致動組件及隔離方法、包括其的機翼、翼梢裝置和飛行器與流程

2023-05-07 05:12:56 2

本發明涉及飛行器機翼和機翼末梢裝置，並且更具體地但非排他性地涉及具有可移動的機翼末梢裝置的飛行器機翼、在這種機翼中使用的致動組件、包括這種機翼的飛行器以及使機翼末梢裝置移動的方法。

背景技術：

目前的趨勢是載客飛行器越來越大，為此需要具有相應的大的機翼的翼展。然而，最大飛行器翼展被機場操作規則有效地限制，所述機場操作規則管理當在機場附近操縱時各種所需間隙(比如用於登機口和安全滑行道的使用的所需翼展和/或離地間隙)。

可移動的機翼末梢裝置已經被提出用於載客飛行器上，其中機翼末梢裝置可以在飛行期間使用的飛行構型與基於地面的操作期間使用的地面構型之間移動。在地面構型中，機翼末梢裝置移動離開飛行構型，使得飛行器機翼的翼展減小，從而允許使用現有的門和安全滑行道的使用。例如，美國2013/0292508公開了一種機翼末梢裝置能夠繞位於固定(內部)機翼上的鉸鏈旋轉的結構。其他結構諸如在wo2011/051699中公開的結構使機翼末梢裝置能夠進行更複雜的運動。

具有可移動機翼末梢裝置的飛行器必須是當機翼末梢裝置處於飛行構型時適合於飛行而在基於地面的操作期間必須還能夠使機翼末梢裝置移動。這會帶來一些困難：

首先，在飛行構型中，趨向於理想的是在機翼末梢裝置與固定機翼支架具有密封(件)，以確保在該區域中平順的氣流並且使阻力損耗最小化。然而，如果使用密封件，那麼在飛行構型與地面構型之間的運動密封件易於受到明顯磨損。

其次，必須將機翼末梢裝置上的飛行載荷充分地傳遞至主機翼。提供飛行載荷能夠充分地傳遞同時當需要時仍使得機翼末梢裝置能夠從飛行構型移動至地面構型的結構具有很大的設計難度。

在提供用於將機翼末梢裝置在飛行構型與地面構型之間移動的實用性結構中還存在其他技術挑戰。這中間待被解決的問題有：提供安全的和可靠的結構以使得該運動能夠不過度地影響機翼的設計的問題；以及提供緊湊的且重量輕的驅動裝置以實現機翼末梢裝置運動的問題。

本發明力圖緩解上述問題中的至少一些問題。

技術實現要素：

根據本發明的第一方面，提供了一種飛行器機翼，包括固定機翼以及位於該固定機翼的末梢處的機翼末梢裝置，其中，所述機翼末梢裝置能夠在下述構型之間設置：(i)在飛行期間使用的飛行構型，與(ii)在基於地面的操作期間使用的地面構型，在該地面構型中機翼末梢裝置移動離開飛行構型使得飛行器機翼的翼展減小，其中，在飛行構型中，機翼末梢裝置與固定機翼通過載荷傳遞結構接合，使得可以將飛行載荷從機翼末梢裝置傳遞至固定機翼中，但是在機翼末梢裝置離開飛行構型且朝向地面構型的運動期間，機翼與機翼末梢裝置之間的載荷傳遞結構斷開接合，其中，機翼包括用於使機翼末梢裝置在飛行構型與地面構型之間移動的致動組件，該致動組件包括聯接至機翼末梢裝置的滑動基架，該滑動基架可以通過軌道和從動件結構相對於固定機翼以可滑動的方式移動。該軌道包括具有第一寬度的第一部分和具有比第一寬度窄的第二寬度的第二部分，設置成使得：當機翼與機翼末梢裝置之間的載荷傳遞結構斷開接合時，從動件以緊密配合的方式位於軌道的第二部分中，使得從動件不能在該第二部分的寬度內移動，但是當機翼末梢裝置處於飛行構型且載荷傳遞結構接合時，從動件位於軌道的第一部分中且能夠在該第一部分的寬度內移動，從而基本上將滑動基架與飛行載荷隔離。

由於當機翼末梢裝置處於飛行構型時從動件位於相對寬的軌道中，因此從動件基本上不能將載荷反作用到滑動基架中(因為在任何這樣的載荷的情況下，從動件將簡單地在軌道的寬度內移動)。替代地，載荷經由載荷傳遞結構傳遞。這意味著致動組件不需要將尺寸設定成處理飛行載荷，從而使得致動組件能夠是相對較小的和/或輕重量的。此外，通過提供從動件可以以緊密配合的方式定位在其中的相對窄的軌道(當機翼與機翼末梢裝置之間的載荷傳遞結構斷開接合時——例如在移動至地面構型期間)，致動組件仍然可以設置成傳遞處於地面構型中時或者移動至地面構型期間出現的(通常較小的)載荷。

從動件可以與滑動基架相關聯。滑動基架可以在從動件上沿著軌道以可滑動的方式移動。

原則上，從動件可以是能夠執行沿循軌道的功能的任何結構。從動件可以是能夠沿著軌道移動的轉向架(bogie)。轉向架可以包括兩個輪。輪可以安裝在轉向架本體上。已經發現使用轉向架是特別有益的，因為轉向架提供了相對低磨損的結構。

轉向架可以被偏置成擴張定向，使得轉向架接觸軌道的兩側。擴張定向可以使得當轉向架位於軌道的第一部分中時，轉向架仍然接觸軌道的兩側。已經發現以這種方式偏置轉向架可以減小振動和/或滿足公差，因為這確保了在軌道的兩側上都與轉向架接觸。

偏置力優選地相對較弱——例如，偏置力優選地將容易地被任何飛行所引起的載荷克服，使得轉向架仍然能夠在軌道的第一部分的寬度內移動，並且基本上不能執行載荷傳遞功能(從而基本上將滑動基架與飛行載荷隔離)。

從動件在軌道內的運動——當從動件位於第一部分中時是可能的——可以是橫跨軌道的寬度的橫向運動。在包括呈偏置轉向架形式的從動件的本發明的優選實施方式中，該運動可以是繞轉向架的中心點的旋轉，使得轉向架移動離開其擴張定向。

軌道的「寬度」通常在引導從動件的相對側之間測量。軌道優選地沿內側/外側定向延伸。軌道的寬度優選為基本上豎向的。

當載荷傳遞結構斷開接合時，從動件以緊密配合的方式位於軌道的第二部分中。當機翼末梢裝置處於地面構型時，載荷傳遞結構可以斷開接合。

致動組件可以設置成使機翼末梢裝置以兩階段運動的方式從飛行構型移動至地面構型，所述兩階段運動包括第一階段和後續的第二階段，在該第一階段中機翼末梢裝置僅以線性運動的方式平移離開飛行構型，在後續的第二階段中機翼末梢裝置旋轉至地面構型。已經發現兩階段運動，特別是第一階段是僅線性運動的兩階段運動，是特別有益的。例如，具有僅為線性運動的第一階段易於減小在固定機翼與機翼末梢裝置之間的任何密封結構上的磨損，因為這易於避免密封表面之間發生相對地旋轉。替代性地或附加地，具有僅線性運動的第一階段可以便於固定機翼與機翼末梢裝置之間的接合以確保有效的載荷傳遞結構。

原則上，第二階段的運動可以包括與旋轉運動組合的一些平移運動。然而，在本發明的優選實施方式中，機翼末梢裝置在第二階段的運動中基本上不經歷平移運動。在第二階段的運動中，機翼末梢裝置優選地僅以旋轉運動的方式旋轉。

機翼可以設置成使得機翼與機翼末梢裝置之間的載荷傳遞結構在第一階段的運動結束時斷開接合。

固定機翼和機翼末梢裝置中的一者可包括多個被包容構件，比如栓。固定機翼和機翼末梢裝置中的另一者可包括多個相應的包容構件，比如襯套。載荷傳遞結構可以包括被包容構件和包容構件。包容構件可以設置成當機翼末梢裝置處於飛行構型時接納被包容構件，使得通過被包容構件可以將飛行載荷從機翼末梢裝置傳遞至固定機翼中。這種結構是有益的，因為其使飛行載荷能夠被充分地管理並且反作用在固定機翼中。當載荷傳遞結構斷開接合時，被包容構件可以與包容構件分離。

當載荷傳遞結構接合時，被包容構件和包容構件可以設置成將彎矩傳遞至固定機翼。被包容構件和包容構件可設置成將豎向的和/或向前/向後的剪切載荷傳遞至固定機翼。被包容構件和包容構件可以設置成使得其基本上不能將(沿著機翼的翼展的)內側/外側載荷傳遞至固定機翼中。例如，被包容構件和包容構件可設置成使得其基本上不能在沿著平均翼弦線的方向上將載荷傳遞至固定機翼。

原則上，滑動基架可以以能夠實現滑動運動的任何方式安裝在固定機翼上。然而，更優選地是，致動組件包括固定基架，滑動基架以可滑動方式安裝在該固定基架上。固定基架可固定地附接至固定機翼。固定基架可以包括軌道。已經發現提供在其上安裝有滑動基架的固定基架是特別有益的，因為其使得致動組件能夠被預組裝為單元，並且例如在遠離飛行器機翼的位置處被測試。然後，這種鉸接組件能夠以有效的方式安裝在機翼中。

在飛行構型中，機翼末梢裝置的後緣優選地是固定機翼的後緣的延續部分。機翼末梢裝置的前緣優選地是固定機翼的前緣的延續部分。從固定機翼至機翼末梢裝置優選地存在平順的過渡部。應了解的是，即使在內部機翼與機翼末梢裝置之間的接合部處存在扭曲或掃掠變化的情況下仍可存在平順的過渡部。然而，在固定機翼與機翼末梢裝置之間的接合部處優選地不存在間斷。機翼末梢裝置的上表面和下表面可以是固定機翼的上表面和下表面的延續部分。

在飛行構型中，飛行器的翼展可能超過機場兼容性門限。在地面構型中，飛行器的翼展優選地減小，使得該翼展(在機翼末梢裝置處於地面構型的情況下)小於或基本上等於機場兼容性門限。

當機翼末梢裝置處於地面構型時，結合有機翼的飛行器可能不適於飛行。例如，處於地面構型的機翼末梢裝置可能在空氣動力學上和/或在結構上不適於飛行。飛行器優選地構造成使得機翼末梢裝置在飛行期間不能夠移動至地面構型。飛行器可以包括用於感測飛行器何時處於飛行狀態的傳感器。當傳感器感測到飛行器處於飛行狀態時，控制系統優選地設置成使機翼末梢裝置移動至地面構型的可行性喪失。

機翼末梢裝置可以是機翼末梢延伸部；例如，機翼末梢裝置可以是平面狀末梢延伸部。在其他實施方式中，機翼末梢裝置可以包括例如小翼之類的非平面狀裝置或者由例如小翼之類的非平面狀裝置構成。

文中所描述的兩階段運動趨於參照機翼末梢裝置的從飛行構型至地面構型的運動進行描述。致動組件優選地設置成還使機翼末梢裝置以兩階段運動的方式從地面構型移動至飛行構型。該兩階段運動優選地為從飛行構型至地面構型的運動的顛倒。換句話說，機翼末梢裝置從地面構型旋轉，並且隨後僅以線性運動的方式朝向飛行構型平移。為了清楚起見，文中沒有參照所述兩個運動方向對每個特徵進行描述。而應理解的是，參照一個運動方向所描述的任何特徵可以反過來同樣適用於反向方向的運動。

根據本發明的另一方面，提供了一種被用作如文中所描述的致動組件的致動組件，該致動組件包括滑動基架、以及軌道和從動件結構，該軌道包括具有第一寬度的第一部分和具有比第一寬度窄的第二寬度的第二部分，使得：當機翼與機翼末梢裝置之間的載荷傳遞結構斷開接合時，從動件以緊密配合的方式位於軌道的第二部分中，因此從動件不能在該第二部分的寬度內移動，但是當機翼末梢裝置處於飛行構型且載荷傳遞結構接合時，從動件位於軌道的第一部分中並且能夠在該第一部分的寬度內移動。

致動組件可以包括用於安裝到機翼中的固定基架。滑動基架可以以可滑動方式安裝在固定基架中。軌道可以位於固定基架上並且從動件可以與滑動基架相關聯。

根據本發明的另一方面，提供了一種聯接至文中所描述的致動組件的機翼末梢裝置。

根據本發明的另一方面，提供了一種包括文中所描述的飛行器機翼的飛行器。該飛行器優選地為載客飛行器。載客飛行器優選地包括客艙，客艙包括用於容置多名乘客的多行和多列座椅單元。飛行器的容納量可以為至少20名、更優選地為至少50名乘客，並且更優選地為多於50名的乘客。飛行器優選地為有動力飛行器。飛行器優選地包括用於推進飛行器的發動機。飛行器可以包括裝於機翼的並且優選地裝在機翼下的發動機。

根據本發明的又一方面，提供了一種將致動組件與飛行器機翼中的飛行載荷隔離的方法，該飛行器機翼包括固定機翼和位於該固定機翼的末梢處的機翼末梢裝置，其中，機翼末梢裝置能夠在下述兩個構型之間設置：(i)在飛行期間使用的飛行構型，與(ii)在基於地面的操作期間使用的地面構型，在地面構型中，機翼末梢裝置移動離開飛行構型，使得飛行器機翼的翼展減小，該方法包括以下步驟：將致動組件中的滑動基架安裝在軌道和從動件裝置上，該軌道包括具有第一寬度的第一部分和具有比第一寬度窄的第二寬度的第二部分，以及將致動組件設置成使得：當機翼與機翼末梢裝置之間的載荷傳遞結構斷開接合時，從動件以緊密配合的方式位於軌道的第二部分中，使得從動件不能在該第二部分的寬度內移動，但是當機翼末梢裝置處於飛行構型且載荷傳遞結構接合時，從動件位於軌道的第一部分中並且能夠在第一部分的寬度內移動，從而基本上將致動組件與飛行載荷隔離。

當然，應理解的是，參照本發明的一個方面所描述的特徵可以併入到本發明的其他方面。例如，本發明的方法可以結合參照本發明的設備所描述的任何特徵，並且本發明的設備可以結合有參照本發明的方法所描述的任何特徵。

附圖說明

現在將參照示意性附圖僅出於示例目的對本發明的實施方式進行描述，在附圖中：

圖1示出了具有根據本發明的第一實施方式的飛行器機翼的飛行器的正視圖；

圖2a示出了圖1的飛行器的機翼中的一個機翼，其中機翼末梢裝置處於飛行構型；

圖2b示出了圖2a的機翼，但是其中機翼末梢裝置處於地面構型；

圖3a示出了圖2a的機翼的正視圖，其中機翼末梢裝置處於飛行構型；

圖3b示出了圖2a的機翼的底部的局部剖視圖；

圖4a為圖3a的正視圖，但是其中機翼末梢裝置已經經歷了從飛行構型朝向地面構型的第一階段的運動；

圖4b為圖4a中的機翼的平面圖；

圖5a為圖4a的機翼的正視圖，但是其中機翼末梢裝置已經部分地經歷了朝向地面構型的第二階段的運動；

圖5b為圖5a的機翼的正視圖，但是其中機翼末梢裝置已經完成了至地面構型的運動；

圖6為第一實施方式的機翼中的鉸接組件的分解立體圖；

圖7a為本發明的第一實施方式中的機翼的剖視立體圖，圖中示出了致動結構；

圖7b為圖7a中的機翼的剖視正視圖；

圖7c為圖7a和圖7b中的機翼的剖視正視圖，圖中示出了旋轉止擋特徵；

圖8a和圖8b為本發明的第一實施方式中的機翼的剖視立體圖，圖中示出了在機翼末梢裝置已經經歷了第一階段的運動時的致動組件；

圖8c為圖8a和圖8b中的機翼的剖視正視圖；

圖8d為圖8a至圖8c中的機翼的剖視正視圖，圖中示出了旋轉止擋特徵；

圖9a為本發明的第一實施方式中的機翼的剖視立體圖，圖中示出了當機翼末梢裝置在第二階段的運動期間朝向地面構型移動時的致動組件；

圖9b為圖9a中的機翼的剖視正視圖；

圖9c和圖9d為圖9a至圖9b中的機翼在朝向地面構型的運動期間的不同時刻處的剖視正視圖；

圖10a為本發明的第一實施方式中的機翼的剖視立體圖，圖中示出了當機翼末梢裝置已經移動至地面構型時的致動組件；

圖10b為圖10a中的機翼的剖視正視圖；

圖10c為圖10a和圖10b中的機翼的剖視正視圖，圖中示出了旋轉止擋特徵；

圖11為本發明的第一實施方式的機翼中的致動組件的立體圖；

圖12為翼盒的立體圖，該翼盒具有準備好接納圖11的致動組件的固定基架；

圖13a至圖13c為示出了安裝到圖12的固定基架中的圖11的致動組件的立體圖；

圖14為示出了機翼末梢裝置的附接至圖13a至圖13c的致動組件的部分的立體圖；以及

圖15a和圖15b為在機翼中沿著翼梁方向截取的截面圖，圖中示出了致動組件31。

具體實施方式

圖1為示出了具有根據本發明的第一實施方式的飛行器機翼3的飛行器1的示意圖。在現在參照的圖2a和圖2b中更詳細地示出了飛行器1上的機翼3中的一個機翼的端部。

機翼3包括在飛行器機身處從機翼根部向末梢延伸的固定機翼5。在固定機翼5的末梢處設有機翼末梢裝置7。機翼末梢裝置7能夠在飛行構型(圖2a中所示)與地面構型(圖2b中所示)之間移動。

在飛行構型中，機翼末梢裝置7實際上為固定機翼5的延伸部，使得機翼末梢裝置的前緣9』和後緣11』為固定機翼5的前緣9和後緣11的延續部分，並且機翼末梢裝置7的上表面和下表面為固定機翼5的上表面和下表面的延續部分。固定機翼和機翼末梢裝置一起形成了飛行器1上的主機翼3。

機翼末梢裝置7能夠從飛行構型(圖2a中所示)移動(運動)至地面構型(圖2b中所示)。在地面構型中，機翼末梢裝置7移動使得飛行器1的翼展減小(相對於飛行構型)。這使得飛行器1在飛行期間能夠具有相對較大的翼展(該飛行翼展超過機場門限)，同時當在地面上時仍然遵守機場門限、安全滑行道的使用等。

使可移動的機翼末梢裝置本身來實現該在地面上的翼展減小是已知的。然而，本發明的第一實施方式提供了如現在將參照其他圖進行說明的使機翼末梢裝置在所述兩種構型之間移動的改進的方法。

已經通過計算機輔助設計(cad)程序包產生了許多圖。因而，應理解的是，圖中的一些圖包括構造線、以及/或者示出了實施方式的隱藏的、或內部的特徵的一些線。

圖3a至圖6示出了機翼末梢裝置7在機翼末梢裝置7從飛行構型向地面構型移動時的不同時刻(並且來自不同的視角)的位置。

圖3a和圖3b為機翼3的端部的兩個視圖，其中機翼末梢裝置7處於飛行構型。如圖3a(其為正視圖)中最佳地示出的，機翼的上表面和下表面在固定機翼5與機翼末梢裝置7之間的接合部處是基本上連續的。固定機翼5和機翼末梢裝置7的接合面邊緣13、15包括可彈性變形的「p型」密封件(在圖中不可見)，該可彈性變形的「p型」密封件在飛行構型中被壓縮以對接合部進行密封並且阻止經過該接合部的空氣動力學的洩漏流動。

飛行構型用於在飛行期間使用，因此重要的是將(由空氣動力和/或慣性載荷引起的)機翼末梢載荷傳遞到固定機翼5中。在這方面，第一實施方式的固定機翼5包括三對固定栓17a、17b、17c。兩對栓17a、17b從主翼梁19和前翼梁21的外側端部突出，並且一對栓17c從翼梁的內側結構23突出，使得一些載荷可以在內側反作用於固定機翼5。機翼末梢裝置7的支承框架25包括對應的孔27a至27c，所述對應的孔27a至27c襯有襯套，襯套設置成當機翼末梢裝置7處於飛行構型時接納栓17a、17b、17c。接合栓17a至17c/襯套27a至27c使得機翼末梢裝置7中的載荷能夠反作用於固定機翼5的翼梁19、21。

栓(和襯套)的縱向軸線沿外側方向延伸，與翼梁19、21大致對準，並且大致處於固定機翼5的平面中。因此，接合栓17a至17c/襯套27a至27c在傳遞豎向載荷和向前/向後載荷(豎向載荷和向前/向後載荷是飛行期間由機翼末梢裝置5經受的主要載荷)時特別有效。

栓17a至17c和襯套27a至27c在圖3b和圖13a至圖13c中最佳圖示，在所述圖中為了清楚起見移除了機翼蒙皮。圖3a還以虛線示出了成對的栓中的一對栓17a的放大視圖，所述栓17a延伸通過支承框架25的根部25』中的襯套27a。

圖4a和圖4b示出了機翼末梢裝置7朝向地面構型的第一運動階段之後的機翼。機翼末梢裝置7已經經歷了在沿著機翼的外側方向上(在圖4b中由大箭頭示出)的平移運動。重要的是注意到該運動僅是平移並且其不包括運動的任何旋轉分量。已經發現通過離開飛行構型的該類型的初始運動產生了兩個優點。首先，該運動平行於成對的栓17a至17c的軸線。因此這使機翼末梢裝置7能夠容易地與栓17a至17c斷開接合(即栓17a至17c移動脫離襯套27a至27c)而不需要輔助機構來使栓縮回或者以另外方式來移動栓。其次，該平移運動在沒有運動的相對旋轉分量的情況下能夠使「p型」密封件被破壞(即，分離)。已經發現在破壞密封件時具有運動的旋轉分量增加了密封件的磨損，因此確保了線性分離易於使任何磨損最小化並且能夠改進密封結構。

在本發明的第一實施方式中，至地面構型的運動是兩階段運動。第一階段是如上並且參照圖4a和圖4b所描述的平移運動(即將密封件分離以及使栓移動脫離襯套)。第二階段是以下參照圖5a和圖5b描述的旋轉運動。

在第一運動階段之後，機翼末梢裝置7設置成旋轉(並且僅旋轉)至地面構型。如在圖5a和圖5b中示出的，繞位於機翼的上表面附近的鉸鏈29旋轉。機翼末梢裝置7被旋轉以將其帶至略微過度豎向的位置(圖5b)。該位置在幾何學上是穩定的，並且還使所能夠實現的翼展減小最大化。機翼末梢裝置7通過鎖保持就位(將參照圖10b在以下更詳細地描述)。

已經發現第二運動階段是基本上純的旋轉是有益的，因為其避免了否則在外側平移運動可能發生的翼展方面的任何增加。

機翼末梢裝置7在從地面構型移動至飛行構型時也能夠沿與上述運動的反向移動。換句話說，當移動成飛行構型(例如準備起飛)時，機翼末梢裝置7首先繞鉸鏈29向下旋轉直至機翼末梢裝置7與固定機翼5大致共平面。然後，機翼末梢裝置7平移到栓17a至17c上使得栓17a至17c與襯套27a至27c接合併且使得機翼末梢裝置7抵接固定機翼5的末梢，從而壓縮接合面處的密封件。

參照本發明的第一實施方式的圖3a至圖5b的以上描述說明了機翼末梢裝置7的兩階段運動的性質。該運動由位於固定機翼中的致動組件31來實現。在接下來的圖6中示出並且現將描述致動組件31的細節。

圖6是致動組件的分解視圖。致動組件31包括滑動基架33，該滑動基架33容納在固定基架35中。滑動基架33安裝在兩對彈簧加載轉向架37上，使得滑動基架33能夠以可滑動的方式沿著固定基架35的內部側面內的兩個相應的軌道39移動。滑動基架33包括唇狀部41，該唇狀部41突出通過位於固定基架35的頂部中的開口通道43從而形成了平移止擋特徵(在下文更詳細地討論)。

固定基架35本身以固定的方式附接至位於固定機翼5的前翼梁與後翼梁之間的浴盆狀配件45(參見圖7a)。

滑動基架33包含鉸接機構47，該鉸接機構47包括主鐘形曲柄49和從動連杆51。從動連杆51在一端處繞第一樞軸52樞接至主鐘形曲柄49。從動連杆51在另一端處繞第二樞軸54樞接至機翼末梢裝置7。主鐘形曲柄49在一端處以可樞轉的方式繞安裝在滑動件53上的第三樞軸56安裝，滑動件53設置成沿著滑動基架33中的中央導軌55移動。在鐘形曲柄49的端部之間，鐘形曲柄的中央在旋轉連接部58處連接至包括兩個線性致動器57的線性致動器組件57。該旋轉連接部58被約束成沿著限定在滑動基架結構中的下垂槽61移動。

滑動基架33還經由位於滑動基架31遠端處的鉸鏈29連接至機翼末梢裝置7。鉸鏈的外端部包括腎形端蓋63。端蓋63設置成抵接(在飛行構型中)固定基架35上的抵接表面65從而形成旋轉止擋特徵(在下文更詳細地討論)。

圖7a至7c示出了當機翼末梢裝置7處於飛行構型時的致動組件31。此時，致動器57完全地縮回並且滑動基架33處於其最後面的位置(即最遠的內側)處使得其與固定基架35的端部齊平。滑動基架33上的從固定基架35中的開口通道43延伸出的唇狀部41距通道的端部的直線距離為x。鉸接機構47由致動器57儘可能遠地拉回使得連杆51幾乎是水平的。如在圖7c中示出的，鉸鏈29上的腎形端蓋63被接納成以緊密配合方式抵靠固定基架35的抵接表面65。

為了開始至地面構型的運動，並且更具體地為了實現該運動的第一階段，致動器57被伸展。通過固定基架35上的抵接表面65阻止腎形端蓋63旋轉，並且因此機翼末梢裝置7不能相對於致動組件31旋轉。替代地，致動器57的伸展(經由鉸接機構47，該鉸接機構47由於存在旋轉止擋件63、65而被迫作為剛性連杆)推動滑動基架33。這導致致動組件31相對於固定基架35的純平移運動。該運動平行於栓17a至17c的軸線。由於機翼末梢裝置7沿著鉸鏈29聯接至滑動基架33，因此該運動用作沿著栓17a至17c的長度推動機翼末梢裝置7直到栓17a至17c脫離襯套27a至27c為止。在圖8a至圖8d中示出了栓17a至17c剛剛脫離襯套27a至27c的時刻。

如在圖8a和圖8b中最清楚地示出，滑動基架33的唇狀部41在該點已經到達固定基架35中的通道43的端部(即圖7a中的距離x僅比曾接納在襯套27a至27c中的栓17a至17c的長度略微長一點)。唇狀部41抵接通道43的端部並且阻止滑動基架33的超過該點的進一步線性運動。然而，旋轉止擋特徵63、65設計成使得在唇狀部41抵接通道43的端部的同時，腎形端蓋63同時地到達抵接表面65的端部(參見圖8d)使得機翼末梢裝置7自由而以繞鉸鏈29旋轉。

致動器57的持續伸展因此停止產生平移運動，並且替代地產生機翼末梢裝置7繞鉸鏈29的旋轉(即，第二運動階段)。如在圖9a和圖9b中最佳圖示的，滑動基架33現保持靜止但是鉸接機構47沿著中央導軌55移動。鐘形曲柄49上的旋轉連接部58(致動器附接在該旋轉連接部58處)的軌跡遵循下垂槽61(如在圖10b中最佳示出的)。該槽61沿其第一半的形狀設定為將連杆51保持如下定向：該定向與旋轉連接部58以及第一樞軸52和第二樞軸54近似成一直線，並且將致動力傳遞到機翼末梢裝置7的遠離鉸鏈29(即從鉸鏈29偏移)的位置處。這產生了繞鉸鏈29的力矩臂，該力矩臂用以使機翼末梢裝置7向上旋轉。

圖9c和圖9d示出了鉸鏈的端蓋當其脫離抵接表面時如何不再阻止旋轉。

致動器57的持續伸展使機翼末梢裝置7移動到地面構型(圖10a和圖10b中示出)，在地面構型中機翼末梢裝置7直立在鉸鏈29的上方。槽61的端部下垂使得沿著鐘形曲柄49的力的主要分量持續作用以沿著導軌55拉動滑動件53，而不是僅針對導軌55產生大的豎向反作用力。在地面構型中，鐘形曲柄49和從動連杆51形成過中心的鎖定(在下文更詳細地討論)。

圖10c示出了鉸鏈29的端蓋63當其脫離抵接表面65時如何繼續允許旋轉。

本發明的第一實施方式中的致動組件31已經設計成以快速的且容易的方式安裝在飛行器固定機翼5上。特別地，致動組件31包括固定基架35和滑動基架33(滑動基架33包含鉸接機構47)。由於致動組件31中的所有部件相對於固定基架35移動，因此在安裝在機翼的翼梁19、21上之前固定基架35可以被簡單地保持同時組件31經試驗臺測試。不需要在安裝至固定機翼5期間或者安裝至固定機翼5之後進行所有測試。這可以使致動組件31能夠是「現場可替換單元」(lru)。

如圖11和圖12中示出的，固定基架35包括側向延伸凸緣67，以便附接至固定機翼翼梁19、21上的浴盆形配件45(圖12)。

致動組件31的安裝以兩個步驟的方式進行。參照圖13a和圖13b，致動組件31首先通過將組件從機翼的底部插入並且將固定基架凸緣67緊固至浴盆形配件45而相對於固定機翼5固定。現參照圖13c，致動器57然後在一端部處附接至在翼梁19、21之間延伸的杆69，並且致動器57在另一端部處附接至鐘形曲柄49上的旋轉連接部58。

為了安裝機翼末梢裝置7，致動組件31將其構型設定處於地面構型(即致動器57完全伸展)。參照圖14，機翼末梢裝置框架結構25然後下降到鉸鏈29中並且從動連杆51在從鉸鏈29偏移的位置處附接至框架25。

返回參照圖10b，鉸接機構設置成使得當機翼末梢裝置7處於地面構型時，主鐘形曲柄49和從動連杆51處於過中心的位置。更具體地，第一樞軸52(位於鐘形曲柄49與從動連杆51之間)不與第二樞軸54(位於連杆51與機翼末梢裝置7之間)和第三樞軸56(鐘形曲軸49在第三樞軸56處在滑動件53上樞轉)在一條線上。這產生了過中心的鎖定以將機翼末梢裝置鎖定處於地面構型。該鎖定只能由致動器57的縮回來解鎖。應理解的是，過中心的鎖定也可以由同一致動器57當其伸展以將機翼末梢裝置移動至地面構型時產生。因此，同一致動器設置成使機翼末梢裝置移動並且形成/破壞將機翼末梢裝置保持在地面構型的過中心的鎖定。這消除了對於用於鎖定/解鎖機翼末梢裝置處於地面構型的單獨的致動器的需要。

圖15a和圖15b為機翼中沿著翼梁方向截取的截面圖，圖中示出了致動組件31，其中特別專注於固定基架35和滑動基架33之間的軌道和從動件裝置，如現在將進行描述的：

滑動基架33在呈兩對彈簧加載轉向架71a、71b(在圖15a和圖15b的視圖中僅可以看到每對71a、71b中的一個)的形式的從動件上被接納在固定基架35的內側。轉向架71a、71b接納在c形軌道73中——c形軌道73定形狀在固定基架35的內表面中，並且能夠沿著軌道73移動以使滑動基架33相對於固定基架35能夠滑動運動(應理解的是，滑動運動不必然限於僅經由滑動接觸的方式；根據本發明的該第一實施方式該術語還包括滾動接觸)。

軌道73包括第一部分73a和第二部分73b，該第一部分73a具有相對寬的寬度wa(圖15a和圖15b中的豎向方向)，該第二部分73b位於相應的第一部分73a的外側，該第二部分73b具有相對窄的寬度wb。

當機翼末梢裝置7處於飛行構型時(參見圖15a)，彈簧加載轉向架71a、71b沿著軌道的第一部分定位。彈簧加載轉向架71a、71b被彈性偏置向擴張定向，在該擴張定向中每個轉向架呈使得轉向架71a、71b的輪與軌道73的兩側都接觸的角度(例如，轉向架傾斜於軌道的縱向軸線使得一個輪與一側相接觸並且另一輪與另一側相接觸)。然而，彈簧偏置力相對較弱。因此，當機翼末梢裝置經受載荷、比如飛行載荷時，彈簧加載轉向架71a、71b不能提供任何載荷傳遞路徑，以將這些力傳遞到固定機翼5中(轉向架71a、71b在力的作用下將僅改變定向，而不是將力傳遞到固定機翼5中)。而是，載荷僅經由先前討論的三對栓(17a至17c)和襯套(27a至27c)傳遞。

該結構確保了在裝置處於飛行構型中時滑動基架33以及致動組件31的其他部件與位於機翼末梢裝置7上的飛行載荷有效地隔離。因此，致動組件31不需要將尺寸設定成處理飛行載荷，從而使得致動組件是相對較小的和/或輕重量的。

如上所述，軌道73包括相對寬的部分73a和相對窄的部分73b兩者。軌道73的形狀設定成使得當機翼末梢裝置已經經歷了第一階段的平移運動時，滑動基架沿著軌道73移動使得轉向架71a、71b從軌道的寬的部分73a移動至窄的部分73b。軌道的窄的部分具有與轉向架71a、71b上的輪的直徑大致相同的寬度，使得轉向架71a、71b被迫與軌道73的縱向軸線對準並且保持處於緊密配合。

在該平移運動之後，栓17a至17c脫離襯套27a至27c(參見以上參照圖3a至圖4b的描述)。因此，這些栓不能夠用於傳遞任何載荷。然而，在本發明的第一實施方式中，由於轉向架以緊密配合方式被接納在軌道73的窄的部分73a中，因此致動機構在該階段不再與機翼末梢載荷隔離；轉向架不能在軌道的寬度內移動，並且因此便於將載荷傳遞到固定機翼5中。

本發明的實施方式意識到的是，一旦機翼末梢裝置不再處於飛行構型，則來自機翼末梢裝置的載荷通常較低，因為在該階段通常不存在由飛行所引起的載荷(載荷通常僅是機翼末梢裝置的重量和/或當機翼末梢裝置被向上摺疊時加載在機翼末梢裝置上的強風)。因此，致動組件可以是相對輕重量的，但是仍可以設置成傳遞這些載荷。

儘管已經參照特定的實施方式描述和圖示了本發明，但是本領域的技術人員將理解的是，本發明可以將其本身引向未在本文中具體圖示的許多不同變型。

在前面的描述中提到具有已知的、明顯的或可預見的等同物的整體件或元件時，那麼這些等同物如同單獨列出那樣被併入在本文中。應當對權利要求進行參照以確定本發明的真實範圍，權利要求應該被理解為包括任何這些等同物。讀者也將理解的是，被描述為優選、有利、方便等的本發明的整體件或特徵是可選的並且不限制獨立權利要求的範圍。此外，應當理解的是，這樣的可選的整體件或特徵雖然在本發明的一些實施方案中可能是有益的，但是在其他實施方式中可能是不期望的，並且因此可以預設。