CN102405173B - 飞机组件和翼梁 - Google Patents

Abstract

一种飞机组件包括；一对盖；沿厚度方向在盖之间延伸的翼梁腹板，翼梁腹板的长度沿翼展方向延伸；和从翼梁腹板延伸并收纳系统部件的至少一部分的容器。容器包括：沿厚度方向横跨翼梁腹板彼此间隔开的第一侧壁和第二侧壁；和沿翼展方向沿着翼梁腹板彼此间隔开的内侧壁和外侧壁。翼梁腹板和容器的至少一部分一体形成为单一件。通常组件是机翼组件，其具有：燃料箱；轨道；由轨道承载的高升力装置；用于在伸展的高升力位置和收回的低升力位置之间移动轨道和高升力装置的致动机构；和从翼梁腹板延伸到燃料箱中且当轨道处于其收回的低升力位置时收纳轨道的至少一部分的轨道容器。翼梁腹板和轨道容器的至少一部分通常由层状复合材料一体形成为单一件。

Description

飞机组件和翼梁

技术领域

本发明涉及一种飞机组件，该飞机组件包括：一对盖；在所述盖之间延伸的翼梁腹板；以及容器，该容器从所述翼梁腹板延伸并且收纳系统部件的至少一部分。本发明还涉及一种适合于在这种组件中使用的翼梁。所述系统部件可以包括用于诸如缝翼的高升力装置的轨道。

背景技术

为了在飞行的关键阶段提供具有足够高的升力性能的飞机操作，已将飞机机翼设计成具有沿着前缘可展开且可收回的缝翼。通过将缝翼安装在弯曲的缝翼轨道对上已在历史上实现了可展开且可收回的缝翼，通过齿条-齿轮传动机构从缝翼轨道的相应的收起位置和伸展位置驱动该缝翼轨道。飞机机翼用于存储飞行所需的燃料，因而使可用于燃料的容积最大是重要的。为此前翼梁通常被定位得尽可能向前，在机翼前缘内留下最小的空间以收纳必须存在于那里的各种系统和装置。

存在两个相矛盾的要求：大的燃料容积和收纳可移动装置的大的前缘面积。通过增加筒形轨道罐所形成的解决方案已经使缝翼轨道穿透前翼梁(燃料边界)，该轨道罐被附接至前翼梁的后部，用于当处于收起(收回)位置时使轨道延伸到该轨道罐中。因此关键是注意，为此轨道罐也是燃料边界翼盒结构的一部分。

图1示出了结合这种轨道罐的典型飞机机翼组件。机翼具有承载缝翼9的相对长的缝翼轨道8，该缝翼轨道8在收回的低升力巡航位置、中间的起飞和爬升位置以及完全伸展的高升力着陆位置之间沿着由一组辊子限定的弯曲路径由小齿轮驱动。图1示出了处于其运动的两个极端的缝翼。当缝翼轨道8移动时，它滑进和滑出缝翼轨道罐16，该罐16被附接至前翼梁17的腹板的背面。

轨道罐传统上被制造为焊接的铝组件，这是众所周知的昂贵的手工工艺，需要熟练人员用很长的时间制造。该结合总是导致高水平的废料，因此导致更大的费用。

从安装方面来看轨道罐也存在相当多的问题。在具有用于附接至翼梁的可捕获的螺母的轨道罐的基座处，凸缘与焊接结构成一体。每个轨道罐(在每个机翼上存在十二个以上)必须被装配和密封以保护燃料完整性。这是费时的并且易受泄漏的影响，而导致更大的费用。

对于这些问题更进一步的是，当轨道罐被用在复合翼盒结构内时发生这些问题。当与金属比较时复合材料的机械特性之间的固有差别导致对于特定的外翼型“平坦的”翼梁腹板面积减小，轨道罐能够安装至该特定的外翼型。为了解决该问题，进一步的是朝向较浅的翼盒，即，较浅的翼梁腹板偏移。组合这两个问题导致轨道罐和其他翼盒部件之间的冲突。

对于其它系统部件也存在相似的问题，所述其它系统部件通常被收纳在飞机机翼的前缘或后缘：例如用于电除冰系统的变压器，或者用于驱动缝翼展开机构的致动器单元。如同缝翼轨道一样，也希望将这种部件收纳在翼梁腹板的“燃料”侧以便使前缘或后缘内的空间空出来。

尽管上面的讨论已经集中在飞机机翼上，但是对于诸如垂直尾翼和水平尾翼的其它空气动力学部件也存在相似的问题。

1992年出版、ISBN为962-7128-06-6且Michael C.Y.Niu的“Composite AirframeStructures-Practical Design Information and Data(复合机身结构-实际设计信息和数据)”中的234页描述了所谓的“Sine-Wave Spar(正弦波翼梁)”。翼梁腹板形成有正弦曲线皱褶，该皱褶以相对浅的角度从翼梁腹板延伸。

发明内容

本发明的第一方面提供一种飞机组件，该飞机组件包括：一对盖；沿厚度方向在所述盖之间延伸的翼梁腹板，该翼梁腹板的长度沿翼展方向延伸；以及容器，该容器从所述翼梁腹板延伸并且收纳系统部件的至少一部分，其中，所述容器包括：第一侧壁和第二侧壁，该第一侧壁和第二侧壁沿所述厚度方向横跨所述翼梁腹板彼此间隔开；以及内侧壁和外侧壁，该内侧壁和外侧壁沿所述翼展方向沿着所述翼梁腹板彼此间隔开，并且所述翼梁腹板和所述容器的至少一部分一体形成为单一件。

本发明的另一方面提供一种制造飞机翼梁组件的方法，该方法包括：铺设复合材料叠层；通过热和压力的组合来模制所述叠层以形成具有翼梁腹板和容器的至少一部分的翼梁；以其模制的形状固化所述翼梁；以及将系统部件中的至少一部分收纳在所述容器中。

将所述翼梁腹板和所述容器的至少一部分一体形成为单一件使所述翼梁腹板能够相对浅，因为不再必需提供围绕所述容器的所述翼梁腹板的相对平坦的部分以在所述容器的基部处容纳凸缘。

所述翼梁腹板和所述容器的至少一部分可以由金属一体地形成，但是更优选地它们由诸如纤维增强环氧树脂的层状复合材料一体形成。在该情况下则通常所述层状复合材料中的至少一层从所述翼梁腹板连续地延伸并且延伸到所述容器内。

所述翼梁腹板和所述容器的至少一部分可以通过模制、铣削、加层制造或任何其它适当的方法被一体形成为单一件。

所述内侧壁和所述外侧壁可以与所述翼梁腹板一体形成为单一件；并且所述系统部件的至少一部分收纳在所述内侧壁和所述外侧壁之间。类似地，所述第一侧壁和所述第二侧壁可以与所述翼梁腹板一体形成为单一件；并且所述系统部件的至少一部分收纳在所述侧壁之间。

通常所述翼梁还包括：第一翼梁帽，该第一翼梁帽与所述翼梁腹板一体形成为单一件并且被接合到所述盖中的第一个盖；以及第二翼梁帽，该第二翼梁帽与所述翼梁腹板一体形成为单一件并且被接合到所述盖中的第二个盖。在一个实施方式中所述内侧壁和所述外侧壁在所述翼梁帽之间完全延伸，因此所述翼梁帽形成所述容器的所述第一侧壁和所述第二侧壁。

所述容器可以包括端壁，该端壁与所述翼梁腹板一体形成为单一件。在该情况下则通常所述端壁与所述内侧壁和所述外侧壁和/或所述侧壁一体形成为单一件。另选地，所述容器可以包括：容器凸缘，该容器凸缘从所述翼梁腹板延伸并且与所述翼梁腹板一体形成为单一件；以及容器主体，该容器主体通过粘合、螺栓连接或者任何其它适当的手段被接合至所述容器凸缘。

所述组件通常形成为具有前缘和后缘的空气动力学飞机部件的一部分，诸如竖直尾翼(VTP)、水平尾翼(HTP)或者机翼。在机翼的情况下，则所述容器从所述翼梁腹板延伸到燃料箱中。在机翼或HTP的情况下，则所述厚度方向是近似竖直的，然而在VTP的情况下，则所述厚度方向近似是水平的。

所述系统部件可以包括：用于电除冰系统的变压器；电或液压致动器单元；承载高升力装置的轨道；或任何其它适当的系统部件。在所述系统部件是轨道的情况下，则所述组件还包括：由所述轨道承载的高升力装置；以及用于在伸展的高升力位置和收回的低升力位置之间移动所述系统部件和所述高升力装置的致动机构，其中当所述轨道处于其收回的低升力位置时，所述容器收纳所述轨道的至少一部分。

本发明的另一方面提供一种用于飞机的翼梁，该翼梁包括翼梁腹板和容器，其中，所述翼梁腹板和所述容器的至少一部分一体形成为单一件，所述翼梁腹板的长度沿翼展方向延伸，所述轨道容器内侧壁和外侧壁，该内侧壁和外侧壁沿所述翼展方向沿着所述翼梁腹板的长度间隔开并且从所述翼梁腹板以一定角度延伸，并且所述角度在50°至130°之间。通常所述角度在70°至110°之间并且最优选地所述角度在80°至100°之间。

和1992年出版、ISBN为962-7128-06-6且Michael C.Y.Niu的“Composite AirframeStructures-Practical Design Information and Data(复合机身结构-实际设计信息和数据)”中的234页“Sine-Wave Spar(正弦波翼梁)”中描述的翼梁对比，所述容器的所述内侧壁和所述外侧壁以相对陡的角从所述翼梁腹板延伸。如本发明的第一方面这使所述容器更适合收纳系统部件。

所述壁可以是近似平坦的，但它们也可以是略微弯曲的。在所述壁是弯曲的情况下，则优选地所述容器的大部分深度具有内侧壁和外侧壁，该内侧壁和外侧壁在上述角度范围内从所述翼梁腹板陡峭地下降延伸。

所述翼梁可以仅包括腹板(没有翼梁帽)，或者它可以与诸如翼盖的另一个部件一体地形成。另选地所述翼梁还可以包括翼梁帽，该翼梁帽与所述翼梁腹板一体形成为单一件并且沿着所述翼梁的大部分长度延伸。这种凸缘可以用于将所述翼梁附接至盖或其它部件。通常沿与所述翼梁腹板正交的方向测量的所述容器的所述一体形成的部分的深度在沿与所述翼梁腹板正交的方向紧接所述容器的所述翼梁帽的深度的70％至300％之间。因此所述轨道容器足够深以收纳诸如襟翼轨道的系统部件的至少一部分，然而所述轨道容器足够浅以相对容易和所述翼梁腹板一体地形成。

本发明的另一方面提供一种用于飞机的翼梁，该翼梁包括：翼梁腹板；位于所述翼梁腹板中的孔；以及容器凸缘，该容器凸缘从所述翼梁腹板延伸，围绕所述翼梁腹板中的所述孔并且与所述翼梁腹板一体形成为单一件。

将所述翼梁腹板和所述容器凸缘一体形成为单一件使得所述翼梁腹板能够相对浅，因为不再需要提供围绕所述容器凸缘的所述翼梁腹板的相对平坦的部分以在所述容器的基部处容纳凸缘。

所述翼梁可以仅包括腹板(没有翼梁帽)，或者它可以与诸如翼盖的另一个部件一体地形成。另选地所述翼梁还可以包括翼梁帽，该翼梁帽与所述翼梁腹板一体形成为单一件并且沿着所述翼梁的大部分长度延伸。这种凸缘可以用于将所述翼梁附接至盖或其它部件。

附图说明

现在将参照附图描述本发明的实施方式，其中：

图1是传统的飞机机翼组件的前缘的剖面侧视图；

图2是根据本发明的第一实施方式的飞机机翼组件的前缘的剖面侧视图；

图3是沿图2中的线A-A剖取的剖面平面图；

图4是示出了被铺设在模具上的一对层的横剖视图；

图5是示出了被铺设在模具上的一对层的纵剖视图；

图6是示出了被铺设在未固化的叠层上的真空袋的横剖视图；

图7是根据本发明的第二实施方式的飞机机翼组件的前缘的剖面侧视图；

图8是沿图7中的线B-B剖取的剖面平面图；以及

图9是根据本发明的第三实施方式的飞机机翼组件的前缘的剖面侧视图。

具体实施方式

图2中示出了飞机机翼组件的前缘。机翼具有：上盖1；下盖2以及在它们之间延伸的前翼梁5。燃料箱位于前翼梁的后面。承载缝翼10的缝翼轨道11在收回的低升力巡航位置、中间的起飞和爬升位置以及完全伸展的高升力着陆位置之间沿着由一组辊子3限定的弯曲路径由小齿轮4驱动。图2示出了处于其运动的两个极端之间的缝翼。当缝翼轨道11移动时，其后端滑进和滑出前翼梁5中的缝翼轨道容器6。

注意，图2仅是示意图，示出为图1的传统组件的变型。改进飞机机翼高升力装置使得，从缝翼构造观点看，所需的足够的空气动力学性能可以通过减少缝翼行程来实现。因此缝翼轨道11(和其相关联的行程)在图2中已被截短，使得它短于图1所示的相对长的缝翼轨道8(和相关联的行程)。而且传统的C形截面翼梁17已由具有轨道容器6的改进的翼梁5取代，该轨道容器6与翼梁腹板12一体形成为单一件。

翼梁包括：腹板12，该腹板在上盖和下盖之间竖直地延伸；以及一对翼梁帽13、14，该对翼梁帽沿翼弦方向从腹板向后延伸以形成C形截面轮廓。翼梁帽13、14分别被螺栓连接、粘合(bonded)、共粘合(co-bonded)或共固化(co-cured)至盖1、2中相应的一个。如图3所示，翼梁腹板12的长度沿翼展方向延伸并且翼梁帽13、14沿翼梁的大部分长度延伸。腹板12一体地形成有一系列波状部分，每个波状部分均形成相应的轨道容器6。图3示出了包括四个轨道容器6和相关联的轨道11的翼梁的长度的一部分，但是翼梁可以具有多达总共二十个或更多的轨道容器。

每个轨道容器6均形成：位于腹板的向前(空气)侧的凹部，当轨道11处于其收回的低升力位置时该凹部收纳轨道11的后端；以及位于翼梁的向后(燃料)侧的突出部，该突出部突出到燃料箱中。

在图2的实施例中，沿与翼梁腹板正交的方向测量的轨道容器6的深度D1是沿与翼梁腹板正交的方向紧接轨道容器的上翼梁帽的深度D2的大约200％。深度D1可以增大为超过所示的深度，但是制造约束意味着深度D1优选地不超过D2的300％。

每个轨道容器6均具有图2所示的上壁和下壁，该上壁和下壁沿厚度(竖直)方向横跨翼梁腹板彼此间隔开并且均通过部分翼梁腹板12与翼梁帽隔开。每个轨道容器还具有：内侧壁18和外侧壁19，如图3所示该内侧壁和外侧壁沿翼展方向沿着翼梁腹板彼此间隔开；以及图2和图3都示出的端壁15。

如图3所示，内侧壁18和外侧壁19的内表面和外表面以大约90°从翼梁腹板延伸。另选地所述壁18、19可以朝向彼此聚拢(在该情况下壁18、19的外表面将以大于90°的角度从翼梁腹板延伸)或者彼此叉开(在该情况下壁18、19的外表面将以小于90°的角度从翼梁腹板延伸)。然而为了使轨道容器的重量和翼展方向宽度最小，优选地是，所述角度尽可能接近于90°。

图4至6示出了制造翼梁5的方法。在模具20上铺设复合材料的叠层。每层复合材料均包括用被称为“预浸料坯”的环氧树脂浸渍的一系列单向碳纤维。所述层可以用手，或者通过诸如纤维铺放或自动铺带的自动过程铺设在模具上。根据期望的叠层顺序，将具有沿不同方向延伸的碳纤维的层铺设在模具上。举例来说，图4和图5示出了具有沿翼展方向沿着翼梁延伸的碳纤维的第一层21(这些按照惯例被称为0°层)和具有与0°层成直角横跨翼梁延伸的碳纤维的第二层22(这些按照惯例被称为90°层)。附图中示出翼梁的厚度是不变的，但是可选地所述厚度可以通过切割或在选定区域中将层增加到叠层而改变。然而通常期望，叠层中的大部分或所有预浸料坯层将从翼梁腹板连续地延伸并且延伸到轨道容器6中。

当已经组装好叠层时，将真空袋23(连同未示出的各种通气层和消耗品一起)铺设在叠层上并且在真空袋的边缘处用带24密封该真空袋。然后抽空真空袋和模具之间的区域，并且通过热和压力的组合来模制叠层以形成翼梁腹板、帽以及轨道容器。然后进一步升高翼梁的温度以使其以模制的形状固化。

图7示出了根据本发明的另一个实施方式的飞机机翼组件的前缘。机翼具有：上盖29；下盖30以及在它们之间延伸的前翼梁。燃料箱位于前翼梁的后面。承载缝翼(未示出)的缝翼轨道31在图7所示的收回的低升力巡航位置、中间的起飞和爬升位置以及完全伸展的高升力着陆位置之间被驱动。当缝翼轨道31移动时，它滑进和滑出前翼梁中的缝翼轨道容器36。

注意，图7仅是示意性图，并且省略了图1和图2所示的各种细节。

翼梁包括：腹板32，该腹板沿翼展方向延伸；以及一对翼梁帽33、34，该对翼梁帽沿翼弦方向从腹板向后延伸以形成C形截面轮廓。腹板一体地形成有多个轨道容器36。图7示出了包括四个轨道容器和相关联的轨道的翼梁的长度的一部分，但是该翼梁可以具有多达总共二十个或更多的轨道容器。

每个轨道容器36均形成：位于腹板的前(空气)侧的凹部，当轨道处于其收回的低升力位置时该凹部收纳轨道31的后端；以及位于翼梁的后(燃料)侧的突出部，该突出部突出到燃料箱中。在图7的实施例中，沿与翼梁腹板正交的方向测量的轨道容器36的深度D3是沿与翼梁腹板正交的方向紧接轨道容器的下翼梁帽的深度D4的80％。对于外侧轨道容器，该比值更接近100％。深度D3可以增大超过所示的深度，但是制造约束意味着深度D3优选地不超过D4的300％。

和图2至6所示的杯形轨道容器6形成对比，轨道容器36的壁37、38、39在上翼梁帽和下翼梁帽之间完全竖直地延伸，使得翼梁帽33、34形成轨道容器的上壁和下壁。然而容器36的翼展宽度类似于杯形容器6的翼展宽度。

竖直延伸的壁37、38、39抵抗翼梁腹板内的剪切负荷和燃料压力负荷。而且，翼盒肋能被附接至壁37、38和/或端壁39。还可以预期，和图1的杯子概念对比，由于可以实现的更大的纤维连续性，因此该变型将有助于减小在铺设过程期间复合织物的随后的剪切(较少切割)。

如图8所示，内侧壁37的内侧(外)表面和外侧(内)表面以大约90°从翼梁腹板32延伸。类似地外侧壁38的内侧(内)表面和外侧(外)表面以大约90°从翼梁腹板32延伸。另选地壁37、38可以朝向彼此聚拢(在该情况下壁37、38的外表面将以大于90°的角度从翼梁腹板延伸)或彼此叉开(在该情况下壁37、38的外表面将以小于90°的角度从翼梁腹板延伸)。然而为了使轨道容器的重量和翼展方向宽度最小，优选地是该角度尽可能接近90°。

图9示出了根据本发明的又一个实施方式的飞机机翼组件的前缘。缝翼轨道44具有与图1所示的相对长的缝翼轨道8相似的长度，因此在该情况下不可能与翼梁腹板43一体地形成整个缝翼轨道容器。相反地，轨道容器形成为两个部分：环形轨道容器凸缘42，该凸缘围绕翼梁腹板中的孔，从翼梁腹板43延伸到燃料箱中以形成缝翼轨道容器的基部，并且与翼梁腹板43一体形成为单一件；以及轨道容器主体40，该轨道容器主体40被粘合至轨道容器凸缘42。轨道容器凸缘42通常是圆形的，但也可以是其它闭环形状，诸如椭圆形或正方形。

利用与图4至6所示的相似的工艺使翼梁腹板43和轨道容器凸缘42由层状复合材料一体形成为单一件。轨道容器主体40可以由与翼梁腹板43和轨道容器凸缘42相同的层状复合材料形成，或者由使作用于轨道容器上的负荷最佳的不同材料形成。可以使用多种制造技术来形成轨道容器主体40，但是其管状形状自身适于自动绕丝工艺，其中树脂浸渍的纤维束被卷绕在旋转心轴上。

和图1的传统轨道罐相比，图9的实施方式具有某些优点，即：

·避免了对穿过前翼梁的螺栓的需要，因此避免了与这种行为相关联的问题，即，由于来自孔和纤维的不连续性的应力集中而使翼梁腹板变弱，以及钻孔操作的时间和成本；

·通过在翼梁腹板中形成凸缘而不是轨道容器，减小了附接轨道容器主体40所需的“平坦的”翼梁腹板的面积，从而为前缘机翼部件集成提供了更多的机会；

·通过在翼梁腹板中形成凸缘而不是轨道容器，简化了轨道容器主体40的几何结构，从而提供了利用复合材料的自动制造工艺(利用心轴的绕线压力容器)的机会，该自动制造工艺能节约制造成本，提高部件可重复性(质量)并且降低部件重量。

尽管已经参照一个或更多个优选实施方式在上面描述了本发明，但是应当理解，在没有脱离如所附权利要求所限定的发明的范围的情况下可以进行各种改变或修改。

例如上述实施方式涉及位于机翼的前缘上的缝翼轨道容器，但是相似的原理可以应用于制造用于容纳机翼的后缘上的襟翼轨道的襟翼轨道容器。

Claims (10)

1.一种飞机机翼组件，该飞机机翼组件包括：一对盖；沿厚度方向在所述盖之间延伸的翼梁腹板，该翼梁腹板的长度沿翼展方向延伸；穿过所述翼梁腹板的孔；以及容器，该容器从所述翼梁腹板延伸到燃料箱中并且能够收纳用于移动高升力装置的轨道的至少一部分，所述轨道延伸通过所述孔，其中，所述容器包括：第一侧壁和第二侧壁，该第一侧壁和第二侧壁沿所述厚度方向横跨所述翼梁腹板彼此间隔开；以及内侧壁和外侧壁，该内侧壁和外侧壁沿所述翼展方向沿着所述翼梁腹板彼此间隔开，并且所述容器包括：由容器凸缘构成的第一部分和由容器主体构成的第二部分，所述容器凸缘与所述翼梁腹板一体形成为单一件并从所述翼梁腹板延伸到所述燃料箱中并具有闭环形状以围绕所述翼梁腹板中的所述孔，所述容器主体被接合到所述容器凸缘。

2.根据权利要求1所述的组件，其中，所述翼梁腹板和所述容器凸缘由层状复合材料一体形成。

3.根据权利要求2所述的组件，其中，所述层状复合材料中的至少一层从所述翼梁腹板连续地延伸并且延伸到所述容器中。

4.根据权利要求1所述的组件，其中，所述翼梁腹板和所述容器凸缘通过模制一体形成为单一件。

5.根据权利要求1所述的组件，其中，所述容器主体被粘合至所述容器凸缘。

6.根据权利要求1所述的组件，其中，所述组件还包括：由所述轨道承载的高升力装置；以及用于在伸展的高升力位置和收回的低升力位置之间移动所述轨道和所述高升力装置的致动机构，当所述轨道处于其收回的低升力位置时所述容器收纳所述轨道的至少一部分。

7.根据权利要求1所述的组件，其中，所述容器的所述内侧壁和外侧壁沿所述翼展方向沿着所述翼梁腹板的长度间隔开并且从所述翼梁腹板以一定角度延伸，并且所述角度在50°至130°之间。

8.根据权利要求7所述的组件，其中，所述角度在70°至110°之间。

9.一种制造飞机组件的方法，该方法包括：铺设复合材料叠层；通过热和压力的组合来模制所述叠层以形成具有翼梁腹板和容器凸缘的翼梁，所述翼梁腹板中的孔接收用于移动高升力装置的轨道的至少一部分，所述容器凸缘从所述翼梁腹板延伸并具有闭环形状以围绕所述翼梁腹板中的所述孔；使所述翼梁以其模制的形状固化；以及将容器主体接合到所述容器凸缘以形成容器，其中所述容器能够收纳用于移动高升力装置的轨道的所述至少一部分。

10.一种用于权利要求1所述的飞机机翼组件的翼梁，该翼梁包括：翼梁腹板；位于所述翼梁腹板中接收用于移动高升力装置的轨道的至少一部分的孔；以及容器凸缘，该容器凸缘从所述翼梁腹板延伸，具有闭环形状以围绕所述翼梁腹板中的所述孔，并且与所述翼梁腹板一体形成为单一件，其中，所述容器凸缘设置为与容器主体相互连接，以形成能够收纳用于移动高升力装置的轨道的所述至少一部分的容器。