CN109204783A - 飞行器致动器组件、飞行器致动器、保持装置及一套部件 - Google Patents

飞行器致动器组件、飞行器致动器、保持装置及一套部件 Download PDF

Info

Publication number
CN109204783A
CN109204783A CN201810723910.0A CN201810723910A CN109204783A CN 109204783 A CN109204783 A CN 109204783A CN 201810723910 A CN201810723910 A CN 201810723910A CN 109204783 A CN109204783 A CN 109204783A
Authority
CN
China
Prior art keywords
holding meanss
actuator
lug
connector
aircraft actuators
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.)
Pending
Application number
CN201810723910.0A
Other languages
English (en)
Inventor
马尔科·马滕斯
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 CN109204783A publication Critical patent/CN109204783A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/40—Transmitting means with power amplification using fluid pressure
    • B64C13/42—Transmitting means with power amplification using fluid pressure having duplication or stand-by provisions
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/26—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant
    • B64C13/28—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant mechanical
    • B64C13/30—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant mechanical using cable, chain, or rod mechanisms
    • 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
    • B64C3/48—Varying camber by relatively-movable parts of wing structures
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/02—Mounting or supporting thereof
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F15B15/00—Fluid-actuated devices for displacing a member from one position to another; Gearing associated therewith
    • F15B15/20—Other details, e.g. assembly with regulating devices
    • F15B15/26—Locking mechanisms
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F15B20/00—Safety arrangements for fluid actuator systems; Applications of safety devices in fluid actuator systems; Emergency measures for fluid actuator systems
    • F15B20/007—Overload
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/40—Transmitting means with power amplification using fluid pressure

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Analytical Chemistry (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)

Abstract

本申请涉及一种用于飞行器致动器的保持装置，该保持装置包括在凸耳与附接凸缘之间延伸的本体，该凸耳构造成将保持装置铰接地连接至致动器支撑体，该附接凸缘构造成将保持装置固定地附接至由致动器的主体提供的平台，其中，保持装置构造成在致动器的连接体结构失效的情况下防止致动器相对于致动器支撑体移动离开正常工作位置。本申请还涉及一种飞行器致动器组件、一种飞行器致动器以及一套部件。

Description

飞行器致动器组件、飞行器致动器、保持装置及一套部件
技术领域
本技术涉及用于飞行器致动器的保持装置、飞行器致动器以及飞行器致动器组件。
背景技术
在飞行器中，使用许多可移动结构来实现相应功能。参照图1A，使用位于飞行器机翼上的可移动结构103例如襟翼、缝翼、扰流器和副翼在空气动力学上控制用于确定飞行器的飞行路线的升力和阻力的大小和分布。可移动结构103通常由一个或更多个致动器105致动，所述致动器105在一端处通过连接体107铰接地附接至固定的致动器支撑体109，并且在另一端处通过杆端111附接至可移动结构103。在正常操作期间，致动器105的伸出和收回决定了可移动结构103相对于固定的致动器支撑体109的位置。致动器的伸出和收回的精准范围分别设定在预定义的极限正常工作位置113和113’内，如图1A中所示。由于该机构由多个移动部件组成，因此可能但未必发生结构失效事件。
图1B示出了图1A的致动器105的失效事件，其中，致动器105的连接体107在位置121处结构失效，因此允许致动器105与致动器支撑体109分离。替代性地，连接体107可能会在铰接连接位置123处失效。由于可移动结构103仍承受空气动力载荷，因此可移动结构103可能会向外伸出超过其自身的极限正常工作位置而到达失效位置113”。由于致动器105在一端处仍然连接至可移动结构103，因此该致动器105根据作用在与致动器105附接的可移动结构103上的惯性或空气动力学载荷会移动离开致动器105的正常工作位置，例如，向前、向后或向下移动。因此，致动器105会接触位于致动器105下方的底部结构115，可能导致对致动器的主体117和底部结构本身的损坏。此外，由于致动器105进一步向后移动，因此多个系统元件中的连接至致动器105的一个系统元件119可能受到在该系统元件119的设计所允许之外的应力，这可能进一步导致对该系统元件的损坏，并且在任何情况下增加飞行器101在这样的事件之后在地面上时需要执行的检查量。鉴于上述情况，可以认为本技术的目的是提供改进的致动器组件。
此处，应指出的是，本部分提供的技术内容旨在帮助本领域的技术人员理解本技术，而不一定构成现有技术。
发明内容
本技术的实施方式提供了一种飞行器致动器组件，所述飞行器致动器组件包括保持装置和致动器，该保持装置包括在附接凸缘和凸耳之间延伸的本体，其中，附接凸缘被构造成固定地附接到由致动器的主体提供的对应的平台，并且凸耳构造成铰接地连接至致动器支撑体；该致动器包括主体和连接体，其中，主体设置有对应的平台，该对应的平台构造成接纳保持装置的附接凸缘，并且连接体设置有另一凸耳，该另一凸耳构造成将致动器铰接地连接至致动器支撑体；其中，保持装置在连接体结构失效的情况下防止致动器相对于致动器支撑体移动离开正常工作位置。
本技术的另一实施方式提供了一种飞行器致动器组件，其中，致动器支撑体形成U形夹，该U形夹构造成接纳保持装置的凸耳和连接体的另一凸耳。
本技术的又一实施方式提供了一种包括多于一个保持装置的飞行器致动器组件。
本技术的另一实施方式提供了一种飞行器致动器组件，该飞行器致动器组件包括一对保持装置，保持装置分别定位于连接体的相对侧。
本技术的又一实施方式提供了一种飞行器致动器组件，其中，附接凸缘和对应的平台在通过剪切型紧固件固定地附接至彼此时形成搭接接头。
本技术的另一实施方式提供了一种飞行器致动器，该飞行器致动器包括主体和连接体，其中，主体设置有平台，该平台构造成接纳保持装置的附接凸缘，并且连接体设置有凸耳，该凸耳构造成将致动器铰接地连接至致动器支撑体。
本技术的又一实施方式提供了一种飞行器致动器，其包括多于一个的平台，其中，每个平台被构造成接纳保持装置的相应附接凸缘。
本技术的另一实施方式提供了一种飞行器致动器，其中，连接体还包括插栓，该插栓构造成接合由保持装置的本体形成的对应的接纳孔。
本技术的又一实施方式提供了一种用于飞行器致动器的保持装置，所述保持装置包括在凸耳与附接凸缘之间延伸的本体，该凸耳构造成将保持装置铰接地连接至致动器支撑体，该附接凸缘构造成将保持装置固定地附接至由致动器的主体提供的平台，其中，保持装置构造成在致动器的连接体结构失效的情况下防止致动器相对于致动器支撑体移动离开正常工作位置。
本技术的另一实施方式提供了一种保持装置，其中，凸耳构造成被接纳在由致动器支撑体形成的U形夹内。
本技术的又一实施方式提供了一种保持装置，包括由航空级钛合金形成的整体本体。
本技术的另一实施方式提供了一种保持装置，其中，附接凸缘从保持装置的本体大致垂直地延伸。
本技术的又一实施方式提供了一种保持装置，其中，本体还包括接纳孔，接纳孔构造成接纳由致动器的连接体形成的对应的插栓。
本技术的另一实施方式提供了一种保持装置，其中，凸耳构造成相对于相邻的附接元件具有0.5mm至3mm之间的内径偏移量。
本技术的又一实施方式提供了包括致动器和保持装置的一套部件。
现在，本技术的优点将通过适当参照附图的详细描述而变得明显。
附图说明
现在将仅通过示例的方式参照以下附图对本技术的实施方式进行描述，在附图中：
图1A和图1B是致动器组件失效情况的示意性侧视图；
图2是体现本技术的飞行器的示意性立体图；
图3是根据本技术的图2的飞行器的机翼的示意性平面图；
图4是图3的截面A-A的示意性侧视图，示出了根据本技术的扰流器致动器组件；
图5A是图4的致动器和保持装置的示意性端视图；
图5B是图4的致动器和保持装置的示意性侧视图；以及
图6是图4的致动器组件的放大平面示意图。
具体实施方式
参考图2，飞行器201具有大致水平地延伸穿过机身205的机翼203。从机身205的后部的任一侧大致水平地延伸有一对水平尾翼207。从机身205的后上部垂直地延伸有垂直尾翼209。
飞行器201具有一组正交飞行器轴线。纵向轴线(x)的原点位于飞行器201的重心处，并且在正指向上沿正常的飞行方向从尾部向机头纵向地延伸穿过机身205。横向轴线或翼展方向轴线(y)的原点也位于重心处，并且在正指向上从机翼203的右手梢部大致横向地延伸至左手梢部。竖向轴线或法向轴线(z)的原点也在重心处，并在所指的正指向上竖向地穿过飞行器201的重心。通过正交的飞行器轴线还形成了一组飞行器参考平面：x-y、x-z和y-z。
参照图3，在机身205的任一侧在机翼203上设置有各种类型的可移动结构。在机翼203的尾缘区域301中，可移动结构通常被称为扰流器303、襟翼305和副翼307，其中，可以使用多个可移动结构。在机翼203的前缘区域309中，可移动结构通常被称为缝翼311。可以使用与图1A中所描述的相同的元件来致动所有这些类型的可移动结构。
参照图4，示出了扰流器致动器组件401。致动器403包括主体405、连接体407和推杆409。扰流器411在铰接位置413处与铰接肋415铰接地连接。铰接肋固定地附接至机翼上盖416和机翼下盖418以及后翼梁420。推杆409由致动器403提供，并且推杆409在位于致动器403的最后端(沿负x方向)的另一铰接位置417处通过凸耳、销和U形夹铰接地连接到扰流器411。
致动器403的主体405包含致动器403的液压动力和控制元件，其提供足够的液压力来使推杆409从致动器主体405伸出以及缩回至致动器主体405中。连接体407(也称为尾座)与主体405一体形成，但是替代性地，连接体407可以是致动器403的可固定地附接至主体405的子部件。
连接体407的横截面是大致矩形的并具有相对的上侧、下侧、内侧和外侧(参见图5A和5B)。然而，应当理解的是，根据致动器403的所选的加工过程和负载要求，连接体407替代性地可具有其他任何适合的横截面、即圆形。
最内侧和最外侧分别基本上位于一对平行偏离于飞行器x-z平面的平面上。上侧和下侧基本垂直于最内侧和最外侧。连接体407在致动器的最前端(沿x方向)形成有带直的侧边的凸耳419。凸耳419构造成使用销424铰接地附接在由致动器支撑体423提供的对应的U形夹421内。在销424与连接体407的凸耳419之间使用球面轴承426，以便考虑到致动器403在使用时围绕推杆409的纵向轴线达+/-6度的旋转。
致动器403的推杆409在所示线性方向上的伸出和缩回由于致动器支撑体423而起作用，这样使得通过如图所示的逆时针和顺时针方向的铰接使扰流器411展开和缩回。类似地，当推杆409缩回到主体405中时，扰流器411缩回。在伸出和缩回期间,连接体407和主体405在扰流器411与致动器支撑体423之间传递致动、惯性和空气动力引起的载荷，然而，在替代性实施方式中，连接体407可以构造成传递大部分这样的载荷。
致动器组件401还包括一对保持装置425、425’，所述保持装置425、425’固定地附接至致动器403的主体405并且铰接地连接至致动器支撑体423。此外，这种布置可以在推杆409端部处与扰流器411一起使用。在连接体407在如前所述(参考图1)的任一位置121、123处失效的情况下，则保持装置425、425’中的一个或两个保持装置由于支承在销424上而防止致动器403向后(沿负x方向)或者向前(沿正x方向)移动。保持装置425、425’的功能是将惯性和空气动力载荷从扰流器411和致动器403传递到致动器支撑体423并且防止致动器403和扰流器411相对于致动器支撑体423移动到极限正常工作位置113、113’以外。
在本实施方式中，优选地使用一对保持装置425和425’；所述一对保持装置分别位于连接体407的两侧。这样的有利之处在于其为对称设计，该对称设计在连接体407失效的情况下确保载荷均衡地分布在U形夹421和主体405处。此外，这种设计的防失效冗余度是双倍的，这可能需要设计认证。还应该理解的是，根据在致动器403与致动器支撑体423之间所需的载荷传递以及对于期望应用的具体要求，可以使用一个或更多个保持装置。
如前所述，这是有利的，因为减少了对诸如铰接肋415、后翼梁420、下盖418或致动器支撑体423的周围结构的潜在损害，并且避免了连接至致动器403的系统元件422的脱离或其他损坏。此外，由于在飞行期间作用于扰流器411上的空气动力压力较低，所以防止了扰流器411进一步展开到如图1B所示的过度伸出位置113”。这潜在地避免了由否则过度旋转的扰流器411对飞行器201上引起的飞行操纵特性的不希望的影响。它也潜在地避免了可能导致的相关阻力。
参照图5A和5B，每个保持装置425、425’具有由航空级钛合金板形成的基本上整体的本体。钛合金的优点在于其机械性能使其适用于高载荷应用，同时相比其他工程材料相对较轻。此外，钛合金是耐腐蚀的，这在根据本技术的致动器组件401的情况下特别有利，根据本技术的致动器组件401暴露于诸如盐、水和液压流体等腐蚀性元素的环境因素。替代性地，每个保持装置可以由高强度航空级耐腐蚀不锈钢或任何合适的已知材料加工而成。
每个保持装置425、425’基本上顺应于连接体407的最外侧502和最内侧504并且与其相邻地放置。每个保持装置425、425’的本体具有大致矩形的横截面、厚度在2mm至4mm之间，并且在一对附接凸缘501、501’与凸耳503、503’之间延伸。相对较小的厚度和与相邻的连接体407的外部形状的顺应性允许保持装置425、425’配装在致动器支撑体423的U形夹421内、邻近连接体407铰接地连接的位置。
这是特别有利的，因为在连接体407失效的情况下，允许在U形夹421处将载荷更均衡地分布在保持装置425和425’上。此外，保持装置保持在U形夹421与连接体407的相邻的凸耳419之间的这种设计尽可能地避免了保持装置425、425’远离彼此或远离U形夹421移动的负面可能性，否则将导致平面外的载荷通过保持装置传递。然而，应该理解的是，保持装置可以位于U形夹421的外部并且可以被设计为承受大量的平面外载荷。此外，在任何情况下，每个保持装置425、425’的本体可以顺应连接体407的任何合适的横截面，例如圆形的横截面。
在本实施方式中，每对附接凸缘501、501’从对应的保持装置425、425’的与对应的凸耳503、503’的后缘相邻的本体沿翼展方向大致垂直地延伸。附接凸缘501、501’构造成基本上顺应于在致动器403的主体405的前表面507处一体地形成的对应的平台505、505’并与其相邻地放置。每对附接凸缘501、501’形成有一对同心通孔，其中，每个对应的保持装置设置的每对孔进一步构造成接纳剪切紧固件509，该剪切紧固件509以搭接布置方式将每个保持装置425、425’固定地附接至对应的平台505、505’。应该理解的是，每个保持装置都可以使用多于一个的紧固件。
在每个保持装置425、425’与致动器主体405之间使用搭接型接头的有利之处在于，将紧固件构造成从致动器组件401的下侧安装。这是有利的，因为当飞行器在地面上时，通常从下侧触及致动器组件。因此，保持装置425、425’均可以被容易地移除，而不需要移除扰流器411以接近紧固件。
此外，每个保持装置425、425’的本体限定有一对宽松公差的接纳孔506。每对孔506构造成接纳由连接体407提供的对应的一对插栓510。当移除或安装剪切紧固件时，插栓510和孔506通过将保持装置425、425’保持就位而有助于安装和移除保持装置425、425’。此外，邻近凸耳419的后缘设置插栓510的有利之处在于，其允许技术人员将每个保持装置425、425’的本体弹性地弯曲，使得插栓510可完全脱离其对应的孔506，从而便于在需要时将其移除。插栓510和对应的孔506的另外的有利之处在于，在连接体407的结构失效的情况下，插栓510和对应的孔506可以在主体405与致动器支撑体423之间提供替代的或附加的载荷传递路径。本领域技术人员应该理解的是，每个保持装置可以使用一个或多个插栓。
每个保持装置425、425’还包括一对沿直径方向相对的防旋转钩舌508。
参照图6，每个凸耳503、503’构造成使用同一销424将其铰接地安装在通过致动器支撑体423提供的对应的U形夹421内。每个保持装置425、425’的凸耳503、503’相对于相邻附接元件可以具有在0.5mm至3mm之间的内径偏移量(也称为间隙配合)。在本实施方式中，相邻的附接元件是球形轴承426并且使用3mm的偏移量。这确保了在正常操作期间保持装置425、425’都不会与球形轴承426接触，否则可能导致损坏。这也确保在正常操作期间没有载荷(或其非常少的量)通过保持装置传递，从而提高了保持装置425、425’的疲劳寿命。应该理解的是，在没有提供球面轴承426的组件中，例如在相邻的附接元件是销424的柄部的组件中，偏置同样有利，在这种情况下，相对于销424偏移0.5mm将足够了。
在前面的描述中提及的整体或元素具有已知的、明显的或可预见的等同物的情况下，则这些等同物如同单独阐述的一样并入本文。例如，参考附图描述的致动器组件可以同样用于飞行器垂直尾翼的可移动元件，例如方向舵致动器组件，或用于水平尾翼的可移动元件，例如升降舵致动器组件。作为另一示例，一个或更多个保持装置可以附加地或替代性地安装在致动器组件中、在致动器的推杆端处，在该位置处，致动器组件铰接地连接到可移动装置。应当对权利要求进行参照以确定本发明的真实范围，权利要求应当被理解为包括任何这些等同物。读者也将理解的是，本发明的被描述为优选、有利、方便等的整体或特征是可选的并且不限制独立权利要求的范围。此外，应该理解的是，这种可选的整体或特征虽然在本发明的一些实施方式中可能有益，但在其他实施方式中可能不是期望的并且因此可以省去。

Claims (15)

1.一种飞行器致动器组件，包括：
保持装置，所述保持装置包括在附接凸缘与凸耳之间延伸的本体，其中，所述附接凸缘被构造成固定地附接至由致动器的主体提供的对应的平台，并且所述凸耳被构造成铰接地连接至致动器支撑体；
致动器，所述致动器包括所述主体和连接体，其中，所述主体设置有所述对应的平台，所述对应的平台构造成接纳所述保持装置的所述附接凸缘，并且所述连接体设置有另一凸耳，所述另一凸耳构造成将所述致动器铰接地连接至所述致动器支撑体；
其中，所述保持装置在所述连接体结构失效的情况下防止所述致动器相对于所述致动器支撑体移动离开正常工作位置。
2.根据权利要求1所述的飞行器致动器组件，其中，所述致动器支撑体形成U形夹，所述U形夹构造成接纳所述保持装置的所述凸耳和所述连接体的所述另一凸耳。
3.根据权利要求1或2所述的飞行器致动器组件，包括多于一个的保持装置。
4.根据权利要求3所述的飞行器致动器组件，包括一对保持装置，所述一对保持装置分别定位于所述连接体的相对侧。
5.根据任一前述权利要求所述的飞行器致动器组件，其中，所述附接凸缘和对应的平台在通过剪切型紧固件固定地附接至彼此时形成搭接接头。
6.一种飞行器致动器，包括：
主体和连接体，其中，所述主体设置有平台，所述平台构造成接纳保持装置的附接凸缘，并且所述连接体设置有凸耳，所述凸耳构造成将所述致动器铰接地连接至致动器支撑体。
7.根据权利要求6所述的飞行器致动器，包括多于一个的平台，其中，每个平台被构造成接纳保持装置的对应的附接凸缘。
8.根据权利要求6或7所述的飞行器致动器，其中，所述连接体还包括插栓，所述插栓构造成接合由保持装置的本体形成的对应的接纳孔。
9.一种用于飞行器致动器的保持装置，所述保持装置包括：
本体，所述本体在凸耳与附接凸缘之间延伸，所述凸耳构造成将所述保持装置铰接地连接至致动器支撑体，所述附接凸缘构造成将所述保持装置固定地附接至由致动器的主体提供的平台；
其中，所述保持装置构造成在所述致动器的连接体结构失效的情况下防止所述致动器相对于所述致动器支撑体移动离开正常工作位置。
10.根据权利要求9所述的保持装置，其中，所述凸耳构造成被接纳在由致动器支撑体形成的U形夹内。
11.根据权利要求9或10所述的保持装置，包括由航空级钛合金形成的整体本体。
12.根据权利要求9至11所述的保持装置，其中，所述附接凸缘从所述保持装置的所述本体大致垂直地延伸。
13.根据权利要求9至12中的任一项所述的保持装置，其中，所述本体还包括接纳孔，所述接纳孔构造成接纳由致动器的连接体形成的对应的插栓。
14.根据权利要求9至13中的任一项所述的保持装置，其中，所述凸耳构造成相对于相邻的附接元件具有0.5mm至3mm之间的内径偏移量。
15.一套部件，包括根据权利要求6至8中任一项所述的致动器和根据权利要求9至14中任一项所述的保持装置。
CN201810723910.0A 2017-07-04 2018-07-04 飞行器致动器组件、飞行器致动器、保持装置及一套部件 Pending CN109204783A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB1710722.8 2017-07-04
GB1710722.8A GB2564128A (en) 2017-07-04 2017-07-04 Holding device for an aircraft actuator

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN109204783A true CN109204783A (zh) 2019-01-15

Family

ID=59592407

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810723910.0A Pending CN109204783A (zh) 2017-07-04 2018-07-04 飞行器致动器组件、飞行器致动器、保持装置及一套部件

Country Status (3)

Country Link
US (1) US11027823B2 (zh)
CN (1) CN109204783A (zh)
GB (1) GB2564128A (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110979724A (zh) * 2019-12-31 2020-04-10 哈尔滨安宇迪航空工业有限公司 一种飞机垂直尾翼的装配工装装置及定位方法

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11305866B2 (en) * 2020-06-24 2022-04-19 The Boeing Company Spoiler actuator loft alleviation mechanisms

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0237484B2 (zh) * 1980-09-02 1990-08-24 Rockwell International Corp
US4786202A (en) * 1985-02-12 1988-11-22 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Dual load path pin clevis joint
US4808023A (en) * 1985-02-12 1989-02-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Dual load path pin clevis joint
GB0911016D0 (en) * 2009-06-25 2009-08-12 Airbus Operations Ltd Electrical power transmitting telescopic strut
CN106143876B (zh) * 2015-04-24 2023-11-24 空客(北京)工程技术中心有限公司 顶推装置、活动机构和飞行器

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110979724A (zh) * 2019-12-31 2020-04-10 哈尔滨安宇迪航空工业有限公司 一种飞机垂直尾翼的装配工装装置及定位方法
CN110979724B (zh) * 2019-12-31 2024-02-27 哈尔滨安宇迪航空工业有限公司 一种飞机垂直尾翼的装配工装装置及定位方法

Also Published As

Publication number Publication date
US20190009888A1 (en) 2019-01-10
GB201710722D0 (en) 2017-08-16
US11027823B2 (en) 2021-06-08
GB2564128A (en) 2019-01-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4941999B2 (ja) 取り付けストラットと航空機のエンジンとの間に介在させられる搭載システムのエンジンファスナー
JP4729623B2 (ja) 航空機のエンジンを固定するための支柱
US10501170B2 (en) Aircraft wing with a wing tip device and a strut
US8991762B2 (en) Wing/fuselage connection of an aircraft
CN109204781A (zh) 翼型结构用结构组件、翼型结构和其组装方法以及飞行器
EP3118104B1 (en) Pinned fuselage-to-wing connection
US10737771B2 (en) Aircraft airflow modification device and vortex generator arrangement for an aircraft
CN109204783A (zh) 飞行器致动器组件、飞行器致动器、保持装置及一套部件
WO2010122200A2 (es) Herrajes para la cogida del estabilizador vertical de cola de una aeronave.
EP2812247B1 (en) Gas turbine engine mounting structure with secondary load paths
US20200079491A1 (en) Collapsible Flap Deployment System for a Wing of an Aircraft
EP3301026B1 (en) Nacelle fan cowl tangential restraint
US10569859B2 (en) High-lift device
US20140112785A1 (en) Separable blade attachment for a bearingless rotor of a helicopter
CN109987238A (zh) 用于飞行器的组件及飞行器
KR20190044012A (ko) 윙팁 장치를 포함하는 항공기 조립체
US9487292B2 (en) System for fastening a load to a rotorcraft, and a rotorcraft
EP3257749A1 (en) Aerodynamic noise reducing thin-skin landing gear structure
JP7272898B2 (ja) 一体の外側着陸装置ビーム支持取付具
US11305861B2 (en) Wing assembly mount
CN110562436B (zh) 一种飞机增升装置及具有其的飞机
EP2889216A1 (en) Aircraft with a trimmable horizontal stabilizer having the pivot elements in its forward side
CN112960111B (zh) 飞机主起落架舱的舱门组件
JP2024007337A (ja) フェイルセーフ確定フラップ支持体翼下取付具
GB2577722A (en) Assembly for warping of an aerodynamic structure

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination