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TECHNISCHES GEBIET
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Die Erfindung betrifft ein Flugzeug mit an einem zentralen Rumpfkörper angebundenen Seitenleitwerken, ein Verfahren zum Kompensieren eines negativen Nickmoments, eine Regeleinheit zum Kompensieren eines negativen Nickmoments sowie eine Verwendung.
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HINTERGRUND DER ERFINDUNG
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Ein bekanntes Problem von Flugzeugen mit einer sog. „Blended-Wing-Body”-Konfiguration, die sich von ihrer Auslegung an Nurflügelflugzeugen anlehnen, besteht darin, dass sich bei Benutzung eines Hochauftriebssystems mit dem Ausfahren von Hinterkantenklappen ein starkes kopflastiges Moment ergibt. Dieses wird im Stand der Technik mit weiteren Hinterkantenklappen oder mit einer Rumpfklappe (sog. „Body Flap”) zum Teil ausgeglichen, indem diese Klappen nach oben hin ausgeschlagen werden, um ein hecklastiges Gegenmoment zu erzeugen. Durch den Ausschlag wird das Tragflächenprofil allerdings lokal entwölbt, was bezogen auf die Gesamtkonfiguration den erzielbaren Gesamtauftrieb des Flugzeugs reduziert, was gleichermaßen eine Verringerung der Wirksamkeit des Hochauftriebssystems bedeutet.
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Die Kampfflugzeuge McDonnell Douglas F-18 und Lockheed Martin F-22 Raptor besitzen jeweils ein doppeltes Seitenleitwerk an einem zentralen Rumpfkörper, deren Seitenruder für einen kurzen Moment simultan nach innen ausgeschlagen werden können, um in einem kurzen und dynamischen Abschnitt von Startphasen ein Nickmoment zu erzeugen, was besonders bei Starts von einem Flugzeugträger die erforderliche Startbahnlänge verkürzen kann. Bei beiden Flugzeugen handelt es sich allerdings um konventionelle Konfigurationen, die in ihrer Auslegung nicht mit einer Nurflügel- oder Blended-Wing-Body-Konfiguration übereinstimmen.
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Der sogenannte „Orbiter” als wesentliches Bestandteil des NASA Space Shuttles ist als Nurflügelkonfiguration ausgelegt, verfügt über ein segmentiertes Split-Seitenruder, das ausschließlich für die Steuerung um eine Hochachse, d. h. für eine Giersteuerung und zusätzlich als sogenannte „Speedbrake” zur Gleitwinkelsteuerung eingesetzt wird. Eine Kontrolle des Nickmoments erfolgt ausschließlich über kombinierte Höhen- und Querruder („Elevons”) und die bereits vorangehend genannte Rumpfklappe.
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ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
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In dem vorangehend genannten Stand der Technik ist nicht bekannt, ein Flugzeug in einer Nurflügel oder einer Blended-Wing-Body-Konfiguration mit einer Vorrichtung auszustatten, die in der Lage ist, ohne Beeinträchtigung der Wirkung eines Hochauftriebssystems, d. h. ohne Reduktion einer durch ein Hochauftriebssystem erzeugten Auftriebskraft, ein kopflastiges Nickmoment zumindest teilweise zu kompensieren.
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Dementsprechend könnte der Bedarf an einem Flugzeug mit einem zentralen Rumpfkörper ohne Höhenleitwerk und mindestens einem an dem Rumpfkörper angebundenen Seitenleitwerk bestehen, das in der Lage ist, über ein Hochauftriebssystem den Auftrieb des Flugzeugs in Start- und Landephasen zu erhöhen und gleichzeitig eine durch die Blended-Wing-Body-Konfiguration hervorgerufene Kopflast zu reduzieren, ohne allerdings die Wirksamkeit des Hochauftriebssystems zu beeinträchtigen.
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Es könnte weiterhin der Bedarf an einer Regeleinheit bestehen, die dazu eingerichtet ist, durch Betätigen von Kompensationssteuerflächen des Flugzeugs dessen kopflastiges Nickmoment zu reduzieren, ohne die durch das Hochauftriebssystem gewonnene Auftriebskraft zu verringern.
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Der Bedarf könnte durch ein Flugzeug gemäß den Merkmalen des unabhängigen Anspruchs 1 gedeckt werden. Vorteilhafte Weiterbildungen sind den Unteransprüchen zu entnehmen.
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Gemäß einem ersten Aspekt der vorliegenden Erfindung weist das Flugzeug mindestens eine ausfahrbare Kompensationssteuerfläche auf, die unabhängig von Hinterkantenklappen des Flugzeugs bewegbar ist und beim Ausfahren in die Anströmung des Flugzeugs ein positives Nickmoment erzeugt. Die Unabhängigkeit von Hinterkantenklappen bedeutet, dass vorzusehende Kompensationssteuerflächen nicht an der Hinterkante im Bereich von Hochauftriebssteuerflächen angeordnet sind, so dass diese nicht in ihrer Wirkung beeinträchtigt werden und dementsprechend der Auftrieb der Gesamtkonfiguration nicht sinkt.
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Flugzeuge in einer Blended-Wing-Body-Konfiguration weisen einen Rumpf und Tragflächen auf, die eine kontinuierliche und harmonisch ineinander übergehende Form besitzen, die als Einheit insgesamt den für den Flug erforderlichen Auftrieb erzeugen. Eingehende Untersuchungen an unterschiedlichen Konfigurationen haben gezeigt, dass trotz der Nachteile von zusätzlichen in der Umströmung angeordneten Körpern in Form von Leitwerksflächen zur Gewährleistung der Seitenleitwerksfunktion nicht verzichtet werden kann. Ohne Seitenleitwerke wäre im Flug und insbesondere auch bei einem Ausfall eines Triebwerks während des Startvorgangs keine ausreichende Richtungsstabilität gegeben.
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Es ist demnach vorteilhaft, die mindestens eine vorzusehende Kompensationssteuerfläche an mindestens einem Seitenleitwerk des Flugzeugs anzubringen. Das Seitenleitwerk sollte dabei bevorzugt an einem zentralen Rumpfkörper des Flugzeugs angeordnet sein, wobei dieser je nach Konfiguration des Flugzeugs entweder als schmaler und länglicher Rumpf oder als breiter, flacher Rumpf eines Flugzeugs in Blended-Wing-Body-Konfiguration vorliegen könnte.
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Der besondere Vorteil einer derartigen Kompensationssteuerfläche liegt darin, dass mit Hochauftriebssteuerflächen an der Hinterkante des Flugzeugs oder anderen Einrichtungen eine ausreichende Auftriebskraft generiert werden kann, während separat davon vorzusehende Kompensationssteuerflächen sich lediglich darauf beschränken, eine zusätzliche Widerstandskraft zu erzeugen, die bei einem in Hochachsenrichtung vom Schwerpunkt des Flugzeugs beabstandeten Angriffspunkt aufgrund des dadurch gegebenen Hebelarms ein positives Nickmoment erwirkt, welches das kopflastige und nach unten gerichtete negative Nickmoment des Flugzeugs in Hochauftriebszustand zumindest teilweise kompensiert. Da kein zusätzlicher und parallel zu einer Flugzeughochachse gerichteter Kraftvektor entsteht, bleibt die Kräftebilanz in Bezug auf die Flugzeughochachse und damit der Auftrieb unverändert, während die Kräftebilanz in Flugzeuglängsrichtung durch die zusätzliche Widerstandskraft der Kompensationssteuerfläche verändert wird.
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Zur Steigerung der Effizienz und zur Verringerung der notwendigen Widerstandskraft zum Erzeugen des positiven Nickmoments bietet es sich an, die vorzusehende Kompensationssteuerfläche entlang der Flugzeughochachse möglichst weit von dem Flugzeugschwerpunkt zu beabstanden, da die erforderliche Widerstandskraft zum Aufbringen eines definierten Kompensationsmomentes umgekehrt proportional von dem vorliegenden Hebelarm abhängt.
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In einer vorteilhaften Weiterbildung des erfindungsgemäßen Flugzeugs ist die mindestens eine Kompensationssteuerfläche an einer Oberseite eines Seitenleitwerks des Flugzeugs angeordnet. Da sich das Seitenleitwerk üblicherweise zumindest zu einem großen Teil parallel zu einer Flugzeughochachse vom Rumpfkörper des Flugzeugs erstreckt, ist eine möglichst weit außen- bzw. obenliegende Anordnung der Kompensationssteuerfläche von besonderem Vorteil, da hierdurch der zur Verfügung stehende Hebelarm zum Erzeugen des positiven Nickmoments maximiert wird. Sollte die mindestens eine Kompensationssteuerfläche tatsächlich nur als eine einzige Kompensationssteuerfläche realisiert werden, die sich nicht mittig an einem zentralen Seitenleitwerk befindet, ist zusätzlich erforderlich, bei Ausfahren dieser einzelnen Steuerfläche ein gegenläufiges Ausschlagen eines Seitenruders oder einer anderen, entsprechenden Steuerfläche durchzuführen, um eine Kompensation des parallel durch die Kompensationssteuerfläche entstehenden Giermoments durchzuführen.
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Es kann jedoch als bevorzugt angesehen werden, die Kompensationssteuerfläche symmetrisch zu einer Flugzeuglängsachse anzuordnen und auch symmetrisch ausschlagen zu lassen.
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Weiterhin ist besonders bevorzugt, zwei oder mehr Kompensationssteuerflächen vorzusehen, die spiegelsymmetrisch zur Flugzeuglängsachse ausgelenkt werden können, so dass diese mindestens zwei Kompensationssteuerflächen zwar ein positives Nickmoment erzeugen, jedoch kein zusätzliches Giermoment. Dadurch ist keine Anpassung der primären Flugsteuerung erforderlich.
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Besonders bevorzugt ist die mindestens eine Kompensationssteuerfläche als ein Split-Ruder ausgeführt, welches sich in der Seitenleitwerksebene oder der Kompensationssteuerflächenebene teilen lässt, wobei diese Steuerflächenteile spiegelsymmetrisch zu der Flugzeuglängsrichtung in die Strömung ausgelenkt werden können. Dadurch wird der erfindungsgemäße Kerngedanke auch dann ohne zusätzliche Kompensation eines Giermoments realisiert, wenn das Flugzeug lediglich ein einzelnes Seitenleitwerk aufweist. Es sind dadurch nicht zwei separat voneinander anzusteuernde Kompensationssteuerflächen erforderlich, gleichzeitig ist die Integration eines Split-Ruders sehr kompakt und technisch ausgereift und weist ein relativ geringes Gewicht auf.
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Weist das Flugzeug zwei oder mehr Seitenleitwerke auf, die beispielsweise spiegelsymmetrisch entlang einer Flugzeuglängsachse angeordnet sind, würden sich zwei unabhängig voneinander bewegbare separate Kompensationssteuerflächen anbieten, die jeweils an einem der Seitenleitwerke mit gleicher Geometrie und gleicher Position angeordnet sind. Zum Verhindern eines Giermoments beim asymmetrischen Aktivieren der Kompensationssteuerflächen sollten diese dazu eingerichtet sein, gegenläufig zueinander bewegt zu werden. Im einfachsten Falle werden beide Kompensationssteuerflächen nach innen oder beide nach außen ausgelenkt.
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Diese Vorgehensweise kann in einer vorteilhaften Weiterbildung des erfindungsgemäßen Flugzeugs derart optimiert werden, dass die Seitenruder zweier oder mehr Seitenleitwerke segmentiert sind und etwa jeweils das obere Segment der Seitenruder nach innen oder nach außen ausgeschlagen werden, so dass ein positives Nickmoment giermomentneutral produziert werden kann. Dabei bilden die Seitenruder jeweils für sich eine der Kompensationssteuerflächen.
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In einer ebenso vorteilhaften Weiterbildung des erfindungsgemäßen Flugzeugs ist mindestens ein Seitenruder segmentiert, wobei das oberste oder eines der oberen Segmente als Split-Ruder ausgeführt ist und als Kompensationssteuerfläche fungiert. Dadurch kann der wirksame Hebelarm für die erzeugte zusätzliche Widerstandskraft maximiert werden, da die erreichbare Kraft pro Kompensationsfläche an der Oberseite des betreffenden Seitenleitwerks vergrößert wird.
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Sämtliche Split-Ruder können in einer ebenso bevorzugten Weiterbildung des erfindungsgemäßen Flugzeugs derart modifiziert werden, dass jedes Teil des Split-Ruders mit einem Scharnier ausgestattet ist und beim Auslenken der Split-Ruder-Teile geknickt werden können. Der Vorteil einer derartigen Doppel-Scharnier-Anordnung besteht bei einem Vergleich mit einer einfachen Ausführung darin, dass die senkrecht auf die Anströmung projizierbare Fläche durch die verschiedenen Steuerwinkel bei insgesamt gleicher Ruderfläche größer ausfallen kann. Damit wäre die erreichbare zusätzliche Widerstandskraft bei gleicher Ruderfläche größer und somit auch das mit dieser Anordnung aufbringbare positive Nickmoment. Eine Ausführung eines derartigen Seitenruders in Doppel-Scharnier-Anordnung ist aus der Praxis mit Flugzeugen des Typs Dash 8-Q400 bekannt, bei der allerdings das Seitenruder ausschließlich konventionell zum Aufbringen einer Gierbewegung herangezogen wird und nicht als eine Kompensationssteuerfläche Verwendung findet.
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In einer ebenso vorteilhaften Weiterbildung des erfindungsgemäßen Flugzeugs könnten die gesamten Seitenruderflächen von spiegelsymmetrisch zueinander angeordneten Seitenleitwerken dafür verwendet werden, ein positives und kompensierendes Nickmoment zu erzeugen, ohne dadurch ein Giermoment zu induzieren.
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Durch die vorangehend genannten Merkmale können insbesondere Flugzeuge in einer Blended-Wing-Body-Konfiguration modifiziert werden, so dass deren relativ hohe Gleitzahl in der Landekonfiguration reduziert werden kann, ohne dass die Wirksamkeit des Hochauftriebssystems eingeschränkt wird. Dadurch wird parallel eine hohe aerodynamische Güte bzw. eine hohe Gleitzahl des Flugzeugs erreicht, gleichzeitig ist ein üblicher Gleitpfad von beispielsweise 3° trotz dieser hohen Gleitzahl für einen Landeanflug zu bewerkstelligen.
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Der Bedarf könnte ebenfalls durch eine Regeleinheit gedeckt werden, die mit mindestens einer Kompensationssteuerfläche in Verbindung steht, die zum Erzeugen eines positiven Nickmoments in die aerodynamische Anströmung eines Flugzeugs ausgelenkt werden kann. Gemäß der vorangehend geschilderten Vorteile und technischen Merkmale könnte die Regelungseinheit in bereits vorhandene Flugzeuge integriert werden, die beispielsweise über spiegelsymmetrisch an einer Flugzeuglängsachse angeordnete Seitenruder verfügen, so dass insbesondere beim als stationären Vorgang zu betrachtenden Landeanflug durch gegenläufiges Ausschlagen der Seitenruder das Nickmoment erhöht werden kann.
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Es ist selbstverständlich, dass bei der Erzeugung des positiven Nickmoments durch ein oder mehrere Seitenruder auch eine Überlagerung der üblichen Seitenruderbewegung erfolgen kann und die Gierbewegung des Flugzeugs bei einer derartigen Anordnung weiterhin gewährleistet bleibt.
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Der Bedarf kann weiterhin durch ein Verfahren zum Kompensieren eines negativen Nickmoments gedeckt werden, das im Wesentlichen die folgenden Schritte aufweist. Nach Aktivieren eines Hochauftriebssystems wird gleichzeitig oder kurz danach mindestens eine Kompensationssteuerfläche zum Aufbringen eines positiven Nickmoments ausgelenkt. In einer vorteilhaften Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens werden zwei oder mehr Kompensationssteuerflächen, die auch in Form von Seitenrudern oder Seitenrudersegmenten ausgeführt sein könnten, gegensinnig zueinander ausgelenkt, so dass zwar ein positives Nickmoment erzeugt wird, jedoch kein zu kompensierendes Giermoment.
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In einer ebenso vorteilhaften Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens werden Kompensationssteuerflächen an mindestens einer Oberseite mindestens eines Seitenleitwerks ausgelenkt, wobei bevorzugt mindestens zwei Kompensationssteuerflächen, die spiegelsymmetrisch entlang einer Flugzeuglängsachse angeordnet sind und die auch in Form von Seitenrudern oder Seitenrudersegmenten ausgeführt sein könnten, gegenläufig zueinander ausgelenkt werden.
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Ebenso bevorzugt werden Split-Ruder geteilt bzw. obere Segmente von Seitenrudern zweier spiegelsymmetrisch entlang einer Flugzeuglängsachse angeordneter Seitenleitwerke gegenläufig zueinander ausgelenkt.
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Diese erfindungsgemäßen Verfahrensschritte werden bevorzugt von einer vorangehend erwähnten erfindungsgemäßen Regelungseinheit ausgeführt.
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KURZE BESCHREIBUNG DER FIGUREN
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Weitere Merkmale, Vorteile und Anwendungsmöglichkeiten der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung der Ausführungsbeispiele und den Figuren. Dabei bilden alle beschriebenen und/oder bildlich dargestellten Merkmale für sich und in beliebiger Kombination den Gegenstand der Erfindung auch unabhängig von ihrer Zusammensetzung in den einzelnen Ansprüchen oder deren Rückbeziehungen. In den Figuren stehen weiterhin gleiche Bezugszeichen für gleiche oder ähnliche Objekte.
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1a und 1b zeigen ein erstes Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Flugzeugs.
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2a und 2b zeigen eine Abwandlung von Seitenleitwerken eines erfindungsgemäßen Flugzeugs.
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3 zeigt in einer schematischen, blockbasierten Darstellung die wesentlichen Schritte des erfindungsgemäßen Verfahrens.
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DETAILLIERTE DARSTELLUNG EXEMPLARISCHER AUSFÜHRUNGSFORMEN
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1a zeigt ein Flugzeug 2 in einer Blended-Wing-Body-Konfiguration, dessen Form auf einem höhenleitwerklosen zentralen Rumpfkörper und Tragflächen basiert und eine Flugzeuglängsachse 4 aufweist. Das Flugzeug weist außerdem eine Frontseite 6 und eine Rückseite 8 auf. In dem Bereich der Rückseite 8 sind exemplarisch zwei Seitenleitwerke 10 angeordnet, die spiegelsymmetrisch von der Flugzeuglängsachse 4 beabstandet angeordnet sind.
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Die Seitenleitwerke 10 weisen Seitenruder 12 auf, die jeweils in Form von beispielhaft zwei Seitenrudersegmenten 14 und 16 aufgeteilt sind, wobei die Seitenrudersegmente übereinander angeordnet sind.
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Im Bereich der Rückseite 8 sind ferner exemplarisch und gestrichelt dargestellte Hochauftriebssteuerflächen 18 angeordnet, die durch Ausfahren den Auftrieb des Flugzeugs 2 deutlich erhöhen, so dass eine Geschwindigkeitsreduktion beim Landeanflug oder eine Startwegverkürzung ermöglicht wird. In der gezeigten Blended-Wieg-Body-Konfiguration wird durch Auslenken dieser Hochauftriebssteuerflächen 18 jedoch auch ein negatives Nickmoment generiert, das erfindungsgemäß durch Auslenken von Kompensationssteuerflächen in exemplarischer Form der oberen Seitenrudersegmente 14 kompensiert wird. Hierzu ist das erfindungsgemäße Flugzeug 2 eingerichtet, die oberen Seitenrudersegmente 14 gegenläufig zueinander auszuschlagen, so dass aufgrund deren Anströmung jeweils eine zusätzliche Widerstandskraft W an den Seitenrudersegmenten 14 erzeugt wird, die aufgrund des Hebelarms s, der der Erstreckung entlang der Flugzeughochachse z von einem Schwerpunkt CG des Flugzeugs 2 und dem aerodynamischen Mittelpunkt der oberen Seitenrudersegmente 14 entspricht, zu einem positiven Nickmoment führt. Dies bedeutet mit anderen Worten, dass durch Hochauftriebssteuerflächen 18 ein kopflastiges Moment erzeugt wird, das zumindest teilweise von einem durch Kompensationssteuerflächen hervorgerufenes hecklastiges Moment kompensiert werden kann. Die Kompensationssteuerflächen können auch durch andere Steuerflächen als nur Seitenrudersegmente 14 realisiert werden, im gezeigten Fall ist jedoch denkbar, ein bereits vorhandenes Flugzeug 2 mit segmentierten Seitenrudern 12 durch die Modifikation einer Flugregelungseinheit so einzurichten, dass der erfindungsgemäße Kerngedanke realisiert ist.
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Aufgrund der deutlichen räumlichen Trennung von Hochauftriebssteuerflächen 18 und der Kompensationssteuerflächen wird die Generierung des Hochauftriebs nicht beeinflusst. Demnach kann gleichzeitig die aerodynamische Güte und der für den Landeanflug erforderliche Auftrieb beibehalten werden, während der Gleitpfad auf übliche 3° oder andere geforderte steilere Gleitwinkel gebracht werden kann, die üblicherweise von Flugzeugen in herkömmlicher Konfiguration mit länglichem Rumpf und separatem Höhenleitwerk durchgeführt werden.
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Die in den 1a und 1b gezeigte gegensinnige Bewegung der oberen Seitenrudersegmente 14 ist beispielhaft nach innen zur Flugzeuglängsachse 4 gerichtet. Selbstverständlich kann die gleiche Wirkung erzielt werden, wenn die oberen Seitenrudersegmente 14 nach außen, d. h. von der Flugzeuglängsachse 4 weg gerichtet, bewegt werden.
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In den 2a und 2b werden ebenfalls Seitenleitwerke 10 gezeigt, die spiegelsymmetrisch zu einer Flugzeuglängsachse 4 beabstandet angeordnet sind. Die Besonderheit liegt hier jedoch darin, dass eine Teilung von Seitenrudern 20 in zwei Seitenruderhälften 22 und 24 in einer Ebene, die in Neutralstellung der Seitenruder 20 parallel zu einer Profilsehne 26 des Seitenleitwerks 10 angeordnet ist, erfolgt. Die Seitenruderhälften 22 und 24 können als Kompensationssteuerflächen verwendet werden. Die Fläche zum Erzeugen einer Widerstandskraft W kann durch ein Auseinanderspreizen der Seitenruderhälften 22 und 24 relativ zu herkömmlichen Seitenrudern ohne eine derartige Teilung verdoppelt werden. Dies bedeutet im Gegenzug, dass es möglich wäre, zur Erzeugung eines bestimmten Kompensationsmoments die Erstreckung der Seitenruderhälften 22 und 24 in Höhenrichtung deutlich kleiner zu gestalten, als die der einzelnen Seitenrudersegmente 14 aus 1b. Dadurch würde auch der aerodynamische Mittelpunkt der Seitenruderteile 22 und 24, an dem die jeweilige Widerstandskraft W anliegt, höher liegen kann, als der der Seitenrudersegmente 14 und dadurch der wirksame Hebelarm s zum Erzeugen eines positiven Nickmoments vergrößert werden kann. Die erforderliche Höhe der Seitenruderhälften 22 und 24 zum Erzeugen des geforderten Kompensationsmoments könnte durch den vergrößerten Hebel geringer als die Hälfte der Höhe der Seitenrudersegmente 14 sein.
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Die in 2b dargestellte Unterteilung in jeweils zwei durch ein Scharnier miteinander verbundene Seitenruderteile 26 und 28 bzw. 30 und 32 kann zu einer verbesserten Erstreckung in die Anströmung des Flugzeugs führen, so dass die Erzeugung eines positiven Nickmoments weiter verbessert werden kann.
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Schließlich zeigt 3 die Grundzüge des erfindungsgemäßen Verfahrens. Mit dem Auslenken 36 von Hochauftriebssteuerflächen wird mindestens eine Kompensationssteuerfläche zum Erzeugen eines positiven Nickmoments ausgelenkt 38. Dies kann auch durch Ausschlagen 40 einer ersten Steuerfläche in eine erste Richtung und Ausschlagen 42 einer zweiten Steuerfläche in eine zweite Richtung erfolgen, wobei die erste Richtung und die zweite Richtung voneinander entgegengesetzt sind. Ebenso kann mit einer Teilung 44 eines Seitenrudersegments die gleiche Wirkung vollbracht werden.
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An dieser Stelle sei ausdrücklich darauf hingewiesen, dass sämtliche in den 1a bis 3 gezeigten Merkmale auch miteinander kombiniert werden können. So wäre beispielsweise der Fall denkbar, dass ein Flugzeug lediglich ein einziges Seitenleitwerk aufweist und durch eine entsprechende Segmentierung ebenso ein positives Nickmoment aufgebracht werden kann, das nicht zum Erzeugen eines Giermoments führt. Gleichzeitig kann ein Flugzeug auch zwei Seitenleitwerke mit segmentierten Seitenrudern aufweisen, wobei die einzelnen Segmente dieser Seitenruder gegenläufig ausgeschlagen werden könnten, um jeweils für sich ein positives Nickmoment zu erzeugen, in der Gesamtheit aber kein Giermoment auf das Flugzeug wirkt. Ebenso wäre denkbar, lediglich ein oberes Segment eines einzigen Seitenruders eines einzigen Seitenleitwerks als ein Split-Ruder auszuführen.
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Ergänzend sei darauf hinzuweisen, dass „aufweisend” keine anderen Elemente oder Schritte ausschließt und „ein” oder „eine” keine Vielzahl ausschließt. Ferner sei darauf hingewiesen, dass Merkmale, die mit Verweis auf eines der obigen Ausführungsbeispiele beschrieben worden sind auch in Kombination mit anderen Merkmalen anderer oben beschriebener Ausführungsbeispiele verwendet werden können. Bezugszeichen in den Ansprüchen sind nicht als Einschränkung anzusehen.
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Bezugszeichenliste
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- 2
- Flugzeug
- 4
- Flugzeuglängsachse
- 6
- Frontderseite
- 8
- Rückseite
- 10
- Seitenleitwerk
- 12
- Seitenruder
- 14
- Seitenrudersegment
- 16
- Seitenrudersegment
- 18
- Hochauftriebssteuerfläche
- 20
- Seitenruder
- 22
- Seitenruderteil
- 24
- Seitenruderteil
- 26
- Seitenruderteilsegment
- 28
- Seitenruderteilsegment
- 30
- Seitenruderteilsegment
- 32
- Seitenruderteilsegment
- 34
- Scharnier
- 36
- Auslenken Hochauftriebssteuerflächen
- 38
- Auslenken Steuerfläche
- 40
- Auslenken erste Steuerfläche
- 42
- Auslenken zweite Steuerfläche
- 44
- Teilung Steuerfläche
