WO2009013318A2 - Versuchsanordnung mit einem wenigstens ein steuerelement umfassenden versuchsmodell sowie ein zugehöriges verfahren - Google Patents

Versuchsanordnung mit einem wenigstens ein steuerelement umfassenden versuchsmodell sowie ein zugehöriges verfahren Download PDF

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WO2009013318A2
WO2009013318A2 PCT/EP2008/059667 EP2008059667W WO2009013318A2 WO 2009013318 A2 WO2009013318 A2 WO 2009013318A2 EP 2008059667 W EP2008059667 W EP 2008059667W WO 2009013318 A2 WO2009013318 A2 WO 2009013318A2
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experimental
sensor
model
control
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PCT/EP2008/059667
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WO2009013318A3 (de
Inventor
Rudolf Maier
Andreas Wildschek
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Eads Deutschland Gmbh
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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing

Definitions

  • the present invention relates to a test arrangement with a test model, which can be acted upon by a flow for the dynamic flow analysis and which comprises at least one control element that essentially influences the flow behavior of the test model. Furthermore, the invention relates to an associated method and an actuator for use in such an arrangement and / or such a method.
  • the invention has for its object to minimize the need for such flight tests.
  • test model in particular an aircraft model such as an aircraft model or a model of a part of such an aircraft in a wind tunnel, can be flow-dynamically examined in order to improve the flight behavior of an aircraft in a simple manner.
  • One idea of the invention is therefore to provide a flow adjusting device arranged upstream of the test model for influencing the flow affecting the test model and a sensor for detecting the flow impinging on the test model or the disturbances caused by the flow setting device, the control element depending on at least one of the Sensor detected value and / or in dependence on the setting of the flow adjustment is adjustable.
  • the adjustment of the flow adjuster also includes the changes in the setting of the flow adjuster.
  • the various settings or positions of the flow adjustment device can be stored and compared with each other and determined values for adjusting at least one control element can be determined therefrom.
  • the vibrations generated by the flow can be damped and / or the flow dynamic loads reduced to the experimental model and thus an improved simulated flight behavior can be achieved.
  • the sensor system can generate a reference signal for controlling at least one of the control elements via the determined value.
  • the proposed experimental design makes it possible to investigate the real-time behavior of an aircraft by means of the experimental setup before the actual flight tests are carried out.
  • the experimental setup is suitable both for testing a pilot control and a feedback control.
  • the sensor system preferably detects the flow values detected in the surroundings of the control element, the structural accelerations and / or loads / strains, determines the dynamic load or the vibration of the structure of the test model via a control unit and subsequently outputs a corresponding signal to the control element, in particular an actuator, to adjust the control to change the simulated flight behavior.
  • the flow setting device comprises a setting body and an adjusting unit.
  • the actuating body is a wing element.
  • the adjustment comprises a drive for movement and / or determination of the actuating body.
  • the drive comprises a motor.
  • the drive can be configured such that the adjustment unit provides at least one or more degrees of freedom with regard to the adjustability of the setting body.
  • the adjusting unit can be designed so as to be translatable in up to three directions and / or with respect to up to three axes.
  • a control unit for controlling the flow setting device, in particular the adjusting unit, and / or at least one of the control elements.
  • This control unit may include or implement, for example, the above-mentioned pilot control.
  • the control unit preferably has a control device for actively reducing structural vibrations in an aircraft, with a feedback control device which controls at least one actuator for damping the vibrations based on vibrations in the aircraft.
  • Such control devices ensure in modern aircraft that vibrations which are excited, for example, by engines or also by external influences in the aircraft, can not be intensified further due to the aircraft's natural resonances. Especially in the case of large aircraft, a significant degree of vibration can be detected without such control devices under flight conditions. Since such structures If the vibrations of the aircraft additionally burden the material of the aircraft, there is great interest in suppressing these structural vibrations.
  • this control device has a pilot control device, which has at least one sensor for detecting actions that can stimulate structural vibrations, and that provides an additional control signal for counteracting by the actuators.
  • Such a control device has the advantage that external excitations can be counteracted before they can excite structural vibrations in the body of the aircraft. Consequently, the body of the aircraft is mechanically relieved, thus increasing the life and road safety.
  • the adjustment and design of such a control device can be tested and optimized in the experimental setup. With such a setting, the same or a comparable control device can then be used in an aircraft.
  • control unit is provided with such a feedforward control combined with a feedback control.
  • the senor is designed as a gust sensor. This provides the advantage that the most common external effect on aircraft, namely wind gusts / turbulence, can be detected by the control device.
  • the sensor can be an inductive sensor.
  • the sensor is a combined angle of attack and gust sensor.
  • the number of openings in the outer skin of the aircraft and thus the number of aerodynamically unfavorable locations on the outer skin of the aircraft and / or the number of subsystems is reduced because only a single sensor for measuring the angle of attack and the gust force is needed.
  • the pilot control device preferably has an "Infinite Impulse Response Filter” (MR) or a Finite Impulse Response Filter (FIR).
  • MR Infinite Impulse Response Filter
  • FIR Finite Impulse Response Filter
  • control device has an addition device for adding the control signals of the feedback control device and the pilot control device, which provides a drive signal for the actuators.
  • controller elements of the feedback control device and the pilot control device are combined so that only one single control loop for damping structural vibrations and at the same time to compensate for external influences is necessary.
  • a first fastening device For holding the test model, for example, within a wind tunnel and / or in relative position to the flow setting device, a first fastening device can be provided. Furthermore, a second fastening device may be provided for holding the flow adjusting device. In order to generate as few fault zones as possible within the wind tunnel, in an advantageous embodiment the first fastening device holds the test model and / or the second fastening device holds the flow adjustment device from below.
  • the experimental model such as an aircraft model, should be positioned and held in an appropriate position within the wind tunnel to investigate the fluid dynamics loads encountered during the trial.
  • the first fastening device is designed and positioned relative to the flow and the experimental model that the Control is not in a caused by the attachment device acting on the flow caused fault zone.
  • the fault zone resulting from the flow of the fastening device downstream of the fastening device substantially does not affect the control element (s), such as the rudder, another tail or the like.
  • the first attachment device is positioned to hold the trial model from below.
  • the first fastening device is arranged, aligned and / or dimensioned such that it can remove the dynamic forces occurring in a wind tunnel test as a result of the air flow substantially in a downward direction.
  • the first fastening device extends on the test model in a direction substantially perpendicular to the main flow direction, and in particular in a substantially vertical direction.
  • the fastening device can be made substantially slim, so that it forms only a small impact surface for the resulting air flow and thus fewer disturbances are generated downstream of the fastening device.
  • the fastening device can also be inclined to the vertical, for example by means of a plurality of struts. It is advantageous, however, if the fastening device provides a lowest possible attack surface for the wind with respect to the flow, ie, for example, is formed by only one vertical strut. So is it is provided in a preferred embodiment that the fastening device extends substantially perpendicular.
  • the fastening device has at least one degree of freedom with regard to the mobility of the test model.
  • the degree of freedom preferably relates to a height adjustability of the test model.
  • control devices such as e.g. Structural regulators on the flight mechanical behavior of aircraft, such. Aircraft, or to investigate the flight mechanical properties per se in the wind tunnel advantageous to hang a test model of the aircraft in the wind tunnel freely movable so that it is supported by its own buoyancy.
  • the fastening device with the degree of freedom in the vertical direction is suitable, which serves to hold the test model so that it can "fly" as freely as possible and for this purpose is not displaceably mounted in the direction of the flow.
  • the degree of freedom relates to a rotatability of the test model with respect to a rotation axis.
  • This axis of rotation can be aligned substantially parallel and / or substantially perpendicular to a direction of flow.
  • the fastening device prevents movement of the test model in the direction of flow, so as to simulate a thrust.
  • an up and down movement of the test model which is made possible by height adjustability, enables a further improved simulation of the flight behavior.
  • the simulation behavior of the Suchsmodells means of rotation, preferably about a vertical axis, further improved. In this way, the influence of so-called yawing can be taken into account.
  • the fastening device comprises a movable in a vertical direction cylinder or rod segment.
  • this cylinder or rod segment is multi-part, d. H. equipped with several movable cylinder or rod components. More preferably, the fastening device and in particular the cylinder or rod segment is telescopic. This allows the aforesaid up and down movement for the height adjustability of the test model.
  • the fastening device is fastened to a lower side of the test model. Furthermore, it is preferable to form the fastening device in the on-stream direction streamlined.
  • the above-mentioned lifting cylinder may be shaped in cross-section approximately elliptical, drop-shaped or the like.
  • the experimental model is freely rotatably mounted in one, one or more directions on a telescopic pole as the fastening device.
  • the telescopic rod prevents movement of the test model in the direction of flow, but allows an up and down movement and possibly also the rotation about the axis of the telescopic rod.
  • the experimental model flies freely in the wind tunnel.
  • the first fastening device for holding the test model in the wind tunnel particularly preferably has a telescopic suspension with at least one degree of freedom that generates the mobility of the test model.
  • it is a wind tunnel telescopic suspension.
  • a "suspension” is to be understood as meaning a structural unit which holds the experimental model of a side facing away from the control elements to be examined, in particular.
  • an aircraft model is used as the experimental model.
  • other experimental models can also be used to investigate the flight behavior of other aircraft types.
  • At least two degrees of freedom are provided, wherein a first degree of freedom permits a translational movement of the test model and a second degree of freedom allows a rotational movement of the test model.
  • test model by means of the first fastening device or the flow adjusting device by means of the second fastening device with respect to at least one degree of freedom, in particular with respect to the height and / or the angle of attack, is adjustable. Furthermore, it is preferred if the test model is positioned at a specific distance with respect to the flow adjuster, wherein the distance is variable.
  • the flow setting device can be mounted on one or more guide rails and / or wheels.
  • the sensor system comprises at least one sensor which detects a fluidic parameter of the flow.
  • This sensor can be arranged on the test model, for example in the area of an upstream-side end of the test model. Alternatively or additionally, the sensor may be arranged in the region of a control element. In an advantageous embodiment, the sensor is a height sensor, a pressure sensor and / or a wind vane.
  • a wind vane element for an aircraft is provided with a wind vane, which aligns with the wind direction, and with a rotation angle sensor, which provides an angular position of Windfah- ne as a measurement signal.
  • these pitch sensors When used as an angle of attack sensors, it is just regularly undesirable if the wind vanes deflect by smaller gusting or other turbulence. Therefore, these pitch sensors are characterized by viscous or otherwise friction means rubbed in order to avoid a disturbance of the Anstellwinkel horr by turbulence or gusts by a mechanical damping.
  • the angle of rotation sensor works without contact in the case of the wind vanes element of the preferred embodiment of the invention.
  • This wind vane element has the advantage that the movement of the wind vane can be made easier.
  • the wind vane element is just designed so that it is particularly easy to rotate, and so can be influenced by turbulence and gusts. As a result, the wind vane element can be used particularly well as a vane sensor and thus as an input sensor for a precontrol structure control.
  • a particularly smooth turning angle sensor is achieved in particular by an inductive or capacitive measured value recording.
  • an inductive or capacitive measured value recording can perform a rotation angle measurement without mechanical intermediate elements and thus make the rotation angle sensor very smooth.
  • the wind vane element has a balance weight.
  • This balance weight ensures that the gravitational force exerted by the mass of the wind vane does not distort the measurement result.
  • the rotation angle sensor preferably operates according to an inductive measuring principle. This ensures that no additional damping occurs during the measurement.
  • a wind vane with balancing mass follows the changes in direction of a flow (gusts) and thereby rotates the axis.
  • This axis is further preferably connected to an inductive Drehwinkelaufsacrificing, the virtually resistance-free, without time delay, and with very high resolution measure the angle of rotation up to higher frequencies.
  • the signal is then split into a direct component (DC) and a frequency component (AC).
  • the AC component can be used, for example, as a reference signal for the gusts. This is particularly advantageous for providing a device for reducing or avoiding structural vibrations in an aircraft which are induced by gusting.
  • a feed-forward structure controller can be operated with such a reference signal.
  • the DC component can be used to measure the angle of attack, so that the wind vane element can be used in parallel as an angle of attack sensor.
  • the wind vane element is suitable for detecting high frequencies, in particular those which are measurable in wind gusts. More preferably, the wind vane element is suitable for detecting frequencies in the range of 0 Hz to 50 Hz. This allows fast changes in the flow to be reliably detected and measured.
  • the rotation angle sensor can separate the measurement signal into a high-frequency and a low-frequency component. Thus it is possible to distinguish the influence of the general flow direction from short-term disturbances.
  • the rotation angle sensor each has a separate output for the high-frequency and the low-frequency component of the measurement signal. These signals can be used without additional wiring for control tasks.
  • control element can be adjusted by an actuator or actuator.
  • the actuator is preferably part of an aerodynamic profile which has a trailing edge region forming a trailing edge on a side facing away from an outflow.
  • this term includes actuators) provided in the interior of the trailing edge region, so that thus at least a portion of the rear edge region or the rear edge formed thereon with respect to position and / or shape is changeable.
  • this actuator arrangement has no disturbing influence on the flow characteristic which is to be investigated or to be achieved with the aerodynamic profile.
  • a control or the like by means of control signals or the like controllable contractible or expandable material or element, for example of such a material, is used for the actuator, this can be controlled quickly and miniaturize well.
  • the trailing edge region is formed elastically, it can be deformed by the actuator as a whole, so that by the deformation, for example, an effect such as a flap setting on wing trailing edges of aircraft can be examined without having to provide such elaborate flaps and corresponding servomotors for this purpose.
  • the actuator has a piezoelectric material as a controllably contractible or expandable material.
  • a piezoelectric material as a controllably contractible or expandable material.
  • Such materials can also be controlled with very high frequencies, for example in the kHz range. The actuator thus reacts very fast and is also very easy to miniaturize.
  • a piezoelectric actuator is integrated in the blade trailing edge or tail trailing edge.
  • the integrated Aktorik thus does not disturb the flow.
  • the actuator is provided with a simple repeater, can be realized with the large deflections.
  • the repeater is also highly miniaturized due to its simplicity.
  • Actuators equipped in this way can be used excellently for the actuators in the wind tunnel model.
  • Such a displacement amplifier is particularly preferably formed by an elastically deformable flat element or surface element.
  • a plate-shaped element or strip-shaped element is provided. This surface element is at least partially provided on one of its broad surfaces with a layer which is - controlled, for example, under application of a voltage or other control signals - contractible or expandable.
  • the layer is connected to the surface element; an expansion on one side of the broad surfaces causes - similar to a bimetal - a bending of the surface element. This allows a much larger adjustment can be achieved even with a small contraction or extraction.
  • the surface element can be deformed controlled. If a movable trailing edge region is connected to it, the trailing edge region can thus be deformed or its position changed.
  • the provided with such an actuator profile and the corresponding actuator can be highly miniaturized, working up to frequencies in the kHz range, are simple, inexpensive and react with virtually no delay on phase, frequency and amplitude changes.
  • the path gain can be influenced.
  • the actuating force and the travel can be adjusted, which can be achieved at a certain voltage, which is applied to a piezoelectric material with which the surface element is coated on one side or two sides.
  • the surface element can additionally serve to reinforce and stiffen the structure of the edge region to be controlled.
  • a plate-shaped or strip-shaped element used as a surface element extends in the interior of the trailing edge region essentially in the longitudinal direction and in a transverse direction of the profile perpendicular thereto, which essentially corresponds to the main flow direction for this profile.
  • the front and rear end of the plate or strip-shaped element is then connected correspondingly to a holding structure or the inside of the trailing edge.
  • control simulates a tail of an aircraft
  • the tail preferably simulates a side, aileron, or tailplane.
  • control also simulates flap positions on wings.
  • the test model is subjected to a flow and comprises at least one control element substantially influencing the flow behavior of the test model. Furthermore, a flow adjusting device arranged upstream of the test model influences the flow, wherein a sensor detects the flow impinging on the test model, and the control element is adjusted as a function of at least one value determined by the sensor system and / or depending on the setting of the flow setting device.
  • the flow adjustment device comprises a setting body and an adjusting unit, wherein the adjusting unit adjusts the adjusting body.
  • a control unit may be provided which controls at least one of the control elements and / or the flow adjustment device, in particular the adjustment unit.
  • the experimental model is adjusted by means of a first fastening device and / or the flow adjustment device by means of a second fastening device with respect to at least one degree of freedom.
  • the degree of freedom preferably relates to the height and / or the angle of attack of the test model and / or the flow adjustment device relative to the flow in the wind tunnel.
  • test model is positioned at a predetermined distance with respect to the flow adjusting device, wherein the distance is preferably variable.
  • the sensor system comprises at least one sensor which detects a fluidic parameter.
  • the control is adjusted by an actuator.
  • a wing is positioned as the adjustment body in a wind tunnel of suitable size such that the angle of attack of the wing can be varied continuously by a drive.
  • gusts are generated, which propagate with flow velocity in the wind tunnel.
  • an elastic aircraft model as a test model, or even parts of an aircraft, such as a wing, a tail or the like attached to a suspension or support substantially fully movable.
  • the suspension or support is preferably designed as a telescopic pole, so that the aircraft model is supported by its own buoyancy.
  • a telescopic rod is particularly suitable because in this way the aircraft model can slide up and down and also the flow of the second tail is not disturbed.
  • the gusts are measured by a gust sensor on the nose of the aircraft model.
  • This sensor can be designed as a wind vane, pressure sensor or the like.
  • the gust sensor reference signal is fed to an adaptive or robust precontrol structure controller which drives actuators to reduce structural vibration.
  • actuators can be designed as flaps, force actuators or the like.
  • Fig. 1 shows schematically a side view of a longitudinal section through a
  • Wind tunnel arrangement with a wind tunnel 40 and a test arrangement 10;
  • FIG. 2 schematically shows a side view of a partial region of the longitudinal section through the wind tunnel arrangement with a detail relating to the attachment of a wind tunnel model
  • FIG. 3 is a perspective view of a wind vane member as an example of a sensor to be used in the wind tunnel assembly
  • FIG. 4 shows a block diagram of a control circuit to be optimized with the wind tunnel arrangement for compensating vibration-inducing effects on an aircraft and for damping structural vibrations in an aircraft body;
  • FIG. 5 is a schematic view of a non-contact rotary encoder as part of the sensor of FIG. 3;
  • FIG. 7 shows a side view of a piezoelectrically deformable wing trailing edge of the wind tunnel model of an aircraft with a control element.
  • a wind tunnel 40 extends along a horizontal direction H and is bounded by an outer shell 42 which includes a lower portion 44, the shell 42 providing a tunnel-like measuring span and viewed in cross-section, i. perpendicular to the plane in Fig. 1, is substantially circular or rectangular.
  • the test arrangement 10 comprises a test model 20 in the form of an aircraft model to be acted upon by a flow S, a blower 30 for generating the flow S and a flow setting device 60 with a control element 62 in the form of a wing, an adjusting unit 64 and a motor as drive 66
  • the direction of flow of the flow S corresponds substantially to the horizontal direction H.
  • the flow adjuster 60 is in positioned at a predetermined but variable distance A from the experimental model 20.
  • the test model 20 comprises a fuselage 21 and a plurality of control elements in the form of two wings 22 with ailerons 23, a rudder 24 with a rudder 25 and two elevators 26.
  • a sensor system 80 In the region of the upstream end of the test model 20 there is a sensor system 80
  • the aircraft nose arranged sensor 80 includes a gust sensor 82 in the present case.
  • a first fastening device 50 For holding and positioning the test model 20 in a predetermined position within the wind tunnel 40, a first fastening device 50 holds the test model 20 from below such that the dynamic forces acting on the test model 20 as a result of the flow are removed via the first fastening device 50.
  • the first fastening device 50 is a cylinder or rod element 52, for example with three telescopic cylinder or rod components.
  • the first fastening device 50 is designed and positioned with respect to the flow S and the test model 20 such that at least one control element 22, 23, 24, 25, 26 is not in or outside a fault zone Z caused by the flow S impinging on the first fastening device 50 , see Fig. 2.
  • the fastening device 50 holds the test model 20 from below in such a way that a displacement of the test model 20 in the flow direction is avoided.
  • the fastening device 50 may be attached with its lower end to the shell 42 or be mounted on a lying in Fig. 2 below the shell 42 supports. As shown in FIG. 2, the fastening device extends tion in a substantially vertical direction V, ie, in a direction substantially perpendicular to the main flow S direction.
  • the fastening device 50 comprises a cylinder or rod element 52, which at its upper end, i. directed toward the fuselage 21, a support surface 58 and at its lower end, i. directed toward the shell 42, has a termination surface 59.
  • the experimental model 20 is placed and fixed rigid or movable.
  • the cylinder or rod element 52 has three cylinder or rod components 54, 55, 56 which can be telescoped in the vertical direction V.
  • connection between the upper end of the first fastening device 50 and the test model 20 provides two degrees of freedom with regard to the mobility of the test model 20.
  • first translational degree of freedom height adjustment in the vertical direction V is possible due to the combination of the three cylinder or rod components 54, 55, 56 that can be telescoped with the least possible resistance.
  • second rotational degree of freedom a rotatability of the test model 20 around a vertical axis of rotation is provided. This axis of rotation runs along the longitudinal axis of the lifting cylinder 52 and thus in the vertical direction V.
  • a third degree of freedom with a rotatability of the test model 20 with respect to a rotation axis oriented perpendicular to the plane of the drawing of FIG. 1 could be provided.
  • another free degree of rotation can be provided with a rotation about an axis parallel to the horizontal direction H axis of rotation.
  • the first fastening device 50 in the form of a cylinder or rod element 52 as a telescopic suspension, it is advantageously possible to move the test model 20 up and down in the vertical direction V, but not in the horizontal direction H.
  • the rotatability about a vertical axis of rotation also provides a rotational degree of freedom. In this way, by means of the experimental arrangement 10, the free flight can be well simulated.
  • the first fastening device 50 is arranged in a region of the wind tunnel 40 and in an environment of the test model 20, so that at least one of the control elements 22 to 26 is in a test run outside a fault zone Z caused by the flow S acting on the fastening device.
  • the fastening device 50 is positioned with respect to the test model 20 such that the test model 20 is held from below and at the same time have the least possible influence on the flow S influencing the tail of the test model 20.
  • the flow of the vertical stabilizer 24 remains largely undisturbed. Any flow disturbances downstream of the fastening device 50 only cause negligible disturbances or disturbances which are not decisive for the flight mechanics behavior.
  • a second fastening device 70 supports the adjusting body 62 for holding and positioning the adjusting body 62 from below.
  • the second fastening device 70 may comprise, for example, a lifting cylinder 72, if necessary also with three cylinder components which can be telescoped in the vertical direction V.
  • the fastening devices 50, 70 can each be attached with its lower end to the shell 42 or be mounted on a lying in Fig. 1 below the shell 42 supports. Furthermore, the fastening devices 50, 70 extend in a vertical direction V, ie substantially perpendicular.
  • control unit 90 controls the adjustment of at least one of the control elements 22 to 26 as a function of the sensor 80 or the sensor 82 and / or the (artificially generated) excitation of the adjustment unit 64, as in Fig. 1 by way of example by means of the ailerons 23 leading dashed line indicated.
  • the sensor 82 is designed in the form of a wind vane element 110 according to this embodiment.
  • the wind vane element 110 as shown in FIG. 3, has a wind vane 112 attached to an axle 114.
  • the axis 114 leads to a Drehwinkelaufillon 118th
  • the Drehwinkelaufillon 118 measures the angular position of the axis 114 and thus indirectly that of the wind vane 112 and provides the result of this measurement at its outputs 120, 122 available.
  • FIG. 1 An embodiment of the rotational angle sensor 118 is shown in FIG. From the axis 114 jumps radially outward a bracket 124 away.
  • the bracket 124 is made of metal and immersed depending on its position more or less in the core of a coil 126 a.
  • the coil 126 is arranged along a circular line.
  • bracket 124 Since the bracket 124 is made of metal, the immersion of the bracket 124 in the coil 126 changes an impedance Z of the coil.
  • the coil 126 with the connection terminal 128 is connected to an evaluation unit 130, as shown in FIG.
  • the evaluation unit 130 has a resonant circuit whose frequency is influenced by the impedance Z of the coil 126.
  • a frequency-independent level is generated as output signal 132 from the generated alternating voltage.
  • the evaluation unit 130 can react very quickly to changes in the impedance Z, so that the output signal 132 of the evaluation unit 130 follows the movement of the axis 114 substantially immediately.
  • the output signal 132 is divided into a DC component 138 (DC) and an AC component 140 (AC) by means of a low-pass filter 134 and a high-pass filter 136, and these are provided at the outputs 120, 122.
  • the AC voltage portion 140 may be used as a gust reference signal, for example, to operate a feed-forward structure controller.
  • the DC component 138 can be used to measure the angle of attack.
  • the wind vane element 110 thus has the advantage that it can be used simultaneously as a vane sensor up to high frequencies (50 Hz) as well as an angle of attack sensor.
  • turbulence-induced structural vibrations and / or rigid body vibrations can be very effectively reduced.
  • a control loop that can be tested using the test set-up shown here, as shown in FIG. 4, is used to control the actuators of the aircraft.
  • the control loop has a feedback control device 144 and a pilot control device 146.
  • structural vibrations are measured by a sensor of the aircraft 148 and passed on to the robust feedback controller 152 in the form of the measured value 150.
  • the feedback controller 152 calculates from the measured values 150 control signals 154 for actuators of the aircraft 148 which are suitable for reducing structural vibrations of the aircraft 148. This is tested and optimized with the experimental set-up presented here, before flight tests are carried out.
  • the pilot control device 146 is provided with the AC voltage component 140 of the wind vane element 110 and input to an unrestricted impulse response (MR) filter 156.
  • the IIR filter 156 calculates from its inputs control signals 158 that control actuators of the aircraft 148 to minimize the impact of measured gusts on the aircraft 148.
  • control signals 154, 158 from feedback controller 152 and IIR filter 156 are added and passed to the aircraft 148 as a control signal 164.
  • control signal "control input" 164 results from addition of a pilot control signal and a feedback signal
  • the pilot controller IIR controller or FIR controller, expediently adaptive
  • the feedback signal originates from the "inner control loop" (feedback control device 144) with the robust feedback controller 152, which in turn receives its input signal from the sensor signals (FIG. Measured value 50, for example acceleration sensors on the aircraft structure)
  • the aim of the combined feedback control is to compensate for disturbances 166 of any kind which cause structural vibrations, ie the measured value 150 (measurement of structural vibrations) is minimized.
  • Structural modes of aircraft are excited by gusts and turbulent atmosphere during the flight. This burdens the structure and worsens the flight behavior.
  • the state of the art is to actively steam these structure modems by feedback control.
  • the structural vibrations can be reduced much more efficiently.
  • the wind vane 112 with balancing mass 116 follows the changes in direction of the flow (gusts) and thereby rotates the axis 114.
  • This axis 114 is connected to the inductive Drehwinkelauf choir 118, which measures practically without resistance, without delay and with very high resolution, the rotation angle up to higher frequencies ,
  • the signal is split into a DC component and an AC component.
  • the AC component is used as the reference signal for the gust (to operate a feed-forward structure controller).
  • the DC component can be used to measure the angle of attack (parallel use as an angle of attack sensor).
  • Input control systems are very effective at reducing blast-induced structural vibrations, but can not reduce, for example, pilot-induced structural vibrations.
  • the combination of a (meaningfully adaptive) feedforward control with a robust return damping leads to a very high control quality and allows the optimal reduction of gust, maneuver and otherwise (eg payload shedding) induced structural vibrations in aircraft.
  • the present wind vane element 110 acts as a sensor 82 in the form of a vane sensor, which is suitable for providing a corresponding reference signal, and in conjunction with the control device 142 permits a substantial reduction in the structural vibrations.
  • FIG. 7 shows a detail of the trailing edge of the supporting surface of the wind tunnel model of FIG. 1 or 2, a control element and an actuator inserted therefor are described in greater detail.
  • the figure shows a rear area of an aerodynamic profile 400 of the airfoil 22 of the test model 20 with respect to the direction of flow S
  • Profile 400 has a rear edge region 410 directed away from the flow S, on which a wing trailing edge 412 is formed.
  • the trailing edge region 410 is elastic and has for this purpose a lateral surface 414 of elastic material, for example an elastically deformable plastic.
  • the lateral surface encloses a hollow interior 416 of the trailing edge region 410 by a piezoactuator 418 is underused.
  • the piezoactuator 418 has a plate-shaped or strip-shaped surface element, here in the form of a plate 420 of elastically deformable material, for example an elastically deformable metal sheet or the like, which is arched in the illustrated embodiment.
  • the plate 420 is integrated in the trailing edge region 410 of the profile 400. It ensures the stability of the blade trailing edge 412 and also dictates the shape of the blade trailing edge 412 and trailing edge portion 410.
  • an edge region 422 of the plate 420 which is at the front in relation to the flow direction S is fastened to a holding structure 424, which has, for example, a stiffened transverse wall 426 of the profile 400.
  • An edge region 428 of the plate 420 which is behind the flow direction S is connected to the wing trailing edge 412, for example by being inserted into the pointed end of the hollow interior 416 at the wing trailing edge 412 and / or fastened there, for example adhesively bonded.
  • the plate 420 is coated on at least one of its broad surfaces or on both broad surfaces with a piezoelectric layer (more generally by any controlled contracting or expanding layer).
  • a voltage U can be applied to the at least one piezoelectric layer 432.
  • a preferred embodiment of the plate 420 is made of an electrically conductive material, for example metal sheet, in particular of spring steel.
  • the opposite side of the piezoelectric layer 432 is coated with a metal foil for forming the other electrode, respectively.
  • the (arched) plate 420 serves as a path intensifier for amplifying the local changes occurring in the piezoelectric layer. About the curvature of the plate 420 can influence the path gain.
  • the flexible trailing edge portion 410 is deformed as a whole.
  • the deformation of the blade trailing edge 412 can be used to influence the flow.
  • a plurality of such plates 420 can be used, which are independently controllable (not shown).
  • a plate is provided at different areas with differently controllable piezoelectric layers. Over the span of the wing, the deformation of the trailing edge 412 can be independently controlled.
  • the flow S generated by the blowers 30 is influenced by the flow adjuster 60 in the desired manner, for example to simulate a particular flight behavior.
  • the flow adjuster 60 Starting from the position of the adjusting body 62 shown in FIG. 1, at least one fluidic parameter is detected by means of the sensor system 80 and a corresponding reference signal is transmitted from the blade sensor 82 to the control unit 90. This reference value characterizes the flow S.
  • At least one of the control elements 22, 23, 24, 25, 26 is now adjusted.
  • the controls 22-26 are adjusted continuously and generally very quickly.
  • the adjusting body 62 is adjusted by means of the drive 66 via the adjusting unit 64.
  • an independent adjustment signal can be delivered by the control unit 90 and an adjustment of the adjusting body 62 can be made.
  • the adjustment simulates the atmospheric turbulence; the signal can be used as the reference signal for the filter (MR) 156.
  • a suitable signal for adjusting now determines at least one of the control elements 23 to 26, in order in particular to compensate for the vibrations or loads of the test model 20 generated by the flow S.
  • the sensor system 80 can measure the new values of the fluidic parameters and transmit a corresponding signal to the control unit 90.
  • test series could be carried out and thus a suitable control regulation for the simulated flight behavior and thus also for the later real-time behavior of an aircraft can be determined.
  • the distance A between the flow adjuster 60 and the experimental model 20, in particular between the two fastening devices 50, 70 can also be changed.

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Abstract

Die Erfindung betrifft eine Versuchsanordnung (10) mit einem Versuchsmodell (20), das zur strömungsdynamischen Untersuchung mit einer Strömung (S) beaufschlagbar ist und das wenigstens ein das Strömungsverhalten des Versuchsmodells (20) im Wesentlichen beeinflussendes Steuerelement (22, 23, 24, 25, 26) aufweist. Ferner ist eine stromaufwärts des Versuchsmodells (20) angeordnete Strömungseinstelleinrichtung (60) zur Beeinflussung der Strömung (S) und eine Sensorik (80) zur Erfassung der das Versuchsmodell (20) beaufschlagenden Strömung (S) vorgesehen, wobei das Steuerelement (22, 23, 24, 25, 26) in Abhängigkeit von wenigstens einem von der Sensorik (80) ermittelten Wert und/oder in Abhängigkeit von der Einstellung der Strömungseinstelleinrichtung (60) verstellbar ist. Weiterhin betrifft die Erfindung ein solches Verfahren und einen Aktor zur Verwendung in einer solchen Anordnung oder einem solchen Verfahren.

Description

Versuchsanordnung mit einem Versuchsmodell und wenigstens einem Steuerelement sowie ein zugehöriges Verfahren
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Versuchsanordnung mit einem Versuchsmodell, das zur strömungsdynamischen Untersuchung mit einer Strömung beaufschlagbar ist und das wenigstens ein das Strömungsverhalten des Versuchsmodells im Wesentlichen beeinflussendes Steuerelement umfasst. Ferner betrifft die Erfindung ein zugehöriges Verfahren und einen Aktor zur Verwendung in einer solchen Anordnung und/oder einem solchen Verfahren.
Während des Fluges werden Strukturmoden oder Starrkörpermoden eines Flugzeugs oder eines sonstigen Luftfahrzeugs durch Böen und turbulente Atmosphäre angeregt. Hierdurch wird die Struktur bzw. der Starrkörper belastet und das Flugverhalten verschlechtert. Es können Strukturvibrationen auftreten.
Solche Strukturmoden lassen sich aktiv durch Rückführregelung dämpfen. Dabei ist der Aufbau und die Einstellung der Regelung kritisch; beides ist letztlich derzeit nur durch teure Flugversuche optimierbar, die teils sehr risikoreich für die Piloten und das teure Versuchsflugzeug sind.
Die Erfindung hat sich zur Aufgabe gestellt, die Notwendigkeit solcher Flugversuche zu minimieren.
Diese Aufgabe wird durch eine Versuchsanordnung mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Ein Verfahren zur strömungsdynamischen Untersuchung des Versuchsmodells ist Gegenstand eines Nebenanspruches. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstände der Unteransprüche. Mit der erfindungsgemäßen Anordnung und dem erfindungsgemäßen Verfahren lässt sich ein Versuchsmodell, insbesondere ein Luftfahrzeugmodell wie Flugzeugmodell oder auch ein Modell eines Teils von einem solchen Luftfahrzeug in einem Windkanal strömungsdynamisch untersuchen, um so auf einfache Weise das Flugverhalten eines Flugzeugs zu verbessern.
Eine Idee der Erfindung liegt demnach darin, eine stromaufwärts des Versuchsmodells angeordnete Strömungseinstelleinrichtung zur Beeinflussung der das Versuchsmodell beaufschlagenden Strömung und eine Sensorik zur Erfassung der das Versuchsmodell beaufschlagenden Strömung beziehungsweise deren durch die Strömungseinstelleinrichtung verursachten Störungen vorzusehen, wobei das Steuerelement in Abhängigkeit von wenigstens einem von der Sensorik ermittelten Wert und/oder in Abhängigkeit von der Einstellung der Strömungseinstelleinrichtung verstellbar ist. Die Einstellung der Strömungseinstelleinrichtung umfasst auch die Veränderungen der Einstellung der Strömungseinstelleinrich- tung. So können beispielsweise die verschiedenen Einstellungen bzw. Positionen der Strömungseinstelleinrichtung gespeichert und miteinander verglichen werden und daraus bestimmte Werte zur Verstellung wenigstens eines Steuerelementes ermittelt werden.
Mit der erfindungsgemäßen Lösung können die durch die Strömung erzeugten Schwingungen gedämpft und/oder die strömungsdynamischen Belastungen auf das Versuchsmodell reduziert und somit ein verbessertes simuliertes Flugverhalten erzielt werden. Die Sensorik kann über den ermittelten Wert ein Referenzsignal zur Steuerung wenigstens eines der Steuerelemente generieren.
Mit dem vorgeschlagenen Versuchsaufbau wird es ermöglicht, das Echtzeitverhalten eines Luftfahrzeugs mittels der Versuchsanordnung zu untersuchen, bevor die eigentlichen Flugversuche durchgeführt werden. Der Versuchsaufbau eignet sich sowohl zum Testen einer Vorsteuerregelung als auch einer Rückführregelung.
Bei der Rückführregelung erfasst die Sensorik vorzugsweise die in der Umgebung des Steuerelement erfassten Strömungswerte, die Strukturbeschleunigungen und/oder Belastungen/Dehnungen, ermittelt über eine Steuereinheit die dynamische Belastung oder die Schwingung der Struktur des Versuchsmodells und gibt anschließend ein entsprechendes Signal an das Steuerelement, insbesondere einen Stellantrieb, zur Verstellung des Steuerelements, um das simulierte Flugverhalten zu verändern.
Hingegen wird bei der Vorsteuerregelung, wie sie insbesondere in der nicht vorveröffentlichten europäischen Patentanmeldung EP 06 001 510.4 beschrieben und gezeigt ist, auf die für weitere Einzelheiten ausdrücklich verwiesen wird und die Teil der hiesigen Offenbarung ist, vorzugsweise in einem Bereich entfernt von dem Steuerelement, beispielsweise stromaufwärts des Steuerelementes, mittels der Sensorik ein Strömungswert ermittelt, woraufhin die Steuereinheit das Steuerelement entsprechend ansteuern kann, um die dynamische Belastung der Struktur oder eines Strukturabschnittes zu verändern. Die angegebene Versuchsanordnung kann sowohl zur Untersuchung bzw. Abstimmung einer Vorsteuerregelung als auch einer Rückführregelung verwendet werden.
Mit Hilfe einer solchen Vorsteuerregelung können Strukturvibrationen wesentlich effizienter reduziert werden. Dabei ist besonders bevorzugt, den Vorsteuer- Strukturregler adaptiv auszuführen. Das erfordert allerdings eine intensive Unter- suchung des Echtzeitverhaltens. Dies lässt sich insbesondere mit der erfindungsgemäßen Lösung und/oder deren vorteilhaften Ausgestaltungen vor Durchführung der wesentlich sicherheitskritischeren Flugversuche durchführen. Selbstverständlich kann der Aufbau aber auch dazu benutzt werden, z.B. andere Regelarten, wie beispielsweise Rückführstrukturregler zu testen.
Bei einer bevorzugten Ausgestaltungsform umfasst die Strömungseinstelleinrich- tung einen Stellkörper und eine Verstelleinheit. Vorzugsweise ist der Stellkörper ein Flügelelement. Weiter bevorzugt umfasst die Verstelleinheit einen Antrieb zur Bewegung und/oder Feststellung des Stellkörpers. Vorteilhafterweise umfasst der Antrieb einen Motor. Ferner kann der Antrieb derart eingerichtet sein, dass die Verstelleinheit wenigstens einen oder mehrere Freiheitsgrade hinsichtlich der Verstellbarkeit des Stellkörpers bereitstellt. Beispielsweise kann die Verstelleinheit in bis zu drei Richtungen translatorisch und/oder bezüglich bis zu drei Achsen verdrehbar ausgestaltet sein.
Vorteilhafterweise ist eine Steuereinheit zur Steuerung der Strömungseinstelleinrichtung, insbesondere der Verstelleinheit, und/oder wenigstens eines der Steuer- elemente vorgesehen. Diese Steuereinheit kann beispielsweise die oben genannte Vorsteuerregelung beinhalten bzw. umsetzen.
Die Steuereinheit weist vorzugsweise eine Regelungsvorrichtung zum aktiven Verringern von Strukturschwingungen in einem Luftfahrzeug auf, mit einer Rückführ- regelungseinrichtung, die anhand von Schwingungen in dem Luftfahrzeug wenigstens einen Aktor zum Dämpfen der Schwingungen steuert.
Derartige Regelungsvorrichtungen stellen in modernen Luftfahrzeugen sicher, dass sich Schwingungen, die beispielsweise durch Motoren oder auch durch äu- ßere Einflüsse in dem Luftfahrzeug angeregt werden, nicht aufgrund von Eigenresonanzen des Luftfahrzeugs weiter verstärken können. Insbesondere bei großen Luftfahrzeugen lässt sich ohne derartige Regelungsvorrichtungen unter Flugbedingungen eine deutliche Schwingungsausprägung nachweisen. Da solche Struk- turschwingungen das Material des Luftfahrzeugs zusätzlich belasten, besteht ein großes Interesse an einer Unterdrückung dieser Strukturschwingungen.
Weiter bevorzugt hat diese Regelungsvorrichtung eine Vorsteuerregelungseinrich- tung, welche wenigstens einen Sensor zum Feststellen von Einwirkungen, die Strukturschwingungen anregen können, aufweist, und die ein zusätzliches Regelsignal zum Gegensteuern durch die Aktoren liefert.
Eine solche Regelungsvorrichtung hat den Vorteil, dass externen Anregungen entgegengesteuert werden kann, bevor sie in dem Körper des Luftfahrzeugs Strukturschwingungen anregen können. Folglich wird der Körper des Luftfahrzeugs mechanisch entlastet und somit die Lebensdauer sowie die Verkehrssicherheit erhöht. Die Einstellung und die Ausbildung einer solchen Regelungsvorrichtung können in der Versuchanordnung getestet und optimiert werden. Mit einer solchen Einstellung kann eine die gleiche oder eine vergleichbare Regelungsvor- richtung dann in einem Luftfahrzeug eingesetzt werden.
In der nicht veröffentlichten und damit nicht zum Stand der Technik gehörenden europäischen Patentanmeldung 06 001 510 wird eine adaptive Vorsteuerregelung beschrieben. Es wird für weitere Einzelheiten auf diese Druckschrift verwiesen.
Bei einer vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung ist die Steuereinheit mit einer solchen Vorsteuerregelung kombiniert mit einer Rückführregelung versehen.
Vorteilhaft ist der Sensor als Böensensor ausgebildet. Dies ergibt den Vorteil, dass die häufigste äußere Einwirkung auf Luftfahrzeuge, nämlich Windböen/Turbulenzen, von der Regelungsvorrichtung erkannt werden können.
Der Sensor kann ein induktiver Sensor sein. Bevorzugt ist der Sensor ein kombinierter Anstellwinkel- und Böensensor. Die Zahl der Öffnungen in der Außenhaut des Luftfahrzeugs und somit die Zahl der aerodynamisch ungünstigen Stellen an der Außenhaut des Luftfahrzeugs und/oder die Zahl der Subsysteme wird dadurch reduziert, da nur noch ein einzelner Sensor zur Messung des Anstellwinkels und der Böenstärke benötigt wird.
Die Vorsteuerregelungseinrichtung weist bevorzugt einen „Infinite Impulse Response Filter" (MR) oder einen Finite Impulse Response Filter (FIR) auf.
Vorteilhaft weist die Regelungsvorrichtung eine Additionsvorrichtung zur Addition der Regelsignale der Rückführregelungseinrichtung und der Vorsteuerregelungseinrichtung auf, die ein Ansteuerungssignal für die Aktoren bereitstellt. Dadurch werden die Reglerelemente der Rückführregelungseinrichtung und der Vorsteuerregelungseinrichtung so kombiniert, dass nurmehr ein einzelner Regelkreis zur Dämpfung von Strukturschwingungen und gleichzeitig zur Kompensation externer Einflüsse notwendig ist.
Zur Halterung des Versuchsmodells beispielsweise innerhalb eines Windkanals und/oder in Relativposition zur Strömungseinstelleinrichtung kann eine erste Be- festigungsvorrichtung vorgesehen sein. Ferner kann eine zweite Befestigungsvorrichtung zur Halterung der Strömungseinstelleinrichtung vorgesehen sein. Um möglichst wenige Störungszonen innerhalb des Windkanals zu erzeugen, hält in vorteilhafter Ausgestaltung die erste Befestigungsvorrichtung das Versuchsmodell und/oder die zweite Befestigungsvorrichtung die Strömungseinstelleinrichtung von unten aus.
Um den Einfluss von Strukturreglern auf das flugmechanische Verhalten von Flugzeugen oder anderen Luftfahrtgeräten oder die flugmechanischen Eigenschaften an sich in einem Windkanal zu untersuchen, sollte das Versuchsmodell, wie beispielsweise ein Flugzeugmodell, in einer geeigneten Position innerhalb des Windkanals positioniert und gehalten werden, um die während des Versuches auftretenden strömungsdynamischen Belastungen untersuchen zu können.
Bei einer starren Aufhängung des Versuchsmodells könnte die Strömungsmechanik nicht dynamisch, untersucht werden. Um die Mechanik auch in der Bewegung, beispielsweise eine Flugmechanik im Flug, zu testen, könnte man zum Beispiel das Versuchsmodell frei beweglich an Seilen aufhängen, so dass es von seinem eigenen Auftrieb getragen wird. Nachteilig ist hierbei, dass durch die Seilaufhän- gung Pendelmoden generiert würden, die ein das zu untersuchendes Strömungsverhalten, beispielsweise Flugverhalten negativ beeinflussen. Ferner wäre es möglich, das Versuchsmodell frei beweglich an einer starren vertikalen Stange zu befestigen. Bei einer solchen Aufhängung an einer starren Stange würde allerdings die Aerodynamik insbesondere im Bereich eines Seitenleitwerkes stark ge- stört.
Um die Versuchanordnung dahingehend weiterzubilden, dass bei einer strömungsdynamischen Untersuchung des Versuchsmodells möglichst wenig fehlerbehaftete Ergebnisse des flugmechanischen Verhaltens erzielt werden, wird bei einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung vorgeschlagen, dass die erste Befestigungsvorrichtung derart ausgebildet und bezüglich der Strömung und des Versuchsmodells positioniert ist, dass das Steuerelement nicht in einer durch die die Befestigungsvorrichtung beaufschlagenden Strömung hervorgerufenen Störungszone liegt. Mit anderen Worten beeinflusst die infolge der Anströmung der Befestigungsvorrichtung sich ergebende Störungszone stromabwärts der Befestigungsvorrichtung im Wesentlichen nicht das oder die Steuerelemente, wie beispielsweise das Seitenleitwerk, ein anderes Leitwerk oder dergleichen. Ein Vorteil besteht darin, dass insbesondere bei einem Flugzeugmodell als Versuchsmodell, die das Flugverhalten im Wesentlichen simulierenden Leitwerke als die Steuerelemente nur geringen oder gar keinen Störungen der Luftströmung ausgesetzt sind. So können bessere Versuchsergebnisse erzielt werden. Beispielsweise wird bei einer am unteren Rumpf eines Flugzeugversuchsmodells an- gebrachten Befestigungsvorrichtung die Aerodynamik nur unterhalb des Modellrumpfes gestört. Die Anströmung des Seitenleitwerks bleibt hingegen weitgehend ungestört. So lässt sich auf einfache Weise die Situation eines freifliegenden Flugzeugmodells im Windkanal simulieren, ohne dass die Aerodynamik, die Flugmechanik oder die Strukturdynamik des Windkanalmodells gestört wird.
Bei einer bevorzugten Ausgestaltungsform ist die erste Befestigungsvorrichtung derart positioniert, dass sie das Versuchsmodell von unten hält. Mit anderen Worten ist die erste Befestigungsvorrichtung derart angeordnet, ausgerichtet und/oder bemessen, dass sie die die bei einem Windkanaltest infolge der Luftströmung an- fallenden dynamischen Kräfte im Wesentlichen in einer Richtung nach unten abtragen kann.
Bei einer bevorzugten Ausgestaltung erstreckt sich die erste Befestigungsvorrichtung an dem Versuchsmodell in einer im Wesentlichen senkrecht zur Hauptströ- mungsrichtung verlaufenden Richtung, und insbesondere in einer im wesentlichen vertikalen Richtung. Auf diese Weise kann die Befestigungsvorrichtung weitgehend schlank ausgebildet werden, so dass sie nur eine geringe Aufprallfläche für die anfallende Luftströmung bildet und somit weniger Störungen stromabwärts der Befestigungsvorrichtung generiert werden. Alternativ kann die Befestig ungsvor- richtung auch zur Vertikalen geneigt, beispielsweise mittels mehrerer Streben, ausgebildet werden. Von Vorteil ist jedoch, wenn die Befestigungsvorrichtung eine hinsichtlich der Anströmung möglichst geringe Angriffsfläche für den Wind bereitstellt, d.h. beispielsweise durch lediglich eine Vertikalstrebe ausgebildet ist. So ist es bei einer bevorzugten Ausgestaltung vorgesehen, dass sich die Befestigungsvorrichtung im Wesentlichen senkrecht erstreckt.
Um das Flugverhalten möglichst gut simulieren zu können, weist die Befestigungsvorrichtung hinsichtlich der Bewegbarkeit des Versuchsmodells wenigstens einen Freiheitsgrad auf. Vorzugsweise betrifft der Freiheitsgrad eine Höhenver- stellbarkeit des Versuchsmodells. Insbesondere ist es zur Untersuchung von Regelvorrichtungen, wie z.B. Strukturreglern auf das flugmechanische Verhalten von Luftfahrzeugen, wie z.B. Flugzeugen, oder zur Untersuchung der flugmechanischen Eigenschaften an sich im Windkanal vorteilhaft, ein Versuchsmodell des Luftfahrzeuges im Windkanal frei beweglich derart aufzuhängen, dass es von seinem eigenen Auftrieb getragen wird. Hierzu ist die Befestigungsvorrichtung mit dem Freiheitsgrad in vertikaler Richtung geeignet, die dazu dient, das Versuchsmodell so festzuhalten, dass es möglichst frei „fliegen" kann und hierzu in Richtung der Anströmung nicht verschiebbar gelagert ist. So simuliert die Befesti- gungsvorrichtung die Schubkraft.
Alternativ oder zusätzlich betrifft der Freiheitsgrad eine Drehbarkeit des Versuchsmodells bezüglich einer Drehachse. Diese Drehachse kann im Wesentlichen parallel und/oder im Wesentlichen senkrecht zu einer Anströmrichtung ausgerich- tet sein. Infolge der Generierung eines Freiheitsgrades oder mehrerer Freiheitsgrade können weitere Verbesserungen hinsichtlich der Versuchsergebnisse zur Simulation des Flugverhaltens erzielt werden.
Vorteilhafterweise verhindert die Befestigungsvorrichtung eine Bewegung des Versuchsmodells in der Anströmrichtung, um so eine Schubkraft zu simulieren. Zugleich ermöglicht eine durch eine Höhenverstellbarkeit ermöglichte Auf- und Abbewegung des Versuchsmodells eine weiter verbesserte Simulation des Flugverhaltens. Alternativ oder zusätzlich kann das Simulationsverhalten des Ver- suchsmodells mittels einer Drehbarkeit, vorzugsweise um eine Vertikalachse, weiter verbessert werden. Hierdurch kann der Einfluss des sogenannten Gierens berücksichtigt werden.
In bevorzugter Ausgestaltung umfasst die Befestigungsvorrichtung ein in einer vertikalen Richtung bewegbares Zylinder- oder Stangensegment. Vorzugsweise ist dieses Zylinder- oder Stangensegment mehrteilig, d. h. mit mehreren ineinander verfahrbaren Zylinder- oder Stangenbauteilen ausgestattet. Weiter bevorzugt ist die Befestigungsvorrichtung und insbesondere das Zylinder- oder Stangensegment teleskopierbar. Dies ermöglicht vorerwähnte Auf- und Abbewegung zur Hö- henverstellbarkeit des Versuchsmodells.
Um den Einfluss der Befestigungsvorrichtung auf die Strömung möglichst gering zu halten, ist die Befestigungsvorrichtung an einer Unterseite des Versuchsmodells befestigt. Weiterhin ist es bevorzugt, die Befestigungsvorrichtung in der An- Strömrichtung stromlinienförmig auszubilden. So kann beispielsweise oben genannter Hubzylinder im Querschnitt etwa ellipsenförmig, tropfenförmig oder dergleichen geformt sein.
In einer bevorzugten Ausgestaltungsform ist das Versuchsmodell in keine, eine oder mehrere Richtungen frei drehbar an einer Teleskopstange als die Befestigungsvorrichtung montiert. Die Teleskopstange verhindert die Bewegung des Versuchsmodells in Anströmrichtung, aber ermöglicht eine Auf- und Abbewegung und eventuell auch die Drehung um die Achse der Teleskopstange. Somit fliegt das Versuchsmodell frei im Windkanal.
Während alle bisher verwendeten Aufhängungen entweder physikalische Starrkörpermoden behindern, unphysikalische Starrkörpermoden generieren, die Aerodynamik vor allem des Seitenleitwerks stören oder Strukturmoden von Luftfahr- zeugmodellen beeinflussen, lassen sich mit der erfindungsgemäßen Anordnung in bevorzugter Ausgestaltung der Einfluss von Regelvorrichtungen auf das flugme- chanische Verhalten sowie die flugmechanischen Eigenschaften ohne Störung durch die Befestigung untersuchen.
Besonders bevorzugt weist die erste Befestigungsvorrichtung zur Halterung des Versuchsmodells in dem Windkanal eine Teleskopaufhängung mit wenigstens einem die Bewegbarkeit des Versuchsmodells generierenden Freiheitsgrad auf. Mit anderen Worten handelt es sich um eine Windkanalteleskopaufhängung.
Unter einer "Aufhängung" soll im Rahmen der vorliegenden Anmeldung eine Baueinheit verstanden werden, die das Versuchsmodell von insbesondere einer zu untersuchenden Steuerelementen abgewandten Seite aus hält. Vorzugsweise wird als Versuchsmodell ein Flugzeugmodell eingesetzt. Es können aber auch andere Versuchsmodelle zur Untersuchung des Flugverhaltens anderer Luftfahrzeugtypen herangezogen werden.
Bei einer bevorzugten Ausführungsform sind wenigstens zwei Freiheitsgrade vorgesehen, wobei ein erster Freiheitsgrad eine translatorische Bewegung des Versuchsmodells und ein zweiter Freiheitsgrad eine rotatorische Bewegung des Ver- suchsmodells zulässt.
Um weitere Verbesserungen der Ergebnisse der strömungsdynamischen Untersuchung des Versuchsmodells erzielen zu können, ist es von Vorteil, wenn das Versuchsmodell mittels der ersten Befestigungsvorrichtung oder die Strömungsein- Stelleinrichtung mittels der zweiten Befestigungsvorrichtung bezüglich wenigstens eines Freiheitsgrades, insbesondere bezüglich der Höhe und/oder des Anstellwinkels, verstellbar ist. Weiterhin ist es bevorzugt, wenn das Versuchsmodell in einem bestimmten Abstand bezüglich der Strömungseinstelleinrichtung positioniert ist, wobei der Abstand veränderbar ist. Beispielsweise kann die Strömungseinstellein- richtung auf einer oder mehreren Führungsschienen und/oder Laufrädern gelagert sein.
Weiterhin ist es vorteilhaft, wenn die Sensorik wenigstens einen Sensor umfasst, der einen strömungstechnischen Parameter der Strömung erfasst. Dieser Sensor kann an dem Versuchsmodell angeordnet sein, beispielsweise im Bereich eines hinsichtlich der Anströmrichtung stromaufwärtigen Endes des Versuchsmodells. Alternativ oder zusätzlich kann der Sensor im Bereich eines Steuerelementes angeordnet sein. In vorteilhafter Ausgestaltung ist der Sensor eine Höhensensor, ein Drucksensor und/oder eine Windfahne.
Besonders bevorzugt ist zum Bilden des Sensors ein Windfahnenelement für ein Luftfahrzeug vorgesehen mit einer Windfahne, die sich nach der Windrichtung ausrichtet, und mit einem Drehwinkelsensor, der eine Winkelstellung der Windfah- ne als Messsignal bereitstellt.
Bisher werden ähnliche Windfahnen in Flugzeugen als Anstellwinkelsensoren eingesetzt. Um aus einem solchen Windfahnenelement einen einfach zu verarbeitenden Messwert des Anstellwinkels zu erhalten, ist bisher entweder vor oder nach der Messung ein Tiefpass vorgesehen, der die Anteile höherer Frequenzen an dem Messergebnis filtert. Bei bekannten Windfahnen ergibt sich aber auch insbesondere aus Reibungsverlusten der mechanischen Komponente eine (bisher erwünschte) Tiefpasswirkung, so dass diese Windfahnenelemente den Mittelwert ihrer Winkelstellung zurückliefern.
Bei der Benutzung als Anstellwinkelsensoren ist es gerade regelmäßig unerwünscht, wenn sich die Windfahnen durch kleinere Böen- oder sonstige Turbulenzen auslenken. Daher sind diese Anstellwinkelsensoren durch viskose oder sons- tige Reibmittel reibbehaftet, um durch eine mechanische Dämpfung eine Störung der Anstellwinkelmessung durch Turbulenzen oder Böen zu vermeiden.
Um einen Sensor bereitzustellen, der sehr flexibel einsetzbar ist und verschiedene Messbereiche und Messwerte zur Verfügung stellen kann arbeitet bei dem Wind- fahnenelement der bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung der Drehwinkelsensor berührungslos. Dieses Windfahnenelement hat den Vorteil, dass die Bewegung der Windfahne leichter erfolgen kann. Das Windfahnenelement ist gerade so ausgebildet, dass es besonders leicht drehbar ist, und so auch durch Turbulenzen und Böen beeinflussbar ist. Dadurch lässt sich das Windfahnenelement besonders gut als Böensensor und damit als Eingangssensor für eine Vorsteuer- Strukturregelung nutzen.
Ein besonders leichtgängiger Drehwinkelsensor wird insbesondere durch eine induktive oder kapazitive Messwertaufnahme erreicht. So kann man eine Drehwin- kelmessung ohne mechanischen Zwischenelemente durchführen und damit den Drehwinkelsensor besonders leichtgängig machen.
Vorteilhaft weist das Windfahnenelement ein Ausgleichsgewicht auf. Dieses Ausgleichsgewicht stellt sicher, dass die von der Masse der Windfahne ausgeübte Gravitationskraft das Messergebnis nicht verfälscht.
Der Drehwinkelsensor arbeitet bevorzugt nach einem induktiven Messprinzip. Damit ist gewährleistet, dass bei der Messung keine zusätzliche Dämpfung auftritt.
In bevorzugter konkreter Ausgestaltung folgt eine Windfahne mit Ausgleichsmasse den Richtungsänderungen einer Anströmung (Böen) und dreht dabei die Achse. Diese Achse ist weiter bevorzugt mit einem induktiven Drehwinkelaufnehmer verbunden, der praktisch widerstandslos, ohne Zeitverzug, und mit sehr hoher Auflö- sung den Drehwinkel bis zu höheren Frequenzen misst. Das Signal wird anschließen in einen Gleichanteil (DC) und einen Frequenzanteil (AC) zerlegt. Der AC- Anteil lässt sich beispielsweise als Referenzsignal für die Böen verwenden. Dies ist besonders vorteilhaft, um eine Vorrichtung zum Vermindern oder Vermeiden von Strukturschwingungen in einem Luftfahrzeug, welche durch Böen induziert werden, zu schaffen. Beispielsweise kann ein Feed-Forward-Strukturregler mit einem solchen Referenzsignal betrieben werden. Der DC-Anteil kann dazu benutzt werden, den Anstellwinkel zu messen, so dass das Windfahnenelement parallel als Anstellwinkelsensor nutzbar ist.
Weiter bevorzugt ist das Windfahnenelement zur Erfassung hoher Frequenzen, insbesondere solche, die in Windböen messbar sind, geeignet. Mehr bevorzugt ist das Windfahnenelement zur Erfassung von Frequenzen im Bereich von 0 Hz bis 50 Hz geeignet. Damit können schnelle Veränderungen in der Anströmung zuverlässig erkannt und gemessen werden.
Der Drehwinkelsensor kann das Messsignal in einen hochfrequenten und einen niederfequenten Anteil trennen. Somit ist es möglich, den Einfluss der generellen Strömungsrichtung von kurzfristigen Störungen zu unterscheiden.
Weiter bevorzugt weist der Drehwinkelsensor je einen separaten Ausgang für den hochfrequenten und den niederfrequenten Anteil des Messsignals auf. Diese Signale können ohne zusätzliche Beschaltung für Regelaufgaben verwendet werden.
Dies alles reduziert die Komplexität der Sensoranlage des Luftfahrzeugs oder dessen Versuchmodells. Um das zu untersuchende Strömungsverhalten zur Simulation des Flugverhaltens auf einfache und schnelle Weise zu verändern, ist das Steuerelement von einem Aktuator oder Aktor verstellbar.
Der Aktor ist bevorzugt Teil eines aerodynamisches Profil, das an einer einer Ab- Strömung abzuwendenden Seite einen eine Hinterkante bildenden Hinterkantenbereich hat.
Die Realisierung von Aktuatorik im Windkanalmodellen ist aufgrund von oft sehr kleinen Baugrößen sehr schwierig und kostenaufwendig. Beispielsweise wurden Klappenantriebe mit Exzentermotoren für Windkanalmodelle mit oszillierenden Klappen verwendet. Dies hat allerdings den Nachteil, dass Amplitude, Phasen und Frequenz von Klappenausschlägen nur sehr langsam verändert werden können.
Für Windkanalversuche mit Regelungen, beispielsweise zur Untersuchung eines Regelmechanismus zum Ausregeln von Strukturschwingungen, sind solche Antriebe viel zu langsam.
Prinzipiell könnte die Verwendung von hydraulischen Klappenantrieben eine Lösung darstellen, die aber sehr aufwendig und teuer ist und nur bei niedrigen Fre- quenzen nutzbar ist.
Um ein aerodynamisches Profil zu schaffen, von dem ein Bereich, insbesondere ein Hinterkantenbereich, sehr schnell und mit genügend großer Amplitude zur Veränderung von strömungsmechanischen Eigenschaften verstell- oder veränder- bar ist, und das dennoch einfach und kostengünstig aufgebaut und stark miniaturisierbar ist der Aktor (dieser Begriff schließt Aktuatoren ein) im Inneren des Hinterkantenbereichs vorgesehen, so dass damit zumindest ein Teilbereich des hinteren Kantenbereiches oder der daran ausgebildeten Hinterkante bezüglich Lage und/oder Form veränderbar ist. Durch die Anordnung im Innern hat diese Aktuato- ranordnung keinen störenden Einfluss auf die mit dem aerodynamischen Profils untersuchende oder zu erreichende Strömungseigenschaft. Dadurch, dass ein mittels Steuersignalen oder dergleichen steuerbar kontrahier- oder expandierbares Material oder Element, beispielsweise aus einem solchen Material, für den Aktor verwendet wird, lässt sich dieser schnell ansteuern und gut miniaturisieren.
Wenn der Hinterkantenbereich elastisch ausgebildet ist, lässt er sich durch den Aktor insgesamt verformen, so dass durch die Verformung beispielsweise ein Effekt wie eine Klappeneinstellung an Flügelhinterkanten von Luftfahrzeugen unter- suchbar ist, ohne solche aufwendige Klappen und entsprechende Stellmotoren hierfür vorsehen zu müssen.
Besonders bevorzugt weist der Aktor als gesteuert kontrahierbares oder expandierbares Material ein piezoelektrisches Material auf. Solche Materialien sind auch mit sehr hohen Frequenzen, beispielsweise in kHz-Bereich ansteuerbar. Der Aktor reagiert somit sehr schnell und ist auch sehr gut miniaturisierbar.
In besonders bevorzugter Ausgestaltung ist eine Piezoaktorik in der Flügelhinterkante oder Leitwerkhinterkante integriert. Die so integrierte Aktorik stört somit die Strömung nicht.
Weiter ist gemäß einer besonders vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung der Aktor mit einem einfachen Wegverstärker versehen, mit dem große Ausschläge realisiert werden können. In besonders bevorzugter Ausgestaltung ist auch der Wegverstärker aufgrund seiner Einfachheit stark miniaturisierbar. So ausgestattete Aktoren können für die Aktuatorik in dem Windkanalmodell hervorragend eingesetzt werden. Ein solcher Wegverstärker wird besonders bevorzugt durch ein elastisch verform- bares flaches Element oder Flächenelement gebildet. Beispielsweise ist ein plat- tenförmiges Element oder streifenförmiges Element vorgesehen. Dieses Flächenelement ist auf einer seiner Breitflächen zumindest teilweise mit einer Schicht versehen, die - beispielsweise unter Anlegung einer Spannung oder von sonstigen Steuersignalen - gesteuert kontrahierbar oder expandierbar ist.
Die Schicht ist mit dem Flächenelement verbunden; eine Ausdehnung an einer Seite der Breitflächen bewirkt - ähnlich wie bei einem Bimetall - eine Verbiegung des Flächenelements. Dadurch kann auch bei einer geringen Kontraktion oder Extraktion ein weitaus größerer Verstellweg erreicht werden.
Auf diese Weise lässt sich das Flächenelement gesteuert verformen. Wird daran ein beweglicher Hinterkantenbereich angeschlossen, so lässt sich damit der Hinterkantenbereich verformen oder in seiner Lage verändern.
Das mit einem solchen Aktor versehene Profil sowie der entsprechende Aktor können stark miniaturisiert werden, arbeiten bis zu Frequenzen in kHz-Bereich, sind einfach, nicht kostenaufwendig und reagieren praktisch ohne Zeitverzug auf Phasen-, Frequenz- und Amplitudenänderungen.
Durch eine Wölbung des Flächenelements kann die Wegverstärkung beeinflusst werden. Insbesondere können bei entsprechender Wölbung die Stellkraft und der Stellweg eingestellt werden, die bzw. der bei einer bestimmten Spannung erzielbar ist, die an einem piezoelektrischen Material, mit dem das Flächenelement einseitig oder zweiseitig beschichtet ist, angelegt wird.
Das Flächenelement kann zusätzlich zur Verstärkung und Versteifung der Struktur des zu steuernden Kantenbereiches dienen. Beispielsweise erstreckt sich hierzu ein als Flächenelement verwendetes platten- oder streifenförmiges Element im Inneren des Hinterkantenbereiches im Wesentlichen in Längsrichtung sowie in einer hierzu senkrechten Querrichtung des Profils, die im Wesentlichen der Hauptanströmungsrichtung, für dieses Profil ausgebildet ist, entspricht. Das vordere und hintere Ende des platten- oder streifenförmige E- lements ist dann entsprechend an eine Haltestruktur bzw. die Innenseite der Hinterkante angeschlossen.
Vorteilhafterweise simuliert das Steuerelement ein Leitwerk eines Luftfahrzeugs, wobei das Leitwerk vorzugsweise ein Seiten-, Quer-, oder Höhenleitwerk simuliert. In weiter bevorzugter Weise simuliert das Steuerelement auch Klappenstellungen an Tragflächen.
Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren zur strömungsdynamischen Untersuchung eines Versuchsmodells wird das Versuchsmodell mit einer Strömung beaufschlagt und umfasst wenigstens ein das Strömungsverhalten des Versuchsmodells im Wesentlichen beeinflussendes Steuerelement. Ferner beeinflusst eine stromaufwärts des Versuchsmodells angeordnete Strömungseinstelleinrichtung die Strömung, wobei eine Sensorik die das Versuchsmodell beaufschlagende Strömung erfasst, und wobei das Steuerelement in Abhängigkeit von wenigstens einem von der Sensorik ermittelten Wert und/oder in Abhängigkeit von der Einstellung der Strömungseinstelleinrichtung verstellt wird.
Das erfindungsgemäße Verfahren macht sich im Wesentlichen die oben bezüglich der Versuchsanordnung genannten Vorteile zu Nutze. Vorteilhafterweise umfasst die Strömungseinstelleinrichtung einen Stellkörper und eine Verstelleinheit, wobei die Verstelleinheit den Stellkörper verstellt.
Bei einer bevorzugten Weiterbildung des Verfahrens kann eine Steuereinheit vorgesehen sein, die wenigstens eines der Steuerelemente und/oder die Strömungs- einStelleinrichtung, insbesondere die Verstelleinheit, steuert.
Um auf iterativem Wege bessere Versuchergebnisse erhalten zu können, ist bei einer bevorzugten Weiterbildung vorgesehen, dass das Versuchsmodell mittels einer ersten Befestigungsvorrichtung und/oder die Strömungseinstelleinrichtung mittels einer zweiten Befestigungsvorrichtung bezüglich wenigstens eines Freiheitsgrades verstellt werden. Der Freiheitsgrad betrifft vorzugsweise die Höhe und/oder den Anstellwinkel des Versuchsmodells und/oder der Strömungseinstelleinrichtung relativ zur Strömung in den Windkanal.
Von Vorteil ist ferner, wenn das Versuchsmodell in einem vorbestimmten Abstand bezüglich der Strömungseinstelleinrichtung positioniert wird, wobei der Abstand vorzugsweise veränderbar ist.
Hinsichtlich der Sensorik ist bevorzugt vorgesehen, dass die Sensorik wenigstens einen Sensor umfasst, der einen strömungstechnischen Parameter erfasst. In vorteilhafter Ausgestaltung kann vorgesehen werden, dass das Steuerelement von einem Aktuator verstellt wird.
Im Rahmen einer besonders bevorzugten Ausgestaltungsform wird ein Flügel als der Verstellkörper in einem Windkanal geeigneter Größe derart positioniert, dass der Anstellwinkel des Flügels von einem Antrieb kontinuierlich variiert werden kann. Auf diese Weise werden Böen generiert, die sich mit Anströmgeschwindigkeit im Windkanal fortpflanzen. In einem geeigneten Abstand stromabwärts des Flügels ist ein elastisches Flugzeugmodell als Versuchsmodell, oder auch nur Teile eines Flugzeugs, wie beispielsweise ein Flügel, ein Leitwerk oder dergleichen an einer Aufhängung oder Abstützung im Wesentlichen voll beweglich befestigt. Während des Versuches werden die Strukturmoden des Flugzeugmodells von den erzeugten Böen angeregt. Die Aufhängung oder Abstützung wird vorzugsweise als Teleskopstange ausgeführt, so dass das Flugzeugmodell von seinem eigenen Auftrieb getragen wird. Das hat den Vorteil, dass der Einfluss von Böen sowie der Strukturregelung auf das flugmechanische Verhalten untersucht werden kann. Eine Teleskopstange ist insbesondere deshalb geeignet, da auf diese Weise das Flugzeugmodell auf- und abgleiten kann und ferner die Anströmung des zweiten Leitwerks nicht gestört wird. Weiterhin werden an der Nase des Flugzeugmodells die Böen von einem Böensensor gemessen. Dieser Sensor kann als Windfahne, Drucksensor oder dergleichen ausgeführt sein. Das Referenzsignal des Böensen- sors wird einem adaptiven oder robusten Vorsteuer-Strukturregler zugeführt, der Aktuatoren antreibt, um die Strukturschwingungen zu reduzieren. Diese Aktuato- ren können als Klappen, Kraftaktoren oder dergleichen ausgeführt sein.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachfolgend anhand der beigefügten Figur 1 näher erläutert.
Fig. 1 zeigt schematisch eine Seitenansicht eines Längsschnittes durch eine
Windkanalanordnung mit einem Windkanal 40 und einer Versuchsanordnung 10;
Fig. 2 zeigt schematisch eine Seitenansicht eines Teilbereich des Längsschnit- tes durch die Windkanalanordnung mit einem Detail bezüglich der Befestigung eines Windkanalmodells; Fig. 3 zeigt eine perspektivische Ansicht eines Windfahnenelements als Beispiel für einen bei der Windkanalanordnung zu verwendenden Sensor;
Fig. 4 zeigt ein Blockschaltbild eines mit der Windkanalanordnung zu optimierenden Regelkreises zur Kompensation schwingungserzeugender Einwir- kungen auf ein Flugzeug und zur Dämpfung von Strukturschwingungen in einem Flugzeugkörper;
Fig. 5 eine schematische Ansicht eines berührungslosen Drehwinkelgebers als Teil des Sensors von Fig. 3;
Fig. 6 eine Ausgangsstufe des Windfahnenelements; und
Fig. 7 zeigt eine Seitenansicht einer piezoelektrisch verformbaren Flügelhinterkante des Windkanalmodells eines Luftfahrzeuges mit einem Steuer- element.
Wie in Fig. 1 gezeigt erstreckt sich ein Windkanal 40 entlang einer Horizontalrichtung H und ist durch eine äußere Hülle 42 begrenzt, welche einen unteren Abschnitt 44 umfasst, wobei die Hülle 42 einen tunnelartige Messstrecke bereitstellt und im Querschnitt betrachtet, d.h. senkrecht zur Zeichenebene in Fig. 1 , im Wesentlichen kreisförmig oder rechteckigförmig ist.
Die Versuchsanordnung 10 umfasst ein durch eine Strömung S zu beaufschlagendes Versuchsmodell 20 in Form eines Flugzeugmodells, ein Gebläse 30 zur Erzeugung der Strömung S und eine Strömungseinstelleinrichtung 60 mit einem Stellkörper 62 in Form eines Flügels, einer Verstelleinheit 64 und einem Motor als Antrieb 66. Im vorliegenden Fall entspricht die Anströmrichtung der Strömung S im Wesentlichen der Horizontalrichtung H. Die Strömungseinstelleinrichtung 60 ist in einem vorbestimmten, aber variierbaren Abstand A von dem Versuchsmodell 20 positioniert.
Das Versuchsmodell 20 umfasst einen Rumpf 21 und mehrere Steuerelemente in Form zweier Tragflächen 22 mit Querrudern 23, eines Seitenleitwerks 24 mit ei- nem Seitenruder 25 und zwei Höhenruder 26. Im Bereich des stromaufwärtigen Endes des Versuchsmodells 20 befindet sich eine Sensorik 80. Diese im Bereich der Flugzeugnase angeordnete Sensorik 80 umfasst vorliegend einen Böensensor 82.
Zur Halterung und Positionierung des Versuchsmodells 20 in einer vorbestimmten Position innerhalb des Windkanals 40 hält eine erste Befestigungsvorrichtung 50 das Versuchsmodell 20 von unten derart, dass die infolge der Anströmung auf das Versuchsmodell 20 einwirkenden dynamischen Kräfte über die erste Befestigungsvorrichtung 50 abgetragen werden. Im vorliegenden Fall ist die erste Befes- tigungsvorrichtung 50 ein Zylinder- oder Stangenelement 52, beispielsweise mit drei teleskopierbaren Zylinder- oder Stangenbauteilen.
Generell ist die erste Befestigungsvorrichtung 50 derart ausgebildet und bezüglich der Strömung S und des Versuchsmodells 20 positioniert, dass wenigstens ein Steuerelement 22, 23, 24, 25, 26 nicht in beziehungsweise außerhalb einer durch die die erste Befestigungsvorrichtung 50 beaufschlagenden Strömung S hervorgerufenen Störungszone Z liegt, siehe Fig. 2.
So hält die Befestigungsvorrichtung 50 gemäß Fig. 2 das Versuchsmodell 20 von unten derart, dass eine Verlagerung des Versuchsmodells 20 in Anströmungshch- tung vermieden wird. Die Befestigungsvorrichtung 50 kann mit ihrem unteren Ende an der Hülle 42 befestigt sein oder über ein in Fig. 2 unterhalb der Hülle 42 liegendes Auflager gelagert sein. Wie Fig. 2 zeigt, erstreckt sich die Befestigungsvorrich- tung 50 im Wesentlichen in einer Vertikalrichtung V, d.h. in einer zur Hauptströ- mungsrichtung S im Wesentlichen senkrechten Richtung.
Im vorliegenden Ausführungsbeispiel umfasst die Befestigungsvorrichtung 50 ein Zylinder- oder Stangenelement 52, das an seinem oberen Ende, d.h. zum Rumpf 21 hin gerichtet, eine Abstützfläche 58 und an seinem unteren Ende, d.h. zur Hülle 42 hin gerichtet, eine Abschlussfläche 59 aufweist. Auf der Auflagefläche 58 ist das Versuchsmodell 20 aufgelegt und starr oder beweglich fixiert. Über die Abstützfläche 59 werden die auftretenden statischen und dynamischen Kräfte in die Hülle 42 oder ein darunter liegendes Auflager abgeführt. Wie aus Fig. 2 ferner zu entnehmen, weist das Zylinder- oder Stangenelement 52 drei in Vertikalrichtung V teleskopierbare Zylinder- oder Stangenbauteile 54, 55, 56 auf.
Im vorliegenden Ausführungsbeispiel stellt die Verbindung zwischen dem oberen Ende der ersten Befestigungsvorrichtung 50 und dem Versuchsmodell 20 zwei Freiheitsgrade hinsichtlich der Bewegbarkeit der Versuchsmodells 20 bereit. Als ein erster translatorischer Freiheitsgrad ist durch die mit möglichst geringem Widerstand teleskopierbaren Zusammenstellung der drei Zylinder- oder Stangenbauteile 54, 55, 56 eine Höhenverstellbarkeit in Vertikalrichtung V möglich. Um während eines Versuches eine Schubkraft zu simulieren, ist in der Horizontalrichtung H jedoch keine Verschiebbarkeit gegeben. Als zweiter rotatorischer Freiheitsgrad ist eine Drehbarkeit des Versuchsmodells 20 um eine vertikale Drehachse bereitgesellt. Diese Drehachse verläuft entlang der Längsachse des Hubzylinders 52 und somit in Vertikalrichtung V.
Bei Bedarf könnte zusätzlich oder alternativ zu einer der beiden vorgenannten Freiheitsgrade ein dritter Freiheitsgrad mit einer Drehbarkeit des Versuchsmodells 20 bezüglich einer senkrecht zur Zeichenebene der Fig. 1 gerichteten Drehachse bereitgestellt werden. Ferner könnte zusätzlich oder alternativ ein weiterer Frei- heitsgrad mit einer Drehbarkeit um eine zur Horizontalrichtung H parallele Drehachse vorgesehen werden.
Mit der ersten Befestigungsvorrichtung 50 in Form eines Zylinder- oder Stangenelements 52 als Teleskopaufhängung wird in vorteilhafter Weise eine Auf- und Abbewegung des Versuchsmodells 20 in der Vertikalrichtung V, jedoch nicht in der Horizontalrichtung H ermöglicht. Zudem wird durch die Drehbarkeit um eine vertikale Drehachse auch ein rotatorischer Freiheitsgrad bereitgestellt. Auf diese Weise kann mittels der Versuchsanordnung 10 der freie Flug gut simuliert werden.
In vorteilhafter Weise ist die erste Befestigungsvorrichtung 50 in einem Bereich des Windkanals 40 und in einer Umgebung des Versuchsmodells 20 angeordnet, so dass wenigstens eines der Steuerelemente 22 bis 26 bei einem Testversuch außerhalb einer durch die die Befestigungsvorrichtung beaufschlagende Strömung S hervorgerufene Störungszone Z ist. Die Befestigungsvorrichtung 50 ist derart bezüglich des Versuchsmodells 20 positioniert, dass das Versuchsmodell 20 von unten gehalten wird und zugleich einen möglichst geringen Einfluss auf die die Leitwerke des Versuchsmodells 20 beeinflussende Strömung S haben. So bleibt insbesondere die Anströmung des Seitenleitwerks 24 weitgehend ungestört. Etwaige Strömungsstörungen stromabwärts der Befestigungsvorrichtung 50 rufen lediglich zu vernachlässigende oder für das flugmechanische Verhalten nicht maßgebliche Störungen hervor.
Wie aus Fig. 1 entnehmbar, stützt eine zweite Befestigungsvorrichtung 70 den Stellkörper 62 zur Halterung und Positionierung des Stellkörpers 62 von unten. Die zweite Befestigungsvorrichtung 70 kann beispielsweise einen Hubzylinder 72, bedarfsweise ebenso mit drei in Vertikalrichtung V teleskopierbaren Zylinderbauteilen umfassen. Die Befestigungsvorrichtungen 50, 70 können jeweils mit ihren unteren Ende an der Hülle 42 befestigt oder über ein in Fig. 1 unterhalb der Hülle 42 liegendes Auflager gelagert sein. Ferner erstrecken sich die Befestigungsvorrichtungen 50, 70 in einer Vertikalrichtung V, d.h. im Wesentlichen senkrecht.
Weiter steuert die Steuereinheit 90 die Verstellung wenigstens eines der Steuerelemente 22 bis 26 in Abhängigkeit von der Sensorik 80 bzw. dem Sensor 82 und/oder von der (künstlich generierten) Anregung von der Verstelleinheit 64, wie in Fig. 1 beispielhaft mittels der zum Querruder 23 führenden strichlierten Linie angedeutet.
Im Folgenden wird die bevorzugte Ausgestaltung des Sensors 82 und der Steuereinheit 90 anhand der Fig. 3 bis 6 beschrieben.
Der Sensor 82 ist gemäß dieser Ausgestaltung in Form eines Windfahnenele- ments 110 ausgebildet. Das Windfahnenelement 110, wie es in Figur 3 gezeigt ist, weist eine Windfahne 112 auf, die an einer Achse 114 befestigt ist. Auf der der Windfahne 112 gegenüberliegenden Seite der Achse 114 ist eine Ausgleichsmasse 116 vorgesehen, deren Gewichtskraft ein Moment auf die Achse 114 ausübt, das in etwa dem Moment entspricht, das von der Gewichtskraft der Windfahne 112 auf die Achse 114 ausgeübt wird. Die Achse 114 führt zu einem Drehwinkelaufnehmer 118.
Der Drehwinkelaufnehmer 118 misst die Winkelstellung der Achse 114 und damit indirekt die der Windfahne 112 und stellt das Ergebnis dieser Messung an seinen Ausgängen 120, 122 zur Verfügung.
Eine Ausführungsform des Drehwinkelaufnehmers 118 ist in Figur 5 gezeigt. Von der Achse 114 springt radial nach außen ein Bügel 124 weg. Der Bügel 124 be- steht aus Metall und taucht je nach seiner Position mehr oder weniger in den Kern einer Spule 126 ein. Die Spule 126 ist dazu entlang einer Kreislinie angeordnet.
Da der Bügel 124 aus Metall besteht, ändert sich durch das Eintauchen des Bügels 124 in die Spule 126 eine Impedanz Z der Spule.
Um aus dieser Impedanzänderung ein Winkelsignal zu gewinnen, wird die Spule 126 mit der Anschlussklemme 128 an eine Auswerteeinheit 130 angeschlossen, wie sie in Figur 6 gezeigt ist. Die Auswerteeinheit 130 weist einen Schwingkreis auf, dessen Frequenz durch die Impedanz Z der Spule 126 beeinflusst wird. Mit- tels eines f/U-Konverters wird aus der erzeugten Wechselspannung ein frequenzunabhängiger Pegel als Ausgangssignal 132 erzeugt.
Die Auswerteeinheit 130 kann dabei sehr schnell auf Veränderungen der Impedanz Z reagieren, so dass das Ausgangssignal 132 der Auswerteeinheit 130 der Bewegung der Achse 114 im Wesentlichen unmittelbar folgt. Das Ausgangssignal 132 wird mit Hilfe eines Tiefpasses 134 und eines Hochpasses 136 in einen Gleichanteil 138 (DC) und einen Wechselspannungsanteil 140 (AC) zerlegt und diese an den Ausgängen 120, 122 bereitgestellt.
Der Wechselspannungsanteil 140 kann als Referenzsignal für Böen verwendet werden, beispielsweise, um einen Feed-forward-Strukturregler zu betreiben. Der Gleichanteil 138 kann dazu benutzt werden, den Anstellwinkel zu messen.
Das Windfahnenelement 110 hat somit den Vorteil, dass es gleichzeitig sowohl als Böensensor bis zu hohen Frequenzen (50Hz) als auch als Anstellwinkelsensor verwendet werden kann. Mit dem aus der Böensensorfunktion erhaltenen Referenzsignal können turbulenzinduzierte Strukturvibrationen und/oder Starrkörperschwingungen sehr effektiv reduziert werden. Es empfiehlt sich allerdings, eine solche Vorsteuerung mit einer aktiven Dämpfung (Rückführregelung) zu kombinieren, um eine optimale Reduktion von sowohl böeninduzierten als auch von manöverinduzierten Strukturschwin- gungen und/oder Starrkörperschwingungen zu erreichen.
Um dies zu erreichen, wird zur Steuerung der Aktoren des Luftfahrzeugs unter anderem ein mit der hier dargestellten Versuchsanordnung testbarer Regelkreis verwendet, wie er in Figur 4 gezeigt ist. Der Regelkreis weist dabei eine Rückführ- regelungsvorrichtung 144 und eine Vorsteuerregelungseinrichtung 146 auf. Im Bereich der Rückführregelungsvorrichtung 144 werden von einem Sensor des Luftfahrzeugs 148 Strukturschwingungen gemessen und in Form des Messwerts 150 an den robusten Rückführregler 152 weitergegeben. Der Rückführregler 152 errechnet aus den Messwerten 150 Steuerungssignale 154 für Aktoren des Luft- fahrzeugs 148, die dazu geeignet sind, Strukturschwingungen des Luftfahrzeugs 148 zu verringern. Dies wird mit der hier dargestellten Versuchsanordnung getestet und optimiert, bevor Flugversuche durchgeführt werden.
Der Vorsteuerregelungseinrichtung 146 wird der Wechselspannungsanteil 140 des Windfahnenelements 110 übergeben und in ein Filter mit unbeschränkter Impulsantwort (MR) 156 eingegeben. Das IIR-Filter 156 errechnet aus seinen Eingangssignalen Steuerungssignale 158, die Aktoren des Luftfahrzeugs 148 so steuern, dass der Einfluss der gemessenen Böen auf das Luftfahrzeug 148 minimiert wird.
In einem Mischer 160 werden die Steuerungssignale 154, 158 von Rückführregler 152 und IIR-Filter 156 addiert und als Regelsignal 164 an das Luftfahrzeug 148 weitergegeben. Somit ergibt sich das Regelsignal „Control Input" 164 (zum Beispiel Ansteuerung von Rudern und Klappen des Flugzeugs) aus einer Addition eines Vorsteuer- und eines Rückführsignals. Der Vorsteuerregler (IIR-Controller oder FIR-Controller, sinnvollerweise adaptiv ausgeführt) erhält das Referenzsignal zum Beispiel aus dem AC-Anteil des Alpha-probe Signal (Anstellwinkelsignal). Das Rückführsignal stammt aus dem „inner control loop" (Rückführregelungseinrichtung 144) mit dem robusten Rückführregler 152 („robust feedback Controller"), der wiederum sein Eingangssignal aus den Sensorsignalen (Messwert 50, zum Beispiel Beschleunigungssensoren an der Flugzeugstruktur) bezieht. Ziel der kombinierten Rückführ- A/orsteuerregelung ist es, Störungen 166 jeglicher Art, die Strukturschwingungen verursachen, zu kompensieren. Das heißt, der Messwert 150 (Messung von Strukturschwingungen) wird minimiert.
Strukturmoden von Flugzeugen werden durch Böen und turbulente Atmosphäre während des Fluges angeregt. Das belastet die Struktur und verschlechtert das Flugverhalten. Stand der Technik ist es, diese Strukturmodem aktiv durch Rückführregelung zu bedampfen. Nachdem ein geeignetes Referenzsignal zur Verfügung steht, das die Böen misst, können die Strukturvibrationen allerdings wesentlich effizienter reduziert werden.
Die Windfahne 112 mit Ausgleichsmasse 116 folgt den Richtungsänderungen der Anströmung (Böen) und dreht dabei die Achse 114. Diese Achse 114 ist mit dem induktiven Drehwinkelaufnehmer 118 verbunden, der praktisch widerstandslos, ohne Zeitverzug und mit sehr hoher Auflösung den Drehwinkel bis zu höheren Frequenzen misst. Das Signal wird in einen Gleichanteil (DC) und einen AC-Anteil zerlegt. Der AC-Anteil wird als Referenzsignal für die Böen verwendet (um einen feed-forward-Strukturregler zu betreiben). Der DC-Anteil kann dazu benutzt werden, den Anstellwinkel zu messen (parallele Nutzung als Anstellwinkelsensor). Rückführregelungen zur aktiven Strukturdämpfung reduzieren zwar Schwingungen jeglicher Anregung, sind aber in ihrer Leistung begrenzt. Vorsteuerregelungen sind bei der Reduktion böeninduzierter Strukturschwingungen sehr effektiv, können aber zum Beispiel piloteninduzierte Strukturschwingungen nicht reduzieren. Die Kombination einer (sinnvollerweise adaptiven) Vorsteuerregelung mit einer robus- ten Rückführdämpfung führt zu einer sehr hohen Regelgüte und erlaubt die optimale Reduktion von Böen-, Manöver- und sonst wie (zum Beispiel Nutzlastabwurf- ) induzierten Strukturschwingungen bei Flugzeugen.
Mit einer entsprechend optimierten Regelung wird die optimale Reduktion von Bö- en-, Manöver- und Nutzlastabwurf-induzierten Strukturschwingungen bei Flugzeugen in allen Bereichen der Flugenveloppe ermöglicht.
Das vorliegende Windfahnenelement 110 wirkt als Sensor 82 ind Form eines Bö- ensensors, der dazu geeignet ist, ein entsprechendes Referenzsignal bereit zu stellen, und erlaubt in Verbindung mit der Regelungsvorrichtung 142 eine wesentliche Reduzierung der Strukturschwingungen.
Für weitere Einzelheiten hinsichtlich einer genaueren Ausbildung eines Verfahrens und einer Vorrichtung zur Verminderung von dynamischen Strukturlasten auf ein Luftfahrzeug wird auf die nicht vorveröffentlichte PCT-An meld ung ensprechend der EP-Anmeldenummer EP 06 001 510.4 verwiesen.
Im folgenden wird anhand der Darstellung der Fig. 7, die ein Detail der Hinterkante der Tragfläche des Windkanalmodells von Fig. 1 oder 2 zeigt, ein Steuerelement sowie ein hierfür eingesetzter Aktor näher beschrieben.
Die Figur zeigt einen bezüglich der Anströmungshchtung S hinteren Bereich eines aerodynamischen Profils 400 der Tragfläche 22 des Versuchsmodells 20. Das Profil 400 hat einen von der Anströmung S weg gerichteten Hinterkantenbereich 410, an dem eine Flügelhinterkante 412 ausgebildet ist. Der Hinterkantenbereich 410 ist elastisch ausgebildet und weist hierzu eine Mantelfläche 414 aus elastischem Material, beispielsweise einem elastisch verformbaren Kunststoff auf. Die Mantelfläche umschließt ein hohlen Innenraum 416 des Hinterkantenbereichs 410, indem ein Piezoaktor 418 untergebraucht ist.
Der Piezoaktor 418 weist ein platten- oder streifenförmiges Flächenelement, hier in Form einer - bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel gewölbt ausgebildeten - Platte 420 aus elastisch verformbaren Material, beispielsweise elastisch ver- formbaren Metallblech oder dergleichen auf. Die Platte 420 ist im Hinterkantenbereich 410 des Profils 400 integriert. Sie gewährleistet die Stabilität der Flügelhinterkante 412 und gibt auch die Form der Flügelhinterkante 412 sowie des Hinterkantenbereichs 410 vor. Hierzu ist ein bezüglich der Strömungsrichtung S vorderer Kantenbereich 422 der Platte 420 an einer Haltestruktur 424 befestigt, die bei- spielsweise eine versteifte Querwand 426 des Profils 400 aufweist.
Ein bezüglich der Strömungsrichtung S hinterer Kantenbereich 428 der Platte 420 ist mit der Flügelhinterkante 412 verbunden, beispielsweise indem sie in das spitze Ende des hohlen Innenraums 416 an der Flügelhinterkante 412 eingesteckt und/oder dort befestigt, beispielsweise verklebt ist.
Die Platte 420 ist auf wenigstens einer ihrer Breitflächen oder auch auf beiden Breitflächen mit einer piezoelektrischen Schicht (allgemeiner durch irgendeine gesteuert kontrahierend oder expandierende Schicht) überzogen.
Über einen bei 430 angedeuteten Spannungsanschluss lässt sich eine Spannung U an die wenigstens eine piezoelektrische Schicht 432 anlegen. Hierzu ist eine bevorzugte Ausgestaltung der Platte 420 aus einem elektrisch leitfähigen Material, beispielsweise Metallblech, insbesondere aus Federstahl, ausgebildet. Die gegenüberliegende Seite der piezoelektrischen Schicht 432 ist entsprechend mit einer Metallfolie zum Bilden der anderen Elektrode beschichtet.
Bei Anlegen der elektrischen Spannung U kontrahiert sich die wenigstens eine piezoelektrische Schicht 432. Die (gewölbte) Platte 420 dient dabei als Wegverstärkter zur Verstärkung der in der piezoelektrischen Schicht auftretenden örtlichen Änderungen. Über die Wölbung der Platte 420 kann man die Wegverstärkung beeinflussen.
Durch Verformung der Platte 420 wird der flexible Hinterkantenbereich 410 insgesamt verformt. Die Verformung der Flügelhinterkante 412 kann zur Strömungsbeeinflussung benutzt werden.
Über die Länge des Profils 400 gesehen können mehrere solcher Platten 420 eingesetzt sein, die unabhängig voneinander ansteuerbar sind (nicht dargestellt). In einer anderen Ausgestaltung ist eine Platte an unterschiedlichen Bereichen mit unterschiedlich ansteuerbaren piezoelektrischen Schichten versehen. Über die Spannweite des Flügels kann die Verformung der Hinterkante 412 unabhängig gesteuert werden.
Nachfolgend wird nun auf Grundlage der oben beschriebenen Versuchsanordnung 10 ein Verfahren zur strömungsdynamischen Untersuchung des Versuchsmodells 20 im Windkanal 40 beschrieben.
Die von den Gebläse 30 erzeugte Strömung S wird mittels der Strömungseinstelleinrichtung 60 in der gewünschten Art und Weise beeinflusst, um beispielsweise ein bestimmtes Flugverhalten zu simulieren. Ausgehend von der in Fig. 1 gezeigten Stellung des Stellkörpers 62 wird mittels der Sensorik 80 wenigstens ein strömungstechnischer Parameter erfasst und ein entsprechendes Referenzsignal von dem Böensensor 82 an die Steuereinheit 90 übermittelt. Dieser Referenzwert charakterisiert die Strömung S.
In Abhängigkeit des ermittelten Referenzwertes wird nun wenigstens eines der Steuerelemente 22, 23, 24, 25, 26 verstellt. Vorzugsweise werden die Steuerelemente 22-26 kontinuierlich und im Allgemeinen sehr schnell verstellt.
Anschließend wird der Stellkörper 62 mittels des Antriebes 66 über die Verstelleinheit 64 verstellt. Hierzu kann durch die Steuereinheit 90 ein unabhängiges Verstellsignal abgegeben werden und eine Verstellung des Stellkörpers 62 vorgenommen werden. Die Verstellung simuliert die atmosphärische Turbulenz; das Signal kann als Referenzsignal für den Filter (MR) 156 verwendet werden.
Nach der Verstellung des Stellkörpers 62 in eine zweite Position, beispielsweise durch Verdrehung des Flügels um eine senkrecht zur Strömungsrichtung der Strömung S verlaufende Drehachse um einen vorbestimmten Anstellwinkel, können wiederum von der Sensorik 80 die auf die Struktur des Versuchsmodells 20 einwirkenden dynamischen Belastungen erfasst werden.
In Abhängigkeit der Strömungsveränderung ermittelt nun ein geeignetes Signal zur Verstellung wenigstens eines der Steuerelemente 23 bis 26, um insbesondere die durch die Strömung S erzeugte Schwingungen beziehungsweise Belastungen des Versuchsmodells 20 zu kompensieren. Nach der Verstellung des Steuerelementes um den vorgegebenen Wert kann die Sensorik 80 die neue Werte der strömungstechnischen Parameter messen und ein entsprechendes Signal an die Steuereinheit 90 übermitteln. Beispielsweise könnten sich bei einer schrittweisen beziehungsweise iterativen Verstellung der Steuerelemente 22 bis 26 und/oder der Strömungseinstelleinrich- tung 60 Versuchsreihen durchführen und so eine geeignete Steuerregelung für das simulierte Flugverhalten und somit auch für das spätere Echtzeitverhalten ei- nes Flugzeugs ermitteln lassen.
Um die Strömungsverhältnisse zusätzlich beeinflussen zu können, kann das Versuchsmodell 20 mittels der ersten Befestigungsvorrichtung 50 und/oder die Strömungseinstelleinrichtung 60 mittels der zweiten Befestigungsvorrichtung 70 be- züglich wenigstens eines Freiheitsgrades, insbesondere bezüglich der Höhe in Vertikalrichtung V und/oder des Anstellwinkels bezogen auf die Strömungsrichtung, verstellt werden. Wie bereits erwähnt, kann zudem der Abstand A zwischen der Strömungseinstelleinrichtung 60 und dem Versuchsmodell 20, insbesondere zwischen den beiden Befestigungsvorrichtungen 50, 70, verändert werden.
Bezugszeichenliste
10 Versuchsanordnung
20 Versuchsmodell 21 Rumpf
22 Tragfläche
23 Querruder
24 Seitenleitwerk
25 Seitenruder 26 Höhenruder
30 Gebläse
40 Windkanal 42 Hülle
44 unterer Abschnitt
50 erste Befestigungsvorrichtung
52 Hubzylinder 58 Auflagefläche
59 Abstützfläche
60 Strömungseinstelleinrichtung 62 Stell körper 64 Verstelleinheit
66 Antrieb
70 zweite Befestigungsvorrichtung 72 Hubzylinder
80 Sensorik
82 Sensor
90 Steuereinheit
110 Windfahnenelement
112 Windfahne
114 Achse 116 Ausgleichsmasse
118 Drehwinkelaufnehmer
120 Ausgang
122 Ausgang
124 Bügel 126 Spule
128 Anschlussklemme
130 Auswerteeinheit
132 Ausgangssignal
134 Tiefpass 136 Hochpass
138 Gleichanteil
140 Wechselspannungsanteil
142 Regelungsvorrichtung
144 Rückführregelungseinrichtung 146 Vorsteuerregelungseinrichtung
148 Luftfahrzeug
150 Messwert
152 Rückführregler 154 Steuerungssignale
156 Filter (MR)
158 Steuerungssignale
160 Mischer
164 Regelsignal
166 Störungen
400 Aerodynamisches Profil
410 Hinterkantenbereich
412 Flügelhinterkante
414 Mantelfläche
416 hohler Innenraum
418 Piezoaktor
420 Platte
422 vorderer Kantenbereich
424 Haltestruktur
426 Querwand
428 hinterer Kantenbereich
430 Spannungsanschluss
432 piezoelektrische Schicht
A Abstand
H Horizontalrichtung
S Strömung
U Spannung
V Vertikalrichtung
Z Impedanz

Claims

Patentansprüche
1. Versuchsanordnung (10) mit einem Versuchsmodell (20), das zur strömungsdynamischen Untersuchung mit einer Strömung (S) beaufschlagbar ist und das wenigstens ein das Strömungsverhalten des Versuchsmodells (20) im We- sentlichen beeinflussendes Steuerelement (22, 23, 24, 25, 26) aufweist, wobei eine stromaufwärts des Versuchsmodells (20) angeordnete Strömungseinstelleinrichtung (60) zur Beeinflussung der Strömung (S) und eine Sensorik (80) zur Erfassung der das Versuchsmodell (20) beaufschlagenden Strömung (S) vorgesehen ist, wobei das Steuerelement (22, 23, 24, 25, 26) in Abhängigkeit von wenigs- tens einem von der Sensorik (80) ermittelten Wert und/oder in Abhängigkeit von der Einstellung der Strömungseinstelleinrichtung (60) verstellbar ist.
2. Versuchsanordnung (10) nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Strömungseinstelleinrichtung (60) einen Stellkörper (62), insbesondere min- destens ein Flügelelement, und eine Verstelleinheit (64) umfasst.
3. Versuchsanordnung (10) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Verstelleinheit (64) einen Antrieb zur Bewegung und/oder Feststellung des Stell körpers (62) umfasst.
4. Versuchsanordnung (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine Steuereinheit (90) zur Steuerung wenigstens eines der Steuerelemente (22, 23, 24, 25, 26) und/oder der Strömungseinstelleinrichtung (60), insbesondere der Verstelleinheit (64), vorgesehen ist.
5. Versuchsanordnung (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine erste Befestigungsvorrichtung (50) zur Halte- rung des Versuchsmodells (20) vorgesehen ist.
6. Versuchsanordnung (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine zweite Befestigungsvorrichtung (70) zur Halte- rung der Strömungseinstelleinrichtung (60) vorgesehen ist.
7. Versuchsanordnung (10) nach Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Befestigungsvorrichtung (50) das Versuchsmodell (20) oder die zweite Befestigungsvorrichtung (70) die Strömungseinstelleinrichtung (60) von unten hält.
8. Versuchsanordnung (10) nach einem der Ansprüche 5 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass das Versuchsmodell (20) mittels der ersten Befestigungsvorrichtung (50) oder die Strömungseinstelleinrichtung (60) mittels der zweiten Befestigungsvorrichtung (70) bezüglich wenigstens eines Freiheitsgrades, insbesondere bezüglich der Höhe und/oder des Anstellwinkels, verstellbar ist.
9. Versuchsanordnung (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Versuchsmodell (20) in einem vorbestimmten Abstand (A) bezüglich der Strömungseinstelleinrichtung (60) positioniert ist, wobei der Abstand (A) veränderbar ist.
10. Versuchsanordnung (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Sensorik (80) wenigstens einen Sensor (82) umfasst, der einen strömungstechnischen Parameter der Strömung (S) erfasst.
11. Versuchsanordnung (10) nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass der Sensor (82) an dem Versuchsmodell (20) angeordnet ist.
12. Versuchsanordnung (10) nach einem der Ansprüche 10 oder 11 , dadurch gekennzeichnet, dass der Sensor (82) ein Böensensor ist.
13. Versuchsanordnung (10) nach einem der Ansprüche 10 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass der Sensor (82) ein Drucksensor oder eine Windfahne ist.
14. Versuchsanordnung (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Steuerelement (23, 24, 25, 26) von einem Ak- tuaktor verstellbar ist.
15. Versuchsanordnung (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Steuerelement (23, 24, 25, 26) ein Leitwerk eines Luftfahrzeugs simuliert.
16. Versuchsanordnung (10) nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, dass das Leitwerk ein Seiten-, Quer- oder Höhenleitwerk simuliert.
17. Verfahren zur strömungsdynamischen Untersuchung eines Versuchsmodells (20), wobei das Versuchsmodell (20) mit einer Strömung (S) beaufschlagt wird und wenigstens ein das Strömungsverhalten des Versuchsmodells (20) im We- sentlichen beeinflussendes Steuerelement (22, 23, 24, 25, 26) umfasst, wobei eine stromaufwärts des Versuchsmodells (20) angeordnete Strömungseinstelleinrichtung (60) die Strömung (S) beeinflusst, wobei eine Sensorik (80) die das Versuchsmodell (20) beaufschlagende Strömung (S) erfasst, und wobei das Steuerelement (22, 23, 24, 25, 26) in Abhängigkeit von wenigstens einem von der Sen- sorik (80) ermittelten Wert und/oder in Abhängigkeit von der Einstellung der Strömungseinstelleinrichtung (60) verstellt wird.
18. Verfahren nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, dass die Strö- mungseinstelleinrichtung (60) einen Stellkörper (62) und eine Verstelleinheit (64) umfasst, wobei die Verstelleinheit (64) den Stellkörper (62) verstellt.
19. Verfahren nach einem der Ansprüche 17 oder 18, dadurch gekennzeichnet, dass eine Steuereinheit (90) vorgesehen ist, die wenigstens eines der Steuerelemente (22, 23, 24, 25, 26) und/oder die Strömungseinstelleinrichtung (60), insbesondere die Verstelleinheit (64), steuert.
20. Verfahren nach einem der Ansprüche 17 bis 19, dadurch gekennzeichnet, dass das Versuchsmodell (20) mittels einer ersten Befestigungsvorrichtung (50) und/oder die Strömungseinstelleinrichtung (60) mittels einer zweiten Befestigungsvorrichtung (70) bezüglich wenigstens eines Freiheitsgrades, insbesondere bezüglich der Höhe und/oder des Anstellwinkels, verstellt wird.
21. Verfahren nach einem der Ansprüche 17 bis 20, dadurch gekennzeichnet, dass das Versuchsmodell (20) in einem vorbestimmten Abstand (A) bezüglich der Strömungseinstelleinrichtung (60) positioniert wird.
22. Verfahren nach einem der Ansprüche 17 bis 21 , dadurch gekennzeichnet, dass die Sensorik (80) wenigstens einen Sensor (82) umfasst, der einen strömungstechnischen Parameter erfasst.
23. Verfahren nach einem der Ansprüche 17 bis 22, dadurch gekennzeichnet, dass das Steuerelement (23, 24, 25, 26) von einem Aktuator oder Aktor verstellt wird.
24. Aktor (418) zur Verwendung in einer Anordnung oder einem Verfahren nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Aktor ein Piezoaktor (418) ist.
25. Aktor nach Anspruch 24, dadurch gekennzeichnet, dass der Aktor (418) mit einem elastisch verformbaren Flächenelement (420), insbesondere platten- oder streifenförmiges Element, versehen ist, das wenigstens auf einem Teilbereich wenigstens einer seiner Breitflächen mit einer piezoelektrischen Schicht (432) versehen ist, so dass sich das Flächenelement (420) gesteuert verformen lässt.
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