本公开总体上涉及具有脊的飞机短舱，更具体地，涉及具有可调节脊的飞机短舱。

背景技术：

在某些飞机(例如，商用飞机、运输飞机等)上，飞机的发动机安装在短舱中，该短舱从位于飞机机翼下方的吊架(pylon)延伸。这样的飞机可包括任何数量(例如2、4等)的机翼安装的短舱。在许多这样的飞机中，短舱的前缘位于机翼的前缘的前方。机翼的高迎角提升能力通常受到短舱附近和短舱下游区域中发生的气流分离的限制。

飞机制造商已经通过在短舱的外表面上安装各种诸如脊的涡流产生装置来解决上述气流分离现象。脊通常安装在短舱的侧面，其尺寸和位置应设置成通过产生涡流来控制机翼上的气流分离，该涡流与机翼上表面的边界层形成有益的相互作用，从而减少气流的分离。尽管有效地改善了高迎角时的机翼升力能力，但是按常规安装的脊具有某些缺陷，这有损其整体用途。例如，由于常规的脊固定在短舱上并向外延伸到气流中，因此脊会产生不必要的空气动力阻力，这会在巡航、起飞和着陆期间对飞机的运行效率产生不利影响。由于刚才提到的阻力影响，或者由于需要在超出失速的迎角处确保可接受的飞机俯仰特性，因此可能会限制用于延迟失速的最佳脊设计。

最近，飞机制造商已经考虑过实施脊，该脊配置成在迎角处产生涡流以有利地与机翼上表面的边界层相互作用以延迟失速，并且进一步配置成最小化(例如消除)传统上在低迎角部分飞行时由脊引起的空气动力阻力，或者是在极高的失速后迎角下提供机头朝下的俯仰力矩。已知的解决方案包括可相对于短舱在展开位置(例如，对于需要产生涡流的飞行条件)和收起位置(例如，对于不需要产生涡流的飞行条件)之间旋转的脊。已知的解决方案还包括引入位于脊前方的防涡流扰流板门，该扰流板门可在收起位置(例如，对于需要产生涡流的飞行条件)和展开位置(例如，对于不需要产生涡流的极高迎角飞行条件)之间旋转。

关于这些和其他考虑，提出了本文进行的公开。

技术实现要素：

本文公开了具有可调整的脊的飞机短舱。在一些实例中，公开了一种设备。在一些公开的实例中，该设备包括联接至短舱的设备。在一些公开的实例中，脊沿着前后方向定向。在一些公开的实例中，脊相对于短舱沿着前后方向是可平移的。

在一些实例中，公开了一种方法。在一些公开的实例中，该方法包括平移连接至短舱的脊。在一些公开的实例中，脊沿着前后方向定向。在一些公开的实例中，脊相对于短舱沿着前后方向是可平移的。

附图说明

图1示出了示例飞机，其中根据本公开的教导，可实现具有示例可调节脊的示例短舱。

图2是沿图1的截面a-a截取的图1的飞机的外侧视图。

图3是沿图1的截面b-b截取的图1和图2的飞机的向后看的前视图。

图4是示例短舱的透视图，该示例短舱具有定位在第一示例位置的示例脊。

图5是图4的脊定位在第二示例位置的图4的短舱的透视图。

图6是示例短舱的透视图，该示例短舱具有以第一示例配置定位的示例多段式脊。

图7是图6的多段式脊以第二示例配置定位的图6的短舱的透视图。

图8是图6和图7的多段式脊以第三示例配置定位的图6和图7的短舱的透视图。

图9是图6至图8的多段式脊以第四示例配置定位的图6至图8的短舱的透视图。

图10是图6至图9的多段式脊以第四示例配置定位的图6至图9的短舱的透视图。

图11是示例短舱的透视图，该短舱具有定位在第一示例位置的示例脊。

图12是图11的脊定位在第二示例位置的图11的短舱的透视图，。

图13是图11和图12的脊定位在第三示例位置的图11和图12的短舱的透视图。

图14是示例短舱的透视图，该短舱具有定位在第一示例位置中的示例脊。

图15是图14的脊定位在第二示例位置的图14的短舱的透视图。

图16是图14和图15的脊定位在第三示例位置的图14和图15的短舱的透视图。

图17是示例短舱的透视图，该短舱具有以第一示例配置定位示例多段式脊。

图18是图17的多段式脊以第二示例配置定位的图17的短舱的透视图。

图19是示例短舱的透视图，该短舱具有以第一示例配置定位的示例多段式脊。

图20是图19的多段式脊以第二示例配置定位的图19的短舱的透视图。

图21是图19和图20的多段式脊以第三示例配置定位的图19和图20的短舱的透视图。

图22是示例短舱的透视图，该短舱具有以第一示例配置定位的示例多段式脊。

图23是图22的多段式脊以第二示例配置定位的图22的短舱的透视图。

图24是图22和图23的多段式脊以第三示例配置定位的图22和图23的短舱的透视图。

图25是图22至图24的多段式脊以第四示例配置定位的图22至图24的短舱的透视图。

图26是示例短舱的透视图，该短舱具有以第一示例配置定位的示例脊。

图27是图26的脊以第二示例配置定位的图26的短舱的透视图。

图28是示例短舱的透视图，该短舱具有定位在第一示例位置的示例脊。

图29是图28的脊旋转到第二示例位置的图28的短舱的透视图。

图30是图28和图29的脊旋转到第三示例位置的图28和图29的短舱的透视图。

图31是示例短舱的透视图，该短舱具有以第一示例配置定位的示例多段式脊。

图32是图31中的多段式脊以第二示例配置定位的图31的短舱的透视图。

图33是图31和图32的多段式脊以第三示例配置定位的图31和图32的短舱的透视图。

图34是被配置成控制短舱的可调节脊的运动的示例控制系统的框图。

某些示例在上述附图中示出并且在下面进行详细描述。在描述这些示例时，相似或相同的附图标记用于标识相同或相似的元件。附图不一定按比例绘制，并且为了清楚和/或简洁起见，附图的某些特征和某些视图可按比例放大或以示意图示出。

当标识可被分开指代的多个元件或组件时，在本文中使用描述符“第一”、“第二”、“第三”等。除非基于它们的使用上下文另外指定或理解，否则这样的描述符并非旨在赋予优先级或时间顺序的任何含义，而仅仅是为了便于理解所公开的示例而分开指代多个元件或组件的标签。在一些示例中，描述符“第一”可用于指代具体实施方式中的元件，而在权利要求中可使用诸如“第二”或“第三”之类的不同描述符来指代相同的元件。在这样的情况下，应该理解，仅仅为了易于指代多个元件或组件而使用这样的描述符。

具体实施方式

飞机制造商已经考虑过实施附接到发动机短舱的脊，该脊被配置成在迎角处产生涡流以有利地与机翼上表面的边界层相互作用以延迟失速，并且进一步被配置成最小化(例如消除)传统上在低迎角部分飞行时由脊引起的空气动力阻力，或者高于失速的迎角下实施飞机俯仰力矩。已知的解决方案包括可相对于短舱在展开位置(例如，对于需要产生涡流的飞行条件)和收起位置(例如，对于不需要产生涡流的飞行条件)之间旋转的脊。已知的解决方案还包括引入位于脊前方的防涡流扰流板门，该扰流板门可在收起位置(例如，对于需要产生涡流的飞行条件)和展开位置(例如，对于不需要产生涡流的飞行条件)之间旋转。

尽管上述的短舱脊实现代表了对现有技术的相当大的进步，但是这种已知的脊实现的一个缺点是它们缺乏主动调节和/或调谐(例如，粒度调节和/或调谐)飞行过程中产生的涡流的位置的能力。这种已知的脊实现的另一个缺点是它们在飞行期间仅提供所产生的涡流的强度的近二元控制(例如，开或关)。与上述已知的解决方案和/或已知的脊实现不同，本文公开的具有可调节脊的飞机短舱有利地提供了主动调节和/或调谐(例如，粒度调节和/或调谐)飞行过程中脊产生的涡流的位置和/或强度的能力，从而改善了飞机的近失速俯仰控制，并增加了与飞机机翼相关的最大升力系数。

如本文在描述第一物体相对于第二物体的位置和/或定向的上下文中所使用的，术语“大致平行”涵盖术语平行，并且更广泛地涵盖将第一物体相对于第二物体以与平行方向相距不超出十度(10°)的绝对角度定位和/或定向的含义。例如，大致平行于第二轴线的第一轴线相对于第二轴线以与平行方向相差不超出十度(10°)的绝对角度定位和/或定向。作为另一示例，大致平行于第二脊的平面的第一脊的平面相对于第二脊的平面以与平行方向相差不超出十度(10°)的绝对角度定位和/或定向。作为另一示例，大致平行于多段式脊的的第二段的平面的多段式脊的的第一段的平面相对于多段式脊的的第二段的平面以与平行方向相差不超出十度(10°)的绝对角度定位和/或定向。

如本文在描述第一物体相对于第二物体的位置和/或定向的上下文中所使用的，术语“大致垂直”涵盖术语垂直，并且更广泛地涵盖将第一物体相对于第二物体以与垂直相差不超出十度(10°)的绝对角度定位和/或定向的含义。例如，大致垂直于第二轴线的第一轴线相对于第二轴线以与垂直方向相差不超出十度(10°)的绝对角度定位和/或定向。

如本文在描述第一物体相对于第二物体的位置和/或定向的上下文中所使用的，术语“大致共面”涵盖术语共面，并且更广泛地涵盖第一物体的平面至少大致平行于(如上所定义)第二物体的相对平面，从而第一物体的平面可与第二物体的相对平面偏移的间距(例如，公差)足以使第一物体的平面滑过第二物体的相对平面的至少一部分而不会产生干扰，偏移量不得超出第一物体和第二物体的总宽度的三倍。例如，与第二脊大致共面和/或相对于第二脊大致共面的第一脊的平面至少大致平行于第二脊的相对的平面，并且可从第二脊的相对的平面偏移的间距(例如，公差)足以使第一脊的平面滑过第二脊的相对平面的至少一部分而不会产生干扰，偏移量不得超出第一脊和第二脊的总宽度的三倍。作为另一示例，与多段式脊的第二段大致共面和/或相对于第二段大致共面的多段式脊的第一段的平面至少大致平行于多段式脊的第二段的相对平面，并且可从多段式脊的第二段的相对平面偏移间距(例如，公差)足以使多段式脊的第一段的平面滑过多段式脊的第二段的相对平面的至少一部分而不会产生干扰，偏移量不得超出多段式脊的第一段和第二段的总宽度的三倍。

图1示出了示例飞机100，其中根据本公开的教导，可实现具有示例可调节脊的示例短舱。飞机100包括示例机身102、第一示例机翼104、第二示例机翼106、第一示例短舱(nacelle)108、第二示例短舱110、第一示例脊112和第二示例脊114。

图1的机身102具有大体上圆柱形的形状，其限定了飞机100的示例纵向轴线116。图1的第一机翼104联接至机身102并沿飞机100的向后方向扫掠。在其他示例中，第一机翼104可选地沿向前方向扫掠，或可选地以直翼配置来实施。图1的第一机翼104包括示例前缘118和示例后缘120。在一些示例中，图1的第一机翼104包括安装和/或定位在第一机翼104的前缘118附近的一个或多个前缘装置122(例如，一个或多个缝翼、缝隙、襟翼等)，和/或安装和/或定位在第一机翼104的后缘120附近的一个或多个后缘装置124(例如，襟翼、副翼、扰流板等)。前缘装置122和/或后缘装置124可相对于第一机翼104移动到各个位置，以调节由第一机翼104产生的相对于局部气流的升力系数。

图1的第二机翼106联接至机身102并沿飞机100的向后方向扫掠。在其他示例中，第二机翼106可选地沿向前方向扫掠，或可选地以直翼配置来实施。图1的第二机翼106包括示例前缘126和示例后缘128。在一些示例中，图1的第二机翼106包括安装和/或定位在第二机翼106的前缘126附近的一个或多个前缘装置130(例如，一个或多个缝翼、狭槽、襟翼等)和/或安装和/或定位在第二机翼106的后缘128附近的一个或多个后缘装置132(例如，襟翼、副翼、扰流板等)。前缘装置130和/或后缘装置132可相对于第二机翼106移动到各个位置，以调节第二机翼106相对于局部气流产生的升力系数。

图1的第一短舱108联接到第一机翼104。图1的第一短舱108包括示例中心轴线134和示例前缘136。在图1所示的示例中，第一短舱108的中心轴线134大致平行于机身102的纵向轴线116，并且第一短舱108的前缘136大致垂直于第一短舱108的中心轴线134。在一些示例中，第一短舱108的中心轴线134由第一短舱108容纳的发动机的旋转轴线限定。

图1的第二短舱110联接至第二机翼106。图1的第二短舱110包括示例中心轴线138和示例前缘140。在图1所示的示例中，第二短舱110的中心轴线138大致平行于机身102的纵向轴线116，第二短舱110的前缘140大致垂直于第二短舱110的中心轴线138。例如，第二短舱110的中心轴线138由第二短舱110容纳的发动机的旋转轴线限定。

图1的第一脊112具有沿着示例前后方向142延伸和/或定向的大致平面的形状。在一些示例中，前后方向142由第一脊112的外模线限定。在一些示例中，前后方向142大致平行于第一短舱108的中心轴线134，和/或大致平行于机身102的纵向轴线116。在其他示例中，前后方向142的定向可超出上述相对于第一短舱108的中心轴线134和/或机身102的纵向轴线116的大致平行的关系。在图1所示的示例中，第一脊112可移动地联接到第一短舱108。例如，第一脊112可以以能够使第一脊112相对于第一短舱108沿前后方向142移动(例如平移和/或旋转)的方式可运动地联接到第一短舱108。第一脊112可以以受控的方式移动到第一脊112的可能位置范围内的任意数量的位置，如下文进一步描述。在图1所示的示例中，第一脊112在第一短舱108的中心轴线134内侧联接至第一短舱108。在其他示例中，第一脊112可选地在第一短舱108的中心轴线134外侧联接至第一短舱108。此外，可以以任何布置将多个脊联接至第一短舱108(例如，其中两个或更多个脊在中心轴线134内侧联接的布置，其中两个或更多个脊在中央轴线134外侧联接的布置，其中至少一个脊在中心轴线134内侧联接，而至少一个脊在中心轴线134的外侧联接的布置等)。

图1的第二脊114具有沿示例的前后方向144延伸和/或定向的大致平面的形状。在一些示例中，前后方向144由第二脊114的外模线限定。在一些示例中，前后方向144大致平行于第二短舱110的中心轴线138，和/或大致平行于机身102的纵向轴线116。在其他示例中，前后方向144的定向可超出相对于第二短舱110的中心轴线138和/或机身102的纵向轴线116的上述大致平行的关系。在图1所示的示例中，第二脊114可移动地联接到第二短舱110。例如，第二脊114可以以能够使第二脊114相对于第二短舱110沿前后方向144移动(例如平移和/或旋转)的方式可运动地联接到第二短舱110。第二脊114可以以受控的方式移动到第二脊114的可能位置范围内的任意数量的位置，如下文进一步描述的。在图1所示的示例中，第二脊114在第二短舱110的中心轴线138内侧联接至第二短舱110。在其他示例中，第二脊114可选地在第二短舱110的中心轴线138外侧联接至第二短舱110。此外，可以以任何布置将多个脊联接至第一短舱108(例如，其中两个或更多个脊在中心轴线134内侧联接的布置，其中两个或更多个脊在中央轴线134外侧联接的布置，其中至少一个脊在中心轴线134内侧联接，而至少一个脊在中心轴线134的外侧联接的布置等)。

图1的飞机100还包括被配置为控制第一脊112和第二脊114的相应运动的一个或多个控制系统。控制系统可分别和/或共同地包括例如一个或多个致动机构、一个或多个控制器、一个或多个迎角传感器、一个或多个前缘装置传感器以及一个或多个后缘装置传感器。在一些示例中，控制系统可附加地或可选地包括一个或多个其他传感器，用于检测一个或多个其他参数，包括例如飞机姿态、高度、空速、马赫数、结冰条件等。控制系统的致动机构可位于(例如，部分地或完全地)图1的飞机100的第一短舱108和/或第二短舱110之内和/或之上，并且可包括位于飞机100的第一机翼104、第二机翼106和/或机身102之内和/或之上的部分和/或组件。控制系统的控制器可位于飞机100的第一短舱108、第二短舱110、第一机翼104、第二机翼106和/或机身102中的任何一个之内和/或之上。控制系统的迎角传感器可定位在飞机100的第一短舱108、第二短舱110、第一机翼104、第二机翼106和/或机身102中的任何一个之内和/或之上。控制系统的前缘控制传感器可位于飞机100的第一机翼104的前缘装置122和/或第二机翼106的前缘装置130之内和/或之上，飞机100的第一机翼104和/或第二机翼106之内和/或之上，和/或飞机100的机身102之内和/或之上。控制系统的后缘装置可位于飞机100的第一机翼104的后缘装置124和/或第二机翼106的后缘装置之内和/或之上，飞机100的第一机翼104和/或第二机翼106之内和/或之上，和/或飞机100的机身102之内和/或上。控制系统的其他传感器(例如，用于检测飞机的姿态、高度、空速、马赫数等)可位于飞机100的第一短舱108、第二短舱110、第一机翼104、第二机翼106和/或机身102中的任何一个之内和/或之上。

控制系统的致动机构可由任何类型的致动机构来实现和/或实现为任何类型的致动机构，其能够配置成部分地和/或完全地装配在图1的飞机100的第一短舱108和/或第二短舱110之内和/或之上，并且能够被配置成在期望的和/或指定的位置范围内移动(例如，平移和/或旋转)飞机100的第一脊112和/或第二脊114。在一些示例中，致动机构可由包括一个或多个电子组件的机电致动系统实现和/或实现为包括一个或多个电子组件的机电致动系统。在其他示例中，致动机构可由包括一个或多个液压组件的液压机械致动系统实现和/或实现为包括一个或多个液压组件的液压机械致动系统。在其他示例中，致动机构可由包括一个或多个气动组件的气动机械致动系统实现和/或实现为包括一个或多个气动组件的气动机械致动系统。致动机构可包括任意数量的机械组件，包括例如任意数量的电机、阀、闩锁、活塞、杆、轴、连杆、滑轮、链、带子、铰链、销、偏置元件、形状记忆合金等。

控制系统的控制器可由任何类型的硬件元件来实现和/或实现为任何类型的硬件元件，其能够配置为控制控制系统的致动机构，和/或配置为接收和/或处理由迎角传感器、前缘装置传感器、后缘装置传感器和/或由控制系统使用的任何其他传感器感测、测量和/或检测的数据。控制器可由一个或多个控制器、处理器、微控制器、微处理器和/或电路来实现。

控制系统的迎角传感器被配置为感测、测量和/或检测图1的飞机100的第一机翼104的迎角和/或第二机翼106的迎角(例如，飞机机翼的弦线与气流相对于飞机机翼的相对方向之间的角度)，或相对于飞机100的机身102的迎角(例如，机身中心线与气流相对于机身的相对方向)。控制系统的前缘装置传感器被配置为感测、测量和/或检测第一机翼104的前缘装置122的位置和/或角度和/或图1的飞机100的第二机翼106的前缘装置130的位置和/或角度(例如，前缘装置相对于飞机机翼的参考位置和/或定向的位置和/或角度)。控制系统的后缘装置传感器被配置为感测、测量和/或检测第一机翼104的后缘装置124的位置和/或角度和/或图1的飞机100的第二机翼106的后缘装置132的位置和/或角度(例如，后缘装置相对于飞机机翼的参考位置和/或定向的位置和/或角度)。控制系统的其他传感器(例如，用于检测飞机姿态、高度、空速、马赫数等)被配置为感测、测量和/或检测一个或多个其他参数，包括：例如，飞机100的姿态、飞机100的高度、飞机100的空速、飞机100的马赫数等。

可以以受控的方式将第一脊112和/或第二脊114移动(例如，平移和/或旋转，根据第一脊112和/或第二脊114的实现)到第一脊112和/或第二脊114的可能位置范围的任意数量的位置。经由控制系统的致动机构发生第一脊112和/或第二脊114的受控运动(例如平移和/或旋转)，并且经由控制系统的控制器对致动机构进行管理和/或控制。控制器产生和/或传送一个或多个命令，该一个或多个命令使致动机构将第一脊112和/或第二脊114移动(例如，平移和/或旋转)到由命令指定、指示和/或从命令中得出的一个或多个位置(例如，向前位置、向后位置、向上位置、向下位置、收起位置、展开位置、向上俯仰位置、向下俯仰位置、在可能的位置范围内的任意数量的中间位置等)。

在一些示例中，控制器被配置为生成一个或多个命令，该一个或多个命令使致动机构响应于控制器确定和/或检测到与迎角相关联的阈值参数(或其他合适的飞机姿态参数)已被一个或多个迎角传感器感测、测量和/或检测到而将第一脊112和/或第二脊114移动到指定位置。在一些示例中，控制器被配置为生成一个或多个命令，该一个或多个命令使致动机构响应于控制器确定和/或检测到与第一机翼104的一个或多个前缘装置122的位置和/或角度和/或第二机翼106的一个或多个前缘装置130的位置相关联的阈值参数已被前缘装置传感器感测、测量和/或检测到，而将第一脊112和/或第二脊114移动到指定位置。在一些示例中，控制器被配置为生成一个或多个命令，该一个或多个命令响应于控制器确定和/或检测到与第一机翼104的一个或多个后缘装置124的位置和/或角度和/或第二机翼106的一个或多个后缘装置132的位置相关联的阈值参数已经由后缘装置传感器感测、测量和/或检测到，而将第一脊112和/或第二脊114移动到指定位置。在一些示例中，控制器被配置为生成一个或多个命令，该一个或多个命令使致动机构响应于控制器确定和/或检测与飞机100的姿态、飞机100的高度、飞机100的空速、飞机100的马赫数等相关联的一个或多个阈值参数已经由一个或多个其他传感器感测、测量和/或检测到，而将第一脊112和/或第二脊114移动到指定位置。

图2是沿图1的截面a-a截取的图1的飞机100的外侧视图。图3是沿图1的截面b-b截取的图1和图2的飞机100的向后看的前视图。如图2和3所示，飞机100的第一短舱108经由示例外挂架(pylon)202联接到飞机100的第一机翼104，该外挂架202从第一机翼104的底侧向下和向前延伸。第一短舱108的前缘136位于第一机翼104的前缘118的前方。第一机翼104具有示例弦线204。第一机翼104的迎角(α)定义为第一机翼104的弦线204和示例气流206相对于第一机翼104的相对方向之间的角度。

在图2和图3所示的示例中，第一脊112被配置(例如，在第一短舱108上设计尺寸、形状和定向)以产生示例涡流208，该示例涡流208越过第一机翼104的示例上表面210以与机翼上表面流场相互作用。由第一脊112产生的涡流208被配置为延迟流分离和/或失速，从而通过与第一机翼104的上表面210的示例边界层212相互作用来改善第一机翼104的最大升力能力。

当第一脊112以受控方式相对于第一短舱108在第一位置(例如，向前位置、向上位置、展开位置等)和第二位置(例如，向后位置、向下位置、收起位置等)之间移动(例如平移和/或旋转)时，由第一脊112产生的涡流208改变(例如，改变其位置和/或其强度)。例如，当第一脊112位于第一位置(例如，向前位置、向上位置、展开位置等)时，第一脊112被配置成产生第一涡流。当第一脊112位于与第一位置不同的第二位置(例如，向后位置、向下位置、收起位置等)时，第一脊112被配置为产生与第一涡流不同的第二涡流。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流位置，并且第二涡流具有不同于第一关联涡流位置的第二关联涡流位置。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流强度，并且第二涡流具有不同于第一关联涡流强度的第二关联涡流强度。第一脊112能够在飞行期间主动地调节和/或调谐(例如，粒度调节和/或调谐)由第一脊112产生的涡流208的位置和/或强度，从而改善飞机100的近失速和失速后俯仰控制并增加与飞机100的第一机翼104相关的最大升力系数。

图4是示例短舱400的透视图，该示例短舱400具有定位在第一示例位置的示例脊402。图5是图4的脊402定位在第二示例位置的图4的短舱400的透视图。图4和图5的短舱400可联接到飞机的机翼(例如，图1至图3的飞机100的第一机翼104)。图4和图5的短舱400的脊402可由飞机的控制系统控制和/或调节(例如，下面描述的图34的控制系统3400，其可在图1至图3的飞机100中实现)。

图4和图5的短舱400包括示例中心轴线404和示例前缘406。图4和图5中的脊402相对于短舱400沿着示例前后方向408定向。在图4和图5所示的示例中，前后方向408由脊402的外模线限定，如下文进一步描述的。在一些示例中，前后方向408大致平行于短舱400的中心轴线404，短舱400的中心轴线404由短舱400容纳的发动机的旋转轴线限定。在其他示例中，前后方向408可附加地或可选地大致平行于包括短舱的飞机的机身的纵向轴线(例如，图1至图3的飞机100的机身102的纵向轴线116)。在其他示例中，前后方向408的定向可超出相对于短舱400的中心轴线404和/或飞机机身的纵向轴线的上述大致平行的关系。图4和图5的短舱400进一步包括形成在短舱400的示例外表面412中和/或延伸穿过短舱400的示例外表面412的示例狭槽410。短舱400的狭槽410包括示例前端414和位于相对于前端414和/或前端414后方的示例后端416。在图4和图5所示的示例中，狭槽410沿着前后方向408定向。

图4和图5的脊402联接至短舱400。例如，脊402可包括相对于短舱400的外表面412向内(例如，径向向内)定位的根部。短舱402的根部可联接(例如，可操作地联接至)位于短舱400内的致动机构。脊402的暴露部分相对于短舱400的外表面412通过狭槽410向外(例如，径向向外)延伸。在图4和图5所示的示例中，在相对于短舱400的中心轴线404内侧的位置处，将脊402联接至短舱400。在其他示例中，可在相对于短舱400的中心轴线404外侧的位置，将脊402可选地联接至短舱400。

图4和图5的脊402包括示例前缘418；示例后缘420，该示例后缘420位于相对于脊402的前缘418和/或脊402的前缘418的后面；以及示例外模线422，该示例外模线422由脊402的前缘418和后缘420限定。图4和图5的脊402具有大致平面的形状(例如，如由外模线422所限定的)，该形状沿前后方向408延伸和/或定向。图4和图5的脊402相对于狭槽410和/或更一般而言相对于图4和图5的短舱400沿前后方向408是可移动的和/或可调节的。更具体地，图4和图5的脊402相对于图4和图5的狭槽410和/或短舱400沿着前后方向408是可平移的。

在图4和图5所示的示例中，脊402可在图4所示的第一位置(例如，向前位置)和图5所示的第二位置(例如，向后位置)之间沿着前后方向408移动(例如，可平移)(例如，在短舱400的狭槽410内)。当将脊402定位在图4中所示的第一位置时，脊402的前缘418与短舱400的前缘406间隔第一距离，并且脊402的前缘418邻近(例如，相邻或邻接)短舱400的狭槽410的前端414。当将脊402定位在图5中所示的第二位置时，脊402的前缘418与短舱400的前缘406间隔开大于第一距离的第二距离，并且脊402的后缘420接近(例如，相邻或邻接)短舱400的狭槽410的后端416。

可以以受控的方式将图4和图5的脊402移动(例如，沿前后方向408平移)到图4所示的第一位置和图5所示的第二位置之间的任何数量的中间位置。经由致动机构和控制系统的控制器(例如，图34的控制系统3400的致动机构3404和控制器3406)发生脊402的受控运动(例如，平移)，如下面所描述的。

图4和图5的脊402配置成(例如，位于图4和图5的短舱400上和/或相对于图4和图5的短舱400定向)响应于在脊402处出现的气流而产生涡流。在一些示例中，脊402产生的涡流有利地影响位于图4和图5的短舱400联接的飞机机翼的上表面上的边界层。因此，响应于在脊402处出现的气流，脊402提供了积极的空气动力影响。当脊402在图4所示的第一位置(例如，向前位置)和图5所示的第二位置(例如，向后位置)之间移动(例如，沿前后方向408平移)时，图4和图5的脊402生成的涡流改变(例如，改变其位置和/或其强度)。

例如，当将脊402定位在图4中所示的第一位置中时，脊402被配置为产生第一涡流。当将脊402定位在图5中所示的第二位置时，脊402被配置成产生不同于第一涡流的第二涡流。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流位置，而第二涡流具有不同于第一关联涡流位置的第二关联涡流位置。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流强度，而第二涡流具有不同于第一关联涡流强度的第二关联涡流强度。

图6是示例短舱600的透视图，其具有已第一示例配置定位的示例多段式脊602。图7是图6的多段式脊602以第二示例配置定位的图6的短舱600的透视图。图8是图6和图7的多段式脊602以第三示例配置定位的图6和图7的短舱600的透视图。图9是图6至图8的多段式脊602以第四示例配置定位的图6至图8的短舱600的透视图。图10是图6至图9的多段式脊602以第五示例配置定位的图6至图9的短舱600的透视图。图6至图9的短舱600可联接至飞机的机翼(例如，图1至图3的飞机100的第一机翼104)。图6至图10的短舱600的多段式脊602的一个或多个段可通过飞机的控制系统(例如，下面描述的图34的控制系统3400，其可在图1至图3的飞机100中实现)来控制和/或调节。

图6至图10的短舱600包括示例中心轴线604和示例前缘606。图6至图10的多段式脊602的段相对于短舱600沿着示例的前后方向608定向。在图6至图10所示的示例中，前后方向608由多段式脊602的段的一个或多个外模线限定，如下文进一步描述的。在一些示例中，前后方向608大致平行于短舱600的中心轴线604，其中短舱600的中心轴线604由短舱600容纳的发动机的旋转轴线限定。在其他示例中，前后方向608可附加地或可选地大致平行于包括短舱600的飞机机身的纵向轴线(例如，图1至图3的飞机100的机身102的纵向轴线116)。在其他示例中，前后方向608的定向可超出相对于短舱600的中心轴604和/或飞机机身的纵向轴线的上述大致平行的关系。图6至图10的短舱600还包括形成在短舱600的示例外表面612中和/或延伸穿过短舱600的示例外表面612的示例狭槽610。短舱600的狭槽610包括示例前端614和位于相对于前端614和/或前端614后方的示例后端616。在图6至图10所示的示例中，狭槽610沿着前后方向608定向。

图6至图10的多段式脊602包括：示例第一段618(例如，前段)；示例第二段620(例如，中间段)，其与第一段618大致共面；以及示例第三段622(例如，后段)，其与第二段620大致共面。第一段618、第二段620和第三段622分别联接到短舱600。例如，第一段618和第二段620可分别包括相对于短舱600的外表面612位于向内(例如，径向向内)的根部。第一段618和第二段620的根部可联接(例如，可操作地联接)至位于短舱600内的一个或多个致动机构。第一段618、第二段620和第三段622的暴露部分相对于短舱的外表面612通过狭槽610向外(例如，径向向外)延伸。第三段622可固定地连接到位于短舱600内的静态(例如，不可移动)结构。

在图6至图10所示的示例中，多段式脊602的第一段618、第二段620和第三段622在相对于短舱600的中心轴线604内侧的位置处联接到短舱600。在其他示例中，多段式脊602的第一段618、第二段620和第三段622可选地在相对于短舱600的中心轴线604位于外侧的位置处联接至短舱600。在图6至图10所示的示例中，多段式脊602包括总共三个段。在其他示例中，多段式脊602可包括以类似于和/或与结合图6至图10示出和描述的三段式实现方式一致的方式实现的不同数量(例如2、4、5等)的段。在图6至图10所示的示例中，第一段618、第二段620和第三段622相对于彼此具有相同的尺寸和/或形状。在其他示例中，第一段618、第二段620和/或第三段622中的一个或多个可具有与第一段618、第二段620和/或第三段622中的另一段不同的尺寸和/或形状。

图6至图10的多段式脊602的第一段618包括：示例前缘624；示例后缘626，其与第一段618的前缘624相对和/或位于其后方；以及示例外模线628，其由第一段618的前缘624和后缘626限定。图6至图10的第一段618具有大致平面的形状(例如，如由外模线628所限定的)，该平面形状沿着前后方向608延伸和/或定向。图6至图10的第一段618相对于狭槽610和/或更一般地相对于图6至图10的短舱600沿着前后方向608是可移动的和/或可调节的。更具体地，图6至图10的第一段618相对于狭槽610和/或图6至图10的短舱600沿前后方向608是可平移的。

图6至图10的多段式脊602的第二段620包括：示例前缘802；示例后缘630，其与第二段620的前缘802相对和/或位于其后方；以及示例外模线632，其由第二段620的前缘802和后缘630限定。图6至图10的第二段620具有大致平面的形状(例如，由外模线632所限定)，该形状沿前后方向608延伸和/或定向。在图6至图10所示的示例中，第二段620沿着前后方向608与第一段618大致共面。图6至图10的第二段620相对于狭槽610和/或更一般地相对于图6至图10的短舱600沿着前后方向608是可移动的和/或可调节的。更具体地，图6至图10的第二段620相对于狭槽610和/或图6至图10的短舱600沿前后方向608是可平移的。

图6至图10的多段式脊602的第三段622包括：示例前缘1002；示例后缘634，其与第三段622的前缘1002相对和/或位于其后方；以及示例外模线636，其由第三段622的前缘1002和后缘634限定。图6至图10的第三段622具有大致平面的形状(例如，由外模线636限定)，该形状沿前后方向608延伸和/或定向。在图6至图10所示的示例中，第三段622沿前后方向608与第二段620大致共面和/或与第一段618大致共面。在图6至图10所示的示例中，第三段622相对于狭槽610和/或更一般而言相对于图6至图10的短舱600固定。在其他示例中，图6至图10的第三段622相对于狭槽610和/或更一般地相对于图6至图10的短舱600沿前后方向608可以是可移动的和/或可调节的。例如，图6至图10的第三段622可相对于狭槽610和/或图6至图10的短舱600沿前后方向608是可平移的。

图6中所示的多段式脊602的第一配置对应于第一段618的向前位置、第二段620的向前位置以及第三段622的固定位置。图7所示的多段式脊602的第二配置对应于第一段618的第一中间位置、第二段620的向前位置和第三段622的固定位置。图8中所示的多段式脊602的第三配置对应于第一段618的第二中间位置、第二段620的向前位置和第三段622的固定位置。图9所示的多段式脊602的第四配置对应于第一段618的第三中间位置、第二段620的中间位置以及第三段622的固定位置。图10中的多段式脊602的第五配置对应于第一段618的向后位置、第二段620的向后位置以及第三段622的固定位置。

图6至图10的多段式脊602的第一段618可在以下配置之间沿前后方向608(例如，在短舱600的狭槽610内)移动(例如，是可平移的)：图6中所示的多段式脊602的第一配置(例如，第一段618的向前位置)；图7中所示的多段式脊602的第二配置(例如，第一段618的第一中间位置)；图8中所示的多段式脊602的第三配置(例如，第一段618的第二中间位置)；图9中所示的多段式脊602的第四配置(例如，第一段618的第三中间位置)；以及图10中所示的多段式脊602的第五配置(例如，第一段618的向后位置)。

当第一段618以图6中所示的多段式脊602的第一配置定位时，第一段618的前缘624与短舱600的前缘606间隔第一距离，并且第一段618的前缘624接近(例如，邻近或邻接)短舱600的狭槽610的前端614。当第一段618以图7中所示的多段式脊602的第二配置定位时，第一段618的前缘624与短舱600的前缘606间隔开大于第一距离的第二距离。当第一段618以图8中所示的多段式脊602的第三配置定位时，第一段618的前缘624与短舱600的前缘606间隔开大于第二距离的第三距离。当第一段618以图9中所示的多段式脊602的第四配置定位时，第一段618的前缘624与短舱600的前缘606间隔开大于第三距离的第四距离。当第一段618以图10中所示的多段式脊602的第五配置定位时，第一段618的前缘624与短舱600的前缘606间隔开大于第四距离的第五距离，并且第一段618的后缘626接近(例如，邻近或邻接)短舱600的狭槽610的后端616。

图6至图10的多段式脊602的第二段620可在以下配置之间沿前后方向608(例如，在短舱600的狭槽610内)移动(例如，可平移)：图8中所示的多段式脊602的第三配置(例如，第二段620的向前位置)；图9中所示的多段式脊602的第四配置(例如，第二段620的中间位置)；以及图10中所示的多段式脊602的第五配置(例如，第二段620的向后位置)。

当第二段620以图8中所示的多段式脊602的第三配置定位时，第二段620的前缘802与短舱600的前缘606间隔第六距离(例如，等于与第一段618相关联的第三距离)。当第二段620以图9中所示的多段式脊602的第四配置定位时，第二段620的前缘802与短舱600的前缘606间隔开大于第六距离的第七距离。当第二段620以图10中所示的多段式脊602的第五配置定位时，第二段620的前缘802与短舱600的前缘606相隔大于第七距离的第八距离(例如，等于与第一段618相关联的第五距离)，并且第二段620的后缘630接近(例如，相近或邻接)短舱600的狭槽610的后端616。

在图6至图10所示的示例中，当多段式脊602以图8至图10中所示的第三、第四和/或第五配置中的任何一个定位时，多段式脊602的第一段618的前缘624沿前后方向608与多段式脊602的第二段620的前缘802横向对准。更具体地，当多段式脊602以图8至图10中所示的第四和/或第五配置中的任何一个定位时，第一段618的外模线628沿着前后方向608与第二段620的外模线632横向对准。在图6至图10所示的示例中，当多段式脊602以图10中所示的第五配置定位时，多段式脊602的第一段618的前缘624和/或多段式脊602的第二段620的前缘802沿前后方向608与当多段式脊602的第三段622的前缘横向对准。更具体地说，当多段式脊602以图10中所示的第五配置定位时，第一段618的外模线628和/或第二段620的外模线632沿着前后方向608与第三段622的外模线636横向对准。

在图6至图10所示的示例中，多段式脊602的第一段618和/或第二段620可以以受控的方式移动(例如，沿着前后方向608平移)到图6所示的第一位置和图10所示的第五位置之间的任何数量的中间位置。经由控制系统的一个或多个致动机构和一个或多个控制器(例如，图34的控制系统3400的致动机构3404和控制器3406)发生多段式脊602的第一段618和/或第二段620的受控运动(例如，平移)，如下文进一步描述。

图6至图10的多段式脊602的第一段618、第二段620和第三段622被配置(例如，定位在图6至图10的短舱600上和/或相对于图6至图10的短舱600定向)为响应于在多段式脊602处出现的气流而共同产生涡流。在一些示例中，由多段式脊602的第一段618、第二段620和第三段622产生的涡流有利地影响位于图6至图10的短舱600所联接的飞机机翼的上表面的边界层。因此，多段式脊602响应于在多段式脊602处出现的气流而提供了积极的空气动力影响。当在图6所示的第一配置、图7所示的第二配置、图8所示的第三配置、图9所示的第四配置和图10所示的第五配置之间移动(例如，沿前后方向608平移)多段式脊602的第一段618、第二段620和/或第三段622中的一个或多个时，由图6至图10的多段式脊602的第一段618、第二段620和第三段622产生的涡流改变(例如，改变其位置和/或其强度)。

例如，当多段式脊602以图6所示的第一配置定位时，该多段式脊602的第一段618、第二段620和第三段622被配置为共同产生第一涡流。当多段式脊602以图7所示的第二配置定位时，该多段式脊602的第一段618、第二段620和第三段622被配置为共同产生不同于第一涡流的第二涡流。当多段式脊602以图8所示的第三配置定位时，该多段式脊602的第一段618、第二段620和第三段622被配置为共同产生不同于第一涡流也不同于第二涡流的第三涡流。当多段式脊602以图9所示的第四配置定位时，该多段式脊602的第一段618、第二段620和第三段622被配置为共同产生不同于第一涡流、不同于第二涡流，也不同于第三涡流的第四涡流。当多段式脊602以图10所示的第五配置定位时，该多段式脊602的第一段618、第二段620和第三段622被配置为共同产生不同于第一涡流、不同于第二涡流，不同于第三涡流，也不同于第四涡流的第五涡流。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流位置，第二涡流具有不同于第一关联涡流位置的第二关联涡流位置，第三涡流具有不同于第一关联涡流位置和第二关联涡流位置中的每个的第三关联涡流位置，第四涡流具有不同于第一、第二和第三关联涡流位置中的每个的第四关联涡流位置，并且第五涡流具有不同于第一、第二、第三和第四关联涡流位置中的每个的第五关联涡流位置。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流强度，第二涡流具有不同于第一关联涡流强度的第二关联涡流强度，第三涡流具有不同于第一和第二关联涡流强度中的每个的第三关联涡流强度，第四涡流具有不同于第一、第二和第三关联涡流强度中的每个的第四关联涡流强度，并且第五涡流具有不同于第一、第二、第三和第三关联涡流强度的第五关联涡流强度。

图11是示例短舱1100的透视图，该示例短舱1100具有定位在第一示例位置的示例脊1102。图12是图11的脊1102定位在第二示例位置的图11的短舱1100的透视图。图13是图11和图12的脊1102定位在第三示例位置的图11和12的短舱1100的透视图。图11至图13的短舱1100可联接到飞机的机翼(例如，图1至图3的飞机100的第一机翼104)。图11至图13的短舱1100的脊1102可通过飞机的控制系统(例如，以下描述的图34的控制系统3400，其可在图1至图3的飞机100中实现)来控制和/或调节。

图11至图13的短舱1100包括示例中心轴线1104和示例前缘1106。图11至图13的脊1102相对于短舱1100沿着示例的前后方向1108定向。在图11至图13所示的示例中，前后方向1108由脊1102的外模线限定，如下文进一步描述的。在一些示例中，前后方向1108大致平行于短舱1100的中心轴线1104，其中，短舱1100的中心轴线1104由短舱1100容纳的发动机的旋转轴线限定。在其他示例中，前后方向1108可附加地或可选地大致平行于包括短舱1100的飞机的机身的纵向轴线(例如，图1至图3的飞机100的机身102的纵向轴线116)。在其他示例中，前后方向1108的定向可超出相对于短舱1100的中心轴线1104和/或飞机机身的纵向轴线的上述大致平行的关系。图11至图13的短舱1100还包括形成在短舱1100的示例外表面1112中和/或延伸穿过短舱1100的示例外表面1112的示例狭槽1110。短舱1100的狭槽1110包括示例前端1114和与前端1114相对和/位于其后的示例后端1116。在图11至图13所示的示例中，狭槽1110沿着前后方向1108定向。

图11至图13的脊1102联接至短舱1100。例如，脊1102可包括相对于短舱1100的外表面1112位于向内(例如，径向向内)的根部。脊1102的根部可联接(例如，可操作地联接)到位于短舱1100内的致动机构。脊1102的暴露部分相对于短舱1100的外表面1112通过狭槽1110向外(例如，径向向外)延伸。在图11至图13所示的示例中，脊1102在相对于短舱1100的中心轴线1104内侧的位置处联接到短舱1100。在其他示例中，脊1102可选地在相对于短舱1100的中心轴线1104位于外侧的位置处联接到短舱1100。

图11至图13的脊1102包括：示例前缘1118；示例后缘1120，位于与脊1102的前缘1118相对和/或其后方；以及示例外模线1122，由前缘1118和后缘1120限定。图11至图13的脊1102可具有大致平面的形状(例如，如由外模线1122所限定的)，该形状沿前后方向1108延伸和/或定向。图11至图13的脊1102相对于狭槽1110和/或更一般而言，相对于图11至图13的短舱1100沿着前后方向1108是可移动和/或可调节的。更具体地，图11至图13的脊1102相对于图11至图13的狭槽1110和/或短舱1100沿前后方向1108是可平移的。

在图11至图13所示的示例中，脊1102可沿着前后方向1108(例如，在短舱1100的狭槽1110内)在图11所示的第一位置(例如，向前位置)、图12所示的第二位置(例如中间位置)和图13中示出的第三位置(例如，向后位置)之间移动(例如，可平移)。当脊1102定位在图11中所示的第一位置时，脊1102的前缘1118与短舱1100的前缘1106间隔第一距离，并且脊1102的前缘1118接近(例如，邻近或邻接)短舱1100的狭槽1110的前端1114。当将脊1102定位在图12所示的第二位置时，脊1102的前缘1118与短舱1100的前缘1106间隔开大于第一距离的第二距离。当将脊1102定位在图13所示的第三位置时，脊1102的前缘1118与短舱1100的前缘1106间隔开大于第二距离的第三距离，并且脊1102的后缘1120接近(例如，邻近或邻接)舱1100的狭槽1110的后端1116。

在图11至图13所示的示例中，图11所示的脊1102的第一位置对应于脊1102的展开位置，图12所示的脊1102的第二位置对应于脊1102的部分展开和/或部分收起的位置，并且图13中所示的脊1102的第三位置对应于脊1102的收起位置。当脊1102从图11所示的第一位置移动(例如平移)到图13所示的第三位置时，脊1102相对于短舱1100的狭槽1110和/或外表面1112变得越来越陷入和/或缩回。例如，当将脊1102定位在图11中所示的第一位置中时，脊1102的示例部分1124通过狭槽1110相对于短舱1100的外表面1112暴露和/或向外(例如，径向向外)延伸。当脊1102从图11所示的第一位置移动(例如平移)到图12所示的第二位置时，脊1102的部分1124通过狭槽1110相对于短舱1100的外表面1112部分陷入和/或部分缩回。当脊1102从图12所示的第二位置移动(例如平移)到图13所示的第三位置时，脊1102的部分1124通过狭槽1110相对于短舱1100的外表面1112完全陷入和/或完全缩回。在一些示例中，脊1102可移动(例如，可平移)至脊1102的外模线1122通过狭槽1110相对于短舱1100的外表面1112完全陷入和/或完全缩回的位置(例如，完全向后的位置)。

图11至图13的脊1102可以以受控的方式移动(例如，沿着前后方向1108平移)到图11所示的第一位置和图13所示的第三位置之间的任意数量的中间位置。经由控制系统的致动机构和控制器(例如，图34的控制系统3400的致动机构3404和控制器3406)发生脊1102的受控运动(例如，平移)，如下面所描述的。

图11至图13的脊1102被配置(例如，定位在图11至图13的短舱1100上和/或相对于图11至图13的短舱1100定向)为响应于在脊1102处出现的气流而产生涡流。在一些示例中，由脊1102产生的涡流有利地影响位于图11至图13的短舱1100所联接的飞机机翼的上表面上的边界层。因此，脊1102响应于在脊1102处出现的气流而提供积极的空气动力学影响。当脊1102在图11所示的第一位置(例如，向前位置)、图12所示的第二位置(例如中间位置)和图13所示的第三位置(例如向后位置)之间移动(例如，沿前后方向1108平移)时，由脊1102产生的涡流改变(例如，改变其位置和/或其强度)。

例如，当将脊1102定位在图11所示的第一位置时，脊1102被配置为产生第一涡流。当将脊1102定位在图12中所示的第二位置时，脊1102被配置为产生不同于第一涡流的第二涡流。当将脊1102定位在图13所示的第三位置时，脊1102被配置为产生不同于第一涡流并且也不同于第二涡流的第三涡流。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流位置，第二涡流具有不同于第一关联涡流位置的第二关联涡流位置，并且第三涡流具有不同于第一关联涡流位置并且也不同于第二关联涡流位置的第三关联涡流位置。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流强度，第二涡流具有不同于第一关联涡流强度的第二关联涡流强度，并且第三涡流具有不同于第一关联涡流强度并且也不同于第二关联涡流强度的第三关联涡流强度。

图14是示例短舱1400的透视图，所述示例短舱1400具有定位在第一示例位置的示例脊1402。图15是图14的脊1402定位在第二示例位置的图14的短舱1400的透视图。图16是图14和15的脊1402定位在第三示例位置的图14和15的短舱1400的透视图。图14至图16的短舱1400可联接到飞机的机翼(例如，图1至图3的飞机100的第一机翼104)。图14至图16的短舱1400的脊1402可通过飞机的控制系统(例如，下面描述的图34的控制系统3400，其可在图1至图3的飞机100中实现)来控制和/或调节。

图14至图16的短舱1400包括示例中心轴线1404和示例前缘1406。图14至图16的脊1402相对于短舱400沿着示例前后方向1408定向。在图14至图16所示的示例，前后方向1408由脊1402的外模线限定，如下文进一步描述的。在一些示例中，前后方向1408大致平行于短舱1400的中心轴线1404，其中，短舱1400的中心轴线1404由短舱1400容纳的发动机的旋转轴线限定。在其他示例中，前后方向1408可附加地或可选地大致平行于包括短舱1400的飞机的机身的纵向轴线(例如，图1至图3的飞机100的机身102的纵向轴线116)。在其他示例中，前后方向1408的定向可超出相对于短舱1400的中心轴线1404和/或飞机机身的纵向轴线的上述大致平行的关系。图14至图16的短舱1400还包括形成在短舱1400的示例外表面1412中和/或延伸穿过短舱1400的示例外表面1412的示例狭槽1410。短舱1400的狭槽1410包括示例前端1414和与示例前端1414相对和/或位于其后的示例后端1416。在图14至图16所示的示例中，狭槽1410沿着前后方向1408定向。

图14至图16的脊1402联接至短舱1400。例如，脊1402可包括相对于短舱1400的外表面1412向内(例如，径向向内)定位的根部。脊1402的根部可联接(例如，可操作地联接)到位于短舱1400内的致动机构。脊1402的暴露部分相对于短舱1400的外表面1412通过狭槽1410向外(例如，径向向外)延伸。在图14至图16所示的示例中，脊1402在相对于短舱1400的中心轴线1404内侧的位置处联接到短舱1400。在其他示例中，脊1402可选地在相对于短舱1400的中心轴线1404外侧的位置处联接到短舱1400。

图14至图16的脊1402包括：示例前缘1418；示例后缘1420，位于与脊1402的前缘1418相对和/其后方；以及示例外模线1422，由前缘1418和后缘1420限定。图14至图16的脊1402具有大致平面的形状(例如，如由外模线1422所限定的)，该形状沿前后方向1408延伸和/或定向。图14至图16的脊1402相对于狭槽1410和/或更一般而言，相对于图14至图16的短舱1400是可移动和/或可调节的。更具体地，图14至图16的脊1402可相对于狭槽1410和/或图14至图16的短舱1400旋转。脊1402的旋转围绕示例旋转轴线1426发生。在图14至图16所示的示例中，脊1402的旋转轴线1426大致垂直于脊1402的外模线1422限定的脊1402的平面。

在图14至图16所示的示例中，脊1402可在短舱1400的狭槽1410内在图14所示的第一位置(例如，向上位置)、图15所示的第二位置(例如，中间位置)和图16所示的第三位置(例如，向下位置)之间移动(例如，绕旋转轴线1426旋转)。图15所示的脊1402的第二位置与图14所示的脊1402的第一位置有角度地移位，并且图16所示的脊1402的第三位置与图15所示的脊1402的第二位置有角度地移位。图14所示的脊1402的第一位置对应于脊1402的展开位置，图15中所示的脊1402的第二位置对应于脊1402的部分展开和/或部分收起的位置，并且图16所示的脊1402的第三位置对应于脊1402的收起位置。当脊1402从图14所示的第一位置移动(例如旋转)到图16所示的第三位置时，脊1402相对于短舱1400的狭槽1410和/或外表面1412变得越来越陷入和/或缩回。

例如，当将脊1402定位在图14所示的第一位置时，脊1402的示例部分1424通过狭槽1410相对于短舱1400的外表面1412暴露和/或向外(例如，径向向外)延伸。当脊1402从图14所示的第一位置移动(例如旋转)到图15所示的第二位置时，脊1402的部分1424相对于短舱1400的外表面1412通过狭槽1410被部分陷入和/或部分缩回。当脊1402从图15所示的第二位置移动(例如旋转)到图16所示的第三位置时，脊1402的部分1424相对于短舱1400的外表面1412通过狭槽1410变得完全陷入和/或完全缩回。在一些示例中，脊1402可移动(例如，可旋转)至脊1402的外模线1422通过狭槽1410相对于短舱1400的外表面1412完全陷入和/或完全缩回的位置(例如，完全向下的位置)。

图14至图16的脊1402可以以受控的方式移动(例如，绕旋转轴线1426旋转)到图14所示的第一位置和图16中所示的第三位置之间的任意数量的中间位置。经由控制系统的致动机构和控制器(例如，图34的控制系统3400的致动机构3404和控制器3406)发生脊1402的受控运动(例如，旋转)，如下面所描述的。

图14至图16的脊1402被配置(例如，定位在图14至图16的短舱1400上和/或相对于图14至图16的短舱1400定向)为响应于在脊1402处出现的气流而产生涡流。脊1402产生的涡流有利地影响位于图14至图16的短舱1400所联接的飞机机翼的上表面上的边界层。因此，脊1402响应于在脊1402处出现的气流而提供了积极的空气动力学影响。当脊1402在图14所示的第一位置(例如，向上的位置)、图15所示的第二位置(例如，中间位置)和图16所示的第三位置(例如，向下位置)之间移动(例如，绕旋转轴线1426旋转)时，图14至图16的脊1402产生的涡流改变(例如，改变其位置和/或其强度)。

例如，当脊1402定位在图14所示的第一位置时，脊1402被配置为产生第一涡流。当脊1402定位在图15所示的第二位置时，脊1402被配置为产生不同于第一涡流的第二涡流。当脊1402定位在图16所示的第三位置时，脊1402被配置为产生不同于第一涡流并且也不同于第二涡流的第三涡流。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流位置，第二涡流具有不同于第一关联涡流位置的第二关联涡流位置，并且第三涡流具有不同于第一关联涡流位置并且也不同于第二关联涡流位置的第三关联涡流位置。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流强度，第二涡流具有不同于第一关联涡流强度的第二关联涡流强度，并且第三涡流具有不同于第一关联涡流强度并且也不同于第二关联涡流强度的第三关联涡流强度。

图17是示例短舱1700的透视图，该示例短舱具有以第一示例配置定位的示例多段式脊1702。图18是图17的多段式脊1702以第二示例配置定位的图17的短舱1700的透视图。可将图17和图18的短舱1700联接到飞机的机翼(例如，图1至图3的飞机100的第一机翼104)。图17和图18的短舱1700的多段式脊1702的一个段(例如，前段和/或前导段)可通过飞机的控制系统(例如，下面描述的图34的控制系统3400，其可在图1至图3的飞机100中实现)来控制和/或调节。

图17和图18的短舱1700包括示例中心轴线1704和示例前缘1706。图17和图18的多段式脊1702相对于短舱1700沿着示例前后方向1708定向。在图17和图18所示的示例中，前后方向1708由多段式脊1702的外模线限定，如下文进一步描述的。在一些示例中，前后方向1708大致平行于短舱1700的中心轴线1704，其中，短舱1700的中心轴线1704由短舱1700容纳的发动机的旋转轴线限定。在其他示例中，前后方向1708可附加地或可选地大致平行于包括短舱1700的飞机的机身的纵向轴线(例如，图1至图3的飞机100的机身102的纵向轴线116)。在其他示例中，前后方向1708的定向可超出相对于短舱1700的中心轴线1704和/或飞机机身的纵向轴线的上述大致平行的关系。图17和图18的短舱1700还包括形成在短舱1700的示例外表面1712中和/或延伸穿过短舱1700的示例外表面1712的示例狭槽1710。短舱1700的狭槽1710包括示例前端1714和与示例前端1714相对和/或位于其后的示例后端1716。在图17和图18所示的示例中，狭槽1710沿着前后方向1708定向。

图17和图18的多段式脊1702包括示例第一段1718(例如，前段)和与第一段1718大致共面的示例第二段1720(例如，后段)。第一段1718和第二段1720分别是联接到短舱1700。例如，多段式脊1702的第一段1718可包括相对于短舱1700的外表面1712位于向内(例如，径向向内)的根部。多段式脊1702的第一段1718的根部可联接(例如，可操作地联接)到位于短舱1700内的致动机构。多段式脊1702的第一段1718的暴露部分通过狭槽1710相对于短舱1700的外表面1712向外(例如，径向向外)延伸。多段式脊1702的第二段1720可固定地联接到位于短舱170之上和/或之内的静态(例如，不可移动)结构。在图17和1图8所示的示例中，多段式脊1702在相对于短舱1700的中心轴线1704内侧的位置处联接到短舱1700。在其他示例中，多段式脊1702可选地在相对于短舱1700的中心轴线1704外侧的位置处联接到短舱1700。

图17和图18的多段式脊1702的第一段1718包括：示例前缘1722；示例后缘1724，与第一段1718的前缘1722相对和/或位于其后；以及示例外模线1726，由第一段1718的前缘1722和后缘1724限定。图17和图18的多段式脊1702的第一段1718具有大致平面的形状(例如，由外模线1726限定)，该形状沿前后方向1708延伸和/或定向。图17和图18的多段式脊1702的第一段1718相对于狭槽1710和/或更一般而言，相对于图17和图18的短舱1700沿前后方向1708是可移动和/或可调节的。更具体地，图17和图18的多段式脊1702的第一段1718可相对于图17和图18的狭槽1710和短舱1700旋转。多段式脊1702的第一段1718围绕示例旋转轴线1732发生旋转。在图17和图18所示的示例中，多段式脊1702的第一段1718的旋转轴线1732大致垂直于由第一段1718的外模线1726限定的第一段1718的平面。

图17和图18的多段式脊1702的第二段1720包括：示例前缘1802；示例后缘1728，与第二段1720的前缘1802相对和/位于其后；以及示例外模线1730，由第二段1720的前缘1802和后缘1728限定。图17和图18的多段式脊1702的第二段1720有大致平面的形状(例如，如由外模线1730所限定)，该形状沿前后方向1708延伸和/或定向。在图17和图18所示的示例中，多段式脊1702的第二段1720与多段式脊1702的第一段1718沿着前后方向1708大致共面。在图17和图18所示的示例中，多段式脊1702的第二段1720的前缘1802具有与多段式脊1702的第一段1718的后缘1724的弯曲形状互补的弯曲形状。在其他示例中，多段式脊1702的第二段1720的前缘1802可选地具有与多段式脊1702的第一段1718的后缘1724的形状不互补的形状。图17和图18的多段式脊1702的第二段1720相对于狭槽1710和/或更一般而言，相对于图17和图18的短舱1700，沿着前后方向1708被固定。因此，多段式脊1702的第一段1718相对于多段式脊1702的第二段1720是可移动的(例如，可旋转的)。

在图17和图18所示的示例中，多段式脊1702的第一段1718可在图17所示的第一位置(例如，向上位置)和图18所示的第二位置(例如，向下位置)之间在短舱1700的狭槽1710内移动(例如，可绕旋转轴线1732旋转)。图18所示的多段式脊1702的第一段1718的第二位置从图17所示的多段式脊1702的第一段1718的第一位置角度偏移。在图17和图18所示的示例中，图17所示的多段式脊1702的第一段1718的第一位置对应于第一段1718的展开位置，并且图18所示的多段式脊1702的第一段1718的第二位置对应于第一段1718的收起位置。当第一段1718从图17所示的第一位置移动(例如，旋转)到图18所示的第二位置时，多段式脊1702的第一段1718相对于短舱1700的狭槽1710和/或外表面1712变得越来越陷入和/或缩回。

例如，当多段式脊1702的第一段1718位于图17所示的第一位置时，当多段式脊1702的第一段1718通过狭槽1710相对于短舱1700的外表面1712暴露和/或向外(例如，径向向外)延伸。当多段式脊1702的第一段1718从图17中所示的第一位置移动(例如，旋转)到图18所示的第二位置时，多段式脊1702的第一段1718的部分1734通过狭槽1710相对于短舱1700的外表面1712完全陷入和/或完全缩回。在其他示例中，多段式脊1702的第一段1718可移动(例如，可旋转)到多段式脊1702的第一段1718的外模线1726通过狭槽1710相对于短舱1700的外表面1712变得完全陷入和/或完全缩回的位置。

图17和图18的多段式脊1702的第一段1718可以以受控的方式移动(例如，绕旋转轴线1732旋转)到图17所示的第一位置和图18所示的第二位置之间的任意数量的中间位置。经由控制系统的致动机构和控制器(例如，图34的控制系统3400的致动机构3404和控制器3406)发生多段式脊1702的第一段1718的受控运动(例如，旋转)，如下进一步所述。

图17和图18的多段式脊1702被配置(例如，位于图17和图18的短舱1700上和/或相对于图17和图18的短舱1700定向)为响应于在多段式脊1702处出现的气流而产生涡流。在一些示例中，多段式脊1702所产生的涡流有利地影响位于图17和图18的短舱1700所联接的飞机机翼的上表面上的边界层。因此，多段式脊1702响应于在多段式脊1702处出现的气流提供了积极的空气动力影响。当多段式脊1702的第一段1718在图17所示的第一位置(例如向上位置)和图18所示的第二位置(例如向下位置)之间移动(例如绕旋转轴线1732旋转)时，图17和图18的多段式脊1702产生的涡流改变(例如，改变其位置和/或其强度)。

例如，当多段式脊1702的第一段1718位于图17所示的第一位置时，多段式脊1702被配置为产生第一涡流。当多段式脊1702的第一段1718位于图18所示的第二位置时，多段式脊1702被配置为生成不同于第一涡流的第二涡流。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流位置，并且第二涡流具有不同于第一关联涡流位置的第二关联涡流位置。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流强度，并且第二涡流具有不同于第一关联涡流强度的第二关联涡流强度。

如以上结合图17和图18所述，多段式脊1702的第一(例如，前)段1718是可旋转的，并且多段式脊1702的第二(例如，后)段1720是固定的。在其他示例中，多段式脊1702的第一(例如，前)段1718可选地固定，并且多段式脊1702的第二(例如，后)段1720可选地是可旋转的。此外，多段式脊1702的第一段1718和第二段1720的各自的尺寸和/或维度(例如，长度)可相对于图17和图18所示的配置不同。例如，多段式脊1702的第一(例如，前)段1718的长度可超出多段式脊1702的第二(例如，后)段1720的长度。

图19是示例短舱1900的透视图，其具有以第一示例配置定位的示例多段式脊1902。图20是图19的多段式脊1902以第二示例配置定位的图19的短舱1900的透视图。图21是图19和图20的多段式脊1902以第三示例配置的图19和图20的短舱1900的透视图。图19至图21的短舱1900可联接至飞机的机翼(例如，图1至图3的飞机100的第一机翼104)。图19至图21的短舱1900的多段式脊1902可通过飞机的控制系统(例如，下面描述的图34的控制系统3400，其可在图1至图3的飞机100中实现)来控制和/或调节。

图19至图21的短舱1900包括示例中心轴线1904和示例前缘1906。图19至图21的多段式脊1902相对于短舱1900沿着示例前后方向1908定向。在图19至图21所示的示例中，前后方向1908由多段式脊1902的外模线限定，如下文进一步描述的。在一些示例中，前后方向1908大致平行于短舱1900的中心轴线1904，其中，短舱1900的中心轴线1904由短舱1900容纳的发动机的旋转轴线限定。在其他示例中，前后方向1908可附加地或可选地大致平行于包括短舱1900的飞机的机身的纵向轴线(例如，图1至图3的飞机100的机身102的纵向轴线116)。在其他示例中，前后方向1908的定向可超出相对于短舱1900的中心轴线1904和/或飞机机身的纵向轴线的上述大致平行的关系。在图19至图21所示的示例中，短舱1900还包括形成在短舱1900的示例外表面1912中和/或延伸通过短舱1900的示例外表面1912的示例狭槽1910。短舱1900的狭槽1910包括示例前端1914和与前端1914相对和/或位于其后的示例后端1916。在图19至图21所示的示例中，狭槽1910沿着前后方向1908定向。在其他示例中，图19至图21的狭槽1910可从短舱1900省略。

图19至图21的多段式脊1902包括示例第一段1918和示例第二段1920，该示例第二段1920与多段式脊1902的第一段1918大致共面。多段式脊1902的第一段1918和第二段1920分别联接到短舱1900。例如，多段式脊1902的第一段1918可相应地包括相对于短舱1900的外表面1912向内(例如，径向向内)定位的根部。第一段1918的根部可联接(例如，可操作地联接)到位于短舱1900内的致动机构。第一段1918的暴露部分通过狭槽1910相对于短舱1900的外表面1912向外(例如，径向向外)延伸。多段式脊1902的第二段1920可固定地联接至位于短舱1900之上和/或之内的静态(例如，不可移动)结构。在图19至图21所示的示例中，多段式脊1902(包括其第一段1918和第二段1920)在位于相对于短舱1900的中心轴线1904内侧的位置处联接到短舱1900。在其他示例中，多段式脊1902可选地在位于相对于短舱1900的中心轴线1904外侧的位置处联接到短舱1900。

图19至图21的多段式脊1902的第一段1918包括：示例前缘1922；示例后缘1924，与第一段1918的前缘1922相对和/或位于其后；示例外模线1926，由第一段1918的前缘1922和后缘1924限定；以及一个或多个示例的气流开口1928(例如，一个或多个通孔)，横向地延伸穿过多段式脊1902的第一段1918。图19至图21的多段式脊1902的第一段1918具有大致平面的形状(例如，由外模线1926限定)，该形状沿前后方向1908延伸和/或定向。图19至图21的多段式脊1902的第一段1918相对于图19至图21的短舱1900沿着前后方向1908是可移动的和/或可调节的。更具体地讲，图19至图21的多段式脊1902的第一段1918可相对于图19至图21的短舱1900沿前后方向1908平移。

图19至图21的多段式脊1902的第二段1920包括：示例前缘1930；示例后缘1932，与第二段1920的前缘1930相对和/或位于其后；示例外模线1934，由第二段1920的前缘1930和后缘1932限定；以及一个或多个示例气流开口2002(例如，一个或多个通孔)，其横向地延伸穿过多段式脊1902的第二段1920。图19至图21的多段式脊1902的第二段1920具有大致平面的形状(例如，如由外模线1934所限定的，该平面形状沿前后方向1908延伸和/或定向。在图19至图21所示的示例中，多段式脊1902的第二段1920与多段式脊1902的第一段1918大致共面。在一些示例中，多段式脊1902的第二段1920可形成为框架，该框架大致容纳和/或包围第一段1918的相对于短舱1900的外表面1912通过狭槽1910向外(例如，径向向外)延伸的暴露部分。

在图19至图21所示的示例中，多段式脊1902的第二段1920相对于图19至图21的短舱1900沿着前后方向1908是固定的。因此，多段式脊1902的第一段1918相对于多段式脊1902的第二段1920是可移动的(例如，可平移的)。在其他示例中，图19至图21的多段式脊1902的第二段1920相对于图19至图21的短舱1900沿着前后方向1908可以是可移动的和/或可调节的。例如，图19至图21的多段式脊1902的第二段1920可相对于图19至图21的短舱1900沿着短舱1900的前后方向1908平移。在这样的示例中，多段式脊1902的第一段1918相对于多段式脊1902的第二段1920保持可移动(例如可平移)。

多段式脊1902的第一段1918的各个气流开口1928的尺寸、形状和/或配置设计为与对应的多段式脊1902的第二段1920的各个气流开口2002沿着前后方向1908选择性地横向对准(例如，横向未对准、部分横向对准和/或完全横向对准)。在图19至图21所示的示例中，第一段的各个气流开口1928和对应的第二段1920的各个气流开口2002具有在第一方向上延伸的大致矩形形状。在其他示例中，第一段的各个气流开口1928和/或对应的第二段1920的各个气流开口2002可选地具有在图19至图21所示的不同于第一方向的第二方向上延伸的大致矩形形状。在其他示例中，第一段的各个气流开口1928和/或对应的第二段1920的各个气流开口2002可选地具有与图19至图21所示的矩形形状不同的非矩形形状(例如，三角形、圆形、椭圆形、不规则形状等)。第一段1918的气流开口1928和/或第二段1920的气流开口2002可具有任何数量和/或数目，可具有任何尺寸和/或形状，并且可根据任何规则的或不规则的图案和/或配置来布置和/或定向，以使第一段1918的各个气流开口1928与对应的第二段1920的各个气流开口2002沿着前后方向1908选择性地横向对准(例如，横向未对准、部分横向对准和/或完全横向对准)。

图19中所示的多段式脊1902的第一配置对应于多段式脊1902的第一段1918的向前位置和多段式脊1902的第二段1920的固定位置。图20所示的多段式脊1902的第二配置对应于多段式脊1902的第一段1918的中间位置和多段式脊1902的第二段1920的固定位置。图21所示的多段式脊1902的第三配置对应于多段式脊1902的第一段1918的向后位置和多段式脊1902的第二段1920的固定位置。图19至图21所示的多段式脊1902的第一段1918可在图19所示的多段式脊1902的第一配置(例如，第一段1918的向前位置)、图20所示的多段式脊1902的第二配置(例如，第一段1918的中间位置)和图21所示的多段式脊1902的第三配置(例如，第一段1918的向后位置)之间沿前后方向1908(例如，在短舱1900的狭槽1910内)移动(例如，可平移)。

当多段式脊1902的第一段1918以图19中所示的多段式脊1902的第一配置定位时，第一段191的前缘1922与短舱1900的前缘1906间隔第一距离。当多段式脊1902的第一段1918以图20所示的多段式脊1902的第二配置定位时，第一段1918的前缘1922与短舱1900的前缘1906间隔开大于第一距离的第二距离。当多段式脊1902的第一段1918以图21所示的多段式脊1902的第三配置定位时，第一段1918的前缘1922与短舱1900的前缘1906间隔开大于第二距离的第三距离。

当多段式脊1902的第一段1918以图19所示的第一配置(例如，相对于多段式脊1902的第二段1920)定位时，第一段1918覆盖第二段1920的气流开口2002，第二段1920覆盖第一段1918的气流开口1928。换句话说，第一段1918的各个气流开口1928与对应的第二段1920的各个气流开口2002沿着前后方向1908没有横向对准。因此，当多段式脊1902以图19所示的第一配置定位时，空气不能横向流过图19至图21的多段式脊1902。

当多段式脊1902的第一段1918以图20所示的第二配置(例如，相对于多段式脊1902的第二段1920)定位时，第一段1918仅部分地覆盖第二段1920的气流开口2002，第二段1920仅部分地覆盖第一段1918的气流开口1928。换句话说，第一段1918的各个气流开口1928与对应的第二段1920的各个气流开口2002沿着前后方向1908部分横向对准。因此，当多段式脊1902以图20所示的第二配置定位时，第一体积的空气能够横向流过图19至图21的多段式脊1902。

当多段式脊1902的第一段1918以图21所示的第三配置(例如，相对于多段式脊1902的第二段1920)定位时，第一段1918不覆盖第二段1920的气流开口2002，第二段1920不覆盖第一段1918的气流开口1928。换句话说，第一段1918的各个气流开口1928与对应的第二段1920的各个气流开口2002沿着前后方向1908横向对准。因此，当多段式脊1902以图21所示的第三配置定位时，大于第一体积空气的第二体积的空气能够横向流过图19至图21的多段式脊1902

在图19至图21所示的示例中，多段式脊1902的第一段1918可以以受控方式移动(例如，沿前后方向1908平移)到图19所示的第一位置与图21所示的第三位置之间的任意数量的中间位置。经由控制系统的致动机构和控制器(例如，图34的控制系统3400的致动机构3404和控制器3406)发生多段式脊1902的第一段1918的受控运动(例如，平移))，如下进一步所述。

图19至图21的多段式脊1902被配置为(例如，位于图19至图21的短舱1900上和/或相对于图19至图21的短舱1900定向)响应于在多段式脊1902处出现的气流而产生涡流。在一些示例中，多段式脊1902所产生的涡流有利地影响位于图19至图21的短舱1900所联接的飞机机翼的上表面上的边界层。因此，多段式脊1902响应于在多段式脊1902处出现的气流，提供积极的空气动力学影响。当多段式脊1902的第一段1918在图19所示的第一位置(例如，第一段1918的向前位置)、图20所示的第二位置(例如，第一段1918的中间位置)和图21所示的第三位置(例如，第一段1918的向后位置)之间移动(例如，沿着前后方向1908平移)时，图19至图21的多段式脊1902产生的涡流改变(例如，改变其位置和/或其强度)。

例如，当多段式脊1902的第一段1918定位在图19所示的第一位置时，多段式脊1902被配置为产生第一涡流。当多段式脊1902的第一段1918定位在图20所示的第二位置时，多段式脊1902被配置为产生不同于第一涡流的第二涡流。当多段式脊1902的第一段1918定位在图21所示的第三位置时，多段式脊1902被配置为产生不同于第一涡流并且也不同于第二涡流的第三涡流。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流位置，第二涡流具有不同于第一关联涡流位置的第二关联涡流位置，并且第三涡流具有不同于第一关联涡流位置并且也不同于第二关联涡流位置的第三关联涡流位置。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流强度，第二涡流具有不同于第一关联涡流强度的第二关联涡流强度，并且第三涡流具有不同于第一关联涡流强度并且也不同于第二关联涡流强度的第三关联涡流强度。

图22是示例短舱2200的透视图，该示例短舱2200具以第一示例配置定位的示例多段式脊2202。图23是图22的多段式脊2202以第二示例配置定位的图22的短舱2200的透视图。图24是图22和23的多段式脊2202以第三示例配置定位的图22和23的短舱2200的透视图。图25是图22至图24的多段式脊2202以第四示例配置定位的图22至图24的短舱2200的透视图。图22至图25的短舱2200可联接到飞机的机翼(例如，图1至图3的飞机100的第一机翼104)。图22至图25的短舱2200的多段式脊2202可通过飞机的控制系统(例如，下面描述的图34的控制系统3400，其可在图1至图3的飞机100中实现)来控制和/或调节。

图22至图25的短舱2200包括示例中心轴线2204和示例前缘2206。图22至图25的多段式脊2202可旋转地联接至短舱2200，并且可相对于短舱2200绕示例旋转轴线2208旋转。在一些示例中，多段式脊2202的旋转轴线2208大致平行于短舱2200的中心轴线2204，其中，短舱2200的中心轴线2204由短舱2200所容纳的发动机的旋转轴线限定。在其他示例中，多段式脊2202的旋转轴线2208可定向在超出与相对于短舱2200的中心轴线2204大致平行的角度。图22至图25的短舱2200还包括形成在短舱2200的示例外表面2212中和/或延伸到短舱2200的示例外表面2212中的示例凹口2210。凹口2210的尺寸、形状和/或配置设计为容纳图22至图25的多段式脊2202和/或其各个段，如下进一步所述。

图22至图25的多段式脊2202包括示例第一段2214(例如，前段)、示例第二段2216(例如，中间段)和示例第三段2218(例如，后段)。第一段2214、第二段2216和第三段2218分别可旋转地联接至短舱2200，并且可相对于短舱2200绕旋转轴线2208独立地旋转。例如，多段式脊2202的第一段2214可独立于多段式脊2202的第二段2216和/或第三段2218围绕旋转轴线2208的任何旋转而绕旋转轴线2208旋转，多段式脊2202的第二段2216可独立于多段式脊2202的第一段2214和/或第三段2218围绕旋转轴线2208的任何旋转而绕旋转轴线2208旋转，并且多段式脊2202的第三段2218可独立于多段式脊2202的第一段2214和/或第二段2216围绕旋转轴线2208的任何旋转而绕旋转轴线2208旋转。

在图22至图25所示的示例中，多段式脊2202在相对于短舱2200的中心轴线2204位于内侧的位置处联接到短舱2200。在其他示例中，多段式脊2202可选地在相对于短舱2200的中心轴线2204位于外侧的位置处联接到短舱2200。在图22至图25所示的示例中，多段式脊2202包括总共三个段。在其他示例中，多段式脊2202可包括以与结合图22至图25示出和描述的三段式实现相似和/或一致的方式实现的不同数量(例如2、4、5等)的段。

图22至图25的多段式脊2202的第一段2214包括：示例前缘2220；示例后缘2222，与第一段2214的前缘2220相对和/或位于其后；以及外模线2224，由第一段2214的前缘2220和后缘2222限定。多段式脊2202的第一段2214具有大致平面的形状(例如，如由外模线2224所限定)。在一些示例中，第一段2214的大致平面的形状可被轮廓化以匹配凹口2210的轮廓和/或短舱2200的外表面2212的局部区域的轮廓。

图22至图25的多段式脊2202的第二段2216包括：示例前缘2226；示例后缘2228，与第二段2216的前缘2226相对和/或位于其后；以及外模线2230，由第二段2216的前缘2226和后缘2228限定。多段式脊2202的第二段2216的前缘2226具有与多段式脊2202的第一段2214的后缘2222的弯曲形状互补的弯曲形状。多段式脊2202的第二段2216具有大致平面的形状(例如，如由外模线2230所限定)。在一些示例中，第二段2216的大致平面形状可被轮廓化以匹配凹口2210的轮廓和/或短舱2200的外表面2212的局部区域的轮廓。

图22至图25的多段式脊2202的第三段2218包括：示例前缘2232；示例后缘2234，与第三段2218的前缘2232相对和/或位于其后；以及外模线2236，由第三段2218的前缘2232和后缘2234限定。多段式脊2202的第三段2218的前缘2232具有与多段式脊2202的第二段2216的后缘2228的弯曲形状互补的弯曲形状。多段式脊2202的第三段2218具有大致平面的形状(例如，如由外模线2236所限定)。在一些示例中，第三段2218的大致平面形状可被轮廓化以匹配凹口2210的轮廓和/或短舱2200的外表面2212的局部区域的轮廓。

图22中所示的多段式脊2202的第一配置对应于第一段2214的展开位置、第二段2216的展开位置和第三段2218的展开位置。图23所示的多段式脊2202的第二配置对应于第一段2214的收起位置、第二段2216的展开位置以及第三段2218的展开位置。图24所示的多段式脊2202的第三配置对应于第一段2214的收起位置、第二段2216的收起位置和第三段2218的展开位置。图25所示的多段式脊2202的第四配置对应于第一段2214的收起位置、第二段2216的收起位置和第三段2218的收起位置。

图22至图25的多段式脊2202的第一段2214可在图22中所示的第一段2214的展开位置和图23至图25所示的第一段2214的收起位置之间绕旋转轴线2208旋转。当第一段2214定位在其收起位置时，第一段2214的外模线2224沿着短舱2200的外表面2212延伸。如图23至图25所示，当第一段2214定位在其收起位置时，第一段2214的外模线2224被容纳在短舱2200的凹口2210中。当第一段2214定位在其展开位置时，第一段2214的外模线2224从短舱2200的外表面2212向外(例如，径向向外)延伸。

图22至图25的多段式脊2202的第二段2216可在图22和23中所示的第二段2216的展开位置和图24和25所示的第二段2216的收起位置之间绕旋转轴线2208旋转。当第二段2216位于其收起位置时，第二段2216的外模线2230沿着短舱2200的外表面2212延伸。如图24和25所示，当第二段2216定位在其收起位置时，第二段2216的外模线2230容纳在短舱2200的凹口2210中。当第二段2216定位在其展开位置时，第二段2216的外模线2230从短舱2200的外表面2212向外(例如，径向向外)延伸。

图22至图25的多段式脊2202的第三段2218可在图22至图24中所示的第三段2218的展开位置和图25所示的第三段2218的收起位置之间绕旋转轴线2208旋转。当第三段2218位于其收起位置时，第三段2218的外模线2236沿着短舱2200的外表面2212延伸。如图25所示，当第三段2218位于其收起位置时，第三段2218的外模线2236被容纳在短舱2200的凹口2210中。当第三段2218定位在其展开位置时，第三段2218的外模线2236从短舱2200的外表面2212向外(例如，径向向外)延伸。

当图22至图25的多段式脊2202以图22所示的第一配置定位时，多段式脊2202的第一段2214、第二段2216和第三段2218定位在它们各自的展开位置并且彼此大致共面。当图22至图25的多段式脊2202以图23所示的第二配置定位时，多段式脊2202的第一段2214定位在其收起位置，多段式脊2202的第二段2216和第三段2218定位在它们各自的展开位置，并且多段式脊2202的第二段2216和第三段2218互相大致共面但不与多段式脊2202的第一段2214共面。当图22至图25的多段式脊2202以图24所示的第三配置定位时，多段式脊2202的第一段2214和第二段2216定位在它们各自的收起位置，多段式脊2202的第三段2218定位在其展开位置，并且多段式脊2202的第一段2214和第二段2216彼此大致共面，但不与多段式脊2202的第三段2218共面。当图22至图25的多段式脊2202以图25所示的第四配置定位时，多段式脊2202的第一段2214、第二段2216和第三段2218定位在它们各自的收起位置并且彼此大致共面。

在图22至图25所示的示例中，多段式脊2202的第一段2214、第二段2216和/或第三段2218可以以受控的方式旋转到上述相应展开位置和相应收起位置之间的任意数量的中间位置。经由控制系统的一个或多个致动机构和一个或多个控制器(例如，图34的控制系统3400的致动机构3404和控制器3406)发生多段式脊2202的第一段2214、第二段2216和/或第三段2218的受控旋转，如下文进一步描述。

图22至图25的多段式脊2202被配置为(例如，位于图22至图25的短舱2200上和/或相对于图22至图25的短舱2200定向)响应于在多段式脊2202处出现的气流而产生涡流。在一些示例中，由多段式脊2202所产生的涡流有利地影响位于图22至图25的短舱2200所联接的飞机机翼的上表面上的边界层。因此，多段式脊2202响应于在多段式脊2202处出现的气流提供积极的空气动力学影响。当多段式脊2202的第一段2214、第二段2216和/或第三段2218分别在图22所示的第一配置、图23所示的第二配置、图24所示的第三配置和图25所示的第四配置之间移动(例如，绕旋转轴线2208旋转)时，图22至图25的多段式脊2202产生的涡流改变(例如，改变其位置和/或强度)。

例如，当多段式脊2202的第一段2214、第二段2216和第三段2218以图22所示的第一配置定位时，多段式脊2202被配置为产生第一涡流。当多段式脊2202的第一段2214、第二段2216和第三段2218以图23所示的第二配置定位时，多段式脊2202被配置为生成不同于第一涡流的第二涡流。当多段式脊2202的第一段2214、第二段2216和第三段2218以图24所示的第三配置定位时，多段式脊2202被配置为产生不同于第一涡流并且也不同于第二涡流的第三涡流。当多段式脊2202的第一段2214、第二段2216和第三段2218以图24所示的第四配置定位时，多段式脊2202不产生涡流。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流位置，第二涡流具有不同于第一关联涡流位置的第二关联涡流位置，并且第三涡流具有不同于第一和第二关联涡流位置中的每个的第三关联涡流位置。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流强度，第二涡流具有不同于第一关联涡流强度的第二关联涡流强度，并且第三涡流具有不同于第一和第二关联涡流强度中的每一个的第三关联涡流强度。

图26是示例短舱2600的透视图，该示例短舱2600具有以第一示例配置定位的示例脊(例如，第一示例脊2602和第二示例脊2604)。图27是图26的脊以第二示例配置定位的图26的短舱2600的透视图。图26和图27的短舱2600可联接到飞机的机翼(例如，图1至图3的飞机100的第一机翼104)。图26和图27的短舱2600的第一脊2602可通过飞机的控制系统(例如，下面描述的图34的控制系统3400，其可在图1至图3的飞机100中实现)来控制和/或调节。

图26和图27的短舱2600包括示例中心轴线2606和示例前缘2608。图26和图27的第一脊2602和/或第二脊2604相对于短舱2600沿着示例前后方向2610定向。在图26和图27所示的示例中，前后方向2610由第一脊2602的外模线和/或第二脊2604的外模线限定，如下文进一步描述的。在一些示例中，前后方向2610大致平行于短舱2600的中心轴线2606，其中，短舱2600的中心轴线2606由短舱2600容纳的发动机的旋转轴线限定。因此，前后方向2610可附加地或可选地大致平行于包括短舱2600的飞机的机身的纵向轴线(例如，图1至图3的飞机100的机身102的纵向轴线116)。在其他示例中，前后方向2610的定向可超出相对于短舱2600的中心轴线2606和/或飞机机身的纵向轴线的上述大致平行的关系。图26和图27的短舱2600还包括示例外周2612。

图26和图27的第一脊2602(例如，扰流板脊)包括：示例前缘2614；示例后缘2616，与第一脊2602的前缘2614相对和/或位于其后；以及外模线2618，由第一脊2602的前缘2614和后缘2616限定。图26和图27的第一脊2602具有大致平面形状(例如，由外模线2618所限定)，该平面形状沿前后方向2610延伸和/或定向。在一些示例中，第一脊2602的大致平面形状可轮廓化以匹配凹口2702的轮廓和/或短舱2600的外表面2622的局部区域的轮廓。

图26和图27的第一脊2602在围绕短舱2600的外圆周2612的第一位置处可旋转地联接至短舱2600，并且可相对于短舱2600绕示例旋转轴线2620旋转。在图26和图27所示的示例中，第一脊2602的旋转轴线2620大致平行于前后方向2610。在其他示例中，旋转轴线2620可附加地或可选地大致平行于短舱2600的中心轴线2606。在其他示例中，第一脊2602的旋转轴线2620的定向可超出相对于短舱2600的中心轴线2606的上述大致平行的关系。图26和图27的短舱2600还包括形成在短舱2600的示例外表面2622中和/或延伸到短舱2600的示例外表面2622中的示例凹口2702。凹口2702的尺寸、形状和/或配置被设计为容纳图26和图27的第一脊2602，如下文进一步描述。

图26和图27的第二脊2604(例如，固定脊)包括：示例前缘2624；示例后缘2626，与第二脊2604的前缘2624相对和/或位于其后；以及外模线2628，由第二脊2604的前缘2624和后缘2626限定。图26和图27的第二脊2604具有大致平面的形状(例如，如由外模线2628所限定的)，其沿前后方向2610延伸和/或定向。图26和图27的第二脊2604在围绕短舱2600的外圆周2612的第二位置处固定地联接至短舱2600，该第二位置相对于围绕短舱2600的外圆周2612的第一位置在周向上偏移，在第一位置处，第一脊2602连接至短舱2600。

在图26和图27所示的示例中，第一脊2602联接至短舱2600的第一位置低于第二脊2604联接至短舱2600的第二位置。在其他示例中，第一脊2602联接至短舱2600的第一位置可选地位于第二脊2604联接至短舱2600的第二位置的上方。如图26和图27所示，第一脊2602的前缘2614与短舱2600的前缘2608间隔第一距离，并且第二脊2604的前缘2624与短舱2600的前缘2608间隔开小于第二距离的第二距离。在其他示例中，第二脊2604的前缘2624可选地与短舱2600的前缘2608隔开第二距离，该第二距离大于第一脊2602的前缘2614与短舱2600的前缘2608隔开的第一距离。在图26和图27所示的示例中，第一脊2602和第二脊2604在相对于短舱2600的中心轴线2606内侧的位置处分别连接至短舱2600。在其他示例中

图26中所示的脊的第一配置对应于第一脊2602的收起位置和第二脊2604的展开位置。图27所示的脊的第二配置对应于第一脊2602的展开位置和第二脊2604的展开位置。图26和图27所示的第一脊2602可绕旋转轴线2620在图26所示的第一脊2602的收起位置和图27所示的第一脊2602的展开位置之间旋转。当第一脊2602定位在其收起位置时，第一脊2602的外模线2618沿着短舱2600的外表面2622延伸。如图26所示，当第一脊2602定位在其收起位置时，第一脊2602的外模线2618被容纳在短舱2600的凹口2702中。当第一脊2602定位其展开位置时，第一脊2602的外模线2618从短舱2600的外表面2622向外(例如，径向向外)延伸。

在图26和图27所示的示例中，第一脊2602可以以受控的方式移动(例如，围绕旋转轴线2620旋转)到图26所示的第一位置(例如，收起位置)和图27所示的第二位置(例如，展开位置)之间的任意数量的中间位置。经由控制系统的致动机构和控制器(例如，图34的控制系统3400的致动机构3404和控制器3406)发生第一脊2602的受控运动(例如，旋转)，如下文进一步描述。

图26和图27的第二脊2604被配置为(例如，位于图26和图27的短舱2600上和/或相对于图26和图27的短舱2600定向)响应于在第二脊2604处出现的气流而产生涡流。在一些示例中，由第二脊2604产生的涡流有利地影响位于图26和图27的短舱2600所联接的飞机机翼的上表面上的边界层。因此，第二脊2604响应于在第二脊2604处出现的气流而提供积极的空气动力学影响。当图26和图27的第一脊2602在图26所示的第一位置(例如，收起位置)和图27所示的第二位置(例如，展开位置)之间移动(例如，绕旋转轴线2620旋转)时，由图26和图27的第一脊2602和第二脊2604产生的涡流(例如，组合涡流组)改变(例如，改变其位置和/或强度)。

例如，当第一脊2602和第二脊2604以图26所示的第一配置定位时，第二脊2604产生涡流，但是第一脊2602不产生涡流。因此，第一脊2602和第二脊2604产生第一涡流(例如，包括第二脊2604产生的涡流的第一组合涡流组，没有第一脊2602产生的涡流)。当第一脊2602和第二脊2604以图27所示的第二配置定位时，第一脊2602产生的涡流与第二脊2604产生的涡流相互作用(例如组合)以产生不同于第一涡流的第二涡流(例如，包括第二脊2604产生的涡流以及由第一脊2602产生的涡流的第二组合涡流组)。在一些示例中，将第一脊2602定位在图27中所示的展开位置导致第一脊2602产生的涡流减小、限制和/或破坏由第二脊2604产生的涡流，或者与第二脊2604产生的涡流结合以改变其对机翼空气动力学的影响的涡流。

图28是示例短舱2800的透视图，该示例短舱2800具有定位在第一示例位置的示例脊2802。图29是图28的脊2802旋转到第二示例位置的图28的短舱2800的透视图。图30是图28和图29的脊2802旋转到第三示例位置的图28和图29的短舱2800的透视图。图28至图30的短舱2800可联接到飞机的机翼(例如，图1至图3的飞机100的第一机翼104)。图28至图30的短舱2800的脊2802可通过飞机的控制系统(例如，下面描述的图34的控制系统3400，其可在图1至图3的飞机100中实现)来控制和/或调节。

图28至图30的短舱2800包括示例中心轴线2804和示例前缘2806。短舱2800的中心轴线2804大致限定了短舱2800的示例前后方向2808。在一些示例中，短舱2800的前后方向2808大致平行于短舱2800的中心轴线2804，其中，短舱2800的中心轴线2804由短舱2800容纳的发动机的旋转轴线限定。在其他示例中，短舱2800的前后方向2808可附加地或可选地大致平行于包括短舱2800的飞机的机身的纵向轴线(例如，图1至图3的飞机100的机身102的纵向轴线116)。在其他示例中，短舱2800的前后方向2808的定向可超出上述相对于短舱2800的中心轴2804和/或机机身的纵向轴线的大致平行的关系。

图28至图30的脊2802包括：示例前缘2810；示例后缘2812，与脊2802的前缘2810相对和/或位于其后；以及示例外模线2814，其由脊2802的前缘2810和后缘2812限定。图28至图30的脊2802具有大致平面的形状(例如，如由外模线2814所限定)。在图28至图30所示的示例中，脊2802的外模线2814从短舱2800的示例外表面2820向外(例如，径向向外)延伸。图28至图30的脊2802经由示例轴2816可旋转地联接至短舱2800。图28至图30的轴2816限定了示例旋转轴线2818。在图28至图30所示的示例中，旋转轴线2818大致垂直于短舱2800的外表面2820的示例局部区域2822。图28至图30的脊2802相对于图28至图30的短舱2800是可移动的和/或可调节的。更具体地，图28至图30的脊2802可相对于图28至图30的短舱2800绕旋转轴线2818旋转。在图28至图30所示的示例中，脊2802在相对于短舱2800的中心轴线2804内侧的位置处(例如，经由轴2816)联接到短舱2800。在其他示例中，脊2802可选地在相对于短舱2800的中心轴线2804外侧的位置处联接到短舱2800。

在图28至图30所示的示例中，脊2802可移动(例如，可绕旋转轴线2818旋转)到图28所示的第一位置(例如，中立位置)，在该位置中，脊2802沿着短舱2800的前后方向2808定向。脊2802可从图28所示的第一位置移动(例如，可绕旋转轴线2818旋转)到图29所示的第二位置(例如，向上俯仰的位置)或图30所述的第三位置(例如，向下俯仰位置)的中的任意一个位置，在所述第二位置中，脊2802的前缘2810相对于图28所示的中立位置中的脊2802的前缘2810的位置以向上的角度定向，在所述第三位置中，脊2802的前缘2810相对于图28所示的中立位置中的脊2802的前缘2810的位置以向下的角度定向。

图28至图30的脊2802可以以受控的方式移动(例如，绕旋转轴线2818旋转)到图29所示的第二位置和图30所示的第三位置之间的任意数量的中间位置，包括到图28所示的中立位置。经由控制系统的致动机构和控制器(例如，图34的控制系统3400的致动机构3404和控制器3406)发生脊2802的受控运动(例如，旋转)，如下面进一步描述的。

图28至图30的脊2802被配置为(例如，位于图28至图30的短舱2800上和/或相对于图28至图30的短舱2800定向)响应于在脊2802处出现的气流而产生涡流。脊2802产生的涡流有利地影响位于图28至图30的短舱2800所联接的飞机机翼的上表面上的边界层。因此，脊2802响应于在脊2802处出现的气流而提供积极的空气动力学影响。当脊2802在图28中所示的第一位置(例如，中立位置)、图29所示的第二位置(例如向上俯仰位置)和图30所示的第三位置(例如向下俯仰位置)之间移动(例如，绕旋转轴线2818旋转)时，图28至图30的脊2802产生的涡流改变(例如，改变其位置和/或其强度)。

例如，当脊2802定位在图28中所示的第一位置时，脊2802被配置为产生第一涡流。当脊2802定位在图29所示的第二位置时，脊2802被配置成产生不同于第一涡流的第二涡流。当脊2802定位在图30中所示的第三位置时，脊2802被配置为产生不同于第一涡流并且也不同于第二涡流的第三涡流。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流位置，第二涡流具有不同于第一关联涡流位置的第二关联涡流位置，并且第三涡流具有不同于第一关联涡流位置并且也不同于第二关联涡流位置的第三关联涡流位置。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流强度，第二涡流具有不同于第一关联涡流强度的第二关联涡流强度，并且第三涡流具有不同于第一关联涡流强度且也不同于第二关联涡流强度的第三关联涡流强度。

图31是示例短舱3100的透视图，该示例短舱3100具有以第一示例配置定位的示例多段式脊3102。图32是图31的多段式脊3102以第二示例配置定位的图31的短舱3100的透视图。图33是图31和图32的多段式脊3102以第三示例配置定位的图31和图32的短舱3100的透视图。图31至图33的短舱3100可联接到飞机的机翼(例如，图1至图3的飞机100的第一机翼104)。图31至图33的短舱3100的多段式脊3102可通过飞机的控制系统(例如，下面描述的图34的控制系统3400，其可在图1至图3的飞机100中实现)来控制和/或调节。

图31至图33的短舱3100包括示例中心轴线3104和示例前缘3106。短舱3100的中心轴线3104大致限定了短舱3100的示例前后方向3108。在一些示例中，短舱3100的前后方向3108大致平行于短舱3100的中心轴线3104，其中，短舱3100的中心轴线3104由短舱3100容纳的发动机的旋转轴线限定。在其他示例中，短舱3100的前后方向3108可附加地或可选地大致平行于包括短舱3100的飞机的机身的纵向轴线(例如，图1至图3的飞机100的机身102的纵向轴线116)。在其他示例中，短舱3100的前后方向3108的定向可超出相对于短舱3100的中心轴线3104和/或飞机的机身的纵向轴线的上述大致平行的关系。

图31至图33的多段式脊3102包括示例第一段3110(例如，前段)和示例第二段3112(例如，后段)。图31至图33的多段式脊3102的第一段3110包括：示例前缘3114；示例后缘3116，与多段式脊3102的第一段3110的前缘3114相对和/或位于其后；以及示例外模线3118，由多段式脊3102的第一段3110的前缘3114和后缘3116限定。图31至图33的多段式脊3102的第一段3110具有大致平面的形状(例如，如由外模线3118所限定)。在图31至图33所示的示例中，多段式脊3102的第一段3110的外模线3118从短舱3100的示例外表面3120向外(例如，径向向外)延伸。

多段式脊3102的第一段3110被联接(例如，刚性地联接)到短舱3100。例如，多段式脊3102的第一段3110可被固定地联接到位于短舱3100之上和/或之内的静态(例如，非可动)结构。在图31至图33所示的示例中，多段式脊3102的第一段3110沿着(例如，大致平行于)短舱3100前后方向3108定向。在其他示例中，多段式脊3102的第一段3110的定向可超出相对于短舱3100的前后方向3108的上述大致平行的关系。在图31至图33所示的示例中，多段式脊3102的第一段3110在相对于短舱3100的中心轴线3104内侧的位置处联接到短舱3100。在其他示例中，多段式脊3102的第一段3110可选地在相对于短舱3100的中心轴线3104外侧的位置处联接到短舱3100。

图31至图33的多段式脊3102的第二段3112包括：示例前缘3122；示例后缘3124，与多段式脊3102的第二段3112的前缘3122相对和/或位于其后；以及示例外模线3126，由多段式脊3102的第二段3112的前缘3122和后缘3124限定。图31至图33的多段式脊3102的第二段3112具有大致平面的形状(例如，如由外模线3126所限定)。在图31至图33所示的示例中，多段式脊3102的第二段3112的外模线3126从短舱3100的外表面3120向外(例如，径向向外)延伸。

图31至图33的多段式脊3102的第二段3112经由示例铰链3128可旋转地联接至多段式脊3102的第一段3110和/或短舱3100。在图31至图33所示的示例中，铰链3128限定示例旋转轴线3130，其位于多段式脊3102的第一段3110的后缘3116和多段式脊3102的第二段3112的前缘3122。在图31至图33所示的示例中，旋转轴线3130大致垂直于短舱3100的外表面3120的示例局部区域3132。

图31至图33的多段式脊3102的第二段3112相对于图31至图33的多段式脊3102的第一段3110和/或相对于图31至图33的短舱3100是可移动的和/或可调节的。更具体地，图31至图33的多段式脊3102的第二段3112相对于图31至图33的多段式脊3102的第一段3110和/或相对于图31至图33的短舱3100，关于旋转轴线3130是可移动的。多段式脊3102的第二段3112和/或铰链3128可联接(例如，可操作地联接)到位于短舱3100内的致动机构，以利于多段式脊3102的第二段3112相对于多段式脊3102的第一段3110，和/或相对于短舱3100的运动(旋转)。

在图31至图33所示的示例中，多段式脊3102的第二段3112可移动(例如，可绕旋转轴线3130旋转)到中立位置(例如，如图31所示)，在该位置中，多段式脊3102的第二段3112与多段式脊3102的第一段3110大致共面。多段式脊3102的第二段3112可从图31所示的中立位置移动(例如，可绕旋转轴线3130旋转)到第一俯仰位置(例如，如图32所示)和/或第二俯仰位置(例如，如图33所示)。当多段式脊3102的第二段3112定位在图32所示的第一俯仰位置时，第二段3112相对于多段式脊3102的第一段3110以第一角度定位。当多段式脊3102的第二段3112定位在图33所示的第二俯仰位置时，第二段3112相对于多段式脊3102的第一段3110以大于第一角度的第二角度定位。

图31至图33的多段式脊3102的第二段3112可以以受控的方式移动(例如，绕旋转轴线3130旋转)到图31中所示的中立位置和图33所示的第二俯仰位置之间的任意数量的中间位置，包括到图32所示的第一俯仰位置。此外，尽管图32和33示出了多段式脊3102的第二段3112的后缘3124在向上方向上偏转，在其他示例中，多段式脊3102的第二段3112的后缘3124可附加地或可选地在与向上方向相反的向下方向上偏转。经由控制系统的致动机构和控制器(例如，图34的控制系统3400的致动机构3404和控制器3406)发生多段式脊3102的第二段3112的受控运动(例如，旋转)，如下文进一步所述。

图31至图33的多段式脊3102被配置为(例如，位于图31至图33的短舱3100上和/或相对于图31至图33的短舱3100定向)响应于在多段式脊3102处出现的气流而产生涡流。在一些示例中，由多段式脊3102产生的涡流有利地影响位于图31至图33的短舱3100所联接的飞机机翼的上表面上的边界层。因此，多段式脊3102响应于在多段式脊3102处出现的气流提供积极的空气动力学影响。当多段式脊3102的第二段3112在图31所示的中立位置、图32所示的第一俯仰位置和图32所示的第二俯仰位置之间移动(例如，围绕旋转轴线3130旋转)时，由图31至图33的多段式脊3102产生的涡流改变(例如，改变其位置和/或其强度)。

例如，当多段式脊3102的第二段3112定位在图31所示的中立位置时，多段式脊3102被配置为产生第一涡流。当多段式脊3102的第二段3112定位在图32所示的第一俯仰位置时，多段式脊3102被配置为产生不同于第一涡流的第二涡流。当多段式脊3102的第二段3112定位在图33所示的第二俯仰位置时，多段式脊3102被配置为产生不同于第一涡流并且也不同于第二涡流的第三涡流。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流位置，第二涡流具有不同于第一关联涡流位置的第二关联涡流位置，并且第三涡流具有不同于第一关联涡流位置并且也不同于第二关联涡流位置的第三关联涡流位置。在一些示例中，第一涡流具有第一关联涡流强度，第二涡流具有不同于第一关联涡流强度的第二关联涡流强度，并且第三涡流具有不同于第一关联涡流强度并且也不同于第二关联涡流强度的第三关联涡流强度。

图34是被配置成控制短舱的可调节脊的运动的示例控制系统3400的框图。图34的控制系统3400包括一个或多个示例脊3402、一个或多个示例致动机构3404、示例控制器3406、一个或多个示例迎角传感器3408、一个或多个示例前缘装置传感器3410，以及一个或多个示例后缘装置传感器3412。图34的控制系统3400还可包括一个或多个其他传感器3414，包括例如一个或多个姿态传感器、一个或多个高度传感器、一个或多个空速传感器、一个或多个马赫数传感器等。在图34所示的示例中，致动机构3404可操作地联接至一个或多个脊3402。例如，致动机构3404中的第一个可操作地联接至脊3402的第一个，并且致动机构3404的第二个可操作地联接至脊3402的第二个。控制器3406可操作地联接至致动机构3404。例如，控制器3406可操作地联接到致动机构3404的第一致动机构和第二致动机构。迎角传感器3408、前缘装置传感器3410、后缘装置传感器3412和其他传感器3414分别可操作地联接到控制器3406。

图34的控制系统3400可在图1至图3的飞机100中实现。例如，控制系统3400的脊3402可由联接到图1至图3的飞机100的第一短舱108的第一脊112实现和/或实现为联接到图1至图3的飞机100的第一短舱108的第一脊112，和/或由联接至图1至图3的飞机100的第二短舱110的第二脊114实现。控制系统3400的致动机构3404可位于(例如部分或完全位于)图1至图3的飞机100的第一短舱108和/或第二短舱110之内和/或之上，并且可包括位于图1至图3的飞机100的第一机翼104、第二机翼106和/或机身102之内和/或之上的部分和/或组件。控制系统3400的控制器3406可位于图1至图3的飞机100的第一短舱108、第二短舱110、第一机翼104、第二机翼106和/或机身102中的任一个之内和/或之上。控制系统3400的迎角传感器3408可位于图1至图3的飞机100的第一短舱108、第二短舱110、第一机翼104、第二机翼106和/或机身102中的任一个之内和/或之上。控制系统3400的前缘装置传感器3410可位于图1至图3的飞机100的第一机翼104的一个或多个前缘装置122和/或第二机翼106的一个或多个前缘装置130之内和/或之上，位于在飞机100的第一机翼104和/或第二机翼106之内和/或之上，或者在飞机100的机身102之内和/或之上。控制系统3400的后缘装置传感器3412可位于图1至图3的飞机100的第一机翼104的一个或多个后缘装置124和/或第二机翼106的一个或多个后缘装置132之内和/或之上，在飞机100的第一机翼104和/或第二机翼106之内和/或之上，或者在飞机100的机身102之内和/或之上。控制系统3400的其他传感器3414可位于图1至图3的飞机100的第一短舱108、第二短舱110、第一机翼104、第二机翼106和/或机身102中的任一个之内和/或之上。

图34的控制系统3400的脊3402可由以上结合图4至图30描述的任何示例脊来实现和/或实现为以上结合图4至图30描述的任何示例脊，更具体地，由这种示例脊的任何可移动和/或可调节的组件来实现。例如，图34的脊3402可由图4和图5的脊402来实现和/或实现为图4和图5的脊402。图34的脊3402可选地由图6至图10的多段式脊602来实现和/或实现为图6至图10的多段式脊602，更具体地，由图6至图10的多段式脊602的第一段618和/或第二段620来实现和/或实现为图6至图10的多段式脊602的第一段618和/或第二段620。图34的脊3402可选地由图11至图13的脊1102来实现和/或实现为图11至图13的脊1102。图34的脊3402可选地由图14至图16的脊1402来实现和/或实现为图14至图16的脊1402。图34的脊3402可选地由图17和图18的多段式脊1702来实现和/或实现为图17和图18的多段式脊1702，和/或更具体地，由图17和图18的多段式脊1702的第一段1718来实现和/或实现为图17和图18的多段式脊1702的第一段1718。图34的脊3403可选地由图19至图21的多段式脊1902来实现和/或实现为图19至图21的多段式脊1902，和/或更具体地，由图19至图21的多段式脊1902的第一段1918来实现和/或实现为图19至图21的多段式脊1902的第一段1918。图34的脊3403可选地由图22至图25的多段式脊2202来实现和/或实现为图22至图25的多段式脊2202，和/或更具体地，由图22至图25的多段式脊2202的第三段2218来实现和/或实现为图22至图25的多段式脊2202的第三段2218。图34的脊3403可选地由图26和图27的第一脊2602来实现和/或实现为图26和图27的第一脊2602。图34的脊3403可选地由图28至图30的脊2802来实现和/或实现为图28至图30的脊2802。图34的脊3403可选地由图31至图33的多段式脊3102来实现和/或实现为图31至图33的多段式脊3102，和/或更具体地，由图31至图33的多段式脊3102的第二段3112来实现和/或实现为图31至图33的多段式脊3102的第二段3112。

图34的控制系统3400的致动机构3404可由任何类型的致动机构实现和/或实现为任何类型的致动机构，其能够被配置为部分地和/或完全地安装在图34的脊3402所联接的短舱内或短舱上，并且能够被配置为在期望的和/或指定的位置范围内移动(例如，平移和/或旋转)图34的全部或部分脊3402。在一些示例中，图34的致动机构3404可由包括一个或多个电子组件的机电致动系统来实现和/或实现为包括一个或多个电子组件的机电致动系统。在其他示例中，图34的致动机构3404可由包括一个或多个液压组件的液压机械致动系统实现和/或实现为包括一个或多个液压组件的液压机械致动系统。在其他示例中，图34的致动机构3404可由包括一个或多个气动组件的气动机械致动系统实现和/或实现为包括一个或多个气动组件的气动机械致动系统。图34的致动机构3404可包括任何数量的机械组件，例如包括任何数量的电机、阀、闩锁、活塞、杆、轴、连杆、皮带轮、脊、皮带、铰链、销、偏压元件、形状记忆合金等。

图34的控制系统3400的控制器3406可由任何类型的硬件元件实现和/或实现为任何类型的硬件元件，其能够配置为控制图34的控制系统3400的致动机构3404，和/或能够配置为接收和/或处理由迎角传感器3408、前缘装置传感器3410、后缘装置传感器3412和/或图34的控制系统3400的其他传感器3414感测、测量和/或检测到的数据。图34的控制器3406可由一个或多个控制器、处理器、微控制器、微处理器和/或电路来实现。

图34的控制系统3400的迎角传感器3408被配置为感测、测量和/或检测飞机机翼的迎角(例如，飞机机翼的弦线和相对于飞机机翼的气流的相对方向之间的角度)或相对于飞机100的机身的迎角(例如，机身中心线和相对于机身的气流的相对方向之间的角度)。图34的控制系统3400的前缘装置传感器3410被配置为感测、测量和/或检测飞机机翼的一个或多个前缘装置的位置和/或角度(例如，前缘装置相对于飞机机翼的参考位置和/或定向的位置和/或角度)。图34的控制系统3400的后缘装置传感器3412被配置为感测、测量和/或检测飞机机翼的一个或多个后缘装置的位置和/或角度(例如，后缘装置相对于飞机机翼的参考位置和/或定向的位置和/或角度)。图34的控制系统3400的其他传感器3414被配置为感测、测量和/或检测与飞机相关联的一个或多个其他参数，包括例如飞机的姿态、飞机的高度、飞机的空速、飞机的马赫数等。

图34的控制系统3400的脊3402和/或图34的控制系统3400的脊3402的一个或多个段可以以受控的方式移动(例如，根据脊3402的实现平移和/或旋转)到脊3402的可能位置范围内的任意数量的位置。经由图34的控制系统3400的致动机构3404发生脊3402和/或脊3402的段的受控运动(例如，平移和/或旋转)，其中，经由图34的控制系统3400的控制器3406来管理和/或控制致动机构3404。图34的控制器3406产生和/或发送一个或多个命令，使得图34的致动机构3404将图34的脊3402和/或脊3402的段移动(例如，平移和/或旋转)至一个或多个位置(例如，向前位置、向后位置、向上位置、向下位置、收起位置、展开位置、向上俯仰位置、向下俯仰位置、可能位置范围内任意数量的中间位置等)，其由命令指定、指示和/或从命令得出。

在一些示例中，图34的控制器3406被配置为生成这样的命令，该命令使得图34的致动机构3404响应于控制器3406确定和/或检测到图34的迎角传感器3408感测、测量和/或检测到与迎角相关联的阈值参数，将图34的脊3402和/或脊3402段移动到指定位置。在一些示例中，图34的控制器3406被配置为生成这样的命令，该命令使得图34的致动机构3404响应于控制器3406确定和/或检测到图34的前缘装置传感器3410感测、测量和/或检测到与一个或多个前缘装置的位置和/或角度相关联的阈值参数，将图34的脊3402和/或脊3402的段移动到指定位置。在一些示例中，图34的控制器3406被配置为生成这样的命令，该命令使得图34的致动机构3404响应于控制器3406确定和/或检测到图34的后缘装置传感器3412感测、测量和/或检测到与一个或多个后缘装置的位置和/或角度相关联的阈值参数，将图34的脊3402和/或脊3402的段移动到指定位置。在一些示例中，图34的控制器3406被配置为生成这样的命令，该命令使得图34的致动机构3404响应于控制器3406确定和/或检测到由图34的一个或多个其他传感器3414感测、测量和/或检测与飞机的姿态、飞机的高度、飞机的空速、飞机的马赫数等相关联的一个或多个阈值参数，将图34的脊3402移动到指定位置。

根据前述内容，将理解的是，以上公开的具有可调节的脊的飞机短舱提供了优于已知的脊的实现的优点。例如，已知的脊实现缺乏主动地调节和/或调谐(例如，粒度调节和/或调谐)由脊在飞行期间产生的涡流的位置的能力，并且进一步仅提供在飞行过程中产生的涡流强度的近二元控制(例如，开启或关闭)。不同于上述已知的解决方案和/或已知的脊实现，本文公开的具有可调节脊的飞机短舱有利地提供了主动调节和/或调谐(例如，粒度调节和/或调谐)在飞行过程中脊产生的涡流的位置和/或强度的能力，从而改善了飞机的近失速和失速后俯仰控制，并增加了与飞机机翼相关的最大升力系数。

在一些示例中，公开了一种设备。在一些公开的示例中，该设备包括联接至短舱的脊。在一些公开的示例中，脊沿着前后方向定向。在一些公开的示例中，脊相对于短舱可沿着前后方向平移。

在一些公开的示例中，前后方向由脊的外模线限定。

在一些公开的示例中，前后方向大致平行于短舱的中心轴线。

在一些公开的示例中，脊可沿前后方向在第一位置和第二位置之间平移，在所述第一位置中，所述脊的前缘与所述短舱的前缘间隔第一距离，在所述第二位置中，脊的前缘与短舱的前缘间隔开大于第一距离的第二距离。

在一些公开的示例中，脊被定位在短舱的外表面中形成的狭槽内。在一些公开的示例中，狭槽沿着前后方向定向。在一些公开的示例中，脊可在狭槽内在所述第一位置和所述第二位置之间平移。

在一些公开的示例中，第一位置是展开位置，第二位置是收起位置。

在一些公开的示例中，当脊处于展开位置时，脊的一部分从短舱的外表面向外延伸，并且当脊处于收起位置时，脊的所述部分从短舱的外表面向内缩回。

在一些公开的示例中，脊被配置成在脊处于第一位置时产生第一涡流。在一些公开的示例中，脊还被配置为当脊处于第二位置时产生第二涡流。在一些公开的示例中，第二涡流不同于第一涡流。

在一些公开的示例中，该设备还包括可操作地联接至脊的致动机构。在一些公开的示例中，致动机构配置成使脊沿着前后方向平移。在一些公开的示例中，该设备还包括可操作地联接至致动机构的控制器。在一些公开的示例中，控制器被配置为控制致动机构。

在一些公开的示例中，控制器被配置为响应于控制器检测到以下至少一项来命令致动机构平移脊：与短舱所联接的飞机的迎角关联的第一阈值参数，与飞机机翼的前缘装置关联的第二阈值参数，与机翼的后缘装置关联的第三阈值参数，与飞机的姿态关联的第四阈值参数，与飞机的高度关联的第五阈值参数，与飞机的空速关联的第六阈值参数和与飞机的马赫数关联的第七阈值参数。

在一些示例中，公开了一种方法。在一些公开的示例中，该方法包括平移联接至短舱的脊。在一些公开的示例中，脊沿着前后方向定向。在一些公开的示例中，脊相对于短舱可沿着前后方向平移。

在一些公开的示例中，前后方向由脊的外模线限定。

在一些公开的示例中，前后方向大致平行于短舱的中心轴线。

在一些公开的示例中，平移脊包括沿前后方向在第一位置与第二位置之间平移脊，在所述第一位置中，所述脊的前缘与所述短舱的前缘间隔第一距离，在所述第二位置中，脊的前缘与短舱的前缘间隔开大于第一距离的第二距离。

在一些公开的示例中，脊被定位在短舱的外表面中形成的狭槽内。在一些公开的示例中，狭槽沿着前后方向定向。在一些公开的示例中，脊可在狭槽内在第一位置和第二位置之间是可平移的。

在一些公开的示例中，第一位置是展开位置，第二位置是收起位置。

在一些公开的示例中，当脊处于所述展开位置时，脊的一部分从短舱的外表面向外延伸，并且当脊处于收起位置时，脊的该部分从短舱的外表面向内缩回。

在一些公开的示例中，方法还包括：当脊处于所述第一位置时，经由脊产生第一涡流。在一些公开的示例中，方法还包括：当脊处于第二位置时，经由脊产生第二涡流。在一些公开的示例中，第二涡流不同于第一涡流。

在一些公开的示例中，该方法还包括经由可操作地联接至致动机构的控制器来控制致动机构。在一些公开的示例中，致动机构可操作地联接至脊。在一些公开的示例中，致动机构配置成使脊沿着前后方向平移。

在一些公开的示例中，控制致动机构包括：经由控制器响应于控制器检测到以下至少一项来命令致动机构平移脊：与短舱所联接的飞机的迎角关联的第一阈值参数，与飞机机翼的前缘装置关联的第二阈值参数，与机翼的后缘装置关联的第三阈值参数，与飞机的姿态关联的第四阈值参数，与飞机的高度关联的第五阈值参数，与飞机的空速关联的第六阈值参数或与飞机的马赫数关联的第七阈值参数。

此外，本公开包括根据以下项的示例：

1.一种设备，包括：

连接至短舱的多段式机翼，该多段式机翼包括：

沿前后方向定向的第一段，该第一段可相对于短舱沿前后方向平移；和

沿着前后方向定向的第二段，该第二段与第一段大致共面。

2.根据项1所述的设备，其中，第二段固定地联接至短舱，第一段可相对于第二段沿前后方向平移。

3.根据项1所述的设备，其中，前后方向大致平行于短舱的中心轴线。

4.根据项1所述的设备，其中，第一段可沿着前后方向在第一位置和第二位置段之间平移，在所述第一位置中，第一段的前缘与短舱的前缘间隔开第一距离，在第二位置中，第一段的前缘与短舱的前缘间隔开大于第一距离的第二距离。

5.根据项4所述的设备，其中，当第一段处于第二位置时，第一段的前缘与第二段的前缘横向对准。

6.根据项5所述的设备，其中，当第一段处于第二位置时，第一段的外模线与第二段的外模线横向对准。

7.根据项4所述的设备，其中，第一段定位在形成在短舱的外表面中的狭槽内，所述狭槽沿着前后方向定向，第一段在狭槽内可在第一位置和第二位置之间平移。

8.根据项4所述的设备，其中，第一段和第二段被配置为：

当第一段处于第一位置时产生第一涡流；和

当第一段处于第二位置时，产生第二涡流，第二涡流不同于第一涡流。

9.根据项1所述的设备，还包括：

致动机构，可操作地联接至第一段，致动机构配置成使第一段沿前后方向平移；和

控制器，可操作地联接到致动机构，该控制器被配置为控制致动机构。

10.根据项9所述的设备，其中，控制器被配置为：响应于控制器检测到以下至少一项来命令致动机构平移第一段：与短舱所联接的飞机的迎角关联的第一阈值参数，与飞机机翼的前缘装置关联的第二阈值参数，与机翼的后缘装置关联的第三阈值参数，与飞机的姿态关联的第四阈值参数，与飞机的高度关联的第五阈值参数，与飞机的空速关联的第六阈值参数和与飞机的马赫数关联的第七阈值参数。

11.一种方法，包括：

平移联接至短舱的多段式脊的第一段，第一段沿前后方向定向，第一段可相对于短舱沿前后方向平移，多段式脊包括沿着前后方向定向的第二段，第二段大致与第一段共面。

12.根据项11所述的方法，其中，第二段固定地联接至短舱，第一段可相对于第二段沿前后方向平移。

13.根据项11所述的方法，其中，前后方向大致平行于短舱的中心轴线。

14.根据项11所述的方法，其中，平移第一段包括沿着前后方向在第一位置和第二位置之间平移第一段，在第一位置中，第一段的前缘与短舱的前缘间隔开第一距离，在第二位置中，第一段的前缘与短舱的前缘间隔开大于第一距离的第二距离。

15.根据项14所述的方法，其中，当第一段处于第二位置时，第一段的前缘与第二段的前缘横向对准。

16.根据项15所述的方法，其中，当第一段处于第二位置时，第一段的外模线与第二段的外模线横向对准。

17.根据项14所述的方法，其中，第一段定位在形成在短舱的外表面中的狭槽内，狭槽沿着前后方向定向，第一段在所述狭槽内可在第一位置和第二位置之间平移。

18.根据项14所述的方法，还包括：

当第一段处于第一位置时，经由第一段和第二段产生第一涡流；和

当第一段处于第二位置时，经由第一段和第二段产生第二涡流，第二涡流不同于第一涡流。

19.根据项11所述的方法，还包括：

经由可操作地联接至致动机构的控制器来控制致动机构，该致动机构可操作地联接至第一段，该致动机构被配置成沿前后方向平移第一段。

20.根据项19所述的方法，其中，控制所述致动机构包括：经由控制器响应于控制器检测到以下至少一项来命令致动机构平移第一段：与短舱所联接的飞机的迎角关联的第一阈值参数，与飞机机翼的前缘装置关联的第二阈值参数，与机翼的后缘装置关联的第三阈值参数，与飞机的姿态关联的第四阈值参数，与飞机的高度关联的第五阈值参数，与飞机的空速关联的第六阈值参数和与飞机的马赫数关联的第七阈值参数。

21.一种设备，包括：

联接至短舱的脊，脊沿前后方向定向，脊相对于短舱可绕旋转轴线旋转，旋转轴线大致垂直于由脊的外模线限定的脊的平面。

22.根据项21所述的设备，其中，前后方向由脊的外模线限定。

23.根据项21所述的设备，其中，前后方向大致平行于短舱的中心轴线。

24.根据项21所述的设备，其中，脊可在第一位置和第二位置之间旋转，第二位置与第一位置成角度地移位。

25.根据项24所述的设备，其中，脊位于形成在短舱的外表面中的狭槽内，狭槽沿前后方向定向，脊可在狭槽内在第一位置和第二位置之间旋转。

26.根据项24所述的设备，其中，第一位置是展开位置，并且第二位置是收起位置。

27.根据项26所述的设备，其中，当脊处于展开位置时，脊的一部分从短舱的外表面向外延伸，并且当脊处于收起位置时，脊的该部分从短舱的外表面向内缩回。

28.根据项24所述的设备，其中，所述脊被配置为：

当脊处于第一位置时产生第一涡流；和

当脊处于第二位置时，产生第二涡流，第二涡流不同于第一涡流。

29.根据项21所述的装置，还包括：

致动机构，其可操作地联接至所述脊，致动机构被配置成使脊绕旋转轴线旋转；和

控制器，可操作地联接到致动机构，该控制器被配置为控制致动机构。

30.根据项29所述的设备，其中，控制器被配置为响应于控制器检测到以下至少一项来命令致动机构旋转脊：与短舱所联接的飞机的迎角关联的第一阈值参数，与飞机机翼的前缘装置关联的第二阈值参数，与机翼的后缘装置关联的第三阈值参数，与飞机的姿态关联的第四阈值参数，与飞机的高度关联的第五阈值参数，与飞机的空速关联的第六阈值参数和与飞机的马赫数关联的第七阈值参数。

31.一种方法，包括：

旋转与短舱联接的脊，脊沿前后方向定向，脊可绕旋转轴线相对于短舱旋转，该旋转轴线大致垂直于由脊的外模线限定的脊的平面。

32.根据项31所述的方法，其中，前后方向由脊的外模线限定。

33.根据项31所述的方法，其中，前后方向大致平行于短舱的中心轴线。

34.根据项31所述的方法，其中，旋转脊包括在第一位置和第二位置之间旋转脊，第二位置与第一位置成角度地移位。

35.根据项34所述的方法，其中，脊位于形成在短舱的外表面中的狭槽内，狭槽沿前后方向定向，脊可在所述狭槽内在第一位置和第二位置之间旋转。

36.根据项34所述的方法，其中，第一位置是展开位置，并且第二位置是收起位置。

37.根据项36所述的方法，其中，当脊处于所述展开位置时，脊的一部分从短舱的外表面向外延伸，并且当脊处于收起位置时，脊的部分从短舱的外表面向内缩回。

38.根据项34所述的方法，还包括：

当脊处于第一位置时，经由脊产生第一涡流；和

当脊处于第二位置时，经由脊产生第二涡流，第二涡流与第一涡流不同。

39.根据项31所述的方法，还包括：

经由可操作地联接至致动机构的控制器来控制致动机构，该致动机构可操作地联接至脊，该致动机构被配置成使脊绕旋转轴线旋转。

40.根据项39所述的方法，其中，控制致动机构包括：经由控制器响应于控制器检测到以下至少一项来命令致动机构旋转脊：与短舱所联接的飞机的迎角关联的第一阈值参数，与飞机机翼的前缘装置关联的第二阈值参数，与机翼的后缘装置关联的第三阈值参数，与飞机的姿态关联的第四阈值参数，与飞机的高度关联的第五阈值参数，与飞机的空速关联的第六阈值参数和与飞机的马赫数关联的第七阈值参数。

41.一种设备，包括：

联接至短舱的多段式脊，该多段式脊包括第一段和第二段，第一段沿前后方向定向，第一段可相对于短舱绕旋转轴线旋转，旋转轴线大致垂直于由第一段的外模线限定的第一段的平面，第二段固定地联接到短舱，第二段沿前后方向定向，第二段与第一段大致共面。

42.根据项41所述的设备，其中，第一段是多段式脊的前段，并且第二段是多段式脊的后段。

43.根据项41所述的设备，其中，前后方向大致平行于短舱的中心轴线。

44.根据项41所述的设备，其中，第一段可在第一位置与第二位置之间旋转，第二位置与第一位置成角度地移位。

45.根据项44所述的设备，其中，第一段定位在形成于短舱的外表面中的狭槽内，狭槽沿前后方向定向，第一段可在狭槽内在第一位置和第二位置之间旋转。

46.根据项44所述的设备，其中，第一位置是展开位置，并且第二位置是收起位置。

47.根据项46所述的设备，其中，当第一段处于展开位置时，第一段的一部分从短舱的外表面向外延伸，并且第一段处于收起位置时，第一段的部分从短舱的外表面向内缩回。

48.根据项44所述的设备，其中，多段式脊被配置为：

当第一线段处于第一位置时产生第一涡流；和

当第一段处于第二位置时，产生第二涡流，第二涡流不同于第一涡流。

49.根据项41所述的设备，还包括：

致动机构，可操作地联接到所述第一段，致动机构被配置成使第一段绕旋转轴线旋转；和

控制器，可操作地联接到致动机构，该控制器被配置为控制致动机构。

50.根据项49所述的设备，其中，控制器被配置为：响应于控制器检测到以下至少一项来命令致动机构旋转第一段：与短舱所联接的飞机的迎角关联的第一阈值参数，与飞机机翼的前缘装置关联的第二阈值参数，与机翼的后缘装置关联的第三阈值参数，与飞机的姿态关联的第四阈值参数，与飞机的高度关联的第五阈值参数，与飞机的空速关联的第六阈值参数和与飞机的马赫数关联的第七阈值参数。

51.一种方法，包括：

相对于联接至短舱的多段式脊的第二段旋转多段式脊的第一段，第一段沿前后方向定向，第一段可相对于短舱绕旋转轴线旋转，旋转轴线大致垂直于由第一段的外模线限定的第一段的平面，第二段固定地联接到短舱，第二段沿前后方向定向，第二段与第一段大致共面。

52.根据项51所述的方法，其中，第一段是多段式脊的前段，并且第二段是多段式脊的后段。

53.根据项51所述的方法，其中，前后方向大致平行于短舱的中心轴线。

54.根据项51所述的方法，其中，旋转第一段包括在第一位置和第二位置之间旋转第一段，第二位置与第一位置成角度地移位。

55.根据项54所述的方法，其中，第一段定位在形成在短舱的外表面中的狭槽内，狭槽沿前后方向定向，第一段可在狭槽内在第一位置和第二位置之间旋转。

56.根据项54所述的方法，其中，第一位置是展开位置，并且第二位置是收起位置。

57.根据项56所述的方法，其中，当第一段处于所述展开位置时，第一段的一部分从短舱的外表面向外延伸，并且第一段处于收起位置时，第一段的部分从短舱的外表面向内缩回。

58.根据项54所述的方法，还包括：

当第一段处于第一位置时，经由多段式脊产生第一涡流；和

当第一段处于第二位置时，经由多段式脊产生第二涡流，第二涡流不同于第一涡流。

59.根据项51所述的方法，还包括：

经由可操作地联接至致动机构的控制器来控制致动机构，该致动机构可操作地联接至第一段，该致动机构被配置成使第一段绕旋转轴线旋转。

60.根据项59所述的方法，其中，控制致动机构包括：经由控制器响应于控制器检测到以下至少一项来命令致动机构旋转第一段：与短舱所联接的飞机的迎角关联的第一阈值参数，与飞机机翼的前缘装置关联的第二阈值参数，与机翼的后缘装置关联的第三阈值参数，与飞机的姿态关联的第四阈值参数，与飞机的高度关联的第五阈值参数，与飞机的空速关联的第六阈值参数和与飞机的马赫数关联的第七阈值参数。

61.一种设备，包括：

连接至短舱的多段式脊，该多段式脊包括第一段和第二段，第一段沿前后方向定向，第一段可相对于短舱沿前后方向平移，第一段包括一个或多个第一气流开口，第二段固定地联接至短舱，第二段沿前后方向定向，第二段包括一个或多个第二气流开口，第二段与第一段大致共面。

62.根据项61所述的设备，其中，前后方向大致平行于短舱的中心轴线。

63.根据项61所述的设备，其中，第一段可沿着前后方向在第一位置和第二位置之间平移，在第一位置中，第一段的前缘与短舱的前缘间隔开第一距离，在第二位置中，第一段的前缘与短舱的前缘相隔大于第一距离的第二距离。

64.根据项63所述的设备，其中，当第一段处于第一位置时，第一段覆盖一个或多个第二气流开口中的相应一个。

65.根据项64所述的设备，其中，当所述第一段处于第一位置时，第二段覆盖一个或多个第一气流开口中的相应一个。

66.根据项63所述的设备，其中，当第一段处于第二位置时，一个或多个第一气流开口中的相应一个与一个或多个第二气流开口中的相应一个横向对准。

67.根据项63所述的设备，其中，第一段定位在形成于短舱的外表面中的狭槽内，狭槽沿着前后方向定向，第一段可在狭槽内在第一位置和第二位置之间平移。

68.根据项63所述的设备，其中，多段式脊被配置为：

当第一线段处于第一位置时产生第一涡流；和

当第一段处于第二位置时，产生第二涡流，第二涡流不同于第一涡流。

69.根据项61所述的设备，还包括：

致动机构，可操作地联接至第一段，致动机构被配置成使第一段沿前后方向平移；和

控制器，可操作地联接到致动机构，该控制器被配置为控制致动机构。

70.根据项69所述的设备，其中，控制器被配置为：响应于控制器检测到以下至少一项来命令致动机构旋转第一段：与短舱所联接的飞机的迎角关联的第一阈值参数，与飞机机翼的前缘装置关联的第二阈值参数，与机翼的后缘装置关联的第三阈值参数，与飞机的姿态关联的第四阈值参数，与飞机的高度关联的第五阈值参数，与飞机的空速关联的第六阈值参数和与飞机的马赫数关联的第七阈值参数。

71.一种方法，包括：

平移联接至短舱的多段式脊的第一段，第一段沿前后方向定向，第一段可相对于短舱沿前后方向平移，第一段包括一个或多个第一气流开口，第一段也可相对于多段式脊的第二段平移，第二段固定联接至短舱，第二段沿前后方向定向，第二段包括一个或多个第二气流开口，第二段与第一段大致共面。

72.根据项71所述的方法，其中，前后方向大致平行于短舱的中心轴线。

73.根据项71所述的方法，其中，平移第一段包括在第一位置和第二位置之间沿着前后方向平移第一段，在第一位置中，第一段的前缘与短舱的前缘相隔第一距离，在第二位置中，第一段的前缘与短舱的前缘间隔开大于第一距离的第二距离。

74.根据项73所述的方法，其中，当第一段处于第一位置时，第一段覆盖一个或多个第二气流开口中的相应一个。

75.根据项74所述的方法，其中，当第一段处于第一位置时，第二段覆盖一个或多个第一气流开口中的相应一个。

76.根据项73所述的方法，其中，当第一段处于第二位置时，一个或多个第一气流开口中的相应一个与一个或多个第二气流开口中的相应一个横向对准。

77.根据项73所述的方法，其中，第一段定位在形成在短舱的外表面中的狭槽内，狭槽沿着前后方向定向，第一段可在狭槽内在第一位置和第二位置之间平移。

78.根据项73所述的方法，还包括：

当第一段处于第一位置时，经由多段式脊产生第一涡流；和

当第一段处于第二位置时，经由多段式脊产生第二涡流，第二涡流不同于第一涡流。

79.根据项71所述的方法，还包括：

经由可操作地联接至致动机构的控制器来控制致动机构，该致动机构可操作地联接至第一段，该致动机构被配置成沿前后方向平移第一段。

80.根据项79所述的方法，其中，控制致动机构包括：经由控制器响应于控制器检测到以下至少一项来命令致动机构平移第一段：与短舱所联接的飞机的迎角关联的第一阈值参数，与飞机机翼的前缘装置关联的第二阈值参数，与机翼的后缘装置关联的第三阈值参数，与飞机的姿态关联的第四阈值参数，与飞机的高度关联的第五阈值参数，与飞机的空速关联的第六阈值参数和与飞机的马赫数关联的第七阈值参数。

81.一种设备，包括：

可旋转地联接至短舱的多段式脊，该多段式脊包括至少两段，至少两段包括第一段和第二段，第一段和第二段可相对于短舱绕旋转轴线独立地旋转。

82.根据项81所述的设备，其中，所述第一段是多段式脊的前段，并且第二段是多段式脊的后段。

83.根据项81所述的设备，其中，旋转轴线大致平行于短舱的中心轴线。

84.根据项81所述的设备，其中，第一段可绕旋转轴线在第一展开位置与第一收起位置之间旋转，并且第二段可绕旋转轴线在第二展开位置与第二收起位置之间旋转。

85.根据项84所述的设备，其中，当第一段处于所述第一收起位置时，第一段的外模线沿着短舱的外表面延伸，并且当第一段处于第一展开位置时，第一段的外模线从短舱的外表面向外延伸，并且其中，当第二段处于第二收起位置时，第二段的外模线沿着短舱的外表面延伸，并且当第二段处于第二展开位置时，第二段的外模线从短舱的外表面向外延伸。

86.根据项84所述的设备，其中，当第一段处于第一展开位置并且第二段处于第二展开位置时，第一段与第二段大致共面。

87.根据项84所述的设备，其中，当第一段处于第一收起位置且第二段处于第二收起位置时，第一段与第二段大致共面。

88.根据项84所述的设备，其中，多段式脊被配置成：

当第一段处于第一展开位置并且第二段处于第二展开位置时产生第一涡流；和

当第一段处于第一收起位置并且第二段处于第二展开位置时，产生第二涡流，第二涡流不同于第一涡流。

89.根据项81所述的设备，还包括：

致动机构，可操作地联接到第一段和第二段中的至少一个，该致动机构配置成使第一段和第二段中的至少一个绕旋转轴线旋转；和

控制器，可操作地联接到致动机构，该控制器被配置为控制致动机构。

90.根据项89所述的设备，其中，控制器被配置为：响应于控制器检测到以下至少一项来命令致动机构旋转第一段和第二段中的至少一个：与短舱所联接的飞机的迎角关联的第一阈值参数，与飞机机翼的前缘装置关联的第二阈值参数，与机翼的后缘装置关联的第三阈值参数，与飞机的姿态关联的第四阈值参数，与飞机的高度关联的第五阈值参数，与飞机的空速关联的第六阈值参数和与飞机的马赫数关联的第七阈值参数。

91.一种方法，包括：

旋转多段式脊的第一段，该多段式脊可旋转地联接至短舱，该多段式脊具有至少两个段，包括第一段和第二段；和

旋转多段式脊的第二段，第一段和第二段可相对于短舱绕旋转轴线独立地旋转。

92.根据项91所述的方法，其中，第一段是多段式脊的前段，并且第二段是多段式脊的后段。

93.根据项91所述的方法，其中，旋转轴线大致平行于短舱的中心轴线。

94.根据项91所述的方法，其中，第一段可绕旋转轴线在第一展开位置和第一收起位置之间旋转，并且第二段可绕旋转轴线在第二展开位置和第二收起位置之间旋转。

95.根据项94所述的方法，其中，当第一段处于所述第一收起位置时，第一段的外模线沿着短舱的外表面延伸，并且当第一段处于第一展开位置时，第一段的外模线从短舱的外表面向外延伸，并且其中，当第二段处于第二收起位置时，第二段的外模线沿着短舱的外表面延伸，并且当第二段处于第二展开位置时，第二段的外模线从短舱的外表面向外延伸。

96.根据项94所述的方法，其中，当第一段处于第一展开位置并且第二段处于第二展开位置时，第一段与第二段大致共面。

97.根据项94所述的方法，其中，当第一段处于第一收起位置并且第二段处于第二收起位置时，第一段与第二段大致共面。

98.根据项94所述的方法，还包括：

当第一段处于第一展开位置并且第二段处于第二展开位置时，经由多段式脊产生第一涡流；和

当第一段处于第一收起位置并且第二段处于第二展开位置时，经由多段式脊产生第二涡流，第二涡流不同于第一涡流。

99.根据项91所述的方法，还包括：

经由可操作地联接至致动机构的控制器来控制致动机构，该致动机构可操作地联接至第一段和第二段中的至少一个，该致动机构配置成使第一段和第二段中的至少一个绕旋转轴线旋转。

100.根据项99所述的方法，其中，控制致动机构包括：经由控制器，响应于控制器检测到以下至少一项来命令致动机构旋转第一段和第二段中的至少一个：与短舱所联接的飞机的迎角关联的第一阈值参数，与飞机机翼的前缘装置关联的第二阈值参数，与机翼的后缘装置关联的第三阈值参数，与飞机的姿态关联的第四阈值参数，与飞机的高度关联的第五阈值参数，与飞机的空速关联的第六阈值参数和与飞机的马赫数关联的第七阈值参数。

101.一种设备，包括：

第一脊，在围绕短舱的外圆周的第一位置处可旋转地联接到短舱，第一脊可相对于短舱绕旋转轴线旋转；和

第二脊，在围绕短舱的外圆周的第二位置处固定地联接到短舱，第二位置在圆周方向上偏离第一位置。

102.根据项101所述的设备，其中，相对于第二脊，第一脊是扰流板脊。

103.根据项101所述的设备，其中，第一位置位于第二位置下方。

104.根据项101所述的设备，其中，第一脊的前缘与短舱的前缘间隔第一距离，并且其中，第二脊的前缘与短舱的前缘间隔小于第一距离的第二距离。

105.根据项101所述的设备，其中，旋转轴线大致平行于短舱的中心轴线。

106.根据项101所述的设备，其中，第一脊可绕旋转轴线在收起位置与展开位置之间旋转。

107.根据项106所述的设备，其中，当第一脊处于收起位置时，第一脊的外模线沿着短舱的外表面延伸，并且其中，当第一脊处于展开位置时，第一脊的外模线从短舱的外表面向外延伸。

108.根据项106所述的设备，其中，第一脊和第二脊被配置为：

当第一脊处于收起位置时产生第一涡流；和

当第一脊处于展开位置时，产生第二涡流，第二涡流不同于第一涡流。

109.根据项101所述的设备，还包括：

致动机构，可操作地联接至第一脊，该致动机构被配置成使第一脊绕旋转轴线旋转；和

控制器，可操作地联接到致动机构，该控制器被配置为控制致动机构。

110.根据项109所述的设备，其中，控制器被配置为：响应于控制器检测到以下至少一项来命令致动机构旋转第一脊：与短舱所联接的飞机的迎角关联的第一阈值参数，与飞机机翼的前缘装置关联的第二阈值参数，与机翼的后缘装置关联的第三阈值参数，与飞机的姿态关联的第四阈值参数，与飞机的高度关联的第五阈值参数，与飞机的空速关联的第六阈值参数和与飞机的马赫数关联的第七阈值参数。

111.一种方法，包括：

在围绕短舱的外圆周的第一位置处旋转可旋转地联接到短舱的第一脊，第一脊可相对于短舱绕旋转轴线旋转，短舱具有第二脊，该第二脊在围绕短舱的外圆周的第二位置处固定地联接到短舱，第二位置在圆周方向上偏离第一位置。

112.根据项111所述的方法，其中，第一脊相对于第二脊是扰流板脊。

113.根据项111所述的方法，其中，第一位置位于，第二位置的下方。

114.根据项111所述的方法，其中，第一脊的前缘与短舱的前缘间隔第一距离，并且其中，第二脊的前缘与短舱的前缘间隔小于第一距离的第二距离。

115.根据项111所述的方法，其中，旋转轴线大致平行于短舱的中心轴线。

116.根据项111所述的方法，其中，第一脊可在收起位置与展开位置之间绕旋转轴线旋转。

117.根据项116所述的方法，其中，当第一脊处于收起位置时，第一脊的外模线沿着短舱的外表面延伸，并且其中，当第一脊处于展开位置时，第一脊的外模线从短舱的外表面向外延伸。

118.根据项116所述的方法，还包括：

当第一脊处于收起位置时，经由第一脊和第二脊产生第一涡流；和

当第二脊处于展开位置时，经由第一脊和第二脊产生第二涡流，第二涡流不同于第一涡流。

119.根据项11所述的方法，还包括：

经由可操作地联接至致动机构的控制器控制致动机构，该致动机构可操作性联接至第一脊，该致动机构被配置成使第一脊绕旋转轴线旋转。

120.根据项119所述的方法，其中，控制致动机构包括：经由控制器响应于控制器检测到以下至少一项来命令致动机构旋转第一脊：与短舱所联接的飞机的迎角关联的第一阈值参数，与飞机机翼的前缘装置关联的第二阈值参数，与机翼的后缘装置关联的第三阈值参数，与飞机的姿态关联的第四阈值参数，与飞机的高度关联的第五阈值参数，与飞机的空速关联的第六阈值参数和与飞机的马赫数关联的第七阈值参数。

121.一种设备，包括：

可旋转地连接至短舱的脊，脊可绕旋转轴线相对于短舱旋转，旋转轴线大致垂直于短舱的外表面的局部区域。

122.根据项121所述的设备，其中，脊可绕旋转轴线旋转至中立位置，在中立位置中，脊沿着短舱的前后方向定向。

123.根据项122所述的设备，其中，脊可绕旋转轴线在向上俯仰位置与向下俯仰位置之间旋转。

124.根据项123所述的设备，其中，中立位置在向上俯仰位置与向下俯仰位置之间。

125.根据项124所述的设备，其中，当脊相对于当脊处于中立位置时脊的前缘的位置处于向上俯仰位置时，脊的前缘的位置以向上的角度定向。

126.根据项124所述的设备，其中，当脊相对于当脊处于中立位置时脊的前缘的位置处于向下俯仰位置时，脊的前缘的位置以向下的角度定向。

127.根据项123所述的设备，其中，脊被配置为：

当脊处于中立位置时产生第一涡流；和

当脊处于向上俯仰位置时，产生第二涡流，第二涡流不同于第一涡流。

128.根据项127所述的设备，其中，脊被配置为：

当脊处于向下俯仰位置时，产生第三涡流，第三涡流不同于第一涡流并且不同于第二涡流。

129.根据项121所述的设备，还包括：

致动机构，可操作地联接至脊，致动机构被配置成使脊绕旋转轴线旋转；和

控制器，可操作地联接到致动机构，该控制器被配置为控制致动机构。

130.根据项129所述的设备，其中，控制器被配置为：响应于控制器检测到以下至少一项来命令致动机构旋转脊：与短舱所联接的飞机的迎角关联的第一阈值参数，与飞机机翼的前缘装置关联的第二阈值参数，与机翼的后缘装置关联的第三阈值参数，与飞机的姿态关联的第四阈值参数，与飞机的高度关联的第五阈值参数，与飞机的空速关联的第六阈值参数和与飞机的马赫数关联的第七阈值参数。

131.一种方法，包括：

旋转可旋转地联接至短舱的脊，脊可绕旋转轴线相对于短舱旋转，旋转轴线大致垂直于短舱的外表面的局部区域。

132.根据项131所述的方法，其中，旋转脊包括使脊绕旋转轴线旋转至中立位置，在中立位置中，脊沿着短舱的前后方向定向。

133.根据项132所述的方法，其中，旋转脊包括使脊绕旋转轴线在向上俯仰位置与向下俯仰位置之间旋转。

134.根据项133所述的方法，其中，中立位置在向上俯仰位置与向下俯仰位置之间。

135.根据项134所述的方法，其中，当脊相对于当脊处于中立位置时脊的前缘的位置处于向上俯仰位置时，脊的前缘的位置以向上的角度定向。

136.根据项134所述的方法，其中，当脊相对于当脊处于中立位置时脊的前缘的位置处于向下俯仰位置时，脊的前缘的位置以向下的角度定向。

137.根据项133所述的方法，还包括：

当脊处于中立位置时，经由脊产生第一涡流；和

当脊处于向上俯仰位置时，经由脊产生第二涡流，第二涡流不同于第一涡流。

138.根据项137所述的方法，还包括：

当脊处于向下俯仰位置时，经由脊产生第三涡流，第三涡流不同于第一涡流并且不同于第二涡流。

139.根据项131所述的方法，还包括：

经由可操作地联接至致动机构的控制器来控制致动机构，该致动机构可操作地联接至脊，该致动机构被配置成使脊绕旋转轴线旋转。

140.根据项139所述的方法，其中，控制致动机构包括：经由控制器响应于控制器检测到以下至少一项来命令致动机构旋转脊：与短舱所联接的飞机的迎角关联的第一阈值参数，与飞机机翼的前缘装置关联的第二阈值参数，与机翼的后缘装置关联的第三阈值参数，与飞机的姿态关联的第四阈值参数，与飞机的高度关联的第五阈值参数，与飞机的空速关联的第六阈值参数和与飞机的马赫数关联的第七阈值参数。

141.一种设备，包括：

包括第一段和第二段的多段式脊，第一段固定地联接至短舱，第二段可围绕旋转轴线相对于第一段旋转，该旋转轴线大致垂直于短舱的外表面的局部区域。

142.根据项141所述的设备，其中，第一段是多段式脊的前段，并且第二段是多段式脊的后段。

143.根据项141所述的设备，其中，第一段沿着短舱的前后方向定向。

144.根据项141所述的设备，其中，旋转轴位于第一段的后缘。

145.根据项141所述的设备，其中，旋转轴线位于第二段的前缘。

146.根据项141所述的设备，其中，第二段可绕旋转轴线旋转至中立位置，在该中立位置中，第二段与第一段大致共面。

147.根据项146所述的设备，其中，第二段可绕所述旋转轴线旋转至俯仰位置，在俯仰位置中，第二段相对于第一段以一定角度定位。

148.根据项147所述的设备，其中，多段式脊被配置为：

当第二段处于中立位置时产生第一涡流；和

当第二段处于俯仰位置时，产生第二涡流，第二涡流不同于第一涡流。

149.根据项141所述的设备，还包括：

致动机构，可操作地联接到第二段，该致动机构被配置成使第二段绕旋转轴线旋转；和

控制器，可操作地联接到致动机构，该控制器被配置为控制致动机构。

150.根据项149所述的设备，其中，控制器被配置：响应于控制器检测到以下至少一项来命令致动机构旋转第二段：与短舱所联接的飞机的迎角关联的第一阈值参数，与飞机机翼的前缘装置关联的第二阈值参数，与机翼的后缘装置关联的第三阈值参数，与飞机的姿态关联的第四阈值参数，与飞机的高度关联的第五阈值参数，与飞机的空速关联的第六阈值参数和与飞机的马赫数关联的第七阈值参数。

151.一种方法，包括：

使多段式脊的第二段相对于多段式脊的第一段旋转，第一段固定地联接至短舱，第二段可绕旋转轴线相对于第一段旋转，旋转轴线大致垂直于短舱的外表面的局部区域。

152.根据项151所述的方法，其中，第一段是多段式脊的前段，并且第二段是多段式脊的后段。

153.根据项151所述的方法，其中，第一段沿短舱的前后方向定向。

154.根据项151所述的方法，其中，旋转轴线位于第一段的后缘。

155.根据项151所述的方法，其中，旋转轴线位于第二段的前缘。

156.根据项151所述的方法，其中，旋转第二段包括使第二段绕旋转轴线旋转到中立位置，在该中立位置中，第二段与第一段大致共面。

157.根据项156所述的方法，其中，旋转第二段包括使第二段绕旋转轴线旋转至俯仰位置，在俯仰位置中，第二段相对于第一段以一定角度定位。

158.根据项157所述的方法，还包括：

当第二段处于中立位置时产生第一涡流；和

当第二段处于俯仰位置时，产生第二涡流，第二涡流不同于第一涡流。

159.根据项151所述的方法，还包括：

经由可操作地联接至致动机构的控制器来控制致动机构，该致动机构可操作地联接至第二段，该致动机构被配置成使第二段绕旋转轴线旋转。

160.根据项159所述的方法，其中，控制致动机构包括：经由控制器，响应于控制器检测到以下至少一项来命令致动机构旋转第二段：与短舱所联接的飞机的迎角关联的第一阈值参数，与飞机机翼的前缘装置关联的第二阈值参数，与机翼的后缘装置关联的第三阈值参数，与飞机的姿态关联的第四阈值参数，与飞机的高度关联的第五阈值参数，与飞机的空速关联的第六阈值参数和与飞机的马赫数关联的第七阈值参数。

尽管本文已经公开了某些示例方法、设备和制品，但是该专利的覆盖范围不限于此。相反，该专利涵盖了完全落入本专利权利要求范围内的所有方法、设备和制品。

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