或者几乎不会从飞行器结构被引到自支撑式舱结构中。因此，舱结构单元可以独立于飞行器结构的变形。描述一个形象化的比喻，舱结构单元的结构可以理解为帐篷的结构，其中内部帐篷和外部帐篷彼此独立地存在，内部帐篷仅需抵抗滑离外部帐篷而进行固定。外部帐篷的运动几乎不会影响到内部帐篷。
因此，风、温度或者其它结构运动在舱结构上的作用得到衰减，并且仅经由舱结构单元与飞行器结构之间的固定件进行传递，从而几乎不会发生舱结构单元的变形并因此几乎不会发生舱安装元件的变形。因此，舱结构单元形成了带有舱安装元件的结合的自支撑式和/或独立式的静态组合体，不承受或者几乎不承受外部飞行器结构的变形力矩。
因此，可以极大地减小如现有技术中必需使用的所需补偿间隙的宽度，因为该舱结构使得在舱安装元件之间几乎不存在任何相对运动。因此，不再需要较宽的公差间隙。因此，舱安装元件可以以仅保留较小的分隔间隙的方式设置。这些分隔间隙可以通过引入例如硅酮密封化合物而实现为接缝。由于减小了舱安装元件之间的间隙的宽度，因此可以获得较好的舒适状态、设计和噪声水平。此外，可以减少唇形密封件的数量。由于间隙尺寸的减小，因此使得进入舱内的噪声水平降低。由于目前用于较宽公差间隙的例如唇形密封件的密封件具有材料疲劳现象并且在飞行操作中行李频繁地撞击这些密封件，因此通常这些密封件必需进行更换。密封件的粘性面通常必需额外进行再加工。此外，由于这些密封件对于舱安装元件的粘附，使得更换变得更加困难。因此，在舱的布局改变的情况下，这些密封件经常必需被完全更换。由于减少了间隙并因此减少了密封件，因此节省了成本并且可以获得更好的维护性能。此外，因此还减少了由于有缺陷的密封件所频繁导致的乘客的抱怨。
术语飞行器结构可以理解为飞行器的所有支撑元件，例如桁条、框架、横梁、地板主梁或者飞行器机身的其它支撑元件。
补偿元件可以理解为间隙以及阻尼元件，其可以补偿第一舱结构单元和第二舱结构单元相对于彼此的运动。公差意味着例如由于温度改变所引起的运动公差、尺寸公差或应变公差。
根据另一示例性实施方式，舱结构单元包括活动支承装置。舱结构单元可以利用活动支承装置以使得舱结构单元可以沿飞行器纵向移位的方式固定至飞行器结构。术语活动支承装置应理解为允许至少一个平移自由度的自由移动的支座，即允许沿一个方向运动。
术语飞行器纵向应理解为机身以圆筒形方式延伸的方向。在技术术语中，飞行器固定坐标系是已知的，其中x轴沿该飞行器的纵向延伸，即限定为沿飞行器机身的延伸方向。横向延伸方向，即正交于x方向，被称为y轴。垂直定向并正交于x轴和y轴延伸的被称作z轴。
在利用活动支承装置将舱结构单元附接至飞行器结构的情况下，舱结构单元可以相对于飞行器结构运动和/或移位。因此，包括固定至其上的舱安装元件的舱结构单元可以沿飞行器纵向、即沿x轴移位。由于这种活动支承装置，因此使得飞行器结构的变形力不会被传递至舱结构单元。此外，利用舱结构单元可以灵活地改变舱的布置，因为舱安装元件——例如包括相应的行李箱的整排的座椅——可以固定至舱结构单元，并且因此可以作为一个整体被简单且快速地移位。无需为此进行大量的改型工作，使得可以减少舱布置的改型时间和改型成本。
根据另一示例性实施方式，舱结构单元包括固定支承装置。舱结构单元可以利用固定支承装置以使得力可以沿飞行器纵轴传递的方式固定至飞行器结构。
固定支承装置应理解为在三个平移自由度上固定舱结构单元的支承装置。由飞行器结构所引起的例如弯曲力矩、扭转力矩或其它力矩的力矩不会通过固定支座进行传递，从而仍然不会发生舱结构的变形。例如，在固定支座处，力以点状传递。舱结构单元可以部分地分离，从而减小由于机身变形所导致的舱结构单元的变形。
利用固定支承装置，在变形力矩不会从飞行器结构被传递至舱结构单元的情况下，可以固定舱安装结构以抵抗相对于飞行器结构的移位。因此，尽管飞行器结构变形，但是舱结构单元在尺寸上保持稳定，即，变形能量和/或变形力矩不会相应地传递，变形能量和变形力矩仅在边缘上传递。因此，在由于例如温差或其它结构运动的外部影响因素所导致的力不会传递至舱结构单元的情况下，舱结构单元可以关于飞行器纵向固定至飞行器结构。因此，可以减小设置在舱安装元件之间的用来缓冲相对运动的补偿间隙的尺寸和/或宽度。
根据另一示例性实施方式，舱结构单元包括缓冲元件。舱结构单元可以利用缓冲元件以使得飞行器结构的振动可以被缓冲的方式固定至飞行器结构。飞行器结构的振动例如是由于飞行器发动机或者由于部件的固有振动所导致。利用缓冲元件，可以减小在自支撑式舱结构与飞行器结构的连接点之间的振动，因此也减小了在舱安装元件上的振动影响。缓冲元件可以包括例如硬橡胶、所谓的防震座或者弹簧减震系统。
根据另一示例性实施方式，舱结构单元包括多个支撑框架和纵向加强肋，所述纵向加强肋设置在所述多个支撑框架中的各个支撑框架之间。纵向加强肋设置成沿飞行器纵轴或x轴传递力。换句话说，纵向加强肋插在每两个支撑框架之间用以沿飞行器纵轴传递力。因此，可以提供支撑框架和纵向加强肋的静态稳定的组合体，其可以包括较低的材料需求。利用这种轻型结构，可以提供静态、稳定且自支撑式的舱结构单元，其上可以附接任意的多个舱安装元件。纵向加强肋例如可以包括翼肋或者通风管道。
根据另一示例性实施方式，舱结构单元还包括紧固件，舱安装元件利用该紧固件以可更换的方式固定至舱结构单元。紧固件可以包括多种快速释放紧固件、螺纹连接或其它可拆卸紧固件，用以将舱安装元件固定至舱结构单元。另外，插入系统也可以用作紧固件，其可以快速地连接舱结构的舱安装元件。因此，可以利用一些把手将例如行李箱或者飞行器座椅的舱安装元件从舱结构单元上拆除，并且由其它的舱安装元件进行更换。例如，如果座椅元件损坏，则可以由完好的座椅元件进行快速地更换，而不会导致较长的维护时间并因此导致较高的维护成本。
根据另一示例性实施方式，舱安装元件可以以整合以及整体的方式安装至舱结构单元。因此，例如，行李箱可以连同支撑框架一起制造并安装在舱中。因此，整个单元可以更加快速地安装在飞行器结构中，并且此外可以以较少的材料花费进行制造。如果舱安装元件是整合的并且是一个整体，即，是舱结构单元的一部分，则可以免除紧固件或者公差。
根据另一示例性实施方式，舱安装元件以使得力流可以被传递的方式设置在舱结构单元上。因此，舱安装元件本身可以增强舱结构单元的静态组合体。舱安装元件以使得力可以在所有的平移方向上被传递的方式连接于舱结构单元。因此，可以无需和/或减少必需用于自支撑式舱结构单元的其它的增强元件。因此，可以节省材料和成本。
根据另一示例性实施方式，舱结构单元包括加强面。因此，舱结构单元可以以壳体的形式制造，该壳体例如包括复合纤维材料。因此，舱结构单元的静态组合体沿飞行器纵轴可以包括半圆形形状，例如，其可以承受舱安装元件的所有力。加强面可以同时代表舱镶板，从而无需其它额外的设计元件。例如，包括夹心材料的夹层结构——如所谓的具有预浸料层的蜂窝——可以用来作为用于加强面的结构材料。该蜂窝包括蜂窝结构。通过这些加强面可以节省重量和成本。
根据另一示例性实施方式，多个支撑框架中的支撑框架包括多个支撑元件，多个支撑元件以可拆卸的方式彼此固定。支撑框架可以利用例如螺纹连接的可拆卸紧固件以模块化方式构造，并且例如在它们的尺寸上可以改变。这在安装支撑框架时提供了优势，因为可以适于不同的机身直径。考虑到生产工艺，可以使用多个标准部件，利用分别制造的不同尺寸的部件可以对它们的整体尺寸进行调整。因此，可以减少生产成本和安装成本。
根据另一示例性实施方式，多个支撑元件可以利用插入连接彼此固定。舱结构利用插入连接可以进行快速组装，而无需使用紧固件。
根据另一示例性实施方式，飞行器结构包括地板结构，舱结构单元被固定至地板结构。飞行器的地板结构在水平方向上沿着飞行器纵轴横向地延伸。通常作用在飞行器蒙皮上的外部作用不会或相应较少地作用在地板结构和/或飞行器结构的横梁上。因此，可以忽略由风或者环境温度所引起的外部影响。于是，地板结构与飞行器蒙皮和/或桁条以及飞行器蒙皮的框架相比具有较小的变形。因此，可以减小和/或抑制舱结构单元的固定面的变形。
根据另一示例性实施方式，舱安装单元可选自洗手间单元、厨房单元、座椅单元、设计元件、阶梯元件、行李箱、空气供应单元、窗镶板以及升降舵单元。该示例性的列表不应被理解为穷举的列表。原则上，任何在飞机舱中存在的安装元件都应理解为可固定至舱结构单元的舱安装单元。
根据另一示例性实施方式，舱结构单元包括舱结构段，其中舱结构段通过铰链连接从而可以折叠。
每个舱结构单元可以分成多个舱结构段。舱结构段可以包括纵向加强翼肋、加强面、空气管道或者能够为舱结构单元提供静态特性的任何其它的段。全部舱结构段可以例如沿周向形成舱结构单元。
通过铰接舱结构单元的各个结构段，可以减小整个单元的体积，从而便于单元的安装。舱结构单元可以折叠在一起，被运送到安装位置并然后被拉出至操作设计状态。还可以在飞行器机身外面将舱结构单元与其舱安装元件预先组装，然后将预先组装且折叠的舱结构单元运送到飞行器机身中的安装位置。预先组装且折叠的舱结构单元可以通过例如飞行器舱门的小的开口运送，从而在机身组装在一起之后同样易于改变舱的布局。另外，如果在飞行器外面预先组装舱结构单元，则减少了需同时处于飞行器机身内部的装配者，从而可以减小由于机身内的较小工作空间所导致的装配者之间的干扰。因此，可以加速舱结构单元的组装过程以及飞行器的整个组装过程并降低其复杂性。根据另一示例性实施方式，舱结构单元还包括界面元件。该界面元件适于将舱安装元件连接于飞行器结构或者地板结构。为了将舱安装元件连接于飞行器结构，可以提供例如标准化的多个界面元件，以便获得简单且耗时短的组装程序。如果舱安装元件例如包括窗，则窗必需连接于飞行器结构中的窗开口。因此，必需提供界面元件，以便密封飞行器内部以隔离于低压环境。界面元件可以包括简单的推进连接或卡合连接，其具有窗户密封元件等。界面元件还可以提供补偿特性，从而补偿例如由于不同的温度或压力水平所导致的舱结构单元与飞行器结构之间的相对运动。界面元件也可选自于电连接器、空气管道连接器或数据线路连接器。
根据另一示例性实施方式，舱结构单元适于支撑飞行器结构。如上所述，舱结构单元为自支撑式，从而使舱结构单元可以支撑其自身的重量。此外，舱结构单元可适于承受例如来自于机身结构的力和力矩。因此，飞行器结构可以设计得更加轻型，从而减小飞行器的整体重量。因此，舱结构单元可以包括静态特性，以便支撑飞行器结构。
根据方法的另一示例性实施方式，在第一步骤中，将舱元件附接至舱结构单元，并且在随后的第二步骤中，将带有舱安装元件的舱结构单元固定至飞行器结构。因此，可以在舱结构单元上预先安装舱安装元件，从而改善了飞行器的生产方法。因此，例如，可以同时进行飞行器的安装和舱的安装，而无需如典型过程那样，首先生产飞行器，而然后进行舱的安装。这样导致减少了生产时间并因此降低了生产成本。因此，包括所有舱安装元件的舱结构单元可以作为一个整体进行预先安装或者仅部分地进行预先安装，并且可随后被引到飞行器机身中。飞行器机身区在舱结构的安装期间保持打开，而在舱安装之后利用机尾或者机首封闭。
根据本发明的另一示例性实施方式，提供一种用于为飞行器安装如上所述的舱结构单元的方法。在飞行器结构的外面预先组装舱结构单元。引导预先组装的舱结构单元通过飞行器结构的开口。接下来，在飞行器结构中的预先确定的位置处提供预先组装的舱结构单元。在飞行器结构中的预先确定的位置处固定预先组装的舱结构单元。
通过实施该安装方法，可以在飞行器外面预先组装舱结构单元，从而飞行器的组装程序可以分开并且同时实施。因此，例如可以安装飞行器结构的隔离件，而同时在飞行器外面组装舱结构单元。在接下来的步骤中，可以将整个舱结构单元引导到打开的机身区，并且随后安装在飞行器结构中的预定位置处。因为例如舱安装元件的所有设备部件可以在飞行器机身的外面进行存储和组装，因此，减小了在后勤方面的复杂性。而且，因为舱结构单元的装配者可以在飞行器机身的外面组装舱，所以，可以减少同时在机身中工作的装配者的数量。因为对于装配者来讲可以利用更大的空间，因此，组装程序更为经济并且更为符合工作环境改造学。因此，可以简化并更加快速地完成机身、舱和整个飞行器的组装程序。
根据方法的另一示例性实施方式，预先组装的舱结构单元适于折叠。因此，在引导预先组装的舱结构单元通过飞行器结构的开口之前将预先组装的舱结构单元折叠。在飞行器结构中的预定位置处将预先组装的舱结构单元展开。
通过对舱结构单元以及相应地预先组装的舱结构单元进行折叠，仅需在飞行器机身上提供用以将舱结构单元引导到飞行器中预先确定的固定点上的较小的空间以及相应较小的开口。在飞行器机身中，舱结构单元可以展开并固定至预定的位置。因此，例如舱门的较小开口也能够用于将折叠的预先组装的舱结构单元引导到机身中。因此，在飞行器完全组装以及相应地机身完成之后，舱结构单元还可以进行组装而且可以进行更换。例如，如果客机倾向于灵活的舱布局，则可以通过如下的方式快速地提供舱布局的改变，即：折叠舱结构单元、通过舱门将所述舱结构单元引导出飞行器机身并安装另一不同的舱结构单元。
根据方法的另一示例性实施方式，在飞行器结构外面将舱安装元件安装到预先组装的舱结构单元中。因此，舱安装元件可以组装到舱结构单元，并同时组装到飞行器结构。于是减少了整个生产时间。
根据方法的另一示例性实施方式，飞行器结构的开口可选自于机身舱门、机身段开口以及货舱门。
根据方法的另一示例性实施方式，舱结构单元包括舱结构段，其中舱结构段通过铰链连接从而可以折叠。舱结构单元还可以分成通过铰链连接的舱结构段，从而可以提供折叠舱结构单元的多种可能性。因此，可以提供非常小的体积的折叠且预先组装的舱结构单元，从而可以利用甚至机身结构上最小的开口来将该舱结构单元引导到机身中的预先确定的组装位置。
舱结构单元的示例性实施方式同样涉及舱系统、方法、应用、飞行器以及用于安装舱结构单元的方法，并且反之亦然。
附图说明
下面，为了进一步说明以及更好地理解本发明，将参照附图更加详细地描述示例性实施方式：
图1示出了从现有技术中已知的舱安装元件的结构的示意图；
图2示出了从现有技术中已知的舱安装元件之间的密封结构的示意图；
图3示出了本发明示例性实施方式的示意图，其中舱安装元件固定至舱结构单元；
图4示出了飞行器机身中的舱结构单元的示例性实施方式的立体图；
图5示出了根据本发明示例性实施方式的舱结构单元的放大图；
图6示出了根据示例性实施方式的舱结构单元的连接系统的示意图；
图7示出了根据本发明示例性实施方式的具有不同的支承件的舱结构单元的示意图；
图8示出了飞行器机身的示意图，该飞行器机身具有多个根据示例性实施方式的第一舱结构单元和第二舱结构单元；
图9至12示出了根据本发明示例性实施方式的可折叠舱结构单元的示例图；
图13至15示出了用于安装根据本发明示例性实施方式的舱结构单元的方法的示意图；
图16和17示出了根据示例性实施方式的包括多个舱结构段的舱结构单元的安装方法的示意图；
图18示出了根据示例性实施方式的包括多个舱安装元件的舱结构单元的示意图；
图19示出了根据示例性实施方式的形成机身舱的第一舱结构单元和第二舱结构单元的示意图；
图20示出了根据示例性实施方式的包括通过补偿元件结合的第一舱结构单元和第二舱结构单元的飞行器机身的示意图；以及
图21示出了根据示例性实施方式的连接舱安装元件和飞行器结构的界面元件的示意图。
具体实施方式
不同附图中的相同或相似的部件具有相同的附图标记。附图中的图示是示意性的而不是按比例绘制的。
图3示出了本发明的实施方式，其中示出了位于飞行器结构5中的具有舱安装元件2的舱结构单元1。舱结构单元1用来为飞行器附接舱安装单元2。舱结构单元1适于附接舱安装单元2。舱结构单元1适于自支撑并且可固定至飞行器结构5、6。舱结构单元1可以利用活动支承件3或者固定支承件4附接于飞行器结构5或者飞行器的地板结构6。由于舱结构单元1实现为自支撑式，所以无需附接于飞行器结构5或者地板结构6的额外的加强装置或者紧固件。
由于舱结构单元1实现为自支撑式和/或独立式，因此，例如该舱结构单元1可以在飞行器结构5的外面制造并装配有舱安装元件2。然后舱结构单元1可以作为一个整体安装在飞行器结构5中。因此，可以实现并行的制造顺序，例如一方面制造飞行器机身，并且另一方面同时制造舱结构单元1，从而可以节省生产成本。
图1示出了舱安装元件2的结构的示例性实施方式，如从现有技术中已知。舱安装元件2分别固定至飞行器结构5。由于飞行器结构5的变形——例如由诸如温度波动或飞行应变的外部影响所导致，因此在每个舱安装元件2之间必需设有径向间隙13或者纵向间隙14。只有通过这种方式，舱安装元件2之间的相对运动才可以得到补偿。但是，径向间隙13和纵向间隙14不足以或者完全无法衰减或隔离噪声或者温度。因此，噪声和环境温度通过间隙13、14进入舱的内部，这样可能导致不利于舱内舒适性。
图2示出了从现有技术中已知的径向间隙13和纵向间隙14的密封件结构。在所有情况下，例如唇形密封件15的密封件必需设置于舱安装元件2之间，用以防止温度或者噪声水平的穿过。但是这些唇形密封件15需进行维护，因此必需对它们的密封性进行监控并进行持续地维护，因此增加了维护工作并增加了材料成本。另外，舱元件2的更换额外地导致了必需对唇形密封件15进行更换，因此增加了额外的材料成本。
图4示出了舱结构单元1的另一示例性实施方式的立体图。不同的舱安装元件2可以独立于飞行器结构5设置在舱结构单元1上。如图所示，舱安装元件2可以包括行李储存空间、所谓的帽架或者其它镶板或者座椅元件。舱结构单元1可以包括多个支撑框架11和/或加强面9。包括加强面9和/或支撑框架11的舱结构1实现为自支撑式，从而在飞行器结构5与舱结构单元1之间无需支撑连接。舱结构1例如可以利用活动支承件3或固定支承件4设置在飞行器结构5上，或者例如如图4所示设置在地板结构6上。利用活动支承件3——其允许一个平移自由度——或者固定支承件4，在飞行器结构5的力矩不传递至舱结构单元1的情况下，舱结构单元1可以相对于飞行器机身和/或飞行器结构5保持在其位置上。例如，这种力矩可以包括机身的扭转力矩或者弯曲力矩。以前，由于舱元件2附接于飞行器结构5，因此这些力矩必需直接传递至舱安装元件2，从而导致舱安装元件2彼此间的相对移动。由于例如变形力矩——即，飞行器结构的弯曲力矩或者扭转力矩——不再传递至舱结构单元1，舱安装元件2设置在舱结构单元1，因此不发生或者几乎不发生舱安装元件2的任何相对运动。因此，在舱元件2之间无需设置补偿间隙，即，径向间隙13或者纵向间隙14。通过减小间隙13、14，可以节省例如唇形密封件15的隔离材料，并且额外地可以提供对于噪声和外部温度影响的更大的密封性。
图5示出了舱结构单元1的放大图，安装元件2附接于舱结构单元1上。舱结构单元1包括弯曲的支撑框架11，其额外地具有增强面9。额外地设置纵向加强肋，其用于沿飞行器纵轴和/或沿飞行器固定坐标系的x轴加强舱结构单元1。因此，可以提供自支撑式舱结构单元1，其可以支撑和/或承受舱安装元件2的载荷。其它的舱安装元件2，例如供给管线7，也可以设置在舱结构单元1上。因此，在舱结构单元上可以额外地设置任何用于电子设备的管线或者空气调节装置的空气传输管线或者其它供给管线7。由于独立式和/或自支撑式的舱结构单元1导致舱结构单元1几乎不会发生任何相对运动和/或变形，因此可以免除连接管7的制造公差，和/或可以减小连接管7的制造公差。
另外，舱安装元件2可以利用可拆卸紧固件固定至舱结构单元1，从而可以执行快速更换。通过利用快速释放紧固件，例如，任何舱安装单元2可以以可拆卸的方式附接于舱结构单元1，从而可以执行整个舱布局的快速更换。因为没有间隙13、14存在，所以可以免除复杂且成本高的密封元件，例如舱元件2之间的唇形密封件。
图6示出了舱结构单元1的示例性实施方式。舱结构单元1包括不同的支撑框架11，框架11包括多个支撑元件12。此外，舱结构单元1包括纵向加强肋8和加强面9。支撑元件12、加强面9和纵向加强肋8可以以能够传递所有必需的力的简单方式例如通过插入连接进行而组装。
因此，提供一种简单的系统，其允许灵活且快速地更换支撑元件12或加强面9或纵向加强肋8。例如，舱结构单元1的不同尺寸的元件可以用来调整舱结构单元1的尺寸。
在图6中额外地示出了活动支承件3的示例性实施方式。例如，舱结构单元1可以通过轨道系统进行安装。如图6所示的活动支承件例如包括沿x轴延伸的导轨，舱结构单元1可以被引到导轨中。例如，具有导轨的活动支承件3可以固定至地板结构6，因此用以将力传递给飞行器结构5。沿飞行器纵轴或者沿x轴的力不被传递，从而舱结构单元1可沿飞行器纵轴移位。此外，如图6所示，还可以提供固定支承件4，其额外地承受沿飞行器纵轴的力，从而舱结构单元1可以在全部的三个空间方向上将力传递至飞行器结构5，并因此在其位置上固定。例如如图6所示，固定支承件4可以包括孔眼，例如支撑框架11和/或支撑元件12可以插入其中。
额外地，固定支承件4可以设计成在舱结构单元1和飞行器结构5之间沿飞行器机身5的x方向传递力，例如用于在紧急情况下承受撞击载荷。固定支承件4和/或活动支承件可以绕舱结构单元1、10放置，以便提供与机身、飞行器结构5或者地板结构6的固定连接。因此，舱结构单元1、10的支承件的位置可以绕着每个舱结构单元1、10的周缘蒙皮改变。
图7示出了舱结构单元1在飞行器机身和/或在飞行器结构5中的示例性安装。利用固定支承件4固定至飞行器结构5的支撑框架11在所有情况下位于图示细节的右端和左端。可以设置多个中部支撑框架11以用于加强舱结构单元1，其可以仅利用活动支承件3设置在飞行器结构上。例如帽架或者座椅元件的具有较大变化的舱安装元件2可以固定在这种自支撑式舱结构单元1中。舱安装元件2之间的分隔间隙可以保持得小到使舱安装元件可以接合。在界定舱结构1的固定支承装置4上或支撑框架11上可以使用补偿元件20，补偿元件20用来衰减相邻舱结构10的相对运动。
图8示出了飞行器机身的俯视图，所述机身包括多个舱结构单元1、10。两个舱结构单元10设置在前部机身区域上和后部机身区域上。第一舱结构单元1设置在飞行器机身的中部。例如，第一舱结构单元1和第二舱结构单元10的支撑框架11位于过渡区域处。例如，在过渡区域处利用固定支承件4将舱结构单元1、10固定至飞行器结构5。
在飞行器机身中，实现为特别加强的翼盒位于中部区域中。此外，飞行器的重心通常也位于该翼盒区域中，从而在飞行器机身的中部出现小的变形力矩。因此，飞行器结构5的最大变形出现在前部飞行器机身区域中以及后部飞行器机身区域中。为了允许第一舱结构单元1和第二舱结构单元10之间的相对运动，可以提供间隙，该间隙允许舱结构单元1、10的相对运动。如在本实施例中，因为在整个飞行器机身上仅设置三个舱结构单元1、10，所以仅需两个间隙以允许舱结构单元1、10之间的相对运动。因此，例如，仅两个间隙需设有补偿元件20，从而由于减少了补偿元件20而导致减少了维护费用。在改变舱的布局和/或改变舱结构单元的位置的情况下，因此例如仅需在两个过渡区域处检查飞行器结构5的密封性。因此，可以减少维护成本和维护时间。
图9和10示出了舱结构单元1的示例性实施方式，该舱结构单元1包括多个舱结构段16，所述舱结构段16形成舱结构单元1并通过铰链18连接。在该示例性实施方式中，舱结构单元1的每一侧设有一个铰链18，从而舱结构单元1可以以图10所示的方式折叠。参照图11和12，舱结构单元1可以包括多个舱结构段16，每个舱结构段通过铰链18连接。参照图12，可以提供处于折叠状态中的小包装的舱结构单元。
图13至15示出了组装可折叠舱结构单元的可能性。在引导舱结构单元进到机身段中之前组装所有的舱结构段16。参照图13，舱结构单元1和舱安装单元2可以在飞行器结构5的外面进行预先组装。因此，处于折叠状态中的预先组装的舱结构单元1提供了小的体积。如图14所示，将折叠的舱结构单元1引导至飞行器结构5的预先确定的固定位置处。如图15所示，在到达该飞行器结构5处的预先确定的固定位置之后，可以将舱结构段16展开并固定至飞行器结构5。因此，可以提供安装舱结构单元的简单且快捷的方式。
图16和17示出了将舱结构单元1安装至飞行器结构5的另一种可能性。舱结构单元1也包括多个舱结构段16，将这些舱结构段16分别地引导到飞行器结构5中的预定位置。接下来，将舱结构段16、16”连接在一起，以便建立舱结构单元1。因此，至少某些部分的舱结构单元可以在飞行器外面进行预先组装，并且因此可以加速组装程序。
图18示出了包括多个舱结构段16和多个舱安装元件2的舱结构单元1的示意图。例如，可以在外面将诸如空气管道和帽架的舱安装元件2安装在舱结构单元1中。因此，可以在舱结构单元1的外面安装例如窗配合单元的界面元件21。于是，包括所有功能元件——例如舱安装元件2、连接元件7和界面元件21——的预制的舱结构单元可以在飞行器机身的外面进行预先组装，因此可以提供在飞行器结构5内部的快速且简单的安装。
图19示出了包括固定在一起的多个舱结构单元1、10、10’、10”、10”’的飞机舱。如图19所示，整个飞机舱可以通过多个舱结构单元1、10、10’、10”、10’’’以模块化的方式组装。每个舱结构单元本身可以在飞行器外面进行预先组装，并且最终在飞行器结构中与舱结构单元10组装在一起。例如，每个舱结构单元1、10本身可以包括加强面9、支撑框架10、舱结构段16或者连接元件7。
舱结构单元1、10可以通过固定元件以简单的方式固定在一起。在舱结构单元之间可以插入补偿元件20，以便补偿每个单个的舱结构单元1、10的运动。每个舱结构单元1、10可以以如下的方式设计，即乘客无法看到补偿元件20。由于内部舱结构单元与飞行器结构分离，因此相对于传统的飞机舱来讲减小了舱结构单元1、10之间的间隙，从而由于压力或者温度而导致的飞行器结构5的体积的改变可以不影响内部舱结构单元1、10。
图20示出了包括多个舱结构单元1、10的飞行器机身的示例性构造。为了补偿每个舱结构单元1和10之间的运动，所谓的舱门分模线(door split line)也可以用作补偿元件20。因此，舱结构单元1、10可以相对于彼此朝相反方向移动，并且因此不会由于这些相对运动而造成每个舱结构单元1和10的应力冲击。
舱结构单元1可以通过活动支承件3和/或固定支承件4附接于飞行器结构5。舱安装元件2也可以包括建筑，例如厨房、洗手间或者舱内的其它功能区。该舱安装元件2集成到自支撑式舱结构单元1、10中，并且也与飞行器结构5分离。因此，在舱结构单元1变形的情况下，舱安装元件2也沿该方向而不是沿相反的方向移动。因此，可以减小由于每个舱结构单元1以及相应地舱安装元件2的相反运动所导致的损坏的风险。通过活动支承件3和固定支承件4的结合，可以减小垂直方向上——即相应地z轴方向——的运动，从而仅提供沿纵向机身方向的运动。
图21示出了将舱结构单元1的舱安装元件2连接至飞行器结构5的界面元件21的示意图。例如，空气通道以及窗单元必需连接至飞行器结构5的装置上。在窗镶板2、22的情况下，必需对飞行器结构5的窗开口23提供界面元件21。界面元件21提供了窗镶板22与窗开口23之间的这种连接。界面元件21可以提供多个部件，以便提供密封和柔性特性。界面元件21必需是柔性的，因为可能发生飞行器结构与舱结构单元1之间的相对运动。
界面元件21可以提供例如推进连接和卡合连接，从而舱安装元件2可以以简单的方式连接于机身结构5的功能元件。通过使用推进连接和卡合连接来连接安装元件2，可以减少组装时间。
另外应当指出，“包括”并不排除其它元件或者步骤，并且“一个”或者“一种”不排除多个的情况。此外应当指出，参照上面的示例性实施方式中的一个描述的特征或者步骤也可以用于和上述其它的示例性实施方式中的其它特征或步骤进行结合。权利要求中的附图标记不应视作是对保护范围的限制。
附图标记列表：
1  舱结构单元，第一舱结构单元
2  舱安装元件
3  活动支承件
4  固定支承件
5  飞行器结构
6  地板结构
7  连接元件
8  纵向加强肋
9  加强面
10 第二舱结构单元
11 支撑框架
12 支撑元件
13 径向间隙
14 纵向间隙
15 唇形密封件
16 舱结构段
17 开口
18 铰链
20 补偿元件
21 界面元件
22 窗镶板
23 窗开口