CN113165731A - 铰链整流罩 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器，该飞行器具有翼梢装置、例如折叠式翼梢。折叠式翼梢可以具有在飞行期间所采用的飞行构型、以及在基于地面的操作中采用的地面构型。地面构型产生比飞行器处于飞行构型时的翼展短的翼展。铰链装置突出超过固定翼和翼梢装置的外表面。为了减小突出铰链的空气动力学影响，可以提供整流罩。在飞行构型中，整流罩包括前部部分，该前部部分结合到固定翼和翼梢装置的前缘中并从固定翼和翼梢装置的前缘向后延伸。

Description

铰链整流罩

背景技术

存在越来越大的大型客运飞行器的趋势，为此，希望具有对应的大的机翼翼展。然而，最大飞行器翼展实际上受到机场运行规则的限制，这些机场运行规则给出了在机场周围进行操纵时所需的各种间距(比如，门进入和安全滑行道采用所需的翼展和/或离地间距)。

因此，折叠式翼梢装置已经被引入到客运飞行器中，在客运飞行器中，翼梢装置能够在飞行期间所采用的飞行构型与基于地面的操作期间所采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移动开，使得飞行器机翼的翼展减小，从而允许现有门的使用和安全滑行道采用。

折叠式翼梢装置可以经由铰链装置连接至固定翼。铰链装置可以突出超过固定翼和翼梢装置的机翼蒙皮，导致需要整流罩(fairing)以覆盖铰链装置的暴露部分，以便不会不利地影响机翼的空气动力学性能。飞行器上已经知道各种形状的整流罩，例如泡状整流罩或襟翼轨道整流罩。然而，当与具有相同翼展的非折叠式机翼相比时，已经发现将已知形状的整流罩放置在折叠式翼梢装置与固定翼之间的接合部处会导致不期望的升力损失程度和/或附加阻力。

本发明试图减轻上述问题。替代性地或附加地，本发明试图提供一种改进的整流罩，以减少或消除在固定翼与翼梢装置之间的接合部处对升力损失的影响。

发明内容

本发明提供了一种飞行器，该飞行器包括飞行器机翼，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，该翼梢装置能够构造处于下述两者当中：(i)在飞行期间所采用的飞行构型，以及(ii)在基于地面的操作期间所采用的地面构型，其中，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，飞行器机翼还包括：铰链装置，该铰链装置连接固定翼和翼梢装置，其中，铰链装置突出超过固定翼和翼梢装置的外表面；以及整流罩，该整流罩覆盖铰链的突出部分，其中，在飞行构型中，整流罩包括前部部分，该前部部分结合到固定翼和翼梢装置的前缘中并从固定翼和翼梢装置的前缘向后延伸。

已经发现提供具有结合到固定翼和翼梢装置的前缘中的前部部分的整流罩在空气动力学上特别高效。例如，与使用其他整流罩形状相比，提供上述整流罩可以减少或消除飞行器机翼在固定翼和翼梢装置相交处所经历的升力损失。

将整流罩结合到固定翼和翼梢装置的前缘中意味着在整流罩与固定翼和翼梢装置的前缘之间不存在间断。这种结合在所有方向上进行，因此在沿展向方向描绘横跨整流罩与固定翼和翼梢装置的前缘的线时，可以提供平滑的过渡。同样地，在沿飞行线方向描绘从固定翼和翼梢装置的前缘向后的线时，也提供了平滑的过渡。整流罩的前部部分可以被视为在与机翼的前缘结合处在空气动力学上是无缝的，使得整流罩的形状不会导致在飞行器飞行时由整流罩的前部部分产生分离点或停滞点。可以存在围绕机翼的前缘从整流罩的前部部分延伸的连续曲率的线。连续曲率的线可以围绕整流罩和机翼沿飞行线方向延伸。可以存在多个连续曲率的线，这些连续曲率的线在整流罩的宽度上间隔开，并且每个连续曲率的线都围绕机翼的前缘从整流罩的前部部分延伸。

整流罩可以成形为使得：对应于铰链装置的最大突出部，整流罩的深度最大。为了沿展向方向在整流罩与固定翼和翼梢装置之间提供平滑过渡，整流罩可以包括从固定翼的机翼蒙皮开始的凹形表面，该凹形表面沿与机翼蒙皮大致相切的方向开始。整流罩还可以包括展向方向上的拐点，该表面在该拐点处变为凸形表面，使得：对应于铰链装置的最大突出部，凸形表面可以达到最高。整流罩还可以包括额外拐点，该表面在该额外拐点处变为凹形表面，使得该凹形表面沿大致切线方向与翼梢装置的机翼蒙皮相交。这在翼梢装置处于飞行构型时适用，而在翼梢装置处于地面构型时不一定适用。描述前部部分的展向横截面轮廓的替代性方式是描绘出钟形形状的轮廓。在前部部分的最前缘处，因为整流罩与机翼的前缘结合，因而钟形形状的轮廓可以很小或不存在(即，是平的)，但是随着前部部分从前缘向后延伸，钟形形状的轮廓的深度可以增加。飞行器可以包括一个或更多个密封件，整流罩与固定翼和/或翼梢装置在一个或更多个密封件处相交。

整流罩可以关于沿着飞行线方向伸延的弦向轴线大致对称，该轴线位于整流罩的最大深度的点处。整流罩可以关于沿着该轴线的至少70％、80％或90％的这样的弦向轴线对称。如果机翼是掠翼，则由于在固定翼和翼梢装置的前缘与轴线之间所形成的角度，整流罩的前部部分的最前面可以偏离对称性。如果机翼是掠翼，则由于整流罩的后缘与轴线所形成的角度，整流罩的后部部分可以偏离对称性。

整流罩的边缘可以沿飞行线方向延伸，在这些边缘处，整流罩结合到固定翼或翼梢装置中。如此，整流罩在展向方向上可以具有一致的宽度。这样的布置可以提高吸力并减少升力损失。

整流罩的前部部分可以沿切线方向与固定翼和翼梢装置的前缘相交，使得：当沿飞行线横截面观察时，整流罩与固定翼和翼梢装置的前缘之间不存在间断。

铰链装置可以沿飞行线方向延伸。铰链装置可以沿飞行线方向延伸成使得铰链装置沿飞行线方向延伸跨越飞行器机翼的翼弦的至少60％、至少70％、至少80％或至少90％(即，沿飞行线方向在机翼的前缘与机翼的后缘之间)。结果，铰链装置可以从固定翼和翼梢装置的前缘处或附近处突出。本发明提供一种整流罩，该整流罩能够覆盖这种飞行器机翼中的铰链装置，而无需将整流罩延伸超过飞行器机翼的前缘。这样的布置在空气动力学上可以是有利的。

整流罩可以位于飞行器机翼的底表面上。飞行器机翼的下表面限定为机翼的当飞行器位于地面上时面向地面的表面。在替代性装置中，整流罩可以位于机翼的上表面上。对与整流罩相关联的表面的确定可以取决于铰链装置从其突出的表面。

整流罩还可以包括具有凹形表面的后部部分，该表面在飞行期间形成整流罩的升力产生部分。

使整流罩成形成使得在飞行期间充当升力产生部分的部分可以消除或减少通常与整流罩在飞行器机翼上的布置相关联的升力损失。

后部部分可以包括在展向方向上具有宽度的后缘。后部部分可以延伸超过固定翼和翼梢装置的后缘。整流罩的后部部分可以包括与固定翼和/或翼梢装置的后缘平行的后缘。随着后部部分延伸远离固定翼和翼梢装置的后缘，后部部分可以在展向宽度上渐缩。

后部部分可以包括飞行线方向上的拐点，随着后部部分沿向后方向延伸，后部部分的横截面轮廓沿飞行线方向在该拐点处从凸形轮廓向凹形轮廓变化。拐点可以位于机翼的沿飞行线方向截取且从机翼的前缘处的0％改变为后缘处的100％的弦长的大约100％、90％、80％、70％或60％的区域中。飞行线方向是沿着飞行器的纵向轴线截取的。展向方向取为与飞行线方向垂直。

飞行器可以布置成使得：随着整流罩沿展向方向延伸时，整流罩的后部部分包括下述表面，该表面沿凹入方向从固定翼的机翼蒙皮大致切向地延伸，经历拐点而沿凸形方向延伸，并且经历另一拐点以使得该表面沿凹入方向延伸至与翼梢装置的机翼蒙皮大致相切的点。随着后部部分向后延伸，该钟形形状的横截面在深度上可以减小，使得在整流罩的后缘处，钟形形状的横截面沿展向方向被大大减小或消除(即，是平的)。如前所述，这样的限定是当翼梢装置处于飞行构型时的情况。飞行器可以包括一个或更多个密封件，整流罩与固定翼和/或翼梢装置在一个或更多个密封件处相交。

根据第二方面，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固定翼的梢端处的翼梢装置，其中，该翼梢装置能够构造处于下述两者当中：(i)在飞行期间所采用的飞行构型；以及(ii)在基于地面的操作期间所采用的地面构型，在该地面构型中，翼梢装置移动离开飞行构型，使得飞行器机翼的翼展减小，飞行器机翼还包括：铰链装置，该铰链装置连接固定翼和翼梢装置，其中，铰链装置突出超过固定翼和翼梢装置的外表面；以及整流罩，该整流罩覆盖铰链的突出部分，其中，在飞行构型中，整流罩包括前部部分，该前部部分结合到固定翼和翼梢装置的前缘中并从固定翼和翼梢装置的前缘向后延伸。

根据本发明的第三方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括空气动力学结构和整流罩，其中，整流罩沿飞行线方向和展向方向结合到空气动力学结构中，使得空气动力学结构和整流罩的过渡中不存在间断。整流罩可以包括飞行线方向上的拐点。这样的拐点可以改善整流罩的空气动力学性能。整流罩可以增加由空气动力学结构产生的升力。

在本发明的实施方式中，翼梢装置能够构造处于下述两者当中：(a)在飞行期间所采用的飞行构型；以及(b)在基于地面的操作期间所采用的地面构型，在该地面构型中，翼梢装置移动离开飞行构型，使得飞行器机翼的翼展减小。在飞行构型中，翼展可以超过机场兼容性极限。在地面构型中，可以减小翼展以使得翼展(其中，翼梢装置处于地面构型)小于或大致等于机场兼容性极限。机场兼容性极限是翼展极限(例如，与建筑物、标志以及其他飞行器的间距限制有关)。兼容性极限优选地是门的极限。

翼梢装置可以是翼梢延伸部，例如，翼梢装置可以是平面的梢端延伸部。在其他实施方式中，翼梢装置可包括非平面装置或由非平面装置组成，该非平面装置比如为小翼。

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。应当理解的是，即使在固定翼与翼梢装置之间的接合部处存在清除或扭转上的变化的情况下，也可以存在平滑的过渡。然而，优选地，在固定翼与翼梢装置之间的接合部处不存在间断。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。固定翼相对于翼梢装置的翼展比可以使得固定翼包括飞行器机翼的总翼展的至少70％、80％或90％或更多。

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于飞行。例如，翼梢装置可能在空气动力学上和/或在结构上不适合于在地面构型中飞行。飞行器优选地构造成使得：在飞行期间，翼梢装置不能够移动至地面构型。飞行器可以包括用于感测飞行器何时在飞行的传感器。当传感器感测到飞行器正在飞行时，控制系统优选地布置成禁止将翼梢装置移动至地面构型的可能性。

飞行器优选地是客运飞行器。客运飞行器优选地包括乘客舱，该乘客舱包括用于容纳多个乘客的多排和多列座椅单元。飞行器可以具有至少20名乘客、更优选地至少50名乘客、并且更优选地超过50名乘客的容量。飞行器优选地是动力飞行器。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、并且优选地为机翼下发动机。

当然，将理解的是，参照本发明的一个方面所描述的特征可以并入到本发明的其他方面中。例如，本发明的方法可以并入参照本发明的设备所描述的特征中的任一特征，本发明的设备可以并入参照本发明的方法所描述的特征中的任一特征。

除非上下文另有要求，否则术语“或”应解释为“和/或”。

附图说明

现在将参照所附示意图仅通过示例的方式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实施方式的包括翼梢装置和固定翼的飞行器机翼；

图2示出了包括图1中所示的飞行器机翼的飞行器；

图3是根据本发明的实施方式的在飞行器机翼的下侧部上的整流罩的示意图；

图4是图3中所示的实施方式的下侧部的平面图；

图5是与图4类似的飞行器机翼和整流罩的下侧部的视图、以及整流罩的一些展向横截面轮廓；

图6是沿展向方向截取的图3的机翼的一部分的示意图；

图7是图3中所示的飞行器机翼和整流罩在飞行线方向上的横截面图；

图8是根据本发明的第二实施方式的机翼上的整流罩的示意图；

图9是图8中所示的机翼的下侧部的平面图；

图10是如图3中所示的机翼的示意图，其中清楚地示出了拐点；

图11示出了机翼的空气动力学部分的曲线图，其中，该机翼具有包括根据本发明的整流罩的替代性整流罩；以及

图12是图11中所示的曲线图的放大部分。

具体实施方式

图1示出了包括翼梢装置12和固定翼14的飞行器机翼10。在图1中，翼梢装置12处于地面构型，与飞行构型相比，飞行器机翼10的翼展在地面构型中减小。图2示出了图1的飞行器机翼10作为飞行器100的一部分。在图2中，飞行器机翼100处于飞行构型，在飞行构型中，翼梢装置12已经从图1中所示的地面构型伸展。

图3和图4示出了翼梢装置12、固定翼14以及整流罩18的放大示意图，整流罩18当飞行器处于飞行构型时从翼梢装置12延伸至固定翼14。

图6示出了机翼10的中间部分沿展向方向的横截面部分。翼梢装置12经由铰链装置16连接至固定翼14。铰链装置16从机翼10的前缘处或前缘附近的位置延伸至机翼10的后缘处或后缘附近的位置。各种不同的铰链装置可能是合适的，并且突出结构可以根据铰链装置的设计而采取多种形式。例如，铰链可以包括凸耳、锁定机构和/或致动机构，该凸耳、锁定机构和/或致动机构的至少一部分可以从机翼外模线(OML)突出。在大多数情况下，期望的是，用于折叠式翼梢的铰链装置的至少一部分将在机翼上相对向前(即，相对靠近前缘)的位置处从OML突出。铰链装置16允许翼梢装置12沿着铰链线22从图2中所示的飞行构型向上折叠至图1中所示的地面构型。翼梢装置在飞行构型与地面构型之间的折叠由可以形成铰链装置16的一部分的致动器(未示出)控制。技术人员将理解的是，可以使用各种不同的致动器和致动方法，并且不需要进一步的细节。铰链装置16还可以包括锁定机构，该锁定机构布置成将折叠式翼梢装置锁定到飞行构型中。如技术人员将所理解的，各种不同的锁定机构可以是合适的。同样，将不提供进一步的细节。如可以看到的，铰链装置16延伸到固定翼14和折叠式翼梢12的机翼蒙皮包封部的外部，特别是从机翼10的下侧部延伸。

图7示出了图6的装置的第二横截面图，该第二横截面图是沿飞行线方向且通过铰链线22截取的。整流罩18的外表面由虚线表示，该虚线延伸超出固定翼14和翼梢装置12的下机翼蒙皮以覆盖铰链16。关于整流罩的形状的进一步细节在下面提供。

图5示出了机翼10和整流罩18的下侧部，整流罩18覆盖铰链装置16。整流罩18包括前部部分20，前部部分20结合到固定翼14和翼梢装置12的前缘23中并从固定翼14和翼梢装置12的前缘23向后延伸。在该实施方式中，铰链装置16包括与飞行线方向对准的铰链线22。整流罩18也与飞行线方向对准并且关于铰链轴线22大致对称。整流罩的展向边缘也沿飞行线方向延伸，使得整流罩的展向宽度是一致的。由于整流罩的存在，向整流罩16提供与飞行线平行地定向的边缘以用于保持升力，从而使翼展负载保持连续性。

整流罩18的前部部分20结合到固定翼14和折叠式翼梢装置12的前缘23中意味着：当沿飞行线方向(如图7中)观察机翼轮廓的横截面时，在从机翼10的前缘23朝后缘描绘轮廓时，不存在间断或尖锐的边缘。如图7中所示，从机翼10的上表面、围绕前缘23、并且沿着整流罩前部部分向后描绘的线具有连续的曲率。虽然整流罩的深度将在整流罩的宽度上变化，但是飞行线方向上的连续曲率保持不变，从而在整流罩和机翼的整个宽度上都在机翼10的前缘23处提供有效的翼型轮廓。这可以在图3和图7中清楚地看到。当考虑整流罩18从固定翼14至折叠式翼梢装置12的侧向(即，展向)延伸时，还提供了连续的曲率。随着整流罩在机翼10的前缘23处沿展向方向延伸，不存在间断或尖锐的边缘。随着整流罩18从机翼10的前缘朝向机翼10的后缘延伸远离，这种平滑继续存在。整流罩18沿展向方向描绘的横截面形状为钟形形状，因此整流罩18最初以凹形的方式从固定翼14的机翼蒙皮延伸，经过拐点并在整流罩18围绕铰链装置16延伸时以凸出的方式延伸，经过另一拐点并以凹形的方式延伸至折叠式翼梢装置12的机翼蒙皮。在整流罩18与固定翼14和折叠式翼梢装置12的机翼蒙皮相交的点处，整流罩18相对于机翼蒙皮大致切向地延伸。该轮廓变化可以在图5中看到，其中显示了沿着线A-A、线B-B和线C-C截取的整流罩的横截面。钟形形状曲线的深度从A-A至B-B增加，并且然后从B-B至C-C减小。深度的增加和减小是逐渐进行的，因此整流罩18的外部表面上不存在间断。虽然在图中未示出，但是技术人员将理解的是，可以在机翼蒙皮与整流罩之间的相接部处、特别是在翼梢装置的机翼蒙皮与整流罩之间的相接部处提供密封件。

如图5中所示，整流罩18还包括后部部分24，后部部分24沿向后方向延伸超过固定翼14和折叠式翼梢装置12的后缘。随着后部部分24延伸超过固定翼14和折叠式翼梢装置12的后缘，后部部分24在宽度上渐缩。如图5中所示，后部部分24包括后缘26，后缘26与固定翼14和折叠式翼梢装置12的后缘大致对准。当观察整流罩18的中间部沿飞行线方向的横截面图(如图7中所示)时，随着整流罩18从前部部分20延伸至后部部分24，整流罩18首先描绘凸形路径直到整流罩18到达拐点21为止，并且然后整流罩18描绘凹形路径直到整流罩18到达后缘26为止。朝着整流罩的后部的该拐点21产生凹形表面，并且导致整流罩18变成升力产生空气动力学表面。拐点21位于沿飞行线方向截取且从机翼的前缘处的0％改变为后缘处的100％的机翼10的翼弦长度的大约100％、90％、80％、70％或60％处。在某些实施方式中，随着整流罩延伸超过机翼10的后缘足够远，拐点21可以位于机翼的翼弦长度的大约110％、120％或更多处。拐点21的确切位置可以取决于具体的机翼和铰链构型，并且可以通过测试位置的变化如何影响由于引入整流罩18而经历的升力损失来实验性地确定。图10示出了整流罩的三维表示(类似于图3)，其中，拐点21使用线清楚地表示，该线示出了表面如何改变方向。

图8和图9示出了与图3至图7和图10中所示的相似的整流罩和机翼装置。翼梢装置12’和固定翼14’由铰链(未示出)连接，并且整流罩18’覆盖铰链，该铰链从机翼的OML突出。整流罩18’的前部部分与第一实施方式中描述的形状相同。整流罩18’的后部部分与第一实施方式中描述的形状相同，因为后部部分包括产生凹形表面的表面。然而，整流罩18’没有延伸超过机翼10’的后缘。当连接固定翼14’和翼梢装置12’的铰链的突出部在深度方面或沿飞行线方向减小时，这种装置是可能的。

图11示出了曲线图的示意性图示，该曲线图示出了当机翼沿展向方向延伸时机翼的升力特性。在曲线图的翼展轴上表示了铰链线和翼梢。图12示出了图11中所示的曲线图的放大的部分600。可以看到的是，如由线606所表示的常规整流罩、例如泡状形状的整流罩导致机翼的附接有泡状形状的整流罩的部分的升力损失。然而，如以上所描述的结合整流罩在与没有翼梢装置和相关联的整流罩的固定翼相比时是中性升力的。线602示出了没有整流罩的机翼的升力特性，并且线604示出了根据本发明的实施方式的机翼的升力特性。因此，可以看出，本发明提供了现有整流罩设计的显著优点。

虽然已经参照特定实施方式描述和说明了本发明，但是本领域的普通技术人员将理解的是，本发明适用于本文中未具体说明的许多不同变型。

如果在前述描述中提及具有已知的、明显的或可预见的等同方案的整数或元件，则这些等同方案如同单独阐述一样并入本文中。应当参照权利要求来确定本发明的真实范围，本发明的真实范围应被理解为涵盖任何这样的等同方案。读者还将理解的是，被描述为优选、有利、方便等的本发明的整数或特征是可选的，并且不限制独立权利要求的范围。此外，应当理解的是，尽管这种可选的整数或特征在本发明的一些实施方式中具有可能的益处，但在其他实施方式中可能是不可取的，并且因此可能不存在。

Claims (24)

1.一种飞行器，所述飞行器包括飞行器机翼，所述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，所述翼梢装置能够构造处于下述两者当中：(i)在飞行期间所采用的飞行构型；以及(ii)在基于地面的操作期间所采用的地面构型，在该地面构型中，所述翼梢装置绕铰链轴线旋转离开所述飞行构型，使得所述飞行器机翼的翼展减小，

所述飞行器机翼还包括：

铰链装置，所述铰链装置连接所述固定翼和所述翼梢装置，其中，所述铰链装置突出超过所述固定翼和所述翼梢装置的外表面；以及

整流罩，所述整流罩覆盖铰链的突出部分，

其中，所述飞行构型中，所述整流罩包括前部部分，所述前部部分结合到所述固定翼和所述翼梢装置的前缘中并从所述固定翼和所述翼梢装置的前缘向后延伸。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述整流罩的所述前部部分沿切线方向与所述固定翼和所述翼梢装置的所述前缘相交。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的飞行器，其中，所述整流罩的所述前部部分与所述固定翼和所述翼梢装置的所述前缘相交，使得：当沿飞行线横截面观察时，所述整流罩与所述固定翼和所述翼梢装置的所述前缘之间大致不存在间断。

4.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，其中，随着所述整流罩沿展向方向延伸跨越所述机翼，所述整流罩的所述前部部分包括：凹形表面，所述凹形表面从所述固定翼的机翼蒙皮延伸，所述凹形表面沿与所述机翼蒙皮相切的方向开始。

5.根据权利要求4所述的飞行器，其中，随着所述整流罩沿展向方向延伸，所述整流罩的所述前部部分还包括拐点，在该拐点处，所述表面过渡成变为凸形表面，所述凸形表面的峰延伸越过所述铰链装置。

6.根据权利要求5所述的飞行器，其中，随着所述整流罩沿展向方向延伸，所述整流罩的所述前部部分还包括额外拐点，在该额外拐点处，所述表面过渡成凹形表面，所述凹形表面沿切线方向与所述翼梢装置的机翼蒙皮相交。

7.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，在展向方向上，所述整流罩的所述前部部分包括钟形形状的轮廓。

8.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，所述整流罩包括飞行线方向上的中心轴线，并且所述整流罩关于该轴线大致对称。

9.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，所述整流罩包括跨越所述整流罩的至少70％、80％、90％或100％的一致的展向宽度。

10.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，所述铰链装置沿飞行线方向延伸。

11.根据权利要求8所述的飞行器，其中，所述铰链装置沿飞行线方向延伸，使得所述铰链装置沿飞行线方向延伸跨越所述飞行器机翼的至少60％、至少70％、至少80％或至少90％。

12.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，所述整流罩位于所述飞行器机翼的下表面上。

13.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，所述整流罩还包括具有凹形表面的后部部分，所述表面在飞行期间形成所述整流罩的升力产生部分。

14.根据权利要求13所述的飞行器，其中，所述后部部分延伸超过所述固定翼和翼梢装置的后缘。

15.根据权利要求13或14所述的飞行器，其中，所述整流罩的所述后部部分包括在方向上与所述固定翼和/或翼梢装置的后缘平行的后缘。

16.根据权利要求13至15中的任一项所述的飞行器，其中，其中，随着所述后部部分延伸远离所述固定翼和翼梢装置的后缘，所述后部部分在展向宽度上渐缩。

17.根据权利要求13至16中的任一项所述的飞行器，其中，所述后部部分包括飞行线方向上的拐点，随着所述后部部分沿向后方向延伸，所述后部部分的横截面轮廓在该拐点处从凸形轮廓变为凹形轮廓。

18.根据权利要求13至17中的任一项所述的飞行器，其中，所述整流罩的所述后部部分结合到所述整流罩的所述前部部分中。

19.一种飞行器机翼，所述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，所述翼梢装置能够构造处于下述两者当中：(i)在飞行期间所使用的飞行构型；以及(ii)在基于地面的操作期间所使用的地面构型，在该地面构型中，所述翼梢装置移动离开所述飞行构型，使得所述飞行器机翼的翼展减小，

所述飞行器机翼还包括：

铰链装置，所述铰链装置连接所述固定翼和所述翼梢装置，

其中，所述铰链装置突出超过所述固定翼和所述翼梢装置的外表面；以及

整流罩，所述整流罩覆盖铰链的突出部分，

其中，在所述飞行构型中，所述整流罩包括前部部分，所述前部部分结合到所述固定翼和所述翼梢装置的前缘中并从所述固定翼和所述翼梢装置的前缘向后延伸。

20.一种飞行器，所述飞行器包括空气动力学结构、突出结构以及覆盖所述突出结构的整流罩，其中，所述整流罩沿飞行线方向和展向方向结合到所述空气动力学结构中，使得所述整流罩和所述空气动力学结构的表面之间的过渡处不存在间断。

21.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求20所述的空气动力学结构，其中，所述整流罩沿着相接部与所述空气动力学结构的所述表面相交，并且其中，所述整流罩成形为使得所述整流罩的所述表面沿着所述相接部与所述空气动力学结构的所述表面相切。

22.一种用于飞行器的整流罩，所述整流罩包括用于沿切线方向与所述飞行器相接的接合表面以及空气动力学表面，所述整流罩还包括从所述接合表面至所述空气动力学表面的无缝过渡。

23.根据权利要求22所述的整流罩，所述整流罩包括当安装在飞行器上时对应于飞行线方向的纵向轴线，其中，所述整流罩的垂直于所述纵向轴线截取的横截面轮廓包括钟形形状的曲线。

24.根据权利要求23所述的整流罩，其中，所述空气动力学表面包括凹形表面。

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