Die
Erfindung bezieht sich auf eine Tragwerk-Profilstruktur eines Flugzeuges
gemäß dem Oberbegriff
des Anspruchs 1. Ihre Anwendung bezieht sich auf aerodynamische
Verbesserungen am Tragwerk des Flugzeuges, mit denen im Hinterkantenbereich
einer Tragfläche
oder einer Auftriebshilfe (Landeklappe und/oder Querruder) die Entstehung von
Zwangskräften
in der Tragwerk-Profilstruktur durch Flügelbiegung und/oder durch Biegung
der angesteuerten Auftriebeshilfe weitestgehend vermieden wird.
Das Verformungsverhalten des Tragflügels oder der Auftriebshilfe
soll über
deren Flügelhinterkantenbereich
ohne zusätzliche
strukturmechanische Maßnahmen
stabilisiert werden.The
The invention relates to a structural profile structure of an aircraft
according to the generic term
of claim 1. Their application relates to aerodynamic
Improvements to the structure of the aircraft, with those in the trailing edge area
a wing
or a buoyancy aid (landing flap and / or ailerons) the emergence of
constraining forces
in the structural profile structure by wing bending and / or by bending
The driven buoyancy help is largely avoided.
The deformation behavior of the wing or the buoyancy aid
should over
the wing trailing edge area
without additional
structural mechanics
be stabilized.
Zur
Steuerung eines fliegenden Flugzeuges werden aerodynamische wirksame
Stellflächen (Steuerflächen, Ruder)
eingesetzt, welche bekanntermaßen
(häufig)
in den Bereich der Flügelhinterkante
der beiden Tragflügel
integriert sind. Für
die Rollsteuerung wird ein Querruder vorgesehen, das gewöhnlich über zwei
Scharniergelenke an den betreffenden Tragflügel angebunden ist und an der
Flügelhinterkante
(je nach beabsichtigter Beeinflussung der Flugsituation) nach oben
oder nach unten aktuiert wird. Gemeinsam ist allen Steuerflächen, daß sie im Verhältnis zur
Flügelspannweite
eine geringe Länge und
im Vergleich zur Flügeltiefe
eine große
Tiefe aufweisen. Diese Steuerflächen
lassen sich (nach dem Vorbild der beigegebenen 5) normalerweise mit zwei Scharniergelenken
an den Tragflügel
anbinden und sind somit statisch bestimmt gelagert. Aufgrund der
relativ geringen Länge
des Ruders bleibt der Verformungsunterschied zur Biegelinie des
Tragflügels ebenfalls
gering. Bei einer derartigen Lagerung wird dem Ruder keine Flügelbiegung
(keine Verformung in Flügel-z-Richtung)
aufgezwungen, weshalb somit in der Ruderstruktur keine Zwangskräfte entstehen, die
beispielsweise bei einer Lagerung des Ruders an der Landeklappe
mit drei Scharnieren auftreten werden. Diesen Nachteil wird man
berücksichtigen
müssen,
sofern (nach dem Vorbild der beigegeben 6) der Einsatz von schlanken Steuerflächen mit
kontinuierlicher Scharnierverbindung (über eine Scharnieranbindung
mit drei oder mehr Scharnieren) erforderlich wird. Dabei wird eine
Steuerfläche
betrachtet, welche eine Länge
von etwa vier Meter (ca. 4 m) und eine Tiefe von etwa vierzig Zentimeter
(ca. 0,4 m) aufweisen wird. Diese Steuerfläche des (auch in Fachkreisen
auch als „Tab" bezeichneten) Ruders muß zur Gewährleistung
einer aerodynamisch einwandfreien Anbindung an den Flügel oder
die Landeklappe über
mehrere (über
mehr als zwei) Scharniere angebunden sein, wobei eine Gleichheit
der beiden Biegelinien und der (in Fachkreisen auch als „Hingeline" bezeichneten) Scharnierlinie
erreicht wird.To control a flying aircraft aerodynamically effective shelves (control surfaces, rudder) are used, which are known to be integrated (often) in the area of the trailing edge of the wings of the two wings. For the roll control, an aileron is provided, which is usually connected via two hinge joints to the wing in question and at the trailing edge of the wing (depending on the intended influence on the flight situation) is actuated upwards or downwards. Common to all control surfaces is that they have a small length relative to the wing span and a large depth compared to the wing chord. These control surfaces can be (after the model of the enclosed 5 ) normally connect to the wing with two hinged joints and are thus stored statically determined. Due to the relatively short length of the rudder, the difference in deformation to the bending line of the wing also remains low. In such a bearing the rudder no wing deflection (no deformation in wing-z-direction) imposed, so therefore no force forces arise in the rudder, which will occur, for example, when the rudder is mounted on the landing flap with three hinges. This disadvantage will have to be taken into account, provided that (after the model of attached 6 ) requires the use of slender control surfaces with continuous hinge connection (via a hinged connection with three or more hinges). In this case, a control surface is considered, which will have a length of about four meters (about 4 m) and a depth of about forty centimeters (about 0.4 m). This control surface of the (also referred to in professional circles as "Tab") rudder must be tied to ensure an aerodynamically perfect connection to the wing or the flap over several (more than two) hinges, with an equality of the two bending lines and the (in Professionals also referred to as "Hingeline") hinge line is achieved.
Eine
aerodynamische exakte Anbindung wird also ansatzweise (nach dem
Vorbild der 6) nur durch
eine Lagerung dieser Tragwerkselemente in drei Punkten absehbar,
wobei diese Lagerung schon in einer Null-Grad-Tab-Stellung entsprechende
Zwangskräfte
in der Tragwerk-Profilstruktur des scharnierverbundenen Ruders (Tab)
erzeugen wird. Diese Zwangskräfte
in der Steuerfläche
resultieren nicht nur aus der Flügelbiegung,
sondern auch aus der Biegung der Steuerfläche um ihre steife Achse an einer „hohen
Kante" (Achse mit
großem
Trägheitsmoment),
wenn sie bei einer gebogenen Scharnierlinie (Hingeline) ausschlagen
wird.An aerodynamic exact connection is so rudimentary (after the model of 6 ) only by a storage of these structural elements in three points foreseeable, this storage is already in a zero-degree tab position corresponding constraining forces in the structural profile structure of the hinge-connected rudder (Tab) will produce. These constraining forces in the control surface result not only from the wing flexure but also from the deflection of the control surface about its stiff axis at a "high edge" (axis of high moment of inertia) when deflecting at a bent hinge line (hinging line).
Die
beigegebene 7 gewährt dem
Betrachter darüber
einen Einblick, welche Zwangskräfte bei
einem Ausschlag des Ruders (Tabs) um eine durchgebogene Scharnierlinie
wirken werden. In dieser 7 wird
beispielsweise das Entstehen von Druck-Zwangs-Kräften in der Tab-Profilstruktur
bei einem negativen Tab-Ausschlag dargestellt. Je nach Aktuationsrichtung
werden also sich in der Tab-Profilstruktur
des scharnierverbundenen Ruders hohe Druck- und Zugspannungen ergeben,
welche zu einem Stabilitätsversagen
derselben führen
können und
somit zusätzliche
Maßnahmen,
von denen die Stabilisierung der Struktur durch Einrüstung von
zusätzlichen
Stringern und/oder Rippen oder deren Verstärkung, die mit einer Gewichtserhöhung korrelieren
würde,
erfordern. Außerdem
werden höhere Aktuationskräfte benötigt, die
Lagerkräfte
in den Scharnieren werden sich erhöhen und die Rudersteifigkeit
wird sich nachteilig auf das Verformungsverhalten des Tragflügels bzw.
der Landeklappe auswirken. Möchte
man die geschilderten Probleme, die sich aus der vorgeschilderten
Anbindung des Steuerruders an den Tragflügel oder die Landeklappe über drei
Scharniergelenke (bei Lagerung dieser Tragwerkelemente in drei Punkten)
ergeben werden, vermeiden, dann wäre es sinnvoll, das nehmliche
Ruder über
mehrere Scharniergelenke anzubinden und eine Flexibilität um die
Tab-Z-Achse gewissermaßen mit
in das Ruder (Tab) einzubauen; soll heißen, das Ruder (Tab) wird sich,
wie in der beigegebenen 8 dargestellt,
in der Null-Grad-Stellung als auch im ausgeschlagenen Zustand an
die vom Tragflügel
vorgebogene Scharnierlinie (Hingeline) anpassen, ohne das Zwangskräfte entstehen
können.
Der Fachwelt ist bekannt, daß die
vorgestellten Konfigurationen an Passagierflugzeugen vom Typ „Airbus" – mit Ausnahme des Typs „A300" – bekanntermaßen umgesetzt werden.The enclosed 7 provides the viewer with an insight into which compulsive forces will act on a deflection of the rudder (tabs) around a bent hinge line. In this 7 For example, the emergence of compressive forces in the tab profile structure is represented by a negative tab rash. Depending on the direction of actuation, high pressure and tensile stresses will thus result in the tab profile structure of the hinge-connected rudder, which can lead to a stability failure thereof and thus additional measures, of which the stabilization of the structure by adding additional stringers and / or ribs or their Amplification that would correlate with an increase in weight require. In addition, higher Aktuationskräfte be required, the bearing forces in the hinges will increase and the rudder stiffness will adversely affect the deformation behavior of the wing or the flap. If you want to avoid the problems outlined above, which result from the pre-established connection of the rudder to the wing or the landing flap via three hinge joints (when storing these structural elements in three points), then it would make sense to connect the oar in particular over several hinge joints and a degree of flexibility to incorporate the Tab Z axis into the rudder (Tab); shall mean, the rudder (tab) will, as in the enclosed 8th shown, in the zero-degree position as well as in the worn state to adapt to the pre-bent by the wing hinge line (Hingeline), without the compulsive forces can arise. It is well known to those skilled in the art that the presented configurations on passenger aircraft of the "Airbus" type, with the exception of the "A300" type, are known to be implemented.
Um
nun die Anbindung einer am hinteren Teil des Tragflügels befindlichen
(leichten) Auftriebshilfe (aus einem CFK-Sandwich-Material) umzusetzen, die
beispielsweise (bei einem Großraum-Flugzeug) über die
gesamte Länge
der Flügelhinterkante
verlaufen wird, mit der während
des Fluges die Entstehung von Zwangskräften (Druck- oder Zugspannungen)
in der (CFK-)Profilstruktur der Auftriebshilfe weitestgehend vermieden
werden soll, die man ursächlich
auf die Tragflügelbiegung
und/oder die Biegung der angesteuerten Auftriebshilfe während deren Klapp-
oder Ruderbewegung (je nach Aktuationsrichtung) zurückführen wird,
wird der Fachmann sich nach geeigneteren Lösungen umsehen, wofür der bekannte
Stand der Technik ihm kein Vorbild bereithält. Es werden (vergleichsweise
dem Stand der Technik) günstigere
aerodynamische Lösungen
benötigt,
nach denen die Lager- und Aktuationskräfte an einer Landeklappe und/oder
einem Querruder (allg. an einer Auftriebshilfe – bspw. in CFK-Bauweise) gemindert
werden, so daß an
den Krafteinleitungsbereichen der scharnierbeweglich verbunden Tragwerkelemente
(auch) Gewichtsreduzierungen möglich
werden.In order to implement the connection of a located at the rear of the wing (light) buoyancy aid (CFK sandwich material), for example, (in a large-capacity aircraft) over the entire length of the trailing edge of the wing, with the during flight the Formation of constraining forces (compressive or tensile stresses) in the (CFRP) profile structure of the buoyancy aid white should be avoided as far as possible, which is due to the wing deflection and / or the bending of the driven buoyancy aid during their folding or rudder movement (depending on Aktuationsrichtung), the expert will look for more suitable solutions, for which the known prior art him no Prototype ready. There are (comparatively prior art) more favorable aerodynamic solutions needed, according to which the bearing and Aktuationskräfte on a landing flap and / or ailerons (generally on a buoyancy aid - eg. In CFRP construction) are reduced, so that the Force introduction areas of the hingedly connected structural elements (also) weight reductions are possible.
Außerdem ist
aus der Druckschrift: US-A 4,830,315 eine Tragwer-Profilstruktur
eines Flugzeuges bekannt, bei der die obere und die untere Hauptschale
mehrere rillenförmige
Erhöhungen
ausformen. Die rillenförmige
Erhöhungen
sind in Spannweitenrichtung zueinander beabstandet angeordnet, deren
Verlauf an der Hinterkante der Hautschale einsetzt und in Richtung
einer Profilmittellinie mit der Verringerung des Abstandes zur Vorderkante
der Hautschale formabnehmend verläuft.Besides that is
from the document: US-A 4,830,315 a Tragwer-profile structure
of an aircraft known as the upper and lower main shell
several groove-shaped
increases
molding. The groove-shaped
increases
are spaced apart in the spanwise direction, whose
Insert the course at the trailing edge of the skin and in the direction of
a profile centerline with the reduction of the distance to the leading edge
the skin shell is form-decreasing.
Nicht
offenbart werden durch jene Druckschrift entsprechende Lösungsvorschläge, nach
denen es beabsichtigt wird, dass der Verlauf einer ersten Erhöhung, die
beispielsweise der oberen Hautschale der Auftriebshilfe ausgeformt
ist, an einer der Vorderkante der oberen Hautschale nahegelegenen und
in Spannweitenrichtung der Auftriebshilfe parallel verlaufenden
fiktiven ersten Profillinie und der Verlauf der zweiten Erhöhung, die
der unteren Hautschale der Auftriebshilfe ausgeformt ist, an einer
der Vorderkante der unteren Hautschale nahegelegenen und in Spannweitenrichtung
der Auftriebshilfe parallel verlaufenden fiktiven zweiten Profillinie
beendet ist. Ebenso kann ein konischer Verlauf der beiden Erhöhungen von
einer Endkantenleiste, die an der Hinterkante angeordnet ist, zu
einem Kastenholm, der nahe der Vorderkante angeordnet ist, auf denen
ober- und unterseitig jeweils der Schalenrandbereich einer Hautschale
befestigt ist, nicht aus der Druckschrift entnommen werden.Not
are disclosed by those document corresponding solutions, after
which it is intended that the course of a first increase, the
For example, the upper skin shell of the buoyancy aid formed
is close to one of the leading edge of the upper skin shell and
in the spanwise direction of the buoyancy aid parallel
fictional first profile line and the course of the second raise, the
the lower skin shell of the buoyancy aid is formed on a
the leading edge of the lower skin shell nearby and in the spanwise direction
the buoyancy aid parallel fictional second profile line
finished. Likewise, a conical course of the two increases of
an end edge bar, which is located at the trailing edge, too
a box spar disposed near the leading edge on which
above and below the shell edge area of a skin shell
is attached, not to be taken from the publication.
Demzufolge
liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, eine Tragwerk-Profilstruktur
eines Flugzeuges, die eine Implementierung einer strukturell aussteifenden
und stabilisierenden Strukturfunktion umsetzen wird, mit aerodynamischen
Verbesserungen anzugeben, mit der im Hinterkantenbereich einer Tragfläche oder
einer (von mehreren) Auftriebshilfen (Landeklappe und/oder Querruder)
die Entstehung von Zwangskräften
in der Tragwerk-Profilstruktur durch Flügelbiegung und/oder durch Biegung
der angesteuerten Auftriebeshilfe weitestgehend vermieden wird.
Es soll eine Minderung der Lager- und Aktuationskräfte erreicht
werden, so dass an den Krafteinleitungsbereichen der scharnierbeweglich
verbunden Tragwerkelemente eine Gewichtsersparnis erreicht wird.As a result,
The invention is based on the object, a structural profile structure
of an aircraft that is an implementation of a structurally stiffening
and stabilizing structural function will implement, with aerodynamic
To specify improvements with the rear edge area of a wing or
one (of several) buoyancy aids (landing flap and / or ailerons)
the emergence of compulsive forces
in the structural profile structure by wing bending and / or by bending
The driven buoyancy help is largely avoided.
It should achieve a reduction in the storage and Aktuationskräfte
be, so that at the force application areas of the hinged
Connected structural elements a weight saving is achieved.
Diese
Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 angegebenen Maßnahmen
gelöst.
In den weiteren Ansprüchen
werden zweckmäßige Ausgestaltungen dieser
Maßnahmen
angegeben.These
The object is achieved by the measures specified in claim 1
solved.
In the other claims
Be appropriate embodiments of this
activities
specified.
Die
Erfindung ist in einem Ausführungsbeispiel
anhand der Zeichnungen näher
erläutert.
Es zeigenThe
Invention is in one embodiment
closer to the drawings
explained.
Show it
1 den
prinzipiellen Aufbau eines Ruders mit einer der oberen und unteren
Hautschale jeweils ausgeformten rillenförmigen Erhöhung; 1 the basic structure of a rudder with one of the upper and lower skin shell each formed groove-shaped elevation;
2 eine
Ansicht der paßgenau
aufeinander angeordneten rillenförmigen
Erhöhungen
mit Darstellung von deren Fügeflächenbreite; 2 a view of the register with each other arranged groove-shaped elevations showing their joint surface width;
3 die
Ansicht nach 2 in Profiltiefenrichtung; 3 the view after 2 in profile depth direction;
4 den
(sichtbaren inneren) Aufbau des Ruders nach 1 im Querschnitt; 4 the (visible inner) structure of the rudder 1 in cross-section;
5 die
mit zwei Scharnieren ausgeführte bewegliche
Lagerung eines Ruders (Tab) an einer Landeklappe oder einem Tragflügel; 5 the movable mounting of a rudder (Tab) on a landing flap or wing executed with two hinges;
6 die
mit drei Scharnieren ausgeführte bewegliche
Lagerung eines Ruders (Tab) an einer Landeklappe oder einem Tragflügel; 6 the three-hinged movable bearing of a rudder (Tab) on a landing flap or wing;
7 die
Ansicht nach 5 bei einem negativ ausgeführten Ausschlag
des Ruders mit Darstellung der Wirkungsrichtung von strukturbeanspruchenden
Zwangskräften; 7 the view after 5 in the case of a negative rudder deflection with representation of the direction of action of structurally compulsive forces;
8 die
Einzeldarstellung eines mittels mehrerer Scharniere am Tragflügel oder
an der Landeklappe scharnierbeweglich gelagerten Ruders (nach dem
Vorbild der 5 und 7) mit Darstellung
der Wirkungsrichtung von strukturbeanspruchenden Zwangskräften (in
den drei Richtungen); 8th the individual representation of a hingedly mounted by means of several hinges on the wing or on the landing flap rudder (after the model of 5 and 7 ) showing the direction of action of structurally compulsive forces (in the three directions);
9 die
Ansicht eines über
die gesamte Flügel-
oder Landeklappen-Hinterkante am Tragflügel oder an der Landeklappe
scharnierbeweglich gelagerten Ruders (CFK-FINTAB). 9 the view of a hinged over the entire wing or flap rear edge on the wing or on the flap hinged rudder (CFK-FINTAB).
Hinsichtlich
der Lösungen
nach den 5 bis 8 wird eingangs
der Ausführungen
ausgeführt,
so daß sich
weitere Erläuterungen
erübrigen. Es
wird nur soweit ergänzt,
daß sich
in der 5 die bekannten aerodynamischen Probleme bei einer
beabsichtigten Lagerung eines langen Ruders (Tab) in zwei Scharnier-Anbindungen
wiederfinden. Aus der 6 wird man eine aerodynamische
(mit Scharnieren ausgeführte)
Anbindung des Ruders (Tab) an der Landeklappe bzw. am Tragflügel durch
scharnierbewegliche Lagerung in drei Punkten entnehmen, wobei diese
Lagerung schon in der „Null-Grad-Tab-Stellung" Zwangskräfte in der
Struktur erzeugt. In der 7 wird der Ausschlag des Ruders
(Tab) um eine durchgebogene Scharnierlinie dargestellt, wonach bei
einem negativen Tab-Ausschlag in der Tab-Struktur Druck-Zwangskräfte auftreten
werden. In der 8 wird nun ein einzelnes Ruder
(Tab) dargestellt, anhand dessen die Aufmerksamkeit des Betrachter auf
die erforderlichen, optimierten Steifigkeitseigenschaften eines
Ruders gelenkt wird, um damit das Auftreten von Zwangskräften zu
vermeiden, sofern eine aerodynamische (exakt ausgeführte) Anbindung des
Ruders (Tab) an der Landeklappe bzw. am Tragflügel durch Lagerung in mehreren
Punkten geschehen ist. Mit diesen vorgestellten Lösungen wird
beabsichtigt, das hintergründige
Verständnis
des Betrachters für
die (eingangs geschilderte) Problematik zu vertiefen, um einerseits
eine Beseitigung der dem bekannten Stand der Technik anhaftenden
Nachteile zu erkennen und andererseits dessen Neugier auf das nachfolgend
vorgestellte Lösungskonzept,
das anhand eines Ausführungsbeispiels
vorgestellt wird, zu lenken.Regarding the solutions according to the 5 to 8th is executed at the beginning of the explanations, so that further explanations are unnecessary. It is only supplemented to the extent that in the 5 the known aerodynamic problems in an intended storage of a long rudder (Tab) in find two hinge connections. From the 6 One will take an aerodynamic (hinged) connection of the rudder (Tab) on the landing flap or on the wing by hinged storage in three points, this storage generates already in the "zero-degree tab position" constraining forces in the structure . In the 7 The deflection of the rudder (Tab) is represented by a bent hinge line, after which a negative Tab rash in the tab structure pressure forced forces will occur. In the 8th Now, a single rudder (Tab) is shown, by means of which the viewer's attention is directed to the required, optimized stiffness properties of a rudder to avoid the occurrence of constraining forces, provided an aerodynamic (exactly executed) connection of the rudder (Tab) the landing flap or on the wing done by storage in several points. With these solutions presented is intended to deepen the underlying understanding of the observer for the (initially described) problem, on the one hand to recognize a removal of the known prior art disadvantages and on the other hand its curiosity on the solution concept presented below, the basis of an embodiment is presented to direct.
Vorangestellt
wird, daß mit
den aerodynamischen Verbesserungen an einer Tragwerk-Profilstruktur
eines Flugzeuges, die im Hinterkantenbereich einer Tragfläche oder
einer (von mehreren) Auftriebshilfen (Landeklappe und/oder Querruder)
angeordnet ist, die Entstehung von Zwangskräften in der Tragwerk-Profilstruktur
durch Flügelbiegung und/oder
durch Biegung der angesteuerten Auftriebeshilfe weitestgehend vermieden
wird. Danach wird vorgesehen, eine Tragwerk-Profilstruktur einzusetzen,
die nach dem Vorbild der 1 realisiert ist. Diese Tragwerk-Profilstruktur
[für beispielsweise
ein Ruder (Tab) bzw. die Hinterkante eines Ruders, einer Landeklappe
oder eines Tragflügels]
ist mit einer auf dem (allgemein bezeichneten) inneren Aufbau eines Tragflügels oder
einer Auftriebshilfe, ober- und unterhalb abgelegten tragenden aerodynamischen
Fläche realisiert.It is preceded that with the aerodynamic improvements to a structural profile structure of an aircraft, which is located in the trailing edge region of a wing or one (of several) buoyancy aids (landing flap and / or ailerons), the emergence of constraining forces in the structural profile structure by wing bending and / or largely avoided by bending the driven buoyancy help. Thereafter, it is envisaged to use a structural profile structure, which is modeled on the 1 is realized. This structural profile structure [for example, a rudder (Tab) or the trailing edge of a rudder, a landing flap or a wing] with a on the (generally designated) inner structure of a wing or a buoyancy aid, above and below deposited bearing aerodynamic surface realized.
An
dieser Stelle wird erwähnt,
daß unter
Auftriebshilfe (hier beispielsweise) eine Landeklappe oder ein Steuerruder,
vorzugsweise einem Querruder, mit einer aerodynamischen Stellfläche verstanden
wird. Außerdem
bezieht sich der bezeichnete „innerer
Aufbau" hinichtlich
der 1 bis 4 allgemein auf ein (nach der 1 beispielhaftes)
Steuerruder oder eine Landeklappe, die neben (hier vernachlässigten
weiteren Zusatzelementen) in der Hauptsache aus den Komponenten:
Kastenholm 15 und Endkantenleiste 16 besteht,
welche in Spannweitenrichtung der Landeklappe oder des Steuerruder
parallel liegen und in Richtung der Profiltiefe t zueinander beabstandet
sind. Auf dem Kastenholm- und dem Endkantenleistenbereich werden
ober und unterseitig die erwähnten
Hautschalen 4, 5 befestigt, um zu der erwähnten steuerbaren
aerodynamischen Fläche
(Steuerflächenstruktur)
zu gelangen. Letztere ist mit einer an der Vorder- und Hinterkante 1, 2 des Tragflügels oder
der Auftriebshilfe abschließenden und
in deren Spannweitenrichtung sich erstreckenden oberen und unterer
Hautschale 4, 5 (Ober- und Unterschale) vergegenständlicht,
wobei die Auftriebshilfe am hinteren Teil des Tragflügels angeordnet
ist. Der oberen und unteren Hautschale 4, 5 sind (beispielsweise
nach der 9) mehrere rillenförmige Erhöhungen 6, 7 ausgeformt,
die in Spannweitenrichtung 3 (denkbar) des Tragflügels und
(vordergründig)
der Auftriebshilfe [Landeklappe und/oder Steuerruder (Querruder)]
zueinander beabstandet angeordnet sind. Der rillenförmige Verlauf
der Erhöhungen 6, 7 soll
(beispielsweise nach dem Vorbild der 1) definitiv
an der Hinterkante 2 (der Hautschalen 4, 5)
beginnen und in Richtung einer (fiktiven) Profilmittellinie 8 (Skelettlinie)
des inneren Aufbaus verlaufen.At this point it is mentioned that under buoyancy aid (here, for example) a landing flap or a rudder, preferably an aileron, is understood with an aerodynamic footprint. In addition, the designated "internal structure" refers to the 1 to 4 generally to one (after the 1 exemplary) rudder or a landing flap, in addition to (neglected here additional additional elements) in the main of the components: box spar 15 and end edge trim 16 which are parallel in the spanwise direction of the landing flap or the rudder and are spaced apart in the direction of the tread depth t. On the Kastenholm- and the Endkantenleisten area are above and below the mentioned skin shells 4 . 5 attached to the mentioned controllable aerodynamic surface (control surface structure). The latter is with one at the front and rear edge 1 . 2 the wing or buoyancy help final and extending in the spanwise direction upper and lower skin 4 . 5 (Upper and lower shell) objectified, with the buoyancy aid is arranged at the rear of the wing. The upper and lower skin shell 4 . 5 are (for example, after 9 ) several groove-shaped elevations 6 . 7 formed in the spanwise direction 3 (conceivable) of the wing and (superficially) the buoyancy aid [landing flap and / or rudder (aileron)] are arranged spaced from each other. The grooved course of the elevations 6 . 7 should (for example, after the model of 1 ) definitely at the trailing edge 2 (the skin shells 4 . 5 ) and in the direction of a (fictitious) profile centreline 8th (Skeleton line) of the internal structure run.
Es
wird erwähnt,
daß die
genannten Erhöhungen 6, 7,
die (wie genannt) sowohl der oberen als auch der unterern Hautschale 4, 5 mit
gleichartigem Verlauf und gleichartiger Gestalt in gleicher Richtung ausgeformt
werden, eine zur Profilmittellinie 8 geöffnete parabelförmige (parabelgeformte)
Gestalt V-förmigen Aussehens
aufweisen, die der betreffenden Auftriebshilfe (der Landeklappe
und/oder dem Steuerruder) oder (denkbar auch) dem Tragflügel ausgeformt
sind. Dabei wird beispielsweise an als Erhöhungen 6, 7 ausgebildete
konisch geformte aerodynamische Elemente mit parabelfömiger Gestalt,
die man aus den 1, 3 und 4 deutlich
wahrnehmen wird, gedacht. Diese Erhöhungen 6, 7 sind,
eine (nicht näher
erwähnte)
Unterbrechung der (in Spannweitenrichtung angeordneten) Endkantenleiste 16 vorausgesetzt,
innerhalb dem (zwischen der Leisten-Unterbrechung) aufgespannten
Freiraum angeordnet.It is mentioned that the mentioned increases 6 . 7 , which (as mentioned) both the upper and the lower skin shell 4 . 5 be formed with the same course and similar shape in the same direction, one to the profile centerline 8th Having opened parabolic (parabolic) shape V-shaped appearance of the relevant buoyancy aid (the flap and / or the rudder) or (possibly also) the wing are formed. Here, for example, as increases 6 . 7 formed conical shaped aerodynamic elements with parabolic shape, one from the 1 . 3 and 4 clearly perceived, thought. These raises 6 . 7 are, a (not mentioned) interruption of the (arranged in the spanwise direction) Endkantenleiste 16 provided, within the (between the last interruption) spanned clearance arranged.
Diese
Erhöhungen 6, 7 überspannen
mit einer nach oberhalb der oberen Hautschale 4 (Oberschale)
und nach oberhalb der unteren Hautschale 5 (Unterschale)
sich (der Hautoberfläche)
entfernenden parabelförmig
gewölbten
Erhöhung 6, 7,
die im Ursprung der Parabel in eine konusförmige Endform besitzt, paarweise
die betreffende Unterbrechung, da auch vorgesehen ist, daß die Endkantenleiste 16 an mehreren
Stellen unterbrochen ist. Entlang dem (nachfolgend geschilderten)
Verlauf der Erhöhungen 6, 7 in
Profiltiefenrichtung wird man den (nahezu identischen) Verlauf dieser
nach oberhalb parabelförmig
geschwungenen Wölbung
vorfinden, deren formabnehmende Ausformung mit der Verringerung des
Abstandes zur Vorderkante 1 (der Ober- oder Unterschale)
weitestgehend allmählich
abnehmend veränderlich
(mit stetig abnehmender und nach oben geöffneter Parabelform) gestaltet
ist.These raises 6 . 7 span with one to above the upper skin shell 4 (Upper shell) and above the lower skin shell 5 (Lower shell) (parabolic arched elevation) removing (the skin surface) 6 . 7 having in the origin of the parabola in a cone-shaped final shape, in pairs the interruption in question, since it is also provided that the end edge strip 16 is interrupted in several places. Along the (described below) course of the increases 6 . 7 in the profile depth direction you will find the (almost identical) course of this upward curved parabola curvature whose formabnehmende formation with the reduction of the distance to the front edge 1 (the upper or Lower shell) largely gradually decreasing variable (with steadily decreasing and upwardly open parabolic shape) is designed.
Im
Detail betrachtet ist die erwähnte
Ausformung der Erhöhungen 6, 7 mit
der Verringerung des Abstandes zur Vorderkante 1 (der Hautschalen 4, 5) formabnehmend
und variabel gestaltet. Variabel deshalb, weil beim Tragflügel einerseits
der Verlauf der Erhöhungen 6, 7,
die der oberen und unteren Hautschale 4, 5 des
betreffenden Tragflügels
ausgeformt sind, entweder nahegelegen der Hinterkante 2 der Hautschalen 4, 5 oder
mittig der Profiltife t (des Tragflügels) [allgemein: nicht die
Mitte der Profiltiefe t des Tragflügels überschreitend] beendet ist.
Andererseits ist bei der betreffenden Auftriebshilfe (Landeklappe oder
Steuerruder) vorgesehen, daß der
Verlauf der Erhöhungen 6, 7,
die der oberen und unteren Hautschale 4, 5 der
betreffenden Auftriebshilfe ausgeformt sind, (allgemein betrachtet)
wenigstens die Mitte der Profiltiefe t (der betreffenden Auftriebshilfe) überschreitend
ist. Dabei ist bedacht, daß der
Verlauf der Erhöhungen 6, 7 an
einer der Vorderkante 1 der oberen und unteren Hautschale 4, 5 nahegelegenen und
in Spannweitenrichtung 3 der betreffenden Auftriebshilfe
parallel verlaufenden fiktiven ersten und zweiten Profillinie 10a, 10 beendet
ist.Considered in detail is the mentioned formation of the elevations 6 . 7 with the reduction of the distance to the leading edge 1 (the skin shells 4 . 5 ) designed formabnehmend and variable. Variable, because the wing on the one hand, the course of the increases 6 . 7 , the upper and lower skin 4 . 5 of the wing in question, either near the trailing edge 2 the skin shells 4 . 5 or in the middle of the profile t (of the wing) [in general: not exceeding the center of tread t of the wing]. On the other hand, in the relevant buoyancy aid (landing flap or rudder) provided that the course of the increases 6 . 7 , the upper and lower skin 4 . 5 the relevant buoyancy aid are formed, (generally considered) at least the middle of the tread depth t (the relevant buoyancy aid) is bordering. It is important to remember that the course of the increases 6 . 7 at one of the front edges 1 the upper and lower skin shell 4 . 5 nearby and spanwise 3 the respective buoyancy aid parallel fictitious first and second profile line 10a . 10 finished.
Die
Ausformung der (in Richtung der Profilmittellinie 8) paarweise
angeordneten Erhöhungen 6, 7 ist
endkantenseitig an einer spitzenartig zulaufenden Endkante 13, 14 abgeschlossen,
die nach der 1 an der (in Spannweitenrichtung
der Landeklappe oder des Steuerruders) verlaufenden (sogenannten)
ersten und zweiten fiktiven Profillinie 10a, 10 die
beispielsweise nahe dem Kastenholm 15 liegt oder unmittelbar
die (nach außerhalb
des inneren Aufbaus nicht sichtbare und nicht hautbedeckte rückwärtige) Oberfläche des
Holmbereiches tangiert. Demnach ist (allgemein betrachtet) der Verlauf
der ersten Erhöhung 6 in
etwa an der Verlängerung
einer fiktiven Endkanten-Achse L, die lotrecht stehend auf der Profilmittellinie 8 ist
und die eine (nahe dem Kastenholm 15 gelegene oder diesen
tangierende) Spitze 13a tangiert, in welche der Bereich
der Endkante 13 der verjüngten zweiten Erhöhung mündet, beendet.The shape of the (in the direction of the profile center line 8th ) in pairs arranged elevations 6 . 7 is end edge side at a tip-like tapered end edge 13 . 14 completed after the 1 on the (in the spanwise direction of the landing flap or the rudder) running (so-called) first and second fictitious profile line 10a . 10 for example, near the box spar 15 lies or directly (not visible to the outside of the internal structure and not skin covered back) surface of the spar area touched. Accordingly, the course of the first increase is (generally considered) 6 approximately at the extension of a fictitious end-edge axis L, the vertical standing on the profile center line 8th is and the one (near the box spar 15 located or tangent to this) tip 13a tangent, in which the area of the end edge 13 the rejuvenated second increase ends, finished.
Aus
der 1 läßt sich
auch (ohne weiteres) erkennen, daß der oberen Hautschale 4 (Oberschale)
eine erste Erhöhung 6 und
der unteren Hautschale 5 (Unterschale) eine zweite Erhöhung 7 ausgeformt
ist.From the 1 can be seen (without further notice) that the upper skin shell 4 (Upper shell) a first increase 6 and the lower skin shell 5 (Lower shell) a second increase 7 is formed.
Beide
paarweise installierten Erhöhungen 6, 7 sind
in einem (oberhalb der Hautauflagefläche der Endkantenleiste 16 angeordneten)
Hinterkanten-Endbereich 9 des Tragflügels oder der betreffenden
Auftriebshilfe, der durch die Hinterkante 2 und eine letzterer
nahegelegene und ihr parallel verlaufende (sogenannten) fiktive
dritte Profillinie 11 eingegrenzt ist und in deren Spannweitenrichtung 3 [in Tab(achsen)-x-Richtung]
verläuft,
zueinander entlang einer Tab-z-Achse aufliegend passgenau gefügt sind.Both increases installed in pairs 6 . 7 are in one (above the skin support surface of the end edge trim 16 arranged) trailing edge end region 9 the wing or the buoyancy aid concerned by the trailing edge 2 and a latter close-fitting and their parallel (so-called) fictitious third profile line 11 is limited and in the spanwise direction 3 [in tab (axes) -x-direction], are fitted to each other along a tab-z-axis overlapping fit.
Mit
einem (vorgreifenden) Blick auf die 9 wird man
dieser Figur außerdem
entnehmen, daß aus
stabilitätserhaltenden
und aerodynamischen Gründen
den betreffenden Auftriebshilfen oder (denkbar) dem Tragflügel (nach
dem Vorbild der 1) mehrere paarweise angeordnete
Erhöhungen 6, 7,
welche die Hautschalen 4, 5 in Tab(achsen)-z-Richtung
aussteifen werden, ausgeformt werden, die nach dem Vorbild der ersten
Erhöhung 6 aus der
oberen Hautschale 4 und dem Vorbild der zweiten Erhöhung 7 aus
der unteren Hautschale 5 ausgeformt sind.With a (anticipatory) view of the 9 In addition, it will be seen from this figure that, for reasons of stability and aerodynamics, the buoyancy aid in question or (conceivably) the wing (on the model of 1 ) several pairs of elevations 6 . 7 which the skin peels 4 . 5 in tab (axes) -z-direction stiffen, which are modeled on the first increase 6 from the upper skin shell 4 and the model of the second increase 7 from the lower skin shell 5 are formed.
Die
Fügung
der beiden Erhöhungen 6, 7 soll beispielsweise,
sofern die Ausführung
der Auftriebshilfen [beispielsweise der Landeklappe oder des Steuerruders
oder (zukunftsträchtig
gedacht) des Tragflügels – [(denkbar)
bei einem Großraumflugzeug]
nach dem Vorbild der 9 in CFK-Bauweise geschehen
wird, mit Hilfe eines geeigneten Klebstoffs (Kalt- oder Warmkleber
respektive Ein- oder Mehrkomponentenkleber) oder einem anderen geeigneten
Klebeverbindungsmittel realisiert werden, der die beiden paßgenau geformten
und einander aufliegenden Fügeflächen (Auflageflächen) der
ersten und zweiten Erhöhung 6, 7,
wie in 1 gezeigt, innerhalb dem Hinterkanten-Endbereich 9 stoffschlüssig und
unlösbar
befestigt verbindet. Dabei wird das Fügen der beiden Erhöhungen 6, 7 mit
oder ohne Zufuhr von Wärme
und mit oder ohne Anwendung von Kraft (Druckbeaufschlagung der Fügeflächen) erfolgen.
Die zu verbindenden Erhöhungen 6, 7 bleiben
an der Fügestelle
im festen Zustand.The addition of the two increases 6 . 7 should, for example, provided that the execution of the buoyancy aids [for example, the landing flap or rudder or (thoughtfully intended) of the wing - [(conceivable) in a wide-body aircraft] on the model of 9 In CFK construction is done with the help of a suitable adhesive (cold or hot glue respectively one- or multi-component adhesive) or other suitable adhesive connection means are realized, the two precisely shaped and resting mating surfaces (bearing surfaces) of the first and second increase 6 . 7 , as in 1 shown within the trailing edge end region 9 cohesively and permanently attached connects. This will be the joining of the two increases 6 . 7 with or without supply of heat and with or without application of force (pressurization of the joining surfaces). The increases to be connected 6 . 7 stay solid at the joint.
Einen
Auszug aus der 1 wird man in der 2 wiederfinden.
Aus dieser 2 kann man deutlich den Fügebereich
der aufeinander gelegenen Erhöhungen 6, 7,
welche im Flugzeugbau auch als „Finnen" bezeichnet werden, erkennen. Dabei
besitzen die parabelförmig
[zur (figurlich) nicht gezeigten] Profilmittellinie 8 in
Tab(achsen)-z-Richtung] geöffneten
Erhöhungen 6, 7 im
angegeben Abmaß der
[in Tab(achsen)-y-Richtung sich erstreckenden] Fügeflächenbreite eine (aufeinander
abgestimmte) passende Geometrie, um eine nahezu von Hohlstellen befreite
Fügung
der zu klebenden Fügeflächen (im Trockenzustand)
zu erhalten.An excerpt from the 1 you will be in the 2 find. From this 2 you can clearly see the joining area of the successive elevations 6 . 7 , which are also referred to in the aircraft industry as "Finns" recognize., In this case have the parabolic [not shown to (figuratively)] profile center line 8th in tab (axes) -z-direction] increases 6 . 7 in the given dimension of the joint surface width [in tab (axes) -y direction] a matching geometry in order to obtain an almost freed of voids joint of the bonding surfaces to be bonded (in the dry state).
Ergänzt wird
die Lage eines einzelnen Paares an Erhöhungen 6, 7 (Finnen)
durch die Querschnitts-Darstellung
nach der 3.The situation of a single pair of elevations is supplemented 6 . 7 (Finns) by the cross-sectional representation after the 3 ,
Aus
der 4 kann man den Längsschnitt einer Landeklappe
oder eines Steuerrruders (Querruders) entnehmen, in welcher der
Verlauf der Erhöhungen 6, 7 in
Profiltiefenrichtung ([in Tab(achsen)-y-Richtung] dargestellt wird.From the 4 you can see the longitudinal section of a landing flap or a steering rudder (cross rudder), in which the course of the elevations 6 . 7 in profile depth direction ([in tab (axes) -y direction].
Abbschließend wird
noch auf die 9 verwiesen, die ein praktisches
Beispiel für
die Umsetzung der vorangeschilderten Lösung nach den 1 bis 4 vermittelt.
Aus der 9 wird man eine Landeklappe
(Flap) mit einem über
mehrere Scharniere 17 scharnierbeweglich angebundenen Ruder 18 (Tab)
in CFK-Bauweise, das von Fachleuten als „CFK-FINTAB" bezeichnet wird,
erblicken. Deutlich ist die Anbindung des Ruders 18 über die
gesamte Hinterkantenlänge
der Landeklappe (Flap) erkennbar. Ungeachtet der zusätzlichen
Darstellung der Aktuatoren und der Flap-Track-Fairings, auf die
nicht näher
eingegangen wird, findet man hier ein typisches Anwendungsbeispiel
vor, das (auch aufgrund der eintreffenden Gewichtsersparnis) möglicherweise
bei einem Großraumflugzeug
entsprechende Beachtung finden wird.Finally it will be on the 9 which is a practical example of the implementation of the aforementioned solution according to the 1 to 4 taught. From the 9 you will have a flap (flap) with one over several hinges 17 hinged tailed oars 18 (Tab) in CFRP construction, which is referred to by experts as "CFK-FINTAB" See clearly, the connection of the rudder 18 recognizable over the entire trailing edge length of the flap (Flap). Notwithstanding the additional illustration of the actuators and the flap-track fairings, which will not be discussed in more detail, you will find here a typical example of application, which (also due to the incoming weight savings) may possibly receive appropriate attention in a widebody aircraft.
Zusammenfassen
läßt sich
abschließend
folgender Sachverhalt. Ausgehend von den Lösungen nach den 5 bis 8,
welche hinsichtlich der Vermeidung der eingangs geschilderten Nachteile dieser
Lösungen
einen Lösungsansatz
für das
Auffinden einer verbesserten (geeigneteren) innovativen Lösung darstellen,
scheint es (auf Auftriebshilfen bezogen) sinnvoll, die beipielhafte
Landeklappe oder das Steuerruder (bezeichnet als „Tab") über mehrere Scharniergelenke
anzubinden und eine Flexibilität um
die Tab-z-Achse gewissermaßen
mit in das Tab einzubauen, wonach sich das Tab in einer Null-Grad-Stellung
als auch im ausgeschlagenen Zustand an die vom Tragflügel vorgegebene
Hingelinie anpassen sollte, ohne daß Zwangskräfte entstehen können (vgl. 8).
Aus diesem Ansatz resultiert die Intuition, eine leichte und aerodynamisch
exakt angebundene Steuerfläche
zu verwirklichen, welche beispielsweise über die gesamte Länge der
Flügelhinterkante
verläuft.
Ebenfalls sollten die auftretenden Lager- und Aktionskräfte gemindert
werden, so daß es
machbar scheint, an diesen Krafteinleitungsbereichen Gewicht einzusparen.
Eine dafür
geeignete Lösung
wird in den 1 bis 4 und 8 gezeigt. In
der 1 wird nun der Aufbau einer Steuerflächen-Struktur
dargestellt, der den erwähnten
Ansprüchen
gerecht wird. Diese Steuerflächen-Struktur setzt
sich (in der Hauptsache aus den Hauptkomponenten: „Kastenholm 15,
obere Hautschale 4 (Oberschale), untere Hautschale 5 (Unterschale),
Endkantenleiste 16" zusammen,
wobei der innerer Aufbau dieses Teiles der Tragwerk-Struktur neben
dem Kastenholm 15 und der Endkantenleiste 16 durch
weitere (nicht näher
gezeigte) Strukturelemente (Versteifungs- und Verbindungselemente)
vervollständigt wird.
Zur Gewährleistung
der Flexibilität
um die Tab-Hochachse [Tab(achsen)-z-Achse] sind aus den Hautschalen 4, 5 konisch
zum Kastenholm 15 auslaufende rillenförmige Erhöhungen 6, 7 (Finnen)
ausgeformt. Die erste Erhöhung 6 (obere
Finne) läuft
in die Tab-Struktur hinein und endet an einer Endkanten-Achse L,
die lotrecht auf der Profilmittellinie 8 steht und welche
der Endkantenbereich der (unterhalb der ersten Erhöhung 6 verlaufenden)
zweiten Erhöhung 7 (unteren
Finne) tangiert, wobei die zweite Erhöhung 7 aus der Tab-Struktur
hinausläuft.
Im Freiraum des Endleistenbereiches (der abschnittsweise unterbrochenen
Endkantenleiste 16 sind die Erhöhungen 6, 7 (Finnen)
passgenau zueinander gefertigt und über eine Klebung gefügt (vgl. 1).In conclusion, the following facts can be summarized. Starting from the solutions after the 5 to 8th , which represent a solution for finding an improved (more suitable) innovative solution in terms of avoiding the above-mentioned disadvantages of these solutions, it seems (based on buoyancy aids) makes sense, the bipolar landing flap or the rudder (referred to as "tab") on several hinge joints and to incorporate a flexibility around the Tab-z-axis into the tab, according to which the tab in a zero-degree position as well as in the worn state should adapt to the specified by the wing Hingelinie without forced forces can arise (see , 8th ). This approach results in the intuition of realizing a light and aerodynamically precisely connected control surface which, for example, extends over the entire length of the blade trailing edge. Also, the occurring bearing and action forces should be reduced, so that it seems feasible to save weight at these force application areas. A suitable solution is in the 1 to 4 and 8th shown. In the 1 Now the construction of a control surface structure is shown, which meets the aforementioned claims. This control surface structure consists (in the main of the main components: "box spar 15 , upper skin shell 4 (Upper shell), lower skin shell 5 (Lower shell), end edge trim 16 "together, with the internal structure of this part of the structure of the structure next to the box spar 15 and the end edge trim 16 by further (not shown in detail) structural elements (stiffening and connecting elements) is completed. To ensure flexibility around the tab vertical axis [Tab (axes) -z axis] are out of the skin shells 4 . 5 conical to the box spar 15 expiring grooved elevations 6 . 7 (Finns) formed. The first increase 6 (upper fin) enters the tab structure and terminates on an end edge axis L perpendicular to the profile centerline 8th and which of the end edge areas of (below the first elevation 6 extending) second increase 7 (lower fin) tangent, with the second increase 7 out of the tab structure. In the free space of the Endleistenbereiches (the sections interrupted end edge strip 16 are the raises 6 . 7 (Finns) made to fit each other and joined via a bond (see. 1 ).
Die
rillenförmigen
Erhöhungen 6, 7 (Finnen) dienen
als Federelemente bzw. Dehnfalten und gewährleisten die notwendige Flexibilität um die Tab-Hochachse
[Tab(achsen)-z-Achse]. Zum Kastenholm 15 verlaufend nimmt
die Höhe
der Erhöhungen 6, 7 (Finnen)
entlang der Tab-Hochachse ab, da sich hier die neutrale Faser des
einzelnen Tabs befindet und somit weniger Verformung stattfinden
wird. Die Erhöhungen 6, 7 (Finnen)
steifen die Hautschalen 4, 5 in Tab(achsen)-z-Richtung
aus, ebenfalls versteifen sie über
ihre Verbindung miteinander den gesamten Struktur-Körper. Sie übernehmen
somit die Rippenfunktion (Querkraftübertragung). Durch das Ineinanderlaufen
der Erhöhungen 6, 7 (Finnen)
erübrigt
sich eine Dichtung des dehnbaren Bereiches. Der Kastenholm 15 übernimmt
die Torsionsaufnahme im größeren Maße, der
daher sehr torsionssteif dimensioniert wird, wobei ein geschlossenes
Profil mit einem +/– 45°-igen Faserverbundaufbau
ideal ist.The grooved elevations 6 . 7 (Finns) serve as spring elements or expansion folds and ensure the necessary flexibility around the tab vertical axis [Tab (axes) -z-axis]. To the box spar 15 running takes the height of the increases 6 . 7 (Finns) along the tab vertical axis, because here is the neutral fiber of the individual tabs and thus less deformation will take place. The raises 6 . 7 (Finns) stiff the skin shells 4 . 5 in tab (axes) -z-direction, they also stiffen over their connection with each other the entire structure body. They thus assume the rib function (lateral force transmission). By the running together of the elevations 6 . 7 (Finns) a seal of the stretchable area is unnecessary. The box spar 15 takes over the torsion up to a greater extent, which is therefore very torsionally rigid dimensions, with a closed profile with a +/- 45 ° -igen fiber composite structure is ideal.
-
11
-
Vorderkanteleading edge
-
22
-
Hinterkantetrailing edge
-
33
-
Spannweitenrichtungspan direction
-
44
-
obere
Hautschale; Oberschaleupper
Skin peeling; Upper shell
-
55
-
untere
Hautschale; Unterschalelower
Skin peeling; subshell
-
66
-
erste
Erhöhung,
rillenförmigfirst
Increase,
groove-shaped
-
77
-
zweite
Erhöhung,
rillenförmigsecond
Increase,
groove-shaped
-
88th
-
ProfilmittellinieProfile center line
-
99
-
Hinterkanten-EndbereichTrailing edge end portion
-
10a10a
-
erste
fiktive Profilliniefirst
fictitious profile line
-
1010
-
zweite
fiktive Profilliniesecond
fictitious profile line
-
1111
-
dritte
fiktive Profilliniethird
fictitious profile line
-
1212
-
Landeklappeflap
-
1313
-
Endkante
(der zweiten Erhöhung 6)End edge (the second increase 6 )
-
13a13a
-
Spitzetop
-
1414
-
Endkante
(der ersten Erhöhung 6)End edge (the first increase 6 )
-
1515
-
Kastenholmbox Holm
-
1616
-
EndkantenleisteEndkantenleiste
-
1717
-
Scharnierhinge
-
1818
-
Ruder
(Tab)rudder
(Tab)
-
tt
-
Profiltiefetread depth
-
LL
-
Endkanten-AchseEnd edges axis
