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Die vorliegende Erfindung betrifft ein Winglet mit einem steuerbaren Luftwiderstandselement.
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Die Steuerung eines Flugzeugs erfolgt üblicherweise mit Hilfe einer Verstellung von Ruderflächen. Dabei wird typischerweise die Nickachse eines Flugzeugs mit Hilfe des Höhenruders, die Längsachse mit Hilfe des Querruders und die Hochachse mit Hilfe des Seitenruders eines Flugzeugs beeinflusst. Allen diesen Ruderflächen ist gemein, dass diese bei einem Ruderausschlag die Wirkung auf das Flugzeug hauptsächlich über den aerodynamischen Auftriebsvektor bezüglich der Ruderfläche erreichen. Dabei existieren im Stand der Technik auch Flugzeugtypen, die zusätzlich ein Widerstandsruder zur Steuerung verwenden. Die Wirkungsweise dieser Steuerflächen beruht hauptsächlich auf dem Erzeugen von Widerstand und teilweise auf dem Reduzieren von Auftrieb am Flügel. Beispiele für solche Steuerflächen sind die Bremsklappen oder die sogenannten Spoiler.
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Bei der Steuerung des Flugzeugs über das Verstellen der Ruderflächen sind entsprechend dimensionierte Stellantriebe bzw. Aktuatoren erforderlich. Da die Verstellung der Ruderflächen auch entgegen großen Widerständen durchgeführt werden muss, sind die Aktuatoren besonders robust auszuführen und tragen somit auch zur Gewichtsbilanz des Flugzeuges bei.
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Zudem trägt die Vielzahl der in der Flügelfläche eines Flugzeugs vorhandenen Klappen und Ruder zu einer Segmentierung der strömungswichtigen Ober- und Unterfläche des Flügels bei. Da an den Randbereichen der einzelnen Klappen und Ruder Übergänge (bspw. ein Spalt) zum Flügelhauptkörper vorhanden sind, ist die Stromlinienform und der Luftwiderstand an diesen Stellen nicht optimal. Dies trägt zu einem vergrößerten Luftwiderstand und in Folge dessen zu einem vergrößerten Kraftstoffverbrauch des Flugzeugs bei.
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Von daher ist es ein Ziel der vorliegenden Erfindung die Aktuatoren, die zur Steuerung von Ruderflächen eines Flugzeugs verwendet werden, in ihrem Gewicht zu reduzieren und die Aerodynamik des Flugzeugs zu verbessern, um ein insgesamt energieeffizienteres Flugzeug zu schaffen.
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1 zeigt ein Flugzeug 100 in einer Schrägansicht, das aus dem Stand der Technik bekannt ist. Man erkennt den sich in der Längsachse des Flugzeugs 100 erstreckenden Flugzeughauptkörper 21 und die im Wesentlichen entlang der Seitenachse abstehenden Flügel 11. Senkrecht zur Seiten- und Längsachse erstreckt sich die Hochachse des Flugzeugs.
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Ferner erkennt man die unterhalb der beiden Flügel 11 angeordneten Triebwerke 20, die für den Schub des Flugzeugs 100 sorgen. An der vom Flugzeughauptkörper 21 abgewandten Seite der Flügel 11 ist an der von der Hauptflugrichtung des Flugzeugs 100 abgewandten Seite das Querruder 12 zu erkennen. Neben dem Querruder 12 sind angrenzend dazu in Richtung des Flugzeughauptkörpers 21 die inneren und äußeren Landeklappen 16 angeordnet. Vom Randbereich des Flugzeugflügels 11 zu dessen Mitte hin versetzt befinden sich die Spoiler 17. Ferner dazu befindet sich an der zum Cockpit des Flugzeugs 100 zugewandten Seite des Flügels 11 die Vorflügel 19, die an einem vom Flugzeughauptkörper 21 entfernten Bereich des Flügels 11 angeordnet sind. An einem zum Flugzeughauptkörper 21 näheren Bereich ist die Klappnasenvorrichtung 18 vorgesehen.
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Am Flugzeugheck sind das Seitenruder 13 und das Höhenruder 14 angeordnet. Zudem ist ein trimmbarer horizontaler Stabilisator 15 vorgesehen.
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Auch erkennt man an den Enden des Flügels 11 Winglets 1, die auch als Flügelendscheiben, Sharklets oder Wingtip-Fences bezeichnet werden. Im weiteren Verlauf des Textes soll der Begriff „Winglet” verwendet werden. Diese dienen dazu, die Streckung einer Tragfläche zu erhöhen, ohne die Spannweite zu vergrößern. Dadurch erreicht man eine verbesserte Stabilität um die Hochachse (Gierachse) und erreicht ein geringeres Niveau eines induzierten Widerstands bei hohen Auftriebswerten und hohen Anstellwinkeln insbesondere bei niedrigen Geschwindigkeiten.
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Ein solches Flugzeug weist alle oben bereits beschriebenen Nachteile von schwergewichtigen Aktuatoren und nicht optimal aerodynamisch angepasste Flügeloberflächen auf. Die strömungstechnischen Nachteile kann man allein dadurch leicht erkennen, dass die Flügeloberfläche des Flugzeugs 100 durch eine Vielzahl von Klappen 12, 16, 17, 18, 19 fragmentiert ist, sodass die Luftströmung an Spalten zwischen dem Flügel 11 und den Klappen inhomogen verläuft und zu Wirbeln führt. Dies erhöht jedoch den Luftwiderstand, den das Flugzeug 100 überwinden muss.
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Ziel der vorliegenden Erfindung ist es demnach, die bekannten Nachteile aus dem Stand der Technik zu überwinden. Dies gelingt mit Hilfe des erfindungsgemäßen Winglets nach Anspruch 1.
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Demnach umfasst ein Winglet für ein Flugzeug ein steuerbares Luftwiderstandselement, das dazu ausgelegt ist, als Ruderfläche eines Flugzeugs zu wirken.
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Ein Winglet ist ein an dem Ende der Tragfläche von starrflügligen Luftfahrzeugen angebrachte Erweiterung des Flügels. Im Regelfall verläuft das Winglet aus der Flügelebene hinaus und erstreckt sich in die Hochachse des Flugzeugs. Das erfindungsgemäße Winglet umfasst ein steuerbares Luftwiderstandselement, das je nach Flugsituation oder Pilotenbefehl mehr oder weniger Luftwiderstand verursacht. Dabei ist das Luftwiderstandselement dazu ausgelegt, als Ruderfläche eines Flugzeugs zu wirken und dementsprechend auf die Lage und Steuerung des Flugzeugs Einfluss zu haben. Vorzugsweise stellt das Luftwiderstandselement eine Widerstandssteuerfläche dar, mit Hilfe derer man das Flugzeug zu einem gewissen Grad in seiner Steuerung beeinflussen kann.
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Nach einem bevorzugten vorteilhaften Merkmal der vorliegenden Erfindung ist das Luftwiderstandselement an dem Winglet, bzw. an dem Hauptkörper des Winglets, angelenkt und um eine Rotationsachse bewegbar ausgebildet. Mit anderen Worten steht das Luftwiderstandselement in einer Verbindung mit dem Winglet eines Flugzeugs. Zudem kann das Luftwiderstandselement um eine Rotationsachse herum bewegt werden, sodass der durch das Luftwiderstandselement erzeugte Luftwiderstand variiert werden kann. Vorzugsweise ist zum Rotieren bzw. zum Aus- oder Einfahren des Luftwiderstandselements ein Stellantrieb in einer Wirkverbindung mit dem Element vorgesehen. Mit Hilfe dieses Stellantriebs wird das Luftwiderstandselement in seiner Drehung um die Rotationsachse festgelegt.
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Als Aktuator, der das Luftwiderstandselement in eine gewisse Position zu dem Winglet bringt, kann auch lediglich eine mit einer Feder vorgespannte Einheit dienen, die bei Aktivierung das Luftwiderstandselement in eine vorbestimmte Position bezüglich des Winglets bringt.
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Dabei kann das Luftwiderstandselement mit Hilfe eines Scharniergelenks oder eines Drehgelenks mit dem Winglet in Verbindung stehen. Die Erfindung ist jedoch nicht auf diese zwei bestimmten Typen von Gelenken beschränkt.
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Nach einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung ist die Rotationsachse des Luftwiderstandselements im Wesentlichen in der von dem Winglet gebildeten Fläche angeordnet. Vorzugsweise ist die Rotationsachse in etwa senkrecht auf die durch Längs- und Seitenachse des Flugzeugs gebildete Ebene.
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Dies ergibt sich für den Fall, dass das Luftwiderstandselement mit Hilfe eines Scharniergelenks oder eines ähnlich arbeitenden Gelenks aus der Fläche des Winglets nach außen ausgeklappt werden kann, bzw. in die Ebene des Winglets wieder eingeklappt werden kann.
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Wird das Luftwiderstandselement aus der Oberfläche des Winglets ausgefahren, wird ein Drehmoment um die Hochachse des Flugzeugs erzeugt. Typischerweise wird eine solche Momentenbeaufschlagung des Flugzeugs nur durch ein Verstellen des Seitenruders in der Heckflosse des Flugzeugs oder durch das Ausfahren von Spoilern an der Flügeloberfläche erreicht. Vorteilhaft an der Momentenerzeugung mit Hilfe des erfindungsgemäßen Winglets ist, dass ein Ausstellen des Luftwiderstandselements zur Erzeugung eines Drehmoments um die Hochachse einen besonders großen Hebel aufweist, sodass das gleiche Drehmoment durch das Seitenruder oder Spoiler nur durch Aufbringen einer sehr viel größeren Kraft erreichbar ist. Der Hebel, der von der Längsachse des Flugzeugs zum Winglet verläuft, ist der verstärkende Faktor, um den die notwendige Kraft am Winglet im Gegensatz zur Kraft am Seitenruder verringert werden kann.
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Demzufolge erlaubt es die Erfindung auch den zum Stellen des Luftwiderstandselements notwendigen Aktuator am Winglet kompakter und gewichtssparender auszuführen.
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Auch kann mit der vorliegenden Erfindung die erforderliche Redundanz des Seitenruders bzw. der Aktuatoren zur Steuerung des Seitenruders umgesetzt werden, sodass ein nur der Redundanz dienender separat betreibbarer Aktuator zum Steuern des Seitenruders entfallen kann. Dieser kann durch die erfindungsgemäße Vorrichtung ersetzt werden.
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Mit in etwa senkrecht auf die Längs- und die Seitenachse des Flugzeugs gebildete Ebene wird ein Winkelbereich umschrieben, der 90° ± 15°, vorzugsweise 90° ± 10°, bevorzugterweise 90° ± 5° und in einer ganz besonders bevorzugten Ausführungsweise genau 90° bedeutet. Diese Definition des Ausdrucks „in etwa” ist findet auch im nachfolgenden Teil der Beschreibung Anwendung. Demnach muss die Rotationsachse des Luftwiderstandselements nicht notwendigerweise parallel zur Hochachse des Flugzeugs sein.
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Vorzugsweise ist das Luftwiderstandselement aus einer zu einer Oberfläche des Winglets bündigen Position ausfahrbar. Das heißt, in einer neutralen Position ist das Luftwiderstandselement so angeordnet, dass es sich in etwa bündig in die Oberfläche des Winglets einfügt. In dieser Position wird kein Drehmoment auf eine beliebige der Flugzeugachsen durch das Luftwiderstandselement ausgeübt. Im vorausgehend diskutierten Beispiel wirkt in der neutralen Position des Luftwiderstandselements kein Drehmoment auf die Hochachse des Flugzeugs. Durch das Vorsehen einer bündigen Position mit dem Winglet wird kein zusätzlicher Luftwiderstand in einer neutralen Position des Luftwiderstandselements hervorgerufen.
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Nach einer weiteren vorteilhaften Modifikation der Erfindung ist das Luftwiderstandselement an einer flächigen im Flugzeug zu- oder abgewandten Seite des Winglets angeordnet. Zudem ist es möglich, dass je ein Luftwiderstandselement an beiden flächigen Seiten des Winglets angeordnet ist. Dadurch wird klargestellt, dass das Luftwiderstandselement an jeder der beiden flächigen Seiten des Winglets vorhanden sein kann. Zudem umfasst die Erfindung auch die Alternative, dass an beiden Seiten des Winglets je ein steuerbares Luftwiderstandselement vorhanden ist.
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Weiter vorzugsweise ist das Luftwiderstandselement im Wesentlichen rechteckig ausgebildet. Vorzugsweise weist das Luftwiderstandselement zwei lange Kanten und zwei kurze Kanten auf, die das Rechteck bilden. Zudem ist es von Vorteil, wenn das Luftwiderstandselement an einer seiner langen Kanten an dem Winglet angelenkt ist, wobei dies bevorzugterweise in Form eines Scharniergelenks umgesetzt ist. Dadurch ergibt sich ein besonders wirksames Luftwiderstandselement, das mit Hilfe eines kleinen Stellantriebs (= Aktuator) ein beträchtliches Drehmoment auf das Flugzeug zur Rotation um die Hochachse erzeugen kann.
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Weiter vorzugsweise ist das Scharniergelenk mit seiner Anlenkgeraden, also im Übergang vom Winglet zu dem Luftwiderstandselement so ausgerichtet, dass die Scharniergerade der Rotationsachse entspricht.
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Nach einer weiteren bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung liegt die Rotationsachse des Luftwiderstandselements parallel zu oder in der durch eine Längs- und eine Seitenachse des Flugzeugs gebildeten Ebene. Vorzugsweise liegt die Rotationsachse in einer durch einen Flügel eines Flugzeugs definierten Ebene oder ist parallel zu dieser definierten Ebene. Dem Fachmann ist klar, dass diese Ausführungsform mit sämtlichen vorstehend beschriebenen Ausführungsformen kombiniert werden kann.
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Nach einer weiteren vorteilhaften Ausführung ist die Rotationsachse des Luftwiderstandselements so angeordnet, dass das Luftwiderstandselement eine Verlängerung der Spannweite darstellt. Winkelabweichungen zwischen der Flügellinie und der Luftwiderstandselementlinie sind jedoch möglich. Vorzugsweise beträgt die Abweichung von der Flügellinie nicht mehr als ±15°, bevorzugterweise nicht mehr als ±10° und nach einer besonders bevorzugten Weise nicht mehr als ±5° von der Flügellinie.
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Im Wesentlichen liegt die Rotationsachse nun also nicht mehr in der durch die Winglet definierten Fläche bzw. Ebene, sondern steht in etwa senkrecht darauf. Für die Definition des Ausdrucks „in etwa” gelten die vorstehend gemachten Angaben.
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Nach einer weiteren Fortbildung dieser Ausführungsform erstreckt sich das Luftwiderstandselement in etwa senkrecht aus einer flächigen Seite des Winglets. Vorzugweise befindet es sich dabei in einer neutralen Position, wenn das Luftwiderstandselement in einer zur Flügelebene des Flugzeugs parallelen Ebene ausgerichtet ist. Bei dieser Anordnungsposition, in der das Luftwiderstandselement parallel zur Flügelebene des Flugzeugs ist, wirkt das Luftwiderstandselement wie eine Verlängerung der Flügelspannweite. Auswirkungen auf die Steuerung bzw. die Lage des Flugzeugs im Flug ergeben sich nicht bzw. nur in einem vernachlässigbaren Bereich. Dies verhält sich anders, wenn das Luftwiderstandselement um seine in etwa senkrecht aus der Fläche des Winglets definierten Ebene gedreht wird.
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Vorzugsweise verläuft die Rotationsachse des Luftwiderstandselements durch die Fläche des Luftwiderstandselements, und teilt bevorzugterweise die Fläche in zwei gleichgroße Bestandteile auf. Dadurch kann bei einem Rotieren des Luftwiderstandelements um die Rotationsachse im gleichen Maße für Auftrieb und Abtrieb gesorgt werden.
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Vorteilhafterweise ist das Luftwiderstandselement im Wesentlichen rechteckig ausgebildet, und umfasst zwei kurze und zwei lange Kanten, die die Randbereiche des Luftwiderstandselements definieren.
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In einer vorteilhaften Modifikation der Erfindung ist das Luftwiderstandselement an einer seiner kurzen Kanten an dem Winglet angelenkt. Die Anlenkung kann dabei mit Hilfe eines Rotationsgelenks vorgenommen werden. Andere Elemente, auch solche mit mehreren Freiheitsgraden sind ebenfalls denkbar.
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Ein weiteres optionales, vorteilhaftes Merkmal der Erfindung ist eine Kopplung, um eine Bewegung des Luftwiderstandselements um seine Rotationsachse herum in Abhängigkeit einer Stellung des Flugzeugquerruders auszuführen. Dies ist insbesondere deswegen von Vorteil, da somit das negative Roll-Wendemoment hiermit effektiv unterbunden werden kann. Im Stand der Technik wird dies oftmals durch eine sogenannte „Friese Nase” kompensiert.
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Vorzugsweise ist die Kopplung von Luftwiderstandselement und Flugzeugquerruder so ausgebildet, dass bei einem Querruderausschlag eines an dem Winglet angrenzenden Flügels nach oben, das Luftwiderstandselement aus einer neutralen Position, die vorzugsweise keine Auswirkung auf die Steuerung des Flugzeugs hat, ausgelenkt wird, um dem negativen Roll-Wendemoment entgegenzuwirken. Bei einem Querruderausschlag eines an dem Winglet angrenzenden Flügels nach unten verbleibt das Luftwiderstandselement in seiner neutralen Position.
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Die Kopplung kann durch eine Mechanik, wie beispielhaft in 7a, 7b dargestellt, oder bei fly-by-wire Steuerungen durch eine elektronische Kopplung realisiert werden.
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Darüber hinaus betrifft die vorliegende Erfindung ein Flugzeug, das einen Flugzeughauptkörper, von dem Flugzeughauptkörper abstehende Flugzeugtragflächen oder Flugzeugflügel, und ein Winglet umfasst, das in einem von dem Flugzeughauptkörper entfernten Endabschnitt der Flugzeugtragfläche oder des Flugzeugflügels angeordnet ist, wobei das Winglet nach einem der vorhergehenden Ansprüche ausgebildet ist. Zudem umfasst die vorliegende Erfindung ein Flugzeug, bei dem jeder Endabschnitt der Flugzeugtragflächen oder der Flugzeugflügel mit je einem Winglet nach einem der vorhergehenden Ansprüche versehen ist.
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Die aus den vorstehend diskutierten Ausgestaltungen der Erfindung ableitbaren Vorteile wurden teilweise direkt anhand der einzelnen Merkmale beschrieben. Dennoch wird nachfolgend auf die mit der Erfindung neuen Funktionen eingegangen.
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Demnach ist es mit der Erfindung möglich, die Schiebesteuerung eines Flugzeugs vollständig zu übernehmen oder zu unterstützen. Dazu ist es von Vorteil, wenn ein Aktuatorsystem in den Winglets installiert ist, um die Lage des Luftwiderstandselements um die Rotationsachse herum zu verändern.
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Herkömmlicherweise wird eine Schiebesteuerung entweder über das Seitenruder oder über Widerstandsruder (= Spoiler) erreicht, welche aus der Flügeloberfläche ausfahren.
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Vorteilhaft gegenüber dem Stand der Technik ist, dass die Widerstandserzeugung mit Hilfe des Luftwiderstandselements außen an der Flügelspitze die größte zur Verfügung stehende Hebellänge nutzt, um ein Moment um die Hochachse des Flugzeugs zu erzeugen. Dies führt zu einer sehr effizienten Ruderwirksamkeit, sodass nur sehr wenig Widerstand erzeugt werden muss, um das Flugzeug wie gewünscht zu navigieren. Dies wirkt sich auf die Gesamtbilanz der Flugzeugleistung aus. Es sind Kosten- und Gewichtsreduzierungen auf Flugsteuersystemebene, sowie auf Flugzeugebene festzustellen.
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Für den Fall einer automatischen Kopplung der Verstellung des Luftwiderstandselements mit dem Querruder können Vorteile bei verschiedenen Flugzeugtypen erreicht werden. Üblicherweise müssen beim Kurvenflug die Ruderklappen für die Rollsteuerung und die Schiebsteuerung gemeinsam betätigt werden, um eine saubere Kurve zu fliegen. Würde man nur alleine auf den Ausschlag des Querruders vertrauen, sorgt das negative Roll-Wendemoment dafür, dass sich das Flugzeug entgegen der gewünschten Richtung um die Hochachse dreht. Dies ist auf die unterschiedlichen Druckverhältnisse von Tragflächenober- und Unterseite zurückzuführen. Das Kurveninnere nach oben ausschlagende Querruder vermindert den induzierten Widerstand der abzusenkenden Tragfläche. Im Gegensatz dazu erhöht das Kurvenäußere, nach unten ausschlagende Querruder den induzierten Widerstand, wodurch die Tragfläche nicht nur angehoben sondern auch abgebremst wird. Aus dieser Konstellation ergibt sich eine Gierbewegung des Flugzeugs zusätzlich zur beabsichtigten Rollbewegung, die zur entgegengesetzten Seite der beabsichtigten Kurve gerichtet ist. Diese Gierbewegung wird als negatives Roll-Wendemoment bezeichnet.
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Mit einer automatischen Kopplung, welche gemäß dem flugmechanischen Verhalten des Flugzeuges eingestellt wird, ist es möglich eine saubere Kurve zu fliegen, und das negative Roll-Wendemoment zu kompensieren. Dazu muss der Pilot nur den Querruderausschlag am Steuerhebel koordinieren, das entsprechende Gegenlenken wird an den Querruderausschlag gekoppelt.
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Herkömmlicherweise sorgt ein Ausschlag des Seitenruders für die Kompensation des negativen Roll-Wendemoments. Daneben kann es auch durch spezielle Bauarten des Querruders, wie z. B. der „Friese Nase” teilweise kompensiert werden.
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Das Unterdrücken des negativen Roll-Wendemoments ist besonders vorteilhaft mit Hilfe der Erfindung umzusetzen. Eine Widerstandserzeugung ganz außen an der Flügelspitze nutzt die größte zur Verfügung stehende Hebellänge um ein Moment um die Hochachse. Dies führt zu einer sehr effizienten Kompensation des negativen Roll-Wendemoments.
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Die vorliegende Erfindung findet auch einen vorteilhaften Anwendungsbereich falls sich das Flugzeug in der Gleitpfadsteuerung befindet. Hierbei werden beide Widerstandsruder am Winglet synchron ausgeschlagen, sodass eine Gleitpfadsteuerung erreicht wird.
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Herkömmlicherweise werden hierzu Spoiler aus der Flügeloberfläche ausgefahren und zur Gleitpfadsteuerung benutzt. Bei bestimmten Flugzeugtypen gibt es auch Widerstandsflächen, welche aus dem Rumpf ausfahren oder es wird auf Bremsfallschirme zurückgegriffen.
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Bei Umsetzung der vorliegenden Erfindung kann die Anzahl von Spoilern verringert werden. Einen Teil der Gleitpfadsteuerung kann durch das Luftwiderstandselement übernommen werden. Dabei ergibt sich der Vorteil, dass die auftriebserzeugende Flügeloberfläche nicht durch Spalte der Spoilerklappen aerodynamisch verschlechtert wird. Ebenso ergeben sich Kosten- und Gewichtsreduzierungen auf Flugsteuersystemebene, sowie auf Flugzeugebene.
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Zudem ist die Erfindung von besonderem Vorteil im Falle eines einseitigen Triebwerksausfalls. Hier kann der Ausfall einer Flugzeugturbine durch ein entsprechendes Verstellen des Seitenruders kompensiert werden. Das wegen des asymmetrischen Schubes entstehende Moment um die Hochachse wird dadurch ausgeglichen. Für diesen Fall sind die Aktuatoren für das Seitenruder eines Verkehrsflugzeugs von signifikanter Wichtigkeit und müssen auch für diesen Fehlerfall eines Triebwerksausfalls dimensioniert werden. Bei elektrohydraulischen Aktuatoren hat man große Probleme, die Wärmebelastung bei einem permanenten stationären Ausschlag des Seitenruders, wie er bei einem Triebwerksausfall vonnöten ist, klein zu halten. Dies ergibt sich aus den durch den Aktuator aufzubringende hohe Lasten, sowie die kleine Pumpendrehzahl wegen eines Leckageausgleichs.
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Mit Hilfe der Erfindung ist es möglich, ein Luftwiderstandselement derart auszufahren, dass es dasselbe Drehmoment wie ein permanent ausgeschlagenes Seitenruder zur Kompensation nur noch eines schubgebenden Triebwerks erzeugt. Denkbar ist in einem solchen Fall auch ein einfacher federvorgespannter Mechanismus an dem Luftwiderstandselement, der im Fehlerfall ausgelöst wird. Dadurch kann das Luftwiderstandselement in eine auf einen Triebwerksausfall abgestimmte Position gebracht werden.
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Die Widerstandserzeugung ganz außen an der Flügelspitze nutzt die größte zur Verfügung stehende Hebellänge, um das kompensierende Moment um die Hochachse zu erzeugen. Dadurch kann sich der Aufwand für das Steuersystem des Seitenruders erheblich reduzieren. Die notwendigen Aktuatoren können in ihrer Größe vermindert werden, da der Fall eines permanenten Ausschlagens des Seitenruders bei einem einseitigen Triebwerksausfall nun durch das Luftwiderstandselement an dem Winglet übernommen werden kann. Dadurch lassen sich Kosten sowie das Gesamtgewicht des Flugzeugs verringern.
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Weitere Details und Einzelheiten der vorliegenden Erfindung werden anhand verschiedener Ausführungsformen im Zusammenspiel mit den Figuren beschrieben. Es zeigen:
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1: eine Schrägansicht eines Flugzeugs aus dem Stand der Technik,
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2: eine Draufsicht und eine Seitenansicht des erfindungsgemäßen Winglets,
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3: eine Draufsicht und eine Seitenansicht einer zweiten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Winglets,
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4: ein Prinzipbild zur Demonstration des Effekts eines erfindungsgemäßen Winglets,
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5: ein Prinzipbild zur Demonstration des Einsatzes des erfindungsgemäßen Winglets bei einem einseitigen Triebwerksausfall,
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6: eine Draufsicht und eine Seitenansicht bei einer Kopplung des Luftwiderstandselements des erfindungsgemäßen Winglets mit einem Querruder,
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7a: eine Prinzipzeichnung der Kopplungsmechanik eines erfindungsgemäßen Winglets,
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7b: eine Prinzipzeichnung der Kopplungsmechanik des erfindungsgemäßen Winglets in neutraler Position, und
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8: ein Ablaufdiagramm zur Illustration der Kopplungslogik zwischen Luftwiderstandselement und Querruder.
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1 wurde bereits im einleitenden Teil der Beschreibung beschrieben, sodass an dieser Stelle hierauf verwiesen wird. Lediglich wird erneut kurz auf die Anordnung der Winglets 1 an den Endabschnitten des Flügels 11 des Flugzeugs 100 hingewiesen.
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2 zeigt eine Draufsicht und eine Seitensicht des erfindungsgemäßen Winglets 1. In der Seitensicht erkennt man den vom Flugzeughauptkörper 21 entfernten Endabschnitt des Flügels 11, an dem das Winglet 1 angeordnet ist. Typischerweise erhebt sich das Winglet 1 aus der Flügelebene und weist eine Ausdehnung in der Hochachse des Flugzeugs 100 auf. Man erkennt ferner das Luftwiderstandselement 2, das um eine Rotationsachse 3 schwenkbar aus der Fläche des Winglets 1 ausgeschlagen werden kann. Gestrichelt ist der ausgeschlagene Zustand des Luftwiderstandselements 2 dargestellt, wohingegen mit durchgehenden Linien die bündig mit der Oberfläche des Winglets 1 abschließende Position dargestellt ist. In dieser Darstellung sind zudem zwei Luftwiderstandsflächen 2 an beiden flächigen Seiten des Winglets 1 vorhanden. Dem Fachmann ist aber klar, dass lediglich eines von zwei Luftwiderstandselementen 2 zur Verwirklichung der Erfindung ausreichend ist. Durch Ausstellen des Luftwiderstandselements (gestrichelte Darstellung) wird der Luftwiderstand erhöht, sodass ein Drehmoment auf die Hochachse des Flugzeugs wirkt. In der Seitenansicht der Flügelspitze erkennt man erneut die in etwa parallel zur Hochachse des Flugzeugs verlaufende Rotationsachse 3, das Luftwiderstandselement 2 und das Winglet 1. Die angeschrägte Kante des Winglets ist dem Cockpit des Flugzeugs näher, sodass in der Zeichnung die Hauptflugrichtung des Flugzeugs von links nach rechts verläuft.
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3 zeigt eine zweite Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ebenfalls als Draufsicht und als Seitenansicht eines Winglets 1. In der Draufsicht erkennt man den Flügel 11, an dessen vom Flugzeughauptkörper 21 entfernten Ende das Winglet 1 angeordnet ist. Man erkennt, dass das Luftwiderstandselement 2 in etwa senkrecht zur durch das Winglet aufgestellten Ebene verläuft. Zudem ist die Rotationsachse 3 des Luftwiderstandselements 2 ebenfalls in etwa senkrecht zur Oberfläche des Winglets 1. Dabei ist das Luftwiderstandselement 2 so angeordnet, dass es durch die Rotationsachse 3 in zwei etwa gleichgroße Bestandteile unterteilt wird. Dem Fachmann ist klar, dass die Rotationsachse 3 des Luftwiderstandselements 2 prinzipiell in Verlängerung der Spannweite verläuft. Winkelabweichungen zu einem gewissen Grad, vorzugsweise ±15°, zwischen der Flügellinie und der Rotationsachse 3 sind jedoch möglich und beeinflussen nicht das vorteilhafte Ergebnis der Erfindung.
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In der Seitenansicht der zweiten Ausführungsform erkennt man erneut das Winglet 1 sowie die Rotationsachse 3. Befindet sich das Luftwiderstandselement 2 in einer zur Flügelebene in etwa parallelen Ebene, so spricht man von einer neutralen Position des Luftwiderstandselements 2. Durch Rotation des Luftwiderstandselements 2 um die Rotationsachse 3 kann das Luftwiderstandselement 2 aus der neutralen Position ausgelenkt werden. In einem solchen Zustand hat das Luftwiderstandselement 2 einen Einfluss auf die Steuerung des Flugzeugs 100.
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4 zeigt die Draufsicht eines schematisch dargestellten Flugzeugs 100 mit einem erfindungsgemäßen Winglet 1. Dabei erkennt man, dass das Luftwiderstandselement 2 des rechten Winglets 1 in einer ausgestellten Position ist. Das Luftwiderstandselement 2 befindet sich demnach nicht in der bündig mit der Wingletoberfläche abschließenden Position. Daher wird ein Drehmoment nach rechts um die Hochachse des Flugzeugs erzeugt. Dieses Drehmoment ergibt sich selbstverständlich nur in einem fliegenden Zustand des Flugzeugs, da der Luftwiderstand ohne Fluggeschwindigkeit zu gering ist, bzw. nicht existent ist, um ein Drehmoment zu generieren.
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Zudem erkennt man, dass der durch das Winglet 1 bzw. das Luftwiderstandselement 2 erzeugte Widerstand aufgrund der maximalen Hebellänge vergrößert wird.
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5 zeigt erneut die schematische Darstellung eines Flugzeugs von oben, wobei man zusätzlich zu der Darstellung aus 4 die Triebwerke 20 unterhalb der beiden Flügel 11 erkennt. Das linke der beiden Triebwerke soll sich in einem inaktiven Zustand befinden und nur das rechte Triebwerk 20 für Schub sorgen. Im Stand der Technik würde ein solcher einseitiger Triebwerksausfall mit Hilfe eines permanent ausgeschlagenen Seitenruders 13 kompensiert werden. Daher ist in der 5 das Seitenruder 13 auch entsprechend ausgeschlagen dargestellt.
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Alternativ oder in Kombination zu einem Ausschlagen des Seitenruders 13 kann die Kompensation des durch den einseitigen Triebwerksausfall hervorgerufenen Moments auf die Hochachse des Flugzeugs auch mit Hilfe des erfindungsgemäß ausgestalteten Winglets 1 erfolgen. Hierbei wird das entsprechende Winglet 1 so angesteuert, dass das zugehörige Luftwiderstandselement 2 nach außen klappt. Durch die Erhöhung des Luftwiderstands und den günstigen Hebel kann bereits ein sehr viel kleinerer Luftwiderstand zu einer Kompensation des einseitigen Triebwerksausfalls führen, als dies ein Ausschlag des Seitenruders könnte. Entsprechend kann auch der Aktuator zur Steuerung des Luftwiederstandselements kleiner ausgeführt werden.
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6 zeigt eine Draufsicht und eine Seitenansicht einer Kopplung 4 zwischen Querruder 12 und Luftwiderstandselement 2. In der Seitenansicht lässt sich das Winglet 1 sowie das aus der Wingletfläche in etwa senkrecht abstehende Luftwiderstandselement 2 erkennen. Mit Hilfe einer mechanischen Kopplung 4 wird der Ausschlag des Luftwiderstandselements um seine Rotationsachse 3 herum an einen Ausschlag des Querruders 12 gekoppelt.
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7a zeigt einen Ausschlag des Querruders 12 nach oben, der mit Hilfe der Kopplungsmechanik 4 zu einem Ausschlag des Luftwiderstandselements 2 um die Rotationsachse 3 herum führt. Das Luftwiderstandselement 2 wird aus seiner neutralen Position verdreht.
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7b zeigt den Ausschlag des Querruders 12 nach unten. Dieser bewirkt im Gegensatz zu dem Ausschlag des Querruders 12 nach oben keine Bewegung des Luftwiderstandselements 2. Das Luftwiderstandselement 2 liegt weiterhin in neutraler Position und schlägt dabei an den Anschlag 41 an. Diese Kopplung dient zur Kompensation des negativen Roll-Wendemoments.
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8 zeigt die Kopplungslogik von Querruder 12 und Ausschlag des Luftwiderstandselements 2 des erfindungsgemäßen Winglets 1.
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Dabei beschreibt das Vorzeichen von XQR (= Querruderausschlag, rechts) bzw. XQL (Querruderausschlag, links) einen Ausschlag des Querruders nach unten (Vorzeichen positiv) bzw. nach oben (Vorzeichen negativ). Falls das Querruder also nach unten ausschlägt, XQR ≥ Null ist, wird XWR (= das Aktuatorsignal zur Steuerung des Luftwiderstandselements 2) auf den Wert Null gesetzt. Falls dies nicht der Fall ist, XQR also negativ ist, wird anhand eines Kopplungsfaktors KW multipliziert mit dem Querruderausschlag XQR der Ausschlag für das Luftwiderstandselement 2 berechnet.
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Das oben beschriebene Vorgehen wurde anhand des rechten Querruders erläutert. Für das linke Querruder ergeben sich keine Abweichungen, lediglich die verwendeten Kürzel unterscheiden sich.
