DE4422152A1 - Verfahren und Anordnung zum Optimieren der aerodynamischen Wirkung eines Tragflügels - Google Patents
Verfahren und Anordnung zum Optimieren der aerodynamischen Wirkung eines TragflügelsInfo
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren und eine
Anordnung zum Optimieren der aerodynamischen Wirkung des
Tragflügels eines Transport- und Verkehrsflugzeuges.
Ein Verfahren zur Optimierung des Reiseflugzustandes von
Flugzeugen mit transsonischen Tragflügeln und die betreffende
Vorrichtung zur Durchführung dieses Verfahrens sind der
DE 31 14 143 C2 zu entnehmen. Dabei dient das Verfahren im
engeren Sinne zur Wölbungsänderung des Tragflügels durch
Erfassung von aktuellen Flugdaten während des Fluges und
definierte Tragflügelwölbung in Abhängigkeit von diesen
Daten, wobei die aktuellen Flugdaten die Flughöhe, die
Fluggeschwindigkeit und das Fluggewicht sind. Die Vorrichtung
wird dabei durch ein Klappensystem gebildet, das sowohl ein
Vorflügelsystem als auch ein aus Hochauftriebsklappen sowie
Spoilern bestehendes Hinterkantenklappensystem des
Tragflügels umfaßt, wobei die Spoiler jeweils unter einer
Vorspannung dicht auf den Hochauftriebsklappen aufliegen.
Hierdurch wird erreicht, daß bei einem entsprechenden
Flugzeug die Grenzen für den optimalen Reiseflugbereich, das
heißt bei minimalem Kraftstoffverbrauch bzw. minimaler
Flugzeit, weiter ausgedehnt werden.
Durch die im Rahmen des Verfahrens vorgesehenen
Steuerungsmaßnahmen wird der angestrebte günstige
Auslegezustand für einen sehr viel größeren
Geschwindigkeits- und Anstellwinkel- bzw. Auftriebsbereich
aufrechterhalten als dies ohne derartige Steuerungsmaßnahmen
möglich wäre. Darüber hinaus können die Hinterkantenablösung,
die direkte stoßinduzierte Ablösung sowie die Stoßlage bei
hohen Flugmachzahlen kontrolliert werden. Die Kontrolle der
Flügelströmung geschieht dabei lediglich durch Einstellung
der für den jeweiligen Flugzustand optimalen Wölbung, die im
voraus aufgrund von Messungen der für alle möglichen
Flugzustände als optimal ermittelten Strömungsverhältnisse
ermittelt wurde. Bei diesem Verfahren werden die an einem
ausgewählten Flugzeug eines bestimmten Typs in Versuchen
ermittelten Werte auf alle anderen Flugzeuge des gleichen
Typs angewendet. Da die Flügelströmung sehr empfindlich auf
Veränderungen der maßgebenden Randbedingungen reagiert, kommt
es bei dieser Lösung öfter vor, daß die im Einzelfall
eingestellte Wölbung nicht die hierzu als optimal ermittelte
Strömung zur Folge hat. Dies kann unter anderem dadurch
bewirkt werden, daß zwischen dem Meßobjekt und einem gemäß
dieser Lösung ausgerüsteten Flugzeug Unterschiede bezüglich
bestimmter die Strömung mit beeinflussender aber in diesem
Verfahren nicht erfaßbarer Parameter bestehen. Derartige
Parameter sind beispielsweise fertigungsbedingte Abweichungen
der Flugzeuggeometrie oder Veränderungen der
Oberflächenrauhigkeit durch Alterung oder Verschmutzung,
wobei sich die Verschmutzung insbesondere in den
Nasenbereichen des Tragflügels und der Klappen auswirkt. Die
Genauigkeit und damit auch die Wirksamkeit dieses Verfahrens
wird also durch nicht ohne weiteres erfaßbare Störgrößen
erheblich beeinträchtigt.
Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren
der eingangs genannten Art zur Optimierung der
aerodynamischen Wirkung eines Tragflügels und eine Anordnung
zur Durchführung des Verfahrens so anzugeben, daß die für
einen bestimmten Flugzustand im voraus als optimal ermittelte
Strömung trotz des Einflusses nicht erfaßbarer Störgrößen
wirklich erreicht wird.
Eine weitere durch die Erfindung gelöste Aufgabe besteht
darin, das Verfahren und die Vorrichtung so auszubilden, daß
damit eine Reduzierung der Böen- und Manöverlasten derart
ergibt, daß Überlastungen der Flugzeugstruktur vermieden
werden.
Die eingangs genannte Aufgabe wird bei einem Verfahren zum
Optimieren der aerodynamischen Wirkung des Tragflügels eines
Transport- und Verkehrsflugzeuges durch Erfassung von
aktuellen Flugdaten während des Fluges und definierte
Wölbungsänderung in Abhängigkeit von diesen Daten wie
Flughöhe, Fluggeschwindigkeit und Fluggewicht durch Ablauf
folgender Funktionen gelöst:
- a. Ermittlung der für den Flugzustand anhand der Wölbungsänderung bewirkten Strömung durch Abfrage sensorisch erfaßter Strömungskennwerte,
- b. Vergleich der erfaßten Kennwerte mit entsprechenden abgespeicherten für den Flugzustand optimalen Strömungs-Sollwerten wie Druckverteilung, Lage von Ablösungsstellen usw.
- c. Bildung von Differenzgrößen zwischen den Kennwerten und den abgespeicherten Sollwerten,
- d. Ableitung von Stellsignalen aus den Differenzgrößen,
- e. motorische Änderung der Wölbung aufgrund der Stellsignale derart, daß die Differenzgrößen minimiert werden und
- f. Wiederholung der obigen Funktionen, bis die Differenzgrößen nach Null gehen.
Dabei ist insbesondere von Vorteil, daß eine gegenüber
bisherigen Lösungen deutlich genauere Einhaltung der
optimalen Flügelströmung in Fluge erreicht wird. Unter
anderem ist sehr vorteilhaft, daß bei transsonischen Flügeln
auch die Lage und Stärke von Verdichtungsstößen wirksam
kontrolliert wird, was zu einer Reduzierung der direkten
stoßinduzierten Ablösung führt. Die Steuerung der
Druckverteilung ermöglicht eine Grenzschichtoptimierung am
Tragflügel und damit eine Minimierung des Widerstandes, was
letztlich eine deutliche Reduzierung des Kraftstoffverbrauchs
zur Folge hat. Ein weiterer Vorteil des erfindungsgemäßen
Verfahrens besteht darin, daß es höherwertig über die
Druckverteilungskontrolle mit bekannten Verfahren zur
Minderung von Böen- und Manöverlasten zusammenwirken kann.
Vorteilhafte Weiterbildungen des Verfahrens sind in den
betreffenden Unteransprüchen angegeben.
Zur Durchführung des Verfahrens dient eine Anordnung,
bestehend aus einem Tragflügel mit einem aus einem
Vorflügelsystem und einem Hinterkantenklappensystem mit
Hochauftriebsklappen und Spoilern gebildeten Klappensystem,
wobei die Spoiler jeweils unter einer Vorspannung dicht auf
den Hochauftriebsklappen aufliegen und den Klappen des
Vorflügelsystems und des Hinterkantenklappensystems jeweils
entsprechende ansteuerbare Stellsysteme zugeordnet sind,
wobei vorgesehen ist,
daß die Anordnung mindestens einen Prozeßrechner mit
mindestens einem Speicherbereich zum Abspeichern von
aktuellen Flugdaten und parametrischen Flügeldaten umfaßt,
wobei ferner am Flügel über digitale Datenleitungen mit dem
Prozeßrechner verbundene Drucksensoren verteilt angeordnet
sind und die Klappen des Hinterkantenklappensystems weitere
Drucksensoren aufweisen, die über bewegliche
Anschlußleitungen mit den Datenleitungen in Verbindung
stehen, wobei den Stellsystemen und den Sensoren jeweils eine
Eingabe-/Ausgabe-Einheit logisch zugeordnet ist.
Vorteilhafte Weiterbildungen der Anordnung sind in den
betreffenden Unteransprüchen angegeben.
Die Erfindung ist anhand der Zeichnung dargestellt und
nachfolgend näher erläutert. Es zeigen
Fig. 1 ein Gleitzahldiagramm nach Stand der Technik,
Fig. 2 eine schematische Darstellung der Anordnung zur
Optimierung der Aerodynamik des Tragflügels,
Fig. 3 ein Blockschaltbild der Anordnung nach Fig. 2,
Fig. 4 eine Draufsicht auf einen Tragflügel mit
Informationswegen und Sensoren,
Fig. 5 eine Draufsicht auf den Tragflügel nach Fig. 4
mit Lastsensoren,
Fig. 6 eine Draufsicht eines Tragflügels nach Fig. 5
mit Stellgliedern,
Fig. 7 eine Stellelektronik,
Fig. 8 eine optische Koppelstrecke und
Fig. 9 einen Flügelabschnitt mit einem Cp-Diagramm.
Fig. 1 zeigt ein Gleitzahldiagramm. Darin ist die
Gleitzahl L/D über dem Auftriebsbeiwert CL aufgetragen. Es
sind mehrere Kurven k₁ bis k₅ dargestellt, die jeweils für
eine bestimmte durch entsprechende Klappenausschläge
definierte Flügelgeometrie gelten, wobei optimale Bedingungen
jeweils im Scheitelpunkt einer Kurve vorliegen. Aufgrund der
eingangs genannten bekannten Lösung erhält man durch
entsprechende Ansteuerung der betreffenden Klappen eine neue
Kurve K, die die Kurven k₁ bis k₅ einhüllt. Dies hat zur
Folge, daß im gesamten Bereich der Einhüllenden K optimale
Gleitzahlwerte erreicht werden. Dabei ist das Gesamtsystem so
ausgelegt, daß alle praktisch vorkommenden Flügelgeometrien
durch die Einhüllende K eingeschlossen werden. Dieser Lösung
haften jedoch insofern Ungenauigkeiten an, als durch
Störgrößen wie Abweichungen der Flugzeuggeometrie oder
Veränderungen der Oberflächenrauhigkeit eine Flügelströmung
entsteht, die nicht mit der für den Flugzustand als optimal
ermittelten übereinstimmt. Dies führt dazu, daß zwischen den
durch eine optimale Strömung erreichbaren und den tatsächlich
verwirklichten Gleitzahlen in der Regel eine Differenz
besteht, was im Diagramm durch einen Unschärfebereich von der
Bandbreite b zum Ausdruck kommt. Da die tatsächlich
erreichten Gleitzahlen fast immer innerhalb der Bandbreite b
liegen, werden die auf der Kurve K liegenden optimalen Werte
nur sehr selten erreicht.
Fig. 2 zeigt schematisch eine Anordnung zur Optimierung der
Aerodynamik eines Flügels am Beispiel eines rechten
Tragflügels 1 mit einem Nasenbereich 2, einem
Kastenbereich 3, einem Stoß- und Turbulenzbereich 4 und einem
Hinterkantenklappenbereich 5. Zur Beeinflussung der
aerodynamischen Eigenschaften des Flügels sind mehrere
Maßnahmen vorgesehen. So können die am Flügel 1 angeordneten
aerodynamischen Flächen und Klappen im Nasenbereich 2 bzw.
Hinterkantenklappenbereich 5 in bekannter Weise so
eingestellt werden, daß sich jeweils eine bestimmte Wölbung
des Flügels 1 ergibt. Darüber hinaus weist der Nasenbereich 2.
poröse Flächenelemente auf, in denen eine
Grenzschichtbeeinflussung durch Absaugung von
Grenzschichtmaterial durchführbar ist. Weiterhin sind zur
Erfassung der aerodynamischen Verhältnisse am Flügel 1
Sensoren unterschiedlicher Art angeordnet, deren
Ausgangssignale einem Datenerfassungsrechner 6 zugeleitet
werden. Hier findet eine Aufbereitung der Meßdaten statt, so
daß diese als Eingangswerte für den Prozeßrechner 7 dienen
können. Der Prozeßrechner 7 bildet aus den vom
Datenerfassungsrechner 6 erhaltenen Meßdaten und im
Speicherbereich des Prozeßrechners 7 abgelegten für den
Flugzustand optimalen Strömungs-Sollwerten entsprechende
Steuersignale für innerhalb des Flügels 1 angeordnete
Stellsysteme 8, wodurch die wölbungsrelevanten
aerodynamischen Mittel wie Klappen bzw. Slats des Flügels
betätigt werden. Hierdurch wird zunächst eine für den
momentan herrschenden Flugzustand als optimal ermittelte
Wölbung des Flügelprofils eingestellt. Der
Datenerfassungsrechner 6 steht mit einer Datenquelle in
Verbindung, die ständig die aktuellen Angaben wie
Geschwindigkeit, Gewicht und Flughöhe bezüglich des
momentanen Flugzustandes bereithält. Diese Datenquelle kann
beispielsweise der meist vorhandene Flugrechner sein. Es ist
auch denkbar, daß der Prozeßrechner 7 die aktuellen
Geschwindigkeits- und Höhenwerte auf direktem Wege von
entsprechenden Sensoren erhält und das Fluggewicht selbst
anhand des Kraftstoffverbrauchs bestimmt. Die mit dem
Datenerfassungsrechner 6 verbundene Sensorik umfaßt im
einzelnen einen Durchflußsensor 9, eine Sensorik 10 zur
Grenzschichtkontrolle, eine Sensorik 11 zur Stoßkontrolle,
eine Lastsensorik 12 und eine allgemeine Drucksensorik 13.
Anhand der vorbeschriebenen Anordnung wird die Möglichkeit
eröffnet, ein Verfahren zum Optimieren der aerodynamischen
Wirkung eines Tragflügels mit automatischer Anpassung der
Wölbung des Tragflügels an den jeweils herrschenden
Flugzustand bei Einhaltung der maximal möglichen Gleitzahl
anhand abgespeicherter Daten und unter Berücksichtigung der
aktuellen Flugdaten Höhe, Gewicht und Geschwindigkeit
durchzuführen, wobei im einzelnen folgende Funktionen
ablaufen
- - Feststellung des aktuellen Flugzustandes mittels des Datenerfassungsrechners 6 durch Einlesen von Flugdaten wie Flughöhe, Machzahl, Fluggewicht,
- - Ermittlung der im Hinblick auf die Gleitzahl erforderlichen Wölbung des Flügels mittels des Prozeßrechners 7 anhand abgespeicherter Daten und Einstellung der ermittelten Wölbung,
- - Ermittlung der Druckverteilung am Flügel und Vergleich der Meßdaten durch den Prozeßrechner 7 mit abgespeicherten Daten der optimalen Druckverteilung und Einstellung dieser Druckverteilung durch Anpassung der Wölbung,
- - Sensorische Erfassung der Grenzschicht, insbesondere der Ablösungspunkte, am Flügel und Vergleich der Kennwerte mittels des Prozeßrechners 7 mit abgespeicherten Daten der optimalen Position der Ablösungspunkte und Stabilisierung der Ablösung an der optimalen Position durch Absaugung und Anpassung der Wölbung.
Im Falle eines transsonischen Flügels wird zusätzlich
folgende Funktion durchgeführt;
- - Ermittlung von Position und Stärke von Verdichtungsstößen am Flügel und Vergleich der Meßdaten mittels des Prozeßrechners 7 mit abgespeicherten Daten der optimalen Stoßkonfiguration und Herstellung dieser Konfiguration durch Anpassung der Wölbung.
Die im Rahmen des Verfahrens herangezogenen
Strömungs-Sollwerte sind für den jeweiligen Flugzustand fest
vorgegeben oder werden im Flug auf Basis der gemessenen Daten
ermittelt, die dann auf das Niveau der Vergleichsdaten
generiert werden.
Die Lastsensorik 12 ist zur Optimierung der Strömung nicht
erforderlich, ermöglicht aber im Zusammenwirken mit den
weiteren Elementen der Anordnung auf vorteilhafte Weise eine
sehr wirksame Lastminderung.
Fig. 3 zeigt den Prozeßrechner 7 mit den
Speicherbereichen 7a und 7b, in denen die parametrischen
aerodynamischen Flügeldaten bzw. die parametrischen
dynamischen Flügellasten und -Momente abgespeichert sind. Der
dem rechten Tragflügel 1 nach Fig. 2 zugeordnete
Prozeßrechner 7 ist hier im Zusammenhang mit den weiteren
teilweise bereits genannten Funktionseinheiten gezeigt. So
ist er über ein Drucksensornetzwerk 14 mit der schematisch
dargestellten Drucksensorik 13 verbunden. Ebenso ist der
Prozeßrechner 7 über ein Lastsensornetzwerk 15 mit einer
Lastsensorik 12, bestehend aus Beschleunigungssensoren 17 und
Lastsensoren 18, verbunden. Ein Fail Safe Rechner 16 steht
mit dem Prozeßrechner 7 sowie mit einem Motoriknetzwerk 19 in
Verbindung, das seinerseits mit dem Prozeßrechner 7 und den
Stellsystemen 8, 8a verbunden ist. Dabei dienen die
Stellsysteme 8 zur Betätigung der Klappen im Nasenbereich 2
und die Stellsysteme 8a zur Betätigung der Klappen im
Hinterkantenklappenbereich. Die Verbindung des
Prozeßrechners 7 zur Primär- und Sekundärsteuerung wird über
eine Leitung 20 hergestellt. Zur Verbindung mit dem hier
nicht gezeigten entsprechenden Prozeßrechner des linken
Flügels dient eine Querverbindung 21. Der Aufbau des Fail
Safe Rechners 16 entspricht dem des Prozeßrechners 7. Der
Rechner 16 spielt zwar im Normalbetrieb keine aktive Rolle,
erhält aber alle Eingangsdaten, die auch der Prozeßrechner 7
erhält, so daß er jederzeit bereit ist, bei Ausfall des
Prozeßrechners 7 dessen Funktionen voll zu übernehmen. Die
Umschaltung vom Prozeßrechner 7 auf den Fail Safe Rechner 16
erfolgt durch eine entsprechende Fehlererkennungslogik, die
die Funktion des Prozeßrechners 7 laufend überwacht und
gegebenenfalls die Umschaltung auslöst.
Anhand der Fig. 4 ist im wesentlichen die Verteilung der
Drucksensoren 22 am Flügel 1 erläutert. Der Flügel weist die
üblichen Einrichtungen zur Steuerung des Auftriebs auf, und
zwar Nasenklappen 23, Querruder 24 und 24a,
Hochauftriebsklappen in Form von Landeklappen 25 sowie
Spoiler 26. Dabei liegen die Spoiler 26 unter einer
Vorspannung dicht auf den Hochauftriebsklappen auf. Damit
wird außer dem Wölbeffekt im Spoilerbereich eine günstige
Krümmungsveränderung der Flügelprofilierung erreicht. Die
Drucksensoren 22 sind an bestimmten Stellen angeordnet, an
denen eine Erfassung der Druckwerte erforderlich ist. So sind
bestimmte Drucksensoren 22 im Bereich der Nasenklappen 23,
der Querruder 24 und der Landeklappen 25 angeordnet. Alle
diese Drucksensoren 22 sind an einen ringförmigen Datenbus 27.
angeschlossen, der seinerseits über eine Datenleitung 28 mit
dem Prozeßrechner 7 in Verbindung steht. Die im Bereich des
Flügelkastens befindlichen Drucksensoren 22 sind an einen
weiteren ringförmigen Datenbus 29 angeschlossen, der über
eine entsprechende Datenleitung 30 mit dem Prozeßrechner 7
verbunden ist. Die hier gezeigten Datenbusse und -Leitungen
sind als Lichtwellenleiter ausgebildet. Der Anschluß der
einzelnen Drucksensoren 22 an den jeweiligen Datenbus 27, 29
erfolgt über entsprechende T-Koppler 31. Die Übertragung der
optischen Signale zwischen dem Datenbus 27 und den
klappenseitigen Drucksensoren 22 erfolgt jeweils über
bewegliche Anschlußleitungen 31a. Hierbei handelt es sich in
einer einfachen Ausgestaltung um Lichtwellenleiter, die mit
einer hinreichend flexiblen Armierung versehen sind. Außer
den Drucksensoren 22 weist der Tragflügel 1 ferner
Biegesensoren 32 auf, die ebenfalls über bewegliche
Anschlußleitungen 31a an den Datenbus 27 angeschlossen sind.
Diese Biegesensoren 32 sind an den Hinterkanten der
Querruder 24 und der Landeklappen 25 angeordnet. Anhand der
Sensoren 32 wird die aus den aerodynamischen Kräften
resultierende auf die betreffenden Klappen wirkende
mechanische Belastung der Struktur erfaßt. Allen Sensoren 22
und 32 ist jeweils mindestens eine Prozessoreinheit mit einem
Analog-Digitalwandler, einer Energieversorgungseinheit und
einer Eingabe/Ausgabeeinheit nebst den optoelektronischen
Kopplern zugeordnet. Damit ist jeder Sensor 22,32 digital
adressierbar, so daß er eine gezielte Daten-Anforderung des
Prozeßrechners 7 mit der Ausgabe seiner Meßwerte beantworten
kann. Anstelle der beweglichen Anschlußleitungen 31a können
auch Koppelstrecken von variabler Länge verwendet werden, wie
sie unten noch beschrieben werden. Zur Realisierung der
Biegesensoren sind alle bekannten Prinzipien anwendbar. So
ist es beispielsweise denkbar, daß die Biegesensoren durch
Dehnungsmeßstreifen verwirklicht werden, die eine Dehnung
des sie umgebenden Materials in eine Änderung des
elektrischen Widerstandes umwandeln.
Die besagten Biegesensoren 32 können auch durch optische
Mittel verwirklicht werden. Beispielsweise ist eine
Meßvorrichtung gemäß DE 39 03 881 C1 zum Erfassen kleiner
Wegstrecken verwendbar. Hierbei sind Lichtleitfasern von
unterschiedlicher Länge in einen senkrecht zu seiner
Längsachse auslenkbaren Träger eingebettet. Die Auslenkungen,
beispielsweise hervorgerufen durch Biegung, können durch eine
elektronische Schaltung erfaßt und ausgewertet werden.
Hierbei ist vorteilhaft, daß eine derartige Meßvorrichtung
leicht in ein System integrierbar ist, das ohnehin
faseroptische Bestandteile umfaßt.
Fig. 5 zeigt eine Übersicht über die am Flügel 1 im Bereich
des Flügelkastens angeordneten Lastsensoren 33, die an einen
ringförmigen bidirektionalen Datenbus 34 angeschlossen sind.
Im Bereich der Flügelwurzel sind weitere mit dem Datenbus 34
in Verbindung stehende Lastsensoren 35 angeordnet. Außerdem
sind an den Datenbus 34 Beschleunigungssensoren 36
angeschlossen, die wie die Lastsensoren 35 in ausgewählten
Bereichen des Flügelkastens 3a angeordnet sind. Die von den
Lastsensoren 33, 35 und den Beschleunigungssensoren 36
gelieferten Signale werden dazu verwendet, im Zusammenwirken
mit den vorbeschriebenen Einrichtungen lastmindernde
Funktionen der Anordnung durchzuführen. Hierzu ist es
erforderlich, daß die Anordnung sehr schnell auf am Flügel
angreifende Störkräfte reagiert. Wirkt beispielsweise eine
Fallbö auf die Flügelspitze 37 ein, so wird dies von den
Lastsensoren 33, 35 und den Beschleunigungssensoren 36
festgestellt und der vorbeschriebene Prozeßrechner 7 löst
augenblicklich einen genau dosierten Ausschlag der
Querruder 24 und 24a nach unten aus. Damit wird die
Einleitung eines möglicherweise unzulässig hohen
Biegemomentes in den Tragflügel 1 vermieden. Da die
entsprechenden Rechneroperationen in Echtzeit ablaufen, wobei
große Datenmengen in sehr kurzer Zeit zu verarbeiten sind,
werden an die Leistungsfähigkeit der beteiligten Rechner sehr
hohe Anforderungen gestellt.
Eine Ausgestaltung der Erfindung besteht daher darin, daß
mindestens der Prozeßrechner 7 als Multiprozessorschaltung
ausgebildet ist.
Fig. 6 zeigt eine Übersicht über die den einzelnen
Steuerelementen zugeordneten Stellsysteme am Flügel 1. Die
Steuerelemente umfassen an der Flügelvorderkante die
Nasenklappen 23 bis 23f, denen die Stellsysteme 8 bis 8m
zugeordnet sind. Das Hinterkantenklappensystem umfaßt die
Landeklappen 25 bis 25c, die Spoiler 26 bis 26f und die
Querruder 24 und 24a mit den jeweils zugeordneten
Stellsystemen 8n bis 8y. Damit erfolgt die Betätigung jeweils
eines Steuerelementes durch zwei Stellsysteme 8. Zur
Verbindung der Stellsysteme 8 bis 8y mit dem hier nicht
gezeigten Prozeßrechner 7 ist im Nasenbereich und im
Hinterkantenbereich des Flügels 1 ein Datenbus 38 angeordnet.
Der Datenaustausch mit den Biegesensoren 32 erfolgt über
einen Datenbus 39.
Fig. 7 zeigt nun eine Stellelektronik 40 mit ihren
Funktionseinheiten, wie sie jeweils einem Stellsystem logisch
zugeordnet ist. Die Stellelektronik 40 umfaßt drei
miteinander in Verbindung stehende Ebenen, und zwar eine
Prüfebene 41, eine Prozessorebene 42 und eine Kanalebene 43.
An die Stellelektronik 40 ist das Stellsystem 8 und ein damit
zusammenwirkender Stellungsgeber 44 angeschlossen. Die
Stellelektronik 40 ist über Datenleitungen 45 an den hier
nicht gezeigten Datenbus 39 angeschlossen. Zur Erhöhung der
Zuverlässigkeit weist die Prozessorebene 42 drei im
Parallelbetrieb arbeitende Signalprozessoren 46, 47, 48 auf.
Innerhalb der Prüfebene 41 befinden sich fünf
Voterprozessoren 49 bis 53, die über ein vermaschtes System
von Datenleitungen mit den Signalprozessoren 46, 47, 48
verbunden sind. Die Voterprozessoren 49 bis 53 überprüfen
laufend die Funktion der Signalprozessoren 46, 47, 48 anhand
deren Eingangs- und Ausgangswerte. Wird durch die
Voterprozessoren 49 bis 53 ein Ausfall eines der
Signalprozessoren 46, 47, 48 festgestellt, so wird dieser
automatisch abgeschaltet, wobei gleichzeitig eine
entsprechende Fehlermeldung in einem Wartungsplan
abgespeichert wird. Die Kanalebene 43 enthält drei
Logikkanäle 54, 55, 56, die die von den
Signalprozessoren 46, 47, 48 kommenden Steuersignale an das
Stellsystem 8 weiterleiten, das seinerseits zur Betätigung
beispielsweise der Landeklappe 25 dient. Jeweils auf eine
Landeklappe 25 wirken zwei Stellsysteme 8, denen jeweils eine
Stellelektronik 40 zugeordnet ist. In gleicher Weise sind
auch für die Nasenklappen 23, die Spoiler 26 und die
Querruder 24 jeweils zwei Stellsysteme 8 mit je einer
Stellelektronik 40 vorgesehen. Dabei sind jeweils die beiden
einer Klappe bzw. einem Ruder zugeordneten Stellsysteme
gemeinsam adressierbar, so daß sie aufgrund eines
entsprechenden vom Prozeßrechner 7 gesendeten Stellbefehls
die winkelgenaue Betätigung der Klappe bzw. des Ruders
ausführen. Aufgrund der Stellungsgebern 44, kann der
Prozeßrechner 7 die jeweils momentan vorhandene
Winkelstellung der einzelnen Steuerelemente abfragen und so
die Ist-Werte der Klappenstellungen erfassen, um sie mit
abgespeicherten Soll-Werten zu vergleichen und gegebenenfalls
zu korrigieren. Damit sind aufgrund entsprechender vom
Prozeßrechner 7 ausgehender Befehle in den einzelnen
Flügelabschnitten bestimmte Profilwölbungen einstellbar.
Fig. 8 zeigt eine Koppelstrecke 31b von variabler Länge zur
Übertragung von Lichtsignalen von und zu einem beweglich
angeordneten Element, beispielsweise der Landeklappe 25. Die
Koppelstrecke 31b besteht im einzelnen aus einem inneren
Zylinder 57 und einem äußeren Zylinder 58, wobei der innere
Zylinder 57 mit geringem Spiel in dem äußeren teleskopartig
verschiebbar ist und die einander abgewandten Enden beider
Zylinder 57, 58 verschlossen und jeweils mit einer koaxial
angesetzten Stange 59 bzw. 60 versehen sind. Jedes freie Ende
der Stangen 59, 60 weist einen Anschlußpunkt 61 bzw. 62 zur
Bildung eines flügel- bzw. klappenfesten Gelenkes auf. Jede
Stange 59, 60 weist ferner einen Lichtwellenleiter 63, 64 auf,
der einerseits koaxial in den durch die Zylinder 57, 58
gebildeten Hohlraum einmündet und andererseits ein
Koppelelement 65, 66 zum Anschluß an einen seitens des
Flügels 1 bzw. der Landeklappe 25 verlegten Lichtwellenleiter
aufweist. Infolge dieser Anordnung liegen sich die
zylinderseitigen Enden der Lichtwellenleiter 63 und 64
innerhalb der Zylinder 57, 58 miteinander fluchtend gegenüber,
so daß ein beispielsweise über den Lichtwellenleiter 63
ankommendes Lichtsignal an dessen zylinderseitigem Ende
austritt, den Innenraum passiert und in das gegenüberliegende
Ende des Lichtwellenleiters 64 eintritt. Mit dieser optischen
Koppelstrecke 31b kann nun ein seitens einer Landeklappe 25
oder einer anderen Steuerfläche angeordneter Sensor an einen
innerhalb des Tragflügels 1 verlegten Datenbus und damit an
den Prozeßrechner 7 angeschlossen werden. Wenn die
Landeklappe 25 gegenüber dem Flügelkasten eine
Relativbewegung ausführt, so bildet die Koppelstrecke 31b
stets die geradlinige Verbindung zwischen dem flügelseitigen
Anschlußpunkt 61 und dem landeklappenseitigen
Anschlußpunkt 62, so daß ein optischer Kontakt über die
Koppelstrecke 31b stattfindet. Dabei ist von Vorteil, daß die
zylinderseitigen Endflächen der Lichtwellenleiter 63, 64 durch
die Zylinder 57, 58 gegen Verschmutzung abgedichtet sind, so
daß stets gleiche Übertragungseigenschaften für die digitalen
optischen Signale bestehen. Eine verbesserte Abdichtung gegen
Verschmutzung wird dadurch erreicht, daß die zwischen den
Zylindern 57 und 58 bestehende Bewegungsfuge durch einen
Faltenbalg 67 überbrückt wird. Über die Koppelstrecken 31b
können nicht nur digitale Signale übertragen werden. In einer
Ausgestaltung der Erfindung ist nämlich vorgesehen, daß die
Koppelstrecken 31b auch zur Energieversorgung der besagten
Sensoren herangezogen werden. Hierzu ist vorgesehen, daß
mittels entsprechend leistungsstarker Lichtquellen
entsprechend energiereiches Licht über die Koppelstrecken 31b
in die Sensorelektronik eingeleitet wird, wo es durch
mindestens eine fotovoltaische Zelle in elektrische Energie
zur Versorgung der Sensorelektronik umgewandelt wird. Dabei
ist durch entsprechende optische Filter sichergestellt, daß
der Verkehr der digitalen Lichtsignale durch die
Energiestrahlung nicht gestört wird. Durch die optische
Energieversorgung der Sensorelektronik über die besagten
Koppelstrecken 31b entfallen flexible elektrische Leitungen
vom Flügelkasten beispielsweise zu den Landeklappen 25.
Eine weitere Ausgestaltung der Erfindung besteht darin, daß
jeder Endfläche der Lichtwellenleiter 63, 64 optisch eine
Linse 68 bzw. 69 zum Sammeln bzw. Streuen des
Lichtes zugeordnet ist. Hierdurch wird erreicht, daß mögliche
Winkelabweichungen der Enden der Lichtwellenleiter sich
unkritisch auf die Übertragungseigenschaften der
Koppelstrecke 31b auswirken.
Fig. 9 zeigt ein Cp-Diagramm mit dem zugehörigen
Flügelabschnitt für einen bestimmten Flugzustand,
beispielsweise für den Reiseflug in einer bestimmten Höhe mit
einer bestimmten Geschwindigkeit. Die hier dargestellte
Druckverteilung gemäß der Kurve 70 gilt für die Ebene des
Schnittes 71 und ist anhand der erfindungsgemäß angeordneten
Drucksensoren während des Fluges gemessen. Die Kurve 71
umfaßt einen Nasenbereich a, einen Laminarbereich b, einen
Stoßbereich c und einen Turbulenzbereich d. Die Kurve 70
stimmt genau mit der Kurve überein, die in vorausgegangenen
Versuchen für den Flugzustand an dem gezeigten
Flügelabschnitt als optimal ermittelt wurde. Die Kurve 70
zeichnet sich durch einen steilen Druckabfall bis auf einen
Anfangswert Cp a und einen allmählichen weiteren Druckabfall
bis auf einen Wert Cp min aus. Weiterhin ist für die optimale
Druckverteilung charakteristisch, daß der Druck im
Stoßbereich c in einem relativ schwachen Verdichtungsstoß nur
bis auf einen Wert Cp krit ansteigt, was eine Voraussetzung
für eine Minimierung der stoßinduzierten Ablösung ist. Im
Turbulenzbereich findet schließlich ein kontrollierter
Druckanstieg bis zur Flügelhinterkante statt, wodurch eine
weitere Voraussetzung zur Minimierung der stoßinduzierten
Ablösung erfüllt ist.
Ein wesentlicher Vorteil der vorbeschriebenen Anordnung
besteht darin, daß sie in unterschiedlicher Form mit einer
vorhandenen digitalen Flugsteuerung verwendbar ist. So ist es
denkbar, daß die Anordnung in Form zusätzlicher Geräte in ein
Flugzeug eingerüstet wird. Es ist auch denkbar, daß die
einzelnen Einheiten der Anordnung bereits Bestandteile einer
weitergebildeten Flugsteuerung sind. In jedem Falle laufen
die Funktionen der automatischen Flügeloptimierung zusätzlich
zu den Funktionen der betreffenden Flugsteuerung ab, so daß
ein Ausfall der Anordnung keine Auswirkung auf die primäre
Flugsteuerung hat.
Claims (16)
1. Verfahren zum Optimieren der aerodynamischen Wirkung des
Tragflügels eines Transport- und Verkehrsflugzeuges durch
Erfassung von aktuellen Flugdaten während des Fluges und
definierte Wölbungsänderung in Abhängigkeit von diesen Daten
wie Flughöhe, Fluggeschwindigkeit und Fluggewicht,
gekennzeichnet durch den Ablauf folgender Funktionen
- a. Ermittlung der für den Flugzustand anhand der Wölbungsänderung bewirkten Strömung durch Abfrage sensorisch erfaßter Strömungskennwerte,
- b. Vergleich der erfaßten Kennwerte mit entsprechenden abgespeicherten für den Flugzustand optimalen Strömungs-Sollwerten wie Druckverteilung, Lage von Ablösungsstellen usw.
- c. Bildung von Differenzgrößen zwischen den Kennwerten und den abgespeicherten Sollwerten,
- d. Ableitung von Stellsignalen aus den Differenzgrößen,
- e. motorische Änderung der Wölbung aufgrund der Stellsignale derart, daß die Differenzgrößen minimiert werden und
- f. Wiederholung der obigen Funktionen, bis die Differenzgrößen nach Null gehen.
2. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß beim Vergleich der erfaßten
Kennwerte mit den entsprechenden abgespeicherten
Strömungs-Sollwerten auch Sollwerte berücksichtigt werden,
die die optimale Lage von Verdichtungsstößen betreffen.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2,
gekennzeichnet durch den Ablauf folgender Funktionen
- a. Feststellung des aktuellen Flugzustandes mittels des Datenerfassungsrechners (6) durch Einlesen von Daten des Flugrechners wie Flughöhe, Nachzahl, Fluggewicht,
- b. Ermittlung der im Hinblick auf die Gleitzahl erforderlichen Wölbung des Flügels mittels des Prozeßrechners (7) anhand abgespeicherter Daten und Einstellung der ermittelten Wölbung,
- c. Ermittlung der Druckverteilung am Flügel und Vergleich der Meßdaten durch den Prozeßrechner (7) mit abgespeicherten Daten der optimalen Druckverteilung und Einstellung der Druckverteilung durch Anpassung der Wölbung,
- d. Sensorische Erfassung der Grenzschicht, insbesondere der Ablösungspunkte, am Flügel und Vergleich der Kennwerte mittels des Prozeßrechners (7) mit abgespeicherten Daten der optimalen Position der Ablösungspunkte und Stabilisierung der Ablösung an der optimalen Position.
4. Verfahren nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet, daß im Falle eines transsonischen
Flügels zusätzlich folgende Funktion durchgeführt wird;
- - Ermittlung von Position und Stärke von Verdichtungsstößen am Flügel und Vergleich der Meßdaten mittels des Prozeßrechners (7) mit abgespeicherten Daten der optimalen Stoßkonfiguration und Herstellung dieser Konfiguration durch Anpassung der Wölbung.
5. Anordnung zur Durchführung des Verfahrens nach den
Ansprüchen 1 bis 4, bestehend aus einem Tragflügel mit einem
aus einem Vorflügelsystem und einem Hinterkantenklappensystem
mit Hochauftriebsklappen und Spoilern gebildeten
Klappensystem, wobei die Spoiler jeweils unter einer
Vorspannung dicht auf den Hochauftriebsklappen aufliegen und
den Klappen des Vorflügelsystems und des
Hinterkantenklappensystems jeweils entsprechende ansteuerbare
Stellsysteme zugeordnet sind,
dadurch gekennzeichnet, daß die Anordnung mindestens einen
Prozeßrechner (7) mit mindestens einem
Speicherbereich (7a, 7b) zum Abspeichern von aktuellen
Flugdaten und parametrischen Flügeldaten umfaßt und am
Flügel (1) über digitale Datenleitungen mit dem
Prozeßrechner (7) verbundene Drucksensoren verteilt
angeordnet sind und die Klappen des
Hinterkantenklappensystems weitere Drucksensoren aufweisen,
die über bewegliche Anschlußleitungen mit den Datenleitungen
in Verbindung stehen, wobei den Stellsystemen (8) und den
Sensoren jeweils eine Eingabe-/Ausgabe-Einheit logisch
zugeordnet ist.
6. Anordnung nach Anspruch 5,
dadurch gekennzeichnet, daß am Flügel (1)
Beschleunigungssensoren (17) und Lastsensoren (18) verteilt
angeordnet sind.
7. Anordnung nach Anspruch 5 oder 6,
dadurch gekennzeichnet, daß die Anordnung einen Fail Safe
Rechner (16) aufweist.
8. Anordnung nach einem der Ansprüche 5 bis 7,
dadurch gekennzeichnet, daß die Datenleitungen durch einen
gemeinsamen digitalen Datenbus gebildet werden.
9. Anordnung nach einem der Ansprüche 5 bis 8,
dadurch gekennzeichnet, daß den Stellsystemen (8) und den
Sensoren (22) jeweils ein getrennter Datenbus zugeordnet ist.
10. Anordnung nach einem der Ansprüche 5 bis 9,
dadurch gekennzeichnet, daß die Datenleitungen als
Lichtwellenleiter ausgebildet sind.
11. Anordnung nach einem der Ansprüche 5 bis 10,
dadurch gekennzeichnet, daß an den Hinterkanten der
Querruder (24) und der Landeklappen (25) Biegesensoren (32)
angeordnet sind.
12. Anordnung nach einem der Ansprüche 5 bis 11,
dadurch gekennzeichnet, daß die Biegesensoren (32) durch in
einen senkrecht zu seiner Längsachse auslenkbaren Träger
eingebettete Lichtleitfasern von unterschiedlicher Länge
gebildet sind.
13. Anordnung nach einem der Ansprüche 5 bis 12,
dadurch gekennzeichnet, daß mindestens der Prozeßrechner (7)
als Multiprozessorschaltung ausgebildet ist.
14. Anordnung nach einem der Ansprüche 5 bis 13,
dadurch gekennzeichnet, daß jedem Stellsystem (8) eine
Stellelektronik (40) mit einer Prüfebene (41), einer
Prozessorebene (42) und einer Kanalebene (43) logisch
zugeordnet ist.
15. Anordnung nach einem der Ansprüche 5 bis 14,
dadurch gekennzeichnet, daß zur Übertragung von Lichtsignalen
von und zu einem beweglich angeordneten Element, eine
Koppelstrecke (31b) von variabler Länge, im wesentlichen
bestehend zwei teleskopartig verschiebbaren Zylindern (57, 58)
vorgesehen ist.
16. Anordnung nach Anspruch 15,
dadurch gekennzeichnet, daß die Koppelstrecke (31b) zwei
Linsen (68, 69) aufweist.
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---|---|---|---|
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
8127 | New person/name/address of the applicant |
Owner name: DAIMLERCHRYSLER AEROSPACE AIRBUS GMBH, 21129 HAMBU |
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D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: EADS AIRBUS GMBH, 21129 HAMBURG, DE |
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8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: AIRBUS DEUTSCHLAND GMBH, 21129 HAMBURG, DE |
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8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: AIRBUS OPERATIONS GMBH, 21129 HAMBURG, DE |
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R071 | Expiry of right | ||
R071 | Expiry of right |