申请/专利权人：加拿大空客有限合伙公司

申请日：2016-02-03

公开（公告）日：2021-02-19

公开（公告）号：CN107406136B

主分类号：B64C9/14(20060101)

分类号：B64C9/14(20060101);B64D15/04(20060101)

优先权：["20150205 US 62/112,194"]

专利状态码：有效-授权

法律状态：2021.02.19#授权;2017.12.22#实质审查的生效;2017.11.28#公开

摘要：公开了一种用于阻挡空气流通过飞机机翼中的孔的设备，其中可移动防冰管道延伸穿过该孔。示例性设备包括构造成固定到管道的基部构件和构造成阻挡空气流通过孔的第一密封构件。第一密封构件包括连接到基部构件的近侧部分和构造成可移动地接触机翼的蒙皮的内表面的远侧部分。使用这种设备可以减少通过孔从高压下翼面到低压上翼面的泄漏流的量，从而减少与这种泄漏流相关的升力损失。

主权项：1.一种用于阻挡空气流通过飞机机翼中的孔的设备，其中可移动管道延伸穿过所述孔，所述设备包括：基部构件，其构造成固定到所述管道，所述基部构件与所述管道的圆柱形形状相一致；和第一密封构件，其具有襟翼构造并且构造成阻挡空气流通过所述孔，所述第一密封构件包括连接到所述基部构件的近侧部分和构造成可移动地接触所述机翼的蒙皮的内表面的远侧部分，其特征在于，所述基部构件被构造成局部地包裹住所述管道，以跨越所述管道；并且所述第一密封构件的所述远侧部分能够相对于所述基部构件在第一位置和第二位置之间挠曲地移动，所述第一密封构件的所述远侧部分的所述第一位置和所述第二位置与所述管道的第一位置和第二位置相关联。

全文数据：用于阻挡空气流通过飞机机翼中管道的孔的设备[0001]相关申请的交叉引用[0002]本申请要求于2015年2月5日提交的美国临时专利申请No.62112,194的优先权，其全部内容通过引用并入本文。技术领域[0003]本公开总体上涉及改进飞机机翼周围的空气流动特性，更具体地说，涉及阻挡空气流通过机翼中管道的孔。背景技术[0004]固定翼飞机通常具有可部署的高升力装置，比如后缘翼片和前缘板条，其用于增加用于起飞和降落的机翼的升力系数。一些固定翼飞机还具有防冰系统，其设计是为了防止冰在飞行过程中积聚在空气动力学表面上。这种防冰系统可以包括诸如排气系统的防冰系统，该排气系统旨在将空气动力学表面温度保持在冰所需的冰冻温度以上。在放气系统中，热空气从飞机发动机“渗出”并通过用于传送的飞机结构送至所需的空气动力学表面。对于前缘板条，热空气可以通过一个或多个管道输送，所述管道通过形成在机翼的蒙皮中的一个或多个相应的孔延伸在机翼的固定结构和前缘板条之间。管道可以构造为例如，通过旋转和或以伸缩方式适应前缘板条相对于机翼的固定结构的运动。[0005]机翼蒙皮上的这种孔所提供的空气通道可能由于通过孔从高压下翼面到低压上翼面的泄漏流动而导致机翼前缘区周围所不期望的流动特性。[0006]因此需要改进。发明内容[0007]在一个方面，本发明描述了一种用于阻挡空气流通过飞机机翼中的孔的设备，其中可移动管道延伸穿过该孔。该设备包括：[0008]构造成固定到该管道的基部构件;和[0009]构造成阻挡空气流通过该孔的第一密封构件，该第一密封构件包括连接到该基部构件的近侧部分和构造成可移动地接触该机翼的结构的远侧部分。[0010]该第一密封构件可以具有襟翼构造。[0011]该第一密封构件的远侧部分可以构造成可移动地接触机翼蒙皮的内表面。[0012]该第一密封构件的远侧部分可以相对于基部构件在第一位置和第二位置之间可灵活地移动。该第一密封构件的远侧部分的第一和第二位置可以与管道的第一和第二位置相关联。[0013]该第一密封构件的远侧部分可以灵活地移动到其第一位置和第二位置。[0014]该基部构件和该第一密封构件可以一体形成。[0015]该基部构件和该第一密封构件可以由相同的材料制成。[0016]该基部构件可以与管道的圆柱形形状相一致，其中圆柱形状具有基本呈圆形的横截面轮廓。[0017]该基部构件可以构造成局部地包裹住管道。[0018]该设备可以包括用于将基部构件固定到管道的带子。[0019]该设备可以包括连接到基部构件的第二密封构件，用于阻挡空气流通过该孔。[0020]该第二密封构件可以被构造成可移动地接触作为飞机机翼的一部分并且邻近管道的侧壁。第二密封构件可以具有基本上平行于管道的纵向轴线延伸的细长形状。第二密封构件可以具有管状构造。第二密封构件可以与基部构件一体地形成。[0021]该设备可以包括连接到基部构件的两个第二密封构件，用于阻挡空气流通过该孔。第二密封构件可以构造成可移动地接触作为飞机机翼的一部分并且布置在管道的相对侧上的相应侧壁。第二密封构件可以各自具有基本上平行于管道的纵向轴线延伸的细长形状。每个第二密封构件可以具有管状构造。第二密封构件可以与基部构件一体地形成。[0022]该基部构件和该第一密封构件可以包括弹性体材料。[0023]在另一方面，本公开描述了包括如本文所定义的设备的飞机机翼。[0024]在另一方面，本公开描述了一种飞机机翼组件，其包括：[0025]具有限定空气动力学表面的蒙皮的固定结构，该蒙皮具有形成在其中的孔；[0026]可移动地连接到该固定结构的空气动力学装置；[0027]在该固定结构和该空气动力学装置之间延伸并且通过形成在该蒙皮中的孔的管道，该管道构造成适应该空气动力学装置相对于该固定结构的运动;和[0028]用于阻挡空气流通过形成在该蒙皮中的孔的设备，该设备包括：[0029]固定到该管道的基部构件;和[0030]第一密封构件，其构造成阻挡空气流通过该孔，该第一密封构件包括连接到该基部构件的近侧部分和经构造可移动地接触该机翼的结构的远侧部分。[0031]该第一密封构件的远侧部分可接触该蒙皮的内表面。[0032]该第一密封构件的远侧部分可以相对于该基部构件在第一位置和第二位置之间灵活地移动。该第一密封构件的远侧部分的第一和第二位置可以与管道的第一和第二位置相关联。[0033]该第一密封构件的远侧部分可以灵活地移动到其第一位置和其第二位置。[0034]该基部构件和该第一密封构件可以一体地形成。[0035]该基部构件和该第一密封构件可以由相同的材料制成。[0036]该基部构件可以与该管道的圆柱形形状相一致，其中圆柱形具有基本上呈圆形的横截面轮廓。[0037]基部构件可以构造成局部地包裹住管道。[0038]组件可以包括用于将基部构件固定到管道的带子。[0039]组件可以包括连接到基部构件的侧密封构件，用于阻挡空气流通过孔。侧密封构件可以构造成可移动地接触邻近管道的固定结构的侧壁。侧密封构件可以具有基本上平行于管道的纵向轴线延伸的细长形状。侧密封构件可以具有管状构造。侧密封构件可以与基部构件一体地形成。[0040]组件可以包括连接到基部构件的两个侧密封构件，用于阻挡空气流通过孔。侧密封构件可以构造成可移动地接触设置在管道的相对侧上的固定结构的相应侧壁。侧密封件可以各自具有基本上平行于管道的纵向轴线延伸的细长形状。每个侧密封构件可以具有管状构造。侧密封构件可以与基部构件一体地形成。[0041]管道可以包括非平移部分和平移部分，该平移部分构造为相对于非平移部分平移，其中设备的基部构件可固定到管道的非平移部分。[0042]基部构件和第一密封构件可以包括弹性体材料。[0043]组件可以包括用于控制第一密封构件的运动的引导件。[0044]空气动力学装置可以包括前缘板条。[0045]第一密封构件可以具有襟翼构造。[0046]在另一方面，本公开描述了一种包括如本文所定义的机翼组件的飞机^[0047]本申请的主题的这些和其它方面的更多细节将从下面详细描述和附图中变得显而易见。附图说明[0048]现在参考附图，其中：[0049]图1是示例性飞机的俯视图，如本文所公开的，所述飞机包括用于阻挡通过用于机翼中的防冰管道的孔的空气流动的一个或多个设备；[0050]图2是示例性机翼的一部分的透视图，所述机翼的一部分包括在机翼的固定结构和前缘板条之间延伸的防冰管道；[0051]图3是示例性设备的透视分解图，所述设备用于阻挡空气流通过图2的机翼的蒙皮中的孔和防冰管道，所述防冰管道穿过该孔并延伸；[0052]图4是图2的机翼的部分的透明透视图，示出了固定到防冰管道的图3的设备；[0053]图5是图3的设备的一部分和图2的机翼的侧壁部分的前视图；[0054]图6A是沿着图3的线6_6截取的图2的机翼的局部横截面视图，其中前缘板条处于缩回位置；[0055]图册是沿着图3的线6_6截取的图2的机翼的局部横截面视图，其中前缘板条处于展开位置；[0056]图7A是另一示例性设备的透视图，所述设备用于阻挡空气流通过图2中机翼的蒙皮中的孔，根据另一实施例，所述防冰管道穿过该孔并延伸，在所述另一实施例中，防冰管道被示出为对应于前缘板条的缩回位置的第一构造;和[0057]图7B是图7A的设备的透视图，其中所述防冰管道被示出为对应于前缘板条的展开位置的第二构造。具体实施方式[0058]本公开涉及用于阻挡空气流通过飞机机翼中的孔的设备，其中可移动防冰管道或其它类型的管道延伸穿过该孔。还公开了包括这一设备的飞机机翼。例如，该组织流动的设备可以与用于将热空气传送到飞机的前缘板条或其他可部署的空气动力学装置的防冰管道结合使用。在一些实施例中，该设备可以改善飞机机翼周围的流动特性。例如，该设备可以减少从高压下翼面到低压上翼面的穿过孔的泄漏流。在一些实施例中，该设备可以具有相对简单的结构并且制造成本相对便宜。'L0059J本文所提及的“阻挡”空气流旨在包括气流的部分阻挡，以增加对气流的抵抗力，而不一定是气流的完全阻挡。类似地，所提及的“密封”孔旨在包括部分密封，而不一定是孔的完全密封。[0060]对各个实施例的各个方面通过参考附图加以描述。[0061]图1是示例性飞机10的俯视图，该飞机可以包括一个或多个设备，用于阻挡空气流通过如下所述的用于防冰管道的机翼蒙皮中的孔。飞机10可以是任何类型的飞机，比如公司、私人、商业、适用于民用航空的客机、或无人飞机。例如，飞机10可以是窄体双引擎喷气客机。飞机10可以是固定翼飞机或旋翼飞机。飞机10可以包括一个或多个翼12、机身16、一个或多个引擎1S和尾翼2〇。飞机10的每个翼12可以包括部件的组件。例如，每个翼12可以包括一个或多个空气动力学装置，比如后缘翼片22、副翼24、前缘板条26和扰流板28。[0062]图2是飞机10的示例性机翼12的一部分的透视图，该机翼12包括在机翼12的固定结构32和前缘板条26之间延伸的防冰管道30。此处所示类型的防冰管道30也可以称为“T型管”或“伸缩管”。固定结构32可以包括限定空气动力学表面的蒙皮34和固定结构32内的空腔。蒙皮34可以具有形成在其中的孔36,用于允许防冰管道30延伸穿过蒙皮34并且在固定结构32内部的空腔和前缘板条26之间延伸。前缘板条26可以通过本文未示出的已知的其它机构可移动地连接到固定结构32。固定结构32和前缘板条26的布置仅为了举例的目的而在本文中示出，而非限制性的。例如，本公开的方面可以与防冰管道30结合使用，该防冰管道30延伸到可能需要防冰保护的飞机10的其它类型的空气动力学装置。[0063]防冰管道30可以构造成适应前缘板条26相对于固定结构32的运动。在没有任何纠正措施的情况下，防冰管道30在孔36内的运动可能造成空气通道，当防冰管道30发生运动以适应前缘板条26相对于机翼12的固定结构32的运动时，该空气通道改变大小。由于通过孔36从高压下翼表面到低压上翼面的泄漏流动，这种空气通道可能在机翼12的前缘区域附近引起不期望的流动特性。例如，这种泄漏流可导致局部流动分离，其可能部分地导致机翼12的该特定区域中的升力的一些损失。[0064]图3是示例性设备38的透视分解图，所述设备38用于阻挡空气流通过图2的机翼12的蒙皮34中的孔36和防冰管道30。设备38可以固定到防冰管道30上，并用于减少在飞机1〇飞行期间通过孔36的空气流量例如，当前缘板条26展开时）。因此，设备38可以减少通过孔36从高压下翼面到低压上翼面的泄漏量，从而减少与这种泄漏流相关的升力损失。[0065]设备38可以包括构造成固定到管道30的基部构件40和构造成阻挡空气流通过孔36的第一密封构件42以下称为“上密封件42”）。上部密封件42可以具有相对平坦且宽的形状。例如，上密封件42可以具有襟翼构造。上部密封件42可以包括连接到基部构件40的近侧部分42A和构造成可移动地接触机翼12的结构的远侧部分4四。设备38可以包括用于将基部构件40固定到防冰管道30的带子44。[0066]设备38可以包括连接到基部构件40的一个或多个（例如，两个）第二密封构件46以下分别称为“侧密封件46”）。如下文进一步解释的那样，侧密封件妨还可以有助于阻挡通过孔36的空气流动。每个侧密封件46可以具有基本上平行于防冰管道30的纵向轴线L延伸的大致细长形状。例如，每个侧密封件46可以具有管状构造，中空通道延伸穿过其中。[0067]防冰管道30可以具有大致圆柱形形状，该圆柱形形状具有基本呈圆形的横截面轮廓。基部构件40可以具有部分地与防冰管道30的形状相一致的形状。例如，基部构件40可以构造成郃分地包裹住防冰管道30,以跨越防冰官道30。例如，基部构件4〇可以限定部分为圆柱形的形状，所述形状与防冰管道30的外表面相一致并且沿着防冰管道30的纵向轴线匕延伸一定距离。[0068]防冰管道30可以构造成将热空气传送到前缘板条26的内部，以向前缘板条26提供防冰保护。因此，防冰管道30可以构造成在前缘板条26的展开和缩回期间适应前缘板条26的移动。用于防冰管道3〇的运动容纳的类型可以取决于与前缘板条26相关联的运动类型。例如，防冰管道3〇可以被构造成围绕枢轴48旋转（即摆动）。防冰管道30还可以被构造成以伸缩方式延伸。例如，防冰管道30可以包括非平移部分30A和一个或多个平移部分30B，非平移部分30A构造成以伸缩方式相对于非平移部分30A平移，以便使得一定长度的防冰管道30在前缘板条26展开远离固定翼结构32时延伸。设备38可以通过使用带44的支架50固定到防冰管道30的非平移部分30A上。封闭板52也可以经由支架50固定到防冰管道30的非平移部分30A。也可以在防冰管道3〇上设置法兰54,以便在防冰管道30和设置在前缘板条26上的相应接口之间进行连接。[0069]图4示出了示出固定机翼结构32的机翼12的一部分未示出的前缘板条26的部分透明透视图，以及固定到防冰管道30的设备38,其中防冰管道30示出为对应于前缘板条26的缩回位置的第一构造。机翼12可以包括设置在防冰管道30的相对侧上的两个相对的侧壁56。侧壁56可以是机翼12中的结构肋的一部分。设备38的侧密封件46可以与侧壁56配合，以在设备38和每个侧壁56之间提供密封的接口，并阻挡空气流通过孔36。[0070]图5示出了设备38的一部分和侧壁56中的一个的前视图，以说明侧密封件46和相应的侧壁56之间的相互作用。当防冰管道30的非平移部分30A移动例如，由于绕图3所示的枢轴48的旋转）时，每个侧密封件46可以与其相应的侧壁56可移动地接触（例如，滑动接触），从而至少部分地关闭防冰管道30和每个侧壁56之间的间隙。这些间隙的闭合反过来可以增加通过孔36的气流阻力。在图5中，侧密封件46被示出为延伸到侧壁56中并与侧壁56相交，但这是为了说明，实际上，侧密封件46可以弹性地压靠在刚性侧壁56上，从而在侧密封件46和侧壁56之间形成接触力。[0071]图6A是沿着图3中的线6-6截取的机翼12的一部分的局部横截面视图，其中前缘板条26处于缩回位置。图6B是沿着图3中的线6-6截取的机翼12的一部分的局部横截面图，其中前缘板条26图6B中未示出）处于展开位置。如上所述，防冰管道30可以构造成适应前缘板条26的展开和缩回，并且仍然通过凸缘54保持与前缘板条26的连接。在一些实施例中，防冰管道30可以被构造成通过围绕枢轴48的旋转以及通过伸缩方式的防冰管道30的延伸来适应前缘板条26的平移和旋转。由于设备38可以被固定到防冰管道30的非平移部分30A，所以其可以仅经受与非平移部分30A—起绕枢轴48的旋转运动。因此，设备38可以在图6A所示的第一位置和第二位置之间移动，该第一位置对应于缩回的前缘板条26,而图6B所示的第二位置对应于展开的前缘板条26。[0072]设备38的部分或全部可以由相对柔性的材料制成。例如，这种材料可以包括适用于航空航天应用的弹性材料。如图6A和图6B所示，上部密封件42可以相对于基部40可挠曲地变形。例如，上密封件42的远侧部分42B可相对于基部构件40在第一位置和第二位置之间灵活地移动。远侧部分42B的第一位置可以对应于与图6A所示的缩回的前缘板条26相关联的防结冰管道30的第一位置。远侧部分42B的第二位置可以对应于与图6B所示的展开的前缘板条26相关联的防结冰管道30的第一位置。上部密封件42的柔性可允许远侧部分42B在操作期间在第一和第二位置之间重复移动。例如，在一些实施例中，上密封件42的材料可以是弹性的，使得上密封件42的远侧部分42B可以灵活地移动到其第一位置和其第二位置，从而其可以返回到远侧部分42B的中立位置。[0073]如图仙所示，可以设置一个或多个引导件58,以在防冰管道30移动期间控制上密封件似的运动。这样的引导件58可以包括可以固定到侧壁56并与上部密封件42相互作用的销、滚子和或轨道，以在前缘板条26的运动期间和或当前缘板条26在其缩回或展开位置时控制上密封件似的形状。例如，引导件58可构造成当前缘板条26部分地或完全展开时，促使上密封件42的远侧部分42B与蒙皮34的内表面接触。例如，上密封件42的远侧部分42B可以相对于蒙皮34的内表面滑动地移动。或者，上部密封件的远侧部分42B可以构造成可移动地接触机翼12的一些其它结构，从而阻挡通过孔36的气流。[0074]如上文所述，在一些实施例中，设备38可以具有相对简单的构造，制造起来也可能相对便宜。例如，在一些实施例中，基部构件40、上密封件42和侧密封件46中的两个或更多个可以由可以是可模制的相同材料制成。因此，在一些实施例中，例如，基部构件40、上密封件42和两个侧密封件46可以在单个模制步骤中一体地整个形成。根据已知或其他制造工艺，带44可以由合适的金属材料制成。在各种实施例中，可以首先制造带44,然后将其结合到设备38的其余部分的模制过程中，使得可模制材料可以至少部分地围绕带44形成。或者，带44和设备38的其余部分可以单独制造并随后组装在一起。例如，带44可以延伸穿过侧密封件46,以便不中断侧密封件46和相应的侧壁56之间的密封界面。[0075]例如，基础构件40、上密封件42和侧密封件46选用的材料可以是适合于航空航天应用的弹性体材料例如橡胶）。可以选择设备38的材料和具体构造以承受根据已知方法或其它方法的操作条件。[0076]机翼12还可以包括传感器59,其构造为监视设备38的操作^例如，传感器59可用于监视性能、检测故障和或检测设备38或其一部分的缺失。传感器59在图6B中示意性地示出。例如，传感器59的输出可以报告给维护人员、飞机10的操作者、飞机10的健康监控系统和或飞机10的合适的控制系统例如，飞行控制计算机）。如上所述，设备38可以减少通过孔36从高压下翼面到低压上翼面的泄漏量，从而减少与这种泄漏流相关的升力损失。因此，设备38的故障或完全损失可能导致机翼12的该特定区域中额外的泄漏流动和升力损失。这种升力损失又可能导致机翼12的失速特性发生一些变化。因此，根据这种升力损失的大小，监视设备38或其一部分的操作可能是有价值的。传感器59可以包括任何合适的已知或其他类型的传感器，用于检测例如在飞行中和或在其他情况下的故障或设备38的缺失，例如当飞机10在运输中或静止于地面时。在一些实施例中，传感器59可以是适用于检测通过孔36从高压下翼面到低压上翼面的泄漏流量的非正常增加的一类传感器例如，压力传感器）。泄漏流量的这种非正常增加可能表示设备38的密封性能的降低。或者或另外地，传感器59可以包括接近传感器或接触传感器，其被构造为检测设备38的部分或全部的存在缺失。[0077]图7A是另一示例性设备60的透视图，该设备60用于阻挡空气流通过机翼12的蒙皮34中的孔36,防冰管道30通过该孔36延伸。图7A示出了对应于前缘板条26未示出）的缩回位置的第一构造的防冰管道30。[0078]图7B是设备60的透视图，其中防冰管道30示出为对应于前缘板条26未示出）的展开位置的第二构造。参照图7A和图7B，设备㈤可以包括由挡板62的任一侧上的支撑臂64保持的挡板62,其由限定了挡板62和支撑臂64可绕其旋转的铰链线的配件66支撑。配件66可以固定到侧壁56。挡板62和支撑臂64的旋转可以通过连接在支撑臂64的任一侧上的连接件68在一端的连接点70处实现，并且在附接点附接到配件72。配件72可以被构造成跨越防冰管道30的非平移部分30A并被固定到防冰管道30,以便经由连杆68和支撑臂64将非平移部分30A的运动转移到挡板62。[0079]挡板62的侧边缘可以经由一个或多个柔性侧密封件76与飞机结构例如，侧壁56密封。侧密封件76可以可移动地接触飞机结构并被压靠在飞机结构上。挡板62的后边缘可以通过上擦拭器密封件78与飞机结构密封。上擦拭器密封件78可构造成可移动地接触机翼12的蒙皮34的内表面。[0080]在操作期间，当防冰管道30延伸并旋转时，防冰管道30还可以通过连接到加工配件72的连接件68引起挡板62的转动。挡板62的旋转可能导致挡板62阻挡通过孔36的气流，从而减少通过孔36从高压下翼表面到低压上翼表面的泄漏量，从而减少与这种泄漏流相关的升力损失。[0081]上述描述仅仅是示例性的，并且相关领域的技术人员将认识到可以对所描述的实施例进行改变而不脱离所公开的本发明的范围。在不脱离权利要求的主题的情况下，本公开可以以其他具体形式实施。此外，相关领域的技术人员将理解，尽管本文公开和示出的设备和组件可以包括特定数量的元件部件，但是可以修改该设备和组件以包括附加的或更少的这种元件部件。本公开还旨在覆盖和包含所有合适的技术变化。鉴于本公开的审查，属于本发明范围的修改对于本领域技术人员将是显而易见的，并且这些修改旨在纳入所附权利要求书范围内。而且，权利要求书的范围不应受到实施例中阐述的优选实施例的限制，而应当给出与整体描述一致的最广泛的解释。

权利要求：I.一种用于阻挡空气流通过飞机机翼中的孔的设备，其中可移动管延伸穿过所述孔，所述设备包括：构造成固定到所述管道的基部构件;和第一密封构件，其构造成阻挡空气流通过所述孔，所述第一密封构件包括连接到所述基部构件的近侧部分和构造成可移动地接触所述机翼的结构的远侧部分。2.根据权利要求1所述的设备，其中所述第一密封构件具有襟翼构造。3.根据权利要求1和2中任一项所述的设备，其中所述第一密封构件的所述远侧部分构造成可移动地接触所述机翼的蒙皮的内表面。4.根据权利要求1至3中任一项所述的设备，其中所述第一密封构件的所述远侧部分能够相对于所述基部构件在第一位置和第二位置之间灵活地移动，所述第一密封构件的所述远侧部分的所述第一位置和所述第二位置与所述管道的第一位置和第二位置相关联。5.根据权利要求4所述的设备，其中所述第一密封构件的所述远侧部分能够灵活地移动到其第一位置和其第二位置。6.根据权利要求1至5中任一项所述的设备，其中所述基部构件和所述第一密封构件一体形成。7.根据权利要求1至6中任一项所述的设备，其中所述基部构件和所述第一密封构件由相同的材料制成。8.根据权利要求1至7中任一项所述的设备，其中所述基部构件与所述管道的圆柱形形状相一致，其中所述圆柱形状具有基本呈圆形的横截面轮廊。9.根据权利要求1至8中任一项所述的设备，其中所述基部构件被构造成局部地包裹住所述管道。10.根据权利要求1至9中任一项所述的设备，其包括用于将所述基部构件固定到所述管道上的带子。II.根据权利要求1至10中任一项所述的设备，其包括第二密封构件，所述第二密封构件连接到所述基部构件用于阻挡空气流通过所述孔。12.根据权利要求11所述的设备，其中所述第二密封构件被构造成可移动地接触为所述飞机机翼的一部分并且邻近所述管道的侧壁。13.根据权利要求11和12中任一项所述的设备，其中所述第二密封构件具有与所述管道的纵向轴线基本上平行地延伸的细长形状。14.根据权利要求11至I3中任一项所述的设备，其中所述第二密封构件具有管状构造。15.根据权利要求11至14中任一项所述的设备，其中所述第二密封构件与所述基部构件一体形成。16.根据权利要求1至10中任一项所述的设备，其包括两个第二密封构件，所述两个第二密封构件连接到所述基部构件用于阻挡空气流通过所述孔。17.根据权利要求16所述的设备，其中所述第二密封构件被构造成可移动地接触相应侧壁，所述相应侧壁为所述飞机机翼的一部分并且设置在所述管道的相对侧上。18.根据权利要求16和I7中任一项所述的设备，其中所述第二密封构件各自具有与所述管道的纵向轴线基本上平行地延伸的细长形状。19.根据权利要求16至I8中任一项所述的设备，其中每个第二密封构件具有管状构造。20.根据权利要求I6至I9中任一项所述的设备，其中所述第二密封构件与所述基部构件一体形成。21.根据权利要求1至20中任一项所述的设备，其中所述基部构件和所述第一密封构件包括弹性体材料。22.—种飞机机翼组件，其包括：具有限定空气动力学表面的蒙皮的固定结构，所述蒙皮具有形成在其中的孔；可移动地连接到所述固定结构的空气动力学装置；在所述固定结构和所述空气动力学装置之间延伸并且通过形成在所述蒙皮中的孔的管道，所述管道构造成适应所述空气动力学装置相对于所述固定结构的运动;和用于阻挡空气流通过形成在所述蒙皮中的孔的设备，该设备包括：固定到所述管道的基部构件;和第一密封构件，其构造成阻挡空气流通过所述孔，所述第一密封构件包括连接到所述基部构件的近侧部分和构造成可移动地接触所述机翼的结构的远侧部分。

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