CN117465661A - 机翼组件、机翼以及飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种机翼组件、机翼和飞行器，机翼组件包括固定机翼部分、高升力装置和将高升力装置可移动地连接至固定机翼部分使得高升力装置能在缩回位置与至少一个延伸位置之间移动的连接组件，连接组件包括：从第一端部部分延伸至第二端部部分的第一连接元件，第一连接元件在第一端部部分处可旋转地连接至固定机翼部分；从第一端部部分延伸至第二端部部分的第二连接元件，第二连接元件在第一端部部分处可旋转地连接至第一连接元件的第二端部部分，第二连接元件包括布置在第二连接元件的第一端部部分与第二端部部分之间的中间部分，高升力装置的第一部分连接至第二连接元件的中间部分，并且高升力装置的第二部分连接至第二连接元件的第二端部部分。

Description

机翼组件、机翼以及飞行器

技术领域

本发明涉及机翼组件、机翼和飞行器。

背景技术

包括固定机翼部分、高升力装置和连接组件的机翼组件是已知的。连接组件将高升力装置以可移动的方式连接至固定机翼部分，使得高升力装置能够在缩回位置与至少一个伸出位置之间移动。已知的高升力装置包括例如襟翼和缝翼。

通常期望提供一种机械坚固且重量轻的机翼组件，利用该机翼组件，可以使高升力装置在缩回位置与至少一个伸出位置之间可以移动的路径的长度增加。

发明内容

本发明的目的是提供一种机械坚固且重量轻的机翼组件，利用该机翼组件，可以使高升力装置在缩回位置与至少一个伸出位置之间可以移动的路径的长度增加。

根据本发明的第一方面，该目的通过如下的机翼组件来实现。机翼组件包括固定机翼部分、高升力装置和连接组件，连接组件将高升力装置以可移动的方式连接至固定机翼部分，使得高升力装置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：第一连接元件，第一连接元件从第一端部部分延伸至第二端部部分，在第一端部部分处，第一连接元件以可旋转的方式连接至固定机翼部分；以及第二连接元件，第二连接元件从第一端部部分延伸至第二端部部分，在第一端部部分处，第二连接元件以可旋转的方式连接至第一连接元件的第二端部部分。第二连接元件包括中间部分，中间部分布置在第一端部部分与第二端部部分之间。高升力装置的第一部分连接至第二连接元件的中间部分，并且高升力装置的第二部分连接至第二连接元件的第二端部部分。

DE 101 33 920B4中公开的机翼组件与本发明的机翼组件之间的主要区别在于第一连接元件、第二连接元件和高升力装置的构型和这些部件如何彼此连接以及如何连接至固定机翼部分。第一连接元件的第一端部部分以可旋转的方式连接至固定机翼部分，第二连接元件的第一端部部分以可旋转的方式连接至第一连接元件的第二端部部分，高升力装置的第一部分连接至第二连接元件的中间部分，并且高升力装置的第二部分连接至第二连接元件的第二端部部分。由于该构型，本发明的机翼组件不需要包括如DE 101 33 920B4的图1中所示的导引杆40，并且本发明的高升力装置的轨迹仍然可以被很好地限定。在机翼组件不包括导引杆40的情况下，可以使高升力装置在缩回位置与至少一个伸出位置之间可以移动的路径的长度增加。例如，由于该构型，最大高升力装置角度或襟翼角度可以从约30°至37°增加至约40°至/或45°。特别地存在下述情况：因为本发明的构型不包括DE 101 33920B4的导引杆40，并且因此，本发明的高升力装置从不呈现亚稳定位置，在该亚稳定位置中，高升力装置不从伸出位置移回至缩回位置。另一示例是，由于该构型，高升力装置可以进一步定位到机翼的部件中以减小阻力、比如在高升力装置的缩回位置中减小阻力。

由于高升力装置的第一部分连接至第二连接元件的中间部分，并且高升力装置的第二部分连接至第二连接元件的第二端部部分，因此载荷可以在高升力装置与第二连接元件之间的两个分离部分上传递分布，这可以减小作用在各个部件上的弯曲载荷，并且可以使得机翼组件的重量减轻。优选地，高升力装置以不可旋转的方式连接至第二连接元件。在高升力装置以不可旋转的方式连接至第二连接元件的情况下，机翼组件提供机械坚固的组件，以用于将高升力装置以可移动的方式连接至固定机翼部分，使得高升力装置能够在缩回位置与至少一个伸出位置之间移动。此外，子组件为高升力装置的运动提供机械支承，并且确保高升力装置的轨迹被明确地限定。第一连接元件可以是杆，并且可以适于承受压缩载荷和拉伸载荷以及弯曲载荷。第二连接元件可以适于承受压缩载荷和拉伸载荷以及弯曲载荷。高升力装置能够在缩回位置与至少一个伸出位置之间移动，即，高升力装置能够从缩回位置移动至至少一个伸出位置，并且能够从至少一个伸出位置移动至缩回位置。

总之，提供了一种机械坚固且重量轻的机翼组件，利用该机翼组件，可以使高升力装置在缩回位置与至少一个伸出位置之间可以移动的路径的长度增加。

根据机翼组件的优选实施方式，机翼组件包括子组件，该子组件附接至固定机翼部分和第二连接元件，并且该子组件将第二连接元件导引成使得对于第一连接元件的每个位置而言，第二连接元件的位置均是预限定的。如下面将进一步描述的，机翼组件可以包括具有多种不同设计的子组件。

根据机翼组件的优选实施方式，子组件包括：第一子组件元件，该第一子组件元件从第一端部部分延伸至第二端部部分，在第一端部部分处，第一子组件元件以可旋转的方式连接至固定机翼部分；第二子组件元件，该第二子组件元件从第一端部部分延伸至第二端部部分，在第一端部部分处，第二子组件元件以可旋转的方式连接至第一子组件元件的第二端部部分，在第二端部部分处，第二子组件元件以可旋转的方式连接至第二连接元件的一部分；以及第三子组件元件，该第三子组件元件从第一端部部分延伸至第二端部部分，在第一端部部分处，第三子组件元件以可旋转的方式连接至固定机翼部分，在第二端部部分处，第三子组件元件以可旋转的方式连接至第二子组件元件的中间部分，其中，第二子组件元件的中间部分布置在第二子组件元件的第一端部部分与第二端部部分之间。该构型是机翼组件的子组件的示例。

根据机翼组件的优选实施方式，子组件包括：第二子组件元件，该第二子组件元件从第一端部部分延伸至第二端部部分，在第一端部部分处，第二子组件元件以可滑动的方式连接至固定机翼部分，在第二端部部分处，第二子组件元件以可旋转的方式连接至第二连接元件的一部分；以及第三子组件元件，该第三子组件元件从第一端部部分延伸至第二端部部分，在第一端部部分处，第三子组件元件以可旋转的方式连接至固定机翼部分，在第二端部部分处，第三子组件元件以可旋转的方式连接至第二子组件元件的中间部分，其中，第二子组件元件的中间部分布置在第二子组件元件的第一端部部分与第二端部部分之间。该构型是机翼组件的子组件的另一示例。

根据机翼组件的优选实施方式，机翼组件包括驱动单元，该驱动单元构造成驱动第一连接元件相对于固定机翼部分旋转。当第一连接元件相对于固定机翼部分的旋转由驱动单元驱动时，高升力装置在缩回位置与至少一个伸出位置之间的运动可以由驱动单元经由第一连接元件和第二连接元件驱动。

根据机翼组件的优选实施方式，驱动单元包括旋转驱动单元。该构型是驱动单元的示例。

根据机翼组件的优选实施方式，驱动单元包括线性驱动单元。该构型是驱动单元的另一示例。

根据机翼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，缝翼可以进一步定位到机翼的部件中以减小阻力，比如在缝翼的缩回位置中减小阻力。

根据机翼组件的优选实施方式，高升力装置是襟翼。在高升力装置是襟翼的情况下，最大襟翼角度可以增加，例如从约30°至37°增加至约40°至/或45°。

根据机翼组件的优选实施方式，高升力装置是扰流板。在高升力装置是扰流板的情况下，扰流板可以进一步定位到机翼的部件中以减小阻力、比如在扰流板的缩回位置中减小阻力。

根据机翼组件的优选实施方式，高升力装置是襟副翼。在高升力装置是襟副翼的情况下，襟副翼可以进一步定位到机翼的部件中以减小阻力、比如在襟副翼的缩回位置中减小阻力。

根据机翼组件的优选实施方式，高升力装置是副翼。在高升力装置是副翼的情况下，副翼可以进一步定位到机翼的部件中以减小阻力、比如在副翼的缩回位置中减小阻力。

根据本发明的第二方面，该目的还通过如下的机翼来实现。该机翼包括根据本发明的第一方面的机翼组件。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，因此在此不再进行对应的重复。

根据本发明的第三方面，该目的还通过如下的飞行器来实现。该飞行器包括根据本发明的第二方面的机翼。结合本发明的第一方面和本发明的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，因此在此不再进行对应的重复。

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他特征、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/或任何组合可以形成本发明的有利的主题和/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指示相同或相似的物体。

附图说明

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。

图2示意性地图示了从现有技术中已知的机翼组件。

图3和图4示意性地图示了根据本发明的机翼组件的第一实施方式。

图5和图6示意性地图示了机翼组件的第二实施方式。

图7示意性地图示了机翼组件的第三实施方式。

具体实施方式

图1示意性地图示了包括机翼3的飞行器1的实施方式。机翼3包括机翼组件5。图2示意性地图示了从现有技术(DE 101 33 920B4的图1)中已知的机翼组件。当讨论本发明的优点时，将参照图2中所示的机翼组件。图3和图4示意性地图示了根据本发明的机翼组件5的第一实施方式。图5和图6示意性地图示了机翼组件5的第二实施方式。图7示意性地图示了机翼组件5的第三实施方式。

参照图3、图4、图5、图6和图7，机翼组件5包括固定机翼部分7、高升力装置9和连接组件11。高升力装置9是襟翼。然而，在本发明的其他实施方式中，高升力装置9可以是缝翼，并且将结合高升力装置9所描述的特征、技术效果和/或优点至少以类似的方式适用于襟翼和缝翼两者，因此不再进行对应的重复。在本发明的其他实施方式中，高升力装置9可以是扰流板，并且将结合高升力装置9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扰流板，因此不再进行对应的重复。在本发明的其他实施方式中，高升力装置9可以是襟副翼，并且将结合高升力装置9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襟副翼，因此不再进行对应的重复。在本发明的其他实施方式中，高升力装置9可以是副翼，并且将结合高升力装置9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副翼，因此不再进行对应的重复。

连接组件11将高升力装置9以可移动的方式连接至固定机翼部分7，使得高升力装置9可在图3中所示出的缩回位置与至少一个伸出位置之间移动，其中，图4中示出了对应于第一实施方式的至少一个伸出位置中的一者，图5和图6中示出了对应于第二实施方式的至少一个伸出位置中的一者以及图7中示出了对应于第三实施方式的至少一个伸出位置中的一者。

如图3、图4和图5中所示，连接组件11包括第一连接元件13和第二连接元件15。图6和图7中所示的机翼组件5的实施方式的连接组件11也包括第一连接元件13和第二连接元件15，然而，为了示出这些元件后面的机翼组件5的部分，没有在图6和图7中示出这些元件。因此，将结合关于图3、图4和图5的第一连接元件13和第二连接元件15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图6和图7中所示的实施方式，因此不再进行对应的重复。第一连接元件13是杆，并且适于承受压缩载荷和拉伸载荷以及弯曲载荷。第一连接元件13包括第一端部部分17和第二端部部分19。第一连接元件13从第一端部部分17延伸至第二端部部分19。第一连接元件13在第一端部部分17处以可旋转的方式连接至固定机翼部分7。第二连接元件15适于承受压缩载荷和拉伸载荷以及弯曲载荷。第二连接元件15包括第一端部部分21、中间部分23以及第二端部部分25。第二连接元件15从第一端部部分21经由中间部分23延伸至第二端部部分25。中间部分23布置在第一端部部分21与第二端部部分25之间。第二连接元件15在第一端部部分21处以可旋转的方式连接至第一连接元件13的第二端部部分19。

高升力装置9包括第一部分27和第二部分29。高升力装置9的第一部分27连接至第二连接元件15的中间部分23，并且高升力装置9的第二部分29连接至第二连接元件15的第二端部部分25。优选地，高升力装置9以不可旋转的方式连接至第二连接元件15。

如图3、图4和图5中所示，机翼组件5包括驱动单元31，该驱动单元31构造成驱动第一连接元件13相对于固定机翼部分7旋转，使得第一连接元件13可以被驱动以绕枢转轴线33进行枢转运动。第一连接元件13可以被驱动以绕枢转轴线33从图3中所示的第一位置枢转至至少一个第二位置以及从至少一个第二位置枢转至第一位置，其中，在图4和5中示出了相应的第二位置。如已经描述的，高升力装置9优选地以不可旋转的方式连接至第二连接元件15。优选地，高升力装置9以不可旋转的方式连接至第二连接元件15使得高升力装置9不能绕平行于枢转轴线33的轴线进行枢转运动。然而，在该实施方式中，高升力装置9可以优选地绕枢转轴线进行枢转运动，枢转轴线延伸穿过第一连接点和第二连接点，在该第一连接点处，高升力装置9的第一部分27连接至第二连接元件15的中间部分23，在该第二连接点处，高升力装置9的第二部分29连接至第二连接元件15的第二端部部分25。以这种方式，机翼的其他部件可以传递机翼翼展方向上的载荷、优选地该机翼翼展方向平行于枢转轴线33延伸，并且机翼组件5可以设计成仅传递垂直于机翼翼展方向的载荷。因此，可以提供机翼组件5的轻质设计。

驱动单元31包括旋转驱动单元。然而，在本发明的其他实施方式中，驱动单元31可以包括线性驱动单元，结合驱动单元31所描述的特征、技术效果和/或优点至少以类似的方式适用于旋转驱动单元和线性驱动单元两者，因此不再进行对应的重复。图6和图7中所示的机翼组件5也包括驱动单元31，然而，驱动单元31在图6和图7中未示出。结合关于图3、图4和图5的驱动单元31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图6和图7中所示的实施方式，因此不再进行对应的重复。

机翼组件5包括子组件35，子组件35的一个示例在图5和图6中示出，并且另一示例在图7中示出。图3和图4中所示的实施方式的机翼组件5也包括子组件35，然而，该子组件35在图3和图4中未示出。将结合关于图5、图6和图7的子组件35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图3和图4中所示的实施方式，因此不再进行对应的重复。子组件35在图6和图7中所示的连接点37处附接至固定机翼部分7和第二连接元件15。子组件35将第二连接元件15导引成使得对于第一连接元件13的每个位置而言，第二连接元件15的位置均是预限定的。特别地，子组件35的构型限定了连接点37的轨迹，并且由此限定了高升力装置9的轨迹。此外，第一连接元件13的位置限定了连接点37在对应轨迹上的位置，并且因此，特别地根据第二连接元件15的特定构型限定了高升力装置9与固定机翼部分7之间的角度。在高升力装置9是襟翼的情况下，该角度也称为襟翼角度。

在图6中示出了子组件35的第一示例。子组件35包括第一子组件元件39、第二子组件元件41和第三子组件元件43。第一子组件元件39从第一端部部分45延伸至第二端部部分47，在第一端部部分45处，第一子组件元件39以可旋转的方式连接至固定机翼部分7。第二子组件元件41从第一端部部分49延伸至第二端部部分51，在第一端部部分49处，第二子组件元件41以可旋转的方式连接至第一子组件元件39的第二端部部分47，在第二端部部分51处，第二子组件元件41在连接点37处以可旋转的方式连接至第二连接元件15的一部分。第三子组件元件43从第一端部部分53延伸至第二端部部分55，在第一端部部分53处，第三子组件元件43以可旋转的方式连接至固定机翼部分7，在第二端部部分55处，第三子组件元件43以可旋转的方式连接至第二子组件元件41的中间部57。第二子组件元件41的中间部分57布置在第二子组件元件41的第一端部部分49与第二端部部分51之间。从DE 101 33 920B4的图1、图2和图3中已知子组件35的该示例。

在图7中示出了子组件35的第二示例。子组件35包括第一子组件元件59和第二子组件元件61。第一子组件元件59从第一端部部分63延伸至第二端部部分65，在第一端部部分63处，第一子组件元件59以可滑动的方式连接至固定机翼部分7，在第二端部部分65处，第一子组件元件59在连接点37处以可旋转的方式连接至第二连接元件15的一部分。第二子组件元件61从第一端部部分67延伸至第二端部部分69，在第一端部部分67处，第二子组件元件61以可旋转的方式连接至固定机翼部分7，在第二端部部分69处，第二子组件元件61以可旋转的方式连接至第一子组件元件59的中间部分71，其中，第一子组件元件59的中间部分71布置在第一子组件元件59的第一端部部分63与第二端部部分65之间。从DE 101 33920B4的图6、图7和图8中已知子组件35的该示例。

DE 101 33 920B4中公开的机翼组件与本发明的机翼组件5之间的主要区别在于第一连接元件13、第二连接元件15和高升力装置9的构型以及这些部件如何彼此连接。第一连接元件13的第一端部部分17以可旋转的方式连接至固定机翼部分7，第二连接元件15的第一端部部分21以可旋转的方式连接至第一连接元件13的第二端部部分19，高升力装置9的第一部分27连接至第二连接元件15的中间部分23，并且高升力装置9的第二部分29连接至第二连接元件15的第二端部部分25。由于该构型，机翼组件5不需要包括如DE 101 33920B4的图1中所示的导引杆40，并且高升力装置9的轨迹仍然可以被明确地限定。在机翼组件5不包括导引杆40的情况下，可以使高升力装置9在缩回位置与至少一个伸出位置之间可以移动的路径的长度增加。例如，由于该构型，最大高升力装置角度或襟翼角度可以从约30°至37°增加至约40°至/或45°。特别地存在下述情况：因为本发明的构型不包括DE 10133 920B4的导引杆40，并且因此，本发明的高升力装置9从不呈现亚稳定位置，在该亚稳定位置中，高升力装置9不从伸出位置移回至缩回位置。另一示例是，由于该构型，高升力装置9可以进一步定位到机翼的部件中以减小阻力、比如在高升力装置9的缩回位置中减小阻力。

由于高升力装置9的第一部分27连接至第二连接元件15的中间部分23，并且高升力装置9的第二部分29连接至第二连接元件15的第二端部部分25，因此载荷可以在高升力装置9与第二连接元件15之间的两个分离的部分上传递分布，这可以减小作用在各个部件上的弯曲载荷，并且可以使得机翼组件的重量减轻。在高升力装置9以不可旋转的方式连接至第二连接元件15的情况下，机翼组件5提供机械坚固的组件，以用于将高升力装置9以可移动的方式连接至固定机翼部分7，使得高升力装置9能够在缩回位置与至少一个伸出位置之间移动。此外，子组件35为高升力装置9的运动提供机械支承，并且确保高升力装置9的轨迹被明确地限定。如上所述，子组件35的多种设计可以应用在机翼组件5中。

另外应当指出的是,“包括”不排除其他元件，并且“一”或“一种”不排除多重性。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结合上述其他示例性实施方式的其他特征公开。权利要求中的附图标记不应被视为限制性的。

Claims (10)

1.一种机翼组件(5)，包括：

固定机翼部分(7)，

高升力装置(9)，以及

连接组件(11)，所述连接组件(11)将所述高升力装置(9)以可移动的方式连接至所述固定机翼部分(7)，使得所述高升力装置(9)能够在缩回位置与至少一个伸出位置之间移动，

其中，所述连接组件(11)包括：

第一连接元件(13)，所述第一连接元件(13)从第一端部部分(17)延伸至第二端部部分(19)，在所述第一端部部分(17)处，所述第一连接元件(13)以可旋转的方式连接至所述固定机翼部分(7)，以及

第二连接元件(15)，所述第二连接元件(15)从第一端部部分(21)延伸至第二端部部分(25)，在所述第一端部部分(21)处，所述第二连接元件(15)以可旋转的方式连接至所述第一连接元件(13)的第二端部部分(19)，

其中，所述第二连接元件(15)包括中间部分(23)，所述中间部分(23)布置在所述第二连接元件(15)的第一端部部分(21)与所述第二连接元件(15)的第二端部部分(25)之间，并且

其中，所述高升力装置(9)的第一部分(27)连接至所述第二连接元件(15)的中间部分(23)，并且所述高升力装置(9)的第二部分(29)连接至所述第二连接元件(15)的第二端部部分(25)。

2.根据前述权利要求所述的机翼组件(5)，其中，所述机翼组件(5)包括子组件(35)，所述子组件(35)附接至所述固定机翼部分(7)和所述第二连接元件(15)，并且所述子组件(35)将所述第二连接元件(15)导引成使得对于所述第一连接元件(13)的每个位置而言，所述第二连接元件(15)的位置均是预限定的。

3.根据权利要求2所述的机翼组件(5)，其中，所述子组件(35)包括：第一子组件元件(39)，所述第一子组件元件(39)从第一端部部分(45)延伸至第二端部部分(47)，在所述第一端部部分(45)处，所述第一子组件元件(39)以可旋转的方式连接至所述固定机翼部分(7)；第二子组件元件(41)，所述第二子组件元件(41)从第一端部部分(49)延伸至第二端部部分(51)，在所述第一端部部分(49)处，所述第二子组件元件(41)以可旋转的方式连接至所述第一子组件元件(39)的第二端部部分(47)，在所述第二端部部分(51)处，所述第二子组件元件(41)以可旋转的方式连接至所述第二连接元件(15)的一部分；以及第三子组件元件(43)，所述第三子组件元件(43)从第一端部部分(53)延伸至第二端部部分(55)，在所述第一端部部分(53)处，所述第三子组件元件(43)以可旋转的方式连接至所述固定机翼部分(7)，在所述第二端部部分(55)处，所述第三子组件元件(43)以可旋转的方式连接至所述第二子组件元件(41)的中间部分(57)，其中，所述第二子组件元件(41)的中间部分(57)布置在所述第二子组件元件(41)的第一端部部分(49)与第二端部部分(51)之间。

4.根据权利要求2所述的机翼组件(5)，其中，所述子组件(35)包括：第一子组件元件(59)，所述第一子组件元件(59)从第一端部部分(63)延伸至第二端部部分(65)，在所述第一端部部分(63)处，所述第一子组件元件(59)以可滑动的方式连接至所述固定机翼部分(7)，在所述第二端部部分(65)处，所述第一子组件元件(59)以可旋转的方式连接至所述第二连接元件(15)的一部分；以及第二子组件元件(61)，所述第二子组件元件(61)从第一端部部分(67)延伸至第二端部部分(69)，在所述第一端部部分(67)处，所述第二子组件元件(61)以可旋转的方式连接至所述固定机翼部分(7)，在所述第二端部部分(69)处，所述第二子组件元件(61)以可旋转的方式连接至所述第一子组件元件(59)的中间部分(71)，其中，所述第一子组件元件(59)的中间部分(71)布置在所述第一子组件元件(59)的第一端部部分(63)与第二端部部分(65)之间。

5.根据前述权利要求中的任一项所述的机翼组件(5)，其中，所述机翼组件(5)包括驱动单元(31)，所述驱动单元(31)构造成驱动所述第一连接元件(13)相对于所述固定机翼部分(7)旋转。

6.根据权利要求5所述的机翼组件(5)，其中，所述驱动单元(31)包括旋转驱动单元。

7.根据权利要求6所述的机翼组件(5)，其中，所述驱动单元(31)包括线性驱动单元。

8.根据前述权利要求中的任一项所述的机翼组件(5)，其中，所述高升力装置(9)为襟翼。

9.一种机翼(3)，包括根据前述权利要求中的一项所述的机翼组件(5)。

10.一种飞行器(1)，包括根据权利要求9所述的机翼(3)。