CN104512545A - 具有双负荷路径结构的摆动翼梢系统、组件和方法 - Google Patents

具有双负荷路径结构的摆动翼梢系统、组件和方法 Download PDF

Info

Publication number
CN104512545A
CN104512545A CN201410492365.0A CN201410492365A CN104512545A CN 104512545 A CN104512545 A CN 104512545A CN 201410492365 A CN201410492365 A CN 201410492365A CN 104512545 A CN104512545 A CN 104512545A
Authority
CN
China
Prior art keywords
wing
see
fixed
wingtip
swivel joint
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
CN201410492365.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104512545B (zh
Inventor
S·萨库拉伊
R·W·科什科
G·M·圣蒂尼
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.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
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 Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of CN104512545A publication Critical patent/CN104512545A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104512545B publication Critical patent/CN104512545B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/40—Varying angle of sweep
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
    • B64C23/065—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips
    • B64C23/069—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips using one or more wing tip airfoil devices, e.g. winglets, splines, wing tip fences or raked wingtips
    • B64C23/072—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips using one or more wing tip airfoil devices, e.g. winglets, splines, wing tip fences or raked wingtips the wing tip airfoil devices being moveable in their entirety
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/56—Folding or collapsing to reduce overall dimensions of aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/10—Stabilising surfaces adjustable
    • B64C5/14—Varying angle of sweep
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明提供了空中交通工具的摆动翼梢系统。摆动翼梢系统具有摆动翼梢组件，其具有可运动地连接到机翼的固定机翼部分的非固定翼梢部分。摆动翼梢组件具有双载荷路径结构，其被配置为将载荷从非固定翼梢部分转移到固定机翼部分。双载荷路径结构具有双机翼蒙皮板和联接在双机翼蒙皮板之间并且被配置为将非固定翼梢部分旋转联接到固定机翼部分的旋转接头。该旋转接头具有双旋转销元件，其具有中心旋转轴线；和双旋转元件，其被配置为围绕中心旋转轴线旋转。摆动翼梢系统具有联接到旋转接头的致动器组件和联接到致动器组件的控制器系统。

Description

具有双负荷路径结构的摆动翼梢系统、组件和方法
技术领域
本公开总体上涉及用于空中交通工具的机翼系统、组件和方法，更具体地涉及具有用于空中交通工具(例如飞行器)的双负荷路径结构的翼梢(wing tip)系统、组件和方法。
背景技术
随着燃料成本增加，设计具有改进燃料效率的配置的飞行器是一项重要的考量。增加或加长飞行器的翼展可用于提高飞行器的性能，例如升阻比效率性能，进而其可以改善燃料效率。因此，具有较长翼展的飞行器可能比具有较短翼展的飞行器具有更好的性能效率。
但是，增加或加长飞行器的翼展以提高飞行器性能可能限制或妨碍飞行器在对机场大门、滑行道、跑道或其他基础设施方面对尺寸有限制的机场中的使用。具有为一代飞行器构造的机场大门、滑行道、跑道或其他基础设施的机场可能太小而不能容纳具有增加的翼展的较新代飞行器。例如，这样的机场在机场大门处或机场滑行道和跑道上或其他基础设施方面可能受限于具有213英尺或更小的翼展长度(即，末端到末端的翼展)的飞行器。具有这样的尺寸限制的机场的机场大门、滑行道、跑道或其他基础设施需要被改造从而允许具有增加的翼展的飞行器在机场大门处或在机场滑行道和跑道上行进或运行。但是，改造或重构这样的机场基础设施(包括大门、滑行道和跑道)可能实施起来昂贵且耗时。
除了将改进的燃料效率作为飞行器的设计考量之外，为飞行器的主载荷承载构件(例如机翼)提供失效保护(fail-safe)载荷路径也可以是一个重要的设计考量。在本文中使用的“失效保护”意指具有冗余特征(例如冗余载荷路径)的结构、系统、组件和/或方法，其中在承载载荷的一个载荷路径失效的情况下，配置第二载荷路径来承载该载荷。飞行器的已知机翼结构具有翼梢系统，其折叠来缩短翼展并且打开以加长翼展。但是，这样的已知机翼结构可能只具有单个载荷路径。
因此，期望提供一种飞行器，其具有带失效保护载荷路径(例如双载荷路径)的机翼结构，并且也具有带有折叠翼梢的机翼结构，从而缩短且加长飞行器的翼展，以便能够在对于飞行器翼展有尺寸限制的机场中运行。
因此，本领域存在对相对于现有翼梢系统、组件和方法具有优势的改进的翼梢系统、组件和方法的需求。
发明内容
满足对于改进的翼梢系统、组件和方法的需要。如在下面具体实施方式中所讨论的，改进的翼梢系统、组件和方法的实施例可以提供相对于已知翼梢系统、组件和方法的显著优势。
在本公开的一个实施例中，提供用于空中交通工具的摆动翼梢系统。摆动翼梢系统包括摆动翼梢组件。摆动翼梢组件包括可运动地连接到空中交通工具的机翼的固定机翼部分的非固定翼梢部分。
摆动翼梢组件进一步包括双载荷路径结构，其被配置为将载荷从非固定翼梢部分转移到固定机翼部分。双载荷路径结构包括双机翼蒙皮板和联接在双机翼蒙皮板之间并且被配置为将非固定翼梢部分旋转地联接到固定机翼部分的旋转接头。旋转接头包括具有中心旋转轴线的双旋转销元件和被配置为围绕中心旋转轴线旋转的双旋转元件。
摆动翼梢系统进一步包括致动器组件，其操作性地联接到旋转接头从而致动旋转接头，使非固定翼梢部分在选择的工况下能够相对于固定机翼部分围绕中心旋转轴线旋转。摆动翼梢系统还包括控制器系统，其操作性地联接到致动器组件从而控制旋转接头的致动和非固定翼梢部分的旋转。
在本公开的另一个实施例中，提供一种飞行器，该飞行器具有用于一个或更多个机翼的失效保护载荷路径。飞行器包括至少一个机身和至少一个具有摆动翼梢组件的机翼。摆动翼梢组件包括可运动地连接到一个或更多个机翼的固定机翼部分的非固定翼梢部分。
摆动翼梢组件进一步包括双载荷路径结构，其为一个或更多个机翼提供失效保护载荷路径，并且被配置为将载荷从非固定翼梢部分转移到固定机翼部分。双载荷路径结构包括双机翼蒙皮板，该双机翼蒙皮板包括上机翼蒙皮和下机翼蒙皮。每个机翼蒙皮具有附接到机翼蒙皮的板部分。
双载荷路径结构进一步包括旋转接头，该旋转接头联接在双机翼蒙皮板之间并且被配置为将非固定翼梢部分旋转联接到固定机翼部分。旋转接头包括具有中心旋转轴线的双旋转销元件和被配置为围绕中心旋转轴线旋转的双旋转元件。双载荷路径结构进一步包括联接在双机翼蒙皮板之间的双沟槽段。
一个或更多个机翼还包括致动器组件，其操作性地联接到旋转接头从而致动旋转接头，使非固定翼梢部分在选择的工况下能够相对于固定机翼部分围绕中心旋转轴线旋转。所述一个或更多个机翼还包括控制器系统，该控制器系统可操作地联接到致动器组件以控制旋转接头的致动和非固定翼梢部分的旋转。所述一个或更多个机翼还包括导航元件，该导航元件定位在固定机翼部分和非固定翼梢部分之间的铰链线附近并且其响应于非固定翼梢部分的旋转是可操作的从而被暴露和致动。
在本公开的另一个实施例中，提供一种方法，用于为空中交通工具的机翼提供失效保护载荷路径。该方法包括将摆动翼梢组件操作性地联接到空中交通工具的机翼的步骤。该摆动翼梢组件包括可运动地连接到机翼的固定机翼部分的非固定翼梢部分，和双载荷路径结构。双载荷路径结构包括双机翼蒙皮板和联接在双机翼蒙皮板之间的旋转接头。旋转接头包括具有中心旋转轴线的双旋转销元件和被配置为围绕中心旋转轴线旋转的双旋转元件。该方法还可以包括将致动器组操作性地联接到旋转接头的步骤。该方法还包括将控制器系统操作性地联接到致动器组件从而控制致动器组件以便致动旋转接头的步骤。该方法还可以包括经由双载荷路径结构将载荷从非固定翼梢部分转移到固定机翼部分从而为机翼提供失效保护载荷路径的步骤。
本发明可以涉及用于空中交通工具的摆动翼梢系统，其可以包括摆动翼梢组件，摆动翼梢组件包括可运动地连接到空中交通工具的机翼的固定机翼部分的非固定翼梢部分；双载荷路径结构，其被配置为将载荷从非固定翼梢部分转移到固定翼梢部分。双载荷路径结构可以包括双机翼蒙皮板和联接在双机翼蒙皮板之间并且被配置为将非固定翼梢部分旋转联接到固定机翼部分的旋转接头。旋转接头可以包括具有中心旋转轴线的双旋转销元件；以及双旋转元件，其被配置为围绕中心旋转轴线旋转；致动器组件，其操作性地联接到旋转接头从而致动旋转接头，使非固定翼梢部分在选择的工况下能够相对于固定机翼部分围绕中心旋转轴线旋转；以及控制器系统，其操作性地连接到致动器组件，从而控制旋转接头的致动和非固定翼梢部分的旋转。该系统还可以包括导航元件，其定位在固定机翼部分和非固定翼梢部分之间的铰链线附近并且其响应于非固定翼梢部分的旋转是可操作的从而被暴露和致动。摆动翼梢组件还可以包括运动面板，其被定位于非固定翼梢部分的后缘附近并且被配置为在非固定翼梢部分被旋转之前运动。双载荷路径结构还包括双沟槽段，其联接在双机翼蒙皮板之间。双机翼蒙皮板可以包括上机翼蒙皮和下机翼蒙皮，每个机翼蒙皮具有附接到机翼蒙皮的板部分。双旋转销元件包括如下所列中的一种：盘销、枢转销和板销。双旋转元件可以包括如下所列中的一种：支托元件、旋转配合元件以及旋转板元件。致动器组件可以包括以下所列中的一种：旋转电致动器组件、线性液压致动器组件和滚珠螺杆致动器组件。致动器组件可以包括致动器元件和锁定元件，锁定元件被配置为当致动器组件致动旋转接头时将非固定翼梢部分相对于固定机翼部分锁定在旋转位置。选择的工况可以提供非固定翼梢部分的位置，其包括如下所列中一种：非折叠飞行位置、后折叠地面位置和前折叠飞行位置。
本发明可以涉及具有用于一个或更多个机翼的失效保护载荷路径的飞行器，该飞行器可以包括至少一个机身；具有摆动翼梢组件的一个或更多个机翼，该摆动翼梢组件可以包括非固定翼梢部分，其可运动地连接到一个或更多个机翼的固定机翼部分；双载荷路径结构，其为一个或更多个机翼提供失效保护载荷路径并且被配置为将载荷从非固定翼梢部分转移到固定机翼部分，双载荷路径结构包括：包括上机翼蒙皮和下机翼蒙皮的双机翼蒙皮板，每个机翼蒙皮具有附接到机翼蒙皮的板部分；旋转接头，其联接在双机翼蒙皮板之间并且被配置为将非固定翼梢部分旋转联接到固定机翼部分，该旋转接头包括：双旋转销元件，其具有中心旋转轴线；以及双旋转元件，其被配置为围绕中心旋转轴线旋转；以及双沟槽段，其联接在双机翼蒙皮板之间；致动器组件，其操作性地联接到旋转接头从而致动该旋转接头，使非固定翼梢部分在选择的工况下能够相对于固定机翼部分围绕中心旋转轴线旋转；控制器系统，其操作性地联接到致动器组件，从而控制旋转接头的致动和非固定翼梢部分的旋转；以及导航元件，其被定位在固定机翼部分和非固定翼梢部分之间的铰链线附近，并且其响应于非固定翼梢部分的旋转是可操作的从而被暴露和致动。飞行器可以具有翼展，该翼展被配置为长度减小从而提供减小的翼展，以便在禁止具有扩大翼展的飞行器的地面操作的机场处允许飞行器的地面操作。选择的工况提供非固定翼梢部分的位置，其包括下列中的一个的：非折叠飞行位置、后折叠地面位置和前折叠飞行位置。摆动翼梢组件也可以包括运动面板，其被定位于非固定翼梢部分的后缘附近并且被配置为在非固定翼梢部分被旋转之前运动。
本发明能够涉及用于为空中交通工具的机翼提供失效保护载荷路径的方法。该方法可以包括如下步骤：将摆动翼梢组件操作性地联接到空中交通工具的机翼，所述摆动翼梢组件包括：非固定翼梢部分，其可运动地连接到所述机翼的固定机翼部分；以及双载荷路径结构，其包括：双机翼蒙皮板；以及联接在双机翼蒙皮板之间的旋转接头，所述旋转接头包括具有中心旋转轴线的双旋转销元件和被配置为围绕所述中心旋转轴线旋转的双旋转元件；将致动器组件操作性地联接到所述旋转接头；将控制器系统操作性地联接到所述致动器组件，从而控制所述致动器组件来致动所述旋转接头；以及经由所述双载荷路径将载荷从所述非固定翼梢部分转移到所述固定机翼部分，从而为所述机翼提供失效保护载荷路径。该方法还可以进一步包括在选择的工况下相对于所述固定机翼部分围绕所述中心旋转轴线旋转所述非固定翼梢部分的步骤。在选择的工况下旋转非固定翼梢部分的步骤还可以包括旋转所述非固定翼梢部分从而提供后折叠地面位置。在选择的工况下旋转所述非固定翼梢部分的步骤还可以包括旋转所述非固定翼梢部分从而提供前折叠飞行位置。该方法还可以包括将导航元件操作性地联接到所述固定机翼部分和所述非固定翼梢部分之间的铰链线附近从而响应于所述非固定翼梢部分的旋转使其被暴露和致动。该方法还可以包括在旋转非固定翼梢部分之前使定位于非固定翼梢部分的后缘附近的运动面板运动的步骤。该方法还可以包括维持非固定翼梢部分不旋转从而提供非折叠飞行位置的步骤。
已经讨论的特征、功能和优势可以在公开的各种实施例中独立地实现或可以在其他实施例中被组合，其进一步细节可以参考下面的具体实施方式和附图了解。
附图说明
结合附图参考下面的具体实施方式能够更好地理解本公开，提供附图以便于对本公开的理解，而不是限制本公开的宽度、范围、规模或适用性，并且附图示出的是优选且示例性的实施例，而附图并不一定按比例绘制，其中
图1是包含本公开的摆动翼梢系统的示例性实施例的空中交通工具的透视图的图示说明；
图2A是示例性飞行器制造和服务方法的流程图的图示说明；
图2B是飞行器的示例性方框图的图示说明；
图3A是根据本公开的一个或更多个实施例的摆动翼梢系统和摆动翼梢组件的示例性方框图；
图3B是可以用在根据本公开的摆动翼梢系统的一个或更多个实施例中的致动器组件和控制器系统的示例性方框图；
图4A是具有根据本公开的摆动翼梢系统和摆动翼梢组件的实施例的处于非折叠飞行位置中的机翼的剖开俯视平面图的图示说明；
图4B是沿着图4A的线4B-4B所截取的横截面视图的图示说明；
图4C是沿着图4A的线4C-4C所截取的横截面视图的图示说明；
图4D是图4A的机翼的剖开俯视平面图的图示说明，示出从非折叠飞行位置向前折叠飞行位置的前旋转；
图4E是处于后折叠地面位置中的图4A的机翼的剖开俯视平面图的图示说明；
图5A是具有根据本公开的摆动翼梢系统和摆动翼梢组件的另一实施例的处于非折叠飞行位置中的机翼的剖开俯视平面图的图示说明；
图5B是沿图5A的线5B-5B所截取的横截面视图的图示说明；
图5C是图5B的圆圈5C的放大(close-up)视图的图示说明；
图5D是沿着图5A的线5D-5D所截取的放大横截面视图的图示说明；
图5E是沿着图5A的线5E-5E所截取的放大横截面视图的图示说明；
图5F是处于后折叠地面位置中的图5A的机翼的剖开俯视平面图的图示说明；
图6A是具有根据本公开的摆动翼梢系统和摆动翼梢组件的另一实施例的处于非折叠飞行位置中的机翼的剖开俯视平面图的图示说明；
图6B是图6A的机翼的剖开俯视平面图的图示说明，示出机翼从非折叠飞行位置处于后折叠过渡位置；
图6C是图6A的机翼的剖开俯视平面图的图示说明，示出机翼从非折叠飞行位置向后折叠地面位置的后旋转；
图7A是图6A的机翼的剖开俯视透视图的图示说明，示出机翼向后折叠；
图7B是图7A的旋转接头的实施例的放大剖开俯视透视图的图示说明；
图7C是图7B的旋转接头的放大俯视透视图的图示说明，示出在旋转接头上方的顶板；以及，
图8是本公开的方法的示例性实施例的流程图的图示说明。
具体实施方式
下文将参考附图更全面地描述公开的实施例，其中一些但不是全部公开的实施例被示出。事实上，几个不同的实施例被提供并且不应当构成对本文阐明的实施例的限制。而是，这些实施例被提供以便使本公开更完善和完整，并且将本公开的范围完全传递给本领域技术人员。
现在参考附图，图1是包括本公开的摆动翼梢系统80的示例实施例的空中交通工具10的透视图的图示说明。如图1所示，空中交通工具10，(例如以飞行器11的形式)包括机身12、引擎14、具有水平安定面16a和竖直安定面16b的尾翼16、机翼18(例如以摆动机翼18a的形式)和翼梢20(例如以摆动翼梢20a的形式)。如图1进一步所示，空中交通工具10具有横跨翼梢20之间的距离的翼展21。如图1进一步所示，每个机翼18(例如以摆动机翼18a的形式)可以包括前缘22a、后缘22b和控制表面(例如缝翼24、副翼26和襟翼28)。控制表面可以进一步包括，例如但不限于，升降舵、扰流器、升降副翼或其他控制表面。
虽然图1所示的空中交通工具10(例如飞行器11)通常表示具有带有摆动翼梢系统80的一个或更多个实施例的一个或更多个机翼18的商用客机，但是公开的实施例的教导可以用于其他客机、货机、军用机、直升机和具有一个或更多个机翼的其他类型的飞行器或空中交通工具。
图2是示例性飞行器制造和服务方法30的流程图的图示说明。图3是飞行器50的示例方框图的图示说明。参考图2-3，本公开的实施例可以在图2所示飞行器制造和服务方法30及图3所示飞行器50的背景下描述。在预制造期间，示例性飞行器制造和服务方法30可以包括飞行器50的规格说明和设计32和材料采购34。在制造期间，飞行器50的部件和子组件制造36以及系统集成38发生。此后，飞行器50可以经历认证和交付40以便投入使用42。在由用户使用中42时，可以对飞行器50安排常规维护和服务44(其也可以包括修改、重构、翻新和其他适当的服务)。
飞行器制造和服务方法30的每个程序可以由系统集成者、第三方和/或操作者(例如消费者)实施或执行。为了本描述的目的，系统集成者可以包括但不限于，任何数量的飞行器制造者和主系统分包商；第三方可以包括但不限于，任何数量的销售商、分包商和供应商；并且操作者可以包括航空公司、租赁公司、军事实体、服务机构和其他合适的操作者。
如图3所示，由示例性飞行器制造和服务方法30生产的飞行器50可以包括具有多个系统54和内部56的机身52。高级系统54的示例可以包括推进系统58、电气系统60、液压系统62和环境系统64中的一个或更多个。可以包括任何数量的其他系统。虽然示出了航空示例，但是本发明的原则可以应用于其他工业，例如汽车工业。
本文体现的方法和系统可以在飞行器制造和服务方法30的任何一个或更多个阶段采用。例如，对应于部件和子组件制造36的部件或子组件可以以类似于当飞行器50在使用中时制造的部件或子组件的方式被制作或制造。同样，一个或更多个设备实施例、方法实施例或其组合可以在部件和子组件制造36和系统集成38期间例如通过显著加快飞行器50的组装或降低其成本而被利用。类似地，一个或更多个设备实施例、方法实施例或其组合可以在飞行器50使用(例如但不限于维护和服务44)中时被使用。
在本公开的一个实施例中，提供用于空中交通工具10(见图1、3A)的摆动翼梢系统80(见图3A、4A、5A、6A)。摆动翼梢系统80(见图3A、4A、5A、6A)包括摆动翼梢组件82(见图3A、4A、5A、6A)。图3A是根据本公开的一个或更多个实施例的摆动翼梢系统80和摆动翼梢组件82的示例性方框图。
如图3A所示，摆动翼梢系统80包括摆动翼梢组件82、致动器组件98和控制器系统150。图3B是致动器组件98和控制器系统150的示例性方框图，其可以用于根据本公开的摆动翼梢系统80的一个或更多个实施例中。
如图3A进一步所示，摆动翼梢组件82包括固定机翼部分78、非固定翼梢部分76和双载荷路径结构83。非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)优选可活动地连接到诸如飞行器11(见图1、3A)的空中交通工具10(见图1、3A)的机翼18(见图3A、4A、5A、6A)的固定机翼部分78(见图3A、4A、5A、6A)。
双载荷路径结构83(见图3A、4B、5B、6A)优选被配置为将载荷从非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)转移到固定机翼部分78(见图3A、4A、5A、6A)。载荷优选经由双载荷路径结构83(见图3A、4B、5B、6A)从非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)转移到固定机翼部分78(见图3A、4A、5A、6A)从而为主载荷承载构件(例如空中交通工具10(见图1、3A)的机翼18(见图1、3A、4A、5A、6A))提供失效保护载荷路径160(见图3A)。如上讨论的，“失效保护”指的是具有冗余特征(例如冗余载荷路径)的结构、系统、组件和/或方法，其中在一个承载载荷的载荷路径失效的情况下，第二载荷路径被配置为承载载荷。双载荷路径结构83(见图3A、4B、5B、6A)提供两个单独的载荷承受路径从而以失效保护的方式承载载荷，在一个路径失效的情况下另一个承载载荷。
图3A示出双载荷路径结构83包括双机翼蒙皮板104和旋转接头84。旋转接头84(也参见图4A、5A、6A)优选联接在双机翼蒙皮板104(也参见图4B、5B、7A)之间。双机翼蒙皮板104(也参见图4B、5B、7A)优选包括机翼蒙皮106(见图3A、4B、5B、7A)，例如上机翼蒙皮106a(见图3A、4B、5B、7A)和下机翼蒙皮106b(见图3A、4B、5B、7A)。每个机翼蒙皮106(见图3A、4B、5B、7A)优选具有附接到机翼蒙皮106(见图3A、4B、5B)的板部分108(见图3A、4B、5B)。板部分108(见图3A、4B、5B)优选是钛板部分108a(见图3A、4B、5B)。但是，另一种合适的强金属或硬材料可以用于板部分。
上和下机翼蒙皮106a、106b可以机械地附接或结合至机翼构件70(见图3A、4A、5A、6A)(例如前机翼翼梁70a(见图3A、4A、5A、6A)和后机翼翼梁70b(见图3A、4A、5A、6A))，并且附接或结合至机翼肋68(见图3A、4A、5F)(例如固定机翼肋68a(见图5F))，从而改进机翼蒙皮106的强度和稳定性。
如图3A中进一步所示，旋转接头84包括双旋转元件86和双旋转销元件88。旋转接头84(见图3A、4A、5A、6A)优选配置为将非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)旋转联接到固定机翼部分78(见图3A、4A、5A、6A)。旋转接头84(见图3A、4A、5A、6A)优选包括具有中心旋转轴线90(见图3A、4B、5B、6A)的双旋转销元件88(见图3A、4A、5A、6A)和被配置为围绕中心旋转轴线90(见图3A、4B、5B、6A)旋转的双旋转元件86(见图3A、4A、5A、6A)。
双旋转销元件88(见图3A、4A、5A、6A)优选包括例如但不限于，盘销88a(见图3A、4A)、枢转销88b(见图3A、5A)、板销88c(见图3A、6A)或另一合适的旋转销或枢转销或元件中的一种。
双旋转元件86(见图3A、4A、5A、6A)优选包括例如但不限于，支托元件(例如第一支托元件86a(见图3A、4A)和第二支托元件86b(见图3A、4A))、旋转配合元件86c(见图3A、5A)、旋转板元件86d(见图3A、6A)或另一合适的旋转元件中的一种。
双载荷路径结构83(见图3A、4B、5B、6A)还可以包括联接在双机翼蒙皮板104(见图4B-4C)之间的双沟槽段94(见图4B-4C)。如图4B-4C所示，双沟槽段94可以包括第一双沟槽段94a和第二双沟槽段94b。双载荷路径结构83(见图3A)可以进一步包括其他适当的冗余结构。
如图3A所示，摆动翼梢系统80可以还包括导航元件102。导航元件102可以包括可回缩导航灯102a(也见图4D)或另一适当的导航或定位元件以便于空中交通工具10(参见图1)(例如机场滑行道和跑道)的导航和引导。
如图3A-3B所示，摆动翼梢系统80(也见图4A、5A、6A)还包括可操作地联接至旋转接头84(也见图4A、5A、6A)的致动器组件98(也见图4A、5A、6A)，以致动旋转接头84(也见图4A、5A、6A)。这使得非固定翼梢部分76(也见图4A、5A、6A)在选择的工况131(见图3A)下能够相对于固定机翼部分78(也见图4A、5A、6A)围绕中心旋转轴线90(也见图4B、5B、6A)旋转。选择的工况131(见图3A)可以提供非固定翼梢部分76(也见图3A、4A、5A、6A)的位置，其包括未折叠飞行位置132(见图4A、5A、6A)、后折叠地面位置136(见图4E、5F、6C)的旋转位置162(见图3A)、前折叠飞行位置134(见图4D)的旋转位置162中的一个，或另一适当的选择的工况131。
通过使用旋转接头84(见图4A、5A、6A)增加翼展21(见图1)可以提供结构整体性，机翼18(见图4A、5A、6A)的非固定翼梢部分76(见图4A、5A、6A)是处于打开飞行位置132(见图4A、5A、6A)并且对于高速飞行是最优化的，还是在滑行和跑道行进期间或在大门停机操作期间处于后折叠地面位置136(见图4E、5F)。在一个实施例中，如图4D所示并且如下面进一步详细描述的，机翼18的非固定翼梢部分76也可以在前折叠飞行位置134向前旋转或折叠，例如前折叠起飞和爬升位置134a，其处于为低速飞行状况最优化的位置。
机翼18(见图3A、4A、5A、6A)的非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)可以被旋转接头84(见图3A、4A、5A、6A)从固定机翼部分78(见图3A、4A、5A、6A)展开通过多个位置。这些位置可以包括在未折叠飞行位置132(见图4A、5A、6A)处定位非固定翼梢部分76(见图4A、5A、6A)，其优选延伸并且处于高速中，并且可以运动通过中间位置到达旋转或展开位置。旋转或展开位置可以包括在低速中定位非固定翼梢部分76(见图4A、5A、6A)在例如但不限于前折叠飞行位置134(见图4D)；在机场跑道和滑行道上的低速下和在大门停机操作期间的后折叠地面位置136(见图4E、5F)；或其他展开的位置。
如图3B所示，致动器组件98可以包括例如但不限于，旋转电致动器组件98a、线性液压致动器组件98b、滚珠螺杆致动器组件98c或另一合适的致动器组件中的一个。优选地，如图3B所示，致动器组件98包括致动器元件100和锁定元件118。如图3B所示，致动器元件100可以包括例如但不限于，旋转电致动器100a、线性液压致动器100b、滚珠螺杆致动器100c或另一合适的致动器。
如图3B进一步所示，锁定元件118可以包括例如但不限于，齿条和小齿轮元件118a、闩锁液压销锁定元件118b、滚珠螺杆锁定元件118c或另一合适的锁定元件。锁定元件118(见图3B)优选被配置为当致动器元件100(见图3B)致动旋转接头84(见图3A)时将非固定翼梢部分76(见图3A)相对于固定机翼部分78(见图3A)锁定在旋转位置162(见图3A)。在旋转位置162(见图3A)中，例如前折叠飞行位置134(见图4D)或后折叠地面位置136(见图4E)，锁定元件118(见图4D、4E)可以被联接至旋转接头84(见图4D、4E)，从而将非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)固定就位。
致动器元件100(见图3A、4A、5A、6A)优选被配置为响应于致动命令产生旋转动作，从而致动旋转接头84(见图3A、4A、5A、6A)以便非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)相对于固定机翼部分78(见图3A、4A、5A、6A)围绕中心旋转轴线90(见图3A、4B、5B、6A)旋转。
如图3A所示，摆动翼梢系统80还包括控制器系统150，其操作性地联接到致动器组件98从而根据各种工况131控制致动器组件98以便致动旋转接头84和非固定翼梢部分76的旋转。在操作中，控制器系统150(见图3A-3B)可以通过从致动器元件100(见图3B)向旋转接头84(见图3A)发送致动命令而控制旋转接头84(见图3A)，由此响应于致动命令摆动/旋转摆动翼梢组件82(见图3A)的非固定翼梢部分76(见图3A)。
工况131(见图3B)可以包括例如但不限于，飞行状况、地面操作或其他状况。飞行状况可以包括例如但不限于，起飞、巡航、进近、着陆或其他飞行状况。地面操作可以包括例如但不限于，着落后的空气制动、滑行、停机或其他地面操作。控制器系统150(见图3B)可以经由例如电线(未示出)的连接元件直接联接至旋转接头84(见图3A)，或控制器系统150(见图3B)可以无线联接至旋转接头84(图3A)并相对于旋转接头84(图3A)远程定位。
如图3B所示，控制器系统150可以包括例如但不限于，电源152、处理器装置154、数据存储装置156和软件158。控制器系统150(见图3B)可以被实施为例如但不限于，飞行器系统的一部分、包括控制器系统150的硬件和/或软件的子系统处理器、中央飞行器处理器或另一合适的处理器。
处理器装置154(见图3B)可以包括例如但不限于，计算机154a(见图3B)、微处理器、数字信号处理器或另一合适的处理器装置。处理器装置154(见图3B)优选具有存储器以存储和提供数据给控制器系统150(见图3B)。例如飞行配置数据、工况131(见图3B)、非固定翼梢部分76(见图3A)的旋转位置162(见图3A)的数据或其他数据可以存储在数据存储装置156(见图3B)中。数据存储装置156(见图3B)可以包括硬盘、光盘、随机存取存储装置或其他适当的已知数据存储装置。
图4A是具有翼梢20(例如以摆动翼梢20a的形式)的机翼18(例如以摆动机翼18a的形式)的剖开俯视平面图的图示说明。更具体地，图4A是根据示例性实施例描绘的摆动翼梢系统80的选定内部部件的俯视平面图，其中机翼蒙皮已经被去除。
如图4A所示，机翼18处于非折叠飞行位置132，例如非折叠巡航位置132a，并且具有前缘22a和后缘22b。在非折叠飞行位置132中，例如非折叠巡航位置132a中，机翼18对于高速性能优选地是最优化的。如图4A进一步所示，机翼18具有根据本公开的摆动翼梢系统80的实施例(例如摆动翼梢系统80a)，以及摆动翼梢组件82的实施例(例如摆动翼梢组件82a)。
如图4A所示，摆动翼梢组件82(例如摆动翼梢组件82a)包括非固定翼梢部分76，其经由旋转接头84可运动地连接到固定机翼部分78并且在铰链线74处分开。非固定翼梢部分76可以保持与非折叠飞行位置132中的固定机翼部分78对齐并且在高速飞行状况期间不旋转。
非固定翼梢部分76(见图4A)可以包括一个或更多个翼梢构件71(见图4A)，例如一个或更多个翼梢翼梁71a(见图4A)。固定机翼部分78(见图4A)可以包括从内侧方向向外侧方向延伸并且具有机翼构件(见图4A)(例如前机翼翼梁70a和后机翼翼梁70b(见图4A))的机翼翼盒66(见图4A)、一个或更多个机翼肋68(见图4A)、缝翼24(见图4A)、副翼26(见图4A)或其他适当的结构。
在图4A所示的摆动翼梢组件82的示例性实施例中，旋转接头84(例如以旋转接头84a的形式)包括具有中心旋转轴线90的双旋转销元件88(以盘销88a的形式)，并且包括双旋转元件86(例如以第一支托元件86a和第二支托元件86b的形式)。第一支托元件86a和第二支托元件86b被配置为围绕中心旋转轴线90旋转。
在图4A所示的摆动翼梢系统80的示例性实施例中，致动器组件98包括具有致动器元件100和锁定元件118的旋转电致动器组件98a。锁定元件118可以包括齿条和小齿轮元件118a(见图4A)从而将旋转接头84(见图4A)锁定就位，并且进而在旋转接头84(见图4A)被致动器元件100(见图4A)致动以旋转之后将非固定翼梢部分76(见图4A)锁定就位。可替换地，致动器组件98、致动器元件100和锁定元件118可以包括其他适当的组件或元件。
图4A进一步示出剪切载荷路径72，其部分围绕旋转接头84的周边。此外，图4A示出被包围在机翼18内的导航元件102。导航元件102(见图4A)可以被定位在固定机翼部分78(见图4A)和非固定翼梢部分76(见图4A)之间的铰链线74(见图4A)附近。导航元件102(见图4A)响应于非固定翼梢部分76(见图4A)的旋转可以被暴露并且被致动。
图4B是沿着图4A的线4B-4B所截取的横截面视图的图示说明。图4B示出双载荷路径结构83，其被配置为在剪切载荷转移点73处将载荷从非固定翼梢部分76转移到固定机翼部分78。在摆动翼梢组件82(见图4B)的该实施例的剪切载荷转移点73(见图4B)处，大约200(二百)度弧长的剪切载荷转移能力可以在旋转接头84(见图4B)处从非固定翼梢部分76(见图4B)转向固定机翼部分78(见图4B)。但是，也可以获得其他适当弧长的剪切载荷转移能力。
如图4B所示，双载荷路径结构83包括双机翼蒙皮板104和旋转接头84。旋转接头84(见图4B)优选地联接在双机翼蒙皮板104(见图4B)之间。如图4B进一步所示，双机翼蒙皮板104优选地包括机翼蒙皮106，例如上机翼蒙皮106a和下机翼蒙皮106b。如图4B进一步所示，每个机翼蒙皮106优选地具有板部分108，例如分别以附接到机翼蒙皮106的钛板部分108a、108b的形式。但是，另一适当的强金属或硬材料可以用于板部分。
图4B中所示的摆动翼梢组件82的旋转接头84的实施例包括双旋转元件86，例如以第一支托元件86a和第二支托元件86b的形式。如图4B中进一步所示，旋转接头84包括双旋转销元件88，例如以具有中心旋转轴线90(例如中心竖直旋转轴线)的盘销88a的形式。双旋转销元件88的直径110示出在图4B中，并且该直径110例如可以是15(十五)英寸或另一适当的长度。如图4B所示，双旋转销元件88优选邻近第一支托元件86a和第二支托元件86b。如图4B进一步所示，双机翼蒙皮板104可以经由附接元件92(例如螺栓92a)附接到双旋转销元件88。但是，其他适当的附接元件92或结合物也可以使用。
双机翼蒙皮板104(见图4B)可以利用第一支托元件86a和第二支托元件86b用作上和下双U形夹。此外，在双机翼蒙皮板104(见图4B)(即双U形夹)之间定位双旋转销元件88(见图4B)可以以类似于已知小翼的可更换性的方式提供非固定翼梢部分76(见图4B)的可更换性同时仍然提供旋转接头84(见图4B)的大扭转强度。因此，相比于不允许接近或维护的小翼或机翼构造可以进行最小的维护。
如图4B所示，双载荷路径结构83可以进一步包括联接在双机翼蒙皮板104之间的双沟槽段94，例如第一沟槽段94a和第二沟槽段94b。如图4B进一步所示，第一沟槽段94a和第二沟槽段94b以背对背的构造被示出并且优选地是机翼翼盒双沟槽段。如图4B进一步所示，第一支托元件86a和第一沟槽段94a形成舌槽构造96，并且第二支托元件86b和第一沟槽段94a形成另一个舌槽构造96。
图4C是沿着图4A的线4C-4C所截取的横截面视图的图示说明。图4C示出剪切载荷转移点73，其将载荷从非固定翼梢部分76转移到固定机翼部分78。图4C还示出双机翼蒙皮板104，其包括机翼蒙皮106，例如上机翼蒙皮106a和下机翼蒙皮106b。如图4C进一步所示，每个机翼蒙皮106优选地具有附接到机翼蒙皮106的板部分108，例如分别以钛板部分108a、108b的形式。
图4C进一步示出包括双旋转元件86和具有中心旋转轴线90(例如中心竖直旋转轴线)的双旋转销元件88的旋转接头84。双旋转销元件88的直径110在图4C中示出。如图4C中进一步所示，双机翼蒙皮板104可以经由附接元件92(例如螺栓92a)附接到双旋转销元件88。
如图4C进一步所示，机翼翼盒66的双沟槽段(例如第一沟槽段94a和第二沟槽段94b)被联接在双机翼蒙皮板104之间。如图4C进一步所示，第一沟槽段94a和双旋转元件86形成舌槽构造96。
图4D是图4A的机翼18(例如以摆动机翼18a的形式)的剖开俯视平面图的图示说明。图4D示出翼梢20(例如以摆动翼梢20a的形式)从非折叠飞行位置132(例如非折叠巡航状况132a)向前折叠飞行位置134(例如前向折叠起飞和爬升位置134a)的前向旋转。在前折叠飞行位置134中，机翼18对于低速性能优选地是最优化的。
额外的翼展长度112(见图4D)示出在非固定翼梢部分76。这些额外的翼展长度112可以是八(8)英尺或更多从而当起飞时非固定翼梢部分76被折叠或向前扫三十(30)度时增强起飞和爬升性能。
如图4D所示，机翼18具有摆动翼梢系统80的实施例(例如摆动翼梢系统80a)和摆动翼梢组件82的实施例。如图4D进一步所示，机翼18具有前缘22a、后缘22b、具有一个或更多个翼梢构件71(例如一个或更多个翼梢翼梁71a)的非固定翼梢部分76、具有机翼翼盒66的固定机翼部分78、机翼构件70(例如前机翼翼梁70a和后机翼翼梁70b)、一个或更多个机翼肋68、缝翼24和副翼26。
如图4D所示，铰链线74在非固定翼梢部分76和固定机翼部分78之间被分开，并且旋转接头84的双旋转元件86(例如以第一支托元件86a和第二支托元件86b的形式)围绕双旋转销元件88(以盘销88a的形式)向前旋转。附接元件92(见图4D)被示出附接到双旋转销元件88(见图4D)。
图4D进一步示出具有致动器元件100和锁定元件118的致动器组件98，并且示出导航元件102，例如以可缩回导航灯102a的形式。图4D进一步示出剪切载荷路径72。
图4E是图4A的机翼18(例如以摆动机翼18a的形式)的剖开俯视平面图的图示说明。图4E示出在后折叠地面位置136(例如后折叠滑行和跑道地面位置136a)中的翼梢20(例如以摆动翼梢20a的形式)。在后折叠地面位置136中，机翼18优选地对于低速性能是最优化的，并且非固定翼梢部分76可以沿着向后的方向旋转大约35(三十五)度。
如图4E所示，机翼18具有摆动翼梢系统80的实施例(例如摆动翼梢系统80a)和摆动翼梢组件82的实施例。如图4E进一步所示，机翼18具有前缘22a、后缘22b、具有一个或更多个翼梢构件71(例如一个或更多个翼梢翼梁71a)的非固定翼梢部分76、具有机翼翼盒66的固定机翼部分78、机翼构件70(例如前机翼翼梁70a和后机翼翼梁70b)、一个或更多个机翼肋68、缝翼24和副翼26。
如图4E所示，铰链线74在非固定翼梢部分76和固定机翼部分78之间被分开，并且旋转接头84的双旋转元件86(例如以第一支托元件86a和第二支托元件86b的形式)围绕双旋转销元件88(以盘销88a的形式)向后旋转。
图4E进一步示出具有致动器元件100和锁定元件118的致动器组件98(例如以旋转电致动器组件98a的形式)。图4E还示出导航元件102(例如以可缩回导航灯102a的形式)以及剪切载荷路径72。
图5A是具有翼梢20(例如以摆动翼梢20b的形式)的机翼18(例如摆动机翼18b)的剖开俯视平面图的图示说明。更具体地，图5A是根据说明性实施例描绘的摆动翼梢系统80的选定内部部件的俯视平面图，其中机翼蒙皮被去掉。
如图5A所示，机翼18处于非折叠飞行位置132(例如非折叠巡航位置132b)，并且具有前缘22a和后缘22b。在非折叠飞行位置132中(例如非折叠巡航位置132b中)，机翼18对于高速性能优选地是最优化的。如图5A进一步所示，机翼18具有根据本公开的摆动翼梢系统80的实施例(例如摆动翼梢系统80b)，以及摆动翼梢组件82的实施例(例如摆动翼梢组件82b)。
如图5A所示，摆动翼梢组件82(例如摆动翼梢组件82b)包括经由旋转接头84可运动地连接到固定机翼部分78并且在铰链线74处分开的非固定翼梢部分76。非固定翼梢部分76可以被保持为在高速飞行状况期间与非折叠飞行位置132中的固定机翼部分78对齐并且没有旋转。
非固定翼梢部分76(见图5A)可以包括一个或更多个翼梢构件71(见图5A)(例如一个或更多个翼梢翼梁71a(见图5A))。固定机翼部分78(见图5A)可以包括：机翼翼盒66(见图5A)，其从内侧方向向外侧方向延伸并且具有机翼构件70(见图5A)(例如前机翼翼梁70a和后机翼翼梁70b(见图5A))；一个或更多个机翼肋68(见图5A)(例如一个或更多个固定机翼肋68a(见图5A))；缝翼24(见图5A)；副翼26(见图5A)或其他适当的结构。
在图5A所示的摆动翼梢组件82的示例性实施例中，旋转接头84(例如以旋转接头84b的形式)包括具有中心旋转轴线90的双旋转销元件88(以枢转销88b的形式)。如图5A进一步所示，旋转接头84包括双旋转元件86(例如以旋转配合元件86c的形式)。旋转配合元件86c(见图5A)被配置为围绕枢转销88b和中心旋转轴线90(见图5A)旋转。进一步地，如图5A所示，旋转配合元件86c在齿条116之间且沿着齿条116旋转或枢转。旋转配合元件86c(见图5A)的末端部分87(见图5E)优选地沿着邻近机翼肋68(见图5A)的齿条116(见图5A)的弯曲部分旋转。
在图5A所示的摆动翼梢系统80的示例性实施例中，致动器组件98包括具有致动器元件100和锁定元件118的线性液压致动器组件98b。锁定元件118可以是以闩锁液压销锁定元件118b(见图5A)的形式以将旋转接头84(见图5A)锁定就位，并且进而在旋转接头84(见图5A)被致动器元件100(见图5A)致动以旋转之后将非固定翼梢部分76(见图5A)锁定就位。可替代地，致动器组件98、致动器元件100和锁定元件118可以包括其他适当的组件或元件。
图5A还示出被封闭在机翼18内的导航元件102。导航元件102(见图5A)可以被定位于固定机翼部分78(见图5A)和非固定翼梢部分76(见图5A)之间的铰链线74(见图5A)附近。导航元件102(见图5A)可以响应于非固定翼梢部分76(见图5A)的旋转被暴露和致动。
在图5A所示的摆动翼梢系统80的这个示例性实施例中，机翼18还包括被定位于机翼18的后缘22b附近(例如非固定翼梢部分76附近)的运动面板120。运动面板120(见图5A)优选地被配置为在非固定翼梢部分76(见图5A)被旋转之前运动。运动面板120(见图5A)可以包括例如但不限于处于折叠构造140(见图5A)中的折叠门/折叠底板120a(见图5A)或其他适当的可运动面板或表面构造。
当非固定翼梢部分76(见图5A)未被折叠并且未被旋转时，运动面板120优选地处于折叠构造140(见图5A)中。运动面板120(见图5A)可以经由面板致动器机构123(见图5A)或另一适当的致动器或滑动机构落下或折叠。如图5A所示，运动面板120优选地被设计为围绕铰链线122折叠或旋转并且被设计为在非固定翼梢部分76被旋转之前下降到机翼18的后缘22b以下，例如非固定翼梢部分76附近。
图5B是沿着图5A的线5B-5B所截取的横截面视图的图示说明。图5B示出双载荷路径结构83，其被配置为将载荷从非固定翼梢部分76转移到固定机翼部分78。如图4B所示，双载荷路径结构83包括双机翼蒙皮板104和旋转接头84。旋转接头84(见图5B)优选地联接在双机翼蒙皮板104(见图5B)之间。如图5B进一步所示，双机翼蒙皮板104优选地包括机翼蒙皮106，例如上机翼蒙皮106a和下机翼蒙皮106b。如图5B进一步所示，每个机翼蒙皮106优选地具有附接到机翼蒙皮106的板部分108(例如分别以钛板部分108a、108b的形式)。但是，另一适当的强金属或硬材料也可以用于板部分。
图5B所示的摆动翼梢组件82的旋转接头84的实施例包含双旋转元件86(例如以旋转配合元件86c的形式)和具有中心旋转轴线90(例如中心竖直旋转轴线)的以枢转销88b(见图3A)形式的双旋转销元件88。双旋转销元件88(例如枢转销88b)的直径124被示出在图5B中，并且该直径124例如可以是20(二十)英寸或另一合适的长度。如图5B所示，双旋转销元件88邻近翼梢翼梁71a、71b中的每个。如图5B进一步所示，双旋转元件86(例如以旋转配合元件86c的形式)邻近齿条116，并且齿条116分别邻近前机翼翼梁70a和后机翼翼梁70b。
图5C是图5B的圆5C的放大视图的图示说明。如图5C所示，旋转接头84包括双旋转销元件88(例如枢转销88b)和双旋转元件86(例如以旋转配合元件86c的形式)。如图5C所示，双旋转销元件88被示出为邻近翼梢构件71(例如以翼梢翼梁71a的形式)。如图5C进一步所示，翼梢构件71被示出为邻近旋转配合元件86c。如图5C进一步所示，旋转配合元件86c被示出邻近齿条116。如图5C进一步所示，齿条116被示出邻近机翼构件70，例如机翼翼盒66的后机翼翼梁70b。
图5C进一步示出经由附接元件92(例如螺栓92a)附接到机翼蒙皮106(例如上机翼蒙皮106a和下机翼蒙皮106b)的双旋转销元件88和齿条116。但是，其他适当的附接元件或结合物也可以使用。图5C进一步示出在旋转配合元件86c和齿条116之间的由箭头126指示的大约距离，其例如可以是5(五)英寸或另一适当的距离。
图5D是沿着图5A的线5D-5D所截取的放大横截面视图的图示说明。如图5D所示，双旋转元件86(例如以旋转配合元件86c的形式)邻近或靠近齿条116，并且被定位于机翼蒙皮106之间，机翼蒙皮106经由附接元件92(例如螺栓92a)或其他适当附接元件被附接到齿条116。图5D进一步示出沿着齿条116自旋转配合元件86c的由箭头128所指示的大约距离，其例如可以是5(五)英寸或另一适当的距离。
图5E是沿着图5A的线5E-5E所截取的放大横截面视图的图示说明。如图5E所示，锁定元件118(例如以闩锁液压销锁定元件118b的形式)被插入通过机翼肋68(例如以固定机翼肋68a的形式)、齿条116和旋转配合元件86c的末端部分87，并且与它们附接在一起。图5E进一步示出经由附接元件92(例如螺栓92a)或另一适当的附接元件附接的机翼肋68和齿条116。
图5F是具有翼梢20(例如摆动翼梢20a)的图5A的机翼18(例如摆动机翼18b)的剖开俯视平面图的图示说明。机翼18(见图5F)具有前缘22a(见图5F)和后缘22b(见图5F)。如图5F所示，非固定翼梢部分76处于后折叠地面位置136，例如后折叠滑行和跑道地面位置136b。如图5F进一步所示，机翼18具有根据本公开的摆动翼梢系统80的实施例(例如摆动翼梢系统80b)，以及摆动翼梢组件82的实施例(例如摆动翼梢组件82b)。
如图5F所示，摆动翼梢组件82(例如摆动翼梢组件82b)包括经由旋转接头84(例如图5A)可运动地连接到固定机翼部分78并且在铰链线74(见图5A)处被分开的非固定翼梢部分76。非固定翼梢部分76(见图5F)可以包括一个或更多个翼梢构件71(见图5F)，例如一个或更多个翼梢翼梁71a(见图5F)。固定机翼部分78(见图5F)可以包括机翼翼盒66(见图5F)，其从内侧方向向外侧方向延伸并且具有机翼构件70(见图5F)(例如前机翼翼梁70a和后机翼翼梁70b(见图5F))、一个或更多个机翼肋68(见图5F)(例如一个或更多个固定机翼肋68a(见图5F))、缝翼24(见图5A)、副翼26(见图5A)或其他适当的结构。
在图5F所示的摆动翼梢组件82的这个示例性实施例中，旋转接头84(见图5A)包括具有中心旋转轴线90的双旋转销元件88(例如以枢转销88b的形式)。旋转接头84(图5A)还包括双旋转元件86(见图5F)，例如以旋转配合元件86c的形式(见图5F)。旋转配合元件86c(见图5F)被配置为围绕枢转销88b(见图5F)和中心旋转轴线90(见图5F)旋转。进一步地，如图5F所示，旋转配合元件86c在齿条116之间且沿着齿条116旋转或枢转。旋转配合元件86c(见图5F)的末端部分87(见图5E)优选地沿着邻近机翼肋68(见图5F)的齿条116(见图5F)的弯曲部分旋转。
在图5F所示的摆动翼梢系统80的这个示例性实施例中，致动器组件98包括具有致动器元件100和锁定元件118的线性液压致动器组件98b。锁定元件118可以是以闩锁液压销锁定元件118b(见图5F)的形式从而将旋转接头84(见图5A)锁定就位，并且进而在旋转接头84(见图5A)被致动器元件100(见图5F)致动以旋转之后将非固定翼梢部分76(见图5F)锁定就位。可替代地，致动器组件98(见图5F)、致动器元件100(见图5F)和锁定元件118(见图5F)可以包括其他适当的组件或元件。
图5F还示出被包围在机翼18内的导航元件102。导航元件102(见图5F)可以被定位在固定机翼部分78(见图5F)和非固定翼梢部分76(见图5F)之间的铰链线74(见图5F)附近。导航元件102(见图5F)可以响应于非固定翼梢部分76(见图5F)的旋转被暴露和致动。
在图5F所示的摆动翼梢系统80的这个示例性实施例中，机翼18还包括被定位在机翼18的后缘22b附近(例如非固定翼梢部分76附近)的运动面板120。运动面板120(见图5F)优选地被配置为在非固定翼梢部分76(见图5F)被旋转之前运动。运动面板120(见图5F)可以包括例如但不限于处于折叠构造140(见图5F)中的折叠门120a(见图5F)或其他适当的可运动面板或表面构造。
当非固定翼梢部分76(见图5F)未被打开并且未被旋转时，运动面板120优选地处于折叠构造140(见图5F)中。运动面板120(见图5F)可以经由面板致动器机构123(见图5F)或另一适当的致动器或滑动机构垂下或折叠。如图5F所示，运动面板120(例如以运动门/运动底板120a的形式)被示出在向下折叠位置142。
图6A是具有翼梢20(例如以摆动翼梢20c的形式)的机翼18(例如摆动机翼18c)的剖开俯视平面视图的图示说明。更具体地，图6A是根据示例性实施例描绘的摆动翼梢系统80的选定内部部件的俯视平面图，其中机翼蒙皮被去掉。
如图6A所示，机翼18处于非折叠飞行位置132，例如非折叠巡航位置132c。在非折叠飞行位置132中，例如非折叠巡航位置132b中，机翼18优选的对于高速性能是最优化的。如图6A进一步所示，机翼18还具有根据本公开的摆动翼梢系统80的另一个实施例(例如摆动翼梢系统80c)，以及摆动翼梢组件82的又一个实施例(例如摆动翼梢组件82c)。
如图6A所示，摆动翼梢组件82包括非固定翼梢部分76，其经由旋转接头84(例如以旋转接头84c的形式)可运动地连接到固定机翼部分78，并且在铰链线74处被分开。非固定翼梢部分76可以保持为在高速飞行状况期间与非折叠飞行位置132中的固定机翼部分78对齐且不旋转。
非固定翼梢部分76(见图6A)可以包括一个或更多个翼梢构件71(见图6A)，例如一个或更多个翼梢翼梁71a(见图6A)。固定机翼部分78(见图6A)可以包括从内侧方向向外侧方向延伸并且具有前机翼翼梁70a和后机翼翼梁70b(见图6A)的机翼翼盒66(见图6A)、缝翼24(见图6A)或其他适当的结构。
在图6A所示的摆动翼梢组件82的这个示例性实施例中，旋转接头84(例如以旋转接头84c的形式)包括具有中心旋转轴线90的以板销88c形式的双旋转销元件88。如图6A进一步所示，旋转接头84包括双旋转元件86，例如以旋转板元件86d的形式。旋转板元件86d(见图6A)优选地被配置为围绕板销88c和中心旋转轴线90(见图6A)旋转并且与枢转轴线130(见图6A)对齐旋转。
在图6A所示的摆动翼梢系统80的这个示例性实施例中，致动器组件98包括具有致动器元件100和锁定元件118的线性液压致动器组件98b。锁定元件118可以是以闩锁液压销锁定元件118b(见图6A)的形式以将旋转接头84(见图6A)锁定就位，并且进而在旋转接头84(见图6A)被致动器元件100(见图6A)致动从而旋转之后将非固定翼梢部分76(见图6A)锁定就位。可替代地，致动器组件98、致动器元件100和锁定元件118可以包括其他适当的组件或元件。
图6A还示出被包围在机翼18内的导航元件102。导航元件102(见图6A)可以被定位在固定机翼部分78(见图6A)和非固定翼梢部分76(见图6A)之间的铰链线74(见图6A)附近。导航元件102(见图6A)可以响应于非固定翼梢部分76(见图6A)的旋转被暴露和致动。
在图6A所示的摆动翼梢系统80的这个示例性实施例中，机翼18还包括被定位在机翼18的后缘22b附近(例如非固定翼梢部分76附近)的运动面板120。运动面板120(见图6A)优选地被配置为在非固定翼梢部分76(见图6A)被旋转之前运动。运动面板120(见图6A)可以包括例如但不限于折叠门120a(见图6A)。如图6A所示，运动面板120优选地被设计为围绕铰链线122折叠或旋转，并且被设计为在非固定翼梢部分76被旋转之前下垂到机翼18的后缘22b以下，例如非固定翼梢部分76附近。
图6B是具有翼梢20(例如以摆动翼梢20c的形式)的图6A的机翼18(如以摆动机翼18c的形式)的剖开俯视平面视图的图示说明。如图6B所示，机翼18处于自非折叠飞行位置132(例如非折叠巡航位置132c)的向后折叠过渡位置138。在非折叠飞行位置132中(例如非折叠巡航位置132c)，机翼18优选地对于高速性能是最优化的。如图6B进一步所示，机翼18还具有根据本公开的摆动翼梢系统80的另一个实施例(例如摆动翼梢系统80c)以及摆动翼梢组件82的又一个实施例(例如摆动翼梢组件82c)。
如图6B所示，摆动翼梢组件82包括非固定翼梢部分76，其经由旋转接头84(例如以旋转接头84c的形式)可运动地连接到固定机翼部分78，并且在铰链线74处被分开。非固定翼梢部分76(见图6B)可以包括一个或更多个翼梢构件71(见图6B)，例如一个或更多个翼梢翼梁71a(见图6B)。固定机翼部分78(见图6B)可以包括从内侧方向向外侧方向延伸并且具有机翼构件70(例如前机翼翼梁70a和后机翼翼梁70b(见图6A))的机翼翼盒66(见图6B)、缝翼24(见图6A)或其他适当的结构。
在图6B所示的摆动翼梢系统80的这个示例性实施例中，旋转接头84(例如以旋转接头84c的形式)包括具有中心旋转轴线90的以板销88c形式的双旋转销元件88。如图6B进一步所示，旋转接头84包括双旋转元件86，例如以旋转板元件86d的形式。旋转板元件86d(见图6B)优选地被配置为围绕板销88c和中心旋转轴线90(见图6B)旋转并且与枢转轴线130(见图6B)对齐旋转。
在图6B所示的摆动翼梢系统80的这个示例性实施例中，致动器组件98包括具有致动器元件100(见图6B)和锁定元件118(见图6B)的线性液压致动器组件98b。锁定元件118(见图6B)可以是以闩锁液压销锁定元件118b(见图6B)的形式以将旋转接头84(见图6B)锁定就位，并且进而在旋转接头84(见图6A)被致动器元件100(见图6B)致动从而旋转之后将非固定翼梢部分76(见图6B)锁定就位。可替代地，致动器组件98、致动器元件100和锁定元件118可以包括其他适当的组件或元件。
在图6B所示的摆动翼梢系统80的这个示例性实施例中，机翼18还包括被定位于机翼18的后缘22b(见图6A)附近(例如非固定翼梢部分76附近)的运动面板120。运动面板120(见图6B)优选地被配置为在非固定翼梢部分76(见图6B)被旋转之前运动。运动面板120(见图6B)可以包括例如但不限于折叠门120a(见图6B)。
图6C是图6A的机翼18(例如摆动机翼18c)的剖开俯视平面图的图示说明，其示出机翼18从非折叠飞行位置132(例如非折叠巡航状况132c)向后折叠地面位置136(例如后折叠滑行和跑道地面位置136c)的向后旋转。如图6C进一步所示，机翼18具有根据本公开的摆动翼梢系统80的另一个实施例(例如摆动翼梢系统80c)，以及摆动翼梢组件82的另一个实施例(例如摆动翼梢组件82c)。
如图6C所示，摆动翼梢组件82包括非固定翼梢部分76，其经由旋转接头84(例如以旋转接头84c的形式)可运动地连接到固定机翼部分78，并且在铰链线74处被分开。非固定翼梢部分76(见图6C)可以包括一个或更多个翼梢构件71(见图6C)，例如一个或更多个翼梢翼梁71a(见图6C)。固定机翼部分78(见图6C)可以包括从内侧方向向外侧方向延伸并且具有机翼构件20(例如前机翼翼梁70a和后机翼翼梁70b(见图6A))的机翼翼盒66(见图6C)、缝翼24(见图6C)或其他适当的结构。
在图6C所示的摆动翼梢组件82的这个示例性实施例中，旋转接头84(例如以旋转接头84c的形式)包括具有中心旋转轴线90的以板销88c形式的双旋转销元件88。如图6C进一步所示，旋转接头84包括双旋转元件86，例如以旋转板元件86d的形式。旋转板元件86d(见图6C)优选地被配置为围绕板销88c和中心旋转轴线90(见图6C)旋转并且与枢转轴线130(见图6C)对齐旋转。
在图6C所示的摆动翼梢系统80的这个示例性实施例中，致动器组件98包括具有致动器元件100和锁定元件118的线性液压致动器组件98b(见图6B)。锁定元件118可以是以闩锁液压销锁定元件118b(见图6A)的形式以将旋转接头84(见图6C)锁定就位，并且进而在旋转接头84(见图6C)被致动器元件100(见图6C)致动从而旋转之后将非固定翼梢部分76(见图6C)锁定就位。可替代地，致动器组件98、致动器元件100和锁定元件118可以包括其他适当的组件或元件。
图6C还示出被包围在机翼18内的导航元件102。导航元件102(见图6C)可以被定位在固定机翼部分78(见图6C)和非固定翼梢部分76(见图6A)之间的铰链线74(见图6C)附近。导航元件102(见图6C)可以响应于非固定翼梢部分76(见图6C)的旋转被暴露和致动。
在图6C所示的摆动翼梢系统80的这个示例性实施例中，机翼18还包括被定位在机翼18的后缘22b附近(例如非固定翼梢部分76附近)的运动面板120。运动面板120(见图6C)优选地被配置为在非固定翼梢部分76(见图6C)被旋转之前运动。运动面板120(见图6C)可以包括例如但不限于折叠门120a(见图6C)。如图6C所示，运动面板120优选地被设计为围绕铰链线122折叠或旋转，并且被设计为在未固定翼梢部分76被旋转之前下垂到机翼18的后缘22b以下，例如非固定翼梢部分76附近。
图7A是机翼18(例如摆动机翼18c)的剖开俯视透视图的图示说明，示出向后折叠的机翼18并且示出双载荷路径结构83。如图7A所示，机翼18具有摆动翼梢系统80(例如摆动翼梢系统80c)，并且具有摆动翼梢组件82(例如摆动翼梢组件82c)。
如图7A所示，摆动翼梢组件82包括经由旋转接头84(例如以旋转接头84c的形式)可运动地连接到固定机翼部分78并且在铰链线74分开的非固定翼梢部分76。图7A进一步示出机翼翼盒66、机翼构件70(例如前机翼翼梁70a和后机翼翼梁70b)、翼梢构件71(例如翼梢翼梁71a)、位于铰链线74处的导航元件102、以及在铰链线122处的运动面板120(例如折叠门120a)。
图7A进一步示出包括具有机翼蒙皮106(例如上机翼蒙皮106a和下机翼蒙皮106b)的双机翼蒙皮板104的双载荷路径结构83，并且每个机翼蒙皮具有板部分108。如图7A进一步所示，双载荷路径结构83包括旋转接头84(例如以旋转接头84c的形式)，该旋转接头包括双旋转销元件88(例如以板销88c的形式)以及双旋转元件86(例如以旋转板元件86d的形式)。旋转板元件86d(见图7A)优选地被配置为围绕板销88c(见图7A)旋转并且与枢转轴线130(见图7A)对齐旋转。
在图7A所示的摆动翼梢系统80的这个示例性实施例中，致动器组件98可以包括具有致动器元件100和锁定元件118(例如以锁定元件118b的形式)的线性液压致动器组件98b。锁定元件118(见图7A)可以是以闩锁液压销锁定元件118b(见图7A)的形式。可替换地，致动器组件98、致动器元件100和锁定元件118可包括其他适当的组件或元件。
图7B是联接至滑动板组件144的图7A的旋转接头84的实施例的放大剖开俯视透视图的图示说明。如图7B所示，旋转接头84包括双旋转销元件88(例如以板销88c的形式)和双旋转销元件86(例如以旋转板元件86d(见图7A)的形式)。如图7B进一步所示，双旋转元件86(是运动部件)被联接到滑动板组件144(是固定部件)。如图7B进一步所示，滑动板组件144包括附接到第二板部分148的第一板部分146。双旋转元件86(见图7B)优选地被配置为在滑动板组件144内围绕板销88c(见图7B)旋转并且与枢转轴线130(见图7B)对齐旋转。
图7B还示出机翼18(例如以摆动机翼18c的形式)，其具有摆动翼梢系统80(例如摆动翼梢系统80c)，并且具有摆动翼梢组件82(例如摆动翼梢组件82c)。图7B还示出被铰链线74分开的非固定翼梢部分76和固定机翼部分78，并且示出机翼翼盒66、机翼构件70(例如前机翼翼梁70a和后机翼翼梁70b)、翼梢构件71(例如翼梢翼梁71a)、定位于铰链线74处的导航元件102、机翼蒙皮106(例如上机翼蒙皮106a和下机翼蒙皮106b)、板部分108和在铰链线122处处于折叠位置140中的运动面板120(例如折叠门120a)。图7B进一步示出致动器组件98，例如以线性液压致动器组件98b形式，其具有致动器元件100和锁定元件118。
图7C是图7B的旋转接头84的放大俯视透视图的图示说明，其示出联接到滑动板组件144的盖板145。盖板145优选地联接到滑动板组件144的第二板部分148顶部，并且安装在滑动板组件144的第二板部分148顶部内，并且被示出为定位于双旋转销元件88(见图7B)(例如以板销88c的形式(见图7B))的上方。如图7C所示，当双旋转元件86被联接至滑动板组件144的第二板部分148时，形成舌槽构造96。双旋转元件86(见图7C)优选地被配置为在滑动板组件144(见图7C)内旋转并且与枢转轴线130(见图7C)对齐旋转。
图7C进一步示出机翼18，例如以摆动机翼18c的形式，其具有摆动翼梢系统80(例如摆动翼梢系统80c)、被铰链线74分开的非固定翼梢部分76和固定机翼部分78、机翼构件70(例如前机翼翼梁70a和后机翼翼梁70b)、翼梢构件71、导航元件102、机翼蒙皮106(例如上机翼蒙皮106a和下机翼蒙皮106b)、板部分108和在铰链线122处处于折叠位置140中的运动面板120(例如折叠门120a)。
在本公开的另一实施例中，提供一种飞行器(见图1、3A)，其具有用于一个或更多个机翼18(见图1、3A)(例如以摆动机翼18a的形式)的失效保护载荷路径160(见图3A)。如图1所示，飞行器11包括至少一个机身12和一个或更多个机翼18，每个机翼具有带有摆动翼梢系统80的翼梢20。飞行器11(见图1、3A)优选地具有翼展21(见图1、3A)，其被配置为在长度上减小或缩短从而提供减小的翼展21a(见图3A)，从而允许飞行器11(见图1、3A)在禁止具有扩大的翼展的飞行器的地面操作的机场处的地面操作。
飞行器11(见图1)的摆动翼梢系统80(见图3A、4A、5A、6A)优选地包括摆动翼梢组件82(见图3A、4A、5A、6A)，如以上详细描述的。摆动翼梢组件(见图3A、4A、5A、6A)包括可运动地连接到飞行器11(见图1、3A)的一个或更多个机翼18(见图3A、4A、5A、6A)的固定机翼部分78(见图3A、4A、5A、6A)的非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)。
飞行器11(见图1)的摆动翼梢组件82(见图3A、4A、5A、6A)进一步包括双载荷路径结构83(见图3A、4B、5B、6A)，其为一个或更多个机翼18(见图1、3A)提供失效保护载荷路径160(见图3A)。双载荷路径结构83(见图3A、4B、5B、6A)优选地被配置为将载荷从非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)转移到固定机翼部分78(见图3A、4A、5A、6A)。
如上面讨论的，双载荷路径结构83(见图3A、4B、5B、6A)包括双机翼蒙皮板104(见图3A、4B、5B、7A)，该双机翼蒙皮板包括机翼蒙皮106(见图3A、4B、5B、7A)，例如上机翼蒙皮106a(见图3A、4B、5B、7A)和下机翼蒙皮106b(见图3A、4B、5B、7A)。每个机翼蒙皮106(见图3A、4B、5B)具有附接到机翼蒙皮106(见图3A、4B、5B)的板部分108104(见图3A、4B、5B)。板部分108(见图3A、4B、5B)优选地是钛板部分108a(见图3A、4B、5B)。但是，另一适当的强金属或硬材料可以用于板部分。
飞行器11(见图1)的双载荷路径结构83(见图3A、4B、5B、6A)优选地还包括联接在双机翼蒙皮板104(见图3A、4B、5B、7A)之间的旋转接头84(见图3A、4A、5A、6A)。旋转接头84(见图3A、4A、5A、6A)优选地被配置为将非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)旋转联接到固定机翼部分78(见图3A、4A、5A、6A)。旋转接头84(见图3A、4A、5A、6A)优选地包括具有中心旋转轴线90(见图3A、4B、5B、6A)的双旋转销元件88(见图3A、4A、5A、6A)和被配置为围绕中心旋转轴线90(见图3A、4B、5B、6A)旋转的双旋转元件86(见图3A、4A、5A、6A)。双载荷路径结构83(见图3A、4B、5B、6A)可以进一步包括联接在双机翼蒙皮板104(见图4B-4C)之间的双沟槽段94(见图4B-4C)。
飞行器11(见图1)的一个或更多个机翼18(见图1、3A)进一步包括致动器组件98(见图3A、4A、5A、6A)，其可操作地联接到旋转接头84(见图3A、4A、5A、6A)，从而致动旋转接头(见图3A、4A、5A、6A)，使非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)在选择的工况131(见图3A)下能够相对于固定机翼部分78(见图3A、4A、5A、6A)围绕中心旋转轴线90(见图3A、4B、5B、6A)旋转并且与枢转轴线130(见图6C、7A)对齐旋转。选择的工况131(见图3A)可以提供非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)的位置，其包括非折叠飞行位置132(见图4A、5A、6A)、后折叠地面位置136(见图4E、5F、6C)、前折叠飞行位置134(见图4D)中的一个，或另一适当的选择的工况。
飞行器11(见图1)的一个或更多个机翼18(见图1、3A)进一步包括控制器系统150(见图3A)，其可操作地联接到致动器组件98(见图3A、4A、5A、6A)从而控制旋转接头84(见图3A、4A、5A、6A)的致动和非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)的旋转。一个或更多个机翼18(见图1、3A)进一步包括导航元件102(见图4A、5A、6A)，其被定位在固定机翼部分78(见图3A、4A、5A、6A)和非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)之间的铰链线74(见图4A、5A、6A)附近，并且其响应于非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)的旋转是可操作的从而被暴露和致动。
飞行器11(见图1)的摆动翼梢组件82(见图3A、4A、5A、6A)进一步包括运动面板120(见图5A、6A)，其被定位于非固定翼梢部分76(见图5A、6A)的后缘22b(见图5A、6A)附近并且被配置为在非固定翼梢部分76(见图5A、6A)被旋转之前运动。
在本公开的另一个实施例中，提供一种方法200(见图8)，用于为空中交通工具10(见图1、3A)(例如飞行器11(见图1、3A))的机翼18(见图1、3A)提供失效保护载荷路径160(见图3A)。图8是本公开的方法200的示例性实施例的流程图的图示说明。
方法200可以包括以下所列的步骤。方法200所列的步骤可以以与所呈现的步骤不同的顺序被执行。一些步骤可以同时执行。一些步骤可以是可选地或被省略。除了所列的步骤之外的步骤可以被增加。一些步骤的性能或步骤的顺序可以取决于机翼的开始位置，例如飞行位置或折叠位置，或在位置之间处于过渡位置。
如图8所示，方法200包括步骤202，其将摆动翼梢组件82(见图3A、4A、5A、6A)操作性地联接到空中交通工具10(见图1、3A)的机翼18(见图1、3A、4A、5A、6A)(例如以摆动机翼18a、18b、18c(见图3A)的形式)的摆动翼梢组件82(见图3A、4A、5A、6A)。如上面详细讨论的，摆动翼梢组件82(见图3A、4A、5A、6A)包括可运动地连接到机翼18(见图3A、4A、5A、6A)的固定机翼部分78(见图3A、4A、5A、6A)的非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)。
如上面详细讨论的，摆动翼梢组件82(见图3A、4A、5A、6A)进一步包括双载荷路径结构83(见图3A、4B、5B、6A)。双载荷路径结构83(见图3A、4B、5B、6A)优选地包括双机翼蒙皮板104(见图3A、4B、5B、7A)和联接在双机翼蒙皮板104(见图3A、4B、5B、7A)之间的旋转接头84(见图3A、4A、5A、6A)。旋转接头84(见图3A、4A、5A、6A)优选地包括具有中心旋转轴线90(见图3A、4B、5B、6A)的双旋转销元件88(见图3A、4A、5A、6A)和被配置为围绕中心旋转轴线90(见图3A、4B、5B、6A)旋转的双旋转元件86(见图3A、4A、5A、6A)。
如图8所示，方法200还包括步骤204，其将致动器组件98(见图3A、4A、5A、6A)操作性地联接到旋转接头84(见图3A、4A、5A、6A)。如图8所示，方法200还包括步骤206，其将控制器系统150(见图3A)操作性地联接到致动器组件98(见图3A、4A、5A、6A)，从而控制致动器组件98(见图3A、4A、5A、6A)，以致动旋转接头84(见图3A、4A、5A、6A)。
如图8所示，方法200还包括步骤208，其将载荷经由双载荷路径结构83(见图3A、4B、5B、6A)从非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)转移到固定机翼部分78(见图3A、4A、5A、6A)。这为空中交通工具10(见图1、3A)的机翼18(见图1、3A、4A、5A、6A)提供失效保护载荷路径160(见图3A)。
如图8所示，方法200还包括可选步骤210，其在选择的工况131(见图3A)下使非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)相对于固定机翼部分78(见图3A、4A、5A、6A)围绕中心旋转轴线90(见图3A、4B、5B、6A)旋转。在选择的工况131(见图3A)下使非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)相对于固定机翼部分78(见图3A、4A、5A、6A)旋转的步骤210可以进一步包括使非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)旋转从而提供后折叠地面位置136(见图4E、5F、6C)。进一步地，在选择的工况131(见图3A)下使非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)相对于固定机翼部分78(见图3A、4A、5A、6A)旋转的步骤210可以进一步包括使非固定翼梢部分76(见图3A、4A、5A、6A)旋转从而提供前折叠飞行位置134(见图4D)。
如图8所示，方法200还包括可选步骤212，其将导航元件102(见图4A、5A、6A)操作性地联接在固定机翼部分78(见图4A、5A、6A)和非固定翼梢部分76(见图4A、5A、6A)之间的铰链线74(见图4A、5A、6A)附近。导航元件102(见图4A、5A、6A)可以响应于非固定翼梢部分76(见图4A、5A、6A)的旋转而被暴露和致动。
如图8所示，方法200进一步包括可选步骤214，其在旋转非固定翼梢部分76(见图5A、6A)之前使定位于非固定翼梢部分76(见图5A、6A)的后缘22b(见图5A、6A)附近的运动面板120(见图5A、6A)运动。如图8所示，方法200进一步包括可选步骤216，其保持非固定翼梢部分(见图4A、5A、6A)不旋转从而提供非折叠飞行状况132(见图4A、5A、6A)。
如本领域技术人员将会明白的，将摆动翼梢系统80(见图3A、4A、5A、6A)和摆动翼梢组件82(见图3A、4A、5A、6A)并入空中交通工具10(见图1)(例如飞行器11(见图1))的机翼18(见图1)中，从而产生许多显著的优势。摆动翼梢系统80(见图3A、4A、5A、6A)、摆动翼梢组件82(见图3A、4A、5A、6A)和方法200(见图8)的公开实施例提供如下设计：其允许非固定翼梢部分76(见图3A、4A)在后折叠地面位置136(见图4E、5F、6C)中向后旋转，以便在空中交通工具10(见图1)的地面运动期间(例如机场跑道和滑行道以及机场大门停机期间)有利于减小翼展21a(见图3A)。此外，该设计允许非固定翼梢部分76(见图3A、4A)从后折叠地面位置136向非折叠飞行位置132(见图4A、5A、6A)向前旋转用于高速空气动力学利益。进一步地，在一个实施例中，该设计允许非固定翼梢部分76(见图3A、4A)从非折叠飞行位置132(见图4A、5A、6A)向前折叠飞行位置134(见图4D)向前旋转用于低速起飞和爬升状况。
因此，摆动翼梢系统80(见图3A、4A、5A、6A)、摆动翼梢组件82(见图3A、4A、5A、6A)和方法200(见图8)的公开实施例提供了一种机翼18(见图1)，其对于低速和高速位置是最优化的。此外，它们提供一种机翼18(见图1)，例如以摆动机翼18a的形式，其具有翼梢20(例如以摆动翼梢20a(见图3A)的形式)，具有改变空中交通工具10的翼展21(见图1)的能力，同时允许具有在长度上较长或增加的翼展21(见图1)的空中交通工具10(见图1)在飞行中更高效，但仍然能够停留在现有机场限制内，即213英尺的翼展或更小。例如，摆动翼梢系统80(见图3A)和摆动翼梢组件82(见图3A)的一个实施例可以提供一种翼展21(见图1)，其增长或增加达额外的8(八)英寸或更多，从而当机翼18(见图1)的非固定翼梢部分76(见图3A)在起飞位置向前旋转或折叠(例如向前旋转大约30(三十)度)时，提高起飞和爬升性能。
此外，摆动翼梢系统80(见图3A、4A、5A、6A)、摆动翼梢组件82(见图3A、4A、5A、6A)和方法200(见图8)的公开实施例提供一种机翼18(见图1)，例如以摆动机翼18a、18b、18c(见图3A)的形式，其具有带有双机翼蒙皮板104(见图3A)的双载荷路径结构83(见图3A)、双旋转元件86(见图3A)、双旋转销元件88(见图3A)和其他适当的冗余结构。双载荷路径结构83(见图3A)为主载荷承载构件(例如空中交通工具10(见图1)的机翼18(见图1))提供失效保护载荷路径160(见图3A)。双载荷路径结构83(见图3A、4B、5B、6A)提供两个分开的载荷承受路径，从而以失效保护方式承载载荷，一条路径在另一条路径失效的情况下承载载荷，并且因此可以提供空中交通工具10(见图1)的改进的安全性。
此外，将双旋转销元件88(见图4B)定位在双机翼蒙皮板104(见图4B)(即双U形夹)之间可以以类似于已知小翼的可更换性的方法提供非固定翼梢部分76(见图4B)的可更换性，同时仍提供旋转接头84(见图4B)的大扭转强度。因此，相比于不允许接近或维护的小翼或机翼构造，可以进行最小的维护。
此外，摆动翼梢系统80(见图3A、4A、5A、6A)、摆动翼梢组件82(见图3A、4A、5A、6A)和方法200(见图8)的公开实施例提供了一种机翼18(见图1)，其具有改进的剪切载荷路径72并且具有如下能力：将大约200(二百)度剪切载荷在旋转接头84(见图4B)处从非固定翼梢部分76(见图4B)引导转移到固定机翼部分78(见图4B)。
此外，摆动翼梢系统80(见图3A、4A、5A、6A)、摆动翼梢组件82(见图3A、4A、5A、6A)和方法200(见图8)的公开实施例提供了一种机翼18(见图1)，其具有运动面板120(见图3A)，该运动面板可以在非固定翼梢部分(见图3A)的旋转期间被旋转和收藏在机翼18内。因此运动面板设计消除了机翼上的已知从属门或折叠面板的使用。这进而可以在飞行期间改进摆动翼梢系统80(见图3A、4A、5A、6A)、摆动翼梢组件82(见图3A、4A、5A、6A)的运行。
本公开所属的技术领域人员将会想到本公开的许多改型和其他实施例，其具有前述说明书和相关附图中呈现的教导的利益。本文描述的实施例是示例性的，并且不意欲限制或穷尽。虽然本文使用了具体术语，但是它们只以概述和描述性意义使用并且不为了限制。

Claims (11)

1.一种用于空中交通工具的摆动翼梢系统，该系统包括：
摆动翼梢组件，其包括：
非固定翼梢部分，其可运动地连接到空中交通工具的机翼的固定机翼部分；
双载荷路径结构，其被配置为将载荷从所述非固定翼梢部分转移到所述固定机翼部分，所述双载荷路径结构包括：
双机翼蒙皮板；
旋转接头，其联接在所述双机翼蒙皮板之间并且被配置为将所述非固定翼梢部分旋转联接到所述固定机翼部分，所述旋转接头包括：
双旋转销元件，其具有中心旋转轴线；和，
双旋转元件，其被配置为围绕所述中心旋转轴线旋转；
致动器组件，其操作性地联接到所述旋转接头从而致动所述旋转接头，使所述非固定翼梢部分能够在选择的工况下相对于所述固定机翼部分围绕所述中心旋转轴线旋转；以及，
控制器系统，其操作性地联接到所述致动器组件，从而控制所述旋转接头的致动和所述非固定翼梢部分的旋转。
2.根据权利要求1所述的系统，其进一步包括导航元件，所述导航元件被定位于所述固定机翼部分和所述非固定翼梢部分之间的铰链线附近并且其响应于所述非固定翼梢部分的旋转是可操作的从而被暴露和致动。
3.根据权利要求1所述的系统，其中所述摆动翼梢组件进一步包括运动面板，其被定位于所述非固定翼梢部分的后缘附近并且被配置为在所述非固定翼梢部分被旋转之前运动。
4.根据权利要求1所述的系统，其中所述双载荷路径结构进一步包括联接在所述双机翼蒙皮板之间的双沟槽段。
5.根据权利要求1所述的系统，其中所述双旋转销元件包括下列中的一种：盘销、枢转销和板销。
6.根据权利要求1所述的系统，其中所述选择的工况提供包括下列中的一个的所述非固定翼梢部分的位置：非折叠飞行位置、后折叠地面位置和前折叠飞行位置。
7.一种为空中交通工具的机翼提供失效保护载荷路径的方法，所述方法包括下列步骤：
将摆动翼梢组件操作性地联接到空中交通工具的机翼，所述摆动翼梢组件包括：
非固定翼梢部分，其可运动地连接到所述机翼的固定机翼部分；和，
双载荷路径结构，其包括：
双机翼蒙皮板；和，
联接在所述双机翼蒙皮板之间的旋转接头，所述旋转接头包括具有中心旋转轴线的双旋转销元件和被配置为围绕所述中心旋转轴线旋转的双旋转元件；
将致动器组件操作性地联接到所述旋转接头；
将控制器系统操作性地联接到所述致动器组件，从而控制所述致动器组件以致动所述旋转接头；以及
经由所述双载荷路径结构将载荷从所述非固定翼梢部分转移到所述固定机翼部分，从而为所述机翼提供失效保护载荷路径。
8.根据权利要求7所述的方法，进一步包括如下步骤：在选择的工况下相对于所述固定机翼部分围绕所述中心旋转轴线旋转所述非固定翼梢部分。
9.根据权利要求8所述的方法，其中在所述选择的工况下旋转所述非固定翼梢部分的所述步骤进一步包括旋转所述非固定翼梢部分从而提供后折叠地面位置。
10.根据权利要求8所述的方法，其中在所述选择的工况下旋转所述非固定翼梢部分的所述步骤进一步包括旋转所述非固定翼梢部分从而提供前折叠飞行位置。
11.根据权利要求8所述的方法，进一步包括将导航元件操作性地联接到所述固定机翼部分和所述非固定翼梢部分之间的铰链线附近从而响应于所述非固定翼梢部分的旋转使其被暴露和致动。
CN201410492365.0A 2013-10-06 2014-09-24 具有双负荷路径结构的摆动翼梢系统、组件和方法 Active CN104512545B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/047,012 2013-10-06
US14/047,012 US9296471B2 (en) 2013-10-06 2013-10-06 Swing wing tip system, assembly and method with dual load path structure

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104512545A true CN104512545A (zh) 2015-04-15
CN104512545B CN104512545B (zh) 2018-09-14

Family

ID=51951542

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201410492365.0A Active CN104512545B (zh) 2013-10-06 2014-09-24 具有双负荷路径结构的摆动翼梢系统、组件和方法

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9296471B2 (zh)
EP (1) EP2857309B1 (zh)
JP (1) JP6385220B2 (zh)
CN (1) CN104512545B (zh)
BR (1) BR102014022938A2 (zh)
CA (1) CA2858111C (zh)

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105691593A (zh) * 2016-03-11 2016-06-22 胡建令 一种折叠翼无人机
CN105711812A (zh) * 2016-03-11 2016-06-29 胡建令 一种市政园林用折叠翼无人机
CN105799911A (zh) * 2016-05-10 2016-07-27 仲松梅 一种节能环保建筑工程用折叠翼无人机
CN105857574A (zh) * 2016-05-10 2016-08-17 仲松梅 一种建筑市政用无人机
CN105905276A (zh) * 2016-05-10 2016-08-31 仲松梅 一种建筑工程用折叠翼无人机
CN105947209A (zh) * 2016-05-10 2016-09-21 仲松梅 一种节能环保型建筑市政用无人机
CN107787288A (zh) * 2015-06-19 2018-03-09 空中客车英国运营有限责任公司 用于飞行器折叠机翼的旋转接头
CN108382562A (zh) * 2017-02-03 2018-08-10 空中客车英国运营有限责任公司 用于飞行器折叠机翼的旋转接头
CN111824395A (zh) * 2020-07-10 2020-10-27 大连理工大学 一种用于变体机翼的翼尖折转机构

Families Citing this family (45)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201018185D0 (en) * 2010-10-28 2010-12-08 Airbus Operations Ltd Wing tip device attachment apparatus and method
US9296469B2 (en) * 2011-10-01 2016-03-29 The Boeing Company Horizontal folding wingtip
GB2535488A (en) * 2015-02-17 2016-08-24 Airbus Operations Ltd An arrangement for effecting movement of a wing tip device between a flight configuration and a ground configuration
GB2536447A (en) * 2015-03-17 2016-09-21 Airbus Operations Ltd Load transfer apparatus for transferring loads in an aircraft structure
CN107466285A (zh) * 2015-03-23 2017-12-12 庞巴迪公司 飞机组装期间对飞机结构构件上的负载的模拟
GB2538320A (en) * 2015-05-15 2016-11-16 Airbus Operations Ltd Folding wing tip and rotating locking device
GB2534435B (en) * 2015-08-13 2017-09-06 Wirth Res Ltd An unmanned aerial vehicle with folding wing arrangement
GB201520289D0 (en) * 2015-11-18 2015-12-30 Airbus Operations Ltd An actuation assembly with a track and follower for use in moving a wing tip device on an aircraft wing
GB2544810A (en) * 2015-11-30 2017-05-31 Airbus Operations Ltd Swing wing Tip
US9856910B2 (en) 2015-11-30 2018-01-02 Roller Bearing Company Of America, Inc. Self-lubricated thrust bearing for a hinged aircraft wing
GB2544812A (en) * 2015-11-30 2017-05-31 Airbus Operations Ltd A dual-purpose locking and folding arrangement for an aircraft wing tip device
JP6727484B2 (ja) * 2016-02-25 2020-07-22 多摩川精機株式会社 冗長系伸縮型二重経路を有する航空機用リニアアクチュエータ
EP3254955B1 (en) * 2016-06-09 2019-04-03 Airbus Operations GmbH Foldable wing and actuator arrangement
GB2551185A (en) * 2016-06-09 2017-12-13 Airbus Operations Ltd An interface between an outer end of a wing and a moveable wing tip device
GB201610105D0 (en) 2016-06-09 2016-07-27 Airbus Operations Ltd A rotational joint for an aircraft folding wing and method of assembly
GB201610099D0 (en) 2016-06-09 2016-07-27 Airbus Operations Ltd A rotational joint for an aircraft folding wing
GB201610094D0 (en) * 2016-06-09 2016-07-27 Airbus Operations Ltd And Airbus Operations Gmbh A rotational joint for an aircraft folding wing
GB2551554B (en) * 2016-06-22 2018-08-15 Airbus Operations Ltd Methods of configuring a wing tip device on an aircraft
EP3287364B1 (en) * 2016-08-26 2019-10-23 Airbus Operations GmbH Latching and locking mechanism for a foldable wing arrangement
GB2553334A (en) * 2016-09-02 2018-03-07 Airbus Operations Ltd Wing tip device locking system
GB2555854A (en) * 2016-11-14 2018-05-16 Airbus Operations Ltd Rack and pinion systems
US10933975B2 (en) * 2016-12-20 2021-03-02 Bio Cellular Design Aeronautics Africa Sa Variable geometry airframe for vertical and horizontal flight
GB2557978A (en) 2016-12-21 2018-07-04 Airbus Operations Ltd Locking device
GB2560900A (en) * 2017-03-27 2018-10-03 Airbus Operations Ltd Foldable aerodynamic structure with slewing bearing
EP3668785B1 (en) * 2017-08-18 2021-11-17 Airbus Operations GmbH An actuation unit for actuating a foldable wing tip portion of a wing for an aircraft
US10696378B2 (en) * 2017-10-20 2020-06-30 The Boeing Company Cargo door assembly for vehicle
US10766602B2 (en) * 2017-11-01 2020-09-08 The Boeing Company Mechanical droop for spoiler operation
EP3486163B1 (en) * 2017-11-17 2020-02-26 Airbus Operations GmbH An actuating system for actuating a foldable wing tip portion of a wing for an aircraft
GB2568737A (en) * 2017-11-27 2019-05-29 Airbus Operations Ltd A curved interface between an outer end of a wing and a moveable wing tip device
GB2568738A (en) 2017-11-27 2019-05-29 Airbus Operations Ltd An improved interface between an outer end of a wing and a moveable wing tip device
FR3074477B1 (fr) * 2017-12-06 2019-12-20 Airbus Operations Avion a configuration evolutive en vol
US11820502B2 (en) * 2018-04-24 2023-11-21 Airbus Operations Gmbh Wing for an aircraft
GB2573120A (en) * 2018-04-24 2019-10-30 Airbus Operations Ltd Improved secondary locking mechanism
US11370526B2 (en) * 2018-05-31 2022-06-28 Airbus Operations Gmbh Latching device for a wing arrangement for an aircraft
US11319054B2 (en) * 2018-05-31 2022-05-03 Airbus Operations Gmbh Wing arrangement for an aircraft
CN110550187A (zh) * 2018-06-01 2019-12-10 空中客车德国运营有限责任公司 用于飞行器的机翼装置和飞行器
EP3587252A1 (en) * 2018-06-28 2020-01-01 Airbus Operations GmbH Arresting system for arresting a first aircraft component relative to a second aircraft component
US11001371B2 (en) * 2018-08-07 2021-05-11 The Boeing Company Hydraulic droop control for aircraft wing
EP3626630B1 (en) * 2018-09-21 2023-06-07 Goodrich Lighting Systems GmbH Exterior aircraft light, aircraft wing comprising the same, and method of operating an exterior aircraft light
EP3626631B1 (en) * 2018-09-21 2021-09-01 Goodrich Lighting Systems GmbH Aircraft light for a foldable wing tip, aircraft comprising and method of operating such aircraft light
EP3643620B1 (en) * 2018-10-22 2024-03-20 Goodrich Lighting Systems GmbH Aircraft wing, aircraft, and method of supplementing an aircraft beacon light system
GB2582603A (en) * 2019-03-27 2020-09-30 Airbus Operations Ltd Locking mechanism and actuator
CN113382929A (zh) 2019-06-28 2021-09-10 空中客车德国运营有限责任公司 用于飞行器的机翼
CN114919742A (zh) * 2022-06-28 2022-08-19 陈华 一种多旋翼飞行器
CN115946843B (zh) * 2023-03-14 2023-05-30 中国民用航空飞行学院 一种飞机尾翼及升降舵卡阻调节方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2961196A (en) * 1954-04-21 1960-11-22 Jack R Atkinson Folding wing aircraft
US3292881A (en) * 1963-12-27 1966-12-20 Aviation Louis Breguet Sa Aircraft with variable geometry
US3559924A (en) * 1967-07-05 1971-02-02 Entwicklungsring Sued Gmbh Mounting assembly for an adjustable sweptback aircraft wing
DE2103663A1 (de) * 1971-01-27 1972-08-17 Vereinigte Flugtechnische Werke-Fokker GmbH, 2800 Bremen Schwenklager für Flugzeuge veränderlicher Geometrie
US4824053A (en) * 1987-08-27 1989-04-25 Branko Sarh Telescopic wing
US5558299A (en) * 1994-04-19 1996-09-24 Mcdonnell Douglas Corporation Wing fold push-pin locking assembly
US20040061029A1 (en) * 2002-06-26 2004-04-01 Mccarthy Peter T. High efficiency tip vortex reversal and induced drag reduction
US20050230531A1 (en) * 2004-04-13 2005-10-20 Japan Aerospace Exploration Agency Variable forward swept wing supersonic aircraft having both low-boom characteristics and low-drag characteristics

Family Cites Families (48)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2166564A (en) * 1936-03-04 1939-07-18 Douglas Aircraft Co Inc Airplane having folding wings
US2422056A (en) * 1944-05-06 1947-06-10 Curtiss Wright Corp Closure actuating and securing mechanism
US2683574A (en) * 1950-03-31 1954-07-13 Adolphe C Peterson Variable speed aircraft having adjustable swept-back wings
US3064928A (en) * 1960-08-23 1962-11-20 Thomas A Toll Variable sweep wing aircraft
FR94080E (fr) * 1963-12-27 1969-06-27 Breguet Aviat Avion a configuration variable.
US3279721A (en) * 1964-10-30 1966-10-18 Boeing Co Bearing arrangement for variable sweep wing aircraft
FR1531596A (fr) * 1967-05-23 1968-07-05 Dassault Avions Dispositif de liaison entre le fuselage et les ailes mobiles d'un avion à géométrie variable
US3662974A (en) * 1967-09-12 1972-05-16 Adolphe C Peterson Aircraft structure unit and wing structure
US3556439A (en) * 1968-11-22 1971-01-19 Boeing Co Methods and high lift systems for making an aircraft wing more efficient for takeoffs and landings
DE1816065C3 (de) * 1968-12-20 1974-07-25 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen Flugzeug mit um Hochachsen schwenkbaren Tragflügeln
US3606978A (en) * 1969-10-16 1971-09-21 Boeing Co Wing sweep pivot-bearing arrangement
US3680816A (en) * 1969-12-29 1972-08-01 Mc Donnell Douglas Corp Aircraft having auxiliary airfoils
US3737121A (en) * 1971-12-09 1973-06-05 Nasa Dual-fuselage aircraft having yawable wing and horizontal stabilizer
US4998689A (en) * 1989-07-14 1991-03-12 Rockwell International Corporation 90 degree rotation aircraft wing
JPH03118897U (zh) * 1990-03-16 1991-12-09
US5452643A (en) * 1992-01-30 1995-09-26 The Boeing Company Hydraulic power drive unit
US5427329A (en) * 1992-01-30 1995-06-27 The Boeing Company Locking hydraulic latch pin actuator
US5350135A (en) * 1992-01-30 1994-09-27 The Boeing Company Latch pin inhibitor for folding wing-tip aircraft
US5379969A (en) * 1992-01-30 1995-01-10 The Boeing Company Hydraulic actuator with mechanical lock and installation
US5201479A (en) * 1992-01-30 1993-04-13 The Boeing Company Self-monitoring latch pin lock for folding wing aircraft
US5381986A (en) * 1992-01-30 1995-01-17 The Boeing Company Folding wing-tip system
DE69836213T2 (de) 1997-06-13 2007-08-23 The Boeing Co., Seattle Aeronautische Tragflächen und insbesondere geneigte Flügelspitzen
US5988563A (en) * 1997-12-30 1999-11-23 Mcdonnell Douglas Corporation Articulating winglets
US6076766A (en) * 1998-07-01 2000-06-20 Mcdonnell Douglas Corp. Folding wing for an aircraft
US6260799B1 (en) * 2000-04-24 2001-07-17 Hamilton Sunstrand Corporation Aircraft wing fold actuation system
EP1676549A4 (en) * 2003-10-22 2009-03-25 Izumi Gishi Sougu Seisakusho C HINGE ARM FOR A PROSTHETIC RAIL
GB0326228D0 (en) * 2003-11-10 2003-12-17 Airbus Uk Ltd Wing tip device
US6834835B1 (en) * 2004-03-12 2004-12-28 Qortek, Inc. Telescopic wing system
US7051974B2 (en) * 2004-06-09 2006-05-30 The Boeing Company Pivoting aircraft wing and associated method
US7637454B2 (en) * 2006-06-06 2009-12-29 The Boeing Company Apparatus and method for controlling twist of a wing of an airborne mobile platform
US7445180B2 (en) * 2006-10-02 2008-11-04 The Boeing Company Actuation system for tail section of aircraft
US7744038B2 (en) 2007-06-15 2010-06-29 The Boeing Company Controllable winglets
US20110001016A1 (en) * 2007-12-18 2011-01-06 Robert Stewart Skillen Telescoping and sweeping wing that is reconfigurable during flight
GB0810460D0 (en) * 2008-06-09 2008-07-09 Airbus Uk Ltd Support assembly
US8157383B2 (en) * 2008-10-01 2012-04-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army System for displaying images and/or information on aircraft blades and method thereof
US8336830B2 (en) * 2008-10-03 2012-12-25 The Boeing Company Retractable aircraft wing tip
US8089034B2 (en) * 2009-04-17 2012-01-03 Itt Manufacturing Enterprises, Inc. Mechanism for folding, sweeping, and locking vehicle wings about a single pivot
GB0913473D0 (en) * 2009-08-04 2009-09-16 Airbus Operations Ltd Support assembly
US8779945B2 (en) * 2010-03-17 2014-07-15 Sikorsky Aircraft Corporation Virtual ice accretion meter display
US9024505B2 (en) * 2010-03-23 2015-05-05 Textron Innovations Inc. Swashplate-mounted permanent magnet alternator
US8342447B2 (en) * 2010-06-15 2013-01-01 The Boeing Company Morphing control surface transition
US10293935B2 (en) * 2010-08-03 2019-05-21 Tudor Crossfelt, Lp Flying vehicle retractable wing hinge and truss
US10538307B2 (en) * 2011-10-01 2020-01-21 The Boeing Company Hinged raked wing tip
US8708286B2 (en) * 2012-06-21 2014-04-29 The Boeing Company Swing tip assembly rotation joint
US9061753B2 (en) * 2012-11-29 2015-06-23 The Boeing Company Hinged panel operation systems and methods
US9365284B2 (en) * 2013-04-22 2016-06-14 The Boeing Company High-positioned 2-position variable camber Krueger
DE202013012285U1 (de) * 2013-05-29 2016-01-18 Faurecia Innenraum Systeme Gmbh Luftausströmer
US9404477B2 (en) * 2013-06-10 2016-08-02 Jerry Austin Carter Proportional moving air power transmission and energy collection and control system

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2961196A (en) * 1954-04-21 1960-11-22 Jack R Atkinson Folding wing aircraft
US3292881A (en) * 1963-12-27 1966-12-20 Aviation Louis Breguet Sa Aircraft with variable geometry
US3559924A (en) * 1967-07-05 1971-02-02 Entwicklungsring Sued Gmbh Mounting assembly for an adjustable sweptback aircraft wing
DE2103663A1 (de) * 1971-01-27 1972-08-17 Vereinigte Flugtechnische Werke-Fokker GmbH, 2800 Bremen Schwenklager für Flugzeuge veränderlicher Geometrie
US4824053A (en) * 1987-08-27 1989-04-25 Branko Sarh Telescopic wing
US5558299A (en) * 1994-04-19 1996-09-24 Mcdonnell Douglas Corporation Wing fold push-pin locking assembly
US20040061029A1 (en) * 2002-06-26 2004-04-01 Mccarthy Peter T. High efficiency tip vortex reversal and induced drag reduction
US20050230531A1 (en) * 2004-04-13 2005-10-20 Japan Aerospace Exploration Agency Variable forward swept wing supersonic aircraft having both low-boom characteristics and low-drag characteristics

Cited By (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107787288B (zh) * 2015-06-19 2021-09-21 空中客车英国运营有限责任公司 飞行器、接头、机翼末梢装置和飞行器机翼
US10906630B2 (en) 2015-06-19 2021-02-02 Airbus Operations Limited Rotational joint for an aircraft folding wing
CN107787288A (zh) * 2015-06-19 2018-03-09 空中客车英国运营有限责任公司 用于飞行器折叠机翼的旋转接头
CN105711812B (zh) * 2016-03-11 2017-09-29 深圳市国艺园林建设有限公司 一种市政园林用折叠翼无人机
CN105711812A (zh) * 2016-03-11 2016-06-29 胡建令 一种市政园林用折叠翼无人机
CN105691593A (zh) * 2016-03-11 2016-06-22 胡建令 一种折叠翼无人机
CN105857574A (zh) * 2016-05-10 2016-08-17 仲松梅 一种建筑市政用无人机
CN105905276B (zh) * 2016-05-10 2018-02-09 吉林省山河艮盛科技有限公司 一种建筑工程用折叠翼无人机
CN105947209A (zh) * 2016-05-10 2016-09-21 仲松梅 一种节能环保型建筑市政用无人机
CN105947209B (zh) * 2016-05-10 2018-04-17 菁果国际教育科技（广州）有限公司 一种节能环保型建筑市政用无人机
CN105905276A (zh) * 2016-05-10 2016-08-31 仲松梅 一种建筑工程用折叠翼无人机
CN105799911A (zh) * 2016-05-10 2016-07-27 仲松梅 一种节能环保建筑工程用折叠翼无人机
CN108382562A (zh) * 2017-02-03 2018-08-10 空中客车英国运营有限责任公司 用于飞行器折叠机翼的旋转接头
CN111824395A (zh) * 2020-07-10 2020-10-27 大连理工大学 一种用于变体机翼的翼尖折转机构

Also Published As

Publication number Publication date
US20150097087A1 (en) 2015-04-09
JP6385220B2 (ja) 2018-09-05
CA2858111A1 (en) 2015-04-06
EP2857309B1 (en) 2019-04-17
EP2857309A1 (en) 2015-04-08
CA2858111C (en) 2017-01-03
BR102014022938A2 (pt) 2015-09-15
CN104512545B (zh) 2018-09-14
US9296471B2 (en) 2016-03-29
JP2015074444A (ja) 2015-04-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104512545A (zh) 具有双负荷路径结构的摆动翼梢系统、组件和方法
EP2676878B1 (en) Swing tip assembly rotation joint
US9932107B2 (en) Enhancing aerodynamic performance of an aircraft wing assembly
US10538307B2 (en) Hinged raked wing tip
JP6388763B2 (ja) ヒンジ連結されたレイクドウィングチップ
US9481446B2 (en) System for latching and locking a foldable airfoil
JPH03128796A (ja) 航空機
US6345786B1 (en) Linked multi-segment landing gear door for aircraft
US20150069178A1 (en) Fuselage-mounted landing gear assembly for use with a low wing aircraft
CN105000168A (zh) 用于锁定以及锁紧可折叠翼面的系统
JP2020128198A (ja) 折り曲げ可能航空機翼
US10793252B2 (en) Apparatus and method for covering an opening in an aircraft
EP2727827B1 (en) Horizontal folding wingtip
CN110104199A (zh) 一种用于无人机空中发射平台的起降装置
RU2397107C1 (ru) Летательный аппарат
US11433988B2 (en) Aircraft wing comprising a mobile leading edge flap guided by a device located at the front of a wing box
Kothia et al. Design, Analysis and Optimization of folding wing mechanism for effective utilization of air side area

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant