用于控制面至飞行器的固定结构元件的机械连接的装置以及装备有该装置的飞行器机翼元件

摘要

本发明提出一种用于将控制面机械地连接至飞行器的固定结构元件的装置，该装置包括旋转致动器（72）以及铰接元件（51b、52、62、64），其中，该旋转致动器（72）用于围绕活节轴线（28）相对于牢固地连接至固定结构元件的元件（52）以旋转方式驱动牢固地连接至控制面的元件（64），该铰接元件（51b、52、62、64）用于围绕该轴线铰接该控制面。这些铰接元件能够独立于旋转致动器支承控制面。本发明因而允许从旋转致动器的有利性能中获益，同时允许在无需首先移除控制面的情况下移除该旋转致动器。

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于控制面至飞行器的固定结构元件的机械连接的装置。 

本发明特别地涉及位于飞行器的机翼元件的固定结构元件上的控制面的铰接及操作装置。 

在这方面，贯穿该描述，术语“机翼元件”指飞行器的任意空气动力支承表面，例如主机翼，或者水平或竖直尾翼。 

本发明还涉及飞行器的这种机翼元件，以及装备有这种机翼元件的飞行器。 

背景技术

机翼元件总体上具有两个空气动力学表面，所述两个空气动力学表面在该元件的前缘的水平处以及该元件的后缘的水平处接合。 

这种机翼元件通常包括刚性地附接至飞行器机身的结构的固定部、以及一组可移动元件，所述一组可移动元件包括一个或多个主控制面并且可选地包括一个或多个副控制面。 

该机翼元件的固定部由面板和内部结构形成，其中，所述面板形成该元件的空气动力学表面，并且该内部结构通常由固定有所述面板的翼肋和翼梁形成。 

某些控制面绕关于固定部不动的活节的轴线铰接地安装在该机翼 元件的对应的固定部上。除非另有表示，否则这些控制面是根据相对于该固定部的纯旋转运动可移位的。这些控制面特别能够是主控制面，例如，升降舵、方向舵、副翼、或扰流板装置，该扰流板装置还被称为扰流板或空气制动器。这些主控制面连接至飞行器的主飞行控制并且允许飞行器在其不同飞行阶段期间被操作。 

图1高度示意性地示出了已知类型的飞行器的机翼10的后部，该后部包括固定部12和主控制面14，该主控制面14例如为设置在机翼10的后缘处的副翼。 

在该示例中，控制面14包括两个空气动力学覆盖壁16和18，所述两个空气动力学覆盖壁16和18在机翼的后缘20的水平处接合至彼此，并且一起形成锐角θ以分别延长机翼的下机翼表面壁22和上机翼表面壁24。控制面14还包括封闭的翼梁26，该封闭的翼梁26设置成靠近固定有该翼梁26的两个空气动力学覆盖壁16、18的相应的自由端部。 

控制面14借助于铰链（图1中未示出）铰接地安装在固定部12上，所述铰链限定了控制面的活节的轴线28。 

通过至少一个线性起重器30来确保操作控制面14，该起重器30能够是气动式起重器、液压式起重器或电动式起重器。该起重器30包括底盘框架32，该底盘框架32具有端部34，该端部34借助于叉形部36铰接在其上固定有机翼的下表面壁22和上表面壁24的机翼10的后翼梁38上。起重器30还包括杆40，该杆40能够从底盘框架32的相对端部42展开并且具有铰接在连接至控制面14的杠杆44上的自由端部43。该杠杆44关于活节的轴线28以旋转方式安装并使得起重器30形成机轴式的机构，以在起重器的杆40的平移的移位的作用下关于活节的轴线28以旋转方式驱动控制面14。 

上面提到的活节常规上为限制寄生元件强度的球形接头式活节。 

另外，密封接头46设置在机翼10的固定部12的每个空气动力学壁22、24与控制面14的对应的空气动力学覆盖壁16、18之间的界面处，以限制该水平处的空气动力损失。这些接头46中的每个接头均固定至固定部12，以沿着控制面的对应的空气动力学覆盖壁16、18自由滑动。 

如图1中所示，每个空气动力学覆盖壁16、18的自由端部48、50均朝向机翼10的固定部12的内部弯曲，以在控制面远离其中间位置时优化机翼的空气动力轮廓的规则性，以及促进所述空气动力学覆盖壁16、18与对应的接头46之间的接合。每个壁16、18的弯曲部例如均由附接至该壁的导向装置形成。 

但存在与包括线性起重器的类型的控制面操作装置有关的缺点。 

实际上，这些机构包括相当大的线性操作力。这些力必须由机翼的固定部的结构以及由控制面的结构吸收，这同样导致这些结构的尺寸和质量方面的增大。 

但是，对减小燃料消耗的需求的增长迫使飞行器制造商特别是通过减小尾翼和主机翼的厚度来减小未来单元的重量以及它们的阻力系数，以至损害了设置用于操作控制面的装置的可用体积。 

另外，增大优选地通过飞行器引航法律的发展而制成的控制面的运转速度造成了起重器的所需体积的增大，这使线性起重器在尾翼和主机翼内的结合变得更加复杂。 

另外，机轴式的机构需要特别是包括球形接头的活节，以用于这种类型的结构的令人满意的运转。这些活节引起线性起重器的体积、质量以及安装的复杂度。类似地，由于这些活节在控制面的运转期间为相对运动的支座，因此这些活节有时是故障的来源并且需要定期维护以控制并润滑这些活节。对减小维护费用的需求鼓励飞行器制造商将维护任务的次数和持续时间降至最小。该目的也使得优选对组装及拆卸致力于旋转地驱动控制面的起重器或致动器的操作进行简化。 

另外，在使用电气线性起重器的情况下，可能需要将拦截装置（bailers）布置在机翼元件的空气动力学表面上，以对沿着机翼元件朝向起重器流动的空气的一部分进行指引，以便限制该起重器过热的危险。 

然而，这些凹处造成了在燃料的过度消耗中反映出的空气动力学效力的相当大的损失。 

专利申请FR2727477A1提出一种用于操作包括旋转液压致动器的控制面的装置，并且部分地改正了上文中所述的体积的问题。 

该文献中提出的解决方案的缺点在于，该旋转致动器吸收了由施加在控制面上的气动载荷造成的结构力。因此，这需要增大致动器的尺寸以及检验该致动器的状态所需的维护操作的频率和程度。 

另外，旋转致动器的拆卸，特别是考虑到这种维护操作时的旋转致动器的拆卸需要先移除由致动器支承的控制面以及最后重新组装该控制面，从而增加了这些维护操作的持续时间和费用。 

发明内容

本发明的目的具体是提供一种解决方案，对活节以及控制面的操作的问题而言该解决方案是简单、经济且有效的，该解决方案至少部分地避免了上面提到的缺点。 

为此，本发明提出了一种用于控制面至飞行器的固定结构元件的机械连接的装置，该装置包括：用于根据活节的轴线将控制面连接至固定结构元件的铰接装置；以及用于关于所述活节的轴线相对于所述固定结构元件以旋转的方式驱动控制面的驱动装置，所述驱动装置包括至少一个旋转致动器，所述至少一个旋转致动器包括底盘框架和输出构件，该输出构件能够关于驱动器的输出轴线相对于底盘框架以旋转方式移位。 

根据本发明，所述驱动装置包括第一可拆卸装置和第二可拆卸装置，其中，该第一可拆卸装置用于将驱动器的底盘框架旋转地紧固至所述控制面及所述固定结构元件中的第一元件，所述第一可拆卸装置设计成使驱动器的输出轴线与所述活节的轴线对准，该第二可拆卸装置用于将致动器的所述输出构件旋转地紧固至控制面及所述固定结构元件中的第二元件。 

另外，所述铰接装置与旋转致动器分体并被设计成能够独立于致动器支承控制面。 

该控制面能够是任意类型，并且特别能够是安装成关于固定的活节轴线相对于飞行器的结构选择的主飞行控制面。该控制面能够是升降舵、方向舵、或扰流板，该扰流板也被称为空气制动器。 

该固定结构元件特别是能够形成尾翼的竖直或水平稳定器的结构的一部分，或者形成主机翼的结构的一部分。 

该结构元件例如采用了翼梁的形式。 

一般而言，本发明借助于能够特别简单且迅速地拆开的一个或多个旋转致动器来以旋转的方式驱动飞行器的控制面。 

该旋转致动器的使用特别是减小了控制面的驱动装置的在与控制面的活节的轴线正交的方向上的体积。 

对于预定的可用体积而言，本发明提供了优化控制面的驱动装置的布置，从而推进这些驱动装置的运转速度的可能性。 

旋转致动器的使用也限制或可选地避免了可移动活节的使用，所述可移动活节即为包括在控制面的驱动装置的动力的作用下相对于彼此移动的元件的那些活节。 

特别是由于以下事实而导致简单且快速地拆卸旋转致动器的可能性：即，即使在拆卸致动器之后，铰接装置仍能够继续支承控制面。因此能够在不先移除控制面的情况下拆卸所述致动器。 

另外，上面提到的旋转致动器或旋转致动器优选为电动型，但在不背离本发明的范围的情况下也能够为其他类型。 

电动致动器应当被理解为能够将电力转变成机械能的任意类型的致动器。该电动致动器特别地能够是电子机械致动器或电动静液致动器。 

所述铰接装置优选地包括至少一个枢轴，控制面和所述结构元件中的至少一个元件以旋转的方式安装在所述至少一个枢轴上。 

该枢轴限定了所述活节的轴线。 

另外，所述铰接装置有利地包括用于将枢轴旋转地连接至控制面和所述结构元件中的另一元件的装置。 

所述驱动装置优选地包括用于将致动器的输出构件联接至所述枢轴的联接装置。 

术语“联接”应当被理解为包括旋转地紧固致动器的输出构件以及枢轴。 

在这种情况下，枢轴因此使旋转运动能够从输出构件传输至控制面和所述结构元件中的所述另一元件。 

应当指出的是，在这种情况下，所述用于将枢轴旋转地连接至另一上面提到的元件的装置同样是上面提到的驱动装置的一部分。 

作为变体，并且如下文中更清楚呈现的，所述驱动装置能够包括用于相对于枢轴对输出构件定中心的定中心装置，其中，所述定中心装置允许该构件相对于所述轴自由旋转。 

所述驱动装置能够有利地包括用于将所述第二元件机械连接至所述旋转致动器的所述输出构件的偏心部的装置，所述偏心部相对于致动器的所述输出轴线偏心。 

这些机械连接装置能够是对上面提到的联接装置的替代，或必要时，全部为联接装置。 

致动器的输出构件优选地包括杆，该杆包括该输出构件的所述偏心部。 

所述输出构件的偏心部例如包括接合元件，所述接合元件用于接合被连接至所述第二元件以用于将该第二元件旋转地紧固至输出构件的销。作为变体，该构型能够被颠倒。 

一般而言，所述旋转致动器的底盘框架有利地采用了具有与致动器的所述输出轴线平行的轴线的圆柱形形式。 

在这种情况下，所述第一可拆卸装置有利地包括用于将致动器的横向端部壁固定至所述第一元件的装置。 

致动器的输出构件优选地与该横向端部壁相反地延伸，或者作为变体，致动器的输出构件延伸穿过底盘框架的圆柱形壁中形成的周向侧向狭槽。 

作为变体，所述第一可拆卸装置能够包括用于将致动器的侧向壁固定至所述第一元件的装置。 

该侧向壁例如可以采用以下安装板的形式，其中，该安装板附接至致动器的底盘框架或与该底盘框架形成单件。 

本发明还涉及一种用于飞行器的机翼元件，例如机翼或尾翼，该机翼 元件包括：设计成固定至飞行器的结构的固定结构元件；以及能够相对于所述固定结构元件以旋转方式移位的至少一个控制面。 

根据本发明，该机翼元件包括用于将所述控制面机械连接至上述类型的所述固定结构元件的至少一个装置。 

所述用于机械连接的装置的每个所述旋转致动器的底盘框架采用了与所述机翼元件的外部空气动力学表面相切地延伸的回转圆柱形形式。 

除非另有说明，否则所述底盘框架的一部分优选地配合到机翼元件的空气动力外表面中，并因此在运转时由沿着机翼元件流动的气流洗涤。 

这导致了每个旋转致动器的冷却方面的改善，并因此导致了对每个旋转致动器的过热的危险的限制。 

作为变体或另外地，所述用于机械连接的装置能够包括散热元件，该散热元件与该装置的每个所述旋转致动器的底盘框架相接触，或与所述底盘框架形成单件，以及该散热元件具有配合到机翼元件的外部空气动力学表面中的至少一个外表面。 

在运转期间，该散热元件的外表面因此由沿着机翼元件流动的气流洗涤。 

作为变体，在不背离本发明的范围的情况下，致动器的底盘框架能够与洗涤机翼元件的外部气流大致隔离。 

本发明还涉及一种飞行器，该飞行器包括上述类型的至少一个机翼元件。 

附图说明

通过借助于非限制性示例并参照附图所做出的以下描述，本发明将被更清楚地理解，并且本发明的其他细节、优点和特征将显现出来，在附图中： 

-已经描述过的图1为装备有已知类型的副翼的飞行器机翼的后部的示意图，该示意图为根据与机翼的后缘的方向正交的平面的截面形 式，该图特别地示出了副翼的铰接及操作装置； 

-图2为装备有副翼并根据本发明的第一优选实施方式的飞行器机翼的后部的类似视图，该类似视图为根据图3的平面II-II的截面的形式； 

-图3为图2的飞行器机翼后部的局部示意图，该局部示意图为根据该图2的平面III-III的截面的形式； 

-图4为图3的细节IV的放大图，其示出了联接至副翼的铰接装置的旋转致动器； 

-图5为与图4类似的视图，在图5中，旋转致动器与副翼的铰接装置分开； 

-图6为装备有副翼并根据本发明的第二优选实施方式的飞行器机翼的后部的与图3类似的视图； 

-图7为图6的细节VII的放大图，其出了联接至副翼的铰接装置的旋转致动器； 

-图8为与图7类似的视图，在图8中，旋转致动器与副翼的铰接装置分开； 

-图9为与图1类似的视图，其示出了装备有副翼并根据本发明的第三优选实施方式的飞行器机翼的后部； 

-图10为与图3类似的视图，其示出了图9的飞行器机翼后部； 

-图11为与图1类似的视图，其示出了装备有副翼并根据本发明的第四优选实施方式的飞行器机翼的后部； 

-图12为与图3类似的视图，其示出了图11的飞行器机翼后部； 

-图13为与图1类似的视图，其示出了装备有副翼并根据本发明的第五优选实施方式的飞行器机翼的后部； 

-图14为与图3类似的视图，其示出了图13的飞行器机翼后部； 

-图15为与图1类似的视图，其示出了装备有副翼并根据本发明的第六优选实施方式的飞行器机翼的后部； 

-图16为与图3类似的视图，其示出了图15的飞行器机翼后部； 

-图17为与图1类似的视图，其示出了装备有副翼并根据本发明的第七优选实施方式的飞行器机翼的后部，该副翼被示出处于中间位置中； 

-图18为与图17类似的视图，在图18中，副翼移离其中间位置； 

-图19为图17的飞行器机翼后部的俯视图； 

-图20为与图1类似的视图，其示出了装备有副翼并根据本发明的第八优选实施方式的飞行器机翼的后部； 

-图21为图20的飞行器机翼后部的仰视图； 

-图22为与图1类似的视图，其示出了根据本发明的第八优选实施方式的飞行器机翼后部的变体实施方式； 

-图23为与图1类似的视图，其示出了装备有副翼并根据本发明的第九优选实施方式的飞行器机翼的后部，其中，副翼处于中间位置中； 

-图24为与图23类似的视图，在图24中，副翼处于偏斜位置中； 

-图25为与图1类似的视图，其示出了装备有副翼并根据本发明的第十优选实施方式的飞行器机翼的后部； 

-图26为图25的飞行器机翼后部的俯视图。 

在所有这些图中，同一附图标记能够表示同一或类似的元件。 

具体实施方式

图2示出了根据本发明的第一优选实施方式的飞行器的机翼10的后部，并且特别地表示了机翼的固定部12的后部，该后部包括附接至下机翼表面壁22和上机翼表面壁24的后翼梁38以及与上文中所描述的图1的机翼的副翼大致类似的机翼的副翼14。 

根据该第一实施方式的机翼10与图1的机翼的本质上的不同在于，副翼14机械地连接至机翼的固定部12。 

该机械连接通过装置51来确保，该装置51包括设置成靠近副翼14 的第一纵向端部53的两个铰接及操作子组件51a以及随后将进行描述的两个铰接子组件51b，现在将描述所述铰接及操作子组件51a的构成元件。 

这些铰接及操作子组件51a中的每个铰接及操作子组件均包括支承元件52，该支承元件52根据图2的平面延伸并且总体上具有例如凹面沿与后缘20相反的方向转向的U的形式。更准确地说，支承元件52包括控制面铰接部54，从该控制面铰接部54延伸出下腿部56和上腿部58，该上腿部56和下腿部58的相应的自由端部连接至机翼的固定部12的后翼梁38，以确保支承元件52与后翼梁38的开槽连接。所述两个腿部56和58共同地限定了超出上面提到的控制面铰接部54的空间60。 

该支承元件52的控制面铰接部54包括通孔61（图4），能够在图3和图4中观察到的枢轴62被以旋转方式安装在通孔61中。该枢轴62旋转地连接至控制面配件64并穿过所述控制面配件64的孔口66。该控制面配件64例如通过固定至副翼（图2）的封闭翼梁26而连接至副翼14的结构。枢轴62因此将副翼14的铰链28的轴限定在机翼的固定部12上。 

如图4中明显的，枢轴62包括第一保持装置67，该第一保持装置67设置在枢轴的定位至支承元件52的侧部的端部处，并且该第一保持装置67接合在于该支承元件52中形成的第一扩孔68中。枢轴62包括第二保持装置70，该第二保持装置70设置到控制面配件64的侧部并应用于该配件64。枢轴62的保持装置67和70中的一个保持装置67例如由紧固至该枢轴的头部构成，而另一保持装置70例如采取螺母的形式。 

枢轴62至控制面配件64的旋转紧固能够通过任意类型的方法来操作，例如，通过保持装置70与控制面配件64的应用有这些保持装置的表面之间的配合的形式，又或是通过枢轴62与控制面配件64的其中延伸有该枢轴62的孔之间的例如借助于形成在所述孔与所述枢轴中的互补的翼肋的配合的形式。在特别是本发明的术语中，这些翼肋形成了用于将枢轴62旋转地连接至副翼14的装置的示例。 

支承元件52、控制面配件64以及枢轴62共同形成副翼14至机翼10的固定部12的连接铰链。 

为了更好地理解本描述，图中示出的支承元件52和控制面配件 64显示了特别简单的形式，但在不背离本发明的范围的情况下，这些元件一定具有更坚稳的设计。支承元件52能够特别地包括紧固至彼此的两部分，所述两部分在控制面配件64的任一侧上延伸以形成阴铰链部，在这种情况下，控制面配件64构成阳铰链部。 

如图2至图4中所示，装置51的所述铰接及操作子组件51a中的每个铰接及操作子组件也包括机电型旋转致动器72。 

该致动器72包括底盘框架74和输出构件76，该输出构件76能够通过该致动器的马达装置（未图示）关于致动器的输出轴线78相对于致动器的底盘框架74（图4）以旋转的方式移位。 

该致动器的底盘框架74例如具有旋转的圆柱形形状，该旋转的圆柱形形状具有与致动器的输出轴线78相同的纵向轴线。底盘框架74的横向横截面的直径小于副翼14的空气动力学覆盖壁16与18之间的距离E，该距离E在与图2的平面III-III正交并包含后缘20和活节的轴线28的平面中测得。结果一方面得到致动器的底盘框架74之间的空间，另一方面得到空气动力学覆盖壁16与18之间，尤其是空气动力学覆盖壁16和18的自由弯曲端部48与50之间的空间。 

该致动器的输出构件76采取了中心位于上面提到的输出轴线78上并延伸超出底盘框架74的端部面80的输出轴的形式。 

致动器72的底盘框架74借助于固定螺钉82固定至支承元件52，该固定螺钉82通过它们相应的轴线表示在图2和图4中。这些固定螺钉82穿过支承元件52，并且每个固定螺钉82均具有如下端部：该端部被拧入底盘框架74的上面提到的端部面80中，使得： 

-该端部面80施加于支承元件52的定位至所述相对的控制面配件64的面84， 

-输出轴76紧靠枢轴62的保持装置67应用，以及 

-致动器72的输出轴线78与由枢轴62限定的活节的轴线28对齐。 

致动器72的输出轴76设置有至枢轴62的联接装置，该联接装置能够是适于将该输出轴76与枢轴62旋转地紧固的任意类型。这些联接装置（图中未示出）能够例如包括平坦部，或多边形横截面的端部销， 该端部销能够接合在于设置在枢轴62的端部处的保持装置67中形成的互补形状的凹处中。 

在示出的实施方式中，致动器72包括基部板86（图4），该基部板86形成为在上面提到的端部面80上突出，并且输出轴76从该基部板86延伸。基部板86接合在具有互补横截面的第二扩孔88中，其中，该第二扩孔88将支承配件52的上面提到的面84连接至其中延伸有枢轴62的第一保持装置67的第一扩孔68中。连接至致动器72的基部板86的第二扩孔88使得该致动器的输出轴76的定中心相对于枢轴62变得更容易。基部板86的横向横截面的直径大于致动器的输出轴76的横向横截面的直径，并且第二扩孔88的横向横截面的直径大于第一扩孔68的横向横截面的直径。 

如图3中所示，用于机械连接的装置51还包括两个铰接子组件51b，所述两个铰接子组件51b设置成靠近副翼14的与上面提到的第一端部53相反的第二纵向端部92。这些铰接子组件51b中的每个铰接子组件均采用常规类型的铰链，所述常规类型的铰链例如包括阳支承元件94（图3）、阴配件（未在图3中示出）以及枢轴96，以允许副翼14关于活节的轴线28相对于机翼的固定部12旋转，其中，阳支承元件94固定至机翼的固定部12的后翼梁38，该阴配件固定至副翼14的封闭翼梁26，该阳支承元件94与上面提到的阴配件关于该枢轴96铰接。 

在本发明的术语中，应当指出的是，固定螺钉82形成用于将每个致动器72的底盘框架74与支承元件52并因此与机翼10的后翼梁38旋转地紧固的第一可拆卸装置。另外并共同地通过每个致动器72的输出轴76的至相应的枢轴62的上面提到的联接装置，这些相同的固定螺钉82为用于将该输出轴76旋转地紧固至副翼14的第二可拆卸装置的一部分。 

在运转期间，改变副翼14的位置的需求导致了输出轴76关于与副翼14的活节的轴线28对准的相关的输出轴线78相对于每个旋转致动器72的底盘框架74旋转移位，从而导致了对应的控制面配件64和支承元件52关于该活节的轴线28的旋转方式的相对移位。结果获得了副翼14关于活节的轴线28相对于机翼10的固定部12的旋转移位。 

应当指出的是，每个致动器72的底盘框架74均保持固定在支承 元件52上，而致动器的输出轴76与控制面配件64一体地旋转。 

当计划拆卸旋转致动器72以例如进行关于这些致动器的维护作业时，拆开将每个致动器72的底盘框架74固定在相应的支承配件52上的固定螺钉82以取出每个致动器72就足以了，如图5中所示。根据旋转致动器72的直径，触及固定螺钉82以及分开这些旋转致动器72可能需要先将下机翼表面壁22和导向装置的面板与对应的空气动力学覆盖壁16的自由弯曲端部48分开。 

用于机械连接的装置51的优点在于，即使在分开旋转致动器72之后，副翼14仍由机翼10的固定部12支承。这可以通过与致动器72分体的铰接装置实现。在上述第一优选实施方式中，这些铰接装置包括与每个致动器相关联的支承元件52、枢轴62和控制面配件64、以及铰接子组件51b。这些铰接装置实际上形成了能够独立于每个旋转致动器72来支承副翼14的自主组件。因此，致动器72能够在不必移除副翼14的情况下被特别简单地拆下。 

与易于拆卸致动器72有关的类似优点对现在将描述的所有其他实施方式而言是共同的。 

图6至图8中所示的根据本发明的第二优选实施方式的机翼10与根据上述第一实施方式的机翼的不同之处在于，每个铰接及操作子组件51a的支承元件52和控制面配件64具有关于相关联的致动器72的相反作用。 

以此方式，致动器72的底盘框架74固定至控制面配件64的面84’（图7），该配件64包括用于枢轴62的通道孔口61，以及分别容纳致动器的输出轴76和致动器的基部板86的扩孔68和88。 

支承元件52在控制面配件64的相对于致动器72的另一侧上延伸并且与枢轴62一体地旋转。为此，该枢轴62以及支承元件52的孔66能够包括设计成以形式锁定的方式配合的翼肋。 

另外，枢轴62的第一保持装置67被应用于控制面配件64，而第二保持装置70被应用于支承元件52。 

借助于与第一实施方式的描述的类比，在不背离本发明的范围的情况下，支承元件52和控制面配件64能够具有更坚稳的设计。以此方 式，控制面配件64能够特别地包括两部分，所述两部分紧固至彼此并且在支承元件52的任一侧上延伸以形成阴铰链部，在这种情况下，支承元件52形成阳铰链部。 

根据该第二实施方式的机翼10的操作与根据上述第一实施方式的机翼的操作类似。与第一实施方式的机翼的操作的主要差异在于，在该第二实施方式中，每个致动器72的底盘框架74保持固定在对应的控制面配件64上，而输出轴76与支承元件52一体地旋转。 

在图9和图10中示出的本发明的第三优选实施方式中，每个铰接及操作子组件51a的支承元件52和控制面配件64类似于上述第一实施方式的每个铰接及操作子组件的支承元件和控制面配件，并且相应致动器72的底盘框架74同样借助于固定螺钉82固定至支承元件52，以使得致动器的输出轴线78能够与由枢轴62和铰接子组件51b限定的活节的轴线28对准。 

然而，每个铰接及操作子组件51a的枢轴62均未联接至相应致动器72的输出轴，并且相应致动器72的输出构件76采用了以下杆的形式，其中，该杆与致动器的输出轴线78正交地延伸，并且例如穿过该致动器的底盘框架74中形成的周向狭槽（未在图中示出）。 

该杆76具有在致动器72的底盘框架74内延伸并附接至该致动器的马达装置的近端98，该马达装置能够关于致动器的输出轴线78以旋转的方式驱动杆76。杆76的相反的远端在底盘框架74的外侧延伸，并且设置有朝向副翼14的封闭翼梁26定向的端部叉形物100。 

每个铰接及操作子组件51a同样均包括指状件或销102，该指状件或销102连接至副翼14的封闭翼梁26并接合在相应致动器72的杆76的端部叉形物100中，使得杆76的旋转移位包括副翼14的关于活节的轴线28的类似移位。为此，指状件102优选平行于活节的轴线28延伸。 

作为变体，指状件102与杆76之间的连接能够借助于例如下面要在本发明的第四实施方式中描述的类型的更精细的活节而形成。另外，该构型能够被颠倒，即，指状件102能够由杆76支承，在这种情况下，铰接及操作子组件51a包括接合元件，该接合元件连接至副翼14的封闭翼梁26并且上面提到的指状件102接合在该接合元件中。 

通过与上述第一实施方式类比，在不背离本发明的范围的情况下，支承元件52和控制面配件64能够具有更坚稳的设计，并且特别地能够分别形成阴铰链部和阳铰链部。 

根据第三实施方式的机翼10的操作与根据上述第一实施方式的机翼的操作的不同之处在于，由每个旋转致动器72引起的马达扭矩没有经由相关联的控制面配件64而是通过由致动器的杆驱动的指状件102传输至副翼14，然而，控制面配件64没有参与以旋转方式驱动副翼14，而仅将副翼14铰接在机翼的固定部12上。 

在图11和图12中示出的本发明的第四优选实施方式中，每个铰接及操作子组件51a的支承元件52和控制面配件64总体上具有与上述第一实施方式中相同的类型。 

然而，每个旋转致动器72的底盘框架74包括侧向安装板104，该侧向安装板104借助于固定螺钉105固定至副翼14的封闭翼梁26，其中，上述固定螺钉105在图11和图12中由它们的相应的轴线示出。底盘框架74固定成使致动器的输出轴线78与由枢轴62和铰接子组件51b限定的活节的轴线28对准。 

支承元件52不具有与图4的第二扩孔88相等效的扩孔。与之相比，该支承元件52能够包括与图4的第一扩孔68类似的扩孔，以用于容纳枢轴62的头部或拧到枢轴62的螺母。 

每个致动器72的输出构件76与支承元件52一体地旋转并且包括例如轴76a，该轴76a将其中心定在活节的轴线28（图12）上并且旋转地连接至与活节28的所述轴线正交地延伸的杆76b（图11和图12）。 

杆76b包括近端106和远端108，其中，该近端106安装在轴76a上，使得杆76b与该轴76a被旋转地连接，该远端108设置有偏心球形接头109。支承元件52包括横梁110，该横梁110连接腿部56和58的与该支承元件52的控制面铰接部54相对的端部。上面提到的横梁110支承销112’，该销112’优选地平行于活节的轴线28延伸并且接合在杆76b的偏心球形接头109中。 

该偏心球形接头109将致动力传输至结构，同时在杆76b与支承元件52之间的连接中提供相对于活节的轴线28的径向平移的自由度。 这补偿了制造公差并使致动器的组装更容易。 

偏心球形接头109还补偿了副翼14的变形并使销112’与杆76b之间的接触表面最大化以优化致动力的分布。 

在运转期间，每个致动器72的轴76a与底盘框架74的相对旋转移位导致了该底盘框架74并因此副翼14的关于活节的轴线28相对于支承元件52并因此相对于机翼的固定部12的旋转移位。 

应当指出的是，每个致动器72的轴76a的相对于对应的枢轴62的定中心通过借助于致动器72的底盘框架74的侧向安装板104将底盘框架74固定至副翼14的封闭翼梁26来确保。 

可选地，该定中心能够通过致动器72的轴76a与对应的枢轴62之间的相互接触来共同确保。为此，该轴76a能够包括接合在设置在枢轴62的对应端部中的互补横截面的孔口中的端部柱头。 

在图13和图14中示出的本发明的第五优选实施方式中，用于机械连接的装置51包括独立于彼此的两个操作子组件51a以及五个铰接子组件51b。 

所述铰接子组件51b中的三个铰接子组件设置到副翼14的第一纵向端部53的侧部，而另两个铰接子组件51b与上述实施方式中一样设置到副翼14的第二纵向端部92的侧部。该第五实施方式的铰接子组件51b与上述实施方式的铰接子组件类似。 

所述两个操作子组件51a各自插入定位到副翼14的第一纵向端部53的侧部的两个连续的铰接子组件51b之间。 

每个操作子组件51a包括旋转致动器72，该旋转致动器72与上述第四实施方式一样设置有固定至副翼14的封闭翼梁26的侧向安装板104，以使致动器的输出轴线78与由铰接子组件51b限定的活节的轴线28对准。 

致动器72的输出构件76采用了杆的形式，其中，该杆与致动器72的驱动轴（未在图中示出）旋转地连接并且与致动器72的输出轴线78正交地延伸。杆76包括近连接端106和远端108’，其中，该近连接端106连接至所述驱动轴，该远端108’固定至连接杆116的一端114， 连接杆116的另一端118以连接至机翼的固定部12的后翼梁38的叉形物120的形式安装固定。杆76和连接杆116一起优选地形成接近90度的角α。 

在运转期间，每个致动器72的驱动轴通过杆76和连接杆116保持固定，使得该驱动轴以及每个致动器的底盘框架74的旋转中的相对移位引起该底盘框架74并因此引起副翼14的关于活节的轴线28的旋转方式的移位。 

应当指出的是，连接杆116至杆76的连接以及至叉形物120的连接在控制面的致动动力学方面没有制成可移动的，使得这些连接能够借助于相对较少的大体积部件来确保。产生的组件能够具有相对于已知类型的装置相对较小的体积和质量，并且也特别简单及可靠。 

在图15和图16中示出的本发明的第六优选实施方式中，除了每个致动器72的输出轴线78是相对于致动器的底盘框架74的旋转轴线偏心的之外，用于机械连接的装置51与图2和图3的第一实施方式的用于机械连接的装置类似。 

该构型能够利用包括其他类型的内部机构的致动器。 

在图17至图19中示出的本发明的第七优选实施方式中，机翼10与图2和图3的第一实施方式的机翼类似，但与第一实施方式的机翼的不同之处在于： 

-每个旋转致动器72的底盘框架74具有如下直径：该直径使得该底盘框架与由固定部12的下机翼表面壁22和上机翼表面壁24以及由副翼14的空气动力学覆盖壁16和18限定的机翼的外部空气动力学表面相切；以及 

-在每个致动器72的水平处，机翼10缺乏固定部12的每个空气动力学壁22、24与副翼14的对应的空气动力学覆盖壁16、18之间的密封接头。 

以此方式，每个致动器72的底盘框架74的一部分122配合到机翼10的外部空气动力学表面中并因此由气流F沿着上面提到的空气动力学壁洗涤，以有助于致动器的冷却。 

为此，机翼10的每个空气动力学壁22、24的后缘124能够包括槽口126（图19），每个槽口126均用来使相应致动器72的底盘框架74穿过。 

上面提到的气流F的一部分F’（图18）能够可选地被允许穿透由副翼14的空气动力学壁16和18以及由每个致动器72的底盘框架74定界的空间128，以进一步改善致动器的冷却。 

然而，如图19中所示，机翼10包括密封接头46’，该密封接头46’侧向地设置在底盘框架74的部分122的每一侧，该密封接头46’配合到机翼10的外表面中以产生固定部12的每个空气动力学壁22、24与副翼14的对应的空气动力学涂层16、18的壁之间的接合。 

该第七实施方式中提出的致动器72的冷却原理必定能够应用于上述本发明的所有实施方式。 

在图20和图21中示出的本发明的第八实施方式中，机翼10与图17至图19的第七实施方式的机翼类似，但与其不同之处在于，用于机械连接的装置51包括两个散热元件130，所述两个散热元件130分别与每个旋转致动器72的底盘框架74接触，并且各自具有外表面132，该外表面132延长了机翼的固定部12的下机翼表面壁22并且配合到机翼的外部空气动力学表面中。 

每个散热元件130均能够附接至对应的底盘框架74，或者与该对应的底盘框架74制成单件。 

散热元件130增大了每个致动器72的底盘框架74与外部气流F之间的热交换的表面。 

作为变体，每个散热元件130均同样能够具有外表面134，该外表面134延长了机翼10的上机翼表面壁24，以同样配合到机翼10的外部空气动力学表面中，如图22中所示。 

在图23和图24中描述的本发明的第九实施方式中，上述第七实施方式中提出的致动器72的冷却原理调换成以下情况：即，每个致动器72的底盘框架74固定至控制面配件64并且与副翼14而非支承元件52一体地旋转，然而，每个致动器72的输出构件例如与图2和图3的第一实施方式一样借助于枢轴62以旋转的方式紧固至支承元件52。 

另外，机翼10的固定部12包括固定至其空气动力学壁22和24中的每一者的密封接头46，该密封接头46大致在副翼14的整个长度上延伸，以限制相关空气动力学壁22、24与每个致动器72的底盘框架74之间的空间。 

密封接头46在不显著损害致动器72的冷却的情况下优化了机翼10的空气动力性能。由于当这些致动器72被加压以将副翼14保持在偏斜位置中时，每个致动器72的底盘框架的外表面的一部分135显示出来并因此由外部气流F洗涤，因此，实际上有效地确保了该冷却。 

在图25和图26中示出的本发明的第十优选实施方式中，机翼10与图23和图24的第九实施方式的机翼类似，但与其不同之处在于，每个旋转致动器72的底盘框架74设置有散热元件130’，该散热元件130’借助于固定螺钉136紧固至副翼14的封闭翼梁26，其中，所述固定螺钉136在图25中由它们的相应的轴线示出。在示出的示例中，散热元件130’具有两个外表面132和134，所述两个外表面132和134分别延长了副翼14的空气动力学覆盖壁16和18，以配合到机翼的外部空气动力学表面中。 

每个致动器72的散热元件130’均通过散热元件130’的外表面132、134与外部气流F的接触而增强了致动器的冷却。 

一般而言，旋转致动器到控制面的铰链中的结合特别是腾出了机翼10的后翼梁38与活节的轴线28之间的空间，并且将这两个元件联合起来以解决由诸如机翼和尾翼之类的机翼元件的改善形成的体积问题。以相同方式，旋转致动器的结合减小了控制面的驱动装置的质量，以及周围结构的质量，并且总体上提高了铰接及操作控制面的装置的可靠性。 

在上述所有实施方式中，本发明应用于飞行器的主机翼10的副翼14的铰接及操作，但在不背离本发明的范围的情况下，先前的想法当然能够被应用于能够根据纯旋转运动移位的任意类型的控制面、特别是应用于主控制面，例如升降舵或方向舵、或扰流板。