CN101267980A - 飞机机翼上的先进机翼后缘控制面 - Google Patents

飞机机翼上的先进机翼后缘控制面 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种飞机机翼上的先进机翼后缘控制面，其具有机翼(1)、设置在机翼(1)后缘上沿翼展方向上伸展且可调整到不同偏转位置的襟翼(4)、设置在机翼(1)与襟翼(4)之间上面的可回转的密封襟翼(7)和设置在机翼(1)与襟翼(4)之间底面的可回转的通风襟翼(5)。依据本发明，襟翼(4)既可以向下调整到正的襟翼偏转位置，也可以向上调整到负的襟翼偏转位置，其中在襟翼(4)用作控制襟翼并且在负襟翼偏转位置和小正襟翼位置之间调整时，机翼断面在上面通过密封襟翼(7)封闭并在底面通过通风襟翼封闭，在襟翼(4)用作提高上升力的襟翼并且襟翼(4)在小正襟翼偏转位置和大正襟翼偏转位置之间调整时，通风襟翼(5)释放从机翼(1)底面向襟翼(4)上面的气流并且密封襟翼(7)移开预定的间隙以便从襟翼(4)上面释放排出气流。

Description

飞机机翼上的先进机翼后缘控制面
本申请要求2005年9月23日递交的德国专利申请No.10 2005 045759.2的优先权，该专利申请的内容以引用的方式并入本申请内。
技术领域
本发明涉及一种飞机机翼上的先进机翼后缘控制面。
所介绍的装置最适合称为先进机翼后缘控制面(ATECS-AdvancedTrailing Edge Control Surface)，因为通过所设有的运动学和新型多功能的控制面，它具有与简单开缝式襟翼的机械基本原理相比明显扩大了应用范围。
背景技术
在现有技术中已知大量的机翼后缘襟翼系统，其中首先应介绍与本发明最相关的典型的现有技术。这些现有技术中最重要的典型代表首先是简单开缝式襟翼系统。这种襟翼系统可以用作主要和辅助飞行控制或者也可以用作组合控制面。此外，这种代表也可以用于侧滚控制、俯仰控制以及提高上升力。最近的两篇相关专利文献示范性地说明产生自适应机翼的可能性，其设计为不仅仅用于“最佳的”工作点。
其实简单的开缝式襟翼一般情况下是一种通过旋转轴在空间上确定的简单关节轴承结构。如果旋转轴远离机翼断面下面，那么可以获得有利的技术效果(US4120470)：
机翼表面和机翼曲率在襟翼放出(正襟翼偏转位置)时变大，由此显著地增加上升力。
襟翼或控制面进入高能的气流内，由此同样附加提高上升力。
但产生一些不利的技术效果：
负襟翼偏转位置一般情况下是不可能的，因为襟翼的前缘偏离断面底面上机翼的包络几何形状或造成机翼后桁架区域内明显的结构空间冲突(取决于旋转点的位置)。
经常随着相应的上升力损失和很强的阻力增加而在间隙气流中出现收缩/发散的气流。
需要机械襟翼系统处于气流中的空气动力学整流片，与此同时也形成附加的阻力。
如果旋转轴靠近襟翼的前缘(US2117607、US2169416；US2276522、US2836380、US2920844；US4015787、US4395008；US4471927、US4962902；DE1943680、DE19803421A1、FR846337；US6601801)，那么可以获得下列有利的技术效果：
正和负襟翼偏转位置可以通过更简单的结构转换。
这一点对主要控制面非常重要，因为这些控制面一般情况下必须在两个方向上进行偏转(升降舵/副翼/方向舵)。辅助控制面主要用作飞机的垂直提升力元件，其通常仅有一个优选的作用方向。
然而由于旋转点的该位置存在严重的缺陷：高能的气流不能再环流襟翼。高能的气流在机翼底面上的绕流具有如下有利的技术效果：决定性地改善整个机翼的分离特性。这个问题通过在机翼下面的通风襟翼得以消除(US2117607)。通过下部的通风襟翼具有靠近机翼前缘的旋转点的襟翼也可以利用高能的气流绕流。巡航中下部通风襟翼封闭，以保证整个机翼断面最小的空气阻力。
这里所述文献的下部通风襟翼一般情况下仅理解为正襟翼偏转位置设计(US2117607、US2169416)。下部通风襟翼与襟翼之间的机械连接通过机械强制连接或者通过其他传动装置实现。
还已知一种襟翼系统(US6601801)，其具有也可以进行负襟翼偏转的下部通风襟翼。但所使用的机械系统相当复杂并具有大量的零件。
另一种已知的襟翼系统(DE1943680)既具有下部也具有上部通风襟翼，其可以进行正和负襟翼偏转。这种设计的主要缺点是，通风襟翼偏离外部的机翼断面轮廓(阻力、噪声)。在这种情况下它是一种对称和容易卡住的结构，其在两个方向上充分利用间隙的有利的技术效果。
许多已知的襟翼系统具有相当复杂的运动系统，其由大量的零件组成(US2276522、US2836380、US2920844)，此外使用容易卡住的凸轮传动装置(US2836380、DE1943680、DE19803421A1)。此外使用弹簧件(蓄能器)，其也增加了传动负荷(US2169416、US6601801)。较大覆盖面的柔性结构只能有条件地满足空气动力学的小公差(US4395008、US4471927)。
标准的垂直提升力系统仅设计用于正襟翼偏转位置，在其上面大多数的系统都装有制动襟翼。制动襟翼大多通过本身的传动装置控制(US4120470)。也可以进行负襟翼偏转的大多数方案大多在其上面需要另一上部密封襟翼(柔性：US4395008、US4471927)或上部通风襟翼(刚性：DE1943680)或者弹簧密封(US6601801)，以避免与上部机翼轮廓的几何形状冲突。以往还没有将上部密封襟翼同时作为制动襟翼使用的系统，由此可以明显减少控制面的数量。
自适应的机翼一般情况下需要另外的复杂的系统，其经常与存在的主要和辅助控制面发生冲突。需要其他传动装置、大量的零件、柔性结构和其他具有需要传感器的控制回路。所述的两个系统典型地用于调整整个机翼断面或断面压力分布(DE19732953C1、DE60002851T2)。
发明内容
本发明的目的在于，提供一种机翼后缘，其中以较低的机械开支和降低重量的方式在机翼上实现主要控制面和辅助控制面。
该目的通过具有权利要求1所述特征的先进机翼后缘控制面实现。依据本发明的机翼后缘有利的实施形式和进一步改进在从属权利要求中说明。
本发明提供一种飞机机翼上的先进机翼后缘控制面，具有机翼、设置在机翼后缘上沿翼展方向伸展并可偏转到不同位置的襟翼、设置在机翼与襟翼之间上面的可回转的密封襟翼和设置在机翼与襟翼之间底面的可回转的通风襟翼。依据本发明，襟翼既能够向下偏转正的襟翼偏转位置，也能够向上偏转负的襟翼偏转位置，其中在所述襟翼用作控制襟翼并在负襟翼偏转位置和小正襟翼位置之间调整时，机翼断面在上面通过所述密封襟翼封闭并在底面通过所述通风襟翼封闭，在所述襟翼用作增加升力的襟翼并且所述襟翼在小正襟翼偏转位置和大正襟翼偏转位置之间调整时，所述通风襟翼释放从所述机翼底面向所述襟翼上面的气流并且所述密封襟翼移开预定的间隙以便从所述襟翼上面释放排出气流。
依据本发明先进机翼后缘控制面的一种优选实施方式，密封襟翼的后端能向上回转以便密封襟翼用作制动襟翼。
依据本发明先进机翼后缘控制面的另一种优选实施方式，密封襟翼由襟翼强制引导。
依据本发明一种优选的实施方式，设有襟翼引导机构，其包括设置在机翼与襟翼之间的回转关节。
回转关节的旋转点优选定位为，使得所述襟翼在负的襟翼偏转位置中不偏离所述机翼断面轮廓并在所述襟翼的正襟翼偏转位置中明显增大表面和曲率。
依据本发明一种优选的实施方式，用于所述襟翼引导机构的传动装置通过线性移动关节形成，所述线性移动关节与所述机翼和所述襟翼连接。
移动关节优选包括促动器。
促动器液压地(液力促动器)或者机械地(主轴传动装置)工作。
依据本发明一种优选的实施方式，通风襟翼由襟翼强制引导或者与襟翼机械强制连接。
依据本发明一种优选的实施方式，设有通风襟翼机构，其中通风襟翼通过杠杆机构连接于机翼，所述杠杆机构支承在固定轴承上并包括两个杠杆。
依据本发明一种优选的实施方式，具有密封襟翼机构，其中密封襟翼由襟翼强制引导。
在密封襟翼机构中优选的是，密封襟翼通过杠杆机构由襟翼强制引导，所述杠杆机构在固定轴承附近通过第二轴承与襟翼连接并且在第四轴承附近通过第三轴承与密封襟翼连接。
杠杆机构包括连杆且将密封襟翼与襟翼连接，并且杠杆机构形成四连杆机构。
依据本发明一种优选的实施方式，第四轴承参与密封襟翼用作制动襟翼时的运动。
依据本发明一种优选的实施方式，上部密封襟翼上设有另一个轴承，促动器与所述轴承连接以便操作用作制动襟翼的密封襟翼。
所述另一个轴承优选设置在与第四轴承共用的旋转轴上。
特别地密封襟翼机构构成为，使得在襟翼的小正襟翼角直至所有负襟翼角之间避免襟翼与密封襟翼之间冲突并且密封襟翼在全部上述区域内相对于襟翼密封。
依据本发明一种优选的实施方式，在襟翼用作提高上升力部件且襟翼在较大正襟翼偏转位置时，上部密封襟翼为了产生收缩空气动力学间隙通过绕第四轴承转动向下下降。
在上部密封襟翼(与固定机翼1相关)的绝对制动襟翼偏转位置与襟翼的襟翼偏转角之间的功能相关性优选通过飞机控制计算机上的相应控制进行。
依据本发明一种优选的实施方式，为制动襟翼功能所设有的促动器装置通过另一个轴承使元件绕轴承在一个环形轨迹上运动，从而由第四关节和另一个关节形成的复式关节同样在该环形轨迹上运动。
制动襟翼机构优选基本上与上部密封襟翼机构分开。
制动襟翼机构也可以不与运动系统一体化，而是单独设置。
依据本发明一种优选的实施方式，所有轴承均是简单的回转关节。
依据本发明一种优选的实施方式，结构基本上只由杆和框架组成。
依据本发明一种优选的实施方式，对襟翼的圆柱形的运动采用三维结构的运动学。
依据本发明另一种优选的实施方式，对襟翼的圆锥运动采用三维结构的运动学。
先进机翼后缘控制面可以用作主要控制面。
先进机翼后缘控制面可以用作辅助控制面。
先进机翼后缘控制面可以用作自适应的机翼部件。
依据本发明的先进机翼后缘控制面可有利地应用在具有大起飞重量的现代化客机和运输机上。
有利的是，依据本发明的先进机翼后缘控制面的特征在于重量轻、可靠性高、零件数量少和结构简单。以最好的方式实现对先进机翼后缘控制面方案的综合要求。此外，取消传统垂直提升力系统的全部支承结构和运动系统。空气动力学的整流片在这种先进机翼后缘控制面上明显变小，由此对整个飞行产生经济上的优点(减少阻力、降低燃料成本)。
附图说明
下面借助于附图详细说明依据本发明的先进机翼后缘控制面的实施例。其中：
图1示出依据本发明的一个实施例的整个先进机翼后缘控制面示意性的侧剖视图；
图2示出依据本发明的该实施例的先进机翼后缘控制面中所包括的襟翼引导机构示意侧剖视图；
图3示出依据本发明的该实施例的先进机翼后缘控制面中所包括的下部通风襟翼机构示意侧剖视图；
图4示出依据本发明的该实施例的先进机翼后缘控制面中所包括的上部密封襟翼机构示意侧剖视图；
图5示出依据本发明的该实施例的先进机翼后缘控制面中所包括的制动襟翼机构示意侧剖视图；
图6a)至e)分别示出依据本发明机翼后缘具有不同襟翼调整位置的示意图；以及
图7a)至c)分别示出依据本发明机翼后缘具有用作制动襟翼功能的上部密封襟翼不同调整位置的示意图。
具体实施方式
图1整体上示意性示出飞机机翼上的先进机翼后缘控制面。使用下面的命名法以便理解运动草图。各个运动元件都进行标号并且两个部件之间的连接元件总是通过相应元件的两个标号标注(例如：元件1和元件5通过回转关节15连接，类似地可以得到其他连接元件的标号)。先进机翼后缘控制面包括机翼1以及设置在机翼1后缘上沿翼展方向伸展且可调整到不同偏转位置的襟翼4，其既可以用作控制襟翼也可以用作提高提升力的襟翼。这种襟翼在下面仅简称为“襟翼”。但在这种情况下，不再进行传统意义上的控制面(主要控制面)与垂直提升力部件(辅助控制面)之间的严格区分，因为这两种功能或多或少相互交融过渡。在机翼1与襟翼4之间的上面上设置有可回转的密封襟翼7并在机翼1与襟翼4之间的底面上同样设置有可回转的通风襟翼5。
如下面将详细描述的图6a)至6e)所示，襟翼4(为了清楚的目的在图6a)至6e)中去掉了附图标记，可以参照图1至5中的附图标记)既可以向下偏转正的襟翼偏转位置，也可以向上偏转负的襟翼偏转位置。当襟翼4用作控制襟翼并且在负的襟翼偏转位置(图6b))和小正襟翼偏转位置(图6d))之间偏转时，机翼断面在上面通过密封襟翼7封闭并在底面通过通风襟翼5封闭。当襟翼4用作增加上升力的襟翼并且在小正襟翼偏转位置(图6d))和大正襟翼偏转位置(图6e))之间偏转时，通风襟翼5释放从机翼1底面向襟翼4上面的气流并且密封襟翼7移开预定的间隙以便从襟翼4上面释放排出气流。
因为先进机翼后缘控制面的机构在整个图示中基本不能清楚地看出，所以在图2至5中将整个机构分成四个分机构。四个分机构为襟翼引导机构、下部通风襟翼机构、上部密封襟翼机构和制动襟翼机构。所述各个机构全部在图1中示出。
图2所示的襟翼引导机构基本上是一个简单的铰链关节，也就是说，仅需一个回转关节14，其表示在机翼1与襟翼4之间的连接。机翼1从运动学的角度上看表示固定框架。旋转点14定位为，使得襟翼4在负襟翼偏转位置不偏离机翼断面轮廓，但在襟翼4的正襟翼偏转位置仍可实现尽可能大的表面增加和曲率增加。
传动装置通过线性移动关节23实现，其可转动地安装于机翼1和襟翼4的相应促动器件的端部上。促动器由部件2和3组成并可以液压地(液力促动器)或者机械地(主轴传动装置)工作。
图3示意性示出通风襟翼机构的原理。可以看到固定机翼1及固定轴承15和14。襟翼4和通风襟翼5连接于机翼1。虽然通风襟翼5的功能前面已经论述，但下面再次简要地介绍。通风襟翼的功能包括允许襟翼4更大的襟翼角一一如参照图6e)，可以利用高能的空气充分绕流襟翼4，以便增加升力并减缓气流的分离特性。
通风襟翼5由襟翼4强制引导或与襟翼4机械强制连接，也就是说，这两个元件之间存在明确的功能相关性。机械连接通过简单的杆6实现。所有轴承在二维草图中都是简单的回转关节，类似地在这种情况下在三维结构中可以是其他关节，例如具有三个旋转自由度的万向球关节。机械原理在三维空间中保持不变，因此其采用二维图就足以示出。因此回转关节15、14、56和46在二维图示中是简单的回转关节。这意味着强制连接可以通过最简单的机构(四连杆机构)实现。
在襟翼4的较大的正襟翼角，参照图6e)，下部通风襟翼5朝向机翼轮廓的方向打开到规定的张开角。通风襟翼5的尺寸和张开角通过空气动力学的边缘条件确定(最大提升力、最小空气阻力、低噪声发射等)。
在襟翼4的较小正襟翼角和所有负襟翼角，通风襟翼5几乎保持在其额定位置上。额定位置在这种情况下通过巡航中的断面轮廓表明特征。也就是说，在襟翼4从小正襟翼偏转位置到大负襟翼偏转位置的范围内由于传动装置(上述的四连杆机构)有利的技术设计可以实现“准”休息状态。此外在襟翼4从小正襟翼偏转位置到大负襟翼偏转位置范围内，保证通风襟翼相对于襟翼4完全密封，从而断面轮廓始终有利于气流(减少空气阻力)并避免棱边、断面轮廓转移、背风面涡流区的形式的有害噪声源。
图4示意示出密封襟翼机构的原理。可以看出固定机翼1及固定轴承14。机翼1上连接有襟翼4。当上部密封襟翼7不用作制动襟翼功能时，轴承79仅相对于机翼1固定。轴承79和另一个轴承910(参见图5)处于一个共用的旋转轴上，从而在这种情况下形成一种复式关节。为了更好地理解，首先假定轴承79相对于机翼1固定。
下面详细介绍上部密封襟翼7的功能。由于要求允许襟翼4负襟翼偏转位置，所以需要抬起上部机翼轮廓或在客机上部机翼轮廓上的制动襟翼，以避免密封襟翼7(密封襟翼7同时也是制动襟翼，参见后面的详细介绍)与襟翼4冲突。
在襟翼4的小正襟翼角，参照图6d)，直至所有负襟翼角，参照图6b)，襟翼4与密封襟翼7之间不得发生冲突，此外，襟翼4和密封襟翼7必须在全部上述的范围内保持密封，以便保持尽可能小的流动阻力。
在襟翼4用作提高上升力部件并且襟翼4处于较大的正襟翼偏转位置时，参照图6e)，始终需要收缩空气动力学间隙。因此在襟翼4的较大正襟翼偏转位置，参照图6e)，上部密封襟翼7向下下降(绕轴承79转动)，从而保持流动横截面收缩。此外在该襟翼角范围内，始终精确地保持密封襟翼7的后端与襟翼4的断面轮廓之间空气动力学的间隙尺寸。这一点在目前所要求的空气动力学公差中没有任何已知的控制可以实现，因此需要襟翼4与密封襟翼7之间的机械强制连接，这一点特别适用于襟翼4的着陆位置。
最简单的解决方案也倾向于这种强制连接，因此所述的所有要求均通过上述四连杆机构(轴承：79、78、48、14)有利的设计实现。机械连杆8连接密封襟翼7和襟翼4。
制动襟翼机构机械上几乎完全与襟翼机构分开工作，仅仅在上部密封襟翼7(与固定机翼1相关)的绝对制动襟翼偏转位置与襟翼4的襟翼偏转角之间存在功能相关性，该功能相关性通过飞机控制计算机上的相应控制考虑。这种控制并不影响密封襟翼机构(除了在故障情况下)，因为在制动襟翼模式内随着相应的提升力损失和空气阻力的增加取消了空气动力学间隙尺寸。
正常的制动襟翼功能因此可以不变地通过其他传动装置(元件10和11)产生，而不影响下部嵌板(通风襟翼)5和上部嵌板(密封襟翼)7前面所述的机构的功能。典型的制动襟翼尤其可用作空气制动器、提升力消除器、侧滚控制和机翼减荷。
图5示出附加的运动元件，其也可以允许上部密封襟翼7实现制动襟翼功能。因此上部密封襟翼也用作制动襟翼。此外制动襟翼功能通过自身的传动装置执行。促动器装置由部件10(促动器)和11(促动器杆)组成并可以液压地(液力促动器)和机械地(主轴传动装置)工作。制动襟翼功能的促动器装置通过轴承910使元件9绕轴承19在环形轨迹上运动。元件9在环形轨迹上的运动使得复式关节79同样在该环形轨迹上运动。因此密封襟翼7在其用作制动襟翼时可以在四连杆机构48、78、79和19的连杆上运动。轴承19以有利的方式定位，使得其不与机翼1出现冲突。
如果需要，制动襟翼机构可以不与运动系统一体化，而是单独设置，这在外部机翼区域内可以作为副翼。
在襟翼4的负襟翼偏转位置和小正襟翼偏转位置，机翼断面形状完全密封(通过下部通风襟翼5和上部密封襟翼7并有利于气流，由此形成有利的阻力系数而不产生增加噪声发射的涡流(参见图6a)至6e)：TAB-20°、A/B 0°；TAB-5°、A/B 0°；TAB 0°、A/B 0°；TAB 5°、A/B 0°)。
空气动力学的襟翼间隙通过与襟翼4的机械强制连接精确保持，不需要用于保持襟翼间隙(空气动力学的气隙公差)的综合控制回路。仅襟翼4的促动器(促动器体2和促动器杆3)实现这些功能。在襟翼4的较大正襟翼角，下部通风襟翼5回转到机翼断面轮廓内并实现襟翼4有利的绕流。上部密封襟翼7从襟翼4的较大襟翼角开始不再用作密封件，而是必须精确保持空气动力学的流动收缩和空气动力学的间隙尺寸，参见图6e)：TAB 35°、A/B 0°。
下部通风襟翼5由连接杆6和8穿过或支承结构向机翼1伸展的区域安装空气动力学的整流片(Fairings)。
利用依据本发明的机翼后缘既可以实现主要飞行控制也可以实现辅助的飞行控制。也就是说，可以实现主要控制面的高调节速度。
依据本发明的机翼后缘可以用作自适应的机翼，通过小正或负稳定态的襟翼偏转位置，可以为各个飞行高度(密度、温度等)、负荷状态和飞行速度始终调整到经济上最有利的工作点。在小正襟翼偏转位置和所有负襟翼偏转位置，机翼断面轮廓保持封闭(除了在制动襟翼模式下)并且断面轮廓保持空气动力学上有利的流动。在传统的辅助提升力系统中，这一点一般情况下不可能，因为不能实现负襟翼偏转位置。
为了更好理解，图7a)至c)以不同的配置示出在这里作为制动襟翼作用的上部密封襟翼7的制动襟翼模式(TAB-20°、A/B 40°；TAB 0°、A/B 40°；TAB 35°、A/B 40°)。
作为补充需要指出的是，“包括”不排除其他元件或步骤并且“一个”不排除多数。此外需要指出的是，参照上面的实施例介绍的特征和步骤也可与上述其他实施例的其他特征或者步骤相组合使用。权利要求书中的附图标记不应视为限制。
附图标记
1机翼
2促动器体
3促动器杆
4襟翼
5通风襟翼
6杆
7密封襟翼
8连杆
9连杆
10促动器杆
11促动器体
12固定轴承
14固定轴承
15固定轴承
19轴承
23连杆
34轴承
46回转关节
48第二轴承
56回转关节
78第三轴承
79第四轴承
111固定轴承，回转关节
910轴承
1011连杆

Claims (30)

1.一种飞机机翼上的先进机翼后缘控制面，具有机翼(1)、设置在机翼(1)后缘上沿翼展方向伸展且可偏转到不同位置的襟翼(4)、设置在所述机翼(1)与所述襟翼(4)之间上面的可回转的密封襟翼(7)和设置在所述机翼(1)与所述襟翼(4)之间底面的可回转的通风襟翼(5)，其特征在于，所述襟翼(4)既能够向下偏转正的襟翼偏转位置，也能够向上偏转负的襟翼偏转位置，其中在所述襟翼(4)用作控制襟翼并在负襟翼偏转位置和小正襟翼位置之间调整时，机翼断面在上面通过所述密封襟翼(7)封闭并在底面通过所述通风襟翼(5)封闭，在所述襟翼(4)用作提高升力的襟翼并且所述襟翼(4)在小正襟翼偏转位置和大正襟翼偏转位置之间调整时，所述通风襟翼(5)释放从所述机翼(1)底面向所述襟翼(4)上面的气流并且所述密封襟翼(7)移开预定的间隙以便从所述襟翼(4)上面释放排出气流。
2.如权利要求1所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，所述密封襟翼(7)的后端能向上回转以便所述密封襟翼(7)用作制动襟翼。
3.如权利要求1或2所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，所述密封襟翼(7)由所述襟翼(4)强制引导。
4.如权利要求1、2或3所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，设有襟翼引导机构，其包括设置在机翼(1)与襟翼(4)之间的回转关节(14)。
5.如权利要求1、2、3或4所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，所述回转关节(14)的旋转点定位为，使得所述襟翼(4)在负的襟翼偏转位置中不偏离所述机翼断面轮廓并在所述襟翼(4)的正襟翼偏转位置中明显增大表面和曲率。
6.如权利要求1至5中任一项所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，用于所述襟翼引导机构的传动装置通过线性移动关节(23)形成，所述线性移动关节与所述机翼(1)和所述襟翼(4)连接。
7.如权利要求6所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，所述移动关节(23)包括促动器(2、3)。
8.如权利要求7所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，所述促动器(2、3)液压地(液力促动器)或者机械地(主轴传动装置)工作。
9.如权利要求1至8中任一项所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，所述通风襟翼(5)由襟翼(4)强制引导或者与襟翼(4)机械强制连接。
10.如权利要求9所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，设有通风襟翼机构，其中所述通风襟翼(5)通过杠杆机构连接于所述机翼(1)，所述杠杆机构支承在固定轴承(15)和(14)上并包括两个杠杆(杆5、6)。
11.如权利要求1至10中任一项所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，具有密封襟翼机构，其中所述密封襟翼(7)由所述襟翼(4)强制引导。
12.如权利要求11所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，在所述密封襟翼机构中，所述密封襟翼(7)通过杠杆机构由襟翼(4)强制引导，所述杠杆机构在固定轴承(14)附近通过第二轴承(48)与襟翼(4)连接并且在第四轴承(79)附近通过第三轴承(78)与密封襟翼(7)连接。
13.如权利要求12所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，所述杠杆机构包括连杆(8)且将所述密封襟翼(7)与所述襟翼(4)连接，并且所述杠杆机构形成四连杆机构(轴承：79、78、48、14)。
14.如权利要求12或13所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，所述第四轴承(79)参与所述密封襟翼(7)用作制动襟翼时的运动。
15.如权利要求13或14所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，在所述上部密封襟翼(7)上设有另一个轴承(910)，促动器(10、11)与所述轴承连接以便操作用作制动襟翼的所述密封襟翼(7)。
16.如权利要求15所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，所述另一个轴承(910)设置在与第四轴承(79)共用的旋转轴上。
17.如权利要求11至16中任一项所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，所述密封襟翼机构构成为，使得在所述襟翼(4)的小正襟翼角直至所有负襟翼角之间避免所述襟翼(4)与所述密封襟翼(7)之间冲突并且所述密封襟翼(7)在全部上述区域内相对于所述襟翼(4)密封。
18.如权利要求17所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，在所述襟翼(4)用作提高上升力部件且所述襟翼(4)在较大正襟翼偏转位置时，所述上部密封襟翼(7)为了产生收缩空气动力学间隙通过绕所述第四轴承(79)转动向下下降。
19.如权利要求11至18中任一项所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，在所述上部密封襟翼(7)(与固定机翼1相关)的绝对制动襟翼偏转位置与所述襟翼(4)的襟翼偏转角之间的功能相关性通过飞机控制计算机上的相应控制进行。
20.如权利要求11至19中任一项所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，为制动襟翼功能所设有的促动器装置(10、11)通过另一个轴承(910)使所述元件(9)绕轴承(19)在一个环形轨迹上运动，从而由第四关节(79)和另一个关节(910)形成的复式关节同样在所述环形轨迹上运动。
21.如权利要求11至20中任一项所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，所述制动襟翼机构基本上与所述上部密封襟翼机构分开。
22.如权利要求11至14中任一项所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，所述制动襟翼机构不与运动系统一体化，而是单独设置。
23.如权利要求1至22中任一项所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，所有轴承均是简单的回转关节。
24.如前述权利要求中任一项所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，结构基本上只由杆和框架组成。
25.如权利要求1至24中任一项所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，对所述襟翼(4)的圆柱形的运动采用三维结构的运动学。
26.如权利要求1至24中任一项所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，对所述襟翼(4)的圆锥运动采用三维结构的运动学。
27.如权利要求1至26中任一项所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，所述先进机翼后缘控制面用作主要控制面。
28.如权利要求1至26中任一项所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，所述先进机翼后缘控制面用作辅助控制面。
29.如前述权利要求中任一项所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，所述先进机翼后缘控制面用作自适应的机翼部件。
30.如前述权利要求中任一项所述的先进机翼后缘控制面，其特征在于，所述机翼后缘应用在具有大起飞重量的客机和运输机上。
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