DE4330736A1 - Hochfrequenzleitende Konstruktionen - Google Patents

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft hochfrequenzleitende Material- und Konstruktionskombinationen, besonders Konstruktionen, die auf der einen Seite in der Lage sind hochfrequenzenergieleistungsfähig weiterzuleiten und zu empfangen, und auf der anderen Seite wirkungsvoll aerodynamische Belastungen tragen und weitergeben können, die an den die Primärbelastungen tragenden Konstruktionen eines Flugzeuges auftreten. Hochfrequenzleitende Materialien mit verbesserten mechanischen Eigenschaften werden mit fortschrittlicher Konstruktionstechnologie kombiniert, um leistungsfähige und leichte Radar- bzw. Hochfrequenz (HF-gerechte)-Aerooberflächen (Aerosurfaces) und Grundkonstruktionen der Außenfläche des Rumpfes zu erhalten, um in einer Vielzahl von Flugzeugen verwendet zu werden. Mit Aerooberfläche sind hier diejenigen Teile eines Flugzeuges wie z. B. Tragflächen und Höhen- bzw. Seitenruder, die den Auftrieb und die Steuerung des Flugzeuges bewirken, bezeichnet.

Ein wichtiger Teil der gegenwärtigen und zukünftigen Technologie, die von Unternehmen wie dem Verteidigungsministerium und der NASA gebraucht werden, umfaßt das Design, die Entwicklung und die Systemintegration mechanisch und elektrisch leistungsfähiger Konstruktionen, die als Basis für eine Vielzahl von spezialisierten elektronischen Aufgaben dienen wie z. B. Frühwarnung vor Flugzeugen, Kampf gegen Unterseeboote, elektronische Kriegsführung und militärische und zivile Überwachung. Das steigende Bedürfnis an vielseitigen Grundkonstruktionen stellt wachsende Herausforderung an ihre besondere Konstruktion, damit nicht nur aerodynamische Grund- und Nebenbelastungen wirkungsvoll aufgenommen werden, sondern auch HF-Energie mit minimalen Verlusten gesendet (übertragen) und empfangen wird.

Die Flugzeugindustrie ist ein Gebiet, auf dem das Gewicht jeder Komponente und jedes Teiles, das in einem Flugzeug verwendet wird, eine wichtige Rolle bei dessen Design spielt. Auf diesem besonderen Gebiet ist es darüber hinaus erforderlich, daß die Stabilität und die Abmessungen des Flugzeuges unverändert bleiben. Das bedeutet im Fall eines Antennensystems, daß dieses in der Lage sein muß, aerodynamische Belastungen, Beschleunigungen beim Abheben (Start), Stöße oder ähnliches und Verzögerungen bei Landungen aufzunehmen. Wesentlich ist, daß solch ein Antennensystem in Bezug auf jede Tendenz zu Deformationen stabil bleiben muß, z. B. hinsichtlich auf niederfrequente Oszillationen.

In der Vergangenheit wurden für Flugzeug Radar oder für elektronische Anwendungen geeignete Antennen häufig außerhalb des typischen aerodynamischen Rahmens eines Flugzeugs befestigt. Diese Konstruktionen wiesen einen relativ schweren Aufbau auf, um den aerodynamischen Kräften eines Fluges widerstehen zu können. Als Folge des relativ hohen Gewichtes solcher Konstruktionen und ihrer Wechselwirkung mit dem Luftstrom wurden das Gesamtgewicht des Flugzeuges und die Flugeigenschaften angepaßt. Die Gestaltung eines Antennensystems für ein Flugzeug schließt immer einen Kompromiß in Bezug auf Gewicht und Größe ein, um eine Störung der aerodynamischen Eigenschaften des Flugzeuges zu vermeiden. Darüber hinaus will man auch die Geometrie des Flugzeuges nicht stören.

In jüngerer Vergangenheit wurden Antennensysteme wie z. B. gleichphasige Antennenanordnungen für verbesserte Abtastung entsprechend in Rahmenkonstruktionen des Flugzeuges, wie z. B. Tragflächen, integriert, um die Flugeigenschaften bei gleichzeitiger Aufrechterhaltung hohen Radar-Wirkungsgrades zu verbessern. Der Stand der Technik umfaßt Druckschriften, die die allgemeine Idee von innerhalb der Flugzeugoberfläche untergebrachten Antennenanordnungen (array) darlegen. In dieser Gruppe von Referenzen sind die US-Patente Nr. 4,186,400 und 4,514,734, beide von Cermignani et al, 4,749,997 von Camonico, 4,116,405 von Bacchi et al und 4,336,543 von Ganz et al enthalten, die besonderes die Plazierung von Antennenanordnungs- Elementen entlang der Vorderkante einer Flugzeugtragfläche beschreiben. Zusätzlich beschreiben die US-Patente 4,912,477 von Lory et al und 4,872,016 von Kress die Plazierung oder Anordnung von Antennen-Elementen innerhalb eines sich am Rumpf befindlichen horizontalen Stabilisators. Obwohl jede dieser Druckschriften ähnliche Radarantennensysteme beschreibt, ist in keiner von ihnen ein Radarantennensystem vorgesehen, das innerhalb der die aerodynamischen Grundbelastungen tragenden Konstruktionen plaziert oder angeordnet ist. Die Anordnung von Radarantennensystemen innerhalb der die aerodynamischen Grundbelastungen tragenden Konstruktionen bietet den Vorteil einer Gewichtsverringerung, die Maximierung der konstruktiven Leistungsfähigkeit des Flugzeuges und die Maximierung des Wirkungsgrades des Radarantennensystemes.

Gegenwärtig sind HF-leitende Materialien bzw. Strukturen auf nicht die Haupt- bzw. wenig Belastung tragende Anwendungen beschränkt, wie durch die oben erwähnten, den Stand der Technik beschreibenden Druckschriften gezeigt wurde, und zwar wegen des Materiales des Aufbaus, das typischerweise geringe Steifheitseigenschaften und geringe Widerstandsfähigkeit aufweist. Ein Mehraufwand an Gewicht verbunden mit der Anwendung der bekannten Materialien in aerodynamische, Hauptlasten tragenden Konstruktionen ist verboten. Deshalb sind neue HF-leitende Materialien mit entscheidend verbesserten mechanischen Eigenschaften und neuartige Gestaltungsversuche von hoher Notwendigkeit. Diese neuen bzw. neuentstehenden Materialsysteme haben das Pontential, leistungsfähige HF-leitende Grundstrukturen zu bilden.

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Flugzeug mit internen gleichförmigen Antennenanordnungen, die in den Aerooberflächen und dem Rumpf-, Haupt- und Nebenkonstruktionen, besonders den Tragflächen, dem Rumpf und dem Leitwerk angeordnet sind. Demgemäß wird jede Konstruktion, die eine entsprechende interne Antennenanordnung enthält, zu einer HF-leitenden Konstruktion des Flugzeuges. Jede Tragfläche umfaßt eine vordere und eine hintere Kante und eine das Drehmoment aufnehmende Zelle oder Box. Die Vorder- und Hinterkanten bestehen aus HF- energieleitendem Material, das in der Lage ist, aerodynamische Hauptbelastungen zu tragen und weiterzugeben, Auftrieb zu erzeugen, und das die entsprechenden internen Antennenanordnungen enthält. Die Drehmomentzelle ist ebenfalls so gestaltet, daß sie aerodynamische Hauptbelastungen tragen und weiterleiten kann. Die Drehmomentzelle befindet sich zwischen der Vorder- und der Hinterkante. An der Stelle, an der die Drehmomentzelle mit der Vorder- bzw. der Hinterkante verbunden ist, befinden sich vorwärts bzw. rückwärts zeigende Holme. Die Drehmomentzelle und die Vorder- bzw. Hinterkante sind durch eine mechanische Befestigung wie z. B. Schrauben, am oberen Teil des Holmes bzw. der Holmhaube befestigt. Um zusätzlichen Raum für die interne konforme Antennenanordnungen zu schaffen, wird der vordere Holm aus seiner normalen Position um eine vorbestimmte Entfernung zurückversetzt, und der hintere Holm wird aus seiner normalen Position um eine vorausbestimmte Entfernung nach vorne versetzt. Demgemäß werden die Vorder- und die Hinterkanten zu aerodynamische Hauptbelastungen tragenden Konstruktionen. Die Tragflächen enthalten außerdem Abschwächungsleisten, die direkt in die Außenhaut der Vorder- und Hinterkanten und der Drehmomentzelle eingebettet sind, wobei jeder mit einem Holm verbunden ist. Diese Abschwächungsstreifen versetzen die Tragflächen in die Lage, hohe Spannungen aushalten zu können.

Der Rumpf ist ebenfalls dafür ausgelegt, in seiner äußeren Schale entsprechende interne konforme Antennenanordnungen zu enthalten. Der Rumpf besteht aus mehreren längsachsig die gesamte Länge des Rumpfes durchlaufenden Versteifungen, und einer Vielzahl von senkrecht dazu verlaufenden Kleinrahmen, die mit den Längsversteifungen verbunden sind. Wenn eine entsprechende interne konforme Antennenanordnung innerhalb eines Abschnittes angeordnet ist, der durch die Schnittpunkte der Längsversteifungen und der Kleinrahmen gebildet wird, wird ein HF-leitendes Material als Außenhaut des Rumpfes verwendet.

Die Radar- bzw. HF-leitenden Konstruktionen der vorliegenden Erfindung verbinden aus dem Stand der Technik bekannte HF-leitende Materialien mit fortschrittlichen Konstruktionstechnologien, um leistungsfähige und leichte HF-gerechte Aeroflächen und segmentförmige Grundkonstruktionen der Außenschale des Rumpfes zu erhalten. Elektronische Überwachungsflugzeuge mit einer Vielzahl von Aufgaben und fortschrittliche taktische Kampfflugzeuge werden mit Haupt- und Nebenkonstruktionen konzipiert, die die Doppelfunktion von leistungsfähiger Weiterleitung der aerodynamischen Belastungen und der HF-Energie zeigen, und zwar dadurch, daß die Tragflügel, das Leitwerk und die Rumpfkonstruktionen mit HF-leitenden Materialien gestaltet werden, die in der Lage sind, ungedämpfte aerodynamische Belastungen weiterzuleiten.

Die HF-leitenden Konstruktionen der vorliegenden Erfindung sind so ausgeführt, und aus zusammengesetzten Materialien aufgebaut, daß die entsprechenden internen konformen Antennenanordnungen ohne Verlust in der Leistungsfähigkeit bei der Radarabtastung wegen Störungen durch das Flugzeug darin eingebaut werden können. Die Radar- bzw. HF-leitenden oder für diese durchlässigen Konstruktionen können in jedem Flugzeugtyp verwendet werden, einschließlich von Flugzeugen mit sich verjüngendem Flügeldesign, von nach hinten geschwenkten, gekröpften, oder variabel schwenkbarer Typ mit entweder fixierter Vorder- und/oder Hinterkante oder beweglicher Vorder- und/oder Hinterkante zur Verbesserung des Auftriebes und der Manövrierfähigkeit. Die HF-leitenden Konstruktionen weisen eine maximale konstruktive Leistungsfähigkeit, erhöhte Haltbarkeit, Widerstandsfähigkeit und Beschädigungstoleranz bei Aufrechterhaltung des reduziertes Gewichtes auf.

Die Anwendung einer Flügeltechnik für hohe Belastungen gestattet für gestaltete Tragflächenstrukturen um ungefähr 50% erhöhte äußerste Belastungen im Vergleich zu Standardflügeltechniken mit Verbund-Materialien, führt daneben aber auch zu leichten, haltbaren, beschädigungstoleranten HF-leitenden Konstruktionen. Zusätzlich liefern Außenhautstabilisierungstechniken mit geringer Dichte und die Verwendung von hochwertigen, niederelektrischen Fasertechnologien leicht zu unterhaltende und erschwingliche HF-leitende Konstruktionen für die Benutzung im Flugzeug der Gegenwart und der Zukunft. Es zeigt:

Fig. 1 die Darstellung eines Flugzeuges, das die HF-leitenden Konstruktionen gemäß der vorliegenden Erfindung in die Tragflächen und den Rumpf des Flugzeuges eingebaut hat;

Fig. 2 die Schnittansicht einer Ausführungsform der HF-leitenden Konstruktionen gemäß der vorliegenden Erfindung bei Einbau in einen Flugzeugflügel;

Fig. 3 eine schematische Darstellung eines Teils eines Flugzeugflügels gemäß der vorliegenden Erfindung zur Verdeutlichung des Aufbaus einer HF-leitenden Konstruktion;

Fig. 4 die Schnittansicht einer zweiten Ausführungsform einer HF-leitenden Konstruktion gemäß der vorliegenden Erfindung bei Einbau in einen Flugzeugflügel;

Fig. 5 die Schnittansicht einer dritten Ausführungsform einer HF-leitenden Konstruktion der vorliegenden Erfindung bei Einbau in einen Flugzeugflügel;

Fig. 6 die schematische Darstellung eines Teiles einer HF-durchlässigen Konstruktion der Außenschale des Rumpfes in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung.

Ein wesentlicher Teil der zukünftigen Haupt- und Nebenkonstruktionen fortschrittlicher taktischer Kampfflugzeuge und vielseitiger elektronischer Überwachungsflugzeuge der Marine und der Luftwaffe werden die Doppelfunktion einer leistungsfähigen Weiterleitung von aerodynamischen Belastungen und von HF-Energie erfüllen müssen. Zusätzlich werden Flug-Reichsweite und/oder Tankzeiterfordernisse es erfordern, daß der Treibstoff einen relativ großen Teil des Bruttostartgewichtes des Flugzeuges einnehmen wird, und dadurch ernsthafte Gewichtsbelastungen auf den Flugzeugrahmen ausübt. Die oberste Grenze zur maximalen Leistungsfähigkeit der Konstruktionen zu erreichen ist von höchster Wichtigkeit, jedoch müssen diese Konstruktionen ebenfalls haltbar, langlebig und erschwinglich sein.

Um die erstrebten Resultate zu erhalten, werden innerlich gleiche bzw. intern konforme Antennenanordnungen in die Haupt- und Nebenkonstruktionen eines Flugzeuges mit vielen Aufgaben unter Verwendung dem Stand der Technik entsprechenden HF- leitenden Materialien, die besonders zur leistungsfähigen Weiterleitung von aerodynamischen Belastungen und von HF-Energie ausgewählt wurden. Aerodynamische Belastungen tragende Haupt- und Nebenkonstruktionen werden dadurch unterschieden, daß, wenn eine aerodynamische Hauptbelastungen tragende Konstruktion verlorengeht oder beschädigt wird, die Sicherheit des Fluges beeinträchtigt ist. Die Bestimmung, ob eine bestimmte Konstruktion eine aerodynamische Belastungen tragende Haupt- oder Nebenkonstruktion ist, hängt im allgemeinen vom Typ des Flugzeuges ab, typische aerodynamische Belastungen tragende Nebenkonstruktionen schließen jedoch die fixierten Vorder- und Hinterkanten der Flügel und des Leitwerkes, die Auftriebselemente der Vorder- und Hinterkanten der Flügel und des Leitwerkes, ihre Antriebsmechanismen und Antennenschutzhauben (Radome) und Rotorenkappen (Rotodome) ein. Typische aerodynamische Belastungen tragende Hauptkonstruktionen schließen die Drehmomentzelle der Flügel, die Drehmomentzelle des Leitwerkes und verschiedene Rumpfsegmente ein.

Fig. 1 zeigt ein typisches Flugzeug mit verschiedenen Aufgaben 10 mit in Haupt- und Nebenkonstruktionen des Flugzeuges 10 eingebauten, innerlich gleichen Antennenanordnungen. Die innerlich gleichen Antennenanordnungen sind in die Vorder- und Hinterkanten 102 bzw. 104 der Flügel 100, die Vorderkanten 202 des horizontalen Stabilisators 200, und in die Konstruktion der Außenschale 302 des Rumpfes 300 eingebaut.

Fig. 2 zeigt den Schnitt durch einen der Flügel 100, des Flugzeuges 10 aus Fig. 1. Der Flügel 100 ist unter Verwendung einer dreizelligen Konstruktion gestaltet, die eine Vorderkante 102, eine Hinterkante 104, eine Drehmomentzelle 106 und zur Unterstützung nach vorne und hinten zeigende Holme 110 und 114 enthält. Die Vorder- und die Hinterkante 102,104 des Flügels 100 in Kombination mit der Drehmomentzelle 106 definieren die Form der Tragfläche. Zusätzlich sind Vorder- und Hinterkante 102, 104 des Flügels 100 so entworfen, daß sie Auftrieb erzeugen. Die Vorder- und Hinterkanten 102, 104 können ortsfest oder bewegbar sein. Bewegbare Vorder- und Rückkanten umfassen Auftriebselemente wie z. B. Leisten, Querruder und Klappen, die verwendet werden, um zusätzlichen Auftrieb für das Flugzeug 10 zu erzeugen oder um die Steuerung während des Fluges zu gewährleisten. Typischerweise enthalten die Vorderkante Leisten und die Hinterkante Klappen oder Querruder. Die Drehmomentzelle eines Flügels ist die die aerodynamische Belastung tragende Hauptkonstruktion des Flügels, die speziell dafür ausgestaltet ist, die Biege-, Torsions- und vertikalen Scherkräfte aufzunehmen und weiterzugeben, die an den Flügeln während aller Flugphasen angreifen. In der besonderen, in Fig. 2 gezeigten Ausführungsform, ist die Vorderkante 102 ortsfest und besteht die Hinterkante 104 aus einer steuerbaren Fläche, wobei die innerlich gleichen Antennenanordnungen jedoch in jedem Teil einzeln oder in beiden zusammen eingebaut sein können, wie im folgenden beschrieben. In Standard-Flügelkonstruktionen mit drei Zellen ist die Drehmomentzelle 106 die einzige aerodynamische Belastungen tragende Hauptkonstruktion des Flügels 100. Demgemäß sind, um zusätzliche Widerstandsfähigkeit und Steifheit in der Drehmomentzelle 106 zu gewährleisten, Versteifungsklingen 108 auf der Innenfläche der Drehmomentzelle 106 angebracht. Darüber hinaus ist in diesem besonderen Flügel 100 der vordere Holm 110 nach hinten versetzt im Vergleich zu seiner normalen Position, was durch die gestrichelte Linie 112 angedeutet ist, und ist der hintere Holm 114 nach vorne verschoben im Vergleich zu seiner normalen Position, was durch die gestrichelte Linie 116 verdeutlicht wird. Durch die Plazierung des vorderen Holmes 110 hinter seiner normalen Position und des hinteren Holmes 114 vor seiner normalen Position wird zusätzlicher Raum geschaffen für die Plazierung von größeren, innerlich gleichen Antennenanordnungen mit größerer Abtastfähigkeit. Durch das Schaffen von zusätzlichem Raum erhalten die vorderen und hinteren Kanten 102 und 104 einen wesentlichen Teil des gesamten Flügelvolumens und werden deshalb zu aerodynamische Belastungen tragenden Hauptkonstruktionen. Die Versetzung der Holme 110 und 114 wird durch die Verwendung von speziellen Materialien möglich gemacht, wie im folgenden beschrieben. Die Versetzung der Holme 110 und 114 hängt von der Größe der innerlich gleichen Antennenanordnungen und der Architektur des Flügels 100 ab.

In dieser besonderen Ausführungsform des Flügels sind der vordere Holm 110 und der hintere Holm 114 um die gleiche Distanz von jedem Ende des Flügels 100 nach innen bewegt. Im besonderen ist jeder Holm 110 und 114 um 25% der gesamten Längserstreckung des Flügels 100 nach innen bewegt. Wie oben erläutert, hängt die Verschiebung der Holme 110 und 114 von der Größe der Antennenanordnung und von der Flügelarchitektur ab. Das gleiche Prinzip betrifft jedoch jeden Typ der Flügelarchitektur, einschließlich gerade verjüngend, nach hinten gebogen, variabel einstellbar und gekröpft.

Eine erste innen gleichartige Antennenanordnung 118 ist in die Vorderkante 112 des Flügels 100 eingebaut und eine zweite innen gleichartige Antennenanordnung 120 befindet sich in der Hinterkante 104 des Flügels 100. Die innen gleichartigen Anordnungen (Carrays) 118 und 120 sind an den vorderen und hinteren Holmen 110 bzw. 114 angebracht, die gleichzeitig als Masseebene für die Antennen fungieren. Wie in der Figur dargestellt ist, sind die Vorder- und die Hinterkante 102 und 104 mit einer Außenabdeckung dargestellt, die eine innere und eine äußere Haut umfaßt, während die Drehmomentzelle 106 aus einer einzigen Haut besitzt. Ist jedoch keine innerlich gleichartige Antennenanordnung in Vorder- und/oder Hinterkante (102 und 104) plaziert, dann kann eine einschichtige äußere Hülle oder Oberfläche (d.i. mit einer einzigen Haut) verwendet werden. Eine detaillierte Beschreibung der Konstruktion der verschiedenen Oberflächen wird mit Bezug auf Fig. 3 gegeben.

Fig. 3 zeigt eine detaillierte Darstellung mit einem Teil der Vorderkante 102 und der Drehmomentzelle 108 des Flügels 100. Die äußeren und inneren Häute 122 und 124 der Vorderkante 102 bestehen aus einem HF-leitenden (bzw. durchlässigen) Material mit einer hohen konstruktiven Widerstandsfähigkeit und Steifheit. Das wichtigste Gestaltungskriterium für die Wahl des zu verwendenden besonderen Materiales ist, daß es fähig sein muß, HF-Energie wirksam zu übertragen, und daß es die Erfordernisse einer aerodynamische Belastungen tragenden Hauptkonstruktion aufweisen muß. Gewisse Geometrien, z. B. körperliche Form und Proportionen von Konstruktionselementen sind leistungsfähiger als andere in Bezug auf einen gegebenen Typ von mechanischer und elektrischer Belastung. Innerhalb jeder Form gibt es eine optimale Konfiguration mit dem geringsten Gewicht. Um eine optimale Gestaltung innerhalb der verschiedenen Einschränkungen zu erhalten, werden spezifisches Gewicht, elektrische Leistungsfähigkeit (Wirkungsgrad), Haltbarkeit, Beschädigungstoleranz und Tragfähigkeit als erforderliche Kriterien ausgewählt. Um diese speziellen Gestaltungskriterien zu erfüllen, werden keramik-faserverstärkte organische Matrix-Werkstoffe und siliconkarbidfaserverstärkte organische Werkstoffe verwendet. Demgemäß sind die äußere und innere Haut 122 und 124 entweder aus Nextel 312/Epoxy, ein Produkt der 3M Company, oder aus HVR Nicalon, ein Produkt von Dow Corning, hergestellt. Im Zwischenraum zwischen der äußeren und der inneren Haut 122 und 124 befindet sich ein verlustloses dielektrisches Material 120, z. B. Rohacel Strukturschaum oder Syn-core, das von Hysol Inc. hergestellt wird. Typischerweise wird in diesem Anwendungstyp ein wabenartiges Material verwendet; der Strukturschaum 126 jedoch zeigt gewisse Vorteile vor der bekannten Wabentechnologie. Der Strukturschaum 126 nimmt keine großen Mengen von Wasser auf, wie sie sich in typischen wabenartigen Konstruktionen ansammeln und einfrieren. Demgemäß ergibt das eine Verbesserung der elektrischen und konstruktiven Eigenschaften der Vorderkante 102. Der Einsatz hochwertiger Fasertechnologie mit niedriger Dielektrizität liefert grundsätzlich eine erhöhte Festigkeit und Warm-/Naß- Stabilität. Der sandwichartige Aufbau der Oberflächenkonstruktion der Vorderkante 102 wird durch eine Laminatkonstruktion in 128 zusammengehalten.

Der vordere Holm 110 besteht aus Graphit-Epoxy wie z. B. IM6/3501-6 oder IM7/8552, hergestellt bei Hercules Inc., und ist T-artig geformt. Andere Graphit- Epoxies sind verwendbar, z. B. IM7/977, hergestellt bei Fiberite Inc. Der obere Teil des Holmes 100, oder allgemeiner beschrieben als die Holmkappe 130 befindet sich in dem Bereich, der die Verbindung zwischen der Vorderkante 102 und der Drehmomentzelle 106 bildet. Jeder der Holme 110 und 114 (vgl. Fig. 2) ist von einer Aluminiumfolie oder mit Aluminiumflammenspray beschichtet. Die Holme 110 und 114 sind mit Aluminium bedeckt, so daß sie als Masseebenen für die Antennenanordnungen und gleichzeitig als Befestigungsanker wirken können. Die Haut der Drehmomentzelle 106 besteht ebenfalls aus Graphit-Epoxy wie z. B. IM7/8552 oder IM7/977, und ist an der Holmkappe 130 mechanisch befestigt, z. B. mit Schrauben, die nicht in der Figur gezeigt sind. Abschwächungsstreifen 132 und 134, die aus Fiberglas/Epoxy bestehen, z. B. 52-Gl/SP 337, hergestellt von der 3M Company, werden direkt in die Außenhaut 122 der Vorderkante 102 und die Haut der Drehmomentzelle 106, die beide mit der Holmkappe 130 verbunden sind, hineinlaminiert. Abschwächungsstreifen sind ebenfalls in den Bereich der hinteren Holmkappe eingefügt, die nicht in dieser Figur gezeigt ist. Diese Abschwächungsstreifen liefern das, was im Stand der Technik als Flügel für hohe mechanische Spannungen bekannt ist. Die Anwendung dieser Flügel richtet sich auf die Empfindlichkeit gegenüber Dellen und Konzentrationen an mechanischer Spannung, um die maximale Übertragung der Eigenschaften von Verbundmaterialien zu erlauben, und, womöglich, die äußersten Spannungspegel um ungefähr 50% zu erhöhen. Das Errichten von Spannungskonzentrationen, um hohe Spannungsbelastungen erreichen zu können, führt zu haltbaren beschädigungstoleranten HF-leitenden Konstruktionen.

Die Haut der Drehmomentzelle 106 enthält Fiberglas/Epoxy-Streifen 136 zur Hemmung von Rissen. Diese Streifen 136 befinden sich in der Nähe des vorderen und des hinteren Holmes 110 und 114, und jeder der Versteifungsklingen 108. Die Streifen 136 zur Hemmung von Rissen werden dazu verwendet, zu verhindern, daß Risse in der Haut und Delamination vor den Streifen 136 entstehen, so daß gegen größere konstruktive Beschädigungen vorgebeugt ist. Die Versteifungsklingen 108 sind mit der Haut der Drehmomentzelle 106 durch eine KEVLAR/Epoxy-Heftung, hergestellt bei Dupont, verbunden. Die Versteifungsklingen 108 sind in die Haut der Drehmomentzeile 106 durch die KEVLAR/Epoxy-Heftung eingenäht.

Bezugnehmend auf Fig. 2 ist die Kombination aus Material und Konstruktion, die bei der Gestaltung und Konstruktion der Vorderkante 102 verwendet wurde, auch bei der Konstruktion der Hinterkante 104 des Flügels 100 verwendet. Im besonderen sind bei der Konstruktion der Hinterkante 104 eine Doppelhaut-Konstruktion mit einer verlustlosen dielektrischen sandwichartigen Zwischenlage, Fiberglas/Epoxy- Rißhemmungs-Streifen und Fiberglas/Epoxy-Abschwächungs-Streifen verwendet. In diesem besonderen Ausführungsbeispiel ist die Tatsache, daß die Hinterkante 104 ein Auftriebselement 138 aufweist, ohne Konsequenzen für die Wahl der Materialien. Darüber hinaus ist die Verbindung der Hinterkante 104 zu der Drehmomentzelle 106 identisch mit der Verbindung der Vorderkante 102 zur Drehmomentzelle 106, obwohl die Hinterkante 104 ein Auftriebselement 138 enthält; es ist jedoch ebenfalls ein Antriebsmechanismus am hinteren Holm 114 befestigt, ohne in der Zeichnung gezeigt zu sein. Der Antriebsmechanismus, bekannt in Fachkreisen, kann das Auftriebselement 138 in verschiedene Winkel über oder unter den Flügel 100 bewegen, abhängig von der besonderen Anwendung oder dem Manöver, das vom Piloten gewünscht wird. Die innere gleichartige Antennenanordnung 120 befindet sich einem ortsfesten Teil 140 der Hinterkante 104 und ist am hinteren Holm 114 in der gleichen Weise wie die innere gleichartige Antennenanordnung 118 in der Vorderkante 102 fest geankert.

Um Störungen mit der Radarabtasteinrichtung der inneren gleichartigen Antennenanordnung 120 zu vermeiden, ist das Auftriebselement 138 aus demselben Material hergestellt wie das ortsfeste Teil 140. Ein Verbindungselement 142, normalerweise ein scharnierähnlicher Mechanismus, verbindet das ortsfeste Teil 140 mit dem Auftriebselement 138 und besteht aus Metall, oder aus dem gleichen Material wie die vorderen und hinteren Holme 110 und 114, nämlich einem Graphit/Epoxy. Ein Holm 144 liefert zusätzliche Unterstützung für das Auftriebselement 138. Der Aufbau und die Verbindung des Holmes 144 ist identisch mit dem Aufbau und der Verbindung des vorderen bzw. hinteren Holmes 110 bzw. 114. Demgemäß hat die innere gleichartige Antennenanordnung 120 das volle Abtastvermögen, weil alle Aufbauten und Bedeckungskonstruktionen aus HF-leitendem (bzw. durchlässigem) Material bestehen.

Zwar kann der Antriebsmechanismus das Abtastvermögen des der inneren gleichartigen Antennenanordnung 120 stören, wenn man in bestimmten Richtungen abtastet. Jedoch ist der Antriebsmechanismus in einer unveränderlichen Position befestigt und wird deshalb auf dem Radarschirm an einer festen Stelle erscheinen. Demgemäß kann der Antriebsmechanismus ignoriert werden, wenn man den Radarschirm überwacht.

Fig. 4 zeigt einen Flügel 100 mit einer Hinterkante 104, die ein Auftriebselement 138 und eine innere gleichartige Antennenanordnung 120 enthält, die im ortsfesten Teil 140 und im Auftriebselement 138 angebracht ist. Wegen der relativen Bewegung zwischen dem ortsfesten Teil 140 und dem Auftriebselement 138 ist eine aus einem einzigen Stück bestehende zusammenhängende innere gleichartige Antennenanordnung 120 nicht möglich. Deswegen ist ein HF-Verbindungstück 146 zwischen den beiden Teilen 120a und 120b der inneren gleichartigen Antennenanordnung 120 erforderlich. Der Teil 120a, der sich im ortsfesten Teil 140 befindet, ist am hinteren Holm 114 befestigt, wie weiter oben beschrieben, und der Teil 120b, der sich im Auftriebselement 138 befindet, ist am Holm 144 angebracht. Die Befestigung des Teiles 120b der inneren gleichartigen Antennenanordnung 120 am Holm 144 ist identisch mit der Befestigung des Teiles 120a am hinteren Holm 114.

Ist die Vorderkante 102 des Flügels 100 bewegbar, wie in Fig. 5 dargestellt, so sind der Antriebsmechanismus und die innere gleichartige Antennenanordnung im ortsfesten Teil der Vorderkante 102 befestigt. Fig. 5 zeigt eine Vorderkante 102 mit einer Klappe 148, die in nach unten geklappter Stellung dargestellt ist. Die innere gleichartige Antennenanordnung 118 befindet sich im ortsfesten Teil 150 und ist mit dem vorderen Holm 110 verbunden. Um Störungen des Radarabtastvermögens der inneren gleichartigen Antennenanordnung 118 zu vermeiden, ist die Klappe 148 aus dem gleichen Material wie das ortsfeste Teil 150. Die Klappe 148 ist aus den gleichen Materialien wie der vordere und der hintere Holm 110 bzw. 114 hergestellt. Ein Holm 152 liefert zusätzliche Unterstützung für die Klappe 148. Der Aufbau und die Verbindung des Holmes 152 ist identisch mit dem Aufbau und der Verbindung des vorderen und hinteren Holmes 114 und 115.

Ein Antriebsmechanismus, in Fachkreisen bekannt und nicht gezeigt, dient zur Bewegung der Steuerungsfläche 148. Selbstverständlich kann dieser Mechanismus ebenfalls das Abtastvermögen der inneren gleichartigen Antennenanordnung 118 stören, wenn man in gewissen Richtungen abtastet. Dieses Problem wird in ähnlicher Weise überwunden wie das des Antriebsmechanismusses für die Hinterkante 104.

Darüber hinaus ist diese besondere Anordnung nicht auf den Flügel 100 beschränkt. Wie in Fig. 1 gezeigt, können die internen gleichartigen Antennenanordnungen im horizontalen Stabilisator 200 unter Verwendung einer Konstruktion, die identisch ist mit der im Zusammenhang mit dem Flügel 100 beschriebenen, angeordnet sein. Darüber hinaus, ebenfalls nicht gezeigt in Fig. 1, kann eine innere gleichartige Antennenanordnung auch im vertikalen Stabilisator 400 angeordnet sein, unter Verwendung eines identischen Aufbaus. Es ist jedoch wichtig zu bemerken, daß es nicht nötig ist, einen der Holme, die in irgendeiner der Aeroflächen verwendet werden, in seiner Position zu verändern, falls die Antennenanordnung innerhalb der Begrenzungen einer Nebenkonstruktion angeordnet werden kann.

Fig. 6 zeigt einen Teil der HF-leitenden äußeren Schalenkonstruktion des Rumpfes. Die Grundkonstruktion des Rahmens umfaßt Längsversteifungen 304, die aus Graphit/Epoxy wie z. B. IM6/3501-6, IM7/8552 oder IM7/977 bestehen, und kleinere Rahmen 306, die ebenfalls aus Graphit/Epoxy bestehen. Die Längsversteifungen 304 erstrecken sich auf die Länge des Rumpfes 300 und haben eine Querschnittsgeometrie, wie sie Teilschnitt A-A zeigt. Die kleineren Rahmen 306 verlaufen dazu senkrecht und sind an den Längsversteifungen 306 befestigt. Die kleineren Rahmen 306 haben eine Querschnittsgeometrie, wie sie Teilschnitt B-B zeigt. Eine innere gleichartige Antennenanordnung kann innerhalb jeder beliebigen Zelle 308, 310, 312 und 314 angeordnet sein, die durch die kleineren Rahmen 306 und die Längsversteifungen 304 gebildet werden. Z.B. hätte eine innere gleichartige Antennenanordnung, die sich innerhalb des Abschnittes 310 befindet, einen großen Abstrahlwinkelbereich. Die Außenhaut, die die Hülle des Rumpfes 300 bildet, besteht in jedem Bereich oder jeder Zelle, in der sich eine Antennenanordnung befindet, aus HVR Nicalon, demselben Material, das in den Vorder- und Hinterkanten 102 und 104 des Flügels 100 verwendet wurde. Obwohl Fig. 6 eine Einzelwandkonstruktion zeigt, kann eine Doppelwandkonstruktion verwendet werden, die identisch mit der der Vorder- und Hinterkanten ist. Die Längsversteifungen, die kleineren Rahmen und das HF-leitende Material werden in einem einzigen Aufdampfschritt einstückig verschweißt, um den Bedarf an Befestigungen zu vermeiden, die möglicherweise die HF-Leitfähigkeit stören können. Die inneren gleichartigen Antennenanordnungen werden direkt entweder an den Längsversteifungen oder den kleineren Rahmen oder beiden befestigt. Es muß jedoch eine getrennte Masseebene (nicht gezeigt) verwendet werden. Die Zellen, in denen sich keine Antennenanordnungen befinden, haben eine Außenhaut, die aus Graphit/Epoxy besteht, wie z. B. IM6/3501-6, IM7/8552 oder IM7/977.

Obwohl das, was gezeigt und beschrieben wurde, für die zweckmäßigsten und bevorzugten Ausführungsformen gehalten wird, ist offensichtlich, daß Abweichungen von speziellen Methoden und Gestaltungen, wie beschrieben und gezeigt, Fachleuten nahegelegt sind und verwendet werden können, ohne sich von der Idee und aus dem Bereich der Erfindung zu entfernen. Die vorliegende Erfindung ist nicht auf die besonderen Konstruktionen beschränkt, wie sie beschrieben und dargestellt wurden, sondern ist so gestaltet, daß sie alle Modifikationen umfaßt, die in den Bereich der beigefügten Ansprüche fallen können.

Claims (12)

1. Flugzeug, dadurch gekennzeichnet,
daß es innere gleichartige Antennenanordnungen (118, 120) enthält, die in die Hauptbelastungen tragenden Aeroflächenkonstruktionen (100, 200) angeordnet sind,
daß die Aeroflächen eine Vorderkante (102) enthalten, die aus hochfrequenzleitendem - bzw. durchlässigem - Material besteht, das in der Lage ist, aerodynamische Hauptbelastungen aufzunehmen und weiterzugeben, Auftrieb zu erzeugen, und die innere gleichartige Antennenanordnungen (108, 120) aufzunehmen, daß die Aerofläche eine Hinterkante (104) enthält, die Auftrieb erzeugt und die Steuerung des Flugzeuges erreicht,
daß von Vorder- und/oder Hinterkante (102, 104) Auftriebselemente enthält, um zusätzlichen Auftrieb zu erzeugen,
daß es eine Drehmomentzelle (106) enthält, die aerodynamische Hauptbelastungen aufnimmt und weitergibt,
daß die Drehmomentzelle (106) und die Vorderkante (102) bei einem vorderen Holm (112) aneinander stoßen und an diesem durch ein erstes Befestigungsmittel befestigt sind,
daß die Drehmomentzelle (106) und die Hinterkante (104) an einem hinteren Holm (112) aneinander stoßen und an diesem durch zweite Befestigungsmittel befestigt sind, und
daß sich der vordere Holm (112) eine vorgebene Entfernung hinter seiner normalen Position befindet, und dadurch zusätzlichen Raum für die inneren gleichartigen Antennenanordnungen (118, 120) schafft.

2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sich der hintere Holm (114) eine vorgegebene Entfernung vor seiner normalen Position befindet, und dadurch zusätzlichen Raum für die inneren gleichartigen Antennenanordnungen (110, 120) in der Hinterkante (104) schafft.

3. Flugzeug nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß Vorder- und/oder Hinterkante (102, 104) eine innere und eine äußere Haut enthält, die aus keramikfaser- oder silikoncarbidfaserverstärktem Epoxy besteht, wobei ein verlustloses dielektrisches Material sandwichartig zwischen die innere und äußere Haut eingefügt ist, um die Festigkeit und die Warm/Naß-Stabilität der Aerofläche (100, 200) zu erhöhen.

4. Flugzeug gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Hinterkante (104) aus Graphit/Epoxy besteht.

5. Flugzeug gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Drehmomentzelle (106) eine Graphit/Epoxy-Hülle mit integrierten Versteifungsklingen (108) aufweist, die innen von der Hülle der Drehmomentzelle (106) wegragen, um die Drehmomentzelle (106) gegen Biegungs-, Torsions- und vertikale Scherbelastungen zu verstärken, und daß die Verstarkungsklingen (108) in die Hülle der Drehmomentzelle (106) unter Verwendung einer KEVLAR/Epoxy-Heftung eingenäht sind.

6. Flugzeug gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Außenhülle (122) der Vorderkante (102), die Hülle der Drehmomentzelle (106) und die Hülle der Hinterkante (104) eingelagerte Fiberglas/Epoxy- Abschwächungsstreifen enthält, die jeweils mit dem vorderen und dem hinteren Holm (112, 114) verbunden sind, wobei die besagten Fiberglas/Epoxy-Abschwächungsstreifen die Belastbarkeit der Aerofläche (100, 200) gegen mechanische Spannungen erhöht.

7. Flugzeug gemäß Anspruch 5 und jedem der vorausgehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Drehmomentzelle (106) Versteifungsklingen (108) enthält, die innen von der Hülle der Drehmomentzelle (106) wegragen, um die Drehmomentzelle (106) gegen Biegungs-, Torsions- und vertikale Scherbelastungen zu verstärken, wobei die Versteifungsklingen (108) in die Hülle der Drehmomentzelle (106) unter Verwendung einer KEVLAR/Epoxy-Heftung eingenäht sind.

8. Flugzeug gemäß Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Hülle der Drehmomentzelle (106) eingelagerte Rißhemmungsstreifen aus Fiberglas/Epoxy enthält, die sich in der Nähe der vorderen und hinteren Holme (112, 114) und der Versteifungsklingen (108) befinden, um der Ausbreitung von strukturellen Rissen und von Ab/Auflösungen vorzubeugen.

9. Flugzeug gemäß den vorhergehenden Ansprüchen, dadurch gekennzeichnet,
daß ein Tragflächenpaar (100) mindestens eine Vorderkante (102), eine Hinterkante (104) und eine Drehmomentzelle (106) enthält, die aus HF-leitendem Material bestehen,
daß es einen Rumpf (300) aufweist, an dem das Tragflächenpaar (100) angebracht ist, wobei mindestens ein Teil der Hauptkonstruktion der Außenschalensegmente des Rumpfes (300) innere gleichartige Antennenanordnungen enthält
und daß es ein Leitwerk (400) mit einem Stabilisator (200) enthält, der mindestens eine Vorderkante besitzt, die aus HF-leitendem Material besteht, das in der Lage ist, aerodynamische Hauptbelastungen aufzunehmen und weiterzugeben und die inneren gleichartigen Antennenanordnungen zu beherbergen.

10. Flugzeug gemäß Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorderkanten (102) des Tragflächenpaares (100) jeweils ein Auftriebselement (148) enthalten, um zusätzlichen Auftrieb zu erzeugen und die Steuerung des Flugzeuges zu erreichen.

11. Flugzeug gemäß Anspruch 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, daß der Rumpf (300) mehrere Längsversteifungen (304), die sich über die Länge des Rumpfes (300) erstrecken, mehrere kleinere Rahmen (306), die dazu senkrecht verlaufen und mit den Längsversteifungen (304) verbunden sind, und eine Außenhaut (308) aufweist, die die kleineren Rahmen (306) und die Längsversteifungen (304) bedeckt, wobei die Längsversteifungen (304) und die kleineren Rahmen (306) aus einem in einem einzigen Autoklaven-Betriebsschritt gefertigten Graphit/Epoxy bestehen.

12. Flugzeug gemäß den Ansprüchen 9 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Außenhaut des Rumpfes (300) in den Bereichen der Hauptkonstruktion der Außenschalensegmente des Rumpfes (300), die die inneren gleichartigen Antennenanordnungen enthalten, aus keramikfaser- oder siliconcarbidverstärktem Epoxy, und in den anderen Bereichen aus Graphit/Epoxy besteht.