专利名称：飞机的高升力系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种飞机的高升力系统。
背景技术：
文献US5，772，165B1和US5，366，177A描述了一种机翼，其在上表面包括用于排放空气的开口，目的是控制所述机翼周围的空气流。
发明内容
本发明的目的是解决上文描述的现有技术的系统的问题。上面的目的是通过具有权利要求I的特征的高升力系统以及具有权利要求16的特征的飞机来实现的。从属权利要求产生有利实施例。一种根据本发明的高升力系统具有主翼和控制襟翼，还有用于安装控制襟翼的支撑装置，以及用于安装和/或定位控制襟翼的定位装置或者引导装置，其中各引导装置至少局部被提供有一个罩。所述引导装置是设计来引导所述控制襟翼的运动。所述控制襟翼可以是一个前缘高升力襟翼或者是又一个控制襟翼，类似于一个扰流片或者副翼。根据本发明的一个实施例，提供一种高升力系统，该高升力系统包括主翼和多个控制襟翼，还有用于安装控制襟翼的支撑装置，以及用于对控制襟翼进行定位的引导装置，其中各支撑装置和/或引导装置(120130)至少局部提供有整流罩。所述高升力系统近一步包括用于影响主翼(200)和控制襟翼(300，400)周围的流的流控装置(10)，流控装置具有至少一个进气管道(20)以及至少一个排气管道(30)，进气管道(20)沿着主翼弦向(H-KT)延伸，每个具有位于主翼(200)的下表面(204)之上或者之下的至少一个入口
(22)，至少一个排气管道(30)与至少一个进气管道(20)以流体连通的方式连接，并具有至少一个出口(32)，使得流入进气管道(20)的流体可以通过出口(32)排出，其中出口(32)位于至少一个控制襟翼(300，400)的上表面(313，413)之上和/或主翼(200)的上侧，在主翼(200)之上、相对于主翼弦向(H-KT)在主翼长度的后三分之一内，其中流控制装置(10)是至少局部设置在整流罩(118)之内，至少一个进气管道(20)的入口(22)朝向与主翼(200)的主翼弦向(H-KT)相反的方向，以及其中每个进气管道(20)的至少一个入口(22)是设置在一个在主翼弦向(H-KT)从整流罩(118)的前方开始、延伸到主翼弦向方向的三分之一的范围内。根据本发明的一个实施例，整流罩(118)包括至少两个进气管道(20)，每个包括至少一个入口(22)，其中所述入口中的两个入口分别放置于在彼此分叉的方向上延伸的流体表面上。根据本发明的一个实施例，在每种情况下给每个进气管道(20)提供与各进气管道(20)以流体连通的方式连接的至少一个排气管道(30)，排气管道(30)沿着主翼弦向(H-KT)延伸。根据本发明的一个实施例，在每种情况下将入口(22)设计成直接在整流罩(118)内的开口。根据本发明的一个实施例，给入口(22)提供入口关闭装置(24)，和/或给至少一个出口(32)提供出口关闭装置(34)。根据本发明的一个实施例，·至少一个控制襟翼(300，400)包括位于各控制襟翼(300，400)的上表面(313，413)的至少一个出口(32)，其中在至少一个出口(32)处设置一个入口关闭装置(24)，以及至少一个出口关闭装置(34)用运动学的方式和/或在功能上与控制襟翼(300，400)的位置相耦接，使得各关闭装置(24，34)的状态通过控制襟翼(300，400)的设定来确定。根据本发明的一个实施例，至少一个控制襟翼(300，400)包括位于各控制襟翼(300，400)的上表面(313，413)之上的至少一个出口(32)，其中在至少一个出口(32)处设置入口关闭装置(24)，以及至少一个入口关闭装置(24)是用运动学的方式和/或功能性地与控制襟翼(300，400)的位置相耦接，使得各关闭装置(24，34)的状态通过控制襟翼(300，400)的设定来确定。 此外提供一个流控装置来控制所述高升力系统周围的流；这具有沿着主翼弦向延伸的至少两个进气管道，在每种情况下具有至少一个入口，位于所述高升力系统的下表面之上或之下；此外它具有至少一个排空气的管道，与所述进气管道以流体连通的方式连接，并具有至少一个出口。这个出口位于至少一个调节襟翼的上表面之上，并且/或者在所述主翼弦向，在所述高升力系统的主翼的后三分之一内。通过这种方式，当从飞行方向看时，对流的控制不仅是在各调节襟翼上，而且还有可能是早一些时候在这个调节襟翼上游的区域中。通过这种方式，在流控的效果推迟了的情况下，根据流方向，可以在所述调节襟翼上执行这个控制，以解决所有的流分离。此外，在根据本发明的高升力系统中，所述流控装置至少局部设置在所述罩内。因此，所述流控装置的入口朝向所述高升力系统的弦向。在这里给每个进气管道设置至少一个入口，在主翼弦向，处在前三分之一内，并且在每种情况下在所述罩的一侧。通过这种方式，可以实现两个重要优点。一方面，通过在通常称为“整流罩”的所述罩内布置所述流控装置，可以一起减少或者避免它对所述高升力系统的下表面上的流有任何不希望有的影响。因此，除了服务于在所述高升力系统的下表面周围的流的空气动力学，所述整流罩的经过空气动力学优化的外部轮廓也容放所述流控装置的至少一部分。为了实现控制所述流所必需要的空气体积流量，来自于所述高升力系统外部的空气经由所述流控装置的入口被引入这个流控装置。因此所述入口在所述整流罩前三分之一内这个特殊布局在所述流控装置中有可实现的空气体积流量方面具有优点。在所述整流罩的两侧提供入口，例如在主翼弦向以基本上对称布局的方式，具有另外的优点是，在所述流控装置内可以实现所述空气体积流量的对称分布，甚至是在空气体积流量较高的情况也可以。通过这种方式可以用更简单的、更精确的方式调节根据本发明的一个高升力系统的流控装置，以控制在所述高升力系统的上表面之上的流。这样一种系统的第二大优点是，可以构造它来以被动的方式工作。这是通过将所述入口转向所述高升力系统的主翼弦向来实现的。在这里，“朝向”所述主翼弦向应当理解成意思是所述入口开口的截面至少有一部分在所述主翼弦向的方向上开口。因此排除具有与所述主翼弦向平行的入口开口截面的设计。通过这种方式，在所述高升力系统下表面上流动的空气可以根据本发明无障碍地渗透到至少是所述入口截面的朝向部分，并可以再次达到接近所述流控装置的进气管道的目的。因此，可以说，例如，通过整个高升力系统与飞机一起运动，高压空气撞击在所述流控装置上可以自动或者被动发生。根据本发明的入口的布局所造成的对所述高升力系统的下表面上的流的影响因此可以降低到最小，由于通过所述入口的最小开口从这个下表面流只抽取必须量的空气，而剩下的流仍以经过空气动力优化的方式沿着在所述高升力系统之下的整流罩流动。通过根据本发明的实施例的方式，因此构成一个在设计方面容易构造的被动系统，同时容易适应到所述高升力系统的下表面的流，具有很少的动力学缺陷。
对于一些应用，如果所述进气管道还有所述入口是相对于彼此在主翼弦向对称设计时，会是有利的。在这里，“对称设计”这一词应理解成还包括那些在与对称轴的位置距离方面、与几何定义上的纯粹对称只有很少偏离、尤其是小于30%的偏离的情况。此外，如果设计所述入口，使得它们对分配给飞机起飞和着陆过程的控制襟翼的设置不产生任何重要的显著流损失，会是有利的。这类布局将给所述流控装置被动提供空气体积流和减小所述高升力系统的下表面的空气阻力结合起来。此外，有可能的是，在每种情况下，给每个进气管道提供与各进气管道以流体连通的方式连接的至少一个排气管道，其中所述排气管道沿着所述主翼弦向延伸。所述排气管道的这类布局对所述流控装置的整体对称性有好处。尤其是单独的对应进气管道和排气管道的流截面和管道长度在这里基本上一致。因此，在所述流控装置内实现空气的对称体积流量分布，这简化了和/或局部首先使得在所述高升力系统的上表面有定义好的流控。如果在根据本发明的高升力系统中，在每种情况下至少所述入口被设计成在所述整流罩内的开口，这会是有利的。从空气动力学的角度来说，进一步融合进气管道、入口和整流罩是非常有利的。在所述整流罩中直接构造所述入口因此使得在所述整流罩内的流控装置和所述整流罩本身之间有一个无缝的过渡，而不是所述进气管道末端在所述整流罩上与它们的入口齐平。在这里，每个入口可以有多种几何形状。除了简单的圆形或者椭圆形截面之外，在有用相对于所述主翼弦向有不同的倾斜角度来达到控制所述流所需的空气量的有效流截面面积的场合下，使用复杂的几何形状或者甚至是交叉表面也可以是有利的；这些是自动产生的，因此可以说是端部与所述高升力系统的整流罩齐平的结果。在这里，在提供所述入口的情况下，有利地提供所述入口的一种对称布局，因此给所述流控装置偶数个入口，例如,两个、四个或者六个,是有利的。在有根据本发明的高升力系统的情况下，可以给所述入口提供一个入口关闭装置。这样的入口关闭装置可以用各种方式来构造。因此，例如，有可能这个入口关闭装置是以纯粹机械的方式或者压电的方式起作用的。还可以将弹性材料或者电触发的弹性材料用于所述入口关闭装置的构造。所谓的智能弹性材料的布局，例如当超过一个特殊的背压时，像一个过压阀一样打开，也会具有实际的益处。在这里要注意的是，所述入口关闭装置的主动启动还有被动启动，可以这么说，这些入口关闭装置的自动构造,对于本发明的功能性是有实际的益处。尤其是，在需要减轻重量的场合下，所述入口关闭装置的被动构造因为可以有最小的复杂度而具有极大的好处。但是，当在多种飞行条件下需要主动控制时，如果所述入口关闭装置可以主动操作的话，例如是以机械式可控襟翼的形式，是具有优点的。对于主动和被动系统二者而言，或者这两种变化形式的结合而言，用进一步的传感器是有益处的；这些控制并监控所述高升力系统的当前流条件，尤其是在所述流控装置要控制的区域内。这些传感器一方面可以由所述高升力系统的中央控制逻辑或者与这样的控制逻辑配合的飞机直接处理；但是它们还可以用非集中式的方式，也就是说，在所述流升力系统本身中，用于控制所述入口关闭装置的目的。此外，在根据本发明的高升力系统中，还可以给所述至少一个出口提供一个出口关闭装置。如对所述入口关闭装置所进行的详细解释那样，还可以用同样的方式在结构上实现所述出口关闭装置。当超过一定的内部压力时，所述出口装置的一个额外的选项是自动开口。也就是说，可以用这种方式使用一个压力释放阀经由所述流控装置以被动的方式来控制从所述流控装置出口排出的空气。 在根据本发明的一种高升力系统中，如果所述入口关闭装置和/或所述出口关闭装置与所述高升力系统的一个定位襟翼的引导装置耦接在一起，使得各关闭装置的状态由所述调节襟翼的设定来确定时，它是有利的。这个相关性可以主动地和被动地操作。在主动相关的情况下，可以用一个电或者机械类型的传感器来检测所述调节襟翼的当前位置。也可以想到通过用所述引导装置本身的致动器来检测所述调节襟翼的位置。所述入口关闭装置和/或出口关闭装置，作为所述调节襟翼的位置的一个函数，随后主动打开或者关闭，使得，例如，在调节襟翼展开的起飞或者着陆阶段的低速飞行时，所述入口关闭装置和出口关闭装置都打开，所述流得到控制。也可以想到被动式启动。因此，例如可以通过用在对所述控制襟翼定位的引导装置和所述入口关闭装置和/或所述出口关闭装置之间的传输系统来提供运动学上的耦合。这样一个传输系统，由所述调节襟翼的定位来直接驱动，例如可以经过进一步随后的机械式系统打开和/或关闭所述入口关闭装置和/或出口关闭装置。在这里，如果在根据本发明的高升力系统中，各关闭装置的打开程度是所述高升力系统的调节襟翼的设定的函数会是有利的。这表示各关闭装置可以以量化的方式打开或者关闭。因此可以经由所述入口关闭装置和所述出口关闭装置的打开程度来调节流经所述流控装置的不同空气流量。根据流控的必要程度，流控的必要程度反过来会取决于所述控制襟翼的设定，所述控制程度因此可以通过所述入口关闭装置和所述出口关闭装置的打开程度来调节。但是，所述关闭装置基本的、也就是说非量化的打开会是所述调节襟翼的设定的函数。因此，在所述调节襟翼是在空档位置的飞行条件下，例如在巡航中，可以关闭所述入口，以在整个整流罩上实现省油的空气动力，而所述关闭装置的打开仅出现在所述调节襟翼被启动、也就是说例如是伸展的飞行条件下。在有根据本发明的高升力系统时，另外可以给至少所述进气管道和/或每个排气管道提供至少一个控制阀或者至少一个泵来控制所述流控装置内的体积流量，其中所述控制阀或者泵在所述主翼弦向是彼此相对设置。优选地构造这个布局，使得所述控制阀和/泵也是在各管道内对称定位。这样一个对称布局再次导致所述流控装置内的空气体积流量呈对称分布。尤其是当在特殊飞行条件下使用所述流控装置时，用一个泵或者控制阀可以进一步优化所述流控装置。例如，一个泵可以用来在速度特别低的飞行条件下，例如在着陆阶段，吸入额外的空气，如果在低速飞行条件下经由所述流控装置的入口不能让人满意地保证控制所述流所必需用的空气量时。因此，甚至是在低速飞行条件下，经过所述流控装置有一个高压及因此有一个高体积流速率是有可能的。但是，这样一个泵仅用作辅助控制所述流量，因此可以以比较紧凑的方式及低动力设计的方式来实现。所述流控装置上的主负荷，或者换句话说，大部分空气，由所述高升力系统的下表面上的流量速率连续以被动的方式产生。作为使用泵的一种替换方式或者与之并行，在完全打开所述入口关闭装置和出口关闭装置产生的空气流量太大、对所述流产生的影响太大的低速飞行条件下，还可以使用一个控制阀。这样一个控制阀因此可以减小所述流控装置的直径范围，使得类似地减小最大空气体积流量。在使用一个泵和/或控制阀的情况下，给所述入口和出口管道提供关闭 装置，例如可以将前两个元件引入完全关闭设置中。一种根据本发明的高升力系统因此可以安装在每个进气管道内，具有对经过所述流控装置的空气流进行系统的改变的至少一个变流器，其中所述变流器在所述主翼弦向彼此相对设置。所述变流器也再次优选地是在所述主翼弦向彼此对称设置。这样一个变流器尤其可以被引导朝向所述流随时间的变化。在限定好的飞行条件下，可以通过所述变流器产生某个频率的体积空气流量变化。尤其是，因此在所述流控装置内出现的空气量的脉冲式排出是有可能的。在所述高升力系统的上表面的脉冲式排出因此对所述流产生尤其积极的影响，尤其是在防止或者避免这些区域内的流的分离方面，或者甚至是这个区域内的流的重新附着方面。所述变流器因此可以安装在所述流控装置内的不同位置处。这样，直接在一个入口或者出口的安装与在所述进气管道或者排气管道内布置所述变流器一样可能。也可以想象使用一个变流器作为多个进气管道和排气管道的共用变流器。所述排气管道也有一个Y型分叉，其中所述变流器位于所述分叉的一个臂内，所述流可以自由地流经所述分叉的第二个臂部。在有这样一个实施例的情况下，因此可以将定义好的基本空气流量设置成经由所述自由流臂部的流量，而变化量的空气经由所述第二臂部和所述变流器叠加在这个基本量的空气上。在这样一种情况下，换句话说，在所述流控装置出口处的空气量不会在零值和一个定义好的值之间波动，而是在一个最小值(自由臂)和一个最大值(脉冲式臂)之间波动。根据本发明的变流器，例如可以体现为一个被动操作阀或者一个主动操作泵。一个被动操作阀例如可以体现为一个机械震荡电路，使所述阀的定义好的打开和关闭与一个频率匹配。因此，所述变流器不同的关闭频率，以及所述流控装置的不同脉冲频率可以以不同的空气速度来实现。一个泵形式的主动实施例中，它以频率受到控制的转动速度运行，尤其是以不同的转速运行，可以布局在这里。在这里，在根据本发明的一个高升力系统中，所述变流器例如可以设置在至少一个出口或者排气管道的区域内。所述变流器接近于所述出口的优点在于，利用速度使得所述变流器的脉冲频率的改变达到所述高升力系统的上表面上的实际流量，从而影响后者，该速度是非常高的，因此产生的控制响应时间非常短。进一步的优点是低压损耗，还有因此而产生的短的流路径。因此，所述高升力系统的上表面上的流得以控制，总之，通过所述流控装置有效地、非常快速地和非常精确地得到优化。在根据本发明的一个高升力系统中，此外可以提供一个启动装置，用于接收飞行状态数据和产生控制信号，通过这样可以在特殊飞行条件下启动或者停止所述流控装置。在这里，术语“启动”和“停止”所述流控装置应当理解成适用于所述流控装置的流体机械有效性。在这里，例如，启动可以通过打开所述流控装置的一个入口关闭装置和/或一个出口关闭装置来进行。虽然这里的飞行状态数据尤其是涉及飞行速度，但是它们还涉及所述高升力系统本身的状态数据。所述高升力系统的这种飞行状态数据可以例如是由所述高升力系统上的、尤其是控制襟翼本身上或所述控制襟翼周围的区域内的负荷传感器或者流量传感器采集。为了尽可能使一个设计有效，有利的是，在根据本发明的高升力系统中，如果一个分配管道是提供在所述进气管道和至少一个排气管道之间。尤其是，如果多个排气管道是由几个进气管道来服务的话，这个分配管道具有实际的优点。因此，对应地具有大入口的比较大的进气管道可以集中在所述高升力系统之下的所述整流罩内，而经由所述分配管道，可以在所述高升力系统的上表面服务多个排气管道和多个出口。因此，尤其是多个出口分布在要控制的高升力系统的整个表面上。在这里，分布可以出现在主翼或者各自调节襟翼的所述弦向和翼展方向。所述分配管道可以另外用作容放中央变流器和/或泵和/或控制阀的位置。通过这种方式，通过在所述流控装置内用一个进行流控的中央元件，可以进一步·节省成本和重量。对于所述流控装置内的空气体积流量超过流控的需求量时，在根据本发明的高升力系统中使所述进气管道形成与所述飞机的进一步系统进行流体连通接触，是有实际好处的。例如，与所述空调系统和所述液压或者气动系统以流体连通的方式接触是有利的。通过这种方式，可以省去在这些系统中所需要泵或者额外的入口，或者可以将这样的泵设计得更为紧凑，具有更低的电源，因此更是成本有效且节省重量。在与所述空调系统以流体连通的方式连接的情况下，有效地调节所述舱压是有可能的，尤其是在飞行高度快速变化的场景下。通过被动提供大的压缩空气体积流量并且压力舱调节系统与所述流控装置以流体连通的方式连接，可以有大量的空气来比较快速地提升所述压力舱内的压力，而不用额外的压缩机或者从弓I擎引入动力。这还适用于反方向上同样的场合，即通过吸气比较快速地除去空气，即，经由所述流控装置的排气管道的多个出口，从所述压力舱内较快地释放压力。因此，以流体连通的方式连接应当理解成是在两个方向上，即为了升高从所述入口到所述舱内的压力或者降低从所述舱到所述出口的压力。尤其是在使用具有一个被设计来控制所述可调节控制襟翼的流控装置的根据本发明的高升力系统时，如果所述管道，尤其是进气管道、排气管道或者分配管道至少可在它们轴向局部改变时，是有利的。例如，当所述控制襟翼，尤其是所述尾缘襟翼被从所述主翼错位时，因此可以保持在所述进气管道内的流体连通方式连接，而不用管轴向上的错位。所述轴向上变化的实施例的一种可能形式是一个伸缩管形式的设计，它与可以在彼此之中滑动的伸缩式元件配合。也可以想象在本发明的框架中使用一个在长度上桥接所述轴向上的变化的波纹管的实施例。在根据本发明的一个高升力系统中，如果所述出口是沿着所述主翼翼展方向的两条线路设置，那么也是具有实际优点的。所述出口的这样的分布的好处在于，可以在所述主翼翼展方向的大范围内进行所述流的控制。通过这种方式，可以优选地在整个调节襟翼的翼展方向防止或者至少推迟所述流的分开。沿着所述直线进行布置的优点在于，再次可以在所述主翼弦向上执行基本上对称的流控制。此外，如果所述出口是沿着所述主翼翼展方向的至少两条线路设置，其中一条线路的出口是设置在所述主翼翼展方向，与相邻线路的每个出口错开时，会是有利的。在这里，所述直线相对于彼此在所述主翼弦向上错开。通过这种方式，在流体机械学方面可以实现在所述调节襟翼上表面上接近于连续的流控，而不必容放不必要的大出口。在所述主翼弦向的出口后面，出现根据本发明的高升力系统的负荷传感器和/或流量传感器也会是有利的。这个布局允许反馈回与所述流控的效果有关的信息。通过这种方式可以安装一个控制电路，它以所述实际的流条件为函数调节所述流控装置。可以根据需要，例如在控制参数方面调节提供的所述变流器或者控制阀或者泵。通过这种方式，在避免或者推迟流分离方面，可以更有效地控制所述流。在这里，所述负荷传感器和流量传感器可以交替设置在所述主翼翼展方向。这样使得基本上不断监控在所有的潜在的流分离方面的负荷条件和流条件都成为可能，因此更 有效地控制所述流。根据本发明的高升力系统的一个实施例，可以将一个另外的流控装置实施为在所述高升力系统的一个调节襟翼和所述主翼之间，尤其是在一个前缘襟翼和所述主翼之间。在特定的飞行条件下，限定量的空气可以从所述高升力系统的下表面经过这个间隙到所述高升力系统的上表面，尤其是所述调节襟翼的上表面。在特殊飞行条件下，例如在起飞或者着陆期间的低速飞行中，可以避免或者减少在这样的飞行条件下所述调节襟翼上的流的分离。现有技术的高升力系统的问题是，经由所述间隙将空气供应到所述高升力系统的上表面进行得比较不准确，尤其是以不受控的方式。这取决于当前的飞行条件，例如，狂风。另夕卜，所述间隙的几何形状是所述整个高升力系统在各种飞行条件下必须的的空气动力几何形状的函数的结果。例如，所述间隙是一个作为所谓的着陆襟翼的尾缘襟翼伸展的结果。在缩回状态下，相应地，不会出现间隙，结果是不可能将所述高升力系统的下表面的空气流提供给所述高升力系统之上的流。一种带有根据本发明的至少一个高升力系统的飞机也是本发明的目标。这样一种飞机，通过使用一个根据本发明的高升力系统，一方面可以被构造成是轻重量的，另外在起飞或者着陆这样艰难的飞行条件下可以具有改进了的空气动力学。除了省燃料之外，这些改进了的空气动力学还可以导致进一步的优化，比如稳定飞行速度较低、着陆和起飞过程时间较短。这样的优化主要目的是减少噪音的释放。
在实施例的示例和下面附图的辅助下更详细地描述本发明。在图中图I展示的是本发明的第一个实施例示例，图2展示的是本发明的第二个实施例示例，图3展示的是本发明的第三个实施例示例，图4展示的是根据本发明的高升力系统的平面图，图5展示的是一个流控装置的示意表示图，图6展示的是本发明一个实施例示例的示意表示图，图7展示的是本发明一个实施例示例的示意表示图，
具体实施例方式为了阐明用于接下来对作为高升力系统的实施例形式的描述的各方向，各方向定义如下对于控制襟翼300、400，襟翼弦向或者笼统的弦向定义为K-KT、襟翼翼展方向或者笼统的翼展方向定义为κ-SW、襟翼厚度方向或者笼统的厚度方向定义为K-KD。对于主翼，相应地定义主翼弦向H-KT或者笼统的弦向、主翼翼展方向H-SW或者笼统的翼展方向、和主翼厚度方向H-KD或者笼统的厚度方向。所述各方向也可以在图1、2、3、4中看到。图I展示的是高升力系统100的第一实施例示例。在这里，高升力系统100具有一个主翼200、一个扰流片200还有一个尾缘襟翼400。由于扰流片200还可以用于操纵飞机，本发明的一个实施例涉及一种飞机，其包括飞行控制系统以及高升力系统，飞行控制系统具有用于操纵所述飞机的控制襟翼、功能性地连接在所述控制襟翼的操纵单元、和飞行状态传感器单元，其用于根据所述飞行状态传感器单元的数据来命令所述控制襟翼，所述高升力系统具有至少一个控制襟翼和尤其是至少一个前缘襟翼。尾缘襟翼400和扰流片·200都是控制襟翼300、400。在图I中，所示的耦接在主翼200上的尾缘襟翼400是在伸展状态。这个伸展状态，例如是一个展开的状态，在这个状态下，高升力襟翼形成一个带有主翼的起飞构造或者带有主翼的着陆构造以增大所述高升力系统的升力表面以及高升力系统100的外形曲率。尾缘襟翼400通过至少一个弓I导装置130耦接在主翼200上，尾缘襟翼400由所述引导装置130支撑着，并用它引导尾缘襟翼400的运动。可选的是，在主翼200和尾缘襟翼400之间可以耦接一个驱动装置，用于致动尾缘襟翼400相对于主翼200进行运动。鉴于这一点，引导装置130具有一个支撑装置的功能。所述引导装置可以被实现成下落式铰接运动(dropped hinge kinematics),作为轨迹运动(track kinematics)。在图中，展不所述引导装置的一个实施例，其包括一个下落式较接运动，包括固定在主翼支架上的托架130b、130c或杆。托架130b、130c和固定在控制襟翼400上的至少一个杆130d、130e、130f，彼此通过铰链130a连接在一起，使得襟翼400可以相对主翼200移动。此外，给引导装置130提供一个整流罩118，用于从空气动力学方面覆盖引导装置130。除其它目的之外，这个整流罩118作用是在引导装置130周围、在下表面204朝向主翼200的压力侧202的区域内形成一个定义好的流。与下表面204相反，提供有朝向主翼200的吸气侧201的上表面203。前缘襟翼400包括一个朝向前缘襟翼400或者主翼200的压力侧402的下表面404和一个朝向前缘襟翼400或者主翼200的吸气侧201、与下表面204相反定位的上表面203。用铰链301可转动地链接在主翼200上的扰流片300包括一个朝向主翼200的压力侧202的下表面314和一个朝向主翼200的吸气侧201、与扰流片300的下表面314相反定位的上表面313。在整流罩118内放置至少一部分流控装置10 :在这里，流控装置10的进气管道20在整流罩118内延伸。在向上弯折之后，进气管道20离开整流罩118，延伸直至尾缘襟翼400。在尾缘襟翼400的轮廓内提供一个Y型分叉，将进气管道20与分配管道40连接。连接在分配管道40上的是排气管道30。
根据本发明的一个实施例，用来影响主翼200、至少一个扰流片300和/或一个机翼的至少一个襟翼400周围的流的流控装置10包括沿着主翼弦向H-KT延伸的至少一个进气管道20，并包括至少一个入口 22。根据图I的进气管道分段延伸经过整流罩118，并在整流罩和襟翼400之间延伸到整流罩的外部。在所述襟翼内，所述进气管道通向分配管道440，之后到达排气管道。，其位于主翼(200)的下表面(204)之上或之下，以及流控装置10至少局部设置在整流罩118内，并且至少一 个进气管道20的入口 22朝向主翼200的主翼弦向的反向。此外，每个进气管道20的至少一个入口 22设置在一个在主翼弦向H-KT上从整流罩118的前方开始、延伸到覆盖主翼弦向H-KT方向上的三分之一的范围内。进气管道20和排气管道30都有一个开口，即入口 22和出口 32。在这里，出口 32设置在尾缘襟翼400的上表面之上，使得借助流控装置10，可以将流动的空气输送到尾缘襟翼400的上表面之上。在尾缘襟翼400上的这一点，在高升力系统100的上表面之上的流易于分离。作为由流控装置10经由出口 32给所述流的额外辅助的结果，可以避免尾缘襟翼400上的流的分离，或者至少可以将它推迟，甚至可以在这个位置带来流的重新附着。在图I中，流控装置10的进气管道20的入口 22被提供在整流罩118朝向流方向的那侧。虽然所述进气管道实际上向流的方向倾斜，它具有一个背对着所述流的方向的有效横截面，同时朝主翼的弦向倾斜。这样意味着入口 22背向所述流的方向，因此能够从高升力系统100的下侧204上的流采集空气，并将其引导到进气管道20中。在这里，入口 22还有出口 432都有关闭装置424和434。入口关闭装置424还有出口关闭装置434在这个实施例示例中体现为机械式襟翼，可以打开和关闭入口 22和/或出口 432。在这个根据图I的实施例示例中，各关闭装置424和434的开口方向与流的方向一致。这意味着，在关闭装置424和434的过压侧，即在整流罩118的外表面之上和在出口关闭装置434的内表面之上，产生的过压引起各关闭装置424和434打开。但是，在这里，关闭装置424和434都可以被主动启动，以便保持各关闭装置424和434在关闭或者打开状态，而不依赖于各关闭装置周围的流条件。使用图I中的机械式打开襟翼作为关闭装置24和34具有进一步的优点是，可以通过这种方式实现入口的量化控制。因此，经过入口关闭装置24的定义好的开口设置，可以增大或者减小入口 22的有效流截面，因此可以控制进入的空气体积流量。此外，在图I的实施例示例中，泵470在进气管道20内；这样甚至在低速飞行条件下，可以在流控装置10中提供控制流所必须要的过压。在低速飞行条件下，泵470能够在它的吸气侧产生一个降低了的压力，吸入进气管道20的空气量大于作为当时飞行速度的结果而流经入口 22的空气量。在泵70的压力侧，这个量增加了的空气被在分配管道40和排气管道430的方向上推动。另外，在进气管道20内提供一个分叉，其中一个分叉臂分到分配管道440中，作为自由流分叉臂，第二分叉臂作为变流器50的支座，然后同样分到分配管道440内。毋庸置疑，还可以在本发明的框架内设想出变流器50和在分配管道440之后所述分叉的设置方式。限定量的空气，即，由所述自由流分叉臂的流截面所限定的空气，可以连续地流经所述自由流分叉臂进入分配管道，并经由排气管道430和出口 32到达尾缘襟翼400的上表面之上。在这个基本流之上叠加额外的一定量的空气，变流器450以脉冲的方式让这个一定量的空气进入分配管道440和排气管道430，使得脉冲式流从出口 432出来，在一个最大空气流量和一个最小空气流量之间变动。图2展示的是高升力系统100的进一步实施例示例。与图I所示的实施例示例相反，在这里，在图2中，流控装置10不是被提供给尾缘襟翼400，而是给主翼200上的调节襟翼300、400，即扰流片200。在这里，流控装置10的进气管道20再次是设置在整流罩118内，并在主翼200的方向上、在扰流片200附近的区域内朝上从整流罩118中退出。在那里，它进入主翼200的整流罩和扰流片200，排放到主翼200的排气管道230中。可替换的是，或者另外，可以在扰流片300上提供一个带有出口 332的排气管道3320。在排气管道230和/或330中设置一个变流器250，它将脉冲式空气流排放到排气管道230中，因此能够经由在扰流片200上的流的出口 232进行脉冲式控制。流控装置10的入口 222和232也具有关闭装置224和234。这些可替换地，或者另外地被集成在管道330中。图2中的入口关闭装置224现在呈现在关闭状态。在这个状态下，在流体机制方面而言，流控装置因此是被动的，换句话说，是非操作性的。实际上，在·高升力系统100的下表面204上的流不受控制，而流过整流罩118。在进气管道20之内，提供一个控制阀60来限制所述流控装置中的气流。因此，当入口关闭装置24完全打开时，可以进一步改变进气管道22内的空气量。当在例如巡航飞行条件下或者在快速飞行操作期间，大量的空气经由入口 22进入进气管道20中，但对于所述调节系统进行期望的控制而言该入口 22太大，这可经由控制阀60进行限制。因此，只有限定量的空气经过进气管道20的进一步管径，进入变流器50，变流器50可以进行它的流控改变任务，经由出口 32在扰流片200的上表面上产生限定的脉冲式流。图3是根据图2的实施例示例的变化例。因此，在这个实施例示例中，出口 32不仅被提供在扰流片200上，而且还在主翼200上。在这里在主翼200的上表面提供两个出口 32或者232a、232b、232c，在扰流片200的上表面上有一个出口 232c。在主翼200的上表面上的两个出口 232b、232c因此位于扰流片200的区域内，像调节襟翼一样。通过这种方式，用流控装置10，可以更加有效地进行流控制。因此，在高升力系统100的上表面102的流在多个位置受到控制，因此可以在扰流片200的区域内完全受到控制，并且因此可以完全部署要通过所述控制而达到的效果。通过这种方式，在扰流片200的上游已经分开了的流可以至少局部重新附着，因此以重新附着的状态到达扰流片200。通过这种方式，扰流片200可以布局它的空气动力学效果。在图3所示的实施例示例中，变流器50被提供在进气管道20中。在这里，变流器50仍旧位于分配管道40的上游，因而在排气管道30的上游。通过这种方式，单个的变流器50可以供多个排气管道30和出口 232a、232b、232c使用。这样做的后果是可以显著减轻重量。另外，对于多个排气管道30和出口 232a、232b、232，变流器50的成本只产生一次。另外，在图3所示的实施例示例中，在进气管道20中再次提供一个泵70 ;在低速飞行条件下，这可以例如在入口 22的区域内产生负压吸力，以确保甚至在这样的飞行条件下，也能给高升力系统100的上表面102上的流供应充足的空气。图4展示的是高升力系统100的平面视图。在这个平面视图上，展示了出口 32或者232、332、532的多种可能布局。在这里，出口 32被提供在所有控制襟翼300、400上，还在主翼200本身上。在主翼200的前缘上，给一个前缘襟翼500提供流控装置10的出口 332。在主翼200的尾缘上，提供一个尾缘襟翼400，它同样具有用于控制高升力系统100的上表面102上的流的出口 32。出口 332同样被提供在一个扰流片300上。出口 232还被提供在主翼200本身上，在所述扰流片的上游区域内，在这里比扰流片300在主翼弦向上的投影的三倍还多。在所述流到达扰流片300和尾缘襟翼400之前，这些已经对它在上表面102进行了控制。因此，在所述流到达各调节襟翼300、400处时，有可能已经受到控制措施，这样可以甚至更有效地实现推迟或避免所述流的分离，甚至可以实现流的重新附着。在这里，在图4所示的实施例示例中，可以给每个调节襟翼300、400提供单独的流控装置10，也可以给两个或者多个控制襟翼300、400提供共用的流控装置10。图5所示为流控装置的实施例示例，其中选择了显著地更为有效的设计形式。因此，提供两个对称的进气管道20，一起排放到第一分配管道40中。当从所述流方向上看时，一个中央变流器20位于所述连接区域内；这可以改变、尤其是以脉冲式方式改变流出进气管道20的流。在所述连接区域内，提供一个进一步的分配管道40，经由这个管道，让改变后的、尤其是脉冲式流分布在三个或者甚至多个排气管道30中。这个实施例示例具有多个优点。因此，经由所述带有两个大横截面进气管道20的对称布局，可以将限定量的空气引 入所述系统中。此外，在提供有一个第一和第二分配管道40的情况下，用单个的变流器50便足够了。这不仅节省了系统的总重量，而且，另外降低了复杂度。因此，这里只有一个单个的变流器50要启动和调节。在图5所示的实施例示例中，经由第二分配管道40总共可以供应四个排气出口 30，但是，在其它实施例示例中，例如在图4中，可以供应明显更多个，即多重排气管道30，使得可以用较少量的进气管道22来供应图4中所表示的多个出口 32。总之，在利用根据本发明的高升力系统100情况下，可以根据空气动力学的需要和所需的空气量设计入口 22与对应的进气管道20，而排气管道30和对应的出口 32的分布可以是高升力系统100的上表面102上的流分离条件的函数。通过分配管道40的布局及多用途，可以将复杂的、沉重的、贵重的元件，比如例如变流器50、泵70或者控制阀60，减到最少。在图6中呈现了本发明的进一步实施例示例，其中尤其可以看清入口 22或22a、22b的布局。这表示主翼200和调节襟翼300、400的平面图，其中主翼200和调节襟翼300、400是用半透明的方式表示。通过这种方式，可以看出，在整流罩114中，两个进气管道20或20a、20b相对于主翼弦向H-KT对称设置。在整流罩118的前方区域中，相对于主翼弦向H-KT，在每种情况下，为每个进气管道20提供两个入口 22。在这里，在每种情况下，一个出口 22较大，设置在整流罩118的顶部，而在每种情况下，一个进一步的、有些小的入口 22设置在整流罩118两侧的下游。两个泵70或70a、70b设置在两个进气管道20或20a、20b中的每一个进气管道之内，一个泵在另一个的后面，控制所述流，在低速飞行时，例如增加流控装置10内的空气体
积流量。出口 432设置在调节襟翼400上，以流体连通的方式，经由排气管道430和分配管道440与进气管道20或者20a、20b连接。在这里，在调节襟翼300、400上的出口 432与沿着主翼翼展方向H-SW上的两条直线对齐；在主翼弦向H-KT，它们相对于彼此错开设置。这会在主翼翼展方向Η-SW、在整个调节襟翼300、400上产生接近于连续的流控。此外，可以在图6中看到负荷传感器480和流传感器490 ;这些都是相对于主翼弦向H-KT设置在出口 432下游的调节襟翼300、400上，并且，相对于主翼弦向H-KT，也在主翼的后方区域内。通过用这些传感器480、490，可以记录在所述主翼和襟翼表面周围与压力和流量有关的实际流条件，并将它们用于调节流控装置10。图7表示的是图6所示的实施例示例的替换方式。在这里，出口 232位于主翼200的上表面上，在所述流到达调节襟翼300、400之前，已经在开始流控。在这里，出口 232具有不同的形状；在所述出口布局的两个边缘区域中，提供具有较大流截面的矩形出口 232，而在它们之间的其它出口 232具有一个基本上圆形的形状，同时有一个较小的流截面。同样给两个进气管道20中的每一个只提供一个单个的入口 222。两个入口 22设置成相对于主翼弦向H-KT在整流罩119的前端彼此基本上对称。由于通过在主翼200的上表面上的出口 32的布局，在入口 22和出口 232之间出现一个较短路径，给两个入口管道20中的每一个也只提供一个泵。图6和图7的实施例形式的单个元件彼此当然可以以任意方式结合。 因此，例如，如图6的出口 432的布局也可能是图7的实施例的形式。附图标记10流控装置20进气管道22 入口24入口关闭装置30排气管道32 出口34出口关闭装置40分配管道50变流器60控制阀70 泵80负荷传感器90流量传感器100高升力系统102高升力系统的上表面204高升力系统的下表面300，400高升力系统的调节襟翼200 主翼200扰流片400尾缘襟翼117前缘襟翼118整流罩130引导装置130支撑装置H-KT主翼弦向H-KD主翼厚度
H-SW主翼翼展方向K-KT调节襟翼弦向 K-KT调节襟翼厚度方向
权利要求
1.一种高升力系统(100)，其具有主翼(200)和多个控制襟翼(300，400)以及用于对所述控制襟翼(300，400)进行定位的引导装置(130)，其中至少局部给所述引导装置(130)提供整流罩(118)，所述高升力系统(100)包括 用于影响主翼(200)和控制襟翼(300，400)周围的流的流控装置(10)，其具有沿着主翼弦向(H-KT)延伸的至少一个进气管道(20)，每个进气管道(20)具有位于所述主翼(200)下表面(204204)之上或之下的至少一个入口(22)，以及至少一个排气管道(30)，通过流体连通的方式与所述至少一个进气管道(20)连通并具有至少一个出口(32)，使得流入所述进气管道(20)的流体可以通过所述出口(32)排出，其中所述出口(32)位于所述至少一个控制襟翼(300，400)的上表面(313，413)之上和/或所述主翼(200)的上侧之上，在所述主翼(200)上是在相对于所述主翼弦向(H-KT)的主翼长度的后三分之一内， 其中所述流控装置(10)至少局部设置在所述整流罩(118)内，并且所述至少一个进气管道(20)的入口(22)的朝向与所述主翼(200)的主翼弦向(H-KT)相反，以及 其中每个进气管道(20)的至少一个入口(22)设置在相对于主翼弦向(H-KT)从所述整流罩(118)的前面开始、延伸超过所述主翼弦向(H-KT)的三分之一的范围内。
2.根据权利要求I的高升力系统(100)，其特征在于其中所述整流罩(118)包括至少两个进气管道(20)，每个进气管道包括至少一个入口(22)，其中所述入口中的两个入口分别设置于在彼此分开的方向上延伸的流表面上。
3.根据前述任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于，在每种情况下，给每个进气管道(20)提供至少一个排气管道(30)，至少一个排气管道(30)与各自的进气管道(20)以流体连通的方式连接，并且所述排气管道(30)沿着主翼弦向(H-KT)延伸。
4.根据前述任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于，在每种情况下，所述入口(22)被设计成直接在整流罩中的开口。
5.根据前述任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于，给入口(22)提供入口关闭装置(24)和/或给至少一个出口(32)提供出口关闭装置(34)。
6.根据权利要求5的高升力系统(100)，其特征在于 至少一个控制襟翼(300，400)包括位于各控制襟翼(300，400)的上表面(313，314)之上的至少一个出口(32)，其中在至少一个出口(32)处设置入口关闭装置(24)，以及 至少一个出口关闭装置(34)在运动学上和/或功能上与控制襟翼(300，400)的位置耦接，使得各关闭装置(24，34)的状态是通过控制襟翼(300，400)的设定来确定的。
7.根据权利要求5或6的高升力系统，其特征在于 至少一个控制襟翼(300，400)包括位于各控制襟翼(300，400)的上表面(313，413)之上的至少一个出口(32)，其中在所述至少一个出口(32)处设置入口关闭装置(24)，以及 至少一个入口关闭装置(24)在运动学上和/或功能上与控制襟翼(300，400)的位置耦接，使得各关闭装置(24，34)的状态是通过控制襟翼(300，400)的设定来确定的。
8.根据权利要求6或7的高升力系统(100)，其特征在于各关闭装置(24，34)的打开程度是调节襟翼(300，400)的设定的函数，使得给多个设定中的每个设定分配一个各关闭装置(24，34)预定的打开状态。
9.根据前述任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于，在每个进气管道(20)和/或每个排气管道(30)中提供至少一个控制阀￠0)或者至少一个泵(70)，以控制流控装置(10)内的体积流量。
10.根据前述任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于，在每个进气管道(20)内提供让经过所述进气管道(20)的空气流系统地变化的至少一个变流器(50)，使得通过各出口排放的排放流量可以变化。
11.根据权利要求10的高升力系统(100)，其特征在于变流器(50)体现为被动操作的阀或者为泵。
12.根据前述任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于提供启动装置来接收飞行状态数据并产生控制信号，通过用所述控制信号，可以在特殊的飞行条件下启动和停止所述流控装置(10)。
13.根据权利要求12的高升力系统(100)，其特征在于所述启动装置在功能上耦接在所述至少一个关闭装置(24，34)和/或所述至少一个变流器(50)上，用于根据上面定位有各关闭装置(24，34)的控制襟翼的位置来控制相应的一个关闭装置(24，34)和/或变流器(50)。
14.根据权利要求12或13的高升力系统(100)，其特征在于，所述启动和停止是通过切换入口关闭装置(24)和/或出口关闭装置(34)来实现的。
15.根据前述任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于，在所述进气管道(20)和所述至少一个排气管道(30)之间提供分配管道(40)。
16.根据前述任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于，所述进气管道(20)可以与飞机的进一步系统形成流体连通方式的接触。
17.根据前述任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于，所述管道(20，30，40)的轴向突出部可以至少被局部修改。
18.根据前述任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于，所述出口(32)是沿着所述主翼翼展方向(H-SW)设置。
19.根据权利要求I至15任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于，所述出口(32)沿着主翼翼展方向(H-SW)上的至少两条线路设置，一条线路的所述出口(32)相对于主翼翼展方向(H-SW)上的相邻线路上的每个出口(32)错开设置。
20.根据前述任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于，在所述主翼弦向(H-KT)，负荷传感器(80)和/或流量传感器(90)被提供在所述出口(32)的后面。
21.根据权利要求20的高升力系统(100)，其特征在于，所述负荷传感器(80)和流量传感器(90)被交替设置在主翼翼展方向(H-SW)。
22.—种飞机，具有至少一个带有前述任意一项权利要求的特征的高升力系统(100)。
全文摘要
一种具有主翼和多个控制襟翼的高升力系统，其中至少局部给各引导装置提供整流罩，所述高升力系统具有用沿着主翼弦向延伸的至少两个进气管道控制所述高升力系统周围的流的流控装置，在每种情况下，进气管道有至少一个入口，所述装置位于所述高升力系统的下表面之上或者之下，其中另外提供至少一个排空气的管道，与所述进气管道以流体连通的方式连接，并具有至少一个出口，位于至少一个调节襟翼的上表面之上和/或者在主翼弦向方面，在所述高升力系统的主翼的后三分之一中。
文档编号B64C9/18GK102947175SQ201180023782
公开日2013年2月27日 申请日期2011年3月8日 优先权日2010年3月8日
发明者布克哈德·哥林 申请人:空中客车运作有限责任公司