ES2348259T5 - Ensamblaje de junta para el uso con spoilers abatibles y otras superficies de control en aviones - Google Patents

Ensamblaje de junta para el uso con spoilers abatibles y otras superficies de control en aviones Download PDF

Info

Publication number
ES2348259T5
ES2348259T5 ES06851632.7T ES06851632T ES2348259T5 ES 2348259 T5 ES2348259 T5 ES 2348259T5 ES 06851632 T ES06851632 T ES 06851632T ES 2348259 T5 ES2348259 T5 ES 2348259T5
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
distal portion
joint member
control surface
aerodynamic profile
fixed
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
ES06851632.7T
Other languages
English (en)
Other versions
ES2348259T3 (es
Inventor
Jan A. Kordel
Seiya Sakurai
Bret A. Bowers
Chris Glassmoyer
Darren B. Williams
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=38647447&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=ES2348259(T5) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of ES2348259T3 publication Critical patent/ES2348259T3/es
Application granted granted Critical
Publication of ES2348259T5 publication Critical patent/ES2348259T5/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/16—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
    • B64C9/18—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing by single flaps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C2009/143—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots comprising independently adjustable elements for closing or opening the slot between the main wing and leading or trailing edge flaps
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/30—Wing lift efficiency
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S277/00—Seal for a joint or juncture
    • Y10S277/916—Seal including vibration dampening feature

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Sealing Devices (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)

Description

5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
55
60
65
DESCRIPCION
Ensamblaje de junta para el uso con spoilers abatibles y otras superficies de control en aviones Campo técnico
La siguiente divulgación se refiere generalmente a juntas para su uso con superficies de control de aviones. En particular, la invención divulgada en este documento se refiere a un ensamblaje y un procedimiento para sellar un espacio entre una superficie de control móvil y una porción de perfil aerodinámico fija en un avión.
Antecedentes
Los aviones de transporte a reacción convencionales incluyen habitualmente superficies de control móviles en los bordes tanto de ataque como de salida del ala. Los dispositivos de borde de ataque comunes incluyen slats y flaps, y los dispositivos de borde de salida comunes incluyen flaps, spoilers y alerones. Los slats, los flaps, y los spoilers se usan habitualmente para el control del avión durante el vuelo lento (por ejemplo, durante el despegue y el aterrizaje), mientras que los alerones proporcionan un control de alabeo durante todas las fases del vuelo.
Los espacios entre las superficies de control del borde de salida y el ala pueden provocar una resistencia aerodinámica que reduzca el rendimiento del avión. En los aviones comerciales, la reducción del rendimiento puede ser equivalente a un aumento significativo del consumo de combustible durante la vida del avión. Un enfoque convencional para sellar estos espacios es instalar una pieza de tela entre el borde de salida del ala y el borde de ataque de la superficie de control.
Un inconveniente de las juntas de tela convencionales, sin embargo, es que el material de tela es en general tan adaptable que tiende a agitarse cuando la superficie de control se mueve con relación al ala. Esta agitación provoca una resistencia aerodinámica que puede reducir el rendimiento del avión. Otro inconveniente de este enfoque es que las juntas de tela convencionales son, por lo general, demasiado flexibles para formar un paso suave entre el ala y la superficie de control en diversas posiciones de la superficie de control. Los pasos bruscos en la superficie del ala también pueden provocar una resistencia aerodinámica no deseada. Un inconveniente adicional de las juntas de tela convencionales es que tienden a desgastarse rápidamente. Como resultado, deben ser inspeccionadas y/o reemplazadas frecuentemente.
El documento US-A-5-222-692 de la técnica anterior divulga un ensamblaje de junta para sellar un espacio entre el extremo trasero del fuselaje de un avión y los flaps externos de una tobera de un motor turborreactor que se monta en el fuselaje. El ensamblaje de junta incluye un anillo portador central que se asegura al motor turborreactor mediante patas de soporte y se extiende tanto hacia delante como hacia atrás desde estas patas. El anillo porta una junta frontal anular hueca que está en contacto con una superficie interna del fuselaje. Una junta trasera hueca anular se divide en segmentos que se fijan, cada uno, a un flap externo. Los segmentos de la junta trasera entran en contacto con una superficie externa trasera del anillo portador.
El documento EP-A-1-516-813 divulga un ensamblaje de un ala, un flap de borde de salida y un spoiler dispuesto entre el borde de salida del ala y el flap. El spoiler tiene una parte telescópica, de manera que cuando se despliega el flap mientras el spoiler está en su posición retraída, la longitud de cuerda del spoiler se puede aumentar para cubrir un espacio entre el flap y el borde de salida del ala.
En el documento EP-A-0-782-955, que se considera la técnica anterior más cercana, se divulga un ensamblaje de un timón de dirección y una aleta del timón de dirección. La aleta es móvil mediante un mecanismo de accionamiento de varilla de empuje que es demasiado grande para caber dentro de los contornos aerodinámicos del timón de dirección y de la aleta del timón de dirección. Se instala un carenado aerodinámico en dos partes para suavizar el flujo de aire sobre la protuberancia, provocado por la varilla de empuje. Una primera parte del carenado se conecta al timón de dirección y una segunda parte del carenado se conecta a la aleta compensadora del timón de dirección. Las partes del carenado tienen una superficie de acoplamiento esférica que se ajusta bien en cada una, habiendo una holgura mínima.
Sumario
La presente invención se refiere, en general, a ensamblajes de junta para su uso con superficies de control móviles en aviones. Tales superficies de control pueden incluir, por ejemplo, spoilers, flaps, alerones, flaperones, timones de profundidad, elevones, timones de dirección, timones de dirección/profundidad, etc. Un ensamblaje de junta de acuerdo con la invención se define en la reivindicación 1. Las realizaciones preferidas de este ensamblaje de junta constituyen la materia objeto de las reivindicaciones dependientes 2 a 7.
La invención también se refiere a un procedimiento para sellar un espacio entre una superficie de control móvil y una porción de perfil aerodinámico fija de un avión. El procedimiento según la invención se define en la reivindicación 8. Los modos preferidos de llevar a cabo este procedimiento constituyen la materia objeto de las reivindicaciones dependientes 9 a 12.
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
55
60
65
Breve descripción de los dibujos
La fig. 1 es una vista isométrica de un avión que tiene un ensamblaje de junta de la superficie de control, configurado de acuerdo con una realización de la invención.
Las figs. 2A-2C son una serie de vistas laterales en sección transversal que ilustran el funcionamiento del ensamblaje de junta de la figura 1, de acuerdo con una realización de la invención.
Las figs. 3A-3C son una serie de vistas laterales aumentadas que ilustran diversos detalles del ensamblaje de junta de las figuras 1-2C.
Descripción detallada
La siguiente divulgación describe procedimientos y sistemas para sellar espacios entre diversos tipos de estructuras móviles y estructuras fijas en los exteriores de los aviones.
Tales espacios pueden incluir, por ejemplo, espacios entre diversos tipos de superficies de control y estructuras adyacentes. En la siguiente descripción se exponen ciertos detalles para proporcionar un completo entendimiento de las diversas realizaciones de la invención. Sin embargo, más adelante no se exponen otros detalles que describen estructuras y sistemas bien conocidos, asociados a menudo con aviones y superficies de control de aviones, para evitar complicar innecesariamente la descripción de las diversas realizaciones de la invención.
Muchos de los detalles, dimensiones, ángulos y otras características mostradas en las figuras son meramente ilustrativos de realizaciones particulares de la invención. Como consecuencia, otras realizaciones pueden tener otros detalles, dimensiones, ángulos y características sin desviarse del ámbito de la presente invención. Asimismo, se pueden emplear realizaciones adicionales de la invención sin varios de los detalles descritos más adelante.
En las figuras, números de referencia idénticos identifican elementos idénticos o, al menos, similares en general. Para facilitar el análisis de cualquier elemento particular, la cifra o cifras más significativas de cualquier número de referencia se refieren a la figura en la que se presenta ese elemento por primera vez. Por ejemplo, el elemento 110 se presenta y analiza por primera vez con referencia a la figura 1.
La figura 1 es una vista isométrica de un avión 100 que tiene un ensamblaje de junta 140 de la superficie de control, configurado de acuerdo con una realización de la invención. En un aspecto de esta realización, el avión 100 incluye un ensamblaje de ala 104 que se extiende hacia fuera desde un fuselaje 102. El ensamblaje de ala 104 incluye una porción de perfil aerodinámico fija 105 que tiene una región de borde de ataque 106 y una región de borde de salida 108. Para facilitar la referencia, la porción de perfil aerodinámico fija 105 se denomina en este documento "porción de ala fija 105". El ensamblaje de ala 104 incluye además una pluralidad de dispositivos de borde de ataque acoplados de forma operativa a la región de borde de ataque 106, y una pluralidad de dispositivos de borde de salida acoplados de forma operativa a la región de borde de salida 108. En la realización ilustrada, los dispositivos de borde de ataque incluyen una pluralidad de flaps 110 del borde de ataque (identificados individualmente como primer flap 110a del borde de ataque y segundo flap 110b del borde de ataque). Los dispositivos de borde de salida de esta realización incluyen una pluralidad de flaps 112 del borde de salida (identificados individualmente como primer flap 112a del borde de salida y segundo flap 112b del borde de salida), una pluralidad de spoilers 114 (identificados individualmente como primer spoiler 114a y segundo spoiler 114b), un flaperón 118 y un alerón 120.
En otro aspecto de esta realización, el avión 100 incluye además un ensamblaje de timón de dirección 123 y un ensamblaje de timón de profundidad 133, situados hacia una porción de popa del fuselaje 102. El ensamblaje de timón de dirección 123 incluye un timón de dirección móvil 122 acoplado de forma operativa a una porción de perfil aerodinámico fija o estabilizador vertical 125. El ensamblaje de timón de profundidad 133 incluye un timón de profundidad móvil 132 acoplado de forma operativa a una porción de perfil aerodinámico fija o estabilizador horizontal 135. En otras realizaciones, el avión 100 puede incluir otras porciones de perfil aerodinámico fijas y otras superficies de control móviles que difieran de las descritas anteriormente.
Las figuras 2A-2C son una serie de vistas en sección transversal, tomadas a lo largo de la línea 2-2 de la figura 1, que muestran el spoiler 114a y el flap 112a en varias posiciones diferentes, correspondientes a diferentes modos de vuelo. La figura 2A, por ejemplo, ilustra el spoiler 114a y el flap 112a en posiciones retraídas para el vuelo de crucero. En este modo, el ensamblaje de junta 140 cubre, o al menos cubre sustancialmente, el espacio entre la porción de ala fija 105 y el spoiler 114a para reducir la resistencia aerodinámica.
En la figura 2B, el spoiler 114a y el flap 112a están abatidos para proporcionar una alta elevación durante el vuelo a baja velocidad (por ejemplo, durante el despegue y el aterrizaje). En este modo, el ensamblaje de junta 140 mantiene la junta entre la porción de ala fija 105 y el spoiler 114a para contribuir a la configuración de baja resistencia/alta elevación del avión 100 (figura 1). Además, como se describe en mayor detalle más abajo, cuando el spoiler 114a está en la posición abatida, el ensamblaje de junta 140 forma un radio amplio que pasa suavemente entre la porción de ala fija 105 y el spoiler 114a. El paso suave es menos conducente a la separación de flujo y la resistencia asociada que resulta de los contornos de superficie con pasos afilados.
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
55
60
65
La figura 2C ilustra el spoiler 114a en una posición hacia arriba para el aerofrenado o la maniobra. El sellado del espacio entre la porción de ala fija 105 y el spoiler 114a es menos importante en estos planes de vuelo puesto que el incremento de resistencia adicional no es perjudicial para el rendimiento del avión. De hecho, la resistencia adicional puede aumentar el efecto de frenado del spoiler 114a. Por este motivo, el ensamblaje de junta 140 forma un espacio entre la porción de ala fija 105 y el spoiler 114a cuando el spoiler 114a está en la posición hacia arriba. Al desacoplarse, el ensamblaje de junta 140 proporciona el beneficio adicional de permitir que el spoiler 114a se mueva hacia arriba rápidamente si se necesita un frenado rápido.
Las figuras 3A-3C son una serie de vistas laterales aumentadas tomadas de las figuras 2A-2C, respectivamente. Con referencia primero a la figura 3A, en un aspecto de esta realización, el ensamblaje de junta 140 incluye un primer miembro de junta 342 y un segundo miembro de junta 352. El primer miembro de junta 342 incluye una primera porción proximal 344 y una primera porción distal 346. La primera porción proximal 344 se conecta fijamente a la región de borde de salida 108 de la porción de ala fija 105, y la primera porción distal 346 se extiende hacia fuera desde la región de borde de salida 108 hacia el spoiler 114a. En la realización ilustrada, la primera porción proximal 344 se conecta fijamente a un miembro de borde de ala 302 con una pluralidad de fijadores retirables 304. En otras realizaciones, sin embargo, la primera porción proximal 344 se puede conectar fijamente al miembro de borde 302 con otros medios que incluyen, por ejemplo, fijadores permanentes, adhesivos, etc.
El segundo miembro de junta 352 incluye una segunda porción proximal 354 y una segunda porción distal 356. En la realización ilustrada, la segunda porción proximal 354 se une de forma adhesiva a una región de borde de ataque 306 del spoiler. En otras realizaciones, sin embargo, la segunda porción proximal 354 se puede conectar fijamente a la región de borde de ataque 306 del spoiler con otros medios que incluyen, por ejemplo, fijadores permanentes, fijadores retirables, etc.
La segunda porción distal 356 del segundo miembro de junta 352 se extiende hacia fuera desde la región de borde de ataque 306 del spoiler y ejerce presión contra la primera porción distal 346 del primer miembro de junta 342. Como se describe en mayor detalle más abajo, la segunda porción distal 356 está en contacto de forma móvil con la primera porción distal 346 cuando el spoiler 114a se mueve con respecto a la porción de ala fija 105. De este modo, el primer miembro de junta 342 y el segundo miembro de junta 352 forman conjuntamente una junta que cubre, al menos parcialmente, el espacio entre el spoiler 114a y la porción de ala fija 105 cuando el spoiler 114a se mueve desde la posición de crucero de la figura 2A hasta la posición abatida de la figura 2B.
El ensamblaje de junta 140 puede incluir además un amortiguador 362 que se extiende entre un soporte 360 del amortiguador y la primera porción distal 346 del primer miembro de junta 342. En la realización ilustrada, un extremo del soporte 360 del amortiguador se intercala entre el primer miembro de junta 342 y el miembro de borde 302, y el otro extremo se extiende hacia fuera hacia el spoiler 114a. El soporte 360 del amortiguador puede estar hecho de diversos tipos de metal, resina reforzada con fibra y/u otros materiales relativamente rígidos adecuados para mantener el amortiguador 362 en su posición.
En la realización ilustrada, el amortiguador 362 está hecho de un material elástico (por ejemplo, un material de caucho sintético como neopreno) que permite que el primer miembro de junta 342 se doble con una mínima resistencia mientras proporciona una amortiguación pasiva a una amplia gama de modos de vibración que pueden estar presentes cuando el spoiler 114a se despliega hacia arriba, tal y como se muestra en la figura 2C. En otras realizaciones, el amortiguador 362 puede estar hecho de otros materiales y puede tener otras configuraciones. Por ejemplo, en otras realizaciones, el amortiguador 362 puede incluir espumas comprimibles, resortes metálicos y/o cilindros hidráulicos. En otras realizaciones más, el amortiguador 362 puede omitirse. Como consecuencia, las diversas realizaciones de la presente invención no están limitadas al sistema de amortiguación particular descrito en la figura 3A.
El primer miembro de junta 342 puede incluir una capa elástica 348 que recubra una capa de base 358. En la realización ilustrada, la capa elástica 348 incluye acero inoxidable con elasticidad suficiente para (1) mantener una presión de resorte contra la segunda porción distal 356 del segundo miembro de junta 352 cuando el spoiler 114a está en la posición de crucero mostrada en la figura 3A, y (2) curvarse hacia dentro y formar un radio amplio cuando el spoiler 114a está abatido en la posición mostrada en la figura 3B. En otras realizaciones, la capa elástica 348 puede incluir otros materiales metálicos y no metálicos de suficiente elasticidad. Tales materiales pueden incluir, por ejemplo, resinas reforzadas con fibra, plásticos, aleaciones de metal de alta resistencia, etc. La capa de base 358 puede estar hecha de caucho, plástico y/u otros materiales adecuados para absorber la vibración del primer miembro de junta 342. En otras realizaciones, sin embargo, la capa de base 358 puede omitirse.
En un aspecto adicional de esta realización, el segundo miembro de junta 352 puede estar formado de un material relativamente duro y/o rígido. Por ejemplo, en la realización ilustrada, el segundo miembro de junta 352 está formado de Delrin® u otro material plástico adecuado que tenga una superficie de contacto achaflanada 364 que se pueda deslizar por la capa elástica 348 del primer miembro de junta 342 cuando el spoiler 114a se mueva con respecto a la porción de ala fija 105. En otras realizaciones, el segundo miembro de junta 352 puede estar hecho de otros materiales que incluyan, por ejemplo, materiales de resina reforzada con fibra y metales.
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
A continuación, con referencia a la figura 3B, esta vista ilustra el funcionamiento del ensamblaje de junta 140 cuando el spoiler 114a está en la posición abatida de la figura 2B. Cuando el spoiler 114a se mueve a esa posición, la superficie de contacto 364 del segundo miembro de junta 352 se desliza a través de la superficie externa de la capa elástica 348 y curva el primer miembro de junta 342 hacia dentro en un radio amplio. Como se abordó anteriormente, el radio amplio reduce la separación de flujo y la resistencia sobre el ensamblaje de junta 140 mientras mantiene una junta entre el spoiler 114a y la porción de ala fija 105. Como se ilustra además en la figura 3B, el amortiguador flexible 362 se ajusta a la posición curvada del primer miembro de junta 342.
A continuación, con referencia a la figura 3C, esta vista ilustra el funcionamiento del ensamblaje de junta 140 cuando el spoiler 114a gira hacia arriba hasta la posición mostrada en la figura 2C. Aquí, el segundo miembro de junta 352 se mueve hacia arriba y se aleja del primer miembro de junta 342 para abrir un espacio entre los dos miembros de junta. Este espacio no es perjudicial para el rendimiento del avión en la configuración del spoiler arriba puesto que la resistencia aerodinámica adicional generada por el espacio aumenta el efecto de frenado deseado. No obstante, cuando el spoiler 114a se despliega hacia arriba, el flujo de aire muy próximo al ensamblaje de junta 140 está en un estado separado que podría sacudir el primer miembro de junta 342 y producir una vibración no deseada. Para contrarrestar esto, el amortiguador 362 está configurado para proporcionar una amortiguación pasiva a una amplia gama de modos de vibración que pueden estar presentes cuando los spoilers se despliegan hacia arriba.
Una característica de la realización del ensamblaje de junta 140 descrita anteriormente con referencia a las figuras 2A-3C es que proporciona un sellado eficaz entre la porción de ala fija 105 y el spoiler 114a cuando el spoiler 114a está en las posiciones de crucero y abatida. Una ventaja de esta característica es que reduce la resistencia (por ejemplo, la resistencia de una protuberancia) cuando el spoiler 114a está en estas posiciones. Otra característica de esta realización es que la capa elástica 348 del primer miembro de junta 342 proporciona una superficie relativamente dura y suave para que el segundo miembro de junta 352 se deslice por encima. Una ventaja de esta característica es que reduce la fricción y proporciona una interconexión de larga duración entre los dos miembros de junta. Otra ventaja de esta característica es que proporciona una superficie relativamente duradera que puede resistir el daño debido al granizo, luz ultravioleta, caídas de herramientas, etc. Ambas de estas ventajas reducen los costes de funcionamiento. Entre las ventajas adicionales de la configuración de junta descrita anteriormente están que es relativamente económica, fácil de instalar, fácil de retirar, visualmente atractiva y muy duradera.
Aunque las figuras 2A-3C ilustran una realización de un ensamblaje de junta configurado de acuerdo con la presente invención, en otras realizaciones, los ensamblajes de junta configurados de acuerdo con la presente invención pueden diferir un tanto de la realización de las figuras 2A-3C. Por ejemplo, en otras realizaciones, se pueden usar ensamblajes de junta similares, al menos en general, en estructura y función del ensamblaje de junta 140 con otros tipos de superficies de control. Por ejemplo, con referencia a la figura 1, en otra realización un ensamblaje de junta similar al ensamblaje de junta 140 se puede usar entre el alerón 120 y la porción de ala fija 105. En otra realización, un ensamblaje de junta similar se puede usar entre el timón de dirección 122 y el estabilizador vertical 125, o entre el timón de profundidad 132 y el estabilizador horizontal 135.
Aunque anteriormente se han indicado ciertos materiales, en otras realizaciones, varias porciones del ensamblaje de junta 140 se pueden crear con otros materiales. Asimismo, aunque el primer miembro de junta 342 se conecta a la porción de ala fija 105 en las realizaciones del ensamblaje de junta 140 descritas anteriormente, en otras realizaciones el primer miembro de junta 342 se puede conectar al spoiler 114a y el segundo miembro de junta 352 se puede conectar a la porción de ala fija 105.
A partir de lo anterior, se apreciará que en el presente documento las realizaciones específicas de la invención se han descrito con fines ilustrativos, pero que se pueden llevar a cabo diversas modificaciones sin desviarse del ámbito de la invención. Por ejemplo, los aspectos de la invención descritos en el contexto de realizaciones particulares se pueden combinar o eliminar en otras realizaciones. Además, aunque las ventajas asociadas con ciertas realizaciones de la invención se han descrito en el contexto de esas realizaciones, otras realizaciones también pueden presentar tales ventajas, y no todas las realizaciones necesitan presentar de manera imprescindible tales ventajas para encontrarse dentro del ámbito de la invención. Como consecuencia, la invención no está limitada, excepto por las reivindicaciones adjuntas.

Claims (13)

  1. 5
    10
    15
    20
    25
    30
    35
    40
    45
    50
    55
    60
    65
    REIVINDICACIONES
    1. Un ensamblaje de junta (140) para el uso con un avión (100), teniendo el avión (100) una superficie de control móvil (114) separada de una porción de perfil aerodinámico fija (105) para definir un espacio entre las mismas, comprendiendo el ensamblaje de junta (140):
    un primer miembro de junta (342) que tiene una primera porción proximal (344) y una primera porción distal (346), en el que la primera porción proximal (344) está configurada para conectarse fijamente a la porción de perfil aerodinámico fija (105), y la primera porción distal (346) está configurada para extenderse hacia fuera desde la porción de perfil aerodinámico fija (105) hacia la superficie de control móvil (114); y
    un segundo miembro de junta (352) que tiene una segunda porción proximal (354) y una segunda porción distal (356), en el que la segunda porción proximal (354) está configurada para conectarse fijamente a la superficie de control móvil (114), y la segunda porción distal (356) está configurada para extenderse hacia fuera desde la superficie de control móvil (114) hacia la porción de perfil aerodinámico fija (105), y en el que la segunda porción distal (356) está configurada para estar en contacto de forma móvil con la primera porción distal (346) del primer miembro de junta (342) hasta cubrir, al menos parcialmente, el espacio entre la porción de perfil aerodinámico fija (105) y la superficie de control móvil (114) a medida que la superficie de control móvil (114) se mueve con respecto a la porción de perfil aerodinámico fija (105); caracterizado por que:
    la segunda porción distal (356) del segundo miembro de junta (352) está configurada para hacer presión contra la primera porción distal (346) del primer miembro de junta (342) y desviar el primer miembro de junta (342) a medida que la superficie de control móvil (114) gira en una primera dirección, y en el que la segunda porción distal (356) está configurada para separarse de la primera porción distal (346) cuando la superficie de control móvil (114) gira en una segunda dirección, opuesta a la primera dirección; y
    la primera porción distal (346) incluye una primera superficie que mira hacia fuera (348) y la segunda porción distal (356) incluye una segunda superficie que mira hacia dentro (364), y en el que la segunda superficie (364) está configurada para deslizarse a través de la primera superficie (348) a medida que la superficie de control móvil (114) se mueve con respecto a la porción de perfil aerodinámico fija (105).
  2. 2. El ensamblaje de junta (140) de la reivindicación 1, en el que la superficie de control móvil incluye un spoiler (114) y la porción de perfil aerodinámico fija incluye una porción de ala fija, en el que la segunda porción distal (356) del segundo miembro de junta (352) está configurada para ejercer presión contra la primera porción distal (346) del primer miembro de junta (342) a medida que el spoiler (114) gira hacia abajo con respecto a la porción de ala fija (105), y en el que la segunda porción distal (356) está configurada para separarse de la primera porción distal (346) cuando el spoiler (114) gira hacia arriba con respecto a la porción de ala fija (105).
  3. 3. El ensamblaje de junta (140) de la reivindicación 1 o 2, en el que la porción distal (346; 356) de uno de los miembros de junta (342; 352) está configurada para ejercer presión contra la porción distal (356; 346) del otro miembro de junta (352; 342) y desviar el otro miembro de junta (352; 342) a medida que la superficie de control móvil (114) se mueve con respecto a la porción de perfil aerodinámico fija (105).
  4. 4. El ensamblaje de junta (140) de cualquiera de las reivindicaciones 1-3, en el que el primer miembro de junta (342) está formado con un material elástico y el segundo miembro de junta (352) está formado con un material rígido distinto del material elástico.
  5. 5. El ensamblaje de junta (140) de cualquiera de las reivindicaciones 1-4, en el que el primer elemento de junta (342) está formado con un metal elástico y el segundo miembro de junta (352) está formado con un plástico rígido.
  6. 6. El ensamblaje de junta (140) de cualquiera de las reivindicaciones 1-5, que comprende además un amortiguador de vibración (362), configurado para estar acoplado de manera operativa a la primera porción distal (346) del primer miembro de junta (342).
  7. 7. El ensamblaje de junta (140) de la reivindicación 6, que comprende además;
    un soporte (360) del amortiguador, configurado para conectarse fijamente a la porción de perfil aerodinámico fija y que porta el amortiguador de vibración (362).
  8. 8. Un procedimiento para sellar un espacio entre una superficie de control móvil (114) y una porción de perfil aerodinámico fija (105) en un avión (100), comprendiendo el procedimiento:
    la conexión fija de una primera porción proximal (344) de un primer miembro de junta (342) a la porción de perfil aerodinámico fija (105), por lo que una primera porción distal (346) del primer miembro de junta (342) se extiende hacia fuera desde la porción de perfil aerodinámico fija (105) hacia la superficie de control móvil (114); la presión contra la primera porción distal (346) del primer miembro de junta (342) con una segunda porción distal (356) de un segundo miembro de junta (352); y
    la conexión fija de una segunda porción proximal (354) del segundo miembro de junta (352) a la superficie de control móvil (114);
    5
    10
    15
    20
    25
    30
    35
    caracterizado por que:
    la segunda porción distal (356) del segundo miembro de junta (352) ejerce presión contra la primera porción distal (346) del primer miembro de junta (342) y desvía el primer miembro de junta (342) a medida que la superficie de control móvil (114) gira en una primera dirección, y en el que la segunda porción distal (356) se separa de la primera porción distal (346) cuando la superficie de control móvil (114) rota en una segunda dirección, opuesta a la primera dirección; y
    la primera porción distal (346) incluye una primera superficie que mira hacia fuera (348) y la segunda porción distal (356) incluye una segunda superficie que mira hacia dentro (364), y en el que la segunda superficie (364) se desliza a través de la primera superficie (348) a medida que la superficie de control móvil (114) se mueve con respecto a la porción de perfil aerodinámico fija (105).
  9. 9. El procedimiento de la reivindicación 8, en el que la conexión fija de una primera porción proximal (344) de un primer miembro de junta (342) a una porción de perfil aerodinámico fija (105) incluye la conexión fija de una pieza de acero inoxidable resiliente a una región de borde de salida (108) de un ala (104).
  10. 10. El procedimiento de la reivindicación 8 o 9, en el que la conexión fija de una segunda porción proximal (354) del segundo miembro de junta (352) a la superficie de control móvil (114) incluye la conexión fija de una pieza de plástico rígida a una región de borde de ataque (306) de un spoiler (114) del ala.
  11. 11. El procedimiento de las reivindicaciones 9 y 10, en el que la presión contra la primera porción distal (346) del primer miembro de junta (342) con una segunda porción distal (356) de un segundo miembro de junta (352) incluye presionar hacia dentro con la pieza de plástico rígida contra el acero inoxidable.
  12. 12. El procedimiento de cualquiera de las reivindicaciones 8-11, que comprende además la conexión de un amortiguador de movimiento (362) a la primera porción distal (346) del primer miembro de junta (342), en particular, mediante:
    la conexión fija de un soporte (360) del amortiguador a la porción de perfil aerodinámico fija (105); y el posicionamiento de un amortiguador de movimiento (362) entre el soporte (360) del amortiguador y la primera porción distal (346) del primer miembro de junta (342).
  13. 13. Un avión (100) que tiene una superficie de control móvil (114) separada de una porción de perfil aerodinámico fija (105) para definir un espacio entre las mismas, teniendo además el avión (100) un sistema (140) para sellar el espacio entre la superficie de control móvil (114) y la porción de perfil aerodinámico fija (105), según cualquiera de las reivindicaciones 1-7.
ES06851632.7T 2005-09-07 2006-08-29 Ensamblaje de junta para el uso con spoilers abatibles y otras superficies de control en aviones Active ES2348259T5 (es)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US220446 2005-09-07
US11/220,446 US7611099B2 (en) 2005-09-07 2005-09-07 Seal assemblies for use with drooped spoilers and other control surfaces on aircraft
PCT/US2006/033812 WO2008054360A2 (en) 2005-09-07 2006-08-29 Seal assemblies for use with drooped spoilers and other control surfaces on aircraft

Publications (2)

Publication Number Publication Date
ES2348259T3 ES2348259T3 (es) 2010-12-02
ES2348259T5 true ES2348259T5 (es) 2018-05-31

Family

ID=38647447

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES06851632.7T Active ES2348259T5 (es) 2005-09-07 2006-08-29 Ensamblaje de junta para el uso con spoilers abatibles y otras superficies de control en aviones

Country Status (6)

Country Link
US (1) US7611099B2 (es)
EP (1) EP1940680B2 (es)
AT (1) ATE473918T1 (es)
DE (1) DE602006015498D1 (es)
ES (1) ES2348259T5 (es)
WO (1) WO2008054360A2 (es)

Families Citing this family (40)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6799739B1 (en) 2003-11-24 2004-10-05 The Boeing Company Aircraft control surface drive system and associated methods
US7494094B2 (en) 2004-09-08 2009-02-24 The Boeing Company Aircraft wing systems for providing differential motion to deployable lift devices
US7338018B2 (en) 2005-02-04 2008-03-04 The Boeing Company Systems and methods for controlling aircraft flaps and spoilers
US7475854B2 (en) 2005-11-21 2009-01-13 The Boeing Company Aircraft trailing edge devices, including devices with non-parallel motion paths, and associated methods
US7708231B2 (en) 2005-11-21 2010-05-04 The Boeing Company Aircraft trailing edge devices, including devices having forwardly positioned hinge lines, and associated methods
US7966808B2 (en) * 2007-04-30 2011-06-28 General Electric Company Baffle seal for gas turbine engine thrust reverser
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
US7954769B2 (en) 2007-12-10 2011-06-07 The Boeing Company Deployable aerodynamic devices with reduced actuator loads, and related systems and methods
US7766282B2 (en) 2007-12-11 2010-08-03 The Boeing Company Trailing edge device catchers and associated systems and methods
GB0800770D0 (en) * 2008-01-17 2008-02-27 Airbus Uk Ltd Aerofynamic sealing member for aircraft
GB0803692D0 (en) * 2008-02-29 2008-04-09 Airbus Uk Ltd Fitting for pivotally connecting aerodynamic control element to aircraft structure
GB0908370D0 (en) * 2009-05-15 2009-06-24 Airbus Uk Ltd A hinge sealing element and an assembly including said element
GB0908751D0 (en) * 2009-05-21 2009-07-01 Airbus Uk Ltd Slot seal
GB0911012D0 (en) * 2009-06-25 2009-08-12 Airbus Operations Ltd Cross-bleed dam
US8382045B2 (en) 2009-07-21 2013-02-26 The Boeing Company Shape-changing control surface
GB0913913D0 (en) * 2009-08-10 2009-09-16 Airbus Operations Ltd Pinned lug joint
US9052016B2 (en) * 2011-10-24 2015-06-09 United Technologies Corporation Variable width gap seal
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
US9618118B2 (en) 2013-05-23 2017-04-11 Alaska Airlines, Inc. Air seal assembly for aircraft flap seal
US9452819B2 (en) 2014-03-24 2016-09-27 The Boeing Company Flight control surface seal
US9623957B2 (en) * 2014-08-26 2017-04-18 The Boeing Company Torque tube door
US10562619B2 (en) * 2015-01-07 2020-02-18 Sikorsky Aircraft Corporation Main rotor trim tab retention system, an aircraft employing same and a method of replacing a trim tab assembly from blade housing
GB2545431A (en) * 2015-12-15 2017-06-21 Airbus Operations Ltd Seal
US10017239B2 (en) 2015-12-18 2018-07-10 Northrop Grumman Systems Corporation Dynamic conformal aerodynamic seal (CAS) for aircraft control surfaces
GB201522486D0 (en) * 2015-12-21 2016-02-03 Airbus Operations Ltd Seal assembly
CN107226194B (zh) * 2016-03-23 2022-04-05 空中客车简化股份公司 密封装置以及相关联的飞行控制面机构和飞行器
EP3315399B1 (en) * 2016-10-28 2020-06-10 Airbus Operations GmbH Aircraft wing having high lift body and flexible gap sealing
CN108146616B (zh) * 2016-12-02 2020-11-13 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种全金属变厚度的舵面封严结构
CN108609158B (zh) * 2016-12-12 2020-10-20 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种无源随动封严结构
EP3339163A1 (en) * 2016-12-22 2018-06-27 Airbus Operations GmbH Wing for an aircraft
US10766602B2 (en) * 2017-11-01 2020-09-08 The Boeing Company Mechanical droop for spoiler operation
US10633078B2 (en) * 2017-12-07 2020-04-28 The Boeing Company Pre-deformed aircraft spoilers and droop panels designed to seal with flap in deflected state
GB201721568D0 (en) * 2017-12-21 2018-02-07 Airbus Operations Ltd A seal plate for an aerodynamic surface
US11001371B2 (en) * 2018-08-07 2021-05-11 The Boeing Company Hydraulic droop control for aircraft wing
US10926865B2 (en) * 2018-12-11 2021-02-23 The Boeing Company Spoiler with releasable portion
US11459091B2 (en) 2018-12-20 2022-10-04 Bombardier Inc. System and method for controlling aircraft flight control surfaces
US11111003B2 (en) 2019-05-17 2021-09-07 The Boeing Company Aeroseal and method of forming the same
CN110775251B (zh) * 2019-12-12 2023-12-08 中航贵州飞机有限责任公司 一种维持机翼动翼面与固定翼面运动间隙的方法
EP3904203A1 (en) * 2020-04-29 2021-11-03 Airbus Operations, S.L. Trailing edge for a composite lifting surface

Family Cites Families (174)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2563453A (en) 1951-08-07 Device fob controlling the trailing
US554847A (en) * 1896-02-18 Press
US1770575A (en) 1927-12-03 1930-07-15 Ksoll Joseph Aeroplane with supporting surface subdivided by gaps
US2086085A (en) 1935-05-14 1937-07-06 Handley Page Ltd Aircraft control gear
US2347230A (en) * 1938-12-16 1944-04-25 Daniel R Zuck Airplane with nonstalling and glide angle control characteristics
US2289704A (en) * 1940-02-26 1942-07-14 Charles H Grant Aircraft wing
US2422296A (en) 1941-08-22 1947-06-17 Curtiss Wright Corp Slat and flap control system
US2421694A (en) 1942-07-02 1947-06-03 Lockheed Aircraft Corp Airplane control surface
US2458900A (en) * 1942-08-10 1949-01-11 Curtiss Wright Corp Flap operating means
US2403770A (en) † 1942-11-04 1946-07-09 Glenn L Martin Co Aileron
US2387492A (en) 1943-03-22 1945-10-23 Curtiss Wright Corp Hydraulically operated split flap
US2444293A (en) 1943-06-18 1948-06-29 Curtiss Wright Corp Gap seal for flaps
US2504684A (en) * 1946-01-30 1950-04-18 Goodrich Co B F Extensible structure for varying the configuration of an aircraft surface
US2665084A (en) * 1949-11-14 1954-01-05 Northrop Aircraft Inc Flap actuator and control system
US2665085A (en) * 1950-06-13 1954-01-05 Blackburn & Gen Aircraft Ltd Selective dual aileron control for aircraft
US2702676A (en) * 1952-04-26 1955-02-22 Chance Vought Aircraft Inc Slat mechanism for airplanes with sweptback wings
US2652812A (en) 1952-05-13 1953-09-22 Gen Electric Combined manual and automatic hydraulic servomotor apparatus
US2877968A (en) * 1954-10-28 1959-03-17 Gen Electric Combined manual and automatic servomotor apparatus
US2864239A (en) 1956-10-04 1958-12-16 Sperry Rand Corp Electro-hydraulic servo system for steering dirigible craft
US2990144A (en) 1956-11-05 1961-06-27 Gen Electric Integrated hydraulic power actuator
US2990145A (en) 1956-11-05 1961-06-27 Gen Electric Integrated hydraulic power actuator
US2920844A (en) * 1957-04-12 1960-01-12 North American Aviation Inc Aircraft boundary-layer control system
US2891740A (en) 1957-06-27 1959-06-23 John P Campbell External-flow jet flap
US2892312A (en) 1958-01-27 1959-06-30 Deere & Co Demand compensated hydraulic system
US3013748A (en) 1959-03-11 1961-12-19 Douglas Aircraft Co Inc Aircraft flap supporting and operating mechanism
US3112089A (en) 1960-10-12 1963-11-26 Dornier Werke Gmbh Airplane wing flaps
US3102607A (en) 1960-12-19 1963-09-03 Charles E Roberts Carrier system for transport and delivery along a trackway
US3375998A (en) * 1962-04-16 1968-04-02 Alberto Alvarez Calderon Leading edge flap and apparatus thereof
US3166271A (en) * 1962-08-20 1965-01-19 Daniel R Zuck Airplane having non-stalling wings and wing-mounted propellers
US3236946A (en) * 1963-03-15 1966-02-22 Motorola Inc Transistor noise gate with noise cancellation by collector to base signal conductor
US3136504A (en) 1963-07-02 1964-06-09 William F Carr Electrical primary flight control system
US3243126A (en) * 1963-09-18 1966-03-29 United Aircraft Corp Variable area exhaust nozzle
GB1083267A (en) 1964-12-11 1967-09-13 Power Jets Res & Dev Ltd Flap systems for aircraft
US3362659A (en) * 1965-07-06 1968-01-09 Razak Charles Kenneth Method and apparatus for landing jet aircraft
US3423858A (en) * 1967-01-10 1969-01-28 Speno International Automatic control system for railway work apparatus
FR1523404A (fr) * 1967-03-22 1968-05-03 Sud Aviation Perfectionnement aux raccordements entre fuselage et voilure d'un aérodyne
GB1227316A (es) 1967-05-16 1971-04-07
US3504870A (en) * 1967-12-08 1970-04-07 Boeing Co Aircraft wing variable camber leading edge flap
US3556439A (en) * 1968-11-22 1971-01-19 Boeing Co Methods and high lift systems for making an aircraft wing more efficient for takeoffs and landings
FR1601027A (es) * 1968-12-30 1970-08-03
FR2064681A5 (es) * 1969-10-13 1971-07-23 Onera (Off Nat Aerospatiale)
DE1962956C3 (de) 1969-12-16 1975-09-04 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen Einrichtung zum Ab- und Umlenken des Strahls von Schub- und Hubgebläsen
US3653611A (en) * 1970-03-24 1972-04-04 Mason Trupp Slotted delta wing aircraft
US3704843A (en) 1970-06-11 1972-12-05 Mc Donnell Douglas Corp Aircraft control system
US3655149A (en) * 1970-09-25 1972-04-11 Lockheed Aircraft Corp Flap actuating mechanism
US3711039A (en) * 1970-10-26 1973-01-16 Boeing Co Pneumatic leading edge flap for an aircraft wing
US3743219A (en) 1971-06-30 1973-07-03 Boeing Co High lift leading edge device
GB1404762A (en) * 1971-10-07 1975-09-03 Lucas Industries Ltd Electro-hydraulic actuating systems for aircraft control surfaces
US3767140A (en) 1971-11-03 1973-10-23 Mc Donnell Douglas Corp Airplane flaps
GB1417606A (en) * 1972-02-24 1975-12-10 Daikin Ind Ltd Fluid controlling apparatus
US3804267A (en) * 1972-04-03 1974-04-16 Sperry Rand Corp Bale wagon
US3790106A (en) * 1973-01-24 1974-02-05 J Morris Flap system
US3831886A (en) 1973-01-26 1974-08-27 Lockheed Aircraft Corp Airfoil with extendible and retractable leading edge
US3837601A (en) 1973-03-09 1974-09-24 Boeing Co Aerodynamic slot closing mechanism
US3827658A (en) 1973-04-05 1974-08-06 Lockheed Aircraft Corp Actuating means for a vane
US3836099A (en) 1973-09-28 1974-09-17 Us Navy Airfoil camber change system
US3862730A (en) * 1973-10-23 1975-01-28 United Aircraft Corp Fas actuation system
FR2249804B1 (es) * 1973-11-06 1976-10-01 Aerospatiale
US3910530A (en) 1973-11-07 1975-10-07 Boeing Co Leading edge flap
US3994451A (en) 1974-03-28 1976-11-30 The Boeing Company Variable camber airfoil
US3874617A (en) * 1974-07-17 1975-04-01 Mc Donnell Douglas Corp Stol flaps
US3954231A (en) 1974-09-09 1976-05-04 Fraser Norman T L Control system for forward wing aircraft
US3941341A (en) * 1974-12-13 1976-03-02 Brogdon Jr Glenn F Quick-release roller attachment for supporting a rope or hose and the like on an aerial ladder
US3992979A (en) 1974-12-20 1976-11-23 Joseph Lucas (Industries) Limited Hydraulic actuating arrangements
US4248395A (en) * 1975-03-24 1981-02-03 The Boeing Company Airplane wing trailing-edge flap-mounting mechanism
US3941334A (en) * 1975-03-28 1976-03-02 The Boeing Company Variable camber airfoil
US4074878A (en) 1975-06-23 1978-02-21 Sherman Irving R Programmed flap system for an aircraft having wings
US4015787A (en) * 1975-11-17 1977-04-05 Fairchild Industries Inc. Aircraft wing
US4011888A (en) * 1976-03-12 1977-03-15 Elevator Equipment Co. Unitary elevator up level control valve
US4120470A (en) 1976-09-28 1978-10-17 The Boeing Company Efficient trailing edge system for an aircraft wing
GB1596642A (en) 1977-04-06 1981-08-26 British Aerospace Aircraft wings
DE2725632C2 (de) * 1977-06-07 1982-11-11 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Querruder und Landeklappenantrieb für ein FLugzeug
US4131253A (en) 1977-07-21 1978-12-26 The Boeing Company Variable camber trailing edge for airfoil
US4171787A (en) 1977-07-21 1979-10-23 Zapel Edwin J Variable camber leading edge for airfoil
US4146200A (en) * 1977-09-14 1979-03-27 Northrop Corporation Auxiliary flaperon control for aircraft
US4189120A (en) * 1977-12-14 1980-02-19 Boeing Commercial Airplane Company Variable camber leading edge flap
US4189121A (en) * 1978-01-23 1980-02-19 Boeing Commercial Airplane Company Variable twist leading edge flap
FR2427499A1 (fr) 1978-06-01 1979-12-28 Sarrazin Applic Hydr Dispositif de commande integre pour circuit de fluide, et ses applications
US4189122A (en) * 1978-07-21 1980-02-19 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Wide angle gimbal system
US4275942A (en) 1978-12-26 1981-06-30 The Boeing Company Stowage bin mechanism
US4293110A (en) 1979-03-08 1981-10-06 The Boeing Company Leading edge vortex flap for wings
US4262868A (en) * 1979-05-29 1981-04-21 The Boeing Company Three-position variable camber flap
US4285482A (en) 1979-08-10 1981-08-25 The Boeing Company Wing leading edge high lift device
US4312486A (en) * 1979-09-20 1982-01-26 The Boeing Company Variable camber trailing edge for airfoil
US4461449A (en) 1980-05-01 1984-07-24 The Boeing Company Integral hydraulic blocking and relief valve
US4351502A (en) 1980-05-21 1982-09-28 The Boeing Company Continuous skin, variable camber airfoil edge actuating mechanism
US4353517A (en) 1980-10-07 1982-10-12 The Boeing Company Flap assembly for aircraft wing
FR2492337A1 (fr) 1980-10-16 1982-04-23 Aerospatiale Aile d'aeronef pourvue d'un systeme hypersustentateur dans son bord d'attaque et aeronef comportant une telle aile
SE444350B (sv) * 1981-02-10 1986-04-07 Dustcontrol Ab Sidokanalpump med oppet lophjul
US4368937A (en) * 1981-02-17 1983-01-18 The Boeing Company Overhead stowage bin mechanism
US4498646A (en) * 1981-07-01 1985-02-12 Dornier Gmbh Wing for short take-off and landing aircraft
US4485992A (en) 1981-09-10 1984-12-04 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Leading edge flap system for aircraft control augmentation
US4427168A (en) * 1981-09-29 1984-01-24 The Boeing Company Variable camber leading edge mechanism with Krueger flap
US4471927A (en) * 1981-09-29 1984-09-18 The Boeing Company Trailing edge flap assembly
DE3140350C2 (de) 1981-10-10 1987-02-05 Dornier Gmbh, 7990 Friedrichshafen Profile, insbesondere Tragflügelprofile für Luftfahrzeuge
US4444368A (en) * 1981-10-30 1984-04-24 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Slotted variable camber flap
US4470569A (en) 1981-12-28 1984-09-11 Mcdonnell Douglas Corporation Locking, redundant slat drive mechanism
US4700911A (en) 1982-02-09 1987-10-20 Dornier Gmbh Transverse driving bodies, particularly airplane wings
US4441675A (en) * 1982-06-25 1984-04-10 Mcdonnell Douglas Corporation High lift surface actuation system
US4575030A (en) * 1982-09-13 1986-03-11 The Boeing Company Laminar flow control airfoil
US4496121A (en) * 1982-09-21 1985-01-29 The Boeing Company Control surface lock for flutter constraint
SE434762B (sv) 1982-11-29 1984-08-13 Ingemanssons Ingenjorsbyra Ab Tetningsanordning vid troskellos dorr
US4712752A (en) 1982-12-06 1987-12-15 The Boeing Company Wing trailing edge air dam
EP0128898B1 (en) * 1982-12-06 1987-06-24 The Boeing Company Wing trailing edge air dams
US4475702A (en) 1982-12-28 1984-10-09 The Boeing Company Variable camber leading edge assembly for an airfoil
US4706913A (en) 1982-12-28 1987-11-17 The Boeing Company Variable camber leading edge assembly for an airfoil
US4533096A (en) 1982-12-30 1985-08-06 The Boeing Company High lift system control assembly
US4729528A (en) * 1983-02-28 1988-03-08 Northrop Corporation Aeroelastic control flap
FR2555960B1 (fr) * 1983-12-06 1986-09-19 Aerospatiale Aile d'aeronef en fleche pourvue d'un systeme hypersustentateur et d'un mat de suspension de moteur, ainsi que mat de suspension de moteur pour une telle aile
US4575099A (en) * 1984-01-27 1986-03-11 General Electric Company High excursion seal with flexible membrane to prevent gas leakage through hinge
US4899284A (en) * 1984-09-27 1990-02-06 The Boeing Company Wing lift/drag optimizing system
US4576347A (en) * 1984-10-30 1986-03-18 The Boeing Company Flap torque tube slot seal
US4702441A (en) 1984-12-31 1987-10-27 The Boeing Company Aircraft wing stall control device and method
US5082207A (en) * 1985-02-04 1992-01-21 Rockwell International Corporation Active flexible wing aircraft control system
US4669687A (en) 1985-03-06 1987-06-02 The Boeing Company Airfoil flap member with flap track member
EP0218021B1 (de) * 1985-08-29 1988-06-08 Messerschmitt-Bölkow-Blohm Gesellschaft mit beschränkter Haftung Klappenanordnung für einen Flugzeugtragflügel
DE3530865A1 (de) * 1985-08-29 1987-03-12 Messerschmitt Boelkow Blohm Antriebs- und fuehrungsvorrichtung fuer ein an einem flugzeugtragfluegel angeordnetes klappensystem
US4796192A (en) * 1985-11-04 1989-01-03 The Boeing Company Maneuver load alleviation system
US4650140A (en) * 1985-12-30 1987-03-17 The Boeing Company Wind edge movable airfoil having variable camber
US4717097A (en) * 1986-03-03 1988-01-05 The Boeing Company Aircraft wings with aileron-supported ground speed spoilers and trailing edge flaps
DE3620886A1 (de) 1986-06-21 1988-01-14 Messerschmitt Boelkow Blohm Antriebseinrichtung mit variablem drehmoment-begrenzungssystem
US4784355A (en) 1986-11-10 1988-11-15 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Flap system for short takeoff and landing aircraft
US5100082A (en) * 1987-09-17 1992-03-31 The Boeing Company Hydraulic power supplies
US5074495A (en) 1987-12-29 1991-12-24 The Boeing Company Load-adaptive hybrid actuator system and method for actuating control surfaces
US4823836A (en) * 1988-05-31 1989-04-25 Lothar Bachmann Dampers with leaf spring seals
US5046688A (en) 1988-10-28 1991-09-10 The Boeing Company Wing major assembly jig
US5050081A (en) 1988-11-14 1991-09-17 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method and system for monitoring and displaying engine performance parameters
US4962902A (en) * 1989-03-20 1990-10-16 The Boeing Company Aircraft control surface linkage
GB8919057D0 (en) † 1989-08-22 1989-10-04 British Aerospace Fairing arrangements for aircraft
US5082208A (en) * 1989-09-29 1992-01-21 The Boeing Company System and method for controlling an aircraft flight control member
US5094412A (en) * 1989-10-13 1992-03-10 Bell Helicopter Textron Inc. Flaperon system for tilt rotor wings
US5088665A (en) * 1989-10-31 1992-02-18 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Serrated trailing edges for improving lift and drag characteristics of lifting surfaces
US5098043A (en) * 1990-02-27 1992-03-24 Grumman Aerospace Corporation Integrated power hinge actuator
US5094411A (en) * 1990-10-19 1992-03-10 Vigyan, Inc. Control configured vortex flaps
US5203619A (en) * 1990-11-07 1993-04-20 Intermetro Industries Corporation Storage system including a vertically retractable storage unit
FR2670177B1 (fr) * 1990-12-05 1993-01-22 Snecma Joint d'etancheite entre l'arriere du fuselage d'un avion et les volets exterieurs de son turboreacteur.
US5280863A (en) * 1991-11-20 1994-01-25 Hugh Schmittle Lockable free wing aircraft
US5493497A (en) * 1992-06-03 1996-02-20 The Boeing Company Multiaxis redundant fly-by-wire primary flight control system
US5282591A (en) * 1992-12-21 1994-02-01 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Active vortex control for a high performance wing
FR2709110B1 (fr) * 1993-08-20 1995-11-10 Lucas Air Equipement Dispositif de servocommande d'un organe de commande de vol d'aéronef.
US5388788A (en) * 1993-12-16 1995-02-14 The Boeing Company Hinge fairings for control surfaces
FR2728535A1 (fr) † 1994-12-26 1996-06-28 Aerospatiale Aerofrein a fente variable pour voilure d'aeronef
US5609020A (en) * 1995-05-15 1997-03-11 The Boeing Company Thrust reverser synchronization shaft lock
US5711496A (en) * 1995-06-30 1998-01-27 Nusbaum; Steve R. STOL aircraft and wing slat actuating mechanism for same
US5915653A (en) * 1996-01-02 1999-06-29 The Boeing Company Spherical mating fairings for hingeline applications
US5875998A (en) * 1996-02-05 1999-03-02 Daimler-Benz Aerospace Airbus Gmbh Method and apparatus for optimizing the aerodynamic effect of an airfoil
JPH11509804A (ja) * 1996-04-13 1999-08-31 マイケル クレイグ ブロードベント 可変キャンバーウイング機構
JP3638745B2 (ja) * 1997-02-07 2005-04-13 富士重工業株式会社 ロータリスポイラ付ロータブレード
GB2323576B (en) † 1997-03-26 2001-08-22 British Aerospace Fairing arrangements for aircraft
US6209824B1 (en) * 1997-09-17 2001-04-03 The Boeing Company Control surface for an aircraft
US7051982B1 (en) * 1998-03-27 2006-05-30 Bae Systems Plc Fairing arrangements for aircraft
GB9823599D0 (en) * 1998-10-28 1998-12-23 Lucas Ind Plc Brake assembly
US6189837B1 (en) * 1998-10-29 2001-02-20 The Boeing Company Auxiliary spoiler retract system
US6173924B1 (en) * 1999-06-15 2001-01-16 Northrop Grumman Corporation Low density flexible edge transition
DE10018389C2 (de) * 2000-04-13 2003-12-18 Airbus Gmbh Vorrichtung sowie Verfahren zur Reduzierung von Nachlaufwirbeln hinter Flugzeugen im Landeanflug
DE10019187C1 (de) * 2000-04-17 2002-01-03 Airbus Gmbh Drucksteuerung für einen Verdrängungskörper
US6870490B2 (en) * 2001-08-23 2005-03-22 Honeywell International Inc. Display of altitude and path capture trajectories
GB0127254D0 (en) * 2001-11-13 2002-01-02 Lucas Industries Ltd Aircraft flight surface control system
US6601801B1 (en) * 2002-04-24 2003-08-05 The Boeing Company Gapped trailing-edge control surface for an airfoil
FR2840877B1 (fr) * 2002-06-13 2004-08-06 Airbus France Dispositif d'articulation d'un volet sur une surface aerodynamique d'aeronef
US6698523B2 (en) * 2002-07-02 2004-03-02 Husco International, Inc. Electrohydraulic control system for implement lift cylinders
US7258308B2 (en) * 2002-07-02 2007-08-21 The Boeing Company Method and apparatus for controlling airflow with a gapped trailing edge device having a flexible flow surface
US20040059474A1 (en) * 2002-09-20 2004-03-25 Boorman Daniel J. Apparatuses and methods for displaying autoflight information
US6827311B2 (en) * 2003-04-07 2004-12-07 Honeywell International, Inc. Flight control actuation system
FR2855559B1 (fr) * 2003-05-27 2005-07-15 Snecma Moteurs Systeme d'etancheite du flux secondaire a l'entree d'une tuyere d'une turbomachine avec chambre de post-combustion
US6843452B1 (en) * 2003-06-17 2005-01-18 The Boeing Company Variable trailing edge geometry and spanload control
FR2859976B1 (fr) * 2003-09-22 2006-12-08 Airbus France Aile d'aeronef comportant au moins un volet deporteur et volet deporteur pour ladite aile
US7188007B2 (en) * 2003-12-24 2007-03-06 The Boeing Company Apparatuses and methods for displaying and receiving tactical and strategic flight guidance information
US7177731B2 (en) * 2004-03-10 2007-02-13 The Boeing Company Systems and methods for handling aircraft information received from an off-board source
US7007889B2 (en) * 2004-06-15 2006-03-07 Richard Charron Flexible airfoils and method
DE102004040313B4 (de) * 2004-08-19 2008-02-21 Airbus Deutschland Gmbh System zum Einstellen der spannweitigen Lastverteilung eines Tragflügels
ES2277716B1 (es) * 2004-12-31 2008-05-16 Airbus España, S.L. Tapa reforzada para ranuras en un contorno aerodinamico.
US7721999B2 (en) * 2005-05-20 2010-05-25 The Boeing Company Aerospace vehicle fairing systems and associated methods
US7500641B2 (en) * 2005-08-10 2009-03-10 The Boeing Company Aerospace vehicle flow body systems and associated methods

Also Published As

Publication number Publication date
DE602006015498D1 (de) 2010-08-26
EP1940680A2 (en) 2008-07-09
ES2348259T3 (es) 2010-12-02
WO2008054360A2 (en) 2008-05-08
EP1940680B2 (en) 2018-02-28
US7611099B2 (en) 2009-11-03
EP1940680B1 (en) 2010-07-14
ATE473918T1 (de) 2010-07-15
WO2008054360A3 (en) 2008-07-03
US20070252040A1 (en) 2007-11-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2348259T5 (es) Ensamblaje de junta para el uso con spoilers abatibles y otras superficies de control en aviones
US7866610B2 (en) Telescoping wing and airfoil control mechanism
US10654557B2 (en) Morphing skin for an aircraft
EP3176075B1 (en) Aircraft wing assembly comprising a wing fairing drive assembly
ES2793315T3 (es) Sello
JP2009519159A (ja) 民間航空機用方向舵
ES2395200T3 (es) Dispositivo de frenado aerodinámico para aeronave
US11427303B2 (en) Noise abatement systems for retractable leading edge wing slats of an aircraft wing assembly
EP3676172B1 (en) Retractable leading edge wing slats having autonomously curvable airflow shield for noise-abatement
CN102015444B (zh) 具有固定和可运动部分的航行器整流片整流装置和相关系统及方法
EP4026769B1 (en) Landing gear door system for a landing gear compartment
EP3750796B1 (en) Wing assembly with slats and aircraft
EP3112259B1 (en) Krueger flap assembly systems and methods
US11807375B2 (en) Aircraft nacelle comprising a seal system with a spring for a cap of said nacelle
BR102019004885A2 (pt) Sistema de suporte auxiliar para um flap de uma asa de aeronave
CN117184409A (zh) 一种用于飞机的襟翼之间的密封结构
BR102019004885B1 (pt) Sistema de suporte auxiliar para um flap acoplado a uma asa de aeronave, aeronave, e conjunto de acionamento de flap