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Dokumentenidentifikation DE3779536T2 19.05.1993
EP-Veröffentlichungsnummer 0261587
Titel Passiv aerodynamisches Druckminderungssystem.
Anmelder E-Systems, Inc., Dallas, Tex., US
Erfinder Davis, James M., Caddo Mills Texas 75005, US
Vertreter Stolberg-Wernigerode, Graf zu, U., Dipl.-Chem. Dr.rer.nat.; Suchantke, J., Dipl.-Ing.; Huber, A., Dipl.-Ing.; von Kameke, A., Dipl.-Chem. Dr.rer.nat.; Voelker, I., Dipl.-Biol.; Franck, P., Dipl.-Chem.ETH Dr.sc.techn., Pat.-Anwälte, 2000 Hamburg
DE-Aktenzeichen 3779536
Vertragsstaaten DE, GB, IT
Sprache des Dokument En
EP-Anmeldetag 17.09.1987
EP-Aktenzeichen 871135802
EP-Offenlegungsdatum 30.03.1988
EP date of grant 03.06.1992
Veröffentlichungstag im Patentblatt 19.05.1993
IPC-Hauptklasse B64C 1/36

Beschreibung[de]

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine Vorrichtung für das Installieren externer elektromagnetischer Wandler an einem Flugzeug und spezieller auf ein passives aerodynamisches Druckminderungssystem für das Haltern solcher Wandler in aerodynamisch stabiler Weise an dem Flugzeug.

Entsprechend dem bisherigen Stand der Technik ist bekannt, elektromagnetische Flugzeuggeber und -sensoren in einer aerodynamisch gestalteten Fläche oder einem solchen Gehäuse an der Außenseite eines Flugzeugs unterzubringen. Bisherige Techniken für die Unterbringung solcher Einrichtungen haben jedoch zu Halterungskonfigurationen geführt, bei denen das konstruktive Zwischenglied zwischen dem Flugzeug und der aerodynamischen Fläche eine relative Bewegung zwischen dem Flugzeug und der Basis der Fläche ausschließt. Eine solche "starre" konstruktive Verbindung zwischen dem Flugzeug und der Fläche führt zu einer Bewegung der Fläche relativ zum auf treffenden Luftstrom in derselben Weise wie das Flugzeug, an dem sie befestigt ist. Demgemäß existiert während eines Teils der Hüllkurve der Bahn des Flugzeugs ein nennenswerter Angriffswinkel zwischen der (sich ändernden) Ebene des Luftstroms und der Fläche. Weil Luftdrücke senkrecht zur Ebene der Fläche oft eine solche Größe annehmen, können solche Techniken für das Haltern externer Flugzeugwandler die aerodynamische Stabilität des Flugzeugs beeinflussen.

Dementsprechend besteht eine Notwendigkeit bezüglich einer verbesserten Vorrichtung für das Installieren externer elektromagnetischer Wandler an einem Flugzeug, welche diese und andere Probleme überwindet, die mit den Techniken des bisherigen Standes der Technik verbunden sind.

US-A-3 882 721 offenbart einen Luftstromsensor, welcher einen pfeilförmigen Flügel verwendet, um Änderungen in der Richtung des Luftstroms oder des Angriffswinkels abzufühlen. Der pfeilförmige Flügel ist schwenkbar an einer Welle befestigt. Die Vorderkante und die Hinterkante des Flügels sind nach hinten gepfeilt und sorgen für ein hohes Drehmoment bezogen auf die Trägheit. Seine Schwenkbewegung ist ein Zeichen für den Angriffswinkel des Luftstroms. Schwenkbewegungen des Flügels drükken auf die Welle, welche ihrerseits Positionssensoren betätigt, welche die Flügelorientierung und die Richtung des Luftstroms anzeigen. Bei dieser Anordnung ist der Flügel selbst Bestandteil der Abfühlvorrichtung. Von dem Flügel werden keine Sensoren getragen.

Entsprechend der Erfindung wird für ein passives aerodynamisches Druckminderungssystem für die Halterung elektromagnetischer Wandler an einem Flugzeug gesorgt, welches ein Gehäuse zum Halten der elektromagnetischen Wandler in einem Luftstrom beinhaltet und ein Basisabschnitt, ein Oberteil und erste und zweite symmetrische Seitenwandabschnitte hat, wobei sich eine rohrförmige Spitzenhülse horizontal von dem Gehäuse aus erstreckt, Ballastgewichte geometrisch an der Spitzenhülse so angeordnet sind, daß ein dynamischer Trägheitsknotenausgleich erfolgt und ein Schwenkmechanismus an dem Flugzeug angebracht ist, um das Gehäuse schwenkbar zu haltern, wobei der Schwenkmechanismus das Gehäuse in einer torsionsmäßig unbehinderten Rotationsbeziehung hält und in bezug auf das Gehäuse derart angeordnet ist, daß das aerodynamische Zentrum in einer Sehne in Strömungsrichtung hinter dem Schwenkmechanismus liegt.

Zum Zweck eines vollständigeren Verstehens der vorliegenden Erfindung und der Vorteile derselben wird jetzt auf die folgende Beschreibung verwiesen, die in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen vorgenommen wird, bei welchen:

Fig. 1 eine perspektivische Ansicht ist, die ein passives aerodynamisches Druckminderungssystem zeigt, das an einem Teil eines Flugzeugs befestigt ist;

Fig. 2 eine Aufrißansicht des passiven aerodynamischen Druckminderungssystems von Fig. 1 ist, welche die im wesentlichen trapezförmige Gestalt der Seitenwandteile zeigt;

Fig. 3 eine Ansicht von unten auf die stromlinienförmige Fläche des Druckminderungssystems entlang den Linien 3 - 3' von Fig. 2 ist; und

Fig. 4 eine Aufrißansicht des Druckminderungssystems von Fig. 1 ist, das gemäß der vorliegenden Erfindung so angepaßt ist, daß es eine dynamische aeroelastische Instabilität verhütet oder im wesentlichen reduziert.

Jetzt wird auf die Figuren verwiesen, wobei gleiche Bezugszeichen gleiche oder ähnliche Teile bei allen verschiedenen Ansichten bezeichnen. Dabei ist Fig. 1 eine perspektivische Ansicht eines passiven aerodynamischen Druckminderungssystems. Das Druckminderungssystem ist so konstruiert, daß es einen oder mehrere externe elektromagnetische Wandler 10 an einem Flugzeugrumpf 12 haltert, der sich durch einen Luftstrom 14 bewegt. Die Wandler (d. h. elektromagnetischen Geber und Sensoren) sind in oder an einer aerodynamisch stromlinienförmigen Fläche oder einem solchen Gehäuse 16 untergebracht, welche in einer noch zu beschreibenden Art und Weise konstruiert und an dem Flugzeugrumpf 12 befestigt sind.

Techniken des bisherigen Standes für die Befestigung aerodynamisch gestalteter Wandlergehäuse haben typischerweise zu einer "starren" strukturellen Verbindung zwischen dem Flugzeug und der Fläche geführt. Dementsprechend haben solche bisherigen Konfigurationen, während irgendeine positive relative Bewegung zwischen der Basis der Fläche und dem Flugzeug durch eine oder mehrere von sechs Komponenten (drei translatorische und drei rotatorische) beschrieben werden könnte, zu Zwangsbedingungen für jede dieser sechs Komponenten geführt. Deshalb wies während eines Teils der Hüllkurve der Bahn des Flugzeugs die Fläche normalerweise einen unerwünschten großen relativen "Angriffswinkel" zwischen der (sich ändernden) Ebene des Luftstroms und der Fläche auf.

Das passive aerodynamische Druckminderungssystem von Fig. 1 überwindet die Nachteile, die mit dem bisherigen Stand der Technik verbunden sind, indem für eine stromlinienförmige Fläche oder ein solches Gehäuse 16 gesorgt wird, welches in mindestens einem seiner Rotations-Freiheitsgrade nicht eingespannt ist, wie noch beschrieben wird. Eine dynamische Stabilität erhält man auf leichte Weise dadurch, daß man die Fläche 16 in gerade einem Rotations-Freiheitsgrad nicht eingespannt hält, wie beschrieben werden soll.

Wie man aus Fig. 1 sieht, beinhaltet die stromlinienförmige Fläche einen Basisabschnitt 18, ein Oberteil 20 parallel dazu und erste und zweite symmetrische Seitenwandabschnitte 22 und 24. Der erste symmetrische Seitenwandabschnitt 22 beinhaltet eine Vorderkante 26 und eine Hinterkante 28. In gleicher Weise beinhaltet der zweite symmetrische Seitenwandabschnitt 24 eine Vorderkante 30 und eine Hinterkante 32. Die Vorderkanten 26 und 30 der ersten und zweiten Seitenwandabschnitte 22 und 24 sind miteinander vereinigt, um zu gewährleisten, daß die Vorderfläche von Gehäuse 16 aerodynamisch stromlinienförmig gestaltet ist. In gleicher Weise sind die Hinterkanten 28 und 32 der ersten und zweiten Seitenwandabschnitte 22 und 24 ebenfalls miteinander vereinigt. Vorzugsweise umfaßt das Gehäuse 16 einen Glasfaser- Wabenkern mit einer Außenhaut aus gebundener Glasfaser.

Gemäß einem ersten Merkmal ist das stromlinienförmige Gehäuse 16 so konstruiert, daß sie sich selbst dynamisch durch die Verwendung einer Schwenkachse 34 parallel zum auftreffenden Luftstrom ausrichtet, welche das Gehäuse 16 an dem Flugzeugrumpf 12 haltert. Die Schwenkachse 34, welche vorzugsweise aus einem dickwandigen hohlen Glasfaserrohr oder einem solchen aus einem Nichteisenmetall gebildet wird, beinhaltet ein erstes Ende 36, das an dem Flugzeugrumpf befestigt ist und ein zweites Ende 38, das in dem Wabenkern des Gehäuses 16 eingebettet ist. Wie man aus Fig. 1 sieht, liegen Teile der Vorderkanten 26 und 30 des Gehäuses 16, die an den Flugzeugrumpf 12 angrenzen, in Strömungsrichtung vor der Schwenkachse, während die Hinterkanten 28 und 32 in Strömungsrichtung vor der Achse angeordnet sind.

Obwohl im Detail nicht gezeigt, sollte bemerkt werden, daß das zweite Ende 38 der Schwenkachse 34 mit dem Gehäuse 16 über irgendeinen geeigneten Trägermechanismus mit geringer Reibung verbunden ist. Ein solcher Mechanismus gestattet, daß das Gehäuse 16 sich frei um eine Rotationsachse z-z schwenken kann, die in Fig. 1 gezeigt ist. Wenn es gewünscht wird, kann das zweite Ende 38 der Schwenkachse 34 permanent an dem Gehäuse 16 oder einer damit fest verbundenen Verlängerung befestigt werden, in welchem Fall das erste Ende 36 der Schwenkachse 34 durch den Trägermechanismus drehbar an dem Flugzeugrumpf befestigt wird.

In nennenswerter Weise gestattet die Verwendung der Schwenkachse 34, daß das stromlinienförmige Gehäuse 16 in dem Rotations-Freiheitsgrad z-z keine Verdrehungs-Einschränkung hat. Dieser Freiheitsgrad ist einer, welcher gestattet, daß sich das Gehäuse 16 dynamisch so orientiert, daß es immer parallel zur Ebene des Luftstroms 14 liegt. Dementsprechend ist, weil das Gehäuse 16 symmetrisch ist und sich selbst parallel zum Luftstrom ausrichtet, der statische "Angriffswinkel" des Gehäuses 16 ohne Rücksicht auf die Orientierung des Flugzeugs 12 bezogen auf den Luftstrom immer gleich Null. Weil der statische Angriffswinkel gleich Null ist, sind statische Nettodrücke senkrecht auf das Gehäuse 16 ebenfalls gleich Null. Das System funktioniert deshalb so, daß passiv Luftdrücke reduziert werden, welche anderenfalls die Stabilität der Fläche und des Flugzeugs nachteilig beeinflussen würden.

Entsprechend einem weiteren Merkmal wird eine statische aeroelastische Instabilität des torsionsmäßig nicht eingeschränkten Gehäuses 16 dadurch vermieden, daß eine aerodynamische Konfiguration und eine Lage der Schwenkachse gewählt wird, wie sie nachstehend beschrieben werden. Jetzt unter Verweis auf die Fig. 2 und 3, welches eine Aufrißansicht von der Seite beziehungsweise eine Ansicht von unten des Systems von Fig. 1 sind, hat jeder der ersten und zweiten Seitenwandabschnitte 22 und 24 des Gehäuses 16 eine im wesentlichen trapezförmige Gestalt. Wie man aus Fig. 3 ersieht, hat der Basisabschnitt 18 eine im wesentlichen markisenförmige Gestalt, ebenso, wie das Oberteil.

Die statische aeroelastische Stabilität des Gehäuses 16 ist dadurch aufrechterhalten, daß die Schwenkachse 34 so angeordnet wird, daß eine in Sehnenrichtung (d. h. einer Geraden, die die Vorderkante und die Hinterkante der Fläche verbindet) gesehene Anordnung des aerodynamischen Zentrums des Gehäuses 16 immer in Strömungsrichtung hinter der Schwenkachse liegt. Wie in der Technik bekannt, kann das "aerodynamische Zentrum" jeder Konfiguration durch Windkanalversuche bestimmt werden oder kann alternativ unter Anwendung solcher aerodynamischer Analysetechniken, wie beispielsweise der Dipol-Gitternetz-Theorie genau berechnet werden. Diese letztere Analysetechnik bestimmt den Realteil einer verallgemeinerten Kraft beim starren Körper bei sich ändernder Neigung als Funktion der Lage der Schwenkachse in Sehnenrichtung. Die Lage der Schwenkachse in Sehnenrichtung, in welcher die verallgemeinerte Kraft bei Neigung zu Null wird, definiert dann das aerodynamische Zentrum der Konfiguration. Wenn dieses vorbestimmte aerodynamische Zentrum einmal lokalisiert ist, dann wird das Gehäuse 16 an der Schwenkachse 34 derart gehaltert, daß dieses Zentrum in Strömungsrichtung hinter der Achse 34 liegt.

Eine dynamische aeroelastische Instabilität (ein Flattern) könnte durch eine oder zwei bevorzugte Herangehensweisen vermieden oder in nennenswerter Weise reduziert werden. Flattern ist eine selbsterregte Instabilität, welche eine aerodynamische Koppelung zwischen einer oder mehreren Bewegungsformen des Systems einschließt. Ein klassisches Flattern wird typischerweise durch eine Energieübertragung von dem Luftstrom auf den Verband verursacht und zeigt sich durch eine heftige Schwingungsbewegung, die üblicherweise mit einem katastrophalen Versagen der Konstruktion endet. Es ist in der Technik bekannt, daß der Grad der Gesamt-Torsionssteifigkeit einer der primären Faktoren ist, welcher die Flattergeschwindigkeit einer Auftriebsfläche bestimmt. Entsprechend einer Herangehensweise für das Verhüten eines Flatterns wird das Einsetzen der Flattergeschwindigkeit durch Erhöhen der Biegesteifigkeit des Gehäuses 16 verzögert.

Gemäß der Erfindung nutzt die Herangehensweise, um eine dynamische Instabilität zu verhüten oder wesentlich zu reduzieren, das Konzept eines Ausgleichs eines Trägheitsknotens. Unter Verweis auf Fig. 4, welche ein Seitenaufriß des Systems ist, hat eine aerodynamisch stromlinienförmige Fläche 40 eine im wesentlichen parallelogrammförmige Gestalt und beinhaltet eine Spitzenhülse 42, welche auch verbandsmäßig an einem eingebetteten Schaft 44 befestigt ist, so daß das Gesamtsystem als eine Verbandseinheit arbeitet. Eine untere Verlängerung 46 des Schafts 44 bildet eine Schwenkachse, um welche sich das System frei drehen kann, wie vorstehend bezogen auf das in den Fig. 1 bis 3 offenbarte System beschrieben. Die Schwenkachse 46 wird von einem (nicht gezeigten) Lagermechanismus geringer Reibung getragen, der im Innern der Flugzeughaut untergebracht ist.

Entsprechend einem Merkmal der Erfindung beinhaltet die Spitzenhülse 42 ein entfernt liegendes Ende 48, welches ein oder mehrere Ballastgewichte 50 trägt. Vorzugsweise sind die Ballastgewichte 50 im Innern und im wesentlichen in der Nähe des entferntliegenden Endes 48 der Spitzenhülse 42 montiert. Die Ballastgewichte 50 haben Trägheitswerte, die durch mathematische Modellierungsverfahren wie beispielsweise eine Flatteranalyse bestimmt werden, und diese Ballastgewichte sind geometrisch an der Spitzenhülse 42 derart angeordnet, daß eine ansonsten selbsterregte aeroelastische Instabilität des Systems unterdrückt wird. Eine solche Unterdrückung tritt als Ergebnis einer dynamischen Trägheits-Kreuzkopplung zwischen zwei oder mehr Bewegungsformen des Systems auf.

Während die Konstruktion von Fig. 4 bevorzugt wird, sollte berücksichtigt werden, daß nicht daran gedacht ist, daß die spezielle Konstruktion der Spitzenhülse und/oder die Lage der Spitzenhülse 42 bezogen auf das Oberteil 20 der Fläche 40 einschränkend ist. Die Spitzenhülsen- (oder äquivalente) Konstruktion kann in geeigneter Weise solange umarrangiert werden, wie die Ballastgewichte oder eine äquivalente Konstruktion die richtigen Trägheitswerte haben und geometrisch in dem System so angeordnet sind, daß eine anderenfalls selbsterregte aeroelastische Instabilität des Systems durch dynamische Trägheits-Kreuzkopplung zwischen zwei oder mehr Bewegungsformen des Systems unterdrückt wird.

Das passive aerodynamische Druckminderungssystem der vorliegenden Erfindung haltert in vorteilhafter Weise externe elektromagnetische Wandler an einem Flugzeug in einer aerodynamisch stabilen Weise. Diese Funktion wird dadurch erreicht, daß eine stromlinienförmige Fläche verwendet wird, die torsionsmäßig in einem ihrer Rotations-Freiheitsgrade nicht eingeschränkt ist, d. h. dem Freiheitsgrad, welcher gestattet, daß sich die Fläche dynamisch selbst so orientiert, daß sie immer parallel zur Ebene des Luftstroms liegt. Darüberhinaus wird eine statische aeroelastische Stabilität des Gehäuses 16 dadurch aufrechterhalten, daß man eine im wesentlichen trapezförmige oder parallelogrammförmige Konfiguration für die Seitenwandabschnitte der Fläche wählt und dadurch, daß man eine derartige Lage der Schwenkachse wählt, daß die Lage des aerodynamischen Zentrums der Fläche in Sehnenrichtung immer in Strömungsrichtung hinter der Schwenkachse liegt. Eine dynamische aeroelastische Instabilität (ein Flattern) wird dann dadurch verhütet oder wesentlich reduziert, daß geeignete Ballastgewichte an einer untrennbar verbundenen Spitzhülse oder einer ähnlichen Konstruktion eingebaut werden, wie in Fig. 4 gezeigt. Das System führt zu einem aerodynamischen und strukturellen Impuls auf das Basisflugzeug, welcher im Vergleich mit äquivalenten konventionellen Installationen von Wandlergehäusen am Flugzeug nennenswert reduziert ist.

Es sollte darüber hinaus eingeschätzt werden, daß die grundlegenden Funktionsprinzipien des passiven aerodynamischen Druckminderungssystems auch verwendet werden können, um jeden beliebigen Wandlertyp an einem Körper zu haltern, der sich durch einen Flüssigkeitsstrom bewegt.


Anspruch[de]

1. Passives aerodynamisches Druckminderungssystem zur Halterung von elektromagnetischen Wandlern (10) an einem Flugzeug mit einem Gehäuse (16; 40) zum Halten der elektromagnetischen Wandler in einem Luftstrom und mit einem Basisabschnitt (18), einem Oberteil (20) und ersten und zweiten symmetrischen Seitenwandabschnitten (22, 24) und mit einem Schwenkmechanismus (46), der an dem Flugzeug angebracht ist, um das Gehäuse (40) schwenkbar zu halten, wobei der Schwenkmechanismus das Gehäuse (40) in einer torsionsmäßig unbehinderten Rotationsbeziehung hält und in bezug auf das Gehäuse derart angeordnet ist, daß das aerodynamische Zentrum des Gehäuses auf einer Linie liegt, die stromabwärts von dem Schwenkmechanismus (46) liegt, gekennzeichnet durch:

eine rohrförmige Spitzenhülse (42), die sich von dem Gehäuse (40) horizontal erstreckt,

Ballastgewichte (50), die an der Spitzenhülse (42) geometrisch derart angeordnet sind, daß ein dynamischer Trägheitsknotenausgleich erfolgt.

2. Passives aerodynamisches Druckmindersystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sich die Spitzenhülse (42) von dem Oberteil (20) des Gehäuses (40) horizontal erstreckt.

3. Passives aerodynamisches Druckmindersystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Seitenwandabschnitte (22, 24) des Gehäuses (40) symmetrisch sind und im wesentlichen die Form eines Parallelogramms haben. (Fig. 4)

4. Passives aerodynamisches Druckmindersystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Seitenwandabschnitte (22, 24) des Gehäuses (16) symmetrisch sind und jeder im wesentlichen eine Trapezform hat. (Fig. 2)







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