本發(fā)明一般涉及飛機(jī)起飛和著陸過程中的旋轉(zhuǎn)，尤其是涉及改變飛機(jī)起飛和著陸過程中的最大旋轉(zhuǎn)角的方法和設(shè)備。

背景技術(shù)：
在飛機(jī)起飛和著陸過程中，飛機(jī)圍繞通過飛機(jī)的俯仰軸線的旋轉(zhuǎn)可造成飛機(jī)尾部與飛機(jī)開始起飛所離開的表面或是飛機(jī)著陸的表面接觸。附接至飛機(jī)尾部下側(cè)的尾橇裝配件可被用于大體上防止飛機(jī)尾部與飛機(jī)開始起飛所離開的表面或是飛機(jī)著陸的表面接觸。以這種方式，表面將在要接觸飛機(jī)尾部下側(cè)之前接觸尾橇裝配件。進(jìn)一步地，尾橇裝配件可包含減震器，其吸收和/或分散響應(yīng)于尾橇裝配件的末端和表面之間的接觸而產(chǎn)生的能量。在尾橇裝配件開始與表面接觸之前，飛機(jī)可圍繞俯仰軸線旋轉(zhuǎn)的最大角可被稱為飛機(jī)的“最大旋轉(zhuǎn)角”。飛機(jī)起飛過程中所需的最大旋轉(zhuǎn)角可能與飛機(jī)著陸過程中所需的最大旋轉(zhuǎn)角不同?；诋?dāng)尾橇裝配件開始與表面接觸時(shí)所產(chǎn)生的能量的量（其中所述能量的量能夠被尾橇裝配件中的減震器吸收和/或分散）、飛機(jī)的長(zhǎng)度、尾橇裝配件末端和飛機(jī)尾部底部之間的距離和/或其他類型的因素，可以確定起飛和著陸時(shí)所需的最大旋轉(zhuǎn)角。其他因素可包括，例如，但不限于，飛機(jī)在起飛和著落之間的重量的改變、由于燃料消耗導(dǎo)致的燃料重量的減少、著陸速度、起飛速度、具體機(jī)場(chǎng)特有的起飛和/或著陸要求、著陸場(chǎng)長(zhǎng)度（LFL）和起飛場(chǎng)長(zhǎng)度（TOFL）。例如，與飛機(jī)起飛時(shí)的重量比較，飛機(jī)在著陸時(shí)可具有較輕的重量。該重量的減少可以是由，例如，但不限于，飛行過程中的燃料消耗、飛行過程中貨物的丟棄和/或其他合適的因素所導(dǎo)致。在飛機(jī)具有這樣的重量減少的情況下，當(dāng)飛機(jī)尾橇裝配件的末端與飛機(jī)著陸的表面接觸時(shí)所產(chǎn)生的能量，可能比在飛機(jī)不減少重量的情況下飛機(jī)起飛過程中所產(chǎn)生的能量要少。在著陸過程中所產(chǎn)生的較低能量可允許飛機(jī)在著陸過程中與起飛比較具有更大的最大旋轉(zhuǎn)角。另外，與著陸比較，飛機(jī)在起飛過程中可具有不同的離地距離要求。如在此使用的，飛機(jī)的“離地距離”可以是被構(gòu)造成與表面接觸的飛機(jī)尾橇裝配件的最低部分和飛機(jī)尾部的底側(cè)之間的距離。在著陸過程中飛機(jī)所需的離地距離比其在起飛過程中所需的離地距離要少。進(jìn)一步地，與較大的離地距離比較，較小的離地距離可允許飛機(jī)速度在著陸過程中減少至所需的速度。與較大的離地距離比較，較低的離地距離可允許較大的飛機(jī)最大旋轉(zhuǎn)角。對(duì)于一些當(dāng)前可用的飛機(jī)，起飛和著陸之間的飛機(jī)最大旋轉(zhuǎn)角是不可調(diào)整的。因此，可取地是具有考慮上述至少一些問題以及可能的其他問題的方法和設(shè)備。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
在示例性實(shí)施例中，尾橇裝配件可包含細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)和部署裝置。細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)可被連接至飛機(jī)的尾部。部署裝置可被連接至細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)。部署裝置可被構(gòu)造成移動(dòng)，以便細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的部署位置改變至細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的多個(gè)部署位置中的一個(gè)。在另一個(gè)示例性例子，尾橇裝配件可包含細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)和部署裝置。細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)可具有第一末端和第二末端。第一末端可被連接至飛機(jī)的尾部。部署裝置可被連接至細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)。部署裝置可被構(gòu)造成移動(dòng)，以便細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的第二末端和飛機(jī)尾部底部之間的距離改變至多個(gè)所選距離中的一個(gè)。在又一個(gè)示例性例子中，可提供用于針對(duì)飛機(jī)最大旋轉(zhuǎn)角來定位尾橇裝配件的方法?？勺龀鲫P(guān)于尾橇裝配件將被部署成用于起飛還是著陸的判定。基于尾橇裝配件將被部署用于起飛還是著陸的判定，可識(shí)別出一組參數(shù)。使用該組參數(shù)可識(shí)別出飛機(jī)的所需最大旋轉(zhuǎn)角。尾橇裝配件可被部署至允許提供所需最大旋轉(zhuǎn)角。在再一個(gè)示例性例子中，可提供用于針對(duì)飛機(jī)最大旋轉(zhuǎn)角來定位尾橇裝配件的方法?？勺龀鲫P(guān)于尾橇裝配件將被部署成是用于起飛還是著陸的判定?；谖睬裂b配件將被部署成是用于起飛還是著陸的判定，可識(shí)別出一組參數(shù)。使用該組參數(shù)可識(shí)別出飛機(jī)的所需最大旋轉(zhuǎn)角?？梢苿?dòng)尾橇裝配件中的部署裝置，從而改變尾橇裝配件中的細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的部署位置。細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)可具有第一末端和第二末端，其中第一末端被連接至飛機(jī)的尾部。改變細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的部署位置可改變細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的第二末端和飛機(jī)尾部底部之間的距離，從而允許提供飛機(jī)的所需最大旋轉(zhuǎn)角。根據(jù)本發(fā)明的進(jìn)一步方面，提供尾橇裝配件，其包含被連接至飛機(jī)尾部的細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)和被連接至細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的部署裝置，其中部署裝置被構(gòu)造成移動(dòng)以便細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的部署位置改變至細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的多個(gè)部署位置中的一個(gè)。有利地，部署裝置被構(gòu)造成在相對(duì)于細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的第一位置和相對(duì)于細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的第二位置之間旋轉(zhuǎn)，以便當(dāng)部署裝置處于第一位置時(shí)細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)具有多個(gè)部署位置中的第一部署位置，以及當(dāng)部署裝置處于第二位置時(shí)細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)具有多個(gè)部署位置中的第二部署位置。優(yōu)選地，細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)具有第一末端和第二末端，并且還包含與細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)第二末端相關(guān)聯(lián)的且被構(gòu)造成將與表面接觸的接觸構(gòu)件，其中接觸構(gòu)件在細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)具有第一部署位置時(shí)距離飛機(jī)尾部為第一距離并且在細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)具有第二部署位置時(shí)距離飛機(jī)尾部為第二距離。優(yōu)選地，細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)具有起飛期間的第一部署位置，以及細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)具有著陸期間的第二部署位置，其中在起飛期間接觸構(gòu)件和飛機(jī)尾部之間的第一距離要大于在著陸期間接觸構(gòu)件和飛機(jī)尾部之間的第二距離。優(yōu)選地，處于第一部署位置的細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)允許提供飛機(jī)的第一最大旋轉(zhuǎn)角，并且其中處于第二部署位置的細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)允許提供飛機(jī)的第二最大旋轉(zhuǎn)角。優(yōu)選地，細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)具有起飛期間的第一部署位置和著陸期間的第二部署位置，并且其中第二最大旋轉(zhuǎn)角要比第一最大旋轉(zhuǎn)角大。有利地，尾橇裝配件還包含致動(dòng)系統(tǒng)，其被構(gòu)造成移動(dòng)部署裝置以便部署裝置旋轉(zhuǎn)，其中部署裝置的旋轉(zhuǎn)改變了細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的部署位置。優(yōu)選地，尾橇裝配件還包含銷件，其被構(gòu)造成將部署裝置連接至細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)，其中銷件被插入穿過部署裝置中的開口和杠桿中的細(xì)長(zhǎng)開口，其中致動(dòng)系統(tǒng)被構(gòu)造成移動(dòng)銷件從而移動(dòng)部署裝置。優(yōu)選地，尾橇裝配件還包含細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件，其被連接至致動(dòng)系統(tǒng)和部署裝置，其中細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件被構(gòu)造成在致動(dòng)系統(tǒng)移動(dòng)部署裝置時(shí)產(chǎn)生力矩，其中該力矩造成部署裝置旋轉(zhuǎn)。優(yōu)選地，致動(dòng)系統(tǒng)包含液壓致動(dòng)器、線性致動(dòng)器和氣動(dòng)致動(dòng)器中的至少一個(gè)。有利地，部署裝置具有偏心幾何構(gòu)型，其中部署裝置的第一長(zhǎng)度不同于部署裝置的第二長(zhǎng)度。有利地，細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)是杠桿，并且部署裝置是凸輪。有利地，尾橇裝配件還包含被連接至飛機(jī)尾部的減震器，其中部署裝置被連接至減震器并且被構(gòu)造成繞穿過減震器和部署裝置之間的連接的軸線旋轉(zhuǎn)。優(yōu)選地，部署裝置和減震器之間的連接包含緊固件、銷件、開口和鉸鏈中的至少一個(gè)。有利地，部署裝置的移動(dòng)改變了細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的部署位置，從而改變了飛機(jī)的最大旋轉(zhuǎn)角，其中飛機(jī)的最大旋轉(zhuǎn)角是在起飛和著陸中的至少一者期間在尾橇裝配件接觸表面之前飛機(jī)能夠繞俯仰軸線旋轉(zhuǎn)的最大角。根據(jù)本發(fā)明的又一個(gè)進(jìn)一步方面，提供尾橇裝配件，其包含：具有第一末端和第二末端的細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)，其中第一末端被連接至飛機(jī)的尾部；和被連接至細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的部署裝置，其中部署裝置被構(gòu)造成移動(dòng)，以便細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的第二末端和飛機(jī)尾部底部之間的距離改變至多個(gè)所選距離中的一個(gè)。根據(jù)本發(fā)明的又一個(gè)進(jìn)一步方面，提供用于針對(duì)飛機(jī)最大旋轉(zhuǎn)角定位尾橇裝配件的方法，本方法包含判定尾橇裝配件將被部署成是用于起飛還是著陸、基于尾橇裝配件將被部署成是用于起飛還是著陸的判定識(shí)別出一組參數(shù)、使用該組參數(shù)識(shí)別出飛機(jī)的所需最大旋轉(zhuǎn)角以及部署尾橇裝配件從而允許提供所需最大旋轉(zhuǎn)角。有利地，部署尾橇裝配件從而允許提供所需飛機(jī)最大旋轉(zhuǎn)角的步驟包含，將尾橇裝配件中的部署裝置移至相對(duì)于尾橇裝配件中的細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的第一位置，以便細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)具有起飛期間允許提供飛機(jī)的第一最大旋轉(zhuǎn)角的第一部署位置。有利地，部署尾橇裝配件從而允許提供飛機(jī)的所需最大旋轉(zhuǎn)角的步驟包含，將尾橇裝配件中的部署裝置移至相對(duì)于尾橇裝配件中的細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的第二位置，以便細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)具有著陸期間允許提供飛機(jī)的第二最大旋轉(zhuǎn)角的第二部署位置。有利地，部署尾橇裝配件從而允許提供飛機(jī)的所需最大旋轉(zhuǎn)角的步驟包含，操作被連接至尾橇裝配件中的部署裝置的致動(dòng)系統(tǒng)，從而移動(dòng)部署裝置，以便在起飛期間部署裝置旋轉(zhuǎn)至相對(duì)于尾橇裝配件中的細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的第一位置以及在著陸期間部署裝置旋轉(zhuǎn)至相對(duì)于細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的第二位置，其中當(dāng)部署裝置處于第二位置時(shí)飛機(jī)的最大旋轉(zhuǎn)角比當(dāng)部署裝置處于第一位置時(shí)的飛機(jī)最大旋轉(zhuǎn)角要大。有利地，該組參數(shù)包括起飛場(chǎng)長(zhǎng)度、著陸場(chǎng)長(zhǎng)度、飛機(jī)長(zhǎng)度、飛機(jī)重量、由飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)所產(chǎn)生的推力、起飛速度、著陸速度、離地距離要求以及安全要求中的至少一個(gè)。有利地，部署尾橇裝配件從而允許提供飛機(jī)的所需最大旋轉(zhuǎn)角的步驟包含，旋轉(zhuǎn)尾橇裝配件中的部署裝置，從而改變尾橇裝配件中的細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的部署位置，其中細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)具有連接至飛機(jī)尾部的第一末端和第二末端。優(yōu)選地，旋轉(zhuǎn)尾橇裝配件中的部署裝置從而改變細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的部署位置的步驟包含，旋轉(zhuǎn)部署裝置以便細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的第二末端和飛機(jī)尾部底部之間的距離改變至多個(gè)所選距離中的一個(gè)，其中該距離被構(gòu)造成提供所需最大旋轉(zhuǎn)角。根據(jù)本發(fā)明的又一個(gè)進(jìn)一步方面，提供用于針對(duì)飛機(jī)最大旋轉(zhuǎn)角定位尾橇裝配件的方法，其包含判定尾橇裝配件將被部署成是用于起飛還是著陸、基于尾橇裝配件將被部署成是用于起飛還是著陸的判定識(shí)別出一組參數(shù)、使用該組參數(shù)識(shí)別出飛機(jī)的所需最大旋轉(zhuǎn)角以及移動(dòng)尾橇裝配件中的部署裝置從而改變尾橇裝配件中的細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的部署位置，其中細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)具有被連接至飛機(jī)尾部的第一末端和第二末端，并且其中改變細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的部署位置改變了細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的第二末端和飛機(jī)尾部底部之間的距離從而允許提供飛機(jī)的所需最大旋轉(zhuǎn)角。在本公開的不同實(shí)施例中能夠單獨(dú)實(shí)現(xiàn)或在其他實(shí)施例中可以組合實(shí)現(xiàn)本特征和功能，參考下列描述和附圖，能夠明白其中的進(jìn)一步細(xì)節(jié)。附圖說明在附加權(quán)利要求中提出說明性實(shí)施例的新穎特征。然而，結(jié)合附圖，參考下列本公開說明性實(shí)施例的詳細(xì)描述，將更好地明白說明性實(shí)施例以及優(yōu)選的使用模式、進(jìn)一步目標(biāo)以及其中的特征，其中：圖1示出根據(jù)說明性實(shí)施例的，以方框圖形式示出的飛機(jī)尾橇裝配件的方框圖；圖2示出根據(jù)說明性實(shí)施例的飛機(jī)的尾橇裝配件視圖；圖3示出根據(jù)說明性實(shí)施例的尾橇裝配件的透視圖；圖4示出根據(jù)說明性實(shí)施例的尾橇裝配件的透視圖；圖5示出根據(jù)說明性實(shí)施例的尾橇裝配件的橫截面?zhèn)纫晥D；圖6示出根據(jù)說明性實(shí)施例的尾橇裝配件的橫截面?zhèn)纫晥D；圖7示出根據(jù)說明性實(shí)施例的尾橇裝配件的端視圖；圖8示出根據(jù)說明性實(shí)施例的尾橇裝配件的端視圖；圖9示出根據(jù)說明性實(shí)施例的尾橇裝配件的凸輪的等軸測(cè)視圖；圖10示出根據(jù)說明性實(shí)施例的尾橇裝配件與表面接觸時(shí)的飛機(jī)側(cè)視圖；圖11示出根據(jù)說明性實(shí)施例的尾橇裝配件與表面接觸的放大側(cè)視圖；圖12示出根據(jù)說明性實(shí)施例的尾橇裝配件與表面接觸時(shí)的飛機(jī)側(cè)視圖；圖13示出根據(jù)說明性實(shí)施例的尾橇裝配件與表面接觸的放大側(cè)視圖；圖14示出根據(jù)說明性實(shí)施例、以流程圖的方式示出的用于針對(duì)飛機(jī)最大旋轉(zhuǎn)角來定位尾橇裝配件的過程的流程圖；圖15示出根據(jù)說明性實(shí)施例的飛機(jī)制造和使用方法；以及圖16示出其中可實(shí)施說明性實(shí)施例的飛機(jī)。具體實(shí)施方式不同的說明性實(shí)施例認(rèn)可和考慮不同的因素。例如，不同的說明性實(shí)施例認(rèn)可和考慮這樣的尾橇裝配件是可取的，即其允許飛機(jī)在著陸過程中所具有的最大旋轉(zhuǎn)角比在起飛過程中的最大旋轉(zhuǎn)角要大。進(jìn)一步地，不同的說明性實(shí)施例認(rèn)可和考慮這樣的尾橇裝配件是可取的，即其不會(huì)為飛機(jī)添加不想要的重量、不想要的復(fù)雜性、不想要的加載路徑和/或增加的修護(hù)成本。因此，不同的說明性實(shí)施例提供用于在起飛和著陸之間改變飛機(jī)尾橇裝配件中的細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的部署位置的方法和設(shè)備。在一個(gè)說明性例子中，尾橇裝配件可包含細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)和部署裝置。細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)可被連接至飛機(jī)的尾部。部署裝置可被連接至細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)。部署裝置可被構(gòu)造成移動(dòng)，以便細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的部署位置改變至細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的多個(gè)部署位置中的一個(gè)?，F(xiàn)在參考附圖，尤其是參考圖1，根據(jù)說明性實(shí)施例，以方框圖的形式示出飛機(jī)的尾橇裝配件。如圖所示，飛機(jī)100可具有帶有尾部104的主體102。在這些說明性實(shí)施例中，尾橇裝配件106可被連接至尾部104。如本文所使用的，當(dāng)一個(gè)組件可被“連接”至另一個(gè)組件時(shí)，這種連接為物理關(guān)聯(lián)。例如，第一組件，例如尾橇裝配件106，可以通過被固定至第二組件、粘結(jié)至第二組件、安裝至第二組件、焊接至第二組件、緊固至第二組件和/或以一些其他合適的方式被連接至第二組件，從而被認(rèn)為被連接至第二組件，例如飛機(jī)100的尾部104。進(jìn)一步地，第一組件可被直接地或間接地連接至第二組件。也就是，在第一組件和第二組件之間可存在額外的組件。當(dāng)一個(gè)或更多個(gè)額外的組件存在于所述兩組件之間時(shí)，第一組件可被認(rèn)為是被間接地連接至第二組件。當(dāng)?shù)谝唤M件被直接地連接至第二組件時(shí)，兩組件之間不會(huì)存在額外的組件。在一些情況下，第一組件可還可以通過形成為第二組件的一部分和/或延伸部分而被連接至第二組件。尾橇裝配件106可被構(gòu)造成在飛機(jī)100的起飛110、著陸112以及一些其他合適的飛行階段中至少一者期間，大體上防止飛機(jī)100的尾部104與表面108接觸。表面108可以是飛機(jī)100可進(jìn)行著陸112的或是飛機(jī)100可進(jìn)行起飛110所離開的任何表面。例如，但不限于，表面108可以是跑道的表面、長(zhǎng)滿草的表面、混凝土表面、被雪覆蓋的表面、船板上的表面或一些其他合適的表面類型。在這些說明性例子中，尾橇裝配件106可包含減震器114、細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)113、接觸構(gòu)件117、部署裝置119、致動(dòng)系統(tǒng)120以及細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件122。減震器114可以是被構(gòu)造成用于吸收和/或分散由沖擊所導(dǎo)致的能量115的任何裝置。特別地，減震器114可被構(gòu)造成平緩由沖擊導(dǎo)致的震動(dòng)并且分散能量115。這些例子中能量115可包含動(dòng)能。進(jìn)一步地，在這些說明性例子中，細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)113可采用杠桿116的形式。在一些情況下，杠桿116可被認(rèn)為是尾橇裝配件106的“尾橇”。另外，在這些例子中，部署裝置119可采用凸輪118的形式。減震器114和杠桿116可被連接至飛機(jī)100的尾部104。在一個(gè)說明性例子中，杠桿116和減震器114均可被連接至飛機(jī)100的尾部104中的結(jié)構(gòu)124。結(jié)構(gòu)124可采用例如但不限于結(jié)構(gòu)面板、加強(qiáng)肋、機(jī)械裝置或一些其他合適的結(jié)構(gòu)類型。如圖所示，杠桿116可具有第一末端126和第二末端128。第一末端126在連接130處可被連接至飛機(jī)100的尾部104中的結(jié)構(gòu)124。如本文中使用的，“連接”，例如連接130，可包含任何數(shù)量的緊固件、銷件、鉸鏈、開口和/或用于將第一組件（例如杠桿116）連接至第二組件（例如結(jié)構(gòu)124）的其他合適組件。進(jìn)一步地，如本文中使用的，第一組件和第二組件之間的“連接”可允許第一組件和/或第二組件繞穿過該連接的軸線旋轉(zhuǎn)。例如，杠桿116的第二末端128可繞穿過連接130的軸線132旋轉(zhuǎn)。在這些說明性例子中，軸線132可以是固定的旋轉(zhuǎn)軸線。另外，在這些說明性例子中，接觸構(gòu)件117可與杠桿116的第二末端128相關(guān)聯(lián)。如本文中使用的，當(dāng)一個(gè)組件與另一個(gè)組件“關(guān)聯(lián)”時(shí)，此關(guān)聯(lián)可以是物理關(guān)聯(lián)。例如，通過被固定至第二組件、粘結(jié)至第二組件、安裝至第二組件、焊接至第二組件、緊固至第二組件和/或以一些其他合適的方式被連接至第二組件，可認(rèn)為第一組件（例如接觸構(gòu)件117）與第二組件（例如杠桿116）關(guān)聯(lián)?？蛇€可以通過使用第三組件將第一組件連接至第二組件?？蛇€認(rèn)為第一組件通過形成為第二組件的一部分和/或延伸部分而與第二組件關(guān)聯(lián)。在一個(gè)說明性例子中，接觸構(gòu)件117可以是被構(gòu)造成附接至杠桿116的第二末端128的單獨(dú)的組件。當(dāng)然，在其他說明性例子中，接觸構(gòu)件117可以是杠桿116的一部分。接觸構(gòu)件117可被構(gòu)造成與表面108接觸。尤其是，接觸構(gòu)件117可在尾部104底側(cè)接觸表面108之前開始與表面108接觸。接觸構(gòu)件117可采用各種形式。在這些所示例子中，接觸構(gòu)件117可采用“鞋狀物”形式。然而，在其他說明性例子中，接觸構(gòu)件117可采用例如但不限于蓋子、輥、防滑板、罩或被選擇成與表面108接觸的一些其他合適的構(gòu)件類型的形式。在這些說明性例子中，接觸構(gòu)件117可以是可移除的且是可替換的。凸輪118在連接134處可被連接至減震器114。更具體地，凸輪118在連接134處被可旋轉(zhuǎn)地連接至減震器114，以便凸輪118可圍繞穿過連接134的軸線136旋轉(zhuǎn)。進(jìn)一步地，凸輪118可還被連接至杠桿116。在這些例子中，凸輪118可位于減震器114和杠桿116之間。在一個(gè)說明性例子中，可使用銷件138將凸輪118連接至杠桿116。例如，但不限于，銷件138可被插入穿過凸輪118中的開口140并被插入杠桿116中的細(xì)長(zhǎng)開口142中。在凸輪118連接至銷件138的情況下，通過致動(dòng)系統(tǒng)120，銷件138可以沿大體線性方向運(yùn)動(dòng)穿過細(xì)長(zhǎng)開口142。致動(dòng)系統(tǒng)120可附接至銷件138。以這種方式，致動(dòng)系統(tǒng)120可被間接地連接至凸輪118。由致動(dòng)系統(tǒng)120產(chǎn)生的銷件138的運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致凸輪118移動(dòng)。在這些例子中，致動(dòng)系統(tǒng)120還可被連接至杠桿116。致動(dòng)系統(tǒng)120可包含一個(gè)或更多致動(dòng)器。在這些說明性例子中，致動(dòng)系統(tǒng)120可采用液壓致動(dòng)器的形式，其被構(gòu)造成沿大體線性方向移動(dòng)銷件138穿過細(xì)長(zhǎng)開口142。當(dāng)然，在其他說明性例子中，致動(dòng)系統(tǒng)120可包含液壓致動(dòng)器、線性致動(dòng)器、氣動(dòng)致動(dòng)器和一些其他合適的致動(dòng)器類型中的至少一者。細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件122在連接144處可被連接至致動(dòng)系統(tǒng)120。細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件122可被構(gòu)造成圍繞穿過連接144的軸線146旋轉(zhuǎn)。進(jìn)一步地，細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件122在連接148處可被連接至凸輪118。凸輪118可被構(gòu)造成圍繞穿過連接148的軸線150旋轉(zhuǎn)。在這些說明性例子中，細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件122可具有固定的長(zhǎng)度，并且在致動(dòng)系統(tǒng)120操作時(shí)可大體上保持剛性。細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件122可采用例如但不限于桿、反力連桿、支撐梁或一些其他合適的細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件類型。當(dāng)致動(dòng)系統(tǒng)120被操作成移動(dòng)銷件138穿過細(xì)長(zhǎng)開口142時(shí)，連接至致動(dòng)系統(tǒng)120和凸輪118二者的細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件122可產(chǎn)生力矩152。力矩152可導(dǎo)致凸輪118圍繞穿過減震器114和凸輪118之間的連接134的軸線136旋轉(zhuǎn)。尤其是，力矩152可導(dǎo)致凸輪118圍繞穿過連接134的軸線136旋轉(zhuǎn)，而不旋轉(zhuǎn)處于所選公差之外的減震器114。如圖所示，凸輪118可具有偏心幾何構(gòu)型145。也就是，凸輪118可具有不同于凸輪148的第二長(zhǎng)度149的第一長(zhǎng)度147。在這些說明性例子中，第一長(zhǎng)度147和第二長(zhǎng)度149均可相交于穿過連接134的軸線136。在一些情況下，第一長(zhǎng)度147和第二長(zhǎng)度149可以大體上彼此正交。具有偏心幾何構(gòu)型145的凸輪118圍繞穿過連接134的軸線136的旋轉(zhuǎn)可改變杠桿116相對(duì)于連接134的位置。尤其是，凸輪118的旋轉(zhuǎn)可改變杠桿116的第二末端128相對(duì)于連接134的位置154。例如，但不限于，凸輪118的旋轉(zhuǎn)可使杠桿116的第二末端128更接近或進(jìn)一步遠(yuǎn)離連接134。改變杠桿116的第二末端128的位置可改變飛機(jī)100的最大旋轉(zhuǎn)角156。在這些說明性例子中，最大旋轉(zhuǎn)角156可以是在起飛110或著陸112期間在杠桿116的第二末端128處的接觸構(gòu)件117開始接觸表面108之前飛機(jī)100圍繞俯仰軸線158可旋轉(zhuǎn)的最大角?？蛇x擇第一長(zhǎng)度147和第二長(zhǎng)度149，以便在起飛110和著陸112之間最大旋轉(zhuǎn)角156可改變所需量。可旋轉(zhuǎn)凸輪118，以便杠桿116的部署位置改變成杠桿116的多個(gè)部署位置中的一個(gè)。以這種方式，當(dāng)部署尾橇裝配件106時(shí)，杠桿116可具有兩個(gè)或更多個(gè)可能的部署位置。如一個(gè)說明性例子，凸輪118可被旋轉(zhuǎn)至相對(duì)于杠桿116的第一位置160和相對(duì)于杠桿116的第二位置162中的一個(gè)。第一位置160可以是用于起飛110，而第二位置162可以是用于著陸112。凸輪118可被旋轉(zhuǎn)至第一位置160，以便杠桿116具有第一部署位置。凸輪118可被旋轉(zhuǎn)至第二位置162，以便杠桿116具有第二部署位置。在這些說明性例子中，當(dāng)杠桿116具有第一部署位置時(shí)，尾橇裝配件106可被認(rèn)為具有第一部署位置。進(jìn)一步地，當(dāng)杠桿116具有第二部署位置時(shí)，尾橇裝配件106可被認(rèn)為具有第二部署位置。以這種方式，改變杠桿116的部署位置可被認(rèn)為是改變尾橇裝配件106的部署位置。進(jìn)一步地，在這些所示例子中，凸輪118的旋轉(zhuǎn)將使得杠桿116第二末端128和飛機(jī)100的尾部104的底部之間的距離變?yōu)槎鄠€(gè)所選距離中的一個(gè)。這些多個(gè)所選距離中的每個(gè)所選距離均可被選擇成，在部署尾橇裝配件106時(shí)，提供飛機(jī)100的不同最大旋轉(zhuǎn)角。隨著杠桿116的第二末端128和飛機(jī)100的尾部104的底部之間的距離減小，飛機(jī)100所允許的最大旋轉(zhuǎn)角增加。例如，但不限于，當(dāng)杠桿116具有第一部署位置時(shí)，杠桿116第二末端128處的接觸構(gòu)件117可以距離飛機(jī)100的尾部104為第一距離。當(dāng)杠桿116具有第二部署位置時(shí)，接觸構(gòu)件可距離飛機(jī)100的尾部104為第二距離。接觸構(gòu)件117和尾部104之間的第一距離可比接觸構(gòu)件117和尾部104之間的第二距離要大。在第一位置160和第二位置162之間旋轉(zhuǎn)凸輪118可改變飛機(jī)100的最大旋轉(zhuǎn)角156。當(dāng)凸輪118處于第一位置160時(shí)，飛機(jī)100可具有用于起飛110的第一最大旋轉(zhuǎn)角164。當(dāng)凸輪118處于第二位置162時(shí)，飛機(jī)100可具有用于著陸112的第二最大旋轉(zhuǎn)角166。在該說明性例子中，第二最大旋轉(zhuǎn)角166可比第一最大旋轉(zhuǎn)角164要大。例如，但不限于，第二最大旋轉(zhuǎn)角166可比第一最大旋轉(zhuǎn)角164要大大約一度。因而，與凸輪118旋轉(zhuǎn)至第一位置160時(shí)相比，當(dāng)凸輪118被旋轉(zhuǎn)至用于著陸112的第二位置162時(shí)，在接觸構(gòu)件117接觸表面108之前飛機(jī)100可圍繞俯仰軸線158旋轉(zhuǎn)至更大程度。與接觸構(gòu)件117和飛機(jī)100的尾部104之間具有較大距離相比，接觸構(gòu)件117和飛機(jī)100的尾部104之間具有較小距離可允許為飛機(jī)100提供更大的最大旋轉(zhuǎn)角。以這種方式，不同的說明性實(shí)施例提供尾橇裝配件106，其被構(gòu)造成用于在起飛110和著陸112之間改變飛機(jī)100的最大旋轉(zhuǎn)角156。進(jìn)一步地，不同的說明性實(shí)施例可提供用于改變最大旋轉(zhuǎn)角156的設(shè)備，且其不會(huì)增加比所需更多的飛機(jī)100的重量和/或成本。圖1所示飛機(jī)100中的尾橇裝配件106的說明并非意味著暗示將物理或架構(gòu)限制于可實(shí)施說明性實(shí)施例的方式?？梢允褂贸怂窘M件之外的或代替所示組件的其他組件。一些組件可能是不必要的。同樣地，方框可被呈現(xiàn)以用于說明一些功能性組件。當(dāng)在說明性實(shí)施例中實(shí)施時(shí)，一個(gè)或更多個(gè)這些方框可合并、分開或者合并且分開成不同的方框。例如，盡管部署裝置119已被描述成凸輪118，不過部署裝置119可采用其他形式。在一些說明性例子中，部署裝置119可采用平面構(gòu)件、機(jī)電裝置、包含一個(gè)或更多個(gè)組件的結(jié)構(gòu)或者被構(gòu)造成通過致動(dòng)系統(tǒng)120操作來旋轉(zhuǎn)且被構(gòu)造成在旋轉(zhuǎn)時(shí)改變細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)113的部署位置的一些其他合適的結(jié)構(gòu)或裝置類型的形式。進(jìn)一步地，細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)113可采用除杠桿116之外的某一形式。例如，但不限于，細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)113可以是桿、梁、管、機(jī)電裝置或一些其他合適的細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)類型?，F(xiàn)在參考圖2-13，根據(jù)說明性實(shí)施例示出飛機(jī)的尾橇裝配件。在附圖2-13中，可示出飛機(jī)尾橇裝配件的一個(gè)實(shí)施方式的例子。圖2-13中描述的尾橇裝配件可以是圖1所示飛機(jī)100的尾橇裝配件106的一個(gè)實(shí)施方式的例子?，F(xiàn)在參考圖2，根據(jù)說明性實(shí)施例示出飛機(jī)。在該說明性實(shí)施例中，飛機(jī)200可具有附接至機(jī)身206的機(jī)翼202和機(jī)翼204。進(jìn)一步地，飛機(jī)200可包括附接至機(jī)翼202的發(fā)動(dòng)機(jī)208和附接至機(jī)翼204的發(fā)動(dòng)機(jī)210。機(jī)身206可具有機(jī)頭部分211和尾部212。水平穩(wěn)定器214、水平穩(wěn)定器216和豎直穩(wěn)定器218可被附接至機(jī)身206的尾部212。進(jìn)一步地，尾橇裝配件220可被附接至機(jī)身206尾部212的底側(cè)222。尾橇裝配件220可以是根據(jù)不同說明性實(shí)施例的尾橇裝配件的一個(gè)實(shí)施方式的例子。尾橇裝配件220可被構(gòu)造成當(dāng)飛機(jī)200圍繞俯仰軸線224旋轉(zhuǎn)時(shí)大體上防止飛機(jī)200的尾部212接觸表面（未示出）。例如，但不限于，當(dāng)飛機(jī)200起飛和著陸時(shí)，飛機(jī)200可圍繞俯仰軸線224旋轉(zhuǎn)。尤其是，在起飛和著陸過程中，飛機(jī)200可圍繞俯仰軸線224沿箭頭方向226旋轉(zhuǎn)。當(dāng)飛機(jī)200圍繞俯仰軸線224沿箭頭方向226旋轉(zhuǎn)時(shí)，飛機(jī)200的機(jī)頭部分211可向上運(yùn)動(dòng)，而飛機(jī)200的尾部212將向下運(yùn)動(dòng)。在起飛過程中，尾部212運(yùn)動(dòng)更接近飛機(jī)200起飛所離開的表面。在著陸過程中，尾部212運(yùn)動(dòng)更接近飛機(jī)200著陸的表面。在起飛和著陸期間，尾橇裝配件220可被用于大體上防止尾部212接觸這些表面?，F(xiàn)在轉(zhuǎn)向圖3，根據(jù)說明性實(shí)施例示出尾橇裝配件220的透視圖。在該說明性例子中，尾橇裝配件220被連接至結(jié)構(gòu)301。結(jié)構(gòu)301可以是圖2所示尾部212中的結(jié)構(gòu)。尤其是，在該所示例子中，結(jié)構(gòu)301可以是加強(qiáng)肋。尾橇裝配件220可包括減震器302、杠桿304、接觸構(gòu)件306、凸輪308、致動(dòng)系統(tǒng)310和細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件312。如圖所示，減震器302和杠桿304可被連接至結(jié)構(gòu)301。杠桿304可具有第一末端314和第二末端316。第一末端314可在連接318處被可旋轉(zhuǎn)地連接至結(jié)構(gòu)301。如圖所示，連接318可包括銷件320，其在杠桿304第一末端314處被插入穿過結(jié)構(gòu)301的開口322和開口324。杠桿304的第二末端316可被構(gòu)造成繞穿過連接318的軸線326沿箭頭327方向旋轉(zhuǎn)。進(jìn)一步地，接觸構(gòu)件306可被附接至杠桿304的第二末端316。在該說明性例子中，接觸構(gòu)件306可被稱為“鞋狀物”另外，凸輪308可在連接328處被可旋轉(zhuǎn)地連接至減震器302。連接328可包括銷件330，其被插入穿過減震器302中的開口332和凸輪308中的開口334。凸輪308可圍繞穿過連接328的軸線336沿箭頭337方向旋轉(zhuǎn)。進(jìn)一步地，凸輪308還可以被連接至杠桿304。銷件338可將凸輪308連接至杠桿304。如圖所以，銷件338可延伸穿過凸輪308中的開口340并且進(jìn)入杠桿304中的細(xì)長(zhǎng)開口342。在該說明性例子中，致動(dòng)系統(tǒng)310可被連接至銷件338。在該所示例子中，致動(dòng)系統(tǒng)310可以是液壓致動(dòng)器344。致動(dòng)系統(tǒng)310的操作可導(dǎo)致銷件338沿箭頭346方向移動(dòng)。換言之，致動(dòng)系統(tǒng)310可以沿箭頭346以基本線性方向移動(dòng)銷件338。細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件312可在連接348處被連接至致動(dòng)系統(tǒng)310。連接348可包括銷件350，其被插入穿過細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件312的開口352和致動(dòng)系統(tǒng)310中的開口354。細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件312可繞穿過連接348的軸線356沿箭頭357方向旋轉(zhuǎn)。在該說明性例子中，細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件312可被稱為“反力連桿”。細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件312還可以在連接358處被連接至凸輪308。連接358可包括插入穿過凸輪308的開口362的銷件360。尤其是，細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件312可被附接至銷件360。當(dāng)致動(dòng)系統(tǒng)310沿箭頭347方向移動(dòng)銷件338穿過細(xì)長(zhǎng)開口342時(shí)，細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件312和凸輪308中的銷件360之間的附接可產(chǎn)生力矩364。力矩364可導(dǎo)致凸輪308圍繞穿過連接328的軸線336旋轉(zhuǎn)。進(jìn)而，凸輪308圍繞軸線336的旋轉(zhuǎn)將導(dǎo)致杠桿304的第二末端316的位置被改變。如圖所示，凸輪308可被旋轉(zhuǎn)至相對(duì)于杠桿304的第一位置366，以用于起飛。在第一位置366中，杠桿304的第二末端316可以位于針對(duì)起飛提供所需最大旋轉(zhuǎn)角的位置?，F(xiàn)在參考圖4，根據(jù)說明性實(shí)施例示出尾橇裝配件220的透視圖。在該說明性例子中，致動(dòng)系統(tǒng)310可移動(dòng)銷件338，以便凸輪308可圍繞穿過連接328的軸線336旋轉(zhuǎn)。如圖所示，凸輪308可被旋轉(zhuǎn)至相對(duì)于杠桿304的第二位置400，以用于著陸。在第二位置400中，杠桿304的第二末端316可位于針對(duì)著陸提供所需最大旋轉(zhuǎn)角的位置。當(dāng)凸輪308在第二位置400時(shí)所提供的最大旋轉(zhuǎn)角可比凸輪308在圖3中的第一位置366時(shí)所提供的最大旋轉(zhuǎn)角要大?，F(xiàn)在參考圖5，根據(jù)說明性實(shí)施例示出尾橇裝配件220的橫截面?zhèn)纫晥D。如圖所示，在圖5中可見沿圖3所示線5-5截取的尾橇裝配件220的橫截面?zhèn)纫晥D。在該所示例子中，凸輪308可位于用于起飛的第一位置366。該橫截面圖可允許更加清晰地看見連接358處的連接至銷件338的致動(dòng)系統(tǒng)310和連接至銷件360的細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件312?，F(xiàn)在參考圖6，根據(jù)說明性實(shí)施例，示出尾橇裝配件220的橫截面?zhèn)纫晥D。如圖所示，在圖6中看到沿圖4所示線6-6截取的尾橇裝配件220的橫截面?zhèn)纫晥D。在該所示例子中，凸輪308可位于用于著陸的第二位置400。該橫截面圖可允許更加清晰地看到在連接358處連接至銷件338的致動(dòng)系統(tǒng)310和連接至銷件360的細(xì)長(zhǎng)形構(gòu)件312。現(xiàn)在參考圖7，根據(jù)說明性實(shí)施例，示出尾橇裝配件220的端視圖。在圖7中，可示出沿圖3所示線7-7截取的，具有凸輪308處于用于起飛的第一位置366的尾橇裝配件220的端視圖。在該說明性例子中，距離700可以是接觸構(gòu)件306的底部702和穿過連接328的軸線336之間的距離。接觸構(gòu)件306的底部702可以是凸輪308的最低部分。以這種方式，距離700可以是在起飛期間由尾橇裝配件220提供的離地距離的指示?，F(xiàn)在參考圖8，示出根據(jù)說明性實(shí)施例的尾橇裝配件220的端視圖。在圖8中，可示出沿圖4線8-8截取的，具有凸輪308處于用于著陸的第二位置400的尾橇裝配件220的端視圖。在該說明性例子中，距離800可以是接觸構(gòu)件306的底部702和穿過連接328的軸線336之間的距離。距離800可以是在著陸期間由尾橇裝配件220提供的離地距離的指示。在該說明性例子中，圖7所示距離700可以比圖8所示距離800要大。以這種方式，尾橇裝配件220可在起飛期間提供比著陸期間要大的離地距離?，F(xiàn)在參考圖9，示出根據(jù)說明性實(shí)施例的圖2-8中的尾橇裝配件220的凸輪308的立體圖。在該說明性例子中，可以在沒有尾橇裝配件220的任何其他組件的情況下，示出凸輪308，從而允許更加清晰地觀看凸輪308。尤其是，可更加清晰地觀看凸輪308中的開口334、開口340和開口362?，F(xiàn)在參考圖10，示出根據(jù)說明性實(shí)施例的尾橇裝配件220與表面接觸時(shí)的飛機(jī)200的側(cè)視圖。在該說明性例子中，在離開表面1000的起飛過程中，飛機(jī)200可圍繞圖2所示俯仰軸線224旋轉(zhuǎn)。表面1000可以是，例如，但不限于，跑道上的地面。在起飛離開表面1000期間，尾橇裝配件220將開始與表面1000接觸，從而大體上防止飛機(jī)200的尾部212接觸表面1000。現(xiàn)在轉(zhuǎn)向圖11，示出根據(jù)說明性實(shí)施例的尾橇裝配件220與表面1000接觸時(shí)的放大側(cè)視圖。在圖11中，可示出沿圖10所示線11-11截取的圖10所示起飛期間的尾橇裝配件220與表面1000接觸的放大側(cè)視圖。如圖所示，在該例子中，凸輪308可處于用于起飛的第一位置366?，F(xiàn)在參考圖12，示出根據(jù)說明性實(shí)施例的尾橇裝配件220與表面1000接觸時(shí)的飛機(jī)200的側(cè)視圖。在該說明性例子中，為了在表面1000上著陸，飛機(jī)200可圍繞圖2所示俯仰軸線224旋轉(zhuǎn)。當(dāng)在表面1000上著陸時(shí)，尾橇裝配件220將開始與表面1000接觸，從而大體上防止飛機(jī)200的尾部212接觸表面1000?，F(xiàn)在參考圖13，示出根據(jù)說明性實(shí)施例的尾橇裝配件220與表面1000接觸的放大側(cè)視圖。在圖13中，可示出沿圖12所示線13-13截取的圖12所示著陸期間的尾橇裝配件220與表面1000接觸的放大側(cè)視圖。如圖所示，在該例子中，凸輪308可處于用于著陸的第二位置400。在該說明性例子中，當(dāng)凸輪308位于第一位置366時(shí)，例如圖11所示凸輪308的第一位置366時(shí)，間隙1300可以是表面1000和可由尾橇裝配件220提供的結(jié)構(gòu)301之間的額外的離地距離。如圖所示，與起飛期間的凸輪308的第一位置366相比，在著陸期間，凸輪308的第二位置400可在表面1000和結(jié)構(gòu)301之間提供較小間隙。也就是，通過使用尾橇裝配件220，與起飛相比，圖2所示飛機(jī)200在著陸期間可具有更大的最大旋轉(zhuǎn)角。該額外的旋轉(zhuǎn)量可允許飛機(jī)200在著陸期間將飛機(jī)200的速度減小至所需水平。現(xiàn)在參考圖14，示出根據(jù)說明性實(shí)施例，以流程圖的方式示出用于針對(duì)飛機(jī)最大旋轉(zhuǎn)角定位尾橇裝配件的流程過程圖。使用具有圖1所示凸輪118的尾橇裝配件106，可實(shí)施圖14所示過程。通過判定尾橇裝配件106將被部署成是用于起飛110還是用于著陸112可開始本過程（操作1400）。如果尾橇裝配件106將被部署成用于起飛110，則過程識(shí)別出用于起飛110的一組參數(shù)（操作1402）。在操作1402中，用于起飛110的該組參數(shù)可包括起飛場(chǎng)長(zhǎng)度、飛機(jī)長(zhǎng)度、飛機(jī)重量、由飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)所產(chǎn)生的推力、起飛速度、離地距離要求、安全要求和用于起飛110的其他合適參數(shù)中的至少一個(gè)。因此，過程使用所識(shí)別的該組參數(shù)可識(shí)別出起飛110的飛機(jī)100的所需最大旋轉(zhuǎn)角（操作1404）。起飛110的所需最大旋轉(zhuǎn)角可以是第一最大旋轉(zhuǎn)角164。然后，過程可以如下方式部署尾橇裝配件106，即在起飛110期間允許為飛機(jī)100提供所需最大旋轉(zhuǎn)角（操作1406），本過程之后終止。在操作1406中，部署尾橇裝配件106從而為飛機(jī)100提供第一最大旋轉(zhuǎn)角164包括將尾橇裝配件106中的部署裝置119移至第一位置160。在部署裝置119位于第一位置160的情況下，尾橇裝配件106中的細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)113可具有第一部署位置。細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)113的第一部署位置可在細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)113的第二末端128和飛機(jī)100的尾部104的底部之間提供一定距離，其允許提供第一最大旋轉(zhuǎn)角164?，F(xiàn)在再次參考操作1400，如果尾橇裝配件106將被部署成用于著陸112，則本過程識(shí)別出用于著陸112的一組參數(shù)（操作1408）。在操作1408中，用于著陸112的該組參數(shù)可包括著陸場(chǎng)長(zhǎng)度、飛機(jī)長(zhǎng)度、飛機(jī)重量、由飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)所產(chǎn)生的推力、著陸速度、離地距離要求、安全要求和用于著陸112的其他合適參數(shù)中的至少一個(gè)。因此，過程使用所識(shí)別的該組參數(shù)可識(shí)別出著陸112的飛機(jī)100的所需最大旋轉(zhuǎn)角（操作1410）。著陸112的所需最大旋轉(zhuǎn)角可以是第二最大旋轉(zhuǎn)角166。第二最大旋轉(zhuǎn)角166可比第一最大旋轉(zhuǎn)角164要大。然后，本過程可以如下方式部署尾橇裝配件106，即在著陸112期間允許為飛機(jī)100提供所需最大旋轉(zhuǎn)角（操作1412），本過程之后終止。在操作1412中，部署尾橇裝配件106從而為飛機(jī)100提供第二最大旋轉(zhuǎn)角166包括將尾橇裝配件106中的部署裝置119移至第二位置162。在部署裝置119位于第二位置162的情況下，尾橇裝配件106中的細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)113可具有第二部署位置。細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)113的第二部署位置可在細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)113的第二末端128和飛機(jī)100的尾部104的底部之間提供一定距離，其允許提供第二最大旋轉(zhuǎn)角166。當(dāng)細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)113具有第一部署位置時(shí)，在細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)113的第二末端128和飛機(jī)100的尾部104的底部之間的距離比細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)113具有第二部署位置時(shí)的要大。以這種方式，與著陸112相比，在起飛110期間，為飛機(jī)100提供了更大的離地距離。不同所示實(shí)施例中的流程圖和方框圖示出在不同的說明性實(shí)施例中實(shí)施的一些可能的設(shè)備和方法的構(gòu)造、功能和操作。就該方面，流程圖和方框圖中的每個(gè)方框可代表模塊、段、功能和/或操作或步驟的一部分。例如，一個(gè)或更多方框可被實(shí)施為程序代碼、硬件或程序代碼和硬件的組合。當(dāng)被實(shí)施成硬件時(shí)，硬件可例如但不限于采用集成電路的形式，其被制造或被構(gòu)造成執(zhí)行流程圖或方框圖中的一個(gè)或更多操作。在說明性實(shí)施例的一些替代性實(shí)施方式中，方框所注的一個(gè)功能或多個(gè)功能可不按附圖所注順序出現(xiàn)。例如，在一些情況中，依據(jù)所涉及的功能性，按序示出的兩個(gè)方框基本上可同時(shí)實(shí)行，或有時(shí)可按相反的順序執(zhí)行方框。同樣地，除了流程或方框圖所示的方框之外，可添加其他的方框。在圖15所示飛機(jī)制造和使用方法1500和圖16所示飛機(jī)1600的背景下，可描述本公開的說明性實(shí)施例。首先轉(zhuǎn)向圖15，根據(jù)說明性實(shí)施例示出飛機(jī)制造和使用方法的說明。在預(yù)生產(chǎn)過程中，飛機(jī)制造和使用方法1500可包括圖16所示飛機(jī)1600的規(guī)格和設(shè)計(jì)1502以及材料采購(gòu)1504。在生產(chǎn)過程中，發(fā)生飛機(jī)1600的組件和子裝配件制造1506和系統(tǒng)整合1508。接下來，為了投入使用1512，飛機(jī)1600將通過認(rèn)證和交付1510。在客戶使用1512的同時(shí)，安排飛機(jī)1600進(jìn)行常規(guī)維護(hù)和維修1514，其可包括改進(jìn)、重構(gòu)、翻新以及其他維護(hù)或維修。可通過系統(tǒng)綜合供應(yīng)商、第三方和/或操作者來執(zhí)行或?qū)嵤╋w機(jī)制造和使用方法1500的每個(gè)過程。在這些例子中，操作者可以是客戶。為了該描述的目的，系統(tǒng)綜合供應(yīng)商可包括（但不限于）任何數(shù)量的飛機(jī)制造商和主要系統(tǒng)分包商；第三方可包括（但不限于）任何數(shù)量的供貨方、分包商和供應(yīng)商；以及操作人員可以是航空公司、租賃公司、軍事實(shí)體、服務(wù)機(jī)構(gòu)等等?，F(xiàn)在參考圖16，示出飛機(jī)的圖示，其中可實(shí)施說明性實(shí)施例。在該例子中，通過圖15所示飛機(jī)制造和使用方法1500生產(chǎn)飛機(jī)1600，并且飛機(jī)1600可包括具有多個(gè)系統(tǒng)1604的飛機(jī)機(jī)架1602和內(nèi)部1606。系統(tǒng)1604的例子包括推進(jìn)系統(tǒng)1608、電氣系統(tǒng)1610、液壓系統(tǒng)1612、環(huán)境系統(tǒng)1614和尾部保護(hù)系統(tǒng)1616中的一個(gè)或更多個(gè)。尾部保護(hù)系統(tǒng)1616可包括尾橇裝配件1618。使用（例如，但不限于）圖1所示尾橇裝配件106可實(shí)施尾橇裝配件1618。還可包括任何數(shù)量的其他系統(tǒng)。盡管示出航空的例子，但是不同的說明性實(shí)施例可被應(yīng)用至其他產(chǎn)業(yè)，例如汽車制造業(yè)。在圖15所示飛機(jī)制造和使用方法1500的至少一個(gè)階段期間，可采用包含在此的設(shè)備和方法。例如，但不限于，圖1所示凸輪118可被添加至飛機(jī)1600中的尾橇裝配件1618，從而允許尾橇裝配件1618在飛行的不同階段為飛機(jī)1600提供不同的最大旋轉(zhuǎn)角。例如，但不限于，在規(guī)格和設(shè)計(jì)1502和常規(guī)維護(hù)和維修1514中的至少一個(gè)期間圖1所示凸輪118可經(jīng)設(shè)計(jì)用于飛機(jī)1600中的尾橇裝配件1618中。進(jìn)一步地，在生產(chǎn)、組件和子裝配件制造1506、系統(tǒng)整合1508、維護(hù)和維修1514以及飛機(jī)制造和使用方法1500的一些其他合適的階段中，圖1所示凸輪118可被添加至飛機(jī)1600的尾橇裝配件1618。在一個(gè)說明性實(shí)施例中，在圖15所示組件和子裝配件制造1506中生產(chǎn)的組件或子裝配件可以以相似于飛機(jī)1600在圖15所示的使用1512時(shí)所生產(chǎn)的組件或子裝配件的方式被制作或制造。如另一個(gè)實(shí)施例，在生產(chǎn)階段，例如圖15所示組件和子裝配件制造1506和系統(tǒng)整合1508，可運(yùn)用一個(gè)或更多設(shè)備實(shí)施例、方法實(shí)施例或其組合。當(dāng)飛機(jī)1600處于圖15所示的使用1512和/或維護(hù)和維修1514時(shí)，可運(yùn)用一個(gè)或更多設(shè)備實(shí)施例、方法實(shí)施例或其組合。若干不同的說明性實(shí)施例的使用大體上可加快飛機(jī)1600的組裝和/或減少成本。因此，不同說明性實(shí)施例提供這樣的方法和設(shè)備，其用于改變飛機(jī)尾橇裝配件中的細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的部署位置。在一個(gè)說明性例子中，尾橇裝配件可包含細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)和部署裝置。細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)可被連接至飛機(jī)的尾部。部署裝置可被連接至細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)。部署裝置可被構(gòu)造成移動(dòng)，以便細(xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的部署位置變?yōu)榧?xì)長(zhǎng)形結(jié)構(gòu)的多個(gè)部署位置中的一個(gè)。為了說明和描述，給出了不同說明性實(shí)施例的描述，并且這不是要窮舉或限制實(shí)施例于所公開的形式。許多修正和變更對(duì)于本領(lǐng)域技術(shù)人員是顯而易見的。進(jìn)一步地，不同說明性實(shí)施例可提供與其他說明性實(shí)施例相比所不同的優(yōu)勢(shì)。選擇和描述所選實(shí)施例或若干實(shí)施例是為了更好地解釋本實(shí)施例的原則、實(shí)際應(yīng)用，并且能夠使本領(lǐng)域技術(shù)人員理解具有各種修正的各種實(shí)施例的公開，其中所述各種修正適用于所考慮的特定用途。