CN110155339A - 用于将组件紧固在载具中的轨道处的紧固*** - Google Patents

Abstract

一种将组件紧固在载具中的轨道处的紧固***具有：支撑元件，其具有支撑面、开口和第一径向齿部，第一径向齿部安排在与开口相连接的内部空间中且限制在内部空间中的两个彼此相反的径向段上；和长形的锚固元件，其具有纵轴、第一末端、沿着纵轴与第一末端相反安排的第二末端和限制在两个彼此相反的径向段上的第二径向齿部。支撑元件的开口和第一径向齿部如下对应于锚固元件构型，使得锚固元件能够在第一旋转位置中围绕纵轴无阻力地被引入到开口中并且在第二旋转位置中在第一径向齿部与第二径向齿部之间产生接合。在锚固元件的第一末端处安排有至少一个形状配合器件，其能够被引入到轨道的开口轮廓中，以便产生和松脱与轨道的底切的形状配合连接。

Description

用于将组件紧固在载具中的轨道处的紧固***

技术领域

本发明涉及一种用于将组件紧固在载具中的轨道处的紧固***，一种具有至少一个轨道和至少一个组装部件(所述组装部件借助于此类紧固***紧固在轨道处)的载具舱，一种具有此类载具舱的载具以及一种用于将组装部件紧固在载具中的轨道处的方法。

技术背景

在交通工具、例如客机中通常存在许多组件。除了乘客座椅之外，这些组件还可以包含作为呈洗手间、机上厨房、存储间形式的方格间(Monumente)或混合的模块式构造的方格间。通常而言，为此载具机身的结构配备有多个固持件，这些固持件可以承载或固定相应的方格间。除了使用安排在机身结构侧面处的固持件之外还已知可以与安排在地板中的轨道相连的固持件。

DE 10 2009 028 533 A1和DE 10 2009 028 534 A1展示了一些用于在飞行器中在引导轨道处引导和可松脱地紧固模块的紧固***。

发明内容

可能有利的是，在载具之内实现组装部件的简化且灵活的安装，这仍然造成在载具结构与组装部件之间的与常规方法和设备中至少同样良好的力传导。

本发明的目的因此在于创造一种用于将组件紧固在载具中的轨道处的紧固***，所述紧固***可以尽可能快速、精确且方便地实施。

这个目的通过具有独立权利要求1所述的特征的紧固***来实现。优选的改进方案和实施方式可以自从属权利要求和以下说明书中得知。

提出了一种用于将组件紧固在载具中的轨道处的紧固***，所述紧固***具有：支撑元件，所述支撑元件具有支撑面、开口以及第一径向齿部，所述第一径向齿部安排在与所述开口相连接的内部空间中并且限制在所述内部空间中的两个彼此相反的径向段上；以及长形的锚固元件，所述锚固元件具有纵轴、第一末端、沿着所述纵轴与所述第一末端相反安排的第二末端以及限制在两个彼此相反的径向段上的第二径向齿部，其中所述支撑元件的所述开口和所述第一径向齿部如下地对应于所述锚固元件构型，使得所述锚固元件能够在第一旋转位置中围绕所述纵轴无阻力地被引入到所述开口中并且在第二旋转位置中在所述第一径向齿部与所述第二径向齿部之间产生接合，并且其中在所述锚固元件的所述第一末端处安排有至少一个形状配合器件，所述形状配合器件能够被引入到轨道的开口轮廓中，以便产生和松脱与轨道的底切的形状配合连接。

本发明的紧固***因此基本上具有两个共同作用的元件。所述长形的锚固元件可以容易地***支撑元件中并且通过围绕其纵轴旋转而与支撑元件进行连接。如在再下文详细解说的，支撑元件可以沿着纵轴完全可变地结合到锚固元件。同时，锚固元件可以按照需要通过形状配合器件与轨道进行形状配合的连接。支撑元件可以被设置为同时与待固定的组装部件相连并且用于贴靠在所涉及的轨道的上侧面上。通过本发明的设计可以非常灵活且简单地产生组装部件到轨道的紧固，而无需在其自身处安排固定预设的紧固点。

支撑元件被设置为被放置在所涉及的轨道的上侧面上。通过这种放置，可以将指向轨道的力引入到轨道中。如果轨道例如安排在舱的地板中，则可以通过这种放置来将在竖直方向上走向的力引入。这些力尤其可以是重力或惯性力。如果在壁结构或类似物处设置基本上水平走向的轨道，则因此可以通过支撑元件取决于确切的位置来接收甚至水平的力。

锚固元件可以理解为销、栓、棒或具有长形形状的板状物体，所述锚固元件仅仅在型材横截面的两个彼此相反的区段处具有齿部。这些装齿的区段与锚固元件的纵轴平行地走向并且安排在型材横截面的径向外部边缘处。

型材横截面在此意义上理解为与锚固元件的纵轴垂直走向的面。锚固元件的横截面尤其可以基于圆形形状，所述圆形形状在两个彼此相反的侧面上是整平的，即具有两个整平的侧壁。型材横截面的位于这些侧壁之间的周向区域在此可以具有第二齿部，而这两个所述的侧壁不具有齿部。这两个径向齿部设计为沟槽的形式，所述沟槽可能看起来大致像是螺纹，然而在此优选不具有螺距。

所述开口、第一径向齿部和第二径向齿部如此设计，使得锚固元件在围绕其纵轴的某一旋转位置中能够被引入到开口中或支撑元件的内部空间中。这个第一旋转位置可以被称为***位置。内部空间和锚固元件的装齿的区段在这个***位置中彼此交错并且第二径向齿部在***时移动经过内部空间的未装齿的区段。只有在通过随后将锚固元件围绕其纵轴旋转才将第二径向齿部与第一径向齿部进行接合。

通过将形状配合器件安排在锚固元件处，另外选择性地产生了锚固元件与轨道之间的可负载的连接。在产生形状配合时，尤其可以包括轨道的底切的至少一个形状特征被支撑元件和形状配合器件舌状地抓持。通过这种形状配合可以避免：锚固元件可能从所述轨道的由所述底切在至少一侧上限定的空腔从所述轨道脱落。另外通过支撑元件在相反的方向上锁紧。形状配合器件允许灵活地结合到所涉及的轨道处，因为无须设置固定的紧固点(所述组装部件待紧固到所述紧固点上)。反而将组装部件定位在轨道处就足以随后灵活地(且在适当时在轨道的格栅中)固定在轨道处。

通过这些径向齿部可以另外沿着纵轴相对彼此可变地定位支撑元件和锚固元件。通过定位组装部件和相对彼此简单地旋转这两个部件实现了在此位置中这些齿部的接合并且不依赖于实际的位置来提供持久的连接。因此不仅可以考虑到不同厚度的壁部或所涉及的组装部件的其他特征，而且还可以非常简单地补偿在制造或安装时出现的公差。

总而言之，通过本发明的紧固***产生了非常灵活且可负载的***，以便在不设置刚性紧固点的情况下将组装部件紧固在轨道处。

另外，在此方面要注意的是，轨道尤其可以实施为地板轨道。这样的地板轨道可以对应于例如在飞行器结构中常见的“道格拉斯轨道(Douglas-Rail)”，所述地板轨道具有长形的延伸部并且大致由平坦的、带状的基部组成，彼此间隔开且通过狭槽彼此分开的两个悬臂位于所述基部上，所述悬臂与所述基部围成平坦的空腔。狭槽另外由彼此以预定的距离(通常为1英寸)沿着地板轨道分布的格栅开口穿过，所述格栅开口延伸通过所述悬臂。格栅开口通常用于：将安排在悬臂上的固持器件的蘑菇形的锁定元件引入空腔中、在两个彼此相邻的格栅开口之间偏移到具有这两个悬臂的较小的局部间隔的变细区域中并且然后通过与悬臂的力作用夹紧。地板轨道与运输器件的承载结构机械地连接，使得负载可以从地板轨道引入到运输器件的结构中。突起可以匹配所述的格栅和地板轨道的所述的格栅开口，应当紧固在这样的地板轨道处。

紧固***优选还具有固定装置，以便固定锚固元件和支撑元件之间的相对位置。固定装置尤其可以用于阻止锚固元件的旋转。这可以通过多个不同的设备来实现，所述设备允许将锚固元件固定在结构固定的部分处或支撑元件处。结构固定的部分可以例如是组装部件的底面或壁面、接纳组装部件的舱或者轨道自身。固定装置尤其可以通过保险销、开口销、卡合元件或类似物来实施。

在一个有利的实施方式中，所述支撑元件具有支撑面，在所述支撑面处安排有至少一个突起，所述突起形成为与所述轨道的开口轮廓进行形状配合。通过进行形状配合，支撑元件在轨道处的位置至少在一个维度上被固定。尤其在上述地板轨道的情况下可以提出，突起对应地设计为具有圆形的格栅开口，从而防止支撑元件在两个维度上偏移。在此可以不依赖于实际存在的夹持力来可靠地防止支撑元件的固持。

特别优选的是，两个突起安排在所述支撑面的彼此相反的侧面处，所述突起形成为与在所述轨道的所述开口轮廓中的两个彼此间隔开的格栅开口进行接合。特别对于具有彼此间隔开的格栅开口的地板轨道的情况而言可以提出，使用两个对称安排的突起以便避免夹紧。为了齐平地接合到格栅开口中，这样的突起可以介于圆形或者具有至少圆形的区段。如果将这两个突起***轨道的格栅开口中，则支撑面位于这些突起之间的中部并且可以相对于这些突起在中部并且对称地将力引入到轨道中。

所述支撑元件可以具有环形套筒，所述开口安排在所述环形套筒中。支撑元件具有环形套筒的这种实施方式允许将支撑元件非常简单地整合到待紧固的组装部件处或待紧固的组装部件中。例如此类环形套筒可以***组装部件的壁面或底面的对应成形的开口中。还可以提出，环形套筒配备有外螺纹并且外螺纹拧入组装部件的壁面或底面中的具有对应内螺纹的开口中。任选地，环形套筒可以具有沿着纵轴的延伸部，所述延伸部允许额外地拧接配对螺母。另外，此类部件的制造相当简单并且依据环形套筒的尺寸可以选择支撑面的大小。

所述形状配合器件还可以具有两个彼此相反安排的接合元件，所述接合元件沿着所述锚固元件的所述纵轴跟随所述第二齿部。接合元件可以实施为如具有修圆的角的支脚或锥。应理解的是，接合元件对应于轨道的空腔的设计，从而在那里产生形状配合。接合元件的大小被确定为使其通过轨道的开口轮廓可以***到轨道的空腔中。如果再次以上文展示的地板轨道为基础，则可能的是，接合元件通过地板轨道的中央狭槽***到其空腔中。形状配合器件的通过这两个接合元件构成的形状因此可以设计为基本上长形的。接合元件优选位于垂直于纵轴的平面上。这两个接合元件在所述平面上彼此错开180°。接合元件的宽度应当略小于中央狭缝的宽度。此外形状配合器件的总长度应当略小于轨道的空腔的宽度。通过将锚固元件旋转尤其90°，接合元件从平行于轨道的纵延伸或者位于其中的中央狭缝的取向旋转到横向于中央狭缝或总延伸的取向。接合元件此外应当如此成形，从而在经旋转的取向中尽可能填满轨道的空腔的垂直于纵延伸构成的轮廓。在与支撑元件的组合中，因此舌状地从周围接合轨道的形状特征。

形状配合器件的最大径向延伸优选至多对应于第二径向齿部的最大径向延伸。由此容易地可行的是，在已经定位的组装部件的情况下，锚固元件穿过支撑元件移动到轨道中。

在所述锚固元件的所述第二末端处可以安排有用于围绕所述锚固元件的纵轴引导所述锚固元件的旋转的装置。这尤其可以是工具接收轮廓。由此可以执行锚固元件的旋转，而无须将对此而言必要的器件持久地安排在锚固元件处。尤其可以提供狭槽、四边形型材、六边形型材和类似物作为凸起部或凹陷部。

锚固元件可以具有型材横截面，所述型材横截面基于圆形并且具有彼此相反安排的两个整平的侧壁，其中第二齿部在周向侧仅仅安排在位于整平的侧壁之间的区域处。因此，总体而言锚固元件可以具有平坦的形状，其中齿部安排在纵向边缘处，所述齿部的周向轮廓位于圆轨道上。锚固元件的厚度以及因此第二径向齿部的厚度可以匹配于预期的负载。

所述固定装置可以是围绕轴线可摆动地与所述锚固元件相连的杆，所述杆在背向所述锚固元件的末端处具有连接元件，所述连接元件用于与所述组装部件或结构固定点相连。所述杆于是甚至可以用于旋转锚固元件，其方式为，所述锚固元件抓持并且以所述的背向末端围绕锚固元件的纵轴移动。可以通过将连接元件移动到所设置的连接点来占据并固持在第二旋转位置。

作为替代方案，固定装置还可以具有长形本体，当锚固元件位于第二旋转位置中时所述本体可以***到支撑元件的开口中。由此可以非常简单且高效地实现旋转安全。

在所述形状配合器件与所述第二径向齿部之间可以安排有基本上柱状的、未装齿的区段。第二径向齿部根据以上描述作用于安排在轨道的空腔之外的元件上。另外应当可以围绕锚固元件的纵轴来毫无阻碍地旋转锚固元件。因此提出，为了简化锚固元件的操作和张紧设置有柱状的区域，所述柱状的区域用作锚固元件的装齿的部分与形状配合器件之间的连接部。

本发明还涉及一种具有至少一个轨道和至少一个组装部件的载具舱，所述组装部件借助于上文解说的紧固***紧固在所述至少一个轨道处。

所述轨道在此可以是地板轨道，所述地板轨道被整合在舱地板中并且具有指向舱中的开口轮廓。

本发明此外还涉及一种载具，所述载具具有载具舱，所述载具舱具有上文提及的特征。

所述载具优选为飞行器。组装部件例如能以方格间的形式实施。

最后，本发明涉及一种用于将组件安装在载具中的机身结构处的方法，所述方法具有以下步骤：提供所述组装部件，在所述载具的舱中将所述组装部件定位在轨道上或轨道处，将支撑元件安排在所述组装部件处，通过所述支撑元件将锚固元件***到所述轨道中，以及将所述锚固元件旋转90°。

另外可以在定位所述组装部件之前安排所述支撑元件。

附图说明

本发明的其他特征、优点和应用可能性由以下对实施例和附图的说明得出。在此，所有所描述的和/或图示的特征自身和以任意组合构成本发明的主题，而与其在单独权利要求中或其所引用的权利要求中的关系无关。在附图中相同的附图标记代表相同或相似的物体。

图1示出本发明的紧固***的三维图示。

图2以侧视图示出锚固元件。

图3示出支撑元件的俯视图。

图4示出支撑元件的截面视图。

图5示出将紧固******到待固定的部件和地板轨道中。

图6以截面图示示出紧固***的锁定。

图7以截面图示示出在与图6相比不同的轨道位置处锁定紧固***。

图8示出具有机舱的飞行器，该机舱具有地板轨道和紧固在其上的组装部件。

具体实施方式

图1示出紧固***2的三维图示。紧固***2基本上由锚固元件4和支撑元件6组成。在图1中可以特别好地辨认出锚固元件4的一般形式，所述锚固元件具有纵轴8、第一装齿的区段10和第二装齿的区段12，所述第二装齿的区段在锚固元件4的彼此相反的区域中平行于纵轴8并且与纵轴间隔开地安排。

在第一末端14处安排有形状配合器件16，所述形状配合器件以对称的形状具有两个彼此相反安排的接合器件18。接合器件在垂直于纵轴8的平面中的位置对应于装齿的区域10和12的位置。在与第一末端14相反安排的第二末端20处安排有装置22，所述装置用于引入呈工具接收轮廓形式的锚固元件4的旋转。所述工具接收轮廓例如可以是六边形轮廓。在图示中，六边形轮廓实施为突起。然而还可以设想的是，实施具有此类或类似轮廓的凹陷部。

支撑元件6尤其通过环形套筒24来确定，所述环形套筒具有开口37，锚固元件4延伸通过所述开口。环形套筒24的准确设计将在再下文的附图中详细解说。如在图1中可见的，在环形套筒24的一侧上安排有两个突起26，所述突起可以与再下文示出的轨道的格栅开口进行接合。在环形套筒24的朝向突起26的侧面处设置有支撑面28，通过所述支撑面将支撑元件6放置在所提及的轨道上。

图2以侧视图示出锚固元件4。在此可以特别好地辨认出这两个装齿的区段10和12。这两个装齿的区段10和12具有下文和上文提及的第二径向齿部30。其特征在于，所述径向齿部具有如螺纹的一类沟槽结构，所述螺纹拥有单独的螺纹或沟槽但是不具有沿着纵轴8的螺距。理论上，锚固元件4的型材横截面基于圆形形状，其中设置有整平的侧壁32，所述侧壁不含第二径向齿部30。

可以看到形状配合器件16在此呈两个接合元件18的形式，所述接合元件实施为围绕锚固元件4的纵轴8以180°错开的支脚。在形状配合器件16与装齿的区段10和12之间设置有基本上柱状的区段32，所述柱状的区段形成所提及的区域之间的连接。锚固元件4优选一体式实施并且尤其由金属材料制成。

在图3中示出支撑元件6的俯视图。在此，环形套筒24展示为具有第一径向齿部36，所述径向齿部位于支撑元件6的邻接开口37的内部空间38的两个彼此相反的区域处。在第一径向齿部的这两个区域之间存在由两个彼此相反的空隙40和42形成的组件，所述组件能够实现使锚固元件4无阻力地穿过。因此，锚固元件4穿过环形套筒24***，其中在围绕锚固元件4的纵轴8旋转90°之后，装齿的区段10和12的第二径向齿部30与环形套筒24的第一径向齿部36进行接合。由于第一齿部36和第二齿部30的彼此平行安排的沟槽，在这个第二旋转位置中沿着纵轴8的移动不再可行。

为了进行说明，在图4中展示了支撑元件6以及位于其中的第一齿部36的截面图示。

图5示出紧固***2的应用以及实际流程。示出了座椅轨道44，所述座椅轨道具有上凸缘46、下凸缘48和位于其间的接片50。在上凸缘46的上侧面上安排有座椅轨道型材，所述座椅轨道型材具有悬臂52，所述悬臂与上凸缘46围成空腔54。在缩小的细节视图A中展示了可能的开口轮廓56。这个开口轮廓具有多个格栅开口58，所述格栅开口被中央狭缝60穿过。在当今常见的飞行器舱中可以找到此类轨道44，也称为“道格拉斯轨道”。

锚固元件4可以通过例如安排在组装部件的底面62中的支承元件6而***到座椅轨道44的空腔54中。锚固元件4或形状配合器件16的取向在***时与中央狭缝60相匹配。此外，支承元件6的取向以相同的方式定向，使得突起26***到座椅轨道44的两个彼此间隔开的格栅开口58中。如果因此将支撑元件6对应地定位在座椅轨道44上并且突起26卡入格栅开口58中，则锚固元件4可以通过支撑元件6倍引入到座椅轨道44的空腔54中，以便随后被旋转。为此将装置5安置在锚固元件4处。所述装置示例性地实施为带肋的旋钮(geriffelter Knauf)。当然，还可以设想其他固定的或可拆卸的变体。

此外，在细节视图B中示出了安置在锚固元件4处的固定装置64，所述固定装置具有杆66和呈卡合元件形式的连接元件68。杆66可以铰接式地安排在锚固元件4处，使得连接元件68至少以已知的限度可以垂直于底面62移动。连接元件68可以在经旋转的锚固元件4的情况下卡入底面62的对应的开口70中。由此可以排除锚固元件围绕其竖直纵轴8的旋转。此外，第二旋转位置可以通过移动杆66且随后***连接元件68而非常简单地定位。

这尤其在图6中示出。在此已经将连接元件68***开口70中。此外，形状配合器件16的接合元件填满空腔54，使得锚固元件不再能从轨道44脱离。在这个位置中，第一齿部36和第二齿部30也彼此接合，从而保持支承元件6的所设定的位置。

图7示出如图6中的截面视图，但是在轨道44的另一个位置。在此可以看到突起26，所述突起与轨道44进行形状配合。

图8最后示出配备有舱(74)的交通飞行器(72)，在所述舱中借助于本发明的紧固***2将组装部件紧固在座椅轨道44中的舱地板处。

补充性地可以指出，“具有”并不排除其他的元件或步骤，并且“一个/一种”不排除多数。此外还可以指出，可以使用已经参照上述实施例之一描述的特征还有与上文描述的另外实施例的其他特征的组合。权利要求书中的参考数字不应视为限制。

Claims (15)

1.一种用于将组件紧固在载具(72)中的轨道(44)处的紧固***(2)，所述紧固***具有：

-支撑元件(6)，所述支撑元件具有支撑面(28)、开口(37)以及第一径向齿部(36)，所述第一径向齿部安排在与所述开口(37)相连接的内部空间(38)中并且限制在所述内部空间(38)中的两个彼此相反的径向段上，以及

-长形的锚固元件(4)，所述锚固元件具有纵轴(8)、第一末端(14)、沿着所述纵轴(8)与所述第一末端(14)相反安排的第二末端(20)以及限制在两个彼此相反的径向段(10，12)上的第二径向齿部(30)，

其中所述支撑元件(6)的所述开口(37)和所述第一径向齿部(36)如下地对应于所述锚固元件(4)构型，使得所述锚固元件(4)能够在第一旋转位置中围绕所述纵轴(8)无阻力地被引入到所述开口(37)中并且在第二旋转位置中在所述第一径向齿部(36)与所述第二径向齿部(30)之间产生接合，并且

其中在所述锚固元件(4)的所述第一末端(14)处安排有至少一个形状配合器件(16)，所述形状配合器件能够被引入到轨道(44)的开口轮廓(56)中，以便产生和松脱与轨道(44)的底切的形状配合连接。

2.根据权利要求1所述的紧固***(2)，

所述紧固***此外具有固定装置(64)，以便固定所述锚固元件(4)与所述支撑元件(6)之间的相对位置。

3.根据权利要求1或2所述的紧固***(2)，

其中所述支撑元件(6)具有支撑面(28)，在所述支撑面处安排有至少一个突起(26)，所述突起形成为与所述轨道(44)的开口轮廓(56)进行形状配合。

4.根据权利要求3所述的紧固***(2)，

其中两个突起(26)安排在所述支撑面(28)的彼此相反的侧面处，所述突起形成为与在所述轨道(44)的所述开口轮廓(56)中的两个彼此间隔开的格栅开口(58)进行接合。

5.根据以上权利要求之一所述的紧固***(2)，

其中所述支撑元件(6)具有环形套筒(24)，所述开口(37)安排在所述环形套筒中。

6.根据以上权利要求之一所述的紧固***(2)，

其中所述形状配合器件(16)具有两个彼此相反安排的接合元件(18)，所述接合元件沿着所述锚固元件(4)的所述纵轴(8)跟随所述第二径向齿部(30)。

7.根据以上权利要求之一所述的紧固***(2)，

其中在所述锚固元件(4)的所述第二末端(20)处安排有用于围绕所述锚固元件的纵轴(8)引导所述锚固元件(4)的旋转的装置(22)。

8.根据权利要求2所述的紧固***(2)，

其中所述固定装置(64)是围绕轴线(8)可摆动地与所述锚固元件(4)相连的杆(66)，所述杆在背向所述锚固元件(4)的末端处具有连接元件(68)，所述连接元件用于与所述组装部件或结构固定点相连。

9.根据以上权利要求之一所述的紧固***(2)，

其中在所述形状配合器件(16)与所述第二径向齿部(30)之间安排有基本上柱状的、未装齿的区段(34)。

10.一种载具舱，具有至少一个轨道和至少一个组装部件，所述组装部件借助于根据权利要求1至9之一所述的紧固***(2)紧固到所述至少一个轨道处。

11.根据权利要求10所述的载具舱，其中所述轨道是地板轨道，所述地板轨道被整合在舱地板中并且具有指向舱中的开口轮廓。

12.一种载具(72)，具有根据权利要求10或11所述的载具舱(74)。

13.根据权利要求12所述的载具(72)，其中所述载具(72)为飞行器(72)。

14.一种用于将组装部件安装在载具中的轨道处的方法，所述载具具有根据权利要求1至9之一所述的紧固***(2)，所述方法具有以下步骤：

-提供所述组装部件，

-在所述载具的舱(74)中将所述组装部件定位在轨道(44)上或轨道处，

-将支撑元件(6)安排在所述组装部件处，

-通过所述支撑元件(6)将锚固元件(4)***到所述轨道(44)中，以及

-将所述锚固元件(4)旋转90°。

15.根据权利要求14所述的方法，

其中在定位所述组装部件之前安排所述支撑元件(6)。