DE102006058006A1

DE102006058006A1 - Anordnung und Verfahren zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug

Info

Publication number: DE102006058006A1
Application number: DE102006058006A
Authority: DE
Inventors: Markus Dipl.-Ing. Piesker
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2006-12-08
Filing date: 2006-12-08
Publication date: 2008-06-12
Anticipated expiration: 2026-12-09
Also published as: DE102006058006B4; US7992821B2; US20080135682A1

Abstract

Eine Anordnung (10) zur Montage eines Bauelements (12) in einem Flugzeug umfasst eine mit einer Flugzeugstruktur verbindbare oder integriert mit der Flugzeugstruktur ausgebildete Führungseinrichtung (14) sowie ein elastisch verformbares Dämpfungselement (16; 16a, 16b, 16c), das dazu eingerichtet ist, eine selbsttragende Lagerung des Bauelements (12) in der Führungseinrichtung (14) zu ermöglichen. Ein Arretierungsmechanismus (26) ist dazu eingerichtet, das Bauelement (12) lösbar in einer gewünschten Position in der Führungseinrichtung (14) zu befestigen.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Anordnung und ein Verfahren zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug.
Beim Einbau von Bauelementen, wie z.B. Strukturelementen, Bordsystemen oder Ausrüstungsbauteilen in einem Flugzeug ist es üblicherweise erforderlich, die Bauelemente an einer Trägerstruktur, beispielsweise der Flugzeugstruktur anzubringen. Dabei besteht jedoch das Problem, dass beispielsweise während des Flugs auftretende Vibrationen der Trägerstruktur ungedämpft auf die mit der Trägerstruktur verbundenen Bauelemente übertragen werden. Darüber hinaus werden durch beispielsweise ebenfalls während des Flugs auftretende Durchbiegungen der Trägerstruktur zusätzliche Kräfte auf die Bauelemente aufgebracht.
Um eine Beschädigung der Bauelemente infolge der von der Trägerstruktur übertragenen Vibrationen sowie der aus Durchbiegungen der Trägerstruktur resultierenden zusätzlichen Kräfte zu vermeiden, können die Bauelemente so konstruiert werden, dass sie den auf sie wirkenden erhöhten Belastungen standhalten können. Dies führt jedoch unter Umständen in nachteiliger Weise zu einem erhöhten Gewicht der Bauelemente. Alternativ dazu ist es möglich, die Bauelemente von der Trägerstruktur zu entkoppeln. Dies ist jedoch insbesondere aufgrund des an Bord eines Flugzeugs üblicherweise beengten Einbauraums häufig mit einem erheblichen konstruktiven Aufwand verbunden.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Anordnung und ein Verfahren zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug bereitzustellen, die eine zuverlässige Entkopplung des Bauelements von einer Vibrationen und Durchbiegungen ausgesetzten Trägerstruktur gewährleisten und gleichzeitig eine rasche und einfache Befestigung des Bauelements an der Trägerstruktur ermöglichen.
Diese Aufgabe wird durch eine Anordnung mit den im Anspruch 1 genannten Merkmalen sowie ein Verfahren mit den im Anspruch 10 genannten Merkmalen gelöst.
Die erfindungsgemäße Anordnung zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug umfasst eine mit einer Flugzeugstruktur verbindbare oder integriert mit der Flugzeugstruktur ausgebildete Führungseinrichtung. Die Führungseinrichtung ist somit dazu eingerichtet, unmittelbar mit einer Vibrationen und/oder Durchbiegungen ausgesetzten Trägerstruktur in Kontakt zu stehen. Beispielsweise kann die Führungseinrichtung mit einem Spant oder mehreren Spanten der Flugzeugstruktur verbunden werden oder integriert damit ausgebildet sein, d.h. einen Teil der Flugzeugstruktur bilden. Zur Verbindung der Führungseinrichtung mit der Flugzeugstruktur können beliebige, zum diesem Zweck geeignete Verbindungseinrichtungen, wie zum Beispiel Schrauben, Muttern oder Nieten zum Einsatz kommen. Darüber hinaus ist es auch denkbar, die Führungseinrichtung mittels einer Klebeverbindung oder einer Schweißverbindung an der Flugzeugstruktur zu befestigen.
Ein elastisch verformbares Dämpfungselement der erfindungsgemäßen Anordnung ist dazu eingerichtet, eine selbsttragende Lagerung des Bauelements in der Führungseinrichtung zu ermöglichen. Mit anderen Worten, das Dämpfungselement ist so gestaltet, dass das Bauelement im montierten Zustand über das Dämpfungselement in der Führungseinrichtung gelagert ist. Durch die mit Hilfe des Dämpfungselements realisierbare selbsttragende Lagerung des Bauelements in der Führungseinrichtung kann das Bauelement zuverlässig von den Vibrationen und/oder Durchbiegungen entkoppelt werden, die insbesondere im Flugbetrieb des Flugzeugs von der Flugzeugstruktur auf die Führungseinrichtung übertragen werden. Dadurch kann auch ein empfindliches Bauelement spannungs- und vibrationsarm in der Führungseinrichtung aufgenommen werden. Wenn das Bauelement als Strukturelement dient, kann es daher mit weniger Verstärkungen beziehungsweise weniger Material und infolgedessen leichter gestaltet werden. Bei einem als Bordsystemelement oder Ausrüstungsbauteil ausgebildeten Bauelement können die auf das Bauelement wirkenden Belastungen durch die spannungs- und vibrationsarme Lagerung signifikant verringert und damit das Risiko einer Beschädigung des Bauelements durch von der Flugzeugstruktur auf die Führungseinrichtung übertragene Vibrationen und/oder Durchbiegungen vermindert werden.
Die erfindungsgemäße Anordnung zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug umfasst ferner einen Arretierungsmechanismus, der dazu eingerichtet ist, das Bauelement lösbar in einer gewünschten Position in der Führungseinrichtung zu befestigen. Der Arretierungsmechanismus ermöglicht eine einfache und rasche Montage bzw. Demontage des Bauelements, wodurch beispielsweise Wartungsarbeiten an dem Bauelement beträchtlich erleichtert werden. Die erfindungsgemäße Anordnung zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug ist besonders gut zur Montage von thermischen Isolierelementen im Bereich eines Brandschotts der Auxiliary Power Unit (APU) des Flugzeugs geeignet.
Vorzugsweise weist die Führungseinrichtung die Form einer Schiene auf, in die das Bauelement bei der Montage auf einfache und komfortable Art und Weise eingeschoben werden kann. Beispielsweise kann die Führungseinrichtung ein im Wesentlichen U-förmiges Profil bzw. einen im Wesentlichen U-förmigen Querschnitt aufweisen. Eine derart ausgebildete Führungseinrichtung ermöglicht eine besonders einfache und sichere Positionierung und Lagerung des Bauelements in der Führungseinrichtung.
Das Dämpfungselement der erfindungsgemäßen Anordnung zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug besteht vorzugsweise aus Fluorsilicon, Gummi oder einem Kunststoff mit einer geeigneten Shore-Härte. Wesentlich ist, dass das Material des Dämpfungselements eine ausreichende Elastizität aufweist, um dem Dämpfungselement die Dämpfungseigenschaften zu verleihen, die erforderlich sind, um eine ordnungsgemäße Entkopplung des über das Dämpfungselement in der Führungseinrichtung gelagerten Bauelements von den Vibrationen und/oder Durchbiegungen zu gewährleisten, die von der Flugzeugstruktur auf die Führungseinrichtung übertragen werden.
Das Dämpfungselement kann an der Führungseinrichtung oder dem Bauelement befestigt sein. Dadurch wird die Montage des Bauelements in der Führungseinrichtung erleichtert. Grundsätzlich kann die erfindungsgemäße Anordnung zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug lediglich ein Dämpfungselement umfassen, das beispielsweise so gestaltet sein kann, dass es einen Rand des Bauelements umgreift und somit eine selbsttragende Lagerung des Bauelements in der Führungseinrichtung ermöglicht. Alternativ dazu kann die erfindungsgemäße Anordnung jedoch auch mehrere Dämpfungselemente umfassen, die an geeigneten Positionen zwischen dem Bauelement und der Führungseinrichtung angeordnet sind und dadurch für eine selbsttragende Lagerung des Bauelements in der Führungseinrichtung sorgen. Beispielsweise ist es denkbar, drei Dämpfungselemente vorzusehen, die das Bauelement an zwei einander gegenüberliegenden Oberflächen sowie einer an die einander gegenüberliegenden Oberflächen angrenzenden Stirnfläche in der Führungseinrichtung abstützen.
Der Arretierungsmechanismus der erfindungsgemäßen Anordnung zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug umfasst vorzugsweise ein an dem Bauelement befestigtes und/oder ein an dem Dämpfungselement befestigtes Arretierelement. Das Arretierelement besteht beispielsweise aus Blech oder einem Kunststoffmaterial.
Ferner kann der Arretierungsmechanismus der erfindungsgemäßen Anordnung zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug eine in der Führungseinrichtung ausgebildete Aussparung umfassen. Die Form und die Größe des an dem Bauelement befestigten Arretierelements ist vorzugsweise an die Form und die Größe der in der Führungseinrichtung ausgebildeten Aussparung angepasst. Infolge dessen kann das Arretierelement zur Befestigung des Bauelements in der Führungseinrichtung mit der in der Führungseinrichtung ausgebildeten Aussparung zusammenwirken. Der Arretierungsmechanismus ermöglicht somit eine einfache, aber dennoch sichere lösbare Befestigung des Bauelements in der Führungseinrichtung.
Bei einer bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Anordnung zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug weist der Arretierungsmechanismus mehrere in der Führungseinrichtung ausgebildete Aussparungen auf, so dass das Bauelement mit Hilfe des an dem Bauelement befestigten Arretierelements in verschiedenen Positionen in der Führungseinrichtung befestigt werden kann. Darüber hinaus ermöglicht die Bereitstellung mehrerer in der Führungseinrichtung ausgebildeter Aussparungen die Befestigung einer Mehrzahl von Bauelementen in ein und derselben Führungseinrichtung. Dadurch wird es ermöglicht, auf besonders effiziente Art und Weise eine einzige Führungseinrichtung zur Montage mehrerer Bauelemente in dem Flugzeug zu nutzen.
Das Dämpfungselement der erfindungsgemäßen Anordnung zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug weist vorzugsweise eine geeignete Geometrie und/oder Shore-Härte auf, um durch die von ihm auf das Bauelement aufgebrachten Rückstellkräfte den Arretierungsmechanismus in seiner arretierten Stellung zu halten. Insbesondere halten die Rückstellkräfte des Dämpfungselements das an dem Bauelement befestigte Arretierelement in Eingriff mit der in der Führungseinrichtung ausgebildeten Aussparung. Ein eine geeignete Geometrie und/oder Shore-Härte aufweisendes Dämpfungselement kann somit die Doppelfunktion erfüllen, eine selbsttragende Lagerung des Bauelements in der Führungseinrichtung zu ermöglichen und gleichzeitig durch die auf das Bauelement aufgebrachten Rückstellkräfte den Arretierungsmechanismus der erfindungsgemäßen Anordnung in seinem arretierten Zustand zu halten. In Abhängigkeit der Geometrie und des Gewichts des Bauelements sowie in Abhängigkeit der konstruktiven Ausgestaltung des Arretierungsmechanismus kann die Geometrie und/oder die Shore-Härte des Dämpfungselements angepasst werden, um im in der Führungseinrichtung montierten Zustand des Bauelements eine sichere Arretierung des Arretierungsmechanismus zu gewährleisten.
Alternativ oder zusätzlich dazu kann der Arretierungsmechanismus ein federelastisch ausgebildetes Arretierelement umfassen. Das an dem Bauelement befestigte Arretierelement kann dann als Rastelement wirken, das sich bei der Positionierung des Bauelements in der Führungseinrichtung federelastisch verformt und beispielsweise mit einem an der Führungseinrichtung ausgebildeten komplementären Rastelement verrastet, wenn das Bauelement die gewünschte Position in der Führungseinrichtung erreicht hat. Als komplementäres Rastelement kann die in der Führungseinrichtung ausgebildete Aussparung dienen. An der Führungseinrichtung kann jedoch auch ein anders ausgebildetes komplementäres Rastelement zum Zusammenwirken mit einem federelastischen Arretierelement des Arretierungsmechanismus vorgesehen sein.
Die Führungseinrichtung, das Dämpfungselement und/oder der Arretierungsmechanismus der erfindungsgemäßen Anordnung zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug bestehen vorzugsweise aus elektrisch nicht leitfähigen Materialien. Bei einer derartigen Ausgestaltung der erfindungsgemäßen Anordnung kann auf eine Erdung des Bauelements, z.B. zum Schutz vor Blitzschlag, verzichtet werden.
In Abhängigkeit der Geometrie und des Gewichts des zu montierenden Bauelements kann lediglich eine oben beschriebene Montageanordnung ausreichend sein, um das Bauelement sicher in der gewünschten Position im Flugzeug zu montieren. Falls erforderlich, können jedoch auch mehrere erfindungsgemäße Montageanordnungen zur Montage eines einzigen Bauelements in dem Flugzeug verwendet werden. Beispielsweise ist es denkbar, ein plattenförmiges Bauteil mit Hilfe von zwei einander gegenüberliegenden Montageanordnungen an der gewünschten Position im Flugzeug zu befestigen. Bei einer derartigen Anordnung kann das Bauelement beispielsweise entlang zweier einander gegenüberliegender Ränder über je ein Dämpfungselement oder mehrere Dämpfungselemente in zwei einander gegenüberliegenden Führungseinrichtungen abgestützt und auf diese Art und Weise selbsttragend in den einander gegenüberliegenden Führungseinrichtungen gelagert werden.
Ein erfindungsgemäßes Verfahren zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug umfasst die Schritte des Bereitstellens einer Führungseinrichtung, die mit einer Flugzeugstruktur verbindbar oder integriert mit der Flugzeugstruktur ausgebildet ist, sowie des Bereitstellens eines elastisch verformbaren Dämpfungselements. Das Bauelement wird derart in der Führungseinrichtung positioniert, dass das Bauelement über das elastisch verformbare Dämpfungselement selbsttragend in der Führungseinrichtung gelagert ist. Schließlich wird das Bauelement durch einen Arretierungsmechanismus lösbar in einer gewünschten Position in der Führungseinrichtung befestigt.
Vor dem Positionieren des Bauelements in der Führungseinrichtung wird vorzugsweise das Dämpfungselement an der Führungseinrichtung oder dem Bauelement befestigt. Beispielsweise kann das Dämpfungselement an die Führungseinrichtung oder das Bauelement geklebt oder formschlüssig daran angebracht werden.
Bei der Positionierung in der Führungseinrichtung wird das Bauelement vorzugsweise unter elastischer Verformung des Dämpfungselements in der Führungseinrichtung verschoben.
Wenn das Bauteil die gewünschte Position in der Führungseinrichtung erreicht hat, wirkt vorzugsweise ein an dem Bauelement befestigtes Arretierelement des Arretierungsmechanismus mit einer in der Führungseinrichtung ausgebildeten Aussparung des Arretierungsmechanismus zusammen, um das Bauelement lösbar in der Führungseinrichtung zu befestigen.
Bei einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug hält das Dämpfungselement durch seine Rückstellkräfte den Arretierungsmechanismus in seiner arretierten Stellung. Insbesondere können die Rückstellkräfte des Dämpfungselements das an dem Bauelement befestigte Arretierelement in Eingriff mit der in der Führungseinrichtung ausgebildeten Aussparung halten.
Alternativ oder zusätzlich dazu kann der Arretierungsmechanismus durch die Rückstellkräfte eines federelastisch ausgebildeten Arretierelements in seiner arretierten Stellung gehalten werden. Insbesondere können die Rückstellkräfte des federelastisch ausgebildeten Arretierelements das an dem Bauelement befestigte Arretierelement in Eingriff mit der in der Führungseinrichtung ausgebildeten Aussparung halten.
Bevorzugte Ausführungsformen der erfindungsgemäßen Anordnung sowie des erfindungsgemäßen Verfahrens zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug werden nun anhand der beigefügten, schematischen Zeichnungen näher erläutert, von den
1 eine erste Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Anordnung zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug zeigt,
2a eine zweite Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Anordnung zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug zeigt, bei der sich ein Arretierungsmechanismus in einer nicht arretierten Stellung befindet, und
2b die zweite Ausführungsform der erfindungsgemäßen Anordnung zur Montage eines Bauelements in einem Flugzeug zeigt, bei der sich der Arretierungsmechanismus in einer arretierten Stellung befindet.
1 zeigt eine erste Ausführungsform einer Anordnung 10 zur Montage eines Bauelements 12 in einem Flugzeug. Die Anordnung 10 umfasst eine Führungseinrichtung 14, die in Form einer Schiene ausgebildet ist und einen im wesentlichen U-förmigen Querschnitt aufweist. Die Führungseinrichtung 14 ist mit einer in der 1 nicht gezeigten Flugzeugstruktur verbunden, so dass insbesondere während des Flugs auftretende Vibrationen und/oder Durchbiegungen der Flugzeugstruktur auf die Führungseinrichtung 14 übertragen werden.
Die Anordnung 10 umfasst ferner ein elastisch verformbares Dämpfungselement 16, das aus einem elastisch verformbaren Material, wie z.B. Fluorsilicon oder Gummi besteht. Das Dämpfungselement 16 weist einen im Wesentlichen U-förmigen Querschnitt auf, d.h. es ist so geformt, dass es einen Rand des plattenförmig ausgebildeten Bauelements 12 umgreift. Das Dämpfungselement 16 ist mit dem Bauelement 12 verklebt und weist an seinem Aussenumfang eine Mehrzahl von Vorsprüngen 18 auf, die sich an Innenflächen 20, 22, 24 der Führungseinrichtung 14 abstützen. Das Dämpfungselement 16 ermöglicht somit eine selbsttragende Lagerung des Bauelements 12 in der Führungseinrichtung 14.
Durch die selbsttragende Lagerung des Bauelements 12 in der Führungseinrichtung 14 wird das Bauelement 12 zuverlässig von Schwingungen und/oder Durchbiegungen entkoppelt, die von der Flugzeugstruktur auf die Führungseinrichtungen 14 übertragen werden. Das Bauelement 12 ist somit über das Dämpfungselement 16 spannungs- und vibrationsarm in der Führungseinrichtung 14 gelagert.
Um das Bauelement 12 in einer gewünschten Position in der Führungseinrichtung 14 zu befestigen, umfasst die Montageanordnung 10 ferner einen Arretierungsmechanismus 26. Der Arretierungsmechanismus 26 wird durch eine in der Führungseinrichtung 14 ausgebildete Aussparung 28 sowie ein an dem Bauelement 12 befestigtes Arretierelement 30 gebildet. Die Form und die Größe des Arretierelements 30 ist an die Form und die Größe der in der Führungseinrichtung 14 ausgebildeten Aussparung 28 angepasst. Durch das Zusammenwirken des Arretierelements 30 mit der in der Führungseinrichtung 14 ausgebildeten Aussparung 28 wird das Bauelement 12 sicher in seiner Position in der Führungseinrichtung 14 festgelegt. Das Arretierelement 30 wird dabei durch die Rückstellkräfte des elastisch verformbaren Dämpfungselements 16 in Eingriff mit der in der Führungseinrichtung 14 ausgebildeten Aussparung 28 gehalten.
Die Führungseinrichtung 14, das Dämpfungselement 16 und/oder das Arretierelement 30 bestehen jeweils aus elektrisch nicht leitfähigen Materialien. Dadurch kann auf eine Erdung des Bauelements 12, beispielsweise zum Schutz vor Blitzschlag verzichtet werden.
Die in den 2a und 2b gezeigte Anordnung 10 zur Montage eines Bauelements 12 in einem Flugzeug unterscheidet sich von der in der 1 dargestellten Anordnung dadurch, dass sie anstelle eines einzigen, den Rand des Bauelements 12 umgreifenden Dämpfungselements 16 drei Dämpfungselemente 16a, 16b, 16c umfasst. Die Dämpfungselemente 16a, 16b und 16c stützen jeweils zwei einander gegenüberliegende Oberflächen des Bauelements 12 sowie eine an die zwei einander gegenüberliegenden Oberflächen angrenzende Stirnfläche des Bauelements 12 an den Innenflächen 20, 22, 24 der Führungseinrichtung 14 ab. Im übrigen entspricht der Aufbau der in den 2a und 2b gezeigten Anordnung 10 dem Aufbau der in der 1 dargestellten Anordnung.
Im folgenden wird die Montage des Bauelements 12 in einem Flugzeug mit Hilfe der Montageanordnung 10 erläutert. Bei der Montage des Bauelements 12 wird/werden zunächst in einem ersten Schritt das Dämpfungselement 16 bzw. die Dämpfungselemente 16a, 16b, 16c an dem Bauelement 12 befestigt. Beispielsweise kann/können das Dämpfungselement 16 bzw. die Dämpfungselemente 16a, 16b, 16c auf das Bauelement 12 geklebt werden.
Anschließend wird das Bauelement 12 mit dem daran befestigten Dämpfungselement 16 bzw. den daran befestigten Dämpfungselementen 16a, 16b, 16c in die Führungseinrichtung 14 eingeschoben, wobei das Dämpfungselement 16 bzw. 16a durch die in der 2a durch Pfeile veranschaulichte Kraft F derart komprimiert wird, dass das an dem Bauelement 12 befestigte Arretierelement 30 nicht mit der Führungseinrichtung 14 in Kontakt gerät.
Erst wenn das Bauelement 12 die gewünschte Position in der Führungseinrichtung 14 erreicht hat und keine Kraft F mehr auf das Bauelement 12 wirkt, nimmt das Dämpfungselement 16 bzw. 16a wieder seine ursprüngliche Form an und das an dem Bauelement 12 befestigte Arretierelement 30 gerät mit der in der Führungseinrichtung 14 ausgebildeten Aussparung 28 in Eingriff. Durch seine elastischen Rückstellkräfte hält das Dämpfungselement 16 bzw. 16a das Arretierelement 30 in Eingriff mit der in der Führungseinrichtung 14 ausgebildeten Aussparung 28.

Claims

Anordnung (10) zur Montage eines Bauelements (12) in einem Flugzeug, mit – einer mit einer Flugzeugstruktur verbindbaren oder integriert mit der Flugzeugstruktur ausgebildeten Führungseinrichtung (14), – einem elastisch verformbaren Dämpfungselement (16; 16a, 16b, 16c), das dazu eingerichtet ist, eine selbsttragende Lagerung des Bauelements (12) in der Führungseinrichtung (14) zu ermöglichen, und – einem Arretierungsmechanismus (26), der dazu eingerichtet ist, das Bauelement (12) lösbar in einer gewünschten Position in der Führungseinrichtung (14) zu befestigen.
Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Führungseinrichtung (14) in Form einer Schiene mit einem im Wesentlichen U-förmigen Profil ausgebildet ist.
Anordnung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Dämpfungselement (16; 16a, 16b, 16c) aus Fluorsilicon, Gummi oder einem Kunststoff mit einer geeigneten Shore-Härte besteht.
Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass das Dämpfungselement (16; 16a, 16b, 16c) an der Führungseinrichtung (14) oder dem Bauelement (12) befestigt ist.
Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Arretierungsmechanismus (26) ein an dem Bauelement (12) befestigtes und/oder ein an dem Dämpfungselement (16; 16a, 16b, 16c) befestigtes Arretierelement (30) umfasst.
Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass der Arretierungsmechanismus (26) eine in der Führungseinrichtung (14) ausgebildete Aussparung (28) umfasst.
Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Dämpfungselement (16; 16a, 16b, 16c) eine geeignete Geometrie und/oder Shore-Härte aufweist, um durch seine Rückstellkräfte den Arretierungsmechanismus (26) in seiner arretierten Stellung zu halten.
Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass der Arretierungsmechanismus (26) ein federelastisch ausgebildetes Arretierelement (30) umfasst.
Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Führungseinrichtung (14), das Dämpfungselement (16; 16a, 16b, 16c) und/oder der Arretierungsmechanismus (26) aus elektrisch nicht leitfähigen Materialien bestehen.
Verfahren zur Montage eines Bauelements (12) in einem Flugzeug, mit den Schritten: – Bereitstellen einer Führungseinrichtung (14), die mit einer Flugzeugstruktur verbindbar oder integriert mit der Flugzeugstruktur ausgebildet ist, – Bereitstellen eines elastisch verformbaren Dämpfungselements (16; 16a, 16b, 16c), – Positionieren des Bauelements (12) in der Führungseinrichtung (14) derart, dass das Bauelement (12) über das elastisch verformbare Dämpfungselement (16; 16a, 16b, 16c) selbsttragend in der Führungseinrichtung (14) gelagert ist, und – lösbares Befestigen des Bauelements (12) in einer gewünschten Position in der Führungseinrichtung (14) durch einen Arretierungsmechanismus (26).
Verfahren nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass das Dämpfungselement (16; 16a, 16b, 16c) vor dem Positionieren des Bauelements (12) in der Führungseinrichtung (14) an der Führungseinrichtung (14) oder dem Bauelement (12) befestigt wird.
Verfahren nach Anspruch 10 oder 11, dadurch gekennzeichnet, dass das Bauelement (12) bei der Positionierung in der Führungseinrichtung (14) unter elastischer Verformung des Dämpfungselements (16; 16a, 16b, 16c) in der Führungseinrichtung (14) verschoben wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 10 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass ein an dem Bauelement (12) befestigtes Arretierelement (30) des Arretierungsmechanismus (26) mit einer in der Führungseinrichtung (14) ausgebildeten Aussparung (28) des Arretierungsmechanismus (26) zusammenwirkt, um das Bauelement (12) lösbar in der Führungseinrichtung (14) zu befestigen.
Verfahren nach einem der Ansprüche 10 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass der Arretierungsmechanismus (26) durch die Rückstellkräfte des Dämpfungselements (16; 16a, 16b, 16c) in seiner arretierten Stellung gehalten wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 10 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass der Arretierungsmechanismus (26) durch die Rückstellkräfte eines federelastisch ausgebildeten Arretierelements (30) in seiner arretierten Stellung gehalten wird.