Bei einem sich in einem Fluid bewegenden Gerät, ergibt sich bei der Bewegung durch das Fluid, also etwa bei einem Fluggerät beim Flug, eine Verformung der strö- mungsmechanisch wirksamen Fläche, also der Tragfläche des Fluggeräts. Diese Verformung ist veränderlich und hängt ab von den wirkenden aerodynamischen Kräften und den Trägheits-und/oder Massenkräften. Diese sind ab- hängig vom Flugzustand (Geschwindigkeit, Höhe), sowie vom Beladungszustand (Nutzlast, Kraftstoffmenge, Schwerpunktslage). Ohne besondere Maßnahmen kann ein Flügel nur so ausgelegt werden, dass er nur für einen einzigen Zustand und Zeitpunkt eines Fluges die für den aerodynamischen Widerstand günstigste Verformung auf- weist. Für jeden anderen Zustand und für jeden anderen Zeitpunkt ergibt sich eine andere Verformung, die nicht widerstandsminimal ist.

Im Stand der Technik sind bisher keine Systeme bekannt geworden, mit denen die Strukturverformung von Flügeln an eine für den aerodynamischen Widerstand optimale Form angepasst werden kann. Der Einfluss der Struktur- verformung wurde entweder vernachlässigt, in Kauf ge- nommen, oder im besten Fall so berücksichtigt, dass sich bei einem"mittleren''Flugzustand (mittlere Be- ladung, halbe Flugzeit) die für den aerodynamischen Wi- derstand günstigste Verformung ergibt.

Zwar sind natürlich an sich einstellbare Steuerflächen an solchen strömungsmechanisch wirksamen Flächen wie der Tragfläche eines Fluggeräts bekannt, diese dienen jedoch der Steuerung der Fluglage oder der Trimmung des Flugzeugs, nicht jedoch einer Veränderung der Verfor- mung des Flügels im Sinne einer Anpassung an die für den aerodynamischen Widerstand günstigste Form in Ab- hängigkeit von Flug-und Beladungszustand. Auch ist es bekannt, zur Beeinflussung der aerodynamischen Druck- verteilung für eine geringere Strukturbelastung (Last- abminderung) herkömmliche Steuerflächen an der Flügel- hinterkante (Querruder) zu verwenden, ein ähnliches Steuerflächenkonzept ist auch zur Verbesserung der Rollsteuerung für eine Experimentalversion eines Kampf- flugzeugs bekannt geworden, ähnlich auch zum gleichen Zweck die zusätzliche Verwendung von Klappen entlang der Flügelvorderkante.

Durch unterschiedliche Flugbedingungen (Höhe, Geschwin- digkeit) und Beladungszustände (Nutzlast, Kraftstoff, Schwerpunktslage) ändern sich die aerodynamische Druck- verteilung und die strukturelle Belastung, wodurch sich unterschiedliche elastische Verformungen ergeben. Die- ser Verformungszustand beeinflusst den aerodynamischen (auftriebsinduzierten) Widerstand. Bei vorgegebener Spannweite und ohne Berücksichtigung der Strukturbela- stung ergibt sich der minimale Widerstand bei einer über die Spannweite elliptischen aerodynamischen Druck- verteilung. Diese kann erreicht werden durch einen el- liptischen Flügelgrundriss oder durch eine entsprechen- de Verwindung der Flügelprofilsehne in Spannweitenrich- tung gegenüber der Anströmrichtung. Eine Flügeltorsi- onsverformung in Spannweitenrichtung (Verwindung) sowie eine Biegeverformung am gepfeilten Flügel beeinflussen diese Verteilung. Während der Gesamtdauer eines Fluges, bei dem sich die Kraftstoffmenge ändert und mit unter- schiedlichen Geschwindigkeiten in unterschiedlichen Hö- hen geflogen wird, kann deshalb nur für kurze Zeit der widerstandsminimale Verformungszustand herrschen. Die Größe der Verformung ist außerdem vom Beladungszustand abhängig.

Die Aufgabe der Erfindung ist es eine strömungsmecha- nisch wirksame Fläche eines sich in einem Fluid bewe- genden Geräts, insbesondere eines Fluggeräts, insbeson- dere eine Tragfläche eines Fluggeräts, anzugeben, die möglichst für jeden Zustand eine für minimalen strö- mungsmechanischen Widerstand günstigste Verformung auf- weist.

Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 angegebene strömungsmechanisch wirksame Fläche gelöst.

Vorteilhafte Weiterbildungen des Erfindungsgegenstands sind in den Unteransprüchen angegeben.

Durch die Erfindung wird eine strömungsmechanisch wirk- same Fläche eines sich in einem Fluid bewegenden Ge- räts, insbesondere eines Fluggeräts, insbesondere eine Tragfläche eines Fluggeräts geschaffen. Die Fläche weist eine sich in Spannweitenrichtung der Fläche erstreckende elastische Achse und eine einstellbare Steuerfläche auf. Erfindungsgemäß ist es vorgesehen, dass die Fläche in Abhängigkeit von der Einstellung der Steuerfläche unter Veränderung des induzierten strö- mungsmechanischen Widerstands in Biegerichtung und/oder in Richtung um die elastische Achse elastisch verform- bar ist, und dass eine Steuer-und/oder Regeleinrich- tung zur Einstellung der Steuerfläche im Sinne einer Minimierung des induzierten strömungsmechanischen Wi- derstands der Fläche vorgesehen ist. Ein wesentlicher Vorteil der erfindungsgemäßen strömungsmechanischen Fläche ist es, dass für praktisch jeden Flug-und Bela- dungszustand eine für den Widerstand optimale Vertei- lung der Auftriebskraft über die Flügelspannweite er- zeugt werden kann. Für die Tragfläche eines Flugzeugs bedeutet dies, dass durch die Erfindung eine Anpassung der Verformung für praktisch jeden Flugzustand erreicht werden kann. Weiterhin kann die Erfindung mit Vorteil für zusätzliche Funktionen genutzt werden, wie die Un- terstützung der Rollsteuerung, eine Lastabminderung, eine Verbesserung der Flatterstabilität und eine Ver- wendung zur Stabilisierung und/oder Steuerung der Sei- tenbewegung um die Flugzeughochachse, falls die Ebene der Steuerfläche eine vertikale Komponente aufweist.

Vorzugsweise ist die Steuerfläche um einen vorgegebenen Abstand gegen die elastische Achse versetzt angeordnet.

Vorzugsweise ist die Steuerfläche um eine Drehachse drehbar gelagert angeordnet und die Drehachse oder zu- mindest eine Komponente derselben verläuft in Richtung der elastischen Achse.

Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung kann die Steuerfläche um einen vorgegebenen Abstand hinter der elastischen Achse angeordnet sein.

Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ist die Steuerfläche um einen vorgegebenen Abstand vor der elastischen Achse angeordnet. Die Anbringung der Steuerfläche vor der elastischen Achse bedeutet, dass die Flügelverformung die gewünschte aerodynamische Kraftwirkung unterstützt, wogegen bei einer Position der Steuerfläche hinter der elastischen Achse die aero- dynamische Kraft aus der Verformung der gewünschten Richtung entgegenwirkt.

Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung kann die Steuerfläche innerhalb der Flügelspannweite angeordnet sein.

Gemäß einer anderen, bevorzugten Ausführungsform der Erfindung kann die Steuerfläche außerhalb der Flügel- spannweite angeordnet sein. Dies bewirkt eine effektive Vergrößerung der Flügelspannweite.

Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung kann die Steuerfläche hinter der Vorderkante der Fläche angeord- net sein. Gemäß einer anderen, bevorzugten Ausführungsform kann die Steuerfläche vor der Vorderkante der Fläche ange- ordnet sein. Dies bewirkt eine Vergrößerung des Hebels, mit welchem die Steuerfläche gegenüber der elastischen Achse angreift.

Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung kann die Steuerfläche zusätzlich zu einer Flügelendflä- che (winglet) am Flächenende vorgesehen sein.

Gemäß einer anderen bevorzugten Ausführungsform der Er- findung kann die Steuerfläche selbst als Flügelendflä- che (winglet) ausgebildet sein.

Hierbei ist es vorteilhafterweise vorgesehen, dass die Drehachse der die Flügelendfläche bildenden Steuerflä- che schräg zur Richtung der elastischen Achse verläuft.

Bei den beiden letztgenannten Ausführungsformen ist vorteilhafterweise die Fläche insbesondere ein Tragflü- gel eines Fluggeräts, wobei die Flügelendfläche (win- glet) den Tragflügel an seinem Ende schräg oder senk- recht nach oben fortsetzt.

Hierbei ist insbesondere die Fläche ein Tragflügel ei- nes Fluggeräts, wobei die Flügelendfläche (winglet) den Tragflügel schräg oder senkrecht nach oben fortsetzt und die Steuerfläche den Tragflügel in seiner Richtung fortsetzt oder schräg nach unten fortsetzt. In Kombina- tion mit dem winglet ergibt die Steuerfläche eine zwei- te Flügelspitze, wodurch sich zwei Randwirbel bilden, was ebenfalls zur Reduzierung des Induzierten Wider- stands beiträgt. Gemäß bevorzugten Ausführungsformen und Anwendungen der Erfindung ist die Fläche die Tragfläche eines Flug- zeugs.

Alternativ kann die Fläche die Tragfläche eines Dreh- flüglers sein.

Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist eine Steuereinrichtung vorgesehen, welche ein Stellsignal für die Steuerfläche aus die Flugzeugbela- dung und den Flugzustand betreffenden Daten unter Ver- wendung von abgespeicherten Sollwertdaten oder Ver- gleichsdaten erzeugt.

Gemäß einer anderen vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung ist eine Regeleinrichtung vorgesehen, die ein Stellsignal für die Steuerfläche aus Vergleich von die tatsächliche elastische Verformung der strömungsmecha- nisch wirksamen Fläche repräsentierenden Messdaten, beispielsweise auf optischem Wege gemessenen Daten, mit eine für die Flugzeugbeladung und den Flugzustand vor- gegebene Sollverformung der strömungsmechanisch wirksa- men Fläche repräsentierenden Solldaten erzeugt.

Im folgenden werden Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der Zeichnung erläutert. Es zeigt : Figur 1 eine schematisierte perspektivische Darstellung einer Tragfläche eines Flugzeugs gemäß einem ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung ; Figur 2 eine schematisierte perspektivische Darstellung einer Tragfläche eines Flugzeugs gemäß einem zweiten Ausführungsbeispiel der Erfindung ; Figur 3 eine schematisierte perspektivische Darstellung einer Tragfläche eines Flugzeugs gemäß einem dritten Ausführungsbeispiel der Erfindung ; Figur 4 eine schematisierte perspektivische Darstellung einer Tragfläche eines Flugzeugs gemäß einem vierten Ausführungsbeispiel der Erfindung ; Figur 5 eine schematisierte perspektivische Darstellung einer Tragfläche eines Flugzeugs gemäß einem fünften Ausführungsbeispiel der Erfindung ; Figur 6 eine schematisierte perspektivische Darstellung einer Tragfläche eines Flugzeugs gemäß einem sechsten Ausführungsbeispiel der Erfindung ; Figur 7 ein Diagramm, welches denn Zusammenhang zwi- schen Auftriebsverteilung und induziertem Widerstand für den Fall herkömmlicher Tragflächen und für den Fall einer Tragfläche gemäß Ausführungsbeispielen der Erfin- dung wiedergibt ; Figur 8 ein Diagramm, welches ein Ausführungsbeispiel zur Steuerung der Verformung einer Tragfläche eines Flugzeugs gemäß Ausführungsbeispielen der Erfindung zeigt ; und Figur 9 ein Diagramm, welches ein Ausführungsbeispiel zur Regelung der Verformung der Tragfläche eines Flug- zeugs gemäß Ausführungsbeispielen der Erfindung zeigt.

In den Figuren 1 bis 6 sind sechs verschiedene Ausfüh- rungsbeispiele von strömungsmechanisch wirksamen Flä- chen, nämlich von Tragflächen eines Flugzeugs darge- stellt. Die Fläche 1 ist jeweils schematisiert perspek- tivisch dargestellt und die Anströmrichtung beim Flug ist durch einen entsprechend bezeichneten Pfeil angege- ben. Die Fläche 1 hat eine Spannweitenrichtung 6, wel- che ausgehend vom nicht eigens dargestellten Rumpf des Flugzeugs mit dem gezeigten Pfeil zunimmt. In Spannwei- tenrichtung 6 der Fläche 1 erstreckt sich eine elasti- sche Achse EA, um welche die Fläche 1 in Torsionsrich- tung und in Biegerichtung verformbar ist.

An der Fläche 1 ist jeweils eine einstellbare Steuer- fläche 3 vorgesehen, welche jeweils bei den verschiede- nen Ausführungsbeispielen mit 3a ; 3b ; 3c ; 3d ; 3e ; 3f unterschieden wird.

Für alle in den Figuren 1 bis 6 dargestellte Ausfüh- rungsbeispiele gilt, dass die Fläche 1 aufgrund der beim Flug wirkenden aerodynamischen Kräfte in Abhängig- keit von der Einstellung der Steuerfläche 3 unter Ver- änderung des induzierten strömungsmechanischen Wider- stands in Biegerichtung und/oder in Richtung um die elastische Achse EA, d. h. in Torsionsrichtung, ela- stisch verformbar ist. Diese elastische Verformung wird durch eine Steuer-und/oder Regeleinrichtung so einge- stellt, dass der induzierte strömungsmechanische Wider- stand der Fläche 1 minimiert wird. Die Steuer-und/oder Regeleinrichtung wird später noch näher erläutert.

Die Steuerfläche 3 ist um einen vorgegebenen Abstand gegen die elastische Achse EA versetzt angeordnet, wie es bei den Steuerflächen 3a ; 3b ; 3c ; 3d ; 3e der Figuren 1 bis 5 der Fall ist, oder sie ist zumindest so ange- ordnet, dass eine Verstellung der Steuerfläche zu einer Änderung der Verformung der Fläche 1 in Biegerichtung und/oder in Richtung um die elastische Achse EA führt, wie für die Steuerfläche 3f des Ausführungsbeispiels von Figur 6 gezeigt. (Die elastische Achse EA ist der Einfachheit halber nur bei dem Ausführungsbeispiel von Figur 1 dargestellt, sie ist bei dem übrigen Ausfüh- rungsbeispielen jedoch in ähnlicher Weise vorhanden).

Bei den Ausführungsbeispielen der Figuren 1 bis 4 ist die Steuerfläche 3a ; 3b ; 3c ; 3d um eine Drehachse 4 drehbar gelagert angeordnet, wobei die Drehachse 4 im wesentlichen in Richtung der elastischen Achse EA ver- läuft ; bei den Ausführungsbeispielen von Figur 5 und Figur 6 ist die Steuerfläche 3e ; 3f um eine Drehachse 4 drehbar gelagert angeordnet, wobei eine Komponente der Drehachse 4, nämlich deren Projektion auf die Richtung der elastischen Achse EA in Richtung der letzteren ver- läuft.

Bei den Ausführungsbeispielen der Figuren 1 bis 5 ist die Steuerfläche 3a ; 3b ; 3c ; 3d ; 3e um einen vorgegebe- nen Abstand vor der elastischen Achse EA (bezogen auf die Anströmrichtung) angeordnet. Dies führt dazu, wie leicht verständlich ist, dass eine Verformung der Trag- fläche 1 in Torsionsrichtung um die elastische Achse EA aufgrund einer Verstellung der Steuerfläche 3a ; 3b ; 3c ; 3d ; 3e eine Verstärkung der Wirkung der letzteren nach sich zieht, die Einstellung der Steuerfläche 3a ; 3b ; 3c ; 3d ; 3e somit progressiv selbstverstärkend wirksam ist, die Steuerfläche 3 also weniger stark verstellt werden muss. Im Gegensatz dazu kann bei hier nicht dar- gestellten Ausführungsbeispielen die Steuerfläche 3 auch um einen vorgegebenen Abstand hinter der elasti- schen Achse EA angeordnet sein (bezogen auf die An- strömrichtung), was dann entgegengesetzt dazu führt, dass eine Verformung der Fläche 1 aufgrund der Einstel- lung der Steuerfläche 3 eine abschwächende Wirkung hat, die Steuerfläche 3 also stärker verstellt werden muss.

Bei den Ausführungsbeispielen von Figur 2 und Figur 4 ist die Steuerfläche 3b ; 3d innerhalb der Flügelspann- weite angeordnet, wogegen sie bei den Ausführungsbei- spielen der Figuren 1, 3,5 und 6 außerhalb der Flügel- spannweite angeordnet ist, vergleiche die Steuerfläche 3a ; 3c ; 3e ; 3f in den genannten Figuren. Die letztere Art der Anordnung führt somit zu einer effektiven Ver- größerung der Flügelspannweite.

Die Steuerfläche 3 kann, bezogen auf die Anströmrich- tung, hinter der Vorderkante der Fläche 1 angeordnet sein, wie bei den Steuerflächen 3a ; 3b der Figuren 1 und 2 und im weiteren Sinne auch für die Steuerfläche 3f der Figur 6, welche später noch näher erläutert wird, der Fall ist.

Andererseits kann die Steuerfläche 3 auch, bezogen auf die Anströmrichtung, vor der Vorderkante der Fläche 1 angeordnet sein, wie bei den Steuerflächen 3c ; 3d der Figuren 3 und 4 und im weiteren Sinne auch für die Steuerfläche 3e von Figur 5, welche ebenfalls später noch erläutert wird.

Die Steuerfläche 3 kann zusätzlich zu einer Flügelend- fläche 2 (winglet) am Ende der Fläche 1 vorgesehen sein, wie bei den Steuerflächen 3a ; 3b ; 3c ; 3e der Fi- guren 1, 2,3 und 5 der Fall ist, oder die Steuerfläche 3 kann selbst als Flügelendfläche ausgebildet sein, wie bei der Steuerfläche 3f von Figur 6. Bei der letzteren verläuft die Drehachse 4 der die Flügelendfläche 2 bil- denden Steuerfläche 3f (in der Vertikalebene gesehen) schräg zur Richtung der elastischen Achse EA.

Wie ersichtlich ist, setzt die Flügelendfläche (win- glet) 2 bei den in den Figuren 1, 2,3 und 5 dargestell- ten Ausführungsbeispielen den Tragflügel bzw. die Flä- che 1 an ihrem Ende schräg oder senkrecht nach oben fort. Bei den Ausführungsbeispielen der Figuren 1 bis 4 setzt die Steuerfläche 3a ; 3b ; 3c ; 3d den Tragflügel bzw. die Fläche 1 in deren Richtung fort oder liegt in derselben, bei dem Ausführungsbeispiel der Figur 5 setzt die Steuerfläche 3e den Tragflügel 1 schräg nach unten fort.

Bei dem Ausführungsbeispiel der Figur 6 bildet die Steuerfläche 3f selbst die Flügelendfläche und setzt diese in Richtung schräg nach oben fort.

Das in Figur 7 dargestellte Diagramm zeigt den Zusam- menhang zwischen der Auftriebsverteilung und dem indu- zierten Widerstand über die Spannweitenrichtung y. Eine elliptische Verteilung des Auftriebs, welche einem mi- nimalen induzierten aerodynamischen Widerstand ent- spricht, ergibt sich für einen ebenen Flügel bei einem elliptischen Grundriss. Bei einem nicht-elliptischen Grundriss des Flügels bzw. der Fläche 1 kann eine ent- sprechende Auftriebsverteilung durch unterschiedliche Verwindung der Flügelprofilsehne gegenüber der Anström- richtung in Spannweitenrichtung erreicht werden. Durch unterschiedliche Flügelverformungszustände ergibt sich der gleiche Effekt. Durch die Steuerfläche 3 kann die elastische Verformung an die widerstandsminimale Form angepasst werden. Dargestellt sind eine elliptische Verteilung mit minimalem Widerstand (k = 1, 0) sowie punktiert und strichpunktiert nicht-elliptische Vertei- lungen (k > 1,0).

Figur 12 zeigt in schematischer Darstellung ein Ausfüh- rungsbeispiel zur Steuerung der Verformung der Fläche 1 über eine Verstellung der Steuerfläche 3. Aus Messungen und Berechnungen werden Flugzeugsbeladungsdaten und Flugzustandsdaten erzeugt. Von diesen Flugzeugsbela- dungs-und Flugzustandsdaten werden abgespeicherte Da- ten in Form von Tabellen mit Soll-Werten, die aus Bere- chungen oder aus Messungen ermittelt werden, abgeleitet (11), aus diesen abgeleiteten Sollwertdaten wird ein Kommando zur Steuerung der Steuerfläche 3 in Form eines Stellsignals abgeleitet (12), mit dessen Hilfe die Steuerfläche 3 im Sinne einer Minimierung des induzier- ten strömungsmechanischen Widerstands der Fläche 1 ein- gestellt wird, wie eingangs erläutert.

Figur 9 zeigt ein Schema zur Regelung der Verformung der Fläche 1 über die Steuerfläche 3. Die tatsächliche Verformung der Fläche 1 wird, beispielsweise auf opti- schem Wege, gemessen (13) und die daraus gewonnenen Messdaten, welche die tatsächliche Verformung der Flä- che 1 repräsentieren, mit Solldaten einer im Sinne ei- ner Minimierung des induzierten Widerstands optimalen Sollverformung für den vorliegenden Flugzustand und die Flugzeugbeladung verglichen (14), aus diesem Vergleich wird ein Kommando zur Verstellung der Steuerfläche 3 in Form eines Stellsignals erzeugt (15) und an die Steuer- fläche 3 übermittelt. Hierdurch erfolgt eine Anpassung der Verformung der Fläche 1 im Sinne einer Minimierung des induzierten strömungsmechanischen Widerstands der Fläche 1, wie eingangs erläutert. Diese ist erreicht, wenn die die tatsächliche elastische Verformung der Fläche 1 repräsentierenden Messdaten mit den die für die Flugzeugbeladung und den Flugzustand vorgegebene Sollverformung repräsentierenden Solldaten übereinstim- men.

Das vorstehend anhand einer Tragfläche eines Flugzeugs beschriebene Prinzip für eine strömungsmechanisch wirk- same Fläche eines sich in einem Fluid bewegenden Geräts und ihrer elastischen Verformung zur Minimierung des induzierten Strömungsmechanischen Widerstands ist glei- chermaßen auf andere Arten von Fluggeräten übertragbar, wie auf Drehflügler, gilt grundsätzlich aber auch für andere Arten von strömungsmechanisch wirksamen Flächen eines sich in einem Fluid bewegenden Geräts.