飞行器的机翼的制作方法

本发明涉及一种飞行器的机翼。

背景技术：

机翼包括主机翼、缝翼、以及连接组件，该主机翼具有限定主机翼的内部空间的外蒙皮，该连接组件用于将缝翼可移动地连接至主机翼，使得缝翼在缩回位置与至少一个伸展位置之间以预定运动可移动。缩回位置优选地是缝翼的用于巡航飞行的位置。在实例中，缝翼的一个伸展位置可以指代缝翼的用于起飞的位置。在更进一步的实例中，缝翼的至少一个伸展位置可以是缝翼的用于着陆的位置。连接组件可以被配置成使得缝翼在缩回位置与至少一个伸展位置之间以预定运动可移动，反之亦然。

机翼经常采用缝翼轨道来将缝翼可移动地连接至主机翼。缝翼通常连接至缝翼轨道的第一端部部段，使得缝翼轨道的移动引起缝翼相应的移动(优选地沿预定路径)。例如在起飞或着陆时，为了实现机翼更高的升力效应，缝翼将移动到伸展位置。特别地，在巡航飞行期间，缝翼移回到缩回位置。缩回位置与至少一个伸展位置之间的移动由连接组件支持和/或确保。然而，连接组件可能需要主机翼的前缘部分中相当大的空间，使得当缝翼移动到缩回位置时，缝翼轨道通常不得不穿透主机翼的前翼梁。为了允许缝翼轨道穿透主机翼的前翼梁，可能需要前翼梁中的开口。然而，主机翼的前翼梁后方的区域通常用作燃料箱的区域。结果是，可能从前翼梁中的开口开始设置单侧开放的管状空间。当缝翼处于缩回位置时，此空间于是可以用于接纳缝翼轨道的穿透前翼梁的部分。结果是，具有缝翼轨道穿透主机翼的前翼梁的可能性的主机翼的构造可能是复杂的构造。

技术实现要素：

因此，本发明的目的可以是提供一种具有更紧凑的连接组件的飞行器的机翼，该连接组件被配置成用于将缝翼可移动地连接至主机翼。特别地，连接组件被配置成使得在缝翼处于缩回位置时缝翼轨道不会穿透前翼梁可以是先进的。

根据本发明的第一方面，该目的通过权利要求1的主题得以解决。因此，该目的通过飞行器的机翼得以实现，其中，所述机翼包括：主机翼，所述主机翼具有限定所述主机翼的内部空间的外蒙皮；缝翼；以及连接组件，所述连接组件用于将所述缝翼可移动地连接至所述主机翼，使得所述缝翼在缩回位置与至少一个伸展位置之间以预定运动可移动。所述连接组件进一步包括长形并且弯曲的缝翼轨道。所述缝翼轨道的第一端部部段连接至所述缝翼。连接组件进一步包括第一支承件，该第一支承件布置在主机翼的内部空间内。所述连接组件更进一步地包括第二支承件，所述第二支承件与所述第一支承件间隔开、并且至少部分地布置在所述主机翼的内部空间之外。所述缝翼轨道由所述第一支承件和所述第二支承件可移动并且可旋转地支撑在所述主机翼上，使得所述第一支承件和所述第二支承件支持所述预定运动。

结果是，第一支承件和第二支承件用于将缝翼至少间接地支撑在主机翼上，使得缝翼相对于主机翼在缩回位置与至少一个伸展位置之间可移动。第一支承件布置在主机翼的内部空间内、尤其是完全布置在其内。然而，第二支承件至少部分地布置在主机翼的内部空间之外。效果是，第一支承件和第二支承件两者都可以被布置成靠近主机翼的前向前缘。

另外，缝翼轨道被配置为弯曲的缝翼轨道。效果是，缝翼轨道可以被设计成具有其沿弯曲的形状的短的长度和/或具有小的外部尺寸。换言之，缝翼轨道可以是紧凑的。因此，缝翼轨道可以包括弯曲的外部形状和/或弯曲的中心线。缝翼轨道的曲率可以与整个缝翼轨道本身有关或至少与缝翼轨道的一个部分或一个部段有关。例如，缝翼轨道可以包括弯曲形状的部段，该弯曲形状的部段被配置成与第一支承件和第二支承件接合。缝翼轨道的其余部段可以具有不同的形状。例如，缝翼轨道的第二端部部段和/或中间部段可以包括弯曲的外部形状和/或弯曲的中心线。然而，缝翼轨道还可以是完全弯曲的，从而产生完全弯曲的外部形状和/或完全弯曲的中心线。

作为缝翼轨道的曲率以及第一支承件和第二支承件的布置的结果，缝翼可以从伸展位置移动到缩回位置，而不需要主机翼的前缘部分中的用于缝翼轨道的大空间。特别地，即使在缩回位置中，也可能不需要缝翼轨道穿透主机翼的前翼梁。相反，缝翼轨道以及第一支承件和第二支承件可以被配置成使得缝翼轨道的第二端部部段在主机翼的内部空间内以弯曲的轨迹被引导，而不穿透前翼梁。在这种情况下，主机翼的前翼梁可以具有减小的复杂性和/或甚至可以确保主机翼的更高硬度。

支持缝翼的预定运动可以指代第一支承件和第二支承件在缝翼在缩回位置与至少一个伸展位置之间进行预定运动期间(反之亦然)引导缝翼轨道和/或保持缝翼轨道可移动/可旋转地连接至主机翼的能力和/或构型。特别地，支持缝翼的预定运动可以是指第一支承件和第二支承件的使得预定运动可以得以确保的构型。

在另一个实例中，缝翼轨道的第一端部部段可以牢固地连接至缝翼。结果是，缝翼可以是固定至缝翼轨道的第一端部部段的静止件。然而，缝翼轨道的第一端部部段与缝翼之间的其他连接也是可以的。

根据机翼的优选的实施例，缝翼轨道包括第二端部部段，该第二端部部段可以与第一端部部段相反。在实例中，缝翼轨道的第二端部部段可移动并且可旋转地连接至第二支承件，使得缝翼轨道的第二端部部段沿第二支承件所限定的预定路径可移动、同时经由引导件连接至主机翼。

在实例中，第二支承件可以被配置成沿预定弯曲的路径可移动、并且可旋转地连接缝翼轨道的第二端部部段。例如，第二支承件可以被配置为滑动引导件、滚轮引导件、或者被配置成用于实现如以上优选地描述的相应的功能另一种引导件。

根据机翼的优选的实施例，所述缝翼轨道的中间部段由所述第一支承件可移动并且可旋转地支撑在所述主机翼上。缝翼轨道的中间部段可以指代缝翼轨道的布置在缝翼轨道的第一端部部段与缝翼轨道的第二端部部段之间的部段。然而，缝翼轨道的中间部段不一定附接至第一端部部段和/或第二端部部段。

根据机翼的优选的实施例，缝翼轨道的中间部段包括恒定的剖面。因此，缝翼轨道的中间部段可以沿中间部段的弯曲轮廓包括恒定的外部尺寸、尤其是恒定的外直径和/或内直径。在实例中，缝翼轨道的中间部段包括缝翼轨道的径向方向上的恒定高度。由于弯曲的形状、优选的恒定的外直径和/或恒定的高度，第一支承件可以被配置成用于确保与缝翼轨道的中间部段持续接合。结果是，在第一支承件与缝翼轨道之间可以设置无反向间隙的连接。

根据机翼的优选的实施例，所述主机翼包括前翼梁，使得所述前翼梁和所述主机翼的外蒙皮限定所述内部空间的前部部分，其中，所述第二支承件完全布置在所述内部空间的前部部分内。效果是，第二支承件(尤其被配置为滚轮引导件)不会穿透主机翼的外蒙皮和/或主机翼的前翼梁。因此，第二支承件将不需要主机翼的前翼梁的增大的复杂性或外蒙皮的更高的复杂性。更进一步的效果是，可以通过较小复杂性来构建主机翼的在前部分。

根据机翼的另一个优选的实施例，所述连接组件和所述缝翼轨道被配置成使得在所述缝翼移动到所述缩回位置时，所述缝翼轨道的第二端部部段保持在所述主机翼的内部空间的前部部分中。缝翼可以借助于连接组件而相对于主机翼从伸展位置移动到缩回位置。结果是，缝翼轨道朝向主机翼的内部空间缩回和/或缩回到主机翼的内部空间中。如介绍中所描述的，在现有技术中这已经导致前翼梁被穿透。然而，本发明的连接组件和缝翼轨道被配置成使得即使缝翼移动到缩回位置，缝翼轨道的第二端部部段也保持在主机翼的内部空间的前部部分内。因此，缝翼轨道将不会穿透前翼梁。因此，可以通过较小复杂性来构建主机翼、尤其是前翼梁。

根据机翼的另一个优选的实施例，第二支承件被配置为长形引导件、尤其是长形的滚轮支承引导件，该第二支承件布置在主机翼内，其中，缝翼轨道的第二端部部段可移动并且可旋转地连接至该引导件，使得缝翼轨道的第二端部部段沿引导件所限定的预定路径、尤其是弯曲的路径可移动、同时经由引导件连接至主机翼。结果是，引导件可以被配置成用于引导缝翼轨道的第二端部部段，使得该缝翼轨道的第二端部部段在内部空间的内部、尤其是内部空间的前部部分的内部通过，使得缝翼轨道的第二端部部段不会穿透或碰撞主机翼的前翼梁。相反，引导件可以被配置成用于确保第二端部部段保持在主机翼的内部空间的前部部分的内部。

根据机翼的另一个优选的实施例，所述引导件是弯曲的引导件，使得所述路径的至少一个部段是弯曲的。在实例中，整个路径可以是弯曲的或路径可以是完全弯曲的。优选地，路径的曲率是恒定的。然而，在另一个实例中，曲率可以是非恒定的。相反，路径的不同部段可以具有不同的曲率。在另一个实例中，路径的至少一个部段是弯曲的。因此，即使引导件是弯曲的引导件，路径的另一个部段也可以不是弯曲的。在实例中，引导件可以包括具有直线形式的部分以及至少一个具有弯曲的形式的部分，使得引导件所限定的对应路径可以包括是直线部段的部段，以及至少一个是弯曲的、尤其完全弯曲的部段的另一部段。弯曲的引导件以及所得的为弯曲路径的路径可以提供的优点在于，缝翼的经由连接组件的移动将避免缝翼与主机翼之间的碰撞，同时提供进一步的优点。例如，连接组件、尤其是其弯曲的引导件可以被配置成使得缝翼至少基本上向前并且向下连续地移动，从而使得在缝翼处于伸展位置时缝翼可以位于主机翼的前向前缘的下方和前方。在另一个实例中，连接组件、尤其是其弯曲的引导件可以被配置成使得缝翼至少基本上首先向前移动并且然后以向下和向前的组合移动而移动，从而使得在缝翼处于伸展位置时缝翼可以位于主机翼的前向前缘的下方和前方。另外，路径的曲率可以被适配成使得沿该路径可以相继地到达至少两个伸展位置。这些伸展位置中的一个伸展位置可以指代缝翼的起飞位置，其中，另一伸展位置可以缝翼的着陆位置相关，反之亦然。

根据机翼的另一个优选的实施例，所述引导件和所述缝翼轨道被配置成使得所述路径的曲率与所述缝翼轨道的曲率一致。路径的曲率可以对应于或者可以被称为路径弯曲的中心线。缝翼轨道的曲率可以对应于或者可以被称为缝翼轨道弯曲的中心线。因此，缝翼轨道可以由连接组件、尤其是第一支承件和引导件(如第二支承件)引导，以便支持缝翼的预定运动，使得缝翼轨道的轨迹、并且其曲率或中心线将与路径的曲率或中心线一致。效果是，连接组件可以只需要主机翼的内部空间的前部部分中的相当小的空间。

根据机翼的另一个优选的实施例，所述引导件被配置为滚轮支承引导件。这种滚轮支承引导件还可以是弯曲的引导件。因此，可以以类似的方式参考先前提供的解释。滚轮支承引导件可以进一步提供较小摩擦的优点。例如，滚轮支承引导件可以包括引导导轨和引导滚轮。引导滚轮可以可旋转地连接至缝翼轨道的第二端部部段、并且进一步与引导导轨接合，使得引导导轨沿引导件所限定的路径引导引导滚轮。引导导轨可以是弯曲的引导导轨，尤其是至少部分地弯曲的引导导轨或完全弯曲的引导导轨。引导导轨的曲率可以表征引导件的曲率。效果是，引导导轨和引导滚轮可以彼此接合，使得缝翼轨道的第二端部部段沿引导件的弯曲的路径可移动、同时经由引导件连接至主机翼。

根据机翼的另一个优选的实施例，所述第一支承件被配置为包括滚轮对的滚轮支承件，其中，所述滚轮对中的至少一个滚轮被至少部分地布置在所述主机翼的内部空间之外。在实例中，滚轮对中的一个滚轮被部分地或完全地布置在主机翼的内部空间之外。因此，所述滚轮可以完全地或部分地布置在主机翼的前缘部分之外和/或上方。滚轮对中的另一个滚轮可以布置在主机翼的内部空间内。然而，在实例中，滚轮对中的另一个滚轮也可以部分地或完全地布置在主机翼的内部空间之外。

根据机翼的另一个优选的实施例，所述缝翼轨道的中间部段由所述滚轮对引导，使得所述滚轮对中的每个滚轮支撑所述缝翼轨道的中间部段的相反侧。效果是，可以确保高的引导能力。

根据机翼的另一个优选的实施例，所述缝翼轨道包括形成至少一个凹槽的h形剖面或u形剖面，其中，所述滚轮对与至少一个凹槽接合。

根据机翼的另一个优选的实施例，覆盖元件布置在所述主机翼的外蒙皮之外，使得所述覆盖元件至少部分地覆盖所述第一支承件的布置在所述主机翼的内部空间之外的至少的一部分。覆盖元件可以被称为保护板或防护板。效果是，可以保持遮蔽物远离第一支承件的布置在主机翼的内部空间之外的部分。效果是，可以确保第一支承件的操作具有更高的可靠性。

根据本发明的第二方面，本发明的目的是可以通过包括权利要求14的特征的飞行器来解决。因此，该目的可以通过包括如在本发明的第一方面的背景下描述的至少一个机翼的飞行器得以实现。

应当注意的是，优选的实施例、特征、效果、和/或优点虽然之前是在根据本发明的第一方面的机翼的背景下描述的，但是还可以以类似的方式(至少以类似的方式)涉及根据本发明的另一个第二方面的飞行器。

根据本发明的第三方面，本发明的目的是可以通过包括权利要求14的特征的连接组件得以解决。因此，该目的通过用于将缝翼可移动地连接至飞行器的主机翼、使得缝翼在缩回位置与至少一个伸展位置之间以预定运动可移动的连接组件得以实现。连接组件包括长形并且弯曲的缝翼轨道。缝翼轨道的第一端部部段被配置成连接至缝翼，其中，所述连接组件包括第一支承件，所述第一支承件被配置成机械地连接至所述主机翼的至少一个结构性部件，使得所述第一支承件至少部分地布置在所述主机翼的内部空间之外。所述连接组件包括第二支承件，所述第二支承件与所述第一支承件间隔开、并且被配置成机械地连接至所述主机翼的至少一个内部结构性部件，使得所述第二支承件布置在所述主机翼的内部空间内。所述缝翼轨道由所述第一支承件和所述第二支承件可移动并且可旋转地支撑，使得所述第一支承件和所述第二支承件支持所述预定运动。

应理解的是，在此不再重复关于飞行器的机翼提供的所有解释、实例、特征、效果、和/或优点，根据本发明的第三方面的连接组件本身旨在被配置成用于连接至主机翼的结构性部件，使得可以提供包括根据本发明的第一方面的相应连接组件的机翼的效果。因此，以上所提供的所有实例、解释、特征、效果、和/或优点虽然是关于根据本发明的第一方面的机翼的连接组件提供的，但是还旨在以类似的方式用于根据本发明的第三方面的连接组件、尤其用于连接组件的以下实施例中的至少一个实施例。

在实例中，主机翼的结构性部件还可以被称为机翼结构。在另一个实例中，结构性部件可以是主机翼的翼梁、主机翼的肋、和/或主机翼的桁梁中的至少一者。

根据连接组件的优选的实施例，连接组件被配置成机械地连接至主机翼的前缘肋、主机翼的肋的前向在前端部部段、前缘蒙皮、蒙皮的前向在前端部部段、和/或前翼梁。

根据连接组件的优选的实施例，缝翼轨道的中间部段由第一支承件可移动并且可旋转地支撑。

根据连接组件的另一个优选的实施例，其中，所述缝翼轨道的中间部段包括恒定的剖面。

根据连接组件的另一个优选的实施例，连接组件被配置成使得连接组件的第二支承件可完全布置在主机翼的内部空间的前部部分内，其中，主机翼包括前翼梁，使得前翼梁和主机翼的外蒙皮限定内部空间的前部部分。

根据连接组件的另一个优选的实施例，连接组件和弯曲的缝翼轨道被配置成使得在缝翼移动到缩回位置时，缝翼轨道的第二端部部段保持在内部空间的前部部分中。

根据连接组件的另一个优选的实施例，所述第二支承件被配置为布置在所述主机翼内的长形引导件，其中，所述缝翼轨道的第二端部部段可移动并且可旋转地连接至所述引导件，使得所述缝翼轨道的第二端部部段沿所述引导件所限定的预定路径可移动、同时可经由所述引导件连接至所述主机翼。

根据连接组件的另一个优选的实施例，所述引导件是弯曲的引导件，使得所述路径的至少一个部段是弯曲的。

根据连接组件的另一个优选的实施例，所述引导件和所述缝翼轨道被配置成使得所述路径的曲率与所述缝翼轨道的曲率一致。

根据连接组件的另一个优选的实施例，所述引导件被配置为滚轮支承引导件。

根据连接组件的另一个优选的实施例，第一支承件是滚轮支承件，该滚轮支承件包括滚轮对，其中，第一支承件被配置成机械地连接至主机翼的至少一个结构性部件，使得滚轮对的至少一个滚轮可以至少部分地布置在主机翼的内部空间之外。

根据连接组件的另一个优选的实施例，所述缝翼轨道的中间部段由所述滚轮对引导，使得所述滚轮对的每个滚轮支撑所述缝翼轨道的中间部段的相反侧。

根据连接组件的另一个优选的实施例，所述缝翼轨道包括形成至少一个凹槽的h形剖面或u形剖面，其中，所述滚轮对与所述至少一个凹槽接合。

附图说明

可以从以下对示例性实施例和/或附图的描述得到本发明的进一步特征、优点、以及应用可能性。因此，所有描述的和/或视觉描绘的特征以他们自身和/或以任何组合可以形成本发明的有利主题和/或特征，而与它们在各个权利要求中的组合或它们的相关性无关。另外，在附图中，相同的附图标记可以指示相同或相似的物体。

图1示意性地展示了根据本发明的飞行器的机翼的第一实施例在翼展方向上的截面视图。

图2示意性地展示了根据本发明的飞行器的机翼的一部分的第二实施例在翼展方向上的截面视图。

图3示意性地展示了根据本发明的飞行器的机翼的一部分的第三实施例在翼展方向上的截面视图。

图4示意性地展示了根据本发明的飞行器的视图。

具体实施方式

图1以根据本发明的优选的实施例的截面视图示意性地展示了飞行器(1)的机翼(2)。图4中示意性地展示了飞行器(1)的实例。

机翼(2)包括主机翼(4)、连接组件(12)、以及缝翼(10)。主机翼(4)的外蒙皮(6)限定了主机翼(4)的内部空间(8)。内部空间(8)优选地由裂口以及翼梁(28、29)划分开。在实例中，主机翼(4)至少包括前翼梁(28)和后翼梁(29)。因此，前翼梁(28)和主机翼(4)的外蒙皮(6)优选地限定内部空间(8)的前部部分(30)。

图2至图4各自以截面视图示意性地展示了机翼(2)的前向在前部分(具体是主机翼(4)的前向在前部分)、连接组件(12)、以及缝翼(10)的实施例。

如图2中示例性展示的，连接组件(12)被配置成用于将缝翼(10)可移动地连接至主机翼(4)。连接组件(12)进一步被配置成使得缝翼(10)相对于主机翼(4)在缩回位置与至少一个伸展位置之间以预定运动可移动。图2示意性地展示了移动到缩回位置的缝翼(10)。

图3示意性地展示了与图2所展示的机翼(2)基本上相同的机翼，而缝翼(10)移动到伸展位置。结果是，连接组件(12)允许在缩回位置与伸展位置之间移动和/或引导缝翼(10)，反之亦然。

连接组件(12)包括第一支承件(16)。第一支承件(16)优选地被配置为滚轮支承件。第一支承件(16)至少部分地布置在主机翼(4)的内部空间(8)之外。

连接组件(12)进一步包括第二支承件(14)。第二支承件(14)布置在主机翼(4)的内部空间(8)内、优选地完全布置在其内。进一步地，第一支承件(16)和第二支承件(14)彼此间隔开。这些支承件(14、16)中的每一个支承件可以机械地固定至主机翼(4)的至少一个内部结构性部件。例如，这些支承件(14、16)中的每一个支承件可以固定至至少一个翼梁、至少一个肋、和/或至少一个桁梁。

第二支承件(14)优选地被配置为长形引导件或长形滚轮支承引导件。因此，第二支承件(14)还可以被称为引导件(14)。

此外，连接组件(12)包括长形并且弯曲的缝翼轨道(18)。因此，缝翼轨道(18)可以由弯曲的外部形状和/或弯曲的外部轮廓来表征。特别地，缝翼轨道可以包括圆弓状截面形状。

缝翼轨道(18)通过第一支承件(16)和第二支承件(14)(尤其被配置为引导件)可移动并且可旋转地支撑在主机翼(4)上，使得第一支承件(14)和第二支承件(16)支持缝翼(10)尤其是在缩回位置与至少一个伸展位置之间的预定运动，反之亦然。在缝翼(10)的预定运动期间，缝翼轨道(18)可以相应地部分地“驶出”主机翼(4)的内部空间(8)或部分地“驶入”主机翼(4)的内部空间(8)。

缝翼轨道(18)的第一端部部段(20)连接至缝翼(10)。这种连接可以是牢固的固定连接。缝翼轨道(18)的另一部段可以可移动并且可旋转地连接至第二支承件(14)。缝翼轨道(18)的另一部段可以是缝翼轨道(18)的第二端部部段(22)。在第二支承件(14)被配置为引导件的情况下，缝翼轨道(18)的第二端部部段(22)可以可移动并且可旋转地连接至引导件(14)，使得缝翼轨道(18)的第二端部部段(22)沿引导件(14)所限定的预定路径可移动、同时经由引导件(14)连接至主机翼(4)。

进一步地，缝翼轨道(18)的中间部段(24)可以由第一支承件(16)可移动并且可旋转地支撑在主机翼(4)上，尤其使得第一支承件(16)和第二支承件(14)支持缝翼(10)的预定运动。缝翼轨道(18)的中间部段(24)可以指代缝翼轨道(18)的布置在缝翼轨道(18)的第一端部部段(20)与缝翼轨道(18)的第二端部部段(22)之间的部段。

连接点(26)可以指代缝翼轨道(18)的另一部段或第二端部部段(22)，缝翼轨道(18)在该连接点处可移动地连接至第二支承件(14)。在第二支承件(14)被配置为引导件、尤其是滚轮支承引导件的情况下，缝翼(10)从缩回位置移动到伸展位置时，连接点(26)可以朝向第一支承件(16)移动。为了允许尽可能小的力作用在第一支承件(16)和/或第二支承件(尤其被配置为滚轮支承引导件)(14)上，期望的是在连接点(26)与第一支承件(16)之间保持尽可能大的距离。

已经发现，如果第一支承件(16)的至少一个部段布置在主机翼(4)的内部空间(8)之外，则可以增加、尤其是尽可能多的增加连接点(26)与第一支承件(16)之间的距离。在实例中，第一支承件(16)的至少一部分向前延伸至主机翼(4)的前向前缘。将第一支承件(16)布置成使其至少部分地位于主机翼(4)的内部空间(8)之外的进一步结果是，第二支承件(14)(尤其被配置为滚珠支承引导件)可以被布置成更靠近主机翼(4)的前向前缘。效果是，缝翼轨道(18)(沿其弯曲的中心线)在第一端部部段(20)与相反的第二端部部段(22)之间的长度可以减小和/或相当短。在实例中，缝翼轨道(18)的长度可以被限制为某一长度，使得在缝翼(10)移动到其缩回位置时(例如图2中示意性地展示的)，缝翼轨道(18)的第二端部部段(22)将不会穿透主机翼(4)的前翼梁(28)。

在实例中，主机翼(4)包括前翼梁(28)，使得前翼梁(28)和主机翼(4)的外蒙皮(6)限定了内部空间(8)的前部部分(30)。因此，内部空间(8)的前部部分(30)可能与所谓的主机翼(4)的d形部段限定的内部空间(8)有关。优选的是，第二支承件(14)完全布置在内部空间(8)的前部部分(30)内。因此，第二支承件(尤其被配置为滚珠支承引导件)(14)可以不穿透外蒙皮(6)和/或主机翼(4)的前翼梁(28)。

在第二支承件(14)被配置为滚轮支承引导件(14)的情况下，缝翼轨道(18)的第二端部部段(22)可以可移动并且可旋转地连接至滚轮支承引导件(14)，使得缝翼轨道(18)的第二端部部段(22)沿滚轮支承引导件(14)所限定的预定路径、尤其是弯曲的路径可移动。结果是，防止了缝翼轨道(18)的第二端部部段(22)穿透穿过主机翼(4)的外蒙皮(6)穿出和/或穿过前翼梁(28)穿出。相反，连接组件(12)和缝翼轨道(18)可以被配置成使得缝翼轨道(18)的第二端部部段(22)保持(尤其是始终)在内部空间(8)的前部部分(30)内，尤其是即使缝翼(10)移动到缩回位置也是如此。

效果是，缝翼轨道(18)不穿透前翼梁(28)，使得减小了机翼(2)、尤其是主机翼(4)的复杂性。同时，可以满足机械要求，因为支承件(16)至少部分地布置在内部空间(8)之外、尤其是在内部空间(8)的前部部分(30)之外。这产生的效果是，尤其可以确保支承件(16)与缝翼轨道(18)的第二端部部段(22)或连接点(26)之间的预定的最小距离。因此，在机翼(2)的操作期间施加至支承件(16)和/或引导件(14)的机械力可以被限制到可接受的量。

已经发现，将第二支承件(14)配置为图1和图2中示意性展示的弯曲的引导件、尤其是弯曲的滚轮支承引导件(14)是有利的。弯曲的引导件(14)可以被表征为路径的至少一个部段是弯曲的。如图1和图2中示意性地展示的，滚轮支承引导件(14)所限定的路径可以不包括直线部段，而可以是完全弯曲的。在实例中，滚轮支承引导件(14)和缝翼轨道(18)被配置成使得滚轮支承引导件(14)所限定的路径的曲率与缝翼轨道(18)的曲率一致。结果是，缝翼轨道(18)的弯曲的中心线(40)将沿与滚轮支承引导件(14)的弯曲的中心线(38)一致的轨迹移动。因此，连接组件将需要主机翼(4)的内部空间(8)的前部部分(30)内的尽可能小的空间。

已经发现，第一支承件(16)的布置在主机翼(4)的内部空间(8)之外的至少一部分由遮蔽物保护是有利的。在实例中，覆盖元件(36)布置在主机翼(4)的外蒙皮(6)之外，使得覆盖元件(36)至少部分地覆盖第一支承件(16)的布置在主机翼(4)的内部空间(8)之外的至少一部分。因此，覆盖元件(36)可以布置在主机翼(4)的外蒙皮(6)之外、并且在第一支承件的(16)在主机翼(4)的外蒙皮(6)之外延伸的部分上方。效果是，可以提高第一支承件(16)的可靠性。

如之前所指示的，第二支承件(14)可以被配置为滚轮支承引导件(14)。例如，滚轮支承引导件(14)可以包括引导导轨(42)和引导滚轮(44)。引导滚轮(44)可以可旋转地连接至缝翼轨道(18)的第二端部部段(22)并且进一步与引导导轨(42)接合，使得引导导轨(42)沿滚轮支承引导件(14)所限定的(优选地弯曲的)路径引导引导滚轮(44)。效果是，引导导轨(42)和引导滚轮(44)可以彼此接合，使得缝翼轨道(18)的第二端部部段(22)沿滚轮支承引导件(14)的预定路径可移动、同时经由引导件(14)连接至主机翼(4)。

在另一个实例中，第一支承件(16)可以被配置为滚轮支承件(16)。滚轮支承件(16)可以包括滚轮对(46)。滚轮对(46)可以包括第一滚轮(48)和第二滚轮(50)。如图1和图2中示意性地指示的，可以优选的是，滚轮对(46)的至少第一滚轮(48)至少部分地布置在主机翼(4)的内部空间(8)之外。结果是，包括滚轮对(46)的第一支承件(16)可以布置在靠近主机翼(4)的前向前缘的区域中。

在另一个实例中，缝翼轨道(18)的中间部段(24)由滚轮对(46)引导，使得滚轮对(46)的每个滚轮(48、50)支撑缝翼轨道(18)的中间部段(24)相反侧。结果是，可以提供对缝翼轨道(18)的良好限定的引导。

根据另一个优选的实例，机翼(2)可以包括驱动单元(52)。驱动单元(52)可以布置在主机翼(4)的内部空间(8)中，尤其是在内部空间(8)的前部部分(30)中。驱动单元(52)优选地被配置成用于直接或至少间接地驱动缝翼轨道(18)，使得可以驱动缝翼轨道(18)，以便使缝翼(10)在缩回位置与至少一个伸展位置之间移动，反之亦然。

根据另一个实例，飞行器(1)可以包括如以上示例性地描述的机翼(2)。图4中示意性地展示了飞行器(1)。