缝翼支承组件

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缝翼支承组件
申请号	CN200980134428.2	申请日	2009-08-27	公开(公告)号	CN102143886B	公开(公告)日	2014-01-01
申请人	空中客车操作有限公司;			发明人	西蒙·约翰·帕克;
摘要	公开了一种缝翼支承组件。所述缝翼支承组件包括：缝翼支承臂(3)，该缝翼支承臂具有沿其长度延伸的多个支承面(28a，28b，29a，29b)，缝翼(2)的所述支承臂是可动的，以便使附接于所述缝翼支承臂的一端(4)的缝翼从飞机机翼(1)的前缘展开；以及能安装在所述机翼内的多个轴承(27a，27b，31a，31b)，每个轴承均与相关联的支承面滚动接触以在所述缝翼的展开和缩回期间支承并引导所述缝翼支承臂。所述支承面和相关联的所述轴承中的至少一些被构造成使得每个轴承抵抗沿不止一个方向施加于所述缝翼支承臂的载荷。
权利要求	1.一种缝翼支承组件，所述缝翼支承组件包括：缝翼支承臂（21），所述缝翼支承臂具有沿该缝翼支承臂的长度延伸的多个支承面（28a，28b，29a，29b），所述缝翼支承臂（21）是可动的，以便使附接于所述缝翼支承臂（21）的一端的缝翼从飞机机翼的前缘展开；以及能安装在所述机翼内的多个轴承（27a，27b，31a，31b），每个轴承（27a，27b，31a，31b）均与相关联的所述支承面（28a，28b，29a，29b）滚动接触，以便在所述缝翼的展开和缩回期间支承并引导所述缝翼支承臂（21），其特征在于，每个轴承均具有与其支承面平行的旋转轴线，并且所述多个支承面包括一对相邻的上支承面（29a，29b），每个上支承面均被布置成相对于与其相邻的上支承面（29a，29b）成一定角度，与所述上支承面中的一个上支承面（29a， 29b）相关联的轴承（31a，31b）和与所述上支承面中的另一个上支承面相关联的轴承不共享公共轴线。 2.根据权利要求1所述的缝翼支承组件，其中，所述多个支承面包括一对相邻的下支承面（28a，28b），每个下支承面（28a，28b）均被布置成使得与一个下支承面（28a，28b）相关联的轴承（27a，27b）的旋转轴线和与另一个下支承面（28a，28b）相关联的轴承的旋转轴线同轴。 3.根据权利要求2所述的缝翼支承组件，其中，所述多个支承面包括第二对相邻的下支承面（28a，28b），所述第二对下支承面中的每个支承面（28a，28b）均被布置成相对于与其相邻的下支承面（28a，28b）成一定角度，使得与一个下支承面（28a，28b）相关联的轴承（27a，27b）不和与该下支承面相邻的下支承面（28a，28b）相关联的轴承（27a，27b）共享公共轴线。 4.根据权利要求1所述的缝翼支承组件，其中，所述缝翼支承臂（21）是弯曲的并且能围绕与该缝翼支承臂的曲率轴线对应的轴线进行旋转，至少所述上支承面（29a，29b）具有沿轴向延伸的宽度，并且从所述缝翼支承臂（21）的轴线到各所述上支承面（29a，29b）的径向距离沿各所述上支承面（29a，29b）的宽度改变。 5.根据权利要求4所述的缝翼支承组件，其中，从所述缝翼支承臂（21）的轴线到一个上支承面（29a，29b）的径向距离沿该上支承面的宽度的方向增大，并且从所述缝翼支承臂（21）的轴线到另一个上支承面（29a，29b）的距离沿该另一个上支承面的宽度的相同方向减小。 6.根据权利要求5所述的缝翼支承组件，其中，各所述上支承面（29a，29b）被一区域分开，该区域具有沿轴向延伸的宽度，并且从所述轴线到所述区域的距离沿所述区域的宽度的方向恒定。 7.根据权利要求6所述的缝翼支承组件，其中，所述支承面还包括一对下支承面（28a， 28b），各所述下支承面（28a，28b）均具有沿轴向延伸的宽度，并且从所述轴线到各所述下支承面（28a，28b）的距离沿各下支承面（28a，28b）的宽度的方向恒定。 8.根据权利要求6所述的缝翼支承组件，其中，所述支承面还包括一对下支承面（28a， 28b），并且从所述缝翼支承臂（21）的轴线到一个下支承面（28a，28b）的距离沿该下支承面的宽度的方向增大，并且从所述轴线到另一个下支承面（28a，28b）的距离沿该另一个下支承面的宽度的相同方向减小。 9.根据权利要求8所述的缝翼支承组件，其中，从所述缝翼支承臂（21）的轴线到一个支承面（28a，28b，29a，29b）的距离沿该支承面的宽度的方向增大，而从所述轴线到在径向上与所述一个支承面（28a，28b，29a，29b）间隔开的另一个支承面的距离沿该另一个支承面的宽度的相同方向减小。 10.根据权利要求中1所述的缝翼支承组件，其中，所述轴承（27a，27b，31a，31b）被安装在轴承轭（40）中，所述轭（40）被构造成用于附接到飞机的机翼结构。 11.根据权利要求10所述的缝翼支承组件，其中，所述轴承轭（40）包括：框架，该框架具有孔以接纳所述缝翼支承臂；以及这样的构件（42），该构件用于将所述轴承（27a，27b， 31a，31b）安装在所述轭（40）中，使得所述轴承与所述支承面（28a，28b，29a，29b）滚动接触。 12.根据权利要求11所述的缝翼支承组件，其中，每个轴承（27a，27b，31a，31b）均被可旋转地安装在轴（44）上，所述轴在一端具有帽（45），所述轴（44）的远离所述帽（45）的另一端（46）是有螺纹的，以便接合所述轭中的相应的螺纹孔，所述轭（40）具有开口（43）以便当所述轴（44）的所述螺纹端（46）与所述轭（40）中的所述螺纹孔（42）螺纹接合时接纳并支承所述帽（45）。 13.根据权利要求10至12中任一项所述的缝翼支承组件，该缝翼支承组件包括多个轭（40），这些轭围绕所述缝翼支承臂（21）的轴线以一定角度相互间隔开，每个轭（40）容纳一对上轴承（31a，31b）和一对下轴承（27a，27b）。 14.根据权利要求10至12中任一项所述的缝翼支承组件，该缝翼支承组件包括缝翼齿条（23）和所述缝翼支承臂（21）中的凹槽（22），所述缝翼齿条在所述凹槽（22）中安装到所述缝翼支承臂（21）以便与传动小齿轮协作，所述传动小齿轮被构造成使所述缝翼支承臂（21）围绕该缝翼导轨的轴线进行旋转以展开和缩回所述缝翼。 15.一种具有缝翼和根据权利要求13或14所述的缝翼支承组件的飞机机翼，所述缝翼支承臂（21）被构造成使得当所述缝翼已经达到完全展开位置时，所述缝翼支承臂脱离与所述机翼的前缘间隔开最远的所述轭（40）。
说明书全文	缝翼支承组件技术领域 [0001] 本发明涉及一种用于对飞机机翼的前缘上的缝翼进行支承的支承组件。本发明还涉及一种飞机机翼，该飞机机翼包括利用本发明的支承组件而附接到机翼的前缘的至少一个缝翼。背景技术 [0002] 飞机需要产生变化的升力水平以起飞、着陆和航行。机翼前缘装置和后缘装置结合起来用于控制机翼升力系数。前缘装置被称为缝翼。在较大的飞机上可能有沿着机翼边缘间隔开的若干个缝翼。在正常飞行期间，缝翼被缩回而抵靠机翼的前缘。然而，在起飞和着陆期间，缝翼向机翼的前方展开从而改变横过机翼表面和机翼表面下方的气流。缝翼通常沿收纳位置和展开位置之间的弓形的或弯曲的路径而行进。通过改变缝翼沿所述路径展开的程度，可以控制由机翼提供的升力。 [0003] 需要一种用于支承并引导缝翼在收纳位置和展开位置之间运动的组件，并且在图1中示出了典型的布置，该典型的布置示出了机翼1的一部分和处于其收纳位置的缝翼2的横截面。如从图1可见，缝翼2设置有弓形支承臂或缝翼导轨3，该缝翼导轨的一端4被刚性地附接到缝翼2的后部并且延伸到机翼1中。缝翼导轨3穿过形成机翼结构的机加工肋 5和机翼翼梁6。缝翼导轨3限定具有轴线的弧并且被安装在机翼内，使得它可以(沿着由图1中的箭头“A”和“B”所表示的方向)围绕该轴线旋转以展开和缩回附接到缝翼导轨3的一端的缝翼2。 [0004] 为驱动缝翼导轨3从而展开或缩回缝翼2，在缝翼导轨3上的凹部3a内安装具有与缝翼导轨3的弓形形状对应的弓形形状的锯齿状缝翼齿条7，并且对应地锯齿状传动小齿轮8与缝翼齿条7上的齿7a啮合，使得当传动小齿轮8旋转时，传动小齿轮8上的齿8a和齿条7上的齿7a合作以将缝翼齿条7和附接到该缝翼齿条的缝翼枢转或驱动到展开位置，也就是沿着图1中的箭头“A”的方向枢转或驱动。通常，缝翼导轨3在其完全收纳位置和完全展开位置之间旋转27度角。小齿轮8沿相反方向的旋转还沿着箭头“B”的方向驱动缝翼导轨3回到其收纳位置，如图1所示。 [0005] 传动小齿轮8安装在轴9上，该轴9沿着机翼1的前缘在该前缘内延伸。若干个齿轮8可以被可旋转地安装在轴8上，一个齿轮8用于驱动每个缝翼2，使得当轴9被接近于机翼1的内侧端的缝翼展开马达旋转时，所有的缝翼被一起展开。 [0006] 缝翼导轨3具有大体上方形的横截面轮廓，使得其上表面3b和下表面3c均限定柱体的曲面的一部分，这些柱体均具有与缝翼导轨3的旋转轴线共轴的轴线。 [0007] 缝翼导轨3被支承在位于该缝翼导轨3上方和下方的滚柱轴承10a和10b之间，并且每个轴承10a、10b的旋转轴线均平行于其它的轴承10a、10b中的每一个的旋转轴线，并且平行于缝翼导轨3沿箭头“A”和“B”的方向在其收纳位置和展开位置之间进行旋转所绕的轴线。上轴承10a与缝翼导轨3的上表面3b接触并且下轴承10b与下表面3c接触，使得它们支承缝翼导轨3并且在展开和缩回期间引导该缝翼导轨3。轴承10a、10b承受在飞行期间在收纳位置和展开位置中施加于缝翼2的垂直载荷，并且还在缝翼展开和缩回期间引导缝翼导轨2的运动。 [0008] 应当理解，轴承10a、10b仅承载沿垂直方向施加的载荷。垂直载荷是指这样的载荷：沿在图面中延伸的方向作用或者沿与每个轴承的旋转轴线成直角的方向作用的载荷。 [0009] 应当理解，尤其是因为缝翼2通常不会精确地垂直于气流的方向沿着机翼1的前缘延伸，所以在飞行期间除了沿垂直方向作用的载荷之外，在缝翼2上还可作用显著的侧向载荷。侧向载荷是指这样的载荷：沿在图面中延伸的方向以外的方向作用的载荷，或者换言之，那些沿与每个轴承10a、10b的旋转轴线成直角以外的方向作用的载荷。 [0010] 为抵抗侧向载荷，缝翼导轨3还由设置在该缝翼导轨3的任一侧上的另外的轴承11进行支承，这些轴承11与安装在缝翼导轨3的上方和下方的垂直载荷轴承10相对置。这些侧向载荷轴承11可以是不可旋转的并且可以只包括支承面、垫或者衬垫，当侧向载荷被施加于缝翼2时，缝翼导轨3的侧壁可以抵靠在所述支承面、垫或衬垫上。 [0011] 传统上也可以在各上轴承10a之间设置至少一个故障安全轴12，通常称为“芬克销(funk pin)”，并且该至少一个故障安全轴12被定位成使得在垂直载荷轴承10中的一个或更多个出故障的情况下支承缝翼导轨3。芬克销12可以是不可旋转的轴，在轴承10发生故障的情况下，缝翼导轨3抵靠该不可旋转的轴进行滑动或滑移。在正常操作期间，芬克销不起作用并且在每个销与缝翼导轨3的表面之间存在间隙，使得除了发生轴承损坏的情况之外，缝翼导轨3不接触芬克销。 [0012] 应当理解，用于接近于机翼1的前缘在机翼结构内的部件的空间是非常有限的，尤其是一旦已安装上缝翼导轨3和其垂直载荷轴承10a、10b以及侧向载荷轴承11、传动小齿轮8以及芬克销12时。除了增加的重量、制造成本以及复杂性之外，容纳所有这些部件的要求将会对机翼1的形状设计施加相当大的约束。 [0013] 因为附加的侧向载荷轴承11和芬克销12被布置在各上轴承10a和下轴承10b之间，所以这些轴承必须围绕缝翼导轨3的轴线沿周向彼此间隔开一定距离，该距离在轴承10a、10b之间提供足够的空间以容纳侧向载荷轴承10a、10b以及芬克销12。因此，传统组件的另一个缺点在于缝翼导轨3必须相对长以允许用于缝翼2的期望的最大展开角度，同时确保即使在最大展开下缝翼导轨3也会由缝翼导轨3上方的两个垂直载荷轴承10a和缝翼导轨3下方的两个垂直载荷轴承10b充分地支承。由于其延长的长度，缝翼导轨3穿过翼梁6并且因此缝翼导轨3的自由端必须被容纳在导轨室(track can)13内，该导轨室13位于翼梁后方，用于使缝翼导轨3与储存在机翼1内的燃料分开。然而，不希望在翼梁6中具有开口，因为这会削弱机翼结构。还应当理解，对导轨室13的要求还提出了关于需要提供适当的密封的另外问题和组装问题，该密封是指在导轨室13附接到翼梁6之处的密封，以便防止燃料泄漏。 [0014] 本发明的实施方式试图提供一种克服或者基本上缓解上面提到的问题的飞机缝翼支承组件。发明内容 [0015] 根据本发明，提供了一种缝翼支承组件，该缝翼支承组件包括：缝翼支承臂，该缝翼支承臂具有沿着该缝翼支承臂的长度延伸的多个支承面，所述缝翼支承臂是可动的，以便使附接于所述缝翼支承臂的一端的缝翼从飞机机翼的前缘展开；以及能安装在所述机翼内的多个轴承，每个轴承均与关联的支承面滚动接触以在所述缝翼的展开和缩回期间支承并引导所述缝翼支承臂，其中所述支承面和关联的所述轴承中的至少一些被构造成使得每个所述轴承均抵抗沿不止一个方向施加于所述缝翼支承臂的载荷。 [0016] 因为所述轴承中的每一个均能经受住沿多个方向施加于所述缝翼支承臂的载荷，所以不再需要附加的侧向载荷轴承或衬垫，从而减少了所需部件的数量和组件的重量。部件的减少还所述机翼的所述前缘内提供了更多空间并且使所述轴承能够沿展开方向更靠近地定位，从而允许使用比通常情况下更短的缝翼支承臂。 [0017] 在一个优选实施方式中，所述缝翼支承臂具有一对相邻的上支承面，每个所述上支承面均被布置成相对于其相邻的上支承面成一定角度，使得与一个上支承面相关联的轴承不与和另一个上支承面相关联的轴承分享公共轴线。 [0018] 每个所述轴承的旋转轴线均可以互相成直角地相交，尽管也可以设想每个轴承的旋转轴线以小于或大于90度的角相交。 [0019] 在一个实施方式中，所述缝翼支承臂具有一对相邻的下支承面，每个下支承面均被布置成使得与一个下支承面相关联的轴承的旋转轴线和与另一个下支承面相关联的轴承的旋转轴线同轴。 [0020] 在另一个实施方式中，其中所述缝翼支承臂具有第二对相邻的下支承面，所述第二对下支承面的每个支承面均布置成相对于与其相邻的下支承面成一定角度，使得与一个下支承面相关联的轴承不和与该下支承面相邻的下支承面相关联的轴承共享公共轴线。 [0021] 在所述另一个实施方式中，与每个下支承面相关联的每个轴承的旋转轴线可以互相成直角地相交，尽管也可以设想其他角度。 [0022] 在另一个实施方式中，所述缝翼支承臂是弯曲的并且能绕与该缝翼支承臂的曲率轴线对应的轴线旋转，至少所述上支承面具有沿轴向延伸的宽度，并且从所述缝翼支承臂的轴线到各所述上支承面的径向距离横过各所述上支承面的宽度改变。 [0023] 因为从所述轴线到所述支承面的所述径向距离横过所述支承面的宽度变化，所以与所述支承面滚动接触的所述轴承能够经受住包括侧向载荷以及垂直载荷的沿所有方向的载荷。所述径向距离是指从所述缝翼支承臂的轴线到所述支承面的最短距离，即从所述缝翼支承臂的轴线到所述支承面垂直延伸的线的长度。 [0024] 典型地，所述径向距离在横过所述支承面的宽度的方向上以线性方式改变。 [0025] 在优选实施方式中，所述支承面包括一对上支承面。 [0026] 最优选地，从所述缝翼支承臂的轴线到一个上支承面的径向距离在横过该上支承面的宽度的方向上增大，并且从所述缝翼支承臂的轴线到另一个上支承面的距离在横过该另一个上支承面的宽度的相同方向上减小。 [0027] 在一个实施方式中，每个上支承面均被一区域分开，该区域具有沿轴向延伸的宽度，并且从所述轴线到所述区域的距离在横过该区域的宽度的方向上恒定。 [0028] 在优选实施方式中，所述轴承面还包括一对下支承面。 [0029] 优选地，每个所述下支承面均具有沿轴向延伸的宽度，并且从所述轴线到各所述下支承面的径向距离在横过每个下支承面的宽度的方向上恒定。 [0030] 从所述缝翼支承臂的轴线到一个下支承面的距离可以在横过该下支承面的宽度的径向方向上增大，并且从所述轴线到另一个下支承面的距离可以在横过该另一个下支承面的宽度的相同方向上减小。 [0031] 便利地，每个下支承面均可以被一区域分开，该区域具有沿轴向延伸的宽度，并且从所述轴线到所述区域的径向距离在横过每个下支承面的宽度的方向上恒定。 [0032] 在优选实施方式中，每个上支承面均沿径向与下支承面间隔开。 [0033] 从所述缝翼支承臂的轴线到一个支承面的径向距离可以在横过该支承面的宽度的方向上增大，而从所述轴线到与所述一个支承面沿径向间隔开的另一个支承面的距离可以在横过该另一个支承面的宽度的相同方向上减小。 [0034] 典型地，至少一个所述轴承与每个支承面滚动接触。理想地，有两个或甚至三个轴承与每个支承面滚动接触。 [0035] 在优选实施方式中，每个所述轴承的旋转轴线均平行于与该轴承接触的支承面，尽管也可以设想所述轴承的旋转轴线平行于所述缝翼支承臂的轴线，在这种情况下，所述轴承的表面成一角度从而与它们的相应的支承面进行滚动接触。 [0036] 有利地，所述轴承可以安装在轴承轭中，所述轭被构造成用于附接到飞机的机翼结构。 [0037] 所述轴承轭优选地包括：框架，该框架具有孔以接纳所述缝翼支承臂；以及这样的构件，该构件用于将所述轴承安装在所述轭中使得所述轴承与所述支承面处于滚动接触。 [0038] 在一个实施方式中，每个所述轴承均可以被可旋转地安装在轴上，所述轴在一端具有帽。所述轴的远离所述帽的另一端可以是有螺纹的，以便接合所述轭中相应的螺纹孔，并且所述轭可以具有开口以当所述轴的所述螺纹端与所述轭中的所述螺纹孔螺纹接合时接纳并支承所述帽。 [0039] 在一个实施方式中，可以通过“O”形密封圈在所述帽和所述轭之间形成密封以防止污垢在所述帽和所述轭之间进入到所述轴承内。 [0040] 便利地，在所述帽上设置工具接合构件，以使所述轴能够被旋转从而将所述轴的螺纹部联接至所述轭。 [0041] 在一个实施方式中，多个所述轭绕所述缝翼支承臂的轴线以一定角度互相间隔开，每个所述轭均容纳一对上轴承和一对下轴承。 [0042] 在一个实施方式中，所述缝翼支承臂的远离所述缝翼的自由端被倒角。 [0043] 所述缝翼支承组件优选地包括缝翼齿条和所述缝翼支承臂中的凹槽，该缝翼齿条在所述凹槽中安装到所述缝翼支承臂用于与传动小齿轮协作，所述传动小齿轮被构造成使缝翼导轨绕该缝翼导轨的轴线进行旋转以展开和缩回所述缝翼。 [0044] 根据本发明的另一方面，提供了一种具有缝翼和根据本发明的缝翼支承组件的飞机机翼，所述缝翼支承臂被构造成使得当所述缝翼已经到达完全展开位置时，所述缝翼支承臂脱离与所述机翼的前缘间隔开最远的轭。附图说明 [0045] 现在将参照附图中的图2至图7仅通过实施例的方式来描述本发明的实施方式，在附图中： [0046] 图1是飞机的机翼的前缘的一部分的现有技术侧剖视图，其中示出的缝翼处于其收纳位置； [0047] 图2是缝翼支承臂和轴承的示意性剖视图以示出本发明的原理； [0048] 图3是图2所示的缝翼支承臂构造的变型的示意性剖视图； [0049] 图4是机翼的前缘和缝翼的示意性侧剖视图，其中缝翼处于其缩回位置； [0050] 图5是如图4所示的机翼的前缘和缝翼的示意性侧剖视图；但是缝翼处于其最大展开位置； [0051] 图6是图3的实施方式的更实际应用的立体图； [0052] 图7是类似于图6的立体图，但是为清楚起见移除了轴承轭。具体实施方式 [0053] 图1表示机翼的前缘的一部分和缝翼的现有技术视图，并且在上面已经描述过。 [0054] 现在参看图2和3，示出了根据发明的实施方式的缝翼导轨支承组件20的简化的剖视图。该横截面是从正面观察即朝机翼的前缘看去的对弯曲的缝翼支承臂或缝翼导轨21进行剖切的，因此附接于缝翼支承臂21的前端的缝翼本身在这些附图中是看不见的，并且当附接于缝翼支承臂21的缝翼2被展开时，缝翼支承臂21沿着朝观察者离开纸张的方向围绕其理论中心或轴线(图中未示出)进行旋转。 [0055] 如图1的现有技术视图中一样，弯曲的缝翼支承臂21具有沿其长度的弓形凹槽或凹部22，在该弓形凹槽或凹部中容纳有附接于缝翼支承臂21的缝翼齿条23。缝翼齿条23具有沿着其下暴露表面延伸的齿23a用于与传动小齿轮(未示出但类似于图1所示的传动小齿轮8)啮合，以便在缝翼展开位置和缝翼缩回位置之间驱动缝翼支承臂21，如传统的那样。 [0056] 缝翼支承臂21在两个肋24之间形成的空间内延伸，该两个肋24形成飞机机翼结构的一部分，并且上轴承轭25刚性地附接于肋24并且在这些肋24之间延伸。轴26也被刚性地安装于缝翼支承臂21下面的肋24并且在这些肋24之间延伸。两个轴承27a、27b可旋转地安装在轴26上并且与缝翼支承臂21上的相应的支承面28a、28b滚动接触。应当理解，当缝翼支承臂21在其展开位置和缩回位置之间运动时，轴承27a、27b的旋转轴线(A-A，见图2)和相应的支承面28a、28b都平行于缝翼支承臂21的旋转轴线(X-X)。因此，这些轴承仅能抵抗沿垂直方向即沿图2中的箭头“F”方向施加于缝翼支承臂21的载荷，但是不能支承缝翼支承臂21的任何侧向载荷。然而，缝翼支承臂21的上侧被分成两个支承面29a、29b，该两个支承面29a、29b均朝向顶端30以一定角度从缝翼支承臂21的侧面向上延伸。实际上，缝翼支承臂21的上边缘具有三角形轮廓的横截面，不过可设想支承面29a、29b不需要在顶端相遇从而在两个支承面之间可以存在有平行于缝翼支承臂21的轴线延伸的区域。 [0057] 一对上轴承31a、31b可旋转地安装在分开地成角度的轴32a、32b上，该轴32a、32b被容纳在上轴承轭25内，并且轴承31a与成角度的支承面29a滚动接触同时轴承31b与成角度的支承面29b滚动接触。轴32a、32b是成角度的使得每个轴承31a、31b的旋转轴线(B-B和C-C)平行于其相应的支承面29a、29b。应当理解，由于上轴承31a、31b的定向，使得轴承31a、31b和它们的相应的支承面29a、29b之间的接触面不再平行于缝翼支承臂21的旋转轴线，因此除垂直载荷以外，上轴承31a、31b现在能够抵抗施加于缝翼支承臂21的侧向载荷力，即沿图2中箭头“L”的方向施加的力。因此，不再需要传统上在现有技术缝翼支承组件中使用的附加的侧向载荷轴承，从而减小重量并且节约空间和成本。 [0058] 应当理解，因为支承面29a、29b不平行于缝翼支承臂的旋转轴线，所以距离缝翼支承臂的轴线X-X的径向距离在沿该轴线的方向上在最大距离D1和最小距离D2之间变化，如图2所示。应当注意，对于左手边支承面29a而言径向距离沿第一方向(从右至左，如图2所示)减小，并且对于右手边支承面29b而言径向距离沿第二方向(从左至右，如图2所示)减小。 [0059] 图3示出了类似于图2所示的布置，只不过下轴承27a、27b以和上轴承31a、31b相同的方式布置(并且现在具有分开的轴线A1-A1和A2-A2)，并且缝翼支承臂21的下支承面28a、28b也相对于缝翼支承臂21的旋转轴线成一定角度。下轴承27a、27b中的每一个均也可旋转地安装在各自的轴32a、32b上，这些轴32a、32b被容纳在下轭33中，该下轭33在飞机机翼的肋24之间延伸。在本实施方式中，下轴承27a、27b和上轴承31a、31b都能够抵抗施加于缝翼支承臂21的侧向载荷和垂直载荷。 [0060] 虽然下支承面28a、28b和/或上支承面29a、29b被示为与缝翼支承臂21旋转所绕的轴线成45度角，但是应当理解，支承面28a、28b和29a、29b可以根据轴承需要承受的载荷采取0度和90度之间的任何角度。例如，侧向载荷力将显著小于垂直载荷力，因此使支承面成一定角度使得它们的关联轴承被定位成抵抗比侧向载荷力更大的垂直载荷力。 [0061] 图2所示的布置的总侧视图示出在图4中，并且其中可以看到缝翼2处于其缩回位置，在该收回位置它位于抵靠机翼1的前缘处。在本实施方式中，有三个上轭25，该三个上轭25在缝翼支承臂21上方围绕该缝翼支承臂21的理论旋转中心或旋转轴线“X”以一定角度间隔开地布置，该三个上轭25中的每一个均容纳两个轴承31a、31b，如图2所示和参照图2所述。还示出了三个下轴承27a，这三个下轴承27a围绕缝翼支承臂21的旋转轴线“X”以一定角度彼此间隔开并且与上组轴承31a、31b中的每一个对应。还示出了与缝翼齿条23上的齿23a啮合的传动小齿轮33，其定位在下轴承27a中的两个之间以在展开位置和缩回位置之间驱动缝翼支承臂21。 [0062] 在图5中示出了相同的总侧视图，只不过在本视图中示出了缝翼2处于其最大展开位置。为实现这个位置，缝翼支承臂21已围绕其轴线“X”旋转了大约24度(在图4和图5中由角α示出)。可见，在这个位置，后面的一组轴承27a、27b和31a、31b即距离机翼的前缘或缝翼2最远的轴承是多余的，因为缝翼支承臂21不再与这些轴承接合并且完全由更接近于机翼1的前缘的其余两组轴承支承。设想该后面的一组轴承可以被完全省略，尽管当缝翼2缩回时，有利的是提供后面的一组轴承以在航行期间为缝翼提供附加的支承。当缝翼支承臂21缩回时，为将缝翼支承臂21的自由端引导回与后面的一组轴承接合，缝翼支承臂21的自由端可以具有微小的倒角或斜面35。 [0063] 因为不再有需要在垂直载荷轴承之间提供附加的侧向载荷轴承，所以轴承组可以被放置得更靠近在一起，从而节约机翼结构内的空间，并且允许缝翼支承臂21的长度相应减小，因为即使在缝翼2完全展开的情况下，缝翼支承臂21仍可以由两个轴承组支承。由于缝翼支承臂21的长度减小，不再有需要穿过翼梁6，并且也不再需要导轨。作为附加的优点，也可以布置相应的上轴承和下轴承使得从缝翼支承臂21的理论旋转中心或旋转轴线延伸的线经过下轴承和上轴承的轴线，因为轴承可以被放置在通过缝翼支承臂的理论旋转中心的真实径向中心线上，从而提高承载能力。在现有技术构造中，由于空间的不足并且需要在垂直载荷轴承之间提供附加的侧向载荷轴承，这是不可能的。 [0064] 现在参照图6和图7，图6和图7示出了图3的概括实施方式的更实际的构造，并且其中可看到具有上支承面29a、29b和下支承面28a、28b的缝翼支承臂21。缝翼齿条23被容纳在凹槽22中并且具有用于与传动小齿轮(未示出)啮合的齿23a。 [0065] 每组轴承27a、27b和31a、31b被安装在整体轭40中，该整体轭40具有开口41，该开口41被成形为接纳贯穿该整体轭的缝翼支承臂21。轭41具有位于其端面43中的凹部42以便于轴承27a、27b和31a、31b的插入和移除，这在图7中可以看得更清楚，图7示出了与图6相同的视图，但是为清楚起见省略了轭40。每个轴承27a、27b和31a、31b均包括可旋转地安装在轴44上的轴承元件43(见图7)。轴44具有端帽或头部45，并且轴44的远离端帽45的端部在附图标记46处是螺纹部，以便当轴44和安装在该轴44上的轴承元件 43一起被插入穿过轭40的端面中的孔42时与轭40中的相应的螺纹孔(未示出)进行螺纹接合。端帽45被支承在轭的凹部42中并且可以设置有密封元件以密封端帽45与凹部 42的壁之间的任何间隙从而防止污垢的进入。端帽45的顶面47可以设置有用于与工具接合的孔48以将其插入并安装到轭40。该轭40也可以设置有排出孔40a以允许水从轭40排出。 [0066] 轭40的端面43设置有肩部49。设想这些(肩部)被成形为使每个轭40连同在其内安装的轴承27a、27b和31a、31b能在组装期间被插入到飞机机翼1，使得肩部49接合在相应的肋5之间，从而将相应的轭40定位在正确的位置以接纳缝翼支承臂21。 [0067] 本发明的实施方式根本上减少了传统的缝翼支承组件所需的轴承数量达50％，因为现在侧向载荷由抵抗垂直载荷的相同轴承抵抗，所以不再需要设置单独的侧向载荷轴承。这能够显著地减少重量和/或大大地减小稠密的机翼前缘中的设计空间限制。 [0068] 应当理解，在前的描述仅通过实施例的方式给出，并且在没有偏离所附的权利要求的范围的情况下，可以对本发明的缝翼支承组件做出变型。例如，应当注意，在本发明的上述实施方式中，缝翼支承臂围绕轴线弯曲并且围绕所述轴线在其收纳位置和展开位置之间旋转。然而，可以设想缝翼支承臂沿非圆形路径诸如椭圆的或直线的路径而行进和/或缝翼支承臂不是弯曲的。