ES2308372T3 - Borde de ataque para alerones de avion y metodos correspondientes. - Google Patents
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Abstract
Un sistema de avión (200), incluyendo: una superficie sustentadora (210); un dispositivo de borde de ataque (220) que tiene una superficie de flujo (222), una primera articulación (231) acoplada entre la superficie sustentadora (210) y la superficie de flujo (222) para mover la superficie de flujo (222) con relación a la superficie sustentadora, y una segunda articulación (232) acoplada a la primera articulación, teniendo la primera articulación un pasador (235), teniendo la segunda articulación una ranura alargada (237) en la que se recibe el pasador (235) para acoplar pivotantemente la primera articulación a la segunda articulación y para poder trasladar la segunda articulación con relación a la primera articulación, estando acoplada la segunda articulación (232) a la superficie de flujo (222) para mover la superficie de flujo con relación a la primera articulación (231) y con relación a la superficie sustentadora (210); un primer accionador (260) acoplado a la primera articulación para mover la primera articulación con relación a la superficie sustentadora; y un segundo accionador (270) acoplado entre las articulaciones primera y segunda para mover al menos una articulación con relación a la otra.
Description
Borde de ataque para alerones de avión y métodos
correspondientes.
Las realizaciones de la presente invención se
refieren a aparatos de borde de ataque para avión, por ejemplo,
flaps de borde de ataque de inclinación variable, y métodos
correspondientes.
Los aviones modernos utilizan a menudo varios
dispositivos de borde de ataque y de salida de alta elevación para
mejorar el alto rendimiento del ángulo de ataque durante varias
fases de vuelo, por ejemplo, el despegue y aterrizaje. Dicho
dispositivo es un flap Krueger de borde de ataque, representado
esquemáticamente en las figuras 1A y 1B. La figura 1A ilustra
esquemáticamente una sección transversal de un ala 10 que tiene un
flap Krueger 22 alojado cerca de la superficie inferior del ala 10.
Con el flap Krueger 22 en la posición alojada, el ala 10 está en
una configuración de baja resistencia al arrastre que es adecuada
para operaciones de crucero y otras de bajo ángulo de ataque. La
figura 1B representa el flap Krueger 22 después de girarse y
extenderse hacia delante para crear una extensión del borde de
ataque 12 del ala 10. Cuando el flap Krueger 22 está en esta
posición extendida, mejora las características de flujo de
aire
sobre el ala 10 a altos ángulos de ataque, permitiendo que el ala 10 opere a ángulos de ataque más altos sin pérdida.
sobre el ala 10 a altos ángulos de ataque, permitiendo que el ala 10 opere a ángulos de ataque más altos sin pérdida.
Cuando el flap Krueger 22 está en la posición
extendida, se puede separar del borde de ataque 12 del ala 10 un
intervalo 40. Un inconveniente de esta disposición es que mientras
que el intervalo 40 puede permitir que el ala opere a ángulos de
ataque más altos, también puede crear más resistencia al arrastre
que una configuración con poco o nulo intervalo. Consiguientemente,
una disposición de flap Krueger que tiene una posición extendida
con intervalo puede ser óptima para la fase de aterrizaje del vuelo,
pero no para la fase de despegue durante la que se desea una
configuración de menor resistencia al arrastre. Dado que los flaps
Krueger tienen típicamente solamente una posición retirada y otra
extendida, la posición extendida se optimiza típicamente para la
operación de aterrizaje.
Un acercamiento que resuelve este inconveniente
es mover el flap Krueger a una posición intermedia durante el
despegue. Cuando el flap Krueger está en la posición intermedia,
está extendido, pero colocado contra el borde de ataque 12 para
sellar el intervalo 40, como indican líneas de trazos en la figura
1B. Se exponen otros detalles de tal disposición en las Patentes de
Estados Unidos números 5.158.252 y 6.375.126.
US 5.839.698 describe una superficie
sustentadora de sellado y recubrimiento continuo que incluye una
caja de ala estructural rígida situada en el centro en la dirección
de la cuerda y que se extiende en la dirección de la envergadura e
incluyendo un larguero que se extiende en la dirección de la
envergadura, una superficie de recubrimiento superior y una
superficie de recubrimiento inferior. Superficies de control
superior e inferior están montadas pivotantemente en el larguero y
son movidas por accionadores entre una posición elevada y una
posición bajada. Elementos de seguimiento superior e inferior
incluyen brazos de pivote integrales que se extienden
transversalmente con ranuras alargadas en las que enganchan rodillos
de forma rodante.
US 3.987.983 describe un ala de avión para uso
en un avión STOL con flaps de borde de salida, incluyendo un
segmento de flap principal y un segmento de flap trasero. Unos flaps
están montados por fuera articulados debajo del ala para movimiento
entre una posición retirada y una pluralidad de posiciones
extendidas. El segmento de flap principal se mueve entre una
configuración de superficie sustentadora superior continua y una
configuración de formación de ranura mediante el uso de un
mecanismo de accionamiento que incluye una articulación basculante,
accionador operado por fluido y elemento de empuje o muelle. El
segmento de flap trasero se mueve utilizando un accionador
hidráulico extensible montado entre un puntal de soporte y un brazo
de soporte de segmento principal con una articulación secundaria
que realiza un movimiento basculante de la porción superior del
brazo de soporte de segmento trasero entre una posición retirada y
otra extendida.
US 4.283.029 describe un flap de borde de salida
que se puede mover desde una posición alojada detrás de un ala a
una posición que se extiende hacia abajo y hacia atrás. Un mecanismo
de accionamiento gira el flap alrededor de un radio variable que
mantiene la superficie superior del flap en contacto, y generalmente
en alineación tangencial, con el borde de salida de la superficie
superior del ala. El mecanismo incluye articulaciones de radio
delantera y trasera montadas pivotantemente en sus extremos
inferiores en un brazo de montaje estacionario, y extendiéndose
hacia arriba y de forma divergente para unirse al flap. La
articulación de radio trasera puede tener su extremo de pivote
montado en un elemento móvil que, a su vez, permite girar el flap de
modo que su extremo delantero se desplace hacia abajo para formar
una ranura entre el extremo trasero del ala y el borde de ataque
del flap.
Una característica de las disposiciones de flap
Krueger de tres posiciones existentes es que incluyen un solo tubo
de accionamiento o accionador acoplado a una articulación mecánica
compleja. Un inconveniente de esta característica es que puede
aumentar el peso del dispositivo de borde de ataque y/o reducir la
fiabilidad del dispositivo de borde de ataque. Otro inconveniente
es que incluso aunque la articulación sea compleja, no puede
colocar el flap Krueger exactamente en las posiciones más
aerodinámicas deseables. Consiguientemente, la disposición puede no
ser aerodinámicamente eficiente e incrementar la eficiencia de la
disposición puede aumentar más la complejidad y el peso del
dispositivo de borde de ataque.
La presente descripción se refiere en general a
aparatos de borde de ataque para avión y métodos
correspondientes.
Según la presente invención se facilita un
sistema de avión y un método para hacer un sistema de avión como el
reivindicado en las reivindicaciones anexas.
Un aspecto de la invención se refiere a un
sistema de avión que incluye una superficie sustentadora y un
dispositivo de borde de ataque correspondiente. El dispositivo de
borde de ataque incluye una superficie de flujo, una primera
articulación acoplada entre la superficie de flujo y la superficie
sustentadora, y una segunda articulación acoplada a la primera
articulación. El sistema incluye además un primer accionador
acoplado a la primera articulación para mover la primera
articulación con relación a la superficie sustentadora, y un segundo
accionador acoplado entre las articulaciones primera y segunda para
mover al menos una articulación con relación a la otra.
En otras realizaciones, la superficie
sustentadora puede incluir un borde de ataque y una superficie
inferior. El dispositivo de borde de ataque puede incluir una
superficie de flujo que tiene un borde de salida, y se puede mover
entre una posición retirada, al menos una primera posición
extendida, y una segunda posición extendida. En la posición
retirada, la superficie de flujo puede estar colocada generalmente
detrás del borde de ataque de la superficie sustentadora para
formar una porción de la superficie inferior de la superficie
sustentadora. En la al menos única posición extendida, al menos una
porción de la superficie de flujo puede estar colocada formando una
extensión del borde de ataque con una primera distancia entre el
borde de salida del flujo y el borde de ataque de la superficie
sustentadora. En la segunda posición extendida, al menos una porción
de la superficie de flujo puede estar colocada formando una
extensión del borde de ataque sin distancia o una segunda distancia
(más pequeña que la primera distancia) entre el borde de salida de
la superficie de flujo y el borde de ataque de la superficie
sustentadora. El sistema todavía incluye además un primer accionador
y un segundo accionador. El primer accionador puede estar acoplado
operativamente al dispositivo de borde de ataque para mover el
dispositivo de borde de ataque entre la posición retirada y la al
menos única primera posición extendida. El segundo accionador puede
estar acoplado operativamente al dispositivo de borde de ataque
para mover el dispositivo de borde de ataque entre la al menos única
primera posición extendida y la segunda posición extendida.
En otro aspecto de la invención, un método para
hacer un sistema de avión puede incluir proporcionar una superficie
sustentadora que tiene un borde de ataque, una superficie inferior,
y múltiples puntos de unión. La superficie sustentadora se puede
acoplar operativamente a un dispositivo de borde de ataque en los
múltiples puntos de unión. El método incluye acoplar operativamente
el dispositivo de borde de ataque a la superficie sustentadora
mediante los puntos de unión. El dispositivo de borde de ataque
puede tener varias posiciones extendidas.
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La figura 1A es una ilustración parcialmente
esquemática de un flap Krueger en una posición retirada según la
técnica anterior.
La figura 1B es una ilustración parcialmente
esquemática de un flap Krueger en una posición extendida según la
técnica anterior.
La figura 2A es una ilustración parcialmente
esquemática de un sistema de avión con un dispositivo de borde de
ataque en una primera posición extendida según una realización de la
invención.
La figura 2B es una ilustración parcialmente
esquemática del sistema de avión con el dispositivo de borde de
ataque representado en la figura 2A en una segunda posición
extendida según una realización de la invención.
La figura 2C es una ilustración parcialmente
esquemática del sistema de avión con el dispositivo de borde de
ataque representado en la figura 2A en una tercera posición
extendida según una realización de la invención.
La figura 2D es una ilustración parcialmente
esquemática del sistema de avión con el dispositivo de borde de
ataque representado en la figura 2A en una posición retirada según
otra realización de la invención.
La figura 3A es una ilustración parcialmente
esquemática de un primer dispositivo de borde de ataque que se
puede quitar y sustituir según otra realización de la invención.
La figura 3B es una ilustración parcialmente
esquemática del primer dispositivo de borde de ataque, representado
en la figura 3A en la posición retirada según otra realización de la
invención.
La figura 4 es una ilustración parcialmente
esquemática de un avión que incluye un dispositivo de borde de
ataque según realizaciones de la invención.
La presente descripción describe aparatos de
borde de ataque para avión y métodos correspondientes. Varios
detalles específicos de la invención se exponen en la descripción
siguiente y en las figuras 2-4 para proporcionar
una comprensión exhaustiva de algunas realizaciones de la invención.
Los expertos en la técnica, sin embargo, entenderán que la presente
invención puede tener realizaciones adicionales y que otras
realizaciones de la invención se pueden poner en práctica sin
varias de las características específicas descritas más
adelante.
La figura 2A es una ilustración parcialmente
esquemática de una realización de un sistema de avión 200 que
incluye una superficie sustentadora 210 y un dispositivo de borde de
ataque 220 (por ejemplo, un flap de borde de ataque o un flap
Krueger). La superficie sustentadora 210 puede incluir un borde de
ataque 212 y una superficie inferior 215. El dispositivo de borde
de ataque 220 puede incluir una articulación 230 acoplada a una
superficie de flujo 222, que puede ser curvada o generalmente
plana. La articulación 230 guía el movimiento de la superficie de
flujo 222 cuando el dispositivo de borde de ataque 220 se extiende y
retrae.
La superficie de flujo 222 puede tener un borde
de salida 225 y puede incluir múltiples secciones 223, que pueden
ser móviles una con relación a otra. En una realización representada
en la figura 2A, la superficie de flujo 222 incluye dos secciones
223, representadas como una primera sección 223a y una segunda
sección 223b. En otras realizaciones, la superficie de flujo 222
puede tener más o menos secciones 223. Las secciones 223 se pueden
disponer formando una superficie continua (por ejemplo, una
superficie sin discontinuidades o intervalos) o una superficie no
continua (por ejemplo, una superficie con intervalos o
discontinuidades), como se representa en la figura 2A. En la figura
2A, el dispositivo de borde de ataque 220 se representa en una
primera posición extendida con la superficie de flujo 222 colocada
formando una extensión hacia abajo y/o hacia delante del borde de
ataque 212. Cuando el dispositivo de borde de ataque 220 está en la
primera posición extendida, el borde de salida 225 de la superficie
de flujo 222 está espaciado del borde de ataque 212 de la
superficie sustentadora 210 una primera distancia 240a. El tamaño de
la primera distancia 240a puede ser controlado por la articulación
230.
La articulación 230 puede incluir un brazo de
accionamiento 231 que tiene un pasador fijo 235, y una articulación
de tijera 232 que tiene una ranura 237 en la que se recibe el
pasador 235. La ranura 237 puede ser alargada de manera que se
extienda desde un primer lado 238a a un segundo lado 238b,
permitiendo trasladar la articulación de tijera 232 con relación al
pasador 235 y el brazo de accionamiento 231. Un extremo del brazo de
accionamiento 231 puede estar acoplado a un primer accionador 260
para girar con relación a la superficie sustentadora 210 alrededor
del eje A. Un extremo opuesto del brazo de accionamiento 231 puede
estar acoplado a la superficie de flujo 222 mediante articulaciones
de conexión 239. La articulación de tijera 232 también puede estar
acoplada a la superficie de flujo 222 para controlar el movimiento
de la superficie de flujo 222 con relación a la superficie
sustentadora 210.
En otro aspecto de esta realización, la
articulación de tijera 232 también puede estar configurada para
mover activamente la superficie de flujo 222 (por ejemplo, para
cambiar la posición y/o la orientación de la superficie de flujo
222) con relación al brazo de accionamiento 231. Consiguientemente,
la articulación de tijera 232 puede incluir un segundo accionador
270 acoplado operativamente al pasador 235 (que está unido al brazo
de accionamiento 231). Cuando el segundo accionador 270 se extiende
desde la posición representada en la figura 2A, mueve la
articulación de tijera 232 a la izquierda con relación al pasador
235, cambiando la posición del pasador 235 dentro de la ranura
237,
cambiando el punto de pivote de la articulación de tijera 232, y cambiando la posición de la superficie de flujo 222.
cambiando el punto de pivote de la articulación de tijera 232, y cambiando la posición de la superficie de flujo 222.
La figura 2B ilustra la superficie sustentadora
después de que el segundo accionador 270 ha extendido y movido el
dispositivo de borde de ataque 220 de la primera posición extendida
(representada en la figura 2A) a una segunda posición extendida
(representada en la figura 2B). El segundo accionador 270 ha movido
la articulación de tijera 232 a la izquierda, de modo que el
pasador 235 (que se situó en el primer lado 238a de la ranura 237)
está situado ahora en el segundo lado 238b de la ranura 237.
Correspondientemente, la superficie de flujo 222 se ha movido de
manera que todavía forme una extensión hacia abajo y/o hacia delante
del borde de ataque, pero ahora crea una segunda distancia 240b
entre el borde de salida 225 de la superficie de flujo 222 y el
borde de ataque 212 de la superficie sustentadora 210. La segunda
distancia 240b es menor que la primera distancia 240a representada
en la figura 2A y en algunas realizaciones puede tener un valor cero
(como se representa en la figura 2B).
El segundo accionador 270 puede colocar la
superficie de flujo 222 entre la primera posición extendida,
representada en la figura 2A, la segunda posición extendida,
representada en la figura 2B, y una tercera posición extendida,
representada en la figura 2C. Por ejemplo, en la figura 2C el
segundo accionador 270 ha movido la articulación de tijera 232 de
modo que el pasador 235 esté situado en la ranura 237 lejos y entre
los lados primero y segundo 238a, 238b. Correspondientemente, la
superficie de flujo 222 se ha movido a la tercera posición extendida
entre las posiciones extendidas primera y segunda. Cuando el
dispositivo de borde de ataque 220 está en la tercera posición
extendida, el borde de salida 225 de la superficie de flujo 222 está
espaciado del borde de ataque 212 de la superficie sustentadora 210
una tercera distancia 240c. La tercera distancia 240c es menor que
la primera distancia 240a asociada con la primera posición
extendida, representada en la figura 2A, y mayor que la segunda
distancia 240b (o un valor cero) asociada con la segunda posición
extendida, representada en la figura 2B.
La figura 2D ilustra el dispositivo de borde de
ataque 220 después de que el primer accionador 260 se ha movido de
la primera posición extendida (representada en la figura 2A) a la
posición retirada. Cuando el primer accionador 260 mueve el
dispositivo de borde de ataque 220 entre estas posiciones, el
pasador 235 se puede mantener contra el primer lado 238a de la
ranura 237 por el segundo accionador 270. Por ejemplo, cuando el
primer accionador 260 mueve el dispositivo de borde de ataque 220
de la primera posición extendida (representada en la figura 2A) a
la posición retirada (representada en la figura 2D), el brazo de
accionamiento 231 gira en una dirección hacia la derecha alrededor
de un eje A y mueve la superficie de flujo 222. Cuando el brazo de
accionamiento 231 gira, la articulación de tijera 232, que está
acoplada pivotantemente al brazo de accionamiento 231, también se
mueve, moviendo la superficie de flujo 222 con relación al brazo de
accionamiento 231. Estas acciones pueden hacer que la superficie de
flujo 222 se desplace hacia atrás con relación al borde de ataque
212 de la superficie sustentadora 210 y gire hasta que llegue a la
posición retirada.
Cuando está en la posición retirada, la
superficie de flujo 222 se coloca generalmente detrás del borde de
ataque 212 de la superficie sustentadora 210 formando una porción de
la superficie inferior 215 de la superficie sustentadora 210. En
una realización representada en la figura 2D, la primera sección
223a de la superficie de flujo 222 forma una porción de la
superficie inferior 215 de la superficie sustentadora 210, mientras
que la segunda sección 223b se rebaja a la superficie sustentadora
210. En otras realizaciones, el dispositivo de borde de ataque 220
puede tener otras disposiciones, formando diferentes porciones de la
superficie de flujo 222 o secciones 223 de la superficie de flujo
222 porciones de la superficie inferior 215 de la superficie
sustentadora 210.
El dispositivo de borde de ataque 220 puede ser
movido desde la posición retirada (figura 2D) a la primera posición
extendida (figura 2A) invirtiendo el proceso de retracción explicado
anterior con referencia a las figuras 2A y 2D. Por ejemplo, el
primer accionador 260 puede mover el dispositivo de borde de ataque
220 de la posición retirada a la primera posición extendida girando
el brazo de accionamiento 231 en una dirección hacia la izquierda
alrededor del eje A. Cuando el brazo de accionamiento 231 gira, la
articulación de tijera 232 también se mueve, moviendo la superficie
de flujo 222 con relación al brazo de accionamiento 231.
Correspondientemente, la superficie de flujo 222 puede girar y
moverse generalmente hacia delante con relación al borde de ataque
212 a la primera posición extendida. En otras realizaciones, el
dispositivo de borde de ataque 220 puede tener múltiples primeras
posiciones extendidas, por ejemplo, cuando el primer accionador 260
mueve el brazo de accionamiento 231 a una posición extendida
diferente de la representada en la figura 2A, pero el segundo
accionador sujeta el pasador 235 contra el primer lado 238a de la
ranura 237.
En algunas realizaciones, los accionadores
primero y segundo 260, 270 pueden operar de manera secuencial. Por
ejemplo, cuando la superficie de flujo 222 se mueve de la posición
retirada, representada en la figura 2D, a la segunda posición
extendida, representada en la figura 2B, el primer accionador 260
puede mover el dispositivo de borde de ataque 220 de la posición
retirada a la primera posición extendida representada en la figura
2A. El segundo accionador 270 puede mover entonces el dispositivo de
borde de ataque 220 de la primera posición extendida a la segunda
posición extendida. En otras realizaciones, los accionadores primero
y segundo 260, 270 pueden operar simultáneamente para mover la
superficie de flujo 222 de la posición retirada a la segunda
posición extendida, para mover la superficie de flujo 222 de la
segunda posición extendida a la posición retirada, o ambos. Por
ejemplo, cuando la superficie de flujo 222 se mueve de la posición
retirada (figura 2D) a la segunda posición extendida (figura 2B),
los dos accionadores se pueden mover conjuntamente para pasar la
superficie de flujo 222 directamente de la posición retirada a la
segunda posición extendida.
En otras realizaciones, el sistema de avión
puede incluir otras disposiciones de articulaciones y accionadores,
incluyendo otras disposiciones de articulaciones, pasadores, y
ranuras. Por ejemplo, en algunas realizaciones, el segundo
accionador 270 puede estar acoplado entre la superficie sustentadora
210 y el dispositivo de borde de ataque 220. Los accionadores 260,
270 pueden incluir alguno de varios tipos, por ejemplo, neumático,
hidráulico y/o eléctrico. Cada accionador puede tener un solo
elemento de accionamiento (por ejemplo, un solo pistón y cilindro)
como se representa en las figuras 2A-2D, o múltiples
elementos.
Una característica de las realizaciones de
sistemas de avión descritas anteriormente es que se pueden disponer
para desplegar el dispositivo de borde de ataque a múltiples
posiciones extendidas con una disposición de articulaciones
relativamente simple. Una ventaja de esta característica es que los
sistemas de avión se pueden hacer más ligeros que los sistemas que
requieren articulaciones complejas, ahorrando peso, y aumentando por
ello el rendimiento del avión y reduciendo costos operativos. Otra
ventaja es que las articulaciones menos complejas pueden ser más
fiables que las articulaciones complejas, incrementando por ello la
fiabilidad del sistema de avión.
Otra característica de las realizaciones de los
sistemas de avión descritas anteriormente es que el segundo
accionador puede permitir colocar exactamente la superficie de flujo
del dispositivo delantero en una posición aerodinámicamente
deseable sin articulaciones complejas. Colocando exactamente el
dispositivo de borde de ataque en una posición aerodinámicamente
deseable, se puede incrementar el rendimiento del avión. Una ventaja
de esta característica es que puede aumentar las características de
rendimiento aerodinámico sin incrementar de forma significativa el
peso del avión o reducir la fiabilidad del sistema de avión.
Las realizaciones del sistema de avión antes
descritas se pueden instalar en superficies sustentadoras
configuradas para estar acopladas operativamente a otros tipos
diferentes de dispositivos de borde de ataque, por ejemplo, en una
operación de reconversión. Por ejemplo, la figura 3A es una
ilustración parcialmente esquemática de un primer dispositivo de
borde de ataque 380 acoplado a una superficie sustentadora 210,
generalmente similar a la representada en la figura 2A. El primer
dispositivo de borde de ataque 380 puede ser similar al flap
Krueger explicado con referencia a la figura 1A y puede tener una
primera posición (por ejemplo, una posición extendida),
representada en la figura 3A, y una segunda posición (por ejemplo,
una posición retirada), explicada con más detalle más adelante con
referencia a la figura 3B. El primer dispositivo de borde de ataque
380 puede estar unido a la superficie sustentadora 210 en uno o más
puntos de unión 217 (se representan dos puntos de unión 217 en la
figura 3A como un primer punto de unión 217a y segundo punto de
unión 217b). El primer dispositivo de borde de ataque 380 puede
estar acoplado operativamente al primer accionador 260 en el primer
punto de unión 217a. En algunas realizaciones, el primer
dispositivo de borde de ataque 380 puede estar acoplado directamente
al primer accionador 260, mientras que en otras realizaciones el
primer dispositivo de borde de ataque 380 puede estar acoplado al
primer accionador 260 por otras articulaciones (por ejemplo, un tubo
de par).
El primer dispositivo de borde de ataque 380
puede ser quitado y sustituido por un segundo dispositivo de borde
de ataque 320 que tiene características generalmente similares a las
del dispositivo de borde de ataque 220 descrito anteriormente con
referencia a las figuras 2A-2D. El segundo
dispositivo de borde de ataque 320 puede tener más posiciones
extendidas que el primer dispositivo de borde de ataque 380 (por
ejemplo, el segundo dispositivo de borde de ataque 320 puede tener
al menos una posición retirada, primera posición extendida, y
segunda posición extendida). El primer dispositivo de borde de
ataque 380 se puede desconectar de los puntos de unión 217,
desacoplar del primer accionador 260, y quitar de la superficie
sustentadora 210. El segundo dispositivo de borde de ataque 320 se
puede instalar entonces usando los mismos puntos de unión 217.
Adicionalmente, el segundo dispositivo de borde de ataque 320 puede
estar acoplado operativamente al mismo accionador o a un primer
accionador diferente 260 (por ejemplo, se puede instalar un primer
accionador diferente 260 con el segundo dispositivo de borde de
ataque 320). En algunas realizaciones, el segundo dispositivo de
borde de ataque 320 puede compartir elementos o componentes comunes
(por ejemplo, articulaciones y pasadores) con el primer dispositivo
de borde de ataque 380. Por ejemplo, los dispositivos de borde
de
ataque primero y segundo 380, 320 pueden tener la misma articulación de creciente 342 y articulación de soporte 343.
ataque primero y segundo 380, 320 pueden tener la misma articulación de creciente 342 y articulación de soporte 343.
En algunas realizaciones, los dispositivos de
borde de ataque primero y segundo 380, 320 pueden tener superficies
de flujo similares colocadas en posiciones similares con relación a
la superficie sustentadora 210. Por ejemplo, la segunda superficie
de flujo 222 del segundo dispositivo de borde de ataque 320 puede
ser al menos aproximadamente idéntica a una primera superficie de
flujo 382 del primer dispositivo de borde de ataque 380 (por
ejemplo, las superficies de flujo primera y segunda 222, 382 pueden
ser las mismas o solamente nominalmente diferentes).
Adicionalmente, el segundo dispositivo de borde de ataque 320 puede
tener una primera posición extendida que pone la segunda superficie
de flujo 222 en una posición con relación a la superficie
sustentadora 210 que es al menos aproximadamente idéntica a la de
la primera superficie de flujo 382 cuando el primer dispositivo de
borde de ataque 380 está en la primera posición (representada en la
figura 3A). Igualmente, el segundo dispositivo de borde de ataque
320 puede tener una posición retirada que pone la segunda superficie
de flujo 222 en una posición con relación a la superficie
sustentadora 210 que es al menos aproximadamente idéntica a la
posición de la primera superficie de flujo 382 cuando el primer
dispositivo de borde de ataque 380 está en la segunda posición
(representada en la figura 3B).
En otras realizaciones, aunque la superficie
sustentadora 210 está configurada para estar acoplada operativamente
al primer dispositivo de borde de ataque 380, el primer dispositivo
de borde de ataque 380 no tiene que estar instalado en la
superficie sustentadora 210. En cambio, el segundo dispositivo de
borde de ataque 320 se puede instalar sin instalar primero el
primer dispositivo de borde de ataque 380. Por ejemplo, a un avión
diseñado originalmente con el primer dispositivo de borde de ataque
380, si todavía está en producción, se le puede instalar el segundo
dispositivo de borde de ataque 320 durante la producción más bien
que en una operación de reconversión.
Una característica de las realizaciones de
sistemas de avión descritas anteriormente es que se pueden instalar
en una superficie sustentadora configurada para acoplarse a un
dispositivo de borde de ataque diferente con poca modificación
estructural, proporcionando al mismo tiempo nuevas superficies de
flujo, posiciones adicionales, y/o posiciones que producen mejores
características de rendimiento. Por ejemplo, el nuevo dispositivo de
borde de ataque puede compartir componentes comunes con el
dispositivo de borde de ataque original instalado en la superficie
sustentadora, o para el que la superficie sustentadora se diseñó
originalmente. El nuevo dispositivo de borde de ataque también
puede compartir puntos de unión comunes con el dispositivo de borde
de ataque original. Una ventaja de estas características es que
pueden reducir el costo de instalar el nuevo dispositivo de borde
de ataque, tanto durante la producción como durante una operación de
reconversión. Otra ventaja de estas características es que un
operador puede usar muchas de las mismas piezas de repuesto
diseñadas para el dispositivo de borde de ataque original en el
nuevo dispositivo de borde de ataque, reduciendo por ello los costos
de mantenimiento e inventario. Otra ventaja adicional es que la
cantidad de pruebas requeridas para verificación y certificación
del nuevo dispositivo de borde de ataque se pueden reducir en
algunos casos donde los dispositivos de borde de ataque nuevo y
original comparten superficies de flujo y posiciones comunes,
reduciendo por ello los costos de verificación y certificación.
La figura 4 es una ilustración parcialmente
esquemática de un sistema de avión 400 que incluye un avión 450 con
una superficie sustentadora 410 (por ejemplo, un ala) que tiene un
dispositivo de borde de ataque 420 según realizaciones de la
invención descritas anteriormente. En la figura 4, dos dispositivos
de borde de ataque 420 se representan en cada ala. En otras
realizaciones, el (los) dispositivo(s) de borde de ataque
420 se pueden instalar en otras porciones (por ejemplo, superficies
sustentadoras) del avión 450.
Se apreciará por lo anterior que se han descrito
aquí realizaciones específicas de la invención a efectos de
ilustración, pero que se puede hacer varias modificaciones sin
apartarse del alcance de la invención. Por ejemplo, las
características descritas anteriormente en el contexto de
realizaciones particulares se pueden combinar o eliminar en otras
realizaciones. Consiguientemente, la invención no se limita excepto
por las reivindicaciones anexas.
Claims (16)
1. Un sistema de avión (200), incluyendo:
una superficie sustentadora (210);
un dispositivo de borde de ataque (220) que
tiene una superficie de flujo (222), una primera articulación (231)
acoplada entre la superficie sustentadora (210) y la superficie de
flujo (222) para mover la superficie de flujo (222) con relación a
la superficie sustentadora, y una segunda articulación (232)
acoplada a la primera articulación, teniendo la primera
articulación un pasador (235), teniendo la segunda articulación una
ranura alargada (237) en la que se recibe el pasador (235) para
acoplar pivotantemente la primera articulación a la segunda
articulación y para poder trasladar la segunda articulación con
relación a la primera articulación, estando acoplada la segunda
articulación (232) a la superficie de flujo (222) para mover la
superficie de flujo con relación a la primera articulación (231) y
con relación a la superficie sustentadora (210);
un primer accionador (260) acoplado a la primera
articulación para mover la primera articulación con relación a la
superficie sustentadora; y un segundo accionador (270) acoplado
entre las articulaciones primera y segunda para mover al menos una
articulación con relación a la otra.
2. El sistema (200) según la reivindicación 1,
donde la superficie sustentadora (210) tiene un borde de ataque
(212) y una superficie inferior (215), el dispositivo de borde de
ataque (220) está acoplado a la superficie sustentadora (210),
teniendo la superficie de flujo (222) un borde de salida (225),
pudiendo moverse el dispositivo de borde de ataque entre:
una posición retirada donde la superficie de
flujo (222) se coloca generalmente detrás del borde de ataque (212)
de la superficie sustentadora para formar una porción de la
superficie inferior (215) de la superficie sustentadora;
al menos una primera posición extendida donde al
menos una porción de la superficie de flujo (222) se coloca para
formar una extensión del borde de ataque con una primera distancia
(240a) entre el borde de salida (225) de la superficie de flujo y
el borde de ataque (212) de la superficie sustentadora; y
una segunda posición extendida donde al menos
una porción de la superficie de flujo (222) se coloca para formar
una extensión del borde de ataque sin distancia o una segunda
distancia (240b) entre el borde de salida de la superficie de flujo
y el borde de ataque (212) de la superficie sustentadora, siendo la
segunda distancia (240b) más pequeña que la primera distancia;
estando acoplado operativamente dicho primer accionador (260) al
dispositivo de borde de ataque (220) para mover el dispositivo de
borde de ataque (220) entre la posición retirada y la al menos
única primera posición extendida; y
estando acoplado operativamente dicho segundo
accionador (270) al dispositivo de borde de ataque para mover el
dispositivo de borde de ataque (220) entre la al menos única primera
posición extendida y la segunda posición extendida.
3. Un sistema de avión (200) según la
reivindicación 1, donde
la superficie sustentadora (210) tiene un borde
de ataque (212) y una superficie inferior (215);
el dispositivo de borde de ataque (220) está
acoplado a la superficie sustentadora (210); y
la primera articulación incluye un brazo de
accionamiento (231), estando acoplado el brazo de accionamiento
(231) a la superficie de flujo y configurado para girar la
superficie de flujo generalmente hacia delante y hacia abajo desde
una posición retirada, teniendo el brazo de accionamiento un pasador
(235);
la segunda articulación incluye una articulación
de tijera (232) que tiene dicha ranura (237) en la que el pasador
(235) es recibido para acoplar pivotantemente el brazo de
accionamiento (231) y la articulación de tijera (232) y para poder
trasladar la articulación de tijera con relación al brazo de
accionamiento, estando acoplada la articulación de tijera (232) a
la superficie de flujo (222) para mover la superficie de flujo con
relación al brazo de accionamiento (231); y donde el dispositivo de
borde de ataque (220) se puede mover entre:
la posición retirada donde la superficie de
flujo (222) se coloca generalmente detrás del borde de ataque (212)
de la superficie sustentadora para formar una porción de la
superficie inferior (215) de la superficie sustentadora;
al menos una primera posición extendida donde al
menos una porción de la superficie de flujo (222) se coloca para
formar una extensión del borde de ataque (212) con una primera
distancia (240a) entre un borde de salida (225) de la superficie de
flujo y el borde de ataque de la superficie sustentadora; y
una segunda posición extendida donde al menos
una porción de la superficie de flujo (222) se coloca para formar
una extensión del borde de ataque (212) sin distancia o una segunda
distancia (240b) entre el borde de salida (225) de la superficie de
flujo y el borde de ataque (212) de la superficie sustentadora,
siendo la segunda distancia (240b) más pequeña que la primera
distancia (240a);
el primer accionador (260) acoplado
operativamente al brazo de accionamiento (231) para mover el
dispositivo de borde de ataque (220) entre la posición retirada y
la al menos única primera posición extendida; y
el segundo accionador (270) acoplado
operativamente a la articulación de tijera (232) y el brazo de
accionamiento (231) para trasladar la articulación de tijera y
mover el dispositivo de borde de ataque entre la al menos única
primera posición extendida y la segunda posición extendida.
4. El sistema de la reivindicación 1, 2 o 3,
incluyendo además un avión, y donde la superficie sustentadora
(210) está acoplada al avión.
5. El sistema de cualquiera de las
reivindicaciones 1-4, donde el dispositivo de borde
de ataque (220) incluye un flap Krueger.
6. El sistema de cualquiera de las
reivindicaciones 1-5, donde el primer accionador
(260) incluye un accionador neumático.
7. El sistema de cualquiera de las
reivindicaciones 1-6, donde el segundo accionador
(270) incluye un accionador eléctrico.
8. El sistema de cualquiera de las
reivindicaciones 1-7, donde los accionadores primero
y segundo están configurados para operar de manera secuencial.
9. El sistema de cualquiera de las
reivindicaciones 1-8, donde los accionadores primero
(260) y segundo (270) están configurados para operar
simultáneamente para mover el dispositivo de borde de ataque (220)
de la posición retirada a la segunda posición extendida, para mover
el dispositivo de borde de ataque (220) de la segunda posición
extendida a la posición retirada, o ambos.
10. El sistema de cualquiera de las
reivindicaciones 1-9, donde la superficie de flujo
(222) incluye múltiples secciones móviles una con relación a
otra.
11. El sistema de cualquiera de las
reivindicaciones 2-10, donde:
el dispositivo de borde de ataque (220) se puede
mover a una tercera posición extendida entre las posiciones
extendidas primera y segunda; y donde
el segundo accionador (270) está configurado
para mover el dispositivo de borde de ataque (220) entre la al
menos única primera posición extendida, la segunda posición
extendida, y la tercera posición extendida.
12. El sistema de cualquier reivindicación
precedente, donde la superficie sustentadora (210) tiene múltiples
puntos de unión (217), estando acoplado el dispositivo de borde de
ataque (220) a la superficie sustentadora en los puntos de unión
(217).
13. El sistema de la reivindicación 3, donde la
articulación de tijera (232) está acoplada a la superficie de flujo
(222) para cambiar al menos una de una posición y una orientación de
la superficie de flujo con relación al brazo de accionamiento
(231).
14. Un método para hacer un sistema de avión
(200), incluyendo:
proporcionar una superficie sustentadora
(210);
instalar un dispositivo de borde de ataque (220)
que tiene una superficie de flujo (222) en la superficie
sustentadora, teniendo el dispositivo de borde de ataque una primera
articulación (231) acoplada entre la superficie sustentadora (210)
y la superficie de flujo (222) para mover la superficie de flujo con
relación a la superficie sustentadora y una segunda articulación
(232) acoplada a la primera articulación (231), teniendo la primera
articulación (231) un pasador (235), teniendo la segunda
articulación (232) una ranura alargada (237) en la que se recibe el
pasador (235) para acoplar pivotantemente la primera articulación
(231) a la segunda articulación (232) y para poder trasladar la
segunda articulación (232) con relación a la primera articulación
(231), estando acoplada la segunda articulación a la superficie de
flujo para mover la superficie de flujo (222) con relación a la
primera articulación (231) y con relación a la superficie
sustentadora (210);
acoplar operativamente un primer accionador
(260) a la primera articulación (231) para mover la primera
articulación con relación a la superficie sustentadora (210); y
acoplar operativamente un segundo accionador
(270) entre las articulaciones primera y segunda para mover al
menos una articulación con relación a la otra.
15. El método de la reivindicación 14 incluyendo
además:
dotar a la superficie sustentadora de un borde
de ataque (212) y una superficie inferior (215);
instalar el dispositivo de borde de ataque (220)
en la superficie sustentadora, incluyendo el dispositivo de borde
de ataque (220) una superficie de flujo (222) y un borde de salida
(225), pudiendo moverse el dispositivo de borde de ataque
entre:
una posición retirada donde la superficie de
flujo (222) se coloca generalmente detrás del borde de ataque (212)
de la superficie sustentadora para formar una porción de la
superficie inferior (215) de la superficie sustentadora;
al menos una primera posición extendida donde al
menos una porción de la superficie de flujo (222) se coloca para
formar una extensión del borde de ataque (212) con una primera
distancia (240a) entre el borde de salida (225) de la superficie de
flujo (222) y el borde de ataque (212) de la superficie
sustentadora; y
una segunda posición extendida donde al menos
una porción de la superficie de flujo (222) se coloca para formar
una extensión del borde de ataque sin distancia o una segunda
distancia (240b) entre el borde de salida de la superficie de flujo
y el borde de ataque de la superficie sustentadora, siendo la
segunda distancia (240b) más pequeña que la primera distancia
(240a);
acoplar operativamente el primer accionador al
dispositivo de borde de ataque para mover el dispositivo de borde
de ataque (220) entre la posición retirada y la al menos única
primera posición extendida; y
acoplar operativamente el segundo accionador
(270) al dispositivo de borde de ataque (220) para mover el
dispositivo de borde de ataque entre la al menos única primera
posición extendida y la segunda posición extendida.
16. El método de la reivindicación 14 o 15,
donde se usa el sistema según cualquiera de las reivindicaciones
1-12.
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|---|---|---|---|
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Families Citing this family (53)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7243881B2 (en) * | 2003-06-03 | 2007-07-17 | The Boeing Company | Multi-function trailing edge devices and associated methods |
| US6799739B1 (en) | 2003-11-24 | 2004-10-05 | The Boeing Company | Aircraft control surface drive system and associated methods |
| US7424350B2 (en) * | 2004-02-02 | 2008-09-09 | The Boeing Company | Vehicle control systems and corresponding sizing methods |
| US7357358B2 (en) * | 2004-02-27 | 2008-04-15 | The Boeing Company | Aircraft leading edge device systems and corresponding sizing methods |
| US7494094B2 (en) | 2004-09-08 | 2009-02-24 | The Boeing Company | Aircraft wing systems for providing differential motion to deployable lift devices |
| US7264206B2 (en) * | 2004-09-30 | 2007-09-04 | The Boeing Company | Leading edge flap apparatuses and associated methods |
| US7322547B2 (en) * | 2005-01-31 | 2008-01-29 | The Boeing Company | Aerospace vehicle leading edge slat devices and corresponding methods |
| US7338018B2 (en) * | 2005-02-04 | 2008-03-04 | The Boeing Company | Systems and methods for controlling aircraft flaps and spoilers |
| US7309043B2 (en) * | 2005-04-27 | 2007-12-18 | The Boeing Company | Actuation device positioning systems and associated methods, including aircraft spoiler droop systems |
| US7721999B2 (en) * | 2005-05-20 | 2010-05-25 | The Boeing Company | Aerospace vehicle fairing systems and associated methods |
| DE102005031840B4 (de) * | 2005-07-06 | 2013-11-14 | Airbus Operations Gmbh | Antriebs- und Führungsvorrichtung für eine an einem Flugzeugtragflügel angeordnete Klappe |
| DE602006013236D1 (de) * | 2005-08-25 | 2010-05-12 | Gkn Aerospace Services Ltd | Vorflügel für eine Flugzeugtragfläche |
| GB2429441B (en) * | 2005-08-25 | 2011-02-23 | Gkn Aerospace Transparency Systems | Aircraft wing slat |
| US7475854B2 (en) | 2005-11-21 | 2009-01-13 | The Boeing Company | Aircraft trailing edge devices, including devices with non-parallel motion paths, and associated methods |
| US7708231B2 (en) | 2005-11-21 | 2010-05-04 | The Boeing Company | Aircraft trailing edge devices, including devices having forwardly positioned hinge lines, and associated methods |
| US7578484B2 (en) * | 2006-06-14 | 2009-08-25 | The Boeing Company | Link mechanisms for gapped rigid krueger flaps, and associated systems and methods |
| DE102006030315A1 (de) * | 2006-06-30 | 2008-01-17 | Airbus Deutschland Gmbh | Hochauftriebssystem am Tragflügel eines Flugzeugs |
| GB0721284D0 (en) * | 2007-10-31 | 2007-12-12 | Airbus Uk Ltd | Actuation system for leading edge high-lift device |
| US7954769B2 (en) | 2007-12-10 | 2011-06-07 | The Boeing Company | Deployable aerodynamic devices with reduced actuator loads, and related systems and methods |
| US7766282B2 (en) * | 2007-12-11 | 2010-08-03 | The Boeing Company | Trailing edge device catchers and associated systems and methods |
| WO2009101461A1 (en) * | 2008-02-12 | 2009-08-20 | Bombardier Inc. | Improved slat configuration for fixed-wing aircraft |
| DE102008056655A1 (de) | 2008-11-10 | 2010-05-27 | Airbus Deutschland Gmbh | Flügel mit einer Stellklappe und einer Spaltabdeckungs-Vorrichtung und Verstellmechanismus für eine Spaltabdeckungs-Vorrichtung |
| US8256719B2 (en) * | 2008-12-01 | 2012-09-04 | The Boeing Company | Shape changing airfoil system |
| US8226048B2 (en) | 2008-12-09 | 2012-07-24 | The Boeing Company | Link mechanisms, including Stephenson II link mechanisms for multi-position flaps and associated systems and methods |
| US8500060B2 (en) * | 2009-02-10 | 2013-08-06 | The Boeing Company | Aircraft with a pressurized vessel |
| US8056865B2 (en) | 2009-03-05 | 2011-11-15 | The Boeing Company | Mechanism for changing the shape of a control surface |
| US8382045B2 (en) | 2009-07-21 | 2013-02-26 | The Boeing Company | Shape-changing control surface |
| US8864083B1 (en) * | 2010-03-31 | 2014-10-21 | The Boeing Company | Low noise wing slat system with a fixed wing leading edge and deployable bridging panels |
| US8276852B2 (en) | 2010-03-31 | 2012-10-02 | The Boeing Company | Low noise wing slat system with deployable wing leading edge elements |
| US8424810B1 (en) | 2010-03-31 | 2013-04-23 | The Boeing Company | Low noise wing slat system with rigid cove-filled slat |
| DE102010014792A1 (de) * | 2010-04-13 | 2011-10-13 | Airbus Operations Gmbh | Hochauftriebssystem für ein Flugzeug |
| GB201008773D0 (en) * | 2010-05-26 | 2010-07-14 | Airbus Uk Ltd | Aircraft slat assembly |
| GB201018176D0 (en) * | 2010-10-28 | 2010-12-08 | Airbus Operations Ltd | Krueger |
| RU2013125923A (ru) | 2010-11-30 | 2015-01-10 | Орфазиме Апс | СПОСОБЫ УВЕЛИЧЕНИЯ ВНУТРИКЛЕТОЧНОЙ АКТИВНОСТИ Hsp70 |
| US8650811B2 (en) | 2011-02-04 | 2014-02-18 | The Boeing Company | Solar collector frame |
| US20140076419A1 (en) * | 2012-02-27 | 2014-03-20 | Sinhatech | Self adjusting deturbulator enhanced flap and wind deflector |
| 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 |
| ES2728917T3 (es) * | 2014-06-12 | 2019-10-29 | Airbus Operations Gmbh | Dispositivo de borde de salida de variación progresiva de un perfil aerodinámico |
| US10709700B2 (en) | 2014-09-15 | 2020-07-14 | Orphazyme A/S | Arimoclomol formulation |
| GB2533311A (en) * | 2014-12-15 | 2016-06-22 | Airbus Operations Ltd | A track container |
| US10196131B2 (en) * | 2016-02-16 | 2019-02-05 | The Boeing Company | Hydraulic system and method for an aircraft flight control system |
| EP3241740B1 (en) * | 2016-05-03 | 2020-08-19 | Airbus Operations GmbH | System for driving a slat device of an aircraft wing |
| 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 |
| EP3575206A1 (en) * | 2018-06-01 | 2019-12-04 | Airbus Operations GmbH | System for driving a flap arrangement between a retracted position and an extended position |
| EP3575207A1 (en) * | 2018-06-01 | 2019-12-04 | Airbus Operations GmbH | System for driving a flap arrangement between a retracted position and an extended position |
| EP3594108B1 (en) * | 2018-07-12 | 2021-12-08 | Airbus Operations GmbH | System for driving a flap arrangement between a retracted position and an extended position |
| US11001371B2 (en) * | 2018-08-07 | 2021-05-11 | The Boeing Company | Hydraulic droop control for aircraft wing |
| US12017772B2 (en) * | 2022-07-15 | 2024-06-25 | The Boeing Company | Wing assemblies with three-position Krueger flaps and methods of operating three-position Krueger flaps |
| US12097959B2 (en) * | 2023-01-10 | 2024-09-24 | The Boeing Company | Underwing-mounted trailing edge flaps for wings of aircraft |
| US12187430B2 (en) | 2023-01-10 | 2025-01-07 | The Boeing Company | Underwing-mounted trailing edge bifold flaps for wings of aircraft |
| US12179919B2 (en) * | 2023-04-12 | 2024-12-31 | The Boeing Company | Slat movement system for aircraft |
| US20250296676A1 (en) * | 2024-03-22 | 2025-09-25 | Odys Aviation, Inc. | Flap drive mechanism |
| US12606295B2 (en) | 2024-09-04 | 2026-04-21 | The Boeing Company | Aircraft wings and systems and methods for driving a slat of an aircraft wing |
Family Cites Families (315)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2563453A (en) | 1951-08-07 | Device fob controlling the trailing | ||
| US2002A (en) * | 1841-03-12 | Tor and planter for plowing | ||
| US2899152A (en) | 1959-08-11 | Aircraft control surface operating mechanism | ||
| US2003A (en) * | 1841-03-12 | Improvement in horizontal windivhlls | ||
| US2004A (en) * | 1841-03-12 | Improvement in the manner of constructing and propelling steam-vessels | ||
| DE387833C (de) | 1921-05-27 | 1924-01-04 | Handley Page Ltd | Tragfluegel fuer Flugzeuge |
| US1770575A (en) | 1927-12-03 | 1930-07-15 | Ksoll Joseph | Aeroplane with supporting surface subdivided by gaps |
| US1724456A (en) | 1928-04-24 | 1929-08-13 | Louis H Crook | Aerodynamic control of airplane wings |
| FR705155A (fr) | 1930-11-05 | 1931-06-02 | Perfectionnements apportés aux engins de navigation aérienne | |
| US2086085A (en) | 1935-05-14 | 1937-07-06 | Handley Page Ltd | Aircraft control gear |
| US2169416A (en) | 1936-06-12 | 1939-08-15 | United Aircraft Corp | Slotted deflector flap |
| US2282516A (en) * | 1938-07-11 | 1942-05-12 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Airplane wing structure |
| US2347230A (en) * | 1938-12-16 | 1944-04-25 | Daniel R Zuck | Airplane with nonstalling and glide angle control characteristics |
| US2378528A (en) | 1939-05-17 | 1945-06-19 | Arsandaux Louis | Supporting element for aircraft |
| US2358985A (en) | 1940-02-23 | 1944-09-26 | James P Mcandrew | Aircraft |
| US2289704A (en) | 1940-02-26 | 1942-07-14 | Charles H Grant | Aircraft wing |
| US2389274A (en) | 1941-02-04 | 1945-11-20 | Lockheed Aircraft Corp | Aircraft control system |
| US2422296A (en) | 1941-08-22 | 1947-06-17 | Curtiss Wright Corp | Slat and flap control system |
| US2319383A (en) * | 1942-01-19 | 1943-05-18 | Edward F Zap | Linkage mounting for aerodynamic members |
| US2383102A (en) | 1942-02-13 | 1945-08-21 | Edward F Zap | Aerodynamic member |
| US2385351A (en) | 1942-06-23 | 1945-09-25 | Jess S W Davidsen | Control system for hydraulically actuated devices |
| US2458900A (en) * | 1942-08-10 | 1949-01-11 | Curtiss Wright Corp | Flap operating means |
| FR978969A (fr) | 1942-12-29 | 1951-04-20 | Perfectionnement aux avions à ailes à fente hypersustentatrice | |
| US2387492A (en) | 1943-03-22 | 1945-10-23 | Curtiss Wright Corp | Hydraulically operated split flap |
| US2518854A (en) | 1943-06-14 | 1950-08-15 | Douglas Aircraft Co Inc | Wing high lift flap device |
| US2444293A (en) | 1943-06-18 | 1948-06-29 | Curtiss Wright Corp | Gap seal for flaps |
| FR984443A (fr) | 1943-09-24 | 1951-07-05 | Aile hypersustentatrice | |
| US2406475A (en) | 1944-02-19 | 1946-08-27 | Samuel H Pearis | Slotted airplane wing |
| US2504684A (en) * | 1946-01-30 | 1950-04-18 | Goodrich Co B F | Extensible structure for varying the configuration of an aircraft surface |
| FR61015E (es) | 1946-12-03 | 1955-03-23 | ||
| US2665084A (en) * | 1949-11-14 | 1954-01-05 | Northrop Aircraft Inc | Flap actuator and control system |
| US2652812A (en) | 1952-05-13 | 1953-09-22 | Gen Electric | Combined manual and automatic hydraulic servomotor apparatus |
| US2886008A (en) | 1953-08-03 | 1959-05-12 | Gen Motors Corp | Locking actuator and valve mechanism therefor |
| US2877968A (en) * | 1954-10-28 | 1959-03-17 | Gen Electric | Combined manual and automatic servomotor apparatus |
| US2851229A (en) | 1956-05-03 | 1958-09-09 | Chance Vought Aircraft Inc | Variable-contour airfoil |
| US2864239A (en) | 1956-10-04 | 1958-12-16 | Sperry Rand Corp | Electro-hydraulic servo system for steering dirigible craft |
| US2990144A (en) | 1956-11-05 | 1961-06-27 | Gen Electric | Integrated hydraulic power actuator |
| US2990145A (en) | 1956-11-05 | 1961-06-27 | Gen Electric | Integrated hydraulic power actuator |
| US2920844A (en) * | 1957-04-12 | 1960-01-12 | North American Aviation Inc | Aircraft boundary-layer control system |
| US2891740A (en) | 1957-06-27 | 1959-06-23 | John P Campbell | External-flow jet flap |
| US2938680A (en) | 1957-07-02 | 1960-05-31 | North American Aviation Inc | Multiple position airfoil slat |
| GB853034A (en) | 1957-09-17 | 1960-11-02 | Smith & Sons Ltd S | Improvements in or relating to visual indicators |
| US2892312A (en) | 1958-01-27 | 1959-06-30 | Deere & Co | Demand compensated hydraulic system |
| US2912190A (en) | 1958-05-05 | 1959-11-10 | Chance Vought Aircraft Inc | Variable-contour airfoil |
| US3013748A (en) | 1959-03-11 | 1961-12-19 | Douglas Aircraft Co Inc | Aircraft flap supporting and operating mechanism |
| GB886136A (en) | 1960-01-20 | 1962-01-03 | Smith & Sons Ltd S | Improvements in or relating to visual indicating devices for use in aircraft |
| US3112089A (en) | 1960-10-12 | 1963-11-26 | Dornier Werke Gmbh | Airplane wing flaps |
| DE1129379B (de) | 1960-11-11 | 1962-05-10 | Dornier Werke Gmbh | Flugzeugtragfluegel mit festem Vorfluegel |
| US3102607A (en) | 1960-12-19 | 1963-09-03 | Charles E Roberts | Carrier system for transport and delivery along a trackway |
| US3089666A (en) | 1961-04-13 | 1963-05-14 | Boeing Co | Airplane having changeable thrust direction |
| US3203647A (en) | 1961-12-06 | 1965-08-31 | Alvarez-Calderon Alberto | High lift fdaps for aircraft wings |
| US3375998A (en) * | 1962-04-16 | 1968-04-02 | Alberto Alvarez Calderon | Leading edge flap and apparatus thereof |
| US3165271A (en) * | 1962-04-19 | 1965-01-12 | In Sink Erator Mfg Company | Garbage disposer units |
| US3166271A (en) | 1962-08-20 | 1965-01-19 | Daniel R Zuck | Airplane having non-stalling wings and wing-mounted propellers |
| US3203275A (en) | 1962-11-26 | 1965-08-31 | Vaino A Hoover | Mechanical actuator |
| US3136504A (en) | 1963-07-02 | 1964-06-09 | William F Carr | Electrical primary flight control system |
| US3282535A (en) | 1964-11-12 | 1966-11-01 | Boeing Co | Leading edge spoiler and flap wing stall control means |
| GB1083267A (en) | 1964-12-11 | 1967-09-13 | Power Jets Res & Dev Ltd | Flap systems for aircraft |
| GB1181991A (en) | 1967-04-14 | 1970-02-18 | Edward M Lanier | Aircraft Lift-Increasing Device |
| GB1227316A (es) | 1967-05-16 | 1971-04-07 | ||
| US3504870A (en) * | 1967-12-08 | 1970-04-07 | Boeing Co | Aircraft wing variable camber leading edge flap |
| US3463418A (en) | 1968-03-20 | 1969-08-26 | Edmond S Miksch | Vortex generator for airplane wing |
| US3539133A (en) | 1968-05-20 | 1970-11-10 | Robertson Aircraft Corp | Inherently stable tapered wing flaperon airplane |
| US3659810A (en) | 1968-05-20 | 1972-05-02 | James L Robertson | Inherently stable tapered wing flaperon airplane |
| US3556439A (en) * | 1968-11-22 | 1971-01-19 | Boeing Co | Methods and high lift systems for making an aircraft wing more efficient for takeoffs and landings |
| FR1601027A (es) * | 1968-12-30 | 1970-08-03 | ||
| US3589648A (en) | 1969-01-02 | 1971-06-29 | Lockheed Aircraft Corp | Means for controlling the vertical path of an aircraft |
| US3587311A (en) | 1969-06-19 | 1971-06-28 | Teledyne Inc | Aircraft instrument system |
| DE1943680C2 (de) | 1969-08-28 | 1982-06-24 | Vereinigte Flugtechnische Werke Gmbh, 2800 Bremen | Steuerklappenanordnung |
| US3730459A (en) | 1969-09-18 | 1973-05-01 | D Zuck | Airplane with floating wing and reverse propeller thrust |
| FR2064681A5 (es) * | 1969-10-13 | 1971-07-23 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | |
| DE1962956C3 (de) | 1969-12-16 | 1975-09-04 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen | Einrichtung zum Ab- und Umlenken des Strahls von Schub- und Hubgebläsen |
| US3653611A (en) * | 1970-03-24 | 1972-04-04 | Mason Trupp | Slotted delta wing aircraft |
| US3704843A (en) | 1970-06-11 | 1972-12-05 | Mc Donnell Douglas Corp | Aircraft control system |
| US3711039A (en) * | 1970-10-26 | 1973-01-16 | Boeing Co | Pneumatic leading edge flap for an aircraft wing |
| US3743219A (en) | 1971-06-30 | 1973-07-03 | Boeing Co | High lift leading edge device |
| GB1404762A (en) * | 1971-10-07 | 1975-09-03 | Lucas Industries Ltd | Electro-hydraulic actuating systems for aircraft control surfaces |
| US3813062A (en) | 1971-10-12 | 1974-05-28 | A Prather | Fan-like tail section for man-powered glider aircraft |
| US3767140A (en) | 1971-11-03 | 1973-10-23 | Mc Donnell Douglas Corp | Airplane flaps |
| US3993584A (en) | 1972-12-20 | 1976-11-23 | The Harshaw Chemical Company | Agglomerate containing fibrous polytetrafluoroethylene |
| US3831886A (en) | 1973-01-26 | 1974-08-27 | Lockheed Aircraft Corp | Airfoil with extendible and retractable leading edge |
| US3837601A (en) | 1973-03-09 | 1974-09-24 | Boeing Co | Aerodynamic slot closing mechanism |
| US3827658A (en) | 1973-04-05 | 1974-08-06 | Lockheed Aircraft Corp | Actuating means for a vane |
| US3897029A (en) | 1973-07-09 | 1975-07-29 | Alberto Alvarez Calderon | Variable camber multi-slotted flaps |
| US3917192A (en) | 1973-07-09 | 1975-11-04 | Alvarez Calderon Alberto | Flap mechanisms and apparatus |
| US3836099A (en) | 1973-09-28 | 1974-09-17 | Us Navy | Airfoil camber change system |
| US3862730A (en) * | 1973-10-23 | 1975-01-28 | United Aircraft Corp | Fas actuation system |
| FR2249804B1 (es) * | 1973-11-06 | 1976-10-01 | Aerospatiale | |
| US3910530A (en) | 1973-11-07 | 1975-10-07 | Boeing Co | Leading edge flap |
| US3904152A (en) | 1974-03-13 | 1975-09-09 | Lockheed Aircraft Corp | Variable area, variable camber wing for aircraft |
| US3994451A (en) | 1974-03-28 | 1976-11-30 | The Boeing Company | Variable camber airfoil |
| US3874617A (en) * | 1974-07-17 | 1975-04-01 | Mc Donnell Douglas Corp | Stol flaps |
| US3941341A (en) * | 1974-12-13 | 1976-03-02 | Brogdon Jr Glenn F | Quick-release roller attachment for supporting a rope or hose and the like on an aerial ladder |
| US3992979A (en) | 1974-12-20 | 1976-11-23 | Joseph Lucas (Industries) Limited | Hydraulic actuating arrangements |
| US3987983A (en) | 1974-12-20 | 1976-10-26 | The Boeing Company | Trailing edge flaps having spanwise aerodynamic slot opening and closing mechanism |
| US3985319A (en) | 1975-02-03 | 1976-10-12 | The Boeing Company | Variable pivot trailing edge flap |
| US3941334A (en) * | 1975-03-28 | 1976-03-02 | The Boeing Company | Variable camber airfoil |
| US3968946A (en) | 1975-03-31 | 1976-07-13 | The Boeing Company | Extendable aerodynamic fairing |
| US4074878A (en) | 1975-06-23 | 1978-02-21 | Sherman Irving R | Programmed flap system for an aircraft having wings |
| US4015787A (en) * | 1975-11-17 | 1977-04-05 | Fairchild Industries Inc. | Aircraft wing |
| US4120470A (en) | 1976-09-28 | 1978-10-17 | The Boeing Company | Efficient trailing edge system for an aircraft wing |
| US4106730A (en) | 1976-10-01 | 1978-08-15 | The Boeing Company | Engine out control system for STOL aircraft |
| US4180222A (en) | 1976-12-27 | 1979-12-25 | Lockheed Aircraft Corporation | Aileron segment control for a flaperon system |
| GB1596642A (en) * | 1977-04-06 | 1981-08-26 | British Aerospace | Aircraft wings |
| DE2725632C2 (de) * | 1977-06-07 | 1982-11-11 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Querruder und Landeklappenantrieb für ein FLugzeug |
| US4171787A (en) | 1977-07-21 | 1979-10-23 | Zapel Edwin J | Variable camber leading edge for airfoil |
| US4131253A (en) | 1977-07-21 | 1978-12-26 | The Boeing Company | Variable camber trailing edge for airfoil |
| US4146200A (en) * | 1977-09-14 | 1979-03-27 | Northrop Corporation | Auxiliary flaperon control for aircraft |
| DE2751361C2 (de) | 1977-11-17 | 1984-09-27 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Verfahren zur Flugzeugsteuerung durch Steuerung abgelöster Flügelvorderkanten-Wirbelströme |
| US4189120A (en) * | 1977-12-14 | 1980-02-19 | Boeing Commercial Airplane Company | Variable camber leading edge flap |
| US4189121A (en) * | 1978-01-23 | 1980-02-19 | Boeing Commercial Airplane Company | Variable twist leading edge flap |
| US4479620A (en) | 1978-07-13 | 1984-10-30 | The Boeing Company | Wing load alleviation system using tabbed allerons |
| US4189122A (en) * | 1978-07-21 | 1980-02-19 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Wide angle gimbal system |
| US4325123A (en) * | 1978-07-28 | 1982-04-13 | The Boeing Company | Economy performance data avionic system |
| US4247843A (en) * | 1978-08-23 | 1981-01-27 | Sperry Corporation | Aircraft flight instrument display system |
| US4202519A (en) | 1978-09-08 | 1980-05-13 | The Boeing Company | Airfoil leading edge slat apparatus |
| US4275942A (en) | 1978-12-26 | 1981-06-30 | The Boeing Company | Stowage bin mechanism |
| 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 |
| US4293110A (en) | 1979-03-08 | 1981-10-06 | The Boeing Company | Leading edge vortex flap for wings |
| US4262868A (en) * | 1979-05-29 | 1981-04-21 | The Boeing Company | Three-position variable camber flap |
| US4285482A (en) | 1979-08-10 | 1981-08-25 | The Boeing Company | Wing leading edge high lift device |
| US4312486A (en) * | 1979-09-20 | 1982-01-26 | The Boeing Company | Variable camber trailing edge for airfoil |
| US4360176A (en) | 1979-11-05 | 1982-11-23 | The Boeing Company | Wing leading edge slat |
| US4461449A (en) | 1980-05-01 | 1984-07-24 | The Boeing Company | Integral hydraulic blocking and relief valve |
| US4351502A (en) | 1980-05-21 | 1982-09-28 | The Boeing Company | Continuous skin, variable camber airfoil edge actuating mechanism |
| US4358077A (en) | 1980-06-16 | 1982-11-09 | Coronel Paul K | Transverse wing actuation system |
| US4363098A (en) | 1980-06-24 | 1982-12-07 | The Boeing Company | Electric command spoiler system |
| US4365774A (en) | 1980-08-08 | 1982-12-28 | Coronel Paul K | Convertible delta wing aircraft |
| US4353517A (en) | 1980-10-07 | 1982-10-12 | The Boeing Company | Flap assembly for aircraft wing |
| FR2492337A1 (fr) | 1980-10-16 | 1982-04-23 | Aerospatiale | Aile d'aeronef pourvue d'un systeme hypersustentateur dans son bord d'attaque et aeronef comportant une telle aile |
| US4368937A (en) * | 1981-02-17 | 1983-01-18 | The Boeing Company | Overhead stowage bin mechanism |
| US4498646A (en) * | 1981-07-01 | 1985-02-12 | Dornier Gmbh | Wing for short take-off and landing aircraft |
| US4485992A (en) | 1981-09-10 | 1984-12-04 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Leading edge flap system for aircraft control augmentation |
| US4444388A (en) * | 1981-09-15 | 1984-04-24 | Bell & Howell Company | Stacking methods and apparatus |
| US4472780A (en) | 1981-09-28 | 1984-09-18 | The Boeing Company | Fly-by-wire lateral control system |
| US4471927A (en) | 1981-09-29 | 1984-09-18 | The Boeing Company | Trailing edge flap assembly |
| US4427168A (en) * | 1981-09-29 | 1984-01-24 | The Boeing Company | Variable camber leading edge mechanism with Krueger flap |
| DE3140350C2 (de) | 1981-10-10 | 1987-02-05 | Dornier Gmbh, 7990 Friedrichshafen | Profile, insbesondere Tragflügelprofile für Luftfahrzeuge |
| US4444368A (en) | 1981-10-30 | 1984-04-24 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Slotted variable camber flap |
| DE3149629C1 (de) | 1981-12-15 | 1983-04-21 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Einrichtung zum Abdichten eines Luftspaltes an einer Flugzeugklappe |
| US4700911A (en) | 1982-02-09 | 1987-10-20 | Dornier Gmbh | Transverse driving bodies, particularly airplane wings |
| US4441675A (en) * | 1982-06-25 | 1984-04-10 | Mcdonnell Douglas Corporation | High lift surface actuation system |
| EP0100775B1 (en) | 1982-08-09 | 1987-01-21 | The Boeing Company | Wing leading edge slat |
| US4747375A (en) | 1982-08-31 | 1988-05-31 | Williams John K | Device for controlling the phased displacement of rotating shafts |
| US4575030A (en) * | 1982-09-13 | 1986-03-11 | The Boeing Company | Laminar flow control airfoil |
| EP0103038A1 (en) | 1982-09-13 | 1984-03-21 | The Boeing Company | Continuous skin, variable camber airfoil edge actuating mechanism |
| US4496121A (en) * | 1982-09-21 | 1985-01-29 | The Boeing Company | Control surface lock for flutter constraint |
| SE434762B (sv) | 1982-11-29 | 1984-08-13 | Ingemanssons Ingenjorsbyra Ab | Tetningsanordning vid troskellos dorr |
| US4712752A (en) | 1982-12-06 | 1987-12-15 | The Boeing Company | Wing trailing edge air dam |
| US4475702A (en) | 1982-12-28 | 1984-10-09 | The Boeing Company | Variable camber leading edge assembly for an airfoil |
| US4706913A (en) | 1982-12-28 | 1987-11-17 | The Boeing Company | Variable camber leading edge assembly for an airfoil |
| US4553722A (en) | 1982-12-30 | 1985-11-19 | The Boeing Company | Variable-camber airfoil |
| US4533096A (en) | 1982-12-30 | 1985-08-06 | The Boeing Company | High lift system control assembly |
| US4729528A (en) * | 1983-02-28 | 1988-03-08 | Northrop Corporation | Aeroelastic control flap |
| US4542869A (en) | 1983-06-23 | 1985-09-24 | Mcdonnell Douglas Corporation | Flap mechanism |
| GB8321281D0 (en) | 1983-08-06 | 1983-09-28 | British Aerospace | Underwing engine installation |
| US4544117A (en) | 1983-11-14 | 1985-10-01 | Lockheed Corporation | Leading edge flap and boundary layer control system |
| FR2555960B1 (fr) * | 1983-12-06 | 1986-09-19 | Aerospatiale | Aile d'aeronef en fleche pourvue d'un systeme hypersustentateur et d'un mat de suspension de moteur, ainsi que mat de suspension de moteur pour une telle aile |
| US4575099A (en) * | 1984-01-27 | 1986-03-11 | General Electric Company | High excursion seal with flexible membrane to prevent gas leakage through hinge |
| US4899284A (en) * | 1984-09-27 | 1990-02-06 | The Boeing Company | Wing lift/drag optimizing system |
| US4576347A (en) * | 1984-10-30 | 1986-03-18 | The Boeing Company | Flap torque tube slot seal |
| US4702441A (en) | 1984-12-31 | 1987-10-27 | The Boeing Company | Aircraft wing stall control device and method |
| US5082207A (en) * | 1985-02-04 | 1992-01-21 | Rockwell International Corporation | Active flexible wing aircraft control system |
| DE3530865A1 (de) * | 1985-08-29 | 1987-03-12 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Antriebs- und fuehrungsvorrichtung fuer ein an einem flugzeugtragfluegel angeordnetes klappensystem |
| EP0218021B1 (de) * | 1985-08-29 | 1988-06-08 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm Gesellschaft mit beschränkter Haftung | Klappenanordnung für einen Flugzeugtragflügel |
| US4796192A (en) * | 1985-11-04 | 1989-01-03 | The Boeing Company | Maneuver load alleviation system |
| US4650140A (en) * | 1985-12-30 | 1987-03-17 | The Boeing Company | Wind edge movable airfoil having variable camber |
| US4717097A (en) * | 1986-03-03 | 1988-01-05 | The Boeing Company | Aircraft wings with aileron-supported ground speed spoilers and trailing edge flaps |
| US4691879A (en) | 1986-06-16 | 1987-09-08 | Greene Vibert F | Jet airplane |
| DE3620886A1 (de) | 1986-06-21 | 1988-01-14 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Antriebseinrichtung mit variablem drehmoment-begrenzungssystem |
| FR2606363B1 (fr) | 1986-11-07 | 1989-03-03 | Aerospatiale | Systeme pour la commande des volets hypersustentateurs d'un aeronef |
| US4784355A (en) | 1986-11-10 | 1988-11-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Flap system for short takeoff and landing aircraft |
| DE3641247A1 (de) | 1986-12-03 | 1988-06-16 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Landeklappenfuehrungsschienen-verkleidung fuer luftfahrzeuge |
| GB8711252D0 (en) | 1987-05-13 | 1987-07-15 | British Aerospace | High lift device |
| US5100082A (en) * | 1987-09-17 | 1992-03-31 | The Boeing Company | Hydraulic power supplies |
| US5074495A (en) | 1987-12-29 | 1991-12-24 | The Boeing Company | Load-adaptive hybrid actuator system and method for actuating control surfaces |
| US4860007A (en) | 1988-01-15 | 1989-08-22 | The Boeing Company | Integrated primary flight display |
| US4823836A (en) * | 1988-05-31 | 1989-04-25 | Lothar Bachmann | Dampers with leaf spring seals |
| US4867394A (en) | 1988-06-23 | 1989-09-19 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Compression pylon |
| US5046688A (en) | 1988-10-28 | 1991-09-10 | The Boeing Company | Wing major assembly jig |
| US5039032A (en) | 1988-11-07 | 1991-08-13 | The Boeing Company | High taper wing tip extension |
| US5050081A (en) | 1988-11-14 | 1991-09-17 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Method and system for monitoring and displaying engine performance parameters |
| GB8827345D0 (en) | 1988-11-23 | 1988-12-29 | Smiths Industries Plc | Aircraft instrument systems |
| EP0408709B1 (de) | 1989-02-06 | 1993-06-09 | Deutsche Aerospace Airbus Gesellschaft mit beschränkter Haftung | Decken-gepäckablagen-kombination für die passagierkabine eines flugzeuges |
| US4962902A (en) | 1989-03-20 | 1990-10-16 | The Boeing Company | Aircraft control surface linkage |
| GB8915487D0 (en) | 1989-07-06 | 1989-08-23 | Short Brothers Plc | A flap assembly |
| DE3930862A1 (de) | 1989-09-15 | 1991-03-28 | Vdo Schindling | Verfahren und einrichtung zur darstellung von flugfuehrungsinformation |
| US5082208A (en) * | 1989-09-29 | 1992-01-21 | The Boeing Company | System and method for controlling an aircraft flight control member |
| US5056741A (en) | 1989-09-29 | 1991-10-15 | The Boeing Company | Apparatus and method for aircraft wing stall control |
| US5094412A (en) * | 1989-10-13 | 1992-03-10 | Bell Helicopter Textron Inc. | Flaperon system for tilt rotor wings |
| US5088665A (en) * | 1989-10-31 | 1992-02-18 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Serrated trailing edges for improving lift and drag characteristics of lifting surfaces |
| US5114100A (en) | 1989-12-29 | 1992-05-19 | The Boeing Company | Anti-icing system for aircraft |
| US5167383A (en) | 1990-08-18 | 1992-12-01 | Yoshio Nozaki | STOL aircraft |
| DE4033277A1 (de) | 1990-10-19 | 1992-04-23 | Airbus Gmbh | Antriebsvorrichtung fuer an flugzeugtragfluegeln angeordneten klappen |
| US5094411A (en) * | 1990-10-19 | 1992-03-10 | Vigyan, Inc. | Control configured vortex flaps |
| US5203619A (en) * | 1990-11-07 | 1993-04-20 | Intermetro Industries Corporation | Storage system including a vertically retractable storage unit |
| GB9026451D0 (en) | 1990-12-05 | 1991-01-23 | Smiths Industries Plc | Aircraft display systems |
| DE4105459A1 (de) | 1991-02-21 | 1992-08-27 | Heilmeier & Weinlein | Hydraulische steuervorrichtung |
| JPH07112836B2 (ja) | 1991-06-14 | 1995-12-06 | 富士重工業株式会社 | 航空機の油圧操舵装置 |
| DE4130644A1 (de) | 1991-09-14 | 1993-03-18 | Airbus Gmbh | Ueberkopf-gepaeckablage mit einer absenkbaren schale, insbesondere fuer ein passagierflugzeug |
| US5158252A (en) | 1991-10-24 | 1992-10-27 | The Boeing Company | Three-position variable camber Krueger leading edge flap |
| US5280863A (en) * | 1991-11-20 | 1994-01-25 | Hugh Schmittle | Lockable free wing aircraft |
| GB9201762D0 (en) | 1992-01-28 | 1992-03-11 | Wes Technology Inc | Seals for gas isolators |
| DE4209037C2 (de) | 1992-03-20 | 1994-06-23 | Deutsche Aerospace Airbus | Vorrichtung zur Aufnahme von Gepäck in Flugzeugen |
| US5681014A (en) | 1992-05-15 | 1997-10-28 | Palmer; Harry W. | Torsional twist airfoil control means |
| US5493497A (en) * | 1992-06-03 | 1996-02-20 | The Boeing Company | Multiaxis redundant fly-by-wire primary flight control system |
| FR2695905B1 (fr) | 1992-09-24 | 1994-12-16 | Aerospatiale | Bec kruger rigide, pour bord d'attaque de voilure d'aéronef. |
| US5282591A (en) * | 1992-12-21 | 1994-02-01 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Active vortex control for a high performance wing |
| FR2709110B1 (fr) * | 1993-08-20 | 1995-11-10 | Lucas Air Equipement | Dispositif de servocommande d'un organe de commande de vol d'aéronef. |
| US5544847A (en) | 1993-11-10 | 1996-08-13 | The Boeing Company | Leading edge slat/wing combination |
| US5388788A (en) * | 1993-12-16 | 1995-02-14 | The Boeing Company | Hinge fairings for control surfaces |
| DE4422152C2 (de) * | 1994-06-27 | 2000-02-03 | Daimler Chrysler Aerospace | Verfahren und Anordnung zum Optimieren der aerodynamischen Wirkung eines Tragflügels |
| US5535852A (en) | 1994-08-17 | 1996-07-16 | Bishop; David J. | Lift apparatus |
| FR2728535A1 (fr) * | 1994-12-26 | 1996-06-28 | Aerospatiale | Aerofrein a fente variable pour voilure d'aeronef |
| US5680124A (en) | 1995-05-15 | 1997-10-21 | The Boeing Company | Skew and loss detection system for adjacent high lift devices |
| US5609020A (en) * | 1995-05-15 | 1997-03-11 | The Boeing Company | Thrust reverser synchronization shaft lock |
| US5686907A (en) | 1995-05-15 | 1997-11-11 | The Boeing Company | Skew and loss detection system for individual high lift devices |
| US5715163A (en) * | 1995-08-22 | 1998-02-03 | The Boeing Company | Cursor controlled navigation system for aircraft |
| US5681013A (en) | 1995-12-26 | 1997-10-28 | The Boeing Company | Vortex leading edge flap assembly for supersonic airplanes |
| US5875998A (en) * | 1996-02-05 | 1999-03-02 | Daimler-Benz Aerospace Airbus Gmbh | Method and apparatus for optimizing the aerodynamic effect of an airfoil |
| US5743490A (en) * | 1996-02-16 | 1998-04-28 | Sundstrand Corporation | Flap/slat actuation system for an aircraft |
| JPH11509804A (ja) * | 1996-04-13 | 1999-08-31 | マイケル クレイグ ブロードベント | 可変キャンバーウイング機構 |
| US5927656A (en) | 1996-06-26 | 1999-07-27 | The Boeing Company | Wing leading edge flap and method therefor |
| SE507968C2 (sv) | 1996-07-25 | 1998-08-03 | Electrolux Ab | Bäranordning, t.ex. för väggmonterad hushållsugn |
| GB9619488D0 (en) | 1996-09-18 | 1996-10-30 | Dowty Boulton Paul Ltd | Flight control surface actuation system |
| US5746490A (en) | 1996-10-02 | 1998-05-05 | Grass America, Inc. | Drawer guide support bracket |
| DE19643222C2 (de) | 1996-10-19 | 1998-12-10 | Daimler Benz Ag | Auftriebskörper mit veränderbarer Wölbung |
| USRE44313E1 (en) | 1996-10-22 | 2013-06-25 | The Boeing Company | Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil |
| US5788190A (en) | 1996-10-22 | 1998-08-04 | The Boeing Company | Slotted cruise trailing edge flap |
| JP3638745B2 (ja) * | 1997-02-07 | 2005-04-13 | 富士重工業株式会社 | ロータリスポイラ付ロータブレード |
| DE19712034A1 (de) | 1997-03-21 | 1998-09-24 | Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt | Profilkante eines aerodynamischen Profils |
| GB2323576B (en) | 1997-03-26 | 2001-08-22 | British Aerospace | Fairing arrangements for aircraft |
| US6082679A (en) | 1997-06-26 | 2000-07-04 | The Boeing Company | Active system for early destruction of trailing vortices |
| US6389333B1 (en) | 1997-07-09 | 2002-05-14 | Massachusetts Institute Of Technology | Integrated flight information and control system |
| US5934615A (en) | 1997-08-25 | 1999-08-10 | Hexcel Corporation | Luggage bins with articulating mechanism |
| US7455264B2 (en) | 1997-08-26 | 2008-11-25 | Mcdonnell Douglas Corporation | Reconfiguration control system for an aircraft wing |
| US6209824B1 (en) * | 1997-09-17 | 2001-04-03 | The Boeing Company | Control surface for an aircraft |
| US5921506A (en) | 1997-09-25 | 1999-07-13 | Northrop Grumman Corporation | Extendible leading edge flap |
| US5978715A (en) | 1997-10-15 | 1999-11-02 | Dassault Aviation | Apparatus and method for aircraft display and control |
| US6057786A (en) | 1997-10-15 | 2000-05-02 | Dassault Aviation | Apparatus and method for aircraft display and control including head up display |
| US6112141A (en) | 1997-10-15 | 2000-08-29 | Dassault Aviation | Apparatus and method for graphically oriented aircraft display and control |
| US5839698A (en) | 1997-10-23 | 1998-11-24 | Northrop Grumman Corporation | Control surface continuous seal |
| US6085129A (en) | 1997-11-14 | 2000-07-04 | Rockwell Collins, Inc. | Integrated vertical profile display |
| US5984230A (en) | 1997-12-15 | 1999-11-16 | Orazi; Paul | Wing assemblies for aircraft |
| US6079672A (en) | 1997-12-18 | 2000-06-27 | Lam; Lawrence Y. | Aileron for fixed wing aircraft |
| US6145791A (en) | 1998-01-09 | 2000-11-14 | Northrop Grumman Corporation | Elastomeric transition for aircraft control surface |
| ES2156660B1 (es) | 1998-01-14 | 2002-02-16 | Saiz Manuel Munoz | Mandos de vuelo con compensacion automatica. |
| US7051982B1 (en) | 1998-03-27 | 2006-05-30 | Bae Systems Plc | Fairing arrangements for aircraft |
| US6068219A (en) | 1998-04-13 | 2000-05-30 | Northrop Grumman Corporation | Single surface multi axis aircraft control |
| DE19819341C2 (de) | 1998-04-30 | 2000-06-15 | Daimler Chrysler Aerospace | Verfahren zur Reduktion von an einem Flugzeug auftretenden Böenlasten unterhalb der Reiseflughöhe |
| DE69916360T3 (de) * | 1998-05-21 | 2008-06-05 | Mcdonnell Douglas Corp. | Flügelprofil |
| US6188937B1 (en) * | 1998-09-30 | 2001-02-13 | Honeywell International Inc. | Methods and apparatus for annunciation of vehicle operational modes |
| US6045204A (en) * | 1998-10-13 | 2000-04-04 | Hexcel Corporation | Overhead stowage bins in aircraft |
| GB9823599D0 (en) * | 1998-10-28 | 1998-12-23 | Lucas Ind Plc | Brake assembly |
| US6189837B1 (en) * | 1998-10-29 | 2001-02-20 | The Boeing Company | Auxiliary spoiler retract system |
| DE19858872C2 (de) | 1998-12-19 | 2001-02-08 | Daimler Chrysler Ag | Adaptiver Flugzeugtragflügel |
| FR2787759B1 (fr) | 1998-12-28 | 2001-03-16 | Aerospatiale | Procede et systeme de commande d'une gouverne d'un aeronef a actionnement par verins hydrauliques multiples et a puissance modulable |
| US6382566B1 (en) | 1998-12-29 | 2002-05-07 | The Boeing Company | Method and apparatus for detecting skew and asymmetry of an airplane flap |
| US6164598A (en) | 1999-03-10 | 2000-12-26 | Northrop Grumman Corporation | Adaptive control surface apparatus |
| DE19910551C2 (de) * | 1999-03-10 | 2001-04-05 | Eads Airbus Gmbh | Flugzeugtragfläche mit mindestens einem kurzgekoppelten Triebwerk |
| US6328265B1 (en) | 1999-05-25 | 2001-12-11 | Faruk Dizdarevic | Slot forming segments and slot changing spoilers |
| US6173924B1 (en) * | 1999-06-15 | 2001-01-16 | Northrop Grumman Corporation | Low density flexible edge transition |
| US6244542B1 (en) | 1999-07-20 | 2001-06-12 | Northrop Grumman Corporation | Rotor driven edge |
| GB9920318D0 (en) | 1999-08-27 | 1999-11-03 | British Aerospace | A fairing arrangement for an aircraft |
| US6466141B1 (en) | 1999-09-28 | 2002-10-15 | Lucas Industries Limited | Skew detection system |
| US6458387B1 (en) * | 1999-10-18 | 2002-10-01 | Epic Therapeutics, Inc. | Sustained release microspheres |
| DE10001038B4 (de) | 2000-01-13 | 2004-01-29 | Airbus Deutschland Gmbh | Gepäckablage mit einem absenkbaren Gepäckfach, insbesondere für eine Flugzeugpassagierkabine |
| US6598834B2 (en) | 2000-02-14 | 2003-07-29 | Aerotech Services Inc. | Method for reducing fuel consumption in aircraft |
| DE10019187C1 (de) * | 2000-04-17 | 2002-01-03 | Airbus Gmbh | Drucksteuerung für einen Verdrängungskörper |
| JP2001343032A (ja) | 2000-06-01 | 2001-12-14 | Komatsu Ltd | クラッチ又はブレーキの流体圧力制御弁装置及び流体圧力制御方法 |
| FR2811037B1 (fr) | 2000-06-28 | 2002-10-18 | Aerospatiale Matra Airbus | Systeme d'actionnement hydraulique a commande electrique |
| US6431498B1 (en) | 2000-06-30 | 2002-08-13 | Philip Watts | Scalloped wing leading edge |
| US6561463B1 (en) | 2000-07-14 | 2003-05-13 | Honeywell International Inc. | Flight control module with integrated spoiler actuator control electronics |
| US6464175B2 (en) | 2000-07-14 | 2002-10-15 | Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha | Rotor blade operating device in airplane and flaperon operating device in airplane |
| US6439512B1 (en) | 2000-08-24 | 2002-08-27 | Hr Textron, Inc. | All-hydraulic powered horizontal stabilizer trim control surface position control system |
| US6980198B1 (en) | 2000-09-19 | 2005-12-27 | Honeywell International Inc. | Multifunction keyboard for advanced cursor driven avionic flight decks |
| US6443394B1 (en) | 2000-09-21 | 2002-09-03 | The B.F. Goodrich Company | Inflatable airfoil device |
| DE10055961B4 (de) | 2000-11-11 | 2004-09-09 | Eads Deutschland Gmbh | Variabler Flügelbereich mit einstellbarer, sich in Spannweiten-Richtung erstreckender Profilform |
| US6375126B1 (en) * | 2000-11-16 | 2002-04-23 | The Boeing Company | Variable camber leading edge for an airfoil |
| US20020046087A1 (en) * | 2000-12-18 | 2002-04-18 | John Hey | Method of drawing attention to advertisements |
| US6481667B1 (en) | 2001-03-05 | 2002-11-19 | Northrop Grumman Corporation | System and method for deflecting an aerodynamic control surface |
| NL1017811C2 (nl) | 2001-04-10 | 2002-10-11 | Stork Prod Eng | Handbagagebaksamenstel met onderdrukmiddelen. |
| US6547183B2 (en) * | 2001-08-02 | 2003-04-15 | The Boeing Company | Moveable closet |
| US6478541B1 (en) | 2001-08-16 | 2002-11-12 | The Boeing Company | Tapered/segmented flaps for rotor blade-vortex interaction (BVI) noise and vibration reduction |
| US6870490B2 (en) * | 2001-08-23 | 2005-03-22 | Honeywell International Inc. | Display of altitude and path capture trajectories |
| US20030132860A1 (en) | 2001-09-21 | 2003-07-17 | Honeywell International, Inc. | Interface for visual cueing and control for tactical flightpath management |
| US6591169B2 (en) | 2001-09-27 | 2003-07-08 | The Boeing Company | Method and computer program product for controlling the actuators of an aerodynamic vehicle |
| US6622972B2 (en) | 2001-10-31 | 2003-09-23 | The Boeing Company | Method and system for in-flight fault monitoring of flight control actuators |
| GB0127254D0 (en) * | 2001-11-13 | 2002-01-02 | Lucas Industries Ltd | Aircraft flight surface control system |
| US6601801B1 (en) | 2002-04-24 | 2003-08-05 | The Boeing Company | Gapped trailing-edge control surface for an airfoil |
| US6745113B2 (en) | 2002-06-07 | 2004-06-01 | The Boeing Company | Method and system for autoflight information display |
| FR2840877B1 (fr) | 2002-06-13 | 2004-08-06 | Airbus France | Dispositif d'articulation d'un volet sur une surface aerodynamique d'aeronef |
| US7258308B2 (en) | 2002-07-02 | 2007-08-21 | The Boeing Company | Method and apparatus for controlling airflow with a gapped trailing edge device having a flexible flow surface |
| US6802475B2 (en) | 2002-07-04 | 2004-10-12 | Smiths Wolverhampton Limited | Flight surface actuator |
| US6622974B1 (en) | 2002-08-14 | 2003-09-23 | The Boeing Company | Geometric morphing wing with expandable spars |
| US6796534B2 (en) | 2002-09-10 | 2004-09-28 | The Boeing Company | Method and apparatus for controlling airflow with a leading edge device having a flexible flow surface |
| US20040059474A1 (en) * | 2002-09-20 | 2004-03-25 | Boorman Daniel J. | Apparatuses and methods for displaying autoflight information |
| US7048235B2 (en) * | 2002-10-09 | 2006-05-23 | The Boeing Company | Slotted aircraft wing |
| US7048228B2 (en) | 2002-10-09 | 2006-05-23 | The Boeing Company | Slotted aircraft wing |
| US6755375B2 (en) | 2002-10-22 | 2004-06-29 | The Boeing Company | Method and apparatus for controlling aircraft devices with multiple actuators |
| US6796526B2 (en) | 2002-11-25 | 2004-09-28 | The Boeing Company | Augmenting flight control surface actuation system and method |
| DE10313728B4 (de) | 2003-03-27 | 2011-07-21 | Airbus Operations GmbH, 21129 | Klappensystem am Tragflügel eines Starrflügel-Flugzeuges |
| US7243881B2 (en) * | 2003-06-03 | 2007-07-17 | The Boeing Company | Multi-function trailing edge devices and associated methods |
| US7059563B2 (en) | 2003-06-03 | 2006-06-13 | The Boeing Company | Systems, apparatuses, and methods for moving aircraft control surfaces |
| US6843452B1 (en) * | 2003-06-17 | 2005-01-18 | The Boeing Company | Variable trailing edge geometry and spanload control |
| US6824099B1 (en) | 2003-07-10 | 2004-11-30 | The Boeing Company | Brake systems for aircraft wing flaps and other control surfaces |
| US7028948B2 (en) * | 2003-08-28 | 2006-04-18 | The Boeing Company | Apparatus for increase of aircraft lift and maneuverability |
| FR2859976B1 (fr) * | 2003-09-22 | 2006-12-08 | Airbus France | Aile d'aeronef comportant au moins un volet deporteur et volet deporteur pour ladite aile |
| US6799739B1 (en) | 2003-11-24 | 2004-10-05 | The Boeing Company | Aircraft control surface drive system and associated methods |
| DE10361891A1 (de) | 2003-12-23 | 2005-08-04 | Airbus Deutschland Gmbh | Vorrichtung zur Ansteuerung und Verstellung von Klappen an Flugzeugtragflächen |
| US20050242234A1 (en) | 2004-04-29 | 2005-11-03 | The Boeing Company | Lifters, methods of flight control and maneuver load alleviation |
| US6978971B1 (en) | 2004-06-15 | 2005-12-27 | The Boeing Company | Methods and apparatuses for controlling airflow proximate to engine/airfoil systems |
| US7007889B2 (en) | 2004-06-15 | 2006-03-07 | Richard Charron | Flexible airfoils and method |
| DE102004040313B4 (de) | 2004-08-19 | 2008-02-21 | Airbus Deutschland Gmbh | System zum Einstellen der spannweitigen Lastverteilung eines Tragflügels |
| CA2515276A1 (en) * | 2004-08-23 | 2006-02-23 | Goodrich Corporation | Aircraft wing |
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