DE3114143A1

DE3114143A1 - "verfahren zur optimierung des reiseflugzustandes von flugzeugen mit transsonischen tragfluegeln sowie vorrichtung zur durchfuehrung des verfahrens"

Info

Publication number: DE3114143A1
Application number: DE19813114143
Authority: DE
Inventors: Reinhard Dipl.-Ing. 2870 Delmenhorst Hilbig
Original assignee: Vereinigte Flugtechnische Werke 2800 Bremen GmbH; Vereinigte Flugtechnische Werke GmbH; Vereinigte Flugtechnische Werke Fokker GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 1981-04-08
Filing date: 1981-04-08
Publication date: 1982-10-28
Also published as: NL8105237A; FR2503661A1; NL191460C; GB2096551B; FR2503661B1; GB2096551A; DE3114143C2; NL191460B

Description

8Ι22-Ι0 . Bremen, 27.3.1981

Vv 22 B/Die/sch

Vereinigte Flugtechnische Werke Gesellschaft mit beschränkter Haftung

Verfahren zur Optimierung des Reiseflugzustandes von Flugzeugen mit transsonischen Tragflügeln sowie Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Optimierung des Reiseflugzustandes von Flugzeugen mit transsonischen Tragflügeln, insbesondere von Verkehrs- und Transportflugzeugen. Außerdem betrifft sie eine Vorrichtung zur Durchführung dieses Verfahrens.
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Tragflügel moderner Verkehrsflugzeuge sowie ziviler und militärischer Transportmaschinen werden in zunehmendem Maße mit überkritischen Profilen versehen, wobei diese transsonischen Tragflügel geeignet sind, die Wirtschaftlichkeit dieser Flugzeuge beträchtlich zu steigern und ihre Leistungsgrenzen entsprechend zu erweitern. Dies aber hat auch zur Folge, daß bei Reiseflugzuständen, die von den der Flügelauslegung zugrunde liegenden Bedingungen abweichen, relativ hohe Leistungsverluste zu verzeichnen sind. Abweichungen von diesen Auslegungsbedingungen, d.h. vom optimalen Reiseflugzeug des jeweiligen Flugzeuges, aber sind unvermeidbar. Dies wird unter anderem bedingt durch die jeweilige Sitzplatzauslastung sowie unterschiedlichen Streckenprofile und sich daraus er-

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gebende unterschiedliche Werte für das aktuelle Fluggewicht, die Flughöhe sowie die Geschwindigkeit des Flugzeugos.

Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren anzugeben, mit dem bei einem Flugzeug der eingangs genannten Art die Grenzen für den optimalen Reiseflugbereich, sei es im Hinblick auf einen möglichst geringen Treibstoffverbrauch oder auf eine vorgegebene Flugzeit, weiter ausgedehnt werden können. Zugleich soll durch die Erfindung eine Vorrichtung bereitgestellt werden, mit der sich das erfindungsgemäße Verfahren mit möglichst geringern Aufwand, aber hoher Effektivität, realisieren läßt.

Die Erfindung löst die erste Aufgabe durch ein Verfahren, bei dem die jeweils aktuellen Daten hinsichtlich Flughöhe, Fluggewicht und Fluggeschwindigkeit erfaßt werden und die Wölbung des Tragflügels in Abhängigkeit von diesen Parametern definiert verändert wird. Dies bedeutet, daß entsprechend dem jeweiligen Flugzustand der angestrebten Wölbungsänderung die Flügelströmung gezielt beeinflußt wird und somit eine kontrollierte Regelung der Auftriebs- und Widerstandsdaten während des Reisefluges vorgenommen wird.

Durch die bei dem erfindungsgemäßen Verfahren vorgesehenen Steuerungsmaßnahmen wird der angestrebte günstige Auslegezustand über eines sehr viel größeren Machzahl-Anstellwinkel-Bereich aufrechterhalten als dies ohne derartige Steuerungsmaßnahmen möglich ist. Darüber hinaus kann die Hinterkantenablösung, die direkte stoßinduzierte Ablösung sowie die Stoßlage bei hohen Flugmachzahlen kontrolliert werden. Durch die Veränderung des Krümmungsverlaufs auf der Tragflügelunterseite wird ferner der Auftriebsanteil auf der Unterseite (Rearloading) gesteuert.

'Weitere vorteilhafte Maßnahmen in Verbindung mit dem erfindungsgemäßen Verfahren sind in den Unteransprüchen angegeben. So kann dadurch, daß die Flügelwölbung in Spannweiterrichtung unterschiedlich stark verändert wird, die Auftriebsverteilung des Tragflügels in Spannweitenrichtung dem jeweiligen Flugzustand optimal angepaßt werden. Eine zusätzliche Aus-

dehnung des wirtschaftlichen ReisefLugbereichs unter transsoischen Strömungsbedingungen wird ferner durch die Überlagerung einer begrenzten Flächenvergrößerung erreicht. Durch die dabei erzielte Vergrößerung der Flügeltiefe wird zusätzlich die für transsonische Strömungen maßgebende relative Flügeldicke reduziert.

indem in weiterer Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Verfahrens nicht nur die Wölbung der Flügelhinterkante, sondern auch die Nasenwölbung des Flügels verändert wird, werden die bei einer Änderung der Hinterkantenwölbung auftretenden unvermeidlichen Trimmverluste weitgehend wieder reduziert. Der angestrebte Strömungszustand kann so gesteuert über eine noch größeren Machzahl-Anstellwinkel-Bereich aufrechterhalten werden.

Bei der bevorzugten Ausführungsform des Verfahrens gemäß der Erfindung wird bei diesem Verfahren vorgesehene Steuerung der Gleitzahl, also von Antrieb und Widerstand, im wesentlichen mittels des für den Niedergeschwind igkeitsbereich des Flugzeuges, d.h. die Start- und Landephase, und für seine Lagesteuerung vorgesehenen Klappen- und Spoilersystems realisiert, wodurch sich ein erheblicher wirtschaftlicher Vorteil ergibt.

Zur Lösung der weiteren Aufgabe ist erfindungsgemäß vorgesehen, daß bei einem Klappen- und Spoilersystem gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs die Spoiler jeweils unter Verspannung dicht auf den Hochauftriebsklappen aufliegen. Dadurch wird erreicht, daß die Spoiler bei einer Wölbungsveränderung, die durch ein Verschwenken der Hochauftriebsklappen bewirkt wird, zwangsläufig dem Klappenausschlag folgen und damit einen Konturausgleich gewährleisten. Ein besonders strömungsgünstiger Konturausgleich wird dabei durch die in weiterer Ausgestaltung der Erfindung vorgesehen Maßnahme erzielt, gemäß der die Spoiler biegeflexibel ausgebildet sind.

Weitere Maßnahmen, die geeigriot sind, mit möglichst geringem Aufwand die Effektivität der Vorrichiung nach der Erfindung zusätzlich zu er-

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"J₇L- Μ^:·- ■;-: "ι 31HU3

höhen, sind in den Ansprüchen 9 bis 16 vorgeschlagen. So wird auf der Tragflügelunterseite ein Konturausgleich Tch eine zusätzliche spaltabdeckende HiIfsklappe geschaffen, die ebenfalls unter Vorspannung dicht an den Hochauftriebsklappen anliegen, wobei der Konturausgleich auch hier 5 optimal ist, wenn diese Hilfsklappen ebenfalls biegeflexibel ausgebildet sind. Die spaltabdeckenden Hilfsklappen sind insbesondere dann von Vorteil, wenn die Hochauftriebsklappen zur möglichst einfachen Realisierung von Flächenvergrößerungen des Tragflügels als Fowler-KLappen ausgebildet sind. Einerseits bleibt der Spalt zwischen der Flügelhinterkante und der jeweiligen Fowler-Klappe auch bei begrenzt ausgefahrener Klappe noch abgedeckt, andererseits verbessern diese Hilfsklappen beim Landeanflug mit voll ausgefahrenen Fowler-Klappen die Strömungsverhältnisse im Spalt und damit das Maximalauftriebsverhalten. Daüber hinaus wird durch diese Hilfsklappen im StartfaLl bei reduziertem Klappenwinkel die Gleitzahl erhöht.

Durch die weiterhin vorgeschlagene Unterteilung des Hinterkanten-Klappensystems in Einzelsegmente wird eine einfache Möglichkeit geschaffen, die Flügelwölbung über die Spannweite unterschiedlich stark zu verändern. Hier ist es zur Vermeidung von Stufen zusätzlich besonders vorteilhaft, wenn die einzelnen Segmente jeweils begrenzt torsionsweich ausgebildet sind.

Schließlich ergibt sich bei Verwendung der in weiterer Ausgestaltung der Erfindung vorgeschlagenen Kombination aus jeweils einer Vorderkanten-Slat-Klappe mit einer zur Flügelnasen-Unterseite verlaufenden Zusatzklappe die Möglichkeit, auf einfache Weise zusätzlich die Nasenwölbung des Flügels definiert zu verändern und durch eine machzahlgesteuerte Druckverteilung in Flügeltiefenrichtung zusätzlichen Auftriebsgewinn sowie eine günstige Beeinflussung der Momentenverteilung zu erzielen. Zugleich ermöglicht diese Anordnung eine zusätzliche Verbesserung der Startgleitzahl und des Maximalauftriebs. Durch Aufteilung des Vorderkantenklappensystems in einzelne Segmente, die zudem torsionsweich ausgebildet sind, kann zudem die Nasenwölbung für unterschiedliche Bereiche in Spannweitenrichtung unterschiedlich stark variiert werden.

Im folgenden soll die Erfindung anhand eines in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert werden. Es zeigen

Fig. 1 bis 3 Schnittdarstellungen des Hinterkantenbereichs

eines transsonischen Tragflügels mit einer Vor-

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richtung zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens in verschiedenen Stellungen,

Fig. 4 bis 6 Schnittdarstellungen der Vorderkante eines transsonischen Tragflügels mit einer Vorrich

tung gemäß der Erfindung in verschiedenen Stellungen,

Fig. 7 einen transsonischen Tragflügel in Draufsicht, Fig. 8a und b schematische Darstellungen der Ansteuerung des

Tragflügels gemäß Fig. 6 im Reiseflug,

Fig. 9 eine Darstellung des Verlaufs der Gleitzahl in

Abhängigkeit vom Auftriebsbeiwert und 15

Fig. Io eine Darstellung des Verlaufs des Produktes aus Machzahl und Gleitzahl in Abhängigkeit von der Machzahl.

In den Figuren sind gleiche Bauteile mit den gleichen Bezugszeichen versehen.

Bei dem in den Figuren 1 bis 3 schematisch dargestellten System von Hinterkantenklappen eines transsonischen Tragflügels 1 handelt es sich zunächst um eine sogenannte Fowler-Tab-Klappe, die als Hochauftriebsklappe dient. Diese besteht im einzelnen aus einer schwenkbar und längsverschieblich an der Flügelstruktur gehalterten ersten Klappe 2 (Flap) sowie einer an dieser schwenkbar angelenkten Klappe 3 (Tab). Weiterhin umfaßt das Hinterkantenklappensystem einen an der Flügelstruktur schwenkbar gehalterten Spoiler 4, dessen rückwärtiger Endbereich unter Vorlast bzw. Vorspannung auf den Hochauftriebsklappen 2 bzw. 3 aufliegt.

Schließlich weist in den Figuren 1 bis 3 dargestellte Anordnung auf der Tragflügeluntersei'te eine Hilfsklappe 5 auf, die ebenfalls unter einer nach

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innen gerichteten Vorspannung an der Flügelstruktur schwenkbar angelenkt ist und die in der in Fig. 1 gezeigten Klappenstellung, bei der die Hochauftriebsklappen 2 und 3 vollständig eingefahren sind, den zwischen der Klappe 2 und der Tragflügelhinterkante bestehenden Spalt 6 auf der Flügelunterseite abdeckt.

Sowohl der Spoiler 4 als auch die Hilfsklappe 5 sind bei dem hier dargestellten Ausführungsbeispiel der Erfindung in begrenztem Umfang biegeflexibel ausgebildet; ihre äußeren Endbereiche sind ferner so geformt, daß sie ohne Absatz an den Hochauftriebsklappen 2 bzw. 3 anliegen.

Wie Fig. 2 zeigt, bleibt der Spalt 6 auch bei begrenzt ausgefahrener Klappe 2 durch die Hilfsklappe 5 abgedeckt. Fig. 3 zeigt, daß bei voll ausgefahrenen Klappen 2 und 3 die Hilfsklappe 5 an der Innenwand des Spaltes 6 anliegt und dazu beiträgt, die StrömungsVerhältnisse im Spalt zu verbessern. Wie aus den Figuren 1 und 2 hervorgeht, stellen der Spoiler 4 sowie die Hilfsklappe 5 bei einem Verschwenken der Klappen 2 und 3 in positiver bzw. negativer Richtung jeweils einen optimalen Konturausgleich der Tragflügelober- bzw. Unterseite her.

In den Figuren 4 bis 6 ist die Vorderkante des transsonischen Tragflügels dargestellt, die mit einem ausfahrbaren Vorflügel 7 versehen ist. Der Vorflügel 7 ist dabei als sogenannte Vorderkanten-Slat-Klappe ausgebildet. Am vorderen Ende der Klappe 7 ist an deren Innenseite eine Zusatzklappe 8 mit ihrem einen Ende schwenkbar angelenkt, während ihr anderes Ende in der Fig. 4 dargestellten Klappenstellung an der Unterseite der Flügelnase unter Vorlast bzw. Vorspannung anliegt. Die Klappe 7 sowie die Zusatzklappe 8, die im Fall des hier dargestellten Ausführungsbeispiels beide ebenfalls in begrenztem Umfang biegeflexibel ausgebildet sind, sind so geformt, daß sie bei den in Fig. 4 angedeuteten unterschiedlichen Schwenkstellungen der Klappe 7 jeweils einen vollständigen Konturausgleich sowohl auf der Flügeloberseite als auch auf der Unterseite herstellen.

Letzteres gilt in begrenztem Umfang auch noch für die in Fig. 5 dargestellte Startstellung der Klappen 7 und 8, bei der die Zusatzklappe 8 den Slat-

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spalt nach wie vor abdeckt. Erst bei der in Fig. 6 dargestellten Stellung ist der Slatspalt 9 geöffnet; wobei die Zusatzklappe 8 sowohl zu einer Verbesserung des Slatprofils als auch zu einer strömungsgünstigeren Ausformung des Spaltes beiträgt und dadurch den Maximalauftrieb verbessert.

Angemerkt sei noch, daß sowohl bei den Figuren 1 bis 3 als auch bei den Figuren 4 bis 6 die jeweiIs.zugehörigen Antriebskinematiken für die Klappen 2,3 bzw. 7, die als solche bereits bekannt sind, aus Gründen einer möglichst übersichtlichen Darstellung nicht mit abgebildet sind.

In Fig. 7 ist der transsonische Tragflügel 1 in seiner gesamten Erstreckung in Draufsicht dargestellt, wobei auch ein unterhalb des Flügels angeordnetes Triebwerk Io mit angedeutet ist. Wie aus der Abbildung hervorgeht, sind sowohl die Vorderkanten-Slat-Klappen 7 als auch die Hochauftriebsklappen 2,3 jeweils in einzelne Segmente 5 1 bis S 4 bzw. F 1 bis F 5 unterteilt. Das gleiche gilt auch für die Spoiler 4, die aus den Segmenten Sp 1 bis Sp 8 gebildet werden. Zusätzlich angedeutet ist in dieser Figur noch eine spaltabdeckende Wölbungsklappe 11, die im Außenbereich des Tragflügels 1 angeordnet ist, in dem Spoiler nicht anwendbar sind und die in diesem Bereich den Konturausgleich bewirkt.

Im Fall des hier dargestellten Ausführungsbeispiels sind sowohl die Segmente S 1 bis S 4 als auch die Segmente F 1 bis F 5 jeweils in begrenztem Umfang torsionsweich ausgebildet, so daß sie über die jeweilige Segmentspannweite unterschiedlich stark ausgeschlagen werden können.

Die Figuren 8a bzw. 8b zeigen eine Darstellung der mit der in Fig. 7 dargestellten Anordnung erzielbaren Wölbungsänderungen der Tragflügelhinterkante (Fig. 8a) bzw. -vorderkante (Fig. 8b), jeweiLs repräsentiert durch den Verlauf des zugehörigen Klappenausschlagwinkels S der entsprechenden Klappen. Die ausgezogene Kurve zeigt dabei jeweils sich in Spannweitenrichtung ergebenen Verlauf des Winkels, sofern wie vorstehend beschrieben begrenzt torsionsweiche Klappensegmente verwendet werden, während die gestrichelten Kurven den gleichen Verlauf bei Verwendung konventioneller Klappensegmente wiedergeben.

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Der Einsatz der vorstehend beschriebenen Anordnung bei der Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens ergibt sich im wesentlichen bereits aus den entsprechenden Figuren. Entsprechend diesem Verfahren werden zur Optimierung des Flugzustandes eines sich im Hochgeschwindigkeitsbereich bewegenden, d.h. im Reiseflug befindlichen, Flugzeuges mit entsprechend der vorstehenden Beschreibung ausgestatteten transsonischen Tragflügeln jeweils aktuellen Flugdaten hinsichtlich Flughöhe, aktuellem Fluggewicht sowie Flugmachzahl ermittelt. Entsprechend dieser aktuellen Parameter wird nunmehr Einfluß auf die Gleitzahl des Flugzeuges genommen, indem Auftrieb und Widerstand des Flügels in definierter Weise gesteuert werden.

Dies erfolgt, indem entsprechend der aktuellen Randbedingungen sowie entsprechend vorgegebener Kriterien, hinsichtlich derer eine Optimierung vorgenommen werden soll, die Flügelströmung kontrolliert verändert wird. Zu diesem Zweck können zum einen sowohl die Wölbung der Tragflügelhinterkante als auch die der Tragflügelvorderkante verändert werden, zum anderen kann die Fläche des Flügels vergrößert werden. Ferner kann die Wölbung des Tragflügels in Spannweitenrichtung unterschiedlich stark variiert werden.

In allen Fällen werden die erforderlichen Veränderungen jeweils rechnergesteuert vorgenommen.

Der Effekt des erfindungsgemäßen Verfahrens im Hinblick auf eine Ausweitung des jeweils günstigsten Reiseflugbereiches ist schließlich anhand der Figuren 9 und Io dargestellt. Fig. 9 zeigt dabei die Gleitzahl (L/rJ Abhängigkeit vom Auftriebsbeiwert C, bei einer konstanten Reiseflugmachzahl einerseits für ein Flugzeug mit fester, ungesteuerter Flügelgeometrie (strichpunktierte Kurve) und andererseit bei Anwendung des erfindungsgemäßen Verfahrens (einhüllende Kurve des schraffierten Bereichs).

Im letzteren FaLl wird der wirtschaftliche Flugbereich aufgrund der entsprechend dem Verfahren erfolgten Maßnahmen erheblich ausgedehnt.

Fig. 1o zeigt den entsprechenden Effekt hinsichtlich der Ausdehnung des wirtschaftlichen Flugbereichs auf einen größeren Machzahlbereich, wobei

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in diesem FaLL das Produkt aus MachzahL und GLeitzahL über der MachzahL aufgetragen ist. Auch hier gibt die strichpunktiert gezeichnete Kurve den entsprechenden VerLauf wieder, wie er sich ohne Anwendung des erfindungsgemäßen Verfahrens ergibt, während die durchgezogene Kurve die sich bei Anwendung des erfindungsgemäßen Verfahrens ergebene Ausweitung der Auftriebsgrenzen und damit des wirtschaftLichen Reiseflugbereichs verdeutlicht.

Erwähnt sei schließlich noch, daß dieses vorstehend beschriebene Verfahren selbstverständlich unabhängig vom jeweiligen Typ des HinterkantenkLappensystems anwendbar ist, also beispieLsweise auch bei Einfachspalt-Fowlerklappen ohne Tab sowie bei MehrfachspaLt-FowlerkLappen.

L eerseitt

Claims

31UU3 8122-1O Bremen, 27.3.1981 Vv 22 B/Die/sch Vereinigte Flugtechnische Werke Gesellschaft mit beschränkter Haftung Patentansprüche

1. Verfahren zur Optimierung des Reiseflugzustandes von Flugzeugen mit transsonischen Tragflügeln, insbesondere von Verkehrs- und Transportflugzeugen, dadurch gekennze i c h n e t, daß während des Fluges die jeweils aktuellen Daten hinsichtlich Flughöhe, Fluggewicht und Fluggeschwindigkeit erfaßt werden und die Wölbung des Tragflügels (1) in Abhängigkeit von diesen Parametern definiert verändert wird.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch g e k e η η zeichnet, daß die Wölbung in Spannweiterrichtung des Tragflügels (1) unterschiedlich stark verändert wird.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß zusätzlich zur Wölbung auch die Flächen- größe des Tragflügels (1) definiert verändert wird.

4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennze i chnet, daß sowohl die Wölbung der Flügelhinterkante als auch diejenige der Flügelvorderkante verändert wird.

5. Verfahren nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Wölbungsänderungen der Vorderkante und der Hinterkante des Tragflügels (1) unabhängig voneinander kontrolliert werden.

6. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Wölbungsänderungen des Tragflügels (1) mittels des für den Niedergeschwindigkeitsbereich bzw. für die Lagesteuerung des Flugzeugs vorgesehenen Klappen- und Spoilersystems (2,3,7) realisiert werden.

7. Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 6 in Form eines aus Hochauftriebsklappen sowie Spoilern bestehenden Hinterkantenklappensystems, dadurch g e kennzeichnet, daß die Spoiler (4) jeweils unter Vorspannung dicht auf den Hochauftriebsklappen (2,3) aufliegen.

8. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Spoiler (4) biegeflexibel ausgebildet sind.

9. Vorrichtung nach Anspruch 7 oder 8, mit einem Spalt zwischen der Hinterkante des Tragflügels und den Hochauftriebsklappen, gekennzeichnet durch den Spalt (6) abdeckende, auf der Unterseite des Tragflügels (1) angeordnete Hilfsklappen (5), die ebenfalls unter Vorspannung dicht an den Hochauftriebsklappen (2,3) anliegen.

10. Vorrichtung nach Anspruch 9, dadurch ge kennze i chnet, daß die Hilfsklappen (5) ebenfalls biegeflexibel ausgebildet sind.

11. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 7 bis lo, dadurch gekennze i chnet, daß die Hochauftriebsklappen (2,3) als Fowlerklappen ausgebildet sind.

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12. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 7 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß das Hinterkö.itenklappensystem (2,3) in einzelne, getrennt ansteuerbare Segnnente (FI - F5) unterteilt ist.

13. Vorrichtung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß die einzelnen Segmente (FI - F5) über ihre Segmentspannweite jeweils begrenzt torsionsweich ausgebildet sind.

14. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 7 bis 13,

bei der die Tragflügel zusätzlich mit ausfahrbaren Vorflügeln versehen sind, dadurch gekennze i chnet, daß die Vorflügel als Vorderkanten - Slat - Klappen (7) ausgebildet sind, an deren Enden auf der Flügelunterseite jeweils Zusatzklappen (8) schwenkbar angelenkt sind, wobei die Vorderkanten - Slat - Klappen (7) sowie die Zusatzklappen (8) unter Vorspannung an der an der Struktur des Tragflügels (1) anliegen.

15. Vorrichtung nach Anspruch 14, dadurch g e kennzeichnet, daß der der Flügelnase benachbarte Bereich der Slat-Klappen (7) sowie der Zusatzklappen (8) jeweils biegeflexibel ausgebildet ist.

16. Vorrichtung nach Anspruch 14 oder 15, dadurch gekennze lehnet, daß das aus Slat-Klappen (7) sowie Zusatzklappen (8) bestehende System von Vorderkantenklappen in einzelne Segmente (SI - S4) unterteilt ist, von denen jedes über die Segmentspannweite begrenzt torsionsweich ausgebildet ist.