专利名称：带有可回缩翼端件的翼的制作方法
技术领域：
本发明涉及沿翼展方向、翼弦方向、及翼厚方向伸展的翼，所述翼尤其适于带可回缩翼端件之航空器的使用。本发明的使用由杠杆机构达成，其可使得翼端件进行包括转动分量和平动分量的枢转运动。
背景技术：
此类带有可回缩翼端件的翼是公知的，例如，用于由航空母舰运送的航空器的翼。为了保证停泊航空器时其所需的空间尽可能地小，在所谓的入库过程中，使得翼尖折叠，藉此减小航空器在其翼展方向的伸展。此处，公知的系统包括简单的襟翼机构，其例如经由铰链通过折叠运动相对于主翼绕翼端件的单旋转轴线折叠起来，即，所述襟翼机构可回缩。当用于飞行过程中的航空器时，翼端件经由铰链通过折叠运动沿这一单旋转轴线向外翻出，并且到达其飞行位置。这两种翻折操作通常都由地勤人员手动完成或者在机械装置的帮助下完成，并且通常翼端件业已翻出之后还会有锁定操作。为了保证安全的飞行操作，特别是为了防止翼端件在飞行过程中的意外回缩，必须进行锁定。现有系统的不足之处恰恰在于折叠机构的结构简单，即，需要手动完成翻折操作。由于翼端件的较长路径上发生回缩，因此使得翻折机构自动化的开销相当大。至少在翻折过程中，这会造成极差的杠杆比，其造成的后果就是必须由致动器施加非常大的力。由此，一方面需要复杂而又昂贵的致动器，另一方面又会使得翻折运动机构的结构须加固。除了制造成本提高之外，这会使得组件的重量更大，从而使得飞行操作的效率低下。然而，在特殊应用场合下，翻折运动最好或者甚至是必须自动完成的。尤其是对于自动进行翼端件的回缩和伸出。例如，当需要将较大的航空器(特别是大翼展尺寸的货运航空器或洲际航空器)降落至较小的机场时，尤是如此。尽管取决于降落跑道的长度，较大的航空器也可降落在较小的机场，但小机场通常受限于在其上活动之航空器的最大翼展。除了活动区域上的跑道宽度和厚度之外，也必须关注停泊位置，尤其是须关注所谓的航站楼的指廊。因此，使用可翻折的翼端件总体上是有用的，但仅限于这样的结构，即，能够在航空器着落后离开跑道时或在航空器起飞前进入跑道后，保证所述翼端件立即翻折，以使得仅在起飞或降落跑道上实现全翼展。
发明内容
本发明旨在解决现有系统的上述问题。具体地，本发明旨在提供可折叠的翼端件，尤其是用于这一目的的运动机构，其能够使得翼的翼端件自动枢转并藉此达成可用于各种情况安全的装置以及在整个枢转运动达成可靠的力传递。具有如独立权利要求I所描述之特征的翼达成了上述目的。附属权利要求描述了较佳实施例。根据本发明的实施例，提供了用于航空器的翼，所述翼沿翼展方向、翼弦方向、及翼厚方向伸展，翼包括带有支撑主翼结构的主翼或主翼体；带有支撑翼端件结构的翼端件；及杠杆运动机构，其使得翼端件相对于主翼在伸展状态和回缩状态之间进行枢转运动，在伸展状态下，翼端件和主翼形成连续的流线型体，并且在回缩状态下，翼端件相对于主翼从伸展状态向内折叠。杠杆动力机构包括至少第一和第二杠杆机构，它们利用各第一铰链装置安装至主翼结构上，并且利用各第二铰链装置安装至翼端件结构上，其中第一杠杆机构的第二铰链装置和第二杠杆机构的第二铰链装置沿翼端件的翼展方向相互分开，并且第一杠杆机构的第一铰链装置与第二杠杆机构的第二铰链装置沿主翼的翼展方向相互分开。具体地，翼设计为，第一及/或第二铰链装置中至少有一个将安装于其中的杠杆机构的运动自由限制为旋转自由度，以使杠杆运动机构将翼端件相对于主翼的枢转运动界定为转动分量和平动分量。在伸展或者空气动力工作状态下，由翼端件和主翼形成连续流线型体形成这样的翼形态，即空气动力效率较高且界定出交通工具或者具体说航空器的工作翼形态。处于伸展状态下的翼端件可为完整翼的一部分，所述完整翼中，，位于其与主翼进行过渡的位置处的翼端件在主翼的位于翼端件处的端部延长了主翼的方向。或者，所述翼端件可为翼尖小翼，当处于工作状态系，翼尖小翼形成为主翼的外部伸展以减小主翼外端处的旋涡。根据本发明的这一实施例，翼尖小翼可回缩，即，可折叠以使翼端件的外部朝向主翼结构移动。具体地，本发明的第一杠杆机构包括连接至第一接头和第三接头的第一杠杆，所述第一接头和所述第三接头将所述第一杠杆与所述主翼结构连接，其中所述第一和第三接头可实现为旋转轴承。此外，本发明的第二杠杆机构包括连接至第四接头和第五接头的第二杠杆，所述第四接头和所述第五接头将所述第二杠杆与所述主翼结构连接，其中所述第一和第三接头可实现为旋转轴承。一般地，本发明的翼沿翼展方向、翼弦方向、及翼厚方向伸展，并且较佳地可用于航空器。本发明的翼一般可为航空器或交通工具上的流线型体。具体地，本发明的翼包括带有支撑主翼结构的主翼，支撑主翼结构包括用于加固主翼的主翼盒，本发明的翼还包括实现为独立于主翼的构件的翼端件，所述翼端件带有支撑翼端件结构，所述支撑翼端件结构包括加固翼端件的翼端件盒。本发明的主翼结构和翼端件结构例如包括称为主翼盒或翼端件盒的组件。公知地，可将翼桁和翼肋连接或固定至主翼盒内及/或翼端件盒内，而所述主翼盒内及/或翼端件盒上附接有包括外流面的外蒙皮。主翼安装至交通工具的主体，即，主翼分别附接至航空器的机身或者机动车的主体。本发明还提供了使得翼端件在其伸展状态与回缩状态相对于主翼进行枢转的杠杆运动机构。这些杠杆运动机构包括两个杠杆机构，它们分别安装在主翼结构的各第一铰链装置中和翼端件结构的各第二铰链装置中。因此，各杠杆机构设有两个铰链装置。本发明的铰链装置设计为，用于连接杠杆机构与翼端件结构的铰链装置沿翼端件的翼展方向相互隔开，并且用于连接杠杆机构与主翼机构的铰链装置沿主翼的翼展方向相互隔开。此外，第一及/或第二铰链装置中至少有一个将安装于其中的杠杆机构的运动自由限制为旋转自由度，以使杠杆运动机构将翼端件的相对于主翼的枢转运动界定为转动分量和平动分量。换言之，铰链运动机构包括四个铰链运动机构，其中主翼结构和翼端件结构上分别设有两个铰链运动机构。本发明中，各铰链装置界定出各杠杆机构与各结构(即主翼结构或翼端件结构)之间的铰链接头。这样，主翼结构和翼端件结构通过杠杆运动机构(即更广义地，通过铰链装置和杠杆机构)连接在一起。一个可能的实施例中，杠杆运动机构构成主翼结构与翼端件结构之间唯一的连接。换言之，在该情况下，杠杆运动机构在翼端件结构与主翼结构之间的枢转过程中传递所有由重量和加速所产生的主动负载。设置两个铰链机构，其分别包括两个根据本发明适于进行连接的铰链装置，可实现本发明的四铰链运动机构。通过至少一个铰链装置将翼端件的运动自由度减少为仅具有单一的旋转自由度可将翼端件与主翼之间的相对移动或枢转运动限制为简单的可能的转动。与现有的简单折叠机构相比，本发明所描述的位于沿各翼展方向相互隔开位置的各铰链装置的构造定义出比现有的简单折叠运动更为复杂的枢转运动。具体地，主翼结构 中的各铰链装置形成沿主翼翼展方向相互隔开的旋转轴线，并且翼端件结构中的各铰链装置形成沿翼端件翼展方向相互隔开的旋转轴线。因此，所述四铰链装置总共界定出四条旋转轴线，这四条旋转轴线根据本发明进行交互运动，藉此通过杠杆机构达成连接，从而使得翼端件可进行不仅仅包括转动分量而且还包括平动分量的枢转运动。由此，可进行带有转动分量和平动分量的复杂枢转运动，从而可根据不同环境的应用在杠杆机构中达成理想的力分布。改变各铰链装置的实际布置并且同时观察本发明所设定的参数，就能够改变枢转运动，并因此能改变枢转过程中的杠杆比或力比。可以此种方式调整复杂的枢转运动就使得能够在枢转运动过程中调整复杂负载情况。这意味着，在枢转运动的过程中，根据各枢转位置上的杠杆比，各种负载情况都可在杠杆机构和铰链装置中占主导地位。可这样进行变化，即，为了其机械稳定性，可在铰链装置和杠杆机构这两者上施加较少的负载，即，在枢转运动过程中临时达到的最大值。对于翼的整体构造而言，这意味着杠杆机构和铰链装置都可以设计得更简单，特别是更轻，枢转过程中较小的机械负载可达成更长时间的稳定性，并因此使得本发明的翼提高了工作可靠性。由于可进行复杂的枢转运动，这就使得本发明的翼适于配备杠杆运动机构的自动致动。尽管在现有的用于简单折叠运动的系统中，无法受到影响的铰链在折叠过程中会有负载渐增的情况，但本发明的翼可进行这样的配置，即，在枢转运动的复杂渐增过程中，特别是在枢转运动过程中的复杂的力渐增，杠杆运动机构包括根据各致动形式进行调整的复杂负载渐增，并因此能够首先以高效的方式自动执行枢转运动。因此，根据本发明的枢转运动与如现有系统中现有的通过铰链进行简单折叠运动有本质的区别。本发明的枢转过程有两个极限情况，S卩，翼端件的伸展状态和翼端件的回缩状态。本发明中，翼端件的“伸展状态”系指翼端件相对于主翼处于这样的位置，即，适于以飞行状态使用翼。本发明中，翼端件的“回缩状态”表示翼的最大翼展减小到最小，S卩，大致减小到主翼的翼展延伸。在“回缩状态”下，翼端件从其伸展状态或者说符合空气动力学的工作状态向内折叠。根据不同的应用，回缩状态可表示回缩至不同的角度。例如，根据需要，即，根据机场的最大允许翼展，回缩位置可在使得翼端件相对于主翼稍稍提起与完全展开(即，翼端件相对于主翼处于基本垂直的位置)之间。本发明的翼还可配置为铰链装置其中至少之一设计为可吸收弯矩，其力矩向量横穿各杠杆机构的长度方向，并且横穿各杠杆机构的旋转轴线。换言之，这种铰链装置可使得翼端件结构相对于主翼结构处于稳定位置。具体地，具有此种配置的铰链结构因此可使得翼端件相对于主翼具有扭转强度和挠曲刚性。这意味着，由于至少一个本发明铰链结构的配置，翼端件仅可以单个旋转自由度相对于主翼移动。此外，至少一个铰链装置也对翼端件进行防护，以抵抗扭矩或弯矩，即，其作用在翼端件上以试图使得翼端件扭曲或弯曲从而脱离这一旋转自由度。这样就进一步增强了本发明翼的稳定性。翼端件相对于主翼的枢转运动具有经慎重选择的自由度与扭矩和弯矩必须作明确的区分，所述经慎重选择的自由度通过释放铰链装置中的旋转自由度而达成，而扭矩与弯矩迫使翼端件与主翼发生相对移动而与铰链装置的可能的旋转自由度无关。这样，此类扭矩和弯矩通常不仅发生于飞行操作期间(即，翼端件处于展开状态)，而是主要发生于枢转过程本身。由于仅利用杠杆运动机构以最简单的方式沿翼端件与主翼之间的力传递路径进行枢转过程，因此枢转运动最容易受扭矩和弯矩的影响。从而，如本发明所述地对至少一个铰链装置进行进一步的开发，可使得翼端件在枢转运动过程中更稳定，并且使得枢转过程更容易自动化。所述至少一个可以吸收扭矩和弯矩的铰链装置的配置有两个最基本的概念。一方面，铰链装置能够包括旋转轴承，所述旋转轴承沿旋转轴线有相对较长的轴线延伸。具体地，本发明所使用之旋转轴承的轴向延伸是其径向延伸的若干倍，尤其是大于四倍。这使其可支撑上述的弯矩。作为代替或者除此之外，铰链装置可配置为包括一个以上的铰链，例如，包括两个或两个以上设计为旋转轴承的铰链。这样设置所述两个或两个以上的铰链，即，其共同形成共用的旋转轴线，并且，由于这些铰链相互隔开，因此可利用相互抵靠的旋转轴承支撑杠杆机构的弯矩。本实施例的关键因素在于杠杆机构刚性固定至两个旋转轴承，即以本发明的方式经由杠杆机构进行连接。这样，本发明的杠杆机构可设计为H形杆，以使本发明的杠杆机构分为两个相互隔开并且由中心连接网刚性连接在一起的杠杆。此外，本发明的翼还可有利地包括支撑机构，其设计为，在翼端件处于展开状态下，除直接位于翼端件结构与主翼结构之间的杠杆运动机构之外，所述支撑机构还提供另一条力传递路径。这样，在展开状态下(即，当翼处于飞行状态)，可使得本发明的翼有额外的稳定性。所述第二力传递路径使得翼端件超静定地安装在主翼上，尤其是翼端件结构超静定地安装在主翼结构上。因此，设有两条力传递路径，其中在飞行工作中作用在翼端件上的负载可由杠杆运动机构以及由支撑机构形成的第二力传递路径这两者所抵消。例如，此类负载系在飞行工作过程中作用的空气负载，其大小不定并且其定向会根据飞行环境发生变化。必须注意的是，第二力传递路径可承担杠杆运动机构上部分或全部的负载。然而，根据本发明，使杠杆运动机构的卸掉一部分负载已经有机会将这些杠杆运动机构设计得更轻，并因此成本效益更高并且使得航空器的能耗效益更高。飞行工作(即翼端件处于展开状态)过程生成的负载中，主要的负载是经由支撑机构传递至主翼结构。从机械角度而言，由于两条力传递路径系两条平行的力传递路径，因此即使较弱的平行路径的杠杆运动机构处于这一平行力传递路径中，也没有问题。换言之，支撑机构的第一力传递路径与杠杆运动机构的第一力传递路径进行桥接。然而，根据支撑机构结构上的形态，也可不将杠杆运动机构用作力传递路径，并且仅将支撑机构用作单独的力传递路径。这样，将杠杆运动机构配置为仅在枢转过程中作用负载，以节约额外的材料厚度并节约翼在巡航飞行工作中的重量。根据本发明，翼的支撑机构可包括凸部以及与凸部相对应的凹部。本发明中，凸部和凹部这样相对应地位于翼端件结构和主翼结构中，即，在回缩过程中，当翼端件进行枢转运动的同时凸部离开所述凹部，并且在展开过程中，当翼端件进行枢转运动的同时凸部进入凹部。换言之，在翼端件的展开状态下，凸部下降进入凹部，并且在枢转过程中以及当翼端件处于回缩状态下，凸部与凹部相互分离。这样，凸部的下降(即，使得凸部进入凹部)可作为对翼端件的机械支撑，特别是对主翼结构上的翼端件结构的机械支撑。本发明中，这些凸部可将径向力传递入凹部。尽管本发明的凸部基本为圆柱形及/或圆锥形，但其他的截面形状也包含在发明的范围之内，尤其是多边形的截面形式。由于无需使用较长的凸部，圆锥形凸部的使用特别有利，藉此使得凸部更容易进入凹部。只有使用本发明的翼，尤其是本发明的杠杆运动机构，才能使得凸部在枢转过程结束时锁定入凹部。只进行折叠运动的现有系统中，折叠运动仅涉及旋转。因此，仅沿轴向延伸的凸部无法在旋转运动过程中移动进入凹部。会发生卡死，从而使得翼端件无法完全展开。只有本发明的铰链装置的配置以及随之产生的本发明枢转过程中有转动分量和平动分量组合才能使得凸部进入凹部。本发明中，无论是翼端件结构中的凸部进入主翼结构中的凹部，还是相反，都有相同的效果。同时设置这两者变化情况也是可行的。在凸部包括地靠着凹部的连续边缘支撑的连续垫圈的情况下，除了径向的力支撑之外，还能够由突出部提供轴向力支撑。这样，此类支撑机构只留一个自由度而在其他所有的自由度上将翼端件结构固定在主翼结构上。这一仅有的自由度使得凸部可移出凹部。例如，也可通过在凸部与凹部之间设置卡合附接或某些其他机械上可脱离(即，可反向生成的)的连接，而实现这一仅有的自由度。从而，翼端件结构不会变得完全锁定至处于展开状态下的主翼结构。因此，凸部和凹部形式的支撑机构可允许至少沿一个方向传递力，否则就是沿多个方向传递力。作为对齐(尤其是凸部与凹部的轴向方向的对齐)与由此形成的可能的力传递方向的可调整对齐的函数，简单的向量计算，即，向量的加和减，可作为对齐函数用来计算作用在翼端件上的空气负载的残余负载。这样，至少通过支撑机构抵消部分的空气负载。减去翼端件上的负载向量以及支撑机构上的可传递力分量之后剩下的残余力向量必须通过杠杆运动机构抵消。正是由于这一需要被抵消的残余力的量被实质地减小，才使得杠杆运动机构能够造得更简单，更轻，并因此成本效益和设计效率更高。支撑机构的另一个有利之处在于其包括分别位于主翼结构和翼端件结构上的挡块，当翼端件处于展开状态时，所述挡块相互支撑。当然，在回缩状态下设有此类挡块还有一个额外的优点是，可独立于处于回缩状态下的翼端件的杠杆运动机构进行安装。此类挡块使得处于展开状态的支撑机构具有特别简单的形态。特别是在枢转不包括向上的运动时(大多数场合都不包括)而包括向下运动的情况下，所述用于支撑机构的挡块可更容易地抵消主负载，特别是从底部向上作用在翼上的空气负载，并且因此与高升力直接相关联而由此通过支撑机构的所述挡块抵消航空器的重力。尽管挡块比上述凸部与凹部形式支撑机构的不利之处在于其基本仅以单一的力方向传递力，但挡块的主要优点在于其形成较大的接触面积，并由此形成有较大的力作用在较大的面上从而形成较低的表面压力，并从而形成较小的材料负载。本发明的挡块包括大致平坦的表面，也包括可沿若干方向提出力传递能力的波浪形的表面。本发明的杠杆运动机构还可包括主翼结构中的第一和第四接头，所述主翼结构中设有旋转轴承形式的铰链装置。此外，该实施例的杠杆运动机构还包括翼端件结构中的第三和第五接头，所述翼端件结构中也设有旋转轴承形式的铰链装置。本发明中，第一杠杆机构在第一和第三接头之间延伸，而第二杠杆机构则在第四和第五接头之间延伸，并且各杠杆机构可旋转地安装至各旋转轴承。应注意，如前所述，杠杆机构和铰链装置都可沿若干个平面延伸。铰链装置可有一个以上的旋转轴承，并且杠杆运动机构可有一根以上的杠杆。然而，一个铰链装置的所有旋转轴承具有同一旋转轴线，及，界定出大致共用的移动能力。由于其结构，杠杆机构的各杠杆仅可绕由所述两个铰链装置界定出的共用旋转轴线旋转。本发明中，各铰链之间是否刚性连接并无不同。具体地，根据本发明翼的一个实施例第一杠杆机构包括连接至第一接头和第三接头的第一杠杆，第一接头和第三接头将第一杠杆与主翼结构连接，第二杠杆机构包括连接至第四接头和第五接头的第二杠杆，第四接头和第五接头将第二杠杆与主翼结构连接。根据本发明翼的另一实施例，翼还包括致动器，其使得杠杆运动机构运动从而使得翼端件相对于主翼进行枢转运动，其中致动器通过第六接头可旋转地连接至主翼结构或翼端件结构，并且致动器的与第六接头隔开一定距离的一部分通过与各第一铰链装置隔开一定距离的第二接头可旋转地安装至第一及/或第二杠杆机构，其中致动器设计为对第二接头与第六接头之间的长度进行调节。根据本发明翼的另一实施例，作为对前述特征的替代或者是附加地，翼包括旋转致动器，旋转致动器包括安装在主翼结构上的主体和致动器杠杆，致动器杠杆通过与各第一铰链装置隔开一定距离的第二接头连接至第一及/或第二杠杆机构，由此使得杠杆运动机构进行运动从而使翼端件相对于主翼进行枢转运动。通过使得四个旋转运动叠加可达成翼端件枢转运动。第一杠杆机构绕主翼结构一侧的铰链装置旋转，而翼端件结构随之绕第一杠杆机构的相应铰链装置旋转。类似地，第二杠杆机构绕主翼结构侧的铰链装置旋转，而翼端件再次绕第二杠杆机构的相应铰链装置旋转。所有四个旋转运动共同使得翼端件结构可相对于主翼结构作复杂的枢转运动。较佳地，本发明的翼设有致动器，所述致动器使得翼端件通过杠杆运动机构相对于主翼进行枢转运动，并且可旋转地安装在具有旋转轴承的主翼结构内的第六接头中。例如，该致动器可设计为平动致动器，其以公知的方式通过液压，气动，电动，或纯机械致动。然而，还可包括所述致动器为旋转致动器的实施例，最简单的就是使用电动机。对杠杆运动机构进行致动可包括转动机构和平动机构的组合。较佳地，致动器的与第六接头相对的端部通过独立于杠杆运动机构的四个铰链的第二接头可旋转地安装至杠杆运动机构。换言之，杠杆运动机构的第二接头因此包括另一旋转轴承，在所述旋转轴承与第六接头的旋转轴承之间对杠杆运动机构进行致动。对于平动致动器，第二与第六接头之间的距离可变，从而可沿回缩方向或展开方向使得杠杆运动机构进行枢转运动。然而，第二接头(即，致动器作用于杠杆运动机构的接头)也可位于两个设于翼端件结构内的铰链装置其中之一中。然而，必须防止主翼结构的两个铰链装置中的一个被致动。这样，由于所有这三个接头都位于主翼结构中的适当位置，一方面第一与第六接头之间的距离不会发生变化，另一方面第四与第六接头之间的距离也不会发生变化。必须这样选择杠杆运动机构中的致动器的工作接头(即，第二接头)，即，所述接头生成的结果杠杆比，一方面确保致动器的致动路径(即，转动路径或平动路径)相对于致动器的尺寸足够小，另一方面使得致动力(即，沿两个进行枢转运动所必须的力)也变得尽可能地小。也可通过如前所述的四铰链运动机构形式的铰链装置结构达成上述选择。只有这样的情况下，才能够对致动器的工作接头进行变化，并因此变化枢转运动力和致动器路径。较佳地，本发明翼的两个杠杆机构可沿翼弦方向相互隔开。这一情况下，翼弦方向系指整个翼，即，其中的翼端件处于展开状态的翼。两个杠杆机构沿翼弦方向相互隔开的好处在于，这样的杠杆运动机构可分为若干个部件而保持杠杆运动机构的功能。在翼端件结构及/或主翼结构区域空间有限的情况下，这一优点特别有利。具体地，这可达成这样的设计，即，无论是翼端件结构还是主翼结构都不必有缺口。因此，可使得本发明的翼具有高度稳定的翼端件结构和主翼结构，同时杠杆运动机构配置的灵活性使得本发明的翼端件仍然可进行枢转运动。当然，至少有一个杠杆运动机构包括独立的杠杆也是可行的，这些独立的杠杆仍然沿翼弦方向相互隔开。在一个可能的实施例中，例如，第二杠杆设置为位于主翼结构内的中心H形杆，而第一杠杆机构的两个独立杠杆在主翼结构的相对两侧位于主翼结构的外侧。由于第一杠杆机构的两个独立的杠杆不必连接在一起，因此主翼结构不必有缺口，并且第一杠杆机构与第二杠杆机构之间无需连接。如前所述，较佳地，两个杠杆机构中至少有一个设计为沿翼弦方向延伸的H形杆。H形杆的形态使得杠杆机构可分为两个单独的杠杆，其通过中心网相互连接。这可达成扭转强度，如前所述。本发明的另一个优点是，本发明的翼端件结构可利用至少一个沿主翼结构的伸展件沿着翼展方向伸展。沿所述翼端件结构的所述翼展方向，在所述伸展件与所述翼的翼尖相反的端部处，在翼端件结构上设有杠杆运动机构的两个铰链装置中的一个。因此，该伸展件增加了翼端件结构的长度，藉此生成翼端件结构与主翼结构之间的一种交叉。当然可重复设置这种交叉，即，以一个以上伸展件的形式，并且可使得杠杆运动机构有更有利的力与行程比的设计。本发明中，翼端件结构的其中一个铰链装置离翼端件结构的重心尽可能地远。基于合力杠杆比，相应铰链装置的负载由此减小。本发明的这一实施例还示出了根据本发明设置铰链装置和杠杆机构可在枢转运动过程中对力与杠杆比进行有利的调节，而这是带有简单折叠机构的现有系统无法做到的。较佳地，本发明的两个杠杆机构中至少有一个沿翼展方向设于翼端件结构的伸展件与主翼结构之间。通过将两个杠杆机构中的至少一个设于主翼结构之内可使得本发明的翼达成另外的优点。因此，上述两个实施例的组合包括将所有的杠杆机构布置在不超过翼轮廓的区域，所述翼轮廓包围主翼结构和翼端件结构。从而，一方面可以受保护的方式容纳杠杆机构，另一方面可预测杠杆机构的不破坏空气动力学的区域(即，翼的外轮廓)中的翼空气动力学。为本发明的翼设置界定出主翼轮廓的蒙皮可达成另外的优点。主翼的这一轮廓有利地可谓流线型轮廓，就如翼轮廓在航空器飞行的向前运动中生成高升力一样。蒙皮具有至少一个这样设计的开口，S卩，其使得杠杆运动机构及/或翼端件及/或翼端件结构的部分可在翼端件的枢转过程中移动。由此，杠杆运动机构，翼端件，或翼端件结构的各组件的枢转运动范围可伸展超过主翼的翼轮廓。较佳地，为各开口设置至少一个护罩，在翼端件处于展开状态下护罩覆盖各开口。当为展开状态下(即飞行状态)设置护罩时，主翼的流线型轮 廓不因存在开口而受到破坏。然而，开口使得翼端件可自由地以所需的方式枢转。从而，本发明的杠杆运动机构也可与就空气动力学而言必须的或经济效益更高的翼几何形状组合，特别是针对复杂的枢转运动过程而言。较佳地，所述护罩还对开口进行自动密封。例如，通过使得各护罩这样与翼端件结构弹性连接而达成，即，在翼端件的展开状态下抵靠着各开口按压护罩。例如，可通过弹性元件，弹性塑料，或弹簧元件达成弹性结构。较佳地，可提供限制护罩进行自由运动的导向机构，以使得护罩仅沿一个方向自由运动，并且沿一个方向抵靠开口按压护罩，例如，抵靠开口边缘处的挡块。
下文将参考附图描述本发明的示意性实施例，并且术语“左”、“右”、“上”、及“下”均指称附图，并且标有一般、清晰的标号，其中图Ia为处于展开状态的根据本发明的杠杆运动机构的示意图；图Ib示出了枢转过程中根据图Ia的杠杆运动机构；图Ic示出了处于回缩状态的根据图Ia和Ib的杠杆运动机构；图2为主翼结构及位于其中的杠杆机构的等轴测图；图3a为根据本发明的带有翼盒和翼端件盒的翼的等距图，其中未示出杠杆与翼盒和翼端件盒的连接；图3b为根据本发明的带有翼盒和翼端件盒的翼的等距图，其中通过示例示出杠杆与翼盒和翼端件盒的连接；图4为根据本发明的带有翼端件结构伸展件的翼的侧视图；图5为对图4实施例稍作变化的实施例的俯视图； 图6为图4实施例的等轴测图；图7为凸部和凹部形式的支撑机构的实施例；图8为对根据图7的支撑机构进行支撑时的移动方向；图9为根据本发明的护罩的实施例；图10为支撑机构的另一实施例；且图11为支撑机构的另一实施例。
具体实施例方式本发明的示意性实施例中，采用上述装置和方法以使得翼端件相对于主翼枢转。本发明实施例的详细描述仅是示意性的，而非对本发明范围的限制。尤其是，数值可高于或低于在此给出的数值范围，而仍然在本发明的范围之内。所描述的实施例包括不同的特征，并非所有的本发明实施例都需所有这些特征。本发明的一些实施例仅使用某些特征或特征的可能的组合。除此之外或作为代替，本发明的描述/图示为单个单元的部分可存在于两个或两个以上的物理上独立但合作实现所描述/图示之功能的实体。除此之外或作为代替，描述/图示为两个或两个以上物理上独立的部分可集成入一个单独的物理上实体以进行所描述/图示的功能。所描述多个本发明实施例以及包括多个所描述特征之不同组合的本发明实施例都可包括在所有可能的组合中，包括但不限于，使用在任何其他实施例的语境下使用一个实施例语境所描述的特征。具体地，方法语境下描述的特征可用于表征装置，并且装置语境下描述的特征可用于表征方法。本发明的范围仅由所附的权利要求界定。本发明的说明和权利要求中，“包括”，“含有”，“具有”等类似用语，都用于表征该动词的一个或多个宾语不必是作为该动词宾语的部件，组件，元件，或部分的完整集合。通过引用的方式完整结合本文所引的所有文献及/或专利及/或产品说明，如同通过引用的方式单独结合入本文。现参考图Ia Ic描述杠杆运动机构60的四铰链运动机构的基本功能。标号102代表翼100的基本基准线，即翼轴102。翼轴102系指整个翼100，即主翼20和处于展开位置的翼端件40。图Ia示出了处于展开位置的杠杆运动机构60。此位置中，翼端件40因此沿翼轴102伸展。接头P1，P3，P4，及P5的结构布置系本发明的关键。这四个接头表示四个铰链装置的位置，其包括杠杆运动机构60的四铰链运动机构。接头Pl和P4为铰链装置62的相对于主翼结构22固定在适当位置的接头。接头P3和P5表示铰链装置62上的相对于翼端件结构42固定在适当位置的接头。第一杠杆机构Hl在接头Pl和P3之间伸展，而第二杠杆机构H2在接头P4和P5之间伸展。这样，两个杠杆机构Hl和H2将翼端件结构42和主翼结构22连接在一起。优选地，本发明还可包括接头P2和P6，其图示为致动器80的优选结构。接头6也相对于主翼结构22固定在适当位置，而接头P2刚性连接至杠杆运动机构60。接头P2和P6分别设有旋转轴承，可进行平移运动的致动器80被支撑在所述旋转轴承中。通过两接头P2和P6之间的距离变化，可使得杠杆运动机构60进行运动，从而可使得翼端件40进行枢转运动。接头P2的确切位置，即，致动器80的旋转轴承如何设置于杠杆运动机构60上，不会造成不同结果。关键因素是接头P2不与接头Pl或P4重合。取决于使得接头P2可位于杠杆机构Hl，杠杆机构H2，及接头P3或P5其中之一上，甚至容纳在翼端结构42中的独立连接中，枢转过程中可有不同的力比。然而，接头P2的结构不会影响枢转运到本身。若接头P2与P6之间的距离发生变化，则致动器80通过其位于接头P2上的压接接头移动杠杆Hl，以使其远尚接头P6，并由此远尚王翼结构22。此时，接头P2的平移运动推动杠杆Hl绕接头Pl进行旋转运动。由于接头P4也在主翼结构22中固定至适当位置，并且通过两个杠杆机构Hl和H2以及两个铰链装置在接头P3和P5中形成杠杆连接，因此也引起杠杆H2绕接头P4中的铰链装置62旋转。两个杠杆机构Hl和H2的旋转运动使得所述杠杆机构Hl和H2与其定点位于接头P3和P5上的翼端件结构42所成的相应角度发生变化。这样，翼端件结构42的后续转动也伴随有翼端件结构42的平动。具体地，各杠杆机构相对于翼端件结构42的角度变化造成了枢转运动的复杂度。枢转运动结束于如图Ic所示的情形，即，翼端件结构处于回缩状态的位置。这种情况下，翼端件结构42并不完全折叠(B卩，成90° )，而是仅向上回缩以使得翼端件结构42与翼轴102成锐角。进一步增大接头P6与P2之间的距离可容易地进行进一步的回缩，甚至与翼端件结构42交叠。图Ia Ic所示的实施例中,接头P1、P6、及P2成一直线这一*清形从技术上表示枢转过程的结束。然而，必须避免形成这一状态，因为使得翼端件结构42再次枢转而离开这一状态所需的力会因为这一情况下的行程和杠杆比增大而变得无穷大。图2为等轴测地示出根据本发明的主翼和主翼结构22的实施例。本实施例中，主翼结构22为大致的正方形而用作主翼盒，其中第二杠杆机构H2位于主翼结构22的内腔室中。第二杠杆机构H2 —分为二，即，第二杠杆机构H2具有两根杠杆。第二杠杆机构H2的两 根杠杆沿主翼20的翼弦方向隔开，并且通过中心横穿杆甚至是H形杆或连接网相互连接。第二杠杆H2的两根杠杆都包括接头P4和接头P5，所述各接头中形成有一个旋转轴承(图2未示出)形式的铰链装置62。设于该处的旋转轴承用于在接头P4处将杠杆机构H2与主翼结构22连接，并且在接头P5处将杠杆机构H2与翼端件结构42 (图2未示出)连接。分为两个独立杠杆的第一杠杆机构Hl示出为独立于第二杠杆机构H2。然而，第一杠杆机构Hl中的两个杠杆并不在结构上相互连接，而是在这一主翼结构22的相对两侧位于主翼结构22之外。在图2的右侧，第一杠杆机构Hl的杠杆与在两接头P2和P6之间伸展的致动器80连接。此处的关键因素在于，无论是第一杠杆的各杠杆之间，还是第一杠杆机构Hl与第二杠杆机构H2之间，都不存在连接。相反，只要将铰链装置62设置成，如上述地利用接头P3和P5连接翼端件结构42以及利用接头Pl和P4连接主翼结构22就足够。具体地，图2示出了 带有支撑主翼结构22的主翼20、带有支撑翼端件结构42的翼端件40、及执行翼端件40相对于主翼20在伸展状态和回缩状态之间进行枢转运动的杠杆运动机构60，在所述伸展状态下，翼端件40和主翼20形成连续的流线型体，在所述回缩状态下，翼端件40相对于主翼20从所述伸展状态向内折叠。杠杆运动机构60至少包括第一和第二杠杆机构Hl和H2，它们利用各第一铰链装置162a，262a ;62a-l，62a_2安装至主翼结构22上，并且利用各第二铰链装置162b，262b ;62b_l，62b_2安装在翼端件结构42上，其中第一杠杆机构Hl的第二铰链装置162b，262b ;62b_l，62b_2和第二杠杆机构H2的第二铰链装置162b，262b ;62b-l，62b-2沿翼端件40的翼展方向SWR-40相互分开，并且第一杠杆机构Hl的第一铰链装置162a, 262a与第二杠杆机构H2的第二铰链装置62a_l,62a-2沿主翼20的翼展方向SWR-20相互分开。如图2所示，铰链装置162b，262b ;62b_l，62b-2 ； 162b, 262b ;62b_l，62b_2其中至少之一设计为可吸收弯矩，其力矩向量横穿各杠杆机构Hl，H2的有效杠杆臂的纵向方向，并且横穿各杠杆机构Hl，H2的有效杠杆臂的旋转轴线。根据本发明，第一杠杆机构Hl包括连接至第一接头Pl和第三接头P3的第一杠杆LI，第一接头Pl和第三接头P3将第一杠杆LI与主翼结构22连接，并且第二杠杆机构H2包括连接至第四接头P4和第五接头P5的第二杠杆L2，第四接头P4和第五接头P5将第二杠杆L2与主翼结构22连接。
如图3b所示，接头P5可连接至翼端件结构42的例如为托架或安装架形式的一部分或伸展部42-2。接头P3也可连接至翼端件结构42的也例如为托架或安装架形式的一部分或伸展部42-1。例如，接头P4可连接至主翼22的例如为托架或安装架形式的一部分或伸展部22-1。翼100可包括致动器80，其使得杠杆运动机构60运动从而使得翼端件40相对于主翼20进行枢转运动，其中致动器80通过第六接头P6可旋转地连接至主翼结构22或翼端件结构42，致动器80的与第六接头P6隔开一定距离的一部分通过与各第一铰链装置162a，262a ;62a_l，62a_2隔开一定距离的第二接头P2处可旋转地安装至第一及/或第二杠杆机构Hl和H2，其中致动器80设计为对第二接头P2与第六接头P6之间的长度进行调节。 除此之外或作为代替，翼100包括旋转致动器80和致动器杠杆，所述旋转致动器80包括安装在主翼结构20上的主体，所述致动器杠杆通过与各第一铰链装置162a，262a ；62a-l，62a-2隔开一定距离的第二接头P2连接至第一及/或第二杠杆机构Hl和H2，由此使得杠杆运动机构60进行运动从而使翼端件40相对于主翼20产生枢转运动。主要参考图Ia Ic描述的运动机构(尤其是通过该运动机构可实现的枢转运动)也可使用如图2所示的杠杆机构Hl和H2并不相互连接的实施例。此处，仅接头P1，P3，P4，和P5中的各铰链装置62的构造是关键的，其中接头P3和P4以及设于其中的铰链装置62沿翼端件40的翼展方向SWR-40相互隔开，而接头Pl和P4中的铰链装置62沿主翼20的翼展方向SWR-20相互隔开。这使得可达成如图Ia Ic所示意的枢转运动。图3为图2实施例的等轴测图，但示出了带有其翼端件结构42的翼端件40。由于图3仍然为分解图，因此仅示意性地示出了杠杆运动机构60。具体地，铰链装置62设计为旋转轴承，并且示意性地示出为位于杠杆机构Hl和H2的各杠杆的端部。特别要注意,如图2所示设于接头P3和P5上的各铰链装置62未与翼端件结构42连接。但是必须进行连接以使得杠杆运动机构60具有完整的功能。如图3所示，本发明的杠杆运动机构60另一个关键优点在于结构上不需要有缺口，即翼端件结构42与主翼结构22中。相反，杠杆运动机构60的功能独立于各杠杆机构Hl和H2之间的连接件。图4为图3实施例之改进的侧视图。设置伸展件44以将杠杆机构Hl与翼端件结构42连接，所述伸展件44增加了翼端件结构42离开翼端件40的翼尖的长度。这一延长使得接头P3离翼端件结构42的重心尽可能地远，藉此通过延长的杠杆臂减少接头P3中铰链装置62内的负荷。这样，伸展件44至少设置在翼100的一侧，即，翼端件结构42的一侧，但也可设置其他侧，具体地，例如可设在如图5所示的相对侧。由此，形成了分叉的实施例，即，翼端件40的翼端件结构42至少包围主翼20的主翼结构22的一部分。图4还示出了图4实施例的修改，S卩，伸展件44带有作为支撑机构70的一部分的凸部72。下文将参考图7详细描述凸部72及其功能。图5还示出了同样处于展开状态的翼端件结构42。简明起见，仍然示意性地示出了两个杠杆机构Hl和H2，而未示出铰链装置62。简明起见，图5也未示出两个杠杆机构Hl和H2与主翼结构22或翼端件结构42的连接。然而，图5的实施例也用于进行如图Ia Ic所详细示意的枢转运动。
图6为图4和5实施例的等轴测图，但未示出凸部72。如图所示，两个伸展件44沿主翼20 (具体为其主翼结构20)的外侧伸展，并且根据其本身的形状分叉地包围所述主翼结构20。特别是当第一杠杆机构Hl的另一杠杆位于主翼结构22的相对侧(图6的后侦U时，这样是有意义的，因为这使得主翼结构22与翼端件结构42得以连接。由此，第一杠杆机构Hl的杠杆就可都位于伸展件44的外侧，并且可与图6所示相反地位于伸展件44与主翼结构22外侧之间。图7示出了本发明支撑机构70的实施例。支撑机构70包括凸部72和凹部74的相互关联。本示意性实施例中的凹部74设于主翼结构22中，而凸部72设于翼端件结构42上。自然，倒过来也可使得将凹部74设在翼端件结构42中，并且将凸部72设于主翼结构22上。虚线示出了凸部72的主轴线，图7的实施例中，该虚线同时还表示设计成部分为圆锥形部分为圆柱形的凸部72的旋转轴线。凸部72的这一主轴线与圆形截面的凹部74的主轴线重合。然而，这只是使得翼端件结构42相对于主翼结构22进行纯粹的平移运动的理想情况。然而，由于这一讨论的运动涉及转动和平动的结合，不会发生这一理想情况。然而，由于凸部72的至少一部分为圆锥形，因此可抵消所述枢转运动的旋转分量，只要有足够的平动分量将凸部72进入凹部74。只有在凸部72的圆锥形头部非常大或者凸部72与凹部74之间选定的间隙足够大时，才可能有完全的旋转运动。然而，这种情况下，无法以所需的方式保证力的传递。沿着凸部72的主轴线凸部72进入凹部。图7的实施例在凹部74中设有内衬套，所述内衬套一方面用作磨损部件，另一方面又为了通过减小摩擦而便于凸部72进入凹部74以及从其取出。凸部72与凹部74之间的距离(即，间隙)相对较小。具体地，可使用沿径向将力从凸部72传递到74然后传递到主翼结构22的座部。此外，凹部74上的翼端件结构42触碰其外边缘是有利的，因为这样可将沿压力方向(即，进入凸部72的方向)的轴向力从翼端件结构42传递至主翼结构22。这一情况下，凸部72进入凹部74之后唯一剩下的自由度是将凹部74从凸部72取出之方向的轴向。所有其他方向都得以覆盖，并且可用于将力从翼端件结构42传递至主翼结构22。图8也示出了包括转动分量和平动分量的枢转运动与支撑机构(例如，凸部72)的主轴线对齐之间的关系。图8的实施例中，用于支撑机构70的凸部72设于两个不同的位置。各凸部72的主轴线并不相互平行，而是相互成角度地伸展。大箭头表示由刚性地固定至翼端件结构42的凸部72所进行的枢转运动。这些枢转运动与由翼端件40进行的枢转运动相同，因此也与翼端件结构42本身进行的枢转运动相同。明显，这些枢转运动并非是纯粹的旋转运动，而是包括旋转运动和平移运动的叠加。在翼端件40的展开状态下，凸部72的主轴线界定出力传递的主方向，例如，可通过图7所示的凹部74的连续边缘上的挡块进行传递。例如，在空气负载沿翼厚方向FDR作用的情况下，翼厚方向FDR可分解为凸部72的各凸部主轴线方向分量和合力方向分量。这样,可通过支撑机构70传递加入凸部72的主轴线方向上的分量，而由杠杆运动机构60 (具体地，致动器80)单独支撑余下的分量。以此方式，在翼端件40处于展开状态的巡航操作过程中，支撑机构70使得杠杆运动机构60不处于紧张状态，尤其是使得致动器60不处于紧张状态。
图9示出了为蒙皮110中的开口 112设置护罩46的实施例。若翼端件结构42的伸展件44的如图9所示的枢转范围超过翼100的轮廓，则此类开口 112是必不可少的。如图9所示，就展开而言，伸展件44在枢转运动期间向下移动，并因此超过界定出轮廓的蒙皮110。此处，伸展件44以及支撑机构70的凸部72必须经由开口 112离开翼轮廓，并且在枢转过程中经由开口 112突出，并且根据回缩的情形，在回缩状态下，亦是如此。为了保证在巡航操作中能够达可能的最有利情况，通过图示为弹簧的弹性连接在伸展件44上设置护罩46。利用弹簧形式的弹性连接，抵靠着蒙皮110的相应挡块按压带挡块的护罩，以使得在翼端件40的展开状态下基本连续地覆盖开口 112，从而使得对翼100的轮廓尽可能少地被中断。这样，可将尤其会越过翼100之轮廓的复杂枢转运动与有利的符合空气动力学的翼几何形状结合在一起。图10示出了本发明主翼20的支撑机构70的另一实施例。本实施例中，较之图7的实施例，凸部72和凹部74的布置相对于各结构42和22进行对换。因此，凹部74设于翼端件结构42中，而凸部72设于主翼结构22中。凸部72和凹部74两个元件的对齐也发生了变化。凸部72的主轴线不再表示支撑方向。相反，凹部74是支撑机构70的可移动部件。此外，凹部74可设计为其可与凸部72锁定，如图10所示。为此，在凹部74上设置凸部72可进入其中的开口，并且所述开口带有两条对角线，两条对角线之间的距离沿朝向凹部74的方向越来越小。两条对角线的最小距离(亦可称为进入帮助部)至少要小于凸部72在要与凹部74结合的区域中的最大径向伸展尺寸。这样，所述对角线将翼端件结构42的位于所述对角线后的各部分分开一些，以使得凸部72可进入凹部74。一旦凸部72已结合入凹部74，所述对角线则立即恢复至图10所示的位置。所述对角线之后的材料基本为放松的，并且这一插入卡合可确保凸部72至少在某一力的范围内不会移出凹部74。若分离力超过这一力范围，例如，由于翼端件结构42的回缩，则所述对角线后的材料再次被分开，并且凸部72可从凹部74脱开。图11示出了支撑机构70的另一代替实施例。本实施例与图7的实施例大致相同。然而，本实施例中的凸部72并不分为圆柱形区和圆锥形区，而是通过其轴向伸展形成凸曲面。某一实施例中，凸部72的护套面的曲面区域中可至少包括椭圆体的形状，并且其端部由两个圆形表面形成。此处，凸部72的曲率可有利地反映进入线的对齐，所述进入线并不沿直线行进而是通过翼端件结构42的转动和平动沿曲线行进。由于恒定曲率不会在凸部72中形成可能会导致被钩住或卡住的肩状部，这可更佳地将凸部72进入凹部74。标号列表20 主翼22主翼结构40翼端件42翼端件结构44伸展件46 护罩60杠杆运动机构62铰链装置
70支撑机构72 凸部74 凹部80致动器100 翼102 翼轴110 蒙皮112 开口Pl第一接头P2第二接头P3第三接头P4第四接头P5第五接头P6第六接头Hl杠杆运动机构的第一杠杆H2杠杆运动机构的第二杠杆FTR翼弦方向FDR翼厚方向SffR翼展方向SWR-20主翼的翼展方向SWR-40翼端件的翼展方向
权利要求
1.一种用于航空器的翼(100),所述翼包括 主翼(20)，其带有支撑主翼结构(22)， 翼端件(40)，其带有支撑翼端件结构(42)，及 杠杆运动机构(60)，其使得所述翼端件(40)相对于所述主翼(20)在伸展状态和回缩状态之间进行枢转运动，在所述伸展状态下，所述翼端件(40)和所述主翼(20)形成连续的流线型体，并且在所述回缩状态下，所述翼端件(40)相对于所述主翼(20)从所述伸展状态向内折叠，所述杠杆运动机构￠0)包括 至少第一和第二杠杆机构(Hl，H2)，它们利用各第一铰链装置(162a，262a;62a-l，62a-2)安装至所述主翼结构(22)上，并且利用各第二铰链装置(162b，262b ;62b_l，62b_2)安装至所述翼端件结构(42)上，其中所述第一杠杆机构(Hl)的第二铰链装置(162b，262b)和所述第二杠杆机构(H2)的第二铰链装置(62b-l，62b-2)沿所述翼端件(40)的翼展方向(SWR-40)相互分开,并且所述第一杠杆机构(Hl)的第一铰链装置(162a, 262a)与所述第二杠杆机构(H2)的第二铰链装置(62a-l，62a-2)沿所述主翼(20)的翼展方向(SWR-20)相互分开。
2.如权利要求I所述的翼(100)，其特征在于，所述铰链装置(162b，262b;62b-l，62b-2 ； 162b, 262b ;62b_l，62b_2)其中至少之一设计为可吸收弯矩，其力矩向量横穿所述各杠杆机构(H1,H2)的有效杠杆臂的长度方向，并且横穿所述各杠杆机构(H1,H2)的有效杠杆臂的旋转轴线。
3.如前述权利要求中任一项所述的翼(100)，其特征在于，设有支撑机构(70)，所述支撑机构(70)设计为，在所述翼端件(40)处于展开状态下，除直接位于所述翼端件结构(42)与主翼结构(22)之间的所述杠杆运动机构(60)之外，所述支撑机构(70)还提供另一条力传递路径。
4.如权利要求3所述的翼(100)，其特征在于，所述支撑机构(70)包括凸部(72)和与所述凸部(72)相对应的凹部(74)，所述凸部(72)和凹部(74)这样相对应地位于所述翼端件结构(42)和主翼结构(22)中，即，在回缩过程中，当所述翼端件(40)进行枢转运动的同时所述凸部(72)离开所述凹部(74)，并且在展开过程中，当所述翼端件(42)进行枢转运动的同时所述凸部(72)进入所述凹部(74)。
5.如权利要求3或4所述的翼(100)，其特征在于，所述支撑机构(70)包括分别位于所述主翼结构(22)和翼端件结构(42)上的挡块，当所述翼端件(40)处于所述展开状态下所述挡块相互支撑。
6.如前述权利要求中任一项所述的翼(100),其特征在于， 所述第一杠杆机构(Hl)包括连接至第一接头(Pl)和第三接头(P3)的第一杠杆(LI)，所述第一接头(Pl)和所述第三接头(P3)将所述第一杠杆(LI)与所述主翼结构(22)连接， 所述第二杠杆机构(H2)包括连接至第四接头(P4)和第五接头(P5)的第二杠杆(L2)，所述第四接头(P4)和所述第五接头(P5)将所述第二杠杆(L2)与所述主翼结构(22)连接。
7.如前述权利要求中任一项所述的翼(100)，其特征在于，所述翼(100)包括致动器(80)，其使得所述杠杆运动机构(60)运动从而使得所述翼端件(40)相对于所述主翼(20)进行枢转运动，其中所述致动器(80)通过第六接头(P6)可旋转地连接至所述主翼结构(22)或所述翼端件结构(42)，并且所述致动器(80)的与所述第六接头(P6)隔开一定距离的一部分通过与所述各第一铰链装置(162a，262a ;62a-l，62a-2)隔开一定距离的第二接头(P2)可旋转地安装至所述第一及/或第二杠杆机构(Hl，H2)，其中所述致动器(80)设计为对所述第二接头(P2)与所述第六接头(P6)之间的长度进行调节。
8.如权利要求I 7中任一项所述的翼(100)，其特征在于，所述翼(100)包括旋转致动器(80)，所述旋转致动器(80)包括主体和致动器杠杆，所述主体安装在所述主翼结构(20)上,所述致动器杠杆通过与所述各第一铰链装置(162a, 262a ;62a_l, 62a_2)隔开一定距离的第二接头(P2)连接至所述第一及/或第二杠杆机构(HI，H2)，由此使得所述杠杆运动机构(60)进行运动从而使所述翼端件(40)相对于所述主翼(20)进行枢转运动。
9.如前述权利要求中任一项所述的翼(100)，其特征在于，所述两个杠杆机构(H1，H2)沿翼弦方向(FTR)相互隔开。
10.如前述权利要求中任一项所述的翼(100)，其特征在于，所述两个杠杆机构(H1，H2)中至少有一个设计为沿所述翼弦方向(FTR)伸展的H形杆。
11.如前述权利要求中任一项所述的翼(100)，其特征在于，所述翼端件结构(42)利用至少一个沿所述主翼结构(22)的伸展件(44)沿着翼展方向(SWR)伸展；并且沿所述翼端件结构(42)的所述翼展方向(SWR-40)，在所述伸展件与所述翼(100)的翼尖相反的端部处，在所述翼端件结构(42)上设置所述杠杆运动机构(60)的所述两个铰链装置(62)中的一个。
12.如权利要求11所述的翼(100)，其特征在于，所述两个杠杆机构(H1，H2)中至少有一个沿所述翼展方向设于所述翼端件结构(42)的伸展件(44)与所述主翼结构(22)之间。
13.如前述权利要求中任一项所述的翼(100)，其特征在于，所述两个杠杆机构(H1，H2)中至少有一个设于所述主翼结构(22)的内侧。
14.如前述权利要求中任一项所述的翼(100)，其特征在于，设有界定出所述主翼(20)的轮廓的蒙皮(110)，所述蒙皮(110)具有至少一个这样设计的开口(112)，S卩，其使得所述杠杆运动机构(60)及/或翼端件(40)及/或翼端件结构(42)的部分可在所述翼端件(40)的枢转过程中移动，并且其特征还在于，包括为各所述开口(12)设置至少一个护罩(46)，在所述翼端件(40)处于所述展开状态下所述护罩(46)覆盖所述各开口(112)。
15.如权利要求14所述的翼(100)，其特征在于，各所述护罩(46)这样与所述翼端件结构(42)弹性连接，即，在翼端件(40)的展开状态下抵靠着所述各开口(112)按压所述护罩(46)。
全文摘要
本发明涉及用于航空器的沿翼展方向、翼弦方向、及翼厚方向伸展的翼，其带有可回缩的翼端件(42)。使用了机械杠杆系统(H1，H2)，其可使得翼端件进行包括转动分量和平动分量的枢转运动。本发明的杠杆运动机构包括两个杠杆机构(L1，L2)，它们分别设有两个铰链装置(P1，P3，P4，P5)。
文档编号B64C3/56GK102985321SQ201180034127
公开日2013年3月20日 申请日期2011年5月3日 优先权日2010年5月3日
发明者伯恩哈德·施利普夫, 泽维尔·休 申请人:空中客车运作有限责任公司