DE10351839B3

DE10351839B3 - Method for minimizing the resistance of an aircraft in flight

Info

Publication number: DE10351839B3
Application number: DE2003151839
Authority: DE
Inventors: Jan Schwochow; Martin Rippl
Original assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Current assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date: 2003-11-06
Filing date: 2003-11-06
Publication date: 2005-06-16
Anticipated expiration: 2023-11-07
Also published as: FR2862044A1; FR2862044B1

Abstract

Ein Verfahren zur Minimierung des induzierten Widerstandes bei einem im Flug befindlichen Flugzeug (1), insbesondere einem Verkehrs- oder Transportflugzeug, mit einem Rumpf (2) und zwei Tragflügeln (3) umfasst die Schritte Messen mindestens eines Istwerts an dem im Flug befindlichen Flugzeug (1), Vergleichen des Istwerts mit einem Sollwert und Ausschlag von Steuerflächen des Flugzeugs in Abhängigkeit von einer Differenz zwischen dem Istwert und dem Sollwert. Dabei ist der Istwert ein Differenzwinkel, und zum Messen des Differenzwinkels werden ein Neigungswinkel der Tragflügelmittensection (6) und ein Neigungswinkel in mindestens einem Spannweitenschnitt (10) der Tragflügel (3) gemessen und voneinander subtrahiert.A method for minimizing the induced drag in an on-board aircraft (1), in particular a traffic or transport aircraft, comprising a fuselage (2) and two wings (3) comprises the steps of measuring at least one actual value on the aircraft in flight ( 1), comparing the actual value with a target value and deflection of control surfaces of the aircraft as a function of a difference between the actual value and the desired value. In this case, the actual value is a differential angle, and for measuring the difference angle, an inclination angle of the aerofoil center section (6) and an inclination angle in at least one spanwise section (10) of the aerofoil (3) are measured and subtracted from one another.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Minimierung des Widerstandes bei einem im Flug befindlichen Flugzeug, insbesondere einem Verkehrs- oder Transportflugzeug, wobei das Verfahren die Merkmale des Oberbegriffs des Patentanspruchs 1 aufweist.The The invention relates to a method for minimizing the resistance in the case of an aircraft in flight, in particular a traffic or transport aircraft, the method being the features of the preamble of claim 1.

Der aerodynamische Widerstand eines Flugzeuges setzt sich aus einem vom aerodynamischen Auftrieb abhängigen Anteil (induzierter Widerstand) und einem vom Auftrieb unabhängigen Anteil (Profil- und Reibungswiderstand) zusammen. Beim Entwurf eines Transportflugzeuges, werden Tragflügelgrundriss und Verwindung so bestimmt, dass eine Auftriebsverteilung entlang der Tragflächen der Tragflügel erzielt wird, für die der induzierte Widerstand minimal ist. Da die Tragflügel eines Transportflugzeuges nicht ideal starr sind, sondern elastischen Verformungen unterliegen, verändert sich die Vennrindungsverteilung im freien Flug, so dass eine widerstandsoptimale Geometrie nicht mehr gewährleistet ist. Damit sich im Betrieb eines Flugzeuges die Verwindungsverteilung nicht zu weit vom Optimum entfernt, wird für einen ausgewählten Betriebszustand (Beladung, Flughöhe und Geschwindigkeit) die Verformung bzw. elastische Verwindung rechnerisch ermittelt. Beim Bau des Flugzeuges werden die Tragflügel um genau diese Verwindung in umgekehrter Richtung vorverwunden. Im Flug stellt sich somit eine Verwindung ein, die dem Entwurf für eine widerstandsminimale Verteilung entspricht. Dies gilt jedoch nur für den der Auslegung zugrunde gelegten Betriebszustand. Die beim Bau angestrebte Form wird als „Jig-Shape", die Geometrie, die sich im Flug einstellt als „Flight-Shape" bezeichnet.Of the aerodynamic drag of an aircraft is made up of a dependent on the aerodynamic lift Proportion (induced drag) and a lift independent component (Profile and friction resistance) together. In the design of a transport aircraft, be wing floor plan and twisting so determined that a buoyancy distribution along the wings the wing is achieved, for the induced resistance is minimal. As the wings of a Transport aircraft are not ideally rigid, but elastic Deformations subject, changed the distribution of distribution in free flight, so that a resistance optimal Geometry is no longer guaranteed. Thus, in the operation of an aircraft, the torsion distribution not too far from the optimum, for a selected operating condition (loading, altitude and speed) the deformation or elastic distortion mathematically determined. When building the aircraft, the wings are at exactly twist this twist in the opposite direction. In flight poses Thus, a twist, the draft for a minimum of resistance Distribution corresponds. However, this only applies to the interpretation set operating state. The shape desired in the construction is called "jig-shape", the geometry, which sets in flight as "flight-shaped" designates.

Die Gesamtmasse und deren Verteilung von Transport- bzw. Verkehrsflugzeugen ändert sich während einer Mission durch den Verbrauch von Treibstoff, der zum großen Teil in den Tragflügeln angeordnet ist. Die Änderung der an einem Flugzeug angreifenden Lastverteilung aus Auftriebs- und Massenkräften führt zu einer Änderung der elastischen Verformung und damit der Geometrie des Flugzeuges. Somit gelingt die Berücksichtigung der elastischen Verformung im Jig-Shape nur für einen ausgewählten Betriebspunkt, in dem sich das Flugzeug während einer Mission nur eine begrenzte Zeit befindet. Außerhalb dieses Auslegungspunktes fliegt das Flugzeug nicht mehr mit einer Verwindungsverteilung, die einen minimalen induzierten Widerstand sicherstellt.The Total mass and their distribution of transport or commercial aircraft changes while a mission by the consumption of fuel, in large part in the wings is arranged. The change the load distribution from buoyancy acting on an airplane. and mass forces leads to a change the elastic deformation and thus the geometry of the aircraft. Consequently manages the consideration the elastic deformation in the jig-shape only for a selected operating point, in which the plane is during a mission is only a limited time. Outside this design point, the aircraft no longer flies with a Warp distribution, which has a minimum induced resistance ensures.

Durch kontrolliertes Betätigen der an einem Tragflügel vorhandenen Steuerflächen kann die Auftriebsverteilung am Tragflügel in Spannweitenrichtung beeinflusst werden. Die vorliegende Erfindung befasst sich mit einem Verfahren, die Auftriebsverteilung in Abhängigkeit vom Betriebszustand so einzustellen, dass sie zu einer Minimierung des induzierten Widerstandes führt.By controlled actuation the on a wing existing control surfaces can the lift distribution on the wing spanwise to be influenced. The present invention is concerned with a Method, the lift distribution depending on the operating condition to adjust so that they minimize the induced resistance leads.

Aus der US 4,899,284 ist ein Verfahren der eingangs beschriebenen Art bekannt, bei dem die Wölbung der Tragflügel an den jeweiligen Flugzustand angepasst wird, um den Widerstand eines Flugzeugs im Flug zu minimieren. Als Eingangsgröße für dieses Verfahren wird der Flugzustand mit Sensoren am Flugzeug erfasst. Hieraus wird ein Auftriebskoeffizient berechnet. Anhand des Auftriebskoeffizienten werden aus einer Tabelle die optimalen Einstellungen der Steuerflächen am Tragflügel ausgelesen. Entsprechend dieser Sollwerte werden dann die Steuerflächen eingestellt.From the US 4,899,284 a method of the type described above is known in which the curvature of the wing is adapted to the particular flight condition to minimize the resistance of an aircraft in flight. As an input parameter for this method, the flight condition is detected with sensors on the aircraft. From this, a buoyancy coefficient is calculated. Based on the buoyancy coefficient, the optimum settings of the control surfaces on the wing are read from a table. The control surfaces are then set according to these setpoints.

Aus der US 5,908,176 ist ein Verfahren bekannt, bei dem zur Minimierung des Widerstandes bei einem im Flug befindlichen Flugzeug direkt der Widerstand selbst bzw. Widerstandsänderungen in Folge von Verstellungen von Steuerflächen erfasst werden. Nahe des Minimums des Widerstands sind die erreichbaren Reduktionen im Widerstand zwar immer noch von wirtschaftlicher Bedeutung, sie liegen aber im Bereich weniger Prozent und zum Teil unter 1,0 % des Gesamtwiderstands. Unter dieser Voraussetzung ist eine Minimierung des Widerstands, die Widerstandsänderungen als Eingangsgröße verwendet, tatsächlich wenig realistisch.From the US 5,908,176 For example, a method is known in which, in order to minimize the resistance of an aircraft in flight, the resistance itself or changes in resistance as a result of adjustments of control surfaces are detected directly. Although the achievable reductions in resistance are still of economic importance near the minimum of the resistance, they are in the range of a few percent and in some cases less than 1.0% of the total resistance. Under this condition, minimizing the resistance using resistance changes as an input is in fact not very realistic.

In Schwochow, J.: "Untersuchung der elastischen Verformung eines Segelflugzeuges großer Streckung unter stationären Luftkräften" (DE: DLR-IB 232-97J 02) ist ein Verfahren beschrieben, bei dem die elastische Verformung von Tragflügeln eines Flugzeugs, insbesondere deren Torsion um die Spannweitenachse mit Inklinometern gemessen wird. Ein Inklinometer ist dabei am Rumpf des Flugzeuges angeordnet, mindestens ein weiteres Inklinometer befindet sich in einem gewissen Abstand vom Rumpf auf dem Tragflügel. Die Anzeige der Inklinometer wird zunächst bei am Boden befindlichem Flugzeug als Bezugswert aufgezeichnet. Die im Flug zu beobachtende Anzeige der Inklinometer auf dem Tragflügel setzt sich zusammen aus der Neigung, die sich aus dem Flugzustand (Beladung, Geschwindigkeit und Flughöhe) ergibt und einer zusätzlichen Neigung, die aus der elastischen Verwindung des Tragflügels resultiert. Aus der Differenz zwischen den Anzeigen im Flug und den Anzeigen am Boden werden Ablagen (Offsets), die durch den Einbau der Inklinometer bedingt sind, eliminiert. Die Differenz zwischen den offsetbereinigten Anzeigen des flügelseitigen und des rumpfseitigen Inklinometers ist dann ein Maß für die elastische Verwindung des Tragflügels im Flug für eine bestimmte Spannweitenposition. Mit dem Einsatz von mehreren Inklinometern an jedem Tragflügel kann die Verwindung der Tragflügels genauer aufgelöst werden.In Schwochow, J .: "Investigation the elastic deformation of a glider of great extension under stationary Air forces "(DE: DLR-IB 232-97J 02) describes a method in which the elastic deformation from airfoils an aircraft, in particular its torsion about the span axis measured with inclinometers. An inclinometer is on the fuselage arranged at least one further inclinometer is located at a certain distance from the fuselage on the wing. The Display of the inclinometer is first with the aircraft on the ground recorded as a reference. The display to be observed in flight the inclinometer on the wing is composed of the inclination resulting from the flight condition (Load, speed and altitude) and an additional Inclination resulting from the elastic torsion of the wing. From the difference between the ads in flight and the ads On the floor shelves (offsets), which are due to the installation of the inclinometer conditional, eliminated. The difference between the offset-adjusted Showing the wing-side and of the hull-side inclinometer is then a measure of the elastic torsion of the wing in flight for a certain span position. With the use of several Inclinometers on each wing Can the torsion of the wing resolved more precisely become.

Ein weiteres Verfahren zur Bestimmung der Verformung von Flugzeugtragflügeln im Flug ist unter der Bezeichnung „Photogrammetrie" bekannt. Dabei werden Markierungen auf den Tragflügeln des Flugzeugs vom Rumpf aus oder von einem Begleitflugzeug aus zunächst vor dem Start und anschließend im Freiflug mit einer Kamera beobachtet. Aus der Differenz der Position der Markierungen auf den optischen Abbildungen kann mit Hilfe von geometrischen Beziehungen auf die elastische Deformation der Tragflügel geschlossen werden. Insbesondere die für die Auftriebsverteilung wesentliche elastische Verwindung kann aus der Differenz der vertikalen Verschiebungen von Markierungen an der Flügelvorder- und Flügelhinterkante bestimmt werden. Die genaue Erfassung der Verformung der Tragflügel mit diesem Verfahren ist aufwendig und nicht zur Integration in einen Regelkreis zur Beeinflussung der elastischen Verwindung mit Steuerflächen geeignet.One Another method for determining the deformation of aircraft wings in Flight is known as "photogrammetry" Markings on the wings of the aircraft from the fuselage or from an accompanying aircraft the start and then in Free flight observed with a camera. From the difference of the position the marks on the optical pictures can be made with the help of geometric relations closed on the elastic deformation of the wings become. Especially for the Buoyancy distribution essential elastic twisting can be made from the Difference of vertical displacements of markings on the Wing front and Trailing edge be determined. The accurate detection of the deformation of the wing with This method is expensive and not for integration into one Control circuit suitable for influencing the elastic torsion with control surfaces.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 aufzuzeigen, bei dem die Minimierung des aerodynamischen Widerstandes mit möglichst geringem baulichen Aufwand an einem Flugzeug in Abhängigkeit vom Betriebszustand durchgeführt werden kann.Of the Invention is based on the object, a method according to the preamble of claim 1, wherein the minimization of the aerodynamic Resistance with as possible low structural expenditure on an aircraft in dependence performed by the operating state can be.

LÖSUNGSOLUTION

Die Aufgabe der Erfindung wird erfindungsgemäß durch ein Verfahren mit den Merkmalen des unabhängigen Patentanspruchs 1 gelöst.The The object of the invention is achieved by a method with the Characteristics of the independent Patent claim 1 solved.

Vorteilhafte Ausführungsformen des neuen Verfahrens, einschließlich eines für die Durchführung des neuen Verfahrens geeigneten Flugzeugs sind in den abhängigen Patentansprüchen 2 bis 10 definiert.advantageous embodiments of the new procedure, including one for the implementation of the new method suitable aircraft are in the dependent claims 2 to 10 defined.

BESCHREIBUNG DER ERFINDUNGDESCRIPTION THE INVENTION

Bei der Erfindung wird die elastische Deformation insbesondere Torsionsverformung der Tragflügel durch einen Differenzwinkel erfasst. Dieser Differenzwinkel wird unter Verwendung von Inklinometern nach einem Verfahren bestimmt, das in der konkreten Umsetzung die folgenden Details aufweisen kann: (i) Bestimmung der Neigung einer zur Flugzeugsymmetrieebene senkrechten Bezugsfläche an der Tragflügelmittensection und der Neigung einer ebenfalls zur Flugzeugsymmetrieebene senkrechten Fläche – im Folgenden als Messfläche(n) bezeichnet – an mindesten einem Spannweitenschnitt auf den Tragflügeln gegenüber der Lotrechten, wenn das Flugzeug am Boden steht; und (ü) Bestimmung der Neigung der Bezugsfläche an der Tragflügelmittensection und der Neigung der Messfläche(n) im freien Flug gegenüber der Lotrechten.at the invention, the elastic deformation in particular torsional deformation the wing detected by a differential angle. This difference angle becomes determined using inclinometers according to a method, which in the concrete implementation can have the following details: (i) Determination of the slope of a plane perpendicular to the aircraft plane of symmetry reference surface at the wing center section and the inclination of a surface also perpendicular to the aircraft symmetry plane - hereinafter as measuring surface (s) marked - on at least a Spanweitenschnitt on the wings opposite the Perpendicular, when the aircraft is on the ground; and (ü) determination the inclination of the reference surface at the wing center section and the inclination of the measuring surface (s) in the open air opposite the perpendicular.

Die Differenz aus den beiden gemessenen Neigungen der Bezugsfläche an der Tragflügelmittensection ist ein Maß für die Lageänderung des gesamten Flugzeuges zwischen Boden und freiem Flug bei einem bestimmten Betriebszustand. Die Differenz aus den gemessenen Neigungen der Messfläche(n) im freien Flug und am Boden setzt sich aus der o.g. Lageänderung des Flugzeuges und der elastischen Verwindung des Tragflügels zusammen. Somit ergibt sich die elastische Verwindung durch Subtraktion der Lageänderung des Flugzeuges von der Neigungsdifferenz der Messfläche(n). Wenn diese Verwindung gerade dazu führt, dass eine optimale Auftriebsverteilung über die Spannweite des Flugzeugs gegeben ist, ist die Voraussetzung für die Minimierung des induzierten Widerstandes des Flugzeugs bereits erfüllt: Wenn jedoch ein hiervon abweichender Wert des Differenzwinkels festgestellt wird, muss mit Maßnahmen wie z.B. Ausschläge der Steuerflächen am Flugzeug eingegriffen werden, die den Istwert des Differenzwerts auf den Sollwert bringen.The Difference between the two measured inclinations of the reference surface at the Hydrofoil middle section is a measure of the change in position of the entire aircraft between ground and free flight at one certain operating condition. The difference from the measured inclinations the measuring surface (s) in free flight and on the ground is made up of the o.g. change of position of the aircraft and the elastic torsion of the wing together. Thus, the elastic distortion results by subtracting the change in position of the aircraft from the slope difference of the measuring surface (s). If this twisting just leads to an optimal buoyancy distribution over the Given the span of the aircraft is the prerequisite for minimization of the induced resistance of the plane already fulfilled: If However, a deviating value of the difference angle detected will, must with measures such as. rashes the control surfaces Intervene on the aircraft, the actual value of the difference value bring to the setpoint.

Dieser Sollwert kann konstant sein. Er kann aber auch von weiteren Faktoren abhängig sein, wie beispielsweise der Geschwindigkeit des Flugzeugs oder seiner Gesamtmasse. Das neue Verfahren muss nicht ständig durchgeführt werden. Es ist auch möglich und ausreichend, das Verfahren nur dann ablaufen zu lassen, wenn sich der Flugzustand des Flugzeugs durch eine Änderung der Reisegeschwindigkeit, eine Änderung der Flughöhe oder eine Masseänderung durch Verbrauch von Treibstoff geändert hat.This Setpoint can be constant. But he can also of other factors dependent be such as the speed of the aircraft or its total mass. The new procedure does not have to be carried out constantly. It is also possible and sufficient to run the procedure only if the flight condition of the aircraft is due to a change in cruising speed, a change the altitude or a mass change changed by consumption of fuel.

Zusätzlich kann auch noch der Neigungswinkel einer zur Flugzeugsymmetrieebene parallelen Messfläche an mindestens einem Spannweitenschnitt gemessen werden, um die Durchbiegung der Tragflügel zu einer noch weitergehenden Optimierung des Flugzustandes des Flugzeugs zu erfassen.In addition, can also the angle of inclination of a plane parallel to the aircraft symmetry plane measuring surface at least measured a span width, to the deflection of the wing to a even further optimization of the flight condition of the aircraft capture.

Die elastische Verwindung der Tragflügel um ihre elastische Achse nimmt in Richtung der Tragflügelspitzen zu. Es ist daher bevorzugt, wenn mindestens ein Spannweitenschnitt an dem der Neigungswinkel bestimmt wird, d.h. ein Messschnitt, im äußeren Drittel der Halbspannweite des Flugzeugs liegt. Besonders bevorzugt ist es, wenn dieser bei mindestens 70 % der Halbspannweite angeordnet ist.The elastic torsion of the wings to take its elastic axis in the direction of the wing tips to. It is therefore preferred if at least one span width cut where the angle of inclination is determined, i. a measuring section, in the outer third the half-span of the aircraft is located. Particularly preferred it if this arranged at least 70% of the half-span is.

Um Einflüsse auf nur einen Tragflügel des Flugzeugs bei dem neuen Verfahren zu unterdrücken, ist es bevorzugt, wenn der Neigungswinkel des mindestens einen Messschnitts der Tragflügel als Mittelwert von zwei Neigungswinkeln von zwei einander entsprechenden Messschnitten beider Tragflügel gemessen wird.Around influences on just one wing of the aircraft in the new method, it is preferable if the angle of inclination of the at least one measuring section of the wings as an average value of two angles of inclination of two corresponding measuring sections measured both wings becomes.

Um die Verwindung der beiden Tragflügel noch besser zu erfassen, kann mindestens ein weiterer Neigungswinkel mindestens eines weiteren Messschnitts der Tragflügel gemessen und von dem Neigungswinkel des Rumpfs subtrahiert werden, um einen weiteren Differenzwinkel als einen weiteren Istwert zu messen. Es versteht sich, dass üblicher Weise für diesen weiteren Istwert auch ein weiterer Sollwert vorzugeben ist und nicht derselbe Sollwert für alle Messschnitte der Tragflügel derselbe ist.To capture the twist of the two wings even better, can at least a wide The angle of inclination of at least one further measuring section of the wings is measured and subtracted from the inclination angle of the fuselage in order to measure a further difference angle as another actual value. It is understood that the usual way for this further actual value, another setpoint is to be specified and not the same setpoint for all measurement sections of the wing is the same.

Eine besonders deutliche Auswirkung auf die Verdrillung der Tragflügel und damit auf die Auftriebsverteilung über die Längserstreckung der Tragflügel hat die Einstellung der Steuerflächen an den Tragflügeln. Es ist daher sinnvoll, wenn vornehmlich die äußeren Steuerflächen in Abhängigkeit von der Differenz zwischen dem Istwert und dem Sollwert bei dem neuen Verfahren symmetrisch verstellt werden können.A particularly significant effect on the twist of the wings and so that the lift distribution over the longitudinal extent of the wing has the setting of the control surfaces on the wings. It therefore makes sense, especially if the outer control surfaces in dependence from the difference between the actual value and the target value in the new one Method can be adjusted symmetrically.

Um bei dem neuen Verfahren mit dem Istwert des Differenzwinkels möglichst nur die elastische Deformation der Tragflügel zu messen, sollten die Neigungswinkel bei einem Geradeausflug mit konstanten Flugbedingungen gemessen werden. Es ist aber so, dass Neigungen des gesamten Flugzeugs in den Differenzwinkel nicht eingehen, der zwischen den Neigungen der Rumpfs und des mindestens einen Messschnitts der Tragflügel bestimmt wird.Around in the new method with the actual value of the differential angle as possible Only the elastic deformation of the wings should be measured Tilt angle for straight flight with constant flight conditions be measured. But it is such that inclinations of the entire aircraft do not enter into the difference angle, that between the inclinations the fuselage and the at least one section of the airfoils becomes.

Dies gilt auch dann, wenn die Neigungswinkel mit Inklinometern gegenüber der Richtung der Erdanziehung gemessen werden. Bei einer Beschleunigung des Flugzeugs verfälscht sich zwar die Richtung der Erdanziehung, da tatsächlich die Richtung der Schwerkraft auf das Flugzeug die Referenzrichtung ist. Dennoch ist auch dieser Einfluss bei allen Inklinometern an dem Flugzeug identisch und verändert nicht den Wert des Differenzwinkels.This applies even if the inclination angle with inclinometers over the Direction of gravity. At an acceleration falsified of the aircraft Although the direction of gravity, as indeed the direction of gravity on the aircraft is the reference direction. Nevertheless, this one is also Influence on all inclinometers on the aircraft identical and does not change the value of the difference angle.

Ein Flugzeug zur Durchführung des neuen Verfahrens ist in einer konkreten Ausführungsform dadurch gekennzeichnet, dass am Rumpf und an mindestens einem der Tragflügel Inklinometer zum Messen des Neigungswinkels des Rumpfs und des mindestens einen Messschnitts der Tragflügel vorgesehen sind.One Airplane to carry of the new method is characterized in a specific embodiment characterized Inclinometer for measuring on the hull and on at least one of the wings the angle of inclination of the fuselage and the at least one measuring section the wing are provided.

Bei den Inklinometern, welche bei der Erfindung zum Einsatz kommen, handelt es sich insbesondere um gedämpfte Inklinometer, welche auf mittel- und hochfrequente Schwingungen der Struktur des Flugzeugs möglichst nicht ansprechen. Vielmehr sollen nur statische bzw. quasistatische Deformationen der Struktur des Flugzeugs erfasst werden. Eine weitere Möglichkeit mittel- und hochfrequente Störungen zu unterdrücken besteht darin, das Ausgangssignal der Inklinometer mit Hilfe eines Tiefpassfilters zu filtern.at the inclinometers used in the invention these are in particular damped inclinometers, which on medium and high frequency vibrations of the structure of the aircraft preferably do not appeal. Rather, only static or quasi-static Deformations of the structure of the aircraft are detected. Another possibility medium and high frequency interference to suppress is the output of the inclinometer with the help of a Filter low pass filter.

KURZBESCHREIBUNG DER FIGURENSUMMARY THE FIGURES

Im Folgenden wird die Ertindung anhand der Figuren weiter erläutert und beschrieben.in the The invention will be further explained with reference to the figures and described.

1 zeigt eine schematische Ansicht eines Flugzeugs von oben mit den Positionen von Inklinometern. 1 shows a schematic view of an aircraft from above with the positions of inclinometers.

2 zeigt das Flugzeug gemäß 1 in einer Seitenansicht im unverformten Zustand. 2 shows the aircraft according to 1 in a side view in the undeformed state.

3 zeigt das Flugzeug gemäß 1 in der Seitenansicht gemäß 2 im verformten Zustand im Reiseflug. 3 shows the aircraft according to 1 in the side view according to 2 in the deformed state in cruising flight.

4 zeigt die im Flugzeugentwurf festgelegte optimale Auftriebsverteilung über der Flugzeugspannweite. 4 shows the optimal lift distribution over the aircraft span defined in the aircraft design.

5 zeigt die nichtoptimale Auftriebsverteilung im Reiseflug, infolge elastischer Verwindung der Tragflügel. 5 shows the non-optimal buoyancy distribution in cruising flight, due to elastic distortion of the wings.

6 zeigt die Annäherung an die optimale Auftriebsverteilung im Reiseflug durch symmetrischen Ausschlag der Steuerflächen am Tragflügel. 6 shows the approach to the optimal lift distribution in cruise by symmetrical rash of the control surfaces on the wing.

7 zeigt die Regelungsstrecke zwischen den, der Steuerung und den und Steuerflächen des neuen Flugzeugs. 7 shows the control path between the, the control and the and control surfaces of the new aircraft.

FIGURENBESCHREIBUNGDESCRIPTION OF THE FIGURES

In 1 ist ein Flugzeug 1 mit einem Rumpf 2, zwei Tragflügeln 3 mit Leitwerk 4 und Triebwerken 5 skizziert. Die beiden Tragflügel sind über eine Tragflügelmittensection 6 miteinander verbunden. Unter den Belastungen im Flug biegen sich die Tragflügel 3 nicht nur längs ihrer Flügelachsen 8 durch, sondern es kommt auch zu einer Verwindung um die Flügelachsen 8. Diese Verwindung beeinflusst die in den 4 bis 6 aufgetragenen Auftriebsverteilungen, worauf bei der Beschreibung dieser Figuren noch näher eingegangen wird. An dem Flugzeug gemäß 1 sind zur Erfassung der Verwindung der Tragflügel 3 insgesamt drei Inklinometer 11 und 12 vorgesehen, die so angeordnet sind, dass sie eine Neigung um die Flugzeugquerachse erfassen können. Das Referenzinklinometer 11 befindet sich an der Traglügelmittensection 6 im Rumpf 2 des Flugzeugs. Die beiden Inklinometer 11 sind einander entsprechenden Spannweitenschnitten 10 der Tragflügel 3 bei etwa 70 % der Halbspannweite des Flugzeugs 1 zugeordnet. Die mit den Inklinometern 12 gemessenen Neigungswinkel werden gemittelt und es wird dann die Differenz zu dem mit dem Inklinometer 11 gemessenen Neigungswinkel gebildet, um ein Maß für die Verwindung der Tragflügel 3 zu erhalten. Wenn in einem bestimmten Flugzustand dieser Istwert von einem vorgegebenen Sollwert abweicht, können durch symmetrischen Ausschlag der Steuerflächen 7 an den Tragflügeln 3 zusätzliche Luftkräfte hervorgerufen werden, welche die elastische Deformation der Tragflügel 3 zurückführen bzw. allgemein näher an einen Sollwert heranführen. Nur bei einer bestimmten Verwindungsverteilung der Tragflügel 3 über der Spannweite ergibt sich eine Auftriebsverteilung, die mit den Anforderungen an die Minimierung des Widerstands des Im Flug befindlichen Flugzeugs 1 in Einklang steht.In 1 is an airplane 1 with a hull 2 , two wings 3 with tail unit 4 and engines 5 outlined. The two wings are over a wing center section 6 connected with each other. Under the burdens in flight, the wings turn 3 not only along their wing axes 8th through, but it also comes to a twist around the wing axes 8th , This distortion affects those in the 4 to 6 applied buoyancy distributions, which will be discussed in more detail in the description of these figures. According to the aircraft 1 are for detecting the twist of the wings 3 a total of three inclinometers 11 and 12 provided that are arranged so that they can detect an inclination about the aircraft transverse axis. The reference inclinometer 11 located at the wing center section 6 in the hull 2 of the plane. The two inclinometers 11 are mutually corresponding span sections 10 the wing 3 at about 70% of the half span of the aircraft 1 assigned. The ones with the inclinometers 12 measured inclination angle are averaged and then it becomes the difference to that with the inclinometer 11 measured inclination angle formed to a Measure for the twisting of the wings 3 to obtain. If, in a certain flight condition, this actual value deviates from a given nominal value, symmetrical deflection of the control surfaces can 7 on the wings 3 additional air forces are caused, which is the elastic deformation of the wings 3 lead back or generally closer to a setpoint. Only with a certain torsional distribution of the wings 3 over the span there is a lift distribution that meets the requirements for minimizing the resistance of the aircraft in flight 1 is consistent.

2 zeigt das Flugzeug gemäß 1 in der Seitenansicht im unverformten Zustand. In 3 befindet sich das Flugzeug 1 im Flug, so dass sich der Tragflügel 3 unter der Auftriebslast durchbiegt und verwindet. Das Inklinometer 12 misst die Neigung an einem bestimmten Spannweitenschnitt des Tragflügels 3. Dabei wird die Neigung relativ zur Richtung der Schwerkraft 13 bestimmt. Diese enthält neben Komponenten der Erdanziehung auch Beschleunigungskomponenten, wenn das Flugzeug keine gleichförmige Bewegung ausführt. Diese Komponenten wirken jedoch im symmetrischen Geradeausflug auf alle Inklinometer 11 und 12 in gleicher Weise ein, so dass sie in den Wert des als Istwert verwendeten Differenzwinkels nicht eingehen. 2 shows the aircraft according to 1 in the side view in the undeformed state. In 3 the plane is 1 in flight, so that the wing 3 Bends and twists under the buoyancy load. The inclinometer 12 measures the inclination at a certain span of the wing 3 , The inclination relative to the direction of gravity 13 certainly. In addition to components of gravity, it also contains acceleration components when the aircraft is not performing uniform motion. However, these components act in symmetrical straight flight on all inclinometers 11 and 12 in the same way, so that they do not enter into the value of the differential angle used as the actual value.

4 gibt die für einen bestimmten Auslegungszustand (Gesamtgewicht, Geschwindigkeit und Flughöhe) im Hinblick auf den induzierten Widerstand optimierte Auftriebsverteilung eines beispielhaften Verkehrsflugzeugs wieder. Es ist die Auftriebsverteilung, die sich bei elastischer Deformation der Tragflügel in dem Auslegungszustand einstellt. Dies wird erreicht, indem der Flügel beim Bau eine Vorverwindung erhält, die im Flug durch die Luftkräfte in dem bestimmten Auslegungszustand kompensiert wird. 4 indicates the lift distribution of an exemplary airliner optimized for a given design state (total weight, speed and altitude) with respect to the induced drag. It is the buoyancy distribution which occurs when the wings are elastically deformed in the design state. This is accomplished by providing the wing with a pre-twist during construction that is compensated in flight by the air forces in the particular design state.

5 zeigt die Auftriebsverteilung in einem vom Auslegungszustand abweichenden Flugzustand, wie er sich z.B. durch Änderung der Beladung (Treibstoffverbrauch) und damit geändertem Verformungszustand – insbesondere der Tragflügelverwindung – einstellt. Diese Auftriebsverteilung entspricht nicht mehr der optimalen Auftriebsverteilung des Auslegungszustandes und führt zu einem erhöhten induzierten Widerstand und damit zu einem erhöhten Treibstoffverbrauch. 5 shows the buoyancy distribution in a deviating from the design state flight condition, such as eg by changing the load (fuel consumption) and thus changed deformation state - in particular the wing twisting - adjusts. This buoyancy distribution no longer corresponds to the optimal buoyancy distribution of the design state and leads to an increased induced resistance and thus to an increased fuel consumption.

6 zeigt das Flugzeug gemäß 1 mit einer Auftriebsverteilung, die erfindungsgemäß durch einen symmetrischen Ausschlag der am Flugzeug vorhandener Steuerflächen (z.B. Querruder) der dem Auslegungszustand entsprechenden Auftriebsverteilung angenähert wird und somit einen geringeren induzierten Widerstand zur Folge hat. Der für die Erzielung einer optimalen Auftriebsverteilung erforderliche Ausschlag der Steuerflächen richtet sich nach der mit Hilfe der Inklinometer in einem Spannweitenschnitt gemessenen elastischen Verwindung. 6 shows the aircraft according to 1 with a buoyancy distribution, which according to the invention is approximated by a symmetrical deflection of the control surfaces present on the aircraft (eg ailerons) of the lift distribution corresponding to the design state and thus results in a lower induced resistance. The required for the achievement of an optimal lift distribution rash of the control surfaces depends on the measured with the help of the inclinometer in a spanwise section elastic torsion.

7 skizziert eine Steuerung 14 eines Flugzeugs 1, die auf der Basis der Messsignale 15 von den Inklinometern 11 und 12 die Steuerflächen 7 mit Steuersignalen 16 ansteuert, um die Auftriebsverteilung über die Tragflügel 3 zu optimieren. Bei den Steuerflächen 7 handelt es sich um die üblichen Querruder des Flugzeugs 1. 7 outlines a control 14 of an airplane 1 based on the measurement signals 15 from the inclinometers 11 and 12 the control surfaces 7 with control signals 16 controls the buoyancy distribution over the wings 3 to optimize. At the tax areas 7 These are the usual ailerons of the aircraft 1 ,

11: Flugzeugplane
22: Rumpfhull
33: TragflügelHydrofoil
44: Leitwerktail
55: Triebwerkengine
66: TragflügelmittensectionHydrofoil middle section
77: Steuerflächecontrol surface
88th: TragflügelachseHydrofoil axis
99: Rumpflängsachsefuselage longitudinal axis
1010: Spannweitenschnittspan section
1111: ReferenzinklinometerReferenzinklinometer
1212: Inklinometerinclinometer
1313: Schwerkraftgravity
1414: Steuerungcontrol
1515: Messsignalmeasuring signal
1616: Steuersignalcontrol signal

Claims

A method of minimizing drag in an on-board aircraft, particularly a traffic or transport aircraft, comprising a fuselage and two wings, the method comprising the steps of measuring at least one actual value on the aircraft in flight, comparing the feedback to a target value and deflection of control surfaces of the aircraft as a function of a difference between the actual value and the nominal value, characterized in that the actual value is a differential angle, wherein for measuring the differential angle, an angle of inclination of the aerofoil midsection ( 6 ) and an angle of inclination in at least one span section of the wing ( 3 ) are measured and subtracted from each other.

Method according to claim 1, characterized in that the angle of inclination of the wing center section ( 6 ) is measured in a direction of plane parallel vertical plane.

A method according to claim 1 or 2, characterized in that the angle of inclination in at least one span section ( 10 ) of the wings ( 3 ) is measured in a flow-parallel vertical plane.

Method according to one of claims 1 to 3, characterized in that the span width section ( 10 ) of the wings ( 3 ) a position in the outer third of the half span of the aircraft ( 1 ) having.

Method according to one of claims 1 to 4, characterized in that in at least one span section ( 10 ) of the wings ( 3 ) measured as the mean value of two inclination angles of two corresponding span sections ( 10 ) of both wings ( 3 ) is measured.

Method according to one of claims (1) to (5), characterized in that at least one further inclination angle in at least one further span width section ( 10 ) of the wings ( 3 ) and the inclination angle of the wing center section ( 6 ) is subtracted to measure another difference angle as another actual value.

Method according to one of claims 1 to 6, characterized in that control surface ( 7 ) or wing flaps on the wings ( 3 ) are adjusted symmetrically as a function of the difference between the actual value and the desired value.

Method according to one of claims 1 to 7, characterized that the inclination angle in a straight flight with constant flight conditions be measured.

Method according to one of claims 1 to 8, characterized in that the inclination angle with inclinometers ( 11 ) and ( 12 ) against the direction of gravity ( 13 ) are measured.

Aircraft, in particular a commercial aircraft, with a fuselage, with two swept-over wings and with an automatic control for minimizing the resistance of the aircraft in flight according to the method according to at least one of Claims 1 to 9, characterized in that the fuselage ( 2 ) and on at least one of the wings ( 3 ) Inclinometer ( 11 ) and ( 12 ) for measuring the angle of inclination on the fuselage ( 2 ) and at least one span ( 10 ) of the wings ( 3 ) are provided: