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Die
vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine Flügelspitzenvorrichtung an einem
Luftfahrzeug sowie deren Gebrauch.
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Ein
verstärkter
aerodynamischer Wirkungsgrad ist ein wichtiger Faktor, der bei kommerziellen Konstruktionen
von Luftfahrzeugen berücksichtigt werden
muss. Zu diesem Zweck können
an der Spitze der Flügel
eine Anzahl von Einrichtungen eingebaut werden, wie zum Beispiel
kleine Flügel,
geneigte Spitzeneinrichtungen, Grenzschichtzäune an den Flügelspitzen
und in einer Fläche
liegende Flügelverlängerungen.
Derartige Flügelspitzenvorrichtungen werden
zum Beispiel vorgesehen, um das Ausmaß von Wirbeln an der Flügelspitze
zu verringern, um den Wirbel an der Flügelspitze vom Flugzeugrumpf wegzubewegen
und/oder um den Auftrieb über
dem Spitzenbereich des Flügels
zu vergrößern.
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Wenn
man den aerodynamischen Wirkungsgrad verbessert, können Flügelspitzenvorrichtungen insbesondere
während
der Bedingungen einer hohen Belastung zu einer größeren aerodynamischen
Belastung an dem Flügel
und somit zu größeren Biegemomenten
in dem Flügel
führen.
(Bedingungen einer hohen Belastung können zum Beispiel während Turbulenzen
oder bei engen Kurven auftreten). Das maximale Biegemoment, dem
ein Flügel
während
seiner Lebenszeit voraussichtlich ausgesetzt ist, wird wahrscheinlich
für die
erforderliche Festigkeit des Flügels maßgebend
sein. Dies wiederum kann das Gewicht des Flügels bestimmen. Somit wurden
die Ziele des aerodynamischen Wirkungsgrades, die durch den Zusatz
einer Flügelspitzenvorrichtung
bei den Flugzeugkonstruktionen des Standes der Technik erreicht wurden,
durch ein Anwachsen der Konstruktionsmasse des Flugzeugs aufgewogen,
um die erhöhte Flügelbelastung
zu bewältigen.
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Es
ist ein Ziel der vorliegenden Erfindung ein Luftfahrzeug zur Verfügung zu
stellen, das aus einem verbesserten aerodynamischen Wirkungsgrad
Nutzen ziehen kann, der durch die Anordnung einer Flügelspitzenvorrichtung
erreichbar ist, wobei die Probleme, die mit einer Erhöhung der
Konstruktionsmasse verbunden sind, an denen der oben geschilderte Stand
der Technik leidet, verringert sein sollen.
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Die
vorliegende Erfindung sieht ein Luftfahrzeug vor, das einen Flügel aufweist,
wobei der Flügel eine
Wurzel, eine Spitze und eine Flügelspitzenvorrichtung
aufweist, die in dem Bereich der Spitze angeordnet ist und wobei
die
Flügelspitzenvorrichtung
zwischen einer ersten und einer zweiten Stellung drehbeweglich ist
und wobei die Achse der Drehbewegung so angeordnet ist, dass der
Winkel zwischen der Achse und der Ebenen, mit der der Flügel normalerweise
ausgerichtet ist, weniger als 45 ° beträgt und
wobei
die Flügelspitzenvorrichtung
so angeordnet ist, dass sich während
des Fluges des Luftfahrzeugs das Biegemoment an der Wurzel in Abhängigkeit
von der Stellung der Flügelspitzenvorrichtung ändert;
sie
ist dadurch gekennzeichnet, dass
die Rotationsachse der Flügelspitzenvorrichtung
so angeordnet ist, dass
- (a) der Winkel zwischen
der Achse und der Vertikalebene, die die Längsachse des Luftfahrzeugs einschließt, zwischen
5 und 30° liegt
und
- (b) der mittlere Anstellwinkel der Flügelspitzenvorrichtung dann,
wenn die Flügelspitzenvorrichtung in
der zweiten Stellung ist, kleiner ist als der mittlere Anstellwinkel
der Flügelspitzenvorrichtung, wenn
die Flügelspitzenvorrichtung
in der ersten Stellung ist, wodurch das maximale Biegemoment an
der Wurzel des Flügels,
welches unter den Flugbedingungen mit hoher Belastung auftritt, verringerbar
ist.
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Dadurch
kann das Biegemoment, zum Beispiel das vermutlich an der Wurzel
des Flügels
entstehende maximale Biegemoment, das während der Bedingungen eines
Fluges mit hoher Belastung auftritt, verringert werden. Als Ergebnis
hiervon kann auch die Masse des Luftfahrzeugs verringert werden.
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Die
Wurzel ist an dem proximalen Ende des Flügels angeordnet. Die Spitze
ist an dem distalen Ende des Flügels
angeordnet. Es ist klar, dass die Flügelspitzenvorrichtung nicht
an dem von der Wurzel am weitesten entfernten Punkt des Flügels angebracht
sein muss; sie kann zum Beispiel auch in einer Stellung in dem Bereich
der Flügelspitze,
aber mit einem Abstand von dieser angebracht sein. Der Bereich des
Flügels,
in dem die Spitzenvorrichtung angeordnet ist, kann in den letzten
10 % des Flügelbereichs
liegen.
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Der
Begriff „ Flügelspitzenvorrichtung" wird hier verwendet,
um eine Vorrichtung zu beschreiben, die eine Oberfläche definiert,
die den aerodynamischen Wirkungsgrad des Luftfahrzeugs verbessert. Somit
kann die Flügelspitzenvorrichtung
auch einen kleinen Flügel
aufweisen. Die Flügelspitzenvorrichtung
kann auch eine geneigte Spitzenvorrichtung aufweisen. Die Flügelspitzenvorrichtung
kann auch eine sich in einer Ebene erstreckende Flügelverlängerung
aufweisen. Die Flügelspitzenvorrichtung
kann natürlich
auch irgendeine andere Vorrichtung aufweisen, die den zuvor genannten ähnlich ist.
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In
der US-A-4 445 004 wird ein Luftfahrzeug beschrieben, das eine bewegliche
Steuerungsfläche auf
der Außenseite
eines Auslegers aufweist, die an der Flügelspitze angeordnet ist. Die
Steuerungsfläche
ist vor einer elastischen Achse an der Flügelspitze angeordnet. Die Steuerungsfläche ist
um eine zentrale Achse drehbar, die senkrecht zu der Längsachse
des Luftfahrzeugs verläuft.
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In
der US-A-4 722 499 werden Steuerungsflächen für Flügel von Luftfahrzeugen beschrieben, die
um eine Achse kippbar sind, die sich in Flugrichtung erstreckt (d.h.
in 0 Grad zu der Längsachse
des Luftfahrzeugs) und um eine Achse, die sich senkrecht zu der
Flugrichtung erstreckt (d.h. in 90 Grad zu der Längsachse des Luftfahrzeugs).
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In
der US-A-4 457 479 (Daude) wird ein Luftfahrzeug offenbart, das
ein Paar von Flügeln
ausweist, wobei jeder Flügel
an seinem Ende mit einem sich vertikal erstreckenden kleinen Flügel ausgestattet
ist. Jeder dieser kleinen Flügel
hat deshalb keine signifikante geneigte Fläche (wobei die geneigte Fläche den
Winkel wiedergibt, in dem der kleine Flügel gegenüber der Vertikalen geneigt
ist) und auch beim Gebrauch während
des Geradflugs und des Horizontalflugs keinen direkten Auftrieb
erzeugt. Die beiden kleinen Flügel
sind zu ihrer Drehung auf einer festen vertikalen Achse derart montiert,
dass die Bewegung und die Orientierung des einen kleinen Flügels mit dem
anderen kleinen Flügel
symmetrisch um die vertikale Ebene verläuft, die die Mittellinie des
Flugzeugrumpfes einschließt.
In einer be stimmten Stellung verändert
jeder der kleinen Flügel
die Luftströmung über den
Flügel,
um den aerodynamischen Wirkungsgrad zu verbessern. Gemäß der US-A-4
457 479 verändert
die Drehung eines kleinen Flügels
den Freiwinkel des Flügels
(wobei der Freiwinkel der Winkel ist, der von oben gesehen zwischen
der Kreissehne des kleinen Flügels
und der vertikalen Ebene vorhanden ist, die die Längsachse
des Luftfahrzeugs einschließt),
wobei der Anstellwinkel des kleinen Flügels verändert wird. Durch Veränderung
des Freiwinkels des kleinen Flügels
wird die Luftströmung über den
Flügel
verändert,
wodurch die auf den Flügel
einwirkende Last und somit auch das Biegemoment in dem Flügel verringert
werden kann. Im Gegensatz zu diesem Vorschlag des Standes der Technik
sieht die vorliegende Erfindung eine Flügelspitzenvorrichtung vor,
die um eine Rotationsachse bewegbar ist, die nicht zwangsläufig fest
angeordnet ist und die mehr horizontal als vertikal angeordnet ist.
Die vorliegende Erfindung erleichtert somit eine Anordnung, bei
der (a) die Flügelspitzenvorrichtung
in einer Stellung die gesamte Aerodynamik des Flügels verbessert, wodurch der
aerodynamische Wirkungsgrad und ebenso der Auftrieb des Flügels erhöht wird
und/oder der Luftwiderstand verringert wird (zum Beispiel durch die
einen Schub erzeugende Flügelspitzenvorrichtung,
der durch eine im Bereich der Spitze auftretende Querströmung der
Luft entsteht und/oder durch Verringerung der Energie, die in dem
Wirbel an der Flügelspitze
verloren geht, wodurch die Wirkung des Luftwiderstandes verringert
wird und ebenso durch Geraderichten der Luftströmung über den Flügel im Bereich der Spitze,
wobei der durch den Flügel
im Bereich der Spitze erzeugte Auftrieb erhöht wird) und (b) in einer anderen
Stellung die Luftströmung über den
Flügel
verändert
wird (zum Beispiel durch Veränderung
der Querströmung
der Luft über
den Flügel) derart,
dass der durch den Flügel
erzeugte Auftrieb und ebenso der Anstellwinkel der Flügelspitzenvorrichtung
derart geändert
wird, dass die Flügelspitzenvorrichtung
selbst weniger Auftrieb erzeugt, wodurch das Biegemoment weiter
verringert wird. Eine derartige zweifache Verringerung des Biegemoments
des Flügels
ist bei dem Daude-Patent nicht vorgesehen oder beabsichtigt, bei
dem nicht vorgesehen ist, dass der kleine Flügel irgendeinen vertikalen
Auftrieb direkt erzeugt, geschweige denn eine Veränderung des
vertikalen Auftriebs, der durch den kleinen Flügel direkt erzeugt wird, um
das auf den Flügel
einwirkende Biegemoment zu verringern. Der Gegenstand der vorliegenden
Erfindung ermöglicht
es auch, einige weitere vorteilhafte Merkmale vorzusehen, von denen
einige weiter unten beschrieben werden.
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Das
Luftfahrzeug und die Flügelspitzenvorrichtung
der vorliegenden Erfindung können
so ausgestaltet und angeordnet sein, dass die erste Stellung diejenige
Stellung ist, die bei der Flügelspitzenvorrichtung
während
der Bedingungen des Standardfluges eingehalten wird, wie beim Start,
beim Steigflug und beim Marschflug. Diese Stellung kann zum Beispiel
die Stellung für
ein Optimum des Quotienten aus Auftrieb zu Luftwiderstand sein.
Eine derartige Stellung kann durch Techniken sichergestellt werden, die
dem durchschnittlichen Fachmann allgemein bekannt sind.
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Es
ist klar, dass die Flügelspitzenvorrichtung auch
zu einer oder mehreren anderen Stellungen bewegt werden kann, die
von der ersten und der zweiten Stellung abweichen. Zum Beispiel
kann die Flügelspitzenvorrichtung
von der ersten Stellung zu irgendeiner Stellung in dem Bereich von
90 Grad um die Rotationsachse der Flügelspitzenvorrichtung bewegbar
sein. Die Flügelspitzenvorrichtung
kann von der ersten Stellung zu einer unbegrenzten Anzahl von Stellungen
zwischen der ersten und der zweiten Stellung bewegbar sein Die Flügelspitzenvorrichtung kann
natürlich
zu einer Stellung bewegbar sein, die außerhalb des Bewegungsbereichs
der ersten und zweiten Stellung liegt. Zum Beispiel kann die Flügelspitzenvorrichtung
von der ersten Stellung in eine Stellung bewegbar sein, die jenseits
der zweiten Stellung liegt.
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Während des
Gebrauchs bei Bedingungen einer hohen Belastung kann die Flügelspitzenvorrichtung
von der ersten Stellung in die zweite Stellung bewegt werden, in
der die Luftströmung über den
Bereich der Spitze des Luftfahrzeugflügels, mit dem die Vorrichtung
verbunden ist, geändert
wird. Die Flügelspitzenvorrichtung
ist vorzugsweise so angeordnet, dass während des Fluges des Luftfahrzeugs
der von dem Flügel
in dem Bereich der Spitze erzeugte Auftrieb dann, wenn die Flügelspitzenvorrichtung
in ihrer zweiten Stellung ist, geringer ist als der Auftrieb, der von
dem Flügel
in dem der Bereich der Spitze erzeugt würde, wenn die Flügelspitzenvorrichtung
in ihrer ersten Stellung wäre.
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Alternativ
oder zusätzlich
kann dann, wenn die Flügelspitzenvorrichtung
in ihrer zweiten Stellung ist, der durch die Flügelspitzenvorrichtung selbst
erzeugte Auftrieb geringer sein als der Auftrieb, der durch die
Flügelspitzenvorrichtung
erzeugt würde, wenn
die Flügelspitzenvorrichtung
in ihrer ersten Stellung wäre.
Dies kann zum Beispiel dadurch erreicht werden, dass man die Luftströmung an
der Vorrichtung abreißen
lässt oder
dass man den An-stellwinkel verringert. Der durchschnittliche Anstellwinkel
der Flügelspitzenvorrichtung
ist dann, wenn die Flügelspitzenvorrichtung
in ihrer zweiten Stellung ist, kleiner als der durchschnittliche
Anstellwinkel der Flügelspitzenvorrichtung,
wenn diese in ihrer ersten Stellung wäre.
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Alternativ
oder zusätzlich
kann die an der Flügelspitzenvorrichtung
selbst und dann erzeugte Belastung, wenn die Flügelspitzenvorrichtung in ihrer zweiten
Stellung ist, kleiner sein als die Belastung, die an der Flügelspitzenvorrichtung
dann erzeugt würde,
wenn die Flügelspitzenvorrichtung
in ihrer ersten Stellung wäre.
Dies kann zum Beispiel durch eine sorgfältige Konstruktion der Flügelspitzenvorrichtung
erreicht werden oder dadurch, dass man die Luftströmung der
Vorrichtung abreißen
lässt oder dass
man den Anstellwinkel verringert.
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Die
Rotationsachse der Flügelspitzenvorrichtung
ist bevorzugt so angeordnet, dass der Winkel zwischen der Achse
und der Ebene, in der der Flügel
normalerweise ausgerichtet ist, weniger als 30 Grad beträgt. Bevorzugter
beträgt
der Winkel zwischen der Rotationsachse und der Ebene, in der der Flügel normalerweise
ausgerichtet ist, weniger als 10 Grad. Noch bevorzugter ist die
Rotationsachse der Flügelspitzenvorrichtung
so angeordnet, dass die Achse und die Ebene, in der der Flügel normalerweise
ausgerichtet ist, im Wesentlichen parallel zueinander liegen.
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Die
Rotationsachse der Flügelspitzenvorrichtung
ist vorzugsweise so angeordnet, dass die Flügelspitzenvorrichtung in ihrer
zweiten Stellung während
des Fluges des Luftfahrzeugs weniger Auftrieb erzeugt als die Flügelspitzenvorrichtung
in ihrer ersten Stellung. Bevorzugt ist die Rotationsachse der Flügelspitzenvorrichtung
so angeordnet, dass die Flügelspitzenvorrichtung
in ihrer zweiten Stellung einen geringeren durchschnittlichen Anstellwinkel
aufweist als die Flügelspitzenvorrichtung
in ihrer ersten Stellung.
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Der
Winkel zwischen der Achse und der vertikalen Ebene liegt zwischen
5 Grad und 30 Grad, so dass sich der Anstellwinkel der Flügelspitzenvorrichtung
verändert,
wenn sich diese um ihre Achse dreht.
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Es
ist klar, dass die Längsachse
des Luftfahrzeugs normalerweise eine Achse ist, die sich entlang der
Symmetrieebene des Luftfahrzeugs erstreckt. Die Längsachse
kann zum Beispiel die Längsachse des
Rumpfes des Luftfahrzeugs sein. Als Längsachse des Luftfahrzeugs kann
insoweit, wie dies diese Erfindung betrifft, die Stelle, wo der
Flügel
eine oder mehrere Rippen aufweist, eine Rippe des Flügels des Luftfahrzeugs
oder alternativ die Flugrichtung des Luftfahrzeugs beim Marschflug
genommen werden.
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Vorzugsweise
ist die Flügelspitzenvorrichtung
zur Ausführung
einer Drehbewegung an einer Gelenkverbindung angeordnet. Eine Gelenkverbindung
ist bei dieser Anwendung insbesondere geeignet, da sie sowohl ein
Mittel liefert, um die Flügelspitzenvorrichtung
zu drehen als auch um während
des Gebrauchs erheblichen Belastungen standzuhalten.
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Die
Form der Flügelspitzenvorrichtung
kann so ausgeführt
sein, dass sie während
des Gebrauchs verändert
werden kann. Die Flügelspitzenvorrichtung kann
zum Beispiel eine solche Form aufweisen, die verändert werden kann, um den Anstellwinkel
der Flügelspitzenvorrichtung
und/oder den von dem Flügel
oder der Flügelspitzenvorrichtung
erzeugten Auftrieb zu verändern.
Die Form eines Teils des Flügels kann
auch so angeordnet sein, dass er während des Gebrauchs stellenweise
verändert
werden kann, um eine Verringerung des Biegemoments an dem Flügel während der
Bedingungen einer hohen Belastung zu erreichen. Falls ein Teil des
Flügels
eine veränderbare
Form aufweist ist es klar, dass die Form in einem Ausmaß veränderbar
ist, die über
und oberhalb der Formveränderung
eines konventionell ausgebildeten Flügels liegt und zwar wegen der
Bewegung, die sich aus der natürlichen
Elastizität
und der Rückfederung ergibt.
Der Flügel
und/oder die Flügelspitzenvorrichtung
selbst kann eine Anzahl von Verbindungsstellen aufweisen, die es
dem Flügel
und/oder der Flügelspitzenvorrichtung
ermöglichen,
die Form zu verändern.
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Die
Rotationsachse der Flügelspitzenvorrichtung
kann relativ zu dem Flügel
befestigt sein. Die Rotationsachse der Flügelspitzenvorrichtung kann alternativ
relativ zu dem Flügel
beweglich sein. Die Bewegung der Flügelspitzenvorrichtung kann
zum Beispiel aus der Kombination einer Rotationsbewegung und einer
Translationsbewegung bestehen. Zum Beispiel kann die Flügelspitzenvorrichtung
um eine Achse drehbar sein, die selbst zum Beispiel in Form einer
Translationsbewegung bewegbarist. Die Bewegung der Flügelspitzenvorrichtung
könnte
zum Beispiel dem Weg ähnlich
sein, in der sich normalerweise die Klappen und Vorflügel bewegen.
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Oben
wurde festgestellt, dass die Form des Flügels und/oder der Flügelspitzenvorrichtung
veränderbar
sein kann. Der Flügel
und/oder die Flügelspitzenvorrichtung
kann zu diesem Zweck in dem Bereich der Flügelspitzenvorrichtung einen
Bereich aufweisen, der flexibel ist, vorzugsweise erheblich flexibler
als andere Bereiche des Flügels.
Im Wesentlichen kann die gesamte Flügelspitzenvorrichtung so flexibel
sein. Der flexible Bereich hat vorzugsweise die Form eines elastisch
verformbaren Bereichs. Vorzugsweise ist wenigstens ein Bereich der
Flügels und/oder
der Flügelspitzenvorrichtung
elastisch derart verformbar, dass wenigstens ein Teil der Flügelspitzenvorrichtung
in der Lage ist, sich um den elastisch verformbaren Bereich zu biegen,
wodurch es der Flügelspitzenvorrichtung
ermöglicht
wird, sich zwischen der ersten und der zweiten Stellung zu bewegen.
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Die
Flügelspitzenvorrichtung
kann durch aktive Mittel gesteuert werden. Dies gibt dem Piloten oder
einem Steuerungssystem einen hohen Grad von Kontrolle über den
Einsatz der Flügelspitzenvorrichtung.
Es kann ein Stellorgan vorgesehen sein, das eine Bewegung der Flügelspitzenvorrichtung zwischen
der ersten Stellung und der zweiten Stellung bewirkt. Vorzugsweise
ist das Stellorgan ein lineares Stellorgan. Das Stellorgan kann
zum Beispiel in einer Richtung wirken, die mit der Ebene ausgerichtet
ist, in der der Flügel
normalerweise liegt und schräg
zu der Längsachse
des Luftfahrzeugs. Das lineare Stellorgan kann in einer Richtung
wirken, die normalerweise schräg
zu der Rotationsachse der Flügelspitzenvorrichtung
verläuft.
Falls ein lineares Stellorgan vorgesehen ist, kann die Rotationsachse der
Flügelspitzenvorrichtung
normalerweise in der Längsachse
des Luftfahrzeugs ausgerichtet sein. Das Stellorgan kann auch ein
sich drehendes Stellorgan sein. Zum Beispiel kann das Stellorgan
so wirken, das es eine Rotationsbewegung um eine Achse bewirkt,
die im Wesentlichen parallel zu der Rotationsachse der Flügelspitzenvorrichtung
liegt.
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Das
Luftfahrzeug kann einen Fühler
aufweisen. Der die Belastung abtastende Fühler kann so angeordnet sein,
dass er die Belastung des Flügels abtastet.
Das Luftfahrzeug kann ein Steuerungssystem aufweisen. Das Steuerungssystem
kann so angeordnet sein, dass es im Gebrauch Signale von einer die
Belastung abtastenden Vorrichtung erhält. Das Steuerungssystem kann
so angeordnet sein, dass es bei Gebrauch Signale zu einem Stellorgan sendet,
um die Flügelspitzenvorrichtung
vorzugsweise in Abhängigkeit
von Signalen zu bewegen, die es von einer die Belastung abtastenden
Vorrichtung erhält,
die so angeordnet ist, dass sie die Belastung des Flügels abtastet.
Das Steuerungssystem kann Teil eines Systems sein, das auch andere
Teile des Luftfahrzeugs steuert. Das Steuerungssystem kann zum Beispiel
in Form eines Flugsteuerungssystems für das Luftfahrzeug vorliegen.
Alternativ kann das Steuerungssystem ein separates System sein,
das so ausgebildet ist, dass es die Funktionen ausführt, die
dieser Aspekt der Erfindung erfordert.
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Das
Luftfahrzeug kann eine Mehrzahl von Flügeln aufweisen, wobei jeder
Flügel
eine Flügelspitzenvorrichtung
gemäß der vorliegenden
Erfindung aufweist. In diesem Fall wird bevorzugt, dass jede Flügelspitzenvorrichtung
unabhängig
bewegbar ist (so dass die Bewegung einer Flügelspitzenvorrichtung nicht
zwangsläufig
zu einer entsprechende Bewegung einer anderen Flügelspitzenvorrichtung führt oder
diese erfordert).
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Die
Flügelspitzenvorrichtung
kann auch durch passive Mittel gesteuert werden. Das Luftfahrzeug
kann so ausgestattet sein, dass eine Bewegung der Flügelspitzenvorrichtung
zwischen der ersten und der zweiten Stellung während des Fluges des Luftfahrzeugs
als Ergebnis des Zusammenwirkens zwischen der Flügelspitzenvorrichtung und der
Luft bewirkt werden kann, die sich an der Flügelspitzenvorrichtung vorbei
bewegt. Die Flügelspitzenvorrichtung
kann zwischen der ersten und der zweiten Stellung ohne das Vorhandensein
eines Stellorgans bewegt werden. In einem solchen Fall ist die Flügelspitzenvorrichtung
vorzugsweise so angeordnet, dass die Flügelspitzenvorrichtung zu einer
Bewegung veranlasst wird (die darin bestehen kann, dass sie ihre Form
verändert
gegenüber
einem Teil der Vorrichtung, der seine Stellung nicht verändert),
um so das auf den Flügel
einwirkende Biegemoment zu verringern, wenn sich der auf die Vorrichtung
einwirkende Auftrieb erhöht.
Die Flügelspitzenvorrichtung
und der Flügel
kann zum Beispiel so angeordnet und ausgebildet sein, dass dann,
wenn sich der auf die Flügelspitzenvorrichtung
einwirkende Auftrieb erhöht,
der Auftrieb bewirkt, dass sich die Flügelspitzenvorrichtung um ihre
Achse dreht und sich in eine Stellung bewegt, in der die Flügelspitzenvorrichtung
den auf den Flügel
einwirkenden Auftrieb verringert. Zum Beispiel kann die Flügelspitzenvorrichtung
und ihre Rotationsachse so angeordnet sein, dass das Zentrum des
auf die Flügelspitzenvorrichtung
einwirkenden Auftriebs gegenüber
der Rotationsachse relativ versetzt ist. Die Flügelspitzenvorrichtung ist vorzugsweise
so angeordnet, dass sie dazu veranlasst wird, sich so zu bewegen,
dass das auf den Flügel
einwirkende Biegemoment verringert wird, wenn sich der Auftrieb
auf die Vorrichtung über
eine Schwellenbelastung hinaus erhöht, wobei im wesentlichen keine Bewegung
unterhalb dieser Schwelle veranlasst wird. Die Schwellenbelastung
ist größer als
Null und hat vorzugsweise die gleiche Größenordnung wie der Auftrieb,
der während
der Bedingungen hoher Belastung aufrecht erhalten würde.
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Bei
einer Ausführungsform
der Erfindung, die im Folgenden ausführlich beschrieben wird, wird die
Bewegung der Vorrichtung durch ein ausschließlich zugeordnetes Feder-Dämpfungssystem
gesteuert, wobei die Feder und das Dämpfungssystem so angeordnet
sind, dass eine Biegemomentschwelle festgelegt wird, wobei die Flügelspitzenvorrichtung dazu
veranlasst wird, sich von der ersten in die zweite Stellung nur
dann zu bewegen, wenn die Biegemomentschwelle überschritten wird. Vorteilhafterweise steuert
die Feder die Biegemomentschwelle, wobei die Dämpfung so vorgesehen ist, dass
die Wirkungen eines abweichenden Verhaltens oder einer Instabilität verringert
werden. Somit kann ein federndes Mittel vorgesehen werden, zum Beispiel
eine Feder, die während
des Gebrauchs die Bewegung und das Verhalten der Flügelspitzenvorrichtung
beeinflusst. Dabei kann ein Dämpfungsmittel
vorgesehen sein, wie zum Beispiel ein Dämpfer, der während des
Gebrauchs die Bewegung und das Verhalten der Flügelspitzenvorrichtung beeinflusst.
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In
einer Situation, in der die Belastung auf den Flügel am Rand einer Grenzbelastung
ist, kann es unerwünscht
sein, wenn sich die Flügelspitzenvorrichtung
zwischen der ersten und der zweiten Stellung bewegt. Eine derartige
Bewegung kann zum Beispiel zu einer unerwünschten Schwingung der Flügelspitzenvorrichtung
führen.
Es kann eine Dämpfungseinrichtung
vorgesehen sein, zum Beispiel ein in einer Richtung wirkender Dämpfer, der
die Möglichkeit
zu derartigen Schwingungen verringert. Ein in einer Richtung wirkender
Dämpfer
kann angewandt werden, um im Wesentlichen keinen Widerstand bei der
Bewegung der Flügelspitzenvorrichtung
von der ersten Stellung in Richtung auf die zweite Stellung zu erzeugen,
aber einen Widerstand für
die Bewegung der Flügelspitzenvorrichtung
in die erste Stellung vorzusehen.
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Die
Flügelspitzenvorrichtung
kann so ausgebildet und angeordnet sein, dass sie während der
Bedingungen des Fluges in der Lage ist, sich in eine Stellung zu
bewegen, in der sie sich von dem Flügel aus in einer Richtung erstreckt,
dessen Winkel größer als
30 Grad zu der Senkrechten der Ebene ist, in der der Flügel normalerweise
ausgerichtet ist. Die Flügelspitzenvorrichtung
kann so angeordnet sein, dass während
des normalen Flugbetriebs des Luftfahrzeugs die Flügelspitzenvorrichtung
immer in einer Stellung ist, in der sie sich von dem Flügel aus
in einer Richtung erstreckt die größer als 30 Grad zu der Senkrechten
ist. Die Flügelspitzenvorrichtung kann
so angeordnet sein, dass während
des Fluges des Luftfahrzeugs sich die Flügelspitzenvorrichtung von dem
Flügel
aus in einer Richtung erstreckt, die einen Winkel von etwa 45 Grad
zu der Senkrechten aufweist. Die Flügelspitzenvorrichtung kann
so ausgebildet und angeordnet sein, dass sie während der Bedingungen des Fluges
in der Lage ist, sich in Stellungen zu bewegen, in denen sie sich
von dem Flügel aus
in einer Richtung erstreckt, die eine beliebige Vielzahl von Winkeln
im Bereich von 30 bis 80 Grad zu der Senkrechten der Ebene aufweisen,
in der der Flügel
normalerweise ausgerichtet ist. Was dieses Merkmal der Erfindung
angeht, wird die Senkrechte dieser Ebene dann, wenn sich das Luftfahrzeug
auf dem Boden befindet, normalerweise mit der Vertikalen ausgerichtet
sein.
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Das
Luftfahrzeug der vorliegenden Erfindung kann bei einem Verfahren
eingesetzt werden, bei dem sich das Biegemoment in einem Flügel eines Luftfahrzeugs
verändert,
wobei das Verfahren die Schritte einschließt, dass eine Flügelspitzenvorrichtung
von einer ersten Stellung in eine zweite Stellung gedreht wird,
wobei die Rotationsachse der Flügelspitzenvorrichtung
so angeordnet ist, dass der Winkel zwischen der Achse und der Ebene,
in der der Flügel
normalerweise ausgerichtet ist, weniger als 45 Grad beträgt, um so
zu bewirken, dass sich das Biegemoment an der Wurzel des Flügels verändert. Das maximale
Biegemoment an der Wurzel des Flügels, dem
er während
des Fluges bei Bedingungen einer hohen Belastung ausgesetzt ist,
kann auf diese Weise verringert werden. Vorzugsweise schließt dieses Verfahren
den Schritt ein, die Belastung des Flügels zu messen und umfasst
vorzugsweise einen weiteren Schritt, bei dem die Flügelspitzenvorrichtung
in Abhängigkeit
von dem Ergebnis der Belastungsmessung bewegt wird. Dieses Verfahren
kann zum Beispiel einen Schritt umfassen, bei dem die Flügelspitzenvorrichtung
in Abhängigkeit
von der Größe und der
Art der abgetasteten Belastung des Flügels betätigt wird.
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Es
wird ebenso ein Verfahren zum Fliegen eines Luftfahrzeugs vorgesehen,
bei dem das Biegemoment in dem Flügel, welches unter Flugbedingungen
mit hoher Belastung auftritt, durch Verringerung des mittleren Anstellwinkels
der Flügelspitzenvorrichtung
auf dem Flügel
dadurch herabgesetzt wird, dass die Flügelspitzenvorrichtung von einer
ersten Stellung in eine zweite Stellung drehbar bewegt wird, wobei
die Rotationsachse der Flügelspitzenvorrichtung so
angeordnet ist, das (i) der Winkel zwischen der Achse und der Ebene,
mit der der Flügel
normalerweise ausgerichtet ist, weniger als 45 Grad beträgt und (ii)
dass der Winkel zwischen der Achse und der Vertikalebene, die die
Längsachse
des Luftfahrzeugs einschließt,
zwischen 5 und 30 Grad liegt, wodurch das Biegemoment an der Wurzel
des Flügels
verringert wird.
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Im
Folgenden werden verschiedene Ausführungsformen der Erfindung
mit Bezug auf die beigefügten
schematischen Zeichnungen nur beispielsweise beschrieben.
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In
diesen zeigen:
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1a–c Darstellungen
eines kommerziellen Luftfahrzeugs mit einer Flügelspitzenvorrichtung gemäß einer
ersten Ausführungsform
der Erfindung;
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2 eine
Draufsicht auf die Flügelspitzenvorrichtung
gemäß der ersten
Ausführungsform
der Erfindung, wobei das Betätigungssystem
aufgeschnitten dargestellt ist;
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3 einen
Längsschnitt
der in 2 dargestellten Flügelspitzenvorrichtung und
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4 eine
Draufsicht auf die Flügelspitzenvorrichtung
in einer Anordnung, die nicht innerhalb des Schutzbereichs der vorliegenden
Erfindung liegt, wobei das Betätigungssystem
in einer aufgeschnittenen Ansicht dargestellt ist.
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Die 1a–c zeigen
eine Flügelspitzenvorrichtung 2,
die an der Spitze eines Luftfahrzeugflügels 4 eines Luftfahrzeugs
gemäß einer
ersten Erfindung montiert ist und die detaillierter in den 2 und 3 dargestellt
ist. Die gezeigte Flügelspitzenvorrichtung
hat die Form eines kleinen Flügels.
Wie in den 2 und 3 dargestellt
ist, ist die Flügelspitzenvorrichtung 2 an
einem Drehgelenk 6 an der Oberfläche des Hauptflügels 4 befestigt.
Die Flügelspitzenvorrichtung 2 kann
sich von einer ersten Stellung 2a in eine zweite Stellung 2b (in 3 gestrichelt
dargestellt) bewegen. Die erste Stellung ist die Stellung, in der
die Flügelspitzenvorrichtung
während der
Standartflugbedingungen gehalten wird, wie zum Beispiel beim Start,
beim Steigflug und beim Marschflug. In der ersten Stellung wirkt
die Flügelspitzenvorrichtung
beim Flug in der Weise, dass sie die Aerodynamik des Flügels und
den Auftrieb verbessert, der durch den Flügel einschließlich der
Flügelspitzenvorrichtung
erzeugt wird. Die Flügelspitzenvorrichtung 2 erstreckt
sich in ihrer ersten Stellung 2a von dem Flügel 4 aus
in einer Richtung von etwa 45 Grad zu der Fläche des Flügels. In der zweiten Stellung
ist die Aerodynamik des Flügels
unterbrochen und der von dem Flügel
erzeugte Auftrieb ist verringert. Die Flügelspitzenvorrichtung 2 erstreckt
sich in ihrer zweiten Stellung 2b von dem Flügel 4 in
einer Richtung von etwa 55 Grad zu der Ebene des Flügels. Die
Flügelspitzenvorrichtung 2 kann
in eine Stellung bewegt werden (nicht dargestellt), in der sie sich
von dem Flügel 4 aus
in einer Richtung von etwa 65 Grad zu der Ebene des Flügels erstreckt.
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Die
Rotationsachse des Drehgelenks 6 ist normalerweise horizontal
ausgerichtet und fluchtet mit der Ebene des Flügels; außerdem ist sie normalerweise
in Flugrichtung ausgerichtet und weist einen Winkel von etwa 10
Grad zu der Vertikalebene auf, die die Längsachse des Flugzeugrumpfes
einschließt.
Die Rotationsachse des Drehgelenks 6 ist so ausgerichtet,
dass der mittlere Anstellwinkel der Flügelspitzenvorrichtung 2 abnimmt,
wenn die Flügelspitzenvorrichtung
von der ersten Stellung 2a in die zweite Stellung 2b bewegt
wird (d.h. wenn sie von oben gesehen im Gegenuhrzeigersinn um das
Drehgelenk 6 gedreht wird). Die Flügelspitzenvorrichtung 2 kann
in einem kleineren oder größeren Ausmaß um das
Drehgelenk 6 gedreht werden, wie das in 3 gezeigt
ist, was von den auftretenden Bedingungen einer hohen Belastung
abhängt.
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Ein
linearer Stellantrieb 8 ist innerhalb der Struktur des
Luftfahrzeughauptflügels 4 angebracht. Eine
Stange 10 ist zur Ausführung
einer linearen Bewegung in einer Richtung montiert, die rechtwinklig zu
der Achse des Drehgelenks 6 und im Wesentlichen in der
Ebene des Flügels 4 liegt.
Ein Ende der Stange 10 ist mit einer Einrichtung (nicht
dargestellt) an der Flügelspitzenvorrichtung 2 verbunden,
deren Mechanismus eine Drehung der Flügelspitzenvorrichtung um das
Drehgelenk 6 ermöglicht,
ohne dass die Stange 10 durch die Kräfte, die aus der Ebene des
Flügels
stammen, unter einer übermäßigen Beanspruchung
steht.
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Wie
oben beschrieben wurde, wird die Flügelspitzenvorrichtung 2 während der
Bedingungen eines Standardfluges in ihrer ersten Stellung 2a gehalten.
Unter den Bedingungen einer hohen Belastung, wie bei Turbulenzen
oder während
einer engen Kurve, wird die Flügel spitzenvorrichtung
von der ersten Stellung 2a in die zweite Stellung 2b gedreht.
Die Bedingungen unter hoher Belastung können abgefühlt oder vorausgesagt werden,
wobei Systeme eingesetzt werden, die in den meisten kommerziellen Luftfahrzeugen
vorhanden sind, wie zum Beispiel Beschleunigungsmesser, Pilotsteuerungen
und andere sensorische Einrichtungen.
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Bei
dieser ersten Ausführungsform
der Erfindung wird die Stellung der Flügelspitzenvorrichtung 2 aktiv
gesteuert. Wenn die Bedingungen einer hohen Belastung erfasst oder
vorausgesagt werden, dann sendet ein Teil des Flugsteuerungscomputers
Signale, die veranlassen, dass sich die Stange 10 entlang dem
Flügel 4 und
von dem Flugzeugrumpf 12 wegbewegt. Die Flügelspitzenvorrichtung 2 wird
zwangsläufig
um das Drehgelenk 6 auf der Oberfläche des Hauptflügels 4 gedreht.
Die Betätigung
der Stange 10 bewirkt somit eine nach oben gerichtete Drehung
der Flügelspitzenvorrichtung
und weg von ihrer ersten Stellung 2a.
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Die
Luftströmung über den
Spitzenbereich des Flügels 4 wird
gestört,
was zu einem Verlust an Auftrieb, zu einer Verringerung der effektiven
Spannweite und somit zu einer Verringerung des Biegemoments an der
Wurzel des Flügels 4 führt. Außerdem ist
die Ausrichtung des Drehgelenks 6 derart, dass der mittlere
Anstellwinkel der Flügelspitzenvorrichtung 2 verringert
ist, was den durch diese Vorrichtung erzeugten Auftrieb verringert,
wodurch das Biegemoment an der Wurzel des Flügels 4 weiter herabgesetzt
wird.
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Wenn
die Bedingung hoher Belastung vorüber ist, dann wird die Stange 10 zurückgezogen,
wobei sie die Flügelspitzenvorrichtung 2 in
ihre erste Stellung 2a zurückführt. Somit sieht die erste
Ausführungsform
ein Mittel vor, durch das das maximale Biegemoment verringert wird,
dem ein Luftfahrzeugflügel
vermutlich während
der Lebensdauer des Luftfahrzeugs ausgesetzt ist (d.h. einschließlich der
Bedingungen unter hoher Belastung). Dies erlaubt wiederum die Tragfähigkeit
für eine
strukturelle Belastung des Flügels
zu verringern, was wiederum zu großen Einsparungen beim konstruktiven
Gewicht des Luftfahrzeugs führen
kann und zu den vielen Vorteilen führt, die sich aus der Gewichtsverringerung
des Luftfahrzeugs ergeben.
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4 zeigt
eine Anordnung, die der ersten Ausführungsform ähnlich ist (aber nicht innerhalb
des Schutzbereiches der vorliegenden Erfindung liegt), bei der der
Flügel
eines Luft fahrzeugs eine Flügelspitzenvorrichtung 102 aufweist,
die so aufgebaut ist, dass sie sich zwischen einer ersten Stellung,
in der die Flügelspitzenvorrichtung 102 den
aerodynamischen Wirkungsgrad des Flügels verbessert, und einer
zweiten Stellung, in der die Vorrichtung 102 den durch
den Flügel
bewirkten Auftrieb verringert, bewegen kann und somit das auf den
Flügel
einwirkende Biegemoment verringert. Bei dieser Anordnung ist die
Flügelspitzenvorrichtung
indessen so angeordnet, dass sie um eine Achse drehbar ist, die
normalerweise horizontal und in der Ebene des Flügels ausgerichtet aber zu der
Länge des
Flugzeugrumpfes schräg
verlaufend angeordnet ist. Die Flügelspitzenvorrichtung 102 hat
eine derartige Stellung, dass sie mit ihrer Vorderkante näher an dem
Flugzeugrumpf 12 ist als mit ihrer Hinterkante.
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Innerhalb
der Struktur des Hauptflügels 104 des
Luftfahrzeugs ist ein drehbarer Stellantrieb 108 montiert.
Die Flügelspitzenvorrichtung 102 ist
mit dem Hauptflügel 104 über eine
Antriebswelle 116 verbunden, die sowohl normalerweise mit
der Ebene des Hauptflügels
ausgerichtet und im Wesentlichen in Linie mit der Vorder- und der
Hinterkante des Flügels
ist (in einem Winkel von etwa 120 Grad zu der Längsachse des Flugzeugrumpfes).
Die Antriebswelle 116 wird innerhalb eines Stellantriebs 108 von
Lagern 118 getragen. Die Lager 118 stellen sicher,
dass im Wesentlichen keine Translationsbewegung der Welle 116 entlang
der Länge
des Flügels 104 stattfindet.
Der drehbare Stellantrieb 108 und die Antriebswelle 116 erfüllen somit
sowohl die Funktionen der Abstützung
als auch der Steuerung.
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Bei
dieser Anordnung wird die Flügelspitzenvorrichtung 102 während der
Bedingungen des Standardfluges in der ersten Stellung gehalten,
wobei die Flügelspitzenvorrichtung
durch aktive Mittel gesteuert wird. In der ersten Stellung fluchtet
die Außenfläche der
Flügelspitzenvorrichtung
mit der benachbarten Außenfläche des
Flügels.
Wenn Bedingungen einer hohen Belastung festgestellt oder vorausgesagt werden,
dann dreht der Stellantrieb die Antriebswelle 116 von der
Flügelspitze
aus gesehen im Gegenuhrzeigersinn, wobei die Vorderkante der Flügelspitzenvorrichtung 102 nach
unten in die zweite Stellung gedreht wird. Bei dieser Anordnung
kommen die Kanten der Flügelspitzenvorrichtung
und des Flügels,
die in der ersten Stellung parallel zueinander waren, in eine nicht
parallele Stellung und die Fläche
der Flügelspitzenvorrichtung
und der Flügel
weisen eine Stellung auf, in der sie nicht mehr fluchten. Die Luftströmung über den
Spitzenbereich des Flügels 104 wird
gestört,
was zu einem Verlust an Auftrieb führt und somit zu einer Verringerung
der effekti ven Spannweite und somit zu einer Verringerung des Biegemoments an
der Wurzel des Flügels 104 führt. Außerdem ist der
mittlere Anstellwinkel der Flügelspitzenvorrichtung 102 verringert,
wodurch der von der Vorrichtung erzeugte Auftrieb kleiner und somit
das Biegemoment an der Wurzel des Flügels 104 verringert
wird.
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Wenn
die Bedingung der hohen Belastung vorüber ist, dann dreht der Stellantrieb
die Antriebswelle 116 von der Flügelspitze aus gesehen im Uhrzeigersinn
und dreht dabei die Flügelspitzenvorrichtung 102 in
ihre erste Stellung zurück.
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Bei
anderen Ausführungsformen
(nicht dargestellt) des oben beschriebenen und bevorzugten Ausführungsbeispiels
der Erfindung wird die Flügelspitzenvorrichtung
durch passive Mittel derart gesteuert, dass dann, wenn der Auftrieb
auf die Flügelspitze
ausreichend groß ist,
sie dazu veranlasst wird, sich mittels der sich aus dem Auftrieb
ergebenden Belastungen auf die Flügelspitzenvorrichtung gegen die
zweite Stellung zu bewegen.
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Gemäß einer
zweiten Ausführungsform (nicht
dargestellt), die sich auf eine Flügelspitzenvorrichtung bezieht,
die der Flügelspitzenvorrichtung
der ersten Ausführungsform
sehr ähnlich
ist, besteht die passive Steuerung aus einem Federdämpfungssystem,
das eine Feder und einen in einer Richtung wirkenden Dämpfer aufweist.
Der in einer Richtung wirkende Dämpfer
wird eingesetzt, um der Rückbewegung
der Flügelspitzenvorrichtung
in die erste Stellung einen Widerstand entgegenzusetzen, aber der Drehung
der Flügelspitzenvorrichtung
keinen Widerstand entgegenzusetzen, wenn die Biegemomentschwelle
zuerst überschritten
wird. Somit steuert die Feder die Biegemomentschwelle, und der Dämpfer vermeidet
ein abweichendes Verhalten oder eine Instabilität.
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Bei
einer dritten Ausführungsform
(nicht dargestellt) ist ein Abschnitt aus flexiblem, elastischem Material,
der ein Gummimaterial enthält,
zwischen der Flügelspitzenvorrichtung
und dem Hauptflügel angeordnet.
Der flexible Abschnitt erlaubt eine wirksame Bewegung der Flügelspitzenvorrichtung
in einer Weise, die ähnlich
dem Drehgelenk der ersten Ausführungsform
ist. Wenn der Auftrieb auf die Flügelspitzenvorrichtung zunimmt,
dann ist der aus diesem Material bestehende Abschnitt ausreichend
flexibel, so dass die sich aus dem Auftrieb ergebende und auf die
Flügelspitzenvorrichtung
einwirkende Belastung die Flügelspitzenvorrichtung
aus der ersten Stellung in die zweite Stellung bewegt, in der der
gesamte Auftrieb auf den Flügel
verringert wird. Die Flügelspitzenvorrichtung
erreicht somit bei jeder Bedingung einer hohen Belastung eine Gleichgewichtsstellung.
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Gemäß einer
anderen Ausführungsform,
die sich auf eine Flügelspitzenvorrichtung
bezieht, die der Flügelspitzenvorrichtung
der in 4 dargestellten Anordnung sehr ähnlich ist,
ist ein frei drehbares Lager ungefähr dort angeordnet, wo in 4 die
Antriebswelle gezeigt ist und trägt
eine Welle, die von der Flügelspitzenvorrichtung
hervorsteht. Die Drehung der Flügelspitzenvorrichtung
wird durch einen unabhängigen
Verbindungsmechanismus gesteuert, der achtern von dem Hauptdrehgelenk
liegt und durch ein lineares Stellorgan betätigt wird. Bei einer anderen
Anordnung (eine nicht dargestellte Abwandlung der oben erwähnten Anordnung)
wird die Flügelspitzenvorrichtung
von einem frei drehbaren Lager gehalten (so, wie oben), wobei die
Antriebswelle eines drehbaren Stellorgans durch das Zentrum des Traglagers
geht. Beide Abwandlungen erlauben es, die Funktionen des Tragens
und des Antriebs zu trennen.
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Bei
einer weiteren Ausführungsform
(nicht dargestellt), die sich auf eine Flügelspitzenvorrichtung bezieht,
die der in 4 gezeigten Flügelspitzenvorrichtung
sehr ähnlich
ist, wird die Flügelspitzenvorrichtung
von einem passiven Mittel gesteuert. Die Rotationsachse der Flügelspitzenvorrichtung
ist auf einer Seite des Auftriebszentrums der Flügelspitzenvorrichtung angeordnet.
Wenn der Auftrieb auf die Flügelspitzenvorrichtung
zunimmt, dann veranlasst das um die Rotationsachse auftretende Moment,
dass sich die Flügelspitzenvorrichtung
in eine Stellung bewegt, in der sie weniger Auftrieb erzeugt. Bei
dieser Anordnung weist das System eine Feder auf, die die Schwelle
festlegt, bei der sich die Vorrichtung dreht. Dies dient dazu, in
einem kleinen Bereich auftretende Bewegungen des Flügels um
die erste Stellung und ebenso die Instabilität zu verringern.
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Es
ist klar, dass bei den oben beschriebenen Ausführungsformen der Erfindung
unterschiedliche Abwandlungen vorgenommen werden können. Bei jeder
Ausführungsform
hat die Flügelspitzenvorrichtung
die Form eines kleinen Flügels;
die Vorrichtung könnte
natürlich
auch in der Form irgendeiner Flügelspitzenvorrichtung
vorliegen, die in der Lage ist, den aerodynamischen Wirkungsgrad
zu verbessern, wenn sie in der ersten Stellung ist, aber während der Bedingungen
hoher Belastung große
auf den Flügel des
Luftfahrzeugs einwirkende Biegemomente verursachen könnte. Bei
einer derart abgewandelten Ausführungsform könnte die
Vorrichtung in eine zweite Stellung bewegbar sein, in der die Vorrichtung
die Biegemomente in dem Hauptflügel
verringert, zum Beispiel bei den Bedingungen einer hohen Belastung.
Die Funktion des flexiblen Gelenks der vierten Ausführungsform
kann mittels des Flügels
verwirklicht werden, durch einen Teil dieses Flügels, durch die Flügelspitzenvorrichtung
oder einen ihrer Teile, die aus elastischem Material oder aus einem
Verbundmaterial hergestellt sind, das ausreichend elastische(federnde)
Eigenschaften aufweist.