頂推裝置、活動機構和飛行器的制作方法

本發明涉及頂推裝置、包括頂推裝置的活動機構和包括活動機構的飛行器，更具體地，涉及能夠對飛行器的活動機構提供有效故障保護的用于飛行器的活動機構的頂推裝置。

背景技術：

在諸如飛機之類的飛行器中，設置有用于實現相應功能的多種不同活動部件。例如，這些活動部件為設置在機翼上的各種活動翼面，比如用于在較低速度下獲得較大升力和較好操控能力的襟翼(襟翼可分為內側襟翼和外側襟翼并且還可分為前緣縫翼和后緣襟翼等)、用于控制飛機的橫側姿態(坡度)的副翼、以及用于增加阻力以減低飛機速度的減速板等等。

另一方面，可以為活動部件設置用于緩沖活動部件的運動從而改進活動部件的運動穩定性的阻尼裝置。阻尼裝置隨著活動部件的運動而運動，因而存在斷裂的可能性。一旦阻尼裝置發生斷裂，阻尼裝置中的斷裂部分有可能撞擊飛機的用于安裝活動部件的固定結構(例如機翼的骨架結構)而造成難以維修的固定結構的損壞。另外，阻尼裝置中的斷裂部分撞擊固定結構之后還有可能會造成卡住情形從而導致活動部件無法繼續運動和正常工作以實現其預期功能，或者，阻尼裝置中的兩個斷裂部分之間相互干涉而造成卡住情形從而也導致活動部件無法繼續運動和正常工作以實現其預期功能。

參照圖1(圖1為示出根據相關技術的用于活動部件的阻尼裝置的第一失效情況的立體圖)，在圖1中根據相關技術的阻尼裝置100A的缸體側(圖1中的左側)的套環150A已發生斷裂而撞擊至用于安裝活動支撐結構200A(活動部件進而安裝在活動支撐結構200A以與活動支撐結構200A一體地運動)和阻尼裝置100A兩者的機翼的固定結構(例如翼肋300A)的相應部分。由此，造成翼肋300A(翼肋300A通常難以維修)的損壞，而且，還有可能造成卡住情形從而導致活動部件無法繼續運動或無法繼續順暢地運動(例如無法或無法順暢地沿圖1中所示的A方向回退)。

參照圖2(圖2為示出根據相關技術的用于活動部件的阻尼裝置的第二失效情況的立體圖)，在圖2中根據相關技術的阻尼裝置100A的軸桿120A已發生斷裂或者從缸體110A中脫出，并且軸桿120A的端部與缸體110A的端部接觸而干涉，由此造成卡住情形而導致活動支撐結構200A進而活動部件無法沿圖2中所示的A方向回退。

因此，在本領域中，存在對能夠避免發生上述情況的技術方案的需求。

這里，應當指出的是，本部分中所提供的技術內容旨在有助于本領域技術人員對本發明的理解，而不一定構成現有技術。

技術實現要素：

在本部分中提供本發明的總概要，而不是本發明完全范圍或本發明所有特征的全面公開。

本發明的一個目的是提供一種能夠對飛行器的活動機構提供有效故障保護的頂推裝置。

本發明的另一目的是提供一種以巧妙和簡單的設計原理構造的頂推裝置。

本發明的另一目的是提供一種能夠避免活動機構中的輔助活動裝置的斷裂部分撞擊固定結構而造成固定結構損壞的頂推裝置。

本發明的另一目的是提供一種能夠避免活動機構中的輔助活動裝置的斷裂部分造成卡住情形從而導致活動機構無法繼續運動和正常工作的頂推裝置。

本發明的另一目的是提供一種能夠方便地安裝至固定結構上而無需對固定結構以及對活動機構的現有結構做出改變或者所做的改變很小的頂推裝置。

本發明的另一目的是提供一種易于制造和安裝的頂推裝置。

本發明的其它目的在于提供一種包括上述頂推裝置的活動機構和一種包括上述活動機構的飛行器。

為了實現上述目的中的一個或多個，根據本發明的一個方面，提供 一種用于飛行器的活動機構的頂推裝置，所述活動機構包括主活動裝置和輔助所述主活動裝置的輔助活動裝置，所述頂推裝置包括支撐構件和由所述支撐構件支撐的頂推組件，所述頂推組件包括頂推元件和蓄能元件。在所述輔助活動裝置發生斷裂時，所述頂推元件適于借助來自所述蓄能元件的能量而將所述輔助活動裝置的斷裂部分從正常工作位置頂推至偏離位置。

為了實現上述目的中的一個或多個，根據本發明的另一方面，提供一種用于飛行器的活動機構，包括：主活動裝置；以及輔助活動裝置，所述輔助活動裝置隨著所述主活動裝置的運動而運動并且用于輔助所述主活動裝置實現所述主活動裝置的預期功能。所述活動機構還包括如上所述的頂推裝置。

為了實現上述目的中的一個或多個，根據本發明的另一方面，提供一種飛行器。所述飛行器包括如上所述的活動機構。

根據本發明，以巧妙和簡單的設計原理構造出用于活動機構的阻尼裝置(輔助活動裝置)的彈射裝置(頂推裝置)。由此，一旦阻尼裝置發生斷裂，阻尼裝置中的斷裂部分之一在向下墜落之前被彈射裝置沿水平方向彈射至偏離阻尼裝置的正常工作位置的偏離位置。這樣，可以避免阻尼裝置中的斷裂部分撞擊飛機的用于安裝活動機構的固定結構(例如機翼的翼肋)而造成難以維修的固定結構的損壞。另外，還可以避免在阻尼裝置中的斷裂部分撞擊固定結構之后有可能會造成卡住情形從而導致活動機構無法繼續運動和正常工作以實現其預期功能。另外，還可以避免阻尼裝置中的兩個斷裂部分之間相互干涉而造成卡住情形從而導致活動機構無法繼續運動和正常工作以實現其預期功能。

另外，根據本發明，用于活動機構的阻尼裝置的彈射裝置可以方便地安裝至飛機固定結構上，而無需對飛機固定結構(例如翼肋)以及對活動機構及其阻尼裝置的現有結構做出改變或者所做的改變很小。因此，進一步提高根據本發明的彈射裝置的制造和安裝容易性。

附圖說明

通過以下參照附圖的描述，本發明的一個或多個實施方式的特征和優點將變得更加容易理解，在附圖中：

圖1為示出根據相關技術的用于活動部件的阻尼裝置的第一失效情況的立體圖；

圖2為示出根據相關技術的用于活動部件的阻尼裝置的第二失效情況的立體圖；

圖3是示出根據本發明示例性實施方式的彈射裝置的立體圖；

圖4至圖8分別是示出根據本發明示例性實施方式的彈射裝置的組成部件的立體圖；

圖9是用于說明根據本發明示例性實施方式的彈射裝置的安裝的示意圖；

圖10是示出已安裝至飛機固定結構的根據本發明示例性實施方式的彈射裝置的立面圖；

圖11至圖15是示出根據本發明示例性實施方式的彈射裝置在阻尼裝置第一失效情況下的工作過程的一系列圖；

圖16至圖18是示出根據本發明示例性實施方式的彈射裝置在阻尼裝置第二失效情況下的工作過程的一系列圖；以及

圖19是示出根據本發明的飛行器的示意圖。

具體實施方式

下面參照附圖、借助示例性實施方式對本發明進行詳細描述。對本發明的以下詳細描述僅僅是出于說明目的，而絕不是對本發明及其應用或用途的限制。

首先，參照圖3至圖10描述根據本發明示例性實施方式的彈射裝置10。其中，圖3是示出根據本發明示例性實施方式的彈射裝置的立體圖，圖4至圖8分別是示出根據本發明示例性實施方式的彈射裝置的組成部件的立體圖，圖9是用于說明根據本發明示例性實施方式的彈射裝置的安裝的示意圖，而圖10是示出已安裝至飛機固定結構的根據本發明示例性實施方式的彈射裝置的立面圖。

如圖所示，彈射裝置10可以包括支架20、導栓30、銷40(對應于頂推元件)、彈簧50(對應于蓄能元件)和螺紋件60。這里，需要指出的是， 彈射裝置10用作根據本發明的頂推裝置。

支架20可以呈大致長形板體，并且在其一端(圖3中的右端并且也可稱為近端)處設置有軸孔22而在其另一端(圖3中的左端并且也可稱為遠端)處設置有栓孔24和銷孔26。通過將軸孔22套在用于安裝阻尼裝置100的安裝軸320(參見圖9，并且安裝軸320可以例如固定地附接至機翼的翼肋300的相應部分)上，支架20能夠可旋轉地安裝至翼肋300(用作根據本發明的固定結構)。這里，需要指出的是，支架20用作根據本發明的支撐構件。

導栓30可以具有頭部32和桿部34。在一些示例中，可以僅在桿部34的與頭部32相鄰的區域處設置外螺紋(外螺紋部35)，而在桿部34的遠端區域處不設置外螺紋(滑動支承部36)。在其它示例中，可以在桿部34的整個長度上設置外螺紋。導栓30可以插入穿過栓孔24并且與栓孔24(栓孔24可以設置有內螺紋)螺紋連接，從而附接至支架20(參見圖3)。然而，可以構想除螺紋連接以外的其它合適的固定連接方式的使用。

在圖示的示例中，設置有四個導栓30(相應地，在支架20中設置有4個栓孔24)。如圖10所示，在彈射裝置10安裝至翼肋300的安裝狀態下，阻尼裝置100(具體為阻尼裝置100的位于缸體側的與套環150相鄰的用于連接套環150與缸體的連接區段160)被夾在上對導栓30(圖10中可看到的那對導栓)與下對導栓30(圖10中未看到)之間。由此，隨著阻尼裝置100繞安裝軸320進行旋轉運動，彈射裝置10借助導栓30的傳動作用也繞安裝軸320進行旋轉運動。這里，需要指出的是，導栓30用作根據本發明的傳動構件。

由于傳動構件實施為從阻尼裝置100的外部夾持阻尼裝置100的導栓30，因此無需對阻尼裝置100進行額外加工即可實現傳動構件對阻尼裝置100的夾持并且實現運動從阻尼裝置100至彈射裝置10的傳遞。在阻尼裝置100是外購標準件的情況下，這種無需對現有結構進行額外加工和改變的情況是特別有利的。

銷40可以具有頭部42(也稱為抵接部)和桿部44。如圖10所示，在彈射裝置10安裝至翼肋300的安裝狀態下，頭部42抵靠于連接區段160。

彈簧50可以呈螺旋彈簧形式。然而，可以構想其它合適的彈簧類型的使用。

螺紋件60(也稱為彈性調節構件)可以具有頭部62和筒部64。頭部62可以呈六邊形板體以便于使用特定工具來旋擰螺紋件60。頭部62可以設置有中心通孔以供銷40的桿部44穿過。筒部64可以為中空筒體以便在筒部64中容納彈簧50的一端。筒部64的外周可以設置有外螺紋，由此螺紋件60可以與銷孔26(銷孔26可以設置有內螺紋)螺紋連接。

如圖10所示，在彈射裝置10安裝至翼肋300的安裝狀態下，彈簧50圍繞銷40的桿部44并且被夾在銷40的頭部42與已旋擰至銷孔26中的螺紋件60的頭部62之間。通過旋擰螺紋件60，可以方便地調節彈簧50的壓縮程度(即預加載程度)。在一些示例中，可以將(每個)彈簧50調節成能夠施加(大約)80N的彈性力。這里，需要指出的是，銷40、彈簧50和螺紋件60可以構成根據本發明的彈射組件或頂推組件UM。

在圖示的示例中，設置有兩個彈射組件(即兩組銷40、彈簧50和螺紋件60)，并且兩個彈射組件在彈射裝置10的橫向方向(圖3中的豎向方向)上位于上對導栓30與下對導栓30之間。

在圖示的示例中，彈射裝置10設置在阻尼裝置100的缸體側。這樣，由于阻尼裝置100的缸體側附近通常具有較寬空間并且由于阻尼裝置100的位于缸體側的連接區段160適于被導栓夾持和被彈射組件彈射，因此這種設置是特別有利的。

下面參照圖11描述應用根據本發明示例性實施方式的彈射裝置10的活動機構MM。

例如，活動機構MM可活動地安裝在機翼的翼肋300上。在一些示例中，活動機構MM可以包括襟翼組件(未圖示)，例如內側襟翼(IBF)。襟翼組件包括襟翼本體以及活動支撐結構(活動桿)200，襟翼本體可以固定地安裝在活動支撐結構200的上表面210上以與活動支撐結構200一體地運動。活動支撐結構200連同襟翼本體(即襟翼組件)在襟翼致動器(未圖示)的驅動下能夠以軸部(圖11未示出，但是可以參見與之對應的圖1所示的軸部220A)為旋轉中心進行旋轉。另外，活動支撐結構200的遠端還可以設置有用于與阻尼裝置100連接的連接軸230。當活動支撐結構200沿逆時針方向(對圖11而言)旋轉時，襟翼本體朝向機翼本體回退，而當活動支撐結構200沿順時針方向(對圖11而言)旋轉時，襟翼本體朝向機翼本體的外部伸展。

為了緩沖活動機構MM的運動從而改進活動機構MM的運動穩定性，可以為活動機構設置阻尼裝置100。在圖示的示例中，阻尼裝置100可以包括：缸體110(例如雙缸結構)；插入至缸體110中從而能夠相對于缸體110滑動的軸桿120；位于阻尼裝置100的缸體側(圖11中的左側)的、用于套在翼肋300的安裝軸320上的近端套環150；與套環150相鄰的用于連接套環150與缸體110的連接區段160(在一些示例中，連接區段160可以形成為具有適于被導栓30夾持的一對平坦狀相反表面并且具有適于被銷40的頭部42抵靠的平坦狀表面，并且，連接區段160對應于根據本發明的相應部分)；以及位于阻尼裝置100的軸桿側(圖11中的右側)的、用于套在活動支撐結構200的連接軸230上的遠端套環170。這里，需要指出的是，阻尼裝置100用作根據本發明的輔助活動裝置，而襟翼組件用作根據本發明的主活動裝置。主活動裝置為飛機實現相應預期功能必不可少的裝置，而輔助活動裝置用于輔助主活動裝置可靠地實現其預期功能，但是當輔助活動裝置失效時主活動裝置在例如缺失某些性能(比如運動穩定性)的情況下仍然能夠完全實現或基本實現其預期功能。

當活動支撐結構200以軸部為旋轉中心旋轉時，阻尼裝置100隨動地以安裝軸320為旋轉中心旋轉，與此同時，在阻尼裝置100中軸桿120在缸體110中滑動而使得阻尼裝置100發生伸縮運動。由此，阻尼裝置100起到緩沖活動支撐結構200進而襟翼本體的運動的作用。例如，阻尼裝置100可以采用液壓阻尼、空氣阻尼以及機械阻尼(比如機械彈簧)等合適的阻尼形式。

在優選的示例中，在近端套環150和/或遠端套環170設置有球窩接頭(圖9中示出近端套環150處的近端球窩接頭180)。由于采用球窩接頭，除了允許阻尼裝置100在下述的正常工作位置進行旋轉運動之外，還允許阻尼裝置100在斷裂的情況下容易地被彈射裝置10頂推至下述的偏離位置，由此確保彈射裝置10能夠實現其預期的保護功能。

在優選的示例中，在活動機構MM中設置有接收構件400。接收構件可以呈溝槽狀以便接收發生意外斷裂的阻尼裝置100的向下墜落的斷裂部分。在斷裂部分被接收在接收構件400上的情況下，已發生斷裂的阻尼裝置100不會干涉活動機構MM的正常運動(尤其是回退運動)，從而盡管缺失阻尼但是活動機構MM仍然能夠繼續工作。

下面描述根據本發明示例性實施方式的彈射裝置10安裝至翼肋300 的示例性安裝過程。

參照圖9和圖10，將處于組裝狀態下(參見圖3)的彈射裝置10的軸孔套在設置在機翼的翼肋300的相應部分上的安裝軸320(在一些示例中，安裝軸320可以固定地附接至翼肋300)上。然后，依次地將襯套330、阻尼裝置100的近端套環150和墊圈340套在安裝軸320上。然后，將緊固螺母350旋擰至安裝軸320的螺紋末端上。

在彈射裝置10的安裝狀態下，襯套330將彈射裝置10(具體為支架20的設置有軸孔22的近端)與阻尼裝置100(具體為近端套環150)間隔開預定距離。同時，在彈射裝置10的安裝狀態下，阻尼裝置100的連接區段160被夾在導栓30之間，并且銷40的頭部42在彈簧50的偏置力的作用下抵靠于連接區段160。

下面參照圖11至圖15描述根據本發明示例性實施方式的彈射裝置10在阻尼裝置第一失效情況下的工作過程(圖11至圖15是示出根據本發明示例性實施方式的彈射裝置在阻尼裝置第一失效情況下的工作過程的一系列圖)。

在圖11中，活動支撐結構200正在沿順時針方向旋轉而使襟翼本體向外伸展。因而，阻尼裝置100也沿順時針方向旋轉同時沿縱長方向伸長。此時，彈射裝置10也隨著阻尼裝置100的旋轉而旋轉。

在圖12中，活動支撐結構200繼續沿順時針方向旋轉并且阻尼裝置100繼續沿縱長方向伸長，并且在此時阻尼裝置100的近端套環150發生斷裂。

在圖13中，已發生斷裂的阻尼裝置100被導栓30臨時地夾持而不會立即向下墜落而撞擊翼肋300的位于阻尼裝置100下方的相應部分，與此同時，在預先被適當預加載的彈簧50的偏置力的作用下，銷40的頭部42沿水平方向(圖13中的向下方向)頂推已發生斷裂的阻尼裝置100的連接區段160，從而將已發生斷裂的阻尼裝置100的右側部分(對圖13而言)沿水平方向彈射至偏離阻尼裝置100的正常工作位置WP(參見圖15)的偏離位置OP1(參見圖15)。由此，使阻尼裝置100的向下墜落的斷裂部分沿水平方向偏離翼肋300的位于阻尼裝置100的正常工作位置下方的相應部分從而不會撞擊該相應部分。這里，需要指出的是，偏離位置可以指下述位置：阻尼裝置的斷裂部分在該位置向下墜落時不會撞擊翼肋300的 位于阻尼裝置100下方的相應部分而是會安全地向下墜落至接收構件400上，并且在兩個斷裂部分向下墜落的情況下其中一個斷裂部分在該位置向下墜落而確保兩個斷裂部分安全地向下墜落至接收構件400上從而避免兩個斷裂部分的斷裂端接觸而干涉。

在圖14和圖15中，以不同觀察角度示出阻尼裝置100的已被彈射至偏離位置OP1的斷裂部分安全地向下墜落至接收構件400上。

下面參照圖16至圖18描述根據本發明示例性實施方式的彈射裝置10在阻尼裝置第二失效情況下的工作過程(圖16至圖18是示出根據本發明示例性實施方式的彈射裝置在阻尼裝置第二失效情況下的工作過程的一系列圖)。

在圖16中，已伸長至一定程度的阻尼裝置100的軸桿120在靠近缸體110的部位BP處正在發生斷裂。

在圖17中，已發生斷裂的阻尼裝置100被導栓30臨時地夾持而不會立即向下墜落，與此同時，在預先被適當預加載的彈簧50的偏置力的作用下，銷40的頭部42沿水平方向(圖17中的向下方向)頂推已發生斷裂的阻尼裝置100的連接區段160，從而將已發生斷裂的阻尼裝置100的左側部分(對圖17而言)沿水平方向彈射至偏離阻尼裝置100的正常工作位置WP(參見圖17)的偏離位置OP2(參見圖17)。由此，使阻尼裝置100的左側斷裂部分在偏離位置OP2向下墜落，同時使阻尼裝置100的右側斷裂部分(對圖17而言)在正常工作位置WP向下墜落。這樣，由于兩個斷裂部分沿水平方向相互偏離地向下墜落，因此兩個斷裂部分的斷裂端不會接觸而干涉，從而不會造成卡住情形而導致活動支撐結構200進而整個活動機構MM無法進行正常運動(尤其是回退運動)。

在圖18中，左側斷裂部分和右側斷裂部分已沿水平方向相互偏離地向下墜落至接收構件400上，同時活動支撐結構200連同襟翼本體已完全回退至回退位置。

根據本發明示例性實施方式，以巧妙和簡單的設計原理構造出用于活動機構的阻尼裝置的彈射裝置。由此，一旦阻尼裝置發生斷裂，阻尼裝置中的斷裂部分之一在向下墜落之前被彈射裝置沿水平方向彈射至偏離阻尼裝置的正常工作位置的偏離位置。這樣，可以避免阻尼裝置中的斷裂部分撞擊飛機的用于安裝活動機構的固定結構(例如機翼的翼肋)而造成難 以維修的固定結構的損壞。另外，還可以避免在阻尼裝置中的斷裂部分撞擊固定結構之后有可能會造成卡住情形從而導致活動機構無法繼續運動和正常工作以實現其預期功能。另外，還可以避免阻尼裝置中的兩個斷裂部分之間相互干涉而造成卡住情形從而導致活動機構無法繼續運動和正常工作以實現其預期功能。

另外，根據本發明示例性實施方式，用于活動機構的阻尼裝置的彈射裝置可以方便地安裝至飛機固定結構上，而無需對飛機固定結構(例如翼肋)以及對活動機構及其阻尼裝置的現有結構做出改變或者所做的改變很小。因此，進一步提高根據本發明示例性實施方式的彈射裝置的制造和安裝容易性。

根據本發明的彈射裝置可以容許多種不同變型，這些變型可以獲得與上述根據本發明示例性實施方式的彈射裝置的效果基本相同的效果。

在上述示例性實施方式中，設置四個導栓和兩個彈射組件。然而，可以構想，導栓和彈射組件(銷、彈簧和螺紋件的組合體)的數量是可以變化的。

在上述示例性實施方式中，傳動構件實施為導栓。然而，可以構想傳動構件的其它合適形式，例如從上下兩側將阻尼裝置的相應部分夾持在中間的上夾板和下夾板，又例如可旋轉地且可軸向滑動地插入至設置在阻尼裝置的相應部分處的滑孔中的導栓。

在上述示例性實施方式中，彈射組件/頂推組件實施為機械螺旋彈簧組件。然而，可以構想彈射組件的其它合適形式，例如氣動組件和在阻尼裝置斷裂時能夠自動啟動的煙火頂推組件。

在上述示例性實施方式中，彈射裝置隨著阻尼裝置的運動而運動。然而，可以構想的是，彈射組件也可以相對于阻尼裝置靜止。例如，在彈射組件采用煙火頂推組件的情況下，彈射組件可以不隨阻尼裝置的運動而運動，只要在阻尼裝置發生斷裂時不管當時阻尼裝置所處的位置如何彈射組件均能夠有效地將斷裂部分頂推至偏離位置即可。

在上述示例性實施方式中，支撐構件實施為支架。然而，可以構想支撐構件的其它合適形式，例如直接地從固定結構延伸出的靜止的支撐構件。

在上述示例性實施方式中，輔助活動裝置實施為阻尼裝置。然而，可以構想輔助活動裝置的其它合適形式，例如用于從其它方面輔助襟翼組件可靠地實現其預期功能的也隨著襟翼組件的運動而運動的其它輔助活動裝置。

在上述示例性實施方式中，主活動裝置示例為襟翼組件。然而，可以構想主活動裝置的其它合適形式，例如飛機上的其它活動裝置(比如副翼組件、減速板組件、升降舵組件和方向舵組件)。

在本發明中，還提供用于飛行器AC的包括頂推裝置的活動機構。

在本發明中，還提供包括活動機構的飛行器AC(特別參照圖19，其中圖19是示出根據本發明的飛行器的示意圖)。

總之，根據本發明，可以包括以下有利方案。

在根據本發明的頂推裝置中，所述蓄能元件是彈簧。

在根據本發明的頂推裝置中，所述支撐構件是支架，在所述支架中形成有銷孔，所述頂推元件是銷，所述銷具有銷頭部和穿過所述銷孔的銷桿部，以及所述彈簧套在所述銷桿部并且位于所述銷頭部與所述支架之間。

在根據本發明的頂推裝置中，所述支撐構件是支架，在所述支架中形成有銷孔，所述頂推元件是銷，所述銷具有銷頭部和銷桿部，所述頂推組件還包括彈性調節構件，所述彈性調節構件具有調節頭部和筒部，所述調節頭部設置有供所述銷桿部穿過的通孔，所述彈簧圍繞所述銷桿部并且被夾在所述銷頭部與已連接至所述銷孔中的所述彈性調節構件的調節頭部之間，以及通過調節所述彈性調節構件相對于所述銷孔的位置，能夠調節所述彈簧的偏置力從而能夠調節所述銷頭部抵靠于所述輔助活動裝置的相應部分的抵靠力。

在根據本發明的頂推裝置中，所述筒部為中空筒體以便在所述筒部中容納所述彈簧的一端，所述筒部的外周設置有外螺紋，所述銷孔設置有內螺紋，所述彈性調節構件適于與所述銷孔螺紋連接，由此調節所述彈性調節構件相對于所述銷孔的位置。

在根據本發明的頂推裝置中，所述頂推裝置還包括傳動構件，所述傳動構件適于將所述輔助活動裝置的運動傳遞至所述頂推裝置，使得所述頂 推裝置隨著所述輔助活動裝置的運動而運動。

在根據本發明的頂推裝置中，所述傳動構件適于夾持所述輔助活動裝置的相應部分。

在根據本發明的頂推裝置中，在所述支架中形成有栓孔，以及所述傳動構件包括導栓，所述導栓穿過并連接至所述栓孔，所述導栓具有適于對所述輔助活動裝置的相應部分進行夾持的導栓桿部。

在根據本發明的頂推裝置中，所述導栓包括第一對導栓和第二對導栓，所述第一對導栓和所述第二對導栓從外側將所述輔助活動裝置的相應部分夾在中間。

在根據本發明的頂推裝置中，在所述支架中形成有軸孔，所述軸孔套在用于安裝所述輔助活動裝置的安裝軸上，使得當所述輔助活動裝置繞所述安裝軸旋轉時所述頂推裝置也繞所述安裝軸旋轉。

在根據本發明的活動機構中，所述主活動裝置是襟翼組件。

在根據本發明的活動機構中，所述輔助活動裝置是阻尼裝置。

在根據本發明的活動機構中，所述襟翼組件包括襟翼本體和活動支撐結構，所述襟翼本體固定地安裝在所述活動支撐結構上以便與所述活動支撐結構一體地運動，所述阻尼裝置具有近端和遠端，所述近端可旋轉地連接至附接于所述飛行器的固定結構處的安裝軸，所述遠端可旋轉地連接至設置于所述活動支撐結構的連接軸，以及所述頂推裝置設置在所述阻尼裝置的近端側。

在根據本發明的活動機構中，所述近端經由近端球窩接頭或近端球軸承可旋轉地連接至所述安裝軸，并且/或者，所述遠端經由遠端球窩接頭或遠端球軸承可旋轉地連接至所述連接軸。

在根據本發明的活動機構中，所述活動機構還包括設置在所述阻尼裝置下方以便接收向下墜落的所述斷裂部分的接收構件。

在本申請文件中，方位術語“上”和“下”等的使用僅僅出于便于描述的目的，而不應視為是限制性的。

在本說明書中，每當提及“示例性實施方式”、“一些示例”、“其它示 例”、“優選的示例”和“圖示的示例”等時意味著針對該實施方式/示例描述的具體的特征、結構或特點包括在本發明的至少一個實施方式/示例中。這些用詞在本說明書中不同地方的出現不一定都指代同一實施方式/示例。此外，當針對任一實施方式/示例描述具體的特征、結構或特點時，應當認為本領域技術人員也能夠在所有所述實施方式/示例中的其它實施方式/示例中實現這種特征、結構或特點。

雖然已經參照示例性實施方式對本發明進行了描述，但是應當理解，本發明并不局限于文中詳細描述和示出的具體實施方式/示例。在不偏離權利要求書所限定的范圍的情況下，本領域技術人員可以對示例性實施方式做出各種改變。