DE102004045732A1

DE102004045732A1 - Flugzeug mit Flügeln, deren maximaler Auftrieb durch steuerbare Flügelkomponenten veränderbar ist

Info

Publication number: DE102004045732A1
Application number: DE102004045732A
Authority: DE
Inventors: Alexander van der Dr. Velden; Roland Dr. Kelm; Josef Prof. Dr.-Ing. Mertens
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2004-09-21
Filing date: 2004-09-21
Publication date: 2006-03-30
Also published as: CN1989041A; WO2006032486B1; US20100090068A1; RU2391253C2; RU2007111373A; WO2006032486A1; CA2573606A1; BRPI0513760A; JP2008513275A; EP1791755A1; US20080116320A1

Abstract

Mittels einer Regeleinrichtung (20) wird abhängig von Flugzustandsgrößen und der tatsächlichen Flächenbelastung der Flügel (10) auf Flügelkomponenten (11, 12) derart eingewirkt, dass der maximal mögliche Auftrieb einen gewünschten oberen Grenzwert nicht übersteigt.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeug mit Flügeln, deren maximaler Auftrieb durch steuerbare Flügelkomponenten veränderbar ist. Zweck der Erfindung ist die Reduzierung des Strukturgewichts von Flugzeugen, die dadurch erfolgen kann, dass die maximal mögliche Belastung der Flügel durch ein geeignetes Kontrollsystem begrenzt wird.

Es ist bekannt, bei hoher Flügelbelastung eines Flugzeuges eine Reduktion des Biegemoments der Flügel dadurch zu bewirken, dass die äußeren Querruder im Sinne einer Auftriebsverringerung verstellt werden und gleichzeitig als Ausgleich für diesen Auftriebsverlust der Anstellwinkel der Innenflügel erhöht wird. Diese bekannte gegenläufige Veränderung der Flügelkonfiguration erfordert beachtlichen Regelaufwand und hat in der Praxis nur zu vergleichsweise geringen Einsparungen an Strukturgewicht geführt.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein Flugzeug nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 so auszubilden, dass eine merkliche Reduzierung des Strukturgewichts der Flügel erreichbar ist, wobei insbesondere im Hinblick auf Böenlasten die internationalen Zulassungsvorschriften über Lastfaktoren zu berücksichtigen sind.

Erfindungsgemäß wird die gestellte Aufgabe dadurch gelöst, dass bei einem Flugzeug nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 Detektoren vorgesehen sind, welche während des Fluges die tatsächliche momentane Flächenbelastung der Flügel erfassen und dass eine Steuer- oder Regeleinrichtung vorgesehen ist, welche dann im Sinn einer Reduzierung des maximal möglichen Auftriebs auf die Flügelkomponenten einwirkt, wenn ein vorbestimmter Wert der Flächenbelastung erreicht wird.

Im Ergebnis wird durch die erfindungsgemäße Gestaltung die maximal mögliche Belastung der Flügel durch Auftriebskräfte auf Kosten von Zusatzwiderstand reduziert. Da diese Einwirkung jedoch nur in solchen Betriebszuständen erfolgt, in denen nur begrenzter Auftrieb der Flügel benötigt wird, kann dadurch die mögliche Maximalbelastung der Flügelstruktur herabgesetzt werden und somit das Strukturgewicht entsprechend verringert werden ohne dass die nach den internationale Zulassungsvorschriften geforderten Sicherheiten außer Acht gelassen sind.

Vorzugsweise werden nach der Erfindung die Flügelkomponenten dann im Sinne einer Auftriebsreduzierung verstellt, wenn sich das Flugzeug oberhalb seines Betriebspunktes A₂ (das ist die Anfluggeschwindigkeit mit eingefahrenen Klappen) im Bereich mittlerer Fluggeschwindigkeit befindet. Die Einwirkung auf die Flügelkomponenten ist generell entgegengesetzt zu den üblichen, im Stand der Technik bekannten Einwirkungen zur Erhöhung des Flügelauftriebs. Dabei erhöht sich der Widerstand gleichzeitig in dem Maß, in dem die Maximallast, die der Flügel erzeugen kann, reduziert wird. Bei hohen Fluggeschwindigkeiten können die Flügelkomponenten wieder in Normalstellung gebracht werden, da in diesen Flugzuständen durch die Kompressibilität der Luft der Auftrieb und somit die Maximallast auf die Flügel ohnehin begrenzt ist.

Nach einer weiteren bevorzugten Ausbildung der Erfindung werden als Steuer- oder Regelgrößen Flugzustandsparameter, wie z. B. Geschwindigkeit, Höhe, Steigwinkel, Anstellwinkel, etc. zusätzlich in die Steuer- oder Regeleinrichtung eingespeist und es ist ein Steuer- oder Regelgesetz installiert, welches eine Verstellung der Flügelkomponenten im Sinne einer Auftriebsverringerung vor Erreichen eines instabilen Flugzustands verhindert. Diese erfindungsgemäße Ausbildung ermöglicht den Betriebsbereich, über den eine Reduzierung des maximal möglichen Auftriebs der Flügel einstellbar ist, soweit wie möglich auszudehnen, d. h. den unteren Grenzwert der Auftriebserzeugung, der eingehalten werden muss, um einen sicheren Flug und eine sichere Manövrierbarkeit des Flugzeugs zu gewährleisten, voll auszunutzen.

Vorzugsweise soll zur Erfassung der Flächenbelastung der Flügel deren Durchbiegung mittels an geeigneten Stellen in den Flügeln angeordneter Sensoren gemessen werden. Solche Sensoren können z. B. Dehnmessstreifen sein.

Eine bevorzugte Ausgestaltung der Erfindung besteht darin, dass als auftriebsverändernde Flügelkomponenten an sich bekannte Hinterkantenklappen an den Flügeln dienen. Jedoch sind auch ausfahrbare Spoiler im Nasenbereich der Flügel alternativ oder zusätzlich möglich.

Vorteilhaft ist es in weiterer Ausgestaltung der Erfindung, wenn die Spoiler vollständig in die Umrisskontur der Flügel versenkbar sind und die Bewegungsschächte mittels geeigneter Abdeckungen verschließbar sind. Auf diese Weise kann in solchen Betriebsbereichen, in denen eine Auftriebsverringerung nicht gewünscht ist, Zusatzwiderstand und damit Verlust vermieden werden.

Vorteilhaft ist es in jedem Fall, wenn die auftriebsverringernden Komponenten vorzugsweise im rumpffernen Bereich der Flügel angeordnet sind, da eine Verringerung der maximal möglichen Auftriebskräfte im Außenbereich der Flügel sich auf die Biegebelastung stärker auswirkt als im Innenbereich der Flügel.

Anhand der beigefügten Zeichnung wird die Erfindung erläutert. In den Zeichnungen zeigt:
1 die schematische Darstellung eines Flugzeugs mit erfindungsgemäß steuerbaren Flügelkomponenten, einschließlich einer Steuer- und Regeleinrichtung schematisch und
2 ein Diagramm, in dem die Flächenbelastung eines Flugzeugflügels in Abhängigkeit vom Anstellwinkel dargestellt ist und darüber den Querschnitt eines zugehörigen Flügels schematisch.
Das in 1 gezeigte, in seiner Gesamtheit mit 1 bezeichnete Flugzeug weist Flügel 10 auf, die in ihrem rumpffernen Bereich mit Hinterkantenklappen 11 und alternativ oder zusätzlich in ihrem Nasenbereich Spoiler 12 aufweisen. Die Spoiler 12 sollen von der Art sein, dass sie aus einem Schacht 14 (vergl. 2) herausfahrbar sind und so eine Stolperkante für die Strömung ausbilden. Die Darstellung der erfindungsgemäßen Einrichtung in 1 bezieht sich lediglich auf einen Flügel des Flugzeugs, soll aber in gleicher Weise für beide Flügel vorgesehen sein. Die Betätigung der Hinterkantenklappe 11 erfolgt über eine Steuerleitung 29, die Betätigung des Spoilers 12 über eine Wirkverbindung 28. Steuerleitung 29 und Wirkverbindung 28 führen von einer zentralen Steuer- oder Regeleinrichtung 20 zu den Flügelkomponenten. Die Steuer- oder Regeleinrichtung 20 wird über eine erste Eingangsleitung 23 mit einem Signal für die tatsächliche Flächenbelastung des Flügels 10 beaufschlagt. Die Flächenbelastung wird über im Flügel 10 an geeigneten Stellen angeordneten Sensoren 13 ermittelt. Zusätzlich wird die Steuer- oder Regeleinrichtung 20 über eine zweite Eingangsleitung 21 mit Flugzustandsparametern, wie z. B. Geschwindigkeit, Höhe, Steigwinkel, Anstellwinkel, etc. beaufschlagt. Das Steuer- oder Regelgesetz der Steuer- oder Regeleinrichtung 20 ist auf den jeweiligen Flugzeugtyp individualisiert, so dass die durch die Wirkverbindung 28 und Steuerleitung 29 veranlasste Geometriemodifikation in der genau gewünschten Weise den maximal möglichen Lastfaktor reduziert.
In dem Diagramm gemäß 2 ist die Abhängigkeit der maximal möglichen Flächenbelastung vom Anstellwinkel durch die Kurven 31, 32, 33 widergegeben. Der oberhalb des Diagramms schematisch dargestellte Flügel 10 weist als Verstellkomponenten im Sinne der Erfindung eine verschwenkbare Hinterkantenklappe 11 auf und eine in einen Schacht im Nasenbereich des Flügels einziehbaren Spoiler 12. Wird der Spoiler 12 aus dem Schacht 14 ausgefahren, so entsteht eine sogenannte Stolperkante, die den Auftrieb des Flügels 10 deutlich verringert. Die erste Kurve 31 in 2 zeigt nun die Verringerung der Flächenbelastung bei wachsendem Anstellwinkel ab dem mit einem Kreuz eingezeichneten Punkt „flap out", d. h. einen Betriebspunkt, an dem durch die Steuereinrichtung 20 über die Steuerleitung 29 die Hinterkantenklappe 11 nach oben verschwenkt wurde, d. h. in eine Stellung, in der eine Verringerung des Auftriebs erfolgt.
Entsprechend zeigt die zweite Kurve 32 den Abfall der Flächenbelastung bei Ausfahren des Spoilers 12 (mit dem Kreuz „stallstrip out" in 2 gekennzeichnet).
Die in 2 punktierte Kurve 33 gibt die Abhängigkeit der Flächenbelastung vom Anstellwinkel ohne auftriebsverringernde Einwirkung auf Hinterkantenklappe oder Spoiler wieder und zeigt, dass im oberen Bereich die Maximallast aufgrund der Kompressibilität der Luft begrenzt wird. In diesen Bereich wäre im Flugbetrieb der Spoiler 12 in den Schacht 14 eingezogen (stallstrip in).
Berechnungen für den Flügel eines großen Passagierflugzeugs haben ergeben, dass bei einer Verschwenkung der Hinterkantenklappe um etwa 10° nach oben eine Verringerung des Maximalauftriebs von etwa 13% erreicht werden. Der Zusatzwiderstand für das Flugzeug ergab sich dabei zu etwa 5%. Es kann davon ausgegangen werden, dass die Hinterkantenklappenverstellung im Sinne der Verringerung des Maximalauftriebes nur während 5% der in Betracht kommenden Flugzeit erforderlich ist, so dass also der zusätzliche erzeugte Widerstand lediglich eine Reichweitenverringerung des Flugzeugs von 0,25% bedeuten würde. Andererseits konnte errechnet werden, dass die 13%ige Lastreduktion eine Gewichtsminderung des Flügels erbringen würde, die aufgrund der entsprechend erhöhten Tankkapazität einen Reichweitengewinn von 2% ausmachen würde. Ein Vergleich zeigt, dass ein erfindungsgemäß ausgebildetes großes Passagierflugzeug damit einen Nettogewinn an Reichweite von etwa 1,7% erreichen könnte.

1: Flugzeug
10: Flügel
11: Hinterkantenklappe
12: Spoiler
13: Sensoren
14: Schacht
20: zentrale Steuer- oder Regeleinrichtung
21: zweite Eingangsleitung
23: erste Eingangsleitung
28: Wirkverbindung
29: Steuerleitung
31: erste Kurve
32: zweite Kurve
33: punktierte Kurve

Claims

Flugzeug mit Flügeln, deren maximaler Auftrieb durch steuerbare Flügelkomponenten veränderbar ist, dadurch gekennzeichnet, dass Detektoren vorgesehen sind, welche während des Fluges die tatsächliche momentane Flächenbelastung der Flügel (10) erfassen und dass eine Steuer- oder Regeleinrichtung (20) vorgesehen ist, welche dann im Sinn einer Reduzierung des maximal möglichen Auftriebs auf die Flügelkomponenten (11, 12) einwirkt, wenn ein vorbestimmter Wert der Flächenbelastung erreicht wird.
Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Flügelkomponenten (11, 12) dann im Sinne einer Auftriebsrechnung verstellt werden, wenn sich das Flugzeug oberhalb eines Betriebspunktes A₂ (= Anfluggeschwindigkeit mit eingefahrenen Klappen) im Bereich mittlerer Fluggeschwindigkeiten befindet.
Flugzeug nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass als Steuer- oder Regelgrößen Flugzustandsparameter, wie z. B. Geschwindigkeit, Höhe, Steigwinkel, Anstellwinkel etc. zusätzlich in die Steuer- oder Regeleinrichtung (20) eingespeist werden und ein Steuer- oder Regelgesetz installiert ist, welches eine Verstellung der Flügelkomponenten (11, 12) im Sinne einer Auftriebsverringerung vor Erreichen eines instabilen Flugzustands verhindert.
Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass zur Erfassung der Flächenbelastung der Flügel (10) deren Durchbiegung mittels an geeigneten Stellen in den Flügeln angeordneter Sensoren (13) gemessen wird.
Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass als auftriebsverändernde Flügelkomponenten an sich bekannte Hinterkantenklappen (11) an den Flügeln dienen.
Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass als auftriebsverringernde Flügelkomponenten ausfahrbare Spoiler (12) im Nasenbereich der Flügel dienen.
Flugzeug nach 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Spoiler (12) vollständig in die Umrisskontur der Flügel versenkbar sind und die Bewegungsschächte (14) mittels geeigneter Abdeckungen verschließbar sind.
Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass die auftriebsverringernden Komponenten (11, 12) vorzugsweise in rumpffernen Bereichen der Flügel 10) angeordnet sind.