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Die vorliegende Erfindung betrifft ein Flugzeug mit wenigstens einer an der Tragfläche des Flugzeugs angeordneten Landeplatte und mit wenigstens einer Antriebseinheit zur Betätigung der Landeklappe, wobei das Flugzeug des Weiteren wenigstens eine Steuereinheit aufweist, die die Querruderfunktion des Flugzeugs steuert.
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Aus dem Stand der Technik ist es bekannt, die Querruderfunktion und die Highliftfunktion, d. h. den Antrieb der Landeklappen vollständig voneinander zu trennen. Ein derartiges aus dem Stand der Technik bekanntes System ist in 5 dargestellt. In dieser Funktion ist mit dem Bezugszeichen 10 ein Halbflügel eines Flugzeugs gekennzeichnet. In dem Halbflügel befinden sich verschiedene Aktuatoren 20, zum Verstellen der inneren Landeklappe 30 und der äußeren Landeklappe 40. Des Weiteren sind im Bereich der Flügelaußenkante zwei Querruder 50, 60 vorgesehen, die jeweils durch zwei eigene Aktuatoren 52, 54 bzw. 62, 64 betrieben werden.
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Mit dem Bezugszeichen 100 ist eine PCU, d. h. eine Power Control Unit gekennzeichnet, die eine zentrale Antriebseinheit darstellt. Grundsätzlich ist es aus dem Stand der Technik somit bekannt, die Highliftfunktionen, d. h. insbesondere das Verstellen der Landeklappen durch zentrale Antriebseinheiten und/oder auch durch Antriebseinheiten zwischen den Panels bzw. Landeklappen zu realisieren. Eine weitere Möglichkeit besteht darin, an den Landeklappen Einzelantriebe anzuordnen.
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Wie dies aus 5 weiter hervorgeht, werden die Querruder 50, 60 durch eigene Aktuatoren 52, 54 und 62, 64 bzw. durch eigene Antriebseinheiten unabhängig von den Highliftantriebseinheiten, d. h. unabhängig von den Antriebseinheiten bzw. Aktuatoren 20 der Landeklappen 30, 40 betätigt.
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Die Anordnung gemäß 5 ist für beide Halbflügel dieselbe, d. h. der Aufbau ist symmetrisch mit der zentralen PCU 100, die beide Halbflügel versorgt. 1 zeigt eine bekannte Ausführung mit nur einem Querruder 50 pro Halbflügel 10. In dieser Figur ist mit dem Bezugszeichen 200 die active differential gear box gekennzeichnet, die mit der PCU 100 in Antriebsverbindung steht.
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Dies bedeutet, dass bei aus dem Stand der Technik bekannten Konstruktionen die beiden Antriebe für die Landeklappen sowie für die Querruder voneinander unabhängig und vollständig voneinander getrennt sind.
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Der aus 1 und 5 bekannte Aufbau stellt zwar ein sehr zuverlässiges System zum Betrieb der Highliftsysteme sowie der Querruder dar, ist jedoch vergleichsweise komplex und daher schwer, was unerwünscht ist.
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Der vorliegenden Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein Flugzeug der eingangs genannten Art dahingehend weiterzubilden, dass dieses ein geringeres Flugzeuggewicht als bekannte Konstruktionen aufweist.
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Diese Aufgabe wird durch ein Flugzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Danach ist vorgesehen, dass die Steuereinheit mit der wenigstens einen genannten Antriebseinheit zur Verstellung der Landeklappe in Verbindung steht und derart ausgebildet ist, dass sie die Querruderfunktion des Flugzeugs in wenigstens einem Flugmodus ausschließlich oder auch durch den Betrieb der genannten Antriebseinheit und somit durch die Verstellung einer oder mehrerer Landeklappen ausübt. Erfindungsgemäß ist also vorgesehen, dass wenigstens eine Landeklappe zumindest in einem Flugmodus, vorzugsweise während des Cruise Flights, d. h. des Reiseflugs die Funktion eines Querruders übernimmt. Betätigt der Pilot somit die entsprechende Funktionseinheit im Cockpit, wird durch die Antriebseinheit die Landeklappe verstellt, um die gewünschte Querruderfunktion zu realisieren.
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Die vorliegende Erfindung betrifft somit die Verwendung wenigstens einer beispielsweise elektrischen oder hydraulischen Antriebseinheit, vorzugsweise im Flugzeugflügel, sowie wenigstens einer Landeklappe zur teilweisen oder vollständigen Übernahme der Querruderfunktion primäre Funktion), insbesondere während des Cruise Flights.
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Dies bringt den Vorteil mit sich, dass Redundanzen eingespart werden können, dass Querruder als solche eingespart werden können und dass gegebenenfalls der Antrieb der Querruder einfacher ausgestaltet werden kann, wie beispielsweise durch den Wegfall einer oder mehrerer Querruderaktuatoren.
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Die Einsparung von Redundanzen/Aktuatoren am Querruder ist somit durch Verwendung bereits vorhandener Antriebseinheiten im Flügel zur Übernahme der teilweisen oder vollständigen Querruderfunktion möglich. Insbesondere bei Systemen mit mehreren Querrudern kann zumindest ein Querruder möglicherweise vollständig eingespart werden. Denkbar ist auch der Fall, dass auf Querruder vollständig verzichtet wird.
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Grundsätzlich können für die Durchführung der Querruderfunktion eine oder mehrere Landeklappen herangezogen werden.
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In bevorzugter Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass in dem Flugzeugflügel mehrere Landeklappen angeordnet sind und dass es sich bei der genannten Landeklappe um die äußere bzw. im Falle von mehr als zwei Landeklappen um die äußerste, d. h. zur Flügelspitze hin angeordnete Landeklappe handelt.
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Denkbar ist es somit, dass als Querruder die äußere Landeklappe verwendet wird bzw. die äußerste Landeklappe verwendet wird, die von der Antriebseinheit im Flügel (Highliftfunktion) betätigt wird. Denkbar ist es, dass die innere bzw. sämtliche inneren Landeklappen bei dieser Betätigung der als Querruder verwendeten Landeklappe feststehen. Bei der Antriebseinheit kann es sich beispielsweise um eine hydraulische oder elektrische Antriebseinheit oder auch um die active differential gear box handeln.
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Grundsätzlich ist es bevorzugt, wenn die Antriebseinheit zur Verstellung der fraglichen Landeklappe im Flugzeugflügel bzw. im Flugzeughalbflügel angeordnet ist.
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In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Flugzeug ein, zwei oder mehr als zwei Querruder aufweist, die jeweils mit wenigstens einer Antriebseinheit zur Verstellung des oder der Querruder ausgeführt sind oder dass das Flugzeug kein Querruder aufweist.
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Wie bereits oben ausgeführt, ist es vorteilhaft, wenn die Anzahl der Querruder durch den Einsatz der Landeklappe(n) als Querruder verringert wird. Denkbar ist es auch, auf Querruder ganz zu verzichten. In diesem Fall wird die Funktion des Querruders dann ausschließlich von der Landeklappe oder von mehreren Landeklappen übernommen.
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An dieser Stelle wird darauf hingewiesen, dass die Querruderfunktion von einer Landeklappe des Halbflügels oder auch von mehreren Landeklappen des Halbflügels übernommen werden kann. Der Begriff „Landeklappe” in Anspruch 1 ist somit nicht auf eine einzige Landeklappe beschränkt, sondern kann pro Halbflügel auch mehrere Landeklappen umfassen. Die erfindungsgemäße Funktionalität ist natürlich nicht auf einen Halbflügel beschränkt, sondern betrifft vorzugsweise beide Halbflügel.
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Durch die Verbindung der Highliftfunktion mit der Querruderfunktion und damit der möglichen teilweisen oder vollständigen Einsparung von Redundanzen/Aktuatoren an Querrudern ergibt sich eine Gewichtsreduzierung auf Flugzeugebene.
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In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Flugzeug zumindest ein Querruder aufweist und dass die Steuereinheit derart ausgebildet ist, dass sie in Abhängigkeit vom Flugmodus die Querruderfunktion des Flugzeuges ausschließlich durch den Betrieb der genannten Antriebseinheit(en) und somit durch die Betätigung der Landeklappe(n) ausübt. Auch ist es denkbar, dass zumindest in einem Flugmodus die Querruderfunktion sowohl durch den Betrieb der genannten Landeklappe(n) und durch die Betätigung eines oder mehrerer vorhandenen Querruder oder auch ausschließlich durch die Verstellung des oder der Querruder ausgeübt wird.
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Sofern ein Querruder vorhanden ist, kann dies somit unterstützend oder auch ausschließlich – je nach Flugsituation – die Querruderfunktion ausüben. Auch ist es denkbar, dass diese Funktion ausschließlich oder auch durch die genannte Landeklappe(n) ausgeübt wird, was insbesondere während des Reiseflugs denkbar ist.
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Die vorliegende Erfindung betrifft des Weiteren ein Verfahren zum Betreiben eines Flugzeuges mit wenigstens einer an der Tragfläche des Flugzeugs angeordneten Landeklappe und mit wenigstens einer Antriebseinheit zur Verstellung der Landeklappe, wobei das Flugzeug des Weiteren wenigstens eine Steuereinheit aufweist, die die Querruderfunktion des Flugzeugs steuert. Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass bei Ausübung der Querruderfunktion die Steuereinheit die wenigstens eine genannte Antriebseinheit der Landeklappe(n) in wenigstens einem Flugmodus, beispielsweise im Reiseflugmodus ansteuert, so dass die Querruderfunktion des Flugzeugs ausschließlich oder zumindest teilweise durch Verstellung der wenigstens einen Landeklappe ausgeübt wird.
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Die Steuereinheit, die bei bekannten Flugzeugen somit die Querruderfunktion ausschließlich über die Querruder ausübt, ist nun erfindungsgemäß derart ausgebildet, dass sie diese Funktion ausschließlich oder zumindest auch über eine oder mehrere Landeklappen, vorzugsweise über eine Landeklappe pro Halbflügel ausübt.
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Denkbar ist es, dass das Flugzeug mehrere Landeklappen aufweist und dass zur Ausübung der Querruderfunktion die äußere bzw. im Fall von mehr als zwei Landeklappen die äußerste der Landeklappen verstellt wird.
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Denkbar ist es weiterhin, dass bei der Ausübung der Querruderfunktion mittels einer oder mehrere Landeklappen die innere bzw. im Falle von mehr als zwei Landeklappen die inneren Landeklappen pro Halbflügel feststehen, d. h. nicht verstellt werden.
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Die vorliegende Erfindung betrifft schließlich ein Verfahren zur Verringerung des Flugzeuggewichts, wobei das Flugzeug mit wenigstens einer an der Tragfläche des Flugzeugs angeordneten Landeklappe und mit wenigstens einer Antriebseinheit zur Betätigung der Klappe versehen ist und wobei das Flugzeug des Weiteren wenigstens eine Steuereinheit aufweist, die die Querruderfunktion des Flugzeugs steuert.
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Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass bei Ausübung der Querruderfunktion die Steuereinheit die genannte Antriebseinheit(en) der Landeklappe in wenigstens einem Flugmodus ansteuert, so dass die Querruderfunktion des Flugzeugs ausschließlich oder auch durch Verstellung der Landeklappe(n) ausgeübt wird und dass das Verfahren zur Gewichtsverringerung die Verringerung der Anzahl der Querruder und/oder die Verringerung der Anzahl der Aktuatoren bzw. Antriebseinheiten pro Querruder aufweist. Erfindungsgemäß ist somit vorgesehen, dass die Gewichtsreduktion dadurch erreicht wird, dass Querruder gegenüber bekannten Konstruktionen weggelassen werden und/oder dadurch, dass die Anzahl der Antriebseinheiten pro Querruder gegenüber bekannten Konstruktionen verringert wird.
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Das erfindungsgemäße Verfahren bezieht sich somit darauf, dass bei einem bestimmten Flugzeugtyp eine Gewichtsreduzierung durch den Wegfall von Querrudern und/oder durch die Verringerung der Anzahl der Aktuatoren bzw. Antriebseinheiten pro Querruder erreicht wird.
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In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass bei ein- und demselben Flugzeugtyp bzw. -modell die Anzahl der Querruder beispielsweise von zwei auf ein Querruder reduziert oder dass die Anzahl der Antriebseinheiten von zwei auf eine Antriebseinheit pro Querruder reduziert wird. Ebenso ist es denkbar, dass ein Querruder gänzlich weggelassen wird, so dass zur Ausübung der Querruderfunktion ausschließlich Landeklappen zur Verfügung stehen.
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Die vorliegende Erfindung betrifft schließlich die Verwendung einer vorzugsweise elektrischen oder hydraulischen Antriebseinheit und eine Landeklappe zur teilweise oder vollständigen Übernahme der Querruderfunktion eines Flugzeugs.
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Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung werden anhand eines in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert. Es zeigen:
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2: eine schematische Ansicht eines Halbflügels mit nur einem Querruder pro Halbflügel,
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3: eine schematische Ansicht eines Halbflügels mit zwei Querrudern, die jeweils mit einer Antriebseinheit betrieben werden,
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4: eine schematische Ansicht eines Halbflügels ohne Querruder und
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1, 5: schematische Ansichten von aus dem Stand der Technik bekannten Anordnungen von Landeklappen und Querrudern im Halbflügel.
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Das im Folgenden dargestellte Ausführungsbeispiel bezieht sich auf die Verwendung einer elektrischen oder hydraulischen Antriebseinheit im Flugzeugflügel bzw. im Halbflügel als Teil des Highliftsystems und des Outboardpanels zur teilweise oder vollständigen Übernahme der Querruderfunktion (primäre Funktion).
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Bei der Antriebseinheit kann es sich beispielsweise um die in 2 mit dem Bezugszeichen 200 gekennzeichnete active differential gear box handeln, die mit den Aktuatoren 20 in Verbindung steht, die zur Trimmung der Landeklappen 30, 40 verwendet werden. Die gear box 200 bzw. die Aktuatoren 20 werden um die Funktionalität der Betätigung als bzw. der Querruder erweitert. Diese Konfiguration eignet sich insbesondere für Langstreckenflugzeuge und Flugzeuge mit zwei Querrudern pro Flügel. Eine Anwendung bei anderen Flugzeuggrößen und Flugzeugkonfigurationen ist ebenfalls denkbar. Das Bezugszeichen 50 kennzeichnet das einzige Querruder pro Halbflügel 10, das von den Aktuatoren 52 und 54 angetrieben wird.
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In 2 ist der Halbflügel 10 eines Langstreckenflugzeugs dargestellt, bei dem ein Querruder vollständig entfällt, nämlich das Querruder 60 gemäß 5. Die Querruderfunktion wird in wenigstens einem Betriebsmodus bzw. Flugmodus durch die active differential gear box 200 und die äußere der Landeklappen, d. h. durch die Landeklappe 40 ersetzt.
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Aus dem Stand der Technik sind auch Flugzeugtypen mit zwei äußeren Querrudern oder einem inneren und einem außenliegenden Querruder bekannt. In beiden Fällen ist das Ersetzen eines Querruders durch die Verwendung der äußeren Klappe als Querruder möglich.
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Dies bringt den Vorteil mit sich, dass ein Versorgungssystem entfällt, das ursprünglich bei beiden Querrudern gemäß 5 vorhanden war, so dass ein System entfällt, das durch die gear box 200 ersetzt wird. Die gear box 200 kann grundsätzlich hydraulisch oder auch elektrisch ausgeführt sein. Sie dient in dem hier dargestellten Ausführungsbeispiel zum Antrieb der Landeklappen 30, 40, die ihrerseits über Aktuatoren 20 betrieben werden, die mit der gear box 200 antriebsmäßig in Verbindung stehen.
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3 zeigt ein Ausführungsbeispiel, bei dem beide Querruder 50, 60 des aus dem Stand der Technik bekannten Halbflügels 10 gemäß 5 beibehalten werden, doch jeweils nur mit einem Aktuator 52, 62 betrieben werden. Dies ist in 3 ersichtlich. Hier sind im Vergleich zu der Ausführungsform gemäß 5 pro Halbflügel 10 zwar jeweils Querruder vorgesehen. Diese werden jeweils jedoch nur durch eine Antriebseinheit bzw. durch einen Aktuator betrieben. Somit ist es denkbar und von der Erfindung umfasst, beide Querruder beizubehalten, diese jeweils nur mit einer geringeren Anzahl von Aktuatoren als aus dem Stand der Technik zu betreiben und die äußere Landeklappe 40 mit der gear box 100 als Redundanz zum Einsatz als Querruder zur Verfügung zu stellen.
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4 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel gemäß der vorliegenden Erfindung. Dieses Ausführungsbeispiel kommt insbesondere bei Kleinstreckenflugzeugen in Betracht, die ursprünglich nur ein Querruder aufweisen. Dies kann gemäß 4 nun vollständig weggelassen werden, und die äußere Klappe 40 dient als alleiniges Querruder. Diese kann, falls erforderlich, in ihrer Größe gegenüber dem Stand der Technik verändert werden und mit Hilfe der active differential gear box 200 angetrieben werden. Die gear box 200 und die äußere Landeklappe 40 übernehmen somit vollständig die Querruderfunktion.
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In den erfindungsgemäßen Ausführungen können pro Halbflügel eine oder mehrere wing-tip-brakes vorgesehen sein, mit denen die Verstellung der einzelnen Klappen bzw. Ruder bzw. der Antriebswellen gebremst oder blockiert werden kann. Diese sind in den Figuren nicht dargestellt.
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Durch die vorliegende Erfindung wird eine Verbesserung der Gewichts- und Kostenbillanz sowie auch der Sicherheit des Hochauftriebssystems eines Flugzeugs erreicht. Die Antriebseinheit kann im Flugzeugflügel bzw. im Halbflügel angeordnet sein oder auch an zentraler Stelle im Rumpf des Flugzeugs. Vorzugsweise ist vorgesehen, eine elektrische oder hydraulische Antriebseinheit im Flugzeugflügel, nämlich als Teil des Highliftsystems zu verwenden sowie das Outboardpanel, d. h. die außenliegende Landeklappe, und zwar zur teilweise oder vollständigen Übernahme der Querruderfunktion. Dies gilt insbesondere während des Cruise Flights. In anderen Flugsituationen kann es erforderlich sein, die Querruderfunktion ausschließlich über die dafür vorgesehenen Querruder durchzuführen oder zumindest unterstützend durch diese Querruder.
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Sofern dies möglich ist, ist es denkbar, als Querruder insbesondere die äußere Landeklappe zu verwenden, die von der Antriebseinheit im Flügel (Highliftfunktion) betätigt wird. Die nach innen versetzte bzw. innere Landeklappe kann dabei feststehen.
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Diese Konfiguration ermöglicht die Einsparung von Redundanzen/Aktuatoren am Querruder durch Verwendung bereits vorhandener Antriebseinheiten im Flügel zur Übernahme der teilweisen oder vollständigen Querruderfunktion. Wie ausgeführt kann bei Systemen mit mehreren Querrudern ein Querruder möglicherweise vollständig eingespart werden.
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Durch die Verbindung der Highliftfunktion mit der Querruderfunktion und damit der möglichen teilweisen oder vollständigen Einsparung von Redundanzen/Aktuatoren am Querruder ergibt sich eine Gewichtsreduzierung.
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Die in den 2 bis 4 dargestellten erfindungsgemäßen Anordnungen liegen vorzugsweise in beiden Halbflügeln vor. Vorzugsweise ist die Anordnung spiegelsymmetrisch.
