支撐組件的制作方法
【專利摘要】公開了一種在機翼前緣裝置或機翼后緣裝置從飛行器的機翼展開和縮回期間支撐機翼前緣裝置或機翼后緣裝置的組件。組件包括：固定支撐構(gòu)件，固定支撐構(gòu)件能夠附接至飛行器機翼的支撐機構(gòu)；中間連桿臂，中間連桿臂具有樞轉(zhuǎn)地安裝至支撐構(gòu)件的一個端部用于相對于支撐構(gòu)件繞第一軸線轉(zhuǎn)動；以及主連桿臂，主連桿臂具有樞轉(zhuǎn)地安裝至中間連桿臂的相反端部的第一端部用于相對于中間連桿臂繞第二軸線轉(zhuǎn)動。主連桿臂的第二端部構(gòu)造成用于借助于軸承元件附接至機翼前緣裝置或機翼后緣裝置，使得機翼前緣裝置或機翼后緣裝置在機翼前緣裝置或機翼后緣裝置從飛行器機翼展開或縮回期間在中間連桿臂分別繞第一軸線和第二軸線轉(zhuǎn)動時能夠相對于主連桿臂沿任意方向運動。
【專利說明】支撐組件
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種用于在航空表面(aero surface)——比如從飛行器機翼的后緣延伸的襟翼一展開和縮回期間支撐所述表面的支撐組件。本發(fā)明還涉及一種飛行器機翼，該飛行器機翼包括利用本發(fā)明的支撐組件附接至飛行器機翼邊緣的至少一個航空表面。
【背景技術(shù)】
[0002]飛行器需要產(chǎn)生不同水平的升力用于起飛、著陸和巡航。機翼前緣裝置和機翼后緣裝置的組合用來控制機翼升力系數(shù)。前緣裝置被稱為縫翼，而后緣裝置被稱為襟翼。在較大的飛行器上可以存在沿機翼后緣間隔開的數(shù)個襟翼。在正常飛行期間，襟翼被縮回在機翼的后緣之下。然而，在起飛和著陸期間，襟翼從機翼向后展開以便改變橫過機翼表面和在機翼表面之下的氣流，從而減小飛行器的速度并且控制下降角度。襟翼在它們的收起位置與展開位置之間依循弧形的或彎曲的路徑。通過改變襟翼沿所述路徑展開的程度，能夠控制由機翼提供的升力。
[0003]需要一種支撐并導引襟翼在收起位置與展開位置之間運動的組件，并且在圖1的等距視圖中示出一般在較大的飛行器上使用的擺動軌道襟翼支撐組件的典型布置。較大的飛行器需要擺動軌道設(shè)計，這是由于襟翼必須能夠依循不斷變化的三維路徑以允許在寬度方向上的且與穿過在襟翼完全展開位置處的機翼的氣流的方向垂直的延展。
[0004]參照圖1，示出飛行器機翼的中間后翼梁I以及前副翼閉合翼肋2和后副翼閉合翼肋3。支架鉸鏈4附接至前副翼閉合翼肋2，并且擺動臂5連接至支架鉸鏈4用于繞故障保護銷6轉(zhuǎn)動。擺動臂5具有弧形導引軌道7，并且滾子支座(未示出)安裝至擺動臂5用于沿導引軌道7運動。滾子支座借助于軸承9和襟翼肋8連接至襟翼，該襟翼直接安裝至襟翼肋8。
[0005]隨著襟翼肋8延展，滾子支座沿導引軌道7運動。襟翼肋8在沿機翼長度的方向上的向側(cè)面運動或側(cè)向運動引起臂5繞銷6樞轉(zhuǎn)。軸承9與擺動臂5的組合允許襟翼肋8在不受干擾的情況下沿其需要的路徑且貫穿其整個運動范圍而被支撐。
[0006]將理解的是，用于機翼結(jié)構(gòu)內(nèi)靠近飛行器機翼后緣的部件的空間是極其受限的。容置許多不同部件和燃料罐的需求除了增加重量、制造成本和復雜性之外，對機翼的形狀也造成相當大的設(shè)計限制。
[0007]因此，期望提供一種輕質(zhì)且堅固的支撐組件，該支撐組件在機翼結(jié)構(gòu)內(nèi)占用最小量的空間，但是仍然貫穿機翼后緣裝置或機翼前緣裝置的整個運動范圍提供支撐。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008]根據(jù)本發(fā)明，提供了一種在機翼前緣裝置或機翼后緣裝置從飛行器的機翼展開和縮回期間支撐機翼前緣裝置或機翼后緣裝置的組件，該組件包括:固定支撐構(gòu)件，該固定支撐構(gòu)件能夠附接至飛行器機翼的支撐結(jié)構(gòu)；中間連桿臂，該中間連桿臂具有樞轉(zhuǎn)地安裝至支撐構(gòu)件的一個端部，用于相對于支撐構(gòu)件繞第一軸線轉(zhuǎn)動；主連桿臂，該主連桿臂具有第一端部，該第一端部附接至中間連桿臂的相反端部，使得主連桿臂與中間連桿臂能夠相對于彼此運動，主連桿臂的第二端部構(gòu)造成用于附接至機翼前緣裝置或機翼后緣裝置，這種布置使得該組件允許機翼前緣裝置或機翼后緣裝置在機翼前緣裝置或機翼后緣裝置從飛行器機翼展開或縮回期間沿任意方向運動。
[0009]在優(yōu)選實施方式中，主連桿臂的第一端部借助于軸承元件附接至中間連桿臂的所述相反端部，使得主連桿臂連同附接至主連桿臂的第二端部的機翼前緣或機翼后緣一起在機翼前緣裝置或機翼后緣裝置從飛行器機翼展開或縮回期間能夠相對于中間連桿臂沿任意方向運動。
[0010]優(yōu)選地，主連桿臂的第二端部構(gòu)造成用于附接至機翼前緣裝置或機翼后緣裝置，使得機翼前緣裝置或機翼后緣裝置在機翼前緣裝置或機翼后緣裝置從飛行器機翼展開或縮回期間能夠相對于主連桿臂繞第二軸線樞轉(zhuǎn)。
[0011]在替代性實施方式中，主連桿臂的第一端部可以附接至中間連桿臂的相反端部，用于在機翼前緣裝置或機翼后緣裝置從飛行器機翼展開或縮回期間相對于中間連桿臂繞第二軸線轉(zhuǎn)動。
[0012]優(yōu)選地，然后，主連桿臂的第二端部構(gòu)造成用于借助于軸承元件附接至機翼前緣裝置或機翼后緣裝置，使得機翼前緣裝置或機翼后緣裝置在機翼前緣裝置或機翼后緣裝置從飛行器機翼展開或縮回期間可以相對于主連桿臂沿任意方向運動。
[0013]在優(yōu)選實施方式中的任意實施方式中，第一軸線與第二軸線彼此不平行并且第一軸線可以是大致豎直的。
[0014]優(yōu)選地，支撐構(gòu)件包括支架，該支架能夠以固定不動的方式安裝至飛行器機翼的結(jié)構(gòu)部件。結(jié)構(gòu)部件可以是飛行器機翼的翼肋。
[0015]在優(yōu)選的實施方式中，樞轉(zhuǎn)銷延伸穿過中間連桿臂的所述一個端部以及支撐構(gòu)件，以將中間連桿臂樞轉(zhuǎn)地附接至支撐構(gòu)件用于繞第一軸線轉(zhuǎn)動。
[0016]支撐構(gòu)件可以包括一對間隔開的腹板，并且中間連桿臂的所述一個端部然后還可以包括一對間隔開的凸緣，該凸緣接納在支撐構(gòu)件的腹板之間，使得腹板中的孔與凸緣中的孔對準。然后，銷可以穿過所述孔而被接納，以將中間連桿臂聯(lián)接至支撐構(gòu)件用于繞第一軸線轉(zhuǎn)動。
[0017]第二樞轉(zhuǎn)銷可以延伸穿過中間連桿臂的所述相反端部以及主連桿臂，以將中間連桿臂樞轉(zhuǎn)地附接至主連桿臂用于繞第二軸線轉(zhuǎn)動。
[0018]中間連桿臂的相反端部可以包括一對間隔開的凸緣，并且主連桿臂的所述第一端部包括一對間隔開的凸緣，該對間隔開的凸緣所間隔開的距離小于中間連桿臂上的間隔開的凸緣之間的距離，使得主連桿臂的凸緣配合在中間連桿臂的凸緣之間。然后，第二樞轉(zhuǎn)銷可以延伸穿過所述凸緣中經(jīng)對準的孔，以將主連桿臂聯(lián)接至中間連桿臂用于繞第二軸線轉(zhuǎn)動。
[0019]在一個實施方式中，該組件包括軸承元件,該軸承元件將中間連桿臂的所述相反端部連接至主連桿臂的所述第一端部。優(yōu)選地，軸承元件構(gòu)造成允許主連桿臂和機翼前緣裝置或機翼后緣裝置相對于中間連桿臂沿任意方向轉(zhuǎn)動。
[0020]在替代性實施方式中，軸承元件設(shè)置在主連桿臂的所述第二端部處，用于使附接至所述組件的襟翼相對于主連桿臂轉(zhuǎn)動。軸承元件優(yōu)選地構(gòu)造成允許襟翼相對于主連桿臂沿任意方向樞轉(zhuǎn)。
[0021 ] 軸承元件可以包括內(nèi)軸承座圈和外軸承座圈，內(nèi)軸承座圈接納在外軸承座圈內(nèi)并且能夠相對于外軸承座圈轉(zhuǎn)動。然后，外軸承座圈可以以固定不動的方式安裝在主連桿臂的所述第二端部處的開口中。
[0022]內(nèi)軸承座圈優(yōu)選地安裝至襟翼并且以可滑動的方式接納在外軸承座圈內(nèi)。
[0023]在優(yōu)選的實施方式中，襟翼包括支撐凸緣和在所述支撐凸緣之間延伸的軸。然后，內(nèi)軸承座圈可以附接至所述軸，或者可以由所述軸形成。
[0024]根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提供了一種飛行器機翼，該飛行器機翼具有至少一個機翼前緣裝置或機翼后緣裝置以及至少一個根據(jù)本發(fā)明的的支撐組件，該支撐組件支撐機翼前緣裝置或機翼后緣裝置或支撐機翼前緣裝置或機翼后緣裝置中的每一者。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0025]現(xiàn)在將參照附圖的圖2至圖7、僅通過示例對本發(fā)明的實施方式進行描述，在附圖中:
[0026]圖1示出根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的擺動連桿襟翼支撐組件的立體圖；
[0027]圖2示出根據(jù)本發(fā)明的實施方式的處于襟翼支撐組件收起位置的襟翼支撐組件的立體圖，支撐組件連接至襟翼；
[0028]圖3示出圖2中示出的襟翼支撐組件的立體圖，但是，省略了飛行器機翼機構(gòu)的部件并且示出處于襟翼展開位置的襟翼；
[0029]圖4示出圖2和圖3中圖示的支撐組件的支撐構(gòu)件的立體圖；
[0030]圖5示出圖2和圖3中圖示的支撐組件的中間連桿臂的立體圖；
[0031]圖6示出圖2和圖3中示出的支撐組件的主連桿臂的立體圖；以及
[0032]圖7示出襟翼的由圖2至圖6中的支撐組件支撐的部分。
【具體實施方式】
[0033]現(xiàn)在參照圖2至圖6，示出根據(jù)本發(fā)明的實施方式的支撐組件10，該支撐組件10在機翼后緣裝置或襟翼11從機翼后緣展開和縮回期間支撐飛行器機翼上的機翼后緣裝置或襟翼11 (僅示出機翼后緣裝置或襟翼11的一部分)。
[0034]機翼結(jié)構(gòu)包括翼梁13和翼肋14。固定的支撐構(gòu)件15使用諸如螺栓之類的常規(guī)裝置(未示出)以固定不動的方式附接至翼肋14的中間部段。如可以從圖4中的固定支撐構(gòu)件15的放大視圖更密切地觀察到的，固定支撐構(gòu)件15是具有凸緣16的一體部件，該凸緣16帶有孔17，其中，螺栓(未示出)可以穿過孔17以將固定支撐構(gòu)件15附接至翼肋14。主體部18從凸緣16豎起并且可以具有多個切除的部段以減輕重量。兩對間隔開的平行的腹板19、20從支撐構(gòu)件15的自由端豎起，使得它們與翼肋14間隔開。每對腹板19、20均由間隙“X”隔開并且一對腹板的肋部19與另一對腹板的肋部20由更大的間隙“Y”隔開。支撐構(gòu)件15附接至翼肋14，使得腹板19、20沿橫向地離開翼肋14的大致水平方向延伸。每個腹板19、20均設(shè)置有孔21。在每個腹板19、20中的孔21與在另一腹板19、20中的每個腹板中的孔21對準。[0035]中間連桿臂22聯(lián)接至支撐構(gòu)件15并且從支撐構(gòu)件15延伸，使得中間連桿臂22能夠相對于支撐構(gòu)件15繞大致豎直的軸線(A-A，見圖2)轉(zhuǎn)動。如在圖5的放大視圖中最清楚地可見的，中間連桿臂22 —體地形成為整體部件并且包括通過支架25接合至彼此的兩個平行的板23、24。板23、24彼此隔開預定距離并且具有預定厚度，使得在中間連桿臂22的一個端部處，一個板23將位于支撐構(gòu)件15的第一對腹板19之間的間隙“X”中，而另一個板24將位于支撐構(gòu)件15的另一對腹板20之間的間隙“X”中。每個板23、24內(nèi)均具有孔26，孔26在每個板23、24插入腹板19、20之間的間隙中時與支撐構(gòu)件15的腹板19、20中的孔21對準。通過將銷(未示出)插入穿過在支撐構(gòu)件15的腹板19、20中的孔21以及插入穿過接納在腹板19、20之間的中間連桿臂22的板23、24中的孔26而將中間連桿臂22連接至支撐構(gòu)件15。板23、24的厚度略微小于腹板19、20中的每個腹板19、20之間的間隙“X”的高度，使得中間連桿臂22能夠繞穿過孔21、26而被插入的銷的縱向軸線相對于支撐構(gòu)件15自由地轉(zhuǎn)動。該軸線由圖2中的A-A指示。
[0036]板23、24在中間連桿臂22的相反端部處橫向地延伸以形成腿部部段31，用于通過相似的樞轉(zhuǎn)連接而連接至主連桿臂30。更具體地，每個板23、24的腿部31均設(shè)置有對準的孔28以接納用于將中間連桿臂22的另一端部樞轉(zhuǎn)地附接至主連桿臂30的一個端部的銷(未示出)，使得主連桿臂30能夠相對于中間連桿臂22繞將中間連桿臂22聯(lián)接至主連桿臂30的銷的縱向軸線自由地轉(zhuǎn)動。該軸線由圖2中的B-B指示。中間連桿臂22的板23、24可以在它們的端部之間略微地彎曲或扭曲，使得支撐構(gòu)件15與中間連桿臂22之間的軸線(A-A)不平行于中間連桿臂22與主連桿臂30之間的軸線(B-B)。
[0037]主連桿臂30也形成為整體部件并且具有由間隔開的平行的板32、33形成的第一端部。每個板32、33內(nèi)均具有孔34并且它們在中間連桿臂22的腿部端部31處彼此間隔開的距離略微小于板23、24之間的距離，使得板32、33配合在板23、24之間以使孔28與孔34對準。銷(未示出)穿過經(jīng)對準的孔28、34插入，使得主連桿臂30能夠相對于中間連桿臂22繞銷的縱向軸線B-B自由地轉(zhuǎn)動。
[0038]在主連桿臂30的相反的自由端部處，設(shè)置有形成在一對板36、37之間的放大的開口 35，該對板36、37從平行的板32、33之間以大致直角延伸。開口 35設(shè)計成接納軸承座38并以固定不動的方式安裝軸承座38 (見圖7)，該軸承座38形成部分球面軸承元件的外殼并且具有部分球面軸承表面。
[0039]另一軸承座一形成上述部分球面軸承元件的內(nèi)部部分一安裝至襟翼11，該襟翼11由組件支撐為使得襟翼11能夠在相對于主連桿臂30的任意方向上相對于軸承元件繞形成上述部分球面軸承元件中心的點樞轉(zhuǎn)。更具體地，襟翼11包括從前緣40豎起的一對平行的支撐組件連接凸緣39。軸41以固定不動的方式固定至凸緣39并且在凸緣39之間延伸并且在凸緣39之間的間隙中形成有或承載部分球面軸承表面42。部分球面軸承表面42與外殼38的部分球面軸承表面匹配以將襟翼11連接至支撐組件，同時允許襟翼11在縮回和展開期間相對于支撐組件沿任意方向樞轉(zhuǎn)。
[0040]在替代性實施方式中，主連桿臂的第一端部可以借助于諸如部分球面軸承之類的軸承聯(lián)接至中間連桿臂的相反端部，這允許主連桿臂連同附接至主連桿臂30的第二端部的襟翼11相對于中間連桿臂沿任意方向樞轉(zhuǎn)。在該情況下，襟翼11將樞轉(zhuǎn)地附接至主連桿臂30的第二端部，用于繞單個軸線轉(zhuǎn)動。該實施方式實際上不同于第一實施方式之處在于:主連桿臂已經(jīng)轉(zhuǎn)動并且中間連桿臂的相反端部已經(jīng)被改型，使得部分球面軸承現(xiàn)在處于中間連桿臂與主連桿臂之間，而不是處于主連桿臂的第二端部處。
[0041]在又一實施方式中，主連桿臂的第一端部可以借助于諸如部分球面軸承之類的軸承聯(lián)接至中間連桿臂的相反端部，這允許在任何角方向上的運動。然后，主連桿臂的第二端部同樣也可以借助于諸如部分球面軸承之類的軸承附接至襟翼，使得襟翼和主連桿臂能夠相對于彼此沿任意角方向轉(zhuǎn)動。
[0042]將理解的是，上面的描述僅通過示例給出并且在不偏離所附權(quán)利要求的范圍的情況下可以對本發(fā)明的支撐組件做出改型。
【權(quán)利要求】
1.一種在機翼前緣裝置或機翼后緣裝置從飛行器的機翼展開和縮回期間支撐所述機翼前緣裝置或所述機翼后緣裝置的組件，所述組件包括:固定支撐構(gòu)件，所述固定支撐構(gòu)件能夠附接至飛行器機翼的支撐結(jié)構(gòu)；中間連桿臂，所述中間連桿臂具有樞轉(zhuǎn)地安裝至所述支撐構(gòu)件的一個端部，用于相對于所述支撐構(gòu)件繞第一軸線轉(zhuǎn)動；以及主連桿臂，所述主連桿臂具有第一端部，所述第一端部附接至所述中間連桿臂的相反端部，使得所述主連桿臂與所述中間連桿臂能夠相對于彼此運動，所述主連桿臂的第二端部構(gòu)造成用于附接至機翼前緣裝置或機翼后緣裝置，這種布置使得所述組件允許機翼前緣裝置或機翼后緣裝置在所述機翼前緣裝置或所述機翼后緣裝置從飛行器機翼展開或縮回期間沿任意方向運動。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組件，其中，所述主連桿臂的所述第一端部借助于軸承元件附接至所述中間連桿臂的所述相反端部，使得所述主連桿臂連同附接至所述主連桿臂的所述第二端部的機翼前緣或機翼后緣裝置一起在所述機翼前緣裝置或所述機翼后緣裝置從飛行器機翼展開或縮回期間能夠相對于所述中間連桿臂沿任意方向運動。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的組件，其中，所述主連桿臂的所述第二端部構(gòu)造成用于附接至機翼前緣裝置或機翼后緣裝置，使得所述機翼前緣裝置或所述機翼后緣裝置在所述機翼前緣裝置或所述機翼后緣裝置從飛行器機翼展開或縮回期間能夠相對于所述主連桿臂繞第二軸線樞轉(zhuǎn)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組件，其中，所述主連桿臂的所述第一端部附接至所述中間連桿臂的所述相反端部，用于在所述機翼前緣裝置或所述機翼后緣裝置從飛行器機翼展開或縮回期間相對于所述中間連桿臂繞第二軸線轉(zhuǎn)動。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的組件，其中，所述主連桿臂的所述第二端部構(gòu)造成用于借助于軸承元件附接至機翼前緣裝置或機翼后緣裝置，使得機翼前緣裝置或機翼后緣裝置在所述機翼前緣裝置或所述機翼后緣裝置從飛行器機翼展開或縮回期間能夠相對于所述主連桿臂沿任意方向運動。
6.根據(jù)權(quán)利要求3至5中的任一項所述的組件，其中，所述第一軸線與所述第二軸線彼此不平行。`
7.根據(jù)任一項前述權(quán)利要求所述的組件，其中，所述第一軸線是大致豎直的。
8.根據(jù)任一項前述權(quán)利要求所述的組件，其中，所述支撐構(gòu)件包括支架，所述支架能夠以固定不動的方式安裝至所述飛行器機翼的結(jié)構(gòu)部件。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的組件，包括樞轉(zhuǎn)銷，所述樞轉(zhuǎn)銷延伸穿過所述中間連桿臂的所述一個端部以及所述支撐構(gòu)件，以將所述中間連桿臂樞轉(zhuǎn)地附接至所述支撐構(gòu)件用于繞所述第一軸線轉(zhuǎn)動。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的組件，其中，所述支撐構(gòu)件包括一對間隔開的腹板，并且所述中間連桿臂的所述一個端部包括一對間隔開的凸緣，所述凸緣接納在所述支撐構(gòu)件的所述腹板之間，使得所述腹板中的孔與所述凸緣中的孔對準，所述銷穿過所述孔而被接納，以將所述中間連桿臂聯(lián)接至所述支撐構(gòu)件用于繞所述第一軸線轉(zhuǎn)動。
11.根據(jù)權(quán)利要求4或5所述的組件，包括第二樞轉(zhuǎn)銷，所述第二樞轉(zhuǎn)銷延伸穿過所述中間連桿臂的所述相反端部以及所述主連桿臂，以將所述中間連桿臂樞轉(zhuǎn)地附接至所述主連桿臂用于繞所述第二軸線轉(zhuǎn)動。
12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的組件，其中，所述中間連桿臂的所述相反端部包括一對間隔開的凸緣，并且所述主連桿臂的所述第一端部包括一對間隔開的凸緣，該對間隔開的凸緣所間隔開的距離小于所述中間連桿臂上的所述間隔開的凸緣之間的距離，使得所述主連桿臂的所述凸緣配合在所述中間連桿臂的所述凸緣之間，所述第二樞轉(zhuǎn)銷延伸穿過所述凸緣中經(jīng)對準的孔，以將所述主連桿臂聯(lián)接至所述中間連桿臂用于繞所述第二軸線轉(zhuǎn)動。
13.根據(jù)權(quán)利要求1至3中的任一項所述的組件，包括軸承元件，所述軸承元件將所述中間連桿臂的所述相反端部連接至所述主連桿臂的所述第一端部。
14.根據(jù)權(quán)利要求13所述的組件，其中，所述軸承元件構(gòu)造成允許所述主連桿臂和所述機翼前緣裝置或所述機翼后緣裝置相對于所述中間連桿臂沿任意方向轉(zhuǎn)動。
15.根據(jù)權(quán)利要求4或5所述的組件，包括位于所述主連桿臂的所述第二端部處的軸承元件，用于使附接至所述組件的襟翼相對于所述主連桿臂轉(zhuǎn)動。
16.根據(jù)權(quán)利要求15所述的組件，其中，所述軸承元件構(gòu)造成允許所述襟翼相對于所述主連桿臂沿任意方向樞轉(zhuǎn)。
17.根據(jù)權(quán)利要求13至16中的任一項所述的組件，其中，所述軸承元件包括內(nèi)軸承座圈和外軸承座圈，所述內(nèi)軸承座圈接納在所述外軸承座圈內(nèi)并且能夠相對于所述外軸承座圈轉(zhuǎn)動，所述外軸承座圈以固定不動的方式安裝在所述主連桿臂的端部中的開口中。
18.根據(jù)任一項前述權(quán)利要求所述的組件，還包括襟翼，所述襟翼具有支撐凸緣以及在所述支撐凸緣之間延伸的軸，用于附接至所述主連桿臂的所述第二端部。
19.一種飛行器機翼，所述飛行器機翼具有至少一個機翼前緣裝置或機翼后緣裝置以及至少一個根據(jù)任一項前述權(quán)利要求所述的組件，所述組件支撐所述機翼前緣裝置或所述機翼后緣裝置或者支撐所述`機翼前緣裝置和所述機翼后緣裝置中的每一者。
【文檔編號】B64C3/00GK103863554SQ201310674985
【公開日】2014年6月18日 申請日期:2013年12月11日 優(yōu)先權(quán)日:2012年12月11日
【發(fā)明者】安托尼·蘭利, 西蒙·金 申請人:空中客車營運有限公司