RU2478521C2 - Приводная система для элемента увеличения подъемной силы на передней кромке крыла - Google Patents
Приводная система для элемента увеличения подъемной силы на передней кромке крыла Download PDFInfo
- Publication number
- RU2478521C2 RU2478521C2 RU2010117755/11A RU2010117755A RU2478521C2 RU 2478521 C2 RU2478521 C2 RU 2478521C2 RU 2010117755/11 A RU2010117755/11 A RU 2010117755/11A RU 2010117755 A RU2010117755 A RU 2010117755A RU 2478521 C2 RU2478521 C2 RU 2478521C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- drive mechanism
- increase
- wing
- leading edge
- lifting force
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- B64C9/22—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
- B64C9/24—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing by single flap
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
- Paper (AREA)
- Forklifts And Lifting Vehicles (AREA)
- Valve Device For Special Equipments (AREA)
- Basic Packing Technique (AREA)
- Lifting Devices For Agricultural Implements (AREA)
- Manipulator (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, в частности к приводам аэродинамических поверхностей самолетов. Приводная система для развертывания элемента (1) увеличения подъемной силы на передней кромке крыла (2) воздушного судна содержит тягу (4), соединенную с возможностью поворота с крылом в первой поворотной точке (3) и с элементом (1) увеличения подъемной силы во второй поворотной точке (7), первый приводной механизм (5), выполненный с возможностью поворота элемента (1) вокруг первой поворотной точки (3), и второй приводной механизм (8), выполненный с возможностью поворота элемента (1) вокруг второй поворотной точки (7). Второй приводной механизм (8) может быть задействован независимо от первого приводного механизма и может создавать уплотняющее усилие между элементом (1) и передней кромкой крыла (2) воздушного судна. Способ развертывания элемента (1) увеличения подъемной силы на передней кромке крыла (2) с использованием вышеуказанной системы включает поворот элемента (1) вокруг поворотной точки (3) приводным механизмом (5) вниз вокруг передней кромки из убранного положения в промежуточное, поворот элемента (1) вокруг точки (7) вторым приводным механизмом (8) для перемещения элемента (1) в выдвинутое положение, при этом вторым приводом (8) создают уплотняющее усилие в убранном и промежуточном положениях элемента (1). Обеспечивается сложное перемещение элемента (1). 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к способу и системе привода для развертывания элемента увеличения подъемной силы на передней кромке крыла воздушного судна.
Уровень техники
Для современного воздушного судна требуется более высокая эффективность устройств увеличения подъемной силы при минимизации влияния конструкции и системы. Системы с большой подъемной силой необходимы для обеспечения высокого аэродинамического качества во время взлета при достижении максимального подъема и соответственно максимального угла атаки при посадке.
Летно-технические качества ограничивают конструктивные и системные требования, которые стимулируют использование более простых, легких и компактных устройств.
При этом следует исключать помехи, которые могут возникать между элементами увеличения подъемной силы на передней кромке крыла воздушного судна и внутренними конструктивными элементами (в частности, передним лонжероном), а также внешними конструктивными элементами (в частности, гондолой двигателя и реверсором тяги).
Известные устройства увеличения подъемной силы на передней кромке крыла воздушного судна описаны в патентных документах WO 2005/108205 A1 и US-A-5927656. В WO 2005/108205 A1 описано устройство, которое поворачивается вокруг оси из убранного положения в развернутое положение. В убранном положении устройство плотно соединяется с неподвижной передней кромкой крыла, а в развернутом положении между этими элементами образуется щель. US-A-5927656 описывает аналогичное устройство, однако в этом случае щиток можно устанавливать также в промежуточном положении, где между задней кромкой устройства и неподвижной передней кромкой крыла существует небольшой или нулевой зазор.
Недостаток этих известных устройств заключается в том, что они обеспечивают возможность только простого поворота. Это создает сложности в оптимизации позиционирования устройства в его различных положениях. Традиционный подход к обеспечению более сложного перемещения заключается в установке устройства на криволинейной направляющей, как описано, например, в патентном документе US-A-4399970. Однако такие направляющие механизмы являются сложными, тяжелыми и занимают большое пространство.
Раскрытие изобретения
Первый аспект изобретения предусматривает приводную систему, предназначенную для развертывания элемента увеличения подъемной силы на передней кромке крыла воздушного судна, содержащую:
- тягу, соединенную с возможностью поворота с крылом в первой поворотной точке и с элементом увеличения подъемной силы во второй поворотной точке,
- первый приводной механизм, выполненный с возможностью поворота элемента увеличения подъемной силы вокруг первой поворотной точки для перемещения элемента увеличения подъемной силы вниз вокруг передней кромки из убранного положения в промежуточное положение, и
- второй приводной механизм, выполненный с возможностью поворота элемента увеличения подъемной силы вокруг второй поворотной точки,
при этом второй приводной механизм выполнен с возможностью перемещения элемента увеличения подъемной силы из промежуточного положения в полностью выдвинутое положение и с возможностью создания уплотняющего усилия между элементом увеличения подъемной силы и передней кромкой крыла воздушного судна, когда элемент увеличения подъемной силы находится в убранном положении и/или в промежуточном положении.
Второй аспект изобретения предусматривает способ развертывания элемента увеличения подъемной силы на передней кромке крыла воздушного судна с использованием приводной системы согласно первому аспекту изобретения. Согласно указанному способу поворачивают элемент увеличения подъемной силы вокруг первой поворотной точки путем задействования по меньшей мере первого приводного механизма для перемещения элемента увеличения подъемной силы вниз вокруг передней кромки из убранного положения в промежуточное положение; поворачивают элемент увеличения подъемной силы вокруг второй поворотной точки путем задействования по меньшей мере второго приводного механизма для перемещения элемента увеличения подъемной силы из промежуточного положения в полностью выдвинутое положение и задействуют второй приводной механизм, когда элемент увеличения подъемной силы находится в убранном положении и/или в промежуточном положении, для создания уплотняющего усилия между элементом увеличения подъемной силы и передней кромкой крыла воздушного судна.
Настоящее изобретение обеспечивает приводную систему, которая может создавать более сложное перемещение элемента увеличения подъемной силы, не имея недостатков направляющего механизма. Элемент увеличения подъемной силы перемещается вокруг передней кромки из убранного положения в промежуточное положение посредством нисходящего движения. Далее второй приводной механизм выполнен с возможностью перемещения элемента увеличения подъемной силы из промежуточного положения в полностью выдвинутое положение, при этом второй приводной механизм обычно открывает щель между элементом увеличения подъемной силы и передней кромкой. Второй приводной механизм также выполнен с возможностью создания уплотняющего усилия между элементом увеличения подъемной силы и передней кромкой крыла воздушного судна в убранном положении, в промежуточном положении или в обоих указанных положениях.
Первый и второй приводные механизмы могут приводиться в действие одним управляющим устройством, которое обеспечивает зависимое движение обоих механизмов. Однако более предпочтительно второй приводной механизм функционирует независимо от первого приводного механизма. В этом случае первый приводной механизм обычно содержит первый привод, имеющий первый управляющий вход для приема первого управляющего сигнала, а второй приводной механизм содержит второй привод, имеющий второй управляющий вход для приема второго управляющего сигнала. Таким образом, указанные приводы могут работать независимо под действием соответствующих управляющих сигналов.
Первый приводной механизм может содержать поворотный привод с ведущей осью, которая совпадает с первой поворотной точкой. Однако более предпочтительно первый приводной механизм с одной стороны соединен с возможностью поворота с тягой, а с другой стороны соединен с возможностью поворота с крылом. Первый приводной механизм может содержать привод линейного перемещения или поворотный привод, соединенный с тягой парой шарнирных приводных рычагов.
Аналогично этому второй приводной механизм может содержать поворотный привод с ведущей осью, которая совпадает со второй поворотной точкой. Однако более предпочтительно второй приводной механизм с одной стороны соединен с возможностью поворота с тягой или крылом, а с другой стороны соединен с возможностью поворота с элементом увеличения подъемной силы. Второй приводной механизм может содержать привод линейного перемещения или поворотный привод, соединенный с тягой парой шарнирных приводных рычагов.
Обычно элемент увеличения подъемной силы вступает в контакт с передней кромкой крыла, когда указанный элемент увеличения подъемной силы находится в промежуточном положении. В этом случае второй приводной механизм может быть задействован для создания уплотняющего усилия между элементом увеличения подъемной силы и передней кромкой. Однако это положительное уплотняющее действие не является существенным, и в промежуточном положении может иметь место небольшой зазор.
Второй приводной механизм предпочтительно задействуют, когда элемент увеличения подъемной силы находится в убранном положении и в промежуточном положении, для создания уплотняющего усилия между элементом увеличения подъемной силы и передней кромкой крыла воздушного судна. Второй приводной механизм может быть также задействован для прижатия элемента увеличения подъемной силы к передней кромке крыла воздушного судна при перемещении элемента вниз вокруг передней кромки из убранного положения в промежуточное положение.
Различные другие предпочтительные аспекты изобретения описаны в зависимых пунктах формулы изобретения.
Краткое описание чертежей
Далее описаны варианты осуществления изобретения со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых представлены:
Фигура 1 - вид в разрезе отклоняемого носка крыла в убранном положении (крейсерский режим полета);
Фигура 2 - отклоняемый носок крыла в промежуточном (взлетном) положении;
Фигура 3 - отклоняемый носок крыла в полностью развернутом (посадочном) положении;
Фигура 4 - схематическое изображение приводной управляющей системы.
Осуществление изобретения
На Фигурах 1-3 показан отклоняемый носок 1 крыла. Отклоняемый носок 1 крыла предназначен для улучшения аэродинамического качества воздушного судна в фазе взлета и увеличения максимального угла атаки воздушного судна с целью задержки срыва потока на крыле в фазе посадки. На Фигуре 1 показан отклоняемый носок крыла в полностью убранном положении. На Фигуре 2 показан отклоняемый носок крыла в промежуточном положении для обеспечения максимального аэродинамического качества в фазе взлета, а на Фигуре 3 показан отклоняемый носок крыла в полностью выпущенном положении для обеспечения максимального угла атаки воздушного судна при посадке.
Как показано на Фигуре 1, отклоняемый носок 1 крыла установлен на неподвижной передней кромке 2 крыла. Система привода отклоняемого носка крыла содержит тягу 4, поворотно соединенную с крылом в первой поворотной точке 3 и с отклоняемым носком крыла - во второй поворотной точке 7. Тяга 4 может поворачиваться вокруг первой поворотной точки 3 под действием первого приводного механизма, содержащего поворотный привод 5 и пару шарнирных приводных рычагов 6. Отклоняемый носок 1 крыла может также поворачиваться вокруг второй поворотной точки 7 под действием второго приводного механизма. Второй приводной механизм содержит привод 8 линейного перемещения, который поворотно соединен с тягой 4 в третьей поворотной точке (не обозначена) и с отклоняемым носком 1 крыла в четвертой поворотной точке 9.
Следует отметить, что привод 8 линейного перемещения функционирует независимо от поворотного привода 5. На Фигуре 4 показан схематический вид электрической системы управления приводами. Управляющее устройство 20 генерирует соответствующие управляющие сигналы, которые используются для работы приводов 5, 8 посредством соответствующих управляющих входов 21, 22.
Развертывание отклоняемого носка крыла осуществляется в два этапа. На первом этапе (Фигура 2) поворотный привод поворачивает носок вокруг первой поворотной точки 3 против часовой стрелки. На втором этапе (Фигура 3) привод 8 линейного перемещения выдвигается для поворота указанного носка вокруг второй поворотной точки 7.
В крейсерском режиме полета отклоняемый носок крыла убирается, образуя контур передней кромки крыла, как показано на Фигуре 1. В этом положении верхняя и нижняя задние кромки отклоняемого носка крыла находятся на одной линии с профилем неподвижного крыла, а первая поворотная точка 3 находится ниже второй поворотной точки 7.
В промежуточной (взлетной) конфигурации, показанной на Фигуре 2, отклоняемый носок крыла развернут поворотным приводом 5, в данном примере - на угол 15°. Результирующий наклон передней кромки крыла уменьшает передний пик давления разрежения, в особенности при высоких углах атаки, за счет уменьшения угла, на который должен повернуться набегающий поток на верхней поверхности, уменьшая при этом ускорение потока и минимизируя давление в пике.
Между отклоняемым носком 1 крыла и неподвижной передней кромкой 2 крыла в промежуточном положении, показанном на Фигуре 2, предпочтительно образуется уплотнение для того, чтобы снизить увеличение аэродинамического сопротивления по сравнению с известным выдвижным щелевым предкрылком и максимизировать аэродинамическое качество и, следовательно, взлетные характеристики.
Вследствие технологических допусков и создаваемой аэродинамическими нагрузками деформации отклоняемого носка 1 и неподвижной передней кромки 2 крыла получение совершенного уплотнения часто является затруднительным. Поэтому привод 8 линейного перемещения может действовать, как показано на Фигуре 2, чтобы вырабатывать положительное уплотняющее усилие между верхней задней кромкой отклоняемого носка 10 крыла и передней кромкой крыла 2 воздушного судна. При этом, когда отклоняемый носок крыла развертывается из убранного положения (Фигура 1) в промежуточное положение (Фигура 2), управляющий сигнал поступает на привод 8 линейного перемещения, который заставляет его наклонять отклоняемый носок крыла в направлении, противоположном часовой стрелке, вокруг второй поворотной точки 7, обеспечивая тем самым надежное уплотнение между отклоняемым носком крыла и передней кромкой 2. Это улучшает летные качества отклоняемого носка крыла по сравнению с известным опускаемым отклоняемым носком крыла, когда используется один приводной механизм.
Уплотнение можно также легко получить между отклоняемым носком 1 крыла и передней кромкой 2, когда отклоняемый носок крыла находится в убранном положении, как показано на Фигуре 1. Это уплотнение поддерживается в убранном положении аналогичным образом, т.е. под действием привода 8 линейного перемещения отклоняемый носок крыла прижимается к передней кромке 2 крыла воздушного судна.
Когда отклоняемый носок крыла перемещается между убранным и промежуточным положением, управляющее устройство воздействует на привод линейного перемещения таким образом, чтобы оказывать сопротивление выдвижению привода линейного перемещения, прижимая отклоняемый носок крыла к передней кромке при его перемещении.
Для перемещения полностью выдвинутой (посадочной) конфигурации, показанной на Фигуре 3, отклоняемый носок крыла развертывают при помощи обоих приводных механизмов. При этом поворотный привод 5 поворачивает тягу 4 далее вниз вокруг первой поворотной точки 3, в данном примере - на угол 25°. В то же время привод 8 линейного перемещения выдвигается для поворота отклоняемого носка крыла вокруг второй поворотной точки 7, перемещая верхнюю заднюю кромку 10 отклоняемого носка крыла против часовой стрелки от неподвижной передней кромки 7. Следует отметить, что привод 8 линейного перемещения, показанный на Фигуре 3, действует в противоположном направлении относительно показанного на Фигуре 2.
Такой поворот против часовой стрелки вокруг второй поворотной точки 7 в сочетании с соответствующей формой неподвижной передней кромки 2 и задней обшивки 11 отклоняемого носка крыла нарушает уплотнение и образует щель 12, через которую протекает воздух и выходит на верхнюю поверхность неподвижной передней кромки 2. Щель 12 сужается по мере приближения к верхней задней кромке 10 отклоняемого носка крыла, создавая значительное ускорение потока на верхней поверхности неподвижной передней кромки 2. Образование щели 12 позволяет отклоняемому носку крыла функционировать в качестве выдвижного предкрылка. Циркуляция вокруг отклоняемого носка 1 крыла вызывает появление скоростей воздушной массы, которые противодействуют скоростям, возникающим у неподвижной передней кромки 2 (вследствие циркуляции вокруг этого обособленного элемента). Это вызывает снижение пика разрежения основного крыла. При уменьшении пика разрежения пограничный слой может лучше преодолевать пониженный градиент давления и ослаблять срыв потока, который приводит к отделению на верхней поверхности крыла.
Таким образом, вышеописанный предпочтительный вариант осуществления изобретения представляет собой инновационную систему для увеличения подъемной силы на передней кромке крыла воздушного судна, которая состоит из отклоняемого носка крыла, неподвижной передней кромки крыла и двух приводных систем, обеспечивающих повороты вокруг поворотных точек. Первый привод поворачивает отклоняемый носок крыла вокруг неподвижной передней кромки крыла, создавая эффект опускания. Второй привод в сочетании с контуром неподвижной передней кромки крыла поворачивает заднюю кромку отклоняемого носка крыла от неподвижной передней кромки крыла, открывая щель. В режиме взлета применяют только первый привод для использования преимущества эффекта опускания, уменьшающего пик разрежения на передней кромке и поэтому задерживающего срыв потока на крыле. При этом увеличение лобового сопротивления минимизируется за счет устранения щели между отклоняемым носком крыла и неподвижной передней кромкой крыла. В режиме посадки используют дополнительное опускание при помощи первого привода в сочетании со вторым приводом. При этом открывается щель между неподвижной передней кромкой крыла и задней кромкой предкрылка, которая пропускает возбужденный поток воздуха в пограничный слой верхней поверхности крыла, что дополнительно задерживает срыв потока на крыле.
Элемент увеличения подъемной силы согласно настоящему изобретению не является известным предкрылком или уплотненным предкрылком, поскольку он не развертывается на направляющей постоянного радиуса. Он представляет собой адаптацию опускаемой конструкции отклоняемого носка крыла. Данное устройство, кроме начального развертывания вокруг поворотной точки, использует второй привод, связанный с формой неподвижной передней кромки крыла для открывания щели в режиме посадки. Наличие дренажной щели обеспечивает дополнительную защиту от срыва потока при посадке, в то время как при взлете поддерживается уплотненное состояние для обеспечения низкого лобового сопротивления. Это объединяет летно-технические характеристики с низким лобовым сопротивлением и компактный привод с поворотным рычагом опускающегося отклоняемого носка крыла с оптимальной защитой от срыва потока с выдвижного предкрылка.
Механизм двойного привода позволяет выполнять неподвижную переднюю кромку с относительно низкой кривизной, что обеспечивает улучшенное распределение давления, в особенности - в полностью выдвинутом положении в режиме посадки.
Настоящее изобретение описано со ссылками на один или более предпочтительных вариантов осуществления, однако следует понимать, что различные изменения или модификации могут быть внесены без отклонения от области распространения изобретения, которую определяет прилагаемая формула изобретения.
Так, например, активный привод 8 линейного перемещения можно заменить пассивным многозвенным приводным механизмом, который поворачивает отклоняемый носок крыла в двух направлениях вокруг второй поворотной точки 7 посредством зависимого движения. В этом случае оба этапа движения можно реализовать при помощи всего одного привода, а именно поворотного привода 5.
Кроме того, промежуточное положение малой щели можно получить путем открывания, хотя это является менее предпочтительным по вышеуказанным причинам.
Claims (18)
1. Приводная система для развертывания элемента увеличения подъемной силы на передней кромке крыла воздушного судна, содержащая:
- тягу, соединенную с возможностью поворота с крылом в первой поворотной точке и с элементом увеличения подъемной силы во второй поворотной точке;
- первый приводной механизм, выполненный с возможностью поворота элемента увеличения подъемной силы вокруг первой поворотной точки, для перемещения элемента увеличения подъемной силы вниз вокруг передней кромки из убранного положения в промежуточное положение, и
- второй приводной механизм, выполненный с возможностью поворота элемента увеличения подъемной силы вокруг второй поворотной точки, при этом второй приводной механизм выполнен с возможностью перемещения элемента увеличения подъемной силы из промежуточного положения в полностью выдвинутое положение, и с возможностью создания уплотняющего усилия между элементом увеличения подъемной силы и передней кромкой крыла воздушного судна, когда элемент увеличения подъемной силы находится в убранном положении и/или в промежуточном положении.
- тягу, соединенную с возможностью поворота с крылом в первой поворотной точке и с элементом увеличения подъемной силы во второй поворотной точке;
- первый приводной механизм, выполненный с возможностью поворота элемента увеличения подъемной силы вокруг первой поворотной точки, для перемещения элемента увеличения подъемной силы вниз вокруг передней кромки из убранного положения в промежуточное положение, и
- второй приводной механизм, выполненный с возможностью поворота элемента увеличения подъемной силы вокруг второй поворотной точки, при этом второй приводной механизм выполнен с возможностью перемещения элемента увеличения подъемной силы из промежуточного положения в полностью выдвинутое положение, и с возможностью создания уплотняющего усилия между элементом увеличения подъемной силы и передней кромкой крыла воздушного судна, когда элемент увеличения подъемной силы находится в убранном положении и/или в промежуточном положении.
2. Система по п.1, отличающаяся тем, что второй приводной механизм может быть задействован независимо от первого приводного механизма.
3. Система по п.2, отличающаяся тем, что первый приводной механизм содержит первый привод, имеющий первый управляющий вход для приема первого управляющего сигнала, а второй приводной механизм содержит второй привод, имеющий второй управляющий вход для приема второго управляющего сигнала.
4. Система по п.1 или 2, отличающаяся тем, что второй приводной механизм может быть задействован в тех случаях, когда элемент увеличения подъемной силы находится в убранном положении и в промежуточном положении, для создания уплотняющего усилия между элементом увеличения подъемной силы и передней кромкой крыла воздушного судна.
5. Система по п.1 или 2, отличающаяся тем, что второй приводной механизм может быть задействован в первом направлении для перемещения указанного элемента из промежуточного положения в полностью выдвинутое положение, и во втором направлении для создания уплотняющего усилия между элементом увеличения подъемной силы и передней кромкой крыла воздушного судна.
6. Система по п.1 или 2, отличающаяся тем, что второй приводной механизм соединен с возможностью поворота с тягой или крылом и соединен с возможностью поворота с элементом увеличения подъемной силы.
7. Система по п.6, отличающаяся тем, что второй приводной механизм содержит привод линейного перемещения.
8. Система по п.1 или 2, отличающаяся тем, что первая поворотная точка находится ниже второй поворотной точки, по меньшей мере, в одном положении элемента увеличения подъемной силы.
9. Система по п.1 или 2, отличающаяся тем, что выполнена с возможностью поворота элемента увеличения подъемной силы, по меньшей мере, вокруг первой поворотной точки для перемещения элемента увеличения подъемной силы из убранного положения в промежуточное положение, в котором элемент увеличения подъемной силы входит в контакт с передней кромкой крыла воздушного судна, а также с возможностью поворота элемента увеличения подъемной силы, по меньшей мере, вокруг второй поворотной точки для перемещения элемента увеличения подъемной силы из промежуточного положения в полностью выдвинутое положение.
10. Способ развертывания элемента увеличения подъемной силы на передней кромке крыла воздушного судна с использованием приводной системы по любому из предшествующих пунктов, согласно которому:
- поворачивают элемент увеличения подъемной силы вокруг первой поворотной точки путем задействования, по меньшей мере, первого приводного механизма для перемещения элемента увеличения подъемной силы вниз вокруг передней кромки из убранного положения в промежуточное положение;
- поворачивают элемент увеличения подъемной силы вокруг второй поворотной точки путем задействования, по меньшей мере, второго приводного механизма для перемещения элемента увеличения подъемной силы из промежуточного положения в полностью выдвинутое положение, и
- задействуют второй приводной механизм, когда элемент увеличения подъемной силы находится в убранном положении и/или в промежуточном положении, для создания уплотняющего усилия между элементом увеличения подъемной силы и передней кромкой крыла воздушного судна.
- поворачивают элемент увеличения подъемной силы вокруг первой поворотной точки путем задействования, по меньшей мере, первого приводного механизма для перемещения элемента увеличения подъемной силы вниз вокруг передней кромки из убранного положения в промежуточное положение;
- поворачивают элемент увеличения подъемной силы вокруг второй поворотной точки путем задействования, по меньшей мере, второго приводного механизма для перемещения элемента увеличения подъемной силы из промежуточного положения в полностью выдвинутое положение, и
- задействуют второй приводной механизм, когда элемент увеличения подъемной силы находится в убранном положении и/или в промежуточном положении, для создания уплотняющего усилия между элементом увеличения подъемной силы и передней кромкой крыла воздушного судна.
11. Способ по п.10, отличающийся тем, что второй приводной механизм приводят в действие в первом направлении для перемещения указанного элемента из промежуточного положения в полностью выдвинутое положение, а также приводят в действие во втором направлении для создания уплотняющего усилия между элементом увеличения подъемной силы и передней кромкой крыла воздушного судна.
12. Способ по п.10 или 11, отличающийся тем, что одновременно приводят в действие первый приводной механизм и второй приводной механизм.
13. Способ по п.10 или 11, отличающийся тем, что первый приводной механизм приводят в действие независимо от второго приводного механизма.
14. Способ по п.13, отличающийся тем, что первый приводной механизм приводят в действие посредством первого управляющего сигнала, а второй приводной механизм приводят в действие независимо от первого приводного механизма посредством второго управляющего сигнала.
15. Способ по п.10 или 11, отличающийся тем, что между элементом увеличения подъемной силы и передней кромкой крыла воздушного судна образуется щель, когда элемент увеличения подъемной силы находится в полностью выдвинутом положении, при этом обеспечивают прохождение воздуха через указанную щель и его выход на верхнюю поверхность крыла, когда элемент увеличения подъемной силы находится в полностью выдвинутом положении.
16. Способ по п.10 или 11, отличающийся тем, что обеспечивают контакт между элементом увеличения подъемной силы и передней кромкой крыла воздушного судна, когда элемент увеличения подъемной силы находится в промежуточном положении.
17. Способ по п.10 или 11, отличающийся тем, что второй приводной механизм задействуют при нахождении элемента увеличения подъемной силы как в убранном положении, так и в промежуточном положении, для создания уплотняющего усилия между элементом увеличения подъемной силы и передней кромкой крыла воздушного судна.
18. Способ по п.17, отличающийся тем, что второй приводной механизм задействуют для прижатия элемента увеличения подъемной силы к передней кромке крыла воздушного судна при перемещении элемента вниз вокруг передней кромки из убранного положения в промежуточное положение.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB0721284.8 | 2007-10-31 | ||
| GBGB0721284.8A GB0721284D0 (en) | 2007-10-31 | 2007-10-31 | Actuation system for leading edge high-lift device |
| PCT/GB2008/050996 WO2009056873A1 (en) | 2007-10-31 | 2008-10-27 | Actuation system for leading edge high-lift device |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010117755A RU2010117755A (ru) | 2011-12-10 |
| RU2478521C2 true RU2478521C2 (ru) | 2013-04-10 |
Family
ID=38834526
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010117755/11A RU2478521C2 (ru) | 2007-10-31 | 2008-10-27 | Приводная система для элемента увеличения подъемной силы на передней кромке крыла |
Country Status (10)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8967549B2 (ru) |
| EP (1) | EP2214959B1 (ru) |
| JP (1) | JP5427786B2 (ru) |
| CN (1) | CN101842288B (ru) |
| AT (1) | ATE524380T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0818132A8 (ru) |
| CA (1) | CA2700427C (ru) |
| GB (1) | GB0721284D0 (ru) |
| RU (1) | RU2478521C2 (ru) |
| WO (1) | WO2009056873A1 (ru) |
Families Citing this family (32)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB0721284D0 (en) * | 2007-10-31 | 2007-12-12 | Airbus Uk Ltd | Actuation system for leading edge high-lift device |
| GB0722425D0 (en) * | 2007-11-15 | 2007-12-27 | Airbus Uk Ltd | Slat support funk plate |
| US10400818B2 (en) | 2007-12-06 | 2019-09-03 | Roller Bearing Company Of America, Inc. | Track roller bearings with rolling elements or liners |
| CN102180259B (zh) * | 2011-04-15 | 2014-05-07 | 天津全华时代航天科技发展有限公司 | 抗扰流的小型无人机 |
| GB201108450D0 (en) * | 2011-05-20 | 2011-07-06 | Airbus Operations Ltd | Aircraft wing assembly |
| CN102642615A (zh) * | 2012-05-11 | 2012-08-22 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种带单缝襟翼的飞机增升装置 |
| GB201209686D0 (en) * | 2012-05-31 | 2012-07-18 | Airbus Operations Ltd | A slat support assembly |
| US8955425B2 (en) | 2013-02-27 | 2015-02-17 | Woodward, Inc. | Rotary piston type actuator with pin retention features |
| US9816537B2 (en) | 2013-02-27 | 2017-11-14 | Woodward, Inc. | Rotary piston type actuator with a central actuation assembly |
| US9631645B2 (en) | 2013-02-27 | 2017-04-25 | Woodward, Inc. | Rotary piston actuator anti-rotation configurations |
| US9163648B2 (en) | 2013-02-27 | 2015-10-20 | Woodward, Inc. | Rotary piston type actuator with a central actuation assembly |
| US9234535B2 (en) | 2013-02-27 | 2016-01-12 | Woodward, Inc. | Rotary piston type actuator |
| US9593696B2 (en) | 2013-02-27 | 2017-03-14 | Woodward, Inc. | Rotary piston type actuator with hydraulic supply |
| US9476434B2 (en) | 2013-02-27 | 2016-10-25 | Woodward, Inc. | Rotary piston type actuator with modular housing |
| US10618628B2 (en) | 2015-06-18 | 2020-04-14 | Bae Systems Plc | Aircraft wing system |
| EP3310652B8 (en) | 2015-06-18 | 2019-08-21 | BAE Systems PLC | Aircraft wing system |
| DE102015013611A1 (de) * | 2015-10-21 | 2017-04-27 | Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh | Stellantrieb für ein Hochauftriebssystem eines Luftfahrzeuges |
| EP3339164A1 (en) * | 2016-12-22 | 2018-06-27 | Airbus Operations GmbH | Wing for an aircraft |
| EP3339163A1 (en) * | 2016-12-22 | 2018-06-27 | Airbus Operations GmbH | Wing for an aircraft |
| EP3444182B1 (en) * | 2017-08-18 | 2023-01-18 | Airbus Operations GmbH | Wing for an aircraft |
| JP6929809B2 (ja) * | 2018-03-02 | 2021-09-01 | 三菱重工業株式会社 | 高揚力装置、翼及び航空機 |
| GB201806477D0 (en) * | 2018-04-20 | 2018-06-06 | Moog Wolverhampton Ltd | System for an aircraft wing |
| JP7492914B2 (ja) * | 2018-04-30 | 2024-05-30 | キンバリー クラーク ワールドワイド インコーポレイテッド | アイテムにエネルギーを供給するエネルギー装置および方法 |
| GB2579221A (en) * | 2018-11-26 | 2020-06-17 | Airbus Operations Ltd | Aircraft control mechanism |
| US11845550B2 (en) | 2019-02-28 | 2023-12-19 | Airbus Operations Gmbh | Wing leading-edge device and a wing having such a wing leading-edge device |
| US11199248B2 (en) | 2019-04-30 | 2021-12-14 | Woodward, Inc. | Compact linear to rotary actuator |
| DE102019111118A1 (de) * | 2019-04-30 | 2020-11-05 | Airbus Operations Gmbh | Hochauftriebsvorrichtung für ein Flugzeug |
| CN110683033B (zh) * | 2019-10-31 | 2023-03-21 | 哈尔滨工程大学 | 一种可调距式旋翼 |
| GB2588899A (en) * | 2019-11-12 | 2021-05-19 | Airbus Operations Ltd | Aircraft wings having moveable structures |
| US11333175B2 (en) | 2020-04-08 | 2022-05-17 | Woodward, Inc. | Rotary piston type actuator with a central actuation assembly |
| CN113135283B (zh) * | 2021-04-18 | 2023-01-20 | 西北工业大学 | 一种小体积高精度的富勒襟翼作动机构 |
| CN113212734B (zh) * | 2021-06-20 | 2023-02-14 | 西北工业大学 | 一种小体积轻量化的机翼前缘缝翼作动机构 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2137569A (en) * | 1983-03-30 | 1984-10-10 | British Aerospace | Leading edge arrangements for aircraft wings |
| RU2022879C1 (ru) * | 1991-04-09 | 1994-11-15 | Авиационный научно-технический комплекс им.О.К.Антонова | Носок крыла самолета |
| US6394396B2 (en) * | 2000-04-17 | 2002-05-28 | Airbus Deutschland Gmbh | Aerodynamic noise reducing structure for aircraft wing slats |
| UA18676U (en) * | 2006-05-23 | 2006-11-15 | Univ Nat Agrarian | Planting unit |
Family Cites Families (27)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB410375A (en) | 1932-09-03 | 1934-05-17 | Eugen Nenninger | Improvements in and relating to locking devices |
| DE748431C (de) | 1941-07-08 | 1944-11-02 | Steuerung fuer einen auf Spiessen gelagerten Vorfluegel | |
| GB998895A (en) * | 1960-08-04 | 1965-07-21 | Dehavilland Aircraft | Improvements relating to aircraft |
| US3089666A (en) * | 1961-04-13 | 1963-05-14 | Boeing Co | Airplane having changeable thrust direction |
| US3987983A (en) * | 1974-12-20 | 1976-10-26 | The Boeing Company | Trailing edge flaps having spanwise aerodynamic slot opening and closing mechanism |
| US4040579A (en) * | 1975-08-25 | 1977-08-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Variable camber leading edge airfoil system |
| US4189120A (en) | 1977-12-14 | 1980-02-19 | Boeing Commercial Airplane Company | Variable camber leading edge flap |
| US4202519A (en) * | 1978-09-08 | 1980-05-13 | The Boeing Company | Airfoil leading edge slat apparatus |
| US4283029A (en) * | 1979-01-02 | 1981-08-11 | Rudolph Peter K C | Actuating apparatus for a flap system having an upper surface blowing powered lift system |
| US4398688A (en) | 1979-12-26 | 1983-08-16 | Lockheed Corporation | Leading edge flap for an airfoil |
| US4399970A (en) * | 1980-11-13 | 1983-08-23 | The Boeing Company | Wing leading edge slat |
| US4470569A (en) * | 1981-12-28 | 1984-09-11 | Mcdonnell Douglas Corporation | Locking, redundant slat drive mechanism |
| US4585192A (en) * | 1983-03-30 | 1986-04-29 | British Aerospace Public Limited Company | Leading edge arrangements for aircraft wings |
| US4544117A (en) * | 1983-11-14 | 1985-10-01 | Lockheed Corporation | Leading edge flap and boundary layer control system |
| US4753402A (en) * | 1985-12-30 | 1988-06-28 | The Boeing Company | Biased leading edge slat apparatus |
| US4650140A (en) * | 1985-12-30 | 1987-03-17 | The Boeing Company | Wind edge movable airfoil having variable camber |
| DE3721479A1 (de) * | 1987-06-30 | 1989-01-19 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Betaetigungsanordnung fuer vorfluegel eines luftfahrzeug-tragfluegels |
| FR2695905B1 (fr) * | 1992-09-24 | 1994-12-16 | Aerospatiale | Bec kruger rigide, pour bord d'attaque de voilure d'aéronef. |
| US5927656A (en) * | 1996-06-26 | 1999-07-27 | The Boeing Company | Wing leading edge flap and method therefor |
| GB9816936D0 (en) * | 1998-08-05 | 1998-09-30 | British Aerospace | An aerofoil having a slat |
| GB0114634D0 (en) * | 2001-06-15 | 2001-08-08 | Broadbent Michael C | Contiguous variable camber device |
| GB0410375D0 (en) * | 2004-05-10 | 2004-06-16 | Airbus Uk Ltd | High lift device for an aircraft |
| US7270305B2 (en) * | 2004-06-15 | 2007-09-18 | The Boeing Company | Aircraft leading edge apparatuses and corresponding methods |
| US7264206B2 (en) * | 2004-09-30 | 2007-09-04 | The Boeing Company | Leading edge flap apparatuses and associated methods |
| EP1972547A1 (en) * | 2007-03-21 | 2008-09-24 | Asco Industries | Wing leading edge device |
| GB0708334D0 (en) * | 2007-04-30 | 2007-06-06 | Airbus Uk Ltd | Method and apparatus for deploying an auxiliary airfoil |
| GB0721284D0 (en) * | 2007-10-31 | 2007-12-12 | Airbus Uk Ltd | Actuation system for leading edge high-lift device |
-
2007
- 2007-10-31 GB GBGB0721284.8A patent/GB0721284D0/en not_active Ceased
-
2008
- 2008-10-27 EP EP08806803A patent/EP2214959B1/en not_active Not-in-force
- 2008-10-27 RU RU2010117755/11A patent/RU2478521C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2008-10-27 CN CN200880114448.9A patent/CN101842288B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2008-10-27 BR BRPI0818132A patent/BRPI0818132A8/pt not_active IP Right Cessation
- 2008-10-27 JP JP2010531587A patent/JP5427786B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2008-10-27 WO PCT/GB2008/050996 patent/WO2009056873A1/en active Application Filing
- 2008-10-27 AT AT08806803T patent/ATE524380T1/de not_active IP Right Cessation
- 2008-10-27 CA CA2700427A patent/CA2700427C/en not_active Expired - Fee Related
- 2008-10-27 US US12/733,465 patent/US8967549B2/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2137569A (en) * | 1983-03-30 | 1984-10-10 | British Aerospace | Leading edge arrangements for aircraft wings |
| RU2022879C1 (ru) * | 1991-04-09 | 1994-11-15 | Авиационный научно-технический комплекс им.О.К.Антонова | Носок крыла самолета |
| US6394396B2 (en) * | 2000-04-17 | 2002-05-28 | Airbus Deutschland Gmbh | Aerodynamic noise reducing structure for aircraft wing slats |
| UA18676U (en) * | 2006-05-23 | 2006-11-15 | Univ Nat Agrarian | Planting unit |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN101842288B (zh) | 2014-06-04 |
| EP2214959B1 (en) | 2011-09-14 |
| GB0721284D0 (en) | 2007-12-12 |
| ATE524380T1 (de) | 2011-09-15 |
| CA2700427A1 (en) | 2009-05-07 |
| US20100187368A1 (en) | 2010-07-29 |
| JP2011500454A (ja) | 2011-01-06 |
| EP2214959A1 (en) | 2010-08-11 |
| CN101842288A (zh) | 2010-09-22 |
| CA2700427C (en) | 2016-06-28 |
| RU2010117755A (ru) | 2011-12-10 |
| BRPI0818132A8 (pt) | 2016-01-05 |
| JP5427786B2 (ja) | 2014-02-26 |
| WO2009056873A1 (en) | 2009-05-07 |
| US8967549B2 (en) | 2015-03-03 |
| BRPI0818132A2 (pt) | 2015-03-31 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2478521C2 (ru) | Приводная система для элемента увеличения подъемной силы на передней кромке крыла | |
| EP1799542B1 (en) | Leading edge flap apparatuses and associated methods | |
| US8006940B2 (en) | Method and apparatus for deploying an auxiliary lift foil | |
| US7270305B2 (en) | Aircraft leading edge apparatuses and corresponding methods | |
| US8714493B2 (en) | Trailing edge flap | |
| EP2162352B1 (en) | High lift system on the airfoil of an aircraft | |
| US10836445B2 (en) | Vehicle rear wing with adaptive section and extendable flap | |
| RU2497717C2 (ru) | Предкрылок | |
| US8567727B2 (en) | Trailing edge flap | |
| US8622350B1 (en) | Compound leading edge device for aircraft | |
| WO2008110521A1 (en) | Wing | |
| EP2398704A1 (en) | Aircraft wing load alleviation system | |
| EP3434583B1 (en) | Articulation assemblies for retracting aircraft flap support fairings and related methods | |
| JP2019505434A5 (ru) | ||
| US20180099737A1 (en) | Control device for an aircraft | |
| US4585192A (en) | Leading edge arrangements for aircraft wings | |
| US9731812B2 (en) | Flap mechanism and associated method | |
| EP1972547A1 (en) | Wing leading edge device | |
| WO1996009955A1 (en) | Linkage to deploy a surface relative to a wing | |
| GB2137569A (en) | Leading edge arrangements for aircraft wings |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161028 |