CN114174167A - 前缘组件、机翼和飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于机翼(3)的前缘组件(9)。前缘组件包括壳体(11)和致动元件(13)，该壳体构造成能够连接至机翼(3)的固定机翼部段(59)，并且在该壳体中形成有将壳体(11)的外部(45)与壳体(11)的内部(47)连接的第一开口(19)，致动元件以可移动的方式连接至壳体(11)，使得致动元件(13)能够在第一位置与至少一个第二位置之间移动，其中，致动元件(13)延伸穿过第一开口(19)并且包括第一部段(49)和第二部段(51)，第一部段布置在壳体(11)的内部(47)中，第二部段布置在壳体(11)的外部(45)中并且第二部段构造成能够连接至高升力装置。

Description

前缘组件、机翼和飞行器

技术领域

本发明涉及前缘组件、机翼和飞行器。

背景技术

前缘组件是已知的并且可以形成飞行器的机翼的集成部分。例如，前缘组件可以包括高升力装置以使机翼在飞行器的飞行期间可以提供的升力的量增加。通常，前缘组件包括多个元件，这些元件一个接一个地安装至机翼的固定机翼部段。

通常希望使机翼和飞行器的组装时间减少。此外，希望使前缘组件的元件在组装之前、组装期间和组装之后的污染减少。

发明内容

本发明的目的是使机翼和飞行器的组装时间减少，并且使前缘组件的元件在组装之前、组装期间和组装之后的污染减少。

根据本发明的第一方面，该目的通过包括权利要求1的特征的前缘组件来解决。前缘组件构造成用于机翼。前缘组件包括壳体，该壳体构造成能够连接至机翼的固定机翼部段，并且在该壳体中形成有将壳体的外部与壳体的内部连接的第一开口。前缘组件包括致动元件，该致动元件以可移动的方式连接至壳体，使得致动元件能够在第一位置与至少一个第二位置之间移动。致动元件延伸穿过第一开口。致动元件包括布置在壳体的内部的第一部段。致动元件包括第二部段，该第二部段布置在壳体的外部并且该第二部段构造成能够连接至高升力装置。

前缘组件构造成用于机翼。前缘组件能够安装至机翼的其余部段以形成机翼。前缘组件包括壳体。壳体可以包括壁，该壁具有面向壳体内部的内表面和面向壳体外部的外表面。壳体、特别是壳体的壁可以将壳体的内部与壳体的外部隔开并且可以由此防止内部和布置在壳体内部的元件受到污染。壳体构造成能够连接至机翼的固定机翼部段。当壳体连接至机翼的固定机翼部段时，壳体和固定机翼部段一起形成机翼的至少一部段。壳体能够连接至机翼的固定机翼部段，并且前缘组件的元件比如致动元件、密封件、驱动机构和滚子支承件可以在壳体连接至固定机翼部段之前通过将该元件或这些元件连接至壳体来进行预组装。由于预组装，前缘组件可以作为预组装模块连接至固定机翼部段，并且各个元件不需要一个接一个地连接至固定机翼部段，这可以使机翼和飞行器可以进行组装的组装时间减少。这在多个前缘组件安装至机翼的情况下尤其如此。

第一开口形成在壳体中并且连接壳体的外部与壳体的内部。由于开口连接壳体的外部和壳体的内部，因此开口允许元件、例如致动元件可以布置成使得元件延伸穿过开口，并且由此将布置在壳体的内部的元件、比如滚子支承件或驱动机构的至少一部段以及布置在整流罩的外部的元件、比如高升力装置进行连接。

壳体的内部可以被认为是被壳体包围的空间，并且在该空间中可以布置元件比如驱动机构的至少一部段和致动元件的第一部段。壳体的内部可以被认为是被壳体封围的空间。壳体的内部可以被认为是由壳体限定的。如果元件布置在壳体的内部，则该元件可以被认为被壳体封围。此外，壳体的外部可以被认为是未被壳体包围的空间，并且在该空间中可以布置元件比如高升力装置和致动元件的第二部段。壳体的外部可以被认为是未被壳体封围的空间。例如，当前缘组件形成机翼的一部段——该部段安装至飞行器的其余部段以形成飞行器——时，飞行器的机身布置在壳体的外部。如果元件布置在壳体的外部，则该元件可以被认为没有被壳体包围或者布置在壳体之外。

前缘组件包括致动元件，该致动元件以可移动的方式连接至壳体，使得致动元件能够在第一位置与至少一个第二位置之间移动。优选地，致动元件能够从第一位置移动至至少一个第二位置以及从至少一个第二位置移动至第一位置。致动元件延伸穿过第一开口。第一开口形成为使得致动元件可以在处于第一位置、处于至少一个第二位置以及当致动元件在第一位置与至少一个第二位置之间移动时延伸穿过第一开口。

致动元件包括布置在壳体的内部的第一部段。优选地，第一部段在致动元件处于第一位置时布置在壳体的内部，并且第一部段在致动元件处于至少一个第二位置时布置在壳体的内部。在该情况下，第一部段优选地在致动元件于第一位置与至少一个第二位置之间移动期间的任何时间都布置在壳体的内部中。替代性地，第一部段可以在致动元件处于第一位置时布置在壳体的外部，并且第一部段可以在致动元件处于至少一个第二位置时布置在壳体的内部。这在壳体中形成第二开口时的情况下尤其如此。致动元件的第一部段可以驱动地联接至前缘组件的驱动机构。

致动元件包括第二部段，该第二部段布置在壳体的外部，使得致动元件的第二部段可以安装至布置在壳体的外部的元件、比如高升力装置。第二部段构造成能够连接至高升力装置。当高升力装置连接至致动元件的第二部段时，致动元件可以驱动高升力装置的运动。

总之，前缘组件有助于使机翼和飞行器可以进行组装的组装时间减少，并且有助于使前缘组件的元件在组装之前、组装期间和组装之后的污染减少。

根据前缘组件的优选实施方式，前缘组件包括密封件，该密封件具有第一部段和第二部段，第一部段连接至壳体，当致动元件在第一位置与至少一个第二位置之间移动时第二部段抵接致动元件，使得壳体的外部和壳体的内部通过密封件彼此隔开。由于密封件将壳体的内部和壳体的外部隔开，因此密封件可以进一步防止内部和布置在壳体内部的元件受到污染。此外，由于当致动元件在第一位置与至少一个第二位置之间移动时密封件的第二部段抵接致动元件，因此密封件可以在致动元件于第一位置与至少一个第二位置之间移动期间将壳体的内部和壳体的外部隔开。密封件将壳体的内部和壳体的外部隔开，这不特别排除壳体的内部和壳体的外部也至少被壳体的壁和致动元件隔开。特别地，密封件、壳体的壁和致动元件将壳体的内部与壳体的外部隔开。尤其，密封件使前缘组件的布置在壳体中的元件在组装之前、组装期间和组装之后的污染减少。

根据前缘组件的优选实施方式，前缘组件包括安装至致动元件的第二部段的高升力装置，其中，当致动元件处于第一位置时，高升力装置处于缩回位置，并且当致动元件处于至少一个第二位置时，高升力装置处于至少一个伸出位置。特别优选的是，致动元件驱动高升力装置的运动。优选地，当致动元件在第一位置与至少一个第二位置之间移动时，致动元件驱动高升力装置的运动，使得高升力装置在缩回位置与至少一个伸出位置之间移动。高升力装置的缩回位置可以对应于在飞行器位于地面上或处于正常飞行时机翼的构型。优选地，高升力装置的缩回位置是高升力装置的下述位置：在该位置中，高升力装置布置成最靠近翼梢部段。此外，高升力装置的至少一个伸出位置中的第一伸出位置可以与机翼的起飞构型对应。另外，高升力装置的至少一个伸出位置中的第二伸出位置可以与机翼的着陆构型对应。优选地，高升力装置的第二伸出位置是高升力装置的下述位置：在该位置中，高升力装布置成最远离翼梢部段。进一步优选地，在高升力装置的第一伸出位置中，高升力装置布置在高升力装置的缩回位置与第二伸出位置之间。优选地，高升力装置能够从缩回位置移动至第一伸出位置以及从第一伸出位置移动至缩回位置。此外，高升力装置优选地能够从缩回位置移动至第二伸出位置以及从第二伸出位置移动至缩回位置。

根据前缘组件的优选实施方式，高升力装置是缝翼。在高升力装置是缝翼的情况下，提供了特别优选的实施方式。

根据前缘组件的优选实施方式，高升力装置是下垂机头。在高升力装置是下垂机头的情况下，提供了特别优选的实施方式。

根据前缘组件的优选实施方式，高升力装置是克鲁格襟翼(Krueger flap)。在高升力装置是克鲁格襟翼的情况下，提供了特别优选的实施方式。

根据前缘组件的优选实施方式，前缘组件包括驱动机构，该驱动机构构造成驱动致动元件的运动。优选地，驱动机构构造成驱动致动元件的运动，致动元件又驱动高升力装置的运动。特别地，驱动机构构造成经由致动元件来驱动高升力装置在缩回位置与至少一个伸出位置之间的运动，即从缩回位置至所述至少一个伸出位置以及从所述至少一个伸出位置至缩回位置。驱动机构可以被电动地和/或液压地和/或气动地供以动力。驱动机构可以包括致动器，该致动器可以是旋转致动器或线性致动器、或小齿轮驱动器。

根据前缘组件的优选实施方式，驱动机构布置在壳体的内部。当驱动机构布置在壳体的内部时，驱动机构可以与前缘组件的其余部段一起安装至固定机翼部段。由此，组装时间可以显著减少，因为仅需要一个组装步骤来将前缘组件安装至固定机翼部段。

根据前缘组件的优选实施方式，驱动机构包括齿条和小齿轮，其中，齿条安装至致动元件并且小齿轮以可旋转的方式安装至壳体，其中，齿条和小齿轮以啮合的方式彼此接合使得小齿轮的旋转驱动齿条的运动。当驱动机构包括齿条和小齿轮时，齿条安装至致动元件，小齿轮以可旋转的方式安装至壳体，齿条和小齿轮以啮合的方式彼此接合，使得小齿轮的旋转驱动齿条的运动，提供了简单的轻型驱动机构。

根据前缘组件的优选实施方式，前缘组件包括滚子支承件，其中，致动元件的第一部段经由滚子支承件而安装至壳体。优选地，致动元件的第一部段和致动元件的中间部段经由滚子支承件而安装至壳体。滚子支承件提供致动元件在第一位置与至少一个第二位置之间的平滑运动。

根据前缘组件的优选实施方式，滚子支承件包括安装至壳体的导轨和以可旋转的方式安装至致动元件的第一部段的第一滚子，其中，第一滚子与由导轨形成的第一接合表面接合，使得当致动元件在第一位置与至少一个第二位置之间移动时第一滚子在第一接合表面上滚动。当致动元件在第一位置与至少一个第二位置之间移动时，第一接合表面提供了供第一滚子滚动的工作表面。第一接合表面可以由导轨的上表面和/或由导轨的下表面形成。优选地，第一接合表面由导轨的上表面形成，或由导轨的下表面形成，或由导轨的上表面和导轨的下表面两者以连续的方式形成。导轨的上表面和导轨的下表面可以面向彼此。优选地，导轨的上表面与导轨的下表面之间的距离大于第一滚子的直径，使得第一滚子在同一时间可以仅与导轨的上表面或导轨的下表面接合。导轨的上表面与导轨的下表面之间的距离可以选择成使得在第一滚子与导轨的上表面或导轨的下表面之间提供间隙，使得第一滚子不能同时与导轨的上表面和导轨的下表面接合并且由此阻碍第一滚子的旋转。进一步优选的是，第一滚子具有第一旋转轴线，该第一旋转轴线平行于翼展方向、平行于固定机翼部段的前缘和/或平行于高升力装置的前缘延伸。

根据前缘组件的优选实施方式，滚子支承件包括以可旋转的方式安装至壳体的第二滚子，其中，第二滚子与由致动元件的第二部段和由致动元件的中间部段形成的第二接合表面接合，使得当致动元件在第一位置与至少一个第二位置之间移动时，第二滚子在第二接合表面上滚动。当致动元件在第一位置与至少一个第二位置之间移动时，第二接合表面提供了供第二滚子滚动的工作表面。

根据前缘组件的优选实施方式，致动元件包括下凸缘部段、上凸缘部段以及将上凸缘部段和下凸缘部段连接的腹板部段，其中，第二滚子布置在下凸缘部段与上凸缘部段之间的凹部中，其中，下凸缘部段、上凸缘部段、腹板部段和凹部各自沿着致动元件的纵向轴线延伸，其中，第二接合表面由上凸缘部段和/或下凸缘部段形成。下凸缘部段、上凸缘部段和腹板部段可以形成布置成与致动元件的纵向轴线垂直的横截面区域的轮廓。该轮廓可以是C型轮廓、双C型轮廓、I型轮廓、H型轮廓或Π型轮廓。

优选地，第二接合表面由上凸缘部段或下凸缘部段形成或由两个凸缘部段以连续的方式形成。优选地，第二接合表面面向凹部。第二接合表面可以由上凸缘部段的上表面形成和/或由下凸缘部段的下表面形成。优选地，第二接合表面由上凸缘部段的上表面形成，或者由下凸缘部段的下表面形成，或由上凸缘部段的上表面和下凸缘部段的下表面两者以连续的方式形成。上凸缘部段的上表面和下凸缘部段的下表面可以面向彼此。优选地，上凸缘部段的上表面与下凸缘部段的下表面之间的距离大于第二滚子的直径，使得第二滚子在同一时间可以仅接合上凸缘部段的上表面或下凸缘部段的下表面。上凸缘部段的上表面与下凸缘部段的下表面之间的距离可以选择成使得在第二滚子与上凸缘部段的上表面或下凸缘部段的下表面之间提供间隙，使得第二滚子不能同时与上凸缘部段的上表面和下凸缘部段的下表面接合并且由此阻碍第二滚子的旋转。进一步优选的是，第二滚子具有第二旋转轴线，该第二旋转轴线平行于翼展方向、平行于固定机翼部段的前缘和/或平行于高升力装置的前缘延伸。由于第二滚子布置在凹部中，因此第二滚子不占用致动元件的上方或下方的空间，并且致动元件可以仅用单个滚子元件来保持。这简化了前缘组件、节省了空间和重量，并且因此提高了机翼的效率。此外，前缘组件可以形成为使得前缘组件完全布置在固定机翼部段的前翼梁的前方并且不穿透固定机翼部段的前翼梁。

根据前缘组件的优选实施方式，在壳体中形成将壳体的外部与壳体的内部连接的第二开口，致动元件在致动元件处于第一位置时延伸穿过该第二开口，并且第二开口布置成与第一开口相反。由于第二开口，前缘组件可以以节省空间的方式设计，这是因为壳体可以设计得更小，因为壳体不必在致动元件于第一位置与所述至少一个第二位置之间移动期间的任何时间都封围致动元件的第一部段。

根据本发明的第二方面，该目的还通过包括权利要求15的特征的机翼来解决。该机翼构造成用于飞行器。机翼包括根据本发明的第一方面的实施方式的前缘组件。前缘组件的壳体安装至机翼的固定机翼部段。结合本发明的第一方面所描述的特征、技术效果和/或优点也至少以类似的方式适用于本发明的第二方面，因此这里不进行相应的重复。

根据机翼的优选实施方式，前缘组件的壳体安装至机翼的固定机翼部段的机翼盒。当前缘组件的壳体安装至机翼的固定机翼部段的机翼盒时，可以提供前缘组件与机翼盒之间的直接机械联接。

根据机翼的优选实施方式，前缘组件的壳体安装至固定机翼部段的肋部，其中，肋部安装至机翼盒。当前缘组件的壳体安装至固定机翼部段的肋部并且肋部安装至机翼盒时，可以提供前缘组件与机翼盒之间的间接机械联接。优选地，通过在将肋部安装至机翼盒之前连接前缘组件和肋部而将前缘组件和肋部预组装，这进一步节省了机翼和飞行器的组装期间的组装时间。此外，优选的是，前缘组件的壳体安装至固定机翼部段的第一肋部和固定机翼部段的第二肋部。第一肋部和第二肋部可以都安装至机翼盒。此外，第一肋部可以布置在壳体的第一侧部上，并且第二肋部可以布置在壳体的与第一侧部相反的第二侧部上。

此外，优选的是，机翼包括若干个前缘组件，这些前缘组件布置成在机翼的翼展方向上彼此间隔开。优选的是，相邻前缘组件之间的距离在翼展方向上相同。特别地，当机翼包括若干个前缘组件时，所有前缘组件可以构造成与实施方式中的一个实施方式中描述的相同或者可以构造成不同，即如在不同实施方式中所描述的那样。

根据本发明的第三方面，该目的还通过包括权利要求18的特征的飞行器来解决。该飞行器包括根据本发明的第二方面的实施方式的机翼。结合本发明的第一方面和第二方面所描述的特征、技术效果和/或优点也至少以类似的方式适用于本发明的第三方面，因此这里不进行相应的重复。

附图说明

从以下对示例性实施方式和/或附图的描述中可以得出本发明的其它特征、优点和应用可能性。由此，所有描述的和/或以可视的方式描绘的特征本身和/或以任何组合可以形成本发明的有利主题和/或特征，而不依赖于它们在独立权利要求或其从属权利要求中的组合。此外，在附图中，相同的附图标记可以表示相同或相似的对象。

图1以立体图示意性地图示了包括机翼的飞行器的实施方式，该机翼具有前缘组件。

图2以立体图示意性地图示了图1中所示的机翼的前缘组件的第一实施方式。

图3以立体截面图示意性地图示了图2中所示的前缘组件的第一实施方式。

图4以侧视图示意性地图示了图2中所示的前缘组件的第一实施方式，该前缘组件连接至图1中所示的机翼的固定机翼部段。

图5以侧视图示意性地图示了图1中所示的机翼的前缘组件的第二实施方式，其中，前缘组件连接至图1中所示的机翼的固定机翼部段。

图6至图9以侧视图示意性地图示了图1中所示的机翼的前缘组件的第三实施方式以及前缘组件如何连接至图1中所示的机翼的固定机翼部段的步骤。

图10以立体图示意性地图示了图1中所示的机翼的前缘组件的第一实施方式。

图11以俯视图示意性地图示了图1中所示的机翼的前缘组件的第一实施方式，其中，前缘组件连接至图1中所示的机翼的固定机翼部段。

图12以侧视图示意性地图示了图1中所示的机翼的前缘组件的第四实施方式。

图13以侧视图示意性地图示了图1中所示的机翼的前缘组件的第五实施方式。

具体实施方式

图1以立体图示意性地图示了飞行器1的实施方式，飞行器1包括在翼展方向5上延伸的机翼3。机翼3包括若干高升力装置，比如缝翼7。机翼3的其他高升力装置例如是下垂机头和克鲁格襟翼。

图2以立体图示意性地图示了图1中所示的机翼3的前缘组件9的第一实施方式。前缘组件9包括壳体11、致动元件13、四个密封件15和驱动机构17。

在壳体11中形成第一开口19。致动元件13延伸穿过第一开口19。此外，致动元件13包括下凸缘部段21、上凸缘部段23和腹板部段25。腹板部段25连接上凸缘部段23和下凸缘部段21。在下凸缘部段21与上凸缘部段23之间形成凹部27。此外，致动元件13包括用于将高升力装置连接至致动元件13的凸耳29。

图2中示出了四个密封件15中的两个密封件15。四个密封件15中的另外两个密封件15分别布置在致动元件13的下方和致动元件13的后方。每个密封件15包括第一部段31和第二部段33。每个第一部段31连接至壳体11并且每个第二部段33抵接致动元件13。

驱动机构17包括齿轮式旋转致动器35、第一轴37和第二轴39。第一轴37和第二轴39连接至齿轮式旋转致动器35。第二轴39延伸穿过形成在壳体11中的开口。环形密封件41包括第一部段和第二部段。环形密封件41的第一部段连接至壳体11，且环形密封件41的第二部段在第二轴39绕旋转轴线43旋转时抵接第二轴39。

致动元件13以可移动的方式连接至壳体11，使得致动元件13能够在第一位置与至少一个第二位置之间移动。驱动机构17构造成驱动致动元件13的运动，使得致动元件13在第一位置与至少一个第二位置之间移动。当致动元件13在第一位置与至少一个第二位置之间移动时，每个密封件15的第二部段33抵接致动元件13。

图3以立体截面图示意性地图示了图2中所示的前缘组件9的第一实施方式。如图3中可以看到的，第一开口19将壳体11的外部45与壳体11的内部47连接。致动元件13包括第一部段49、第二部段51以及将第一部段49和第二部段51连接的中间部段53。第一部段49布置在壳体11的内部47中，并且第二部段51布置在壳体11的外部45中。中间部段53可以布置在壳体11的内部47中或壳体11的外部45中，这取决于致动元件13是处于第一位置还是处于至少一个第二位置。第二部段51包括待连接至高升力装置的凸耳29。当致动元件13在第一位置与至少一个第二位置之间移动时每个密封件15的第二部段33抵接致动元件13，使得壳体11的外部45与壳体11的内部47通过密封件15彼此隔开。前缘组件9包括滚子支承件55，其中，致动元件13的第一部段49和致动元件13的中间部段53经由滚子支承件55安装至壳体11。滚子支承件55包括四个滚子57。滚子57中的每个滚子57以可旋转的方式安装至壳体11，使得当致动元件13在第一位置与至少一个第二位置之间移动时，每个滚子57沿着致动元件13的外表面滚动。特别地，滚子57中的每个滚子与由致动元件13的第一部段49形成并且由致动元件13的中间部段53形成的接合表面接合，使得当致动元件13在第一位置与至少一个第二位置之间移动时，每个滚子57在接合表面上滚动。

图4以侧视图示意性地图示了图2中所示的前缘组件9的第一实施方式，前缘组件9连接至图1中所示的机翼3的固定机翼部段59。更具体地，前缘组件9的壳体11经由两个螺栓连接件63安装至机翼3的固定机翼部段59的机翼盒61。

图5以侧视图示意性地图示了图1中所示的机翼3的前缘组件9的第二实施方式。前缘组件9连接至图1中所示的机翼3的固定机翼部段59。在壳体11中形成第二开口65。第二开口65将壳体11的外部45与壳体11的内部47连接。第二开口布置成与第一开口19相反。当致动元件13处于图5中所示的第一位置时，致动元件13延伸穿过第二开口65。前缘组件9包括布置在机翼盒61内部的轨道罐部67。替代性地，轨道罐部67可以是机翼盒61的一部分，使得当前缘组件9连接至机翼盒61时，致动元件13可以伸入到轨道罐部67中。

图6至图9以侧视图示意性地图示了图1中所示的机翼3的前缘组件9的第三实施方式以及前缘组件9如何连接至图1中所示的机翼3的固定机翼部段59的步骤。前缘组件9包括两个凸耳29。另外，三个凸耳29安装至固定机翼部段59的肋部69，并且一个凸耳29安装至固定机翼部段59。首先，壳体1如图7中所示分别通过两个螺栓连接件63经由两个凸耳29连接至肋部69，从而如图8中所示形成预组装的模块。然后，预组装的模块如图8中所示通过一个螺栓连接件63经由两个凸耳29连接至机翼盒61，如图9中所示。因此，肋部69安装至机翼盒61。除了螺栓连接件63以外，可以在壳体11与肋部69之间和/或在肋部69与机翼盒61之间和/或在壳体11与机翼盒61之间设置其他连接件。

图10以立体图示意性地图示了图1中所示的机翼3的前缘组件9的第一实施方式。为L形或L角形支架的两个支架71连接至壳体11。两个支架71可以预先组装至壳体11，并且然后连接至机翼盒61。支架71也可以与壳体11一体地形成并且每个支架形成远离壳体11延伸的凸缘。

图11以俯视图示意性地图示了图1中所示的机翼3的前缘组件9的第一实施方式。前缘组件9连接至图1中所示的机翼3的固定机翼部段59的机翼盒61的前翼梁。螺栓连接件63中的每个螺栓连接件包括也称为主要部分(Master)的夹持侧部73和也称为从属部分(Slave)的展向游隙侧部75。

图12以侧视图示意性地图示了图1中所示的机翼3的前缘组件9的第四实施方式。致动元件13包括用于将高升力装置连接至致动元件13的两个凸耳29。此外，在支架71中形成两个孔77并且在壳体11中形成两个孔77以准许两个螺栓连接件63。

图13以侧视图示意性地图示了图1中所示的机翼3的前缘组件9的第五实施方式。前缘组件9包括缝翼7，缝翼7是高升力装置的示例。缝翼7安装至致动元件13的第二部段51。当致动元件13处于第一位置时，高升力装置处于缩回位置，如图13所示。当致动元件13处于至少一个第二位置时，高升力装置处于至少一个伸出位置。驱动机构17包括齿条79和小齿轮81。齿条79安装至致动元件13。小齿轮81以可旋转的方式安装至壳体11。齿条79和小齿轮81以啮合的方式彼此接合，使得小齿轮81的旋转驱动齿条79的运动。

前缘组件9包括滚子支承件55。致动元件13的第一部段49和致动元件13的中间部段53经由滚子支承件55安装至壳体11。滚子支承件55包括安装至壳体11的导轨83。此外，滚子支承件55包括第一滚子85。第一滚子85以可旋转的方式安装至致动元件13的第一部段49。第一滚子85接合由导轨83形成的第一接合表面87，使得当致动元件13在第一位置与至少一个第二位置之间移动时，第一滚子85在第一接合表面87上滚动。滚子支承件55还包括第二滚子89。第二滚子89以可旋转的方式安装至壳体11。第二滚子89与由致动元件13的中间部段53和致动元件13的第二部段51形成的第二接合表面91接合，使得当致动元件13在第一位置与至少一个第二位置之间移动时，第二滚子89在第二接合表面91上滚动。致动元件13包括下凸缘部段21、上凸缘部段23和腹板部段25。腹板部段25连接上凸缘部段23和下凸缘部段21。第二滚子89布置在下凸缘部段21与上凸缘部段23之间的凹部27中。下凸缘部段21、上凸缘部段23、腹板部段25和凹部27各自沿着致动元件13的纵向轴线延伸。图13中的致动元件13是弯曲的。致动元件13的纵向轴线也是弯曲的并且遵循致动元件13的形状。特别地，致动元件13的纵向轴线可以沿着在距离两个相对的第二接合表面91相同距离处的圆形区段从致动元件13的一侧延伸至致动元件13的另一侧。第二接合表面91由上凸缘部段23和下凸缘部段21形成。

另外还指出，“包括”不排除其他元件，并且“一”或“一种”不排除复数。还应当指出的是，已经参照上述示例性实施方式中的一个示例性实施方式所描述的特征也可以与上述其它示例性实施方式的其它特征组合而公开。权利要求书中的附图标记不应被认为是限制性的。

Claims (18)

1.一种用于机翼(3)的前缘组件(9)，所述前缘组件(9)包括：

壳体(11)，所述壳体(11)构造成能够连接至所述机翼(3)的固定机翼部段(59)，并且在所述壳体(11)中形成有将所述壳体(11)的外部(45)与所述壳体(11)的内部(47)连接的第一开口(19)，

致动元件(13)，所述致动元件(13)以可移动的方式连接至所述壳体(11)，使得所述致动元件(13)能够在第一位置与至少一个第二位置之间移动，

其中，所述致动元件(13)延伸穿过所述第一开口(19)并且包括第一部段(49)和第二部段(51)，所述第一部段(49)布置在所述壳体(11)的所述内部(47)中，所述第二部段(51)布置在所述壳体(11)的所述外部(45)中并且所述第二部段(51)构造成能够连接至高升力装置。

2.根据前一权利要求所述的前缘组件，其中，所述前缘组件(9)包括密封件(15)，所述密封件(15)具有第一部段(31)和第二部段(33)，所述第一部段(31)连接至所述壳体(11)，当所述致动元件(13)在所述第一位置与所述至少一个第二位置之间移动时所述第二部段(33)抵接所述致动元件(13)，使得所述壳体(11)的所述外部(45)和所述壳体(11)的所述内部(47)通过所述密封件(15)彼此隔开。

3.根据前一权利要求所述的前缘组件(9)，其中，所述前缘组件(9)包括安装至所述致动元件(13)的所述第二部段(51)的所述高升力装置，其中，当所述致动元件(13)处于所述第一位置时，所述高升力装置处于缩回位置，并且当所述致动元件(13)处于所述至少一个第二位置时，所述高升力装置处于至少一个伸出位置。

4.根据权利要求3所述的前缘组件(9)，其中，所述高升力装置是缝翼(7)。

5.根据权利要求3所述的前缘组件(9)，其中，所述高升力装置是下垂机头。

6.根据权利要求3所述的前缘组件(9)，其中，所述高升力装置是克鲁格襟翼。

7.根据前述权利要求中的一项所述的前缘组件(9)，其中，所述前缘组件(9)包括驱动机构(17)，所述驱动机构(17)构造成驱动所述致动元件(13)的运动。

8.根据权利要求7所述的前缘组件(9)，其中，所述驱动机构(17)布置在所述壳体(11)的所述内部(47)中。

9.根据权利要求7和8中的一项所述的前缘组件(9)，其中，所述驱动机构(17)包括齿条(79)和小齿轮(81)，其中，所述齿条(79)安装至所述致动元件(13)并且所述小齿轮(81)以可旋转的方式安装至所述壳体(11)，其中，所述齿条(79)和所述小齿轮(81)以啮合的方式彼此接合，使得所述小齿轮(81)的旋转驱动所述齿条(79)的运动。

10.根据前述权利要求中的一项所述的前缘组件(9)，其中，所述前缘组件(9)包括滚子支承件(55)，其中，所述致动元件(13)的所述第一部段(49)经由所述滚子支承件(55)安装至所述壳体(11)。

11.根据权利要求10所述的前缘组件(9)，其中，所述滚子支承件(55)包括导轨(83)和第一滚子(85)，所述导轨(83)安装至所述壳体(11)，所述第一滚子(85)以可旋转的方式安装至所述致动元件(13)的所述第一部段(49)，其中，所述第一滚子(85)接合由所述导轨(83)形成的第一接合表面(87)，使得当所述致动元件(13)在所述第一位置与所述至少一个第二位置之间移动时，所述第一滚子(85)在所述第一接合表面(87)上滚动。

12.根据权利要求10和11中的一项所述的前缘组件(9)，其中，所述滚子支承件(55)包括以可旋转的方式安装至所述壳体(11)的第二滚子(89)，其中，所述第二滚子(89)接合由所述致动元件(13)的所述第二部段(51)和由所述致动元件(13)的中间部段(53)形成的第二接合表面(91)，使得当所述致动元件(13)在所述第一位置与所述至少一个第二位置之间移动时，所述第二滚子(89)在所述第二接合表面(91)上滚动。

13.根据权利要求12所述的前缘组件(9)，其中，所述致动元件(13)包括下凸缘部段(21)、上凸缘部段(23)以及将所述上凸缘部段(23)和所述下凸缘部段(21)连接的腹板部段(25)，其中，所述第二滚子(89)布置在所述下凸缘部段(21)与所述上凸缘部段(23)之间的凹部(27)中，其中，所述下凸缘部段(21)、所述上凸缘部段(23)、所述腹板部段(25)和所述凹部(27)各自沿着所述致动元件(13)的纵向轴线延伸，其中，所述第二接合表面(91)由所述上凸缘部段(23)和/或所述下凸缘部段(21)形成。

14.根据前述权利要求中的一项所述的前缘组件(9)，其中，在所述壳体(11)中形成有将所述壳体(11)的所述外部(45)与所述壳体(11)的所述内部(47)连接的第二开口(65)，所述致动元件(13)在所述致动元件(13)处于所述第一位置时延伸穿过所述第二开口(65)，并且所述第二开口(65)布置成与所述第一开口(19)相反。

15.一种用于飞行器(1)的机翼(3)，所述机翼(3)包括根据前述权利要求中的一项所述的前缘组件(9)，其中，所述前缘组件(9)的所述壳体(11)安装至所述机翼(3)的所述固定机翼部段(59)。

16.根据权利要求15所述的机翼(3)，其中，所述前缘组件(9)的所述壳体(11)安装至所述机翼(3)的所述固定机翼部段(59)的机翼盒(61)。

17.根据权利要求15所述的机翼(3)，其中，所述前缘组件(9)的所述壳体(11)安装至所述固定机翼部段(59)的肋部(69)，其中，所述肋部(69)安装至所述机翼盒(61)。

18.一种飞行器(l)，所述飞行器(l)包括根据权利要求15至17中的一项所述的机翼(3)。

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