專利名稱：包括以楔效應夾緊發動機附接件的塊體的用于附接飛行器發動機的裝置的制作方法
技術領域：
本發明總體涉及一種用于安裝飛行器發動機的裝置，例如用于設置在飛行器機翼與相關聯的發動機之間的裝置，以及涉及包括這樣的安裝裝置的發動機單元。本發明還涉及一種用于將發動機附接件固定到這樣的附接裝置的剛性結構的方 法。本發明可以用于配備有噴氣渦輪發動機或渦輪螺旋槳發動機的任何類型的飛行器。這種類型的安裝裝置——也稱作安裝掛架或“EMS”(“發動機安裝結構”)——可以同等地用于將發動機懸掛在飛行器的機翼下方，用于將該發動機安裝在該相同機翼的上方，或還可以用于將該發動機固定到飛行器的機身的后部。
背景技術：
事實上，通常提供這樣的安裝裝置以形成渦輪發動機與飛行器的機翼之間的連接接口。安裝裝置能夠使由安裝裝置的相關聯的渦輪發動機產生的力傳遞到該飛行器的結構，且還提供發動機與飛行器之間的燃料系統、電力系統、液壓系統和空氣系統的通路。為保證力的傳遞，安裝裝置包括剛性結構，剛性結構通常為“箱”型，即，由上部和下部翼梁的組件以及通過橫肋連接到一起的面板或側向翼梁的組件而形成。另一方面，所述裝置設置有置于渦輪發動機與剛性結構之間的附接器件，這些器件通常包括分別為前部附接件和后部附接件的兩個發動機附接件以及用于承受由渦輪發動機產生的推力的裝置。這些發動機附接件中的每個通常包括在下文中稱作連接板的板，連接板用于將發動機附接件附接到前述剛性結構。該連接板通常穿過發動機的軸線垂直地延伸至剛性結構的中間平面。換句話說，在用于安裝成懸掛在飛行器的機翼下方的發動機的裝置的情況下，當飛行器靜止時前述連接板水平延伸。此外，剛性結構包括在下文中稱作連接板的兩個板，連接板用于附接前述發動機附接件的連接板。圖I示出已知類型的安裝裝置10的一部分，并且更特別地示出裝置的剛性結構14的連接板12以及該裝置的發動機附接件18的連接板16。如由圖I所示出的，兩個疊置的連接板12、16通過也稱作“栓塞”的對中銷20——對中銷20中的一個在圖I中可見一而相對于彼此定中心，并且這些板通過例如數量為四個的牽引螺栓22彼此附接。定心銷20允許與板之間的接觸表面的平面P平行的力的傳遞，而牽引螺栓基本允許承受垂直于該平面P的力。但是，這種類型的構造需要使用相對龐大和笨重的牽引螺栓22，并且需要高等級的緊固轉矩施加到這些螺栓上，該轉矩難以通過單個操作員而施加，使得對這些螺栓的緊固通常由兩個操作員共同完成。
此外，牽引螺栓22不允許連接板12、16之間的足夠的摩擦力以防止由于前述定心銷的安裝游隙所引起的板的相對滑動。此時，由圖I和圖2中的相應箭頭24和26示意性地表示的這樣的滑動引起板的接觸磨損，特別在飛行器每次起飛和降落期間是這樣。
發明內容
本發明的目的是特別地為這些問題提供一種簡單的經濟而有效的解決方案，通過本發明可以避免前述缺陷中的至少一部分。本發明為此目的提供了一種用于安裝飛行器發動機的裝置，該裝置包括剛性結構，至少一個用于將發動機附接到所述剛性結構的發動機附接件，并包括疊置到所述剛性結構的相關的連接板的連接板，以及所述發動機附接件的和所述剛性結構的所述各自的連接板相互之間的緊固器件。根據本發明，所述緊固器件包括至少一個具有楔效應的緊固塊體以及所述連接板各自的相應的支承表面，所述支承表面構造成使得當沿著與這兩個連接板之間的接觸表面 的平面相平行的方向抵靠所述支承表面而連帶地應用所述緊固塊體時，所述緊固塊體通過楔效應產生使所述連接板沿垂直于所述平面的方向抵靠彼此而緊固的力。通過楔效應塊體，可以獲得安裝裝置或掛架的剛性結構的和發動機附接件的各自的連接板相互之間的緊固，因此，楔效應緊固塊體提供避免采取現有技術中所使用的類型的牽引螺栓的可能性。因此，本發明提供了質量和體積上的益處，并進一步提供方便發動機附接件安裝操作的可能性。實際上，楔效應塊體的安裝不需要使用如在現有技術中的牽引螺栓的情況下的大的緊固轉矩。此外，楔效應能夠使緊固塊體布置成防止連接板彼此之間的任何相對滑動。因此，本發明能夠極大限制前述連接板的接觸磨損的風險。應當注意到，根據本發明的安裝裝置可以同等地用于將發動機懸掛在飛行器的機翼的下方、用于將該發動機安裝在該相同機翼的上方、或還可以用于將該發動機固定到飛行器的機身的后部。與發動機附接件的和安裝裝置的剛性結構的各自的連接板一樣，前述緊固塊體優選地由金屬制成。在這種情況下，前述支承表面優選地相對于兩個板之間的接觸表面的平面具有約10度的角。安裝裝置優選地包括用于張緊每個所述楔效應緊固塊體的附加器件。這些張緊器件提供對連接板的前述支承表面應用的每個緊固塊體進行保持的可能性，并因此確保這些板相互之間的緊固。每個緊固塊體與相應的支承表面之間的接觸產生的摩擦力的作用可以有利于保持抵靠這些表面的塊體，甚至可以通過自身而足以保證這樣的保持。在每種情況下，附加張緊器件相對于兩個連接板的脫離的任何風險而提供附加的安全性。在本發明的第一優選實施方式中，用于張緊每個緊固塊體的所述器件包括用于將所述塊體附接到與其相鄰的兩個緊固塊體的器件。在這種情況下，由于這些塊體沿著每個連接板的邊緣充分分布，因此緊固塊體相互之間的附接能夠使這些塊體保持應用成抵靠連接板的相應支承表面。為此，所述楔效應緊固塊體優選地適于使得所有這些塊體完全包圍每個所述連接板的邊緣。通常，根據該第一實施方式的本發明特別地具有這樣的優點不需要在連接板中出現用于使緊固配合螺栓通過的面對每個緊固塊體的孔，這能夠優化這些連接板的強度。每個緊固塊體有利地包括兩個端板，端板設計成例如通過螺栓附接到兩個相鄰塊體的相對應的端板。在本發明的第二優選實施方式中，用于張緊每個楔效應緊固塊體的所述器件包括緊固配合螺釘，緊固配合螺釘接合到固定到至少一個所述連接板的帶螺紋器件中以保持抵靠所述板的所述各自的支承表面而施加所述緊固塊體。
因此，每個緊固塊體可以獨立于其它緊固塊體而抵靠連接板的相應支承表面而緊固。此外，每個緊固塊體可以沿每個連接板的邊緣相對有限地延伸，并因此大體上是相對緊湊和重量輕的。在本發明的第二優選實施方式中，所述連接板中的每個均優選地包括至少一個通孔，筒形螺母容置在通孔中，所述緊固配合螺釘接合到筒形螺母中并且筒形螺母形成所述帶螺紋器件。由此，筒形螺母能夠保持前述緊固配合螺釘，并因此保持相應緊固塊體。這樣的螺母具有本領域普通技術人員眾所周知的優點，由于可以容易地將該螺母從螺母的孔中取出，因此特別地能夠非常容易地控制螺母的狀況。在本發明的第二優選實施方式中，所述連接板有利地包括至少一對相應槽，所述一對相應槽面對彼此以共同地形成用于使前述緊固配合螺釘通過的通道，該通道通至容納筒形螺母的所述通孔。更確切地，當所述筒形螺母在所述通孔的內部處于其操作位置時，所述通道通至用于接納所述緊固配合螺釘的所述筒形螺母的內螺紋孔。通常，由于所述連接板呈四邊形的形狀，因此所述緊固器件優選地包括分別分布在所述四邊形的頂點處的四個楔效應緊固塊體。這種構造能夠適當地分配由緊固塊體引起的用于緊固連接板的力。此外，安裝裝置優選地包括前部發動機附接件和后部發動機附接件，前部發動機附接件和后部發動機附接件都配備有上述類型的緊固塊體。本發明還涉及一種用于飛行器的發動機組件，該發動機組件包括發動機以及上述類型的用于安裝該發動機的裝置。本發明還涉及一種飛行器，該飛行器包括至少一個上述類型的發動機組件。最后，本發明涉及一種用于將發動機附接到上述類型的安裝裝置的剛性結構的方法，該方法包括抵靠分別屬于所述發動機附接件和所述剛性結構的兩個疊置連接板的相應支承表面而緊固至少一個楔效應緊固塊體，以通過楔效應實現所述板相互之間的緊固。具有楔效應的每個所述緊固塊體的緊固可以通過不同的方法實現。緊固可以僅僅通過緊固塊體與前述支承表面之間的摩擦力而實現，或優選地通過應用用于張緊所述緊固塊體的器件而實現。如上所述，這樣的張緊器件可以包括緊固配合螺釘，緊固配合螺釘中的每一個均同時地接合到相應緊固塊體中并接合到固定到連接板的帶螺紋器件中，或可替代地，包括用于將每個緊固塊體附接到與其相鄰的兩個塊體的器件。
通過閱讀以下以非限制性示例的方式作出的描述并參照所附附圖，可以更好地理解本發明，并且本發明的其它細節、優點和特征將變得顯而易見，在附圖中圖I和圖2，其已經進行了描述，是已知類型的安裝裝置的局部示意性縱向截面示圖；圖3是包括根據本發明的第一優選實施方式的安裝裝置的用于飛行器的發動機組件的示意性側視圖；圖4是圖3中的安裝裝置的局部示意性縱向截面圖，其中非常示意性地示出本發
圖5是圖3中的安裝裝置的局部示意性立體圖，其中示出緊固之前的楔效應緊固塊體；圖6是類似于圖5的示圖，其中示出緊固之后的楔效應緊固塊體；圖7是根據本發明的第二優選實施方式的安裝裝置的局部示意性立體圖。在所有這些附圖中，相同的附圖標記標示相同或相似的元件。
具體實施例方式參照圖3，可以看到用于飛行器的發動機組件30，將被附接到所述飛行器的機翼32下方，該組件30包括根據本發明的第一優選實施方式的安裝裝置或掛架34 ;以及附接到該安裝掛架34下方的發動機36例如噴氣渦輪發動機。總體上，安裝掛架34包括也稱為主結構的剛性結構38 ;以及用于將發動機36附接到該結構38的器件，這些附接器件包括發動機附接件40、42以及用于承受由發動機36產生的推力的裝置44。作為一種表示方式，應當注意到發動機組件30趨于由發動機短艙(未示出)圍繞，并且安裝掛架34包括其它一系列的附接件(未示出)，所述附接件添加到剛性結構38上并且能夠使該組件30懸掛在飛行器的機翼32下方。在以下所有描述中，裝置34的縱向方向按照慣例稱為X，該方向也可以與發動機36的縱向方向相同,該方向X平行于該發動機36的縱向軸線45。另一方面,相對于安裝裝置34橫向定向的方向稱為Y并且也可以與發動機36的橫向方向相同，而Z為豎向方向或高度方向，這三個方向X、Y和Z相互正交。另一方面，用語“前”和“后”應當相對于飛行器的前進方向，面向遵循發動機36施加的推力來考慮，該方向由箭頭46表示。因此，在圖3中可以看到兩個發動機附接件40、42和用于承受推力的裝置44、剛性結構38、以及附加到剛性結構38上的多個次級結構。這些次級結構在支撐空氣動力學整流元件的同時保證系統的分離和維持，這將在下文中進行描述。示出了發動機36在前部具有限定環形風扇通道50的較大尺寸的風扇殼體48，并且在后部包括容納該發動機的機芯的較小尺寸的中央殼體52。當然，殼體48和52固定地彼此連接。在圖3中描述的示例中，剛性結構38采取基本沿著X方向從后部向前部延伸的箱體的構造。箱體38因而采取具有與通常所觀察到的有關安裝掛架的設計相類似的設計的掛架形狀，特別是從這樣的意義上講是這樣箱體38設置有橫肋(未示出)，橫肋中的每個均采取在YZ平面中定向的矩形形狀。在圖3中可以看到，安裝掛架34的發動機附接件40、42在數量上設置為兩個，并且分別指定為前部發動機附接件40和后部發動機附接件42。前部發動機附接件40置于也稱作棱錐體的剛性結構38的前端與風扇殼體48的上部之間。另一方面，對于后部發動機附接件42來說，其置于剛性結構38與中央殼體52之間。 兩個發動機附接件40和42都將在下文中進行更詳細的描述。仍然參照圖3，前部空氣動力學結構54、后部空氣動力學結構56、用于連接前部空氣動力學結構和后部空氣動力學結構的整流罩58、以及后下部空氣動力學整流罩60包括在掛架34的次級結構中。總體上，這些次級結構為與在現有技術中遇到的次級結構相同或類似的常規元件，并且對于本領域普通技術人員來說是已知的。更具體地，前部空氣動力學結構54設置在機翼32的前下部延伸部并且設置在剛性結構38上方。前部空氣動力學結構54固定地安裝到該剛性結構38，并且在連接于剛性結構38的風扇外殼的上部與機翼的前緣之間具有空氣動力學輪廓功能。該前部空氣動力學結構54不僅具有空氣動力學整流功能，而且允許設置就位、分離和組裝不同系統(空氣系統、電力系統、液壓系統、燃料系統)。連接整流罩58直接在該前部結構54的后延伸部中，總是處于機翼下方并且安裝在剛性結構38上方，也稱作“卡門”。然后，連接整流罩58總是與通常稱為RSS (后部次級結構)的后部空氣動力學結構56 —起向后延伸，后部空氣動力學結構56包括掛架34的裝備的一部分。該結構56優選地相對于剛性結構38整體地位于后部，并由此附接到飛行器的機翼下方。最后，后下空氣動力學整流罩60在剛性結構38和后部空氣動力學結構56下方，也稱作“護罩”或“尾部掛架整流罩”。這些基本功能為形成用于保護掛架34和機翼32免于遭受由發動機36的主氣流釋放的熱量的熱屏障，以及形成發動機36的出口與安裝掛架34之間的空氣動力學連續性。在本領域普通技術人員已知的方法中，前述整流罩60包括設置有用于使從發動機的噴口 66放出的主氣流64所遵循的外表面的保護底板62，保護底板62局部地徑向地限定外部。此外，整流罩60還包括兩個側面板68，由于側面板68嵌入在發動機的次級氣流的環形通道72中和/或環形通道72的出口處，因此側面板68設置為使發動機的次級氣流70從外部遵循。現在將更詳細地描述發動機附接件40、42以及發動機附接件40、42與安裝掛架34的剛性結構38的附接。圖4首先示出本發明的總的原理，根據本發明，由于每個發動機附接件40、42均設置有疊置到安裝掛架34的剛性結構38的相對應的連接板76的連接板74，前述連接板74、76通過至少一個楔效應緊固塊體78而抵靠彼此緊固，所述至少一個楔效應緊固塊體78在抵靠連接板74、76側向地應用至少一個楔效應緊固塊體78時，產生這些連接板相互之間的緊固作用。為此，緊固塊體78具有底壁80，底壁80總體上平行于發動機附接件40的以及剛性結構38的連接板74、76的各自的邊緣82、84延伸；以及兩個緊固卡爪86、88，兩個緊固卡爪86、88從底壁80向連接板74、76延伸并且具有各自的傾斜支承表面90、92，傾斜支承表面90、92作用于連接板74、76的各自的附加支承表面94、96以通過楔效應形成對板的緊固。應當注意，每個連接板74、76的支承表面94、96連接到與兩個連接板74、76之間的接觸表面98相對的板的邊界82、84的邊緣。在圖4中示出的示例中，緊固塊體78的支承表面90、92與前述連接板74、76之間的接觸表面98的平面P形成約10度的角，并且相對于該平面P對稱。現在將針對在圖5和圖6中示出的安裝掛架34的前部發動機附接件40更詳細地 描述本發明的這個總的原理，可以理解到，這個原理同樣可以應用于后部發動機附接件42。如在圖5中顯示的，前部發動機附接件40總體上包括用于附接到發動機36的風扇殼體48的器件100以及連接板74。附接器件100例如包括縱向銷102，縱向銷102用于以本身已知的方式承受由發動機36傳遞的橫向力。發動機附接件40用于固定到連接板76上，連接板76形成在安裝掛架34的剛性結構38前端或棱錐體處，并且連接板76固定到該結構的翼梁104，這將在下文中變得更加顯而易見。連接板74、76中的每個總體上呈四邊形，更具體地呈梯形。此外，每個連接板74、76具有在板的整個周界上延伸并連接于板的邊緣82、84的傾斜支承表面94、96。為了能夠緊固彼此抵靠而疊置的兩個連接板74、76，安裝掛架34包括四個楔效應緊固塊體78。如在沿著與兩個連接板74、76之間的接觸表面98的平面P相平行的平面的截面中觀察到的，這四個緊固塊體78分別具有由兩個疊置板74、76形成的組件的四個角的配合形式。在橫向截面中，緊固塊體78中的每個均具有與圖4中的塊體78之一相同的構造，緊固塊體78限定兩個具有兩個各自的傾斜支承表面90、92的緊固卡爪86、88。此外，每個緊固塊體78包括兩個端板106、108，端板106、108分別形成在緊固塊體的兩個相反端部處并且用于例如通過螺栓將所述塊體固定到與其相鄰的兩個緊固塊體78。為此，每個前述端板包括例如用于使螺栓通過的兩個孔110。圖6示出具有四個楔效應緊固塊體78的安裝掛架34的剛性結構38的前端，四個楔效應緊固塊體78處于緊固位置，即，通過其兩個各自地端板106、108相互固定，并由此通過前部發動機附接件40的和剛性結構38的各自的連接板74、76的楔效應而保證相互緊固。在這個附圖中顯而易見的是，緊固塊體78相互之間的附接引起每個緊固塊體78的兩個卡爪86、88之間的連接板74、76的接合，以及四個緊固塊體78在兩個連接板74、76上的緊固。應當注意到，從本發明的術語角度考慮，緊固塊體78的端板106、108以及其相關聯的螺栓形成用于張緊緊固塊體78的器件。圖7示出根據本發明的第二優選實施方式的安裝掛架34，該安裝掛架34由于它的發動機附接件的緊固塊體78的構造而不同于上述掛架34。圖7更特別地示出附接到安裝掛架34的剛性結構38的前端部或棱錐體的前部發動機附接件40。根據該第二實施方式的緊固塊體78不相互固定且因此不包括上述類型的端板。另一方面，這些緊固塊體78包括保持在由兩個連接板74、76形成的組件中的緊固配合螺釘112，以確保塊體的張緊以及因此確保這些連接板的相互緊固。更具體地，兩個連接板74、76還呈梯形的整體形狀但具有圓形頂點。因此，緊固塊體78抵靠傾斜支承表面94、96應用，當將傾斜支承表面94、96作為沿兩個前述板74、76之 間的接觸表面98的平面P的截面觀察時呈現為彎曲狀。為此，每個緊固塊體78的支承表面90、92——支承表面90、92具有與連接板的支承表面94、96的形狀相匹配的形狀——因此也是彎曲的。兩個連接板74、76在其圓形頂點的每一個處均具有兩個相應的槽，所述槽彼此面對而形成以限定用于使緊固配合螺釘通過的通道114。前述平面P是所述通道的對稱平面。所述通道通到具有垂直于平面P的軸線117的貫穿通道116中，貫穿通道116由兩個連接板74、76的兩個相應通孔形成，并且筒形螺母(在圖7中不可見)容置在貫穿通道116中。作為提示，筒形螺母總體為具有圓筒形外表面的螺母，螺母的軸線垂直于橫過螺母的螺紋孔的軸線。在這樣的情況下，圓筒形表面的軸線與貫穿通道116的軸線117重合，并且筒形螺母的螺紋孔的軸線與通道114的軸線115重合。緊固塊體78中的每個均包括通孔，通孔具有平行于前述平面P的軸線，并且所述軸線與用于使緊固配合螺釘通過的相對應的通道114的軸線115重合，相應緊固配合螺釘112在通道114中延伸。該緊固配合螺釘112包括支承抵靠緊固塊體78的外表面120的頭部119以及延伸到所述相對應的通道114中并且接合到相對應的筒形螺母中的螺紋部，以抵靠連接板74、76的各自的傾斜支承表面94、96將緊固塊體78緊固。當然，本領域普通技術人員可以在不脫離本發明的范圍的情況下，對以上作為非限制性示例而描述的安裝掛架34作出各種變型。因此，當用于緊固塊體78與連接板74、76之間的接觸的傾斜表面90、92、94、96的粗糙度情況以及表面的傾斜角度設定為使得緊固塊體78在前述板上的接合是不可逆的，即，需要對緊固塊體78的撞擊來松開緊固塊體78時，在這些接觸表面處產生的摩擦力自身足以將緊固塊體78保持張緊，因而使得安裝掛架可以不具有任何用于張緊塊體的附加器件，例如上述彼此附接的塊體的附接板和螺栓或緊固配合螺釘。但是，出于安全的考慮，仍然優選的是為緊固塊體78配備上述用于張緊的附加器件。此外，連接板74、76可以包括如在圖I和圖2中描述的對中銷，以能夠使發動機附接件40更容易地安裝到剛性結構38上。應當注意到在這種情況下，這些對中銷并不像現有技術中的裝置那樣參與承受平行于前述平面P的力，因為這些力現在由緊固塊體78承受。
權利要求
1.一種用于安裝飛行器發動機的裝置(34)，所述裝置(34)包括剛性結構(38)，至少一個用于將所述發動機附接到所述剛性結構(38)的發動機附接件(40，42)，并且包括疊置于所述剛性結構(38)的相關聯的連接板(76)的連接板(74)，以及用于所述發動機附接件(40，42)的和所述剛性結構(38)的所述各自的連接板(74，76)相互之間的緊固的器件，其特征在于，所述緊固器件包括至少一個楔效應緊固塊體(78)以及相對應的所述連接板(74，76)的各自的支承表面(94，96)，所述支承表面(94，96)適于使得當沿著與所述兩個連接板(74，76)之間的接觸表面(98)的平面(P)相平行的方向抵靠所述支承表面(94，96)而共同地應用每個緊固塊體(78)時，所述緊固塊體(78)通過楔效應施加用于使所述連接板沿垂直于所述平面(P)的方向抵靠彼此而緊固的力。
2.根據權利要求I所述的裝置，其特征在于，所述裝置包括用于張緊每個所述楔效應緊固塊體(78)的附加器件(106，108，110，112，114，116)。
3.根據權利要求2所述的裝置，其特征在于，所述用于張緊每個楔效應緊固塊體(78)的器件包括用于將所述塊體固定至與所述塊體相鄰的兩個楔效應緊固塊體(78)的器件(106,108,110)。
4.根據權利要求2所述的裝置，其特征在于，所述用于張緊每個楔效應緊固塊體(78)的器件包括緊固配合螺釘(112)，所述緊固配合螺釘(112)接合到固定于所述連接板(74，76)中的至少一個的帶螺紋器件中，以保持抵靠所述連接板的所述各自的支承表面(94，96)而應用的所述緊固塊體(78 )。
5.根據權利要求4所述的裝置，其特征在于，所述連接板(74，76)分別包括至少一個通孔(116)，筒形螺母容置在所述通孔(116)中，所述緊固配合螺釘(112)接合到所述筒形螺母中，并且所述筒形螺母形成所述帶螺紋器件。
6.根據權利要求I至5中任一項所述的裝置，其特征在于，由于所述連接板(74，76)呈四邊形的形狀，因此所述緊固器件包括分別設置在所述四邊形的頂點處的四個楔效應緊固塊體(78)。
7.一種用于飛行器的發動機組件(30)，所述發動機組件(30)包括發動機和用于安裝所述發動機的裝置(34)，其特征在于，所述安裝裝置(34)為根據前述權利要求中的任一項所述的裝置。
8.一種飛行器，其特征在于，所述飛行器包括至少一個根據前一權利要求所述的發動機組件(30)。
9.一種用于將發動機附接件(40，42)附接至根據權利要求I至6中的任一項所述的安裝裝置(34)的剛性結構(38)的方法，其特征在于，所述方法包括抵靠分別屬于所述發動機附接件(40，42)和所述剛性結構(38)的兩個疊置的連接板(74，76)的各自的支承表面(94，96)來緊固至少一個楔效應緊固塊體(78)，以通過楔效應實現所述連接板相互之間的緊固。
全文摘要
一種用于安裝飛行器發動機的裝置(34)，該裝置(34)包括剛性結構(38)；包括連接板(74)的發動機附接件(40)，該連接板(74)疊置到所述剛性結構(38)的相關聯的連接板(76)；以及用于所述連接板(74，76)相互之間的緊固的器件，該器件包括至少一個楔效應緊固塊體(78)以及所述連接板(74，76)的相應的支承表面(94，96)，所述支承表面(94，96)構造成使得當沿平行于所述板(74，76)之間的接觸表面(98)的平面(P)的方向抵靠所述支承表面(94，96)而施加每個緊固塊體(78)時，此緊固塊體(78)通過楔效應施加用于使所述連接板沿垂直于所述平面(P)的方向抵靠彼此緊固的力。
文檔編號B64D29/02GK102774502SQ201210147320
公開日2012年11月14日 申請日期2012年5月11日 優先權日2011年5月12日
發明者海爾韋·馬爾什 申請人:空中客車營運有限公司