具有扭矩构件的机翼襟翼及其形成方法与流程

本发明大体涉及飞机，更具体地，涉及具有与襟翼主体的至少一部分一体形成的扭矩构件的飞机机翼襟翼以及形成机翼襟翼的方法。

背景技术：

固定翼飞机通常包括能够调整和控制飞机飞行的各种飞行控制表面。例如，安装在机翼后缘的襟翼改变了机翼的有效轮廓，从而改变了机翼的升力特性。在某些类型的襟翼系统中，内侧襟翼包括用于在收起位置和展开位置之间移动襟翼的扭矩构件。通常，扭矩构件延伸到机身的侧面中，或者延伸到机身的机翼整流罩结构中，并且联接到控制襟翼运动的襟翼支撑机构。

在许多襟翼系统中，扭矩构件是具有圆形截面形状的管状结构，通常称为扭矩管。扭矩管通常联接到襟翼的结构构件，例如内侧肋。然而，要获得适当的结构和载荷支承性能，可能需要重型扭矩管和大型复杂的联接件，这增加了飞机的重量和成本。此外，一些襟翼系统利用故障保护扭矩管，该扭矩管包括双扭矩管设计，这进一步增加了飞机的成本、重量和复杂性。

因此，本领域技术人员继续在飞机机翼襟翼致动领域进行研究和开发。

技术实现要素：

在一个示例中，所公开的机翼襟翼包括襟翼主体和与襟翼主体的至少一部分一体成形的扭矩构件。

在一个示例中，所公开的飞机机翼包括机翼主体和机翼襟翼。机翼襟翼包括可移动地联接到机翼主体的襟翼主体并包括与襟翼主体的至少一部分一体成形的扭矩构件。

在一个示例中，所公开的方法包括将扭矩构件与襟翼主体的至少一部分一体成形以形成机翼襟翼的步骤。襟翼主体被构造成与飞机的机翼可移动地联接。扭矩构件被构造成联接到飞机的襟翼致动器。

根据以下详细描述、附图和所附权利要求，所公开的机翼襟翼和方法的其它示例将变得显而易见。

附图说明

图1是飞机的示例的示意性透视图；

图2是飞机机翼的示例的示意性透视图；

图3是所公开的机翼襟翼的示例的示意性透视图；

图4是飞机的一部分的示例的示意性内部透视图，示出了所公开的机翼襟翼的扭矩构件的示例，该扭矩构件延伸穿过飞机机身中的开口；

图5是所公开的机翼襟翼的示例的示意性局部透视图；

图6是公开的机翼襟翼的示例的示意性正视图、截面图；

图7是所公开的机翼襟翼的示例的示意性局部平面图；

图8是所公开的机翼襟翼的示例的示意性平面图；

图9是所公开的机翼襟翼的示例的示意性局部平面图；

图10是所公开的机翼襟翼的示例的示意性局部平面图；

图11是所公开的机翼襟翼的示例的示意性局部平面图；

图12是所公开的机翼襟翼的示例的示意性局部平面图；

图13是所公开的机翼襟翼的示例的示意性局部平面图；

图14是所公开的机翼襟翼的示例的示意性局部平面图；

图15是所公开的机翼襟翼的示例的示意性局部平面图；

图16是所公开的机翼襟翼的示例的示意性局部平面图；

图17是所公开的机翼襟翼的示例的示意性局部平面图；

图18是所公开的机翼襟翼的示例的示意性局部平面图；

图19是所公开的机翼襟翼的示例的示意性透视图；

图20是所公开的方法的示例的流程图；和

图21是示例性飞机生产和维修方法的流程图。

具体实施方式

下面的详细描述参考了附图，其示出了本公开所描述的具体示例。具有不同结构和操作的其它示例不脱离本公开的范围。在不同的附图中，相同的附图标记可以指代相同的特征、元件或部件。

下面提供了根据本公开的主题的例示性的、不完全的示例，这些示例可以是但不一定是要求保护的。

图1是飞机200的例示性示例。在例示性示例中，飞机200是固定翼飞机。飞机200包括机身202、一对机翼214(也单独称为机翼214)和推进系统216。飞机200还包括多个高级系统，例如但不限于电气系统226、液压系统228和/或环境系统230。也可以包括任何数量的其它系统。

机身202是飞机200的主体，并且包括被构造成容纳机组人员、一名或多名乘客和/或货物的任何合适的中央结构。在例示性示例中，机身202是细长的、大致柱形的机身。机身202包括机身202前端的前部部分和机身202后端的尾部部分。如本文所用，术语“向前”和“向后”具有本领域技术人员已知的普通含义，并指相对于飞机200的移动方向的位置。尾部部分还可以包括垂直稳定器240和水平稳定器238。

机身202包括限定内部224的机架222，内部可以包括客舱和/或货舱。机翼整流罩结构220(例如，机身/机翼整流罩)还可以设置在机身202和机翼214之间的每个接合部处，并且可以从邻近机身202处(在机身处或靠近机身处)延伸到邻近与其相关联的机翼214处。

机翼214包括被构造成向飞机200提供升力的任何合适的翼型结构。在例示性示例中，机翼214是从机身202的下部以后掠翼、减缩形态延伸的细长结构。在其它示例中，机翼214是直的或三角形的。又在其它示例中，机翼214是梯形的、恒定的、椭圆形的、半椭圆形的或本领域已知的其它构造。

在例示性示例中，推进系统216包括两个涡轮风扇发动机，这两个涡轮风扇发动机例如通过外挂架安装在机翼214上。在一个示例中，每个发动机容纳在发动机舱中，发动机舱包括入口和喷嘴。在其它示例中，发动机可以安装到机身202或其它飞机结构，例如尾部部分。在各种其它示例中，推进系统216可以包括更多或更少的发动机，并且可以使用其它类型的发动机(例如涡轮螺旋桨发动机)。

飞机200包括各种飞行控制表面232。飞行控制表面232包括用于调节和控制飞机200的飞行和空气动力学特性的任何枢转空气动力学装置。飞行控制表面232的示例包括位于机翼214尾端的内侧襟翼208和/或外侧襟翼218、位于水平稳定器238尾端的升降舵234、位于垂直稳定器240尾端的方向舵236以及其它控制表面，例如前端襟翼、副翼和扰流板。如本文所用，术语“内侧”和“外侧”具有本领域技术人员已知的普通含义，并指相对于飞机200的中心线的位置。

在一个示例中，内侧襟翼208(也统称为各内侧襟翼208)和/或外侧襟翼218(也统称为各外侧襟翼218)包括安装在机翼214后缘上并被构造成相对于机翼214枢转、旋转和/或平移(例如，向前和向后)的任何合适的结构。内侧襟翼208和/或外侧襟翼218均被构造成改变机翼214的升力特性。内侧襟翼208和/或外侧襟翼218均可在至少升高(存放、缩回或“襟翼收上”)位置和降低(展开、延伸或“襟翼放下”)位置之间移动。在一个示例中，内侧襟翼208和/或外侧襟翼218均可绕固定轴线枢转。在一个示例中，内侧襟翼208和/或外侧襟翼218均枢转通过预定路径，该预定路径通常是弧形的。

在一个示例中，飞机200还包括襟翼致动器260。襟翼致动器260与每个机翼214相关联，用于致动内侧襟翼208。在一个示例中，襟翼致动器260包括位于或容纳在机身202或机翼整流罩结构220内的机动臂。

在一个示例中，扭矩构件210将襟翼致动器260与相关联的内侧襟翼208联结，以将致动/解除致动(例如，降低/升高)力从襟翼致动器260传递到相关联的内侧襟翼208。扭矩构件210延伸穿过飞机200中的开口206(例如，机身202或机翼整流罩结构220中的开口206)。飞机200中的开口206的尺寸和形状被设计成当内侧襟翼208降低和升高时适应扭矩构件210的行进路径。

图2是机翼214的例示性示例。机翼214是包括机翼主体258的各种机翼结构中的任何一种。机翼主体258由各种结构构件形成，包括但不限于上机翼蒙皮246、下机翼蒙皮248、在上机翼蒙皮246和下机翼蒙皮248之间延伸的多个翼梁250、以及在上机翼蒙皮246和下机翼蒙皮248之间延伸的多个翼肋252。这些结构构件通过各种方法中的任何一种联接在一起，包括但不限于通过各种紧固件连接、共同固化或一体形成。翼梁250沿翼展方向在机翼214的翼根254和机翼214的翼端256之间延伸。翼肋252沿翼弦方向在机翼214的前缘244和机翼214的后缘242之间延伸。机翼214还包括机翼襟翼100。所公开的机翼襟翼100的示例可在机翼214的后缘242处邻近翼根254而与机翼214移动地联接。

参考图3至图19，公开了机翼襟翼100的各种示例。所公开的机翼襟翼100包括襟翼主体164和与襟翼主体164的至少一部分一体成形的扭矩构件108。扭矩构件108从襟翼主体164的内侧端124沿内侧方向延伸。如本文所用，短语“一体成形”是指作为整体的一部分、属于整体的一部分或与之相关的部分(例如，成分或部件)，其中这些部分在成形过程中被有机地接合或连接以形成整体，并且需要的不仅仅是相互连接的部分。

在一个示例中，扭矩构件108与襟翼主体164的至少一个结构构件198(图6和图7)一体成形。如本文所用，短语“结构构件”指的是部分形成机翼襟翼100的多个结构构件198中的任何一个，指的是被构造成承载负载或对施加到机翼襟翼100的应力作出反应的载荷支承元件。通常，部分形成机翼襟翼100的结构构件198包括但不限于翼梁、肋、桁条等。例如，襟翼主体164和扭矩构件108共享共同的结构构件198，例如在翼展方向沿机翼襟翼100延伸的翼梁106。在一个示例中，襟翼主体164包括外蒙皮(例如，上蒙皮102和下蒙皮104)和多个翼梁106，并且扭矩构件108由多个翼梁106中的沿内侧方向从襟翼主体164延伸的至少一个翼梁的一部分一体成形。因此，如下文更详细讨论的，机翼襟翼100包括上蒙皮102和下蒙皮104。机翼襟翼100还包括在上蒙皮102和下蒙皮104之间延伸的多个翼梁106。

通过利用襟翼主体164的现有结构的一部分来形成扭矩构件108的至少一部分，与襟翼主体164的至少一部分一体成形的扭矩构件108可以降低机翼襟翼100的成本、复杂性和/或重量。作为一个示例，与襟翼主体164的至少一部分一体成形的扭矩构件108可以降低复杂性和成本，而这种复杂性和成本通常与扭矩构件(例如常规扭矩管)与飞机机翼的内侧襟翼之间的联接相关联。例如，由机翼襟翼100的现有结构构件198(例如翼梁106)的一部分形成扭矩构件108比制造金属(例如钛或钢)扭矩管的成本低，与将金属扭矩管组装并接合到机翼襟翼所需的部件和时间相比，减少了部件和时间，并减少了在接头处形成的集中负载位置。

作为另一个示例，与襟翼主体164的至少一部分一体成形的扭矩构件108可以减轻飞机机翼的重量，并降低与飞机机翼和/或飞机的生产相关的成本。例如，由机翼襟翼100的现有结构构件198(例如翼梁106)的一部分形成扭矩构件108需要比将金属扭矩管联接到机翼襟翼更少的接头。作为另一个示例，与金属扭矩管相比，通过由碳纤维制成的现有结构构件198的一部分形成扭矩构件108降低了腐蚀风险，并提供了更高的耐久性。作为又一示例，与襟翼主体164的至少一部分一体成形的扭矩构件108比联接到机翼襟翼的金属扭矩管更硬，这有利地减少了结构偏转。

机翼襟翼100是飞机200的机翼214的内侧襟翼208的示例，扭矩构件108是内侧襟翼208的扭矩构件210(图1)的示例。在其它示例中，本公开的教导可以应用于飞机200的一个或多个其它飞行控制表面232。

在一个示例中，机翼襟翼100包括任何合适的枢转结构，该枢转结构在机翼214的后缘242处安装在机翼214的机翼本体258上，或者以其它方式与机翼主体258活动联接(图1和图2)。在一个示例中，机翼襟翼100位于飞机200的机身202的机翼整流罩结构220附近。在机翼襟翼100的操作期间，机翼襟翼100可在至少升高(存放、缩回或“襟翼收上”)位置和降低(展开、延伸或“襟翼放下”)位置之间移动，以改变机翼的升力特性。

参照图3，襟翼主体164包括内侧端124和与内侧端124相对的外侧端126。襟翼主体164还包括前端112和与前端112相对的后端116。扭矩构件108包括内侧端180和与内侧端180相对的外侧端178。在一个示例中，扭矩构件108与襟翼主体164的内侧端124集成在一起，并从襟翼主体164的内侧端124沿内侧方向向外延伸。

在一个示例中，扭矩构件108朝向或邻近襟翼主体164的前端112(例如，在前端处或靠近前端)定位。在一个示例中，扭矩构件108朝向或邻近襟翼主体164的后端116处定位。在一个示例中，扭矩构件108位于襟翼主体164的前端112和后端116之间，例如邻近襟翼主体164的中间部分。

在一个示例中，从内侧端124观察时，扭矩构件108具有这样的截面形状，即，该截面形状至少部分匹配襟翼主体164的截面形状，或者匹配襟翼主体164的截面形状的一部分。与襟翼主体164的内侧端124处的襟翼主体164的截面形状至少部分地匹配的扭矩构件108的截面形状可以降低与将扭矩构件108联接到襟翼主体164相关联的复杂性，并且可以降低扭矩构件108对机翼襟翼100和/或飞机200的空气动力学特性的影响。如本文所用，具有至少部分匹配的截面形状的部件可以具有但不必须匹配的大小和/或尺寸。

在一个示例中，扭矩构件108具有非圆形截面形状。作为一个示例，扭矩构件108具有多边形截面形状。在例示性示例中，扭矩构件108具有矩形截面形状。在另一个例示性示例中，扭矩构件108具有包括线性侧和弓形侧的组合的截面形状，例如三个基本线性侧和连接两个线性侧的第四弓形侧以形成大致矩形的截面形状。

在一个示例中，扭矩构件108包括或至少部分由前壁156、与前壁156相对的后壁158、上壁160和与上壁160相对的下壁162形成。前壁156、后壁158、上壁160和下壁162中的至少一个与襟翼主体164一体成形。在一个示例中，从内侧端124观察时，上壁160和下壁162中的至少一个具有与襟翼主体164的一部分匹配的轮廓形状。

从内侧端124观察时，前壁156、后壁158、上壁160和下壁162中的每一个的轮廓形状限定了扭矩构件108的截面形状。在一个示例中，前壁156、后壁158、上壁160和下壁162中的一个或多个的轮廓形状是平面的。在一个示例中，前壁156、后壁158、上壁160和下壁162中的一个或多个的轮廓形状是弯曲的。

参照图4，机翼襟翼100的襟翼主体164通过扭矩构件108在升高和降低位置之间被致动或移动，该扭矩构件108延伸穿过形成在机身202中的开口206。开口206被构造成使得扭矩构件108和相关联的襟翼主体164在操作期间能够进行全范围的运动。在一个示例中，襟翼致动器260包括襟翼支撑机构212(也通常称为襟翼滑架机构)以及可操作地与襟翼支撑机构212联接的电动致动器(未示出)。在一个示例中，扭矩构件108的内侧端180联接到襟翼支撑机构212。

图4示出了机翼襟翼100处于大致升高的位置，其中扭矩构件108延伸穿过机身202中的开口206并联接到襟翼支撑机构212。在一个示例中，扭矩构件108被构造成围绕旋转轴线184旋转，或者被构造成围绕旋转轴线184被动旋转，以相对于机翼214枢转或旋转襟翼主体164。另选地，或者除此之外，在一个示例中，扭矩构件108被构造成沿着行进路径186向前和向后平移，或者被构造成向前和向后被动平移，以在向前/升高位置和向后/降低位置之间移动襟翼主体164。在一个示例中，行进路径186是弓形的，因此，开口206是细长的且弓形的，使得机翼襟翼100(扭矩构件108和与其相关联的襟翼主体164)在操作期间能够进行全范围的运动。扭矩构件108的旋转使得襟翼主体164能够在机翼襟翼100的致动期间绕旋转轴线184枢转。在一个示例中，旋转轴线184是扭矩构件108的中心纵轴线。

在一个示例中，扭矩构件108还包括安装凸缘182，该安装凸缘182位于扭矩构件108的外侧端178处，并且被配置为联接到襟翼支撑机构212。在一个示例中，襟翼支撑机构212包括承载机构262，其通常也称为承载梁。承载机构262联接到扭矩构件108的内侧端180，并且在襟翼支撑机构212的致动期间将运动传递到扭矩构件108。在一个示例中，承载机构262包括一个或多个连杆构件，该连杆构件枢转地联接到安装凸缘182，以使得扭矩构件108能够进行旋转和平移运动，在该运动中扭矩构件108的瞬时旋转中心沿着行进路径186变化。

参考图5，在一个示例中，机翼襟翼100包括内侧襟翼整流罩190，其在邻近襟翼主体164的内侧端124处联接到襟翼主体164。在机翼襟翼100的致动期间，内侧襟翼整流罩190与机翼襟翼100一起相对于机身202移动。在一个示例中，机翼襟翼100还包括联接到扭矩构件108的门188。门188与扭矩构件108一起移动，并相对于机身202定位，使得门188在机翼襟翼100致动期间覆盖机身202中的开口206(图4)的至少一部分。

参考图6至图8，在一个示例中，机翼襟翼100包括上蒙皮102(上蒙皮102未在图7和图8中示出)、与上蒙皮102相对的下蒙皮104、以及在上蒙皮102和下蒙皮104之间延伸的多个翼梁106(也单独称为翼梁106，共同称为各翼梁106)。在一个示例中，扭矩构件108与翼梁106中的至少一个一体成形。在一个示例中，扭矩构件108与上蒙皮102和下蒙皮104中的至少一个一体成形。

在一个示例中，上蒙皮102和/或下蒙皮104与各翼梁106永久联接。作为示例，上蒙皮102和下蒙皮104中的一者或两者可通过各种紧固件(未示出)连接到翼梁106，翼梁106可与上蒙皮102和/或下蒙皮104中的一者或两者共同固化，翼梁106可与上蒙皮102和/或下蒙皮104中的一者或两者或其组合在结构上结合(例如，粘接)。

参考图6，在一个示例中，翼梁106中的每一个包括上翼梁帽170、与上翼梁帽170相对的下翼梁帽172以及在上翼梁帽170和下翼梁帽172之间延伸的翼梁腹板174。上翼梁帽170联接到上蒙皮102，下翼梁帽172联接到下蒙皮104。翼梁106中的每一个具有由上翼梁帽170、下翼梁帽172和翼梁腹板174的相对构造限定的各种截面形状中的一种。在一个示例中，翼梁106中的至少一个沿着翼梁106的纵向轴线具有恒定的截面形状。在一个示例中，翼梁106中的至少一个沿着翼梁106的纵向轴线具有可变或非恒定的截面形状。

在翼梁106的一个示例中，翼梁腹板174的一端连接到上翼梁帽170的一端，翼梁腹板174的另一端连接到下翼梁帽172的一端，并且上翼梁帽170和下翼梁帽172都从翼梁腹板174的同一侧突出(通常称为具有c形或u形的截面)。

在翼梁106的示例中，翼梁腹板174的一端连接到上翼梁帽170的中部(例如，在上翼梁帽170的端部之间)，翼梁腹板174的另一端连接到下翼梁帽172的中部(例如，在下翼梁帽172的端部之间)，并且上翼梁帽170和下翼梁帽172都从翼梁腹板174(通常是具有i形或h形的截面)的两侧突出。

参照图7和图8，所公开的机翼襟翼100的扭矩构件108至少部分地由机翼襟翼100的至少一个结构构件198(图7)的一体成形的延伸部形成，该至少一个结构构件也至少部分地形成襟翼主体164。在一个示例中，翼梁106中的至少一个包括翼梁主要部分148和从翼梁主要部分148同轴延伸的翼梁延伸部分150。襟翼主体164由翼梁106中的至少一个的翼梁主要部分148部分地形成，扭矩构件108由翼梁106中的至少一个的翼梁延伸部分150部分地形成。在一个示例中，翼梁主要部分148和翼梁延伸部分150具有相同的截面形状和相同的尺寸。在一个示例中，翼梁主要部分148和翼梁延伸部分150具有不同的截面形状和/或不同的尺寸。

在一个示例中，翼梁主要部分148沿翼展方向在襟翼主体164的外侧端126和襟翼主体164的内侧端124之间延伸。翼梁主要部分148是襟翼主体164的结构构件或载荷支承元件。翼梁延伸部分150从襟翼主体164的内侧端124沿内侧方向延伸。翼梁延伸部分150是扭矩构件108的结构构件或载荷支承元件。

翼梁主要部分148和翼梁延伸部分150一体成形为形成翼梁106的整体结构或主体的单个部件或单个件。翼梁106可以由任何合适的结构材料形成。在一个示例中，翼梁106由金属材料形成。在一个示例中，翼梁106由复合材料形成。复合材料的示例是纤维增强聚合物，其包括用纤维(例如玻璃、碳、芳族聚酰胺等)增强的聚合物基体(例如热固性树脂或热塑性聚合物)。例如，复合材料是碳纤维增强聚合物。

在一个示例中，上蒙皮102和下蒙皮104中的至少一个包括蒙皮主要部分152和从蒙皮主要部分152延伸的蒙皮延伸部分154。襟翼主体164由蒙皮主要部分152部分地形成，扭矩构件108由蒙皮延伸部分154部分地形成。

在一个示例中，蒙皮主要部分152在襟翼主体164的外侧端126和内侧端124之间沿翼展方向延伸，并且在襟翼主体164的前端112和后端116之间沿翼弦方向延伸。蒙皮延伸部分154从襟翼主体164的内侧端124沿内侧方向延伸。

蒙皮主要部分152和蒙皮延伸部分154一体成形为单个部件或单个件，该单个部件或单个件形成上蒙皮102和/或下蒙皮104的整体。上蒙皮102和/或下蒙皮104可以由任何合适的结构材料形成。在一个示例中，上蒙皮102和/或下蒙皮104由金属材料形成。在一个示例中，上蒙皮102和/或下蒙皮104由复合材料形成。复合材料的示例是纤维增强聚合物，其包括用纤维(例如玻璃、碳、芳族聚酰胺等)增强的聚合物基体(例如热固性树脂或热塑性聚合物)。例如，复合材料是碳纤维增强聚合物。

在一个示例中，扭矩构件108由翼梁106中的一个的翼梁延伸部分150形成。在一个示例中，扭矩构件108由翼梁106中的两个的翼梁延伸部分150形成。在一个示例中，扭矩构件108由翼梁106中的三个的翼梁延伸部分150形成。在一个示例中，扭矩构件108由翼梁106中的一个的翼梁延伸部分150和联接到襟翼主体164的延伸构件146(图14)形成。在一个示例中，扭矩构件108由翼梁106中的两个的翼梁延伸部分150和延伸构件146形成。在一个示例中，扭矩构件108由翼梁106中的两个的翼梁延伸部分150和联接到该翼梁106中的两个的翼梁延伸部分150的至少一个延伸肋176(图13)形成。在一个示例中，扭矩构件108由翼梁106中的一个的翼梁延伸部分150、翼梁延伸部分150和至少一个延伸肋176形成。在这些示例中的任一个中，扭矩构件108也可以由上蒙皮102和/或下蒙皮104中的至少一个的蒙皮延伸部分154形成。

在一个示例中，如图3中最佳示出的，翼梁106中的第一翼梁的翼梁延伸部分150形成扭矩构件108的前壁156，翼梁106中的第二翼梁的翼梁延伸部分150形成扭矩构件108的后壁158，上蒙皮102的蒙皮延伸部分154形成扭矩构件108的上壁160，下蒙皮104的蒙皮延伸部分154形成扭矩构件108的下壁162。翼梁106的第一翼梁和翼梁106的第二翼梁的翼梁主要部分148(在图3中不可见)以及上蒙皮102和下蒙皮104的蒙皮延伸部分154至少部分地形成襟翼主体164的襟翼结构。

参考图8，在一个示例中，襟翼主体164还包括附加的结构元件。在一个示例中，襟翼主体164还包括在襟翼主体164的外侧端126和内侧端124之间延伸的翼梁106中的附加翼梁。在一个示例中，襟翼主体164还包括在上蒙皮102和下蒙皮104之间延伸的多个肋166(也单独称为肋166)。在一个示例中，肋166在相邻的各对翼梁106之间沿翼弦方向延伸。

参考图9至图18，在一个示例中，多个翼梁106包括定位成邻近襟翼主体164的前端112的前翼梁110。在一个示例中，多个翼梁106还包括定位成邻近机翼襟翼100的后端116处的后翼梁114。在一个示例中，多个翼梁106还包括位于前翼梁110和后翼梁114之间的中间翼梁118。在图9至图18中，上蒙皮102未示出。

参考图9至图14，在公开的机翼襟翼100的示例中，前翼梁110包括前翼梁主要部分120和从前翼梁主要部分120沿内侧方向同轴延伸的前翼梁延伸部分122。襟翼主体164由前翼梁主要部分120部分地形成。扭矩构件108由前翼梁延伸部分122部分地形成。在一个示例中，前翼梁主要部分120在襟翼主体164的内侧端124和外侧端126之间延伸，前翼梁延伸部分122在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。将前翼梁110用作机翼襟翼100的使扭矩构件108与襟翼主体164一体形成的共同结构构件自然地将扭矩构件108朝向或邻近襟翼主体164的前端112定位。

参考图9，在一个示例中，机翼襟翼100包括前翼梁110、中间翼梁118和后翼梁114。襟翼主体164由前翼梁主要部分120部分地形成。扭矩构件108由前翼梁延伸部分122部分地形成。在一个示例中，前翼梁主要部分120在襟翼主体164的内侧端124和外侧端126之间延伸，前翼梁延伸部分122在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。

在一个示例中，中间翼梁118包括中间翼梁主要部分132和从中间翼梁主要部分132沿内侧方向同轴延伸的中间翼梁延伸部分134。襟翼主体164部分地由中间翼梁主要部分132形成。扭矩构件108部分地由中间翼梁延伸部分134形成。在一个示例中，中间翼梁主要部分132在襟翼主体164的内侧端124和外侧端126之间延伸，中间翼梁延伸部分134在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。

在一个示例中，后翼梁114和/或翼梁106中的任何附加翼梁终止于襟翼主体164的内侧端124。在一个示例中，后翼梁114在襟翼主体164的外侧端126和内侧端124之间延伸，并终止于襟翼主体164的内侧端124。襟翼主体164部分地由后翼梁114形成。

在一个示例中，机翼襟翼100还包括位于襟翼主体164的内侧端124处的一个或多个内侧肋168(也单独称为内侧肋168)。内侧肋168是各肋166中的一个的示例(图8)。在一个示例中，内侧肋168在相邻的各对翼梁106之间延伸。在一个示例中，内侧肋168定位成邻近相邻的一对翼梁106的翼梁主要部分148和翼梁延伸部分150之间的过渡部。内侧肋168被构造成在翼梁106之间重新分配负载。

在一个示例中，机翼襟翼100包括内侧肋168中的第一内侧肋，该第一内侧肋在前翼梁110和中间翼梁118之间延伸并联接到前翼梁110和中间翼梁118。例如，内侧肋168中的第一内侧肋具有定位成邻近前翼梁主要部分120和前翼梁延伸部分122的过渡部的一端和定位成邻近中间翼梁主要部分132和中间翼梁延伸部分134的过渡部的相对端。在一个示例中，机翼襟翼100还包括内侧肋168中的第二内侧肋，该第二内侧肋在中间翼梁118和后翼梁114之间延伸并联接到中间翼梁118和后翼梁114。例如，内侧肋168中的第二内侧肋具有定位成邻近中间翼梁主要部分132和中间翼梁延伸部分134的过渡部的一端和定位成邻近后翼梁114的终止端(例如，位于襟翼主体164的内侧端124处)的相对端。

在一个示例中，翼梁106中的两个或更多个彼此平行。在一个示例中，相邻的各对翼梁106彼此平行。如本文所用，术语“平行”具有本领域技术人员已知的普通含义，并且指这样一种情况，其中纵向延伸穿过翼梁106中的一个的第一线和纵向延伸穿过翼梁106中的另一个的第二线共用一个公共平面，并且第一线和第二线彼此等距。如本文所用，术语“平行”包括精确平行和近似平行(即，接近平行使得仍然执行期望的功能或实现期望的结果)。

参考图10和图11，在一个示例中，机翼襟翼100包括前翼梁110、中间翼梁118和后翼梁114。襟翼主体164部分地由前翼梁主要部分120和中间翼梁主要部分132形成。扭矩构件108部分地由前翼梁延伸部分122和中间翼梁延伸部分134形成。在一个示例中，前翼梁主要部分120和中间翼梁主要部分132在襟翼主体164的内侧端124和外侧端126之间延伸，前翼梁延伸部分122和中间翼梁延伸部分134在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。

在一个示例中，后翼梁114包括后翼梁主要部分128和从后翼梁主要部分128同轴延伸的后翼梁延伸部分130。襟翼主体164部分地由后翼梁主要部分128形成。扭矩构件108部分地由后翼梁延伸部分130形成。在一个示例中，后翼梁主要部分128在襟翼主体164的内侧端124和外侧端126之间延伸，后翼梁延伸部分130从扭矩构件108的外侧端178延伸到内侧端180。

在一个示例中，翼梁106中的两个或更多个彼此不平行。在一个示例中，相邻的各对翼梁106彼此不平行。在一个示例中，翼梁106中的两个或更多个在邻近扭矩构件108的内侧端180处(在内侧端处或靠近内侧端)朝向彼此会聚。例如，前翼梁110、中间翼梁118和后翼梁114中的至少两者在邻近扭矩构件108的内侧端180处朝向彼此会聚。

在一个示例中，前翼梁110、中间翼梁118和后翼梁114在邻近扭矩构件108的内侧端180处朝向彼此会聚。朝向彼此会聚的前翼梁110、中间翼梁118和后翼梁114在襟翼主体164的内侧端124和扭矩构件108的内侧端180处减小了前翼梁110和中间翼梁118之间的距离，并减小了中间翼梁118和后翼梁114之间的距离。减小前翼梁110和中间翼梁118之间的距离可以消除对在前翼梁110和中间翼梁118之间延伸的内侧肋168(图9)的需要。减小中间翼梁118和后翼梁114之间的距离可以消除对在中间翼梁118和后翼梁114之间延伸的内侧肋168(图9)的需要。

参考图10，在一个示例中，中间翼梁118相对于与前翼梁110正交并从前翼梁110延伸的线成锐角定向，使得中间翼梁118在邻近扭矩构件108的内侧端180处指向前翼梁110。后翼梁114相对于与中间翼梁118正交并从中间翼梁118延伸的线成锐角定向，使得后翼梁114在邻近扭矩构件108的内侧端180处指向中间翼梁118。

参考图11，在一个示例中，中间翼梁118相对于与前翼梁110正交并从前翼梁110延伸的线成锐角定向，使得中间翼梁118在邻近扭矩构件108的内侧端180处指向前翼梁110。后翼梁114的第一段114a平行于前翼梁110定向。后翼梁114的第二段114b相对于与中间翼梁118正交并从中间翼梁118延伸的线成锐角定向，使得后翼梁114的第二段114b在邻近扭矩构件108的内侧端180处指向中间翼梁118。

在一个示例中，翼梁106朝向襟翼主体164的前端112会聚，如图10和图11所示。在一些其它示例中，翼梁106朝向襟翼主体164的后端116会聚。

在一个示例中，机翼襟翼100包括前翼梁110、中间翼梁118和后翼梁114。襟翼主体164部分地由前翼梁主要部分120、中间翼梁118和后翼梁主要部分128形成。扭矩构件108部分地由前翼梁延伸部分122和后翼梁延伸部分130形成。在一个示例中，前翼梁主要部分120、中间翼梁118和后翼梁主要部分128在襟翼主体164的内侧端124和外侧端126之间延伸，前翼梁延伸部分122和后翼梁延伸部分130在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。前翼梁110和后翼梁114在邻近扭矩构件108的内侧端180处朝向彼此会聚。朝向彼此会聚的前翼梁110和后翼梁114减小了前翼梁110和后翼梁114之间在襟翼主体164的内侧端124和扭矩构件108的内侧端180处的距离。

在一个示例中，机翼襟翼100包括前翼梁110和后翼梁114。襟翼主体164部分地由前翼梁主要部分120和后翼梁主要部分128形成。扭矩构件108部分地由前翼梁延伸部分122和后翼梁延伸部分130形成。在一个示例中，前翼梁主要部分120和后翼梁主要部分128在襟翼主体164的内侧端124和外侧端126之间延伸，前翼梁延伸部分122和后翼梁延伸部分130在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。前翼梁110和后翼梁114在邻近扭矩构件108的内侧端180处朝向彼此会聚。朝向彼此会聚的前翼梁110和后翼梁114减小了前翼梁110和后翼梁114之间在襟翼主体164的内侧端124和扭矩构件108的内侧端180处的距离。

参考图12，在一个示例中，机翼襟翼100包括前翼梁110、中间翼梁118和后翼梁114。襟翼主体164部分地由前翼梁主要部分120、中间翼梁主要部分132和后翼梁114形成。扭矩构件108部分地由前翼梁延伸部分122和中间翼梁延伸部分134形成。在一个示例中，前翼梁主要部分120、中间翼梁主要部分132以及后翼梁114在襟翼主体164的内侧端124和外侧端126之间延伸，前翼梁延伸部分122和中间翼梁延伸部分134在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。

在一个示例中，机翼襟翼100还包括延伸构件146，该延伸构件146联接到襟翼主体164并且位于前翼梁110的前翼梁延伸部分122和中间翼梁118的中间翼梁延伸部分134之间。扭矩构件108部分地由延伸构件146形成。

在一个示例中，延伸构件146从襟翼主体164的内侧端124沿内侧方向向外延伸到扭矩构件108的内侧端180。延伸构件146以足以将致动力从襟翼支撑机构212(图1)经由扭矩构件108传递到襟翼主体164的任何适当方式联接到襟翼主体164。

在一个示例中，延伸构件146联接到内侧肋168，内侧肋168在前翼梁110和中间翼梁118之间延伸并联接到前翼梁110和中间翼梁118。在一个示例中，内侧肋168包括竖直定向并且位于内侧肋168的内侧表面上的加强件或凸缘。延伸构件146被紧固(例如，螺栓连接)到内侧肋168的加强件上。可以使用任何其它合适的接头将延伸构件146的外侧端联接到内侧肋168。延伸构件146和内侧肋168可以由任何合适的结构材料形成。在一个示例中，延伸构件146和内侧肋168中的一者或两者由金属材料形成。在一个示例中，延伸构件146和内侧肋168中的一者或两者由复合材料(例如碳纤维增强聚合物)形成。

参考图13，在一个示例中，机翼襟翼100包括前翼梁110、中间翼梁118和后翼梁114。襟翼主体164部分地由前翼梁主要部分120、中间翼梁主要部分132和后翼梁114形成。扭矩构件108部分地由前翼梁延伸部分122和中间翼梁延伸部分134形成。在一个示例中，前翼梁主要部分120、中间翼梁主要部分132以及后翼梁114在襟翼主体164的内侧端124和外侧端126之间延伸，前翼梁延伸部分122和中间翼梁延伸部分134在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。

在一个示例中，机翼襟翼100还包括延伸肋176，该延伸肋176在前翼梁110的前翼梁延伸部分122和中间翼梁118的中间翼梁延伸部分134之间延伸，并且联接到前翼梁110的前翼梁延伸部分122和中间翼梁118的中间翼梁延伸部分134。扭矩构件108部分地由延伸肋176形成。

在一个示例中，延伸肋176位于扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间的各种位置中的任何一个处。延伸肋176被构造成在机翼襟翼100的致动期间在前翼梁110的前翼梁延伸部分122和中间翼梁118的中间翼梁延伸部分134之间重新分配负载。在一个示例中，延伸肋176在上蒙皮102和/或下蒙皮104之间延伸和/或联接到上蒙皮102和/或下蒙皮104。

在一个示例中，机翼襟翼100包括多个延伸肋176，如图13所示。在一个示例中，延伸肋176沿着扭矩构件108在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间等距间隔开。延伸肋176的数量可以根据例如施加到扭矩构件108的负载、扭矩构件108的故障保护要求以及扭矩构件108的所需刚度而变化。在一个示例中，延伸肋176中的一个定位成邻近扭矩构件108的内侧端180。在一个示例中，延伸肋176中的至少另一个位于扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间，例如位于扭矩构件108的内侧端180处的延伸肋176中的一个和内侧肋168之间。

参考图14，在一个示例中，机翼襟翼100包括前翼梁110和后翼梁114。襟翼主体164部分地由前翼梁主要部分120和后翼梁114形成。扭矩构件108部分地由前翼梁延伸部分122形成。在一个示例中，前翼梁主要部分120和后翼梁114在襟翼主体164的内侧端124和外侧端126之间延伸，前翼梁延伸部分122在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。

在一个示例中，机翼襟翼100还包括内侧肋168，该内侧肋168在襟翼主体164的内侧端124处在前翼梁110和后翼梁114之间延伸。在一个示例中，机翼襟翼100还包括联接到内侧肋168的延伸构件146。扭矩构件108部分地由延伸构件146形成。

虽然图14中未示出，但是在一个示例中，机翼襟翼100还包括至少一个延伸肋176(图13)，该延伸肋176在前翼梁110的前翼梁延伸部分122和延伸构件146之间延伸。扭矩构件108部分地由延伸肋176和延伸构件146形成。

参考图15至图18，在公开的机翼襟翼100的示例中，后翼梁114包括后翼梁主要部分128和从后翼梁主要部分128沿内侧方向同轴延伸的后翼梁延伸部分130。襟翼主体164部分地由后翼梁主要部分128形成。扭矩构件108部分地由后翼梁延伸部分130形成。在一个示例中，后翼梁主要部分128在襟翼主体164的内侧端124和外侧端126之间延伸，后翼梁延伸部分130在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。将后翼梁114用作机翼襟翼100的一体形成扭矩构件108与襟翼主体164的共同结构构件自然地将扭矩构件108朝向或邻近襟翼主体164的后端116定位。

参考图15，在一个示例中，机翼襟翼100包括前翼梁110、中间翼梁118和后翼梁114。襟翼主体164部分地由后翼梁主要部分128形成。扭矩构件108部分地由后翼梁延伸部分130形成。在一个示例中，后翼梁主要部分128在襟翼主体164的内侧端124和外侧端126之间延伸，后翼梁延伸部分130在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。

在一个示例中，中间翼梁118包括中间翼梁主要部分132和从中间翼梁主要部分132沿内侧方向同轴延伸的中间翼梁延伸部分134。襟翼主体164部分地由中间翼梁主要部分132形成。扭矩构件108部分地由中间翼梁延伸部分134形成。在一个示例中，中间翼梁主要部分132在襟翼主体164的内侧端124和外侧端126之间延伸，中间翼梁延伸部分134在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。

在一个示例中，前翼梁110和/或翼梁106中的任何附加翼梁终止于襟翼主体164的内侧端124。在一个示例中，前翼梁110在襟翼主体164的外侧端126和内侧端124之间延伸，并终止于襟翼主体164的内侧端124。襟翼主体164部分地由前翼梁110形成。

在一个示例中，机翼襟翼100还包括位于襟翼主体164的内侧端124处的内侧肋168中的一个或多个。在一个示例中，机翼襟翼100包括内侧肋168中的第一内侧肋，该第一内侧肋在后翼梁114和中间翼梁118之间延伸并联接到后翼梁110和中间翼梁118。例如，内侧肋168中的第一内侧肋具有定位成邻近后翼梁主要部分128和后翼梁延伸部分130的过渡部的一端和定位成邻近中间翼梁主要部分132和中间翼梁延伸部分134的过渡部的相对端。在一个示例中，机翼襟翼100还包括内侧肋168中的第二内侧肋，该第二内侧肋在中间翼梁118和前翼梁110之间延伸并联接到中间翼梁118和前翼梁110。例如，内侧肋168中的第二内侧肋具有定位成邻近中间翼梁主要部分132和中间翼梁延伸部分134的过渡部的一端和定位成邻近前翼梁110的终止端(例如，在襟翼主体164的内侧端124处)的相对端。

参考图16，在一个示例中，机翼襟翼100包括前翼梁110、中间翼梁118和后翼梁114。襟翼主体164部分地由后翼梁主要部分128、中间翼梁主要部分132和前翼梁110形成。扭矩构件108部分地由后翼梁延伸部分130和中间翼梁延伸部分134形成。在一个示例中，后翼梁主要部分128、中间翼梁主要部分132以及前翼梁110在襟翼主体164的内侧端124和外侧端126之间延伸，后翼梁延伸部分130和中间翼梁延伸部分134在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。

在一个示例中，机翼襟翼100还包括延伸构件146，该延伸构件146联接到襟翼主体164并且位于后翼梁114的后翼梁延伸部分130和中间翼梁118的中间翼梁延伸部分134之间。扭矩构件108部分地由延伸构件146形成。

在一个示例中，延伸构件146从襟翼主体164的内侧端124沿内侧方向向外延伸到扭矩构件108的内侧端180。在一个示例中，延伸构件146联接到内侧肋168，内侧肋168在后翼梁114和中间翼梁118之间延伸并联接到后翼梁114和中间翼梁118。延伸构件146以足以将致动力从襟翼支撑机构212(图1)经由扭矩构件108传递到襟翼主体164的任何适当方式联接到襟翼主体164。

参考图17，在一个示例中，机翼襟翼100包括前翼梁110、中间翼梁118和后翼梁114。襟翼主体164部分地由后翼梁主要部分128、中间翼梁主要部分132和前翼梁110形成。扭矩构件108部分地由后翼梁延伸部分130和中间翼梁延伸部分134形成。在一个示例中，后翼梁主要部分128、中间翼梁主要部分132以及前翼梁110在襟翼主体164的内侧端124和外侧端126之间延伸，后翼梁延伸部分130和中间翼梁延伸部分134在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。

在一个示例中，机翼襟翼100还包括延伸肋176，该延伸肋176在后翼梁114的后翼梁延伸部分130和中间翼梁118的中间翼梁延伸部分134之间延伸，并且联接到后翼梁114的后翼梁延伸部分130和中间翼梁118的中间翼梁延伸部分134。扭矩构件108部分地由延伸肋176形成。

在一个示例中，延伸肋176位于扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间的各种位置中的任何一个处。延伸肋176被构造成在机翼襟翼100的致动期间在后翼梁114的后翼梁延伸部分130和中间翼梁118的中间翼梁延伸部分134之间重新分配负载。在一个示例中，机翼襟翼100包括多个延伸肋176，如图17所示。在一个示例中，延伸肋176沿着扭矩构件108在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间等距间隔开。

参考图18，在一个示例中，机翼襟翼100包括前翼梁110和后翼梁114。襟翼主体164部分地由后翼梁主要部分128和前翼梁110形成。扭矩构件108部分地由后翼梁延伸部分130形成。在一个示例中，后翼梁主要部分128和前翼梁110在襟翼主体164的内侧端124和外侧端126之间延伸，后翼梁延伸部分130在扭矩构件108的外侧端178和内侧端180之间延伸。

在一个示例中，机翼襟翼100还包括内侧肋168，该内侧肋168在襟翼主体164的内侧端124处在前翼梁110和后翼梁114之间延伸。在一个示例中，机翼襟翼100还包括联接到内侧肋168的延伸构件146。扭矩构件108部分地由延伸构件146形成。

虽然图18中未示出，但是在一个示例中，机翼襟翼100还包括至少一个延伸肋176(图17)，该延伸肋176在后翼梁114的后翼梁延伸部分130和延伸构件146之间延伸。扭矩构件108部分地由延伸肋176和延伸构件146形成。

在图9、图12和图13中所示的示例中，前翼梁110的前翼梁延伸部分122形成扭矩构件108的前壁156(图3)，中间翼梁118的中间翼梁延伸部分134形成扭矩构件108的后壁158(图3)。在图10和图11所示的示例中，前翼梁110的前翼梁延伸部分122形成扭矩构件108的前壁156，后翼梁114的后翼梁延伸部分130形成扭矩构件108的后壁158。在图14所示的示例中，前翼梁110的前翼梁延伸部分122形成扭矩构件108的前壁156，延伸构件146形成扭矩构件108的后壁158。

在图15至图17所示的示例中，后翼梁114的后翼梁延伸部分130形成扭矩构件108的后壁158(图3)，中间翼梁118的中间翼梁延伸部分134形成扭矩构件108的前壁156(图3)。在图18所示的示例中，后翼梁114的后翼梁延伸部分130形成扭矩构件108的后壁158，延伸构件146形成扭矩构件108的前壁156。

在图9至图18所示的示例中，上蒙皮102的蒙皮延伸部分154(不可见)也称为上蒙皮延伸部分，其形成扭矩构件108的上壁160(图3)，下蒙皮104的蒙皮延伸部分154也称为下蒙皮延伸部分，其形成扭矩构件108的下壁162。上蒙皮102的蒙皮主要部分152也称为上蒙皮主要部分，其形成襟翼主体164的上蒙皮面板，下蒙皮104的蒙皮主要部分152也称为下蒙皮主要部分，其形成襟翼主体164的下蒙皮面板。

参考图19，在一个示例中，上蒙皮102和/或下蒙皮104中的一者或两者仅部分地形成襟翼主体164。在一个示例中，上蒙皮102和/或下蒙皮104中的一者或两者在襟翼主体164的外侧端126和内侧端124之间延伸，并终止于襟翼主体164的内侧端124。

在一个示例中，机翼襟翼100还包括代替上蒙皮延伸部分的上蒙皮延伸构件194。在一个示例中，上蒙皮延伸构件194在扭矩构件108的内侧端180和外侧端178之间延伸，并且联接到翼梁106中的至少一个(例如相邻的一对翼梁106或翼梁106)的翼梁延伸部分150和延伸构件146。扭矩构件108部分地由上蒙皮延伸构件194形成。

在一个示例中，机翼襟翼100还包括代替下蒙皮延伸部分的下蒙皮延伸构件196。在一个示例中，下蒙皮延伸构件196在扭矩构件108的内侧端180和外侧端178之间延伸，并且联接到翼梁106中的至少一个(例如相邻的一对翼梁106或翼梁106)的翼梁延伸部分150和延伸构件146。扭矩构件108部分地由下蒙皮延伸构件196形成。

在图示的示例中，上蒙皮102和下蒙皮104的蒙皮延伸部分154、上蒙皮延伸构件194和下蒙皮延伸构件196一直延伸到扭矩构件108的内侧端180并终止于此。在其它示例中，上蒙皮102和下蒙皮104的蒙皮延伸部分154、上蒙皮延伸构件194和/或下蒙皮延伸构件196中的一个或多个在扭矩构件108的内侧端180之前终止。在一个示例中，上蒙皮102和下蒙皮104的蒙皮延伸部分154、上蒙皮延伸构件194和/或下蒙皮延伸构件196至少延伸到扭矩构件108上的一点，在该点中，扭矩构件108通过开口206进入机身202(图4)。

在一些航空航天具体实施中，故障保护措施可能有利于确保持续的安全飞行和着陆。故障保护措施的一个例子是具有冗余负载路径，该冗余负载路径直到主负载路径出现故障时才使用。故障保护措施的另一个例子是具有两个或更多个负载路径，其中任何一个负载路径的故障将负载重新分配到另一个负载路径，每个负载路径都能够对整个负载做出反应。故障保护措施的另一个例子是在限定给定负载路径的每个结构构件中具有足够的储备负载能力，使得负载路径能够在结构构件中的一个发生故障、损坏或其它损伤后对整个负载做出反应。

在一些示例中，例如图10至图12和图16所示的例示性示例，所公开的机翼襟翼100的扭矩构件108包括故障保护构造。在一个示例中，两个相邻翼梁106的翼梁延伸部分150可以形成冗余负载路径。在一个例子中，延伸构件146和相邻翼梁106的翼梁延伸部分150可以形成冗余负载路径。在一个示例中(图10和11)，前翼梁延伸部分122和中间翼梁延伸部分134限定第一负载路径，中间翼梁延伸部分134和后翼梁延伸部分130限定第二负载路径，并且前翼梁延伸部分122和后翼梁延伸部分130限定第三负载路径。在一个示例中(图12)，前翼梁延伸部分122和延伸构件146限定第一负载路径，延伸构件146和后翼梁延伸部分130限定第二负载路径，前翼梁延伸部分122和后翼梁延伸部分130限定第三负载路径。在一个示例中(图16)，中间翼梁延伸部分134和延伸构件146限定第一负载路径，延伸构件146和后翼梁延伸部分130限定第二负载路径，并且中间翼梁延伸部分134和后翼梁延伸部分130限定第三负载路径。在这些示例中，负载路径中的每一个能够对施加到机翼襟翼100上的整个负载做出反应，并且负载路径中一个的故障(例如，由翼梁106中的一个的损坏引起的)可以被重新分配到另一负载路径。在一个示例中，冗余负载路径中的一个被加载，而冗余负载路径中的另一个未被加载。加载的负载路径出现故障时，负载会分配到未被加载的负载路径。在一个示例中，冗余负载路径中的每一个都被加载，并且加载的负载路径中的任一个能够在另一个失效时对整个负载做出反应。

在一些示例中，例如图9、图13至图15、图17和图18所示的例示性示例，所公开的机翼襟翼100的扭矩构件108也可以包括故障保护构造。在一个示例中，翼梁106中的每一个的翼梁延伸部分150具有超过施加到机翼襟翼100的全部负载的储备负载能力。在一个示例中，翼梁106的翼梁延伸部分150和延伸构件146各自具有超过施加到机翼襟翼100的全部负载的储备负载能力。在一个示例中(图9和图13)，前翼梁延伸部分122和中间翼梁延伸部分134限定了负载路径，并且前翼梁延伸部分122和中间翼梁延伸部分134中的每一个都具有超过施加到机翼襟翼100的全部负载的储备负载能力。在一个示例中(图15和图17)，中间翼梁延伸部分134和后翼梁延伸部分130限定了负载路径，并且中间翼梁延伸部分134和后翼梁延伸部分130中的每一个都具有超过施加到机翼襟翼100的全部负载的储备负载能力。在一个示例中(图14)，前翼梁延伸部分122和延伸构件146限定了负载路径，并且前翼梁延伸部分122和延伸构件146中的每一个都具有超过施加到机翼襟翼100的全部负载的储备负载能力。在一个示例中(图18)，后翼梁延伸部分130和延伸构件146限定了负载路径，并且后翼梁延伸部分130和延伸构件146中的每一个都具有超过施加到机翼襟翼100的全部负载的储备负载能力。

参考图20，还公开了示例性方法1000。在一个示例中，方法1000用于形成机翼襟翼100。在一个示例中，方法1000包括将扭矩构件108与襟翼主体164的至少一部分一体成形以形成机翼襟翼100的步骤(框图1002)。襟翼主体164被构造成与飞机200的机翼214可移动地联接。扭矩构件108被构造成与飞机200的襟翼致动器260可操作地联接。

在一个示例中，方法1000包括提供下蒙皮104、上蒙皮102和多个翼梁106的步骤(框图1004)。如本文所用，术语“提供”不要求所提供物品的任何特定交付或接收。相反，术语“提供”用于指可使用的或者处于准备使用的状态或条件下的物品。多个翼梁106中的至少一个包括翼梁主要部分148和从翼梁主要部分148延伸的翼梁延伸部分150。

在一个示例中，方法1000包括将下蒙皮104、上蒙皮102和多个翼梁106接合在一起的步骤(框图1006)。可以使用各种方法或操作来接合下蒙皮104、上蒙皮102和多个翼梁106，包括但不限于紧固、共固化、粘合或其组合。

在一个示例中，方法1000包括以下步骤：用多个翼梁106中的第一翼梁的翼梁主要部分148部分地形成襟翼主体164(框图1008)，和用多个翼梁106中的第一翼梁的翼梁延伸部分105部分地形成扭矩构件108(框图1010)。

在一个示例中，方法1000包括以下步骤：用多个翼梁106中的第二翼梁的翼梁主要部分148部分地形成襟翼主体164(框图1012)，和用多个翼梁106中的第二翼梁的翼梁延伸部分150部分地形成扭矩构件108(框图1014)。另选地，方法10000包括以下步骤：用多个翼梁106中的第三翼梁部分地形成襟翼主体164(框图1016)，和用联接到襟翼主体164的延伸构件146部分地形成扭矩构件108(框图1018)。在一个示例中，方法1000包括以下步骤：用多个翼梁106中的第四翼梁部分地形成襟翼主体164(框图1020)。

在一个示例中，方法1000包括以下步骤：用上蒙皮102的蒙皮主要部分152部分地形成襟翼主体164(框图1022)，和用上蒙皮102的蒙皮延伸部分154部分地形成扭矩构件108(框图1024)。另选地，方法1000包括以下步骤：用上蒙皮102部分地形成襟翼主体164(框图1026)，和用上蒙皮延伸构件194部分地形成扭矩构件108(框图1028)。

在一个示例中，方法1000包括以下步骤：用下蒙皮104的蒙皮主要部分152部分地形成襟翼主体164(框图1030)，和用下蒙皮104的蒙皮延伸部分154部分地形成扭矩构件108(框图1032)。另选地，方法1000包括以下步骤：用下蒙皮104部分地形成襟翼主体164(框图1034)，和用下蒙皮延伸构件196部分地形成扭矩构件108(框图1036)。

在一个示例中，方法1000进一步用于形成飞机200的机翼214。在一个示例中，方法1000包括以下步骤：在机翼214的后缘242处将机翼襟翼100的襟翼主体164可移动地联接到机翼214的机翼主体258(框图1038)。根据方法1000，机翼襟翼100可以在机翼214的制造过程中联接到机翼214。另选地，根据方法1000，飞机200的传统内侧襟翼例如在飞机200的维护或修理期间可以用机翼襟翼100代替。

在一个示例中，方法1000进一步用于形成飞机200。在一个示例中，方法1000包括以下步骤：将机翼214联接到飞机200的机身202(框图1040)。在一个示例中，方法1000包括以下步骤：将扭矩构件108的内侧端180与襟翼致动器260可操作地联接(框图1042)。在一个示例中，扭矩构件108通过机身202中的开口206延伸到机身202中。

在一个示例中，方法1000也用于操作机翼襟翼100。在一个示例中，方法1000包括以下步骤：在升高位置和降低位置之间致动机翼襟翼100(框图1044)。在一个示例中，襟翼致动器260通过扭矩构件108相对于机翼214使机翼襟翼100的襟翼主体164枢转和/或平移。

这里公开的机翼襟翼100和方法1000的示例可以在各种潜在应用中找到用途，特别是在运输工业中，包括例如航空航天应用。现在参考图1和图21，机翼襟翼100和方法1000的示例可以在如图21的流程图所示的飞机制造和维修方法1100以及如图1所示的飞机200中使用。所公开的示例的飞机应用可以包括形成机翼襟翼100和使用机翼襟翼100作为飞机200的飞行控制表面。

如图21所示，在预生产期间，例示性方法1100可以包括飞机200的规格和设计(框图1102)和材料采购(框图1104)。在飞机200的生产过程中，可以进行飞机200的部件和子组件制造(框图1106)和系统集成(框图1108)。此后，飞机200可以在认证和交付(框图1110)后投入使用(框图1112)。所公开的机翼襟翼100和方法1000可以形成部件和子组件制造(框图1106)和/或系统集成(框图1108)的一部分。日常保养与维修(框图1114)可以包括修改、重新配置、翻新飞机200的一个或多个系统等，例如修理和/或更换内侧机翼襟翼。

例示性方法的过程中的每一个可以由系统集成商、第三方和/或运营商(例如，客户)来执行或进行。出于本说明的目的，系统集成商可以包括但不限于任何数量的飞机制造商和主要系统分包商；第三方可以包括但不限于任何数量的卖方、分包商和供应商；以及运营商可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等等。

这里示出或描述的机翼襟翼100和方法1000的示例可以在图21所示的流程图中示出的制造和维修方法1100的任何一个或多个阶段使用。例如，与部件和子组件制造(框图1106)相对应的部件或子组件，例如机翼襟翼100或机翼214，可以以类似于飞机200在运行(框图1112)时产生的部件或子组件的方式加工或制造。此外，机翼襟翼100、方法1000或其组合的一个或多个示例可以在系统集成(框图1108)和/或认证和交付(框图1110)期间使用。相似地，机翼襟翼100、方法1000或其组合的一个或多个示例可以在，例如但不限于，飞机200在运行(框图1112)时以及保养与维修(框图1114)期间使用。

虽然示出了航空航天的示例，但是这里公开的原理可以应用于其它工业，例如汽车工业。因此，除了飞机之外，本文公开的原理还可以应用于其它交通工具(例如，陆地交通工具、海上交通工具、太空交通工具等)。

本公开进一步包括以下说明性的，非穷尽列举的示例，这些示例可能要求保护或可能不要求保护：

1.一种机翼襟翼100，包括：

襟翼主体164；和

扭矩构件210，与襟翼主体164的至少一部分一体成形。

2.示例1的机翼襟翼100，其中扭矩构件210具有非圆形截面形状。

3.示例1或2的机翼襟翼100，还包括：

上蒙皮102；

下蒙皮104，与所述上蒙皮102相对；和

多个翼梁106，在所述上蒙皮102和所述下蒙皮104之间延伸，

其中所述扭矩构件210与所述多个翼梁106中的至少一个一体成形。

4.示例3的机翼襟翼100，其中：

所述多个翼梁106中的至少一个包括翼梁主要部分148和从所述翼梁主要部分148延伸的翼梁延伸部分150；

所述襟翼主体164部分地由所述翼梁主要部分148形成：并且所述扭矩构件210部分地由所述翼梁延伸部分150形成。

5.示例3或4的机翼襟翼100，其中所述扭矩构件210与所述上蒙皮102和所述下蒙皮104中的至少一个一体成形。

6.示例3至5中任一项的机翼襟翼100，其中：

所述多个翼梁106包括前翼梁110，所述前翼梁110包括前翼梁主要部分120和从所述前翼梁主要部分120延伸的前翼梁延伸部分122；

所述襟翼主体164部分地由所述前翼梁主要部分120形成；并且

所述扭矩构件210部分地由所述前翼梁延伸部分122形成。

7.示例6的机翼襟翼100，其中：

所述多个翼梁106还包括中间翼梁118，所述中间翼梁118包括中间翼梁主要部分132和从所述中间翼梁主要部分132延伸的中间翼梁延伸部分134；

所述襟翼主体164部分地由所述中间翼梁主要部分132形成；

并且

所述扭矩构件210部分地由所述中间翼梁延伸部分134形成。

8.示例7的机翼襟翼100，其中：

所述多个翼梁106还包括后翼梁114，所述后翼梁114包括后翼梁主要部分128和从所述后翼梁主要部分128延伸的后翼梁延伸部分130；

所述襟翼主体164部分地由所述后翼梁主要部分128形成；并且

所述扭矩构件210部分地由所述后翼梁延伸部分130形成。

9.示例8的机翼襟翼100，其中前翼梁110、中间翼梁118和后翼梁114中的至少两者在邻近扭矩构件210的内侧端处朝向彼此会聚。

10.示例7或8的机翼襟翼100，还包括延伸构件146，所述延伸构件联接到所述襟翼主体164并位于所述前翼梁110的所述前翼梁延伸部分122和所述中间翼梁118的所述中间翼梁延伸部分134之间，并且其中所述扭矩构件210部分地由所述延伸构件146形成。

11.示例7至10中任一项的机翼襟翼100，还包括延伸肋176，所述延伸肋在所述前翼梁110的所述前翼梁延伸部分122和所述中间翼梁118的所述中间翼梁延伸部分134之间延伸，并且其中所述扭矩构件210部分地由所述延伸肋176形成。

12.示例6至11中任一项的机翼襟翼100，其中：

所述多个翼梁106包括后翼梁114；

所述机翼襟翼100还包括：内侧肋168，在所述襟翼主体164的内侧端处在所述前翼梁110和所述后翼梁114之间延伸；和延伸构件146，联接到所述内侧肋168；

所述襟翼主体164部分地由所述后翼梁114形成；并且

所述扭矩构件210部分地由所述延伸构件146形成。

13.示例3至12中任一项的机翼襟翼100，其中：

所述多个翼梁106包括后翼梁114，所述后翼梁114包括后翼梁主要部分128和从所述后翼梁主要部分128延伸的后翼梁延伸部分130；

所述襟翼主体164部分地由所述后翼梁主要部分128形成；并且

所述扭矩构件210部分地由所述后翼梁延伸部分130形成。

14.示例13的机翼襟翼100，其中：

所述多个翼梁106还包括中间翼梁118，所述中间翼梁118包括中间翼梁主要部分132和从所述中间翼梁主要部分132延伸的中间翼梁延伸部分134；

所述襟翼主体164部分地由所述中间翼梁主要部分132形成；

并且

所述扭矩构件210部分地由所述中间翼梁延伸部分134形成。

15.示例14的机翼襟翼100，还包括延伸构件146，所述延伸构件联接到所述襟翼主体164并位于所述后翼梁114的所述后翼梁延伸部分130和所述中间翼梁118的所述中间翼梁延伸部分134之间，并且其中所述扭矩构件210部分地由所述延伸构件146形成。

16.示例14或15的机翼襟翼100，还包括延伸肋176，所述延伸肋176在所述后翼梁114的所述后翼梁延伸部分130和所述中间翼梁118的所述中间翼梁延伸部分134之间延伸，并且其中所述扭矩构件210部分地由所述延伸肋176形成。

17.示例13至16中任一项的机翼襟翼100，其中：

所述多个翼梁106包括前翼梁110；

所述机翼襟翼100还包括：内侧肋168，在所述襟翼主体164的内侧端处在所述前翼梁110和所述后翼梁114之间延伸；和延伸构件146，联接到所述内侧肋168；

所述襟翼主体164部分地由所述前翼梁110形成；并且

所述扭矩构件210部分地由所述延伸构件146形成。

18.一种飞机的机翼，所述机翼包括：

机翼主体258；和

机翼襟翼100，包括：襟翼主体164，与所述机翼主体258可移动地联接；和扭矩构件210，与所述襟翼主体164的至少一部分一体成形。

19.示例18的机翼，其中：

所述机翼襟翼100还包括：上蒙皮102；下蒙皮104，与所述上蒙皮102相对；和多个翼梁106，在所述上蒙皮102和所述下蒙皮104之间延伸；并且

所述扭矩构件210与所述多个翼梁106中的至少一个一体成形。

20.一种机翼襟翼100的形成方法，所述方法包括：

将扭矩构件210与襟翼主体164的至少一部分一体成形以形成所述机翼襟翼100，其中：

所述襟翼主体164被构造成与飞机的机翼可移动地联接；并且

所述扭矩构件210被构造成联接到所述飞机的襟翼致动器260。

这里提到的“示例”是指结合示例描述的一个或多个特征、结构、元件、部件、特性和/或操作步骤被包括在根据本公开的主题的至少一个实施例和/或具体实施方式中。因此，贯穿本公开的短语“示例”和类似语言可以但不一定指相同的示例。进一步地，表征任何一个示例的主题可以但不一定包括表征任何其它示例的主题。

如本文所用，“被构造成”执行特定功能的系统、装置、结构、物品、元件、部件或硬件确实能够在没有任何改变的情况下执行该特定功能，而不仅仅是在进一步修改后具有执行该特定功能的潜力。换句话说，“被构造成”执行特定功能的系统、装置、结构、物品、元件、部件或硬件是专门选择、创建、实施、利用、编程和/或设计的，以用于执行该特定功能。如本文所用，“被构造成”表示系统、装置、结构、物品、元件、部件或硬件的现有特征，其使得该系统、装置、结构、物品、元件、部件或硬件能够执行该特定功能而无需进一步修改。出于本公开的目的，被描述为“被构造成”执行特定功能的系统、装置、结构、物品、元件、部件或硬件可以附加地或另选地被描述为“适于”和/或“可操作地”执行该功能。

除非另有说明，术语“第一”、“第二”等在此仅用作标签，并不旨在对这些术语所指的物品强加顺序、位置或等级要求。而且，提及“第二”物品并不要求或排除较低编号物品(例如，“第一”物品)和/或较高编号物品(例如，“第三”物品)的存在。

如本文所用，“联接的”、“联接到”和类似术语指的是两个或更多个彼此接合、链接、紧固、连接、连通或以其它方式(例如，机械地、电性地、流体地、光学地、电磁地)相关联的元件。在各种示例中，元件可以直接或间接相关联。例如，元件a可以直接与元件b相关联。作为另一个例子，元件a可以例如经由另一个元件c与元件b间接相关联。应当理解，并非必须表示各种公开的元件之间的所有关联。因此，可以存在除了图中所示的之外的联接。

如本文所用，短语“中的至少一个”，当与一列物品一起使用时，其指可以使用所列物品中的一个或多个的不同组合，并且列表中的每个物品可能只需要一个。例如，“物品a、物品b和物品c中的至少一个”可以包括但不限于物品a或物品a和物品b。该示例还可以包括物品a、物品b和物品c，或者物品b和物品c。在其它示例中，“中的至少一个”可以是，例如但不限于，物品a中的两个、物品b中的一个和物品c中的十个；物品b中的四个和物品c中的七个；以及其它合适的组合。

在图20和图21中，如上所述，框图可以表示操作和/或其部分，并且连接各种框图的线不意味着操作或其部分的任何特定顺序或从属关系。虚线表示的框图表示可选的操作和/或其部分。连接各种框图的虚线(如果有的话)表示操作或其部分的可选的从属关系。应当理解，并非必须表示各种公开的操作之间的所有从属关系。图20和图21以及描述本文所述公开的方法的操作的所附公开不应被解释为必须确定操作被执行的顺序。相反，虽然示出了一个例示性顺序，但是应当理解，操作的顺序可以在适当的时候修改。因此，可以对所示的操作进行修改、添加和/或省略，并且某些操作可以以不同的顺序或同时执行。此外，本领域技术人员将理解，并非所有描述的操作都需要执行。

虽然已经示出和描述了所公开的天线、航空航天器和方法的各种实施例和/或示例，但是在阅读说明书之后，本领域技术人员可以想到修改。本申请包括这样的修改，并且仅受权利要求的范围的限制。