KR20120091296A - 복합 동작 구조물 - Google Patents

복합 동작 구조물 Download PDF

Info

Publication number
KR20120091296A
KR20120091296A KR1020127014532A KR20127014532A KR20120091296A KR 20120091296 A KR20120091296 A KR 20120091296A KR 1020127014532 A KR1020127014532 A KR 1020127014532A KR 20127014532 A KR20127014532 A KR 20127014532A KR 20120091296 A KR20120091296 A KR 20120091296A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
arm
pivot
aerofoil
hinge
hinge connection
Prior art date
Application number
KR1020127014532A
Other languages
English (en)
Inventor
존 맥머레이 클라크
Original Assignee
존 맥머레이 클라크
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
Application filed by 존 맥머레이 클라크 filed Critical 존 맥머레이 클라크
Publication of KR20120091296A publication Critical patent/KR20120091296A/ko

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16HGEARING
    • F16H21/00Gearings comprising primarily only links or levers, with or without slides
    • F16H21/02Gearings comprising primarily only links or levers, with or without slides the movements of two or more independently-moving members being combined into a single movement
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/02Mounting or supporting thereof
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00Wings
    • B64C3/38Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/44Varying camber
    • B64C3/50Varying camber by leading or trailing edge flaps
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/04Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders with compound dependent movements
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/16Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/16Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
    • B64C9/18Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing by single flaps
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/22Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
    • B64C9/24Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing by single flap
    • YGENERAL 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
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40Weight reduction
    • YGENERAL 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
    • Y10TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10TTECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T74/00Machine element or mechanism
    • Y10T74/18Mechanical movements
    • Y10T74/18856Oscillating to oscillating

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Air-Flow Control Members (AREA)
  • Manipulator (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Tires In General (AREA)

Abstract

두 개의 표면들을 연결하기 위한 복합 동작 구조물(3)은 제1 힌지 연결부(13)를 통하여 선회가능하게 함께 연결되는 제1 아암(5) 및 제2 아암(7)을 포함하며, 제1 표면(35)은 제2 힌지 연결부를 통하여 제1 아암의 반대편 단부에 연결되고, 제2 표면(39)은 제3 힌지 연결부를 통하여 제2 아암의 반대편 단부에 연결되며, 제1 아암(5)과 제2 아암(7)은 하나의 표면 또는 두 개의 표면 모두의 복합 동작응 유발하도록 이동가능하다.

Description

복합 동작 구조물{A COMPOUND MOTION STRUCTURE}
본 발명은 복합 동작 유발 및 지지 구조물에 관한 것이다. 본 발명은 두 표면이 상대적으로 지지되고 서로 간에 유발되는 상대적인 복합 동작을 하는 것이 요구되는 모든 분야에 적용할 수 있다. 본 발명은 날개 플랩(양력 장치)을 전개하기 위하여 항공기에 사용하는 것 등에 관한 것이다. 또한 본 발명의 실시 형태들은 항공기 시뮬레이터, 태양 전지판, 로봇 및 유사한 분야에서도 적용할 수 있다.
항공 기술 분야에서, 파울러 플랩(Fowler flap)과 같은 날개 플랩은 복잡한 시스템들을 사용하여 전개된다. 일반적으로, 이러한 시스템들은 플랩을 지지하는 커다란 지지 기구를 구비하고 있으므로 전기 또는 유압 모터와 같은 모터에 의해서나 혹은 케이블과 같은 기타 수단에 의해 작동될 때 플랩이 확장 및/또는 수축될 수 있다. 공지된 기구는 주 날개의 높이 프로파일 공간보다 큰 물리적 높이 공간을 점유한다. 따라서, 이러한 경우에 지지 기구의 일부가 날개의 밑으로 확장된다. 결국, 이로 인해 항공기의 공기역학적인 성능을 향상시키기 위해 지지 기구의 일부 위에 페어링(fairing)을 구비시키는 것이 필요하게 된다. 효율적으로 설계되더라도 페어링은 현저하게 기생 항력(parasitic drag)에 기여한다는 것이 알려져 있다.
주지해야 할 점으로는 페어링에 의해 야기되는 기생 항력은 온실 가스 배출을 현저하게 증가시키기도 하는데, 그 이유는 항공기 엔진이 기생 항력 문제를 극복하기 위하여 추가적인 동력을 사용해야 하기 때문인데, 그 추가적인 동력은 페어링에 의해 야기되는 기생 항력이 없었다면 정상 운항에 소요되는 것이다. 일반적으로 이것은 또한, 페어링에 의해 야기되는 기생 항력을 제거시킬 수 있는 양보다 더 많은 적재량의 연료를 항공기가 싣고 다녀야 한다는 것을 의미한다. 따라서, 기생 항력을 극복하기 위하여 추가의 연료가 제공되어야 할 뿐만 아니라 실제로 기생 항력을 극복하기 위하여 싣고 다녀야 하는 추가적인 연료 무게를 갖는 항공기를 추진할 수 있도록 하는 추가 연료가 또한 필요하다. 결국 기생 항력이 없는 경우에 비해 온실 가스 배출 및 탄소 배출량이 많아 진다.
항공기 플랩을 위한 지지 구조물에 관한 다수의 종래기술의 특허 문헌이 있다.
1. 카를로스 파에즈(Carlos Paez)에 의해 발명의 명칭 "기류 방향 파울러 플랩 전개를 위한 기구(MECHANISM FOR STREAMWISE FOWLER FLAP DEPLOYMENT)"으로 출원되어 1998. 6. 4일 공개된 국제특허공개 WO/1998/023483호.
2. 프랭클린 제랄드(Franklin Gerald)에 의해 발명의 명칭 "날개 뒷전 플랩을 위한 접힘 트러스 기구(FOLDING TRUSS MECHANISM FOR TRAILING EDGE FLAPS)"으로 출원되어 1994. 4. 12일 공개된 국제특허공개 WO/1984/001343호.
3. 폭스(Fox) 등에 의해 발명의 명칭 "간극을 둔 강성의 크루거 플랩용 링크 기구, 관련 시스템 및 방법(LINK MECHANISMS FOR GAPPED RIGID KRUEGER FLAPS, AND ASSOSIATED SYSTEMS AND METHODS)"으로 출원되어 2008. 5. 2일 공개된 국제특허공개 WO/2008/051286호.
4. 레이몬드 이. 피어슨(Raymond E. Pearson)에 특허 허여된 발명의 명칭 "장공 플랩, 코브 립 도어 및 스포일러를 구비한 비행기 날개(AIRPLANE WING WITH SLOTTED FLAP, COVE LIP DOOR, AND SPOILER)"의 1958. 5. 27일 발행된 미국특허 2,836,380호.
5. 마틴 스티븐슨(Martin Stephenson)에 특허 허여된 발명의 명칭 "날개 뒷전 플랩(TRAILING EDGE FLAPS)"의 유럽특허 0230061(B1)호
상기 특허 문헌 중, 국제특허공보 WO/1998/023483호는 날개의 높이 프로파일로부터 과도하게 돌출하지 않는 파울러 플랩 전개 시스템을 개시하고 있다. 유럽특허 0230061(B1)호는 날개의 높이 프로파일로부터 과도하게 돌출하지 않는 유사한 시스템을 개시하고 있다. 그러나, 이 발명들에서는 실제로 제조, 설치 및 유지에 비용이 많이 소요되는 복잡한 기구가 필요하다.
전형적으로 헬리콥터 로터 블레이드는 특수한 프로파일을 갖는 에어로포일 블레이드(aerofoil blade)로 형성되었다. 프로파일이 헬리콥터의 모든 동작 조건을 위해 이상적인 것은 아니며 경우에 따라서는 필요한 작동 상황을 위해 블레이드 프로파일을 변경하는 것이 바람직할 수 있다는 것이 알려져 있다. 특히, 헬리콥터가 이착륙할 때, 블레이드는 헬리콥터 블레이드 자체에 의해 형성된 방해 기류에서 블레이드가 동작하는 것이 알려져 있다. 이것은 착지 표면으로부터 반향된 공기 유동에 따른 결과로 인한 것이다. 이것은 헬리콥터가 자유 비행하는 상황과 대조적인 것이며 일반적으로 헬리콥터 블레이드에 의해 통과되는 공기는 임의의 반향되는 공기에 의해서 방해를 받지 않는다. 따라서, 천이 비행으로 알려져 있는 이륙 및 착륙 과정 동안 감소된 양력을 맞추기 위하여 로터 블레이드를 구동하는 모터는 증가된 동력을 필요로 한다. 헬리콥터의 모터에 의한 연료 및 동력 소모를 증가시키지 않고 증가된 양력을 제공하기 위하여, 헬리콥터의 작동 중에 헬리콥터 블레이드의 프로파일을 변경하는 것이 바람직할 수 있다.
그러므로, 페어링을 구비할 필요가 없도록 날개의 높이 프로파일의 범위 내에 수용될 수 있는 항공기 날개 플랩을 위한 향상된 지지 구조물에 대한 요구가 있다.
항공 분야 이외에도, 콤팩트하고 사용, 제조, 설치 및 유지하는 데 간단한 구조물을 이용하여 두 표면을 위한 지지를 제공하고 서로에 대해 두 표면이 복합 동작으로 이동하는 것이 바람직하다.
본 발명의 한 실시 형태에 따르면, 서로 간에 상대 운동하도록 작동가능한 두 표면을 연결하기 위한 복합 동작 구조물이 제공되며, 확장 선회 상태로 이동될 때 제1 표면에 대하여 제2 표면이 복합 동작 선회하게 된다. 일부 실시예에서, 제1 힌지 연결부와 제2 힌지 연결부의 선회축은 모든 선회 조건에서 함께 교차하는 공통면을 공유한다.
본 발명의 한 실시 형태에 따르면, 상대적으로 지지하고 서로 간에 상대적인 복합 동작이 유발되도록 하는 것이 요구되는 두 표면을 연결하기 위한 복합 동작 유발 및 지지 구조물이 제공되며, 상기 구조물은 제1 선회 아암 및 제2 선회 아암을 포함하는 아암 조립체를 구비하고, 제1 선회 아암과 제2 선회 아암은 그들 사이에 배치된 제1 힌지 연결부에 의해서 개별적인 단부들에서 서로에 대해 선회가능하게 연결되며, 제2 힌지 연결부는 제1 표면과 연결을 위해서 제1 선회 아암의 반대편 단부에 제공되고 제3 힌지 연결부는 제2 표면과 연결을 위해서 제2 선회 아암의 반대편 단부에 제공되며, 아암 조립체는 제3 힌지 연결부의 선회축이 제2 힌지 연결부의 선회축에 대해 거울상 배열로 그리고 제1 힌지 연결부의 선회축에 대하여 합성 각도로 경사지도록 되어 있고, 제1 선회 아암과 제2 선회 아암이 서로에 대하여 개별적으로 수축 또는 확장되는 수축 선회 상태 또는 확장 선회 상태로 모든 선회축에 대하여 선회하도록 제1 선회 아암 및 제2 선회 아암이 이동가능하고, 수축 선회 상태로부터 확장 선회 상태로 이동될 때 제1 표면에 대한 제2 표면의 복합 동작 선회가 이루어지게 되고 제2 힌지 연결부와 제3 힌지 연결부의 선회축은 모든 선회 상태에서 함께 교차하는 공통면이 존재하는 경로를 따른다.
본 발명의 다른 실시 형태에 따르면, 에어로포일이 제공되며 제1 힌지 연결부와 제2 힌지 연결부의 선회축은 모든 이동 각도에서 함께 교차하는 공통면이 존재하는 경로를 따른다.
본 발명의 다른 실시 형태에 있어서는, 복합 동작 구조물을 포함하고 제1 위치 및 수축 상태를 포함하는 에어로포일이 제공되며, 수축 상태에서 상기 복합 동작 구조물은 에어로포일의 프로파일 내에 수용된다.
본 발명의 또 다른 실시 형태에 따르면, 메인 에어로포일 및 보조 에어로포일을 포함하는 에어로포일이 제공되고, 보조 에어로포일은 에어로포일의 공기역학적인 특성을 변화시키기 위하여 메인 에어로포일에 대해 확장 및 수축될 수 있고, 메인 에어로포일과 보조 에어로포일 사이에 연결된 복합 동작 유발 및 지지 구조물은 메인 에어로포일과 보조 에어로포일 간의 확장과 수축 및 지지를 가능하게 하며, 상기 복합 동작 유발 및 지지 구조물은 제1 선회 아암과 제2 선회 아암을 포함하는 아암 조립체를 포함하며, 제1 선회 아암과 제2 선회 아암은 그들 사이에 배치된 제1 힌지 연결부에 의해 개별적인 단부에서 서로에 대하여 선회가능하게 연결되고, 제2 힌지 연결부는 제1 선회 아암의 반대편 단부에 제공되고 메인 에어로포일과 연결되고, 제3 힌지 연결부는 제2 선회 아암의 반대편 단부에 제공되고 보조 에어로포일과 연결되며, 상기 복합 동작 유발 및 지지 구조물은 제3 힌지 연결부의 선회축이 제2 힌지 연결부의 선회축에 대해 거울상 배열로 그리고 제1 힌지 연결부의 선회축에 대하여 합성 각도로 경사지도록 되어 있고, 상기 복합 동작 유발 및 지지 구조물의 제1 선회 아암과 제2 선회 아암은 수축 또는 확장되는 상태로 이동하도록 보조 에어로포일에 부여할 복합 동작을 일으키고 모든 선회축에 대하여 선회를 야기하도록 이동가능하고, 수축 상태에서 상기 복합 동작 유발 및 지지 구조물은 에어로포일의 프로파일로 수용되고 제2 힌지 연결부와 제3 힌지 연결부의 선회축은 모든 이동 각도에서 함께 교차하는 공통면이 존재하는 경로를 따른다.
본 발명의 또 다른 실시 형태에 따르면, 상대적으로 지지하고 서로 간에 상대적인 복합 동작이 유발되도록 하는 것이 요구되는 두 표면을 연결하기 위한 복합 동작 유발 및 지지 구조물이 제공되며, 상기 복합 동작 유발 및 지지 구조물은 적어도 두 개의 아암 조립체를 포함하며, 각각의 아암 조립체는 제1 선회 아암 및 제2 선회 아암을 포함하고, 제1 선회 아암과 제2 선회 아암은 그들 사이에 배치된 제1 힌지 연결부에 의해서 개별적인 단부들에서 서로에 대해 선회가능하게 연결되며, 제2 힌지 연결부는 제1 표면과 연결을 위해서 제1 선회 아암의 반대편 단부에 제공되고 제3 힌지 연결부는 제2 표면과 연결을 위해서 제2 선회 아암의 반대편 단부에 제공되며, 제2 힌지 연결부와 제3 힌지 연결부의 선회축들은 제1 힌지 연결부에 대하여 경사져 있고, 적어도 두 개의 아암 조립체 각각은 이격된 관계로 제1 표면과 제2 표면에 장착되고, 제1 선회 아암과 제2 선회 아암은 제1 선회 아암의 반대편 단부들과 제2 선회 아암 조립체가 서로에 대해 상대적으로 가장 근접한 수축 선회 상태 또는 각각의 아암 조립체의 제1 선회 아암의 반대편 단부들과 제2 선회 아암이 서로로부터 상대적으로 멀어진 확장 선회 상태로 모든 축에 대하여 선회할 수 있도록 장착되며, 수축 선회 상태로부터 확장 선회 상태로 이동될 때 제1 표면에 대한 제2 표면의 복합 동작 선회가 이루어지게 되고 제2 힌지 연결부와 제3 힌지 연결부의 선회축은 모든 선회 상태에서 함께 교차하는 공통면이 존재하는 경로를 따른다.
본 발명의 또 다른 실시 형태에 따르면, 메인 에어로포일 및 보조 에어로포일을 포함하는 에어로포일이 제공되고, 보조 에어로포일은 에어로포일의 공기역학적인 특성을 변화시키기 위하여 메인 에어로포일에 대해 확장 및 수축될 수 있고, 메인 에어로포일과 보조 에어로포일 사이에 연결된 복합 동작 유발 및 지지 구조물은 메인 에어로포일과 보조 에어로포일 간의 확장과 수축 및 지지를 가능하게 하며, 상기 복합 동작 유발 및 지지 구조물은 적어도 두 개의 아암 조립체를 포함하며, 각각의 아암 조립체는 제1 선회 아암과 제2 선회 아암을 포함하며, 제1 선회 아암과 제2 선회 아암은 그들 사이에 배치된 제1 힌지 연결부에 의해 개별적인 단부에서 서로에 대하여 선회가능하게 연결되고, 제2 힌지 연결부는 제1 선회 아암의 반대편 단부에 제공되고 메인 에어로포일과 연결되고, 제3 힌지 연결부는 제2 선회 아암의 반대편 단부에 제공되고 보조 에어로포일과 연결되며, 제2 힌지 연결부와 제3 힌지 연결부의 선회축들은 제1 힌지 연결부에 대하여 경사져 있고, 적어도 두 개의 아암 조립체 각각은 이격된 관계로 개별적인 메인 에어로포일과 보조 에어로포일에 장착되고, 제1 선회 아암과 제2 선회 아암은 확장 또는 수축 상태로 아암들이 선회 이동하도록 보조 에어로포일에 부여할 복합 동작 및 모든 선회축에 대하여 선회 할 수 있도록 장착되고, 따라서 각각의 아암 조립체의 제2 힌지 연결부 및 제3 힌지 연결부의 선회축들은 모든 선회 이동 위치에서 함께 교차하는 각각의 공통면이 존재하게 되는 경로를 따르고, 수축 상태에서 상기 복합 동작 유발 및 지지 구조물은 에어로포일의 프로파일 내에 수용된다.
본 발명의 다른 실시 형태에 따라, 선회가능하게 함께 결합된 제1 아암과 제2 아암, 제1 아암의 반대편 단부에 결합되는 제1 표면, 및 제2 아암의 반대편 단부에 결합되는 제2 표면을 포함하는 장치가 제공되며 제1 아암과 제2 아암은 하나의 표면 또는 두 표면 모두의 복합 동작을 야기하도록 이동가능하다.
이하에서는 본 발명이 더욱 명확하게 이해될 수 있도록 첨부 도면을 참조하여 실시예들에 대해 설명한다.
도 1은 지지 구조물의 아암 조립체의 일부를 형성하는 제1 선회 아암의 사시도.
도 2는 도 1에 도시된 제1 선회 아암과 제2 선회 아암이 연결되지 않은 상태를 도시한 도면.
도 3은 두 개의 선회 아암들이 공통면에 평탄하게 놓여 있고 서로 연결되었을 때의 제1 선회 아암과 제2 선회 아암의 평면도.
도 4는 함께 연결되고 부분적으로 폐쇄된 상태일 때의 제1 선회 아암과 제2 선회 아암의 사시도.
도 5는 부분적으로 폐쇄된 위치에서 제1 선회 아암과 제2 선회 아암을 도시한 도 4에 도시된 것과 다른 각도에서 보았을 때의 도 4와 유사한 사시도.
도 6은 도 5에 도시된 것보다 더욱 완전히 개방된 위치에서 제1 선회 아암과 제2 선회 아암을 도시한 도 5와 유사한 사시도.
도 7은 도 3 내지 도 6의 예에 도시된 것과 같이 두 개의 지지 구조물을 사용하여 지지된 항공기 플랩와 항공기 날개를 도시한 개략도.
도 8은 도 7에 도시된 배열의 평면도.
도 9는 날개 플랩의 전개를 도시한 도 7과 유사한 사시도.
도 10은 항공기 날개와 항공기 플랩을 연결하고 지지 구조물의 제1 선회 아암과 제2 선회 아암을 위한 선회축을 제공하는 장착 지지대를 도시한 도면.
도 11은 항공기 블레이드를 통하여 일반적인 운항 비행 상태에서의 블레이드를 도시한 측단면도.
도 12는 본 발명의 실시예의 지지 구조물 및 공기 누출 방지 밀봉 스트립을 사용하여 블레이드를 변화시키는 것을 도시한 도 11에 도시한 것과 유사한 도면.
도 13은 복수의 장공을 구비한 날개 플랩에 본 발명의 실시예의 지지 구조물이 통합된 배열을 도시한 평면도.
도 14는 날개 플랩들이 확장 및 변화되지 않은 상태에서의 도 13에 도시된 배열의 측면도.
도 15는 복수의 날개 플랩이 확장된 상태이며 날개가 변화된 프로파일을 포함하는 것을 도시한 도 14와 유사한 도면.
도 16은 전술한 종류의 단일 지지 구조물을 사용하는 다른 배열을 도시한 평며도.
도 17은 날개 플랩이 전개되지 않은 상태이며 항공기 날개와 날개 플랩에 적용된 도 16의 배열을 도시한 측단면도.
도 18은 플랩이 전개된 상태를 도시한 도 17과 유사한 도면.
도 19는 일반적인 실시예에 구현될 수 있는 3 차원적인 지지 구조물 및 장착을 도시하는 일부 단면도.
도 20은 균일한 방식으로 제2 선회 아암에 대한 제1 선회 아암의 제어 이동을 가능하게 하는 제1 선회 아암과 제2 선회 아암 사이의 제1 힌지 연결부에서의 확대 상세도.
도 21은 각각의 아암 조립체들이 서로 상이한 길이를 갖는 지지 구조물을 형성하는 두 개의 아암 조립체의 배열을 도시하는 도면.
도 22는 도 10에 도시된 대안적인 장착 지지대를 도시한 도면.
도 23은 수축 및 확장된 지지 구조물과 직선 방향으로 제2 구조물의 확장을 허용하는 복수의 아암 조립체들을 도시한 도면.
도 24는 6 자유도(x, y, z, 피칭, 롤링, 요잉)를 제공하는 상조 동작 플랫폼(synergistic motion platform)을 도시하는 도면.
도 1 내지 도 6을 참조하면, 상대적으로 지지하는 것이 요구되며 서로 간에 유발되는 상대적인 복합 동작을 하는 것이 요구되는 두 표면 사이에 연결을 위한 지지 구조물(1)의 부품들이 도시되어 있다. 지지 구조물은 도면 부호 1로 전체적으로 표시(도 3에 도시)되어 있고 아암 조립체(3)를 포함한다. 아암 조립체(3)의 부품들은 도 2 내지 도 6에 도시되어 있다. 도 1에는 제1 선회 아암(swing arm)(5)만이 도시되어 있는 반면에, 도 2 내지 도 6에는 제1 선회 아암(5) 및 제2 선회 아암(7)이 도시되어 있다. 도 1 내지 도 6에서, 제1 선회 아암(5) 및 제2 선회 아암(7)은 시트 형상 부재로 도시되어 있다. 이것은 선회 아암(5, 7)의 선회축들과 관련한 특별한 경사각을 이해하는 것을 돕기 위한 것이다. 명세서에서 설명되는 바와 같이, 특히 도 19 및 그에 관련한 설명에서 제1 선회 아암(5) 및 제2 선회 아암(7)은 3 차원적인 아암 형태일 수 있으며 반드시 시트 형상일 필요는 없다.
도 1은 연장된 측면(9, 11)을 구비한 제1 선회 아암(5)을 도시한다. 이 측면들은 서로 평행하게 연장되거나 또는 서로 경사진 것이 될 수 있다. 제1 선회 아암(5)은 일단부에 제1 힌지 연결부(13)를 갖고 있으며, 타단부에 제2 힌지 연결부(15)를 갖고 있다. 그러므로, 제1 힌지 연결부(13)는 제1 힌지 선회축(17)을 가지며, 제2 힌지 연결부(15)는 제2 선회축(19)을 갖는다. 제1 선회 아암(5)은 엘보 굽힘부(21)를 구비할 수 있다. 제1 선회 아암(5)의 제1 선회축(17)은 상부로부터 전방으로 그리고 바깥쪽으로 경사진 것이 될 수 있다. 제2 선회축(19)은 측면(9)에 대해 경사지거나 또는 서로 수직인 될 수 있다.
도 2는 제1 선회 아암(5)을 도시하고 있으며, 제2 선회 아암(7)은 제1 선회 아암(5)의 거울상(mirror image)이 될 수 있다. 상응하게, 제2 선회 아암(7)은 연장된 측면(25, 27)을 갖고 있으며 별개의 제1 힌지 연결부(13) 및 제3 힌지 연결부(29)를 가지고 있다. 그러므로, 제2 선회 아암(17)은 제1 선회축(17) 및 제3 선회축(31)을 갖고 있다.
도 3 내지 도 6은 아암 조립체(3)를 형성하도록 함께 연결된 제1 선회 아암(5)과 제2 선회 아암(7)을 도시한다. 연결부는, 제1 선회 아암(5)과 제2 선회 아암(7)의 각각의 제1 선회축(17)들이 일치하는 제1 힌지 연결부(13)에서 선회가능한 연결부이다. 다른 실시예들에서, 제1 선회축(17)들은 이격된 것이 될 수 있지만 예를 들어, 물리적으로 하나의 중간 링크 아암에서 상호 연결된 것이 될 수 있다. 각각의 제1 선회 아암(5)과 제2 선회 아암(7)의 제1 선회축(17)들은 서로 평행하고, 제1 선회 아암(5)과 제2 선회 아암(7)이 선회하여 멀어질 때 제2 힌지 연결부(15)와 제3 힌지 연결부(29)를 따라 뻗어 있는 공통면이 존재하도록 제2 선회축과 제3 선회축의 경사각들이 정렬된다. 바꾸어 말하면, 제1 힌지 연결부(13)에 대하여 제1 선회 아암(5)이 선회하여 제2 선회 아암(7)에 대해 얼마나 멀어지는가에 상관없이, 가상의 공통면이 항상 제2 힌지 연결부(15)와 제3 힌지 연결부(29)의 힌지 연결부들로 형성될 수 있다.
도 3은 아암의 주부(main portions)(23)들이 공통면 상에 평탄하게 놓여 있는 제1 선회 아암(5) 및 제2 선회 아암(7)을 도시한다. 제1 선회 아암(5)과 제2 선회 아암(7)은 도 1 및 도 2에 도시된 것에 대하여 뒤집혀졌다. 이것은 개별적인 엘보 굽힘부(21)의 경사각들로 도시되어 있다. 도 3에 도시된 아암 조립체(3)는, 제1 선회축이 측면(11)과 측면(27)의 교차점에서 지면으로부터 위쪽으로 경사지도록 젖혀졌다. 그러므로, 제1 선회 아암(5) 및 제2 선회 아암(7)의 주부(23)들이 공통면에 평탄하게 놓인 상태에서, 평행하게 뻗어 있는 선회축(31)들로부터의 경사각은 안쪽으로 대략 20°이며 실질적으로 서로의 거울상이다. 이 각도는 0이 되거나 심지어 네거티브(즉, 바깥쪽) 각도가 될 수 있지만, 여전히 거울상 배열이 존재하게 된다. 따라서, 만약 제2 선회축과 제3 선회축과 교차하는 가상의 공통면 상에 제2 선회축(19)과 제3 선회축(31)을 유지한 채로 제1 선회축(13)을 위쪽으로 이동시킴으로써 아암 조립체(3)가 올려지면, 그 다음에 제2 힌지 연결부(15)와 제3 힌지 연결부(29)는 서로 근접하게 당겨져서 공통면 상에 유지된다.
도 4는 제1 힌지 연결부(13)에서 상호 연결된 제1 선회 아암(5) 및 제2 선회 아암(7)의 위에서 본 사시도를 도시한다. 도 5는 다른 각도로 도 4에 도시된 배열을 위에서 본 사시도이다.
도 6은 도 5의 사시도와 유사하지만 도 4 및 도 5에 도시된 것보다 더욱 개방된 위치에서 제1 선회 아암(5) 및 제2 선회 아암(7)을 도시한 것이다.
도 4 내지 도 6에서 아암 조립체(3)는 경사진 개별적인 선회축을 구비한 제1 힌지 연결부(13), 제2 힌지 연결부(15) 및 제3 힌지 연결부(29)를 갖는다. 따라서, 제1 선회 아암(5)과 제2 선회 아암(7)이 서로에 대해 이동하도록 아암 조립체(3)가 이동될 때(제1 선회 아암(5)과 제2 선회 아암(7)이 개폐될 때), 제1 힌지 연결부(13)와 제2 힌지 연결부(15) 간에 상대적인 복합 동작이 일어나게 된다. 환언하면, 이 실시예에서 제3 선회축은 제2 선회축과 거울상 배열로 경사지고 제1 힌지 연결부의 선회축에 대하여 합성 각도로 경사진다.
도 4 내지 도 6에서, 선회 아암(5, 7)에서 엘보(21)는 개폐하는 동안 아암의 상대적인 선회를 보조할 수 있다. 또한 엘보는 두 표면에 부여된 복합 이동에 기여한다.
도 7 내지 도 9는 상대적으로 지지하는 것이 요구되며 서로 간에 유발되는 상대적인 복합 동작을 하는 것이 요구되는 두 표면 사이에 연결을 위한 배열을 도시한다. 이들 도면에는, 개별적인 두 표면으로서 항공기 날개와 항공기 날개 플랩이 도시되어 있다. 도 7에서, 항공기 날개(35)는 날개 플랩(39)을 수용하는 절제부(cut-out)(37)를 구비한다. 절제부(37)의 안쪽 가장자리에는 수직면(41)이 구비되어 있다. 또한 날개 플랩(39)의 내부면도 수직면(43)을 포함하고 있다.
도 8에서, 제2 힌지 연결부(15)들이 수직면(41)과 연결되고 제3 힌지 연결부(29)들이 수직면(43)과 연결되도록 아암 조립체(3)(도 1 내지 도 6에 도시된 형태)의 일부가 개별적인 수직면(41, 43)들과 상호 연결되어 있다. 이 실시예에서, 아암 조립체(3)들의 제1 힌지 연결부(13)는 서로 가장 멀리 떨어지고, 제2 힌지 연결부(15)들과 제3 힌지 연결부(29)들은 서로 가장 근접하도록 배열되어 있다. 제1 힌지 연결부(13)들이 서로 가장 근접하고 제2 힌지 연결부(15)와 제3 힌지 연결부(29)는 서로 가장 멀리 떨어지도록 배열이 바뀔 수 있다.
도 7 내지 도 9의 실시예에서, 제2 선회축(19)과 제3 선회축(31)은 수직면(41, 43)에 대하여 3차원적인 오프셋으로 경사진다. 환언하면, 제2 선회축(19)과 제3 선회축(31)은 수직면(41, 43)에 바로 연결되지 않지만 도시된 경사 각도 관계를 갖도록 장착 지지대를 통하여 연결된다. 장착 지지대는 이하에서 설명될 것이다. 이러한 배열은 두 아암 조립체(3)가 상대적으로 지지하는 것이 요구되며 서로 간에 유발되는 상대적인 복합 동작을 하는 것이 요구되는 두 표면 사이에 지지 구조물을 제공한다. 날개 플랩(39)은 복합 동작을 위한 날개(35)에 지지된다.
도 8은 플랩(39)이 절제부(37) 내에 있도록 제1 선회 아암(5) 및 제2 선회 아암(7)이 실질적으로 폐쇄된 위치에 있는 배열을 도시한다. 도 9는 제1 선회 아암(5) 및 제2 선회 아암(7)이 상대적으로 개방되어 있고 날개 플랩(39)이 날개(3)의 절제부(37)로부터 전개되어 바깥쪽과 아래쪽으로 뻗어 있는 배열을 도시한다. 날개 플랩(39)은 그 표면이 날개(35)의 표면과 동일 평면인 위치로부터 날개 플랩(39)이 전개되어 바깥쪽과 아래쪽으로 뻗어 있는 위치로 이동할 것이다. 따라서, 날개 플랩(39)은 수축 위치에서 확장 위치로 연장할 때 복합 동작으로 이동할 것이다. 날개 플랩(39)은 수직면(41)으로부터 바깥쪽으로 날개 플랩을 밀어내도록 날개 플랩(39)에 직접 힘을 가함으로써 확장될 수 있다. 대안으로, 힘은 제1 선회 아암(5) 또는 제2 선회 아암(7)에 가해질 수 있다. 일 실시예에서, 회전력은 날개(35)의 내부에 유지되는 구동 수단으로부터 개별적인 제1 선회 아암(5)에 가해질 수 있다. 도 16에는 다른 실시예가 도시되어 있다. 다른 실시예에서, 푸시 로드가 확장 및 수축될 때 날개 플랩(39)이 상응하게 확장 및 수축될 수 있도록 푸시 로드가 날개(35)로부터 확장하고 날개 플랩(39)과 직접 연결될 수 있다. 두 아암 조립체를 포함하는 지지 구조물(1)은 복합 이동으로 날개 플랩(39)이 바깥쪽과 아래쪽으로 확장되도록 한다.
도 7 내지 도 9에 도시된 실시예에서, 날개 플랩(39)이 도 8에 도시된 수축 위치에 있을 때 선회 아암(5, 7)의 높이 프로파일은 날개(35)의 높이 프로파일 내에 있으며 날개(35)의 프로파일 아래쪽으로 또는 위로 돌출하지 않는다. 그러므로, 더 이상 페어링이 필요하지 않다.
제1 선회 아암(5)의 측면(9, 11)들은 서로 평행하지 않을 수 있다. 이것은 날개(35)와 연결하는 제1 선회 아암(5)에 넓은 단면적을 제공할 것이다. 이것은 제1 선회 아암(5)이 날개의 수직면(41)과 가장 근접한 최대 강도를 갖게 되며 날개 플랩(39)에서 수직면(43)과 연결되는 제3 힌지 연결부(29)에서 제2 선회 아암(7)의 단부까지 제1 선회 아암(5)의 높이가 테이퍼질 수 있다는 것을 의미한다. 이것은 선회 아암(5, 7)의 재료 두께의 저감을 허용하며 결과적으로 비용 및 중량 저감을 제공한다. 이러한 종류의 테이퍼를 제공하는 것이 필수적인 것은 아니다.
이제 도 10을 참조하면, 제2 힌지 연결부(15)와 제3 힌지 연결부(29)가 경사진 관계로 장착된 개별적인 선회축을 가질 수 있도록 날개(35)와 날개 플랩(39)의 수직면(41, 43)에 아암 조립체(3)들 중 하나의 제1 선회 아암(5)과 제2 선회 아암(7)이 개별적으로 장착되도록 허용하는 두 개의 장착 지지대(45)들이 도시되어 있다. 이 배열은 다른 아암 조립체에 대해 동일하다. 도 10은 날개 플랩(39)과 연결하기 위한 장착 지지대(47) 및 날개(35)와 연결하기 위한 장착 지지대(49)를 도시한다. 각각의 경우에, 두 개의 장착 플랜지(53, 55)를 구비한 장착판(51)이 있다. 장착 플랜지(53)에는 개구(57)가 형성되어 있고, 장착 플랜지(55)에는 개구(59)가 형성되어 있다. 플랜지(53, 55)의 길이 차이 때문에 개구(57)는 개구(59)보다 장착(51)의 면에 가까이 위치하게 될 것이다. 개구(57, 59)는 제2 힌지 연결부(15)와 제3 힌지 연결부(29)에서 개별적인 제1 선회 아암(5) 및 제2 선회 아암(7)에 별개로 연결되는 피벗 핀을 수용한다. 플랜지(53, 55)가 수평 방향에 대해 각도 θ로 나타낸 경사진 관계로 장착되기 때문에, 플랜지(55)에 대한 플랜지(53)의 수직 방향의 오프셋 때문에, 그리고 개별적인 플랜지(53, 55)의 길이를 따라 개구(57, 59)의 간격이 상이하기 때문에, 제2 선회축(19)과 제3 선회축(31)은 합성 각도 방향을 갖게 될 것이다. 도시된 배열로 인하여, 날개 플랩(39)은 바깥쪽과 아래쪽으로 복합 동작으로 확장하고 유사하게 반대의 방식으로 수축할 것이다.
다른 실시예들에서, 제2 선회축(19)과 제3 선회축(31)의 경사각들은 전술한 각도와 다르게 경사질 수 있다. 이것은 도 1 내지 도 9의 예에서 이미 설명되었으며, 설명한 예에서 선회축들은 제1 선회 아암(5) 및 제2 선회 아암(7)의 측면 가장자리(9, 11)에 서로 수직이거나 또는 이전의 예에서 도시된 것에 대하여 네거티브 또는 포지티브로 경사질 수 있다. 만약 네거티브로 경사지면, 날개 플랩(39)은 다른 각도로 아래쪽으로 선회할 것이다. 만약 경사각이 0, 즉 측면 가장자리(9, 11)(또는 각각의 선회 아암(5, 7)의 종방향 중심축)과 수직이면, 날개 플랩(39)은 바로 바깥쪽과 아래쪽으로 확장할 것이다. 물론 날개 플랩이 확장될 때 선회가 아래쪽으로 이루질 수 있도록 요구되는 관계로 제1 선회축(17)이 경사지는 것도 생각할 수 있다. 따라서, 제1 선회축(17)의 경사각이 상이한 각도 방향으로 경사질 수도 있다.
변형예에서, 제2 선회축(19) 및 제3 선회축(31)은 서로에 대해 포지티브 또는 네거티브로 경사(거울상 경사각을 가짐)질 수 있고, 따라서 제1 선회축은 측면(9, 11; 25, 27)과 서로 수직이다. 환언하면, 제1 선회축은 각각의 제1 선회 아암(5) 및 제2 선회 아암(7)의 종방향 중심축과 서로 수직이 될 것이다. 이 배열에서, 수직면(41, 43)은 복합 동작으로 멀어지게 이동되지만 하강 변위는 도 7 내지 도 9의 실시예의 경우보다 상대적으로 작게 될 것이다.
장착 플랜지(51)에는 선회 아암(5, 7)의 필요한 선회 및 날개(35)에 대한 날개 플랩(39)의 확장 및/또는 수축을 일으키기 위하여 레버로부터 동작 유발 힘이 지지 구조물(1)에 가해지도록 허용하는 중앙 개구(61)가 구비된다.
이제 도 11 및 도 12를 참조하면, 실제로 헬리콥터, 풍력 발전 터빈 또는 다른 종류의 블레이드가 될 수 있는 블레이드 형상 부재의 단면도가 도시되어 있다. 이들 도면에 도시된 것은 일반적으로 임의의 물품에 적용 가능하며 헬리콥터 블레이드 또는 풍력 발전 터빈 블레이드 또는 유사한 블레이드로 제한되지 않는다. 도 11은 메인 블레이드 몸체(63)과 날개 뒷전 플랩(trailing edge flap) 및 날개 앞전 플랩(leading edge flap)을 구비한 장치를 도시한다. 메인 블레이드 몸체(63)는 보편적으로 중공형이며 개별적인 날개 뒷전 플랩 및 날개 앞전 플랩의 전개 및 수축을 위한 액추에이터 샤프트(69)를 포함한다. 메인 블레이드 몸체(63)의 상부면과 하부면의 표면 프로파일은 도시된 것과 같은 장치를 가질 수 있다. 블레이드의 날개 뒷전에 중첩(overlying) 표면(71) 및 중첩 표면(73)이 있고, 그 블레이드의 날개 앞전에 중첩 표면(75) 및 중첩 표면(77)이 있다. 날개 뒷전 플랩(65)은 전술한 방식에서 하나 이상의 아암 조립체(3)에 의해 지지되고 또한 전술한 방식에서 날개 앞전 플랩(63)은 유사한 방식으로 하나 이상의 아암 조립체(3)에 의해 지지된다. 선단부에 밀봉 스트립을 구비한 날개 뒷전 및 날개 앞전 중첩 표면(71, 73, 75, 77)들은 속에 들어가는 중첩 표면(79)과 포개져서 블레이드 표면 사이에 누출을 방지하는 밀봉 스트립을 위한 표면을 제공한다. 액추에이터 샤프트(69)가 선회하면 선회 방향에 의존하는 방향으로 액추에이터 샤프트(69)의 길이를 따라 레버 아암(80)을 횡단하고 그 다음에 아암 조립체(3)를 개방 및/또는 폐쇄하도록 레버 아암(80)에 부여할 선회 동작을 일으키는 스크루 나사식 장치를 통하여 레버 아암(80)은 액추에이터 샤프트(69)와 작동 가능하게 연결된다. 도 10에서, 개구(61)는 이러한 선회 동작을 실행하기 위하여 레버 아암(80)이 그 개구를 통과하여 아암 조립체(3)의 개별적인 선회 아암과 결합하도록 허용한다.
도 12는 아암 조립체(3)가 완전히 개방된 상태이며 중첩 표면(71, 73, 75, 79)들이 심지어 확장된 상태에 있을 때에도 블레이드에 대해 실질적으로 인접한 상부 표면들을 제공하는 배열을 도시한다. 이것은 블레이드의 공기역학적인 특성을 향상시킨다. 단일 액추에이터 샤프트(69)가 제공되었지만, 각각의 날개 뒷전 플랩(65) 및 날개 앞전 플랩(67)을 위한 독립적인 액추에이터 샤프트가 제공될 수 있다. 또한, 다른 형태의 액추에이터가 사용될 수 있다. 액추에이터 샤프트(69)는 전기 모터나 유압 모터 또는 다른 수단에 의해 블레이드의 방사상으로 가장 안쪽 부분(즉, 블레이드의 선회 중심)에서의 위치로부터 선회될 수 있다. 도 11 및 도 12에 도시된 배열은 사용하는 동안 블레이드의 날개 프로파일을 변화시키는 지지 구조물을 제공한다는 것을 유의해야 한다. 블레이드의 형상을 변화시키는 아암 조립체(3)의 이동을 유발하는 다른 방식들은 액추에이터 샤프트(69)에 의해서 또는 액추에이터 샤프트(69)의 길이를 따라 횡단하는 볼 스크루 캐리지를 이용하는 것에 의해서 작동되는 캠을 사용하는 것을 포함한다. 다른 방식들이 배제되는 것은 아니다. 도 11 및 도 12에서, 도 11에 도시된 바와 같이 날개 뒷전 플랩(65)과 날개 앞전 플랩(67)이 폐쇄되어 수축된 상태에 있을 때 아암 조립체(3)의 높이 프로파일은 메인 에어로포일(aerofoil)의 높이 프로파일 내에 있다. 또한, 도 12에 도시된 바와 같이, 또한 아암 조립체(3)의 높이 프로파일은 변형된 에어로포일의 전체 높이 프로파일 내에 있다.
도 13 내지 도 15는 복수의 장공을 구비한 플랩(81)을 포함하는 에어로포일을 도시한 평면도 및 두 개의 단면도를 도시한다. 배열은 도 7 내지 9에 도시된 것과 유사하다. 최내측 아암 조립체(3)는 최외측 아암 조립체(3)보다 큰 높이 프로파일을 갖는다. 그러나, 각각의 경우에서, 플랩(81)이 수축된 위치에 있을 때 개별적인 아암 조립체(3)는 에어로포일의 관련된 높이 프로파일 부분 내에 있다. 도 13은 최내측 플랩(81)과 최외측 플랩(81) 간에 부여된 복합 이동의 방향을 변경을 허용하도록 짐벌 조인트(gimbal joints)와 함께 선회가능한 나사식 샤프트가 될 수 있는 액추에이터 레버 샤프트(83)를 도시한다. 액추에이터 레버 샤프트(83)는 당업자에게 자명한 것과 같은 적절한 구동 수단에 의해서 선회될 수 있다.
도 16 내지 도 18은 하나 이상의 날개 플랩(85)들을 구비한 항공기 날개(35)의 배열을 평면도 및 두 개의 단면도를 사용하여 도시하고 있다. 이 경우에, 각각의 플랩(85)은 전술한 종류의 단일의 아암 조립체(3)에 의해서만 지지된다. 아암 조립체(3)의 양측에 나사식 액추에이터 레버(87)가 제공된다. 도시된 바와 같이 전기 또는 유압 모터와 같은 구동 수단(89)이 액추에이터 레버(87)와 연결될 수 있고 날개(35)와 날개 플랩(85) 사이의 공간에 위치될 수 있다. 따라서, 구동 수단(89)의 작동은 도 18에 도시된 바와 같이 작동 레버(87)를 상대적으로 확장되도록 하고 모터들이 일제히 작동되게 하고, 날개의 프로파일을 변경하도록 날개(35)로부터 날개 플랩(85)의 제어된 이동이 이루어진다. 다른 형태의 구동 수단이 포함될 수 있으며 그것을 배제하는 것은 아니다. 이 실시예에서 작동 레버(87)는, 날개 플랩(85)이 확장되거나 수축될 때 날개 플랩(85)의 적절한 각도 이탈이 허용되도록 선회가능한 커플링(91)에 대하여 선회 이동하게 장착된다.
도 19는 전술한 실시예들 중의 어느 하나에 사용하기 위한 아암 조립체(3)의 공학적인 형태를 도시한 도면이다. 아암 조립체(3)는 관형상의 원형 형태의 제1 선회 아암(5) 및 제2 선회 아암(7)을 포함한다. 제1 힌지 연결부(13)는 결합 핀(93)에 의해 결합되어 함께 정렬된 별개의 제1 선회축(17)들을 갖는다. 도 10에 도시된 장착 지지대(47, 49)를 포함하는 장착 지지대(45)들이 날개(35) 및 날개 플랩(39)에 개별적으로 연결된다. 따라서, 제2 선회축(19) 및 제3 선회축(31)은 도 10에 도시된 바와 같은 각각의 장착 지지대(47, 49)에 의해 제공될 경사각을 갖는다. 도 19는 액추에이터 레버(87)를 따라 전후로 횡단하도록 캐리지(95)와 결합하는 스크루 나사 레버인 작동 레버(87)를 도시한다. 차례로, 캐리지(95)는 연결 핀(101)를 통하여 선회 연결을 허용하는 요크부(99)를 갖고 있는 레버(97)를 지지한다. 레버(97)는 장착 지지대(45)와 관련한 제1 선회 아암(5)을 위한 선회축을 제공하는 축(103)을 가로질러 걸쳐진다. 레버(97)는 앞서 설명한 개구(61)를 통과한다. 그러므로, 캐리지(95)가 나사식 액추에이터 레버(87)를 따라 횡단할 때 축(103)의 선회을 일으키고, 차례로 제1 선회 아암(5)에 선회 동작을 부여할 것이다. 그 다음에 전술한 방식으로 날개 플랩(39)의 전개 및 수축이 이루어지도록 아암 조립체(3)가 선회하게 된다.
도 20은 제1 선회 아암(5)이 이동할 때 제1 선회 아암과 그 선회에 대한 거울상 변위로 제2 선회 아암(7)도 마찬가지로 바깥쪽 또는 안쪽의 선회 방향으로 상응하게 이동하도록 하는 제1 선회 아암(5)과 제2 선회 아암(7) 사이의 제1 선회축(17)에서의 메카니즘을 상세하게 도시한다. 제1 선회 아암(5)은 아암 연장부(105)들을 가지고 있으며 제2 선회 아암(7)은 아암 연장부(105)들 사이에 장착된 아암 연장부(107)들을 갖고 있다는 것을 도면에서 알 수 있다. 제1 선회 아암(5) 및 제2 선회 아암(7)은 슬리브 베어링(109)에 의해서 서로 결합된다. 슬리브 베어링(109)은 선회가능하게 슬리브 베어링과 연결되는 두 개의 이격된 베벨 기어(111)를 구비한다. 베벨 기어(111)는 축에 대하여 선회하도록 축(113) 상에 지지된다. 제1 선회 아암(5)은 각각의 베벨 기어(111)의 직경방향으로 대향하는 면에 별개로 배치된 베벨 기어(115)를 구비하고 있다. 이 경우에, 도 20에 도시된 최하측 베벨 기어(115)는 제2 선회 아암(7)과 연결되고 상부측 베벨 기어(115)는 직접 제1 선회 아암(5)과 연결된다. 따라서, 제1 선회 아암(5)이 선회 동작할 때, 자유로운 상태의 베벨 기어(111)와 관련한 베벨 기어(115)의 상대 선회가 이루어지게 된다. 차례로, 그 다음에 베벨 기어(111)가 축(113) 주위로 선회하고 베벨 기어(115)에 구동을 부여하여 제2 선회 아암(7)이 제1 선회 아암(5)에 대해 개방 및/또는 폐쇄되는 선회를 일으킨다.
이러한 배열은 제1 선회 아암(5)과 제2 선회 아암(7)의 동일한 선회 경로 변위가 이루어지게 하기 위하여 전술한 실시예들의 아암 조립체(3)와 통합될 수 있다.
도 21은 하나의 표면이 다른 하나의 표면과 관련하여 지지하는 것이 요구되는 각각의 표면들과 두 개의 아암 조립체(3)가 연결되고, 유발된 복합 선회 동작이 두 표면 간에 적용되도록 하는 실시예를 도시한다. 상부측에 도시된 아암 조립체(3)에서의 제1 선회 아암(5)과 제2 선회 아암(7)의 길이는 하부측에 도시된 아암 조립체(3)에서의 제1 선회 아암(5)과 제2 선회 아암(7)의 대응하는 길이보다 상대적으로 짧다. 이러한 배열에서, 두 개의 표면들은 선회하여 멀어지고 합성 각도 이동을 한다. 선회하여 멀어지는 것은 각각의 아암 조립체(3)에 대해 상이한 속도로 진행된다. 이러한 종류의 배열은 지지 구조물이 도어 또는 유사한 폐쇄 장치를 위해 사용되는 용도에 적합한 것이 될 수 있다. 일부 예에서, 이것은 특히 갈매기 날개 형태로 도어가 올려지며 개방되는 것을 요구하는 자동차에 적용될 수 있다. 따라서, 표면들 중의 하나는 도어 개구를 둘러싸는 차체의 일부와 차체가 되는 한편, 다른 하나의 표면은 실제의 도어가 될 수 있다.
도 22는 도 10에 도시된 장착 지지대의 대안적인 장착 지지대(45)를 도시한다. 이 장착 지지대의 개념은 도 10에 도시된 것과 동일하고 따라서 이 장착 지지대에서도 장착 플랜지(53, 55)의 오프셋 배열이 이용되지만, 장착 플랜지(53, 55)는 중심축(119)에 대하여 선회할 수 있는 회전판(117)에 장착되어 있다. 따라서, 아암 조립체(3)를 개폐하는 동작 유발 힘의 영향하에서 아암 조립체(3)가 이동될 때, 중심축(119)에 대하여 각도 선회하여 제2 표면에 대한 제1 표면의 의도하는 이동이 촉진된다. 이것은 특히 항공기 날개 장치에 유용하다. 따라서, 만약 항공기의 종방향 중심축에 평행하게 뻗은 플랩을 필요로 한다면, 각각의 제2 선회축 및 제3 선회축은 상이한 배치로 위치하게 되는 다른 축들을 갖는다. 그러므로, 필요한 곳에 선회 연결부들이 구비되어야 한다. 따라서, 도 22에 장착 지지대는 이러한 선회 동작을 허용한다.
도 23은 8개의 아암 조립체(3)를 도시하며, 직선의 방향으로 각각의 표면에 대해 양력을 부여하도록 지지하는 것이 요구되는 조립체의 유발된 복합 선회 동작을 나타내고 있다. 이 예에서, 제1 힌지 연결부는 전술한 예들과 비교하여 네거티브로 경사져 있다. 선회 아암(5, 7)은 제1 선회축(17)에서 네거티브 경사를 갖는다는 것을 유의하여야 하며, 표면들은 동일한 직선의 축상에서 멀어지게 이동할 것이다. 이러한 종류의 배열은 리프팅 구조물을 위해 적합한 것이 될 수 있으며 일부 예에서 모듈로서 최상부에 연결될 수 있다. 일부예에서 이것은 지붕 들어올림 잭, 태양 전지판 패널과 같은 공간 전개 구조물, 및 조명과 같은 임시 또는 영구 구조물을 위한 조립체를 모듈 방식으로 조립한다. 들어올림과 확장의 조합을 위해 다른 모듈에 힘을 전달하는 연결 장치를 구비한 단지 하나의 모듈에만 힘이 가해지거나 모든 모듈 또는 일부 모듈에 가해질 수 있다.
이제 도 24에 도시된 실시예를 참조하면, 2 개의 아암 조립체(3)가 도시되어 있다. 개별적인 표면(121, 122)과 연결된 선회가능한 아암 조립체는 요구되는 자세로 플랫폼(121)을 위치시키기 위하여 6 자유도를 제공하는 두 표면 간에 적용되는 상조 복합 선회 동작을 부여한다. 이 예에서 아암 조립체는 축(119)에 대하여 선회하며 합성 각도 이동을 한다. 따라서, 도 22에서의 장치는 선회를 허용한다. 선회 및 선회하여 멀어지는 것은 요구되는 자세를 달성하는 속도로 진행될 것이다. 이 예에서, 축(120)은 요구되는 자세에 적합하도록 플랫폼이 선회할 수 있게 한다. 이러한 종류의 장치는 항공기 시뮬레이터, 태양 전지판, 로봇 및 유사한 응용 분야에 적합한 것이 될 수 있다. 플랫폼(121)은 자세 요건 또는 연속 동작을 달성하는 상이한 속도로 중심축(119) 및 각각의 아암 조립체(3)에 대한 제1 힌지 연결부(13)에 힘을 가함으로써 위치될 수 있다.
모든 실시예들에서, 공지된 구조물과 비교하여 제조, 설치 및 유지가 용이한 구조물이다. 왜냐하면 본 발명의 구조물은 공지된 구조물보다 적은 부품을 필요로 하기 때문이다.
명세서에서, 용어 "에어로포일"은 공기역학적인 에어로포일로 사용되는 것으로 설명되었다. 그러나, 명세서에 설명된 개념은 하이드로포일(hydrofoil)로 적용될 수 있다. 따라서, 용어 "에어로포일"은 명세서 및 청구범위에서 하이드로포일을 포함하는 것이며 에어로포일에만 국한되는 것으로 생각해서는 안된다. 또한 명세서에서 설명된 개념은 크루거 슬랫(Krueger slats)과 같은 날개 전단 슬랫, 보조 날개, 날개 플랩과 같은 고양력 장치 및 제어 표면들을 제어하기 위하여 항공기에 사용될 수 있다. 따라서, 본 발명은 플랩, 슬랫, 플래퍼론(flaperon), 블레이드, 헬리콥터의 블레이드, 풍력 발전 터빈의 블레이드, 고정 날개 요트의 블레이드 및 유사한 것에 적용할 수 있다. 또한 본 발명은 선박 안정 장치, 날개 용골(wing keel), 잠수함 안정판(submarine fin) 및 안정 장치, 어뢰 안정판 및 안정 장치, 및 유사한 것에 적용하여 사용될 수 있다.
에어로포일의 변형을 위한 편향 정도는 제1 선회축(17), 제2 선회축(19) 및 제3 선회축(31)의 개별적인 각도에 의해 조절될 수 있다. 또한, 각각의 제1 선회 아암(5) 및 제2 선회 아암(7)의 길이는 전개 형태에 추가적인 변화를 제공하도록 조절될 수 있다.
따라서, 본 발명의 범위에서 벗어나지 않고 본 발명 및 전술한 실시예에 대한 수많은 변형이 가능하다.
일예로, 지지 구조물은 공지된 페어링을 제거하고 현재의 항공기에 날개 플랩 또는 다른 플랩 지지 구조물을 교체하여 다시 장착하는 것으로 사용될 수 있다.
만약 명세서에 종래 기술 문헌이 인용되어 있다면, 이 문헌이 호주 또는 다른 국가에서 관련 기술의 보편적이며 일반적인 지식의 일부라는 인정하는 것은 아니다.
본 발명의 전술한 설명 및 청구범위에서 표현 또는 필요한 것을 나타내기 위하여 달리 요구되는 경우를 제외하고, "포함" 또는 "포함하고" 또는 "포함하는"의 표현은 포괄적인 관점으로 사용되는 것이다. 즉, 언급한 특징의 존재를 명시하는 것이지만 본 발명의 다양한 실시예에서의 다른 특징들의 존재 또는 부가를 배제하는 것은 아니다.

Claims (23)

  1. 서로 간에 상대 운동을 할 수 있게 작동가능한 두 표면을 연결하기 위한 복합 동작 구조물로서, 확장 선회 상태로 이동될 때 제2 표면이 제1 표면에 대하여 복합 동작 선회하는 것을 특징으로 하는 복합 동작 구조물.
  2. 제1항에 있어서,
    제1 힌지 연결부와 제2 힌지 연결부의 선회축들은 모든 선회 상태에서 함께 교차하는 공통면을 공유하는 것을 특징으로 하는 복합 동작 구조물.
  3. 제1 힌지 연결부와 제2 힌지 연결부의 선회축들은 모든 이동 각도에서 함께 교차하는 공통면이 존재하게 되는 경로를 따르는 것을 특징으로 하는 에어로포일.
  4. 복합 동작 구조물을 구비하며 제1 위치와 수축 상태를 포함하고 있는 에어로 포일로서, 상기 수축 상태에서 상기 복합 동작 구조물은 에어로포일의 프로파일 내에 수용되는 것을 특징으로 하는 에어로포일.
  5. 상대적으로 지지하고 서로 간에 상대적인 복합 동작이 유발되도록 하는 것이 요구되는 두 표면을 연결하기 위한 복합 동작 유발 및 지지 구조물에 있어서, 상기 복합 동작 유발 및 지지 구조물은 제1 선회 아암 및 제2 선회 아암을 포함하는 아암 조립체를 구비하고, 상기 제1 선회 아암과 상기 제2 선회 아암은 그들 사이에 배치된 제1 힌지 연결부에 의해서 개별적인 단부들에서 서로에 대해 선회가능하게 연결되며, 제2 힌지 연결부는 제1 표면과 연결을 위해서 상기 제1 선회 아암의 반대편 단부에 제공되고 제3 힌지 연결부는 제2 표면과 연결을 위해서 상기 제2 선회 아암의 반대편 단부에 제공되며, 아암 조립체는 제3 힌지 연결부의 선회축이 제2 힌지 연결부의 선회축에 대해 거울상 배열로 그리고 제1 힌지 연결부의 선회축에 대하여 합성 각도로 경사지도록 되어 있고, 상기 제1 선회 아암과 상기 제2 선회 아암이 서로에 대하여 개별적으로 수축되거나 확장되는 수축 선회 상태 또는 확장 선회 상태로 모든 선회축들에 대하여 선회를 일으키도록 상기 제1 선회 아암 및 상기 제2 선회 아암이 이동가능하고, 수축 선회 상태로부터 확장 선회 상태로 이동될 때 상기 제1 표면에 대한 상기 제2 표면의 복합 동작 선회가 이루어지게 되고 제2 힌지 연결부와 제3 힌지 연결부의 선회축들은 모든 선회 상태에서 함께 교차하는 공통면이 공유하는 것을 특징으로 하는 복합 동작 유발 및 지지 구조물.
  6. 메인 에어로포일, 보조 에어로포일 및 복합 동작 유발 및 지지 구조물을 포함하는 에어로포일로서, 상기 보조 에어로포일은 에어로포일의 공기역학적인 특성을 변화시키기 위하여 상기 메인 에어로포일에 대해 확장 및 수축될 수 있고, 메인 에어로포일과 보조 에어로포일을 연결하기 위한 복합 동작 유발 및 지지 구조물은 메인 에어로포일과 보조 에어로포일 간의 확장과 수축 및 지지를 가능하게 하며, 상기 복합 동작 유발 및 지지 구조물은 제1 선회 아암과 제2 선회 아암을 포함하는 아암 조립체를 포함하며, 상기 제1 선회 아암과 상기 제2 선회 아암은 그들 사이에 배치된 제1 힌지 연결부에 의해 개별적인 단부에서 서로에 대하여 선회가능하게 연결되고, 제2 힌지 연결부는 상기 제1 선회 아암의 반대편 단부에 제공되고 상기 메인 에어로포일과 연결되고, 제3 힌지 연결부는 상기 제2 선회 아암의 반대편 단부에 제공되고 상기 보조 에어로포일과 연결되며, 상기 복합 동작 유발 및 지지 구조물은 제3 힌지 연결부의 선회축이 제2 힌지 연결부의 선회축에 대해 거울상 배열로 경사지고 제1 힌지 연결부의 선회축에 대하여 합성 각도로 경사지도록 되어 있고, 상기 복합 동작 유발 및 지지 구조물의 제1 선회 아암과 제2 선회 아암은 수축 또는 확장되는 상태로 이동하도록 보조 에어로포일에 부여할 복합 동작을 일으키고 모든 선회축들에 대하여 선회를 야기하도록 이동가능하고, 수축 상태에서 상기 복합 동작 유발 및 지지 구조물은 에어로포일의 프로파일로 수용되고 제2 힌지 연결부와 제3 힌지 연결부의 선회축들은 모든 이동 각도에서 함께 교차하는 공통면이 존재하는 경로를 따르는 것을 특징으로 하는 에어로포일.
  7. 상대적으로 지지하고 서로 간에 상대적인 복합 동작이 유발되도록 하는 것이 요구되는 두 개의 표면들을 연결하기 위한 복합 동작 유발 및 지지 구조물에 있어서, 상기 복합 동작 유발 및 지지 구조물은 적어도 두 개의 아암 조립체를 포함하며, 각각의 아암 조립체는 제1 선회 아암 및 제2 선회 아암을 포함하고, 상기 제1 선회 아암과 상기 제2 선회 아암은 그들 사이에 배치된 제1 힌지 연결부에 의해서 개별적인 단부들에서 서로에 대해 선회가능하게 연결되며, 제2 힌지 연결부는 제1 표면과 연결을 위해서 상기 제1 선회 아암의 반대편 단부에 제공되고 제3 힌지 연결부는 제2 표면과 연결을 위해서 상기 제2 선회 아암의 반대편 단부에 제공되며, 제2 힌지 연결부와 제3 힌지 연결부의 선회축들은 제1 힌지 연결부에 대하여 경사져 있고, 적어도 두 개의 아암 조립체 각각은 이격된 관계로 제1 표면과 제2 표면에 장착되고, 상기 제1 선회 아암과 상기 제2 선회 아암은 제1 선회 아암의 반대편 단부들과 제2 선회 아암 조립체가 서로에 대해 상대적으로 가장 근접한 수축 선회 상태 또는 각각의 아암 조립체의 제1 선회 아암의 반대편 단부들과 제2 선회 아암이 서로로부터 상대적으로 멀어진 확장 선회 상태로 모든 축에 대하여 선회할 수 있도록 장착되며, 수축 선회 상태로부터 확장 선회 상태로 이동될 때 상기 제1 표면에 대한 상기 제2 표면의 복합 동작 선회가 이루어지게 되고 제2 힌지 연결부와 제3 힌지 연결부의 선회축들은 모든 선회 상태에서 함께 교차하는 공통면이 존재하는 경로를 따르는 것을 특징으로 복합 동작 유발 및 지지 구조물.
  8. 메인 에어로포일, 보조 에어로포일 및 복합 동작 유발 및 지지 구조물을 포함하는 에어로포일로서, 상기 보조 에어로포일은 에어로포일의 공기역학적인 특성을 변화시키기 위하여 상기 메인 에어로포일에 대해 확장 및 수축될 수 있고, 메인 에어로포일과 보조 에어로포일 사이에 연결된 복합 동작 유발 및 지지 구조물은 메인 에어로포일과 보조 에어로포일 간의 확장과 수축 및 지지를 가능하게 하며, 상기 복합 동작 유발 및 지지 구조물은 적어도 두 개의 아암 조립체를 포함하며, 각각의 아암 조립체는 제1 선회 아암과 제2 선회 아암을 포함하며, 상기 제1 선회 아암과 상기 제2 선회 아암은 그들 사이에 배치된 제1 힌지 연결부에 의해 개별적인 단부에서 서로에 대하여 선회가능하게 연결되고, 제2 힌지 연결부는 상기 제1 선회 아암의 반대편 단부에 제공되고 상기 메인 에어로포일과 연결되고, 제3 힌지 연결부는 상기 제2 선회 아암의 반대편 단부에 제공되고 상기 보조 에어로포일과 연결되며, 제2 힌지 연결부와 제3 힌지 연결부의 선회축들은 제1 힌지 연결부에 대하여 경사져 있고, 적어도 두 개의 아암 조립체 각각은 이격된 관계로 개별적인 메인 에어로포일과 보조 에어로포일에 장착되고, 상기 제1 선회 아암과 상기 제2 선회 아암은 확장 또는 수축 상태로 아암들이 선회 이동하도록 보조 에어로포일에 부여할 복합 동작 및 모든 선회축에 대하여 선회할 수 있도록 장착되고, 각각의 아암 조립체의 제2 힌지 연결부 및 제3 힌지 연결부의 선회축들은 모든 선회 이동 위치에서 함께 교차하는 각각의 공통면이 존재하게 되는 경로를 따르고, 수축 상태에서 상기 복합 동작 유발 및 지지 구조물은 에어로포일의 프로파일 내에 수용되는 것을 특징으로 하는 에어로포일.
  9. 제8항에 있어서,
    수축 선회 상태와 확장 선회 상태 사이에서 선회하는 동안 서로에 대하여 거울상 변위로 제1 아암과 제2 아암이 각각의 제1 힌지 연결부에 대해 선회하도록 제한하기 위하여 제1 힌지 연결부들에 또는 제1 힌지 연결부들에 인접하여 제1 아암과 제2 아암에 작동하게 연결된 개별적인 기구들을 포함하는 것을 특징으로 하는 에어로포일.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 기구들은 기어 기구들을 포함하는 것을 특징으로 하는 에어로포일.
  11. 제9항에 있어서,
    상기 기구들은 스크루 기구들을 포함하는 것을 특징으로 하는 에어로포일.
  12. 제8항에 있어서,
    상기 제1 힌지 연결부는 제1 측면 가장자리와 제2 측면 가장자리를 포함하는 힌지 부재를 포함하며, 개별적인 힌지 연결부들에 의해서 상기 제1 선회 아암은 상기 제1 측면 가장자리에 연결되고 상기 제2 선회 아암은 상기 제2 측면 가장자리에 연결되며, 상기 제1 힌지 연결부는 상기 개별적인 힌지 연결부들에 의해 형성되는 두 개의 힌지 축을 갖는 것을 특징으로 하는 에어로포일.
  13. 제8항에 있어서,
    상기 제3 힌지 연결부는, 제3 힌지 연결부의 선회축과 수직으로 뻗은 축에 대하여 선회하도록 상기 보조 에어로포일과 독립적으로 선회가능하게 연결되는 구조물 상에 지지되는 것을 특징으로 하는 에어로포일.
  14. 제8항에 있어서,
    두 개의 인접한 아암 조립체가 한 쌍의 아암 조립체를 구성하고, 한 쌍의 아암 조립체의 제1 힌지 연결부들은 서로 가장 멀리 떨어져 배치되고, 상기 제2 선회 힌지 연결부와 상기 제3 선회 힌지 연결부는 서로 가장 근접하여 배치되는 것을 특징으로 하는 에어로포일.
  15. 선회가능하게 함께 연결된 제1 아암 및 제2 아암,
    제1 아암의 반대편 단부에 연결된 제1 표면,
    제2 아암의 반대편 단부에 연결된 제2 표면을 포함하고,
    제1 아암과 제2 아암은 하나의 표면 또는 두 개의 표면 모두의 복합 동작을 유발하도록 이동가능한 것을 특징으로 하는 장치.
  16. 제15항에 있어서,
    제1 아암과 제2 아암 사이에 제1 연결 힌지를 또한 포함하고 있고, 상기 제1 연결 힌지는 아암들의 선회축을 수용하도록 경사진 것을 특징으로 하는 장치.
  17. 제16항에 있어서,
    제1 표면을 제1 아암에 연결하는 제2 연결 힌지,
    제2 표면을 제2 아암에 연결하는 제3 연결 힌지를 또한 포함하며,
    제2 연결 힌지는 제2 아암의 선회축을 수용하는 경사 각도로 경사지고, 제3 연결 힌지는 제2 아암의 선회축을 수용하는 경사 각도로 경사진 것을 특징으로 하는 장치.
  18. 제17항에 있어서,
    제2 연결 힌지와 제3 연결 힌지의 선회축들은 제1 연결 힌지에 대하여 경사진 것을 특징으로 하는 장치.
  19. 제17항에 있어서,
    제3 연결 힌지의 경사 각도는 실질적으로 제1 연결 힌지의 선회축에 대한 합성 각도인 것을 특징으로 하는 장치.
  20. 제17항에 있어서,
    제3 연결 힌지의 경사 각도는 실질적으로 제2 연결 힌지의 경사 각도에 대한 거울상인 것을 특징으로 하는 장치.
  21. 제15항에 있어서,
    제1 아암과 제2 아암은 수축 선회 상태 또는 확장 선회 상태로 이동가능한 것을 특징으로 하는 장치.
  22. 제15항에 있어서,
    제1 아암과 제2 아암은 서로에 대하여 이동가능한 것을 특징으로 하는 장치.
  23. 제15항에 있어서,
    제1 표면은 에어로포일이고 제2 표면을 보조 에어로포일인 것을 특징으로 하는 장치.
KR1020127014532A 2009-11-04 2010-11-04 복합 동작 구조물 KR20120091296A (ko)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US25799309P 2009-11-04 2009-11-04
US61/257,993 2009-11-04
US40140310P 2010-08-12 2010-08-12
US61/401,403 2010-08-12

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20120091296A true KR20120091296A (ko) 2012-08-17

Family

ID=43969484

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020127014532A KR20120091296A (ko) 2009-11-04 2010-11-04 복합 동작 구조물

Country Status (9)

Country Link
US (2) US9205912B2 (ko)
EP (1) EP2496473B1 (ko)
JP (1) JP5865840B2 (ko)
KR (1) KR20120091296A (ko)
CN (1) CN102741120B (ko)
AU (1) AU2010314745B2 (ko)
BR (1) BR112012010496A2 (ko)
CA (1) CA2816475A1 (ko)
WO (1) WO2011054047A1 (ko)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201120992D0 (en) * 2011-12-07 2012-01-18 Airbus Uk Ltd Aircraft rib assembly
CN102645677B (zh) * 2012-05-14 2014-09-03 四川大学 金属圆环和条形卡槽组成的无扭动复摆
GB201222308D0 (en) 2012-12-11 2013-01-23 Airbus Operations Ltd Support assembly
GB2524050A (en) * 2014-03-12 2015-09-16 Airbus Operations Ltd An improved aerodynamic device
US10589837B2 (en) * 2016-02-08 2020-03-17 Bell Helicopter Textron Inc. Spar for a composite wing structure
EP3231702B1 (en) 2016-04-11 2020-06-17 Asco Industries NV High-lift device
EP3339164A1 (en) * 2016-12-22 2018-06-27 Airbus Operations GmbH Wing for an aircraft
US10683076B2 (en) 2017-10-31 2020-06-16 Coflow Jet, LLC Fluid systems that include a co-flow jet
CN108033012A (zh) * 2017-12-13 2018-05-15 四川宝天智控系统有限公司 Vtol固定翼无人机及其固定翼结构
WO2021016321A1 (en) 2019-07-23 2021-01-28 Gecheng Zha Fluid systems and methods that address flow separation
US11292581B2 (en) * 2019-09-26 2022-04-05 Joby Aero Inc. Three-dimensional extension linkage
WO2021257271A1 (en) * 2020-06-17 2021-12-23 Coflow Jet, LLC Fluid systems having a variable configuration
CN114275142B (zh) * 2022-01-13 2023-08-25 北京机电工程研究所 一种连续变后缘弯度翼面

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2218114A (en) * 1938-04-04 1940-10-15 Messerschmitt Boelkow Blohm Operating mechanism for aircraft wing flaps
FR858073A (fr) * 1939-04-18 1940-11-16 Perfectionnements apportés aux surfaces sustentatrices pour aérodynes
US2973925A (en) * 1958-03-24 1961-03-07 Lockheed Aircraft Corp Aerodynamically automatic airfoil slat mechanism
US3321238A (en) * 1965-08-23 1967-05-23 Gen Motors Corp Convertible vehicle body
DE2114670A1 (de) * 1971-03-26 1972-10-05 Vereinigte Flugtechnische Werke-Fokker GmbH, 2800 Bremen Vorrichtung zum Ausfahren eines Vorflügels aus Tragflächen von Luftfahrzeugen
US4180222A (en) * 1976-12-27 1979-12-25 Lockheed Aircraft Corporation Aileron segment control for a flaperon system
DE3013774A1 (de) * 1980-04-10 1981-10-15 Vereinigte Flugtechnische Werke Gmbh, 2800 Bremen Betaetigungsanordnung fuer fluegelklappen
DE4107556C1 (ko) * 1991-03-08 1992-05-14 Deutsche Airbus Gmbh, 2000 Hamburg, De
US5651513A (en) * 1995-03-01 1997-07-29 Northrop Grumman Corporation Linear flap drive system
US6010097A (en) * 1997-10-16 2000-01-04 Northrop Grumman Corporation Scissor linkage type slotted flap mechanism
US6481667B1 (en) * 2001-03-05 2002-11-19 Northrop Grumman Corporation System and method for deflecting an aerodynamic control surface
US6467733B1 (en) * 2001-11-28 2002-10-22 Northrop Grumman Corporation Aerodynamic control surface system
WO2003013956A1 (en) * 2002-03-21 2003-02-20 Nilesh Shriram Narvekar Flap deployment mechanism with swing arms
DE10328717B3 (de) * 2003-06-25 2004-12-02 Eads Deutschland Gmbh Betätigungseinrichtung für eine an der Hinterkante des Tragflügels eines Flugzeugs angeordnete Ruderklappe
DE102005044549B4 (de) * 2005-09-17 2008-04-17 Eads Deutschland Gmbh Flugzeugflügel mit ausfahrbarer Nasenklappe
US8104710B2 (en) * 2007-04-25 2012-01-31 Goodrich Actuation Systems Limited Actuator arrangement
GB0803692D0 (en) * 2008-02-29 2008-04-09 Airbus Uk Ltd Fitting for pivotally connecting aerodynamic control element to aircraft structure
CN101249889A (zh) * 2008-03-29 2008-08-27 王志成 飞行器用平板叶片推力装置
DE102009015397A1 (de) * 2009-03-27 2010-09-30 Airbus Deutschland Gmbh Tragflügel mit einer Hochauftriebsklappe
EP2272752B1 (en) * 2009-07-07 2018-05-30 Goodrich Actuation Systems Limited Actuator arrangement
GB201006099D0 (en) * 2010-04-13 2010-05-26 Airbus Operations Ltd Slat support assembly

Also Published As

Publication number Publication date
CA2816475A1 (en) 2011-05-12
WO2011054047A1 (en) 2011-05-12
JP2013510747A (ja) 2013-03-28
EP2496473A4 (en) 2017-11-01
RU2012121947A (ru) 2013-12-10
US20120224964A1 (en) 2012-09-06
JP5865840B2 (ja) 2016-02-17
EP2496473B1 (en) 2020-09-30
AU2010314745B2 (en) 2016-08-11
CN102741120A (zh) 2012-10-17
BR112012010496A2 (pt) 2016-03-15
US9205912B2 (en) 2015-12-08
US20160097441A1 (en) 2016-04-07
AU2010314745A1 (en) 2012-06-21
EP2496473A1 (en) 2012-09-12
CN102741120B (zh) 2015-11-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR20120091296A (ko) 복합 동작 구조물
CA2675127C (en) A leading edge structure for an aerofoil
EP2148813B1 (en) Aircraft
RU2405715C2 (ru) Поверхность управления задней кромкой крыла самолета
US8056865B2 (en) Mechanism for changing the shape of a control surface
US7243881B2 (en) Multi-function trailing edge devices and associated methods
RU2429163C2 (ru) Авиационная система
US8684316B2 (en) Aircraft flap mechanism having compact large fowler motion providing multiple cruise positions
US8070106B2 (en) Aircraft wing and flap deployment system
US7500641B2 (en) Aerospace vehicle flow body systems and associated methods
US8302914B2 (en) Method and apparatus for deploying an auxiliary lift foil
US20190055002A1 (en) Control surface attachment
EP3461738B1 (en) High-fowler flap actuation apparatus and related methods
RU2575913C2 (ru) Устройство для сложного перемещения
CN110406656A (zh) 控制表面致动机构
US20240286737A1 (en) Drive mechanism
WO1984001343A1 (en) Folding truss mechanism for trailing edge flaps
BR102022023419A2 (pt) Conjunto, e, aeronave

Legal Events

Date Code Title Description
WITN Application deemed withdrawn, e.g. because no request for examination was filed or no examination fee was paid