CN103832579B - 改进的展开机构 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种用于从飞行器机翼本体（20）展开辅助机翼表面装置（30）的展开机构（60），所述展开机构提供用于将展开机构连接至飞行器机翼本体的第一连接器部（75、576）、用于将展开机构连接至辅助机翼表面装置的第二连接器部（65）、以及联接第一连接器部和第二连接器部的伸缩杆（61），伸缩杆包括能够从外杆（63）的内部延伸以增加伸缩杆长度的内杆（64），使得第一连接器部与第二连接器部之间的距离能够增大。本发明还提供一种飞行器机翼（10、510）、一种飞行器以及一种操作飞行器的方法。

Description

改进的展开机构

技术领域

本发明涉及在飞行器机翼上使用的展开机构。更具体地但是不排除其他地，本发明涉及用于从飞行器机翼本体展开辅助机翼表面装置的展开机构。本发明还涉及飞行器机翼、飞行器以及操作飞行器的方法。

背景技术

现代飞行器机翼设计成在起飞和着陆操作过程中使迎角最大化。这经常涉及具有高升力装置的机翼，其带有能够相对于主机翼本体沿预定路径延伸以及收回的空气异型表面（air-profiled surface）。这些装置能够从主机翼本体的前缘或者从后缘延伸。

展开高升力装置的现有技术方法通常包括动力驱动单元、齿轮、旋转（或者可能线性）致动器、传动轴、旋转控制传感器以及成组的联动装置。这使高升力装置体积大、质量大并且复杂。已经用于展开后缘襟翼的替代性的方法包括襟翼导轨梁，其具有机械齿轮和附接至机械齿轮的滚珠螺旋轴。滚珠螺母通过使用万向装置（gimble arrangement）附接至襟翼。该螺母的沿固定轴的运动使襟翼展开并且万向装置允许襟翼旋转成所需定向。

存在高升力装置的三个主要类型：缝翼式、前端低垂式（drooped nose）、以及克鲁格襟翼式。克鲁格襟翼通常使用在主机翼本体的前缘上，其设计成将沿上机翼表面的层流最大化。常规克鲁格襟翼在其收回位置形成主机翼本体的前缘的至少部分。这意味着克鲁格襟翼的轮廓与前缘的下轮廓相配。这意味着当襟翼收存时（即在巡航过程中）层流不受干扰。

但是，随着克鲁格襟翼经常与设计用于层流的成窄轮廓的机翼一起使用，并且因为克鲁格襟翼收存在机翼的轮廓内，对克鲁格襟翼进行延伸以及收回所需的展开机构需要是很小的。也需要展开机构的小尺寸使得能够实现到机翼中（例如在机翼的前缘中）的其它***和到机翼中的其它结构（例如燃料箱）的最小所需间隙。

本发明致力于缓解上述问题。替代性地或者附加地，本发明致力于提供特别是用于克鲁格襟翼的改进的展开机构。

发明内容

根据第一方面，本发明提供一种用于从飞行器机翼本体展开辅助机翼表面装置的展开机构，展开机构提供：第一连接器部，第一连接器部用于将展开机构连接至飞行器机翼本体；第二连接器部，第二连接器部用于将展开机构连接至辅助机翼表面装置；以及伸缩杆，伸缩杆联接第一连接器部和第二连接器部，伸缩杆包括内杆，内杆能够从外杆的内部延伸以增加所述伸缩杆的长度，使得第一连接器部与第二连接器部之间的距离能够增大。

具有伸缩杆允许展开机构具有大行程长度（以展开该装置），同时仍比体积更大、更重和更复杂的现有技术展开机构占用更少的飞行器机翼本体中的空间。当展开机构收存时，其通常完全容置在飞行器机翼的轮廓内。展开机构甚至能够使用在空间有限的窄轮廓机翼中，并且仍为待安装的其它***和结构留出足够空间。

另外，展开机构仅需要到飞行器机翼本体的单个连接点和到辅助机翼表面装置的单个连接点。这提供了另外的重量和空间节约。

当展开机构展开辅助机翼表面装置时，其仅产生较小的阻力影响。

与现有技术机构相比，由于部件的数量更小以及机构更简单，展开机构具有更少的故障路径（failure paths）。这增大了展开机构的使用寿命。展开机构的小尺寸还意味着更容易接近而进行维护和检修。

另外，展开机构可以附接至飞行器机翼本体的翼梁，并且还可以附接在飞行器机翼本体的上覆盖件附近，上述两种情形均有利于机构所需的结构支撑。

展开机构可以设计成承受来自辅助机翼表面装置的高载荷并且由此允许装置在高速操作过程中使用（例如在巡航过程中用作附加的空气制动器）以及在低速操作（例如在着陆和起飞过程中）过程中使用。

优选地，外杆具有与内杆的外螺纹部相对应的内螺纹部，使得内杆能够通过螺纹部的螺旋作用从外杆内部延伸。

优选地，伸缩杆包括最内杆、最外杆以及多个居间杆，在每一对相邻的杆中的每个内杆均能够从该一对相邻的杆中的外杆的内部延伸。杆的数量/长度能够选择以提供机构的所需行程长度。

优选地，伸缩杆能够延伸至其完全收回的构型的至少150%的长度。更优选地，伸缩杆能够延伸其完全收回的构型的大约两倍长度（200%）。例如，伸缩杆能够从大约300mm的长度延伸至大约700mm的长度。伸缩杆能够延伸至远超过其完全收回的构型的长度的两倍。这允许展开机构将装置展开至其能够保护机翼的前缘例如免受碎片损害的位置。此位置可以与机翼成120度。

优选地，机构还包括在内杆和外杆中任一者的螺纹部中的滚珠螺旋致动器和滚珠支承件，并且其中，伸缩杆的内杆相对于外杆的移动由滚珠螺旋致动器致动。使用滚珠螺旋致动器允许辅助襟翼表面装置的位置的精确控制。滚珠螺旋致动器能是高效的、产生低水平的热量、并且能够致动该机构快速地展开（以及收回）。另外，滚珠螺旋致动器能够设计成结合致动器使得机构能够保持高载荷。在螺纹部的精确制造螺纹（优选地半圆螺纹）中使用滚珠支承件提高了展开机构的使用寿命。

优选地，滚珠螺旋致动器设置有用于在故障情况中锁定的制动器。

优选地，机构包括两个滚珠螺旋致动器。

机构可以包括用于向滚珠螺旋致动器提供动力的旋转轴和齿轮装置（传动装置）。旋转动力能够从旋转轴有效地传输至齿轮装置。还能够使用齿轮装置例如蜗轮，其能够在故障情况中锁定。优选地，展开机构包括用于监测轴的旋转的传感器。

替代性地和优选地，机构包括用于向滚珠螺旋致动器提供动力的电动马达。这消除了对旋转轴和齿轮装置的需要。因此，电致动***具有比机械致动***更低的重量。电动致动***还具有更少数量的部件，这提供改进的使用寿命。优选地，展开机构包括用于监测电动马达的功能的传感器，例如电位计。

优选地，第一连接器部和第二连接器部中的至少一者包括可枢转结合部和支架。这允许展开机构随着其展开而旋转以适应辅助机翼表面装置的改变位置。

根据本发明的第二方面，还提供一种飞行器机翼，其包括机翼本体、辅助机翼表面装置、以及如任一项前述权利要求所述的展开机构，其中，第一连接器部连接至飞行器机翼本体，第二连接器部连接至辅助机翼表面装置，并且其中，内杆能够从外杆的内部延伸以增加伸缩杆的长度，使得飞行器机翼本体与辅助机翼表面装置之间的距离能够增大。

优选地，辅助机翼表面装置位于飞行器机翼的前缘处。

优选地，辅助机翼表面装置能够收存在飞行器机翼内以形成飞行器机翼的轮廓的一部分。

辅助机翼表面装置可以是缝翼。替代性地，辅助机翼表面装置是前端低垂式装置。替代性地和优选地，辅助机翼表面装置是克鲁格襟翼。

优选地，第一连接器部的支架附接至飞行器机翼的翼梁、优选地前翼梁。这提供从辅助机翼表面装置直接通向飞行器机翼本体的重要结构部件的载荷路径。

优选地，第一连接器部的支架附接在飞行器机翼本体的机翼箱体的上覆盖件附近。就机构所需的结构支撑而言，这是有利的。

优选地，飞行器机翼还包括在辅助机翼表面装置与飞行器机翼本体之间的多个联动装置，联动装置限定当伸缩杆的长度增加时辅助机翼表面装置相对于飞行器机翼本体的行进路径。

优选地，联动装置连接至飞行器机翼本体的一个或者更多个翼肋。这是有利的，因为翼肋是飞行器机翼本体的重要结构部件。

优选地，设有用于抵抗来自辅助机翼表面装置的横向载荷的第一联动装置和用于抵抗剪切载荷的第二联动装置。

优选地，飞行器机翼包括附接至辅助机翼表面装置的支撑结构，并且其中，两个联动装置中的每一者均枢转地连接至支撑结构。

优选地，两个联动装置在不同位置处连接至支撑结构，使得其相对于辅助机翼表面装置的旋转轴线间隔开。这允许辅助机翼表面装置的位置和角度由联动装置进行控制。

优选地，飞行器机翼本体包括附接至飞行器机翼本体的一个或者更多个翼肋的枢转销，并且其中，联动装置中的一者、优选地第一联动装置连接成能够绕枢转销枢转。

优选地，飞行器机翼本体包括附接至飞行器机翼本体的一个或者更多个翼肋的支撑支架，并且其中，联动装置中的一者、优选地第二联动装置连接成能够枢转地连接至支撑支架。

优选地，两个联动装置在不同位置处枢转地连接至飞行器机翼，使得其相对于飞行器机翼本体的旋转轴线间隔开。

根据本发明的第三方面，还提供了一种包括如上所述的飞行器机翼或者展开机构的飞行器。

根据本发明的第四方面，还提供了一种操作飞行器的方法，其中，该方法包括以下步骤：对伸缩杆进行致动，使得伸缩杆的内杆从伸缩杆的外杆的内部延伸以增加伸缩杆的长度，由此增大在伸缩杆的第一端部处的第一连接器部与在伸缩杆的第二端部处的第二连接器部之间的距离，其中，第一连接器部连接至辅助机翼表面装置，以及，第二连接器部连接至飞行器机翼本体，并且由此，从飞行器机翼本体展开辅助机翼表面装置。

根据本发明的第五方面，还提供了一种操作飞行器的方法，其中，该方法包括以下步骤：对伸缩杆进行致动，使得伸缩杆的内杆收回到伸缩杆的外杆的内部以减小伸缩杆的长度，由此减小在伸缩杆的第一端处的第一连接器部与在所述伸缩杆的第二端处的第二连接器部之间的距离，其中，第一连接器部连接至辅助机翼表面装置，以及，第二连接器部连接至飞行器机翼本体，并且由此，朝向飞行器机翼本体收回辅助机翼表面装置。

当然，可以理解，根据本发明的一方面描述的特征可以结合到本发明的其它方面中。例如，本发明的方法可以与根据本发明的装置所描述的任何特征相结合，反之亦然。

附图说明

现将参照附图仅通过示例对本发明的实施方式进行描述，附图中：

图1a示出了根据本发明第一实施方式的飞行器机翼的一部分的局部剖切立体图；

图1b示出了图1a中的展开机构的放大图；

图2a示出了根据本发明第二实施方式的飞行器机翼的一部分的局部剖切立体图；

图2b示出了图2a中的展开机构的放大图；

图3示出了第一实施方式或者第二实施方式中的滚珠螺旋致动器的局部剖切侧视图；

图4示出了第一实施方式或者第二实施方式中的联动***的立体图；

图5a示出了图2a和图2b的飞行器机翼的一部分的侧视图，其中，克鲁格襟翼处于完全收存位置；

图5b示出了图2a和图2b的飞行器机翼的一部分的侧视图，其中，克鲁格襟翼处于部分展开位置；以及

图5c示出了图2a和图2b的飞行器机翼的一部分的侧视图，其中，克鲁格襟翼处于完全展开位置。

具体实施方式

图1示出了根据本发明的第一实施方式的飞行器机翼10的一部分的局部剖切立体图。飞行器机翼10包括飞行器机翼本体20和形成飞行器机翼10的下前缘的多个克鲁格襟翼。

飞行器机翼本体包括前翼梁21、上覆盖件23以及下覆盖件（24，图1a中未示出）。飞行器机翼本体20还包括相邻的成对地布置并且从前翼梁21向前延伸的多个翼肋22。

飞行器机翼10包括多个联动***80、90、100，这将参照图4更具体地进行描述。每个联动***80、90、100均位于相邻的一对翼肋22之间并且用于控制一个克鲁格襟翼30的移动路径。

飞行器机翼10还包括用于每个克鲁格襟翼30的展开机构60和致动***。一个展开机构60和致动***在图1b中放大地示出。

展开机构60包括伸缩杆61，伸缩杆61在第一端部处附接至滚珠螺旋致动器70并且在第二端部处附接至克鲁格襟翼30。

伸缩杆61包括三段：最外杆段62、居间杆段63以及最内杆段64。最外杆段62在伸缩杆61的第一端部处附接至滚珠螺旋致动器70。最外杆段62具有内螺纹部（67a，图1b中未示出）。居间杆段63具有比最外杆段更小的直径，并且具有与最外杆段62的内螺纹部67a对应的外螺纹部67b。居间杆段63能够螺旋进出最外杆段62。居间杆段63还具有内螺纹部（68a，图1b中未示出）。最内杆段64具有比居间杆段更小的直径，并且具有与居间杆段63的内螺纹部68a对应的外螺纹部68b。最内杆段64能够螺旋进出居间杆段63。

最内杆段64在伸缩杆61的第二端部处包括扁平球状部65。此球状部65具有球面支承件，球面支承件安装在穿过球状部65的孔中，以及，此球状部65由延伸穿过球状部65并且也穿过安装在支架40的两个突出部41、42中的孔43、44中的衬套的销附接至支架40。各突出部41、42位于球状部65的任一侧，使得球状部65枢转地安装在支架40的突出部41、42之间。支架40还包括平基部46，平基部46附接至克鲁格襟翼30的内表面33。

滚珠螺旋致动器70（将参照图3进行更具体地描述）在其另一端部处附接至万向接头73。万向接头73还附接至齿轮壳体74。齿轮壳体借助于支架75附接至飞行器机翼10的前翼梁21。在齿轮壳体74下面，蜗轮76安装在旋转轴77上。旋转轴77借助于支架78安装在前翼梁21上并且沿着前翼梁21在其前方延伸，并且向用于机翼10中的各展开机构60的蜗轮76提供旋转运动。另外，在旋转轴77的每个端部处均设有光学传感器（未示出）。传感器监测旋转轴77的功能和位置。

图2a示出了根据本发明第二实施方式的飞行器机翼510的一部分的局部剖切立体图。除了致动***不同之外，此第二实施方式类似于第一实施方式；尽管第一实施方式具有用于致动滚珠螺旋致动器70的机械轴77致动***，但第二实施方式使用电动马达573来进行致动。在附图中和在下列描述中，相似的附图标记用于在实施方式之间的相似的元件。第二实施方式中仅有或者不同的元件将用“5”作为前缀。

现将参照图2b对第二实施方式的飞行器机翼510的致动***的不同元件进行描述。

滚珠螺旋致动器70附接至板575。板575附接至支架576，支架576固定至前翼梁21。另外，电动马达573附接至板575并且电连接至滚珠螺旋致动器70。电线束574将电动马达573连接至飞行器中的电源。另外，设有附接至电动马达573的电位计（未示出）用以监测电动马达573和/或滚珠螺旋致动器70的功能。

图2b中示出的展开机构60几乎等同于图1a中的展开机构60。但是，图2b中示出的展开机构60具有更长的最外杆段62，并且因此，对于克鲁格襟翼30的相同位置，居间杆段63和最内杆段64具有从最外杆段62伸出的较短长度。最外杆段62能够比第一实施方式中的更长，因为第二实施方式的电致动***比第一实施方式的机械致动***更小。

图3示出了第一实施方式或者第二实施方式中的一个滚珠螺旋致动器70的局部剖切侧视图。在每个实施方式中，实际上存在用于每个襟翼30的相同的第二滚珠螺旋致动器从而在第一滚珠螺旋致动器失效的情况下具有备用致动器。滚珠螺旋致动器70包括滚珠支承件71，滚珠支承件71配合到形成在最外杆段62的两内螺纹部67a与居间杆段63的外螺纹部67b之间的两组通道72中。滚珠支承件71填充两组通道并且使居间杆段63相对于最外杆段62移动。

图4示出了第一实施方式或者第二实施方式中的联动***80、90、100的立体图。联动***包括三个部件：A型连杆80、支撑支架90以及I型连杆100。

A型连杆80包括A型框架81。A型框架81设置有从“A”形的两腿部的底部延伸到“A”形后方的两个脚部82、83。每个脚部82、83均设置有孔84、85。销88设置成穿过在两个孔84、85中的衬套，使得销88平行于“A”形的底部并且在“A”形的底部后方。销88固定在飞行器机翼510的前缘处、在一对相邻的翼肋22a、22b之间。A型框架81能够绕销88枢转并且因此能够相对于飞行器机翼本体20枢转。安装在与“A”形的底部平行的孔86中的另一衬套与A型框架81的顶点相邻。此孔86容纳另一销87。此销87附接至克鲁格襟翼30的支撑结构50，正以下文将进行描述的。A型连杆80设计成抵抗来自克鲁格襟翼30的横向载荷。

支撑支架90包括两个侧凸缘91、92，每个侧凸缘91、92用铆钉固定93至相邻成对的翼肋22a、22b中每一者的向内侧。支撑支架90具有顶部94，在该顶部中带有中央空隙95。支撑支架90在支撑支架90的底部中央处还具有面向下的脚部96。此脚部96具有两个突出部97，每个突出部97中均具有孔98。这两个孔98容纳销88使得支撑支架90有助于将销88固定至翼肋22。穿过脚部96的另一组孔99与孔98相邻并且稍高于孔98。这些孔99与I型连杆100接触。

I型连杆100包括I型梁101，其带有稍稍成角度的尾部102。孔103在尾部102的端部处。I型连杆100借助于销104连接至支撑支架90，销104延伸穿过安装在I型连杆100中的孔103中的球面支承件并且衬套安装在支撑支架90中的孔99中。I型梁能够绕销104枢转。另一孔105在I型梁101的非尾端处，该另一孔105具有安装在其中的支承件。孔105具有平行于销104的轴线。此孔105容纳另一销106。此销106附接至克鲁格襟翼30的支撑结构50，以下文中将进行描述的。I型连杆100设计成抵抗来自克鲁格襟翼30的剪切载荷。

图5a示出了图2a和图2b的飞行器机翼的一部分的侧视图，并且示出了处于完全收存位置的一个克鲁格襟翼30。图5b示出了处于部分展开位置的克鲁格襟翼30，以及，图5c示出了处于完全展开位置的克鲁格襟翼30。

在图5b的部分展开位置中，克鲁格襟翼与机翼成大约90度。此时，克鲁格襟翼能够起制动器的作用。

现将参照这些附图对克鲁格襟翼30和其支撑结构50进行描述。重要地，克鲁格襟翼30和其支撑结构50与第一实施方式中的相同，因此下列描述也适用于第一实施方式。

克鲁格襟翼30呈具有宽阔的圆化端部31和渐缩窄端部32的弯曲翼型形状。如图5a中所示，当收存时，襟翼30在其宽阔端部31处朝向机翼510的后部和渐缩端部32在机翼510的前缘处的情况下进行收存。襟翼30的内表面33位于与主机翼本体20的下侧相邻处，其中，外表面34形成机翼510的下侧的前缘轮廓。

用于克鲁格襟翼30的支撑结构50呈直角三角形梁的形式。梁的短边51位于襟翼30内侧使得其抵接襟翼30的外表面34的内侧。梁的与短边51成直角的长边52从襟翼30向外延伸到梁的顶点。梁的斜边53从顶点在克鲁格襟翼30的渐缩端部32的方向上延伸。用于容纳I型连杆100的销106的孔54在梁的顶点处，用以允许I型连杆相对于支撑结构50和克鲁格襟翼30枢转。从顶点沿斜边53的距离的大约三分之一是另一孔55，另一孔55用于容置A型连杆80的销87以允许A连杆相对于支撑结构50和克鲁格襟翼30枢转。

在使用中，克鲁格襟翼30相对于飞行器机翼本体20从例如在巡航飞行过程中的收存位置（在图5a中）移向例如用于起飞和着陆操作的完全展开位置（在图5c中）。在收存位置中，克鲁格襟翼30的轮廓与飞行器机翼50的前缘下轮廓相配，因此，沿着机翼的层流不受干扰。在完全展开位置中，克鲁格襟翼30在飞行器机翼本体20的前缘前方处提供辅助机翼表面。这增大了机翼510的升力系数。在此完全展开位置中，克鲁格襟翼与机翼成大约120度。此时，克鲁格襟翼能够起防护罩作用，用于例如在起飞过程中保护机翼的前缘免遭碎片损害。

在起飞和着陆过程中，克鲁格襟翼30处于其完全展开位置（图5c）。一旦飞行器已经起飞并且其速度已经增大使得不再需要辅助机翼表面，克鲁格襟翼30能够收回到其收存位置中。这通过致动（在第二实施方式中）电动马达573或者（在第一实施方式中）旋转轴77得以实现。

在第一实施方式的情形中，旋转轴77使蜗轮76旋转并且这使得齿轮壳体74中的齿轮也旋转。这致动滚珠螺旋致动器70。

在第二实施方式中，电动马达573直接致动滚珠螺旋致动器70。

在两个实施方式中，在启用滚珠螺旋致动器70的情况下，居间杆段63收回到最外杆段62中并且最内杆段64也收回到居间杆段63中。这使克鲁格襟翼30朝向前翼梁21拉回。这使联动装置80、100（如在图5a至图5c中所见）顺时针枢转并且由此限定克鲁格襟翼30的收回行进路径。

当飞行器接近着陆时，克鲁格襟翼30能够再次延伸到其展开位置中。这通过致动（在第二实施方式中）电动马达573或者（在第一实施方式中）旋转轴77得以实现。

在第一实施方式的情形中，旋转轴77在与收回过程中相反的方向上旋转，这使蜗轮76在相反的方向上旋转并且这使齿轮壳体74中的齿轮也在与之前相反的方向上旋转。这致动滚珠螺旋致动器70以展开襟翼30。

在第二实施方式中，电动马达573致动滚珠螺旋致动器70以直接展开襟翼30。

在两实施方式中，在启用滚珠螺旋致动器70的情况下，居间杆段63延伸出最外杆段62并且最外杆段64也延伸出居间杆段63。这使克鲁格襟翼30被远离前翼梁21向前推动。这使联动装置80、100（如图5a至图5c中所见）逆时针枢转并且由此限定襟翼30的延伸行进路径。

尽管已经参照具体实施方式对本发明进行了描述和说明，但是本领域中的普通技术人员可以理解，本发明本身能够实现文中未特定说明的多种不同变型。现仅通过示例，对一些可能的变型进行描述。

作为第一实施方式的变型，可以设有多于一个旋转轴77。例如，可以设有用于每个克鲁格襟翼30的一个旋转轴77或者用于每个展开机构60的一个旋转轴。

另外，代替在旋转轴77的每个端部处的、用于监测旋转轴77的功能和位置的光学传感器，可以在旋转轴77的每个端部处使用磁性传感器。

作为第二实施方式的变型，克鲁格襟翼30还可以在飞行器的巡航飞行过程中展开（或者至少部分地展开）以用作空气制动器。

在前述描述中，所提到的整体或者元件具有已知的、显然的或者可预知的等同物，那么，这些等同物如同单独地进行阐述一样并入本文。应该参考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理解为包含任何这种等同物。读者还可以理解，被描述成优选的、有利的、方便的等的本发明的整体或者特征是可选的并且不限制独立权利要求的范围。另外，应当理解，此可选的整体或者特征尽管在本发明的一些实施方式中可能有利的，但在其它实施方式中可能是不利的并且因此可以不存在。

Claims (22)

1.一种飞行器机翼，所述飞行器机翼包括机翼本体；辅助机翼表面装置；在所述辅助机翼表面装置与所述机翼本体之间的多个联动装置，所述联动装置限定所述辅助机翼表面装置相对于所述机翼本体的行进路径，并且所述联动装置包括构造成用于抵抗由所述辅助机翼表面装置施加的横向载荷的第一联动装置和构造成用于抵抗由所述辅助机翼表面装置施加的剪切载荷的第二联动装置；以及，用于从所述机翼本体沿着所述行进路径展开所述辅助机翼表面装置的展开机构，所述展开机构提供：

-第一连接器部，所述第一连接器部用于将所述展开机构连接至所述机翼本体，

-第二连接器部，所述第二连接器部用于将所述展开机构连接至所述辅助机翼表面装置，以及

-伸缩杆，所述伸缩杆联接所述第一连接器部和所述第二连接器部，

其中，所述伸缩杆包括内杆和外杆，其中，所述内杆能够从所述外杆的内部延伸以增加所述伸缩杆的长度，从而增大在所述第一连接器部与所述第二连接器部之间的距离，其中，所述第一连接器部与所述第二连接器部之间的距离的增大使所述机翼本体与所述辅助机翼表面装置之间的距离增大并且使所述辅助机翼表面装置沿着所述行进路径展开。

2.根据权利要求1所述的飞行器机翼，其中，所述外杆具有与所述内杆的外螺纹部相对应的内螺纹部，使得所述内杆能够通过所述螺纹部的螺旋作用从所述外杆的内部延伸。

3.根据权利要求1所述的飞行器机翼，其中，所述伸缩杆还包括位于所述内杆与所述外杆之间的多个居间杆，在所述内杆、所述外杆和所述多个居间杆之中的每一对相邻的杆中的每个内侧的杆均能够从所述一对相邻的杆中的外侧的杆的内部延伸。

4.根据权利要求2所述的飞行器机翼，其中，所述展开机构还包括在所述内杆和所述外杆中的任一者的所述螺纹部中的滚珠螺旋致动器和滚珠支承件，并且其中，所述伸缩杆的所述内杆相对于所述外杆的移动由所述滚珠螺旋致动器进行致动。

5.根据权利要求4所述的飞行器机翼，其中，所述展开机构包括用于向所述滚珠螺旋致动器提供动力的旋转轴和齿轮装置。

6.根据权利要求4所述的飞行器机翼，其中，所述展开机构包括用于向滚珠螺旋致动器提供动力的电动马达。

7.根据权利要求1或2所述的飞行器机翼，其中，所述第一连接器部和所述第二连接器部中的至少一者包括可枢转结合部和支架。

8.根据权利要求1所述的飞行器机翼，其中，所述辅助机翼表面装置位于所述飞行器机翼的前缘处。

9.根据权利要求8所述的飞行器机翼，其中，所述辅助机翼表面装置是克鲁格襟翼。

10.根据权利要求1所述的飞行器机翼，其中，所述第一连接器部的支架附接至所述飞行器机翼的翼梁。

11.根据权利要求10所述的飞行器机翼，其中，所述第一连接器部的支架附接至所述飞行器机翼的前翼梁。

12.根据权利要求1所述的飞行器机翼，其中，所述联动装置连接至所述机翼本体的一个或者更多个翼肋。

13.根据权利要求1所述的飞行器机翼，其中，所述飞行器机翼包括附接至所述辅助机翼表面装置的支撑结构，并且其中，所述第一联动装置和所述第二联动装置中的每一者均枢转地连接至所述支撑结构。

14.根据权利要求13所述的飞行器机翼，其中，所述第一联动装置和所述第二联动装置在不同位置处连接至所述支撑结构，使得所述第一联动装置和所述第二联动装置的相对于所述辅助机翼表面装置的旋转轴线间隔开。

15.根据权利要求1所述的飞行器机翼，其中，所述机翼本体包括附接至所述机翼本体的一个或者更多个翼肋的枢转销，并且其中，所述联动装置中的一者连接成能够绕所述枢转销枢转。

16.根据权利要求15所述的飞行器机翼，其中，所述第一联动装置连接成能够绕所述枢转销枢转。

17.根据权利要求1所述的飞行器机翼，其中，所述机翼本体包括附接至所述机翼本体的一个或者更多个翼肋的支撑支架，并且其中，所述联动装置中的一者枢转地连接至所述支撑支架。

18.根据权利要求17所述的飞行器机翼，其中，所述第二联动装置枢转地连接至所述支撑支架。

19.根据权利要求1所述的飞行器机翼，其中，所述第一联动装置和所述第二联动装置在不同位置处枢转地连接至所述机翼本体，使得所述第一联动装置和所述第二联动装置的相对于所述机翼本体的旋转轴线间隔开。

20.一种包括根据任一项前述权利要求所述的飞行器机翼的飞行器。

21.一种操作飞行器的方法，其中，所述方法包括下述步骤：

-对伸缩杆进行致动，使得所述伸缩杆的内杆从所述伸缩杆的外杆的内部延伸以增加所述伸缩杆的长度，由此增大在所述伸缩杆的第一端部处的第一连接器部与在所述伸缩杆的第二端部处的第二连接器部之间的距离，其中，所述第一连接器部连接至所述飞行器的辅助机翼表面装置，以及，所述第二连接器部连接至所述飞行器的机翼本体，

-所述伸缩杆的致动从所述机翼本体沿着行进路径展开所述辅助机翼表面装置，以及

-通过第一联动装置和第二联动装置限定从所述机翼本体展开所述辅助机翼表面装置的所述行进路径，所述第一联动装置和所述第二联动装置每一者均从所述辅助机翼表面装置延伸至所述机翼本体，其中，所述第一联动装置抵抗来自所述辅助机翼表面装置的横向载荷，并且所述第二联动装置抵抗来自所述辅助机翼表面装置的剪切载荷。

22.一种操作飞行器的方法，其中，所述方法包括下述步骤：

-对伸缩杆进行致动，使得所述伸缩杆的内杆收回到所述伸缩杆的外杆的内部以减小所述伸缩杆的长度，由此减小在所述伸缩杆的第一端处的第一连接器部与在所述伸缩杆的第二端处的第二连接器部之间的距离，其中，所述第一连接器部连接至所述飞行器的辅助机翼表面装置，以及，所述第二连接器部连接至所述飞行器的机翼本体，

-通过致动所述伸缩杆，使所述辅助机翼表面装置朝向所述机翼本体收回，以及

-通过第一联动装置和第二联动装置限定朝向所述机翼本体收回所述辅助机翼表面装置的行进路径，所述第一联动装置和所述第二联动装置每一者均从所述辅助机翼表面装置延伸至所述机翼本体，其中，所述第一联动装置抵抗来自所述辅助机翼表面装置的横向载荷，并且所述第二联动装置抵抗来自所述辅助机翼表面装置的剪切载荷。