RU2727642C2 - Консоль крыла для летательного аппарата - Google Patents

Консоль крыла для летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2727642C2
RU2727642C2 RU2018142915A RU2018142915A RU2727642C2 RU 2727642 C2 RU2727642 C2 RU 2727642C2 RU 2018142915 A RU2018142915 A RU 2018142915A RU 2018142915 A RU2018142915 A RU 2018142915A RU 2727642 C2 RU2727642 C2 RU 2727642C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wing
end part
console
drive unit
transmission shaft
Prior art date
Application number
RU2018142915A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2018142915A3 (ru
RU2018142915A (ru
Inventor
Дитмар ДЕРИНГ
Original Assignee
Эйрбас Оперейшнз Гмбх
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 Эйрбас Оперейшнз Гмбх filed Critical Эйрбас Оперейшнз Гмбх
Publication of RU2018142915A3 publication Critical patent/RU2018142915A3/ru
Publication of RU2018142915A publication Critical patent/RU2018142915A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2727642C2 publication Critical patent/RU2727642C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/08—Stabilising surfaces mounted on, or supported by, wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
    • B64C23/065—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips
    • B64C23/069—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips using one or more wing tip airfoil devices, e.g. winglets, splines, wing tip fences or raked wingtips
    • B64C23/072—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips using one or more wing tip airfoil devices, e.g. winglets, splines, wing tip fences or raked wingtips the wing tip airfoil devices being moveable in their entirety
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/56—Folding or collapsing to reduce overall dimensions of aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/10—Stabilising surfaces adjustable
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/12—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders surfaces of different type or function being simultaneously adjusted
    • 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
    • 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
    • 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
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • 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
    • Y02T50/10—Drag reduction
    • 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
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Mechanical Operated Clutches (AREA)

Abstract

Консоль (5) крыла для летательного аппарата (1) содержит неподвижную часть (7) консоли крыла, механизацию (9) крыла, содержащую поверхность (27) механизации крыла, прикрепленную с возможностью движения к неподвижной части (7) консоли крыла, и приводную систему (29) механизации крыла для перемещения поверхности (27) механизации крыла относительно неподвижной части (7) консоли крыла между убранным положением и развернутым положением, складываемую концевую часть (11) консоли крыла, прикрепленную к неподвижной части (7) консоли крыла с возможностью поворота вокруг оси (35) поворота между выпущенным положением и сложенным положением, приводной узел (13) концевой части для перемещения складываемой концевой части (11) консоли крыла между выпущенным положением и сложенным положением. Приводная система (29) механизации крыла соединена с возможностью приведения в движение с приводным узлом (13) концевой части для передачи мощности приводному узлу (13) концевой части. Летательный аппарат характеризуется наличием консоли (5) крыла. Группа изобретений направлена на упрощение и облегчение консоли крыла. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к консоли крыла для летательного аппарата, в частности, к консоли крыла, содержащей складываемую концевую часть консоли крыла. Дополнительный аспект настоящего изобретения относится к летательному аппарату, содержащему такую консоль крыла.
Складываемые консоли крыла содержат неподвижную часть консоли крыла и складываемую концевую часть консоли крыла, прикрепленную к неподвижной части консоли крыла с возможностью складывания, т. е. с возможностью поворота либо вверх, либо в сторону, предпочтительно назад. В частности, для складывания вверх складываемая концевая часть консоли крыла предпочтительно выполнена с возможностью поворота вокруг оси, проходящей в горизонтальной плоскости, и/или параллельно направлению хорды консоли крыла, и/или параллельно поверхности консоли крыла, и/или в направлении полета. Для складывания в сторону складываемая концевая часть консоли крыла предпочтительно выполнена с возможностью поворота вокруг вертикальной оси, и/или вокруг оси, параллельной направлению толщины консоли крыла, и/или вокруг оси, перпендикулярной к плоскости, образованной направлением хорды консоли крыла и направлением размаха крыла.
Складываемые консоли крыла разработаны с целью уменьшения требований по габаритам летательного аппарата во время маневров и стоянки на земле. Во время полета складываемые концевые части консоли крыла блокируются в выпущенном положении. Как только летательный аппарат приземляется, складываемые концевые части консоли крыла складываются, т. е. складываются вверх или назад, тем самым уменьшая габаритный размах летательного аппарата.
Консоль крыла содержит неподвижную часть консоли крыла, механизацию крыла, складываемую концевую часть консоли крыла и приводной узел концевой части. Неподвижная часть консоли крыла проходит между концом, расположенным ближе к корневой части, и концом, расположенным ближе к концевой части, и между передней кромкой и задней кромкой.
Механизация крыла содержит поверхность механизации крыла, предпочтительно несколько поверхностей механизации крыла, и приводную систему механизации крыла. Поверхность механизации крыла прикреплена с возможностью движения к неподвижной части консоли крыла, предпочтительно на передней кромке или на задней кромке. Приводная система механизации крыла выполнена с возможностью перемещения поверхности механизации крыла относительно неподвижной части консоли крыла между убранным положением и по меньшей мере одним развернутым положением, предпочтительно частично развернутым положением и полностью развернутым положением. Приводная система механизации крыла предпочтительно содержит множество приводов, причем один или несколько приводов применяются для перемещения каждой поверхности механизации крыла.
Складываемая концевая часть консоли крыла прикреплена к концу, расположенному ближе к концевой части, неподвижной части консоли крыла с возможностью поворота вокруг оси поворота между выпущенным положением, т. е. полетным положением, и сложенным положением, т. е. положением на земле. В выпущенном положении складываемая концевая часть консоли крыла проходит в направлении размаха крыла в виде продолжения неподвижной части консоли крыла. В сложенном положении складываемая концевая часть консоли крыла сложена и проходит под углом относительно направления размаха крыла. Ось поворота предпочтительно проходит в направлении хорды консоли крыла или в направлении толщины консоли крыла.
Приводной узел концевой части выполнен с возможностью обеспечения перемещения складываемой концевой части консоли крыла между выпущенным положением и сложенным положением. Приводной узел концевой части может содержать линейный привод и/или вращательный привод.
Обычно приводной узел концевой части такой консоли крыла содержит свой собственный двигатель, например, электрический и/или гидравлический двигатель, объединенный с коробкой приводов. Однако такой двигатель добавляет дополнительные затраты и вес консоли крыла и всему летательному аппарату.
Таким образом, цель настоящего изобретения состоит в предоставлении простой, экономически эффективной и легковесной консоли крыла.
Эта цель достигается в том, что приводная система механизации крыла соединена с возможностью приведения в движение с приводным узлом концевой части для передачи мощности приводному узлу концевой части. Таким образом, приводной узел концевой части может быть приведен в действие уже существующей приводной системой механизации крыла и не требует собственного двигателя или силовой установки. Это обеспечивает простую конструкцию, а также снижение стоимости и веса консоли крыла.
Согласно предпочтительному варианту осуществления приводная система механизации крыла содержит вращающийся передаточный вал, который соединен с приводным узлом концевой части для передачи крутящего момента приводному узлу концевой части. Передаточный вал может проходить на большое расстояние вдоль размаха консоли крыла и может передавать крутящий момент приводам приводной системы механизации крыла, а также приводному узлу концевой части. Передаточный вал может содержать одну или несколько частей зубчатой передачи, включенных между двумя или более секциями вала.
В частности, предпочтительно, чтобы передаточный вал был соединен с приводным узлом концевой части посредством муфты, выполненной с возможностью разъединения передачи крутящего момента между передаточным валом и приводным узлом концевой части. Разъединение приводного узла концевой части от передаточного вала может быть необходимым, когда поверхность механизации крыла должна быть приведена, и в то же время складываемая концевая часть консоли крыла не должна.
Особенно предпочтительно, чтобы был предусмотрен блок управления, выполненный с возможностью управления муфтой для работы в соединенном режиме и разъединенном режиме. В соединенном режиме передаточный вал передает крутящий момент приводному узлу концевой части в дополнение к крутящему моменту, передаваемому приводам приводной системы механизации крыла. В разъединенном режиме передача крутящего момента между передаточным валом и приводным узлом концевой части прервана, так что крутящий момент передается только приводам приводной системы механизации крыла. Таким образом, можно управлять приведением в действие приводного узла концевой части.
Согласно предпочтительному варианту осуществления передаточный вал соединен с приводным узлом концевой части посредством редуктора. Редуктор расположен между передаточным валом и приводным узлом концевой части, предпочтительно между муфтой и приводным узлом концевой части, или образует часть приводного узла концевой части. С помощью редуктора крутящий момент и скорость, передаваемые передаточным валом, могут быть приспособлены к требованиям приводного узла концевой части.
Согласно другому предпочтительному варианту осуществления передаточный вал соединен с приводным узлом концевой части посредством приводного вала концевой части. Это означает, что передаточный вал соединен с приводным узлом концевой части не напрямую, а посредством другого вала, приводного вала концевой части.
В частности, предпочтительно, чтобы приводной вал концевой части был соединен первым концом с передаточным валом посредством муфты и соединен противоположным вторым концом с приводным узлом концевой части посредством редуктора. Таким образом, обеспечен гибкий и эффективный механизм.
Согласно предпочтительному варианту осуществления механизация крыла является механизацией передней кромки крыла, причем поверхность механизации крыла выполнена в виде предкрылка. Альтернативно, поверхность механизации крыла также может быть выполнена в виде, например, щитка Крюгера или опускающегося носа. В частности, предпочтительно, чтобы передаточный вал проходил вдоль передней кромки консоли крыла и был соединен с возможностью приведения в движение с одним или несколькими приводами предкрылка для перемещения предкрылка. Существующие механизации передней кромки крыла обычно применяют вращающийся передаточный вал для приведения в действие приводов, так что для приведения в действие также приводного узла концевой части с помощью механизации передней кромки крыла необходимы очень незначительные модификации.
Согласно альтернативному варианту осуществления механизация крыла является механизацией задней кромки крыла, причем поверхность механизации крыла выполнена в виде закрылка. В частности, предпочтительно, чтобы передаточный вал проходил вдоль задней кромки консоли крыла и был соединен с возможностью приведения в движение с одним или несколькими приводами закрылка для перемещения закрылка. Существующие механизации задней кромки крыла обычно применяют вращающийся передаточный вал для приведения в действие приводов, так что для приведения в действие также приводного узла концевой части с помощью механизации задней кромки крыла необходимы очень незначительные модификации.
Согласно дополнительному предпочтительному варианту осуществления консоль крыла содержит стопорное устройство для блокирования складываемой концевой части консоли крыла в выпущенном положении и/или в сложенном положении. Предпочтительно приводная система механизации крыла соединена с возможностью приведения в движение со стопорным устройством посредством передаточного вала для передачи крутящего момента стопорному устройству. Таким образом, стопорное устройство может быть приведено в действие приводной системой механизации крыла и не требует собственного двигателя или силовой установки.
Согласно дополнительному предпочтительному варианту осуществления предусмотрена силовая установка для приведения в действие передаточного вала, предпочтительно центральная силовая установка, которая приводит в действие передаточные валы на обеих консолях крыла соответствующего летательного аппарата. Это означает, что вся механизация передней кромки крыла и/или механизация задней кромки крыла может быть приведена в действие силовой установкой. Силовая установка может содержать электрический и/или гидравлический двигатель.
Дополнительный аспект настоящего изобретения относится к летательному аппарату, содержащему консоль крыла согласно любому из вышеописанных вариантов осуществления. Признаки, варианты осуществления и преимущества, описанные выше в связи с консолью крыла, применимы и в отношении летательного аппарата.
Предпочтительный вариант осуществления настоящего изобретения описан далее более подробно с помощью графических материалов. На графических материалах изображено следующее:
на фиг. 1 показан схематический вид сверху летательного аппарата, содержащего консоли крыла согласно настоящему изобретению, и
на фиг. 2 показан детальный вид складываемой концевой части консоли крыла, показанной на фиг. 1.
На фиг. 1 показан летательный аппарат 1 согласно варианту осуществления настоящего изобретения. Летательный аппарат 1 содержит фюзеляж 3 и консоли 5 крыла, прикрепленные к фюзеляжу 3. Каждая консоль 5 крыла содержит неподвижную часть 7 консоли крыла, механизацию 9 крыла, складываемую концевую часть 11 консоли крыла и приводной узел 13 концевой части. Неподвижная часть 7 консоли крыла проходит в направлении 15 размаха крыла между концом 17, расположенным ближе к корневой части, и концом 19, расположенным ближе к концевой части, и в направлении 21 хорды консоли крыла между передней кромкой 23 и задней кромкой 25.
Механизация 9 крыла содержит множество поверхностей 27 механизации крыла и приводную систему 29 механизации крыла. В настоящем варианте осуществления механизация 9 крыла выполнена в виде механизации 9a передней кромки крыла, причем поверхности 27 механизации крыла выполнены в виде предкрылков. Каждая поверхность 27 механизации крыла прикреплена с возможностью движения к неподвижной части 7 консоли крыла, в частности, на передней кромке 23. Приводная система 29 механизации крыла выполнена с возможностью перемещения поверхности 27 механизации крыла относительно неподвижной части 7 консоли крыла между убранным положением и по меньшей мере одним развернутым положением. Приводная система 29 механизации крыла содержит вращающийся передаточный вал 31 и множество приводов 33 предкрылка, причем передаточный вал проходит вдоль передней кромки 23 неподвижной части 7 консоли крыла и соединен с возможностью приведения в движение с приводами 33 предкрылка для перемещения предкрылков, т. е. поверхностей 27 механизации крыла.
Складываемая концевая часть 11 консоли крыла прикреплена к концу 19, расположенному ближе к концевой части, неподвижной части 7 консоли крыла с возможностью поворота вокруг оси 35 поворота между выпущенным положением и сложенным положением. В выпущенном положении складываемая концевая часть 11 консоли крыла проходит в направлении 15 размаха крыла в виде продолжения неподвижной части 7 консоли крыла. В сложенном положении складываемая концевая часть 11 консоли крыла сложена и проходит под углом относительно направления 15 размаха крыла. Ось 35 поворота в настоящем варианте осуществления проходит в направлении 21 хорды консоли крыла. Приводной узел 13 концевой части выполнен с возможностью обеспечения перемещения складываемой концевой части 11 консоли крыла между выпущенным положением и сложенным положением.
Приводная система 29 механизации крыла, в частности передаточный вал 31, соединена с возможностью приведения в движение с приводным узлом 13 концевой части для передачи крутящего момента приводному узлу 13 концевой части. Это означает, что передаточный вал 31 передает крутящий момент приводам 33 предкрылка приводной системы 29 механизации крыла, а также приводному узлу 13 концевой части.
Передаточный вал 31 соединен с приводным узлом 13 концевой части посредством муфты 37, выполненной с возможностью для соединения и разъединения передачи крутящего момента между передаточным валом 31 и приводным узлом 13 концевой части. Предусмотрен блок 39 управления, выполненный с возможностью управления муфтой 37 для работы в соединенном режиме и разъединенном режиме. В соединенном режиме передаточный вал 31 передает крутящий момент приводному узлу 13 концевой части в дополнение к крутящему моменту, передаваемому приводам 33 предкрылка приводной системы 29 механизации крыла. В разъединенном режиме передача крутящего момента между передаточным валом 31 и приводным узлом 13 концевой части прервана, так что крутящий момент передается только приводам 33 предкрылка приводной системы 29 механизации крыла.
Передаточный вал 31 соединен с приводным узлом 13 концевой части посредством редуктора 41 и приводного вала 43 концевой части. Редуктор расположен между муфтой 37 и приводным узлом 13 концевой части. Приводной вал 43 концевой части соединен первым концом 45 с передаточным валом 31 посредством муфты 37 и соединен противоположным вторым концом 47 с приводным узлом 13 концевой части посредством редуктора 41.
Предусмотрена центральная силовая установка 49 для приведения в действие передаточных валов 31 на обеих консолях 5 крыла летательного аппарата 1. Силовая установка 49 содержит электрический и/или гидравлический двигатели.
Помимо механизации 9a передней кромки крыла летательный аппарат 1 дополнительно содержит механизацию 9b задней кромки крыла. Подобно механизации 9a передней кромки крыла механизация 9b задней кромки крыла содержит приводную систему 29 механизации крыла и множество поверхностей 27 механизации крыла, выполненных в виде закрылков. Приводная система 29 механизации крыла содержит вращающийся передаточный вал 31 и множество приводов 51 закрылка, соединенных с передаточным валом 31. Передаточный вал 31 приводится в действие центральной силовой установкой 49. В настоящем варианте осуществления механизация 9b задней кромки крыла не соединена с возможностью приведения в движение с приводным узлом 13 концевой части так, как механизация 9a передней кромки крыла. Однако в других вариантах осуществления механизация 9b задней кромки крыла может быть соединена с возможностью приведения в движение с приводным узлом 13 концевой части вместо механизации 9a передней кромки крыла или в дополнение к ней.

Claims (20)

1. Консоль (5) крыла для летательного аппарата (1), содержащая
неподвижную часть (7) консоли крыла,
механизацию (9) крыла, содержащую поверхность (27) механизации крыла, прикрепленную с возможностью движения к неподвижной части (7) консоли крыла, и приводную систему (29) механизации крыла для перемещения поверхности (27) механизации крыла относительно неподвижной части (7) консоли крыла между убранным положением и по меньшей мере одним развернутым положением,
складываемую концевую часть (11) консоли крыла, прикрепленную к неподвижной части (7) консоли крыла с возможностью поворота вокруг оси (35) поворота между выпущенным положением и сложенным положением,
приводной узел (13) концевой части для перемещения складываемой концевой части (11) консоли крыла между выпущенным положением и сложенным положением,
отличающаяся тем, что
приводная система (29) механизации крыла соединена с возможностью приведения в движение с приводным узлом (13) концевой части для передачи мощности приводному узлу (13) концевой части.
2. Консоль крыла по п. 1, отличающаяся тем, что приводная система (29) механизации крыла содержит вращающийся передаточный вал (31), который соединен с приводным узлом (13) концевой части для передачи крутящего момента приводному узлу (13) концевой части.
3. Консоль крыла по п. 2, отличающаяся тем, что передаточный вал (31) соединен с приводным узлом (13) концевой части посредством муфты (37), выполненной с возможностью разъединения передачи крутящего момента между передаточным валом (31) и приводным узлом (13) концевой части.
4. Консоль крыла по п. 3, отличающаяся тем, что предусмотрен блок (39) управления, выполненный с возможностью управления муфтой (37) для работы в соединенном режиме, в котором передаточный вал (31) передает крутящий момент на приводной узел (13) концевой части, и разъединенном режиме, в котором передача крутящего момента между передаточным валом (31) и приводным узлом (13) концевой части прервана.
5. Консоль крыла по любому из пп. 2-4, отличающаяся тем, что передаточный вал (31) соединен с приводным узлом (13) концевой части посредством редуктора (41).
6. Консоль крыла по любому из пп. 2-5, отличающаяся тем, что передаточный вал (31) соединен с приводным узлом (13) концевой части посредством приводного вала (43) концевой части.
7. Консоль крыла по п. 6, при зависимости от пп. 5 и 3, отличающаяся тем, что приводной вал (43) концевой части соединен с передаточным валом (31) посредством муфты (37) и соединен с приводным узлом (13) концевой части посредством редуктора (41).
8. Консоль крыла по любому из пп. 1-7, отличающаяся тем, что механизация (9) крыла является механизацией (9a) передней кромки крыла, причем поверхность (27) механизации крыла выполнена в виде предкрылка.
9. Консоль крыла по п. 8, отличающаяся тем, что передаточный вал (31) проходит вдоль передней кромки (23) консоли (5) крыла и соединен с возможностью приведения в движение с одним или несколькими приводами (33) предкрылка для перемещения предкрылка.
10. Консоль крыла по любому из пп. 1-7, отличающаяся тем, что механизация (9) крыла является механизацией (9b) задней кромки крыла, причем поверхность (27) механизации крыла выполнена в виде закрылка.
11. Консоль крыла по п. 10, отличающаяся тем, что передаточный вал (31) проходит вдоль задней кромки (25) консоли (5) крыла и соединен с возможностью приведения в движение с одним или несколькими приводами (51) закрылка для перемещения закрылка.
12. Консоль крыла по любому из пп. 1-11, отличающаяся тем, что консоль (5) крыла содержит стопорное устройство для блокирования складываемой концевой части (11) консоли крыла в выпущенном положении и/или в сложенном положении, и при этом приводная система (29) механизации крыла соединена с возможностью приведения в движение со стопорным устройством для передачи мощности стопорному устройству.
13. Консоль крыла по любому из пп. 2-12, отличающаяся тем, что предусмотрена силовая установка (49) для приведения в действие передаточного вала (31).
14. Летательный аппарат (1), содержащий консоль (5) крыла по любому из пп. 1-13.
RU2018142915A 2017-12-06 2018-12-05 Консоль крыла для летательного аппарата RU2727642C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102017129055 2017-12-06
DE102017129055.9 2017-12-06

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2018142915A3 RU2018142915A3 (ru) 2020-06-05
RU2018142915A RU2018142915A (ru) 2020-06-05
RU2727642C2 true RU2727642C2 (ru) 2020-07-22

Family

ID=64556726

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018142915A RU2727642C2 (ru) 2017-12-06 2018-12-05 Консоль крыла для летательного аппарата

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11104423B2 (ru)
EP (1) EP3495258A1 (ru)
CN (1) CN110001926B (ru)
RU (1) RU2727642C2 (ru)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11111005B2 (en) * 2017-11-22 2021-09-07 Hamilton Sundstrand Corporation Control of multiple flight control surface systems using single power drive unit
GB2580345A (en) 2019-01-02 2020-07-22 Airbus Operations Ltd Actuator assembly for moving an aircraft wing tip device
CN111645849B (zh) * 2020-05-22 2022-02-08 中国商用飞机有限责任公司 一种用于致动和控制飞行器机翼的可折叠翼梢的系统和方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1531126A1 (en) * 2003-11-11 2005-05-18 Airbus UK Limited Wing tip device
EP1375342B1 (fr) * 2002-06-27 2008-12-10 Airbus France Avion à contrôle actif du vrillage de ses ailes
RU2013142688A (ru) * 2012-10-30 2015-03-27 Зе Боинг Компани Поворотный наклонный конец крыла

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4180222A (en) * 1976-12-27 1979-12-25 Lockheed Aircraft Corporation Aileron segment control for a flaperon system
DE3634250C1 (de) * 1986-10-08 1988-03-03 Dornier Gmbh Fluggeraetesteuerung
GB9321510D0 (en) * 1993-10-19 1993-12-22 Short Brothers Plc Aircraft flight control system
DE19926832B4 (de) * 1999-06-12 2005-09-15 Airbus Deutschland Gmbh Unterschallflugzeug vorzugsweise mit gepfeilten Tragflügeln
US6824099B1 (en) * 2003-07-10 2004-11-30 The Boeing Company Brake systems for aircraft wing flaps and other control surfaces
GB0326228D0 (en) * 2003-11-10 2003-12-17 Airbus Uk Ltd Wing tip device
US7494094B2 (en) * 2004-09-08 2009-02-24 The Boeing Company Aircraft wing systems for providing differential motion to deployable lift devices
US8083185B2 (en) * 2007-11-07 2011-12-27 The Boeing Company Aircraft wing tip having a variable incidence angle
DE102010047512A1 (de) 2010-10-05 2012-04-05 Airbus Operations Gmbh Hochauftriebssystem für ein Flugzeug mit zwei getrennten Antriebseinheiten
US10538307B2 (en) 2011-10-01 2020-01-21 The Boeing Company Hinged raked wing tip
US8708286B2 (en) * 2012-06-21 2014-04-29 The Boeing Company Swing tip assembly rotation joint
CA2822665C (en) * 2012-07-31 2018-07-17 Gabor Devenyi Aircraft wing having continuously rotating wing tips
US9296475B2 (en) * 2013-09-24 2016-03-29 The Boeing Company System and method for reducing the stopping distance of an aircraft
US10562613B2 (en) * 2013-12-04 2020-02-18 Tamarack Aerospace Group, Inc. Adjustable lift modification wingtip
US10179643B2 (en) * 2014-01-31 2019-01-15 Bombardier Inc. Apparatus and methods for actuation of flight control surfaces
EP3012191B1 (en) * 2014-10-24 2022-06-01 Airbus Operations GmbH Method for determining a state of a component in a high lift system of an aircraft, high lift system of an aircraft and aircraft having such a high lift system
US9840320B2 (en) * 2014-12-19 2017-12-12 The Boeing Company Trailing edge device with bell crank mechanism
GB2536236A (en) * 2015-03-09 2016-09-14 Airbus Operations Ltd An aircraft comprising a foldable aerodynamic structure and an articulation mechanism for a foldable aerodynamic structure
GB2540567A (en) * 2015-07-21 2017-01-25 Airbus Operations Ltd An actuator
GB2546246A (en) 2016-01-05 2017-07-19 Airbus Operations Ltd An aircraft wing with a movable wing tip device for load alleviation
US9873502B2 (en) * 2016-01-05 2018-01-23 The Boeing Company Controlling airloads on aircraft folding wing tips
DE102017111553A1 (de) 2016-07-07 2018-01-11 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Highliftsystem
US10293917B2 (en) * 2016-12-19 2019-05-21 The Boeing Company Methods and apparatus to control and monitor a folding wingtip actuation system

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1375342B1 (fr) * 2002-06-27 2008-12-10 Airbus France Avion à contrôle actif du vrillage de ses ailes
EP1531126A1 (en) * 2003-11-11 2005-05-18 Airbus UK Limited Wing tip device
RU2013142688A (ru) * 2012-10-30 2015-03-27 Зе Боинг Компани Поворотный наклонный конец крыла

Also Published As

Publication number Publication date
US20190168863A1 (en) 2019-06-06
CN110001926B (zh) 2022-10-11
US11104423B2 (en) 2021-08-31
RU2018142915A3 (ru) 2020-06-05
CN110001926A (zh) 2019-07-12
EP3495258A1 (en) 2019-06-12
RU2018142915A (ru) 2020-06-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2727642C2 (ru) Консоль крыла для летательного аппарата
EP3299290B1 (en) Rotating proprotor arrangement for a tiltrotor aircraft
US8371520B2 (en) Rapidly convertible hybrid aircraft and manufacturing method
US7267300B2 (en) Aircraft capable of vertical and short take-off and landing
KR101390458B1 (ko) 회전 날개를 가지는 하이브리드 항공기
EP3689739A1 (en) Wing hinge assembly including hinged torque boxes
EP3564122A1 (en) Hybrid tiltrotor drive system
US6082665A (en) Roadable aircraft
CN103963958A (zh) 无人机机翼折叠机构
KR20060030317A (ko) 새로봇의 날개짓 구동장치
US20150353197A1 (en) Combined launch and mission vehicles
KR20090003167A (ko) 유체 정역학적으로 구동되는 변속 헬리콥터 테일 로터
RU2458822C1 (ru) Аппарат вертикального взлета и посадки
US5236149A (en) Boundary layer control device for tilt rotor configuration
US20180072410A1 (en) Vtol rotor assembly with stowable blades
EP2731866B1 (en) Leading edge rib assembly
CN110753631A (zh) 翻转式螺旋桨装置
GB2504369A (en) Aircraft wing with reciprocating outer aerofoil sections
US10239608B2 (en) Aircraft landing gear
WO2011015038A1 (zh) 垂直起降飞行汽车
CN203767065U (zh) 无人机机翼折叠机构
RU2539679C1 (ru) Скоростной винтокрыл
RU2704077C1 (ru) Привод с облегченной установкой
RU2650258C1 (ru) Многоцелевой двухфюзеляжный вертолет-самолет
RU2397919C1 (ru) Комбинированный вертолет (варианты)