EA009543B1 - Уплотнительное устройство для прорези в обтекателе нижней части фюзеляжа летательного аппарата с проходящим через прорезь стержнем привода закрылка - Google Patents
Уплотнительное устройство для прорези в обтекателе нижней части фюзеляжа летательного аппарата с проходящим через прорезь стержнем привода закрылка Download PDFInfo
- Publication number
- EA009543B1 EA009543B1 EA200501933A EA200501933A EA009543B1 EA 009543 B1 EA009543 B1 EA 009543B1 EA 200501933 A EA200501933 A EA 200501933A EA 200501933 A EA200501933 A EA 200501933A EA 009543 B1 EA009543 B1 EA 009543B1
- Authority
- EA
- Eurasian Patent Office
- Prior art keywords
- hollow element
- sealing device
- wall
- slot
- walls
- Prior art date
Links
- 238000007789 sealing Methods 0.000 title claims abstract description 31
- 210000001015 abdomen Anatomy 0.000 title abstract 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims abstract description 7
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims abstract description 7
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 8
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 6
- 238000005336 cracking Methods 0.000 description 3
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 2
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 2
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 229920001971 elastomer Polymers 0.000 description 1
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 229920002379 silicone rubber Polymers 0.000 description 1
- 239000004945 silicone rubber Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/02—Mounting or supporting thereof
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Gasket Seals (AREA)
- Seal Device For Vehicle (AREA)
- Sealing Devices (AREA)
- Specific Sealing Or Ventilating Devices For Doors And Windows (AREA)
- Lock And Its Accessories (AREA)
- Superstructure Of Vehicle (AREA)
- Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
Abstract
В изобретении описано уплотнительное устройство для прорези (19) в обтекателе нижней части фюзеляжа летательного аппарата с проходящим через прорезь стержнем (20) привода закрылка, содержащее верхний пустотелый элемент (1) и нижний пустотелый элемент (7), выполненные упругими и податливыми на сжатие и имеющие по меньшей мере по одной полости (2, 8), заключенной между передней (4, 10) и задней (5, 11) стенками и открытой с торцов (2а, 2b; 8а, 8b), стенки (3, 9) с соответствующими контактными поверхностями (3а, 9а), прижимающимися друг к другу, внешние поверхности (4а, 10а) передних стенок (4, 10), совместно образующие внешнюю поверхность уплотнения, закрывающую прорезь (19), причем пустотелые элементы (1, 7) выполнены упругими и податливыми на сжатие в вертикальном направлении таким образом, чтобы охватывать стержень (20) привода закрылка своими контактными поверхностями (3а, 9а).
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к уплотнительным устройствам для уплотнения стержней механизмов при выводе таких стержней через поверхность летательного аппарата, в частности к уплотнительному устройству для прорези в обтекателе нижней части фюзеляжа летательного аппарата с проходящим через прорезь стержнем привода закрылка.
Уровень техники
В летательных аппаратах многих типов закрылки, т.е. подвижные элементы механизации задней кромки крыла, соединяются с расположенными внутри фюзеляжа механизмами отклонения (уборки и выпуска) закрылков посредством стержней привода закрылков, выступающих перпендикулярно из обтекателя нижней части фюзеляжа летательного аппарата. Стержень привода каждого закрылка выходит из обтекателя нижней части фюзеляжа через прорезь, вытянутая и изогнутая вниз конфигурация которой в целом соответствует пути, проходимому стержнем привода закрылка при переводе закрылка из практически горизонтального положения, соответствующего положению механизации крыла в крейсерском полете, в положение, в котором задняя кромка закрылка отклонена вниз при выполнении маневров снижения. Кроме того, конфигурация прорези также учитывает обычно криволинейный профиль обтекателя нижней части фюзеляжа летательного аппарата.
Использование прорезей вышеописанного типа для обеспечения движения стержней привода закрылков приводит к тому, что когда закрылки находятся в положении, соответствующем крейсерскому режиму полета, значительная часть площади этих прорезей остается открытой, в результате чего поток воздуха поступает под обтекатель нижней части фюзеляжа летательного аппарата, вызывая ухудшение аэродинамического качества и соответствующее увеличение расхода топлива, а также неприятные ощущения из-за шума, вызываемого потоком воздуха, поступающим под обтекатель нижней части фюзеляжа.
Хотя ранее предпринимались попытки по устранению этих недостатков, например, с помощью жестких заслонок, перемещаемых самими стержнями привода закрылков и скользящих по направляющим, установленным над панелями уплотняемой аэродинамической поверхности, ни одно из известных решений не стало действительно удовлетворительным. Поэтому возникла насущная потребность в разработке уплотнительного устройства, которое удовлетворяло бы следующим требованиям:
обеспечение приемлемого качества аэродинамической поверхности в крейсерском полете и ее стойкости к воздействию перепадов давления, возникающих в процессе эксплуатации летательного аппарата;
способность уплотнительного устройства работать в условиях исключительно высоких степеней деформации при сжатии, обусловленных большими размерами и сложной геометрией (двойная кривизна) уплотняемой прорези, а также большим диаметром проходящего через прорезь стержня; уплотнительное устройство должно быть достаточно податливым, чтобы не оказывать сопротивления движению закрылков, и достаточно жестким, чтобы противостоять действующим в полете нагрузкам от давления, будучи прикрепленным к панелям только одним своим концом, в то время как другой конец остается свободным;
предотвращение растрескивания уплотнительных элементов вследствие высокой степени деформации при сжатии, которое снизило бы долговечность уплотнения;
исключение возможности случайного заклинивания закрылка при его движении вперед, что неблагоприятно сказалось бы на устойчивости летательного аппарата.
Краткое изложение сущности изобретения
В основу настоящего изобретения была положена задача преодоления недостатков известных решений и достижения вышеупомянутых целей, для решения которой в изобретении предлагается уплотнительное устройство для прорези в обтекателе нижней части фюзеляжа летательного аппарата с проходящим через прорезь стержнем привода закрылка, установленным с возможностью перемещения в прорези от одного ее конца до другого, содержащее средства уплотнения, закрывающие прорезь и включающие верхний пустотелый элемент с нижней, передней, задней и верхней стенками, имеющий по меньшей мере одну полость, ограниченную снизу нижней стенкой, заключенную между передней и задней стенками и открытую с торцов, а также нижний пустотелый элемент с верхней, передней, задней и нижней стенками, имеющий по меньшей мере одну полость, ограниченную сверху верхней стенкой, заключенную между передней и задней стенками и открытую с торцов, причем передние стенки пустотелых элементов имеют внешние поверхности такой протяженности, чтобы по отдельности закрывать по меньшей мере часть прорези, совместно образуя внешнюю поверхность уплотнения, способную закрыть прорезь, а сами пустотелые элементы выполнены упругими и податливыми на сжатие в вертикальном направлении таким образом, чтобы своими контактными поверхностями, находящимися снаружи на нижней стенке верхнего пустотелого элемента и верхней стенке нижнего пустотелого элемента, прижиматься друг к другу, т. е. находиться в состоянии упругого контакта, и охватывать стержень привода закрылка.
Пустотелые элементы могут быть выполнены из пластических материалов, таких как каучук, кремнийорганический каучук, подвергнутых необходимой обработке, и т.д., которые сочетают в себе подат
- 1 009543 ливость с достаточной степенью жесткости и обладают устойчивостью к перепадам температур, имеющим место в процессе полета летательного аппарата.
В соответствии с изобретением верхний пустотелый элемент может быть снабжен верхними крепежными средствами, устанавливаемыми в верхней зоне панели, через которую проходит прорезь, а нижний пустотелый элемент - нижними крепежными средствами, устанавливаемыми в нижней зоне панели, через которую проходит прорезь. Эти крепежные средства, которыми снабжены соответствующие пустотелые элементы, могут представлять собой металлические профили, например уголки, прикрепленные с помощью заклепок или винтов к верхней стенке верхнего пустотелого элемента и к нижней стенке нижнего пустотелого элемента, соответственно. При использовании уголковых профилей поверхность полки уголка, не соединенной с той или иной стенкой верхнего пустотелого элемента, образует продолжение внешней поверхности уплотнения. В качестве крепежных средств могут также использоваться фланцы, выполненные как продолжение внешних поверхностей соответствующих пустотелых элементов, или проходящие по периметру ребра, выступающие сбоку из этих элементов. С помощью указанных фланцев или ребер, которые могут быть также снабжены усиливающими элементами, верхний и нижний пустотелый элементы могут крепиться к панели известными способами, с помощью винтов, заклепок и/или металлических скоб.
Предпочтительно, чтобы общая высота верхней и нижней частей уплотнительного устройства в сборе превышала размер прорези по вертикали, чем достигается больший объем сжатия.
В предпочтительном варианте осуществления изобретения по меньшей мере один из пустотелых элементов содержит несколько полостей, образованных перегородками, проходящими между его передней и задней стенками. Этим достигается усиление элемента в продольном направлении и возможность упругого складывания пустотелого элемента по типу гармошки с более равномерным охватом стержня привода закрылка, а также предупреждаются надрывы и растрескивание верхней и нижней стенок соответственно нижнего и верхнего пустотелых элементов, приводящие к полному разрыву пустотелого элемента. Вместо перегородок или в дополнение к ним могут быть предусмотрены продольные ребра, выступающие внутрь из передней и задней стенок.
Краткое описание чертежей
Ниже изобретение более подробно рассмотрено на примере некоторых вариантов его осуществления со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых показано:
на фиг. 1 - схематический вид в разрезе, иллюстрирующий расположение прорези на обтекателе нижней части фюзеляжа летательного аппарата;
на фиг. 2 - схематический вид в разрезе части обтекателя нижней части фюзеляжа летательного аппарата, иллюстрирующий расположение частей уплотнительного устройства в сборе;
на фиг. 3 - схематический вид в разрезе первого варианта предлагаемого в изобретении уплотнительного устройства;
на фиг. 4 - схематический вид в разрезе устройства, показанного на фиг. 3;
на фиг. 5 - схематический вид в разрезе второго варианта предлагаемого в изобретении уплотнительного устройства;
на фиг. 6 - схематический вид в разрезе третьего варианта предлагаемого в изобретении уплотнительного устройства.
Перечень приведенных на чертежах ссылочных обозначений
I - верхний пустотелый элемент;
2, 2' - внутренняя полость верхнего пустотелого элемента;
2а, 2Ь - открытые торцы полости 2;
- нижняя стенка верхнего пустотелого элемента;
а - контактная поверхность нижней стенки;
- передняя стенка верхнего пустотелого элемента;
4а - внешняя поверхность передней стенки;
- задняя стенка;
- верхняя стенка;
- нижний пустотелый элемент;
8, 8' - внутренняя полость нижнего пустотелого элемента;
8а, 8Ь - открытые торцы полости 8;
- верхняя стенка пустотелого элемента 7;
- передняя стенка нижнего пустотелого элемента;
10а - внешняя поверхность передней стенки;
II - задняя стенка нижнего пустотелого элемента;
- нижняя стенка нижнего пустотелого элемента;
- верхнее крепежное устройство;
- нижнее крепежное устройство;
- перегородки внутри верхнего элемента;
- перегородки внутри нижнего элемента;
- 2 009543
- ребра внутри верхнего элемента;
- ребра внутри нижнего элемента;
- прорезь для стержня привода закрылка;
19а - первый конец прорези;
19Ь - второй конец прорези;
- стержень привода закрылка;
- панель обтекателя нижней части фюзеляжа;
- закрылок;
22а - задняя кромка закрылка.
Варианты осуществления изобретения
На фиг. 1 показана прорезь 19 для стержня 20 привода закрылка 22, выполненная в панели 21 обтекателя нижней части фюзеляжа летательного аппарата. При отклонении закрылка 21 ось 20 привода закрылка перемещается от одного конца 19а прорези 19 до другого ее конца 19Ь. В результате перемещения стержня 20 задняя кромка 22а закрылка 22 поднимается.
На фиг. 2-4 показано устройство, содержащее сжимающийся верхний пустотелый элемент 1, в котором имеется верхняя внутренняя полость 2, открытая с торцов 2а, 2Ь и ограниченная снизу нижней стенкой 3 с нижней внешней контактной поверхностью 3а. Кроме того, верхний элемент 1 имеет переднюю стенку 4 с внешней поверхностью 4а, закрывающей по меньшей мере первую часть прорези 19, а также заднюю 5 и верхнюю 6 стенки. В своей верхней части верхний пустотелый элемент 1 имеет верхние крепежные средства 13, которые могут быть установлены в верхней зоне панели 21, через которую проходит прорезь 19. Эти верхние крепежные средства 13 включают в себя металлический уголок, одна полка которого прикреплена к верхней стенке 6 верхнего пустотелого элемента 1, а другая является продолжением внешней поверхности 4а.
Уплотнительное устройство также содержит нижний пустотелый элемент 7, который также является упруго сжимаемым и по форме выполнен аналогично верхнему пустотелому элементу. Соответственно, нижний пустотелый элемент содержит нижнюю внутреннюю полость 8, открытую с торцов 8а, 8Ь и ограниченную сверху верхней стенкой 9 с внешней контактной поверхностью 9а. Кроме того, нижний пустотелый элемент имеет переднюю стенку 10 с внешней поверхностью 10а, которая закрывает по меньшей мере вторую часть прорези 19, а также заднюю 11 и нижнюю 12 стенки. Нижний пустотелый элемент 7 содержит нижние крепежные средства 14, которые могут быть установлены в нижней зоне панели 21, через которую проходит прорезь 19. Эти нижние крепежные средства 13 включают в себя металлический уголок, одна полка которого прикреплена к нижней стенке 12 нижнего пустотелого элемента 7, а другая является продолжением внешней поверхности 10а.
Внутренние полости 2, 8 заключены между передними стенками 4, 10 и задними стенками 5, 11, а внешние поверхности 4а, 10а передних стенок 4, 10 пустотелых элементов 1, 7 имеют такую протяженность, чтобы совместно образовывать внешнюю поверхность уплотнения, закрывающую прорезь 19.
Пустотелые элементы 1, 7 выполнены упругими и податливыми на сжатие в вертикальном направлении таким образом, чтобы их контактные поверхности 3а, 9а расходились, охватывая стержень 20 привода закрылка, а на том участке прорези, где стержня нет, прижимались друг к другу, находясь в состоянии упругого контакта. Таким образом, по мере движения стержня 20 привода закрылка между концами 19а и 19Ь прорези 19, или между левым и правым положениями (показано пунктирными линиями), показанными на фиг. 4, стержень 20 привода закрылка раздвигает контактные поверхности 3а, 9а, контакт между которыми восстанавливается сразу после прохождения стержня 20, т.е. прорезь 19 остается закрытой.
На фиг. 5 показан второй вариант предлагаемого в изобретении уплотнительного устройства, в котором верхний пустотелый элемент 1 содержит несколько полостей 2, 2', расположенных одна над другой и образованных перегородками 15, которые проходят между передней стенкой 4 и задней стенкой 5 верхнего пустотелого элемента 1. Аналогичным образом, нижний пустотелый элемент 7 содержит несколько полостей 8, 8', расположенных одна над другой и образованных перегородками 16, которые проходят между передней стенкой 10 и задней стенкой 11 нижнего пустотелого элемента 7. В этом варианте достигается усиление пустотелого элемента в продольном направлении и возможность упругого складывания пустотелого элемента по типу гармошки с более равномерным охватом стержня 20 привода закрылка, а также предупреждаются надрывы и растрескивание верхней 9 и нижней 3 стенок соответственно нижнего 7 и верхнего 1 пустотелых элементов, приводящие к полному разрыву верхнего 1 или нижнего 7 пустотелого элементов.
На фиг. 6 показан третий вариант предлагаемого в изобретении уплотнительного устройства, в котором верхний пустотелый элемент 1 содержит несколько продольных ребер 17, параллельных друг другу и выступающих внутрь полости 2 из передней стенки 4 и задней стенки 5 верхнего пустотелого элемента 1. Аналогично, нижний пустотелый элемент 7 содержит несколько продольных ребер 18, параллельных друг другу и выступающих внутрь полости 8 из передней стенки 10 и задней стенки 11 нижнего пустотелого элемента 7. Продольные ребра повышают продольную жесткость уплотнительного устройства, но при этом не ухудшают его податливости на сжатие.
Claims (10)
1. Уплотнительное устройство для прорези (19) в обтекателе нижней части фюзеляжа летательного аппарата с проходящим через прорезь (19) стержнем (20) привода закрылка, установленным с возможностью перемещения в прорези (19) от первого ее конца (19а) до второго (19Ъ), отличающееся тем, что оно содержит верхний пустотелый элемент (1) с нижней (3), передней (4), задней (5) и верхней (6) стенками, имеющий по меньшей мере одну полость (2), ограниченную снизу нижней стенкой (3), заключенную между передней (4) и задней (5) стенками и открытую с торцов (2а, 2Ъ), а также нижний пустотелый элемент (7) с верхней (9), передней (10), задней (11) и нижней (12) стенками, имеющий по меньшей мере одну полость (8), ограниченную сверху верхней стенкой (9), заключенную между передней (10) и задней (11) стенками и открытую с торцов (8а, 8Ъ), причем передние стенки (4, 10) пустотелых элементов (1, 7) имеют внешние поверхности (4а, 10а) такой протяженности, чтобы по отдельности закрывать по меньшей мере часть прорези (19), совместно образуя внешнюю поверхность уплотнения, способную закрыть прорезь (19), а сами пустотелые элементы (1,7) выполнены упругими и податливыми на сжатие в вертикальном направлении таким образом, чтобы своими контактными поверхностями (3 а, 9а), находящимися снаружи на нижней стенке (3) верхнего пустотелого элемента (1) и верхней стенке (9) нижнего пустотелого элемента (7), прижиматься друг к другу и охватывать стержень (20) привода закрылка.
2. Уплотнительное устройство по п.1, отличающееся тем, что верхний пустотелый элемент (1) снабжен верхними крепежными средствами (13), устанавливаемыми в верхней зоне панели (21), через которую проходит прорезь (19), а нижний пустотелый элемент (7) снабжен нижними крепежными средствами (14), устанавливаемыми в нижней зоне панели (21), через которую проходит прорезь (19).
3. Уплотнительное устройство по п.1, отличающееся тем, что верхние крепежные средства (13) включают в себя верхний уголок, который одной своей полкой крепится к верхней стенке (6) верхнего пустотелого элемента (1).
4. Уплотнительное устройство по п.3, отличающееся тем, что верхний уголок выполнен металлическим и расположен таким образом, чтобы его другая полка, не соединенная с верхней стенкой (6) верхнего пустотелого элемента (1), образовывала его переднюю поверхность как продолжение внешней поверхности (4а) передней стенки (4) верхнего пустотелого элемента (1).
5. Уплотнительное устройство по п.2, отличающееся тем, что нижние крепежные средства (14) включают в себя нижний уголок, который одной своей полкой крепится к нижней стенке (12) нижнего пустотелого элемента (7).
6. Уплотнительное устройство по п.5, отличающееся тем, что нижний уголок выполнен металлическим и расположен таким образом, чтобы его другая полка, не соединенная с нижней стенкой (12) нижнего пустотелого элемента (7), образовывала его переднюю поверхность как продолжение внешней поверхности (10а) передней стенки (10) нижнего пустотелого элемента (7).
7. Уплотнительное устройство по п.1, отличающееся тем, что верхний пустотелый элемент (1) содержит несколько полостей (2, 2'), расположенных одна над другой и образованных перегородками (15), проходящими между передней (4) и задней (5) стенками верхнего пустотелого элемента (1).
8. Уплотнительное устройство по п.1, отличающееся тем, что нижний пустотелый элемент (7) содержит несколько полостей (8, 8'), расположенных одна над другой и образованных перегородками (16), проходящими между передней (10) и задней (11) стенками нижнего пустотелого элемента (7).
9. Уплотнительное устройство по п.1, отличающееся тем, что верхний пустотелый элемент (1) содержит несколько продольных ребер (17), параллельных друг другу и выступающих внутрь полости (2) из передней (4) и/или задней (5) стенки верхнего пустотелого элемента (1).
10. Уплотнительное устройство по п.1, отличающееся тем, что нижний пустотелый элемент (7) содержит несколько продольных ребер (18), параллельных друг другу и выступающих внутрь полости (8) из передней (10) и/или задней (11) стенки нижнего пустотелого элемента (7).
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ES200500028A ES2310059B1 (es) | 2004-12-31 | 2004-12-31 | Dispositivo de sellado para la ranura de paso del arbol de accionamiento de un flap en la carena ventral de un avion. |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| EA200501933A2 EA200501933A2 (ru) | 2006-08-25 |
| EA200501933A3 EA200501933A3 (ru) | 2006-12-29 |
| EA009543B1 true EA009543B1 (ru) | 2008-02-28 |
Family
ID=35840617
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| EA200501933A EA009543B1 (ru) | 2004-12-31 | 2005-12-30 | Уплотнительное устройство для прорези в обтекателе нижней части фюзеляжа летательного аппарата с проходящим через прорезь стержнем привода закрылка |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7422177B2 (ru) |
| EP (1) | EP1676773B1 (ru) |
| AT (1) | ATE487658T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0600154B1 (ru) |
| CA (1) | CA2531700C (ru) |
| DE (1) | DE602005024658D1 (ru) |
| EA (1) | EA009543B1 (ru) |
| ES (1) | ES2310059B1 (ru) |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7744034B2 (en) * | 2007-07-27 | 2010-06-29 | The Boeing Company | Translating flap drive door |
| GB0800770D0 (en) | 2008-01-17 | 2008-02-27 | Airbus Uk Ltd | Aerofynamic sealing member for aircraft |
| FR2953193B1 (fr) * | 2009-11-30 | 2012-03-16 | Airbus Operations Sas | Aeronef comportant une cloison interne |
| US9688384B1 (en) * | 2012-09-20 | 2017-06-27 | The Boeing Company | Methods and apparatus to control a gap between movable aircraft wing components |
| US10501166B2 (en) | 2012-09-20 | 2019-12-10 | The Boeing Company | Methods and apparatus to control a gap between movable aircraft wing components |
| US9623957B2 (en) * | 2014-08-26 | 2017-04-18 | The Boeing Company | Torque tube door |
| BE1024611B1 (fr) * | 2017-01-24 | 2018-04-24 | Sonaca S.A. | Ensemble pour aeronef comprenant un volet mobile de bord de fuite solidaire d'un arbre d'actionnement traversant une ouverture de fuselage equipee d'un dispositif d'etancheite ameliore |
| US10793252B2 (en) * | 2018-03-30 | 2020-10-06 | The Boeing Company | Apparatus and method for covering an opening in an aircraft |
| WO2021083664A1 (en) * | 2019-10-31 | 2021-05-06 | Airbus Operations Gmbh | Shutter assembly and shutter arrangement for covering a trunnion opening, and high-lift system and aircraft equipped therewith |
| CN112722241B (zh) * | 2021-02-02 | 2024-04-12 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种可伸缩的腹部襟翼 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU67249A1 (ru) * | 1945-04-06 | 1945-11-30 | А.И. Лисичкин | Устройство дл управлени закрылками типа Фаулера |
| US4576347A (en) * | 1984-10-30 | 1986-03-18 | The Boeing Company | Flap torque tube slot seal |
| EP0359481A2 (en) * | 1988-09-09 | 1990-03-21 | British Aerospace Public Limited Company | Fuselage mounted flap drives for wing trailing edge flaps |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2405726A (en) * | 1940-08-14 | 1946-08-13 | Edward F Zap | Airplane wing construction |
| US3031198A (en) * | 1957-05-16 | 1962-04-24 | Raymond A Hudson | Liquid seal for movable members |
| US2984506A (en) * | 1957-07-02 | 1961-05-16 | Remi J Gits Jr | Boot seal |
| GB1144231A (en) * | 1966-07-07 | 1969-03-05 | British Aircraft Corp Ltd | Improvements relating to aircraft having variable sweep-back wings |
| US3486720A (en) * | 1967-12-07 | 1969-12-30 | Boeing Co | Continuous slot forming leading edge slats for cranked wings |
| DE2011345A1 (de) * | 1970-03-10 | 1971-09-23 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Einrichtung zur Abdeckung eines Wandspaltes bei Flugzeugrümpfen oder dgl. |
| US3917194A (en) * | 1971-09-13 | 1975-11-04 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Automatically operating device for sealing a fuselage recess of aircrafts |
| GB1508788A (en) * | 1975-05-03 | 1978-04-26 | Pitcraft Ltd | Electric power supply track |
| US4434959A (en) * | 1981-09-28 | 1984-03-06 | The Boeing Company | Airfoil flap assembly with flap track member |
| WO1984002320A1 (en) * | 1982-12-06 | 1984-06-21 | Boeing Co | Wing trailing edge air dams |
| US5161757A (en) * | 1989-07-31 | 1992-11-10 | The Boeing Company | Extending bent shaft flap drive |
| US5458343A (en) * | 1994-08-11 | 1995-10-17 | General Electric Company | Aircraft engine firewall seal |
| US5839698A (en) * | 1997-10-23 | 1998-11-24 | Northrop Grumman Corporation | Control surface continuous seal |
| US6299108B1 (en) * | 1997-12-12 | 2001-10-09 | Jeffrey V. Lindstrom | Method and apparatus for detecting skew and asymmetry of an airplane flap |
-
2004
- 2004-12-31 ES ES200500028A patent/ES2310059B1/es active Active
-
2005
- 2005-12-28 EP EP05078055A patent/EP1676773B1/en not_active Ceased
- 2005-12-28 AT AT05078055T patent/ATE487658T1/de not_active IP Right Cessation
- 2005-12-28 DE DE602005024658T patent/DE602005024658D1/de active Active
- 2005-12-29 CA CA2531700A patent/CA2531700C/en active Active
- 2005-12-30 EA EA200501933A patent/EA009543B1/ru unknown
- 2005-12-30 US US11/323,291 patent/US7422177B2/en active Active
-
2006
- 2006-01-02 BR BRPI0600154A patent/BRPI0600154B1/pt not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU67249A1 (ru) * | 1945-04-06 | 1945-11-30 | А.И. Лисичкин | Устройство дл управлени закрылками типа Фаулера |
| US4576347A (en) * | 1984-10-30 | 1986-03-18 | The Boeing Company | Flap torque tube slot seal |
| EP0359481A2 (en) * | 1988-09-09 | 1990-03-21 | British Aerospace Public Limited Company | Fuselage mounted flap drives for wing trailing edge flaps |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE602005024658D1 (de) | 2010-12-23 |
| BRPI0600154A (pt) | 2006-09-19 |
| ES2310059B1 (es) | 2009-11-11 |
| EA200501933A2 (ru) | 2006-08-25 |
| EP1676773A1 (en) | 2006-07-05 |
| ES2310059A1 (es) | 2008-12-16 |
| EP1676773B1 (en) | 2010-11-10 |
| US20060145013A1 (en) | 2006-07-06 |
| EA200501933A3 (ru) | 2006-12-29 |
| ATE487658T1 (de) | 2010-11-15 |
| CA2531700A1 (en) | 2006-06-30 |
| US7422177B2 (en) | 2008-09-09 |
| CA2531700C (en) | 2012-01-10 |
| BRPI0600154B1 (pt) | 2018-12-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EA009543B1 (ru) | Уплотнительное устройство для прорези в обтекателе нижней части фюзеляжа летательного аппарата с проходящим через прорезь стержнем привода закрылка | |
| US3740006A (en) | Aircraft cabin outflow valve with torque reduction and noise abatement means | |
| US4471925A (en) | Apparatus for closing an air gap between a flap and an aircraft | |
| US8162257B2 (en) | Nacelle for double flow engine | |
| US20110101733A1 (en) | Vehicle sliding door structure | |
| EP4011762B1 (en) | Aircraft hinge assembly | |
| CN102131705B (zh) | 一种具有可变截面喷嘴的发动机舱 | |
| EP4011761A1 (en) | Aircraft hinge assembly | |
| CN100503296C (zh) | 用于具有活动的车顶部件的汽车车顶的挡风器 | |
| CN105818963A (zh) | 设置在飞机的机翼上的前缘襟翼 | |
| US8757546B2 (en) | Device for shrouding an aircraft nacelle | |
| CN110182371A (zh) | 涡轮喷气发动机及飞行器 | |
| US4427169A (en) | Variable camber flap end seal | |
| US5716025A (en) | Specially configured deflection edge thrust reverser for jet engine | |
| US6234567B1 (en) | Vehicle roof with a roof cutout as well as a wind deflecting profile therefor | |
| EP2338787A1 (en) | Sealing of airflow between a wing and a fuselage | |
| US11584514B2 (en) | Airfoil for flow control including a common inlet/outlet device connected to a porous section | |
| US8186742B2 (en) | Vehicle sliding door structure | |
| GB2036952A (en) | Vehicle ventilation assembly | |
| US12030627B2 (en) | Adaptive structure | |
| US20050151397A1 (en) | Wind deflector and open roof construction provided therewith | |
| CN111071458B (zh) | 旁通涡轮风扇发动机和飞行器 | |
| CN111479997A (zh) | 用于涡轮风扇飞机发动机的可变面积风扇喷嘴 | |
| WO2021151945A1 (en) | A leading edge structure for a flow control system of an aircraft | |
| US9889923B2 (en) | Krueger flap assembly systems and methods |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| TC4A | Change in name of a patent proprietor in a eurasian patent |
Designated state(s): AM AZ BY KZ KG MD TJ TM RU |