| 专利类型 | 发明公开 | 法律事件 | 公开; 撤回; |
| 专利有效性 | 无效专利 | 当前状态 | 撤回 |
| 申请号 | CN201510595019.X | 申请日 | 2015-09-17 |
| 公开(公告)号 | CN105438448A | 公开(公告)日 | 2016-03-30 |
| 申请人 | 空中客车营运有限公司; | 申请人类型 | 企业 |
| 发明人 | 本·毕晓普; | 第一发明人 | 本·毕晓普 |
| 权利人 | 空中客车营运有限公司 | 权利人类型 | 企业 |
| 当前权利人 | 空中客车营运有限公司 | 当前权利人类型 | 企业 |
| 省份 | 当前专利权人所在省份： | 城市 | 当前专利权人所在城市： |
| 具体地址 | 当前专利权人所在详细地址：英国布里斯托尔 | 邮编 | 当前专利权人邮编： |
| 主IPC国际分类 | B64C9/02 | 所有IPC国际分类 | B64C9/02 |
| 专利引用数量 | 0 | 专利被引用数量 | 0 |
| 专利权利要求数量 | 25 | 专利文献类型 | A |
| 专利代理机构 | 北京集佳知识产权代理有限公司 | 专利代理人 | 王艳江; 张伟; |
| 摘要 | 本 发明 涉及一种用于将 飞行器 升 力 装置联接至能够绕旋 转轴 线展开的 导轨 的连接器。该连接器包括相对于所述导轨固定的导轨构件、相对于所述升力装置固定的升力装置构件以及将导轨构件联接至升力装置构件的中间构件。连接器构造成允许所述升力装置构件相对于导轨构件进行滑动运动使得所述升力装置能够沿所述导轨的 旋转轴 线方向相对于所述导轨沿着线性路径滑动。 | ||
| 权利要求 | 1.一种连接器，用于将飞行器的升力装置联接至能够绕旋转轴线展开的导轨，所述连接器包括相对于所述导轨固定的导轨构件、相对于所述升力装置固定的升力装置构件以及将所述导轨构件联接至所述升力装置构件的中间构件，其中，所述连接器构造成允许所述升力装置构件相对于所述导轨构件进行滑动运动使得所述升力装置能够沿所述导轨的所述旋转轴线的方向相对于所述导轨沿着线性路径滑动。 |
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| 说明书全文 | 用于将飞行器升力装置联接至导轨的连接器技术领域[0001] 本发明涉及一种用于将飞行器升力装置联接至导轨的连接器，并涉及一种包括该连接器的飞行器结构。本发明还涉及一种包括这种飞行器结构的飞行器。 背景技术[0002] 常规飞行器通常包括升力装置以控制机翼的升力系数使得飞行器能够在着陆期间或者在执行演习时以更低的速度飞行。每个升力装置例如襟翼或缝翼均包括空气动力学表面，该空气动力学表面相对于飞行器机翼的边部移动，以控制机翼的迎角。 [0003] 升力装置通过升力装置致动机构相对于飞行器机翼移动。升力装置致动机构包括导轨、小齿轮以及接纳小齿轮的导轨容器。升力装置通过下拉连接器联接至导轨的端部。已经发现的是，由于机翼弯曲的作用，常规下拉连接器(drop link)不适于与具有较大翼展方向尺寸的升力装置一起使用。 发明内容[0004] 根据本发明，提供了一种用于将飞行器升力装置联接至能够绕旋转轴线展开的导轨的连接器，该连接器包括相对于所述导轨固定的导轨构件、相对于所述升力装置固定的升力装置构件以及将导轨构件联接至升力装置构件的中间构件，其中，连接器构造成允许升力装置构件相对于导轨构件进行滑动运动，使得所述升力装置能够沿所述导轨的旋转轴线方向相对于所述导轨沿着线性路径滑动。 [0005] 在一个实施方式中，导轨构件与升力装置构件中的一者能够相对于中间构件滑动。导轨构件与升力装置构件中的所述一者可以包括凹部，中间构件以可滑动的方式接纳在凹部中。 [0006] 导轨构件与升力装置构件中的另一者可以相对于中间构件绕第一轴线旋转。导轨构件与升力构件中的所述另一者可以包括第一臂和第二臂，中间构件可以以可旋转的方式接纳在第一臂与第二臂之间，使得第一轴线在第一臂与第二臂之间延伸。 [0007] 在一个实施方式中，导轨构件与升力装置构件中的所述一者能够相对于中间构件绕与第一轴线垂直的第二轴线旋转。第一轴线和第二轴线可垂直于所述导轨的旋转轴线。 [0008] 在一个实施方式中，导轨构件与升力装置构件中的所述一者包括槽，中间构件包括与槽以可滑动的方式接合的突出件。在一个这种实施方式中，导轨构件和升力装置构件中的所述一者包括相对的一对槽，并且中间构件包括构造成各自与相应的槽以可滑动的方式接合的一对突出件。该突出件能够以可旋转的方式接纳在该槽中或者每个突出件能够以可旋转的方式接纳在各自的槽中使得导轨构件与升力装置构件中的所述一者能够相对于中间构件绕第二轴线旋转。 [0009] 中间构件可为大致十字形的。导轨构件和升力装置构件中的所述一者为大致箱形的。 [0010] 中间构件可以构造成限制所述升力装置相对于所述导轨绕与所述导轨的旋转轴线平行的任何轴线旋转。 [0011] 导轨构件可以通过第一销和第二销联接至导轨。第一销可以包括偏心构件，该偏心构件构造成允许绕第二销的旋转轴线调整所述导轨构件的相对于导轨的角度。 [0012] 在一个实施方式中，连接器构造成使得所述导轨构件相对于所述升力装置构件被约束至三个自由度。 [0013] 所述升力装置构件可以包括用于将升力装置附接至升力装置构件的多个螺栓孔。 [0014] 在一个实施方式中，当升力装置安装至所述升力装置构件时，无需升力装置的另外的附接件来将升力装置紧固至导轨。 [0015] 连接器可以构造成将缝翼联接至缝翼导轨。 [0016] 根据本发明的另一方面，提供了一种飞行器结构，该飞行器结构包括根据本发明的连接器。在一个实施方式中，连接器构造成使得升力装置能够相对于导轨沿飞行器结构的翼展方向滑动。 [0018] 图1为包括已知机翼组件的飞行器的侧视图； [0019] 图2为图1的已知机翼组件的立体图； [0020] 图3为图1的已知机翼组件的示意性后视图； [0021] 图4为图1的机翼组件的截面侧视图，其中示出从下拉连接器； [0022] 图5为图1的机翼组件的主下拉连接器的立体图； [0023] 图6为图1的机翼组件的从下拉连接器的立体图； [0024] 图7A为图4的从下拉连接器的一部分处于第一位置时的沿着线A-A的截面图； [0025] 图7B为图4的从下拉连接器的一部分处于第二位置时的沿着线A-A的截面图； [0026] 图8为第二已知机翼组件的一部分的侧视图； [0027] 图9为图8的机翼组件的从下拉连接器的立体图； [0028] 图10为联接至缝翼导轨的根据本发明的实施方式的联接器的立体图； [0029] 图11为图10的联接器的特写立体图； [0030] 图12为图10的联接器的仰视图； [0031] 图13为图10的联接器的侧视图； [0032] 图14为图10的联接器的正视图； [0033] 图15为图10的联接器的第二侧视图； [0034] 图16为图10的联接器的一部分的侧视图，其中示出处于相对于导轨的第一位置中的导轨构件； [0035] 图17为图16的导轨处于第一位置时的侧视图； [0036] 图18为图10的联接器的一部分的侧视图，其中示出处于相对于导轨的第二位置中的导轨构件；以及 [0037] 图19为图16的导轨在第二位置时的侧视图。 具体实施方式[0039] 机翼组件1A具有多个升力装置，所述多个升力装置各自为能够通过对应的致动机构5相对于机翼本体2的前缘2A移动的缝翼4的形式。每个缝翼4包括空气动力学表面，该空气动力学表面能够相对于机翼本体2移动以控制机翼组件1A的升力系数，这在本领域中是已熟知的。 [0040] 每个致动机构5包括第一导轨6A和第二导轨6B，所述第一导轨6A和第二导轨6B联接至所述缝翼4中的一个缝翼。第一导轨6A构造成通过第一小齿轮(未示出)移动使得第一导轨6A移入或移出第一导轨容器(未示出)。第二导轨6B构造成通过第二小齿轮(未示出)移动使得第二导轨6B移入或移出第二导轨容器(未示出)。第一导轨6A和第二导轨6B分别由第一套滚轮(未示出)和第二套滚轮8引导。 [0041] 第一导轨6A和第二导轨6B为弧形的并绕其理论中心或理论轴线(未示出)旋转以推动缝翼4相对于机翼本体2在展开位置与巡航位置之间旋转。第一导轨6A和第二导轨6B绕相同的轴线旋转，该轴线如常规地沿着缝翼4的宽度纵向地延伸。 [0043] 当缝翼4处于巡航位置中时，第一导轨6A和第二导轨6B的大部分分别接纳在第一导轨容器内和第二导轨容器内，并且缝翼4定位成靠近机翼本体2的前缘2A。在巡航位置中，缝翼4定位成使机翼组件1A的空气动力学阻力最小化以增大飞行器1的巡航速度。 [0044] 为了将缝翼4移动至展开位置，第一小齿轮7和第二小齿轮7例如通过液压致动器(未示出)旋转，以将第一导轨6A和第二导轨6B分别推出第一导轨容器和第二导轨容器使得缝翼4沿远离机翼本体2的前缘2A的弧形路径向下旋转。当缝翼4处于展开位置+时，第一导轨6A和第二导轨6B延伸出机翼本体2并且缝翼4与前缘2A间隔开使得机翼组件1A的升力系数增大以减小飞行器1的用于着陆的失速速度以及用于起飞所需的跑道的长度。 [0045] 第一导轨6A通过主下拉连接器(master drop link)9联接至缝翼4。主下拉连接器9构造成使得缝翼4相对于第一导轨6A沿飞行器1的翼展方向X固定，以承载施加到缝翼4上的任何翼展向载荷。 [0046] 第二导轨6B通过从下拉连接器10联接至缝翼4。从下拉连接器10联接至从缝翼4延伸的安装件4A。从下拉连接器10与主下拉连接器9沿飞行器1的翼展方向X间隔开，使得第一导轨6A和第二导轨6B彼此平行并且彼此间隔开。第一导轨6A位于第二导轨6B的内侧。 [0047] 在飞行期间，机翼本体2受到空气动力学载荷。更具体地，机翼本体2受到飞行器1的沿平面外方向Y的升力载荷以及飞行器1的沿翼弦方向Z的阻力载荷。升力载荷导致平面外弯曲扭矩M被施加在机翼本体2上使得机翼本体2从静止位置(这通过图3的虚线示出)向上弯曲至偏转位置(这通过图3的实线示出)。平面外弯曲扭矩M推动机翼本体 2绕与飞行器1的翼弦方向Z平行的轴线(未示出)向上弯曲。 [0048] 如果第一导轨6A和第二导轨6B均刚性地固定至缝翼4，则在机翼本体2经受平面外弯曲时较大的翼展向载荷会施加在缝翼4、第一导轨6A和第二导轨6B以及主下拉连接器9和从下拉连接器10上。因此，为了减小这种翼展向载荷，从下拉连接器10构造成允许缝翼4与第二导轨6B之间的翼展向运动，使得缝翼4的相对于第二导轨6B的位置可以在机翼本体2弯曲时改变。 [0049] 从下拉连接器10包括大致三角形连接板11和连接臂12。连接板11通过第一球支承件13A和第二球支承件13B联接至第二导轨6B，并且连接臂12通过第三球支承件14联接至第二导轨6B使得连接板11和连接臂12能够相对于第二导轨6B沿翼展方向X摆动。此外，连接板11通过第四球支承件15联接至缝翼4，并且连接臂12通过第五球支承件16联接至缝翼4使得连接板11和连接臂12能够相对于缝翼4沿翼展方向X摆动。因此，缝翼4能够相对于第二导轨6B绕与翼展方向X垂直的轴线摆动一弧度，以允许缝翼4相对于第二导轨6B沿翼展方向X运动。 [0050] 当机翼本体2处于静止位置中时，连接板11和连接臂12大致平行于翼弦方向Z(这在图6和图7A中示出)。另外，第一球支承件13A、第二球支承件13B和第四球支承件15沿翼展方向X对齐并且第三球支承件14、第五球支承件16沿翼展方向X对齐。 [0051] 当机翼本体2经受平面外弯曲时，缝翼4相对于第二导轨6B摆动以有利于它们之间的沿翼展方向X的运动，以防止较大的翼展向载荷施加在从下拉连接器10和缝翼4以及第二导轨6B上。这使连接板11和连接臂12相对于缝翼4和第二导轨6B摆动使得连接板11和连接臂12相对于翼弦方向Z成角度α(如在图7B中所示)。 [0052] 已经发现从下拉连接器10不适于需要缝翼4与第二导轨6B之间的较大的移位的应用。这是因为，施加在从下拉连接器10、缝翼4和第二导轨6B上的翼展向载荷的量随着连接板11和连接臂12中的每一者相对于翼弦方向Z的角度α的增大而增大。更具体地，当缝翼4因平面外弯曲而相对于第二导轨6B摆动一弧度使得连接板11和连接臂12相对于翼弦方向Z的角度α增大时，施加在从下拉连接器10上的翼展向载荷的量将增大，并且越来越大的张力载荷将会施加在连接板11上以及连接臂12上。该较大的张力载荷要求对从下拉连接器10和缝翼4和第二导轨6B进行加强，这使机翼组件1A增加了重量。另外，缝翼4的相对于第二导轨6B的相对翼展向运动的量受到第一球支承件13A、第二球支承件13B、第三球支承件14、第四球支承件15和第五球支承件16的倾斜运动的范围的限制。此外，当缝翼4与第二导轨6B之间存在较大的翼展向移位时，连接板11和连接臂12将抵接缝翼4和/或第二导轨6B，使得缝翼4的相对于第二导轨6B的最大摆动运动被限制。 [0053] 在第一导轨6A和第二导轨6B沿翼展方向X较远地间隔开的情况下，缝翼4与第二导轨6B之间的较大的翼展向移位是必须的。因此，从下拉连接器10不适于在包括具有较大的翼展向尺寸的缝翼4的机翼组件1A中使用。 [0054] 参照图8和图9，示出了从下拉连接器20的替代性构型。从下拉连接器20的该替代性构型在EP 2,669,191中公开并且形成与以上参照图1至图7B描述的机翼组件1A类似的飞行器机翼组件的一部分，相同的特征保留相同的附图标记。 [0055] 以上参照图1至图7B描述的从下拉连接器10与图8和图9中示出的从下拉连接器20之间的差异在于，从下拉连接器20包括第一接合件21，该第一接合件21具有一对间隔开的轭构件22和接纳在所述轭构件22之间的轴(未示出)。轴能够相对于轭构件22沿翼展方向X滑动。第二导轨6B的端部固定地附接至轭构件22，轴固定地附接至从缝翼4延伸的第一缝翼安装件23。因此，缝翼4的沿翼展方向X的运动引起轴相对于轭构件22滑动使得缝翼4的第一安装件23相对于第二导轨6B滑动以减轻机翼本体2的平面外弯曲的作用。 [0056] 从下拉连接器20还包括连接臂24。连接臂24的第一端部通过沿着第二导轨6B与第一接合件21间隔开的第二接合件25联接至第二导轨6B。连接臂24的第二远端部通过第三接合件26联接至缝翼4，该第三接合件26将连接臂24附接至从缝翼4延伸的第二缝翼安装件27。 [0057] 三角形桁梁通过连接臂24、第二导轨6B的在第一接合件21与第二接合件25之间的部分以及缝翼4的在第一缝翼安装件23与第二缝翼安装件27之间的部分来限定。三角形桁梁布置是必须的以通过防止缝翼4绕第一接合件21关于平行于第二导轨6B的理论轴线——第二导轨6B在缝翼4在巡航位置与展开位置之间移动时绕第二导轨6B的理论轴线旋转——延伸的轴线(未示出)旋转而允许从下拉连接器20承载施加在缝翼4上的升力载荷。 [0058] 第二接合件25——其将连接臂24的第一端部联接至第二导轨6B——包括第一球支承件25A，该第一球支承件25A构造成使得连接臂24能够相对于第二导轨6B沿翼展方向X摆动。第三接合件26——其将连接臂24的第二端部联接至第二缝翼安装件27——包括第二球支承件26A，该第二球支承件26A构造成使得连接臂24能够相对于缝翼4沿翼展方向X摆动。因此，第二缝翼安装件27能够相对于第二导轨6B绕与翼展方向X垂直的轴线摆动一弧度以允许缝翼4相对于第二导轨6B沿翼展方向X运动。 [0059] 当机翼本体2处于静止位置中时，连接臂24大致平行于翼弦方向Z(如在图9中所示)，并且第一支承件25A和第二支承件26A沿翼展方向X对准。 [0060] 当机翼本体2经受平面外弯曲时，第一缝翼安装件23相对于第二导轨6B沿翼展方向X滑动，并且第二缝翼安装件27相对于第二导轨6B绕一定弧度摆动，使得缝翼4相对于第二导轨6B沿翼展方向移动并且沿循复杂的路径。这引起连接臂24相对于缝翼4和第二导轨6B摆动使得连接臂24相对于翼弦方向Z成角度。 [0061] 已经发现的是从下拉连接器20不适于缝翼与第二导轨6B之间需要较大的移位的应用。这是由于施加在从下拉连接器20、缝翼4和第二导轨6B上的载荷随着连接臂24与翼弦方向Z之间的角度的增大而增大。更具体地，随着缝翼4沿复杂的路径移动以因平面外弯曲而绕第二联接器25摆动一定弧度使得连接臂24与翼弦方向Z之间的角度增大，施加在从下拉连接器20上的翼展向载荷的量会增大，并且越来越大的张力载荷会施加在连接臂24上。这种张力载荷要求对从下拉连接器20、缝翼4和第二导轨6B进行加强，这增大了从下拉连接器20的重量。另外，缝翼4相对于第二导轨6B的相对的翼展向运动的量受到第一球支承件25A和第二球支承件26A的倾斜运动的范围的限制。此外，当缝翼4与第二导轨6B之间存在较大的翼展向移位时，连接臂25会抵接缝翼4和/或第二导轨6B使得缝翼4的相对于第二导轨6B的最大摆动运动受到限制。因此，从下拉连接器20不适于用在缝翼4与第二导轨6B之间需要较大的相对移位的应用中。 [0062] 现在将参照图10至图19仅以示例的方式描述本发明的实施方式。 [0063] 参照图10至图19，示出了根据本发明的第一实施方式的连接器30。连接器30将缝翼(未示出)联接至机翼组件的第二导轨6B。 [0064] 连接器30包括导轨构件31、缝翼构件32和中间构件33。导轨构件31固定地安装至第二导轨6B，并且缝翼构件32固定地安装至缝翼。中间构件33联接在导轨构件31与缝翼构件32之间使得缝翼被联接至第二导轨6B。 [0065] 导轨构件31包括附接部34和从附接部34延伸的第一臂35和第二臂36。 [0066] 附接部34为大致立方形或大致箱形的，并且包括延伸到附接部34的一个端部中的槽37。第二导轨6B包括接纳在导轨构件31的附接部34中的槽37中的平面端部6C。当平面端部6C接纳在槽37中时，平面端部6C的较大的表面(未示出)座置为与附接部34的相应的内主表面(未示出)平齐。 [0067] 导轨构件31包括锁定机构38，锁定机构38将平面端部6C在槽37中刚性地锁定就位使得导轨构件31相对于第二导轨6B固定，下面将更详细地描述该锁定机构38。 [0068] 第一臂35和第二臂36从附接部34的与槽37相反的一侧平行地延伸。第一臂35和第二臂36为大致平面的并且在垂直于翼展方向X的方向上彼此间隔开。一对安装孔39分别穿过第一臂35和第二臂36的厚度形成并且对齐使得他们共用公共的轴线。 [0069] 中间构件33包括立方形或箱形主体40。主体40包括相对的平面的第一表面40A和第二表面40B以及相对的平面的第三表面40C和第四表面40D。第一表面40A和第二表面40B垂直于第三表面40C和第四表面40D。第一表面40A、第二表面40B、第三表面40C和第四表面40D各自面对与翼展方向X垂直的方向。 [0070] 第一对支承件41安装至主体40的第一表面40A和第二表面40B，第二对支承件42安装至主体40的第三表面40C和第四表面40D。因此，第一对支承件41垂直于第二对支承件42延伸使得中间构件33为大致十字形的。 [0071] 第一对支承件41各自包括内构件41A和环形外构件41B，内构件41A相对于主体40固定，环形外构件41B以可旋转的方式安装至内构件41A。第一对支承件41的每个外构件41B包括一对平坦周缘边部41C，所述一对平坦周缘边部41C平行并且位于对应的内构件41A的相对的两侧。第二对支承件42各自包括内构件(未示出)和环形外构件(未示出)，内构件相对于主体40固定，环形外构件以可旋转的方式安装至内构件。 [0072] 缝翼构件32包括相反的第一平面壁32A和第二平面壁32B以及相反的第三平面壁32C和第四平面壁32D。第一平面壁32A和第二平面壁32B各自平行于翼展方向X延伸，并且面对与翼展方向X垂直的方向。第一平面壁32A和第二平面壁32B垂直于第三平面壁32C和第四平面壁32D，并且与第三平面壁32C和第四平面壁32D接合使得缝翼构件32为大致立方形或大致箱形的。缝翼构件32包括位于第一平面壁32A、第二平面壁32B、第三平面壁32C、第四平面壁32D之间的凹部43。一对槽44形成为穿过第一平面壁32A和第二平面壁32B的厚度。所述一对槽44中的每个槽44包括沿翼展方向X线性地延伸的一对平行边部44A。 [0073] 中间构件33的主体40可滑动地接纳在缝翼构件32中的凹部43中使得主体40的第一表面40A和第二表面40B上的一对凸缘套筒(未示出)座置为分别与第一平面壁32A和第二平面壁32B的内主表面平齐。 [0074] 第一对支承件41形成一对突出件，所述一对突出件从主体40突出并且以可滑动的方式接纳在缝翼构件32中的一对槽44中使得第一对支承件41的外构件41B的平坦周缘边部41C座置为与所述一对槽44的平行边部44A平齐。因此，缝翼构件32能够相对于中间构件33沿翼展方向X滑动。此外，由于所述第一对支承件41的每个外构件41B能够相对于相应的内构件41A旋转，因此缝翼构件32能够相对于中间构件33绕垂直于翼展方向X延伸的第一旋转轴线B-B旋转。 [0075] 第二对支承件42延伸穿过导轨构件31的第一臂35和第二臂36中的一对安装孔39。第二对支承件42中的每个支承件42的外构件相对于第一臂35和第二臂36例如通过粘合或过盈配合固定。第二对支承件42的内构件能够相对于外构件旋转使得中间构件33的主体40以可旋转的方式安装在第一臂35与第二臂36之间。因此，中间构件33能够相对于导轨构件31绕与第一旋转轴线B-B垂直的第二旋转轴线C-C旋转。第二对支承件42构造成使得中间构件33仅能够通过绕第二旋转轴线C-C旋转而相对于第一导轨构件31移动。 [0076] 为了组装连接器30，中间构件33的主体40定位在缝翼构件32中的凹部43内使得主体40能够在缝翼构件32中的凹部43内滑动。第一对支承件41然后安装至主体40的第一表面40A和第二表面40B使得第一对支承件41以可滑动的方式接纳在缝翼构件32的第一平面壁32A和第二平面壁32B中的所述一对槽44中。第一对支承件41可以例如通过粘合或通过将第一对支承件41中的每个支承件的螺纹部(未示出)旋拧到主体40中的对应的螺纹孔口(未示出)中而附接至主体40的第一表面40A和第二表面40B。 [0077] 接着，缝翼构件32和中间构件33定位在导轨构件31的第一臂35与第二臂36之间使得中间构件33的主体40布置在第一臂35与第二臂36中的一对安装孔39之间。第二对支承件42然后安装至主体40的对应的第三表面40C和第四表面40D。第二对支承件42以与第一对支承件41的如以上描述的方式相同的方式安装至主体40。第二对支承件 42的外构件然后固定至第一臂35和第二臂36使得中间构件33除绕第二旋转轴线C-C旋转之外被限制相对于导轨构件31沿任何其他方向移动。因此，中间构件33和缝翼构件32能够相对于导轨构件绕第二旋转轴线C-C旋转，中间构件33和导轨构件31能够相对于缝翼构件32绕第一旋转轴线B-B旋转且能够相对于缝翼构件32沿翼展方向X滑动使得缝翼构件32相对于导轨构件31被约束至三个自由度。第二旋转轴线C-C垂直于第一旋转轴线B-B和翼展方向X。 [0078] 导轨构件31然后通过锁定机构38以下文中更详细地描述的方式安装至第二导轨6B的平面端部6C，使得连接器30安装至飞行器结构。缝翼(未示出)包括从缝翼平行地延伸的一对缝翼安装件(未示出)。缝翼安装件抵着缝翼构件32的第三平面壁32C和第四平面壁32D进行接纳。第三平面壁32C和第四平面壁32D各自包括多个螺栓孔32E，使得缝翼安装件可以用螺栓固定至缝翼构件32。因此，连接器30将缝翼联接至第二导轨6B使得缝翼能够相对于第二导轨6B沿翼展方向X滑动并且能够相对于第二导轨6B绕第一旋转轴线B-B和第二旋转轴线C-C旋转。 [0079] 连接器30的中间构件33构造为使得导轨构件31不能相对于缝翼构件32绕任何与第二导轨6B的理论轴线(未示出)平行地延伸的轴线旋转，第二导轨6B绕其理论轴线在巡航位置与展开位置之间旋转。更具体地，第二对支承件42以可旋转的方式将主体40的第三表面40C和第四表面40D安装至第一臂35和第二臂36使得中间构件33仅能够通过绕第二旋转轴线C-C旋转而相对于第一导轨构件31移动。另外，位于中间构件33的主体40的第一表面40A和第二表面40B上的所述一对凸缘套筒(未示出)座置成与缝翼构件32的第一平面壁32A和第二平面壁32B的内主表面平齐，使得中间构件33相对于缝翼构件32的仅可能的运动为沿翼展方向X的滑动运动和绕第一旋转轴线B-B的旋转运动。因此，连接器30能够承载平面内载荷例如阻力载荷(通过图15中箭头FH示出)以及平面外载荷例如升力载荷(通过图15中箭头Fv示出)，而无需形成三角形桁梁布置的单独的升力臂。在替代性实施方式中，所述一对凸缘套筒被省去并且取而代之地，主体40的第一表面40A和第二表面40B座置为与缝翼安装件32的第一平面壁32A和第二平面壁32B的内主表面平齐。 [0080] 由于中间构件33的构型不需要单独的连接臂来承载平面外载荷，因而整个缝翼能够相对于第二导轨6B沿着沿翼展方向X的线性路径滑动而无需缝翼的任何零部件必须相对于第二导轨6B摆动一弧度。由于避免了缝翼的相对于第二导轨6B的所述弧形运动，连接器30适于用在需要缝翼与第二导轨6B之间的大的翼展向移位的情况。此外，连接器30无需任何球支承件来提供缝翼与第二导轨6B之间的翼展向运动，并因此，翼展向运动的范围与以上参照图1至图9描述的已知的从下拉连接器10、20相比被增大。 [0081] 参照图16至图19，将导轨构件31的位置相对于第二导轨6B固定的锁定机构38被更详细地示出。锁定机构38包括位于第二导轨6B的平面端部6C中的第一支承件45和第二支承件46。第一支承件45定位成靠近第二导轨6B的平面端部6C的稍端，并且第二支承件46位于第一支承件45的相对于所述稍端的另一侧。 [0082] 第一支承件45和第二支承件46各自包括延伸穿过第二导轨6B的平面端部6C的厚度的相应的圆形的中央部45A、46A。第一支承件45和第二支承件46的中央部45A、46A各自能够绕平行于翼展方向X延伸的对应的旋转轴线(未示出)旋转。 [0083] 一对枢转销47在第二导轨6B的平面端部6C的相反两侧从第一支承件45的中央部45A延伸。枢转销47与第一支承件45的中央部45A的旋转轴线同轴地对准。 [0084] 一对调整销48在第二导轨6B的平面端部6C的相反两侧从第二支承件46的中央部46A延伸。调整销48偏心地安装至第二支承件46的中央部46A使得调整销48相对于中央部46A的旋转轴线偏移。 [0085] 锁定机构38还包括形成在导轨构件31的附接部34中的第一对孔口49和第二对孔口50。第一对孔口49为圆形的，并且位于附接部34中的槽37的相反两侧以各自接纳相应的枢转销47使得导轨构件31以绕第一支承件45的旋转轴线可旋转的方式安装至第二导轨6B。 [0086] 第二对孔口50为大致矩形的，并且位于附接部34中的槽37的相反两侧。滑动构件51以可滑动的方式接纳在第二对孔口50中的每个孔口50中。每个滑动构件51为大致矩形的并且包括圆形凹部51A。每个调整销48接纳在对应的滑动构件51的圆形凹部51A中。每个调整销48的端部从对应的滑动构件51突出使得螺栓52能够被紧固至调整销48中的每个调整销48。 [0087] 第二支承件46的中央部46A的旋转改变了偏心地安装的调整销48的位置，使得导轨构件31的相对于第二导轨6B的位置绕枢转销47的轴线被调整。更具体地，第二支承件46的中央部46A的旋转导致调整销48相对于第二导轨6B的平面端部6C沿翼弦方向Z以及沿平面外方向Y移动。滑动构件51在相应的第二对孔口50中以可滑动的方式移动，以利于调整销48沿翼弦方向Z相对于第二导轨6B和导轨构件31运动。调整销48的沿平面外方向Y的运动使导轨安装件31被推动为绕枢转销47的旋转轴线旋转使得导轨构件31从第一位置(在图16中示出)旋转至第二位置(在图18中示出)。因此，锁定机构38允许缝翼和导轨构件31的相对于第二导轨6B的位置在缝翼已经联接至第二导轨6B之后被细微地调整。螺栓52然后被紧固至枢转销47和调整销48，以将导轨构件31和缝翼4相对于第二导轨6B固定就位。 [0088] 在替代性实施方式中，导轨构件31与第二导轨6B一体地形成和/或缝翼构件32与缝翼一体地形成。 [0089] 尽管在以上描述的实施方式中，导轨构件31包括第一臂35和第二臂36，并且缝翼构件32接纳在第一臂35与第二臂36之间，但在替代性实施方式(未示出)中，缝翼构件包括第一臂和第二臂并且导轨构件接纳在第一臂与第二臂之间。在一个这种实施方式中，导轨构件通常为箱形的并且包括平行的第一平面壁、第二平面壁和平行的第三平面壁和第四平面壁，在这些平面壁之间存在凹部。在这种实施方式中，中间构件以可滑动的方式接纳在导轨构件中的凹部中，并且以可旋转的方式联接在缝翼构件的第一臂与第二臂之间。 [0090] 尽管在以上描述的实施方式中，导轨构件31或缝翼构件32包括第一臂和第二臂，但在替代性实施方式(未示出)中，第一臂和第二臂中的一者被省去。 [0091] 尽管在以上描述的实施方式中，飞行器结构为机翼组件1A的形式，但应当认识到本发明适于与其他飞行器结构一起使用。此外，尽管在以上描述的实施方式中，缝翼构件32构造成相对于呈缝翼形式的升力构件被固定，但在替代性实施方式(未示出)中，缝翼构件构造成相对于不同类型的升力装置，例如，副翼、升降舵、阻流板、襟翼、克鲁格襟翼或舵固定。 |
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