CN110316354A - 具有扭矩构件的襟翼及其形成方法 - Google Patents

具有扭矩构件的襟翼及其形成方法 Download PDF

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CN110316354A CN201910188021.3A CN201910188021A CN110316354A CN 110316354 A CN110316354 A CN 110316354A CN 201910188021 A CN201910188021 A CN 201910188021A CN 110316354 A CN110316354 A CN 110316354A
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迈克尔·A·巴尔策
马克·M·布利扎德
雅各布·D·维尼格
温德尔·C·K·乔伊
格雷戈里·M·圣蒂尼
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Abstract

本申请涉及一种具有扭矩构件的襟翼及其形成方法。襟翼包括襟翼体。襟翼体包括上蒙皮、与上蒙皮相对的下蒙皮、以及在上蒙皮和下蒙皮之间延伸的多个翼梁。襟翼还包括联接至襟翼体的扭矩构件。扭矩构件的一部分与上蒙皮和下蒙皮中的至少一个邻接。

Description

具有扭矩构件的襟翼及其形成方法
技术领域
本发明总体上涉及飞机，且更具体地涉及具有扭矩构件的飞机襟翼以及用于形成襟翼的方法。
背景技术
固定翼飞机通常包括能够对飞机的飞行进行调整和控制的飞行控制表面。例如，安装在机翼的后缘上的襟翼改变了机翼的有效轮廓，并因此改变了机翼的升力特性。在某些类型的襟翼系统中，内侧襟翼包括用于使襟翼在收起位置和展开位置之间移动的扭矩构件。通常，扭矩构件延伸到机身的侧面中，或者延伸到机身的机翼整流罩结构中，并且联接至控制襟翼的移动的襟翼支撑机构。
在许多襟翼系统中，扭矩构件是一种具有圆形横截面形状的管状结构，通常被称为扭矩管。扭矩管通常联接至襟翼的结构构件，例如内侧翼肋。然而，实现适当的结构性能和承重性能可能需要沉重的扭矩管和庞大且复杂的联接器，这增加了飞机的重量和成本。此外，一些襟翼系统采用包括双扭矩管设计的故障保护扭矩管，这进一步增加了飞机的成本、重量和复杂性。
因此，本领域技术人员继续在飞机襟翼致动领域进行研究和开发工作。
发明内容
在一个示例中，所公开的襟翼包括襟翼体。襟翼体包括上蒙皮、与上蒙皮相对的下蒙皮、以及在上蒙皮和下蒙皮之间延伸的多个翼梁。襟翼还包括联接至襟翼体的扭矩构件。扭矩构件的一部分与上蒙皮和下蒙皮中的至少一个邻接。
在一个示例中，所公开的飞机的机翼包括机翼体和襟翼。襟翼包括可与机翼体可移动地联接的襟翼体。襟翼体包括上蒙皮、与上蒙皮相对的下蒙皮、以及在上蒙皮和下蒙皮之间延伸的多个翼梁。襟翼还包括联接至襟翼体的扭矩构件。扭矩构件的一部分与上蒙皮和下蒙皮中的至少一个邻接。
在一个实施例中，所公开的方法包括以下步骤：(1)连接上蒙皮、下蒙皮和多个翼梁以部分地形成襟翼体；以及(2)将多个延伸构件联接至襟翼体以部分地形成扭矩构件。襟翼体配置为与飞机的机翼可移动地联接。扭矩构件配置为联接至飞机的襟翼致动器。
从下文的具体实施方式、附图以及所附权利要求书，所公开的襟翼和方法的其他示例将变得显而易见。
附图说明
图1是飞机的一个示例的示意性透视图；
图2是飞机的机翼的一个实施例的示意性透视图；
图3是所公开的襟翼的一个实施例的示意性透视图；
图4是飞机的一部分的一个示例的示意性内部透视图，其示出了延伸穿过飞机的机身中的开口的所公开的襟翼的扭矩构件的一个示例；
图5是所公开的襟翼的一个示例的示意性局部透视图；
图6是所公开的襟翼的一个示例的示意性正视剖视图；
图7是所公开的襟翼的一个示例的示意性局部平面图；
图8是所公开的襟翼的一个示例的示意性平面图；
图9是所公开的襟翼的一个示例的示意性局部平面图；
图10是所公开的襟翼的一个示例的示意性局部平面图；
图11是所公开的襟翼的一个示例的示意性局部平面图；
图12是所公开的襟翼的一个示例的示意性局部平面图；
图13是所公开的襟翼的一个示例的示意性透视图；
图14是所公开的方法的一个示例的流程图；并且
图15是示例性飞机制造和维修方法的流程图。
具体实施方式
下文的具体实施方式参考附图，附图中示出了本公开所描述的具体示例。具有不同结构和操作的其它示例不脱离本公开的范围。在不同附图中，相似的附图标记可指代相同的特征、元件或部件。
下文提供了说明性的非穷尽的示例，其可以要求保护但并不一定要求保护根据本公开的主题。
图1是飞机200的一个说明性示例。在该示例性示例中，飞机200是固定翼飞机。飞机200包括机身202、一对机翼214(也分别称为机翼214)、以及推进系统216。飞机200还包括多个高级系统，例如但不限于，电气系统226、液压系统228和/或环境系统230。也可包括任何数量的其它系统。
机身202是飞机200的主体，并且包括配置为容纳机组人员、一个或多个乘客和/或货物的任何适当的中央结构。在该说明性示例中，机身202是细长的大致圆柱形机身。机身202包括位于机身202的前端的前端部、以及位于机身202的后端的后端部。如本文中所使用的，术语“前”和“后”具有本领域普通技术人员已知的其普通含义，并且指代相对于飞机200的移动方向的位置。后端部还可包括垂直稳定翼240和水平稳定翼238。
机身202包括限定内部224的机体222，其可包括客舱和/或货舱。机翼整流罩结构220(例如机身/机翼整流罩)还可设置在机身202和机翼214之间的每个界面处，并且可从邻近机身202(该机身处或附近)延伸到邻近与其相关联的机翼214。
机翼214包括配置为向飞机200提供升力的任何适当的翼面结构。在该说明性示例中，机翼214是从机身202在掠翼锥形平台中的下部延伸的细长结构。在其它示例中，机翼214是直的或三角形的。在另外的示例中，机翼214是梯形的、恒定的、椭圆形的、半椭圆形的或本领域已知的其它配置。
在该说明性示例中，推进系统216包括例如通过支架安装至机翼214的两个涡轮风扇发动机。在一个示例中，每个发动机均容置在发动机舱内，其包括入口和喷嘴。在其它示例中，发动机可安装至机身202或其它飞机结构，例如后部。在各个其它示例中，推进系统216可包括更多或更少的发动机，并且可以使用其它类型的发动机(例如，涡轮螺旋桨发动机)。
飞机200包括各个飞行控制表面232。飞行控制表面232包括用于调整和控制飞机200的飞行和空气动力学特征的任何空气动力学枢转装置。飞行控制表面232的示例包括位于机翼214的后端上的内侧襟翼208和/或外侧襟翼218、位于水平稳定翼238的后端上的升降舵234、位于垂直稳定翼240的后端上的方向舵236、以及其它控制表面(例如，前端襟翼、副翼和扰流器)。如本文中所使用的，术语“内侧”和“外侧”具有本领域技术人员已知的其普通含义，并且指代相对于飞机200的中心线的位置。
在一个示例中，内侧襟翼208(也共同称为多个内侧襟翼208)和/或外侧襟翼218(也共同称为多个外侧襟翼218)包括安装在机翼214的后缘上并且配置为相对于机翼214枢转、旋转和/或平移(例如向前和向后)的任何适当的结构。内侧襟翼208和/或外侧襟翼218配置为改变机翼214的升力特性。内侧襟翼208和/或外侧襟翼218在至少上升(收起、缩回或“襟翼收上”)位置和下降(展开、延伸或“襟翼放下”)位置之间是可移动的。在一个示例中，内侧襟翼208和/或外侧襟翼218可围绕固定轴线枢转。在一个示例中，内侧襟翼208和/或外侧襟翼218通过预定路径枢转，该预定路径大致是弯曲的拱形。
在一个示例中，飞机200还包括襟翼致动器260。襟翼致动器260与每个机翼214相关联，以用于致动内侧襟翼208。在一个示例中，襟翼致动器260包括位于机身202或机翼整流罩结构220中或者容置在机身202或机翼整流罩结构220中的机动臂。
在一个示例中，扭矩构件210使襟翼致动器260与关联的内侧襟翼208联接，以将致动/退动(例如，下降/上升)力从襟翼致动器260传递至关联的内侧襟翼208。扭矩构件210延伸穿过飞机200中的开口206(例如，机身202或机翼整流罩结构220中的开口206)。飞机200中的开口206的大小和形状构造为在内侧襟翼208下降及上升时适应扭矩构件210的行进路径。
图2是机翼214的一个说明性示例。机翼214是包括机翼体258的各种机翼结构中的任何一个。由各种结构构件制成的机翼体258包括但不限于上机翼蒙皮246、下机翼蒙皮248、在上机翼蒙皮246和下机翼蒙皮248之间延伸的多个机翼翼梁250、以及在上机翼蒙皮246和下机翼蒙皮248之间延伸的多个机翼翼肋252。这些结构构件通过各种方法中的任一种联接在一起，包括但不限于通过各种紧固件的连接、共固化或一体形成。机翼翼梁250沿翼展方向在机翼214的翼根254和机翼214的翼尖256之间延伸。机翼翼肋252沿翼弦方向在机翼214的前缘244和机翼214的后缘242之间延伸。机翼214还包括襟翼100。所公开的襟翼100的一个示例在靠近翼根254的机翼214的后缘242处与机翼214可移动地联接。
参照图3至图13，公开了襟翼100的各个示例。所公开的襟翼100包括襟翼体164和联接至襟翼体164的扭矩构件108。扭矩构件108沿内侧方向从襟翼体164的内侧端124延伸。在一个示例中，襟翼体164包括上蒙皮102、与上蒙皮102相对的下蒙皮104、以及在上蒙皮102和下蒙皮104之间延伸的多个翼梁106(也单个称为翼梁106，并共同称为翼梁106)。扭矩构件108的一部分与上蒙皮102和下蒙皮104中的至少一个邻接。如本文中所使用的，术语“邻接”是指第一项目与第二项目或沿共享边界相邻的项目接触并与其共享至少一个边界。
襟翼100是飞机200的机翼214的内侧襟翼208的一个示例，并且扭矩构件108是内侧襟翼208(图1所示)的扭矩构件210的一个示例。在其它示例中，本公开的教导可以应用于飞机200的一个或多个其它飞行控制表面232。
在一个示例中，襟翼100包括在机翼214的后缘242处安装在机翼214的机翼体258上或者以其它方式与机翼214的机翼体258可移动地联接的任何合适的枢转结构(图1和图2)。在一个示例中，襟翼100位于与飞机200的机身202的机翼整流罩结构220相邻的位置。在襟翼100的操作期间，襟翼100至少可以在上升(收起、缩回或“襟翼收上”)位置和下降(展开、延伸或“襟翼放下”)位置之间移动，以改变机翼的升力特性。
参照图3，襟翼体164包括内侧端124和与内侧端124相对的外侧端126。襟翼体164还包括前端112和与前端112相对的后端116。扭矩构件108包括内侧端180和与内侧端180相对的外侧端178。在一个示例中，扭矩构件108联接至襟翼体164的内侧端124并沿内侧方向从襟翼体164的内侧端124向外延伸。
在一个示例中，扭矩构件108包括多个延伸构件128(也单个称为延伸构件128，并共同称为延伸构件128)。延伸构件128中的每个在内侧端124处联接至襟翼体164并从内侧端124沿内侧方向延伸。在一个示例中，延伸构件128中的每个与多个延伸构件128中的相邻一个平行。
如本文中所使用的，术语“平行”具有本领域技术人员已知的其普通含义，并且指代纵向延伸穿过第一项目的第一线与纵向延伸穿过第二项目的第二线共享同一平面并且第一线和第二线彼此等距的情况。如本文中所使用的，术语“平行”包括精确平行和近似平行(即，接近平行，其仍然执行期望功能并实现期望结果)。如本文中所使用的，术语“相邻”是指第一项目与第二项目直接相邻，或者直接靠近第二项目。
在一个示例中，部分地形成扭矩构件108的延伸构件128限定扭矩构件108的结构构件。如本文所使用的，当参考部分地形成扭矩构件108的多个结构构件中的任何一个时，短语“结构构件”指代配置为承载负载或者对施加至扭矩构件108的应力起反应的承重元件。
在一个示例中，襟翼体164包括在襟翼体164的内侧端124处在多个翼梁106中的相邻一对之间延伸的内侧翼肋168。多个延伸构件128中的每个联接至内侧翼肋168。在一个示例中，内侧翼肋168包括竖直取向且位于内侧翼肋168的内侧面上的支肋或凸缘。在一个示例中，延伸构件128中的每个紧固(例如，栓接)至内侧翼肋168的支肋。任何其它适合的接头可用于将延伸构件128的外侧端联接至内侧翼肋168。
延伸构件128中的每个和/或内侧翼肋168可由任何合适的结构材料形成。在一个示例中，延伸构件128和/或内侧翼肋168由金属材料形成。在一个示例中，延伸材料128和内侧翼肋168由复合材料制成。复合材料的一个示例是包括用纤维(例如，玻璃、碳、芳族聚酰胺等)增强的聚合物基质(例如，热固性树脂或热塑性聚合物)的纤维增强聚合物。作为一个示例，复合材料是碳纤维增强聚合物。
在各个示例中，延伸构件128中的每个具有任何数量的不同尺寸和/或横截面形状中的一个。通常，延伸构件128中的任何一个的尺寸和/或横截面形状取决于各种因素，并且可以在各种因素之间取得平衡，这些因素包括但不限于，对施加至扭矩构件108和/或襟翼100的负载充分地起反应的刚度和/或强度要求、扭矩构件108的故障保护要求、容纳扭矩构件108所需的机身202中的开口206(图4所示)的尺寸等。各个延伸构件128和扭矩构件108的尺寸和/或横截面形状整体上可以是关于扭矩构件108相对于襟翼体164的位置(例如，朝向前端112或朝向后端116)的因素。
由联接至襟翼体164的内侧翼肋168的延伸构件128形成的扭矩构件108可降低襟翼100的成本、复杂性和/或重量，并且可降低与飞机机翼和/或飞机的生产相关联的成本、复杂性和/或重量。例如，与金属扭矩管相比，由延伸构件128形成扭矩构件108没有制造金属(例如，钛或钢)扭矩管那么昂贵，并且减少了组装和连接扭矩构件108所需的部件和时间。作为一个示例，与传统的钢扭矩管相比，由复合材料形成的扭矩构件108的延伸构件128可降低飞机机翼的重量。作为一个示例，与将传统的钢扭矩管联接至襟翼体相比，通过将延伸构件128中的每个联接至内侧翼肋168来将扭矩构件108与襟翼体164连接在一起，可以降低与将扭矩构件108联接至襟翼体168相关联的复杂性和成本。作为一个示例，由延伸构件128形成扭矩构件108还使得扭矩构件108的位置能够相对于襟翼体164和/或机身202定制，这可用于优化扭矩构件108穿过开口206在机身202中的穿透。
在一个示例中，如图3所示，扭矩构件108位于襟翼体164的前端112和后端116之间，例如接近襟翼体164的中间部分。在一个示例中，扭矩构件108位于朝向襟翼体164的前端112。在一个示例中，扭矩构件108位于朝向襟翼体164的后端116。
在一个示例中，扭矩构件108具有横截面形状，如从内侧端124观看的，该横截面形状与襟翼体164的横截面形状至少部分地匹配或与襟翼体的横截面形状的一部分匹配。扭矩构件108的横截面形状至少部分地与襟翼体164的内侧端124处的襟翼体164的横截面形状相匹配可以降低与将扭矩构件108联接至襟翼体164相关联的复杂性，并且可以减小扭矩构件108对襟翼100和/或飞机200的空气动力学特性的影响。如本文中所使用的，具有至少部分匹配的横截面形状的部件可具有但不要求匹配的尺寸和/或大小。
在一个示例中，扭矩构件108具有非圆形横截面形状。作为一个示例，扭矩构件108具有多边形横截面形状。在一个说明性示例中，扭矩构件108具有矩形横截面形状。在另一个说明性示例中，扭矩构件108具有包括线性和弧形侧面的组合的横截面形状，例如三个基本上线性侧面和连接两个线性侧面的第四弧形侧面以形成基本上矩形的横截面形状。
在一个示例中，扭矩构件108包括或者至少部分地由前壁156、与前壁156相对的后壁158、上壁160、以及与上壁160相对的下壁162形成。前壁156和后壁158联接至襟翼体164。
在一个示例中，多个延伸构件128中的第一延伸构件形成前壁156，并且多个延伸构件128中的第二延伸构件形成后壁158。上壁160和下壁162分别与上蒙皮102和下蒙皮104邻接。在一个示例中，如从内侧端124观看的，上壁160和下壁162中的至少一个具有的轮廓形状与襟翼体164的一部分相匹配，例如与上蒙皮102和下蒙皮104中的至少一个的轮廓形状的一部分相匹配。
如从内侧端124观看的，前壁156、后壁158、上壁160和下壁162中的每个的轮廓形状限定扭矩构件108的横截面形状。在一个示例中，前壁156、后壁158、上壁160和下壁162中的一个或多个的轮廓形状是平面的。在一个示例中，前壁156、后壁158、上壁160和下壁162中的一个或多个的轮廓形状是弯曲的。
参照图4，襟翼100的襟翼体164通过扭矩构件108在上升位置和下降位置之间致动或移动，扭矩构件108延伸穿过形成在机身202中的开口206。开口206配置为在操作期间实现关于扭矩构件108和相关联的襟翼体164的全范围移动。在一个示例中，襟翼致动器260包括襟翼支撑机构212(通常也称为襟翼托架机构)、以及与襟翼支撑结构212可操作地联接的机动化致动器(未示出)。在一个示例中，扭矩构件108的内侧端180联接至襟翼支撑机构212。
图4示出了大体处于上升位置的襟翼100，其中扭矩构件108延伸穿过机身202中的开口206并联接至襟翼支撑机构212。在一个示例中，扭矩构件108配置为围绕旋转轴线184旋转或配置为待围绕旋转轴线旋转，以使襟翼体164相对于机翼214枢转或旋转。替代地或另外地，在一个示例中，扭矩构件108配置为沿行进路径186向前向后平移或配置为待沿行进路径向前向后平移，以使得襟翼体164在向前/上升位置和向后/下降位置之间移动。在一个示例中，行进路径186是弧形的，因此开口206是细长的弧形，以在操作期间实现襟翼100(与其相关联的扭矩构件108和襟翼体164)的全范围移动。扭矩构件108的旋转使得襟翼体164可以在襟翼100的致动期间围绕旋转轴线184枢转。在一个示例中，旋转轴线184是扭矩构件108的中心纵向轴线。
在一个示例中，扭矩构件108还包括位于扭矩构件108的外侧端178处且配置为联接至襟翼支撑机构212的安装凸缘182。在一个示例中，襟翼支撑机构212包括托架机构262，其通常也称为托架梁。托架机构262联接至扭矩构件108的内侧端180并在襟翼支撑机构212的致动期间将运动传递至扭矩构件108。在一个示例中，托架机构262包括可枢转地联接至安装凸缘182以实现扭矩构件108的旋转和平移运动的一个或多个连杆构件，其中，扭矩构件108的瞬时旋转中心沿行进路径186变化。
参照图5，在一个示例中，襟翼100包括紧邻襟翼体164的内侧端124联接至襟翼体164的内侧襟翼整流罩190。在襟翼100的致动期间，内侧襟翼整流罩190与襟翼100一起相对于机身202移动。在一个示例中，襟翼100还包括联接至扭矩构件108的门188。门188与扭矩构件108一起移动并相对于机身202定位，从而使得门188在襟翼100的致动期间覆盖机身202中的开口206(图4所示)的至少一部分。
参照图6至图8，在一个示例中，上蒙皮102(图7和图8中未示出上蒙皮102)和/或下蒙皮104与翼梁106永久性地联接。作为示例，上蒙皮102和下蒙皮104中的一者或两者可以通过各种紧固件(未示出)连接至翼梁106，翼梁106可与上蒙皮102和/或下蒙皮104中的一者或两者共固化，翼梁106可以与上蒙皮102和/或下蒙皮104中的一者或两者在结构上结合(例如，粘附地结合)，或其组合。
参照图6，在一个示例中，翼梁106中的每个包括上翼梁盖170、与上翼梁盖170相对的下翼梁盖172、以及在上翼梁盖170和下翼梁盖172之间延伸的翼梁腹板174。上翼梁盖170联接至上蒙皮102，并且下翼梁盖172联接至下蒙皮104。翼梁106中的每个具有由上翼梁盖170、下翼梁盖172和翼梁腹板174的相对配置限定的各种横截面形状中的一个。在一个示例中，翼梁106中的至少一个沿翼梁106的纵向轴线具有不变的横截面形状。在一个示例中，翼梁106中的至少一个沿翼梁106的纵向轴线具有变化的或非恒定的横截面形状。
在翼梁106的一个示例中，翼梁腹板174的一端连接至上翼梁盖170的一端，并且翼梁腹板174的另一端连接至下翼梁盖172的一端，并且上翼梁盖170和下翼梁盖172两者从翼梁腹板174的同一侧突出(通常称为横截面为C-形或U-形)。
在翼梁106的一个示例中，翼梁腹板174的一端连接至上翼梁盖170的中间部分(例如，位于上翼梁盖170的两端之间)，并且翼梁腹板174的另一端连接至下翼梁盖172的中间部分(例如，位于下翼梁盖172的两端之间)，并且上翼梁盖170和下翼梁盖172两者从翼梁腹板174的两侧突出(通常称为横截面为I-形或H-形)。
参照图7和图8，在一个示例中，襟翼体164部分地由翼梁106形成，并且扭矩构件108部分地由延伸构件128形成。在一个示例中，翼梁106沿翼展方向在襟翼体164的外侧端126和襟翼体164的内侧端124之间延伸。翼梁106是襟翼体164的结构构件或承重元件。延伸构件128在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。
翼梁106可以由任何合适的结构材料形成。在一个示例中，翼梁106由金属材料制成。在一个示例中，翼梁106由复合材料(例如，碳纤维增强聚合物)制成。
在一个示例中，上蒙皮102和下蒙皮104中的至少一个包括蒙皮主要部分152和从蒙皮主要部分152延伸的蒙皮延伸部分154。襟翼体164部分地由蒙皮主要部分152形成，并且扭矩构件108部分地由蒙皮延伸部分154形成。
在一个示例中，蒙皮主要部分152沿翼展方向在襟翼体164的外侧端126和内侧端124之间延伸并沿翼弦方向在襟翼体164的前端112和后端116之间延伸。蒙皮延伸部分154沿内侧方向从襟翼体164的内侧端124延伸。蒙皮延伸部分154在延伸构件128上延伸(例如，覆盖延伸构件128)并联接至延伸构件128。
蒙皮主要部分152和蒙皮延伸部分154整体形成为单个部件或单个件，其形成上蒙皮102和/或下蒙皮104的整体。上蒙皮102和/或下蒙皮104可由任何合适的结构材料制成。在一个示例中，上蒙皮102和/或下蒙皮104由金属材料制成。在一个示例中，上蒙皮102和/或下蒙皮104由复合材料(例如，碳纤维增强聚合物)制成。
在一个示例中，扭矩构件108由两个延伸构件128形成，每个延伸构件128联接至襟翼体164的内侧翼肋168。在一个示例中，扭矩构件108由三个延伸构件128形成，每个延伸构件128联接至襟翼体164的内侧翼肋168。在一个示例中，扭矩构件108由两个延伸构件128和联接至延伸构件128的至少一个延伸翼肋176(图7所示)形成。在这些示例中的任何一个中，扭矩构件108还可由上蒙皮102和/或下蒙皮104中的至少一个的蒙皮延伸部分154形成。
在一个示例中，延伸构件128中的至少一个相对于翼梁106中的一个横向偏移。在一个示例中，如图7所示，延伸构件128中的每个相对于翼梁106中的相邻一个横向偏移。在一个示例中，延伸构件128中的至少一个与翼梁106中的一个共轴地对准。在一个示例中，如图8所示，延伸构件128中的每个均与与其相关联的翼梁106中的一个共轴地对准。
在一个示例中，延伸构件128中的任何一个包括上延伸盖、与上延伸盖相对的下延伸盖、以及在上延伸盖和下延伸盖之间延伸的延伸腹板。延伸构件128中的每个均具有由上延伸盖、下延伸盖和延伸腹板的相对配置限定的各种横截面形状(例如C-形状、I-形状等)中的一个。在一个示例中，延伸构件128中的至少一个沿延伸构件128的纵向轴线具有不变的横截面形状。在一个示例中，延伸构件128中的至少一个沿延伸构件128的纵向轴线具有变化的或非恒定的横截面形状。在某些示例中，延伸构件128的横截面形状与用于形成襟翼体164的翼梁106的横截面形状基本上匹配。在一个示例中，上蒙皮102和/或下蒙皮104中的至少一个的蒙皮延伸部分152联接至延伸构件128中的一个或多个(例如，上延伸盖和下延伸盖)的相对端。
参照图8，在一个示例中，襟翼体164还包括其他结构元件。在一个示例中，襟翼体164还包括在襟翼体164的外侧端126和内侧端124之间延伸的额外的翼梁106。在一个示例中，襟翼体164还包括在上蒙皮102和下蒙皮104之间延伸的多个外侧翼肋166(也单个称为外侧翼肋166)。在一个示例中，外侧翼肋166沿翼弦方向在相邻一对翼梁106之间延伸。
参照图9至图12，在一个示例中，多个翼梁106包括位于紧邻襟翼体164的前端112(例如在前端112处或接近前端112)的前翼梁110。在一个示例中，多个翼梁106还包括位于紧邻襟翼100的后端116的后翼梁114。在一个示例中，多个翼梁106还包括位于前翼梁110和后翼梁114之间的中间翼梁118。在图9至图12中，上蒙皮102未示出。
参照图9，在一个示例中，襟翼100包括前翼梁110和后翼梁114。在一个示例中，前翼梁110和后翼梁114在襟翼体164的外侧端126和内侧端124之间延伸。在一个示例中，内侧翼肋168在前翼梁110和后翼梁114之间延伸并联接至前翼梁110和后翼梁114。在一个示例中，内侧翼肋168还沿翼弦方向在上蒙皮102(图9中未示出)和下蒙皮104之间延伸并联接至上蒙皮102和下蒙皮104。襟翼体164部分地由前翼梁110、后翼梁114和内侧翼肋168形成。当从襟翼体164的内侧端124观看时，多个延伸构件128中的每个位于前翼梁110和后翼梁114之间。
在一个示例中，多个延伸构件128包括联接至内侧翼肋168的第一延伸构件144(例如，延伸构件128中的第一延伸构件)。在一个示例中，多个延伸构件128包括联接至内侧翼肋168的第二延伸构件146(例如，延伸构件128中的第二延伸构件)。扭矩构件108包括第一延伸构件144和第二延伸构件146(部分地由第一延伸构件144和第二延伸构件146形成)。第一延伸构件144和第二延伸构件146在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。
在一个示例中，第一延伸构件144和第二延伸构件146彼此横向间隔开。在一个示例中，第一延伸构件144和第二延伸构件146彼此平行。在一个示例中，第一延伸构件144与前翼梁110朝向后翼梁114横向间隔开。在一个示例中，第二延伸构件146与后翼梁114朝向前翼梁110横向间隔开。
参照图10，在一个示例中，襟翼100包括前翼梁110、中间翼梁118和后翼梁114。在一个示例中，前翼梁110、中间翼梁118和后翼梁114在襟翼体164的外侧端126和内侧端124之间延伸。在一个示例中，内侧翼肋168在前翼梁110和后翼梁114之间延伸并联接至前翼梁110、中间翼梁118和后翼梁114。襟翼体164部分地由前翼梁110、中间翼梁118、后翼梁114和内侧翼肋168形成。扭矩构件108部分地由第一延伸构件144和第二延伸构件146形成。
在一个示例中，当从襟翼体164的内侧端124观看时，第一延伸构件144位于前翼梁110和中间翼梁118之间。在一个示例中，当从襟翼体164的内侧端124观看时，第二延伸构件146位于后翼梁114和中间翼梁118之间。
参照图11，在一个示例中，襟翼100包括前翼梁110和后翼梁114。在一个示例中，前翼梁110和后翼梁114在襟翼体164的外侧端126和内侧端124之间延伸。在一个示例中，内侧翼肋在前翼梁110和后翼梁114之间延伸并联接至前翼梁110和后翼梁114。襟翼体164部分地由前翼梁110、后翼梁114和内侧翼肋168形成。
在一个示例中，多个延伸构件128包括联接至内侧翼肋168的第三延伸构件148(例如，延伸构件128中的第三延伸构件)。在一个示例中，当从襟翼体164的内侧端124观看时，第三延伸构件148位于第一延伸构件144和第二延伸构件146之间。扭矩构件108包括第一延伸构件144、第二延伸构件146和第三延伸构件148(部分地由第一延伸构件144、第二延伸构件146和第三延伸构件148形成)。第一延伸构件144、第二延伸构件146和第三延伸构件148在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。
参照图12，在一个示例中，襟翼100包括前翼梁110和后翼梁114。在一个示例中，前翼梁110和后翼梁114在襟翼体164的外侧端126和内侧端124之间延伸。在一个示例中，内侧翼肋168在前翼梁110和后翼梁114之间延伸并联接至前翼梁110和后翼梁114。襟翼体164部分地由前翼梁110、后翼梁114和内侧翼肋168形成。
在一个示例中，扭矩构件108包括延伸翼肋176(部分地由延伸翼肋176形成)，延伸翼肋176在第一延伸构件144和第二延伸构件146之间延伸。在一个示例中，延伸翼肋176位于扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间的各个位置中的任何一个位置处。延伸翼肋176配置为在襟翼100的致动期间在第一延伸构件144和第二延伸构件146之间重新分配负载。在一个示例中，延伸翼肋176在上蒙皮102(图12中未示出)和下蒙皮104之间延伸和/或联接至上蒙皮102(图12中未示出)和/或下蒙皮104。
在一个示例中，扭矩构件108包括多个延伸翼肋176，如图12所示。在一个示例中，延伸翼肋176沿扭矩构件108在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间等距隔开。延伸翼肋176的数量可根据例如施加至扭矩构件108的负载、扭矩构件108的故障保护要求以及扭矩构件108的期望刚度而改变。在一个示例中，延伸翼肋176中的一个位于紧邻扭矩构件108的内侧端180。在一个示例中，延伸翼肋176中的至少一个位于扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间，例如，位于延伸翼肋176中的位于扭矩构件108的内侧端180处的一个延伸翼肋和内侧翼肋168之间。
参照图14，在一个示例中，襟翼100包括前翼梁110和后翼梁114。襟翼体164部分地由前翼梁主要部分120和后翼梁114形成。扭矩构件108部分地由前翼梁延伸部分122形成。在一个示例中，前翼梁主要部分120和后翼梁114在襟翼体164的内侧端124和外侧端126之间延伸，并且前翼梁延伸部分122在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。
虽然图11和图12中未示出，但是在其它示例中，襟翼体164还可包括额外的翼梁106(例如，中间翼梁118)。
在图9至图12所示的示例中，第一延伸构件144形成扭矩构件108的前壁156(图3所示)，并且第二延伸构件146形成扭矩构件108的后壁158(图3所示)。在图9至图12所示的示例中，上蒙皮102的蒙皮延伸部分154(图9至图12中未示出)(也称为上蒙皮延伸部分)形成扭矩构件108的上壁160(图3所示)，并且下蒙皮104的蒙皮延伸部分154(也称为下蒙皮延伸部分)形成扭矩构件108的下壁162。上蒙皮102的蒙皮主要部分152(也称为上蒙皮主要部分)形成襟翼体164的上蒙皮面板，并且下蒙皮104的蒙皮主要部分152(也称为下蒙皮主要部分)形成襟翼体164的下蒙皮面板。
参照图13，在一个示例中，上蒙皮102和/或下蒙皮104中的一者或两者仅部分地形成襟翼体164。在一个示例中，上蒙皮102和/或下蒙皮104中的一者或两者在襟翼体164的外侧端126和内侧端124之间延伸并终止在襟翼体164的内侧端124处。
在一个示例中，襟翼100还包括代替上蒙皮延伸部分的上蒙皮延伸构件194。在一个示例中，上蒙皮延伸构件194在扭矩构件108的内侧端180和外侧端178之间延伸并联接至延伸构件128(例如，第一延伸构件144和第二延伸构件146)。上蒙皮延伸构件194与上蒙皮102邻接。扭矩构件108包括上蒙皮延伸构件194(部分地由上蒙皮延伸构件194形成)。
在一个示例中，襟翼100还包括代替下蒙皮延伸部分的下蒙皮延伸构件196。在一个示例中，下蒙皮延伸构件196在扭矩构件108的内侧端180和外侧端178之间延伸并联接至延伸构件128(例如，第一延伸构件144和第二延伸构件146)。下蒙皮延伸构件196与下蒙皮104邻接。扭矩构件108部分地由下蒙皮延伸构件196形成。
在说明性实施例中，上蒙皮102和下蒙皮104的蒙皮延伸部分154、上蒙皮延伸构件194和下蒙皮延伸构件196一直延伸至扭矩构件108的内侧端180并终止在扭矩构件108的内侧端180。在其它示例中，上蒙皮102和下蒙皮104的蒙皮延伸部分154、上蒙皮延伸构件194和/或下蒙皮延伸构件196中的一个或多个终止在扭矩构件108的内侧端180之前。在一个示例中，上蒙皮102和下蒙皮104的蒙皮延伸部分154、上蒙皮延伸构件194和/或下蒙皮延伸构件196至少延伸至扭矩构件108上的扭矩构件108穿过开口206(图4所示)进入机身202的点。
在某些航空航天实现中，故障保护措施可有利于确保持续的安全飞行和着陆。故障保护措施的一个示例是直到主要负载路径发生故障时才使用的冗余负载路径。故障保护措施的另一个示例是具有两个或更多个负载路径，其中任何一个负载路径发生故障会将负载重新分配到另一个负载路径，每个负载路径能够对整个负载起反应。故障保护措施的另一个示例是在限定给定负载路径的每个结构构件中具有足够的备用承载能力，从而使得负载路径能够在一个结构构件发生故障、损坏或其它损伤之后对整个负载起反应。
在某些示例中，例如在图11所示的说明性示例中，所公开的襟翼100的扭矩构件108包括故障保护配置。在一个示例(图11)中，几对两个相邻的延伸构件128可形成冗余负载路径。在一个示例中，第一延伸构件144和第三延伸构件148限定第一负载路径，第三延伸构件148和第二延伸构件146限定第二负载路径，并且第一延伸构件144和第二延伸构件146限定第三负载路径。在该示例中，负载路径中的每个能够对施加至襟翼100的整个负载起反应，并且一个负载路径发生故障(例如，一个延伸构件128的损坏所导致的)可重新分配至另一个负载路径。在一个示例中，冗余负载路径中的一个被加载，而冗余负载路径中的另一个被卸载。一旦加载的负载路径发生故障，则负载被重新分配至卸载的负载路径。在一个示例中，冗余负载路径中的每个被加载，并且加载的负载路径中的任一个能够在另一个发生故障时对整个负载起反应。
在某些示例中，例如在图9、图10和图12所示的说明性示例中，所公开的襟翼100的扭矩构件108可包括故障保护配置。在一个示例中，延伸构件128中的每个具有超过施加至襟翼100的整个负载的备用承载能力。在一个示例(图9、图10和图12)中，第一延伸构件144和第二延伸构件146限定负载路径，并且第一延伸构件144和第二延伸构件146中的每个具有超过施加至襟翼100的整个负载的备用承载能力。
参照图14，还公开了一个示例方法1000。在一个示例中，方法1000用于形成襟翼100。在一个示例中，方法1000包括用联接至襟翼体164以形成襟翼100的多个延伸构件128形成扭矩构件108的步骤(框1002)。襟翼体164配置为与飞机200的机翼214可移动地联接。扭矩构件108配置为与飞机200的襟翼致动器260可操作地联接。
在一个示例中，方法1000包括提供下蒙皮104、上蒙皮102和多个翼梁106的步骤(框1004)。如本文中所使用的，术语“提供”不需要进行所提供项目的任何特定的递送或接收。相反，术语“提供”用于指代可供使用或者以其它方式处于备用状态或情况的项目。
在一个示例中，方法1000包括将下蒙皮104、上蒙皮102和多个翼梁106接合在一起以部分地形成襟翼体164的步骤(框1006)。可利用各种方法或操作将下蒙皮104、上蒙皮102和多个翼梁106接合在一起，包括但不限于紧固、共固化、结合或其组合。
在一个示例中，方法1000包括将内侧翼肋168联接至多个翼梁106以部分地形成襟翼体164的步骤(框1008)。在一个示例中，内侧翼肋168在襟翼体164的内侧端124处的相邻一对翼梁106之间延伸。
在一个示例中，方法1000包括将多个延伸构件128联接至襟翼体164的内侧端124以部分地形成扭矩构件108的步骤(框1010)。在一个示例中，多个延伸构件128联接至内侧翼肋168。
在一个示例中，方法1000包括用上蒙皮102的蒙皮主要部分152部分地形成襟翼体164的步骤(框1012)以及用上蒙皮102的蒙皮延伸部分154部分地形成扭矩构件108的步骤(框1014)。替代地，方法1000包括用上蒙皮102部分地形成襟翼体164的步骤(框1016)以及用上蒙皮延伸构件194部分地形成扭矩构件108的步骤(框1018)。
在一个示例中，方法1000包括用下蒙皮104的蒙皮主要部分152部分地形成襟翼体164的步骤(框1020)以及用下蒙皮104的蒙皮延伸部分154部分地形成扭矩构件108的步骤(框1022)。替代地，方法1000包括用下蒙皮104部分地形成襟翼体164的步骤(框1024)以及用下蒙皮延伸构件196部分地形成扭矩构件108的步骤(框1026)。
在一个示例中，方法1000还用于形成飞机200的机翼214。在一个示例中，方法1000包括将襟翼100的襟翼体164在机翼214的后缘242处可移动地联接至机翼214的机翼体258的步骤(框1028)。根据方法1000，襟翼100在机翼214的制造期间可联接至机翼214。替代地，根据方法1000，飞机200的传统内侧襟翼可用襟翼100替代，例如在飞机200的维修或修理期间。
在一个示例中，方法1000还用于形成飞机200。在一个示例中，方法1000包括将机翼214联接至飞机200的机身202的步骤(框1030)。在一个示例中，方法1000包括将扭矩构件108的内侧端180与襟翼致动器260可操作地联接的步骤(框1032)。在一个示例中，扭矩构件108穿过机身202中的开口206延伸到机身202中。
在一个示例中，方法1000还用于操作襟翼100。在一个示例中，方法1000包括在上升位置和下降位置之间致动襟翼100的步骤(框1034)。在一个示例中，襟翼致动器260经由扭矩构件108使襟翼100的襟翼体164相对于机翼214枢转和/或平移。
本文中所公开的襟翼100和方法1000的示例可用于各种潜在的应用中，特别是在运输行业中，包括例如航空航天应用。现在参照图1和图15，襟翼100和方法1000的示例可以用在飞机制造和维修方法1100(如图15的流程图所示)和飞机200(如图1所示)中。所公开的示例的飞机应用可包括襟翼100的形成和襟翼100作为飞机200的飞行控制表面的使用。
如图15所示，在生产前期间，说明性方法1100可包括飞机200的规格和设计(框1102)和材料采购(框1104)。在飞机200的生产期间，可包括飞机200的部件和子组件制造(框1106)和系统集成(框1108)。此后，飞机200可经历认证和交付(框1110)以投入使用(框1112)。所公开的襟翼100和方法1000可形成部件和子组件制造(框1106)和/或系统集成(框1108)的一部分。例行维护和维修(框1114)可包括飞机200的一个或多个系统的修改、重新配置、翻新等，例如修理和/或更换内侧襟翼。
说明性方法的每个过程可由系统集成商、第三方和/或运营商(例如，客户)执行或进行。出于本说明书的目的，系统集成商可包括但不限于任何数量的飞机制造商和主系统分包商；第三方可包括但不限于任何数量的销售商、分包商和供应商；运营商可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务机构等。
在图15所示的流程图中所示的制造和维修方法1100的任何一个或多个阶段期间，可以采用本文中所示出和描述的襟翼100和方法1000的示例。例如，与部件或子组件制造(框1106)对应的部件和子组件(例如襟翼100或机翼214)可以以类似于飞机200投入使用(框1112)时生产的部件或子组件的方式生产或制造。此外，襟翼100、方法1000或其组合的一个或多个示例可以在系统集成(框1108)和/或认证和交付(框1110)期间使用。类似地，可以利用襟翼100、方法1000或其组合的一个或多个示例，例如但不限于，飞行器200在投入使用(框1112)时和在维护和维修(框1114)期间。
尽管示出了航空航天的示例，但是本文所公开的原理可应用于其它行业，例如汽车行业。因此，除了飞机之外，本文所公开的原理可适用于其它车辆(例如，陆用车辆、海上船舶、航天器等)。
本文对“示例”的引用意味着，结合该示例描述的一个或多个特征、结构、元件、部件、特性和/或操作步骤包括在根据本公开的主题的至少一个实施例和/或实施方式中。因此，贯穿本公开的短语“示例”和类似语言可以但并非必须指代相同的示例。此外，表征任何一个示例的主题可以但并非必须包括表征任何其它示例的主题。
如本文中所使用的，“被配置为”执行特定功能的系统、装置、结构、物品、元件、部件或硬件确实能够在没有任何改变的情况下执行特定功能，而不是仅仅在进一步修改后才有可能执行特定功能。换言之，“配置为”执行特定功能的系统、装置、结构、物品、元件、部件或硬件被专门选择、创造、实施、使用、编程和/或设计为实现执行特定功能的目的。如本文中所使用的，“配置为”表示使得系统、装置、结构、物品、元件、部件或硬件能够在不进行进一步修改的情况下执行特定功能的系统、装置、结构、物品、元件、部件或硬件的现有特性。出于本公开的目的，被描述为“配置为”执行特定功能的系统、装置、结构、物品、元件、部件或硬件可以附加地或可替代地被描述为“适用于”和/或“可操作成”执行这一功能。
除非另有说明，否则术语“第一”、“第二”等在本文中仅用作标记，而并非旨在对这些术语所涉及的各项应用顺序、位置或分级要求。此外，对“第二”项目的引用不要求或排除较低编号的项目(例如，“第一”项目)和/或较高编号的项目(例如，“第三”项目)的存在。
如本文中所使用的，“联接”等类似术语是指两个或更多个元件与另一个接合、连结、紧固、连接、连通或以其它方式相关联(例如，机械地、电力地、流体地、光学地、电磁地)。在各种示例中，元件可以以直接或间接的方式相关联。作为一个示例，元件A可以直接与元件B相关联。作为另一个示例，元件A可以与元件B间接地相关联，例如，经由另一个元件C。应当理解，并非所有所公开的元件之间的所有关联都必须被示出。因此，还可以存在除了图中所示的那些之外的联接。
如本文中所使用的，短语“至少一个”在与项目列表一起使用时意味着可以使用所列项目中的一个或多个的不同组合，并且可能仅需要列表中的每个项中的一个。例如，“项目A、项目B和项目C中的至少一个”可包括但不限于项目A、或项目A和项目B。该示例还可以包括项目A、项目B和项目C，或项目B和项目C。在其它示例中，“至少一个”可以是，例如但不限于，项目A中的两个、项目B中的一个和项目C中的十个；项目B中的四个和项目C中的七个；以及其它合适的组合。
在图14和图15中，如上所述，各个框可以表示操作和/或其部分，并且连接各个框的线不暗示该操作或其部分的任何特定顺序或从属关系。由虚线表示的各个框表示替代操作和/或其部分。连接各个框的虚线(如果有的话)表示操作或其部分的替代从属关系。应当理解，并非必须示出各种所公开的操作之间的所有从属关系。图14和图15以及描述本文所公开的方法的操作的所附公开内容在本文中不应被解释为必须确定操作执行的顺序。相反，尽管示出了一个说明性的顺序，但是应该理解，可以在适当时修改操作的顺序。因此，可以对所示的操作进行修改、添加和/或省略，并且可以以不同的顺序或同时执行某些操作。另外，本领域技术人员应当理解，并非所有所描述的操作步骤都需要执行。
本申请是于2018年3月30日提交的美国专利申请系列第15/941,378号的部分继续申请。
尽管已示出和描述了所公开的天线、航空航天器和方法的各种实施例和/或示例，但是本领域技术人员在阅读说明书后可以进行修改。本申请包括这些修改，并且仅受权利要求的范围限制。

Claims (20)

1.一种襟翼，所述襟翼包括：
襟翼体，所述襟翼体包括：
上蒙皮；
下蒙皮，所述下蒙皮与所述上蒙皮相对；以及
多个翼梁，所述多个翼梁在所述上蒙皮和所述下蒙皮之间延伸；以及
扭矩构件，所述扭矩构件联接至所述襟翼体；并且
其中，所述扭矩构件的一部分与所述上蒙皮和所述下蒙皮中的至少一个邻接。
2.根据权利要求1所述的襟翼，其中，所述扭矩构件具有非圆形横截面形状。
3.根据权利要求1所述的襟翼，其中：
所述襟翼体还包括内侧端以及与所述内侧端相对的外侧端；
所述扭矩构件包括多个延伸构件；并且
所述多个延伸构件中的每个延伸构件联接至所述襟翼体的所述内侧端。
4.根据权利要求3所述的襟翼，其中，所述多个延伸构件中的每个延伸构件与所述多个延伸构件中的相邻延伸构件平行。
5.根据权利要求3所述的襟翼，其中：
所述上蒙皮和所述下蒙皮中的至少一个包括蒙皮主要部分以及从所述蒙皮主要部分延伸的蒙皮延伸部分；
所述襟翼体部分地由所述蒙皮主要部分形成；并且
所述扭矩构件部分地由所述蒙皮延伸部分形成。
6.根据权利要求3所述的襟翼，其中，所述扭矩构件包括与所述上蒙皮邻接的上蒙皮延伸构件和与所述下蒙皮邻接的下蒙皮延伸构件中的至少一个。
7.根据权利要求3所述的襟翼，其中：
所述襟翼体还包括在所述襟翼体的所述内侧端处在所述多个翼梁中的相邻一对翼梁之间延伸的内侧翼肋；并且
所述多个延伸构件中的每个延伸构件联接至所述内侧翼肋。
8.根据权利要求7所述的襟翼，其中：
所述多个翼梁包括前翼梁和后翼梁；
所述内侧翼肋在所述前翼梁和所述后翼梁之间延伸；并且
所述多个延伸构件位于所述前翼梁和所述后翼梁之间。
9.根据权利要求8所述的襟翼，其中：
所述多个延伸构件包括：
第一延伸构件，所述第一延伸构件联接至所述内侧翼肋；以及
第二延伸构件，所述第二延伸构件联接至所述内侧翼肋；并且
所述第一延伸构件和所述第二延伸构件彼此横向间隔开。
10.根据权利要求9所述的襟翼，其中：
所述第一延伸构件与所述前翼梁横向间隔开；并且
所述第二延伸构件与所述后翼梁横向间隔开。
11.根据权利要求9所述的襟翼，其中：
所述多个翼梁还包括位于所述前翼梁和所述后翼梁之间的中间翼梁；
所述第一延伸构件位于所述前翼梁和所述中间翼梁之间；并且
所述第二延伸构件位于所述后翼梁和所述中间翼梁之间。
12.根据权利要求9所述的襟翼，其中：
所述多个延伸构件还包括联接至所述内侧翼肋的第三延伸构件；并且
所述第三延伸构件位于所述第一延伸构件和所述第二延伸构件之间。
13.根据权利要求9所述的襟翼，其中，所述扭矩构件还包括在所述第一延伸构件和所述第二延伸构件之间延伸的延伸翼肋。
14.一种飞机的机翼，所述机翼包括：
机翼体；以及
襟翼，所述襟翼包括：
襟翼体，所述襟翼体能移动地联接至所述机翼体，并且包括：
上蒙皮；
下蒙皮，所述下蒙皮与所述上蒙皮相对；以及
多个翼梁，所述多个翼梁在所述上蒙皮和所述下蒙皮之间延伸；以及
扭矩构件，所述扭矩构件联接至所述襟翼体；并且
其中，所述扭矩构件的一部分与所述上蒙皮和所述下蒙皮中的至少一个邻接。
15.根据权利要求14所述的机翼，其中，所述扭矩构件具有非圆形横截面形状。
16.根据权利要求14所述的机翼，其中，所述扭矩构件配置为联接至所述飞机的襟翼致动器。
17.根据权利要求14所述的机翼，其中：
所述上蒙皮和所述下蒙皮中的至少一个包括蒙皮主要部分以及从所述蒙皮主要部分延伸的蒙皮延伸部分；
所述襟翼体部分地由所述蒙皮主要部分形成；并且
所述扭矩构件部分的由所述蒙皮延伸部分形成。
18.根据权利要求14所述的机翼，其中：
所述襟翼体还包括内侧端以及与所述内侧端相对的外侧端；
所述扭矩构件包括多个延伸构件；并且
所述多个延伸构件中的每个延伸构件联接至所述襟翼体的所述内侧端。
19.根据权利要求18所述的机翼，其中：
所述襟翼体还包括在所述襟翼体的所述内侧端处在所述多个翼梁中的相邻一对翼梁之间延伸的内侧翼肋；并且
所述多个延伸构件中的每个延伸构件联接至所述内侧翼肋。
20.一种用于形成襟翼的方法，所述方法包括：
连接上蒙皮、下蒙皮和多个翼梁以部分地形成襟翼体；以及
将多个延伸构件联接至所述襟翼体以部分地形成扭矩构件，其中：
所述襟翼体配置为与飞机的机翼能移动地联接；并且
所述扭矩构件配置为联接至所述飞机的襟翼致动器。
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