具有后缘襟翼的直升机机翼

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具有后缘襟翼的直升机机翼
申请号	CN201680002020.X	申请日	2016-04-21	公开(公告)号	CN106794898A	公开(公告)日	2017-05-31
申请人	阿加斯塔西部有限公司;			发明人	A·凯夫; S·斯塔塞;
摘要	一种机翼，具有机翼横截面的主要部分和能够通过致动装置(14)相对于主要部分移动的后缘部分(12)，其中后缘部分(12)能够在弯曲区域/弯曲点A处或围绕弯曲区域/弯曲点A移动，弯曲区域/弯曲点A位于或邻近于机翼的压力面或吸力面，其中后缘部分(12)通过第一连接构件和第二连接构件(18、20)连接到主要部分，第一连接构件(18)向内远离弯曲区域/弯曲点A延伸并且具有直接或间接连接到主要部分的端部，其中第一连接构件和第二连接构件(18、20)是挠性的。
权利要求	1.一种机翼，具有机翼横截面的主要部分和能够通过致动装置相对于所述主要部分移动的后缘部分，其中所述后缘部分能够在弯曲区域/弯曲点A处或围绕弯曲区域/弯曲点A移动，所述弯曲区域/弯曲点A位于或邻近于所述机翼的压力面或吸力面，其中所述后缘部分通过第一连接构件和第二连接构件连接到所述主要部分，所述第一连接构件向内远离所述弯曲区域/弯曲点A延伸并且具有直接或间接连接到所述主要部分的端部，其中所述第一连接构件和所述第二连接构件是挠性的。 2.根据权利要求1所述的机翼，其中，所述第一连接构件和所述第二连接构件构造成在所述致动装置被操作以相对于所述主要部分向上移动所述后缘部分时向上挠曲，使得弯曲区域/弯曲点A向上布置。 3.根据权利要求1或2所述的机翼，其中，所述第一连接构件和所述第二连接构件构造成在所述致动装置被操作以相对于所述主要部分向下移动所述后缘部分时向下挠曲，使得弯曲区域/弯曲点A向下布置。 4.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，所述主要部分包括框架，所述第一连接构件和所述第二连接构件中的一个或两个连接到所述框架，所述框架构造成吸收源自在使用中施加到所述后缘部分的力的能量。 5.根据权利要求4所述的机翼，其中，所述框架包括至少一个支撑元件。 6.根据权利要求5所述的机翼，其中，当在横截面中观察所述机翼时，所述至少一个支撑元件是多边形的形式。 7.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，所述第一连接构件和所述第二连接构件以在从约5°到约50°的范围内或在从5°到50°的范围内的角度相对于彼此布置。 8.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，所述第一连接构件和所述第二连接构件以在从约10°到约45°的范围内或在从10°到45°的范围内的角度相对于彼此布置。 9.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，所述第一连接构件和所述第二连接构件以在从约20°到约35°的范围内或在从20°至35°的范围内的角度相对于彼此布置。 10.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，所述第一连接构件和所述第二连接构件以在从约20°到约22°的范围内或在从20°至22°的范围内的角度相对于彼此布置。 11.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，当在横截面中观察所述机翼时，所述第一连接构件和所述第二连接构件至少部分地限定出腔。 12.根据权利要求11所述的机翼，其中，所述腔进一步由所述主要部分的框架或所述框架限定。 13.根据权利要求11或12所述的机翼，其中，所述腔设置有惯性阻尼器。 14.根据权利要求13所述的机翼，其中，所述惯性阻尼器包括弹性体材料。 15.根据权利要求13或14中任一项所述的机翼，其中，所述惯性阻尼器构造成在经受到源自在使用中施加到所述后缘部分的力的能量时发生变形。 16.根据权利要求13至15中任一项所述的机翼，其中，所述惯性阻尼器进一步构造成在没有力施加到所述后缘部分时返回到其原始形状。 17.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，所述第二连接构件形成所述机翼的外表面的一部分。 18.根据权利要求1至16中任一项所述的机翼，其中，所述机翼包括外蒙皮，所述主要部分和所述后缘部分被限制在所述外蒙皮内，并且其中所述第二连接构件设置在所述外蒙皮的表面下方。 19.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，弯曲区域/弯曲点A在所述机翼的压力面和吸力面处或附近均有设置。 20.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，所述致动装置包括致动器单元和至少一个致动器杆，所述致动器杆或每个致动器杆直接或间接地连接到所述后缘部分。 21.根据权利要求20所述的机翼，其中，所述致动装置构造成将推力/拉力传递到所述致动器杆或每个致动器杆，使得所述致动器杆或每个致动器杆控制所述后缘部分相对于所述主要部分的运动。 22.根据权利要求20或21中任一项所述的机翼，其中，所述致动单元包括压电元件。 23.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，所述第一连接构件和所述第二连接构件中的一个或两个由热固性聚合物或热塑性聚合物形成。 24.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，所述第一连接构件和所述第二连接构件中的一个或两个由单个部件形成，所述单个部件具有沿其自身基本恒定的厚度。 25.根据权利要求1至23中任一项所述的机翼，其中，所述第一连接构件和所述第二连接构件中的一个或两个包括多于一个层。 26.根据权利要求25所述的机翼，其中，所述第一连接构件和所述第二连接构件中的一个或两个包括设置在基础层的外表面上的一个或多个附加层。 27.根据权利要求26所述的机翼，其中，所述附加层或每个附加层由与所述基础层的材料相同或不同的材料形成。 28.根据权利要求26或27所述的机翼，其中，所述附加层或每个附加层至少部分地覆盖所述基础层的外表面。 29.根据权利要求28所述的机翼，其中，所述附加层或每个附加层位于所述基础层的中点处或中点附近，并且在所述基础层的一端或两端处、或一端或两端附近并未设置。 30.一种直升机，包括至少一个根据前述权利要求中任一项所述的旋转机翼。 31.一种机翼，基本上如前面参照附图所描述并且如附图所示。 32.如本文所描述和/或如附图所示的任何新颖特征或特征的新颖组合。
说明书全文	具有后缘襟翼的直升机机翼技术领域 [0001] 本发明涉及一种机翼，更具体地但不排他地，涉及一种旋转机翼或旋翼。 [0002] 本发明具体针对直升机的旋转机翼(即反扭矩尾桨或尾翼的旋翼、或飞行器的主支撑旋翼系统的旋翼)而研发，但是本发明可以应用于其他桨叶，例如风力涡轮机叶片。 [0003] 更具体地，本发明涉及一种旋转机翼，其具有相对于机翼的主要部分可移动的尾部，以便控制直升机。背景技术 [0004] 这样的可动尾部可用于改动旋翼的机翼特性，这是航空技术中公认的实践。 [0005] 尾部可以相对于机翼主体的其余部分向上或向下倾斜，以便在较宽的转速范围内优化叶片的性能，以及用于振动和/或声学噪声降低。 [0006] US 2008/0145220公开了一种直升机旋翼，其具有叶片主体和固定到叶片主体的控制襟翼。控制襟翼能够通过一定范围的运动相对于叶片主体移动。应当理解，当在横截面中观察叶片时，控制襟翼的旋转轴线沿着机翼的中心线定位(例如参见US 2008/0145220的图2)。这会带来各种问题。例如，当试图将该概念升级到实践中时，叶片主体内的内部空间约束带来了重大挑战。 [0007] FR2821397公开了一种机翼，其具有机翼部分2和襟翼3，襟翼3能够通过连接构件11围绕弹性带铰链7A移动。应当理解，襟翼3的旋转轴线沿着机翼部分2的中心线定位，并且因此该机翼面临与上述相同的问题。此外，在FR2821397中公开的布置可能是有问题的，因为在使用中，弹性带铰链7A在襟翼3经历的极端竖直剪切力下会弯曲。因此，需要提供一种具有铰链的机翼，该铰链能够为机翼提供强度以抵抗这种极端的竖直剪切力。发明内容 [0008] 本发明的实施方式试图提供改进的机翼。在一些实施方式中，本发明试图提供具有可移动后缘部分的机翼，其中后缘部分可使用最小能量控制和/或可精确控制。本发明的实施方式还试图提供一种可从概念升级到实践中的机翼，其同时被配置为高效地吸收源自后缘部分受到的力的能量。本发明的实施方式试图提供具有铰链的机翼，所述铰链可在使用中为机翼提供强度(具体来说，在主要部分和后缘部分之间提供强度)以抵抗竖直剪切力。 [0009] 在本发明的一个方面中，我们提供一种机翼(例如直升机旋翼)，其具有机翼横截面的主要部分和通过致动装置相对于主要部分可移动的后缘部分，其中后缘部分能够在弯曲区域/弯曲点A处或围绕弯曲区域/弯曲点A移动，所述弯曲区域/弯曲点A位于或邻近于机翼的压力面或吸力面，其中后缘部分通过第一连接构件和第二连接构件连接到主要部分，第一连接构件向内远离所述弯曲区域/弯曲点A延伸，并且具有直接或间接连接到主要部分的端部，其中第一连接构件和第二连接构件是挠性的。 [0010] 第一连接构件和第二连接构件可以构造成在致动装置被操作以相对于主要部分向上移动后缘部分时向上挠曲，使得弯曲区域/弯曲点A向上布置。 [0011] 第一连接构件和第二连接构件可以构造成在致动装置被操作以相对于主要部分向下移动后缘部分时向下挠曲，使得弯曲区域/弯曲点A向下布置。 [0012] 主要部分可以包括框架，第一连接构件和第二连接构件中的一个或两个连接到框架，框架构造成为第一连接构件和第二连接构件提供支撑。 [0013] 有利地，框架还可用于吸收源自施加到后缘部分的力的能量。 [0014] 框架可以包括至少一个支撑元件。 [0015] 在一些实施方式中，当在横截面中观察机翼时，至少一个支撑元件可以是多边形的形式。框架可以包括具有相同或不同构造的附加支撑元件。 [0016] 第一连接构件和第二连接构件可以以在从约5°到约50°的范围内或在从5°到50°的范围内的角度相对于彼此布置。 [0017] 第一连接构件和第二连接构件可以以在从约10°到约45°的范围内或在从10°到45°的范围内的角度相对于彼此布置。 [0018] 第一连接构件和第二连接构件可以以在从约20°到约35°的范围内或在从20°至35°的范围内(例如从约20°到约30°或从20°到30°的范围内)的角度相对于彼此布置。 [0019] 在一些实施方式中，发明人已经发现，当以从大约20°到大约22°的角度或者在从20°到22°的范围内的角度彼此设置时，第一连接构件和第二连接构件最有效地减轻了弯曲区域/弯曲点A周围的局部应变。 [0020] 当在横截面中观察机翼时，第一连接构件和第二连接构件可以至少部分地限定出腔。 [0021] 所述腔可以进一步由主要部分的框架的一部分限定。 [0022] 所述腔可以设置有惯性阻尼器。 [0023] 惯性阻尼器可以包括弹性体材料。 [0024] 惯性阻尼器可以构造成在经受到源自在使用中施加到后缘部分的力的能量时发生变形。 [0025] 惯性阻尼器可以构造成在没有力施加到后缘部分时返回到其原始形状或其近似原始形状。 [0026] 第二连接构件可以形成机翼的外表面的一部分。 [0027] 在一些实施方式中，机翼可以包括外蒙皮，主要部分和后缘部分被限制在该外蒙皮内，并且其中第二连接构件设置在外蒙皮的表面下方。 [0028] 应当理解，弯曲区域/弯曲点A位于或邻近于机翼的外表面，使得主要部分和后缘部分之间的枢转点也位于或邻近于机翼的外表面。 [0029] 弯曲区域/弯曲点A可以在机翼的压力面和吸力面两者中设置。本领域技术人员应当理解，当从侧面观察机翼时，术语“压力面”和“吸力面”指的是相应的下表面和上表面。 [0030] 致动装置可包括致动器单元和至少一个致动器杆，所述致动器杆或每个致动器杆直接或间接地连接到后缘部分。 [0031] 致动装置可以构造成将推力/拉力传递到所述致动器杆或每个致动器杆，使得所述致动器杆或每个致动器杆控制后缘部分相对于主要部分的运动。优选地，后缘部分在弯曲区域/弯曲点A处围绕主要部分枢转。 [0032] 致动单元可以包括压电元件。 [0033] 在一些实施方式中，致动单元可以包括液压和/或机械驱动机构，例如机电致动器。 [0034] 第一连接构件和第二连接构件中的一个或两个可以由热固性聚合物(例如纤维增强的热固性聚合物)或热塑性聚合物(例如热塑性复合聚合物)形成。 [0035] 第一连接构件和第二连接构件中的一个或两个可以由沿着自身具有基本恒定的厚度的单个部件形成。 [0036] 在一些实施方式中，第一连接构件和第二连接构件中的一个或两个可以包括多于一个层。例如，第一连接构件和第二连接构件中的一个或两个可以包括设置在基础层的外表面上的一个或多个附加层。 [0037] 所述附加层或每个附加层可以由与基础层相同或不同的材料形成。 [0038] 所述附加层或每个附加层可以至少部分地覆盖基础层的外表面。例如，所述附加层或每个附加层可以位于基础层的中点处或中点附近，并且不位于基础层的一端或两端处或一端或两端附近。 [0039] 在一些实施方式中，本发明涉及一种直升机，其包括至少一个根据前述实施方式中任一项所述的旋转机翼。 [0040] 在所附的从属权利要求中阐述了本发明的另外特征。附图说明 [0041] 现在将参照附图仅通过示例的方式描述本发明的各个方面的实施方式，其中： [0042] 图1是示出处于中立构型的根据本发明的实施方式的机翼的横截面图的图示； [0043] 图2示出了图1的机翼，其处于后缘部分已经相对于机翼的其余部分向上移动的构型； [0044] 图3示出了图1的机翼，其处于后缘部分已经相对于机翼的其余部分向下移动的构型； [0045] 图4是示出处于中立构型的根据本发明的另一实施方式的机翼的横截面图的图示； [0046] 图5是根据本发明的一个实施方式的连接构件的示意图；以及 [0047] 图6是根据本发明的另一实施方式的连接构件的示意图。具体实施方式 [0048] 图1至图3示出了总体上用1表示的机翼的一部分，其包括主要部分10和能够通过致动装置14相对于主要部分10移动的后缘部分12。机翼1以横截面示出。为了简化附图，省略了机翼1的前缘。主要部分10可以包括主要部分框架100，并且后缘部分12可以包括后缘部分框架120。机翼1通常包括外蒙皮16，主要部分框架100和后缘部分框架120被限定在外蒙皮16内。当后缘部分12相对于主要部分10移动(例如枢转)时，外蒙皮16的几何形状发生变化，这导致机翼1的空气动力学特性的变化。 [0049] 在一些实施方式中，致动装置14可以包括致动器单元140和致动器杆142。致动器杆142可以直接或间接地联接到后缘部分12。在所示实施方式中，致动器杆142通过连接器144联接到后缘部分12，其中致动器杆142能够围绕连接器144枢转。还可以想到致动器杆 142联接到后缘部分12的机构的变型而不脱离本发明的范围。例如，致动器杆142可以用力传递构件、例如在FR2821397中描述的连接构件替代。 [0050] 致动器单元140可以包括压电元件，例如压电陶瓷材料，使得当电流施加到压电材料时，材料的形状发生变化，从而将力传递到致动器杆142。致动装置14由此构造成将推力/拉力传递到致动器杆142，使得致动器杆142控制后缘部分12相对于主体部分10的运动。 [0051] 在其他实施方式中，致动装置14可以包括用于控制后缘部分12的运动的液压或机械驱动机构(未示出)。 [0052] 在一些实施方式中，致动装置14可以不包括致动器杆142，而是后缘部分12可以通过本领域技术人员知晓的替代机构移动。 [0053] 机翼1包括第一连接构件和第二连接构件18、20。连接构件18、20将后缘部分12连接到主要部分10。 [0054] 在一些实施方式中，连接构件18、20中的一个或两个可以由纤维增强的热固性聚合物或热塑性复合聚合物形成。 [0055] 在一些实施方式中，连接构件18、20中的一个或两个可以具有沿着该构件基本上恒定的厚度。图5示出了这种实施方式的示例。 [0056] 在一些实施方式中，连接构件18、20中的一个或两个可以包括附加层。例如，图6示出了包括多个层的替代实施方式的连接构件18’。连接构件18’包括基础层180’和设置在基础层180’的外表面上的附加层181’、182’。所述附加层181’、182’或每个附加层181’、182’可以由与基础层180’的材料相同或不同的材料形成。在一些实施方式(例如图6所示的实施方式)中，所述附加层181’、182’或每个附加层181’、182’可以仅覆盖基础层180’的外表面的一部分。例如，附加层181’、182’可以位于基础层180’的中点处或中点附近，以便提供连接构件18’的中点周围的附加强度，以减轻该区域中的应变。当然，在一些实施方式中，所述附加层181’、182’或每个附加层181’、182’可以跨越基础层180’的外表面的不同部分定位到中点，以向该不同部分提供强度。在一些实施方式中，所述附加层181’、182’或每个附加层181’、182’可以位于基础层180’的几乎整个外表面(例如整个外表面)上。 [0057] 在一些实施方式中，主要部分框架100可以由单个元件形成。 [0058] 可替代地，主要部分框架100可以包括多个支撑元件，例如两个或更多个支撑元件，例如两个至五个支撑元件。在图1至图3所示的实施方式中，主要部分框架100可以包括第一、第二和第三支撑元件220、222、224。 [0059] 图1示出了处于中立构型的机翼1，该中立构型意味着机翼1具有与没有可动后缘部分12的机翼所采用的形状相同的形状。 [0060] 第一连接构件和第二连接构件18、20被构造成用来发生挠曲。 [0061] 在致动装置14致动时，致动器杆142沿向后方向朝向后缘部分12移动，从而使后缘部分12相对于主要部分10围绕弯曲区域/弯曲点A向上移动，使得弯曲区域/弯曲点A从其中立构型向上布置。该构型由图2示出。 [0062] 将理解的是，弯曲区域/弯曲点A位于机翼1的外表面处或围绕所述外表面定位。使弯曲区域/弯曲点A(即旋转轴线)处于该位置使得弯曲区域/弯曲点A与连接器144之间的距离最大化，这带来了许多优点。弯曲区域/弯曲点A与连接器144之间的距离被称为力矩臂长度。具有长的力矩臂意味着，为了使后缘部分12围绕弯曲区域/弯曲点A旋转而需要向致动器杆142施加的力比力矩臂较短的情况下需要的力要小。此外，长的力矩臂意味着后缘部分12相对于主体部分10的旋转程度可以被非常精确地控制。换句话说，致动器杆142的相对大的位移可导致后缘部分12的角位移的小的变化。具有短的力矩臂(例如US 2008/0145220中所描述的)可以意味着难以实现后缘部分相对于主要部分的角位移的精确变化。 [0063] 还可以在致动装置14致动时使致动器杆142沿向前方向朝向机翼1的前缘(未示出)移动，以使后缘部分12相对于主要部分10围绕弯曲区域/弯曲点A向下移动，使得弯曲区域/弯曲点A从其中立构型向下布置。该构型由图3示出。 [0064] 后缘部分12以这种方式的向上和向下运动抑制了有助于噪声和飞行器振动的不期望的空气动力学力。后缘部分12的这种运动还补偿了在平移飞行期间后行机翼1的升力损失。因此，应当理解，后缘部分12在使用期间受到巨大的力，特别是由在垂直于机翼的弦线的方向上施加的载荷所产生的力(如本领域技术人员将理解的，机翼弦线是将前缘连接到后缘的直线)。这些力被称为竖直剪切力。 [0065] 第一连接构件18构造成远离弯曲区域/弯曲点A向内延伸到机翼的内腔中。第一连接构件18具有端部180，端部180直接或间接地连接到主要部分10。 [0066] 有利地，这种构型意味着(例如当后缘部分12相对于主要部分10向下移动时)后缘部分12受到的竖直剪切力可以被第一连接构件18吸收。第一连接构件18的布置因此防止了第二连接构件20在应力下弯曲。因此，第一连接构件18的目的是为机翼1提供强度，以允许第二连接构件20由于其挠性特性而用作铰链。省去第一连接构件18将意味着第二连接构件20将需要被制造得更硬(以便应对竖直剪切力)，并且这将意味着第二连接构件20将不再能够用作铰链，这是不期望的。因此，可以说，第一和第二连接构件18、20一起限定了三角形铰链，由此所述三角形铰链为机翼1在主要部分10和后缘部分12之间提供了强度，以抵抗在使用中经历的这种极端竖直剪切力。申请人已经确定，这种三角形铰链在抵抗竖直剪切力方面比其他铰链构型例如FR2821397的条形铰链更为有效。 [0067] 在一些实施方式中，第二连接构件20可以形成机翼1的外蒙皮16的一部分。可替代地，第二连接构件20可以设置在外蒙皮16的表面下方，使得当第二连接构件20改变形状时，外蒙皮16具有与第二连接构件20相同的轮廓或形状。 [0068] 第二连接构件20可以直接或间接地连接到主要部分10。例如，第二连接构件20的端部200可以直接或间接地连接到主要部分10。 [0069] 有利地，这种构型意味着(例如当后缘部分12相对于主要部分10向上移动时)后缘部分12受到的竖直剪切力可以被第二连接构件18以与前面关于第一连接构件18描述的方式类似的方式吸收。 [0070] 在图1至图3的所示实施方式中，第一和第二连接构件18、20的相应端部180、200连接到第一支撑元件220。第一支撑元件220连接到第二支撑元件222和第三支撑元件224(并且因此由其支撑)。 [0071] 有利地，支撑元件220、222、224为后缘部分12提供进一步的支撑，以允许其以上述方式枢转。 [0072] 在一些实施方式中，当在横截面中观察机翼1时，第一支撑元件220可以是多边形的形式，例如四边形、五边形或六边形。在图1至图3所示的实施方式中，当在横截面中观察时，第一支撑元件220是平行四边形的形式。可以设想，本发明的一些实施方式的第一支撑元件220可以采取五边形或六边形的形式。 [0073] 在一些实施方式中，第二支撑元件222可以连接到第三支撑元件224。第二支撑元件222可以包括连接到第三支撑元件224的第一部分2220以及从第一部分2220延伸的第二部分2222。优选地，第一支撑元件220的面向前的表面2200与第二支撑元件222的第二部分2222直接或间接接触。 [0074] 在一些实施方式中，第一和第二连接构件18、20以在约10°至约50°的范围内或在10°至50°的范围内的角度相对于彼此布置。在所示的实施方式中，第一和第二连接构件18、 20以大约20°至22°的角度相对于彼此布置，因为发现该范围内的角度在后缘部分受到力、例如竖直剪切力时在减轻第一和第二连接构件18、20中的局部应变方面是最有效的。 [0075] 如将理解的，腔30至少部分地由第一和第二连接构件18、20限定。第一支撑构件220的面向后的表面2202可选地进一步限定了腔30。 [0076] 通过为腔30提供惯性阻尼器40，已经实现了控制后缘部分12的角运动方面的改进。特别地，已经发现，与腔30中没有设置惯性阻尼器40的机翼中的情况相比，后缘部分12在其围绕主要部分10枢转时具有改进的稳定性。惯性阻尼器40可以构造成在后缘部分12相对于主要部分10移动时发生变形。已经发现，这种惯性阻尼器40的存在导致能量从后缘部分12到主体部分10的传递的平顺性。 [0077] 在一些实施方式中，惯性阻尼器40可包括弹性体材料，例如聚氨酯。可替代地，可以使用诸如橡胶、硅胶或胶乳之类的材料。 [0078] 有利地，惯性阻尼器40可以进一步构造成在没有力施加到后缘部分12时返回到其原始形状。换句话说，惯性阻尼器40可以由形状记忆材料形成。形状记忆材料在本领域中是已知的，并不需要进一步详细讨论。 [0079] 图4示出了根据本发明的替代实施方式的机翼，其总体上由附图标记1’表示。机翼1’的类似于机翼1的那些部件的部件被分配相同的数字，但是用上撇号(’)表示。 [0080] 机翼1和1’之间唯一显著的差别是机翼1’的主要部分框架100’包括第一和第二支撑元件220’、224’，而机翼1的主要部分框架100包括三个支撑元件220、222、224。 [0081] 机翼1’以与前面关于机翼1描述的方式非常相似或相同的方式操作。 [0082] 在所示的实施方式中，如图所示，弯曲区域/弯曲点A、A’设置在机翼1、1’的上表面中。应当理解，本发明同样适用于弯曲区域/弯曲点A、A’设置在机翼1、1’的下表面中的实施方式。另外，应当理解，本申请旨在涵盖存在(例如设置于机翼1、1’的上、下表面两者中的)多于一个弯曲区域/弯曲点A、A’的实施方式。 [0083] 本发明的实施方式提供了一种改进的机翼。特别地，在机翼1、1’的外表面处或围绕该外表面提供旋转轴线(即，弯曲区域/弯曲点A、A’)意味着后缘部分12、12’的控制可以使用最小能量并且由于机翼1、1’具有长的力矩臂而更加精确。第一连接构件18、18’的存在意味着可以将弯曲区域/弯曲点A、A’定位在机翼的外表面处或围绕该外表面定位；这是因为第一连接构件18、18’提供结构支撑以使第二连接构件20、20’能够适当地用作铰链。 [0084] 总之，提供了具有后缘部分的机翼，该后缘部分能够围绕位于机翼的吸力面或压力面处或围绕吸力面或压力面的三角形铰链移动，这使得旋转轴线位于吸力面或压力面处或围绕吸力面或压力面定位，带来了在后缘部分的精确控制以及后缘部分和与其连接的主要部分之间的接合处周围的强度方面改进的机翼。 [0085] 此外，通过为机翼1、1’提供用于支撑连接构件18、18’、20、20的多个支撑元件，实现了进一步的结构改进。 [0086] 还已经发现，提供设置在由第一和第二连接构件18、18’、20、20限定的腔中的惯性阻尼器40、40’以及可选地支撑元件的一部分改进了后缘部分12、12’相对于主要部分12、12’的角运动的控制。特别地，已经发现后缘部分12、12’在运动期间经历改进的稳定性。 [0087] 附图旨在示出根据本发明的实施方式的图示。应当理解，“现实生活”中的机翼可以在视觉外观上不同。还应该理解，后缘部分12、12’能够移动的范围的程度是纯粹示例性的-在“现实生活”中，后缘部分的运动范围的程度可以比附图所示更大/更小。 [0088] 在说明书和权利要求书中，术语向上、向下、向后、向前等等仅用于描述目的。应当理解，本文描述的本发明的实施方式能够在除所示方位以外的方位上操作，并且所使用的这样的术语仅用于描述相对位置的目的，并且在适当的情况下是可互换的。 [0089] 当在本说明书和权利要求书中使用时，术语“包括”及其变型词意味着包括指定的特征、步骤或整体。这些术语不应被解释为排除其它特征、步骤或部件的存在。 [0090] 在前述说明书或所附权利要求书或附图中公开的特征——适当地以其具体形式或以用于执行所公开的功能的手段或用于实现所公开的结果的方法或过程来表达——可以单独地或以这些特征的任何组合被用于以各种形式实现本发明。