高升力襟翼、具有用于影响在高升力襟翼上流动的装置的高升力襟翼构造以及具有这样构造的飞机

技术领域

本发明涉及一种高升力襟翼、一种具有用于影响在高升力襟翼上流 动的装置的高升力襟翼构造以及一种具有这样构造的飞机。

背景技术

由DE 10 2006 028 167 A1已知一种用于操纵如下装置的方法，所述 装置具有至少一个流体动力升力体，例如带有动叶片的风能设备、带有 支承面的飞机、带有动叶片的直升机。在此，借助于适合的传感器检测 表明如下特征的特征值，即包围升力体的介质的由升力体引起的涡流的 出现，尤其是由升力体引起的噪音的出现，和/或在升力体上失速的出 现，和/或升力体的结冰。依据检测到的特征值，来自压力源的流体， 例如气体，由与一个或每个升力体相关联的多个流体出口孔向外输送包 围升力体的介质，使得通过合成的流体流动减少或防止由升力体引起的 涡流和/或失速和/或结冰。

US 5,772,165 B1和US 5,366,177 A说明了一种机翼，在所述机翼的 上表面上留有多个抽风口，以便为了稳定边界层沿着上表面使空气从绕 流该边界层的空气中分出。

由DE 1 147 850已知一种机翼，其具有设置在它前面的扰流襟翼， 其中作为扁平射流的流体介质在扰流襟翼的下方或由扰流襟翼的前缘 向前喷出，使得其由于飞机的向前运动形成向后经由扰流襟翼的上表面 的路径，以便通过形成涡流在小迎角的情况下产生高的升力。

发明内容

本发明的目的是，提供一种高升力襟翼以及一种具有用于影响流动 的装置的高升力襟翼构造，借助所述构造可实现紧贴在机翼且尤其是高 升力襟翼上的边界层流动的最佳的稳定化。

该目的借助独立权利要求的特征得以实现。其他实施形式在与这些 独立权利要求相关的从属权利要求中说明。

根据本发明，尤其提出一种飞机的空气动力绕流体，其具有第一侧 面和第二侧面，所述第一和第二侧面分别沿着襟翼深度方向延伸并且根 据规定沿流动方向被绕流，其中根据规定在调节襟翼中第一侧面为沿着 吸入侧延伸的上表面，并且在此第二侧面为沿着调节襟翼的压力侧延伸 的下表面，其中在调节襟翼上设置有至少一个空气排气口和至少一个空 气进气口，该空气进气口通过至少一个空气管道与空气排气口连接，其 中用于影响在空气管道内的流动的流体输送驱动装置与空气管道集成， 并且其中在调节襟翼的侧面上沿襟翼深度方向观察，设有下述孔口：

至少一个空气排气口，所述空气排气口设置在调节襟翼的沿流动方 向观察位于前部的且直至襟翼深度的15％延伸的区域内；以及

至少一个空气进气口，所述空气进气口设置在调节襟翼的上表面 上，并且设置在调节襟翼的沿流动方向观察在襟翼深度的30％和90％ 之间延伸的后部的区域内，和/或设置在调节襟翼的上表面上且设置在 从襟翼深度的90％至100％延伸的后缘区域内，和/或设置在调节襟翼的 下表面上且设置在调节襟翼的从襟翼深度的90％至100％延伸的后缘区 域内。

在此，尤其能够提出，至少一个空气排气口和至少一个空气排气口 位于沿调节襟翼的翼展方向延伸的宽度为襟翼深度的80％的部段内，其 中襟翼深度存在于任一个空气排气口或空气排气口上。通常调节襟翼能 够具有刚好一个空气排气口，所述空气排气口位于调节襟翼的上表面上 且位于从襟翼深度的0％至15％延伸的前部的区域内。

根据另一实施例能够提出，调节襟翼具有前部的第一空气排气口和 至少一个后部的第二空气排气口，其中后部的第二空气排气口沿流动方 向观察，位于前部的第一空气排气口的后面且位于调节襟翼的从襟翼深 度的3％至15％延伸的前部的区域内。在此，前部的第一空气排气口能 够位于调节襟翼的从襟翼深度的0％至3％延伸的前部的区域内且位于 调节襟翼的最前端或上表面上。对此替代的是，前部的第一空气排气口 位于调节襟翼的从襟翼深度的0％至3％延伸的前部的区域内且位于调 节襟翼的最前端或下表面上。

排出口能够位于调节襟翼的前部的区域内，所述区域在调节襟翼的 60度±8度的姿态或者在调节襟翼的完全伸出的姿态下，沿主机翼的机 翼厚度方向观察位于主机翼的后部的上缘的下方，并且所述区域从刚好 位于主机翼的后部的上缘的下方的地方，沿流动方向的两个彼此相反的 方向延伸了襟翼深度的3％。

调节襟翼沿襟翼深度观察能够具有调节襟翼的前部的区域的轮廓 线，所述轮廓线沿流动方向或襟翼深度方向观察，沿着上表面从具有调 节襟翼的剖面深度的3％的量的曲率半径连续上升地变化成具有调节襟 翼的剖面深度的12％的量的曲率半径，其中剖面深度分别在调节襟翼的 翼展方向上的具有两个排出口中的至少一个的位置上是确定的。

也能够提出，调节襟翼的排出口沿襟翼深度观察，位于轮廓线的区 域内，在所述区域内，调节襟翼的前部的区域的轮廓线的曲率半径沿流 动方向或襟翼深度方向观察，沿着上表面从具有调节襟翼的剖面深度的 3％的量的曲率半径连续上升地变化成具有调节襟翼的剖面深度的12％ 的量的曲率半径，其中剖面深度分别在调节襟翼的翼展方向上的具有两 个排出口中的至少一个的位置上是确定的。

通常多个空气排气口能够沿翼展方向且在直至襟翼深度的15％延 伸的区域内并排地设置。多个空气进气口也能够沿翼展方向并排地设 置。

根据本发明的空气动力绕流体能够为飞机的主机翼或可相对于飞 机的结构构件调节的调节襟翼。在此，结构构件能够为主机翼，并且调 节襟翼能够为高升力襟翼。结构构件也能够为机身构件，并且调节襟翼 能够为鸭翼。

根据本发明，也提出一种飞机的方向舵，所述方向舵具有第一侧面 和第二侧面，所述第一和第二侧面分别沿着襟翼深度方向延伸并且根据 规定沿流动方向被绕流，其中在方向舵上且在彼此相对的侧面的每一个 上设置有至少一个空气排气口和至少一个空气进气口，该空气进气口通 过至少一个空气管道与空气排气口连接，其中用于影响在空气管道内的 流动的流体输送驱动装置与空气管道集成，并且其中在方向舵的侧面上 沿襟翼深度方向观察，设有下述孔口：

至少一个空气排气口，所述空气排气口设置在方向舵(K)的沿流 动方向观察位于前部的且直至襟翼深度的15％延伸的区域内；以及

至少一个空气进气口(23)，所述空气进气口设置在方向舵的沿流 动方向观察在襟翼深度的30％和90％之间延伸的后部的区域内，和/或 设置在方向舵的从襟翼深度的90％至100％延伸的后缘区域内。

根据本发明的另一实施例，提出一种具有用于影响在调节襟翼上的 流动的装置的调节襟翼构造，其中具有流体输送驱动装置的调节襟翼如 前述权利要求中任一项形成，并且其中用于影响流动的装置具有：

控制装置，其与调节襟翼调节装置功能性连接，以用于控制流体输 送驱动装置，其中控制装置从该调节襟翼调节装置接收调节襟翼的调节 状态作为输入参数；以及

控制功能，其与流体输送驱动装置功能性连接，以用于产生用于控 制流体输送驱动装置的通流量的指令信号，所述控制功能由调节襟翼的 调节状态产生用于控制流体输送驱动装置的相应的控制信号。

在此，调节襟翼尤其能够如根据本发明的实施例形成。

根据本发明的另一实施例，提出一种具有用于影响在调节襟翼上的 流动的装置的调节襟翼构造，其中用于影响流动的装置具有：

孔口改变装置，其分别位于调节襟翼上的至少一个排气口处和/或调 节襟翼的至少一个进气口处，以用于打开和关闭至少一个排气口和/或 至少一个进气口，并且所述孔口改变装置具有孔口改变机构和与该孔口 改变机构耦联的用于操纵相应的孔口改变机构的执行器；

控制装置，其与调节襟翼调节装置功能性连接，以用于控制相应的 孔口改变装置的执行器，并且控制装置从该调节襟翼调节装置接收调节 襟翼的调节状态作为输入参数，其中控制装置具有与相应的执行器功能 性连接的控制功能，以用于产生用于控制执行器的指令信号，所述控制 功能由调节襟翼的调节状态产生用于打开和关闭至少一个排气口和/或 至少一个排出口的相应的信号，并且传输给执行器。

在此，尤其能够提出，用于影响流动的装置具有：

流体输送驱动装置，其用于影响在空气管道内的流动，所述空气管 道与在调节襟翼上的至少一个排气口连接，并且与在调节襟翼上的至少 一个进气口连接；

传感器装置，其具有设置在调节襟翼的上表面上的用于检测在调节 襟翼的上表面上的实际的流动值的至少一个传感器；

调整装置，其具有用于调节调节襟翼的预定的流动值的调节功能， 所述调节功能与传感器装置功能性连接，以用于接收实际的流动值，与 调节襟翼调节装置功能性连接，以用于接收用于调节襟翼的调节状态的 值，并且与流体输送驱动装置功能性连接，以用于产生用于控制流体输 送驱动装置的通流量的控制信号。

在本发明的实施例中设有的传感器装置能够具有用于检测在调节 襟翼的上表面上附着流或分离流的流动状态的传感器。传感器能够为用 于检测流速的传感器。在此，传感器能够为用于检测壁剪切应力的压电 式壁剪切应力传感器。调整装置能够设置在调节襟翼内。

根据本发明的另一实施例提出一种具有用于影响在调节襟翼上的 流动的装置的调节襟翼构造，其中调节襟翼根据本发明的实施例形成， 并且其中用于影响流动的装置具有：

孔口改变装置，其分别位于调节襟翼上的至少一个排气口处和/或调 节襟翼的至少一个进气口处，以用于打开和关闭至少一个排气口和/或 至少一个进气口，并且所述孔口改变装置具有孔口改变机构和与该孔口 改变机构耦联的用于操纵相应的孔口改变机构的执行器；

传感器装置，其具有设置在调节襟翼的上表面上的用于检测在调节 襟翼的上表面上的实际的流动值的至少一个传感器；

调整装置，其具有用于调节调节襟翼的预定的流动值的调节功能， 所述调节功能与传感器装置功能性连接，以用于由传感器装置接收实际 的流动值，与调节襟翼调节装置功能性连接，以用于由调节襟翼调节装 置接收用于调节襟翼的调节状态的值，并且与至少一个执行器功能性连 接，以用于通过调整装置产生指令信号，并且用于将指令信号传输给执 行器，以用于调节相应的孔口改变装置的打开位置和关闭位置。

根据本发明的另一实施例提出一种主机翼的构造和一种具有用于 影响调节襟翼上的流动的装置的调节襟翼构造，其中具有用于影响调节 襟翼上的流动的装置的调节襟翼构造根据本发明的实施例形成，并且其 中主机翼具有通道，所述通道从设置在主机翼的压力侧上的进气口延伸 到设置在主机翼的面向调节襟翼的背侧表面上的空气排气口，使得在排 气口和空气排气口之间出现的气流影响在主机翼和调节襟翼之间的间 隙内的流动。

在此能够提出，在设置在主机翼内的通道内安装有由控制装置控制 的流体输送驱动装置，借助所述流体输送驱动装置能够影响在通道内的 和在主机翼和调节襟翼之间的间隙内的流动，并且所述流体输送驱动装 置由控制装置控制，和/或

在主机翼的排气口处设置有由控制装置控制的用于打开和关闭排 气口的孔口改变装置，以便影响在通道内的和在主机翼和调节襟翼之间 的间隙内的流动。

根据本发明的另一实施例提出一种具有空气动力绕流体和在空气 动力绕流体上可移动的调节襟翼的飞机，所述调节襟翼具有带有用于调 节调节襟翼的襟翼控制功能的操纵装置，其中调节襟翼具有第一侧面和 第二侧面，所述第一和第二侧面分别沿着襟翼深度方向延伸并且根据规 定沿流动方向被绕流，其中根据规定，调节襟翼的第一侧面为沿着吸入 侧延伸的上表面，并且在此第二侧面为沿着调节襟翼的压力侧延伸的下 表面，其中在调节襟翼上分别设置有至少一个空气排气口和至少一个通 过至少一个空气管道与空气排气口连接的空气进气口，

其中用于影响在空气管道内的流动的流体输送驱动装置与空气管 道集成，并且

其中基于操纵指令，操纵装置产生用于调节调节襟翼的调节状态的 控制指令和在流体输送驱动装置上产生用于调节流体输送驱动装置的 通流量的控制指令，并且传输给它们。

此外，在该实施例中能够提出，

调节襟翼具有前部的第一空气排气口和至少一个后部的第二空气 排气口，其中后部的第二空气排气口沿流动方向观察，位于前部的第一 空气排气口的后面且位于调节襟翼的从襟翼深度的3％至15％延伸的前 部的区域内。

此外，在这些实施例中能够提出，

在调节襟翼的第一排气口和至少一个第二排气口处设置有用于打 开和关闭相应的排气口的孔口改变装置；

具有控制装置，其与孔口改变装置功能性连接，以用于控制相应的 孔口改变装置，并且从该孔口改变装置接收调节襟翼的调节状态作为输 入参数，并且所述控制装置具有与相应的执行器功能性连接的控制功 能，以用于产生用于控制执行器的指令信号，所述控制功能由调节襟翼 的调节状态产生用于打开和关闭至少一个排气口和/或至少一个排出口 的相应的信号，并且传输给执行器。

操纵装置能够构成为，使得为了调节调节襟翼的调节状态，该操纵 装置基于在调节襟翼的调节状态的指令时的操纵指令，调节流体输送驱 动装置的通流量和与空气排气口相关联的孔口改变装置的状态，其中

在调节襟翼的第一调节区域的指令时，前部的第一空气排气口通过 控制与其相关联的孔口改变装置设定为关闭的状态，并且

在调节襟翼的第二调节区域的指令时，前部的第一空气排气口通过 控制与其相关联的孔口改变装置设定为打开的状态。

在此能够提出，在调节襟翼的第二调节区域的指令时，前部的第一 空气排气口通过控制与其相关联的孔口改变装置设定为打开的状态，并 且第二空气排气口至少在一定时间间隔内通过控制与其相关联的孔口 改变装置同时设定为关闭状态。在此，也能够提出，在第二调节区域中， 调节襟翼比在调节襟翼的第一调节区域中伸出得更远。

在根据本发明的实施形式中，在调节襟翼的侧面上沿襟翼深度方向 观察，设有下述孔口：

至少一个空气排气口，所述空气排气口设置在调节襟翼的沿流动方 向观察位于前部的且直至襟翼深度的15％延伸的区域内；以及

至少一个空气进气口，所述空气进气口设置在调节襟翼的上表面上 且设置在调节襟翼的沿流动方向观察在襟翼深度的30％和90％之间延 伸的后部的区域内，和/或设置在调节襟翼的上表面上且设置在调节襟 翼的从襟翼深度的90％至100％延伸的后缘区域内，和/或设置在调节襟 翼的下表面上且设置在调节襟翼的从襟翼深度的90％至100％延伸的后 缘区域内。

具有用于调节调节襟翼的襟翼控制功能的操纵装置能够具有用于 控制流体输送驱动装置的控制装置。可替代或可附加的是，具有用于调 节调节襟翼的襟翼控制功能的操纵装置能够具有用于控制流体输送驱 动装置的调整装置。

在根据本发明的实施形式中，尤其能够提出，在主机翼和调节襟翼 之间构成的间隙设计为，使得该间隙不起到空气动力作用。

传感器装置能够具有一个或多个用于检测在高升力襟翼的上表面 上附着流或分离流的流动状态的传感器。在此，用于检测流速的所述传 感器或多个传感器能够为热丝式传感器。此外，所述传感器或多个传感 器能够为用于检测壁剪切应力的压电式壁剪切应力传感器。在此，用于 检测壁剪切应力的所述传感器或多个传感器能够为热膜式传感器。

所述传感器或多个传感器通常能够为用于检测在襟翼的上表面上 的流动状态的特性的传感器，所述传感器构成为，使得通过由该传感器 产生的信号能够明确地测定流动状态，也就是说，能够确定是否存在、 发现或能够检测到附着流或分离流。

泵和/或控制装置能够设置在高升力襟翼中。

附图说明

下面借助于附图说明本发明的实施例，所述附图示出：

图1示出根据本发明的例如机翼或高升力襟翼的空气动力绕流体的 第一实施形式的示意图，所述高升力襟翼具有多个进气口、两个排气口、 连接这些进气口和排气口的空气管道以及用于影响在空气管道内的流 动的流体输送驱动装置，通过所述流体输送驱动装置以主动的方式形成 在不同处的气流；

图2示出根据图1的在较远地或完全地伸出的姿态下的空气动力绕 流体第一实施形式，所述姿态能够为降落姿态；

图3示出根据图1的空气动力绕流体的第一实施形式，其中与图1 的图示相比，两个流体输送驱动装置集成在空气管道内；

图4示出机翼构造的或调节襟翼构造的且尤其是具有用于影响在高 升力襟翼上的流动的装置的高升力襟翼构造的实施例的示意图，其中调 节襟翼具有排气口和多个进气口、连接排气口和进气口的空气管道以及 用于影响在空气管道内的流动的流体输送驱动装置，其中主机翼具有在 其下表面或压力侧上的进气口以及在主机翼和高升力襟翼之间的区域 内的排气口、连接这些孔口的通道和用于影响在管道内的流动的流体输 送驱动装置；

图5示出根据图4的机翼构造的或调节襟翼构造的以及具有用于影 响在高升力襟翼上的流动的装置的高升力襟翼构造的根据本发明的另 一实施形式的示意图，其中相对于图4，流体输送驱动装置的功率基于 传感器装置的传感器值借助于调整装置调节；

图6示出具有襟翼机翼构造的以及具有用于影响在高升力襟翼上的 流动的装置的高升力襟翼构造的根据本发明的另一实施形式的示意图， 其中基于在调节襟翼的前部的区域内的两个排气口且基于多个进气口 以及连接这些排气口和进气口的通道，以主动的方式借助于一个经调节 的泵和在排气口和进气口处的经调节的打开和关闭装置形成气流；以及

图7示出机翼构造的或具有用于影响在调节襟翼上的流动的装置的 调节襟翼构造的根据本发明的另一实施形式的示意图，其中，以主动的 方式借助于多个经调节的泵和在排气口和进气口处的经调节的打开和 关闭装置形成在不同的排气口和多个进气口处以及与这些排气口和进 气口连接通道内的气流。

具体实施方式

下面借助于高升力襟翼说明本发明。但是，本发明通常可应用在空 气动力绕流体上，所述空气动力绕流体在飞机中能够为机翼且尤其为主 机翼、前翼或前缘襟翼、垂直尾翼或方向舵或者水平尾翼或升降舵。调 节襟翼能够借助于铰链构造铰接在主机翼上。铰链构造尤其能够具有凹 铰链运动机构或轨迹运动机构。

在图中示出本发明的不同的实施例。附图分别示出耦联在主机翼1 上的高升力襟翼10。根据本发明，为调节襟翼或高升力襟翼而设有的特 征通常也能够设定用于空气动力绕流体，借助于在这里用于高升力襟翼 而说明的特征可直接地或类似地转到所述空气动力绕流体上。根据本发 明提出的空气动力绕流体尤其也能够为主机翼1。主机翼1具有在其吸 入侧A上延伸的上表面1a、在其压力侧B上延伸的下表面1b和在背侧 的面向高升力襟翼K的上表面1c。对于高升力襟翼而言或者通常对于 调节襟翼或空气动力绕流体而言，限定襟翼深度方向KT-K或通常深度 方向、翼展方向SW-K或通常翼展方向以及襟翼厚度方向KD-K或通常 襟翼厚度方向。调节襟翼或高升力襟翼K具有在高升力襟翼K的吸入 侧A上延伸的上表面11和在高升力襟翼K的压力侧B上延伸的下表面 12。根据本发明，在高升力襟翼K的上表面11上设有至少一个空气排 气口和/或至少一个空气进气口。

在图1至7的图中，在主机翼1和高升力襟翼之间存在间隙G，其 具有位于主机翼1吸入侧或上表面1a和高升力襟翼K的吸入侧11之间 的上部的第一端部7以及位于主机翼1的压力侧或下表面1b和高升力 襟翼K的压力侧12之间的下部的第二端部8。在存在位于主机翼和调 节襟翼K之间的起到空气动力作用的间隙G时，并且在根据规定绕流 主机翼1和高升力襟翼K时，空气从吸入侧B或间隙G的第二端部8 流向压力侧A或间隙G的第一端部8(箭头9)。

但是根据本发明，不是必须存在该间隙G。本发明的实施例也能够 考虑到主机翼和调节襟翼的组合，在所述组合中不存在位于主机翼和调 节襟翼K之间的起到空气动力作用的间隙G。在这样的“无间隙的调 节襟翼”中尽管提供在主机翼和调节襟翼K之间的小的间隙或间距，但 是间隙G或间距的尺寸小到使得存在于其中的空气对主机翼和调节襟 翼的绕流不具有起到空气动力作用的影响。这些实施例尤其能够设置有 柯恩达(Coanda)襟翼。

在图1至7所示的高升力襟翼中，至少一个空气排出口21、26设 置在高升力襟翼K的沿流动方向S观察位于前部的区域10a内，并且 总共三个空气进气口22、23、24设置在高升力襟翼K的沿流动方向S 观察位于后部的区域10b内。在高升力襟翼K的在图1、3、6和7中 所示的实施例中，在高升力襟翼K的前部的且直至襟翼深度KT的15％ 延伸的区域10a内设置有两个空气排出口21、26。在图1至7所示的高 升力襟翼中，空气进气口24设置在高升力襟翼K的后缘区域10c内。 可替代的是，在高升力襟翼K的前部的区域10a内能够设置有多个空气 进气口，和/或在高升力襟翼K的后部的区域10b内设置有仅一个空气 排出口，和/或在高升力襟翼K的后缘区域10c内也能够设置有多个空 气排出口。在高升力襟翼10的在图1、2、3、7、8和9中所示的实施 形式中，在高升力襟翼K的前部的且直至襟翼深度KT的15％延伸的 区域10a内设置有两个排气口21、25。

根据本发明提出，

至少一个空气排出口沿流动方向S观察设置在前部的且在直至襟翼 深度KT的15％延伸的区域10a内，和/或

至少一个空气进气口23沿流动方向S观察设置在后部的且在翼深 度KT的30％和80％之间延伸的区域10b内，和/或

至少一个空气进气口24沿流动方向S观察设置在高升力襟翼K的 位于后部的区域10b的后面的从90％至100％的后缘区域10c内且设置 在上表面上，和/或设置在下表面上。

在本文中，在高升力襟翼K的后缘区域10c理解为高升力襟翼K 的沿流动方向S观察位于高升力襟翼K的后部的区域10b的后面且位 于端部上的那个区域。

因此根据本发明，在高升力襟翼10的后部的区域10b或后缘区域 10c上能够设置有仅一个进气口22、23、24。在图1至7中，两个进气 口22、23设置在后部的襟翼区域10b内，并且一个进气口24设置在后 缘区域10c内。在进气口22、23、24上分别连接有位于高升力襟翼的 内部中通道32、33或34，所述通道分别通入连接通道30内。通道32、 33或34通过连接通道30与至少一个出口通道31、36连接，所述出口 通道通向高升力襟翼10的前部的区域10a的表面。与进气口22、23、 24连接的通道32、33或34或者与至少一个进气口连接的至少一个通道 也能够直接与至少一个排气口21、26连接。在图1至7中借助箭头22a、 23a或24a示出在以流动S绕流主机翼1和高升力襟翼时形成的入口流。 在图1、3、6和7中示出具有两个排气口21、26的根据本发明的高升 力襟翼K的实施形式，其中用箭头21a或26a示出在以流动S绕流主 机翼1和高升力襟翼时形成的出口流。每个排气口21、26分别与排气 通道21或36连接，所述排气通道又能够与中央连接通道30连接，并 且通过该连接通道与进气口连接。在此，能够省去中央连接通道30，并 且设有在一个或多个排气口或至少一个出口通道和相应地至少一个进 气口或分别相关的入口通道之间的直接连接。排气口也能够分别与进气 口连接。

此外，根据本发明提出，在调节襟翼或空气动力绕流体的至少一个 通道内，流体输送驱动装置尤其是以泵40的形式起作用，以便沿预先 确定的方向驱动位于一个通道或多个通道内的空气，并且以便因此在至 少一个通道内以预先确定的方式根据种类和尺寸调节气流。为此，流体 输送驱动装置40、41、42能够集成或安装在相应的通道内。在此，流 体输送驱动装置40、41、42能够安装或集成在中央连接通道30和/或至 少一个入口通道或至少一个排气通道32、33或34内。在此，多个流体 输送驱动装置也能够集成在空气动力绕流体的一个或多个管道内。在管 道中的流体输送驱动装置或泵具有入口40a和出口40b。流体输送驱动 装置能够以固定调节的功率工作，或者该流体输送驱动装置能够构成 为，使得借助该流体输送驱动装置基于通过控制功能的相应的控制改变 或控制入口压力和/或出口压力和/或压差。

在根据本发明的空气动力绕流体的在图3中示出的实施例中，该空 气动力绕流体设计成，使得排气口26通入高升力襟翼K的前部的区域 10a的表面的区域B1内，所述区域限定为，使得在该区域内，高升力 襟翼K的前部的区域10a的轮廓线K_L的曲率半径R_K在高升力襟翼K 的横向于翼展方向SW-K获得的横截面中具有襟翼的剖面深度的3％至 12％的值。通常能够当作横向于翼展方向且尤其是垂直于翼展方向延伸 的横截面。可替代的是，能够应用沿飞机的飞机纵向方向延伸的那个意 义重大的横截面，在所述飞机上机翼安装有根据本发明的高升力襟翼 的，或者机翼设定用于所述飞机。如下横截面也是决定性的，相关的排 气口26和至少一个排气口22、23、24位于所述横截面内。此外能够应 用如下横截面，所述横截面垂直于空气动力绕流体的或调节襟翼的翼展 方向SW-K延伸，并且在所述横截面内包含襟翼深度方向KT-K，如在 图中所示。在该实施例中，能够在相关的横截面内，或者高升力襟翼能 够仅包含这一个排气口26，或者也能够包含一个或多个其他的排气口 21。

根据本发明，在调节襟翼的实施形式中，可替代或可附加的是，至 少一个排气口26的位置能够通过调节襟翼或高升力襟翼K的角位限定。 此后，至少一个排气口26位于高升力襟翼K的前部的区域10a的轮廓 线K_L的区域B1内，所述区域在调节襟翼或高升力襟翼K的确定的最 大位置的情况下，沿主机翼1的机翼厚度方向FD-H观察，位于主机翼 1的后部的上缘3的下方。在高升力襟翼中，最大位置尤其能够位于50 和70度之间的区域内。在此，所述区域尤其能够从襟翼的头部的位置 延伸至襟翼深度的15％。

在限定至少一个排气口26的位置的情况下，即在借助于调节襟翼 或高升力襟翼K的前部的区域的轮廓线K_L的曲率半径R_K限定时，或 者在借助于用于例如降落姿态的确定位置的高升力襟翼K的位置来限 定时，前部的区域10a尤其如下限定，即通过该区域从沿襟翼深度KT-K 的方向观察位于最前面的且面向流动的点朝襟翼的最后端的方向直至 位于襟翼深度KT-K的15％的位置延伸。

在以最大地伸出的位置示出的高升力襟翼横截面的在图2中示出的 实施例中，满足借助于轮廓线K_L的曲率半径R_K限定和借助于高升力襟 翼K的在襟翼的确定的最大位置上的位置限定。但是，不必一定是这种 情况，使得用于排气口的位置的区域的两个限定方式本身是独立的，并 且根据本发明，视为用于至少一个排气口的位置的确定的两个替代方 案。尤其在这些替代方案中能够提出，仅这一个排气口26位于高升力 襟翼K的前部的区域内。

通过设有至少一个排气口21、26和至少一个流体输送驱动装置， 以有效的且经济的方式减少进入襟翼K的前缘区域内的边界层流内的 附加的流体的连续的出流(箭头21a或26a)，以便借助运动脉冲增加流 动，使得其能够克服在流动方向上的由于襟翼K的在上表面11上的特 别强烈地弯曲的轮廓而导致的压力升高，以便因此在襟翼上表面上保持 边界层流紧贴在上表面11上。绕流高升力襟翼K的空气的进入空气进 气口22、23或24内的入流用箭头22a、23a或24a示意地示出。

沿深度方向或襟翼深度方向KT-K观察，空气动力绕流体或高升力 襟翼K的横截面轮廓的前部的区域10a的轮廓线K_L的分布和空气动力 绕流体或高升力襟翼K的上表面11的分布能够设定为，使得空气动力 绕流体或高升力襟翼K的前部的区域10a的轮廓线K_L的曲率半径R_K沿深度方向或襟翼深度方向KT-K观察，沿着上表面11从具有空气动 力绕流体或高升力襟翼K的剖面深度的3％的量的曲率半径连续增加地 改变为具有空气动力绕流体或高升力襟翼K的剖面深度的最好12％的 量的曲率半径。根据本发明的实施例，空气动力绕流体或高升力襟翼K 的所有排气口21、26沿襟翼深度KT观察，位于轮廓线K_L的这个区域 内。该标准设定用于本发明的各个或所有实施例。

空气排出口能够沿翼展方向SW-K且尤其是在直至襟翼深度KT的 15％延伸的区域内并排地设置。可替代或可附加的是，多个空气进气口 能够沿空气动力绕流体或襟翼的翼展方向SW-K且尤其是在襟翼深度 KT的30％和90％之间延伸的区域内并排地设置。可替代或除了这些进 气口外，在后缘区域内，其他的空气进气口设置在从襟翼深度的90％至 100％延伸的区域内且设置在上表面上，和/或设置在空气动力绕流体或 襟翼的下表面上。根据多个孔口沿翼展方向的设置，能够达到根据本发 明可达到的空气动力效果，并且这些空气动力效果能够以预先确定的方 式分布在翼展方向SW-K上。沿空气动力绕流体或襟翼K的翼展方向 观察，尤其能够设置有至少一个进气口和至少一个排气口的彼此连续不 同的结构。在此能够提出，仅部分地实现至少一个进气口和至少一个排 气口的根据本发明的结构。

如在图1至7中所示，进气口22、23、24或至少一个进气口通过 空气管道通道与至少一个排气口21、26连接。在图1至7中示出高升 力襟翼K的实施例，在所述实施例中，进气口22、23、24分别为空气 管道通道到或通道32、33或34的端部或出口，并且这些进气口又通入 连接通道30，所述连接通道又通入分别通入在高升力襟翼K的上表面 11的表面上的排气口21或26的通道31、36。根据另一实施例，至少 一个进气口与至少一个排气口连接，并且至少另一进气口与至少另一排 气口连接。在不同的进气口和至少一个排气口21、26处的气流以主动 的方式由至少一个由控制装置50控制的流体输送驱动装置40的运行以 主动的方式影响。控制装置50通过信号或数据线路51与至少一个流体 输送驱动装置40功能性连接，其中控制装置50能够安装在高升力襟翼 K内或者集成在主机翼1内。控制装置50也能够安装在飞机的机身内， 或者功能性地集成在例如飞行控制装置的中央计算机内。

因此根据本发明，也提出一种调节襟翼K的构造，以及一种高升力 襟翼构造或一种具有用于影响在方向舵上的流动的装置的方向舵构造。 调节襟翼K如本发明的实施形式的任一个形成有流体输送驱动装置40、 41、42。用于影响流动的装置具有：

控制装置50，其与调节襟翼调节装置功能性连接，以用于控制流体 输送驱动装置40、41、42，其中控制装置50从调节襟翼调节装置接收 调节襟翼K的调节状态作为输入参数；以及

控制功能，其与流体输送驱动装置40、41、42功能性连接，以用 于产生用于控制流体输送驱动装置40、41、42的通流量的指令信号， 所述控制功能由调节襟翼K的调节状态产生用于控制流体输送驱动装 置40、41、42的相应的控制信号。

具有用于影响流动的装置的调节襟翼或高升力襟翼10的这样的构 造的在图1至4中示出的实施例中提出，用于影响流动的装置具有流体 输送驱动装置或泵40，所述流体输送驱动装置或泵的入口管道40a与在 调节襟翼K或高升力襟翼10上的至少一个进气口22、23、24连接，并 且所述泵的出口管道40b与在高升力襟翼10上的至少一个排气口21连 接。在所示实施例中，三个进气口22、23、24与泵40的入口管道40a 连接，并且一个排气口21(图2和4)或两个排气口21、26(图1和3) 与泵40的出口管道40b连接。此外设有与高升力襟翼调节装置(未示 出)功能性连接的作为用于影响流体的装置的控制装置50，其用于控制 泵出口压力和/或泵入口压力和/或泵压差。控制装置50具有接收装置， 通过所述接收装置能够从高升力襟翼调节装置接收调节襟翼K或高升 力襟翼10的调节状态作为输入参数。此外，控制装置50具有与泵40 功能性连接的控制功能，以用于产生用于控制泵出口压力和/或泵入口 压力和/或泵压差的控制信号或指令信号。控制功能基于从高升力襟翼 调节装置接收的输入参数或高升力襟翼10的调节状态产生或测定控制 信号或指令信号。控制装置50将控制信号或指令信号发送给泵或泵40 的控制件，所述泵或所述控制件设计成，使得该泵或该控制件因此调节 相应的泵出口压力和/或泵入口压力和/或压差，并且以这种方式根据高 升力襟翼的调节状态调节高升力襟翼的以预先确定的方式的绕流。

在此，在空气管道通道内也能够设有或安装有多个泵41、42，如在 图3中所示。在图3中示出的实施例中，由控制装置50控制的两个泵 设置在中央连接通道30内。

根据本发明的在图4和5中示出的另一实施例，调节襟翼K或高升 力襟翼和/或具有用于影响调节襟翼或高升力襟翼上的流动的装置的调 节襟翼的或高升力襟翼的构造如根据本发明的实施例构成，并且附加地 在主机翼1内设有通道37，所述通道从主机翼的下表面1b延伸到背侧 的上表面1c。因此，在通道37内获得如下流动，所述流动在图5中用 箭头28示出，并且所述流动能够加强在间隙G内从第二端部8朝第一 端部9定向的流动(箭头9)。在此，在高升力襟翼10的前部的区域10a 内的排气口能够设置在根据本发明的提出的位置上。在一个实施例中， 不设有用于影响流动的装置，即例如在高升力襟翼通道或主机翼通道37 内不设有用于影响压力的泵，并且在通道37内也不设有泵，或者在空 气入口处不设有打开或关闭装置，使得在通道37内且也在高升力襟翼 K的通道内的气流以被动的方式形成。

根据另一实施例，在设置在主机翼1内的另一通道37内安装有由 控制装置50控制的泵47，借助所述泵能够影响在通道37内的流动，并 且因此能够影响在进气口28和通向在主机翼1和高升力襟翼10之间的 间隙G的排气口27之间的流动。根据通过控制装置50的相应的控制， 通过泵47能够加强或减弱如下流动，所述流动在间隙G内从第二端部 8朝第一端部9定向，并且在以流动S绕流主机翼1和高升力襟翼时形 成的流动(箭头9)。也能够附加地设有由控制装置50控制的用于影响 在高升力襟翼10的空气管道通道内的气流的泵。在此，控制装置50能 够为可控制用于影响在高升力襟翼10的空气管道通道内的气流的泵的 相同的控制装置。根据本发明，尤其能够提出，控制装置50从襟翼调 节装置或尤其是高升力襟翼调节装置接收其输入。

如根据本发明的另一实施例，提出一种具有用于影响在调节襟翼K 上的流动的装置的调节襟翼构造，所述构造替代或除了流体输送驱动装 置外具有：

孔口改变装置80，其分别位于调节襟翼K上的至少一个排气口处 和/或调节襟翼K的至少一个进气口处，以用于打开和关闭至少一个排 气口和/或至少一个进气口，并且所述孔口改变装置具有孔口改变机构 83和与该孔口改变机构耦联的用于操纵相应的孔口改变机构83的执行 器81；

控制装置50，其与调节襟翼调节装置功能性连接，以用于控制相应 的孔口改变装置80的执行器81，并且从该调节襟翼调节装置接收调节 襟翼K的调节状态作为输入参数，其中控制装置50具有与相应的执行 器81功能性连接的控制功能，以用于产生用于控制执行器81的指令信 号，所述控制功能由调节襟翼K的调节状态产生用于打开和关闭至少一 个排气口和/或至少一个排出口的相应的信号，并且传输给执行器81。

襟翼调节装置通常能够为飞机系统的操纵装置。襟翼调节装置也能 够为传感器装置或局部地设置在襟翼调节机构上的控制件，所述传感器 装置检测调节襟翼的相应的调节状态，或者例如传送给控制装置或可选 地设有的调整装置60。此外能够提出，在高升力襟翼和/或主机翼中的 一个通道或多个通道内的流动状态借助于相应的传感器检测，并且作为 流动值传送给高升力襟翼调节装置，以用于控制流动状态并且用于改变 用于影响流动的装置的控制或调节。

可替代或可附加的是，根据本发明能够提出，分别设置在主机翼1 和/或调节襟翼K或高升力襟翼10内的泵的泵出口压力和/或泵入口压 力和/或泵压差通过调整装置60调节，如这在图5至7中示出。在此， 用于影响流动的装置也具有传感器装置70，所述传感器装置具有设置在 调节襟翼K的或高升力襟翼10的上表面11上的用于检测在调节襟翼K 的或高升力襟翼10的上表面上的实际的流动值的传感器71，所述传感 器装置与调整装置60功能性连接，使得其能够接收传感器信号作为输 入信号。此外，调整装置60具有用于调节在调节襟翼K的或高升力襟 翼10的上表面上的预定的流动值的调节功能。所述调节功能与传感器 装置70功能性连接，以用于接收实际的流动值，并且与襟翼调节装置 功能性连接，以用于接收用于调节襟翼K的或高升力襟翼10的调节状 态的值。此外，调节功能与至少一个泵功能性连接并且产生控制信号， 调节功能将控制信号发送给至少一个泵，以用于调节泵出口压力和/或 泵入口压力和/或泵压差，以便影响在分别相关联的通道出口上的流动， 并且因此也影响在高升力襟翼10的吸入侧A上的流动。

根据本发明能够提出一种具有用于影响在调节襟翼K上的流动的 装置的调节襟翼构造，其中用于影响流动的装置具有：

孔口改变装置80，其分别位于调节襟翼K上的至少一个排气口处 和/或调节襟翼的至少一个进气口处，以用于打开和关闭至少一个排气 口和/或至少一个进气口，并且所述孔口改变装置具有孔口改变机构83 和与该孔口改变机构耦联的用于操纵相应的孔口改变机构83的执行器 81；

传感器装置70，其具有设置在调节襟翼K的上表面11上的用于 检测在调节襟翼K的上表面11上的实际的流动值的至少一个传感器 71；

调整装置60，其具有用于调节调节襟翼K的预定的流动值的调节 功能，所述调节功能与传感器装置70功能性连接，以用于由传感器装 置70接收实际的流动值，与调节襟翼调节装置功能性连接，以用于由 调节襟翼调节装置接收用于调节襟翼K的调节状态的值，并且与至少一 个执行器81功能性连接，以用于通过调整装置产生指令信号，并且用 于将指令信号传输给执行器81，以用于调节相应的孔口改变装置80的 打开位置和关闭位置。

在该实施例中，调整装置60能够与集成在调节襟翼内设有的管路 中流体输送驱动装置连接。

在根据本发明的具有调节功能的实施形式中，传感器装置70具有 用于检测在调节襟翼K的上表面11上附着流或分离流的流动状态的传 感器。可替代或可附加的是，能够设有用于检测流速的传感器，和/或 传感器71能够为用于检测壁剪切应力的压电式壁剪切应力传感器。

调整装置能够与一个或多个泵功能性连接，所述泵设置在调节襟 翼K或高升力襟翼K的通道内，和/或借助至少一个通道37设置在主 机翼内。在图5中示出的实施例中，借助于安装在调节襟翼K或高升力 襟翼内的两个泵41、42和借助通道37集成在主机翼1内的一个泵47 进行流动状态的调节。在变形方案中，主机翼不具有通道37。在主机翼 内也能够设有通道37，其流动不由泵47影响。因此，在此如根据本发 明的实施形式提出一种主机翼构造和一种具有用于影响调节襟翼K上 的流动的装置的调节襟翼构造，其中主机翼具有通道37，所述通道从设 置在主机翼1的压力侧1b上的进气口28延伸到设置在主机翼1的面向 调节襟翼K的背侧表面上的空气排气口27，使得在排气口28和空气排 气口27之间出现的气流28影响在主机翼1和调节襟翼K之间的间隙G 内的流动。

因此，根据本发明的用于影响流动的装置能够具有孔口改变装置 80，所述孔口改变装置设置在高升力襟翼10上的至少一个进气口22、 23、24处和/或高升力襟翼10的至少一个排气口21处，用于打开和关 闭和/或扩大或缩小至少一个进气口和/或至少一个排气口。为了该目的， 排气口改变装置80具有连接在该排气口改变装置上的用于操纵相应的 排气口改变装置80的执行器85。排气口改变装置80例如能够为滑阀 83。用于操纵相应的排气口改变装置80、81、82的执行器85尤其能够 为压电式执行器。在图7中，在孔口22和孔口23、24处分别设置有排 气口改变装置80，并且因此也设置有第一排气口改变装置81或第二排 气口改变装置82，它们分别具有用于操纵它们的执行器85，其中排气 口改变装置81、82在孔口23、24处构成为，使得该排气口改变装置能 够在不同的打开位置打开和关闭两个孔口23、24。以这种方式，调整装 置60能够根据预先确定的规定或调节目的达到空气通过至少一个进气 口22、23、24分支和/或空气通过至少一个排气口21排出。以这种方式 能够与高升力襟翼的调节状态无关地调节高升力襟翼的绕流，并且以预 先确定的方式使高升力襟翼的绕流稳定化。根据本发明，也能够在调节 襟翼的或主机翼的进气口和/或所有排气口处设置有排气口改变装置， 所述排气口改变装置通过控制装置50或调整装置控制。附加地能够在 主机翼1内设置有空气管道通道37，如这在图4中示出。在此，在出口 27处同样能够设有排气口改变装置80，所述排气口改变装置同样能够 由调整装置控制。

此外在该实施例中，也能够提出，在调整装置60与襟翼调节装置 相应地功能性耦联时，调整装置60由调节装置传输高升力襟翼10的调 节状态，使得调整装置在测定用于相应的排气口改变装置的控制参数时 也能够考虑到高升力襟翼10的调节状态。

在本文中，孔口的打开或关闭通常不仅意味着孔口的完全打开或 完全关闭，而且也意味着孔口的部分打开或部分关闭。

在图6中示出根据本发明的具有用于影响在高升力襟翼10上的流 动的装置的高升力襟翼构造，其中调整装置60借助泵40和排气口改变 装置80以分别所述的方式进行襟翼的绕流的调节。根据本发明，该实 施形式也能够与在通道处的、在主机翼1和/或高升力襟翼10上的进气 口和排出口处的变形方案组合，图7示出这样的构造，在所述构造中， 两个泵41、42安装在高升力襟翼10的通道段内或上，其中泵41、42 设置在中央通道30内。

图6示出具有调节襟翼的机翼构造的以及具有用于影响在高升力 襟翼上的流动的装置的高升力襟翼构造的根据本发明的第二实施形式 的示意图，其中在主机翼和高升力襟翼之间的区域内以及在连接该区域 的通道内，以主动的方式借助于一个经调节的泵和在排气口和进气口处 的经调节的打开和关闭装置形成在不同的进气口和两个排气口处的气 流。在确定的襟翼姿态时，——所述襟翼姿态尤其能够为降落姿态——， 前面的空气排气口21、26中的一个或两个打开和被调节，后面的排气 口关闭。排气口尤其能够依据调节襟翼的分别设有的调节状态在调节襟 翼打开状态方面通过操纵相应的孔口改变装置来控制或调节。因此，对 于其他的襟翼调节状态，并且尤其是对于起飞姿态，能够提出，前面的 两个空气排气口关闭，并且后面的空气排气口打开并且在此其打开状态 根据所述的实施形式借助于调整装置调节。在此，进气口中的一个或多 个的打开状态能够通过借助于控制装置50操纵相应的孔口改变装置来 控制，或者同样由调整装置60调节。

因此根据本发明，提出一种具有空气动力绕流体和可在空气动力 绕流体上运动的调节襟翼的飞机，所述调节襟翼具有带有用于如本发明 的实施形式调节调节襟翼的襟翼控制功能的控制装置。在此能够提出，

空气管道30、31、32、33、34、35、36集成有用于影响在空气管 道30、31、32、33、34、35、36内的流动的流体输送驱动装置40、41、 42，并且

基于操纵指令，操纵装置产生用于调节调节襟翼K的调节状态的 控制指令和在流体输送驱动装置40、41、42上产生用于调节流体输送 驱动装置40、41、42的通流量的控制指令，并且传输给它们。

调节襟翼K尤其能够具有前部的第一空气排气口26和至少一个 后部的第二空气排气口21，其中后部的第二空气排气口21沿流动方向 S观察位于前部的第一空气排气口(26)的后面且位于调节襟翼K的从 襟翼深度KT的3％至15％延伸的前部的区域10a内。此外，在调节襟 翼K的第一排气口26和至少一个第二排气口21处设置有用于打开和关 闭相应的排气口的孔口改变装置80。控制装置50能够与孔口改变装置 80功能性连接，以用于控制相应的孔口改变装置80，并且从该孔口改 变装置接收调节襟翼K的调节状态作为输入参数。控制装置能够具有与 相应的执行器81功能性连接的控制功能，以用于产生用于控制执行器 的指令信号，所述控制功能由调节襟翼K的调节状态产生用于打开和关 闭至少一个排气口和/或至少一个排出口的相应的信号，并且传输给执 行器81。

在此，控制装置50能够具有一个功能，其用于基于在调节襟翼K 的调节状态的指令时的操纵指令来调节调节襟翼K的调节状态，调节流 体输送驱动装置40、41、42的通流量和与空气排气口相关联的孔口改 变装置80的状态。

在调节襟翼K的第一调节区域的指令时，前部的第一空气排气口 26通过控制与其相关联的孔口改变装置80设定为关闭的状态，并且

在调节襟翼K的第二调节区域的指令时，前部的第一空气排气口 26通过控制与其相关联的孔口改变装置80设定为打开的状态。

用于调节与空气排气口21、26相关联的孔口改变装置80的功能 能够构成为，使得在调节襟翼K的第二调节区域的指令时，前部的第一 空气排气口26通过控制与其相关联的孔口改变装置80设定为打开的状 态，并且第二空气排气口21至少在一定时间间隔内通过控制与其相关 联的孔口改变装置80同时设定为关闭状态。在此，也能够提出，在第 二调节区域中，调节襟翼K比在调节襟翼K的第一调节区域中伸出得 更远。

在调节襟翼K的侧面上，也就是说在调节襟翼的上表面和/或下表 面上，沿襟翼深度方向KT观察，设有下述孔口：

至少一个空气排气口，所述空气排气口设置在调节襟翼K的沿流 动方向观察位于前部的且直至襟翼深度KT的15％延伸的区域10a内； 以及

至少一个空气进气口23、24、25，所述空气进气口设置在调节襟 翼的上表面上且设置在调节襟翼K的沿流动方向观察在襟翼深度KT的 30％和90％之间延伸的后部的区域10b内，和/或设置在调节襟翼的上 表面上且设置在从襟翼深度KT的90％至100％延伸的后缘区域10c内， 和/或设置在调节襟翼的下表面上且设置在调节襟翼K的从襟翼深度 KT的90％至100％延伸的后缘区域10c内。

具有用于调节调节襟翼K的襟翼控制功能的操纵装置能够具有用 于控制流体输送驱动装置40、41、42的控制装置50。可替代地，具有 用于调节调节襟翼K的襟翼控制功能的操纵装置能够具有用于控制流 体输送驱动装置40、41、42的调整装置60。

在根据本发明的实施形式中能够提出，在主机翼1和调节襟翼K 之间构成的间隙G设计成，使得该间隙不起到空气动力作用，也就是说， 调节襟翼是所谓的“无缝襟翼”。在这些实施形式中，不设有主机翼的 通入间隙G内的通道37。