飞行器机翼部段组件的制作方法

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1.本公开涉及一种飞行器机翼部段组件。
2.本发明涉及飞行器机翼部段组件。更具体地但非排他地，本发明涉及一种飞行器机翼部段组件，该飞行器机翼部段组件包括在机翼部段的翼展方向上延伸的结构脊柱部。
3.本发明还涉及飞行器机翼组件、飞行器和操作飞行器的方法。

背景技术：

4.飞行器设置有副翼以控制飞行器的滚转运动。这些副翼通常位于机翼的后缘上，并且通常位于朝向机翼的梢部的位置处。例如，在左机翼上，后缘副翼可以被控制成相对于机翼的其余部分向下枢转，以向机翼提供附加的升力(向上的力)并使飞行器(当从前方看飞行器时)顺时针滚转(roll)。同时，在右机翼上，后缘副翼可以被控制成相对于机翼的其余部分向上枢转，以向机翼提供向下的力并使飞行器顺时针滚转。副翼也可用于减轻飞行器上的阵风载荷。
5.然而，对于在扭转方面是弹性的高展弦比(翼展除以平均翼弦)机翼(即具有12或更大展弦比的长且细的机翼)或在副翼定位成非常接近机翼的梢部的情况下，可以在副翼移动时具有机翼很多的变形。例如，如果副翼向上移动，这可能会导致机翼的其余部分也挠曲或扭曲，使得抵消希望实现的副翼效果。事实上，可能实现所产生的负面或不利的影响(称为副翼反转)。
6.此外，增加副翼的翼展会增加副翼的细长度，并且这导致副翼的进一步扭曲并降低副翼的有效性。另一方面，如果将副翼被分成多个较短的副翼，则这增加复杂性、成本和重量。这也可以允许用于机翼的襟翼的更少空间。
7.然而，高展弦比机翼很重要，因为它们可以减少诱导阻力，并且因此提高燃料燃烧效率，并且降低操作成本和环境影响。
8.另外，在高展弦比机翼中，通常机翼中具有用于副翼的驱动机构的空间很小。这可能意味着整流罩用于形成附加的体积，但这增加了机翼的翼型阻力。
9.这个问题可以通过使用襟副翼来解决——即既可以作为襟翼也可以作为副翼的控制表面。这会在需要时提供更多的滚转力矩。然而，这些襟副翼针对用作襟翼被较少优化，并且占用了襟翼可以使用的空间，这意味着机翼整体效率较低。
10.本发明试图减轻上述问题。替代性地或附加地，本发明寻求提供改进的飞行器机翼部段组件。

技术实现要素：

11.根据第一方面，本发明提供一种飞行器机翼部段组件，包括结构脊柱部、运动机构、以及致动机构，结构脊柱部在机翼部段的翼展方向上延伸，运动机构包括：支承杆，该支承杆在机翼部段的翼弦方向上从第一端部穿过结构脊柱部延伸至第二端部；第一杠杆，该第一杠杆用于连接至第一可移动控制表面以及用于使第一可移动控制表面移动，第一杠杆
以可枢转的方式安装至支承杆的第一端部以相对于支承杆进行枢转运动；第二杠杆，该第二杠杆用于连接至第二可移动控制表面以及用于使第二可移动控制表面移动，第二杠杆以可枢转的方式安装至支承杆的第二端部以相对于支承杆进行枢转运动；以及连接机构，该连接机构用于连接第一杠杆和第二杠杆，使得第一杠杆相对于支承杆的枢转运动引起第二杠杆相对于支承杆的枢转运动，致动机构用于致动第一杠杆相对于支承杆的枢转运动，使得在使用中当致动机构致动第一杠杆相对于支承杆的枢转运动时，第二杠杆也相对于支承杆以可枢转的方式移动，因此导致第一可移动控制表面和第二可移动控制表面两者的运动。在各实施方式中，第二杠杆相对于支承杆的枢转运动是由第一杠杆与第二杠杆之间的连接机构的互连引起的。因此，在这些实施方式的操作中并且当连接机构连接至第一杠杆和第二杠杆时，第一杠杆相对于支承杆的枢转运动引起连接机构相对于支承杆的运动，其中，连接机构的运动引起第二杠杆相对于支承杆的枢转运动。
12.在上文和下文中，“在翼展方向/翼弦方向上延伸”是指以该方向上的至少一分量延伸。上述方向不需要与机翼或机翼部段的翼展或翼弦完全平行。
13.飞行器机翼部段组件可以仅包括飞行器机翼的较小翼展方向部段并且可以仅包括该部段的结构部分。
14.结构脊柱部可以从机翼部段的根部部分延伸至梢部部分。
15.第一可移动控制表面可以是被控制成通过第一杠杆移动的前缘弯折装置或后缘弯折装置(类似于副翼)。第二可移动控制表面可以是被控制成通过第二杠杆移动的前缘弯折装置或后缘弯折装置。第一可移动控制表面可以是后缘弯折装置并且第二可移动控制表面可以是前缘弯折装置。
16.这些弯折装置可以为飞行器提供滚转控制。例如，在左机翼上，前缘弯折装置和后缘弯折装置可以被控制成相对于机翼的其余部分向下枢转，以向机翼提供附加的升力(向上的力)并使飞行器顺时针滚转。同时，在右机翼上，前缘弯折装置和后缘弯折装置可以被控制成相对于机翼的其余部分向上枢转，以向机翼提供向下的力并使飞行器顺时针滚转。可能需要在7秒内从-30度到+30度的滚转响应。弯折装置也可用于减轻飞行器上的阵风加载。
17.在机翼上具有前缘弯折装置和后缘弯折装置两者是有帮助的。
18.这对于高展弦比(长且细)的机翼和/或在副翼(在后缘处)定位成非常接近机翼的梢部的情况下尤其重要。这是因为，如果副翼定位成距机翼根部很远和/或如果机翼(在扭转方面)非常灵活，则在副翼移动时机翼可能发生很多变形。例如，如果副翼向上移动，这可能会导致机翼的其余部分同样挠曲或扭曲，使得抵消希望实现的副翼效果。事实上，可能会因此产生负面或不利的影响(称为副翼反转)。
19.具有前缘弯折装置(如后缘副翼或弯折装置一样)也可以平衡整个机翼翼弦的弯折度的变化，并且因此可以确保不会发生副翼反转。此外，前缘提供了附加的滚转控制表面。这意味着弯折装置可以更短并且沿着机翼的翼展占据更少的空间。例如，这为机翼上的襟翼提供了更多空间，并且允许对机翼进行更好地优化。
20.第一杠杆和第二杠杆可以直接或间接地以可枢转的方式安装至支承杆。
21.这种布置提供了同时致动第一杠杆和第二杠杆二者的紧凑且轻量的方式。这可以用于同时致动前缘弯折装置和后缘弯折装置。这在机翼的梢部部分中、并且尤其是高展弦
比机翼的梢部部分中尤其有用，其中，空间是有限的但是其中需要显著的弯折装置控制表面以便为飞行器提供所需的控制运动(例如所需的滚转量)和运动的速度(例如用于认证和飞行员操纵所需的滚转速度)。
22.另外，使第一杠杆和第二杠杆通过支承杆被连接，允许杠杆上的铰接力矩彼此抵消，并提供有效的结构来处理所经历的载荷。这是特别有用的，因为前缘弯折装置表面和后缘弯折装置表面的铰接力矩通常会在相反的方向上。因此，支承杆可以承担前缘表面与后缘表面(或其他可移动控制表面)之间的铰接载荷的重要部分，并且减少进入机翼结构的横向载荷。
23.结构脊柱部可以包括盒形件结构。结构脊柱部可以具有矩形横截面区域。横截面的高度可能在4mm(例如对于微型无人机)与4m(例如对于大型载客飞行器比如a380)之间。翼弦/宽度可能在40mm(例如微型无人机)和20m(例如对于大型载客飞行器比如a380)之间。高弦比可以在0.05与0.30之间。
24.优选地，结构脊柱部包括整体式盒形件结构。
25.盒形件结构可以由复合材料形成。整体式盒形件结构是特别有效的结构。复合材料使盒形件结构能够轻量。具有相对较小且高效的盒形件结构使得前缘弯折装置和后缘弯折装置能够更大并且因此提供更大的控制表面区域。盒形件结构还降低了制造成本(由于减少的紧固件、钻孔、组件等)。
26.期望的是，支承杆在盒形件结构上的中心(高度方向)位置处延伸穿过结构脊柱部。这是用于向上/向下弯曲的横截面的“中立轴线”。这是因为盒形件结构的这部分承重较小(载荷主要由顶部和底部承担)。
27.优选地，支承杆包括长形部段，该长形部段在第一端部与第二端部之间向内延伸穿过结构脊柱部，其中，第一端部包括第一端部止挡件，该第一端部止挡件定位成邻近结构脊柱部的外部第一侧部，以防止第一端部沿第一方向移动穿过第一侧部，并且其中，第二端部包括第二端部止挡件，该第二端部止挡件定位成邻近结构脊柱部的相反的外部第二侧部，以防止第二端部沿与第一方向相反的第二方向移动穿过第二侧部。
28.因此，止挡件共同防止支承杆相对于结构脊柱部移动。张紧载荷和压缩载荷两者可以通过杆。这使得杠杆上的铰接力矩能够通过支承杆而彼此抵消，并提供有效的结构来处理所经历的载荷。
29.支承杆可以构造成承受张紧和压缩。替代性地或附加地，支承杆可以是预张紧的。
30.优选地，致动机构包括在第一线缆连接点处连接至第一杠杆的线缆，该线缆连接至拉动机构，该拉动机构用于拉动线缆使得第一线缆连接点移动。
31.这种机构对于所需的载荷是轻量且高效的。这是因为线缆近需要承受张紧力，因此比也将需要承受压缩的杆轻。
32.替代性地，致动机构可以包括线性致动器、比如螺杆致动器，线性致动器在第一致动器连接点处连接至第一杠杆。
33.更优选地，致动机构还包括滑轮，并且其中，线缆绕滑轮延伸。
34.甚至更优选地，线缆还在第二线缆连接点处连接至第一杠杆。
35.这提供的是对于线缆上的相同拉力使第一杠杆上的力矩加倍。因此，这进一步增加了机构的效率。
36.甚至更优选地，第二线缆连接点位于滑轮的与第一线缆连接点相反的侧部上。
37.因此，当线缆被拉动时，第一线缆连接点沿第一方向移动，而第二线缆连接点沿相反的第二方向移动。
38.优选地，致动机构包括曲柄杠杆，该曲柄杠杆安装至第一杠杆，使得曲柄杠杆横向于第一杠杆延伸，并且其中，第一线缆连接点位于第一杠杆的第一横向侧部、曲柄杠杆的第一端部上。
39.更优选地，第二线缆连接点位于第一杠杆的相反的第二横向侧部、曲柄杠杆的相反的第二端部上。
40.优选地，连接机构包括至少一个连接器，所述至少一个连接器沿机翼部段的翼弦方向延伸穿过结构脊柱部。
41.所述至少一个连接器可以在翼展方向上与支承杆间隔开(也在机翼部段的翼弦方向上延伸穿过结构脊柱部)。
42.例如，连接器可以是杆或线缆。
43.更优选地，连接机构包括第二连接器，该第二连接器在机翼部段的翼弦方向上延伸穿过结构脊柱部。
44.该第二连接器可以在与第一连接器相反的侧部上在翼展方向上与支承杆间隔开。
45.具有两个连接器允许每个连接器仅需要承受张紧力，并且因此第一连接器和第二连接器可以是线缆。这意味着连接机构可以是轻量的。线缆还使结构脊柱部中的(允许线缆穿过所需的)孔非常小，因为线缆的厚度很小。
46.如果仅一个连接器，该连接器必须是能够承受压缩和张紧的杆，并且因此需要更大的孔(但孔数量的一半)。
47.连接器优选地连接至第一杠杆和第二杠杆的端部。这增加了连接器与第一杠杆和第二杠杆之间的力矩。
48.期望的是，连接器在盒形件结构的中心(高度方向)位置处延伸穿过结构脊柱部。这是因为盒形件结构的这部分承重较小(载荷主要由顶部和底部承担)。
49.优选地，第一杠杆是用于连接至第一可移动控制表面的第一杠杆机构的一部分，并且其中，第一杠杆机构还包括连接连杆，该连接连杆在连接连杆连接点处以可枢转的方式安装至第一杠杆。
50.类似地，第二杠杆是用于连接至第二可移动控制表面的第二杠杆机构的一部分，并且其中，第二杠杆机构还包括第二连接连杆，该第二连接连杆在连接连杆连接点处以可枢转的方式安装至第二杠杆。
51.更优选地，与第一线缆连接点的位置相比连接连杆连接点更靠近第一杠杆与支承杆的枢转安装点。
52.这提供了线缆与连接连杆相比绕第一杠杆的枢转点更大的力距臂。这意味着需要更少线缆力和运动来移动连接连杆(和可移动控制表面)。
53.如果替代线缆使用线性致动器，则与第一致动器连接点的位置相比连接连杆连接点可以更靠近第一杠杆与支承杆的枢转安装点。这意味着需要更少致动器力和运动来移动连接连杆(和可移动控制表面)。
54.优选地，第一杠杆机构还包括d形状曲柄，该d形状曲柄以可枢转的方式连接至结
构脊柱部并连接至连接连杆，使得连接连杆的运动引起d形状曲柄相对于结构脊柱部枢转。
55.第一可移动控制表面可以安装在d形状曲柄上并且因此与d形曲柄一起枢转。d形状曲柄可以直接或间接地连接至结构脊柱部。
56.类似地，第二杠杆机构还包括第二d形状曲柄，该第二d形状曲柄以可枢转的方式连接至结构脊柱部并且连接至第二连接连杆，使得第二连接连杆的运动导致d形状曲柄相对于结构脊柱部枢转。第二可移动控制表面可以安装在第二d形状曲柄上并且因此与第二d形状曲柄一起枢转。第二d形状曲柄可以直接或间接地连接至结构脊柱部。
57.优选地，具有沿着结构脊柱部间隔开的多个运动机构。这将铰接力矩载荷沿着控制表面的翼展的多个驱动连接点上进行分布，并且因此减少了控制表面上所需的内部结构加固部(例如，以交叉/对角肋部的形式)以防止扭曲。这对于防止长且细的后缘副翼/弯折装置的扭曲尤其重要，否则如果使用由于间距限制而接近副翼的内侧端部紧密定位在一起的两个致动器连接点，则可能会发生扭曲。
58.可能具有3个或多达5个或6个运动机构。运动机构可以沿着结构脊柱部的翼展间隔开。
59.具有多个运动机构使可移动控制表面(弯折装置)的扭曲最小化，并且意味着需要更轻、结构上不太坚固的设计。这对于结构横截面通常薄的后缘可移动控制表面尤其重要。减少每个运动机构上的载荷可以减轻运动机构和控制表面上相关连接凸耳的重量。
60.每个运动机构由同一个致动机构控制和运动。换言之，致动机构能够使所有第一杠杆和第二杠杆移动。
61.优选地，飞行器机翼部段组件还包括连接至第一杠杆的第一可移动控制表面和连接至第二杠杆的第二可移动控制表面，其中，可移动控制表面中的一者或两者包括挠性蒙皮，该挠性蒙皮邻近于表面与杠杆的连接部。
62.这提供了平滑的空气动力学表面，即使当可移动表面已经通过第一杠杆或第二杠杆而移动至极限位置时也是如此。挠性蒙皮可以由碳纤维形成。
63.根据本发明的第二方面，还提供了一种飞行器机翼组件，该飞行器机翼组件包括如上所述的飞行器机翼部段组件，其中，飞行器机翼部段组件位于飞行器机翼组件的梢部部分处。
64.优选地，飞行器机翼组件包括可折叠的机翼梢部部分，并且其中，飞行器机翼部段组件位于可折叠的机翼梢部部分中，使得飞行器机翼部段组件位于折叠部的外侧。具有可折叠的机翼梢部部分允许翼展很大，但仍然能够折叠成适应可用的地面空间。
65.拉动机构可以位于折叠部的外侧。
66.替代性地，拉动机构位于折叠部的内侧，并且其中，拉动机构包括线缆连杆传递机构，以将在折叠部内侧的线缆的运动传递为在折叠部外侧的线缆的运动。
67.可折叠机翼梢部部分的翼展可以是整体机翼翼展的显著比例。例如，与56m的整体机翼翼展相比，可折叠机翼梢部部分可能具有为约10m的翼展(每个侧部)，以适应36m宽的机场大门包封部。
68.根据本发明的第三方面，还提供了一种飞行器，该飞行器包括如上所述的飞行器机翼部段组件或飞行器机翼组件。
69.该飞行器可能具有高展弦比机翼。例如，机翼的翼展可能是大于40m长，也可能是
大于50m长。机翼的展弦比可能大于12、可能大于14、以及也可能大于16。
70.根据本发明的第四方面，还提供了一种操作飞行器的方法，所述飞行器如上所述。
71.根据本发明的第五方面，还提供了一种操作飞行器的方法，该方法包括以下步骤：提供具有结构脊柱部的机翼部段，结构脊柱部在机翼部段的翼展方向上延伸；提供支承杆，该支承杆在机翼部段的翼弦方向上从第一端部穿过结构脊柱部延伸至第二端部；对致动机构进行致动，由此引起第一杠杆相对于支承杆枢转，由此引起连接至第一杠杆的第一可移动机翼控制表面移动，以及连接至第一杠杆和第二杠杆的连接机构移动，由此引起第二杠杆相对于支承杆枢转，由此导致连接至第二杠杆的第二可动翼控制表面移动。
72.当然将会理解的是，关于本发明的一方面描述的特征可以被并入本发明的其他方面。例如，本发明的方法可以结合参考本发明的设备描述的特征中的任何特征，并且反之亦然。
附图说明
73.现在将参照所附示意图仅通过示例的方式来描述本发明的实施方式，在附图中：
74.图1示出了根据本发明的第一实施方式的机翼的平面图；
75.图2a示出了图1的机翼的梢部部分的横截面侧视图，其中，前缘弯折装置和后缘弯折装置处于中立构型；
76.图2b示出了图2a的梢部部分的横截面平面图，其示出了用于使前缘弯折装置和后缘弯折装置移动的运动机构；
77.图3a示出了图1的机翼的梢部部分的横截面侧视图，其中，前缘弯折装置和后缘弯折装置处于向上偏转构型；
78.图3b示出了图3a的梢部部分的横截面平面图，其示出了用于使前缘弯折装置和后缘弯折装置移动的运动机构；
79.图4a示出了图1的机翼的梢部部分的横截面侧视图，其中，前缘弯折装置和后缘弯折装置处于向下偏转构型；
80.图4b示出了图4a的梢部部分的横截面平面图，其示出了用于使前缘弯折装置和后缘弯折装置移动的运动机构；
81.图5示出了可以用在第二实施方式中的不同运动机构的横截面平面图；
82.图6示出了图1的机翼梢部部分的横截面平面图，其示出了多个运动机构和致动机构；
83.图7a是示出了致动机构的处于断开连接构型的线缆连杆机构的平面图；
84.图7b是示出了处于向下构型的已连接的线缆连杆机构的平面图；
85.图7c是示出了处于向上构型的已连接的线缆连杆机构的平面图；
86.图8示出了第三实施方式中的机翼梢部部分的横截面平面图，其示出了多个运动机构和致动机构；以及
87.图9示出了包括飞行器机翼的飞行器的前视图，该飞行器适合设置有根据以上实施方式中的任何实施方式的机翼。
具体实施方式
88.图1示出了根据本发明的第一实施方式的机翼100的平面图。
89.机翼100具有相对大的展弦比(翼展除以平均翼弦)。该展弦比为16，其中，翼展为52m。机翼包括根部部分101、主要部分102和梢部部分103。梢部部分103是可折叠机翼梢部，该可折叠机翼梢部能够相对于主要部分102在折叠线106处折叠。机翼具有前缘104和后缘105。
90.根部部分101和主要部分102设置有结构机翼盒107。在梢部部分103中，主要承载结构由标记为108的结构脊柱部提供。机翼100还具有机翼蒙皮109，其中，在图1中可以看到上机翼蒙皮109a。在机翼的下侧上还具有下机翼蒙皮109b。
91.在机翼100上设置有多个不同的可移动的控制表面110。这些可移动的控制表面110是机翼的根部部分和主要部分中的内侧襟翼111、中间襟翼112和外侧襟翼113、以及梢部部分103中的前缘弯折装置114和后缘弯折装置115。
92.图2a示出了图1的机翼的梢部部分103的横截面侧视图，其中，前缘弯折装置114和后缘弯折装置115处于分别标记为114a和115a的中立构型。
93.此处，可以看到的是结构脊柱部108呈整体式盒形件结构180的形式，整体式盒形件结构180分别具有顶部181、底部182以及前侧部183和后侧部184。盒形件180为6cm高(即侧部183、184的长度)、12cm宽(即顶部181和底部182的长度)。盒形件180在翼弦方向上位于机翼梢部103内，以便在前侧部与后侧部之间实现相似的载荷大小，进而减少盒形件180上的扭转应力。
94.图2b示出了图2a的梢部部分103的横截面平面图，其示出了用于移动和支承前缘弯折装置114和后缘弯折装置115的机构120。
95.此处，可以看到的是在盒形件180的侧部183、184中具有多个不同的孔。特别地，在侧部183、184中的每一者中均具有用于支承杆121的孔(这些孔分别标记为187a和187b)，支承杆121在机翼的翼弦方向上延伸穿过结构脊柱部108。重要的是，支承杆121在整体式盒形件180的中心高度处以这种方式延伸，如图2a中可以看到的。在该中心高度处盒形件180承受最小载荷，并且因此，孔对盒形件结构180的效率具有最小影响。这是因为载荷主要由顶部181和底部182承担。
96.支承杆121包括前止挡件122和后止挡件123。这些止挡件分别位于盒形件180的前侧部183和后侧部184的外侧，并且通过螺母和螺栓(未示出)附接至侧部183、184。(替代性地，这些止挡件可以通过粘合剂、铆钉、共固化、使用螺纹的张紧配合等而附接。)这些止挡件确保支承杆121相对于盒形件180固定就位，并且允许支承杆121传输止挡件122、123之间的张紧载荷和压缩载荷。因此，止挡件122、123上的一部分铰接力矩载荷(来自运动机构120，稍后将对其进行描述)可以通过支承杆121传递。换言之，支承杆121允许前缘弯折装置114和后缘弯折装置115上的铰接力矩彼此抵消，并且提供有效的结构来处理所经受的载荷。
97.在每一个止挡件上均设置有远离盒形件180水平地延伸的顶部凸耳124和底部凸耳125。这些凸耳124、125安装于在凸耳之间延伸的竖向枢转杆126。前枢转杆和后枢转杆126用于安装运动机构120的两个部分(前部分和后部分)，这两个部分使前缘弯折装置114和后缘弯折装置115能够移动。
98.在盒形件180的每个侧部183、184中具有位于孔187a和187b的两侧上(在翼展方向上的)的另外两个孔。前侧部中的两个孔被标记为185a和185b。后侧部中的两个孔标记为186a和186b。这些孔允许钢制线缆191a和191b延伸穿过盒形件180以连接运动机构120的前部分和后部分，如稍后将描述的。(替代性地，线缆可以由任何其他合适的材料比如碳纤维制成。)这种连接允许前缘弯折装置114和后缘弯折装置115同时移动。重要的是，如前所述，孔185a、185b、186a、186b位于整体式盒形件180的中心高度处，如在图2a中可以看到的。当正面观察时，这些孔的形状可以呈宽度比高度更长的长形槽的形式，以适应由于机构的运动学特性而导致的线缆沿着翼展方向的移位。
99.现在将描述运动机构120的后部分。后部分包括许多相连结的元件。
100.首先，呈短直杠杆形式的第一曲柄杠杆130以可枢转的方式安装在后枢转杆126上，使得第一曲柄杠杆130绕竖向枢转杆126枢转。第一曲柄杠杆130在中心点位置133处以可枢转的方式安装在枢转点136处。曲柄杠杆130具有第一端部131和相反的第二端部132。每个端部131、132具有线缆安装点134、135。这些线缆安装点134、135附接至线缆机构160的可移动钢制线缆161，这将稍后进行描述。线缆161的运动引起线缆安装点134、135的运动，并且因此使第一曲柄杠杆130绕枢转点136枢转。
101.第二直型曲柄杠杆140的中心部位143在第一曲柄杠杆130的中心部位133处固定地附接至第一曲柄杠杆130，以便形成垂直十字形状，该垂直十字形状在枢转点136处关于枢转杆126枢转。因此，当第一曲柄杠杆130绕枢转点136枢转(因为线缆161移动)时，第二曲柄杠杆140也绕枢转点136枢转。第二曲柄杠杆140比第一曲柄杠杆130长。第二曲柄杠杆140具有第一端部141和相反的第二端部142。每个端部141、142具有线缆安装点145、146。这些线缆安装点145、146附接至线缆191a和191b以便将第二曲柄杠杆140的运动连接至运动机构的前部分，如稍后将描述的。
102.此外，在第二曲柄杠杆140上的中间部位144处，具有以可枢转的方式安装至第二曲柄杠杆140的连接连杆150。中间部位144定位成与杠杆140的中心枢转点143(或136)间隔开，但是在平面图中与第一曲柄杠杆130上的线缆安装点134、135中的任一者相比均更接近中心枢转点143。这意味着引起线缆安装点134、135移动的线缆161的运动的关于曲柄杠杆130、140的枢转点136的力矩臂比关于中间部位144的力矩臂更大。事实上，中间部位144位于距枢转点136的距离大约为线缆安装点134、135距枢转点136的距离的一半的位置处。这意味着使曲柄130、140移动所需的线缆安装点134、135处的力(来自线缆161)小于中间部位144/连接连杆150所经受的力。此外，当线缆161绕滑轮162环绕时，线缆161在线缆安装点134和135处沿相反方向施加力，使得绕枢转点136的力矩加倍。这进一步使线缆161对连接连杆151和193的杠杆作用增加。当第一曲柄杠杆130和第二曲柄杠杆140枢转时，中间部位144朝向盒形件180的后侧部184以及远离盒形件180的后侧部184移动。
103.如上所述，连接连杆150以可枢转的方式连接至第二曲柄杠杆140的中间部位144。该中间部位144位于连接连杆的第一端部151处。连接连杆的相反的第二端部152(该相反的第二端部152朝向后缘弯折装置115延伸)在枢转点153处以可枢转的方式安装至枢转棒154。因此，当连接连杆150通过第二曲柄杠杆140被拉入后侧部184以及推离后侧部184时，枢转棒154也被拉入后侧部184以及推离后侧部184。
104.枢转棒154在两个d形状曲柄155、156之间延伸。如在图2a中可以看到的，每个d形
状曲柄(仅曲柄155可见)的上部分在枢转点157处以可枢转的方式安装至上机翼蒙皮109a的后缘。该枢转点157位于枢转棒154的枢转点153的上方。因此，当朝向后缘弯折装置115推动枢转点时，d形曲柄155、156向上枢转，并且反之亦然。后缘弯折装置115安装至d形曲柄155、156，因此当d形曲柄155、156在157处枢转时，后缘弯折装置115也枢转。注意到，在后缘弯折装置115的上机翼蒙皮和下机翼蒙皮上、邻近梢部部分103的其余部分的区域处具有蒙皮的由cfrp(通过卷绕纤维)制成的挠性部段—由标记158指示。弯折装置115的其余部分包括固定的内部结构159。弯折装置114、115的位于下表面上(即与d形曲柄的枢转部距离最远的)的挠性蒙皮与机翼梢部部分103的下表面蒙皮不相交。当d形曲柄枢转以将弯折装置放置成处于向下构型时，弯折装置114、115的“多余”挠性蒙皮在机翼腔的内部滑动，使得“多余”挠性蒙皮不与空气流接触。每个弯折装置的下挠性蒙皮仅附接在d形曲柄的下侧内拐角处，使得在向上构型中挠性蒙皮的剩余翼弦方向长度能够与d形曲柄的下表面分离。在向下构型中，未附接至d形曲柄的弯折装置的下蒙皮的翼弦方向长度将被拉至与d形曲柄的下表面齐平。d形曲柄的一部分定形状成遵循绕d形曲柄枢转部的圆弧，以便在该机构于向上构型与向下构型之间移动时在弯折装置114、115的下挠性蒙皮与机翼梢部部分103的蒙皮之间保持恒定的间隙。
105.返回来更详细地考虑线缆机构160。该线缆机构包括围绕滑轮162环绕的钢制张紧线缆161(但可以使用其他材料)。使用滑轮安装件163将滑轮162安装至盒形件180的后侧部184。滑轮162安装在梢部部分103的梢部/外侧端部处，如在图6和图8中可以看到的。线缆致动器164位于梢部部分103的与滑轮相反的端部(或机翼的主要部分102中)处，这稍后将参照图6和图8进行描述。该线缆致动器164使线缆161越过滑轮在第一位置与第二位置之间来回移动。
106.在图2a和图2b中，线缆161处于在两个极限位置的中间处的中间位置。在该位置，线缆安装点134、135处于下述位置：该位置使得第一曲柄杠杆130与后侧部184垂直并且第二曲柄杠杆140与盒形件180的后侧部184平行。在该位置，第二曲柄杠杆140的中间部位144与后侧部184间隔开一中间距离。因此，连接连杆150和枢转棒154的位置使后缘弯折装置115处于既不向上枢转也不向下枢转的中立构型。
107.如前所述，线缆191a、191b从第二曲柄杠杆140穿过盒形件180的孔185a、185b、186a、186b延伸至运动机构120的前部分。该前部分包括曲柄棒192，曲柄棒192以与第二曲柄杠杆140类似的方式在前枢转杆126的中心部位处以可枢转的方式连接至前枢转杆126。曲柄棒192与第二曲柄杠杆140的长度相同，并且线缆191a、191b同样以与第二曲柄杠杆140类似的方式安装至曲柄棒192的端部。这意味着当第二曲柄杠杆140顺时针枢转时，线缆191a上的张紧导致曲柄棒192也顺时针枢转。当第二曲柄杠杆140逆时针枢转时，线缆191b上的张紧导致曲柄棒192也逆时针枢转。
108.曲柄棒192以可枢转的方式安装至连接连杆193。这类似于第二曲柄杠杆140在中间部位144处安装至连接连杆150的方式。
109.类似地，连接连杆193通过枢转棒194附接至d形状曲柄195、196。这些d形状曲柄在枢转点197(位于枢转棒194与d形状曲柄195、196的连接部的上方)处连接至前缘弯折装置144。因此，当朝向前缘弯折装置114推动枢转棒194时，d形曲柄195、196向上枢转，并且反之亦然。前缘弯折装置114安装至d形曲柄195、196，并且因此当d形曲柄195、196枢转时，前缘
弯折装置114也枢转。注意到，在前缘弯折装置114的上机翼蒙皮和下机翼蒙皮上、邻近梢部部分103的其余部分的区域处具有蒙皮的由cfrp(通过卷绕纤维)制成的挠性部段—由标记198指示。弯折装置114的其余部分包括固定的内部结构199。
110.重要的是，连接连杆193枢转安装在支承杆121的与中间部位144相反的侧部上。这可以在图2b中看到。这意味着当第二曲柄杠杆140顺时针枢转并且枢转棒154朝向后缘弯折装置115被推出(从而导致后缘弯折装置115向上枢转)时，曲柄棒192顺时针枢转并且枢转棒197朝向前缘弯折装置114被推出(从而也导致前缘弯折装置114向上枢转)。因此，当后缘弯折装置115向上枢转时，前缘弯折装置114也向上枢转。类似地，当后缘弯折装置115向下枢转时，前缘弯折装置114也向下枢转。
111.图3a示出了图1的机翼的梢部部分103的横截面侧视图，其中，前缘弯折装置和后缘弯折装置处于分别标记为114b和115b的向上偏转构型。图3b示出了图3a的梢部部分的横截面平面图。
112.此处，线缆161已经由线缆致动器164拉动，以便绕滑轮162顺时针旋转。这导致线缆安装点134、135使第一曲柄杠杆130和第二曲柄杠杆140顺时针枢转。
113.这导致两件事：首先，连接连杆150朝向后缘弯折装置115向外推动枢转棒154，从而导致后缘弯折装置115向上枢转至其向上偏转构型115b。其次，线缆191a拉动曲柄棒192以使曲柄棒192顺时针枢转，从而导致朝向前缘弯折装置114推动枢转棒194，因此导致前缘弯折装置114也向上枢转至其向上偏转构型114b。
114.图4a示出了图1的机翼的梢部部分的横截面侧视图，其中，前缘弯折装置和后缘弯折装置处于分别标记为114c和115c的向下偏转构型。图4b示出了图4a的梢部部分的横截面平面图。
115.此处，线缆161已经由线缆致动器164拉动以绕滑轮162逆时针旋转。这导致线缆安装点134、135使第一曲柄杠杆130和第二曲柄杠杆140逆时针枢转。
116.这会导致两件事：首先，连接连杆150向内拉动枢转棒154远离后缘弯折装置115，从而导致后缘弯折装置115向下枢转至其向下偏转构型115c。其次，线缆191b拉动曲柄棒192以使曲柄棒192逆时针枢转，从而导致向内拉动枢转棒194远离前缘弯折装置114，因此导致前缘弯折装置114也向下枢转至其向下偏转构型114c。
117.图5示出了可以用在第二实施方式中的不同运动机构的横截面平面图。该运动机构和其他元件与第一实施方式的运动机构和其他元件类似，并且将使用相同的附图标记。下面将使用前缀以2替代1的相同附图标记仅描述不同之处。
118.此处，不存在线缆191b和相关联的孔185b和186b。曲柄棒192和第二曲柄杠杆140相应地缩短，因为不存在相关的线缆安装点(例如，第二曲柄杠杆140上的线缆安装点146)。线缆191a由连接杆291代替。该杆291在第二曲柄杠杆140与曲柄棒192之间传输张紧和压缩。
119.因此，当线缆161已经由线缆致动器164拉动成绕滑轮162顺时针旋转并导致线缆安装点134、135使第一曲柄杠杆130和第二曲柄杠杆140顺时针枢转时，后缘弯折装置向上枢转，如在图3a和图3b中那样。然而，连接杆291(而不是线缆191a)拉动曲柄棒192以使曲柄棒192顺时针枢转，从而导致前缘弯折装置114也向上枢转。
120.当线缆161已经由线缆致动器164拉动成绕滑轮162逆时针旋转并导致线缆安装点
134、135使第一曲柄杠杆130和第二曲柄杠杆140逆时针枢转时，后缘弯折装置向下枢转，如在图4a和图4b中那样。然而，连接杆291也推动曲柄棒192以使曲柄棒192逆时针枢转，从而导致前缘弯折装置114也向下枢转。
121.图6示出了图1的机翼梢部部分103的横截面平面图，其示出了与运动机构120对应的多个运动机构和包括线缆致动器164的致动机构。
122.特别地，具有在折叠线106的外侧、沿着机翼梢部部分103的翼展长度均匀分布的三组运动机构和支承杆等。上述三组被标记为120a、120b和120c。先前描述的邻近滑轮162的运动机构120是图6中的运动机构120c。附加的运动机构120a和120b等位于最外面机构120c的内侧。这些运动机构使铰接力矩载荷沿着弯折装置114、115和机翼梢部部分103的其余部分的翼展分布。
123.此外，在前缘弯折装置114与机翼梢部部分103的其余部分之间以及后缘弯折装置115与机翼梢部部分103的其余部分之间具有许多附加的可枢转d形状曲柄(类似于155和195)。附加的可枢转d形状曲柄分别标记为127a至127d和128a至128d。这些附加的可枢转d形状曲柄用作附加铰接部以支承机翼梢部部分103与前缘弯折装置114和后缘弯折装置115之间的结构连接，并且沿装置114和115的相应的翼展方向长度维持所需的装置114和115的枢转运动学特性。因此，在前缘弯折装置114和后缘弯折装置115中的每一者与机翼梢部部分103的其余部分之间分别总共有七个连接点。
124.如图6中可以看到的，线缆161绕滑轮162环绕，滑轮162位于最外面运动机构120c的外侧。线缆161以上文针对运动机构120/120c所描述的方式附接至全部三个运动机构120a至120c。特别地，线缆161在两个线缆安装点134、135处附接至每个运动机构120的第一曲柄杠杆130。因此，当线缆161绕滑轮移动时，这导致所有运动机构120上的两个线缆安装点134、135同时移动，并且因此使弯折装置114、115因全部三个运动机构120而同时移动。
125.线缆161由线缆致动器164致动。该致动器164使线缆161在线缆161的两个极限位置之间移动，这两个极限位置对应于弯折装置114、115的极限(向上的和向下的)位置。
126.重要的是，在图6中，线缆致动器164在机翼100的折叠线106的内侧。因此，具有用以将线缆致动器164连结至线缆161的线缆连杆机构170，如现在将参照图7a进行描述的，图7a是示出了处于断开连接构型的线缆连杆机构170的平面图。
127.线缆致动器164附接至辅助钢制线缆173并且在致动时使该线缆173来回移动。辅助线缆173在两处连接至第一连接部分171并且导致该第一部分171改变构型。
128.第一部分171包括上固定部段175a，该上固定部段175a在下部段174a的中心区域处以可枢转的方式安装至下部分174a。上部分175a固定至主要机翼部段102。下部段174a具有在相反端部处连接(在176a、177a处)至下部段174a的辅助线缆173，使得线缆173的运动导致下部段174a相对于上部段175a(和主要机翼部段102)枢转。下部段174a具有面向外侧的直型接触表面178a(但该表面可以是任何合适的形状、例如弯曲的形状)。
129.该第一部分171抵接第二部分172，使得当第一部分171改变构型时第二部分172也改变构型。该抵接发生在折叠线106处，使得不存在横跨折叠线106的附接连接。第二部分172是第一部分171(在折叠线106处)的镜像。相同的附图标记将用于第二部分，但使用“b”代替“a”。
130.第二部分的上部段175b固定地连接至机翼梢部部分103。因此，第一下部段174a和
直型表面178a的枢转导致第二部分172上的对应的直型表面178b枢转以及第二部分的下部段174b枢转。第二部分172在两处(176b、177b)连接至线缆161，因此这也导致线缆161的运动。因此，线缆161的运动反映线缆173的运动。
131.图7b是示出了处于接合构型的线缆连杆机构的平面图，这与机翼完全展开时的情况对应。部分174a和174b也部分地旋转，使得该机构处于向下构型。
132.此处，线缆致动器164已经使辅助线缆173移动，从而导致辅助线缆173拉动连接点177a(参见图6上的箭头)。这已经导致直型表面178a逆时针枢转。这也导致直型表面178b逆时针枢转并且因此拉动连接点177b。这导致线缆161绕滑轮162逆时针移动。因此，这使前缘弯折装置114和后缘弯折装置115移动进而移动到其向下构型114c、115c。
133.图7c是示出了处于向上构型的线缆连杆机构的平面图。
134.此处，线缆致动器164已经使辅助线缆173移动，从而导致辅助线缆173拉动连接点176a(与图6中的箭头反向)。这导致直型表面178a顺时针枢转。这也导致直型表面178b顺时针枢转并因此拉动连接点176b。这导致线缆161绕滑轮162顺时针移动。因此，这使前缘弯折装置114和后缘弯折装置115移动进而移动到其向上构型114b、115b。
135.图8示出了第三实施方式中的机翼梢部部分103的横截面平面图，其示出了相同多个运动机构120和不同的致动机构。该第三实施方式类似于图6的布置，并且因此下面将仅描述不同之处。在元件相同的情况下使用相同的附图标记。在元件不同的情况下，将使用相同的附图标记，但以’为后缀。
136.在图8中，线缆致动器164’与线缆致动器164相同，但是位于折叠线106的外侧。线缆致动器164’直接连接至线缆161’(而不是辅助线缆173)的端部，并且不存在线缆连杆机构170。相反，线缆致动器164’直接使线缆161’移动以使线缆161’在线缆161’的极限位置之间移动，线缆161’的极限位置与弯折装置114、115的极限的向上构型和向下构型相对应。
137.图9示出了包括两个飞行器机翼的飞行器10的前视图，该飞行器适于作为根据上述实施方式中的任何实施方式的机翼100。
138.尽管已经参考特定实施方式描述并图示了本发明，但是本领域的普通技术人员将理解的是本发明本身适于未在本文中具体图示的许多不同变型。现在将仅通过示例的方式描述某些可能的变型。
139.d形曲柄相对于机翼梢部部分的其余部分的枢转点可以在枢转杆的枢转点的上方或下方。换言之，d型曲柄可以安装至下蒙皮，而不是上蒙皮。
140.可以使用任何合适形状的曲柄、枢转杆、杠杆、棒等。
141.滑轮线缆可以用致动杆来代替，该致动杆在极限位置/构型之间来回移动。
142.前缘和/后缘的挠性蒙皮可以由任何合适的材料制成。替代性地，其中一者或两者可以用铰接部、比如凸耳枢转铰接部代替。
143.线缆等或其他致动系统可以位于前缘中，而不是后缘中。
144.与图6或图8中所示的情况相比，线缆(或杆等的)致动器可以定位于机翼中的更内侧。但是，建议将致动器定位在机翼的未储存有燃料的区域(即“干燥区域”)。替代性地，与图6或图8所示的情况相比致动器可以定位于更外侧。
145.可以使用渐缩式机翼和/或渐缩式机翼盒，而不是图6或图8中所示的非渐缩式平台。在渐缩式机翼的情况下，每个机构均可以进行调节以沿翼展提供所需的前缘弯折装置
偏转和后缘弯折装置偏转。这些机构还可以调节成沿翼展改变前缘弯折装置偏转和后缘弯折装置偏转的大小，以实现所需的升力分布变化。
146.机构的不同支承杆可以设计成沿着机翼梢部的翼展采用不同的(支承杆与机翼盒之间的)载荷平衡。
147.支承杆中的一个或更多个(包括所有)支承杆可以(例如通过螺钉的方式)被预张紧。如果预张紧，支承杆可以作用为使用销(从止挡件延伸到盒形件侧部中，而不是用螺母和螺栓)来紧固结构脊柱部。这将有助于组装。
148.可以调整支承杆的(相对竖向)位置，以与结构脊柱部的刚度相结合来实现所需的结构响应。
149.每个连接连杆与d形状曲柄结合的位置可以变化，以允许沿着机翼梢部部分的翼展来改变弯折的大小。这也可以沿着渐缩式机翼的翼展提供所需的前缘和/或后缘偏转的大小。这也可以用于在每个翼展方向位置处改变机构内的杠杆作用，以便使力平衡并使得能够以相同的线缆力对所有机构进行致动。
150.在前面的描述中提及具有已知、显而易见或可预见的等同物的整体或元件时，则这些等同物如单独阐述的被并入本文。应当参照权利要求来确定本发明的真实范围，本发明的真实范围应当被解释为包含任何这些等同物。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，在本发明的一些实施方式中，这种可选的整体或特征虽然可能有益，但可能不是期望的，并且因此在其他实施方式中可能不存在。
151.应当注意的是，贯穿本说明书，“或”应当解释为“和/或”。

技术特征：

1.一种飞行器机翼部段组件，包括：-结构脊柱部，所述结构脊柱部在所述机翼部段的翼展方向上延伸，-运动机构，所述运动机构包括：-支承杆，所述支承杆在所述机翼部段的翼弦方向上从第一端部穿过所述结构脊柱部延伸至第二端部，-第一杠杆，所述第一杠杆用于连接至第一可移动控制表面以及用于使所述第一可移动控制表面移动，所述第一杠杆以可枢转的方式安装至所述支承杆的所述第一端部，以相对于所述支承杆进行枢转运动，-第二杠杆，所述第二杠杆用于连接至第二可移动控制表面以及用于使所述第二可移动控制表面移动，所述第二杠杆以可枢转的方式安装至所述支承杆的所述第二端部，以相对于所述支承杆进行枢转运动，以及-连接机构，所述连接机构用于连接所述第一杠杆和所述第二杠杆，使得所述第一杠杆相对于所述支承杆的枢转运动引起所述第二杠杆相对于所述支承杆的枢转运动，以及-致动机构，所述致动机构用于致动所述第一杠杆相对于所述支承杆的枢转运动，使得在使用中，当所述致动机构致动所述第一杠杆相对于所述支承杆的枢转运动时，所述第二杠杆也相对于所述支承杆以可枢转的方式移动，因此导致所述第一可移动控制表面和所述第二可移动控制表面两者的运动。2.根据权利要求1所述的飞行器机翼部段组件，其中，所述结构脊柱部包括整体式盒形件结构。3.根据权利要求1或2所述的飞行器机翼部段组件，其中，所述支承杆包括长形部段，所述长形部段在所述第一端部与第二端部之间向内延伸穿过所述结构脊柱部，其中，所述第一端部包括第一端部止挡件，所述第一端部止挡件定位成邻近所述结构脊柱部的外部第一侧部，以防止所述第一端部沿第一方向移动穿过所述第一侧部，并且其中，所述第二端部包括第二端部止挡件，所述第二端部止挡件定位成邻近所述结构脊柱部的相反的外部第二侧部，以防止所述第二端部沿与所述第一方向相反的第二方向移动穿过所述第二侧部。4.根据任一前述权利要求所述的飞行器机翼部段组件，其中，所述致动机构包括线缆，所述线缆在第一线缆连接点处连接至所述第一杠杆，所述线缆连接至拉动机构，所述拉动机构用于拉动所述线缆使得所述第一线缆连接点移动。5.根据权利要求4所述的飞行器机翼部段组件，其中，所述致动机构还包括滑轮，并且其中，所述线缆绕所述滑轮延伸。6.根据权利要求5所述的飞行器机翼部段组件，其中，所述线缆还在第二线缆连接点处连接至所述第一杠杆。7.根据权利要求6所述的飞行器机翼部段组件，其中，所述第二线缆连接点位于所述滑轮的与所述第一线缆连接点相反的侧部上。8.根据权利要求4至7中的任一项中所述的飞行器机翼部段组件，其中，所述致动机构包括曲柄杠杆，所述曲柄杠杆安装至所述第一杠杆，使得所述曲柄杠杆横向于所述第一杠杆延伸，并且其中，所述第一线缆连接点位于所述第一杠杆的第一横向侧部、所述曲柄杠杆的第一端部上。9.根据从属于权利要求7时的权利要求8所述的飞行器机翼部段组件，其中，所述第二
线缆连接点位于所述第一杠杆的相反的第二横向侧部、所述曲柄杠杆的相反的第二端部上。10.根据任一前述权利要求所述的飞行器机翼部段组件，其中，所述连接机构包括至少一个连接器，所述至少一个连接器在所述机翼部段的翼弦方向上延伸穿过所述结构脊柱部。11.根据权利要求10所述的飞行器机翼部段组件，其中，所述连接机构包括第二连接器，所述第二连接器在所述机翼部段的翼弦方向上延伸穿过所述结构脊柱部。12.根据任一前述权利要求所述的飞行器机翼部段组件，其中，所述第一杠杆是用于连接至所述第一可移动控制表面的第一杠杆机构的一部分，并且其中，所述第一杠杆机构还包括连接连杆，所述连接连杆在连接连杆连接点处以可枢转的方式安装至所述第一杠杆。13.根据从属于权利要求4时的权利要求12所述的飞行器机翼部段组件，其中，与所述第一线缆连接点的位置相比所述连接连杆连接点更靠近所述第一杠杆与所述支承杆的枢转安装点。14.根据权利要求12或13所述的飞行器机翼部段组件，其中，所述第一杠杆机构还包括d形状曲柄，所述d形状曲柄以可枢转的方式连接至所述结构脊柱部并且连接至所述连接连杆，使得所述连接连杆的运动引起所述d形状曲柄相对于所述结构脊柱部枢转。15.根据任一前述权利要求所述的飞行器机翼部段组件，其中，具有沿着所述结构脊柱部间隔开的多个运动机构。16.根据任一前述权利要求所述的飞行器机翼部段组件，还包括连接至所述第一杠杆的第一可移动控制表面和连接至所述第二杠杆的第二可移动控制表面，其中，所述可移动控制表面中的一者或两者包括挠性蒙皮，所述挠性蒙皮邻近于所述表面与所述杠杆的连接部。17.一种飞行器机翼组件，所述飞行器机翼组件包括根据任一前述权利要求所述的飞行器机翼部段组件，其中，所述飞行器机翼部段组件位于所述飞行器机翼组件的梢部部分处。18.根据权利要求17所述的飞行器机翼组件，包括可折叠的机翼梢部部分，并且其中，所述飞行器机翼部段组件位于所述可折叠的机翼梢部部分中，使得所述飞行器机翼部段组件位于折叠部的外侧。19.根据从属于权利要求4时的权利要求18所述的飞行器机翼组件，其中，所述拉动机构位于所述折叠部的外侧。20.根据从属于权利要求4时的权利要求18所述的飞行器机翼组件，其中，所述拉动机构位于所述折叠部的内侧，并且其中，所述拉动机构包括线缆连杆传递机构以将在所述折叠部的内侧的线缆的运动传递为在所述折叠部的外侧的所述线缆的运动。21.一种飞行器，所述飞行器包括根据任一前述权利要求所述的飞行器机翼部段组件或飞行器机翼组件。22.一种操作飞行器的方法，所述飞行器为根据权利要求21所述的飞行器。23.一种操作飞行器的方法，所述方法包括下述步骤：-提供具有结构脊柱部的机翼部段，所述结构脊柱部在所述机翼部段的翼展方向上延伸，
‑
提供支承杆，所述支承杆在所述机翼部段的翼弦方向上从第一端部穿过所述结构脊柱部延伸至第二端部，-对致动机构进行致动，由此引起第一杠杆相对于所述支承杆枢转，由此引起：-连接至所述第一杠杆的第一可移动机翼控制表面移动，以及-连接至所述第一杠杆和第二杠杆的连接机构移动，由此引起：-所述第二杠杆相对于所述支承杆枢转，由此导致连接至所述第二杠杆的第二可移动机翼控制表面移动。

技术总结

一种飞行器机翼部段组件，包括结构脊柱部、运动机构和致动机构，运动机构包括：延伸穿过结构脊柱部的支承杆；以可枢转的方式安装至支承杆的第一杠杆，第一杠杆用于连接至第一可移动控制表面以及使第一可移动控制表面移动；类似的第二杠杆，第二杠杆用于连接至第二可移动控制表面以及使第二可移动控制表面移动；和连接机构，其用于连接第一杠杆和第二杠杆使得第一杠杆的枢转运动引起第二杠杆的枢转运动，致动机构用于致动第一杠杆的枢转运动，使得在使用中当致动机构致动第一杠杆的枢转运动时，第二杠杆也以可枢转的方式移动，由此导致第一可移动控制表面和第二可移动控制表面两者的运动。还公开了飞行器机翼组件、飞行器和操作飞行器的方法。飞行器的方法。飞行器的方法。