DE102008022452B4 - Airplane with actively controllable auxiliary wings - Google Patents

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Abstract

Flugzeug mit gepfeilten Hauptflügeln an deren äußerem (rumpffernen) Ende jeweils Hilfsflügel beweglich und über eine Steuerung betätigbar angeordnet sind, wobei jeweils an einem inneren Hilfsflügel (2R, 2L) in Spannweitenrichtung des Hauptflügels (1R, 1L) ein äußerer Hilfsflügel (3R, 3L) angeschlossen ist und die Position der Hilfsflügel (2R, 2L; 3R, 3L) zueinander und zum Hauptflügel in mehreren vorgegebenen Bewegungsfreiheitsgraden einstellbar ist, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerung so ausgelegt ist, dass jeder einzelne Hilfsflügel (2R, 2L; 3R, 3L) unabhängig von den anderen Hilfsflügeln in seiner Position verstellbar ist und dass eine Betätigungseinrichtung zur Bewegung der inneren Hilfsflügel (2R, 2L) so angepasst ist, dass sie den sich anschließenden äußeren Hilfsflügel (3R, 3L) als Aktuator einbezieht.Aircraft with swept main wings at the outer (fuselage) end of each auxiliary wing movable and are arranged operable via a control, wherein in each case on an inner auxiliary wing (2R, 2L) in the spanwise direction of the main wing (1R, 1L) an outer auxiliary wing (3R, 3L) and the position of the auxiliary wings (2R, 2L, 3R, 3L) relative to each other and to the main wing is adjustable in a plurality of predetermined degrees of freedom of movement, characterized in that the control is designed such that each individual auxiliary wing (2R, 2L, 3R, 3L) is adjustable in position independently of the other auxiliary blades and that an actuator for moving the inner auxiliary blades (2R, 2L) is adapted to incorporate the adjoining outer auxiliary blade (3R, 3L) as an actuator.

Figure 00000001
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Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeug mit gepfeilten Hauptflügeln, an deren äußerem (rumpffernen) Ende jeweils Hilfsflügel beweglich und über eine Steuerung betätigbar angeordnet sind, wobei jeweils an einem inneren Hilfsflügel (2R, 2L) in Spannweitenrichtung des Hauptflügels (1R, 1L) ein äußerer Hilfsflügel (3R, 3L) angeschlossen ist und die Position der Hilfsflügel (2R, 2L; 3R, 3L) zueinander und zum Hauptflügel in mehreren vorgegebenen Bewegungsfreiheitsgraden einstellbar ist.The invention relates to an aircraft with swept main wings, at the outer (fuselage) end of each auxiliary wings are movably arranged and actuated via a control, in each case on an inner auxiliary wing ( 2R . 2L ) in the spanwise direction of the main wing ( 1R . 1L ) an outer auxiliary wing ( 3R . 3L ) and the position of the auxiliary wings ( 2R . 2L ; 3R . 3L ) to each other and the main wing in several predetermined degrees of freedom of movement is adjustable.

Ein Flugzeug mit den vorgenannten Merkmalen ist aus der Gebrauchsmusterschrift DE 20 2004 014 384 U1 bekannt. Diese Druckschrift lehrt Den Einsatz der Hilfsflügel (dort als Klappflügel bezeichnet) zur Erzielung sowohl von Roll- als auch von Nick- als auch von Gierbewegungen des Flugzeugs.An aircraft with the aforementioned features is known from the utility model DE 20 2004 014 384 U1 known. This document teaches the use of the auxiliary wings (referred to therein as folding wings) for achieving both rolling and pitching as well as yaw movements of the aircraft.

Aus der Druckschrift DE 36 38 347 A1 ist ein Rudersystem zur Steuerung von Flugzeugen bekannt, bei dem ebenfalls am rumpffernen Ende des Hauptflügels zwei Hilfsflügel angeordnet sind, wobei dort die Ebenen der beiden Hilfsflügel in einem konstanten, vorzugsweise senkrechten Winkel zueinander angeordnet sind. Mit der dort offenbarten Anordnung kann durch unterschiedliche Schwenkbewegungen der Hilfsflügel eine Steuerung der Bewegung des Flugzeugs um unterschiedliche Achsen vorgenommen werden. Aus der Druckschrift WO 95/11159A1 ist ebenfalls ein Flugzeug mit am äußeren Ende der Hauptflügel angeordneten Hilfsflügeln bekannt, die um unterschiedliche Achsen schwenkbar sind, wodurch eine Flugsteuerung des Flugzeugs um die x-, y- und z-Achse erreicht werden kann.From the publication DE 36 38 347 A1 is a rudder system for controlling aircraft known, in which also at the fuselage far end of the main wing two auxiliary wings are arranged, where there the planes of the two auxiliary wings are arranged at a constant, preferably perpendicular angle to each other. With the arrangement disclosed there can be made by different pivotal movements of the auxiliary wing control of the movement of the aircraft to different axes. From the publication WO 95 / 11159A1 An aircraft is also known having auxiliary wings arranged at the outer end of the main wing which are pivotable about different axes, whereby a flight control of the aircraft about the x-, y- and z-axis can be achieved.

Auch wenn durch die aus den vorgenannten Druckschriften bekannten Anordnungen die Flugsteuerung eines Flugzeugs zumindest teilweise ohne herkömmliche Steuermittel, wie Höhenruder, Seitenruder und Querruder erfolgen kann, verlangt die Betätigung der Hilfsflügel während des Fluges Einrichtungen, die in beachtlichem Umfang Kräfte und Momente auf die Hilfsflügel ausüben können.Also if by the known from the aforementioned publications arrangements the flight control of an aircraft at least partially without conventional Control means, such as elevators, Rudder and ailerons can be done, requires the operation of the auxiliary wing while of the flight facilities, which forces and considerable extent Moments on the auxiliary wings exercise can.

Da diese Einrichtungen zumindest teilweise am äußeren Ende der Hauptflügel angeordnet sein müssen, wird dort auch entsprechender Bauraum benötigt, was sich nachteilig auf das Flugverhalten eines Flugzeugs auswirken kann. Insoweit mehrere Hilfsflügel unabhängig voneinander verstellbar sein sollen, ist für jede Translations- bzw. Rotationsbewegung dieser Hilfsflügel ein gesonderter Aktuator notwendig, so dass sich als Folge beachtlicher Bauaufwand und damit auch unerwünscht hohes Baugewicht an den Flügelenden ergibt.There these devices arranged at least partially at the outer end of the main wing have to be There is also required appropriate space, which is disadvantageous can affect the flight behavior of an aircraft. In that regard, several auxiliary wings independently should be adjustable, is for any translational or rotational movement of these auxiliary wings separate actuator necessary, so that as a result considerable Construction costs and therefore undesirable high construction weight at the wing tips results.

Aufgabe der Erfindung ist es, ein Flugzeug mit den Merkmalen nach dem Oberbegriff des Patentanspruches 1 so zu verbessern, dass die Steuerung und die Betätigung der Hilfsflügel mit minimalem zusätzlichen Aufwand an Bauraum und Baugewicht ausführbar ist, auch dann, wenn die gesamte Flugsteuerung des Flugzeugs mittels der Hilfsflügel erfolgen soll und herkömmliche Steuermittel, wie Höhenruder, Seitenruder und Querruder sich erübrigen sollen.task The invention is an aircraft with the features of the preamble of claim 1 to improve so that the control and the operation the auxiliary wing with minimal additional Expenditure on space and construction weight is executable, even if the entire flight control of the aircraft by means of the auxiliary wings done should and conventional Control means, such as elevators, Rudder and ailerons should be unnecessary.

Erfindungsgemäß wird die gestellte Aufgabe dadurch gelöst, dass die Steuerung so ausgelegt ist, dass jeder einzelne Hilfsflügel (2R, 2L; 3R, 3L) unabhängig von den anderen Hilfsflügeln in seiner Position verstellbar ist und dass eine Betätigungseinrichtung zur Bewegung der inneren Hilfsflügel so angepasst ist, dass sie den sich anschließenden äußeren Hilfsflügel als Aktuator einbezieht.According to the invention this object is achieved in that the controller is designed so that each individual auxiliary wing ( 2R . 2L ; 3R . 3L ) is adjustable in position independently of the other auxiliary blades and that an actuator for moving the inner auxiliary blades is adapted to incorporate the adjoining outer auxiliary blade as an actuator.

Mit einer solchen Betätigungseinrichtung erfolgt eine Bewegung der ersten Hilfsflügel also in der Weise, dass zunächst über die zentrale Steuerung und eine gesonderte Betätigungseinrichtung die äußeren Hilfsflügel so verstellt werden, dass deren Kraftwirkung bzw. Moment auf die inneren Hilfsflügel, an denen sie angeschlagen sind, im Sinne der gewünschten Verstellung der inneren Hilfsflügel wirkt. Es werden also die aus der Flugzeuganströmung entstehenden aerodynamischen Kräfte und Momente der äußeren Hilfsflügel als Aktuator für die inneren Hilfsflügel eingesetzt. Durch Kombination mit einer geeigneten Sperreinrichtung kann eine einmal erfolgte Formänderung mit Hilfe der Aktuatorkräfte aus den Hilfsflügeln dauerhaft erhalten werden. Dadurch kann eine sonst notwendige aufwendige Aktuatoreinrichtung für die Verstellung der inneren Hilfsflügel (z. B. hydraulische Servomotoren oder elektrische Antriebe) entsprechend leistungsschwächer ausgebildet sein oder man kann auf solche zusätzlichen Arbeitsaktuatoren zur Verstellung der inneren Hilfsflügel vollständig verzichten, was sich im Hinblick auf Bauaufwand und Baugewicht sehr vorteilhaft auswirkt.With such an actuator Thus, a movement of the first auxiliary wings takes place in such a way that first over the Central control and a separate actuator the outer auxiliary wing so adjusted be that their force or moment on the inner auxiliary wings, on which they are struck, in the sense of the desired adjustment of the inner auxiliary wing acts. So it will be the aerodynamic resulting from the aircraft approach personnel and moments of the outer auxiliary wings as Actuator for the inner auxiliary wings used. By combination with a suitable locking device can be a once changed shape with the help of the actuator forces from the auxiliary wings be permanently preserved. This can be an otherwise necessary consuming Actuator device for the adjustment of the inner auxiliary blades (eg hydraulic servomotors or electric drives) designed according to lower performance be or you can on such additional work actuators to completely dispense with the adjustment of the inner auxiliary wings, resulting in With regard to construction costs and construction weight very beneficial.

Eine vorteilhafte Ausgestaltung erfährt die Erfindung dadurch, dass mittels der Steuerung die Profilgeometrie der inneren Hilfsflügel im Sinne einer Änderung des Auftriebsbeiwertes veränderbar ist. Dadurch kann die Wirkung der Hilfsflügel erhöht werden. Die Profilgeometrie der inneren Hilfsflügel kann dabei in der Weise geändert werden, dass eine Formänderung im Sinne einer Veränderung der Profilwölbung stattfindet, wodurch sich der Auftriebsbeiwert eines Tragflügelprofils bekanntlich ändert. Eine weitere Änderung der Profilgeometrie im Sinne einer Änderung des Auftriebsbeiwertes kann dadurch erfolgen, dass die Hilfsflügel über ihre Spannweitenlänge tordiert werden, wodurch sich über die Spannweitenlänge unterschiedliche Anstellwinkel und damit wieder unterschiedlicher Auftrieb ergeben. Die Änderung der Profilgeometrie kann in einer Weiterbildung soweit erfolgen, dass sie eine kontinuierliche Wölbungsänderung von einer positiven zu einer negativen Profilwölbung vorsieht, wodurch dann die Richtung des Auftriebsvektors ebenfalls umgekehrt werden kann.An advantageous embodiment, the invention undergoes the fact that by means of the control, the profile geometry of the inner auxiliary wing in terms of a change in the lift coefficient is variable. As a result, the effect of the auxiliary wings can be increased. The profile geometry of the inner auxiliary wing can be changed in such a way that a change in shape takes place in the sense of a change in profile curvature, whereby the lift coefficient of a wing profile changes known. A further change in the profile geometry in the sense of a change in the lift coefficient can be achieved by twisting the auxiliary wings over their span length, resulting in different angles of incidence over the span length and thus different buoyancy again. The change of the profile geometry can in a further development to the extent that it provides a continuous curvature change from a positive to a negative profile curvature, whereby then the direction of the buoyancy vector can also be reversed.

Schließlich soll nach einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung die Einstellung der Hilfsflügel und/oder die Änderung deren Profilgeometrie durch Strukturverformung erfolgen. Eine solche Ausbildung hat den Vorteil, dass entsprechende Maschinenelemente, wie Lager, einschließlich der zugehörigen Hebelgetriebe weitgehend verzichtbar sind. Es muss dann lediglich die Struktur an den Stellen der gewünschten Verformung, also z. B. entlang der Schwenkachsen (x1, x2 oder z2) die Struktur der Flügel bzw. Hilfsflügel eine reduzierte Steifigkeit aufweisen und es müssen entsprechende Mittel zur Blockierung der Formänderungsstruktur in der gewünschten Endposition vorgesehen sein. Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Patentansprüchen 4 und 5 beschriebenFinally, according to a preferred embodiment of the invention, the setting of the auxiliary wings and / or the change in their profile geometry by structural deformation. Such a design has the advantage that corresponding machine elements, such as bearings, including the associated lever mechanism are largely dispensable. It then only has the structure at the points of the desired deformation, so z. B. along the pivot axes (x 1 , x 2 or z 2 ), the structure of the wings or auxiliary wings have a reduced rigidity and it must be provided in the desired end position corresponding means for blocking the deformation structure. Further advantageous embodiments of the invention are described in the claims 4 and 5

Anhand der beigefügten Zeichnungen wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung mit unterschiedlichen Ausgestaltungen erläutert.Based the attached Drawings will be an embodiment of the invention explained with different configurations.

In den Zeichnungen zeigtIn the drawings shows

1 das Schrägbild eines Flugzeugs mit gepfeilten Hauptflügeln und daran angeordneten Hilfsflügeln sowie eine zugehörige Steuerung schematisch, 1 the oblique image of an aircraft with swept main wings and auxiliary wings arranged thereon and an associated control system schematically,

2 eine vergrößerte Darstellung des äußeren Flügelbereichs des Hauptflügels 1L aus 1 mit eingezeichneten Schwenk- und Anstellachsen und Winkeln, 2 an enlarged view of the outer wing portion of the main wing 1L out 1 with marked swivel and pitch axes and angles,

3–5 Darstellungen des äußeren Flügelabschnitts 1L gemäß 2 bei unterschiedlich eingestellten Hilfsflügeln 2, 3, 3 - 5 Representations of the outer wing section 1L according to 2 with differently set auxiliary wings 2 . 3 .

6 eine schematische Darstellung eines Flugzeughauptflügels mit zwei daran angeordneten Hilfsflügeln mit Funktionsgrößen. 6 a schematic representation of an aircraft main wing with two auxiliary wings arranged thereon with functional sizes.

Das in 1 im Schrägbild schematisch dargestellte Flugzeug weist einen Rumpf 10 und daran angeordnete, nach hinten gepfeilte Hauptflügel 1L (links) und 1R (rechts) auf. Der Pfeilwinkel gegenüber der Flugzeuglängsachse x ist mit β bezeichnet. Am rumpffernen Ende der Hauptflügel 1L, 1R ist um eine erste Schwenkachse x1 schwenkbar ein innerer Hilfsflügel 2L bzw. 2R am Hauptflügel 1L bzw. 1R (rechts) angeschlagen. Am äußeren (rumpffernen) Ende des inneren Hilfsflügels 2L bzw. 2R ist jeweils ein äußerer Hilfsflügel 3L bzw. 3R schwenkbar um eine Achse x2 (L, R) angelenkt. Der äußere Hilfsflügel 3 soll um eine weitere Achse z2 (nur für den rechten äußeren Hilfsflügel 3R ist die Achse z2 in 1 eingezeichnet) schwenkbar sein. Die Betätigung und Steuerung der Hilfsflügel 2, 3 erfolgt aktiv durch den Piloten (P) über eine zentrale Flugsteuerung F, wobei von dort aus Größe und Richtung der Schwenkbewegung der Hilfsflügel 2, 3 nach Vorgabe des Piloten P von der Flugsteuerung F eingestellt werden. Als einzustellende Größen sind in 1 der Winkel α2, der Winkel α3, und der Winkel ϕ3, angegeben. Diese Winkel sind in der Darstellung nach 2 bezeichnet, woraus hervorgeht, dass der Winkel α2 der Neigungswinkel zwischen dem inneren Hilfsflügel 2 und dem Hauptflügel 1 ist und α3 der entsprechende Neigungswinkel des äußeren Hilfsflügels 3 gegenüber dem Hilfsflügel 2 ist. Mit ϕ3 ist der Schwenkwinkel des äußeren Hilfsflügels 3 um die Achse z3 bezeichnet. Die Anströmung des Flugzeugs gemäß 1 bzw. des Flügelabschnitts gemäß 2 erfolgt in Pfeilrichtung u. Die praktisch technische Ausbildung der Schwenkbarkeit der Hilfsflügel 2, 3 um die Schwenkachsen x1, x2 und z3 ist nicht näher dargestellt. Es kann sich dabei um herkömmliche Schwenkgelenke mit entsprechenden Betätigungseinrichtungen handeln, wie sie im Stand der Technik hinreichend bekannt sind. Es kann aber auch, wie in den Figuren angedeutet, in bevorzugter Ausführung eine Schwenkmöglichkeit um die genannten Schwenkachsen in der Weise vorgesehen sein, dass die Hilfsflügel 2, 3 integral an den Hauptflügel 1 angeformt sind, wobei entlang der gewünschten Schwenkachsen x1, x2 eine geringe Steifigkeit der Flügelstruktur vorgesehen ist und entsprechende Mittel zur Formänderung entsprechend einer Verschwenkung mit den Winkeln α2, α3 und ϕ3.This in 1 schematically shown in an oblique plane has a fuselage 10 and arranged rear winged main wing 1L (left) and 1R (right). The arrow angle with respect to the aircraft longitudinal axis x is denoted by β. At the farthest end of the main wing 1L . 1R is about a first pivot axis x 1 pivotally an inner auxiliary wing 2L respectively. 2R on the main wing 1L respectively. 1R (right) struck. At the outer (fuselage) end of the inner auxiliary wing 2L respectively. 2R is in each case an outer auxiliary wing 3L respectively. 3R pivotally articulated about an axis x 2 (L, R). The outer auxiliary wing 3 should be about another axis z 2 (only for the right outer auxiliary wing 3R is the axis z 2 in 1 drawn) be pivotable. The operation and control of the auxiliary wings 2 . 3 takes place actively by the pilot (P) via a central flight control F, from where the size and direction of the pivoting movement of the auxiliary wing 2 . 3 be set by the pilot F according to the pilot. The sizes to be set are 1 the angle α 2 , the angle α 3 , and the angle φ 3 , indicated. These angles are in the illustration below 2 indicates, from which it follows that the angle α 2 of the inclination angle between the inner auxiliary wing 2 and the main wing 1 and α 3 is the corresponding angle of inclination of the outer auxiliary wing 3 opposite the auxiliary wing 2 is. With φ 3 is the tilt angle of the outer auxiliary wing 3 designated by the axis z 3 . The flow of the aircraft according to 1 or the wing section according to 2 takes place in the direction of arrow u. The practically technical training of the pivoting of the auxiliary wing 2 . 3 about the pivot axes x 1 , x 2 and z 3 is not shown in detail. It may be conventional swivel joints with corresponding actuators, as are well known in the art. However, it can also, as indicated in the figures, in a preferred embodiment, a pivoting about the said pivot axes be provided in such a way that the auxiliary wings 2 . 3 integral to the main wing 1 are integrally formed, wherein along the desired pivot axes x 1, x 2 a low rigidity of the wing structure is provided, and corresponding means for shape change according to a pivoting with the angles α 2, α 3 and φ. 3

Bei der in 2 gezeigten Darstellung ist der äußere Hilfsflügel 3 abgesetzt vom inneren Hilfsflügel 2 dargestellt und nur der innere Hilfsflügel 2 integral an den Hauptflügel 1 angeformt und mittels Formänderung um die Schwenkachse x1 schwenkbar. Eine Verschwenkung des äußeren Hilfsflügels 3 um die Achse z3 soll mittels eines herkömmlichen hier nicht dargestellten Schwenkgelenkes erfolgen. Anstelle einer Verschwenkung des äußeren Hilfsflügels 3 um die Achse z3 kann auch eine Profiländerung des äußeren Hilfsflügels 3 im Sinne einer positiven oder negativen Profilwölbung vorgesehen sein um den Auftriebswert dieses äußeren Hilfsflügels 3 zu variieren.At the in 2 The illustration shown is the outer auxiliary wing 3 detached from the inner auxiliary wing 2 shown and only the inner auxiliary wing 2 integral to the main wing 1 molded and pivotable by means of deformation about the pivot axis x 1 . A pivoting of the outer auxiliary wing 3 about the axis z 3 should be done by means of a conventional pivot joint, not shown here. Instead of a pivoting of the outer auxiliary wing 3 around the axis z 3 can also change the profile of the outer auxiliary wing 3 be provided in the sense of a positive or negative profile curvature to the buoyancy value of this outer auxiliary wing 3 to vary.

In den 3 bis 5 ist wiederum der äußere Flügelbereich analog der Darstellung in 2 gezeigt, wobei hier eine Ausführungsform dargestellt ist, bei der die Verstellung der zwei Hilfsflügel 2L, 3L sowohl bezüglich der Winkel α2 und α3 als auch bezüglich des Winkels ϕ ausschließlich durch Formänderung der Flügelstruktur bewirkt wird. Die Darstellungen nach den 3, 4 und 5 unterscheiden sich nur durch unterschiedliche Einstellungen der Hilfsflügel 2L, 3L bezüglich Neigung und Anstellwinkel.In the 3 to 5 Again, the outer wing area is analogous to the representation in FIG 2 shown, wherein here an embodiment is shown, in which the adjustment of the two auxiliary wings 2L . 3L is effected both with respect to the angle α 2 and α 3 and with respect to the angle φ exclusively by changing the shape of the wing structure. The representations after the 3 . 4 and 5 differ only by different settings of the auxiliary wings 2L . 3L in terms of inclination and angle of attack.

In 5 ist am Hauptflügel 1L noch ein Bereich 4 gekennzeichnet, der innerhalb des Gelenkbereichs 5 zwischen dem inneren Hilfsflügel 2L und dem Hauptflügel 1L liegt. Durch gezielte Variation der Struktursteifigkeit des Hauptflügels 1 in diesem Bereich bzw. im Bereich 5 kann erreicht werden, dass durch aerodynamische Kräfte aus den Hilfsflügeln 2 und 3 eine Verformung im Sinne einer Auftriebsveränderung des Hauptflügels 1 erfolgt. Dabei kann durch geeignete Sperreinrichtungen eine einmal erfolgte Formänderung mit Hilfe der Aktuatorkräfte aus den Hilfsflügeln 2, 3 dauerhaft erhalten werden, solange bis die Sperreinrichtung wieder freigegeben wird ohne dass dadurch eine dauerhafte Kraftwirkung durch die Hilfsflügel 2, 3 erforderlich wäre.In 5 is at the main wing 1L another area 4 marked within the joint area 5 between the inner auxiliary wing 2L and the main wing 1L lies. By targeted variation of the structural rigidity of the main wing 1 in this area or in the area 5 can be achieved by aerodynamic forces from the auxiliary wings 2 and 3 a deformation in the sense of a buoyancy change of the main wing 1 he follows. In this case, by means of suitable locking devices, once a change in shape with the help of Aktuatorkräfte from the auxiliary wings 2 . 3 be permanently obtained until the locking device is released again without causing a permanent force by the auxiliary wing 2 . 3 would be required.

In der schematischen Darstellung nach 6 ist eine Flügelkonfiguration mit einem Hauptflügel 1, einem inneren Hilfsflügel 2 und einem äußeren Hilfsflügel 3 dargestellt. Der Hauptflügel 1 ist gegen die Flugzeuglängsachse +xF um einen Winkel β nach hinten gepfeilt. Eine Pfeilung in die entgegengesetzte Richtung nach vorne wäre ebenfalls denkbar. Der innere Hilfsflügel 2 soll um die Achse x1, die im wesentlichen parallel zur Flugzeuglängsachse xF ausgerichtet ist, schwenkbar sein. Der äußere Hilfsflügel 3 soll um eine Achse x2 , die im wesentlichen parallel x1 liegt, schwenkbar am inneren Hilfsflügel 2 angeordnet sein, und zwar so, dass er als Aktuator zur Verstellung des inneren Hilfsflügels wirkt. Zusätzlich soll der äußere Hilfsflügel 3 um eine Achse z2 schwenkbar sein. Die Anströmrichtung der Flügelkonfiguration ist mit dem Pfeil U angegeben, der parallel zur Flugzeuglängsachse xF liegt. Die drei Hauptachsen des Flugzeugs sind die Längsachse xF, die Querachse yF und die Hochachse zF. Der Schwerpunkt des Flugzeugs ist mit CG eingezeichnet, während das aerodynamische Zentrum, das ist der Wirkpunkt der Gesamtheit der aerodynamischen Kräfte auf das Flugzeug mit AZ bezeichnet ist. Vom aerodynamischen Zentrum AZ gehen gestrichelt gezeichnete Pfeile aus, die eine Verschiebung des aerodynamischen Zentrums in relativ zum ortsfest liegenden Schwerpunkt CG je nach Steuerung der Hilfsflügel 2 und 3 andeuten sollen. Die Rotationspfeile um die xF, yF und zF-Richtung deuten in dieser Reihenfolge Rollmoment, Nickmoment und Giermoment an.In the schematic representation after 6 is a wing configuration with a main wing 1 , an inner auxiliary wing 2 and an outer auxiliary wing 3 shown. The main wing 1 is swept against the aircraft's longitudinal axis + x F by an angle β to the rear. A sweep in the opposite direction forward would also be conceivable. The inner auxiliary wing 2 should be pivotable about the axis x 1 , which is aligned substantially parallel to the aircraft longitudinal axis x F. The outer auxiliary wing 3 is about an axis x 2 , which is substantially parallel x 1 , pivotally mounted on the inner auxiliary wing 2 be arranged, in such a way that it acts as an actuator for adjusting the inner auxiliary wing. In addition, the outer auxiliary wing 3 be pivotable about an axis z 2 . The inflow direction of the wing configuration is indicated by the arrow U, which is parallel to the aircraft longitudinal axis x F. The three main axes of the aircraft are the longitudinal axis x F , the transverse axis y F and the vertical axis z F. The center of gravity of the aircraft is marked with CG, while the aerodynamic center, which is the point of action of the totality of aerodynamic forces on the aircraft is indicated by AZ. The aerodynamic center AZ is followed by dashed arrows indicating a displacement of the aerodynamic center in relation to the stationary center of gravity CG, depending on the control of the auxiliary wings 2 and 3 to indicate. The rotation arrows around the x F , y F and z F direction indicate roll moment, pitch moment and yaw moment in this order.

Durch den an dem Hilfsflügel 2 angelenkten Hilfsflügel 3 lässt sich eine vom Hilfsflügel 2 entkoppelte Gier- und Nicksteuerung eines so ausgerüsteten Flugzeugs realisieren. Durch Überlagerung der Funktion des Hilfsflügels 3 mit der Funktion des Hilfsflügels 2 und beider Hilfsflügel auf beiden Seiten des Flugzeugs kann eine entkoppelte Gier-, Nick- und Rollsteuerung realisiert werden.By the on the auxiliary wing 2 hinged auxiliary wing 3 can one of the auxiliary wing 2 realize decoupled yaw and pitch control of an aircraft equipped in this way. By superposition of the function of the auxiliary wing 3 with the function of the auxiliary wing 2 and both auxiliary wings on both sides of the aircraft, a decoupled yaw, pitch and roll control can be realized.

11
FlugzeughauptflügelAircraft main wing
22
Innerer Hilfsflügelinner auxiliary wing
33
Äußerer HilfsflügelOuter auxiliary wing
UU
Anströmrichtungflow direction
XF X F
Flugzeuglängsachseaircraft longitudinal axis
YF Y F
FlugzeugquerachsePlane transverse axis
ZF Z F
FluchzeughochachseCurse stuff vertical axis
CGCG
FlugzeugschwerpunktAirplane CG
AZAZ
Aerodynamisches Zentrum (Wirkpunkt der Gesamtheit der aerodynamischen Kräfte)aerodynamic Center (point of action of the total of aerodynamic forces)
A1 A 1
aerodynamische Kraft (Auftrieb) Des Hauptflügels 1 aerodynamic force (buoyancy) of the main wing 1
A2 A 2
aerodynamische Kraft (Auftrieb) des inneren Hilfsflügels 2 aerodynamic force (buoyancy) of the inner auxiliary wing 2
A3 A 3
aerodynamische Kraft (Auftrieb) des äußeren Hilfsflügelsaerodynamic Force (buoyancy) of the outer auxiliary wing
x1 x 1
Schwenkachse des Hilfsflügels 2 am Hauptflügel 1 Swivel axis of the auxiliary wing 2 on the main wing 1
x2 x 2
Schwenkachse des äußeren Hilfsflügels 3 am inneren Hilfsflügel 2 Swivel axis of the outer auxiliary wing 3 on the inner auxiliary wing 2
y1 y 1
Schwenkachse senkrecht x1 Swivel axis vertical x 1
z2 z 2
Schwenkachse senkrecht x2 Swivel axis vertical x 2
α2 α 2
Neigungswinkel zwischen Hilfsflügel 2 und Hauptflügel 1 Tilt angle between auxiliary wing 2 and main wing 1
α3 α 3
Neigungswinkel zwischen Hilfsflügel 3 und Hilfsflügel 2 Tilt angle between auxiliary wing 3 and auxiliary wings 2
ββ
Pfeilwinkel der HauptflügelV-angle the main wing
ϕ3 φ 3
Schwenkwinkel um die Achse z3 Swivel angle about the axis z 3

Claims (5)

Flugzeug mit gepfeilten Hauptflügeln an deren äußerem (rumpffernen) Ende jeweils Hilfsflügel beweglich und über eine Steuerung betätigbar angeordnet sind, wobei jeweils an einem inneren Hilfsflügel (2R, 2L) in Spannweitenrichtung des Hauptflügels (1R, 1L) ein äußerer Hilfsflügel (3R, 3L) angeschlossen ist und die Position der Hilfsflügel (2R, 2L; 3R, 3L) zueinander und zum Hauptflügel in mehreren vorgegebenen Bewegungsfreiheitsgraden einstellbar ist, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerung so ausgelegt ist, dass jeder einzelne Hilfsflügel (2R, 2L; 3R, 3L) unabhängig von den anderen Hilfsflügeln in seiner Position verstellbar ist und dass eine Betätigungseinrichtung zur Bewegung der inneren Hilfsflügel (2R, 2L) so angepasst ist, dass sie den sich anschließenden äußeren Hilfsflügel (3R, 3L) als Aktuator einbezieht.Aircraft with swept main wings at the outer (fuselage) end of each auxiliary wing movable and are arranged operable via a control, wherein in each case on an inner auxiliary wing ( 2R . 2L ) in the spanwise direction of the main wing ( 1R . 1L ) an outer auxiliary wing ( 3R . 3L ) and the position of the auxiliary wings ( 2R . 2L ; 3R . 3L ) to each other and to the main wing in a plurality of predetermined degrees of freedom of movement is adjustable, characterized in that the controller is designed so that each individual auxiliary wing ( 2R . 2L ; 3R . 3L ) is adjustable in position independently of the other auxiliary wings and that an actuating device for moving the inner auxiliary wings ( 2R . 2L ) is adapted so that the adjoining outer auxiliary wing ( 3R . 3L ) as an actuator. Flugzeug nach den Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass mittels der Steuerung die Profilgeometrie der inneren Hilfsflügel (2R, L) im Sinne einer Änderung des Auftriebsbeiwertes veränderbar ist.Aircraft according to claim 1, characterized in that by means of the control the profile geometry of the inner auxiliary wings ( 2R , L) is variable in terms of a change in the lift coefficient. Flugzeug nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Einstellung der Hilfsflügel und/oder die Änderung deren Profilgeometrie durch Strukturverformung erfolgt.Aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the adjustment of the auxiliary wings and / or the change in their profile geometry by Structural deformation takes place. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Größe der Hilfsflügel und deren Bewegungsbereich so dimensioniert und auf die Steifigkeit des Hauptflügels abgestimmt sind, dass eine für die Flugsteuerung verwertbare Änderung des Auftriebsbeiwertes des Hauptflügels durch dessen Formänderung in zumindest einem rumpffern liegenden Bereich (4) erzielbar ist.Aircraft according to claims 1 to 3, characterized in that the size of the auxiliary wings and their range of motion are dimensioned and tuned to the stiffness of the main wing, that a usable for the flight control change of the lift coefficient of the main wing by the change in shape in at least one hull lying area ( 4 ) is achievable. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Hilfsflügel integral am Hauptflügel angeformt sind und die Flügelstruktur in den Bereichen (5, 6) der gewünschten Verformung durch gesteuerte Bewegung der Hilfsflügel eine aktiv einstellbare Steifigkeit aufweist.Aircraft according to claims 1 to 4, characterized in that the auxiliary wings are integrally formed on the main wing and the wing structure in the areas ( 5 . 6 ) has the desired deformation by controlled movement of the auxiliary wings an actively adjustable stiffness.
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