DE3643157A1 - Vorgespannte vorderkantenvorfluegeleinrichtung - Google Patents
Vorgespannte vorderkantenvorfluegeleinrichtungInfo
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- DE3643157A1 DE3643157A1 DE19863643157 DE3643157A DE3643157A1 DE 3643157 A1 DE3643157 A1 DE 3643157A1 DE 19863643157 DE19863643157 DE 19863643157 DE 3643157 A DE3643157 A DE 3643157A DE 3643157 A1 DE3643157 A1 DE 3643157A1
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Description
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Flugzeugflügel-Vor
derkantenvorflügeleinrichtung, und zwar insbesondere eine
Vorderkantenvorflügeleinrichtung, die nach einer ersten Po
sition hin vorgespannt ist, wenn sie sich in einer ausgefah
renen Position befindet, in welcher die Hinterkante des
Vorflügels in enger Nachbarschaft zu der oberen Flügelober
fläche ist; und in welcher weiterhin der Vorflügel in dieser
ausgefahrenen Position in eine zweite Position höheren Auf
triebs verdrehbar ist, wenn aerodynamische Kräfte, die auf
den Vorflügel einwirken, die Vorflügelvorspannung überwin
den, so daß die Vorflügelvorderkante nach abwärts verdreht
und der Abstand zwischen der Vorflügelhinterkante und der
oberen Flügeloberfläche zum Öffnen eines aerodynamischen
Schlitzes erhöht wird.
Um die Auftriebscharakteristika eines Flügels für den Be
trieb bei niedriger Geschwindigkeit zu modifizieren, werden
Vorderkantenflügeleinrichtungen auf bzw. an der Flugzeug
tragflächenvorderkante, verwendet, die von der Vorderkante
der Tragfläche in eine entfaltete bzw. ausgefahrene Position
nach auswärts gedreht oder verschoben werden. Typischerweise
werden diese Vorderkantenvorflügel von der Tragflächenvor
derkante nach abwärts und vorwärts bewegt. Die Bewegung des
Vorflügels wird durch eine Linearbetätigungseinrichtung zwi
schen der Tragfläche und dem Vorflügel bewirkt, oder durch
eine Drehbetätigungseinrichtung, welche eine Schiene oder
einen Arm bewegt, die bzw. der an dem Vorflügel befestigt
ist. Während des Ausfahrens und Einfahrens des Vorflügels
ist es wünschenswert, daß der Ort der Hinterkante des Vor
flügels auf oder in der Nähe der oberen Oberfläche der Trag
fläche bleibt, damit eine Luftströmungsturbulenz auf der
oberen Tragflächenoberfläche verhindert und dadurch der
aerodynamische Strömungswiderstand vermindert wird.
In gewissen mäßigen Anstellwinkelkonfigurationen wird die
Hinterkante des Vorflügels, wenn der Vorflügel vollständig
ausgefahren ist, im Abstand von der oberen Oberfläche der
Tragfläche angeordnet, um einen kleinen aerodynamischen
Schlitz auszubilden. Dieser Schlitz ermöglicht das Einlei
ten von Hochenergieluft von unterhalb der Tragfläche über
die obere Oberfläche der Tragfläche bzw. des Flügels. Diese
Hochenergieluftströmung trägt dazu bei, die Luftströmung an
der oberen Oberfläche des Flügels bzw. der Tragfläche an
haftend zu halten, so daß die Auftriebsfähigkeit der Trag
fläche bei niedrigen Flugzeuggeschwindigkeiten aufrechter
halten wird. Um den Tragflächenauftrieb für bzw. bei hohen
Anstellwinkelkonfigurationen für sehr niedrige Geschwindig
keit aufrechtzuerhalten, wird der Vorflügel in einen steile
ren Winkel gedreht, so daß auf diese Weise der Abstand zwi
schen der Vorflügelhinterkante und der oberen Tragflächen
oberfläche weiter erhöht wird, wodurch die Abmessung des
vorerwähnten Schlitzes und die Menge an Hochenergieluft er
höht wird, welche verfügbar ist, um ein Überziehen der Trag
fläche zu verhindern.
In konventionellen Vorderkantenvorflügeleinrichtungen sind
zusätzlich Programmierungsschienen erforderlich, um den
Vorflügel bei verschiedenen Konfigurationen mittleren und
hohen Auftriebs in den optimalen Winkel zu drehen. Diese
Programmierungsschienenanordnungen sind typischerweise
ziemlich groß und schwer, so daß dadurch das Gesamtrohge
wicht des Flugzeugs erhöht wird. Außerdem wird die Rate bzw.
Geschwindigkeit, mit welcher der Vorflügel in die Konfigu
rationen mittleren und hohen Auftriebs bewegt wird, durch
die Geschwindigkeit der Betätigungseinrichtungen begrenzt.
Die Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung, die wei
ter unten in näheren Einzelheiten beschrieben sind, betref
fen eine Flugzeugvorderkantenvorflügeleinrichtung, welche
zwischen einer eingefahrenen Position, einer Zwischenposi
tion und einer vollständig ausgefahrenen Position bewegt
bzw. verstellt werden kann. Während der Bewegung des Vorflü
gels zwischen eingefahrener Position und der Zwischenposi
tion befindet sich die Vorflügelhinterkante abwärts in Ein
griff an der oberen Oberfläche der Tragfläche, so daß eine
Luftströmung zwischen den beiden Oberflächen ausgeschaltet
und der resultierende aerodynamische Strömungswiderstand
reduziert wird. Jedoch wird der Vorflügel mittels einer Fe
dervorspannungseinrichtung während seiner Bewegung zwischen
der Zwischenlage und der ausgefahrenen Lage in einer ersten
ausgefahrenen Position gehalten. Die Federvorspannungsein
richtung befindet sich im Eingriff zwischen einem sich nach
rückwärts erstreckenden Vorspannungsarm des Vorflügels und
einer Hauptantriebsschiene, welche den Vorflügel im Zusam
menwirken mit einer Drehbetätigungseinrichtung ausfährt und
einfährt. Wenn die aerodynamischen Kräfte, die auf den Vor
flügel einwirken, ausreichend sind, um die Federvorspannung
zu überwinden, wird eine Drehung der Vorflügelvorderkante
um deren Drehbefestigung an der Hauptschiene bewirkt und
ein aerodynamischer Schlitz zwischen der Vorflügelhinterkan
te und der flügelfesten Vorderkante geöffnet. Die Drehung
des Vorflügels in der Richtung der Position vollen Schlitzes
wird durch einen Stift begrenzt, der in der Hauptschiene
eingefügt ist und sich im Eingriff mit dem Ende eines
Schlitzes im Vorflügelvorspannungsarm befindet.
Mit der vorliegenden Erfindung wird daher eine Vorderkanten
vorflügeleinrichtung zur Verfügung gestellt, die einen
aerodynamischen Schlitz proportional dem Flügelanstellwin
kel öffnet, so daß ein Überziehen des Flügels verhindert
wird, wenn die Geschwindigkeit des Flugzeugs reduziert und
der Anstellwinkel erhöht wird.
Es sei hier darauf hingewiesen, daß mit dem Begriff Vorder
kante die Profil- bzw. Flügelvorderkante gemeint ist, wenn
sich nichts anderes aus dem Zusammenhang ergibt, und daß
Entsprechendes auch für den Begriff Hinterkante gilt.
Die vorstehenden sowie weiteren Vorteile- und Merkmale der
Erfindung seien nachfolgend in näheren Einzelheiten und un
ter Bezugnahme auf die Figuren der Zeichnung anhand einiger,
besonders bevorzugter Ausführungsformen der Erfindung erläu
tert; es zeigen:
Fig. 1 eine Seiten-Schnittansicht einer Flugzeugtragflä
che, welche eine Vorderkantenvorflügeleinrichtung
nach der vorliegenden Erfindung aufweist und den
Vorflügel in einer eingefahrenen Position zeigt;
Fig. 2 eine Seiten-Schnittansicht der Flugzeugtragfläche,
die längs des gleichen Schnitts wie die Ansicht
der Fig. 1 ausgeführt ist und den Vorflügel in
einer Zwischenposition zwischen der ausgefahrenen
und eingefahrenen Position zeigt;
Fig. 3 eine Seiten-Schnittansicht der Flugzeugtragfläche
entlang dem gleichen Schnitt wie die Ansicht der
Fig. 1, welche den Vorflügel in einer ersten aus
gefahrenen Position zeigt;
Fig. 4 eine Vorderansicht eines Schnitts längs den Linien
4-4 der Fig. 2, welche eine Halteschiene und eine
Rollenanordnung im Schnitt zeigt, die mittels ei
ner Zahnstange und eines Antriebszahnrads mit ei
ner Drehbetätigungseinrichtung angetrieben würden,
welche in gestrichelten Linien dargestellt ist;
Fig. 5 eine Vorder-Schnittansicht der Flugzeugtragfläche
entlang den Linien 5-5 der Fig. 2, welche die
Vorflügelhalteschiene und -antriebszahnstange
zeigt, die an der Seite von Flugzeugtragflächen
vorderkantenrippen angebracht sind;
Fig. 6 eine Seiten-Schnittansicht der Flugzeugtragfläche
entlang dem gleichen Schnitt wie bei der Ansicht
nach Fig. 1, welche den Vorflügel in einer zwei
ten ausgefahrenen Position zeigt, in der die Vor
flügelvorderkante um einen Drehpunkt bzw. eine
Drehachse auf der Halteschiene gedreht worden ist,
und zwar aus einer ersten ausgefahrenen Position
in eine zweite ausgefahrene Position, bei der ein
größerer aerodynamischer Schlitz zum Erzielen ei
ner erhöhten Auftriebskonfiguration vorhanden ist;
Fig. 7 eine Seitenansicht des Vorflügels, der einen Vor
flügelarm aufweist, welcher sich von dem Vorflügel
nach rückwärts erstreckt und eine Federvorspan
nungseinrichtung enthält;
Fig. 8 eine Seitenansicht des Vorflügels, des Vorspan
nungsarms und der Federvorspannungseinrichtung,
wobei der Vorflügel in der zweiten ausgefahrenen
Position gezeigt ist, in der er sich infolge von
aerodynamischen Kräften befindet, welche die Feder
vorspannung übersteigen; und
Fig. 9 eine Vorder-Schnittansicht längs der Linien 9-9
der Fig. 8 durch die Haupttragschiene und den Vor
flügelvorspannungsarm, die die Federvorspannungs
einrichtung in dem Zustand zeigt, in dem diese
zwischen der Tragschiene und dem Vorspannungsarm
zusammengedrückt ist, wenn sich der Vorflügel in
der zweiten ausgefahrenen Position befindet.
Obwohl die vorliegende Erfindung in verschiedenen Abwandlun
gen und Alternativformen ausführbar ist, wird sie hier an
hand von speziellen Ausführungsformen, die als Beispiele in
den Figuren der Zeichnung dargestellt und/oder hier in nähe
ren Einzelheiten beschrieben sind, erläutert. Es sei jedoch
darauf hingewiesen, daß die Erfindung nicht auf die speziell
beschriebenen und/oder dargestellten Ausführungsformen be
schränkt ist, sondern vielmehr auch alle Abwandlungen, Äqui
valente und Alternativen umfaßt, die unter den Gegenstand
der Erfindung fallen, wie er in den Patentansprüchen ange
geben ist, und/oder unter den allgemeinen Erfindungsgedan
ken, wie er sich aus den gesamten Unterlagen ergibt.
In der nun folgenden, in nähere Einzelheiten gehenden Be
schreibung der Erfindung seien zunächst unter Bezugnahme
auf Fig. 1 die prinzipiellen Elemente der vorliegenden Er
findung und ihr Betrieb erörtert, wonach eine in nähere
Einzelheiten gehende Beschreibung folgt. Die vorliegende
Erfindung umfaßt, allgemein gesprochen, einen bei 10
dargestellten, vorderen Teil eines Flügels bzw. einer Trag
fläche, der mittels einer Haupttragschiene 12 mit einem
Vorderkantenvorflügel 11 verbunden ist. Ein Ausfahren des
Vorflügels 11 zwischen einer eingefahrenen Lage bzw. Posi
tion, die in Fig. 1 gezeigt ist, über eine Zwischenlage
bzw. -position, die in Fig. 2 gezeigt ist, in eine voll
ständig ausgefahrene Lage bzw. Position, die in Fig. 3 ge
zeigt ist, wird durch Drehung einer Drehbetätigeranordnung
bewirkt, die bei 13 dargestellt ist und sich in Eingriff
mit der Hauptschiene 12 befindet und diese nach abwärts und
vorwärts bewegt, wenn sie den Vorflügel 11 ausfährt, sowie
diese aufwärts und rückwärts bewegt, wenn sie den Vorflügel
11 einfährt. Der Vorflügel 11 ist mit der Hauptschiene 12
durch einen Drehverbinder 14 so verbunden, daß aerodynami
sche Kräfte, die gegen den Vorflügel 11 wirken, bewirken,
daß sich dieser, bezogen auf die Ansichten der Fig. 2
und 3, im Gegenuhrzeigersinn aus einer ersten ausgefahrenen
Position, die in Fig. 3 gezeigt ist, in eine zweite ausge
fahrene Position höheren Auftriebs, die in Fig. 6 gezeigt
ist, dreht. Die bei 15 (Fig. 3) dargestellte Federvorspan
nungseinrichtungen sind als Verbindung zwischen der Haupt
schiene 12 und einem sich nach rückwärts erstreckenden Vor
flügelvorspannungsarm 16 so vorgesehen, daß sie den Vorflü
gel im Uhrzeigersinn nach der ersten ausgefahrenen Position
zu drücken. Während der Bewegung des Vorflügels 11 (Fig. 1)
zwischen der eingefahrenen Lage bzw. Position und der Zwischen
lage bzw. -position ist der Vorflügelvorspannungsarm 16 ver
riegelt und wird daran gehindert, sich relativ zu der Haupt
schiene 12 zu drehen, und zwar durch Rollen 18, die sich in
einem vorderen Teil des Flügels bzw. der Tragfläche 10 be
finden. Dadurch wird sichergestellt, daß sich eine Hinter
kante 19 des Vorflügels 11 in Gleit- bzw. Verschiebeeingriff
gegen eine bzw. an einer oberen Oberfläche 20 des Flügels
10 befindet, so daß eine aerodynamische Abdichtung zwischen
dem Vorflügel 11 und dem Flügel 10 erzeugt wird. Während
des Ausfahrens und Einfahrens des Vorflügels zwischen der
Zwischenlage bzw. -position und ausgefahrenen Lage bzw. Po
sition befindet sich ein distales Ende 21 (Fig. 3) des
Arms 16 vorwärts von den Rollen 18. In dieser Lage ist der
Vorflügelvorspannungsarm 16 unverriegelt, aber er ist mit
tels geschichteter Blattfedern 15 in Fluchtung mit der
Hauptschiene 12 vorgespannt. Das hat die Wirkung, daß die
Abmessung eines Schlitzes, der zwischen der Hinterkante 19
und der oberen Flügeloberfläche 20 relativ zu den aerodyna
mischen Kräften, die auf den Vorflügel 11 ausgeübt werden,
wenn dieser zwischen der Zwischenposition und der vollstän
dig ausgefahrenen Position wandert, proportioniert wird.
Wenn sich der Vorflügel 11 zwischen der Zwischenposition
und der vollständig ausgefahrenen Position befindet und
wenn die auf den Vorflügel 11 wirkenden aerodynamischen Be
lastungen die Federvorspannung übersteigen, wie beispiels
weise dann, wenn der Anstellwinkel des Flügels zunimmt,
dann dreht sich der Vorflügel 11 im Gegenuhrzeigersinn aus
der ersten ausgefahrenen Position in die zweite ausgefahre
ne Position höheren Auftriebs, so daß dadurch die Wölbung
des Tragfläche/Vorflügel-Flügels erhöht wie auch die Abmes
sung des Schlitzes zwischen der Hinterkante 19 und der obe
ren Tragflächenoberfläche 20 erhöht wird. Der Drehbetrag
des Vorflügels 11 in die zweite Position höheren Auftriebs
wird durch das Stift- bzw. Bolzenteil 22 (Fig. 8) be
schränkt, das in die Hauptschiene 12 eingefügt ist und sich
in Gleiteingriff innerhalb eines Schlitzes 23 des Vorflügel
vorspannungsarms 16 befindet.
Es sei nun mit einer näher ins Einzelne gehenden Beschrei
bung der vorliegenden Erfindung fortgefahren. Ein festes
(insbesondere bezüglich des Flugzeugs ortsfestes) Vorder
kantenteil der Tragfläche 10 (Fig. 1) weist eine obere
Oberfläche 20 und eine untere Oberfläche 24 auf, die an
der Vorderkante 28 miteinander verbunden sind und die außer
dem auf der Rückseite durch einen vorderen Holm 32 mitein
ander verbunden sind, der sich in Spannweitenrichtung in
nerhalb des Flügels 10 erstreckt und der sich außerdem ver
tikal zwischen der oberen Flügeloberfläche 20 und der unte
ren Flügeloberfläche 24 erstreckt. Die obere Oberfläche 20,
die untere Oberfläche 24 und der Tragflächenholm 32 bilden
einen Flügelhohlraum 34. Innerhalb des Flügelhohlraums 34
befindet sich die Betätigeranordnung 13, die sich in Dreh
eingriff mit der Hauptschiene 12 befindet. Die Hauptschiene
12 weist einen vorderen Teil 44, einen mittleren Teil 46
und einen rückwärtigen Teil 48 auf, die sich in einer bo
genförmigen Konfiguration derart in Beziehung miteinander
befinden, daß die Endteile 44, 48 unterhalb des mittleren
Teils 46 angeordnet sind, wenn man die Schiene 12 in einer
eingefahrenen Position betrachtet, die in Fig. 1 gezeigt
ist. Die Schiene 12 besitzt ein Paar von parallelen integra
len, insbesondere miteinander einstückigen, Armteilen 52
(von denen nur eines gezeigt ist), die sich vom vorderen
Teil 44 aus nach vorwärts und leicht aufwärts erstrecken.
Die Schienenarme 52 sind mittels des Drehverbinders 14 in
Dreheingriff mit dem Vorflügelarm 16. Der Vorflügel 11 be
sitzt eine obere Oberfläche 64 und eine untere Oberfläche
66, die zusammen an einer Vorderkante 68 enden. Eine rück
wärtige Oberfläche 67 des Vorflügels 11 erstreckt sich von
der unteren Oberfläche 66 primär nach aufwärts und dann
primär nach rückwärts, so daß sie eine konkave Oberfläche
bildet, die zusammen mit der oberen Oberfläche 64 an der
Hinterkante 19 endet. Die rückwärtige Oberfläche 67 be
grenzt einen ausgenommenen Bereich für die Aufnahme der
flügelfesten Vorderkante 28 und einen Teil der oberen Flü
geloberfläche 20 darin, wenn sich der Vorflügel 11 in der
eingefahrenen Position befindet. Der Vorflügel 11 ist an
einer zusätzlichen Antriebsschiene (nicht gezeigt) ange
bracht, die in Spannweitenrichtung von der Schiene 12 ange
ordnet ist, wobei diese zusätzliche Antriebsschiene im we
sentlichen ähnlich bzw. gleichartig wie die Hauptschiene 12
ist und einen zusätzlichen Träger für den Vorflügel 11 bil
det.
Der Vorflügel 11 wird mittels der Betätigungseinrichtung 13
und der Hauptschiene 12 zwischen der in Fig. 1 gezeigten
eingefahrenen Position und der in Fig. 3 gezeigten ausge
fahrenen Position bewegt bzw. verstellt, wobei sich in der
eingefahrenen Position die obere Vorflügeloberfläche 64 in
Fluchtung mit einem rückwärtigen Teil der oberen Flügelober
fläche 20 befindet und die Vorderkante 28 innerhalb der Vor
flügelausnehmung angeordnet ist; wobei ferner die Bewegung
bzw. die Verstellung von der eingefahrenen Position in die
ausgefahrene Position durch eine Zwischenposition erfolgt,
die in Fig. 2 gezeigt ist und in welcher die Vorderkante
68 relativ zu der flügelfesten Vorderkante 28 nach vorwärts
und abwärts bewegt ist; in der in Fig. 3 gezeigten ausge
fahrenen Position ist die Vorflügelvorderkante 68 relativ
zu der in Fig. 2 gezeigten Zwischenposition weiter nach
vorwärts und abwärts bewegt.
Wie in Fig. 4 gezeigt ist, hat die Schiene 12 eine ge
schlitzte I-Träger-Querschnittskonfiguration, die von einem
oberen horizontalen Flansch 74, einem Paar von unteren ho
rizontalen Flanschen 75 und einem Paar von sich nach abwärts
erstreckenden bzw. nach abwärts herabhängenden parallelen
Stegen 76, die als integrale, insbesondere einstückige,
Verbindungen zwischen den Flanschen 74, 75 vorgesehen sind,
gebildet ist. Eine Zahnstange 80 ist in einer profilsehnen
weisen Richtung längs der Schiene 12 angeordnet, und zwar
so, daß sie von dem Flansch 74 nach abwärts herabhängt und
mittels Befestigungselementen 79 fest an der Schiene 12 an
gebracht ist. Die Zahnstange 80 ist dazu geeignet, in Ein
griff mit Zähnen 84 zu treten, die sich radial nach aus
wärts von einem Antriebszahnrad 86 der Drehbetätigungsein
richtung 13 erstrecken, so daß die Schiene 12 durch Drehung
des Antriebszahnrads 86 so angetrieben wird, daß hierdurch
der Vorflügel 11 zwischen der eingefahrenen und ausgefahre
nen Position positioniert wird. Das Antriebszahnrad 86 wird
durch eine Niedriggeschwindigkeitsantriebswelle 38 von ei
nem geschwindigkeitsreduzierenden Drehbetätiger 13 ange
trieben, der seinerseits mittels einer Hochgeschwindigkeits
welle 89 angetrieben wird, die durch den Betätiger 13 und
die Welle 88 hindurch verläuft.
Es sei nun auf die Fig. 1 und 4 zusammen Bezug genommen,
wonach die Schiene 12, damit diese Hauptschiene 12 während
der profilsehnenweisen Bewegung gelagert bzw. abgestützt
ist, am Vorderkantenteil des Flügels 10 zwischen Rollen 18
angeordnet ist, mit denen sie sich in Eingriff befindet,
und wonach diese Schiene 12 in einem rückwärtigen Teil die
ses Flügels 11 zwischen einer oberen Rolle 90 und Rollen
ringen 100 angeordnet sowie im Eingriff mit denselben ist,
und zwar in einer Art und Weise, die nachstehend in nähe
ren Einzelheiten erörtert ist. Die Rollen 18 sind drehbar
mit dem Flügel 10 verbunden und befinden sich an einer obe
ren Oberfläche 93 und einer unteren Oberfläche 94 in Ein
griff mit der Hauptschiene 12. In entsprechender Weise be
findet sich die Hauptschiene 12 an ihrer jeweiligen oberen
und unteren Oberfläche 93, 94 in Eingriff mit der Rolle 90
bzw. den Rollenringen 100 (Fig. 4). Die Rollenringe 100
sind an einer Stelle unterhalb der Rolle 90 drehbar um die
Antriebswelle 80 herum angebracht.
Wie die Fig. 1 und 5 zeigen, sind, um die Antriebsschie
ne 12 in einer spannweitenweisen Richtung abzustützen, seit
liche Belastungspuffer bzw. -kissen 104 auf entgegengesetz
ten inneren Oberflächen von benachbarten Rippen 106 befe
stigt, wobei sich letztere vertikal zwischen der oberen
Oberfläche 20 und der unteren Oberfläche 24 sowie außerdem
in Profilsehnenrichtung quer über den Flügelhohlraum 34
erstrecken. Puffer bzw. die Puffer bzw. Kissen 104 befinden
sich so in Eingriff mit Seitenflächen 108 der Schiene 12,
daß sie eine Gleit- bzw. Verschiebebewegung der Schiene 12
in einer generell flügelsehnenweisen Richtung ermöglichen,
während sie die Schiene 12 in einer spannweitenweisen Rich
tung abstützen bzw. lagern.
Um den aerodynamischen Auftrieb des Flügels während des
Landens aufrechtzuerhalten, wird der Vorflügel 11 in die
in Fig. 3 gezeigte erste ausgefahrene Position bewegt, in
welcher der Vorflügel 11 um den Drehverbinder 10 im Gegen
uhrzeigersinn (bezogen auf die Ansicht der Fig. 3) ver
schwenkbar wird, und zwar aus der ersten ausgefahrenen Po
sition in die zweite ausgefahrene Position höheren Auf
triebs, die in Fig. 6 gezeigt ist. Während des Verschwen
kens bzw. der Drehung in die zweite ausgefahrene Position
bewegt sich die Vorflügelvorderkante 68 weiter nach ab
wärts und rückwärts, und die Vorflügelhinterkante 90 bewegt
sich weiter nach aufwärts und vorwärts, und zwar relativ zu
der ersten ausgefahrenen Position, die in Fig. 3 gezeigt
ist, so daß hierdurch der Abstand zwischen der Vorflügelhin
terkante 19 und der oberen Flügeloberfläche 20, der durch
einen Schlitz 101 definiert bzw. gebildet ist, erhöht wird.
Die Bewegung des Vorflügels 11 zwischen der ersten ausge
fahrenen Position und der zweiten ausgefahrenen Position
wird durch eine aerodynamische Druckverteilung erzielt,
welche in einer positiven bzw. zwangsweisen Aufwärtsrich
tung auf die Vorflügeloberflächen wirkt, so daß dadurch ei
ne Drehung des Vorflügels um die Drehachse 14 bewirkt wird,
wodurch der aerodynamische Schlitz 101 geöffnet und Hoch
energieluft zur Verhinderung einer Strömungstrennung auf
der oberen Flügeloberfläche während der Bedingungen eines
hohen Anstellwinkels zugeführt wird. Wenn jedoch der An
stellwinkel abnimmt, verschiebt sich die Kraftverteilung
auf dem Vorflügel in einer solchen Weise, daß eine Verdre
hung des Vorflügels 11 im Uhrzeigersinn, bezogen auf die
Ansicht der Fig. 3, um den Drehverbinder 14 nach der er
sten ausgefahrenen Position zu bewirkt wird.
Es ist jedoch wünschenswert, den Betrag an Schwenkdrehung
des Vorflügels 11 um den Drehverbinder 14 zwischen der er
sten ausgefahrenen Position und der zweiten ausgefahrenen
Position in Abhängigkeit von den aerodynamischen Kräften,
die auf den Vorflügel 11 einwirken, zu programmieren bzw.
zu steuern. Der Betrag an Schwenkdrehung wird durch die
Vorspannungseinrichtung 15 in einer solchen Weise gesteu
ert, daß sich der Vorflügel 11, bezogen auf die Ansicht der
Fig. 3, im Gegenuhrzeigersinn gegen die Vorspannungsein
richtung 15 verdreht, wenn die aerodynamischen Kräfte auf
den Vorflügel 11 zunehmen. Der Betrag an Schwenkdrehung des
Vorflügels 11 nach der zweiten Position zu nimmt um einen
Betrag zu, der proportional diesen aerodynamischen Kräften
ist.
In einer bevorzugten Ausführungsform ist die Vorspannungs
einrichtung 15 eine Blattfederanordnung 114, die zwischen
der Hauptschiene 12 und dem Vorspannungsarm 16 in einer
Art und Weise im Eingriff ist bzw. wirkt, welche in näheren
Einzelheiten in den Fig. 7 bis 9 dargestellt ist. Der
Vorflügelarm 16 weist einen ersten langgestreckten Teil 116
auf, der sich von einem Befestigungsflansch 117 aus er
streckt, welcher mit einem rückwärtigen Teil des Vorflügels
11 verbunden ist. Der Vorflügelarm 16 besitzt außerdem ei
nen zweiten langgestreckten Teil 120, der sich von dem er
sten Teil 116 aus integral, insbesondere einstückig, mit
demselben nach aufwärts und rückwärts erstreckt und eine
obere Oberfläche 122, eine untere Oberfläche 124 und sich
zwischen denselben erstreckende seitliche Oberflächen 125
hat.
Um den Vorflügel 11 nach der ersten ausgefahrenen Position
zu vorzuspannen, weist der obere Flansch 74 (Fig. 9) der
Hauptschiene 12 einen Schlitz 128 auf, der sich vertikal
zwischen der oberen Oberfläche 93 und der unteren Oberflä
che 129 des oberen Flanschs 74 erstreckt. Der Schlitz 128
erstreckt sich (i) profilsehnenweise entlang der Antriebs
schiene 12 von einer Stelle, die sich etwas vorwärts von dem
Schienenmittelteil 46 (Fig. 1) befindet, durch den Schie
nenvorderteil 44, den Armteil 52 und den Schwenkverbinder
14, und (ii) spannweitenweise um eine vorbestimmte Strecke,
die ein wenig größer als die Breite des Vorflügelarms 16
ist, welche durch den spannweitenweisen Abstand zwischen
den Seitenoberfläche 125 definiert ist (Fig. 7). Um die
Blattfederanordnung 114 aufzunehmen, weist der Vorflügelarm
16 einen langgestreckten Hohlraum 130 auf, der eine längs
weise Achse hat, die sich profilsehnenweise bzw. in Rich
tung der Profilsehne entlang dem rückwärtigen Teil 120 er
streckt. Der Hohlraum 130 wird durch (i) eine relativ fla
che untere Oberfläche 132, die sich zwischen U-förmigen
Enden 134 des Schlitzes 130 erstreckt, und (ii) eine obere
Oberfläche, welche von den Enden 134 schräg nach aufwärts
und einwärts zu einer relativ flachen Oberfläche 136 ver
läuft gebildet bzw. begrenzt.
In einer bevorzugten Ausführungsform wird die Vorspannungs
einrichtung 15 von einer Mehrzahl von langgestreckten ela
stischen Graphit-Epoxy-Verbundteilen gebildet, die entlang
der profilsehnenweisen Achse des Hohlraums 130 ausgerichtet
sind, so daß sie eine Federanordnung 114 bilden, die eine
obere Oberfläche 144, eine untere Oberfläche 146 und Enden
148 hat. Die Federanordnung 114 ist von ihren Enden 148
nach aufwärts gekrümmt, so daß ein mittlerer Teil der obe
ren Oberfläche 144 der Feder bzw. Federanordnung in Ein
griff mit der oberen Oberfläche 136 des Hohlraums 130 ist.
Es sei nun auf Fig. 9 Bezug genommen, wonach die Federan
ordnung 114 entgegengesetzte Seitenoberflächen 150 aufweist,
die sich vertikal zwischen der oberen Oberfläche 144 und
der unteren Oberfläche 146 der Federanordnung erstrecken.
Die Seitenoberflächen 150 begrenzen die spannweitenweise
Breite der Feder 114, die größer als die spannweitenweise
Breite des Schienenschlitzes 128 ist, so daß sich der Vor
flügelvorspannungsarm 16 während der Bewegung des Vorflü
gels 11 in die zweite ausgefahrene Position, bezogen auf
die Ansicht der Fig. 8, im Gegenuhrzeigersinn verdreht,
wodurch er die Feder 114 zwischen der unteren Oberfläche
129 (Fig. 9) des Schienenflanschs 74 und der unteren Ober
fläche 132 des Hohlraums des Vorspannungsarms 16 zusammen
drückt. Wenn jedoch die auf den Vorflügel 11 wirkende aero
dynamische Druckverteilung ungenügend zur Überwindung der
Vorspannung der Feder 114 ist, drückt die Vorspannungswir
kung der Feder 114 den Vorflügel 11 nach einer Position zu,
in der die obere Oberfläche 122 des Vorflügelarms 16 gene
rell mit der oberen Oberfläche der Antriebsschiene fluchtet
bzw. übereinstimmt und in der weiter die untere Oberfläche
124 des Vorflügelarms 16 generell mit der unteren Schienen
oberfläche 94 fluchtet bzw. übereinstimmt.
Die Bewegung des Vorflügels 11 in die zweite ausgefahrene
Position wird durch eine bei 151 dargestellte Begrenzungs
einrichtung (Fig. 8) begrenzt, welche den Anschlagstift
bzw. -bolzen 22 umfaßt, der sich spannweitenweise bzw. in
Spannweitenrichtung durch die Schiene 12 erstreckt, so daß
er mit einem etwas vertikal langgestreckten Schlitz 23 des
Vorflügelarms 16 in Eingriff ist. Der Schlitz 23 besitzt
ein unteres Ende 156, das zur Verhinderung einer weiteren
Drehung des Vorflügels 11 nach der zweiten ausgefahrenen
Position hin mit dem Anschlagstift 22 in Eingriff tritt und
auf diese Weise die maximale Abmessung des Schlitzes 101
(Fig. 6) bestimmt.
Die Betätigung der Vorflügeleinrichtung nach der vorliegen
den Erfindung aus der eingefahrenen Position wird durch ei
ne Drehung des Drehbetätigers 13 (Fig. 1) im Gegenuhrzei
gersinn eingeleitet, welche bewirkt, daß sich die Schiene
12 und der Vorflügel 11 in einer solchen Weise nach abwärts
und vorwärts bewegen, daß die Vorflügelhinterkante 19 über
die obere Flügeloberfläche 20 gleitet. Wenn sich der Vor
flügel 11 nach abwärts und vorwärts bewegt, fluchten die
oberen und unteren Oberflächen 122, 124 des Vorflügelarms
16 (Fig. 9) generell mit der oberen bzw. unteren Oberflä
che 93 bzw. 94 der Hauptschiene 12 aufgrund der "Einklemm-
Wirkung" der Trag- bzw. Lagerrollen 18, welche eine spann
weitenweise Oberfläche bilden, die gleichzeitig mit der
Schiene, den oberen Oberflächen 93, 122 und den unteren
Oberflächen 94, 124 in Eingriff ist. Es ist wünschenswert,
daß die Vorflügelhinterkante 19 im Eingriff mit der oberen
Flügeloberfläche 20 bleibt, wenn sich der Vorflügel 11 in
der in Fig. 2 gezeigten Zwischenposition befindet, was
typischerweise eine Konfiguration für den Startbetrieb ist,
und eine Konfiguration, in welcher eine Entfaltung bzw. ein
Ausfahren des Vorflügels 11 in die zweite Position höheren
Auftriebs unerwünscht ist. Daher erstreckt sich der Vorflü
gelarm 16 (Fig. 2) eine genügende Entfernung nach aufwärts
und rückwärts vom Vorflügel 11 aus, so daß die Trag- bzw.
Lagerrollen 18, wenn der Vorflügel 11 in der Zwischenposi
tion ist, im Eingriff mit der oberen Oberfläche 122 des
Vorflügelarms sind, um sie mit der Antriebsschiene in Fluch
tung zu halten und sie in Verbindung mit der Vorflügelbe
grenzungseinrichtung 151 (Fig. 3) an der Antriebsschiene
12 zu verriegeln.
Wenn der Vorflügel 11 aus der Zwischenposition nach vor
wärts ausgefahren wird, wird der Vorflügelvorspannungsarm
16 außer Eingriff mit den Trag- bzw. Lagerrollen 18 ge
bracht; jedoch wird der Vorflügelarm 16 durch die Vorspan
nungswirkung der Feder 114 in generelle Fluchtung mit der
Hauptschiene 12 gedrückt. Wenn der Flügelanstellwinkel zu
nimmt und dadurch bewirkt wird, daß die aerodynamische
Kraftverteilung auf den Vorflügel die Vorspannungskraft der
Feder 114 überwindet, verschwenkt sich der Vorflügel 11
nach der zweiten ausgefahrenen Position höheren Auftriebs,
so daß dadurch die Abmessung des Schlitzes 101 (Fig. 6)
erhöht wird und die Hochauftriebsfähigkeiten des Flügels 10
verbesssert werden. Wenn der Flügelanstellwinkel weiter er
höht wird, verschwenkt sich der Vorflügel 11 weiter nach
der zweiten ausgefahrenen Position zu, bis er an einer wei
teren Dreh- bzw. Verschwenkbewegung durch die Vorflügelbe
grenzungseinrichtung 151 gehindert wird, so daß dadurch ein
Schlitz 101 vorbestimmter Abmessung gebildet wird, um zu
verhindern, daß sich die Luftströmung über der Flügelvorder
kante trennt bzw. abtrennt, und um dadurch einen leistungs
fähigen Hochauftriebsbetrieb zu erzielen. Es sei darauf
hingewiesen, daß die Position des Vorflügels 11, wenn die
ser einmal nach vorwärts von der Zwischenposition ausgefah
ren ist, eine Funktion der aerodynamischen Kraft ist, die
auf den Vorflügel wirkt, sowie der Vorspannungskraft, die
durch die Vorspannungseinrichtung 15 ausgeübt wird und der
entgegenwirkenden aerodynamischen Kräfte, wie auch des Be
trags an Ausfahren der Hauptschiene 12 nach vorwärts. Je
doch ist hinsichtlich der Drehung des Vorflügels 11 nach der
zweiten ausgefahrenen Position hin folgendes zu sagen: (i),
Diese Drehung findet ohne das Erfordernis von zusätzlichen
Hilfsschienen zur Positionierung des Vorflügels 11 in der
gewünschten Hochauftriebskonfiguration statt, und (ii), die
se Drehung hat die Positionierung des Vorflügels 11 in ei
ner Art und Weise zur Folge, welche schnell auf Änderungen
des Anstellwinkels anspricht.
Beim Einfahren des Vorflügels 11 bewegt sich die Antriebs
schiene 12 nach aufwärts und rückwärts zu einer Stelle, an
welcher die vorderen Rollen 18 wiederum mit dem Vorflügel
arm 16 in Eingriff treten. Der Vorflügelarm 16 weist eine
Hinterkante auf (Fig. 6), die von der oberen Oberfläche
122 des Vorflügelarms schräg nach abwärts und rückwärts
verläuft, so daß sie eine geneigte Oberfläche 160 bildet,
mit der die vordere, obere Trag- bzw. Lagerrolle 18 in
Eingriff tritt, so daß dadurch der Vorspannungsarm 16 wäh
rend des Einfahrens allmählich in Fluchtung mit der Haupt
schiene 12 gebracht wird.
Wie weiter oben erörtert, wird die Hauptschiene 12 in einer
bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung
durch Rollenringe 100 (Fig. 4) gehaltert bzw. gelagert,
die drehbar an dem sich drehenden Betätiger 13 angebracht
sind. Der Drehbetätiger 13, der durch die Hochgeschwindig
keitswelle 89 angetrieben wird, ist durch eine in der Rippe
106 installierte Buchse 167 gehaltert. Die Niedriggeschwin
digkeitsausgangsantriebswelle 88 des Drehbetätigers, welche
radial mittels der Rippe 106 a durch das Lager 168 gelagert
ist, dreht das Antriebszahnrad 86. Um die Hauptschiene 12
zu haltern bzw. zu lagern, sind mit Teflon bzw. Polytetra
fluorethylen ausgekleidete Rollenringe 100 auf den Naben
schultern 171 des Antriebszahnrads 86 angebracht. Eine äuße
re Oberfläche des Lagerrings 100 ist in Kontakt mit der un
teren Oberfläche 94 der Hauptschiene. Aufgrund der Diffe
rential- bzw. Differenzgeschwindigkeit zwischen der unteren
Oberfläche 94 der Schiene und dem Drehbetätiger 13 hat die
innere Oberfläche 169 des Lagerrings 100 eine Teflon- bzw.
Polytetrafluorethylengleitoberfläche (d.h. eine Antirei
bungsoberfläche), so daß sich die Rollenringe 100 frei auf
den Nabenschultern des Antriebszahnrads 86 drehen und ohne
Schlupf auf der Schiene 42 abrollen können.
Konventionellerweise wurde die Hauptschiene 12 mittels ei
ner vierten Rolle (nicht gezeigt) gelagert, die in ihrer
Konfiguration ähnlich wie die Rollen 18, 19 (Fig. 1) war.
Diese vierte Rolle war rückwärts von der oberen Rolle 90
und unterhalb der Hauptschiene 12 angeordnet. Die rückwär
tige Stelle der vierten Rolle machte es notwendig, den
Drehbetätiger 13 abwärts und vorwärts von der Stelle anzu
ordnen, die er vorliegend in Fig. 1 einnimmt, da die wei
teste rückwärtige Stelle der vierten Rolle durch die Anord
nung des vorderen Holms 32 begrenzt war. Die Abwärts- und
Vorwärtsanordnung des Drehbetätigers 13 machte es notwendig,
daß der Flügelhohlraum 34 einen größeren vertikalen Abstand
zwischen der oberen Flügeloberfläche 20 und der unteren
Flügeloberfläche 24 hatte, als das bei der vorliegenden Er
findung notwendig ist, um den abwärts angeordneten Drehbe
tätiger 13 aufzunehmen. Jedoch wird durch die vorliegende
Erfindung die vierte Rolle ausgeschaltet, und es werden auf
grund der vorliegenden Erfindung die Rollenringe 100 zum La
gern der Hauptschiene 12 in dem rückwärtigen Teil des Flü
gelhohlraums 34 verwendet. Der Einbau der Rollenringe 100
und die Ausschaltung der vierten Rolle ermöglichen es, den
Drehbetätiger 13 relativ zu dem Ort, den er konventionell
einnahm, aufwärts und rückwärts anzuordnen, so daß dadurch
eine Verminderung der vertikalen Querschnittsdimension des
Flügelhohlraums 34 ermöglicht wird.
Selbstverständlich ist die Erfindung nicht auf die darge
stellten und/oder beschriebenen Ausführungsformen beschränkt,
sondern sie läßt sich im Rahmen des Gegenstandes der Erfin
dung, wie er in den Patentansprüchen angegeben ist, sowie
im Rahmen des allgemeinen Erfindungsgedankens, wie er den
gesamten Unterlagen zu entnehmen ist, in vielfältiger Weise
abwandeln und mit Erfolg ausführen.
Claims (12)
1. Vorderkantenvorflügeleinrichtung in bzw. an einem
Flügel, der eine vorwärtige Vorderkante und eine rückwärti
ge Hinterkante hat, umfassend:
- a) einen Vorflügel, der zur Bewegung zwischen einer ersten, verstauten Lage in bzw. an dem Flügel und einer zweiten, nach auswärts ausgefahrenen, entfalteten Lage an dem Flügel befestigt ist, wobei der Vorflügel eine Vorder kante und eine Hinterkante hat;
- b) eine Befestigungsschiene, an welcher der Vorflügel be festigt ist, wobei die Befestigungsschiene bewegbar so an dem Flügel befestigt ist, daß sie den Vorflügel zwi schen der ersten und zweiten Lage bewegt bzw. verstellt;
- c) wobei außerdem der Vorflügel in der zweiten Lage eine erste Position hat, in welcher die Hinterkante des Vor flügels enger bzw. näher an dem Flügel ist, und eine zweite Position, in welcher die Hinterkante des Vorflü gels weiter weg im Abstand von dem Flügel angeordnet ist;
dadurch gekennzeichnet, daß
- d) der Vorflügel (11) weiter dahingehend charakterisiert ist, daß die aerodynamische Druckverteilung, die in der zweiten Lage auf den Vorflügel (11) einwirkt, Kräfte erzeugt, welche das Bestreben haben, den Vorflügel (11) nach der zweiten Position hin zu bewegen, wobei diese Kräfte mit größeren Anstellwinkeln des Flügels (11) zu nehmen; und
- e) eine Vorspannungseinrichtung (15) die als operative Verbin dung zwischen dem Vorflügel (11) und der Schiene (12) zum Bewegen des Vorflügels (11) nach der ersten Posi tion zu vorgesehen ist, so daß dadurch der Vorflügel (11) bei niedrigen Flügelanstellwinkeln der Luftströmung die erste Position einnimmt, und der Vorflügel (11) bei hö heren Anstellwinkeln nach der zweiten Position hin be wegt bzw. verstellt wird.
2. Vorderkantenvorflügeleinrichtung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß der Vorflügel
(11) einen Vorspannungsarm (16) aufweist, der operativ in
einer solchen Weise mit der Vorspannungseinrichtung verbun
den ist, daß die Vorspannungseinrichtung (15) den Vorflügel
(11) nach der ersten Position zu drückt und daß die Bewe
gung des Vorflügels (11) nach der zweiten Position zu durch
die Kräfte bewirkt wird, die auf den Vorflügel (11) wirken,
um den Druck bzw. die Vorspannung der Vorspannungseinrich
tung (15) gegen den Vorspannungsarm (16) zu überwinden.
3. Vorderkantenvorflügeleinrichtung nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet, daß:
- a) die Vorspannungseinrichtung (15) als operative Verbin dung zwischen dem Vorspannungsarm (16) und der Befesti gungsschiene (12) vorgesehen ist; und
- b) der Vorspannungsarm (15) eine Federeinrichtung (14) um faßt, die entlang einer ersten Achse zwischen dem Vor spannungsarm (15) und der Befestigungsschiene zusammen gedrückt wird, wenn der Vorflügel (11) durch die erwähn ten Kräfte nach der zweiten Position zu bewegt wird, und zwar in einem Betrag, der eine Funktion der aerody namischen Druckverteilungen ist, so daß der Betrag der Bewegung bzw. Verstellung des Vorflügels (11) nach der zweiten Position zu eine Funktion der erwähnten aerody namischen Druckverteilungen ist.
4. Vorderkantenvorflügeleinrichtung nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet, daß:
- a) der Vorflügel (11) an einer ersten Drehstelle (14) dreh bar mit der Befestigungsschiene (12) so verbunden ist, daß sich der Vorflügel (11) um die erste Drehstelle (14) verdreht, wenn sich der Vorflügel (11) zwischen der ersten Position und der zweiten Position bewegt bzw. verstellt; und
- b) die Federeinrichtung (114) entlang der ersten Achse zwischen der Befestigungsschiene (12) und dem Vorspan nungsarm (16) während der Bewegung bzw. Verstellung des Vorflügels (11) aus der ersten Position in die zweite Position in einen Betrag an Kompression zusammengedrückt wird, welcher proportional den erwähnten Kräften ist, die durch die aerodynamischen Druckverteilungen erzeugt werden.
5. Vorderkantenvorflügeleinrichtung nach Anspruch 3 oder
4, dadurch gekennzeichnet, daß:
- a) die Befestigungsschiene (12) eine erste Oberfläche (129) aufweist, welche (i) um eine größere Entfernung im Ab stand von einer zweiten Oberfläche (132) des Vorspan nungsarms (16) angeordnet ist, wenn der Vorflügel (11) in der ersten Position ist, und (ii) um eine geringere Entfernung im Abstand von der zweiten Oberfläche (132) angeordnet ist, wenn der Vorflügel (11) in der zweiten Position ist; und
- b) die Federeinrichtung (114) als operative Verbindung zwischen der ersten und zweiten Oberfläche (129, 132) entlang der ersten Achse so vorgesehen ist, daß die Federeinrich tung (114) zwischen der ersten und zweiten Oberfläche (129, 132) zusammengedrückt wird, wenn sich der Vorflü gel (11) in die zweite Position bewegt.
6. Vorderkantenvorflügeleinrichtung nach Anspruch 3, 4
oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß:
- a) die Befestigungsschiene (12) einen Schlitz (128) auf weist, der sich zwischen einer ersten und zweiten, ein ander gegenüberliegenden Oberfläche des Befestigungs arms erstreckt, und der dazu geeignet ist, den Vorspan nungsarm (16) zur Bewegung mit demselben entlang der ersten Achse, wenn sich der Vorflügel (11) zwischen der ersten und zweiten Position bewegt, aufzunehmen; und
- b) der Vorspannungsarm (16) einen Hohlraum (130) aufweist, welcher durch eine erste und zweite, einander gegenüber liegende innere Oberfläche (132, 136) des Vorspannungs arms (16) begrenzt ist, und zwar zum Eingriff mit einer ersten bzw. zweiten, einander gegenüberliegenden Ober fläche (144, 146) der Federeinrichtung (114) zwischen denselben, in einer Weise, daß die erste Oberfläche (144) der Federeinrichtung (114) auch in Eingriff mit der zweiten Oberfläche (129) der Befestigungsschiene (12) kommt, so daß die Bewegung des Vorflügels (11) nach der zweiten Position hin bewirkt, daß sich der Vorspannungsarm (16) innerhalb des Schlitzes (128) ent lang der ersten Achse so bewegt, daß die Federeinrich tung (114) zwischen der zweiten Oberfläche (132) des Hohlraums (130) des Vorspannungsarms (16) und der zwei ten Oberfläche (129) der Befestigungsschiene (12) zusam mengedrückt wird.
7. Vorderkantenvorflügeleinrichtung nach einem der An
sprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet,
daß der Vorflügel (11) eine Vorrichtung (22, 23) zum Begren
zen eines bzw. des Betrags an Drehbewegung des Vorflügels
(11) um die erste Drehstelle (14) zwischen der ersten und
zweiten Position aufweist.
8. Vorderkantenvorflügeleinrichtung nach einem der An
sprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet,
daß:
- a) die Befestigungsschiene (12) mittels Führungsteilen (18, 90, 100) gehaltert bzw. gelagert ist, welche opera tiv mit dem Flügel (10) verbunden sind, um die Bewegung des Vorflügels (11) zwischen der ersten und zweiten La ge zu ermöglichen; und
- b) wenigstens eines der Führungsteile (18) so im Eingriff mit dem Vorspannungsarm (16) ist, daß eine Bewegung des Vorflügels (11) nach der zweiten Position hin verhin dert wird, bis sich der Vorflügel (11) über die Zwi schenlage zwischen der verstauten Lage und der nach auswärts ausgefahrenen Lage bewegt hat, wo der Vorspan nungsarm (16) nicht mehr im Eingriff mit dem Führungs teil (18) bzw. den Führungsteilen (18) ist.
9. Vorderkantenvorflügeleinrichtung nach einem der An
sprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß:
- a) die Befestigungsschiene (12) mittels Führungsteilen (18, 90, 100) gehaltert bzw. gelagert ist, welche sich im Dreheingriff mit der Befestigungsschiene (12) so befin den, daß sie eine Bewegung der Befestigungsschiene (12) in einer generell profilsehnenweisen Richtung erlauben, wenn der Vorflügel (11) zwischen der ersten und zweiten Lage bewegt bzw. verstellt wird; und
- b) der Vorspannungsarm (16) im Eingriff mit wenigstens ei nem der Führungsteile (18) während der Bewegung der Be festigungsschiene (12) in der generell profilsehnenwei sen Richtung ist, so daß eine Bewegung des Vorflügels (11) nach der zweiten Position hin verhindert wird, bis sich der Vorflügel (11) über eine Zwischenlage zwischen der verstauten Lage und der nach auswärts ausgefahrenen Lage hinaus bewegt hat, wo der Vorspannungsarm (16) nicht mehr im Eingriff mit dem Führungsteil (18) ist.
10. Vorderkantenvorflügeleinrichtung nach einem der An
sprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet,
daß:
- a) die Befestigungsschiene (12) in Eingriff mit einem Zahnteil, insbesondere Zahnrad (86), für das Antreiben der Befestigungsschiene (12) zur Positionierung des Vorflügels (11) zwischen der verstauten Lage und der ausgefahrenen Lage ist; und
- b) das Zahnteil, insbesondere Zahnrad (86), ein Rollenteil (100) aufweist, welches sich in Dreheingriff mit der Befestigungsschiene (12) befindet, so daß es die Befe stigungsschiene (12) während der profilsehnenweisen Be wegung abstützt bzw. lagert.
11. Vorderkantenvorflügeleinrichtung nach Anspruch 10,
dadurch gekennzeichnet, daß:
- a) das Zahnteil, insbesondere Zahnrad (86), einen Schulter teil (171) aufweist, der sich unterhalb der Befesti gungsschiene (12) befindet; und
- b) das Rollenteil (100) auf dem Schulterteil (171) frei drehbar ist und sich in Dreheingriff so mit der Befesti gungsschiene (12) befindet, daß es die Befestigungs schiene (12) während der profilsehnenweisen Bewegung abstützt bzw. lagert.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/814,604 US4753402A (en) | 1985-12-30 | 1985-12-30 | Biased leading edge slat apparatus |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3643157A1 true DE3643157A1 (de) | 1987-07-02 |
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ID=25215536
Family Applications (2)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE8686201364T Expired - Fee Related DE3668438D1 (de) | 1985-12-30 | 1986-08-01 | Federbeladene vorderkantenklappe. |
DE19863643157 Withdrawn DE3643157A1 (de) | 1985-12-30 | 1986-12-17 | Vorgespannte vorderkantenvorfluegeleinrichtung |
Family Applications Before (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE8686201364T Expired - Fee Related DE3668438D1 (de) | 1985-12-30 | 1986-08-01 | Federbeladene vorderkantenklappe. |
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JP (1) | JPS62157895A (de) |
DE (2) | DE3668438D1 (de) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4838503A (en) * | 1987-05-13 | 1989-06-13 | British Aerospace Plc | Mechanism for supporting and extending a high lift device for aircraft wings |
US5544847A (en) * | 1993-11-10 | 1996-08-13 | The Boeing Company | Leading edge slat/wing combination |
US11186355B2 (en) | 2016-04-29 | 2021-11-30 | Facc Ag | Morphing control surface |
US11840336B2 (en) | 2019-05-28 | 2023-12-12 | Airbus Operations Gmbh | Antivibration kit-of-parts and parts therefor, airfoil structure and aircraft provided therewith |
Families Citing this family (53)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2204538B (en) * | 1987-05-06 | 1990-12-12 | British Aerospace | Wing leading edge arrangements for aircraft |
GB2304656B (en) * | 1995-08-26 | 1999-10-13 | British Aerospace | Deployment mechanisms for aircraft auxiliary aerofoils |
US5927656A (en) * | 1996-06-26 | 1999-07-27 | The Boeing Company | Wing leading edge flap and method therefor |
US6644168B1 (en) * | 2002-08-12 | 2003-11-11 | General Dynamics Armament And Technical Products, Inc. | System and method for active control of recoil mechanism |
GB0410375D0 (en) * | 2004-05-10 | 2004-06-16 | Airbus Uk Ltd | High lift device for an aircraft |
US7101297B2 (en) * | 2004-06-10 | 2006-09-05 | Moog Inc. | Compact actuator |
DE602006013236D1 (de) * | 2005-08-25 | 2010-05-12 | Gkn Aerospace Services Ltd | Vorflügel für eine Flugzeugtragfläche |
US20070102587A1 (en) * | 2005-11-07 | 2007-05-10 | The Boeing Company | Wing leading edge slat system |
DE102006030315A1 (de) * | 2006-06-30 | 2008-01-17 | Airbus Deutschland Gmbh | Hochauftriebssystem am Tragflügel eines Flugzeugs |
US7912548B2 (en) * | 2006-07-21 | 2011-03-22 | Cardiac Pacemakers, Inc. | Resonant structures for implantable devices |
GB0708641D0 (en) * | 2007-05-04 | 2007-06-13 | Goodrich Actuation Systems Ltd | Actuator |
JP4699487B2 (ja) | 2007-05-25 | 2011-06-08 | 三菱重工業株式会社 | 高揚力発生装置、翼および高揚力発生装置の騒音低減構造 |
US7913949B2 (en) | 2007-06-11 | 2011-03-29 | The Boeing Company | Symmetric leading edge device and method to delay flow separation |
GB0721284D0 (en) * | 2007-10-31 | 2007-12-12 | Airbus Uk Ltd | Actuation system for leading edge high-lift device |
GB0722425D0 (en) * | 2007-11-15 | 2007-12-27 | Airbus Uk Ltd | Slat support funk plate |
US10400818B2 (en) * | 2007-12-06 | 2019-09-03 | Roller Bearing Company Of America, Inc. | Track roller bearings with rolling elements or liners |
US20140339358A1 (en) * | 2007-12-06 | 2014-11-20 | Roller Bearing Company Of America, Inc. | Electrical conductor for lined track rollers used on actuation system for aircraft lift assisting devices |
US20140131512A1 (en) * | 2007-12-06 | 2014-05-15 | Roller Bearing Company Of America, Inc. | Seal and electrical conductor for lined track rollers used on actuation system for aircraft lift assisting devices |
US10023302B2 (en) * | 2007-12-06 | 2018-07-17 | Roller Bearing Company Of America, Inc. | Actuation system for a lift assisting device and lined track rollers used therein |
US8025257B2 (en) * | 2007-12-06 | 2011-09-27 | Roller Bearing Company Of America, Inc. | Actuation system for a lift assisting device and roller bearings used therein |
US20110220762A1 (en) * | 2007-12-06 | 2011-09-15 | Roller Bearing Company Of America, Inc. | Actuation system for a lift assisting device and roller bearings used therein |
GB0805599D0 (en) * | 2008-03-28 | 2008-04-30 | Airbus Uk Ltd | Slat deployment mechanism |
GB0810460D0 (en) * | 2008-06-09 | 2008-07-09 | Airbus Uk Ltd | Support assembly |
GB0810724D0 (en) | 2008-06-12 | 2008-07-16 | Airbus Uk Ltd | Slat assembly |
GB0816022D0 (en) * | 2008-09-03 | 2008-10-08 | Airbus Uk Ltd | Slat support assembly |
DE102008050544A1 (de) | 2008-10-06 | 2010-04-29 | Airbus Deutschland Gmbh | An der Tragfläche eines Flugzeugs angeordneter Vorflügel |
GB0906074D0 (en) | 2009-04-08 | 2009-05-20 | Airbus Uk Ltd | Track container |
US9261132B2 (en) | 2009-04-24 | 2016-02-16 | Roller Bearing Company Of America, Inc. | Low friction bearing assembly and link apparatus |
ES2427390T3 (es) * | 2009-10-29 | 2013-10-30 | Asco Industries | Carril de guiado para dispositivo hipersustentador |
GB201008773D0 (en) * | 2010-05-26 | 2010-07-14 | Airbus Uk Ltd | Aircraft slat assembly |
DE102011018906A1 (de) * | 2011-04-28 | 2012-10-31 | Airbus Operations Gmbh | Hochauftriebssystem für ein Flugzeug und Verfahren zum Beeinflussen der Hochauftriebseigenschaften eines Flugzeugs |
US8876065B2 (en) * | 2011-10-21 | 2014-11-04 | Gulfstream Aerospace Corporation | Flap roller arrangement, flap assembly, and method for removing a roller assembly from a flap fitting |
GB201121435D0 (en) * | 2011-12-14 | 2012-01-25 | Airbus Operations Ltd | Aircraft wing assembly |
US11149788B2 (en) | 2012-04-30 | 2021-10-19 | Roller Bearing Company Of America, Inc. | Hybrid bearing assembly with rolling elements and plain bearing |
GB201209686D0 (en) * | 2012-05-31 | 2012-07-18 | Airbus Operations Ltd | A slat support assembly |
GB2530326A (en) * | 2014-09-22 | 2016-03-23 | Airbus Operations Ltd | A link for coupling an aircraft lift device to a track |
GB2533311A (en) * | 2014-12-15 | 2016-06-22 | Airbus Operations Ltd | A track container |
GB201522327D0 (en) * | 2015-12-17 | 2016-02-03 | Airbus Operations Ltd | Wing structure |
GB2562019A (en) * | 2016-11-14 | 2018-11-07 | Airbus Operations Ltd | Roller components |
EP3326909B1 (de) | 2016-11-23 | 2019-10-02 | Airbus Operations GmbH | Vorflügelanordnung |
EP3339165B1 (de) * | 2016-12-22 | 2020-09-09 | Goodrich Actuation Systems Limited | Flügelvorflügelaktuatortrennungserkennung |
ES2878314T3 (es) | 2017-04-26 | 2021-11-18 | Asco Ind Nv | Conjunto de guía para una pista portadora del dispositivo hipersustentador del borde delantero aerodinámico |
WO2018197265A1 (en) | 2017-04-28 | 2018-11-01 | Airbus Operations Gmbh | Wing for an aircraft |
RU2746479C1 (ru) * | 2017-04-28 | 2021-04-14 | Эйрбас Оперейшнз Гмбх | Консоль крыла для летательного аппарата |
US10364019B2 (en) * | 2017-12-13 | 2019-07-30 | Thomas Hsueh | Aircraft flap mechanism |
EP3501977B1 (de) | 2017-12-19 | 2021-08-11 | Asco Industries NV | Freisetzungssystem für eine hochauftriebsvorrichtung einer tragflächenvorderkante |
US11214355B2 (en) * | 2018-02-06 | 2022-01-04 | Airbus Operations Gmbh | Wing for an aircraft |
GB2579221A (en) * | 2018-11-26 | 2020-06-17 | Airbus Operations Ltd | Aircraft control mechanism |
US11420727B2 (en) * | 2019-07-25 | 2022-08-23 | Airbus Operations Gmbh | Airfoil arrangement for an aircraft |
GB2588899A (en) * | 2019-11-12 | 2021-05-19 | Airbus Operations Ltd | Aircraft wings having moveable structures |
EP3878734B1 (de) * | 2020-03-11 | 2023-07-19 | Airbus Operations GmbH | Führungselement für eine hochauftriebsprofilanordnung eines flugzeugs, hochauftriebsprofilanordnung und herstellungsverfahren |
EP4032801A1 (de) * | 2021-01-22 | 2022-07-27 | Airbus Operations GmbH | Flügel für ein flugzeug |
EP4140878A1 (de) | 2021-08-31 | 2023-03-01 | Airbus Operations GmbH | Flügel für ein flugzeug |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US1780838A (en) * | 1927-07-09 | 1930-11-04 | Handley Page Ltd | Means for controlling aeroplanes |
US1830019A (en) * | 1931-05-06 | 1931-11-03 | Edward H Davis | Airplane |
US2361574A (en) * | 1940-02-28 | 1944-10-31 | Tampier Rene | Aircraft |
US2406475A (en) * | 1944-02-19 | 1946-08-27 | Samuel H Pearis | Slotted airplane wing |
US2938680A (en) * | 1957-07-02 | 1960-05-31 | North American Aviation Inc | Multiple position airfoil slat |
EP0227643A3 (de) * | 1980-08-13 | 1988-07-20 | The Boeing Company | Führungseinbau für einen ausziehbaren Tragflügel |
US4422606A (en) * | 1981-06-25 | 1983-12-27 | Munroe Ronald G | Automatic leading edge slat for aircraft |
FR2547270B1 (fr) * | 1983-06-10 | 1985-09-06 | Boeing Co | Mecanisme d'extension et de retraction pour un volet de bord d'attaque d'une aile d'avion |
-
1985
- 1985-12-30 US US06/814,604 patent/US4753402A/en not_active Expired - Fee Related
-
1986
- 1986-08-01 DE DE8686201364T patent/DE3668438D1/de not_active Expired - Fee Related
- 1986-08-01 EP EP86201364A patent/EP0230681B2/de not_active Expired - Lifetime
- 1986-12-17 DE DE19863643157 patent/DE3643157A1/de not_active Withdrawn
- 1986-12-25 JP JP61315947A patent/JPS62157895A/ja active Pending
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4838503A (en) * | 1987-05-13 | 1989-06-13 | British Aerospace Plc | Mechanism for supporting and extending a high lift device for aircraft wings |
US5544847A (en) * | 1993-11-10 | 1996-08-13 | The Boeing Company | Leading edge slat/wing combination |
US5839699A (en) * | 1993-11-10 | 1998-11-24 | Bliesner; Wayne T. | Leading edge slat/wing combination |
US11186355B2 (en) | 2016-04-29 | 2021-11-30 | Facc Ag | Morphing control surface |
US11840336B2 (en) | 2019-05-28 | 2023-12-12 | Airbus Operations Gmbh | Antivibration kit-of-parts and parts therefor, airfoil structure and aircraft provided therewith |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE3668438D1 (de) | 1990-03-01 |
EP0230681B1 (de) | 1990-01-24 |
EP0230681A2 (de) | 1987-08-05 |
US4753402A (en) | 1988-06-28 |
EP0230681B2 (de) | 1993-04-14 |
EP0230681A3 (en) | 1988-01-07 |
JPS62157895A (ja) | 1987-07-13 |
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