CN111452956A - 用于使翼梢装置移动的致动器组件、机翼、飞行器及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及提供用于使飞行器翼梢装置移动的致动器组件、机翼、飞行器及方法。该翼梢装置能够绕铰接件轴线相对于飞行器的固定翼旋转。铰接件轴线定向成不平行于飞行器的飞行航线方向。致动器组件包括主轴、马达和副轴，主轴具有大致平行于飞行航线方向定向的旋转轴线，马达使主轴旋转，副轴定向成大致平行于铰接件轴线。副轴能够联接至主轴，并且副轴设置成响应于主轴的旋转而使翼梢装置旋转。

Description

用于使翼梢装置移动的致动器组件、机翼、飞行器及方法

技术领域

本公开涉及具有可移动翼梢装置的飞行器。

背景技术

飞行器可以配备有附接至固定翼的可移动翼梢装置。翼梢装置可以用于允许在飞行期间、例如在阵风情况下减缓载荷。通常，大的载荷致使翼梢装置从飞行构型移动至载荷减缓构型，在飞行构型中，翼梢装置实际上是固定翼部分的延续，在载荷减缓构型中，机翼上的载荷减小。一旦要求进入载荷减缓构型的起因已经过去，则通常期望将翼梢装置移动返回成飞行构型。WO2017118832公开了这样的翼梢装置，该翼梢装置以可移动的方式绕铰接件安装。

此外，存在客运式飞行器趋向于越来越大的趋势，为此期望相应地具有较大的机翼翼展。然而，最大飞行器翼展实际上受机场运行规则限制，机场运行规则管理在机场各处进行操纵时所需的各种许可(比如，机位进入和安全滑行道使用所需的翼展和/或离地间隙)。可移动翼梢装置可以用于使机翼翼展能够在地面构型中减小。

可以使用致动器、例如机电致动器或液压致动器来使翼梢装置在不同的构型之间、例如在飞行构型与飞行器位于地面上时的地面构型之间移动。然而，这样的致动器可能需要相当大的负载能力和/或扭矩能力，尤其在致动器将用于飞行期间的情况下更是如此。通常，致动器所要求的负载能力和/或扭矩能力越大，则致动器越大且越重。在飞行器上包含大且重(且可能复杂)的致动器系统可能使由可移动翼梢装置本身带来的空气动力学益处中的一些或所有益处减少或折损。此外，机载空间对于飞行器来说是重要的考虑因素。一些飞行器可能不具有用于能够承受和/或产生期望扭矩的足够强有力的致动器的足够空间。

本发明试图缓解上文提到的问题中的一个或更多个问题。替代性地或另外，本发明试图提供改进的飞行器和飞行器机翼。

发明内容

根据第一方面，提供了一种包括机翼的飞行器。该机翼具有带有翼梢装置的固定翼。该翼梢装置能够绕铰接件轴线相对于固定翼旋转。铰接件轴线定向成不平行于飞行器的飞行航线方向。飞行器包括致动器组件，该致动器组件能够操作成使翼梢装置相对于固定翼移动。致动器组件包括：主轴，该主轴具有大致平行于飞行航线方向定向的旋转轴线；马达，该马达致能够操作成使主轴旋转；副轴，该副轴定向成大致平行于铰接件轴线，并且该副轴能够联接至主轴。副轴设置成响应于主轴的旋转而使翼梢装置绕铰接件轴线旋转。

与主轴未定向成大致平行于飞行航线方向的情况(例如，主轴沿着铰接件轴线定向或平行于铰接件轴线定向的情况)相比，通过使致动器组件的主轴定向成大致平行于飞行航线方向，由致动器组件引起的气动阻力的量可以减小。由于主轴可以由马达以预定角速度驱动，因此主轴可以被认为致动器组件的“主要轴”。主轴可以与其他部件例如齿轮箱、其他马达和/或离合器相关联，如下文将详细描述的。如此，尽管翼梢装置的铰接件轴线不平行于飞行航线方向，但是致动器组件中的大部分部件、并且在一些情况下为大多数部件可以与飞行器的飞行航线对准。与致动器组件的部件不与飞行航线对准的情况相比，这导致了改进的气动外形。副轴——该副轴定向成大致平行于铰接件轴线(并且因此不平行于飞行航线)——可以包括铰接件本身的一部分，或者可以包括沿着铰接件轴线设置的单独轴。如此，副轴可以与铰接件轴线同轴。在一些情况下，通过提供相对于彼此成角度的主轴和副轴(主轴与飞行航线对准并且副轴与铰接件轴线对准)，致动器组件的部件可以在这两个轴之间分配，因此与所述部件中的所有部件都沿着单个轴线、例如铰接件轴线设置的情况相比节省了空间。例如，一个或更多个马达和/或一个或更多个齿轮箱可以与主轴一起设置，并且离合器装置可以与副轴一起设置。

如上所述，铰接件轴线定向成不平行于飞行航线方向。铰接件轴线可以定向成使得铰接件轴线在机翼的后缘处比铰接件轴线在机翼的前缘处更靠内侧。铰接件轴线可以定向成使得在载荷减缓构型中翼梢装置的平均倾角减小。铰接件轴线可以定向成与机翼的掠式平均翼弦轴线大致垂直。该掠式平均翼弦轴线可以与翼盒的纵向方向平行。已经发现这种布置(与平行于飞行航线定向的铰接件轴线相比)在实现载荷减小方面是有益的。此外，已经发现铰接件轴线的这种定向有助于使翼梢装置移动至稳定的载荷减缓构型。例如，当铰接件轴线处于这样的取向时，翼梢装置倾向于甚至仅在气动载荷下移动至在静态气动弹性方面稳定的位置。因此，铰接件轴线的这种取向在与本发明的实施方式中的限制组件(如下所述)组合时是特别有益的。在一些情况下，铰接件轴线可以定向成大致垂直于机翼的前缘。铰接件轴线的取向可以被选择成使得该取向用于使颤振变稳定。

主轴可以是管状的。马达至少可以部分地被主轴封围，并且马达构造成使主轴相对于马达旋转。在一些示例中，马达被完全容纳在主轴内。通过提供由至少部分地被容纳在管状轴内的马达旋转的管状轴，可以获得紧凑的组件。这种紧凑的组件在致动器组件将用于具有特定的空间考虑因素的环境中的情况下可能是特别有益的。例如，在致动器组件要定位在飞行器机翼上的情况下，可能期望减小致动器组件的直径(高度)以满足期望的气动外形，然而致动器组件的长度可能受到更少限制，这是因为致动器组件可以沿着机翼在气流方向上设置。其中容纳有马达的管状轴相比于主轴不是管状的对照情况提供了更紧凑且符合空气动力学的结构(具体地，其中，主轴与飞行航线方向对准)。此外，在减小主轴的直径(以优化气动外形)与保持承受作用在翼梢装置上并转移至主轴的扭矩的能力之间存在折衷。主轴的直径可以由致动器组件需要承受的最大气动铰接载荷来确定。具有较大直径的主轴相比于具有较小直径的轴能够承受作用在翼梢装置上的更大量的扭矩。如此，通过提供(至少部分地)包围驱动致动器组件的马达的管状轴，主轴是紧凑且节省空间的，同时还能够承受足够程度的扭矩。

此外，管状结构可以用于不同的机翼和/或翼梢装置，而无需进行重大的重新设计。基于所需的致动器组件的负载能力(由机翼和/或翼梢装置几何结构和/或其他飞行器特性决定)，可以调节管状轴的直径，并且可以使用不同尺寸的马达使得马达配装在经调节的管状轴内。因此，与致动器组件具有不同构型的情况相比，可以简化为配合不同的飞行器而进行的对致动器组件的重新设计和/或修改。

此外，致动器组件的管状布置(其中，马达被容纳在管状轴的内部)使得能够简化制造、改装和/或维护过程。其中容纳有马达的主轴可以作为单独的部件或装置被移除和/或安装。在发生故障的情况下，可以移除管状结构以进行维护并安装替换的管状结构(其中容纳有替换马达)，即以简单的“拔出/插入”方式移除管状结构并安装替换的管状结构。因此，飞行器可以保持更长时间的运行(即，通过减少用于飞行器维护的停机时间来保持更长时间的运行)。

主轴可以包括开口。致动器组件可以包括固定装置，该固定装置穿过主轴的开口在马达与机翼之间延伸以将马达固定至机翼。如此，主轴可以相对于马达旋转，马达保持固定至机翼。开口可以允许凸耳或其他固定装置穿过该开口(从而例如在马达被容纳在主轴内时将马达连接至飞行器机翼)。固定装置使主轴内的马达和/或其他部件能够保持正确的位置和/或对准。此外，固定装置有助于剪切力的传递以及载荷沿着机翼翼弦的分布。该开口还可以允许马达与飞行器之间的电线、管道和/或其他连接件。开口还可以例如经由通过管道传输的冷却流体来实现帮助热管理，所述管道穿过开口通向马达。

开口可以包括槽，该槽围绕主轴的外周的一部分沿方位角方向延伸。固定装置可以延伸穿过这样的槽，使得马达在主轴的旋转期间经由固定装置保持固定至机翼。主轴可以设置成旋转小于360度。主轴的旋转范围可以由翼梢装置的最大和/或最小折叠能力决定。在一些示例中，主轴和翼梢装置可以具有1:1的旋转比。例如，为了使翼梢装置旋转90度，可以使主轴也旋转90度；为了使翼梢装置旋转120度，可以使主轴旋转120度，等等。方位槽允许主轴旋转而不影响穿过方位槽中的固定装置。因此，尽管主轴旋转，但是马达仍可以保持处于正确的位置和对准。在其他示例中，主轴和翼梢装置可以具有不同的旋转比。在一些情况下，例如在所得到的独立的元件(例如通过外部径向传动装置)共同驱动偏置的平行附加轴的情况下，主轴设置成旋转至少360度。

马达可以包括轴向通量马达(AFM)。与一些其他类型的马达相比，轴向通量马达可以提供更高的功率和/或扭矩密度。轴向通量马达可以包括双定子构型以提供增加的功率密度。此外，与使用一些其他类型的马达相比，使用轴向通量马达可能在空间上更有效(即满足致动器组件的空间要求)。致动器组件可以包括多个马达，所述多个马达设置成互补地使主轴旋转。例如，致动器组件可以包括同轴地设置并被容纳在主轴内的轴向通量马达的堆叠件或序列。马达中的每个马达可以有助于主轴相对于马达的旋转。与使用单个马达的情况相比，使用多个马达使得能够将更大量的扭矩施加到主轴上。

致动器组件可以包括输入轴和齿轮箱，输入轴与主轴共同对准，齿轮箱将输入轴与主轴联接。马达能够操作成驱动输入轴从而使主轴旋转。齿轮箱可以是高密度减速齿轮箱。齿轮箱可以包括行星齿轮箱，行星齿轮箱也被称为周转式齿轮箱。与不使用这种高密度齿轮箱的情况相比，使用这种齿轮箱可以减少对马达的转矩要求，从而实现使用较小的马达。例如，马达可以以相对快的角速度并且以相对大的转数来驱动输入轴，以使主轴旋转一圈(或者不到完整的一圈)。齿轮箱/马达的组合能够提供高扭矩的低速动力传输，从而以可控制的方式使翼梢装置旋转。在主轴为管状的情况下，齿轮箱可以至少部分地被主轴封围。主轴可以构造成相对于齿轮箱旋转。如此，与齿轮箱未被容纳在主轴内的情况相比，可以提供紧凑、节省空间且符合空气动力学的布置。齿轮箱可以以与针对马达描述的方式类似的方式经由穿过主轴中的开口的固定装置固定至机翼。在一些情况下，使用多个齿轮箱、例如同轴设置的齿轮箱的堆叠件。使用多个齿轮箱还提高了致动器组件的供能能力并降低了马达的转矩要求。将齿轮箱同轴地堆叠提供了高密度、高扭矩的致动器组件，同时满足可能的严格空间要求。

致动器组件可以包括用于选择性地使翼梢装置与马达脱开接合的离合器。如此，可以保护马达免受作用在翼梢装置上或由翼梢装置引起的扭矩。例如，当翼梢装置被允许被动地(即，在气动力的作用下)从飞行构型移动至载荷减缓构型时，运动的翼梢装置可以对致动器组件施加扭矩。选择性地使翼梢装置与马达脱开接合可以防止马达被反向驱动，并且因此可以减小损坏或磨损马达的可能性。在致动器组件包括齿轮箱的情况下，离合器也可以防止齿轮箱被反向驱动，并且可以类似地保护齿轮箱免受作用在翼梢装置上或由翼梢装置引起的扭矩。离合器可以设置成选择性地使副轴与主轴断开联接。如此，副轴可以可逆且可重复地与主轴联接。离合器可以设置在副轴上。如此，离合器可以设置成尽可能靠近翼梢装置并且尽可能远离马达，以减小由于作用在翼梢装置上或由翼梢装置引起的扭矩而使马达被反向驱动的可能性。此外，将离合器设置在副轴上可以节省主轴上的空间，如果该空间是可用的，则该空间可以代替地用于比如马达、齿轮箱等的驱动装置。在其他情况下，离合器可以设置在主轴上，或者设置在主轴与副轴之间。

致动器组件可以包括用于使主轴和副轴联接的锥齿轮。锥齿轮例如可以设置在主轴的最靠近机翼后缘的端部处。尽管主轴和副轴彼此不平行，但是锥齿轮允许主轴驱动副轴。即，锥齿轮允许主轴与飞行航线方向对准，而副轴与铰接件轴线对准(并且实际上可以形成铰接件本身)。

飞行器可以包括空气动力学整流罩，该空气动力学整流罩设置成封围致动器组件的至少一部分。例如，空气动力学整流罩可以设置成至少部分地封围主轴和/或副轴。在主轴和副轴经由锥齿轮联接的情况下，空气动力学整流罩可以设置成封围锥齿轮。与不使用整流罩的情况相比，已经发现使用这种整流罩对于减小由机翼上的致动器组件的存在而引起的阻力是有益的。整流罩可以与主轴对准，即整流罩沿着飞行航线方向。这种对准以及由整流罩和主轴形成的紧凑结构对于减小阻力的目的是特别有益的。

翼梢装置可以绕铰接件轴线在下述构型之间旋转：i)在飞行期间使用的飞行构型，以及ii)在飞行期间用于载荷减缓的载荷减缓构型。在飞行构型中，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。在飞行构型中，翼梢装置的后缘可以是固定翼的后缘的延续。翼梢装置的前缘可以类似地为固定翼的前缘的延续。从固定翼至翼梢装置可以存在平滑过渡。将理解的是，即使在固定翼与翼梢装置之间的接合部处的扫掠或扭曲发生变化的情况下，也可以存在平滑过渡。然而，在飞行构型中，除非为其他目的而特别设计，否则在内翼与翼梢装置之间的接合部处优选地不存在间断。在载荷减缓构型中，翼梢装置相对于固定翼被移动，并且机翼上的载荷减小。在一些情况下，在载荷减缓构型中，翼梢装置的上表面和下表面中的至少一者被移离固定翼的相应表面。

在载荷减缓构型中，翼梢上的载荷可以减小，并且在一些实施方式中翼梢上的载荷可以被大致消除。已经发现这种布置在飞行器进行侧倾时是特别有益的。具体地，由于机翼梢端处的升力被减缓，因而机翼梢端处的升力倾向于不抵抗(即，其倾向于不阻碍)侧倾运动。这可以使得飞行器能够在进行侧倾时更具响应性(或者响应性与具有相应较短机翼翼展的飞行器的响应性相同)。

当翼梢装置处于载荷减缓构型时，包括机翼的飞行器仍适于飞行，但翼梢装置优选地移动至机翼上的载荷被减缓的位置。将理解的是，载荷减缓构型可以包括翼梢装置处于一系列的位置(这些位置中的所有位置都在一定程度上减缓了载荷)。该位置(例如，绕铰接件轴线旋转的幅度)可以取决于试图减缓的载荷的大小。在载荷减缓构型中，翼梢装置保持附接至固定翼。翼梢装置能够在载荷减缓构型与飞行构型之间可重复地移动。

已经发现载荷减缓在低速运行期间(例如，在起飞、爬升和/或着陆期间)是特别有益的。由于系统复杂性，往往难以将高升力装置(例如，缝翼)一体化到可移动翼梢装置中。因此，翼梢装置可能容易在低速运行期间、比如上述运行期间失速。通过使翼梢装置移动至载荷减缓构型，可以减少失速的发生(从而避免相关联的阻力增长)。这可以帮助飞行器满足低速要求、特别是针对起飞和爬升的要求。

飞行器可以包括能够在限制模式与释放模式之间进行操作的限制组件，其中，在限制模式中，利用限制力将翼梢装置保持在飞行构型中，在释放模式中，翼梢装置上的限制力被释放使得翼梢装置能够采用载荷减缓构型。

已经发现提供下述限制组件是特别有益的：该限制组件能够操作成处于限制力被释放的释放模式。例如，翼梢装置可以在正常巡航飞行期间被牢固地保持在飞行构型中，但是如果飞行器遭遇阵风或其他较大载荷事件，则限制力可以被释放使得翼梢装置能够快速移动至载荷减缓构型。这可能意味着机翼可以避免受到较大的阵风载荷。这又可以使得机翼能够具有相对较大的翼展，而不必产生相关联的重量损失，因为机翼可以设计成用于较低量级的最大载荷。

机翼可以包括偏置构件，该偏置构件设置成使得：当翼梢装置处于飞行构型时，偏置构件施加偏置力以将翼梢装置朝向载荷减缓构型迫压。已经发现这种布置是有益的，因为其倾向于使采用释放模式的限制组件与实际上移动至载荷减缓构型的翼梢装置之间的滞后减小(偏置力帮助使翼梢装置移动成载荷减缓构型，使得翼梢装置在偏置力和气动力两者的作用下移动。使限制组件与该铰接的翼梢装置组合可以被称为“半气动弹性”布置)。此外，具有偏置构件可以在减少颤振方面(例如，在降低颤振可能发生时所处的速度方面)是有益的。

当限制组件处于限制模式时(例如，当离合器被接合时)，偏置力可以被限制力克服。但是，当限制组件处于释放模式时，偏置力可以足以帮助使翼梢装置移动成载荷减缓构型。在一些实施方式中，当限制组件处于释放模式时，偏置力可以足以使翼梢装置移动成载荷减缓构型。这种布置提供了翼梢装置在需要的情况下能够移动至载荷减缓构型、甚至在没有作用在翼梢装置上的气动力的情况下也能移动至载荷减缓构型的保障。然而，翼梢装置可以设置成使得其可以至少部分地通过作用在翼梢装置上的气动力而从飞行构型移动至载荷减缓构型。在一些实施方式中，飞行器不包括偏置构件。在这样的实施方式中，翼梢装置可以在限制组件处于释放模式时自由旋转(即，一旦限制力被移除，则基本上不存在用于阻止旋转的其他阻力)。

在限制模式中，利用限制力将翼梢装置保持在飞行构型中。在释放模式中，(已经被施加的用以将装置保持在飞行构型中的)限制力被释放。将理解的是，当限制组件处于释放模式时，这并不一定排除在机翼与翼梢装置之间仍存在阻力本身(例如，来自阻尼器的阻力本身)。

致动器组件可以操作成使翼梢装置从载荷减缓构型移动至飞行构型。如此，致动器组件可以用于在翼梢装置已经被释放成载荷减缓构型之后“重新捕获”翼梢装置。在一些实施方式中，致动器组件能够操作成使翼梢装置从飞行构型移动至载荷减缓构型。例如，致动器组件可以帮助或有助于使翼梢装置移动成载荷减缓构型。如此，翼梢装置可以通过气动力、偏置力和由致动器驱动的旋转中的一者或更多者移动成载荷减缓构型。

本发明的实施方式在翼梢装置设置成能够移动以实现载荷减缓并且能够使得翼展在飞行中相对较大、但在地面上时减小以符合机场机位限制的布置中是特别有益的。因此，在本发明的一些实施方式中，翼梢装置还能够操作成地面构型以用于在基于地面操作期间使用。在地面构型中，使翼梢装置移动离开飞行构型，使得机翼的翼展减小。在飞行构型中，翼展可能会超过机场兼容性机位限制。在地面构型中，翼展减小使得翼展(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机位限制。

翼梢装置可以操作成飞行构型、载荷减缓构型和地面构型中的所有构型。在一些情况下，翼梢装置仅能够操作成飞行构型和地面构型。致动器组件可以操作成使翼梢装置在地面构型与飞行构型之间移动。例如，致动器组件可以操作成使翼梢装置从地面构型移动至飞行构型，并且/或者使翼梢装置从飞行构型移动至地面构型。致动器组件可以操作成在飞行器位于地面上、处于飞行中或者处于这两种情况下时使翼梢装置移动。在地面构型中，翼梢装置可以绕铰接件轴线旋转下述角度：该角度大于翼梢装置在载荷减缓构型中绕铰接件轴线可以旋转的最大角度。在地面构型中，翼梢装置保持附接至机翼。

翼梢装置能够从飞行构型沿向上的方向旋转至载荷减缓构型。翼梢装置能够从飞行构型沿向下的方向旋转至载荷减缓构型。铰接件可以是能够进行向上旋转或向下旋转两者的双铰接件。已经发现提供这种双铰接件是有益的，因为其可以使得来自向上事件和向下事件(比如阵风)两者的载荷被减缓。

翼梢装置可以是翼梢延伸部；例如，翼梢装置可以是平坦的梢端延伸部。在其他实施方式中，翼梢装置可以包括非平面装置或者由非平面装置构成，其中，非平面装置比如为小翼。

根据第二方面，提供了一种用于在根据第一方面的飞行器上使用的飞行器机翼。该机翼包括具有翼梢装置的固定翼，该翼梢装置能够绕铰接件轴线相对于固定翼旋转。铰接件轴线定向成不平行于飞行航线方向。机翼包括致动器组件，该致动器组件能够操作成使翼梢装置相对于固定翼移动。致动器组件包括：主轴，该主轴具有大致平行于飞行航线方向定向的旋转轴线；马达，该马达能够操作成使主轴旋转；以及副轴，该副轴定向成大致平行于铰接件轴线并且能够联接至主轴。副轴设置成响应于主轴的旋转而使翼梢装置绕铰接件轴线旋转。

根据第三方面，提供了一种用作第一方面或第二方面中的任一方面中的致动器组件的致动器组件。该致动器组件设置成安装在飞行器机翼上并设置成使翼梢装置相对于固定翼移动。致动器组件包括：主轴；马达，该马达能够操作成使主轴旋转；以及副轴，该副轴定向成不平行于主轴并且能够联接至主轴。致动器组件可以包括多于一个的马达。副轴设置成响应于主轴的旋转而使翼梢装置绕铰接件轴线相对于固定翼旋转。

根据第四方面，提供了一种方法。该方法包括提供用于飞行器的机翼。该机翼包括固定翼和翼梢装置，该翼梢装置安装在铰接件上。该铰接件具有铰接件轴线。翼梢装置能够绕铰接件轴线相对于固定翼旋转。该方法还包括将致动器组件安装在机翼上。该致动器组件能够操作成使翼梢装置绕铰接件轴线旋转。致动器组件包括管状轴和马达，该马达至少部分地被容纳在管状轴内，并且该马达能够操作成使管状轴相对于马达旋转。管状轴定向成不平行于铰接件轴线。

通过将致动器组件安装在机翼上，现有的飞行器和/或飞行器机翼可以利用致动器组件进行改装。将致动器组件改装到现有机翼上可以比构造结合有致动器组件的新机翼成本更低、使用更少的材料并且/或者耗时更短。

根据第五方面，提供了一种包括机翼的飞行器。该机翼具有带有翼梢装置的固定翼。翼梢装置以可旋转的方式绕铰接件轴线安装，使得翼梢装置可以绕铰接件轴线相对于固定翼旋转。飞行器包括致动器组件，该致动器组件能够操作成使翼梢装置绕铰接件轴线旋转。致动器组件包括管状轴，该管状轴具有定向成不平行于铰接件轴线的旋转轴线。致动器组件还包括马达，该马达至少部分地被容纳在管状轴内，并且该马达能够操作成使管状轴旋转。致动器组件还包括梢端旋转轴，该梢端旋转轴沿着铰接件轴线设置并联接至管状轴，从而响应于管状轴的旋转而使翼梢装置绕铰接件轴线旋转。

当然，将理解的是，关于本发明的一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装置所描述的特征中的任何特征，并且本发明的装置可以结合参照本发明的方法所描述的特征中的任何特征。

附图说明

现在将参照所附示意图仅通过示例的方式来对本发明的各实施方式进行描述，在附图中：

图1A示出了根据第一实施方式的飞行器的示意性平面图；

图1B示出了图1A的飞行器的机翼的一部分的示意性平面图；

图1C示出了图1A和图1B的飞行器的示意性正视图；

图2A示出了根据第一实施方式的致动器组件的一部分的沿着包含该致动器组件的主轴的轴线的竖向平面截取的示意性截面图；

图2B示出了图2A的致动器组件的示意性立体图；

图3示出了图2A和图2B的致动器组件的一部分的特写视图；

图4示出了根据第二实施方式的致动器组件的示意性立体图；以及

图5示出了描绘根据第三实施方式的方法的流程图。

具体实施方式

图1A是根据第一实施方式的飞行器100的平面图。该飞行器100包括中央机身110以及从相应的翼根122向外延伸的两个主机翼120。

每个机翼120均包括从根部122延伸至梢端124(在图1B中以特写视图示出)的固定翼126。在固定翼126的梢端124处，机翼120还包括可移动翼梢装置150。在该实施方式中，翼梢装置150包括平坦的翼梢延伸部。翼梢装置150以可旋转的方式安装在铰接件上，该铰接件具有铰接件轴线155(该铰接件轴线155在图1A和图1B中用虚线描绘出)。如此，翼梢装置150能够绕铰接件轴线155相对于固定翼126旋转。

在该实施方式中，铰接件轴线155定向成不平行于飞行器100的飞行航线方向(该飞行航线方向在图1B中用虚线示出以用于对照)。更具体地，在该实施方式中，铰接件轴线155定向成垂直于掠式中间翼弦轴线130。在其他实施方式中，铰接件轴线155可以具有其他取向。

飞行器100还包括致动器组件160，如下面将更详细描述的。致动器组件160能够操作成使翼梢装置150绕铰接件轴线155旋转。

参照图1C，翼梢装置150能够绕铰接件轴线155在飞行构型、载荷减缓构型以及地面构型之间旋转。

在飞行构型中，翼梢装置150为固定翼126的延伸部。因此，在该实施方式中，固定翼126的上表面和下表面与翼梢装置150的上表面和下表面连续。固定翼126的前缘和后缘也与翼梢装置150的相应的前缘和后缘连续(参见图1A和图1B)。这种布置是有益的，因为其提供了相对较大的机翼翼展，从而提供了在空气动力学方面有效的飞行器。然而，较大翼展会相应地导致机翼120上的较大载荷、特别是较大的翼根弯矩，尤其是在诸如阵风或极端操纵之类的大载荷事件期间更是如此。机翼120可以被定尺寸成应对这些最大载荷，这会导致相对较重的机翼。翼梢装置150的移动至载荷减缓构型的能力试图解决该问题。

翼梢装置150能够从飞行构型向上旋转至载荷减缓构型。翼梢装置150能够旋转成使得固定翼126与翼梢装置150之间的下表面不再彼此连续。由于铰接件轴线155相对于空气流方向成角度，因而当翼梢装置150向上旋转时其平均倾角减小。在该构型中，由机翼120产生的升力显著降低，并且翼梢装置150上的载荷也显著减小。翼梢装置150能够在飞行期间移动至该构型。

翼梢装置150还能够构造成地面构型，在地面构型中，翼梢装置150进一步旋转至大致直立位置(在图1C中示出)。翼梢装置150能够在飞行器100位于地面上时移动至该构型。一旦旋转至这样的位置，飞行器100的翼展就足以满足机场兼容性机位限制。因此，第一实施方式的飞行器100可以在飞行期间具有较大翼展(所述较大翼展超过机位限制)，但仍然能够在位于地面上时符合机位限制。

在该实施方式中，飞行器100设置有限制组件(未示出)。在WO2017118832中详细描述了该限制组件。该限制组件包括轴(该轴形成铰接件的轴)、制动器和旋转弹簧。制动器包括构造成选择性地夹住轴以限制轴的运动的衬垫。限制组件能够在限制模式(在限制模式中，制动器被部署以制动轴的旋转)与释放模式(在释放模式中，制动器通过将衬垫拉离轴而被释放以允许轴自由旋转(并且因此允许翼梢装置旋转))之间进行操作。限制组件的默认(被动)模式为轴被制动的限制模式。当翼梢装置处于飞行构型时，限制组件的动力被切断(即，该限制组件是被动式的)，并且限制组件停留在轴被制动的状态。控制模块(未示出)可以例如在监测到迎面而来的阵风时将限制组件切换成ON，从而释放制动器。这种布置使得翼梢装置能够在正常巡航飞行期间被牢固地保持处于飞行构型，但是通过将释放组件切换为ON来释放制动器，翼梢装置能够快速移动至载荷减缓构型。这意味着机翼可以避免遭受较大阵风载荷。这又使得机翼能够具有相对较大的翼展，而不必产生相关联的重量损失，因为机翼可以设计成用于较低量级的最大载荷。

翼梢装置仅在飞行期间作用在其上的气动力的作用下或者在阵风载荷下可以至少部分地移动至载荷减缓构型。然而，在该实施方式中，限制组件包括旋转弹簧(未示出)。旋转弹簧位于铰接件的一个端部处。旋转弹簧被预加载，使得当翼梢装置处于飞行构型时旋转弹簧施加将翼梢装置朝向载荷减缓构型迫压的偏置力。该偏置力不能克服制动器在其被部署时所施加的限制力。然而，当制动器(或者在一些情况下为致动器组件160的离合器)被释放时，该偏置力(连同作用在翼梢装置上的气动力)用于使翼梢装置绕铰接件旋转。预加载的弹簧是偏置构件的示例。已经发现以此方式提供预加载的弹簧是有利的，因为只要制动器被释放，弹簧就使翼梢装置快速地移动至载荷减缓构型。

将理解的是，在其他实施方式中，翼梢装置能够以不同的方式(例如，不使用限制组件和/或偏置构件的方式)移动。

图2A和图2B示出了根据第一实施方式的致动器组件160。图2A是致动器组件160的一部分的截面图，并且图2B是致动器组件160的斜向立体图。

致动器组件160包括输入轴210。输入轴210沿着气流方向设置在飞行器机翼上。输入轴210由多个AFM 220驱动。如此，输入轴210是对于多个AFM 220的共同驱动轴。多个齿轮箱230将输入轴210的旋转转换成输出轴240的旋转。齿轮箱230为高密度减速齿轮箱。齿轮箱230可以具有相当高的传动比。例如，齿轮箱230可以具有超过1000的传动比。在一些情况下，齿轮箱230可以具有超过2000的传动比。输出轴240在本文中公开的示例中被称为“主轴”。输出轴240与输入轴210是同轴的。如此，输出轴240被设置成与飞行器的飞行航线方向大致平行，并且因此与铰接件轴线不对准。输出轴240在该实施方式中是管状的。换句话说，输出轴240是中空的。如此，输出轴240被设置成至少部分地容纳输入轴210、AFM 220中的一个或更多个AFM和/或齿轮箱230中的一个或更多个齿轮箱。也就是说，输出轴240包括管状壳体。与输出轴240不是中空的情况相比，这导致更紧凑、节省空间的布置。

输出轴240经由锥齿轮255联接至梢端旋转轴250。梢端旋转轴250在本文中公开的示例中被称为“副轴”。梢端旋转轴250定向成大致平行于铰接件轴线(例如在可接受的制造公差范围内平行于铰接件轴线)。梢端旋转轴250可以形成铰接件的一部分，翼梢装置构造成绕该铰接件旋转。梢端旋转轴250构造成响应于输出轴240的旋转而使翼梢装置旋转。换句话说，AFM 220驱动输入轴210，输入轴210经由齿轮箱230又使输出轴240旋转，并且输出轴240的旋转经由锥齿轮255引起梢端旋转轴250的旋转。如此，致动器组件160的部件中的除了梢端旋转轴250本身及其相关联的锥齿轮之外的所有部件是以与飞行器的飞行航线大致对准(例如在可接受的制造公差范围内对准)的紧凑的管状构型或者筒形堆叠构型来设置的，因此使与致动器组件的存在相关联的空气动力学损失减小。

致动器组件160包括离合器260。在该实施方式中，离合器260与输出轴240是同轴的。离合器260设置在AFM 220与翼梢装置(未示出)之间，并且离合器260构造成选择性地使翼梢装置与AFM 220和/或与齿轮箱230脱开接合。离合器260可以减小反向驱动AFM 220和/或齿轮箱230的可能性，从而减小损坏那些部件的可能性。如果在翼梢装置从飞行构型被释放至载荷减缓构型时(例如，在限制组件被释放从而使翼梢装置相对快速地从飞行构型移出时)保持翼梢装置与AFM 220和/或齿轮箱230的接合，则相当大量的扭矩可能从翼梢装置传递至致动器组件160。因此，为了保护AFM 220和/或齿轮箱230免受机械应力和/或反向驱动，离合器260使那些部件快速地与翼梢装置脱开接合(例如，在释放限定组件之前快速地与翼梢装置脱开接合)。

在该实施方式中，离合器260包括爪形离合器。使用爪形离合器可能比使用其他类型的离合器更有益，这是由于在使用致动器组件160来使翼梢装置移动时输出轴240的旋转速度相对较慢(通常为0.25rpm至1rpm)，并且在使翼梢装置朝向飞行构型移动时翼梢装置的位置相对稳定。此外，相比于对于一些摩擦离合器的情况，可以使用更小的致动装置来使爪形离合器接合。爪形离合器可以是弹簧安装式的，以用于例如在AFM 220故障的情况下释放翼梢装置并且用于整体上更快的释放翼梢装置。爪形离合器的花键/齿角可以设计成用于在高扭矩下释放。例如，可以使用平滑的和/或非矩形的齿形。在进行重新接合之前可以使用一个或更多个传感器来使爪形离合器的齿对准。可以提供稳定装置(未示出)以在释放离合器260时保持致动器组件160的正确对准。在其他实施方式中可以使用其他类型的致动器。例如，在一些示例中可以使用摩擦离合器。可以使用滑动致动装置、例如包括轨道来使离合器260接合或脱开接合，以保持正确的对准。

在该实施方式中，锥齿轮255被容纳在整流罩270中。整流罩270设置在机翼的后缘处。整流罩270定向成平行于飞行航线方向。整流罩270可以类似于襟翼导轨整流罩。在一些实施方式中，整流罩设置在机翼的前缘处。这样的整流罩例如可以至少部分地封围输出轴240。在一些情况下，致动器装置160未设置有任何对应的整流罩。

致动器组件160包括固定装置280，该固定装置280设置成将AFM220和齿轮箱230固定至飞行器机翼。固定装置280可以包括用于将致动器组件160的部件附接至机翼的凸耳。所述凸耳形成连接至机翼的刚性连接件，所述刚性连接件可以用作气动载荷分配路径。也就是说，固定装置280可以用于将载荷沿着机翼的翼弦分配。此外，固定装置280能够将剪切力从致动器组件160传递到机翼上。固定装置280可以用于保持输入轴210与机翼正确对准。固定装置280经由输出轴240中的槽将机翼与被容纳在输出轴240内部的部件连接。这样的槽是周向的，使得固定装置280不受输出轴240绕输出轴240的旋转轴线的旋转的影响。槽围绕输出轴240的外周的长度可以决定输出轴240的旋转范围，并且因此决定翼梢装置的折叠能力。槽的厚度和/或直径可以调节成确保例如在施加相当大的扭矩时输出轴240保持结构稳固。除了允许固定装置280将AFM 220和/或齿轮箱230连接至机翼之外，输出轴240中的槽能够用于对被容纳在输出轴240内的部件进行维护，而不必移除或拆卸输出轴240本身，从而简化了维护过程。槽还可以用于例如经由通过槽供给冷却流体以进行热管理。在该实施方式中，固定装置280在水平方向上远离输入轴210径向延伸。在其他实施方式中，固定装置可以在竖向方向上远离输入轴210延伸。

图3是致动器组件160的一部分的特写视图。

如图3中所示，AFM 220和齿轮箱230同轴地设置在输出轴240内。AFM 220驱动输入轴210，并且齿轮箱230(经由齿轮箱230的输出盘)将输入轴210与输出轴240联接，以使输出轴240相对于AFM 220和齿轮箱230旋转。AFM 220和齿轮箱230经由固定装置280相对于机翼保持固定。固定装置280使AFM 220和齿轮箱230与机翼刚性联接，并且还保持输入轴210的对准。

图4是根据第二实施方式的致动器组件400的斜向立体图。

在第二实施方式中，设置了径向通量马达(RFM)410来代替AFM。RFM相比于具有相同转矩能力的对应AFM可以具有更大的长度(沿着输入轴的轴线的长度)。然而，RFM相比于具有相同转矩能力的对应AFM可以具有更小的直径。因此，根据飞行器的空间要求和空气动力学要求，使用一个或更多个RFM代替一个或更多个AFM来驱动输入轴420可能是有益的。例如在具有相对较大的弦长的机翼允许使用较长的致动组件的情况下，RFM可能比AFM更有益。此外，与使用AFM的情况相比，使用RFM代替AFM可能导致总的部件更少(并因此导致复杂性较小的布置)，这是由于与AFM相比RFM的纵向长度更大。

在第二实施方式中，与输出轴440同轴并将输出轴440与梢端旋转轴450联接的锥齿轮430不位于输出轴440的最末端处。代替地，RFM 410设置在输出轴440的两个最末端处，其中，锥齿轮430设置在输出轴440的两个最末端之间。这样的布置例如在下述情况下可能是有益的：系统的空间要求允许输入轴420(该输入轴420沿着飞行航线方向设置)比梢端旋转轴450更长，或者期望输出轴440与梢端旋转轴450之间的联接部位于机翼的后缘的上游。

在第二实施方式中，离合器460设置在梢端旋转轴450上。如此，离合器460设置成大致平行于铰接件轴线。通过将离合器460设置在铰接件线上，离合器460比离合器460与输出轴440同轴设置的情况更靠近翼梢装置。这可能是有益的，因为在离合器460脱开接合时，更大比例的致动器组件400(即更多数量的部件)被保护免受由翼梢装置产生的扭矩或者作用在翼梢装置上的扭矩。如此，与离合器460没有设置在梢端旋转轴450上或没有至少与梢端旋转轴450对准的对照情况相比，减小了由暴露于过量扭矩和/或反向驱动引起的损坏的可能性。此外，将离合器460安装在梢端旋转轴450上在沿着输出轴440的旋转轴线的空间有限或不足的情况下可能是有益的。

图5示出了根据示例的方法500。方法500可以被认为是改装致动器组件以适应现有飞行器的方法。方法500可以用于改装诸如上文描述的致动器组件160、400之类的致动器组件以适应现有飞行器。

在项目520中，提供用于飞行器的机翼。该机翼包括固定翼。机翼还包括安装在铰接件上的翼梢装置，该铰接件具有铰接件轴线，使得翼梢装置能够绕铰接件轴线相对于固定翼旋转。

在项目540中，将致动器组件安装在机翼上。致动器组件能够操作成使翼梢装置绕铰接件轴线旋转。致动器组件包括管状轴和马达。马达至少部分地被容纳在管状轴中并能够操作成使管状轴相对于马达旋转。管状轴定向成不平行于铰接件轴线。

尽管已经参照特定实施方式描述并说明了本发明，但是本领域的普通技术人员将理解的是，本发明适用于未在本文中具体说明的许多不同变型。现在将仅通过示例的方式描述某些可能的变型。

在上文描述的示例中，使用多个马达来驱动致动器组件内的共同的输入轴。在其他示例中，可以独立地驱动多个输入轴。每个输入轴可以通过一个或更多个相关联的马达来驱动。输入轴可以例如经由柔性连杆彼此对准。这种布置有益于提供马达和/或输入轴的冗余，并且有益于在输入轴和/或马达中的一者故障的情况下容易地进行替换和/或维护。此外，将输入轴分成多个部件可以允许致动器组件在载荷下弯曲，同时保持所需的扭矩能力，从而增加系统的柔性。每个输入轴可以(经由相关联的齿轮箱)联接至共同的输出轴。在一些情况下，可以使用多个同轴的输出轴，例如所述多个同轴的输出轴各自联接至不同的输入轴，或者各自联接至共同的输入轴。

在一些示例中，致动器组件的马达和齿轮箱被结合到单个航线可更换单元(LRU)中。输出轴可以设置成容纳LRU。多个这样的LRU可以同轴地设置在致动器组件中。这可能有益于减少飞行器机翼的安装件的数量(这是由于与马达和齿轮箱分开的情况相比存在更少的部件)。此外，通过提供单独的LRU，可以增大对于(由机翼挠曲引起的)轴线中心线的运动的容许度。

比如上文所描述的致动器组件160之类的致动器组件可以构造成驱动除翼梢装置之外的可移动装置。这样的装置可以位于飞行器、其他交通工具上，或者可以用于非交通工具的情况中。例如，比如本文中所描述的致动器组件之类的致动器组件可以用于驱动飞行器机翼上的前缘缝翼或后缘襟翼。

比如上文所描述的致动器组件160之类的致动器组件可以构造成(例如经由与翼梢装置和/或铰接件的机械连接)直接驱动翼梢装置的运动。在一些示例中，致动器组件与气动升力表面或其他空气动力学装置联接以减小起到抵抗对折叠翼梢装置的致动的作用的气动载荷。

在前面的描述中提及具有已知、显而易见或可预见的等同物的整体或元件时，则这样的等同物如同被单独阐述一样并入本文。应当参照权利要求书来确定本发明的真实范围，本发明的真实范围应当被解释为包含任何这样的等同物。读者还将理解，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且不限制独立权利要求的范围。此外，应当理解，在一些实施方式中虽然可能有益的这样的可选的整体或特征在其他实施方式中可能是不期望的，并且可能因此不存在。

任何从属权利要求的特征可以与独立权利要求或其他从属权利要求中的任何权利要求的特征组合。针对于一个示例或实施方式描述的特征可以例如通过应用该公开的相关部分而用在其他所描述的示例或实施方式中。

Claims (25)

1.一种飞行器，所述飞行器包括机翼，所述机翼具有带有翼梢装置的固定翼，所述翼梢装置能够绕铰接件轴线相对于所述固定翼旋转，

其中，所述铰接件轴线定向成不平行于所述飞行器的飞行航线方向，并且

其中，所述飞行器包括致动器组件，所述致动器组件能够操作成使所述翼梢装置相对于所述固定翼移动，所述致动器组件包括：

主轴，所述主轴具有大致平行于所述飞行航线方向定向的旋转轴线，

马达，所述马达能够操作成使所述主轴旋转，以及

副轴，所述副轴定向成大致平行于所述铰接件轴线，并且所述副轴能够联接至所述主轴，所述副轴设置成响应于所述主轴的旋转而使所述翼梢装置绕所述铰接件轴线旋转。

2.根据权利要求1所述的飞行器，

其中，所述主轴是管状的，并且

其中，所述马达至少部分地被所述主轴封围，并且所述马达构造成使所述主轴相对于所述马达旋转。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的飞行器，

其中，所述主轴包括开口，并且

其中，所述致动器组件包括固定装置，所述固定装置穿过所述主轴的所述开口在所述马达与所述机翼之间延伸，以将所述马达固定至所述机翼。

4.根据权利要求3所述的飞行器，

其中，所述开口包括槽，所述槽围绕所述主轴的外周的一部分沿方位角方向延伸，并且

其中，所述固定装置延伸穿过所述槽，使得所述马达在所述主轴的旋转期间经由所述固定装置保持固定至所述机翼。

5.根据权利要求1至4中的任一项所述的飞行器，其中，所述马达包括轴向通量马达。

6.根据权利要求1至5中的任一项所述的飞行器，其中，所述致动器组件包括多个马达，所述多个马达设置成互补地使所述主轴旋转。

7.根据权利要求1至6中的任一项所述的飞行器，其中，所述铰接件轴线定向成与所述机翼的掠式平均翼弦轴线大致垂直。

8.根据权利要求1至7中的任一项所述的飞行器，其中，所述副轴与所述铰接件轴线同轴。

9.根据权利要求1至8中的任一项所述的飞行器，其中，所述致动器组件包括：

输入轴，所述输入轴与所述主轴共同对准；以及

齿轮箱，所述齿轮箱将所述输入轴和所述主轴联接，其中，所述马达能够操作成驱动所述输入轴从而使所述主轴旋转。

10.根据权利要求9所述的飞行器，

其中，所述主轴是管状的，并且

其中，所述齿轮箱至少部分地被所述主轴封围，所述主轴构造成相对于所述齿轮箱旋转。

11.根据权利要求1至10中的任一项所述的飞行器，其中，所述致动器组件包括用于选择性地使所述翼梢装置与所述马达脱开接合的离合器。

12.根据权利要求11所述的飞行器，

其中，所述离合器设置成选择性地使所述副轴与所述主轴断开联接，并且

其中，所述离合器设置在所述副轴上。

13.根据权利要求1至12中的任一项所述的飞行器，其中，所述致动器组件包括用于将所述主轴和所述副轴联接的锥齿轮。

14.根据权利要求1至13中的任一项所述的飞行器，其中，所述飞行器包括空气动力学整流罩，所述空气动力学整流罩设置成封围所述致动器组件的至少一部分。

15.根据权利要求1至14中的任一项所述的飞行器，其中，所述翼梢装置能够绕所述铰接件轴线在下述构型之间旋转：

(i)在飞行期间使用的飞行构型，在所述飞行构型中，所述翼梢装置的上表面和下表面是所述固定翼的上表面和下表面的延续；以及

(ii)在飞行期间用于载荷减缓的载荷减缓构型，在所述载荷减缓构型中，所述翼梢装置相对于所述固定翼移动，使得所述翼梢装置的所述上表面和所述下表面中的至少一者移动离开所述固定翼的相应表面并使得所述机翼上的载荷减小。

16.根据权利要求15所述的飞行器，其中，所述致动器组件能够操作成使所述翼梢装置从所述载荷减缓构型移动至所述飞行构型。

17.根据权利要求15或权利要求16所述的飞行器，其中，所述飞行器包括能够在限制模式与释放模式之间进行操作的限制组件，在所述限制模式中，利用限制力将所述翼梢装置保持在所述飞行构型中，在所述释放模式中，所述翼梢装置上的所述限制力被释放使得所述翼梢装置能够采用所述载荷减缓构型。

18.根据权利要求15至17中的任一项所述的飞行器，其中，所述机翼包括偏置构件，所述偏置构件设置成使得：当所述翼梢装置处于所述飞行构型时，所述偏置构件施加偏置力以将所述翼梢装置朝向所述载荷减缓构型迫压。

19.根据权利要求18所述的飞行器，其中，当所述限制组件处于所述限制模式时，所述偏置力被所述限制力克服，而当所述限制组件处于所述释放模式时，所述偏置力足以帮助使所述翼梢装置移动成所述载荷减缓构型。

20.根据权利要求15至19中的任一项所述的飞行器，其中，所述翼梢装置还能够被操作成：

(iii)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，所述翼梢装置移动离开所述飞行构型，使得所述机翼的翼展减小。

21.根据权利要求20所述的飞行器，其中，所述致动器组件能够操作成使所述翼梢装置在所述地面构型与所述飞行构型之间移动。

22.一种用作任一前述权利要求中所述的机翼的飞行器机翼，所述机翼包括具有翼梢装置的固定翼，所述翼梢装置能够绕铰接件轴线相对于所述固定翼旋转，

其中，所述铰接件轴线定向成不平行于飞行航线方向，并且

其中，所述机翼包括致动器组件，所述致动器组件能够操作成使所述翼梢装置相对于所述固定翼移动，所述致动器组件包括：

主轴，所述主轴具有大致平行于所述飞行航线方向定向的旋转轴线，

马达，所述马达能够操作成使所述主轴旋转，以及

副轴，所述副轴定向成大致平行于所述铰接件轴线，并且所述副轴能够联接至所述主轴，所述副轴设置成响应于所述主轴的旋转而使所述翼梢装置绕所述铰接件轴线旋转。

23.一种用作任一前述权利要求中所述的致动器组件的致动器组件，所述致动器组件设置成安装在飞行器机翼上并设置成使翼梢装置相对于固定翼移动，所述致动器组件包括：

主轴，

马达，所述马达能够操作成使所述主轴旋转，以及

副轴，所述副轴定向成不平行于所述主轴并且能够联接至所述主轴，所述副轴设置成响应于所述主轴的旋转而使所述翼梢装置绕铰接件轴线相对于所述固定翼旋转。

24.一种方法，包括：

提供用于飞行器的机翼，所述机翼包括：

固定翼；以及

翼梢装置，所述翼梢装置安装在铰接件上，所述铰接件具有铰接件轴线，使得所述翼梢装置能够绕所述铰接件轴线相对于所述固定翼旋转；以及

将致动器组件安装在所述机翼上，所述致动器组件能够操作成使所述翼梢装置绕所述铰接件轴线旋转，所述致动器组件包括：

管状轴；以及

马达，所述马达至少部分地被容纳在所述管状轴内，并且所述马达能够操作成使所述管状轴相对于所述马达旋转，其中，所述管状轴定向成不平行于所述铰接件轴线。

25.一种飞行器，所述飞行器包括机翼，所述机翼具有带有翼梢装置的固定翼，所述翼梢装置以可旋转的方式绕铰接件轴线安装，使得所述翼梢装置能够绕所述铰接件轴线相对于所述固定翼旋转，

其中，所述飞行器包括致动器组件，所述致动器组件能够操作成使所述翼梢装置绕所述铰接件轴线旋转，所述致动器组件包括：

管状轴，所述管状轴具有不平行于所述铰接件轴线定向的旋转轴线，

马达，所述马达至少部分地被容纳在所述管状轴内，并且所述马达能够操作成使所述管状轴旋转，以及

梢端旋转轴，所述梢端旋转轴沿着所述铰接件轴线设置并联接至所述管状轴，从而响应于所述管状轴的旋转而使所述翼梢装置绕所述铰接件轴线旋转。

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