导引元件、高升力翼型装置、机翼、飞行器及生产方法与流程

1.本发明涉及用于飞行器的高升力翼型装置的导引元件、用于飞行器的高升力翼型装置，并且涉及飞行器机翼以及配备有所述翼型装置的飞行器。此外，本发明涉及用于生产飞行器用的高升力翼型装置的方法。


背景技术：

2.飞行器机翼通常配备有高升力翼型装置，该高升力翼型装置在特定飞行阶段影响气流以产生高升力。这种装置例如可以包括由以可移动的方式附接至机翼的固定前缘的轨道支撑的缝翼。以此方式，缝翼可以在收回位置与伸出位置或部署位置之间移动，在收回位置中，缝翼靠近固定前缘。缝翼通常相对于固定前缘在弯曲的路径上向前和向下移动以到达部署位置。
3.在大多数飞行器中，前缘轨道的导引件例如通过在上侧和下侧支承轨道的滚子与侧向滚子结合并且可能地与可以附接至前缘肋的滑行构件结合来实现。作为前缘高升力系统的一部分，轨道可以将缝翼在某些飞行阶段中部署和收回，从而允许机翼以较大的攻角(aoa)操作。
4.滚子导引件可以在收回状态下、在运动期间以及缝翼被完全部署时支承轨道。
5.wo 2018/197 265 a1公开了一种用于飞行器的机翼，该机翼包括主翼、缝翼和用于将缝翼以可移动的方式连接至主翼的连接组件。该连接组件包括长形且弯曲的缝翼轨道以及第一支承件和第二支承件。轨道以可移动的方式由第一支承件和第二支承件支承在主翼上。
6.wo 2018/197 649 a1公开了一种用于飞行器的机翼，该机翼包括主翼和将缝翼以可移动的方式连接至主翼的连接组件。该连接组件包括长形的缝翼轨道，其中，缝翼轨道的后端部和中间部分通过滚子支承件安装至主翼，该滚子支承件包括安装至主翼的导轨和安装至缝翼轨道的后端部并与导轨接合的第一滚子单元。滚子支承件包括安装至主翼并且与位于缝翼轨道的中间部分处的接合表面接合的第二滚子单元。
7.在针对机翼的最近构思中，上部滚子和下部滚子可以由至少一个悬臂式滚子(悬臂式滚子附接至肋并在轨道内侧滚动，悬臂式滚子也可以指定为“支承滚子”)和后滚子(后滚子附接至轨道自身并在导轨内侧运行)支承。
8.导引件可以设计为两个元件：上部导轨和下部导轨，后滚子可以在上部导轨和下部导轨上移动且同时使缝翼伸出或收回。导轨可以附接至前缘肋。
9.在已知的飞行器的高升力翼型装置中，缝翼例如由以可移动的方式附接至固定前缘的缝翼轨道支承。缝翼轨道连同位于缝翼轨道的前端部处的缝翼可以在弯曲的轨道上向前和向下移动以移动到部署或伸出位置中，以及以向后移动到收回位置中。滚子可以在滚子的上侧部和滚子的底侧部上导引缝翼轨道。例如，一个滚子对可以位于固定前缘的前向区域中，并且一个滚子对可以位于后部区域、位于前翼梁的紧前方。侧向滚子可以提供对缝翼轨道的侧向载荷导引。
10.根据风和飞行条件，例如当阵风发生时，作用在缝翼轨道上的载荷可能非常高并且可能在宽的范围内变化。因此，缝翼轨道必须承受具有强烈变化的高载荷，并且这些载荷需要被从缝翼轨道传递至飞行器机翼的固定前缘。因此，缝翼轨道的导引件在缝翼轨道移动时必须是非常精确的并且必须具有低间隙。
11.为了保证通过各个滚子组件对缝翼轨道的精确导引，在缝翼轨道和滚子组件的安装期间需要高精度。许多安装步骤必须按特定顺序执行。特别地，必须对缝翼轨道和滚子的位置进行多次测量，需要在不同的安装步骤之间安装填隙片板，以对滚子位置相对于缝翼轨道的位置进行调节，并且必须反复进行测量，以实现在安装缝翼轨道时对缝翼轨道的精确导引。因此，缝翼轨道的安装是耗时的并且产生不期望的额外成本。


技术实现要素：

12.本发明的目的是减少安装时间并提高生产率，以降低高升力翼型装置的生产成本。
13.本目的是通过根据本发明的一些方面的主题来实现。有益实施方式是本发明的其他方面的主题。
14.本发明提供了一种用于飞行器的高升力翼型装置的导引元件，该导引元件包括：第一部分，该第一部分构造成用于固定至飞行器的高升力型翼型装置的第一缘构件；第二部分，该第二部分包括至少一个轨道支承元件，所述至少一个轨道支承元件构造成用于以可移动的方式支承高升力翼型装置的第二缘构件的轨道装置，其中，第二部分以可移动的方式安装至第一部分并且构造成用于从第一位置移动至第一位置；以及偏置装置，该偏置装置构造成用于将轨道支承构件朝向轨道装置沿翼展方向偏置。
15.特别地，第一部分能够固定至第一缘构件，并且第一部分也称为固定部分或被固定部分。特别地，第二部分能够相对于第一部分移动，并且第二部分也称为移动部分。
16.特别地，偏置方向是机翼的翼展方向。偏置方向也可以是高升力翼型装置的翼展方向。特别地，翼展方向可以平行于机翼的前缘或高升力翼型装置。翼展方向可以在飞行器的纵向轴线或侧向轴线的方向上具有附加分量，使得翼展方向从与机翼的前缘或高升力翼型装置平行偏离。特别地，翼展方向在机翼的平面上、例如在飞行器的机身与翼梢之间延伸。
17.优选地，轨道支承元件包括构造成用于在轨道装置的表面上滚动的滚子。
18.优选地，轨道支承元件包括构造成用于在轨道装置的表面上滑行的滑行构件。
19.优选地，偏置装置是可压缩的，以在将第二部分按压成靠着轨道装置时根据轨道装置的不同位置来适应第二部分的位置。
20.优选地，第一部分包括滑行表面，该滑行表面用于在第二部分处于收回位置中时将导引元件支承在轨道装置的表面上。因此，在不太可能发生失效的情况下，轨道装置保持是可移动的并且仍由导引元件导引。以此方式，提高了操作可靠性。
21.优选地，由具有相对低摩擦系数的材料形成的表面涂层的衬里或包括由具有相对低摩擦系数的材料形成的表面涂层的衬里布置在第一部分的轨道接触区域中以形成滑行表面并减少摩擦。该材料还可以是自润滑类型的材料。因此，衬里例如是自润滑衬里。
22.优选地，偏置装置构造成使得：在超过作用在偏置轨道支承元件上的预定最大载
荷时，第一部分可以接触轨道装置。
23.优选地，偏置装置包括将第二部分沿第二部分的伸出位置的方向按压的一个或更多个弹簧。
24.优选地，偏置装置构造成用于通过预定力将轨道装置按压成靠着位于轨道装置的相反侧部上的导引元件。
25.优选地，所述至少两个弹簧根据导引元件在固定至第一缘构件时的预定位置具有不同的刚度值。
26.优选地，导引元件包括一个或更多个紧固件，每个紧固件适于将第一部分的一部分刚性地附接至翼型装置的第一缘构件以及/或者用于保持对应的弹簧，使得弹簧可以沿第二部分的伸出位置的方向对第二部分提供预定力。优选地，紧固件形成为螺栓。
27.优选地，第二部分至少部分地布置在由第一部分形成的框架或腔室内，并且当第二部分沿伸出位置的方向移动时，轨道支承元件的至少一部分从框架或腔室突出。
28.优选地，第一缘构件是翼型装置的肋。
29.优选地，第二缘构件以可移动的方式由轨道装置支承，轨道装置构造成相对于第一边缘构件移动。
30.优选地，第一缘构件和第二缘构件是前缘构件。
31.优选地，导引元件构造为用于吸收作用于翼型装置的轨道上的侧向载荷的轨道侧向导引元件。
32.优选地，导引元件构造成安装至翼型装置以用于将第二部分沿翼展方向伸出和收回。
33.根据本发明的一方面，提供了一种用于飞行器的高升力翼型装置，该高升力翼型装置包括：第一缘构件、能够相对于第一缘构件移动并且支承第二缘构件的轨道装置、以及根据本发明的导引元件。
34.优选地，第一缘构件和第二缘构件是前缘构件。
35.优选地，高升力翼型装置是缝翼装置。
36.根据本发明的另一方面，提供了一种包括根据本发明的高升力翼型装置的飞行器机翼。
37.根据本发明的另一方面，提供一种包括根据本发明的高升力翼型装置和/或根据本发明的飞行器机翼的飞行器。
38.根据又一方面，本发明提供了一种用于生产飞行器用的高升力翼型装置的方法，该方法包括下述步骤：
39.a)提供高升力翼型装置的第一缘构件；
40.b)将用于导引能够移动的轨道装置的一个或更多个导引元件刚性地附接至第一缘构件，轨道装置构造成用于支承高升力翼型装置的第二缘构件；
41.c)将能够移动的轨道装置附接至第一缘构件，其中，轨道装置的表面压靠至少一个导引元件的能够移动的轨道支承元件，轨道支承元件被沿翼展方向偏置成靠着轨道装置。
42.优选地，在步骤(b)中，在执行步骤(c)之前将至少一对导引元件附接在轨道装置的相反两侧。
43.优选地，导引元件中的至少一个导引元件是根据本发明的导引元件。
44.由本发明提出的设计和方法提高了高升力翼型装置的生产率、减少了生产时间和成本、并且提高了飞行器的操作可靠性。
附图说明
45.将通过参照附图对本发明的实施方式进行更详细的描述。
46.图1描绘了根据本发明的飞行器；
47.图2a和图2b描绘了作为侧视图的根据本发明的优选实施方式的翼型装置，其中，缝翼处于收回位置(图2a)以及处于部署位置(图2b)；
48.图3描绘了根据本发明的优选实施方式的翼型装置的正视截面图；
49.图4是图3的局部放大图，其详细地示出了导引元件与轨道装置之间的接触；
50.图5是与图3类似的视图，但是其中，根据本发明的导引元件布置在轨道装置的仅一个侧部处；
51.图6描绘了安装在翼型装置的肋中的根据本发明的导引元件的视图；
52.图7描绘了图6中所示的导引元件的相反侧部的视图，该相反的侧部构造成用于支撑缝翼轨道；
53.图8描绘了安装在肋中的导引元件的截面图，其中，导引元件的滚子与轨道装置接触；
54.图9描绘了与图8类似的截面图，其中，导引元件的滑行构件与轨道装置接触；以及
55.图10描绘了根据本发明的飞行器的正视图，其中，机翼配备有根据本发明的翼型装置。
具体实施方式
56.参照图1，图1描绘了飞行器10。以通常的方式，飞行器10包括一对机翼12。每个机翼12配备有至少一个高升力装置14、例如缝翼16。
57.每个机翼12沿通常具有飞行器10的彼此正交的三个轴线、即纵向轴线l1、横向轴线l2和竖向轴线v的分量的方向延伸，竖向轴线v正交于图1的图像平面并且在图10中示出。
58.机翼12在飞行器的机身与翼梢之间延伸所沿的方向通常称为机翼的翼展方向s。翼展方向s沿机翼12的平面延伸。特别地，翼展方向s可以平行于机翼12的前缘。然而，在某些情况下，翼展方向s也可以从与前缘平行偏离，这取决于机翼的具体形状。在图10中还描绘了翼展方向s连同竖向轴线v和横向轴线l2。
59.如图2中所描绘的，机翼12或机翼12的一部分与高升力装置14可以形成高升力翼型装置18。翼型装置18的翼展方向例如是与机翼12的翼展方向s相同或与机翼12的翼展方向s平行的方向。
60.现在参照图2a和图2b，翼型装置18包括固定缘构件20。固定缘构件20可以构造为固定前缘构件22。
61.翼型装置18还可以包括可移动缘构件24。可移动缘构件24可以构造为可移动前缘构件26。可移动缘构件24可以例如是如例如图1中所示的高升力装置14。特别地，可移动前缘构件26可以是缝翼16。
62.翼型装置18还可以包括轨道装置28。轨道装置28可以在至少一个伸出位置(参见图2a)与收回位置(参见图2b)之间移动。轨道装置28还构造成支承可移动缘构件24。特别地，轨道装置28包括将轨道装置28与可移动缘构件24连接的连结件30。
63.固定缘构件20包括多个肋34。肋34例如沿翼展方向彼此间隔开。
64.固定缘构件20还可以包括优选地附接至肋34的导轨装置，该导轨装置在图中未示出。导轨装置可以构造成使得轨道装置28接合导轨装置。导轨装置可以包括平行且弯曲的上导轨和下导轨。
65.固定缘构件20还可以包括固定至肋34的支承滚子42。支承滚子42接合轨道装置28以便支承轨道装置28。支承滚子42成对地布置，其中，一个滚子位于轨道装置28的上侧部上并且一个滚子位于轨道装置28的底侧部上。
66.固定缘构件20还包括形成空气动力学表面的外部蒙皮46。外部蒙皮46包括轨道装置开口48。轨道装置开口48可以形成为外部蒙皮46的切口。轨道装置开口48允许轨道装置28和连结件30在收回位置与伸出位置之间移动。
67.在肋34中安装有包括轨道侧向滚子的导引元件60，肋34形成翼型装置18的缘构件。
68.现在参照图3，对附接至翼型装置18的肋34、即内侧肋56和外侧肋58的导引元件60进行详细的说明。
69.每个导引元件60构造为滚子组件，该滚子组件安装在肋34、56、58内并且沿肋34、56、58的通孔延伸穿过肋34、56、58。在肋的供安装轨道装置28的一侧，导引元件60通过作为导引元件60的一部分的侧向滚子61从相对侧接触轨道装置28。以此方式，轨道装置28以可移动的方式保持在布置于两侧的滚子61之间，使得轨道装置28能够相对于肋56、58向前和向后移动、即沿轨道装置28的纵向方向移动，该纵向方向垂直于此处所示的附图的平面。
70.如图1中所示，肋56、58是飞行器10的翼型装置的第一缘构件的一部分，第一缘构件在这种情况下是固定前缘构件22。
71.每个导引元件60具有固定至肋56、58的第一部分62，肋56、58是前缘肋。导引元件60的第二部分63能够在固定部分62的内侧浮动。以此方式，导引元件60可以沿垂直于肋平面的方向移动。
72.在下面，第一部分62也被称为固定部分62，并且能够相对于第一部分62移动的第二部分63也被称为移动部分63。
73.在本实施方式中，移动部分63通过形成为弹簧64的偏置构件被预加载。以此方式，移动部分63被沿朝肋34的方向偏置，并且因此也被沿朝肋34的另一侧的方向偏置。因此，移动部分63以可移动的方式安装至固定部分62，并且移动部分63能够相对于固定部分62并且因此相对于肋34、56、58从第一位置移动至第二位置。
74.由于偏置构件或弹簧64通过力将移动部分63按压成靠着轨道装置28，因此轨道装置28通过该力被按压成靠着定位在轨道装置28的相反侧部上的导引元件60。位于相反侧部上的导引元件也可以如下面描述的图5中所描绘的那样构造。
75.图4示出了图3的局部放大图a，其示出了导引元件60的与轨道装置28的一部分接触的滚子61，在本实施方式中，轨道装置28是缝翼轨道。
76.如图4和图5中所示，导引元件60构造为轨道装置28的侧向导引件。每个滚子61构
造成用于在轨道装置28的支承表面29上滚动，支承表面29形成滚子接触表面29。此处，轨道装置28是缝翼轨道并且滚子61设计为侧向滚子。
77.图5是与图3类似的视图并且示出了本发明的另一实施方式。此处，根据本发明的导引元件60仅安装在轨道装置28的一个侧部上的肋56中，并且导引元件60被称为第一导引元件。安装在肋58中并包括滚子71的第二导引元件70不是本发明的一部分。然而，另外在这种构型中，即使根据本发明的导引元件60仅安装在轨道装置28的一个侧部处的肋56中，轨道装置28与相对的导引元件60、70之间的公差也被减小至零。
78.参照图6和图7，在下面对导引元件60的其他细节进行描述。在这些图中，滚子组件或导引元件60安装在如图4至图6中所示的肋34、例如肋56和/或肋58中。图6示出了在肋34的未面向轨道装置28的侧部上的视图，而图7示出了在肋34的面向轨道装置28的侧部上的视图。在这两个图中以略微明显的方式描绘了肋34，使得导引元件60的在相应的图中位于肋34内部或位于肋34后面的部分的轮廓是可见的。
79.导引元件60的固定部分62通过形成为螺栓68的两个紧固件固定地附接至肋34。固定部分62的部分62a延伸到肋34中并穿过肋34。因此，导引元件60的固定部分62从肋34的第一侧部沿肋34的通孔穿过肋34延伸至肋34的供定位轨道装置28的第二侧部(参见图6)。
80.固定部分62的一部分从肋34的第二侧部突出，在肋34的第二侧部处布置有轨道装置28或将布置有轨道装置28(参见图7)。轨道装置28在图中不可见。图7示出了在导引元件60的在安装时将与轨道装置28接触的区域或侧部上的视图。
81.导引元件60的移动部分63在固定部分62的与肋34相反的侧部处以可移动的方式附接至固定部分62(参见图6)。移动部分63的部分63a在固定部分62以及固定部分62的部分62a的内侧延伸并且因此从肋的一个侧部穿过肋34延伸至肋34的另一个侧部。移动部分63通过两个弹簧64被沿固定部分62的方向偏置并且因此被沿与肋34的平面正交的方向偏置至轨道装置28。每个弹簧64的一个端部通过紧靠抵靠螺栓68的头部而被保持静止(换句话说，每个弹簧64由螺栓68保持)，而每个弹簧64的另一端部是可移动的并且压靠移动部分63。
82.固定部分62形成环绕导引元件60的滚子61的壳体69。滚子61安装至延伸穿过肋34的移动部分63。
83.壳体69特别地由固定部分62的部分62a形成。壳体69在其中导引元件60接触轨道装置28的侧部上具有开口65。因此，安装至移动部分63的端部部分66的滚子61能够延伸穿过开口65并且能够从开口65伸出，以便接触轨道装置28并支承轨道装置28。移动部分63的端部部分66以此方式形成轨道支承元件66，轨道支承元件66通过轨道支承元件66的滚子61而以可移动的方式支承轨道装置28。
84.附加于滚子61或替代滚子61，由移动部分63的端部部分形成的轨道支承元件66可以包括滑行构件，该滑行构件构造成用于在轨道装置28上滑行、即在图4中描绘的轨道装置28的接触表面29上滑行。
85.图8描绘了安装在肋34中的如上面所描述的导引元件60的截面图，其中，滚子61与轨道装置28接触。肋34是例如图3至图5中所示的肋56、58。
86.通过轨道装置28的表面29与滚子61接触的轨道装置28能够相对于导引元件60和肋34沿轨道装置28的纵向方向l移动。滚子61附接至导引元件60的移动部分63、即在形成移
动部分63的轨道支承元件66的端部部分处附接至导引元件60的移动部分63。移动部分63通过移动部分63的部分63a在固定部分62内侧、在由固定部分62形成的腔室74中浮动。固定部分62刚性地附接至肋34。肋34可以形成固定前缘构件。
87.导引构件67布置在固定部分62与移动部分63之间以将移动部分63保持在正确的位置中。导引构件67形成为位于固定部分62内的移动部分63的突出部分。
88.移动部分63通过弹簧64被加载并且通过滚子61压靠轨道装置28。螺栓68的端部部分68a延伸穿过固定部分62和肋34以将固定部分62与肋34两者固定地连接。弹簧64通过螺栓68被保持就位。在本实施方式中，设置有两个螺栓68和两个弹簧64。每个螺栓68与弹簧64一起形成偏置装置73。螺栓68具有两个功能、即为移动部分63提供导引以及将固定部分62附接至构造为前缘构件的肋34。
89.在此图中描绘的状态时正常操作状态。此处，滚子61与轨道装置28接触，并且在固定部分62与移动部分63之间存在相对小的间隙72。弹簧64和移动部分63被预张紧、但未被完全压缩。
90.图9示出了在轨道侧向载荷比正常运行期间高的状态下形成导引元件60的滚子组件。滚子61抵抗弹簧64的力被轨道装置28按压，弹簧64被压缩直至固定部分62与轨道装置28接触。以此方式，载荷的一部分被直接传递到固定部分62和肋34中。固定部分62与移动部分63之间的间隙72比在图8中所示的状态下的间隙72大。
91.在本发明的优选实施方式中，由固定部分62的与轨道装置28接触的表面62b形成的固定部分接触区域设置有滑行衬里以避免过度磨损或微动磨损。优选地，用作滑行衬里的材料是自润滑材料。滑行衬里可以由kaman提供的或任何适合的替代物形成。
92.在本发明的另一优选实施方式中，接触区域62b包括施加在接触区域62b的面向轨道装置28的表面上的指示涂料，该指示涂料指示何时在接触区域62b与轨道装置28之间产生接触。通过在接触区域62b中实施指示涂料，在飞行期间导引元件60的完全压缩在进行维护检查时是可见的。
93.图10描绘了具有根据本发明的机翼的飞行器10的正视图，飞行器10包括如上面所论述的高升力翼型装置18。高升力翼型装置18配备有如上所述的导引元件60。
94.沿翼展s方向延伸的每个机翼12具有纵向轴线l1、侧向轴线l2和竖向轴线v的分量，这些轴线如上面参照图1所描述的那样彼此正交。在图10中，纵向轴线l1与图像平面正交。
95.在此处所示的示例中，高升力翼型装置构造为缝翼装置。然而，高升力翼型装置也可以是襟翼装置或者高升力翼型装置可以构造为襟翼装置。
96.下面通过参照图2和图8对根据本发明的用于生产飞行器用的高升力翼型装置的方法的示例进行描述。
97.在第一步骤中，提供由高升力翼型装置18的肋34形成的第一缘构件20。
98.然后，将上面描述的构造成用于导引可移动轨道装置28的一个或更多个导引元件60刚性地附接至第一缘构件或肋34。轨道装置28具有用以支撑高升力翼型装置18的第二缘构件24的功能，第二缘构件24可以是缝翼16。
99.之后，将轨道装置28附接至第一缘构件20、即附接至肋34，其中，轨道装置28的表面29压靠由导引元件60的移动部分63的部分66形成的可移动轨道支承元件。在轨道装置28
的安装期间，轨道支承元件66抵靠轨道装置28被偏置。
100.在轨道装置28附接至第一缘构件22之前，至少一对第一导引元件60和第二导引元件60可以附接在轨道装置28的位置的相反两侧。
101.如上所述的根据本发明的导引元件可以用作第一导引元件60和第二导引元件60中的至少一者。
102.特别地，所有导引元件60可以在轨道装置28安装之前安装。
103.根据本发明的导引元件60吸收所有公差并且使得测量和填隙片安装变得过时，测量和填隙片安装在现有技术中在高升力翼型装置的生产期间是必需的。形成导引元件60的弹簧加载式滚子组件配备有呈具有偏置力或弹簧张力的弹簧64形式的偏置元件，其中，偏置力或弹簧张力设计成使得所有工作载荷可以在不超过弹簧形变极限的情况下传递到肋34中。
104.在进一步优选的实施方式中，具有不同偏置力或弹簧刚度的不同导引元件60安装在一个肋34、56、58中。根据导引元件在肋34、56、58内的位置、依赖在该位置从轨道装置28经由导引元件16传递至肋34、56、58的载荷来选择偏置力或弹簧刚度。
105.本发明在无需测量和包装机或填隙片安装的情况下实现了快速安装过程。滚子载荷可以被限制至正常工作载荷。本发明在材料磨损的情况下产生间隙补偿。实现了无间隙和无游隙。轨道安装在滚子已经安装的情况下是可行的。可以实现超载荷的指示。本发明涉及可靠性增加的高升力翼型装置并且本发明提高了飞行器的安全性。特别地，即使在失效的情况下，轨道装置也保持是可移动的。
106.由于导引元件60构造成在超过通常载荷时通过导引元件60的固定部分62加之滚子61以滑动的方式支承轨道装置28，因此即使在失效的情况下也可以保持翼型装置的运行、即可移动缘构件24或缝翼16的运动。
107.附图标记列表
[0108]1ꢀꢀꢀꢀ
缝翼
[0109]2ꢀꢀꢀꢀ
缝翼轨道
[0110]3ꢀꢀꢀꢀ
固定前缘
[0111]4ꢀꢀꢀꢀ
滚子
[0112]
10
ꢀꢀꢀ
飞行器
[0113]
12
ꢀꢀꢀ
机翼
[0114]
14
ꢀꢀꢀ
高升力装置
[0115]
16
ꢀꢀꢀ
缝翼
[0116]
18
ꢀꢀꢀ
翼型装置
[0117]
20
ꢀꢀꢀ
固定缘构件
[0118]
22
ꢀꢀꢀ
固定前缘构件
[0119]
24
ꢀꢀꢀ
可移动缘构件
[0120]
26
ꢀꢀꢀ
可移动前缘构件
[0121]
28
ꢀꢀꢀ
轨道装置
[0122]
29
ꢀꢀꢀ
表面
[0123]
30
ꢀꢀꢀ
连结件
[0124]
34
ꢀꢀꢀ
肋
[0125]
42
ꢀꢀꢀ
支承滚子
[0126]
46
ꢀꢀꢀ
外部蒙皮
[0127]
48
ꢀꢀꢀ
轨道装置开口
[0128]
56
ꢀꢀꢀ
内侧肋
[0129]
58
ꢀꢀꢀ
外侧肋
[0130]
60
ꢀꢀꢀ
导引元件
[0131]
61
ꢀꢀꢀ
滚子/侧向滚子
[0132]
62
ꢀꢀꢀ
第一部分或固定部分
[0133]
62a
ꢀꢀ
第一部分的部分
[0134]
62b
ꢀꢀ
第一部分的接触表面
[0135]
63
ꢀꢀꢀ
第二部分或移动部分
[0136]
63a
ꢀꢀ
第二部分的部分
[0137]
64
ꢀꢀꢀ
弹簧/偏置构件
[0138]
65
ꢀꢀꢀ
开口
[0139]
66
ꢀꢀꢀ
轨道支承元件/移动部分的端部部分
[0140]
66a
ꢀꢀ
滑行构件
[0141]
67
ꢀꢀꢀ
导引构件
[0142]
68
ꢀꢀꢀ
紧固件/螺栓
[0143]
68a
ꢀꢀ
端部部分
[0144]
69
ꢀꢀꢀ
壳体
[0145]
70
ꢀꢀꢀ
第二导引元件
[0146]
71
ꢀꢀꢀ
滚子
[0147]
72
ꢀꢀꢀ
间隙
[0148]
73
ꢀꢀꢀ
偏置装置
[0149]
74
ꢀꢀꢀ
腔室
[0150]
l
ꢀꢀꢀꢀ
轨道装置的纵向方向
[0151]
l1
ꢀꢀꢀ
飞行器的纵向方向
[0152]
l2
ꢀꢀꢀ
飞行器的侧向方向
[0153]
v
ꢀꢀꢀꢀ
飞行器的竖向方向
[0154]
s
ꢀꢀꢀꢀ
机翼或高升力翼型装置的翼展方向