RU2399554C2 - Система привода посадочных закрылков - Google Patents
Система привода посадочных закрылков Download PDFInfo
- Publication number
- RU2399554C2 RU2399554C2 RU2007141192/11A RU2007141192A RU2399554C2 RU 2399554 C2 RU2399554 C2 RU 2399554C2 RU 2007141192/11 A RU2007141192/11 A RU 2007141192/11A RU 2007141192 A RU2007141192 A RU 2007141192A RU 2399554 C2 RU2399554 C2 RU 2399554C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- landing flap
- drive system
- landing
- drive
- flap
- Prior art date
Links
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims description 3
- 230000006378 damage Effects 0.000 claims 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 abstract description 15
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 9
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 5
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 5
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 5
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 4
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 3
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
- B64D45/0005—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/24—Transmitting means
-
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
- B64D45/0005—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear
- B64D2045/001—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear for indicating symmetry of flaps deflection
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
- Retarders (AREA)
- Tires In General (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, более конкретно к системе привода посадочных закрылков. Система привода встроена в направляющий рельс посадочного закрылка и содержит первый приводной двигатель для перемещения посадочного закрылка, второй приводной двигатель для перемещения посадочного закрылка, исполнительный механизм для перемещения посадочного закрылка. Привод исполнительного механизма осуществляется первым приводным двигателем. Также система привода содержит стопорное устройство для фиксации посадочного закрылка и экстренный блок управления первым двигателем. Синхронизация первого и второго двигателей осуществляется электронными средствами без использования механических связей между первым и вторым двигателями. Технический результат заключается в создании улучшенной системы привода посадочных закрылков. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к системам посадочных закрылков для летательных аппаратов. Более конкретно настоящее изобретение относится к системам привода посадочных закрылков летательных аппаратов, к направляющим рельсам для посадочных закрылков летательных аппаратов, к летательным аппаратам, содержащим соответствующую систему привода посадочных закрылков, и к применению систем привода посадочных закрылков на летательных аппаратах.
ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Современные системы привода посадочных закрылков обычно содержат централизованный привод с передачей момента вращения на приводные установки с помощью центрального вала. Кроме этого, также существуют технические решения, в которых по соображениям резервирования используются два вала, причем закрылки левого и правого крыльев механически соединены между собой. Передача механической мощности в таких системах привода осуществляется таким образом, что приводные установки, распределенные вдоль крыла, имеют местную развязку с механизмом отбора мощности.
В централизованных системах привода посадочных закрылков приводной двигатель размещается в фюзеляже летательного аппарата. В этом случае механическая мощность передается через центральный вал к исполнительным механизмам соответствующих приводных установок. Исполнительные механизмы могут передавать линейное или вращательное движение. Поскольку вал должен проходить, начиная от фюзеляжа, до самого крайнего посадочного закрылка, то должны использоваться проходные втулки, поворотные устройства и универсальные муфты или карданные соединения. При этом затраты на окончательную сборку такой системы могут быть значительными.
Таким образом, целью настоящего изобретения является создание улучшенной системы привода посадочных закрылков летательного аппарата.
В соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения система привода посадочных закрылков летательного аппарата содержит первый приводной двигатель для перемещения посадочного закрылка в заданное положение, причем система привода посадочного закрылка встроена в его направляющий рельс.
За счет интеграции всей системы привода в направляющий рельс установка и интеграция системы привода посадочных закрылков в летательный аппарат может быть существенно упрощена. Кроме того, производственные расходы или расходы по предварительной сборке могут быть снижены, поскольку все компоненты привода могут быть заблаговременно встроены в направляющий рельс на заводе до его окончательной сборки и установки.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления настоящего изобретения система привода посадочных закрылков содержит дополнительно устройство понижающей передачи для уменьшения рабочей скорости перемещения посадочного закрылка.
В этом случае может быть выбрана оптимальная рабочая точка в зависимости от выбранной скорости работы двигателя.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления настоящего изобретения система привода посадочных закрылков содержит дополнительно второй приводной двигатель для перемещения посадочного закрылка в заданное положение.
В этом случае может быть обеспечено резервирование привода, в результате чего дополнительно повышается надежность и может быть снижена вероятность отказа. Кроме того, если возникают значительные нагрузки, то второй приводной двигатель может быть включен при необходимости для улучшения характеристик работы привода.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления настоящего изобретения система привода посадочных закрылков содержит дополнительно стопорное устройство для фиксации посадочного закрылка.
Стопорное устройство может использоваться как вспомогательное средство, которое амортизирует или компенсирует силу сжатия, действующую на посадочный закрылок, и, таким образом, разгружает приводной двигатель. Кроме того, стопорное устройство может использоваться для окончательной установки посадочного закрылка, если он не должен больше перемещаться.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления настоящего изобретения система привода посадочных закрылков содержит дополнительно для обеспечения целостности конструкции предохранительный нагружаемый направляющий элемент, который предназначен для фиксации посадочного закрылка в случае разрушения конструкции привода.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления настоящего изобретения система привода посадочных закрылков содержит дополнительно исполнительный механизм для перемещения посадочного закрылка, причем приводом исполнительного механизма является первый приводной двигатель.
Исполнительный механизм может быть подсоединен между приводным двигателем и посадочным закрылком для передачи приводного усилия от двигателя к закрылку. Например, в качестве исполнительного механизма может использоваться отказоустойчивый шпиндель или вращательный исполнительный механизм.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления настоящего изобретения система привода посадочных закрылков содержит дополнительно первую часть крепления для прикрепления системы привода посадочных закрылков к крылу летательного аппарата и вторую часть крепления для прикрепления системы привода посадочных закрылков к посадочному закрылку.
В этом случае может быть существенно снижен объем работ по установке системы привода посадочных закрылков при окончательной сборке, поскольку система привода посадочных закрылков, интегрированная в направляющий рельс, прикрепляется к первой части крепления на крыле летательного аппарата. Существенным является то, что отпадает необходимость в каких-то других объемных работах по установке. Во второй части крепления система привода посадочных закрылков может быть просто присоединена к посадочному закрылку для обеспечения возможности перемещения закрылка в нужное положение.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления настоящего изобретения система привода посадочных закрылков содержит дополнительно первое устройство сопряжения для соединения системы привода посадочных закрылков с системой энергоснабжения и второе устройство сопряжения для соединения системы привода посадочных закрылков с сигнальной линией управления этой системой.
В соответствии с этим вариантом осуществления настоящего изобретения устройства сопряжения могут быть установлены уже при предварительной сборке, так что при окончательной сборке требуется только подключить линии энергоснабжения или сигнальные линии к системе привода посадочных закрылков.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления настоящего изобретения синхронизация работы первого и второго приводных двигателей осуществляется с помощью электронных средств без использования механического соединения между этими двигателями.
Далее в соответствии еще с одним вариантом осуществления настоящего изобретения обеспечивается синхронизация работы разных систем привода посадочных закрылков или приводных двигателей, каждый из которых относится к разным системам привода посадочных закрылков, причем такая синхронизация осуществляется с помощью электронных средств без использования механического соединения разных систем привода посадочных закрылков.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления настоящего изобретения в качестве первого приводного двигателя используется электромеханический двигатель.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления настоящего изобретения предлагается направляющий рельс посадочного закрылка летательного аппарата, содержащий встроенную систему привода посадочных закрылков.
Система привода посадочных закрылков может быть интегрирована в направляющий рельс перед его окончательной сборкой. Такая полная интеграция в направляющий рельс может существенно уменьшить объем работ по сборке. В этом случае отпадает необходимость в конструкционных проходных втулках в фюзеляже и задней кромке крыла, которые требуется устанавливать в случае централизованного привода посадочных закрылков, а также отпадает необходимость в поворотных устройствах и универсальных муфтах механизма вала. При окончательной сборке необходимо только прикрепить направляющий рельс, на котором установлены все компоненты системы, к нижней части крыла и подсоединить компоненты системы к линиям электроснабжения, сигнальным линиям и к конструкции посадочного закрылка. Кроме того, в этом случае может быть решена проблема размещения резервных приводов, которые может понадобиться установить на задней кромке крыла.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления настоящего изобретения предлагается летательный аппарат с интегрированной системой привода посадочных закрылков.
В соответствии еще с одним вариантом осуществления настоящего изобретения предлагается применение интегрированной системы привода посадочных закрылков на летательном аппарате.
Ниже со ссылками на прилагаемые чертежи дается описание предпочтительных вариантов осуществления настоящего изобретения.
Фиг.1 - схематический вид известной системы привода посадочных закрылков.
Фиг.2 - схематический вид другой известной системы привода посадочных закрылков.
Фиг.3 - схематический вид системы привода посадочных закрылков с независимыми приводами и соединительным валом.
Фиг.4 - схематический вид системы привода посадочных закрылков с независимыми приводами без соединительного вала.
Фиг.5 - виды сбоку и сверху системы привода посадочных закрылков, встроенной в направляющие рельсы закрылков, в соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения.
Фиг.6 - виды сбоку и сверху системы привода посадочных закрылков, встроенной в направляющие рельсы закрылков, в соответствии с другим вариантом осуществления настоящего изобретения.
Фиг.7 - система привода посадочных закрылков, встроенная в направляющие рельсы закрылков, со шпиндельным приводом и с зубчатым стопорным устройством в соответствии с другим вариантом осуществления настоящего изобретения.
В нижеприведенном описании чертежей используются одинаковые ссылочные обозначения для одинаковых или сходных элементов.
На фиг.1 представлен схематический вид известной системы привода посадочных закрылков. Современные системы привода посадочных закрылков в общем случае содержат централизованный привод 101, размещенный в фюзеляже, и механизм 102 центрального вала. Механизм 102 центрального вала используется для передачи мощности от приводного двигателя 101 к отдельным посадочным закрылкам 103, 104, 105, 106, 107, 108. Для монтажа системы могут потребоваться объемные установочные работы, например установка проходных втулок в фюзеляже.
На фиг.2 представлен схематический вид другой известной системы привода посадочных закрылков. Как можно видеть на фиг.2, по соображениям резервирования используются два механизма 102, 202 валов, причем закрылки 106, 107 на левом крыле и закрылки на правом крыле (на фиг.2 не показаны) механически соединены между собой.
Системы привода посадочных закрылков, схемы которых представлены на фиг.1 и 2, являются приводными системами, в которых передача механической энергии (посредством двигателя 201) осуществляется с местной развязкой от механизмов отбора мощности на отдельных приводных установках, распределенных вдоль крыла.
На фиг.3 представлен схематический вид системы привода посадочных закрылков с независимыми приводами 301, 302, соединительным валом 303 и стопорным устройством 304. При таком устройстве внутренние и внешние посадочные закрылки могут перемещаться независимо друг от друга. При использовании такой схемы резервные приводы сегмента закрылков могут быть либо соединены посредством сегмента вала (см. фиг.3), либо в каждой приводной установке 401, 402 может использоваться отдельный привод 301, 302 (см. фиг.4).
Ссылочные обозначения 305, 306 указывают направляющие рельсы 1 и 2 приводных звеньев посадочных закрылков.
В системах привода посадочных закрылков с централизованным приводным механизмом приводной двигатель размещается в фюзеляже летательного аппарата. Передача механической энергии осуществляется от механизма центрального вала к исполнительным механизмам, в качестве которых могут использоваться механизмы, обеспечивающие линейное или вращательное перемещение и связанные с соответствующими приводными установками. Поскольку механизм вала должен проходить из фюзеляжа непосредственно до самого крайнего посадочного закрылка, то должны использоваться проходные втулки, поворотные устройства и универсальные муфты или карданные соединения. При этом затраты на окончательную сборку такой системы могут быть значительными.
Независимые приводы могут существенно улучшить ситуацию, поскольку в этом случае отпадает необходимость в громоздких частях механизма централизованного привода. Кроме того, независимые приводы могут обеспечивать повышение эксплуатационной гибкости.
Например, в соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения отпадает необходимость в устройстве вала между двумя приводами. Для обеспечения достаточно высокого коэффициента готовности системы и ее высокой надежности для отдельных посадочных закрылков или групп посадочных закрылков могут быть установлены резервные приводы. Поскольку при установке приводов на задней кромке крыла или централизованно в фюзеляже могут возникнуть проблемы, связанные с размещением приводов и повышенными затратами на монтаж (например, в связи с недостатком места для размещения в задней кромке крыла или в связи с необходимостью устройства соответствующих проходных втулок и других средств), то было бы желательно, чтобы вся система привода была встроена в направляющий рельс закрылка летательного аппарата. Кроме того, это могло бы позволить заранее смонтировать все компоненты привода на направляющем рельсе.
На фиг.5 представлен вид 505 сбоку и вид 500 сверху системы привода посадочных закрылков, встроенной в направляющий рельс закрылка, с вращательным исполнительным механизмом в соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения. Как показано на фиг.5, система посадочных закрылков содержит первый приводной двигатель 501 для перемещения посадочного закрылка 107 в нужное положение. При такой конструкции система привода посадочных закрылков полностью интегрирована в направляющий рельс 509 посадочного закрылка 107. Управление двигателем 501 осуществляется с помощью электронного блока 503. Электронный блок 503 соединен через соответствующие интерфейсные устройства с сигнальной линией управления системой привода посадочных закрылков. Кроме того, используется устройство сопряжения для подключения системы привода посадочных закрылков к системе электроснабжения. Устройства сопряжения с системой электроснабжения и соединения с сигнальной линией могут быть выполнены в форме соединительного устройства 504, которое соединяется с ответной частью после завершения установки направляющего рельса 509 на крыле летательного аппарата.
Кроме того, в состав системы привода входит исполнительный механизм 502, выполненный в форме вращательного исполнительного механизма, который имеет привод от двигателя 501 и перемещает посадочный закрылок 107 посредством соответствующего передаточного механизма 506 с использованием соединительных звеньев 507.
Кроме того, как показано на виде 500 сверху, фиг.5, также используется предохранительный нагружаемый направляющий элемент 508, обеспечивающий целостность конструкции. Например, предохранительный нагружаемый направляющий элемент 508 может быть устроен таким образом, чтобы в случае разрушения конструкции системы привода посадочных закрылков посадочный закрылок 107 удерживался в занимаемом им положении.
В соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения система привода посадочных закрылков содержит независимые электромеханические приводы 501. В такой схеме система привода посадочных закрылков содержит приводные двигатели 501; устройство понижающей передачи (при необходимости), которое может быть встроено во вращательный исполнительный механизм 502; исполнительный механизм 502; стопорное устройство, которое может быть частью передаточного механизма 506; предохранительный нагружаемый направляющий элемент 508; датчики и электронный блок 503.
В зависимости от требуемого коэффициента готовности в каждой приводной установке может использоваться один или два двигателя. Также для дополнительного повышения уровня резервирования и соответственно надежности могут использоваться дополнительные двигатели.
В зависимости от выбранной скорости двигателя в оптимальной рабочей точке может устанавливаться устройство понижающей передачи. Для установки системы привода посадочных закрылков может использоваться стопорное устройство. В этом случае устройство понижающей передачи и стопорное устройство также интегрируются в направляющий рельс 509. Например, могут использоваться самозапирающиеся стопоры или передачи/исполнительные механизмы. Если для обеспечения целостности конструкции необходимо использовать предохранительный нагружаемый направляющий элемент 508, то он также может быть интегрирован в направляющий рельс 509.
Необходимо отметить, что конкретная конструкция системы зависит от предъявляемых требований, таких как, например, коэффициент готовности, функциональная гибкость и др., а также от других граничных условий, таких как, например, число направляющих рельсов для каждого сегмента посадочных закрылков.
Сопряжение направляющего рельса 509 с интегрированной системой привода посадочных закрылков и с крылом летательного аппарата или с его посадочными закрылками обеспечивается конструкционными элементами крепления направляющего рельса к крылу, которые выполнены в форме первой части 510 крепления, и соединением системы привода посадочных закрылков с посадочным закрылком, которое выполнено в форме второй части 506, 507 крепления. Кроме того, обеспечиваются средства подключения к сигнальной линии 504 и к системе электроснабжения для подачи питания на приводные двигатели 501. Первая часть крепления может располагаться и в другой зоне направляющего рельса 509.
Синхронизация работы приводных двигателей 501 на направляющих рельсах 509 сегмента посадочных закрылков осуществляется с помощью электронных средств. В соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения такая синхронизация обеспечивается без использования механических связей между первым приводным двигателем 501 и вторым приводным двигателем.
Например, для синхронизации могут быть использованы датчики положения, установленные на исполнительных механизмах 502, двигателях 501 или механических передаточных механизмах 506 для определения положения. Эти датчики могут быть подсоединены, например, к электронному блоку 503 управления двигателем и к соответствующим электронным схемам обработки, которые также могут быть интегрированы в электронный блок. В этом случае не требуется механическое соединение разных приводных двигателей 501.
На фиг.6 представлен вид еще одного варианта предлагаемой в изобретении системы привода посадочных закрылков с отказоустойчивым шпиндельным приводом 602. На фиг.6 приведен вид 505 сбоку и вид 500 сверху системы привода посадочных закрылков.
Как можно видеть на фиг.6, в этом случае в качестве исполнительного механизма выбран отказоустойчивый шпиндельный привод, так что отпадает необходимость в использовании дополнительного предохранительного нагружаемого направляющего элемента.
На фиг.7 представлен вид одного из вариантов предлагаемой в изобретении системы привода посадочных закрылков с простым шпиндельным приводом, так что на направляющем рельсе 509 формируется предохранительный нагружаемый направляющий элемент 508, представляющий собой зубчатое устройство. В случае отказа системы предохранительный нагружаемый направляющий элемент 508 может удерживать посадочный закрылок.
Необходимо иметь в виду, что возможны и другие варианты осуществления изобретения. Основная идея изобретения заключается в том, что все компоненты системы привода посадочных закрылков могут быть размещены на направляющем рельсе 509.
При полной интеграции всех компонентов в направляющий рельс 509 затраты на установку могут быть существенно сокращены. Кроме того, отпадает необходимость в конструкционных проходных втулках в фюзеляже и в задней кромке крыла, которые необходимы в случае централизованного привода посадочных закрылков, а также отпадает необходимость в поворотных устройствах и универсальных муфтах механизма вала. При окончательной сборке необходимо только прикрепить направляющий рельс, на котором установлены все компоненты системы, к нижней части крыла и подсоединить компоненты системы к линиям электроснабжения, сигнальным линиям и к конструкции посадочного закрылка. Кроме того, в этом случае может быть решена проблема размещения резервных приводов, установка которых на задней кромке крыла может быть необходимой.
Необходимо иметь в виду, что термин "содержащий" не исключает использования других элементов или стадий, и указание части или стадии в единственном числе не исключает использования нескольких таких частей или стадий. Далее необходимо отметить, что признаки или стадии, которые были описаны со ссылками на один из вышеуказанных вариантов осуществления изобретения, могут быть также использованы совместно с другими признаками или стадиями других вышеуказанных вариантов. Ссылочные обозначения в формуле изобретения не должны рассматриваться как ограничения.
Claims (8)
1. Система привода посадочных закрылков летательного аппарата, которая встроена в направляющий рельс посадочного закрылка и содержит первый приводной двигатель для перемещения посадочного закрылка, второй приводной двигатель для перемещения посадочного закрылка, исполнительный механизм для перемещения посадочного закрылка, причем привод исполнительного механизма осуществляется первым приводным двигателем, стопорное устройство для фиксации посадочного закрылка, и экстренный блок управления первым двигателем, причем синхронизация первого и второго двигателей осуществляется электронными средствами без использования механических связей между первым и вторым двигателем.
2. Система привода посадочных закрылков по п.1, которая дополнительно содержит понижающую передачу для уменьшения скорости перемещения посадочного закрылка.
3. Система привода посадочных закрылков по п.1, которая дополнительно содержит предохранительный нагружаемый направляющий элемент, который обеспечивает целостность конструкции и предназначен для фиксации посадочного закрылка в случае разрушения конструкции системы.
4. Система привода посадочных закрылков по п.1, которая дополнительно содержит первую часть крепления для прикрепления системы привода посадочных закрылков к крылу летательного аппарата и вторую часть крепления для прикрепления системы привода посадочных закрылков к посадочному закрылку.
5. Система привода посадочных закрылков по п.1, которая дополнительно содержит первое устройство сопряжения для соединения системы привода сопряжения для соединения системы привода посадочных закрылков с сигнальной линией управления системой привода посадочных закрылков.
6. Система привода посадочных закрылков по п.1, в которой в качестве первого приводного двигателя используется электромеханический двигатель.
7. Направляющий рельс для посадочного закрылка летательного аппарата, который содержит систему привода посадочных закрылков по любому из пп.1-6.
8. Летательный аппарат, снабженный системой привода посадочных закрылков по любому из пп.1-6.
Applications Claiming Priority (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US67138605P | 2005-04-14 | 2005-04-14 | |
| US60/671,386 | 2005-04-14 | ||
| DE102005017307A DE102005017307A1 (de) | 2005-04-14 | 2005-04-14 | Landeklappenantriebssystem |
| DE102005017307.1 | 2005-04-14 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007141192A RU2007141192A (ru) | 2009-05-20 |
| RU2399554C2 true RU2399554C2 (ru) | 2010-09-20 |
Family
ID=37067742
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007141192/11A RU2399554C2 (ru) | 2005-04-14 | 2006-04-12 | Система привода посадочных закрылков |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8157208B2 (ru) |
| EP (1) | EP1868888B1 (ru) |
| JP (1) | JP4954195B2 (ru) |
| CN (1) | CN100548796C (ru) |
| BR (1) | BRPI0610450B1 (ru) |
| CA (1) | CA2602667C (ru) |
| DE (2) | DE102005017307A1 (ru) |
| RU (1) | RU2399554C2 (ru) |
| WO (1) | WO2006108648A1 (ru) |
Families Citing this family (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102006030315A1 (de) * | 2006-06-30 | 2008-01-17 | Airbus Deutschland Gmbh | Hochauftriebssystem am Tragflügel eines Flugzeugs |
| DE102007036996A1 (de) * | 2007-08-06 | 2009-02-19 | Airbus Deutschland Gmbh | Hochauftriebssystem für ein Flugzeug |
| US8451144B2 (en) * | 2009-02-04 | 2013-05-28 | Honeywell International Inc. | Flaps overspeed advisory system |
| GB0906270D0 (en) * | 2009-04-14 | 2009-05-20 | Ge Aviat Systems Ltd | High lift devices for aircraft |
| DE102010025475A1 (de) * | 2010-06-29 | 2011-12-29 | Airbus Operations Gmbh | Stellsystem eines Flugzeugs mit einer Stellklappe |
| FR2972175B1 (fr) | 2011-03-01 | 2013-10-25 | Sagem Defense Securite | Procede de commande simultanee d'actionneurs de deplacement de volets d'aeronef, dispositif de motorisation de volets d'aeronef et aeronef pourvu d'un tel dispositif |
| US8438743B2 (en) * | 2011-06-01 | 2013-05-14 | Hamilton Sundstrand Corporation | Resolver type skew sensor with gimbal attachment |
| GB201117340D0 (en) * | 2011-10-07 | 2011-11-23 | Airbus Uk Ltd | Flat support |
| DE102012111690A1 (de) * | 2012-11-30 | 2014-06-05 | Airbus Operations Gmbh | Formvariabler aerodynamischer Verkleidungskörper für einen Klappen-Verstellmechanismus eines Luftfahrzeugs |
| US9073643B2 (en) | 2013-03-28 | 2015-07-07 | The Boeing Company | Monitoring of high-lift systems for aircraft |
| EP3025955B1 (de) * | 2014-11-26 | 2019-06-19 | Airbus Defence and Space GmbH | Hochauftriebssystem |
| CN108263596A (zh) * | 2018-03-07 | 2018-07-10 | 陕西金色科技有限公司 | 一种自动调整机翼位置的快拆机构及其调整方法 |
| US20230348043A1 (en) * | 2022-05-02 | 2023-11-02 | The Boeing Company | Systems and methods for controlling a flight control surface of an aircraft |
Family Cites Families (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2500691A (en) * | 1945-01-22 | 1950-03-14 | Lear Inc | Mechanical actuator system |
| US2826379A (en) * | 1956-03-26 | 1958-03-11 | Lockheed Aircraft Corp | Aircraft wing flap carriage |
| DE2914974C2 (de) | 1979-04-12 | 1985-09-12 | Dornier Gmbh, 7990 Friedrichshafen | Kombinierte Auftriebs- bzw. Steuerklappe, insbesondere an der Hinterkante von Flugzeugtragflügeln |
| US4471928A (en) * | 1980-08-13 | 1984-09-18 | The Boeing Company | Extendible airfoil track assembly |
| US4688744A (en) * | 1982-09-03 | 1987-08-25 | Sundstrand Corporation | Jam tolerant rotary actuation system |
| US4575027A (en) * | 1983-05-16 | 1986-03-11 | Lockheed Corporation | Electromechanical actuator system with anti-jamming features |
| US5161757A (en) * | 1989-07-31 | 1992-11-10 | The Boeing Company | Extending bent shaft flap drive |
| US5092539A (en) * | 1989-10-13 | 1992-03-03 | Bell Helicopter Textron Inc. | Jam resistant ball screw actuator |
| DE4107556C1 (ru) * | 1991-03-08 | 1992-05-14 | Deutsche Airbus Gmbh, 2000 Hamburg, De | |
| US5806805A (en) * | 1996-08-07 | 1998-09-15 | The Boeing Company | Fault tolerant actuation system for flight control actuators |
| US5788190A (en) * | 1996-10-22 | 1998-08-04 | The Boeing Company | Slotted cruise trailing edge flap |
| FR2811780B1 (fr) * | 2000-07-13 | 2002-08-30 | Aerospatiale Matra Airbus | Procede et dispositif de commande d'organes de manoeuvre d'un aeronef, a modules de secours electriques |
| RU19650U1 (ru) | 2001-03-28 | 2001-09-20 | Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева | Ручной привод закрылков легкого самолета |
| DE10133920B4 (de) | 2001-07-12 | 2004-05-13 | Eads Deutschland Gmbh | Auftriebsklappen-Mechanismus |
| AT410656B (de) * | 2001-10-24 | 2003-06-25 | Fischer Adv Components Gmbh | Trag- bzw. führungsvorrichtung für flugzeugkomponenten |
| US6755375B2 (en) * | 2002-10-22 | 2004-06-29 | The Boeing Company | Method and apparatus for controlling aircraft devices with multiple actuators |
| DE10313728B4 (de) * | 2003-03-27 | 2011-07-21 | Airbus Operations GmbH, 21129 | Klappensystem am Tragflügel eines Starrflügel-Flugzeuges |
| US20040200928A1 (en) * | 2003-04-14 | 2004-10-14 | Arthur Degenholtz | Actuator and flap arrangement with actuator interconnection |
| DE10339030B4 (de) * | 2003-08-25 | 2005-11-03 | Man Technologie Ag | Tragstruktur für eine ein- und ausfahrbare Klappe und deren Verwendung |
-
2005
- 2005-04-14 DE DE102005017307A patent/DE102005017307A1/de not_active Withdrawn
-
2006
- 2006-04-12 EP EP06724293A patent/EP1868888B1/en active Active
- 2006-04-12 CA CA2602667A patent/CA2602667C/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-04-12 CN CNB2006800120488A patent/CN100548796C/zh active Active
- 2006-04-12 BR BRPI0610450-9A patent/BRPI0610450B1/pt active IP Right Grant
- 2006-04-12 DE DE602006014117T patent/DE602006014117D1/de active Active
- 2006-04-12 RU RU2007141192/11A patent/RU2399554C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-04-12 US US11/911,231 patent/US8157208B2/en active Active
- 2006-04-12 JP JP2008505814A patent/JP4954195B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2006-04-12 WO PCT/EP2006/003392 patent/WO2006108648A1/en active Application Filing
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE602006014117D1 (de) | 2010-06-17 |
| CA2602667C (en) | 2012-12-18 |
| EP1868888B1 (en) | 2010-05-05 |
| WO2006108648A1 (en) | 2006-10-19 |
| BRPI0610450B1 (pt) | 2019-07-16 |
| BRPI0610450A2 (pt) | 2010-06-22 |
| CN101184664A (zh) | 2008-05-21 |
| US20080191089A1 (en) | 2008-08-14 |
| DE102005017307A1 (de) | 2006-10-26 |
| JP2008535732A (ja) | 2008-09-04 |
| JP4954195B2 (ja) | 2012-06-13 |
| EP1868888A1 (en) | 2007-12-26 |
| US8157208B2 (en) | 2012-04-17 |
| CA2602667A1 (en) | 2006-10-19 |
| RU2007141192A (ru) | 2009-05-20 |
| CN100548796C (zh) | 2009-10-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2399554C2 (ru) | Система привода посадочных закрылков | |
| US11414174B1 (en) | Electrically driven blade control for rotorcraft | |
| CN100549411C (zh) | 用于风力涡轮机的倾角驱动系统 | |
| CN101490441B (zh) | 襟翼作动筒 | |
| US7226020B2 (en) | Apparatus for driving and adjusting flaps hinged to an aircraft | |
| EP2054299B1 (en) | Jam-tolerant actuator | |
| US4688744A (en) | Jam tolerant rotary actuation system | |
| JP2015527247A (ja) | 操縦翼面作動アセンブリ | |
| US20090206197A1 (en) | Actuator and flap arrangement with actuator interconnection | |
| US20040200928A1 (en) | Actuator and flap arrangement with actuator interconnection | |
| US11498658B2 (en) | System for an aircraft wing | |
| US8430354B2 (en) | Flight control system for an aircraft | |
| CN107244427A (zh) | 一种主结构变构型卫星平台 | |
| US11192631B2 (en) | Connection assembly for transmitting loads between two wing elements | |
| US20220388673A1 (en) | Propulsion system for a helicopter | |
| CN109982927A (zh) | 易于安装的致动器 | |
| EP4269232A1 (en) | Fairing attachment system for a wing of an aircraft, aircraft wing and method for mounting a fairing device | |
| US20220340262A1 (en) | Rotary actuation for thin wing applications | |
| EP4029775A1 (en) | Actuation system | |
| CN115892536A (zh) | 一种双余度角位移作动器 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200413 |