DE3935925C2

DE3935925C2 -

Info

Publication number: DE3935925C2
Application number: DE19893935925
Authority: DE
Inventors: Gerhard Dipl.-Ing. Dr. 8011 Baldham De Loebert
Original assignee: Deutsche Aerospace AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1989-10-27
Filing date: 1989-10-27
Publication date: 1993-02-11
Also published as: DE3935925A1

Description

Die Erfindung betrifft einen passiven Flatterdämpfer für einen aerodyna mischen Flügel.The invention relates to a passive flutter damper for an aerodyne mix wings.

Ein typisches Merkmal für den Mechanismus einer dynamischen Instabili tät, wie das sogenannte Flattern eines aerodynamischen Flügels, ist das Vorhandensein mindestens zweier gekoppelter Schwingungsformen benachbar ter Frequenz, bei denen z. B. Strömungsenergie so in Schwingungsenergie umgesetzt wird, daß mindestens eine am Flattermechanismus beteiligte Schwingungsform angefacht wird. Derartige dynamische Instabilitäten sind gefährliche Phänomene, die innerhalb kürzester Zeit zum Bruch der Flü gelstruktur führen können.A typical feature of the mechanism of a dynamic instability act like the so-called flutter of an aerodynamic wing, that is The presence of at least two coupled waveforms adjacent ter frequency at which z. B. flow energy so in vibration energy implemented that at least one involved in the flutter mechanism Wave form is fanned. Such dynamic instabilities are dangerous phenomena that quickly break the flue can lead gel structure.

Zur Beseitigung einer derartigen dynamischen Instabilität von umströmten elastischen Strukturen, wie z. B. das Flügelflattern, werden im allgemei nen entweder Versteifungen der Struktur oder ein Massenausgleich oder eine Dämpfung beweglicher Teile vorgenommen. Die vorgenannten Maßnahmen sind mit erheblichem Gewichtszuwachs verbunden.To eliminate such dynamic instability from flow around elastic structures, such as B. the wing flutter, in general Neither stiffening of the structure or a mass balance or damping moving parts. The above measures are associated with considerable weight gain.

Es ist daher Aufgabe der Erfindung, eine Maßnahme zur Unterdrückung von dynamischen Instabilitäten, insbesondere einen Flatterdämpfer zu schaf fen, welcher leichter, möglichst wartungsarm und auch nachträglich mon tierbar ist.It is therefore an object of the invention to provide a measure to suppress dynamic instabilities, in particular to create a flutter damper fen, which is lighter, as low maintenance as possible and also retrofitted mon is animal.

Diese Aufgabe wird durch einen nach den kennzeichnenden Merkmalen des Patentanspruchs 1 ausgebildeten passiven Flatterdämpfer gelöst.This task is performed according to the characteristics of the Claim 1 trained passive flutter damper solved.

Ein derartiger Flatterdämpfer wirkt wie ein Servosystem, jedoch rein passiv und nutzt die aerodynamischen Kräfte eines entsprechend aerodyna misch wirksamen Elementes, z. B. eines Winglets, dessen Anstellwinkel mit geeigneter Phase und Amplitude derart verändert wird, daß die derart entstehenden aerodynamischen Kräfte der Flatterbewegung des gesamten Flügels entgegenwirken. Die Steuerung dieses aerodynamisch wirksamen Elementes geschieht dabei durch eine im Flügel angeordnete träge Masse, deren relative Lageveränderung zum Flügel bei einer Flatterbewegung die jeweilige Stellung des aerodynamisch wirksamen Elementes verändert. Da durch wird vermieden, daß sich eine periodische Flatterbewegung aufbaut.Such a flutter damper acts like a servo system, but purely passive and uses the aerodynamic forces of a corresponding aerodyna mixed active element, e.g. B. a winglet whose angle of attack with suitable phase and amplitude is changed such that the such arising aerodynamic forces of the flutter movement of the whole Counteract wing. The control of this aerodynamically effective Element is done by an inertial mass arranged in the wing, whose relative change in position to the wing with a flutter movement changed position of the aerodynamically effective element. There through it is avoided that a periodic flutter movement builds up.

Aus der DE-AS 20 56 730 ist zwar eine Vorrichtung zur Verbesserung der Längsstabilität eines Hubschraubers bekannt, bei der ein am Schwanz träger des Hubschraubers befestigtes Leitwerk mittels einer trägen Masse und einer Feder derart gesteuert wird, daß bei einer Neigung zum Über ziehen der Maschine ein Sturzmoment erzeugt wird, welches die Maschine um ihren Schwerpunkt stabilisiert. Die Vorrichtung ist also nicht geeignet, eine periodische Bewegung wie das Flügelflattern zu dämpfen.DE-AS 20 56 730 is a device for improving Longitudinal stability of a helicopter is known, with one on the tail Carrier of the helicopter attached tailplane by means of an inertial mass and a spring is controlled so that at an inclination to over pulling the machine generates a fall moment, which the machine stabilized around their focus. So the device is not suitable to dampen a periodic movement such as wing flutter.

Die Erfindung wird im folgenden anhand des in der Figur schematisch dar gestellten Ausführungsbeispieles näher erläutert.The invention is illustrated below with reference to that in the figure presented embodiment explained in more detail.

An der Spitze eines Flügels 1 ist innerhalb eines aerodynamisch verklei deten Gehäuses 1.2 ein Pendel 3 so angebracht, daß die Pendelachse 4 pa rallel zur Flügellängsachse 1.1 verläuft. Das Pendel 3 trägt am Ende ei ne träge Masse 2 und wird über Seitenschenkel 3.1. und 3.2 zum einen durch eine Feder 7 in einer mittleren Ruhelage gehalten und bei Bewegung durch einen Dämpfer 8 gedämpft. Die Feder 7 und der Dämpfer 8 stützen sich dabei jeweils am Gehäuse 1.2 ab.At the top of a wing 1 , a pendulum 3 is mounted within an aerodynamically disguised housing 1.2 so that the pendulum axis 4 runs parallel to the longitudinal axis 1.1 of the wing. The pendulum 3 carries ei ne inert mass 2 at the end and is over side legs 3.1 . and 3.2 held by a spring 7 in a middle rest position and damped by a damper 8 when moving. The spring 7 and the damper 8 are each supported on the housing 1.2 .

An der im Flügel 1 und im Gehäuse 1.2 drehbar gelagerten Achse 4 ist in Verlängerung zum Flügel 1 ein Winglet 6 fest verbunden, derart, daß des sen Anstellwinkel im Ruhezustand etwa demjenigen des Flügels 1 ent spricht und bei Bewegungen des Pendels senkrecht zur Flügellängsachse relativ zum Flügel 1 in positive oder negative Anstellung verdreht wird.On the wing 1 and in the housing 1.2 rotatably mounted axis 4 , a winglet 6 is firmly connected in extension to the wing 1 , such that the angle of attack at rest speaks approximately to that of the wing 1 and corresponds to movements of the pendulum perpendicular to the wing longitudinal axis relative to Wing 1 is turned into positive or negative position.

Das Pendel 3 bildet zusammen mit der trägen Masse 2 sowie der Feder 7 und dem Dämpfer 8 ein gedämpftes schwingungsfähiges System, dessen Ei genschwingungsverhalten möglichst breitbandig und auf den Flatterfre quenzbereich des Flügels abgestimmt ist.The pendulum 3 forms together with the inertial mass 2 and the spring 7 and the damper 8 a damped oscillatory system, the egg gene oscillation behavior is as broadband as possible and is tuned to the flatterfre frequency range of the wing.

Die Wirkungsweise dieses Flatterdämpfers ergibt sich wie folgt: Bei einer störungsbedingten Aufwärtsbewegung des Flügels 1 verursacht die Trägheit der Masse 2 am Pendel 3 eine Verdrehung des Winglets 6 der art, daß die durch die Pfeile 5 angedeutete Luftströmung 5 eine nach un ten gerichtete Kraft auf das Winglet 6 ausübt. Diese wird über die Achse 4 und das Gehäuse 1.2 an den starr mit diesem verbundenen Flügel 1 über tragen und somit die Aufwärtsbewegung des Flügels kompensiert. Entspre chend gegenläufig wirkt der Flatterdämpfer bei einer Abwärtsbewegung des Flügels 1.The operation of this flap damper results as follows: In the event of a fault-related upward movement of the wing 1 , the inertia of the mass 2 on the pendulum 3 causes the winglet 6 to rotate in such a way that the air flow 5 indicated by the arrows 5 exerts a force directed towards the un th Winglet 6 exercises. This is transmitted via the axis 4 and the housing 1.2 to the wing 1 rigidly connected to it and thus compensates for the upward movement of the wing. Correspondingly, the flutter damper acts in the event of a downward movement of the wing 1 .

Der Flatterdämpfer benötigt keine zusätzlichen Energien und läßt sich somit problemlos an einen aerodynamischen Flügel oder an eine andere in einer Strömung befindliche Struktur, die zu dynamischen Instabilitäten neigt, anbringen.The flutter damper requires no additional energy and can be thus easily to an aerodynamic wing or to another in a current structure leading to dynamic instabilities tends to attach.

Claims

1. Passive flap damper for an aerodynamic wing, marked net by an arranged in the area of the wing tip, in the direction of the flutter movement of the wing ( 1 ) movable inertial mass ( 2 ), which controls an aerodynamically effective element due to its inertia such that a after upward or downward flutter movement of the wing ( 1 ) is compensated by a downward or upward aero dynamic force of the element.

2. flutter damper according to claim 1, characterized in that the inertial mass ( 2 ) by a spring-damper system ( 7 , 8 ) is held in a rest position.

3. flap damper according to claim 1 or 2, characterized in that the inert mass ( 2 ) is arranged as a pendulum ( 3 ) which can be deflected in the direction of the fluttering movements of the wing ( 1 ).

4. flutter damper according to claim 3, characterized in that the pendulum ( 3 ) about an in the longitudinal direction ( 1.1 ) extending axis ( 4 ) is rotatable, the axis ( 4 ) with the aerodynamically active element and the pendulum ( 3 ) firmly connected is.

5. flutter damper according to one of claims 1 to 4, characterized in that the aerodynamic element is designed as a winglet ( 6 ).