專利名稱：連續(xù)的機身連接的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于將尾翼單元翼面附連于飛機機身的連接系統(tǒng) 和一種用于將尾翼單元翼面附連于飛^身的方法。
背景技術(shù)：
迄今為止，在飛機中利用多個水平附連的螺栓將垂直尾翼單元附 連于機身。在這種布置中，垂直尾翼單元的壁首先插入到機身的叉形 孔中并隨后借助于7jC平排列螺栓附連。在所有情況下都附連于中心箱 板和機身支架的^筒用于容納螺栓。特別是在飛機的垂直尾翼單元 中，整個尾翼單元翼面承受了相當大的剪力，這種剪力造成在垂直尾 翼單元的基座區(qū)域中產(chǎn)生大范圍的拉力和壓縮力。因此螺栓必須將很 大的拉力和壓縮力偏轉(zhuǎn)至機身內(nèi)，使得為了轉(zhuǎn)移這些力，中心箱板的 在連接區(qū)域中的壁需要包括很大的加厚部件以便提供穩(wěn)定的結(jié)構(gòu)。此 外，螺栓在機身上所附連的機身支架必須包括相應(yīng)的尺寸。而且，機 身支架中的螺栓區(qū)域承受了所轉(zhuǎn)移力的高載荷集中，使得必須另外調(diào) 整所述螺栓的尺寸。發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明的一個目的是提供一種用于附連尾翼單元翼面的穩(wěn)定且輕 量型的連接系統(tǒng)。該目的通過一種用于將尾翼單元翼面附連于飛機機身的附連系統(tǒng)和一種用于將尾翼單元翼面附連于飛機機身的方法得以實現(xiàn)，還通過 在飛機中采用具有根據(jù)獨立的權(quán)利要求所述的特征的附連系統(tǒng)得以 實現(xiàn)。在本發(fā)明中術(shù)語"尾翼單元"指飛機的翼面，比如垂直尾翼單元 或水平尾翼單元。術(shù)語"附連面"指尾翼單元能夠附連的飛機的表面，例如機身。根據(jù)本發(fā)明的第一示例實施方式，提供了一種用于將尾翼單元附 連于飛機的附連面的附連系統(tǒng)，其中附連系統(tǒng)包括尾翼單元、附連面 和支架，所述支架具有第一支承面和第二支承面，其中第一支承面設(shè) 計為靠在尾翼單元上，第二支承面設(shè)計為靠在附連面上。在這種布置 中至少一個第一支承面和第二支承面包括共同的接觸線。第一支承面 包括第一表面并且第二支承面包括第二表面，其中第一表面和第二表面的角度不等于0度和180度。根據(jù)本發(fā)明的示例實施方式，提供了一種用于將尾翼單元附連于 飛機的附連面的方法，該方法包括的如下步驟通過第一支承面將支 架安裝在尾翼單元上，并在又一個步驟中通過第二支承面將支架安裝 到附連面上，其中第一支撐面和第二支承面包括接觸線。第一支承面 包括包括第一表面并且第二支承面包括第二表面，其中第一表面和第 二表面的角度不等于0度和180度。在又一個示例實施方式中，附連系統(tǒng)用于將尾翼單元附連于飛機 的附連面。在又一個示例實施方式中，提供了一種帶有用于將尾翼單 元附連于附連面的系統(tǒng)的飛機。根據(jù)本發(fā)明的附連系統(tǒng)提供了一種連接可選方案，其與目前公知 的連接系統(tǒng)相比無疑是一種輕量型且更穩(wěn)定的解決方案。例如，迄今 為止，必須在尾翼單元的基座區(qū)域中和在機身上設(shè)置大型加厚部件以 便顯著地將作用在垂直尾翼單元上的彎矩轉(zhuǎn)移至機身。這種加厚部件 導致相當大的附加重量并顯著增加了制造成本。由于根據(jù)本發(fā)明的連 接系統(tǒng)使用支架，所以不必在基座區(qū)域和機身中設(shè)置這種尾翼單元的 加厚部件。同時，避免了應(yīng)力集中并且因此可實現(xiàn)相當大的力的均勻傳遞率。因此由于減少了材料的使用可避免不必要的重量并節(jié)省了成本。根據(jù)本發(fā)明的附連系統(tǒng)例如可將尾翼單元與機身連接，或可將二個尾翼單元翼面互連。例如在V形尾翼的情況下可通過根據(jù)本發(fā)明的附連系統(tǒng)連接二個垂直尾翼單元。根據(jù)本發(fā)明的另一個示例實施方式，第一支承面和尾翼單元包括 具有笫一表面形狀的第一接觸區(qū)域，其中第一接觸區(qū)域的第一表面形 狀與尾翼單元的第一表面形狀相配。此外，第二支承面和附連面包括 具有第二表面形狀的第二接觸區(qū)域，其中第二接觸區(qū)域的第二表面形 狀與附連面的形狀相配。以這樣的方式就能得到如下的情況，即支架 與附連面相配或與尾翼單元的接觸區(qū)域中的形狀相配，因此可建立具 有形狀配合的連接。根據(jù)本發(fā)明的另一個示例實施方式，支架的第一支承面和第二支 承面沿接觸線的路線延伸。這樣所述支架例如沿整個接觸線在尾翼單 元和附連面之間延伸。這樣可取得沿整個接觸線的均勻力傳遞從而避 免了應(yīng)力峰值。根據(jù)本發(fā)明的另一個示例實施方式，尾翼單元包括內(nèi)側(cè)和外側(cè)， 其中第一支承面設(shè)計為靠在尾翼單元的內(nèi)側(cè)和/或外側(cè)中的至少一個 上。尾翼單元的現(xiàn)代設(shè)計包括具有內(nèi)部加固的薄壁外層，例如通過支 柱或框架。這樣可將所述支架附連于尾翼單元翼面或尾翼單元翼面的 內(nèi)側(cè)或外側(cè)。將所述支架附連于第一或第二尾翼單元翼面的內(nèi)側(cè)致4吏 在所述外側(cè)形成無邊緣的平滑面，該平滑面提供了最佳的氣流特性， 從而避免了由于所述支架的彎角或邊緣上的湍流引起的氣流損失。根據(jù)本發(fā)明又一個示例實施方式，附連系統(tǒng)還包括至少一個第一 連接元件和第二連接元件，其中尾翼單元通過第一連接元件與第一支 承面連接，并且附連面通過第二連接元件與第二支承面連接。根據(jù)本發(fā)明又一個示例實施方式，至少在第一排中的第一連接元 件或第二連接元件相對于接觸線平行布置。根據(jù)本發(fā)明又一個示例實 施方式，至少第一連接元件或第二連接元件包括與接觸線平行的多 排。這樣連接元件可傳遞非常大的負荷。例如，連接元件的各排可布 置為互相偏移，以便以這種方式提供要傳遞的力的最佳負荷分配。根據(jù)本發(fā)明另一個示例實施方式，第一連接元件包括第一延伸方向并且第二連接元件包括第二延伸方向，其中第一延伸方向和第二延 伸方向互不相同。這樣可最理想地引入拉力和壓縮力，例如從尾翼單 元引入至機身。根據(jù)本發(fā)明的又一個示例實施方式，第一連接元件的第一延伸方 向設(shè)置為基本垂直于尾翼單元而第二連接元件的第二延伸方向設(shè)置 為基本垂直于附連面。這樣形成了最佳和均勻的負荷分配并形成了例 如布置為互相垂直的兩個面的最佳的力傳遞。這樣可以更好地傳遞所 承受的拉力和壓縮力。根據(jù)本發(fā)明的另一個示例實施方式，第一和第二連接元件中的至少一個是不可拆分的連接。這樣由于可柔性地將支架附連于相應(yīng)的面，所以可顯著便于具體的安裝過程。在這種布置中，第一連接元件和第二連接元件中的至少一個可從螺旋連接、螺栓連接、焊接、粘接、 鉚接和插接的組中選出。根據(jù)本發(fā)明另一個示例實施方式，第一支承面包括第一齒形，并 且第一接觸區(qū)域中的尾翼單元包括第二齒形，其中尾翼單元的第二齒 形設(shè)計為接合第一支承面的第一齒形。根據(jù)本發(fā)明的另一個示例實施方式，第二支承面包括第三齒形并 且第二接觸區(qū)域中的附連面包括第四齒形，其中附連面的第四齒形設(shè) 計為接合第二支承面的第三齒形。這樣通過接合的齒形，實現(xiàn)了高度 連續(xù)的力傳遞而不會產(chǎn)生不期望的應(yīng)力集中從而能傳遞非常大的力。根據(jù)本發(fā)明另一個示例實施方式，齒形中的至少一個可分離地附 連。這樣可便于連接系統(tǒng)的安裝。在本發(fā)明的又一個示例實施方式中，每個齒形都包括帶側(cè)面的凸 部和凹部。所述齒形的側(cè)面可設(shè)計為與傳遞力的方向成直角。這樣可 傳遞非常大的負荷并可避免損壞齒形。在本發(fā)明的又一個示例實施方式中，每個齒形都可從包括燕尾槽形、T槽形、縱向槽形和梯形槽形的組中選出。在本發(fā)明的又一個示例實施方式中，在齒形的側(cè)面之間附連有補 償介質(zhì)從而形成均勻的負荷分配。為了提供理想的力傳輸，各個齒形必須以極精密的公差制造使得不會由于不精確制造的齒形形成應(yīng)力 峰值。由于這樣導致了很高的生產(chǎn)成本，在所述齒之間亦即在所述齒 的側(cè)面之間附連有補償介質(zhì)，使得不必制造這么精密且昂貴的公差。 補償介質(zhì)例如可包括諸如軟金屬、木質(zhì)纖維材料或塑料的材料，例如PTFE的塑料。根據(jù)本發(fā)明又一個示例實施方式，所述支架包括第三支承面或多 個支承面，其上靠有尾翼單元翼面和/或機身。這意味著例如可利用僅 一個支架將兩個尾翼單元翼面附連于機身。根據(jù)本發(fā)明又一個示例實施方式在至少第 一支承面之一和尾翼單 元之間插入機身支架。根據(jù)本發(fā)明又一個示例實施方式在至少第二支 承面之一和附連面之間插入機身支架。機身支架可橋接任何形狀上的 差異，例如在機身和支架之間的形狀差異，并且以這種方式實現(xiàn)最佳 的負荷分配。這樣可通過適合的機身支架從不利的弧形產(chǎn)生直的支承 面，由此可以以極好的方式將任何拉力和壓縮力傳遞至機身。根據(jù)本發(fā)明的另一個示例實施方式，第一和第二支承面中的至少 一個包括至少一個槽結(jié)構(gòu)。通過這樣的單個或多個槽結(jié)構(gòu)可顯著減少 剛性斷裂并且還可實現(xiàn)更佳的負荷分配。在這種布置中，根據(jù)本發(fā)明的連接系統(tǒng)可將垂直尾翼單元和水平 尾翼單元與例如機身的其它附連面連接。因此例如可以通過利用一個 支架將V形尾翼或水平尾翼或垂直尾翼附連于附連面。根據(jù)本方法的又一個實施方式，在又一個步驟中通過第一接觸區(qū) 域?qū)⒌谝恢С忻媾浜系轿惨韱卧妮喞?，并且在又一個步驟中通過第 二接觸區(qū)域?qū)⒌诙С忻媾浜系礁竭B面的輪廓。根據(jù)本方法的又一個示例實施方式，在又一個步驟中第一支承面 和第二支承面與接觸線的路線匹配。根據(jù)本方法的又一個示例實施方式，第一支承面附連于尾翼單元 和附連面的內(nèi)側(cè)與外側(cè)中至少一個。根據(jù)本方法的又一個示例實施方式，在又一個步驟中通過第一連 接元件將尾翼單元與第一支承面連接，并且在又一個步驟中通過第二連接元件與將附連面第二支承面連接。才艮據(jù)本方法的又一個示例實施方式，在又一個步驟中通過第一和 第二齒形將尾翼單元與第 一支承面連接，和/或在又一個步驟中通過第 三和第四齒形將附連面與第二支承面連接。所述附連系統(tǒng)的實施方式也適用于本方法，反之亦然。因此根據(jù)本發(fā)明的連接系統(tǒng)和根據(jù)本發(fā)明的方法提供了 一種明顯 更輕并更有效的將尾翼單元翼面與機身連接的系統(tǒng)。利用本發(fā)明可大 幅降低所述結(jié)構(gòu)的費用和重量。此外，利用這種新型連接元件可顯著 減少將尾翼單元安裝至機身所需的時間。


以下，為了進一步說明并更好地理解本發(fā)明，將參照附圖對示例 實施方式進行更詳細的說明。圖1圖示了用于將尾翼單元與機身連接的公知的連接系統(tǒng)；圖2圖示了利用根據(jù)本發(fā)明一個實施方式的附連系統(tǒng)已附連于機身 的垂直尾翼單元的示意圖；圖3圖示了^ffl據(jù)本發(fā)明一個實施方式的示意圖，其中利用齒形將垂 直尾翼單元附連于機身；圖4圖示了利用齒形附連于機身的垂直尾翼單元的放大示意圖；圖5圖示了才艮據(jù)本發(fā)明一個示例實施方式的矩形齒形的示意圖；圖6圖示了根據(jù)本發(fā)明一個示例實施方式的具有角度a的燕尾槽形 的示意圖；以及圖7圖示了連接系統(tǒng)的示意圖。
具體實施方式
相同的或形狀不同的相似部件用相同的附圖標記表示。 圖中的例圖是示意性的并且未按比例示出。圖2是根據(jù)本發(fā)明一個實施方式的用于將尾翼單元2附連于飛機 的附連面3的附連系統(tǒng)1的示意圖。在該布置中支架6包括第一支承 面17和第二支承面18,其中第一支承面設(shè)計為靠在尾翼單元2上， 第二支承面設(shè)計為靠在附連面3上。在該布置中第一支承面17和第 二支承面18包括共同的接觸線16，其中第一支承面17和第二支承面 18由于它們的表面成不等于0度和180度的角度而互不相同。圖1圖示了通常使用的垂直尾翼單元2與機身3的連接系統(tǒng)。由 于通過單向水平附連螺栓7將垂直尾翼單元2的基座連接于機身3， 所以在垂直尾翼單元的基座區(qū)域中需要加厚的部件以便加強這種結(jié) 構(gòu)。這樣導致顯著地增加了重量和材料成本。圖2還圖示了現(xiàn)代垂直尾翼單元2的結(jié)構(gòu)。在這種布置中，垂直 尾翼單元2包括兩個壁，每個壁都包括內(nèi)側(cè)4和外側(cè)5。支架6、 6' 在第 一接觸區(qū)域13中附連在尾翼單元2的基座的所謂的中心箱板上， 所述支架沿垂直尾翼單元2的長度延伸并與第一接觸區(qū)域13的形狀 相配。同時所述支架在第二接觸區(qū)域14中利用第二支承面18附連于 機身3。第二支承面18與第二接觸區(qū)域14中的機身3具有相同的形 狀。在這種布置中，支架6、 6，的第一支承面17和第二支承面18都 通過附連元件7、 7'附連于尾翼單元2或機身3。同時機身支架15可 附連在機身3和支架6、 6'之間以在機身3的輪廓和支架6、 6'的輪廓 之間取得更好的負荷分配。連接元件7、 7'也可穿過垂直尾翼單元2的兩壁延伸并因此可同 時連接第二外支架6'。在這種布置中，可在兩壁2，、 2"之間插入隔離 套7"。此外，連接元件7、 7"的延伸方向在任何情況中都是沿相應(yīng)的 支承面17、 18的表面法線(normal surface line)定向。這樣顯著增 強了力的流動并防止了一側(cè)連接的附加力矩的任何傳遞。為了取得提高的連接強度，也可設(shè)計與圖2所示的形狀不同的多 排與接觸線16平行的連接元件7、 7'。例如，連接元件7、 7'可包括 與接觸線16平行的第一排，并且還包括至少一排與接觸線16平行的 第二排連接元件7、 7'。在這種布置中可附連任何排數(shù)，最好是3至4 排。圖3圖示了除了示出了具有第一齒條8和第二齒條9的齒形代替 連接元件7、 7，之外與圖2所示類似的設(shè)計。支架6和6'可通過這種 齒形8、 9理想地與垂直尾翼單元2連接?？蛇x地，支架6、 6'也可通 過第三和第四齒形附連于機身3。在圖2至4中，支架6、 6'與垂直尾 翼單元2或機身3的相應(yīng)支承面17、 18相配。通過所示的齒形8、 9， 力可以非常均勻的方式傳遞至機身3。可有效地防止過大的載荷集中。 任何情況中，在第一和第二齒形8、 9的縱向中，所示的槽結(jié)構(gòu)12都 起到減少剛性斷裂的作用，因此形成改進的負荷分配。齒形8、 9還 可附連于垂直尾翼單元2的壁的內(nèi)側(cè)或外側(cè)。圖4圖示了通過連接系統(tǒng)1附連于機身3的垂直尾翼單元2的又 一個視圖。該圖清晰地圖示了如果利用齒形將垂直尾翼單元2與機身 3連接則第一接觸區(qū)域13中的設(shè)計可保持非常細長。圖5是互相接合的第一齒條8和第二齒條9的示意圖。在這種布 置中每個齒形8、 9都包括側(cè)面10，其在圖5中形成為矩形的設(shè)計。 為了更好并且更均勻地傳力，在側(cè)面IO之間設(shè)置補償介質(zhì)11。如果， 如本例所示，拉力或壓縮力作用在垂直尾翼單元2上，則負荷在垂直 方向產(chǎn)生。在這種布置中，如果側(cè)面10設(shè)計為與要傳遞的力的方向 成直角則所述力會以最佳方式傳遞。圖6也圖示了第一齒條8和第二齒條9，其中所述齒形設(shè)計為燕 尾槽形。在這種布置中，側(cè)面10以特定的角度a設(shè)置，該角度表示 側(cè)面10與力F和所述負荷的傳遞方向之間的角度。圖7圖示了垂直尾翼單元2的總圖。在垂直尾翼單元2的基座上 圖示了將垂直尾翼單元2與機身3連接的連接系統(tǒng)1。很明顯在垂直 尾翼單元2的基座區(qū)域中沒有任何加厚部件的情況下也創(chuàng)建了最佳的 連接系統(tǒng)l,并且同時可提供更穩(wěn)定及更輕量型的連接可選方案。此外還應(yīng)指出"包括"并不排除其它元件或步驟，并且"一"或 "一個"也不排除多個。此外，應(yīng)指出已參照上述實施方式之一所述 的特征或步驟也可與上述其它實施方式的其它特征和步驟結(jié)合起來 使用。權(quán)利要求中的附圖標記是沒有限制性的。附圖標記列表 1 飛機 2尾翼單元 3機身/附連面 4尾翼單元壁的內(nèi)側(cè) 5尾翼單元壁的外側(cè) 6/6' 支架7/7，第一/第二連接元件7" 隔離套8第一齒形9第二齒形10 側(cè)面11補償^h質(zhì)13 第一接觸區(qū)域14第二接觸區(qū)域15機身支架16 接觸線17 第一支承面18 第二支承面
權(quán)利要求
1.一種用于將尾翼單元(2)附連于飛機的附連面(3)的附連系統(tǒng)，包括尾翼單元(2)，附連面(3)，以及支架(6、6′)，其具有第一支承面(17)和第二支承面(18)，其中所述第一支承面設(shè)計為靠在所述尾翼單元(2)上，所述第二支承面(18)設(shè)計為靠在所述飛機的附連面(3)上，其中所述第一支承面和所述第二支承面包括共同的接觸線；并且其中所述第一支承面(17)形成第一表面并且所述第二支承面(18)形成第二表面；并且其中所述第一表面和所述第二表面形成不等于0度和180度的角度。
2. 如權(quán)利要求l所述的附連系統(tǒng)，其中所述第一支承面(17)和所i^翼單元(2 )包括具有第一表面 形狀的第一接觸區(qū)域(13)，其中所述第一接觸區(qū)域(13)的第一表面形狀與所述尾翼單元(2) 的第一表面形狀相配，其中所述第二支承面(18)和所述附連面(3)包括具有第二表面形 狀的第二接觸區(qū)域(14)，并且其中所述第二接觸區(qū)域(14)的第二表面形狀與所述附連面(3)的 第二表面形狀相配。
3. 如前述權(quán)利要求中任一項所述的附連系統(tǒng)，其中所述支架(6、 6，)的第一支承面和第二支承面沿接觸線(16) 的路線延伸。
4. 如前述權(quán)利要求中任一項所述的附連系統(tǒng)，其中所^翼單元(2)包括內(nèi)側(cè)(4)和外側(cè)(5),其中所述第 一支承面(17)設(shè)計為靠在所述尾翼單元(2 )的內(nèi)側(cè)(4 ) 和外側(cè)(5)中至少一個上。
5.如前述權(quán)利要求中任一項所述的附連系統(tǒng)，還包括至少一個第一 連接元件(7)和第二連接元件(7')，其中所i^C翼單元(2)通過所述第一連接元件(7)與所述第一支 承面(17)連接，并且其中所述附連面(3)通過所述第二連接元件(7，)與所述第二支承 面(18)連接。
6.如權(quán)利要求5所述的附連系統(tǒng)，其中至少在第一排中至少第一連接元件(7)或第二連接元件(7，) 設(shè)置為與所述接觸線(16)平行。
7. 如權(quán)利要求6所述的附連系統(tǒng)，其中至少所述第一連接元件(7)或所述第二連接元件(7')包括與 所述接觸線(16)平行的多排。
8. 如權(quán)利要求5至7中任一項所述的附連系統(tǒng)，其中所述第一連接元件(7)包括第一延伸方向，并且所述第二連接 元件(7')包括第二延伸方向，其中所述第 一延伸方向和所述第二延伸方向互不相同。
9. 如權(quán)利要求8所述的附連系統(tǒng)，其中所述第一連接元件(7)的第一延伸方向定向為基本垂直于所述 尾翼單元(2 )，并且其中所述第二連接元件(7')的第二延伸方向定向為基本垂直于所述附連面(3)。
10. 如權(quán)利要求5至9中任一項所述的附連系統(tǒng)，其中所述第一連接元件(7)和所述第二連接元件(7，)中至少一個 包括不可拆分的連接。
11. 如權(quán)利要求5至10中任一項所述的附連系統(tǒng)，其中所述第一連接元件和第二連接元件(7、 7')中至少一個選自螺 旋連接、螺栓連接、焊接、粘接、鉚接和插接。
12. 如前述權(quán)利要求中任一項所述的附連系統(tǒng)， 其中所述第一支承面(17)包括笫一齒形(8)， 其中所述接觸區(qū)域(13 )中的所i^翼單元(2 )包括第二齒形(9 )，并且其中所述尾翼單元(2)的第二齒形(9)設(shè)計為接合所述第一支承 面(17)的第一齒形(8)。
13. 如前述權(quán)利要求中任一項所述的附連系統(tǒng)，其中所述第二支承面(18)包括第三齒形，其中所述接觸區(qū)域(14)中的附連面(3)包括第四齒形，并且其中所述附連面(3 )的第四齒形設(shè)計為掩^所述第二支承面的第三 齒形。
14. 如權(quán)利要求12或13所述的附連系統(tǒng)， 其中所述齒形(8、 9)中至少一個可拆分地附連。
15. 如權(quán)利要求12至14中任一項所述的附連系統(tǒng)， 其中每個齒形(8、 9)都包括帶側(cè)面(10)的凸部和凹部，并且其中所述齒形(8、 9)的側(cè)面(10)^L計為與傳遞力的方向成直角。
16.如權(quán)利要求12至15中任一項所述的附連系統(tǒng)，其中每個齒形(8、 9)選自燕尾槽形、T槽形、縱向槽形和梯形槽形。
17.如權(quán)利要求12至16中任一項所述的附連系統(tǒng)，其中在所述齒形的側(cè)面(10)之間附連有補償介質(zhì)(11)使得形成 均勻的負荷分配。
18.如權(quán)利要求17所述的附連系統(tǒng)， 其中所述補償介質(zhì)(11)的材料選自軟金屬和塑料。
19.如前述權(quán)利要求中任一項所述的附連系統(tǒng)，其中至少在所述第一支承面(17)之一和所述尾翼單元(2 )之間插 入機身支架(15)。
20.如前述權(quán)利要求中任一項所述的附連系統(tǒng)，其中至少在所述第二支承面(18 )之一和所述附連面(3 )之間插入 機身支架(15)。
21.如前述權(quán)利要求中任一項所述的附連系統(tǒng)，其中至少所述第一接觸面(17)之一和所述第二接觸面(18)之一 包括槽結(jié)構(gòu)(12 )。
22.如前述權(quán)利要求中任一項所述的附連系統(tǒng)，其中所述尾翼單元 選自垂直尾翼單元(2)和水平尾翼單元。
23. —種用于將尾翼單元(2)附連于飛機的附連面(3)的方法， 其中所述方法包括以下步驟通過第一支承面(17)將支架(6、 6，)安裝在所述尾翼單元(2)上，通過第二支承面(18)將支架(6、 6')安裝在所述附連面(3)上，其中所述第一支承面(17 )和所述第二支承面(18 )包括接觸線(16 )，其中所述第 一支承面(17)包括第 一表面，并且所述第二支承面(18 ) 包括第二表面，并且其中所述第 一表面和所述第二表面形成不等于0度和180度的角度。
24.如權(quán)利要求23所述的方法，還包括通過第一接觸區(qū)域(13)將所述第一接觸面(17)配合到所^翼 單元(2)的第一表面形狀，并且通過第二接觸區(qū)域(14)將所述第二接觸面(18)配合到所述附連 面(3)的第二表面形狀。
25.如權(quán)利要求23至24中任一項所述的方法，還包括 將所述第一支承面(17)附連于所^C翼單元(2)的內(nèi)側(cè)(4)，以及將所述第二支承面(18)附連于所述附連面(3)的內(nèi)側(cè)(4)。
26.如權(quán)利要求23至25中任一項所述的方法，還包括通過第 一連接元件(7)將所^翼單元(2 )與所述第 一支承面(17 ) 連接，以及通過第二連接元件(7')將所述附連面(3 )與所述第二支承面(18 ) 連接。
27.如權(quán)利要求23至26中任一項所述的方法，包括:通過第一齒形(8)和第二齒形(9)將所^翼單元(2)與所述第 一支承面(17)連接，以及通過第三齒形和第四齒形將所述附連面(3 )與所述第二支承面(18 ) 連接。
28.如權(quán)利要求1至22中任一項所述的附連系統(tǒng)的應(yīng)用，用于將至 少一個尾翼單元(2)附連于飛機中的附連面(3)。
29. —種飛機，其具有如權(quán)利要求1至22中任一項所述的用于將至 少一個尾翼單元(2)附連于附連面(3)的附連系統(tǒng)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種用于將尾翼單元(2)附連于飛機的附連面(3)的連接系統(tǒng)(1)。在這種布置中，附連系統(tǒng)(1)包括支架(6)，其具有第一支承面(17)和第二支承面(18)，其中所述第一支承面設(shè)計為靠在所述尾翼單元(2)上，所述第二支承面設(shè)計為靠在所述附連面(3)上。從而，至少一個的第一支承面(17)和第二支承面(18)包括共同的接觸線(16)。在這種布置中，所述第一支承面(17)的平面和所述第二支承面(18)的平面成不等于0度和180度的角度。
文檔編號B64C1/26GK101267979SQ200680034110
公開日2008年9月17日 申請日期2006年8月14日 優(yōu)先權(quán)日2005年8月17日
發(fā)明者克里斯蒂安·門茨 申請人:空中客車德國有限公司