CN103029827A - 襟翼支承构件 - Google Patents

Abstract

一种用于飞机机翼(3)的襟翼支承构件(6)，所述飞机机翼具有后缘襟翼(5)，所述襟翼支承构件包括：襟翼支承梁(10)，所述襟翼支承梁包括空气动力整流罩(17)；和驱动单元(13)，所述驱动单元包括通用支承构件(18)，所述通用支承构件可旋转地接纳驱动轴(25)，所述驱动轴与驱动臂(14a)连接，用于使后缘襟翼移动，其中，所述通用支承构件还形成了襟翼支承梁的一部分，并且支承空气动力整流罩。

Description

襟翼支承构件

技术领域

本发明涉及用于具有后缘襟翼的飞机机翼的襟翼支承构件。

背景技术

飞机通常包括与机翼的固定后缘相连接的襟翼，该襟翼在相对于固定翼的展开位置和缩回位置之间移动。襟翼的展开能在需要提高升力的低速飞行阶段(例如起飞和降落时)增加机翼的升力系数。

现在有多种襟翼设计(如单襟翼和多襟翼元件、插槽式、无槽式等)和襟翼致动机构(如下放铰链、襟翼轨道等)以实现类似的多种伸展襟翼结构和运动轨迹。通常，襟翼伸展路径至少包括襟翼元件的一些尾部运动和/或向下转动。尾部运动增加机翼的弦长，同时向下转动增大机翼的弧高。

襟翼可在缩回位置和一个或更多个展开位置之间移动，以降低飞行速度。在高速飞行阶段时，众所周知，根据巡航速度，通过对襟翼的位置调整一个小角度(大约+/-10℃)来改变机翼的弧高；此称之为自调弧高型机翼。

依靠襟翼的几何形状和要求的运动路径，有时能够将襟翼致动机构和襟翼铰链全部安装在机翼轮廓内。然而，通常情况下，需要用襟翼支承构件将襟翼支承在机翼上，特别是具有更复杂的襟翼展开形状时。襟翼支承构件一般包括襟翼支承梁，其收纳用于使襟翼移动的襟翼展开机构的至少一部分，并具有降低阻力的外部空气动力整流罩。

现有襟翼支承构件趋于相对复杂和笨重，导致制造费用和组装时间的增加，维修费用和时间的增加，由于重量增加而导致的燃油费用的增加。它们还趋于具有相对较大的局部面积，这将增加阻力并因此增加燃油费用。

发明内容

本发明的第一方面提供了一种带有后缘襟翼的飞机机翼的襟翼支承构件，襟翼支承构件包括：襟翼支承梁，其包括空气动力整流罩；驱动单元，其包括通用支承构件，该通用支承构件可旋转地接纳驱动轴，驱动轴与驱动臂连接，以使后缘襟翼移动，其中，通用支承构件还形成了襟翼支承梁的一部分，并支承空气动力整流罩。

本发明进一步提供了一种具有后缘襟翼的飞机机翼，所述后缘襟翼通过本发明所述的襟翼支承构件而由飞机机翼支承。

本发明的优势在于通用支承构件构成了驱动单元和支承梁两者的一部分。这降低了襟翼支承构件的部分造价，使得模块化组件能够降低安装时间，为使襟翼移动提供更有效的功率传递，并更容易地调整襟翼运动部件。

驱动单元可以进一步包括致动器，致动器安装在通用支承构件上，并与驱动轴连接。致动器可从驱动轴上取下来。

驱动单元可以安装在通用支承构件的上部部分，该通用支承构件的上部部分凸出超过空气动力整流罩，以布置在飞机机翼的后缘区域内。这样，就能够使驱动单元一部分安装在整流罩内，一部分安装在机翼后缘区域内。将驱动单元的致动器布置在机翼后缘区域可以有利于获得窄的襟翼支承整流罩，并因而获得低阻力。

襟翼支承梁可以被配置成通过设置在通用支承构件上的安装装置由飞机机翼支承。安装装置可以被设置在通用支承构件的上部部分上，该通用支承构件的上部部分凸出超过空气动力整流罩。这些安装装置可包括用于接纳销的轴承，尤其可以包括球形轴承，以使在襟翼支承梁装配到飞机的过程中容易对准。

驱动臂可以是弯曲的，以避免与安装装置的销相冲突。作为选择，驱动臂也可以基本上是直的。

驱动臂可以相对驱动轴旋转地固定，以提供直接驱动。

优选地，驱动臂是故障保护驱动臂。故障保护驱动臂包括主臂和辅臂。

空气动力整流罩优选是构架式整流罩，并且襟翼支承梁可以进一步包括多个隔板，多个隔板可以用于支承空气动力整流罩。襟翼支承梁可以构造成模块化部件。

通用支承构件沿着襟翼支承梁的长度的大体居中地布置。襟翼支承梁可以具有基本上靠近通用部件的最大宽度。

空气动力整流罩优选具有大体上U形截面。襟翼支承梁可以进一步包括一个或更多个构架式盖板，所述盖板跨在U形整流罩的自由边缘之间。盖板可以具有减轻重量的切口。

襟翼支承构件可以进一步包括连杆装置，用于将后缘襟翼联接到襟翼支承梁。连杆装置优选是四连杆机构。

四连杆机构可以包括：地连杆，其包括襟翼支承梁；第一接地连杆，其包括驱动臂，该驱动臂的一端枢转地连接到襟翼；第二接地连杆，其包括后部连杆，后部连杆的一端枢转地连接到襟翼，另一端枢转地与襟翼支承梁的后端连接；和浮动连杆，其包括襟翼。

襟翼支承梁可通过前装配件和后装配件安装到飞机机翼。当需要时，可提供辅助装配件。然而，提供前后两个装配件有利于方便地组装和拆卸襟翼支承件。

在一个示例中，后装配件包括后销，其将襟翼支承构件的通用支承构件联接到安装在机翼上的一个或更多个后支架。后支架可在通用支承构件的两侧安装在机翼的固定后缘上。后销优选延伸通过通用支承构件，并从其两侧凸出。

前装配件可包括前销，其将襟翼支承构件连接到安装在机翼上的一个或更多个前支架。前支架可安装在机翼的下侧上。前销可从襟翼支承梁向前凸出，作为连接头。

前装配件和/或后装配件优选是故障保护装配件。每个故障保护装配件可包括多个支架和/或故障保护销。

襟翼支承梁可在襟翼支承构件的前侧设置有空气动力非构架式前整流罩，在襟翼支承构件的后侧设置有空气动力非构架式后整流罩，其中，非构架式前、后整流罩的外表面与襟翼支承构件的构架式整流罩的外表面平滑地接合。

附图说明

本发明的实施例将结合下面的附图描述，其中：

图1示出了商用喷气式客机的侧视图；

图2示出了图1的飞机的平面视图；

图3示出了飞机机翼后缘的部分部件被去掉后的视图，显示了襟翼在展开位置时的襟翼支承构件；

图4示出了在襟翼收回时机翼后缘的局部侧面剖视图；

图5示出了机翼后缘的轮廓图，其中襟翼处在a)收回状态，b)部分展开状态，c)完全展开状态；

图6示出了部分襟翼支承构件的三维视图，显示了襟翼支承梁、驱动单元和前后飞机装配件；

图7示出了襟翼支承梁的三维分解视图；

图8示出了机翼固定后缘的部分部件被去掉后的视图，显示了前、后飞机装配件；

图9示出了驱动单元与后飞机装配件的销连接；

图10示出了襟翼支承梁的部分部件被去掉后的视图，显示了其前连接头与前飞机装配件连接；

图11示出了襟翼和其支承构件在飞机机翼上的组装。

具体实施方式

图1和2分别示出了飞机1的侧视图和俯视图，其具有机身2、机翼3和安装在机翼下方的发动机4。机翼3具有安装在机翼的固定后缘的可移动后缘襟翼5。襟翼5通过襟翼支承构件6被支承，并且通过襟翼支承构件6而相对机翼3的固定部分可移动。同时，图1所示的飞机是商用运输飞机，但本发明适用于各种类型的飞机。它也可以适用于发动机不安装在机翼下方的飞机，如后置式发动机。

图3示出了机翼3的后缘部分被去掉后的视图，示出了具有处于展开位置的襟翼5的襟翼支承构件6。襟翼3包括上机翼盖板7、下机翼盖板8和后梁9，这些成为机翼盒结构的一部分，用来支承机翼。

机翼支承构件6通常包括襟翼支承梁10、固定的前整流罩11和可移动的后整流罩12。前整流罩11相对机翼3的固定部分固定。后整流罩12相对襟翼5固定，并且与襟翼5一起在缩回位置和一个或更多个展开位置之间移动，所述缩回位置靠近机翼的固定后缘。

用于使襟翼移动的驱动单元13靠近后梁9布置，并且被部分地收纳在襟翼支承梁10内，其余部分被收纳在机翼后缘区域内。连杆机构14连接在襟翼5、襟翼支承梁10和驱动单元13之间，使得驱动单元13使襟翼5在其展开位置和缩回位置之间移动。

图4示出了具有襟翼5的飞机机翼后缘在其缩回位置中，其中，襟翼5被嵌套在机翼3的翼型轮廓内。

图5示出了机翼5和襟翼支承构件6的轮廓图，其中，襟翼处在a)缩回状态，b)部分展开状态，c)完全展开状态。通过轮廓图，连杆机构14能被更容易地看清楚。连杆机构14布置成所谓“四连杆机构”，或简称“四连杆”，其包括如下的主要连杆部件：“地连杆”、第一和第二“接地连杆”以及“浮动连杆”。常规四连杆机构的基本特点是本领域公知的，因此，这里不再详细描述。

“地连杆”包括襟翼支承梁10。“第一接地连杆”包括驱动臂14a，该驱动臂的一端相对驱动单元13的驱动轴可旋转地联接和固定。驱动臂14a的另一端通过固定襟翼连杆14b枢转地连接到襟翼5，所述固定襟翼连杆14b从襟翼翼型元件下侧延伸。“第二接地连杆”包括后部连杆14c，该后部连杆的一端通过支架枢转地连接到襟翼5，并且其另一端枢转地连接到襟翼支承梁10的后端，所述支架从襟翼翼型元件下侧靠近机翼后缘延伸。最后，“浮动连杆”包括襟翼5本身。

如图5所示，驱动臂14a能够在与襟翼5的缩回位置和完全展开位置对应的第一位置和第二位置之间移动，并且通过“过中心”，在该位置，驱动臂14a和固定襟翼连杆14b之间的枢转连接到达其在襟翼支承梁10内的最低点。后部连杆14c在第一位置和第二位置之间移动，后部连杆14c的纵轴线在所述第一位置基本上竖直对准(与飞机的前后方向基本上垂直)，后部连杆14c在第二位置基本上水平对准(与飞机的前后方向基本上平行)。后部连杆14c的第一和第二位置与襟翼5的缩回位置和完全展开位置相对应。

图6示出了部分襟翼支承构件6的的三维视图，显示了襟翼支承梁10、驱动单元13、前飞机装配件15和后飞机装配件16。襟翼支承梁10具有模块式结构，从而能减少襟翼5、襟翼支承构件6与机翼3连接的组装或拆卸时间。

参见图7所示的三维分解视图，襟翼支承梁10包括大致U形构架式空气动力整流罩17、通用支承构件18和沿着整流罩17的长度隔开的多个隔板19a-d。通用支承构件18基本上沿着整流罩17的长度居中地布置，并固定到整流罩17的内表面。隔板19a、19b定位在通用支承构件18的前侧，隔板19c、19d定位在通用支承构件18的后侧。

隔板19a至19d分别固定到整流罩17的内表面。应该注意到，襟翼支承构件6的所有部件都被安装在机翼后缘区域或襟翼整流罩的表面内，因此并不需要任何附加的卫星整流罩。隔板19a限定了襟翼支承梁10的前端，而隔板19d限定了襟翼支承梁10的后端。隔板19d构成了后部装配件的一部分，该后部装配件还包括后部支架20，后部支架20具有连接凸耳21，用于枢转地连接四连杆构造14的后部连杆14c。隔板19a和19b支承前部销32(后面详细描述)，隔板19c是用于支承支承梁10的后段的加强肋。

整流罩17可由复合材料制造，如碳纤维增强塑料(CFRP)，或任何其它合适的轻体、高强度材料。与常见的襟翼支承构件相反，整流罩17形成了襟翼支承梁10的整体结构部件。它不仅是在框架上的空气动力覆层(与现有技术一样)，而且它被固定连接或整体形成有内部构件18和19a至19d。模块式襟翼支承梁10比支承非构架式空气动力整流罩的相应框架具有更轻的重量。

然而，包括构架式或非构架式空气动力整流罩的设计都是可以采用的。在襟翼支承梁具有框架和非构架式空气动力整流罩结构的情况下，通用支承构件将形成框架的一部分。驱动单元、连杆装置、襟翼和襟翼支承横梁与飞机的连接件都保持基本上不变。

回到图6，襟翼支承梁10进一步包括前部上盖22和后部盖23，前部上盖22在通用支承构件18前方的整流罩17的上部自由边缘之间延伸，后部盖23在通用支承构件18后方的整流罩17的上部自由边缘之间延伸。盖22、23被固定到隔板19a至19d。如同看到的一样，襟翼支承梁10具有单壳式结构，其中整流罩17起到了主要结构作用。构架式整流罩17与盖22、23、通用支承构件18和隔板19a至19d一起构成了封闭的、内支承构件。后盖23包括切口24，以使驱动连杆14a和固定襟翼连杆14b的运动不受阻碍。

通用支承构件18不仅构成了襟翼支承梁10的关键部件，而且构成了驱动单元13的关键部件。通用支承构件18具有复杂的形状，包括大体上U形下部18a、通向上部双向折弯部分18b并且被前幅板18c支承。通用支承构件18的该形状提供简单但坚固的方案。上部双向折弯部分18b相对于下部U形部分18a向后倾斜。上部部分18b包括侧向凸缘，幅板18c在凸缘之间提供了前部桥接件。然而，下部部分18a形成襟翼支承梁10的主要结构的一部分，通用支承构件18的上部部分18b具有双重功能，其既作为驱动单元13的一部分，还提供用于将襟翼支承梁10附接到机翼固定后缘的部件。

如图6、7和9最佳示出的，驱动单元13包括驱动轴25，其由通用支承构件18的上部部分18b可旋转地支承。驱动轴25被接纳在通用支承构件的上部部分18b的相应凸缘中的轴承26、27内。驱动轴25可旋转地联接到齿轮式旋转致动器28，该齿轮式旋转致动器固定地在外部安装到通用支承构件的上部部分18b的一个凸缘上。驱动臂14a相对驱动轴25可旋转地固定。例如，驱动轴25可以花键连接到驱动臂14a的一端上。

通用支承构件的上部部分18b在整流罩17上方延伸。由于致动器28和驱动轴25安装在通用支承构件的上部部分18b，因此致动器28靠近后梁9布置，并且致动器28布置在整流罩17的外侧。以这种方式布置致动器28，与四连杆装置14相结合，能够为襟翼支承梁10提供特别窄的宽度。

通过与用于使类似大小的后缘襟翼移动的现有襟翼支承梁的现有状态相比较，襟翼支承梁10的横截面宽度大约窄了50％。同时，这里有一个小的平衡，四连杆机构14需要相对长的驱动臂14a，其又需要略微厚的整流罩17，与现有襟翼支承梁的状态相比较，襟翼支承梁10的整个最大横截面面积被大大减小。因为较小的整流罩17需要较少的加强件来达到需要的强度，所以该较小的整流罩17不仅能降低阻力，而且能有效地减轻重量。低重量、低阻力的方案实现了以下方面的改进，减少了燃料消耗并因此有助于降低用于飞机的操作费用并减少了排放。

驱动臂14a是故障保护驱动臂，其包括主臂14a₁和夹着主臂14a₁的辅臂14a₂。故障保护驱动臂14a的使用帮助确保驱动臂14a的部分失效不会导致灾难性故障和失去襟翼5。驱动臂14a与驱动轴25之间不用花键连接，作为替代，驱动臂可以采用键或其它固定方式相对驱动轴25可旋转地固定。驱动臂14a是弯曲的，以避免与前部销相撞，但是这在所有实施例中不是必须的。驱动轴25可以是故障保护驱动轴，并且包括被外驱动轴包围的内驱动轴。本领域技术人员将理解这些以及其它用于确保驱动单元13安全操作的可选方案。

尽管在上面描述的实施例中，致动器28是齿轮式旋转致动器，但是将会理解也可以类似地采用其它类型的致动器。例如，本领域公知的用来驱动飞机襟翼的各种直线旋转致动器。作为优选，致动器28被直接安装在通用支承构件18的一侧，以提供模块化襟翼支承构件6。然而，应该理解，致动器可以可选地安装在机翼后缘区域内的其它位置，并与驱动轴联接。例如，致动器可以直接安装在飞机机翼的后梁上。在其它情况下，优选地，致动器是便于安装的插件并且可移除以便于维护或维修。

现在将参考图8-10详细描述襟翼支承构件6附接到飞机机翼3。图8示出了飞机机翼3部分部件被去掉后的视图，显示了上机翼盖板7、下机翼盖板8和后梁9。在该特定实施例中，在所谓“U形盒式”机翼盒结构中，后梁9与下机翼盖板8整体形成(其又与前梁整体形成-未示出)。上机翼盖板7紧固到后梁9的上部凸缘(并且类似地固定到前梁-未示出)。然而，襟翼支承构件6也可用于具有不同机翼盒结构的飞机机翼，特别是适用于一些具有分立的前梁、后梁、上翼盖和下翼盖的传统机翼盒结构。如从图8可以看到的，后飞机装配件16安装到后梁9，而前飞机装配件15被安装到下机翼盖板8上。

后飞机装配件16包括在翼展方向上沿后梁9间隔开的第一和第二故障保护支架16a、16b，以便在故障保护支架16a、16b之间接纳襟翼支承构件6的通用支承构件18的上部部分18b。支架16a、16b包括背靠背布置的成对支架部件，以提供故障保护装配件。每个故障保护支架16a、16b包括用于接纳后销29的高错位球形轴承16c。如图9所示，后销29穿过通用支承构件18的上部部分18b，其还包括安装在通用支承构件18的每个侧凸缘内的高错位的球形轴承30。因为襟翼支承梁6的纵轴线从法线向后梁9的纵轴偏离，所以高错位球形轴承30被采用。襟翼支承构件6与机翼弦向对齐，但是，由于机翼3的掠翼后缘，后梁9被定向成与机翼翼展方向成一角度。

后销30是故障保护销，包括一起用作多负荷路径的两个同心的故障保护圆柱体(如不锈钢的)，以承受最终负荷，并分别承受极限负荷。后销30通过在后销30之一处的锁紧螺母来固定就位。套筒31布置在通用支承构件18的球形轴承30和故障保护支架16a、16b的球形轴承16c之间。故障保护支架16a、16b一起用作多负荷路径以承受最终负荷，并单独承受极限负荷。例如，支架16a、16b可以由铝制成。故障保护销30的内圆柱面和外圆柱面之间的任何间隙都填充有不干性(non-setting)密封剂以防止腐蚀。四个球形轴承16c和30(x2)用于消除在整流罩17和飞机装配件16的支架16a、16b上引起的弯曲。球形轴承16c和30是具有自润滑垫的自对准型的。

回到图8，前飞机装配件15包括具有球形轴承15c的故障保护支架15a。故障保护支架15a包括夹紧在一起的背靠背支架(例如，由铝制成)，以承受最终负荷并且单独承受极限负荷。球形轴承15c接钠前销32，细节如图10所示。销32被安装到襟翼支承梁6的前隔板19a、19b。销32在隔板19a、19b之间延伸，并且从前隔板19a向前凸出，作为连接头。销32的向前凸出部分被接纳在球形轴承15c中，并在飞机的前后方向上在球形轴承15c内自由滑动，以提供容差。销32还是故障保护销，其包括一起用作多负荷路径的内和外圆柱体(如不锈钢的)，以承受最终负荷，并单独承受极限负荷。销32的内圆柱体和外圆柱体之间的任何间隙都填充有不干性密封剂以防止腐蚀。销32被固定到隔板19a、19b中的每一个。

下面参考图11详细描述将襟翼5和襟翼支承构件6安装到飞机机翼3的方法。襟翼支承构件6朝向靠近后梁9的下机翼盖板8。整流罩17与下机翼盖板8之间具有间隙/缝隙，其被气动密封剂(例如橡胶)填充。前销32从襟翼支承梁6的前部向前凸出，向前滑动穿过前飞机装配件15的球形轴承15c，直到通用支承构件18的两个球形轴承30与后飞机装配件16的两个球形轴承16c对准。然后，在已经测量了襟翼支承梁6与后飞机装配件16的支架16a、16b之间的所有缝隙并选择了合适的衬套后，后销穿过四个球形轴承16c和30(x2)，并由销的锁紧螺母固定就位。

随着襟翼支承梁6相对于飞机机翼3固定就位，前襟翼附接件14b被连接到驱动臂14a的另一端。然后，后部连杆14c与襟翼支承梁6的后支架20联接，然后与后襟翼附接件连接。偏心轴承可以被设置在襟翼接合面处以消除误差。竖向误差也可以通过阻流片(spoilers)33的调整来消除(参见图2)。最后，前、后非构架式整流罩11和12分别附接到机翼3和襟翼5。

尽管已经通过上面的一个或更多个优选实施例对本发明进行了描述，应该理解，各种变形或改进都没有脱离本发明的权利要求所限定的保护范围。

Claims (28)

1.一种用于具有后缘襟翼的飞机机翼的襟翼支承构件，所述襟翼支承构件包括：襟翼支承梁，所述襟翼支承梁包括空气动力整流罩；驱动单元，所述驱动单元包括通用支承构件，所述通用支承构件可旋转地接纳驱动轴，所述驱动轴与驱动臂连接，以使所述后缘襟翼移动，其中，所述通用支承构件还形成了所述襟翼支承梁的一部分，并支承所述空气动力整流罩。

2.根据权利要求1所述的襟翼支承构件，其中，所述驱动单元还包括致动器，所述致动器被安装到所述通用支承构件，并与所述驱动轴联接。

3.根据权利要求2所述的襟翼支承构件，其中，所述驱动单元被安装到所述通用支承构件的上部部分，所述通用支承构件的上部部分凸出超过所述空气动力整流罩。

4.根据前述任一项权利要求所述的襟翼支承构件，其中，所述襟翼支承梁配置成通过设置在所述通用支承构件上的安装装置而由所述飞机机翼支承。

5.根据权利要求4所述的襟翼支承构件，其中，所述安装装置设置在所述通用支承构件的上部部分上，所述通用支承构件的上部部分凸出超过所述空气动力整流罩。

6.根据权利要求4或5所述的襟翼支承构件，其中，所述安装装置包括用于接纳销的轴承。

7.根据权利要求6所述的襟翼支承构件，其中，所述轴承是球形轴承。

8.根据前述任一项权利要求所述的襟翼支承构件，其中，所述驱动臂是弯曲的。

9.根据前述任一项权利要求所述的襟翼支承构件，其中，所述驱动臂相对于所述驱动轴可旋转地固定。

10.根据前述任一项权利要求所述的襟翼支承构件，其中，所述驱动臂是故障保护驱动臂，并且包括主臂和辅臂。

11.根据前述任一项权利要求所述的襟翼支承构件，其中，所述空气动力整流罩是构架式整流罩，并且所述襟翼支承梁还包括用于支承所述空气动力整流罩的多个隔板。

12.根据前述任一项权利要求所述的襟翼支承构件，其中，所述通用支承构件沿着所述襟翼支承梁的长度大体居中地布置。

13.根据前述任一项权利要求所述的襟翼支承构件，其中，所述空气动力整流罩具有大致U形的截面。

14.根据权利要求13所述的襟翼支承构件，其中，所述襟翼支承梁还包括跨在U形整流罩的自由边缘之间的一个或更多个结构式盖板。

15.根据前述任一项权利要求所述的襟翼支承构件，其中，所述襟翼支承构件还包括用于将所述后缘襟翼联接到所述襟翼支承梁的连杆装置。

16.一种具有后缘襟翼的飞机机翼，所述后缘襟翼通过根据权利要求15所述的襟翼支承构件而由所述飞机机翼支承。

17.根据权利要求16所述的飞机机翼，所述连杆装置是四连杆机构。

18.根据权利要求17所述的飞机机翼，其中，所述四连杆机构包括：地连杆，所述地连杆包括襟翼支承梁；第一接地连杆，所述第一接地连杆包括所述驱动臂，所述驱动臂的一端枢转地连接到所述襟翼；第二接地连杆，所述第二接地连杆包括后部连杆，所述后部连杆的一端枢转地连接到所述襟翼，所述后部连杆的另一端枢转地连接所述襟翼支承梁的后端；和浮动连杆，所述浮动连杆包括所述襟翼。

19.根据权利要求16至18中任一项权利要求所述的飞机机翼，其中，所述襟翼支承梁通过前装配件和后装配件被安装到所述飞机机翼。

20.根据权利要求19所述的飞机机翼，其中，所述后装配件包括后销，所述后销将所述襟翼支承构件的通用支承构件连接到一个或更多个后支架，所述后支架被安装到所述机翼上。

21.根据权利要求20所述的飞机机翼，其中，所述后支架在所述通用支承构件的两侧上被安装在所述机翼的固定后缘上。

22.根据权利要求20或21所述的飞机机翼，其中，所述后销延伸通过所述通用支承构件，并从所述通用支承构件的两侧凸出。

23.根据权利要求19至22中任一项所述的飞机机翼，其中，所述前装配件包括前销，所述前销将所述襟翼支承构件联接到一个或更多个前支架，所述前支架被安装在所述机翼上。

24.根据权利要求23所述的飞机机翼，其中，所述前支架被安装在所述机翼的下侧，并且所述前销被设置为从所述襟翼支承梁向前凸出的连接头。

25.根据权利要求19或24所述的飞机机翼，其中，所述前装配件和/或后装配件是故障保护装配件。

26.根据权利要求25所述的飞机机翼，其中，所述故障保护装配件中的每一个包括多个支架和/或故障保护销。

27.根据权利要求16至26中任一项所述的飞机机翼，其中，所述襟翼支承构件包括用于使所述襟翼移动的致动器，并且所述襟翼的致动器布置在所述机翼的轮廓内并且布置在所述襟翼的整流罩的外侧。

28.根据权利要求16至27中任一项所述的飞机机翼，还包括：位于所述襟翼支承构件的前侧的空气动力非构架式前整流罩；和位于所述襟翼支承构件的后侧的空气动力非构架式后整流罩；其中，所述非构架式前整流罩的外表面和所述非构架式后整流罩的外表面与所述襟翼支承构件的所述构架式整流罩的外表面平滑地接合。

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