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Dokumentenidentifikation DE602004001201T2 04.10.2007
EP-Veröffentlichungsnummer 0001535836
Titel Verfahren zum Vermeiden von Flugzeugruderschwingungen
Anmelder Airbus France, Toulouse, FR
Erfinder Pauly, Bernard, 31700 Blagnac, FR
Vertreter Meissner & Meissner, 14199 Berlin
DE-Aktenzeichen 602004001201
Vertragsstaaten AT, BE, BG, CH, CY, CZ, DE, DK, EE, ES, FI, FR, GB, GR, HU, IE, IT, LI, LU, MC, NL, PL, PT, RO, SE, SI, SK, TR
Sprache des Dokument FR
EP-Anmeldetag 11.10.2004
EP-Aktenzeichen 042924027
EP-Offenlegungsdatum 01.06.2005
EP date of grant 14.06.2006
Veröffentlichungstag im Patentblatt 04.10.2007
IPC-Hauptklasse B64C 9/00(2006.01)A, F, I, 20051017, B, H, EP

Beschreibung[de]

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Vermeiden der Seitenruderschwingungen eines Flugzeugs, das ohne Schieben fliegt.

Es ist bekannt, dass ein Flugzeugseitenleitwerk eine feststehende senkrechte Leitwerksfläche und ein bewegliches Seitenruder aufweist. Dieses Seitenruder ist an der feststehenden senkrechten Leitwerksfläche mit Gelenkmitteln befestigt, die eine Drehachse bilden, und es kann sich unter der Wirkung von Betätigungsmitteln wie beispielsweise Zylinder um diese Drehachse drehen. Ferner ist bekannt, dass solch ein Seitenruder zwei seitliche aerodynamische Flächen aufweist, die zum Heck des Flugzeugs hin zusammentreffen und dort die Hinterkante des beweglichen Seitenruders bilden, die auch die Hinterkante des Seitenleitwerks ist.

Je nach Betrieb des Seitenruders vergrößern Abnutzungserscheinungen das normale funktionsgerechte mechanische Spiel, das konstruktionsmäßig in den Gelenkmitteln und/oder in den Übertragungsmitteln zwischen den Betätigungsmitteln und dem Seitenruder vorgesehen ist.

Bei normalem Flug des Flugzeugs, das heißt wenn der Schiebwinkel null beträgt, befindet sich das Seitenruder in aerodynamischer Verlängerung der feststehenden senkrechten Leitwerksfläche, in deren Achse, und ist praktisch keinem aerodynamischen Effekt ausgesetzt. Aufgrund des durch Abnutzung vergrößerten Spiels kann es jedoch geschehen, dass das Seitenruder, obwohl fast keine aerodynamischen Kräfte auf dieses wirken, durch den Effekt der Turbulenzen oder normalen Instabilitäten aerodynamischer Strömung zu schwingen beginnt.

Mit zunehmendem Alter der Gelenkmittel und der Übertragungsmittel vergrößert sich das mechanische Spiel und somit auch die Amplitude der Schwingungen des Seitenruders. Solche Schwingungen stellen selbst bei großer Amplitude keine Gefahr für die Sicherheit des Flugzeugs dar, aber sie sind unangenehm für die Fluggäste, die die Schwingungen spüren, die in der Kabine aufkommen, und machen das Steuern für den oder die Piloten beschwerlich.

Wenn die Schwingungen eine Amplitude erreichen, die für den Komfort der Fluggäste und der Piloten inakzeptabel ist, müssen die Verschleißteile der Gelenkmittel und/oder der Übertragungsmittel ausgetauscht werden, um wieder ein zuverlässiges funktionsgerechtes Spiel zu erhalten. Solch ein Austausch ist relativ komplex und erfordert in der Praxis eine Stilllegung des Flugzeugs, deren Dauer sich im Allgemeinen nicht mit der Dauer der Zwischenlandungen vereinbaren lässt.

Selbstverständlich kann man präventive Wartungsmaßnahmen ergreifen, indem man die Verschleißteile austauscht, bevor die Amplitude der Schwingungen störend wird. Solche Präventivmaßnahmen können im Laufe von programmierten Einsatzzeiten am Flugzeug durchgeführt werden, aber es werden dann wohl oder übel auch Arbeiten ausgeführt und Austausche von Teilen vorgenommen, die nicht unbedingt notwendig sind.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, diese Nachteile zu beseitigen. Sie betrifft insbesondere in einfaches und schnell auszuführendes Verfahren, das es erlaubt, die Schwingungen eines Seitenruders bei normalem Betrieb zu unterdrücken und die Notwendigkeit, die Verschleißteile auszutauschen, auf einen späteren Zeitpunkt zu verschieben, beispielsweise bis zu einer späteren und programmierten Wartungsmaßnahme, so dass die betriebliche Nutzung des Flugzeugs nicht darunter leidet.

Das Verfahren zum Vermeiden der Seitenruderschwingungen eines Flugzeugs, das ohne Schieben fliegt, wobei das Seitenruder

  • – mit Gelenkmitteln, die eine Drehachse bilden, mit einer feststehenden senkrechten Leitwerksfläche verbunden ist,
  • – sich unter der Wirkung von steuerbaren Betätigungsmitteln um die Drehachse drehen kann, und
  • – zwei seitliche aerodynamische Flächen aufweist, die zum Heck des Flugzeugs hin zusammentreffen und dort eine Hinterkante bilden,

    wobei die Schwingungen durch das übergroße mechanische Spiel in den Gelenkmitteln oder in den Übertragungsmitteln, die die steuerbaren

    Betätigungsmittel und das Seitenruder verbinden, bedingt sind, zeichnet sich zu diesem Zweck gemäß der Erfindung dadurch aus, dass:
  • – man auf einer der seitlichen aerodynamischen Flächen des Seitenruders ein überstehendes aerodynamisches Element befestigt, das geeignet ist, einen aerodynamischen Effekt zu erzeugen, der bewirkt, dass sich das Seitenruder um die Drehachse dreht; und
  • – man die Betätigungsmittel so steuert, dass sie der Wirkung des überstehenden aerodynamischen Elements entgegenwirken und das Seitenruder in eine Gleichgewichtsposition in aerodynamischer Verlängerung der feststehenden senkrechten Leitwerksfläche zwingen.

Das überstehende aerodynamische Element stellt also eine Asymmetrie der auf das Seitenruder wirkenden aerodynamischen Kräfte her und erzeugt eine Kraft, die bewirkt, dass sich das Seitenruder von der entgegengesetzten Seite des aerodynamischen Elements aus um die Drehachse dreht. Die Betätigungsmittel (Zylinder), die von dem Flugzeugpiloten gesteuert werden, erlauben es, das Seitenruder in die entgegengesetzte Richtung auszuschlagen, um es in einer aerodynamischen Gleichgewichtsposition zu halten, so dass das Flugzeug nicht in den Schiebeflug übergeht. Solch ein gegensätzlich wirkender Ausschlag des Seitenruders erzeugt in den Gelenkmitteln und in den Übertragungsmitteln eine seitliche Kraft, die das Seitenruder daran hindert, unter normalen Flugbedingungen zu schwingen.

Man kann feststellen, dass in dem US-amerikanischen Patent 1,457,507 auf den Flächen, die aerodynamischen Kräften ausgesetzt sind, neigungsverstellbare Leisten vorgesehen sind, um die dynamischen Eigenschaften der Flächen anzupassen. Auf keinen Fall sind solche neigbaren Leisten dafür vorgesehen, Schwingungen zu vermeiden, die durch das mechanische Spiel bedingt sind.

Das von der vorliegenden Erfindung vorgesehene aerodynamische Element kann von unterschiedlicher Form und Dimension sein, die zweckmäßig an die Dimensionen des Seitenruders und an die gewünschten aerodynamischen Effekte angepasst sind. Das überstehende aerodynamische Element kann eine langgezogene Form aufweisen, und es kann wenigstens annähernd parallel zu der Hinterkante des Seitenruders angeordnet sein. Das überstehende aerodynamische Element ist beispielsweise ein Winkeleisenstück, das mit einem seiner Schenkel an der seitlichen aerodynamischen Fläche befestigt ist, während der andere Schenkel des Winkeleisenstücks über die seitliche aerodynamische Fläche hinausragt.

Es ist selbstverständlich von Vorteil, das aerodynamische Element so klein wie möglich zu dimensionieren, um negative Effekte auf den Luftwiderstand und den Kraftstoffverbrauch des Flugzeugs zu verhindern und gleichzeitig den gewünschten Effekt nicht zu beeinträchtigen. Zu diesem Zweck ist es günstig, wenn das überstehende aerodynamische Element in der Nähe der Hinterkante des Seitenruders befestigt ist. Die von dem aerodynamischen Element erzeugte aerodynamische Kraft kann dann von einem beträchtlichen Hebelarm profitieren, um zu bewirken, dass sich das Element um die Drehachse dreht.

Tests haben gezeigt, dass unter diesen Bedingungen bei einem Seitenruder mit einer Spannweite von 6 m, ein Winkeleisenstück mit einer Länge im Bereich zwischen 400 und 800 mm, das Schenkel mit einer Höhe von 12 mm hat, zufriedenstellende Ergebnisse lieferte als aerodynamisches Element, das geeignet ist, die Schwingungen des Seitenruders zu vermeiden.

Vorzugsweise ist das überstehende aerodynamische Element abnehmbar an dem Seitenruder befestigt. Das aerodynamische Element kann also provisorisch an dem Seitenruder befestigt werden, wenn ein großes mechanisches Spiel in den Gelenkmitteln und/oder in den Übertragungsmitteln auftritt, und es kann abmontiert werden, wenn die Teile, die dieses große Spiel aufweisen, ausgetauscht wurden. Zu diesem Zweck kann das überstehende aerodynamische Element mit Hilfe von komplementären Befestigungselementen an der seitlichen aerodynamischen Fläche befestigt werden, von denen einige zum dauerhaften Verbleib an dem beweglichen Seitenruder montiert sind. Diese komplementären Befestigungselemente weisen vorteilhafterweise Schrauben und Muttern auf, wobei die Muttern vorzugsweise so in der seitlichen aerodynamischen Fläche versenkt werden, dass sie mit dieser bündig sind.

Aus den Figuren der beifolgenden Zeichnungen ist ersichtlich, wie die Erfindung ausgeführt sein kann. Ähnliche Elemente sind in diesen Figuren mit gleichen Bezugszeichen bezeichnet.

1 ist eine Seitenansicht eines zivilen Großraumflugzeugs.

2 ist eine Seitenansicht, schematisch und ausschnittsweise, vergrößert und abgetrennt, des Seitenleitwerks des Flugzeugs von 1.

3 ist ein schematischer waagrechter Schnitt des Seitenleitwerks entlang der Linien III-III der 1 und 2.

4 zeigt schematisch die erfindungsgemäße Funktionsweise des aerodynamischen Elements.

5 zeigt schematisch ein Beispiel für die Befestigung des Elements an dem Seitenruder.

Das in 1 gezeigte zivile Großraumflugzeug 1 weist in der Nähe seines Rumpfendes ein Seitenleitwerk 2 auf, das eine feststehende senkrechte Leitwerksfläche 3 und ein bewegliches Seitenruder 4 umfasst.

An der vorderen Seite weist die feststehende senkrechte Leitwerksfläche 3 eine Vorderkante 5 auf, die die Vorderkante des Seitenleitwerks 2 bildet.

Außerdem weist das bewegliche Seitenruder 4 zwei seitliche aerodynamische Flächen 6G und 6D auf, die zum Heck des Flugzeugs 1 hin zusammentreffen und dort die Hinterkante 7 des Seitenruders 4 und des Seitenleitwerks 2 bilden.

Das Seitenruder 4 ist gegenüber der feststehenden senkrechten Leitwerksfläche 3 um eine Drehachse 8 herum drehbar angebracht, wobei die Drehachse 8 von einer mit dem Seitenruder 4 einstückig ausgebildeten Welle 9 definiert wird und in Lagern 10 drehen kann, die einstückig mit der senkrechten Leitwerksfläche 3 ausgebildet sind.

Die Welle 9 – und somit das Seitenruder 4 – kann von den Zylindern 11, die in der senkrechten Leitwerksfläche 3 montiert sind und von dem Piloten des Flugzeugs 1 mit Hilfe von Steuerleitungen 11A gesteuert werden, drehend in beide Richtungen um die Drehachse 8 angetrieben werden. Dazu sind die freien Stangenenden der Zylinder 11, beispielsweise durch Kugelgelenke 12, an Zapfen 13 angelenkt, die mit der Welle 9 einstückig ausgebildet sind.

Wenn das Flugzeug 1 ohne Schieben fliegt, befindet sich das Seitenruder 4 in einer Gleichgewichtsposition 4N in aerodynamischer Verlängerung der senkrechten Leitwerksfläche 3, wie dies in den 3 und 4 dargestellt ist. Bei zu großem mechanischem Spiel in den Kugelgelenken 12 und/oder in den Lagern 10, bedingt durch Verschleiß, kann das Seitenruder 4 anfangen, um diese Gleichgewichtsposition 4N zu schwingen.

Wenn die Effekte dieser Schwingungen für den Komfort der Fluggäste des Flugzeugs 1 und/oder für das Steuern des Flugzeuges 1 inakzeptabel werden, befestigt man gemäß der Erfindung an einer der seitlichen aerodynamischen Flächen des beweglichen Ruders 4, beispielsweise an der seitlichen aerodynamischen Fläche 6G, ein aerodynamisches Element 14, das über diese seitliche aerodynamische Fläche hinausragt.

Dadurch stellt man eine Asymmetrie der aerodynamischen Kräfte her, die auf das Seitenruder 4 wirken, das dann dazu neigt, sich unter der Wirkung einer Querkraft F, die von dem aerodynamischen Element 14 erzeugt wird, um die Drehachse 8 zu drehen, wie dies durch die gestrichelte Linie in 4 dargestellt ist.

Um das Seitenruder 4 in der Gleichgewichtsposition 4N zu halten, muss der Pilot die Zylinder 11 (durch die Leitungen 11A) in die Gegenrichtung des Ausschlags des Seitenruders 4 steuern. Dadurch entsteht eine seitliche Kraft, die verhindert, dass das Seitenruder 4schwingt, indem sie auf die Gelenke 9, 10 und auf die Kugelgelenke 12 wirkt.

Damit bei einem kleinen aerodynamischen Element 14 das von der Kraft F ausgeübte Drehmoment groß genug ist, damit ein gegensätzlich wirkender Ausschlag des Seitenruders 4 erforderlich ist, der geeignet ist, die Schwingungen zu beseitigen, ist das aerodynamische Element in der Nähe der Hinterkante 7 angeordnet.

Dieses aerodynamische Element 14 kann aus einem Winkeleisenstück bestehen, dessen einer Schenkel 15 wenigstens im Wesentlichen orthogonal zu der aerodynamischen Fläche 6G ist, während der andere Schenkel 16 des Winkeleisenstücks für die Befestigung des Winkeleisenstücks an der aerodynamischen Fläche 6G dient, beispielsweise mit Hilfe von Schrauben 17, die mit Muttern 18 zusammenwirken, die zum dauerhaften Verbleib in der aerodynamischen Fläche 6G versenkt werden (siehe 5).

Es ist leicht zu erkennen, dass das aerodynamische Element 14 mit einem solchen Befestigungssystem mühelos an dem Seitenruder 4 montiert und von diesem abmontiert werden kann. Somit kann es provisorisch montiert werden, solange das Spiel in den Gelenken 9, 10 und/oder in den Lagern 12 zu groß ist, aber es kann abmontiert werden, sobald dieses übergroße Spiel beseitigt und durch ein normales funktionsgerechtes Spiel ersetzt wurde.


Anspruch[de]
Verfahren zum Vermeiden der Schwingungen eines Seitenruders (4) eines Flugzeugs (1), das ohne Schieben fliegt, wobei das Seitenruder (4)

– mit Gelenkmitteln (9, 10), die eine Drehachse (8) bilden, mit einer feststehenden senkrechten Leitwerksfläche (3) verbunden ist,

– sich unter der Wirkung von steuerbaren Betätigungsmitteln (11) um die Drehachse (8) drehen kann, und

– zwei seitliche aerodynamische Flächen (6G und 6D) aufweist, die zum Heck des Flugzeugs (1) hin zusammentreffen und dort eine Hinterkante (7) bilden,

wobei die Schwingungen durch zu großes mechanisches Spiel in den Gelenkmitteln (9, 10) oder in Übertragungsmitteln (12), die die steuerbaren Betätigungsmittel (11) und das Seitenruder (4) verbinden, bedingt sind,

wobei

– auf einer (6G) der seitlichen aerodynamischen Flächen (6G und 6D) des Seitenruders (4) ein überstehendes aerodynamisches Element (14) befestigt wird, das geeignet ist, einen aerodynamischen Effekt zu erzeugen, der bewirkt, dass sich das Seitenruder (4) um die Drehachse (8) dreht; und

– die Betätigungsmittel (11) so gesteuert werden, dass sie der Wirkung des überstehenden aerodynamischen Elements (14) entgegenwirken und das Seitenruder (4) in eine Gleichgewichtsposition (4N) in aerodynamischer Verlängerung der feststehenden senkrechten Leitwerksfläche (3) zwingen.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das überstehende aerodynamische Element (14) in der Nähe der Hinterkante (7) des Seitenruders (4) befestigt wird. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das überstehende aerodynamische Element (14) abnehmbar an dem Seitenruder (4) befestigt wird. Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass das überstehende aerodynamische Element (14) provisorisch an dem Seitenruder (4) montiert wird, wenn das mechanische Spiel zu groß ist, und es von diesem abmontiert, wenn das mechanische Spiel dem normalen funktionsgerechten Spiel entspricht. Verfahren (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass das überstehende aerodynamische Element (14) mit Hilfe von komplementären Befestigungselementen (17, 18) an der seitlichen aerodynamischen Fläche (6G) befestigt wird, von denen einige (18) zum dauerhaften Verbleib an dem beweglichen Seitenruder (4) montiert sind. Verfahren (1) nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass komplementäre Befestigungselemente verwendet werden, die Schrauben (17) und Muttern (18) aufweisen, und dass man die Muttern (18) in der seitlichen aerodynamischen Fläche (6G) versenkt. Verfahren (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass ein überstehendes aerodynamisches Element (14) von langgezogener Form verwendet wird, und dass es auf der seitlichen aerodynamischen Fläche (6G) wenigstens annähernd parallel zu der Hinterkante (7) des Seitenruders (4) angeordnet wird. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass ein überstehendes aerodynamisches Element (14) verwendet wird, das aus einem Winkeleisenstück besteht, das mit einem seiner Schenkel (16) an der seitlichen aerodynamischen Fläche (6G) befestigt wird, während der andere Schenkel (15) des Winkeleisenstücks über die seitliche aerodynamische Fläche (6G) hinausragt.






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