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Die Erfindung betrifft ein System zur Böenlastminderung in Flugzeugen.
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Aufgrund der Tendenz zur aerodynamischen Effizienzsteigerung von Verkehrsflugzeugen umfassen moderne Flugzeugentwürfe immer leichtere, dünnere und schlankere Flügel mit großen Streckungen und Spannweiten. Damit werden die Flügel flexibler und reagieren mit großen elastischen Verformungen auf äußere Kräfte. Um die resultierenden Strukturbelastungen zu reduzieren, greift man im Stand der Technik zunehmend auf aktive Lastreduzierungssysteme zurück, welche automatisch auf vorhandene Steuerflächen des Flugzeugs einwirken, und zwar in einer Weise, die zu einer Lastabminderung führt.
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Bekannte Systeme zur aktiven Strukturlastminderung lassen sich in zwei Gruppen unterteilen, nämlich in die sogenannten Manöverlastminderungssysteme (MLA - maneuver load alleviation) einerseits und die sogenannten Böenlastminderungssysteme (GLA - gust load alleviation) andererseits.
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Bei Manöverlastminderungssystemen besteht das Ziel darin, quasi-stationäre Lasten auf Flügel abzumindern, die durch Piloteneingaben entstehen. Diese Art der Lastminderung ist üblicherweise als reine Vorsteuerung basierend auf den Piloteneingaben umgesetzt. Oft wird beispielsweise in der Nicksteuerung aus dem kommandierten Delta des Lastvielfachen, zusätzlich zu dem Kommando an das Höhenruder, ein Tiefpass-gefiltertes gleichsinniges Querruder-Kommando generiert. Somit können Auftriebsanteile vom Außenflügel hin zur Flügelwurzel verschoben werden, was zu einer Verminderung des Biegemoments an der Flügelwurzel führt. Diese Art der Lastminderung erfordert eine enge funktionale Verflechtung mit der Basis-Flugregelung zur Steuerung der Flugbahn, weshalb eine Umsetzung dieser Funktion im zentralen Flugsteuerungsrechner (FCC - flight control computer) konsequent und sinnvoll ist.
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Bei Böenlastminderungssystemen, welche den Gegenstand der vorliegenden Erfindung darstellen, steht die Verringerung von Lasten auf Flügel, Leitwerke und den Rumpf im Fokus, welche durch äußere Einflüsse wie Turbulenzen oder Böen verursacht werden. Ziel ist die Verringerung von Ermüdungslasten auf die Flugzeugstruktur und die Erhöhung des Passagierkomforts.
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Böenlastminderungssysteme funktionieren in der Regel durch die Ansteuerung von Höhenrudern, Querrudern und Spoilern auf der Grundlage von Signalen von Beschleunigungssensoren und Anstellwinkelsensoren, die im Rumpfbereich des Flugzeugs installiert sind. Anhand der Signale der Sensoren werden Böen oder Turbulenzen erkannt. Die Signale werden im zentralen Flugsteuerungsrechner zu Kommandos an die genannten Steuerflächen verarbeitet. Somit erfolgt die Bestimmung der Lastabminderungskomponente des Stellsignals im zentralen Flugsteuerungsrechner.
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Die Vorhersage- und Messverfahren solcher Böenlastminderungssysteme haben allerdings nur eine begrenzte Genauigkeit und ermöglichen eine Minderung der Strukturbelastungen im Wesentlichen nur an der Flügelwurzel. Bei asymmetrischer Verteilung von Lasten, beispielsweise durch eine ungleiche Böeneinwirkung auf beide Flügel, kann es durch zu große Ausschläge gar zu einer Verstärkung der Lasteinleitung in die Struktur kommen.
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Etwas konkreter betrachtet besteht ein Nachteil bekannter Systeme zur Böenlastminderung darin, dass die Sensorik durch die Massenträgheit des Flugzeugrumpfs und der Platzierung der Sensoren die Böen und Turbulenzen erst sehr spät erkennt und somit die Gegenregelung langsam ist. Zudem können böeninduzierte Lastverteilungen über die Spannweite des Flugzeugs nicht erfasst werden, sodass es zu einer lokalen Über- bzw. Unterkompensation kommt.
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Ein weiterer Nachteil bekannter Systeme zur Böenlastminderung besteht darin, dass diese Systeme nicht in der Lage sind, böeninduzierte Schwingungen im Flügel schnell und nachhaltig zu dämpfen.
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Insbesondere in Anbetracht der Tendenz zu immer dünneren Flügeln mit immer größerer Streckung wäre es wünschenswert, diese Nachteile bekannter Böenlastminderungssysteme zu beheben, was die Aufgabe der vorliegenden Erfindung darstellt.
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Vor diesem Hintergrund betrifft die Erfindung ein Böenlastminderungssystem eines Flugzeugs, wobei das System eine Steuereinheit und einen oder mehrere mit der Steuereinheit assoziierte Beschleunigungssensoren aufweist, wobei die Steuereinheit mit einem Stellantrieb einer Steuerfläche des Flugzeugs signalverbunden und ausgebildet ist, das Auftreten von Böen oder Turbulenzen anhand von Signalen der Sensoren zu erkennen und auf dieser Grundlage den Stellantrieb so anzusteuern oder so in die Steuerung des Stellantriebs einzugreifen, dass durch die Böen oder Turbulenzen resultierende Lasten auf Komponenten des Flugzeugs reduziert werden. Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass sowohl die Steuereinheit als auch die Beschleunigungssensoren dezentral am Flugzeug angeordnet sind und dass die Steuereinheit räumlich und funktional von einem zentralen Flugsteuerungsrechner des Flugzeugs getrennt ist.
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Es ist also zur Realisierung einer Böenlastreduzierung an Komponenten des Flugzeugs wie beispielsweise Flügeln, Steuerflächen oder Rumpf des Flugzeugs wenigstens eine dezentrale funktionale Einheit umfassend eine dezentrale Steuereinheit (REU - remote electronic unit) vorgesehen, die im Abstand vom zentralen Flugsteuerungsrechner (FCC) angeordnet ist. Die dezentrale Steuereinheit ist mit zugehörigen dezentralen Beschleunigungssensoren (RAS - remote acceleration sensing) der dezentralen funktionalen Einheit signalverbunden. Die Beschleunigungssensoren erfassen eine lokale Beschleunigung am Montageort, beispielsweise im Flügel des Flugzeugs. Ein oder auch mehrere Beschleunigungssensoren sind vorzugsweise so ausgebildet und angeordnet, dass auch die Richtung der Beschleunigung bestimmt werden kann.
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Insbesondere kann das System ein oder mehrere Paare an dezentralen Steuereinheiten und assoziierten Beschleunigungssensoren aufweisen, um auf symmetrisch am Flugzeug angeordnete Paare gleichartiger Steuerflächen über signalverbundene Stellantriebe zu wirken. Beispielsweise können die dezentralen Steuereinheiten und assoziierten Beschleunigungssensoren an korrespondierenden Positionen auf den beiden Flügeln des Flugzeugs angeordnet sein und auf korrespondierende Steuerflächen wirken.
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In einer bevorzugten Variante der Erfindung können zwei oder mehrere dezentrale Steuereinheiten mit assoziierten Beschleunigungssensoren an verschiedenen Positionen eines Flügels des Flugzeugs angeordnet sein, und es kann zu allen dieser dezentralen Steuereinheiten mit assoziierten Beschleunigungssensoren auch ein Gegenstück am anderen Flügel des Flugzeugs vorhanden sein.
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Die Verteilung der REUs und assoziierten RAS zur lokalen Beschleunigungsmessung hängt dabei von dem jeweiligen spezifischen Flügel und der Klappenkonfiguration ab.
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Die dezentralen Steuereinheiten des Systems sind räumlich sowie funktional vom zentralen Flugsteuerungsrechner (FCC) getrennt und im Abstand von diesem angeordnet.
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Beispielsweise können die dezentralen Steuereinheiten in den Flügeln des Flugzeugs angeordnet sein, während der zentrale Flugsteuerungsrechner typischerweise im Flugzeugrumpf zu finden ist. Alternativ oder zusätzlich können dezentrale Steuereinheiten und/oder die Beschleunigungssensoren auch im Leitwerk des Flugzeugs verbaut sein.
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Im Unterschied zu bekannten Systemen zur Böenlastminderung, bei denen der Regelkreis über den zentralen Flugsteuerungsrechner (FCC) geschlossen wird, kann anhand der erfindungsgemäß lokalen Umsetzung eines Böenlastminderungssystems an einer Steuerfläche mit lokal verteilten und dezentralen Steuereinheiten die Lastminderung effizienter gestaltet werden. Dies stellt auch eine Voraussetzung für die Möglichkeit einer weiteren Verringerung des Strukturgewichts dar.
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Insbesondere können die dezentralen Steuereinheiten und die signalverbundenen Stellantriebe jeweils von einer gemeinsamen baulichen Einheit umfasst sein, oder die dezentralen Steuereinheiten und die assoziierten Sensoren jeweils von einer gemeinsamen baulichen Einheit umfasst sein. Es kann also in einer Ausführungsform auch vorgesehen sein, dass die dezentralen Steuereinheiten, die zugehörigen Stellantriebe und die zugehörigen Sensoren jeweils von einer gemeinsamen baulichen Einheit umfasst sind. Unter einer gemeinsamen baulichen Einheit ist im vorliegenden Zusammenhang beispielsweise die Montage in einem gemeinsamen Gehäuse oder auf einer gemeinsamen Montagestruktur zu verstehen, das bzw. die sich etwa in einem geeigneten Bauraum im Flügel des Flugzeugs befinden kann.
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Im Falle einer baulichen Einheit aus dezentraler Steuereinheit, Sensoren und Stellantrieb, oder zumindest aus Sensoren und Stellantrieb, kann eine Kompensation möglicher Einflüsse der Stellantriebsbewegung auf die Signale der Sensoren durch entsprechende Ausbildung der dezentralen Steuereinheit erforderlich werden.
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Alternativ zu einer gemeinsamen baulichen Einheit im engeren Sinn kann auch eine Anordnung in räumlicher Nähe, im Sinne beispielsweise einer Verbauung im selben Abschnitt eines Flügels des Flugzeugs vorgesehen sein. So können dezentrale Steuereinheit und assoziierte Sensoren in räumlicher Nähe zueinander angeordnet werden, dezentrale Steuereinheit und Stellantrieb in räumlicher Nähe zueinander angeordnet werden, Sensoren und Stellantrieb in räumlicher Nähe zueinander angeordnet werden, oder alle drei Elemente in räumlicher Nähe zueinander angeordnet werden.
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In einer Ausführungsform können die dezentralen Steuereinheiten dem zugehörigen Stellantrieb und dem zentralen Flugsteuerungsrechner zwischengeschaltet sein. Ein Steuersignal des zentralen Flugsteuerungsrechners passiert also zumindest dann, wenn die dezentralen Steuereinheiten nicht aus irgendeinem Grund wie beispielsweise einem Fehler oder einer Deaktivierung des Böenlastminderungssystems abgekoppelt wird, die dezentrale Steuereinheit, bevor es auf den Stellantrieb wirkt.
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In einer Ausführungsform können die Beschleunigungssensoren direkt mit der dezentralen Steuereinheit signalverbunden sein. Insbesondere kann vorgesehen sein, dass die Beschleunigungssensoren nicht mit dem zentralen Flugsteuerungsrechner signalverbunden sind.
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Im Betrieb des Flugzeugs erhalten die dezentralen Steuereinheiten vom zentralen Flugsteuerungsrechner Positionskommandos für den entsprechenden Stellantrieb. Diese Positionskommandos resultieren aus den Vorgaben des Piloten oder des Flugführungssystems und dienen der Steuerung der Flugbahn. Die dezentralen Steuereinheiten können ausgebildet sein, Signale der Beschleunigungssensoren auszuwerten und dem Stellkommando des zentralen Flugsteuerungsrechners ein zusätzliches Stellkommando zu überlagern, wenn die Signale der Beschleunigungssensoren einen Grenzwert überschreiten.
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Weiterhin betrifft die Erfindung auch ein Flugzeug umfassend ein erfindungsgemäßes Böenlastminderungssystem und weiterhin einen Flugzeugrumpf, Flügel, Steuerflächen und Stellantriebe zur Ansteuerung der Steuerflächen sowie einen mit den Stellantrieben signalverbundenen zentralen Flugsteuerungsrechner, der ausgebildet ist, Positionskommandos eines Piloten oder Flugführungssystems zur Steuerung der Flugbahn an die Stellantriebe zu leiten. Vorteilhafte Ausbildungen des Böenlastminderungssystems und Varianten der Verbauung der einzelnen Bestandteile des Böenlastminderungssystems im Flugzeug können der vorstehenden Beschreibung der Böenlastminderungssystems entnommen werden.
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Die Ausstattung eines Flugzeugs mit einem erfindungsgemäßen System zur Böenlastminderung führt zu einer deutlich höheren Effektivität bezüglich Böenlastminderung, da die lokale Erfassung und die direkte und schnelle Gegenregelung zu einer signifikanten Reduktion der Lasten führt. Zudem werden die Lastzyklen sowohl auf die Struktur sowie auch auf die Steuerflächen und Stellantriebe verringert, da lokal auf die tatsächlich auftretenden Böen reagiert wird, und nicht global, wie in den vorbekannten Systemen. Durch die effizientere Ausregelung von Böenlasten werden auch die Sicherheit und der Passagierkomfort erhöht. Insbesondere bei dünnen Flügeln ist dies von sehr großer Bedeutung, da diese aerodynamisch effizienter ausgelegt werden können. Weiterhin lassen sich anhand des erfindungsgemäßen Systems auch Schwingungen im Flügel aktiv dämpfen, was bei zunehmender Elastizität der Flügelstruktur ebenfalls in den Fokus gerät.
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Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus den nachfolgend anhand der Figuren beschriebenen Ausführungsbeispielen. In den Figuren zeigen:
- 1: eine schematische Veranschaulichung eines Problems bekannter Böenlastm inderungssysteme;
- 2: eine Darstellung zur Verteilung dezentraler Steuereinheiten und Beschleunigungssensoren in einem erfindungsgemäßen System;
- 3: eine Darstellung einer dezentralen Einheit aus Steuereinheit und Beschleunigungssensor sowie der Verknüpfung mit einem zugehörigen Stellantrieb und dem zentralen Flugsteuerungsrechner;
- 4: eine schematische Darstellung des Regelungskonzepts eines erfindungsgemäßen Böenlastminderungssystems in einer Ausführungsform; und
- 5: ein Flussdiagramm zum Ablauf einer Böenlastminderung in einem erfindungsgemäßen System.
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1 zeigt eine schematische Veranschaulichung des eingangs geschilderten Problems bekannter Böenlastminderungssysteme, wonach die Sensorik durch die Massenträgheit des Flugzeugrumpfs und der Platzierung der Sensoren die Böen und Turbulenzen erst sehr spät erkennt und somit die Gegenregelung langsam ist.
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Die Figur zeigt in diesem Zusammenhang eine schematische Ansicht eines fliegenden Flugzeugs 900 von hinten. Wenn die für eine Böenlastminderung verwendeten Anstellwinkelsensoren zentral am vorderen Rumpf 910 angebracht sind, wie dies in Systemen aus dem Stand der Technik üblich ist, führt das erfasste Signal „LW detected“ bei einer asymmetrisch über die Spannweite des Flugzeugs verteilten Böe, deren Stärke im Verlauf der Quererstreckung des Flugzeugs 900 mit der Kurve B gezeigt ist, im ersten Moment zu einer zu starken Auslenkung des Querruders 921a an einem, im Beispiel der 1 linken Flügel 920a, an dem der böeninduzierte Anstellwinkel in Wirklichkeit „Δα true LW“ beträgt, und zu einer zu schwachen Auslenkung des Querruders 921b am anderen, im Beispiel der 1 rechten Flügel 920b, an dem der böeninduzierte Anstellwinkel in Wirklichkeit „Δα true RW“ beträgt, wobei Δα true LW > Δα detected > Δα true RW. Erst durch die spätere Erkennung der folgenden böeninduzierten Rollbewegung des Flugzeugs 900, die in der Figur durch den Pfeil R dargestellt ist, wird der Ausschlag der Steuerflächen vom System korrigiert.
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In 2 und 3 ist ein erfindungsgemäßes System 100 zur Böenlastminderung schematisch dargestellt. Dabei zeigen 2 die Verteilung dezentraler Steuereinheiten 110 und Beschleunigungssensoren 120 am Flugzeug 200 und 3 eine vergrößerte Darstellung einer dezentralen Einheit aus dezentraler Steuereinheit 110 und zugehörigem Beschleunigungssensor 120 sowie der Verknüpfung mit einem ferner zugehörigen Stellantrieb 230 und dem zentralen Flugsteuerungsrechner 240.
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Wie in 2 zu erkennen ist, umfasst das erfindungsgemäße System 100 eine dezentrale Steuereinheit (REU) 110, die nahe eines Stellantriebs 230 für eine Steuerfläche 250 des Flugzeugs 200 oder auch direkt am Stellantrieb 230 installiert ist, und einen Beschleunigungssensor 120, der vorzugsweise ebenfalls nahe des Stellantriebs 230 oder direkt auf dem Stellantrieb 230 installiert ist. Der Beschleunigungssensor 120 kann in einer Variante auch integraler Bestandteil der dezentralen Steuereinheit 110 sein.
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Obwohl in 2 nur ein Flügel 205 des Flugzeugs 200 dargestellt ist, sind zu den mehreren dezentralen Steuereinheiten 110 mit assoziierten Beschleunigungssensoren 120, die an verschiedenen Positionen des Flügels 205 jeweils im Nahbereich von Stellantrieben 230 für Steuerflächen 250 angeordnet sind, Gegenstücke am nicht dargestellten, anderen Flügel des Flugzeugs vorhanden.
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Wie aus 2 und insbesondere auch aus 3 ersichtlich ist, sind die dezentralen Steuereinheiten 110 dem zugehörigen Stellantrieb 230 und dem zentralen Flugsteuerungsrechner 240 zwischengeschaltet sein. Ein Steuersignal des zentralen Flugsteuerungsrechners 240 passiert also die dezentrale Steuereinheit 110, bevor es auf den Stellantrieb 230 wirkt. Die Beschleunigungssensoren 120 sind direkt mit der dezentralen Steuereinheit 110 signalverbunden.
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4 zeigt eine schematische Darstellung des Regelungskonzepts eines erfindungsgemäßen Flugzeugs 200. In der Figur gut erkennbar ist die Entflechtung der Regelkreise für die Flugsteuerung und die Böenlastminderung.
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Tritt nun eine Böe oder sonstige dynamische Luftlast auf, wird die entsprechende Reaktion der Flügelstruktur von den lokalen Beschleunigungssensoren 120 erfasst. Das gemessene Beschleunigungssignal wird zunächst Hochpass-gefiltert, um den Einfluss der Dynamiken unterhalb eines auf die elastischen Eigenschaften des Flügels 205 abgestimmten Grenzwerts zu unterbinden. Überschreitet das gefilterte Beschleunigungssignal den Grenzwert, wird dem Stellkommando des zentralen Flugsteuerungsrechners 240 ein zusätzliches Stellkommando überlagert. Um hierbei unerwünschte Interferenzen mit Flugsteuerungsvorgaben zu vermeiden und die Autorität des Flugsteuerungsrechners nicht auszuhebeln, sind an jeder dezentralen Steuereinheit 110 Informationen zu den normal an der jeweiligen Position bzw. an der jeweiligen Steuerfläche 250 oder am jeweiligen Stellantrieb 230 zu erwartenden dreidimensionalen Beschleunigungsprofilen bei kommandierenden Steuerausschlägen in Abhängigkeit des Flugzustands und der Masseverteilung im Flugzeug 200 hinterlegt. Diese Informationen können insbesondere Informationen zu Staudruck an allen Steuerflächen 250, zur Beladung und/oder zum Tankzustand des Flugzeugs 200 umfassen. Die Informationen werden beispielsweise fortlaufend an die dezentralen Steuereinheiten 110 übermittelt. Anhand des resultierenden Deltas aus zu erwartender Beschleunigung und der realen Beschleunigung wird das Stellsignal zur Böenlastminderung errechnet.
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Der eben beschriebene Ablauf ist auch im Flussdiagramm der 5 erkennbar.
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Zusammenfassend kommt es im Flugzeug 200 durch die Verbauung eines erfindungsgemäßen Böenlastminderungssystems 100 zur lokalen Ausregelung von Störgrößen, die durch Böenlasten und Turbulenzen und in zweiter Ordnung auch durch Flügelschwingungen verursacht werden. In diesem Zusammenhang bedeutsame Elemente der vorliegenden Erfindung sind die Entflechtung der Regelkreise für die Flugsteuerung und die Böenlastminderung und die Anordnung des Lastregelkreises lokal dort, wo auch die lokalen Lasten bzw. Strukturreaktionen gemessen werden. Das letztgenannte Element umfasst eine lokale Messung von Beschleunigungen, eine lokale Berechnung von Stellsignalen zur Lastminderung sowie eine lokale Aktivierung einer vor Ort befindlichen Steuerfläche 250. Diese lokale und somit schnelle Ausregelung wird ermöglicht durch den Einsatz von lokalen Beschleunigungssensoren 120, welche integraler Bestandteil von dezentralen Steuereinheiten 110 sein können.
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Eine große praktische Bedeutung erfahren diese Gesichtspunkte insbesondere deshalb, da das Thema der aktiven Steuerlastminimierung durch immer dünnere Flügel 205 mit hoher Streckung zunehmend an Bedeutung gewinnt. Weiterhin führt die gesteigerte Elastizität der Flügelkonstruktionen zu einem höchst komplexen aeroelastischen Verhalten, welches auch Schwingungen höherer Ordnung sowie Torsionsschwingungen hervorruft. Anhand des Böenlastminderungssystems 100 der vorliegenden Erfindung können direkte Reaktionen auf Böen effektiver abgemindert und dadurch auch in dünnen Flügelstrukturen hervorgerufene Schwingungen nachhaltig gedämpft werden.
