实现翼梢装置在飞行构型与地面构型之间的移动的布置的制作方法
【专利摘要】一种飞行器，包括机翼(1)、位于机翼末梢处的翼梢装置(3)、和致动器。致动器(5)设置成实现翼梢装置在飞行构型与地面构型之间的移动，其中，飞行构型用于在飞行期间使用，并且在地面构型中，翼梢装置(3)移动离开飞行构型以使得飞行器的翼展减小。飞行器包括相对于机翼(1)被固定的托架导引件(15)，如导轨组件，以及设置成在翼梢装置在飞行构型与地面构型之间移动时沿着导轨组件(15)移动的托架(14)。托架(14)将翼梢装置承载在枢轴(13)上，使得翼梢装置能够在托架(14)沿着轨道组件(15)移动时相对于托架绕枢轴(13)旋转。翼梢装置(3)在飞行构型与地面构型之间的移动因此可以既包括翼梢装置(3)的绕枢轴(13)的旋转移动分量，还包括枢轴的沿着轨道组件的平移移动分量。
【专利说明】
实现翼梢装置在飞行构型与地面构型之间的移动的布置
技术领域
[0001]本发明涉及飞行器，以及更具体地但非排他性地，本发明涉及具有翼梢装置的客机。
【背景技术】
[0002]存在这样一种趋向，客机越大，则理想的是具有相应大的翼展。然而，最大的飞行器翼展实际上受到管理在机场各处进行操纵时所需的各种间距(例如，登机口和滑行道安全使用所需的翼展和/或离地净高)的机场运行规则的限制。
[0003]在某些所提出的设计中，飞行器设置有翼梢装置，这些翼梢装置可以折叠以减小地面上飞行器的翼展(与当飞行器构造成飞行时相比)。翼梢装置例如可以是能够在下述两者之间构造的:(i)用于在飞行期间使用的飞行构型，以及(ii)用于在地面操作期间使用的地面构型，在地面构型中，翼梢装置移动离开飞行构型以使得飞行器的翼展减小。
[0004]对于在飞行构型与地面构型之间的移动而言理想的是既包括翼梢装置的旋转移动分量，还包括翼梢装置的相对于机翼的平移移动分量。旋转移动通常允许翼梢装置向上或向下旋转以减小飞行器的翼展，而平移分量例如可以使翼梢装置能够与锁定布置断开接入口 ο
[0005]在提供用于提供这种运动的实际布置方面存在技术难题。其中待解决的问题是:提供用以在不过度影响机翼设计的情况下实现这种运动的安全且可靠的布置的问题；以及提供用以影响翼梢装置的运动的紧凑且轻量的装置的问题。本发明试图缓解上述问题中的至少某些问题。
【发明内容】
[0006]根据本发明的第一方面，提供一种飞行器，其包括机翼、位于机翼的末梢处的翼梢装置、和致动器，致动器设置成实现翼梢装置在下述两者之间的移动:(i)用于在飞行期间使用的飞行构型；以及(ii)用于在地面操作期间使用的地面构型，在地面构型中，翼梢装置移动离开飞行构型以使得飞行器的翼展减小，其特征在于，该飞行器包括:托架导引件，托架导引件相对于机翼被固定，托架，托架设置成在翼梢装置在飞行构型与地面构型之间移动时沿着托架导引件移动，其中，托架将翼梢装置承载在枢轴上，使得翼梢装置能够在托架沿着托架导引件移动时相对于托架绕枢轴旋转，翼梢装置在飞行构型与地面构型之间的移动因此既包括翼梢装置的绕枢轴的旋转移动分量，还包括枢轴的沿着托架导引件的平移移动分量。
[0007]已经发现提供托架导引件和用于承载翼梢装置的枢轴的相关联的托架对于实现翼梢装置的旋转移动和平移移动两者而言是特别有效的布置。例如，由于翼梢装置能够相对于托架(绕枢轴)旋转，因此当托架沿着托架导引件移动时，翼梢装置的移动能够根据枢轴与致动力矢量的相对位置来控制。
[0008]致动器可以在致动器与翼梢装置之间的联接件处联接至翼梢装置。联接件可以被称为翼梢装置上的被致动位置。致动器可以设置成使得联接件在翼梢装置在飞行构型与地面构型之间的移动期间遵循弯曲的、更优选地大致弓形的轨迹。在本发明的一些实施方式中，致动器可以是旋转致动器。在本发明的一些其他实施方式中，致动器不必是旋转致动器，而是可以设置成实现联接件的弓形动作。例如，致动器可以包括线性致动器和连杆机构，如旋转连杆。弓形轨迹优选地具有恒定的半径。使联接件遵循大致弓形的轨迹可能是特别有利的，因为其可以导致相对简单且可靠的致动布置。
[0009]已经发现当与导致联接件遵循大致弓形轨迹的致动器结合使用时，提供如本文中所述的托架导引件和托架会是特别有利的。当翼梢装置沿着托架导引件在飞行构型与地面构型之间移动时，尽管联接件遵循大致弓形轨迹，但枢轴与联接件的相对位置可以布置成使得翼梢装置的移动包括平移分量和旋转分量。例如，如果来自致动器的净力穿过枢轴，则其趋于用以仅使翼梢装置平移，而如果致动器的净力从枢轴偏移，则其趋于用以使翼梢装置旋转。枢轴与净力矢量在托架沿着托架导引件移动时的相对位置可以选择成提供翼梢装置的所需移动。
[0010]托架导引件设置成引导托架。托架导引件可以采取多种形式。例如，托架导引件可以是轨道组件。托架导引件可以是槽的形式。将理解的是，不同设计的托架可以适用于不同类型的托架组件。
[0011]当翼梢装置处于地面构型时，枢轴与联接件的相对位置优选地使得当翼梢装置从地面构型被迫使经历绕枢轴的旋转时，联接件处的反作用力相对于弓形轨迹是大致径向的。已经发现这种布置是特别有利的，因为其确保了反作用力在切线方向上有最小分量，并且因此确保了试图反向驱动致动器的最小力。翼梢装置因此在地面构型中趋于相对稳定。此外，减小了锁定/Φ恸致动器的需要。
[0012]从飞行构型至地面构型的移动优选地包括初始动作阶段。初始动作阶段优选地以翼梢装置处于飞行构型开始。初始动作阶段优选地仅包括翼梢装置的平移移动分量。初始动作阶段优选地在翼梢装置处于地面构型之前结束(例如，其可以以翼梢装置处于中间构型结束)。初始动作阶段可以设置成使翼梢装置从锁定系统解锁。例如，翼梢装置可以保持在一系列栓柱上，并且初始动作阶段可以设置成使翼梢装置沿着并离开栓柱平移。替代性地或额外地，初始动作阶段可以设置成使翼梢装置平移离开机翼以解除密封布置。例如，处于飞行构型时，在机翼与翼梢装置之间可以设置有密封布置。翼梢装置的旋转移动分量和/或密封接口处的滑动动作可能会导致密封布置的过早磨损，然而，已发现提供翼梢装置的平移移动在维持密封件的寿命方面是更加有效的。
[0013]致动器可以施加致动力矢量。在初始动作阶段期间，致动力矢量和枢轴大致共线，使得致动力矢量靠近枢轴经过，并且更优选地大致穿过枢轴。已经发现这种布置是有利的，因为其确保了翼梢装置在初始动作阶段期间没有经历绕枢轴的过大的和/或反向的转矩。反而力矢量主要使翼梢装置沿着导轨平移。
[0014]在一些实施方式中，翼梢装置可以被限制以防止初始动作阶段期间的旋转。例如，在初始动作阶段期间，可能存在迫使翼梢装置旋转的力矩。翼梢装置可以被抑制以防止这种旋转。优选地，力矢量充分靠近枢轴以使得反向力矩相对较小并且可被反作用在机翼结构中。
[0015]当翼梢装置处于地面构型中时，枢轴的高度优选地处于轨迹最低点(localminimum)。轨迹最低点优选地使得托架的沿着托架导引件的用以使翼梢装置移动离开地面构型的移动将导致枢轴的上升。已经发现这种布置特别稳定，因为迫使翼梢装置离开地面构型的任何外力(例如，那些由翼梢装置上的机翼载荷产生的外力)将必须克服(即升起)翼梢装置的重量以使其离开地面构型。
[0016]当翼梢装置处于地面构型时，翼梢的稳定性与可以通过其他特征得到促进。例如，致动器可以是非反向可驱动的。托架导引件可以使得翼梢装置在其处于地面构型时被保持在几何锁中。
[0017]在本发明的优选实施方式中，翼梢装置可以是翼梢延伸件;例如，翼梢装置可以是平面的梢延伸件。在其他实施方式中，翼梢装置可以包括非平面装置如小翼，或者可以由非平面装置如小翼构成。在飞行构型中，翼梢装置的后缘优选地是机翼的后缘的延续部分。翼梢装置的前缘优选地是机翼的前缘的延续部分。优选地具有从机翼至翼梢装置的平滑过渡部。将理解的是，即使在机翼与翼梢装置之间的接合部处的扫掠(sweep)或扭曲发生变化的情况下，仍可以有平滑过渡部。然而，优选地，在机翼与翼梢装置之间的接合部处不存在间断部。翼梢装置的上边缘和下边缘可以是机翼的上边缘和下边缘的延续部分。
[0018]当翼梢装置处于地面构型时，飞行器可能不适合飞行。例如，翼梢装置在地面构型中可能在空气动力学方面和/或结构方面不适合飞行。飞行器优选地构造成使得在飞行期间翼梢装置不能移动至地面构型。飞行器可以包括用于感测何时飞行器处于飞行中的传感器。当该传感器感测到飞行器处于飞行中时，控制系统优选地设置成禁止了将翼梢装置移动至地面构型的可能性。
[0019]在飞行构型中，飞行器的翼展可能超过机场兼容性登机口限制。在地面构型中，飞行器的翼展优选地减小成使得翼展(其中，翼梢装置处于地面构型)小于或大致等于机场兼容性登机口限制。
[0020]飞行器优选地是客机。客机优选地包括客舱，客舱包括用于容置许多乘客的多排和多列座位单元。飞行器可以具有至少20、更优选至少50、更优选地大于50个乘客的容纳量。飞行器优选地是带动力装置的飞行器。飞行器优选地包括用于推动飞行器的发动机。飞行器可以包括装在翼上的、并优选地在翼下的发动机。
[0021]根据本发明的另一方面，提供一种用于将翼梢装置附接至飞行器机翼的组件，翼梢装置能够在下述两者之间移动:(i)用于飞行期间的飞行构型；以及(ii)用于地面操作期间的地面构型，在地面构型中，翼梢装置移动离开飞行构型以使得飞行器的翼展减小，其中，组件包括:托架导引件，托架导引件用于相对于所述机翼固定;托架，托架设置成在翼梢装置在飞行构型与地面构型之间移动时沿着托架导引件移动，其中，托架将翼梢装置承载在枢轴上，使得翼梢装置能够在托架沿着托架导引件移动时相对于托架绕枢轴旋转。
[0022]根据本发明的另一方面，提供一种设计如文中所述的飞行器上的翼梢装置的移动路径的方法。该方法包括确定下述各项的步骤:(i)弓形轨迹的半径，和/或(ii)托架导引件的形状，和/或(iii)枢轴与联接件的相对位置，使得当翼梢装置沿着托架导引件在飞行构型与地面构型之间移动时，翼梢装置的移动包括沿着托架导引件的平移移动分量和绕枢轴的旋转分量。通过确定合适的半径、托架导引件形状和/或枢轴与联接件的相对位置，可以控制翼梢装置的移动。例如，枢轴与联接件的相对位置可以确定翼梢装置所受到的转矩。托架导引件形状可以确定枢轴的路径。
[0023]根据本发明的另一方面，提供一种在飞行构型与地面构型之间移动翼梢装置的方法，翼梢装置能够在能够沿着托架导引件移动的托架上枢转，使得翼梢装置能够相对于托架旋转。该方法包括以下步骤:沿着托架导引件移动托架，使得翼梢装置在飞行构型与地面构型之间的移动既包括翼梢装置的绕枢轴的旋转移动分量，还包括枢轴的沿着托架导引件的平移移动分量。
[0024]将一定理解的是，关于本发明的一个方面所描述的特征可以结合到本发明的其他方面中。例如，本发明的方法可以结合参照本发明的装置所描述的特征中的任一特征，并且反之亦然。
【附图说明】
[0025]现在将参照所附示意图仅通过示例对本发明的各实施方式进行描述，在附图中:
[0026]图1a示出了根据本发明的第一实施方式的机翼和翼梢装置的示意性侧视图；
[0027]图1b示出了图1a的实施方式中的轨道和托架的特写示意图；
[0028]图1c示出了具有图1a的机翼和翼梢装置的飞行器的正视图；
[0029]图2a至图2i为在从飞行构型至地面构型的移动期间的图1a的机翼和翼梢装置的示意性侧视图；以及
[0030]图3a至图3j为根据本发明的第二实施方式的在从飞行构型至地面构型的移动期间的机翼和翼梢装置的示意性侧视图。
【具体实施方式】
[0031 ]图1a示出了根据本发明的第一实施方式的机翼I和翼梢装置3的示意性侧视图。翼梢装置3呈平面的翼梢延伸件的形式，但为清楚起见，图1a中仅示出了翼梢延伸件的根部。机翼I和翼梢装置3位于图1c中示出的飞行器2上。
[0032]机翼I中容置有旋转致动器5，并且该旋转致动器5包括设置成使固定长度的连杆9旋转的马达7。连杆9在其远端处通过联接件11联接至翼梢装置3。如参照图2a至图2h将变得明显的，联接件11为翼梢装置3上的致动位置，该致动位置在致动器5实现翼梢装置3的移动时遵循具有恒定半径的弓形轨迹6。图1a以及图2a至图2i中以虚线示出了该弓形轨迹。
[0033]翼梢装置3能够绕枢轴13旋转。在翼梢装置3移动离开图1a的飞行构型时，枢轴13的轨迹13a由虚线示出。参照图2a至图2i对实施方式的该方面进行更加详细的描述。
[0034]图1b示出了图1a中的虚线方形内的区域的特写图。如图1b中所示，托架14设置成在枢轴13上承载翼梢装置3。托架14能够沿着呈轨道组件15的形式的托架导引件移动。图2a至图3j中并未示出轨道组件15，但是反映了枢轴13的轨迹13a(托架14确保了轨道组件15与枢轴13之间具有恒定间隔)。轨道组件15附接至机翼I并相对于机翼I被固定。如在看到枢轴13的轨迹13a时将理解到的，本发明的第一实施方式中的轨道组件15包括大致直的轨道，该大致直的轨道远离翼梢延伸并与机翼I的平面大致平行。
[0035]翼梢装置3能够从飞行构型(在图1a和图2a中示出)移动至地面构型(在图2i中示出)。在地面构型中，翼梢装置3移动成使得飞行器的翼展(相对于飞行构型)被减小。这使得飞行器能够在飞行期间具有相对大的翼展，而在地面上仍遵守机场登机口限制、滑行道安全使用等。
[0036]图2a至图2i示出了在从飞行构型至地面构型的移动期间的翼梢装置3、以及致动器5的移动和枢轴13的轨迹13a。现在将参照这些附图:
[0037]在图2a中，翼梢装置3处于飞行构型。因此，翼梢装置3的上表面和下表面以及前缘和后缘与机翼I的上表面和下表面以及前缘和后缘为彼此的延续部分。机翼I的下表面与翼梢装置3的下表面之间还存在密封布置(未示出)以在使用期间防止任何泄漏流。翼梢装置3在机翼I上经由一系列栓柱(也未示出)锁定就位。
[0038I当致动器5被启动时，致动器5在联接件11处施加致动力矢量17。致动力矢量17与弓形轨迹相切(即，垂直于径向连杆9(图2a至图2i中未示出))。如从图2a明显的，在初始动作阶段期间，从飞行构型开始，力矢量17与枢轴13共线。因此，没有转矩通过致动器5施加至翼梢装置3，代替地，致动器5仅将托架14(以及因此的翼梢装置3)沿着轨道组件15推动至图2b中示出的位置。已发现使这种初始移动阶段仅包括平移移动是特别有吸引力的，原因在于这使翼梢装置3能够清洁密封布置而不会引起对密封装布置的过度磨损，并且这还使翼梢装置3能够从机翼I解锁。
[0039]在图2b中的位置处，致动力矢量17与枢轴13不再共线。因此，翼梢装置3遭受绕枢轴13的转矩，并且翼梢装置3开始绕枢轴13旋转，如图2c至图2e中所示。将理解到的是，翼梢装置3除绕枢轴13(8卩，相对于托架14)旋转以外还继续沿着轨道15平移。因此，该阶段期间的移动包括旋转分量和平移分量的组合。
[0040]图2e示出了翼梢装置3的沿着导轨组件行进的最远点(导轨的端部处定位有作为用以防止托架的任何超限的预防措施的止挡件19)。在联接件11围绕轨迹6进一步移动时，联接件11开始将翼梢装置3沿着轨道组件15拉回(图2f至图2h)。致动力在这种移动期间还继续引起翼梢装置3绕枢轴13的旋转。
[0041]使翼梢装置3旋转的力矩臂随着翼梢装置3接近图2i中的地面构型而逐渐减小。在图2i中，翼梢装置3被锁定于地面构型中，并且在这种构型中，飞行器的翼展(相比于飞行构型)被减小。
[0042]在本发明的第一实施方式中，弓形轨迹6、轨道组件15的形状以及联接件11和枢轴13的相对位置使得力矩臂在翼梢装置3处于地面构型中时减小至大致为零。因此，如果施加外力以使翼梢装置3绕枢轴13旋转(例如，外力会由于侧风而出现并由图2i中的大箭头21表示)，则联接件11处的反作用力(由图2i中的虚线23示出)与径向连杆9大致共线。因此，存在试图反向驱动致动器5的最小力，从安全观点来说这是有吸引力的。
[0043]在本发明的第一实施方式中，翼梢装置在朝向地面构型(图2i)的最终动作阶段期间相对快速地加速。因此，飞行器包括用以控制加速度并防止产生任何过大的惯性载荷的阻尼布置(未示出)。
[0044]从以上描述将理解的是，当仍使用旋转致动器时，第一实施方式有助于翼梢装置的“向外及向上”移动。能够沿着轨道移动以使得翼梢装置能够相对于托架旋转的托架的使用允许能够使用这种致动器(该致动器会是相对紧凑和轻质的)，同时仍实现这种相对复杂的“向外及向上”移动。
[0045]从地面构型至飞行构型的移动与上述移动相反。
[0046]图3a至图3j示出了根据本发明的第二实施方式的机翼和翼梢装置。本发明的第二实施方式中的与本发明的第一实施方式中的相似特征对应的特征以与第一实施方式中相同的附图标记、但添加前缀“I”(或在适当情况下添加前缀“10”)来表示。图3a至图3j中的实施方式除下述差异以外与图2a至图2i中的实施方式相同。
[0047]首先，本发明的第二实施方式的翼梢装置为向上延伸的小翼103，而不是平面的翼梢延伸件。为清楚起见，附图中仅示出了翼梢装置103的根部。
[0048]其次，轨道组件115(该轨道组件115反映轨迹113a的形状)具有弯曲区域，而非沿着其长度大致是直的。轨道的形状连同联接件111与枢轴113的相对位置一起由于下述原因而是特别有利的:
[0049]轨道的起点(最靠近翼梢)包括相对于机翼101的平面向下倾斜的直部。如图3a和图3b中所示，在离开飞行构型(图3a)的初始动作阶段期间，翼梢装置103沿着该直部平移。已发现这种平移在维持密封布置的寿命以及从机翼101解锁翼梢装置103方面特别有用。翼梢装置103也被约束成在机翼101中的直通道(未示出)内移动以确保该动作，致动力矢量117在该动作期间并不直接穿过枢轴113，因此存在迫使翼梢装置103旋转的力矩。然而，力矢量117充分靠近枢轴113使得不利力矩相对较小并可以反作用于机翼结构中。
[0050]现在参照图3c，一旦托架(图3a至图3j中未示出)到达轨道组件的直部的端部，托架就遇到U形弯曲部。翼梢装置103首先下降(图3c至图3d)，直到翼梢装置103到达弯曲部中的轨迹最低点127 (图3e)为止。
[0051]超过轨道中的轨迹最低点127以后，致动器105需要克服翼梢装置103的重量做功以使翼梢装置103沿着轨道移动。然而，在本发明的第二实施方式中，枢轴113与联接件111的相对位置使得该轨迹最低点127处存在相对大的力矩臂125以有助于翼梢装置绕枢轴113的旋转。
[0052]致动器105的进一步旋转使托架，并且因此使翼梢装置103，沿着轨道进一步移动(参见图3f至图3g)，直到其触及止挡件119为止。此时，致动器的进一步旋转将托架(因此的翼梢装置103)沿着轨道拖回，直到其再次到达最低点127为止(图3h至图3j)。
[0053]在图3 j中，翼梢装置103已经到达地面构型。当处于地面构型时，使枢轴113位于轨迹最低点127中是特别有利的，原因在于其确保了翼梢装置103沿着轨道组件的任何进一步平移都将必需提升翼梢装置。因此，翼梢装置103的重量用于抵抗离开地面构型的任何移动。正如在本发明的第一实施方式中那样，当翼梢装置处于地面构型时，力矩臂也已经减小至大致为零。因此，如果施加外力以使翼梢装置103绕枢轴113旋转(例如，外力会由于侧风而出现并由图3j中的大箭头121表示)，则联接件111处的反作用力(由图3j中的虚线箭头123示出)与径向连杆大致共线。因此，存在试图反向驱动致动器105的最小力，从安全观点来说这是有吸引力的。
[0054]尽管已经参照特定实施方式对本发明进行了描述和说明，但本领域的普通技术人员将理解的是，本发明还适用于本文中没有具体说明的许多不同变型。仅作为示例，现在将对某些可能的变形进行描述。小翼可以与本发明的第一实施方式中的布置一起使用，并且翼梢延伸件可以与本发明的第二实施方式中的布置一起使用。在一些实施方式中，致动位置的轨迹可以是弯曲的，并且并非必须是具有恒定半径的弓形形状。在上述实施方式中，托架导引件为轨道组件。然而，在其他实施方式中，托架导引件可以采用替代性形式，例如用以接纳托架的槽或凹槽。
[0055]如果在前面的描述中提到了具有已知的、明显的或可预知的等同物的整体或元件，则这种等同物如同单独阐述那样结合在本文中。应当参照权利要求来确定本发明的真实范围，该范围应当解释为包括任何这种等同物。读者还将认识到，本发明的被描述为优选的、有利的、方便或之类的整体或特征是可选的且不限制独立权利要求的范围。此外，将理解的是，尽管这些可选的整体或特征在本发明的一些实施方式中具有可能的益处，但是这些可选的整体或特征可能并非是理想的，并且因此，在其他实施方式中可以被省去。
【主权项】
1.一种飞行器，所述飞行器包括机翼、位于所述机翼的末梢处的翼梢装置、和致动器，所述致动器设置成实现所述翼梢装置在下述两者之间的移动: (i)用于在飞行期间使用的飞行构型；以及 (ii)用于在地面操作期间使用的地面构型，在所述地面构型中，所述翼梢装置移动离开所述飞行构型以使得所述飞行器的翼展减小， 其特征在于，所述飞行器包括: 托架导引件，所述托架导引件相对于所述机翼被固定；以及 托架，所述托架设置成在所述翼梢装置在所述飞行构型与所述地面构型之间移动时沿着所述托架导引件移动， 其中，所述托架将所述翼梢装置承载在枢轴上，使得所述翼梢装置能够在所述托架沿着所述托架导引件移动时相对于所述托架绕所述枢轴旋转， 所述翼梢装置在所述飞行构型与所述地面构型之间的所述移动因此既包括所述翼梢装置的绕所述枢轴的旋转移动分量，还包括所述枢轴的沿着所述托架导引件的平移移动分量。2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述致动器在联接件处联接至所述翼梢装置，并且所述致动器设置成使得所述联接件在所述翼梢装置在所述飞行构型与所述地面构型之间的移动期间遵循大致弓形轨迹。3.根据权利要求2所述的飞行器，其中，所述枢轴与所述联接件在所述翼梢装置处于所述地面构型时的相对位置使得当所述翼梢装置从所述地面构型被迫使经历绕所述枢轴的旋转时，所述联接件处的反作用力相对于所述弓形轨迹是大致径向的。4.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，从所述飞行构型至所述地面构型的所述移动包括初始动作阶段，所述初始动作阶段仅包括所述翼梢装置的平移移动分量。5.根据权利要求4所述的飞行器，其中，所述致动器施加致动力矢量，并且在所述初始动作阶段期间，所述致动力矢量和所述枢轴大致共线，使得所述致动力矢量大致穿过所述枢轴或靠近所述枢轴。6.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，当所述翼梢装置处于所述地面构型时，所述枢轴的高度处于轨迹最低点，使得所述托架沿着所述托架导引件的用以使所述翼梢装置移动离开所述地面构型的移动将导致枢轴的上升。7.—种用于将翼梢装置附接至飞行器机翼的组件，所述翼梢装置能够在下述两者之间移动: (i)用于在飞行期间使用的飞行构型；以及 (ii)用于在地面操作期间使用的地面构型，在所述地面构型中，所述翼梢装置移动离开所述飞行构型以使得所述飞行器的翼展减小， 其中，所述组件包括: 托架导引件，所述托架导引件用于相对于所述机翼固定；以及 托架，所述托架设置成在所述翼梢装置在所述飞行构型与所述地面构型之间移动时沿着所述托架导引件移动， 其中，所述托架将所述翼梢装置承载在枢轴上，使得所述翼梢装置能够在所述托架沿着所述托架导引件移动时相对于所述托架绕所述枢轴旋转。8.—种设计根据权利要求2或3所述的飞行器上的翼梢装置的移动路径的方法， 其中，所述方法包括确定下述各项的步骤: (i)所述弓形轨迹的半径，和/或 (ii)所述托架导引件的形状，和/或 (i i i)所述枢轴与所述联接件的相对位置， 使得当所述翼梢装置沿着所述托架导引件在所述飞行构型与所述地面构型之间移动时，所述翼梢装置的所述移动包括沿着所述托架导引件的平移移动分量和绕所述枢轴的旋转分量。9.一种将翼梢装置在飞行构型与地面构型之间移动的方法，所述翼梢装置能够在能够沿着托架导引件移动的托架上枢转，使得所述翼梢装置能够相对于所述托架旋转， 其中，所述方法包括以下步骤: 沿着所述托架导引件移动所述托架，使得所述翼梢装置在所述飞行构型与所述地面构型之间的所述移动既包括所述翼梢装置的绕所述枢轴的旋转移动分量，还包括所述枢轴的沿着所述托架导引件的平移移动分量。
【文档编号】B64C3/56GK105882940SQ201610089851
【公开日】2016年8月24日
【申请日】2016年2月17日
【发明人】罗伯特·扬·特姆普森
【申请人】空中客车营运有限公司