DE3310510A1

DE3310510A1 - Flatterbremse bei flugzeugen

Info

Publication number: DE3310510A1
Application number: DE19833310510
Authority: DE
Inventors: Hartwig Dipl.-Ing. Dr. 2000 Hamburg Seeler; Helmut Dipl.-Ing. 2808 Syke Zimmermann
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 1983-03-23
Filing date: 1983-03-23
Publication date: 1984-09-27
Also published as: GB8401434D0; FR2543103A1; US4615497A; FR2543103B1; DE3310510C2; GB2136746A; GB2136746B

Description

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Flatterbremse bei Flugzeugen

Die Erfindung bezieht sich auf eine Einrichtung zur Erhöhung der Flattergeschwindigkeiten von transonischen Tragflügeln oder anderen Tragflügeln, für die die Gefahr des Flatterns besteht, die über Sensoren festgestellt werden.

Die wachsenden Kraftstoffpreise führen zu Veränderungen der Geometrie von neu zu entwickelnden und modifizierten Tragflügeln, die jedoch gleichzeitig unbeabsichtigte und nicht mehr hinnehmbare Verringerungen der kritischen Flattergeschwindigkeit des Tragflügels zur Folge haben.

Zur Vermeidung hoher Zusatzgewichte durch erforderliche Versteifungen der Struktur können spezielle Systeme genutzt werden. Bisher bekannt ist der Einsatz von periodisch bewegten Rudern oder Klappen, die das "Flattern" verhindern sollen. Es handelt sich hier um bestimmte Eigenbewegungsformen der elastischen Flugzeugzelle, die mit wachsendem Staudruck zunehmend weniger gedämpft werden und oberhalb einer kritischen Geschwindigkeit (Vq) entstehen. In der Regel führt dieses Flattern zum Bruch der beteiligten Struktur. Daher werden schon während der Konstruktion sogenannte Flatterberechnungen angestellt, um von Anfang an durch Erhöhung der Steifigkeit und Änderungen an der Konstruktion dieses Problem zu lösen.

Bei Hochleistungsflugzeugen wurde zur Erhöhung der Flattergeschwindigkeit auf ein vorgegebenes Mindestmaß ein aktives Flatterdämpfungssystem eingesetzt. Dieses System, das aus Sensoren, Regler und Stellgliedern besteht, verändert das Eigenverhalten der Struktur bzw. erzeugt eine künstliche aerodynamische Dämpfung. Als Stellglieder werden entweder das Querruder oder querruderähnliche Einrichtun-

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gen an Tragflügeln verwendet, die für diesen Zweck periodisch mit der Frequenz der Tragflügeleigenfrequenz bewegt werden. Für ein derartiges System besteht jedoch die Gefahr einer Fehlfunktion, etwa derart, daß Flatterbewegungen infolge von Phasenfehlern nicht gedämpft, sondern zusätzlich angefacht werden. Um dies zu verhindern, müssen zusätzliche Einrichtungen und Maßnahmen angeordnet bzw. getroffen werden.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, Maßnahmen zu treffen, die eine sichere und zuverlässige Flatterdämpfung gewährleisten, und zwar in den Fällen, in denen das Flattern ohne Systemunterstützung bei Geschwindigkeiten von V > Vj4o auftritt.

Diese Aufgabe wird in zuverlässiger Weise durch die in den Ansprüchen niedergelegten Maßnahmen gelöst. In der nachfolgenden Beschreibung werden Ausführungsbeispiele für entsprechende Einrichtungen beschrieben und in den Zeichnungen dargestellt. Es zeigen:

Fig. 1 eine schematische Frontansicht eines Flugzeugs mit Tragflügelbewegungsausschlag "z";

Fig. 2 ein Diagramm der Tragflügelbewegung mit und ohne der vorgeschlagenen Flatterbremse;

Fig. 3 ein Diagramm des Spoiler-Ausfahrweges nach Überschreitung von Strukturbeschleunigungsgrenzen;

Fig. 4 einen schematischen Querschnitt eines Flügelprofils mit ausgestellter Spoilerklappe;

Fig. 5 einen schematischen Querschnitt eines Flügelprofils mit ausgestelltem Wirbelgenerator;

Fig. 6 eine Teildraufsicht auf die Anordnung von Wirbel-

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generatoren an der Flügelvorderkante.

Bei Hochleistungsflugzeugen besitzen die sogenannten transoirischen: Tragflügel hinsichtlich der Flattergeschwindigkeit ein ausgeprägtes Minimum. Dieses Minimum liegt erfahrungsgemäß in der Nähe der Machzahl, für die der Tragflügel ausgelegt worden ist (Transonic Dip). Die Ursache für das Wiederansteigen der Flattergeschwindigkeit bei Machzahlen, die über den Auslegungsmachzahlen liegen, kann weitgehend schon mit dem geänderten Verlauf der örtlichen, stationären Auftriebsanstiege und/oder der stationären, örtlichen Neutralpunkte bzw. mit der Verteilung dieser Beiwerte entlang der Flügelspannweite erklärt werden. Diesen Effekt nutzt nun die Erfindung aus und verändert durch Spoilerklappen 13 oder Wirbelgeneratoren 14 bei Einsetzen der Flatterinstabilität die örtlichen Auftriebsanstiege und/oder die Neutralpunktlagen. Diese Veränderung erfolgt stationär und daraus resultiert eine gewünschte Anhebung der Flattergeschwindigkeit.

Bei Verwendung von Spoilerklappen reichen schon relativ kleine Ausschläge in der Größenordnung von 5° bis 15° aus. Eine Bedingung muß jedoch eingehalten werden, nämlich das rechtzeitige Erkennen der Flatterinstabilität und die ausreichend schnelle Einleitung der vorgeschlagenen Maßnahmen. Dies wird dadurch erreicht, daß die Sensoren 12 die Steuerung der aerodynamischen Hilfsmittel - also Spoilerklappen 13 oder Wirbelgeneratoren 14 - innerhalb eines Zeitintervalls von etwa 200 bis 400 msec nach Steuersignalabgabe bewirkt haben.

Alternativ kann aber auch das Ausfahren geeigneter aerodynamischer Hilfsmittel über ein Geschwindigkeitssignal bei Geschwindigkeiten oberhalb Vj₁Q langsanier erfolgen, derart, daß die Geschwindigkeitsspanne zwischen V_M0 und Vp bzw. M_M0 und M_D verringert wird und etwa bei gleich-

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bleibenden Geschwindigkeiten V_M0 kleinere Geschwindigkeiten Vq bzw. M^ erzielt werden,

In den bestehenden Bauvorschriften für Flugzeuge (FAR) wird die Forderung aufgestellt, daß Verkehrsflugzeuge bis zu Geschwindigkeiten von 1,2 V₀ flatterfrei bleiben müssen, d. h.

<v_D>v_M0)=v_c

^VMO ⁼ maximum operating speed = maximale Betriebsgeschwindigkeit
Vc = cruise speed = Reisegeschwindigkeit

Die vorgeschlagenen Maßnahmen sind daher in erster Linie für solche Flugzeugkonzeptionen vorgesehen, in denen das Flattern ohne Systemunterstützungen bei Geschwindigkeiten V > V_M0 auftritt. Im Reiseflug wäre der durch das Ausfahren von Spoilern entstehende WiderstandsZuwachs nicht tolerierbar, wogegen bei Geschwindigkeiten oberhalb von Vmo und erst recht oberhalb von V_D solche Widerstandsänderungen keine ökonomische Bedeutung mehr haben.

Um nun diese Strukturbeschleunigungen festzustellen, werden Sensoren 12 in den Bereichen des Tragflügels angeordnet, in denen die sogenannten "Schwingungsbäuche^H der Flatterbewegungen erwartet werden. Das Signal dieser Geber wird nun derart gefiltert, daß nur Schwingungen mit Frequenzen aus dem Frequenzband der erwarteten Flatterbewegung passieren können. Nach Überschreitung einer vorgegebenen Beschleunigungswelle oder einer vorgegebenen Geschwindigkeitsgrenze wird der Spoiler 13 oder die Wirbelgeneratoren 14, oder ähnliche aerodynamische Hilfsmittel, ausgefahren. Vornehmlich werden die Spoiler etc. symmetrisch auf beiden Seiten des Flügels, und zwar besonders des Außenflügels angeordnet. Das entstehende sogenannte "Totwasser" schwächt die Gültigkeit der Abflußbedingungen an der Hinterkante des Flügels im Sinne eines verminderten

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Auftriebsanstieges des Tragflügelbereiches in Spoilernähe. Nach einer Verzögerungszeit von etwa 10 msec hat sich der neu geschaffene Strömungszustand stabilisiert und die Flatterbewegungen - soweit schon welche vorhanden waren klingen ab. Das Wiedereinfahren der Spoilerklappen oder der Wirbelgeneratoren erfolgt entweder automatisch nach Reduktion der Fluggeschwindigkeit um ein vorgegebenes Maß ISJ-j bzw. unter eine vorgegebene Grenzgeschwindigkeit oder aber auch durch Handbetätigung des Piloten.

Bei Anordnung von Wirbelgeneratoren oder diesen ähnlichen Einrichtungen wird vorgeschlagen, diese Geräte im Bereich der Flügelvorderkante 11a vorzunehmen, denn mit deren Hilfe werden die Saugspitzen auf der Flügeloberseite im Nasenbereich abgebaut. Dadurch wird erreicht, daß einmal der Auftriebsanstieg verringert wird und andererseits eine Rückverlegung des örtlichen Neutralpunktes eintritt. Diese letztgenannten Einrichtungen müssen dem verwendeten Profiltyp des Flügels 11 angepaßt werden, wobei deren Dimensionierung in Windkanalversuchen ermittelt wird.

Durch die vorgeschlagenen Maßnahmen wird gegenüber dem Stand der Technik, der mit Hilfe periodisch bewegter aerodynamischer Ruder oder Klappen die Flattergrenzen heraufsetzt, mittels der einfachen Funktion eines nur einmaligen und danach ausreichend lange festgehaltenen Ausschlags einer Flatterbremse eine optimale Einrichtung zur Erhöhung der Flattergeschwindigkeit bei Hochleistungsflugzeugen geschaffen.

Claims

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BTO1 Kre/we

Flatterbremse bei Flugzeugen

Patentansprüche

Einrichtung zur Erhöhung der Flattergeschwindigkeiten von transonischen Tragflügeln oder anderen Tragflügeln, für die die Gefahr des Flatterns besteht, die über Sensoren festgestellt werden, dadurch g e k e η η zeichnet, daß von Geschwindigkeitssensoren

(12) bei überschreiten einer Grenzgeschwindigkeit oder Grenzmachzahl oder von am Tragflügel verteilten Sensoren, die bei überschreiten eines vorgegebenen Schwingungslevels aufgrund der einsetzenden Flatterinstabilität aerodynamische Hilfsmittel (13, 14) gesteuert und in eine danach festgehaltene Position gebracht werden und nach Abklingen der Flatterinstabilität oder bei Unterschreiten einer Geschwindigkeitsschwelle automatisch oder von Hand wieder eingefahren werden.
2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß als aerodynamisches Hilfsmittel auf beiden Seiten des Tragflügels (11) symmetrisch angeordnete Spoilerklappen (13) , die in die Flügeloberfläche ein- und ausfahrbar sind, verwendet werden.
3. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß als aerodynamisches Hilfsmittel auf der Oberseite der Flügelvorderkante (11a) im Nasenbereich angeordnete Wirbelgeneratoren (14) , die ein-■ und ausfahrbar ausgebildet sind, verwendet werden.

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4. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß das Ausfahren der aerodynamischen Hilfsmittel (13/ 14) innerhalb einer ausreichend kurzen Zeitspanne von etwa 200 bis 400 msec nach

Empfang des Steuersignals über Sensoren (12) erfolgt ist, wenn die Ansteuerung der aerodynamischen Hilfsmittel über Schwingungssensoren erfolgt.
5. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet , daß die Sensoren (12) für das Ein- und Ausfahren der aerodynamischen Hilfsmittel auch (13, 14) Geschwindigkeitssensoren sein können.