CN117125245A - 用于飞行器的机翼组件和飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用于飞行器的机翼组件和飞行器。特别地，该机翼组件包括：机翼结构件，其用于支承翼梢装置，该机翼结构件包括第一翼展部分和第二翼展部分，第一翼展部分具有沿翼展方向向外深度逐渐减小的外表面轮廓，第二翼展部分沿翼展方向设置在第一翼展部分的外侧，第二翼展部分具有沿着翼展方向深度基本上一致的外表面轮廓；翼梢装置，其位于机翼结构件的外侧端部部分处；以及联结装置，其造成支承翼梢装置，翼梢装置用于在飞行期间使用的飞行构型与基于地面操纵期间使用的地面构型之间移动，在飞行构型中，翼梢装置从机翼结构件伸出以用于增加飞行器的翼展，在地面构型中，翼梢装置远离飞行构型定位以用于减小飞行器的翼展。

Description

用于飞行器的机翼组件和飞行器

技术领域

本发明涉及用于支承翼梢装置的机翼结构件。更具体地，但非排他性地，本发明涉及用于支承可移动翼梢装置的机翼结构件。本发明还涉及包括这样的机翼结构件的机翼组件，以及包括这样的组件的飞行器。

背景技术

载客飞行器的最大的飞行器机翼翼展通常受到机场运行规则的有效限制，这些规则规定了在机场周围操纵时所需的各种间隙(比如登机口接入和安全滑行道使用所需的翼展和/或离地间隙)。

在一些建议的设计中，飞行器设置有翼梢装置，翼梢装置可以移动以(与当飞行器构造成用于飞行时的翼展相比)减小在地面上的飞行器的翼展。随着翼展持续增大，翼梢装置相对于内侧机翼的翼展方向的范围成比例地增大。在要解决的问题中，有一个问题是在不过度影响机翼效率的情况下提供一种机翼结构件，该机翼结构件用于容纳下述布置结构：该布置结构用于在机翼结构件与翼梢装置之间传递由飞行期间的飞行载荷和/或由翼梢装置的内侧和外侧运动期间的地面载荷所产生的力，并且在机翼结构件内可靠且安全地分配这种力。

发明内容

发明人已经发现，随着机翼纵横比增加和翼盒厚度减小的趋势，对机翼设计的进一步限制正在出现，例如，如何以及在何处在可用空间内有效地设置：i)用于应对在机翼组件的可移动翼梢装置与内侧机翼之间传递的越来越大的飞行载荷的联结部，以及/或者ii)致动机构，所述致动机构用于驱动越来越大和/或越来越重的翼梢装置部件的折叠和展开。例如，在渐缩机翼的设计中，随着机翼翼展的增加，沿着机翼用于将翼梢装置联结至机翼的期望位置可能处于横截面积减小且空间有限的区域中，在该区域中容纳并且在结构上支承下述机构：所述机构用于将翼梢装置移动和/或固定就位，并且用于分配飞行载荷以及与这种装置相关联的其他载荷，而不会过度不利地影响机翼的空气动力学效率。本发明的各方面寻求减轻或克服上述问题中的至少一些问题。

根据本发明的一个方面，提供了一种用于飞行器的机翼组件。该机翼组件包括用于支承翼梢装置的机翼结构件，该机翼结构件包括第一翼展部分，该第一翼展部分具有例如由上机翼覆盖件和下机翼覆盖件的空气动力学或升力产生表面提供的外表面轮廓，该外表面轮廓具有沿翼展方向向外逐渐减小的深度。机翼结构件还包括在翼展方向上设置在第一翼展部分外侧的第二翼展部分，第二翼展部分具有例如由上机翼覆盖件和下机翼覆盖件的空气动力学或升力产生外表面提供的外表面轮廓，该外表面轮廓沿翼展方向具有一致或基本上一致的深度。机翼组件还包括位于机翼结构件的外侧端部部分处的翼梢装置以及联结装置。联结装置构造成支承翼梢装置，翼梢装置用于在飞行期间使用的飞行构型与基于地面操纵期间使用的地面构型之间移动，在飞行构型中，翼梢装置从机翼结构件伸出以用于增加飞行器的翼展，在地面构型中，翼梢装置远离飞行构型定位以用于减小飞行器的翼展。例如，至少在限定在机翼的主要的前翼梁与后翼梁之间的翼盒区域中，第二翼展部分的翼展方向一致的外表面轮廓深度可以沿着第二翼展部分的整个或基本上整个翼展方向范围延伸。

在横跨第二翼展部分宽度的给定位置处、横向于翼展方向的深度沿着第二翼展部分在翼展方向上保持不变的这种布置有助于在机翼结构件与翼梢装置的接合部处提供更深的翼盒，以及/或者有助于减轻或克服便于支承和/或移动在地面上时的飞行器翼梢装置方面的潜在问题，同时还提供用于横跨将机翼和翼梢装置联结的接合部传递飞行载荷的合适的支承结构件。例如，联结接合部处的深度越大，对上部闩锁和/或铰接联结部与下部闩锁之间的竖向间距提供了越少的限制，从而有利于提供更长的竖向力矩臂。较长的竖向力矩臂有助于更有效地反作用于由接合联结部外侧的升力产生的围绕弦向轴线的竖向力矩的接合部处，从而减小i)联结配件比如闩锁、凸耳和/或铰接配件与ii)上覆盖件及下覆盖件之间的载荷传递接合部处的面内力。继而，在这些载荷传递接合部处经受的减小的运行载荷有助于提供更薄的机翼覆盖件，同时增加机翼覆盖件的面向内的表面之间的竖向间隔，有助于进一步增加竖向力矩臂，并且可能减小所需的联结配件的尺寸、数量、强度和/或重量。

更大的深度也有利于在联结接合部处提供更深的翼梁，从而在竖向剪切流力的接合部处实现更有效的反作用。此外，联结接合部处的更大深度一方面对铰接联结部之间的竖向间距提供了更少的限制，另一方面对用于移动机翼的致动器设备提供了更少的限制，有利于致动器设备的有利定位，以便在向翼梢装置施加力时获得机械优势，并且因此有利于使用更小和/或更轻的致动器设备。更进一步地，在机翼结构件与可移动翼梢装置的接合部处的翼盒内部容量的增加减少了对在翼盒内放置电气和/或液压系统部件的设计限制，电气和/或液压系统部件例如用于致动该翼梢装置围绕铰接件的旋转和/或用于闩锁锁定装置。在机翼结构件和翼梢装置的接合部区域中增加的翼盒容积也有利于适应沿着机翼组件在翼展方向上向外增加的燃料携带能力。这有助于减小在飞行期间机翼组件根部处所经受的围绕弦向轴线的向上弯曲力矩的强度，可能允许机翼组件在根部区域中的深度有所减小，从而使该区域的整体质量减小以及/或者深度与弦长比率提高。

优选地，第一翼展部分具有沿翼展方向向外逐渐减小的翼弦，并且第二翼展部分具有沿翼展方向基本上一致的翼弦。第二翼展部分可以至少部分地沿其翼展方向范围具有基本上一致的翼弦。优选地，第二翼展部分沿其翼展方向范围横向于翼展方向具有基本上一致的宽度。这样的布置进一步有助于在在机翼结构件内部在机翼结构件与翼梢装置之间的接合部区域中提供更多的空间，有助于进一步增加上述优点中的至少一些优点的效果。这种布置还便于例如提供增加数量和/或尺寸的铰接联结部和/或闩锁联结部，以在沿着机翼结构件与翼梢装置的接合部以弦向顺序设置的位置处传递飞行载荷。这可以有助于减轻与相对集中和/或隔离的凸耳组相关联的载荷峰值，并且通过将这样的载荷传递分布在沿着接合部设置在适当隔开的载荷传递位置处的适当尺寸的铰接联结部和闩锁装置上，以较少受到内部定位部件限制的方式适应增加的飞行载荷。

第二翼展部分的上覆盖件及下覆盖件的面向内的表面的横向于翼展方向截取的横截面轮廓便利地沿着第二翼展部分在翼展方向上保持基本上一致。

第二翼展部分的上覆盖件及下覆盖件的面向外的表面的横向于翼展方向截取的横截面轮廓便利地沿着第二翼展部分在翼展方向上保持基本上一致。

优选地，第二翼展部分的外侧端部部分包括联结装置，联结装置包括用于以可旋转的方式支承可移动翼梢装置的铰接件，该可移动翼梢装置用于在飞行构型与地面构型之间折叠。

优选地，联结装置提供旋转轴线或铰接轴线，该轴线沿平行于第二翼展部分的在翼展方向上面向外的端部与可旋转翼梢装置的在翼展方向上面向内的端部之间的接合部的方向延伸，例如沿弦向方向延伸，或沿大致横向于翼展方向的方向延伸，该轴线优选位于第二翼展部分的外侧端部部分的区域中。

第二翼展部分的外侧端部部分优选包括闩锁装置，该闩锁装置配置成在飞行状态下，在机翼结构件的结构部件与可移动翼梢装置之间传递飞行载荷，该闩锁装置靠近机翼的下覆盖件和/或上覆盖件。如上所述，这有利于更长的竖向力矩臂。

第二翼展部分优选包括第一翼梁部分和位于第一翼梁部分后部的第二翼梁部分，第一翼梁部分和第二翼梁部分沿第二翼展部分在翼展方向上彼此平行延伸。在一些实施方式中，这样的平行翼梁部分的设置有助于在机翼结构件内便利地安装和支承多个用于致动翼梢装置的线性致动器，从而缓解了致动器设备延伸到机翼覆盖件外部的需要。致动器中的至少一个致动器可以安装成例如平行于相应的翼梁部分。

机翼结构件便利地为扫掠式机翼结构件。

便利地，第一翼展部分包括第一翼梁和在第一翼梁后部的第二翼梁，并且第二翼展部分包括第一翼梁部分和在第一翼梁部分后部的第二翼梁部分，第二翼展部分的第二翼梁部分包括第一翼展部分的第二翼梁沿着共同线性轴线的延续部。这有利于机翼结构件在第二翼展部分的区域中的减少扫掠(de-sweeping)，由此第二翼展部分的后缘沿着第一翼展部分的后缘的方向延续，并且第二翼展部分的前缘的向后扫掠的角度减小。以这种方式将机翼结构件的升力中心移动至沿着配装有机翼结构件的飞行器机身的主轴线更靠前的位置，有助于提供如下设计，即，飞行器的主起落架位于更靠前的位置，并且减小飞行器重心的后部偏移，从而可能实现减小的内部机翼的基准面积和更短的机腹整流罩。机翼结构件外侧部分的减少的扫掠可以通过减小前缘向下的力矩/后缘向上的力矩来有助于在高速下减小后梁内侧部段的飞行载荷，以及/或者在低速下减少气流的外侧分量，以及/或者提高失速性能和稳定性。

便利地，第一翼展部分包括第一翼梁和在第一翼梁后部的第二翼梁，第一翼梁和第二翼梁在朝向第二翼展部分的方向上会聚，并且第二翼展部分包括第一翼梁部分和在第一翼梁部分后部的第二翼梁部分，第二翼展部分的第一翼梁部分包括第一翼展部分的第一翼梁沿着共同线性轴线的延续部。

第二翼展部分的产生升力的外表面的翼展方向范围基本上有助于由机翼组件产生的飞行中升力。优选地，例如，当处于飞行构型时，第二翼展部分沿着翼展方向的外表面范围包括大于机翼组件沿着翼展方向的总范围的5％。更优选地，当处于飞行构型时，第二翼展部分沿着翼展方向的该范围包括机翼组件沿着翼展方向的总外表面范围的大约10％至约25％。

根据本发明的另一方面，提供了一种在其根部端部部分与梢部端部部分之间延伸的渐缩的扫掠式机翼结构件，该机翼结构件包括非渐缩部分，该梢部端部部分适于支承用于在飞行构型与地面构型之间旋转的翼梢装置。便利地，机翼结构件的前缘在非渐缩部分处至少部分地减少扫掠，由此第二翼展部分从垂直于飞行器纵向轴线延伸的方向的总扫掠角通常减小。非渐缩部分优选提供了梢部端部部分。优选地，梢部端部部分适于以可移动的方式支承翼梢装置。除了沿着非渐缩部分之外，机翼结构件优选地从其根部端部部分到梢部端部部分沿翼弦方向和翼展方向连续渐缩。

优选地，机翼组件包括至少一个线性致动器，线性致动器用于使翼梢装置在飞行构型与地面构型之间移动。

机翼组件优选包括连接在第一翼梁部分与翼梢装置之间的第一线性致动装置，以及连接在第二翼梁部分与翼梢装置之间的第二线性致动装置，线性致动装置可操作成用于驱动翼梢装置在飞行构型与地面构型之间的运动。

优选地，第一翼梁部分和第二翼梁部分沿着相应的相互平行的轴线延伸，并且第一线性致动装置及第二线性致动装置的相应纵向轴线平行于第一翼梁部分及第二翼梁部分的轴线延伸。在至少一些实施方式中，平行的第一翼梁部分和第二翼梁部分的设置有助于在机翼结构件内平行地安装和支承线性致动器，使得每个致动器的给定延伸在与翼梢装置的每个联结部处引起类似的位移。这有助于为致动器提供更简单的控制系统，并缓解了对于在翼梢装置致动期间减少致动器之间的力对抗的装置的需要，以及/或者缓解了对安装在机翼结构件外部的部件的需要，从而降低了穿过机翼的空气动力学表面的流动效率。致动器装置分别在第一翼梁的前部和第二翼梁的后部便利地在翼盒外侧安装至翼梁，，进一步减少了翼盒内的空间限制。

优选地，机翼组件是用于大型载客飞行器或载货飞行器的高纵横比率、长翼展的机翼组件。

根据本发明的另一方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括根据本发明的一个方面的机翼组件或机翼结构件。

飞行器优选地是载客飞行器。载客飞行器优选地包括乘客舱，该乘客舱包括用于容纳大量乘客的多行及多列座椅单元。飞行器可以具有至少20个乘客、更优选地至少50个乘客、并且更优选地多于50个乘客的容量。飞行器可以是商用飞行器，例如商用载客飞行器，例如单通道或双通道飞行器。

从上文可以明显看出，本发明的至少一些方面有利于提供更长的可移动翼梢装置和/或更长翼展的机翼组件。特别是当与具有低厚度与弦长比率的高纵横比率的机翼以及浅的翼盒一起使用时，这可以导致机翼组件具有减小的总阻力，并且飞行器具有增加的燃料效率、减少的排放和/或降低的操作成本。虽然在一些实施方式中，与常规的连续渐缩的机翼相比，基本上一致深度的翼展部分可以在一定程度上局部增加阻力，但是与例如增加渐缩的机翼从根部到梢部的深度以在与翼梢装置的接合部处提供更深的翼盒以及/或者其中更深的翼盒消除了对诸如闩锁、锁定机构和/或驱动机构之类的外部突出机构的需要相比，有利于机翼效率的整体增加。

翼梢装置可以是翼梢延伸部、例如通常为平面的梢部延伸部。在其他实施方式中，翼梢装置可以包括非平面装置比如小翼或者由非平面装置比如小翼构成。翼梢装置可以包括另一机翼部段，该机翼部段在其远端端部处具有另一可移动翼梢装置。普通技术人员将知道适用于可移动地放置在翼梢处的其他装置。翼梢装置可以包括例如用于控制的后缘可移动装置(副翼)或者用于失速保护的前缘装置比如缝翼或下垂鼻部装置。

在飞行构型中，翼梢装置的后缘可以是机翼或机翼结构件的后缘的延续部。翼梢装置的前缘可以是机翼或机翼结构件的前缘的延续部，使得存在从机翼或机翼结构件到翼梢装置的平滑过渡。将理解，即使在机翼/翼梢装置结合部处的扫掠角或扭转发生变化，也可以存在平滑的过渡。然而，优选的是，在机翼或机翼结构件与翼梢装置之间的结合部处不存在间断。机翼或机翼结构件与翼梢装置之间的结合部可以沿着机翼结构件的翼弦方向延伸，这通常在空气动力学上是有利的，或者相对于机翼结构件成另一角度延伸，例如垂直于机翼结构件的翼展方向延伸，这在一些实施方式中有利于用于使翼梢装置移动的机构的有效布置。

至少在翼梢装置的根部处，并且优选地沿着翼梢装置的长度，翼梢装置的上表面及下表面可以是机翼的上表面及下表面的延续部。机翼结构件相对于翼梢装置的翼展比率可以使得机翼结构件包括机翼组件总翼展的至少60％、70％、80％、90％或更多。机翼结构件的第一翼展部分或渐缩翼展部分相对于第二翼展部分和翼梢装置的翼展比率可以使得在处于飞行构型时，第一翼展部分包括机翼组件总翼展的至少40％、50％、60％、70％或更多。机翼结构件的第二翼展部分或非渐缩翼展部分相对于机翼结构件的第一部分的翼展比率可以使得第二翼展部分包括机翼结构件的至少5％、10％、20％或更多。机翼结构件可以包括固定地安装至飞行器本体的翼根。在替代性实施方式中，机翼结构件可以以可移动的方式连接至内侧另一机翼部分，内侧另一机翼部分固定地安装至飞行器本体，从而提供具有两个以上的相对可移动部段的机翼组件。

当翼梢装置处于地面构型时，包含机翼组件的飞行器可能不适于飞行。例如，翼梢装置可以在空气动力学和/或结构方面不适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无法移动至地面构型。飞行器可以包括用于感测飞行器何时处于飞行中的传感器。当传感器感测到飞行器处于飞行中时，控制系统优选地布置成使得没有使翼梢装置移动至地面构型的可能性。在地面构型中，翼梢装置可以保持就位。例如，翼梢装置可以闩锁或锁定就位，以防止朝向飞行构型的返回移动。

当然将会理解的是，关于本发明的一个方面描述的特征可以被并入到本发明的其他方面中。

附图说明

现在将参照所附的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是可以应用本发明实施方式的载客飞行器的俯视图；

图2以俯视平面图(位于下方)和以从后部观察的截面图(位于上方)示出了处于飞行构型的已知机翼组件的部分；

图3以俯视平面图(位于下方)和以从后部沿着III-III截取的截面图(位于上方)示出了根据本发明实施方式的处于飞行构型的机翼组件的部分；

图4以俯视平面图(位于下方)和以从后部沿着IV-IV截取的截面图(位于上方)示出了根据本发明另一实施方式的处于飞行构型的机翼组件的部分；以及

图5是从用于图3或图4的机翼组件的机翼结构件布置结构的外侧端部观察的后部立体图，示出了机翼结构件的零件。

具体实施方式

图1示出了载客飞行器1，该载客飞行器具有机身2、机翼3、尾翼4和发动机5。图1中所示的飞行器只是本发明的实施方式所针对的飞行器的一个示例。翼梢可以在飞行器制造期进行改装或安装。

图2示出了处于飞行构型的已知机翼组件200的部分。该机翼组件例如可以是图1中所示的机翼组件3中的右手侧机翼组件(沿着机身2向前观察)。图2的下部部分是机翼组件200的俯视平面图。图2的上部部分是在下面的俯视平面图中示出的竖向截面II上从机翼组件的后部观察的视图。已知的机翼组件200具有机翼结构件201和翼梢装置202，翼梢装置202用于在机翼结构件201与翼梢装置202的接合区域203处安装至机翼结构件201的端部部分。机翼结构件201在其根部端部处固定至飞行器的机身(未示出)。在替代性实施方式中(未示出)，机翼结构件201可以以可移动的方式安装至机翼结构件201内侧的另一机翼部分。已知的机翼组件200是扫掠式，并且也从根部端部到梢部端部连续地沿翼弦方向和深度方向向内渐缩。渐缩率可以沿着机翼组件200的不同翼展方向延伸部分而变化。当机翼组件200沿翼弦方向渐缩时，机翼组件200的在接合区域203两侧的外侧翼展部分中，厚度与弦长的比率保持接近恒定，例如以提供期望的空气动力学效果，比如在较低速度下减少诱导阻力。机翼组件200在接合区域203处的深度D和机翼组件200在接合区域203处的弦长C取决于渐缩率和期望的厚度与弦长比率。

现在参照图3，根据本发明的实施方式，示出了用于飞行器的机翼组件300。机翼组件300包括机翼结构件301和支承在机翼结构件301的外侧端部处的翼梢装置302，机翼结构件301的外侧端部形成机翼结构件301与翼梢装置302的接合区域303的一部分。在至少一些实施方式中，翼梢装置302能够在用于飞行期间使用的飞行构型(如图3中所示)与基于地面的操纵期间使用的地面构型(未示出)之间移动，在飞行构型中，翼梢装置302从机翼结构件301伸出以用于增加飞行器的翼展，在地面构型中，翼梢装置302远离飞行构型定位以用于减小飞行器的翼展。

机翼结构件301包括第一翼展部分310以及在翼展方向上设置在第一翼展部分310外侧的第二翼展部分311，第一翼展部分310的深度沿翼展方向向外侧逐渐减小，第二翼展部分311沿着翼展方向具有基本上一致的深度D3、D3’。如图3中所示，机翼结构件301的外侧端部在接合区域303处的深度D3和机翼结构件301在其第一翼展部分310与第二翼展部分311之间的过渡部307(由虚线示出)处的深度D3’基本上相同。

在图3中所示出的实施方式中，第一翼展部分310的弦长和深度两者均沿翼展方向向外侧逐渐减小，并且第二翼展部分311沿着翼展方向具有基本上一致的弦长C3、C3’和深度D3、D3’。因此，机翼结构件301的外侧端部在接合区域303处的弦长C3和第一翼展部分310与第二翼展部分311之间的过渡部307处的弦长C3’基本上相同。在优选的实施方式中，深度在机翼结构件301的第二翼展部分311上沿翼弦方向变化，以便在飞行中在机翼组件300上提供空气动力学有效的气流，而在沿着翼弦的选定位置处，深度将沿着第二翼展部分311在翼展方向上一致地延伸。

将明显的是，机翼结构件301是在其根部端部部分与梢部端部部分之间延伸的扫掠式机翼结构件，机翼结构件301的梢部端部部分形成接合区域303的一部分。除了沿着机翼结构件301的非渐缩部分之外，机翼结构件301从其根部端部部分到梢部端部部分在翼弦方向和翼展方向上连续地渐缩。渐缩部分包括第一翼展部分310，并且非渐缩部分包括第二翼展部分311。

非渐缩部分311提供了机翼结构件301的梢部或外侧端部部分，该端部部分适于支承翼梢装置302，如下面参照图5所详细地描述的。机翼结构件301的前缘在非渐缩部分311处部分地减少扫掠。

现在参照图4，示出了根据本发明的另一实施方式的用于飞行器的机翼组件400。机翼组件400包括机翼结构件401和支承在机翼结构件401的外侧端部处的翼梢装置402，机翼结构件401的外侧端部形成机翼结构件401与翼梢装置402的接合区域403的一部分。在至少一些实施方式中，翼梢装置402能够在用于飞行期间使用的飞行构型(如图4中所示)与基于地面的操纵期间使用的地面构型(未示出)之间移动，在飞行构型中，翼梢装置402从机翼结构件401伸出以用于增加飞行器的翼展，在地面构型中，翼梢装置402远离飞行构型定位以用于减小飞行器的翼展。

机翼结构件401包括第一翼展部分410以及在翼展方向上设置在第一翼展部分410外侧第二翼展部分411，第一翼展部分410的深度沿翼展方向向外逐渐减小，第二翼展部分411沿着翼展方向具有基本基本上一致的深度D4、D4’。如图4中所示，机翼结构件401的外侧端部在接合区域403处的深度D4和机翼结构件401在其第一翼展部分410与第二翼展部分411之间的过渡部407(由虚线示出)处的深度D4’基本上相同。

在图4中所示出的实施方式中，第一翼展部分410的弦长和深度两者均沿翼展方向向外侧逐渐减小，并且第二翼展部分411沿着翼展方向具有基本上一致的弦长C4、C4’和深度D4、D4’。因此，机翼结构件401的外侧端部在接合区域403处的弦长C4和第一翼展部分410与第二翼展部分411之间的过渡部407处的弦长C4’基本上相同。在优选的实施方式中，深度在机翼结构件401的第二翼展部分411上沿翼弦方向变化，以便在飞行中在机翼组件400上提供空气动力学有效的气流，而在沿着翼弦的选定位置处，深度将沿着第二翼展部分411在翼展方向上一致地延伸。

将明显的是，机翼结构件401是在其根部端部部分与梢部端部部分之间延伸的扫掠式机翼结构件，机翼结构件401的梢部端部部分形成接合区域403的一部分。除了沿着机翼结构件401的非渐缩部分之外，机翼结构件401从其根部端部部分到梢部端部部分在翼弦方向和翼展方向上连续地渐缩。渐缩部分包括第一翼展部分410，并且非渐缩部分包括第二翼展部分411。非渐缩部分411提供了机翼结构件401的梢部或外侧端部部分，该端部部分适于支承翼梢装置402，如下面参照图5更详细地描述的。

图5为从外侧端部观察的后视立体图，示出了机翼结构件布置的非渐缩部分的零件，该非渐缩部分通常适用于用作本文中分别参照图3和图4所描述的两个机翼结构件301、401两者的非渐缩部分311、411。沿着渐缩的第一翼展部分310、410，每个机翼结构件301、401包括第一翼梁(未示出)和位于第一翼梁后部的第二翼梁(未示出)，第一翼梁和第二翼梁在朝向非渐缩的第二翼展部分311、411的方向上会聚。第二翼展部分311、411包括第一翼梁部分521和位于第一翼梁部分521后部的第二翼梁部分522，第一翼梁部分521和第二翼梁部分522沿着第二翼展部分311、411沿着相应的相互平行的轴线在翼展方向上彼此平行地延伸。

在本文中参照图3所描述的机翼结构件301中，第二翼展部分311的第二翼梁部分522包括第一翼展部分310的第二翼梁沿着共同线性轴线的延续部。

在本文中参照图4所描述的机翼结构件401中，第二翼展部分411的第一翼梁部分521包括第一翼展部分410的第一翼梁沿着共同线性轴线的延续部。

第一翼梁部分521和第二翼梁部分522通过合适的固定件(未示出)以及至少一个沿翼弦方向延伸的肋部525与上覆盖件523和下覆盖件524连接，以用于在机翼组件300、400的支承结构件上传递并分配载荷。机翼组件300、400还包括第一翼梁521前方的D鼻部部分(D nose portion)以及第二翼梁522后部的尾部部分，该鼻部部分和尾部部分延续了覆盖件523、524的表面，并且可选地与覆盖件523、524一体形成。第二翼展部分311、411的上覆盖件523及下覆盖件524的面向内的表面及面向外的表面的横向于翼展方向截取的横截面轮廓沿着第二翼展部分311、411在翼展方向上保持基本上一致，从而对于容纳固定件和其他必要部件所必需的任何微小偏差都留有适当的余量。

非渐缩部分311、411提供了机翼结构件301、401的梢部或外侧端部部分，该端部部分适于支承翼梢装置302、402。例如，在一些实施方式中，外侧端部部分设置有闩锁装置(未示出)，该闩锁装置配置成在飞行状态下在结构部件之间传递飞行载荷，所述结构部件比如是机翼结构件301、401的翼梁、覆盖件和肋部以及可移动翼梢装置402。闩锁装置例如包括分别配装至机翼结构件301、401的上覆盖件和/或下覆盖件以及翼梢装置302、402的可相互接合的闩锁凸耳，用于将凸耳闩锁在一起的闩锁，以及可选的闩锁锁定机构。闩锁装置设置成紧邻机翼的下覆盖件和/或上覆盖件。

至少在一些实施方式中，梢部端部部分适于可移动地支承翼梢装置402，例如，通过提供联结装置来可移动地支承翼梢装置402，该联结装置可以包括铰接件(未示出)和致动装置，该致动装置用于使翼梢装置402围绕铰接件的翼弦方向延伸轴线旋转到地面构型。在图5中所示出的实施方式中，第一线性致动装置540连接在第一翼梁部分521与翼梢装置302、402之间，并且第二线性致动装置530连接在第二翼梁部分522与翼梢装置302、402之间，线性致动装置530、540可操作以驱动翼梢装置302、402在飞行构型与地面构型之间的运动。

每个线性驱动装置530、540例如包括：缸或基部部分531、541；能够相对于基部部分移动的活塞或从动部分532、542；连接部分533、543，连接部分533、543在一个端部处以可枢转的方式连接至从动部分532、542，并且在相反端部处以可枢转的方式连接至翼梢装置302、402的枢转安装件；以及导引装置534、544，导引装置534、544用于在致动期间导引和支持可枢转的连接部分533、544的运动。

在至少一些实施方式中，第一线性致动装置540和第二线性致动装置530的相应纵向轴线彼此平行延伸并且基本上垂直于铰接轴线。这有助于提供一种更简单、更具成本效益和/或更可靠的致动装置。例如，控制系统和机构不需要适应致动装置540、530的从动部分532、542之间垂直于铰接轴线的行程和速度的必要差异，或者来自致动装置540、530的轴向力的不对准。

在优选的实施方式中，第一线性驱动装置540及第二线性驱动装置530的纵向轴线平行于平行的第一翼梁部分521及第二翼梁部分522的轴线延伸。提供具有基本上一致的弦长和深度的非渐缩部分311、411有助于提供支承相互平行的致动器装置540、530的平行翼梁部分，以及线性致动器的使用和支承。

致动器装置540、530便利地安装至翼盒外侧的翼梁，分别位于第一翼梁521的前方和第二翼梁522的后部，从而进一步减少了翼盒内的空间限制。将致动装置540、530在翼盒外侧安装在机翼结构件311、411的前缘区域和后缘区域内，有助于提供相对容易地接近致动装置540、530的通路。此外，机翼结构件311、411内自由空间的增加有助于在机翼结构件311、411内有效地放置需要从机翼进入翼梢装置中的液压系统部件和/或电气系统部件和/或其他系统部件，以及/或者在翼盒内有效地放置适当尺寸和形状的燃料箱。

致动装置530、540设置为尽可能靠近装置的操作包线所允许的下覆盖件524的内表面，该内表面形成机翼的底部内表面。这有助于在翼展方向延伸的轴线与铰接轴线之间提供增加的竖向力矩臂，更大的深度D3、D4进一步有助于提供增加的竖向力矩臂，致动装置530、540沿着该翼展方向延伸的轴线提供轴向力，翼梢装置302、402围绕该铰接轴线被致动装置530、540驱动。

在机翼结构件311、411内与翼梢装置302的接合部303、403处提供更多空间，以及在接合部303处提供横向于翼展方向的增加的弦长或增加的宽度，有利于在接合部303处提供更有效的联结部。例如，可以提供交错布置有上部闩锁的一系列铰接件以及/或者一系列下部闩锁，其在一些实施方式中可以在前翼梁部分521与后翼梁部分522之间基本上不间断地延伸。

机翼组件300、400的至少一些实施方式在应用于大型载客飞行器或载货飞行器所用的高纵横比率、长跨度的机翼组件时特别有利。在至少一些实施方式中，机翼组件300、400的包括非渐缩部分311、312和翼梢装置302、402的区域完全在翼展方向上沿着机翼远端端部的翼展的最外40％延伸的区域内延伸。

虽然已经参照特定实施方式描述和说明了本发明，但本领域普通技术人员将理解的是，本发明本身适用于本文中未具体说明的许多不同的变型。现在将仅通过示例的方式描述某些可能的变型。在一些替代性实施方式中，翼梢装置在飞行器的操作使用中可能是不可移动的，而是以不可移动的方式联结至机翼结构件。尽管在图3和图4的实施方式中，接合区域303、403沿着机翼组件300、400的翼弦延伸，与机翼组件300、400上的飞行气流对准，但是在替代性实施方式中，机翼结构件301、401的端部部分处的接合部303、403与机翼结构件301、401的第二翼展部分311、411的前缘和/或后缘垂直对准，或者与其成另一角度，也就是说，机翼结构件301、401与翼梢装置302、402之间的切割线不沿着翼弦对准。

在前面的描述中提及具有已知、明显的或可预见的等同物的整体或元件时，则这些等同物如单独阐述的那样被并入本文中。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当被解释为包含任何这些等同物。读者也将理解的是，本发明的被描述为优选、有利、方便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，应当理解的是，在本发明的一些实施方式中，这样的可选的整体或特征虽然可能有益，但可能不是期望的，并且因此在其他实施方式中可能不存在。

Claims (17)

1.一种用于飞行器的机翼组件，所述机翼组件包括：

i.机翼结构件，所述机翼结构件用于支承翼梢装置，所述机翼结构件包括第一翼展部分和第二翼展部分，所述第一翼展部分具有沿翼展方向向外深度逐渐减小的外表面轮廓，所述第二翼展部分沿所述翼展方向设置在所述第一翼展部分的外侧，所述第二翼展部分具有沿着翼展方向深度基本上一致的外表面轮廓；

ii.翼梢装置，所述翼梢装置位于所述机翼结构件的外侧端部部分处；以及

iii.联结装置，所述联结装置构造成支承所述翼梢装置，所述翼梢装置用于在飞行期间使用的飞行构型与基于地面操纵期间使用的地面构型之间移动，在所述飞行构型中，所述翼梢装置从所述机翼结构件伸出以用于增加所述飞行器的翼展，在所述地面构型中，所述翼梢装置远离所述飞行构型定位以用于减小所述飞行器的翼展。

2.根据权利要求1所述的机翼组件，所述第一翼展部分具有沿所述翼展方向向外逐渐减小的翼弦，并且所述第二翼展部分具有沿着翼展方向基本上一致的翼弦。

3.根据权利要求1所述的机翼组件，其中，所述第二翼展部分的上覆盖件及下覆盖件的面向内的表面的横向于所述翼展方向截取的横截面轮廓沿着所述第二翼展部分在翼展方向上保持基本上一致。

4.根据权利要求1所述机翼组件，其中，所述第二翼展部分的上覆盖件及下覆盖件的面向外的表面的横向于所述翼展方向截取的横截面轮廓沿着所述第二翼展部分在翼展方向上保持基本上一致。

5.根据权利要求1所述的机翼组件，其中，所述联结装置包括用于以旋转的方式支承可移动的所述翼梢装置的铰接件，所述翼梢装置用于在所述飞行构型与所述地面构型之间折叠。

6.根据权利要求1所述的机翼组件，其中，所述第二翼展部分的外侧端部部分包括闩锁装置，所述闩锁装置配置成在飞行构型中在所述机翼结构件的结构部件与可移动的翼梢装置之间传递飞行载荷，所述闩锁装置设置成紧邻机翼的下覆盖件和/或上覆盖件。

7.根据权利要求1的机翼组件，其中，所述第二翼展部分包括第一翼梁部分和在所述第一翼梁部分后部的第二翼梁部分，所述第一翼梁部分和所述第二翼梁部分沿着所述第二翼展部分在翼展方向上彼此平行地延伸。

8.根据权利要求1所述的机翼组件，其中，所述第一翼展部分包括第一翼梁和在所述第一翼梁后部的第二翼梁，所述第一翼梁和所述第二翼梁在朝向所述第二翼展部分的方向上会聚，并且所述第二翼展部分包括第一翼梁部分和在所述第一翼梁部分后部的第二翼梁部分，所述第二翼展部分的所述第二翼梁部分包括所述第一翼展部分的所述第二翼梁沿着共同线性轴线的延续部。

9.根据权利要求1所述的机翼组件，其中，所述第一翼展部分包括第一翼梁和在所述第一翼梁后部的第二翼梁，并且所述第二翼展部分包括第一翼梁部分和在所述第一翼梁部分后部的第二翼梁部分，所述第二翼展部分的所述第一翼梁部分包括所述第一翼展部分的所述第一翼梁沿着共同线性轴线的延续部。

10.根据权利要求1所述的机翼组件，其中，所述机翼结构件包括在所述机翼结构件的根部端部部分与梢部端部部分之间延伸的渐缩的扫掠式机翼结构件，所述机翼结构件包括非渐缩部分，所述梢部端部部分适于支承用于在飞行构型与地面构型之间旋转的翼梢装置。

11.根据权利要求10所述的机翼组件，所述机翼结构件的前缘在所述非渐缩部分处至少部分地减少扫掠。

12.根据权利要求10所述的机翼组件，其中，所述非渐缩部分提供了所述梢部端部部分。

13.根据权利要求10所述的机翼组件，除了沿着所述非渐缩部分之外，所述机翼结构件从所述机翼结构件的所述根部端部部分到所述梢部端部部分沿翼弦方向和翼展方向连续地渐缩。

14.根据权利要求1所述的机翼组件，包括连接在第一翼梁部分与所述翼梢装置之间的第一线性致动装置以及连接在第二翼梁部分与所述翼梢装置之间的第二线性致动装置，所述第一线性致动装置和所述第二线性致动装置能够操作成用于驱动所述翼梢装置在所述飞行构型与所述地面构型之间的运动。

15.根据权利要求14所述的机翼组件，其中，所述第一翼梁部分和所述第二翼梁部分沿着相应的相互平行的轴线延伸，并且所述第一线性致动装置及所述第二线性致动装置的相应纵向轴线平行于所述第一翼梁部分及所述第二翼梁部分的轴线延伸。

16.根据权利要求1所述机翼组件，其中，所述机翼组件是用于大型载客飞行器或载货飞行器的高纵横比率、长翼展的机翼组件。

17.一种飞行器，包括根据权利要求1所述的机翼组件。