CN107878732B - 用于驱动和导引后缘控制表面的系统 - Google Patents

用于驱动和导引后缘控制表面的系统 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种用于驱动和导引布置在飞机的机翼的后缘区域上的后缘控制表面的系统，包括：第一导引装置，其可附接至机翼并且与控制表面的内侧部段联接，用于沿预定轨迹相对于机翼的后缘区域在收缩位置与至少一个延伸位置之间导引控制表面的内侧部段；第二导引装置，其可附接至机翼并且保持控制表面的外侧部段的连接装置；以及驱动装置，其可以固定地附接至机翼和控制表面，用于移动控制表面。轨迹是至少沿一个维度的空间路径，其中，控制表面的内侧部段与机翼的固定部分之间的距离在内侧部段沿轨迹运动的期间改变。第二导引装置和连接装置中的至少一者设计成以可旋转的方式保持控制表面的外侧部段的连接装置，防止连接装置相对于机翼的平移运动。

Description

用于驱动和导引后缘控制表面的系统
技术领域
本发明涉及：一种用于驱动和导引布置在飞机机翼的后缘区域上的后缘控制表面的系统；一种用于相对于飞机机翼的后缘区域移动后缘控制表面的方法；以及一种具有机翼和至少一个用于驱动和导引布置在机翼的后缘区域上的后缘控制表面的系统的飞机。
背景技术
民用飞机的机翼通常装备有多个不同的控制表面，其以可移动的方式支撑在机翼上。在飞行期间，控制表面暴露在气流中，并且根据控制表面对机翼的取向以及因此对围绕机翼的气流的取向产生具有一定大小和方向的力。
例如，普遍地，控制表面用于增加机翼的表面积和弯度，以便提高升力系数并且能够降低所需的流速，特别地促进起飞和着陆。这些“高升力”表面通常布置在机翼的更靠内侧区域和中心区域上。这些“高升力”表面可以示例性地以前缘缝翼和/或后缘襟翼的形式实现，其可以在收缩位置与延伸位置之间移动，其中，在收缩位置中它们构成简洁的机翼的一部分，并且在延伸位置中它们可以提供扩大的表面积以及与主翼结构的间隙。
已知用于在收缩位置与延伸位置之间移动后缘襟翼的不同的支撑和导引装置。用于相对于机翼的后缘区域导引高升力襟翼的可能机构是所谓的“下落铰链(droppedhinge)”，其中，襟翼绕距襟翼有一定距离的固定的铰链线转动。一般的布置包括具有两个襟翼支撑件的内侧襟翼和具有两个襟翼支撑件的一个外侧襟翼。外侧襟翼通常具有渐缩形式，即轮廓深度沿外侧方向减小。襟翼绕上述铰链线的转动适合于襟翼的渐缩形式，使得外侧襟翼的内侧支撑件相比外侧支撑件以更大的直径进行循环转动。这导致襟翼在锥形表面部段上的运动，其中，锥体的虚拟尖端在翼梢的外侧。
作为示例，WO 2012 045 796A1示出了一种用于飞机机翼的高升力系统，该系统包括以可移动的方式保持的高升力襟翼、至少一个驱动单元、连接至驱动单元的至少一个传动轴以及若干致动器装置，致动器装置分布在传动轴上并且连接至高升力襟翼，用于移动高升力襟翼。
发明内容
对单个后缘襟翼的两个支撑件提供不同的运动学特性可能是相对复杂的。因此，本发明的目的是提出一种用于驱动后缘控制表面的驱动系统，该驱动系统包括具有渐缩形式的襟翼并且与常见的解决方案相比具有降低的复杂性。
该目的由根据权利要求1的系统来实现。可以从从属权利要求和以下描述中获得有利的实施方式以及进一步的改进。
提出了一种用于驱动和导引布置在飞机机翼的后缘区域上的后缘控制表面的系统。该系统包括第一导引装置，该第一导引装置可附接至机翼并且与控制表面的内侧部段联接，用于沿预定轨迹相对于机翼的后缘区域在收缩位置与至少一个延伸位置之间导引控制表面的内侧部段。该系统还包括第二导引装置，该第二导引装置可固定地附接至机翼并且保持控制表面的外侧部段的连接装置。该系统还包括驱动装置，该驱动装置可以与机翼和控制表面联接，用于移动控制表面。轨迹是至少沿一个维度的空间路径，其中，控制表面的内侧部段与机翼的固定部分之间的距离在内侧部段沿轨迹运动的期间改变。第二导引装置设计成以可旋转的方式保持控制表面的外侧部段的连接装置，防止连接装置相对于机翼的平移运动。
根据本发明的系统与现有技术中已知的解决方案相比提供了完全不同的概念。使用如上所述的第一导引装置和第二导引装置的组合允许移除用于所讨论的后缘控制表面的一侧的、相对复杂的导引和支撑装置。因此，根据本发明的系统简化了对后缘控制表面的导引。在下文中对核心部件进行说明。
后缘控制表面可以包括具有翼弦的渐缩形状，该渐缩形状沿外侧方向减小以至少在外侧区域中补偿机翼的一般的渐缩形状。第一导引装置位于控制表面的侧端部处或控制表面的侧端部附近，相比与第二导引装置联接的另一侧端部，该侧端部位于更靠内侧的位置。第一导引装置提供沿预定轨迹的导引功能，使得控制表面的内侧部段可以移动而更远离机翼的主结构或更靠近机翼的主结构。例如，轨迹可以是线性的或弯曲的，使得控制表面的内侧部段至少进行平移运动。
第一导引装置可以通过现有技术中已知的不同装置实现。
例如，第一导引装置可以包括下落铰链机构，下落铰链机构基于布置在机翼和/或处在完全收缩位置的后缘控制表面的下侧部的下方的铰链轴。例如，两个刚性连杆可以与控制表面的两个不同的弦向接头联接并且绕设置的铰链轴以可旋转的方式被支撑。因此，后缘控制表面根据铰链轴的空间取向和位置来进行组合的平移和转动运动。
此外，第一导引装置可以包括支撑在轨梁上的轨、以可移动的方式支撑在轨上的滑架以及后杆，其中，滑架和杆以可旋转的方式安装在两个不同的弦向接头上，并且后连杆以可旋转的方式安装在轨梁的后端部上。因此，例如，控制表面的前部部分由滑架沿轨支撑。控制表面的后端部通过后连杆与轨梁的后端部保持恒定的距离。因此，进行了组合的平移和旋转运动。
由于后缘控制表面的渐缩形状，因此外侧部段的运动不一定必须包括相同的尺寸延伸。第二导引装置现在布置在机翼的外侧端部区域，第二导引装置简单地与控制表面的外侧部段的连接装置联接，使得仅可实现绕第二导引装置的旋转运动。这意味着位于更靠内侧的第一导引装置优选地沿弦向方向提供不同的运动，而第二导引装置仅用作支撑件并且允许后缘控制表面相对于机翼的不同取向。
因此，可以省略与第一导引装置类似的用于外侧的复杂导引装置。根据本发明的系统的总重量低于使用与上述第一导引装置相对应设计的两个导引装置的一般系统的总重量。
第二导引装置的设计仅面临最低的设计限制。这些可以取决于第一导引装置的设计。由于第二导引装置仅需要支撑控制表面的外侧部段，所以第二导引装置仅需要补偿控制表面的空间取向。在控制表面的内侧部段的纯平移运动不太可能的情况下，第二导引装置可以简单地设计为具有绕单一轴线的单一旋转自由度的接头，该单一轴线优选地垂直于第一导引装置的线性延伸部布置。
在控制表面的内侧部段的组合的平移和旋转运动更可能的情况下，第二导引装置应该至少包括两个旋转自由度。例如，这两个旋转自由度可以以彼此成一定角度的两个铰链轴的形式实现。替换地，这两个旋转自由度可以通过万向接头或球面支撑件实现。
在优选实施方式中，第一导引装置包括接头，该接头布置在距机翼下侧部一定距离的位置，通过移动驱动装置使控制表面绕该接头旋转。因此，第一导引装置构成了机械上相对简单但是允许控制表面增加机翼的表面积及其弯度的下落铰链机构，其中，下落铰链机构的运转状态可通过提供铰链相对于机翼在纵向(弦向)位置以及竖直位置中的合适位置来调节。
在另一实施方式中，第一导引装置包括支撑在轨梁上的轨、以可移动的方式支撑在轨上的滑架以及以可旋转的方式联接至轨梁的后端部的后连杆，其中，滑架和后连杆的与轨梁相反的端部在两个不同的弦向位置以可旋转的方式与控制表面的两个接头联接。这种襟翼轨道机构也被普遍使用并且可以提供具有更复杂形状的轨迹。
在更进一步的实施方式中，第一导引装置可以包括具有多个刚性连杆和两个接头的多连杆链，多个刚性连杆以可旋转的方式与可连接至机翼的支撑结构联接以及两个接头位于控制表面上的两个不同弦向位置处。
对于所有这些不同的运动学特性，可能有利的是，第二导引装置包括至少具有两个不同的铰链轴的旋转接头。这意味着附接至第二导引装置或与第二导引装置联接的部件能够独立地提供绕两个铰链轴的旋转。
在优选实施方式中，第二导引装置包括球面支撑件，该球面支撑件允许绕几乎任何空间取向轴线的旋转。
在更进一步的实施方式中，第二导引装置可以包括线性补偿装置，线性补偿装置沿平行于控制表面的前缘的方向补偿控制表面运动。例如，第二导引装置可以包括沿平行于控制表面的前缘的方向从第二导引装置突出的轴，该轴延伸穿过衬套。此外，第二导引装置可以包括被轴延伸穿过的衬套，该轴连接至控制表面并且沿平行于前缘的方向延伸。轴和衬套的两种组合应该允许沿平行于控制表面的前缘的方向提供线性运动。因此，可以消除由于移动控制表面的内侧部段而引起的控制表面与第二导引装置之间的约束力。
在有利的实施方式中，第二导引装置和连接装置中的一者包括允许绕至少一个轴线的自由旋转的机构。该机构可以包括允许提供这种自由旋转的任意接头、铰链或其他合适的部件。此外，为了获得期望的旋转自由度，第二导引装置和连接装置中的一者可以包括两个或更多个这种部件的组合。
就此而言，要阐述的是，术语“第二导引装置和连接装置中的一者”被用于还包括一种系统，其中，“连接装置”能够提供期望的旋转自由度，而第二导引装置仅仅是用于接纳连接装置的固定元件。
此外，第二导引装置至少部分位于机翼的翼片结构内部。翼片结构可以被认为是机翼的一部分，其包括上蒙皮和下蒙皮，它们共同限定翼片，即空气动力表面的形状。通过将第二导引装置至少部分地定位在翼片结构内部，与一般系统相比，具有收缩控制表面的简洁构造不包括任何可能影响机翼周围的气流的附加部件。
第二导引装置可以位于控制表面的侧向外侧端部与机翼的固定后缘部段的侧向内侧端部之间，其中，机翼的固定后缘部段的侧向内侧端部紧邻控制表面的侧向外侧端部。没有必要对机翼的后缘部段进行较大的结构改进，并且两个部件均可以设计成提供尽可能紧凑的组合。
此外，第二导引装置可以定位在控制表面的轨迹的会聚点中或者紧邻控制表面的轨迹的会聚点定位。如上所述，控制表面由第一导引装置沿轨迹导引，该轨迹基于现有技术中的锥形运动，但是由锥形运动描绘的锥体的会聚点或顶点位于机翼的尺寸延伸部中，并且特别是机翼的外侧端部处。接纳控制表面的连接装置的第二导引装置可以在控制表面外侧紧靠翼片放置或者部分地放置在翼片内部或者完全放置在翼片中。因此，控制表面分别绕该会聚点和第二导引装置的整体运动是非常平稳的。
作为替代解决方案，第一导引装置可以适于沿平行于控制表面的前缘的方向补偿控制表面运动。这可以通过多种不同的装置进行，取决于第一导引装置的机械类型。例如，下落铰链结构本身可以包括球面支撑件，其提供下落铰链本身并且还能够补偿横向运动。为了补偿横向运动，襟翼轨道机构可以在轨梁处包括具有大致上竖直的铰链轴线的铰链。
在有利的实施方式中，第二导引装置和连接装置中的一者适于相对于第二导引装置和连接装置中的另一者沿线性轴线移动。特别地，线性轴线可以平行于控制表面的前缘，使得控制表面的内侧部段与第二导引装置的附接位置之间的宽度是可变的。这允许防止约束力。
第二导引装置和连接装置中的一者可以包括细长部件，并且第二导引装置和连接装置中的另一者包括具有用于接纳细长部件的开口的部件。这简化了安装并且导致对控制表面的充分确定的支撑。
此外，细长部件可以沿其延伸轴线在第二导引装置的开口中移动。这简单地提供了运动补偿功能。
本发明还涉及一种飞机，其机翼至少具有一个上述驱动系统。例如，在机翼的每侧上，机翼都可以包括至少一个内侧后缘控制表面和一个外侧后缘控制表面。内侧控制表面各自包括两个根据以上描述的第一导引装置。然而，外侧控制表面仅包括根据以上描述的一个第一导引装置和一个第二导引装置。
附图说明
从以下对附图所示的示例性实施方式的描述中可以了解本发明的其它特征、优点和潜在应用。在这方面，所有描述的和/或图示的特征无论其在各个权利要求中组合或其对其他权利要求的引用如何，都独立地且以任意组合的形式形成本发明的目的。此外，相同或类似的物体在附图中由相同的附图标记表示。
图1在俯视图中示出了装备有根据本发明的系统的机翼。
图2示出了机翼在第一导引装置处的横截面。
图3a至图3c在不同视图中示出了控制表面及其与固定机翼结构上的第二导引装置的连接的细节。
图4a和图4b示出了用于将控制表面联接至机翼的固定结构上的第二导引装置的另一示例。
图5示出了一种飞机，其机翼具有根据本发明的系统。
具体实施方式
图1示出了具有前缘4和后缘区域6的飞机的机翼2。在机翼2的内侧区域中，内侧后缘控制表面8以可移动的方式支撑在机翼2上。内侧后缘控制表面8可以沿x方向移动，x方向是飞机的纵向轴线。
在更远的外侧区域中，存在外侧后缘控制表面10，其包括内侧端部12和外侧端部14。在控制表面10的内侧部段16中，存在第一导引装置18，为了简洁起见通过虚线指示第一导引装置18。在控制表面10的外侧部段20中，存在第二导引装置22。
第一导引装置18沿x方向对内侧部段16提供导引。进而，第二导引装置22仅保持外侧部段20并且允许绕旋转点21的旋转。防止外侧部段20的线性运动。
通过沿着第一导引装置18相对于后缘区域6移动外侧后缘控制表面10，控制表面10的内侧端部12在收缩位置与至少一个延伸位置之间移动。由于使用了固定安装的第二导引装置22，因此控制表面10的外侧端部14总是保持在点21处，而通过旋转来跟随内侧端部12的运动。
因此，控制表面10提供锥形运动，其中，由锥形运动描绘的锥体的会聚点或顶点保持在机翼2的尺寸延伸部中，即在点21处。在下文中对将控制表面10附接至第二导引装置22进行进一步说明。
因此，与普遍概念相比，机翼2的设置更加简单。
图2示出了机翼2、后缘控制表面10以及第一导引装置18的横向截面图。此处，支撑结构24附接至机翼2的下侧部26并且延伸越过主翼结构30的后缘28。后缘控制表面10布置在主翼结构30的后缘28后面并且在收缩位置中被示出，在收缩位置中，机翼2具有简洁的构造。
在支撑结构24的外端部32处放置有接头32，第一连杆34和第二连杆36连接至接头32并以可旋转的方式支撑在接头32上。两个连杆34和36与控制表面10的前接头38和后接头40联接，其中，两个接头38和40设置在两个不同的弦向位置处。此外，存在致动器形式的驱动装置44，其以可旋转的方式安装至支撑结构24上的致动器支撑件46和控制表面10的接头38。通过将致动器44延伸和收缩，控制表面10绕限定铰链轴48的接头32旋转。
在控制表面10的前缘50上方，存在沿控制表面10的后缘42的方向延伸的扰流器52。主结构30、扰流器52以及后缘控制表面10的组合提供简洁的机翼构造。控制表面10的内侧端部12的运动与飞机的一般后缘襟翼的运动相当。
图3a以三维视图示出了控制表面10的外侧端部14。此处，示出了从控制表面10的外侧端部56突出的轴54。作为细长部件的轴54可以通过插入第二导引装置22的至少一个孔中来与第二导引装置22联接。通过使用这种轴54，能够补偿横向运动，即沿控制表面10的前缘50的运动。
在图3b中，示出了第二导引装置22在机翼2的固定后缘部段60的侧向内侧端部58处的可能位置。后缘部段60是翼片结构61的一部分或构成翼片结构61的一部分。示例性地，第二导引装置22在翼片结构61内部。
呈轴54形式的连接装置从控制表面10的侧向外侧端部56突出到第二导引装置22中以将两个部件彼此联接。为了简洁起见，未示出用于固定轴54和第二导引装置22的附加装置。这不被解释为根据本发明的系统的设计限制。
图3c示出了球面轴承形式的第二导引装置22的非常简单的设置，其包括保持架62和轴承体64，保持架62和轴承体64包括允许相对于彼此的球面运动的配合表面66和68。轴承体64包括设计成接纳轴54的通孔70。如果需要，轴54可以沿其延伸轴线72在通孔70内移动。
还可以想到，第二导引装置22和连接装置54可以互换，使得球面轴承附接至控制表面10并且被称为“连接装置”，而轴54附接至固定的机翼结构60并且与球面轴承联接。然后，如上所述，轴绕点21导引控制表面10的外侧端部14。
在图4a中，控制表面10的外侧端部14装备有叉状件74，其保持与图3c所示的球面轴承相似的球面轴承78。此处，由于球面轴承78固定至襟翼10，因此球面轴承78可以构成连接装置79的一部分。
第二导引装置76主要由插入球面轴承78中的轴组成，以便绕固定的后缘部段60导引球面轴承78。
还可以想到，使用中空管或衬套代替叉状件74。但是，需要足够的内径以允许轴76的不受阻碍的运动。
运动学上相反地，图4b示出了附接至控制表面10的外侧端部14的叉状件80。叉状件保持轴82。叉状件80和轴82构成连接装置81。轴82延伸穿过作为第二导引装置的球面轴承84，球面轴承84进而通过支架86保持在固定的后缘部段60上。支架86还可以是单独的部件，或者可以一体地形成用于球面轴承84的保持架。
最后，图5示出了具有这种设置的飞机88。
此外，应当指出，“包括”不排除其他元件或步骤，并且“一”或“一个”不排除复数。此外，应当指出，已经参照上述示例性实施方式中的一者描述的特征或步骤也可以与上述其他示例性实施方式的其他特征或步骤组合使用。权利要求中引用的字符不被解释为限制。

Claims (14)

1.一种用于驱动和导引布置在飞机(88)的机翼(2)的后缘区域(6)上的后缘控制表面(10)的系统，所述系统包括：
第一导引装置(18)，所述第一导引装置(18)能够附接至所述机翼(2)并且与所述控制表面的内侧部段(16)联接，用于沿预定轨迹相对于所述机翼(2)的所述后缘区域(6)在收缩位置与至少一个延伸位置之间导引所述控制表面(10)的所述内侧部段(16)；
第二导引装置(22、76、84)，所述第二导引装置(22、76、84)能够附接至所述机翼(2)并且保持所述控制表面(10)的外侧部段(20)的连接装置(54、79、81)；以及
驱动装置(44)，所述驱动装置(44)能够固定地附接至所述机翼(2)和所述控制表面(10)，用于移动所述控制表面(10)，
其中，所述轨迹是至少沿一个维度的空间路径，其中，所述控制表面(10)的所述内侧部段(16)与所述机翼(2)的固定部分之间的距离在所述内侧部段(16)沿所述轨迹运动的期间改变，并且
其中，所述第二导引装置(22、76、84)和所述连接装置(54、79、81)中的至少一者设计成以可旋转的方式保持所述控制表面(10)的所述外侧部段(20)的所述连接装置(54、79、81)，防止所述连接装置(54、79、81)相对于所述机翼(2)的平移运动。
2.根据权利要求1所述的系统，
其中，所述第一导引装置(18)包括接头(32)，所述接头(32)布置在距所述机翼(2)的下侧部一定距离的位置，通过移动所述驱动装置(44)，所述控制表面(10)绕所述接头(32)旋转。
3.根据权利要求1所述的系统，
其中，所述第一导引装置(18)包括支撑在轨梁上的轨、以可移动的方式支撑在所述轨上的滑架以及以可旋转的方式联接至所述轨梁的后端部的后连杆，
其中，所述滑架和所述后连杆的与所述轨梁相反的端部在两个不同的弦向位置以可旋转的方式与所述控制表面的两个接头联接。
4.根据权利要求1所述的系统，
其中，所述第一导引装置(18)包括具有多个刚性连杆和两个接头的多连杆链，所述多个刚性连杆以可旋转的方式与能够连接至所述机翼的支撑结构联接，所述两个接头在所述控制表面上位于所述控制表面的两个不同弦向位置处。
5.根据权利要求1所述的系统，
其中，所述第二导引装置(22、76、84)和所述连接装置(54、79、81)中的一者包括允许绕至少一个轴线的自由旋转的机构。
6.根据权利要求1至5中的任一项所述的系统，
其中，所述第二导引装置(22、76、84)至少部分位于所述机翼(2)的翼片结构(61)内部。
7.根据权利要求1至5中的任一项所述的系统，
其中，所述第二导引装置(22、76、84)位于所述控制表面(10)的侧向外侧端部(56)与所述机翼(2)的固定后缘部段(60)的侧向内侧端部(58)之间，其中，所述机翼(2)的所述固定后缘部段(60)的所述侧向内侧端部(58)紧邻所述控制表面(10)的所述侧向外侧端部(56)。
8.根据权利要求1至5中的任一项所述的系统，
其中，所述第二导引装置(22、76、84)定位在所述控制表面(10)的所述轨迹的会聚点(21)中或者紧邻所述控制表面(10)的所述轨迹的所述会聚点(21)定位。
9.根据权利要求1至5中的任一项所述的系统，
其中，所述第二导引装置(22、76、84)和所述连接装置(54、79、81)中的一者包括球面轴承，所述球面轴承允许绕任何空间取向轴线的旋转。
10.根据权利要求1至5中的任一项所述的系统，
其中，所述第二导引装置(22、76、84)和所述连接装置(54、79、81)中的一者适于沿平行于所述控制表面(10)的前缘(50)的方向补偿所述控制表面(10)的运动。
11.根据权利要求10所述的系统，
其中，所述第二导引装置(22、76、84)和所述连接装置(54、79、81)中的一者适于相对于所述第二导引装置(22、76、84)和所述连接装置(54、79、81)中的另一者沿线性轴线移动。
12.根据权利要求11所述的系统，
其中，所述第二导引装置(22、76、84)和所述连接装置(54、79、81)中的一者包括细长部件，并且所述第二导引装置(22、76、84)和所述连接装置(54、79、81)中的另一者包括具有用于接纳所述细长部件的开口(70)的部件(64)。
13.根据权利要求12所述的系统，
其中，所述细长部件能够沿其延伸轴线在所述开口(70)中移动。
14.一种具有机翼(2)的飞机(88)，所述机翼(2)具有至少一个根据权利要求1至13中的任一项所述的系统。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110225861B (zh) 2016-11-11 2023-08-08 威罗门飞行公司 挤压的翼部保护系统和装置
CN109606641A (zh) * 2018-11-07 2019-04-12 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机柔性后缘下翼面密封结构
CN114954910B (zh) * 2021-02-18 2024-06-11 海鹰航空通用装备有限责任公司 一种可调后掠角的副翼操纵机构及具有其的无人机

Family Cites Families (37)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB595299A (en) * 1944-02-25 1947-12-02 Armstrong Whitworth Co Eng Improvements relating to the arrangement and operation of control surfaces of aircraft
GB417898A (en) * 1933-10-26 1934-10-15 Charles Richard Fairey Improvements in or relating to the controlling mechanism of aeroplanes
US2555862A (en) * 1947-05-23 1951-06-05 Onera (Off Nat Aerospatiale) High-lift appliance for largely sweptback wings
US3140066A (en) * 1962-12-04 1964-07-07 North American Aviation Inc Multiple pivot mounting means
US3438597A (en) * 1967-04-03 1969-04-15 Witold A Kasper Aircraft
US4460138A (en) * 1982-09-29 1984-07-17 Sankrithi Mithra M K V Flexible flap for an airfoil
US5794893A (en) * 1995-06-07 1998-08-18 Northrop Grumman Corporation Elastomeric transition for aircraft control surface
US6209824B1 (en) * 1997-09-17 2001-04-03 The Boeing Company Control surface for an aircraft
US6145791A (en) * 1998-01-09 2000-11-14 Northrop Grumman Corporation Elastomeric transition for aircraft control surface
AT406858B (de) * 1998-12-11 2000-10-25 Fischer Adv Components Gmbh Spoiler für tragflächen
US6173924B1 (en) * 1999-06-15 2001-01-16 Northrop Grumman Corporation Low density flexible edge transition
US7338018B2 (en) * 2005-02-04 2008-03-04 The Boeing Company Systems and methods for controlling aircraft flaps and spoilers
US7500641B2 (en) * 2005-08-10 2009-03-10 The Boeing Company Aerospace vehicle flow body systems and associated methods
US7475854B2 (en) * 2005-11-21 2009-01-13 The Boeing Company Aircraft trailing edge devices, including devices with non-parallel motion paths, and associated methods
DE102005061750A1 (de) * 2005-12-21 2007-07-05 Eads Deutschland Gmbh Flexible Steuerfläche für ein Luftfahrzeug
US8104710B2 (en) * 2007-04-25 2012-01-31 Goodrich Actuation Systems Limited Actuator arrangement
GB0722415D0 (en) * 2007-11-15 2007-12-27 Airbus Uk Ltd Aircraft wing and flap deployment system
GB0810460D0 (en) * 2008-06-09 2008-07-09 Airbus Uk Ltd Support assembly
GB0814610D0 (en) * 2008-08-11 2008-09-17 Airbus Uk Ltd A bi-directional flight control surface mechanism
GB0823392D0 (en) * 2008-12-23 2009-01-28 Goodrich Actuation Systems Ltd Drive arrangement
DE102010047540A1 (de) 2010-10-05 2012-04-05 Airbus Operations Gmbh Hochauftriebssystem für einen Tragflügel eines Flugzeugs
US8684316B2 (en) * 2011-09-23 2014-04-01 The Boeing Company Aircraft flap mechanism having compact large fowler motion providing multiple cruise positions
DE102012005423A1 (de) * 2012-03-16 2013-09-19 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Flugzeug
DE102012006187B4 (de) * 2012-03-27 2020-03-12 Airbus Operations Gmbh Klappenanordnung und Flugzeug mit mindestens einer Klappenanordnung
GB201209666D0 (en) * 2012-05-31 2012-07-18 Airbus Operations Ltd A hinge assembly for rotatably mounting a control surface on an aircraft
NL2009762C2 (en) * 2012-11-06 2014-05-08 Fokker Aerostructures Bv An airplane wing, airplane and flap system.
GB201222308D0 (en) * 2012-12-11 2013-01-23 Airbus Operations Ltd Support assembly
EP2805879B1 (en) * 2013-05-22 2017-07-05 Airbus Operations GmbH Flap arrangement for a wing of an aircraft and an aircraft with a wing comprising such a flap arrangement
WO2015065551A1 (en) * 2013-07-25 2015-05-07 Lam Aviation, Inc. Aircraft wing structure and control system
US11014649B2 (en) * 2016-06-29 2021-05-25 Bombardier Inc. Methods and systems for deploying adjacent trailing edge flaps
EP3301018A1 (en) * 2016-09-30 2018-04-04 Airbus Operations GmbH System for driving and guiding of a multifunctional trailing edge control surface on an aircraft
US10308347B2 (en) * 2016-10-26 2019-06-04 Simmonds Precision Products, Inc. Wing tip aileron actuation system
GB2561874B (en) * 2017-04-26 2019-09-18 Airbus Operations Ltd Magnetic seals
US10450055B2 (en) * 2017-06-15 2019-10-22 The Boeing Company Methods and apparatus for a distributed aircraft actuation system
EP3446964A1 (en) * 2017-08-21 2019-02-27 Claverham Limited Control surface attachment
EP3505451A1 (en) * 2017-12-29 2019-07-03 Airbus Operations GmbH Flight control surface assembly
US10889365B2 (en) * 2018-03-15 2021-01-12 The Boeing Company Auxiliary support system for a flap of an aircraft wing

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