1.尾橇装配件（106），其包含：
细长形结构（113），其被连接至飞机（100）的尾部（104）；以及
部署装置（119），其被连接至所述细长形结构（113），其中所述部署装置（119）被构造成移动以便所述细长形结构（113）的部署位置改变至所述细长形结构（113）的多个部署位置中的一个。
2.根据权利要求1所述的尾橇装配件（106），其中所述部署装置（119）被构造成在相对于所述细长形结构（113）的第一位置（160）和相对于所述细长形结构（113）的第二位置（162）之间旋转，以便当所述部署装置（119）处于所述第一位置（160）时所述细长形结构（113）具有所述多个部署位置中的第一部署位置，以及当所述部署装置（119）处于所述第二位置（162）时所述细长形结构（113）具有所述多个部署位置中的第二部署位置。
3.根据权利要求1或者权利要求2所述的尾橇装配件（106），其中所述细长形结构（113）具有第一末端（126）和第二末端（128），并且还包含：
接触构件（117），其与所述细长形结构（113）的所述第二末端（128）相关联，并且被构造成将与表面（108）接触，其中所述接触构件（117）在所述细长形结构（113）具有所述第一部署位置时距离所述飞机（100）的所述尾部（104）为第一距离，并且在所述细长形结构（113）具有所述第二部署位置时距离所述飞机（100）的所述尾部（104）为第二距离。
4.根据权利要求3所述的尾橇装配件（106），其中所述细长形结构（113）在起飞（110）期间具有所述第一部署位置，以及所述细长形结构（113）在着陆（112）期间具有所述第二部署位置，并且其中在起飞（110）期间在所述接触构件（117）和所述飞机（100）的所述尾部（104）之间的所述第一距离大于在着陆（112）期间在所述接触构件（117）和所述飞机（100）的所述尾部（104）之间的所述第二距离。
5.根据权利要求2所述的尾橇装配件（106），其中处于所述第一部署位置的所述细长形结构（113）允许为所述飞机（100）提供第一最大旋转角（164），并且其中处于所述第二部署位置的所述细长形结构（113）允许为所述飞机（100）提供第二最大旋转角（166）。
6.根据权利要求5所述的尾橇装配件（106），其中所述细长形结构（113）在起飞（110）期间具有所述第一部署位置且在着陆（112）期间具有所述第二部署位置，并且其中所述第二最大旋转角（166）大于所述第一最大旋转角（164）。
7.根据上述权利要求中任意权利要求所述的尾橇装配件（106），还包含：
致动系统（120），其被构造成移动所述部署装置（119），以便所述部署装置（119）旋转，其中所述部署装置（119）的旋转改变所述细长形结构（113）的所述部署位置，销件（138），其被构造成将所述部署装置（119）连接至所述细长形结构（113），其中所述销件（138）被插入穿过所述部署装置（119）中的开口（140）和杠杆（116）中的细长开口（140），并且其中所述致动系统（120）被构造成移动所述销件（138）从而移动所述部署装置（119），
细长形结构（122），其被连接至所述致动系统（120）和所述部署装置（119），其中所述细长形构件（122）被构造成在所述致动系统（120）移动所述部署装置（119）时产生力矩（152），并且其中所述力矩（152）导致所述部署装置（119）旋转；以及
其中所述致动系统（120）包含液压致动器、线性致动器和气动致动器中的至少一者。
8.根据上述权利要求中任意权利要求所述的尾橇装配件（106），其中所述部署装置（119）具有偏心几何构型（145），其中所述部署装置（119）的第一长度（147）不同于所述部署装置（119）的第二长度（149）；以及
其中所述细长形结构（113）是杠杆（116），并且所述部署装置（119）是凸轮（118）。
9.根据上述权利要求中任意权利要求所述的尾橇装配件（106），还包含：
被连接至所述飞机（100）的所述尾部（104）的减震器（114），其中所述部署装置（119）被连接至所述减震器（114）并且被构造成围绕穿过在所述减震器（114）和所述部署装置（119）之间的连接（130）的轴线（132）旋转；以及
其中所述部署装置（119）和所述减震器（114）之间的所述连接（130）包含紧固件、销件、开口和铰链中的至少一者。
10.根据上述权利要求中任意权利要求所述的尾橇装配件（106），其中所述部署装置（119）的运动改变所述细长形结构（113）的所述部署位置，从而改变所述飞机（100）的最大旋转角（156），其中所述飞机（100）的所述最大旋转角（156）是在起飞（110）和着陆（112）中至少一者期间在所述尾橇装配件（106）接触表面（108）之前所述飞机（100）围绕俯仰轴线（158）能够旋转的最大角。
11.用于针对飞机（100）的最大旋转角（156）来定位尾橇装配件（106）的方法，所述方法包含：
判定所述尾橇装配件（106）将被部署成是用于起飞（110）还是用于着陆（112）；
基于所述尾橇装配件（106）将被部署成是用于起飞（110）还是用于着陆（112）的判定，识别出一组参数；
使用该组参数识别出所述飞机（100）的所需最大旋转角；以及
部署所述尾橇装配件（106），从而允许提供所述所需最大旋转角。
12.根据权利要求11所述的方法，其中部署所述尾橇装配件(106)，从而允许提供所述飞机(100)的所述所需最大旋转角的步骤包含:
将所述尾橇装配件(106)中的部署装置(119)移至相对于所述尾橇装配件(106)中的细长形结构(113)的第一位置(160)，以便所述细长形结构(113)具有第一部署位置，其允许在起飞(110)期间为所述飞机(100)提供第一最大旋转角(164)。
13.根据权利要求11或者权利要求12所述的方法，其中部署所述尾橇装配件(106)从而允许为所述飞机(100)提供所述所需最大旋转角的步骤包含:
将所述尾橇装配件(106)中的部署装置(119)移至相对于所述尾橇装配件(106)中的细长形结构(113)的第二位置(162)，以便所述细长形结构(113)具有第二部署位置，其允许在着陆(112)期间为所述飞机(100)提供第二最大旋转角(166)。
14.根据权利要求11至13中任意权利要求所述的方法，其中部署所述尾橇装配件(106)从而允许为所述飞机(100)提供所述所需最大旋转角的步骤包含:
操作被连接至所述尾橇装配件(106)中的部署装置(119)的致动系统(120)，从而移动所述部署装置(119)，以便在起飞(110)期间所述部署装置(119)旋转至相对于所述尾橇装配件(106)中的细长形结构(113)的第一位置(160)，并且在着陆(112)期间旋转至相对于所述细长形结构(113)的第二位置(162)，其中当所述部署装置(119)处于所述第二位置(162)时所述飞机(100)的所述最大旋转角(156)大于当所述部署装置(119)处于所述第一位置(160)时所述飞机(100)的最大旋转角(156)。
15.根据权利要求11至14中任意权利要求所述的方法，其中部署所述尾橇装配件(106)从而允许为所述飞机(100)提供所述所需最大旋转角的步骤包含:
旋转所述尾橇装配件(106)中的部署装置(119)，从而改变所述尾橇装配件(106)中的细长形结构的部署位置，其中所述细长形结构(113)具有连接至所述飞机(100)的尾部(104)的第一末端(126)以及第二末端(128);以及
其中旋转所述尾橇装配件(106)中的所述部署装置(119)从而改变所述细长形结构(113)的所述部署位置的步骤包含:
旋转所述部署装置(119)，以便在所述细长形结构(113)的所述第二末端(128)和所述飞机(100)的所述尾部(104)的底部之间的距离改变至多个所选距离中被构造成提供所述所需最大旋转角的一个距离。