CN109795714B - 用于测试止动单元的运作的方法 - Google Patents

用于测试止动单元的运作的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109795714B
CN109795714B CN201811359305.6A CN201811359305A CN109795714B CN 109795714 B CN109795714 B CN 109795714B CN 201811359305 A CN201811359305 A CN 201811359305A CN 109795714 B CN109795714 B CN 109795714B
Authority
CN
China
Prior art keywords
wing tip
stop unit
unit
foldable
foldable wing
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.)
Active
Application number
CN201811359305.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109795714A (zh
Inventor
S·德格
S·杰格米纳特
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 CN109795714A publication Critical patent/CN109795714A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109795714B publication Critical patent/CN109795714B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • 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
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N3/22—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying steady torsional forces
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/0014—Type of force applied
    • G01N2203/0023—Bending
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/0058—Kind of property studied
    • G01N2203/0069—Fatigue, creep, strain-stress relations or elastic constants

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Analytical Chemistry (AREA)
  • Biochemistry (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Immunology (AREA)
  • Pathology (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Databases & Information Systems (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Data Mining & Analysis (AREA)
  • Tires In General (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)

Abstract

披露了一种用于测试将飞行器机翼的可折叠翼尖部分锁定在伸展位置的止动单元的运作的方法，以在飞行期间增加飞行器的安全性，包括：‑提供飞行器(1)的机翼(5)，所述机翼的可折叠翼尖部分以在伸展位置与折叠位置之间枢转的方式安装到固定机翼(9)；致动单元(13)用于致动所述可折叠翼尖部分(11)移动；‑止动单元(15)将所述可折叠翼尖部分(11)锁定在所述伸展位置，‑控制所述致动单元(13)移动所述可折叠翼尖部分(11)，使其以预先限定的测试载荷抵着所述止动单元(15)加荷，‑检测所述止动单元(15)的变形，和‑将所检测到的变形与预先限定的阈值变形加以比较。

Description

用于测试止动单元的运作的方法
技术领域
本发明涉及一种用于测试止动单元的运作的方法，尤其涉及一种用于测试止动单元的健康或结构完整性的方法。止动单元被配置成用于将飞行器的机翼的可折叠翼尖部分锁定在伸展位置，即锁定在飞行构型中。本发明的另一个方面涉及一种被配置成用于执行这种方法的飞行器。
背景技术
可折叠机翼包括固定机翼和可折叠翼尖部分，该可折叠翼尖部分以可折叠的、即向上或侧向(优选为向后)可枢转的方式安装到固定机翼。特别地，为了向上折叠，可折叠翼尖部分优选地围绕轴线可枢转，该轴线在水平平面中、和/或与翼弦方向平行地、和/或与机翼表面平行地、和/或沿飞行方向延伸。为了侧向折叠，可折叠翼尖部分优选地围绕竖直轴线可枢转，和/或围绕与翼厚方向平行的轴线可枢转，和/或围绕与由翼弦方向和翼展方向张成的平面正交的轴线可枢转。
开发可折叠机翼以便在机动期间和停放在地面上期间减小飞行器的空间需求。在飞行期间，可折叠翼尖部分被锁定在伸展位置。一旦飞行器已经着陆，可折叠翼尖部分就折叠起来，即向上或向后折叠，从而由此减小飞行器的整体跨度。
为了在飞行期间将可折叠翼尖部分锁定在伸展位置，提供了止动单元。由于止动单元经常承载可折叠翼尖部分在飞行期间的全部空气载荷，因此止动单元的正确运作、尤其是其健康和结构完整性是关键的。这意味着，对止动单元的维护提出了很高的要求。
因此，本发明的目的是使得飞行器的维护简易。
发明内容
此目的通过一种用于测试止动单元的运作的方法来实现，该方法包括以下步骤：
首先，提供飞行器的机翼。机翼包括固定机翼、可折叠翼尖部分、致动单元、以及止动单元。固定机翼在翼根端与翼尖端之间延伸。可折叠翼尖部分以绕旋转轴线在伸展位置(即飞行位置)与折叠位置(即地面位置)之间枢转的方式安装到固定机翼的翼尖端。在伸展位置，可折叠翼尖部分在翼展方向上延伸作为固定机翼的延伸部。在折叠位置，可折叠翼尖部分折叠起来并且相对于翼展方向以一定角度延伸。旋转轴线优选地在翼弦方向上或在翼厚方向上延伸。致动单元优选地包括马达(例如结合有变速箱的电动机)、并且被配置成用于致动可折叠翼尖部分在伸展位置与折叠位置之间移动。止动单元被配置成用于将可折叠翼尖部分锁定在伸展位置。即，止动单元优选地承载可折叠翼尖部分在飞行期间的空气载荷。止动单元还可以被配置成用于额外地将可折叠翼尖部分锁定在折叠位置。
作为下一个步骤，止动单元将可折叠翼尖部分锁定在伸展位置。
随后，控制(即命令或激活)致动单元来在朝向折叠位置的方向上移动可折叠翼尖部分，使得可折叠翼尖部分以预先限定的测试载荷抵着止动单元加荷(urge)(即按压或拉动)。这意味着，通过力图将可折叠翼尖部分从伸展位置朝向折叠位置移动的致动单元，在可折叠翼尖部分与固定机翼之间的止动单元处施加预先限定的测试载荷。
在施加测试载荷期间或之后，检测止动单元的变形(包括止动单元的断裂)。
然后，将所检测到的变形与预先限定的阈值变形加以比较。预先限定的阈值变形优选地对应于最大可允许变形(包括根本不变形)。
以此方式，提供了一种用于预测性维护止动单元的简单且快速的方法。这允许例如由飞行员在飞行器起飞之前或着陆通往入口之后在滑行道上进行例行检查期间执行该方法。替代性地，可以在飞行器的维护期间执行该方法。
根据优选的实施例，通过检测可折叠翼尖部分在施加测试载荷期间相对于固定机翼的移位或移动来检测止动单元的变形。替代性地，还可以通过检测止动单元或致动单元在施加测试载荷期间的移位或移动来检测止动单元的变形。通过检测在施加测试载荷期间的移动或移位，提供了一种非常简单且快速的测试方法，该测试方法可以由飞行员在起飞之前执行。
另外地或替代性地，优选的是，通过在施加测试载荷之后(例如在飞行器的维护期间)检查止动单元的结构来检测止动单元的变形。检查结构可以包括测量尺寸、微观裂纹分析等。在施加测试载荷之后检查止动单元的结构可以提供非常精确的测试结果。
根据优选的实施例，所述测试载荷对应于在所述飞行器的飞行期间所述止动单元处发生的估算最大载荷。以此方式，进行了可靠的测试。然而，需要强力的致动器。
根据另一个优选的实施例，所述测试载荷对应于所述致动单元的最大载荷，即致动单元能够施加的最大载荷。施加致动器的最大载荷的执行非常简单，并且通常最接近在飞行器飞行期间止动单元处发生的估算最大载荷。
根据又另一个优选的实施例，所述止动单元包括闩锁装置。所述闩锁装置包括安装到所述固定机翼的第一闩锁部分和安装到所述可折叠翼尖部分的第二闩锁部分。第一闩锁部分和第二闩锁部分中的一者可以例如包括螺栓，而第一闩锁部分和第二闩锁部分中的另一者可以包括相应的孔或凹陷，该孔或凹陷被适配成用于与该螺栓接合。第一闩锁部分和第二闩锁部分能够相对于彼此在已闩锁位置与未闩锁位置之间移动，在所述已闩锁位置，所述可折叠翼尖部分被锁定在所述伸展位置，在所述未闩锁位置，所述可折叠翼尖部分能移出所述伸展位置。测试载荷被施加在第一闩锁部分与第二闩锁部分之间，即第一闩锁部分和第二闩锁部分以测试载荷抵着彼此加荷。优选地，止动单元进一步包括锁定装置，该锁定装置用于将这些闩锁部分固定在已闩锁位置。这表现了止动单元的简单且可靠的结构。
特别地，优选的是，所述止动单元包括多个闩锁装置。每个闩锁装置可以如以上所描述的形成，具体地将，包括第一闩锁部分和第二闩锁部分。优选地，还提供了多个锁定装置。多于一个的闩锁装置提供了额外的安全性。
特别地，优选的是，所述闩锁装置在已闩锁位置与未闩锁位置之间彼此独立地受控制并可移动。以此方式，可以独立地测试这些闩锁装置。
优选的是，当所述止动单元被加载以所述测试载荷时，所有闩锁装置都处于所述已闩锁位置。以此方式，同时对所有闩锁装置进行测试。
替代性地，优选的是，当所述止动单元被加载以所述测试载荷时，仅闩锁装置的子集处于所述已闩锁位置，而剩余的闩锁装置处于所述未闩锁位置。这意味着，相比于所有闩锁装置都处于已闩锁位置，施加至止动单元的总测试载荷被分解到较小数量的闩锁装置，使得施加在该子集的闩锁装置中的每个闩锁装置处的测试载荷份额高于如果所有闩锁装置都处于已闩锁位置的情况。以此方式，可以对该子集的闩锁装置中的每个闩锁装置加载与在飞行器飞行期间止动单元处发生的估算最大载荷的相应份额相对应的测试载荷份额，即使当施加的总测试载荷小于在飞行器飞行期间止动单元处发生的估算最大载荷时亦是如此。作为结果，可以在闩锁装置处模拟在飞行器飞行期间止动单元处发生的估算最大载荷，即使当致动单元不够强力以致不足以施加与在飞行器飞行期间止动单元处发生的估算最大载荷相对应的测试载荷时亦是如此。
本发明的另一个方面涉及一种飞行器，该飞行器包括机身、安装到该机身的机翼、以及控制单元。每个机翼如以上结合该方法所描述地形成，包括固定机翼、可折叠翼尖部分、致动单元、以及止动单元。固定机翼在翼根端与翼尖端之间延伸。可折叠翼尖部分以绕旋转轴线在伸展位置与折叠位置之间枢转的方式安装到固定机翼的翼尖端。在伸展位置，可折叠翼尖部分在翼展方向上延伸作为固定机翼的延伸部，其中，在折叠位置，可折叠翼尖部分折叠起来、并且相对于翼展方向以一定角度延伸。旋转轴线在翼弦方向上或在翼厚方向上延伸。致动单元被配置成用于致动可折叠翼尖部分在伸展位置与折叠位置之间移动。止动单元被配置成用于将可折叠翼尖部分锁定在伸展位置。控制单元被配置成用于控制飞行器以执行根据上述实施例中任一项所述的方法。特别地，所述控制单元被配置成用于：控制所述止动单元来将所述可折叠翼尖部分锁定在所述伸展位置；控制所述致动单元来在朝向所述折叠位置的方向上移动所述可折叠翼尖部分，使得所述可折叠翼尖部分以预先限定的测试载荷抵着所述止动单元加荷；检测所述止动单元在施加所述测试载荷期间或之后的变形；以及将所检测到的变形与预先限定的阈值变形、即最大可允许变形(包括例如根本不变形)加以比较。上面结合该方法解释的特征和效果同样适用于该飞行器。
根据优选的实施例，所述控制单元包括传感器或与其相连接，所述传感器被配置成用于通过检测所述可折叠翼尖部分在施加所述测试载荷期间相对于所述固定机翼的移位或移动来检测所述止动单元的变形。这意味着，该传感器可以形成为移位传感器或移动传感器。替代性地，所述传感器可以被配置成用于通过检测所述止动单元或所述致动单元在施加所述测试载荷期间的移位或移动来检测所述止动单元的变形。
根据进一步优选的实施例，所述止动单元包括闩锁装置，其中，所述闩锁装置包括安装到所述固定机翼的第一闩锁部分和安装到所述可折叠翼尖部分的第二闩锁部分。第一闩锁部分和第二闩锁部分中的一者可以例如包括螺栓，而第一闩锁部分和第二闩锁部分中的另一者可以包括相应的孔或凹陷，该孔或凹陷被适配成用于与该螺栓接合。第一闩锁部分和第二闩锁部分能够相对于彼此在已闩锁位置与未闩锁位置之间移动，在所述已闩锁位置，所述可折叠翼尖部分被锁定在所述伸展位置，在所述未闩锁位置，所述可折叠翼尖部分能移出所述伸展位置。测试载荷被施加在第一闩锁部分与第二闩锁部分之间，使得第一闩锁部分和第二闩锁部分以测试载荷抵着彼此加荷。
特别地，优选的是，所述止动单元包括多个闩锁装置，其中，每个闩锁装置如以上所描述地形成、具有第一闩锁部分和第二闩锁部分。进一步优选的是，所述闩锁装置在已闩锁位置与未闩锁位置之间彼此独立地可移动且受控制。
附图说明
下文中，借助于附图描述了本发明的优选的实施例。附图说明
图1根据本发明的飞行器的俯视图。
具体实施方式
在图1中，展示了根据本发明的实施例的飞行器1。飞行器1包括机身3、安装到机身3的机翼5、以及控制单元7。
每个机翼5包括固定机翼9、可折叠翼尖部分11、致动单元13、以及止动单元15。固定机翼9在翼根端17与翼尖端19之间延伸。可折叠翼尖部分11以绕旋转轴线21在伸展位置与折叠位置之间枢转的方式安装到固定机翼9的翼尖端19。在伸展位置，可折叠翼尖部分11在翼展方向23上延伸作为固定机翼9的延伸部，其中，在折叠位置，可折叠翼尖部分11折叠起来、并且相对于翼展方向23以一定角度延伸。旋转轴线21在翼弦方向25上延伸，但在其他实施例中也可以在翼厚方向27上延伸。
致动单元13被配置成用于致动可折叠翼尖部分11在伸展位置与折叠位置之间移动。止动单元15被配置成用于将可折叠翼尖部分11锁定在伸展位置。控制单元7被配置成用于控制飞行器1执行以下用于测试止动单元15的运作的方法：
首先，止动单元15将可折叠翼尖部分11锁定在伸展位置。随后，控制致动单元13来在朝向折叠位置的方向上移动可折叠翼尖部分11，使得可折叠翼尖部分11以预先限定的测试载荷抵着止动单元15加荷。在施加测试载荷期间，检测止动单元15的变形。通过传感器29检测可折叠翼尖部分11在施加测试载荷期间相对于固定机翼9的移位或移动来检测止动单元15的变形。然后，将检测到的变形与预先限定的阈值变形加以比较。预先限定的阈值变形对应于止动单元15的最大可允许变形。
止动单元15包括多个闩锁装置31。每个闩锁装置31包括安装到固定机翼9的第一闩锁部分33和安装到可折叠翼尖部分11的第二闩锁部分35。第一闩锁部分33和第二闩锁部分35可以相对于彼此在已闩锁位置与未闩锁位置之间移动，在该已闩锁位置，可折叠翼尖部分11被锁定在伸展位置，在该未闩锁位置，可折叠翼尖部分11可移出伸展位置。在本实施例中，第一闩锁部分33包括螺栓，并且第二闩锁部分35包括相应的孔，该孔被适配成用于与该螺栓接合。在第一闩锁部分33与第二闩锁部分35之间施加测试载荷。止动单元15进一步包括多个锁定装置37，这些锁定装置用于将第一闩锁部分33和第二闩锁部分35固定在已闩锁位置。
这些闩锁装置31在已闩锁位置与未闩锁位置之间彼此独立地受控制并可移动。当对止动单元15加载测试载荷时，仅闩锁装置31的子集处于已闩锁位置，而剩余的闩锁装置31处于未闩锁位置。对该子集的闩锁装置31中的每个闩锁装置31加载测试载荷份额，该测试载荷份额与在飞行器1飞行期间止动单元15处发生的估算最大载荷的相应份额相对应。以此方式，可以在闩锁装置31处模拟在飞行器1飞行期间止动单元15处发生的估算最大载荷，即使是在致动单元13不够强力以致不足以施加与在飞行器1飞行期间止动单元15处发生的估算最大载荷相对应的测试载荷的情况下亦是如此。

Claims (15)

1.一种用于测试将飞行器(1)的机翼(5)的可折叠翼尖部分(11)锁定在伸展位置的止动单元(15)的运作的方法，所述方法包括以下步骤：
-提供飞行器(1)的机翼(5)，所述机翼(5)包括：
固定机翼(9)；
可折叠翼尖部分(11)，所述可折叠翼尖部分以绕旋转轴线(21)在伸展位置与折叠位置之间枢转的方式安装到所述固定机翼(9)；
致动单元(13)，所述致动单元用于致动所述可折叠翼尖部分(11)在所述伸展位置与所述折叠位置之间移动；以及
止动单元(15)，所述止动单元用于将所述可折叠翼尖部分(11)锁定在所述伸展位置，
-所述止动单元(15)将所述可折叠翼尖部分(11)锁定在所述伸展位置，
-控制所述致动单元(13)来在朝向所述折叠位置的方向上移动所述可折叠翼尖部分(11)，使得所述可折叠翼尖部分(11)以预先限定的测试载荷抵着所述止动单元(15)加载载荷，
-检测所述止动单元(15)在施加所述测试载荷期间或之后的变形，以及
-将所检测到的变形与预先限定的阈值变形加以比较。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，通过检测所述可折叠翼尖部分(11)在施加所述测试载荷期间的移动来检测所述止动单元(15)的变形。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，通过在施加所述测试载荷之后检查所述止动单元(15)的结构来检测所述止动单元(15)的变形。
4.根据权利要求1所述的方法，其中，所述测试载荷对应于在所述飞行器(1)的飞行期间所述止动单元(15)处发生的估算最大载荷。
5.根据权利要求1所述的方法，其中，所述测试载荷对应于所述致动单元(13)的最大载荷。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的方法，其中，所述止动单元(15)包括闩锁装置(31)，
其中，所述闩锁装置(31)包括安装到所述固定机翼(9)的第一闩锁部分(33)和安装到所述可折叠翼尖部分(11)的第二闩锁部分(35)，
其中，所述第一闩锁部分(33)和所述第二闩锁部分(35)能够相对于彼此在已闩锁位置与未闩锁位置之间移动，在所述已闩锁位置，所述可折叠翼尖部分(11)被锁定在所述伸展位置，在所述未闩锁位置，所述可折叠翼尖部分(11)能移出所述伸展位置，并且
其中，在所述第一闩锁部分(33)与所述第二闩锁部分(35)之间施加所述测试载荷。
7.根据权利要求6所述的方法，其中，所述止动单元(15)包括多个闩锁装置(31)。
8.根据权利要求7所述的方法，其中，所述闩锁装置(31)能在所述已闩锁位置与所述未闩锁位置之间彼此独立地移动。
9.根据权利要求7所述的方法，其中，当所述止动单元(15)被加载以所述测试载荷时，所有闩锁装置(31)都处于所述已闩锁位置。
10.根据权利要求8所述的方法，其中，当所述止动单元(15)被加载以所述测试载荷时，仅所述闩锁装置(31)的子集处于所述已闩锁位置，而剩余的闩锁装置(31)处于所述未闩锁位置。
11.一种飞行器(1)，包括：
机身(3)；
机翼(5)，所述机翼安装到所述机身(3)；以及
控制单元(7)，
其中，每个机翼(5)包括固定机翼(9)、可折叠翼尖部分(11)、致动单元(13)、以及止动单元(15)，
其中，所述可折叠翼尖部分(11)以绕旋转轴线(21)在伸展位置与折叠位置之间枢转的方式安装到所述固定机翼(9)，
其中，所述致动单元(13)被配置成用于致动所述可折叠翼尖部分(11)在所述伸展位置与所述折叠位置之间移动，
其中，所述止动单元(15)被配置成用于将所述可折叠翼尖部分(11)锁定在所述伸展位置，并且
其中，所述控制单元(7)被配置成用于
-控制所述止动单元(15)来将所述可折叠翼尖部分(11)锁定在所述伸展位置，
-控制所述致动单元(13)来在朝向所述折叠位置的方向上移动所述可折叠翼尖部分(11)，使得所述可折叠翼尖部分(11)以预先限定的测试载荷抵着所述止动单元(15)加载载荷，
-检测所述止动单元(15)在施加所述测试载荷期间或之后的变形，以及
-将所检测到的变形与预先限定的阈值变形加以比较。
12.根据权利要求11所述的飞行器，其中，所述控制单元(7)包括传感器(29)，所述传感器被配置成用于通过检测所述可折叠翼尖部分(11)在施加所述测试载荷期间的移动来检测所述止动单元(15)的变形。
13.根据权利要求11或12所述的飞行器，其中，所述止动单元(15)包括闩锁装置(31)，
其中，所述闩锁装置(31)包括安装到所述固定机翼(9)的第一闩锁部分(33)和安装到所述可折叠翼尖部分(11)的第二闩锁部分(35)，
其中，所述第一闩锁部分(33)和所述第二闩锁部分(35)能够相对于彼此在已闩锁位置与未闩锁位置之间移动，在所述已闩锁位置，所述可折叠翼尖部分(11)被锁定在所述伸展位置，在所述未闩锁位置，所述可折叠翼尖部分(11)能移出所述伸展位置，并且
其中，在所述第一闩锁部分(33)与所述第二闩锁部分(35)之间施加所述测试载荷。
14.根据权利要求13所述的飞行器，其中，所述止动单元(15)包括多个闩锁装置(31)。
15.根据权利要求14所述的飞行器，其中，所述闩锁装置(31)能在所述已闩锁位置与所述未闩锁位置之间彼此独立地移动。
CN201811359305.6A 2017-11-17 2018-11-15 用于测试止动单元的运作的方法 Active CN109795714B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102017127193 2017-11-17
DE102017127193.7 2017-11-17

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109795714A CN109795714A (zh) 2019-05-24
CN109795714B true CN109795714B (zh) 2022-06-21

Family

ID=63965471

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811359305.6A Active CN109795714B (zh) 2017-11-17 2018-11-15 用于测试止动单元的运作的方法

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11345487B2 (zh)
EP (1) EP3492370B1 (zh)
CN (1) CN109795714B (zh)
RU (1) RU2018140254A (zh)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9873502B2 (en) * 2016-01-05 2018-01-23 The Boeing Company Controlling airloads on aircraft folding wing tips
EP3486162B1 (en) * 2017-11-17 2020-07-01 Airbus Operations GmbH Method for operating a wing for an aircraft including a foldable wing tip portion
US11370526B2 (en) * 2018-05-31 2022-06-28 Airbus Operations Gmbh Latching device for a wing arrangement for an aircraft
US11214353B2 (en) * 2018-06-01 2022-01-04 Airbus Operations Gmbh Wing arrangement for an aircraft and aircraft
CN112810835B (zh) * 2020-12-29 2022-11-01 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种活动面静力载荷试验中支点变形施加方法
CN113200152A (zh) * 2021-06-16 2021-08-03 青岛航空技术研究院 小型复合翼无人机动力测试装置及其测试方法
CN113848046B (zh) * 2021-09-08 2023-11-24 湖南航天机电设备与特种材料研究所 用于测试折叠翼飞行器翼面展开同步性的测试装置
CN115489749B (zh) * 2022-11-16 2023-03-24 成都航空职业技术学院 一种固定翼无人机弹射起降一体化系统

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201417175D0 (en) * 2014-09-29 2014-11-12 Airbus Operations Ltd Interface for control of a foldable wing on an aircraft
CN105438443A (zh) * 2015-12-08 2016-03-30 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种保形折叠翼
CN105799913A (zh) * 2015-01-19 2016-07-27 波音公司 用于折叠翼尖系统的插销组件
CN106525477A (zh) * 2016-12-21 2017-03-22 北京强度环境研究所 一种折叠弹翼模拟加载试验装置

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5381986A (en) * 1992-01-30 1995-01-17 The Boeing Company Folding wing-tip system
US20090173823A1 (en) * 2008-01-07 2009-07-09 Rohr, Inc. Method and component for determining load on a latch assembly
US9908612B2 (en) * 2011-10-01 2018-03-06 The Boeing Company Fold wing tip having stub spar
US9914523B2 (en) 2012-10-30 2018-03-13 The Boeing Company Wing hinge assembly including hinged torque boxes
CA2829281C (en) * 2012-10-30 2017-05-30 The Boeing Company Wing fold controller
GB2524827A (en) * 2014-04-04 2015-10-07 Airbus Operations Ltd A passenger aircraft with a downwardly foldable wing tip device
GB2538322A (en) * 2015-05-15 2016-11-16 Airbus Operations Ltd Folding wing tip and biased locking device
DE102015014635A1 (de) * 2015-11-12 2017-05-18 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Vorrichtung zum Klappen einer Flugzeugtragfläche

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201417175D0 (en) * 2014-09-29 2014-11-12 Airbus Operations Ltd Interface for control of a foldable wing on an aircraft
CN105799913A (zh) * 2015-01-19 2016-07-27 波音公司 用于折叠翼尖系统的插销组件
CN105438443A (zh) * 2015-12-08 2016-03-30 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种保形折叠翼
CN106525477A (zh) * 2016-12-21 2017-03-22 北京强度环境研究所 一种折叠弹翼模拟加载试验装置

Also Published As

Publication number Publication date
EP3492370B1 (en) 2020-07-15
US11345487B2 (en) 2022-05-31
US20190152624A1 (en) 2019-05-23
RU2018140254A (ru) 2020-05-15
EP3492370A1 (en) 2019-06-05
CN109795714A (zh) 2019-05-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109795714B (zh) 用于测试止动单元的运作的方法
US11008088B2 (en) Method for operating a wing for an aircraft including a foldable wing tip portion
US10457379B2 (en) Backup system
CN107472510B (zh) 栓销致动器及其故障确定方法、折叠翼系统及曲柄臂组件
CN104697761B (zh) 一种可动翼面的随动加载方法
US11046425B2 (en) Apparatus and methods for actuating a double-slotted flap using a slave screw
US11345464B2 (en) Landing gear controller
US9630705B2 (en) Drive system for ground spoiler, and aircraft
US20200307775A1 (en) System and method for actuating high-lift flight control surfaces
US11541992B2 (en) Landing gear retraction
Leski et al. Full scale fatigue test of the Su-22 aircraft–Assumptions, process and preliminary conclusions
Liu et al. A health monitoring technology based on MSPC for civilian aircraft flap/slat control system
US11686633B1 (en) Methods for strain gauge temperature correction
CN117715825A (zh) 用于在地面操作期间进行健康监测的方法和设备
Sachs et al. Monitoring of oscillatory failure cases for the reduction of structural loads in an aeroelastic aircraft
Wang et al. Aircraft Level Steering Runaway Failure Analysis
GB2573282A (en) Actuator locking mechanism
CN113063570A (zh) 一种飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法
Di Palma et al. USV1 In-flight loads evaluation by means of strain gauge instrumentation PART I
Ishtiaq et al. Methodologies for preliminary design of variable wing geometry aircraft
Gäb et al. Requirements for Servo-boosted Control Elements for Sailplanes

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
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant