CN103925411B - 用于飞行器供给系统的安装装置 - Google Patents

Abstract

一种用于飞行器供给系统的安装装置。该安装装置包括横向构件（10）和至少一个支撑模块（40），所述至少一个支撑模块（40）一方面包括具有的形状与横向构件的形状互补的本体，该本体包括开口和用于紧固飞行器供给系统（2）的装置，并且所述至少一个支撑模块（40）另一方面包括销，所述开口形成了引导部，该引导部能够容纳销的一部分。横向构件（10）包括凹槽（101），凹槽（101）沿所述横向构件（10）的伸长方向规则地间隔开。销具有与凹槽互补的形状并且具有横向于销的伸长方向的唇部。通过以下方式将支撑模块锚定至横向构件：将销插入至开口中，使销与其中一个凹槽接合，直到锚定位置，在该锚定位置中唇部与支撑模块（40）接触。

Description

用于飞行器供给系统的安装装置

技术领域

本发明涉及一种用于飞行器供给系统的安装装置。

背景技术

为了供给存在于飞行器中的各种系统，必要的是安装相关联的（电力、液压、气动、等等）供给系统。这些供给系统为布线、管道以及其他通路的形式。这些供给系统布置在机身结构上，尤其是布置于在机身结构截面的平面中保持机身结构的框架之间。这些框架连接至沿着飞行器的纵向轴线由桁梁提供的增强部。由于用于安装供给系统的可用空间主要设置在桁梁和形成飞机蒙皮的面板的区域中，因此用于将系统安装在压力舱中的容积是至关重要的。

因此管道、电线、电线组件、电气配线或绞合线借助于安装装置而在机身的桁梁的上方安装在框架上，其中安装装置具有将两个框架或两个桁梁连接在一起的横向构件（或横向杆）。

这种杆状装置具有附接至横向构件的突耳、容纳接合在所述突耳中的一个或多个电线的夹持套环。

这些突耳和夹持套环以间距（固定距离）分离开，该间距在本质上取决于所讨论的飞行器的类型。

这些现有技术装置的主要缺点在于其无法受益于任何的标准化。

这是由于每个飞行器具有介于供给系统之间的专门针对所述飞行器的间距。

现在，这些系统的安装装置不能以任何方式而适用于以下情况：当前经常是不能使用同一个安装装置以用于任何种类的飞行器。

此外，包括对于同一个飞行器，每次供给系统之间的间隔无论出于何种原因而改变，都必需制造新的安装装置。

因此，这些安装装置未被任何标准所覆盖。

因此，存在与这些安装装置相关联的大量的基准，并且对于安装装置的制造、储存、搬运，等等，这被证明是存在问题的。

因此，上述问题特别地使得对飞行器的部件的物流链的管理更为复杂，从而产生了附加的费用及设备的运输延迟。

此外，这些安装装置——尤其是横向构件——非常常见的是由金属材料制造，使得在每次间隔修改时能够快速地制造出新的横向构件。

对金属材料的使用也被证明是有害的，这是由于飞行器的重量固有地增加，并且因此飞行器的操作成本也固有地增加。

已知文献FR2 912 804，该文献公开了用于将装备安装在交通工具的结构框架上的装置，该装置包括紧固件、紧固件支撑部、以及轨道。存在于所述文献中的紧固件支撑部包括用于将紧固件支撑部紧固至轨道的弹性夹持部。

所述装置具有以下缺点：紧固件支撑部仅是脆弱地紧固至轨道。具体地，紧固件支撑部一旦被定位则可以在例如振动或冲击的作用下沿轨道的纵向方向侧向运动。

此外，对于操作者来说易于偶然地移动或移除紧固件支撑部。

因此有可能无法将装备（供给系统）之间的间距保持恒定，并且当所述装备包括电线时这被证明是尤为有害的：电线的已知的隔离距离未被保持。

要注意的是，在此，隔离距离例如与以下距离相对应，即：应当将两条电线分离开从而限制因电磁干扰而产生的效果的距离。

最后，存在于所述文献中的装置不能特别容易地使用，这是由于，为了将紧固件支撑部紧固至轨道，需要借助于卡环将紧固件支撑部的弹性夹持部锁定在位，其中卡环的一部分楔入于在紧固件支撑部的壁部中制成的开口中，这种操作对于操作者来说非常复杂。

发明内容

本发明旨在改进这些缺点中的至少一个缺点。

为此，本发明涉及一种用于飞行器供给系统的安装装置，该安装装置包括横向构件和至少一个支撑模块，所述支撑模块一方面包括本体，本体具有与横向构件的形状互补的形状，本体包括开口和用于紧固飞行器供给系统的装置，所述支撑模块另一方面包括销，所述开口能够容纳所述销的一部分。

该装置的特征在于：横向构件包括沿横向构件的纵向方向规则地间隔开的凹槽，销具有与凹槽的形状互补的形状并且具有横向于销的伸长方向的唇部。

支撑模块通过以下方式锚定至横向构件：将销插入至开口中，使销与其中一个凹槽接合，直到锚定位置，在锚定位置唇部与支撑模块完全接触。

这种安装装置具有以下优点：具有极强的可适用性，换言之这种安装装置能够适用于供给系统之间的多种可能的间隔。

具体地，为了修改供给系统之间的间隔，全部所需的就是：沿横向构件的纵向方向从一个凹槽移动至另一个凹槽，支撑模块包括用于紧固供给系统的装置。

因此能够将根据本发明安装装置适用于全部类型的飞行器中并且使用在同一个飞行器中，以改变供给系统之间的间隔、同时不必设计或制造新的安装装置以用于这些供给系统。

在此方式中，本发明提供了对用于安装供给系统的装置建立标准的可能性。

因此，各种已存的基准将必然消失而由单一基准取代，这极大地简化了对飞行器的物流安装链的管理。

本装置的另一优点在于：本装置提供了较高的安装安全性，这是由于一旦支撑模块已经锚定在横向构件上，则阻止了侧向运动，换言之阻止了在横向构件的纵向方向上的运动。

这尤其是因为在横向构件中制造的凹槽的形状互补性，并且销使得能够将支撑模块锚定在横向构件上。

具体地，一旦已经将销插入至凹槽中，则防止了销在横向构件的纵向方向上经历平移运动，并且因此支撑模块不能再沿该方向运动。

当供给系统为电线时，该优点带来以下进一步效果：确保在这些电线之间保持最小距离或隔离距离。

由于通过简单地将销插入至支撑模块中的开口中并插入至凹槽中而将支撑模块锚定，因此该装置的安装操作同样地特别简单且经济。

最后，这种选择使得能够避免安装错误，这是由于销能够仅在一个方向上插入。

为了使安装装置更紧固，销包括锁定装置，该锁定装置与支撑模块接合，从而防止到达锚定位置中的销在开口中的平移运动。

这尤其使得能够防止将销偶然移除，将销偶然移除会带来使支撑模块掉落的结果。

在一种特定实施方式中，一旦销处于锚定位置，则不能够在不损坏的情况下将销从开口处移除。

根据一种可能的特征，锁定装置为一对柔性钩部，该对柔性钩部设置在销的一个端部处并且设计成在该对钩部插入至开口中的期间变形并且在离开开口时回复到其初始形状。

这些钩部为易于制造并使用的锁定装置。

为了将安装加速，并且为了防止任何错误，在横向构件的表面上对凹槽作编号。

根据一种可能的特征，支撑模块包括多个紧固装置。

这特别地使得能够将多个供给系统紧固至同一个模块，例如以期望节省空间或重量。

根据一种可能的特征，该装置还包括第一端部件和第二端部件，第一端部件和第二端部件分别与横向构件的端部接合并且包括孔，其中孔旨在将第一端部件和第二端部件紧固至飞行器的结构元件，所述第一端部件中的孔为圆形，并且所述第二端部件中的孔为细长形。

细长形孔的形状为安装装置带来了可适用性，这是由于该形状允许对横向构件的紧固具有更大的灵活性。

特别地，能够在紧固过程中产生游隙，或是在安装过程中更具灵活性，安装的精确性不必过高，尤其是在所提供的元件的尺寸和/或元件之间的距离方面的精确性不必过高。

根据一种可能的特征，在横向构件具有中空的闭合截面——例如矩形截面——的情况下，支撑模块的本体包括基部，两个臂从基部延伸从而形成大致为C形的形状。

在横向构件具有常规形状的情况下，这是本体能够具有的最简单的形状之一。

因此，再次地使本体的安装和制造成本最小化。

根据一种可能的特征，开口完全贯穿本体的臂。

为了简化该装置的安装并且为了能够适用于已经存在的供给系统的全部类型的夹持元件，紧固装置包括至少一个穿孔、与所述至少一个穿孔接合的至少一个螺钉、以及用于保持飞行器供给系统的至少一个中间装置，所述至少一个中间装置滑移至所述至少一个螺钉上。

更特别地，用于保持飞行器供给系统的中间装置为夹持套环。

有利的是，用于保持飞行器供给系统的多个中间装置滑移至所述至少一个螺钉上。

在替代性实施方式中，紧固装置为从本体突出并形成用于供给系统的引导部的结构。

在此情况下，不必提供用于夹持供给系统的中间系统，供给系统可以直接紧固至该结构。

为了确保安装装置为电气绝缘的进而增加安装过程和飞行期间的安全性，横向构件包括由不具导电性的材料制造的外层。

在一种特定实施方式中，由复合材料制成的装置可能是有利的，从而减少其整体重量。

在后面这种情况下，横向构件可以通过拉挤成型而形成，该过程简单且不昂贵。

本发明最后涉及一种包括根据本发明的安装装置的飞行器。

附图说明

其他的特征和优点通过以下描述将变得明显，其中以下描述通过非限制性实施例的方式并参照附图而给出，附图中：

图1是根据本发明的安装装置的第一实施方式的示意性立体图；

图2是图1的安装装置的横向构件的示意性立体图；

图3是图1的横向构件的细节；

图4是图1的横向构件的第一端部件的示意性立体图；

图5是图1的横向构件的第二端部件的示意性立体图；

图6是根据本发明的一种施方式的模块本体的示意性立体图；

图7a是根据本发明的一种施方式的销的示意性立体图；

图7b是图7a的销从不同角度观察的示意性立体图；

图8是将图6的模块本体与图7的销结合在一起的示意性立体图；

图9是图1的安装装置的模块的本体的示意性立体图；

图10是图1的安装装置的元件的分解视图；

图11是将图10的元件结合在一起的示意性立体图；

图12是图1的细节的示意性立体图；

图13是图1的安装装置的示意性立体图，其中该安装装置未正确安装；

图14是图1的安装装置的示意性立体图，其中该安装装置正确地安装；

图15是根据本发明的第二实施方式的模块的本体的示意性立体图；

图16是根据本发明的第二实施方式的销的示意性立体图；

图17是根据本发明的第二实施方式的安装装置的示意性立体图；

图18是根据本发明的第三实施方式的模块本体的示意性立体图；

图19是根据本发明的第三实施方式的模块和用于紧固供给系统的装置的示意性立体图；以及

图20是根据本发明的第四实施方式的模块本体的示意性立体图。

具体实施方式

图1示出了根据本发明的第一实施方式的用于飞行器供给系统2的安装装置1，所述装置紧固至飞行器的结构的支撑托架6的两个面5。

由于这些支撑托架6在现有技术中为已知并且不是本发明的整体部分，因此本文将不会描述支撑托架6的结构。

安装装置1由横向构件（坡道）10、第一端部件20、第二端部件30、以及支撑模块40组成。

还示出了固定至模块40的用于保持供给系统的中间装置50。在此情况下，中间装置50为现有技术的套环。因此，本文将不会描述这些中间装置50。

如图2中可见，其中图2仅示出了横向构件10以及第一端部件20和第二端部件30，横向构件10为在纵向方向上延伸并且具有矩形截面的部件。

然而，横向构件10可以具有其他截面，例如圆形截面、三角形截面、等等。

封闭的截面是有利的，以便简化支撑模块40的锚定。

在此方面要注意的是，矩形截面为本发明的优选实施方式，这是由于矩形截面使得尤其能够在工业上以简化的方式来制造横向构件10中的凹槽。

在任何情况下，横向构件10优选为中空的，从而减小其中布置有该横向构件10的飞行器的结构的重量。

更特别地，横向构件的内层可以由既轻质又具刚性的诸如碳纤维、芳纶纤维、铝纤维之类的材料制造。该内层可以被由电气绝缘材料——例如玻璃纤维、尼龙纤维、橡胶纤维或聚醚以太酮（PEEK）纤维——制成的外层覆盖。

此外，横向构件10为中空的这一情况使得能够将第一端部件20和第二端部件30分别在横向构件10的各端部处插入至所述的横向构件10中，使得所述端部件以此方式将横向构件10紧固至图1中示出的两个支撑托架6中的每个支撑托架6。

如在图1至图3中可见的，横向构件还包括沿横向构件的纵向方向分布的凹槽101。优选的是，凹槽101在纵向方向上均匀地分布。凹槽之间所选定的距离例如可以是用于电气供给系统的隔离距离。

凹槽101具有半圆形形状，也就是说具有槽形形状。然而，可以预期的是对于凹槽101可以具有不同的形状，例如正方形或三角形形状。

在图1和图2所示出的特定实施方式的情况下，凹槽101制成为与横向构件的前部面10a齐平，其中前部面10a与支撑托架6的将横向构件10紧固的表面垂直。

如下文将更详细地描述的，这些凹槽101使得能够将支撑模块40锚定至横向构件10。

在图1中，三个支撑模块40锚定至其中三个凹槽101中，但是显而易见的是所示出的支撑模块的数量仅作为示例并且支撑模块的数量仅受凹槽101的数量的限制，其中凹槽101的数量能够根据需要——如凹槽101的间隔的值——而调整。

为了更易于安装支撑模块40，对凹槽101进行编号，如图3中可见。

在该附图中示出的特定实施方式中，横向构件10对于每个凹槽101具有一对数字102，该对数字102设置在横向构件10的每个面上，也就是说，对于具有矩形截面的横向构件来说具有八个数字。

这允许了操作者或装配者能够从若干角度看到这些数字。

此外，每对数字设置成首尾相接，使得能够在每个面上从不同角度来读取这些数字。

凹槽101的标识具有以下优点：不仅防止了在将支撑模块和/或供给系统紧固期间出现安装错误，并且还简化了该安装进而减少了该安装所花费的时间且因此减少了相关联的成本。

现在将参照图4和图5更详细地描述第一端部件20和第二端部件30。

如在图4可见的，第一端部件20由托架210和插入式连接件220组成。

托架210包括半椭圆形基部214和矩形基部218这两者。

半椭圆形基部214与矩形基部218额外地由支承部（strut）230连接在一起，其中支承部230从半椭圆形基部214和矩形基部218的相应的侧向边缘延伸。

插入式连接件220以正交于其表面的方式从矩形基部218的中央突出。

该插入式连接件220包括四个相同的叉头222，这些叉头222具有矩形截面并且旨在在横向构件10的其中一个端部处插入至横向构件10中。

叉头222特别地在其中心处为中空的、并且由电气绝缘材料制造——如第一端部件20的整体由电气绝缘材料制造。

半椭圆形基部就其自身而言由圆形孔216穿透，其中圆形孔216旨在容纳螺钉或是下述任何其他紧固装置：该其他紧固装置能够将半椭圆形基部连接至支撑托架6或是连接至支撑装置1所旨在用于的机身结构的任何其他元件。

图5中示出的第二端部件30也包括第二托架类型的基部310和第二插入式连接件320。

第二托架类型的基部310与第一托架类型的基部210的不同之处在于：第二托架类型的基部310由细长的非圆形孔316穿透。

第二插入式连接件320就其自身而言与第一插入式连接件220相同。第二插入式连接件320的形状和材料与第一插入式连接件220的形状和材料相同。

细长孔316的形状带来了安装装置1的可适应能力，这是由于细长孔316允许了第二端部件30的紧固进而允许了横向构件10的紧固具有更大的灵活性。

此外，第一端部件20和第二端部件30优选为各自以不同的定向紧固，例如相对于彼此旋转180°地紧固，从而防止横向构件10围绕其伸长方向旋转。

现在将参照图6至图20来详细描述支撑模块的各实施方式。

图6示出了支撑模块390的第一实施方式。

支撑模块390包括本体400和用于将本体400锚定至横向构件的装置401。

本体400为类似于C形的夹爪的形式，从而将横向构件10的四个面中的三个面包围。

为此目的，本体400包括连接板402并且还包括各自从连接板402的一端延伸的下臂404和上臂406。下臂404和上臂406各自与连接板402形成近似为直角。组合在一起的这三个元件形成夹爪。

要注意的是，术语“下”和“上”仅与图6中的本体400的定向相关联，并且不以任何形式预示模块40在横向构件10上的位置。

本体400穿过下臂404和上臂406而设置有用于紧固飞行器供给系统的装置407。

在模块390的第一实施方式中，这些紧固装置407一方面包括于下臂404中穿透的六角形基部408且另一方面包括于上臂406的平行六面体突部410中穿透的孔口409。

孔口409旨在使六角头螺钉411（例如在图10中示出）通过。

在此方面，如果选择了使用具有不同头部的螺钉或使用一些其他的紧固装置，则孔口的形状当然可以进行变化。

与上臂406中的孔口408相对地进行穿透的六角形基部408包括基部孔口和内榫眼（housing）。基部孔口具有允许螺钉411通过而不允许螺钉411的头部通过的功能。内唇部旨在容纳头部且特别地一旦螺钉头部已经插入至基部孔口中则防止螺钉头部旋转。

本体400还包括完全贯穿本体400的开口413。

该开口413由下槽口414和上槽口416构成，其中下槽口414和上槽口416分别在下臂404和上臂406中穿透。

下槽口414在下臂404的与连接板402相对的那个端部处制成。下槽口414具有矩形形状，这是由于下槽口414旨在使图7a和图7b中示出的销417的具有矩形截面的叉头415通过。

上槽口416也在上臂406的与连接板402相对的那个端部处制成。上槽口416定位成与下槽口414相对，并且也具有矩形形状，这是由于上槽口416旨在使销417通过，销417完全贯穿上槽口416。

上臂406的平行六面体突部410也包括与上槽口416齐平的半圆形凹口418。半圆形凹口418旨在使销417的半圆柱形柄部420通过。半圆柱形柄部420能够在半圆形凹口418内侧滑动而穿过上臂406的整个厚度。

现在将参照图7a和图7b来更详细地描述销417，并且还参照图8来描述销417与本体400接合的方式。

销417包括具有矩形截面的叉头415、以及靠置于叉头415上的半圆柱形柄部420。

叉头415包括中央平行六面体部分415a，在中央平行六面体部分415a的第一端部处设置有唇部415b。

如从图8中可见的，唇部415b旨在在一旦销417已经完全插入至开口413中的情况下就置靠于上臂406的自由边缘422（离基部402最远的边缘）。

要注意的是，中央部分415a可以在其后部面418上——也就是说在半圆柱形柄部没有置靠于其上的面上——具有位于唇部415b下方的标记423，从而有助于将销417装配于开口413中。

如在下文将会看到的，这种标记向使用者指示出错误安装。

在叉头415的另一端部处，叉头415包括锁定装置，该锁定装置与支撑模块390接合从而防止到达锚定位置中的销417在开口413中的平移运动。这里，锁定装置包括定位在中央部分415a的每一侧上的一对钩部415c。

在将销417插入至开口413中——也就是说连续地穿过上槽口416并且之后穿过下槽口414——的期间，这些钩部415c朝向叉头415的内部变形。当这些钩部415c离开开口413时——更具体地在离开下槽口414时，这些钩部415c恢复为其初始形状，从而将销417锁定在开口413中的锚定位置中，这正如图8中的情况。

半圆柱形柄部420沿着叉头415的大部分延伸，在此情况下是沿着叉头415的长度的大约四分之三延伸。当然这个值是可以改变的。

在此方面要注意的是，柱体420可以延伸超过下臂404与上臂406之间的间隔，只要下臂404也具有半圆形凹口即可。

半圆柱形柄部420还可以包括越过其半个表面的标记424，从而也有助于将销417插入至开口413中。

这种标记可以包括：附着的颜色、半圆柱形柄部420的表面的变化、或是用于将该区域与半圆柱形柄部420的其他部分区分开的任何其他装置。

在将销417插入至开口413期间，半圆柱形柄部420首先抵靠着半圆形凹口418的内表面滑动。之后半圆柱形柄部420抵靠着其中一个凹槽101滑动，如下文将会看到的。

图9示出了支撑模块的本体的第一实施方式的变型。具体地，对于该支撑模块40，与图1的实施方式相对应地，销417与第一实施方式的第一变型中的销相同。

本体450仍然具有连接板452、下臂454、以及上臂456。

然而，下臂454没有六角形孔口，而是仅具有下槽口458，而该下槽口458与存在于第一变型中的下槽口414在其他方面没有任何不同之处。

上臂456就其自身而言不具有六角形基部，而是保持有相对于上槽口416没有变化的上槽口459。

下槽口458和上槽口459也形成了旨在容纳销417的开口460。

作为对该上槽口458的补充，上臂456包括在槽口的最靠近连接板452的一侧从上臂456的表面突出的销引导部461。

该销引导部461具有半圆形槽462。销引导部461还具有两个引导边缘464a和464b，这两个引导边缘464a和464b从槽462的任一侧并在槽462的任一侧上沿与上臂456的延伸方向垂直的方向延伸。

因此，销引导部461实施与平行六面体突部407的边缘和半圆形凹口418相类似的功能，也就是说：允许销417与销引导部461相接触地滑动。

在该变型中，用于将供给系统466紧固的装置由连接板452承载，该连接板452包括与上六角形基部409相类似的侧六角形基部468。

现在将描述支撑模块40至横向构件10的锚定。为此目的，将参照图10至图14。

这些附图示出了图4中描述的支撑模块40以及用于紧固飞行器供给系统的组件500。

这种紧固组件包括六角头螺钉411（在此情况下已知符合NAS1802的规定）、间隔件505、用于保持供给系统的装置510（在此情况下为套环）、垫圈520、以及螺栓530。

间隔件505为在其中心穿孔的圆筒形元件，通常用于航空领域。已知衬垫505例如符合NSA5527的规定。

间隔件505在紧固组件500中的使用是可选的，并且特别地起到了将套环510与横向构件10间隔开的作用，从而例如保持与电气绝缘相关联的隔离距离。

在一些实施方式中，完全可构想的是：不使用衬垫，或是相反地使多个间隔件505滑移（或层叠）至同一个六角头螺钉411中。这种层叠可能性是根据本发明的安装装置的另一个优点。

替代地，在未示出的其他实施方式中，一连串的间隔件505和套环510滑移至螺钉411上。例如，紧固组件500包括在套环510之后滑移至螺钉上的第二间隔件505。之后第二套环510可以在第二间隔件505之后滑移至螺钉411上。

因此，借助于一连串的间隔件505和套环501，能够将多于一个的套环510定位至支撑模块40上。

套环510是在航空应用中通常使用的用以支撑电线、配线、或绞合线的元件；因此本文将不会详细描述套环510。将通过示例的方式而引用的全部套环510为符合ABS1339规定的套环。

垫圈520和螺栓530完成了紧固组件500。垫圈520和螺栓530与螺钉411的螺纹接合并且因此使得能够将套环510紧固至本体450，而无论是否存在间隔件505。

具体地，前文已示出的是：螺钉本体411a穿过侧六角形基部468而插入，该螺钉本体411a的头部411b靠置于侧六角形基部468中。

正如套环510一样，垫圈520和螺栓530不具有本发明所涉及的任何特定特征，并且因此本文不会详细描述垫圈520和螺栓530。特别地，可以使用已知的NAS1145类型的垫圈和ASNA2529类型的螺栓。

支撑模块40以简单且直观的方式锚定在横向构件10上。

一旦已经将紧固组件500安装在支撑模块40的本体450上，则将支撑模块40定位在横向构件10上使得下臂454和上臂456在凹槽101的区域中包围横向构件10的三个侧面。

接下来，将销417插入至开口460中，换言之插入穿过上槽口459且之后穿过下槽口458，半圆柱形柄部420在销引导部461中滑动且在凹槽101中滑动。

销417继续插入至开口460中，直到唇部415b与支撑模块40的表面——在此情况下为上臂456的自由边缘469——接触为止。

之后销417处于锚定位置，且支撑模块40、支撑模块40的本体450不再能够在横向构件10的伸长方向上运动。换言之，本体450被稳固在横向构件10上而不能侧向运动。这在图12和图14中示出。

此外，借助于钩部415c的作用——在钩部415c于下槽口458中变形之后，钩部415c恢复到其初始形状，销417沿着凹槽101被锁定，这也可以在图12和图14中见到。在该实施方式中，再不能在不受损坏的情况下将销417从开口460移除。

图13和图14示出了存在于销417的半圆柱形柄部420上的标记424的优点。

图13示出了支撑模块40至横向构件10的不正确的锚定。

“不正确”在此处要理解为表示这种安装：在该安装中销417没有将本体450锁定至横向构件10，或者换言之表示这种情况：销417在通过开口460时没有完全贯穿本体450。

更具体地，支撑模块40的不正确的安装于以下情况相对应：该情况下钩部415c没有完全贯穿下槽口458。

在这种情况下，标记424变为是可见的。因此，诸如装配者或操作者之类的使用者被给予了指示出支撑模块40的错误位置的可见信息。

在相反的情况下，在正确安装的情况下，也就是说将支撑模块40完全地紧固锚定至横向构件10，如图14所示，则由于标记424位于开口460的内侧，因此标记424不可见。

现在将参照图15至图17来描述根据本发明的安装装置的第二实施方式。

在该第二实施方式中，横向构件601除了其凹槽602的形状之外与横向构件10相同，其中凹槽602不再具有半圆形截面，而是具有矩形截面。

支撑模块605就其自身而言仍然包括销620以及围绕横向构件601的夹爪形式的本体610。

支撑模块605的本体610与第一实施方式中的支撑模块的本体相类似，这是由于本体610包括C形形式的基部622、下臂624、上臂626，以及由上开口630和下开口632形成的旨在容纳销620的开口628。

相反地，本体610的用于容纳销620的直线凹口640是有区别的。该直线凹口640不再具有半圆形截面，而是具有矩形截面。

具体地，销620包括具有矩形截面的直柄部642，如同半圆形凹口中的半圆柱形柄部的情况一样，该直柄部642旨在在将模块605安装于横向构件上的期间在直凹口640中滑动。

此外，销620具有回复部644，该回复部644以通常的方式从与销417的唇部相同的唇部645突出。

该回复部644在其与第一回复部645相对的端部处具有钩部650。

在将销620插入至本体610的开口628的期间，钩部650在其边缘650a的区域中抵靠横向构件的其中设置有凹槽602的第一面601a而受压缩。

接下来，一旦已经通过了开口628，则钩部650在边缘601b的区域中回复到钩部650的初始形状，其中边缘601b设置在横向构件601的面601a与垂直于面601a的第二面601c之间。

在该锚定位置中，钩部650的上表面656因此设置成抵靠横向构件10的第二面601c。更具体地，钩部的表面656全部与第二面601c以表面对表面方式的接触。模块605再不能竖向（在与横向构件10的纵向延伸方向垂直的方向上）运动。

为了防止这个相同的销620在开口628中的侧向平移运动（在横向构件的纵向延伸方向上），该销在其叉头658的与第一回复部645相对的端部处具有钩部662形式的锁定装置，该锁定装置位于叉头658的每个边缘660的区域中。

这种钩部662具有与第一实施方式的钩部451c类似的功能。因此将不会再次地描述这种钩部662。

全部要注意的是，由于钩部662定位在叉头658边缘660处，因此钩部662减少了销620的空间需求。此外，由于钩部662的位置，使得钩部662不易于受到损坏。

就用于将供给系统紧固的装置而言，这些装置在此情况下与第一实施方式的变型中的那些装置类似。

现在将参照图18和图19来描述根据本发明的安装装置的第三实施方式。

在该实施方式中，支撑模块700具有本体710，该本体710适用于以替代的方式将供给系统紧固。

在此情况下将仅描述这个方面，这是由于本体710至横向构件的锚定与本发明的第二实施方式的锚定没有不同。

本体710仍然具有形成夹爪的基部712、下臂714、上臂716，以及由上开口720和下开口722形成的旨在容纳销724的开口718。

然而，基部712包括具有大致呈正方形形状的侧突耳730，其中侧突耳730位于基部712的四个角部处并起始于这四个脚部中的每个角部。

如在图17中可见的，这四个侧突耳730形成了具有下述功能的两个前部间隙732：当套环740的紧固突耳734与基部712接触时将该紧固突耳734固定。

类似地，下臂714以及上臂716在其与基部712相对的端部处各自具有形成后部间隙744的两个侧阻挡装置742。这些后部间隙744具有以下功能：当套环740的紧固突耳734与上臂716或下臂714接触时将所述紧固突耳734固定。

这种实施方式的优点在于：允许将三个套环740以相对于彼此旋转90°的方式紧固至同一个支撑模块700。

为了将这些套环740紧固，基部712、上臂716、以及下臂714各自具有定心销745。

现在将参照图20来描述根据本发明的安装装置的第四实施方式。

在该实施方式中，支撑模块的本体810适用于以又一替代的方式将供给系统紧固。

在此情况下将仅描述后一方面，这是由于本体810至横向构件的锚定与本发明的第二实施方式和第三实施方式的锚定没有不同。

本体810也具有形成夹爪的基部812、下臂814、上臂816，以及由上开口820和下开口822形成的旨在容纳销的开口818。

相反地，仅基部812具有用于紧固飞行器供给系统的装置824。所述装置特别地可以从基部812的主要部分伸出，或是通过焊接或粘附结合而紧固至基部812的主要部分，这取决于制造该装置824的材料。

这些紧固装置824的形式为用于直接容置位于轨道828上的供给管道、绞合线、配线、或是电线的结构826。

结构826在其每个面830上还具有通道832，通道832具有矩形截面并旨在使诸如Ty绳之类的电缆扎带通过，以用于将供给系统锁定在位。

要注意的是，在以上描述中，所示出的全部实施方式具有这种模块：该模块适用于具有矩形截面的横向构件的特定形状。

然而，已经描述的实施例仅是本发明的可能的实施方式，本发明不限于这些实施例。

具体地，未示出的其中横向构件和模块能够具有不同形状的实施方式也落入本发明的范围内。

例如，本发明还应用于以下情况：横向构件具有圆形截面，其中模块的本体能够覆盖成C形形状；或是横向构件具有三角形截面，其中模块的本体能够覆盖成V形形状。

Claims (14)

1.一种用于飞行器供给系统的安装装置，所述安装装置包括:

细长的横向构件，所述横向构件包括成形的凹槽，所述凹槽沿所述横向构件的伸长方向间隔开；以及

至少一个支撑模块，所述支撑模块包括本体，所述本体具有的形状与所述横向构件的横截面的形状互补，其中所述本体包括构造成紧固至飞行器供给系统的紧固装置、用以接纳所述横向构件的通道、以及靠近所述通道的开放端的开口；以及

细长销，其中所述本体的所述开口容纳所述销的至少一部分从而封闭所述开口，所述销具有的横截面形状与所述横向构件中的所述成形的凹槽的形状互补并且具有横向于所述销的伸长方向的唇部，

其中，所述支撑模块通过至少部分地插入所述开口中的所述销而锚定至所述横向构件，其中在所述唇部接触所述支撑模块时所述销的所述横截面形状的至少一部分与所述成形的凹槽中的一个凹槽的一部分接合，并且其中，在所述唇部接触所述支撑模块的同时所述至少一个支撑模块和所述细长销围绕所述横向构件的整个周长延伸。

2.根据权利要求1所述的安装装置，其特征在于，所述销(417；620；724)包括锁定装置(415c；662)，所述锁定装置(415c；662)与所述支撑模块(40；390；605；700)接合，从而防止到达所述锚定位置中的所述销(417；620；724)在所述开口中的平移运动。

3.根据权利要求2所述的安装装置，其特征在于，所述锁定装置(415c；662)是一对柔性钩部，所述一对柔性钩部设置在所述销(417；620；724)的一个端部处，并且所述一对柔性钩部设计成在所述一对柔性钩部插入至所述开口(413；460；628；818)中的期间变形并且在离开所述开口(413；460；628；818)时回复到所述一对柔性钩部的初始形状。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的安装装置，其特征在于，所述支撑模块(40；390；605；700)包括多个紧固装置(407；468；824)。

5.根据权利要求1至3中任一项所述的安装装置，其特征在于，所述安装装置还包括第一端部件(20)和第二端部件(30)，所述第一端部件(20)和所述第二端部件(30)分别与所述横向构件(10)的端部接合并且包括孔(216；316)，所述孔(216；316)旨在将所述第一端部件(20)和所述第二端部件(30)紧固至所述飞行器的结构元件，所述第一端部件中的孔为圆形并且所述第二端部件中的孔为细长形。

6.根据权利要求1至3中的任一项所述的安装装置，其特征在于，在所述横向构件(10)具有矩形截面的情况下，所述支撑模块(40；390；605；700)的所述本体(400；450；610；710；810)包括基部，两个臂从所述基部延伸从而形成大致为C形的形状。

7.根据权利要求6所述的安装装置，其特征在于，所述开口(413；460；628；818)完全贯穿所述本体(400；450；610；710；810)的所述臂。

8.根据权利要求1至3中任一项所述的安装装置，其特征在于，所述紧固装置为从所述本体(810)突出且形成用于所述供给系统的引导部的结构(826)。

9.根据权利要求1至3中任一项所述的安装装置，其特征在于，所述紧固装置(407；468；824)包括至少一个穿孔(408)、与所述至少一个穿孔接合的至少一个螺钉(411)、以及用于保持飞行器供给系统的至少一个中间装置(510)，所述至少一个中间装置(510)滑移至所述至少一个螺钉(411)上。

10.根据权利要求9所述的安装装置，其特征在于，用于保持飞行器供给系统的所述中间装置(510)为夹持套环。

11.根据权利要求9所述的安装装置，其特征在于，用于保持飞行器供给系统的多个中间装置(510)滑移至所述至少一个螺钉(411)上。

12.根据权利要求1至3中任一项所述的安装装置，其特征在于，所述横向构件(10)包括由不具导电性的材料制造的外层。

13.根据权利要求1至3中任一项所述的安装装置，其特征在于，所述横向构件(10)通过拉挤成型而制造。

14.一种飞行器，所述飞行器包括根据前述权利要求中任一项所述的安装装置。