BRPI0708127A2 - elo de descida com segurança contra falha em controle de superfìcie - Google Patents
elo de descida com segurança contra falha em controle de superfìcie Download PDFInfo
- Publication number
- BRPI0708127A2 BRPI0708127A2 BRPI0708127-8A BRPI0708127A BRPI0708127A2 BR PI0708127 A2 BRPI0708127 A2 BR PI0708127A2 BR PI0708127 A BRPI0708127 A BR PI0708127A BR PI0708127 A2 BRPI0708127 A2 BR PI0708127A2
- Authority
- BR
- Brazil
- Prior art keywords
- fail
- safe
- control surface
- pivot
- spoiler
- Prior art date
Links
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 11
- 241000754402 Elodes Species 0.000 claims 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract description 7
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 5
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 230000000593 degrading effect Effects 0.000 description 1
- 230000002452 interceptive effect Effects 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/02—Mounting or supporting thereof
-
- 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)
- Pivots And Pivotal Connections (AREA)
- Tires In General (AREA)
- Vessels, Lead-In Wires, Accessory Apparatuses For Cathode-Ray Tubes (AREA)
- Use Of Switch Circuits For Exchanges And Methods Of Control Of Multiplex Exchanges (AREA)
- Road Paving Structures (AREA)
- Techniques For Improving Reliability Of Storages (AREA)
- Steering Control In Accordance With Driving Conditions (AREA)
- Toys (AREA)
- Fluid-Pressure Circuits (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
Abstract
ELO DE DESCIDA COM SEGURANçA CONTRA FALHA EM CONTROLE DE SUPERFìCIE. A presente invenção refere-se a uma configuração de articulação com segurança contra falha para superfície de controle de uma aeronave. O arranjo compreende uma configuração de elo de descida que é adaptado para prender uma superfície de controle a uma estrutura de aeronave onde o elo de descida adicionalmente incorpora um dispositivo de articulação com segurança contra falha que fornece uma conexão de articulação de reserva entre a superfície de controle e a estrutura da aeronave à qual ela está presa. A construção da articulação com segurança contra falha melhorada pode ser aplicada a qualquer superfície de controle de aeronave, tal como um aileron, plano cauda elevador e vertical, e similares.
Description
Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "ELO DEDESCIDA COM SEGURANÇA CONTRA FALHA EM CONTROLE DE SU-PERFÍCIE".
Campo Técnico
A presente invenção é refere-se a métodos e aparelhos paraconectar superfícies de controle a estruturas de aeronave. Mais particular-mente, embora não exclusivamente, a invenção refere-se a métodos e apa-relhos para conectar "spoilers" a estruturas de asa. A invenção ainda é rela-tiva a sistemas com segurança contra falha para arranjos de conexão desuperfície de controle entre, por exemplo, spoilers e estruturas de asa.Antecedentes da Técnica
De maneira convencional, em grandes aeronaves de transportesuperfícies de controle aerodinâmico tais como spoilers, são presas a umaestrutura de aeronave correspondente por meio de articulações primáriasarticulações com segurança contra falha e elo de descida. Técnicas de cons-trução específicas foram desenvolvidas para a instalação de tais superfíciesde controle, especificamente para fornecer as características operacionais ecom segurança contra falha desejadas do componente da aeronave.
A descrição a seguir é especificamente fornecida no contexto defornecer funcionalidade com segurança contra falha a instalações de spoiler.Contudo, deve ser entendido que este exemplo da invenção foi escolhidoporque ele proporciona clareza descritiva particular. A presente invençãopode ser igualmente aplicada com modificação apropriada a superfícies decontrole em geral, tais como ailerons e planos de cauda elevador e vertical.
Um exemplo de uma construção de spoiler está mostrada nafigura 1 que ilustra uma instalação de spoiler para a aeronave civil para pas-sageiros Airbus A380. O restante da estrutura da asa está omitido para cla-reza. De acordo com o exemplo ilustrado, articulações primárias CeD sãolocalizadas na aresta traseira das correspondentes nervuras de spoiler 13a e13b. As nervuras de spoiler são montadas na aresta traseira da caixa de asa(não mostrado).
O spoiler 10 é montado em articulações C e D por meio da construçãoda articulação indicada geralmente pelos numerais 19 e 100, respectivamen-te. Estas articulações primárias são os componentes principais de suportede carga que suportam o spoiler 10 e reagem às forças aerodinâmicas cria-das quando os spoilers são estendidos. Articulações de dobramento, geral-mente indicados pelo numerai 32, são localizados em cada extremidade dospoiler 10, onde o spoiler engata com a estrutura da aresta traseira da asa.
A figura 2 ilustra detalhes de um elo de descida convencional em uma posi-ção intermediária, onde o elo de descida é preso a uma nervura de spoiler15. Fazendo referência à figura 2, o elo de descida 18 é um elemento alon-gado, conectado de maneira pivotante em cada extremidade 20 e 21 à estru-tura de asa 15 e à aresta dianteira 14 do spoiler 10, respectivamente.
Articulações de dobramento servem para transmitir carga entre aestrutura da asa e o spoiler, enquanto ao mesmo tempo permite que o spoi-ler se conforme à forma da asa quando ela dobra sob uma faixa de cargasde vôo. A capacidade do elo de descida em girar em uma direção no sentidodo vão reduz de maneira significativa as cargas que poderiam ser introduzi-das no spoiler, articulação e estrutura da asa se o spoiler fosse forçado adobrar em seu plano de máxima rigidez quando desenvolvido, como deveriaser se a articulação fosse um simples arranjo de mancai e pino, como utili-zado para as articulações principais.
Fazendo referência ao elo de descida convencional mostradaem detalhe na figura 2, a extremidade inferior 21 do elo de descida 18 é co-nectada por meio de um mancai esférico 25 a uma manilha de spoiler 17.
Em sua extremidade superior 20 o elo de descida 18 é conectado à estruturada nervura de aresta traseira da caixa de asa 15 por meio de um mancaiesférico (não indicado). Os mancais esféricos permitem que o spoiler pivoteao redor do eixo da articulação do pino macho 22 quando o spoiler 10 é es-tendido e retraído, enquanto simultaneamente restringe o movimento dospoiler no plano definido por esta rotação. Assim, com referência à figura 1,quando a estrutura de asa 15 se move sobre a ação de flexão da asa, o elode descida transmite este movimento para o spoiler 10 por meio do compri-mento do braço do elo de descida. Como observado acima, o eixo de rota-ção da articulação do spoiler coincide com o eixo ao longo do comprimentodo pino macho do elo de descida 22, permitindo assim extensão/retraçãosimultânea e dobramento do spoiler, que depende de quão longe o spoiler éestendido. Por exemplo, se ou spoiler está completamente estendido, a forçade dobramento será quase zero quando o componente vertical do compri-mento do braço do elo de descida resoluto na direção do vão da asa for pe-queno. Isto evita tensionar o spoiler estendido devido à flexão da asa.
Uma das fontes de falha estrutural em superfícies de controle deaeronave é a falha de seus conjuntos de articulação primária. Com referên-cia ao presente exemplo, este corresponde à falha do subconjunto de articu-lação primária C e D na figura 1. Isto pode ocorrer seja por meio de falha dopino de articulação primária 106a e/ou 106b, ou por meio de falha do sub-conjunto de articulação como um todo.
Fazendo referência à figura 6, a localização dos spoilers do ladointerno na asa 71 está indicada pelo numerai 72 e dos spoilers do lado ex-terno pelo numerai 73. A instalação de spoilers neste exemplo inclui trêsspoilers individuais do lado interno 72 presos por meio de articulações primá-rias e articulações para dobramento.
Se uma articulação primária de um spoiler do lado interno 72falha sob cargas de vôo, existe um risco que o spoiler possa se destacar e,movendo na direção indicada pela letra "A", atingir a o estabilizador horizon-tal 74. Uma parte particularmente vulnerável do estabilizador horizontal 74 éa aresta dianteira 75. O impacto do spoiler 72 que viaja na velocidade do vôopode provocar falha do estabilizador horizontal 74, seja degradando a suafunção aerodinâmica ou por falha catastrófica completa do estabilizador ho-rizontal. Em qualquer caso este dano pode tornar a aeronave incontrolável.Embora a probabilidade de tal falha estrutural em um spoiler seja muito pe-quena, é não obstante finita e, durante o tempo de vida esperado de umaaeronave em serviço, está em um nível que sem um sistema com segurançacontra falha é inaceitável na produção de aeronave civil.
Para reduzir esta probabilidade de falha, articulações de spoilercom segurança contra falha são utilizadas. No exemplo da técnica preceden-te mostrado na figura 1, articulações com segurança contra falha BeE sãolocalizadas em posições intermediárias entre as articulações primárias C e D.
Articulações com segurança contra falha 102a e 102b são montadas sobre as porções para trás de nervuras de spoiler localizadas de ma-neira correspondente 11a e 11b. Nervuras de spoiler são nervuras de asaque se estendem desde a aresta traseira da caixa de asa (35 na figura 3) àqual são montados os subconjuntos de spoiler 10 que inclui os atuadoreshidráulicos, as montagens, e equipamento relacionado (não mostrado nafigura 1).
Articulações com segurança contra falha 102a e 102b são es-sencialmente similares às articulações primárias 106a e 106b, exceto que asaberturas da articulação com segurança contra falha têm um diâmetro maiordo que os pinos de manilha de segurança contra falha. Isto pode ser visto nafigura 8 que inclui uma vista em seção transversal através de uma articula-ção com segurança contra falha. Uma parte de articulação com segurançacontra falha de spoiler convencional inclui uma aba com abertura 81 que en-gata com uma manilha de spoiler 101a e 101b por meio de um pino.de mani-lha 80. A dimensão da abertura na aba de spoiler 81 é contudo significativa-mente maior do que o diâmetro externo do pino de manilha do spoiler comsegurança contra falha 80. Isto pode ser visto pela presença do vazio anelar82 (não sombreado) na figura 1. Assim, durante vôo normal nenhuma cargaé aplicada ao conjunto do pino de manilha com segurança contra falha. Emcontraste, detalhe de uma articulação primária de spoiler está mostrada nafigura 7. Aqui uma articulação de spoiler inclui uma manilha de spoiler 19,pino de manilha de spoiler 106b e uma bucha de articulação 90.
Se uma articulação primária falha, por exemplo por meio do pinode articulação principal 106b ou a manilha 19 que falha sob cargas de vôo, ospoiler 10 se desloca de sua posição operacional. Este movimento continuaaté que o pino de manilha da articulação com segurança contra falha 80 (vi-de figura 8) contata a parte interna da manilha com segurança contra falha101a. Na figura 8 isto poderia ser manifestado pelo pino de articulação comsegurança contra falha 80 mover para a direita até que ele apoie contra asuperfície interna da abertura 82 da manilha do spoiler com segurança con-tra falha. O spoiler 10 é com isto impedido de se destacar completamente daestrutura de asa. A operação global do spoiler é preservada em que a articu-lação com segurança contra falha do spoiler permite movimento do spoileratravés de sua faixa normal de extensão e retração sem interferir com outraspartes da estrutura da aeronave ou outras superfícies de controle.
Sob tais condições, embora a manipulação da aeronave possaser afetada, a probabilidade de falha estrutural completa e destacamento dospoiler e o risco subseqüente de dano ao estabilizador horizontal é reduzidapara um nível aceitável.
Uma desvantagem com construções de articulação com segu-rança contra falha de spoiler atualmente aceitas, tal como aquela mostradana figura 1, e outras instalações de superfície de controle, é que as nervurasde articulação com segurança contra falha e articulações precisam estarpresentes na aeronave e reforçadas de maneira apropriada. Isto incorre emuma penalidade de peso na construção global da asa que é mesmo maisonerosa, uma vez que é altamente improvável que o sistema de articulaçãocom segurança contra falha venha a ser usado alguma vez durante a vida deserviço típica de uma aeronave. Contudo, é um requisito de certificação quetal subconjunto de reforço esteja presente na asa.
A presente invenção tenta enfrentar este aspecto de penalidadede peso e fornece uma configuração alternativa com segurança contra falhade conexão de superfície de controle.
Descrição da Invenção
Em um aspecto a invenção fornece uma configuração de articu-lação com segurança contra falha de superfície de controle de aeronave quecompreende uma configuração de elo de descida que é adaptada para pren-der uma superfície de controle a uma estrutura de aeronave na qual o elo dedescida adicionalmente incorpora um dispositivo de articulação com segu-rança contra falha que fornece uma conexão de articulação de reserva entrea superfície de controle e a estrutura da aeronave à qual ela está presa.Assim, a construção de acordo com diversas modalidades da in-venção elimina a necessidade por articulações com segurança contra falhaseparadas, montadas entre a superfície de controle e a parte corresponden-te da estrutura de aeronave, que permite a remoção do equipamento de fi-xação com segurança contra falha, permitindo assim uma economia que depeso significativa seja alcançada.
O elo de descida pode incluir uma abertura de articulação comsegurança contra falha localizada para engatar, em seguida à falha de umaarticulação principal, com uma montagem de articulação com segurançacontra falha correspondente localizada na superfície de controle da aeronavepor meio de um pino de articulação com segurança contra falha. Tal falharesultaria normalmente no destacamento da superfície de controle da estru-tura da aeronave. Este engatamento permite operação continuada da super-fície de controle.
O elo de descida inclui, preferivelmente, dois pontos de monta-gem em extremidades distais opostas do elo de descida com, a abertura daarticulação com segurança contra falha localizada entre eles.
A superfície de controle pode ser um spoiler, aileron, superfíciede controle horizontal, plano elevador ou vertical de cauda.
Preferivelmente onde a superfície de controle é um spoiler, pon-tos de montagem do elo de descida do spoiler são presos ao spoiler e a umaestrutura de asa correspondente, de tal maneira que a flexão da asa étransmitida para o spoiler.
Em um outro aspecto, a invenção fornece uma asa de aeronaveou outra estrutura de aeronave que incorpora uma articulação com seguran-ça contra falha de superfície de controle da aeronave como definido aquianteriormente.
Em ainda um outro aspecto, a invenção fornece uma instalaçãode montagem de superfície de controle de aeronave que inclui uma articula-ção com segurança contra falha, como definido aqui anteriormente.
Em um outro aspecto, a invenção fornece um elo de descida queinclui dois pontos de montagem localizados em extremidades distais opostasdo elo de descida, na qual o elo de descida preferivelmente incorpora umaabertura de articulação com segurança contra falha localizada entre as ex-tremidades distais opostas.
Breve Descrição dos Desenhos
A presente invenção será descrita agora à guisa de exemplosomente, com referência aos desenhos, nos quais:
a figura 1 ilustra um arranjo de articulação de spoiler/asa da téc-nica precedente;
a figura 2 ilustra detalhe do elo de descida mostrada na figura 1;
a figura 3 ilustra um arranjo de articulação de spoiler/asa queincorpora um elo de descida de articulação com segurança contra falha deacordo com uma modalidade da invenção;
a figura 4 ilustra detalhe da configuração do elo de descida dearticulação com segurança contra falha mostrada na figura 3;
a figura 5 ilustra um elo de descida de acordo com uma modali-dade da invenção;
a figura 6 ilustra uma vista em planta de uma aeronave que mos-tra o desenho geral das superfícies de controle de spoiler de acordo commodalidades da invenção;
a figura 7 ilustra detalhe de uma articulação primária de spoiler; ea figura 8 ilustra detalhe de uma articulação com segurança con-tra falha de spoiler da técnica precedente.
Melhor Modo para Realizar a Invenção
A descrição especifica que segue é relativa a uma instalação despoiler em uma asa. Contudo, como observado acima, a invenção pode seraplicada a outras instalações de superfície de controle com modificaçõesapropriadas.
A figura 3 ilustra uma construção e instalação de elo de descidade articulação com segurança contra falha de spoiler de acordo com umamodalidade da invenção. Fazendo referência à figura 3, um spoiler 10 é pre-so a nervuras de spoiler 31a e 31b que são montadas na aresta traseira deuma caixa de asa, cujo spoiler traseiro está indicado pelo numerai 35. Ex-tensão/retração de spoiler convencional é fornecida por meio de articulaçõesprimárias 35a e 35b. Contudo, por comparação com o desenho mostrado nafigura 1 não existem articulações com segurança contra falha de spoilermontadas nos spoilers adjacentes às nervuras de articulação com segurançacontra falha 30a e 30b (estas nervuras sendo mostradas para ilustrar a loca-lização convencional das articulações com segurança contra falha).
As configurações de elo de descida de articulação com seguran-ça contra falha de spoiler 32 são localizadas nas extremidades dos spoilersonde eles são conectados à estrutura de asa 301 por meio de uma manilhade spoiler 33 e pino de manilha de spoiler 39 (vide figura 4).
A funcionalidade de segurança contra falha da configuração doelo de descida 32 está descrita em mais detalhe com referência à figura 4,como a seguir. Um spoiler 10 é conectado a uma estrutura de asa 301, nesteexemplo a nervura extrema da coifa fixa interna, por meio de uma manilha33 que tem abas 302 e 303, um elo de descida 304 e uma placa de monta-gem de elo de descida 39. A parte superior 36 do elo de descida 34 é conec-tada à estrutura de asa 301 por meio de um pino macho 38 e placa 39 e aextremidade inferior 37 do elo de descida 34 é conectada ao spoiler 10 pormeio da manilha de spoiler 33 e pino de manilha de spoiler 39.
Em operação normal, o elo de descida 34 funciona como emuma maneira convencional, com forças de flexão sendo transmitidas para ospoiler, dependendo do grau de extensão do spoiler.
De acordo com uma modalidade da invenção o elo de descida34 incorpora a funcionalidade de articulação com segurança contra falhacomo a seguir. Fazendo referência à figura 4, o elo de descida 34 inclui par-tes superior e inferior 36 e 37 que são conectadas a uma manilha de spoilercorrespondente 33 e estrutura de asa 301 respectivamente por meio demancais esféricos. Estes funcionam de uma maneira convencional, transmi-tindo forças de flexão para o spoiler 10. O spoiler 10 articula redor do eixo dopino macho 38. Este eixo de rotação é coincidente com o eixo de articulaçãodas articulações de spoiler primárias 35a e 35b. Assim, quando o spoiler es-tende ou retrai conjunto spoiler/manilha 10/33 mostrado na figura 4 gira aoredor do pino macho 38.
A configuração do elo de descida 32 compreende adicionalmen-te uma articulação com segurança contra falha. Esta é construída por meiode um pino de articulação do elo de descida com segurança contra falha300, a manilha de spoiler 33 e uma abertura 61 de elo de descida 34 (videfigura 5) através da qual passa o pino de elo de descida com segurança con-tra falha 300. O diâmetro da abertura do elo de descida 61 é maior do que odiâmetro externo do pino do elo de descida com segurança contra falha dospoiler 300. Portanto, em operação normal e em uma maneira similar a umaarticulação com segurança contra falha convencional, o pino com segurançacontra falha 300 não engata com a superfície interna da abertura de articula-ção 61 quando o spoiler 10 se estende e se retrai.
Detalhe de uma modalidade de um elo de descida com seguran-ça contra falha 34 está mostrado na figura 5. Aqui o eixo do elo de descida60 é utilizado em uma maneira inovadora incorporando uma abertura 61que, juntamente com o pino no elo de descida com segurança contra falha300 e manilha do spoiler 33 formam uma articulação com segurança contrafalha do spoiler. Em seção transversal este subconjunto da articulação comsegurança contra falha do elo de descida inovador é similar à parte articula-ção mostrada em seção transversal na figura 8. Em operação normal dospoiler, o pino do elo de descida com segurança contra falha 300 não engatacom a superfície interna da abertura 61. Assim, nesta configuração, o pinodo elo de descida com segurança contra falha 300 é circundado por um va-zio anelar não visível na figura 4.
Contudo, se uma falha catastrófica de uma articulação primáriade spoiler ocorre de tal modo que o destacamento do spoiler é iminente, ospoiler permanece preso à estrutura da asa por meio do pino de elo de des-cida 300 que se apóia contra a superfície interna da abertura de elo de des-cida 61. Isto impede o destacamento completo do spoiler e portanto fornecea margem de segurança requerida. A função continuada do spoiler é afetadapor meio da configuração da articulação com segurança contra falha do elode descida.Em outras modalidades, a geometria específica do elo de desci-da do spoiler com segurança contra falha pode ser variada para se adequara requisitos da instalação específica. Por exemplo, a relação entre as abertu-ras do elo de descida pode ser linear ou deslocado (como mostrado na mo-dalidade particular ilustrada na figura 5).
Assim, a invenção permite a remoção completa do conjunto dearticulação com segurança contra falha redundante da técnica precedenteda asa, pelo que, fornece economias de peso significativas. Em uma manei-ra similar e como é observado acima, outras superfícies de controle aerodi-nâmico podem ser modificadas de acordo com modalidades da invenção.
Embora a invenção tenha sido descrita à guisa de exemplo ecom referência a modalidades particulares, deve ser entendido que a modifi-cação e/ou melhoramentos, podem ser feitos sem se afastar do escopo dasreivindicações anexas.
Onde na descrição precedente tenha sido feita referência a intei-ros ou elementos que tenham equivalentes conhecidos, então tais equivalen-te são aqui incorporados como se descritos de maneira individualizada.
Claims (12)
1. Configuração de articulação com segurança contra falha parasuperfície de controle de aeronave (32) que compreende uma configuraçãode elo de descida (34) adaptada para prender uma superfície de controle(10) a uma estrutura de aeronave (301), caracterizada pelo fato de o elo dedescida (32) adicionalmente incorporar um dispositivo de articulação comsegurança contra falha (300, 60, 61) que fornece uma conexão de articula-ção de reserva entre a superfície de controle (10) e a estrutura de aeronave(301) à qual ela está presa.
2. Configuração de articulação com segurança contra falhapara superfície de controle de aeronave (32) reivindicação 1, na qual o elode descida (34) inclui uma abertura de articulação com segurança contrafalha (61) localizada para engatar em seguida à falha de uma articulaçãoprincipal com uma montagem de articulação com segurança contra falhacorrespondente (33) localizada na superfície de controle da aeronave pormeio de um pino de articulação com segurança contra falha (300).
3. Configuração de articulação com segurança contra falhapara superfície de controle de aeronave (32) de acordo com qualquer reivin-dicação precedente, na qual o elo de descida (34) inclui dois pontos de mon-tagem (37, 36) em extremidades distais opostas do elo de descida (34) coma abertura da articulação com segurança contra falha (61) localizada entreelos.
4. Configuração de articulação com segurança contra falhapara superfície de controle de aeronave (32) de acordo com a reivindicação 3, na qual o diâmetro da abertura de articulação com segurança contra falha(61) é maior do que o diâmetro externo do pino de articulação com seguran-ça contra falha (300).
5. Configuração de articulação com segurança contra falhapara superfície de controle de aeronave (32) de acordo com qualquer umareivindicação precedente, na qual a superfície de controle (10) correspondea um spoiler, aileron, superfície de controle horizontal, plano de cauda ele-vador ou vertical.
6. Configuração de articulação com segurança contra falhapara superfície de controle de aeronave (32) de acordo com qualquer reivin-dicação precedente na qual a superfície de controle (10) corresponde a umspoiler.
7. Configuração de articulação com segurança contra falhapara superfície de controle de aeronave (32) de acordo com a reivindicação-5, na qual os pontos de montagem do elo de descida (36, 37) são presos aospoiler (10) e a uma estrutura correspondente de asa (301) de tal maneiraque a flexão da asa é transmitida para o spoiler (10).
8. Configuração de articulação com segurança contra falhapara superfície de controle de aeronave (32) de acordo com a reivindicação-7, na qual os pontos de montagem do elo de descida (36, 37) são presos aospoiler (10) utilizando mancais esféricos.
9. Estrutura de aeronave (71) que incorpora uma configu-ração de articulação com segurança contra falha de superfície de controle daaeronave (32) como reivindicado em qualquer uma das reivindicações 1 até 8.
10. Instalação de montagem de superfície de controle deaeronave que inclui uma configuração de articulação com segurança contrafalha (32) como definida em qualquer uma das reivindicações 1 a 8.
11. Elo de descida (34) que inclui pontos de montagem (36,-37) localizados em extremidades distais opostas do elo de descida (34), ca-racterizado pelo fato do elo de descida incorporar uma abertura de articula-ção com segurança contra falha (61) localizada entre as extremidades dis-tais opostas.
12. Articulação para dobramento (34) de acordo com a reivindi-cação 11, na qual a abertura de articulação com segurança contra falha édeslocada de uma linha que une os dois pontos de montagem (36, 37).
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GBGB0603539.8A GB0603539D0 (en) | 2006-02-22 | 2006-02-22 | Control surface failsafe drop link |
| GB0603539.8 | 2006-02-22 | ||
| PCT/GB2007/000615 WO2007096624A2 (en) | 2006-02-22 | 2007-02-21 | Control surface failsafe drop link |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| BRPI0708127A2 true BRPI0708127A2 (pt) | 2011-05-17 |
Family
ID=36178544
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| BRPI0708127-8A BRPI0708127A2 (pt) | 2006-02-22 | 2007-02-21 | elo de descida com segurança contra falha em controle de superfìcie |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8181908B2 (pt) |
| EP (1) | EP1986911B1 (pt) |
| JP (1) | JP5123216B2 (pt) |
| CN (1) | CN101389531B (pt) |
| AT (1) | ATE495095T1 (pt) |
| BR (1) | BRPI0708127A2 (pt) |
| CA (1) | CA2637629C (pt) |
| DE (1) | DE602007011896D1 (pt) |
| GB (1) | GB0603539D0 (pt) |
| RU (1) | RU2008133702A (pt) |
| WO (1) | WO2007096624A2 (pt) |
Families Citing this family (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2901536B1 (fr) | 2006-05-23 | 2009-01-30 | Airbus France Sas | Poutre pour plancher pressurise d'aeronef |
| FR2906785B1 (fr) * | 2006-10-10 | 2009-12-04 | Airbus France | Fuselage d'aeronef realise a partir de panneaux longitudinaux et procede de realisation d'un tel fuselage |
| FR2913412B1 (fr) * | 2007-03-05 | 2012-12-07 | Airbus France | Container pour le transport aerien de fret et fuselage d'aeronef pour le transport de fret. |
| GB0803690D0 (en) | 2008-02-29 | 2008-04-09 | Airbus Uk Ltd | Aircraft structure with hinge rib assembly |
| GB0803691D0 (en) | 2008-02-29 | 2008-04-09 | Airbus Uk Ltd | Hinge rib |
| GB0803692D0 (en) | 2008-02-29 | 2008-04-09 | Airbus Uk Ltd | Fitting for pivotally connecting aerodynamic control element to aircraft structure |
| GB0803689D0 (en) | 2008-02-29 | 2008-04-09 | Airbus Uk Ltd | Trailing edge aircraft structure with overhaning cover |
| GB0815020D0 (en) | 2008-08-19 | 2008-09-24 | Airbus Uk Ltd | Aircraft structure |
| FR2939405B1 (fr) * | 2008-12-09 | 2010-11-26 | Airbus France | Troncon de fuselage d'aeronef |
| GB0913913D0 (en) * | 2009-08-10 | 2009-09-16 | Airbus Operations Ltd | Pinned lug joint |
| US9079652B2 (en) * | 2010-05-21 | 2015-07-14 | Airbus S.A.S. | Droop panel linkage |
| GB2479223B (en) * | 2010-11-04 | 2012-11-21 | Messier Dowty Ltd | Landing gear jacking dome |
| GB201118548D0 (en) * | 2011-10-27 | 2011-12-07 | Airbus Operations Ltd | Plain journal bearing |
| EP2920068B1 (en) * | 2012-11-15 | 2017-11-29 | United Technologies Corporation | Stabilizer with structural box and sacrificial surfaces |
| US9227720B2 (en) * | 2013-03-01 | 2016-01-05 | Roller Bearing Company Of America, Inc. | Composite annular seal assembly for bearings in aircraft |
| CN104613061B (zh) * | 2013-11-01 | 2018-09-04 | 空中客车简化股份公司 | 承弯接头和飞行器 |
| US9586675B2 (en) * | 2014-06-09 | 2017-03-07 | The Boeing Company | Apparatus and method for arrestment of a flight control surface |
| GB201417202D0 (en) * | 2014-09-30 | 2014-11-12 | Rolls Royce Plc | Gas Turbine Engine Mounting Arrangement |
| US10082179B2 (en) | 2014-12-16 | 2018-09-25 | Roller Bearing Company Of America, Inc. | Seal for self aligning roller bearing |
| EP3242834B1 (en) | 2015-01-07 | 2018-11-28 | LORD Corporation | Aircraft engine mount |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3140066A (en) * | 1962-12-04 | 1964-07-07 | North American Aviation Inc | Multiple pivot mounting means |
| FR2591557B1 (fr) | 1985-12-13 | 1988-03-25 | Aerospatiale | Systeme de couplage de deux volets d'une aile d'aeronef, et aile d'aeronef equipee d'un tel systeme |
| DE69012071T2 (de) * | 1989-12-05 | 1995-04-13 | Rolls Royce Plc | Ausfallsichere Haltevorrichtung für Treibwerke. |
| US5275357A (en) * | 1992-01-16 | 1994-01-04 | General Electric Company | Aircraft engine mount |
| US5303880A (en) * | 1992-10-28 | 1994-04-19 | General Electric Company | Aircraft engine pin mount |
| US5649417A (en) * | 1995-03-24 | 1997-07-22 | The Boeing Company | Fail-safe engine mount system |
| JP2963382B2 (ja) * | 1995-10-26 | 1999-10-18 | 川崎重工業株式会社 | 空力ブレーキ装置 |
| ATE284346T1 (de) * | 2001-01-26 | 2004-12-15 | Fischer Adv Components Gmbh | Einrichtung zum verbinden beweglicher teile mit strukturbauteilen von flugzeugen od. dgl. |
| FR2855495B1 (fr) * | 2003-05-27 | 2006-11-24 | Snecma Moteurs | Dispositif d'accrochage avant de moteur d'avion |
| FR2855496B1 (fr) * | 2003-05-27 | 2006-09-22 | Snecma Moteurs | Suspension arriere de moteur d'avion avec reprise de poussee |
| FR2855494B1 (fr) * | 2003-05-27 | 2006-09-22 | Snecma Moteurs | Dispositif d'accrocharge arriere de moteur d'avion |
| FR2867155B1 (fr) * | 2004-03-08 | 2007-06-29 | Snecma Moteurs | Suspension d'un moteur a la structure d'un avion |
-
2006
- 2006-02-22 GB GBGB0603539.8A patent/GB0603539D0/en not_active Ceased
-
2007
- 2007-02-21 CA CA2637629A patent/CA2637629C/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-02-21 BR BRPI0708127-8A patent/BRPI0708127A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2007-02-21 CN CN2007800065131A patent/CN101389531B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2007-02-21 JP JP2008555870A patent/JP5123216B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2007-02-21 US US12/278,586 patent/US8181908B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-02-21 DE DE602007011896T patent/DE602007011896D1/de active Active
- 2007-02-21 AT AT07705247T patent/ATE495095T1/de not_active IP Right Cessation
- 2007-02-21 RU RU2008133702/11A patent/RU2008133702A/ru unknown
- 2007-02-21 EP EP07705247A patent/EP1986911B1/en active Active
- 2007-02-21 WO PCT/GB2007/000615 patent/WO2007096624A2/en not_active Ceased
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20100032520A1 (en) | 2010-02-11 |
| WO2007096624A3 (en) | 2007-10-25 |
| CA2637629C (en) | 2014-05-06 |
| CN101389531A (zh) | 2009-03-18 |
| CA2637629A1 (en) | 2007-08-30 |
| DE602007011896D1 (de) | 2011-02-24 |
| JP5123216B2 (ja) | 2013-01-23 |
| ATE495095T1 (de) | 2011-01-15 |
| WO2007096624A2 (en) | 2007-08-30 |
| CN101389531B (zh) | 2011-06-08 |
| EP1986911A2 (en) | 2008-11-05 |
| EP1986911B1 (en) | 2011-01-12 |
| GB0603539D0 (en) | 2006-04-05 |
| JP2009527416A (ja) | 2009-07-30 |
| US8181908B2 (en) | 2012-05-22 |
| RU2008133702A (ru) | 2010-03-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| BRPI0708127A2 (pt) | elo de descida com segurança contra falha em controle de superfìcie | |
| US11352127B2 (en) | Wing tip device attachment apparatus and method | |
| US8888048B2 (en) | Removable fastener device equipped with attachment means for attaching an external load and with fastener means for fastening said attachment means to an aircraft, an associated aircraft, and an associated method | |
| CN103101628B (zh) | 一种与飞机吊挂一体化的前安装节 | |
| US11780554B2 (en) | Deployment system for an airfoil high lift leading edge device | |
| US8342444B2 (en) | Fail safe extended torque box strut-to-wing mount | |
| JP4668652B2 (ja) | 航空機エンジンマウント | |
| US10501170B2 (en) | Aircraft wing with a wing tip device and a strut | |
| BRPI0713117A2 (pt) | dispositivo de ajuste para ajustar um flape de alta sustentação e asa com perfil aerodinámico compreendendo tal dispositivo de ajuste | |
| JP2005022641A (ja) | スラストリンクおよびブーメラン形のレバーを備える航空機エンジンの後部マウント | |
| BRPI0821753B1 (pt) | superfície de controle para uma superfície de sustentação aerodinâmica de aeronave | |
| US20140183298A1 (en) | Flexible linking device for an aircraft propulsion system | |
| RU2346856C2 (ru) | Заднее крепежное устройство авиационного двигателя | |
| US11623734B2 (en) | Apparatus, system and method for supporting a wing flap of an aircraft | |
| US20250197017A1 (en) | Aircraft propulsion assembly having an engine, a pylon and means for attaching the engine to the pylon | |
| ES2222236T3 (es) | Articulacion para superficies de mando moviles en un avion. | |
| BR102022000673A2 (pt) | Sistema de atuação, e, asa de aeronave | |
| CN102712358A (zh) | 飞机机翼 | |
| US11027823B2 (en) | Holding device for an aircraft actuator | |
| US2679367A (en) | Trim tab control mechanism | |
| EP4159614A1 (en) | A hinge arm device for a high lift assembly of an aircraft | |
| CN204527615U (zh) | 用于飞行器的控制面的作动器系统以及飞行器 | |
| CN111511644A (zh) | 悬挂装置 | |
| CN113950445B (zh) | 用于飞行器的前缘布置结构 | |
| ES2969530T3 (es) | Superficie de sustentación de múltiples largueros |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| B25D | Requested change of name of applicant approved |
Owner name: AIRBUS OPERATIONS LIMITED (GB) Free format text: NOME ALTERADO DE: AIRBUS UK LIMITED |
|
| B08F | Application dismissed because of non-payment of annual fees [chapter 8.6 patent gazette] |
Free format text: REFERENTE A 10A ANUIDADE. |
|
| B08K | Patent lapsed as no evidence of payment of the annual fee has been furnished to inpi [chapter 8.11 patent gazette] |