DE102024124592B3 - Wing bodies for flying objects and flying objects in this context - Google Patents
Wing bodies for flying objects and flying objects in this contextInfo
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Abstract
Die Erfindung betrifft einen Flügelkörper für Flugobjekte, aufweisend
- einen Flügelkasten, der einen sich in Spannweite erstreckenden Vorderholm hat, an dem eine erste Flügelkastenschale und eine gegenüberliegende zweite Flügelkastenschale zur Bildung eines ersten Teils einer äußeren Strömungsoberfläche angeordnet sind,
- eine in Strömungsrichtung vor dem Flügelkasten angeordnete Flügelvorderkante, die eine Mehrzahl von innenliegenden Versteifungselementen hat, an denen eine Vorderkantenschale zur Bildung zumindest eines zweiten Teils der äußeren Strömungsoberfläche angeordnet ist, und
- eine Vorderkantenbefestigungsanordnung zur Befestigung der Flügelvorderkante an dem Flügelkasten,
dadurch gekennzeichnet, dass
- die Vorderkantenbefestigungsanordnung mindestens ein erstes Passelement und mindestens ein zweites Passelement hat, wobei das erste Passelement in eine Hinterschneidung des zweites Passelementes zur Bildung eines Formschlusses derart eingreift, dass die Flügelvorderkante zumindest in Flügeltiefenrichtung formschlüssig fixiert ist.
The invention relates to a wing body for flying objects, comprising
- a wing box having a leading edge extending across the wingspan, on which a first wing box shell and an opposing second wing box shell are arranged to form a first part of an outer flow surface,
- a wing leading edge arranged in the direction of flow in front of the wing box, which has a plurality of internal stiffening elements on which a leading edge shell is arranged to form at least a second part of the outer flow surface, and
- a leading edge fastening arrangement for fastening the leading edge of the wing to the wing box,
characterized by the fact that
- the leading edge fastening arrangement has at least one first fitting element and at least one second fitting element, wherein the first fitting element engages in an undercut of the second fitting element to form a positive fit such that the wing leading edge is positively fixed at least in the wing depth direction.
Description
Die Erfindung betrifft einen Flügelkörper für Flugobjekte mit einem Flügelkasten und einer in Strömungsrichtung vor dem Flügelkasten angeordneten Flügelvorderkante.The invention relates to a wing body for flying objects with a wing box and a wing leading edge arranged in the direction of flow in front of the wing box.
Im Sinne der vorliegenden Erfindung werden unter dem Begriff „Flügelkörper“ diejenigen Elemente eines Flugobjektes verstanden, die insbesondere von dem Rumpf des Flugobjektes abstehend angeordnet sind und bei bestimmungsgemäßem Gebrauch des Flugobjektes durch Luftschichten angeströmt werden, wodurch aerodynamische Kräfte hervorgerufen werden. So werden die Tragflügel (Tragflächen) eines Flugobjektes als Flügelkörper im Sinne der vorliegenden Erfindung verstanden ebenso die Höhenleitwerke und Seitenleitwerke.For the purposes of the present invention, the term "wing body" refers to those elements of an aircraft which are arranged, in particular, projecting from the fuselage of the aircraft and which, during the intended use of the aircraft, are exposed to air currents, thereby generating aerodynamic forces. Thus, the wings (airfoils) of an aircraft are understood to be wing bodies within the meaning of the present invention, as are the horizontal and vertical stabilizers.
Heutige Verkehrsflugzeuge benötigen zur Erzeugung des zur Kompensation der Massekraft erforderlichen Auftriebs in der Start- und Landephase spezielle Einrichtungen an den Tragflügeln, die als Hochauftriebssysteme bezeichnet werden. Hierbei werden im Stand der Technik zwei verschiedene Ausführungsformen unterschieden:
- a) die ausfahrbaren Vorflügel (Slats) und
- b) die Krüger-Klappen (Krueger-flaps).
- a) the extendable leading-edge slats and
- b) the Krueger flaps.
Bei den ausfahrbaren Vorflügeln wird die Spitze des Flügels meist auf Schienen geführt und im Bedarfsfall nach vorne ausgefahren. Im eingezogenen Zustand hinterlassen sie dabei eine Lücke bzw. einen Absatz auf der Oberseite der aerodynamischen Oberfläche des Flügels, sodass ab diesem Bereich eine laminare Grenzschicht nicht mehr möglich ist. Im Gegensatz dazu stören die Krueger-flaps die aerodynamische Oberfläche auf der Flügeloberseite nicht, da sie aus der Unterseite des Vorflügels ausgeklappt werden. Unterhalb des Slats liegt meist eine fixed leading edge (feste Flügelvorderkante).With retractable leading-edge slats, the wingtip is usually guided on rails and extended forward as needed. When retracted, they leave a gap or step on the upper surface of the wing's aerodynamic surface, preventing a laminar boundary layer from forming in that area. In contrast, Krueger flaps do not disturb the aerodynamic surface on the upper wing surface because they are deployed from the underside of the leading-edge slat. A fixed leading edge is usually located below the slat.
Grundsätzlich weist der Tragflügel eines Verkehrsflugzeuges als eine Hauptkomponente einen Flügelkasten auf, der zwei diametral gegenüberliegende Flügelschalen hat, die mit Hilfe von Holmen und Rippen im Inneren des Flügelkastens gehalten werden und dabei der Einhaltung der geforderten Profilkontur des Flügels dienen. Häufig bildet der Flügelkasten dabei auch einen innenliegenden Treibstofftank. In Strömungsrichtung vor dem Flügelkasten wird der Vorflügel befestigt, welcher die äußere Strömungsoberfläche des Flügelkastens (gebildet durch die Flügelschalen) mit der äußeren Strömungsoberfläche des Vorflügels zu einem Strömungsprofil verbindet und darüber hinaus die bei einigen Flugzeugen vorgesehenen Hochauftriebssysteme im Vorflügel enthält. Den vorderen Abschluss des Vorflügels bildet die Flügelvorderkante.In principle, the wing of a commercial aircraft has a wing box as its main component. This box consists of two diametrically opposed wing skins, which are held together inside the wing box by spars and ribs, thus ensuring the required airfoil contour of the wing. The wing box often also houses an internal fuel tank. Ahead of the wing box, in the direction of airflow, is the leading-edge slat. This slat connects the outer airfoil surface of the wing box (formed by the wing skins) with the outer airfoil surface of the leading-edge slat to form a single airfoil and also incorporates the high-lift systems used in some aircraft. The leading edge of the slat forms the wing's leading edge.
Es gibt Bestrebungen, die Tragflügel, insbesondere den Vorflügel und die Flügelvorderkante sowie den Flügelkasten mit den Flügelschalen, integral auszubilden, sodass der Vorflügel, die Flügelvorderkante und der Flügelkasten aus einem einzigen Bauteil gefertigt sind. Dies hätte zwar den Vorteil, dass die Strömungsoberfläche frei von Störungen wäre, was sich grundsätzlich günstig auf die Laminarströmungsfähigkeit auswirkt. Allerdings ist die Flügelvorderkante eines Verkehrsflugzeuges gegenüber Beschädigungen besonders exponiert, da es regelmäßig zu sogenannten Vogelschlägen, d.h. Zusammenstößen mit Vögeln kommt, die zur Beschädigung der Struktur der Flügelvorderkante führen. In einer solchen integralen Bauweise wäre nun die Vorderkante nicht mehr austauschbar, sodass die beschädigte Struktur entweder repariert werden müsste oder der komplette Flügel ausgetauscht werden müsste. Aufgrund der Tatsache, dass ein Flügel jedoch wichtige Elemente wie bspw. einen Treibstofftank enthält, ist der vollständige Austausch eines Flügels nur aufgrund einer Beschädigung an der Flügelvorderkante wirtschaftlich nicht zu rechtfertigen.There are efforts underway to design the wings, particularly the leading edge slat and the wing leading edge, as well as the wing box with its skins, as integral components, so that the slat, leading edge, and wing box are manufactured from a single part. While this would have the advantage of a clean, undisturbed flow surface, which generally improves laminar flow, the leading edge of a commercial aircraft is particularly vulnerable to damage. Bird strikes, i.e., collisions with birds that damage the leading edge structure, are a regular occurrence. In such an integral design, the leading edge would no longer be replaceable, meaning that either the damaged structure would have to be repaired or the entire wing would have to be replaced. However, given that a wing contains vital components such as a fuel tank, replacing a wing entirely due to damage to the leading edge is not economically justifiable.
Aus diesem Grund ist trotz der beschriebenen Problematik bei der differentiellen Bauweise eines Tragflügels und trotz der auf der Hand liegenden Vorteile einer integralen Bauweise allein aus ökonomischen Aspekten die differentielle Bauweise vorzuziehen, da nur so ein Austauschen einer Flügelvorderkante mit adäquatem Aufwand möglich ist.For this reason, despite the problems described in the differential construction of an airfoil and despite the obvious advantages of an integral construction, the differential construction is preferable from an economic perspective alone, since only in this way is it possible to replace a wing leading edge with adequate effort.
Durch diese Bauweise folgt allerdings ein hohes Maß an Abhängigkeiten zwischen den Baugruppen und Montageschritten. Da die Kinematik der Hochauftriebshilfen oftmals durch den Holm hindurch reicht, eine Dichtigkeit des Integraltanks hinter dem Holm aber gewährleistet werden muss, gehen die Montageschritte und auch die vorhandenen Toleranzen und Toleranzketten zurück bis in die Montage der Flügelbox. Es gibt daher einen allgemeinen Trend hin zu einer Modularisierung der Vorflügelelemente, die eine gezielte Trennung von anderen Baugruppen vorsieht, um Montageschritte voneinander zu entkoppeln. Dies bezieht sich sowohl auf Toleranzen von Bauteilen, als auch auf den zeitlichen Ablauf der Montage. Da sich die Montage von Großkomponenten bei Verkehrsflugzeugen zumeist über mehrere Werksstandorte verteilt, kann so eine gewisse Unabhängigkeit hergestellt werden und die leichtere Integration von zugelieferten Baugruppen, nun mit höherem Integrationsgrad, ermöglicht werden.This construction method, however, results in a high degree of interdependence between the assemblies and assembly steps. Since the kinematics of the high-lift devices often extend through the spar, while the integral tank behind the spar must remain airtight, the assembly steps, as well as the existing tolerances and tolerance chains, extend all the way back to the assembly of the wing box. Therefore, there is a general trend towards modularizing the leading-edge slat elements, which involves their targeted separation from other assemblies to decouple assembly steps. This applies both to component tolerances and to the assembly timeline. Since the assembly of large components in commercial aircraft is usually distributed across several factory locations, this approach allows for a degree of independence and facilitates the easier integration of supplied assemblies, now with a higher level of integration.
In
Wie bereits angesprochen, zeichnet sich die gegenwärtige Bauweise durch hohe Interdependenzen zwischen Baugruppen hinsichtlich ihrer Toleranzen, Montagezeitpunkte und -orte aus. Zur Flexibilisierung der Produktion, Reduktion von Anpassungsaufwänden in der Montage und Komplexitäts- und Kostensenkung ist es erstrebenswert, die Baugruppen im Vorflügel zu entkoppeln. In der Praxis wird hierfür ein hoher Aufwand betrieben, um individuelle Bauteile in der Montage anzupassen. So werden Bohrungen in zwei zu fügenden Bauteilen meist gemeinsam gebohrt, um eine fluchtende Passbohrung herzustellen. Im Falle von Faserverbundbauteilen ist auch bei keinen größeren Lageabweichungen zusätzlich meist die Verwendung von Füllmassen zwischen Fügeteilen erforderlich, da abhängig vom Fertigungsverfahren der zu fügenden Teile unebene Oberflächen vorliegen und die Bauteile werkstoffinhärenten Dickenschwankungen unterliegen.As previously mentioned, current construction methods are characterized by high interdependencies between assemblies with regard to their tolerances, assembly times, and locations. To increase production flexibility, reduce assembly adjustments, and lower complexity and costs, it is desirable to decouple the assemblies in the leading edge slat. In practice, considerable effort is expended to adapt individual components during assembly. For example, holes in two components to be joined are usually drilled simultaneously to create a perfectly aligned bore. In the case of fiber-reinforced composite components, even with minimal positional deviations, the use of filler materials between the joining parts is usually necessary because, depending on the manufacturing process of the parts to be joined, uneven surfaces may be present, and the components are subject to material-inherent thickness variations.
Ein weiterer Faktor, der zu Nacharbeiten führt, ist die statisch unbestimmte Lagerung der Vorderkante. Die Vorderkante wird am gesamten Umfang sowie mit den Rippen verschraubt, wobei jede einzelne dieser Verbindungen theoretisch alle Freiheitsgrade für sich genommen bereits abdeckt.Another factor that leads to rework is the statically indeterminate mounting of the leading edge. The leading edge is screwed to the ribs along its entire circumference, with each of these connections theoretically already covering all degrees of freedom on its own.
Aus der
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Die Aufgabe wird mit dem Flügelkörper gemäß Anspruch 1 erfindungsgemäß gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung finden sich dann unter anderem in den Unteransprüchen.The problem is solved by the wing body according to claim 1 according to the invention. Advantageous embodiments of the invention can then be found, inter alia, in the dependent claims.
Gemäß Anspruch 1 wird ein Flügelkörper für Flugobjekte beansprucht, wobei der Flügelkörper gattungsgemäß einen Flügelkasten hat, der einen sich in Spannweite erstreckenden Vorderholm hat, an dem eine erste Flügelkastenschale und eine gegenüberliegende zweite Flügelkastenschale zur Bildung eines ersten Teils einer äußeren Strömungsoberfläche angeordnet sind. Je nach Größe und Ausgestaltung kann der Flügelkasten auch noch weitere Holme (bspw. einen Hinterholm) aufweisen, an denen die Flügelkastenschalen angeordnet sind. Des Weiteren kann der Flügelkasten Rippen aufweisen, die sich in Strömungsrichtung bzw. in Flügeltiefenrichtung erstrecken und quer zu den Holmen angeordnet sind. Außerdem kann der Flügelkasten noch weitere Versteifungselemente in Form von Stringern oder Spanten aufweisen, die an den Flügelschalen an einer Innenseite zur Stabilisierung angeordnet sind. Ein solcher Flügelkasten weist dabei insbesondere bei großen Verkehrsflugzeugen in der Regel einen hinter dem Vorderholm angeordneten Treibstofftank auf, sodass sich hierdurch besondere Vorsichtsmaßnahmen für die Anordnung eines in Strömungsrichtung vor dem Flügelkasten angeordneten Vorflügels ergeben.According to claim 1, a wing body for aircraft is claimed, wherein the wing body, according to its generic form, has a wing box having a leading edge spar extending across the wingspan, on which a first wing box shell and an opposing second wing box shell are arranged to form a first part of an outer flow surface. Depending on its size and design, the wing box may also have further spars (e.g., a trailing spar) on which the wing box shells are arranged. Furthermore, the wing box may have ribs extending in the direction of airflow or in the direction of wing chord and arranged transversely to the spars. The wing box may also have further stiffening elements in the form of stringers or bulkheads, which are arranged on the inner side of the wing shells for stabilization. Such a wing box, particularly in large commercial aircraft, typically has a fuel tank arranged behind the leading edge spar, which necessitates special precautions for the arrangement of a leading-edge slat positioned in front of the wing box in the direction of airflow.
Der Flügelkörper weist des Weiteren eine in Strömungsrichtung vor dem Flügelkasten angeordnete Flügelvorderkante auf, die eine Mehrzahl von innenliegenden Versteifungselementen hat, an denen eine Vorderkantenschale zur Bildung zumindest eines zweiten Teils der äußeren Strömungsoberfläche angeordnet ist. Diese Versteifungselemente können beispielsweise in Form von Vorderkantenrippen ausgebildet sein, die sich wie Rippen eines Flügelkastens oder Rippen eines Vorflügels (Vorflügelrippen) quer zum Vorderholm erstrecken und sich in der Regel in der Ebene des Querschnitts erstrecken. Die Vorderkantenschale kann dabei bevorzugt einstückig ausgebildet sein und sich von der ersten Profilseite hin zu der zweiten Profilseite des Flügelkörpers erstrecken. Die Vorderkantenschale ist dabei insbesondere lösbar an den Versteifungselementen angeordnet, die in Spannweite in diskreten Abständen vorgesehen sind.The wing body further features a leading edge located forward of the wing box in the direction of airflow. This leading edge has a plurality of internal stiffening elements, to which a leading-edge shell is attached to form at least a second part of the outer flow surface. These stiffening elements can, for example, be designed as leading-edge ribs that extend transversely to the leading-edge spar, similar to the ribs of a wing box or leading-edge slat (leading-edge slat ribs), and generally extend in the plane of the cross-section. The leading-edge shell can preferably be formed in one piece and extend from the first profile side to the second profile side of the wing body. The leading-edge shell is, in particular, detachably attached to the stiffening elements, which are provided at discrete intervals across the span.
Schließlich weist der Flügelkörper eine Vorderkantenbefestigungsanordnung zur Befestigung der Flügelvorderkante an dem Flügelkasten auf.Finally, the wing body features a leading-edge attachment arrangement for attaching the wing leading edge to the wing box.
Zur Vermeidung von statischen überbestimmten Schraubverbindungen wird erfindungsgemäß nun vorgeschlagen, dass die Vorderkantenbefestigungsanordnung mindestens ein erstes Passelement und mindestens ein zweites Passelement hat, wobei das erste Passelement in eine Hinterschneidung des zweites Passelementes zur Bildung eines Formschlusses derart eingreift, dass die Vorderkante zumindest in Flügeltiefenrichtung formschlüssig fixiert ist.To avoid static over-constrained screw connections, it is now proposed according to the invention that the leading edge fastening arrangement has at least one first fitting element and at least one second fitting element, wherein the first fitting element engages in an undercut of the second fitting element to form a positive fit such that the leading edge is positively fixed at least in the wing depth direction.
Eines der Passelemente ist dabei an der Flügelvorderkante befestigt, während das andere Passelement dann an dem Flügelkörper, beispielsweise an dem Flügelkasten oder an einem zwischen Flügelkasten und Flügelvorderkante vorgesehenen Vorflügel angeordnet ist.One of the fitting elements is attached to the leading edge of the wing, while the other fitting element is then arranged on the wing body, for example on the wing box or on a leading edge flap provided between the wing box and the leading edge of the wing.
Die beiden Passelemente besitzen dabei eine Form, durch die die beiden Passelemente derart miteinander zusammenwirken, dass in Flügeltiefenrichtung ein Formschluss zwischen den beiden Passelementen realisiert wird. Die Form des zweiten Passelementes weist dabei im Querschnitt eine Hinterschneidung auf, die mit der Form des ersten Passelements im Querschnitt so zusammenwirkt, dass beim Eingreifen des ersten Passelements des in die Hinterschneidung des zweiten Passelements ein Formschluss in Flügeltiefenrichtung bewirkt wird.The two fitting elements have a shape that allows them to interact in such a way that a positive fit is achieved between them in the wing depth direction. The shape of the second fitting element has an undercut in its cross-section, which interacts with the shape of the first fitting element in such a way that when the first fitting element engages with the undercut of the second fitting element, a positive fit is achieved in the wing depth direction.
Dabei kann vorgesehen sein, dass die Vorderkantenbefestigungsanordnung die formschlüssige Fixierung nicht spannweitig herstellt, sondern nur in Flügeltiefenrichtung, wobei dies eine formschlüssige Fixierung in Flügeldickenrichtung nicht ausschließt und durch die Hinterschneidung auch eine Formschlüssigkeit in Flügeldickenrichtung vorliegen wird.It may be provided that the leading edge fastening arrangement does not create the positive locking fixation across the span, but only in the wing depth direction, whereby this does not exclude a positive locking fixation in the wing thickness direction and, due to the undercut, a positive locking in the wing thickness direction will also be present.
Unter der Spannweite des Flügelkörpers wird dabei die längliche Ausdehnung des Flügelkörpers ausgehend vom Rumpf und weg davon verstanden. Die Flügeltiefenrichtung beschreibt dabei die Ausdehnung des Flügelkörpers in der Ebene der Strömungsrichtung und die Flügeldickenrichtung bzw. Profilhöhe des Flügelkörpers beschreibt die Ausdehnung des Flügelkörpers quer zur Spannweite und quer zur Flügeltiefenrichtung.The wingspan of the wing body refers to its longitudinal extent extending from and away from the fuselage. The chord direction describes the extent of the wing body in the plane of the airflow, while the thickness direction, or airfoil height, describes the extent of the wing body perpendicular to both the wingspan and the chord direction.
Handelt es sich bei dem Flügelkörper um eine Tragfläche eines Flugzeugs, so ist die Spannweite in Richtung Querachse (Nickachse) des Flugzeugs ausgerichtet, die Flügeltiefenrichtung in Richtung Längsachse (Rollachse) des Flugzeugs ausgerichtet und die Flügeldickenrichtung bzw. Profilhöhe in Richtung Vertikalachse (Gierachse) ausgerichtet.If the wing body is an aircraft wing, the wingspan is aligned in the direction of the aircraft's lateral axis (pitch axis), the wing chord direction is aligned in the direction of the aircraft's longitudinal axis (roll axis), and the wing thickness direction or per inch is also aligned in the direction of the wing thickness. The film height is aligned in the direction of the vertical axis (yaw axis).
Wenn nichts anderes angegeben, wird unter dem Querschnitt des Flügelkörpers die Ebene verstanden, die durch die Flügeldickenrichtung und Flügeltiefenrichtung aufgespannt wird, wobei die Spannweite des Flügelkörpers aus dem Querschnitt heraus zeigt.Unless otherwise specified, the cross-section of the wing body is understood to be the plane spanned by the wing thickness direction and wing depth direction, with the wingspan of the wing body pointing out of the cross-section.
Mithilfe der vorliegenden Erfindung wird es möglich, die Konstruktion sowie die Montage und den Austausch einer Flügelvorderkante zu vereinfachen.The present invention makes it possible to simplify the design, assembly and replacement of a wing leading edge.
Mit der vorliegenden Erfindung wird somit möglich, mehrere Vorteile zu vereinen. So kann an einem Flügelkörper mit Hochauftriebshilfen eine Entkopplung von der Kinematik und der Vorderkante realisiert werden. Die Montage der Flügelvorderkante an den Flügelkörper kann somit unabhängig von der Montage der Kinematik und der Herstellung des Flügelkastens erfolgen. Durch die Vorderkantenbefestigungsanordnung, die durch die separate Herstellung des Flügelkastens und der Vorderkante bereitgestellt wird, wird der Toleranzausgleich bei der Montage der Vorderkante auf die Vorderkantenbefestigungsanordnung verlagert. Dies ermöglicht insbesondere eine staubfreie Endmontage (dustless assembly) der Vorderkante an den Flügelkasten. Unter einer staubfreien Endmontage wird dabei verstanden, dass kein gemeinsames Bohren der zu verfügenden Bauteile im Montageprozess erfolgt, da die hierfür notwendigen Befestigungsmechanismen in den Bauteilen bereits vorhanden sind. Diese Befestigungsmechanismen werden dabei bei der Herstellung des jeweiligen Bauteils vorgesehen, sodass ein weiterer bohrender oder spanender Montageschritt in der Endmontage beim Zusammensetzen der beiden Bauteile nicht mehr erforderlich ist.The present invention thus makes it possible to combine several advantages. For example, on a wing body with high-lift devices, decoupling of the kinematics and the leading edge can be achieved. The mounting of the wing leading edge to the wing body can therefore be carried out independently of the assembly of the kinematics and the manufacturing of the wing box. The leading edge mounting arrangement, which is provided by the separate manufacturing of the wing box and the leading edge, shifts the tolerance compensation during leading edge mounting to the leading edge mounting arrangement. This enables, in particular, dustless final assembly of the leading edge to the wing box. Dustless final assembly means that no joint drilling of the components is required during the assembly process, as the necessary fastening mechanisms are already integrated into the components. These fastening mechanisms are provided during the manufacturing of the respective component, so that a further drilling or machining assembly step is no longer necessary when joining the two components.
Sämtliche hier genannten Bauteile können dabei aus einem Faserverbundwerkstoff aufweisend ein Fasermaterial und ein das Fasermaterial einbettendes Matrixmaterial hergestellt sein. Die sich hieraus ergebenden zusätzlichen Anforderungen an die Passgenauigkeit in der Endmontage der Vorderkante an den Flügelkasten können durch die hier vorgeschlagene Modulbauweise adressiert werden.All components mentioned here can be made from a fiber-reinforced composite material comprising a fiber material and a matrix material embedding the fiber material. The resulting additional requirements for the precision of fit during the final assembly of the leading edge to the wing box can be addressed by the modular construction method proposed here.
Flügelkasten und Vorderkante bilden hierbei in der Endmontage zwei voneinander getrennte Bauteile bzw. Module, die gegebenenfalls zusammen mit einer Kinematik für Hochauftriebshilfen in einem Montageschritt aneinandergefügt werden können. Die Montage der Vorderkante an den Flügelkasten bzw. an den Flügelkörper erfolgt hierbei insbesondere staubfrei, d.h. für die Montage der Vorderkante an den Flügelkasten ist es nicht notwendig, eine Bohrung in die Vorderkante oder den Flügelkasten zu erzeugen.In final assembly, the wing box and leading edge form two separate components or modules, which can optionally be joined together with a kinematic system for high-lift devices in a single assembly step. The mounting of the leading edge to the wing box or wing body is particularly dust-free; that is, it is not necessary to drill a hole in the leading edge or the wing box to mount the leading edge to the wing box.
Das erste Passelement und das zweite Passelement bilden dabei ein gemeinsames Paar, dass in ihrer Zusammenwirkung einen Formschluss bildet. Spannweitig können dabei mehrere Paare solcher ersten und zweiten Passelemente vorgesehen sein, um die Vorderkante an den Flügelkörper zu befestigen.The first and second fitting elements form a pair that, through their interaction, creates a positive fit. Several pairs of such first and second fitting elements can be provided across the span to attach the leading edge to the wing body.
Gemäß einer Ausführungsform ist vorgesehen, dass das erste Passelement oder das zweite Passelement der Vorderkantenbefestigungsanordnung an einem der innenliegenden Versteifungselemente der Vorderkante angeordnet ist.According to one embodiment, the first fitting element or the second fitting element of the front edge fastening arrangement is arranged on one of the inner stiffening elements of the front edge.
So können die innenliegenden Versteifungselemente beispielsweise Vorderkantenrippen sein, an denen das erste Passelement oder das zweite Passelement der Vorderkantenbefestigungsanordnung angeordnet ist. Dabei ist das jeweilige Passelement vorzugsweise an dem Ende der Vorderkantenrippe angeordnet, dass dem Flügelkasten zugewandt ist. Das jeweils andere Passelement, ist dabei an einem Teil des Flügelkörpers angeordnet und so positioniert, dass es der Vorderkante zugewandt ist. Das jeweils andere Passelement kann dabei beispielsweise an dem Flügelkasten oder einem vorgelagerten Vorflügel angeordnet sein. So ist es beispielsweise denkbar, dass das jeweils andere Passelement an dem Vorderholm des Flügelkastens angeordnet ist. Denkbar ist aber auch, dass das jeweils andere Passelement an einer Vorflügelrippe des dem Flügelkasten vorgelagerten Vorflügels angeordnet ist.The internal stiffening elements can, for example, be leading-edge ribs to which the first or second fitting element of the leading-edge fastening assembly is attached. The respective fitting element is preferably located at the end of the leading-edge rib facing the wing box. The other fitting element is located on a part of the wing body and positioned so that it faces the leading edge. This other fitting element can be located, for example, on the wing box or on a leading-edge slat. It is conceivable, for instance, that the other fitting element is located on the leading-edge spar of the wing box. Alternatively, it is conceivable that the other fitting element is located on a leading-edge slat rib of the leading-edge slat located in front of the wing box.
Gemäß einer Ausführungsform ist vorgesehen, dass das erste Passelement oder das zweite Passelement der Vorderkantenbefestigungsanordnung mittels einer Verstelleinrichtung relativ gegenüber der Flügelvorderkante in Flügeldickenrichtung verschiebbar gelagert ist.According to one embodiment, the first fitting element or the second fitting element of the leading edge fastening arrangement is mounted so as to be displaceable relative to the leading edge of the wing in the direction of the wing thickness by means of an adjustment device.
Durch die Verstelleinrichtung, die integraler Bestandteil der Vorderkantenbefestigungsanordnung sein kann, kann die Flügelvorderkante gegenüber dem ersten Passelement oder dem zweiten Passelement, je nachdem welches der Passelemente mit der Flügelvorderkante verbunden ist, in Flügeldickenrichtung verstellt werden, sodass die Flügelvorderkante, wenn das erste Passelement in das zweite Passelement eingreift und die Flügelvorderkante an den Flügelkörper angeordnet ist, gegenüber dem Flügelkasten oder einem in Strömungsrichtung davor angeordneten Vorflügel in Flügeldickenrichtung verstellt werden.By means of the adjustment device, which can be an integral part of the leading edge attachment arrangement, the wing leading edge can be adjusted relative to the first fitting element or the second fitting element, depending on which of the fitting elements is connected to the wing leading edge, in the wing thickness direction, so that when the first fitting element engages in the second fitting element and the wing leading edge is arranged on the wing body, the wing leading edge is adjusted relative to the wing box or a leading edge slat arranged in front of it in the direction of flow.
Hierdurch wird es möglich, die Flügelvorderkante exakt an dem Flügelkasten oder den Vorflügel auszurichten und zu justieren, sodass hierdurch entsprechende Fertigungstoleranzen ausgeglichen werden können.This makes it possible to align the wing's leading edge precisely with the wing box or the leading edge flap. to align and adjust so that corresponding manufacturing tolerances can be compensated for.
Die Verstelleinrichtung ist dabei insbesondere so ausgebildet, dass mittels einer Verstellschraube das jeweilige Passelement in Flügeldickenrichtung gegenüber der Flügelvorderkante verstellt werden kann, um so den Toleranzausgleich zu bewirken.The adjustment device is designed in such a way that the respective fitting element can be adjusted in the direction of the wing thickness relative to the leading edge of the wing by means of an adjusting screw in order to compensate for tolerances.
Gemäß einer Ausführungsform ist vorgesehen, dass zwischen dem Flügelkasten und der Flügelvorderkante ein Vorflügel vorgesehen ist, der eine Mehrzahl von quer zum Vorderholm erstreckende Vorflügelrippen hat, an denen eine erste Vorflügelschale und eine zweite Vorflügelschale zur Bildung eines dritten Teils der äußeren Strömungsoberfläche angeordnet ist, wobei die Flügelvorderkante mittels der Vorderkantenbefestigungsanordnung an den Vorflügelrippen fixiert ist.According to one embodiment, a leading edge slat is provided between the wing box and the wing leading edge, which has a plurality of leading edge slat ribs extending transversely to the leading spar, on which a first leading edge shell and a second leading edge shell are arranged to form a third part of the outer flow surface, wherein the wing leading edge is fixed to the leading edge slat ribs by means of the leading edge fastening arrangement.
Die Vorflügelrippen können dabei separat als getrennte Bauteile zu den Rippen des Flügelkastens vorliegen. Die Vorflügelrippen können aber auch mit den Rippen des Flügelkastens eine gemeinsame Einheit bilden. Eines der Passelemente ist dabei an dem der Flügelvorderkante zugewandten Ende der Vorflügelrippe angeordnet, während das andere Passelement an der Flügelvorderkante, vorzugsweise an den Versteifungselementen der Flügelvorderkante, angeordnet ist. In diesem Zusammenhang können die Versteifungselemente vorzugsweise ebenfalls rippenförmig ausgebildet sein und eine Art Flügelvorderkantenrippe bilden.The leading edge slat ribs can be separate components from the wing box ribs. Alternatively, the leading edge slat ribs can form a single unit with the wing box ribs. One of the fitting elements is located at the end of the leading edge slat rib facing the wing's leading edge, while the other fitting element is located at the wing's leading edge, preferably at the stiffening elements of the leading edge. In this context, the stiffening elements can preferably also be rib-shaped and form a type of leading edge rib.
Demnach ist gemäß einer Ausführungsform vorgesehen, dass das zweite Passelement der Vorderkantenbefestigungsanordnung an einem der Vorflügelrippen des Vorflügels angeordnet ist, während das erste Passelement der Vorderkantenbefestigungsanordnung an einem der innenliegenden Versteifungselemente der Vorderkante angeordnet ist - oder andersherum.According to one embodiment, the second fitting element of the leading edge fastening arrangement is arranged on one of the leading edge ribs of the leading edge slat, while the first fitting element of the leading edge fastening arrangement is arranged on one of the inner stiffening elements of the leading edge - or vice versa.
Gemäß einer Ausführungsform ist vorgesehen, dass die Vorderkantenbefestigungsanordnung eine Schwalbenschwanzverbindung ist, bei der ein an dem zweiten Passelement vorgesehenes Federelement sich in Richtung des ersten Passelementes zur Bildung der Hinterschneidung verbreitert, wobei das erste Passelement mittels zweier keilförmiger Nutelemente zur Bildung des Formschlusses in die Hinterschneidung des Federelementes eingreift.According to one embodiment, the front edge fastening arrangement is a dovetail joint in which a spring element provided on the second fitting element widens towards the first fitting element to form the undercut, wherein the first fitting element engages in the undercut of the spring element by means of two wedge-shaped groove elements to form the positive locking.
Die beiden keilförmigen Nutelemente sind in Flügeldickenrichtung beabstandet voneinander vorgesehen und bilden zusammen im Querschnitt ein schwalbenschwanzförmiges Nutelement, welches in das schwalbenschwanzförmige Federelement eingreift und so die Hinterschneidung für einen Formschluss nutzt.The two wedge-shaped groove elements are spaced apart from each other in the wing thickness direction and together form a dovetail-shaped groove element in cross-section, which engages in the dovetail-shaped spring element and thus uses the undercut for a positive fit.
Hierdurch wird an zwei voneinander beabstandeten Punkten ein Formschluss realisiert, der nicht nur zu einer Fixierung in Flügeltiefenrichtung und in einer Fixierung in Flügeldickenrichtung führt, sondern auch einen rotatorischen Freiheitsgrad fixiert, den die Rotationsachse sich spannweitig erstreckt.This creates a positive fit at two points spaced apart, which not only leads to a fixation in the wing depth direction and in the wing thickness direction, but also fixes a rotational degree of freedom that the axis of rotation extends across the span.
Gemäß einer Ausführungsform ist vorgesehen, dass die zwei keilförmigen Nutelemente des ersten Passelementes mittels einer Verstelleinrichtung relativ gegenüber der Flügelvorderkante in Flügeldickenrichtung verschiebbar gelagert ist.According to one embodiment, the two wedge-shaped groove elements of the first fitting element are mounted so as to be displaceable relative to the leading edge of the wing in the direction of the wing thickness by means of an adjustment device.
Durch das Verstellen der beiden keilförmigen Nutelemente insbesondere unabhängig voneinander gegenüber der Flügelvorderkante in Flügeldickenrichtung kann die Flügelvorderkante in Flügeldickenrichtung gegenüber dem Flügelkasten oder gegebenenfalls einem davorliegenden Vorflügel justiert werden, sodass die Vorderkantenschale an der angrenzenden Flügelschale des Flügelkastens oder eines Vorflügels ausgerichtet werden kann. Der Toleranzausgleich wird dadurch auf die Verstelleinrichtung übertragen, sodass eine insbesondere staubfreie Endmontage der Flügelvorderkante an den Flügelkörper möglich wird.By adjusting the two wedge-shaped groove elements, particularly independently of each other relative to the wing leading edge in the wing thickness direction, the wing leading edge can be adjusted relative to the wing box or, if applicable, an adjacent leading edge slat, so that the leading edge shell can be aligned with the adjacent wing shell of the wing box or a leading edge slat. The tolerance compensation is thereby transferred to the adjustment device, enabling a particularly dust-free final assembly of the wing leading edge onto the wing body.
Gemäß einer Ausführungsform ist vorgesehen, dass jedes der Nutelemente des ersten Passelementes mit einer Verstellschraube der Verstelleinrichtung an einem der innenliegenden Versteifungselemente der Flügelvorderkante derart angeordnet ist, dass durch Drehen der Verstellschraube das jeweilige Nutelement in Flügeldickenrichtung relativ gegenüber der Flügelvorderkante verstellbar ist.According to one embodiment, each of the groove elements of the first fitting element is arranged with an adjusting screw of the adjusting device on one of the inner stiffening elements of the wing leading edge in such a way that by turning the adjusting screw the respective groove element can be adjusted in the wing thickness direction relative to the wing leading edge.
Hierdurch wird nicht nur eine relative Verschiebung in Flügeldickenrichtung erreicht, sondern auch ein Verspannen der schwalbenschwanzförmigen Nutelemente mit dem schwalbenschwanzförmigen Federelement erreicht, wenn beide verstellt, Schrauben angezogen und die beiden Nutelemente relativ zueinander aufeinander zu bewegt werden.This not only achieves a relative shift in the direction of wing thickness, but also a bracing of the dovetail-shaped groove elements with the dovetail-shaped spring element when both are adjusted, screws are tightened and the two groove elements are moved relative to each other.
Ein Aspekt der Erfindung ist auch ein Flugobjekt mit mindestens einem Flügelkörper ausgebildet wie vorstehend beschrieben.One aspect of the invention is also a flying object designed with at least one wing body as described above.
Die Erfindung wird anhand der beigefügten Figuren beispielhaft näher erläutert. Es zeigen:
-
1a schematische Querschnittsdarstellung durch einen Flügelkörper mit Flügevorderkante; -
1b schematische Draufsicht auf den Flügelkörper mit der Flügelvorderkante; -
2a schematische Querschnittsdarstellung durch die erfindungsgemäße Vorderkantenbefestigungsanordnung; -
2b schematische Draufsicht auf die Vorderkantenbefestigungsanordnung; -
3 schematische Querschnittsdarstellung durch die Vorderkantenbefestigungsanordnung in einer weiteren Ausführungsform.
-
1a schematic cross-sectional representation through a wing body with wing leading edge; -
1b Schematic top view of the wing body with the wing leading edge; -
2a schematic cross-sectional representation through the front edge fastening arrangement according to the invention; -
2b Schematic top view of the leading edge mounting arrangement; -
3 Schematic cross-sectional representation through the front edge fastening arrangement in a further embodiment.
Der Vorflügel 15 wird im Inneren durch mehrere, spannweitig aufgeteilte Vorflügelrippen 17 gestützt, die sich von dem Vorderholm 11 in Richtung der Vorderkante 16 erstrecken. An diesem Vorflügelrippen 17 ist eine erste Vorflügelschale 18 und eine zweite Vorflügelschale 19 angeordnet. Diese Vorflügelschalen 18, 19 können dabei fest mit den Flügelkastenschale 13, 14 verbunden sein und sich quasi über den Vorderholm 11 hinaus erstrecken. Denkbar ist aber auch, dass die Vorflügelschalen separat zu den Flügelkastenschalen ausgebildet sind. Die Vorflügelrippen 17 können dabei separat zu den nicht dargestellten Rippen des Flügelkastens ausgebildet sein oder eine Art Verlängerung der Flügelkastenrippen in den Vorflügel hinein darstellen.The leading edge slat 15 is internally supported by several leading edge slat ribs 17, which extend from the leading edge spar 11 towards the leading edge 16. A first leading edge slat shell 18 and a second leading edge slat shell 19 are arranged on these leading edge slat ribs 17. These leading edge slat shells 18, 19 can be rigidly connected to the wing box shells 13, 14 and extend beyond the leading edge spar 11. However, it is also conceivable that the leading edge slat shells are formed separately from the wing box shells. The leading edge slat ribs 17 can be formed separately from the wing box ribs (not shown) or represent a kind of extension of the wing box ribs into the leading edge slat.
Die Flügelvorderkante 16 weisen darüber hinaus Versteifungselemente 20 auf, um die Vorderkantenschale 21 in Spannweite zu stabilisieren. Solche Versteifungselemente 20 können beispielsweise rippenförmig ausgebildet sein. Die Vorderkantenschale 21 geht dabei auf beiden Seiten (oben und unten im Ausführungsbeispiel der Figuren) auf die Vorflügelschale über, sodass sich eine durchgehende Strömungsoberfläche ergibt.The wing leading edge 16 also features stiffening elements 20 to stabilize the leading edge shell 21 across its span. These stiffening elements 20 can, for example, be rib-shaped. The leading edge shell 21 transitions to the leading edge slat shell on both sides (top and bottom in the embodiment shown in the figures), resulting in a continuous flow surface.
Zwischen der Flügelvorderkante 16 des Vorflügels 15 befindet sich zur Befestigung der Flügelvorderkante an dem Flügelkörper 10 eine Vorderkantenbefestigungsanordnung 30, mit der die Vorderkante 16 an einer der Vorflügelrippen 17 des Vorflügels 15 befestigt wird. Die Vorderkantenbefestigungsanordnung 30 befestigt eines der Versteifungselemente 20 der Vorderkante 16 mit einer Vorflügelrippe 17 des Vorflügels 15, sodass die Vorderkante 16 fest an einem Flügelkörper 10 angeordnet und fixiert werden kann. Mithilfe der Vorderkantenbefestigungsanordnung 30 kann so die Vorderkante 16 in Flügeltiefenrichtung 100 fixiert und in Flügeldickenrichtung 102 gegebenenfalls justiert werden.Between the leading edge 16 of the leading edge slat 15, a leading edge fastening assembly 30 is located for attaching the leading edge to the wing body 10. This assembly secures the leading edge 16 to one of the leading edge ribs 17 of the leading edge slat 15. The leading edge fastening assembly 30 attaches one of the stiffening elements 20 of the leading edge 16 to a leading edge rib 17 of the leading edge slat 15, thus enabling the leading edge 16 to be firmly positioned and fixed to the wing body 10. Using the leading edge fastening assembly 30, the leading edge 16 can be fixed in the wing chord direction 100 and, if necessary, adjusted in the wing thickness direction 102.
Ein Beispiel einer Vorderkantenbefestigungsanordnung 30 ist im Querschnitt in
In diese Hinterschneidung 32, die auf beiden Seiten des Federelements 31 vorgesehen ist, würden jeweils ein nutförmiges Passelement 33a, 33b eingesetzt, dass keilförmig ausgebildet ist und in die trapezförmige Form der Hinterschneidung 32 in Art eines Keils eingesetzt werden kann. Durch eine Fixierung des keilförmigen Nutelementes 33a, 33b in Flügeldickenrichtung wird so der Formschluss mit der Hinterschneidung 32 realisiert.Into this undercut 32, which is provided on both sides of the spring element 31, a groove-shaped fitting element 33a, 33b would be inserted, which is wedge-shaped and can be inserted into the trapezoidal shape of the undercut 32 in the manner of a wedge. By fixing the wedge-shaped groove element 33a, 33b in the wing thickness direction, the positive fit with the undercut 32 is thus achieved.
Die keilförmigen Nutelemente 33a, 33b sind dabei an dem Versteifungselement 20 der Vorderkante 16 angeordnet und sind dabei, wie in
Über eine Verstellschraube 34a, 34b, die an dem Versteifungselement 20 befestigt wird und in das jeweilige keilförmige Nutelement 33a, 33b eingreift, kann nun das keilförmige Nutelement in dem Gleitlager 40 in Flügeldickenrichtung 102 gegenüber dem Versteifungselement 20 verschoben werden, sodass bei einem simultanen Einstellen beider Verstellschrauben 34a, 34b die gesamte Flügelvorderkante in Flügeldickenrichtung gegenüber dem Flügelkörper verschoben werden kann. Hierbei bleibt der Abstand (in Flügeldickenrichtung) der beiden keilförmigen Nutelemente 33a, 33b gleich.By means of an adjusting screw 34a, 34b, which is attached to the stiffening element 20 and engages in the respective wedge-shaped groove element 33a, 33b, the wedge-shaped groove element in the sliding bearing 40 can now be displaced in the wing thickness direction 102 relative to the stiffening element 20, so that when both adjusting screws 34a, 34b are adjusted simultaneously, the entire leading edge of the wing can be displaced in the wing thickness direction relative to the wing body. The distance (in the wing thickness direction) between the two wedge-shaped groove elements 33a, 33b remains constant.
Werden beide Verstellschrauben 34a, 34b hingegen angezogen, so verringert sich der Abstand der beiden keilförmigen Nutelemente 33a, 33b und die Vorderkante wird in Flügeldickenrichtung an die Vorflügelrippe 17 aufgrund der trapezförmigen Ausgestaltung der Hinterschneidung 32 geführt. Im Ausführungsbeispiel der
Wird die Justierschraube 35 in das Versteifungselement 20 eingeschraubt, so drückt sie die Nutelemente 33a, 33b von der Stirnseite 36 der Vorflügelrippe 17 weg, sodass die Vorderkante in Flügeltiefenrichtung 100 nach vorne (in
BezugszeichenlisteReference symbol list
- 1010
- Flügelkörperwing body
- 1111
- Vorderholmfront rail
- 1212
- Flügelkastenwing box
- 1313
- erste Flügelkastenschalefirst wing box shell
- 1414
- zweite Flügelkastenschalesecond wing box shell
- 1515
- VorflügelLeading edge slats
- 1616
- Vorderkanteleading edge
- 1717
- VorflügelrippeLeading slat rib
- 1818
- erste Vorflügelschalefirst leading edge flap shell
- 1919
- zweite Vorflügelschalesecond leading edge slat shell
- 2020
- Versteifungselementstiffening element
- 2121
- VorderkantenschaleFront edge shell
- 3030
- VorderkantenbefestigungsanordnungLeading edge mounting arrangement
- 3131
- zweites Passelement/Federelementsecond fitting element/spring element
- 3232
- HinterschneidungUndercut
- 3333
- erstes Passelement/Nutelementefirst fitting element/groove elements
- 3434
- Verstellschrauben (Flügeldickenrichtung)Adjustment screws (blade thickness direction)
- 3535
- Justierschraube (Flügeltiefenrichtung)Adjustment screw (wing depth direction)
- 3636
- Stirnseite der VorflügelrippeFront face of the leading edge rib
- 4040
- GleitlagerPlain bearings
- 4141
- Nut des Gleitlagersgroove of the sliding bearing
- 4242
- Vorsprung des GleitlagersProjection of the plain bearing
- 100100
- FlügeltiefenrichtungWing depth direction
- 102102
- FlügeldickenrichtungWing thickness direction
Claims (9)
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-
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