DE4422152C2

DE4422152C2 - Verfahren und Anordnung zum Optimieren der aerodynamischen Wirkung eines Tragflügels

Info

Publication number: DE4422152C2
Application number: DE4422152A
Authority: DE
Inventors: Wolfgang Gleine; Reinhard Hilbig; Hans-Joachim Wendt
Original assignee: DaimlerChrysler Aerospace AG; Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 1994-06-27
Filing date: 1994-06-27
Publication date: 2000-02-03
Anticipated expiration: 2014-06-28
Also published as: US5740991A; DE4422152A1

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren und eine Anordnung zum Optimieren der aerody namischen 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 Wölbungs änderung 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 Hochauftriebsklap pen 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 Ver änderungen 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 Parame ter sind beispielsweise fertigungsbedingte Abweichungen der Flugzeuggeometrie oder Veränderun gen der Oberflächenrauhigkeit durch Alterung oder Verschmutzung, wobei sich die Verschmut zung insbesondere in den Nasenbereichen des Tragflügels und der Klappen auswirkt. Die Genau igkeit und damit auch die Wirksamkeit dieses Verfahrens wird also durch nicht ohne weiteres erfaßbare Störgrößen erheblich beeinträchtigt.

Somit ist nach der DE 31 14 143 C2 der Fachwelt zwar bekannt, die Profilwölbung eines Flug zeuges aufgrund abgespeicherter Wölbungs-Soll-Werte zu korrigieren. Sie verwendet aber keinen Hinweis und keinerlei Anregung darauf, als Soll-Werte vorbestimmte Strömungs- bzw. Druckver teilungen zu verwenden. Weiter wird gemäß dieser Lösung die Flügelumströmung nicht kon tinuierlich durch Wölbungsänderungen optimal für den Reiseflug eingestellt. Hierbei wird viel mehr je nach Flugzustand eine bestimmte Wölbung eingestellt, von der man annimmt, daß sie eine optimale Strömung zur Folge hat. Ein Soll-Ist-Vergleich von Strömungs- bzw. Druckkennwerten findet nicht statt.

Die US-A 4,741,503 vermittelt ebenfalls eine Lösung, nach der die Wölbung eines Flügelprofils in kleinen Schritten zur Optimierung der aerodynamischen Verhältnisse variiert wird. Nach diesem angegebenen Verfahren wird die Horizontalgeschwindigkeit eines Flugzeuges gemessen und die Profilwölbung solange variiert, bis die besagte Geschwindigkeit ihren Maximalwert erreicht hat. Hierbei findet insofern ein Soll-Ist-Vergleich statt, wonach eine gemessene Ist-Geschwindigkeit mit einer Sollgeschwindigkeit (eben der erwähnten Maximalgeschwindigkeit) verglichen wird. Al lerdings liegt dieser Sollwert nicht als fester Wert vor, der als Ergebnis des jeweils ablaufenden Regelvorgangs gefunden wird. Bei dieser Wirkungsweise ist eine Abspeicherung weder von Soll- Werten noch von Ist-Werten erforderlich. Die Lösung verwendet auch keinen weiteren Hinweis oder eine Anregung darauf, wonach eine Optimierung der aerodynamischen Verhältnisse am Tragflügel durch einen Vergleich von aktuellen profilbezogenen Druckverteilungen mit abgespei cherten optimalen Druckverteilungen (mittels einem lösungsgemäß berücksichtigten Flugrechner) vorzunehmen wäre.

Außerdem werden in einem Fachbuch "Flugregelung" von Brockhaus (Prof. Dr. Rudolf Brock haus: Flugregelung; Physikalische Grundlagen, Mathematisches Flugzeugmodell, Auslegungs kriterien - Regelungsstrukturen, Entwurf von Flugregelungssystemen, Entwicklungslinien; Kapitel 13: "Reglerstrukturen zur Prozeßführung", Abschnitt 13.3: "Lineare Modellfolgeregelung", Seiten 477 bis 479; Springer Verlag Berlin u. a.; 1994) etwaige regeltechnische Vorgänge bei linearen Modellfolgeregelungen in allgemeiner Form vorgestellt. Entsprechende Hinweise darauf, daß eine Strömungs- bzw. Druckverteilung zum Optimieren der aerodynamischen Wirkung eines Trag flügels eines Transport- und Verkehrsflugzeuges von einen Fachmann zu berücksichtigen wäre, daraufhin er dazu auch ohne weiteres zweckdienlichen Maßnahmen vorschlagen könnte, sind dieser Veröffentlichung nicht zu entnehmen.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren der eingangs genannten Art zur Optimierung der aerodynamischen Wirkung eines Tragflügels und eine Anordnung zur Durch führung 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. Das Verfahren und die Vorrichtung sind so auszubilden, daß eine Reduzierung der Böen- und Manöverlasten erreicht wird, wonach Überlastungen der Flugzeugstruktur vermieden werden.

Diese Aufgabe wird durch die in den Ansprüchen 1 und 5 angegebenen Maßnahmen gelöst. In den weiteren Ansprüchen sind zweckmäßige Ausgestaltungen dieser Maßnahmen angegeben.

Dabei ist es insbesondere von Vorteil, daß eine - gegenüber bisherigen Lösungen - deutlich genauere Einhaltung der optimalen Flügelströmung im Fluge erreicht wird. Unter anderem ist es 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 Kraftstoff verbrauchs 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.

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 c_L 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 Ein hüllenden 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 1 am Beispiel eines rechten Tragflügels mit einem Nasenbereich 2, einem Kastenbereich 3, einem Stoß- und Turbulenzbereich 4 und einem Hinterkantenklappenbereich 5. Zur Beeinflussung der aerody namischen Eigenschaften des Flügels sind mehrere Maßnahmen vorgesehen. So können die am Flügel 1 angeordneten aerodynamischen Flächen und Klappen im Nasenbereich 2 bzw. Hinter kantenklappenbereich 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 durch führbar ist. Weiterhin sind zur Erfassung der aerodynamischen Verhältnisse am Flügel 1 Sensoren unterschiedlicher Art angeordnet, deren Ausgangssignale einem Datenerfassungsrechner 6 zu geleitet 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 Datenerfas sungsrechner 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.

Mit der beschriebenen Anordnung läßt sich ein Verfahren zum Optimieren der aerodynamischen Wirkung eines Tragflügels eines Transport- und Verkehrsflugzeuges umsetzen, bei dem während des Fluges aktuelle Flugdaten erfaßt werden und eine definierte Wölbungsänderung des Trag flügels in Abhängigkeit von diesen Daten, die sich auf die Flughöhe, die Fluggeschwindigkeit und das Fluggewicht beziehen, erfolgen wird. Dabei werden die gemessenen Ist-Werte mit den abgespeicherten Soll-Werten zur Bildung von Differenzgrößen verglichen und aus den Differenz größen werden Stellsignale zur Ansteuerung einer Wölbungsmotorik am Tragflügel derweise abgeleitet, daß die Differenzgrößen durch Ansteuerung der Wölbungsmotorik minimiert werden. Das Verfahren wird (allgemein) durch den Ablauf folgender Verfahrensschritte charakterisiert,

a) Ermittlung der für den Flugzustand anhand der Wölbungsänderung bewirkenden Strömung durch sensorische Erfassung von Strömungskennwerten am Tragflügel,
b) Vergleich der erfaßten Kennwerte mit entsprechenden abgespeicherten für den Flugzustand optimalen Strömungs-Sollwerten,
c) Bildung der Differenzgrößen zwischen den sensorisch erfaßten Kennwerten und den abgespeicherten Sollwerten,
d) eine wiederholte Ansteuerung der Wölbungsmotorik, in einer Weise, daß die Differenz größen minimiert werden.

Dabei können bei einem Vergleich nach Schritt b) auch Sollwerte berücksichtigt werden, die die optimale Lage von Verdichtungsstößen betreffen.

Anhand der vorbeschriebenen Anordnung wird (im besonderen) 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 werden,

a) Feststellung des aktuellen Flugzustandes mittels des Datenerfassungsrechners durch Ein lesen von Daten eines Flugrechners, wie Flughöhe, Machzahl, Fluggewicht,
b) Ermittlung der im Hinblick auf die Gleitzahl erforderlichen Wölbung des Tragflügels mittels eines Prozeßrechners anhand abgespeicherter Daten der Druckverteilungen und Einstellung der ermittelten Wölbung,
c) sensorische Ermittlung der Druckverteilung am Tragflügel und Vergleich der Meßdaten durch den Prozeßrechner mit den abgespeicherten Daten der optimalen Druckverteilung und Einstellung der neuen Druckverteilung durch Anpassung der Wölbung,
d) sensorische Erfassung der Grenzschicht, insbesondere der Ablösungspunkte, am Tragflügel und Vergleich der Druckwerte mittels des Prozeßrechners mit abgespeicherten Daten der optimalen Position der Ablösungspunkte und Stabilisierung der Ablösung an der optimalen Position durch (Absaugung und) Ansteuerung der Wölbungsmotorik.

Im Falle eines transsonischen Flügels wird zusätzlich folgende Funktion durchgeführt:

a) Ermittlung von Position und Stärke von Verdichtungsstößen am Tragflügel und Vergleich der Meßdaten mittels des Prozeßrechners mit abgespeicherten Daten der optimalen Stoß konfiguration und Herstellung dieser Konfiguration durch Anpassung der Wölbungsmoto rik.

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 parame trischen aerodynamischen Flügeldaten bzw. die parametrischen dynamischen Flügellasten und Momente abgespeichert sind. Der dem Flügel 1 (rechten Tragflügel) nach Fig. 2 zugeordnete Prozeßrechner 7 ist hier im Zusammenhang mit den weiteren teilweise bereits genannten Funk tionseinheiten gezeigt. So ist er über ein Drucksensornetzwerk 14 mit der schematisch dargestell ten Drucksensorik 13 verbunden. Ebenso ist der Prozeßrechner 7 über ein Lastsensornetzwerk 15 mit einer Lastsensorik 12, bestehend aus Beschleunigungssensoren 17 und Lastsensoren 18, ver bunden.

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 Stell systeme 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 Prozeßrech ners 7. Der Rechner 16 spielt zwar im Normalbetrieb keine aktive Rolle, erhält aber alle Ein gangsdaten, 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 Hochauf triebsklappen auf. Damit wird außer dem Wölbeffekt im Spoilerbereich eine günstige Krümmungs veränderung der Flügelprofilierung erreicht. Die Drucksensoren 22 sind an bestimmten Stellen angeordnet, an denen eine Erfassung der Druckwerte erforderlich ist. So sind bestimmte Druck sensoren 22 im Bereich der Nasenklappen 23, der Querruder 24 und der Landeklappen 25 an geordnet. 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 ausgebil det. 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 Biegesen soren 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 betref fenden Klappen wirkende mechanische Belastung der Struktur erfaßt. Allen Sensoren 22 und 32 ist jeweils mindestens eine Prozessoreinheit mit einem Analog-Digitalwandler, einer Energiever sorgungseinheit und einer Eingabe/Ausgabeeinheit nebst den optoelektronischen Kopplern zugeord net. 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 be weglichen 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 Meßvor richtung 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 Funktio nen der Anordnung durchzuführen. Hierzu ist es erforderlich, daß die Anordnung sehr schnell auf am Flügel 1 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 Trag flügel 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 8 m 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 befin den 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 Ausgangs werte. 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 Stell systeme 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 Steilsysteme 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 Stellungsgeber 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 gegebe nenfalls 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 Koppel strecke 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 Anschluß punkt 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 verbes serte Abdichtung gegen Verschmutzung wird dadurch erreicht, daß die zwischen den Zylindern 57 und 58 bestehende Bewegungsfuge durch einen Faltenbalg 67 überbrückt wird. Über die Koppel strecken 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 lei stungsstarker 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 Energiestrah lung nicht gestört wird. Durch die optische Energieversorgung der Sensorelektronik über die besagten Koppelstrecken 31b entfallen flexible elektrische Leitungen vom Flügelkasten, beispiels weise 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 c_p-Diagramm mit dem zugehörigen Flügelabschnitt für einen bestimmten Flugzu stand, beispielsweise für den Reiseflug in einer bestimmten Höhe mit einer bestimmten Geschwin digkeit. 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 gemes sen. 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 vorausge gangenen 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 c_pa und einen allmählichen weiteren Druckabfall bis auf einen Wert c_pmin aus. Weiterhin ist für die optimale Druckverteilung charakteristisch, daß der Druck im Stoßbereich c in einem relativ schwachen Verdichtungsstoß nur bis auf einen Wert c_pkrit 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 unterschiedli cher 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 Flugsteue rung 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.

Bezugszeichenliste

1

Flügel

2

Nasenbereich (mit porösen Flächenelementen)

3

Kastenbereich

3

aausgewählte(r) Bereich(e) des Flügelkastens

4

Stoß- und Turbulenzbereich

5

Hinterkantenklappenbereich

6

Datenerfassungsrechner

7

Prozeßrechner

8

Stellsysteme (innerhalb des Flügels

1

)

8

a bis

8

ySteilsysteme

9

Durchflußsensor

10

Sensorik (zur Grenzschichtkontrolle)

11

Sensorik (zur Stoßkontrolle)

12

Lastsensorik

13

Drucksensorik

14

Drucksensornetzwerk

15

Lastsensornetzwerk

16

Fail-Safe-Rechner

17

Beschleunigungs-Sensoren

18

Lastsensoren

19

Motoriknetzwerk

20

Leitung

21

Querverbindung

22

Sensoren

23

Nasenklappe

23

a bis

23

fNasenklappen - an Flügelvorderkante

24

,

24

aQuerruder - am Hinterkantenklappensystem

25

bis

25

cLandeklappen (als Hochauftriebshilfe) - am Hinterkantenklappensystem

26

bis

26

fSpoiler - am Hinterkantenklappensystem

27

,

29

Datenbus (LWL), ringförmig

28

,

30

Datenleitung (LWL)

31

T-Koppler

31

b(optische) Koppelstrecke

32

Biegesensoren

33

Lastsensoren

34

Datenbus, ringförmig + bidirektional

35

Lastsensor

36

Beschleunigungssensor

37

Flügelspitze

38

,

39

Datenbus

40

Stellelektronik

41

Prüfebene

42

Prozessorebene

43

Kanalebene

44

Stellungsgeber

45

Datenleitung(en)

46

,

47

,

48

Signalprozessoren

49

bis

53

Voterprozessoren

54

bis

56

Logigkanäle

57

innerer Zylinder (der Koppelstrecke

31

b),

58

äußerer Zylinder (der Koppelstrecke

31

b)

59

,

60

Stange, koaxial angesetzt

61

,

62

Anschlußpunkt (der Stange

59

,

60

)

63

,

64

Lichtwellenleiter (der Stange

59

,

60

)

65

,

66

Koppelelement, elektr.

67

Faltenbalg

68

,

69

Linsen

70

Kurve (Druckverteilung)

71

Schnitt (des Flügels

1

)
aNasenbereich (der Ebene des Schnittes

71

)
bLaminarbereich (der Ebene des Schnittes

71

)
cStoßbereich (der Ebene des Schnittes

71

)
dTurbulenzbereich (der Ebene des Schnittes

71

)
KEinhüllende (Hüllkurve)
k1 bis k5Kurven
L/DGleitzahl
BBandbreite
C_L

Auftriebsbeiwert
c_p

Druckbeiwert
c_pa

Anfangswert von c_p

c_pmin

Minimalwert von c_p

c_pkrit

kritischer Wert von c_p

Claims

1. Verfahren zum Optimieren der aerodynamischen Wirkung eines Tragflügels eines Transport- und Verkehrsflugzeuges durch Erfassung von aktuellen Flugdaten während des Fluges, bei dem eine definierte Wölbungsänderung des Tragflügels in Abhängigkeit von diesen Daten, die sich auf die Flughöhe, die Fluggeschwindigkeit und das Flugge wicht beziehen, und in Abhängigkeit von abgespeicherten Sollwerten erfolgen wird, und gemessene Ist-Werte mit den abgespeicherten Sollwerten zur Bildung von Differenzgrößen verglichen werden und aus den Differenzgrößen Stellsignale zur Ansteuerung einer Wöl bungsmotorik am Tragflügel derweise abgeleitet werden, daß die Differenzgrößen durch Ansteuerung der Wölbungsmotorik minimiert werden, gekennzeichnet durch den Ablauf folgender Verfahrensschritte,

a) Ermittlung der für den Flugzustand anhand der Wölbungsänderung bewirkenden Strömung durch sensorische Erfassung von Strömungskennwerten am Tragflügel,
b) Vergleich der erfaßten Kennwerte mit entsprechenden abgespeicherten für den Flugzustand optimalen Strömungs-Sollwerten,
c) Bildung der Differenzgrößen zwischen den sensorisch erfaßten Kennwerten und den abgespeicherten Sollwerten,
d) eine wiederholte Ansteuerung der Wölbungsmotorik, in einer Weise, daß die Differenzgrößen minimiert werden.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß beim Ver gleich nach Schritt b) auch Sollwerte berücksichtigt werden, die die optimale Lage von Verdichtungsstößen betreffen.

3. Verfahren nach den Ansprüchen 1 oder 2, gekennzeichnet durch den Ablauf folgender Funktionen,

a) Feststellung des aktuellen Flugzustandes mittels einem Datenerfassungsrechner durch Einlesen von Daten eines Flugrechners, wie Flughöhe, Machzahl, Flugge wicht,
b) Ermittlung der im Hinblick auf die Gleitzahl erforderlichen Wölbung des Trag flügels mittels eines Prozeßrechners anhand abgespeicherter Druckverteilungen und Einstellung der ermittelten Wölbung,
c) sensorische Ermittlung der Druckverteilung am Tragflügel und Vergleich der Meß daten durch den Prozeßrechner mit den abgespeicherten optimalen Druckverteilun gen und Einstellung der neuen Druckverteilung durch Anpassung der Wölbung,
d) Sensorische Erfassung der Grenzschicht, insbesondere der Ablösepunkte, am Tragflügel und Vergleich der Druckwerte mittels des Prozeßrechners mit abgespei cherten Daten der optimalen Position der Ablösepunkte und Stabilisierung der Ablösung an der optimalen Position durch Ansteuerung der Wölbungsmotorik.

4. Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß im Falle eines transsonischen Flügels zusätzlich folgende Funktion durchgeführt wird,

a) Ermittlung von Position und Stärke von Verdichtungsstößen am Flügel und Ver gleich der Meßdaten mittels des Prozeßrechners mit abgespeicherten Daten der optimalen Stoßkonfiguration und Herstellung dieser Konfiguration durch Ansteue rung der Wölbungsmotorik.

5. Anordnung zur Durchführung des Verfahrens nach den Ansprüchen 1 bis 4, bestehend aus einem Tragflügel mit einem aus einem Vorflügelsystem und einem Hinterkanten klappensystem mit Hochauftriebsklappen und Spoilern gebildeten Klappensystem und einem Prozeßrechner mit mindestens einem Speicherbereich zum Abspeichern von aktuel len Flugdaten und parametrischen Flügeldaten, wobei die Spoiler jeweils unter einer Vorspannung dicht auf den Hochauftriebsklappen aufliegen und die einzelnen Klappen des Klappensystems jeweils mit entsprechenden ansteuerbaren Steilsystemen in Wirkverbin dung stehen, denen jeweils eine Eingabe-/Ausgabe-Einheit logisch zugeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, daß am Flügel (1) über digitale Datenleitungen mit dem Prozeßrechner (7) verbundene Drucksensoren zur Erfassung profilbezogener Druckverteilungen verteilt angeordnet sind und die Klappen des Hinterkantenklappensy stems weitere Drucksensoren aufweisen, die über bewegliche Koppelstrecken mit den Datenleitungen in Verbindung stehen.

6. Anordnung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Anord nung einen Fail Safe Rechner (16) aufweist.

7. Anordnung nach einem der Ansprüche 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Datenleitungen durch einen gemein samen digitalen Datenbus gebildet sind.

8. Anordnung nach einem der Ansprüche 5 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß den Stellsystemen (8) und den Sensoren (22) jeweils ein getrennter Datenbus zugeord net ist.

9. Anordnung nach den Ansprüchen 5 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Datenleitungen als Lichtwellenleiter ausgebildet sind.

10. Anordnung nach einem der Ansprüche 5 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß an den Hinterkanten der Querruder (24) und der Landeklappen (25) als Biegesensoren (32) ausgebildete Drucksensoren angeordnet sind.

11. Anordnung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Biege sensoren (32) durch in einen senkrecht zu seiner Längsachse auslenkbaren Träger einge bettete Lichtleitfasern von unterschiedlicher Länge gebildet sind.

12. Anordnung nach einem der Ansprüche 5 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß mindestens der Prozeßrechner (7) als Multiprozessorschaltung ausgebildet ist.

13. Anordnung nach einem der Ansprüche 5 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß jedem Stellsystem (8) eine Stellelektronik (40) mit einer Prüfebene (41), einer Prozessorebene (42) und einer Kanalebene (43) logisch zugeordnet ist.

14. Anordnung nach einem der Ansprüche 5 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß die beweglichen Koppelstrecken zur Über tragung von Lichtsignalen von und zu einer beweglich angeordneten Klappe jeweils durch eine optische Koppelstrecke (31b) von variabler Länge, im wesentlichen bestehend aus zwei teleskopartig verschiebbaren Zylindern (57, 58), gebildet ist.

15. Anordnung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß die Kop pelstrecke (31b) zwei Linsen (68, 69) aufweist.