DE102011117706B4 - Drive system for flaps and/or slats of an aircraft - Google Patents

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Abstract

Antriebssystem (10) für Klappen, mit einer Antriebseinheit (20), welche im Antriebsstrang (16) über wenigstens eine Zentraltransmission (22) mit wenigstens einem Abzweiggetriebe (26, 28) verbunden ist, wobei vorgesehen ist, dass zwischen der Antriebseinheit (20) und dem wenigstens einen Abzweiggetriebe (26, 28) ein Drehmomentbegrenzer (24) angeordnet ist,dadurch gekennzeichnet, dassdie Antriebseinheit (20) im Halbflügel (40) und von der Flügelwurzel (42) beabstandet angeordnet ist, so dass die maximal auftretenden Drehwellenlasten an den Elementen des Antriebsstrangs (16) reduziert werden, unddie Antriebseinheit (20) im Antriebsstrang (16) zwischen einer inneren Landeklappe (12) und einer äußeren Landeklappe (14) angeordnet ist.Drive system (10) for flaps, with a drive unit (20) which is connected in the drive train (16) via at least one central transmission (22) to at least one branch transmission (26, 28), it being provided that between the drive unit (20) and a torque limiter (24) is arranged on the at least one branch transmission (26, 28), characterized in that the drive unit (20) is arranged in the half wing (40) and at a distance from the wing root (42), so that the maximum rotary shaft loads occurring at the Elements of the drive train (16) are reduced, and the drive unit (20) is arranged in the drive train (16) between an inner landing flap (12) and an outer landing flap (14).

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Antriebssystem für Klappen, insbesondere Landeklappen und Hochauftriebsklappen, und/oder Vorflügel eines Luftfahrzeugs nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1.The present invention relates to a drive system for flaps, in particular landing flaps and high-lift flaps, and/or slats of an aircraft according to the preamble of claim 1.

Bei derartigen Antriebssystemen von Luftfahrzeugen ist es wichtig, hohe Lastspitzen auch bei Fehlfunktionen zu vermeiden.In aircraft drive systems of this type, it is important to avoid high load peaks even in the event of malfunctions.

Moderne Flugzeuge verfügen über Hochauftriebssysteme bzw. die sogenannten „High-Lift-Systeme“. High-Lift-Systeme bestehen u. a. aus Vorflügeln und Landeklappen. Mit Hilfe ausfahrbarer Klappensysteme an der Vorder- und Rückseite eines Flugzeugsflügels sind Verkehrsflugzeuge in der Lage, den Auftrieb an den Tragflächen bei Bedarf zu erhöhen. Auf diese Weise wird ein extremer Langsamflug möglich, der besonders die Start- und Landephasen erleichtert.Modern aircraft have high-lift systems or the so-called "high-lift systems". High-Lift systems consist i.a. of slats and landing flaps. With the help of extendable flap systems on the front and rear of an aircraft wing, commercial aircraft are able to increase the lift on the wings if necessary. In this way, an extremely slow flight is possible, which particularly facilitates the take-off and landing phases.

Passagierflugzeuge verfügen dementsprechend über ein besonders komplexes System solcher Vorflügel (Slats) und Landeklappen (Flaps). Diese Vorflügel bzw. Landeklappen verändern je nach Bedarf die Wölbung der Tragfläche und damit auch den Auftrieb. Für das Ein- und Ausfahren der Vorflügel bzw. Klappe sorgt über Gelenkwellen und Antriebe ein zentraler Hydraulikmotor, ein Elektromotor oder ein pneumatischer Motor.Accordingly, passenger aircraft have a particularly complex system of such slats and flaps. These slats or landing flaps change the curvature of the wing and thus the lift as required. A central hydraulic motor, an electric motor or a pneumatic motor is responsible for retracting and extending the slats or flap via cardan shafts and drives.

Beispielsweise offenbart die US 4 441 675 A ein Hochauftriebs-Flächenantriebssystem zum Verstellen von Klappen eines an der Rückseite eines Flugzeugflügels angeordneten Klappensystems oder eines an der Vorderseite eines Flugzeugflügels vorgesehenen Vorflügelsystems zwischen ausgefahrener und eingefahrener Position. Ferner beschreibt die EP 0 483 504 A1 eine Antriebsvorrichtung für an Flugzeugtragflügeln angeordnete Klappen eines in Spannweitenrichtung in einzelne Klappensegmente unterteilten Klappensystems. Hiernach sind jeder Klappe zwei Stellvorrichtungen zugeordnet, die über eine Transmissionsvorrichtung untereinander und mit der anderen Flügelseite gekoppelt sind. In der Transmissionsvorrichtung sind jeweils im Außenbereich ein Zentralantrieb auf jeder Flügelseite angeordnet, die jeweils von separaten Signalgebern mit zugeordneten Steuereinheiten parallel redundant ansteuerbar sind. Zudem ist aus der EP 1 547 917 A1 eine Vorrichtung zur Ansteuerung und Verstellung von Klappen an Flugzeugtragflächen mittels zugeordneter Antriebseinheiten bekannt, wobei die Antriebswellen benachbarter Klappen über ein Differentialgetriebe gekoppelt sind.For example, the U.S.A. 4,441,675 a high-lift fixed-wing drive system for adjusting flaps of a flap system located at the rear of an aircraft wing or of a slat system located at the front of an aircraft wing between deployed and retracted positions. Also describes the EP 0 483 504 A1 a drive device for flaps arranged on aircraft wings of a flap system divided into individual flap segments in the span direction. According to this, each flap is assigned two adjusting devices, which are coupled to one another and to the other side of the wing via a transmission device. In the transmission device, a central drive is arranged in the outer area on each side of the wing, each of which can be controlled in parallel in a redundant manner by separate signal transmitters with associated control units. In addition, from the EP 1 547 917 A1 discloses a device for controlling and adjusting flaps on aircraft wings by means of associated drive units, the drive shafts of adjacent flaps being coupled via a differential gear.

In den Antriebssystemen für Landeklappen und Vorflügel von Flugzeugen herrscht die Systemtopologie mit zentral angeordneten Antriebseinheiten und Drehwellen vor. 3 zeigt ein Antriebssystem 10 für Landeklappen 12, 14 eines Flugzeugs nach dem Stand der Technik, wobei lediglich der linke Halbflügel 40 mit einem vereinfachten Antriebssystem schematisch dargestellt ist.In the drive systems for landing flaps and slats of aircraft, the system topology with centrally arranged drive units and rotating shafts prevails. 3 12 shows a drive system 10 for landing flaps 12, 14 of an aircraft according to the prior art, only the left half wing 40 being shown schematically with a simplified drive system.

Ein solches Antriebssystem, weist bekannterweise eine zentrale Antriebseinheit, hier die zentrale Kraftantriebseinheit („Central Power Drive Unit“) 20 auf, welche der Flügelwurzel 42 benachbart, jedoch außerhalb des Halbflügels, d. h. im Rumpf angeordnet ist. Die zentrale Kraftantriebseinheit 20 weist dabei eine integrierte Bremse und einen Positionssensor auf. Von der zentralen Antriebseinheit 20 erstreckt sich pro Halbflügel jeweils ein Antriebsstrang zu den Flügelspitzen beider Flügel.Such a propulsion system is known to include a central propulsion unit, here the central power drive unit 20, which is adjacent to the wing root 42 but outside the half wing, i. H. placed in the hull. The central power drive unit 20 has an integrated brake and a position sensor. From the central drive unit 20, one drive train per half wing extends to the wing tips of both wings.

Des Weiteren weist dieses bekannte Antriebssystem Elemente, wie Drehwellen, Umlenkgetriebe, Abzweiggetriebe usw. auf, die zum Übertagen der Antriebsenergie über die gesamte Spannweite an die Antriebsstationen einzelner Segmente der Landeklappen dienen.Furthermore, this known drive system has elements such as rotary shafts, deflection gears, branch gears, etc., which are used to transmit the drive energy over the entire span to the drive stations of individual segments of the landing flaps.

Die Antriebseinheit ist in an sich bekannterweise hydromechanisch oder elektrisch oder pneumatisch ausgeführt und stellt die zur Positionsvariation der Klappen, insbesondere der Landeklappen, notwendige mechanische Leistung bereit. Die Momentenübertragung an die einzelnen Antriebsstationen und die Synchronisation der Landeklappen beider Flügelhälften erfolgt mit einer zusammenhängenden Wellentransmission, wobei an den Antriebsstationen jeweils ein Antriebsstrang abzweigt, so dass die zugehörige Kinematik der jeweiligen Landeklappe angetrieben wird.As is known per se, the drive unit is designed to be hydromechanical or electric or pneumatic and provides the mechanical power required to vary the position of the flaps, in particular the landing flaps. The transmission of torque to the individual drive stations and the synchronization of the landing flaps of both wing halves takes place with a coherent shaft transmission, with a drive train branching off at each drive station so that the associated kinematics of the respective landing flap are driven.

Eine solche Anordnung der Systemkomponenten mit einer zentralen Kraftantriebseinheit, die seitlich des Flügels, d. h. rumpfseitig, angebracht ist, verursacht jedoch im Betrieb eine Kumulation der Stationslasten im Drehwellenstrang von der Flügelspitze zur Flügelwurzel 42, wie dies in 4 verdeutlicht wird. Im optimalen Betriebspunkt beträgt das Antriebsvermögen der zentralen Kraftantriebseinheit 20 in der Regel das Zweifache der im Bereich der Flügelwurzel 42 aufsummierten Drehmomente. Alle Komponenten des Antriebsstranges, wie Drehwellen, Umlenkgetriebe, Stützlager, Durchgangswellen der Abzweiggetriebe, müssen auf dieses hohe Drehmoment ausgelegt werden.However, such an arrangement of the system components with a central power drive unit, which is attached to the side of the wing, i.e. on the fuselage side, causes an accumulation of the station loads in the rotary shaft train from the wing tip to the wing root 42 during operation, as is shown in 4 is made clear. At the optimum operating point, the drive capacity of the central power drive unit 20 is usually twice the torques summed up in the area of the wing root 42 . All components of the drive train, such as rotary shafts, deflection gears, support bearings, through shafts of the branch gears, must be designed for this high torque.

Durch den Einsatz mechanischer oder neuerdings auch elektronischer Lastbegrenzer (Electronic Torque Limiter) wird im Stand der Technik das Antriebsmoment limitiert.In the state of the art, the drive torque is limited through the use of mechanical or, more recently, electronic load limiters (electronic torque limiters).

Wie in 4, welche die konventionelle Systemarchitektur und die Drehwellenlasten veranschaulicht, gezeigt, sind die Drehmomentlastbegrenzer 24 im Antriebsstrang auf beiden Seiten der zentralen Kraftantriebseinheit 20 angeordnet, wobei das Drehmoment von z. B. 150 Nm auf 100 Nm reduziert wird. In diesem fiktiven Antriebssystem mit einem an der Halbflügelwurzel kumulierten maximalen Betriebsmoment von z.B. 100 Nm werden also alle Antriebselemente auf 150 Nm ausgelegt. As in 4 , which causes the conventional system architecture and rotating shaft loads Illustratively, the torque load limiters 24 are located in the drive train on either side of the central power drive unit 20, with the torque of e.g. B. 150 Nm is reduced to 100 Nm. In this fictitious drive system with a maximum operating torque of 100 Nm accumulated at the half-wing root, for example, all drive elements are designed for 150 Nm.

Die Motordrehzahl wird auf die gewünschte, für den Betrieb der Landeklappen optimale Drehzahl reduziert und gleichzeitig das erforderliche Drehmoment aufgebaut. Die Antriebsleistung wird dabei gleichmäßig auf die Wellen verzweigt, wie dies in 4 veranschaulicht ist.The engine speed is reduced to the desired speed that is optimal for operation of the landing flaps and at the same time the required torque is built up. The drive power is distributed evenly to the shafts, as shown in 4 is illustrated.

In 4 sind des Weiteren der Verlauf und die Reduktion des Drehmoments von dem maximalen Betriebsdrehmoment von 100 Nm bis auf 17 Nm in den Transmissionsabschnitten entlang des Flugzeugsflügels gezeigt. Das Antriebssystem kann somit auf einen Wert ausgelegt werden, der in der Regel dem Betriebsdrehmoment an der Flügelwurzel, multipliziert mit einem Robustness-Faktor, z.B. 1,5, entspricht.In 4 also shows the progression and reduction of the torque from the maximum operating torque of 100 Nm to 17 Nm in the transmission sections along the aircraft wing. The drive system can thus be designed for a value that generally corresponds to the operating torque at the wing root, multiplied by a robustness factor, for example 1.5.

Ein gravierender Nachteil dieser bekannten Systemarchitektur besteht darin, dass alle Elemente des Antriebsstranges, nämlich die Dreh- und die Durchgangswellen, die Umlenk- und Abzweiggetriebe usw. auf dieses hohe Drehmoment ausgelegt werden müssen und dass diese Elemente extrem hohen Belastungen ausgesetzt werden. Besonders hoch ist dabei die Belastung an der Flügelwurzel, da sich die zentrale Kraftantriebseinheit räumlich nahe an die Flügelwurzel befindet.A serious disadvantage of this known system architecture is that all elements of the drive train, namely the rotary and through shafts, the deflection and branch gears, etc. must be designed for this high torque and that these elements are exposed to extremely high loads. The load on the wing root is particularly high, since the central power drive unit is spatially close to the wing root.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, ein Antriebssystem für Klappen und/oder Flügel eines Flugzeugs oder sonstigen Luftfahrzeugs zu schaffen, bei welchem die maximal auftretenden Lasten an den Elementen des Hochauftriebssystems wesentlich minimiert werden und das Systemgewicht deutlich reduziert wird.The object of the present invention is therefore to create a drive system for flaps and/or wings of an airplane or other aircraft in which the maximum loads occurring on the elements of the high-lift system are significantly minimized and the system weight is significantly reduced.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch ein Antriebssystem für Klappen und/oder Vorflügel eines Luftfahrzeugs mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.According to the invention, this object is achieved by a drive system for flaps and/or slats of an aircraft with the features of claim 1 .

Das erfindungsgemäße Antriebssystem weist wenigstens eine Antriebseinheit auf, welche im Antriebsstrang über wenigstens eine Zentraltransmission mit wenigstens einem Abzweiggetriebe verbunden ist, wobei vorzugsweise vorgesehen ist, dass zwischen der wenigstens einen Antriebseinheit und dem wenigstens einen Abzweiggetriebe ein Drehmomentbegrenzer angeordnet ist. Die Antriebseinheit ist dabei erfindungsgemäß im Halbflügel und nicht im Rumpf angeordnet. Vorzugsweise ist die Antriebseinheit mittig im Antriebsstrang angeordnet, das heißt, etwa in der Mitte des Flugzeugsflügels, so dass die maximal auftretenden Drehwellenlasten zur Flügelspitze und zur Flügelwurzel hin deutlich reduziert und vorzugsweise halbiert werden. Weiterhin ist die erfindungsgemäße Antriebseinheit zwischen einer inneren Landeklappe und einer äußeren Landeklappe vorgesehen.The drive system according to the invention has at least one drive unit, which is connected in the drive train via at least one central transmission to at least one branch transmission, it being preferably provided that a torque limiter is arranged between the at least one drive unit and the at least one branch transmission. According to the invention, the drive unit is arranged in the half wing and not in the fuselage. The drive unit is preferably arranged centrally in the drive train, ie approximately in the middle of the aircraft wing, so that the maximum rotary shaft loads that occur toward the wing tip and the wing root are significantly reduced and preferably halved. Furthermore, the drive unit according to the invention is provided between an inner landing flap and an outer landing flap.

Durch die erfindungsgemäße Anordnung der Antriebseinheit vorzugsweise mittig im Antriebsstrang, wo die kummulierten Drehwellenlasten etwa gleich groß sind, können die Elemente des Drehwellensystems, nämlich die Dreh- und die Durchgangswellen, die Umlenk- und Abzweiggetriebe, auf etwa 50% der Belastung im Vergleich zum konventionellen Antriebssystem ausgelegt werden. Dies reduziert die Störanfälligkeit der Elemente des Drehwellensystems und erhöht die Funktionalität des Systems. Das erfindungsgemäße Antriebssystem genügt daher den hohen Sicherheitsanforderungen, die an solche Systeme gestellt werden.Due to the arrangement of the drive unit according to the invention, preferably in the middle of the drive train, where the cumulative rotary shaft loads are approximately the same, the elements of the rotary shaft system, namely the rotary and through shafts, the deflection and branch gears, can be subjected to about 50% of the load compared to the conventional Drive system are designed. This reduces the susceptibility of the elements of the rotary shaft system to failure and increases the functionality of the system. The drive system according to the invention therefore meets the high safety requirements that are placed on such systems.

Vorzugsweise weist das erfindungsgemäße Antriebssystem für jedes Halbflügelsystem zumindest eine von der Halbflügelwurzel beabstandet angeordnete Antriebseinheit auf. Diese kann in jedem Halbflügel einmal vorgesehen sein. Bevorzugt ist es, die Antriebseinheit bezogen auf den Halbflügel in einem zentralen Bereich anzuordnen. Die Antriebseinheit ist derart angeordnet, dass ausgehend von der Antriebseinheit beidseitig der Antriebseinheit Systeme, wie Klappen etc. des jeweiligen Halbflügels angetrieben werden. Es ist dabei denkbar, dass eine gemeinsame Antriebseinheit sowohl für die Landeklappen als auch für den Vorflügel vorgesehen werden kann oder aber auch, dass diese voneinander getrennte Antriebseinheiten aufweisen.The drive system according to the invention preferably has at least one drive unit arranged at a distance from the half-wing root for each half-wing system. This can be provided once in each half wing. It is preferred to arrange the drive unit in a central area in relation to the half wing. The drive unit is arranged in such a way that, starting from the drive unit, systems such as flaps etc. of the respective half wing are driven on both sides of the drive unit. It is conceivable that a common drive unit can be provided both for the landing flaps and for the slat, or that these have drive units that are separate from one another.

Es wird besonders bevorzugt wenn die im Antriebsstrang zwischen der inneren Landeklappe und der äußeren Landeklappe vorgesehene Antriebseinheit in einem Transmissionsabschnitt, in dem die Drehwellenlasten gleich groß sind, angeordnet ist. Die Antriebseinheit ist vorzugsweise auch mittig im Antriebsstrang des Vorflügels angeordnet. Mit dem erfindungsgemäßen Mittenantrieb können auch spannweitig differenzielle Klappenpositionen realisiert werden. Diese Funktion kann durch funktionelle Erweiterungen des Antriebssystems, wie z.B. Schaltkupplungen ebenfalls bereitgestellt werden.It is particularly preferred if the drive unit provided in the drive train between the inner landing flap and the outer landing flap is arranged in a transmission section in which the rotary shaft loads are of the same magnitude. The drive unit is preferably also arranged centrally in the drive train of the leading edge slat. With the central drive according to the invention, differential flap positions can also be realized across the span. This function can also be provided by functional extensions of the drive system, such as clutches.

Vorzugsweise weist das erfindungsgemäße Antriebssystem mit der mittig angeordneten Antriebseinheit beidseitig jeweils einen mechanisch oder elektronisch betätigbaren Drehmomentbegrenzer auf, der im Antriebsstrang integriert ist, so dass das maximale Betriebsdrehmoment zwischen einem ersten Abzweiggetriebe der inneren und äußeren Landeklappen minimiert und vorzugsweise halbiert wird.The drive system according to the invention with the centrally arranged drive unit preferably has a mechanically or electronically actuatable torque limiter on both sides, which is integrated in the drive train, so that the maximum operating torque between a first branch transmission of the inner and outer Landing flaps is minimized and preferably halved.

Da die mechanischen Lastbegrenzer wartungskostenintensiver und komplexer als die elektronischen sind, finden immer mehr in solchen Antriebssystemen die elektronischen Lastbegrenzer, die sogenannten „Elektronik Torque Limiter“, Anwendung.Since mechanical load limiters require more maintenance and are more complex than electronic ones, electronic load limiters, so-called “electronic torque limiters”, are being used more and more in such drive systems.

Vorzugsweise werden auch Sensoren und andere elektronische Bauelemente zur Überlast- und Klemmfallerkennung in dem erfindungsgemäßen Antriebssystem verwendet.Sensors and other electronic components for overload and jamming detection are preferably also used in the drive system according to the invention.

Besonders bevorzugt wird an beiden Enden des Antriebsstrangs jeweils ein Positionssensor angeordnet, so dass ein fehlerhaftes Verstellen der Landeklappen oder des Vorflügels detektierbar ist. Die Sensoren sind dabei mit einer zentralen Auswerteeinheit verbunden, welche vorzugsweise Teil des erfindungsgemäßen Antriebssystems ist.A position sensor is particularly preferably arranged at both ends of the drive train, so that incorrect adjustment of the landing flaps or the leading edge slat can be detected. The sensors are connected to a central evaluation unit, which is preferably part of the drive system according to the invention.

Es ist denkbar und auch möglich, dass das erfindungsgemäße Prinzip des Mittelantriebs ohne Weiteres auf Antriebssysteme für Hochauftriebsklappen an der Vorderkante des Flugzeugflügels angewendet wird. Auch diese Ausführungsform ist von der Erfindung mitumfasst.It is conceivable and also possible for the principle of the central drive according to the invention to be applied directly to drive systems for high-lift flaps on the leading edge of the aircraft wing. This embodiment is also included in the invention.

Die vorliegende Erfindung wird anhand eines Ausführungsbeispiels und dessen Zeichnungen näher erläutert. Gleiche oder vergleichbare Komponenten sind dabei mit den gleichen Bezugszeichen wie in den 3 und 4 zum Stand der Technik versehen. Es zeigen:

  • 1: ein Antriebssystem für Landeklappen nach einem Ausführungsbeispiel gemäß der vorliegenden Erfindung,
  • 2: eine schematische Darstellung einer erfindungsgemäßen Systemarchitektur,
  • 3: ein Antriebssystem für Landeklappen und/oder Vorflügel eines Flugzeugs nach dem Stand der Technik, und
  • 4: eine schematische Darstellung einer Systemarchitektur für ein Antriebssystem nach 3.
The present invention is explained in more detail using an exemplary embodiment and its drawings. Identical or comparable components are given the same reference symbols as in FIGS 3 and 4 provided to the state of the art. Show it:
  • 1 : a drive system for landing flaps according to an embodiment according to the present invention,
  • 2 : a schematic representation of a system architecture according to the invention,
  • 3 : a prior art drive system for landing flaps and/or slats of an aircraft, and
  • 4 : a schematic representation of a system architecture for a drive system 3 .

1 zeigt eine vereinfachte schematische Darstellung eines erfindungsgemäßen Antriebssystems 10 für eine innere Landeklappe („inboard flap“) 12 und eine äußere Landeklappe („outboard flap“) 14 des linken Halbflügels 40 eines Flugzeugs nach einem Ausführungsbeispiel. Das erfindungsgemäße Antriebssystem kann auch für den Antrieb der Hochauftriebsklappen oder aber auch des Vorflügels Anwendung finden. 1 shows a simplified schematic representation of a drive system 10 according to the invention for an inner landing flap (“inboard flap”) 12 and an outer landing flap (“outboard flap”) 14 of the left half wing 40 of an aircraft according to an exemplary embodiment. The drive system according to the invention can also be used to drive the high-lift flaps or the slat.

Das erfindungsgemäße Antriebssystem 10 weist eine Kraftantriebseinheit, die sogenannte „mid-wing power drive unit“ 20 auf, die etwa in der Mitte eines Antriebsstrangs 16, welcher entlang des Flügels 40 von der Flügelwurzel bis hin zur Flügelspitze verläuft, angeordnet ist. Die Kraftantriebseinheit 20 weist eine - hier nicht dargestellte - integrierte Bremse sowie einen Positionssensor auf.The drive system 10 according to the invention has a power drive unit, the so-called "mid-wing power drive unit" 20, which is arranged approximately in the middle of a drive train 16, which runs along the wing 40 from the wing root to the wing tip. The power drive unit 20 has an integrated brake and a position sensor--not shown here.

Das in 1 gezeigte Antriebssystem 10 ist nach diesem Ausführungsbeispiel zum Antrieb der beiden Landeklappen, nämlich der inneren Landeklappe 12 und der äußeren Landeklappe 14, vorgesehen. Es versteht sich dabei, dass das Antriebssystem auch für den Antrieb des Vorflügels angewendet wird, wobei pro Flügel jeweils ein Antriebssystem vorgesehen ist.This in 1 The drive system 10 shown is provided according to this exemplary embodiment for driving the two landing flaps, namely the inner landing flap 12 and the outer landing flap 14 . It goes without saying that the drive system is also used to drive the slat, with one drive system being provided for each wing.

Ein Getriebe ist bekannterweise ein zentrales Bauteil des Antriebssystems für Landeklappen und Vorflügel von Flugzeugen, das die Motordrehzahl auf die gewünschte, für den Betrieb der Landeklappen und Vorflügel optimale Drehzahl reduziert und gleichzeitig das erforderliche Drehmoment aufbaut. Die Antriebsleistung wird dabei gleichmäßig auf die Dreh- und Durchgangswellen verzweigt, wie dies in 2 veranschaulicht ist.As is known, a gearbox is a central component of the drive system for landing flaps and slats of aircraft, which reduces the engine speed to the desired optimum speed for the operation of the landing flaps and slats and at the same time builds up the required torque. The drive power is distributed evenly to the rotary and through shafts, as shown in 2 is illustrated.

Mittels der Antriebseinheit 20 wird die elektrische oder hydraulische Energie der Flugzeugversorgung in mechanische Stellenergie gewandelt, wobei das Flugzeughochauftriebssystem durch, hier nicht dargestellte Bremsmittel, in Position gehalten werden kann.The electrical or hydraulic energy of the aircraft supply is converted into mechanical actuating energy by means of the drive unit 20, it being possible for the aircraft high-lift system to be held in position by braking means, which are not shown here.

Die Antriebseinheit 20 dient der Momentenübertragung an die einzelnen Antriebsstationen des Antriebssystems 10. Die Antriebseinheit 20 ist, wie in 2 gezeigt, im Antriebsstrang 16 über eine Zentraltransmission 22 mit jeweils einem Abzweiggetriebe 26, 26', 28, 28', die vorzugsweise baugleich sind, verbunden. Dabei sind die Abzweiggetriebe 26, 26' der inneren Landeklappe 12 und die Abzweiggetriebe 28, 28' der äußeren Landeklappe 14 zugeordnet.The drive unit 20 serves to transmit torque to the individual drive stations of the drive system 10. The drive unit 20 is, as in FIG 2 shown, connected in the drive train 16 via a central transmission 22 each with a branch transmission 26, 26 ', 28, 28', which are preferably identical. The branch gears 26, 26' are assigned to the inner landing flap 12 and the branch gears 28, 28' to the outer landing flap 14.

Die Antriebseinheit 20 ist erfindungsgemäß mittig im Antriebsstrang 16 angeordnet, so dass die maximal auftretenden Drehwellenlasten an den einzelnen Elementen des Antriebsstrangs 16 halbiert werden können.According to the invention, the drive unit 20 is arranged centrally in the drive train 16 so that the maximum rotating shaft loads that occur on the individual elements of the drive train 16 can be halved.

Die Abzweiggetriebe 26, 26', 28, 28' entnehmen der Zentraltransmission 22 die jeweils benötigte Stellenergie für jeweils eine dem jeweiligen Abzweiggetriebe zugeordnete Laststation 30, 30', 32, 32', wobei - wie in 2 gezeigt - jeder Landeklappe 12 und14 jeweils zwei Laststationen 30, 30' und 32, 32' zugeordnet ist.The branch transmissions 26, 26′, 28, 28′ take from the central transmission 22 the actuating energy required in each case for a load station 30, 30′, 32, 32′ assigned to the respective branch transmission, wherein—as in 2 shown - each landing flap 12 and 14 is assigned two load stations 30, 30' and 32, 32'.

Zwischen der Antriebseinheit 20 und den Abzweiggetrieben 26, 28 ist jeweils ein Drehmomentbegrenzer 24 angeordnet, der bei Überlast den Antrieb blockiert und das Stellmoment in die Transmission 22 ableitet.A torque limiter 24 is arranged between the drive unit 20 and the branch transmissions 26, 28, which blocks the drive in the event of an overload and derives the actuating torque into the transmission 22.

Zwischen den Abzweiggetrieben 26 und 26' befindet sich ein Transmissionsabschnitt 44 und zwischen den Abzweiggetrieben 28 und 28' befindet sich ein weiterer Transmissionsabschnitt 46, die jeweils einer Landeklappe 12, 14 zugeordnet sind.A transmission section 44 is located between the branch transmissions 26 and 26' and a further transmission section 46 is located between the branch transmissions 28 and 28', each of which is assigned to a landing flap 12, 14.

Wie in 1 gezeigt, ist an beiden Enden des Antriebsstrangs 16 jeweils ein Positionssensor 36 angeordnet, so dass ein fehlerhaftes Verstellen der Landeklappen oder des Vorflügels detektierbar ist. Die Sensoren 36 sind dabei mit einer - hier nicht gezeigten - zentralen Auswerteeinheit verbunden, die vorzugsweise Teil des erfindungsgemäßen Antriebssystems ist.As in 1 shown, a position sensor 36 is arranged at both ends of the drive train 16, so that an incorrect adjustment of the landing flaps or the slat can be detected. The sensors 36 are connected to a central evaluation unit--not shown here--which is preferably part of the drive system according to the invention.

Aus 2 ist der Verlauf der Reduktion des Drehmoments innerhalb der einzelnen Transmissionsabschnitte gezeigt, wobei das maximale Betriebsdrehmoment auf 50 Nm und somit mit 50% im Vergleich zu dem aus dem bekannten Stand der Technik, wie in den 3 und 4 gezeigt, reduziert werden kann. Somit können alle Komponenten des Antriebssystems auf 50% der Belastung ausgelegt werden, wie sie in konventionellen Antriebssystemen auftritt.Out of 2 shows the course of the reduction of the torque within the individual transmission sections, the maximum operating torque being 50 Nm and thus 50% compared to that of the known prior art, as in FIGS 3 and 4 shown can be reduced. This means that all components of the drive system can be designed for 50% of the load that occurs in conventional drive systems.

Claims (8)

Antriebssystem (10) für Klappen, mit einer Antriebseinheit (20), welche im Antriebsstrang (16) über wenigstens eine Zentraltransmission (22) mit wenigstens einem Abzweiggetriebe (26, 28) verbunden ist, wobei vorgesehen ist, dass zwischen der Antriebseinheit (20) und dem wenigstens einen Abzweiggetriebe (26, 28) ein Drehmomentbegrenzer (24) angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, dass die Antriebseinheit (20) im Halbflügel (40) und von der Flügelwurzel (42) beabstandet angeordnet ist, so dass die maximal auftretenden Drehwellenlasten an den Elementen des Antriebsstrangs (16) reduziert werden, und die Antriebseinheit (20) im Antriebsstrang (16) zwischen einer inneren Landeklappe (12) und einer äußeren Landeklappe (14) angeordnet ist.Drive system (10) for flaps, with a drive unit (20) which is connected in the drive train (16) via at least one central transmission (22) to at least one branch transmission (26, 28), it being provided that between the drive unit (20) and a torque limiter (24) is arranged on the at least one branch transmission (26, 28), characterized in that the drive unit (20) is arranged in the half wing (40) and at a distance from the wing root (42), so that the maximum rotary shaft loads that occur are the elements of the drive train (16) are reduced, and the drive unit (20) is arranged in the drive train (16) between an inner landing flap (12) and an outer landing flap (14). Antriebssystem (10) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Antriebseinheit (20) mittig angeordnet ist, so dass die maximal auftretenden Drehwellenlasten an den Elementen des Antriebsstrangs (16) halbiert werden.Drive system (10) after claim 1 , characterized in that the drive unit (20) is arranged centrally, so that the maximum rotary shaft loads occurring on the elements of the drive train (16) are halved. Antriebssystem (10) nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass jedes Halbflügelsystem eine mittig angeordnete Antriebseinheit (20) enthält.Drive system (10) according to one of Claims 1 or 2 , characterized in that each half-wing system includes a centrally located propulsion unit (20). Antriebssystem (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass beidseitig der vorzugsweise mittig angeordneten Antriebseinheit (20) jeweils ein mechanisch oder elektronisch betätigbarer Drehmomentbegrenzer (24) im Antriebsstrang (16) integriert ist, so dass das maximale Betriebsdrehmoment zwischen einem ersten Abzweiggetriebe (26, 28) der inneren und äußeren Landeklappen (12, 14) minimiert wird.Drive system (10) according to one of the preceding claims, characterized in that a mechanically or electronically actuatable torque limiter (24) is integrated in the drive train (16) on both sides of the preferably centrally arranged drive unit (20), so that the maximum operating torque between a first branch transmission (26, 28) of the inner and outer landing flaps (12, 14) is minimized. Antriebssystem (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass über die Antriebseinheit (20) eine Vorflügelklappe ansteuerbar ist, wobei die Antriebseinheit (20) vorzugsweise mittig des Antriebsstranges des Vorflügels angeordnet ist.Drive system (10) according to one of the preceding claims, characterized in that a slat flap can be controlled via the drive unit (20), the drive unit (20) preferably being arranged centrally in the drive train of the slat. Antriebssystem (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass an beiden Enden des Antriebsstrangs (16) jeweils einen Positionssensor (18) angebracht ist.Drive system (10) according to one of the preceding claims, characterized in that a position sensor (18) is attached to both ends of the drive train (16). Antriebssystem (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es sich bei den Klappen um Landeklappen und Hochauftriebsklappen, und/oder Vorflügel eines Luftfahrzeugs bzw. Flugzeugs handelt.Drive system (10) according to one of the preceding claims, characterized in that the flaps are landing flaps and high-lift flaps and/or slats of an aircraft or aircraft. Luftfahrzeug mit einem Antriebssystem (10) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 7.Aircraft with a propulsion system (10) according to one of Claims 1 until 7 .
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