CN101903239B - 用于飞机的具有主翼和能调节的前缘襟翼的升高系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞机的升高系统，它具有主翼(2)和能通过调节装置相对于主翼调节到各种不同的调节状态的前缘襟翼(1)，在所述前缘襟翼朝向主翼(2)的背侧(1b)和主翼(2)之间形成一个间隙(5)，所述间隙的尺寸由前缘襟翼(1)相对于主翼(2)的调节状态得到，其中，在前缘襟翼(1)的内部形成具有至少一个空气引导通道入口(20)和空气引导通道出口的空气引导通道(11)，其中所述空气引导通道入口(20)设置在朝向主翼的背侧(1b)上，以便影响间隙(5)中的流。

Description

用于飞机的具有主翼和能调节的前缘襟翼的升高系统

技术领域

本发明涉及一种用于飞机的升高系统，它具有主翼和能通过调节装置相对于主翼调节到各种不同的调节状态的前缘襟翼，所述前缘襟翼具有用于影响气流的装置。利用所述用于影响气流的装置特别是能实现降低飞机的前缘襟翼上的空气动力学噪声。

背景技术

文件US3363859A，EP0230684A和DE746714C公开了用于飞机的升高系统，它具有主翼和能通过调节装置相对于主翼调节到各种不同的调节状态的前缘襟翼，在所述前缘襟翼朝向主翼的背侧和主翼之间形成一个间隙，其中在前缘襟翼的背侧上形成有空气出口。

为了在起飞和着陆时能提供足够的升高力，现代飞机的承载面多少具有可变的升高辅助装置(前缘襟翼或襟翼)，通过使升高辅助装置移出实现对于巡航飞行最佳的基本几何形状与较低的飞行速度相匹配。在移出状态下，在前缘襟翼和主翼之间形成一个间隙，通过所述间隙对空气加速并在发出很大声音的情况下使空气从机翼的压力侧到达其抽吸侧。目前，在着陆进场飞行中飞机发出噪声的主要原因是对于生产升力的面的绕流。

通过前缘襟翼绕流形成循环区域，该循环区域一方面由前缘襟翼压力侧以圆角的形式环绕，另一方面通过一自由的切变层与快速的间隙流分开。所述自由的切变层的不稳定形导致形成离散的涡流结构，这些涡流结构此时被连续地沿(假想的)分流线沿朝前缘襟翼下侧上的第二阻滞点的方向运送。在这里流被分开，并且所述涡流结构一部分进入循环区域，一部分被强烈加速地通过前缘襟翼和主翼之间的间隙流出。涡流的加速的运动并且特别是其从间隙中流出导致发出声波，其中在流出时在固定的壁部和自由的流之间在前缘襟翼后缘上突然的阻力阶跃由于液动力的压力波动导致声音上的波动。如果前缘襟翼后缘是钝的，流出的涡流与在下游形成的涡流轨迹的相互作用可以成为附加的声源。

一个用于降低噪声的目的可以是使前缘襟翼的几何形状与循环区域的形状相匹配(排压体、分隔面、波纹管)。也可以设置用于控制自由的切变层的装置(刷毛排(Bürstenhaarreihen))或用于衰减声音传播的装置(声波吸收表面)。

对民用飞机的前缘襟翼进行空气动力学的降低噪声处理的可能性由DE10019185A1公开。在这种布置结构中，前缘襟翼后侧的、与主翼的外轮廓形状相匹配的形廓表面设有一空心的排压体(波纹管)，该排压体可以借助于来自至少一个排气管道的压缩空气吹出。如果在前缘襟翼移出时波纹管被置于压力下，则波纹管膨胀并相邻接的循环区域的尺寸变小。当在吹出状态下有合适的造型时，则可以降低在移出的前缘襟翼上的导致噪声的涡流生成。

DE19925560A1记载了，引入一固定在附加翼上的刚性或柔性的分隔面，所述分隔面沿回流区域和间隙流区域之间分布的分流线设置并沿主翼的方向延伸，由此防止横向于间隙流方向的冲击交换，并由此能够降低前缘襟翼的源噪声水平。

类似的用于降低飞机的附加翼上的空气动力学噪声的方法在DE102004056537A1中公开。这种布置形式由一n阶稳定的分隔面组成，所述分隔面能够借助于一致动装置在附加翼移出时移动到所述间隙中，并在这里完全或部分地沿在循环区域和间隙流之间的分流线延伸，由此，能够明显降低涡流形成并最终降低声音发射。

由DE10157849A1已知另一种用于降低前缘襟翼上的空气动力学噪声的装置，该装置通过使用多个顺序地/串联地沿前缘襟翼边缘设置的刷毛降低在移出的前缘襟翼上形成的切变层上的能量交换。这种构成分隔面的刷毛最终的通流阻力实现了在流动方向上对湍流式的交变压力的平缓的补偿并最终使得减弱作用在切变层中的噪声源机制。

在US6,454,219中记载了一种布置结构，在该布置结构中通过在前缘襟翼和/或主翼上采用吸声的材料在间隙区中也衰减声波，由此降低向外发射的声能。

在这种布置结构中，为了降低噪声，在前缘襟翼和主翼之间的间隙中设置固定结构的定位装置(例如刚性的分隔面)，这种结构中存在这样的危险，在对于重新移入必要的运动学致动装置出现故障时，前缘襟翼在主翼上的铰接受到妨碍并且飞机必须保持在升高配置/设置中。

在使用附加的附装件时，存在原则上提高的维护费用的缺点。这种维护费用特别是对于弹性或活动的构件组是必需的，以便通过避免由于所采用的材料的老化或疲劳出现的可能的故障，其中疲劳可能通过波动的空气动力学负荷以及通过由于结构引起的交变载荷引起。

对于目的在于使前缘襟翼轮廓与循环区域的形状相匹配的构件，如果没有细致地进行所述轮廓与改变的边缘条件的适配，则可能通过突然改变入流条件(例如入流角)出现不希望的空气动力学效应。

目的在于衰减声音传播的布置结构不能在程度上降低声音发射，如通过有利地控制声源机制在理论上可能的那样。

发明内容

本发明的目的是，在升高系统上实现一种用于降低气流噪声的措施，该措施在结构上简单，在运行上可靠，并且在改变的入流条件方面是灵活的，并且其对机翼上的空气动力的影响很小。

所述目的通过一种用于飞机的升高系统来实现，它具有主翼和能通过调节装置相对于所述主翼调节到各种不同的调节状态的前缘襟翼，在所述前缘襟翼朝向所述主翼的背侧和所述主翼之间形成一个间隙，所述间隙的尺寸由所述前缘襟翼相对于所述主翼的调节状态得到，其中在所述前缘襟翼的内部形成具有至少一个空气引导通道入口和空气引导通道出口的空气引导通道，其中所述空气引导通道入口设置在朝向所述主翼的背侧上，使得空气从所述间隙通过所述空气引导通道入口流入到所述空气引导通道中，其中在所述前缘襟翼的背侧上附加设有一个具有吸声材料的区段，所述吸声材料是集成到前缘襟翼的背侧中的吸声材料层，所述至少一个空气引导通道入口集成在该吸声材料层中，其中所述空气引导通道入口处的质量流在朝向所述主翼的背侧上能够利用通流调节装置调整，以便影响所述间隙中的流。其他的实施形式记载在本发明中。

根据本发明，用于飞机的升高系统设有主翼和能通过调节装置相对于主翼调节到不同的调节状态的前缘襟翼，在所述前缘襟翼朝向主翼的背侧和主翼之间形成一个间隙，所述间隙的尺寸由前缘襟翼相对于主翼的调节状态得到。在前缘襟翼的内部形成具有至少一个入口和空气引导通道出口的空气引导通道，其中所述入口设置在朝向主翼的背侧上，以便影响间隙中的流。

这里可以设定，入口处的质量流在朝向主翼的背侧上能够利用通流调节装置调整，以便影响间隙中的流。通流调节装置特别是能够具有封闭装置，该封闭装置能够由于作用在背侧上的压力打开和关闭。为此，通流调节装置具有设置在入口上和预加载到入口的闭合位置中的打开件，该打开件这样设置，使得在背侧上出现预先确定的第一压力时该打开件运动到打开位置，并且在背侧上出现预先确定的第二压力时该打开件运动到关闭位置。

可选地或附加地可以设定，通流调节装置被主动地控制。

通常，通流调节装置能够设置在空气引导通道的内部和/或各入口处和/或各空气引导通道出口处。

所述入口能够由多个入口开口形成。此外，各入口开口能够成一排地沿前缘襟翼的翼展方向设置。所述入口开口也可以按多排沿前缘襟翼的翼展方向设置。至少一个入口开口特别可以是圆形开口。特别是至少一个入口开口可以是长孔。

此外可以在前缘襟翼的背侧上附加设有一个具有吸声材料的区段。所述吸声材料可以是集成到背侧中的吸声材料层，在该吸声材料层中集成所述至少一个入口。

前缘襟翼可以在其朝向主翼的背侧上具有从主翼出发观察为凹入弯曲的区域，所述至少一个入口设置在该区域内。前缘襟翼可以在前侧和背侧的区域位置处在前缘襟翼的下部区域中具有沿前缘襟翼的翼展方向延伸的边缘。

所述出口可以是单一的出口或者可以由多个出口开口形成。空气引导通道的所述出口可以通入前缘襟翼外部的环境中并在这里设置在前缘襟翼的一个或两个沿翼展方向设置的端部处。可选地或附加地，空气引导通道的出口可以通入前缘襟翼的外部环境并在此时设置在后缘上。此外，可选或附加地，空气引导通道的所述出口可以通入前缘襟翼的外部环境并在此时设置在位于前缘襟翼下侧的边缘上。

也可以设定，空气引导通道上联接有连接通道，该连接通道从空气引导通道通入主翼的内部。

为了在打开的和关闭的状态之间调节通流调节装置可以设定，所述通流调节装置在功能上与控制装置相耦联，所述控制装置具有用于形成用于控制通流调节装置的调节信号或调节指令的调节功能。

这里控制装置可以具有输入装置，利用该输入装置控制装置能够接受传感器数据和/或系统数据，并且可以设定，控制功能根据前缘襟翼的调节状态获得用于打开和关闭通流调节装置的调节指令。

控制装置特别是可以具有输入装置，利用该输入装置控制装置能够接受传感器数据和/或系统数据，并且这里可以设定，控制功能根据传感器数据和/或系统数据获得用于打开和关闭通流调节装置的调节指令。

控制装置可以集成在前缘襟翼中。

控制装置的输入装置能够设定成用于接收来自飞机的飞行制导系统的数据并在这里特别可以设定，控制功能根据飞行制导系统的数据获得用于打开和关闭通流调节装置的调节指令。

这里接收自飞机的飞机引导系统的数据包含前缘襟翼的调节位置，其中控制功能获得用于根据前缘襟翼的调节位置打开和关闭通流调节装置的调节指令。

此外可以设定，控制装置根据由飞机引导系统提供的空气数据获得用于通流调节装置的调节指令。这里空气数据可以描述飞机的入流角和/或飞机的速度和/或飞行位置。

通流调节装置的控制装置可以具有比较功能，该比较功能将所传送的空气数据和/或前缘襟翼的调节位置与第一额定值和与第二额定值比较，其中控制功能在局部达到第一额定值时产生用于打开通流调节装置的控制指令并在局部达到第二额定值时产生用于关闭通流调节装置的控制指令，并将所述控制指令传送给通流调节装置。

控制装置能够集成到位于机身中的飞行制导系统的计算机中并通过指令线路将调节指令传送给通流调节装置。

此外，升高系统具有至少一个压力传感器，所述压力传感器设置在前缘襟翼的背侧，用于测量空气流的静压力，并且所述传感器在功能上与用于将所测得的压力传递给控制功能的输入装置相连，其中所述控制功能设计成，根据所测得的压力获得用于通流调节装置的调节信号。

通流调节装置特别是能够通过一个阀或多个阀实现，所述一个或多个阀设置在空气引导通道的内部，用于调节空气引导通道中的通流。

此外可以在空气引导通道中设置流驱动装置，该流驱动装置影响入口和出口之间的空气质量流。

此外可以设定，通流调节装置通过至少一个压电致动器操作，利用所述压电致动器特别是能够打开和关闭所述一个入口或多个或全部入口和/或打开和关闭所述一个出口或多个或全部出口。所述至少一个压电致动器能够在功能上通过控制装置与前缘襟翼背侧上的用于测量空气流的静压力的所述至少一个压力传感器相连，以便调节通流调节装置。

压力传感器能够设置在入口和/或出口处。

控制装置特别是可以具有比较功能，该比较功能将所述至少一个入口上的压力和所述至少一个出口上的压力相比较并根据所获得的压差获得用于通流调节装置的调节信号。

控制装置能够与升高系统的中央计算机相集成，所述计算机发出指令进行升高襟翼的调节。

此外控制装置还可以具有带有规定的运行数据与通流调节装置的额定调节位置的匹配关系的表以及具有比较功能，利用所述比较功能将测得的运行数据与存储在比较表中的运行数据相比较并在局部相互符合时将相配的额定调节位置传送给入口调节装置。

根据本发明提供一种具有根据前述实施例中任一项的升高系统的飞机。这里也可以设定，与控制引导通道相连的连接通道通入机身中。

本发明不包含前缘襟翼上的外部附装件。附加的活动的元件局限于与抽吸质量流的控制件相连的结构组件(例如阀)。

如果能够通过引导空气的连接在前缘襟翼中的空腔和飞机上负压区之间产生抽吸所需的压力差，则结构上的花费和附加的重量相应地较低。

对于中空的前缘襟翼可以设想采取噪声降低措施以及补充装备措施。

这种布置形式对于入流条件(例如入流角度变化)的突然变化不敏感。

如果抽吸故障，则除了噪声辐射增加以外不会出现其他负面效果。特别是由于缺少外部的附装件前缘襟翼总是保持能够收回。

附图说明

下面根据附图推本发明的实施例进行说明，图中：

图1示出当根据本发明的用于影响流动的装置不存在时主翼和处于在主翼前面移出的状态的前缘襟翼的一部分从侧面观察的横向剖视图，其中示出前缘襟翼和主翼之间的流动，

图2示出示出当根据本发明的用于影响流动的装置存在并启动时主翼和处于图1所示位置的前缘襟翼的一部分，其中示出前缘襟翼和主翼之间的流动。

具体实施方式

根据本发明提供了一种用于飞机的升高系统，它具有主翼和能通过调节装置相对于主翼调节到各种不同的调节状态的前缘襟翼。所述前缘襟翼具有朝向主翼的背侧1b。在背侧1b和主翼2之间形成间隙5，所述间隙的尺寸由前缘襟翼1相对于主翼2的调节状态得到并由此特别是通过前缘襟翼1到主翼2的距离得到。在前缘襟翼的内部形成具有至少一个入口20和出口的空气引导通道11。这里入口20设置在朝向主翼2的背侧1b上，以便影响间隙5中的流。

前缘襟翼1中的空腔能够连贯地或分成多个分开的单腔，例如以便使得能够通过各单腔中不同的压力状态控制地实现对抽吸质量流的局部适配。

图2示意性地示出用于降低主翼2、移出的前缘襟翼1上的空气动力学噪声的布置结构的一个可能的实施形式的结构，以及其对前缘襟翼绕流的影响。在该配置的所示的二维剖视图中可以看到，通过根据本发明的用于降低噪声的解决方案，在前缘襟翼上使用开孔的内部轮廓，通过所述内部轮廓从循环区域9中抽吸处湍流的空气。

为此目的，前缘襟翼可以特别是设有空腔，该空腔用作空气引导通道11。在朝向主翼2的背侧1b上入口20适当的方式用相对于循环区域9的中压力的低压加载，以便通过所述开孔产生连续的抽吸质量流。被吸入的空气这里由所述空腔通过至少一个空气管道(未示出)导出。

根据本发明特别可以设定，在朝向主翼2的背侧1b上抽吸走的质量流能够利用通流调节装置调整，以便影响间隙5中的流。流动通过空气引导通道11的质量流由在所述至少一个入口和所述至少一个出口上的流状态得到，必要时根据所述入口和出口的开启状态和必要时通过在空气引导通道11中起作用的流驱动装置或多个在空气引导通道11中起作用的流驱动装置。

为此通流调节装置可以具有封闭装置，该封闭装置根据施加在背侧1b上的压力自动、即在没有主动操作的情况下，打开和关闭。所述通流调节装置能够设置在至少一个入口、至少一个出口和/或空气引导通道的内部。

为此通流调节装置可以具有设置在入口20上的并预加载到入口的关闭位置中的打开件，该打开件设置成，使得当在背侧1b上出现预先确定的第一压力时该打开件运动到打开位置，而当在背侧1b上出现预先确定的第二压力时该打开件运动到关闭位置。

此外，通流调节装置能够主动地控制。为此特别是通流调节装置可以设置在控球引导通道11的内部和/或在入口上。

为了详细说明所述布置结构的作用方式，首先根据图1说明在对未加影响的基本配置绕流时的声音形成机理。前缘襟翼1朝向主翼2的侧面(内侧)通常成形为凹的，以便在巡航飞行中能使其铰接在主翼的鼻部轮廓上。在从凸出的外侧到凹入的内侧的过渡部上形成轮廓3中的拐点(Knick)，绕前缘襟翼的快速的流动无法跟随所述拐点。流在该边缘处分离并形成一自由的切变层6，该切变层由于干扰和不稳定性滚动(aufrollen)成为离散的涡流结构6。这样连续形成的涡流随着流沿着一(假想的)分流线被输送，直至其位于前缘襟翼下侧上的再接触(wiederanlege)点附近。在这个位置，流被分开，其中，这里简化地只讨论了一个平面中的流，并且忽略了可能沿翼展方向存在的横向流。随着逐渐靠近阻滞点，涡流受到中间的流动的剪切力并纵向变形。一部分流动接近的涡流此时在即将到达阻滞点之前进入湍流的循环区域9，由于快速的间隙流，始终保持该区域的连续的旋转运动。循环区域内部的湍流又失稳定地作用在自由的切变层上，并促使其分解成离散的涡流结构。接近再接触点的涡流的其余部分被输送通过前缘襟翼和主翼之间的间隙5，在此时受到明显的加速并最终在与前缘襟翼的后缘4以及有时在这里形成的交变的涡流轨迹10的相互作用下从所述间隙中流出。

作为在前缘襟翼上明显的形成声音的原因可以列举各种不同的效果。一种源机理已知在于通过靠近壁部的不稳定的涡流运动造成的、成型表面上的压力波动(表面声源)。此外，涡流在输送穿过间隙时强烈的加速直接导致发出声音(体积声源)。此外，在涡流越过前缘襟翼后缘流出时突然的阻力跳变也是一个重要的声源(边缘噪声)。在该位置的下游可能出现的涡流轨迹特别是由于其与从间隙中流出的涡流的相互作用构成了另一个声源。进一步在下游，通过间隙喷出的涡流可能到达主形廓上的边界层中并在这里产生附加的表面声波。

为了说明前面所述的布置结构的降低声音的效果，适宜的是，首先将基本配置(图1)与流动拓扑变化的改进的方案(图2)进行对比。在两种情况下在循环区域9和快速的间隙流之间都形成自由的剪切流6，由于干扰或不稳定性最终由所述剪切流形成离散的涡流结构8。由于前缘襟翼内侧上的边界层厚度通过抽吸而降低，除了自由的切变层在受到影响的情况下也变得较薄以外。通过抽吸从循环区域9中抽出产生涡轮的空气，因此与不加以影响的情况相比，开始时形成的自由切变层6受到较低的不稳定性的干扰。这些效果的组合可以使得与基本配置相比形成较少的涡流结构以及使其形成略微延迟。如图1通过在前缘襟翼内侧上再接触点附近的分流线7的分支所示的那样，在这个位置，带有涡轮的流动分开，其中特别是没有进入循环区域9而是通过间隙5加速并在前缘襟翼的后缘上流出的涡流导致强烈的声波发射。

这种由于涡流从间隙5中流出产生的不希望的效果能够通过图2所示的布置结构部分地或完全地避免。由于连续性的原因，从循环区域9中抽吸出来的空气量有绕流供应。因为在下部的前缘襟翼边缘3上的流动由于几何形状而分离，空气只能通过分流线7的偏移流入循环区域，避免了前缘襟翼翼展方向上的端部出补偿的边缘效应。这种通过抽吸出现的分流线的偏移使得从自由的切变层8中沿抽吸缝隙的方向输送出更多的涡流，由此同时降低了涡流通过间隙5的流出量并由此降低了声音发射。这里通过抽吸质量流能够控制涡流结构在分支点出的分配。因为带有涡流的切变层7的厚度相对于被快速流动通过的间隙5较小，当抽吸质量流与间隙质量流的比值较小时，就是说在空气动力学作用没有明显改变的情况下，就已经能够实现降低噪声的效果。在抽吸质量流较大时，可以设想全部的切变层涡流完整地转向到循环区域，但对于抽吸质量流进行限制似乎是合理的，以便限制该布置结构的空气动力学影响。

前缘襟翼的入口20能够由一个入口开口或多个入口开口形成。所述入口开口能够按一排沿前缘襟翼的翼展方向设置。所述入口开口也可以按多排沿前缘襟翼的翼展方向设置。

所述至少一个入口开口也可以是圆形的开口21。所述至少一个入口开口可以是细长的开口。

根据本发明的一个实施形式，前缘襟翼1的背侧1b能附加地设有一具有吸声材料的区段。

如果这里采用空气可透过的、可能是多孔的材料，则还可以设想，通过抽吸和可透过的局部响应的吸声面的组合能够改进所述布置结构的噪声降低效果。以这种方式，可以有利地以将得噪声的方式既影响声音形成，也影响声音传播。

前缘襟翼可以以不同的方式并且特别也与入口和/或出口的布置相接合地设计。这里前缘襟翼在其朝向主翼的背侧1b上具有一从主翼出发观察凹入弯曲的区域4，所述至少一个入口20设置在该区域中。此外，前缘襟翼1可以在前侧1a和背侧之间的部位处在前缘襟翼1的下部区域中具有一沿前缘襟翼1的翼展方向延伸的边缘3。

所述出口可以由多个出口开口形成。特别是所述出口可以从空气引导通道通入前缘襟翼1的外部环境中并在此设置在前缘襟翼1的一个或两个沿翼展方向设置的端部上。可选地或附加地，所述出口可以从空气引导通道通入前缘襟翼1的外部环境中并且在这里设置后缘4上。

所述出口可以从空气引导通道11通入前缘襟翼1的外部环境中并且在这里设置在位于前缘襟翼下侧的边缘上。

在空气引导通道11上还可以耦联有连接通道，该连接通道从空气引导通道11通入主翼的内部。

根据本发明的一个实施形式，通流调节装置可以在功能上与控制装置相耦联，所述控制装置具有用于形成用于控制所述通流调节装置的调节信号或调节指令的控制功能，利用所述控制功能，利用所述控制功能能够在打开状态和关闭状态之间调节所述通流调节装置。控制装置可以具有输入装置，利用该输入装置控制装置能够接收传感器数据和/或系统数据。特别是所述控制功能可以根据前缘襟翼的调节状态获得打开和关闭通流调节装置的调节指令。

此外，控制装置可以具有输入装置，利用该输入装置控制装置能够接收传感器数据和/或系统数据，并且可以设定，所述控制功能可以根据传感器数据和/或系统数据获得打开和关闭通流调节装置的调节指令。

所述控制装置可以集成在前缘襟翼1中。

控制装置的输入装置能够设定成用于接收来自飞机的飞行制导系统的数据。所述控制空能可以在功能上设计成，根据飞行制导系统的数据获得打开和关闭通流调节装置的调节指令。

这里接收自飞机的飞机引导系统的数据特别可以包含前缘襟翼的调节位置，其中控制功能在功能上还可以设计成，用于根据前缘襟翼的调节位置获得打开和关闭通流调节装置的调节指令。

此外还可以设定，控制装置根据由飞机引导系统提供的空气数据获得用于通流调节装置的调节指令。这里空气数据可以描述飞机的入流角和/或飞机的速度和/或飞行位置。

还可以设定，通流调节装置的控制装置具有比较功能，该比较功能将所传送的空气数据和/或前缘襟翼的调节位置与第一额定值和与第二额定值比较，其中控制功能在局部达到第一额定值时产生用于打开通流调节装置的控制指令并在达到第二额定值时产生用于关闭通流调节装置的控制指令，并将所述控制指令传送给通流调节装置。

控制装置能够与位于机身中的飞行制导系统的计算机相集成并通过指令线路将调节指令传送给通流调节装置。

此外，升高系统可以具有至少一个压力传感器，所述压力传感器设置在前缘襟翼1的背侧1a，用于测量空气流的静压力。所述传感器在功能上可以与用于将所测得的压力传递给控制功能的输入装置相连，并且所述控制功能设计成，根据所测得的压力获得用于通流调节装置的调节信号。

在本发明的一个实施形式中，通流调节装置能够通过一个阀或多个阀实现，所述一个或多个阀设置在空气引导通道11的内部，用于调节空气引导通道中的通流。所述一个或多个阀可以根据所说明的可选方案与控制装置在功能上相连，以便主动地调节所述一个或多个阀。可选地或附加地，所述一个或多个阀的调节可以按所说明的方式被动地并且特别是根据施加在背侧1b上的压力进行。所述附加设定的被动的调节可以特别是对于提供故障保护功能形式的可靠性功能是有利的。

在本发明的所述实施形式中，在空气引导通道11中的空气质量流能够借助于至少一个流驱动装置产生，所述流驱动装置影响，即产生或辅助入口和出口之间的空气质量流。所述至少一个流驱动装置可以在入口和出口之间设置在空气引导通道11中。所述流驱动装置可以是泵或叶轮机。用于流驱动装置的驱动装置这里可以设置在空气引导通道11的外部。

根据本发明，通流调节装置也可以通过至少一个压电致动器操作。

这里所述至少一个压电致动器在结构上可以集成在用于打开或关闭所述入口的关闭装置或打开装置中。所述通流调节装置也可以由一个或多个压电致动器形成，所述压电致动器安装在(通流调节装置的)一个表面上或安装在两个沿通流调节装置的纵向延伸的病相互对置的表面上。这里通流调节装置设计成柔性的，从而相应地安装的设计成用于调节指令收缩和拉长的压电致动器可以改变通流调节装置沿其纵向观察的构型以及特别是隆起。

所述压电致动器可以例如以压电陶瓷的薄膜、薄板、晶片或纤维一包括具有交叉指型电极的压电陶瓷纤维的形式形成。多个板形的压电致动器也可以在多个离散的位置处分层地彼此叠置地设置并组装成一面式的板形的制动器组件(作为多层结构或按双态的构型)。

这里所述至少一个压电致动器能够通过按本发明的控制装置主动地控制，或者所述压电致动器能够利用一无源电路实现并且由于通流调节装置的运动而实现通流调节装置构型的改变，就是说加强和/或持续初始的运动，所述初始的运动可以按所述方式自动地由于所出现的压力差实现。所述无源电路可以在没有控制装置或有例如作为可靠性功能的控制装置的情况下形成。这里压电致动器和连接所述压电致动器的电路设计成，使得所述电路在其延长时由于通流调节装置沿移入或移出方向的运动向压电致动器的至少一部分发送控制信号，以便按持续初始测得的对通流调节装置的调节的方式操作所述压电致动器。所述压电致动器也可以具有一调节路程放大元件，例如一相应的杆，所述杆相应地转换(transformieren)压电致动器的偏转。

特别可以设定，压电致动器在功能上通过控制装置与前缘襟翼1背侧1a上的、用于测量空气流的静压力的所述至少一个压力传感器相连，以便调节通流调节装置。

所述至少一个压力传感器可以设置在入口和/或出口上。

此外控制装置特别是可以具有比较功能，利用该比较功能将所述至少一个入口上的压力和所述至少一个出口上的压力相比较并根据所获得的压差获得用于通流调节装置的调节信号

控制装置能够与升高系统的一中央计算机相集成，所述计算机发出指令进行升高襟翼的调节。

此外控制装置还可以具有一带有规定的运行数据与通流调节装置的额定调节位置的匹配关系的表以及具有比较功能，利用所述比较功能将测得的运行数据与存储在比较表中的运行数据相比较并在局部相互符合时将相应地相配的额定调节位置传送给入口调节装置。

附图标记列表

1      前缘襟翼

1a     前缘襟翼的前侧

1b     前缘襟翼的背侧

2      主翼

3      (前缘襟翼1的)下缘

4      (前缘襟翼1的)后缘

5      间隙

6      自由的切变层

7      分流线

8      涡流结构

9      循环区域

10     涡流轨迹

11     (前缘襟翼1的)空腔

Claims (21)

1.用于飞机的升高系统，它具有主翼和能通过调节装置相对于所述主翼调节到各种不同的调节状态的前缘襟翼，在所述前缘襟翼朝向所述主翼的背侧(1b)和所述主翼(2)之间形成一个间隙(5)，所述间隙的尺寸由所述前缘襟翼(1)相对于所述主翼(2)的调节状态得到，

其中在所述前缘襟翼的内部形成具有至少一个空气引导通道入口(20)和空气引导通道出口的空气引导通道(11)，其中所述空气引导通道入口(20)设置在朝向所述主翼的背侧(1b)上，使得空气从所述间隙(5)通过所述空气引导通道入口(20)流入到所述空气引导通道(11)中，

其中在所述前缘襟翼(1)的背侧(1b)上附加设有一个具有吸声材料的区段，所述吸声材料是集成到前缘襟翼的背侧(1b)中的吸声材料层，所述至少一个空气引导通道入口集成在该吸声材料层中，

其中所述空气引导通道入口(20)处的质量流在朝向所述主翼的背侧(1b)上能够利用通流调节装置调整，以便影响所述间隙(5)中的流。

2.根据权利要求1所述的升高系统，其中所述吸声材料是空气可透过的材料。

3.根据权利要求1所述的升高系统，其中所述吸声材料是多孔的材料。

4.根据权利要求1所述的升高系统，其中通流调节装置具有封闭装置，该封闭装置能够由于作用在所述背侧(1b)上的压力打开和关闭。

5.根据权利要求4所述的升高系统，其中所述空气引导通道入口(20)处的质量流在朝向所述主翼的背侧(1b)上能够利用通流调节装置调整并且所述通流调节装置具有设置在所述空气引导通道入口(20)和预加载到所述空气引导通道入口(20)的关闭位置中的打开件，该打开件这样设置，使得在所述背侧(1b)上出现预先确定的第一压力时该打开件运动到打开位置，并且在所述背侧(1b)上出现预先确定的第二压力时该打开件运动到关闭位置。

6.根据权利要求1所述的升高系统，其中所述通流调节装置被主动地控制。

7.根据权利要求6所述的升高系统，其中所述通流调节装置在功能上与控制装置相耦联，所述控制装置具有用于形成用于控制所述通流调节装置的调节信号或调节指令的调节功能，利用所述控制功能能够在打开状态和关闭状态之间调节所述通流调节装置，其中所述控制装置具有输入装置，利用该输入装置，所述控制装置能够接受传感器数据和/或系统数据，并且所述控制功能根据所述前缘襟翼的调节状态获得用于打开和关闭所述通流调节装置的调节指令，或者其中所述控制功能根据传感器数据和/或系统数据获得用于打开和关闭所述空气引导通道入口的调节指令。

8.根据权利要求1所述的升高系统，其中所述通流调节装置通过至少一个压电致动器操作。

9.根据权利要求1所述的升高系统，其中所述前缘襟翼(1)在前侧(1a)和背侧(1b)之间的位置处在所述前缘襟翼(1)的下部区域中具有沿所述前缘襟翼(1)的翼展方向延伸的边缘(3)。

10.根据权利要求1所述的升高系统，其中所述空气引导通道的空气引导通道出口通入所述前缘襟翼(1)的外部环境中，并在这里设置在所述前缘襟翼(1)的一个或两个沿翼展方向设置的端部处或设置在在所述前缘襟翼(1)的下侧。

11.用于飞机的升高系统，它具有主翼(2)和能通过调节装置相对于所述主翼调节到各种不同的调节状态的前缘襟翼(1)，在所述前缘襟翼(1)朝向所述主翼(2)的背侧(1b)和所述主翼(2)之间形成一个间隙(5)，所述间隙的尺寸由所述前缘襟翼(1)相对于所述主翼(2)的调节状态得到，

其中在所述前缘襟翼的内部形成具有至少一个空气引导通道入口(20)和空气引导通道出口的空气引导通道(11)，其中所述空气引导通道入口(20)设置在朝向所述主翼的背侧(1b)上，以便影响所述间隙(5)中的流，并且其中所述空气引导通道入口(20)处的质量流在朝向所述主翼的背侧(1b)上能够利用通流调节装置调整，

其中所述通流调节装置具有封闭装置，该封闭装置能够由于作用在所述背侧(1b)上的压力打开和关闭。

12.根据权利要求11所述的升高系统，其中所述通流调节装置具有设置在所述空气引导通道入口(20)和预加载到所述空气引导通道入口的关闭位置中的打开件，该打开件这样设置，使得在所述背侧(1b)上出现预先确定的第一压力时该打开件运动到打开位置，并且在所述背侧(1b)上出现预先确定的第二压力时该打开件运动到关闭位置。

13.根据权利要求11所述的升高系统，其中在所述前缘襟翼(1)的背侧(1b)上附加设有一个具有吸声材料的区段。

14.根据权利要求11所述的升高系统，其中至少一个空气引导通道入口集成在具有吸声材料的区段中。

15.根据权利要求13所述的升高系统，其中所述吸声材料是空气可透过的材料。

16.根据权利要求13所述的升高系统，其中所述吸声材料是多孔的材料。

17.用于飞机的升高系统，它具有主翼(2)和能通过调节装置相对于所述主翼调节到各种不同的调节状态的前缘襟翼(1)，在所述前缘襟翼(1)朝向所述主翼(2)的背侧(1b)和所述主翼(2)之间形成一个间隙(5)，所述间隙的尺寸由所述前缘襟翼(1)相对于所述主翼(2)的调节状态得到，

其中在所述前缘襟翼的内部形成具有至少一个空气引导通道入口(20)和空气引导通道出口的空气引导通道(11)，其中所述空气引导通道入口(20)设置在朝向所述主翼的背侧(1b)上，以便影响所述间隙(5)中的流，

其中所述空气引导通道入口(20)处的质量流在朝向所述主翼的背侧(1b)上能够利用通流调节装置调整，其中所述通流调节装置被主动地控制，并且所述通流调节装置设置在空气引导通道(11)内和/或所述空气引导通道入口处和/或所述空气引导通道出口处。

18.根据权利要求17所述的升高系统，其中在所述前缘襟翼(1)的背侧(1b)上附加设有一个具有吸声材料的区段。

19.根据权利要求18所述的升高系统，其中至少一个空气引导通道入口集成在具有吸声材料的区段中。

20.根据权利要求18所述的升高系统，其中所述吸声材料是空气可透过的材料。

21.根据权利要求18所述的升高系统，其中所述吸声材料是多孔的材料。

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