DE102005028688A1

DE102005028688A1 - Konzept eines variablen Winglets zur lateralen Lastenreduktion zur kombinierten lateralen und vertikalen Lastenreduktion und zur Performanceverbesserung von Fortbewegungsmitteln

Info

Publication number: DE102005028688A1
Application number: DE102005028688A
Authority: DE
Inventors: Vitalij Wehrtmann; Michael Kordt
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2005-05-19
Filing date: 2005-06-21
Publication date: 2006-11-30
Also published as: CN101180210B; US20080191099A1; US8757555B2; BRPI0611341A2; CN101180210A

Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Anpassen aerodynamischer Eigenschaften eines Flügelelements (1), wobei die Vorrichtung ein Winglet (2) umfasst, wobei das Winglet (2) an dem Flügelelement (1) beweglich befestigbar ist und wobei das Winglet (2) oder Teile des Winglets gegenüber dem Flügelelement (1) derart drehbar ist oder sind, dass eine zugehörige Drehachse (7) mit einer Haupterstreckungsrichtung (6) des Flügelelements (1) einen von 90 DEG unterschiedlichen Winkel einschließt.

Description

Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Vorrichtung und ein Verfahren zum Anpassen aerodynamischer Eigenschaften eines aerodynamisch wirksamen Konstruktionselementes bzw. eines Flügelelements, ein Fortbewegungsmittel und die Verwendung einer Vorrichtung zum Anpassen aerodynamischer Eigenschaften eines Flügelelements in einem Flugzeug oder einem Fortbewegungsmittel.
Hintergrund der Erfindung
Bei modernen Verkehrsflugzeugen werden immer häufiger Winglets eingesetzt, die der Reduzierung des induzierten Widerstands des Flügels und der Erhöhung des Ca/Cw-Verhältnisses dienen und somit der Verringerung des Widerstands und des Kraftstoffverbrauchs.

Winglets sind üblicherweise starre Konstruktionen am Ende der Tragflächen, bestehend aus einem aerodynamischen Profil, das unter drei bestimmten Winkeln zur Anströmrichtung fest angestellt ist. Die Ausrichtung der Winglets ist dabei für die längste Flugphase, nämlich dem Reiseflug, ausgelegt. Außerdem wird hier der maximale Effekt der Winglets erreicht. Dies bedeutet, dass sie für hohe Machzahlen Ma = 0,8 und ca. 10 km Reiseflughöhe mit entsprechendem Luftdruck, Dichte und Temperatur ausgelegt werden. Die Flugphasen Steigflug, Landeflug, Start und Landung werden dabei nicht berücksichtigt.

US 5,988,563 und US 2004/0000619 A1 offenbart jeweils ein faltbares Winglet, das sich zu dem Flügel um eine Befestigungsachse drehen und sich während des Fluges zwischen einer ein- und einer ausgeklappten Stellung bewegen kann.

Da die aerodynamische Belastung der Winglets, vor allem bei großem Schiebewinkel und lateralen Böen, enorm hoch ist, müssen die Winglets für diese Lastfälle enorm robust ausgelegt werden. Infolge der Lasteinleitung vom Winglet in das Flügelelement muß dann auch das Flügelelement entsprechend robust ausgelegt werden.

WO 03/00547 offenbart, dass Lasten aus vertikalen Manövern durch lokale Steuerflächen am Winglet reduziert werden können, indem durch Öffnen dieser Steuerflächen die aerodynamische Last abgebaut wird.

Darstellung der Erfindung

Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Winglet bereitzustellen, das an die Betriebszustände eines Flugzeugs anpaßbar ist.

Die Aufgabe wird durch eine Vorrichtung und durch ein Verfahren zum Anpassen aerodynamischer Eigenschaften eines Flügelelements, durch ein Fortbewegungsmittel und durch die Verwendung einer Vorrichtung zum Anpassen aerodynamischer Eigenschaften eines Flügelelements mit den Merkmalen gemäß den unabhängigen Patentansprüchen gelöst.

Gemäß einem exemplarischen Ausführungsbeispiel der Erfindung ist eine Vorrichtung zum Anpassen aerodynamischer Eigenschaften eines Flügelelements geschaffen, wobei die Vorrichtung ein Winglet umfasst, wobei das Winglet an dem Flügelelement beweglich befestigbar ist, und wobei das Winglet gegenüber dem Flügelelement derart drehbar ist, dass eine zugehörige Drehachse mit einer Haupterstreckungsrichtung des Flügelelements einen von 90° unterschiedlichen Winkel einschließt.

Gemäß einem anderen exemplarischen Ausführungsbeispiel der Erfindung ist ein Verfahren zum Anpassen aerodynamischer Eigenschaften eines Flügelelements bereitgestellt, wobei ein an dem Flügelelement befestigtes Winglet gegenüber dem Flügelelement derart gedreht wird, dass eine zugehörige Drehachse mit einer Haupterstreckungsrichtung des Flügelelements einen von 90° unterschiedlichen Winkel einschließt.

Gemäß noch einem anderen exemplarischen Ausführungsbeispiel der Erfindung ist ein Fortbewegungsmittel mit einer Vorrichtung mit den oben beschriebenen Merkmalen geschaffen.

Gemäß noch einem anderen exemplarischen Ausführungsbeispiel der Erfindung wird eine Vorrichtung mit den oben beschriebenen Merkmalen in einem Flugzeug verwendet.

Die räumliche Lage und die Bewegungen bzw. Drehungen des Winglets gemäß einem exemplarischen Ausführungsbeispiel der Erfindung kann durch drei Winkel des flugzeugfesten Koordinatensystems definiert werden. Der α_F-Winkel gibt die Position des Winglets relativ zu der x_F-Achse des Flugzeugs an, die im Allgemeinen entlang der Rumpflängsachse verläuft, der β_F-Winkel gibt die Position des Winglets relativ zu der y_F-Achse des Flugzeugs an, die im Allgemeinen in Richtung der Flügelspitze und senkrecht zur x_F-Achse verläuft und der γ_F-Winkel gibt die Position des Winglets relativ zu der z_F-Achse an, die im Allgemeinen in einer vertikalen Ebene senkrecht zur x_F-Achse und y_F-Achse verläuft. Aus Gründen der mathematischen Eindeutigkeit ist eine Drehreihenfolge festzulegen, z.B. α_F, β_F, γ_F.

y_F verläuft also von der linken zur rechten Flügelspitze und kann daher als Haupterstreckungsachse des Flügelelements bezeichnet werden.

Die räumliche Lage bzw. die Drehungen des Winglets können auch durch ein körperfestes Koordinatensystem bzw. die Euler'schen Drehwinkel beschrieben werden. (vgl. Brockhaus: Flugregelung, Springer-Verlag, Berlin, 1995).

Hierbei wird mit dem Winkel Φ zunächst um die körperfeste x-Achse gedreht, wodurch die y- und z-Achsen in neue räumliche Achsenlagen y₁ und z₁ überführt werden. Die Achse x wird im Sinne einer konsistenten Notation in x₁ umbenannt. Dann überführt die Drehung mit dem Winkel θ um die neue y₁-Achse die Achsen x₁ und z₁ in neue Lagen x₂ und z₂. Die y₁-Achse wir in y₂ umbenannt. Schließlich folgt die Drehung um den Winkel ψ um die neue z₂-Achse.

z, z₁, z₂ kann auch anschaulich als Hochachse und ψ als Toe- bzw. Zehwinkel bezeichnet werden.

Zur Definition des körperfesten Koordinatensystems geht man zunächst von einem starren Winglet aus, das entlang einer Achse, die am rumpffernen Ende des Flügelelements oder innerhalb des Flügelelements verläuft, am Flügelelement befestigt ist. Diese Befestigungsachse kann als körperfeste x-Achse gewählt werden. Sie beschreibt die Einklapp- bzw. Ausklappbewegung des Winglets relativ zu dem Flügelelement, beziehungsweise zu der Haupterstreckungsachse des Flügelelements. Die z-Achse geht dann durch den geometrischen Schwerpunkt des Winglets und verläuft senkrecht zur x-Achse. Die y-Achse verläuft dann senkrecht zur x-Achse und z-Achse, so daß ein Rechtssystem entsteht. Im Falle eines ebenen Rechteckflügels mit rechtwinklig befestigtem, ebenem Rechteckwinglet liegen x-und z-Achse in der Wingletebene und die y-Achse steht senkrecht auf der Wingletebene. Die beiden Koordinatensysteme x, y, z und x_F, y_F, z_F sind in diesem Spezialfall identisch.

Mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung können sich durch die flexible Konstruktion, vor allem durch die Drehbarkeit der Winglets zusätzlich um die Hochachse, die zu dimensionierenden Lastfälle für Winglets und Außenflügel deutlich verringern, insbesondere bei großen Schiebewinkeln bei lateralen Böen und Manövern (beispielsweise drastische Schiebe- und Rollbewegungen), und somit das Winglets aerodynamisch vorteilhaft ausgelegt werden. Je nach Schiebewinkel können sich die Winglets drehbar gegen die Rumpfachse ausrichten, zum Beispiel in Wind- bzw. Flugrichtung, ähnlich wie bei Segeln, die man zur Windrichtung ausrichtet. Dadurch können die Winglets deutlich größer ausgelegt werden und gleichzeitig können aufgrund der reduzierten Lasten Winglet und Flügelelement leichter ausgelegt werden. Die vorteilhafte aerodynamische Auslegung verbunden mit der Gewichtsreduktion führt zu einem besonders signifikant reduzierten Kraftstoffverbrauch und insgesamt zu einer hohen Wirtschaftlichkeit dies Flugzeugs.

Darüber hinaus ist mit der flexiblen Einstellmöglichkeit des Winglets eine direkte Steuerung der Flügelverwindung möglich. Zusätzlich zu einer möglichen Beeinflussung der Flügelbiegung durch ein- und ausklappbare Winglets ist nunmehr die für viele Fälle viel wichtigere Möglichkeit geschaffen, eine direkte Beeinflussung der Flügelverwindung (-Torsion) bereitzustellen. Damit kann in jeder Flugphase der Widerstand minimiert werden und aufgrund dessen eine noch weitergehende Kraftstoffersparnis erreicht werden, was im Flugzeugbau eines der wesentlichen Optimierungspotentiale darstellt.

Durch die hohe Flexibilität und freie Bewegungsmöglichkeit des Winglets kann darüber hinaus für jeden Flugzustand eine optimale Auftriebsverteilung erreicht werden. Durch Aus- bzw. Einklappen des Winglets, durch ideale Einstellung des Toe-Winkels und/oder durch die Drehung des Winglets um die y₁-Achse kann im Landeanflug der Auftriebsbeiwert erhöht und im Reiseflug durch Einklappen des Winglets ein geringer aerodynamischer Widerstand eingestellt werden. Für den Reiseflug kann das Winglet relativ zum Koordinatensystem des Flugzeugs beispielsweise für α_F = 5°, für βF = 15° und für γ_F = 4° eingestellt werden.

Gemäß einem anderen exemplarischen Ausführungsbeispiel der Erfindung ist das Winglet an einer Befestigungsachse mit dem Flügelelement um die Befestigungsachse drehbar befestigbar. Somit besteht die Möglichkeit, abgesehen von der Flügelverwindung zusätzlich die Flügelbiegung zu steuern und an verschiedene aerodynamische Lastfälle anzupassen.

Das erfindungsgemäße Winglet kann gegenüber dem Flügelelement um ein, zwei oder drei Drehachsen drehbar sein. Dieses hohe Maß an Flexibilität ermöglicht eine hochqualitative Anpassung der aerodynamischen Eigenschaften des Flügelelements bzw. des Flugzeugs an die vielen unterschiedliche Betriebszustände wie Startzustand, Landezustand, Reisezustand. Gemäß noch einem anderen exemplarischen Ausführungsbeispiel der Erfindung kann das Winglet um die y₁-Achse des Körperkoordinatensystems des Winglets drehbar befestigbar sein. Insbesondere bei beidseitigen Winglets, die gleiche oder unterschiedliche Flächen unterhalb und oberhalb des Flügels aufweisen, kann über eine 180°-Drehung das Biegemoment, das in dem Flügel eingeleitet wird, signifikant reduziert werden.

Somit kann ein Winglet derart drehbar an einem Flügelelement beweglich befestigbar sein, dass es sich um zwei oder drei Freiheitsgrade drehen kann. Zum einen kann es sich in Richtung des Rumpfes einklappen, zum anderen kann es zu der Haupterstreckungsrichtung des Flügelelements einen von 90° essentiell unterschiedlichen Winkels einschließen und/oder kann sich um die y₁-Achse des Körperkoordinatensystems des Winglets drehen. Dadurch kann das Winglet besser an verschiedene Betriebszustände eines Flugzeugs angepasst werden. Durch diese Einstellung der Winglets auf die verschieden Lastfälle können ideale aerodynamische Bedingungen geschaffen werden und zugleich die aerodynamische Belastung der Winglets stark reduziert werden.

Außerdem werden die unterschiedlichen Drehmöglichkeiten des Winglets genutzt, um die Wirbelschleppencharakteristik des Flugzeugs zu beeinflussen.

In einer weiteren exemplarischen Ausführungsform umfasst die Vorrichtung ferner ein Flügelelement. Das erfindungsgemäße Winglet kann zum Beispiel am Flügelende eines Flugzeugs, einer Windkraftanlage, einer Windmühle und an einem beliebigen in der Luftströmung befindlichen Bauelements eines Fortbewegungsmittels Anwendung finden. Andere Anwendungen sind selbstverständlich möglich.

Gemäß einem weiteren exemplarischen Ausführungsbeispiel umfasst die Vorrichtung ein aerodynamisches Verkleidungselement zwischen Flügelelement und Winglet, um einen möglichen und möglicherweise aerodynamisch ungünstigen Spalt zwischen Flügelelement und Winglet abzudecken. Somit können aerodynamische Verluste vermieden werden.

Gemäß einem weiteren exemplarischen Ausführungsbeispiel umfasst die Vorrichtung mindestens ein Aufhängungselement, an dem das Winglet an dem Flügelelement befestigt wird.

Gemäß einer weiteren exemplarischen Ausführungsform wird mindestens ein Aufhängungselement steuerbar bewegbar bereitgestellt, so dass das Winglet sich in verschiedenen Freiheitsgraden drehen kann. Um das Aufhängungselement steuerbar beweglich bereitzustellen, wird gemäß einem anderen exemplarischen Ausführungsbeispiel mindestens ein Aufhängungselement durch eine angetriebene Spindel, zum Beispiel unter Verwendung eines Elektromotors, bewegt.

Gemäß einem anderen exemplarischen Ausführungsbeispiel umfasst die Vorrichtung ferner eine Antriebseinrichtung zum Bewegen des Winglets und/oder des Aufhängungselements. Dabei kann die Antriebseinrichtung aus elektrischen, hydraulischen und/oder piezoelektrischen Antrieben bestehen. Darüber hinaus können aktive Materialien, insbesondere Piezokeramik, zum Einsatz kommen.

Gemäß einem anderen exemplarischen Ausführungsbeispiel der Vorrichtung ist das Winglet in einen oberen und unteren Teil geteilt und der obere und/oder untere Teil des Winglets jeweils beweglich ausgebildet. Der obere oder der untere Teil können dabei leicht oder auch signifikant nach außen ausgebildet sein. Gleiches gilt für die Neigung in Richtung der Rumpfachse. Beispielsweise kann bei einem beidseitigen Winglet, das oberhalb und unterhalb des Flügelelement verläuft, nur die oberseitige oder nur die unterseitige Fläche bewegbar sein.

Gemäß einem anderen exemplarischen Ausführungsbeispiel ist das Winglet in drei Teile mit einem oberen, unteren und äußeren Teil ausgebildet, wobei mindestens ein Teil bewegbar ausgeführt ist. Gemäß einem weiteren exemplarischen Ausführungsbeispiel kann jedes dieser Teile wiederum in mehrere Unterteile geteilt werden und jedes Unterteil für sich dabei beweglich ausgeführt sein. Gemäß einem weiteren exemplarischen Ausführungsbeispiel kann darüber hinaus zusätzlich zum Winglet auch ein Teil des Flügelelements oder aber auch ein ganzes Flügelelement einschließlich des Winglets drehbar sein.

Gemäß einem anderen exemplarischen Ausführungsbeispiel des Verfahrens wird die Drehung des Winglets durch eine Bordcomputereinheit gesteuert. Dabei kann die Bordcomputereinheit das Winglet auf der Basis von gemessenen Flugzeugdaten, wie beispielsweise Flughöhe, Anströmwinkel der Luft, Anstellwinkel, Luftdruck, Temperatur, etc. steuern.

Gemäß einem anderen exemplarischen Ausführungsbeispiel des Verfahrens kann die Bordcomputereinheit über eine Regeleinheit die Bewegung eines Winglets regeln. Die Bordcomputereinheit bzw. Regeleinheit reagiert zum Beispiel auf eine Änderung verschiedenerer Parameter und stellt automatisch die Winglets daraufhin ein. Die Regelung kann einheitlich oder adaptiv bezüglich einzelner Flugzeugdaten sein. Auch ein bestimmter Betriebszustand (wie Startzustand, Landezustand, Reisezustand) kann als Kriterium zum Justieren der Stellung des Winglets herangezogen werden.

Gemäß einem weiteren exemplarischen Ausführungsbeispiel des Verfahrens steuert das Winglet eine Flügelverwindung und/oder eine Flügelbiegung, womit das Flügelprofil aerodynamisch optimiert werden kann.

Gemäß noch einem anderen exemplarischen Ausführungsbeispiel der Erfindung ist ein Windkraftanlage oder Windmühle mit einer Vorrichtung mit den oben beschriebenen Merkmalen geschaffen.

Die Ausgestaltungen der Vorrichtung gelten auch für das Verfahren und für das Fortbewegungsmittel sowie für die Verwendung und umgekehrt.

Mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung und dem Verfahren ist somit eine effektive Einstellmöglichkeit der Winglets an beliebige Betriebszustände eines Flugzeugs erreichbar, womit der aerodynamische Widerstand und die das Gewicht bestimmenden Lasten von Winglet und Flügelelement verringert werden können. Daraus ergibt sich, dass die Winglets, die Flügel und der Flügelrumpfübergang gewichtssparender ausgelegt werden können und dass der Treibstoffverbrauch stark reduziert werden kann. Hierdurch wird die Wirtschaftlichkeit des Flugzeugs signifikant verbessert.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen
Im Folgenden werden zur weiteren Erläuterung und zum besseren Verständnis der vorliegenden Erfindung Ausführungsbeispiele unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigen:
1 eine schematische Darstellung eines Flügelelements mit einem beweglich befestigten Winglet gemäß einem exemplarischen Ausführungsbeispiel der Erfindung;
2 eine weitere schematische Darstellung eines Flügelelements mit einem beweglich befestigten Winglet und dessen Drehachsen gemäß einem exemplarischen Ausführungsbeispiel der Erfindung;
3 eine weitere schematische Darstellung eines Flügelelements mit einem beweglich befestigten Winglet in verschiedenen Stellungen gemäß einem exemplarischen Ausführungsbeispiel der Erfindung;
4 eine schematische Darstellung eines Aufhängungselements gemäß einem exemplarischen Ausführungsbeispiel der Erfindung.
5 eine schematische Darstellung eines steuerbaren Aufhängungselements gemäß einem exemplarischen Ausführungsbeispiel der Erfindung;
6 ein Diagramm der erzielten Reduktion des Biegemomentenverlaufs entlang des Winglets für eine Toe-Winkeländerung von 4 Grad;
7 ein Diagramm der erzielten Reduktion des Biegemomentenverlaufs entlang des Flügels, resultierend aus der Toe-Winkeländerung des Winglets,
8a eine schematische Ansicht eines drehbaren Winglets, das aus zwei Teilen besteht.
8b eine weitere schematische Ansicht eines drehbaren Winglets, das aus drei Teilen besteht.
8c eine weitere schematische Ansicht eines drehbaren Winglets, das aus drei Teilen besteht, von denen ein Teil drehbar ist.
Detaillierte Beschreibung von exemplarischen Ausführungsformen
Gleiche oder ähnliche Komponenten in unterschiedlichen Figuren sind mit gleichen Bezugsziffern versehen.
Die Darstellungen in den Figuren sind schematisch und nicht maßstäblich.
1 zeigt eine schematische Draufsicht eines Winglets 2 und eines Flügelelements 1, sowie das flugzeugfeste Koordinatensystem 7a und das körperfeste Koordinatensystem 7b des Winglets. Des weiteren ist die Haupterstreckungsachse 6 des Flügelelements 1 und eine Drehachse 7 des Winglets mit dem Drehwinkel Φ gekennzeichnet. Dabei handelt es sich um die erste Drehachse 7 entsprechende der Konvention der Eulerwinkel. Durch eine Drehung um die x-Achse kann das Winglet 2 aus- bzw. eingeklappt werden. Der Pfeil 8 deutet die lokale Strömungsrichtung beim Flug mit lokalem Schiebewinkel am Winglet an. Soll das Winglet z.B. nicht um die Euler'schen Winkel Φ und θ gedreht werden, sind die Achsen x, x₁ und x₂ identisch, ebenso y, y₁ und y₂ und z, z₁ und z₂. Eine Drehung um die z-Achse in Richtung der lokalen Strömungsrichtung führt dann direkt zu einer Reduktion der aerodynamischen Last und damit zur Reduktion der Gesamtlast am Winglet.
2 zeigt eine Vorrichtung zum Anpassen eines Winglets an einen Betriebszustand eines Flugzeugs gemäß einem exemplarischen Ausführungsbeispiel der Erfindung. Außerdem wird ein Körperkoordinatensystem des Winglets eingeführt, um die Drehachsen zu definieren. Durch eine Drehung um die x-Achse mit dem Drehwinkel Φ ist das Winglet aus der Senkrechtstellung in die neue Klappstellung überführt worden. Das körperfeste Koordinatensystem geht damit in die neuen Achsen x₁, y₁, z₁.
Eine Drehung um die z₂-Achse oder um die y₁-Achse ermöglicht die freie Einstellbarkeit auf verschiedene Flugzustände oder verschiedene aerodynamische Lastfälle.
In der Darstellung ist der Übersichtlichkeit und der Offensichtlichkeit halber auf die Drehung um die y₁-Achse verzichtet worden, so daß x₁ = x₂, y₁ = y₂, z₁ = z₂ ist. Es ist nur eine Drehung um die z₂-Achse um den Toe-Winkel ψ illustriert. Die Illustration der Drehung um die y₁-und die z₂-Achse ist aufgrund der 1 und 2 ebenfalls offensichtlich.
Die Vorrichtung umfasst ein Flügelelement 1, ein Winglet 2 und mindestens ein Aufhängungselement 3 (siehe 4). Das Winglet 2 ist über ein Aufhängungselement 3 an dem Flügelelement 1 befestigt. In der Vorrichtung gemäß 1 wird deutlich, wie sich das Winglet um drei (Raum-)Achsen drehen kann. Damit lässt sich das Winglet 2 an den lokalen Schiebewinkel des Flugzustands anpassen. Die Anpassung des Toe-Winkels (Drehung um die z₂-Achse des Körperkoordinatensystems) und die Drehung um die y₁-Achse ermöglicht es, die effektive Fläche des Winglets 2 (im Schiebewinkelflug, bei drastischem Rollen und Schieben und auch bei kombiniertem Rollen und Schieben), die von der lateralen Komponente der Strömung erfasst wird, zu verändern (insbesondere zu verkleinern), so dass insbesondere die resultierenden Querkräfte und Biegemomente am Winglet 2 und damit auch am Außenflügel 1 reduziert werden. Mit der Änderung des Toe-Winkels, der Drehung um die y₁-Achse und durch das Ein- bzw. Ausklappen des Winglets um die x-Achse ändert sich die in Flugrichtung aerodynamisch wirksame Fläche des Winglets 2.
In 3 wird die Bewegung des Winglets um die x-Achse, bzw. um die Befestigungsachse, dargestellt. Zusammen mit der Einstellbarkeit des Toe-Winkels kann man die Auftriebseigenschaften optimal an die jeweilige Flugphase anpassen. Während des Reiseflugs, d.h. in großer Höhe und bei hoher Geschwindigkeit, kann das Winglet 2' eingeklappt werden, um somit den Widerstand zu reduzieren. Je nach aerodynamischen Bedingungen und Flugphasen, d.h. bei Schiebeflug, bei Steig- oder Sinkflug oder bei starken Seitenwinden kann das Winglet 2'' entsprechende Zwischenstellungen annehmen. Bei langsamer Geschwindigkeit, besonders während des Landeanflugs, bei dem ein großer Auftriebsbeiwert erwünscht sein kann, kann das Winglet 2''' ausgeklappt werden, um somit die Flügelfläche zu erhöhen.
In 4 wird eine Möglichkeit aufgezeigt, das Winglet 2 an einem Flügelelement 1 zu befestigen. Das dargestellte mindestens eine Aufhängungsglied 3 verbindet das Flügelelement 1 mit dem Winglet 2. Über eine Drehachse 5 lässt sich beispielsweise der Toe-Winkel gezielt an die jeweiligen Lastfälle einstellen. Gleichzeitig kann das Aufhängungsglied 3 gelenkig angebracht sein, so dass sich dass Winglet 2 zusätzlich um eine Befestigungsachse (x-Achse des Körperkoordinatensystems des Winglets) und die y₁-Achse drehen kann. Die Drehung um die Befestigungsachse ermöglicht es dem Winglet sich zum Flugzeugrumpf ein- und auszuklappen, wie in der Frontansicht der Flügel-Winglet-Kombination von 2 zu erkennen.
In 5 wird eine Möglichkeit dargestellt, das Winglet 2 zu steuern. Das Drehen des Winglets 2 um die Hochachse 5, um die y-Achse sowie um die x-Achse kann dabei durch einen Antriebsmotor realisiert werden, der eine Spindel 4 gezielt ein- und ausfährt. Somit dreht sich beispielsweise das Winglet 2 um die Hochachse 5. Die Drehung des Winglets 2 um die Befestigungsachse und um die y₁-Achse kann durch ein angetriebenes, gelenkiges Aufhängungsglied 3 ermöglicht werden.
6 zeigt den Biegemomentenverlauf 10a, 11a in der Haupterstreckungsrichtung eines Rechteckwinglets mit einer Änderung 10a und ohne eine Änderung 11a des Toe-Winkels von 4°. Auf der Abszisse wird die Position z_p auf dem Winglet bezogen auf die Wingletlänge l_w vom Übergang Winglet-Flügel bis zur Winglet-Spitze in % dargestellt und auf der Ordinate wird zur jeweiligen Position z_p/l_w der Betrag des Biegemoments in % dargestellt. Die Änderung des Toe-Winkels um 4° führt für ein Schiebewinkelmanöver entsprechend der europäischen Zulassungsvorschrift JAR25 zu einer signifikanten Reduktion des Biegemomentenverlaufs. Hieraus resultiert eine entsprechend signifikante Reduktion des Strukturgewichts des Winglets.
7 zeigt für das JAR 25 Schiebewinkelmanöver den Biegemomentenverlauf in der Haupterstreckungsrichtung im Außenbereich eines Flügelelements, mit dem ein Winglet mit 10b und ohne 11b Toe-Winkeländerung von 4° verbunden ist. Auf der Abszisse wird die Position y_F,P auf dem Flügel bezogen auf die Länge l_F des Flügels im Außenbereich bis zum Übergang zum Winglet in % dargestellt und auf der Ordinate der Betrag des Biegemoments in %. Es wird deutlich, dass die Toe-Winkeländerung auch die Flügellast signifikant reduziert.
8a zeigt eine weitere Ausführungsform, bei der die Winglets aus einem nach oben orientierten Teil (2a) und einem nach außen orientierten Teil (2b) besteht. Der Übersichtlichkeit halber ist nur eine Drehung um die y₁-Achse dargestellt. Hierdurch wird das körperfeste Koordinatensystem x₁, y₁, z₁ in das neue Koordinatensystem x₂, y₂, z₂ überführt. Bei signifikanten Anstellwinkeln des Flügelelements 1 entsprechend der lokalen Anströmung 8 führt die Drehung um die y₁-Achse zu einer signifikanten Biegemomentenreduktion am Winglet und am Flügel. Der obere Teil gewährleistet, dass sich bei der Drehung um die y₁-Achse nach vorne kein Spalt ausbildet.
8b und 8c zeigen 3-teilige Wingletausführungen. Im Vergleich zu 8a ist der obere Teil 2a nach unten fortgesetzt 2c. Hierdurch kann bei Drehungen um die y₁-Achse sowohl am vorderen als auch am hinteren Flügel-Winglet-Übergang eine Spaltbildung vermieden werden. In 8b drehen sich der obere 2a und der untere Teil 2c zusammen mit dem äußeren Teil 2b. In 8c dreht sich nur der äußere Wingletteil 2b.
Der Winglet-Flügelübergang, der Winkel zwischen oberem und äußerem Wingletteil, sowie die geometrische Ausführung der Wingletteile (Krümmung, Profildicke, Pfeilung, etc...) können so gewählt werden, dass unter Berücksichtigung aller Flugphasen optimale aerodynamische Eigenschaften und Belastungseigenschaften und damit minimaler Treibstoffverbrauch und optimale Wirtschaftlichkeit erreicht werden kann.
Zu diesem Ziel kann das Winglet mit weiteren Drehmöglichkeiten ausgestattet werden. Außerdem kann das Winglet um weitere drehbare Teile ergänzt werden.
In der Praxis können die Drehbewegungen natürlich jederzeit gleichzeitig und nicht nacheinander durchgeführt werden.
Der Toe-Winkel, die Klappstellung des Winglets 2 relativ zum Flugzeugrumpf und/oder die Drehung um die y₁-Achse kann dabei durch einen Bordcomputer auf der Basis der gemessenen Flugzustandsdaten, wie beispielsweise Flughöhe, Gierwinkel, Anstellwinkel, Rollwinkel, Fluggeschwindigkeit, Schiebewinkel, etc. gesteuert werden. Beispielsweise kann somit auf eine kritische aerodynamische Belastung automatisch reagiert werden und die aerodynamische Wirkfläche des Winglets verringert werden.
Ergänzend ist darauf hinzuweisen, dass „umfassend" keine anderen Elemente oder Schritte ausschließt und „eine" oder „ein" keine Vielzahl ausschließt. Ferner sei darauf hingewiesen, dass Merkmale oder Schritte, die mit Verweis auf eines der obigen Ausführungsbeispiele beschrieben worden sind, auch in Kombination mit anderen Merkmalen oder Schritten anderer oben beschriebener Ausführungsbeispiele verwendet werden können. Bezugszeichen in den Ansprüchen sind nicht als Einschränkung anzusehen.

Claims

Vorrichtung zum Anpassen aerodynamischer Eigenschaften eines Flügelelements (1), wobei die Vorrichtung umfasst: ein Winglet (2), wobei das Winglet (2) an dem Flügelelement (1) beweglich befestigbar ist, und wobei das Winglet (2) gegenüber dem Flügelelement (1) derart drehbar ist, dass eine zugehörige Drehachse (7) mit einer Haupterstreckungsrichtung (6) des Flügelelements (1) einen von 90° unterschiedlichen Winkel einschließt.
Vorrichtung nach Anspruch 1, wobei das Winglet (2) an einer Befestigungsachse (7) mit dem Flügelelement um die Befestigungsachse (7) drehbar befestigbar ist.
Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, wobei das Winglet (2) gegenüber dem Flügelelement (1) um zwei oder drei Drehachsen drehbar ist.
Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, ferner umfassend ein Flügelelement (1).
Vorrichtung einem der vorangegangenen Ansprüche, ferner umfassend ein aerodynamisches Verkleidungselement zwischen dem Flügelelement (1) und dem Winglet (2) und/oder Wingletteilen (2a, 2b, 2c).
Vorrichtung nach einem der vorangegangenen Ansprüche, ferner umfassend mindestens ein Aufhängungselement (3) zum Befestigen des Winglets (2) mit dem Flügelelement (1).
Vorrichtung nach Anspruch 6, wobei das mindestens eine Aufhängungselement (3) steuerbar bewegbar ist.
Vorrichtung nach Anspruch 6 oder 7, wobei das mindestens eine Aufhängungselement (3) mittels einer angetriebenen Spindel (4) bewegbar ist.
Vorrichtung nach einem der vorangegangenen Ansprüche, ferner umfassend eine Antriebseinrichtung zum Bewegen des Winglets (2).
Vorrichtung nach Anspruch 9, wobei die Antriebseinrichtung ausgewählt ist aus der Gruppe bestehend aus elektrischen, hydraulischen, piezoelektrischen Antrieben und aktiven Materialien, insbesondere Piezokeramik.
Vorrichtung nach einem der vorangegangenen Ansprüche, wobei das Winglet in einen oberen (2a) und unteren Teil (2c) geteilt ist und der obere (2a) und/oder untere Teil (2b) des Winglets jeweils beweglich ausgebildet ist.
Vorrichtung nach einem der vorangegangenen Ansprüche, wobei das Winglet (2) mit einem oberen (2a), unteren (2c) und äußeren Teil (2b) ausgebildet ist, wobei mindestens ein Teil (2, 2a, 2b, 2c) bewegbar ausgeführt ist.
Vorrichtung nach Anspruch 11 oder 12, wobei mindestens ein Teil (2, 2a, 2b, 2c) in mehrere Unterteile geteilt ist und mindestens ein Unterteil beweglich ausgeführt ist.
Vorrichtung nach einem der vorangegangenen Ansprüche, wobei zusätzlich zum Winglet (2, 2a, 2b, 2c) ein Teil des Flügelelements (1) oder ein ganzes Flügelelement (1) mit dem Winglet (2, 2a, 2b, 2c) drehbar ausgeführt sein kann.
Verfahren zum Anpassen aerodynamischer Eigenschaften eines Flügelelements (1), wobei ein an dem Flügelelement (1) befestigtes Winglet (2) gegenüber dem Flügelelement (1) derart gedreht wird, dass eine zugehörige Drehachse (7) mit einer Haupterstreckungsrichtung (6) des Flügelelements (1) einen von 90° unterschiedlichen Winkel einschließt.
Verfahren nach Anspruch 15, wobei die Drehung des Winglets (2, 2a, 2b, 2c) durch eine Bordcomputereinheit, insbesondere auf der Basis gemessener Flugzeugdaten, gesteuert wird.
Verfahren nach Anspruch 16, wobei die Bordcomputereinheit eine Regeleinheit aufweist, die die Drehung des Winglets (2, 2a, 2b, 2c) regelt.
Verfahren nach Anspruch 17, wobei die Regeleinheit als eine adaptive Regeleinheit ausgebildet ist und an eine Mehrzahl von Flug- und Flugzeugparameter angepaßt wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 15 bis 18, wobei mittels des Winglets (2, 2a, 2b, 2c) eine Flügelverwindung gesteuert wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 16 bis 19, wobei mittels des Winglets (2, 2a, 2b, 2c) eine Flügelbiegung gesteuert wird.
Fortbewegungsmittel, umfassend eine Vorrichtung zum Anpassen aerodynamischer Eigenschaften eines Flügelelements (1) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 13.
Fortbewegungsmittel nach Anspruch 21, wobei das Fortbewegungsmittel ein Flugzeug ist.
Verwendung einer Vorrichtung zum Anpassen aerodynamischer Eigenschaften eines Flügelelements (1) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 13 in einem Flugzeug.