在飞机的最后组装期间，在机身内进行大量工作，诸如，例如多 种类型的管线系统的安装。
这种类型的管线系统和它们的安装也称作布线，并通常包括例如 水、空气、氧气等液体和气态介质的管线和电信号传输线、供电线和 电势平衡线或类似物。紧固件和支撑件和相类似物也属于管线系统的 部件。
通常，将这些管线系统铺设在机身内部受到内部压力的区域中。 这也包括管线系统的安装和其到例如在货舱中、在乘客舱中或在机身 的顶部区域、“冠区域”中的设备和负载的连接。
关于这一点，然而，存在机身内的空间受限的问题，并且不可能 同时执行所有工作，这在经济效率方面也不是优选的。此外，管线系 统仅能够很小程度地被预先制造也是一个问题。
针对这种背景，本发明基于这样的目标，即，提供一种飞机或航 天器的机身中的管线系统的改进装置，其装置不再具有或很大程度上 消除了上述缺陷，尤其减小了机身内的安装工作。

根据本发明，具有专利权利要求1的特征的管线系统装置可以实 现这些目标。
根据其，管线系统装置被设置在具有机身的飞机或航天器中，具 有至少一个容纳区域用于容纳管线系统的至少一个部件，其中：至少 一个容纳区域被设计为使得：在至少一些部分中，可以从飞机和航天 器的机身外部接近，用于管线系统的安装与/或维护。
因此，与在开始处提及的方法相比，本发明具有优点：管线系统 能够从外部装配入为它们提供的容纳区域中，在安装期间，内部空间 可不受干扰地用于其它工作。此外，一个相当重要的优点在于：管线 系统能够单独地主要地预先制造，因此作为其结果，额外有利地减小 了装配时间。由本发明取得的效果在于：在装配期间节省的时间优选 地增加约60％。
此外，飞机或航天器配置有至少一个容纳区域，用于容纳管线系 统的至少一个部件，其中：在至少一些部分中，可以从飞机和航天器 的机身外部接近至少一个容纳区域，用于管线系统的安装与/或维护。
在从属权利要求中和结合附图的描述中，可以发现本发明的优选 改进、发展和提高。
在优选实施例中，提供了：沿机身的纵向方式或与纵向方向成某 一角度，至少一个容纳区域沿机身的内壁延伸。这得到了有利的适于 预先制造或预先装配管线系统的区域，并产生另外的时间节省。
在这种情况中，优选地，该装置具有压力-密封分离设备，用于至 少一个容纳区域与机身的内部空间的压力-密封分离。这具有优点：可 从外部接近的容纳区域可以由能够再次去除的覆盖物封闭，不用在安 装后或在维护期间再次出现特殊的压力-密封封闭。
为此目的，优选地，至少一个容纳区域具有作为接近区域的可关 闭的开口。这种可关闭外壁部分优选地设计为机身的外壁的部分，具 有与所述外壁匹配的轮廓。
在另一优选实施例中，可以实现：至少一个可去除外壁部分被设 计为吸收与/或传递在机身中出现的力。为此目的，所述外壁部分能够 利用诸如例如螺丝的紧固件可去除地附加。通常，在容纳区域中安装 的管线系统部件不会频繁地调换，并且因此仅需要以特定的维护间隙 检查。
特定优点在于这样的事实：至少一个容纳区域布置在机身的碰撞 区域外部。因此，即使在碰撞事件中，系统将继续维持其功能的概率 也会增大。

下面参照附图的示意图所示的典型实施例，将更详细地描述本发 明，其中：
图1显示了根据本发明的典型实施例的具有管线系统装置的机 身的横断面视图；
图2显示了利用根据图1示例的装置的机身的透视断面图；
图3通过示例显示了装置的机身的另一横断面视图；和
图4显示了沿图3的断面线A-A的断面视图。

在附图的所有图中，除非另外指出，相同或功能相同的元件每个 具有相同的标号。
图1显示了根据本发明典型实施例的管线系统装置1的机身3 的横断面视图。
在这个示例中，该机身3具有圆形横断面，并且是未具体显示的 飞机的机身。该机身3包围了由机身3的内壁18以压力-密封方式 封闭的第一内部空间9。“冲击区域”17也称作碰撞区域，被布置在 机身3的下部区域中。在这个示例中，在机身3的每侧上的冲击区 域17上方布置着容纳区域4，其利用各自的第一分离设备11和第 二分离设备12采用压力-密封方式与第一内部空间9分离。因此， 分离设备11，12形成利用内壁18的内部空间9的压力-密封封闭的 延伸。例如，容纳区域4的横断面形成为例如三角形，耳各自外壁部 分6具有曲率。
具有至少一些其部件的管线系统2被布置在每个容纳区域4 内。特别地，所述部件是例如诸如氧气和水的液体和气态物质用的管 线、电信号和电力用的管线、从源到一个或多个消耗设备传送和传递 所述介质用的管线，并且反之亦然。例如，它们还包括空调系统和电 势平衡母线的管线。这些部件还可以包括管线用的多种支撑和紧固件。
采用不削弱其压力-密封结构的方式，通过优选地放置在分离设备 11，12中的第一连接设备13，实现了到诸如例如照明、开关、通信系 统和相类似物的负载的连接。为此目的，对于其部分，这些连接设备13 能够被设计为是压力-密封的。
与在介绍部分中讨论的方法形成对比，可以从机身3的外部执行 管线系统2的安装。为此目的，如图2以透视图所示，在安装期间， 容纳区域4具有可从外部接近的开口5。这些开口5优选地可以由 第一外壁部分6封闭。在这个区域中，这些外壁部分6优选地具有 机身3在此区域的外壁的轮廓。它们设计为以这样的方式，即，它们 能够吸收或传递在机身中的这些区域中出现的力。为此目的，它们可 由适当的紧固件8(参见图4)可释放地连接到机身3，诸如例如铁 钉与/或螺钉。
图2显示了容纳区域4特别地沿机身3的纵向方向运行并在 当前典型实施例中以示例性的90度的角度布置的另一容纳区域4′ 连通。类似地，利用分离设备11，12，该容纳区域4′采用相对于内 部空间9压力-密封方式封闭，并用于容纳管线系统2的部件，如参 照图3在下面进一步描述。
该容纳区域4’类似地具有能够由第二外壁部分7封闭的至少 一个开口5′。在上面对第一外壁部分6的说明或多或少也可应用于所 述外壁部分7。
开口5，5′优选地采用如下方式设计：管线系统2的部件与或部 件的结合能够单独被引导穿过它们与/或到预先制造的结构单元中，这 些称作“布线”。因此，具有单独制造这些布线的特定优点。在装配后， 所述装配是独自或主要从机身3外部进行，外部壁部分6，7被附加 以封闭开口5，5′。由于容纳区域4，4′没有受到内部空间9的内部压 力，有利的是无需压力-密封密封以密封开口5，5′，从而节省了材料 和工作。
此外，因为从机身3外部安装，其内部空间9不会被装配管线 系统2的人员占用，不会妨碍内部空间的其它工作，并且不需要进行 不同工作组的特定工作和时间分配。因此，在总装期间，可以取得高 达60％的优选省时时间。
图3通过示例显示了装置1的机身3的另一横断面视图，其在 安装管线系统2后，并且内部空间的分隔成具有客舱座位的第一内部 空间9和分成适合在其下面作为货舱的第二内部空间10。根据当前 典型实施例，容纳区域4和4′例如布置在两侧上。该容纳区域4′在 两侧上向上运行到顶部区域16，＂冠部区域＂。在乘客舱的座位区域中， 如上面已经说明，第二连接设备14被设置在分离设备11，12中，用 于连接到诸如例如通讯单元、氧气供应和类似物的对应设备。在顶部 区域16中，第三连接设备15被布置在分离设备11，12中，以允许 到这个区域中的设备的连接。如上面已经描述，容纳区域4，4′的开 口由外壁部分6，7封闭，其在当前情况中，有利的是具有机身3的 外壁的轮廓。
图4显示了按照根据图3的横断线A-A的断面视图。该机身 3仅通过其壁示意地显示。参考标记19指强化机身3的强化装置。
在这个示例中，该容纳区域4′设计为具有矩形横断面，所述容 纳区域的分离设备11，12形成关于内部空间9的压力-密封分离设 备。利用特别地通过紧固件8附于机身3的外壁部分7，该容纳部 件4，4′向外封闭，即在图4中向左侧。该紧固件8仅由其中心线 指示。它们可以例如设计为铆钉或螺丝。该管线系统的部件仅必需以 特定维护间隔检查，在此期间，用于其它设备的其它外壁部分也可打 开，其中：利用紧固件，所述其它外壁部分采用相同或类似方式可释 放地附加。
因此，通过在空间条件不受限制的位置处单独预先制造，可以进 行管线系统2的大部分安装，因此，可以利用另外节省的时间和与在 狭窄内部空间9中的情况相比的更适合的工具，来进行特定的工作。
通过从机身3外部的安装，有利的是内部空间9不受干扰地用 于其它最终组装工作，因此，有利的是可以取得比现有技术更简单并 且更快速，即更经济的工作顺序。
本发明并不局限于具有机身的飞机或航天器中的管线系统的布置 (图中所示)。
例如，可以想到容纳区域4，4’被布置在与所示示例不同的其它 位置处并且其数目可更多或更少。其轮廓还能够以相对于机身3的纵 向方向的修改角度运行。
利用冲击区域17外部的容纳区域4，4′的装置，也可以提供这 样的优点，即，管线系统2的部件在可能冲击期间损坏的概率更低。
参考标记列表
1 装置
2 管线系统
3 机身
4，4′ 容纳区域
5，5′ 开口
6 第一外壁部分
7 第二外壁部分
8 紧固件
9 第一内部空间
10 第二内部空间
11 第一分离设备
12 第二分离设备
13 第一连接设备
14 第二连接设备
15 第三连接设备
16 顶部区域(冠部区域)
17 冲击区域(碰撞区域)
18 内壁
19 硬化装置。
权利要求书(按照条约第19条的修改)
1.具有机身(3)的飞机或航天器中的管线系统装置(1)，具有用 于容纳管线系统(2)的至少一个部件的至少一个容纳区域(4，4′)，其中： 在至少一些部分中，可以从飞机和航天器的机身(3)外部接近至少一个 容纳区域(4，4′)，用于管线系统(2)的安装与/或维护；其中所述至少一 个容纳区域(4，4′)适应对应于机身(3)的特定外部压力的内部压力。
2.根据权利要求1所述的装置(1)，其特征在于：沿机身(3) 的纵向或沿与机身(3)的纵向方向成一角度，特别是垂直于机身(3) 的纵向方向，至少一个容纳区域(4，4′)沿机身(3)的内壁(18)延伸。
3.根据权利要求1或2所述的装置(1)，其特征在于：所述装 置(1)具有压力-密封分离设备(1l，12)，用于所述至少一个容纳区域(4， 4′)与所述机身(3)的内部空间(9，10)的压力-密封分离。
4.根据权利要求3所述的装置(1)，其特征在于：所述压力-密 封分离设备(11，12)具有至少一个连接设备(13，14，15)，用于将管 线系统(2)的至少一个部件连接到消耗与/或供电单元。
5.根据前述权利要求任何一项所述的装置(1)，其特征在于：至 少一个容纳区域(4，4′)被布置在机身(3)的冲击区域(17)外部。
6.根据前述权利要求任何一项所述的装置(1)，其特征在于：管 线系统(2)的所述至少一个部件是电线、液体或气态物质用的管线、 管线系统(2)用的支撑件或类似物。
7.根据前述权利要求任何一项所述的装置(1)，其特征在于：至 少一个容纳区域(2)具有作为接近区域的可关闭开口(5，5′)。
8.根据权利要求7所述的装置(1)，其特征在于：所述至少一 个容纳区域(4，4′)的所述可关闭开口(5，5′)能够由至少一个可去除 外壁部分(6，7)关闭。
9.根据权利要求8所述的装置(1)，其特征在于：所述可去除 外壁部分(6，7)被设计为机身(3)的外壁的部分，并具有与所述外 壁匹配的轮廓。
10.根据权利要求8或9所述的装置(1)，其特征在于：所述 至少一个可去除外壁部分(6，7)被设计为吸收与/或传递在机身(3)中出 现的力。
11.根据权利要求8到10任何一项所述的装置(1)，其特征在 于：利用紧固件(8)，所述至少一个可去除外壁部分(6，7)被可释放地附 于所述至少一个容纳区域(4，4′)。
12.根据权利要求7到9任何一项所述的装置(1)，其特征在于： 所述管线系统(2)被设计为预先制造的子组件，并采用这样的方式， 即它能够经由所述可关闭开口(5，5′)被放置在至少一个容纳区域(4， 4′)中。
13.具有根据权利要求1到12的任何一项设计的管线系统装 置(1)的飞机或航天器。