用于固定飞机内部装备的元件的固定系统和方法 【技术领域】
本发明涉及一种飞机中的内部装置的固定。 本发明特别是涉及一种用于可松开 地将一个部件与第二部件连接的锁定装置，一种将飞机内部装备的元件固定在飞机结构 上的固定系统，一种用于将飞机内部装备的元件固定在飞机中的承载结构上的方法，一 种用于从飞机中的承载结构上拆除飞机内部装备的元件的方法，一种具有根据本发明的 固定系统的飞机，以及根据本发明的固定系统在飞机中的应用。背景技术
传统的用于将飞机内部装备的元件固定在飞机结构上的固定系统的特征在于对 元件可靠的保持以及同时允许简单的接近。 但传统的固定系统特别是在安装期间具有明 显受限的功能性。 发明内容 本发明的目的是，提供一种具有简单的安装可能性的使用方便的固定系统。
所述目的通过具有独立权利要求特征的一种用于可松开地将第一部件与第二部 件连接的锁定系统、一种用于将飞机内部装备的元件固定在飞机结构上的固定系统、一 种用于将飞机内部装备的元件固定在飞机中的承载结构上的方法、一种用于从飞机中的 承载结构上拆除飞机内部装备的元件的方法、一种具有根据本发明的固定系统的飞机以 及根据本发明的固定系统在飞机中的应用来实现。
根据本发明的一个示例性的实施例，提供一种用于在飞机中可松开地将第一部 件与第二部件连接的锁定装置，该锁定装置具有能固定在第一部件上的锁定元件、触发 元件以及保险元件，其中，锁定元件能通过触发元件可松开地固定在第一状态中，锁定 元件能通过保险元件可松开地固定在第二状态中，通过操作触发元件能使锁定元件从第 一状态转移到第二状态，通过操作保险元件能使锁定元件从第二状态转移到第一状态。
根据本发明的另一个示例性的实施例，提供一种用于将飞机内部装备的元件固 定在飞机结构上的固定系统，该固定系统具有 ：飞机内部装备的元件 ；根据本发明的第 一锁定装置，所述第一锁定装置固定地与飞机内部装备的所述元件或飞机结构相耦联 ； 第二锁定装置，所述第二锁定装置固定地与飞机内部装备的所述元件或飞机结构相耦 联 ；第一固定装置，所述第一固定装置与第一锁定装置相对应并固定地与飞机结构或飞 机内部装备的所述元件相耦联 ；以及第二固定装置，所述第一固定装置与第二锁定装置 相对应并固定地与飞机结构或飞机内部装备的所述元件相耦联，其中第一锁定装置和第 一固定装置能够可松开地固定耦联，第二锁定装置和第二固定装置能够可松开地固定耦 联，第一和第二锁定装置中的至少一个具有第一部分区域和第二部分区域，第一部分区 域能与第一或第二固定装置相耦联，第二部分区域能与飞机内部装置的所述元件固定连 接，第一和第二锁定装置 (4a、b) 中的所述至少一个具有第一部分区域和第二部分区域的 锁定装置构造成，使飞机内部装备 (2) 的元件相对于第一或第二固定装置 (3a、b) 枢转。
根据本发明的另一个示例性的实施例，提供一种用于将飞机内部装备的元件固 定在飞机中的承载结构上的方法，具有以下步骤 ：在使用第一锁定装置的情况下将飞机 内部装备的所述元件连接到第一固定装置上 ；使飞机内部装备的所述元件相对于承载结 构枢转 ；以及在采用第二锁定装置的情况下将飞机内部装备的所述元件连接到第二固定 装置上，由此相对于所述承载结构固定飞机内部装备的所述元件。
根据本发明的另一个示例性的实施例，给出一种用于从飞机中的承载结构上拆 除飞机内部装备的元件的方法，该方法具有以下步骤 ：手动地松开第一或第二锁定装 置 ；使飞机内部装备的所述元件相对于所述承载结构枢转 ；以及手动地松开剩余的第二 或第一锁定装置。
根据本发明的另一个示例性的实施例，给出一种具有根据本发明的固定系统的 飞机。
根据本发明的另一个示例性的实施例，给出根据本发明的固定系统在飞机中的 应用。
根据本发明的一个示例性的实施例清楚地描述了用于飞机内部装备的一个元件 在承载的飞机结构上的固定系统。 作为飞机内部装备的元件这里可以理解为任意这样的部件，在这种部件存在这 样需求，这种部件相对于飞机结构基本上没有间隙地固定在飞机的内部。
在这种情况下，这例如可以是行李存放方案，即所谓的头顶储物箱。 这种储物 区域是指基本上在头部区域或飞机结构的顶部区域 (Crown Area) 中的存放方案。
这种储物区域使得乘客、但也包括机组任意能够以简单的、易于接近的方式存 放行李或其他重要物品，如盖毯、急救装备、紧急氧气装备等，并保持能快速接近这些 物品。
但这也可以是飞机中的其他装备，例如通常所说的飞机内部装备的建造物 (Monument)，例如飞机中的卫生间区域，但或者也可以是飞机厨房的装备，例如具有保 温装置的柜子或用于制备食物和饮料例如咖啡的装置，用于手推车的储物区域、空乘人 员休息舱。
但或者所述元件也可以指飞机结构的覆盖件本身，如覆盖板、分隔壁、必要时 具有安全门的中间壁，或者也可以是简单的飞机座椅，根据等级装备构造成经济舱座 椅、公务舱座椅或头等舱座椅。
为了确保足够安全和无间隙的固定，飞机内部装备的相应元件在至少两个不同 的点处固定在飞机中的承载结构上。
为此，例如采用双 T 形梁作为安装轨道，所述安装轨道大面积或至少大尺寸地 局部固定在飞机结构或飞机机身上。
所述梁，也称为轨道，这里本身具有固定方案，这种固定方案与其他锁定装置 或固定系统相对应并由此实现了可靠的并且基本上无间隙的固定。
在这种情况下，无间隙可以是指，尽管基本上相对于飞机结构固定地紧固，但 当然允许极小的运动，以便无损坏地克服可能通过例如在飞机外壳中出现的振动或应力 出现的载荷。
此外，也可以设想单个的安装元件，这种安装元件能够点状地固定在飞机结构
上并具有相应的固定方案。
这里特别之处在于简单、不复杂和快速的安装。
这样当在安装车间中第一次设置飞机期间，飞机内部装备的相应元件可以以快 速和简单的方式以极小的人力消耗固定。
同样可以设想，由于本发明的简单的固定以及按相反过程还有简单的拆卸可能 性必要时可以例如在两次飞行之间或在夜间实现短时间的对飞机内部装置的改装。
飞机内部装备的所述元件这里首先固定在至少两个轨道中的一个上或固定在第 一固定点上。 在第一轨道上铰接或能枢转的固定现在使得能够接着进行可枢转的按照， 其中此外，飞机内部装备的所述元件通过第二锁定装置可松开地固定在第二轨道或第二 固定点上。
通过这种偏转或枢转、偏移的安装运动，确保了在安装过程的任何时刻最佳地 接近所述元件或接近带有其承载轨道的飞机结构。
这里，锁定装置的自动的、独立于使用者的锁定可以看作是另一个特点，所述 锁定装置在安装时通过至少两个轨道确保将飞机内部装备的元件简单、不复杂并且首先 可靠和能重复地锁定在飞机结构上。 这样，安装可以明显快速和可靠地由可能仅受过短时间培训的辅助人员进行。
本发明其他示例性的实施方式由各从属权利要求得到。
此外还说明了根据本发明的用于可松开地是第一部件与第二部件连接的锁定装 置的实施形式。 但这些实施形式同样涉及用于将飞机内部装备的元件固定在飞机结构上 的固定系统、用于将飞机内部装备的元件固定在飞机中的承载结构上的方法、用于从飞 机中的承载结构上拆除飞机内部装备的元件的方法、一种具有根据本发明的固定系统的 飞机以及根据本发明的固定系统在飞机中的应用。
根据本发明的另一个实施例提供了一种装置，该装置还具有壳体，其中，该壳 体具有第一开口，能够固定在第二部件上的第一固定装置能通过所述第一开口导入锁定 装置中，其中，通过将所述第一固定装置引入锁定装置，锁定元件能从第一状态转移到 第二状态，并且其中在第二状态，第一固定装置和锁定装置能相对于彼此固定。
这里通过简单地将第一固定装置引入锁定装置能够实现基本上自动的固定。 在 引入的状态下，锁定元件被触发并从其第一状态转移到第二状态。 在第二状态下，锁定 元件和固定装置相互嵌接在一起，使得固定装置和锁定装置基本上无间隙地相互固定。
这里这种固定可以无外部介入地并且由此不需要额外的检查或安装耗费地实 现。
根据本发明的另一个实施例提供一种装置，其中通过将第一固定装置引入锁定 装置中能够操作触发元件，从而锁定元件从第一状态转移到第二状态。
这里触发元件可以将锁定装置或锁定元件确定地固定在第一状态。 通过将第 一固定装置引入锁定装置接着自动地操作触发元件，将锁定装置或锁定元件转移到其第 二状态，并由此使固定装置和锁定装置基本上无间隙地相互固定。 这里，触发元件使得 可以实现自动的锁定并因此可以不需要对固定的正确性进行额外 (weiterführenden) 的检 查。
根据本发明的另一个实施例提供一种装置，其中壳体还具有第二开口，解锁元
件能通过第二开口引入锁定装置，通过向锁定装置中引入解锁元件，锁定元件能够从第 二状态转移到第一状态，并且在第一状态下，第一固定装置和锁定装置能相对于彼此自 由运动。
通过手动地从外面向锁定装置中引入解锁元件可以将锁定装置从其锁定、关闭 的第二状态转移到解锁、打开的第一状态。 手动的引入这里可以理解为另一种安全性措 施，从而不可能发生锁定、关闭的第二状态的自动释放。
由于解锁装置在锁定状态下也不固定或安装在锁定装置上、内或附近，还可以 进一步提高安全性。 通过将解锁元件引入锁定装置，锁定元件从第二状态转移到第一状 态，触发元件现在可以在第一状态重新将承担锁定元件在第一状态的固定。 可以用于将 锁定元件可靠地保持在第二状态的保险元件此时可以手动定在引入解锁元件之前或自动 地随着引入解锁元件而被解锁。
根据本发明的另一个实施例提供一种装置，该装置还具有至少一个力元件，该 力元件设置在由锁定元件、触发元件、保险元件和锁闩元件组成组中的至少一个元件 上，其中所述至少一个力元件将所述至少一个元件可松开地固定在第一和第二状态中。
这里作为力元件可以是指任何这样的元件，该元件适于在所述一个元件上施加 定向的、可再现的力。 由此，例如这可以是指弹簧部件，该弹簧部件能够将相应的元件 保持在其锁定状态。 也可以设想其他类型的部件和元件。 由此可以确保，所述元件不能自动地或由于小的疏忽从其固定、锁定、关闭的 状体转移到其松开、打开、不受固定的状态。
根据本发明的另一个实施例提供一种固定系统，其中第一部分区域构造成能相 对于第二部分区域运动。
这种构型能够提供一种舒适并且基本上低摩擦地是两个部分区域相对于彼此枢 转的可能性，从而接着允许飞机内部装备的元件的枢转运动。
根据本发明的另一个实施例提供一种固定系统，其中，在第一部分区域内的第 二锁定装置构造成按本发明的锁定装置。
由此第一以及还有第二锁定装置，即至少在第一部分区域构造成相同的按本发 明的第二锁定装置。
由此能够进一步提高该系统的便于使用性，因为现在不出现不同的锁定装置。 由此第一和第二锁定装置的操作基本上是相同的，由此能够有效地抑制操作中的错误。
根据本发明的另一个实施例提供一种固定系统，其中，在第一部分区域中的第 二锁定装置具有锁闩元件，该锁闩元件将第二锁定装置与第二固定装置可松开地固定耦 联。
由此能实现锁定装置和固定装置之间简单且可靠的连接，这种连接还能简单地 重新释放。
通过在不是强制要求可以从外面接近的区域中的锁闩元件的构型还可以防止， 在这样的时刻实现解锁，在该时刻相应另外的第一锁定装置还与第一固定装置固定耦 联。
根据本发明的另一个实施例提供一种固定系统，其中，在锁闩元件上设置至少 一个力元件，其中所述力元件将锁闩元件可松开地固定在锁定第二锁定装置和第二固定
装置的状态中。
由此可以确保，避免锁定装置与固定装置的耦联被手动、可能是无意地释放或 者也可能被自动但无意地释放或解锁 (entgleiten)。
由此只有通过有意的、希望的手动介入才能将锁定装置与固定装置相互分开。
根据本发明的另一个实施例提供一种固定系统，其中，通过采用选自由旋转接 头、滑动接头、弯曲接头、螺栓接头、旋转滑动接头、球接头或板接头组成的组中的至 少一种元件，第一部分区域构成为能相对于第二部分区域运动。
同样可以设想所述的各种接头的任意的组合。
采用这种可能是标准化的接头使得可以简单地连接两个部分区域，其中根据希 望的实现方案可以得到相应理想的运动可能性方案。
同样可以根据有目的地选择相应的接头可以在一开始就确定可能的运动。
根据本发明的另一个实施例提供一种固定系统，其中，飞机内部装备的所述元 件相对于飞机结构能够基本上无间隙地固定在固定状态中，在该固定状态下，第一和第 二锁定装置中的一个分别相应地与第一和第二固定装置中的一个相耦联。
在这种情况下，无间隙是指，飞机内部装备的所述元件相对于飞机结构基本上 在没有大的运动可能性的情况下固定。
但由于飞机结构和 / 或飞机内部装备的所述元件的载荷而出现的振动或变形此 时能够被吸收或是允许的，从而，由于飞机内部装备的所述元件和飞机结构中的一个的 载荷或变形不会使 ( 所述元件和飞机结构中 ) 相应的另一个发生变形。
为了实现根据本发明的基本上无间隙的固定，可以在飞机内部装备的所述元件 上分别设置至少一个第一和第二锁定装置。 但同样可以设想的是，设置多个第一或第二 锁定装置，这些第一或第二锁定装置可以与多个或也可以与相同的第一和第二固定装置 相耦联。
另外还要说明本发明的关于用于将飞机内部装备的元件固定在飞机中的承载结 构上的方法的各实施例。 但这些实施例同样适用于可松开地将第一部件与第二部件连接 的锁定装置、用于将飞机内部装备的元件固定在飞机结构上的固定系统、具有根据本发 明的固定系统的飞机、根据本发明的固定系统在飞机中的应用以及用于从飞机中的承载 结构上拆除飞机内部装备的元件的方法。
根据本发明的另一个实施例提供一种方法，该方法具有以下步骤 ：在安装在第 一固定装置上时自动地可松开地锁定第一锁定装置 ；通过将第二固定装置引入第二锁定 装置，在安装在第二固定装置上时自动地可松开地锁定第二锁定装置 ；以及在采用保险 元件的情况下，自动地可松开地将第一和第二锁定装置中的至少一个固定在其锁定状态 中。
通过相应自动但可松开地将锁定装置锁定在相应的固定装置上以及通过将第一 和第二锁定装置中的至少一个自动但可松开地固定在锁定状态中，可以实现明显简化的 安装可能性。
这样，在固定时，特别应注意飞机内部装备的所述元件的正确位置，而且此外 还要注意可靠的锁定和固定。
由此还可以大大提高安装速度。此外，还要说明本发明的关于用于从飞机中的承载结构上拆除飞机内部装备的 元件的方法的各实施例。 但这些实施例同样适用于可松开地将第一部件与第二部件连接 的锁定装置、用于将飞机内部装备的元件固定在飞机结构上的固定系统、用于将飞机内 部装备的元件固定在飞机中的承载结构上的方法、具有根据本发明的固定系统的飞机以 及根据本发明的固定系统在飞机中的应用。
根据本发明的另一个实施例提供一种方法，该方法具有以下步骤 ：手动地对第 一或第二锁定装置的保险元件进行解锁 ；通过向第一和第二锁定装置中引入解锁元件手 动地对所述第一或第二锁定装置的锁定元件进行解锁 ；以及手动地对剩余的第二或第一 锁定装置的锁闩元件进行解锁。
通过进行手动的解锁，可以有效地保护相应的保险元件或锁定元件或锁闩元 件，防止偶然、无意的或错误的解锁。
通过一种实施形式还设定，相应的手动解锁介入只能够按确定的互为基础或者 彼此相关的顺序进行，这种实施形式进一步提高了固定飞机内部装备的元件的安全性。
这样在完成对保险元件的手动解锁之后才可以进行对锁定元件的手动解锁，并 且此外，对锁闩元件的手动解锁在对锁定元件的手动解锁和 / 或必要的枢转运动之后才 能进行。
本发明示例性的实施例在后面的附图中示出并进一步详细说明。 相同或类似的部件在不同的附图中用相同的附图标记表示。附图说明
附图中的图示是示意性并不是符合比例的，但可以定性地表示尺寸比例。 其中： 图 1 示出飞机内部装备的元件的布置结构的示意性视图，该元件固定在飞机的 承载结构上 ；
图 2 示出固定装置的示例性设计 ；
图 3a、 b 示出固定装置的另一个示例性设计 ；
图 4a 至 c 示出本发明的锁定装置的一个示例性设计 ；
图 5a 至 c 示出本发明的锁定装置的另一个示例性设计 ；
图 6a 至 3 示出本发明的锁定装置的另一个示例性设计 ；
图 7 示出根据本发明的用于固定和拆除飞机内部装备的元件的方法的示意图 ；
图 8a 至 c 示出本发明的锁定装置的另一个示例性设计。
具体实施方式
下面参考图 1 示出飞机内部装备 ( 这里作为头顶储物箱示出 ) 的一个元件 2 在飞 机机身上的固定。 元件 2 的固定这里通过第一和第二固定装置 3a、 b 实现，所述固定装 置主要与飞机结构或者说飞机机身 1 相连。 只是示意性示出的第一或第二锁定装置 4a、 b 位于元件 2 和第一与第二固定装置 3a、 b 之间。
这里示出，元件 2 具有至少两个第一锁定装置 4a。 但同样可以设想，只通过采 用一个第一锁定装置 4a 或利用多于两个第一锁定元件 4a 实现固定。 对于第二锁定装置4b 也可以设想一个至多个锁定装置的设计方案。
所述数量取决于相应锁定装置 4a、b 的尺寸，并特别应考虑到飞机中在正常工作 中出现的载荷。
另外，参考图 2、3a 和 3b 说明固定装置的示例性设计。
在固定装置 3a、b 的这些示例性设计中可以看到两个不同的 T 形元件 5a 和 5b 以 及孔元件 6。
T 形元件 5a 这里成角度地构成，但同样可以垂直于孔元件，由此基本上平行于 T 形元件 5b。
但也可以采用其他类型的固定装置设计方案，这种固定装置主要具有孔元件 6 或至少孔元件的一部分，以便能实现在本发明构思意义上的可靠的固定。
使 T 形元件 5a 例如大面积地与飞机结构或飞机机身相连或安装在其上，并由此 使得可以实现大面积的到飞机结构 1 的力传递。
飞机结构 1 和 T 形元件 5a 之间的连接这里可以通过铆接、焊接、钎焊、压制或 类似的连接过程实现。 同样可以将 T 形元件 5a 一体地集成到飞机结构 1 中。
直接固定在孔元件 6 上的 T 形元件 5b 相对于该孔元件 6 垂直设置。 该 T 形元件 一方面用作止挡或间隔件，并且由此确保确定地将固定装置引入锁定装置中。 孔元件 6 的各孔在图 2、3a、 b 中以相同的尺寸示出，但同样可以设想实现不同 的尺寸序列，以便由此可以实现在相应的固定装置 3a、 b 上额外的位置确定。
也可以根据固定装置 3a、b 的定位将这里的各孔在其尺寸上设计成不同的，以便 例如有利地防止错误或不正确的安装。
此外，这里 T 形元件 5b 在其作为止挡元件的功能上可以操作触发元件 14，以便 这样将锁定元件 13 从第一状态转移到第二状态。
锁定元件 13 还有第一和第二锁定装置 4a、 b 或第一或第二锁定装置 4a、 b 的第 一部分区域 7a 能够与孔元件 6 的各孔相耦联。
下面参考图 4a 至 c 说明本发明的锁定装置 4 的示例性设计。
图 4a 中又示意性示出固定装置 3a、b 的剖视图。 根据本发明的锁定装置在相互 旋转 90°的图 4b 和 c 中示出。
锁定装置 4 具有第一部分区域 7a 以及第二部分区域 7b。 第二部分区域 7b 可以 固定在飞机结构 1 上但或者也可以固定在飞机内部装置的元件 2 上。
这两个部分区域 7a、b 相互可运动地支承，这里通过运动可能性 10 示出。 这种 运动可能性在图 4b 或 4c 中示例性地作为旋转接头示出。
因此根据第二部分区域 7b 是固定在飞机结构 1 和元件 2 中的哪一个上，第一部 分区域 7a 相对于第二部分区域 7b 以及由此相对于飞机结构 1 但或者相对于元件 2 可以枢 转。
第一部分区域 7a 这里在当前情况下在其端部区域中构造成基本上圆的或略微成 棒形的元件，该元件与孔元件 6 的至少一个孔相对应。
通过将第一部分元件 7a 移入孔元件 6 的孔，锁闩元件 6 自动从其在图 4b 示出的 移出的静止位置出发移入并接着在实现部分区域 7a 通过孔元件 6 的一个孔之后，通过力 元件 9d 重新向外运动进入其静止位置。
力元件 9d 这里示意性地作为弹簧元件示出。 通过锁闩元件 8 略微倾斜的构型实 现自动锁定，锁闩元件在移入孔元件 6 的孔中时允许向回移动或移入。
锁闩元件 8 的在移入状态中后面的朝向孔元件的侧面也不具有斜面，从而在试 图从孔元件 6 的孔中拉出第一部分区域 7a 时不可能自动释放锁定，而且是有效地防止了 自动锁定。
由此在移入状态中可以相对于固定装置 3a、 b 固定第一部分区域 7a。
这里没有示出的固定装置 3a、b 同样与飞机内部装备的元件 2 或与飞机机身 1 相 连。 但固定装置 3a、 b 和锁定装置 4a、 b 在飞机结构或飞机机身 1 和飞机内部装备 2 的 元件上的相应连接相互排斥。
在图 4c 中示出图 4b 的锁定装置 4，但旋转了 90°。 这里特别是可以看到，锁 闩元件 8 如何突出于第一部分区域 7a 的圆形的横截面伸出并由此在移入孔元件的孔状态 下相对于锁定元件 3a、 b 固定和锁定孔元件。
下面，参考图 5a 至 c 说明本发明的锁定装置 4 的另一个示例性。
图 5a 也示出具有其 T 形元件 5b 以及孔元件 6 的固定装置 3a、b。 固定装置 3 固 定在飞机结构或飞机机身 1 上或固定在飞机内部装置的元件 2 上。
图 5b 在相应的位置中示出根据本发明的一个示例性实施例的锁定装置 4。 锁定装置 4 具有壳体 11，该壳体本身固定在飞机结构 1 或飞机内部装备 2 的所述元件上。 这里固定装置 3 和锁定装置 4 的固定也相互排斥。 与固定装置 3 的孔元件 6 相 对应的第一壳体口 12a 设置在壳体上。
孔元件 6 可以通过第一开口 12a 引入锁定装置 4 中。 锁定装置 4 还具有第一锁 定元件 13，该锁定元件在内部具有这里作为弹簧元件示出的力元件 9a。
锁定元件 13 还在一部分区域中具有槽 16，该槽 16 设计成既与触发元件 14 也与 保险元件 15 相对应。
触发元件 14 或触发元件 15 能够嵌接到该槽中，而在相应的第一或第二状态下固 定或保持锁定元件 13。 在图 5b、 c 中仅示出打开的、解锁的第一状态。
此外，触发元件 14 和保险元件 15 都具有这里同样作为弹簧元件示出的力元件 9b、 c。 这些力元件一方面在第一状态下将触发元件 14 保持在锁定元件 13 的槽 16 中， 还在未示出的锁定的第二状态将保险元件保持在锁定元件 13 的槽 16 中。
触发元件 14 和保险元件 15 基本上构成为相同形式地示出并构成基本上细长的元 件。
该元件在一个部分区域具有孔形的开口，该开口这样与锁定元件 13 共同作用， 即，所述锁定元件一方面可以在孔形的开口中自由运动，另一方面触发元件 14 或保险元 件 15 能通过力元件 9b、 c 带入锁定元件 13 的槽 16 中。
在将触发元件 14 或保险元件 15 引入槽 16 中的情况下，锁定元件 13 被保持在相 应的第一或第二状态。
图 5b 和 5c 当前也旋转 90°地示出。
在将固定装置 3 的孔元件 6 通过第一开口 12a 引入锁定装置 4 时，触发元件 14 压向 T 形元件 5b 并由此从其固定的状态克服力元件 9b 的力作用转移到未固定的状态。
这里，现在触发元件 14 不再嵌接到锁定元件 13 的槽 16 中，其接着通过力元件 9a 运动穿过孔元件 6 的至少一个孔并由此通过孔元件 6 的孔中的锁定元件 13 的力作用相 对于固定装置 4 锁定所述锁定装置 4。 孔元件 6 中的孔以及锁定元件 13 这样相互对应， 使得能够实现基本上无间隙的锁定或固定。
现在在锁定元件 13 通过力元件 9a 移动穿过孔元件 6 的孔的第二状态下，保险元 件 15 通过力元件 9c 的力作用本身嵌接到锁定元件 13 的槽 16 中并将其固定在移出的、锁 定的第二状态。
在图 5c 中示出一带有两个平行的锁定元件 13、触发元件 14 以及保险元件 15 的 锁定装置 4 的一种基本上对称的结构。
在该示例性的实施例中，各锁定元件 13、触发元件 14 和保险元件 15 的运动方向 分别相互垂直。 但也可以采用其他的设计方案。
为了接下来从固定装置 3 上释放锁定装置 4，接着要求进行手动介入。
通过首先手动地，例如简单地用手指挤压或通过其他类型的设计方案使保险元 件 15 克服力元件 9a 的力作用从锁定元件 13 的槽 16 中移出，从而它们相互松开。 所述 保险元件现在重新可以在锁定元件 15 的开口中自由运动。
但锁定元件仍通过力元件 9a 的力作用保持在锁定的第二状态。 下面，现在手动 地将一没有示意性示出的解锁元件通过第二壳体开口 12b 引入锁定装置 4 中。
该解锁元件可以设计成简单的顶杆或销，所述顶杆或销具有基本上与第二壳体 开口 12b 对应的形状。 该解锁元件通过第二壳体开口 12b 引入壳体 11 中并使锁定元件 13 克服力元件 9a 的力作用从第二状态运动到第一状态。
在第一状态下，触发元件 14 又嵌接到锁定元件 13 的槽 16 中，并将锁定元件保 持在第一状态。 解锁元件现在可以从壳体 11 中除去，锁定元件 13 通过触发元件 14 保持 在第一状态。
现在，锁定元件 13 不再与孔元件 6 的孔嵌接，从而锁定装置 4 和固定装置 3 重 新可以相对于彼此运动。 下面，现在可以将锁定装置 4 从固定装置 3 上拉下，或相反。
下面参考图 6a 至 e 说明本发明的锁定装置 4 的另一个示例性的设计方案。
在图 6a 或 6b 中，示出带有 T 形元件 5a、b 和孔元件 6 的固定装置 3 的从上面观 察的俯视图或视图或从下面观察的视图。
锁定装置 4 示出处于在孔元件 6 上的锁定状态。 该锁定装置在图 6c 中在壳体 11 中具有一滑移元件 17，该滑移元件在待关闭的状态下以其滑移元件 17 的端部部分 17a 被 压向孔元件 6。
通过将端侧部分 17a 压向孔元件 6，朝固定侧面 21 的方向推压该端侧部分 17a。 利用固定侧面 21，锁定装置 4 也固定在飞机结构 1 或飞机内部装备 2 的元件上，固定装 置 3 分别固定在上述两个部件 1、2 中的另一个上。 通过滑移元件 17 借助于端侧部分 17a 的向回移动，位于其下面的一个开口 20 被露出，该开口在其厚度上基本上对应于孔元件 6 的厚度，以便实现要求的无间隙的固定。
滑移元件 17 还具有凹口 22。 在壳体 11 的底部中加工出凸块 19，该凸块 19 基 本上与孔元件 6 的一个孔相对应，以便和前面一样实现基本上无间隙的固定。
滑移元件 17 的凹口 22 这里使得可以实现凸块 19 的这样一种设计方案，该凸块由此具有比孔元件 6 的厚度大的高度。
在将锁定装置 4 引入时，如前面所述的那样，滑移元件 17 朝固定元件 21 的方向 移动。 凸块 19 露出，引入孔元件 6 的相应的孔中，由此由于孔元件 6 和开口 20 的相对 应的厚度，滑移元件重新被释放。
通过本身朝固定装置 3 的方向产生对滑移元件 17 的力作用的力元件 9a，滑移元 件 17 移动回到其静止位置。 在完成向回移动之后，孔元件 6 通过凸块 19 锁定地位于壳 体 11 的下侧和滑移元件 17 之间。
由此通过推动锁定元件 13 实现了固定装置 3 和锁定装置 4 之间的可松开的并且 基本上无间隙的连接。
为了解锁，并且为了由此释放固定装置 3 和锁定装置 4，在锁定状态下手动操作 解锁元件 18。
该解锁元件同样固定在滑移元件 17 上并通过下部的开口从壳体 11 的下侧伸出。
通过克服力元件 9a 的力朝向固定元件 21 的方向手动地移动解锁元件 18，滑移元 件 17 重新向回移动，由此释放孔元件 6，并且锁定装置 4 可以从固定装置 3 上取下。
此外，但没有在图 6a 至 6e 中示出，还可以事先通过保险元件防止手动地移动解 锁元件 18，所述保险元件同样手动操作。
下面参考图 7 说明根据本发明的用于固定和拆除飞机内部装备 2 的元件的方法。
图 7 中示出飞机内部装备的一个元件 2，这里所谓头顶储物箱示意性地示出，以 及飞机结构或飞机机身 1 以及由此还有外壳 1。
所述元件 2 通过第一和第二锁定装置 4a、 b 固定在第一和第二固定装置 3a、 b 上。 这里示意性示出根据图 4a 至 c 的第一锁定装置 4a 以及根据图 5a 至 5c 示出第二锁定 装置 4b。 第一固定装置 3a 这里基本上对应于图 2 示出的固定装置，而第二固定装置 3b 这里基本上对应于在图 3a 和 3b 中示出的固定装置 3。
第一锁定装置 4a 在安装时插入第一固定装置 3 的孔元件 6 的孔中。 通过这种插 入，锁闩元件锁定，并且第一锁定装置 4a 与第一固定装置 3a 相连接。 通过可运动性 10， 现在元件 2 能运动通过第一锁定装置 4a 与第一固定装置 3a 并且由此与飞机机身 1 相连。
箭头 23a 描述了用于固定的枢转运动。 元件 2 通过可运动性 10 沿箭头 23 的方 向枢转。 这里固定系统的尺寸选择这样设计，即，将第二固定装置 3b 引入第二锁定装置 4b 的第一壳体开口 12a 中并和前面一样锁定。
这使得可以实现简单的安装，因为在整个安装过程期间，在相应部件 3a、 b 和 4a、b 上存在充分的视界。 此外，在第一锁定装置 4a 与第一固定装置 3a 锁定时，基本上 不再施加力，以便克服自重保持元件 2。
这是源自这样的事实，即，第一固定装置 3a 和第一锁定装置 4a 基本上位于元件 2 的重心上方。
由此通过第一锁定装置 4a 和第一固定装置 3a 向飞机结构 1 基本上只传递 Z 方向 的载荷。
通过第二锁定装置 4b 和第二固定装置 3b 的枢转和卡接，形成元件 2 与飞机结构 1 的另一个连接。
通过该连接，基本上只有 Y 方向 ( 横向于飞机纵轴线 ) 上的载荷被导出。 通过第一和第二锁定装置 4a、b 的合适的重复的设计方案，沿 X 方向 ( 平行于飞机纵向方向 )、 即沿飞机纵轴线的方向的载荷大面积地通过小的剪切载荷同样通过元件 3a、4a、3b、4b 传递到飞机结构上。
各个固定和锁定装置相互间的锁定或固定这里和前面所述的情况一样自动实 现。
图 7 中又说明了通过用箭头 23b 示出的枢转运动实现的元件 2 的拆除。 这里首 先将没有详细示出的解锁元件通过第二壳体开口 12b 引入第二锁定装置 4b。
事先必须手动地解锁保险元件 15，以便在采用解锁元件的情况下使锁定元件 13 从其固定的与孔元件 6 相连的第二状态转移到第一状态。
通过手动地对保险元件 15 解锁并且接下来导入解锁元件，锁定元件 13 通过触发 元件 14 保持在其解锁的、打开的第一状态。
手动引入具有比孔元件 6 的孔略小的横截面的解锁元件的设计方案这里已经可 以在解锁过程中允许实现最小的枢转运动，这种枢转运动接下来防止触发元件的自动触 发以及和前面所述的一样由此防止锁定元件 4 的重新锁定。
在完成第二锁定装置 4b 的解锁之后，第二锁定装置重新能够相对于第二固定装 置 3b 自由运动，并实现枢转运动 23b。 现在通过手动操作飞机结构 1 和飞机内部装备 2 的元件之间的锁闩元件 8 而从 第一固定装置上释放第一锁定装置 4a。 由此元件 2 能够完全从第一和第二固定装置上松 开。
没有详细示出、但原理上也是可能的并且在确定实施形式中希望的是，第一和 第二固定装置与第一和第二锁定装置互换，并且由此相应地将装置 3a、 b、4a、 b 安装在 相应另外的元件上，即飞机结构 1 或元件 2。 也可以实现一种混合方案，例如第一固定装 置 3a 安装在飞机结构 1 上，而第二固定装置 3b 安装在元件 2 上。
这里任何混合和变型方案都是可能的。 此外运动可能性也可以不是在 Z 方向载 荷 ( 沿 Z 方向 ) 的固定装置或锁定装置上实现，而是可以在 Y 方向载荷的固定装置或锁 定装置上实现。 这里 Z 方向是竖直方向 ( 垂直于飞机纵轴线 )。
根据本发明的固定这里允许容纳装置和支承装置整体地、可靠地在飞机内部装 备固定的元件上容纳和 / 或导出。 特别是力，但还有所出现的转矩或剪切载荷通过基本 上无间隙的固定传递到飞机结构上。
除了前面所述的沿 Z 方向以及 Y 方向 ( 沿飞机横轴线或飞机机翼的轴线 ) 的载荷 ( 力和转矩 ) 以外，沿 X 方向 ( 沿飞机纵轴线或机身纵向 ) 的载荷也得到可靠的承受和导 出。
下面参考图 8a 至 c 说明本发明的锁定装置 4 的另一个示例性设计方案。 如图 8a 和 8b 所示，示例性地在孔元件 6 的相应的三个开口中引入三个夹头 (Kralle)，但也可以是 任意数量，例如只有一个夹头，但或者也可以设想基本上在飞机内部装备的元件 2 的整 个长度上的大面积的夹紧装置。
通过第一部分区域 7a 的夹头嵌接到孔元件 6 的各开口中，飞机内部装备 2 的元 件基本上这样固定，即，使得只能实施绕通过孔元件 6 的开口的轴线的枢转运动。
通过孔元件 6 的缝隙的合适的设计方案，可以进一步实现确定的定位，同时能
够有效地避免例如沿 X 方向，即沿飞机的纵轴线的运动或滑动。
在图 8c 中可以看到，夹头形的第一部分区域 7a 在其第二锁定装置 4b 与第二固 定装置 3b 相连接的引入状态具有突出的区域。 该突出的区域在图 8c 中示例性地在第一 固定装置 3a 的中轴线的右侧示出。
所述突出的区域使得可以通过第一锁定装置 4a 或第一锁定装置 4a 的第一部分区 域 7a 将飞机内部装备 2 的元件简单和快速地安装在第一固定装置 3a 上。
为了进行安装，将飞机内部装备 2 的倾斜设置的元件以安装的第一锁定装置 4a 引入第一锁定装置 3a 的孔元件 6 的开口中。 这些开口下面构成了唯一可能的运动轴线， 从而所述元件具有绕孔元件 6 的开口的纵轴线的旋转轴线，绕该旋转轴线枢转，并且接 着未示出的第二锁定装置 4b 嵌接到第二固定装置 3b( 同样未示出 ) 中。
一旦第一锁定装置 4a 的第一部分区域 7a 的夹头嵌接到孔元件 6 的开口中，则必 须基本上在 Z 方向上不再施加力，以便保持或承载飞机内部装备 2 的元件。 所述元件 2 的重量在引入状态下基本上完全通过第一固定装置 3a 传递到飞机结构或飞机机身 1 上。
第一锁定元件 4a 的夹头由此基本上明确地定位飞机内部装备 2 的元件，使得该 元件能够绕确定的点或者说确定的轴线枢转，并且还确保，元件 2 确定地以第二锁定装 置 4b 嵌接到第二固定装置 3b 中。 由此飞机内部装备的元件 2 能够快速、明确确定并且限定地固定在飞机结构或 飞机机身 1 上。 本发明在其构型上不仅限于附图纵所示的实施形式。 而是可以设想大量 的变型方案，这些变型方案也可以利用原则上与所示的解决方案和根据本发明的原理类 型不同的实施形式。
补充地还应指出，这里使用的 “具有” 或 “包括” 并不排除其他元件或步骤， “一” 或 “一个” 并不排除多个。 还要指出，参考上面的实施例之一所述的特征或步骤 也可以与其他上述的实施例的其他特征或步骤向组合使用。 权利要求中的附图标记不应 看做是限定。 所给出的方法步骤的顺序同样不应看作是限制。
附图标记列表
1 飞机结构 / 飞机机身
2 飞机内部装备的元件
3a、 b 第一、第二固定装置
4a、 b 第一、第二锁定装置
5a、 b T 形元件
6 孔元件
7a、 b 第一或第二部分区域
8 锁闩元件
9a-d 力元件
10 运动可能性
11 壳体
12a、 b 第一、第二壳体开口
13 锁定元件
14 触发元件
16CN 102015441 A CN 102015451 A
说保险元件 槽 滑移元件 滑移元件的端侧部分 解锁元件 凸块 开口 固定元件 凹口 用于固定的枢转运动 用于拆除的枢转运动明书13/13 页15 16 17 17a 18 19 20 21 22 23a 23b