CN101495367A - 可调整的水平稳定装置 - Google Patents

可调整的水平稳定装置 Download PDF

Info

Publication number
CN101495367A
CN101495367A CNA2007800258026A CN200780025802A CN101495367A CN 101495367 A CN101495367 A CN 101495367A CN A2007800258026 A CNA2007800258026 A CN A2007800258026A CN 200780025802 A CN200780025802 A CN 200780025802A CN 101495367 A CN101495367 A CN 101495367A
Authority
CN
China
Prior art keywords
horizontal stabilizer
adjusting
carrying structure
zone
movably
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CNA2007800258026A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101495367B (zh
Inventor
曼弗雷德·康耐克兹尼
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations GmbH
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
Publication of CN101495367A publication Critical patent/CN101495367A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101495367B publication Critical patent/CN101495367B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/02—Tailplanes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/44—Varying camber
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/10—Stabilising surfaces adjustable
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/08—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders bodily displaceable

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Vehicle Body Suspensions (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Current-Collector Devices For Electrically Propelled Vehicles (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Cage And Drive Apparatuses For Elevators (AREA)

Abstract

本发明提供一种可调整水平稳定装置，所述水平稳定装置设置为邻近飞行器的机身(10)并且具有预定的空气动力外形，邻近所述水平稳定装置配置可移动的升降装置(21)。水平稳定装置(20)具有沿翼展方向延伸并且稳固地连接到飞行器的机身的承载结构(22)和可移动的区域(23，24)，所述可移动的区域连接到承载结构(22)，使得为了通过改变空气动力外形调整水平稳定装置(20)，这些可移动的区域能够独立于所述升降装置(21)地被移动。

Description

可调整的水平稳定装置
技术领域
根据权利要求1的前序部分，本发明涉及一种可调整的水平稳定装置。
背景技术
众所周知，水平稳定装置用于稳定飞行器的姿势，并用于围绕其横轴控制飞行器，需要借助副翼控制飞行器，所述副翼设置在水平稳定装置上。而且，为设置所需的姿势，调整副翼以与飞行器的仰俯角对应，用于起飞、爬升、巡航飞行、着陆进场和着陆，也用于例如紧急情况时的快速降落。在目前商用客机和运输机的设计中，水平稳定装置设置在飞行器机身的尾端部。
为了设定如上面所解释的仰俯角，水平稳定装置可以调整成使得它选择性地产生正的或负的升力，或是中性的。常规的水平稳定装置可以为了这个目的围绕一轴线移动，该轴线平行于飞行器横轴，使得水平稳定装置可以在预定的角度范围上调整，例如+3°到-15°。在这种情况下，具有正数学符号的角度，例如+3°，意味着从上面看水平稳定装置在飞行器纵向方向(X)上的调整，从减小俯仰角方面来说所述调整与所述水平稳定装置的正的升力的增加相关，并且因此与飞行器围绕其横轴的转动相关，而具有负数学符号的角度，例如-15°，意味着水平稳定装置向下的调整，使得水平稳定装置产生负的升力，因而导致飞行器的仰俯角的增加。在常规水平稳定装置的情形中，产生空气动力作用力的大小和方向，也就是说，通过变化水平稳定装置的入射角度改变正或负的升力。在常规水平稳定装置的情形中，所述调整典型地通过主轴传动机构来执行，所述主轴传动机构作用在水平稳定装置的后端部，水平稳定装置的前端部通过铰链安装连接，使得它能够围绕飞行器的横轴转动。
发明内容
本发明的一个目的是提供更好的可调整的水平稳定装置。
这个目的可以通过具有权利要求1的特征的可调整的水平稳定装置来实现。
根据本发明的可调整的水平稳定装置的有益实施例和发展例在从属权利要求中进行了详细的说明。
本发明提供可调整的水平稳定装置，所述水平稳定装置设置为邻近飞行器的机身并且具有预定的空气动力外形，邻近所述水平稳定装置配置有可移动的升降装置。本发明为水平稳定装置设置有在翼展方向上延伸并稳固地连接到飞行器的机身的承载结构以及可移动的区域，所述可移动的区域连接到所述承载结构，使得它们可以移动的、并且可以通过空气动力外形的变化独立于所述升降装置地移动，以调整水平稳定装置。
根据本发明的水平稳定装置的一个实施例，可移动的区域在飞行器纵向方向上配置在承载结构的前方。
根据本发明的水平稳定装置的另一实施例，可移动的区域在飞行器纵向方向上配置在承载结构的前方且在尾部。
根据本发明的一个实施例，承载结构是在其上表面和其下表面具有蒙皮表面(skin surface)的机翼匣的形式，所述蒙皮表面形成水平稳定装置的空气动力外形的一部分。
在这种情形中，可移动的区域是通过铰链连接到承载结构的襟翼的形式。
可移动的区域可以具有刚性蒙皮表面。
另一方面，可移动的区域可以具有并入到承载结构的蒙皮表面中的蒙皮表面，并且设计成至少在与承载结构的蒙皮表面的结合处是可变形的。
根据本发明的水平稳定装置的另一个实施例，可移动的区域是具有可变形的可变化外形的区域，并且具有可变形的蒙皮表面。
根据本发明的另一个实施例，可移动的区域可以通过共同的致动器移动。
根据本发明的另一个实施例，可移动的区域可以通过分离的致动器移动。
所述致动器可以包括连接在承载结构和所述可移动的区域之间的多个驱动站。
根据本发明的一个实施例，致动器包括连接在驱动站和设置在飞行器机身中的中心驱动单元之间的扭转轴。
另一方面，所述驱动站连接到设置在升降装置中的单个驱动单元。
升降装置可以设置在水平稳定装置的可移动的区域的后端部，配置在承载结构的尾部。
升降装置另一方面设置在水平稳定装置的承载结构的后端部。
根据本发明的一个实施例，承载结构在翼展方向上延伸到水平稳定装置的外部端部。
根据本发明的一个实施例，垂直稳定装置设置在水平稳定装置的外部端部，并且通过承载结构稳固地连接到机身。
附图说明
根据本发明的可调整的水平稳定装置的一个示例性实施例将在下面参照附图进行说明，在附图中：
图1示出具有根据本发明一个示例性实施例设计的水平稳定装置的未来的新式短距离飞行器的透视图；
图2a)和b)示出根据本发明的水平稳定装置的一部分的示意性说明，为了解释其主要部件，用两个不同的调整结构进行了说明；为了说明操作方法，可调整的区域示意性地画在机身中央，与不可调整的承载结构处于同一平面中；
图3a)和b)示出根据本发明水平稳定装置的图2中示出的那部分的侧视图和平面视图，以说明用于移动所述水平稳定装置的致动装置；和
图4a)和b)示出根据本发明一个示例性实施例的通过可调整的水平稳定装置的放大截面图，再一次以两种不同调整的结构示出。
具体实施方式
图1示出了新式设计的客机，它设计成把引擎设置在水平稳定装置20的上表面，作为减小噪音概念的一部分。飞行器具有机身10，机身10具有在常规结构中配置的主翼面50、水平稳定装置20和垂直稳定装置40。垂直稳定装置40设置在水平稳定装置20的外部端部。
根据本发明一个示例性实施例，图2a)和b)以两种不同的调整结构示出了图1中的水平稳定装置20的一部分。水平稳定装置20具有空气动力外形，所述空气动力外形为实现调整的目的，可以进行变化使得它能够产生空气动力作用力，这种作用力的大小是可变的、使得所述水平稳定装置20选择地产生正的升力或负的升力，或是中性的。在图2a)和b)中，用两种结构的空气动力外形图解了水平稳定装置20，它们分别对应于常规水平稳定装置的-10°和+10°调整角度。
水平稳定装置20具有承载结构22，所述承载结构22在翼展方向上延伸，在图示的示例性实施例中是机翼匣的形式，并且稳固地连接到飞行器的机身10。机翼匣在其上表面和其下表面上分别具有形成水平稳定装置20的空气动力外形的一部分的蒙皮表面26、27。
形成部分空气动力外形并且可以为实现前面提到的空气动力外形的变化而移动的区域23、24，可以在飞行器纵向方向X上配置在承载结构22的前面和尾部。这些可移动的区域23、24连接到承载结构22，使得它们能够移动，并且能够独立于升降装置21地移动，在图解的示例性实施例中，所述升降装置21设置在可移动区域24的后端部，所述可移动区域24设置在承载结构22的尾部。为了说明运行的方法，在图示的情形下，所述可调整的区域23、24画在机身中央并且与不可调整的承载结构在同一平面中，尽管实质上它们终止于机身10的外部蒙皮。升降装置也可以不同地设置，例如将其直接连接到承载结构22上。
在图解的示例性实施例中，可移动的区域23、24是翼片的形式，它们具有刚性蒙皮表面25、28，并且以本身熟知的方式通过铰链连接到承载结构22。
图4a)和b)再一次示出了水平稳定装置20，以通过水平稳定装置20的横截面的方式放大地示出，在这种情形中用其两种构造的空气动力外形进行图解所述水平稳定装置20，这两种构造分别对应于常规水平稳定装置的-5°和+5°调整角。
在图2a)和4a)中示出的结构中，水平稳定装置20调整成使得其产生负的升力，也就是说在增加仰俯角的意义上飞行器围绕其横轴转动。为了达到这种目的，两个可移动的区域23、24每个都向上移动，使得水平稳定装置20的空气动力外形在其下表面具有更大的曲率，而在其上表面具有实际上形成直线的更小的曲率。正如所知，这改变了作用在水平稳定装置20的上表面和下表面上的空气动力作用力之间的压力差值，即改变合成的负的升力作用力，也就是说下表面是压力减小侧。
相反，图2b)和4b)示出水平稳定装置20的结构，在这个结构中可移动的区域23、24每个都向下移动，使得空气动力外形在上表面具有大的曲率而在下表面具有较小的曲率，也就是说上表面是压力减小侧，导致负的空气动力升力作用力作用在水平稳定装置20上，因而导致飞行器围绕它的横轴转动，即减小仰俯角。
代替具有刚性蒙皮表面25、26的机翼的形式的可移动区域23、24，可移动区域23、24的蒙皮表面25、28可以结合到位于承载结构22上的蒙皮表面26、27中或者与其连接，并且设计成至少在与承载结构22的蒙皮表面26、27结合处或连接处是可以变形的。
另外，可移动的区域23、24本身可以设计成具有可变形的可变化外形的区域的形式，所述区域因而具有可变形的蒙皮表面25、28，所述蒙皮表面25、28既不结合到机翼匣形式的承载结构22上的刚性蒙皮表面中或连接其上，也不将蒙皮表面25、26、27、28设计成整体地可变形。
图3a)和3b)分别示出致动装置的详细的侧视图和平面视图，所述致动装置设置成用于在调整水平稳定装置20的意义上移动可移动的区域23、24。可移动区域23、24可以通过公共的致动器或分别的致动器进行操作。在图示的示例性实施例中，致动器装置包括多个驱动站31、32、33，这些驱动站连接在承载结构22和可移动的区域23、24之间。在图示的示例性实施例中，致动器装置包括扭转轴34和35、36，这些扭转轴连接在所述驱动站31、32、33和设置在机身10中的中心驱动装置之间。
如图3a)和3b)所示，当设置一个致动器装置，所述致动器装置用于一起移动可移动的区域23、24，为了共同移动可移动的区域23、24，设置单个中心扭转轴34并连接到设置在飞行器的机身10中的中心驱动单元。另一方面，也可以设置两个扭转轴35、36，它们可以一方面连接到分离地设置成用于可移动的区域23、24的致动器装置，另一方面连接到一个或两个设置在飞行器的机身10中的中心驱动单元。可选择地，可移动的区域23、24的驱动站31、32、33也可以连接到单个驱动单元并可以由它们驱动，这些驱动单元本身容纳在升降装置内。
如图1到4所示，在图示的示例性实施例中，垂直稳定装置40设置在水平稳定装置20的每个外部端部，并且通过承载结构稳固地连接到机身10。为了这个目的，所述承载结构22，在每一侧，沿翼展方向延伸到水平稳定装置20的外部端部。
在图示的示例性实施例中，飞行器引擎60配置在机身10的后端部处的水平稳定装置20上表面上，并且由于它们的位置，被水平稳定装置20、垂直稳定装置40和机身10在地面的方向上显著地声学屏蔽。这种结构使得显著地减少引擎60发出的噪音成为可能。
承载结构22在垂直稳定装置40和机身10之间提供了稳固的连接，可实现可靠地吸收发生在水平稳定装置20、尤其是垂直稳定装置40区域上的所有作用力和力矩。
根据本发明，可调整水平稳定装置的一个主要的优点是用于可移动的区域23、24的通过扭转轴34、35、36形成的旋转驱动使相对于常规的线性驱动减小机身结构的物理高度成为可能，在这些常规的线性驱动中全部移动范围必须容纳在机身内。
附图标记列表
10机身
20水平稳定装置
21升降装置
22承载结构
23前可移动的区域
24后可移动的区域
25蒙皮表面
26蒙皮表面
27蒙皮表面
28蒙皮表面
31驱动部分
32驱动部分
33驱动部分
34扭转轴
35扭转轴
36扭转轴
40垂直稳定装置
50主翼面
60引擎
权利要求书(按照条约第19条的修改)
1.一种可调整水平稳定装置，其设置为邻近飞行器的机身(10)并且具有预定的空气动力外形，并且邻近所述水平稳定装置设置可移动的升降装置(21)，其特征在于：所述水平稳定装置(20)具有承载结构(22)，所述承载结构在翼展方向上延伸，并且稳固地连接到飞行器的机身，以及所述水平稳定装置(20)具有可移动的区域(23、24)，所述可移动的区域连接到承载结构(22)，使得它们能够独立于所述升降装置移动，以便通过改变空气动力外形来调整水平稳定装置(20)，其中所述可移动的区域(23)沿飞行器纵向方向(X)设置在所述承载结构(22)的前面。
2.一种可调整水平稳定装置，其设置为邻近飞行器的机身(10)并且具有预定的空气动力外形，并且邻近所述水平稳定装置设置可移动的升降装置(21)，其特征在于：所述水平稳定装置(20)具有承载结构(22)，所述承载结构在翼展方向上延伸，并且稳固地连接到飞行器的机身，以及所述水平稳定装置具有可移动的区域(23、24)，所述可移动的区域连接到承载结构(22)，使得它们能够独立于所述升降装置(21)移动，以便通过改变空气动力外形来调整水平稳定装置(20)，其中所述可移动的区域(23)沿飞行器纵向方向(X)配置在所述承载结构(22)的前面和尾部。
3.如权利要求1或2所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述承载结构(22)是在其上表面和其下表面具有蒙皮表面(26、27)的机翼匣的形式，所述蒙皮表面形成所述水平稳定装置(20)的空气动力外形的一部分。
4.如权利要求3所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述可移动的区域(23、24)是通过铰链连接到承载结构(22)的翼片的形式。
5.如权利要求4所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述可移动的区域(23、24)具有刚性蒙皮表面(25、28)。
6.如权利要求4所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述可移动的区域(23、24)具有蒙皮表面(25、28)，所述蒙皮表面结合承载结构(22)的蒙皮表面(26、27)并且设计成至少在与所述承载结构(22)的蒙皮表面(26、27)的接合处是可变形的。
7.如权利要求1到3中的任何一个所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述可移动的区域(23、24)是具有可变形的可变外形的区域的形式并且具有可变形的蒙皮表面(25、28)。
8.如权利要求1到7中的任何一个所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述可移动的区域(23、24)能够通过公共致动器被移动。
9.如权利要求1到7中的任何一个所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：可移动的区域(23、24)能够通过分开的致动器被移动。
10.如权利要求8或9所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述致动器包括多个驱动站(31、32、33)，所述多个驱动站连接在承载结构(22)和可移动的区域(23、24)之间。
11.如权利要求10所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述致动器包括扭转轴(34、35、36)，所述扭转轴连接在所述驱动站(31、32、33)和中心驱动单元之间，所述中心驱动单元设置在飞行器的机身(10)内。
12.如权利要求10所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述驱动站(31、32、33)连接到设置在升降装置中的各个驱动单元。
13.如权利要求2到12中的任何一个所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述升降装置(21)设置在配置在所述承载结构(22)的尾部处的可移动区域(24)的后部端部处。
14.如权利要求1到12中的任何一个所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述升降装置(21)设置在所述承载结构(22)的后部端部处。
15.如权利要求1到14中的任何一个所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述承载结构(22)沿翼展方向延伸到所述水平稳定装置(20)的外部端部。
16.如权利要求15所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：垂直稳定装置(14)设置在所述水平稳定装置(20)的外部端部并且通过承载结构(22)稳固地连接到机身(10)。
17.一种飞行器的机身(10)，其包括如权利要求1到16中任何一个所述的可调整的水平稳定装置，所述水平稳定装置设置为邻近所述机身(10)。

Claims (17)

1.一种可调整水平稳定装置，其设置为邻近飞行器的机身(10)并且具有预定的空气动力外形，并且邻近所述水平稳定装置设置可移动的升降装置(21)，其特征在于：所述水平稳定装置(20)具有承载结构(22)，所述承载结构在翼展方向上延伸，并且稳固地连接到飞行器的机身，以及所述水平稳定装置(20)具有可移动的区域(23、24)，所述可移动的区域连接到承载结构(22)，使得它们能够独立于所述升降装置(21)地被移动，以便通过改变空气动力外形调整水平稳定装置(20)。
2.如权利要求1所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述可移动的区域(23)沿飞行器纵向方向(X)设置在所述承载结构(22)的前面。
3.如权利要求1所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述可移动的区域(23、24)沿飞行器纵向方向(X)设置在所述承载结构(22)的前面和尾部。
4.如权利要求1、2或3所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述承载结构(22)是在其上表面和其下表面具有蒙皮表面(26、27)的机翼匣的形式，所述蒙皮表面形成所述水平稳定装置(20)的空气动力外形的一部分。
5.如权利要求4所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述可移动的区域(23、24)是通过铰链连接到承载结构(22)的翼片的形式。
6.如权利要求5所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述可移动的区域(23、24)具有刚性蒙皮表面(25、28)。
7.如权利要求5所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述可移动的区域(23、24)具有蒙皮表面(25、28)，所述蒙皮表面结合承载结构(22)的蒙皮表面(26、27)并且设计成至少在与所述承载结构(22)的蒙皮表面(26、27)的接合处是可变形的。
8.如权利要求1到4中的任何一个所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述可移动的区域(23、24)是具有可变形的可变外形的区域的形式并且具有可变形的蒙皮表面(25、28)。
9.如权利要求1到8中的任何一个所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述可移动的区域(23、24)能够被公共致动器移动。
10.如权利要求1到8中的任何一个所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述可移动的区域(23、24)能够被分开的致动器移动。
11.如权利要求9或10所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述致动器包括多个驱动站(31、32、33)，所述驱动站连接在承载结构(22)和所述可移动的区域(23、24)之间。
12.如权利要求11所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述致动器包括扭转轴(34、35、36)，所述扭转轴连接在所述驱动站(31、32、33)和中心驱动单元之间，所述中心驱动单元设置在飞行器的机身(10)内。
13.如权利要求11所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述驱动站(31、32、33)连接到设置在升降装置中的各个驱动单元。
14.如权利要求3到13中的任何一个所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述升降装置(21)设置在配置在所述承载结构(22)的尾部处的可移动区域(24)的后部端部处。
15.如权利要求1到13中的任何一个所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述升降装置(21)设置在所述承载结构(22)的后部端部处。
16.如权利要求1到15中的任何一个所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：所述承载结构(22)在翼展方向上延伸到所述水平稳定装置(20)的外部端部。
17.如权利要求16所述的可调整水平稳定装置，其特征在于：垂直稳定装置(14)设置在所述水平稳定装置(20)的外部端部处并且通过承载结构(22)稳固地连接到机身(10)。
CN2007800258026A 2006-07-11 2007-07-10 可调整的水平稳定装置 Expired - Fee Related CN101495367B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102006032003.4A DE102006032003B4 (de) 2006-07-11 2006-07-11 Trimmbares Höhenleitwerk
DE102006032003.4 2006-07-11
PCT/EP2007/057044 WO2008006831A1 (en) 2006-07-11 2007-07-10 Trimmable horizontal stabilizer

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101495367A true CN101495367A (zh) 2009-07-29
CN101495367B CN101495367B (zh) 2013-04-24

Family

ID=38476155

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2007800258026A Expired - Fee Related CN101495367B (zh) 2006-07-11 2007-07-10 可调整的水平稳定装置

Country Status (10)

Country Link
US (1) US7963485B2 (zh)
EP (1) EP2038171B1 (zh)
JP (1) JP5257996B2 (zh)
CN (1) CN101495367B (zh)
AT (1) ATE523424T1 (zh)
BR (1) BRPI0712881A2 (zh)
CA (1) CA2656794A1 (zh)
DE (1) DE102006032003B4 (zh)
RU (1) RU2448019C2 (zh)
WO (1) WO2008006831A1 (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105151275A (zh) * 2009-09-09 2015-12-16 威罗门飞行公司 升降副翼控制系统
CN105408205A (zh) * 2013-07-22 2016-03-16 里尔喷射机公司 具有正弯度的水平尾翼
CN108430871A (zh) * 2015-12-31 2018-08-21 空中客车西班牙运营有限责任公司 具有后置发动机的飞行器
CN110652713A (zh) * 2019-09-30 2020-01-07 浙江海洋大学 一种户外运动用回旋镖
US10703506B2 (en) 2009-09-09 2020-07-07 Aerovironment, Inc. Systems and devices for remotely operated unmanned aerial vehicle report-suppressing launcher with portable RF transparent launch tube
US11555672B2 (en) 2009-02-02 2023-01-17 Aerovironment, Inc. Multimode unmanned aerial vehicle

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8042772B2 (en) 2008-03-05 2011-10-25 The Boeing Company System and method for pneumatically actuating a control surface of an airfoil
US8342451B1 (en) * 2009-12-08 2013-01-01 The Boeing Company Variable pitch airfoils
US8931739B1 (en) 2009-12-08 2015-01-13 The Boeing Company Aircraft having inflatable fuselage
US8727280B1 (en) 2009-12-08 2014-05-20 The Boeing Company Inflatable airfoil system having reduced radar and infrared observability
US9175702B1 (en) 2011-05-24 2015-11-03 Stephen Lee Bailey Externally supported foil with reversible camber and variable chord length
CN103387048B (zh) * 2013-07-27 2016-01-06 哈尔滨工业大学 气动驱动/变形/承载一体化的变体柔性后缘结构
CN103466076B (zh) * 2013-08-23 2015-12-02 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机平尾随动装置
CN105691594A (zh) * 2016-01-19 2016-06-22 高萍 一种新的飞翼布局飞行器控制方法及控制装置
CN109070996A (zh) 2016-04-25 2018-12-21 庞巴迪公司 具有电传动升降舵的飞行器俯仰控制系统
US10106265B2 (en) 2016-06-24 2018-10-23 General Electric Company Stabilizer assembly for an aircraft AFT engine
US10518865B2 (en) 2017-05-11 2019-12-31 Bell Helicopter Textron Inc. Aircraft horizontal stabilizer design
US10611460B2 (en) 2017-05-11 2020-04-07 Bell Helicopter Textron Inc. Aircraft vertical stabilizer design
CN112429199B (zh) * 2020-11-18 2021-09-24 北京北航天宇长鹰无人机科技有限公司 一种采用全动升降舵的无人机

Family Cites Families (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB313415A (en) * 1927-12-06 1929-06-06 Norman Macmillan Improvements in or relating to the tail surfaces of aircraft
US3285540A (en) * 1964-06-15 1966-11-15 Lee Shao-Tang Shiftable variable area wing construction
DE2804254C2 (de) * 1978-02-01 1985-02-07 Grob, Burkhart, Dipl.-Ing. ETH, 8023 Großhesselohe Tragflügel mit Klappe
US4247066A (en) * 1978-02-21 1981-01-27 General Dynamics Corporation Airfoil variable cambering device and method
JPS54146400A (en) * 1978-05-10 1979-11-15 Boeing Co Pilot wing surface automatic recomposing method of stol aircraft and its device
US4291853A (en) * 1978-12-26 1981-09-29 The Boeing Company Airplane all-moving airfoil with moment reducing apex
DE2907912C2 (de) * 1979-03-01 1985-06-05 Dornier Gmbh, 7990 Friedrichshafen Quertriebskörper mit veränderbarer Profilierung, insbesondere Nasenteile von Flugzeugtragflügeln
US4432516A (en) * 1980-04-02 1984-02-21 Muscatell Ralph P Variable airfoil assembly
US4582278A (en) * 1985-02-15 1986-04-15 Northrop Corporation Air foil having adjustable shape
DE3668864D1 (de) * 1986-01-24 1990-03-15 Boeing Co Heckklappe.
US4790494A (en) * 1986-10-14 1988-12-13 Grumman Aerospace Corporation Aircraft empennage with fixed trailing edge horizontal stabilizer
US4890803A (en) * 1987-07-29 1990-01-02 Smith Larry L Airfoil with fixed and variable upper camber portions
JPH0228098A (ja) * 1988-07-18 1990-01-30 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 形状可変翼
US5004189A (en) * 1988-08-31 1991-04-02 Igram Dale J Reconfigurable airfoil
JPH0466393A (ja) * 1990-07-05 1992-03-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 航空機
US5181678A (en) * 1991-02-04 1993-01-26 Flex Foil Technology, Inc. Flexible tailored elastic airfoil section
US5681014A (en) * 1992-05-15 1997-10-28 Palmer; Harry W. Torsional twist airfoil control means
US5288039A (en) * 1992-07-29 1994-02-22 Delaurier James D Spanwise graded twist panel
JPH06321189A (ja) * 1993-05-10 1994-11-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 揚力可変装置
DE19707392A1 (de) * 1997-02-25 1998-08-27 Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt Aerodynamisches Bauteil, wie Landeklappe, Tragflügel, Höhen- oder Seitenleitwerk, mit veränderbarer Wölbung
US6016992A (en) * 1997-04-18 2000-01-25 Kolacny; Gordon STOL aircraft
CA2298005C (en) * 1998-05-25 2004-02-03 Prospective Concepts Ag Adaptive pneumatic wings for flying devices with fixed wings
US6045096A (en) * 1998-06-30 2000-04-04 Rinn; Aaron Variable camber airfoil
US6491262B1 (en) * 1999-01-15 2002-12-10 Sridhar Kota System for varying a surface contour
DE10055961B4 (de) * 2000-11-11 2004-09-09 Eads Deutschland Gmbh Variabler Flügelbereich mit einstellbarer, sich in Spannweiten-Richtung erstreckender Profilform
US6481667B1 (en) * 2001-03-05 2002-11-19 Northrop Grumman Corporation System and method for deflecting an aerodynamic control surface
US6843447B2 (en) * 2003-01-06 2005-01-18 Brian H. Morgan Vertical take-off and landing aircraft
RU30705U1 (ru) * 2003-02-03 2003-07-10 Федеральное государственное унитарное предприятие Лётно-исследовательский институт им. М.М.Громова Исполнительный механизм системы автоматического управления самолётом
CA2518080C (en) * 2003-03-03 2014-02-25 Flexsys, Inc. Adaptive compliant wing and rotor system
DE10353672A1 (de) * 2003-11-12 2005-06-23 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Lastbegrenzung in Antriebssystemen
DE102004045651B4 (de) * 2004-09-21 2010-09-16 Airbus Deutschland Gmbh Flügel, insbesondere Tragflügel eines Flugzeugs, mit veränderbarem Profil
DE102004056649A1 (de) * 2004-11-24 2006-06-01 Airbus Deutschland Gmbh Deckhaut für eine formvariable aerodynamische Fläche
JP4568906B2 (ja) * 2004-12-16 2010-10-27 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 飛行体用翼、飛行体用翼複合材およびその製造方法

Cited By (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11555672B2 (en) 2009-02-02 2023-01-17 Aerovironment, Inc. Multimode unmanned aerial vehicle
US12013212B2 (en) 2009-02-02 2024-06-18 Aerovironment, Inc. Multimode unmanned aerial vehicle
US10583910B2 (en) 2009-09-09 2020-03-10 Aerovironment, Inc. Elevon control system
US11577818B2 (en) 2009-09-09 2023-02-14 Aerovironment, Inc. Elevon control system
US12103678B2 (en) 2009-09-09 2024-10-01 Aerovironment, Inc. Elevon control system
CN105151275A (zh) * 2009-09-09 2015-12-16 威罗门飞行公司 升降副翼控制系统
US10696375B2 (en) 2009-09-09 2020-06-30 Aerovironment, Inc. Elevon control system
US12043382B2 (en) 2009-09-09 2024-07-23 Aerovironment, Inc. Elevon control system
US10703506B2 (en) 2009-09-09 2020-07-07 Aerovironment, Inc. Systems and devices for remotely operated unmanned aerial vehicle report-suppressing launcher with portable RF transparent launch tube
US11731784B2 (en) 2009-09-09 2023-08-22 Aerovironment, Inc. Systems and devices for remotely operated unmanned aerial vehicle report-suppressing launcher with portable RF transparent launch tube
US10953976B2 (en) 2009-09-09 2021-03-23 Aerovironment, Inc. Air vehicle system having deployable airfoils and rudder
US10960968B2 (en) 2009-09-09 2021-03-30 Aerovironment, Inc. Elevon control system
US11040766B2 (en) 2009-09-09 2021-06-22 Aerovironment, Inc. Elevon control system
US11667373B2 (en) 2009-09-09 2023-06-06 Aerovironment, Inc. Elevon control system
US11319087B2 (en) 2009-09-09 2022-05-03 Aerovironment, Inc. Systems and devices for remotely operated unmanned aerial vehicle report-suppressing launcher with portable RF transparent launch tube
CN105408205B (zh) * 2013-07-22 2020-07-03 里尔喷射机公司 具有正弯度的水平尾翼
US9873503B2 (en) 2013-07-22 2018-01-23 Learjet Inc. Tailplane with positive camber
CN105408205A (zh) * 2013-07-22 2016-03-16 里尔喷射机公司 具有正弯度的水平尾翼
CN108430871B (zh) * 2015-12-31 2022-03-11 空中客车西班牙运营有限责任公司 具有后置发动机的飞行器
CN108430871A (zh) * 2015-12-31 2018-08-21 空中客车西班牙运营有限责任公司 具有后置发动机的飞行器
CN110652713B (zh) * 2019-09-30 2021-02-19 浙江海洋大学 一种户外运动用回旋镖
CN110652713A (zh) * 2019-09-30 2020-01-07 浙江海洋大学 一种户外运动用回旋镖

Also Published As

Publication number Publication date
DE102006032003B4 (de) 2015-10-22
CN101495367B (zh) 2013-04-24
ATE523424T1 (de) 2011-09-15
BRPI0712881A2 (pt) 2012-10-09
JP5257996B2 (ja) 2013-08-07
RU2448019C2 (ru) 2012-04-20
RU2009103772A (ru) 2010-08-20
US7963485B2 (en) 2011-06-21
CA2656794A1 (en) 2008-01-17
JP2009542520A (ja) 2009-12-03
EP2038171B1 (en) 2011-09-07
WO2008006831A1 (en) 2008-01-17
EP2038171A1 (en) 2009-03-25
DE102006032003A1 (de) 2008-01-24
US20090289144A1 (en) 2009-11-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101495367B (zh) 可调整的水平稳定装置
US10710702B2 (en) Shape adaptive airfoil
EP3301015B1 (en) Morphing wing for an aircraft
CN100542890C (zh) 飞机后缘装置,包括具有前置铰接线的装置和相关方法
RU2429163C2 (ru) Авиационная система
EP2851284B1 (en) Variable camber flap system and method
CN109789920B (zh) 对飞行器上的多功能后缘操纵面进行驱动和引导的系统
US7954769B2 (en) Deployable aerodynamic devices with reduced actuator loads, and related systems and methods
US8511608B1 (en) Trailing edge flap system
US8613409B2 (en) Aerodynamic flight control surface said of crocodile style for aircraft
EP0937641B1 (en) Flight controls with automatique balance
CN103241376A (zh) 一种矢量动力垂直起降飞机及其矢量动力系统
US10953977B2 (en) Aircraft with in-flight form varying apparatus
EP3584154B1 (en) Aircraft wing with deployable flap
US10017240B2 (en) Aircraft
EP2851289B1 (en) Leading and trailing edge device deflections during descent of an aircraft
EP3498595A1 (en) Cruise miniflaps for aircraft
EP0937642A2 (en) Flight controls with automatic balance
EP4303122A1 (en) Wing for an aircraft
US20180079505A1 (en) Oval Lifting-Body Airplane

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C53 Correction of patent of invention or patent application
CB02 Change of applicant information

Address after: hamburg

Applicant after: AIRBUS OPERATIONS GmbH

Address before: hamburg

Applicant before: AIRBUS DEUTSCHLAND GmbH

COR Change of bibliographic data

Free format text: CORRECT: APPLICANT; FROM: AIRBUS GMBH TO: AIRBUS OPERATIONS GMBH

C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20130424

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee