BR102022023419A2

BR102022023419A2 - ASSEMBLY AND AIRCRAFT

Info

Publication number: BR102022023419A2
Application number: BR102022023419-1A
Authority: BR
Inventors: Derick S. Balsiger
Original assignee: Hamilton Sundstrand Corporation
Priority date: 2021-12-16
Filing date: 2022-11-17
Publication date: 2023-06-20

Abstract

Conjuntos tendo uma primeira estrutura, uma segunda estrutura móvel em relação à primeira estrutura e um sistema atuador disposto entre os mesmos e configurado para controlar o movimento relativo entre os mesmos. O sistema atuador inclui um eixo de acionamento, um primeiro elemento configurado para ser acionado em uma primeira direção e um segundo elemento configurado para ser acionado em uma segunda direção. Uma longarina é conectada de forma fixa à primeira estrutura e uma conexão de longarina conecta de forma articulada o primeiro elemento à longarina em um acoplador fixo. Oeixo de acionamento, o primeiro elemento e o segundo elemento estão alojados dentro da segunda estrutura. A rotação do segundo elemento causa um movimento de translação do eixo de acionamento para longe da primeira estrutura e rotação do primeiro elemento em torno do acoplador fixo, de modo que a segunda estrutura seja transladada e girada em relação à primeira estrutura.

Assemblies having a first frame, a second frame movable with respect to the first frame, and an actuator system disposed therebetween and configured to control relative motion therebetween. The actuator system includes a drive shaft, a first element configured to be driven in a first direction and a second element configured to be driven in a second direction. A stringer is fixedly connected to the first frame and a stringer connection pivotally connects the first member to the stringer on a fixed coupler. The drive shaft, the first element and the second element are housed within the second frame. Rotation of the second element causes a translational movement of the drive shaft away from the first frame and rotation of the first element about the fixed coupler, such that the second frame is translated and rotated with respect to the first frame.

Description

ASSEMBLY AND AIRCRAFT

FUNDAMENTALS

[001] Modalidades da presente divulgação são direcionadas a sistemas de atuador e, mais especificamente, a sistemas de atuador para girar uma estrutura, tal como superfícies de controle de aeronave (por exemplo, abas).[001] Embodiments of the present disclosure are directed to actuator systems, and more specifically, to actuator systems for rotating a structure, such as aircraft control surfaces (e.g., flaps).

[002] As seções de asa da aeronave de asa fixa estão se movendo em direção a seções finas (por exemplo, altura da seção transversal) e a área de seção transversal do loft está tornando mais difícil colocar um atuador rotativo engrenado na linha de articulação entre uma seção traseira da asa fina e a superfície de controle da aeronave. Convencionalmente, as superfícies de controle da aeronave (por exemplo, abas, etc.) são controladas usando um atuador dentro da porção de asa que está operacionalmente conectada a essa superfície de controle da aeronave. As dobradiças de queda são normalmente usadas, mas com configurações de asa fina, essas dobradiças de queda têm impacto prejudicial no arrasto e podem compensar os benefícios das configurações de asa fina. Por conseguinte, os atuadores melhorados para superfícies de controle de aeronave podem ser desejáveis para melhorar as eficiências de voo associadas com embarcações de asa fina.[002] Fixed-wing aircraft wing sections are moving toward thin sections (e.g. cross-section height) and loft cross-sectional area is making it more difficult to place a meshed rotary actuator on the pivot line between a thin wing aft section and the aircraft control surface. Conventionally, aircraft control surfaces (eg, flaps, etc.) are controlled using an actuator within the portion of the wing that is operatively connected to that aircraft control surface. Drop hinges are normally used, but with thin wing configurations, these drop hinges have a detrimental impact on drag and may offset the benefits of thin wing configurations. Therefore, improved actuators for aircraft control surfaces may be desirable to improve flight efficiencies associated with thin wing craft.

BRIEF DESCRIPTION

[003] De acordo com algumas modalidades, são fornecidos conjuntos de atuadores. Os conjuntos incluem uma primeira estrutura, uma segunda estrutura configurada para ser movida em relação à primeira estrutura e um sistema atuador disposto entre a primeira estrutura e a segunda estrutura e configurado para controlar o movimento relativo entre a primeira estrutura e a segunda estrutura. O sistema atuador inclui um eixo de acionamento, um primeiro elemento atuador rotativo operacionalmente acoplado ao eixo de acionamento e configurado para ser acionado em uma primeira direção em torno do eixo de acionamento, um segundo elemento atuador rotativo posicionado adjacente ao primeiro elemento atuador rotativo e operacionalmente acoplado ao eixo de acionamento e configurado para ser acionado em uma segunda direção em torno do eixo de acionamento, a segunda direção sendo uma contrarrotação em relação à primeira direção, uma longarina conectada de forma fixa à primeira estrutura e uma conexão de longarina configurada para conectar de forma articulada o primeiro elemento atuador rotativo à longarina em um acoplador fixo. O eixo de acionamento, o primeiro elemento atuador rotativo e o segundo elemento atuador rotativo estão alojados dentro da segunda estrutura e a rotação do segundo elemento atuador rotativo causa um movimento de translação do eixo de acionamento para longe da primeira estrutura e rotação do primeiro elemento atuador rotativo em torno do acoplador fixo, de modo que a segunda estrutura seja transladada e girada em relação à primeira estrutura.[003] According to some embodiments, sets of actuators are provided. The assemblies include a first frame, a second frame configured to be moved relative to the first frame, and an actuator system disposed between the first frame and the second frame and configured to control relative motion between the first frame and the second frame. The actuator system includes a drive shaft, a first rotatable actuator element operatively coupled to the drive shaft and configured to be actuated in a first direction about the drive shaft, a second rotatable actuator element positioned adjacent the first rotatable actuator element and operatively coupled to the drive shaft and configured to be driven in a second direction about the drive shaft, the second direction being counter-rotating to the first direction, a spar fixedly connected to the first frame, and a spar connection configured to connect pivotally the first rotary actuator element to the spar in a fixed coupler. The drive shaft, the first rotary actuator element and the second rotary actuator element are housed within the second frame and rotation of the second rotary actuator element causes a translational movement of the drive shaft away from the first frame and rotation of the first actuator element rotatable about the fixed coupler such that the second frame is translated and rotated with respect to the first frame.

[004] Além de uma ou mais das características descritas neste documento, ou como alternativa, outras modalidades dos conjuntos podem incluir que a primeira estrutura seja uma asa e a segunda estrutura seja um elemento de controle de voo de aeronave.[004] In addition to one or more of the characteristics described in this document, or alternatively, other embodiments of the sets may include that the first structure is a wing and the second structure is an aircraft flight control element.

[005] Além de uma ou mais das características descritas neste documento, ou como alternativa, outras modalidades dos conjuntos podem incluir que o elemento de controle de voo da aeronave seja uma aba fixada à asa pelo sistema atuador.[005] In addition to one or more of the characteristics described in this document, or alternatively, other arrangements of the sets may include that the aircraft's flight control element is a flap attached to the wing by the actuator system.

[006] Além de uma ou mais das características descritas neste documento, ou como uma alternativa, outras modalidades dos conjuntos podem incluir um motor operacionalmente acoplado ao eixo de acionamento para acionar a rotação do eixo de acionamento.[006] In addition to one or more of the features described in this document, or as an alternative, other embodiments of the sets may include a motor operatively coupled to the drive shaft to drive rotation of the drive shaft.

[007] Além de uma ou mais das características descritas neste documento, ou como uma alternativa, outras modalidades dos conjuntos podem incluir um controlador de atuador operacionalmente acoplado ao motor para controlar a operação do motor.[007] In addition to one or more of the features described in this document, or as an alternative, other embodiments of the assemblies may include an actuator controller operationally coupled to the motor to control motor operation.

[008] Além de uma ou mais das características descritas neste documento, ou como alternativa, outras modalidades dos conjuntos podem incluir que cada um do primeiro elemento atuador rotativo e do segundo elemento atuador rotativo sejam atuadores rotativos de engrenagem compostos.[008] In addition to one or more of the features described in this document, or alternatively, other embodiments of the assemblies may include that each of the first rotary actuator element and the second rotary actuator element are compound gear rotary actuators.

[009] Além de uma ou mais das características descritas neste documento, ou como alternativa, outras modalidades dos conjuntos podem incluir que o segundo elemento atuador rotativo compreenda uma extensão de ligação. O sistema atuador inclui ainda um elo de longarina conectado de forma articulada à extensão de ligação por um primeiro pino de articulação e o elo de longarina é conectado à longarina por um segundo pino de articulação.[009] In addition to one or more of the features described in this document, or alternatively, other embodiments of the sets may include that the second rotary actuator element comprises a connecting extension. The actuator system further includes a spar link pivotally connected to the linkage extension by a first pivot pin and the spar link is connected to the spar by a second pivot pin.

[0010] Além de uma ou mais das características descritas neste documento, ou como alternativa, outras modalidades dos conjuntos podem incluir que a longarina inclua um pino, em que o eixo de acionamento é móvel de uma primeira posição para uma segunda posição pela operação do primeiro e do segundo elementos atuadores rotativos.[0010] In addition to one or more of the characteristics described in this document, or as an alternative, other modalities of the sets may include that the spar includes a pin, in which the drive shaft is movable from a first position to a second position by operating the first and second rotary actuator elements.

[0011] Além de uma ou mais das características descritas neste documento, ou como alternativa, outras modalidades dos conjuntos podem incluir que, na primeira posição, o eixo de acionamento seja separado do pino da longarina por uma primeira distância vertical e uma primeira distância horizontal e, na segunda posição, o eixo de acionamento seja separado do pino da longarina por uma segunda distância vertical e uma segunda distância horizontal, em que a primeira distância vertical é menor que a segunda distância vertical e a primeira distância horizontal é maior que a segunda distância horizontal.[0011] In addition to one or more of the characteristics described in this document, or as an alternative, other modalities of the sets may include that, in the first position, the drive shaft is separated from the spar pin by a first vertical distance and a first horizontal distance and, in the second position, the drive shaft is separated from the spar pin by a second vertical distance and a second horizontal distance, wherein the first vertical distance is less than the second vertical distance and the first horizontal distance is greater than the second horizontal distance.

[0012] Além de uma ou mais das características descritas neste documento, ou como uma alternativa, outras modalidades dos conjuntos podem incluir que, na segunda posição, uma folga de ar é formada entre a primeira estrutura e a segunda estrutura.[0012] In addition to one or more of the features described herein, or as an alternative, other embodiments of the assemblies may include that, in the second position, an air gap is formed between the first structure and the second structure.

[0013] De acordo com algumas modalidades, são fornecidas aeronaves. A aeronave inclui uma asa, um elemento de controle de voo da aeronave ligado à asa e um sistema atuador disposto entre a asa e o elemento de controle de voo da aeronave e configurado para controlar o movimento relativo do elemento de controle de voo da aeronave em relação à asa. O sistema atuador inclui um eixo de acionamento, um primeiro elemento atuador rotativo operacionalmente acoplado ao eixo de acionamento e configurado para ser acionado em uma primeira direção em torno do eixo de acionamento, um segundo elemento atuador rotativo posicionado adjacente ao primeiro elemento atuador rotativo e operacionalmente acoplado ao eixo de acionamento e configurado para ser acionado em uma segunda direção em torno do eixo de acionamento, a segunda direção sendo uma contrarrotação em relação à primeira direção, uma longarina conectada de forma fixa à asa e uma conexão de longarina configurada para conectar de forma articulada o primeiro elemento atuador rotativo à longarina em um acoplador fixo. O eixo de acionamento, o primeiro elemento atuador rotativo e o segundo elemento atuador rotativo estão alojados dentro do elemento de controle de voo da aeronave e em que a rotação do segundo elemento atuador rotativo provoca um movimento de translação do eixo de acionamento para longe da asa e rotação do primeiro elemento atuador rotativo em torno do acoplador fixo, de modo que o elemento de controle de voo da aeronave seja transladado e girado em relação à asa.[0013] According to some arrangements, aircraft are provided. The aircraft includes a wing, an aircraft flight control element attached to the wing, and an actuator system disposed between the wing and the aircraft flight control element and configured to control relative motion of the aircraft flight control element in relative to the wing. The actuator system includes a drive shaft, a first rotatable actuator element operatively coupled to the drive shaft and configured to be actuated in a first direction about the drive shaft, a second rotatable actuator element positioned adjacent the first rotatable actuator element and operatively coupled to the drive shaft and configured to be driven in a second direction about the drive shaft, the second direction being counter-rotating to the first direction, a spar fixedly connected to the wing, and a spar connection configured to connect articulated form the first rotary actuator element to the spar in a fixed coupler. The drive shaft, the first rotary actuator element and the second rotary actuator element are housed within the flight control element of the aircraft and wherein rotation of the second rotary actuator element causes a translational movement of the drive shaft away from the wing and rotating the first rotary actuator member about the fixed coupler such that the aircraft flight control member is translated and rotated with respect to the wing.

[0014] Além de uma ou mais das características descritas neste documento, ou como alternativa, outras modalidades da aeronave podem incluir que o sistema atuador compreenda pelo menos um primeiro elemento atuador rotativo adicional e pelo menos um segundo elemento atuador rotativo adicional acoplado ao eixo de acionamento e configurado para controlar o movimento do elemento de controle de voo da aeronave, em que pelo menos um primeiro e um segundo elementos atuadores rotativos adicionais estão alojados dentro do elemento de controle de voo da aeronave.[0014] In addition to one or more of the features described in this document, or as an alternative, other embodiments of the aircraft may include that the actuator system comprises at least one additional first rotary actuator element and at least one additional second rotary actuator element coupled to the axis of actuating and configured to control movement of the aircraft flight control element, wherein at least one additional first and second rotary actuator elements are housed within the aircraft flight control element.

[0015] Além de uma ou mais das características descritas neste documento, ou como alternativa, outras modalidades da aeronave podem incluir que o elemento de controle de voo da aeronave seja uma aba fixada à asa pelo sistema atuador.[0015] In addition to one or more of the characteristics described in this document, or alternatively, other aircraft modalities may include that the aircraft's flight control element is a flap attached to the wing by the actuator system.

[0016] Além de uma ou mais das características descritas neste documento, ou como alternativa, outras modalidades da aeronave podem incluir um motor operacionalmente acoplado ao eixo de acionamento para acionar a rotação do eixo de acionamento.[0016] In addition to one or more of the features described in this document, or as an alternative, other embodiments of the aircraft may include an engine operationally coupled to the drive shaft to drive the rotation of the drive shaft.

[0017] Além de uma ou mais das características descritas neste documento, ou como uma alternativa, outras modalidades da aeronave podem incluir um controlador de atuador operacionalmente acoplado ao motor para controlar a operação do motor.[0017] In addition to one or more of the features described in this document, or as an alternative, other embodiments of the aircraft may include an actuator controller operationally coupled to the engine to control engine operation.

[0018] Além de uma ou mais das características descritas neste documento, ou como alternativa, outras modalidades da aeronave podem incluir que cada um do primeiro elemento atuador rotativo e do segundo elemento atuador rotativo sejam atuadores rotativos de engrenagem compostos.[0018] In addition to one or more of the features described in this document, or alternatively, other embodiments of the aircraft may include that each of the first rotary actuator element and the second rotary actuator element are composite gear rotary actuators.

[0019] Além de uma ou mais das características descritas neste documento, ou como alternativa, outras modalidades da aeronave podem incluir que o segundo elemento atuador rotativo compreenda uma extensão de ligação. O sistema atuador inclui ainda um elo de longarina conectado de forma articulada à extensão de ligação por um primeiro pino de articulação e o elo de longarina é conectado à longarina por um segundo pino de articulação.[0019] In addition to one or more of the features described in this document, or alternatively, other embodiments of the aircraft may include that the second rotary actuator element comprises a connecting extension. The actuator system further includes a spar link pivotally connected to the linkage extension by a first pivot pin and the spar link is connected to the spar by a second pivot pin.

[0020] Além de uma ou mais das características descritas neste documento, ou como alternativa, outras modalidades da aeronave podem incluir que a longarina inclua um pino, em que o eixo de acionamento seja móvel de uma primeira posição para uma segunda posição pela operação do primeiro e do segundo elementos atuadores rotativos.[0020] In addition to one or more of the features described in this document, or as an alternative, other embodiments of the aircraft may include that the spar includes a pin, in which the drive shaft is movable from a first position to a second position by operating the first and second rotary actuator elements.

[0021] Além de uma ou mais das características descritas neste documento, ou como alternativa, outras modalidades da aeronave podem incluir que, na primeira posição, o eixo de acionamento seja separado do pino da longarina por uma primeira distância vertical e uma primeira distância horizontal e, na segunda posição, o eixo de acionamento seja separado do pino da longarina por uma segunda distância vertical e uma segunda distância horizontal, em que a primeira distância vertical é menor que a segunda distância vertical e a primeira distância horizontal é maior que a segunda distância horizontal.[0021] In addition to one or more of the features described in this document, or as an alternative, other embodiments of the aircraft may include that, in the first position, the drive shaft is separated from the spar pin by a first vertical distance and a first horizontal distance and, in the second position, the drive shaft is separated from the spar pin by a second vertical distance and a second horizontal distance, wherein the first vertical distance is less than the second vertical distance and the first horizontal distance is greater than the second horizontal distance.

[0022] Além de uma ou mais das características descritas neste documento, ou como alternativa, outras modalidades da aeronave podem incluir que, na segunda posição, uma folga de ar seja formada entre a asa e o elemento de controle de voo da aeronave.[0022] In addition to one or more of the characteristics described in this document, or as an alternative, other embodiments of the aircraft may include that, in the second position, an air gap is formed between the wing and the aircraft's flight control element.

BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

[0023] As descrições a seguir não devem ser consideradas como limitantes em nenhuma circunstância. Com referência aos desenhos anexos, elementos semelhantes são numerados de maneira semelhante:
A FIG. 1 é uma ilustração esquemática de uma aeronave que pode incluir elementos de controle de voo de aeronave e sistemas de atuador de controle de voo associados de acordo com modalidades da presente divulgação;
A FIG. 2 é uma ilustração esquemática de uma asa, elemento de controle de voo de aeronave e sistema atuador de controle de voo de acordo com uma modalidade da presente divulgação;
A FIG. 3 é uma ilustração esquemática de uma asa, elemento de controle de voo de aeronave, e sistema atuador de controle de voo de acordo com uma modalidade da presente divulgação;
A FIG. 4A é uma ilustração esquemática de um sistema atuador de controle de voo de acordo com uma modalidade da presente divulgação;
A FIG. 4B é uma ilustração esquemática do sistema atuador de controle de voo da FIG. 4A em uma primeira posição entre um elemento de controle de voo de asa e de aeronave;
A FIG. 4C é uma ilustração esquemática do sistema atuador de controle de voo da FIG. 4A em uma segunda posição entre um elemento de controle de voo de asa e de aeronave;
A FIG. 5 é uma grade de representações esquemáticas da operação de um sistema atuador de controle de voo de acordo com uma modalidade da presente divulgação;
A FIG. 6A é uma ilustração esquemática de um sistema atuador de controle de voo de acordo com uma modalidade da presente divulgação mostrada em uma primeira posição;
A FIG. 6B é uma ilustração esquemática do sistema atuador de controle de voo da FIG. 6A mostrado em uma segunda posição;
A FIG. 7A é uma ilustração esquemática de um sistema atuador de controle de voo de acordo com uma modalidade da presente divulgação; e
A FIG. 7B é uma grade de representações esquemáticas da operação do sistema atuador de controle de voo da FIG. 7A.[0023] The following descriptions should not be considered limiting under any circumstances. With reference to the accompanying drawings, similar elements are numbered similarly:
FIG. 1 is a schematic illustration of an aircraft that may include aircraft flight control elements and associated flight control actuator systems in accordance with embodiments of the present disclosure;
FIG. 2 is a schematic illustration of a wing, aircraft flight control element and flight control actuator system according to an embodiment of the present disclosure;
FIG. 3 is a schematic illustration of a wing, aircraft flight control element, and flight control actuator system according to an embodiment of the present disclosure;
FIG. 4A is a schematic illustration of a flight control actuator system according to an embodiment of the present disclosure;
FIG. 4B is a schematic illustration of the flight control actuator system of FIG. 4A in a first position between a wing and an aircraft flight control element;
FIG. 4C is a schematic illustration of the flight control actuator system of FIG. 4A in a second position between a wing and an aircraft flight control element;
FIG. 5 is a grid of schematic representations of the operation of a flight control actuator system in accordance with an embodiment of the present disclosure;
FIG. 6A is a schematic illustration of a flight control actuator system according to an embodiment of the present disclosure shown in a first position;
FIG. 6B is a schematic illustration of the flight control actuator system of FIG. 6A shown in a second position;
FIG. 7A is a schematic illustration of a flight control actuator system according to an embodiment of the present disclosure; It is
FIG. 7B is a grid of schematic representations of the operation of the flight control actuator system of FIG. 7A.

DETAILED DESCRIPTION

[0024] Uma descrição detalhada de uma ou mais modalidades do aparelho e método revelados é apresentada no presente documento a título de exemplificação e não limitação com referência às Figuras.[0024] A detailed description of one or more embodiments of the disclosed apparatus and method is presented herein by way of example and not limitation with reference to the Figures.

[0025] A FIG. 1 ilustra um exemplo de uma aeronave 100 tendo motores de aeronave rodeados por (ou de outra forma transportados) naceles 102. A aeronave 100 inclui asas 104 que se estendem a partir de uma fuselagem de aeronave 106. Cada asa 104 pode incluir uma ou mais ripas 108 em uma borda frontal ou borda dianteira e uma ou mais abas 110 em uma borda de trás, posterior ou traseira da mesma. As asas 104 também podem incluir ailerons 112 nas bordas dianteiras, como será apreciado pelos versados na técnica. A aeronave 100, como mostrado, inclui uma estrutura de cauda 114 que pode incluir várias abas, ailerons, ripas e semelhantes, como será apreciado pelos versados na técnica. As abas, ripas, ailerons e semelhantes são geralmente referidas neste documento como “elementos de controle de voo de aeronave”, uma vez que são móveis sob sistemas de energia de aeronave e são configurados para controlar o voo e o movimento da aeronave 100. Um sistema atuador de controle de voo 116 pode ser conectado a uma ou mais das superfícies de controle de voo da aeronave. Por exemplo, cada asa 104 e a estrutura de cauda podem incluir um ou mais sistemas de atuador de controle de voo 116. Os sistemas de atuador de controle de voo 116 podem ser operacionalmente conectados aos vários elementos de controle de voo da aeronave e configurados para controlar a operação/posição das superfícies de controle da aeronave para controlar o voo da aeronave 100.[0025] FIG. 1 illustrates an example of an aircraft 100 having aircraft engines surrounded by (or otherwise carried) nacelles 102. Aircraft 100 includes wings 104 extending from an aircraft fuselage 106. Each wing 104 may include one or more slats 108 on a front edge or leading edge and one or more flaps 110 on a back, rear or trailing edge thereof. Wings 104 may also include ailerons 112 on the leading edges, as will be appreciated by those skilled in the art. Aircraft 100, as shown, includes a tail structure 114 which may include various flaps, ailerons, slats and the like, as will be appreciated by those skilled in the art. Flaps, slats, ailerons and the like are generally referred to herein as "aircraft flight control elements", as they are movable under aircraft power systems and are configured to control the flight and movement of the aircraft 100. A flight control actuator system 116 may be connected to one or more of the aircraft's flight control surfaces. For example, each wing 104 and tail structure can include one or more flight control actuator systems 116. The flight control actuator systems 116 can be operatively connected to the various flight control elements of the aircraft and configured to controlling the operation/position of the aircraft control surfaces to control the flight of the aircraft 100.

[0026] A fim de reduzir o peso e aumentar a eficiência de voo, as aeronaves estão sendo projetadas com asas relativamente finas (em uma direção transversal entre os lados de pressão e sucção). Convencionalmente, os atuadores que se conectam e controlam a operação dos elementos de controle de voo da aeronave são alojados dentro da própria asa. No entanto, com a área de seção transversal reduzida da asa (por exemplo, espaço interior), há menos espaço para instalar tais atuadores. Por exemplo, tornou-se mais difícil instalar um atuador rotativo de engrenagem em uma linha de dobradiça ou longarina traseira da asa devido a restrições de espaço. Em vista disso, modalidades da presente divulgação são direcionadas a sistemas de atuador de controle de voo instalados dentro ou como parte do elemento de controle de voo de aeronave, com apenas uma conexão mínima ou componentes mínimos dispostos dentro da porção traseira da asa. Ao instalar os sistemas de atuador de controle de voo dentro do elemento de controle de voo da aeronave (por exemplo, aba, ripa, aileron, etc.), o volume na área de asa é disponibilizado para outros componentes ou fins. Por exemplo, movendo o sistema atuador principalmente para o elemento de controle de voo de aeronave, a asa pode ter mais volume para conter combustível. De acordo com algumas modalidades, os sistemas de atuador de controle de voo podem incluir um mecanismo para transferir movimento rotativo em movimento de translação e rotativo para produzir uma fenda de lacuna de ar e ângulo ou mover o elemento de controle de voo da aeronave. Os componentes operacionais de tais sistemas podem ser alojados dentro dos elementos de controle de voo da aeronave.[0026] In order to reduce weight and increase flight efficiency, aircraft are being designed with relatively thin wings (in a transverse direction between pressure and suction sides). Conventionally, the actuators that connect and control the operation of the aircraft's flight control elements are housed within the wing itself. However, with the wing's reduced cross-sectional area (eg interior space), there is less space to install such actuators. For example, it has become more difficult to install a gear rotary actuator on a wing rear hinge or spar row due to space constraints. In view of this, embodiments of the present disclosure are directed to flight control actuator systems installed within or as part of the aircraft flight control element, with only minimal connection or minimal components disposed within the aft portion of the wing. By installing the flight control actuator systems within the aircraft's flight control element (eg flap, batten, aileron, etc.), the volume in the wing area is made available for other components or purposes. For example, moving the actuator system mainly to the aircraft flight control element, the wing can have more volume to contain fuel. In accordance with some embodiments, the flight control actuator systems may include a mechanism for transferring rotary motion into translational and rotary motion to produce an air gap slit and angle or move the aircraft's flight control element. The operational components of such systems may be housed within the aircraft's flight control elements.

[0027] Por exemplo, referindo-se agora à FIG. 2, é mostrada uma ilustração esquemática de uma asa 200 tendo um elemento de controle de voo de aeronave 202 instalado em uma extremidade posterior da mesma. Nesta modalidade, o elemento de controle de voo de aeronave 202 é uma aba que é móvel (por exemplo, rotativa ou articulável) em relação à asa 200 para controlar um fluxo de ar através da asa 200 para auxiliar no controle de voo (por exemplo, elevação). O elemento de controle de voo de aeronave 202 está operacionalmente conectado à asa por um sistema atuador de controle de voo 204. A asa 200 é mostrada em seção transversal, tendo uma borda dianteira 206, uma borda traseira 208, uma superfície lateral de pressão 210 e uma superfície lateral de sucção 212. O sistema atuador de controle de voo 204 está disposto para acoplar o elemento de controle de voo de aeronave 202 à asa 200 na borda traseira 208 do mesmo.[0027] For example, referring now to FIG. 2, there is shown a schematic illustration of a wing 200 having an aircraft flight control element 202 installed at a rear end thereof. In this embodiment, the aircraft flight control element 202 is a flap that is movable (e.g., rotatable or pivotable) relative to the wing 200 to control a flow of air through the wing 200 to assist in flight control (e.g. , elevation). The aircraft flight control element 202 is operatively connected to the wing by a flight control actuator system 204. The wing 200 is shown in cross section having a leading edge 206, a trailing edge 208, a pressure side surface 210 and a side suction surface 212. The flight control actuator system 204 is arranged to couple the aircraft flight control element 202 to the wing 200 at the trailing edge 208 thereof.

[0028] Na borda traseira 208 da asa 200, a asa 200 tem uma espessura de seção transversal 214. Com configurações de asa convencionais ou anteriores, a espessura de seção transversal 214 da asa pode ser de 8-10 polegadas. Esta espessura de seção transversal das asas convencionais proporcionou espaço (volume) suficiente para a instalação de componentes tais como um sistema atuador de controle de voo. No entanto, de acordo com algumas modalidades da presente divulgação, são empregadas configurações de asa fina, onde a asa 200 pode ter uma espessura de seção transversal 214 na borda traseira 208 de 5 polegadas ou menos. Esta redução na espessura da seção transversal em comparação com as asas convencionais exigiu o ajuste dos sistemas de atuador de controle de voo. Por exemplo, em vez de ter os componentes primários do sistema atuador de controle de voo 204 instalados dentro da asa 200, de acordo com modalidades da presente divulgação, o sistema atuador de controle de voo 204 é instalado principalmente dentro e parte do elemento de controle de voo de aeronave 202. Em algumas modalidades, o sistema atuador de controle de voo 204 pode incluir uma ou mais ligações que se conectam a uma longarina traseira da asa 200 e os componentes operacionais (por exemplo, eixo de acionamento, motor, atuador de engrenagem, etc.) podem ser alojados dentro do elemento de controle de voo de aeronave 202. Note-se que, embora as asas finas sejam descritas neste documento para a implementação de modalidades da presente divulgação, será apreciado que os sistemas de atuador de controle de voo descritos neste documento podem ser empregados com asas convencionais (por exemplo, espessas), portas ou outras superfícies e/ou sistemas que requerem rotação ou articulação de um componente em relação ao outro. Como tal, a presente divulgação não se destina a ser limitada a aplicações de asa fina, mas tal descrição é fornecida apenas para fins informativos.[0028] At the trailing edge 208 of the wing 200, the wing 200 has a cross-sectional thickness 214. With conventional or prior wing configurations, the cross-sectional thickness 214 of the wing can be 8-10 inches. This cross-sectional thickness of conventional wings provided sufficient space (volume) for the installation of components such as a flight control actuator system. However, in accordance with some embodiments of the present disclosure, thin wing configurations are employed, where wing 200 may have a cross-sectional thickness 214 at trailing edge 208 of 5 inches or less. This reduction in cross-sectional thickness compared to conventional wings required adjustment of the flight control actuator systems. For example, instead of having the primary components of the flight control actuator system 204 installed within the wing 200, in accordance with embodiments of the present disclosure, the flight control actuator system 204 is installed primarily within and part of the control element. of aircraft flight 202. In some embodiments, the flight control actuator system 204 may include one or more linkages that connect to an aft wing spar 200 and the operating components (e.g., driveshaft, engine, gear, etc.) may be housed within the aircraft flight control element 202. It should be noted that although thin wings are described herein for implementing embodiments of the present disclosure, it will be appreciated that control actuator systems of flight described in this document can be used with conventional wings (for example, thick), doors or other surfaces and/or systems that require rotation or articulation of one component in relation to the other. As such, the present disclosure is not intended to be limited to thin wing applications, but such description is provided for informational purposes only.

[0029] Voltando agora à FIG. 3, é mostrada uma ilustração esquemática de uma asa 300 tendo um elemento de controle de voo de aeronave 302 instalado em uma extremidade posterior da mesma. Nesta modalidade, o elemento de controle de voo de aeronave 302 é uma aba que é móvel (por exemplo, rotativa ou articulável) em relação à asa 300 para controlar um fluxo de ar através da asa 300 para auxiliar no controle de voo (por exemplo, elevação). O elemento de controle de voo de aeronave 302 está operacionalmente conectado à asa por um sistema atuador de controle de voo 304.[0029] Returning now to FIG. 3, there is shown a schematic illustration of a wing 300 having an aircraft flight control element 302 installed at a rear end thereof. In this embodiment, the aircraft flight control element 302 is a flap that is movable (e.g., rotatable or pivotable) relative to the wing 300 to control a flow of air through the wing 300 to assist in flight control (e.g. , elevation). The aircraft flight control element 302 is operatively connected to the wing by a flight control actuator system 304.

[0030] O sistema atuador de controle de voo 304 é principalmente instalado e alojado dentro do elemento de controle de voo de aeronave 302. Nesta modalidade, o sistema atuador de controle de voo 304 inclui um motor 306, um controlador de atuador 308, um eixo de acionamento 310 e uma pluralidade de atuadores 312. O controlador de atuador 308 é um componente eletrônico ou elétrico configurado para controlar a operação do motor 306, tal como em resposta a comandos recebidos de um sistema de comando 314 que pode ser controlado por um piloto, operador ou sistema autônomo que controla a operação de uma aeronave à qual a asa 300 faz parte. O sistema de comando 314 é configurado para enviar e receber sinais elétricos de/para o controlador de atuador 308 através da conexão de comando 316 (por exemplo, com ou sem fio). O motor 306 é configurado para acionar rotativamente o eixo de acionamento 310. À medida que o eixo de acionamento 310 é girado pelo motor 306, os atuadores 312 serão acionados ou operados de outra forma para causar movimento (por exemplo, rotação, articulação, translação, etc.) do elemento de controle de voo de aeronave 302.[0030] The flight control actuator system 304 is mainly installed and housed within the aircraft flight control element 302. In this embodiment, the flight control actuator system 304 includes a motor 306, an actuator controller 308, a drive shaft 310 and a plurality of actuators 312. The actuator controller 308 is an electronic or electrical component configured to control the operation of motor 306, such as in response to commands received from a control system 314 that can be controlled by a pilot, operator, or autonomous system that controls the operation of an aircraft of which wing 300 forms a part. The 314 control system is configured to send and receive electrical signals to and from the 308 actuator controller through the 316 control connection (e.g., wired or wireless). Motor 306 is configured to rotatably drive drive shaft 310. As drive shaft 310 is rotated by motor 306, actuators 312 will be driven or otherwise operated to cause motion (e.g., rotation, pivoting, translation). , etc.) of the aircraft flight control element 302.

[0031] Cada atuador 312 está disposto e alojado dentro do elemento de controle de voo de aeronave 302 e está conectado à asa 300 por uma ou mais respectivas longarinas de asa 318. As longarinas de asa 318 são elementos estruturais dispostos em uma extremidade ou lado posterior da asa 300 e fornecem conexão estrutural entre a asa 300 e o elemento de controle de voo de aeronave 302. Como tal, a única porção do sistema atuador de controle de voo 304 que está alojada dentro da asa 300 é a conexão às longarinas de asa 318 nos atuadores 312 e o restante dos componentes do sistema atuador de controle de voo 304 está alojado dentro do elemento de controle de voo de aeronave 302 (por exemplo, controlador de atuador 308, motor 306, eixo de acionamento 310 e atuadores 312).[0031] Each actuator 312 is arranged and housed within the aircraft flight control element 302 and is connected to the wing 300 by one or more respective wing spars 318. The wing spars 318 are structural elements arranged at one end or side wing 300 and provide structural connection between the wing 300 and the aircraft flight control element 302. As such, the only portion of the flight control actuator system 304 that is housed within the wing 300 is the connection to the wing spars. wing 318 on the actuators 312 and the remainder of the flight control actuator system components 304 are housed within the aircraft flight control element 302 (e.g., actuator controller 308, motor 306, driveshaft 310, and actuators 312) .

[0032] Voltando agora às FIGS. 4A-4C, são mostradas ilustrações esquemáticas de um sistema atuador de controle de voo 400 de acordo com uma modalidade da presente divulgação. A FIG. 4A ilustra uma vista em elevação lateral do sistema atuador de controle de voo 400 (sem asa ou elemento de controle de voo de aeronave mostrado), a FIG. 4B ilustra o sistema atuador de controle de voo 400 como montado em uma asa 402 e suportando e controlando o movimento de um elemento de controle de voo de aeronave 404 em uma primeira posição e a FIG. 4C ilustra o sistema atuador de controle de voo 400 em uma segunda posição. O sistema atuador de controle de voo 400 pode ser parte de uma aeronave de asa fixa (por exemplo, avião), como mostrado, mas pode ser empregado para permitir o movimento relativo entre quaisquer duas estruturas (por exemplo, para substituir uma dobradiça em uma porta ou escotilha).[0032] Returning now to FIGS. 4A-4C, there are shown schematic illustrations of a flight control actuator system 400 in accordance with an embodiment of the present disclosure. FIG. 4A illustrates a side elevation view of the flight control actuator system 400 (no wing or aircraft flight control element shown), FIG. 4B illustrates flight control actuator system 400 as mounted to a wing 402 and supporting and controlling movement of an aircraft flight control element 404 in a first position, and FIG. 4C illustrates flight control actuator system 400 in a second position. Flight control actuator system 400 can be part of a fixed-wing aircraft (e.g., airplane) as shown, but can be employed to allow relative movement between any two structures (e.g., to replace a hinge on a door or hatch).

[0033] Com referência às FIGS. 4A-4C, o sistema atuador de controle de voo 400 inclui um primeiro elemento atuador rotativo 406, um segundo elemento atuador rotativo 408 e um eixo de acionamento 410. O eixo de acionamento 410 pode ser operacionalmente acoplado a um motor (por exemplo, motor 306 mostrado na FIG. 3) e pode ser acionado rotativamente pelo motor. O eixo de acionamento 410 passa através das aberturas 412 do primeiro e do segundo elementos atuadores rotativos 406, 408. A FIG. 4A ilustra o eixo de acionamento 410 e as FIGS. 4B-4C ilustram as aberturas 412 sem o eixo de acionamento 410 passando através das mesmas, para maior clareza da ilustração. Cada um do primeiro e do segundo elementos atuadores rotativos 406, 408 está operacionalmente acoplado ao eixo de acionamento 406, de modo que a rotação do eixo de acionamento 410 cause a rotação dos respectivos primeiro e segundo elementos atuadores rotativos 406, 408. De acordo com modalidades da presente divulgação, o primeiro elemento atuador rotativo 406 é configurado para ser rotativamente acionado em uma direção oposta ao segundo elemento atuador rotativo 408. Tal contrarrotação pode ser alcançada, por exemplo, usando uma engrenagem composta ou engrenagem composta ou eixo de acionamento roscado que interage com o rosqueamento em cada um do primeiro e do segundo elementos atuadores rotativos. Será apreciado que outras configurações de conexão podem ser empregadas sem se afastar do escopo da presente divulgação. Por exemplo, em algumas modalidades, uma conexão engrenada ou conexão engrenada composta pode ser empregada. Em algumas modalidades, o primeiro e o segundo elementos atuadores rotativos 406, 408 podem ser atuadores rotativos de engrenagem compostos.[0033] With reference to FIGS. 4A-4C, the flight control actuator system 400 includes a first rotary actuator element 406, a second rotary actuator element 408, and a drive shaft 410. The drive shaft 410 may be operatively coupled to a motor (e.g., motor 306 shown in Figure 3) and can be rotatably driven by the motor. Drive shaft 410 passes through openings 412 of first and second rotary actuator elements 406, 408. FIG. 4A illustrates drive shaft 410 and FIGS. 4B-4C illustrate openings 412 without drive shaft 410 passing through them, for clarity of illustration. Each of the first and second rotary actuator elements 406, 408 is operatively coupled to the drive shaft 406 such that rotation of the drive shaft 410 causes rotation of the respective first and second rotary actuator elements 406, 408. Embodiments of the present disclosure, the first rotary actuator element 406 is configured to be rotatably driven in an opposite direction to the second rotary actuator element 408. Such counter-rotation can be achieved, for example, by using a compound gear or compound gear or threaded drive shaft that interacts with the threading on each of the first and second rotary actuator elements. It will be appreciated that other connection configurations can be employed without departing from the scope of the present disclosure. For example, in some embodiments, a meshed connection or composite meshed connection may be employed. In some embodiments, the first and second rotary actuator members 406, 408 may be composite gear rotary actuators.

[0034] Nesta configuração ilustrativa, o sistema atuador de controle de voo 400 inclui dois primeiros elementos atuadores rotativos 406 com um único segundo elemento atuador rotativo 408 disposto entre os dois primeiros elementos atuadores rotativos 406. Cada um dos primeiros elementos atuadores rotativos 406 tem uma forma substancialmente cilíndrica e o segundo elemento atuador rotativo 408 tem uma forma substancialmente cilíndrica e inclui uma extensão de ligação 414. A extensão de ligação 414 do segundo elemento atuador rotativo 408 é configurada para se conectar de forma articulada a um elo de longarina 416 em um primeiro pino de articulação 418. O primeiro pino de articulação 418 é acoplado ao elo de longarina 416 em uma primeira extremidade do elo de longarina 416 e o elo de longarina 416 é acoplado a uma longarina de asa 420 em uma segunda extremidade do mesmo por um segundo pino de articulação 422. A longarina de asa 420 é uma parte estrutural da asa 402 (por exemplo, em uma extremidade posterior ou traseira da asa 402). O elo de longarina 416 é móvel em relação ao primeiro pino de articulação 418 na primeira extremidade do mesmo e ao segundo pino de articulação 422 na segunda extremidade do mesmo (oposta à primeira extremidade). Em outras configurações da presente divulgação, a longarina de asa 420 pode ser fixada a uma longarina traseira da asa.[0034] In this illustrative configuration, the flight control actuator system 400 includes two first rotary actuator elements 406 with a single second rotary actuator element 408 disposed between the first two rotary actuator elements 406. Each of the first rotary actuator elements 406 has a It is substantially cylindrical in shape and the second rotary actuator element 408 is substantially cylindrical in shape and includes a linking extension 414. The linking extension 414 of the second rotary actuator element 408 is configured to pivotally connect to a spar link 416 at a first pivot pin 418. The first pivot pin 418 is coupled to the spar link 416 at a first end of the spar link 416 and the spar link 416 is coupled to a wing spar 420 at a second end thereof by a second pivot pin 422. Wing spar 420 is a structural part of wing 402 (e.g., at an aft or rear end of wing 402). The spar link 416 is movable with respect to the first pivot pin 418 at the first end thereof and the second pivot pin 422 at the second end thereof (opposite the first end). In other embodiments of the present disclosure, the wing spar 420 may be attached to a rear wing spar.

[0035] Os primeiros elementos atuadores rotativos 406 são acoplados de forma móvel à longarina de asa 420 por uma primeira conexão de longarina 424 e uma segunda conexão de longarina 426. A FIG. 4A ilustra o sistema atuador de controle de voo 400 sem um conjunto de conexões de longarina 424, 426 para fins de clareza. A primeira e a segunda conexões de longarina 424, 426 são conexões fixas que não se movem. Como tal, em algumas modalidades, a primeira e a segunda conexões de longarina 424, 426 e a longarina de asa 420 podem ser formadas como uma estrutura única, integral ou unitária, e tal configuração de elemento separado como mostrado não deve ser limitativa. Como mostrado, a primeira e a segunda conexões de longarina 424, 426 se acoplam aos primeiros elementos atuadores rotativos em um acoplador fixo 428. O acoplador fixo 428 define um ponto em torno do qual os primeiros elementos atuadores rotativos 406 podem girar, causando uma rotação e translação do elemento de controle de voo de aeronave 404 (ilustrativamente mostrado entre uma primeira posição na FIG. 4B e uma segunda posição na FIG. 4C).[0035] The first rotary actuator elements 406 are movably coupled to the wing spar 420 by a first spar connection 424 and a second spar connection 426. FIG. 4A illustrates flight control actuator system 400 without a set of spar connections 424, 426 for clarity. The first and second stringer connections 424, 426 are fixed connections that do not move. As such, in some embodiments, the first and second spar connections 424, 426 and wing spar 420 may be formed as a single, integral, or unitary structure, and such separate element configuration as shown is not intended to be limiting. As shown, the first and second spar connections 424, 426 mate with the first rotary actuator elements on a fixed coupler 428. The fixed coupler 428 defines a point about which the first rotary actuator elements 406 can rotate, causing a rotation. and translating aircraft flight control element 404 (illustratively shown between a first position in FIG. 4B and a second position in FIG. 4C).

[0036] Quando o elemento de controle de voo de aeronave 404 é transferido da primeira posição (FIG. 4B) para a segunda posição (FIG. 4C), o elemento de controle de voo de aeronave 404 pode ser posicionado para aumentar a elevação ou fornecer outro controle de voo. Além disso, quando o elemento de controle de voo de aeronave 404 está na segunda posição (FIG. 4C), uma folga de ar 430 é formada entre a extremidade traseira da asa 402 e o elemento de controle de voo de aeronave 404. Esta folga de ar 430 permite o fluxo de ar através da mesma quando o elemento de controle de voo de aeronave 404 está na segunda posição.[0036] When the aircraft flight control element 404 is transferred from the first position (FIG. 4B) to the second position (FIG. 4C), the aircraft flight control element 404 can be positioned to increase elevation or provide another flight control. Furthermore, when the aircraft flight control element 404 is in the second position (FIG. 4C), an air gap 430 is formed between the rear end of the wing 402 and the aircraft flight control element 404. This gap air valve 430 allows air flow therethrough when aircraft flight control element 404 is in the second position.

[0037] Em operação, quando o eixo de acionamento 410 é acionado rotativamente por um motor, o eixo de acionamento 410 fará com que os primeiros elementos atuadores rotativos 406 e o segundo elemento atuador rotativo 408 girem um contra o outro. À medida que os elementos atuadores rotativos 406, 408 giram um contra o outro, os primeiros elementos atuadores rotativos 408 girarão em torno do acoplador fixo 428 fazendo com que todo o conjunto (elementos atuadores rotativos 406, 408 e eixo de acionamento 410) se mova (por exemplo, da primeira posição em direção à segunda posição). Durante este movimento, a extensão de ligação 414 e o elo de longarina 416 girarão em relação um ao outro em torno do primeiro pino de articulação 418 proporcionando um movimento de extensão ou translação para estender o elemento de controle de voo de aeronave 404 para fora e para longe da asa 402.[0037] In operation, when the drive shaft 410 is rotatably driven by a motor, the drive shaft 410 will cause the first rotary actuator elements 406 and the second rotary actuator element 408 to rotate against each other. As the rotary actuator elements 406, 408 rotate against each other, the first rotary actuator elements 408 will rotate around the fixed coupler 428 causing the entire assembly (rotary actuator elements 406, 408 and drive shaft 410) to move (for example, from the first position towards the second position). During this movement, the linkage extension 414 and the spar link 416 will rotate relative to each other about the first pivot pin 418 providing an extension or translational movement to extend the aircraft flight control element 404 out and about. away from the 402 wing.

[0038] Voltando agora à FIG. 5, são mostradas ilustrações esquemáticas de um sistema atuador de controle de voo 500 operacionalmente acoplado entre uma asa 502 e um elemento de controle de voo de aeronave 504. A FIG. 5 é separada em uma série sequencial de imagens em forma de matriz representando a operação dos componentes de um sistema de acordo com uma modalidade da presente divulgação. A grade da FIG. 5 inclui três fileiras: primeira fileira (i), segunda fileira (ii) e terceira fileira (ii); e quatro colunas: primeira coluna (a), segunda coluna (b), terceira coluna (c) e quarta coluna (d). A primeira fileira (i) ilustra a operação do sistema atuador de controle de voo 500 isoladamente, a segunda fileira (ii) ilustra a operação do sistema atuador de controle de voo 500 com a asa 502 e o elemento de controle de voo de aeronave 504 mostrado e a terceira fileira (iii) ilustra o movimento relativo do elemento de controle de voo de aeronave 504 em relação à asa 502 com o sistema atuador de controle de voo 500 removido ilustrativamente. A primeira coluna (a) ilustra uma vista lateral do sistema atuador de controle de voo 500, a asa 502 e o elemento de controle de voo de aeronave 504 em uma primeira posição e a segunda coluna (b) é a mesma ilustração, mas com certas características omitidas para maior clareza. A quarta coluna (d) ilustra uma vista lateral do sistema atuador de controle de voo 500, a asa 502 e o elemento de controle de voo de aeronave 504 em uma segunda posição. A terceira coluna (c) ilustra uma vista lateral do sistema atuador de controle de voo 500, da asa 502 e do elemento de controle de voo de aeronave 504 em um estado de transição entre a primeira posição e a segunda posição.[0038] Returning now to FIG. 5, schematic illustrations of a flight control actuator system 500 operatively coupled between a wing 502 and an aircraft flight control element 504 are shown. FIG. 5 is separated into a sequential series of images in matrix form depicting the operation of components of a system in accordance with an embodiment of the present disclosure. The grid of FIG. 5 includes three rows: first row (i), second row (ii) and third row (ii); and four columns: first column (a), second column (b), third column (c) and fourth column (d). First row (i) illustrates operation of flight control actuator system 500 alone, second row (ii) illustrates operation of flight control actuator system 500 with wing 502 and aircraft flight control element 504 shown and the third row (iii) illustrates the relative movement of the aircraft flight control element 504 relative to the wing 502 with the flight control actuator system 500 illustratively removed. The first column (a) illustrates a side view of the flight control actuator system 500, the wing 502 and the aircraft flight control element 504 in a first position and the second column (b) is the same illustration but with certain features omitted for clarity. The fourth column (d) illustrates a side view of the flight control actuator system 500, the wing 502 and the aircraft flight control element 504 in a second position. The third column (c) illustrates a side view of the flight control actuator system 500, the wing 502 and the aircraft flight control element 504 in a state of transition between the first position and the second position.

[0039] O sistema atuador de controle de voo 500 pode ser substancialmente semelhante ao mostrado e descrito acima em relação às FIGS. 4A-4C. O sistema atuador de controle de voo 500 inclui pelo menos dois elementos atuadores rotativos 506 que são configurados para girar em relação um ao outro em resposta a uma rotação de um eixo de acionamento. Um primeiro elemento atuador rotativo é anexado a uma longarina de asa 508 em um acoplador fixo que define um ponto de rotação ou articulação, como descrito acima. Um segundo elemento atuador rotativo, configurado para contrarrotação em relação ao primeiro elemento atuador rotativo, é conectado à longarina de asa através de uma extensão de ligação e um elo de longarina que são unidos por um primeiro pino de articulação. Esta configuração permite um movimento de rotação e translação do elemento de controle de voo de aeronave 504 em relação à asa 502 durante a atuação do sistema atuador de controle de voo 500. Como mostrado na FIG. 5, à medida que os elementos atuadores rotativos são girados (da primeira posição para a segunda posição), os elementos atuadores rotativos 506 transladarão para longe e para baixo em relação à longarina de asa 508.[0039] The flight control actuator system 500 may be substantially similar to that shown and described above with respect to FIGS. 4A-4C. Flight control actuator system 500 includes at least two rotary actuator elements 506 that are configured to rotate relative to each other in response to a rotation of a drive shaft. A first rotary actuator member is attached to a wing spar 508 on a fixed coupler that defines a pivot or pivot point, as described above. A second rotary actuator element, configured to counter-rotate with respect to the first rotary actuator element, is connected to the wing spar through a linkage extension and a spar link which are joined by a first pivot pin. This configuration allows a rotational and translational movement of the aircraft flight control element 504 relative to the wing 502 during actuation of the flight control actuator system 500. As shown in FIG. 5, as the rotary actuator elements are rotated (from the first position to the second position), the rotary actuator elements 506 will translate away and down relative to the wing spar 508.

[0040] O movimento fornecido pela atuação de um sistema atuador de controle de voo 600 é mostrado ilustrativamente nas FIGS. 6A-6B. A FIG. 6A ilustra o sistema atuador de controle de voo 600 em uma primeira posição e a FIG. 6B ilustra o sistema atuador de controle de combate 600 em uma segunda posição. O sistema atuador de controle de voo 600 é semelhante em construção ao mostrado e descrito acima em relação às FIGS. 4A-4C. O sistema atuador de controle de voo 600 inclui um primeiro elemento atuador rotativo 602 e um segundo elemento atuador rotativo 604. Os elementos atuadores rotativos 602, 604 são, cada um, operativamente acoplados a um eixo de acionamento 606. A rotação do eixo de acionamento 606 causa contrarrotação dos elementos atuadores rotativos 602, 604, o que causa atuação ou movimento do sistema atuador de controle de voo 600. O segundo elemento atuador rotativo 604 é acoplado a um elo de longarina 608 por um primeiro pino de articulação 610. O elo de longarina 608 é acoplado de forma articulada a uma longarina de asa 612 por um segundo pino de articulação 614. O primeiro elemento atuador rotativo 602 é acoplado rotativamente à longarina de asa 612 por pelo menos uma conexão de longarina 616 em um respectivo acoplador fixo 618.[0040] The movement provided by actuation of a flight control actuator system 600 is illustratively shown in FIGS. 6A-6B. FIG. 6A illustrates flight control actuator system 600 in a first position, and FIG. 6B illustrates combat control actuator system 600 in a second position. Flight control actuator system 600 is similar in construction to that shown and described above with respect to FIGS. 4A-4C. The flight control actuator system 600 includes a first rotary actuator element 602 and a second rotary actuator element 604. The rotary actuator elements 602, 604 are each operatively coupled to a drive shaft 606. Rotation of the drive shaft 606 causes the rotary actuator elements 602, 604 to counter-rotate, which causes actuation or movement of the flight control actuator system 600. The second rotary actuator element 604 is coupled to a spar link 608 by a first pivot pin 610. The link spar member 608 is pivotally coupled to a wing spar 612 by a second pivot pin 614. The first rotary actuator member 602 is pivotally coupled to the wing spar 612 by at least one spar connection 616 on a respective fixed coupler 618 .

[0041] As FIGS. 6A-6B são mostradas ilustrativamente com o segundo pino de articulação 614 alinhado entre os dois esquemas, de modo que o movimento relativo dos componentes do sistema atuador de controle de voo 600 possa ser mostrado. A longarina de asa 612, o segundo pino de articulação 614, a conexão de longarina 616 e o acoplador fixo 618 não mudam de posição entre a primeira posição (FIG. 6A) e a segunda posição (FIG. 6B) do sistema atuador de controle de voo 600.[0041] FIGS. 6A-6B are shown illustratively with the second pivot pin 614 aligned between the two schematics, so that the relative movement of the components of the flight control actuator system 600 can be shown. Wing spar 612, second pivot pin 614, spar connection 616 and fixed coupler 618 do not change position between the first position (FIG. 6A) and second position (FIG. 6B) of the control actuator system of flight 600.

[0042] Na primeira posição (FIG. 6A), o eixo de acionamento 606, representativo do movimento transmitido a um elemento de controle de voo de aeronave, tem uma primeira distância de separação vertical Dv1 do segundo pino de articulação 614. Na segunda posição (FIG. 6B), o eixo de acionamento 606 tem uma segunda distância de separação vertical Dv2 do segundo pino de articulação 614. Como ilustrado, a primeira distância de separação vertical Dv1 é maior do que a segunda distância de separação vertical Dv2. Esta diminuição na distância de separação vertical ilustra o movimento de um elemento de controle de voo de aeronave se movendo para baixo.[0042] In the first position (FIG. 6A), the drive shaft 606, representative of the movement transmitted to an aircraft flight control element, has a first vertical separation distance Dv1 from the second pivot pin 614. In the second position (FIG. 6B), the driveshaft 606 has a second vertical separation distance Dv2 from the second pivot pin 614. As illustrated, the first vertical separation distance Dv1 is greater than the second vertical separation distance Dv2. This decrease in vertical separation distance illustrates the movement of an aircraft flight control element moving downwards.

[0043] Da mesma forma, na primeira posição (FIG. 6A), o eixo de acionamento 606, representativo do movimento transmitido a um elemento de controle de voo de aeronave, tem uma primeira distância de separação horizontal Dh1 do segundo pino de articulação 614. Na segunda posição (FIG. 6B), o eixo de acionamento 606 tem uma segunda distância de separação horizontal Dh2 do segundo pino de articulação 614. Como ilustrado, a primeira distância de separação horizontal Dh1 é menor que a segunda distância de separação horizontal Dh2. Este aumento na distância de separação horizontal ilustra o movimento de um elemento de controle de voo de aeronave se movendo para baixo.[0043] Likewise, in the first position (FIG. 6A), the drive shaft 606, representative of the movement transmitted to an aircraft flight control element, has a first horizontal separation distance Dh1 from the second pivot pin 614 In the second position (FIG. 6B), the driveshaft 606 has a second horizontal separation distance Dh2 from the second pivot pin 614. As illustrated, the first horizontal separation distance Dh1 is less than the second horizontal separation distance Dh2 . This increase in horizontal separation distance illustrates the movement of an aircraft flight control element moving downwards.

[0044] Devido à conexão fixa no acoplador fixo 618, quando os dois movimentos de translação ocorrem (vertical e horizontal), o eixo de acionamento 606 e os elementos atuadores rotativos 602, 608 e o elemento de controle de voo de aeronave anexado transladarão e girarão. Tal translação e rotação posicionarão o elemento de controle de voo de aeronave anexado em uma posição desejada (por exemplo, segunda posição) onde uma folga de ar é formada e o elemento de controle de voo de aeronave anexado pode ser posicionado para gerar mais elevação para uma aeronave. Como descrito acima, e de acordo com modalidades da presente divulgação, o eixo de acionamento 606 e os elementos atuadores rotativos 602, 608 podem ser alojados dentro do elemento de controle de voo da aeronave, com apenas a longarina de asa 612 e a conexão de longarina 616 sendo parte da asa da aeronave.[0044] Due to the fixed connection in the fixed coupler 618, when the two translation movements occur (vertical and horizontal), the drive shaft 606 and the rotary actuator elements 602, 608 and the attached aircraft flight control element will translate and will spin. Such translation and rotation will position the attached aircraft flight control element in a desired position (e.g. second position) where an air gap is formed and the attached aircraft flight control element can be positioned to generate more lift for an aircraft. As described above, and in accordance with embodiments of the present disclosure, the drive shaft 606 and rotary actuator elements 602, 608 can be housed within the aircraft flight control element, with only the wing spar 612 and the spar 616 being part of the aircraft wing.

[0045] Voltando agora às FIGS. 7A-7B, são mostradas ilustrações esquemáticas de um sistema atuador de controle de voo 700 de acordo com uma modalidade da presente divulgação. A FIG. 7A ilustra uma vista em elevação lateral do sistema atuador de controle de voo 700 acoplado entre uma asa 702 e um elemento de controle de voo de aeronave 704 e a FIG. 7B ilustra o sistema atuador de controle de voo 700, asa 702 e elemento de controle de voo de aeronave 704 em uma série de ilustrações que mostram uma transição de uma primeira posição (coluna (a)) para uma segunda posição (coluna (f)).[0045] Returning now to FIGS. 7A-7B, there are shown schematic illustrations of a flight control actuator system 700 in accordance with an embodiment of the present disclosure. FIG. 7A illustrates a side elevation view of the flight control actuator system 700 coupled between a wing 702 and an aircraft flight control element 704, and FIG. 7B illustrates flight control actuator system 700, wing 702, and aircraft flight control element 704 in a series of illustrations showing a transition from a first position (column (a)) to a second position (column (f) ).

[0046] O sistema atuador de controle de voo 700 inclui um primeiro elemento atuador rotativo 706, um segundo elemento atuador rotativo 708 e um eixo de acionamento 710 em torno do qual os dois elementos atuadores rotativos 706, 708 podem girar um contra o outro, como descrito acima. Nesta configuração, como nas modalidades descritas acima, o primeiro elemento atuador rotativo 706, o segundo elemento atuador rotativo 708 e o eixo de acionamento 710 estão alojados dentro do elemento de controle de voo de aeronave 704. A asa 702 inclui uma longarina de asa 712 que está posicionada em relação fixa à asa 702. Nesta modalidade, uma conexão de longarina 714 conecta o primeiro elemento atuador rotativo 706 à longarina de asa 712 para permitir rotação e translação semelhante à descrita acima, com o ponto de articulação do primeiro elemento atuador rotativo 706 estando em um acoplador fixo 716. Nesta modalidade, o segundo elemento atuador rotativo 708 inclui uma fenda 718 que permite que o segundo elemento atuador rotativo 708 translade em relação a um pino de longarina 720. À medida que os elementos atuadores rotativos 706, 708 giram um em relação ao outro, como acionados pelo eixo de acionamento 710, o segundo elemento atuador rotativo 708 transladará e o primeiro elemento atuador rotativo 706 girará em torno do acoplador fixo 716, fazendo assim com que o elemento de controle de voo de aeronave 704 translade e gire ou articule.[0046] The flight control actuator system 700 includes a first rotary actuator element 706, a second rotary actuator element 708 and a drive shaft 710 around which the two rotary actuator elements 706, 708 can rotate against each other, as described above. In this configuration, as in the embodiments described above, the first rotary actuator element 706, the second rotary actuator element 708 and the drive shaft 710 are housed within the aircraft flight control element 704. The wing 702 includes a wing spar 712 which is positioned in fixed relation to the wing 702. In this embodiment, a spar connection 714 connects the first rotary actuator element 706 to the wing spar 712 to allow rotation and translation similar to that described above, with the pivot point of the first rotary actuator element 706 being on a fixed coupler 716. In this embodiment, the second rotary actuator element 708 includes a slot 718 that allows the second rotary actuator element 708 to translate relative to a spar pin 720. As the rotary actuator elements 706, 708 rotate relative to each other, as driven by drive shaft 710, second rotary actuator element 708 will translate and first rotary actuator element 706 will rotate about fixed coupler 716, thereby causing aircraft flight control element 704 to translate and rotate or pivot.

[0047] Esta rotação e translação do elemento de controle de voo de aeronave 704 é mostrada esquematicamente em forma de grade na FIG. 7B (por exemplo, semelhante à mostrada na FIG. 5). A grade da FIG. 7B inclui três fileiras: primeira fileira (i), segunda fileira (ii) e terceira fileira (ii); e seis colunas: primeira coluna (a), segunda coluna (b), terceira coluna (c), quarta coluna (d), quinta coluna (d) e sexta coluna (e). A primeira fileira (i) ilustra a operação do sistema atuador de controle de voo 700 isoladamente, a segunda fileira (ii) ilustra a operação do sistema atuador de controle de voo 700 com a asa 702 e o elemento de controle de voo de aeronave 704 mostrado e a terceira fileira (iii) ilustra o movimento relativo do elemento de controle de voo de aeronave 704 em relação à asa 702 com o sistema atuador de controle de voo 700 removido ilustrativamente. A primeira coluna (a) ilustra uma vista lateral do sistema atuador de controle de voo 700, a asa 702 e o elemento de controle de voo de aeronave 704 em uma primeira posição. A segunda coluna (b) ilustra setas de direções esquemáticas indicando a translação e rotação dos vários componentes, ainda na primeira posição. A terceira (c), quarta (d) e quinta (e) colunas ilustram o movimento ou transição da primeira posição (primeira coluna (a)) para a segunda posição (sexta coluna (f)) do sistema atuador de controle de voo 700, a asa 702 e o elemento de controle de voo de aeronave 704. A sexta coluna (f) ilustra uma vista lateral do sistema atuador de controle de voo 700, a asa 702 e o elemento de controle de voo de aeronave 704 na segunda posição.[0047] This rotation and translation of the aircraft flight control element 704 is shown schematically in grid form in FIG. 7B (e.g., similar to that shown in FIG. 5). The grid of FIG. 7B includes three rows: first row (i), second row (ii) and third row (ii); and six columns: first column (a), second column (b), third column (c), fourth column (d), fifth column (d) and sixth column (e). First row (i) illustrates operation of flight control actuator system 700 alone, second row (ii) illustrates operation of flight control actuator system 700 with wing 702 and aircraft flight control element 704 shown and the third row (iii) illustrates the relative movement of the aircraft flight control element 704 relative to the wing 702 with the flight control actuator system 700 illustratively removed. The first column (a) illustrates a side view of the flight control actuator system 700, the wing 702 and the aircraft flight control element 704 in a first position. The second column (b) illustrates schematic direction arrows indicating the translation and rotation of the various components, still in the first position. The third (c), fourth (d) and fifth (e) columns illustrate the movement or transition from the first position (first column (a)) to the second position (sixth column (f)) of the flight control actuator system 700 , the wing 702 and the aircraft flight control element 704. The sixth column (f) illustrates a side view of the flight control actuator system 700, the wing 702 and the aircraft flight control element 704 in the second position .

[0048] Vantajosamente, as modalidades da presente divulgação proporcionam uma melhor aerodinâmica para configurações de aeronaves de asa fina. De acordo com algumas modalidades, vários componentes de um sistema atuador de controle de voo instalado e alojado dentro de um elemento de controle de voo de aeronave. Isso difere das configurações anteriores que alojavam os mesmos componentes dentro da asa da aeronave. Ao mover tais componentes para o elemento de controle de voo de aeronave, dobradiças de queda podem ser eliminadas para operação dos elementos de controle de voo de aeronave. Vantajosamente, isso pode melhorar a aerodinâmica da aeronave (por exemplo, redução no arrasto). Além disso, a economia de peso pode ser realizada por modalidades da presente divulgação por mecanismos de articulação complexos eliminados. Além disso, movendo vários componentes dos sistemas de atuador de controle de voo para o elemento de controle de voo de aeronave, pode ser realizada economia de espaço dentro da asa, permitindo uma asa mais leve e/ou capacidade de fornecer outra funcionalidade para a asa (por exemplo, capacidade de armazenamento de combustível aumentada).[0048] Advantageously, the embodiments of the present disclosure provide improved aerodynamics for thin wing aircraft configurations. According to some embodiments, various components of a flight control actuator system installed and housed within an aircraft flight control element. This differs from previous configurations that housed the same components inside the aircraft's wing. By moving such components to the aircraft flight control element, drop hinges can be eliminated for operating the aircraft flight control elements. Advantageously, this can improve aircraft aerodynamics (eg reduction in drag). Furthermore, weight savings can be realized by embodiments of the present disclosure by eliminating complex linkage mechanisms. Additionally, by moving various components from the flight control actuator systems to the aircraft flight control element, space savings within the wing can be realized, allowing for a lighter wing and/or the ability to provide other functionality to the wing. (eg increased fuel storage capacity).

[0049] O uso dos termos “um”, “uma”, “o/a” e referências semelhantes no contexto da descrição (especialmente no contexto das seguintes reivindicações) deve ser interpretado para cobrir tanto o singular quanto o plural, a menos que indicado de outra forma neste documento ou especificamente contradito pelo contexto. O modificador “cerca de” usado em conjunto com uma quantidade inclui o valor declarado e tem o significado ditado pelo contexto (por exemplo, inclui o grau de erro associado à medição da quantidade específica). Todas as faixas aqui divulgadas são inclusivas dos pontos finais e os pontos finais podem ser combinados independentemente entre si. Como utilizado neste documento, os termos “cerca de” e “substancialmente” se destinam a incluir o grau de erro associado à medição da quantidade particular com base no equipamento disponível no momento do depósito do pedido. Por exemplo, os termos podem incluir uma faixa de ± 8%, ou 5%, ou 2% de um determinado valor ou outra alteração percentual, como será apreciado pelos versados na técnica para a medição e/ou dimensões particulares aqui referidas. Deve ser apreciado que termos posicionais relativos, tais como “para frente”, “para trás”, “superior”, “inferior”, “acima”, “abaixo” e semelhantes são com referência à atitude operacional normal e não devem ser considerados de outra forma limitantes.[0049] The use of the terms “an”, “an”, “the/a” and similar references in the context of the description (especially in the context of the following claims) shall be interpreted to cover both singular and plural, unless otherwise indicated herein or specifically contradicted by context. The “about” modifier used in conjunction with a quantity includes the stated value and has the meaning dictated by the context (for example, it includes the degree of error associated with measuring the specific quantity). All ranges disclosed herein are inclusive of endpoints and endpoints may be combined independently of each other. As used herein, the terms "about" and "substantially" are intended to include the degree of error associated with measuring the particular quantity based on the equipment available at the time of filing the order. For example, the terms may include a range of ± 8%, or 5%, or 2% of a given value or other percentage change, as will be appreciated by those skilled in the art for the particular measurement and/or dimensions referred to herein. It should be appreciated that relative positional terms such as "forward", "backward", "upper", "lower", "above", "below" and the like are with reference to normal operating attitude and are not to be construed in any way. otherwise limiting.

[0050] Embora a presente invenção seja descrita com referência a um exemplo de modalidade ou modalidades, será compreendido pelos versados na técnica que várias alterações podem ser feitas e equivalentes podem ser substituídos por elementos dos mesmos sem se afastar do âmbito da presente divulgação. Adicionalmente, podem ser feitas diversas modificações para adaptar uma situação ou material particular aos ensinamentos da presente revelação sem afastamento do escopo essencial das mesmas. Dessa forma, a presente divulgação não deve se limitar à modalidade particular descrita como o melhor modo contemplado para a realização da presente divulgação, pois a presente divulgação incluirá todas as modalidades que se enquadram no escopo das reivindicações.[0050] Although the present invention will be described with reference to an exemplary embodiment or embodiments, it will be understood by those skilled in the art that various changes can be made and equivalents can be substituted for elements thereof without departing from the scope of the present disclosure. Additionally, various modifications can be made to adapt a particular situation or material to the teachings of the present disclosure without departing from the essential scope thereof. Accordingly, the present disclosure should not be limited to the particular embodiment described as the best contemplated mode for carrying out the present disclosure, as the present disclosure will include all the modalities that fall within the scope of the claims.

Claims

Set, characterized by the fact that it comprises:
a first structure;
a second frame configured to be moved relative to the first frame; It is
an actuator system disposed between the first frame and the second frame and configured to control relative motion between the first frame and the second frame, the actuator system comprising:
a drive shaft;
a first rotary actuator element operatively coupled to the drive shaft and configured to be driven in a first direction about the drive shaft;
a second rotary actuator element positioned adjacent the first rotary actuator element and operatively coupled to the drive shaft and configured to be driven in a second direction about the drive shaft, the second direction being counter-rotating with respect to the first direction;
a spar fixedly connected to the first structure; It is
a spar connection configured to pivotally connect the first rotary actuator member to the spar in a fixed coupler;
wherein the drive shaft, the first rotary actuator element and the second rotary actuator element are housed within the second frame, and
wherein rotation of the second rotary actuator element causes a translational movement of the drive shaft away from the first frame and rotation of the first rotary actuator element about the fixed coupler, such that the second frame is translated and rotated with respect to the first structure.

Assembly according to claim 1, characterized in that the first structure is a wing and the second structure is an aircraft flight control element,
wherein the aircraft flight control element is a flap attached to the wing by the actuator system.

Assembly according to claim 1, characterized in that it further comprises a motor operably coupled to the drive shaft to drive rotation of the drive shaft and an actuator controller operably coupled to the motor to control motor operation.

Assembly according to claim 1, characterized in that each of the first rotary actuator element and the second rotary actuator element are composite gear rotary actuators.

Assembly according to claim 1, characterized in that the second rotary actuator element comprises a connecting extension, the actuator system further comprising:
a spar link pivotally connected to the connecting extension by a first pivot pin; It is
the spar link is connected to the spar by a second pivot pin.

Assembly according to claim 1, characterized in that the spar includes a pin, in which the drive shaft is movable from a first position to a second position by operating the first and second rotary actuator elements.

Assembly according to claim 6, characterized in that:
in the first position, the drive shaft is separated from the spar pin by a first vertical distance and a first horizontal distance,
in the second position, the drive shaft is separated from the spar pin by a second vertical distance and a second horizontal distance, and
the first vertical distance is less than the second vertical distance and the first horizontal distance is greater than the second horizontal distance, whereby in the second position an air gap is formed between the first frame and the second frame.

Aircraft, characterized by the fact that it comprises:
a wing;
an aircraft flight control element attached to the wing; It is
an actuator system disposed between the wing and the aircraft flight control element and configured to control relative movement of the aircraft flight control element with respect to the wing, the actuator system comprising:
a drive shaft; a first rotary actuator element operatively coupled to the drive shaft and configured to be driven in a first direction about the drive shaft;
a second rotary actuator element positioned adjacent the first rotary actuator element and operatively coupled to the drive shaft and configured to be driven in a second direction about the drive shaft, the second direction being counter-rotating with respect to the first direction;
a spar fixedly connected to the wing; It is
a spar connection configured to pivotally connect the first rotary actuator member to the spar in a fixed coupler;
wherein the drive shaft, the first rotary actuator element and the second rotary actuator element are housed within the aircraft flight control element, and
wherein rotation of the second rotary actuator element causes a translational movement of the drive shaft away from the wing and rotation of the first rotary actuator element about the fixed coupler so that the aircraft flight control element is translated and rotated in relative to the wing.

Aircraft according to claim 8, characterized in that the actuator system comprises at least one additional first rotary actuator element and at least one additional second rotary actuator element coupled to the drive shaft and configured to control the movement of the control element. aircraft flight, wherein at least one additional first and second rotary actuator elements are housed within the aircraft flight control element.

Aircraft according to claim 8, characterized in that the aircraft flight control element is a flap attached to the wing by the actuator system.

Aircraft according to claim 8, characterized in that it further comprises an engine operatively coupled to the drive shaft to drive rotation of the drive shaft and an actuator controller operatively coupled to the engine to control engine operation.

Aircraft according to claim 8, characterized in that each of the first rotary actuator element and the second rotary actuator element are composite gear rotary actuators.

Aircraft according to claim 8, characterized in that the second rotary actuator element comprises a connecting extension, the actuator system further comprising:
a spar link pivotally connected to the connecting extension by a first pivot pin; It is
the spar link is connected to the spar by a second pivot pin.

Aircraft according to claim 8, characterized in that the spar includes a pin, in which the drive shaft is movable from a first position to a second position by operating the first and second rotary actuator elements.

Aircraft according to claim 13, characterized by the fact that:
in the first position, the drive shaft is separated from the spar pin by a first vertical distance and a first horizontal distance,
in the second position, the drive shaft is separated from the spar pin by a second vertical distance and a second horizontal distance, and
the first vertical distance is less than the second vertical distance and the first horizontal distance is greater than the second horizontal distance,
wherein in the second position an air gap is formed between the wing and the flight control element of the aircraft.