GEBIET DER ERFINDUNG
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Diese Erfindung betrifft aerodynamische
Flugzeugverkleidungen, und mehr im besonderen jene Verkleidungen, die in
dem Bereich von angelenkten Steuerflächen verwendet
werden, wo Stellantriebe aus gewünschten aerodynamischen
Konturen vorstehen. Spezieller bezieht sich die Erfindung auf
eine Zwei-Teil-Gelenkstrecken- bzw. -linienverkleidung für
ein Flugzeug, die zum Verhindern von physikalischer bzw.
physischer Störung bzw. Kollision zwischen zwei
Verkleidungsteilen angeordnet bzw. eingerichtet ist, während
Spalte zwischen den beiden Verkleidungsteilen eliminiert
sind, umfassend:
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einen ersten Verkleidungsteil, der auf einer Seite
der genannten Gelenkstrecke bzw. -linie angebracht ist,
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einen zweiten Verkleidungsteil, der auf der anderen
Seite der genannten Gelenkstrecke bzw. -linie angebracht
ist. Eine solche Verkleidung ist z. B. aus GB-A-2 238 991
bekannt.
HINTERGRUND DER ERFINDUNG
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Äußere aerodynamische Verkleidungen, die quer über
angelenkten Oberflächen angebracht sind, wie z. B. einem
Seitenruder und einem Seitenruder-Hilfsruder, können
unannehmbare Spalte zwischen der an dem Seitenruder
angebrachten Verkleidung und der damit zusammenpassenden
Verkleidung, die an dem Seitenruder-Hilfsruder angebracht ist,
haben. Idealerweise sollten diese beiden
zusammengehörenden Verkleidungen bis zu dem Ausmaß zusammenpassen, dass
sie sich zum Vorsehen einer kontinuierlichen Kontur überlappen
und dass sie während ihres vollen Bereichs von
erforderlicher Relativbewegung um die Gelenkstrecke nicht
miteinander interferieren bzw. einander nicht stören.
Dieses Problem ist speziell ausgeprägt, wenn die
Gelenkstrecke nicht senkrecht zu der Längsachse der Verkleidungsteile
ist, welche mit der Luftströmung abgefluchtet werden
müssen, um den aerodynamischen Luftwiderstand auf einem
annehmbaren Niveau zu halten. In einer kürzlichen
Flugzeuggestaltungsbemühung wurden die Stoßstangenverkleidungen
auf dem Seitenruder und dem Hilfsruder ursprünglich mit
einer Kontur ausgebildet, welche die frontale Fläche wegen
Luftwiderstandszwecken minimierte. Diese
Zwei-Teil-Verkleidungen erforderten erneut ausgebildete Randformen, um
physische Interferenzen bzw. gegenseitige Störungen
während der Bewegung um die Gelenkstrecke auszuschalten.
Dieses führte zu Spalten, welche übermäßige Luftleckage und
übermäßigen Luftwiderstand bewirken können, sowie außerdem
zu verdunkelten Spaltbereichen, die für Fluglinienkunden
einen unvorteilhaften ästhetischen Eindruck erzeugen.
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Das obige Dokument des Standes der Technik GB-A-2 238 991
an Williams et al. beschreibt Verkleidungen, die zum
Abdecken eines Flügelsteuerflächenbetätigungsmechanismus
ausgebildet sind, der einen an dem Flügel angebrachten
Abschnitt, einen an einer Steuerfläche angebrachten
Abschnitt und einen Mittelabschnitt, der aus einem flexiblen
Material hergestellt ist, welcher sich innerhalb der
anderen Abschnitte verschiebt und deformiert, wie es zum
Abstimmen ihrer Formen benötigt wird, hat.
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US-A-5 071 092 an Williams et al. (zwei gemeinsame Co-
Erfinder mit dem oben erörterten britischen Patent)
bezieht sich auch auf die Flügel zur
Steuerflächenstellantrieb-Verkleidung. Mehrere überlappende Schichten von
dünnen Streifen sind an der Flügelseite der Verkleidung
angebracht und stehen nach rückwärts über die Oberfläche der
Steuerflächenseite vor. Sie werden durch den rückwärtigen
Verkleidungsabschnitt zur Seite gedrückt, wenn sich die
Steuerfläche bewegt, aber ihre Federkraft hält sie gegen
denselben gedrückt.
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US-A-4 854 528 an Hofrichter erörtert eine Verkleidung für
ein Klappensteuersystem, die in drei Abschnitte unterteilt
ist, deren Bewegungen durch den Klappenmechanismus so
gesteuert werden, dass sie sich mit ihm bewegen und
ineinander verschieben, um eine kontinuierliche Verkleidung
aufrechtzuerhalten.
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US-A-5 388 788 an Rudolph, das auf die vorliegende
Anmelderin übertragen ist, offenbart eine Verkleidung für eine
angelenkte Steuerfläche, worin die untere Oberfläche der
bewegbaren Fläche auch zylindrisch gekrümmt ist. Demgemäß
wird bei allen Winkeln der Steuerfläche eine bündige
Oberfläche dargeboten und es ist zwischen den beiden
gekrümmten Verkleidungsoberflächen ein gekrümmter Belastungsweg
für den Betätigungsmechanismus vorhanden, so dass es nicht
notwendig ist, dass er die äußere Höhe der normalen
aerodynamischen Oberfläche durchdringt.
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Die oben erörterten Probleme werden mit Bezug auf einen
Seitenruder- und Seitenruder-Hilfsruderaufbau
veranschaulicht und beschrieben. Ähnliche bzw. gleichartige Probleme
können auch für andere Arten von Steuerflächen gültig
sein, wie Querruder, Vorder- und Hinterkantenklappen,
Höhenruder und dergleichen.
ABRISS DER ERFINDUNG
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Diese Erfindung ist eine Verkleidungsausbildung für die
Verwendung auf bzw. bei angelenkten Oberflächen, und mehr
im besonderen eine Ausbildung einer Verkleidung, die an
einer relativ ortsfesten Tragfläche angebracht ist, und
einer damit zusammenpassenden Verkleidung, die an einer
relativ bewegbaren Steuerfläche angebracht ist. Die Erfindung
stellt eine Zwei-Teil-Gelenkstrecken- bzw.
-linienverkleidung der oben beschriebenen allgemeinen Art zur
Verfügung, welche dadurch gekennzeichnet ist, dass jeder
genannte Verkleidungsteil einen Bereich enthält, welcher
eine sphärische Kontur hat, wobei jede genannte sphärische
Kontur ein Zentrum hat, das auf der genannten
Gelenkstrecke bzw. -linie lokalisiert ist. Durch Verwendung von
Teilen von zwei konzentrischen sphärischen Oberflächen, wobei
jede mit ihrem Zentrum auf der Gelenkstrecke bzw. -linie
lokalisiert ist, wird es einer der Verkleidungen
ermöglicht, sich innerhalb der anderen Verkleidung zu drehen.
Bevorzugte Ausführungsformen der Verkleidung gemäß der
vorliegenden Erfindung sind in den abhängigen Ansprüchen
definiert.
KURZE BESCHREIBUNGEN DER ZEICHNUNGEN
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Fig. 1 ist eine Seitenaufrissansicht des vertikalen Hecks
eines modernen kommerziellen Strahlflugzeugs, die drei
Gelenkstrecken bzw. -linienverkleidungsinstallationen zeigt.
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Fig. 2 ist eine vergrößerte
Ausschnittsseitenaufrissansicht von drei Gelenkstrecken bzw.
-linienverkleidungsinstallationen des Standes der Technik.
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Fig. 3 ist eine Aufsichtsquerschnittsansicht einer
Seitenruder- und Hilfsruderstoßstangeneinrichtung, wobei der
Bewegungsbereich in Phantomlinien gezeigt ist.
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Fig. 4, 5 und 6 zeigen die Geometrie der Verkleidungen
dieser Erfindung in ihrer neutralen Position und in ihren
maximalen Laufpositionen.
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Fig. 7 zeigt eine Seitenaufrissansicht einer
Gelenkstrecken bzw. -linienverkleidung des Standes der Technik.
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Fig. 8 zeigt eine Seitenaufrissansicht der Gelenkstrecken
bzw. -linienverkleidung dieser Erfindung.
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Fig. 7A ist eine Querschnittsansicht, ausgeführt bei A-A
in Fig. 7, von einer Gelenkstrecken bzw.
-linienverkleidungsinstallation des Standes der Technik.
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Fig. 8B ist eine Querschnittsansicht, ausgeführt bei B-B
in Fig. 8, von einer Gelenkstrecken bzw.
-linieninstallation gemäß dieser Erfindung.
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Fig. 9 ist eine vergrößerte
Ausschnittsseitenaufrissansicht von drei Gelenkstrecken bzw.
-linienverkleidungsinstallationen des Standes der Technik, die gemäß den
Konzepten dieser Erfindung hergestellt sind.
BESCHREIBUNG VON BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORMEN
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Die Fig. 1 zeigt in Seitenaufrissansicht das vertikale
Heck 10, das ein Seitenruder 12, ein Seitenruder-
Hilfsruder 14, eine Gelenkstrecke 16 zwischen dem
Seitenruder 12 und seinem Hilfsruder 14, eine Gelenkstrecke 18
zwischen dem vertikalen Heck 10 und dem Seitenruder 12 und
drei Seitenruder-zu-Hilfsruder-Gelenkstreckenverkleidungen
20 umfasst.
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In diesem Bereich des Flugzeugs gibt es zwei
Steuerflächen, das Seitenruder 12 und das Seitenruder-Hilfsruder
16. Das Seitenruder 12 für dieses Flugzeug ist wie ein
großer aerodynamischer Kasten, etwa 20 cm (acht Zoll)
dick. Das Seitenruder-Hilfsruder 14 hat eine Keilform,
etwa 20 cm (8 Zoll) dick an dem vorderen Rand und sich
verjüngend auf fast nichts an dem rückwärtigen Rand. Der
vordere Rand des Seitenruder-Hilfsruders 14 ist an einem
rückwärtigen Rand des Seitenruders 12 angebracht. Das
Hilfsruder ist auf einem Satz von Gelenken befestigt, um
sich in entgegengesetzten Richtungen zu verschwenken. Die
Gelenke und die Gelenkstrecke 18 sind innerhalb der
aerodynamischen Konturen des Flugzeugs. Jedoch ist ein
Stoßstangenbetätigungsmechanismus, in Fig. 1 nicht gezeigt,
zum Bewegen des Hilfsruders 14 zu groß, um in die
aerodynamischen Konturen des Seitenruders 12 und des
Seitenruderhilfsruders 14 zu passen. Demgemäß muss eine
aerodynamische Verkleidung installiert werden, um die Luftströmung
über der durch die Stoßstange verursachten hervortretenden
Stelle zu glätten.
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Fig. 2 zeigt Verkleidungen 20 des Standes der Technik,
die über den hervortretenden Stellen platziert sind,
welche durch die Stoßstangen (nicht gezeigt) ausgebildet
sind. Die Verkleidung 20 hat zwei Teile, d. h. einen ersten
Verkleidungsteil 22, der an dem Seitenruder 12 angebracht
ist, und einen zweiten Verkleidungsteil 24, der an dem
Hilfsruder 14 angebracht ist. In Betrieb ist es, wenn sich
das Hilfsruder 14 um die Gelenkstrecke 25 dreht,
wesentlich, dass die beiden Teile der Verkleidungen 20 physisch
nicht miteinander interferieren bzw. sich physisch nicht
gegenseitig stören. Es ist außerdem sehr erwünscht, dass
die Verkleidungsteile 22 und 24 nicht voneinander
weggehen, so dass sie Öffnungen, wie jene die mit 30 bezeichnet
sind, für Luftleckagen lassen, welche zum aerodynamischen
Luftwiderstand beitragen. Außerdem sind solche Öffnungen
unansehnlich bzw. hässlich und unangenehm bezüglich der
Ästhetik für Fluglinienpassagiere.
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Unglücklicherweise ist es jedoch, zum großen Teil
herrührend von der Tatsache, dass die Verkleidung 20 für einen
verminderten aerodynamischen Luftwiderstand mit der
Luftströmung abgefluchtet werden muss, anstatt dass sie
senkrecht zu der Gelenkstrecke 20 abgefluchtet wird, extrem
schwierig, zu bestimmen, wie die Form der Verkleidungen
sein soll, so dass sie nicht voneinander weggehen und
unansehnliche bzw. hässliche sowie luftwiderstanderzeugende
Öffnungen zwischen dem ersten und zweiten Verkleidungsteil
lassen.
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Die Fig. 3 zeigt eine Aufsichtsquerschnittsansicht eines
Seitenruders 12, eines Hilfsruders 14, einer Stoßstange
32, sowie einer Stoßstangenkurbel 34. Die ausgezogenen
Linien veranschaulichen die nominelle Mittelposition für das
Seitenruder 12 und das Hilfsruder 14. Die Phantomlinien
zeigen den maximalen Lauf des Seitenruders 12 und des
Hilfsruders 14 nach links bzw. rechts. Die Fig. 3 zeigt
außerdem schematisch eine Zwei-Teil-Verkleidung 40, die
gemäß dieser Erfindung hergestellt ist.
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Die Fig. 4 zeigt ein erstes Verkleidungsteil 22, das an
dem Seitenruder 12 angebracht ist, und ein zweites
Verkleidungsteil 24, das an dem Hilfsruder 14 angebracht ist.
Die mit "C" markierten Bereiche der Verkleidung sind
sphärische Oberflächen, die einen Radius r1 bzw. r2 haben,
gemessen vom Punkt D, der sich auf der Gelenkstrecke bzw.
-linie 16 befindet. r1 ist nur um die Dicke der Haut der
Verkleidung plus einem minimalen Spiel bzw. Abstand
(angenähert 3,8 mm (0,15 Zoll)) kleiner als r2, so dass
das erste Verkleidungsteil 24 bündig in das zweite
Verkleidungsteil 22 passt.
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Die Fig. 5 zeigt die Stoßstange und die Stoßstangenkurbel
34 in ihrer nominellen Position. Wie in Fig. 4 kann man
sehen, dass die Verkleidungsteile 24 und 22 sphärische
zusammenpassende Oberflächen in den mit "C" markierten
Bereichen benutzen.
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Fig. 6 zeigt in entsprechender Weise die Radien r1 und r2
zu der Verkleidung, gemessen von dem Mittelpunkt auf der
Gelenkstrecke.
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Fig. 7 und 7A zeigen eine Verkleidungsinstallation des
Standes der Technik und einen Querschnitt, bei denen eine
Trimmung zum Ausschalten von physischer Interferenz bzw.
gegenseitiger Störung zwischen den beiden
Verkleidungsteilen stattgefunden hat. Wie vorher erwähnt, führt ein
solches Trimmen zu Öffnungen, die unansehnlich bzw. hässlich
sind und außerdem Luftwiderstand erzeugen.
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Fig. 8 und 8B veranschaulichen die
Verkleidungsinstallation dieser Erfindung, in welcher sphärische
zusammenpassende Oberflächen verwendet sind, um ein Trimmen
hinsichlich physischer Interferenz bzw. gegenseitiger Störung und
hinsichtlich des Offenlassens von Öffnungen zwischen den
Verkleidungsteilen zu vermeiden.