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Dokumentenidentifikation DE69932237T2 14.06.2007
EP-Veröffentlichungsnummer 0001071607
Titel MEHRACHSIGE LUFTFAHRZEUGSTEUERUNG MIT EINER EINHEITLICHEN STEUERFLÄCHE
Anmelder Northrop Grumman Corp., Los Angeles, Calif., US
Erfinder ARATA, A., Allen, Hawthorne, CA 90250, US
Vertreter derzeit kein Vertreter bestellt
DE-Aktenzeichen 69932237
Vertragsstaaten DE, ES, FR, GB, IT, SE
Sprache des Dokument EN
EP-Anmeldetag 06.04.1999
EP-Aktenzeichen 999255482
WO-Anmeldetag 06.04.1999
PCT-Aktenzeichen PCT/US99/07600
WO-Veröffentlichungsnummer 1999052768
WO-Veröffentlichungsdatum 21.10.1999
EP-Offenlegungsdatum 31.01.2001
EP date of grant 05.07.2006
Veröffentlichungstag im Patentblatt 14.06.2007
IPC-Hauptklasse B64C 3/48(2006.01)A, F, I, 20051017, B, H, EP
IPC-Nebenklasse B64C 39/10(2006.01)A, L, I, 20051017, B, H, EP   

Beschreibung[de]
GEBIET DER ERFINDUNG

Die vorliegende Erfindung betrifft im Allgemeinen aerodynamische Steuerflächen für Flugzeuge und spezieller ein Flugzug mit einem aerodynamischen Innenbordhebeelement und einem Außenbordelement, das sich selektiv relativ zum Innenbordhebeelement bewegt.

HINTERGRUND DER ERFINDUNG

Ein konventioneller Starrflügler ist mit einer Vielzahl von aerodynamischen Steuerflächen versehen, die beispielsweise Klappen, Höhenruder, Querruder, Trimmruder und Seitenruder umfassen. Diese Steuerflächen funktionieren gemeinsam, um den Auftrieb über einer bestimmten lokalisierten aerodynamischen Steuerfläche für das Bewirken der Längsneigungs-, Gier- und Querneigungssteuerung des Flugzeuges zu verstärken oder zu vermindern. Derartige Steuerflächen werden in sowohl traditionellen Flugzeugen mit Flügeln als auch bei modernen Tarnkappenkonstruktionen, wie beispielsweise dem Deltaflügel und der F-117, verwendet.

Diese Steuerflächen sind typischerweise starre Konstruktionen, die drehbar an den Flügeln oder dem Rumpf (d.h., aerodynamische Auftriebsflächen) des Flugzeuges in einer gelenkartigen Weise befestigt sind. Die Funktion der Steuerflächen bildet typischerweise Spalte und/oder plötzliche Veränderungen bei den Flächenprofilen im oder um den Gelenkbereich. Derartige Spalte und plötzliche Veränderungen sind aus einer Anzahl von Gründen unerwünscht. Die Spalte und plötzlichen Veränderungen neigen dazu, den Luftwiderstand beim Flugzeug zu vergrößern, führen zur Möglichkeit, dass Fremdkörper und/oder Bruchstücke darin eingefangen werden können und verstärken die Radarsignatur des Flugzeuges.

Außerdem werden konventionelle Steuerflächen im Allgemeinen an den Hinterkanten der Flügel und Stabilisierungsflächen des Flugzeuges angeordnet. Um die Steuerflächen zu betätigen, müssen die dazugehörenden Betätigungselemente und die unterstützenden Druckluftrohrleitung und/oder elektrische Verdrahtung ebenfalls an diesen Stellen untergebracht werden. Weil diese Stellen typischerweise räumlich eingeschränkt sind, sind die Montage und die folgende Wartung der Steuerflächen und ihrer Betätigungsmechanismen komplizierte und arbeitsintensive Arbeitsgänge.

Das Dokument US-A-5794893 offenbart eine derartige Steuervorrichtung und ein Verfahren nach dem bisherigen Stand der Technik.

Es ist daher offensichtlich, dass eine Forderung im Fachgebiet nach einer aerodynamischen Steuerfläche für Flugzeuge existiert, die die Spalte und plötzlichen Flächenprofilveränderungen mildert, und die die Flugzeugradarquerschnittssignatur mildert, die Kompliziertheit der Montage- und Wartungsarbeitsgänge in Verbindung mit konventionellen Steuerflächenkonstruktionen verringert.

ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG

Die vorliegende Erfindung ist eine dynamische Steuervorrichtung nach Patentanspruch 1 und ein Verfahren zur aerodynamischen Steuerung eines Flugzeuges nach Patentanspruch 18 der als Anhang beigefügten Patentansprüche.

In Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung wird eine aerodynamische Steuervorrichtung für eine integrierte Verwendung bei einem Flugzeug mit einem Innenbordhebeelement bereitgestellt. Das Innenbordhebeelement weist eine Vorderkante, ein Paar entgegengesetzte distale Kanten und eine Hinterkante auf. Die Steuervorrichtung ist mit einem beweglichen Außenbordelement versehen, das sich im Wesentlichen um die Vorderkante, die distalen Kanten und die Hinterkante des Innenbordhebeelementes erstreckt und davon beabstandet ist. Das Außenbordelement ist mit einem Vorderkantenabschnitt, einem Paar entgegengesetzter distaler Kantenabschnitte und einem Hinterkantenabschnitt versehen, die vereint in Übereinstimmung mit Bezugnahme auf das Innenbordhebeelement beweglich sind, um eine ununterbrochene Tragflügelfläche zu bilden, die sich um das Innenbordhebeelement und das Außenbordelement für das Bewirken der gewünschten aerodynamischen Steuerung des Flugzeuges erstreckt.

Bei der bevorzugten Ausführung der vorliegenden Erfindung ist die Steuervorrichtung mit einem elastischen Übergangsabschnitt versehen. Der Übergangsabschnitt erstreckt sich zwischen dem Innenbordhebeelement und dem Außenbordelement, um eine ununterbrochene Tragflügelfläche zu bilden, die sich um das Innenbordhebeelement und das Außenbordelement für das Bewirken der gewünschten aerodynamischen Steuerung des Flugzeuges erstreckt. Der Übergangsabschnitt kann aus einem elastomeren Material gebildet werden. Der Übergangsabschnitt ist am Außenbordelement und der Innenbordhebefläche in einer Weise befestigt, die nicht plötzliche Flächenprofilveränderungen, wie beispielsweise Stufen oder Spalte, bewirkt. Daher ist die Tragflügelfläche kontinuierlich und gleichmäßig. Eine selektive Profilierung der Tragflügelfläche mittels einer Bewegung des Außenbordelementes gestattet eine Längsneigungs-, Gier- und Querneigungssteuerung des Flugzeuges. Daher wird in Betracht gezogen, dass die vorliegende Erfindung die mehrachsige Flugzeugsteuerung mit einer einheitlichen Steuerfläche erleichtert.

Vorzugsweise ist die aerodynamische Steuervorrichtung mit einer Vielzahl von Betätigungselementen versehen, die mechanisch das Außenbordelement mit der Innenbordauftriebsfläche für das selektive Bewegen des Außenbordelementes relativ zum Innenbordhebeelement kuppeln. Die Betätigungselemente können elektrische, hydraulische und pneumatische Vorrichtungen und deren Kombinationen sein.

Bei der bevorzugten Ausführung der vorliegenden Erfindung ist das Außenbordelement ein unitäres ununterbrochenes Element und überbrückt seitlich das Innenbordhebeelement. Außerdem ist das Außenbordelement im Wesentlichen starr und kann aus Verbundnichtmetallmaterialien gebildet werden. Im Gegensatz dazu weist der Übergangsabschnitt ein elastomeres Material auf.

Es wird in Erwägung gezogen, dass das Flugzeug, bei dem die vorliegende Erfindung praktisch angewandt wird, deltaförmig sein kann. Andere Flugzeugformen werden in Betracht gezogen, einschließlich von mehr traditionellen Konstruktionen, die einen Flugzeugrumpf mit stationären Flügeln aufweisen. Weitere Ausführungen der vorliegenden Erfindung umfassen den Einbau der vorangehend beschriebenen aerodynamischen Steuervorrichtung in einen Flugzeugflügel und Flugzeugrumpf ebenso wie ein Nurflügelflugzeug. Die Flügel des Flugzeuges sind mit Flügelenden versehen. Die distalen Kanten des Innenbordhebeelementes und die distalen Kantenabschnitte des Außenbordelementes sind an den Flügelenden angeordnet.

Außerdem wird ein Verfahren zur aerodynamischen Steuerung eines Flugzeuges bereitgestellt, das den anfänglichen Schritt aufweist, der ein Flugzeug bereitstellt, wie es vorangehend offenbart wird. Die aerodynamische Steuerung des Flugzeuges wird durch selektives Bewegen des Außenbordelementes relativ zum Innenbordhebeelement bewirkt, wodurch die Tragflügelfläche profiliert wird. Das Außenbordelement wird selektiv relativ zum Innenbordhebeelement mittels einer Vielzahl von Betätigungselementen bewegt, die mechanisch das Außenbordelement mit dem Innenbordhebeelement kuppeln.

Eine vertikale Bewegung des Außenbordelementes relativ zum Innenbordhebeelement führt zur Längsneigungssteuerung des Flugzeuges. Das Flugzeug definiert eine Querachse, und eine Rotationsbewegung des Außenbordelementes um diese Achse führt ebenfalls zu einer Längsneigungssteuerung des Flugzeuges. Außerdem definiert das Flugzeug eine Längsachse, und eine Rotationsbewegung des Außenbordelementes um diese Achse führt zur Gier- und Querneigungssteuerung des Flugzeuges.

Als solche, basierend auf dem Vorangegangenen, mildert die vorliegende Erfindung die Wirkungslosigkeiten und Begrenzungen in Verbindung mit aerodynamischen Flugzeugsteuersystemen nach dem bisherigen Stand der Technik. Bedeutenderweise, weil der Übergangsabschnitt das Außenbordelement und das Innenbordhebeelement in einer gleichmäßigen kontinuierlichen Weise verbindet, werden unerwünschte Spalte und plötzliche Flächenprofilveränderungen gemildert. Auf diese Weise werden die Spalte und plötzlichen Veränderungen bei den Flugzeugflächenprofilen, die bei den konventionellen Steuerflächen auftreten, gemildert. Als solche neigt die vorliegende Erfindung dazu, den Luftwiderstand zu verringern, die Möglichkeit des Einfangens von Fremdkörpern zu verringern oder zu eliminieren und die Radarquerschnittssignatur des Flugzeuges zu verringern, im Vergleich zum konventionellen Steuern des Flugzeuges.

Außerdem werden konventionelle Steuerflächen im Allgemeinen an den Hinterkanten der Flügel und Stabilisierungsflächen des Flugzeuges angeordnet. Um die Steuerflächen zu betätigen, müssen die dazugehörenden Betätigungselemente und die unterstützenden Druckluftrohrleitung und/oder Elektro-Verdrahtung an diesen räumlich eingeschränkten Stellen untergebracht werden. Die Montage und Wartung des Außenbordelementes, das im Flugzeug der vorliegenden Erfindung integriert ist, sind im Vergleich zu den komplizierten und arbeitsintensiven Arbeitsgängen in Verbindung mit konventionellen Steuerflächen infolge ihrer Integration in begrenzte Räume relativ einfach. Es wird in Betracht gezogen, dass der Übergangsabschnitt entfernbar ist, wodurch ein freier Zugang von der Außenseite des Flugzeuges zu den darin enthaltenen Betätigungselementen gestattet wird.

Vorteilhafterweise neigt das Flugzeug, das in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung konstruiert ist, dazu, die Einwirkungen von Blitzeinschlägen oder einer anderen elektrischen Erscheinung zu mildem, die das Flugzeug berühren. Beim Flugzeug mit konventionellen Tragflügelflächen (d.h., Höhenrudern, Trimmrudern, usw.), wenn sie von elektromagnetischen Wellen getroffen werden, neigt die elektrische Entladung zu einer Konzentration in verschiedenen Bereichen um das Flugzeug herum. Das ist teilweise auf die diskontinuierliche Beschaffenheit der Tragflügelflächen mit Bezugnahme auf ihre Integration mit dem restlichen Flugzeug zurückzuführen. Derartige Konzentrationen zeigen das Potential einer Beschädigung der elektronischen Anlage an Bord. Die aerodynamische Steuervorrichtung der vorliegenden Erfindung weist jedoch relativ wenige Bauteile auf, die gleichmäßig im restlichen Flugzeug integriert sind. Zusätzlich wird das Außenbordelement um einen bedeutenden Abschnitt des Flugzeuges ausgebreitet, insbesondere in dem Fall, wo es von einer unitären ununterbrochenen Konstruktion ist, und verteilt die elektrische Entladung, eher als dass sie die elektrische Entladung lokal konzentriert.

Dementsprechend verkörpert die vorliegende Erfindung einen bedeutenden Fortschritt im Fachgebiet.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN

Diese ebenso wie weitere charakteristische Merkmale der vorliegenden Erfindung werden mit Bezugnahme auf die Zeichnungen ersichtlicher, die zeigen:

1 eine Draufsicht einer Ausführung des Flugzeuges der vorliegenden Erfindung;

2 eine Schnittdarstellung des in 1 abgebildeten Flugzeuges längs der Achse A-A, wobei sich das Außenbordelement in einem nicht abgelenkten Zustand befindet;

3 eine Schnittdarstellung des in 1 abgebildeten Flugzeuges längs der Achse A-A, wobei das Außenbordelement vertikal nach unten bewegt wird;

4 eine Schnittdarstellung des in 1 abgebildeten Flugzeuges längs der Achse A-A, wobei das Außenbordelement im Gegenuhrzeigersinn um die Längs-Y-Achse gedreht wird;

5 eine vergrößerte Teildraufsicht des in 1 abgebildeten Flugzeuges ohne den Übergangsabschnitt und mit symbolisch veranschaulichten Betätigungselementen;

6 eine vergrößerte Teilschnittdarstellung des in 5 gezeigten Flugzeuges längs der Achse B-B, wobei sich das Außenbordelement in einem nicht abgelenkten Zustand befindet;

7 eine vergrößerte Teilschnittdarstellung des in 5 gezeigten Flugzeuges längs der Achse B-B, wobei das Außenbordelement vertikal nach oben bewegt wird;

8 eine vergrößerte Teilschnittdarstellung des in 5 gezeigten Flugzeuges längs der Achse B-B, wobei das Außenbordelement im Gegenuhrzeigersinn um die Längs-Y-Achse gedreht wird;

9 eine grafische Darstellung, die die Längsneigungsmomentkoeffizientdaten in Verbindung mit einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung darstellt;

10 eine grafische Darstellung, die die Giermomentkoeffizientdaten in Verbindung mit einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung darstellt;

11 eine grafische Darstellung, die die Querneigungsmomentkoeffizientdaten in Verbindung mit einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung darstellt;

12 eine Draufsicht einer alternativen Ausführung der vorliegenden Erfindung.

DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNG

Mit Bezugnahme auf die Zeichnungen, bei denen die Darstellungen nur für die Zwecke der Veranschaulichung einer bevorzugten Ausführung der vorliegenden Erfindung vorhanden sind und nicht für die Zwecke der Beschränkung der gleichen, veranschaulichen 1 bis 8 ein Flugzeug, das in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung konstruiert ist. Wie es nachfolgend detaillierter beschrieben wird, ist das Flugzeug mit einem Außenbordelement für die aerodynamische Steuerung des Flugzeuges versehen. Außerdem präsentieren 9 bis 11 Versuchsdaten in Verbindung mit einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung.

In Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung wird eine aerodynamische Steuervorrichtung 10 für die integrierte Verwendung bei einem Flugzeug 12 mit einem Innenbordhebeelement 18 bereitgestellt. Das Innenbordhebeelement 18 ist mit einer oberen Außenhülle 26 und einer unteren Außenhülle 28 versehen. Das Innenbordhebeelement ist außerdem mit einer Vorderkante 20, einem Paar entgegengesetzter distaler Kanten 22a-b und einer Hinterkante 24 versehen. Die Steuervorrichtung 10 ist mit einem beweglichen Außenbordelement 30 versehen, das sich im Wesentlichen um die Vorderkante, die distalen Kanten und die Hinterkante 20, 22a-b, 24 des Innenbordhebeelementes 18 erstreckt und davon beabstandet ist. Das Außenbordelement 30 ist mit Vorderkanten-, distalen Kanten- und Hinterkantenabschnitten 32, 34a-b, 36 versehen. Die Vorderkanten-, distalen Kanten- und Hinterkantenabschnitte 32, 34a-b, 36 sind vereint in Übereinstimmung relativ zum Innenbordhebeelement 18 beweglich. Vorzugsweise ist die Steuervorrichtung 10 außerdem mit einem elastischen Übergangsabschnitt 38 mit einer oberen und unteren Fläche 40, 42 versehen. Die obere Fläche 40 des Übergangsabschnittes 38 erstreckt sich zwischen dem Außenbordelement 30 und der oberen Außenhülle 26 des Innenbordhebeelementes 18. Die untere Fläche 42 des Übergangsabschnittes 38 erstreckt sich zwischen dem Außenbordelement 30 und der unteren Außenhülle 28 des Innenbordhebeelementes 18. Daher ist das Außenbordelement 30 vertikal zwischen der oberen und der unteren Außenhülle 26, 28 des Innenbordhebeelementes 18 angeordnet. Das Außenbordelement 30 kann am Innenbordhebeelement 18 befestigt werden, so dass die Vorderkanten-, distalen Kanten- und Hinterkantenabschnitte 32, 34a-b, 36 vertikal in einer einheitlichen Richtung relativ zum Innenbordhebeelement 18 beweglich sind.

Bedeutenderweise definiert das Flugzeug eine Querachse, und das Außenbordelement 30 kann sich um diese Achse drehen. Die Vorder- und Hinterkantenabschnitte 32, 36 sind vertikal in entgegengesetzten Richtungen relativ zum Innenbordhebeelement 18 beweglich. Eine derartige vertikal entgegengesetzte Bewegung dreht das Außenbordelement 30 um die letztere Achse. Gleichermaßen definiert das Flugzeug eine Längsachse, und die entgegengesetzten distalen Kantenabschnitte 34a-b des Außenbordelementes 30 sind in entgegengesetzten Richtungen relativ zum Innenbordhebeelement 18 vertikal beweglich. Die obere und die untere Außenhülle 26, 28 des Innenbordhebeelementes 18, die obere und die untere Fläche 40, 42 des Übergangsabschnittes 38 und das Außenbordelement 30 definieren vereint eine kontinuierliche Tragflügelfläche, die mittels der Bewegung des Außenbordelementes 30 relativ zum Innenbordhebeelement 18 für das Bewirken der gewünschten aerodynamischen Steuerung des Flugzeuges 12 selektiv profiliert werden können. Der Übergangsabschnitt 38 ist am Außenbordelement 30 und Innenbordhebeelement 18 in einer Weise befestigt, die nicht irgendwelche plötzliche Flächenprofilveränderungen hervorruft, wie beispielsweise Spalte. Daher ist die Tragflügelfläche kontinuierlich und gleichmäßig. Das selektive Profilieren der Tragflügelfläche mittels der Bewegung des Außenbordelementes gestattet eine Längsneigungs-, Gier- und Querneigungssteuerung des Flugzeuges 12. Daher wird in Betracht gezogen, dass die vorliegende Erfindung die mehrachsige Flugzeugsteuerung mit einer einheitlichen Steuerfläche erleichtert.

Bei der bevorzugten Ausführung der vorliegenden Erfindung ist die aerodynamische Steuervorrichtung 10 mit einer Vielzahl von Betätigungselementen 44 versehen, die mechanisch das Außenbordelement 30 mit dem Innenbordhebeelement 18 für das selektive Bewegen des Außenbordelementes 30 relativ zum Innenbordhebeelement 18 kuppeln. Vorzugsweise nehmen die Betätigungselemente 44 die Mehrzahl der Belastungen in Verbindung mit dem Tragen des Außenbordelementes 30 auf. Daher nimmt der Übergangsabschnitt 38 geringe oder keine Belastungen in Verbindung mit dem Außenbordelement 30 auf. Es wird in Betracht gezogen, dass die Betätigungselemente 44 unter jenen ausgewählt werden, die einem Fachmann gut bekannt sind, und sie können beispielsweise elektromechanische, hydraulische, pneumatische Vorrichtungen sein. Außerdem wird ein Fachmann geeignete Verfahren zur Befestigung für die Betätigungselemente 44 erkennen.

Vorzugsweise ist das Außenbordelement 30 im Wesentlichen starr und kann beispielsweise ein Verbundnichtmetallmaterial aufweisen. Im Gegensatz dazu wird der Übergangsabschnitt 38 aus einem elastomeren Material gebildet. In der Praxis wird in Betracht gezogen, dass die für das Außenbordelement 30 verwendete Materialart unter jenen ausgewählt wird, die einem Fachmann gut bekannt sind.

Das Außenbordelement 30 wird aus einem unitären ununterbrochenen Element gebildet und überbrückt seitlich die Breite des Innenbordhebeelementes 18. Obgleich sich bei der in 1 bis 9 abgebildeten Ausführung das Außenbordelement 30 vollständig um das Innenbordhebeelement 18 erstreckt, muss das Außenbordelement 30 nicht vollständig das Innenbordhebeelement 18 in dieser Weise umschreiben. Außerdem, obgleich das Außenbordelement 30 als ein einzelnes Element abgebildet wird, wird in Betracht gezogen, dass das Außenbordelement 30 aus mehreren Bauteilen gebildet werden kann, die zusammenwirken. Bei beiden Ausführungen wird in Betracht gezogen, dass die Betätigungselemente 44 die Bewegungen) des Außenbordelementes 30 steuern. Obgleich es nicht gezeigt wird, sind in der Praxis die Betätigungselemente 44 mit einer zentralen Steuervorrichtung 48 verbunden und werden von ihr geführt, die beispielsweise die Form eines Computerprozessors annehmen kann. Die zentrale Steuervorrichtung 48 würde mit einer Reihe von Führungsreglern 50 verbunden.

Wie in der Ausführung der vorliegenden Erfindung, die in 1 bis 9 abgebildet wird, gesehen werden kann, ist das Innenbordhebeelement 18 deltaförmig. Wie gesehen werden kann, sind die Vorderkanten 20a, 20b winkelig angeordnet. Die Vorderkanten 20a, 20b verschmelzen mit den distalen Kanten 22a, 22b, und die distalen Kanten 22a, 22b verschmelzen mit den Hinterkanten 24a, 24b. Weitere Flugzeugformen werden in Betracht gezogen, einschließlich jener mit einem traditionelleren Flugzeugrumpf mit einer stationären Flügelform. 12 zeigt eine alternative Ausführung der vorliegenden Erfindung im Fall einer traditionellen Konstruktion mit einem Flugzeugrumpf 14 mit stationären Flügeln 46a-b. Jeder der Flügel 46a-b ist mit einem Innenbordhebeelement 18 versehen. Ein Außenbordelement 30 erstreckt sich im Wesentlichen um jedes Innenbordhebeelement 18. Bei einer derartigen Ausführung wird in Betracht gezogen, dass jedes Außenbordelement 30 durch den Flugzeugrumpf 14 hindurchgehen könnte, um ein unitäres ununterbrochenes Element zu bilden. Während das Außenbordelement 30 an den Flügeln 16 gezeigt wird, kann das Außenbordelement mit anderen aerodynamischen Auftriebsflächen, wie beispielsweise Rumpfenden und Canards, integriert werden.

Außerdem wird ein Verfahren zur aerodynamischen Steuerung eines Flugzeuges 10 bereitgestellt, das den anfänglichen Schritt des Bereitstellens eines Flugzeuges 10 aufweist, wie es vorangehend offenbart wird. Die aerodynamische Steuerung des Flugzeuges 10 wird durch selektives Bewegen der Vorder-, Hinter- und Seitenkantenabschnitte 32, 34a-b, 36 des Außenbordelementes 30 relativ zum Innenbordhebeelement 18 bewirkt, wodurch die Tragflügelfläche profiliert wird. Das Außenbordelement 30 wird relativ zum Innenbordhebeelement 18 mittels der Vielzahl von Betätigungselementen 44 selektiv bewegt, die das Außenbordelement 30 mit dem Innenbordhebeelement 18 mechanisch kuppeln.

Mit Bezugnahme auf 2 und 6 wird das Außenbordelement 30 in einem nicht abgelenkten Zustand gezeigt. Gleichfalls werden die obere und untere Fläche 40, 42 des Übergangsabschnittes 38 in einem nicht gebogenen Zustand gezeigt. Das Außenbordelement 30 kann gleichmäßig vertikal relativ zum Innenbordhebeelement 18 bewegt werden, um die Längsneigungssteuerung des Flugzeuges 12 zu bewirken. 3 zeigt das Außenbordelement 30, das die Vorderkanten-, distalen Kanten- und Hinterkantenabschnitte 32, 34a-b, 36 umfasst, längs der Z-Achse nach unten abgelenkt. 7 zeigt das Außenbordelement 30, das längs der Z-Achse nach oben abgelenkt ist. Das Flugzeug 12 definiert eine Querachse (X-Achse), und das Außenbordelement 30 kann um diese Achse gedreht werden. Daher kann das Außenbordelement 30 vorwärts und rückwärts gedreht werden. Diese Rotationsbewegung des Außenbordelementes 30 führt ebenfalls zur Längsneigungssteuerung des Flugzeuges 10.

Außerdem definiert das Flugzeug 12 eine Längsachse (Y-Achse), und das Außenbordelement 30 kann um diese Achse gedreht werden. Mit Bezugnahme auf 4 und 8 wird das Außenbordelement 30 abgebildet, während es im Gegenuhrzeigersinn um die Längs-Y-Achse des Flugzeuges 12 gedreht wird. Diese Rotationsbewegung führt zur Gier- und Querneigungssteuerung des Flugzeuges 12.

Die obere und untere Außenhülle 26, 28 des Innenbordhebeelementes 18, die obere und untere Fläche 40, 42 des Übergangsabschnittes 38 und das Außenbordelement 30 definieren vereint eine Tragflügelfläche des Flugzeuges 10. Die Benutzung des Übergangsabschnittes 38, um das Außenbordelement 30 mit dem Innenbordhebeelement 18 zu integrieren, führt zu einer Tragflügelfläche, die kontinuierlich und gleichmäßig ist. Wie in den 3, 4, 7 und 8 gesehen werden kann, nehmen bei einer Bewegung oder Ablenkung des Außenbordelementes 30 relativ zum Innenbordhebeelement 18 die obere und untere Fläche 40, 42 des Übergangsabschnittes 38 eine S-Form an. Das Flächenprofil der oberen Außenhülle 26 des Innenbordhebeelementes 18 setzt sich gleichmäßig längs der oberen Fläche 40 des Übergangsabschnittes 38 fort und verschmilzt mit dem Außenbordelement 30. Eine gleiche Kontinuität wird bei der unteren Außenhülle 28, der unteren Fläche 42 des Übergangsabschnittes und dem Außenbordelement 30 beobachtet. Daher vermeidet die vorliegende Erfindung Spalte und plötzliche Flächenprofilveränderungen, die bei einem konventionell gesteuerten Flugzeug vorhanden sein können.

Vorzugsweise weist der Übergangsabschnitt 38 ein elastomeres Material auf. Das Material sollte elastisch und dennoch haltbar sein, um die Bedingungen auszuhalten, denen man wähend des Fluges begegnet. Es wird in Betracht gezogen, dass das Material unter jenen ausgewählt wird, die einem Fachmann gut bekannt sind, und beispielsweise kann es Gummi oder Silikon sein. Bei der bevorzugten Ausführung sind die obere und die untere Fläche 40, 42 des Übergangsabschnittes 38 entfernbar, wodurch ein ungehinderter Zugang von außerhalb des Flugzeuges 12 zu den darin enthaltenen Betätigungselementen 44 gestattet wird. Das Verfahren zur Befestigung des Übergangsabschnittes 38 wird unter jenen ausgewählt, die einem Fachmann gut bekannt sind.

Um Windkanalversuchsdaten zu erhalten, wurden vier Flugzeugversuchsmodelle in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung konstruiert. Diese Versuchsmodelle waren in der Konfiguration jenen ähnlich, die in 1 bis 8 abgebildet werden. Es wird in Betracht gezogen, dass die Flugzeugmodelle, die benutzt wurden, um die Windkanaldaten zu liefern, eine Ausführung der vorliegenden Erfindung repräsentieren und hierin nur für veranschaulichende Zwecke diskutiert wird. Ein untermaßstäbliches Versuchsmodell wurde konstruiert, um die folgenden vollmaßstäblichen Abmessungen zu repräsentieren: maximale Tragflügelspannweite (W) von 40 ft. parallel zur X-Achse; Länge (L) von 38 ft. längs der Y-Achse; X-Y-planare Tiefe (A) des Außenbordelementes 30 von 1 ft.; X-Y-planare Tiefe (B) des Außenbordelementes 30 von 1,5 ft.; X-Y-planare Tiefe (C) des Außenbordelementes 30 von 1,5 ft.; X-Y-planare Tiefe (D) des Übergangsabschnittes 38 von 1 ft.; X-Y-planare Tiefe (E) des Übergangsabschnittes 38 von 2,5 ft.; und X-Y-planare Tiefe (F) des Übergangsabschnittes 38 von 2,5 ft.; X-Y-planare Tiefe (G) des Außenbordelementes 30 von 1,5 ft.; und X-Y-planare Tiefe (H) des Übergangsabschnittes 38 von 1,5 ft. Das Modell verkörperte eine vollmaßstäbliche X-Y-planare Fläche von annähernd 935 ft.2.

Die Versuchsmodelle variierten als eine Funktion der Ablenkung des Außenbordelementes 30. Das erste Modell wurde mit keiner Ablenkung konstruiert. Das zweite und dritte Modell wurde so konstruiert, dass das gesamte Außenbordelement 30 vertikal um sechs (6) in. jeweils nach oben und nach unten ablenkt wurde. Beim vierten Versuchsmodell wurde das starre Außenbordelement 30 um die Y-Achse so gedreht, dass der distale Kantenabschnitt 22b um sechs (6) in. nach oben und der andere distale Kantenabschnitt 22a um sechs (6) in. nach unten abgelenkt wurde.

Mit Bezugnahme auf die in 9 verkörperte grafische Darstellung repräsentiert die vertikale Achse den Längsneigungsmomentkoeffzienten, und die horizontale Achse repräsentiert den Anstellwinkel des Flugzeuges. Wie gesehen werden kann, werden drei Versuchsdatenkurven grafisch dargestellt. Die mittlere Kurve verkörpert den Längsneigungsmomentkoeffizienten des Flugzeugmodells ohne jegliche Ablenkung des Außenbordelementes 30. Die obere Kurve stellt den Längsneigungsmomentkoeffizienten entsprechend dem Modell grafisch dar, bei dem das Außenbordelement 30 um sechs (6) in. nach oben abgelenkt wurde. Die untere Kurve stellt den Längsneigungsmomentkoeffizienten entsprechend dem Modell grafisch dar, bei dem das Außenbordelement 30 um sechs (6) in. nach unten abgelenkt wurde.

Ein Längsneigungsmomentkoeffizient gleich Null entspricht einem Flugzeug, das ohne Manövrieren fliegt. Beispielsweise mit Bezugnahme auf die mittlere Kurve zeigen die Daten, dass das Flugzeug mit einem Anstellwinkel von vier Grad ohne jegliche Steuerelementbewegungen oder -ablenkungen fliegen könnte, weil die Kurve die Längsneigungsmomentkoeffizientachse mit einem Wert von Null bei einem Anstellwinkel von vier Grad schneidet. Mit Bezugnahme auf die obere Kurve zeigen die Daten, dass das Flugzeug unter einem Anstellwinkel von fünfundzwanzig Grad bei sechs in. Aufwärtsbewegung oder Ablenkung des Außenbordelementes 30 fliegen könnte, weil die Kurve die Längsneigungsmomentkoeffizientachse mit einem Wert von Null bei einem Anstellwinkel von fünfundzwanzig Grad schneidet. Auf diese Weise kann ein getrimmter Flug unter irgendeinem Anstellwinkel zwischen vier und fünfundzwanzig Grad mit weniger als sechs in. Aufwärtsbewegung des Steuerelementes bewirkt werden. Gleichfalls kann ein getrimmter Flug unterhalb eines Anstellwinkels von vier Grad mit weniger als sechs in. Abwärtsbewegung des Steuerelementes bewirkt werden.

Außerdem zeigen die Versuchsdaten, dass die Abweichung oder Schwankung zwischen der oberen und unteren Kurve bei einem Wert von annähernd 0,2 Längsneigungsmomentkoeffizient relativ konstant ist. Daher ist bei einem Anstellwinkel von –2,5 Grad bis 27,5 Grad (ein relativ hoher Anstellwinkel) eine Flughüllkurve beim Flugzeug verfügbar, indem sich das Außenbordelement 30 bis zu sechs in. entweder nach oben oder nach unten bewegt. Die konstante Art der Längsneigungsmomentkoeffizientkurven ist besonders interessant, weil beobachtet wurde, dass bei einigen konventionellen Steuerflächen vergleichbare Kurven dazu neigen, bei hohen Anstellwinkeln zu konvergieren.

Wie es vorangehend erwähnt wird, wurden Windkanalversuchsdaten von einem Flugzeugmodell mit einem Außenbordelement 30 erhalten, das so um die Y-Achse gedreht wird, dass die Seitenkante 26a sechs (6) in. nach oben und die andere Seitenkante 26b sechs (6) in. nach unten abgelenkt wurde.

Die Versuchsdaten für dieses Modell werden in 10 und 11 dargelegt. Bezieht man sich auf die in 10 vorgelegte grafische Darstellung, repräsentiert die vertikale Achse den Deltagiermomentkoeffizienten, und die horizontale Achse repräsentiert den Anstellwinkel des Flugzeuges. Der Deltagiermomentkoeffizient repräsentiert jenen Unterschied zwischen dem Giermomentkoeffizienten mit und ohne Ablenkung des Steuerelementes. Mit Bezugnahme auf die in 11 vorgelegte grafische Darstellung repräsentiert die vertikale Achse den Deltaquerneigungsmomentkoeffizienten, und die horizontale Achse repräsentiert den Anstellwinkel des Flugzeuges. Der Deltaquerneigungsmomentkoeffizient repräsentiert jenen Unterschied zwischen dem Querneigungsmomentkoeffizienten mit und ohne Ablenkung des Außenbordelementes.

Weitere Abwandlungen und Verbesserungen der vorliegenden Erfindung können ebenfalls für jene Fachleute sichtbar sein. Daher ist beabsichtigt, dass die hierin beschriebene und veranschaulichte spezielle Kombination von Teilen nur eine Ausführung der vorliegenden Erfindung repräsentiert, und es ist nicht beabsichtigt, dass sie als Einschränkungen von alternativen Vorrichtungen innerhalb des Bereiches der Erfindung dient, wie er in den als Anhang beigefügten Patentansprüchen definiert wird.


Anspruch[de]
Aerodynamische Steuervorrichtung (10) für eine integrierte Verwendung bei einem Flugzeug (12) mit einem Innenbordhebeelement (18) mit einer Vorderkante (20), einem Paar entgegengesetzter distaler Kanten (22a, 22b) und einer Hinterkante (24), gekennzeichnet durch ein bewegliches Außenbordelement (30), das sich im Wesentlichen um die Vorderkante, die distalen Kanten und die Hinterkante (20, 22a, 22b, 24) des Innenbordhebeelementes (18) erstreckt und davon beabstandet ist, wobei das Außenbordelement (30) ein unitäres ununterbrochenes Element ist, wobei das Außenbordelement (30) einen Vorderkantenabschnitt (32), ein Paar entgegengesetzte distale Kantenabschnitte (34a, 34b) und einen Hinterkantenabschnitt (36) aufweist, die vereint in Übereinstimmung mit Bezugnahme auf das Innenbordhebeelement (18) beweglich sind, um eine ununterbrochene Tragflügelfläche zu bilden, die sich um das Innenbordhebeelement (18) und das Außenbordelement (30) für das Bewirken der gewünschten aerodynamischen Steuerung des Flugzeuges erstreckt. Aerodynamische Steuervorrichtung (10) nach Anspruch 1, die außerdem einen elastischen Übergangsabschnitt (38) aufweist, der sich zwischen dem Innenbordhebeelement (18) und dem Außenbordelement (30) erstreckt, um eine ununterbrochene Tragflügelfläche zu bilden, die sich um das Innenbordhebeelement (18) und das Außenbordelement (30) für das Bewirken der gewünschten aerodynamischen Steuerung des Flugzeuges erstreckt. Aerodynamische Steuervorrichtung (10) nach Anspruch 1, bei dem der elastische Übergangsabschnitt (38) einen oberen Abschnitt (40) aufweist, der sich zwischen dem Außenbordelement (30) und dem Innenbordhebeelement (18) erstreckt, um eine ununterbrochene Tragflügelfläche zu bilden, die sich um das Innenbordhebeelement (18) und das Außenbordelement (30) für das Bewirken der gewünschten aerodynamischen Steuerung des Flugzeuges erstreckt. Aerodynamische Steuervorrichtung (10) nach Anspruch 1, bei der das elastische Übergangselement (38) ein elastomeres Material aufweist. Aerodynamische Steuervorrichtung (10) nach Anspruch 1, die außerdem eine Vielzahl von Betätigungselementen (44) aufweist, die mechanisch das Außenbordelement (30) mit dem Innenbordhebeelement (18) für das selektive Bewegen des Außenbordelementes (30) relativ zum Innenbordhebeelement (18) kuppeln. Aerodynamische Steuervorrichtung (10) nach Anspruch 5, bei der die Vielzahl der Betätigungselemente (44) elektromechanische Vorrichtungen sind. Aerodynamische Steuervorrichtung (10) nach Anspruch 5, bei der das Innenbordhebeelement (18) eine vertikale Achse definiert und die Betätigungselemente (44) bemessen und ausgebildet sind, um das Außenbordelement (30) in einer gleichbleibenden Richtung relativ zum Innenbordhebeelement (18) längs der vertikalen Achse zu bewegen. Aerodynamische Steuervorrichtung (10) nach Anspruch 5, bei der das Innenbordhebeelement (18) eine vertikale Achse definiert und die Betätigungselemente (44) bemessen und ausgebildet sind, um den Vorder- und Hinterkantenabschnitt (20, 24) des Außenbordelementes (30) in entgegengesetzten Richtungen relativ zum Innenbordhebeelement (18) längs der vertikalen Achse zu bewegen. Aerodynamische Steuervorrichtung (10) nach Anspruch 5, bei der das Innenbordhebeelement (18) eine Querachse definiert und die Betätigungselemente (44) bemessen und ausgebildet sind, um das Außenbordelement (30) um die Querachse zu drehen. Aerodynamische Steuervorrichtung (10) nach Anspruch 5, bei der die Betätigungselemente (44) bemessen und ausgebildet sind, um die entgegengesetzten distalen Kantenabschnitte (34a, 34b) in entgegengesetzten Richtungen relativ zum Innenbordhebeelement (18) zu bewegen. Aerodynamische Steuervorrichtung (10) nach Anspruch 5, bei der das Innenbordhebeelement (18) eine Längsachse definiert und die Betätigungselemente (44) bemessen und ausgebildet sind, um das Außenbordelement (30) um die Längsachse zu drehen. Aerodynamische Steuervorrichtung (10) nach Anspruch 1, bei der das Außenbordelement (30) seitlich das Innenbordhebeelement (18) überbrückt. Aerodynamische Steuervorrichtung (10) nach Anspruch 1, bei der das Außenbordelement (30) im Wesentlichen starr ist. Aerodynamische Steuervorrichtung (10) nach Anspruch 13, bei der das Außenbordelement (30) ein Verbundharzmaterial aufweist. Aerodynamische Steuervorrichtung (10) nach Anspruch 1, bei der das Innenbordhebeelement (18) einen Tragflügel (16) aufweist. Aerodynamische Steuervorrichtung (10) nach Anspruch 15, bei der der Tragflügel (16) ein Paar entgegengesetzte Tragflügelenden aufweist und die distalen Kantenabschnitte (34a, 34b) des Außenbordelementes (30) jeweils daran angeordnet sind. Aerodynamische Steuervorrichtung (10) nach Anspruch 14, bei der der Tragflügel deltaförmig ist. Verfahren zur aerodynamischen Steuerung eines Flugzeuges (12), das die folgenden Schritte aufweist:

(a) Versehen des Flugzeuges (12) mit einem aerodynamischen Innenbordhebeelement (18) mit einer Vorderkante (20), einer distalen Kante (22) und einer Hinterkante (24);

(b) Versehen des Flugzeuges (12) mit einem beweglichen Außenbordelement (30), das sich im Wesentlichen um die Vorderkante, distale Kante und Hinterkante (20, 22, 24) des Innenbordhebeelementes (18) erstreckt und davon beabstandet ist, wobei das Außenbordelement (30) einen Vorderkantenabschnitt, distale Kantentabschnitte und einen Hinterkantenabschnitt (32, 34a, 34b, 36) aufweist, die ein unitäres ununterbrochenes Element bilden, wobei das Außenbordelement (30) ein Verbundharzmaterial aufweist;

(c) Befestigen des Außenbordelementes (30) am Innenbordhebeelement (18), so dass der Vorderkantenabschnitt, die distalen Kantenabschnitt und der Hinterkantenabschnitt (32, 34a, 34b, 36) des Außenbordelementes (30) vereint in Übereinstimmung in Beziehung zum Innenbordhebeelement (18) beweglich sind, um eine ununterbrochene Tragflügelfläche zu bilden, die sich um das Innenbordhebeelement (18) und das Außenbordelement (30) erstreckt; und

(d) selektives Bewegen des Außenbordelementes (30) relativ zum Innenbordhebeelement (18), um dadurch die Tragflügelfläche für das Bewirken der gewünschten aerodynamischen Steuerung des Flugzeuges (12) zu profilieren.
Verfahren zur aerodynamischen Steuerung nach Anspruch 18, bei dem der Schritt (d) das selektive Bewegen des Außenbordelementes (30) relativ zum Innenbordhebeelement (18) mittels einer Vielzahl von Betätigungselementen (44) aufweist, die mechanisch das Außenbordelement (30) mit dem Innenbordhebeelement (18) kuppeln. Verfahren zur aerodynamischen Steuerung nach Anspruch 18, bei dem das Flugzeug (12) eine vertikale Achse definiert und der Schritt (d) das Bewegen des Außenbordelementes (30) relativ zum Innenbordhebeelement (18) längs der vertikalen Achse für das Bewirken der Längsneigungssteuerung des Flugzeuges (12) aufweist. Verfahren zur aerodynamischen Steuerung nach Anspruch 18, bei dem das Flugzeug (12) eine vertikale Achse definiert, und bei dem der Schritt (d) das Bewegen des Vorderkantenabschnittes und Hinterkantenabschnittes (32, 36) des Außenbordelementes (30) in entgegengesetzten Richtungen relativ zum Innenbordhebeelement (18) längs der vertikalen Achse für das Bewirken der Längsneigungssteuerung des Flugzeuges (12) aufweist. Verfahren zur aerodynamischen Steuerung nach Anspruch 18, bei dem das Flugzeug (12) eine Längsachse definiert, und bei dem der Schritt (d) das Drehen des Außenbordelementes (30) um die Längsachse für das Bewirken der Giersteuerung des Flugzeuges (12) aufweist. Verfahren zur aerodynamischen Steuerung nach Anspruch 18, bei dem das Flugzeug (12) eine Längsachse definiert, und bei dem der Schritt (d) das Drehen des Außenbordelementes (30) um die Längsachse für das Bewirken der Querneigungssteuerung des Flugzeuges (12) aufweist.






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