DE3310510C2

DE3310510C2 -

Info

Publication number: DE3310510C2
Application number: DE3310510A
Authority: DE
Inventors: Hartwig Dipl.-Ing. Dr. 2000 Hamburg De Seeler; Helmut Dipl.-Ing. 2808 Syke Jp Zimmermann
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 1983-03-23
Filing date: 1983-03-23
Publication date: 1988-03-03
Also published as: US4615497A; DE3310510A1; FR2543103B1; FR2543103A1; GB2136746A; GB8401434D0; GB2136746B

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Einrichtung nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

Die steigenden Kraftstoffpreise führen zu neuen widerstandsärmeren Geometrien von Flugzeugtragflügeln, die jedoch zugleich eine erhöhte Flatterneigung aufweisen. Dies äußert sich dadurch, daß die Fluggeschwindigkeit v, wobei Flattern auftritt, im folgenden Flattergeschwindigkeit genannt, zu niedrigeren v-Werten verschoben wird. Zur Vermeidung hoher, durch Versteifungen verursachter Zusatzgewichte, sind Lösungen bekannt geworden, wobei entsprechende Einrichtungen den auftretenden Flatterschwingungen entgegenwirken.

Die DE-OS 23 49 354 zeigt eine derartige Lösung mit regelbaren Zusatzkräften, die es gestatten, den Flattervorgang zu dämpfen oder anzufachen. Hierzu sind aerodynamische Flächen vorgesehen, die derart einstellbar sind, daß sie den Flatterkräften entgegenwirken, oder sie auch bewußt unterstützen können. Diese Einrichtung ist sowohl für Windkanalmodelle als auch für Flugzeuge verwendbar und dient in letzterem Falle dazu, auftretende Flatterbewegungen zu dämpfen. Dabei werden die aerodynamischen Flächen periodisch derart betätigt, daß die hierdurch entstehenden Kräfte den Flatterbewegungen periodisch entgegenwirken. Ein entsprechendes System, bestehend aus Sensoren, Reglern und Stellgliedern, die direkt auf den Flattervorgang Einfluß nehmen, verändert das Eigenverhalten der Flugzeugstruktur und erzeugt so eine künstliche aerodynamische Dämpfung. Als Stellglieder werden entweder das Querruder oder querruderähnliche Einrichtungen an den Tragflügeln verwendet, die für diesen Zweck periodisch mit der Tragflügeleigenfrequenz bewegt werden. Bei einem derartigen System besteht jedoch die Gefahr einer Fehlfunktion, so daß die Dämpfung der Flatterbewegung möglicherweise ausfällt oder die Bewegung nicht gedämpft sondern angefacht wird. Um dies zu verhindern, sind zusätzliche Einrichtungen erforderlich.

Demgemäß liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, eine gattungsgemäße Einrichtung derart auszubilden, daß damit eine sichere und zuverlässige Flatterdämpfung erreicht wird, und zwar in den Fällen, in denen das Flattern aufgrund des Eigenverhaltens der Struktur bei Geschwindigkeiten oberhalb der maximal zulässigen Betriebsgeschwindigkeit auftritt.

Diese Aufgabe wird bei einer gattungsgemäßen Einrichtung durch die kennzeichnenden Merkmale des Patentanspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen angegeben.

Die Erfindung ist anhand der Zeichnung dargestellt und in der Beispielbeschreibung näher erläutert. Es zeigt

Fig. 1 eine schematische Frontansicht eines Flugzeuges mit Tragflügelbewegungsausschlag "z",

Fig. 2 ein Diagramm der Tragflügelbewegung mit und ohne Erfindung,

Fig. 3 ein Diagramm des Spoiler-Ausfahrweges nach Überschreitung von Strukturbeschleunigungsgrenzen,

Fig. 4 einen schematischen Querschnitt eines Flügelprofils mit ausgestellter Spoilerklappe,

Fig. 5 einen schematischen Querschnitt eines Flugprofils mit ausgestelltem Wirbelgenerator und

Fig. 6 eine Teildraufsicht auf die Anordnung von Wirbelgeneratoren an der Flügelvorderkante.

Bei Hochleistungsflugzeugen besitzen die sogenannten transsonischen Tragflügel hinsichtlich der Flattergeschwindigkeit ein ausgeprägtes Minimum. Dieses Minimum liegt erfahrungsgemäß in der Nähe der Machzahl, für die der Tragflügel ausgelegt worden ist (Transsonic Dip). Die Ursache für das Wiederansteigen der Flattergeschwindigkeit bei Machzahlen, die über den Auslegungsmachzahlen liegen, kann weitgehend schon mit dem geänderten Verlauf der örtlichen, stationären Auftriebsanstiege und/oder der stationären, örtlichen Neutralpunkte bzw. mit der Verteilung dieser Beiwerte entlang der Flügelspannweite erklärt werden. Aufgrund der Erfindung wird nun dieser Effekt genutzt, indem die örtlichen Auftriebsanstiege und/oder die Neutralpunktlagen durch Spoilerklappen 13 oder Wirbelgeneratoren 14 bei Einsetzen der Flatterinstabilität stationär verändert werden, so daß hierdurch die gewünschte Anhebung der Flattergeschwindigkeit erreicht wird.

Bei Verwendung von Spoilerklappen, im folgenden kurz Spoiler genannt, reichen schon relativ kleine Ausschläge in der Größenordnung 5° bis 15° aus. Dabei ist jedoch entscheidend, daß die Flatterinstabilität rechtzeitig erkannt und die vorgeschlagenen Maßnahmen mit ausreichender Geschwindigkeit eingeleitet werden. Dies wird erreicht, wenn die Sensoren 12 die Steuerung der aerodynamischen Flächen, also der Spoilerklappen 13 oder der Wirbelgeneratoren 14 innerhalb eines Zeitintervalls von etwa 200 bis 400 msec nach Abgabe des Steuersignals bewirkt haben.

Alternativ hierzu kann aber auch das Ausfahren geeigneter aerodynamischer Flächen 13, 14 langsamer erfolgen, wenn hierdurch die Spanne zwischen den Geschwindigkeiten v _MO und v _D bzw. den Machzahlen M _MO und M _D verringert wird und bei etwa gleichbleibenden Geschwindigkeiten v _MO kleinere Geschwindigkeiten v _D bzw. M _D erzielt werden.

Für Flugzeuge gilt allgemein

(v _D < v _MO) ≧ v _C. (1)

Darin bedeuten:

v _D = maximal zulässige Geschwindigkeit im Sturzflug (maximum diving speed), v _MO = maximal zulässige Betriebsgeschwindigkeit (maximum operating speed) und v _C = Reisegeschwindigkeit (cruise speed).

Die Beziehung (1) besagt, daß die maximal zulässige Betriebsgeschwindigkeit in der Regel oberhalb der Reisegeschwindigkeit v _C und die maximal zulässige Geschwindigkeit im Sturzflug wiederum oberhalb von v _MO liegt. In den Zulassungsvorschriften für Verkehrsflugzeuge wird nun gefordert, daß das Flugzeug bis zu Geschwindigkeiten von 1,2 v _D flatterfrei bleiben muß, das heißt es wird gefordert, daß das Flattern erst nach Überschreiten von v _D um 20% einsetzen darf.

Die vorgeschlagenen Maßnahmen sind daher in erster Linie für solche Flugzeugkonzeptionen vorgesehen, in denen das Flattern aufgrund des Eigenverhaltens der Struktur auftritt, deren Flatterverhalten also nicht bereits durch Dämpfungsmaßnahmen anderer Art beeinflußt ist. Im Reiseflug wäre der durch das beispielsweise vorgeschlagene Ausfahren von Spoilern entstehende Widerstandszuwachs nicht tolerierbar, wogegen bei Geschwindigkeiten oberhalb von v _D solche Widerstandsänderungen praktisch keine ökonomische Bedeutung haben.

Fig. 1 zeigt nun ein Flugzeug 10 mit einem Tragflügel 11, der mit Sensoren 12 versehen ist. Die Anordnung der Sensoren 12 geschieht an solchen Stellen des Flügel 11, an denen die Flatterbewegung sogenannte Schwingungsbäuche zeigt. Das Sensorsignal wird nun derart gefiltert, daß nur Schwingungen mit Frequenzen aus dem Frequenzband der erwarteten Flatterbewegung passieren können. Nach Überschreiten einer vorgegebenen Beschleunigungsschwelle oder einer vorgegebenen Geschwindigkeitsgrenze wird der Spoiler 13 gemäß Fig. 4 ausgefahren. Andere aerodynamische Flächen mit einer ähnlichen Wirkung sind die Wirbelgeneratoren 14 nach den Fig. 5 und 6. Die aerodynamischen Flächen, also Spoiler 13 oder die Wirbelgeneratoren 14 bzw. ähnliche aerodynamische Hilfsmittel sind symmetrisch auf beiden Seiten des Flügels 11 anzuordnen, und zwar im Bereich der Außenflügel. Das durch Ausfahren der Flächen 13, 14 entstehende Totwassergebiet schwächt die Gültigkeit der Abflußbedingungen an der Hinterkante des Tragflügels 11 im Sinne eines verminderten Auftriebsanstieges in Spoilernähe. Nach einer Verzögerungszeit von etwa 10 msec hat sich der neu geschaffene Strömungszustand stabilisiert und die Flatterbewegungen, sofern überhaupt schon vorhanden, klingen ab, bzw. treten jetzt nicht mehr auf. Das Wiedereinfahren der Spoiler 13 oder der Wirbelgeneratoren 14 erfolgt entweder automatisch nach Reduktion der Fluggeschwindigkeit um ein vorgegebenes Maß Delta v₁ bzw. unter eine vorgegebene Grenzgeschwindigkeit oder aber auch durch Handbetätigung des Piloten.

Fig. 2 veranschaulicht die Wirkung der erfindungsgemäßen "Flatterbremse", wie die Einrichtung in Anlehnung an aerodynamische Geschwindigkeitsbremsen auch genannt werden könnte. Hier ist das Verhalten einer Flatterschwingung mit der Erfindung anhand der Vollinie und ohne die Erfindung anhand der gestrichelten Linie gegenübergestellt.

Bei Anordnung von Wirbelgeneratoren oder ähnlichen Einrichtungen wird vorgeschlagen, diese im Bereich der Flügelvorderkante 11 a anzubringen. Hierdurch können die auf der Flugoberseite im Nasenbereich auftretenden sog. Saugspitzen abgebaut werden. Damit wird erreicht, daß der Auftriebsanstieg verringert wird und eine Rückverlegung des örtlichen Neutralpunktes eintritt. Die günstigsten Stellen für die Anbringung der Wirbelgeneratoren 14 sind abhängig vom jeweils verwendeten Flügelprofil und werden durch Windkanalversuche ermittelt.

Im Vergleich mit bisherigen Lösungen, wobei eine Erhöhung der Flattergeschwindigkeit, also der Geschwindigkeit, bei der Flattern einsetzt, mit Hilfe periodisch bewegter aerodynamischer Ruder oder Klappen erreicht wird, schlägt die Erfindung zur Erreichung der gleichen Wirkung lediglich vor, einen einmaligen Auschlag entsprechender aerodynamischer Flächen zu geben und diesen dann für eine ausreichend lange Zeit festzuhalten.

Claims

1. Einrichtung zur Dämpfung der Flatterbewegung von Tragflügeln, wobei das Einsetzen der Flatterbewegung über Sensoren feststellbar ist und aerodynamische Flächen von den Sensoren steuerbar sind, dadurch gekennzeichnet, daß von Fluggeschwindigkeits-Sensoren (12) bei Überschreiten einer Grenzgeschwindigkeit oder Grenzmachzahl oder von am Tragflügel (11) verteilten Sensoren (12) bei Überschreiten eines vorgegebenen Schwingungszustandes aufgrund der einsetzenden Flatterinstabilität die aerodynamischen Flächen (13, 14) in eine festgehaltene Position gebracht werden und nach Abklingen der Flatterinstabilität oder bei Unterschreiten einer Geschwindigkeitsschwelle automatisch oder von Hand wieder eingefahren werden.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß als aerodynamische Flächen auf beiden Seiten des Tragflügels (11) symmetrisch angeordnete Spoilerklappen (13) die in die Flügeloberfläche ein- und ausfahrbar sind, verwendet werden.

3. Einrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß als aerodynamische Flächen auf der Oberseite der Flügelvorderkante (11 a) im Nasenbereich angeordnete Wirbelgeneratoren (14), die ein- und ausfahrbar ausgebildet sind, verwendet werden.

4. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Ausfahren der aerodynamischen Flächen (13, 14) innerhalb einer Zeitspanne von etwa 200 bis 400 msec nach Empfang des Steuersignals über die Sensoren (12) erfolgt, wenn die Ansteuerung der aerodynamischen Flächen (13, 14) über Schwingungssensoren erfolgt.