1.一種飛行器，所述飛行器包括飛行器機翼，所述飛行器機翼包括固定機翼和位于所述固定機翼的末梢處的機翼末梢裝置，其中，所述機翼末梢裝置能夠在下述構(gòu)型之間設(shè)置：(i)用于在飛行期間使用的鎖定的飛行構(gòu)型，以及(ii)用于在基于地面的操作期間使用的地面構(gòu)型，在所述地面構(gòu)型中，所述機翼末梢裝置移動離開所述鎖定的飛行構(gòu)型使得所述飛行器機翼的跨距減小，所述飛行器機翼還包括用于將折疊的機翼末梢裝置鎖定于所述鎖定的飛行構(gòu)型的鎖定機構(gòu)，所述鎖定機構(gòu)具有縱向軸線并且包括與所述固定機翼和所述機翼末梢裝置中的一者相聯(lián)的第一部件以及與所述固定機翼和所述機翼末梢裝置中的另一者相聯(lián)的第二部件，所述鎖定機構(gòu)具有鎖定構(gòu)型和解鎖構(gòu)型，在所述鎖定構(gòu)型中，所述第一部件接納在所述第二部件中使得所述第一部件被阻止沿著所述鎖定機構(gòu)的縱向軸線從所述第二部件退出，在所述解鎖構(gòu)型中，所述第一部件接納在所述第二部件中使得所述第一部件沿著所述鎖定機構(gòu)的縱向軸線從所述第二部件自由地退出，其中，所述鎖定機構(gòu)通過所述第一部件和所述第二部件中的至少一者繞所述鎖定機構(gòu)的縱向軸線的旋轉(zhuǎn)而在所述鎖定構(gòu)型與所述解鎖構(gòu)型之間移動。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器，其中，所述第一部件是陽鎖定銷，所述陽鎖定銷具有與所述鎖定機構(gòu)共用的縱向軸線，所述陽鎖定銷具有沿與所述鎖定銷的縱向軸線垂直的方向延伸的一個或更多個凸緣。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛行器，其中，所述第二部件是陰接納部，所述陰接納部具有定形狀成在所述鎖定機構(gòu)處于所述解鎖構(gòu)型時允許所述陽鎖定銷沿縱向方向穿過的開口孔口。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛行器，其中，所述陰接納部包括至少一個內(nèi)部接納室，所述接納室設(shè)置成在所述鎖定機構(gòu)處于所述鎖定構(gòu)型時接納所述陽鎖定銷的凸緣并且阻止所述陽鎖定銷的縱向運動。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器，其中，所述陽鎖定銷的凸緣構(gòu)造成通過所述陽鎖定銷和所述陰接納構(gòu)件中的至少一者繞所述鎖定機構(gòu)的縱向軸線的旋轉(zhuǎn)運動而移入及移出所述內(nèi)部接納室。
6.根據(jù)權(quán)利要求4或5所述的飛行器，其中，所述內(nèi)部接納室的尺寸沿所述陽鎖定銷移動成所述鎖定構(gòu)型時的旋轉(zhuǎn)方向減小。
7.根據(jù)權(quán)利要求2至6中任一項所述的飛行器，其中，所述陽鎖定銷包括沿與所述鎖定銷的縱向軸線垂直的方向延伸的兩個、三個、四個或五個凸緣。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的飛行器，還包括具有對應(yīng)數(shù)目的內(nèi)部接納室的陰接納部，每個室設(shè)置成在所述鎖定機構(gòu)處于所述鎖定構(gòu)型時接納所述凸緣中的一個凸緣。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的飛行器，其中，所述陰接納部包括具有兩個、三個、四個或五個部段的開口孔口，所述兩個、三個、四個或五個部段定形狀成與從所述陽鎖定銷延伸的所述凸緣對應(yīng)并且允許所述凸緣穿過。
10.根據(jù)權(quán)利要求3至9中任一項所述的飛行器，其中，所述陰接納部包括具有至少部分螺紋的一個或更多個內(nèi)部接納室。
11.根據(jù)任一前述權(quán)利要求所述的飛行器，其中，所述第一部件和/或所述第二部件包括適于由類似地帶齒的驅(qū)動單元驅(qū)動的帶齒表面。
12.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器，其中，所述第一部件包括陽鎖定銷，所述陽鎖定銷包括一個或更多個鎖定通道。
13.根據(jù)權(quán)利要求13所述的飛行器，其中，所述第二部件包括設(shè)置成與對應(yīng)的鎖定通道接合的一個或更多個內(nèi)部銷。
14.根據(jù)權(quán)利要求12或13所述的飛行器，其中，所述一個或更多個鎖定通道起初沿縱向方向延伸然后沿與所述縱向方向垂直的方向延伸。
15.一種飛行器機翼，所述飛行器機翼包括固定機翼和位于所述固定機翼的末梢處的機翼末梢裝置，其中，所述機翼末梢裝置能夠在下述構(gòu)型之間設(shè)置：(i)用于在飛行期間使用的鎖定的飛行構(gòu)型，以及(ii)用于在基于地面的操作期間使用的地面構(gòu)型，在所述地面構(gòu)型中，所述機翼末梢裝置移動離開所述鎖定的飛行構(gòu)型使得所述飛行器機翼的跨距減小，所述飛行器機翼還包括用于將折疊的機翼末梢裝置鎖定于所述鎖定的飛行構(gòu)型的鎖定機構(gòu)，所述鎖定機構(gòu)具有縱向軸線并且包括與所述固定機翼和所述機翼末梢裝置中的一者相聯(lián)的第一部件以及與所述固定機翼和所述機翼末梢裝置中的另一者相聯(lián)的第二部件，所述鎖定機構(gòu)具有鎖定構(gòu)型和解鎖構(gòu)型，在所述鎖定構(gòu)型中，所述第一部件接納在所述第二部件中使得所述第一部件被阻止沿著所述鎖定機構(gòu)的縱向軸線從所述第二部件退出，在所述解鎖構(gòu)型中，所述第一部件接納在所述第二部件中使得所述第一部件沿著所述鎖定機構(gòu)的縱向軸線從所述第二部件自由地退出，其中，所述鎖定機構(gòu)通過所述第一部件和所述第二部件中的至少一者繞所述鎖定機構(gòu)的縱向軸線的旋轉(zhuǎn)而在所述鎖定構(gòu)型與所述解鎖構(gòu)型之間移動。
16.一種鎖定根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器上的機翼末梢裝置的方法，所述方法包括下述步驟：使所述機翼末梢裝置移動成所述飛行構(gòu)型，使得所述第一部件接納在所述鎖定機構(gòu)的所述第二部件內(nèi)，并且使所述第一部件和/或所述第二部件關(guān)于所述鎖定機構(gòu)的縱向軸線旋轉(zhuǎn)，使得所述第一部件和所述第二部件的對應(yīng)元件彼此阻擋，由此阻止所述第一部件和所述第二部件沿縱向方向的相對運動。
17.一種解鎖根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器上的機翼末梢裝置的方法，所述方法包括下述步驟：使所述第一部件和/或所述第二部件關(guān)于所述鎖定機構(gòu)的縱向軸線旋轉(zhuǎn)，使得所述第一部件和所述第二部件的對應(yīng)元件不彼此阻擋，由此允許所述第一部件和所述第二部件沿縱向方向的相對運動。