公开(公告)号：WO2013002874A3

公开(公告)日：2013-04-04

申请号：PCT/US2012033111

申请日：2012-04-11

Applicant: BOEING CO ,  GUNTER IAN M

Inventor： GUNTER IAN M

IPC: B64C13/38 ,  F03G7/06

CPC classification number: F16D41/07 ,  B64C13/50 ,  F03G7/065 ,  F16D43/25

Abstract: An actuator assembly (10) may comprise a housing (12), a shaft (62), a shape memory alloy (SMA) torque tube (18), and first and second unidirectional bearings (32,36). The SMA torque tube (18) may rotate the shaft (62). The first unidirectional bearing (32) may limit rotation of the shaft (62) relative to the SMA torque tube (18) to a first direction. The second unidirectional bearing (36) may prevent rotation of the shaft (62) relative to the housing (12) along a second direction opposite the first direction.

Abstract translation: 致动器组件（10）可包括壳体（12），轴（62），形状记忆合金（SMA）扭矩管（18）以及第一和第二单向轴承（32,36）。 SMA扭矩管（18）可旋转轴（62）。 第一单向轴承（32）可以将轴（62）相对于SMA扭矩管（18）的旋转限制到第一方向。 第二单向轴承（36）可以防止轴（62）相对于壳体（12）沿与第一方向相反的第二方向旋转。

公开(公告)号：WO2010046111A2

公开(公告)日：2010-04-29

申请号：PCT/EP2009/007571

申请日：2009-10-22

Applicant: AIRBUS OPERATIONS GMBH ,  RECKSIEK, Martin

Inventor： RECKSIEK, Martin

IPC: B64C13/38 ,  B64D45/00

CPC classification number: B64D45/0005 ,  B64D2045/001

Abstract: Verstellvorrichtung (A11, A12, B11, B12, A21, A22, B21, B22) zur Ankopplung an eine Verstellklappe (A1, A2; B1, B2) eines Flugzeugs mit einem Aktuator (20), einer Verstell-Kinematik (VK) zur kinematischen Kopplung des Aktuators (20) an die Verstellklappe (A1, A2; B1, B2) und einem Getriebe (25), wobei die Verstellvorrichtung (A11, A12, B11, B12, A21, A22, B21, B22) an eine Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung (5) zur Betätigung derselben ankoppelbar ist, dadurch gekennzeichnet, dass die Verstellvorrichtung aufweist: einen ersten Last-Sensor (S1; S11-a, S12-a, S21-a, S22-a), der an der Eingangsseite (31) des Aktuators (20) zur Erfassung der an der Eingangsseite des Aktuators (20) aufgrund der Betätigung der Verstellklappe (A1, A2; B1, B2) auftretenden Last angeordnet ist, einen zweiten Last-Sensor (S2; S11-b, S12-b, S21-b), der an der Ausgangsseite (32) des Aktuators (20) zur Erfassung der an der Ausgangsseite (32) des Aktuators (20) aufgrund der Betätigung der Verstellklappe (A1, A2; B1, B2) auftretenden Last angeordnet ist, wobei der erste Last-Sensor (S1; S11-a, S12-a, S21-a, S22-a) und der zweite Last-Sensor (S1; S11-b, S12-b, S21 -b, S22-b) funktional mit einer Verstellvorrichtungs-Fehlererkennungsfunktion zum Empfang der von den Last-Sensoren ermittelten Sensorwerte verbunden ist, um der Verstellvorrichtung einen Fehlerzustand zuzuordnen; sowie eine Kombination einer Verstellvorrichtung und einer Verstellvorrichtungs-Fehlererkennungsfunktion, ein fehlertolerantes Stellsystem und ein Verfahren zur Rekonfiguration eines Stellsystems.

Abstract translation: 调节（A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22），用于耦合到一个换档阀;飞机的（A1，A2 B1，B2）与运动的致动器（20），调整运动学（VK） 所述致动器（20），耦合到所述移位（A1，A2; B1，B2）和变速器（25），其中所述调整装置（A11，A12，B11，B12，A21，A22，B21，B22）的控制和 监视装置（5），用于致动其被耦合，其特征在于，所述调节装置包括：第一负载传感器（S1; S11-A，S12-A，S21-A，S22-A），其在输入侧（31） 为在致动器（20）的输入侧检测由于换档阀的动作的致动器（20）（A1，A2; B1，B2）被布置负荷发生时，第二负载传感器（S2; S11-b，S12-b ，S21-b）中，其中（在致动器（20）的，用于检测（在致动器（20）的出口侧32）由于换档阀的动作的出口侧32）（A1 ，A2; 负载发生B1，B2）被布置，其中，所述第一负载传感器（S1; S11-A，S12-A，S21-A，S22-a）和第二负载传感器（S1; S11-B，S12-B ，S21-b，S22-b）中可操作地连接到一个调节装置，用于接收错误检测由负荷传感器检测到被分配到的故障条件的调整的传感器值的功能; 和调节装置的组合和调节装置错误检测功能，一个容错致动系统和用于致动系统的重新配置的方法。

公开(公告)号：WO2019139653A1

公开(公告)日：2019-07-18

申请号：PCT/US2018/055344

申请日：2018-10-11

Applicant: THE BOEING COMPANY

Inventor： FOX, Michael Thomas ,  ROACH, Jeffrey Michael ,  HOWELL, Eric Anton

IPC: B64C9/02 ,  F16F7/10 ,  F16F15/14 ,  F16F7/116 ,  F16F15/12 ,  F16F15/121 ,  B64C13/38 ,  B64C13/40

CPC classification number: B64C9/02 ,  B64C13/38 ,  B64C13/40 ,  F16F7/1022 ,  F16F15/1204 ,  F16F15/1216

Abstract: There is provided a translational inerter assembly (500) for damping movement (606) of a flight control surface (122) of an aircraft (100). The assembly (500) has a press fit element (510) fixedly disposed within a first end (502a) of the flight control surface (122) and rotatably movable with the flight control surface (122). The assembly (500) further has an inertia element (512) coupled to and installed in the press fit element (510). The assembly (500) further has a torsion bar (514) having a torsion bar first end (564a) coupled to and installed in the inertia element (512), and having a torsion bar second end (564b) fixedly attached to a support structure (116) of the aircraft (100). Rotation of the flight control surface (122) causes translational movement (604) of the inertia element (512), via the press fit element (510), along a hinge axis (126) of the flight control surface (122) and along the torsion bar (514), resulting in the translational inerter assembly (500) damping movement (606) of the flight control surface (122).

公开(公告)号：WO2018050868A1

公开(公告)日：2018-03-22

申请号：PCT/EP2017/073365

申请日：2017-09-15

Applicant: DEUTSCHES ZENTRUM FÜR LUFT- UND RAUMFAHRT E.V.

Inventor： VAN DER LINDEN, Franciscus

IPC: B64C13/50 ,  B64C13/38

Abstract: Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung und ein Verfahren zur Steuerung und Regelung von n Aktoren A n (101 ), n = 1, 2,..., N, mit N ≥ 1, die aerodynamische Steuerflächen (102) eines Luftfahrzeugs antreiben. Die vorgeschlagene Vorrichtung umfasst eine erste Schnittstelle (104), an der durch manuelle Eingabe eines Piloten in ein Eingabemittel (110) Vorgaben SV Pilot zur Steuerung der Aktoren A n (101) erzeugt und bereitgestellt werden und/oder eine zweite Schnittstelle (103), an der durch eine automatische Flugsteuerung (109) des Luftfahrzeugs Vorgaben SV AutoPilot zur Steuerung der Aktoren A n (101) erzeugt und bereitgestellt werden, eine Einheit (105), die auf Basis der Vorgaben SV pilot und/oder SV AutoPilote Aktor A n (101) eine Führungsgröße F An,soll zur Steuerung des Aktors A n (101) ermittelt, wobei die Führungsgröße F An,soll eine Soll-Kraft oder ein Soll-Moment angibt, und je Aktor A n (101) einen Kraft-/Momenten-Regler REG n (106) zur Regelung des Aktors A n (101) basierend auf der zugeordneten Führungsgröße F An,Soll und einer/eines vom Aktor A n (101) erzeugten Kraft/Moments F An als Regelgröße, die von einer Sensorvorrichtung S1 n ermittelt wird, die jeweils am oder im Aktor A n (101) oder im Triebstrang des jeweiligen Aktors A n (101) vorhanden ist.

Abstract translation:

本发明涉及一种装置和用于控制和n的调节的方法致动器A <子>名词（101）中，n = 1，2，...，N，其中N ≥1，驾驶飞机的空气动力学控制表面（102）。 所提出的装置包括在输入装置上的导频的手动输入的第一接口（104）（110）的规格SV <子>先导用于控制所述致动器A <子>名词（101） 产生并提供和/或第二接口（103），飞机规格SV <子>自动驾驶仪用于控制所述致动器一<子>名词的自动飞行控制系统（109）（101 产生）和提供，一个单元（105）（基于规格SV <子>导频和/或SV <子>自动PILOTE 致动器的<子>名词 101 ）被确定为控制致动器A（n）（101），其中参考值F _{的，将的目标功率或目标扭矩，和>每个致动器<子>名词名词 （106），用于基于所分配的命令值来控制致动器A（n）（101） g; e F，target和由致动器A n（101）生成的力/力矩F n中的一个作为控制量。 即，这是由一个传感器装置S1 <子>名词中，每个上或致动器的<子>名词确定（101）或在相应的致动器的<子>名词（101）。}

公开(公告)号：WO2020239753A1

公开(公告)日：2020-12-03

申请号：PCT/EP2020/064550

申请日：2020-05-26

Applicant: AIRBUS OPERATIONS GMBH

Inventor： BERTOLINI, Ivano ,  LÜTTMANN, Henrik ,  WESTBROEK, Wim

IPC: B64C9/00 ,  B64C9/30 ,  B64C13/38 ,  F16F1/26 ,  F16F1/368 ,  F16F3/02

Abstract: In order to reduce vibration of movable airfoil structures (38), such as rudders (22), elevators (24), and ailerons (20), a spring device (48), a leaf spring (50) for example, is mounted to an airfoil mounting structure (28), such as a vertical tail plane (16), horizontal tail plane (18) or the wings (14), such that the spring device (48) exerts a force on a cam device (80), which transforms the spring force (F) into an airfoil torque (M). The airfoil torque (M) is applied to the airfoil structure (38) and thus reduces a risk of vibration or flutter. The cam device (80) is configured to redirect the spring force (F) such that when the airfoil structure (38) is moved in a first direction (108), torque decreases and when moved in the opposite second direction (110) the torque is zero.

公开(公告)号：WO2020081615A1

公开(公告)日：2020-04-23

申请号：PCT/US2019/056403

申请日：2019-10-15

Applicant: SAFE FLIGHT INSTRUMENT CORPORATION

Inventor： LAMBTON, Michael ,  SIMONS, Louis ,  GREENE, Randall A.

IPC: B64C13/00 ,  B64C13/04 ,  B64C13/38 ,  B64C13/50 ,  B64D31/00 ,  B64D31/04 ,  B64D31/14

Abstract: An aircraft control system includes: a motor with a rotating shaft; a pilot control input; a linear actuator connecting the pilot control input to the rotating shaft; a sensor identifying a position of the pilot control input; and a transmitter transmitting the pilot control input position to a controller, the controller adjusting an aircraft performance device based on the received pilot control input position.

公开(公告)号：WO0206910A3

公开(公告)日：2002-04-25

申请号：PCT/US0122212

申请日：2001-07-13

Applicant: HONEYWELL INT INC

Inventor： YOUNT LARRY ,  JOHN TODD

IPC: B64C13/18 ,  B64C13/42 ,  B64C13/50 ,  G05D1/08 ,  G05D1/00 ,  B64C13/38

CPC classification number: B64C13/503 ,  B64C13/42 ,  G05D1/0833

Abstract: A method augmenting a pilot's command lane signal by transmitting the pilot's input command to a first summer (13) and the surface actuator control circuitry (17). The first summer output signal (113) is transmitted to a second summer circuit (15) to add (or subtract) the first summer output signal with a flight control signal (119) resulting in a second summer output signal (115). The second summer output signal is transmitted (115) to the first summer to add, subtract or otherwise modify the second summer output signal with the pilot command input signal (111). Thus, the pilot command input signal (111) is augmented or coupled with the second summer output signal to provide better control of the aircraft while not allowing the flight control computer/avionics control electronic circuitry to directly augment the pilot command input signal.

Abstract translation: 一种通过将飞行员的输入命令发送到第一夏天和表面致动器控制电路来增加飞行员的命令车道信号的方法。 第一加法输出信号被发送到第二加法电路，以加上（或减去）具有导致第二加法器输出信号的飞行控制信号的第一加法输出信号。 第二加法器输出信号被传送到第一个加法器，用导频命令输入信号来加，减或修改第二加法器输出信号。 因此，导频命令输入信号被增强或与第二加法器输出信号耦合，以便不允许飞行控制计算机/航空电子控制电子电路直接增加导频命令输入信号，从而提供对飞行器的更好的控制。

公开(公告)号：WO2018095934A1

公开(公告)日：2018-05-31

申请号：PCT/EP2017/079978

申请日：2017-11-21

Applicant: SAFRAN ELECTRONICS & DEFENSE

Inventor： MERCIER, Guillaume ,  MEHEZ, Jérôme ,  BEZIVIN, Philippe

IPC: B64C13/34 ,  B64C13/38

Abstract: Actionneur (10) pour au moins une surface mobile de vol (3.1, 3.2, 4.1, 4.2) d' un aéronef, comprenant au moins deux organes d' actionnement (30) de la surface mobile de vol entre deux positions extrêmes et un moteur (20 ) relié aux organes d' actionnement par au moins une ligne de transmission de mouvement rotatif, chaque organe d' actionnement comprend un pignon d'entraînement (31.1, 31.2) et l' actionneur étant agencé pour que la ligne de transmission ait une amplitude angulaire de moins d'un tour lors du déplacement de la surface mobile de vol entre ses deux positions et la ligne de transmission de mouvement est agencé pour autoriser une position angulaire unique entre les pignons d'entraînement de l'organe d' actionnement.

公开(公告)号：WO2009065597A4

公开(公告)日：2009-08-06

申请号：PCT/EP2008009884

申请日：2008-11-21

Applicant: AIRBUS GMBH ,  GARTELMANN RAINER

Inventor： GARTELMANN RAINER

IPC: B64C9/16 ,  B64C9/20 ,  B64C13/34 ,  B64C13/38

CPC classification number: B64C9/20 ,  B64C9/16

Abstract: The invention relates to a device for moving a trailing edge flap (10) on an aircraft wing (2), wherein the trailing edge flap comprises one or more flap segments (4, 6, 8), a first flap segment (4) being movably mounted on the wing (2) and connected to a first toothed moving element (22) driven by a first pinion (16).

Abstract translation: 本发明涉及一种装置，用于移动飞机机翼（2）的后缘襟翼（10），具有在该后缘襟翼，一个或多个折板段（4,6，8），其特征在于，第一翼片部分（4）可动上窗框（2）存储和 连接到由第一小齿轮（16）移动的第一带齿的移动元件（22）。

公开(公告)号：WO2006108648A1

公开(公告)日：2006-10-19

申请号：PCT/EP2006/003392

申请日：2006-04-12

Applicant: AIRBUS DEUTSCHLAND GMBH ,  RECKSIEK, Martin ,  GIEBELER, Christoph ,  BRÜCKNER, Ina

Inventor： RECKSIEK, Martin ,  GIEBELER, Christoph ,  BRÜCKNER, Ina

IPC: B64C13/38 ,  B64C13/50 ,  B64C9/16

CPC classification number: B64D45/0005 ,  B64C9/16 ,  B64C13/24 ,  B64C13/50 ,  B64D2045/001

Abstract: Nowadays, usually landing flap systems are used that comprise a central drive (101) with a central shaft transmission (102) to the drive stations. According to one embodiment of the present invention a landing flap drive system is stated, comprising a first drive motor (301, 302, 501) for operating a landing flap (107) . In this arrangement the landing flap drive system is essentially integrated in a track (509) of the landing flap (107) so that final assembly and integration of the system are facilitated to a significant extent.

Abstract translation: 如今，通常使用着陆挡板系统，其包括具有中心轴传动装置（102）到驱动站的中心驱动器（101）。 根据本发明的一个实施例，提出了一种着陆挡板驱动系统，其包括用于操作着陆挡板（107）的第一驱动马达（301,302,501）。 在这种布置中，着陆挡板驱动系统基本上集成在着陆挡板（107）的轨道（509）中，使得系统的最终装配和整合在很大程度上得到了促进。