CN116890987A - 用于飞行器的机翼、后缘高升力组件、以及飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于飞行器的机翼、后缘高升力组件、以及飞行器。机翼包括主机翼和以可移动的方式布置在主机翼的后缘处的后缘高升力组件，后缘高升力组件包括襟翼和将襟翼以可移动的方式安装至主机翼、使得襟翼能够在缩回位置与至少一个伸出位置之间移动的连接组件，连接组件包括使襟翼在缩回位置与至少一个伸出位置之间移动的致动器单元，襟翼包括前缘部分和以能够围绕枢转轴线枢转的方式安装至前缘部分的后缘部分。提供具有简化致动概念的后缘高升力组件的机翼的目的是这样实现的，致动器单元经由第一连杆机构联接至前缘部分并经由第二连杆机构联接至后缘部分，且致动器单元配置成经由第一连杆机构使前缘部分移动并经由第二连杆机构使后缘部分移动。

Description

用于飞行器的机翼、后缘高升力组件、以及飞行器

技术领域

本发明涉及用于飞行器的机翼。本发明的其他方面涉及用于这种机翼的后缘高升力组件，并涉及包括这种机翼和/或包括这种后缘高升力组件的飞行器。

背景技术

机翼包括主机翼和后缘高升力组件。后缘高升力组件以可移动的方式布置在主机翼的后缘处，并包括襟翼和连接组件。连接组件将襟翼以可移动的方式安装至主机翼，使得襟翼能够相对于主机翼在机翼弦长和/或曲率减小的缩回位置与机翼弦长和/或曲率增大的至少一个伸出位置之间移动。连接组件包括致动器单元，致动器单元例如包括旋转马达或线性马达，以用于使襟翼在缩回位置与至少一个伸出位置之间移动。襟翼包括：前缘部分，特别是包括襟翼前缘的主襟翼部分；以及后缘部分，特别是包括襟翼后缘的突片，该突片以能够围绕优选地沿翼展方向延伸的枢转轴线枢转的方式安装至前缘部分，特别是安装至前缘部分的后缘。

这样的机翼在本领域中是通常已知的。一些已知的机翼包括具有襟翼的后缘高升力组件，该襟翼能够以旋转方式相对于主机翼移动，例如通过将襟翼固定地安装在杆上，该杆以可旋转的方式安装至主机翼的后缘并且由安装至旋转驱动臂的驱动支柱驱动。其他已知的机翼具有后缘高升力组件，该后缘高升力组件具有襟翼，该襟翼能够以组合的线性和旋转方式相对于主机翼移动，例如通过将襟翼以可旋转的方式安装在沿着线性导轨运行的支架上，同时襟翼由安装至旋转驱动臂的驱动支柱驱动，使得襟翼执行耦合的线性和旋转运动。这样的后缘高升力组件被设计成在飞行器起飞和着陆期间展开，以通过增加机翼面积、曲率和迎角来增加升力并减小最小空气速度，并且在巡航飞行期间当空气速度高时缩回以减小阻力。

然而，最近的研究已经表明，在整个飞行期间、例如在飞行期间对阵风的“实时”响应、或者为了优化升力、阻力和结构载荷，具有可调节机翼面积、曲率和迎角的变形机翼可能是有利的。这可以通过包括前缘部分和后缘部分的两部分式襟翼来实现，前缘部分和后缘部分可以根据需要相对于彼此移动。然而，为了使襟翼的前缘部分和后缘部分独立地移动，通常提供至少两个独立的致动器，一个致动器用于使前缘部分相对于机翼移动，另一致动器用于使后缘部分相对于前缘部分移动。

发明内容

本发明的目的是提供一种具有简化致动概念的后缘高升力组件的机翼。

这个目的是这样实现的，即致动器单元经由第一连杆机构联接至前缘部分，并且经由第二连杆机构联接至后缘部分。此外，致动器单元配置成优选地通过沿着单个自由度的致动运动、优选地通过围绕单个旋转轴线旋转而经由第一连杆机构使前缘部分相对于主机翼移动，并且经由第二连杆机构使后缘部分相对于前缘部分移动。以这种方式，可以减少所需致动器的数量和复杂性，从而极大地简化了后缘高升力组件并降低其成本。

根据优选实施方式，连接组件构造成使得襟翼能够以旋转方式相对于主机翼移动。优选地，襟翼以能够围绕襟翼旋转轴线旋转的方式安装至主机翼。优选地，襟翼旋转轴线位于襟翼轮廓的外侧、优选地例如通过襟翼杆臂与襟翼间隔开。这种旋转安装的襟翼涉及非常简单且可靠的连接组件和后缘高升力组件设计。

根据另一优选实施方式，致动器单元包括驱动轴、第一驱动臂和第二驱动臂。驱动轴能够围绕驱动轴线被旋转地驱动。第一驱动臂和第二驱动臂各自以相对于彼此在旋转方面固定的方式安装至驱动轴。第一驱动臂联接至第一连杆机构，以用于驱动第一连杆机构。第二驱动臂联接至第二连杆机构，以用于驱动第二连杆机构。以这种方式，第一连杆机构和第二连杆机构两者都可以仅通过单个驱动轴围绕驱动轴线的旋转来被驱动。

特别地，优选的是，致动器单元包括旋转马达，比如电动、液压或气动旋转马达。驱动轴形成为旋转马达的旋转输出轴或联接至该旋转输出轴。例如，驱动轴可以经由齿轮单元联接至旋转马达的旋转输出轴。以这种方式，提供了非常简单、紧凑且有效的致动器单元。

替代性地，优选的是，致动器单元包括线性马达，比如电动、液压或气动线性马达。驱动轴以在旋转方面固定的方式联接至驱动杆臂。驱动杆臂以可枢转的方式联接至线性马达的输出轴。以这种方式，也可以利用线性马达来驱动所述驱动轴。

根据优选实施方式，第一连杆机构包括襟翼杆臂，该襟翼杆臂安装至襟翼的前缘部分，优选地固定地安装至襟翼的前缘部分的下侧部，并且以能够围绕襟翼旋转轴线旋转的方式安装至主机翼。通过这种襟翼杆臂，使得能够将襟翼以可旋转的方式安装至主机翼。

特别地，优选的是，第一连杆机构包括第一驱动支柱，该第一驱动支柱优选地通过第一驱动支柱的一个端部以可旋转的方式安装至第一驱动臂，并且优选地通过第一驱动支柱的相反端部以可旋转的方式安装至襟翼杆臂。这种第一驱动支柱允许襟翼杆臂的有效致动。

进一步优选的是，襟翼杆臂形成为第一摇杆元件，第一摇杆元件具有在第一驱动支柱与襟翼旋转轴线之间延伸的第一部分，并且具有在襟翼旋转轴线与襟翼前缘部分之间延伸的第二部分。通过这种第一摇杆元件，使得能够非常有效地致动襟翼。

根据优选实施方式，第二连杆机构包括第二摇杆元件、第二驱动支柱和第三驱动支柱。第二摇杆元件以能够围绕摇杆轴线旋转的方式安装至主机翼，该摇杆轴线优选地平行于襟翼旋转轴线，并且第二摇杆元件具有从摇杆轴线沿第一方向延伸的第一部分和从摇杆轴线沿不同于第一方向的第二方向延伸的第二部分。第二驱动支柱优选地通过第二驱动支柱的一个端部以可旋转的方式安装至第二驱动臂，并且优选地通过第二驱动支柱的相反端部以可旋转的方式安装至第二摇杆元件的第一部分。第三驱动支柱优选通过第三驱动支柱的一个端部以可旋转的方式安装至第二摇杆元件的第二部分，并且优选通过第三驱动支柱的相反端部以可旋转的方式安装至襟翼的后缘部分、优选地安装至襟翼的后缘部分的下侧部。通过采用第二摇杆元件的这种第二连杆机构，使得能够非常有效地致动襟翼的后缘部分。

特别地，优选的是，摇杆轴线与襟翼旋转轴线同轴。以这种方式，使得能够非常有效地致动第一连杆机构和第二连杆机构。然而，摇杆轴线也可以与襟翼旋转轴线平行地间隔开。同样，摇杆轴线和/或襟翼旋转轴线可以平行于驱动轴线和/或枢转轴线。

根据优选实施方式，第一连杆机构和第二连杆机构以如下方式构造：当驱动轴在第一角度范围内旋转时，襟翼的后缘部分相对于襟翼的前缘部分围绕枢转轴线旋转，而前缘部分基本上不围绕襟翼旋转轴线旋转。优选地，第一角度范围与第一连杆机构的死点范围有关。当驱动轴在优选地在第一角度范围之后的第二角度范围内旋转时，襟翼的前缘部分围绕襟翼旋转轴线旋转，而后缘部分基本上不相对于襟翼的前缘部分围绕枢转轴线旋转。优选地，第二角度范围与第二连杆机构的死点范围有关。以这种方式，机翼的前缘部分和后缘部分可以彼此广泛独立地由单个致动器单元致动。

根据优选实施方式，在襟翼的前缘部分与后缘部分之间设置有阻尼器。阻尼器配置成在第二连杆机构失效的情况下对后缘部分相对于前缘部分的枢转运动进行阻尼，该枢转运动优选地是枢转振动。通过使用阻尼器，后缘部分可以由单个第二连杆机构致动和/或调节，因为在单个第二连杆机构失效的情况下，后缘部分的振动可以被阻尼。

根据其他优选实施方式，连接组件是第一连接组件，并且后缘高升力组件包括第二连接组件，第二连接组件优选地如第一连接组件那样形成、与第一连接组件一起将襟翼以可移动的方式安装至主机翼。襟翼的后缘部分包括在翼展方向上、即沿着前缘部分的后缘彼此相邻地布置的第一局部部分和第二局部部分。第一连接组件的第二连杆机构联接至第一局部部分，并且第二连接组件的第二连杆机构联接至襟翼的后缘部分的第二局部部分，同时优选地，第一连接组件的第一连杆机构和第二连接组件的第一连杆机构联接至襟翼的公共前缘部分。以这种方式，襟翼可以包括后缘部分的两个或更多个单独的局部部分，这些局部部分可以由相应的两个或更多个连接组件单独地致动。同样，三个或更多个局部部分和相应的连接组件也是可能的。

本发明的另一方面涉及一种用于根据上述实施方式中的任一个实施方式所述的机翼以及/或者用在根据上述实施方式中的任一个实施方式所述的机翼中的后缘高升力组件。特别地，后缘高升力组件包括襟翼和连接组件，该连接组件用于将襟翼以可移动的方式安装至主机翼，使得襟翼能够在缩回位置与至少一个伸出位置之间移动。连接组件包括用于使襟翼在缩回位置与至少一个伸出位置之间移动的致动器单元。襟翼包括前缘部分和后缘部分，后缘部分以能够围绕枢转轴线枢转的方式安装至前缘部分。致动器单元经由第一连杆机构联接至前缘部分，并且经由第二连杆机构联接至后缘部分。致动器单元配置成经由第一连杆机构使前缘部分移动，并且经由第二连杆机构使后缘部分移动。上面结合机翼解释的特征和效果同样适用于后缘高升力组件。

本发明的另一方面涉及一种飞行器，该飞行器包括根据上述实施方式中的任一实施方式所述的机翼并且/或者包括根据上述实施方式中的任一实施方式所述的后缘高升力组件。上面结合机翼和后缘高升力组件解释的特征和效果同样适用于飞行器。

附图说明

在下文中，通过附图更详细地描述本发明的优选实施方式。附图示出了：

图1是根据本发明的实施方式的飞行器的立体图，

图2是根据本发明的第一实施方式的机翼的示意性立体图，其中重点在于后缘高升力组件，

图3是图示了图2中所示出的机翼的运动原理的概念示意图，其中，驱动轴在第一角度范围内旋转，并且基本上仅使襟翼的后缘部分移动，

图4是图示了图2中所示出的机翼的运动原理的概念示意图，其中，驱动轴在第二角度范围内旋转，并且基本上仅使襟翼的前缘部分移动，

图5是根据本发明的第二实施方式的机翼的示意性立体图，其中重点在于后缘高升力组件包括阻尼器，

图6是根据本发明的第三实施方式的机翼的示意性立体图，其中重点在于后缘高升力组件包括具有线性马达的致动器单元，以及

图7是根据本发明的第四实施方式的机翼的示意性立体图，其中重点在于后缘高升力组件包括具有两部分式后缘部分的襟翼、和两个连接组件。

具体实施方式

图1示出了根据本发明的实施方式的示例性飞行器1。飞行器1包括机翼3，机翼3包括安装至机身7的主机翼5以及以可移动的方式安装至主机翼5的后缘高升力组件9。

图2至图7图示了图1中所示出的飞行器1的机翼3的四个实施方式。图2至图4中示出的机翼3包括主机翼5和后缘高升力组件9。后缘高升力组件9以可移动的方式布置在主机翼5的后缘处，并包括襟翼11和连接组件13。连接组件13将襟翼11以可移动的方式安装至主机翼5，使得襟翼11能够在机翼3的弦长和曲率减小的缩回位置15与机翼3的弦长和曲率增大的至少一个伸出位置17之间移动。襟翼11以能够围绕襟翼旋转轴线19旋转的方式安装至主机翼5，其中，襟翼旋转轴线19位于襟翼轮廓的外侧、与襟翼11间隔开。

连接组件13包括致动器单元21，致动器单元21用于使襟翼11在缩回位置15与至少一个伸出位置17之间移动。襟翼11包括前缘部分23和后缘部分27，前缘部分23包括襟翼11的前缘25，后缘部分27包括襟翼11的后缘29并且以能够围绕沿翼展方向33延伸的枢转轴线31枢转的方式安装至前缘部分23。致动器单元21经由第一连杆机构35联接至前缘部分23，并且经由第二连杆机构37联接至后缘部分27。此外，致动器单元21配置成通过沿着单个自由度的致动运动、即通过围绕单个旋转轴线的旋转而经由第一连杆机构35使前缘部分23相对于主机翼5移动，并且经由第二连杆机构37使后缘部分27相对于前缘部分23移动。

如图2中所示出的，致动器单元21包括驱动轴41、第一驱动臂43和第二驱动臂45。驱动轴41能够围绕驱动轴线47被旋转地驱动。第一驱动臂43和第二驱动臂45以相对于彼此在旋转方面固定的方式安装至驱动轴41。第一驱动臂43联接至第一连杆机构35，以用于驱动第一连杆机构35。第二驱动臂45联接至第二连杆机构37，以用于驱动第二连杆机构37。在图2中所示出的第一实施方式中，致动器单元21包括旋转马达49，尤其是电动、液压或气动旋转马达。驱动轴41形成为旋转马达49的旋转输出轴51或者联接至旋转输出轴51。

同样如图2中所示出的，第一连杆机构35包括襟翼杆臂53，襟翼杆臂53固定地安装至襟翼11的前缘部分23的下侧部并且以能够围绕襟翼旋转轴线19旋转的方式安装至主机翼5。此外，第一连杆机构35包括第一驱动支柱57，第一驱动支柱57通过第一驱动支柱的一个端部以可旋转的方式安装至第一驱动臂43，并且通过第一驱动支柱的相反端部以可旋转的方式安装至襟翼杆臂53。襟翼杆臂53形成为第一摇杆元件62，第一摇杆元件62具有在第一驱动支柱57与襟翼旋转轴线19之间延伸的第一部分59，并且具有在襟翼旋转轴线19与襟翼11的前缘部分23之间延伸的第二部分61。在本实施方式中，第一摇杆元件62的第一部分59和第二部分61间隔开100°至150°。

如图2中所示出的，第二连杆机构37包括第二摇杆元件63、第二驱动支柱65和第三驱动支柱67。第二摇杆元件63以能够围绕摇杆轴线69旋转的方式安装至主机翼5，并且具有从摇杆轴线69沿第一方向延伸的第一部分71和从摇杆轴线69沿不同于第一方向的第二方向延伸的第二部分75，在本实施方式中，第一部分71与第二部分75间隔开90°至120°。第二驱动支柱65通过第二驱动支柱的一个端部以可旋转的方式安装至第二驱动臂45，并且通过第二驱动支柱的相反端部以可旋转的方式安装至第二摇杆元件63的第一部分71。第三驱动支柱67通过第三驱动支柱的一个端部以可旋转的方式安装至第二摇杆元件63的第二部分75，并且通过第三驱动支柱的相反端部以可旋转的方式安装至襟翼11的后缘部分27的下侧部。在本实施方式中，摇杆轴线69与襟翼旋转轴线19平行地略微间隔开，但是在其他实施方式中也可以与襟翼旋转轴线19同轴。另外，在本实施方式中，摇杆轴线69和襟翼旋转轴线19平行于驱动轴线47且平行于枢转轴线31。

如图3和图4的运动示意图中所图示的，第一连杆机构35和第二连杆机构37以如下方式构造：当驱动轴41在第一角度范围内旋转时，襟翼11的后缘部分27相对于襟翼11的前缘部分23围绕枢转轴线31旋转，而前缘部分23基本上不围绕襟翼旋转轴线19旋转。即，第一角度范围与第一连杆机构35的死点范围有关。当驱动轴41在第一角度范围之后的第二角度范围内旋转时，襟翼11的前缘部分23围绕襟翼旋转轴线19旋转，而后缘部分27基本上不相对于襟翼11的前缘部分23围绕枢转轴线31旋转。即，第二角度范围与第二连杆机构37的死点范围有关。

图5中所示出的第二实施方式与图2中所示出的第一实施方式的不同之处在于，在襟翼11的前缘部分23与后缘部分27之间设置有阻尼器79。阻尼器79配置成比如在第二连杆机构37失效的情况下对后缘部分27相对于前缘部分23的枢转运动进行阻尼，该枢转运动优选地是不期望的枢转振动。

图6中所示出的第三实施方式与图2中所示出的第一实施方式的不同之处在于，致动器单元21包括线性马达85，比如电动、液压或气动线性马达。驱动轴41以在旋转方面固定的方式联接至驱动杆臂81。驱动杆臂81以可枢转的方式联接至线性马达85的输出轴51。

图7中所示出的第三实施方式与图2中所示出的第一实施方式的不同之处在于，连接组件13是第一连接组件，并且后缘高升力组件9包括第二连接组件87，第二连接组件87如第一连接组件那样形成并且与第一连接组件13一起将襟翼11以可移动的方式安装至主机翼5。襟翼11的后缘部分27包括沿着前缘部分23的后缘29在翼展方向33上彼此相邻布置的第一局部部分89和第二局部部分91。第一连接组件13的第二连杆机构37联接至第一局部部分89，并且第二连接组件87的第二连杆机构37联接至襟翼11的后缘部分27的第二局部部分91，而第一连接组件13的第一连杆机构35和第二连接组件87的第一连杆机构35联接至襟翼11的公共前缘部分23。

通过根据本发明的后缘高升力组件9，可以减少所需致动器的数量和复杂性，从而极大地简化了后缘高升力组件9并降低其成本。

Claims (15)

1.一种用于飞行器(1)的机翼(3)，所述机翼(3)包括：

主机翼(5)，以及

后缘高升力组件(9)，所述后缘高升力组件(9)以可移动的方式布置在所述主机翼(5)的后缘处，所述后缘高升力组件(9)包括：

襟翼(11)，以及

连接组件(13)，所述连接组件(13)将所述襟翼(11)以可移动的方式安装至所述主机翼(5)，使得所述襟翼(11)能够在缩回位置(15)与至少一个伸出位置(17)之间移动，

其中，所述连接组件(13)包括致动器单元(21)，所述致动器单元(21)用于使所述襟翼(11)在所述缩回位置(15)与所述至少一个伸出位置(17)之间移动，

其中，所述襟翼(11)包括前缘部分(23)和后缘部分(27)，所述后缘部分(27)以能够围绕枢转轴线(31)枢转的方式安装至所述前缘部分(23)，

其特征在于，

所述致动器单元(21)经由第一连杆机构(35)联接至所述前缘部分(23)，并且经由第二连杆机构(37)联接至所述后缘部分(27)，

所述致动器单元(21)配置成经由所述第一连杆机构(35)使所述前缘部分(23)移动并且经由所述第二连杆机构(37)使所述后缘部分(23)移动。

2.根据权利要求1所述的机翼(3)，其中，所述连接组件(13)构造成使得所述襟翼(11)能够以旋转方式相对于所述主机翼(5)移动。

3.根据权利要求1或2所述的机翼(3)，其中，所述致动器单元(21)包括驱动轴(41)、第一驱动臂(43)和第二驱动臂(45)，

其中，所述驱动轴(41)能够围绕驱动轴线(47)被旋转地驱动，

其中，所述第一驱动臂(43)和所述第二驱动臂(45)各自以相对于彼此在旋转方面固定的方式安装至所述驱动轴(41)，

其中，所述第一驱动臂(43)联接至所述第一连杆机构(35)，以用于驱动所述第一连杆机构(35)，并且

其中，所述第二驱动臂(45)联接至所述第二连杆机构(37)，以用于驱动所述第二连杆机构(37)。

4.根据权利要求3所述的机翼(3)，其中，所述致动器单元(21)包括旋转马达(49)，并且所述驱动轴(41)形成为所述旋转马达(49)的旋转输出轴(51)或者联接至所述旋转输出轴(51)。

5.根据权利要求3所述的机翼(3)，其中，所述致动器单元(21)包括线性马达(85)，并且所述驱动轴(41)以在旋转方面固定的方式联接至驱动杆臂(81)，其中，所述驱动杆臂(81)以可枢转的方式联接至所述线性马达(85)的输出轴(51)。

6.根据权利要求3至5中的任一项所述的机翼(3)，其中，所述第一连杆机构(35)包括襟翼杆臂(53)，所述襟翼杆臂(53)安装至所述襟翼(11)的所述前缘部分(23)，并且以能够围绕襟翼旋转轴线(19)旋转的方式安装至所述主机翼(5)。

7.根据权利要求6所述的机翼(3)，其中，所述第一连杆机构(35)包括第一驱动支柱(57)，所述第一驱动支柱(57)以可旋转的方式安装至所述第一驱动臂(43)，并且以可旋转的方式安装至所述襟翼杆臂(53)。

8.根据权利要求7所述的机翼(3)，其中，所述襟翼杆臂(53)形成为第一摇杆元件(62)，所述第一摇杆元件(62)具有在所述第一驱动支柱(57)与所述襟翼旋转轴线(19)之间延伸的第一部分(59)，并具有在所述襟翼旋转轴线(19)与所述襟翼(11)的所述前缘部分(23)之间延伸的第二部分(61)。

9.根据权利要求3至8中的任一项所述的机翼(3)，其中，所述第二连杆机构(37)包括第二摇杆元件(63)、第二驱动支柱(65)和第三驱动支柱(67)，

其中，所述第二摇杆元件(63)以能够围绕摇杆轴线(69)旋转的方式安装至所述主机翼(5)，并且具有从所述摇杆轴线(69)沿第一方向延伸的第一部分(71)以及从所述摇杆轴线(69)沿第二方向延伸的第二部分(75)，

其中，所述第二驱动支柱(65)以可旋转的方式安装至所述第二驱动臂(45)，并且以可旋转的方式安装至所述第二摇杆元件(63)的所述第一部分(71)，并且

其中，所述第三驱动支柱(67)以可旋转的方式安装至所述第二摇杆元件(63)的所述第二部分(75)，并且以可旋转的方式安装至所述襟翼(11)的所述后缘部分(27)。

10.根据从属于权利要求6的权利要求9所述的机翼(3)，其中，所述摇杆轴线(69)与所述襟翼旋转轴线(19)同轴。

11.根据权利要求3至10中的任一项所述的机翼(3)，其中，所述第一连杆机构(35)和所述第二连杆机构(37)构造成使得，

当所述驱动轴(41)在第一角度范围内旋转时，所述襟翼(11)的所述后缘部分(27)相对于所述襟翼(11)的所述前缘部分(23)围绕所述枢转轴线(31)旋转，而所述前缘部分(23)基本上不围绕所述襟翼旋转轴线(19)旋转，并且

当驱动轴(41)在第二角度范围内旋转时，所述襟翼(11)的所述前缘部分(23)围绕所述襟翼旋转轴线(19)旋转，而所述后缘部分(27)基本上不相对于所述襟翼(11)的所述前缘部分(23)围绕所述枢转轴线(31)旋转。

12.根据权利要求1至11中的任一项所述的机翼(3)，其中，在所述襟翼(11)的所述前缘部分(23)与所述后缘部分(27)之间设置有阻尼器(79)，其中，所述阻尼器(79)构造成对所述后缘部分(27)相对于所述前缘部分(23)的枢转运动进行阻尼。

13.根据权利要求1至12中的任一项所述的机翼(3)，其中，所述连接组件(13)是第一连接组件，

其中，所述后缘高升力组件(9)包括第二连接组件(87)，所述第二连接组件(87)与所述第一连接组件(13)一起将所述襟翼(11)以可移动的方式安装至所述主机翼(5)，

其中，所述襟翼(11)的所述后缘部分(27)包括在翼展方向(33)上彼此相邻布置的第一局部部分(89)和第二局部部分(91)，

其中，所述第一连接组件(13)的所述第二连杆机构(37)联接至所述第一局部部分(89)，并且所述第二连接组件(87)的所述第二连杆机构(37)联接至所述襟翼(11)的所述后缘部分(27)的所述第二局部部分(91)。

14.一种用于根据权利要求1至13中的任一项所述的机翼(3)的后缘高升力组件(9)，所述后缘高升力组件(9)包括：

襟翼(11)，以及

连接组件(13)，所述连接组件(13)用于将所述襟翼(11)以可移动的方式安装至所述主机翼(5)，使得所述襟翼(11)能够在缩回位置(15)与至少一个伸出位置(17)之间移动，

其中，所述连接组件(13)包括致动器单元(21)，所述致动器单元(21)用于使所述襟翼(11)在所述缩回位置(15)与所述至少一个伸出位置(17)之间移动，

其中，所述襟翼(11)包括前缘部分(23)和后缘部分(27)，所述后缘部分(27)以能够围绕枢转轴线(31)枢转的方式安装至所述前缘部分(23)，

其特征在于，

所述致动器单元(21)经由第一连杆机构(35)联接至所述前缘部分(23)，并且经由第二连杆机构(37)联接至所述后缘部分(27)，

所述致动器单元(21)配置成经由所述第一连杆机构(35)使所述前缘部分(23)移动，并且经由所述第二连杆机构(37)使所述后缘部分(23)移动。

15.一种飞行器(1)，包括根据权利要求1至13中的任一项所述的机翼(3)，并且/或者包括根据权利要求14所述的后缘高升力组件(9)。