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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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:
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Fig. 1 eine perspektivische Ansicht ist, die ein passives
aerodynamisches Druckminderungssystem zeigt, das an einem
Teil eines Flugzeugs befestigt ist;
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Fig. 2 eine Aufrißansicht des passiven aerodynamischen
Druckminderungssystems von Fig. 1 ist, welche die im
wesentlichen trapezförmige Gestalt der Seitenwandteile zeigt;
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Fig. 3 eine Ansicht von unten auf die stromlinienförmige Fläche
des Druckminderungssystems entlang den Linien 3 - 3' von
Fig. 2 ist; und
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.
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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.