DE69011308T2 - Gerät und Verfahren zur Reduzierung des Flatterns einer tragenden Fläche eines Flugzeuges. - Google Patents

Description

• Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Verhindern von Flügelflattern in einem Flugzeug, wie es im Oberbegriff des Anspruchs 1 beschrieben ist, und ein Flugzeug, das gemäß diesem Verfahren konfiguriert ist. Verfahren zum Verhindern von Flügelflattern und demgemaß ausgebildete Flugzeuge sind zum Beispiel aus US-A- 3 734 432 bekannt.
• Ein ist ein Gestaltungsziel, daß sich, wenn ein Flugzeugflügel einer momentanen Kraft im Flug ausgesetzt wird, welche bewirkt, daß der Flügel zwischen einem gebogenen Zustand und einem ungebogenen Zustand schwingt, in der Abwesenheit dieser Kraft die Schwingungen vollständig dämpfen und der Flügel zu einem stationären, ungebogenen Zustand zurückkehrt. Andererseits bezieht sich "Flügelflattern" auf ein Phänomen, in welchem sich die Flügelschwingungen zwischen dem gebogenen Zustand und dem ungebogenen Zustand nicht vollständig dämpfen. Vielmehr bleibt die Amplitude dieser Schwingungen entweder konstant oder nimmt über die Zeit hinweg zu.
• Flügelflattern ist eine aerodynamische Instabilität, die durch das Sichvereinigen und die angemessene Phasenbeziehung von zwei oder mehr strukturellen Schwingungsmodi eines Flugzeugs im Flug erzeugt wird. Ein Flattermodus beinhaltet gewöhnlich sowohl Biege- als auch Torsionstypen der Bewegung, worin die Torsionsbewegung Energie aus dem Luftstrom heraus zieht und den Biegemodus auf zunehmend höhere Amplituden treibt. In anderen Fällen sind diese Schwingungen leicht gedämpft, aber stabil innerhalb der Betriebsgeschwindigkeitsumgrenzung des Flugzeugs und können eine Verminderung im Fliegekomfort des Flugzeugs bewirken.
• Der Ort der Flugzeuggondel relativ zu dem Flügel, die Masseneigenschaften des Triebwerks und die Steifheit der Verstrebung, welche die Gondel an dem Flügel anbringt, sind Faktoren, die die Flattercharakteristika des Flügels beeinflussen. Spezieller ist es so, daß die Eigenfrequenz der Gondel und die Art und Weise der Verstrebungsinstallation den Modus und die Eigengeschwindigkeit, bei welcher die Flügelschwingungen instabil werden, beeinflussen können.
• Konventionellerweise werden, um Flügelflattern zu vermeiden, die Eigenfrequenz der Gondeln und Gondelverstrebungen auf das Innere eines engen Bereichs beschränkt. Zum Beispiel wird es in früheren Modellen des Boeing 747-Flugzeugs den Außenbordtriebwerksgondeln gestattet, bei einer Eigenfrequenz von etwa 2 Zyklen pro Sekunde in einer lateralen Richtungen zu schwingen. Wenn die Außenbordtriebwerkgondellateralfrequenzen signifikant über oder unter 2 Zyklen pro Sekunde sind, dann kann es bei einer nicht akzeptabel niedrigen Eigengeschwindigkeit zu Flügelflattern kommen.
• Jedoch kann in einigen neueren Flugzeugen, welche das Merkmal stärkerer aber weniger steifer Auftriebsflächen haben, Flattern bei Eigengeschwindigkeiten unterhalb der durch Regierungsverordnungen erforderlichen auftreten. In diesem Fall erfordert das Vermeiden von Flügelflattern die nicht zufriedenstellende Lösung des Verminderns der maximalen Betriebsgeschwindigkeit des Flugzeugs.
• Ein Verfahren des Standes der Technik zum Verhindern von Flügelflattern ist in US-A-3 734 432 von Low beschrieben, welches sich auf ein aktives System für die Verwendung von Anström- und Abströmkantensteuerflächen unter der Steuerung eines Stabilitätsvergrößerungssystems zum vollständigen Dämpfen von Flügelflattern beziehen. Obwohl es mit Bezug auf einen einzelnen Flügel beschrieben ist, ist das System deutlich für die Verwendung bei einem Flugzeug gemeint, das entgegengesetzte, symmetrische Flügel hat.
• Es sind andere Verfahren zum Verhindern von Flügelflattern offenbart worden, wie durch Hinzufügen von Dämpfungsmaterialien, oder durch Ändern der Relativpositionen einer Komponentenmasse und/oder des Zentrums der Maßnahme. Zum Beispiel betrifft US-A-2 124 098 von Younger eine Flügelflatterdämpfungseinrichtung, die eine Hilfsflügeleinrichtung umfaßt, welche mit einem Hauptflügel verbunden ist, um Flatterkräften in dem Hauptflügel entgegenzuwirken.
• Weiterhin diskutiert US-A-3 327 965 von Bockrath eine Dämpfungseinrichtung, welche die von einem Flugzeugflügel zu einer angebrachten Triebwerksgondel übertragene Schwingungsenergie aufzehrt, um eine unerwünschte Bewegung der Triebwerksgondel zu verhindern.
• Ein pneumatisches Federsystem zum Aufhängen eines Speichers vom Flügel, um Flügelflattern zu vermindern, ist in US-A- 4 343 447 von Reed III offenbart.
• Und US-A-4 502 652 von Breitbach bezieht sich auf eine Federeinrichtung zum Unterdrücken von Flügelflattern, wenn sie äußere Lasten trägt.
• Alle Flatterverhinderungsverfahren nach dem Stande der Technik scheinen anzunehmen, daß das Flugzeug symmetrisch ist, wobei es entgegengesetzte Flügel hat, welche gegenseitige Spiegelbilder sind.
• Die vorliegende Erfindung strebt danach, ein verbessertes Verfahren zum Verhindern von Flügelflattern in einem Flugzeug zur Verfügung zu stellen. Gemäß der Erfindung wird dieses in einem Verfahren, wie es in dem Oberbegriff des Anspruchs 1 beschrieben ist, dadurch erreicht, daß das erste und zweite Element so eingestellt werden, daß das erste Element mit einer anderen Frequenz als das zweite Element schwingt und bewirkt wird, daß die erste und zweite Auftriebsfläche mit unterschiedlichen Frequenzen in Ansprechung auf das Schwingen des ersten und zweiten Elements mit unterschiedlichen Frequenzen schwingen. Bevorzugte Ausführungsformen des Verfahrens gemäß der Erfindung bilden den Gegenstand der abhängigen Ansprüche 2 bis 6.
• Die Erfindung strebt weiter danach, ein Flugzeug zur Verfügung zu stellen, das gemäß dem vorliegenden Verfahren aufgebaut ist. Dieses wird in einem Flugzeug, wie es in dem Oberbegriff des Anspruchs 7 beschrieben ist, dadurch erreicht, daß das erste und zweite Flügelelement an ihren zugeordneten Flügelmitteln in einer Art und Weise an ihrem zugeordneten Flügelmittel angebracht sind, daß, wenn das erste Flügelelement und das zweite Flügelelement einer Kraft ausgesetzt werden, bewirkt wird, daß das erste Flügelelement mit einer anderen Frequenz als das zweite Flügelelement schwingt. Bevorzugte Ausführungsformen des Flugzeugs, das gemäß der vorliegenden Erfindung konfiguriert ist, finden sich in den abhängigen Ansprüchen 8 bis 14.
• Die vorliegende Erfindung wird in größerem Detail durch Bezugnahme auf die folgende detaillierte Beschreibung in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen beschrieben, worin:
• Figur 1 eine Seitenansicht ist, die eine konventionelle Verstrebung für das Anbringen einer Triebwerksgondel an einem Flugzeugflügel zeigt;
• Figur 2 eine isometrische Teilansicht eines Teils der konventionellen Verstrebung ist, die in Figur 1 gezeigt ist;
• Figuren 3A und 3B vereinfachte Diagramme sind, welche die Reaktionskräfte (Fv) zeigen, die in der konventionellen Verstrebung erzeugt werden, wenn die Gondel einer lateralen Kraft ausgesetzt wird;
• Figur 4 eine Kurvendarstellung ist, welche eine Grenze zwischen Flatter- (instabilem) und Nichtflatter- (stabilem) Betrieb als eine Funktion der Flugzeuggeschwindigkeit und der Gondelseitenbiegefrequenz für eine konventionelle Verstrebungskonfiguration zeigt;
• Figur 5 eine der Kurvendarstellung der Figur 4 ähnliche Kurvendarstellung ist, in welcher Flattern vor dem Erreichen der maximal erforderlichen Betriebsgeschwindigkeit des Flugzeugs für eine konventionelle Verstrebungskonfiguration auftritt;
• Figur 6 eine der Figur 4 ähnliche Kurvendarstellung für ein Flugzeug ist, welches die Vorrichtung und das Verfahren der vorliegenden Erfindung verkörpert;
• Figur 7 eine isometrische Teilansicht der Gondelanbringungsverstrebung einer exemplarischen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist;
• Figur 8 eine Seitenansicht eines Federträgerteils ist, das eine erste Querschnittshöhendimension hat; und
• Figur 9 eine Seitenansicht eines anderen Federträgerteils ist, das eine zweite Querschnittshöhendimension hat, welche geringer als die erste Querschnittshöhendimension ist.
• Die vorliegende Erfindung betrifft Vorrichtungen und Verfahren zum Verhindern des Flatterns in einer Auftriebsfläche, wie einem Flugzeugflügel, durch Bewirken, daß der Backbord- und Steuerbordflügel eines Flugzeugs mit unterschiedlichen Frequenzen schwingen. Wie in der folgenden detaillierten Beschreibung erläutert wird, kann der Flügel eine aufgehängte Masse haben, wie zum Beispiel ein Triebwerk oder einen äußeren Speicher. In einer exemplarischen Ausführungsform wird die Erfindung mit Bezug auf die Anbringung von einer oder mehreren Triebwerksgondeln an sowohl dem Backbord- als auch dem Steuerbordflügel eines Flugzeugs in einer Art und Weise, daß Flügelflattern reduziert wird, beschrieben. Jedoch sollte man sich bewußt sein, daß der Bereich der vorliegenden Erfindung nicht auf diese Ausführungsform beschränkt ist.
• Mittels weiterem Hintergrund sollte hinzugefügt werden, daß Flugzeuge so ausgebildet sind, daß sie eine gewisse Mission innerhalb einer maximalen Betriebsgeschwindigkeitsumgrenzung bei vernünftigen Kosten für den Betreiber erfüllen. Um eine Grenze jenseits der maximalen Betriebsgeschwindigkeit in dem Fall eines Störungsmanövers vorzusehen, muß die Flugzeugstruktur bis zu einer höheren Auslegungs-Sturzfluggeschwindigkeit (VD) intakt bleiben. Die Bundesregierung fordert, daß die niedrigste Flugzeugflattergeschwindigkeit wenigstens 20% höher als VD ist, das heißt 1,2 VD.
• Frühe Flugzeuge wurden mit niedrigen Geschwindigkeiten mit Flügeln geflogen, die gewöhnlich übermäßig ausgelegt waren, was zu grossen Flattergrenzen führte. Als die Geschwindigkeiten zunahmen und die Flügelauslegungen weniger konservativ wurden, nahmen die Flattergrenzen ab. Materialfestigkeitzulässigkeiten wurden größer, und die strukturellen Flügeldicken wurden vermindert, um Gewicht einzusparen. Jedoch, die kleineren Dicken verminderten die Flügelsteifheit und machten sie flexibler. Flattergeschwindigkeiten, die generell der Flügelsteifheit proportional sind, nahmen ab, und in vielen Fällen wurde eine ungenügende Grenze über VD für Flügel vorhergesagt, die alle Aspekte der Festigkeitsauslegung erfüllen. In vielen dieser Fälle mußten die Dicken über und oberhalb jene erhöht werden, die aus Festigkeitszwecken erforderlich ist, um eine akzeptable Flattergeschwindigkeitsgrenze zu geben. Diese Dickenerhöhung erzeugte manchmal eine signifikante Geschwichtserschwerung, welche sich von der Leistungsfähigkeit des Flugzeugs subtrahierte. Kürzlich sind Verfahren zum Optimieren der Verteilung von Steifheitsmaterial, wie aeroelastisches Zuschneiden, zum Minimieren der Erschwerung verwendet worden.
• Andere passive Mittel zum Minimieren der Flattererschwerung sind verwendet worden und umfassen das Ändern der Flügelgeometrie, wie Flügelstreckung, Pfeilung, Abschrägungsverhältnis, Dickenverhältnis und V-Form. Der Ort des Plazierens von Triebwerken und anderen Speichern auf dem Flügel wird oft sorgfältig gewählt, um höhere Flattergeschwindigkeiten zu favorisieren. Jedoch können diese Auslegungsauswahlen zum Gefährden der Flugzeugleistungsfähigkeit führen.
• Es sei zunächst auf Figur 1 Bezug genommen, wo ein konventionelles Verfahren des Anbringens einer Triebwerksgondel, die bei 10 angedeutet ist, an einem Flügel 12 mittels einer konventionellen Verstrebungsanordnung, die bei 14 angegeben ist, gezeigt ist. Wie in Figur 2 gezeigt ist, hat die Verstrebungsanordnung 14 eine etwas trapezförmige Querschnittskonfiguration. Die Verstrebung 14 (Figur 1) ist mit dem Flügel 12 mittels einer sich nach rückwärts erstreckenden oberen Verbindungsstange 16 verbunden, die ein vorderes Ende hat, das mittels eines Verbindungsglieds 18 mit einem oberen Teil 20 der Verstrebung verbunden ist, und die ein rückwärtiges Ende hat, das mittels eines Verbindungsglieds 22 mit einem Holm 21 des Flügels verbunden ist. Um die Verstrebung 14 weiter mit dem Flügel zu verbinden, sind ein Paar Verbindungsglieder 26 vorgesehen (von denen nur eines in Figur 1 gezeigt ist), welche sich an dem oberen, rückwärtigen Ende der Verstrebung befinden und welche mit einem Zubehörteil 28 des Flügels verbunden sind. Außerdem ist das untere rückwärtige Ende der Verstrebung 14 mittels eines Verbindungsglieds 30 an dem Flügel angebracht, das an einer sich nach aufwärts und rückwärts erstreckenden Strebe 32 angebracht ist; das andere Ende der Strebe 32 ist an einer Flügelarmatur 34 angebracht. Weiterhin ist die Triebwerksgondel 10 mit der Verstrebung 14 in einer konventionellen Art und Weise mittels einer vorderen Halterung 36 und einer hinteren Halterung 38 verbunden.
• Die Verstrebung 14 (Figur 1) ist mittels einer Anzahl von vertikalen, spannweitenweisen Spanten 40 ausgebildet, welche an ihren unteren Enden durch einen sich nach vorn und hinten erstreckenden unteren Holm 42, an ihren Mittelabschnitten durch einen Mittelholm 44 und an ihren oberen Enden durch einen oberen Holm 46 verbunden sind. Eine Anzahl der rückwärtigen Spante 40 ist kürzer in der Höhe als die vorderen Spante. Diese kürzeren Spante umfassen einen rückwärtigsten Spant 40a, während die höheren vorderen Spante einen rückwärtigsten Spant 40b umfassen.
• Es sei nun auf Figur 2 Bezug genommen, wo gezeigt ist, daß sich ein Teil der konventionellen Verstrebung 14 von gerade vorwärts von dem Spant 40b in einer rückwärtigen Richtung erstreckt und an dem Spant 40a endet. Auf diese Art und Weise ist der Teil der Verstrebung 14 gezeigt, welcher mit dem Flügel 12 verbunden ist. Der Mittelholm 44 ist durch ein Paar von sich nach vorn und hinten erstreckenden Trägern 48 gebildet, welche an dem Spant 40a durch einen Querträger 50 miteinander verbunden sind. An dem hinteren Ende von jedem Träger 48 ist an dem Querträger 50 ein aufnehmender Teil 51 des Verbindungsglieds 26 angebracht, welcher an einem hervorstehenden Teil (nicht gezeigt) des Verbindungsglieds angebracht ist, welcher seinerseits an dem Flügel angebracht ist. Der hervorstehende und der aufnehmende Verbindungsgliedteil werden durch einen lateralen Bolzen (nicht gezeigt) zusammengehalten, der sich durch Öffnungen in dem hervorstehenden und dem aufnehmenden Teil erstreckt.
• Um die Verstrebung 14 mit der Strebe 32 zu verbinden (Figuren 1 und 2), ist ein vorstehender Teil 53 des Verbindungsglieds 30 an dem hinteren Ende des unteren Holms 42 angebracht. Außerdem ist ein hervorstehender Teil 55 der oberen Armatur 22 an dem hinteren Ende des oberen Holms 46 angebracht, um den Holm weiter an dem Flügel zu befestigen. Die Verstrebung ist weiter mittels eines Abschlußholms ausgebildet, welcher ein Paar Träger 59 umfaßt, die sich von dem Spant 40b nach abwärts und rückwärts erstrecken und die mit dem hinteren Ende des Mittelholms 44 verbunden sind. Eine Umkleidungshaut 60 umschließt die Verstrebung, um den aerodynamischen Strömungswiderstand zu vermindern.
• Nachdem eine konventionelle Verstrebung zum Anbringen einer Gondel an einem Flügel beschrieben worden ist, sei die Aufmerksamkeit nun auf die Belastungskräfte gewandt, die in Ansprechung auf eine laterale (Seite-zu-Seite) Bewegung der Triebwerksgondel erzeugt werden. Es sei nun auf Figur 3 Bezug genommen, wo ein vereinfachtes Diagramm des Flügels 12 gezeigt ist, welcher die Triebwerksgondel 10 mittels der konventionellen Verstrebung 14 an den Verbindungsgliedern 26 hält. Wenn eine laterale Kraft FL auf die Gondel 10 angewandt wird, werden vertikale Kräfte FV und -FV durch die Verbindungsglieder 26 und die Verstrebung 14 erzeugt, so daß sie ein Paar bilden. In entsprechender Weise reagieren, wenn eine laterale Kraft -FL (Figur 3B) in der entgegengesetzten Richtung auf die Gondel wirkt, vertikale Kräfte -FV und FV durch die Verbindungsglieder 26 auf den Flügel. Auf diese Art und Weise wird eine Schwingungskraft auf die Gondel in den Flügel übertragen.
• Die laterale Eigenfrequenz der Schwingung der Gondel wird zum Teil durch die Steifheit der Verstrebung bestimmt, welche ihrerseits durch sorgfältige Auslegung der Verstrebungsstrukturkomponenten, wie Holme und Spante, gesteuert wird. Die Wichtigkeit der Gondellateralfrequenz wird durch Bezugnahme auf Figur 4 erkennbar, welche eine Kurvendarstellung der Flattergeschwindigkeit als Funktion der Gondellateralfrequenz für ein Flugzeug ist, in dem alle die Verstrebungen die vorher beschriebene konventionelle Konfiguration haben. Spezieller ist es so, daß die Lateralfrequenz einer Gondel und Verstrebung auf dem Backbordflügel so konfiguriert ist, daß sie identisch mit einer entsprechend positionierten Gondel und Verstrebung auf dem Steuerbordflügel ist (darauf wird Bezug genommen als auf eine "symmetrische Ausbildung"). Gemäß Bundesverordnungen muß ein Flügel eine Flattergeschwindigkeit von wenigstens dem 1,2- fachen der eingetragenen Sturzfluggeschwindigkeit des Flugzeugs haben. Wie in der exemplarischen Kurvendarstellung in Figur 4 gezeigt ist, gibt es ein Fenster zwischen etwa 1,8 und 2,0 Zyklen pro Sekunde (Hz) der Gondel-Seitenbiegefrequenz, wo die Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs 1,2 Vd erreichen und noch Flügelflattern vermeiden kann. In diesem Falle kann die vorher beschriebene konventionelle Verstrebung so "abgestimmt" sein, daß die Gondelseitenbiegefrequenz innerhalb des Fensters liegt.
• In einigen Triebwerksgondelkonfigurationen, welche die in den Figuren 1 und 2 gezeigte konventionelle Verstrebung verwenden, ist dieses Flatterfenster im wesentlichen geschlossen. Wie durch die Kurvendarstellung in Figur 5 gezeigt ist, tritt der Einsatz des Flügelflatterns bei Eigengeschwindigkeiten unter 1,2 Vd auf, wobei die höchste erreichbare Eigengeschwindigkeit bei einer Seitenbiegefrequenz von leicht unterhalb von 1,9 Hz liegt. Diese konventionelle Konfiguration würde es erfordern, daß die maximale Betriebsgeschwindigkeit des Flugzeugs reduziert wird, um Flattern zu vermeiden. Alternativ könnte der Flügel versteift werden, um die Flattergeschwindigkeit über 1,2 Vd anzuheben. Das Material für die zusätzliche Steifheit würde jedoch eine Gewichtserschwerung zu dem Flugzeug hinzuzufügen.
• Die Verstrebungsausbildung der vorliegenden Erfindung überwindet dieses Problem ohne eine Geschwindigkeitsverminderung oder die Gewichtserschwerung der zusätzlichen Flügelversteifung. Es wurde gefunden, daß dann, wenn die Gondelanbringungsverstrebungen so konfiguriert sind, daß eine Gondel auf dem Backbordflügel eine Seitenbiegefrequenz hat, die unterschiedlich von der Seitenbiegefrequenz einer Gondel auf dem Steuerbordflügel ist (wobei die Gondeln in den gleichen Relativpositionen auf den entgegengesetzten Flügeln liegen, beispielsweise Steuerbord-Außenbordposition und Backbord-Außenbordposition), das Flattern ausgeschaltet oder wenigstens bis zu signifikant höheren Eigengeschwindigkeiten hinausgeschoben wird. Dieses Konzept des Vorsehens von Backbord- und Steuerbordverstrebungen, welche es ermöglichen, daß die Gondeln auf entgegengesetzten Seiten des Rumpfs unterschiedliche Seitenbiegefrequenzen haben (asymmetrische Verstrebungsausbildung) ist ziemlich unterschiedlich von der konventionellen Art und Weise des Anbringens der Gondeln so, daß die linken und rechten Verstrebungen auf eine gemeinsame Seitenbiegefrequenz abgestimmt werden. Allgemeiner gesprochen wirkt die vorliegende Erfindung dahingehend, daß sie Flügelflattern durch Konfigurieren des Flugzeugs so, daß der Backbordflügel und der Steuerbordflügel mit unterschiedlichen Eigenfrequenzen schwingen, eliminiert.
• Dieses Konzept wird durch die Kurvendarstellung der Figur 6 reflektiert, in welcher die Backbord-Außenbordgondel auf einem Viertriebwerks-Flugzeug so ausgeführt wurde, daß sie bei einer Eigenfrequenz von 1,76 Hz schwingt, und die Steuerbord-Außenbordgondel war über einen experimentellen Bereich von mehreren unterschiedlichen Seitenbiegefrequenzen eingestellt. Wie durch Figur 6 gezeigt wird, trat der Einsatz des Flatterns bei Eigengeschwindigkeiten auf, die 1,2 Vd überstiegen, als die Steuerbord-Außenbordgondel eine Seitenbiegefrequenz von wenigstens 1,9 Hz hatte.
• Um eine asymmetrische Verstrebungsausbildung zu bewerkstelligen, wird eine Anbringungsstrebe vorgesehen, die in Figur 7 gezeigt ist, in welcher Elemente, die der unter Bezugnahme auf die Figuren 1 und 2 beschriebenen konventionellen Verstrebung gemeinsam sind, durch gemeinsame Bezugszeichen identifiziert werden, die mit einem Strich (') -Suffix versehen sind. In Figur 7 ist ein Teil einer bei 70 angegebenen Verstrebung zum Anbringen einer Triebwerksgondel an einem Flügel gezeigt. Dieser Teil der Verstrebung erstreckt sich von dem Spant 40b' aus nach rückwärts und endet an einem rückwärtigen Spant 40c. Diese Ausbildung sieht ein Paar von parallelen Federträgern 72 anstelle der Verbindungsglieder 26 in Figur 1 vor, um die Verstrebung mit dem Flügel zu verbinden. Spezieller ist es so, daß sich jeder Federträger 72 in einer Richtung nach vorn und hinten so erstreckt, daß ein vorderes Ende 74 jedes Federträgers an dem Spant 40b' befestigt ist. Der Mittelholm der Figur 1 ist von einem linken und rechten, parallelen Träger 75 gebildet, der sich von dem Spant 40b' nach rückwärts erstreckt. Außenbords von jedem, Träger 75 befindet sich einer der Federträger 72. An dem rückwärtigen Ende von jedem Federträger 72 ist ein aufnehmender Teil eines Verbindungsglieds 78, welches an dem Flügel in einer konventionellen Art und Weise befestigt wird.
• In dieser Erfindung sind die Eigenseitenbiegefrequenzen der Gondeln auf dem linken und rechten Flügel unterschiedlich. Die unterschiedlichen Seitenbiegefrequenzen werden durch Federträger 72 von unterschiedlicher Steifheit in der linken und rechten Gondelverstrebung erreicht. In einer exemplarischen Ausführungsform hat der Federträger 72 (Figur 8) in der rechten Außenbordgondelverstrebung eines Boeing 747-Flugzeugs eine größere Querschnittshöhendimension h als es die Querschnittshöhendimension h' des Federträgers 72' (Figur 9) in der Backbordaußenbordgondelverstrebung ist. Hier beziehen sich die mit Strich versehenen Bezugszeichen auf Steuerbordfederträgerkomponenten und die nicht mit Strich versehenen Bezugszeichen beziehen sich auf Backbordkomponenten. Auf diese Art und Weise ist die Steuerbord-Außenbordgondelverstrebung steifer als die Backbordaußenbordgondelverstrebung. Es ist dieser Unterschied in der vertikalen Flexibilität längs der jeweiligen längsweisen Achsen der Federträger der Backbord- und Steuerbordgondelverstrebungen, welches ein einzigartiges Merkmal der vorliegenden Erfindung ist.
• Es sei nun auf die Figuren 7 bis 9 Bezug genommen, wonach sich zwischen dem vorderen und hinteren Ende von jedem Federträger 72 ein Drehlager 79 befindet. Das Drehlager 79 wird in einem Auflager 80 mittels eines Bolzens (nicht gezeigt), welcher sich durch Seitenlöcher in dem Auflager und durch eine mittige Öffnung 81 in dem Lager 79 erstreckt, gehaltert. Das linke und rechte Auflager 80 sind an den hinteren Enden der Träger 75, welche den Mittelholm bilden, angebracht. Auf diese Art und Weise ist ein Teil von jedem Federträger, der sich zwischen dem Lager 79 und dem Verbindungsglied 78 erstreckt, freitragend, wobei es dem freitragenden Teil gestattet ist, sich ein bißchen in dem Lager 79 zu drehen. Die Halterung für jedes Auflager 80 ist mittels eines Spants 40d vorgesehen. Der Spant 40d ist an dem unteren Holm 42' an dessen unterem Ende angebracht, und an dem Boden vor jedem Auflager 80 an dessen oberem Ende. Das obere Ende des Spants 40d ist auch an den rückwärtigen Enden der Mittelholmträger 75 angebracht.
• In der vorliegenden Erfindung erzeugt eine laterale Kraft FL (Figur 7), die gegen die Triebwerksgondel ausgeübt wird, gleichartige Kraftkomponenten Fv, -Fv, die mit Bezug auf die Figuren 3A und 3B beschrieben sind. Diese Kräfte wirken in entgegengesetzten vertikalen Richtungen, so daß sie eine Aufwärts- und Abwärtsbewegung der freitragenden Teile der Federträger bewirken. Demgemäß ist es durch Steuern der Flexibilität der Federträger möglich, die Eigenfrequenz der Schwingung der Triebwerksgondel zu steuern. Spezieller ist es so, daß die genaue Steifheit des Trägers durch Steuern der Vertikal- und/oder Dickendimension des Federträgers wie auch von dessen Materialzusammensetzung in einer bekannten Art und Weise gesteuert wird. Dann wieder ist die Seitenbiegefrequenz der Triebwerksgondel eine Funktion der Steifheit des Federträgers.
• In einer exemplarischen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung werden die konventionellen Verstrebungen 14, die in den Figuren 1 und 2 gezeigt sind, dazu verwendet, die Innenbordtriebswerksgondeln an dem Backbord- und Steuerbordflügel eines Boeing 747-Flugzeugs anzubringen, während die Verstrebungen 70 der vorliegenden Erfindung dazu verwendet werden, die Außenbordtriebswerksgondeln an dem Backbord- und Steuerbordflügel anzubringen. Während die Innenbordverstrebungen so abgestimmt sind, daß die Gondelseitenbiegefrequenz von jeder die gleiche ist, wird die Backbordaußenbordverstrebung so eingestellt, daß die Gondel eine Seitenbiegefrequenz von 1,76 Hz hat, während die entgegengesetzte Außenbordverstrebung so eingestellt ist, daß die Gondelseitenbiegefrequenz 2,11 Hz ist. In dieser Konfiguration wurde während Windtunneltests ein Flügelflattern bis zu Geschwindigkeiten oberhalb von 1,2 Vd vermieden. Obwohl nicht gewünscht wird, durch die Theorie gebunden zu sein, werden Vermutungen angestellt, daß die Differenz in den Schwingungsfrequenzen zwischen dem Backbord- und Steuerbordflügel zu einer gegenseitigen Unterdrückung des Flügelflatterns führte.

Claims (14)

1. Verfahren zum Verhindern von Flügelflattern in einem Flugzeug, das eine erste und zweite Auftriebsfläche (12) hat, wobei das Verfahren die folgenden Schritte umfaßt:

a. Aussetzen eines ersten Elements (10) der ersten Auftriebsfläche (12) und eines zweiten Elements (10) der zweiten Auftriebsfläche (12) einer Kraft;

b. Bewegen des ersten und zweiten Elements (10) in einer Schwingungsweise in Ansprechung auf die Kraft; und

c. Bewirken, daß die erste und zweite Auftriebsfläche (12) in Ansprechung auf die Schwingungen des ersten und zweiten Elements (10) schwingen,

dadurch gekennzeichnet, daß das erste und zweite Element (10) so eingestellt werden, daß das erste Element (10) in einer anderen Frequenz als das zweite Element (10) schwingt, und bewirkt wird, daß die erste und zweite Auftriebsfläche (12) in Ansprechung auf das in unterschiedlichen Frequenzen schwingende erste und zweite Element (10) in unterschiedlichen Frequenzen schwingen.

2. Verfahren nach Anspruch 1, worin der Einstellschritt den Schritt des Verbindens des ersten Elements (10) mit der ersten Auftriebsfläche (12) und des zweiten Elements (10) mit der zweiten Auftriebsfläche (12) in einer Art und Weise, daß das erste Element (10) in einer anderen Frequenz schwingt als es das zweite Element (10) tut, umfaßt.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, worin die erste Auftriebsfläche (12) ein erster Flügel des Flugzeugs ist, und die zweite Auftriebsfläche (12) ein zweiter, entgegengesetzter Flügel des Flugzeugs ist.

4. Verfahren nach Anspruch 3, worin

a. das erste Element (10) mit dem ersten Flügel (12) mittels eines ersten Anbringungselements (70) verbunden wird, und das zweite Element (10) mit dem zweiten Flügel (12) mittels eines zweiten Anbringungselements (70) verbunden wird; und

b. während des Einstellschritts die Schwingungsfrequenzen des ersten Elements (10) und des zweiten Elements (10) durch Einstellen einer Steifheit des ersten Anbringungselements (70) und einer Steifheit des zweiten Anbringungselements (70) so, daß die Steifheiten unterschiedlich sind, reguliert werden.

5. Verfahren nach Anspruch 4, worin und das erste und zweite Anbringungselement (70) Verstrebungen sind, wobei jede Verstrebung einen Federträger bzw. -balken (72, 73) umfaßt und die Flexibilität des ersten Federträgers bzw. -balkens (72) unterschiedlich von jener des zweiten Federtragers bzw. -balkens (72') ist.

6. Verfahren nach irgendeinem der vorhergehenden Ansprüche, worin das erste und zweite Element (10) Triebwerksgondeln sind, welche von der ersten und zweiten Auftriebsfläche (12) aufgehängt sind.

7. Flugzeug, welches zum Verhindern von Flügelflattern konfiguriert ist, wobei das Flugzeug folgendes umfaßt:

a. ein erstes Flügelmittel (12) und ein zweites Flügelmittel (12);

b. ein erstes Flügelelement (10) und ein zweites Flügelelement (10); und

c. ein erstes Mittel (70) zum Anbringen des ersten Flügelelements (10) an dem ersten Flügelmittel (12) und ein zweites Mittel (70) zum Anbringen des zweiten Flügelmittels (12),

dadurch gekennzeichnet, daß das erste und zweite Flügelelement (10) an ihrem zugeordneten Flügelmittel (12) in einer Art und Weise angebracht sind, daß, wenn das erste Flügelelement (10) und das zweite Flügelelement (10) einer Kraft ausgesetzt werden, bewirkt wird, daß das erste Flügelelement (10) in einer anderen Frequenz als das zweite Flügelelement (10) schwingt.

8. Flugzeug nach Anspruch 7, worin das erste Anbringungsmittel (70) ein Mittel zum Übertragen von Schwingungen des ersten Flügelelements (10) auf das erste Flügelmittel (12) umfaßt, und das zweite Anbringungsmittel (70) ein Mittel zum Übertragen von Schwingungen des zweiten Flügelelements (10) auf das zweite Flügelmittel (12) umfaßt, in einer Art und Weise, daß das erste Flügelmittel (12) in einer anderen Frequenz als das zweite Flügelmittel (12) schwingt.

9. Flugzeug nach Anspruch 8, worin

a. das erste Anbringungsmittel (70) ein erstes Teil (72) umfaßt und das zweite Anbringungsmittel (70) ein zweites Teil (72') umfaßt; und

b. das erste Teil (72) eine andere Steifheit als das zweite Teil (72') hat, so daß, wenn das erste und zweite Flügelelement (12) der Kraft ausgesetzt werden, das erste Flügelelement (12) in einer anderen Frequenz als das zweite Flügelelement (12) schwingt.

10. Flugzeug nach Anspruch 9, worin:

a. das erste Teil (72) eine erste Querschnittsdimension (h) hat;

b. das zweite Teil (72') eine zweite Querschnittsdimension (h') hat, welche unterschiedlich von der ersten Querschnittsdimension (h) so ist, daß das erste Teil (72) eine andere Steifheit als das zweite Teil (72') hat.

11. Flugzeug nach irgendeinem der Ansprüche 7 bis 10, worin:

a. das erste Anbringungsmittel (70) ein erstes Verstrebungsmittel zum Aufhängen des ersten Flügelelements (10) von dem ersten Flügelmittel (12) umfaßt;

b. das zweite Anbringungsmittel (70) ein zweites Verstrebungsmittel zum Aufhängen des zweiten Flügelelements (10) von dem zweiten Flügelmittel (12) umfaßt.

12. Flugzeug nach Anspruch 11, worin jedes Verstrebungsmittel (70) folgendes umfaßt:

1) ein Rahmenmittel (40 - 46);

2) ein erstes langgestrecktes Mittel (72), das ein erstes Ende (74) hat, welches an dem Rahmenmittel (40 - 46) angebracht ist, sowie ein zweites Ende (78), welches an dem zugeordneten Flügelmittel (12) angebracht ist;

3) ein Mittel (79, 80) zum Verbinden des ersten langgestreckten Mittels (72) mit dem Rahmenmittel (40 - 46) zwischen dem ersten Ende (74) und dem zweiten Ende (78) so, daß das zweite Ende (78) in einer freitragenden Art und Weise aufgehängt ist;

4) ein zweites langgestrecktes Mittel (72), das ein erstes Ende (74) hat, welches an dem Rahmenmittel (40 - 46) angebracht ist, und ein zweites Ende (78), welches an dem zugeordneten Flügelmittel (12) angebracht ist;

5) ein Mittel (29, 30) zum Verbinden des zweiten langgestreckten Mittels (72) mit dem Rahmenmittel (40 - 46) zwischen dem ersten Ende (74) und dem zweiten Ende (78) des zweiten langgestreckten Mittels (72) so, daß das zweite Ende (78) in einer freitragenden Art und Weise aufgehängt ist; und

wenn das zugeordnete Flügelelement (10) einer Lateralkraft (F&sub1;) ausgesetzt wird, bewirkt wird, daß sich das freitragende zweite Ende (78) des ersten langgestreckten Mittels (72) und das freitragende zweite Ende (78) des zweiten langgestreckten Mittels (72) in entgegengesetzten Vertikalrichtungen bewegen.

13. Flugzeug nach Anspruch 12, worin das Verstrebungsmittel ein Auf- bzw. Drehlagermittel (80) umfaßt, daß mit dem Rahmenmittel (40 - 46) verbunden ist und das erste Teil (72) zum Ermöglichen, daß sich das zweite Ende (78) des ersten Teils (72) relativ zu dem Rahmenmittel (40 - 46) dreht, hält bzw. lagert.

14. Flugzeug nach irgendeinem der Ansprüche 7 bis 13, worin das erste und zweite Flügelelement (10) Triebwerksgondeln sind, welche von dem ersten und zweiten Flügelmittel (12) aufgehängt sind.