致动组件及隔离方法、包括其的机翼、翼梢装置和飞行器与流程

本发明涉及飞行器机翼和机翼末梢装置，并且更具体地但非排他性地涉及具有可移动的机翼末梢装置的飞行器机翼、在这种机翼中使用的致动组件、包括这种机翼的飞行器以及使机翼末梢装置移动的方法。

背景技术：

目前的趋势是载客飞行器越来越大，为此需要具有相应的大的机翼的翼展。然而，最大飞行器翼展被机场操作规则有效地限制，所述机场操作规则管理当在机场附近操纵时各种所需间隙(比如用于登机口和安全滑行道的使用的所需翼展和/或离地间隙)。

可移动的机翼末梢装置已经被提出用于载客飞行器上，其中机翼末梢装置可以在飞行期间使用的飞行构型与基于地面的操作期间使用的地面构型之间移动。在地面构型中，机翼末梢装置移动离开飞行构型，使得飞行器机翼的翼展减小，从而允许使用现有的门和安全滑行道的使用。例如，美国2013/0292508公开了一种机翼末梢装置能够绕位于固定(内部)机翼上的铰链旋转的结构。其他结构诸如在wo2011/051699中公开的结构使机翼末梢装置能够进行更复杂的运动。

具有可移动机翼末梢装置的飞行器必须是当机翼末梢装置处于飞行构型时适合于飞行而在基于地面的操作期间必须还能够使机翼末梢装置移动。这会带来一些困难：

首先，在飞行构型中，趋向于理想的是在机翼末梢装置与固定机翼支架具有密封(件)，以确保在该区域中平顺的气流并且使阻力损耗最小化。然而，如果使用密封件，那么在飞行构型与地面构型之间的运动密封件易于受到明显磨损。

其次，必须将机翼末梢装置上的飞行载荷充分地传递至主机翼。提供飞行载荷能够充分地传递同时当需要时仍使得机翼末梢装置能够从飞行构型移动至地面构型的结构具有很大的设计难度。

在提供用于将机翼末梢装置在飞行构型与地面构型之间移动的实用性结构中还存在其他技术挑战。这中间待被解决的问题有：提供安全的和可靠的结构以使得该运动能够不过度地影响机翼的设计的问题；以及提供紧凑的且重量轻的驱动装置以实现机翼末梢装置运动的问题。

本发明力图缓解上述问题中的至少一些问题。

技术实现要素：

根据本发明的第一方面，提供了一种飞行器机翼，包括固定机翼以及位于该固定机翼的末梢处的机翼末梢装置，其中，所述机翼末梢装置能够在下述构型之间设置：(i)在飞行期间使用的飞行构型，与(ii)在基于地面的操作期间使用的地面构型，在该地面构型中机翼末梢装置移动离开飞行构型使得飞行器机翼的翼展减小，其中，在飞行构型中，机翼末梢装置与固定机翼通过载荷传递结构接合，使得可以将飞行载荷从机翼末梢装置传递至固定机翼中，但是在机翼末梢装置离开飞行构型且朝向地面构型的运动期间，机翼与机翼末梢装置之间的载荷传递结构断开接合，其中，机翼包括用于使机翼末梢装置在飞行构型与地面构型之间移动的致动组件，该致动组件包括联接至机翼末梢装置的滑动基架，该滑动基架可以通过轨道和从动件结构相对于固定机翼以可滑动的方式移动。该轨道包括具有第一宽度的第一部分和具有比第一宽度窄的第二宽度的第二部分，设置成使得：当机翼与机翼末梢装置之间的载荷传递结构断开接合时，从动件以紧密配合的方式位于轨道的第二部分中，使得从动件不能在该第二部分的宽度内移动，但是当机翼末梢装置处于飞行构型且载荷传递结构接合时，从动件位于轨道的第一部分中且能够在该第一部分的宽度内移动，从而基本上将滑动基架与飞行载荷隔离。

由于当机翼末梢装置处于飞行构型时从动件位于相对宽的轨道中，因此从动件基本上不能将载荷反作用到滑动基架中(因为在任何这样的载荷的情况下，从动件将简单地在轨道的宽度内移动)。替代地，载荷经由载荷传递结构传递。这意味着致动组件不需要将尺寸设定成处理飞行载荷，从而使得致动组件能够是相对较小的和/或轻重量的。此外，通过提供从动件可以以紧密配合的方式定位在其中的相对窄的轨道(当机翼与机翼末梢装置之间的载荷传递结构断开接合时——例如在移动至地面构型期间)，致动组件仍然可以设置成传递处于地面构型中时或者移动至地面构型期间出现的(通常较小的)载荷。

从动件可以与滑动基架相关联。滑动基架可以在从动件上沿着轨道以可滑动的方式移动。

原则上，从动件可以是能够执行沿循轨道的功能的任何结构。从动件可以是能够沿着轨道移动的转向架(bogie)。转向架可以包括两个轮。轮可以安装在转向架本体上。已经发现使用转向架是特别有益的，因为转向架提供了相对低磨损的结构。

转向架可以被偏置成扩张定向，使得转向架接触轨道的两侧。扩张定向可以使得当转向架位于轨道的第一部分中时，转向架仍然接触轨道的两侧。已经发现以这种方式偏置转向架可以减小振动和/或满足公差，因为这确保了在轨道的两侧上都与转向架接触。

偏置力优选地相对较弱——例如，偏置力优选地将容易地被任何飞行所引起的载荷克服，使得转向架仍然能够在轨道的第一部分的宽度内移动，并且基本上不能执行载荷传递功能(从而基本上将滑动基架与飞行载荷隔离)。

从动件在轨道内的运动——当从动件位于第一部分中时是可能的——可以是横跨轨道的宽度的横向运动。在包括呈偏置转向架形式的从动件的本发明的优选实施方式中，该运动可以是绕转向架的中心点的旋转，使得转向架移动离开其扩张定向。

轨道的“宽度”通常在引导从动件的相对侧之间测量。轨道优选地沿内侧/外侧定向延伸。轨道的宽度优选为基本上竖向的。

当载荷传递结构断开接合时，从动件以紧密配合的方式位于轨道的第二部分中。当机翼末梢装置处于地面构型时，载荷传递结构可以断开接合。

致动组件可以设置成使机翼末梢装置以两阶段运动的方式从飞行构型移动至地面构型，所述两阶段运动包括第一阶段和后续的第二阶段，在该第一阶段中机翼末梢装置仅以线性运动的方式平移离开飞行构型，在后续的第二阶段中机翼末梢装置旋转至地面构型。已经发现两阶段运动，特别是第一阶段是仅线性运动的两阶段运动，是特别有益的。例如，具有仅为线性运动的第一阶段易于减小在固定机翼与机翼末梢装置之间的任何密封结构上的磨损，因为这易于避免密封表面之间发生相对地旋转。替代性地或附加地，具有仅线性运动的第一阶段可以便于固定机翼与机翼末梢装置之间的接合以确保有效的载荷传递结构。

原则上，第二阶段的运动可以包括与旋转运动组合的一些平移运动。然而，在本发明的优选实施方式中，机翼末梢装置在第二阶段的运动中基本上不经历平移运动。在第二阶段的运动中，机翼末梢装置优选地仅以旋转运动的方式旋转。

机翼可以设置成使得机翼与机翼末梢装置之间的载荷传递结构在第一阶段的运动结束时断开接合。

固定机翼和机翼末梢装置中的一者可包括多个被包容构件，比如栓。固定机翼和机翼末梢装置中的另一者可包括多个相应的包容构件，比如衬套。载荷传递结构可以包括被包容构件和包容构件。包容构件可以设置成当机翼末梢装置处于飞行构型时接纳被包容构件，使得通过被包容构件可以将飞行载荷从机翼末梢装置传递至固定机翼中。这种结构是有益的，因为其使飞行载荷能够被充分地管理并且反作用在固定机翼中。当载荷传递结构断开接合时，被包容构件可以与包容构件分离。

当载荷传递结构接合时，被包容构件和包容构件可以设置成将弯矩传递至固定机翼。被包容构件和包容构件可设置成将竖向的和/或向前/向后的剪切载荷传递至固定机翼。被包容构件和包容构件可以设置成使得其基本上不能将(沿着机翼的翼展的)内侧/外侧载荷传递至固定机翼中。例如，被包容构件和包容构件可设置成使得其基本上不能在沿着平均翼弦线的方向上将载荷传递至固定机翼。

原则上，滑动基架可以以能够实现滑动运动的任何方式安装在固定机翼上。然而，更优选地是，致动组件包括固定基架，滑动基架以可滑动方式安装在该固定基架上。固定基架可固定地附接至固定机翼。固定基架可以包括轨道。已经发现提供在其上安装有滑动基架的固定基架是特别有益的，因为其使得致动组件能够被预组装为单元，并且例如在远离飞行器机翼的位置处被测试。然后，这种铰接组件能够以有效的方式安装在机翼中。

在飞行构型中，机翼末梢装置的后缘优选地是固定机翼的后缘的延续部分。机翼末梢装置的前缘优选地是固定机翼的前缘的延续部分。从固定机翼至机翼末梢装置优选地存在平顺的过渡部。应了解的是，即使在内部机翼与机翼末梢装置之间的接合部处存在扭曲或扫掠变化的情况下仍可存在平顺的过渡部。然而，在固定机翼与机翼末梢装置之间的接合部处优选地不存在间断。机翼末梢装置的上表面和下表面可以是固定机翼的上表面和下表面的延续部分。

在飞行构型中，飞行器的翼展可能超过机场兼容性门限。在地面构型中，飞行器的翼展优选地减小，使得该翼展(在机翼末梢装置处于地面构型的情况下)小于或基本上等于机场兼容性门限。

当机翼末梢装置处于地面构型时，结合有机翼的飞行器可能不适于飞行。例如，处于地面构型的机翼末梢装置可能在空气动力学上和/或在结构上不适于飞行。飞行器优选地构造成使得机翼末梢装置在飞行期间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处于飞行状态的传感器。当传感器感测到飞行器处于飞行状态时，控制系统优选地设置成使机翼末梢装置移动至地面构型的可行性丧失。

机翼末梢装置可以是机翼末梢延伸部；例如，机翼末梢装置可以是平面状末梢延伸部。在其他实施方式中，机翼末梢装置可以包括例如小翼之类的非平面状装置或者由例如小翼之类的非平面状装置构成。

文中所描述的两阶段运动趋于参照机翼末梢装置的从飞行构型至地面构型的运动进行描述。致动组件优选地设置成还使机翼末梢装置以两阶段运动的方式从地面构型移动至飞行构型。该两阶段运动优选地为从飞行构型至地面构型的运动的颠倒。换句话说，机翼末梢装置从地面构型旋转，并且随后仅以线性运动的方式朝向飞行构型平移。为了清楚起见，文中没有参照所述两个运动方向对每个特征进行描述。而应理解的是，参照一个运动方向所描述的任何特征可以反过来同样适用于反向方向的运动。

根据本发明的另一方面，提供了一种被用作如文中所描述的致动组件的致动组件，该致动组件包括滑动基架、以及轨道和从动件结构，该轨道包括具有第一宽度的第一部分和具有比第一宽度窄的第二宽度的第二部分，使得：当机翼与机翼末梢装置之间的载荷传递结构断开接合时，从动件以紧密配合的方式位于轨道的第二部分中，因此从动件不能在该第二部分的宽度内移动，但是当机翼末梢装置处于飞行构型且载荷传递结构接合时，从动件位于轨道的第一部分中并且能够在该第一部分的宽度内移动。

致动组件可以包括用于安装到机翼中的固定基架。滑动基架可以以可滑动方式安装在固定基架中。轨道可以位于固定基架上并且从动件可以与滑动基架相关联。

根据本发明的另一方面，提供了一种联接至文中所描述的致动组件的机翼末梢装置。

根据本发明的另一方面，提供了一种包括文中所描述的飞行器机翼的飞行器。该飞行器优选地为载客飞行器。载客飞行器优选地包括客舱，客舱包括用于容置多名乘客的多行和多列座椅单元。飞行器的容纳量可以为至少20名、更优选地为至少50名乘客，并且更优选地为多于50名的乘客。飞行器优选地为有动力飞行器。飞行器优选地包括用于推进飞行器的发动机。飞行器可以包括装于机翼的并且优选地装在机翼下的发动机。

根据本发明的又一方面，提供了一种将致动组件与飞行器机翼中的飞行载荷隔离的方法，该飞行器机翼包括固定机翼和位于该固定机翼的末梢处的机翼末梢装置，其中，机翼末梢装置能够在下述两个构型之间设置：(i)在飞行期间使用的飞行构型，与(ii)在基于地面的操作期间使用的地面构型，在地面构型中，机翼末梢装置移动离开飞行构型，使得飞行器机翼的翼展减小，该方法包括以下步骤：将致动组件中的滑动基架安装在轨道和从动件装置上，该轨道包括具有第一宽度的第一部分和具有比第一宽度窄的第二宽度的第二部分，以及将致动组件设置成使得：当机翼与机翼末梢装置之间的载荷传递结构断开接合时，从动件以紧密配合的方式位于轨道的第二部分中，使得从动件不能在该第二部分的宽度内移动，但是当机翼末梢装置处于飞行构型且载荷传递结构接合时，从动件位于轨道的第一部分中并且能够在第一部分的宽度内移动，从而基本上将致动组件与飞行载荷隔离。

当然，应理解的是，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。例如，本发明的方法可以结合参照本发明的设备所描述的任何特征，并且本发明的设备可以结合有参照本发明的方法所描述的任何特征。

附图说明

现在将参照示意性附图仅出于示例目的对本发明的实施方式进行描述，在附图中：

图1示出了具有根据本发明的第一实施方式的飞行器机翼的飞行器的正视图；

图2a示出了图1的飞行器的机翼中的一个机翼，其中机翼末梢装置处于飞行构型；

图2b示出了图2a的机翼，但是其中机翼末梢装置处于地面构型；

图3a示出了图2a的机翼的正视图，其中机翼末梢装置处于飞行构型；

图3b示出了图2a的机翼的底部的局部剖视图；

图4a为图3a的正视图，但是其中机翼末梢装置已经经历了从飞行构型朝向地面构型的第一阶段的运动；

图4b为图4a中的机翼的平面图；

图5a为图4a的机翼的正视图，但是其中机翼末梢装置已经部分地经历了朝向地面构型的第二阶段的运动；

图5b为图5a的机翼的正视图，但是其中机翼末梢装置已经完成了至地面构型的运动；

图6为第一实施方式的机翼中的铰接组件的分解立体图；

图7a为本发明的第一实施方式中的机翼的剖视立体图，图中示出了致动结构；

图7b为图7a中的机翼的剖视正视图；

图7c为图7a和图7b中的机翼的剖视正视图，图中示出了旋转止挡特征；

图8a和图8b为本发明的第一实施方式中的机翼的剖视立体图，图中示出了在机翼末梢装置已经经历了第一阶段的运动时的致动组件；

图8c为图8a和图8b中的机翼的剖视正视图；

图8d为图8a至图8c中的机翼的剖视正视图，图中示出了旋转止挡特征；

图9a为本发明的第一实施方式中的机翼的剖视立体图，图中示出了当机翼末梢装置在第二阶段的运动期间朝向地面构型移动时的致动组件；

图9b为图9a中的机翼的剖视正视图；

图9c和图9d为图9a至图9b中的机翼在朝向地面构型的运动期间的不同时刻处的剖视正视图；

图10a为本发明的第一实施方式中的机翼的剖视立体图，图中示出了当机翼末梢装置已经移动至地面构型时的致动组件；

图10b为图10a中的机翼的剖视正视图；

图10c为图10a和图10b中的机翼的剖视正视图，图中示出了旋转止挡特征；

图11为本发明的第一实施方式的机翼中的致动组件的立体图；

图12为翼盒的立体图，该翼盒具有准备好接纳图11的致动组件的固定基架；

图13a至图13c为示出了安装到图12的固定基架中的图11的致动组件的立体图；

图14为示出了机翼末梢装置的附接至图13a至图13c的致动组件的部分的立体图；以及

图15a和图15b为在机翼中沿着翼梁方向截取的截面图，图中示出了致动组件31。

具体实施方式

图1为示出了具有根据本发明的第一实施方式的飞行器机翼3的飞行器1的示意图。在现在参照的图2a和图2b中更详细地示出了飞行器1上的机翼3中的一个机翼的端部。

机翼3包括在飞行器机身处从机翼根部向末梢延伸的固定机翼5。在固定机翼5的末梢处设有机翼末梢装置7。机翼末梢装置7能够在飞行构型(图2a中所示)与地面构型(图2b中所示)之间移动。

在飞行构型中，机翼末梢装置7实际上为固定机翼5的延伸部，使得机翼末梢装置的前缘9’和后缘11’为固定机翼5的前缘9和后缘11的延续部分，并且机翼末梢装置7的上表面和下表面为固定机翼5的上表面和下表面的延续部分。固定机翼和机翼末梢装置一起形成了飞行器1上的主机翼3。

机翼末梢装置7能够从飞行构型(图2a中所示)移动(运动)至地面构型(图2b中所示)。在地面构型中，机翼末梢装置7移动使得飞行器1的翼展减小(相对于飞行构型)。这使得飞行器1在飞行期间能够具有相对较大的翼展(该飞行翼展超过机场门限)，同时当在地面上时仍然遵守机场门限、安全滑行道的使用等。

使可移动的机翼末梢装置本身来实现该在地面上的翼展减小是已知的。然而，本发明的第一实施方式提供了如现在将参照其他图进行说明的使机翼末梢装置在所述两种构型之间移动的改进的方法。

已经通过计算机辅助设计(cad)程序包产生了许多图。因而，应理解的是，图中的一些图包括构造线、以及/或者示出了实施方式的隐藏的、或内部的特征的一些线。

图3a至图6示出了机翼末梢装置7在机翼末梢装置7从飞行构型向地面构型移动时的不同时刻(并且来自不同的视角)的位置。

图3a和图3b为机翼3的端部的两个视图，其中机翼末梢装置7处于飞行构型。如图3a(其为正视图)中最佳地示出的，机翼的上表面和下表面在固定机翼5与机翼末梢装置7之间的接合部处是基本上连续的。固定机翼5和机翼末梢装置7的接合面边缘13、15包括可弹性变形的“p型”密封件(在图中不可见)，该可弹性变形的“p型”密封件在飞行构型中被压缩以对接合部进行密封并且阻止经过该接合部的空气动力学的泄漏流动。

飞行构型用于在飞行期间使用，因此重要的是将(由空气动力和/或惯性载荷引起的)机翼末梢载荷传递到固定机翼5中。在这方面，第一实施方式的固定机翼5包括三对固定栓17a、17b、17c。两对栓17a、17b从主翼梁19和前翼梁21的外侧端部突出，并且一对栓17c从翼梁的内侧结构23突出，使得一些载荷可以在内侧反作用于固定机翼5。机翼末梢装置7的支承框架25包括对应的孔27a至27c，所述对应的孔27a至27c衬有衬套，衬套设置成当机翼末梢装置7处于飞行构型时接纳栓17a、17b、17c。接合栓17a至17c/衬套27a至27c使得机翼末梢装置7中的载荷能够反作用于固定机翼5的翼梁19、21。

栓(和衬套)的纵向轴线沿外侧方向延伸，与翼梁19、21大致对准，并且大致处于固定机翼5的平面中。因此，接合栓17a至17c/衬套27a至27c在传递竖向载荷和向前/向后载荷(竖向载荷和向前/向后载荷是飞行期间由机翼末梢装置5经受的主要载荷)时特别有效。

栓17a至17c和衬套27a至27c在图3b和图13a至图13c中最佳图示，在所述图中为了清楚起见移除了机翼蒙皮。图3a还以虚线示出了成对的栓中的一对栓17a的放大视图，所述栓17a延伸通过支承框架25的根部25’中的衬套27a。

图4a和图4b示出了机翼末梢装置7朝向地面构型的第一运动阶段之后的机翼。机翼末梢装置7已经经历了在沿着机翼的外侧方向上(在图4b中由大箭头示出)的平移运动。重要的是注意到该运动仅是平移并且其不包括运动的任何旋转分量。已经发现通过离开飞行构型的该类型的初始运动产生了两个优点。首先，该运动平行于成对的栓17a至17c的轴线。因此这使机翼末梢装置7能够容易地与栓17a至17c断开接合(即栓17a至17c移动脱离衬套27a至27c)而不需要辅助机构来使栓缩回或者以另外方式来移动栓。其次，该平移运动在没有运动的相对旋转分量的情况下能够使“p型”密封件被破坏(即，分离)。已经发现在破坏密封件时具有运动的旋转分量增加了密封件的磨损，因此确保了线性分离易于使任何磨损最小化并且能够改进密封结构。

在本发明的第一实施方式中，至地面构型的运动是两阶段运动。第一阶段是如上并且参照图4a和图4b所描述的平移运动(即将密封件分离以及使栓移动脱离衬套)。第二阶段是以下参照图5a和图5b描述的旋转运动。

在第一运动阶段之后，机翼末梢装置7设置成旋转(并且仅旋转)至地面构型。如在图5a和图5b中示出的，绕位于机翼的上表面附近的铰链29旋转。机翼末梢装置7被旋转以将其带至略微过度竖向的位置(图5b)。该位置在几何学上是稳定的，并且还使所能够实现的翼展减小最大化。机翼末梢装置7通过锁保持就位(将参照图10b在以下更详细地描述)。

已经发现第二运动阶段是基本上纯的旋转是有益的，因为其避免了否则在外侧平移运动可能发生的翼展方面的任何增加。

机翼末梢装置7在从地面构型移动至飞行构型时也能够沿与上述运动的反向移动。换句话说，当移动成飞行构型(例如准备起飞)时，机翼末梢装置7首先绕铰链29向下旋转直至机翼末梢装置7与固定机翼5大致共平面。然后，机翼末梢装置7平移到栓17a至17c上使得栓17a至17c与衬套27a至27c接合并且使得机翼末梢装置7抵接固定机翼5的末梢，从而压缩接合面处的密封件。

参照本发明的第一实施方式的图3a至图5b的以上描述说明了机翼末梢装置7的两阶段运动的性质。该运动由位于固定机翼中的致动组件31来实现。在接下来的图6中示出并且现将描述致动组件31的细节。

图6是致动组件的分解视图。致动组件31包括滑动基架33，该滑动基架33容纳在固定基架35中。滑动基架33安装在两对弹簧加载转向架37上，使得滑动基架33能够以可滑动的方式沿着固定基架35的内部侧面内的两个相应的轨道39移动。滑动基架33包括唇状部41，该唇状部41突出通过位于固定基架35的顶部中的开口通道43从而形成了平移止挡特征(在下文更详细地讨论)。

固定基架35本身以固定的方式附接至位于固定机翼5的前翼梁与后翼梁之间的浴盆状配件45(参见图7a)。

滑动基架33包含铰接机构47，该铰接机构47包括主钟形曲柄49和从动连杆51。从动连杆51在一端处绕第一枢轴52枢接至主钟形曲柄49。从动连杆51在另一端处绕第二枢轴54枢接至机翼末梢装置7。主钟形曲柄49在一端处以可枢转的方式绕安装在滑动件53上的第三枢轴56安装，滑动件53设置成沿着滑动基架33中的中央导轨55移动。在钟形曲柄49的端部之间，钟形曲柄的中央在旋转连接部58处连接至包括两个线性致动器57的线性致动器组件57。该旋转连接部58被约束成沿着限定在滑动基架结构中的下垂槽61移动。

滑动基架33还经由位于滑动基架31远端处的铰链29连接至机翼末梢装置7。铰链的外端部包括肾形端盖63。端盖63设置成抵接(在飞行构型中)固定基架35上的抵接表面65从而形成旋转止挡特征(在下文更详细地讨论)。

图7a至7c示出了当机翼末梢装置7处于飞行构型时的致动组件31。此时，致动器57完全地缩回并且滑动基架33处于其最后面的位置(即最远的内侧)处使得其与固定基架35的端部齐平。滑动基架33上的从固定基架35中的开口通道43延伸出的唇状部41距通道的端部的直线距离为x。铰接机构47由致动器57尽可能远地拉回使得连杆51几乎是水平的。如在图7c中示出的，铰链29上的肾形端盖63被接纳成以紧密配合方式抵靠固定基架35的抵接表面65。

为了开始至地面构型的运动，并且更具体地为了实现该运动的第一阶段，致动器57被伸展。通过固定基架35上的抵接表面65阻止肾形端盖63旋转，并且因此机翼末梢装置7不能相对于致动组件31旋转。替代地，致动器57的伸展(经由铰接机构47，该铰接机构47由于存在旋转止挡件63、65而被迫作为刚性连杆)推动滑动基架33。这导致致动组件31相对于固定基架35的纯平移运动。该运动平行于栓17a至17c的轴线。由于机翼末梢装置7沿着铰链29联接至滑动基架33，因此该运动用作沿着栓17a至17c的长度推动机翼末梢装置7直到栓17a至17c脱离衬套27a至27c为止。在图8a至图8d中示出了栓17a至17c刚刚脱离衬套27a至27c的时刻。

如在图8a和图8b中最清楚地示出，滑动基架33的唇状部41在该点已经到达固定基架35中的通道43的端部(即图7a中的距离x仅比曾接纳在衬套27a至27c中的栓17a至17c的长度略微长一点)。唇状部41抵接通道43的端部并且阻止滑动基架33的超过该点的进一步线性运动。然而，旋转止挡特征63、65设计成使得在唇状部41抵接通道43的端部的同时，肾形端盖63同时地到达抵接表面65的端部(参见图8d)使得机翼末梢装置7自由而以绕铰链29旋转。

致动器57的持续伸展因此停止产生平移运动，并且替代地产生机翼末梢装置7绕铰链29的旋转(即，第二运动阶段)。如在图9a和图9b中最佳图示的，滑动基架33现保持静止但是铰接机构47沿着中央导轨55移动。钟形曲柄49上的旋转连接部58(致动器附接在该旋转连接部58处)的轨迹遵循下垂槽61(如在图10b中最佳示出的)。该槽61沿其第一半的形状设定为将连杆51保持如下定向：该定向与旋转连接部58以及第一枢轴52和第二枢轴54近似成一直线，并且将致动力传递到机翼末梢装置7的远离铰链29(即从铰链29偏移)的位置处。这产生了绕铰链29的力矩臂，该力矩臂用以使机翼末梢装置7向上旋转。

图9c和图9d示出了铰链的端盖当其脱离抵接表面时如何不再阻止旋转。

致动器57的持续伸展使机翼末梢装置7移动到地面构型(图10a和图10b中示出)，在地面构型中机翼末梢装置7直立在铰链29的上方。槽61的端部下垂使得沿着钟形曲柄49的力的主要分量持续作用以沿着导轨55拉动滑动件53，而不是仅针对导轨55产生大的竖向反作用力。在地面构型中，钟形曲柄49和从动连杆51形成过中心的锁定(在下文更详细地讨论)。

图10c示出了铰链29的端盖63当其脱离抵接表面65时如何继续允许旋转。

本发明的第一实施方式中的致动组件31已经设计成以快速的且容易的方式安装在飞行器固定机翼5上。特别地，致动组件31包括固定基架35和滑动基架33(滑动基架33包含铰接机构47)。由于致动组件31中的所有部件相对于固定基架35移动，因此在安装在机翼的翼梁19、21上之前固定基架35可以被简单地保持同时组件31经试验台测试。不需要在安装至固定机翼5期间或者安装至固定机翼5之后进行所有测试。这可以使致动组件31能够是“现场可替换单元”(lru)。

如图11和图12中示出的，固定基架35包括侧向延伸凸缘67，以便附接至固定机翼翼梁19、21上的浴盆形配件45(图12)。

致动组件31的安装以两个步骤的方式进行。参照图13a和图13b，致动组件31首先通过将组件从机翼的底部插入并且将固定基架凸缘67紧固至浴盆形配件45而相对于固定机翼5固定。现参照图13c，致动器57然后在一端部处附接至在翼梁19、21之间延伸的杆69，并且致动器57在另一端部处附接至钟形曲柄49上的旋转连接部58。

为了安装机翼末梢装置7，致动组件31将其构型设定处于地面构型(即致动器57完全伸展)。参照图14，机翼末梢装置框架结构25然后下降到铰链29中并且从动连杆51在从铰链29偏移的位置处附接至框架25。

返回参照图10b，铰接机构设置成使得当机翼末梢装置7处于地面构型时，主钟形曲柄49和从动连杆51处于过中心的位置。更具体地，第一枢轴52(位于钟形曲柄49与从动连杆51之间)不与第二枢轴54(位于连杆51与机翼末梢装置7之间)和第三枢轴56(钟形曲轴49在第三枢轴56处在滑动件53上枢转)在一条线上。这产生了过中心的锁定以将机翼末梢装置锁定处于地面构型。该锁定只能由致动器57的缩回来解锁。应理解的是，过中心的锁定也可以由同一致动器57当其伸展以将机翼末梢装置移动至地面构型时产生。因此，同一致动器设置成使机翼末梢装置移动并且形成/破坏将机翼末梢装置保持在地面构型的过中心的锁定。这消除了对于用于锁定/解锁机翼末梢装置处于地面构型的单独的致动器的需要。

图15a和图15b为机翼中沿着翼梁方向截取的截面图，图中示出了致动组件31，其中特别专注于固定基架35和滑动基架33之间的轨道和从动件装置，如现在将进行描述的：

滑动基架33在呈两对弹簧加载转向架71a、71b(在图15a和图15b的视图中仅可以看到每对71a、71b中的一个)的形式的从动件上被接纳在固定基架35的内侧。转向架71a、71b接纳在c形轨道73中——c形轨道73定形状在固定基架35的内表面中，并且能够沿着轨道73移动以使滑动基架33相对于固定基架35能够滑动运动(应理解的是，滑动运动不必然限于仅经由滑动接触的方式；根据本发明的该第一实施方式该术语还包括滚动接触)。

轨道73包括第一部分73a和第二部分73b，该第一部分73a具有相对宽的宽度wa(图15a和图15b中的竖向方向)，该第二部分73b位于相应的第一部分73a的外侧，该第二部分73b具有相对窄的宽度wb。

当机翼末梢装置7处于飞行构型时(参见图15a)，弹簧加载转向架71a、71b沿着轨道的第一部分定位。弹簧加载转向架71a、71b被弹性偏置向扩张定向，在该扩张定向中每个转向架呈使得转向架71a、71b的轮与轨道73的两侧都接触的角度(例如，转向架倾斜于轨道的纵向轴线使得一个轮与一侧相接触并且另一轮与另一侧相接触)。然而，弹簧偏置力相对较弱。因此，当机翼末梢装置经受载荷、比如飞行载荷时，弹簧加载转向架71a、71b不能提供任何载荷传递路径，以将这些力传递到固定机翼5中(转向架71a、71b在力的作用下将仅改变定向，而不是将力传递到固定机翼5中)。而是，载荷仅经由先前讨论的三对栓(17a至17c)和衬套(27a至27c)传递。

该结构确保了在装置处于飞行构型中时滑动基架33以及致动组件31的其他部件与位于机翼末梢装置7上的飞行载荷有效地隔离。因此，致动组件31不需要将尺寸设定成处理飞行载荷，从而使得致动组件是相对较小的和/或轻重量的。

如上所述，轨道73包括相对宽的部分73a和相对窄的部分73b两者。轨道73的形状设定成使得当机翼末梢装置已经经历了第一阶段的平移运动时，滑动基架沿着轨道73移动使得转向架71a、71b从轨道的宽的部分73a移动至窄的部分73b。轨道的窄的部分具有与转向架71a、71b上的轮的直径大致相同的宽度，使得转向架71a、71b被迫与轨道73的纵向轴线对准并且保持处于紧密配合。

在该平移运动之后，栓17a至17c脱离衬套27a至27c(参见以上参照图3a至图4b的描述)。因此，这些栓不能够用于传递任何载荷。然而，在本发明的第一实施方式中，由于转向架以紧密配合方式被接纳在轨道73的窄的部分73a中，因此致动机构在该阶段不再与机翼末梢载荷隔离；转向架不能在轨道的宽度内移动，并且因此便于将载荷传递到固定机翼5中。

本发明的实施方式意识到的是，一旦机翼末梢装置不再处于飞行构型，则来自机翼末梢装置的载荷通常较低，因为在该阶段通常不存在由飞行所引起的载荷(载荷通常仅是机翼末梢装置的重量和/或当机翼末梢装置被向上折叠时加载在机翼末梢装置上的强风)。因此，致动组件可以是相对轻重量的，但是仍可以设置成传递这些载荷。

尽管已经参照特定的实施方式描述和图示了本发明，但是本领域的技术人员将理解的是，本发明可以将其本身引向未在本文中具体图示的许多不同变型。

在前面的描述中提到具有已知的、明显的或可预见的等同物的整体件或元件时，那么这些等同物如同单独列出那样被并入在本文中。应当对权利要求进行参照以确定本发明的真实范围，权利要求应该被理解为包括任何这些等同物。读者也将理解的是，被描述为优选、有利、方便等的本发明的整体件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，这样的可选的整体件或特征虽然在本发明的一些实施方案中可能是有益的，但是在其他实施方式中可能是不期望的，并且因此可以缺省。