用于飞行器的机翼的制作方法

专利名称：用于飞行器的机翼的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种飞行器的机翼、一种高升力系统以及一种具有高升力系统的飞 行器。
背景技术：
例如翼面飞机的飞行器的机翼具有主机翼，所述主机翼具有至少一个可相对于 该主机翼调节的空气动力绕流体，所述空气动力绕流体分别具有起到空气动力作用的外 形。通常设有多个可相对于主机翼调节的且横向于主机翼的翼弦方向并排地设置的空气 动力绕流体，使得在外壳的彼此面向的端部之间或者空气动力绕流体的彼此面向的端面 之间，构成有由于它们的调节可变化的间隙。空气动力绕流体能够为襟翼，例如副翼、 扰流板或高升力襟翼，或者前缘襟翼或缝翼。机翼通常具有机翼支承结构，在所述机翼 支承结构上以可调节的方式耦联有空气动力绕流体。在这种情况下，机翼支承结构相对 于可移动的支承结构部件形成位置固定的系统或参考系统。在已知的具有高升力襟翼的机翼中，可同步地调节具有相同定向的运动的这些 机翼，其中进行指向下的襟翼偏转。基于主机翼的形状，不相互平行地调节高升力襟 翼，使得高升力襟翼的处于并排的端面彼此相对运动，从而改变可变化的间隙的尺寸或 形状。如果高升力襟翼处于零度位置，在所述位置上高升力襟翼缩进，那么端面在前缘 和后缘上的相互距离非常小，并且因此间隙的距离也非常小且几乎等于零。在高升力襟 翼伸出时，在高升力襟翼之间产生的间隙能够依据高升力襟翼的伸出位置或调节状态明 显扩大。在高升力襟翼中，所述高升力襟翼例如位于外部，即机身或翼端附近，使得其 端面位于机身的构件或主机翼的构件旁，在机身的或主机翼的构件之间存在间隙。该间 隙的尺寸和形状也可依据高升力襟翼的调节状态变化。这样的间隙，尤其是当该间隙超过确定的尺寸时，影响到机翼的空气动力品 质，即总的支承机构构造。由于这些原因，值得追求的是，尽可能避免或阻止所述间 隙。从普遍的现有技术中已知密封装置，所述密封装置借助于特殊的且可变形的密 封型材使可移动的支承结构部件相互密封，或者使可移动的支承结构部件相对于位置固 定的结构构件密封。但是，如上所述，当间隙的尺寸和形状发生明显变化时，超出了这 样的密封概念的界限。在这种情况下不能够以足够的品质来确保有效的间隙密封。此 外，密封型材的变形导致空气动力外形的轮廓的不希望的改变，这同样是不利的。

发明内容
本发明的目的是，提供一种机翼，其具有可在该机翼上调节的空气动力绕流 体；以及一种高升力系统和一种具有这样的机翼的飞机，借助所述机翼将空气动力性质 的由于在空气动力绕流体上出现的中间缝隙或间隙的影响减少到最低。
该目的借助独立权利要求的特征得以实现。另外的实施形式在与该独立权利要 求相关的从属权利要求中说明。根据本发明，间隙跨接装置设有用于至少在空气动力绕流体的确定的调节区域 内跨接或覆盖间隙的壳件。间隙的跨接或覆盖或至少部分的密封能够通过间隙跨接装置 的壳件的无级的移动来进行，从而能够达到非常好地适应完全不同的工作条件。此外可 能的是，间隙跨接装置构成为刚性体，即具有低的弹性。在此，壳件的构造能够设计 成，使得该壳件与具有相对高的形状精度的空气动力绕流体的壳体的外侧的或内侧的轮 廓非常精确地相匹配。因此，提供具有最佳的空气动力性质的机翼。根据本发明提出一种空气动力绕流体，设有带有壳件的间隙跨接装置，所述 壳件可在空气动力绕流体的外蒙皮上伸缩式地运动；两个这种空气动力绕流体，在所述 空气动力绕流体之间设置有这样的间隙跨接装置；以及一种与飞机的主机翼的或机身的 构件组合的空气动力绕流体，在它们之间设置有这样的间隙跨接装置。根据本发明尤其提出一种空气动力绕流体，其可借助于调节装置相对于飞行器 的主机翼调节，其中在侧端部上构成有位于该空气动力绕流体和另一个空气动力绕流体 或者机身的或主机翼的构件之间的由于空气动力绕流体的调节而可变化的间隙，所述空 气动力绕流体具有带有壳件的间隙跨接装置，所述壳件沿着间隙延伸，并且所述壳件搭 接在空气动力绕流体的外壳沿翼展方向的端面上，使得壳件可沿翼展方向相对于该空气 动力绕流体伸缩式地运动。由于壳件与空气动力绕流体的外蒙皮的搭接，在空气动力绕 流体的不同的调节状态下获得机翼外形的有利的构造。壳件的在其相对于外蒙皮的相对 运动时的引导能够通过壳件与外蒙皮至少逐段地形状接合地配合或者借助于耦联装置来 进行，所述耦联装置将间隙跨接装置与空气动力绕流体耦联。壳件能够位于空气动力绕流体的外蒙皮外或内。通常在间隙跨接装置上能够设置有由在空气动力绕流体的翼展方向上的弹性材 料制成的密封装置。在此，密封装置能够设置在间隙跨接装置的位于具有搭接区域并面 向搭接区域的一侧对面的那侧上。可替代或可附加的是，密封装置能够相对于耦联肋设 置在壳件上，并且设置在靠近搭接区域定位的那侧上。在这些情况下，密封装置尤其能 够设置在壳件的外边缘上。间隙跨接装置能够具有与壳件连接的耦联肋和用于将耦联肋与空气动力绕流体 的结构构件耦联的耦联装置。在此，用于将耦联肋耦联在空气动力绕流体中的一个上的耦联装置具有至少两 个沿翼弦方向一个接着一个地设置的且分别带有两个铰链的联杆，所述铰链将联杆铰接 在空气动力绕流体和耦联肋上。联杆铰链尤其能够构成为，使得耦联肋进行相对于空气 动力绕流体的待说明的三维运动。耦联装置也能够具有至少一个横向于翼弦方向延伸的连接件，所述连接件通过 铰链连接耦联在耦联肋上，并且所述连接件可沿其纵向方向延长，以用于使壳件沿翼展 方向移动，其中耦联肋具有用于将第二耦联装置耦联在耦联肋的相对的侧面上的接头。 连接件的长度尤其是由于拉力而改变，所述拉力在调节空气动力绕流体时由第一耦联装 置施加。可替代或可附加的是，耦联装置能够具有在空气动力绕流体的承载构件和耦联肋之间的压紧装置，使得压紧装置将间隙跨接装置向外挤压并远离空气动力绕流体的内 部。在此，压紧装置具有伸缩杆，所述伸缩杆朝着空气动力绕流体的外侧的方向上被预 加应力。间隙跨接装置尤其能够在第一侧上允许具有与耦联肋铰接地耦联的联杆的所述 耦联装置，并且在其位于第一侧对面的第二侧上允许沿着空气动力绕流体的外蒙皮的纵 向移动。在第二侧上能够设有具有可沿耦联装置的长度变化的连接件的耦联装置，或者 设有具有压紧装置的耦联装置。在第二种情况下，也能够取消第一耦联装置。当在第二 侧上，耦联装置设有可沿其长度变化的连接件时，第一耦联装置为在第一空气动力绕流 体和耦联肋之间的铰链连接。此外，根据本发明提出一种用于飞行器的机翼，其具有主机翼和横向于翼弦方 向并排地设置的多个空气动力绕流体，所述空气动力绕流体可借助于调节装置相对于主 机翼调节，其中在空气动力绕流体的外壳的彼此面向的端部之间设置有由于空气动力绕 流体的调节而可变化的间隙，并且其中在空气动力绕流体之间设置有根据本发明的间隙 跨接装置。间隙跨接装置能够具有 壳件，所述壳件在间隙上至少逐段地沿着空气动力绕流体的外壳的轮廓延 伸； 与壳件连接的耦联肋； 第一耦联装置，其用于将耦联肋铰接地耦联在空气动力绕流体的第一个上； 以及 第二耦联装置，其用于将耦联肋铰接地耦联在位于第一空气动力绕流体旁的 第二空气动力绕流体上。在此，第一耦联装置能够由沿翼展方向并排地设置的两个联杆连接形成，并且 第二耦联装置允许壳件的相对于空气动力绕流体的具有平移分量的运动。为此，第二耦 联装置能够由可沿翼展方向延长的连接件形成，所述连接件沿其纵向方向在第二空气动 力绕流体上被引导。对此可替代的是，第二耦联装置具有在第二空气动力绕流体的承载 构件和耦联肋之间的压紧装置，使得压紧装置将间隙跨接装置向外并远离第二空气动力 绕流体的内部。在根据本发明的机翼中能够提出，在第一空气动力绕流体和第二空气动力绕流 体上分别设置有可在其上伸缩式地运动的且带有耦联装置的间隙跨接装置，所述间隙跨 接装置具有在第二空气动力绕流体的承载构件和耦联肋之间的压紧装置。此外，本发明提出一种用于飞行器的机翼，其具有主机翼和可借助于调节装置 相对于该主机翼调节的且横向于翼弦方向设置在机身的或主机翼的构件旁的空气动力绕 流体，所述空气动力绕流体具有起到空气动力作用的外形，其中在空气动力绕流体的外 壳的端部和机身的或主机翼的构件之间构成有由于它们的调节可变化的间隙，所述机翼 具有如本发明的实施例的间隙跨接装置。在此根据本发明，间隙跨接装置能够具有 壳件，所述壳件在间隙上至少逐段地沿着空气动力绕流体的外壳的轮廓延 伸；
与壳件连接的耦联肋； 第一耦联装置，其用于将耦联肋铰接地耦联在空气动力绕流体中的一个上； 以及 第二耦联装置，其用于将耦联肋铰接地耦联在构件上。第一或第二耦联装置能够由沿翼展方向并排地设置的两个联杆连接形成。此外能够提出，第一或第二耦联装置由可沿翼展方向延长的连接件形成，所述 连接件沿其纵向方向在第二空气动力绕流体上或在构件上被引导。此外，在空气动力绕流体设置在机身的或主机翼的构件上时，在第一空气动力 绕流体和构件上分别设置有可在其上伸缩式地运动的且带有耦联装置的间隙跨接装置， 所述耦联装置具有在第二空气动力绕流体的承载构件和耦联肋之间的压紧装置。第二耦联装置能够具有在构件的或空气动力绕流体的承载构件和耦联肋之间的 压紧装置，使得压紧装置将间隙跨接装置向外并远离空气动力绕流体的或构件的内部。此外，根据本发明提出一种具有如所述实施形式中的任一个所述的机翼的飞行器。空气动力绕流体的翼展方向理解为相应的空气动力绕流体的横截面的所有重心 的连接线，其中横截面尤其能够选择为，使得当相应的空气动力绕流体处于缩进状态 时，这些横截面沿着飞机纵向轴线延伸。借助根据本发明的飞行器基本上获得已经早在上面结合根据本发明的构造阐述 的相同的优点。


下面借助

本发明的实施例，附图示出 图1示出作为机翼的部分的具有根据本发明的间隙跨接装置的两个空气动力 绕流体的示意的立体图，其中以部分剖切的形式示出空气动力绕流体、密封装置以及间 隙跨接装置，其中未示出外蒙皮； 图2以相同的表现方式示出图1的区域的详细图； 图3示出图1的区域的详细图，其中没有以剖切的形式示密封装置出，并且其 中空气动力绕流体处于相对运动到一起的状况； 图4示出图3的视图，其中空气动力绕流体处于相对彼此分开的状况； 图5示出具有密封装置和间隙跨接装置的两个空气动力绕流体的组合体从斜 上方观察的未剖切的视图，其中示出空气动力绕流体在相互分开的状态下； 图6示出图5的在相互分开的状态下的空气动力绕流体的大致沿翼弦方向出现 的后视图的示意的半剖视图； 图7示出在图5的图示中在运动到一起的状态下的空气动力绕流体； 图8示出在图6的图示中在相互分开的状态下的空气动力绕流体； 图9示出具有间隙跨接装置和密封装置以及连接支柱的两个空气动力绕流体 的组合体的另一个实施例的详细视图，所述连接支柱将空气动力绕流体与间隙跨接装置 连接； 图10示出通过相互在第一位置中的两个空气动力绕流体的组合体的另一个实施例的剖视图； 图11示出图10的相互在第二位置中的两个空气动力绕流体的组合体的实施例 的图示； 图12示出两个空气动力绕流体的组合体的另一个实施例的从上面，即沿翼弦 方向观察的剖视图； 图13示出图12的实施例的沿翼弦方向观察的剖视图； 图14示出根据图1至10的实施形式的实现形式的立体图； 图15示出图14的图示的放大图； 图16示出空气动力绕流体或襟翼的另一个实施例的立体图；所述襟翼决定相 对于襟翼位置固定的结构构件(未示出)的构造； 图17示出图16的空气动力绕流体另一个立体的部分剖视图； 图18示出三个空气动力绕流体的构造的示意的立体图。
具体实施例方式在下面的说明和图中，功能近似的构件或部件部分地使用相同的附图标记。根据本发明的实施例提出一种用于飞行器的机翼，其具有主机翼和可相对于主 机翼调节的且横向于翼弦方向S1并排地设置的多个空气动力绕流体Al、A2，所述空气 动力绕流体分别具有起到空气动力作用的外形，所述空气动力绕流体借助主机翼的导向 装置保持在调节装置上并且是可调节的。在空气动力绕流体Al、A2的外壳的彼此面向 的端部之间构成有间隙S，所述间隙的尺寸和形状与在主机翼上的空气动力绕流Al、A2 的调节状态有关，并且就这方面来说是可变化的。空气动力绕流体Al、A2具有用于至 少部分地以空气动力的方式跨接或覆盖间隙S的间隙跨接装置1。在本发明的另一个实施例中，安装在飞行器的机身上的机翼设有主机翼和可相 对于该主机翼调节的且横向于翼弦方向S1设置在机身的或主机翼的构件旁的空气动力绕 流体，所述空气动力绕流体具有起到空气动力作用的外形。如在前述实施例中一样，空 气动力绕流体借助于调节装置可调节地设置在主机翼上，并且原则上具有与前述实施例 相同的结构和相同的功能。空气动力绕流体借助于具有导向装置的调节装置在主机翼上 被引导，使得该空气动力绕流体能够相对于或者在主机翼和/或机身的或主机翼的构件 上调节。机身的构件例如能够为机身的连接区域的用于主机翼的固定的构件。在此，主 机翼的构件能够为翼端区域的或翼尖的部分。在空气动力绕流体的外壳的端部和机身的 或主机翼的构件之间构成有由于它们的调节可变化的间隙，所述间隙的尺寸和形状与空 气动力绕流的调节状态有关，并且就这方面来说是可变化的。空气动力绕流体具有用于 至少部分地以空气动力的方式跨接或覆盖间隙S的间隙跨接装置1。根据本发明的间隙跨接装置1设计成用于跨接和以空气动力的方式影响在间隙 处的流动，所述间隙出现在两个所述可调节的空气动力绕流体Al、A2之间，并且/或者 出现在可调节的空气动力绕流体和相对于该空气动力绕流体的在飞机隔框(“机体”)上 的构件之间。在两个空气动力绕流体Al、A2之间的或者在空气动力绕流体和所述构件 之间的间隙分别横向于相应的空气动力绕流体Al、A2的翼展方向SW1、SW2延伸。图1的图示涉及本发明的实施形式，其具有多个可相对于主机翼调节的且横向于翼弦方向SI并排地设置的空气动力绕流体Al、A2，所述空气动力绕流体以可在调节 状态之间调节的方式与在主机翼上的调节装置和/或导向装置耦联。在图1中示出作为 机翼(未示出)的部分的两个空气动力绕流体和可相对于主机翼或总机翼的机翼调节的空 气动力绕流体的组合体的实施形式的截面的示意的立体图和部分的剖切图。空气动力绕 流体Al、A2分别具有外蒙皮21或22，所述外蒙皮分别形成起到空气动力作用的外形， 借助所述外形空气动力绕流体Al、A2再次形成机翼的可变的空气动力总外形的一部分。 在所示实施例中，机翼为翼面飞机的部分，但是通常能够为飞行器的部分。在图1中所 示的实施例中，空气动力绕流体Al、A2构成为第一降落襟翼A1或第二降落襟翼A2，所 述第一或第二降落襟翼在下面此外称为空气动力绕流体。具有翼展方向SW1或SW2的空气动力绕流体Al、A2设置成，使得至少在它们 的调节状态的确定的区域内产生位于空气动力绕流体Al、A2之间的且横向于翼展方向 SW1、SW2延伸的间隙G，所述间隙位于空气动力绕流体Al、A2的彼此面向的端部E1 或E2或端面之间。在该彼此面向的端面之间，空气动力绕流体Al、A2至少在它们的顶 侧或它们的底侧上具有类似的横截面轮廓，即彼此没有太大偏差的横截面轮廓。用于调节空气动力绕流体Al、A2的调节装置能够借助转动铰链(“dropped hinge”)或导轨实现。在此，空气动力绕流体Al、A2调节角度例如能够在零度(完全 缩进)和40度(完全伸出)之间的范围内。空气动力绕流体Al、A2的调节借助于未示 出的调节装置进行，所述调节装置尤其能够构成为，使得空气动力绕流体Al、A2分别从 初始状态开始以相同定向向上或向下枢转或运动。机翼和空气动力绕流体Al、A2尤其能够构成为，使得当空气动力绕流体A1、 A2处于其缩进状态时，空气动力绕流体Al、A2的翼展方向SW1、SW2沿相同的方向 延伸。此外，在该实施例中，空气动力绕流体的翼展方向也能够在伸出状态下沿相同的 方向或沿不同的方向相互延伸。在其它的应用情况下，空气动力绕流体相同定向地缩进 或伸出时，翼展方向相对彼此变化。尤其是在这种情况下，间隙G的尺寸和构造随着调 节状态的变化而变化，即随着空气动力绕流体的缩进和伸出状态的变化而变化。在此， 空气动力绕流体Al、A2的彼此面向的侧面或端面也能够相对彼此和相互相向或远离地运 动。此外，能够提出，空气动力绕流体Al、A2能够设置主机翼上，使得空气动力绕流 体的相互面向的侧面相对彼此翻转或旋转。因此，空气动力绕流体Al、A2的在其调节 状态下的相对运动能够具有平移和/或旋转分量。空气动力绕流体Al、A2能够以不同的方式构成，并且例如具有肋状结构形式和 /或泡沫层和/或蜂窝层。在图1中所示的实施形式中，空气动力绕流体Al、A2以肋 状结构形式制成。在剖切的状态下示出的第二空气动力绕流体Al、A2在图1中以加强 肋或肋R示出。替代肋R或除了该肋外，例如也能够设有由泡沫或蜂窝或类似结构组成 的芯层。这些肋R借助限定襟翼2的空气动力外形的蒙皮8覆盖，使得获得重量轻的空 心体。第一空气动力绕流体A1具有带有外蒙皮21a的面向另一个空气动力绕流体A2的 外部部分All。第二空气动力绕流体A2也具有带有外蒙皮22a的面向第一空气动力绕流 体A1的外部部分A22。间隙跨接装置1由壳件2和耦联肋3形成，所述耦联肋与壳件2连接并且沿着内侧，即沿着指向或指向空气动力绕流体Al、A2的内部或翼弦的侧面延伸。间隙跨接装 置1的外蒙皮20通常类似于空气动力绕流体A1或A2的外部部分All或A22的外蒙皮 21a、22a的形状，使得由并排的空气动力绕流体和间隙跨接装置1共同组成的组合体的 外蒙皮产生尽可能一致的空气动力外形。在实施例中，该尽可能一致的空气动力外形尽 可能在空气动力绕流体Al、A2的所有调节状态下在主机翼上提供。耦联肋3本身能够以不同的方式构成。在此，耦联肋3例如能够构成为沿着翼 弦方向FT0紧靠在壳件20上的连续的肋，如在图1中所示，或者构成为一个或多个加强 护板。壳件2和耦联肋3能够形成单构件的或一体的且尤其是一体地制成的构件。间 隙跨接装置1并且尤其是壳件2和/或耦联肋3由适合于应用情况的材料制成，例如由轻 金属或纤维复合材料制成。壳件2尤其能够构成为条形的壳构件，如其在图1中所示的 实施形式中示出。壳件2的纵向方向横向于空气动力绕流体Al、A2的翼展方向SW1、 SW2延伸，并且尤其能够沿空气动力绕流体Al、A2中的一个的翼弦方向FT1、FT2延 伸。耦联肋2的纵向方向同样横向于空气动力绕流体Al、A2的翼展方向SW1、SW2延 伸，并且尤其能够沿空气动力绕流体Al、A2中的一个的翼弦方向延伸。耦联肋3能够 在中央沿着内侧延伸。可替代的是，耦联肋3也能够沿着壳件20的边缘中的一个延伸， 使得沿翼展方向SW1、SW2看，耦联肋3形成间隙跨接装置1的盖状的封闭部。两个或两个以上的耦联肋3也能够分别与壳件20连接。在此尤其能够提出，耦 联肋3或多个耦联肋分别沿着壳件20的沿其纵向方向延伸的边缘安装。在间隙跨接装置1的在图1中示出的实施形式中，壳件20形成在沿间隙跨接装 置1的翼弦方向FT0延伸的周向方向上封闭的轮廓形状。但是，壳件20不必在相应的空 气动力绕流体的型材深度上延伸。根据应用情况，也能够只是在型材深度上的部分区域 内看出端盖12。这最好能够在部分区域内设有，在所述部分区域内，在调节相应的空气 动力绕流体时出现可变化的间隙G的尺寸和形状的明显的变化。在只出现少量变化的区 域内，壳件20也能够与传统的间隙密封件配合或与该间隙密封件组合。间隙跨接装置1的外蒙皮20最好构成为连续的蒙皮。但是该外蒙皮也能够具有 孔，尤其是以便实现有利的空气动力效果。空气动力绕流体Al、A2和间隙跨接装置1尤其能够构成为，使得一个或两个空 气动力绕流体Al、A2至少在空气动力绕流体确定的调解状态区域内相对于主机翼搭接。 空气动力绕流体Al、A2和间隙跨接装置的构造尤其能够选择为，使得间隙跨接装置1的 外蒙皮20在空气动力绕流体的总的调节区域内搭接空气动力绕流体Al、A2的外蒙皮。在此，搭接能够构成为，使得壳件20位于相应的空气动力绕流体Al、A2的端 部部分All、A22内或外。在本发明的实施形式中，在所述实施形式中，在相应的端部部 分All、A22外的壳件位于这样的区域内，间隙跨接装置1在其两侧上或在其指向空气动 力绕流体Al、A2的翼展方向SW1、SW2的两侧上打开，使得间隙跨接装置1的壳件20 包围空气动力绕流体A1或A2的外蒙皮21、22，并且当在需要时在相应的调节状态区域 内，空气动力绕流体Al、A2在其调节时相对彼此运动时，相应的空气动力绕流体A1、 A2的端部部分All、A22的外蒙皮21a、22a能够伸缩式地缩进壳件20内或伸出。在本 发明的另一个实施形式中，在壳件20和外蒙皮21、22搭接时，需要时在相应的调节状态区域内，间隙跨接装置1的壳件20位于外蒙皮21a、22a内或者位于空气动力绕流体A1 或A2的端部区域的外蒙皮21a、22a内，使得当空气动力绕流体Al、A2在其调节时相 对彼此运动时，在相应的空气动力绕流体Al、A2的端部部分All、A22的外蒙皮21a、 22a内的壳件20能够伸缩式地缩进和伸出。壳件20和/或相应的空气动力绕流体Al、A2的端部El、E2也能够构成为， 使得壳件20不能够与空气动力绕流体Al、A2的外蒙皮搭接，并且间隙跨接装置1不能 够缩进外蒙皮21、22中的一个或两个内，或者反之亦然。在搭接区域上，——在所述搭接区域上，壳件20包围外部部分All或A22的 一个外蒙皮或两个外蒙皮21a、22a——，外部部分All或A22或者这些外部部分中的一 个能够向内，即朝着相应的体部A1或A2的翼弦偏移。从相应的外部部分All或A22到 从间隙跨接装置1观察远离的部分的过渡部能够通过台阶21b、22b或斜面状地延伸的部 分形成。因此，从相应的翼弦观察，壳件2的外蒙皮20能够设置在外部部分All或A22 的外蒙皮21a、22a外。在此能够提出，间隙跨接装置1的外蒙皮20的内侧紧靠在外部 部分All或A22的外蒙皮21a、22a的外表面上，并且在调节空气动力绕流体Al、A2时 在该外表面上滑动。在另一个实施例中，设有在第一空气动力绕流体A1的外表部分All的外蒙皮 21a和间隙跨接装置1的外蒙皮20之间的搭接区域以及在第二空气动力绕流体A2的外表 部分A22的外蒙皮22a和间隙跨接装置1的外蒙皮20之间的搭接区域。在另一个实施形 式中，从空气动力绕流体Al、A2的翼弦观察，间隙跨接装置1的外蒙皮20能够位于空 气动力绕流体Al、A2内。在另一个实施形式中，间隙跨接装置1的外蒙皮20在一侧上 能够位于空气动力绕流体Al、A2的外蒙皮内，也就是说朝着空气动力绕流体Al、A2的 翼弦的方向更近地位于空气动力绕流体Al、A2的外蒙皮内，并且在一侧上位于相应的另 一个空气动力绕流体的外蒙皮外。在另一个实施例中，——在所述实施例中，位于空气动力绕流体Al、A2之间 的间隙跨接装置1的壳件20位于空气动力绕流体Al、A2的相互面向的外部的端部部分 All、A22的外壳21a、22a外——，空气动力绕流体Al、A2能够形成为在侧面打开的空 心型材，使得间隙跨接装置1覆盖空气动力绕流体Al、A2的相互面向的端部E1或E2， 并且在间隙跨接装置1的相应的实施方式中也能够闭合。间隙跨接装置1的壳件20尤其 在其具有微小的缝隙的造型方面与空气动力绕流体A1或A2的壳件21a、22a相匹配，也 就是说，在所示实施例中，壳件20的内轮廓面构成为，类似于外蒙皮21a、22a的外轮廓 面，或者大致与外蒙皮21a、22a的外轮廓面一样。在另一个实施形式中，间隙跨接装置1的壳件20位于空气动力绕流体Al、A2 的外蒙皮21、22之间，使得在空气动力绕流体Al、A2的外蒙皮21、22的沿翼展方向 SW1、SW2定向的端部和间隙跨接装置1的壳件20之间产生中间缝隙(未示出)。这样 的中间缝隙也能够只是在壳件20和外蒙皮21a或22a中的仅一个之间构成。所述中间缝 隙也能够只是在空气动力绕流体Al、A2的确定的调节状态区域中出现。在空气动力绕 流体Al、A2设置在主机翼上时，其中在空气动力绕流体Al、A2的外蒙皮21、22之间 的间隙G在调节空气动力绕流体时变化，因此中间缝隙也变化。尤其是在本发明的能够构成有至少一个中间缝隙的实施形式中，在空气动力绕流体的指向翼展方向的端部上或者在两个空气动力绕流体Al、A2的端部上设置有弹性带 或密封装置(未示出)，所述弹性带或密封装置尤其构成为并且设置成，使得间隙跨接装 置1的壳件20至少在空气动力绕流体Al、A2的调节区域内紧靠在带或密封装置上，使 得通过弹性带或密封装置至少在所述调节区域内跨接中间缝隙。在此，弹性带构成为， 使得当通过相应的空气动力绕流体的相对运动和间隙跨接装置1的外蒙皮20共同挤压该 弹性带时，该弹性带在翼展方向SW1、SW2上是挠性的，并且当相应的空气动力绕流体 和间隙跨接装置1的外蒙皮20分开时，该弹性带恢复到其原始形状。在本发明的实施形 式中，间隙跨接装置1的外蒙皮20在空气动力绕流体Al、A2的总的调节区域内紧靠在 带或密封装置上。弹性带或密封装置能够安装在相应的空气动力绕流体的外蒙皮或相应的空气动 力绕流体的支座件上，例如安装在空气动力绕流体的肋上，并且例如具有密封型材的形 状。那么，尤其能够设有这样的带或这样的密封装置，并且尤其能够在间隙跨接装置1 的外蒙皮20的不与相应的空气动力绕流体的相邻的外蒙皮形成搭接的那侧上设有这样的 带或这样的密封装置。但是，当也在空气动力绕流体的调节区域内产生搭接区域23、 24时，也能够设有这样的带或这样的密封装置。为此可附加或可替代的是，所述弹性带 也能够安装在间隙跨接装置1上，并且尤其是安装在间隙跨接装置1的壳件或外蒙皮20 上。在图1中的示意的立体图示出作为机翼的部分的具有根据本发明设有的间隙跨 接装置1的两个空气动力绕流体Al、A2。为了更加清楚，分别以部分剖切的形式从上面 示出空气动力绕流体Al、A2以及间隙跨接装置1，其中部分地未示出外蒙皮。第一空 气动力绕流体A1和第二空气动力绕流体A2分别具有外蒙皮21或22，所述外蒙皮在通常 的应用情况下完全包围该第一空气动力绕流体A1和第二空气动力绕流体A2。在图1和 图2中示出的实施形式具有沿着外蒙皮21的边缘环绕的为环绕的密封壳或密封罩23a形 式的密封装置23，所述密封装置安装在第一空气动力绕流体A1上并且构成为，使得在该 密封装置上的间隙跨接装置1在空气动力绕流体Al、A2的调节状态的全部或部分区域中 紧靠在该空气动力绕流体上。密封壳具有带有外轮廓面的轮廓外形，所述外轮廓面与第 一空气动力绕流体A1的外蒙皮21和间隙跨接装置1的壳件20相匹配，也就是说，与它 们是类似。在此，密封装置能够具有设置在密封壳23上的带有接触面23b的凸缘，耦联 肋3紧靠在所述接触面上。尤其为了该目的，形成具有密封壳20和凸缘的密封装置23， 在所述凸缘上，耦联肋3的面向凸缘的面紧靠在凸缘上。密封装置23也能够由沿相应的空气动力绕流体Al、A2的翼展方向SW1、SW2 并排地放置的多个密封型材形成。在图3的实施形式中设置有沿第一空气动力绕流体A1 的翼展方向SW1、SW2并排地放置的两个密封型材24、25。因此，例如能够通过密封型 材24、25的不同的横截面形状的使用和/或通过密封型材24、25的不同的材料的使用， 进行用于相应的应用情况的协调。例如能够借助于这些方式沿翼展方向较软地构成位于 间隙跨接装置1附近的密封型材24、25，以便使密封效果达到最佳程度。在本发明的图1中示出的实施例具有在第二空气动力绕流体A2的外部部分A22 的外蒙皮22a和间隙跨接装置1的外蒙皮或壳件20之间的搭接区域，其中壳件20位于第 一空气动力绕流体A1的外部部分All的外蒙皮21a外。
为了将间隙跨接装置1与空气动力绕流体Al、A2耦联，耦联肋3借助于第一耦 联装置K1与空气动力绕流体中的第一个A1铰接地耦联，并且借助于第二耦联装置K2与 位于第一空气动力绕流体A1旁的第二空气动力绕流体A2铰接地耦联。根据本发明，在由机身的或主机翼的构件和设置在机身的或主机翼的构件旁的 一个空气动力绕流体Al、A2组成的构造中，也能够以类似的方式设有所述实施形式。在 该变形方案中，在机身的或主机翼的构件旁也能够设置有多个空气动力绕流体Al、A2， 所述多个空气动力绕流体具有设置在它们之间的带有根据本发明的实施形式的间隙跨接 装置1。在由机身的或主机翼的构件和设置在构件旁的空气动力绕流体组成的构造中， 壳件20尤其能够设置在构件的壳件外或内，并且设置成搭接该构件。在构件或位于该构 件旁的空气动力绕流体上也能够设置有密封装置的所述实施形式中的一个。间隙跨接装置1尤其具有 壳件20，所述壳件在间隙G上至少逐段地沿着空气动力绕流体的外壳的轮廓 延伸； 与壳件20连接的耦联肋3 ； 第一耦联装置K1，其用于将耦联肋3铰接地耦联在空气动力绕流体A1上；以 及 第二耦联装置K2，其用于将耦联肋3铰接地耦联在机身的或主机翼的位于空 气动力绕流体A1旁的构件上。在下面借助具有并排地设置的且可相对于主机翼调节的两个空气动力绕流体 Al、A2的机翼的实施形式根据图1及以下附图在如下意义上说明根据本发明的间隙跨接 装置1，即各个特征能够以类似的方式应用于本发明的所述变形方案和实施形式间隙跨接装置1的壳件20在其具有微小的缝隙的造型方面与空气动力绕流体A1 或A2的壳件21a、22a相匹配，并且因此根据耦联装置Kl、K2的形成，可相对于空气动 力绕流体Al、A2中的一个和/或另一个移动。在所示实施形式中，第二空气动力绕流 体A2的外蒙皮22的端部部分22a可伸缩式地移入壳件20内或移出。在这种情况下，间 隙跨接装置1的并且尤其是壳件20的相对于外蒙皮22的运动能够具有平移分量和/或旋 转分量。在此，壳件20和外蒙皮能够构成为，使得防止它们在相对运动时夹紧。用于将耦联肋3耦联在相应的空气动力绕流体上的耦联装置Kl、K2中的至少一 个能够具有沿翼弦方向FT1、FT2—个接着一个设置的分别带有两个铰链4a、4b和5a、 5b的两个联杆4、5，所述铰链将联杆4、5铰接在空气动力绕流体A1和耦联肋3上。在 图1中，联杆4、5借助于铰链4a、5a耦联在耦联肋3上，并且借助于铰链4b、5b耦联 在第一空气动力绕流体Al上，并且尤其是耦联在其支承结构上。在另一个实施例中，耦 联肋3能够在两侧借助于这种联杆和铰链与第一或第二空气动力绕流体Al、A2耦联。在图1所示的实施例中，用于将耦联肋3与第二空气动力绕流体A2耦联的耦联 装置K2具有沿翼弦方向FT2 —个接着一个地且横向于翼弦方向FT2延伸的两个连接件 6、7，所述连接件通过铰链连接耦联在耦联肋3上，并且所述连接件可沿其纵向方向延 长，以用于使壳件20沿翼展方向SW2相对于空气动力绕流体A2移动。在所示实施例 中，连接件中的一个(附图标记7)，更确切地说是在图1的图平面中位于上方的且位于空气动力绕流体A2的前缘附近的连接件9借助于连接铰链9耦联在耦联肋3上。连接铰链 9的旋转轴9b横向于第二空气动力绕流体A2的翼弦方向FT2和翼展方向SW2并且尤其 是在与这些方向呈45至90度的角度范围内延伸。此外，两个连接件中的另一个(附图 标记6)借助于联杆8耦联在耦联肋3上，使得第一旋转接头8a将联杆8铰接在连接件9 上，并且第二旋转接头8b将铰链8铰接在耦联肋3上。连接铰链8a、8b的旋转轴横向 于第二空气动力绕流体A2的翼弦方向FT2和翼展方向SW2并且尤其是在与这些方向呈 45度至90度的角度范围内延伸。耦联肋3通常能够借助仅一个可在长度上延长的连接件耦联在相应的空气动力 绕流体上，其中能够设有连接件与耦联肋的通过旋转接头或者通过联杆或另一个耦联件 的连接。在耦联肋3与空气动力绕流体耦联时，尤其也能够设有可沿纵向方向延长的且 与至少一个联杆耦联组合的连接件或耦联件，如在所示实施例中，在耦联肋3和第一空 气动力绕流体A1之间建立联杆耦联。第一或第二耦联装置的耦联接头尤其具有球接头。 例如在用于耦联肋或用于相应的空气动力绕流体的铰接连结上或交替地在耦联肋和相应 的空气动力绕流体上能够设有这些球接头。在另一个实施例中，耦联肋3能够在两侧借助于可沿纵向方向延长的连接件， 也结合联杆连接地与第一和第二空气动力绕流体耦联。耦联装置通常具有带有一个或多个铰接轴的铰链连接。在特殊的应用情况下， 能够取消两个耦联装置中的一个。铰链连接的构造和尺寸确定在图1的实施例中尤其选 择为，使得间隙跨接装置1的壳件20保持与相应的空气动力绕流体的面向该壳件的边缘 具有预先确定的距离，并且同时密封装置以预先确定的压紧力相互挤压。因此，建立在 间隙跨接装置1的壳件20和第一空气动力绕流体A1的外蒙皮之间的密封。基于具有联 杆4、5的耦联装置K1的构造，间隙跨接装置1的壳件20能够在间隙区域内进行沿翼展 方向SW1和翼弦方向FT1的相对于第一空气动力襟翼A1或其边缘的，但是也是微小的 运动，而不影响密封效果。此外，根据耦联装置的并且尤其是其铰链的构造方式，间隙 跨接装置1的壳件能够进行相对于空气动力绕流体A1的边缘的微小的翻转运动。原则 上，铰链连接也能够构成为，使得沿型材厚度方向Z进行这些微小的运动。借助根据本发明设有的耦联装置，间隙跨接装置1的壳件20根据空气动力绕流 体的相对运动以确定的方式在空气动力绕流体Al、A2的外蒙皮之间保持为，使得该间隙 跨接装置至少部分地或完全地覆盖间隙G。用于调节所述间隙跨接装置1的单独的驱动 装置能够但不是必须地设置在所述的实施例中。为了以避免间隙跨接装置1夹紧的方式定位以及引导间隙跨接装置1的壳件20 的需要时伸缩式的运动，能够提出，间隙跨接装置1和/或一个或两个耦联装置Kl、K2 借助于导向装置在相应的空气动力绕流体上被引导。在实施例中，导向装置能够具有容纳部，在所述容纳部中，连接件中的一个或 两个连接件沿它们的纵向方向被引导。容纳部尤其能够构成为环形件，所述环形件能够 容纳相应的连接件6、7的圆柱形的部分，并且在此尤其能够允许连接件的纵向移动。在 该实施例的改进方案中，环形件设置在相应的空气动力绕流体的肋4中的一个上。在图1 的实施形式中设有用于保持和引导第一连接件6的两个环形的容纳部31、32和用于保持 和引导第二连接件7的两个容纳部33、34。通过两个环形的容纳部的使用，相应的连接件6、7在可沿其纵向方向移动地安装在这些容纳部中。当尤其是通过分别通过其它的空 气动力绕流体在间隙跨接装置上施加拉力，连接件在其长度上变化时，出现连接件或连 接件的一部分的移动。在每个连接件使用仅一个环形的容纳部时，该连接件仍然能够附 加地相对于肋3枢转，容纳部安装在所述肋内或上。每个连接件的支承机构的种类和数 量与根据本发明的机翼的相应的应用情况和构造有关。连接件6、7也能够形成为杆状，并且在导管中被引导。图9示出具有间隙跨接装置和密封装置以及连接支柱50的两个空气动力绕流体 的组合体的另一个实施例的详细视图，所述连接支柱将空气动力绕流体与间隙跨接装置 连接。连接支柱50设计成用于提高用于如下情况的空气动力绕流体的故障安全性，在所 述情况中，空气动力绕流体Al、A2中的一个或两个尤其由于承载的构件的折断与空气动 力绕流体的相应的调节装置脱开。在该情况下，连接支柱50耦联两个空气动力绕流体， 使得与其调节装置脱开的空气动力绕流体由仍然由其调节装置保持的另一个空气动力绕 流体保持，因此保持在稳定的状态下并且保持在主机翼上。在根据本发明的实施形式中 的每个中都能够设有这样的连接支柱50。在所示实施形式中，连接支柱50耦联空气动力绕流体A1和耦联肋3。可替代 的是，连接支柱50也能够将两个空气动力绕流体Al、A2直接地相互耦联。图10示出通过相互在第一位置中的两个空气动力绕流体的根据本发明的组合体 的另一个实施例的剖视图，图11示出相互在第二位置中的组合体。用于所示空气动力绕 流体的视向大致沿型材深度方向定向。在该实施例中，具有密封型材形式的密封装置20a 安装在壳件20的面向第二空气动力绕流体A2的端部上。在该实施例中，密封元件20a 构成为唇状。根据本发明的实施形式中的每个也能够设有可比较的密封元件，其中可实 现在壳件20方面位于内部和外部的构造。密封装置或密封元件能够沿壳件20的周向方 向逐段地安装，或者安装在壳件整个周向上。在根据本发明的实施形式中，间隙跨接装置1借助于第二空气动力绕流体A2的 第二压紧装置40压紧在第一空气动力绕流体A1上。在此能够提出，间隙跨接装置1借 助于例如借助图1的实施形式说明的第二耦联装置K2铰接地或以其它方式耦联在第二空 气动力绕流体A2上。但是通常能够提出，间隙跨接装置1只是在第二空气动力绕流体 A2的外蒙皮22的外部部分A22上滑动。由于间隙跨接装置1借助于压紧装置压紧在第 一空气动力绕流体A1上，第一空气动力绕流体的相对于第二空气动力绕流体A2的相对 运动引起紧靠在第一空气动力绕流体A1上的间隙跨接装置1的相应的运动。在另一个实施例中，在间隙跨接装置1和第一空气动力绕流体A1之间设置有密 封装置23。密封装置23能够设置在第一空气动力绕流体A1上和/或间隙跨接装置1 上，也就是说，设置在它们的分别相互面向的端部或边缘上。在所示实施形式中，一方 面密封型材24或密封带安装在第一空气动力绕流体A1上，并且另一方面密封型材25或 密封带安装在间隙跨接装置1上。压紧装置40的一个实施形式具有带有为销形式的支承件的压杆41以及支承装置 45。所述支承装置安装在间隙跨接装置1上，并且能够形成为凹部或容纳部，所述凹部 或容纳部适合用于容纳或安装支承件44。支承件44尤其能够借助于铰链与压杆耦联。 铰链能够为旋转接头或球接头。
支承装置和支承件能够以不同的方式实现，并且例如作为线性导向机构(图10) 或作为支承机构，所述线性导向机构或支承机构允许压杆41的相对于间隙跨接装置1的 回转运动。为此，在所示实施形式中，容纳部的横截面大于支承件44的横截面，使得支 承件在支承装置内枢转是可能的。与图11相反，推力元件40的铰接元件42具有另一个 自由度，这例如能够通过使用球形的铰链轴承或球接头等来实现。该构造方式尤其适合 于如下结构形式，在所述结构形式中，两个相邻的空气动力绕流体Al、A2，如在图12 中所示，相互成角度地设置，或者在襟翼工作期间进行相应的大的角度变化。由支承装置和支承件组成的组合体也能够构成为铰链。因此在该实施形式中，间隙跨接装置1不耦联在第一空气动力绕流体A1上，而 是可相对于该第一空气动力绕流体自由地移动。因为压紧装置将间隙跨接装置1压靠在 第一空气动力绕流体A1上，并且间隙跨接装置1在第二空气动力绕流体A2的外部部分 A22上滑动，所以间隙跨接装置1保持在两个空气动力绕流体Al、A2之间。压紧装置40构成为，使得该压紧装置借助在一定限度内预先确定的压力压紧在 间隙跨接装置1上。压力能够通过执行机构或通过预加应力装置施加。在图10中所示 的实施形式中，压力通过为弹簧装置的形式的预加应力装置施加，所述弹簧装置朝着间 隙跨接装置1的方向预加载可伸缩式地从基体开始运动的杆元件。从型材深度方向观察，多个压紧装置40能够并排地设置在第二空气动力绕流体 A2内。至少一个压杆能够借助于导向装置例如在肋4上沿它们的纵向方向被引导。在 此，导向装置能够如根据图1的实施例所述地构成。导向装置尤其能够具有在肋4中的 容纳部49，并且可选地具有位于这些凹部内的导向环，所述导向环用于以如下方式容纳 压杆，即压杆可纵向移动地并且可选地可围绕其纵向轴线旋转地由导向装置容纳。为了 该目的，压杆能够构成为伸缩式压杆(图10)。在该实施形式中，压紧装置起到调节致动 器和导向装置的用于在第二空气动力绕流体A2上引导间隙跨接装置1的部件的作用。压 紧装置确保，间隙跨接装置1在空气动力绕流体的每个调节状态下压靠第一空气动力绕 流体A1的端部E2的端面，或者压靠位于它们之间的密封装置23，并且可靠地密封可变 化的间隙S。在设有多个在型材深度方向上相互隔开的并且铰接地连接在间隙跨接装置1 上的压杆41时，压杆41的与在相邻的空气动力绕流体之间的相应的相对运动有关的移动 路程能够是相同的或不同的。因此，在非对称的间隙形状或不同的间隙距离的变形方案 中，间隙跨接装置1也能够与相邻的襟翼2、4的前缘区域和后缘区域相匹配。在图12和13中，示出本发明的另一个实施例，其中图12示出空气动力绕流体 Al、A2的构造的示意的剖切的俯视图，并且图14为空气动力绕流体Al、A2的沿着图 13中的剖面线XIV-XIV的示意的剖视图。在该实施形式中，两个相邻的空气动力绕流 体Al、A2中的每个在它们的彼此相对的端面的区域内设置有可伸缩式地移动的间隙跨 接装置1、1’。在间隙跨接装置1、1’的每个上分别耦联有用于朝着相邻的空气动力 绕流体的方向挤压相应的间隙跨接装置1或1，的压紧装置40或40’。压紧装置40或 40’朝着相邻的空气动力绕流体Al、A2的方向挤压分别耦联的间隙跨接装置1、1’。 在两个间隙跨接装置1、1’中的每个上可选地安装有密封装置23、23’，所述密封装置 至少逐段地沿着间隙跨接装置1、1’的相互面向的端面的边缘延伸，并且所述密封装置由于间隙跨接装置1、1’的通过压紧装置40或40’的相互压紧而彼此紧靠。密封装置 23、23’和压紧装置40或40’也能够构成为，使得这些密封装置和压紧装置密封间隙 G。该构造方式允许提高在间隙区域内的密封的部件的可移动性，并且适用于跨接和密封 特别大的且形状变化很大的间隙G。该实施例能够在不同的变形方案中实现，所述变形方案已经在其它实施例中说 明。例如能够设有多个沿翼弦方向FT1、FT2并排地设置的压紧装置40或40’，并且与 间隙跨接装置1、1’耦联。在图12的实施例中，在第一空气动力绕流体A1上设置有 两个压紧装置40a，和40b，，所述压紧装置通过旋转接头45a，或45b，耦联在相关联 的间隙跨接装置1’上。此外，在第二空气动力绕流体A2上设置有两个压紧装置40a和 40b，所述压紧装置通过旋转接头45a或45b耦联在相关联的间隙跨接装置1上。图14示出两个空气动力绕流体的构造的第五实施例的示意的立体的俯视图，并 且图15为图14中的区域XVI的立体的放大视图。在这两个图中，为了更好的清楚性， 去除了第一和第二空气动力绕流体Al、A2的以及端盖12的主蒙皮或外周面，并且只示 出第一和第二空气动力绕流体A1或A2的端面的肋4。在间隙跨接装置1中只示出作为 肋状的骨架体的耦联肋3。图14和15示出根据图1至10的具有所述构件和功能的实施 形式的实现形式。第二耦联装置K2由两个铰链连接44、46形成，所述铰链连接耦联肋R和耦联 肋3。耦联元件44、46、20固定在第一襟翼2和端盖骨架体12d上。在两个所述图中上 面的前面的铰链连接构成为联杆连接或杠杆铰链构造，并且通过球形的铰链轴承48与耦 联肋3耦联。在两个图中下面的前面的铰链连接46构成杆状，并且同样铰接地耦联在耦 联肋3上。第一耦联装置K1由具有多个导向联杆50、52、54的导向联杆构造形成，所述导 向联杆在基本上沿翼展方向进行移动时，沿多个轴线在相邻的空气动力绕流体Al、A2之 间的间隙区域内引导间隙跨接装置。两个导向联杆50、52沿型材深度方向相互隔开地设 置，以曲杆的形式构成，并且一端作用在第一空气动力绕流体A1上且另一端作用在耦联 肋3上。这个两个曲杆50、52的铰接轴线基本上沿型材厚度方向延伸，并且耦联肋3由 该曲杆对50、52保持在型材厚度方向上，并且沿翼展方向被引导。同样构成为曲杆的第 三导向联杆54设置在第一空气动力绕流体A1的前缘附近，并且一端作用在第一空气动力 绕流体A1上且另一端作用在耦联肋3的前面的区域上。该第三曲杆54作为肘杆具有球 形的铰链轴承56，所述铰链轴承具有多个自由度。但是，该铰链轴承56的铰接主轴线大 约沿型材深度方向延伸，或者以与型材深度方向成小的空间锐角地延伸，使得第三曲杆 54使间隙跨接装置1基本上保持在型材深度方向上，并且在相邻的空气动力绕流体A1、 A2之间引导间隙跨接装置。此外，在图14和15的实施例中，可选地装入上述中间连接支柱50，所述连接 支柱将第一和第二空气动力绕流体相互耦联，以用于提高空气动力绕流体的构造的安全 性。中间连接支柱50的一端铰接地固定在第一空气动力绕流体A1上，并且另一端铰接 地固定在由两个杆体60、62形成的三角接头(Dreischlag)的尖端上，所述三角接头的底 部位于第一空气动力绕流体A1的所示肋体部4的端面上。在这种情况下，该底部在沿型 材深度方向相互隔开的两个连接点60a或62a之间延伸，在所述连接点上，两个杆体60、62铰接地与第一空气动力绕流体A1的端面连接。如在图15中可看出，三角接头的尖端 突起穿过在耦联肋3中设有的贯通孔61。根据端盖12的移动位置，连接支柱50的尖端 或位于那里的连接点略微穿过贯通孔朝着第一空气动力绕流体A1的端面的方向移动，或 者朝着第二空气动力绕流体A2的端面的方向再次从贯通孔61中移出。图16示出根据本发明的支承结构构造的或根据另一个实施形式的具有用于飞行 器的至少一个空气动力绕流体的构造的主要的部分区域的示意的立体图。该支承结构构 造由至少一个可移动的第一空气动力绕流体形成，所述第一空气动力绕流体在该实施例 中构成为可枢转的襟翼64。在所述图中只示出端面附近的区域的襟翼64设置有起到空气 动力作用的外形，并且具有预先确定的翼展。襟翼64的指向其翼展方向的且越过可变化 的间隙(未示出)的端面设置在相对于襟翼64位置固定的结构构件(未示出)上，所述 结构构件能够为机身的或机翼的构件。位置固定的结构构件例如能够为飞行器的机身体 部或机翼连接区域等。襟翼64在端面通过固定在结构构件上的襟翼支承机构66可枢转 地保持。但是对此替代或附加的是，襟翼也能够可移动地固定在另一个构件上，例如可 移动地固定在支承面体部上。在这样的结构中，与在先前阐述的实施例中类似，在襟翼 64运动时，襟翼64的和结构构件的并排的端面也能够相对彼此运动，并且因此可变化的 间隙25的尺寸和/或形状能够改变。因此，为了间隙密封的目的，再次提出以端盖的形式构成的间隙跨接装置1。在 有关襟翼的外形形状的该实施例中，端盖或间隙跨接装置1承担在机头区域或前缘区域 内的间隙密封，而在后缘区域上的密封借助传统的密封件进行(参见后面)。端盖或间隙 跨接装置1的形状至少与襟翼64的空气动力外形的形状相匹配。端盖或间隙跨接装置1 再次设置在襟翼64的端面的端部上，并且基本上可沿襟翼的翼展方向伸缩式地在襟翼64 上移动。在这种情况下，间隙跨接装置1能够与在上述示例中类似地插入端面内，或者 安置在襟翼64的端面的端部上，或者以另一个合适的方式可移动地安装在襟翼的端面的 端部上。端盖或间隙跨接装置1可与相邻的结构构件的端面接触，并且因此密封可变化 的间隙。襟翼支承机构66的一部分延伸通过在端盖12内的孔。如在图17中所说明，——所述图示出支承结构构造的沿在图17中的箭头XVII 的视向的示意的立体图——，根据该实施例，支承结构构造包括两个压紧装置40，所述 压紧装置能够构成为类似于在图10至13中所示的实施例，并且确保间隙跨接装置1在 襟翼或空气动力绕流体的每个调节状态下可靠地压紧在相邻的结构构件的相关联的端面 上，并且封闭可变化的间隙。为了改善间隙密封，可移动的端盖或间隙跨接装置1能够设置有环形的端面密 封型材68 (参见图16)。该密封型材68例如能够构成为橡胶成型件，所述橡胶成型件在 端盖12或间隙跨接装置1上自身硫化，或者如在图16所示的示例中，在分开的支座盖70 上硫化，所述支座盖形成间隙跨接装置1的端面的区域。该密封型材68通过压紧装置或 弹簧推力单元40在每个襟翼位置上密封地紧靠在相邻的结构构件的端面上或同样设置在 那里的第二端面密封型材上。此外，与在如图10的实施形式中类似，端盖或间隙跨接装 置1具有在它们的周向区域或襟翼64的外表面区域上的环形的密封型材72，使得端盖或 间隙跨接装置1也在相对于襟翼64移动时被密封。本发明不局限于只是用作本发明的核心思想的一般性阐述的上述实施例。实施例的特征或部件或零件在应用它们的基本功能的情况下也能够应用于其它所述实施形 式。根据使用的空气动力绕流体Al、A2或支承结构部件的构造以及它们的相关联的构 件的安装，在上面的说明和权利要求中使用的概念“第一”和“第二”空气动力绕流体 或者支承结构部件能够互换。根据本发明的主题也能够包括两个以上的空气动力绕流体的构造，如在图18中 示出三个空气动力绕流体的情况。三个空气动力绕流体能够分别具有所说明的特征，并 且总体上具有所述特征组合。尽管在上述示例中借助降落襟翼说明了根据本发明的支承结构构造，但是其显 然也能够借助例如前缘缝翼、扰流板、副翼等其它支承结构部件实现。在这种情况下， 这些支承结构部件尤其也能够进行振动的(相同定向的)调节运动(即例如向下或向上地 进行襟翼振动)，其中与上述类似地出现改变可变化的间隙的尺寸和/或形状的效果。此外也可能的是，间隙跨接装置1或者间隙封闭元件或端盖具有可伸缩式地相 互滑动的且具有所述特征的型材件。此外，端盖也能够构成为基本上可沿翼展方向移动 的附加元件，所述附加元件设置在相关的支承结构部件的端面前。但是，在这样的解决 方案中，通常需要在端面和端盖之间的另外的密封元件或覆盖元件。上述耦联元件能够可替代地以任意适合的运动传动装置构成，或者也能够构成 为绳索状的元件等。替代上述耦联元件或弹簧推力单元，原则上也可设想用于端盖或间 隙跨接装置或间隙封闭元件的其它适合的执行机构，例如机械的、电的、压电的、气动 的或液压的驱动装置或者类似的驱动装置，以及它们的混合形式。但是，这些通常要比 耦联元件或弹簧推力单元重。如果使用用于端盖或间隙跨接装置1的移动的单独的执行 机构或弹簧推力单元来替代耦联元件，那么这些驱动设备例如也能够设置在不含有可移 动的端盖的那个空气动力绕流体(在图11中，例如是第一空气动力绕流体)上，并且例 如能够以反向运动地朝这些支承结构部件的端面拉动端盖。根据实施形式，也能够有利的是，设有用于端盖或间隙跨接装置的且具有两个 以上的导向元件的导向装置。在此，导向元件的最佳的数量尤其依据相应的部件的相应 的尺寸、相应的功能联系和安装关系。在根据本发明的解决方案的范围内使用的密封装置或密封元件能够在相关的构 件上安装成，可拆卸地，即可手动地或可借助简单的装配工具安装和拆卸，或者不可拆 卸地，即只可通过破坏来拆卸。不可拆卸的安装例如能够通过密封装置的硫化实现。
权利要求
1.一种空气动力绕流体，其能够借助于调节装置相对于飞行器的主机翼调节，其中 在侧端部(El、E2)上构成有位于所述空气动力绕流体和另一个空气动力绕流体或者机身 的或主机翼的构件之间的由于所述空气动力绕流体的调节而可变化的间隙(G)，所述空 气动力绕流体具有带有壳件(20)的间隙跨接装置(1)，所述壳件(20)沿着所述间隙(G) 延伸，并且所述壳件(20)搭接在所述空气动力绕流体的外壳沿翼展方向(SWl、SW2)的 端面上，使得所述壳件(20)能够沿翼展方向(SW1、SW2)相对于所述空气动力绕流体伸 缩式地运动。
2.如权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述壳件(12)位于所述空气动力绕流体 (Al、A2)的所述外蒙皮(21、22)夕卜。
3.如权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述壳件(12)位于所述空气动力绕流体 (Al、A2)的所述外蒙皮(21、22)内。
4.如前述权利要求中任一项所述的空气动力绕流体，其特征在于，在所述间隙跨接 装置(1)上设置有密封装置(23)。
5.如权利要求4所述的机翼，其特征在于，所述密封装置(23)设置在所述间隙跨接 装置(1)的位于具有搭接区域并面向所述搭接区域的一侧对面的那侧上。
6.如权利要求4或5所述的机翼，其特征在于，所述密封装置(23)相对于所述耦联 肋(3)设置在所述壳件(20)上，并且设置在位于靠近所述搭接区域定位的那侧上。
7.如前述权利要求中任一项所述的空气动力绕流体，其特征在于，所述间隙跨接装 置(1)具有与所述壳件(2)连接的耦联肋(3)和用于将所述耦联肋与所述空气动力绕流体 (A2)的结构构件耦联的耦联装置(K2)。
8.如权利要求7所述的空气动力绕流体，其特征在于，用于将所述耦联肋(3)耦联在 所述空气动力绕流体中的一个上的所述耦联装置(K2)具有至少两个沿翼弦方向(FT1、 FT2) —个接着一个地设置的且分别带有两个铰链(4a、4b； 5a、5b)的联杆(4、5)，所述 铰链(4a、4b ； 5a、5b)将所述联杆(4、5)铰接在所述空气动力绕流体(Al)和所述耦联 肋⑶上。
9.如权利要求7所述的空气动力绕流体，其特征在于，所述耦联装置(K2)具有至少 一个横向于所述翼弦方向(FT2)延伸的连接件(6、7)，所述连接件(6、7)通过铰链连接 耦联在所述耦联肋(3)上，并且所述连接件(6、7)能够沿其纵向方向延长，以用于使所 述壳件(20)沿翼展方向(SW2)移动，其中所述耦联肋(3)具有用于将第二耦联装置(K2) 耦联在所述耦联肋(3)的相对的侧面上的接头。
10.如前述权利要求中任一项所述的空气动力绕流体，其特征在于，所述耦联装置 (KU K2)具有在所述空气动力绕流体(Al、A2)的承载构件和所述耦联肋(3)之间的 压紧装置(40、40a、40b ； 40a，、40b，)，使得所述压紧装置(40、40a、40b ； 40a，、 40b’ )将所述间隙跨接装置(1)向外挤压并远离所述空气动力绕流体的内部。
11.如权利要求10所述的空气动力绕流体，其特征在于，所述压紧装置(40、40a、 40b； 40a’、40b’)具有伸缩杆，所述伸缩杆在朝着所述空气动力绕流体的外侧的方向 上被预加应力。
12.—种用于飞行器的机翼，其具有主机翼和横向于所述翼弦方向(Si)并排地设置的 多个空气动力绕流体(Al、A2)，所述空气动力绕流体(Al、A2)能够借助于调节装置相对于所述主机翼调节，其中在所述空气动力绕流体的所述外壳的彼此面向的所述端部之 间设置有由于所述空气动力绕流体的调节而可变化的间隙(G)，所述机翼具有如权利要 求1至9中任一项所述的间隙跨接装置(1)。
13.如权利要求12所述的机翼，其特征在于，所述间隙跨接装置(1)具有 所述壳件(20)，其在所述间隙(G)上至少逐段地沿着所述空气动力绕流体的所述 外壳的轮廓延伸； 与所述壳件(20)连接的所述耦联肋(3)； 第一耦联装置(Kl)，其用于将所述耦联肋(3)铰接地耦联在所述空气动力绕流体 的第一个(Al)上；以及 第二耦联装置(K2)，其用于将所述耦联肋(3)铰接地耦联在位于所述第一空气动 力绕流体(Al)旁的第二空气动力绕流体(A2)上。
14.如权利要求12或13中任一项所述的机翼，其特征在于，所述第一耦联装置由沿 翼展方向(SWl)并排地设置的两个联杆连接形成。
15.如权利要求12、13或14中任一项所述的机翼，其特征在于，所述第二耦联装置 由能够沿翼展方向(SW2)延长的所述连接件(6、7)形成，所述连接件(6、7)沿其纵向 方向在所述第二空气动力绕流体上被引导。
16.如权利要求12、13或14中任一项所述的机翼，其特征在于，所述第二耦联装置 (KU K2)具有在所述第二空气动力绕流体(A2)的承载构件和所述耦联肋(3)之间的压 紧装置(40、40a、40b ； 40a，、40b，)，使得所述压紧装置(40、40a、40b ； 40a，、 40b’ )将所述间隙跨接装置(1)向外挤压并远离所述第二空气动力绕流体的内部。
17.如权利要求13至14中任一项所述的机翼，其特征在于，在所述第一空气动力 绕流体和所述第二空气动力绕流体上分别设置有能够在其上伸缩式地运动的且带有耦联 装置(ΚΙ、K2)的间隙跨接装置(1)，所述耦联装置(ΚΙ、K2)具有在所述第二空气动 力绕流体(A2)的承载构件和所述耦联肋(3)之间的压紧装置(40、40a、40b； 40a’、 40b，)。
18.一种用于飞行器的机翼，其具有主机翼和能够借助于调节装置相对于该主机翼调 节的且横向于所述翼弦方向(Si)设置在所述机身的或所述主机翼的构件旁的空气动力绕 流体(Al、A2)，所述空气动力绕流体(Al、A2)具有起到空气动力作用的外形，其中在 所述空气动力绕流体的所述外壳的端部和所述机身的或所述主机翼的所述构件之间构成 有由于所述空气动力绕流体的调节而可变化的间隙(G)，所述机翼具有如权利要求1至12 中任一项所述的间隙跨接装置(1)。
19.如权利要求18所述的机翼，其特征在于，所述间隙跨接装置(1)具有 所述壳件(20)，其在所述间隙(G)上至少逐段地沿着所述空气动力绕流体的所述 外壳的轮廓延伸； 与所述壳件(20)连接的所述耦联肋(3)； 第一耦联装置(Kl)，其用于将所述耦联肋(3)铰接地耦联在所述空气动力绕流体 中的一个(Al)上；以及 第二耦联装置(K2)，其用于将所述耦联肋(3)铰接地耦联在所述构件上。
20.如权利要求18或19中任一项所述的机翼，其特征在于，所述第一或第二耦联装置由沿翼展方向(SWl)并排地设置的两个联杆连接形成。
21.如权利要求16至20中任一项所述的机翼，其特征在于，所述第一或第二耦联装 置由能够沿翼展方向(SW2)延长的所述连接件(6、7)形成，所述连接件(6、7)沿其纵 向方向在所述第二空气动力绕流体上或在所述构件上被引导。
22.如权利要求16至21中任一项所述的机翼，其特征在于，所述第一或第二耦联装 置(ΚΙ、K2)具有在所述构件或所述第二空气动力绕流体(A2)的承载构件和所述耦联 肋(3)之间的压紧装置(40、40a、40b； 40a，、40b，)，使得所述压紧装置(40、40a、 40b； 40a’、40b’ )将所述间隙跨接装置(1)向外挤压并远离所述空气动力绕流体的或 所述构件的内部。
23.如权利要求18至19中任一项所述的机翼，其特征在于，在所述第一空气动力绕 流体和所述构件上分别具有能够在其上伸缩式地运动的且带有耦联装置(ΚΙ、K2)的间隙 跨接装置(1)，所述耦联装置具有在所述第二空气动力绕流体(A2)的承载构件和所述耦 联肋⑶之间的压紧装置(40、40a、40b； 40a，、40b，)。
24.一种具有如权利要求12至23中的一项所述的机翼的飞行器。
全文摘要
一种空气动力绕流体，其可借助于调节装置相对于飞行器的主机翼调节，其中在侧端部(E1、E2)上构成有位于所述空气动力绕流体和另一个空气动力绕流体或者机身的或主机翼的构件之间的由于空气动力绕流体的调节而可变化的间隙(G)，所述空气动力绕流体具有带有壳件(20)的间隙跨接装置(1)，所述壳件沿着间隙(G)延伸，并且所述壳件搭接在空气动力绕流体的外壳沿翼展方向(SW1、SW2)的端面上，使得壳件(20)可沿翼展方向(SW1、SW2)相对于该空气动力绕流体伸缩式地运动；一种用于飞行器的机翼，具有主机翼和横向于翼弦方向(S1)并排地设置的多个空气动力绕流体(A1、A2)；一种用于飞行器的机翼，具有主机翼和可借助于调节装置相对于该主机翼调节的且横向于翼弦方向(S1)设置在机身的或主机翼的构件旁的空气动力绕流体(A1、A2)；以及一种具有这样的机翼的飞行器。
文档编号B64C5/10GK102015443SQ200980114638
公开日2011年4月13日 申请日期2009年4月23日 优先权日2008年4月23日
发明者维尔纳·迪克鲁普 申请人:空中客车营运有限公司