飞机机翼、飞机和襟翼系统

摘要

一种飞机机翼，包括主翼和襟翼系统，该襟翼系统具有在主翼的后缘处的襟翼。长形的襟翼导轨构件以其能够大致沿其纵向方向移动并且通过支撑轴承元件相对于主翼在前方的收回位置和后方的伸出位置之间被引导的方式被连接到主翼。襟翼以其能够围绕大致平行于主翼的后缘延伸的旋转轴线旋转的方式被能旋转地连接到襟翼导轨构件的后端，使得当襟翼导轨构件被移动时襟翼与襟翼导轨构件一起移动，并且使得襟翼能够在机械上独立于襟翼导轨构件的移动而围绕旋转轴线旋转。襟翼系统包括具有两个致动器的致动器系统。第一致动器被连接到主翼并具有接合襟翼或襟翼导轨构件以使襟翼与襟翼导轨构件一起移动的接合构件，以便襟翼导轨构件能够在其收回位置和其伸出位置之间移动。第二致动器被连接到襟翼导轨构件，以便当襟翼导轨构件通过第一致动器被移动时，第二致动器与襟翼导轨构件一起移动。第二致动器具有接合襟翼以使襟翼围绕旋转轴线旋转的接合构件。

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞机机翼，包括：

具有后缘的主翼；

襟翼系统，所述襟翼系统包括：

在所述主翼的后缘处的襟翼；

支撑轴承元件，被固定到所述主翼，特别地在所述主翼内；和

长形的襟翼导轨构件，该长形的襟翼导轨构件以其能够大致沿其纵向方向移 动并且通过所述支撑轴承元件相对于所述主翼在前方的收回位置和后方的伸出位置之 间被引导的方式被连接到所述主翼，所述襟翼导轨构件具有前端和后端，

所述襟翼以其能够围绕大致平行于所述主翼的后缘延伸的旋转轴线旋转的方式被 能旋转地连接到所述襟翼导轨构件的后端，使得当所述襟翼导轨构件被移动时所述襟 翼与所述襟翼导轨构件一起移动，并且使得所述襟翼能够在机械上独立于所述襟翼导 轨构件的移动和位置而围绕所述旋转轴线旋转。

背景技术

US 2207453公开了一种具有主翼和两个辅助翼的飞机机翼。后辅助翼围绕横向于 飞行方向延伸的第一旋转轴线被能旋转地连接到前辅助翼。前辅助翼围绕第二旋转轴 线被能旋转地连接到可滑动轨道的后端。可滑动轨道能相对于主翼以能滑动的方式在 收回位置和伸出位置之间移动。杠杆、杆、导轨、枢转连接部和可滑动连接部的选择 机构被用于选择辅助翼的不同操作模式。在可滑动轨道的收回位置，前辅助翼处于固 定的角度位置，而后辅助翼能够相对于前辅助翼旋转。因此，后辅助翼可被用作副翼。 当可滑动轨道已被移动到其伸出位置时，前辅助翼也可被保持在固定的角度位置，而 后辅助翼可相对于前辅助翼旋转，或者前辅助翼和后辅助翼可一起旋转以控制飞机的 滚动运动。此外，在可滑动轨道在其伸出位置的情况下，前辅助翼和后辅助翼能够沿 相反的方向旋转。因此，前辅助翼和后辅助翼可围绕其旋转轴线以相互依赖的方式旋 转。

第一辅助翼后方的第二辅助翼、以及杠杆、杆、导轨、枢转连接部和可滑动连接 部的选择机构是复杂的、通常是不可靠的并且相对较重。另外，选择机构在处于收回 位置时在主翼下方伸出，引起阻力增加和更高的例如由鸟的撞击带来的损坏风险。

发明内容

本发明的目的在于提供一种改进的飞机机翼。

该目的根据本发明被实现，因为所述襟翼系统进一步包括致动器系统，所述致动 器系统包括：

第一致动器，被连接到所述主翼并具有接合所述襟翼或所述襟翼导轨构件以使所 述襟翼与所述襟翼导轨构件一起移动的接合构件，以便所述襟翼导轨构件能够在其收 回位置和其伸出位置之间移动；和

第二致动器，被连接到所述襟翼导轨构件，以便当所述襟翼导轨构件通过所述第 一致动器被移动时，所述第二致动器与所述襟翼导轨构件一起移动，所述第二致动器 具有接合所述襟翼以使所述襟翼围绕所述旋转轴线旋转的接合构件。

根据本发明，能够通过操作所述第一致动器使所述襟翼向后伸出，并且能够通过 操作所述第二致动器使所述襟翼向上或向下旋转。所述襟翼向下旋转的位置增加机翼 面积和飞机机翼的中弧线，由此增加升力系数。因此，该飞机机翼能够至少在具有第 一升力系数的第一配置和具有比第一升力系数更大的第二升力系数的第二配置之间连 续调整。

由于所述襟翼导轨构件由所述支撑轴承元件相对于所述主翼引导，所述襟翼导轨 构件能够以滑动或滚动的方式移动。所述长形的襟翼导轨构件能够大致沿其纵向方向 移动，即沿所述长形的襟翼导轨构件的纵向轴线移动。为了伸出和收回所述襟翼，所 述长形的襟翼导轨构件能够通过所述第一致动器以往复运动的方式从其收回位置移动 到其伸出位置，反之亦然。所述第一致动器具有接合所述襟翼或所述襟翼导轨构件的 可移位的接合构件。所述第一致动器的接合构件能够以受控的方式被驱动。由于所述 襟翼被连接到所述襟翼导轨构件的后端，所以当所述襟翼导轨构件在其收回位置和伸 出位置之间移动时，所述襟翼与所述襟翼导轨构件一致地移动。在所述长形的襟翼导 轨构件的收回位置，所述襟翼处于收起位置。当所述长形的襟翼导轨构件已被移动到 其伸出位置时，所述襟翼处于展开位置(deployed position)。

所述襟翼能够围绕所述旋转轴线独立于所述襟翼导轨构件的引导运动而旋转，即 无论所述襟翼导轨构件的运动和位置如何，所述襟翼的方位均能被调节。因此，能够 使所述襟翼在其收起位置和其展开位置以及其收起位置和其展开位置之间的中间位置 围绕所述旋转轴线旋转。所述第二致动器由所述襟翼导轨构件承载，即当所述襟翼导 轨构件从其收回位置移动到其伸出位置时，所述第二致动器与所述襟翼导轨构件一致 地移动，反之亦然。所述第二致动器具有接合所述襟翼以使所述襟翼围绕所述旋转轴 线旋转的可移位的接合构件。所述第二致动器的接合构件能够以受控的方式被驱动。

由于所述襟翼导轨构件相对于所述主翼能移动，所以所述襟翼系统可被设计为在 所述襟翼导轨构件的收回位置被接收在所述主翼内。在收回位置，所述主翼和所述襟 翼可一起形成空气动力学上平滑的机翼组件(组合机翼)，其中所述襟翼具有与所述主 翼的后缘对齐的后缘，即所述襟翼的后缘形成所述机翼组件的后缘的一部分。因此， 所述机翼组件限定一种与传统襟翼系统相比改进的流线型空气动力学外表面。优选地， 所述襟翼导轨构件不在所述主翼下方伸出，即所述襟翼导轨构件不增加阻力。应当注 意，用于现代飞机的传统襟翼系统包括固定在主翼下方的襟翼导轨。虽然该襟翼导轨 由襟翼导轨整流罩遮盖，并且整流罩阻力可以用先进的空气动力学设计来降低，但是 在巡航期间的高空速下，整流罩阻力仍会相当大。根据本发明的襟翼系统可被设计为 使得在襟翼导轨构件的收回位置和所述襟翼的收起位置不存在襟翼系统的寄生阻力。 这也减小了由于鸟的撞击带来的损坏风险。另外，由于第二致动器由可伸出的襟翼导 轨构件承载，所以根据本发明的襟翼系统具有有限数量的活动件。这带来高的可靠性。 此外，根据本发明的襟翼系统可被制作的相对紧凑，以便其在主翼中不占用太多空间， 从而保持主翼的足够的燃料储存容量。

在优选实施例中，所述第一致动器和第二致动器可彼此独立地被控制。例如，所 述襟翼系统包括配置为独立于所述第二致动器控制所述第一致动器的第一控制装置， 和配置为独立于所述第一致动器控制所述第二致动器的第二控制装置。当然，所述第 一控制装置和第二控制装置可被集成在一个控制单元或控制系统中。如果所述第一致 动器和所述第二致动器能够彼此独立地被操作—所述襟翼的伸出和旋转彼此独立地被 控制—所述襟翼具有两个自由度。由于所述襟翼的伸出在机械上与其旋转没有联系， 所述襟翼可被调节到任何所需位置。

所述第一致动器可以以各种方式设计。所述第一致动器是线性致动器是可能的。 第一线性致动器的接合构件可以被配置为沿大致直线移位，即沿所述接合构件的纵向 轴线移位。例如，所述第一线性致动器包括轴致动器(spindle actuator)，如机电式轴 致动器。所述轴致动器可被提供有丝杠和接合所述丝杠的驱动螺母构件，其中所述驱 动螺母构件可由电动机驱动，以使所述丝杠沿其纵向轴线移动。轴致动器用于使所述 襟翼伸出是非常可靠的。

在一实施例中，所述襟翼导轨构件被配置为当所述襟翼导轨构件相对于所述主翼 在其收回位置和其伸出位置之间移动时沿弯曲路径行进，其中所述第一致动器被连接 到所述主翼，以便其接合构件能够在大致竖直的平面中倾斜。因此，所述第一致动器 的接合构件可被设计为能够围绕大致平行于所述襟翼的旋转轴线延伸的枢转轴线枢 转。例如，如沿其纵向方向观察，所述可伸出的襟翼导轨构件具有弯曲形状，并且其 沿相应的弯曲路径被引导。在该实施例中，当所述襟翼导轨构件通过所述第一致动器 从其收回位置移动到其伸出位置时，与所述襟翼导轨构件的后端连接的所述襟翼相对 于所述主翼的后缘向后且向下伸出。能够通过操作所述第二致动器额外地叠加所述襟 翼的旋转。

所述第二致动器也可以以各种方式设计。例如，所述第二致动器为线性致动器。 所述第二线性致动器的接合构件可被配置为沿大致直线移位，即沿所述接合构件的纵 向轴线移位。在优选实施例中，所述第二线性致动器包括液压致动器，例如双作用液 压致动器(double-acting hydraulic actuator)。当通过所述液压致动器控制所述襟翼的旋 转时，反应时间相对较短，即所述襟翼可经受快速的旋转调节。

在此情况下，所述液压致动器可以包括用于供应和排放液压流体的液压连接部， 其中柔性的供应和排放管路以所述柔性的供应和排放管路在所述襟翼导轨构件移动时 改变形状的方式被连接到所述液压连接部。所述柔性的供应和排放管路可被接收在例 如为履带式的柔性的行进系统(travelling system)中。因此，所述液压致动器能够以 可靠的方式被操作和控制，同时所述液压致动器与所述襟翼导轨构件一起移位。

在优选实施例中，所述第二线性致动器的接合构件包括能够相对于所述襟翼导轨 构件沿大致直线移动的驱动轴，并且包括联动构件，该联动构件以其能够围绕大致平 行于所述襟翼的旋转轴线延伸的第一联动构件枢转轴线枢转的方式被枢转地连接到所 述驱动轴，并且其中所述联动构件以其能够围绕与所述第一联动构件枢转轴线和所述 襟翼的旋转轴线相距一距离并大致平行于所述第一联动构件枢转轴线和所述襟翼的旋 转轴线延伸的第二联动构件枢转轴线枢转的方式被枢转地连接到所述襟翼，以便当所 述第二线性致动器的驱动轴相对于所述襟翼导轨构件沿大致直线移动时，所述襟翼围 绕其旋转轴线旋转。在此情况下，所述第二线性致动器通过所述联动构件被枢转地连 接到所述襟翼。因此，所述驱动轴沿直线的移动被转换成所述襟翼的旋转。当所述第 二线性致动器为具有活塞杆的液压致动器时，所述活塞杆形成所述驱动轴。

为了以滑动或滚动的方式将所述长形的襟翼导轨构件沿其纵向方向相对于所述主 翼在其收回位置和其伸出位置之间进行引导，主翼可以包括提供有所述支撑轴承元件 的引导架，该引导架被配置为在所述位置之间相对于所述主翼引导所述长形的襟翼导 轨构件。所述引导架被固定到机翼结构并包括所述支撑轴承元件。优选地，所述襟翼 导轨构件包括例如在所述襟翼导轨构件的两侧上的纵向槽，其中所述支撑轴承元件被 布置在所述纵向槽内以保持所述襟翼导轨构件。例如，所述支撑轴承元件可由支撑并 引导所述长形的襟翼导轨构件的支撑导辊形成。当所述襟翼导轨构件相对于所述引导 架移动时，所述支撑导辊使摩擦最小化。

在优选实施例中，所述主翼包括前翼梁、后翼梁和固定在所述前翼梁和所述后翼 梁之间的多个翼肋，并且其中处于收回位置的所述襟翼导轨构件被至少部分地，并且 可选地基本完全地被接收在所述主翼内且在所述前翼梁、所述后翼梁和两个相邻的翼 肋之间。所述前翼梁和所述后翼梁大致彼此平行地在所述主翼的翼展方向上延伸。所 述翼肋大致横向于所述前翼梁和所述后翼梁延伸。所述前翼梁、所述后翼梁和所述翼 肋由通常提供有加强件的机翼蒙皮掩盖。大多数现代飞机具有这样的“翼盒”。处于收 回位置的所述襟翼导轨构件被接收在所述主翼的翼盒内，以便所述襟翼导轨构件不会 显著地在所述主翼下方伸出。在所述襟翼导轨构件的收回位置，所述主翼和所述襟翼 在横截面中限定翼型，并且所述襟翼导轨构件不会显著地从所述翼型形状伸出。因此， 所述襟翼导轨构件不会引起寄生阻力，并且减少例如由鸟的碰撞带来的损坏风险。

在该实施例中，所述后翼梁可以包括通道开口，当所述襟翼导轨构件在其收回位 置和其伸出位置之间移动时，所述襟翼导轨构件行进通过该通道开口，其中所述后翼 梁中的所述通道开口通向所述主翼内的流体密封壳体中，该流体密封壳体被配置为将 处于收回位置的所述襟翼导轨构件接收在所述主翼内且在所述前翼梁、所述后翼梁和 两个相邻的翼肋之间。所述流体密封壳体与所述主翼的可被用于储存燃料的内部密封 分开。在所述翼盒内延伸的所述襟翼导轨构件和所述襟翼系统的其它部件被“罐装 (can)”在所述流体密封壳体中，以便储存在所述翼盒内的燃料不会进入容纳所述襟 翼系统的所述流体密封壳体。优选地，所述流体密封壳体紧密围绕在所述翼盒中延伸 的所述襟翼系统的所述部分，以便所述主翼的燃料储存容量仅减少很小的程度。

在优选实施例中，所述主翼具有由所述主翼的前缘和后缘之间的直线限定的翼弦， 并且其中所述第二致动器被配置为使所述襟翼围绕所述旋转轴线相对于所述主翼的翼 弦沿向上的方向和向下的方向旋转。使用用于所述第二致动器的所述控制装置，所述 襟翼能被控制为围绕所述旋转轴线相对于所述主翼的翼弦沿向上的方向或向下的方向 旋转，即所述襟翼能够在两个方向上被选择地控制。因此，所述襟翼可被用做副翼， 即所述襟翼构成“襟副翼”。例如，所述襟翼的展开角度为向下至少40度和向上至少 3度。由于所述襟翼的旋转可独立于所述襟翼导轨构件的伸出被控制，所以当所述襟 翼导轨构件被收回并且所述襟翼处于其收起位置时，所述襟翼也可被用做副翼。在此 情况下，所述襟翼可被用于在巡航飞行条件下为使阻力最小和/或使燃料消耗最小而对 飞机进行微调。

本发明还涉及包括如在此描述的飞机机翼的飞机。

另外，本发明涉及用于包括主翼的飞机机翼的襟翼系统，所述襟翼系统包括：

配置为被布置在所述主翼的后缘处的襟翼；

配置为被固定到所述主翼的支撑轴承元件；和

长形的襟翼导轨构件，该长形的襟翼导轨构件被配置为以其能够大致沿其纵向方 向移动并且通过所述支撑轴承元件相对于所述主翼在前方的收回位置和后方的伸出位 置之间被引导的方式被连接到所述主翼，所述襟翼导轨构件具有前端和后端，

所述襟翼以其能够围绕大致平行于所述主翼的后缘延伸的旋转轴线旋转的方式被 能旋转地连接到所述襟翼导轨构件的后端，使得当所述襟翼导轨构件被移动时所述襟 翼与所述襟翼导轨构件一起移动，并且使得所述襟翼能够在机械上独立于所述襟翼导 轨构件的移动和位置而围绕所述旋转轴线旋转，其中所述襟翼系统进一步包括致动器 系统，所述致动器系统包括：

第一致动器，被配置为连接到所述主翼并具有接合所述襟翼或所述襟翼导轨构件 以使所述襟翼与所述襟翼导轨构件一起移动的接合构件，以便所述襟翼导轨构件能够 在其收回位置和其伸出位置之间移动；和

第二致动器，被连接到所述襟翼导轨构件，以便当所述襟翼导轨构件通过所述第 一致动器被移动时，所述第二致动器与所述襟翼导轨构件一起移动，所述第二致动器 具有接合所述襟翼以使所述襟翼围绕所述旋转轴线旋转的接合构件。

根据本发明的襟翼系统可被提供有在此描述的特征中的一个或多个。

本发明还涉及一种用于调节如在此描述的飞机机翼的襟翼的位置的方法，其中所 述襟翼的位置通过以下方式被调节：操作所述第一致动器以使所述襟翼与所述襟翼导 轨构件一起移动，特别地使所述襟翼伸出或收回，由此使所述襟翼导轨构件部分或完 全地沿其收回位置和其伸出位置之间的路径移动，和/或操作第二致动器以使所述襟翼 围绕所述旋转轴线旋转。

附图说明

现在将参照附图中所示的示例性实施例更详细地说明本发明。

图1是根据本发明的飞机机翼的示意性俯视图。

图2是图1中细节II的放大俯视图。

图3是根据图2中的III-III的剖视图。

图4是图2中所示的襟翼系统的立体图。

图5a、图5b是图2中所示襟翼系统的部分被除去的立体图，其中襟翼处于其 收回位置(图5a)和其伸出位置(图5b)。

具体实施方式

现在参考附图中所例示的示例性实施例，图1示出传统飞机1的一部分的示 意图，其包括机身2和两个飞机机翼3(图1中仅例示出一个飞机机翼)。应当理 解，飞机机翼3关于机身2对称。飞机1和飞机机翼3的飞行方向由箭头A表示。 每个飞机机翼3包括主翼4和襟翼系统5。襟翼系统5与现代飞机兼容或能适应现 代飞机。

主翼4包括前缘8和后缘9。主翼4的横截面具有翼型形状。前缘8和后缘9 之间的直线限定翼弦。主翼4的结构包括沿主翼4的沿翼展方向延伸的前翼梁10 和后翼梁11。多个翼肋12彼此间隔开。每个翼肋12大致横向于翼展方向延伸， 并被附接到前翼梁10和后翼梁11(图2、图4、图5a和图5b中未示出翼肋12与 前翼梁10的附接)。机翼蒙皮17包围前翼梁10、后翼梁11和翼肋12，以便形 成翼型形状(见图3——上机翼蒙皮已从图1、图2、图4、图5a和图5b省去， 以便能够在这些图中示出机翼的内部结构部件)。由此形成翼盒结构。机翼蒙皮 17可被提供有大致沿翼展方向延伸的纵向加强件(未示出)。

在该示例性实施例中，襟翼系统5包括在主翼4的第一翼展向位置处的内侧 襟翼14和在主翼4的第二翼展向位置处的外侧襟翼15。主翼4包括副翼16，其 位于外侧襟翼15外侧的第三翼展向位置处。襟翼14、15和副翼16被布置在主翼 4的后缘9处。每个襟翼14、15均能够在图1、图2、图3和图5a中所示的收起 位置和图5b中所示的展开位置之间移动。在展开位置，襟翼14、15已相对于收 起位置被移动到后方位置，并且可被例如旋转到下方位置(见图5b)，从而增加 升力系数。

内侧襟翼14和外侧襟翼15的配置和操作大致相同，因此仅提供外侧襟翼15 的详细描述。如图2和图3所示，襟翼15被枢转地连接到长形的襟翼导轨构件18 的后端，使得其能够围绕大致平行于主翼4的后缘9延伸的旋转轴线30旋转。襟 翼导轨构件18在飞机机翼3的飞行方向A上具有前端和后端，并且襟翼导轨构件 18在两侧都包括纵向槽19。纵向槽19由引导架20的支撑导辊21保持，引导架 20被布置到主翼4的结构。在该示例性实施例中，引导架20被连接并固定到后翼 梁11。后翼梁11包括通道开口，襟翼导轨构件18可通过该通道开口伸出。支撑 导辊21被放置在纵向槽19内以保持襟翼导轨构件18。因此，襟翼导轨构件18以 如下方式连接到主翼4，即其以相对于主翼4滑动或滚动的方式被引导。纵向侧槽 19能够沿引导架20的支撑导辊21以滑动或滚动的方式被移动，使得襟翼导轨构 件18能够在图1、图2、图3和图5a中所示的收回位置和图5b中所示的伸出位 置之间移动。

襟翼导轨构件18在其收回位置被接收在主翼4的在前翼梁10、后翼梁11和 两个相邻的翼肋12之间的翼盒结构内，使得襟翼导轨构件18如果伸出也几乎不 会在主翼4下方伸出。辅助梁22被大致横向地固定在两个相邻的肋12之间，以 便加强该结构。引导架20也可被连接并固定到辅助梁22。在收回位置，襟翼导轨 构件18的后端靠近后翼梁11，而襟翼导轨构件18的前端远离后翼梁11。襟翼导 轨构件18可被罐装在主翼4的翼盒结构内的流体密封壳体(未示出)中，以便可 被储存在主翼4内的燃料不会进入流体密封壳体。在襟翼导轨构件18的伸出位置， 襟翼导轨构件18的后端伸出超过后翼梁11一定距离，同时襟翼导轨构件18的前 端靠近后翼梁11。

由于襟翼15被能旋转地连接到襟翼导轨构件18的后端，所以当襟翼导轨构 件18在其收回位置和其伸出位置之间移位时，襟翼15和襟翼导轨构件18彼此一 致地移动。为了使襟翼导轨构件18与襟翼15一起伸出，襟翼系统5包括第一致 动器31。在该示例性实施例中，第一致动器31为机电式线性轴致动器，其包括延 伸通过固定到后翼梁11的致动器壳体35的丝杠32。

在主翼4的翼盒结构内，丝杠32被罐装在流体密封盖36中，以使储存在主 翼4内的燃料不会进入流体密封盖36。丝杠32由容纳在壳体35内的驱动螺母构 件(未示出)接合(见图4)。通过旋转驱动螺母构件，丝杠32可沿其纵向轴线 相对于驱动螺母构件并相对于壳体35移动(因为驱动螺母构件被限制在壳体35 内)。根据驱动螺母构件的旋转方向，丝杠32被伸出或收回。驱动螺母构件可通 过在后翼梁11旁边并平行于后翼梁11延伸的驱动轴以传统的方式驱动，或者可 通过电动机或液压马达或以任何其它方式被驱动。

丝杠32关于旋转轴线30被枢转地连接到襟翼15，也就是说，丝杠32和襟翼 15之间的枢转连接以及襟翼导轨构件18和襟翼15之间的枢转连接限定共同的旋 转轴线30(见图4)。通过控制第一致动器31，可向襟翼15上施加力，以便将襟 翼15和襟翼导轨构件18从收回位置移动到伸出位置，反之亦然。襟翼导轨构件 18可具有稍微向下弯曲的形状，以便在伸出襟翼导轨构件18时襟翼向后并向下移 动。在这种情况下，并且为了防止在竖直的平面中对第一致动器31或丝杠32弯 曲加载，丝杠32被能倾斜地悬挂在壳体35中。因此，可倾斜的丝杠32被枢转地 连接到主翼4，并具有在壳体35内在竖直的平面中倾斜的一些自由度。盖36具有 圆锥形形状，以提供用于丝杠32在盖36内倾斜移动的空间。

襟翼15均能围绕旋转轴线30旋转，与襟翼导轨构件18的伸出位置无关。襟 翼15围绕旋转轴线30的旋转在机械上独立于襟翼导轨构件18的伸出，即，襟翼 15具有两个自由度。为了使襟翼15旋转，襟翼系统5包括第二致动器27，其可 独立于第一致动器31被控制。在该示例性实施例中，第二致动器27包括由襟翼 导轨构件18承载的双作用液压致动器27，也就是，当襟翼导轨构件18通过第一 致动器31被移动时，该液压致动器和襟翼导轨构件18一起移动。该液压致动器 包括活塞杆28，活塞杆28形成能够相对于襟翼导轨构件18沿大致直线往复运动 的驱动轴。

活塞杆28通过联动构件29被连接到襟翼15，以便使襟翼15围绕旋转轴线 30旋转。联动构件29为中间杠杆，其用作连接元件，并且在一端关于大致平行于 襟翼15的旋转轴线30延伸的第一联动构件枢转轴线33被枢转地连接到活塞杆。 在相反端，联动构件29关于与于襟翼15的旋转轴线30相距一距离且大致平行于 该旋转轴线30延伸的第二联动构件枢转轴线34被枢转地连接到襟翼15。因此， 当液压致动器27的活塞杆28沿大致直线相对于襟翼导轨构件18被驱动时，襟翼 15可围绕其旋转轴线30旋转。

液压致动器通过液压控制装置26被控制。液压致动器的控制装置26被提供 有液压连接部25，用于供应和排放液压流体。柔性的液压管路37被连接到液压连 接部25。柔性管路37被保持在行进系统中。在该示例性实施例中，行进系统包括 部分地接收在导轨24内的柔性履带元件23。当襟翼导轨构件18被伸出或收回时， 柔性管路37和柔性履带元件23变形。使用控制装置26来控制液压致动器，襟翼 15能够围绕旋转轴线30旋转。

在该示例性实施例中，襟翼14、15可被控制以围绕旋转轴线30相对于主翼4 的翼弦沿向上的方向或向下的方向旋转。因此，襟翼14、15可被用作副翼，即襟 翼14、15均构成“襟副翼”。例如，襟翼14、15的展开角度均为向下至少40度 和向上至少3度。由于每个襟翼14、15的旋转均可通过第二致动器27被控制而 独立于襟翼导轨构件18连同所述襟翼14、15通过第一致动器31的伸出，所以当 襟翼导轨构件18被收回并且所述襟翼14、15处于其收起位置时，所述襟翼14、 15也可被用作副翼。因此，在收起位置，襟翼14、15也可被用于在任何巡航飞行 条件下为使阻力最小和/或使燃料消耗最小而对飞机进行微调。

本发明不限于上述示例性实施例。技术人员可做出各种更改和变化而不背离 如由权利要求书限定的本发明的范围。例如，第一致动器31可被提供在前翼梁10 和襟翼导轨构件18的前端之间，以便襟翼导轨构件18在其收回位置和其伸出位 置之间移动。在此情况下，第一致动器31将驱动力直接施加到襟翼导轨构件18 上。此外，应当理解，第一致动器以及第二致动器可以是任何类型的致动器，例 如液压致动器、具有轴或者具有齿条和小齿轮的电致动器、或例如由驱动轴驱动 的机械致动器。