阅读说明：本技术 具有可位移小翼的飞机机翼 (Aircraft wing with displaceable winglet ) 是由 奚风丰 阿明·穆萨维安 乔斯·维埃拉德萨 加布里埃尔·坎波斯纳兰霍 于 2020-02-25 设计创作，主要内容包括：具有可位移小翼的飞机机翼。一种具有主翼段的机翼,其中向前翼梁和向后翼梁延伸穿过内腔。所述向前和向后翼梁间隔开,并且界定所述内腔的干燥部段。小翼通过斜铰链以可旋转方式联接到所述主翼段,所述斜铰链限定斜轴线,所述小翼能够绕所述斜轴线相对于所述主翼段在延伸位置和折叠位置之间旋转,在所述延伸位置,所述小翼与所述主翼段对齐,在所述折叠位置,所述小翼绕所述斜轴线旋转。设置在所述干燥部段内的连杆总成以可枢转方式安装到所述向前和向后翼梁中的一个,并且联接到所述斜铰链。所述连杆总成能够位移以施加力,从而使所述小翼在所述飞机的飞行期间在所述延伸位置和所述折叠位置之间移动。(An aircraft wing having a displaceable winglet. A wing having a main wing section with a forward spar and a rearward spar extending through an internal cavity. The forward and rearward spars are spaced apart and define a drying section of the internal cavity. A winglet is rotatably coupled to the main wing section by a canted hinge, the canted hinge defining a canted axis about which the winglet is rotatable relative to the main wing section between an extended position in which the winglet is aligned with the main wing section and a folded position in which the winglet rotates about the canted axis. A linkage assembly disposed within the drying section is pivotally mounted to one of the forward and rearward spars and coupled to the diagonal hinge. The linkage assembly is displaceable to apply a force to move the winglet between the extended position and the folded position during flight of the aircraft.)

具有可位移小翼的飞机机翼

技术领域

本申请总体涉及飞机机翼，并且更具体地涉及具有小翼的飞机机翼。

背景技术

飞机通常被设计成在其飞行包线中的单个点处具有最佳的空气动力学特性。例如，翼尖装置通常用于改善巡航和起飞时的空气动力学性能。然而，高度和燃油载荷在整个飞行过程中会不断变化，并且飞机可能经常不得不在非最佳飞行条件下飞行。飞机运行时的马赫数也可能与设计条件所用的马赫数明显不同。所导致的次优性能可能会影响飞机的燃料效率。

发明内容

一方面，提供了一种用于飞机的机翼，该机翼包括：主翼段，其在翼根部和远端部之间延伸，主翼段具有向前翼梁和向后翼梁，向前和向后翼梁沿主翼段的跨度延伸穿过主翼段的内腔，该向前翼梁和向后翼梁沿弦向方向在主翼段的远端部处间隔开，并且界定内腔的干燥部段；小翼，其通过斜铰链以可旋转方式联接到主翼段，该斜铰链限定斜轴线，小翼绕该斜轴线相对于主翼段旋转，小翼能够在延伸位置和折叠位置之间移动，在该延伸位置，小翼与主翼段对齐，在该折叠位置，小翼绕斜轴线旋转；以及连杆总成，其设置在主翼段的内腔的干燥部段中，该连杆总成以可枢转方式安装到向前和向后翼梁中的一个，并且联接到斜铰链，连杆总成能够位移以向斜铰链施加力，从而使小翼在飞机飞行期间在延伸位置和折叠位置之间移动。

另一方面，提供了一种用于使以可旋转方式联接到飞机机翼的主翼段的小翼位移的方法，该方法包括：在飞机飞行期间驱动连杆总成，该连杆总成设置在主翼段内的其干燥部段中，该干燥部段在主翼段的远端部处被限定在主翼段的向前翼梁和向后翼梁之间，连杆总成联接到小翼，使得驱动连杆总成使小翼在飞机飞行期间绕斜轴线相对于主翼段在延伸位置和折叠位置之间旋转，在该延伸位置，小翼与主翼段对齐，在该折叠位置，小翼绕斜轴线旋转。

附图说明

现在参考附图，其中：

图1A是飞机的透视图；

图1B是图1A的飞机的机翼的顶视图，示出了机翼的内部组件；

图2A是图1B的机翼的一部分的透视图，示出了机翼的内部组件；

图2B是图1B的机翼的连杆总成的透视图；

图2C是图2B的连杆总成的一部分的另一透视图；

图2D是图2B的连杆总成的一部分的另一透视图；

图3A是图1B的机翼的一部分以及机翼的小翼的透视图，小翼被示出处于折叠位置；

图3B是图1B的机翼的一部分以及小翼的透视图，小翼被示出处于延伸位置；以及

图4是示出连杆总成的机翼的内部的示意图。

具体实施方式

参考附图，并且特别参考图1，飞机以1示出，并且在本公开中被一般地描述，以出于参考目的示出一些组件。飞机1具有机身2，机身2具有前端和后端，机舱通常位于驾驶舱和尾翼总成之间。尾翼总成包括具有方向舵的垂直安定面3和具有升降舵的水平安定面4。尾翼总成具有安装在机身上的尾翼，但是飞机1也可以使用其它构造，诸如十字尾翼、T形尾翼等。机翼10从机身2侧向地突出。在所示实施例中，飞机1具有由机翼10支撑的发动机6，但是对于其它飞机，发动机可以安装到机身2。飞机1被示出为喷气发动机飞机，但是也可以是螺旋桨飞机。还应理解的是，飞机1可以是商务飞机，可替选地，飞机1可以是任何其它类型的有人或无人飞机，包括但不限于商用飞机或军用飞机。

图1B示出了飞机1的一个机翼10。机翼10具有主翼段11，主翼段11形成机翼10的本体并且向其提供结构。主翼段11组成机翼10的大部分，并且负责由机翼10产生的几乎全部升力。主翼段11具有跨度S，在所示实施例中，跨度S形成飞机1的一部分翼展。跨度S被限定在主翼段11的翼根部15A和主翼段11的顶端或远端部15B之间。翼根部15A是机翼10的最接近机身2的一部分。远端部15B是主翼段11的离机身2最远的一部分。在一个实施例中，远端部15B被限定在沿主翼段11的跨度S的50％位置与100％位置之间。在一个实施例中，远端部15B被限定在沿主翼段11的跨度S的80％位置与100％位置之间。

仍参考图1B，主翼段11具有内部框架12。内部框架12包括组件的任何适当的互连，以向主翼段11提供结构，以便主翼段11能够支撑在飞机1飞行期间作用在机翼10上的载荷。在所示实施例中，内部框架12包括翼梁、翼肋、桁条以及其它构件的任何适当的布置。如图1B中所示，内部框架12包括前或向前翼梁14A以及后或向后翼梁14B，翼梁14A和翼梁14B通过多个横向的翼肋14C互连。

主翼段11还包括蒙皮18，蒙皮18覆盖内部框架12，并且提供空气动力学外表面18A，在所示实施例中，空气动力学外表面18A帮助机翼10产生升力。沿横向于跨度S的平面截取的蒙皮18的截面示出了被主翼段11在沿跨度S的该位置处限定的翼型的轮廓。蒙皮18的前缘部18A覆盖向前翼梁14A，并且蒙皮18的后缘部18B覆盖向后翼梁14B。机翼10具有限定蒙皮18的最上部外表面的第一或上蒙皮部18C，和限定蒙皮18的最下部外表面的第二或下蒙皮部18D(参见图2A)。蒙皮18是任何适当的金属或复合材料，并且自身封闭，使得其限定机翼10的内腔19以及用于内部框架12的外壳。机翼10可以包括多个飞行操纵面(例如，襟翼、扰流板、副翼等)。在图1B中，主翼段11包括位于主翼段11的远端部15B处的副翼17，其中该副翼17限定主翼段11的后缘部18B的一部分。

如图1B中所示，主翼段11在远离翼根部15A的翼展方向上“缩窄”。主翼段11的在翼展位置处限定在前缘部18A和后缘部18B之间的翼弦在翼展方向上远离翼根部15A减小。换句话说，沿翼展方位在远端部15B处的翼弦小于沿翼展方位在翼根部15A处的翼弦。向前和向后翼梁14A、14B在弦向方向上沿主翼段11的跨度S间隔开。

仍参考图1B，在主翼段11的远端部15B处，向前和向后翼梁14A、14B间隔开，以限定并界定机翼10的内腔19的干燥部段16A。内腔19被划分为干燥部段16A和湿润部段16B。干燥部段16A是内腔19的包括了有助于机翼10的功能的组件(诸如，配线、连杆装置、管道等等)的一些体积。与干燥部段16A相反，湿润部段16B是内腔19的在其中容纳燃料的一些体积。湿润部段16B是形成燃料箱的封闭体积，并且通常位于主翼段11上，更接近翼根部15A从而避免在机翼10上作用大的力矩。

内腔19在主翼段11的远端部15B处的干燥部段16A是以下体积，其被上和下蒙皮部18C、18D垂直地界定，并且被向前和向后翼梁14A、14B在弦向方向上界定。所示实施例中的干燥部段16A被定位于沿主翼段11的跨度S的50％位置和100％位置之间。在一个实施例中，干燥部段16A位于沿主翼段11的跨度S的80％位置和100％位置之间。在图1B中，由向前和向后翼梁14A、14B界定的干燥部段16A设置在主翼段11的前缘部18A和主翼段11的远端部15B处的副翼17之间。

在图1B中，干燥部段16A的在主翼段11的远端部15B处的体积小于其它干燥和湿润部段16A、16B的沿跨度S更接近翼根部15A的位置处的体积。在图1B中，干燥部段16A的在主翼段11的远端部15B处的体积小于主翼段11的所有其它干燥和湿润部段16A、16B的体积。主翼段11的远端部15B处的干燥部段16A是主翼段11的所有干燥和湿润部段16A、16B中最接近机翼10顶端的。因此应明白的是，内腔19的在主翼段11的远端部15B处的干燥部段16A是主翼段11的相对较小并且受限的内部体积。

图1A和图1B还示出了现在将更详细地描述的机翼10的小翼20，该小翼20以可移动方式附接至主翼段11。

参考图2A，小翼20是空气动力学主体，其能够起到例如补偿翼尖涡旋的负面影响和/或使靠近机翼10顶端的上蒙皮部18C上的气流平滑的作用。小翼20通过限定斜轴线32的斜铰链30以可旋转方式联接到主翼段11。斜轴线32在弦向方向上延伸。因此，小翼20可以相对于主翼段11位移。更具体地，小翼20可以相对于主翼段11绕斜轴线32在延伸位置(参见图3B)和折叠位置(参见图3A)之间旋转，在该延伸位置，小翼20与主翼段11基本上对齐，在该折叠位置，小翼20绕斜轴线32旋转。参考图3A和图3B，斜角θ被限定在由小翼20限定的平面和由主翼段11限定的平面之间。当小翼20处于如图3B中所示的延伸位置时，斜角θ相对较小，例如在0°至10°之间。当小翼20处于其中一个可能的折叠位置时，诸如图3A中所示的折叠位置，斜角θ不同。在图3A中，斜角θ约为90°。小翼20可以绕斜轴线32旋转至任何其它期望的折叠位置，从而形成关于主翼段11的任何期望的斜角θ。在实施例中，斜角θ在10°至80°之间。

参考图2A，小翼20可以采取任何适当的形式，并且具有任何适当的组件以实现上述功能。在图2A中所示的实施例中，小翼20包括封闭内部小翼腔29的蒙皮28。蒙皮28提供小翼20的空气动力学外表面28A。向前和向后小翼翼梁24A、24B沿翼展方向延伸穿过小翼腔29。所示小翼20可以具有飞行操纵面，诸如一个或多个小翼副翼27。小翼20在翼展方向上远离其与主翼段11的连接“缩窄”。小翼20的翼弦在翼展方向上远离主翼段11减小。向前和向后小翼翼梁24A、24B在弦向方向上沿小翼20的跨度间隔开。

参考图2A和图2B，机翼10也包括连杆总成40。连杆总成40是一组主动和被动协作组件，这些组件都位于内腔19的处于主翼段11的远端部15B处的受限且相对较小体积的干燥部段16A内。操作连杆总成40的协作组件，以使公共组件(其是小翼20)相对于主翼段11绕斜轴线32旋转或枢转。连杆总成40以可枢转方式安装到向前和向后翼梁14A、14B两者，使得连杆总成40的组件能够绕固定的枢转轴线枢转。在下文所述的可替选实施例中，连杆总成40以可枢转方式安装到向前和向后翼梁14A、14B中的仅一个。连杆总成40也联接到斜铰链30，使得连杆总成40的组件的位移导致力被施加至斜铰链30，从而使小翼20在延伸位置和折叠位置之间延伸。如下文更详细地所述的，连杆总成40的组件相对于保持不动或者位置固定的向前和向后翼梁14A、14B位移。

除了能够在飞机1静止或在地面上时移动小翼20之外，连杆总成40还起到在飞机1飞行时移动小翼20的作用。因而，连杆总成40起到在飞机1的不同飞行阶段，诸如飞机1的滑行、地面操作、巡航、起飞、爬升以及下降期间调节小翼20的斜角θ的作用。因而，连杆总成40是一种用于在飞行中以期望的连续方式，在基本上水平的延伸位置和直立的折叠位置之间改变小翼20的斜角θ的机构。一些传统和固定的翼尖装置被设计和优化成仅用于巡航飞行阶段，以便管理机翼引起的阻力，并且在飞行期间不可位移。本文公开的连杆总成40和小翼20允许机翼10在飞机1的整个飞行包线期间都具有可变的几何形状，这可以允许对于给定的飞行阶段选择小翼20的最优几何形状，以便使飞机1在不同飞行阶段的阻力最小化。这可以通过降低整个飞行包线上的飞机阻力而导致更大的燃料节省。

因此，连杆总成40可以设置在主翼段11的副翼17与小翼20之间的干燥部段16A的受限空间内。实际上，主翼段11的大部分内腔19都由湿润部段16B组成，并且内腔19的其它干燥部段16A可能被缝翼、襟翼、副翼和扰流板或者致动这些操纵面的机构占用。因而，在主翼段11的顶端处的干燥部段16A中存在可用于连杆总成40的有限的空间。连杆总成40在干燥部段16A的受限并且相对较小体积内的定位有助于在可能经历很大的空气动力学载荷时的飞行期间使小翼20位移。连杆总成40也有助于限制重量惩罚和力矩臂，因为连杆总成40被容纳在机翼10内，并且因而防止在小翼20上添加很大的质量，这可以使动态效应最小化。应理解的是，小翼20在飞行期间在离斜轴线32位置的一定距离处产生升力，这种升力产生可能在连杆总成40上引起大量载荷的力矩臂。连杆总成40在向前和向后翼梁14A、14B中的一个或两者上的安装可以提供进入到向前和向后翼梁14A、14B中的直接载荷路径从而补偿这种载荷。

连杆总成40可以采取任何适当的形式，并且可以具有任何适当的组件以实现上述功能。参考图2B，所示实施例中的连杆总成40包括：第一连杆总成40A，其以可枢转方式安装到向前翼梁14A；和第二连杆总成40B，其也设置在干燥部段16A中，并且以可枢转方式安装到向后翼梁14B。第一和第二连杆总成40A、40B两者都联接到斜铰链30，以向斜铰链30施加力，从而使小翼20在飞机1飞行期间在延伸位置和折叠位置之间移动。第一和第二连杆总成40A、40B的运动协调，并且可以同时影响小翼20的运动。第一和第二连杆总成40A、40B位于在向前和向后翼梁14A、14B之间延伸的公共平面P内。所示实施例中的平面P平行于主翼段11的跨度S。所示实施例中的平面P具有基本上水平的定向。第一和第二连杆总成40A、40B的一些或全部组件能够在平面P内位移。因而，图2B中的连杆总成40由两个类似的向前和向后总成40A、40B组成，该向前和向后总成40A、40B是平行布置的，并且将小翼20连接到向前和向后翼梁14A、14B。

第一连杆总成40A包括：第一线性致动器42A，其具有以可枢转方式安装到向前翼梁14A的第一致动器外壳44A；以及能够相对于第一致动器外壳44A位移的第一活塞杆46A。第一活塞杆46A从第一致动器外壳44A向外延伸，并且能够缩回从而被容纳在第一致动器外壳44A内。第一连杆总成40A还包括第一曲柄48A，该第一曲柄48A以可枢转方式安装到向前翼梁14A，并且以可枢转方式联接到第一活塞杆46A从而由此位移。第一曲柄48A可以是任何链接或结构构件，以支撑作用在第一连杆总成40A上的载荷并且传递运动。因而，第一曲柄46A可以是能够实现这种功能的任何适当的杆、轴、肘杆、拉杆等。第一连杆总成40A还具有第一拉杆或肘杆49A，该肘杆49A具有以可枢转方式联接到第一曲柄48A的第一端以及以可枢转方式联接到斜铰链30的第二端。第一线性致动器42A通过第一肘杆49A帮助抵消来自小翼20的空气动力学载荷，这有助于提供绕斜轴线32作用在有效力矩臂处的张力/压缩载荷。第一肘杆49A驱动斜铰链30的内侧上的杠杆(由第一曲柄48A限定)，以帮助提供机械优点，从而降低第一线性致动器42A上的载荷。

仍参考图2B，第一致动器外壳44A以可枢转方式安装到向前翼梁14A的枢转支架14A’。枢转支架14A’限定枢转轴线，第一线性致动器42A绕该枢转轴线旋转，其中该枢转轴线位置固定。第一曲柄48A到向前翼梁14A的可枢转安装部的枢转轴线也位置固定，并且在翼展方向上与枢转支架14A’的枢转轴线间隔开。

第二连杆总成40B包括：第二线性致动器42B，其具有以可枢转方式安装到向后翼梁14B的第二致动器外壳44B；以及能够相对于第二致动器外壳44B位移的第二活塞杆46B。第二连杆总成40B还包括第二曲柄48B，该第二曲柄48B以可枢转方式安装到向后翼梁14B，并且以可枢转方式联接到第二活塞杆46B从而由此位移。第二连杆总成40B还具有第二拉杆或肘杆49B，该肘杆49B具有以可枢转方式联接到第二曲柄48B的第一端以及以可枢转方式联接到斜铰链30的第二端。因而，第一和第二线性致动器42A、42B配合在主翼段11的向前和向后翼梁14A、14B之间。第一连杆总成40A的组件、安装和功能的描述经适当的修改后适用于第二连杆总成40B的组件、安装和功能。

仍参考图2B，第一和第二曲柄48A、48B具有不同的形状。第一曲柄48A具有三角形状，并且具有第一、第二和第三部分48A’、48A”、48A”’，第一曲柄48A通过这些部分安装到其它组件。例如，第一部分48A’将第一曲柄48A以可枢转方式联接到向前翼梁14A。第二部分48A”将第一曲柄48A以可枢转方式联接到第一线性致动器42A的第一活塞杆46A。第三部分48A”’将第一曲柄48A以可枢转方式联接到第一肘杆49A。第二曲柄48B具有线性的、细长形状，并且具有翼梁、活塞以及第三部分48B’、48B”、48B”’，第二曲柄48B通过这些部分安装到其它组件。例如，翼梁部分48B’将第二曲柄48B以可枢转方式联接到向后翼梁14B。活塞部分48B”将第二曲柄48B以可枢转方式联接到第二线性致动器42B的第二活塞杆46B。第二肘杆49B经由第三部分48A”’以可枢转方式联接到第二曲柄48B。在可替选实施例中，第一和第二曲柄48A、48B中的一个或两者以可枢转方式安装到主翼段11的翼肋14C。

第一和第二线性致动器42A、42B，第一和第二曲柄48A、48B以及第一和第二肘杆49A、49B能够在向前和向后翼梁14A、14B之间延伸的公共平面P中位移。在图2A和图2B中，致动器的数目(例如，两个)大于小翼20的自由度，小翼20仅具有一个自由度，即其绕斜轴线32的旋转。因此，所示的连杆总成40可以被认为“致动冗余”，其促进在主翼段11的远端部15B的内部体积19的干燥部段16A的狭窄空间内实现致动系统，同时仍提供足够的载荷承载能力，以克服飞行期间作用在小翼20上的空气动力学力。在所示实施例中，第一和第二线性致动器42A、42B是液压致动器，但是可存在其它类型的致动器。

参考图2C，斜铰链30包括能够绕斜轴线32旋转的运动转换连杆装置34。运动转换连杆装置34是组件的一种总成，其从连杆总成40接收输入的线性力，并且将其转换成小翼20绕斜轴线32的旋转运动。运动转换连杆装置34具有联接到小翼20(诸如联接到向前和向后小翼翼梁24A、24B)的小翼部36。运动转换连杆装置34还具有联接到第一和第二肘杆49A、49B的第二端的机翼部38。在所示实施例中，小翼部36固定联接到向前和向后小翼翼梁24A、24B，使得在小翼部36和小翼20之间不存在相对运动。在图2C中，小翼部36包括小翼连杆装置36A，其在弦向方向上延伸，并且安装到机翼部38的也沿弦向方向延伸的机翼连杆装置38A。小翼和机翼连杆装置36A、38A固定地彼此连接，并且不经历关于彼此的相对运动。机翼连杆装置38A具有力支架38B，该力支架38B安装到在其远端、终端处固定地附接至向前和向后翼梁14A、14B的固定铰链构件31。每个力支架38B都具有绕对应的固定铰链构件31的销安装的第一部分38B’，以及联接到第一和第二肘杆49A、49B中的一个的第二端的第二部分38B”。每个力支架38B都能够绕斜轴线32旋转。

仍参考图2C，斜铰链30包括偏压构件35。操作偏压构件35以偏压斜铰链30，从而使小翼20返回到延伸位置，并且因而帮助减轻飞行期间作用在小翼20上的一些载荷。虽然在图2C中示出为线性弹簧，但是偏压构件35可以是或者包括扭力弹簧。

仍参考图2C，为了使小翼20从延伸位置移动至折叠位置，或者为了将小翼20移动至更直立的折叠位置，第一线性致动器42A的第一活塞杆46A延伸远离第一致动器外壳44A。这在第一曲柄48A的第二部分48A”上施加力，并且使第一曲柄48A沿方向R1旋转。第一曲柄48A沿方向R1的旋转继而经由第三部分48A”’推动第一肘杆49A，该第一肘杆49A继而向外(远离主翼段11的翼根部15A)推动力支架38B的第二部分38A”。在发生第一连杆总成40A的这种运动的同时，第二线性致动器42B的第二活塞杆46B朝向第二致动器外壳44B缩回。这使得第二曲柄48B也沿方向R1旋转，这继而经由第三部分48A”’推动第二肘杆49B，该第二肘杆49B向外(远离主翼段11的翼根部15A)推动对应的力支架38B的第二部分38B”。力支架38B的第二部分38B”的向外运动使力支架38B绕斜轴线32旋转，这继而在向上的方向上驱动小翼和机翼连杆装置36A、38A，由此沿向上方向转动小翼20。

为了将小翼20从任何折叠位置移动至延伸位置，发生相反的运动。更具体地，第一线性致动器42A的第一活塞杆46A缩回到第一致动器外壳44A中。这在第一曲柄48A的第二部分48A”上拉动，并且使第一曲柄48A沿与方向R1相反的方向R2旋转。第一曲柄48A沿方向R2的旋转经由第三部分48A”’在第一肘杆49A上拉动，并且也向内(朝向主翼段11的翼根部15A)拉动力支架38B的第二部分38A”。在发生第一连杆总成40A的这种运动的同时，第二线性致动器42B的第二活塞杆46B延伸远离第二致动器外壳44B。第二活塞杆46B的这种延伸向第二曲柄48B的活塞部分48B”施加力，并且使第二曲柄48B也沿方向R2转动。第二曲柄48B沿方向R2的转动经由第三部分48B”’在第二肘杆49B上拉动，并且因而向内(朝向主翼段11的翼根部15A)拉动对应的力支架38B的第二部分38B”。力支架38B的第二部分38B”的向内运动引起力支架38B绕斜轴线32的旋转，这继而在向下方向上驱动小翼和机翼连杆装置36A、38A，由此在向下方向上旋转小翼20。因而能够明白的是，第一和第二连杆总成40A、40B与斜铰链30协作，将第一和第二线性致动器42A、42B的线性运动转化为小翼20绕斜轴线32的旋转运动。

如上所述，第一和第二活塞杆46A、46B能够在缩回位置和延伸位置之间位移。随着第一活塞杆46A从缩回位置位移到延伸位置，第二活塞杆46B同时或者不久之后就从延伸位置位移到缩回位置。第一和第二活塞杆46A、46B的这种运动可以被描述为不对称的。干燥部段16A内的空间限制可能不允许第一和第二连杆总成40A、40B的组件以相同方式位移。因此，这些组件的运动需要协调，以便当其中一个连杆总成40A、40B“延伸”时，另一连杆总成将“缩回”，从而避免第一和第二连杆总成40A、40B的组件碰撞。连杆总成40A、40B的这种协调和不对称运动可以帮助将它们容纳在干燥部段16A的受限空间内，对于作为掠翼的机翼10特别如此。

在实施例中，第一和第二活塞杆46A、46B中的仅一个能够位移，从而使第一和第二连杆总成40A、40B位移。在图2C中，仅第一活塞杆46A是活动的，使得仅第一线性致动器42A产生力，以将第一和第二连杆总成40A、40B两者都位移，并且旋转小翼20。在图2C中，因而第二线性致动器42B的第二活塞杆46B是“随”或“从”，而第一线性致动器42A是“首”或“主”。在实施例中，小翼20的斜角度位置是用于计算“主”致动器位置的输入，并且小翼20的角度位置的变化确定了“主”致动器的速度曲线和结束位置。“从”致动器速度曲线作为“主”速度曲线的函数跟随。

参考图2D，斜铰链30限定束轴线(toe axis)33。束轴线33沿翼展方向延伸，并且小翼20绕束轴线33旋转，以调节小翼20相对于主翼段11的束角(toe angle)。束轴线33横向于沿弦向方向延伸的斜轴线32。在图2D中，束轴线33被束角机构50限定。束角机构50安装到斜铰链30的运动转换连杆装置34的小翼部36，或者是小翼部36的一部分。束角机构50被容纳在小翼20的内部小翼腔29内。束角机构50包括枢转安装架52，该枢转安装架52限定束轴线33，并且将束角机构50安装到小翼部36。束角机构50具有带活塞头56的致动器54，活塞头56安装到容纳在狭槽59内的支架58。活塞头56位移以接合支架58，并且使小翼20绕束轴线33枢转。在图2D中，束轴线33位于小翼20的翼弦的25％处。束角机构50可操作，以使小翼20相对于由主翼段11限定的平面在±5°范围内旋转，并且也在±2.5°之间旋转。可以有用于调节小翼20的束角的其它构造。

在图2C和图2D中，以分解图示出了斜铰链30，从而有助于对其组件的描述，但是应明白的是，斜铰链30可以被限定平滑空气动力学表面的蒙皮覆盖。在实施例中，斜铰链30和连杆总成40被容纳在蒙皮内，使得它们不会突出超过主翼段11的蒙皮18以及小翼20的蒙皮28的外主线(OML)。覆盖斜铰链30的蒙皮帮助维持主翼段11和小翼20的结合处的平滑混合过渡。

参考图4，其中示出了连杆总成140的另一实施例。连杆总成140是一组主动和被动的协作组件，这些组件都位于主翼段11的远端部15B处的内腔19的干燥部段16A的受限和相对较小的体积内。操作连杆总成140的协作组件，以使公共组件(小翼20)相对于主翼段11绕斜轴线32旋转和枢转。图4中的连杆总成140以可枢转方式仅安装到向前翼梁14A。连杆总成140也联接到斜铰链30，使得连杆总成140的组件的位移致使在斜铰链130上施加力，从而使小翼20在延伸和折叠位置之间移动。连杆总成140的组件类似于上文关于第一连杆总成40A所述的那些组件，并且第一连杆总成40A及其组件的描述经适当的修改也适用于连杆总成140。

参考图2A和图2B，也公开了一种使小翼20位移的方法。在飞机飞行期间，设置在干燥部段16A内的连杆总成40被驱动，以使小翼20在飞机1飞行期间相对于主翼段11绕斜轴线32在延伸位置和折叠位置之间旋转。

上述描述仅是示例性的，并且本领域技术人员应认识到，可以在不脱离所公开的本发明的范围的情况下，对所描述的实施例做出改变。鉴于对本公开的回顾，落入本发明范围内的其它改型对于本领域技术人员将是显而易见的，并且这些改型旨在落入所附权利要求的范围内。