CN110546065B - 飞行器的机翼和其中的连接组件以及具有这种机翼的飞机 - Google Patents

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Abstract

飞行器(1)的机翼(3)和其中的连接组件以及具有此机翼的飞机，该机翼包括主机翼(5)、缝翼(7)、以及连接组件(9)，该连接组件用于将缝翼可移动地连接至主机翼，连接组件包括缝翼轨道(17)，缝翼轨道的前端部(21)安装至缝翼，后端部(23)和中间部分(25)通过滚轮支承件(27)安装至主机翼，滚轮支承件包括安装至主机翼的引导导轨(29)和安装至缝翼轨道的后端部且与引导导轨接合的第一滚轮单元(31)，滚轮支承件包括安装至主机翼且与缝翼轨道的中间部分处的接合表面(35)接合的第二滚轮单元(33)，缝翼轨道包括上凸缘部分(39)、下凸缘部分(41)、以及其间的至少一个连接板部分(43)，第二滚轮单元布置在上凸缘部分与下凸缘部分之间的凹部(45)中，与上凸缘部分和/或下凸缘部分的接合表面(35)接合。

Description

飞行器的机翼和其中的连接组件以及具有这种机翼的飞机
技术领域
本发明涉及一种飞行器的机翼，该机翼包括主机翼、缝翼、以及连接组件，该连接组件将缝翼可移动地连接至主机翼，使得缝翼在缩回位置与至少一个伸展位置之间可移动。本发明的另外的方面涉及一种包括这种机翼的飞行器，并且涉及一种在这种机翼中使用的连接组件。
背景技术
该连接组件包括长形缝翼轨道，该长形缝翼轨道沿轨道纵向轴线在前端部与后端部之间延伸、并且具有在前端部与后端部之间的中间部分。缝翼轨道的前端部优选地例如通过两个球形支承件固定地安装至缝翼，这两个球形支承件被布置成在横过翼展方向的机翼轮廓平面中具有偏移。缝翼轨道的后端部和中间部分通过滚轮支承件可移动地安装至主机翼，使得所述缝翼轨道沿轨道纵向轴线可移动，即沿预定路径、优选的圆形路径可移动。
滚轮支承件包括固定地安装至主机翼的引导导轨以及安装至缝翼轨道的后端部并且与该引导导轨相接合的第一滚轮单元。优选地，引导导轨例如被形成为c形，使得该引导导轨的表面与第一滚轮单元的周向表面相对，其中，引导导轨的上表面与下表面之间的距离大于第一滚轮单元的直径，使得第一滚轮单元可以同时仅与引导导轨的上表面或下表面相接合。即，引导导轨的上表面与下表面之间的距离被选择成使得在第一滚轮单元与引导导轨的上表面或下表面之间设有间隙，使得第一滚轮单元不能同时与引导导轨的上表面和下表面相接合并且由此阻塞第一滚轮单元。进一步优选地，第一滚轮单元具有第一旋转轴线，该第一旋转轴线与翼展方向、主机翼的前缘、或缝翼的前缘的平行地延伸。
滚轮支承件包括第二滚轮单元，该第二滚轮单元固定地安装至主机翼、并且与设于缝翼轨道的中间部分处的接合表面相接合。优选地，第二滚轮单元具有第二旋转轴线，该第二旋转轴线与翼展方向、主机翼的前缘、或缝翼的前缘的平行地延伸。
本领域(例如从GB 404,149)已知这种机翼，其中，连接组件包括由两个滚轮元件构成的、与缝翼轨道相对的上表面和下表面相接合的第二滚轮单元。然而，本领域一直需要减小连接组件的、以及因此整个机翼的尺寸、重量、以及复杂性。
发明内容
因此，本发明的目的是提供一种可能地简单、轻质、并且成本有效的机翼设计。
此目的的实现在于：缝翼轨道所具有的轮廓(即，在纵向轴线上的截面)包括上凸缘部分、下凸缘部分、以及连接上凸缘部分和下凸缘部分的至少一个连接板部分。这种轮廓可能例如是C形轮廓、双C形轮廓、I形轮廓、H形轮廓、或П形轮廓。第二滚轮单元布置在上凸缘部分与下凸缘部分之间的凹部中、并且与设于上凸缘部分和/或下凸缘部分的接合表面相接合，优选地是以相继的方式与上凸缘部分或下凸缘部分或两个凸缘部分相接合。以这种方式，第二滚轮单元不会占据缝翼轨道上方和下方的空间，并且缝翼轨道可以仅由单个滚轮元件固持。这简化了连接组件、节省了空间、并且减轻了重量，并且因此增大了机翼的效率。进一步地，连接组件可以被形成为使得该连接组件完全布置在关联机翼的前翼梁前方并且不会穿入前翼梁。
根据优选的实施例，所述缝翼轨道所具有的轮廓(尤其是I形轮廓或双C形轮廓)使得在所述上凸缘部分与所述下凸缘部分之间、在所述连接板部分的第一侧处形成第一凹部，并且在所述上凸缘部分与所述下凸缘部分之间、在所述连接板部分的与所述第一侧相反的第二侧处形成第二凹部。以这种方式，两个滚轮元件可以接纳在两个凹部中。
特别地，优选的是，所述第二滚轮单元包括第一滚轮元件和第二滚轮元件。所述第一滚轮元件布置在所述第一凹部中，并且所述第二滚轮元件布置在所述第二凹部中。第一滚轮元件和第二滚轮元件同轴布置、即两者都围绕第二旋转轴线旋转，并且具有相同的半径。通过第一滚轮元件和第二滚轮元件可以吸收较高的载荷，并且使得对称布置或具有两条分隔开的载荷路径的布置成为可能。
进一步地，优选的是，缝翼轨道的连接板部分包括槽缝，该槽缝从连接板部分的第一侧延伸至第二侧、并且沿轨道纵向轴线呈长形地延伸。优选地，槽缝沿轨道纵向轴线延伸过至少与缝翼在缩回位置与完全伸展位置之间移动的距离一样长。所述第一滚轮元件和所述第二滚轮元件安装在一个共用轴上以共同旋转。所述共用轴通过所述槽缝从所述连接板部分的第一侧行进到所述第二侧。优选地，共用轴的相反两端支撑在主机翼上。通过使用一个共用轴来支撑第一滚轮元件和第二滚轮元件，引入到主机翼结构中的弯曲载荷被最小化。
根据替代性实施例，所述第一滚轮元件安装在第一轴上并且所述第二滚轮元件安装在与所述第一轴分隔开的第二轴上。优选地，第一轴和第二轴被独立地支撑在主机翼上。通过使用分隔开的轴来支撑第一滚轮元件和第二滚轮元件，不需要穿过缝翼轨道的槽缝。
根据优选的实施例，第一滚轮单元包括单个第三滚轮元件，该单个第三滚轮元件优选地通过缝翼轨道的轭形后端部安装至缝翼轨道，该轭形后端部从相反两侧固持第三滚轮元件。仅使用单个第三滚轮元件表示非常简单的设计。
在替代性实施例中，所述第一滚轮单元包括第三滚轮元件和第四滚轮元件。第三滚轮元件和第四滚轮元件同轴布置、即两者都围绕第一旋转轴线旋转，并且具有相同的半径。优选地，第三滚轮元件布置在连接板部分的第一侧，并且第四滚轮元件布置在连接板部分的第二侧。以这种方式，提供了备用的滚轮元件。
根据优选的实施例，所述缝翼轨道包括彼此分隔开地形成的第一轨道部分和第二轨道部分。所述第一轨道部分和所述第二轨道部分中的每一个轨道部分均是一体地形成的、并且沿所述轨道纵向轴线从所述后端部延伸至所述前端部。第一轨道部分和第二轨道部分沿由轨道纵向轴线和机翼厚度方向张成的接触平面(该平面可以是竖直对称平面)、优选地沿整个纵向延伸例如通过螺栓安装至彼此并且抵靠彼此搁置。通过第一轨道部分和第二轨道部分，引入了两个分隔开的、可以被设计为冗余载荷路径的载荷路径，使得当一个载荷路径失效时，另一载荷路径仍能够承载正在发生的、经由缝翼施加的空气载荷。
特别地，优选的是第三滚轮元件安装至第一轨道部分和第二轨道部分两者。以这种方式，在第一轨道部分和第二轨道部分中的一者失效的情况下，第三滚轮元件将仍然足以由第一轨道部分和第二轨道部分中的另一者支撑，使得轨道部分将仍然由第三滚轮元件引导。
可替代地，优选的是所述第三滚轮元件安装至所述第一轨道部分，并且所述第四滚轮元件安装至所述第二轨道部分。以这种方式，在第一轨道部分和第二轨道部分中的一者失效的情况下，第一轨道部分和第二轨道部分中的另一者将仍然由第三滚轮和第四滚轮中的相关的滚轮引导。
根据优选的实施例，所述缝翼轨道的上凸缘部分与下凸缘部分之间的距离大于所述第二滚轮单元的直径，使得在所述第二滚轮单元与所述上凸缘部分处的接合表面之间、或在所述第二滚轮单元与所述下凸缘部分处的接合表面之间设有间隙。具体地，间隙在沿缝翼轨道的门限位置处较小、优选地降至最小，这些门限位置是当缝翼处于缩回位置、和/或完全伸展位置、和/或所限定的部分伸展位置(例如起飞位置)时第二滚轮单元所在的位置。同时，间隙在门限位置之间的区域中较大。这种具有最小间隙的门限位置简化了对缝翼在缩回位置与伸展位置之间的移动的控制。
根据另一个优选的实施例，所述滚轮支承件包括第三滚轮单元，所述第三滚轮单元安装至所述主机翼、并且与所述缝翼轨道的上凸缘部分的上表面相接合。优选地，第三滚轮单元包括与第一轨道部分和第二轨道部分两者都接合的一个共用滚轮元件。进一步优选地，第三滚轮元件围绕与翼展方向平行的第三旋转轴线旋转。进一步优选地，第三滚轮单元靠近主机翼的前缘布置、并且可以相对于主机翼的外蒙皮轮廓线布置在主机翼内部、部分地在主机翼的外部、或完全在主机翼外部。通过这种第三滚轮单元，获得了缝翼对空气载荷的附加的支撑。
根据又一个优选的实施例，连接组件是第一连接组件。机翼包括第二连接组件，该第二连接组件在翼展方向上与第一连接组件间隔开的位置将缝翼连接至主机翼。第二连接组件与第一连接组件一样地形成，即具有与第一连接组件相同的特征。可替代地，第二连接组件还可以与第一连接组件不同地形成。
本发明的另一个方面涉及一种飞行器，所述飞行器包括根据以上描述的实施例中任一项所述的机翼。所提及的与机翼相关的特征和优点也应用于飞行器。
本发明的又另一个方面涉及一种连接组件，该连接组件用于将缝翼可移动地连接至飞行器的主机翼，如以上关于机翼所描述的。所述连接组件包括长形缝翼轨道，所述长形缝翼轨道沿轨道纵向轴线在前端部与后端部之间延伸、并且具有在所述前端部与所述后端部之间的中间部分。缝翼轨道的前端部被配置成安装至缝翼。所述缝翼轨道的后端部和中间部分被配置成通过滚轮支承件安装至所述主机翼，使得所述缝翼轨道沿所述轨道纵向轴线可移动。所述滚轮支承件包括引导导轨，所述引导导轨被配置成安装至所述主机翼，并且第一滚轮单元安装至所述缝翼轨道的后端部、并且被配置成与所述引导导轨相接合。所述滚轮支承件包括第二滚轮单元，所述第二滚轮单元被配置成安装至所述主机翼、并且与设于所述缝翼轨道的中间部分的接合表面相接合。所述缝翼轨道所具有的轮廓包括上凸缘部分、下凸缘部分、以及连接所述上凸缘部分和所述下凸缘部分的至少一个连接板部分。所述第二滚轮单元被配置成布置在所述上凸缘部分与所述下凸缘部分之间的凹部中，并且与设于所述上凸缘部分和/或所述下凸缘部分的接合表面相接合。所提及的与机翼有关的特征和优点也应用于可以在这种机翼中使用的连接组件。
下文中，借助于附图更详细地解释了本发明的优选实施例。
附图说明
图1是根据本发明的、包括机翼的飞行器的透视图，
图2是图1中示出的、包括连接组件的机翼的截面视图，
图3是图2中示出的连接组件的俯视图，
图4是图2中示出的连接组件的透视图，
图5是横过图2中示出的连接组件的轨道纵向轴线的截面视图，
图6是根据本发明的另一个实施例的连接组件的透视图，
图7是横过图6中示出的连接组件的轨道纵向轴线的截面视图，
图8是根据本发明的另一个实施例的连接组件的三个侧视图，并且
图9是根据本发明的另一个实施例的机翼的截面视图。
具体实施方式
在图1中，展示了根据本发明的实施例的飞行器1。飞行器1包括根据本发明的实施例形成的机翼3。
图2更详细地示出图1的机翼1。机翼1包括主机翼5、缝翼7、以及连接组件9，该连接组件将缝翼7可移动地连接至主机翼5，使得缝翼7在缩回位置11与至少一个伸展位置13、15之间可移动。
连接组件9包括长形缝翼轨道17，该长形缝翼轨道沿轨道纵向轴线19在前端部21与后端部23之间延伸，并且具有在前端部21与后端部23之间的中间部分25。缝翼轨道17的前端部21固定地安装至缝翼7。缝翼轨道17的后端部23和中间部分25通过滚轮支承件27可移动地安装至主机翼5，从而使得缝翼轨道17沿轨道纵向轴线19可移动。滚轮支承件27包括固定地安装至主机翼5的引导导轨29以及固定地安装至缝翼轨道17的后端部23、并且与引导导轨29相接合的第一滚轮单元31。滚轮支承件27包括第二滚轮单元33，该第二滚轮单元固定地安装至主机翼5、并且与设于缝翼轨道17的中间部分25处的接合表面35相接合。如图3至图5所示，缝翼轨道17具有双C形轮廓37，该双C形轮廓包括上凸缘部分39、下凸缘部分41、以及至少一个连接上凸缘部分39和下凸缘部分41的连接板部分43。第二滚轮单元33布置在上凸缘部分39与下凸缘部分41之间的凹部45中，并且与设于上凸缘部分39处以及下凸缘部分41处的接合表面35相接合。
如图4和图5所示，缝翼轨道17的双C形轮廓37提供的是，在上凸缘部分39与下凸缘部分41之间、在连接板部分43的第一侧47形成第一凹部45a，以及在上凸缘部分39与下凸缘部分41之间、在连接板部分43的与第一侧47相反的第二侧49形成第二凹部45b。第二滚轮单元33包括第一滚轮元件51和第二滚轮元件53。第一滚轮元件51布置在第一凹部45a中，并且第二滚轮元件53布置在第二凹部45b中。第一滚轮元件51和第二滚轮元件53同轴布置并且具有相同的半径。第一滚轮元件51安装在第一轴55上，并且第二滚轮元件53安装在与第一轴55分隔开的第二轴57上。第一轴55和第二轴57被独立地支撑在主机翼5上。
图3至图5示出了缝翼轨道17，该缝翼轨道包括彼此分隔开地形成的第一轨道部分59和第二轨道部分61。第一轨道部分59和第二轨道部分61中的每一个轨道部分均是一体地形成的、并且沿轨道纵向轴线19从后端部23延伸至前端部21。第一轨道部分59和第二轨道部分61沿由轨道纵向轴线19和机翼厚度方向67张成的接触平面65通过螺栓63安装至彼此并且抵靠彼此搁置。如图3中可见的，第一滚轮单元31包括第三滚轮元件69和第四滚轮元件71。第三滚轮元件69和第四滚轮元件71同轴布置并且具有相同的半径。第三滚轮元件69安装至第一轨道部分59并且第四滚轮元件71安装至第二轨道部分61。可替代地，第一滚轮单元31还可以只包括单个第三滚轮元件69。
图6和图7示出了独立地支撑在主机翼5上的分隔开的第一轴55和第二轴57的替代性方案。在此，缝翼轨道17的连接板部分43包括槽缝73，该槽缝从连接板部分43的第一侧47延伸至第二侧49、并且沿轨道纵向轴线19呈长形地延伸。第一滚轮元件51和第二滚轮元件53安装在共用轴75上以共同旋转。共用轴75通过槽缝73从连接板部分43的第一侧47行进到第二侧49。共用轴75的相反的两端77a、77b支撑在主机翼5上。
在图8示出的实施例中，缝翼轨道17的上凸缘部分39与下凸缘部分41之间的距离大于第二滚轮单元33的直径，使得在第二滚轮单元33与上凸缘部分39处的接合表面35之间、或在第二滚轮单元33与下凸缘部分41处的接合表面35之间设有间隙79。间隙79在沿缝翼轨道17的门限位置81a、81b、81c处较小，这些门限位置是当缝翼7处于缩回位置11(图8a)、部分伸展位置13(图8b)、以及完全伸展位置15(图8c)时第二滚轮单元33所处的位置。所述间隙79在所述门限位置81a、81b、81c之间的区域中较大。
图9中示出了另一个实施例，其中滚轮支承件27包括第三滚轮单元83，该第三滚轮单元安装至主机翼5、并且与缝翼轨道17的上凸缘部分39的上表面85相接合。第三滚轮单元83包括与第一轨道部分59和第二轨道部分61两者都接合的一个共用的滚轮元件。第三滚轮单元83被布置成靠近主机翼5的前缘87、并且相对于主机翼5的外蒙皮轮廓线89部分地布置在主机翼5的外部。
如图1所示，连接组件9是第一连接组件91，并且机翼3包括第二连接组件93，该第二连接组件在翼展方向95上与第一连接组件91间隔开的位置将缝翼7连接在主机翼5上，并且其中，第二连接组件93与第一连接组件91一样地形成。

Claims (15)

1.一种飞行器(1)的机翼(3)，所述机翼包括：
主机翼(5)，
缝翼(7)，以及
连接组件(9)，所述连接组件将所述缝翼(7)可移动地连接至所述主机翼(5)，使得所述缝翼(7)在缩回位置(11)与至少一个伸展位置(13，15)之间可移动，
其中，所述连接组件(9)包括长形缝翼轨道(17)，所述长形缝翼轨道沿轨道纵向轴线(19)在前端部(21)与后端部(23)之间延伸，并且具有在所述前端部(21)与所述后端部(23)之间的中间部分(25)，
其中，所述缝翼轨道(17)的前端部(21)安装至所述缝翼(7)，
其中，所述缝翼轨道(17)的后端部(23)和中间部分(25)通过滚轮支承件(27)安装至所述主机翼(5)，使得所述缝翼轨道(17)沿所述轨道纵向轴线(19)可移动，
其中，所述滚轮支承件(27)包括固定安装至所述主机翼(5)的引导导轨(29)以及第一滚轮单元(31)，所述第一滚轮单元安装至所述缝翼轨道(17)的后端部(23)、并且与所述引导导轨(29)相接合，并且
其中，所述滚轮支承件(27)包括第二滚轮单元(33)，所述第二滚轮单元安装至所述主机翼(5)、并且与设于所述缝翼轨道(17)的中间部分(25)的接合表面(35)相接合，
其特征在于，
所述缝翼轨道(17)所具有的轮廓(37)包括上凸缘部分(39)、下凸缘部分(41)、以及连接所述上凸缘部分(39)和所述下凸缘部分(41)的至少一个连接板部分(43)，并且
所述第二滚轮单元(33)布置在所述上凸缘部分(39)与所述下凸缘部分(41)之间的凹部(45)中，并且与设于所述上凸缘部分(39)和/或所述下凸缘部分(41)的接合表面(35)相接合。
2.根据权利要求1所述的机翼，其中，所述缝翼轨道(17)所具有的轮廓(37)使得在所述上凸缘部分(39)与所述下凸缘部分(41)之间、在所述连接板部分(43)的第一侧(47)处形成第一凹部(45a)，并且在所述上凸缘部分(39)与所述下凸缘部分(41)之间、在所述连接板部分(43)的与所述第一侧(47)相反的第二侧(49)处形成第二凹部(45b)。
3.根据权利要求2所述的机翼，其中，所述第二滚轮单元(33)包括第一滚轮元件(51)和第二滚轮元件(53)，
其中，所述第一滚轮元件(51)布置在所述第一凹部(45a)中，并且所述第二滚轮元件(53)布置在所述第二凹部(45b)中，并且
其中，所述第一滚轮元件(51)和所述第二滚轮元件(53)同轴布置并且具有相同的半径。
4.根据权利要求3所述的机翼，其中，所述缝翼轨道(17)的连接板部分(43)包括槽缝(73)、所述槽缝从所述连接板部分(43)的第一侧(47)延伸至所述第二侧(49)、并且沿所述轨道纵向轴线(19)呈长形地延伸，
其中，所述第一滚轮元件(51)和所述第二滚轮元件(53)安装在一个共用轴(75)上以共同旋转，并且
其中，所述共用轴(75)通过所述槽缝(73)从所述连接板部分(43)的第一侧(47)行进到所述第二侧(49)。
5.根据权利要求3所述的机翼，其中，所述第一滚轮元件(51)安装在第一轴(55)上，并且所述第二滚轮元件(53)安装在与所述第一轴(55)分隔开的第二轴(57)上。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的机翼，其中，所述第一滚轮单元(31)包括单个第三滚轮元件(69)。
7.根据权利要求1至5中任一项所述的机翼，其中，所述第一滚轮单元(31)包括第三滚轮元件(69)和第四滚轮元件(71)，
其中，所述第三滚轮元件(69)和所述第四滚轮元件(71)同轴布置并且具有相同的半径。
8.根据权利要求1至5中任一项所述的机翼，其中，所述缝翼轨道(17)包括彼此分隔开地形成的第一轨道部分(59)和第二轨道部分(61)，
其中，所述第一轨道部分(59)和所述第二轨道部分(61)中的每一个轨道部分均是一体地形成的、并且沿所述轨道纵向轴线(19)从所述后端部(23)延伸至所述前端部(21)，并且
其中，所述第一轨道部分(59)和所述第二轨道部分(61)沿由所述轨道纵向轴线(19)和机翼厚度方向(67)张成的接触平面(65)安装至彼此并且抵靠彼此搁置。
9.根据权利要求8所述的机翼，其中，所述第一滚轮单元(31)包括单个第三滚轮元件(69)，其中，所述第三滚轮元件(69)安装至所述第一轨道部分(59)和所述第二轨道部分(61)两者。
10.根据权利要求8所述的机翼，其中，所述第一滚轮单元(31)包括第三滚轮元件(69)和第四滚轮元件(71)，其中，所述第三滚轮元件(69)和所述第四滚轮元件(71)同轴布置并且具有相同的半径，其中，所述第三滚轮元件(69)安装至所述第一轨道部分(59)，并且所述第四滚轮元件(71)安装至所述第二轨道部分(61)。
11.根据权利要求1至5中任一项所述的机翼，其中，所述缝翼轨道(17)的上凸缘部分(39)与下凸缘部分(41)之间的距离大于所述第二滚轮单元(33)的直径，使得在所述第二滚轮单元(33)与所述上凸缘部分(39)处的接合表面(35)之间、或在所述第二滚轮单元(33)与所述下凸缘部分(41)处的接合表面(35)之间设有间隙(79)，
其中，所述间隙(79)在沿所述缝翼轨道(17)的门限位置(81a，81b，81c)处较小，所述门限位置是当所述缝翼(7)处于所述缩回位置(11)、和/或完全伸展位置(15)、和/或部分伸展位置(13)时所述第二滚轮单元(33)所在的位置，并且
其中，所述间隙(79)在所述门限位置(81a，81b，81c)之间的区域中较大。
12.根据权利要求1至5中任一项所述的机翼，其中，所述滚轮支承件(27)包括第三滚轮单元(83)，所述第三滚轮单元安装至所述主机翼(5)、并且与所述缝翼轨道(17)的上凸缘部分(39)的上表面(85)相接合。
13.根据权利要求1至5中任一项所述的机翼，其中，所述连接组件(9)是第一连接组件(91)，其中，所述机翼(3)包括第二连接组件(93)，所述第二连接组件在翼展方向(95)上与所述第一连接组件(91)间隔开的位置将所述缝翼(7)连接至所述主机翼(5)，并且其中，所述第二连接组件(93)与所述第一连接组件(91)一样地形成。
14.一种飞行器(1)，所述飞行器包括根据权利要求1至13中任一项所述的机翼(3)。
15.一种连接组件(9)，所述连接组件用于将缝翼(7)可移动地连接至飞行器(1)的主机翼(5)，所述连接组件(9)包括：
长形缝翼轨道(17)，所述长形缝翼轨道沿轨道纵向轴线(19)在前端部(21)与后端部(23)之间延伸，并且具有在所述前端部(21)与所述后端部(23)之间的中间部分(25)，
其中，所述缝翼轨道(17)的前端部(21)被配置成安装至所述缝翼(7)，
其中，所述缝翼轨道(17)的后端部(23)和中间部分(25)被配置成通过滚轮支承件(27)安装至所述主机翼(5)，使得所述缝翼轨道(17)沿所述轨道纵向轴线(19)可移动，
其中，所述滚轮支承件(27)包括被配置成固定安装至所述主机翼(5)的引导导轨(29)，以及第一滚轮单元(31)，所述第一滚轮单元安装至所述缝翼轨道(17)的后端部(23)、并且被配置成与所述引导导轨(29)相接合，并且
其中，所述滚轮支承件(27)包括第二滚轮单元(33)，所述第二滚轮单元被配置成安装至所述主机翼(5)、并且被配置成与设于所述缝翼轨道(17)的中间部分(25)的接合表面(35)相接合，
其特征在于，
所述缝翼轨道(17)所具有的轮廓(37)包括上凸缘部分(39)、下凸缘部分(41)、以及连接所述上凸缘部分(39)和所述下凸缘部分(41)的至少一个连接板部分(43)，并且
所述第二滚轮单元(33)被配置成布置在所述上凸缘部分(39)与所述下凸缘部分(41)之间的凹部(45)中，并且与设于所述上凸缘部分(39)和/或所述下凸缘部分(41)的接合表面(35)相接合。
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Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3615422A1 (en) 2017-04-28 2020-03-04 Airbus Operations GmbH Wing for an aircraft
EP3501977B1 (en) * 2017-12-19 2021-08-11 Asco Industries NV Deployment system for an airfoil high lift leading edge device
WO2020174084A1 (en) * 2019-02-28 2020-09-03 Airbus Operations Gmbh A wing leading-edge device and a wing having such a wing leading-edge device
EP3718881B1 (en) * 2019-03-29 2022-10-12 Airbus Operations GmbH Wing for an aircraft
EP3969361A1 (en) * 2019-07-12 2022-03-23 Airbus Operations GmbH Connecting assembly for an aircraft wing slat
US11420727B2 (en) 2019-07-25 2022-08-23 Airbus Operations Gmbh Airfoil arrangement for an aircraft
US20220227476A1 (en) * 2019-08-30 2022-07-21 Airbus Operations Gmbh Leading edge assembly, wing, and aircraft
EP3878734B1 (en) 2020-03-11 2023-07-19 Airbus Operations GmbH Guiding element for a high lift airfoil arrangement of an aircraft, high lift airfoil arrangement and production method
US11731753B2 (en) * 2020-03-24 2023-08-22 Airbus Operations Gmbh Wing for an aircraft
EP4032804A1 (en) 2021-01-22 2022-07-27 Airbus Operations GmbH Wing for an aircraft
EP4032801A1 (en) * 2021-01-22 2022-07-27 Airbus Operations GmbH Wing for an aircraft
US11897613B2 (en) * 2021-06-08 2024-02-13 Airbus Operations Gmbh Wing for an aircraft
EP4112450A1 (en) * 2021-06-30 2023-01-04 Airbus Operations GmbH Wing for an aircraft
EP4303123A1 (en) 2022-07-07 2024-01-10 Airbus Operations GmbH Wing for an aircraft

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB404149A (en) * 1933-02-02 1934-01-11 Fairey Aviat Co Ltd Improvements in or relating to aerofoil surfaces
US2938680A (en) * 1957-07-02 1960-05-31 North American Aviation Inc Multiple position airfoil slat
US4471928A (en) * 1980-08-13 1984-09-18 The Boeing Company Extendible airfoil track assembly
US4753402A (en) * 1985-12-30 1988-06-28 The Boeing Company Biased leading edge slat apparatus
US5544847A (en) * 1993-11-10 1996-08-13 The Boeing Company Leading edge slat/wing combination
EP2116467A1 (fr) * 2008-05-06 2009-11-11 Sonaca S.A. Aile d'aéronef comprenant un volet mobile de bord d'attaque équipé d'un rail suiveur contraint en déplacement selon une trajectoire en arc de cercle
CN102007036A (zh) * 2008-03-28 2011-04-06 空中客车操作有限公司 缝翼展开机构
CN102046466A (zh) * 2008-06-09 2011-05-04 空中客车操作有限公司 支撑组件
CN102143886A (zh) * 2008-09-03 2011-08-03 空中客车操作有限公司 缝翼支承组件

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB298508A (en) * 1927-07-09 1928-10-09 Frederick Handley Page Improvements in means for controlling aeroplanes
US3272458A (en) 1964-12-08 1966-09-13 Gen Dynamics Corp Means for positioning a rotating wing slat device
FR2231564B1 (zh) * 1973-05-29 1976-11-12 Dassault Avions
GB1492177A (en) * 1975-10-08 1977-11-16 British Aircraft Corp Ltd Aircraft lift-producing members
US4360176A (en) * 1979-11-05 1982-11-23 The Boeing Company Wing leading edge slat
GB2204538B (en) 1987-05-06 1990-12-12 British Aerospace Wing leading edge arrangements for aircraft
US5039032A (en) 1988-11-07 1991-08-13 The Boeing Company High taper wing tip extension
US20070102587A1 (en) * 2005-11-07 2007-05-10 The Boeing Company Wing leading edge slat system
GB0810724D0 (en) * 2008-06-12 2008-07-16 Airbus Uk Ltd Slat assembly
EP2316727B1 (en) 2009-10-29 2013-06-19 Asco Industries High-lift device track
FR3011226B1 (fr) 2013-09-30 2017-05-19 Airbus Operations Sas Systeme de volet de bord de fuite hypersustentateur pour voilure d'aeronef.
EP3176076B1 (en) 2015-12-04 2019-05-08 Roller Bearing Company of America, Inc. Split inner or outer race roller bearing with rolling elements
US10053237B2 (en) * 2016-05-20 2018-08-21 The Boeing Company Track roller failure detection systems and methods
ES2878314T3 (es) * 2017-04-26 2021-11-18 Asco Ind Nv Conjunto de guía para una pista portadora del dispositivo hipersustentador del borde delantero aerodinámico
EP3615422A1 (en) 2017-04-28 2020-03-04 Airbus Operations GmbH Wing for an aircraft
JP6840893B2 (ja) 2017-04-28 2021-03-10 エアバス オペレーションズ ゲーエムベーハーＡｉｒｂｕｓ Ｏｐｅｒａｔｉｏｎｓ ＧｍｂＨ 航空機用の翼
US11312473B2 (en) * 2019-05-30 2022-04-26 The Boeing Company Aircraft slat aero-restoration seal door and method therefor

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB404149A (en) * 1933-02-02 1934-01-11 Fairey Aviat Co Ltd Improvements in or relating to aerofoil surfaces
US2938680A (en) * 1957-07-02 1960-05-31 North American Aviation Inc Multiple position airfoil slat
US4471928A (en) * 1980-08-13 1984-09-18 The Boeing Company Extendible airfoil track assembly
US4753402A (en) * 1985-12-30 1988-06-28 The Boeing Company Biased leading edge slat apparatus
US5544847A (en) * 1993-11-10 1996-08-13 The Boeing Company Leading edge slat/wing combination
CN102007036A (zh) * 2008-03-28 2011-04-06 空中客车操作有限公司 缝翼展开机构
EP2116467A1 (fr) * 2008-05-06 2009-11-11 Sonaca S.A. Aile d'aéronef comprenant un volet mobile de bord d'attaque équipé d'un rail suiveur contraint en déplacement selon une trajectoire en arc de cercle
CN102046466A (zh) * 2008-06-09 2011-05-04 空中客车操作有限公司 支撑组件
CN102143886A (zh) * 2008-09-03 2011-08-03 空中客车操作有限公司 缝翼支承组件

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Publication number Publication date
US20220081100A1 (en) 2022-03-17
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US11565789B2 (en) 2023-01-31
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