。
[0019]在另一实施方式中，所述两个板形局部区域之间的角度在90°与110°之间。
[0020]第一板形局部区域可以具有至第二板形或壳形局部区域的过渡部，该过渡部具有内半径。可以通过在制造基体中使用的工艺(例如铣磨)来提供该半径。基体的成角度的轮廓允许基体在处于固定状态时既固定至加固元件又固定至交通工具的外蒙皮。
[0021]在本发明的又一实施方式中，基体由第一材料构成，该顶部元件由与第一材料不同的第二材料构成。
[0022]例如，第一材料或基体的材料为钛合金。例如，这种合金为Ti6Al_4V钛合金。将铝合金用于顶部元件使得可能减轻重量，其中，还可以获得用于将装置固定至加固元件或外蒙皮的足够的稳定性。然而，要注意的是，所需要的任何其他合金或材料也可以用于顶部元件或基体。由于固定装置由多个部分构成而不是由单个坯料制成，因此基体和顶部元件可以由不同的材料制成。
[0023]本发明的另一方面表明了一种用于将装置固定至交通工具的加固元件和外蒙皮的方法。在该方法的一个步骤中，用具有L形轮廓的坯料来制造具有成角度的轮廓的基体。例如，由坯料铣磨出基体。在该方法的另一步骤中，多部分固定装置通过基体固定至交通工具的加固元件和外蒙皮。这意味着固定装置包括基体，固定装置借助于该基体固定至交通工具的加固元件和外蒙皮。在该方法的又一步骤中，将具有孔眼的顶部元件固定至基体。孔眼在此具有开口，该开口的轴线在固定装置固定至加固元件和外蒙皮的情况下与交通工具的纵向轴线大致垂直。铆钉接头可以用于将多部分固定装置固定至交通工具的加固元件和外蒙皮以及/或者用于将顶部元件固定至基体。
[0024]在本发明的实施方式中，固定装置在将顶部元件固定至基体的同时固定至交通工具的加固元件和外蒙皮。这使得可以在单个组装步骤内将顶部元件既固定至基体又固定至加固元件或外蒙皮。例如，将顶部元件与基体接合的这些铆钉接头还同时用于将基体与交通工具的加固元件或外蒙皮接合。为此，顶部元件的铆钉接头中的铆钉可以穿透基体并突出到交通工具的加固元件或外蒙皮中。
[0025]本发明的又一方面表示一种具有用于将装置固定至交通工具的加固元件和外蒙皮的多部分固定装置的飞行器，其中，多部分固定装置具有上述特征。
[0026]例如，固定装置接合或固定至飞行器的机身壳体或外蒙皮，并且与飞行器的例如翼肋或桁条的加固元件接合或固定。
【附图说明】
[0027]下面将参照以下附图对示例性实施方式进行描述。
[0028]图1示出了根据本发明的示例性实施方式的用于将装置固定至交通工具的加固元件和外蒙皮的一体式固定装置。
[0029]图2示出了根据本发明的示例性实施方式的用于将装置固定至交通工具的加固元件和外蒙皮的固定装置的L形轮廓以及基体的截面图。
[0030]图3示出了根据本发明的示例性实施方式的用于将装置固定至交通工具的加固元件和外蒙皮的多部分固定装置。
[0031]图4示出了根据本发明的另一示例性实施方式的用于将装置固定至交通工具的加固元件和外蒙皮的多部分固定装置。
[0032]图5示出了根据本发明的示例性实施方式的用于将装置固定至交通工具的加固元件和外蒙皮的方法的流程图。
【具体实施方式】
[0033]图1示出了一体式固定装置10，该一体式固定装置10由块料或坯料经由铣磨而制成。一体式固定装置10具有第一板形局部区域19和第二板形局部区域18。第二板形局部区域也可以是壳形局部区域18，第二板形局部区域的轮廓针对飞机机身的外蒙皮13的形状来调整。例如，一体式固定装置10的壳形局部区域18沿着横向方向16弯曲或弯折。一体式固定装置10具有孔眼14，其中，孔眼14被设计为沿横向方向16的通道开口的形式。因此，横向方向16可以基本上与孔眼14的钻孔轴线平行。在图1上所描绘的状态下，固定装置10借助于壳形元件18的表面或接触表面来接触交通工具或飞机的外蒙皮13。固定装置10还通过铆钉接头17与飞机的外蒙皮13接合。固定装置10在此通过总共六个铆钉17固定至飞机的外蒙皮13。第一板形局部区域19与壳形局部区域18相对于彼此成角度。例如，上述两个区域布置成相对于彼此成钝角。此外，设置有腹板，该腹板将所述两个成角度的区域接合在一起，并且该腹板设置有孔眼14。在横向方向16方面，该腹板并且因此该孔眼14居中地紧固至固定装置10。横向方向16在此与飞机的飞行方向或者与飞机的纵向轴线29大致垂直。第一板形局部区域19与竖向方向28大致平行地延伸，竖向方向28相对于横向方向16和纵向方向29垂直地对准。因此，竖向方向28大致平行于第一板形局部区域19与飞机的加固元件12之间的接触表面。例如，这种加固元件12为飞机的翼肋或桁条。在图1上所描绘的状态下，出于清楚的原因，固定装置10没有接合或固定至加固元件
12。然而，在固定状态下，固定装置10既与飞机的外蒙皮13接触又与飞机的加固元件12接触，并且固定装置10在此借助于铆钉接头17固定至外蒙皮13和加固元件12。例如，还设置有六个铆钉17以用于第一板形局部区域19，并且所述六个铆钉17将固定装置10固定至加固元件12。第一局部区域19与加固元件12之间的接触表面在此为例如平坦的表面。例如，该平坦的表面沿横向方向16以及沿竖向方向28拉伸。固定装置10的壳形局部区域18具有例如凸出部15或突出部，例如，该凸出部15或突出部在固定装置10固定至飞机的加固元件12和外蒙皮13时接合到外蒙皮13中的凹部中。例如，在固定状态下，凸出部15突出到飞机的外蒙皮13中，与竖向方向28大致平行。凸出部15相对于横向轴线16居中地布置在固定装置10上，并且凸出部15位于固定装置10的腹板和/或孔眼14的区域中。圆形的孔眼14的直径在15mm与20mm之间。孔眼的直径优选地在16mm与17mm之间。孔眼14被设计为沿横向方向穿过腹板钻出的孔。
[0034]图2示出了通过其来制造多部分固定装置的基体的坯料20或块料。例如，坯料20为具有L形横截面的轮廓，通过该坯料20制造出多部分固定装置的基体21。例如，多部分固定装置的基体21由L形轮廓铣磨而成。基体21在图2中用虚线示出。L形轮廓在竖向方向28上具有第一伸展量27a，其中，第一伸展量27a还可以同时为基体21在竖向方向28上的最大伸展量。例如，第一伸展量27a为90.5mm。L形轮廓还在竖向方向上具有第二伸展量27b。例如，该第二伸展量27b为15.5mm。在纵向方向29上，L形轮廓具有例如为43mm的第三伸展量27c。另外，第四伸展量27d在纵向方向29上为9.5mm。第一伸展量27a和第三伸展量27c在此各自为L形轮廓的凸缘或腿部的长度测量值。第二伸展量27b和第四伸展量27d在此各自表示L形轮廓的所述两个凸缘或腿部的厚度测量值。基体21在纵向方向29上的最大伸展量可以由第三伸展量27c表示。如图2上所描绘的，由L形轮廓制成的基体21具有与L形轮廓类似的横截面外形。因此，在铣磨时一一即，在由L形轮廓制造出基体21时--被去除的材料会显著减少。基体21具有与L形轮廓类似的成角度的轮廓。
然而，在制成之后，在第一板形局部区域23与第二板形局部区域24之间为L形轮廓设置有钝角26而不是直角。然而，这也可以是锐角或直角。例如，钝角26在90°与110°之间。另外，在第一板形局部区域21与第二板形局部区域24之间的过渡部的区域中设置有半径
25。第二板形局部区域24可以是壳形元件，该壳形元件沿基体21的横向方向16—一即，沿图2上的观察方向一一弯曲，并且因而针对飞机机身的外蒙皮13来调整。然而，该弯曲不能够在图2上观察到，这是因为仅多部分固定装置的L形轮廓或基体21的横截面被示出。
[0035]图3示出了多部分固定装置30，该多部分固定装置30可以固定至飞机的加固元件12和外蒙皮13。在图3上所描绘的状态下，多部分固定装置30固定至飞机的外蒙皮13，但是没有固定至加固元件12。然而，这仅用于阐明该图示，使得在固定装置30处于固定状态的情况下，固定装置30例如经由铆钉接头17而与加固元件12和外蒙皮13两者接合。多部分固定装置30具有基体21和顶部元件31。顶部元件31可以借助于四个铆钉17a固定至基体21。基体21可以转而借助于额外的铆钉17固定至飞机的加固元件12和外蒙皮13。例如，加固元件为飞机的翼肋或桁条