WO2016162374A1

WO2016162374A1 - Flügelstruktur für flugobjekte

Info

Publication number: WO2016162374A1
Application number: PCT/EP2016/057513
Authority: WO
Inventors: Christian ÜCKERT; Tobias Bach; Olaf Steffen; Denise DÜRING; Robert Kaps; Markus Kleineberg; Christian Hühne
Original assignee: Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V.
Priority date: 2015-04-08
Filing date: 2016-04-06
Publication date: 2016-10-13
Also published as: FR3034749B1; DE102015105298A1; FR3034749A1; US20180072401A1; US10661886B2; DE102015105298B4

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Flügelstruktur (1) für Flugobjekte mit einer Flügelvorderkante (4) und einem Flügelkasten (2), wobei die Flügelvorderkante insbesondere lösbar an dem Flügelkasten angeordnet werden soll. Hierfür wird die Flügelvorderkante zum Einen innerhalb eines Fügeabschnittes (9) mit dem Flügelkasten einerseits und mit einer Befestigung (12) in der Nähe des Nasenabschnittes (15) an Rippenverlängerungen (11) des Flügelkastens andererseits angeschlossen, sodass sich an der Oberseite (16) der Flügelvorderkante ein fixierfreier Abschnitt (14) erstreckt, um thermisch bedingte Deformationen im Flugbetrieb auszugleichen.

Description

Flügelstruktur für Flugobjekte

Die Erfindung betrifft eine Flügelstruktur für Flugobjekte mit einer Flügelvorder- kante und einem Flügelkasten. Die Erfindung betrifft ebenso ein Austauschverfahren zum Austauschen einer Flügelvorderkante hierzu.

Im Sinne der vorliegenden Erfindung werden unter dem Begriff „Flügelstruktur" diejenigen Elemente eines Flugobjektes verstanden, die von dem Rumpf des Flugobjektes abstehend angeordnet sind und bei bestimmungsgemäßen Gebrauch des Flugobjektes durch Luftschichten angeströmt werden, wodurch aerodynamische Kräfte hervorgerufen werden. So sind die Tragflügel (Tragflächen) insbesondere eine Flügelstruktur im Sinne der vorliegenden Erfindung. Die Profilflächen der Flügelstrukturen von Flugobjekten, wie bspw. Tragflächen von Verkehrsflugzeugen, besitzen zunächst grundsätzlich laminare Grenzschichten, die bei heutigen Verkehrsflugzeugen jedoch frühzeitig in turbulente Grenzschichten umschlagen. Eine solche turbulente Grenzschicht weist dabei einen deutlich erhöhten Reibungswiderstand auf als eine laminare Grenz- schicht. Die Instabilität der Grenzschicht, die zum Umschlag führt, wird durch Formabweichungen, wie sie Lücken und Stufen der Kontur der Profilfläche darstellen, begünstigt.

Zulässige Werte für diese Formabweichungen sind bspw. 0,5 mm für Stufen entgegen der Strömungsrichtung sowie 0,1 mm für Stufen in Richtung der Strömung. Werden derlei Formabweichungen insbesondere im Vorderbereich der aerodynamischen Funktionsfläche vermieden, führt dies zu einem späteren Umschlag der Strömung von einer laminaren Grenzschicht in eine turbulente Grenz- schicht und somit zu einem erweiterten Bereich der laminaren Profilumströmung. Dies wiederum führt zu einer Widerstandsreduzierung und direkter Treibstoffeinsparung bzw. gesteigerten Reichweite des Flugzeuges.

Heutige Verkehrsflugzeuge benötigen zur Erzeugung des zur Kompensation der Massekraft erforderlichen Auftriebs in der Start- und Landephase spezielle Einrichtungen an den Tragflügeln, die als Hochauftriebssysteme bezeichnet werden. Betrachtet man die Luftströmung vor allem im Hinblick auf die Lamina- rität der Grenzschicht, sind die Hochauftriebssysteme am Vorflügel von übergeordneter Bedeutung. Hierbei werden im Stand der Technik zwei verschiede- ne Ausführungsformen unterschieden: a) die ausfahrbaren Vorflügel (Slats) und

b) die Krüger-Klappen (Krueger-flaps). Bei den ausfahrbaren Vorflügeln wird die Spitze des Flügels auf Schienen geführt und im Bedarfsfall nach vorne ausgefahren . Im eingezogenen Zustand hinterlassen sie dabei eine Lücke bzw. einen Absatz auf der Oberseite der aerodynamischen Oberfläche des Flügels, sodass ab diesem Bereich eine laminare Grenzschicht nicht mehr möglich ist. Im Gegensatz dazu stören die Krue- ger-flaps die aerodynamische Oberfläche auf der Flügeloberseite nicht, da sie aus der Unterseite des Vorflügels ausgeklappt werden.

Grundsätzlich weist der Tragflügel eines Verkehrsflugzeuges als eine Hauptkomponente einen Flügelkasten auf, der zwei diametral gegenüberliegende Flügelschalen hat, die mit Hilfe von Holmen und Rippen im Inneren des Flügelkastens gehalten werden und dabei der Einhaltung der geforderten Profilkontur des Flügels dienen . Häufig bildet der Flügelkasten dabei auch einen innenliegenden Treibstofftank. In Strömungsrichtung vor dem Flügelkasten wird die Flügelvorderkante befestigt, welche die äußere Strömungsoberfläche des Flügelkastens (gebildet durch die Flügelschalen) mit der äußeren Strömungsober- fläche der Flügelvorderkante zu einem Strömungsprofil verbindet und darüber hinaus die bei einigen Flugzeugen vorgesehenen Hochauftriebssysteme im Vorflügel enthält.

Bei einem konventionellen Verkehrsflugzeug wird der Tragflügel in der Regel aus einem Aluminiummaterial gefertigt, wobei die Struktur der Flügelvorderkante mit der Struktur des Flügelkastens vernietet wird. Eine solche Nietverbindung zeichnet sich dabei dadurch aus, dass ein entsprechender Bolzen bzw. ein Befestigungsmittel durch die Oberfläche der jeweiligen Struktur geführt wird, wobei an den äußeren Kanten dann ein entsprechender Abschluss vorgesehen ist. Die Flügelvorderkante und eine der Flügelschalen des Flügelkastens werden hierfür überlappend angeordnet und dann mit mehreren Nietverbindungen verbunden, wobei eine solche Nietverbindung eine zusätzliche Störung auf der Strömungsoberfläche darstellt und somit die Grenzschicht negativ beeinflusse So wird durch den Nietkopf an der Strömungsoberfläche der Umschlag von der laminaren in eine turbulente Grenzschicht begünstigt, sodass grundsätzlich eine derartige Nietverbindung im Vorflügelbereich vermieden werden sollte.

Zwar gibt es Bestrebungen, die Tragflügel, insbesondere die Flügelvorderkante und den Flügelkasten mit den Flügelschalen, integral auszubilden, sodass die Flügelvorderkante und der Flügelkasten aus einem einzigen Bauteil gefertigt sind. Dies hätte zwar den Vorteil, dass die Strömungsoberfläche frei von Störungen wäre, was sich grundsätzlich günstig auf die Laminarströmung auswirkt. Allerdings ist die Flügelvorderkante eines Verkehrsflugzeuges gegenüber Be- Schädigungen besonders exponiert, sodass es regelmäßig zu sogenannten Vogelschlägen, d.h . Zusammenstößen mit Vögeln kommt, die zur Beschädigung der Struktur der Flügelvorderkante führen. In einer solchen integralen Bauweise wäre nun die Vorderkante nicht mehr austauschbar, sodass die beschädigte Struktur entweder repariert werden müsste oder der komplette Flügel ausgetauscht werden müsste. Aufgrund der Tatsache, dass ein Flügel jedoch wichti- ge Elemente wie bspw. einen Treibstofftank enthält, ist der vollständige Austausch eines Flügels nur aufgrund einer Beschädigung an der Flügelvorderkante wirtschaftlich nicht zu rechtfertigen .

Aus diesem Grund ist trotz der beschriebenen Problematik bei der differentiel- len Bauweise eines Tragflügels und trotz der auf der Hand liegenden Vorteile einer integralen Bauweise allein aus ökonomischen Aspekten die differentielle Bauweise vorzuziehen, da nur so ein Austauschen einer Flügelvorderkante mit adäquatem Aufwand möglich ist.

Eine weitere Möglichkeit, Treibstoff einzusparen und so gegebenenfalls die Reichweite des Flugzeuges zu verlängern, besteht darin, das Gesamtgewicht des Flugzeuges zu reduzieren. Aufgrund der hohen Festigkeit und Steifigkeit sowie des dabei sehr geringen Gewichtes sind dabei Faserverbundwerkstoffe, wie bspw. Kohlenstofffasern-Verbundwerkstoffe, aus der Luft- und Raumfahrt heute nicht mehr wegzudenken. Dabei werden zunehmend auch strukturkritische Bauteile aus diesem Werkstoff hergestellt, um Gewicht einzusparen. Es bestehen daher große Bestrebungen, die Tragflügel von Flugzeugen, insbesondere von Verkehrsflugzeugen, vollständig aus einem Faserverbundwerkstoff herzustellen, da hierdurch signifikant das Gesamtgewicht eines Flugzeuges reduziert werden kann.

Hält man an der differentiellen Bauweise und der konsequenten Verwendung von Faserverbundwerkstoffen fest, so bedarf es neuer Verbindungsmechanismen, um die einzelnen Bauelemente zu verbinden. Dies trifft insbesondere dann zu, wenn neben der konsequenten Verwendung von Faserverbundwerkstoffen bzw. Leichtbauwerkstoffen auch die Laminaritätskriterien erfüllt werden sollen.

Aus der DE 10 201 2 109 233 A1 ist bekannt, die Flügelvorderkante an den Flügelkasten mit Hilfe von innenliegenden Befestigungsmitteln zu befestigen, wobei die Flügelvorderkante an den Rippenverlängerungen des Flügelkastens angebracht wird. Im Bereich des Übergangs zwischen Flügelvorderkante und Flügelschale des Flügelkastens ist darüber hinaus vorgesehen, ein L-Profil an die Flügelvorderkante mit Hilfe einer Nietverbindung zu befestigen, um so die Flügelvorderkante im Übergangsbereich an dem Flügelkasten zu befestigen. Hierbei wird die Verbindung zwischen Flügelvorderkante und L-Profil unter die Flügelhaut des Flügelkastens geschoben und somit durch die Flügelschale verdeckt. Ein etwaiger entstehender Oberflächenabsatz kann mit einem Füllmaterial verfüllt werden . Nach dem gegenwärtigen Erkenntnisstand ist für eine Flügelvorderkante aus einem Faserverbundwerkstoff ein metallischer Erosionsschutz auf der Außenseite der Flügelvorderkante notwendig, um die Struktur der Flügelvorderkante zu schützen. Ein derartiger metallischer Erosionsschutz als Schutzschicht an der Außenseite kann bspw. eine Stahlfolie sein, welche die darunter liegende Strukturschicht der Flügelvorderkante aus einem Faserverbundwerkstoff schützt. Die während des Betriebs des Flugzeuges auftretenden unterschiedlichen Umgebungstemperaturen führen jedoch zu thermischen Deformationen des Bauteils über den Temperaturbereich, da die außenliegende metallische Schicht einen höheren thermischen Ausdehnungskoeffizienten aufweist als die darunter liegende Strukturschicht. Bei Zunahme der Temperatur dehnt sich die äußere Metallschicht aus, sodass sich die Kontur der Flügelvorderkante verändert. Bei der Anbindung der Flügelvorderkante an die Rippenanschlüsse des Flügelkastens können so im Betrieb des Flugzeuges Zwangskräfte auftreten, welche die Strömungsoberfläche der Flügelvorderkante aufgrund thermischer Deformationen so verändern, dass sie einer laminaren Grenzschichthaltung entgegenstehen . Es ist daher Aufgabe der vorliegenden Erfindung eine verbesserte Flügelstruktur anzugeben, bei der die Strömungsoberfläche trotz thermischer Deformationen nach wie vor eine laminare Grenzschicht begünstigt, wenn insbesondere die Flügelvorderkante eine Schutzschicht aus einem Material aufweist, das einen deutlich anderen Wärmeausdehnungskoeffizienten besitzt als das Material der Strukturschicht. Insbesondere sollen hierbei die Austauschbarkeit der Flügelvorderkante und das Prinzip der differentiellen Bauweise gewahrt bleiben. Die Aufgabe wird mit der Flügelstruktur gemäß Anspruch 1 erfindungsgemäß gelöst.

Demnach wird eine Flügelstruktur für Flugobjekte vorgeschlagen, die eine Flügelvorderkante und einen Flügelkasten hat. Die Flügelvorderkante der Flügel- struktur weist dabei eine Strukturschicht aus einem ersten Material und eine darauf angeordnete Schutzschicht aus einem zweiten Material auf, wobei das zweite Material von dem ersten Material verschieden ist und wobei die äußere Oberfläche der Schutzschicht die äußere umströmende Oberfläche bildet. Der Flügelkasten weist wenigstens eine Flügelschale auf, vorzugsweise jedoch zwei diametral gegenüberliegende Flügelschalen (Oberschale und Unterschale), wobei die Flügelvorderkante an dem Flügelkasten insbesondere lösbar befestigt ist. Durch das Befestigen der Flügelvorderkaten an dem Flügelkasten, bspw. an entsprechenden Befestigungselementen wie Holme oder Rippen oder durch das Verbinden der Flügelvorderkante mit einer der Flügelschalen, wird durch die Flügelvorderkante und die Flügelschale des Flügelkastens gemeinsam die umströmende Strömungsoberfläche der Flügelstruktur zumindest teilweise gebildet.

Die Flügelvorderkante und die wenigstens eine Flügelschale bilden zusammen an einer Außenseite eine umströmbare Strömungsoberfläche, wobei jeweils an einer Innenseite ein zur Außenseite abgegrenzter Innenraum ausgebildet wird . So ist es bspw. denkbar, dass in dem Innenraum, insbesondere im Bereich der Flügelvorderkante, Hochauftriebssysteme wie bspw. die Krueger-flaps angeordnet werden, die dann nach unten ausgeklappt werden. Zur Befestigung der Flügelvorderkante an dem Flügelkasten bildet die Flügelvorderkante an einer ersten Seite, die sich spannweitig erstreckt, einen Fügeabschnitt aus, der sich entlang der ersten Seite ebenfalls spannweitig erstreckt und innerhalb dessen die Flügelvorderkante an dem Flügelkasten befestigt ist. In diesem Fügeabschnitt wird somit die Flügelvorderkante an dem Flügelkasten so befestigt, dass sich die Flügelstruktur ausbildet und sich eine Strömungsoberfläche von Flügelvorderkante und Flügelschale des Flügelkastens ergibt. In einer einfachsten Ausführungsform kann in dem Fügeabschnitt bspw. ein L- Profil vorgesehen sein, dessen zweiter Schenkel in den Innenraum der Flügelstruktur ragt und an einem Versteifungselement bzw. dem Vorderholm des Fl ü- gelkastens befestigt wird, so wie dies bspw. die DE 10 2012 109 233 A1 offenbart. Ein entsprechend entstehender Oberflächenabsatz bedingt durch das Fügen von Flügelvorderkante und Flügelkasten kann bspw. mit einer Füllmasse ausgeglichen werden. In der klassischen Luftfahrt weist der Flügelkasten einer Tragfläche quer zur Strömungsrichtung verlaufende Holme auf, die die Tragfläche spannweitig stabilisieren, während hierzu quer und meist im Wesentlichen parallel zur Strömungsrichtung verlaufende Rippen vorgesehen sind, an denen bspw. die Flügelschalen befestigt werden können. In der Flügelstruktur der vorliegenden Er- findung ist nun vorgesehen, dass Verbindungselemente, die im Wesentlichen parallel zur Strömungsrichtung in oder an dem Flügelkasten vorgesehen sind, sich in den Innenraum der Flügelvorderkante erstrecken, um so die Flügelvorderkante neben einer Befestigung in dem Fügeabschnitt auch an den Verbindungselementen des Flügelkastens zu befestigen . Derartige Verbindungsele- mente können bspw. Rippenverlängerungen des Flügelkastens sein, die sich in Richtung entgegen der Strömungsrichtung in den Innenraum der Flügelvorder- kante hinein erstrecken.

Gemäß der vorliegenden Erfindung ist nunmehr die Flügelvorderkante in mindestens einem Befestigungsabschnitt mittels jeweils eines Befestigungsele- mentes an den in den Innenraum der Flügelvorderkante hineinragenden Verbindungselementen des Flügelkastens befestigt, um so eine sichere und stabile Verbindung der Flügelvorderkante mit dem Flügelkasten zu gewährleisten.

Darüber hinaus weist die Flügelvorderkante einen Nasenabschnitt auf, von dem aus sich die Flügelvorderkante in Richtung Flügelkasten an einer Oberseite und einer Unterseite erstreckt, wobei der Nasenabschnitt insbesondere den Übergang von der Oberseite zur Unterseite und anders herum definiert. Der Nasenabschnitt ist dabei insbesondere gekennzeichnet durch einen entsprechenden Nasenradius, der die Krümmung der Oberfläche zum Wechsel von der Oberseite zur Unterseite definiert.

Erfindungsgemäß ist nun vorgesehen, dass ausgehend von dem Fügeabschnitt der Flügelvorderkante sich in Richtung einer der ersten Seite gegenüberliegenden zweiten Seite der Flügelvorderkante bis mindestens hin zum Nasenab- schnitt ein fixierfreier Abschnitt erstreckt, innerhalb dessen die Flügelvorderkante nicht in Richtung der Außenseite und der Innenseite fixierend mit den Verbindungselementen des Flügelkastens befestigt ist.

Somit ist die Flügelvorderkante erfindungsgemäß zwischen dem Fügeabschnitt an der ersten Seite der Flügelvorderkante und mindestens dem Nasenabschnitt mit dem Verbindungselement in Richtung Innenseite und in Richtung Außenseite nicht fixierend verbunden, sodass die Flügelvorderkante in dem fixierfreien Abschnitt in Richtung Innenseite und in Richtung Außenseite relativ zu den Verbindungselementen beweglich ist. Durch das Fehlen derartiger Verbindun- gen kann bei einer Flügelvorderkante, die zwei unterschiedliche Materialien aufweist, thermisch bedingte Zwangskräfte vermieden werden, die in der Regel immer zu einer Deformation der Strömungsoberfläche führen, die sich ungünstig auf die Laminarhaltung der Grenzschicht auswirken.

Aufgrund des fixierfreien Abschnittes der Flügelvorderkante kann sich die Strömungsoberfläche in diesem Bereich jedoch deformieren, wobei hierbei erkannt wurde, dass eine derartige Deformation sich gerade nicht ungünstig auf die Laminarhaltung der Grenzschicht ausübt, sodass trotz einer differentiellen Bauweise der Flügelstruktur und der Verwendung von Faserverbundwerkstoffen als Strukturschicht dennoch die Laminaritätskriterien der Flügelstruktur ein- gehalten werden können, auch wenn die Flügelstruktur in extremen Tempera- turdifferenzen betrieben wird.

Darüber hinaus wurde bei der vorliegenden Erfindung auch erkannt, dass durch ein derartiges Verbindungskonzept zum Einen die Austauschbarkeit der Flügel- Vorderkante sichergestellt werden kann und zum Anderen, dass die Flügelvorderkante dennoch sicher und stabil an dem Flügelkasten befestigbar ist, auch wenn zwischen dem Fügeabschnitt und dem Nasenabschnitt ein fixierfreier Abschnitt besteht, bei dem gerade keine Verbindungselemente vorgesehen sind. Bedenkt man die Tatsache, dass zwischen der Montage der Flügelvorderkante und dem Betrieb des Flugzeuges in Reiseflughöhe eine Temperaturdifferenz von über 80 Kelvin existieren, so kann mit der vorliegenden Erfindung gerade vermieden werden, dass die Flügelvorderkante in Reiseflughöhe thermisch bedingt so deformiert wird, dass die Strömungsoberfläche sich ungünstig auf die Laminarhaltung der Grenzschicht auswirkt. Wird dabei noch der Herstellungs- prozess einer Flügelvorderkante basierend auf einem Faserverbundwerkstoff als Strukturschicht mit berücksichtigt, so ergibt sich ein zu berücksichtigender Temperaturbereich von mehr als 230 Kelvin. Wie bereits oben erwähnt, ist es besonders vorteilhaft, wenn die Flügelvorderkante als wenigstens erstes Material einen Faserverbundwerkstoff aufweist, sodass die Strukturschicht der Flügelvorderkante aus Faserverbundwerkstoffen hergestellt ist, während die Schutzschicht der Flügelvorderkante als zweites Material eine Stahlfolie ist. Darüber hinaus ist es ganz besonders vorteilhaft, wenn der Flügelkasten einschließlich der Flügelschalen ebenfalls aus einem Faserverbundwerkstoff besteht und einen solchen Faserverbundwerkstoff aufweist, sodass das Leichtbaupotential optimal ausgeschöpft werden kann.

Gerade bei der Verwendung eines Faserverbundwerkstoffes für die Strukturschicht und einer Stahlfolie als Schutzschicht kommt es zu thermisch bedingten Deformationen der Flügelvorderkante, da die Stahlfolie einen wesentlich höheren Wärmeausdehnungskoeffizienten hat als der Faserverbundwerkstoff. Aufgrund des fixierfreien Abschnittes der Flügelvorderkante kann sich die Flügelvorderkante in diesem Bereich homogen verformen, sodass eine derartige Verformung die Laminarhaltung der Grenzschicht nicht ungünstig beeinflusst.

Daher ist es ganz besonders vorteilhaft, wenn die Flügelvorderkante innerhalb des fixierfreien Abschnittes vollständig nicht mit den Verbindungselementen verbunden ist und gänzlich unbefestigt ist. Ganz besonders vorteilhaft ist es, wenn nur ein einziger Befestigungsabschnitt vorgesehen ist, sodass unbeachtet des Fügeabschnittes die Flügelvorderkante nur einen einzigen Befestigungspunkt pro Verbindungselement aufweist, mit dem die Flügelvorderkante an dem jeweiligen Verbindungselement befestigt ist. Gemäß einer vorteilhaften Ausführungsform sind zumindest ein Teil der Befestigungselemente des Befestigungsabschnittes Stützelemente, die jeweils an einem ersten Befestigungspunkt mit der Flügelvorderkante und an einem zweiten Befestigungspunkt mit dem jeweiligen Verbindungselement verbunden sind, sodass die Flügelvorderkante an dem jeweiligen Verbindungselement mit ei- nem vorgegebenen Abstand zwischen dem ersten und dem zweiten Befestigungspunkt befestigt ist. Ein derartiges Stützelement kann bspw. eine Pendel- stütze sein. Vorteilhafterweise sind alle Befestigungselemente derartige Stütze- lemente, sodass die Flügelvorderkante immer in einem vorgegebenen Abstand zu dem jeweiligen Verbindungselement angeordnet ist. Das Stützelement kann dabei starr oder längenverstellbar ausgeführt sein, um so bspw. Toleranzen bei der Montage ausgleichen zu können oder um Abstandsabweichungen zwischen dem ersten und zweiten Befestigungspunkt zu kompensieren . Darüber hinaus kann das Stützelement insbesondere gradlinig ausgebildet sein.

In einer vorteilhaften Ausführungsform ist vorgesehen, dass ein oder mehrere Stützelemente jeweils am ersten Befestigungspunkt mit der Flügelvorderkante unter Bildung eines ersten Gelenkes und/oder am zweiten Befestigungspunkt mit dem Verbindungselement unter Bildung eines zweiten Gelenkes derart ge- lenkig verbunden sind, dass die Flügelvorderkante im Befestigungsabschnitt relativ zu dem Verbindungselement beweglich ist. Hierdurch kann erreicht werden, dass thermisch bedingte Deformationen der Flügelvorderkante in eine leichte Drehbewegung im Befestigungsabschnitt umgewandelt werden, sodass die Flügelvorderkante grundsätzlich freigestellt wird von Zwangskräften in Rich- tung Außenseite und Innenseite der Flügelvorderkante. Darüber hinaus erlaubt eine derartige Ausführungsform eine sehr einfache Montage/Demontage der Flügelvorderkante.

Hierbei ist es ganz besonders vorteilhaft, wenn jedes Befestigungselement ein Stützelement ist, das sowohl an der Flügelvorderkante als auch an dem jeweiligen Verbindungselement gelenkig verbunden ist.

Um eine möglichst einfache Montage und insbesondere kräftefreie Anbindung der Flügelvorderkante zu gewährleisten, ist es besonders vorteilhaft, wenn ei- nes der Gelenke eine drehbargelagerte Exzenterbuchse aufweist, durch welche die Gelenkachse geführt ist. Durch Drehen der Exzenterbuchse kann so der Abstand zwischen dem ersten und dem zweiten Befestigungspunkt variabel eingestellt werden, was insbesondere bei starren Stützelementen besonders vorteilhaft ist. Hierdurch können Fertigungstoleranzen und andere Formabweichungen kompensiert werden, ohne den Montageaufwand deutlich zu erhöhen .

Um ein versehentliches Verdrehen der Exzenterbuchse im Flugbetrieb zu verhindern, sind darüber hinaus vorteilhafterweise vorgesehen, dass die Exzenterbuchse mit einem Sicherungselement im Eingriff steht, dessen Position gegenüber dem Verbindungselement oder der Flügelvorderkante, je nach dem welcher Befestigungspunkt als Gelenk die Exzenterbuchse aufweist, fixiert ist, sodass die Exzenterbuchse selber drehfest fixiert ist. So ist es bspw. denkbar, dass die Exzenterbuchse einen vieleckigen, bspw. sechseckig, Umfang aufweist, wobei das Sicherungselement in diesem vieleckigen Umfang formschlüssig eingreift und so die Exzenterbuchse drehfest fixiert, wenn das Siche- rungselement ebenfalls positionsfest bzw. unbeweglich fixiert ist.

In einer weiteren vorteilhaften Ausführungsform ist vorgesehen, dass mindestens eines der Stützelemente ein erstes Stützelement ist, das ein weiteres zweites Stützelement aufweist, sodass die Flügelvorderkante im Befestigungs- abschnitt in Art einer 3-Punkt-Lagerung an dem Befestigungselement befestigt ist. Hierfür ist das zweite Stützelement an einem dritten Befestigungspunkt mit dem ersten Stützelement und an einem vierten Befestigungspunkt mit dem Verbindungselement verbunden, wobei der zweite Befestigungspunkt des ersten Stützelementes und der vierte Befestigungspunkt des zweiten Stützelemen- tes, die beide an dem Verbindungselement vorgesehen sind, beabstandet vorgesehen sind.

Das zweite Stützelement ist hierbei im Wesentlichen parallel zu den Verbindungselementen des Flügelkastens ausgerichtet und soll eine Drehbewegung um einen Lagerpunkt bezüglich des ersten Stützelementes verhindern, um so der Flügelvorderkante an gewissen Punkten mehr Stabilität zu verleihen. So ist es bspw. denkbar, dass in regelmäßigen oder unregelmäßigen Abständen jeweils zu dem ersten Stützelement ein zweites Stützelement der vorstehend genannten Art vorgesehen ist, um die Flügelvorderkante in regelmäßigen Abständen in Strömungsrichtung zu stabilisieren.

In einer ganz besonders vorteilhaften Ausführungsform ist das zweite Stützelement hierbei längenverstellbar ausgebildet, sodass der Abstand zwischen dem dritten und dem vierten Befestigungspunkt einstellbar ist. So kann das zweite Stützelement bspw. in Form eines Spannschlosses ausgebildet sein, sodass insbesondere Fertigungstoleranzen oder Abweichungen von den eigentlichen Montageabmessungen hierdurch ausgeglichen werden können bei gleichzeitiger Stabilität der Flügelvorderkante. In einer Ausführungsform können aber auch der erste und dritte Befestigungspunkt zusammenfallen .

Mit dem zweiten Stützelement wird somit dem Befestigungselement des jeweiligen Verbindungselementes eine zusätzliche Stütze in Längsrichtung des Ver- bindungselementes hinzugefügt, wodurch bspw. bei einer längenverstellbaren Ausbildung ein Justieren dieser Stütze bezüglich des Spaltes zur Krüger- Klappe eingestellt werden kann .

In einer Konkretisierung weist die Flügelstruktur eine Flügelvorderkante auf, bei der sich der Fügeabschnitt an der ersten Seite der Flügelvorderkante an der Oberseite der Flügelvorderkante befindet und der Befestigungsabschnitt an der Unterseite der Flügelvorderkante liegt, wobei sich der fixierfreie Abschnitt von dem Fügeabschnitt an der Oberseite über den Nasenabschnitt hinweg bis hin zu dem Befestigungsabschnitt an der Unterseite erstreckt, wobei dieser Befes- tigungsabschnitt auch noch Teil des Nasenabschnittes sein könnte. Dies ist insbesondere vorteilhaft bei Flügelstrukturen, die über Hochauftriebs- systeme wie bspw. eine Krüger-Klappe verfügen, die von der Unterseite der Flügelvorderkante heraus ausgeklappt bzw. ausgefahren wird . Damit wird die Flügelvorderkante sowohl zum Einen an der Oberseite an dem ersten Ende an dem Flügelkasten befestigt, um so die durchgehende laminar umströmbare Strömungsoberfläche von Flügelvorderkante und Flügeloberschale zu bilden und zum Anderen an einem Befestigungsabschnitt, der sich auf der Unterseite der Flügelvorderkante befindet und dabei lediglich über einen einzigen Befestigungspunkt mit dem Verbindungselement verbunden ist. Hierdurch wird der fixierfreie Abschnitt möglichst lang gewählt, sodass das Auftreten von fixierbedingten Zwangskräften nahezu eliminiert werden kann.

In einer weiteren Ausführungsform kann vorgesehen sein, dass der Befestigungsabschnitt in einem Endabschnitt an der der ersten Seite gegenüberlie- genden zweiten Seite der Flügelvorderkante liegt. So ist es bspw. denkbar, dass der Fügeabschnitt an der Oberseite an dem ersten Ende der Flügelvorderkante angeordnet ist, während der Befestigungsabschnitt an dem der ersten Seite gegenüberliegenden zweiten Seite in einem Endabschnitt der Unterseite liegt, wobei der Endabschnitt bspw. den Übergang zu den Hochauftriebssyste- men oder zur Flügelunterschale darstellen könnte.

Im Übrigen ist erfindungsgemäß auch ein Verfahren zum Austausch einer Flügelvorderkante bei einer Flügelstruktur wie vorstehend genannt vorgesehen, wobei zuerst die Befestigungen, mit der die Flügelvorderkante an dem Flügel- kästen in dem Fügeabschnitt der Flügelvorderkante befestigt ist und die Befestigungselemente, mit der die Flügelvorderkante an dem Verbindungselement in dem Befestigungsabschnitt befestigt ist, gelöst werden und anschließen die auszutauschende Flügelvorderkante von der Flügelstruktur entfernt wird. Anschließend wird eine bereitgestellte Austausch-Flügelvorderkante, die die alte Flügelvorderkante ersetzen soll, an der Flügelstruktur positioniert und dann die entsprechenden Befestigungen bzw. Befestigungselemente verbunden. Ist an einem der Befestigungspunkte eine Exzenterbuchse vorgesehen, so wird diese solange gedreht, bis die Elemente kräftefrei verbunden werden können.

Die Erfindung wird anhand der beigefügten Figuren beispielhaft näher erläutert. Es zeigen:

Figur 1 erste Variante einer Befestigung der Flügelvorderkante;

Figur 2 zweite Variante einer Befestigung der Flügelvorderkante;

Figur 3 perspektivische Darstellung der erfindungsgemäßen Flügelstruktur;

Figur 4 Aufbau einer Gelenklagerung am Rippenanschluss;

Figur 5 Darstellung eines schrittweisen Toleranzausgleichs am Rippenanschluss;

Figur 6 Ausführungsbeispiel einer Verbindungsanordnung im Fügeabschnitt.

Figur 1 zeigt eine erste Variante der erfindungsgemäßen Flügelstruktur 1 . Die Flügelstruktur 1 weist einen Flügelkasten 2 auf, der eine obere Flügelschale 3 hat. Die untere Flügelschale ist im Ausführungsbeispiel der Figur 1 nicht dar- gestellt.

An den Flügelkasten schließt sich in Richtung entgegengesetzt der Strömungsrichtung eine Flügelvorderkante 4 an, die den vorderen Abschluss der Flügelstruktur 1 bildet. Die Flügelvorderkante 4 weist eine Strukturschicht 5 auf, die aus einem Faserverbundwerkstoff besteht oder einen solchen Faserverbundwerkstoff aufweist und eine darüber angeordnete Schutzschicht 6, die bspw. eine Stahlfolie sein kann. Die Schutzschicht 6 dient dabei dem Erosionsschutz der Strukturschicht 5 und soll insbesondere Beschädigungen der Strukturschicht 5 im Flugbetrieb verhindern.

Zusammen mit der Außenseite der oberen Flügelschale 3 bildet die Außenseite der Schutzschicht 6 schließlich die umströmbare Strömungsoberfläche der Flügelstruktur 1 , wobei, wie später noch dargestellt wird, die Flügelstruktur 1 mit ihrer äußeren Strömungsoberfläche insbesondere die Aufrechterhaltung einer laminaren Grenzschichtströmung begünstigen soll . Die obere Flügelschale 3 sowie die Flügelvorderkante 4 bilden dabei jeweils einen zur Außenseite abgegrenzten Innenraum 7 aus, der für den Flugbetrieb wichtige Funktionsgruppen enthalten kann. Die in Figur 1 und 2 gewählte Darstellung zeigt dabei eine Flügelstruktur 1 in einer Querschnittsdarstellung, so- dass die spannweitige Erstreckung der Flügelstruktur 1 aus der Betrachtungsebene herausführt.

Die Flügelvorderkante 4 hat an einer ersten Seite 8 einen Fügeabschnitt 9, mit dem die Flügelvorderkante 4 an dem Flügelkasten 2 befestigt ist. Die Befesti- gung der Flügelvorderkante 4 an dem Flügelkasten 2 kann bspw. durch Befestigung der Flügelvorderkante 4 an Versteifungselementen 10 der oberen Flügelschale 3 befestigt werden . Der Fügeabschnitt 9 bildet somit die Trennstelle zum Zusammenfügen der Flügelvorderkante 4 mit dem Flügelkasten 2, insbesondere mit der oberen Flügelschale 3 und soll so einen stabilen Übergang von der Strömungsoberfläche der Flügelvorderkante 4 zur Strömungsoberfläche des Flügelkastens 2, insbesondere der oberen Flügelschale 3, bilden.

Im Ausführungsbeispiel der Figur 1 ragt ein Versteifungselement 1 0 der oberen Flügelschale 3 in den Innenraum 7 der Flügelstruktur 1 , wobei im Fügeab- schnitt 9 der Flügelvorderkante ein Teil der Flügelvorderkante 4 parallel zu dem Versteifungselement 10 der oberen Flügelschale 3 ebenfalls winklig in den Innenraum 7 abragt, sodass die Flügelvorderkante 4 mit Hilfe des so gebildeten L-Profils im Fügeabschnitt 9 an dem Versteifungselement 10 der oberen Flügelschale 3 insbesondere lösbar befestigt werden kann .

Zur Aufnahme von Längskräften entgegen der Flugrichtung bzw. Strömungsrichtung ist es erforderlich, die Flügelvorderkante 4 an zumindest einem weiteren Befestigungspunkt zu befestigen. Hierfür ragen Verbindungselemente 1 1 , ausgehend von dem Flügelkasten 2, in den Innenraum 7 der Flügelvorderkante 4 hinein, um so die Flügelvorderkante 4 an zumindest einem Befestigungspunkt an den Verbindungselementen 1 1 zu befestigen . Derartige Verbindungsele- mente können bspw. Rippenverlängerungen von Rippen des Flügelkastens 2 darstellen.

Zur Befestigung der Flügelvorderkante 4 an den Verbindungselementen 1 1 weist die Flügelvorderkante 4 wenigstens einen Befestigungsabschnitt 12 auf, der an einem der ersten Seite 8 gegenüberliegenden zweiten Seite 13 vorgesehen ist. Die zweite Seite 13 der Flügelvorderkante 4 stellt im Ausführungsbeispiel der Figur 1 hierbei einen Endabschnitt dar. Ausgehend von dem Fügeabschnitt 9 an der ersten Seite 8 erstreckt sich somit in Richtung des Befestigungsabschnittes 12 an der zweiten Seite 13 ein fixierfreier Abschnitt 14, innerhalb dessen die Flügelvorderkante 4 nicht mit den Verbindungselementen 1 1 verbunden ist. Aufgrund der Tatsache, dass die Flügelvorderkante 4 eine Schutzschicht 6 aus einem Material aufweist, das einen deutlich anderen Wärmeausdehnungskoeffizienten hat als das Material der Strukturschischicht 5, ergeben sich im Flugbetrieb thermisch bedingte Deformationen, da die Materialzusammensetzung ähnlich einem Bi-Metall wirkt. Durch das Fehlen weiterer Befestigungspunkte der Flügelvorderkante 4 an den Verbindungselementen 1 1 wird die Flügelvorderkante 4 somit im fixierfreien Abschnitt 14 von Zwangskräften in Richtung Innenseite und Außenseite der Flügelvorderkante 4 freigestellt, sodass sich die Flügelvorderkante 4 im fixierfreien Abschnitt als Ganzes thermisch bedingt deformieren lässt. Die Oberflächenkontur der Flügelvorderkante 4 bleibt dabei weitestgehend erhalten, sodass eine derartige Deformation die Laminarhaltung begünstigt.

Der Befestigungsabschnitt 12 ist dabei aus Sicht des Fügeabschnittes 9 hinter einem Nasenabschnitt 15 angeordnet, sodass der fixierfreie Abschnitt 14 sich im Ausführungsbeispiel der Figur 1 vom Fügeabschnitt 9 über den Nasenabschnitt 15 bis zum Befestigungsabschnitt 12 erstreckt. Der Nasenabschnitt 15 der Flügelvorderkante definiert dabei den am Weitesten vorderliegenden Teil der Flügelvorderkante 4 und ist beschrieben insbesondere durch seinen Na- senradius, wobei sich vom Nasenabschnitt 15 aus in Richtung Flügelkasten eine Oberseite und eine Unterseite erstreckt. Die Oberseite der Flügelvorderkante 4 endet dabei am Fügeabschnitt 9, während die Unterseite im Ausführungsbeispiel der Figur 1 an dem Befestigungsabschnitt 12 an der zweiten Sei- te 13 der Flügelvorderkante 4 endet, wobei die dabei gebildete Lücke zwischen dem Befestigungsabschnitt 12 und der nicht dargestellten unteren Flügelschale des Flügelkastens 2 durch eine Krüger-Klappen-Konstruktion verschlossen wird. Erfindungsgemäß erstreckt sich dabei der fixierfreie Abschnitt zumindest bis zum Nasenabschnitt 15, sodass die gesamte Oberseite 16 der Flügelvorderkante 4 den fixierfreien Abschnitt bildet.

Im Befestigungsabschnitt 12 ist die Flügelvorderkante 4 mit dem dargestellten Verbindungselement 1 1 in Form einer Pendelstützte 18 (Stützelemente) verbunden, wobei die Pendelstütze 18 an einem ersten Befestigungspunkt 19 mit der Flügelvorderkante 4 und an einem zweiten Befestigungspunkt 20 mit dem Verbindungselement 1 1 verbunden ist. In dem ersten Befestigungspunkt 19 und dem zweiten Befestigungspunkt 20 ist die Pendelstütze 18 dabei jeweils gelenkig befestigt, sodass die Pendelstütze um den jeweiligen Befestigungspunkt jeweils drehbar gelagert ist. Die Pendelstütze kann sich somit um ihren jeweiligen Befestigungspunkt 19 oder 20 in der Ebene des Verbindungselementes 1 1 drehen. Durch das gelenkige Lagern der Pendelstütze 18 an den jeweiligen Befestigungspunkten 19 und 20 können thermische Deformationen der Flügelvorderkante 4 im fixierfreien Abschnitt durch eine Ausgleichsbewegung der Flügelvorderkante 4 in der Ebene der Verbindungselemente 1 1 kompensiert werden .

Die Pendelstütze 18 ist im Ausführungsbeispiel der Figur 1 insbesondere starr ausgebildet, sodass zwischen dem ersten Befestigungspunkt 1 9 und dem zwei- ten Befestigungspunkt 20 ein gleichbleibender Abstand entsteht.

Der erste Befestigungspunkt 19 wird dabei durch einen an der Flügelvorderkante 4 in den Innenraum 7 hineinragenden Pendelstützenanschluss 21 gebildet, der bspw. mit der Strukturschicht 5 der Flügelvorderkante 4 integral ausgebildet sein kann oder mit diesem verklebt oder anderweitig nicht lösbar befestigt sein. Die Pendelstützenaufnahme 21 der Flügelvorderkante 4 ragt dabei in den Innenraum 7 insbesondere parallel zu den Verbindungselementen 1 1 ab, sodass das Verbindungselement 1 1 und die hierzu korrespondierende Pen- delstützenaufnahme 21 eine Ebene bilden, sodass die Pendelstütze 18 das Verbindungselement 1 1 und die jeweilige Pendelstützenaufnahme 21 miteinander verbinden kann .

Die Gelenke, die durch die Befestigungspunkte 19 und 20 zur drehbaren Lage- rung der Pendelstütze 18 jeweils gebildet werden, können bspw. derart gebildet werden, dass ein Achselement (nicht dargestellt) durch Bohrungen jeweils in der Pendelstütze 18 und dem Verbindungselement 1 1 bzw. der Pendelstützenaufnahme 21 hindurchgeführt wird . Hierfür ist es bspw. denkbar, wie noch ausgeführt wird, dass in den Bohrungen Exzenterbuchsen vorhanden sind, die durch Drehung einen Toleranzausgleich der Bohrungen zulassen .

Figur 2 zeigt eine weitere Variante der Befestigung der Flügelvorderkante 4 an dem Verbindungselement 1 1 im Befestigungsabschnitt 12, bei der die Pendelstütze 18 einen dritten Befestigungspunkt 22 hat, an dem ein weiteres Stütze- lement 23 angeordnet ist, das ebenfalls an dem Verbindungselement 1 1 an einem vierten Befestigungspunkt 24 angeordnet ist. Damit ist sowohl der zweite Befestigungspunkt 20 als auch der vierte Befestigungspunkt 24 an dem Verbindungselement 1 1 vorgesehen, sodass die Flügelvorderkante über die Pendelstütze 18 und das weitere Stützelement 23 mittels der Pendelstützenauf- nähme 21 an dem Verbindungselement 1 1 verbunden ist. Das weitere Stützelement 23 ist im Ausführungsbeispiel der Figur 2 in Form eines Spannschlosses ausgebildet, sodass es in der Länge variabel ist, z.B. durch eine Kombination eines Rechts- und eines Linksgewindes an seinen Enden. Durch das Verändern der Länge des weiteren Stützelementes 23 lässt sich dabei die Position der zweiten Seite 13 der Flügelvorderkante 4 verändern, wodurch bspw. der Spalt zu der Krüger-Klappen-Konstruktion einstellbar ist.

Sowohl der zweite Befestigungspunkt 20 als auch der vierte Befestigungspunkt 24 sind an dem Verbindungselement 1 1 beabstandet angeordnet, sodass sich eine stabile 3-Punkt-Lagerung ergibt. Das weitere Stützelement 23 ist hierbei im Wesentlichen in Längsrichtung (x-Achse des Flugzeuges im flugzeugfesten Koordinatensystem) ausgerichtet, sodass die Flügelvorderkante 4 in Längsrichtung variabel einstellbar ist. Das weitere Stützelement 23 liegt somit im Wesentlichen parallel zur Strömungs- bzw. Flugrichtung. Insbesondere ist das wei- tere Stützelement 23 im Wesentlichen parallel zu dem Verbindungselement 1 1 .

Wie zu erkennen ist, sind sämtliche Befestigungselemente zum Befestigen der Flügelvorderkante 4 an dem Flügelkasten 2 im Innenraum 7 der Flügelstruktur 1 vorgesehen, sodass bei der vorliegenden Flügelstruktur auf das Durchführen von Verbindern bzw. Befestigungsmitteln durch die Strömungsoberfläche hindurch komplett verzichtet werden kann. Dies erlaubt zum einen eine laminare Umströmung der gebildeten Strömungsoberfläche einerseits als auch einen einfachen und flexiblen Austausch der Flügelvorderkante andererseits. Aufgrund der verwendeten Materialien und damit einhergehenden thermisch be- dingten Deformationsprozesses können darüber hinaus mit Hilfe der vorliegenden Erfindung für eine Laminarströmung ungünstige Oberflächendeformationen vermieden werden, da auftretende thermisch bedingte Deformationen sich in dem fixierfreien Abschnitt 14 der Flügelvorderkante frei ausbilden können . Figur 3 zeigt noch einmal eine perspektivische Darstellung der Flügelstruktur 1 auf die Rippenanschlüsse der Flügelvorderkante. Wie zu erkennen ist, sind die beiden Varianten der Anbindung der Flügelvorderkante an die Rippen alternierend über die gesamte Spannweite hinweg vorgesehen, sodass auf einen Bereich mit nur jeweils einem Stützelement ein Anschluss der Flügelvorderkante an die jeweilige Rippe mit jeweils einer weiteren Stütze folgt. Im Ausführungs- beispiel der Figur 3 ist hierbei vorgesehen, dass jede vierte Rippe über eine Pendelstütze mit Spannschloss an der Flügelvorderkante angeschlossen ist.

Figur 4 zeigt beispielhaft den Aufbau eines Befestigungspunktes 19 der Pendelstütze an dem Verbindungselement 1 1 . Dieses in Figur 4 gezeigte Konzept ist selbstverständlich auf die anderen Befestigungspunkte übertragbar. Der Befestigungspunkt 19 weist hierbei zunächst eine Schutz-Buchse 25 auf, die in das Bohrloch des Verbindungselementes 1 1 eingeklebt wird. In die Schutz- Buchse 25 wird dann eine Exzenterbuchse 26 drehbar gelagert angeordnet, sodass die Gelenkachse mit unterschiedlichen Abständen zu dem jeweils kor- respondierenden anderen Befestigungspunkt eingestellt werden kann . Die Exzenterbuchse 26 weist an ihrem Umfang eine vieleckige Angriffsfläche auf, mit der die Exzenterbuchse 26 mit einem Sicherungselement 28 in Eingriff bringbar ist. In die Exzenterbuchse 26 wird schließlich noch ein Lager 27 eingesetzt, um die Gelenkachse entsprechend abstützen zu können.

Figur 5 zeigt die Schritte zum Toleranzausgleich mit Hilfe der drehbargelagerten Exzenterbuchse 26. Zunächst wird die Position des Exzenters 26 frei eingestellt, so wie dies auf der ganz linken Abbildung zu erkennen ist. Anschließend wird das Sicherungselement 28 mit dem äußeren Umfang der Exzenter- buchse 26 in Eingriff gebracht, was in der mittleren Darstellung gezeigt ist. Anschließend wird die Pendelstütze mit einem Bolzen mit dem Befestigungspunkt 19 verbunden, sodass die Pendelstütze an dem Rippenanschluss angeordnet ist. Nun erfolgt die Feineinstellung. Hierzu wird eine der in dem Sicherungselement 28 vorhandenen Bohrungen 29a mit einer Partnerbohrung 29b an dem Verbin- dungselement 1 1 in Deckung gebracht und diese Sicherungselementposition mit einem Stift, einer Schraube, einem Niet oder einem ähnlichen geeigneten Sicherungselement fixiert. Die Bohrungen in dem Sicherungselement 28 können dabei so angeordnet sein, dass zwischen den verschiedenen Aufteilungen des Sechskants (jeweils 60°) weitere Unterteilungen in 15° Schritten möglich sind. Die Sicherung der Exzenterposition ist damit nicht stufenlos, jedoch sehr fein untergliedert wählbar. Die Feinheit der Unterteilung kann bei der Konzeption des Sicherungselementes im Prinzip beliebig gewählt werden. Figur 6 zeigt eine Verbindungsanordnung im Fügebereich 9, in dem die Flügelvorderkante 4 mit dem Flügelkasten 2 verbunden wird . Die Flügelvorderkante 4 bildet hierbei ein integral ausgebildetes L-Profil 30, das mit einem ersten Schenkel 31 in den Innenraum der Flügelvorderkante ragt. Integral ausgebildet meint hierbei, dass das L-Profil insbesondere fügestellenfrei mit der Struktur- schicht der Flügelvorderkante 4 ausgebildet ist. Insbesondere wird das L-Profil 30 aus dem Faserverbundwerkstoff der Strukturschicht der Flügelvorderkante 4 ausgeformt, wobei hierbei die Fasern der Strukturschicht in das L-Profil weitergelegt werden. Der erste Schenkel 31 des L-Profils 30 ist so in den Innenraum abragend vorgesehen, dass er formschlüssig an einem Versteifungselement 32 der Flügelschale 3 des Flügelkastens 2 anliegt. Derartige Versteifungselemente 32 können bspw. Stringer sein. Denkbar ist auch, dass das integral ausgebildete L-Profil 30 mit seinem ersten Schenkel 31 an dem Vorderholm des Flügelkastens befestigt wird . Über eine Befestigung 33 wird dann das L-Profil 30 an dem Versteifungselement 32 fest angeordnet, bspw. mit Hilfe eines Schraubbolzens oder einer Nietverbindung.

Wie in Figur 6 gezeigt, bildet das L-Profil einen zweiten Schenkel 34, der zu- nächst parallel zu der Flügelschale 3 ausgerichtet ist. Der zweite Schenkel 34 ist dabei in den Innenraum abgesetzt ausgebildet, sodass der zweite Schenkel 34 unter einen Überhang 35 der Flügelschale 3 geschoben werden kann. Hierdurch entsteht eine sehr stabile und feste Verbindung. Ein an der Trennstelle zwischen der Oberfläche der Flügelvorderkante und der Oberfläche der Flügelschale 3 entstehender Oberflächenabsatz 36 kann bspw. mit Hilfe eines Füll- materials verfüllt werden.

Das integral ausgebildete L-Profil 30 kann sich hierbei ebenfalls spannweitig über die gesamte Flügelvorderkante 4 hinweg erstrecken, wobei spannweitig hier die Dimension aus der Betrachtungsebene der Figur 6 heraus darstellt. Dabei kann das L-Profil 30 spannweitig an bestimmten Positionen unterbrochen sein, um so die in der Figur 6 nicht dargestellten Verbindungselemente aus den anderen Figuren in den Innenraum der Flügelvorderkante hinein erstrecken zu lassen. Mit der integralen Ausbildung des L-Profils aus dem Material der Strukturschicht der Flügelvorderkante 4 wird somit des Weiteren möglich, im Fügeabschnitt 9 der Flügelstruktur 1 ebenfalls zu vermeiden, dass Verbindungselemente zum Verbinden der Flügelvorderkante mit der Flügelschale bzw. dem Flügelkasten durch die Strömungsoberflächen hindurchzuführen . Vielmehr lie- gen sämtliche Befestigungen 33 im Innenraum der Flügelstruktur und können somit die laminare Umströmung der Flügelstruktur nicht ungünstig beeinflussen.

Selbstverständlich erstreckt sich das Versteifungselement 32 in Form einer L- Profilaufnahme ebenfalls spannweitig, sodass das L-Profil spannweitig mit Hilfe von vielen Befestigungen 33 an der L-Profilaufnahme 32 befestigt werden kann .

Demnach ist im Fügeabschnitt 9 eine Verbindungsanordnung zum Verbinden der Flügelvorderkante mit dem Flügelkasten vorgesehen, wobei die Flügelvorderkante ein in den Innenraum ragendes L-Profil hat, das mit der Struktur- schlicht der Flügelvorderkante integral ausgebildet ist, wobei der Flügelkasten, insbesondere die Flügelschale des Flügelkastens eine in den Innenraum angeordnete L-Profilaufnahme aufweist, an der das integral ausgebildete L-Profil der Flügelvorderkante mit Hilfe von innenliegenden Befestigungsmitteln befes- tigbar ist, wobei sich das L-Profil und die L-Profilaufnahme quer zur Strömungsrichtung spannweitig erstrecken.

Dabei ist es denkbar, dass das integral ausgebildete L-Profil mit einem zweiten Schenkel unter einem Winkel in Bezug auf die Strömungsoberfläche in Rich- tung des Innenraums abgewinkelt ist, sodass zwischen der Strömungsoberfläche der Flügelschale und der Strömungsoberfläche der Flügelvorderkante ein Oberflächenabsatz entsteht, in den ein keilförmiges Füllelement eingesetzt ist, welches einen Teil der Strömungsoberfläche der Flügelstruktur bildet. Dieses keilförmige Füllelement kann dabei auch von der Schutzschicht in Form einer Stahlfolie abgedeckt sein .

Der Übergang zwischen der Strömungsoberfläche der Flügelvorderkante und der Strömungsoberfläche des keilförmigen Füllelementes sowie der Übergang zwischen der Strömungsoberfläche des keilförmigen Füllelementes und der Strömungsoberfläche der Flügelschale sind dabei im Wesentlichen plan, wobei ein Spalt im Übergang zwischen der Strömungsoberfläche des keilförmigen Füllelementes und der Strömungsoberfläche der Flügelschale mit einem Füllmaterial verfüllt ist. Vorteilhafterweise ist die Flügelvorderkante an einer tangentialen Verlängerung der Strömungsoberfläche der Flügelschale in Richtung des Innenraums abgewinkelt, sodass mit Hilfe des keilförmigen Füllelementes eine harmonische Strömungsoberfläche trotz des integral ausgebildeten L-Profils entsteht. In einer vorteilhaften Ausführungsform weisen das L-Profil 30 und die L- Profilaufnahme 32 jeweils eine Mehrzahl von Bohrungen auf, die sich jeweils paarweise zum Durchführen einer Befestigung 33 decken, wobei in jedem Bohrungspaar mindestens zwei drehbargelagerte Exzenterbuchsen vorgesehen sind, um eine Abweichung der Bohrmittel einer Bohrung eines Bohrungspaares ausgleichen zu können.

Hierdurch ist es möglich, dass trotz Toleranzabweichungen der Bohrungen der Bohrungspaare die Flügelvorderkante schnell und sicher an dem Flügelkasten befestigt werden kann, ohne dass die für die Durchführung der Befestigungen 33 notwendigen Bohrungen im Wartungsbetrieb nachgebohrt werden müssen. Vielmehr lässt sich durch Drehen der beiden ineinander geschobenen Exzenterbuchsen leichte Abweichungen von der Bohrmitte ausgleichen.

Dabei ist es vorteilhaft, dass eine der Bohrungen eines jeweiligen Bohrungspaares einen größeren Radius aufweisen, als die andere Bohrung des jeweili- gen Bohrungspaares.

Denkbar ist auch, dass eine der Exzenterbuchsen in die erste Bohrung und die andere Exzenterbuchse in die zweite Bohrung des Bohrungspaares eingeschoben wird.

Bezugszeichenliste

1 Flügelstruktur

2 Flügelkasten

3 obere Flügelschale

4 Flügelvorderkante

5 Strukturschicht der Flügelvorderkante

6 Schutzschicht der Flügelvorderkante

7 Innenraum

8 erste Seite der Flügelvorderkante

9 Fügeabschnitt

10 Versteifungselement/L-Profilaufnahme

1 1 Verbindungselement/Rippenverlängerungen

12 Befestigungsabschnitt

13 zweite Seite der Flügelvorderkante

14 fixierfreier Abschnitt

15 Nasenabschnitt

16 Oberseite der Flügelvorderkante

17 Unterseite der Flügelvorderkante

18 Stützelement/Pendelstütze

19 erster Befestigungspunkt

20 zweiter Befestigungspunkt

21 Pendelstützenaufnahme

22 dritter Befestigungspunkt

23 zweites Stützelement/Spannschloss

24 vierter Befestigungspunkt

25 Schutzbuchse

26 Exzenterbuchse

27 Lager

28 Sicherungselement

29a Bohrung im Sicherungselement Partnerbohrung

L- Profil

erster Schenkel des L-Profils

L-Profilaufnahme/Versteifungselement

Befestigung

zweiter Schenkel des L-Profils

Überhang der Flügelschale

Oberflächenabsatz

Claims

Patentansprüche:

1 . Flügelstruktur (1 ) für Flugobjekte

mit einer Flügelvorderkante (4), die eine Strukturschicht (5) aus wenigstens einem ersten Material und eine darauf angeordnete Schutzschicht (6) aus einem zweiten Material, das von dem ersten Material verschieden ist, hat, und

mit einem Flügelkasten (2), an dem die Flügelvorderkante (4) befestigt ist und der wenigstens eine Flügelschale (3) hat,

wobei die Flügelvorderkante (4) und die wenigstens eine Flügelschale (3) zusammen an einer Außenseite eine umströmbare Strömungsoberfläche bilden und jeweils an einer Innenseite einen zur Außenseite abgegrenzten Innenraum (7) ausbilden,

wobei die Flügelvorderkante (4) an einer ersten Seite (8) einen Fügeabschnitt (9) ausbildet, der sich spannweitig erstreckt und innerhalb dessen die Flügelvorderkante (4) an dem Flügelkasten (2) befestigt ist, wobei der Flügelkasten (2) im Innenraum (7) eine Mehrzahl von Verbindungselementen (1 1 ) hat, die sich in den Innenraum (7) der Flügelvorderkante (4) erstrecken,

wobei die Flügelvorderkante (4) in mindestens einem Befestigungsabschnitt (12) mittels Befestigungselementen an den in den Innenraum (7) der Flügelvorderkante (4) ragenden Verbindungselementen (1 1 ) des Flügelkastens (2) befestigt ist, und

wobei die Flügelvorderkante (4) einen Nasenabschnitt (15) ausbildet, von dem aus sich die Flügelvorderkante (4) in Richtung Flügelkasten (2) an einer Oberseite (16) und einer Unterseite (17) erstreckt, dadurch gekennzeichnet, dass

ausgehend von dem Fügeabschnitt (9) der Flügelvorderkante (4) sich in Richtung einer der ersten Seite (8) gegenüberliegenden zweiten Seite (13) der Flügelvorderkante (4) bis mindestens hin zum Nasenabschnitt (15) ein fixierfreier Abschnitt (14) erstreckt, innerhalb dessen die Flügelvorderkante (4) nicht in Richtung der Außenseite und der Innenseite fixierend mit den Verbindungselementen (1 1 ) des Flügelkastens (2) befestigt ist.

Flügelstruktur (1 ) nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Strukturschicht (5) der Flügelvorderkante (4) als wenigstens erstes Material einen Faserverbundwerkstoff aufweist oder aus einem solchen Faserverbundwerkstoff besteht, wobei die Schutzschicht (6) der Flügelvorderkante (4) als zweites Material eine Stahlfolie ist.

Flügelstruktur (1 ) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Flügelvorderkante (4) innerhalb des fixierfreien Abschnitts (14) nicht an dem Verbindungselement (1 1 ) befestigt ist.

Flügelstruktur (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest ein Teil der Befestigungselemente des Befestigungsabschnittes (12) Stützelemente (18) sind, die jeweils an einem ersten Befestigungspunkt (19) mit der Flügelvorderkante (4) und an einem zweiten Befestigungspunkt (20) mit dem jeweilige Verbindungselement (1 1 ) verbunden sind, sodass die Flügelvorderkante (4) an dem jeweiligen Verbindungselement (1 1 ) mit einem vorgegebenen Abstand zwischen dem ersten und dem zweiten Befestigungspunkt (1 9, 20) befestigt ist.

Flügelstruktur (1 ) nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass ein o- der mehrere Stützelemente (18) längenverstellbar ausgebildet sind, so- dass der Abstand zwischen dem ersten und dem zweiten Befestigungspunkt (19, 20) einstellbar ist.

Flügelstruktur (1 ) nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass ein oder mehrere Stützelemente (18) jeweils am ersten Befestigungspunkt (19) mit der Flügelvorderkante (4) unter Bildung eines ersten Gelenkes und/oder am zweiten Befestigungspunkt (20) mit dem Verbindungselement (1 1 ) unter Bildung eines zweiten Gelenkes derart gelenkig verbunden ist, dass die Flügelvorderkante (4) im Befestigungsabschnitt (12) relativ zu dem Verbindungselement (1 1 ) beweglich ist.

Flügelstruktur (1 ) nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens eines der Gelenke eine drehbar gelagerte Exzenterbuchse (26) aufweist, durch welche die Gelenkachse geführt ist.

Flügelstruktur (1 ) nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die drehbar gelagerte Exzenterbuchse (26) mit einem Sicherungselement (28) im Eingriff steht, dessen Position gegenüber dem Verbindungselement (1 1 ) oder der Flügelvorderkante (4) fixiert ist, sodass die Exzenterbuchse (26) drehfest fixiert ist.

Flügelstruktur (1 ) einem der Ansprüche 4 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens ein Stützelement (18) ein erstes Stützelement ist, das ein weiteres zweites Stützelement (23) aufweist, das an einem dritten Befestigungspunkt (22) mit dem ersten Stützelement und an einem vierten Befestigungspunkt (24) mit dem Verbindungselement (1 1 ) verbunden ist, wobei der zweite Befestigungspunkt (20) des ersten Stützelementes und der vierte Befestigungspunkt (24) des zweiten Stützelementes (23) an dem Verbindungselement (1 1 ) beabstandet vorgesehen sind.

Flügelstruktur (1 ) nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass das erste Stützelement (18) längenverstellbar ausgebildet ist, sodass der Abstand zwischen dem ersten und dem zweiten Befestigungspunkt (1 9, 20) einstellbar ist und/oder dass das zweite Stützelement (23) längenverstellbar ausgebildet ist, sodass der Abstand zwischen dem dritten und vierten Befestigungspunkt (22, 24) einstellbar ist.

Flügelstruktur (1 ) nach Anspruch 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, dass der erste Befestigungspunkt (19) und der dritte Befestigungspunkt (22) zusammenfallen.

Flügelstruktur (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Fügeabschnitt (9) an der ersten Seite (8) der Flügelvorderkante (4) an der Oberseite (16) der Flügelvorderkante (4) liegt und der Befestigungsabschnitt (12) an der Unterseite (17) der Flügelvorderkante (4) liegt, wobei sich der fixierfreie Abschnitt (14) von dem Fügeabschnitt (9) an der Oberseite (16) über einen Nasenabschnitt (15) bis hin zu dem Befestigungsabschnitt (12) an der Unterseite (17) erstreckt.

13. Flügelstruktur (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Befestigungsabschnitt (12) in einem Endabschnitt an der der ersten Seite (8) gegenüberliegenden zweiten Seite (13) der Flügelvorderkante (4) an der Unterseite (17) der Flügelvorderkante (4) liegt.

14. Verfahren zum Austausch einer Flügelvorderkante (4) bei einer Flügelstruktur (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, mit den Schritten: a) Lösen der Befestigungen, mit der die Flügelvorderkante (4) an dem Flügelkasten (2) in dem Fügeabschnitt (9) der Flügelvorderkante (4) befestigt ist, Lösen der Befestigungselemente, mit der die Flügelvorderkante (4) an dem Verbindungselementen (1 1 ) in dem Befestigungs- abschnitt (12) der jeweiligen Verbindungselemente (1 1 ) befestigt ist, und Entfernen der Flügelvorderkante (4) von der Flügelstruktur (1 ); b) Bereitstellen einer die entfernte Flügelvorderkante (4) ersetzende Austausch-Flügelvorderkante;

c) Verbinden der Flügelvorderkante (4) mit den Verbindungselementen (1 1 ) innerhalb der Befestigungsabschnitte (12) durch Befestigen der Befestigungselemente mit der Flügelvorderkante (4) und den Verbindungselementen (1 1 ); und

d) Verbinden der Flügelvorderkante (4) mit dem Flügelkasten (2) innerhalb des Fügeabschnittes (9) mittels Befestigungen (33).

15. Verfahren nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass bei einer bereitgestellten Flügelstruktur (1 ) gemäß Anspruch 7 beim Verbinden der Flügelvorderkante (4) mit den Verbindungselementen (1 1 ) innerhalb der Befestigungsabschnitte (12) die jeweilige Exzenterbuchse (26) gedreht wird, bis Bohrungen (29a, 29b) in dem Stützelement (18) und dem Verbindungselement (1 1 ) für die Gelenkachse des jeweiligen Gelenkes in Deckung gebracht sind, wobei anschließen die Gelenkachse eingesetzt wird .