CN108216573A - 锁定装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种飞行器机翼，该飞行器机翼包括固定翼和位于该固定翼的梢端处的翼梢装置。该翼梢装置能够在(i)于飞行期间使用的飞行构型与(ii)于基于地面的操作期间使用的地面构型之间进行构造。在地面构型中，飞行器机翼的翼展被减小。机翼还包括锁定机构，该锁定机构包括：具有纵向轴线的锁定销，该锁定销与固定翼和翼梢装置中的一者相关联；和衬套，该衬套与固定翼和翼梢装置中的另一者相关联，该衬套构造成接纳锁定销。衬套位于衬套壳体内，该衬套壳体布置成当锁定销被接纳在衬套内时允许衬套沿锁定销的纵向轴线的方向的相对运动。

Description

锁定装置
技术领域
本发明涉及飞行器机翼，具体涉及飞行器机翼的锁定装置。
背景技术
目前的趋势是载客飞行器越来越大，为此期望具有相应的大的机翼翼展。然而，最大的飞行器翼展被机场操作规则有效地限制，所述机场操作规则管理当在机场附近操纵时的各种所需间隙(比如用于登机口和安全滑行道所需的翼展和/或离地间隙)。
因此，翼梢装置已经被引入载客飞行器，其中，翼梢装置能够在飞行期间使用的飞行构型与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，翼梢装置移动离开飞行构型，使得飞行器机翼的翼展减小，从而允许现有的门和安全滑行道的使用。
为了将翼梢装置牢固地紧固于飞行构型，必须使用一个或更多个锁定机构。然而，常规的锁定机构可能不能提供翼梢所需的牢固的紧固。特别地，锁定机构中的磨损可能导致当处于飞行构型时飞行器的翼梢装置与固定翼之间存在游隙。游隙会增加翼梢装置与固定翼之间的连接部中的磨损。替代性地或附加地，翼梢装置中的间隙可以导致振动，该振动沿着固定翼传递至飞行器机身。
本发明力图缓解上述问题。替代性地或附加地，本发明力图提供改进的翼梢装置和锁定机构。
发明内容
本发明根据第一方面提供了一种飞行器机翼，该飞行器机翼包括固定翼和位于固定翼的梢端处的翼梢装置，其中，翼梢装置能够在(i)于在飞行期间使用的飞行构型与(ii)在基于地面的操作期间使用的地面构型之间进行构造，其中，在地面构型中，翼梢装置移动离开飞行构型以使得飞行器机翼的翼展减小，飞行器机翼还包括锁定机构，该锁定机构用于将翼梢装置锁定处于飞行构型，该锁定机构包括具有纵向轴线的锁定销，该锁定销与固定翼和翼梢装置中的一者相关联，该锁定机构还包括衬套，该衬套与固定翼和翼梢装置中的另一者相关联，该衬套构造成当翼梢装置处于飞行构型时接纳锁定销，以便防止翼梢装置脱离飞行构型的运动，该衬套位于衬套壳体内，该衬套壳体布置成当锁定销被接纳在衬套内时允许衬套在锁定销的纵向轴线的方向上的相对运动，其中，允许衬套相对于衬套壳体在纵向轴线的方向上运动所要克服的摩擦力小于允许锁定销相对于衬套在纵向轴线的方向上运动所要克服的摩擦力。
如果锁定销与翼梢装置相关联，则锁定销与翼梢装置一起在飞行构型与地面构型之间移动。如果锁定销与固定翼相关联，则当翼梢装置从飞行构型移动至地面构型时，锁定销相对于固定翼保持到位。如果衬套与翼梢装置相关联，则衬套与翼梢装置一起在飞行构型与地面构型之间移动。如果衬套与固定翼相关联，则当翼梢装置从飞行构型移动到地面构型时，衬套相对于固定翼保持到位。
锁定销可以位于套筒(socket)内，该套筒形成翼梢装置或固定翼的一部分。锁定销可以相对于套筒移动从而将锁定销定位在衬套内。允许锁定销相对于套筒在纵向轴线的方向上运动所要克服的摩擦力可以大于允许衬套相对于衬套壳体在纵向轴线的方向上运动所要克服的的摩擦力。
衬套和衬套壳体的布置提供了低摩擦滑动路径，使得锁定机构上与锁定销的纵向轴线平行的任何载荷导致衬套相对于衬套壳体的运动，而不是锁定销相对于衬套的运动。这种布置可以防止锁定销和/或衬套被传递至锁定机构的载荷过度地磨损，该载荷例如由于在弯曲或振动下的机翼变形而导致。锁定销与衬套之间的界面可能具有相对较高的摩擦力，这意味着可以由诸如导致锁定销与衬套之间的相对运动的机翼振动的现象产生显著的热和磨损。在衬套与衬套壳体之间可能存在低摩擦界面以提供低摩擦滑动路径。
锁定销可以与致动器相关联。致动器可以布置成将锁定销移动以与衬套接合及脱开接合。在衬套与衬套壳体之间设置低摩擦滑动路径可以防止载荷沿锁定销的纵向轴线的方向被传递至致动器。例如，锁定机构可能在飞行期间经历各种载荷比如由机翼振动导致的载荷。本发明用于保护致动器免受这种载荷并且可以使得更小更轻的致动器能够被使用，同时仍提供适当可靠的锁定机构。衬套相对于衬套壳体的运动相距中心点可以是正负2mm。
翼梢装置和固定翼可以沿着穿过机翼的上表面和下表面的倾斜切断面分开，该倾斜切断面法向于旋转轴线定向。倾斜平面和旋转轴线可以使得固定翼和翼梢装置在飞行构型与地面构型之间旋转时不会发生冲突。在WO 2015/150835中示出了能够以这种方式旋转的翼梢装置的示例。轴线的取向优选地使得翼梢装置在绕轴线从飞行构型旋转至地面构型时，飞行器机翼的翼展被减小。
切断平面可以是倾斜的。沿着机翼的上表面从机翼的根部至切断平面(即，至切断平面与上表面相交的位置)的距离可以小于沿着机翼的下表面从机翼的根部至切断平面(即，至切断平面与下表面相交的位置)的距离。因而，切断平面相对于固定翼可以形成顶切。在另一些实施方式中，沿着机翼的上表面从机翼的根部至切断平面(即，至切断平面与上表面相交的位置)的距离可以大于沿着机翼的下表面从机翼的根部至切断平面(即，至切断平面与下表面相交的位置)的距离。因而，切断平面相对于固定翼可以形成底切。沿着机翼边缘的前缘从机翼根部至切断平面与前缘相交处的距离可以大于沿着机翼的后缘从机翼根部至切断平面与后缘相交的位置的距离。替代性地，沿着机翼的后缘从机翼的根部至切断平面与后缘相交的位置的距离可以大于沿着机翼的前缘从机翼的根部至切断平面与前缘相交的位置的距离。
优选地，倾斜切断面是将固定翼和翼梢装置分开的假想平面(例如，在机翼的设计阶段期间形成的切断平面)。应当理解的是，切断平面并非必须将其自身表现为贯穿整个机翼的深度的物理的、平面的表面。
旋转轴线可以以与纵向轴线成一角度(即，不包括平行于或垂直于)定向。优选地，该轴线与横向方向成一角度(即，不包括平行或垂直于)。优选地，该轴线与竖向方向成一角度(即，不包括平行于或垂直于)。竖向方向、纵向方向和横向方向可以是相互垂直的。在一些实施方式中，纵向方向、横向方向和竖向方向可以处于绝对参考系中(即，纵向方向是前后方向，横向方向是左右舷方向，并且竖向方向与地面垂直)。纵向方向可以是弦向方向；横向方向可以是翼展方向。在另一些实施方式中，使用机翼的局部参考系中的纵向方向、横向方向和竖向方向可能是合适的。例如，对于掠翼而言，纵向方向可以替代地沿着机翼的长度，并且横向方向可以沿着机翼的宽度(即，垂直于纵向方向从前缘到后缘所测量的)。替代性地或附加地，对于具有上反角的机翼而言，竖向方向可以与机翼的平面垂直。
优选地，翼梢装置能够绕单个旋转轴线旋转。例如，翼梢装置的旋转优选地不是复合旋转的结果(即，由绕单独轴线的多个单独旋转形成的净旋转)。
该角度优选地为倾斜角度。该轴线优选地与竖向方向成小于45度的角度并且更优选地小于25度。该轴线可以与竖向轴线成15度的角度。已经发现本发明在其中轴线与竖向方向成相对较小的角度的实施方式中是特别有益的，原因在于，轴线的取向导致了较浅的切断平面并且固定翼与翼梢装置之间的界面区域可能因此会相对较大。
倾斜切断面可以是主切断平面。当翼梢装置处于飞行构型时，固定翼的外端部和翼梢装置的内端部可以沿着将固定翼的外表面和翼梢装置的外表面分开的分界切断线相遇。分界切断线可以包括：(i)第一长度，该第一长度由在与主切断平面平行但在第一方向上与主切断平面偏离的第一平面中切过外表面而形成；(ii)第二长度，该第二长度由在与主切断平面平行但在与第一方向相反的第二方向上与主切断平面偏离的第二平面中切过外表面而形成；和(iii)过渡部段，分界切断线在该过渡部段上从第一长度过渡至第二长度。分界切断线可以被如下布置：使得当翼梢装置从飞行构型旋转至地面构型时，翼梢装置以沿着过渡部段的滑动接触接触固定翼，但翼梢装置沿着第一长度和第二长度与固定翼分开。已经发现实施方式在这种布置中是特别有益的，原因在于在界面附近的薄的蒙皮往往是特别重要的。
固定翼和翼梢装置可以由旋转接头连接。旋转接头可以包括回转环。回转环可以包括连接至固定翼和翼梢装置中的一者的内座圈和连接至固定翼和翼梢装置中的另一者的外座圈。旋转齿轮致动器可以被布置成使得该旋转齿轮致动器可以致动内座圈与外座圈之间的相对旋转运动。这种相对旋转运动可以驱动翼梢装置处于飞行构型与地面构型之间。锁定机构可以位于回转环的内半径内，使得该锁定机构可以将内回转环相对于外回转环锁定到位。例如，衬套可以形成内座圈的一部分，使得当锁定销延伸到衬套中时内座圈相对于外座圈的旋转运动被阻止。替代性地，锁定机构可以位于回转环的外部。固定翼和翼梢装置可以包括构成固定翼与翼梢装置之间的旋转接头的结构部件。锁定机构可以与那些结构部件相关联以使得将锁定机构锁定会防止结构部件的相对旋转运动。本发明在应用于将这些结构部件锁定在一起时可能是特别有利的，原因在于，那些部件可能在机翼弯曲或扭转期间经历显著的振动载荷或相对位移。例如，这种部件在飞行期间可能经历正负2mm或更多的相对竖向运动。在设置于衬套与衬套壳体之间的低摩擦滑动路径不存在的情况下，该相对竖向运动将导致锁定销沿竖向方向上加载，并且潜在地损坏将锁定销移入和移出锁定位置的致动器，或者要求致动器明显更大，并且/或者导致锁定销和衬套的磨损。
衬套可以包括成形为接纳锁定销的孔。该孔可以是狭槽，例如诸如长圆形狭槽的长形狭槽。该狭槽可以沿径向地远离翼梢装置的旋转轴线的方向延伸。该狭槽可以具有与锁定销的宽度紧密匹配的宽度。这种布置可以提供用于定位锁定销的一定水平的公差，使得锁定销不必与狭槽的中心精确地对准以便被衬套接纳。例如，这种未对准可能是由于机翼部件的不同的热膨胀特性导致的。锁定销可以包括平坦边缘部分。平坦边缘部分可以与长圆形狭槽的平坦边缘相对应。与圆形孔中的圆形横截面的高间隙销提供的接触表面相比，平坦边缘部分可以提供与长圆形槽的更大的接触表面。更大的接触表面可以减小由于作用在锁定机构上的剪切力而导致的锁定销所经历的点应力。平坦边缘部分还可能允许在锁定销与衬套之间存在更大的间隙，同时仍然提供锁定销与衬套之间有效且显著的表面接触水平。锁定销可以被衬套阻挡，使得防止翼梢装置绕翼梢装置的旋转轴线的任何旋转运动。锁定销可以包括渐缩形端部部段以帮助将销定位在衬套内。
衬套与衬套壳体之间的界面可以包括一个或更多个柔性垫圈例如贝氏垫圈。衬套与衬套壳体之间的界面可以包括一个或更多个O型环例如橡胶O型环。衬套和衬套壳体可以具有平衡状态，在所述平衡状态中，衬套上不被施加外部载荷。当锁定销位于衬套内时，衬套和衬套壳体可以沿平行于锁定销的纵向轴线的方向相对运动到平衡状态的任一侧。
衬套与衬套壳体之间的界面可以允许衬套与衬套壳体之间的相对旋转运动。相对旋转运动可能被限制为小的旋转角度例如1度或更小。在衬套与衬套壳体之间可以存在对准键以控制衬套与衬套壳体之间允许的相对旋转运动。当锁定销位于衬套内时，衬套与衬套壳体之间的相对旋转运动可以处于与锁定销的纵向轴线大致垂直的平面内。
固定翼与翼梢装置之间的替代性布置包括折叠的翼梢装置，该折叠的翼梢装置可以被致动成绕折叠线处于飞行构型与地面构型之间。又一种布置包括翼梢装置，该翼梢装置绕枢转点在飞行构型与地面构型之间枢转。翼梢装置绕枢轴的运动可以朝向飞行器的前部或后部。
在飞行构型中，翼展可能超过机场兼容性限制。在地面构型中，翼展可以减小，使得翼展(在翼梢装置处于地面构型的情况下)小于或大致等于机场兼容性限制。机场兼容性限制是翼展限制(例如，与建筑物、标志、其他飞行器的间隙限制有关)。优选地，兼容性限制是门限制。
翼梢装置可以是翼梢延伸部；例如，翼梢装置可以是平面稍部延伸部。在另一些实施方式中，翼梢装置可以包括诸如小翼的非平面装置或者由诸如小翼的非平面装置构成。
在飞行构型中，翼梢装置的后缘优选地是固定翼的后缘的延续部。翼梢装置的前缘优选地是固定翼的前缘的延续部。优选地，存在从固定翼至翼梢装置的平滑过渡部。应当理解的是，即使在固定翼与翼梢装置之间的连接处存在扫掠或扭转改变的情况下也可以具有平滑过渡部。然而，优选地，在固定翼与翼梢装置之间的连接处不存在间断点。翼梢装置的上表面和下表面可以是固定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，包含机翼的飞行器可能不适合用于飞行。例如，翼梢装置可能在空气动力学和/或结构上不适合在地面构型下用于飞行。优选地，飞行器被构造成使得在飞行期间翼梢装置不能移动至地面构型。飞行器可以包括传感器以感测飞行器何时处于飞行中。当传感器感测到飞行器在飞行中时，控制系统优选地设置成禁用将翼梢装置移动至地面构型的可能性。
飞行器优选地是载客飞行器。该载客飞行器优选地包括客舱，该客舱包括用于容置多名乘客的多行和多列座椅单元。飞行器的容纳量可以为至少20名、更优选地为至少50名乘客，并且更优选地为多于50名的乘客。飞行器优选地为动力飞行器。飞行器优选地包括用于推进飞行器的发动机。飞行器可以包括装于机翼的并且优选地装在机翼下面的发动机。
根据本发明的第二方面，还提供了一种飞行器，该飞行器包括根据本发明的第一方面所述的飞行器机翼。
根据本发明的第三方面，还提供了一种锁定机构，该锁定机构包括：具有纵向轴线的锁定销；和衬套，该衬套构造成接纳锁定销，以便防止锁定销在与锁定销的纵向轴线垂直的方向上的运动，该衬套位于衬套壳体内并且该衬套壳体布置成当锁定销被接纳在衬套内时允许衬套在锁定销的纵向轴线的方向上的相对运动，其中，允许衬套相对于衬套壳体在纵向轴线的方向上运动所要克服的摩擦力小于允许锁定销相对于衬套在纵向轴线的方向上运动所要克服的摩擦力。
根据本发明的第四方面，提供了一种将根据本发明的第一方面的飞行器机翼锁定处于飞行构型的方法，该方法包括以下步骤：使翼梢装置移动到飞行构型中并且使锁定销移动到衬套中，以便防止翼梢装置脱离飞行构型的运动。
根据本发明的第五方面，提供了一种解锁飞行器机翼的方法，该飞行器机翼根据本发明的第四方面被锁定，所述方法包括以下步骤：使锁定销移出衬套，以便允许翼梢装置脱离飞行构型的运动。
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中。例如，本发明的方法可以结合参照本发明的设备所描述的任何特征，并且本发明的设备可以结合参照本发明的方法所描述的任何特征。
附图说明
现将参照示意性附图仅通过示例对本发明的实施方式进行描述，在附图中：
图1示出了根据本发明的第一实施方式的飞行器机翼的示意图；
图2示出了包括如图1所示的飞行器机翼的飞行器；
图3示出了根据本发明的实施方式的锁定机构的截面侧视图；
图4示出了图3中示出的锁定机构的俯视平面图；
图5示出了图3中示出的锁定机构的仰视平面图；
图6示出了根据本发明的实施方式的机翼和锁定装置的示意图；
图7示出了如图6所示的机翼和锁定装置的截面；
图8示出了图6和图7中示出的机翼和锁定装置的高度示意图，其中，为了清楚起见移除了各种元件；
图9示出了锁定机构相对于飞行器机翼的替代性布置。
具体实施方式
图1示出了飞行器机翼10，该飞行器机翼10包括固定翼12和位于固定翼12的梢端处的翼梢装置14。翼梢装置14能够在适用于飞行的飞行构型(以虚线示出)与适用于例如机翼翼展在门限制内的基于地面的操作的地面构型(以实线示出)之间进行构造。当处于地面构型时，飞行器机翼的翼展与飞行构型时的翼展相比被减小。
图2示出了包括如上文描述的机翼10的飞行器100。
图3示出了锁定机构30的截面。锁定机构30包括形成固定翼12的一部分的第一部分32和形成翼梢装置14的一部分的第二部分。第一部分包括具有纵向轴线Y的凸形锁定销36。凸形锁定销36为大致圆柱形但具有两个相反的平坦平面部分38和40，如图4中最佳所示。凸形锁定销36通过致动器(未示出)沿纵向轴线Y的方向前后移动。锁定销36位于固定翼12中的套筒13内。特别地与锁定机构的一些其它元件之间的摩擦接触相比，锁定销36的表面和套筒13的表面为相对较高摩擦表面，使得当系统受到剪切载荷时锁定销36和套筒13的相对运动需要克服相当大的摩擦力，如将在下面所描述的。第二部分34包括衬套42，该衬套42通过一对贝氏垫圈46和48安装至衬套壳体44。贝氏垫圈46和48允许衬套42在与纵向轴线Y平行的方向上相对于衬套壳体44的有限量的运动。贝氏垫圈46、48还用于将衬套42在衬套壳体44中居中。在衬套42与衬套壳体44之间存在低摩擦界面，该低摩擦界面包括低摩擦接触表面。衬套壳体44包括止动装置50(参见图5)，该止动装置50与衬套42上的凹部进行配合以允许衬套42与衬套壳体44之间绕纵向轴线Y的有限量的旋转运动。如图4所示，衬套42包括长圆形孔52。长圆形孔52将允许凸形锁定销36与衬套42的中心之间的一些未对准，同时仍然允许衬套42容置凸形锁定销36。凸形锁定销的平坦部分38和40被设置成接触长圆形孔52的平坦部分，从而提供坚固的接触表面并且还增大凸形锁定销36与衬套42之间的接触表面区域。凸形锁定销36和长圆形孔52的接触表面还被设置成高摩擦表面，特别地被设置成比衬套42与衬套壳体44之间的接触表面更高的摩擦表面。
锁定机构30具有解锁位置，在解锁位置中，凸形锁定销36未被接纳在衬套42内，并且翼梢装置14可以移动离开固定翼12从飞行构型至地面构型。锁定装置30具有锁定位置，如图3所示，在锁定位置中，凸形锁定销36位于衬套42内，使得翼梢装置14不可以相对于固定翼12移动。特别地，翼梢装置14由旋转接头连接至固定翼，并且飞行构型与地面构型之间的运动是旋转运动。凸形锁定销36在位于衬套42中时阻止这个旋转运动。
在锁定位置中，如图3所示，固定翼12和翼梢装置14上的力可以导致两个部件的相对振动。振动可能导致平行于纵向轴线Y的力传递至锁定装置30。本发明的布置使得衬套壳体44和衬套42提供了低摩擦滑动路径，由此，这种振动导致衬套42和衬套壳体44在与纵向轴线Y平行的方向上的相对运动。因此，低摩擦滑动路径减小了或消除了驱动凸形锁定销36的致动器可能经历的由机翼振动、弯曲或扭转导致的振动载荷。致动器以这种方式的保护意味着可以使用与必须完全容许这些载荷的致动器相比的更小和/或更轻的致动器。减小或消除凸形锁定销36与衬套42之间的振动载荷也将减少两个元件之间产生的热并减少了凸形锁定销36和衬套42的潜在磨损。
图6和图7示出了固定翼12、翼梢装置14和锁定装置30的相对位置。在图6和图7中还示出了回转环60，该回转环60在GB1610105.7中被更详细地描述。回转环60包括外座圈62和内座圈64。外座圈62固定至固定翼12，使得外座圈62相对于固定翼12保持旋转地静止。内座圈64固定至翼梢装置14，使得内座圈64相对于翼梢装置14保持旋转地静止。旋转环60具有轴线X，其中，翼梢装置14绕该轴线X在飞行构型与地面构型之间移动。具体地，内座圈64相对于外座圈62绕轴线X旋转，以便使翼梢装置在飞行构型与地面构型之间移动。内座圈64相对于外座圈62的运动被旋转齿轮致动器控制和驱动。锁定装置30在翼梢装置14处于飞行构型时被使用，以阻止翼梢装置14绕轴线X的任何进一步的旋转运动。衬套42形成内座圈64的一部分。当翼梢装置14处于飞行构型时，衬套42与凸形锁定销36对准。然后，凸形锁定销36延伸到衬套42中，以便防止内座圈64相对于外座圈62的旋转运动。图8为图7的高度简化形式并且图8示出了回转环60的轮廓和锁定机构在回转环60内的位置。与图7中示出的两个锁定机构相比，仅示出了单个锁定机构30。图8进一步示出了锁定机构的取向如下：使得长圆形孔52允许凸形锁定销36的径向移位，同时仍然防止翼梢装置14绕轴线X的旋转运动。这种布置可以补偿热膨胀或收缩，从而改变凸形锁定销36和衬套42的相对位置。
图9示出了翼梢装置与固定翼之间的旋转接头的示意图。旋转接头可以包括如上文描述的回转环。回转环可以将翼梢装置的结构部件92与固定翼的结构部件94连接。飞行器机翼上的载荷可以导致翼梢装置的结构部件92相对于固定翼的结构部件94的振动运动、弯曲运动和/或扭转运动。锁定机构30与两个结构部件92和94相关联，使得锁定机构30可以用于将翼梢装置的结构部件92相对于固定翼的结构部件94锁定到位。
尽管已经参照特定的实施方式描述和图示了本发明，但是本领域中的普通技术人员将理解的是，本发明可以将其本身引向未在本文中具体说明的许多不同变型。现将仅通过示例描述某些可能的变型。
飞行器机翼可以包括分散在回转环机构周围的多个锁定机构。使用多个锁定机构可以增加飞行构型时的翼梢装置的安全性，增加固定翼和翼梢装置的强度和/或在锁定机构中的一个锁定机构失效的情况下提供冗余水平。
在前面的描述中提到整体构件或元件具有已知的、明显的或可预见的等同物时，则这些等同物如同单独列出那样被并入本文中。应当对权利要求进行参照以确定本发明的真实范围，权利要求应当被理解为包括任何这些等同物。读者也将理解的是，被描述为优选、有利、方便等的本发明的整体构件或特征是可选的并且不限制独立权利要求的范围。此外，应当理解的是，这样的可选的整体构件或特征虽然在本发明的一些实施方案中可能是有益的，但在其他实施方式中可能是不期望的，并且因此可以缺省。

Claims (15)

1.一种飞行器机翼，包括：固定翼，和位于所述固定翼的梢端处的翼梢装置，其中，所述翼梢装置能够在(i)于飞行期间使用的飞行构型与(ii)于基于地面的操作期间使用的地面构型之间进行构造，其中，在所述地面构型中，所述翼梢装置移动离开所述飞行构型以使得所述飞行器机翼的翼展减小，所述飞行器机翼还包括用于将所述翼梢装置锁定处于所述飞行构型的锁定机构，所述锁定机构包括具有纵向轴线的锁定销，所述锁定销与所述固定翼和所述翼梢装置中的一者相关联，所述锁定机构还包括衬套，所述衬套与所述固定翼和所述翼梢装置中的另一者相关联，所述衬套构造成当所述翼梢装置处于所述飞行构型时接纳所述锁定销，以便防止所述翼梢装置脱离所述飞行构型的运动，所述衬套位于衬套壳体内，所述衬套壳体布置成当所述锁定销被接纳在所述衬套内时允许所述衬套在所述锁定销的所述纵向轴线的方向上的相对运动，其中，允许所述衬套相对于所述衬套壳体在所述纵向轴线的方向上运动所要克服的摩擦力小于允许所述锁定销相对于所述衬套在所述纵向轴线的方向上运动所要克服的摩擦力。
2.根据权利要求1所述的飞行器机翼，其中，所述锁定销与致动器相关联，所述致动器布置成使所述锁定销移动成与所述衬套接合及脱开接合。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的飞行器机翼，其中，所述翼梢装置和所述固定翼沿着穿过所述机翼的上表面和下表面的倾斜切断面被分开，所述倾斜切断面法向于旋转轴线定向。
4.根据任一前述权利要求所述的飞行器机翼，其中，所述翼梢装置和所述固定翼由旋转接头连接，并且所述飞行构型与所述地面构型之间的运动包括绕所述旋转接头的旋转轴线的旋转运动。
5.根据权利要求4所述的飞行器机翼，其中，所述旋转接头包括回转环。
6.根据权利要求5所述的飞行器机翼，其中，所述回转环包括固定至所述固定翼和所述翼梢装置中的一者的内座圈和固定至所述固定翼和所述翼梢装置中的另一者的外座圈，并且所述衬套构造成当所述锁定机构处于锁定构型时使所述内座圈和所述外座圈的相对旋转运动停止。
7.根据任一前述权利要求所述的飞行器机翼，其中，所述衬套包括成形为接纳所述锁定销的孔。
8.根据任一前述权利要求所述的飞行器机翼，其中，所述锁定销包括平坦边缘部分。
9.根据任一前述权利要求所述的飞行器机翼，其中，所述衬套与所述衬套壳体之间的界面包括一个或更多个柔性垫圈。
10.根据权利要求1至8中任一项所述的飞行器机翼，其中，所述衬套与所述衬套壳体之间的界面包括一个或更多个O型环。
11.根据任一前述权利要求所述的飞行器机翼，其中，所述衬套与所述衬套壳体之间的界面允许所述衬套与所述衬套壳体之间的相对旋转运动。
12.一种飞行器，包括根据权利要求1所述的飞行器机翼。
13.一种锁定机构，所述锁定机构包括具有纵向轴线的锁定销，所述锁定机构还包括衬套，所述衬套构造成接纳所述锁定销，以便防止所述锁定销在与所述锁定销的所述纵向轴线垂直的方向上的运动，所述衬套位于衬套壳体内，所述衬套壳体布置成当所述锁定销被接纳在所述衬套内时允许所述衬套在所述锁定销的所述纵向轴线的方向上的相对运动，其中，允许所述衬套相对于所述衬套壳体在所述纵向轴线的方向上运动所要克服的摩擦力小于允许所述锁定销相对于所述衬套在所述纵向轴线的方向上运动所要克服的摩擦力。
14.一种锁定飞行器机翼的方法，所述飞行器机翼是根据权利要求1所述的飞行器机翼，所述方法包括以下步骤：使所述翼梢装置移动到所述飞行构型并且使所述锁定销移动到所述衬套中，以便防止所述翼梢装置脱离所述飞行构型的运动。
15.一种解锁飞行器机翼的方法，所述飞行器机翼是根据权利要求1所述的飞行器机翼，所述飞行器机翼通过根据权利要求13所述的锁定机构被锁定，所述方法包括以下步骤：使所述锁定销移出所述衬套，以便允许所述翼梢装置脱离所述飞行构型的运动。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113165731A (zh) * 2019-01-30 2021-07-23 空中客车营运有限公司 铰链整流罩

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201610094D0 (en) * 2016-06-09 2016-07-27 Airbus Operations Ltd And Airbus Operations Gmbh A rotational joint for an aircraft folding wing
GB201610105D0 (en) * 2016-06-09 2016-07-27 Airbus Operations Ltd A rotational joint for an aircraft folding wing and method of assembly
GB201610099D0 (en) * 2016-06-09 2016-07-27 Airbus Operations Ltd A rotational joint for an aircraft folding wing
GB201701850D0 (en) * 2017-02-03 2017-03-22 Airbus Operations Ltd A Rotational joint for an aircraft folding wing
GB2568738A (en) * 2017-11-27 2019-05-29 Airbus Operations Ltd An improved interface between an outer end of a wing and a moveable wing tip device
GB2572150A (en) * 2018-03-19 2019-09-25 Airbus Operations Ltd A moveable wing tip device an outer end of a wing, and interface therebetween
GB2574391A (en) * 2018-05-31 2019-12-11 Airbus Operations Ltd An aircraft wing and wing tip device
GB2578115A (en) 2018-10-16 2020-04-22 Airbus Operations Ltd Modular attachment for leading and trailing edge structures
GB2582668B (en) 2019-03-29 2021-03-24 Airbus Operations Ltd An aircraft wing with wing tip device
CN112678151B (zh) * 2021-01-13 2022-04-01 中国商用飞机有限责任公司 襟翼间交联装置

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2290850A (en) * 1940-10-09 1942-07-21 Brewster Aeronautical Corp Folding wing airplane
CN102312930A (zh) * 2010-07-07 2012-01-11 空中客车西班牙运营有限责任公司 弹性滑动接头
CN103786871A (zh) * 2012-10-30 2014-05-14 波音公司 铰接的倾斜式翼梢
EP2857309A1 (en) * 2013-10-06 2015-04-08 The Boeing Company Swing Wing Tip System, Assembly and Method with Dual Load Path Structure
CN105882938A (zh) * 2015-02-17 2016-08-24 空中客车营运有限公司 用于将翼梢装置在飞行构型与地面构型之间移动的布置
CN105882940A (zh) * 2015-02-17 2016-08-24 空中客车营运有限公司 实现翼梢装置在飞行构型与地面构型之间的移动的布置
CN105984580A (zh) * 2015-03-17 2016-10-05 空中客车营运有限公司 诸如机翼和翼梢装置的两个飞行器部件之间的连接件
CN106143873A (zh) * 2015-05-15 2016-11-23 空中客车营运有限公司 折叠的机翼末梢和旋转锁定装置
CN106143874A (zh) * 2015-05-15 2016-11-23 空中客车营运有限公司 折叠的机翼末梢和偏置锁定装置
CN106163919A (zh) * 2014-04-04 2016-11-23 空中客车英国运营有限责任公司 包括可折叠空气动力学结构的飞行器及制造用于飞行器的可折叠空气动力学结构的方法
CN106232474A (zh) * 2014-04-24 2016-12-14 空中客车英国运营有限责任公司 具有可折叠翼梢装置的飞行器

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4647245A (en) * 1983-09-27 1987-03-03 The Boeing Company Resilient bushing and pin installation for use with vibration sensitive equipment
US4717094A (en) * 1986-05-19 1988-01-05 The Boeing Company Aircraft engine mount system with vibration isolators
US5381986A (en) * 1992-01-30 1995-01-17 The Boeing Company Folding wing-tip system
DE102010018977A1 (de) * 2010-05-03 2011-11-03 Airbus Operations Gmbh Flügel mit einklappbarem Flügelendstück
DE202012002172U1 (de) * 2012-03-01 2012-05-21 Sven Przywarra Abklappbare Tragfläche zur Veränderung der aktiven Auftriebsfläche

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2290850A (en) * 1940-10-09 1942-07-21 Brewster Aeronautical Corp Folding wing airplane
CN102312930A (zh) * 2010-07-07 2012-01-11 空中客车西班牙运营有限责任公司 弹性滑动接头
CN103786871A (zh) * 2012-10-30 2014-05-14 波音公司 铰接的倾斜式翼梢
EP2857309A1 (en) * 2013-10-06 2015-04-08 The Boeing Company Swing Wing Tip System, Assembly and Method with Dual Load Path Structure
CN106163919A (zh) * 2014-04-04 2016-11-23 空中客车英国运营有限责任公司 包括可折叠空气动力学结构的飞行器及制造用于飞行器的可折叠空气动力学结构的方法
CN106232474A (zh) * 2014-04-24 2016-12-14 空中客车英国运营有限责任公司 具有可折叠翼梢装置的飞行器
CN105882938A (zh) * 2015-02-17 2016-08-24 空中客车营运有限公司 用于将翼梢装置在飞行构型与地面构型之间移动的布置
CN105882940A (zh) * 2015-02-17 2016-08-24 空中客车营运有限公司 实现翼梢装置在飞行构型与地面构型之间的移动的布置
CN105984580A (zh) * 2015-03-17 2016-10-05 空中客车营运有限公司 诸如机翼和翼梢装置的两个飞行器部件之间的连接件
CN106143873A (zh) * 2015-05-15 2016-11-23 空中客车营运有限公司 折叠的机翼末梢和旋转锁定装置
CN106143874A (zh) * 2015-05-15 2016-11-23 空中客车营运有限公司 折叠的机翼末梢和偏置锁定装置

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113165731A (zh) * 2019-01-30 2021-07-23 空中客车营运有限公司 铰链整流罩

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Publication number Publication date
EP3339161B1 (en) 2020-06-24
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US10569858B2 (en) 2020-02-25
US20180170519A1 (en) 2018-06-21
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CN108216573B (zh) 2023-04-25
GB201621811D0 (en) 2017-02-01
EP3339161A1 (en) 2018-06-27

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