CN106232474A - 具有可折叠翼梢装置的飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞行器，包括机翼(1)和翼梢装置(6)。翼梢装置(6)能够在用于在飞行期间使用的飞行构型与用于在基于地面的操作期间使用的地面构型之间移动。在地面构型中，翼梢装置从飞行构型向内折叠，使得飞行器的翼展减小。翼梢装置(6)通过翼梢装置的翼梁腹板(10和12)沿着铰链轴线(14)连接至机翼，腹板中的一个腹板安装成用于围绕固定轴线枢转，并且另一腹板安装在球面支承件(15)上以提供较大的运动自由度。可以提供多种致动器装置以使翼梢装置枢转。

Description

具有可折叠翼梢装置的飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器，更具体地但并非排它地，涉及具有翼梢装置的客运飞行器。

背景技术

越来越大的客运飞行器是一种趋势，为此需要具有相应大的机翼翼展。然而，最大的飞行器翼展受到机场操作规则的有效限制，该机场操作规则支配在机场周围调动时所需的各种间隙(比如，登机口入口和安全滑行道使用所需的翼展和/或离地间隙)。

在一些建议的设计中，飞行器设置有翼梢装置，该翼梢装置可以折叠以减小飞行器在地面上的翼展(与当飞行器被构造成用于飞行时相比)。然而，在提供折叠布置的实际形式方面存在技术挑战。其中，要解决的问题是：提供可靠的铰链机构以适于翼梢装置的折叠和展开而不会不适当地影响机翼的设计的问题；以及提供紧凑且轻量的驱动器以实现翼梢装置的折叠的问题。本发明试图缓解上述问题中的至少一些问题。

发明内容

根据本发明的第一方面，提供了一种飞行器，其包括机翼以及位于机翼的梢端处的翼梢装置，机翼包括朝向翼梢装置会聚的第一翼梁和第二翼梁，其中，翼梢装置能够在下述构型之间移动：

i.用于在飞行期间使用的飞行构型，其中，翼梢装置从机翼突伸，从而增大飞行器的翼展，以及

ii.用于在基于地面的操作期间使用的地面构型，在该地面构型中，翼梢装置枢转远离飞行构型，使得飞行器的翼展减小，

并且其中，翼梢装置通过铰链装置和枢转安装装置连接至机翼，该铰链装置与所述第一翼梁相关联，并且允许围绕垂直于第一翼梁的纵向轴线的固定铰链轴线枢转，该枢转安装装置与第二翼梁相关联，安装装置布置在第二翼梁中并且垂直于第二翼梁，同时将翼梢装置安装成围绕固定铰链轴线枢转，铰链装置和枢转安装装置布置成允许翼梢装置围绕铰链轴线在飞行构型与地面构型之间旋转。

通过提供这种布置，可以缓解在为安装在会聚的翼梁上的翼梢装置提供合适的折叠机构的情况下可能存在的问题。除了固定轴线铰链之外，枢转安装装置还提供用于翼梢装置的第二安装件，并且尽管第二安装件位于相对于设置有固定铰链安装件的第一翼梁倾斜的第二翼梁上，但这两个安装件仍然能布置在第一翼梁和第二翼梁中的相应的孔中，其中，这些孔的轴线垂直于翼梁的纵向轴线。

尽管在本发明的最大范围内可以提供一种成角度的枢转安装件，该成角度的枢转安装件提供了作为枢转安装装置的固定枢转轴线安装件，但是特别优选的是，枢转安装装置包括安装在第二翼梁中的球面支承件。与具有固定铰链轴线的支承件的更常规的选择相比，由球面支承件提供的额外自由度允许更大的运动自由度并允许采用更简单且重量轻的支承件布置。它还允许适应的更大的公差并且允许例如由于不同材料的不同热膨胀而产生的尺寸变化的效果。后一点在翼梢装置被改装的情况下可能是特别重要的。通过采用球面支承件，可以将支承件安装在一个翼梁中的孔中，其中，孔的轴线垂直于翼梁的纵向轴线，但是枢转轴线与垂直于另一翼梁的纵向轴线的固定铰链轴线重合。球面支承件仅需要适应枢转轴线的小的角度变化，并且因此可以包括完整球形表面的仅一小部分。

在飞行构型中，翼梢装置的后缘可以是机翼的后缘的延续部。翼梢装置的前缘可以是机翼的前缘的延续部，使得存在从机翼到翼梢装置的平滑过渡。应当理解的是，可以存在平滑过渡，甚至在机翼/翼梢装置接合处的扫掠或扭转发生改变的情况下亦是如此。然而，优选的是，在机翼与翼梢装置之间的接合处不存在间断。至少在翼梢装置的根部处，并且优选地沿着翼梢装置的长度，翼梢的上表面和下表面可以是机翼的上表面和下表面的延续部。

当翼梢装置处于地面构型时，结合有机翼的飞行器可能不适于飞行。例如，翼梢装置可能在空气动力学和/或结构上不适于以地面构型飞行。飞行器优选地构造成使得在飞行期间，翼梢装置不能移动至地面构型。飞行器可以包括用于感测飞行器何时在飞行中的传感器。当传感器感测到飞行器在飞行中时，控制系统优选地布置成使翼梢装置不能移动到地面构型。

翼梢装置可以包括翼梁腹板，该翼梁腹板具有固定在翼梢装置中的第一端部以及在飞行构型中布置在机翼中的第二远端部。在US 2012/0112005中描述了具有这种翼梁腹板的固定的翼梢装置，该文献的内容通过参引并入本文。为了允许根据本发明的翼梢装置的折叠，翼梁腹板可以枢转地安装；该枢转安装件可以位于翼梁腹板的远端部与固定端部之间。

翼梁腹板优选地穿过翼梢的铰链轴线。翼梁腹板可以具有通孔，该通孔沿翼弦方向延伸并容纳限定固定铰链轴线的轴。该通孔优选地垂直于翼梁腹板的纵向轴线。

翼梢装置可以具有连接至前翼梁和后翼梁两者的单个翼梁腹板，但是优选地设置有一个或更多个附加的翼梁腹板。在这种情况下，铰链装置和球面支承件可以支撑在翼梢装置的相应的翼梁腹板上。在下面描述的本发明的实施方式中，机翼具有前翼梁和后翼梁，在前翼梁和后翼梁上分别安装有翼梢的前翼梁腹板和后翼梁腹板。翼梁腹板中的一个翼梁腹板(其可以是前翼梁腹板并且可以具有较小的截面)具有靠近铰链轴线的远端部，而另一个翼梁腹板(其可以是后翼梁腹板并且可以具有较大的截面)具有延伸超出铰链轴线的远端部。

铰链装置可以由后翼梁支撑，并且球面支承件可以由前翼梁支撑。铰链装置和球面支承件优选地被间隔开。

翼梁腹板的远端部在飞行器的飞行构型中可以沿靠后翼梁布置。

优选地，在机翼中邻近翼梢装置设置有另一翼梁，该另一翼梁布置在第一翼梁与第二翼梁之间。翼梁腹板优选地置于第一翼梁与另一翼梁之间；翼梁腹板在飞行器的飞行构型中可以沿靠着另一翼梁布置。这种布置朝向机翼的梢端向机翼提供额外的强度。该另一翼梁在本发明的下述实施方式中是特别有利的，其中，在机翼的下表面中设置有开口，用于当翼梢装置枢转至地面构型时允许翼梁腹板向下移动到机翼的外侧。这种槽形开口然后可以在其相对两侧上由第一翼梁和另一翼梁界定。

本发明在前翼梁和后翼梁由复合材料制成的情况下是特别有利的。在这种情况下，翼梁中的垂直于翼梁的轴线延伸的孔具有相当大的优点。然而，在本发明的范围内，机翼的翼梁和其他部分以及翼梢装置由复合材料和/或金属合金和/或其他材料制成。

在下面描述的本发明的实施方式中，翼梢装置包括翼梁腹板，该翼梁腹板具有固定在翼梢装置中的第一端部和在飞行构型中布置在机翼中的第二端部，其中，设置有一个或更多个致动器，用于使翼梢装置在飞行构型与地面构型之间枢转，所述一个或更多个致动器作用于翼梁腹板。致动器可以采取多种形式中的任一种形式，并且可以例如是任何合适类型的液压驱动器或电力驱动器。

翼梢装置可以是翼梢延伸部；例如，翼梢装置可以是平面梢端延伸部。在其他实施方式中，翼梢装置可包括非平面装置，例如小翼，或由其组成。

根据本发明的第二方面，提供了一种飞行器，其包括机翼以及位于机翼的梢端处的翼梢装置，其中，翼梢装置能够在下述构型之间移动：

i.用于在飞行期间使用的飞行构型，其中，翼梢装置从机翼突伸，从而增大飞行器的翼展，以及

ii.用于在基于地面的操作期间使用的地面构型，在该地面构型中，翼梢装置围绕铰链轴线枢转远离飞行构型，使得飞行器的翼展减小，

其中，翼梢装置包括翼梁腹板，该翼梁腹板具有固定在翼梢装置中的第一端部以及在飞行构型中布置在机翼中的第二端部，并且其中，设置有一个或更多个致动器，用于使翼梢装置在飞行构型与地面构型之间枢转，所述一个或更多个致动器作用于翼梁腹板。

通过提供作用于翼梢装置的翼梁腹板的一个或更多个致动器，能够提供用于折叠翼梢装置的紧凑且轻量的布置。为了适应枢转，在机翼的下表面中可以设置开口，并且翼梁腹板可以在飞行器的地面构型中突伸通过该开口。

优选地，设置有可以是线性致动器的第一致动器，用于使翼梢装置从飞行构型枢转至位于飞行构型与地面构型之间的部分距离处的中间构型，并且设置有可以是线性致动器的第二致动器，用于使翼梢装置从中间构型枢转至地面构型。通过提供两个致动器，能够使致动器在其位置、布置和/或尺寸方面适于翼梢装置的折叠的相应阶段。在下面描述的实施方式中，第一致动器连接在翼梁腹板的远端部处，该远端部可以与铰链轴线很好地间隔开。这使得甚至小的致动器可能向翼梢装置施加相对大的转矩，这在翼梢装置自飞行构型折叠的第一阶段期间可能是期望的。在下面描述的实施方式中，第二致动器在上述远端部与铰链轴线之间连接至翼梁腹板。第二致动器可以实现翼梢装置折叠到地面构型的第二折叠阶段，并且第二折叠阶段可能需要比第一阶段低的转矩。

在下面描述的本发明的另一实施方式中，提供单个致动器。致动器可以连接至连杆机构，该连杆机构包括连接至翼梁腹板的连杆和连接至机翼的连杆。

连杆机构可以包括第一连杆和第二连杆，第一连杆和第二连杆在其第一端部彼此枢转地连接，并且在其第二端部分别枢转地连接至翼梁腹板和机翼，致动器枢转地连接至第一连杆和第二连杆的第一端部，并且连接至机翼。

单个致动器可以是线性致动器或旋转致动器。连杆机构可以包括第一连杆和第二连杆，第一连杆和第二连杆在其第一端部彼此枢转地连接，并且在其第二端部通过万向接头分别连接至翼梁腹板和机翼。第二连杆的第二端部可以连接至致动器，致动器随之可以固定至机翼。

可以提供锁定装置，用于在翼梢装置处于飞行构型时将连杆的第一端部锁定至机翼。

当翼梢装置处于地面构型时，第一连杆和第二连杆可以沿着基本为直的路径延伸。在这种情况下，第一连杆和第二连杆可以用作用于将翼梢装置保持在地面构型中的横撑杆。

在飞行器的飞行构型中，第一连杆和/或第二连杆的顶面和底面可以在翼梢装置与机翼之间有效地传递载荷。为此，上述面可以设置有扁平凸耳。

还可以提供具有更多个连杆的更复杂的连杆机构。

一个或更多个致动器可以设置成使得致动器的线性运动或旋转运动的量与翼梢装置的角运动的比率在翼梢装置的重心在水平方向上距离铰链轴线相对远的区域中相对较大，并且在翼梢装置的重心在水平方向上距离铰链轴线的相对靠近的区域中相对较小。应当理解的是，一方面的术语“相对较大”和“相对较小”以及另一方面的术语“相对远”和“相对靠近”是相互比较的，而不涉及任何第三测量量。通过这种设置，减小了需要由致动器施加或反作用的力的变化，因为当施加到翼梢的转矩相对较高时，致动器的机械效益相对较高，并且当施加到翼梢的转矩相对较低时，机械效益相对较低。通过下面描述的本发明的实施方式将理解的是，刚刚描述的装置可以通过具有两个致动器和/或通过在致动器和翼梢之间具有连杆机构来实现，该连杆机构将致动器的变化的放大运动提供为翼梢的运动。

本发明可以应用于军用飞行器，但是在客运飞行器的情况下是特别有利的。飞行器优选的为客运飞行器。客运飞行器优选地包括客舱，该客舱包括用于容纳多个乘客的多个行和列的座椅单元。飞行器可以具有至少20个乘客、更优选地至少50个乘客、更优选地多于50个乘客的容量。飞行器优选的是动力飞行器。飞行器优选地包括用于推进飞行器的发动机。飞行器可以包括安装在机翼上的发动机，且优选地为翼下发动机。

根据本发明的另一方面，提供了一种用于如上所述限定的飞行器的机翼。

当然应当理解的是，关于本发明的一个方面描述的特征可以结合到本发明的其他方面。例如，关于本发明的第一方面的飞行器所描述的特征可以结合到本发明的第二方面的飞行器中，反之亦然。

附图说明

现在将参照附图仅通过示例来描述本发明的实施方式，在附图中：

图1是可以配装翼稍装置的客运飞行器的俯视图；

图2a是在客运飞行器上的机翼和翼稍装置的一部分的立体图，该翼稍装置被示出处于飞行构型；

图2b示出了图2a的机翼和翼稍装置，但是翼稍装置处于地面构型；

图3a是在图2a和图2b中示出的一般形式的机翼和翼稍装置的立体图，示出了根据本发明的实施方式的翼梢安装件；

图3b是在图3a中示出的实施方式的一部分的立体图；

图4是在图2a和图2b中示出的一般形式的机翼和翼稍装置的正视图，示出了根据本发明的实施方式的第一致动器装置；

图5是在图2a和图2b中示出的一般形式的机翼和翼稍装置的正视图，示出了根据本发明的另一实施方式的第二致动器装置；

图6a是在图2a和图2b中示出的一般形式的机翼和翼稍装置的平面图，示出了根据本发明的再一实施方式的第三致动器装置，其中，翼稍装置处于飞行构型；

图6b是图6a的机翼和翼稍装置的正视图，示出了根据图6a的第三致动器装置，但是翼稍装置处于地面构型；以及

图6c是在图6a和图6b中示出的机翼和翼稍装置的一部分的正视图，其中，翼稍装置被示出处于飞行构型。

具体实施方式

图1示出了具有机身2、机翼3、水平尾翼4和发动机5的客运飞行器1。在图1中示出的飞行器仅仅是飞行器的一个示例，其中，可以通过配装翼稍来将本发明应用至飞行器。翼稍可以在飞行器的制造期间被改装或配装。

图2a和图2b是机翼的一部分的立体图，该机翼例如可以是在图1中示出的机翼3中的一个机翼，机翼3在稍端部处具有翼稍装置6。在图2a和图2b中，附图中已经移除了机翼蒙皮以图示一些内部机翼结构(下面参照图3a更详细地描述)。

翼稍装置6能够在飞行构型(图2a)与地面构型(图2b)之间移动。在飞行构型中，翼稍装置6的前缘7’和后缘8’是翼3的前缘7和后缘8的延续部。此外，翼稍装置6的上表面和下表面(未示出)是机翼的上表面和下表面(未示出)的延续部。因而，从机翼1至翼稍装置3_[z1]具有平滑过渡。

翼稍装置6安置在用于飞行的飞行构型中。在飞行构型中，翼稍装置6因而增加飞行器的翼展(由此提供有利的空气动力学效应，例如，减小诱导阻力的分量并且增大升力)。原则上，期望一直维持这种大的翼展并且仅具有大的固定机翼。然而，最大的飞行器翼展受到飞机场操作规则的有效限制，该飞机场操作规则支配在机场周围调动时所需的各种间隙(比如，登机口入口和安全滑行道使用所需的翼展和/或离地间隙)。因而，在本发明以下描述的实施方式中，翼稍装置6能够移动至用于在地面时使用的地面构型。在地面构型中(图2b)，翼稍装置6从以上提到的飞行构型向内折叠。

改变飞行器的翼展本身是已知的。例如，在一些建议的设计中，军用飞行器设置有可以向上折叠的机翼，以减小飞行器在地面上的翼展(与当飞行器构造成用于飞行时相比)。然而，这种装置的缺点是：该装置往往需要重型致动器和/或锁定机构，以展开机翼并且将该机翼牢固地保持在飞行构型中。

现还参考图3a，图3a中示出的机翼3具有由复合材料制成的后翼梁10和前翼梁11。翼稍装置6具有后翼梁腹板12和前翼梁腹板13，翼梁腹板12、13被固定在翼梢中但是分别枢转地安装在翼梁10和11上。后翼梁腹板12和后翼梁10枢转地连接，以绕由图3a中的虚线示出的固定轴线14铰接，并且在在后翼梁10中设置有横向孔以便于这种固定轴线的枢转连接。尤其地，当翼梁10具有复合构造时，横向孔垂直于翼梁10的纵向轴线延伸。前翼梁13安装在固定于机翼的前翼梁11的孔中的球面支承件15上，该孔垂直于翼梁11的纵向轴线延伸。球面支承件15的中心位于固定铰链轴线14上。球面支承件15在图3a中未示出但在图3b中示出。前翼梁腹板13在其端部附近通过位于前翼梁腹板13上的横向突出部分连接至支承件15。翼梁腹板13在翼梁11上的安装因而可能允许绕一定范围的轴线枢转，但是，翼梁腹板12至翼梁10的另一枢转连接限制了绕固定轴线14枢转的枢转运动。该装置减缓了由于后翼梁与前翼梁不平行而带来的困难。

如在图3a中所示，后翼梁腹板12沿靠后翼梁10延伸超出固定铰链轴线14并且具有邻近于翼肋18的远端部12a。在远端部12a中可以设置有可释放闩锁(未示出)，闩锁能够接合在翼肋18中的开口中。通过接合的闩锁，后翼梁腹板保持不旋转并且翼稍装置6因此锁定在飞行构型中。然而，当需要时并且当在地面上时，闩锁可以释放，从而使翼稍自由以绕铰链轴线14折叠，并且可以采用致动器装置以将翼梢从飞行构型枢转至地面构型。应当理解的是，在这种枢转运动期间，后翼梁腹板12的延伸超出铰链轴线14的部分将向下枢转穿过机翼的具有的开口的下蒙皮以允许这种枢转，该开口能够由单独致动的门(未示出)关闭。另一个翼梁16(在图3a中示出但在图2a和图2b中未示出)在机翼稍端处设置在翼梁10和翼梁11之间并且向内延伸至翼肋18。翼梁16邻近于后翼梁腹板12位于后翼梁10的相对侧上，以对该区域中的机翼提供附加的强度，考虑到需要机翼的下蒙皮中的开口以允许后翼梁腹板12的远端部向下枢转，这是特别有利的。除了提供用于将翼稍装置6锁定在飞行构型中的一个或更多个锁定装置，还可以提供用于将翼稍装置6锁定在地面构型中的一个或更多个锁定装置。

现将描述可以在本发明的不同实施方式中采用以使后翼梁腹板12有效地枢转的各种致动器装置。

图4示出了采用第一致动器19和第二致动器25的第一致动器装置。第一致动器19包括枢转地安装的L形连杆20和线性致动器机构22，L形连杆20枢转地安装在枢轴21处，线性致动器机构22在枢轴23处枢转地安装在机翼上并且在枢轴24处枢转地连接至L形连杆的一个端部。线性致动器可以是可伸展且可收缩的液压致动器或电致动器。图4示出了致动器在翼稍装置处于地面构型和中间构型(在中间构型中，翼稍装置位于飞行构型与地面构型之间)这两者的情况下的位置。在给定的致动器部件的位置在中间构型与地面构型之间不同的情况下，在图4中使用虚线附图标记来标注处于中间位置的部件。还提供了第二致动器25，第二致动器25包括枢转地连接至机翼和翼梁腹板12的第二线性致动器机构26。采用第一致动器19，以使翼稍装置旋转而通过第一旋转阶段从飞行构型朝向地面构型进入图4中以虚线轮廓示出的中间位置中。在第二致动器26操作通过第一运动阶段的同时，由能够施加基本上更大转矩的第一致动器18对翼稍装置提供大部分力，从而使第二致动器26基本上更远离旋转轴线14。附图标记27a表明处于飞行构型中的翼稍装置的重心位置，并且附图标记27b示出了处于地面构型中的重心位置。在翼稍装置朝向地面构型的旋转开始时，翼稍装置的重心更快地升高，并且因此在该阶段需要最大的转矩。为了使翼稍装置旋转至飞行构型，以上描述的过程反向进行；L形连杆20可以自动地接合(并且脱离)后翼梁腹板12。

图5示出了第二致动器装置，该第二致动器装置采用第二致动器30以及包括第一连杆31和第二连杆32的连杆机构。连杆31和32在其第一端部以枢轴33连接在一起。连杆31的第二端部枢转地连接至机翼，并且连杆32的第二端部枢转地连接至后翼梁腹板12。致动器靠近铰链轴线14在一个端部枢转地连接至机翼，并且在另一端部连接至枢轴33。图5示出了致动器在翼稍装置处于地面构型和中间构型(在中间构型中，翼稍装置位于飞行构型与地面构型之间)这两者的情况下的位置。在给定的致动器部件的位置在中间构型和地面构型之间不同的情况下，在图5中使用虚线附图标记来标注处于中间位置的部件。如在图5中可以看出，这种致动器装置可以非常紧凑，从而仅需要线性致动器长度小的改变以实现翼稍的完全枢转。

图6a和图6b示出了第三致动器装置，该第三致动器装置采用旋转致动器40和一对连杆41和42。在图6a中，顶部机翼蒙皮已经被移除以示出一些内部机翼结构。可以看出，上文参照图3a描述的另一翼梁16也示出在图6a和图6b中；如在图6b中可以看出，翼梁是渐缩形的，使得翼梁的深度朝向机翼的稍端部减小；该渐缩允许连杆42在飞行构型中容纳在翼梁下面(为了清楚起见，在图6a中，连杆42在翼梁16后面的部分以实线轮廓而不是虚线轮廓示出)。连杆41和42在其第一端部以枢转接头43连接在一起。连杆42的第二端部以第一万向接头44连接至后翼梁腹板12。旋转致动器40在空间允许的情况下安装在机翼中并且经由第二万向接头45连接至连杆41的第二端部。图6a示出了处于飞行构型的致动器装置和翼梢，并且图6b示出了处于地面构型的致动器装置和翼梢。如在图6b中所示，连杆41和42在地面构型中可以沿着直的路径延伸，由此提供横撑杆以将翼稍装置6保持在其地面构型中；这在有风的条件下特别重要。在使用中，致动器42的旋转使得力经由连杆41、42被施加在后翼梁腹板12上，从而使翼稍装置枢转。这种致动器装置在折叠时也可以是紧凑的并且因此即使空间有限也可以靠近机翼的稍端容纳在机翼中。

图6a和图6b中示出的装置可以以如在图6c中所示的各种方式改进。例如，连杆41和42可以在其枢转连接部43处设置有接头47，接头47用于在翼稍装置6处于飞行构型时接合机翼结构上的锁定装置(未示出)。此外，连杆41和42的深度可以选择成使得连杆41和42在飞行构型中过盈配装在纵梁48与纵梁50之间，其中，纵梁48与顶部机翼蒙皮49相关联，并且纵梁50与为翼稍装置6的一部分的门51相关联。如将理解的是，一旦翼稍装置完全定位在飞行构型中，则在连杆41、42与纵梁48和50之间不存在如图6c示出的小间隙；因而，竖向载荷可以通过纵梁48、50以及从连杆41、42的顶面和底面突出的扁平凸耳52传递。

尽管已经参照特定实施方式描述和示出了本发明，但是本领域中的普通技术人员将理解的是，本发明本身提供了在本文中没有具体说明的许多不同变型。通过示例的方式，翼稍装置不一定具有附图中示出的形状而是可以具有许多其他形状。在前面的描述中，所提到的整体或元件具有已知的、明显的或可预见的等同物，这些等同物被结合于此就好像单独阐述了一样。应当参照权利要求书来确定本发明真正的范围，应当认为权利要求书包括了任何这种等同物。读者还将理解的是，本发明的被描述为优选的、有利的、方便的等的整体或特征是可选的，并不限制独立权利要求的范围。此外，应当理解的是，尽管这些可选的整体或特征在本发明的一些实施方式中可能有利，但是在另一些实施方式中这些可选的整体或特征可能不是期望的并且因此可能不存在。

Claims (22)

1.一种飞行器，所述飞行器包括机翼以及位于所述机翼的梢端处的翼梢装置，所述机翼包括朝向所述翼梢装置会聚的第一翼梁和第二翼梁，其中，所述翼梢装置能够在下述构型之间移动：

i.用于在飞行期间使用的飞行构型，其中，所述翼梢装置从所述机翼突伸，从而增大所述飞行器的翼展，以及

ii.用于在基于地面的操作期间使用的地面构型，在所述地面构型中，所述翼梢装置枢转远离所述飞行构型，使得所述飞行器的所述翼展减小，

并且其中，所述翼梢装置通过铰链装置并且通过枢转安装装置连接至所述机翼，所述铰链装置与所述第一翼梁相关联并且允许围绕垂直于所述第一翼梁的纵向轴线的固定铰链轴线枢转，所述枢转安装装置与所述第二翼梁相关联，所述安装装置布置在所述第二翼梁中并且垂直于所述第二翼梁，同时将所述翼梢装置安装成围绕所述固定铰链轴线枢转，所述铰链装置和所述枢转安装装置布置成允许所述翼梢装置围绕所述铰链轴线在所述飞行构型与所述地面构型之间旋转。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述枢转安装装置包括安装在所述第二翼梁中的球面支承件。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述翼梢装置包括翼梁腹板，所述翼梁腹板具有固定在所述翼梢装置中的第一端部以及在所述飞行构型中布置在所述机翼中的第二远端部。

4.根据权利要求3所述的飞行器，其中，所述翼梁腹板穿过所述翼梢的所述铰链轴线。

5.根据权利要求3或4所述的飞行器，其中，所述第一翼梁和所述第二翼梁分别包括后翼梁和前翼梁，并且所述翼梁腹板的所述远端部在所述飞行构型中沿靠所述后翼梁布置。

6.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，在所述机翼中邻近所述翼梢装置设置有另一翼梁，所述另一翼梁布置在所述第一翼梁与所述第二翼梁之间。

7.根据权利要求5或6所述的飞行器，其中，所述翼梁腹板置于所述第一翼梁与所述另一翼梁之间。

8.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，所述前翼梁和所述后翼梁由复合材料制成。

9.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，所述翼梢装置包括翼梁腹板，所述翼梁腹板具有固定在所述翼梢装置中的第一端部以及在所述飞行构型中布置在所述机翼中的第二端部，其中设置用于使所述翼梢装置在所述飞行构型与所述地面构型之间枢转的一个或更多个致动器，所述一个或更多个致动器作用于所述翼梁腹板。

10.一种飞行器，所述飞行器包括机翼以及位于所述机翼的梢端处的翼梢装置，其中，所述翼梢装置能够在下述构型之间移动：

i.用于在飞行期间使用的飞行构型，其中，所述翼梢装置从所述机翼突伸，从而增大所述飞行器的翼展，以及

ii.用于在基于地面的操作期间使用的地面构型，在所述地面构型中，所述翼梢装置围绕铰链轴线枢转远离所述飞行构型，使得所述飞行器的所述翼展减小，

其中，所述翼梢装置包括翼梁腹板，所述翼梁腹板具有固定在所述翼梢装置中的第一端部以及在所述飞行构型中布置在所述机翼中的第二端部，并且其中，设置用于使所述翼梢装置在所述飞行构型与所述地面构型之间枢转的一个或更多个致动器，所述一个或更多个致动器作用于所述翼梁腹板。

11.根据权利要求9或10所述的飞行器，其中，设置有用于使所述翼梢装置从所述飞行构型枢转至位于所述飞行构型与所述地面构型之间的部分距离处的中间构型的第一致动器，并且设置有用于使所述翼梢装置从所述中间构型枢转至所述地面构型的第二致动器。

12.根据权利要求11所述的飞行器，其中，所述第一致动器和所述第二致动器是线性致动器。

13.根据权利要求9或10所述的飞行器，其中，设置有单个致动器，所述单个致动器连接至连杆机构，所述连杆机构包括连接至所述翼梁腹板的连杆和连接至所述机翼的连杆。

14.根据权利要求13所述的飞行器，其中，所述连杆机构包括第一连杆和第二连杆，所述第一连杆和所述第二连杆的第一端部彼此枢转地连接，并且所述第一连杆和所述第二连杆的第二端部分别枢转地连接至所述翼梁腹板和所述机翼，所述致动器枢转地连接至所述第一连杆的所述第一端部和所述第二连杆的所述第一端部，并且连接至所述机翼。

15.根据权利要求13或14所述的飞行器，其中，所述单个致动器是线性致动器。

16.根据权利要求13或14所述的飞行器，其中，所述单个致动器是旋转致动器。

17.根据权利要求15或16所述的飞行器，其中，所述连杆机构包括第一连杆和第二连杆，所述第一连杆和所述第二连杆的第一端部彼此枢转地连接，并且所述第一连杆和所述第二连杆的第二端部分别通过万向接头连接至所述翼梁腹板和所述机翼。

18.根据权利要求17所述的飞行器，其中，设置有锁定装置，所述锁定装置用于在所述翼梢装置处于所述飞行构型时将所述连杆的所述第一端部锁定至所述机翼。

19.根据权利要求17或18所述的飞行器，其中，当所述翼梢装置处于所述地面构型时，所述第一连杆和所述第二连杆沿着基本为直的的路径延伸。

20.根据权利要求17至19中任一项所述的飞行器，其中，在所述翼梢装置的所述飞行构型中，所述第一连杆和/或所述第二连杆的顶面和底面在所述翼梢装置与所述机翼之间有效地传递载荷。

21.根据权利要求9至17中任一项所述的飞行器，其中，所述一个或更多个致动器设置成使得所述致动器的线性运动或旋转运动的量与所述翼梢装置的角运动的比率在所述翼梢装置的重心在水平方向上距离所述铰链轴线相对远的区域中相对较大，并且在所述翼梢装置的重心在水平方向上距离所述铰链轴线的相对近的区域中相对较小。

22.一种用于根据任一前述权利要求所述的飞行器的机翼。