[0001] Die Erfindung betrifft einen Landeklappenmechanismus gemäss Patentanspruch 1, der so ausgelegt ist, dass im eingefahrenen Zustand sämtliche Teile des Mechanismus innerhalb des aerodynamischen Flügelprofils zu liegen kommen.
[0002] Verkleidungen von Landeklappenmechanismen sind ein vertrauter Anblick bei jedem modernen Verkehrsflugzeug. Neuere Entwicklungen haben massgeblich dazu beigetragen, den Widerstand dieser Verkleidungen durch anspruchsvolles aerodynamisches Design zu verringern. Ein beträchtlicher schädlicher Widerstand bleibt jedoch immer bestehen, und dieser ist besonders hoch bei hohen Geschwindigkeiten im Reiseflug, einer Flugphase, welche keinerlei Betätigung der Landeklappen verlangt. Die Verkleidungen sind daher verantwortlich für einen Teil des schädlichen Widerstands und unnötigen Treibstoffverbrauch. Die Vermeidung dieses Verkleidungswiderstandes könnte daher zu einer Verbesserung der Betriebskosten eines Flugzeugs beitragen sowie dessen Nutzlastkapazität dank eingespartem Treibstoff erhöhen.
[0003] Die auf Landeklappen wirkenden Lasten im eingefahrenen Zustand sind minimal im Vergleich zu einer Endanflugskonfiguration, bei der steife, feste und daher voluminöse Klappenaufhängungen und -mechanismen nötig sind. Während des Reisefluges würden "schwächere" und kleinere Mechanismen und Aufhängungen ausreichen.
[0004] Die Grundlage des Mechanismus ist ein ausfahrbarer Schieber wie in Fig. 1 dargestellt und im weiteren Hauptschieber genannt, der an einem Ende hinter dem hinteren Flügelholm mit der Hauptflügelstruktur verbunden ist (5), und am anderen Ende über ein Gelenk (4) mit der Landeklappe (3). In der Regel ist dies ein Kugelgelenk aufgrund der dreidimensionalen Ausfahrcharakteristik der Landeklappen bei gepfeilten Flügeln. Der ausfahrbare Hauptschieber (1) rotiert um das Gelenk (5) nach unten. Der Hauptschieber (1) besteht aus einem ausschliesslich rotierenden Teil (7) und aus einem ausfahrbaren Teil (18).
[0005] Die Steuerung der Abwärtsbewegung (17) des Hauptschiebers (1) wird über einen Teilmechanismus wie in Fig. 2 gezeigt sichergestellt. Ein weiterer Aufhängpunkt (12), welcher starr mit dem hinteren Flügelholm (2) verbunden ist, wird hierzu benötigt. Dieser Punkt ist über zwei gelenkig verbundene Stangen (11 und 8) mit dem Hauptschieber (1) über ein weiteres Gelenk (9) verbunden. Dieses Gelenk (9) ist mit dem ausschliesslich rotierenden Teil (7) des Hauptschiebers (1) verbunden und nicht etwa mit dem ausfahrbaren Teil (18). Jegliche Bewegung des Gelenks (10) führt zu einer Rotation der Stange (11) um den Punkt (12) und damit zu einer Rotation (17) des Hauptschiebers (1) um den Punkt (5).
[0006] Das Gelenk (10) ist über eine weitere Stange (13) gelenkig mit einem Schiebeelement (15) verbunden, welches immer parallel zum ausschliesslich rotierenden Teil (7) des Hauptschiebers (1) bleibt. Eine Parallelverschiebung (16) dieses Schiebeelements führt damit zu einer Bewegung des Gelenks (10) und dadurch zu einer Rotation (17) des Hauptschiebers (1).
[0007] Im unteren Teil von Fig. 2ist der Mechanismus im vollständig ausgefahrenen Zustand gezeigt: die Gelenke 9, 10 und 12 liegen auf einer Linie, ein durch Klappenlasten entstehendes Moment wird somit direkt vom Punkt (9) in den Punkt (12) geleitet, das heisst die Stange (13) sowie das Schiebeelement (15) sind entlastet und haben nur noch eine unterstützende Wirkung insofern, dass sie einen Kollaps der unter Druckbelastung stehenden Doppelstangen-Verbindung zwischen den Gelenken (9) und (12) verhindern. Die beiden Elemente (13) und (15) werden anteilsmässig nach und nach mehr belastet, je weiter die Landeklappe eingefahren wird. Gleichzeitig nehmen aber auch die aerodynamischen Lasten auf die Landeklappe erheblich ab, so dass die Belastung dieser beiden Elemente nicht untolerierbar gross wird.
[0008] Da Fälle denkbar sind, bei denen auch im eingefahrenen Zustand die auf den hinteren, freien Teil der Klappe verbleibende Druckkraft deren Eigengewicht aufhebt oder übersteigt, muss die Betätigung des Mechanismus (bzw. die Rotation (17) des Hauptschiebers (1)) jederzeit sichergestellt sein. Um eine Blockierung nach unten im eingefahrenen Zustand zu verhindern, dürfen die Gelenke 14, 10 und 9 nie auf einer Linie liegen (siehe dazu auch Fig. 2 oben). So kann stets eine Querkomponente wirken, welche den Hauptschieber (1) und damit die Klappe (3) auch entgegen allfälliger Lasten nach unten bewegt.
[0009] Da der aerodynamische Druckpunkt bei ca. 30% Profilsehentiefe hinter der Eintrittskante (28) eines Flügelprofils liegt, ist das Hauptgelenk (4) zwischen Klappe und ausfahrbarem Teil (18) des Hauptschiebers (1) auch ca. bei 30% der Klappentiefe (Distanz zwischen Eintrittskante (28) und Austrittskante (40)) angebracht, damit die Hauptlast der Klappe so direkt auf den Hauptschieber (1) übertragen wird. Es wird mindestens ein weiterer gelenkiger Aufhängepunkt (29) benötigt, dieser wird aber dadurch so weit als möglich entlastet, indem das auf die Klappe (3) wirkende Moment so auf ein Minimum reduziert wird.
[0010] Letzteres wird durch eine Stange (30), wie in Fig. 4 gezeigt, aufgenommen; um die Last möglichst klein zu halten (d.h. um einen möglichst grossen Hebelarm zu erhalten), ist diese Stange möglichst weit vorne an der Klappe (3) an einem gelenkigen Aufhängepunkt (29) angebracht. Dieses Konzept ermöglicht auch die Einstellung eines bestimmten Klappenwinkels durch eine Rotation (34): da die Stange mit einem zum ausfahrbaren Teil (18) des Hauptschiebers (1) parallelen weiteren Nebenschieber (32) gelenkig verbunden ist, bewirkt eine Parallelbewegung (33) dieses Nebenschiebers (32) eine Rotation (34) der Klappe (3) um deren Hauptgelenk (4).
Allerdings muss darauf geachtet werden, dass im eingefahrenen Zustand die Mittelpunkte der Gelenke 31, 29 und 4 nicht auf einer Linie liegen, da sonst keine Querkomponente der Schiebkraft wirken kann, welche die eigentliche Rotationsbewegung (34) der Klappe (3) verursacht.
[0011] Die Ausfahrbewegungen des Hauptschiebers (1) und des Nebenschiebers (32) nach hinten (entgegen der Flugrichtung) werden durch den in Fig. 3 gezeigten Mechanismus durchgeführt. Fig. 3zeigt den Mechanismus von oben, in diesem Beispiel am linken Flügel eines Flugzeugs mit nach hinten gepfeilten Flügeln. Der hintere Flügelholm (23) ist mit einer Spindel verbunden, welche ein Element (27) betätigt, das in einer Parallelbewegung (24) zum Holm (23) bewegt wird.
[0012] Dieses Element (27) ist mit einem Bolzen/Gelenk (20) verbunden, welcher entlang einer Führungsschiene (22) läuft. Diese Führungsschiene (22) kann linear oder aber auch beliebig geformt sein. Dieser Bolzen (20) ist ausserdem mit einer Stange (19) verbunden, über welche schliesslich der ausfahrbare Teil (18) des Hauptschiebers (1) nach hinten ausgefahren wird (Bewegung 26). Eine Rotation der Spindel führt daher zu einer Parallelbewegung (24) und damit zu einer Ausfahrbewegung (26) des ausfahrbaren Teils (18) des Hauptschiebers (1).
[0013] Da der Hauptschieber (1) um eine Achse rotiert wird, welche senkrecht zur Flugrichtung ist (und somit bei gepfeilten Flügeln nicht parallel zur Spindelachse ist), muss das Gelenk (25) ein Kugelgelenk sein. Aus demselben Grund sollte die Führungsschiene (22) mit der Struktur des ausschliesslich rotierenden Teils (7) des Hauptschiebers (1) verbunden sein und nicht etwa mit der Hauptflügelstruktur.
[0014] Dasselbe gilt für die zweite Führungsschiene (37), entlang der ein weiterer Bolzen (36) läuft. Dieser ist über eine Stange mit dem Bolzen (20) verbunden. Eine weitere Stange (38) verbindet den Bolzen (36) über ein Gelenk (39) mit dem Nebenschieber (32), welcher für die Einstellung des Klappenwinkels durch eine Rotation (34), wie in Fig. 4gezeigt, verantwortlich ist. Die Führungsschiene (37) hat eine mathematisch genau definierte Form, was eine genaue Einstellung des Klappenwinkels für jede Ausfahrposition der Klappe ermöglicht. Die Parallelbewegung (24) durch die Spindel führt damit also gleichzeitig einerseits zu einer bestimmten Ausfahrbewegung (26) des ausfahrbaren Teils (18) des Hauptschiebers (1) und andererseits zu einer genau definierten Ausfahrbewegung (33) des Nebenschiebers (32), welcher den Klappenwinkel einstellt.
[0015] Die Bewegung (6) desjenigen Schiebers (15), welcher die Abwärtsrotation (17) des Hauptschiebers (1) kontrolliert, kann separat gesteuert werden. Es ist jedoch technisch machbar, diese Bewegung (16) über einen weiteren Mechanismus mit der Ausfahrbewegung (26) des ausfahrbaren Teils (18) des Hauptschiebers (1) zu koppeln. Dadurch würde die gesamte Ausfahrbewegung der Landeklappe über die Rotation einer einzigen Spindel kontrolliert.
[0016] Hierzu 2 Blatt Zeichnungen mit folgenden Figuren:
<tb>Fig. 1: <sep>Seitenansichten des Hauptschiebers (1), dessen Einzelteilen (7, 18) sowie dessen Rotation (17) und Ausfahrbewegung
<tb>Fig. 2: <sep>Seitenansichten der Steuerung der Abwärtsbewegung des Hauptschiebers (1)
<tb>Fig. 3: <sep>Ansicht von oben der Steuerung Ausfahrbewegungen (26 bzw. 33) des ausfahrbaren Teils (18) des Hauptschiebers (1) und des Nebenschiebers (32)
<tb>Fig. 4: <sep>Seitenansichten der Steuerung des Klappenwinkels durch Rotation (34)
The invention relates to a landing flap mechanism according to claim 1, which is designed so that in the retracted state all parts of the mechanism come to rest within the aerodynamic wing profile.
Fairings of flaps mechanisms are a familiar sight in any modern airliner. Recent developments have been instrumental in reducing the resistance of these panels through sophisticated aerodynamic design. However, a considerable amount of harmful resistance always persists, and this is particularly high at high speeds in cruising flight, a flight phase which does not require any operation of the flaps. The panels are therefore responsible for some of the harmful resistance and unnecessary fuel consumption. The avoidance of this paneling resistance could therefore contribute to an improvement in the operating costs of an aircraft and increase its payload capacity thanks to the saved fuel.
The retractable loads on landing flaps are minimal compared to a final approach configuration which requires stiff, strong, and therefore bulky flap suspensions and mechanisms. During cruising, "weaker" and smaller mechanisms and suspensions would suffice.
The basis of the mechanism is an extendable slide as shown in Fig. 1 and further called main slide, which is connected at one end behind the rear wing spar with the main wing structure (5), and at the other end via a hinge (4). with the flap (3). Usually, this is a ball joint due to the three-dimensional Ausfahrcharakteristik the flaps in swept wings. The extendable main slide (1) rotates about the hinge (5) down. The main slide (1) consists of an exclusively rotating part (7) and an extendable part (18).
The control of the downward movement (17) of the main spool (1) is ensured via a partial mechanism as shown in Fig. 2. Another suspension point (12) which is rigidly connected to the rear wing spar (2) is required for this purpose. This point is connected via two articulated rods (11 and 8) with the main slide (1) via another joint (9). This joint (9) is connected to the exclusively rotating part (7) of the main slide (1) and not with the extendable part (18). Any movement of the joint (10) results in a rotation of the rod (11) about the point (12) and thus to a rotation (17) of the main slider (1) around the point (5).
The hinge (10) is connected via a further rod (13) hingedly connected to a sliding element (15) which always remains parallel to the exclusively rotating part (7) of the main slide (1). A parallel displacement (16) of this sliding element thus leads to a movement of the joint (10) and thereby to a rotation (17) of the main slide (1).
In the lower part of Fig. 2, the mechanism is shown in the fully extended state: the joints 9, 10 and 12 are in line, a moment created by flap loads is thus passed directly from the point (9) in the point (12) that is, the rod (13) and the sliding element (15) are relieved and have only a supporting effect in that they prevent a collapse of the pressurized double rod connection between the joints (9) and (12). The two elements (13) and (15) are proportionately loaded gradually more, the farther the landing flap is retracted. At the same time, however, the aerodynamic loads on the landing flap significantly decrease, so that the load on these two elements is not intolerable.
Since cases are conceivable in which in the retracted state remaining on the rear, free part of the flap pressure force repeals or exceeds its own weight, the operation of the mechanism (or the rotation (17) of the main slide (1)) be ensured at all times. In order to prevent a blockage downwards in the retracted state, the joints 14, 10 and 9 must never lie on a line (see also Fig. 2 above). Thus, a transverse component can always act, which moves the main slide (1) and thus the flap (3) against any loads down.
Since the aerodynamic pressure point at about 30% profile depth behind the leading edge (28) of a wing profile, the main joint (4) between the flap and extendable part (18) of the main slide (1) is also approximately 30% of the valve depth (Distance between the leading edge (28) and the trailing edge (40)) mounted so that the main load of the flap is transferred directly to the main slide (1). At least one further articulated suspension point (29) is required, but this is relieved as much as possible by reducing the moment acting on the flap (3) to a minimum.
The latter is received by a rod (30) as shown in Fig. 4; In order to keep the load as small as possible (i.e., to obtain as large a lever arm as possible), this rod is mounted as far forward as possible on the flap (3) at an articulated suspension point (29). This concept also makes it possible to set a specific flap angle by rotation (34): since the bar is articulated to a further secondary pusher (32) parallel to the extendable part (18) of the main pusher (1), a parallel movement (33) will cause this secondary pusher (32) a rotation (34) of the flap (3) about its main hinge (4).
However, care must be taken that in the retracted state, the centers of the joints 31, 29 and 4 are not in line, otherwise no transverse component of the pushing force can act, which causes the actual rotational movement (34) of the flap (3).
The extension movements of the main spool (1) and the secondary spool (32) to the rear (opposite to the direction of flight) are performed by the mechanism shown in Fig. 3. Fig. 3 shows the mechanism from above, in this example on the left wing of an aircraft with wings swept backwards. The rear wing spar (23) is connected to a spindle which actuates a member (27) which is moved in a parallel movement (24) to the spar (23).
This element (27) is connected to a bolt / joint (20) which runs along a guide rail (22). This guide rail (22) can be linear or else arbitrarily shaped. This pin (20) is also connected to a rod (19), via which finally the extendable part (18) of the main slide (1) is extended to the rear (movement 26). A rotation of the spindle therefore leads to a parallel movement (24) and thus to an extension movement (26) of the extendable part (18) of the main slide (1).
Since the main spool (1) is rotated about an axis which is perpendicular to the direction of flight (and thus is not parallel to the spindle axis in swept wings), the joint (25) must be a ball joint. For the same reason, the guide rail (22) should be connected to the structure of the exclusively rotating part (7) of the main slide (1) and not to the main wing structure.
The same applies to the second guide rail (37), along which a further bolt (36) runs. This is connected via a rod with the bolt (20). Another rod (38) connects the bolt (36) via a hinge (39) to the secondary slider (32), which is responsible for setting the flap angle by rotation (34) as shown in Fig. 4. The guide rail (37) has a mathematically well-defined shape, which allows for accurate adjustment of the flap angle for each extension position of the flap. The parallel movement (24) through the spindle thus thus simultaneously leads on the one hand to a certain extension movement (26) of the extendable part (18) of the main slide (1) and on the other hand to a well-defined extension movement (33) of the secondary slide (32), which the flap angle established.
The movement (6) of that slider (15) which controls the downward rotation (17) of the main slider (1) can be controlled separately. However, it is technically feasible to couple this movement (16) via a further mechanism with the extension movement (26) of the extendable part (18) of the main slide (1). This would control the entire extension movement of the landing flap via the rotation of a single spindle.
For this 2-sheet drawings with the following figures:
<Tb> FIG. 1: <sep> side views of the main slide (1), its individual parts (7, 18) and its rotation (17) and extension movement
<Tb> FIG. 2: <sep> Side views of the control of the downward movement of the main spool (1)
<Tb> FIG. 3: <sep> top view of the control extension movements (26 or 33) of the extendable part (18) of the main spool (1) and the secondary spool (32)
<Tb> FIG. 4: <sep> Side views of the control of the flap angle by rotation (34)