CN108463405A - 用于飞机的空气动力学型材体 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于飞机的空气动力学型材体(1)、尤其是小翼，包括具有型材前边缘(4a)的前型材元件(2)和具有型材后边缘(3a)的后型材元件(3)以及将前型材元件(2)与后型材元件(3)连接的调节单元(7)，利用所述调节元件，后型材元件(3)相对于前型材元件(2)可调节，其中，调节单元(7)具有与前型材元件(2)连接的前支承装置(8)、与后型材元件(3)连接的后支承装置(9)和将前支承装置(8)与后支承装置(9)相互连接的力传递装置(10)。

Description

用于飞机的空气动力学型材体
技术领域
本发明涉及一种用于飞机的空气动力学型材体、尤其是小翼，其包括具有型材前边缘的前型材元件和具有型材后边缘的后型材元件，并且本发明涉及一种包括这样的空气动力学型材体的飞机。
背景技术
在飞机中使用极其不同的空气动力学型材体，对所述型材体共同的是空气绕流的外表面。设计为空气动力学型材体的例如是所谓的小翼，其更少见地称为翼端盘并且作为附加件安装在飞机机翼的自由端部上。通过小翼减小机翼的空气阻力。所述小翼可以以极其不同的实施方式获得。
型材体的几何结构如其重量一样对飞机的燃料消耗有显著的影响。此外飞机的噪声形成取决于型材体上的涡流。过去已经尝试为此进行准备：在飞机运行中适配型材体的几何结构，以便能够考虑到主导的飞行条件、尤其是风和天气。
例如在EP 1 047 593 Bl中提出一种飞机机翼，其中，不仅在前边缘上而且在后边缘上设置用于改变横截面轮廓的装置。为此目的设置可弯曲的外部框架，所述框架以柔性的外壳包套。在机翼型材的后区段上设置促动器，所述促动器作用到可弯曲的连接结构上。所述连接结构具有可压缩的S形元件，所述元件与可弯曲的外部框架连接。由此可以适配后边缘的轮廓。在机翼型材的前区段上设置另一个促动器，利用所述另一个促动器，径向的力施加到连接结构上，所述力传递到可弯曲的框架上。因此也可以适配前边缘的几何结构。
然而在该实施方式中不利的是，外部框架总体上必须可弯曲地实施，以便能够实现几何结构适配。此外不利的是，在前边缘和后边缘上设置单独的促动器显著提高型材的重量。
发明内容
因此本发明的任务在于，减轻或消除现有技术的至少单个缺点。本发明的目的因此尤其是，提供一种空气动力学型材体和一种飞机，其具有结构简单的措施，以用于在飞机运行中适配型材几何结构，而不显著影响型材绕流。
该任务通过具有权利要求1的特征的空气动力学型材体和具有权利要求18的特征的飞机解决。
本发明的特征在于将前型材元件与后型材元件连接的调节单元，利用所述调节单元，后型材元件相对于前型材元件可调节，其中，调节单元具有与前型材元件连接的前支承装置、与后型材元件连接的后支承装置以及将前支承装置与后支承装置相互连接的力传递装置。
因而在前型材元件和后型材元件之间设置调节单元，利用所述调节单元能够在运行的飞机运行中进行型材几何结构的适配。借此例如可以对瞬时的风情况和天气情况作出反应，以便调节相应有利的型材几何结构。调节单元尤其是设计用于，适配型材体的平均线或中心线(中线)的走向。在按照本发明的实施方式中，前型材元件和后型材元件可以有利地分别基本上刚性地实施。对于该公开的目的，这表示：前型材元件和后型材元件虽然分别在机械负载下承受通常的弹性变形，然而未规定前型材元件或后型材元件为了适配型材几何结构的确定的形状变化。与此相对，调节单元可以在前型材元件和后型材元件之间在形状上改变，以便实施型材几何结构的适配。调节单元为此分别具有至少一个在前型材元件上的前支承装置和至少一个在后型材元件上的后支承装置。为了适配型材几何结构，后支承装置相对于前支承装置的角度可以改变。前支承装置和后支承装置之间的最大角度变化优选为至少多度。后型材元件和前型材元件之间的力传递通过力传递装置实现，利用所述力传递装置，转矩施加到支承装置之一上、尤其是施加到后支承装置上。
空气动力学型材体优选是小翼，其可设置在机翼的端部上。然而按照本发明的调节单元也可以在控制面元件、尤其是舵或扰流器中使用。
借助调节单元可以适配空气动力学型材体的几何结构，其中，尤其是后型材元件相对于前型材元件的倾角尤其是可以相对于正常位置调节多度、例如10度。在小翼的情况中，可以这样通过改变型材几何结构对改变的环境条件、例如阵风作出反应。有利地可以这样优化装备有所述小翼的飞机的飞行特性。通过型材体的型材几何结构的适配尤其是可以实现节省燃料。按照应用可以此外减小飞机运行中的噪声形成。
按照一种特别优选的实施形式，力传递装置具有可弹性变形的板簧元件。板簧元件的布置结构有利地引起前型材元件和后型材元件之间的弯曲线。由此，横截面轮廓可以基本上连续地从型材前边缘延伸直到型材后边缘。这样的实施方式相对于现有技术带来显著的优点，在所述现有技术中在可运动的型材部件和固定的型材部件之间设置多次拐点、即不连续的过渡。基于板簧元件在调节单元的有效状态中的弹性变形形成弹簧张紧，所述弹簧张紧引起前型材元件和后型材元件之间的连接的高的弯曲刚度。此外有利的是，板簧元件的机械特性可以非常精确地调节。
为了该公开的目的，如下的可弯曲元件理解为板簧元件，所述元件沿主平面的延伸长度以多倍、尤其是许多倍大于垂直于主平面的延伸长度。
按照一种优选的实施方式，调节单元具有驱动装置、尤其是线性驱动装置，以用于传递转矩到力传递装置上。优选，所述驱动装置安放在前型材元件中。可以设置液压或气动的缸体活塞驱动装置作为线性驱动装置。
带有板簧元件和用于传递转矩到板簧元件上的驱动装置的空气动力学型材体由现有技术既不已知也不由此被教导。
DE102009053126A1说明了一种用于调节盖的调节装置，所述调节盖可偏转地支承在飞机机翼上。促动器通过驱动旋转轴与驱动装置耦合，以便将转矩传递到调节盖上。为了转矩传递，促动器通过耦合装置与接头装置连接，所述接头装置又与调节盖耦合。因此，通过促动器的旋转，调节盖相对于机翼的角度改变。设置在机翼上的促动器通过第一铰链与耦合装置连接，所述耦合装置又通过第二铰链与调节盖或接头装置连接。
EP0230681A2(DE3643157A1)说明了一种用于偏转前翼的不同类型的装置，所述前翼设置在飞机机翼的前边缘上。对于前翼基本上设置三个可能的位置：缩回(图1)、伸出(图3)以及伸出并且偏转(图6)。在第一位置(图1)和第二位置(图3)之间的变换通过前翼沿主支承轨道的运动实现，其中，旋转操纵系统驱动该运动。在此，前翼向前(沿飞行方向)并且向下运动。弹簧预紧装置构成用于，借助确定的弹簧力将前翼保持在该位置中。如果通过迎流的空气，空气动力学的力大于弹簧力，则发生前翼的偏转，其中，前翼进一步向下倾斜，由此机翼更强地拱曲。据此，前翼的运动/偏转在第一步骤中机械地实现(旋转操纵系统)并且在第二步骤中如下实现：空气动力学的力超过弹簧预紧装置的弹簧力。
弹簧预紧装置具有层状的板簧。然而EP0230681A2(DE3643157A1)的板簧针对完全不同的目的，由此也产生大量结构上的区别。在任何情况下，EP0230681A2(DE3643157A1)没有在上述实施形式设置的用于传递转矩到力传递装置上的驱动装置。因为在EP0230681A2(DE3643157A1)中板簧组仅被动地通过迎流而变形。
因此，DE102009053126A1与EP0230681A2(DE3643157A1)的综合本身不会得到上述的空气动力学型材体，其中，板簧元件在前支承装置和后支承装置之间借助驱动装置可以主动调节。
DE19503051A1公开了一种线性驱动装置，其包括输入件和在输入件上耦合的输出件，以用于调节翼盖。如果翼盖的运动由于外部影响而阻塞并且超过对于传递到翼盖上的力的确定的界限值，则输入件与输出件解耦，以此中断力传递。对此，DE19503051A1涉及一种用于线性单元的保险装置(作为转矩限制器或理论断裂点的备选方案)。
调节单元优选设计用于板簧元件基本上沿垂直于板簧元件主平面方向的变形。为了将空气动力学型材体的型材几何结构适配于主导的环境条件，可以操纵前型材元件和后型材元件之间的调节单元。通过操纵调节单元，板簧元件基本上沿垂直于其主延伸平面的方向向上弯曲。在板簧元件的向上弯曲的状态中，实现前支承装置和后支承装置之间沿板簧元件的主平面的基本上均匀的力传递。
为了前型材元件和后型材元件之间的有效的力传递，有利的是，板簧元件在后型材元件相对于前型材元件的正常位置中基本上平坦地设置，其中，板簧元件在后型材元件的有效位置中基本上沿垂直于板簧元件的主平面的方向向上弯曲。
按照一种特别优选的实施方式，板簧元件基本上居中设置在型材上侧和型材下侧之间。因而板簧元件的横截面在该实施方式中基本上沿型材中心线设置，所述型材中心线也经常称为平均线、拱形线或曲率线。通过板簧元件确定前型材元件和后型材元件之间的弯曲线。有利地，可以利用该实施方式实现煤油消耗的节省和减小的噪声形成。
按照一种优选的实施方式，板簧元件由纤维增强塑料、尤其是由碳纤维增强塑料制成。该实施方式的突出优点在于高的弯曲刚度、精确确定的力变化曲线、小的维护费用和低的重量。
为了将板簧元件夹紧在前支承装置和后支承装置上，有利的是，前支承装置具有用于接纳板簧元件的一个端部的长形空隙，后支承装置具有用于接纳板簧元件的另一个端部的长形空隙。
为了确保在较长型材体上的力传递，优选的是，两个前支承装置设置在前型材元件上并且两个后支承装置设置在后型材元件上，其中，各一个力传递装置设置在前支承装置和后支承装置之间。然而按照实施方式也可以设置更多数量的力传递位置(各包括一个前支承装置、一个后支承装置和一个力传递装置)。
关于在结构上简单、节省部件并且重量减小的实施方式，有利的是：驱动装置通过叉形元件与两个力传递装置连接。所述叉形元件可以具有多个空隙，以便减小调节单元的重量。
按照一种优选的实施方式，力传递装置具有分别与前支承装置和后支承装置连接的杠杆机构，以用于将转矩传递到前支承装置或后支承装置上。优选，转矩传递到后支承装置上，以便将后型材元件相对于前型材元件进行调节。然而，杠杆机构备选地也可以构成用于传递转矩到前支承装置上。在这两种实施方式中，转矩都引入杠杆机构中，所述转矩引起在后型材元件上的后支承装置和在前型材元件上的前支承装置之间的相对角位置的调节。
为了适配空气动力学型材体的型材几何结构，有利的是：驱动装置尤其是通过叉形元件与杠杆机构连接。
按照一种特别优选的实施方式，杠杆机构具有第一连接臂和第二连接臂，各所述连接臂的一个端部铰接地与前支承装置或后支承装置连接，并且各所述连接臂的另一个端部铰接地与支承杠杆的端部连接，所述支承杠杆铰接地支承在后支承装置或前支承装置上。根据实施方式，支承杠杆在前支承装置或后支承装置上通过位置固定的铰链可偏转地支承。在支承杠杆的端部上铰接有第一和第二连接臂，所述第一和第二连接臂在对置的另一支承装置上、即在后支承装置或前支承装置上围绕位置固定的铰链支承。通过操纵调节单元，支承杠杆围绕其位置固定的铰链偏转，其中，第一和第二连接臂的铰链在支承杠杆上沿彼此相反的方向移动。根据支承杠杆的偏转方向，利用第一连接臂将压力并且利用第二连接臂将拉力(或反之)施加到相应的支承装置上。由此将转矩施加到该支承装置上，所述转矩引起后型材元件相对于前型材元件的角位置的变化。
为了将力传递到杠杆机构上，有利的是，驱动装置尤其是通过叉形元件作用到第一连接臂和支承杠杆之间的铰接连接部上。
为了能够实现前支承装置和后支承装置之间的转矩传递，有利的是，支承杠杆和后支承装置或前支承装置之间的铰接连接部基本上设置在板簧元件的主平面中。
为了使空气动力学型材体的型材几何结构不或尽可能少地被调节单元的布置结构干扰，有利的是，调节单元具有壳体，所述壳体具有基本上与型材上侧齐平地结束的上外表面和基本上与型材下侧齐平地结束的下外表面。所述壳体可以在上外表面或下外表面上可弹性变形，以便补偿在操纵调节单元时的形状变化。备选地，所述壳体可以构成具有基本上刚性的外表面，其中，在该情况中各所述外表面可以在前型材元件和后型材元件的型材上侧或下侧下方滑动。最后，所述空气动力学型材体可以如由现有技术本身已知的那样由柔性的、然而具有足够固有刚度的膜片包套。
为了使空气动力学型材体的维修或维护变得容易，有利的是，调节单元可松开地与前型材元件和后型材元件连接。这尤其是表示，调节单元的壳体不与前型材元件或后型材元件一件式地构成。优选，前支承装置安装在前型材元件的背侧上。后支承装置安装在后型材元件的前侧上。
附图说明
接着借助优选的实施例进一步解释本发明，然而本发明不应该限制于所述实施例。
附图示出：
图1为以用于飞机的小翼形式的按照本发明的型材体的图解视图，其中，在前型材元件和后型材元件之间设置用于适配小翼的型材几何结构的调节单元；
图2为在正常位置中的小翼的视图；
图3为对应于图2的小翼在第一有效位置中的视图，其中，后型材元件相对于正常位置调节-10°；
图4为对应于图2、3的小翼在第二有效位置中的视图，其中，后型材元件相对于正常位置偏转+10°；
图5为小翼在调节单元的区域中的俯视图，然而其壳体为了更好的概览在图中被省略；
图6为没有壳体的调节单元的详细视图；
图7为调节单元在后型材元件上的安装状态中的没有壳体的另一视图；
图8为在按照图2的正常位置中空气动力学型材体在调节单元的区域中的横剖视图；
图9为在按照图3的第一有效位置中空气动力学型材体在调节单元的区域中的横剖视图；以及
图10为在按照图4的第二有效位置中空气动力学型材体在调节单元的区域中的横剖视图。
具体实施方式
在附图中示出空气动力学型材体1，所述空气动力学型材体在示出的实施形式中构成为小翼。
如由图1至5示意性可看出的，型材体1具有前型材元件2，该前型材元件在型材体1的确定的运行状态不可运动地设置在飞机上。此外，型材体1具有后型材元件3，所述后型材元件在型材体1的确定的运行状态中相对于前型材元件2可运动地设置。前型材元件2具有空气绕流的前型材上侧2a和前型材下侧2b，后型材元件3具有空气绕流的后型材上侧3a和具有后型材下侧3b。在前型材元件2上构成型材前边缘4a(前缘)，在后型材元件3上构成型材后边缘5a(后缘)。在示出的实施方式中，前型材元件2和后型材元件3这样设置，使得后型材元件3具有连接到前型材元件2的型材前边缘4上的另一个型材前边缘4b，前型材元件2具有连接到后型材元件2的型材后边缘5上的另一个型材后边缘5b。
如由图1至5此外可看出的，在前型材元件2和后型材元件3之间设置调节单元7，利用所述调节单元，后型材元件3相对于前型材元件2可调节。在示出的小翼的情况中，调节单元7相对于型材前边缘4a、4b并且相对于型材后边缘5a、5b倾斜地延伸、优选基本上沿垂直于(未示出的)机翼的主平面的方向延伸。调节单元7具有至少一个与前型材元件2连接的前支承装置8和与后型材元件3连接的后支承装置9。前支承装置8不可运动地安装在前型材元件2上，后支承装置9不可运动地安装在后型材元件3上。在示出的实施方式中，两个前支承装置8设置在前型材元件2上并且两个后支承装置9设置在后型材元件3上，这些支承装置沿型材体1的纵向方向彼此间隔开距离。此外，分别一个力传递装置10设置在前支承装置8和后支承装置9之间。调节单元7分别可松开地、即非不可分开地与前型材元件2和后型材元件3连接。
如由图1至5此外可看出的，每个力传递装置10具有可弯曲的板簧元件11，所述板簧元件基本上沿垂直于板簧元件11主平面的方向可弹性变形。板簧元件11基本上居中设置在型材上侧和型材下侧之间。板簧元件11由纤维增强塑料、尤其是碳纤维增强塑料制成。前支承装置8具有用于接纳板簧元件11的一个端部的长形空隙，后支承装置9具有用于接纳板簧元件11的另一个端部的对应的长形空隙。因此，板簧元件11在所述端部上夹紧。在端侧的夹紧部之间，板簧元件11可自由地弯曲。
如在图1至5中此外可看出的，设有驱动装置12、在示出的实施方式中为单独的缸体活塞线性驱动装置，以用于传递转矩到力传递装置10上。驱动装置12安装在第一保持板条13上，此外前支承装置8支撑在所述第一保持板条上。此外设有第二保持板条14，另一个前支承装置8支撑在所述第二保持板条上。一个前支承装置8与第一保持板条13连接，另一个前支承装置13与第二保持板条14连接。驱动装置12通过刚性的叉形元件15与两个力传递装置10连接。在示出的实施方式中，驱动装置12基本上居中地作用在叉形元件15上。
如由图1至5此外可看出的，每个力传递单元10具有分别与前支承装置8和后支承装置9连接的杠杆机构16，以用于传递转矩到后支承装置9上。驱动装置12通过叉形元件15与杠杆机构16连接。在示出的实施方式中，杠杆机构16具有第一连接臂17和第二连接臂18。第一连接臂17和第二连接臂18的各一个端部铰接地与后支承装置9连接。第一连接臂17和第二连接臂18的各另一个端部铰接地与支承杠杆19的端部连接，所述支承杠杆围绕(相对于前支承装置8)位置固定的铰链20支承在前支承装置8上。驱动装置12作用在叉形元件15上，从而叉形元件15通过驱动装置12线性的进给基本上平行于板簧元件11的主平面可移动。通过叉形元件15的移动，与该叉形元件铰接连接的支承杠杆19围绕铰链20偏转。由此形成在叉形元件15在支承杠杆19上的铰接连接部和铰链20之间的力臂，由此，后支承装置9的角位置相对于前支承装置8调节例如多于3°、优选多于5°、特别优选多于8°、尤其是基本上10°的角度。为此，在支承杠杆19和前支承装置8之间的铰链20基本上设置在板簧元件11的主平面中。
在图8至10中可看出在前支承装置8和后支承装置9之间的相对位置的变化。按照图8，前支承装置8和后支承装置9成对地相对置，基本上彼此平行地设置。板簧元件11处于松弛的平坦状态中，所述状态对应于后型材元件3相对于前型材元件2的正常位置。按照图9，后支承装置9以基本上10°的角度相对于前支承装置8设置，从而型材体1处于第一有效位置中。板簧元件11在此处于沿垂直于板簧元件11的主平面的一个方向向上弯曲的状态中。按照图10，后支承装置9以同样10°的角度关于相对于前支承装置8的另一个方向设置，从而型材体1处于第二有效位置中。板簧元件11在此处于沿垂直于板簧元件11的主平面的所述另一个方向向上弯曲的状态中。
如在图8至10中示意性可看出的，调节单元7具有壳体21，所述壳体具有基本上与型材上侧齐平地结束的上外表面22和基本上与型材下侧齐平地结束的下外表面23。
地点和方向说明，如“上”、“下”、“向上”、“向下”在这里涉及空气动力学型材体1的装入的运行状态，这时空气流从型材前边缘4a、4b引导至型材后边缘5a、5b。

Claims (18)

1.一种用于飞机的空气动力学型材体(1)、尤其是小翼，所述空气动力学型材体包括具有型材前边缘(4a)的前型材元件(2)和具有型材后边缘(3a)的后型材元件(3)，其特征在于，设有将前型材元件(2)与后型材元件(3)连接的调节单元(7)，利用所述调节单元，后型材元件(3)相对于前型材元件(2)可调节，其中，调节单元(7)具有与前型材元件(2)连接的前支承装置(8)、与后型材元件(3)连接的后支承装置(9)和将前支承装置(8)与后支承装置(9)相互连接的力传递装置(10)。
2.按照权利要求1所述的空气动力学型材体(1)，其特征在于，所述力传递装置(10)具有可弹性变形的板簧元件(11)，其中，调节单元(7)具有用于传递转矩到可弹性变形的板簧元件(11)上的驱动装置。
3.按照权利要求2所述的空气动力学型材体(1)，其特征在于，所述调节单元(7)设计用于使板簧元件(11)基本上沿垂直于板簧元件(11)主平面的方向变形。
4.按照权利要求3所述的空气动力学型材体(1)，其特征在于，所述板簧元件(11)在后型材元件(3)相对于前型材元件(2)的正常位置中基本上平坦地设置，其中，板簧元件(11)在后型材元件(3)的有效位置中基本上沿垂直于板簧元件(11)主平面的方向向上弯曲。
5.按照权利要求2至4之一所述的空气动力学型材体(1)，其特征在于，所述板簧元件(11)基本上居中设置在型材上侧(2a；3a)和型材下侧(2b；3b)之间。
6.按照权利要求2至5之一所述的空气动力学型材体(1)，其特征在于，所述板簧元件(11)由纤维增强塑料制成、尤其是由碳纤维增强塑料制成。
7.按照权利要求2至6之一所述的空气动力学型材体(1)，其特征在于，所述前支承装置(8)具有用于接纳板簧元件(11)的一个端部的长形空隙，后支承装置(9)具有用于接纳板簧元件(11)的另一个端部的长形空隙。
8.按照权利要求1至7之一所述的空气动力学型材体(1)，其特征在于，设置线性驱动装置作为用于传递转矩到力传递装置(10)上的驱动装置。
9.按照权利要求1至8之一所述的空气动力学型材体(1)，其特征在于，两个前支承装置(8)设置在前型材元件(2)上并且两个后支承装置(9)设置在后型材元件(3)上，其中，各一个力传递装置(10)设置在前支承装置(8)和后支承装置(9)之间。
10.按照权利要求9所述的空气动力学型材体(1)，其特征在于，所述驱动装置(12)通过叉形元件(15)与两个力传递装置(10)连接。
11.按照权利要求1至10之一所述的空气动力学型材体(1)，其特征在于，所述力传递装置(10)具有分别与前支承装置(8)和后支承装置(9)连接的杠杆机构(16)，以用于传递转矩到前支承装置(8)或后支承装置(9)上。
12.按照权利要求11所述的空气动力学型材体，其特征在于，所述驱动装置(12)与杠杆机构(16)连接，尤其是通过叉形元件(15)与杠杆机构连接。
13.按照权利要求11或12所述的空气动力学型材体(1)，其特征在于，所述杠杆机构(16)具有第一连接臂(17)和第二连接臂(18)，各所述连接臂的各一个端部铰接地与前支承装置(8)或后支承装置(9)连接并且各所述连接臂的各另一个端部铰接地与支承杠杆(19)的端部连接，所述支承杠杆铰接地支承在后支承装置(9)或前支承装置(8)上。
14.按照权利要求13所述的空气动力学型材体(1)，其特征在于，所述驱动装置(12)作用在第一连接臂(17)和支承杠杆(19)之间的铰接连接上，尤其是通过叉形元件(15)作用在第一连接臂和支承杠杆之间的铰接连接上。
15.按照权利要求13或14所述的空气动力学型材体(1)，其特征在于，在支承杠杆(19)和后支承装置(9)或前支承装置(8)之间的铰接连接部基本上设置在板簧元件(11)的主平面中。
16.按照权利要求1至15之一所述的空气动力学型材体(1)，其特征在于，所述调节单元(7)具有壳体(21)，所述壳体具有基本上与型材上侧(2a；2b)齐平地结束的上外表面(22)和基本上与型材下侧(2b；3b)齐平地结束的下外表面(23)。
17.按照权利要求1至16之一所述的空气动力学型材体(1)，其特征在于，所述调节单元(7)可松开地与前型材元件(2)和后型材元件(3)连接。
18.一种飞机，该飞机包括按照权利要求1至17之一所述的空气动力学型材体(1)。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3446964A1 (en) * 2017-08-21 2019-02-27 Claverham Limited Control surface attachment
WO2020127609A1 (en) * 2018-12-20 2020-06-25 Airbus Operations Limited Wingtip device for an aircraft

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1174497A (en) * 1966-06-20 1969-12-17 Giravions Dorand Jet Flaps.
JP2001080589A (ja) * 1999-09-17 2001-03-27 Advanced Technology Inst Of Commuter Helicopter Ltd フラップヒンジ機構およびその製造方法ならびにフラップヒンジ装置
EP1205383A2 (de) * 2000-11-11 2002-05-15 EADS Deutschland Gmbh Mechanismus zur zumindest bereichsweisen Verstellung der Wölbung von Tragflügeln
CN101098815A (zh) * 2004-11-23 2008-01-02 空中巴士德国有限责任公司 用于减小飞机附加机翼上的空气动力噪声的装置
CN101980918A (zh) * 2008-04-02 2011-02-23 Facc股份公司 用于对交通工具的内部空间加衬层的顶部嵌板
US7975965B2 (en) * 2008-05-13 2011-07-12 The Boeing Company Wing tip joint in airfoils
US20120091283A1 (en) * 2010-10-18 2012-04-19 Honda Patents & Technologies North America Llc Aircraft control surface operating device
CN102791574A (zh) * 2009-11-13 2012-11-21 空中客车运作有限责任公司 带调节襟翼之航空器的襟翼调整系统
CN104670478A (zh) * 2013-10-17 2015-06-03 波音公司 翼尖控制系统
US20150166171A1 (en) * 2013-12-11 2015-06-18 Airbus Operations (S.A.S.) Aircraft hinge arranged between a movable panel and a load-bearing structure

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4753402A (en) * 1985-12-30 1988-06-28 The Boeing Company Biased leading edge slat apparatus
SU1762488A1 (ru) * 1990-01-30 1994-04-30 Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского Адаптивное крыло
DE19503051A1 (de) * 1995-02-01 1996-08-08 Zahnradfabrik Friedrichshafen Linearantrieb für die Verstellung eines Elementes, insbesondere eines Flügelelementes an einem Flugzeug
US5947422A (en) * 1997-04-29 1999-09-07 Mcdonnell Douglas Tail for an aircraft
US5971328A (en) 1998-01-15 1999-10-26 Kota; Sridhar System for varying a surface contour
US6764047B2 (en) * 2001-01-26 2004-07-20 Todd Scott Miller Model airplane hinge construction
GB0326228D0 (en) * 2003-11-10 2003-12-17 Airbus Uk Ltd Wing tip device
US8083185B2 (en) * 2007-11-07 2011-12-27 The Boeing Company Aircraft wing tip having a variable incidence angle
BR112012013602A2 (pt) * 2009-12-10 2017-03-01 Univ Johannesburg Witwatersrand conjunto de asinha para aeronave.
GB201006099D0 (en) * 2010-04-13 2010-05-26 Airbus Operations Ltd Slat support assembly
US10562613B2 (en) * 2013-12-04 2020-02-18 Tamarack Aerospace Group, Inc. Adjustable lift modification wingtip
US9868517B2 (en) * 2014-08-13 2018-01-16 The Boeing Company Rotatable wing tip joint and method of making same
GB2536236A (en) * 2015-03-09 2016-09-14 Airbus Operations Ltd An aircraft comprising a foldable aerodynamic structure and an articulation mechanism for a foldable aerodynamic structure

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1174497A (en) * 1966-06-20 1969-12-17 Giravions Dorand Jet Flaps.
JP2001080589A (ja) * 1999-09-17 2001-03-27 Advanced Technology Inst Of Commuter Helicopter Ltd フラップヒンジ機構およびその製造方法ならびにフラップヒンジ装置
EP1205383A2 (de) * 2000-11-11 2002-05-15 EADS Deutschland Gmbh Mechanismus zur zumindest bereichsweisen Verstellung der Wölbung von Tragflügeln
CN101098815A (zh) * 2004-11-23 2008-01-02 空中巴士德国有限责任公司 用于减小飞机附加机翼上的空气动力噪声的装置
CN101980918A (zh) * 2008-04-02 2011-02-23 Facc股份公司 用于对交通工具的内部空间加衬层的顶部嵌板
US7975965B2 (en) * 2008-05-13 2011-07-12 The Boeing Company Wing tip joint in airfoils
CN102791574A (zh) * 2009-11-13 2012-11-21 空中客车运作有限责任公司 带调节襟翼之航空器的襟翼调整系统
US20120091283A1 (en) * 2010-10-18 2012-04-19 Honda Patents & Technologies North America Llc Aircraft control surface operating device
CN104670478A (zh) * 2013-10-17 2015-06-03 波音公司 翼尖控制系统
US20150166171A1 (en) * 2013-12-11 2015-06-18 Airbus Operations (S.A.S.) Aircraft hinge arranged between a movable panel and a load-bearing structure

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