CN110550187A - 用于飞行器的机翼装置和飞行器 - Google Patents

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CN110550187A CN201910469307.9A CN201910469307A CN110550187A CN 110550187 A CN110550187 A CN 110550187A CN 201910469307 A CN201910469307 A CN 201910469307A CN 110550187 A CN110550187 A CN 110550187A
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萨斯基亚·德吉
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Abstract

本发明公开了用于飞行器的机翼装置和飞行器。机翼装置包括：具有固定翼部分和翼梢部分的机翼，翼梢部分连接至固定翼部分并且能够相对于固定翼部分枢转；致动器，其包括致动翼梢部分的输出元件；用于防止翼梢部分运动超过第一翼梢部分位置的第一端部止挡件；检测输出元件的位置的检测器；以及控制单元，其控制致动器，使得当输出元件的位置处于从第一致动器位置至第三致动器位置的范围内时，致动扭矩和/或力的值小于第一等级，并且当输出元件的位置介于第三致动器位置与第二致动器位置之间时、或者当所述位置为第二致动器位置时、或者当所述位置介于第三致动器位置与第四致动器位置之间时，致动扭矩和/或力的值大于高于第一等级的第二等级。

Description

用于飞行器的机翼装置和飞行器
技术领域
本发明涉及用于飞行器的机翼装置。本发明的另一方面涉及包括这种机翼装置的飞行器。
背景技术
这种机翼装置也被称为可折叠式机翼，并且研制了这种机翼装置以减小翼展并且因此减小飞行器、例如在飞机场处的地面操作期间的空间需求。此外，这种机翼装置使得能够为现有的飞行器系列或最新设计的飞行器配备有具有更大翼展的机翼。与传统机翼相比，这导致了燃油的优化并且导致机场费用的减少。
发明内容
一种机翼装置，该机翼装置包括机翼，该机翼具有：固定翼部分，该固定翼部分具有第一端部部分和相反的第二端部部分，该第一端部部分被紧固至飞行器的机身；以及翼梢部分，该翼梢部分也可以被描述为可折叠式翼梢，该翼梢部分具有第三端部部分和相反的第四端部部分，其中，第三端部部分以可枢转的方式连接至第二端部部分，使得翼梢部分能够相对于固定翼部分选择性地绕枢转轴线在第一翼梢部分位置与第二翼梢部分位置之间枢转，其中，第一翼梢部分位置是伸展位置与折叠或存放位置中的一者，在该折叠或存放位置中，机翼的翼展长度小于在伸展位置中的翼展长度，并且第二翼梢部分位置是伸展位置和折叠位置中的另一者。为了将翼梢部分可靠地定位处于第一翼梢部分位置，致动器将翼梢部分驱动成处于第一翼梢部分位置且抵靠机翼装置的第一端部止挡件。
本发明的目的是提供一种紧凑且空间和重量优化的机翼装置。
该目的由用于飞行器的机翼装置来实现，该机翼装置包括：机翼，该机翼具有固定翼部分和翼梢部分，该固定翼部分具有第一端部部分和相反的第二端部部分，该第一端部部分适于被紧固至飞行器的机身，该翼梢部分具有第三端部部分和相反的第四端部部分，其中，第三端部部分以可枢转的方式连接至第二端部部分，使得翼梢部分能够相对于固定翼部分选择性地绕枢转轴线在第一翼梢部分位置与第二翼梢部分位置之间枢转，其中，第一翼梢部分位置是伸展位置与折叠位置中的一者，在该折叠位置中，机翼的翼展长度小于在伸展位置中的翼展长度，并且第二翼梢部分位置是伸展位置和折叠位置中的另一者；致动器，该致动器包括输出元件，该输出元件适于将致动扭矩和/或力传递至翼梢部分以用于致动翼梢部分以绕枢转轴线运动，其中，输出元件能够在第一致动器位置与第二致动器位置之间移动，在该第一致动器位置中，翼梢部分处于第一翼梢部分位置，在该第二致动器位置中，翼梢部分处于第二翼梢部分位置；第一端部止挡件，该第一端部止挡件用于防止翼梢部分运动超过第一翼梢部分位置；检测器，该检测器适于检测输出元件的位置；以及控制单元，该控制单元适于基于检测到的输出元件的位置来对致动器的致动扭矩和/或力进行控制，使得当输出元件的位置处于从第一致动器位置至位于第一致动位置与第二致动位置之间的第三致动器位置的范围内时，该致动扭矩和/或力的值小于或等于第一等级，并且使得当输出元件的位置介于第三致动器位置与第二致动器位置之间时、或者当输出元件的位置为第二致动器位置时、或者当输出元件的位置介于第三致动器位置与位于第二致动器位置与第三致动器位置之间的第四致动器位置之间时，该致动扭矩和/或力的值大于或等于高于第一等级的第二等级。这意味着，控制单元可以对致动器的致动扭矩和/或力进行控制，使得当翼梢部分位于或靠近于第一翼梢部分位置时，该致动扭矩和/或力被减小。因此，在当第一端部止挡件防止翼梢部分运动超过第一翼梢部分位置时、即在翼梢部分定位抵靠端部止挡件时的状况下，作用在机翼装置的部件上的扭矩和/或力被减小，以实现用于飞行器地面和/或飞行性能和/或用于闩锁功能的特定位置精确度。因此，机翼装置的部件和机翼装置本身可以以更紧凑且空间和重量优化的方式来设计。
优选地，翼梢部分能够相对于固定翼部分选择性地绕枢转轴线在第一翼梢部分位置与第二翼梢部分位置之间枢转的构型意指：翼梢部分能够相对于固定翼部分选择性地绕枢转轴线从第一翼梢部分位置枢转至第二翼梢部分位置以及从第二翼梢部分位置枢转至第一翼梢部分位置。类似地，优选的是，如果部件——例如输出元件——能够在相应的第一致动器位置与相应的第二致动器位置之间移动，则该部件能够从相应的第一致动器位置移动至相应的第二致动器位置以及从相应的第二致动器位置移动至相应的第一致动器位置。
通常，翼梢部分、例如机翼的可折叠式翼梢或可移动部件被从完全伸展位置、即伸展位置驱动至完全缩回位置、即折叠位置，并且根据选择，反之亦然。在伸展位置中，翼梢部分优选地作为固定翼部分的连续延伸部在固定翼部分的共同平面中延伸。
优选地，机翼装置构造成使得：翼梢部分、即机翼的可移动部件绕枢转轴线尤其是绕竖向轴线旋转或枢转到折叠位置，优选地导致其中翼梢部分向后伸展的折叠位置。替代性地，机翼装置可以构造成使得：翼梢部分绕枢转轴线、尤其是绕沿飞行方向定向的铰接线以枢转运动进行枢转，从而优选地导致其中翼梢部分向上伸展的折叠位置。换句话说，枢转轴线可以与机翼的翼展方向大致垂直定向、并且/或者大致沿(机翼/飞行器的)飞行方向定向、并且/或者大致垂直于(机翼/飞行器的)飞行方向定向。具体地，当翼梢部分能够向上折叠时，枢转轴线在水平面中延伸和/或与机翼表面平行延伸。替代性地，当翼梢部分能够向后折叠时，枢转轴线沿竖向方向和/或沿机翼深度方向和/或沿与机翼表面垂直的方向延伸。在任何情况下，在折叠位置中，飞行器的总翼展与在伸展位置中相比减小，因为机翼的翼展长度在折叠位置中与在伸展位置中相比更小。
优选的是，第一翼梢部分位置是折叠位置并且第二翼梢部分位置是伸展位置。然而，还可以优选的是，第一翼梢部分位置是伸展位置并且第二翼梢部分位置是折叠位置。
此外，优选的是，致动器构造成致动翼梢部分以绕枢转轴线在第一翼梢部分位置与第二翼梢部分位置之间运动。优选地，致动器是齿轮齿条驱动装置，或者是线性或液压致动器。替代性地，致动器可以是液压或电驱动式旋转齿轮箱。例如，致动器可以包括马达和传动部件。此外，该马达和传动部件可以联接成使得输出元件可以将致动扭矩和/或力传递至翼梢部分。替代性地，致动器可以包括马达和结构运动连杆，其中，马达和结构运动连杆联接成使得输出元件可以将致动扭矩和/或力传递至翼梢部分。此外，致动器可以包括马达、传动部件和结构运动连杆，其中，马达、传动部件和结构运动连杆联接成使得输出元件可以将致动扭矩和/或力传递至翼梢部分。这种布置提供了简单且模块化构造的机翼装置，这提供了备用部件的简单更换。特别地，优选的是，马达是液压马达、特别是可变容积式液压马达或者是流量或压力控制式液压马达，或者马达是电动马达、比如特别是构造成启用或停用卷轴或者构造成受电压控制的电动马达。优选地，传动部件是齿轮箱或轴。替代性地，传动部件还可以包括齿轮箱和/或多个齿轮箱和/或轴和/或多个轴。例如，致动器可以靠近枢转轴线安装在固定翼部分与翼梢部分之间。
应当注意的是，该构型可以定成使得：当使输出元件从第二致动器位置移动至第一致动器位置时，并且在输出元件到达第一致动器位置之前——并且优选地在输出元件到达第一致动器位置之前不久——翼梢部分到达第一翼梢部分位置并且翼梢部分的进一步运动被第一端部止挡件阻止。换句话说，在从第二致动器位置至第一致动器位置的运动的最后一部分期间，翼梢部分已经处于第一翼梢部分位置、即抵接第一端部止挡件并且不再移动，并且在输出元件进一步运动至第一致动器位置时，增大的载荷被施加至第一端部止挡件。类似地，该构型可以定成使得：当使输出元件从第一致动器位置移动至第二致动器位置时，并且在输出元件到达第二致动器位置之前——并且优选地在输出元件到达第二致动器位置之前不久——翼梢部分到达第二翼梢部分位置并且翼梢部分的进一步运动被第二端部止挡件而阻止。换句话说，在从第一致动器位置至第二致动器位置的运动的最后一部分期间，翼梢部分已经处于第二翼梢部分位置、即抵接第二端部止挡件并且不再移动，并且在输出元件进一步运动至第二致动器位置时，增大的载荷被施加至第二端部止挡件。
特别地，优选的是，第一端部止挡件安装至第二端部部分。替代性地，优选的是，第一端部止挡件安装至第三端部部分。优选地，第二端部止挡件安装至第二端部部分。替代性地，优选的是，第二端部止挡件安装至第三端部部分。由此，为不同构型和功能的机翼装置提供了不同的安装位置。
优选地，检测器适于对输出元件的位置和/或翼梢部分的位置和/或作用在第一端部止挡件与翼梢部分之间的力和/或作用在第二端部止挡件与翼梢部分之间的力进行检测或监测。例如，检测器可以适于直接检测输出元件的位置。替代性地或另外地，检测器可以适于例如通过对翼梢部分的位置进行检测和/或通过对作用在第一端部止挡件与翼梢部分之间的力进行检测和/或通过对作用在第二端部止挡件与翼梢部分之间的力进行检测来间接地检测输出元件的位置。在任何情况下，输出元件的位置与翼梢部分的位置相关，使得翼梢部分的位置可以基于输出元件的位置来确定。例如，当输出元件处于第一致动器位置时，翼梢部分处于第一翼梢部分位置，并且当输出元件处于第二致动器位置时，翼梢部分处于第二翼梢部分位置。
此外，输出元件的位置和/或翼梢部分的位置可以分别在输出元件在第一致动器位置与第二致动器位置之间进行运动期间和/或在翼梢部分在第一翼梢部分位置与第二翼梢部分位置之间进行运动期间被连续地检测。替代性地或另外地，输出元件的位置和/或翼梢部分的位置可以仅在特定区域中进行检测。例如，输出元件的位置可以通过确定输出元件是否处于第一致动器位置与第三致动器位置之间和/或输出元件是否处于第一致动器位置与第四致动器位置之间和/或输出元件是否处于第二致动器位置与第三致动器位置之间和/或输出元件是否处于第二致动器位置与第四致动器位置之间和/或输出元件是否处于第三致动器位置与第四致动器位置之间来进行检测。替代性地或另外地，翼梢部分的位置可以通过确定翼梢部分是否处于第一翼梢部分位置与第三翼梢部分位置之间和/或翼梢部分是否处于第一翼梢部分位置与第四翼梢部分位置之间和/或翼梢部分是否处于第二翼梢部分位置与第三翼梢部分位置之间和/或翼梢部分是否处于第二翼梢部分位置与第四翼梢部分位置之间和/或翼梢部分是否处于第三翼梢部分位置与第四翼梢部分位置之间来进行检测。
替代性地或另外地，检测器对输出元件相对于第一端部止挡件和/或第二端部止挡件的位置并且/或者对翼梢部分相对于第一端部止挡件和/或第二端部止挡件的位置进行检测或监测。优选地，检测器包括马达位置拾取单元或用于对位置和/或力进行检测的任何其他系统或结构位置拾取单元。检测到的位置和/或力可以被用作反馈。优选地，包括位置和/或力的信息的反馈信号被从检测器发送至控制单元。
对位置的检测可以意指对特定位置或位置范围进行检测。例如，可以检测到的是，输出元件处于第一致动器位置、第二致动器位置、第三致动器位置或第四致动器位置，或者处于从第一致动器位置至第二致动器位置的范围内的特定点处，或者介于第一致动器位置与第二致动器位置之间、介于第一致动器位置与第三致动器位置之间、介于第一致动器位置与第四致动器位置之间、介于第二致动器位置与第三致动器位置之间、介于第二致动器位置与第四致动器位置之间、或介于第三致动器位置与第四致动器位置之间。这类似地适用于对其他位置的检测。
优选地，基于反馈信号的控制信号然后被从控制单元发送至致动器。例如，控制单元使用该控制信号来对致动器的致动扭矩和/或力(扭矩、或力、或扭矩和力)和/或输出元件的速度和/或翼梢部分的速度进行控制。
例如，检测器和控制单元可以提供使得能够基于手动和/或自动指令且在安全条件下实现机翼装置或系统的所需操作的系统控制和监测，并且可以向驾驶舱和维修人员提供任何所需的机翼装置或系统位置和健康状态。优选地，机翼装置构造成使得控制单元为马达提供控制序列，其中，一旦翼梢部分靠近于其中第一端部止挡件防止翼梢部分进行运动的位置(一旦输出元件或翼梢部分已经超过预定阈值)，则控制序列将马达控制在功率限制范围内。
如果一值小于或等于一等级，则该值可以随着时间推移而是恒定的，或者该值可以随着时间推移而变化。该值可以随着时间推移而上升和/或下降。该值可以是零或较小的、或者接近于该等级。如果一值大于或等于一等级，则该值可以随着时间推移而是恒定的，或者该值可以随着时间推移而变化。该值可以随着时间推移而上升或下降。该值可是较大的或接近于该等级。例如，该值可以在接近于该等级的预定范围内。
处于从第一位置至第二位置的范围内意指：介于两个位置之间的位置以及第一位置和第二位置被包括在所述范围内。这相应地适用于由位置所限定的所有范围。
优选地，力/扭矩极限可以通过例如不允许用于正常操作范围的移位设置(第二等级、第二速度等级和第二移位等级)但将它们限制成足以使仅出现在端部止挡件附近的外部荷载移动的受控最大值而实现。换句话说，机翼装置构造成使得当输出元件的位置处于从第一致动器位置至第三致动器位置的范围内时，致动器移位设置处于低于第一移位等级的值，并且使得当输出元件的位置在第三致动器位置与第二致动器位置之间以及处于第二致动器位置时、或者当输出元件的位置在第三致动器位置与第四致动器位置之间时，致动器移位设置处于大于第二移位等级的值，该第二移位等级高于第一移位等级。此外，优选的是，机翼装置构造成使得当输出元件的位置处于从第二致动器位置至第四致动器位置的范围内时，致动器移位设置处于低于第二移位等级的第三移位等级。
优选的是，检测器适于通过对翼梢部分的位置进行检测来检测输出元件的位置，并且控制单元适于基于检测到的翼梢部分的位置来对致动器的致动扭矩和/或力进行控制，使得当翼梢部分的位置处于从第一翼梢部分位置至位于第一翼梢部分位置与第二翼梢部分位置之间且对应于第三致动器位置的第三翼梢部分位置的范围内时，该致动扭矩和/或力的值小于或等于第一等级，并且使得当翼梢部分的位置在第三翼梢部分位置与第二翼梢部分位置之间时、或者当翼梢部分的位置为第二翼梢部分位置时、或者当翼梢部分的位置在第三翼梢部分位置与位于第二翼梢部分位置与第三翼梢部分位置之间且对应于第四致动器位置的第四翼梢部分位置之间时，该致动扭矩和/或力的值大于或等于第二等级。这意味着，控制单元可以以附加方式对致动器的致动扭矩和/或力进行控制，使得当翼梢部分位于或靠近于第一翼梢部分位置时，该致动扭矩和/或力被减小。因此，作用在机翼装置的部件上的扭矩和/或力被减小。
优选地，检测器适于通过对作用在第一端部止挡件与翼梢部分之间的力进行检测来检测输出元件的位置，并且控制单元适于基于检测到的作用在第一端部止挡件与翼梢部分之间的力来对致动器的致动扭矩和/或力进行控制，使得当检测到的力大于预定值时，该致动扭矩和/或力的值小于或等于第一等级。当致动器的输出元件处于第三致动器位置时，达到该预定值。因此，当第一端部止挡件抵接翼梢部分时，控制单元可以对致动器的致动扭矩和/或力进行控制。因此，作用在机翼装置的部件上的扭矩和/或力可以被进一步减小。
此外，优选的是，控制单元适于基于检测到的输出元件的位置在第一致动器位置与第二致动器位置之间的运动期间对输出元件的速度进行控制，使得当输出元件的位置处于从第一致动器位置至第三致动器位置的范围内时，输出元件的速度的值小于或等于第一速度等级，并且使得当输出元件的位置在第三致动器位置与第二致动器位置之间时、或者当输出元件的位置为第二致动器位置时、或者当输出元件的位置在第三致动器位置与第四致动器位置之间时，输出元件的速度的值大于或等于第二速度等级，该第二速度等级高于第一速度等级。由此，控制单元可以对输出元件的速度进行控制，使得当翼梢部分定位成靠近于第一位置时，输出元件的速度被减小。因此，能够对翼梢部分进行精确的定位和闩锁。
优选地，检测器适于通过对翼梢部分的位置进行检测来检测输出元件的位置，并且控制单元适于基于检测到的翼梢部分的位置在第一翼梢部分位置与第二翼梢部分位置之间的运动期间对翼梢部分的速度进行控制，使得当翼梢部分的位置处于从第一翼梢部分位置至位于第一翼梢部分位置与第二翼梢部分位置之间的第三翼梢部分位置的范围内时，翼梢部分的速度的值小于或等于第一速度等级，并且使得当翼梢部分的位置在第三翼梢部分位置与第二翼梢部分位置之间时、或者当翼梢部分的位置为第二翼梢部分位置时、或者当翼梢部分的位置在第三翼梢部分位置与位于第二翼梢部分位置与第三翼梢部分位置之间的第四翼梢部分位置之间时，翼梢部分的速度的值大于或等于第二速度等级，该第二速度等级高于第一速度等级。因此，控制单元可以对翼梢部分的速度进行控制，使得当翼梢部分定位成靠近于第一翼梢部分位置时，翼梢部分的速度被减小。因此，能够对翼梢部分进行精确的定位和闩锁。
另外地，优选的是，机翼装置包括用于防止翼梢部分运动超过第二翼梢部分位置的第二端部止挡件。由此，能够提供一种机翼装置，该机翼装置可以将翼梢部分精确定位处于伸展位置以及处于折叠位置。
优选地，控制单元适于基于检测到的输出元件的位置来对致动器的致动扭矩和/或力进行控制，使得当输出元件的位置处于从第二致动器位置至第四致动器位置的范围内时，该致动扭矩和/或力的值小于或等于第三等级，该第三等级小于第二等级。这意味着，控制单元可以对致动器的致动扭矩和/或力进行控制，使得当翼梢部分位于或靠近于第二翼梢部分位置时，该致动扭矩和/或力被减小。因此，作用在机翼装置的部件上的扭矩和/或力被进一步减小。因此，机翼装置的各部件和机翼装置本身可以以更加紧凑的方式进行设计。
此外，优选的是，控制单元适于基于检测到的翼梢部分的位置来对致动器的致动扭矩和/或力进行控制，使得当翼梢部分的位置处于从第二翼梢部分位置至第四翼梢部分位置的范围内时，该致动扭矩和/或力的值小于或等于第三等级，该第三等级小于第二等级。这意味着，控制单元可以以附加方式对致动器的致动扭矩和/或力进行控制，使得当翼梢部分位于或靠近于第二翼梢部分位置时，该致动扭矩和/或力被减小。因此，作用在机翼装置的部件上的扭矩和/或力被减小。
优选地，检测器适于通过对作用在第二端部止挡件与翼梢部分之间的力进行检测来检测输出元件的位置，并且控制单元适于基于检测到的作用在第二端部止挡件与翼梢部分之间的力来对致动器的致动扭矩和/或力进行控制，使得当检测到的力大于预定值时，该致动扭矩和/或力的值小于或等于第三等级，该第三等级小于第二等级。因此，当第二端部止挡件抵接翼梢部分时，控制单元对致动器的致动扭矩和/或力进行控制。因此，作用在机翼装置的部件上的扭矩和/或力可以被进一步减小。
此外，优选的是，控制单元适于基于检测到的输出元件的位置在第一致动器位置与第二致动器位置之间的运动期间对输出元件的速度进行控制，使得当输出元件的位置处于从第二致动器位置至第四致动器位置的范围内时，输出元件的速度的值小于或等于第三速度等级，该第三速度等级小于第二速度等级。由此，控制单元可以对输出元件的速度进行控制，使得当翼梢部分定位成靠近于第二翼梢部分位置时，输出元件的速度被减小。因此，能够对翼梢部分进行精确的定位和闩锁。
此外，控制单元可以适于基于检测到的翼梢部分的位置在第一翼梢部分位置与第二翼梢部分位置之间的运动期间对翼梢部分的速度进行控制，使得当翼梢部分的位置处于从第二翼梢部分位置至第四翼梢部分位置的范围内时，翼梢部分的速度的值小于或等于第三速度等级，该第三速度等级小于第二速度等级。因此，控制单元可以对翼梢部分的速度进行控制，使得当翼梢部分定位成靠近于第二翼梢部分位置时，翼梢部分的速度被减小。因此，能够对翼梢部分进行精确的定位和闩锁。
根据另一优选实施方式，机翼装置包括联接装置，该联接装置优选地是轴承或铰链，其中，第三端部部分经由该联接装置以可枢转的方式连接至第二端部部分。由此，翼梢部分相对于固定翼部分的运动由联接装置进一步支撑。
优选地，翼梢部分被闩锁在预定端部位置中、即在伸展位置中或在折叠位置中。例如，机翼装置包括用于将翼梢部分闩锁在第一翼梢部分位置中的第一闩锁装置。优选地，机翼装置包括用于将翼梢部分闩锁在第二翼梢部分位置中的第二闩锁装置。为了对闩锁机构进行优化并且为了允许飞行闩锁机构的尺寸适合于飞行载荷，需要对翼梢部分进行非常精确的定位。可以实现第一端部止挡件，系统抵抗该第一端部止挡件驱动以确保用于闩锁的预定的系统和翼梢部分位置、即第一端部止挡件防止翼梢部分移动超过第一或第二翼梢部分位置。
驱动到第一端部止挡件中会将致动器的动力卸载到第一端部止挡件上。然而，致动器定尺寸成适合于在考虑到各种环境条件、比如温度和系统部件变型的情况下移动所需的最大外部载荷。在每个定位请求期间，通过潜在使用的齿轮级所转换的卸载最大致动器能力将推动机翼装置的定尺寸。
根据本发明的机翼装置可以定尺寸成在所有所需载荷的情况下以及在所有条件下使翼梢部分移动、而不用在每次操作期间一次或多次卸载机翼装置的第一端部止挡件和输出级上的全部致动扭矩/力。特别地，机翼装置构造成使得在需要第一端部止挡件的每一位置处减小外部载荷。
优选地，设置有检测器，该检测器适于检测翼梢部分在从第四致动器位置或第四翼梢部分位置开始时在到达第三致动器位置或第三翼梢部分位置之前绕枢转轴线进行运动的所需扭矩和/或力、优选地检测翼梢部分在第三翼梢部分位置与第四翼梢部分位置之间的运动期间所需扭矩和/或力。该检测器可以是适于对输出元件的位置进行检测的检测器，或者是单独的扭矩和/或力检测器、比如例如为致动器本身，或者在致动器的液压马达或致动器的扭矩传感器的情况下为致动器的斜盘。在任何情况下，通过这种检测器，如果第一等级和/或第三等级和/或第一速度等级和/或第三速度等级基于所需扭矩和/或力来确定，则是优选的。另外地或替代性地，优选的是，致动扭矩和/或力和/或输出元件的速度的值和/或翼梢部分的速度的值基于所需扭矩和/或力来确定。还可能的是，控制单元适于暂时地关掉上述控制，以用于在到达第三致动器位置时减小扭矩和/或力。因此，能够将高拖曳和效率损失考虑在内，并且能够在翼梢部分靠近于或处于第一翼梢部分位置和/或第二翼梢部分位置时提供更大且仍减小了的致动扭矩和/或力。还可能的是，控制单元适于暂时地关掉上述控制，以用于在到达第三致动器位置时减小扭矩和/或力。这种构型将下述状况考虑在内：在所述状况内，所需扭矩和/或力太大使得减小扭矩和/或力将导致翼梢部分的停止。本发明的另一方面涉及包括根据本发明的机翼装置的飞行器。
优选地，(第一)机翼装置在飞行器的第一侧紧固至飞行器的机身，并且飞行器包括第二机翼装置，该第二机翼装置在飞行器的第二侧紧固至飞行器的机身并且该第二机翼装置以与所述(第一)机翼装置大致相同的方式构造。此外，第二致动器或者第二致动器的第二液压马达上的第二致动器的第二斜盘或第二致动器的第二扭矩传感器或第二机翼装置的第二检测器可以适于对用于第二机翼装置的翼梢部分的运动的第二所需扭矩和/或力进行检测。飞行器可以构造成使得将(第一)所需扭矩和/或力与第二所需扭矩和/或力进行比较，并且使得基于该比较的外部载荷等级被确定。例如，外部载荷等级可以基于(第一)所需扭矩和/或力与第二所需扭矩和/或力之间的差值来确定。优选地，在相应的翼梢部分绕(第一)机翼装置和第二机翼装置的相应枢转轴线从第一位置至第二位置或从第二位置至第一位置的相应运动期间、特别是在第三位置与第四位置之间的相应运动期间分别检测(第一)所需扭矩和/或力与第二所需扭矩和/或力。因此，能够通过将飞行器一侧与另一侧进行比较来确定外部载荷等级。例如，如果左手侧和右手侧之间的所需扭矩/载荷之间存在较大差异，则可以认定的是，这源于辅助飞行器的一侧并且对抗于飞行器的另一侧的外部载荷。
附图说明
在下文中，通过附图对本发明的优选实施方式进行更详细地描述。在附图中示出了：
图1是根据本发明的实施方式的机翼装置的示意图；
图2是根据图1的实施方式的机翼装置的示意图；以及
图3是根据本发明的实施方式的飞行器的示意图。
具体实施方式
图1示出了根据本发明的实施方式的用于飞行器3(飞行器3在图3中被示出)的机翼装置1的示意图。图1中所示出的机翼装置1包括机翼5、致动器23、第一端部止挡件25(其在图2中被示出)、检测器(其在图1中未示出)、以及控制单元(其在图1中也未示出)。
图1中所示出的实施方式的机翼5包括固定翼部分7和翼梢部分15，固定翼部分7包括第一端部部分9和相反的第二端部部分13，其中，第一端部部分9适于被紧固至飞行器3(其在图3中被示出)的机身11。翼梢部分15包括第三端部部分17和相反的第四端部部分19。
此外，翼梢部分15的第三端部部分17以可枢转的方式连接至固定翼部分7的第二端部部分13。图1中所示出的机翼装置1构造成使得翼梢部分15能够相对于固定翼部分7选择性地绕枢转轴线21在第一翼梢部分位置与第二翼梢部分位置之间枢转。在图1中所示出的实施方式中，第一翼梢部分位置是伸展位置并且第二翼梢部分位置是折叠位置。在图1中示出了第一翼梢部分位置。
此外，致动器23包括输出元件，该输出元件适于将致动扭矩和/或力传递至翼梢部分15以用于致动翼梢部分15以绕枢转轴线21运动。输出元件能够在第一致动器位置与第二致动器位置之间移动，在该第一致动器位置中，翼梢部分15处于伸展位置，在该第二致动器位置中，翼梢部分15处于折叠位置。
机翼装置1构造成使得图1的实施方式的第一端部止挡件25——该第一端部止挡件25的示例在图2中被示出——防止翼梢部分15运动超过伸展位置。此外，机翼装置1构造成使得检测器对输出元件的位置进行检测。此外，机翼装置1构造成使得控制单元基于检测到的输出元件的位置来对致动器23的致动扭矩和/或力进行控制。因此，当输出元件的位置处于从第一致动器位置至第三致动器位置的范围内时，致动扭矩和/或力的值小于或等于第一等级。第三致动器位置位于第一致动器位置与第二致动器位置之间。此外，当输出元件的位置介于第三致动器位置与第二致动器位置之间时或者当输出元件的位置为第二致动器位置时，致动扭矩和/或力的值大于或等于第二等级，该第二等级高于第一等级。
在图1中所示出的实施方式中，枢转轴线21大致垂直于机翼5的翼展方向且大致沿机翼5/飞行器3的飞行方向而定向。图1中所示出的实施方式为机翼装置1提供了翼梢部分15，翼梢部分15绕沿飞行航线定向的枢转轴线21、例如铰接线枢转。
图1中所示出的包括马达27的致动器23使得机翼装置1能够使翼梢部分15移动到所需的翼梢部分位置。图1中所示出的传动部件29是齿轮箱。
图1中所示出的机翼装置1包括联接装置31，该联接装置31可以是轴承或铰链并且该联接装置31将第三端部部分17和第二端部部分13以可枢转的方式联接。换句话说，第三端部部分17经由联接装置31以可枢转的方式连接至第二端部部分13。
图2示出了根据图1的实施方式的机翼装置1的示意图。图2示出了第一端部止挡件25，该第一端部止挡件25防止翼梢部分15运动超过图2中所示出的伸展位置。在图2中以用附图标记33所标记的虚线示出了固定翼部分7和翼梢部分15的对准。在图2中所示出的实施方式中的第一端部止挡件25安装至固定翼部分7的第二端部部分13且抵接致动器23，并且因此防止翼梢部分15运动超过伸展位置。
图3示出了根据本发明的实施方式的飞行器3的示意图。飞行器3包括根据本发明的机翼装置1。在图3中示出了飞行器3的机翼装置1的机翼5以及机身11。

Claims (15)

1.一种用于飞行器(3)的机翼装置(1)，所述机翼装置(1)包括：
机翼(5)，所述机翼(5)具有：
固定翼部分(7)，所述固定翼部分(7)具有第一端部部分(9)和相反的第二端部部分(13)，所述第一端部部分(9)适于被紧固至所述飞行器(3)的机身(11)；以及
翼梢部分(15)，所述翼梢部分(15)具有第三端部部分(17)和相反的第四端部部分(19)，其中，所述第三端部部分(17)以可枢转的方式连接至所述第二端部部分(13)，使得所述翼梢部分(15)能够相对于所述固定翼部分(7)选择性地绕枢转轴线(21)在第一翼梢部分位置与第二翼梢部分位置之间枢转，其中，所述第一翼梢部分位置是伸展位置和折叠位置中的一者，在所述折叠位置中，所述机翼的翼展长度小于在所述伸展位置中的翼展长度，并且所述第二翼梢部分位置是所述伸展位置和所述折叠位置中的另一者；
致动器(23)，所述致动器(23)包括输出元件，所述输出元件适于将致动扭矩和/或力传递至所述翼梢部分(15)以用于致动所述翼梢部分(15)以绕所述枢转轴线(21)运动，其中，所述输出元件能够在第一致动器位置与第二致动器位置之间移动，在所述第一致动器位置中，所述翼梢部分(15)处于所述第一翼梢部分位置，在所述第二致动器位置中，所述翼梢部分(15)处于所述第二翼梢部分位置；
第一端部止挡件(25)，所述第一端部止挡件(25)用于防止所述翼梢部分(15)运动超过所述第一翼梢部分位置；
检测器，所述检测器适于检测所述输出元件的位置；以及
控制单元，所述控制单元适于基于检测到的所述输出元件的位置来对所述致动器(23)的所述致动扭矩和/或力进行控制，使得当所述输出元件的位置处于从所述第一致动器位置至位于所述第一致动器位置与所述第二致动器位置之间的第三致动器位置的范围内时，所述致动扭矩和/或力的值小于或等于第一等级，并且使得当所述输出元件的位置介于所述第三致动器位置与所述第二致动器位置之间时、或者当所述输出元件的位置为所述第二致动器位置时、或者当所述输出元件的位置介于所述第三致动器位置与位于所述第二致动器位置与所述第三致动器位置之间的第四致动器位置之间时，所述致动扭矩和/或力的值大于或等于高于所述第一等级的第二等级。
2.根据权利要求1所述的用于飞行器(3)的机翼装置(1)，其中，
所述检测器适于通过对所述翼梢部分(15)的位置进行检测来检测所述输出元件的位置，并且
所述控制元件适于基于检测到的所述翼梢部分(15)的位置来对所述致动器(23)的所述致动扭矩和/或力进行控制，使得
当所述翼梢部分(15)的位置处于从所述第一翼梢部分位置至位于所述第一翼梢部分位置与所述第二翼梢部分位置之间且对应于所述第三致动器位置的第三翼梢部分位置的范围内时，所述致动扭矩和/或力的值小于或等于所述第一等级，并且使得
当所述翼梢部分(15)的位置介于所述第三翼梢部分位置与所述第二翼梢部分位置之间时、或者当所述翼梢部分(15)的位置为所述第二翼梢部分位置时、或者当所述翼梢部分(15)的位置介于所述第三翼梢部分位置与位于所述第二翼梢部分位置与所述第三翼梢部分位置之间且对应于所述第四致动器位置的第四翼梢部分位置之间时，所述致动扭矩和/或力的值大于或等于所述第二等级。
3.根据权利要求1所述的用于飞行器(3)的机翼装置(1)，其中，
所述检测器适于通过对作用在所述第一端部止挡件(25)与所述翼梢部分(15)之间的力进行检测来检测所述输出元件的位置，并且
所述控制单元适于基于检测到的作用在所述第一端部止挡件(25)与所述翼梢部分(15)之间的力来对所述致动器(23)的所述致动扭矩和/或力进行控制，使得当检测到的力大于预定值时，所述致动扭矩和/或力的值小于或等于所述第一等级。
4.根据权利要求1至3中的任一项所述的用于飞行器(3)的机翼装置(1)，其中，
所述控制单元适于基于检测到的所述输出元件的位置在所述第一致动器位置与所述第二致动器位置之间的运动期间对所述输出元件的速度进行控制，使得
当所述输出元件的位置处于从所述第一致动器位置至所述第三致动器位置的范围内时，所述输出元件的速度的值小于或等于第一速度等级，
并且使得当所述输出元件的位置介于所述第三致动器位置与所述第二致动器位置之间时、或者当所述输出元件的位置为所述第二致动器位置时、或者当所述输出元件的位置介于所述第三致动器位置与所述第四致动器位置之间时，所述输出元件的速度的值大于或等于第二速度等级，所述第二速度等级高于所述第一速度等级。
5.根据权利要求4所述的用于飞行器(3)的机翼装置(1)，其中，
所述检测器适于通过对所述翼梢部分(15)的位置进行检测来检测所述输出元件的位置，并且
所述控制单元适于基于检测到的所述翼梢部分(15)的位置在所述第一翼梢部分位置与所述第二翼梢部分位置之间的运动期间对所述翼梢部分(15)的速度进行控制，使得
当所述翼梢部分(15)的位置处于从所述第一翼梢部分位置至位于所述第一翼梢部分位置与所述第二翼梢部分位置之间且对应于所述第三致动器位置的所述第三翼梢部分位置的范围内时，所述翼梢部分(15)的速度的值小于或等于第一速度等级，并且使得
当所述翼梢部分(15)的位置介于所述第三翼梢部分位置与所述第二翼梢部分位置之间时、或者当所述翼梢部分(15)的位置为所述第二翼梢部分位置时、或者当所述翼梢部分(15)的位置介于所述第三翼梢部分位置与位于所述第二翼梢部分位置与所述第三翼梢部分位置之间的第四翼梢部分位置之间时，所述翼梢部分(15)的速度的值大于或等于第二速度等级，所述第二速度等级高于所述第一速度等级。
6.根据权利要求1至5中的任一项所述的用于飞行器(3)的机翼装置(1)，其中，所述机翼装置(1)包括：
第二端部止挡件，所述第二端部止挡件用于防止所述翼梢部分(15)运动超过所述第二翼梢部分位置。
7.根据权利要求1至6中的任一项所述的用于飞行器(3)的机翼装置(1)，其中，
所述控制单元适于基于检测到的所述输出元件的位置来对所述致动器(23)的所述致动扭矩和/或力进行控制，使得当所述输出元件的位置处于从所述第二致动器位置至所述第四致动器位置的范围内时，所述致动扭矩和/或力的值小于或等于第三等级，所述第三等级小于所述第二等级。
8.根据权利要求1至7中的任一项所述的用于飞行器(3)的机翼装置(1)，其中，
所述控制单元适于基于检测到的所述翼梢部分(15)的位置来对所述致动器(23)的所述致动扭矩和/或力进行控制，使得当所述翼梢部分(15)的位置处于从所述第二翼梢部分位置至所述第四翼梢部分位置的范围内时，所述致动扭矩和/或力的值小于或等于第三等级，所述第三等级小于所述第二等级。
9.根据权利要求1至8中的任一项所述的用于飞行器(3)的机翼装置(1)，其中，
所述检测器适于通过对作用在所述第二端部止挡件与所述翼梢部分(15)之间的力进行检测来检测所述输出元件的位置，并且
所述控制单元适于基于检测到的作用在所述第二端部止挡件与所述翼梢部分(15)之间的力来对所述致动器(23)的所述致动扭矩和/或力进行控制，使得当检测到的力大于预定值时，所述致动扭矩和/或力的值小于或等于第三等级，所述第三等级小于所述第二等级。
10.根据权利要求1至9中的任一项所述的用于飞行器(3)的机翼装置(1)，其中，
所述控制单元适于基于检测到的所述输出元件的位置在所述第一致动器位置与所述第二致动器位置之间的运动期间对所述输出元件的速度进行控制，使得
当所述输出元件的位置处于从所述第二致动器位置至所述第四致动器位置的范围内时，所述输出元件的速度的值小于或等于第三速度等级，所述第三速度等级小于所述第二速度等级。
11.根据权利要求1至10中的任一项所述的用于飞行器(3)的机翼装置(1)，其中，
所述控制单元适于基于检测到的所述翼梢部分(15)的位置在所述第一翼梢部分位置与所述第二翼梢部分位置之间的运动期间对所述翼梢部分(15)的速度进行控制，使得
当所述翼梢部分(15)的位置处于从所述第二翼梢部分位置至所述第四翼梢部分位置的范围内时，所述翼梢部分(15)的速度的值小于或等于第三速度等级，所述第三速度等级小于所述第二速度等级。
12.根据权利要求1至11中的任一项所述的用于飞行器(3)的机翼装置(1)，其中，所述致动器(23)包括马达(27)和传动部件(29)。
13.根据权利要求1至12中的任一项所述的用于飞行器(3)的机翼装置(1)，其中，所述机翼装置(1)包括用于将所述翼梢部分(15)闩锁在所述第一翼梢部分位置中的第一闩锁装置。
14.根据权利要求1至13中的任一项所述的用于飞行器(3)的机翼装置(1)，其中，所述机翼装置(1)包括用于将所述翼梢部分(15)闩锁在所述第二翼梢部分位置中的第二闩锁装置。
15.一种包括根据权利要求1至14中的任一项所述的用于飞行器(3)的机翼装置(1)的飞行器(3)。
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Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
US11077931B2 (en) * 2018-08-01 2021-08-03 The Boeing Company Stop pads for aircraft folding wing tips
GB2576929A (en) * 2018-09-07 2020-03-11 Airbus Operations Ltd A wing tip device
GB2578472A (en) * 2018-10-29 2020-05-13 Airbus Operations Ltd Apparatus, aircraft and method for moving a wing tip device away from a load-alleviating configuration
CN114593644B (zh) * 2022-01-25 2023-06-06 北京宇航系统工程研究所 一种用于限制平面舵偏转与抖振的抑制锁定机构
GB2616252A (en) * 2022-01-31 2023-09-06 Airbus Operations Ltd Aircraft with movable wing tip device
GB2615311A (en) * 2022-01-31 2023-08-09 Airbus Operations Ltd Aircraft wing with movable wing tip device

Family Cites Families (148)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1806586A (en) * 1931-05-26 w christmas
US262451A (en) * 1882-08-08 King-bolt
US1348374A (en) * 1917-09-19 1920-08-03 Kawneer Mfg Company Airplane construction
US1819794A (en) * 1928-04-20 1931-08-18 Max F Schultze Aeroplane
US1803030A (en) * 1928-05-16 1931-04-28 Messerschmitt Willy Single-spar aircraft wing
US1956823A (en) * 1929-06-13 1934-05-01 Cairns Dev Company Wing structure
US1804823A (en) * 1929-07-09 1931-05-12 Blondin Joseph Uni-layer rigid airplane wing
US1779113A (en) * 1929-08-01 1930-10-21 Cairns Dev Company Wind-exposed surface
US2222997A (en) * 1937-09-21 1940-11-26 Giuseppe M Bellanca Control means for airplanes
US2289224A (en) * 1940-02-19 1942-07-07 Douglas Aircraft Co Inc Folding wing aircraft
US2292613A (en) * 1940-12-30 1942-08-11 Chapman Frederick Burnham Retractible airplane wing
US2375075A (en) * 1941-05-29 1945-05-01 Edgar F Puryear Running light for airplanes
US2468425A (en) * 1945-07-20 1949-04-26 Carpenter Joseph David Airplane wing folding mechanism
US2420433A (en) * 1946-01-17 1947-05-13 Olive May Kraaymes Airplane wing of variable area construction
US2719682A (en) * 1953-02-16 1955-10-04 Alfred J Handel Foldable aircraft wing with mechanism for operating and locking the outboard section thereof
US2712421A (en) * 1953-08-21 1955-07-05 North American Aviation Inc Folding wing aircraft
US2881994A (en) * 1953-11-09 1959-04-14 Northrop Aircraft Inc Convex panel wing construction
US2881989A (en) * 1955-12-12 1959-04-14 Flettner Anton Air vehicle with rotary wing
US3039721A (en) * 1960-05-20 1962-06-19 Boeing Co Fuel system for foldable aircraft wings
US3139248A (en) * 1961-06-15 1964-06-30 Alvarez-Calderon Alberto Variable geometry system and apparatus for aircraft
US3333792A (en) * 1965-12-09 1967-08-01 Alvarez-Calderon Alberto Actuator for variable span wing
DE1816065C3 (de) * 1968-12-20 1974-07-25 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen Flugzeug mit um Hochachsen schwenkbaren Tragflügeln
US3737121A (en) * 1971-12-09 1973-06-05 Nasa Dual-fuselage aircraft having yawable wing and horizontal stabilizer
US4061195A (en) * 1976-01-30 1977-12-06 Austin Industries, Inc. Lock and lift mechanism for a foldable implement
US4109885A (en) * 1976-10-21 1978-08-29 Pender David R Vertical take-off and landing aircraft
DE2756107C2 (de) * 1977-12-16 1980-02-28 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen Hochwirksames Seitenleitwerk mit variabler Flügelgeometrie
US4245804B1 (en) * 1977-12-19 1993-12-14 K. Ishimitsu Kichio Minimum drag wing configuration for aircraft operating at transonic speeds
US4247063A (en) * 1978-08-07 1981-01-27 Lockheed Corporation Flight control mechanism for airplanes
US4228977A (en) * 1979-01-31 1980-10-21 Yasuo Tanaka Kite
US4598885A (en) * 1979-03-05 1986-07-08 Waitzman Simon V Airplane airframe
FR2521520A1 (fr) * 1982-02-15 1983-08-19 Daude Martine Ailettes marginales a angles d'attaque variables
US4497461A (en) * 1982-09-24 1985-02-05 The Boeing Company Snubbing apparatus for an aircraft control surface actuator
DE3242584A1 (de) * 1982-11-18 1984-05-24 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Anordnung von zusatzflaechen an den spitzen eines tragfluegels
US4671473A (en) * 1984-11-08 1987-06-09 Goodson Kenneth W Airfoil
US4671470A (en) * 1985-07-15 1987-06-09 Beech Aircraft Corporation Method for fastening aircraft frame elements to sandwich skin panels covering same using woven fiber connectors
US4717093A (en) * 1985-08-12 1988-01-05 Grumman Aerospace Corporation Penguin missile folding wing configuration
US5356094A (en) * 1987-03-04 1994-10-18 Rick Sylvain Scorpion wing
US4824053A (en) * 1987-08-27 1989-04-25 Branko Sarh Telescopic wing
US4986493A (en) * 1988-01-05 1991-01-22 Branko Sarh Convertible fixed wing aircraft
US4881700A (en) * 1988-01-05 1989-11-21 Branko Sarh Convertible fixed wing aircraft
EP0384919A1 (de) * 1989-02-27 1990-09-05 Feinmechanische Werke Mainz GmbH Greif- und Verriegelungseinrichtung für Flugzeugklappen oder -fahrwerke
US5072894A (en) * 1989-10-02 1991-12-17 Rockwell International Corporation Apparatus and method for increasing the angle of attack operating range of an aircraft
IL101069A (en) * 1991-02-25 1996-09-12 Valsan Partners Purchase N Y A system for increasing the fuel efficiency of an aircraft and a kit for changing aircraft wings
DE4113171A1 (de) * 1991-04-23 1992-11-05 Triumph Adler Ag Tragbare datenverarbeitungseinrichtung in form eines sogenannten laptops
US5310138A (en) * 1991-12-30 1994-05-10 Alliedsignal Inc. Wing fold actuator system for aircraft
US5379969A (en) * 1992-01-30 1995-01-10 The Boeing Company Hydraulic actuator with mechanical lock and installation
US5381986A (en) * 1992-01-30 1995-01-17 The Boeing Company Folding wing-tip system
US5427329A (en) * 1992-01-30 1995-06-27 The Boeing Company Locking hydraulic latch pin actuator
US5201479A (en) * 1992-01-30 1993-04-13 The Boeing Company Self-monitoring latch pin lock for folding wing aircraft
US5350135A (en) * 1992-01-30 1994-09-27 The Boeing Company Latch pin inhibitor for folding wing-tip aircraft
FR2686856B1 (fr) * 1992-02-03 1994-03-18 Messier Bugatti Dispositif d'accrochage assurant le verrouillage, en position train haut, d'un train d'atterrissage d'avion.
US5288039A (en) * 1992-07-29 1994-02-22 Delaurier James D Spanwise graded twist panel
US5348253A (en) * 1993-02-01 1994-09-20 Gratzer Louis B Blended winglet
US5645250A (en) * 1993-08-26 1997-07-08 Gevers; David E. Multi-purpose aircraft
US5558299A (en) * 1994-04-19 1996-09-24 Mcdonnell Douglas Corporation Wing fold push-pin locking assembly
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
US6224012B1 (en) * 1998-12-30 2001-05-01 Donald H. Wooley Roadable aircraft combined vehicle for practical use
US6190484B1 (en) * 1999-02-19 2001-02-20 Kari Appa Monolithic composite wing manufacturing process
US6227487B1 (en) * 1999-05-05 2001-05-08 Northrop Grumman Corporation Augmented wing tip drag flap
DE19926832B4 (de) * 1999-06-12 2005-09-15 Airbus Deutschland Gmbh Unterschallflugzeug vorzugsweise mit gepfeilten Tragflügeln
US6260799B1 (en) * 2000-04-24 2001-07-17 Hamilton Sunstrand Corporation Aircraft wing fold actuation system
DE10110342A1 (de) * 2001-03-03 2002-09-12 Bosch Gmbh Robert Aktuator
AU2003280422A1 (en) * 2002-06-26 2004-01-19 Peter T. Mccarthy High efficiency tip vortex reversal and induced drag reduction
FR2841532B1 (fr) * 2002-06-27 2004-12-17 Airbus France Avion a controle actif du vrillage de ses ailes
US6886778B2 (en) * 2003-06-30 2005-05-03 The Boeing Company Efficient wing tip devices and methods for incorporating such devices into existing wing designs
WO2005039459A1 (ja) * 2003-10-22 2005-05-06 Izumi Gishi Sougu Seisakusho Co., Ltd. 義肢装具用関節継手
GB0326228D0 (en) * 2003-11-10 2003-12-17 Airbus Uk Ltd Wing tip device
US7475848B2 (en) * 2003-11-11 2009-01-13 Morgenstern John M Wing employing leading edge flaps and winglets to achieve improved aerodynamic performance
US6834835B1 (en) * 2004-03-12 2004-12-28 Qortek, Inc. Telescopic wing system
JP4171913B2 (ja) * 2004-04-13 2008-10-29 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 低ブーム特性と低抵抗特性を両立する可変前進翼超音速航空機
US7137589B2 (en) * 2005-01-28 2006-11-21 Northrop Grumman Corporation Compound helicopter with combined wings and landing struts
DE102005028688A1 (de) * 2005-05-19 2006-11-30 Airbus Deutschland Gmbh Konzept eines variablen Winglets zur lateralen Lastenreduktion zur kombinierten lateralen und vertikalen Lastenreduktion und zur Performanceverbesserung von Fortbewegungsmitteln
US8544800B2 (en) * 2005-07-21 2013-10-01 The Boeing Company Integrated wingtip extensions for jet transport aircraft and other types of aircraft
GB0613949D0 (en) * 2006-07-13 2006-08-23 Airbus Uk Ltd A wing cover panel assembly and wing cover panel for an aircraft wing and a method of forming thereof
US7744038B2 (en) * 2007-06-15 2010-06-29 The Boeing Company Controllable winglets
US7946527B2 (en) * 2007-09-10 2011-05-24 Alan Glen Holmes Aircraft with fixed, swinging and folding wings
US7762785B2 (en) * 2007-12-10 2010-07-27 Sikorsky Aircraft Corporation Main rotor blade with integral tip section
US7866610B2 (en) * 2007-12-28 2011-01-11 Samuel Hall Bousfield Telescoping wing and airfoil control mechanism
US20090224107A1 (en) * 2008-03-04 2009-09-10 The Boeing Company Reduced Span Wings with Wing Tip Devices, and Associated Systems and Methods
US8157206B2 (en) * 2008-06-11 2012-04-17 Icon Aircraft, Inc. Two-motion wing-fold mechanism with independent load path
US8080966B2 (en) * 2008-07-03 2011-12-20 Honeywell International Inc. Motor control architecture for simultaneously controlling multiple motors
US8210473B2 (en) * 2008-07-22 2012-07-03 Terrafugia, Inc. Folding wing root mechanism
US20100051742A1 (en) * 2008-07-22 2010-03-04 Terrafugia, Inc,; Folding Wing & Locking Mechanism
US8336830B2 (en) * 2008-10-03 2012-12-25 The Boeing Company Retractable aircraft wing tip
GB0823392D0 (en) * 2008-12-23 2009-01-28 Goodrich Actuation Systems Ltd Drive arrangement
US8089034B2 (en) * 2009-04-17 2012-01-03 Itt Manufacturing Enterprises, Inc. Mechanism for folding, sweeping, and locking vehicle wings about a single pivot
GB0908370D0 (en) * 2009-05-15 2009-06-24 Airbus Uk Ltd A hinge sealing element and an assembly including said element
GB0919019D0 (en) * 2009-10-30 2009-12-16 Airbus Operations Ltd Aerofoil
US9162755B2 (en) * 2009-12-01 2015-10-20 Tamarack Aerospace Group, Inc. Multiple controllable airflow modification devices
CA2783401A1 (en) * 2009-12-10 2011-06-16 University Of The Witwatersrand, Johannesburg Method for reducing in flight wake vortices and an aircraft wingtip arrangement used in such method
DE102010018977A1 (de) * 2010-05-03 2011-11-03 Airbus Operations Gmbh Flügel mit einklappbarem Flügelendstück
JP5012963B2 (ja) * 2010-06-14 2012-08-29 トヨタ自動車株式会社 アクチュエータの制御装置
WO2012018382A2 (en) * 2010-08-03 2012-02-09 Samson Aip, Inc. Flying vehicle retractable wing hinge and truss
US8387913B2 (en) * 2010-08-12 2013-03-05 Abe Karem Compact aircraft wing folding systems and methods
GB201018185D0 (en) * 2010-10-28 2010-12-08 Airbus Operations Ltd Wing tip device attachment apparatus and method
GB201105104D0 (en) * 2011-03-28 2011-05-11 Airbus Operations Ltd Joint
US8651431B1 (en) * 2011-08-09 2014-02-18 The Boeing Company Aircraft with movable winglets and method of control
US9908612B2 (en) * 2011-10-01 2018-03-06 The Boeing Company Fold wing tip having stub spar
US9499252B2 (en) * 2011-10-01 2016-11-22 The Boeing Company Wing fold controller
US10538307B2 (en) * 2011-10-01 2020-01-21 The Boeing Company Hinged raked wing tip
US9290260B2 (en) * 2011-10-01 2016-03-22 The Boeing Company Wing fold controller
US9211946B2 (en) * 2011-10-01 2015-12-15 The Boeing Company Wing fold system with latch pins through multiple mating lugs
US9296469B2 (en) * 2011-10-01 2016-03-29 The Boeing Company Horizontal folding wingtip
US8998132B2 (en) * 2011-11-30 2015-04-07 Lockheed Martin Corporation Aerodynamic wing load distribution control
US8733692B2 (en) * 2012-06-11 2014-05-27 The Boeing Company Latching apparatus and methods
WO2014010634A1 (ja) * 2012-07-12 2014-01-16 Fujimoto Hiromichi 垂直離着陸輸送機の機体安定用機構
US9415857B2 (en) * 2012-10-30 2016-08-16 The Boeing Company Wing fold system
US9469392B2 (en) * 2012-10-30 2016-10-18 The Boeing Company Wing fold system rotating latch
US9914523B2 (en) * 2012-10-30 2018-03-13 The Boeing Company Wing hinge assembly including hinged torque boxes
GB201307066D0 (en) * 2013-04-18 2013-05-29 Airbus Operations Ltd Winglet and braided composite spar
US9469391B1 (en) * 2013-04-26 2016-10-18 The Boeing Company Adaptive wing for an aircraft
US9404477B2 (en) * 2013-06-10 2016-08-02 Jerry Austin Carter Proportional moving air power transmission and energy collection and control system
US10099770B2 (en) * 2013-07-26 2018-10-16 Icon Aircraft, Inc. Manuel wing-fold mechanism
US9296471B2 (en) * 2013-10-06 2016-03-29 The Boeing Company Swing wing tip system, assembly and method with dual load path structure
EP2899123B1 (en) * 2014-01-27 2019-06-26 Airbus Defence and Space GmbH Tow plate and load extraction system
GB2524828A (en) * 2014-04-04 2015-10-07 Airbus Operations Ltd An aircraft comprising a foldable aerodynamic structure and a method of manufacturing a foldable aerodynamic structure for an aircraft
GB2524827A (en) * 2014-04-04 2015-10-07 Airbus Operations Ltd A passenger aircraft with a downwardly foldable wing tip device
GB2528231A (en) * 2014-04-24 2016-01-20 Airbus Operations Ltd An aircraft with a foldable wing tip device
EP2955104B1 (en) * 2014-06-11 2017-08-09 Airbus Operations GmbH System and method for moving a high lift surface relative to the wing of an aircraft
US10227143B2 (en) * 2014-06-12 2019-03-12 The Boeing Company Lock actuation system for aircraft
GB2530578A (en) * 2014-09-29 2016-03-30 Airbus Operations Ltd Interface for control of a foldable wing on an aircraft
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
GB2535489A (en) * 2015-02-17 2016-08-24 Airbus Operations Ltd An arrangement for moving a wing tip device between a flight configuration and a ground configuration
GB2538320A (en) * 2015-05-15 2016-11-16 Airbus Operations Ltd Folding wing tip and rotating locking device
DE102015014635A1 (de) 2015-11-12 2017-05-18 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Vorrichtung zum Klappen einer Flugzeugtragfläche
GB2546246A (en) 2016-01-05 2017-07-19 Airbus Operations Ltd An aircraft wing with a movable wing tip device for load alleviation
US9919809B2 (en) * 2016-06-07 2018-03-20 The Boeing Company Folding wing system
GB201610099D0 (en) * 2016-06-09 2016-07-27 Airbus Operations Ltd A rotational joint for an aircraft folding wing
EP3254955B1 (en) * 2016-06-09 2019-04-03 Airbus Operations GmbH Foldable wing and actuator arrangement
EP3263446B1 (en) * 2016-06-29 2019-06-05 Goodrich Actuation Systems Limited Folding wing
EP3287364B1 (en) * 2016-08-26 2019-10-23 Airbus Operations GmbH Latching and locking mechanism for a foldable wing arrangement
GB2559771A (en) * 2017-02-17 2018-08-22 Airbus Operations Ltd A rib arrangement in a wing tip device
EP3486165A1 (en) * 2017-11-17 2019-05-22 Airbus Operations GmbH Method for operating an aircraft comprising a wing with a foldable wing tip portion
EP3492370B1 (en) * 2017-11-17 2020-07-15 Airbus Operations GmbH Method for testing operation of an arresting unit for locking a foldable wing tip portion in an extended position
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
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
EP3486164A1 (en) * 2017-11-17 2019-05-22 Airbus Operations GmbH A method and a control unit for controlling actuation of a foldable wing tip section of a wing of an aircraft
EP3524514A1 (en) * 2018-02-09 2019-08-14 Airbus Operations GmbH Actuation unit for actuating a foldable wing tip portion of a wing for an aircraft
US11820502B2 (en) * 2018-04-24 2023-11-21 Airbus Operations Gmbh Wing for an aircraft
US11440638B2 (en) * 2018-05-03 2022-09-13 Airbus Operations Gmbh Wing for an aircraft
US11305864B2 (en) * 2018-05-25 2022-04-19 Airbus Operations Gmbh Wing for an aircraft
US11345459B2 (en) * 2018-05-28 2022-05-31 Airbus Operations Gmbh Wing for an aircraft
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
US11214353B2 (en) * 2018-06-01 2022-01-04 Airbus Operations Gmbh Wing arrangement for an aircraft and aircraft
US11066148B2 (en) * 2018-08-06 2021-07-20 The Boeing Company Folding wing hinge, aircraft and method therefor
US11459084B2 (en) * 2019-06-21 2022-10-04 Airbus Operations Gmbh Wing for an aircraft

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