Lentokoneissa käytetään taittuvaa siipeä pääasiassa koneiden varastointitilan pienentämiseksi. Manuaalisesti eli käsin taitettava siipi on yleinen ratkaisu pienissä kaupallisissa koneissa, mutta automaattisesti taittuvaa siipeä on käytetty lähinnä ilmatukialuksilta operoivissa sotilaskoneissa. Automaattisella siiventaitolla on etuja verrattuna manuaaliseen taittoon, mutta automaattiseen siiventaittoon liittyy teknisiä ongelmia. Tekniikan nopea kehitys on tehnyt automaattisesta siiventaitosta realistisemman vaihtoehdon ja lisännyt kiinnostusta automaattisen siiventaiton käyttöön.
Työssä suunnitellaan, arvioidaan ja vertaillaan kolmea taittomekanismikonseptia sekä arvioidaan konseptien massa. Konseptit, jotka on nimetty konsepteiksi A1, A2 ja B, suunnitellaan pienelle yläsiipiselle koneelle. Konsepteissa A1 ja A2 siipi taitetaan ylöspäin ja konseptissa B taaksepäin. Konseptit A1 ja A2 eroavat toisistaan ainoastaan lukitusmekanismin osalta: konseptissa A1 käytetään tavallista lukitusmekanismia ja konseptissa A2 siiven alle kiinnitettävää tukirakennetta, jolla lisätään kuormia kantavien rakenteiden momenttivartta. Konseptit arvioidaan massan, taloudellisuuden, turvallisuuden, toimivuuden, toteutettavuuden ja riskitekijöiden perusteella. Konseptit suunnitellaan kevyelle lentokoneelle, jolloin taittomekanismin massan merkitys korostuu ja konseptien massoja painotetaan arvioinnissa erityskertoimella. Konseptien massojen arvioimiseksi selvitetään taittomekanismien kriittisin aerodynaaminen kuormitus, jonka perusteella taittomekanismien keskeisimmät rakenteet mitoitetaan.
Taittomekanismien mitoituksen mukaan konsepti B oli kevyempi kuin konseptit A1 ja A2. Konseptien A1 ja A2 massat eivät eronneet merkittävästi toisistaan, joten kuormia kantavien rakenteiden momenttivarren lisääminen konseptissa A2 ei keventänyt taittomekanismin massaa verrattuna konseptiin A1. Taittomekanismien kokonaismassat arvioitiin kertomalla lasketut taittomekanismien massat sopivalla kertoimella ja ottamalla huomioon aktuaattorien massat. Konseptien A1, A2 ja B kokonaismassoiksi arvioitiin vastaavassa järjestyksessä 28,8 kg, 26,8 kg ja 9,6 kg. Konseptien A1 ja A2 kokonaismassat arvioitiin aktuaattoreilla, joiden yhteismassa oli 20 kg, joten konseptien A1 ja A2 kokonaismassat koostuivat suurimmaksi osaksi aktuaattorien massoista. Konsepti B arvioitiin konseptien vertailussa paremmaksi kuin konseptit A1 ja A2. Konseptin B suurin etu oli taittomekanismin keveys ja suurin ongelma taittokohdan laippojen kytkennän toteutus, johon liittyy valitulla ratkaisulla merkittävä aerodynaaminen haitta. Konsepteissa A1 ja A2 käytettävän pyörivän liikkeen tuottavan aktuaattorin käyttöön liittyi myös merkittäviä rakenteellisia ja turvallisuuteen liittyviä haasteita, joten konsepti B arvioitiin helpommin toteutettavaksi ja turvallisemmaksi kuin konseptit A1 ja A2. Työn tulokset ovat yleistettävissä. Pienissä yläsiipisissä koneissa automaattinen siiventaitto kannattaa lähtökohtaisesti toteuttaa taaksepäin taittuvalla siivellä.Folding wing airplane concepts are mainly used to decrease the storage space of the airplanes. A manual folding wing is a conventional solution in a small commercial airplane, whereas an automatic folding wing has been used mainly in carrier-based military airplanes. The automatic folding wing has advantages over the manual folding wing, however, the designing of the automatic folding wing results in some technical challenges. The rapid development of aerospace technology has opened new possibilities and increased the interest in using the automatic folding wing in airplanes.
Three wing folding mechanism concepts are designed, evaluated, compared, and their mass estimated. The concepts are designed for a small high wing airplane and named as A1, A2 and B. In Concepts A1 and A2, the wing is folded upward and in Concept B backward. The difference between Concepts A1 and A2 is the locking mechanism of the wing, which in Concept A1 is a conventional mechanism and in Concept A2 a support structure attached below the wing in order to obtain a longer moment arm for the load-carrying structure. The evaluation of the concepts is based on the mass, economic efficiency, safety, functionality, feasibility and risk factors of the folding mechanism. Because the concepts are designed for a light airplane, the mass of the folding mechanism has great significance and is especially emphasized. In order to estimate the mass of each folding mechanism, the most critical aerodynamic load condition is estimated and calculated. After the aerodynamic load analysis, the sizing of the folding mechanism concepts is carried out.
According to the sizing, Concept B was lighter than Concepts A1 and A2. The mass of Concepts A1 and A2 had only a small difference, therefore the increasing of the moment arm of the load-carrying structure did not reduce the mass of the folding mechanism. The total masses of the concepts were estimated by multiplying the calculated folding mechanism mass by an adequate factor, and by taking the mass of the actuators into consideration. The total masses of Concepts A1, A2 and B were 28.8 kg, 26.8 kg and 9.6 kg, respectively. In Concepts A1 and A2, the actuators weighed 20 kg giving Concepts A1 and A2 most of their mass. Concept B was evaluated to be superior to Concepts A1 and A2. The greatest advantage of Concept B was a light folding mechanism and the greatest challenge was the implementation of the flap connection, which resulted in a significant aerodynamic disadvantage with the structural solution selected. In addition, the rotary actuator used in Concepts A1 and A2 concerned significant structural and safety-related challenges making Concept B more feasible and safer than Concepts A1 and A2. The results can be generalized: In small high wing airplanes, an automatic backward folding wing should be preferred over the more conventional option i.e. an automatic upward folding wing
