CN102123908B - 机翼与飞机机身的连接部件 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞机、特别是高翼飞机的机身机架(1、14)上的机翼连接部件(12、15)，其包括多个双接头联接构件(8-11、16-21)。根据本发明，在任何情况下至少两个z联接构件(8、11、16、17)基本平行于所述飞机的竖直轴延伸，并且在任何情况下至少两个xz联接构件(9、10、20、21)被布置在机身机架凹部(3)的两个纵向边缘(4、5)的区域中，其中所述xz联接构件(9、10、20、21)在任何情况下被配置用于坠落情况下的负载和在正常飞行操作时平行于所述飞机的纵向轴(x)的负载的第一最大值，并被配置用于坠落情况下的负载和在正常飞行操作时平行于竖直轴(z)的负载的第二最大值。所述xz联接构件能够吸收平行于所述x轴，即平行于所述飞机的纵向轴的力分量，以及平行于所述z轴出现的力分量，可使得针对沿所述z方向的力分量不再需要分离的z联接构件，并且重量被减少。而且，在可替代实施例中，在前xz联接构件(9、10、20、21、40)的带(51、52、53)中提供预定削弱区(59)，在坠落情况下，该削弱区允许力至少在两个轴承(26、27、41、42)之间的区域中通过正向锁定经由xz机身机架轴承(26、41)和xz机翼轴承进行传递。在此情形下，由于轴承(26、27、41、42)和螺栓的更轻构造，可以实现进一步的重量减少。

Description

机翼与飞机机身的连接部件

技术领域

本发明涉及一种飞机，特别是高翼飞机的机翼与机身机架的、包括多个联接构件的连接部件，并涉及一种用于构造这种连接部件的方法。

背景技术

飞机的机翼与机身机架的连接部件，特别是与高翼飞机的机身机架的连接部件，必须满足很多基本结构条件，但结果总会是折衷的。由于例如机翼在机身上定位越高，则发动机、机翼整流装置与地板空间之间的可用空间越多。为了不削弱机翼的结构功能，特别地，机身机架的上壳通常在连接区域中打开，其中在机身机架中形成凹部。在机身机架凹部的区域中，机翼通过多个联接构件连接到机身机架，使得机身机架最后从机翼上悬吊。

机翼相对于机身机架连接的越低，为此目的必然所需的机身机架凹部越大，由此不利地影响机身机架的静态特性。特别地，机翼相对较低的定位具有的缺点为，需要更大的结构上的努力来密封最后得到的机身机架凹部，其面积相对较大。然而，重新密封是必要的，这是因为机身机架必须特别可靠地吸收压差(内压力)以及出现在一般飞行操作中的着陆和操纵负载，该压差(内压力)在较高的飞行高度时与周围气压相比增大很多，并近似对应于海平面上方2,000到12,000m的高度。

在飞行操作期间，机翼连接部件必须传递宽范围的非常不同的负载。沿飞行方向的负载特别由于飞机的加速和减速，并由于极端飞行状况或授权规定，例如在“坠落情况”下的增大程度而发生。在这种坠落情况下，沿飞行方向采取高达9g的加速度，使得机翼连接部件的机械负载能力相对于坠落负载必须被配置为比在正常飞行操作期间发生的负载所需的实际负载能力高 达三倍，由此承受巨大的过度重量。考虑到确定尺寸标注的负载，特别地，用于吸收沿飞行方向负载的联接构件必须被配置为非常坚固并因而较重。

而且，机翼连接部件必须通常被配置为使得其是过量的，换言之，如果个别联接构件失效，机翼在任何情况下决不从机身机架完全或至少部分地分开。

机翼连接部件的已知实施例通常具有多个，特别地多达32个联接构件，其均特别针对一个负载方向配置，即，用于使平行于x轴(飞机的纵向轴)、平行于y轴(飞机的横向轴)和平行于z轴(飞机的竖直轴)的机械负载转向。为了实现根据通用设计准则通常所需的过量或可靠性，额外提供这些联接构件中的至少两个。

发明内容

本发明的目的在于提供一种用于飞机，特别是高翼飞机或上翼飞机的机翼连接部件，其与先前已知的实施例相比允许重量的明显减少。

该目的通过具有权利要求1的各特征的设备和通过具有权利要求13的各特征的方法实现。

在任何情况下基本平行于飞机的竖直轴延伸和在任何情况下至少两个xz联接构件的机身机架凹部的两个纵向边缘的区域中的布置，与机翼连接部件的传统实施例相比，产生明显的重量减少。根据本发明，这种重量减少特别通过联接构件的减少数量实现，这又是例如仅提供有四个xz联接构件的结果，该四个xz联接构件在任何情况下被配置对应于坠落情况下的负载和在正常飞行操作时平行于所述飞机的纵向轴(x)的负载的第一最大值，并被配置对应于坠落情况下的负载和在正常飞行操作时平行于竖直轴(z)的负载的第二最大值。所述负载例如为标称确定负载，连接部件在坠落情况下或在正常飞行操作期间必须能够经受该标称确定负载。

在任何情况下，由于布置在机身机架凹部的两侧上的两个xz联接构件能够在任何情况下吸收在坠落情况下和在正常飞行操作期间平行于x轴和平行 于y轴出现的负载，因而对于迄今由于所需可靠性双份提供在凹部的每个纵向边缘上的z联接构件和x联接构件而言，可以仅仅被两个组合xz联接构件替代，这意味着重量被减少。重量减少的潜力特别来源于下述事实：迄今已仅仅被配置用于x负载并考虑到极高的坠落负载因而坚固的x联接构件，现在还用于传递出现在正常飞行操作期间但与坠落负载相比已明显降低的z负载。

z联接构件与x联接构件之间的这种功能集成根据本发明是可以的，而不会限制总体功能性或可靠性，这是由于坠落情况的发生和机翼连接部件的各个联接构件的失效的负载情况在飞机的所有可能操作条件下是互相排斥的。

根据优选的实施例，xz联接构件均被配置为平行于竖直轴以在正常飞行操作时负载并平行于纵向轴以在坠落情况下负载。这极为有利，这是由于在正常飞行操作时，特别是在起飞期间，当位于机翼中的燃料箱典型充满并使机翼非常重时，并且在飞行操作期间当机身完全加载时，沿z方向会出现下述力，该力超过在坠落情况下沿z方向出现的力。

根据连接部件的进一步实施例，xz联接构件均相对于飞机的纵向轴，即x轴基本成一定角度延伸，该角度的正切等于第二最大负载除以第一最大负载。该延伸方向允许xz联接构件以极低的静负载吸收平行于飞机的纵向轴出现的力以及平行于飞机的竖直轴出现的力，直到相应的最大负载。

根据连接部件的进一步实施例，在任何情况下，至少两个y联接构件基本平行于飞机的横向轴布置在机身机架凹部的纵向边缘的区域中。

该实施例允许根据本发明的机翼连接部件还能将横向于飞行方向的力从机翼传递到机身机架。

本发明的优选创新提供，xz联接构件均包括布置在机身机架上的机身机架轴承和连接到机翼的机翼轴承，机身机架轴承和机翼轴承在任何情况下通过两个xz带彼此铰接。

具有两个枢轴的xz联接构件的这种构造允许机翼相对于机身机架的至 少略微平行的移位。然而，结合其余的y联接构件和z联接构件，实现机翼与机身机架之间的静态充分确定的连接。

根据连接部件的进一步实施例，在任何情况下，至少两个xz带在机身机架凹部的纵向边缘的区域中被布置为相对于飞机的纵向轴(x轴)彼此相对且倾斜。

例如，如果z联接构件在机翼前缘的区域中失效，则力将作用于前xz联接构件，在位于后面时，该力将小于当z联接构件在机翼尾缘和相关后xz联接构件的区域中失效期间的情况。力的这种不对称出现的原因是，z联接构件的失效在机翼与机身之间的质量分布不均匀。xz联接构件的以可变相对倾斜布置的连接带补偿这些可变强度的力。z联接构件或另一联接构件的失效，例如可由于疲劳效应、腐蚀现象或轰击而造成。

中心理想地近似与相连的机翼和机身机架的共用重心重合的假想直线穿过在任何情况下提供在连接区域的两侧上的两个xz联接构件的倾斜纵向轴的两个交点。

机翼连接部件的进一步有利实施例在进一步的权利要求中阐述。

附图说明

在附图中： 

图1为机身机架的一部分以及在上方显示为分离的机翼的一部分的透视总图。

图2为通过组装的机翼连接部件的横截面图。

图3为作为机翼连接部件的一部分的根据图2的xz联接构件的放大等距视图。

图4为用于坠落负载的重量最佳传递的xz联接构件的可替代实施例的侧视图。以及

图5为具有整体削弱区的用于坠落负载的重量最佳传递的xz带的变型的详细俯视图。

在附图中，相同的结构元件在任何情况下具有相同的附图标记。

具体实施方式

图1显示高翼飞机的机身机架的一部分以及机翼的一部分以及机翼连接部件的相关部件的基本总图。

在根据传统高翼或上翼构造方法的飞机的机身机架1中，在上壳2的区域上方引入近似矩形的机身机架凹部3，该机身机架凹部3具有平行于飞机纵向轴延伸的纵向边缘4、5。坐标系6图示了所有部件的空间位置。坐标系6的x轴平行于飞机的纵向轴延伸，并沿飞机方向定向。y轴或(飞机)横向轴横向于飞机的纵向轴延伸，并且沿飞行方向观看朝向左侧，而z轴平行于飞机的竖直轴延伸并远离地板定向。在距机身机架部分1一段距离的机身机架凹部3(对于更详细的总图)上方显示的为飞机的机翼7(机翼箱)的中心部。

而且，图1显示多个联接构件，其中只有位于纵向边缘5的区域中的两个z联接构件8、11以及两个xz联接构件9、10代表机翼连接部件的其他由机身机架1部分覆盖的联接构件被给出附图标记。还存在的总共四个y联接构件为了清楚未显示。总而言之，联接构件形成连接部件12，该连接部件12根据本发明被配置为将飞机的机翼7连接到机身机架部分1，其总长度未显示。

图2为通过根据本发明的、在机身机架零部件的纵向边缘区域中位于飞机的机翼与机身机架之间的连接部件的横截面图。

机翼13被布置在机身机架14上方。机翼13与机身机架14之间的连接部件15包括两个z联接构件16、17，两个y联接构件18、19以及两个xz联接构件20、21，其均优选被配置为用于传递平行于z轴、平行于y轴和平行于组合xz方向的力。在机身机架凹部的第二纵向边缘(不可见)的区域中提供一组另外六个z、y和xz联接构件，该组联接构件根据联接构件16至21的布置配置但在图2中未显示。

两个z联接构件16、17中的每一个具有z机身机架轴承22和z机翼轴承23，z机身机架轴承22和z机翼轴承23在任何情况下通过两个z带和相关螺栓(未显示)彼此铰接。由于因此形成的两个枢轴，每一个z联接构件具有充足的自由度，从而防止在相对运动期间机翼13与机身机架14之间产生机械张力。相应地，两个y联接构件18、19也在任何情况下具有y机身机架轴承24和y机翼轴承25，y机身机架轴承24和y机翼轴承25在任何情况下通过两个带彼此连接。同样情况适用于两个组合xz联接构件20、21，其在任何情况下具有通过两个带相连的xz机身机架轴承26和xz机翼轴承27。

机身机架轴承22、24、26和机翼轴承23、25、27优选被配置为突出部，在任何情况下，具有边眼的带靠在突出部的两侧上。在任何情况下，带和突出部在机身机架轴承和机翼轴承中通过经由联接构件16至21的两个螺栓相连。作为联接构件一部分的机身机架轴承22、24、26和机翼轴承23、25、27的其他结构实施例也是可以的。

xz带30、31的两个纵向轴28、29并相对于水平线，即相对于坐标系6的x轴沿相反斜度以角度32、33或不同大小的倾角延伸。

由于纵向轴28、29的不同倾角，所考虑的是，在正常飞行操作期间以及在失效情况下，不同量值的机械力例如从两个外部z联接构件16、17中的其中一个作用于两个xz联接构件20、21。由于纵向轴28、29的不同倾角以及xz联接构件20、21与z联接构件16、17之间的不同间距，产生不同的杠杆作用，其补偿这些相互不同力的作用。关于这一点，纵向轴28、29的角度32、33被选择的越大，在任何情况下，作用于相应xz联接构件20、21上的合力的z分量变得越大，而相反地，合力的x分量被减少。假想直线(其中心近似与机翼13和机身机架14的重力或力平衡的共用中心重合)平行于y轴(垂直于图面)延伸通过两个纵向轴28、29之间的交点34和连接部件15的两个其他xz联接构件的在图面后竖直偏移的另一纵向轴交点(在图2中未显示)。假想直线的该中心能够在机身机架14区域中在机翼13区域中或机翼13下方位于机身机架14上方。

在构造图示的机翼连接部件期间，在坠落情况下沿x方向出现的额定负载、在坠落情况下沿z方向出现的额定负载、在正常飞行和着陆操作期间沿x方向出现的额定负载以及在在正常飞行和着陆操作期间沿z方向出现的额定负载被确定，例如确定用于xz带30、31中的每一个。此后，根据在坠落情况下沿x方向出现的额定负载和在正常飞行和着陆操作期间沿x方向出现的额定负载(其中两个值中的较大值被选择)，沿x方向的相关第一竖直最大负载也被确定用于xz带30、31中的每一个。同样地，根据在坠落情况下沿z方向出现的额定负载和在正常飞行和着陆操作期间沿z方向出现的额定负载，沿z方向的相关第二水平最大负载也被确定用于xz带30、31中的每一个。在典型的高翼飞机的情况下，例如，在坠落情况下沿z方向的额定负载被确定为第一最大负载，而在正常飞行和着陆操作期间沿x方向的额定负载被确定为第二最大负载。

对于每一个xz带30、31，延伸方向的相关角度32、33然后被确定为反正切商，该商通过相关竖直最大负载除以相同位置处的水平最大负载得出。每一个xz带30、31被配置具有的强度使得，一方面，其沿x方向能够被加载直到第一最大负载，另一方面，其沿z方向能够被加载直到第二最大负载。

图3为根据图2的机翼连接部件的xz联接构件的等距视图。xz联接构件20特别包括xz机身机架轴承26和xz机翼轴承27(特别参见图2)。xz机身机架轴承26和xz机翼轴承27均具有至少一个法兰部(未显示)，该法兰部是水平的，即平行于坐标系6的xy平面，并实现与机身机架或机翼的机械连接。该机械连接例如可通过传统的螺钉和/或铆钉连接实现。在图示实施例中，xz机身机架轴承26和xz机翼轴承27均被配置成具有孔(未详细显示)的突出部35、36，螺栓37、38在任何情况下被引导穿过该孔。在前部，带30布置在螺栓37、38上，而在后部，几乎被完全覆盖的第二带39将两个螺栓37、38彼此铰接。由于靠在突出部35、36两个侧面上的带30、39，在联接构件20内提供对称的力过渡。

在任何情况下，具有通过两个带和两个螺栓彼此铰接以产生有效联接构 件的突出状机身机架轴承和突出状机翼轴承的z联接构件和y联接构件的基本结构，符合参照xz联接构件描述的构造。

因而，z联接构件包括优选均被配置成突出部的z机身机架轴承和z机翼轴承。在任何情况下螺栓被引导通过两个突出部，在其两侧上布置和紧固有z带，以产生双接头连接。z带例如具有细长椭圆形状，在每一个端部形成有用于接纳螺栓的孔。y联接构件的构造对应于z联接构件的构造。

图4为用于坠落负载的重量最佳传递的xz联接构件的改进构造的侧视图。在此，坐标系6也图示了所有部件的空间位置。

xz联接构件40包括被配置成突出部43、44的xz机身机架轴承41和xz机翼轴承42。上突出部43的几何形状近似符合倒置的大写字母“A”，具有两个相对倾斜的侧面45、46。相应地，下突出部44的周界轮廓符合正常定向的拉丁大写字母“A”，同样具有两个相对倾斜的侧面47、48。两个突出部43、44中的每一个均具有孔(未显示)，两个螺栓49、50被引导穿过该孔。在突出部43、44两侧上的螺栓49、50上布置有基本椭圆形的xz带51、52，以在xz机身机架轴承41与xz机翼轴承42之间产生双接头连接。可替代形式的构造可代替xz机身机架轴承41与xz机翼轴承42的所述变型而使用。

然而，在该变型中，至少xz联接构件40的xz带51、52的尺寸与开始描述的变型相比会机械上削弱，从而，特别在沿坐标系6的x轴的方向(飞机的飞行方向)出现极高负载的坠落情况下，存在xz联接构件40的两个xz带51、52的能量吸收压缩或变形。由于两个xz带51、52的这种压缩，两个突出部43、44的侧面46、47直接互相机械接触，如下突出部43的虚线外形所示，与已在xz带51、52上实现的变形无关，仍保留的冲击能通过xz联接构件40被完全吸收或传递。xz带51、52基本平行于y轴变形，所述带51、52在坠落情况下并不断裂，从而一直保持突出部43、44与螺栓49、50之间的机械连接并因而保持联接构件40的操作。

利用这种变型，由于xz带51、52和螺栓49、50的静态更轻的构造，可以实现进一步的重量减少。而且，可以将两个侧面46、47的表面形状配置成彼此互补，从而在坠落情况下至少在突出部43、44之间的某些区域中存在正向锁定。这防止突出部43、44相对于彼此不受控制的移位。为此目的，侧面46、47中的每一个例如可提供有齿，在坠落情况下，即如果侧面46、47由于xz带51、52的严重变形而彼此直接机械接触时，该齿将至少在某些区域中啮合。

而且，xz联接构件40的这种构造具有的优点是在坠落情况下没有突然的能量吸收。由于xz带51、52的初始压缩，首先，发生在坠落中的一些动能以延时状态通过变形而被减少。只有在侧面46、47已开始预期的牢固机械接触之后，由于xz带51、52的压缩已被明显减少的冲击能才通过联接构件40传递。

图5是xz带的改进变型的详细俯视图，其具有用于xz联接构件的用于吸收坠落负载的预定削弱区。坐标系6用于显示各部件的空间位置和运动方向。

xz带53具有两个布置在其端部以接纳两个螺栓56、57的孔54、55。对于每一个xz联接构件，需要两个这种xz带和两个螺栓56、57，xz带靠在xz机身机架轴承和xz机翼轴承的两侧上。两个螺栓56、57以及两个xz带53如同xz机身机架轴承(未显示)与xz机翼轴承(同样未显示)(参见图2)之间的xz联接构件一样产生双接头连接。

xz带53的周界轮廓近似符合椭圆形的周界轮廓，但具有受限区域58，其在孔54、55之间的中心部分中在两侧上具有相对(镜像倒置)弯曲的边缘。具有近似矩形基本形状的削弱区59在受限区域58中，尽管矩形基本矩形的侧边均朝向其中心略微收缩。在削弱区59的区域中，优选使用钛合金和/或钛制成的xz带53的材料厚度被减少，以确保xz带53在坠落情况下的规定压缩，在此情况下，xz带53将沿y轴的方向弯曲到图面外。这种类型的削弱区59可仅提供在上侧，如所示，和/或提供在xz带53的下侧。

在飞机坠落的情况下，即，如果正对坐标系6的x轴的方向突然产生较 高减速，则强大的力沿白色箭头60的方向作用于xz带53。出现高达9g的加速度通常比在正常飞行操作中出现的负载高3倍。与机翼连接部件的第一变型(参照图1至3)相比，作为机翼连接部件的一部分的机身机架和机翼上的螺栓56、57和轴承(在图5中未显示)的尺寸使得，以增大的安全限度出现的标准飞行负载恰好被可靠地保持。由于机身机架轴承、机翼轴承和螺栓的这种更轻的构造，可实现进一步的重量减少。

然而，根据图5改进的xz带53必须在前xz联接构件(特别参照图2的附图标记20)的区域中用在机翼的连接部件内，这是因为只有在该xz联接构件区域中才会出现启动xz带的所需压缩的压缩力。相反，在后xz联接构件的区域中，只有在坠落情况下由于机翼的前向移位才会沿飞行方向出现强大的张力，该张力不能用于预期的压缩过程。

在坠落情况下，在xz带53的受限区域58中出现精确预定的结构过载，由于该结构过载，xz带53在图5的视图中被压缩或弯曲(平行于y轴)到图面外，但不会发生断裂，使得xz联接构件仍执行其连接作用。在xz带53的变形过程结束时，机身机架轴承的至少某些区域以正向锁定方式靠在机翼轴承上，通过靠在轴承两侧上的压缩xz带53确保两侧上的紧固导向。

附图标记列表

1  机身机架

2  上壳

3  机身机架凹部

4  纵向边缘

5  纵向边缘

6  坐标系

7  机翼

8  z联接构件

9  xz联接构件

10 xz联接构件

11 z联接构件

12 连接部件(机翼连接部件)

13 机翼

14 机身机架

15 连接部件(机翼连接部件)

22 z机身机架轴承

23 z机翼轴承

24 y机身机架轴承

25 y机翼轴承

26 xz机身机架轴承

27 xz机翼轴承

28 纵向轴(xz带)

29 纵向轴(xz带)

30 xz带

31 xz带

32 角度

33 角度

34 交点(xz带的纵向轴)

40 xz联接构件

41 xz机身机架轴承

42 xz机翼轴承

43 突出部

44 突出部

45 侧面

46 侧面

47 侧面

48 侧面

49 螺栓

50 螺栓

51 xz带

52 xz带

53 xz带

54 孔

55 孔

56 螺栓

57 螺栓

58 受限区域

59 削弱区

60 箭头(坠落时的主力流向)

Claims (10)

1.一种飞机的机翼(7、13)与机身机架(1、14)的连接部件(12、15)，包括多个联接构件(8-11、16-21、40)，所述多个联接构件(8-11、16-21、40)包括z联接构件(8、11、16、17)和xz联接构件(9、10、20、21、40)，在任何情况下至少两个z联接构件(8、11、16、17)基本平行于所述飞机的竖直轴(z)延伸，并且在任何情况下至少两个xz联接构件(9、10、20、21、40)被布置在机身机架凹部(3)的两个纵向边缘(4、5)的区域中，并且所述xz联接构件(9、10、20、21、40)均包括布置在所述机身机架(1、14)上的xz机身机架轴承(26)和连接到所述机翼(7、13)的xz机翼轴承(27)，xz机身机架轴承(26)和xz机翼轴承(27)在任何情况下通过两个相对于所述飞机的纵向轴(x)倾斜的xz带(30、31、39、51-53)彼此铰接，其特征在于，至少一个xz联接构件(40)的所述xz带(51-53)被配置成，在坠落情况下，发生所述xz带(51-53)的能量吸收压缩，由于该能量吸收压缩，所述xz机身机架轴承(26)的侧面(46)和所述xz机翼轴承(27)的侧面(47)直接机械接触；其中，至少两个xz带(30、31、39、51、52、53)在任何情况下具有至少一个削弱区(59)，以允许在飞机坠落情况下所述xz带的规定变形，其中，所述xz机身机架轴承(26)的侧面(46)和所述xz机翼轴承(27)的侧面(47)均被提供有齿，在坠落情况下所述齿在彼此直接机械接触的区域中啮合。

2.根据权利要求1所述的连接部件(12、15)，其特征在于，所述xz机身机架轴承(26)和所述xz机翼轴承(27)的所述侧面(46、47)的表面形状被配置成彼此互补。

3.根据权利要求1所述的连接部件(12、15)，其特征在于，所述多个联接构件(8-11、16-21、40)包括y联接构件(18、19)，在任何情况下，至少两个y联接构件(18、19)基本平行于所述飞机的横向轴布置在所述纵向边缘(4、5)的区域中。

4.根据权利要求1所述的连接部件(12、15)，其特征在于，在任何情况下，至少两个xz带(30、31、39、51-53)在纵向边缘(4、5)的区域中相对于所述飞机的纵向轴呈相对和倾斜的布置。

5.根据权利要求1所述的连接部件(12、15)，其特征在于，每一个xz带(30、31、39、51-53)在任何情况下具有用于两个螺栓(37、38、49、50、56、57)的两个孔(54、55)。

6.根据权利要求1所述的连接部件(12、15)，其特征在于，所述z联接构件(8、11、16、17)均包括布置在所述机身机架(1、14)上的z机身机架轴承(22)和连接到所述机翼(7、13)的z机翼轴承(23)。

7.根据权利要求1所述的连接部件(12、15)，其特征在于，所述多个联接构件(8-11、16-21、40)包括y联接构件(18、19)，所述y联接构件(18、19)均包括布置在所述机身机架(1、14)上的y机身机架轴承(24)和连接到所述机翼的y机翼轴承(25)，所述y机身机架轴承(24)和y机翼轴承(25)在任何情况下通过具有两个孔和两个螺栓的两个y带彼此铰接。

8.根据权利要求1所述的连接部件(12、15)，其特征在于，两个xz带(30、31、39、51-53)的纵向轴(28、29)在任何情况下在纵向边缘(4、5)的区域中彼此交叉。

9.根据权利要求1所述的连接部件(12、15)，其特征在于，所述多个联接构件(8-11、16-21、40)使用钛合金和/或钛形成。

10.根据权利要求1所述的连接部件(12、15)，其特征在于，所述飞机是高翼飞机。