飛機的高升力系統的制作方法

專利名稱：飛機的高升力系統的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種飛機的高升力系統。
背景技術：
文獻US5，772，165B1和US5，366，177A描述了一種機翼，其在上表面包括用于排放空氣的開口，目的是控制所述機翼周圍的空氣流。

發明內容
本發明的目的是解決上文描述的現有技術的系統的問題。上面的目的是通過具有權利要求I的特征的高升力系統以及具有權利要求16的特征的飛機來實現的。從屬權利要求產生有利實施例。一種根據本發明的高升力系統具有主翼和控制襟翼，還有用于安裝控制襟翼的支撐裝置，以及用于安裝和/或定位控制襟翼的定位裝置或者引導裝置，其中各引導裝置至少局部被提供有一個罩。所述引導裝置是設計來引導所述控制襟翼的運動。所述控制襟翼可以是一個前緣高升力襟翼或者是又一個控制襟翼，類似于一個擾流片或者副翼。根據本發明的一個實施例，提供一種高升力系統，該高升力系統包括主翼和多個控制襟翼，還有用于安裝控制襟翼的支撐裝置，以及用于對控制襟翼進行定位的引導裝置，其中各支撐裝置和/或引導裝置(120130)至少局部提供有整流罩。所述高升力系統近一步包括用于影響主翼(200)和控制襟翼(300，400)周圍的流的流控裝置(10)，流控裝置具有至少一個進氣管道(20)以及至少一個排氣管道(30)，進氣管道(20)沿著主翼弦向(H-KT)延伸，每個具有位于主翼(200)的下表面(204)之上或者之下的至少一個入口
(22)，至少一個排氣管道(30)與至少一個進氣管道(20)以流體連通的方式連接，并具有至少一個出口(32)，使得流入進氣管道(20)的流體可以通過出口(32)排出，其中出口(32)位于至少一個控制襟翼(300，400)的上表面(313，413)之上和/或主翼(200)的上側，在主翼(200)之上、相對于主翼弦向(H-KT)在主翼長度的后三分之一內，其中流控制裝置(10)是至少局部設置在整流罩(118)之內，至少一個進氣管道(20)的入口(22)朝向與主翼(200)的主翼弦向(H-KT)相反的方向，以及其中每個進氣管道(20)的至少一個入口(22)是設置在一個在主翼弦向(H-KT)從整流罩(118)的前方開始、延伸到主翼弦向方向的三分之一的范圍內。根據本發明的一個實施例，整流罩(118)包括至少兩個進氣管道(20)，每個包括至少一個入口(22)，其中所述入口中的兩個入口分別放置于在彼此分叉的方向上延伸的流體表面上。根據本發明的一個實施例，在每種情況下給每個進氣管道(20)提供與各進氣管道(20)以流體連通的方式連接的至少一個排氣管道(30)，排氣管道(30)沿著主翼弦向(H-KT)延伸。根據本發明的一個實施例，在每種情況下將入口(22)設計成直接在整流罩(118)內的開口。根據本發明的一個實施例，給入口(22)提供入口關閉裝置(24)，和/或給至少一個出口(32)提供出口關閉裝置(34)。根據本發明的一個實施例，·至少一個控制襟翼(300，400)包括位于各控制襟翼(300，400)的上表面(313，413)的至少一個出口(32)，其中在至少一個出口(32)處設置一個入口關閉裝置(24)，以及至少一個出口關閉裝置(34)用運動學的方式和/或在功能上與控制襟翼(300，400)的位置相耦接，使得各關閉裝置(24，34)的狀態通過控制襟翼(300，400)的設定來確定。根據本發明的一個實施例，至少一個控制襟翼(300，400)包括位于各控制襟翼(300，400)的上表面(313，413)之上的至少一個出口(32)，其中在至少一個出口(32)處設置入口關閉裝置(24)，以及至少一個入口關閉裝置(24)是用運動學的方式和/或功能性地與控制襟翼(300，400)的位置相耦接，使得各關閉裝置(24，34)的狀態通過控制襟翼(300，400)的設定來確定。 此外提供一個流控裝置來控制所述高升力系統周圍的流；這具有沿著主翼弦向延伸的至少兩個進氣管道，在每種情況下具有至少一個入口，位于所述高升力系統的下表面之上或之下；此外它具有至少一個排空氣的管道，與所述進氣管道以流體連通的方式連接，并具有至少一個出口。這個出口位于至少一個調節襟翼的上表面之上，并且/或者在所述主翼弦向，在所述高升力系統的主翼的后三分之一內。通過這種方式，當從飛行方向看時，對流的控制不僅是在各調節襟翼上，而且還有可能是早一些時候在這個調節襟翼上游的區域中。通過這種方式，在流控的效果推遲了的情況下，根據流方向，可以在所述調節襟翼上執行這個控制，以解決所有的流分離。此外，在根據本發明的高升力系統中，所述流控裝置至少局部設置在所述罩內。因此，所述流控裝置的入口朝向所述高升力系統的弦向。在這里給每個進氣管道設置至少一個入口，在主翼弦向，處在前三分之一內，并且在每種情況下在所述罩的一側。通過這種方式，可以實現兩個重要優點。一方面，通過在通常稱為“整流罩”的所述罩內布置所述流控裝置，可以一起減少或者避免它對所述高升力系統的下表面上的流有任何不希望有的影響。因此，除了服務于在所述高升力系統的下表面周圍的流的空氣動力學，所述整流罩的經過空氣動力學優化的外部輪廓也容放所述流控裝置的至少一部分。為了實現控制所述流所必需要的空氣體積流量，來自于所述高升力系統外部的空氣經由所述流控裝置的入口被引入這個流控裝置。因此所述入口在所述整流罩前三分之一內這個特殊布局在所述流控裝置中有可實現的空氣體積流量方面具有優點。在所述整流罩的兩側提供入口，例如在主翼弦向以基本上對稱布局的方式，具有另外的優點是，在所述流控裝置內可以實現所述空氣體積流量的對稱分布，甚至是在空氣體積流量較高的情況也可以。通過這種方式可以用更簡單的、更精確的方式調節根據本發明的一個高升力系統的流控裝置，以控制在所述高升力系統的上表面之上的流。這樣一種系統的第二大優點是，可以構造它來以被動的方式工作。這是通過將所述入口轉向所述高升力系統的主翼弦向來實現的。在這里，“朝向”所述主翼弦向應當理解成意思是所述入口開口的截面至少有一部分在所述主翼弦向的方向上開口。因此排除具有與所述主翼弦向平行的入口開口截面的設計。通過這種方式，在所述高升力系統下表面上流動的空氣可以根據本發明無障礙地滲透到至少是所述入口截面的朝向部分，并可以再次達到接近所述流控裝置的進氣管道的目的。因此，可以說，例如，通過整個高升力系統與飛機一起運動，高壓空氣撞擊在所述流控裝置上可以自動或者被動發生。根據本發明的入口的布局所造成的對所述高升力系統的下表面上的流的影響因此可以降低到最小，由于通過所述入口的最小開口從這個下表面流只抽取必須量的空氣，而剩下的流仍以經過空氣動力優化的方式沿著在所述高升力系統之下的整流罩流動。通過根據本發明的實施例的方式，因此構成一個在設計方面容易構造的被動系統，同時容易適應到所述高升力系統的下表面的流，具有很少的動力學缺陷。
對于一些應用，如果所述進氣管道還有所述入口是相對于彼此在主翼弦向對稱設計時，會是有利的。在這里，“對稱設計”這一詞應理解成還包括那些在與對稱軸的位置距離方面、與幾何定義上的純粹對稱只有很少偏離、尤其是小于30%的偏離的情況。此外，如果設計所述入口，使得它們對分配給飛機起飛和著陸過程的控制襟翼的設置不產生任何重要的顯著流損失，會是有利的。這類布局將給所述流控裝置被動提供空氣體積流和減小所述高升力系統的下表面的空氣阻力結合起來。此外，有可能的是，在每種情況下，給每個進氣管道提供與各進氣管道以流體連通的方式連接的至少一個排氣管道，其中所述排氣管道沿著所述主翼弦向延伸。所述排氣管道的這類布局對所述流控裝置的整體對稱性有好處。尤其是單獨的對應進氣管道和排氣管道的流截面和管道長度在這里基本上一致。因此，在所述流控裝置內實現空氣的對稱體積流量分布，這簡化了和/或局部首先使得在所述高升力系統的上表面有定義好的流控。如果在根據本發明的高升力系統中，在每種情況下至少所述入口被設計成在所述整流罩內的開口，這會是有利的。從空氣動力學的角度來說，進一步融合進氣管道、入口和整流罩是非常有利的。在所述整流罩中直接構造所述入口因此使得在所述整流罩內的流控裝置和所述整流罩本身之間有一個無縫的過渡，而不是所述進氣管道末端在所述整流罩上與它們的入口齊平。在這里，每個入口可以有多種幾何形狀。除了簡單的圓形或者橢圓形截面之外，在有用相對于所述主翼弦向有不同的傾斜角度來達到控制所述流所需的空氣量的有效流截面面積的場合下，使用復雜的幾何形狀或者甚至是交叉表面也可以是有利的；這些是自動產生的，因此可以說是端部與所述高升力系統的整流罩齊平的結果。在這里，在提供所述入口的情況下，有利地提供所述入口的一種對稱布局，因此給所述流控裝置偶數個入口，例如,兩個、四個或者六個,是有利的。在有根據本發明的高升力系統的情況下，可以給所述入口提供一個入口關閉裝置。這樣的入口關閉裝置可以用各種方式來構造。因此，例如，有可能這個入口關閉裝置是以純粹機械的方式或者壓電的方式起作用的。還可以將彈性材料或者電觸發的彈性材料用于所述入口關閉裝置的構造。所謂的智能彈性材料的布局，例如當超過一個特殊的背壓時，像一個過壓閥一樣打開，也會具有實際的益處。在這里要注意的是，所述入口關閉裝置的主動啟動還有被動啟動，可以這么說，這些入口關閉裝置的自動構造,對于本發明的功能性是有實際的益處。尤其是，在需要減輕重量的場合下，所述入口關閉裝置的被動構造因為可以有最小的復雜度而具有極大的好處。但是，當在多種飛行條件下需要主動控制時，如果所述入口關閉裝置可以主動操作的話，例如是以機械式可控襟翼的形式，是具有優點的。對于主動和被動系統二者而言，或者這兩種變化形式的結合而言，用進一步的傳感器是有益處的；這些控制并監控所述高升力系統的當前流條件，尤其是在所述流控裝置要控制的區域內。這些傳感器一方面可以由所述高升力系統的中央控制邏輯或者與這樣的控制邏輯配合的飛機直接處理；但是它們還可以用非集中式的方式，也就是說，在所述流升力系統本身中，用于控制所述入口關閉裝置的目的。此外，在根據本發明的高升力系統中，還可以給所述至少一個出口提供一個出口關閉裝置。如對所述入口關閉裝置所進行的詳細解釋那樣，還可以用同樣的方式在結構上實現所述出口關閉裝置。當超過一定的內部壓力時，所述出口裝置的一個額外的選項是自動開口。也就是說，可以用這種方式使用一個壓力釋放閥經由所述流控裝置以被動的方式來控制從所述流控裝置出口排出的空氣。 在根據本發明的一種高升力系統中，如果所述入口關閉裝置和/或所述出口關閉裝置與所述高升力系統的一個定位襟翼的引導裝置耦接在一起，使得各關閉裝置的狀態由所述調節襟翼的設定來確定時，它是有利的。這個相關性可以主動地和被動地操作。在主動相關的情況下，可以用一個電或者機械類型的傳感器來檢測所述調節襟翼的當前位置。也可以想到通過用所述引導裝置本身的致動器來檢測所述調節襟翼的位置。所述入口關閉裝置和/或出口關閉裝置，作為所述調節襟翼的位置的一個函數，隨后主動打開或者關閉，使得，例如，在調節襟翼展開的起飛或者著陸階段的低速飛行時，所述入口關閉裝置和出口關閉裝置都打開，所述流得到控制。也可以想到被動式啟動。因此，例如可以通過用在對所述控制襟翼定位的引導裝置和所述入口關閉裝置和/或所述出口關閉裝置之間的傳輸系統來提供運動學上的耦合。這樣一個傳輸系統，由所述調節襟翼的定位來直接驅動，例如可以經過進一步隨后的機械式系統打開和/或關閉所述入口關閉裝置和/或出口關閉裝置。在這里，如果在根據本發明的高升力系統中，各關閉裝置的打開程度是所述高升力系統的調節襟翼的設定的函數會是有利的。這表示各關閉裝置可以以量化的方式打開或者關閉。因此可以經由所述入口關閉裝置和所述出口關閉裝置的打開程度來調節流經所述流控裝置的不同空氣流量。根據流控的必要程度，流控的必要程度反過來會取決于所述控制襟翼的設定，所述控制程度因此可以通過所述入口關閉裝置和所述出口關閉裝置的打開程度來調節。但是，所述關閉裝置基本的、也就是說非量化的打開會是所述調節襟翼的設定的函數。因此，在所述調節襟翼是在空檔位置的飛行條件下，例如在巡航中，可以關閉所述入口，以在整個整流罩上實現省油的空氣動力，而所述關閉裝置的打開僅出現在所述調節襟翼被啟動、也就是說例如是伸展的飛行條件下。在有根據本發明的高升力系統時，另外可以給至少所述進氣管道和/或每個排氣管道提供至少一個控制閥或者至少一個泵來控制所述流控裝置內的體積流量，其中所述控制閥或者泵在所述主翼弦向是彼此相對設置。優選地構造這個布局，使得所述控制閥和/泵也是在各管道內對稱定位。這樣一個對稱布局再次導致所述流控裝置內的空氣體積流量呈對稱分布。尤其是當在特殊飛行條件下使用所述流控裝置時，用一個泵或者控制閥可以進一步優化所述流控裝置。例如，一個泵可以用來在速度特別低的飛行條件下，例如在著陸階段，吸入額外的空氣，如果在低速飛行條件下經由所述流控裝置的入口不能讓人滿意地保證控制所述流所必需用的空氣量時。因此，甚至是在低速飛行條件下，經過所述流控裝置有一個高壓及因此有一個高體積流速率是有可能的。但是，這樣一個泵僅用作輔助控制所述流量，因此可以以比較緊湊的方式及低動力設計的方式來實現。所述流控裝置上的主負荷，或者換句話說，大部分空氣，由所述高升力系統的下表面上的流量速率連續以被動的方式產生。作為使用泵的一種替換方式或者與之并行，在完全打開所述入口關閉裝置和出口關閉裝置產生的空氣流量太大、對所述流產生的影響太大的低速飛行條件下，還可以使用一個控制閥。這樣一個控制閥因此可以減小所述流控裝置的直徑范圍，使得類似地減小最大空氣體積流量。在使用一個泵和/或控制閥的情況下，給所述入口和出口管道提供關閉 裝置，例如可以將前兩個元件引入完全關閉設置中。一種根據本發明的高升力系統因此可以安裝在每個進氣管道內，具有對經過所述流控裝置的空氣流進行系統的改變的至少一個變流器，其中所述變流器在所述主翼弦向彼此相對設置。所述變流器也再次優選地是在所述主翼弦向彼此對稱設置。這樣一個變流器尤其可以被引導朝向所述流隨時間的變化。在限定好的飛行條件下，可以通過所述變流器產生某個頻率的體積空氣流量變化。尤其是，因此在所述流控裝置內出現的空氣量的脈沖式排出是有可能的。在所述高升力系統的上表面的脈沖式排出因此對所述流產生尤其積極的影響，尤其是在防止或者避免這些區域內的流的分離方面，或者甚至是這個區域內的流的重新附著方面。所述變流器因此可以安裝在所述流控裝置內的不同位置處。這樣，直接在一個入口或者出口的安裝與在所述進氣管道或者排氣管道內布置所述變流器一樣可能。也可以想象使用一個變流器作為多個進氣管道和排氣管道的共用變流器。所述排氣管道也有一個Y型分叉，其中所述變流器位于所述分叉的一個臂內，所述流可以自由地流經所述分叉的第二個臂部。在有這樣一個實施例的情況下，因此可以將定義好的基本空氣流量設置成經由所述自由流臂部的流量，而變化量的空氣經由所述第二臂部和所述變流器疊加在這個基本量的空氣上。在這樣一種情況下，換句話說，在所述流控裝置出口處的空氣量不會在零值和一個定義好的值之間波動，而是在一個最小值(自由臂)和一個最大值(脈沖式臂)之間波動。根據本發明的變流器，例如可以體現為一個被動操作閥或者一個主動操作泵。一個被動操作閥例如可以體現為一個機械震蕩電路，使所述閥的定義好的打開和關閉與一個頻率匹配。因此，所述變流器不同的關閉頻率，以及所述流控裝置的不同脈沖頻率可以以不同的空氣速度來實現。一個泵形式的主動實施例中，它以頻率受到控制的轉動速度運行，尤其是以不同的轉速運行，可以布局在這里。在這里，在根據本發明的一個高升力系統中，所述變流器例如可以設置在至少一個出口或者排氣管道的區域內。所述變流器接近于所述出口的優點在于，利用速度使得所述變流器的脈沖頻率的改變達到所述高升力系統的上表面上的實際流量，從而影響后者，該速度是非常高的，因此產生的控制響應時間非常短。進一步的優點是低壓損耗，還有因此而產生的短的流路徑。因此，所述高升力系統的上表面上的流得以控制，總之，通過所述流控裝置有效地、非常快速地和非常精確地得到優化。在根據本發明的一個高升力系統中，此外可以提供一個啟動裝置，用于接收飛行狀態數據和產生控制信號，通過這樣可以在特殊飛行條件下啟動或者停止所述流控裝置。在這里，術語“啟動”和“停止”所述流控裝置應當理解成適用于所述流控裝置的流體機械有效性。在這里，例如，啟動可以通過打開所述流控裝置的一個入口關閉裝置和/或一個出口關閉裝置來進行。雖然這里的飛行狀態數據尤其是涉及飛行速度，但是它們還涉及所述高升力系統本身的狀態數據。所述高升力系統的這種飛行狀態數據可以例如是由所述高升力系統上的、尤其是控制襟翼本身上或所述控制襟翼周圍的區域內的負荷傳感器或者流量傳感器采集。為了盡可能使一個設計有效，有利的是，在根據本發明的高升力系統中，如果一個分配管道是提供在所述進氣管道和至少一個排氣管道之間。尤其是，如果多個排氣管道是由幾個進氣管道來服務的話，這個分配管道具有實際的優點。因此，對應地具有大入口的比較大的進氣管道可以集中在所述高升力系統之下的所述整流罩內，而經由所述分配管道，可以在所述高升力系統的上表面服務多個排氣管道和多個出口。因此，尤其是多個出口分布在要控制的高升力系統的整個表面上。在這里，分布可以出現在主翼或者各自調節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變流器和/或泵和/或控制閥的位置。通過這種方式，通過在所述流控裝置內用一個進行流控的中央元件，可以進一步·節省成本和重量。對于所述流控裝置內的空氣體積流量超過流控的需求量時，在根據本發明的高升力系統中使所述進氣管道形成與所述飛機的進一步系統進行流體連通接觸，是有實際好處的。例如，與所述空調系統和所述液壓或者氣動系統以流體連通的方式接觸是有利的。通過這種方式，可以省去在這些系統中所需要泵或者額外的入口，或者可以將這樣的泵設計得更為緊湊，具有更低的電源，因此更是成本有效且節省重量。在與所述空調系統以流體連通的方式連接的情況下，有效地調節所述艙壓是有可能的，尤其是在飛行高度快速變化的場景下。通過被動提供大的壓縮空氣體積流量并且壓力艙調節系統與所述流控裝置以流體連通的方式連接，可以有大量的空氣來比較快速地提升所述壓力艙內的壓力，而不用額外的壓縮機或者從弓I擎引入動力。這還適用于反方向上同樣的場合，即通過吸氣比較快速地除去空氣，即，經由所述流控裝置的排氣管道的多個出口，從所述壓力艙內較快地釋放壓力。因此，以流體連通的方式連接應當理解成是在兩個方向上，即為了升高從所述入口到所述艙內的壓力或者降低從所述艙到所述出口的壓力。尤其是在使用具有一個被設計來控制所述可調節控制襟翼的流控裝置的根據本發明的高升力系統時，如果所述管道，尤其是進氣管道、排氣管道或者分配管道至少可在它們軸向局部改變時，是有利的。例如，當所述控制襟翼，尤其是所述尾緣襟翼被從所述主翼錯位時，因此可以保持在所述進氣管道內的流體連通方式連接，而不用管軸向上的錯位。所述軸向上變化的實施例的一種可能形式是一個伸縮管形式的設計，它與可以在彼此之中滑動的伸縮式元件配合。也可以想象在本發明的框架中使用一個在長度上橋接所述軸向上的變化的波紋管的實施例。在根據本發明的一個高升力系統中，如果所述出口是沿著所述主翼翼展方向的兩條線路設置，那么也是具有實際優點的。所述出口的這樣的分布的好處在于，可以在所述主翼翼展方向的大范圍內進行所述流的控制。通過這種方式，可以優選地在整個調節襟翼的翼展方向防止或者至少推遲所述流的分開。沿著所述直線進行布置的優點在于，再次可以在所述主翼弦向上執行基本上對稱的流控制。此外，如果所述出口是沿著所述主翼翼展方向的至少兩條線路設置，其中一條線路的出口是設置在所述主翼翼展方向，與相鄰線路的每個出口錯開時，會是有利的。在這里，所述直線相對于彼此在所述主翼弦向上錯開。通過這種方式，在流體機械學方面可以實現在所述調節襟翼上表面上接近于連續的流控，而不必容放不必要的大出口。在所述主翼弦向的出口后面，出現根據本發明的高升力系統的負荷傳感器和/或流量傳感器也會是有利的。這個布局允許反饋回與所述流控的效果有關的信息。通過這種方式可以安裝一個控制電路，它以所述實際的流條件為函數調節所述流控裝置。可以根據需要，例如在控制參數方面調節提供的所述變流器或者控制閥或者泵。通過這種方式，在避免或者推遲流分離方面，可以更有效地控制所述流。在這里，所述負荷傳感器和流量傳感器可以交替設置在所述主翼翼展方向。這樣使得基本上不斷監控在所有的潛在的流分離方面的負荷條件和流條件都成為可能，因此更 有效地控制所述流。根據本發明的高升力系統的一個實施例，可以將一個另外的流控裝置實施為在所述高升力系統的一個調節襟翼和所述主翼之間，尤其是在一個前緣襟翼和所述主翼之間。在特定的飛行條件下，限定量的空氣可以從所述高升力系統的下表面經過這個間隙到所述高升力系統的上表面，尤其是所述調節襟翼的上表面。在特殊飛行條件下，例如在起飛或者著陸期間的低速飛行中，可以避免或者減少在這樣的飛行條件下所述調節襟翼上的流的分離。現有技術的高升力系統的問題是，經由所述間隙將空氣供應到所述高升力系統的上表面進行得比較不準確，尤其是以不受控的方式。這取決于當前的飛行條件，例如，狂風。另夕卜，所述間隙的幾何形狀是所述整個高升力系統在各種飛行條件下必須的的空氣動力幾何形狀的函數的結果。例如，所述間隙是一個作為所謂的著陸襟翼的尾緣襟翼伸展的結果。在縮回狀態下，相應地，不會出現間隙，結果是不可能將所述高升力系統的下表面的空氣流提供給所述高升力系統之上的流。一種帶有根據本發明的至少一個高升力系統的飛機也是本發明的目標。這樣一種飛機，通過使用一個根據本發明的高升力系統，一方面可以被構造成是輕重量的，另外在起飛或者著陸這樣艱難的飛行條件下可以具有改進了的空氣動力學。除了省燃料之外，這些改進了的空氣動力學還可以導致進一步的優化，比如穩定飛行速度較低、著陸和起飛過程時間較短。這樣的優化主要目的是減少噪音的釋放。


在實施例的示例和下面附圖的輔助下更詳細地描述本發明。在圖中圖I展示的是本發明的第一個實施例示例，圖2展示的是本發明的第二個實施例示例，圖3展示的是本發明的第三個實施例示例，圖4展示的是根據本發明的高升力系統的平面圖，圖5展示的是一個流控裝置的示意表示圖，圖6展示的是本發明一個實施例示例的示意表示圖，圖7展示的是本發明一個實施例示例的示意表示圖，
具體實施例方式為了闡明用于接下來對作為高升力系統的實施例形式的描述的各方向，各方向定義如下對于控制襟翼300、400，襟翼弦向或者籠統的弦向定義為K-KT、襟翼翼展方向或者籠統的翼展方向定義為κ-SW、襟翼厚度方向或者籠統的厚度方向定義為K-KD。對于主翼，相應地定義主翼弦向H-KT或者籠統的弦向、主翼翼展方向H-SW或者籠統的翼展方向、和主翼厚度方向H-KD或者籠統的厚度方向。所述各方向也可以在圖1、2、3、4中看到。圖I展示的是高升力系統100的第一實施例示例。在這里，高升力系統100具有一個主翼200、一個擾流片200還有一個尾緣襟翼400。由于擾流片200還可以用于操縱飛機，本發明的一個實施例涉及一種飛機，其包括飛行控制系統以及高升力系統，飛行控制系統具有用于操縱所述飛機的控制襟翼、功能性地連接在所述控制襟翼的操縱單元、和飛行狀態傳感器單元，其用于根據所述飛行狀態傳感器單元的數據來命令所述控制襟翼，所述高升力系統具有至少一個控制襟翼和尤其是至少一個前緣襟翼。尾緣襟翼400和擾流片·200都是控制襟翼300、400。在圖I中，所示的耦接在主翼200上的尾緣襟翼400是在伸展狀態。這個伸展狀態，例如是一個展開的狀態，在這個狀態下，高升力襟翼形成一個帶有主翼的起飛構造或者帶有主翼的著陸構造以增大所述高升力系統的升力表面以及高升力系統100的外形曲率。尾緣襟翼400通過至少一個弓I導裝置130耦接在主翼200上，尾緣襟翼400由所述引導裝置130支撐著，并用它引導尾緣襟翼400的運動。可選的是，在主翼200和尾緣襟翼400之間可以耦接一個驅動裝置，用于致動尾緣襟翼400相對于主翼200進行運動。鑒于這一點，引導裝置130具有一個支撐裝置的功能。所述引導裝置可以被實現成下落式鉸接運動(dropped hinge kinematics),作為軌跡運動(track kinematics)。在圖中，展不所述引導裝置的一個實施例，其包括一個下落式較接運動，包括固定在主翼支架上的托架130b、130c或桿。托架130b、130c和固定在控制襟翼400上的至少一個桿130d、130e、130f，彼此通過鉸鏈130a連接在一起，使得襟翼400可以相對主翼200移動。此外，給引導裝置130提供一個整流罩118，用于從空氣動力學方面覆蓋引導裝置130。除其它目的之外，這個整流罩118作用是在引導裝置130周圍、在下表面204朝向主翼200的壓力側202的區域內形成一個定義好的流。與下表面204相反，提供有朝向主翼200的吸氣側201的上表面203。前緣襟翼400包括一個朝向前緣襟翼400或者主翼200的壓力側402的下表面404和一個朝向前緣襟翼400或者主翼200的吸氣側201、與下表面204相反定位的上表面203。用鉸鏈301可轉動地鏈接在主翼200上的擾流片300包括一個朝向主翼200的壓力側202的下表面314和一個朝向主翼200的吸氣側201、與擾流片300的下表面314相反定位的上表面313。在整流罩118內放置至少一部分流控裝置10 :在這里，流控裝置10的進氣管道20在整流罩118內延伸。在向上彎折之后，進氣管道20離開整流罩118，延伸直至尾緣襟翼400。在尾緣襟翼400的輪廓內提供一個Y型分叉，將進氣管道20與分配管道40連接。連接在分配管道40上的是排氣管道30。
根據本發明的一個實施例，用來影響主翼200、至少一個擾流片300和/或一個機翼的至少一個襟翼400周圍的流的流控裝置10包括沿著主翼弦向H-KT延伸的至少一個進氣管道20，并包括至少一個入口 22。根據圖I的進氣管道分段延伸經過整流罩118，并在整流罩和襟翼400之間延伸到整流罩的外部。在所述襟翼內，所述進氣管道通向分配管道440，之后到達排氣管道。，其位于主翼(200)的下表面(204)之上或之下，以及流控裝置10至少局部設置在整流罩118內，并且至少一 個進氣管道20的入口 22朝向主翼200的主翼弦向的反向。此外，每個進氣管道20的至少一個入口 22設置在一個在主翼弦向H-KT上從整流罩118的前方開始、延伸到覆蓋主翼弦向H-KT方向上的三分之一的范圍內。進氣管道20和排氣管道30都有一個開口，即入口 22和出口 32。在這里，出口 32設置在尾緣襟翼400的上表面之上，使得借助流控裝置10，可以將流動的空氣輸送到尾緣襟翼400的上表面之上。在尾緣襟翼400上的這一點，在高升力系統100的上表面之上的流易于分離。作為由流控裝置10經由出口 32給所述流的額外輔助的結果，可以避免尾緣襟翼400上的流的分離，或者至少可以將它推遲，甚至可以在這個位置帶來流的重新附著。在圖I中，流控裝置10的進氣管道20的入口 22被提供在整流罩118朝向流方向的那側。雖然所述進氣管道實際上向流的方向傾斜，它具有一個背對著所述流的方向的有效橫截面，同時朝主翼的弦向傾斜。這樣意味著入口 22背向所述流的方向，因此能夠從高升力系統100的下側204上的流采集空氣，并將其引導到進氣管道20中。在這里，入口 22還有出口 432都有關閉裝置424和434。入口關閉裝置424還有出口關閉裝置434在這個實施例示例中體現為機械式襟翼，可以打開和關閉入口 22和/或出口 432。在這個根據圖I的實施例示例中，各關閉裝置424和434的開口方向與流的方向一致。這意味著，在關閉裝置424和434的過壓側，即在整流罩118的外表面之上和在出口關閉裝置434的內表面之上，產生的過壓引起各關閉裝置424和434打開。但是，在這里，關閉裝置424和434都可以被主動啟動，以便保持各關閉裝置424和434在關閉或者打開狀態，而不依賴于各關閉裝置周圍的流條件。使用圖I中的機械式打開襟翼作為關閉裝置24和34具有進一步的優點是，可以通過這種方式實現入口的量化控制。因此，經過入口關閉裝置24的定義好的開口設置，可以增大或者減小入口 22的有效流截面，因此可以控制進入的空氣體積流量。此外，在圖I的實施例示例中，泵470在進氣管道20內；這樣甚至在低速飛行條件下，可以在流控裝置10中提供控制流所必須要的過壓。在低速飛行條件下，泵470能夠在它的吸氣側產生一個降低了的壓力，吸入進氣管道20的空氣量大于作為當時飛行速度的結果而流經入口 22的空氣量。在泵70的壓力側，這個量增加了的空氣被在分配管道40和排氣管道430的方向上推動。另外，在進氣管道20內提供一個分叉，其中一個分叉臂分到分配管道440中，作為自由流分叉臂，第二分叉臂作為變流器50的支座，然后同樣分到分配管道440內。毋庸置疑，還可以在本發明的框架內設想出變流器50和在分配管道440之后所述分叉的設置方式。限定量的空氣，即，由所述自由流分叉臂的流截面所限定的空氣，可以連續地流經所述自由流分叉臂進入分配管道，并經由排氣管道430和出口 32到達尾緣襟翼400的上表面之上。在這個基本流之上疊加額外的一定量的空氣，變流器450以脈沖的方式讓這個一定量的空氣進入分配管道440和排氣管道430，使得脈沖式流從出口 432出來，在一個最大空氣流量和一個最小空氣流量之間變動。圖2展示的是高升力系統100的進一步實施例示例。與圖I所示的實施例示例相反，在這里，在圖2中，流控裝置10不是被提供給尾緣襟翼400，而是給主翼200上的調節襟翼300、400，即擾流片200。在這里，流控裝置10的進氣管道20再次是設置在整流罩118內，并在主翼200的方向上、在擾流片200附近的區域內朝上從整流罩118中退出。在那里，它進入主翼200的整流罩和擾流片200，排放到主翼200的排氣管道230中。可替換的是，或者另外，可以在擾流片300上提供一個帶有出口 332的排氣管道3320。在排氣管道230和/或330中設置一個變流器250，它將脈沖式空氣流排放到排氣管道230中，因此能夠經由在擾流片200上的流的出口 232進行脈沖式控制。流控裝置10的入口 222和232也具有關閉裝置224和234。這些可替換地，或者另外地被集成在管道330中。圖2中的入口關閉裝置224現在呈現在關閉狀態。在這個狀態下，在流體機制方面而言，流控裝置因此是被動的，換句話說，是非操作性的。實際上，在·高升力系統100的下表面204上的流不受控制，而流過整流罩118。在進氣管道20之內，提供一個控制閥60來限制所述流控裝置中的氣流。因此，當入口關閉裝置24完全打開時，可以進一步改變進氣管道22內的空氣量。當在例如巡航飛行條件下或者在快速飛行操作期間，大量的空氣經由入口 22進入進氣管道20中，但對于所述調節系統進行期望的控制而言該入口 22太大，這可經由控制閥60進行限制。因此，只有限定量的空氣經過進氣管道20的進一步管徑，進入變流器50，變流器50可以進行它的流控改變任務，經由出口 32在擾流片200的上表面上產生限定的脈沖式流。圖3是根據圖2的實施例示例的變化例。因此，在這個實施例示例中，出口 32不僅被提供在擾流片200上，而且還在主翼200上。在這里在主翼200的上表面提供兩個出口 32或者232a、232b、232c，在擾流片200的上表面上有一個出口 232c。在主翼200的上表面上的兩個出口 232b、232c因此位于擾流片200的區域內，像調節襟翼一樣。通過這種方式，用流控裝置10，可以更加有效地進行流控制。因此，在高升力系統100的上表面102的流在多個位置受到控制，因此可以在擾流片200的區域內完全受到控制，并且因此可以完全部署要通過所述控制而達到的效果。通過這種方式，在擾流片200的上游已經分開了的流可以至少局部重新附著，因此以重新附著的狀態到達擾流片200。通過這種方式，擾流片200可以布局它的空氣動力學效果。在圖3所示的實施例示例中，變流器50被提供在進氣管道20中。在這里，變流器50仍舊位于分配管道40的上游，因而在排氣管道30的上游。通過這種方式，單個的變流器50可以供多個排氣管道30和出口 232a、232b、232c使用。這樣做的后果是可以顯著減輕重量。另外，對于多個排氣管道30和出口 232a、232b、232，變流器50的成本只產生一次。另外，在圖3所示的實施例示例中，在進氣管道20中再次提供一個泵70 ;在低速飛行條件下，這可以例如在入口 22的區域內產生負壓吸力，以確保甚至在這樣的飛行條件下，也能給高升力系統100的上表面102上的流供應充足的空氣。圖4展示的是高升力系統100的平面視圖。在這個平面視圖上，展示了出口 32或者232、332、532的多種可能布局。在這里，出口 32被提供在所有控制襟翼300、400上，還在主翼200本身上。在主翼200的前緣上，給一個前緣襟翼500提供流控裝置10的出口 332。在主翼200的尾緣上，提供一個尾緣襟翼400，它同樣具有用于控制高升力系統100的上表面102上的流的出口 32。出口 332同樣被提供在一個擾流片300上。出口 232還被提供在主翼200本身上，在所述擾流片的上游區域內，在這里比擾流片300在主翼弦向上的投影的三倍還多。在所述流到達擾流片300和尾緣襟翼400之前，這些已經對它在上表面102進行了控制。因此，在所述流到達各調節襟翼300、400處時，有可能已經受到控制措施，這樣可以甚至更有效地實現推遲或避免所述流的分離，甚至可以實現流的重新附著。在這里，在圖4所示的實施例示例中，可以給每個調節襟翼300、400提供單獨的流控裝置10，也可以給兩個或者多個控制襟翼300、400提供共用的流控裝置10。圖5所示為流控裝置的實施例示例，其中選擇了顯著地更為有效的設計形式。因此，提供兩個對稱的進氣管道20，一起排放到第一分配管道40中。當從所述流方向上看時，一個中央變流器20位于所述連接區域內；這可以改變、尤其是以脈沖式方式改變流出進氣管道20的流。在所述連接區域內，提供一個進一步的分配管道40，經由這個管道，讓改變后的、尤其是脈沖式流分布在三個或者甚至多個排氣管道30中。這個實施例示例具有多個優點。因此，經由所述帶有兩個大橫截面進氣管道20的對稱布局，可以將限定量的空氣引 入所述系統中。此外，在提供有一個第一和第二分配管道40的情況下，用單個的變流器50便足夠了。這不僅節省了系統的總重量，而且，另外降低了復雜度。因此，這里只有一個單個的變流器50要啟動和調節。在圖5所示的實施例示例中，經由第二分配管道40總共可以供應四個排氣出口 30，但是，在其它實施例示例中，例如在圖4中，可以供應明顯更多個，即多重排氣管道30，使得可以用較少量的進氣管道22來供應圖4中所表示的多個出口 32。總之，在利用根據本發明的高升力系統100情況下，可以根據空氣動力學的需要和所需的空氣量設計入口 22與對應的進氣管道20，而排氣管道30和對應的出口 32的分布可以是高升力系統100的上表面102上的流分離條件的函數。通過分配管道40的布局及多用途，可以將復雜的、沉重的、貴重的元件，比如例如變流器50、泵70或者控制閥60，減到最少。在圖6中呈現了本發明的進一步實施例示例，其中尤其可以看清入口 22或22a、22b的布局。這表示主翼200和調節襟翼300、400的平面圖，其中主翼200和調節襟翼300、400是用半透明的方式表示。通過這種方式，可以看出，在整流罩114中，兩個進氣管道20或20a、20b相對于主翼弦向H-KT對稱設置。在整流罩118的前方區域中，相對于主翼弦向H-KT，在每種情況下，為每個進氣管道20提供兩個入口 22。在這里，在每種情況下，一個出口 22較大，設置在整流罩118的頂部，而在每種情況下，一個進一步的、有些小的入口 22設置在整流罩118兩側的下游。兩個泵70或70a、70b設置在兩個進氣管道20或20a、20b中的每一個進氣管道之內，一個泵在另一個的后面，控制所述流，在低速飛行時，例如增加流控裝置10內的空氣體
積流量。出口 432設置在調節襟翼400上，以流體連通的方式，經由排氣管道430和分配管道440與進氣管道20或者20a、20b連接。在這里，在調節襟翼300、400上的出口 432與沿著主翼翼展方向H-SW上的兩條直線對齊；在主翼弦向H-KT，它們相對于彼此錯開設置。這會在主翼翼展方向Η-SW、在整個調節襟翼300、400上產生接近于連續的流控。此外，可以在圖6中看到負荷傳感器480和流傳感器490 ;這些都是相對于主翼弦向H-KT設置在出口 432下游的調節襟翼300、400上，并且，相對于主翼弦向H-KT，也在主翼的后方區域內。通過用這些傳感器480、490，可以記錄在所述主翼和襟翼表面周圍與壓力和流量有關的實際流條件，并將它們用于調節流控裝置10。圖7表示的是圖6所示的實施例示例的替換方式。在這里，出口 232位于主翼200的上表面上，在所述流到達調節襟翼300、400之前，已經在開始流控。在這里，出口 232具有不同的形狀；在所述出口布局的兩個邊緣區域中，提供具有較大流截面的矩形出口 232，而在它們之間的其它出口 232具有一個基本上圓形的形狀，同時有一個較小的流截面。同樣給兩個進氣管道20中的每一個只提供一個單個的入口 222。兩個入口 22設置成相對于主翼弦向H-KT在整流罩119的前端彼此基本上對稱。由于通過在主翼200的上表面上的出口 32的布局，在入口 22和出口 232之間出現一個較短路徑，給兩個入口管道20中的每一個也只提供一個泵。圖6和圖7的實施例形式的單個元件彼此當然可以以任意方式結合。 因此，例如，如圖6的出口 432的布局也可能是圖7的實施例的形式。附圖標記10流控裝置20進氣管道22 入口24入口關閉裝置30排氣管道32 出口34出口關閉裝置40分配管道50變流器60控制閥70 泵80負荷傳感器90流量傳感器100高升力系統102高升力系統的上表面204高升力系統的下表面300，400高升力系統的調節襟翼200 主翼200擾流片400尾緣襟翼117前緣襟翼118整流罩130引導裝置130支撐裝置H-KT主翼弦向H-KD主翼厚度
H-SW主翼翼展方向K-KT調節襟翼弦向 K-KT調節襟翼厚度方向
權利要求
1.一種高升力系統(100)，其具有主翼(200)和多個控制襟翼(300，400)以及用于對所述控制襟翼(300，400)進行定位的引導裝置(130)，其中至少局部給所述引導裝置(130)提供整流罩(118)，所述高升力系統(100)包括 用于影響主翼(200)和控制襟翼(300，400)周圍的流的流控裝置(10)，其具有沿著主翼弦向(H-KT)延伸的至少一個進氣管道(20)，每個進氣管道(20)具有位于所述主翼(200)下表面(204204)之上或之下的至少一個入口(22)，以及至少一個排氣管道(30)，通過流體連通的方式與所述至少一個進氣管道(20)連通并具有至少一個出口(32)，使得流入所述進氣管道(20)的流體可以通過所述出口(32)排出，其中所述出口(32)位于所述至少一個控制襟翼(300，400)的上表面(313，413)之上和/或所述主翼(200)的上側之上，在所述主翼(200)上是在相對于所述主翼弦向(H-KT)的主翼長度的后三分之一內， 其中所述流控裝置(10)至少局部設置在所述整流罩(118)內，并且所述至少一個進氣管道(20)的入口(22)的朝向與所述主翼(200)的主翼弦向(H-KT)相反，以及 其中每個進氣管道(20)的至少一個入口(22)設置在相對于主翼弦向(H-KT)從所述整流罩(118)的前面開始、延伸超過所述主翼弦向(H-KT)的三分之一的范圍內。
2.根據權利要求I的高升力系統(100)，其特征在于其中所述整流罩(118)包括至少兩個進氣管道(20)，每個進氣管道包括至少一個入口(22)，其中所述入口中的兩個入口分別設置于在彼此分開的方向上延伸的流表面上。
3.根據前述任意一項權利要求的高升力系統(100)，其特征在于，在每種情況下，給每個進氣管道(20)提供至少一個排氣管道(30)，至少一個排氣管道(30)與各自的進氣管道(20)以流體連通的方式連接，并且所述排氣管道(30)沿著主翼弦向(H-KT)延伸。
4.根據前述任意一項權利要求的高升力系統(100)，其特征在于，在每種情況下，所述入口(22)被設計成直接在整流罩中的開口。
5.根據前述任意一項權利要求的高升力系統(100)，其特征在于，給入口(22)提供入口關閉裝置(24)和/或給至少一個出口(32)提供出口關閉裝置(34)。
6.根據權利要求5的高升力系統(100)，其特征在于 至少一個控制襟翼(300，400)包括位于各控制襟翼(300，400)的上表面(313，314)之上的至少一個出口(32)，其中在至少一個出口(32)處設置入口關閉裝置(24)，以及 至少一個出口關閉裝置(34)在運動學上和/或功能上與控制襟翼(300，400)的位置耦接，使得各關閉裝置(24，34)的狀態是通過控制襟翼(300，400)的設定來確定的。
7.根據權利要求5或6的高升力系統，其特征在于 至少一個控制襟翼(300，400)包括位于各控制襟翼(300，400)的上表面(313，413)之上的至少一個出口(32)，其中在所述至少一個出口(32)處設置入口關閉裝置(24)，以及 至少一個入口關閉裝置(24)在運動學上和/或功能上與控制襟翼(300，400)的位置耦接，使得各關閉裝置(24，34)的狀態是通過控制襟翼(300，400)的設定來確定的。
8.根據權利要求6或7的高升力系統(100)，其特征在于各關閉裝置(24，34)的打開程度是調節襟翼(300，400)的設定的函數，使得給多個設定中的每個設定分配一個各關閉裝置(24，34)預定的打開狀態。
9.根據前述任意一項權利要求的高升力系統(100)，其特征在于，在每個進氣管道(20)和/或每個排氣管道(30)中提供至少一個控制閥￠0)或者至少一個泵(70)，以控制流控裝置(10)內的體積流量。
10.根據前述任意一項權利要求的高升力系統(100)，其特征在于，在每個進氣管道(20)內提供讓經過所述進氣管道(20)的空氣流系統地變化的至少一個變流器(50)，使得通過各出口排放的排放流量可以變化。
11.根據權利要求10的高升力系統(100)，其特征在于變流器(50)體現為被動操作的閥或者為泵。
12.根據前述任意一項權利要求的高升力系統(100)，其特征在于提供啟動裝置來接收飛行狀態數據并產生控制信號，通過用所述控制信號，可以在特殊的飛行條件下啟動和停止所述流控裝置(10)。
13.根據權利要求12的高升力系統(100)，其特征在于所述啟動裝置在功能上耦接在所述至少一個關閉裝置(24，34)和/或所述至少一個變流器(50)上，用于根據上面定位有各關閉裝置(24，34)的控制襟翼的位置來控制相應的一個關閉裝置(24，34)和/或變流器(50)。
14.根據權利要求12或13的高升力系統(100)，其特征在于，所述啟動和停止是通過切換入口關閉裝置(24)和/或出口關閉裝置(34)來實現的。
15.根據前述任意一項權利要求的高升力系統(100)，其特征在于，在所述進氣管道(20)和所述至少一個排氣管道(30)之間提供分配管道(40)。
16.根據前述任意一項權利要求的高升力系統(100)，其特征在于，所述進氣管道(20)可以與飛機的進一步系統形成流體連通方式的接觸。
17.根據前述任意一項權利要求的高升力系統(100)，其特征在于，所述管道(20，30，40)的軸向突出部可以至少被局部修改。
18.根據前述任意一項權利要求的高升力系統(100)，其特征在于，所述出口(32)是沿著所述主翼翼展方向(H-SW)設置。
19.根據權利要求I至15任意一項權利要求的高升力系統(100)，其特征在于，所述出口(32)沿著主翼翼展方向(H-SW)上的至少兩條線路設置，一條線路的所述出口(32)相對于主翼翼展方向(H-SW)上的相鄰線路上的每個出口(32)錯開設置。
20.根據前述任意一項權利要求的高升力系統(100)，其特征在于，在所述主翼弦向(H-KT)，負荷傳感器(80)和/或流量傳感器(90)被提供在所述出口(32)的后面。
21.根據權利要求20的高升力系統(100)，其特征在于，所述負荷傳感器(80)和流量傳感器(90)被交替設置在主翼翼展方向(H-SW)。
22.—種飛機，具有至少一個帶有前述任意一項權利要求的特征的高升力系統(100)。
全文摘要
一種具有主翼和多個控制襟翼的高升力系統，其中至少局部給各引導裝置提供整流罩，所述高升力系統具有用沿著主翼弦向延伸的至少兩個進氣管道控制所述高升力系統周圍的流的流控裝置，在每種情況下，進氣管道有至少一個入口，所述裝置位于所述高升力系統的下表面之上或者之下，其中另外提供至少一個排空氣的管道，與所述進氣管道以流體連通的方式連接，并具有至少一個出口，位于至少一個調節襟翼的上表面之上和/或者在主翼弦向方面，在所述高升力系統的主翼的后三分之一中。
文檔編號B64C9/18GK102947175SQ201180023782
公開日2013年2月27日 申請日期2011年3月8日 優先權日2010年3月8日
發明者布克哈德·哥林 申請人:空中客車運作有限責任公司