飞机可拆卸设备装配装置

技术领域

本发明涉及一种装配装置，用于安装和/或移除将附接至飞机结构的设备。本发明的装配装置专用于飞机设备的安装，而不需要从飞机内部进入，从而避免飞机结构内的空间限制。

背景技术

飞机具有包括框架、纵梁、横梁等的结构，飞机设备装配至该结构。此设备中的一些是可拆卸装配的。

存在若干种方法用于在飞机结构上完成可拆卸设备的安装。配件用于以可逆的方式附接机械部件，如飞机设备。

突耳配件、螺栓接头和硬点配件是众所周知的。

用突耳配件或螺栓接头安装的设备需要接近飞机结构和足够的空间来实施安装任务。这些配件的特征可能在于通过销接有或不带有浮动或不浮动的球形球的突耳来吸收公差的一些能力。它们也可以具有用于吸收某些公差的槽孔。

位于飞机的硬点的配件也是已知的，并且允许从飞机外部安装设备，但是它们只允许有限的调整。

发明内容

本发明涉及一种飞机可拆卸设备装配装置。如前所述，飞机包括一种结构(框架、纵梁、横梁等)，可拆卸设备装配或附接至所述结构。

本发明的装配装置对象包括：

·第一联轴器，其被配置成连接至所述飞机结构，

·第二联轴器，其被配置成连接至所述可拆卸设备并联接至所述第一联轴器，以及

·紧固件，其被配置成将所述可拆卸设备和所述第二联轴器紧固至所述第一联轴器，使得所述可拆卸设备紧固至所述飞机结构。

根据上文，联轴器是一种装配元件，另一个联轴器的端部可以装配至该装配元件中。紧固件将可拆卸设备和飞机结构机械地保持在一起，以将它们安全地或牢固地附接在非永久性接头中的适当位置。因此，接头可以被移除或拆卸。

要求保护的发明通过使用两个联轴器和一个紧固件元件解决了从飞机外部安装设备的问题，其中一个联轴器连接至可拆卸设备，而另一个连接至飞机结构；紧固件元件，例如通过穿过可拆卸设备的一部分，将可拆卸设备和第二联轴器紧固至第一联轴器，从而紧固至飞机结构。因此，可以从可拆卸设备侧操作紧固件，避免了从飞机内部结构操作装配的需要。

根据上文，所述第一联轴器连接至所述结构，并且所述第二联轴器例如通过螺栓或铆钉紧固至所述飞机设备，使得所述设备与所述第二联轴器一起被放置到飞机的内部结构中并连接至所述第一联轴器。然后，所述紧固件将所述飞机设备保持在适当位置，所述第一联轴器和所述第二联轴器从飞机设备侧被致动。

要求保护的发明将适用于安装在飞机内部可达性降低的区域上的飞机设备。

本发明在单个配件中结合了不同连接方式的优点，避免了它们的各自的不便。

本发明的另一个对象是一种飞机可拆卸设备组件，包括：

·可拆卸设备，

·第一联轴器，其被配置成连接至所述飞机结构，

·第二联轴器，连接至所述可拆卸设备并被配置成联接至所述第一联轴器，因此所述可拆卸设备和所述第二联轴器作为整体元件，以及

·紧固件，其被配置成将所述可拆卸设备和所述第二联轴器紧固至所述第一联轴器，使得所述可拆卸设备紧固至所述飞机结构。

本发明的另一个对象是包括根据上文的飞机可拆卸设备组件的飞机。

附图说明

为了使说明书完整并提供对本发明的更好理解，提供了一组附图。所述附图形成说明书的组成部分，并示出了本发明的优选实施例。附图包括以下图。

图1示出了本发明的实施例的示意性横截面侧视图。

图2示出了图1的紧固件的实施例的示意性侧视图。

图3示出了飞机的一部分和第一联轴器的实施例的示意性横截面侧视图。

图4示出了飞机的一部分和第一联轴器的接头的实施例的示意性透视图。

图5示出了根据本发明的实施例的辅助动力单元(Auxiliary Power Unit，APU)的空气入口的示意性横截面侧视图。

图6示出了根据图5的实施例的辅助动力单元(APU)的空气入口的示意性平面图。

图7示出了辅助动力单元(APU)的空气入口和后部装配装置的实施例的示意性平面图。

图8示出了图7的辅助动力单元(APU)的空气入口和后部装配装置的实施例的示意性平面图。

图9示出了包括辅助动力单元(APU)的空气入口的飞机的侧视图。

具体实施方式

图1示出了本发明的装配装置对象的实施例，其包括：

-连接至飞机结构(4)的第一联轴器(1)。

-连接至飞机设备(3)并联接至第一联轴器(1)的第二联轴器(2)。在所示的实施例中，第二联轴器(2)例如通过螺栓或铆钉的方式紧固到飞机设备(3)。

-紧固件(5)，其将可拆卸设备(3)和第二联轴器(2)紧固至第一联轴器(1)，使得可拆卸设备(3)紧固至飞机结构(4)。

在所示实施例中，第一联轴器(1)具有纵向轴线，并且第二联轴器(2)具有纵向轴线。更具体地，所示的紧固件(5)穿过与第二联轴器(2)相邻的可拆卸设备(3)的一部分并沿第一联轴器(1)和第二联轴器(2)的纵向轴线定位。

穿过应理解为横过(go across)或横穿(traverse)与第二联轴器(2)相邻的可拆卸设备(3)的一部分。该部分可以是例如由紧固件(5)横穿或穿过的可拆卸设备的壁、隔板或突耳。

在图1中，飞机设备(3)的一部分具有用于紧固件(5)的开口，使得紧固件(5)可以从飞机设备(3)侧而不是从飞机结构(4)侧操作。

在所示实施例中，紧固件(5)包括头部(5.1)和尖端(5.2)。尖端(5.2)接合在第一联轴器(1)上，并且头部(5.1)搁置在或位于可拆卸设备(3)上，具体地，位于与第一联轴器(1)相邻的可拆卸设备(3)的一部分上。因此，紧固件(5)可以从头部(5.1)通过飞机设备(3)的前述开口操作。

在所示实施例中，第一联轴器(1)包括母联轴器，并且第二联轴器(2)包括公联轴器。

具体地，第一联轴器(1)和第二联轴器(2)是圆锥形的联轴器。这种特殊的形状有助于装配装置的自对准。

图2公开了紧固件(5)的实施例，其具体是螺栓。紧固件(5)包括圆柱形的细长体，圆柱形的细长体包括：第一纵向螺纹部分(5.3)，其被配置成螺纹连接至第一联轴器(1)。它还包括第二纵向部分(5.4)，第二纵向部分(5.4)在紧固位置位于第二联轴器(2)的纵向长度内，即该第二纵向部分(5.4)被第二联轴器(2)包围，如图1中所示。最后，它包括纵向位于第一纵向螺纹部分(5.3)和第二部分(5.4)之间的第三纵向部分(5.5)。

根据上文，紧固件(5)从头部(5.2)操作，并在其第一纵向螺纹部分(5.3)处螺纹连接至第一联轴器(1)。

紧固件(5)还包括周向槽(6)，即围绕其圆柱形主体的槽，位于紧固件(5)的与第一纵向螺纹部分(5.3)相邻的第三纵向部分(5.5)处。它还包括位于周向槽(6)处的周向保持器元件(7)。周向保持器元件(7)具有外半径尺寸使得周向保持器元件(7)的尺寸将紧固件(5)保持在第二联轴器(2)内。

在所示实施例中，第二联轴器(2)包括内部通孔(2.1)，并且周向保持器元件(7)具有外半径，该半径在距中心更远的距离处大于第二联轴器(2)的内部通孔(2.1)的半径。因此，周向保持器元件(7)的尺寸将紧固件(5)保持在第二联轴器(2)内。

如图1所示，第一纵向螺纹部分(5.3)的纵向长度小于第三纵向部分(5.5)的纵向长度。当紧固件(5)保持在第二联轴器(2)中时，允许移除装配装置。

根据上文，紧固件(5)被捕获在第二联轴器(2)中，即在公联轴器上，以确保它们不会从第二联轴器(2)脱落。它避免了任何紧固件(5)松动和例如被空气管道摄取。

可替代地，紧固件(5)可以拧到线圈上，特别是可更换的自锁母螺纹，插在第一联轴器(1)上，以确保紧固件(5)不会松开。

图4示出了第一联轴器(1)与飞机结构(4)的接头的实施例的示意性透视图。该实施例的配置提供了简单的支撑，其中平移自由度受到限制，而旋转自由度不受限制。根据所示的实施例，第一联轴器(1)通过以球面轴承为特征的销和突耳配件(10)连接至飞机结构(4)，例如可以在图1、图3和图4中看到。

在一个实施例中，第一联轴器(1)和飞机结构(4)之间的配件包括球面轴承(8)。因此，第一联轴器(1)和第二联轴器(2)之间的相对位置的公差在飞机结构(4)侧被吸收，即在第一联轴器(1)处，在角度上被第一联轴器(1)与飞机结构(4)的接头上的球面轴承(8)吸收。

上述配置确保没有(既不是弯曲的也不是扭转的)力矩载荷将从第一联轴器(1)传递到紧固至飞机结构(4)的配件上。

此外，上述实施例既可以在固定配置中沿销方向传递载荷，其中第一联轴器(1)的突耳沿u形夹销方向固定，也可以在浮动配置中不传递载荷。销和突耳配件(10)避免了在X和Z方向上的平移以及围绕X和Z的旋转。

特别地，在可拆卸设备(3)的单侧结合两个装配实施例，一个具有固定在销方向上的它的第一联轴器(1)突耳，而另一个具有浮动在销方向上的它的第一联轴器(1)突耳，不在任何方向上过度约束或预压可拆卸设备(3)。在那种情况下，配件中的一个是轴承，从而也避免了Y方向的平移。因此，仅留下围绕Y方向的旋转，以允许将可拆卸设备(3)插入其位置。之后，Y方向的旋转受到限制。

图3公开了装配装置还包括弹性元件(9)，弹性元件(9)连接至第一联轴器(1)和飞机结构(4)，用于保持第一联轴器(1)。

因此，为了将第一联轴器(1)保持在近似的标称安装位置，弹性元件(9)，具体为弹簧，被定位在第一联轴器(1)和飞机结构(4)之间。更具体地，增加了中间板，其最后紧固至飞机结构(4)。

这些弹簧不完成结构任务，即一旦设备安装完成，它们不承受任何载荷。更具体地，设备围绕其联轴器轴的转动自由度被飞机设备的其他部分上的附加约束所阻挡。

图5和图6中所示的实施例示出了辅助动力单元(APU)的空气入口。更具体地，它示出了空气入口的通道(30)，其为待附接至飞机结构(4)的飞机设备(3)。

本实施例示出了两个第一联轴器(1)、两个第二联轴器(2)和两个紧固件(5)。因此，描绘了两个装配点。两个第二联轴器(2)连接至可拆卸设备(3)，即通道(30)，第一联轴器(1)连接至飞机结构(4)。

在所示实施例中，销和突耳配件(10)的球面轴承(8)的一个突耳在销方向上浮动。因此，第一联轴器(1)和第二联轴器(2)之间的相对位置的公差在飞机结构(4)侧配件处，即在Y方向上的第一联轴器(1)处被吸收，因为其中一个突耳配件在销方向上浮动。

图5和图6公开了一种飞机可拆卸设备(3)组件，包括：

-可拆卸设备(3)，其是包括通道(30)的空气入口，通道(30)又包括门(31)，

-连接至飞机结构(4)的两个第一联轴器(1)。

-两个第二联轴器(2)，例如铆接或螺栓连接至可拆卸设备(3)并联接至第一联轴器(1)，以及

-两个紧固件(5)，其被配置成将可拆卸设备(3)和第二联轴器(2)紧固至第一联轴器(1)，使得可拆卸设备(3)紧固至飞机结构(4)。

具体地，紧固件(5)穿过通道(30)壁的一部分中的两个开口，并且它们的头部(5.1)被分配到所述开口中。

更具体地，图5和图6示出了辅助动力单元(APU)部分的框架(40)的一部分以及必须连接至所述框架(40)的空气入口配置。空气入口的通道(30)可以从飞机外部安装和移除。

因此，本发明允许具有可以从飞机的外部整体移除的进气部分，即，通过打开进气门(31)而不进入飞机的内部，使得它可以从通道(30)的内部分离。在所示的实施例中，门(31)枢转地铰接到通道(30)。

此外，通道(30)包括附加的后部配件(33，34)，具体地，两个配件(33，34)位于通道(30)的与第一联轴器(1)和第二联轴器(2)相对的一侧。

在所示实施例中，两个后部配件(33)中的一个仅在Z方向传递载荷。它允许防止前部配件，即联轴器(1，2)，绕Y方向旋转。

图7公开了所述后部配件(33)的实施例。后部配件(33)将通道(30)附接至横梁(41)，具体通过Ω型材(42)。

在该实施例中，后部配件(33)包括螺栓(33.1)、连接至通道(30)的突耳(33.2)和保持螺栓(33.1)的衬套(33.3)。在一个实施例中，突耳(33.2)是沿X方向延伸的细长突耳(33.2)，具有通过其的细长开口，使得螺栓(33.1)和衬套沿Y方向通过开口配合。螺栓(33.1)和衬套在突耳的开口中沿Y方向自由平移。因此，如前所述，所述后部配件(33)仅在Z方向上传递载荷。

此外，衬套(33.3)包括用于通过其安装螺栓(33.1)的偏心孔，以在细长突耳(33.2)的开口中沿着Z方向调节螺栓(33.1)和衬套(33.3)组件的高度。

在图8中所描绘的另一个后部配件(34)在Y和Z方向上传递载荷。在所示实施例中，后部配件(34)将通道(30)附接至横梁(43)，具体通过第一Ω型材(44)。在图8的实施例中，后部配件(34)包括螺栓(34.1)、连接至所述第一Ω型材(44)的突耳(34.2)以及接收螺栓(34.1)并连接至通道(30)的附加Ω型材(45)。具体地，在所示实施例中，突耳(34.2)在Y方向上定位并可调节。突耳(34.2)包括开口，该开口适于在X方向上接收穿过它的螺栓(34.1)。螺栓(34.1)适于通过突耳(34.2)的开口沿X方向自由平移，同时沿Y和Z方向受到限制。因此，如前所述，所述后部配件(34)在Y和Z方向上传递载荷。

飞机结构(4)包括未公开的面板，该面板位于后部配件(33，34)附近，用于接近它们。

此外，通道(30)包括用于其孔的致动器(32)。致动器(32)附接至通道(30)和门(31)，使得当移除通道(30)时，致动器(32)与通道(30)一起被移除。致动器(32)不附接至飞机结构(4)，并且当移除通道(30)时，仅需移除配件、联轴器(1，2)和后部配件(33，34)。