CN101959754A - 用于飞机的高升力系统 - Google Patents

Abstract

用于飞机的高升力系统，包括：主机翼(1)；设置在飞机的主机翼(1)上的襟翼(2)，所述襟翼(2)借助于襟翼操纵机构和驱动装置能够相对于主机翼(1)在缩回位置和多个展开位置之间可以调节；和设置在主机翼(1)上的支架部分(3；21)，所述襟翼操纵机构耦联在所述支架部分上并且相对于所述支架部分能够移动以调节所述襟翼(2)，其中所述支架部分(3；21)借助于具有调整装置的轴承装置(10)设置在主机翼上，通过所述调整装置能够相对于主机翼的方向调节所述支架部分的方向。

Description

用于飞机的高升力系统

技术领域

本发明涉及一种根据权利要求1的前序部分所述的用于飞机的高升力系统。

背景技术

用于飞机的高升力系统包括在飞机的机翼上设置的高升力襟翼，所述高升力襟翼通过传动装置在缩回位置和多个展开位置之间可以调节，在缩回位置时襟翼基本上以无缝隙的连续的方式补充翼型，在展开位置时在机翼和襟翼之间形成给定宽度的缝隙并且相对于翼型以预定的角度调节襟翼。襟翼的展开通常完全以运动的方式实现，该运动包括一方面襟翼相对于机翼向后偏移并且因此延长有效的翼型以及另一方面通过增大机翼弯度提高襟翼的迎角并且因此伴随着空气动力升力的提高。通过位于襟翼和机翼之间的在展开运动时形成的缝隙，机翼下侧的空气以较高的速度流向襟翼的上侧，这进一步有助于提高升力。

关于目前高升力系统最常见的类型一方面特别要提到所谓的富勒襟翼。如果使用富勒襟翼，在展开襟翼时富勒襟翼向后运动离开机翼以在机翼和襟翼之间形成上述缝隙，其中迎角的增大发生在该运动中，尤其在襟翼逐渐展开时。这种组合运动也称为富勒运动。

另一方面已知的是称为下降的铰链运动或者旋转襟翼运动的布置结构，其中高升力襟翼绕着设在机翼下的转动点以可旋转的方式支撑在襟翼杆上。顾名思义，襟翼在展开时绕着位于机翼下的转动点移动，即沿着圆弧形轨道。

在襟翼和主机翼之间的两种所述的连接以及所述的驱动单元使得能够将襟翼从回缩状态移置到具有中间的位移路径和旋转角的多个中间位置以及到完全展开的状态。

由US 4 725 026、US 4 784 355和US 6 601 801已知不同的高升力系统。

发明内容

本发明的目的是提供一种改进的高升力系统，其适应于飞机的要求。

该目的通过具有权利要求1所述的特征的高升力系统实现。

从属权利要求中规定了有利的实施形式和改进方案。

根据本发明，支架部分借助于具有调整装置的轴承装置设置在主机翼上，通过该调整装置可以调整支架部分的方向。

通过本发明提供一种用于飞机的高升力系统，其具有：主机翼；设置在飞机的主机翼上的襟翼，该襟翼借助于襟翼操纵机构和驱动装置能够相对于主机翼在回缩位置和多个展开位置之间调节；和设置在主机翼上的支架部分，襟翼操纵机构耦联在支架部分上并且相对于支架部分可以移动以调节襟翼。支架部分借助于具有调整装置的轴承装置设置在主机翼上，通过该调整装置可以相对于主机翼的方向调节支架部分的方向。

调整装置具有至少一个第一调整装置和一个第二调整装置，其中所述第一调整装置位于所述第二调整装置的上游并且其中至少有一个调整装置具有距离-调整装置，通过该距离-调整装置可以调整支架部分在距离-调整装置处的上侧到主机翼的翼弦的距离。

第一调整装置具有用于铰接主机翼和支架部分的铰链，并且第二调整装置具有距离-调整装置。

在此，距离-调整装置具有螺栓连接，该螺栓连接具有支架部分侧的容纳装置和主机翼侧的容纳装置、用于连接容纳装置的连接元件、以及间隔垫片。

第一调整装置通常位于第二调整装置的上游。第一调整装置尤其构造为铰接的销钉连接，该销钉连接具有机翼侧的与主机翼固定连接的榫头，在支架部分上的容纳装置和铰接容纳装置和榫头的轴。

在该实施形式中，支架部分设置为朝着主流动方向且在机翼下方并且设有类似轨道的引导装置，在该引导装置上滑块以移动的方式被引导，襟翼耦联在该滑块上。

在此，滑块和襟翼之间的连接为刚性连接，并且滑块借助于主轴驱动或者杠杆传动可以调节。

襟翼可以借助于倾斜于或者横向于主流动方向延伸的铰链连接支撑在滑座上。驱动装置可以具有旋转驱动-驱动马达和在驱动马达上耦联的输出杆，该输出杆耦联于固定在襟翼上的联接件。

在该可替代的方案中襟翼可以通过杆-调节装置调节。

此外，杆-调节装置具有：两个与主机翼连接的联接件、支架部分和另一个联接件，所述两个联接件均安装于主机翼，其中支架部分设置在联接件下方，并且其中一个铰接的可旋转杆借助于在上面的联接件上设置的铰链连接耦联于上面的联接件并且一个铰接的可旋转杆借助于另一个在支架部分上设置的铰链连接耦联于支架部分，两个可旋转杆分别具有合适的长度，其中在上面的联接件上耦联的杆铰接于襟翼-联接件并且在支架部分上耦联的杆铰接于一个襟翼-联接件，所述两个襟翼-联接件安装在襟翼上。

至少一个扰流器以可移动的方式耦联在主机翼上。在此，在扰流器和襟翼之间设有运动-耦联。尤其是以机械的或者控制技术或者调节技术的方式设计扰流器和襟翼之间的运动-耦联。

附图说明

接下来根据附图描述本发明，其示出：

图1示出根据本发明的一个实施例的用于具有轨道-调节装置的飞机的高升力系统的侧横截面示意图；

图2示出此外具有驱动装置的图1的高升力系统的侧横截面示意图；

图3示出根据本发明的另一个实施例的用于具有连杆机构-调节装置的飞机的高升力系统的侧横截面示意图；

图4以相叠的方式示出两种不同的调整状态下的用于飞机的高升力系统的侧面示意图，所述飞机具有根据本发明的用于襟翼-支架部分的轴承装置，其中用实线示出第一状态和用虚线示出第二状态；

图5示出用于根据本发明的轴承装置的实施形式的放大的侧横截面示意图，

图6示出根据图5中的线A-A的截面图。

具体实施方式

图1至3示出高升力系统，在该高升力系统中设置在飞机主机翼上的高升力襟翼2以可旋转的方式支撑，其中图中示出襟翼2的展开位置，该展开位置位于回缩位置和相应于着陆位置的完全展开位置之间，在回缩位置时襟翼2基本上以无缝隙且连续的方式延续了翼型或者襟翼2补充了翼型。在展开位置时，在主机翼1和襟翼2之间构成给定宽度的缝隙G，其中始终相对于翼型以预定的角度调节襟翼2。

本发明尤其涉及飞机或者机翼1上的产生升力的表面，该机翼1具有作为主机翼的一部分的翼盒1a以及与机翼或者翼盒相连接的提高升力的后缘襟翼或者襟翼2。

根据本发明，设有借助于轴承装置10设置在主机翼或者翼盒上的支架部分，其中能够通过驱动装置调节的襟翼2在其调节期间能够在该支架部分上被引导，其中轴承装置10具有调整装置，通过该调整装置可以调整支架部分的方向。

在主机翼或者翼盒与襟翼之间的连接可以借助于带有襟翼操纵机构和驱动装置的调节装置并且尤其借助于轨道-调节装置或者借助于杠杆-杆-调节装置或者连杆机构-调节装置来实现。在襟翼2和机翼1以及所述的驱动单元之间的两个调节装置使得能够将襟翼2从回缩状态移置或者调节到具有中间的位移路径和旋转角的多个中间位置以及到完全展开状态。通常还设有：用于具有主机翼的飞机的高升力系统、设置在飞机的主机翼上的且相对于主机翼借助于襟翼操纵机构和驱动装置在回缩位置和多个展开位置之间可以调节的襟翼2和设置在主机翼1上的支架部分3，襟翼操纵机构耦联在支架部分上并且襟翼操纵机构相对于支架部分可以移动以调节襟翼2。

当调节装置构造为轨道-调节装置时，设有带有类似轨道的引导装置或者轨道的支架部分3，该支架部分3设置为基本上朝着主流动方向且在机翼下方并且通过轴承装置10与机翼连接。在带有类似轨道的引导装置的支架部分3上，作为襟翼操纵机构的滑座或者滑块4在支架部分3的支架轴方向上以可移动的方式被支撑和引导并且在此被保持在横向于该移动方向的两个方向中。襟翼2安装在滑座4上。

襟翼2通过驱动装置移动，该驱动装置优选由设置在翼盒1上的且带有输出杆或者曲柄6a的旋转驱动-马达6或者旋转驱动单元、传动杆或者驱动支杆7和固定在襟翼2上的联接件8形成。或者，具有同样的驱动功能的驱动装置能够通过合适的蜗杆传动实现(未示出)，在该蜗杆传动中借助于驱动马达使蜗杆旋转并且滑座4耦联于蜗杆传动的螺母，使得滑座4通过蜗杆的旋转可以沿着其轨道移动。

在滑座4和襟翼2之间的连接可以构成为刚性连接，使得襟翼2相对于滑座不能移动或者安装在滑座4上。滑座的位置通过其在轨道上的位置来确定。因此，尤其是在使用主轴驱动时不需要襟翼另外的固定。或者，襟翼2可以借助于带有轴5的铰链连接支撑在滑座上，该轴5倾斜于或横向于主流动方向延伸，如在图1中示出。如果襟翼2由具有旋转驱动-驱动马达、输出杆6和固定在襟翼2上的联接件8的驱动装置形成，在该实施形式中襟翼2的绕轴5的角度位置通过驱动装置来保持(见图2)。

当调节装置构造为连杆机构-调节装置时，设有安装在主机翼或者翼盒1a上的支架部分21以及作为襟翼操纵机构且借助于铰链以可移动的方式耦联在主机翼上的联接件22，其中支架部分21设置在联接件22下面。作为另外的襟翼操纵机构，铰接的可旋转杆23借助于在其上设置的铰链连接耦联在联接件22上并且另一个铰接的可旋转杆24借助于另一个在其上设置的铰链连接耦联在支架部分21上(见图3)。可旋转杆23和24分别具有合适的长度。在上面的联接件上耦联的杆23铰接于襟翼-联接件26并且在支架部分21上耦联的杆24铰接于襟翼-联接件25，所述两个襟翼-联接件25、26安装在襟翼2上。借助于襟翼操纵机构通过驱动装置可以实现襟翼的调节，该驱动装置具有安装在翼盒1a上的驱动单元27或者驱动马达，该驱动单元为旋转驱动-传动，并且该驱动装置具有输出杆28和在杆23上铰接的传动杆或者驱动支杆29。或者，机构的驱动能够同样通过合适的蜗杆传动实现(未示出)，其中蜗杆借助于驱动马达能够以旋转的方式移动并且蜗杆绕其轴以可旋转的方式一方面铰接在翼盒上并且另一方面在螺母中被引导，该螺母安装在杆23上。

根据本发明，支架部分3、21借助于带有调整装置的轴承装置10设置在主机翼上，通过该调整装置可以调节支架部分的方向。通过根据本发明的解决方案，具有主机翼、襟翼和调节装置的给定的机翼的翼型的弯度函数依据襟翼的调节基于飞机结构参数是可变的并且因此是可适应的。在本文中弯度函数理解为，在机翼处尤其是通过展开襟翼由于带有操纵机构的调节装置的导向使得机翼弯度增大。为了改变弯度函数，改变展开的襟翼的位置并且因此特别是改变机翼和襟翼之间的连接。例如根据本发明，襟翼在垂直方向上向下移动以增大机翼弯度。

因此尤其是能够实现同一飞机系列内的或者同一系列家族的高升力系统，通过该高升力系统能够满足系列派生的关于机身长度、飞机重量、着陆速度等的不同要求。

支架部分3、21的轴承装置10的调整装置设计用于调整支架部分3、21在其预先确定的位置上的参考线与主机翼的翼弦的距离，所述参考线大概在翼弦方向上延伸。参考线位于支架部分3、21上面或者为在支架部分面向主机翼的一侧上的支架部分的连接位置的连接。调整装置具有至少一个第一调整装置31和一个第二调整装置32，其中以此为出发点，第一调整装置位于第二调整装置的上游。在此，调整装置31、32中的至少一个具有距离-调整装置41以用于调整支架部分3、21在距离-调整装置41处的上侧到主机翼的翼弦的距离。

所述距离的调整在飞机的运行时可以是固定不变的，在这种情况下该距离在飞机的寿命期应当不改变，或者在飞机的运行期间可以改变。本发明也可以如此实施，该距离在飞机使用时可以改变。

在本发明的实施形式中，调整装置如此构造，使得第一调整装置31具有铰链，并且第二调整装置具有距离-调整装置41，如在图5中示出的具体的构造。

在此，位于分别具有支座点的两个调整装置的上游的调整装置构造为可旋转的、铰接的销钉连接，该销钉连接包括机翼侧的与主机翼1固定连接的榫头35，以及相应构造的在支架部分3、21上的容纳装置36和铰链连接容纳装置和榫头的轴37。在附图中容纳装置具有中央凹槽以容纳榫头。

位于下游的调整装置32由螺栓连接41形成，该螺栓连接41具有支架部分侧的或者轨道侧的容纳装置42、主机翼侧的或者机翼侧的容纳装置43、设计用于在容纳装置之间建立螺栓连接的可拧紧的连接元件44(例如相应的螺栓)，以及相应的间隔垫片45。

机构根据需要的调整或者校准通过使用相应的合适长度的间隔垫片45来实现。

因此，必要时具有轨道的支架部分3、21通过其调整装置的合适构造以不同的角度位置安装在主机翼上，由此可以影响襟翼的垂直运动分量(见图4和5)。

尤其是，飞机的翼型由具有前述调节装置的其中一个和支架部分3的主机翼1、襟翼2和扰流器14形成，使得通过本发明在现有的机翼设计上实现扰流器-下垂-角度的合适的适应性，使得以连续的方式构造翼型弦并且将弯度改变的效应传递到位于襟翼上游的主机翼上。

通过调整支架部分的方向能够改变弯度函数并且因此改变主机翼、扰流器和襟翼的空气动力的耦联。

图4示例性地示出通过延长距离D在各个相同的襟翼位置时由于相应地调节支架部分3而增大弯度，由此增大襟翼2的可能位移路径的垂直分量。对于整个机翼的弯度函数通过调节支架部分3如此改变，使得襟翼2′在部分以及完全展开时增大了翼型弯度。

因此，通过主机翼和襟翼的现有设置和通过相同的调节装置和附属的操纵机构，主机翼的弯度特性在襟翼调节时尤其是关于翼弦的连续构造进行合适的调整，并且当存在扰流器时，在主机翼和襟翼之间的缝隙量通过更大的扰流器-下垂-角度进行合适的调整。图4示出，在襟翼的展开状态2′中扰流器从参照位置或者零线位置向下运动到位置14′，以使得按照预定的缝隙量保持缝隙G并且例如将缝隙量尽可能在襟翼2的预定的调节区域内保持不变。因此，尤其是可以实现在机翼和襟翼之间的缝隙的大小和形状以提高上侧边界层的能量、增大机翼面积和增大机翼弯度。通过改变支架部分的方向借助于调整装置，在现有的机翼处也能够在襟翼且同样还有扰流器的不同调节状态下优化整个机翼的空气动力学特性。

当存在扰流器或者存在通常位于襟翼上游的另一襟翼时，实现襟翼2和扰流器14之间的合适的缝隙量并且因此对于襟翼的每个调节状态以及与此相连的扰流器的从属调节状态提高有效的襟翼弯度。为此，在扰流器和襟翼之间设有运动-耦联，该运动-耦联通过相应的调节-机械机构或者运动机构以机械的或者控制技术或者调节技术的方式设置。

在位于襟翼和扰流器之间的机械耦联中，设有襟翼与扰流器之间的耦联，该耦联具有在襟翼/襟翼-运动/襟翼-驱动的设置和扰流器/扰流器-铰链/扰流器驱动的设置之间的合适的传动比。

在以控制技术或者调节技术的方式实现时，可以在襟翼上设有相应的检测襟翼的各个位置的传感器装置。控制装置或者调节装置与传感器装置进行功能连接，该传感器装置从传感器设备接收襟翼的位置值。当存在控制装置时，基于襟翼当前的位置值且基于控制装置中的执行表查明用于调节扰流器的驱动装置的指令信号，扰流器基于该指令信号依据相应的襟翼调节状态被调节。当存在调节装置时，基于襟翼当前的位置值且基于在调节装置中执行的调节函数查明用于调节扰流器的驱动装置的指令信号，扰流器基于该指令信号依据相应的襟翼调节状态被调节。

通过这种方式同时可以实现机翼的增大和弯度的提高。因此伴随着在不改变机翼前缘的情况下获得提高的有效的机翼调整角，也就是说在翼弦和飞机纵轴之间的角度。因此能够在起飞和着陆时通过增强的升力在较小的旋转角下补偿限制。

通过扰流器-下垂可以控制高升力构造产生的阻力，该扰流器-下垂可以通过根据本发明的用于不同条件和/或机翼的构造方式的解决方案进行调整。通过这种方式，关于非典型的着陆方式，例如噪音发射-激励的大坡度着陆方式(急剧降落地着陆)，可以实现飞机的灵活度的提高。

权利要求书(按照条约第19条的修改)

1.用于飞机的高升力系统，包括：主机翼(1)；设置在飞机的主机翼(1)上的襟翼(2)，所述襟翼(2)借助于襟翼操纵机构和驱动装置能够相对于主机翼(1)在缩回位置和多个展开位置之间调节；和设置在主机翼(1)上的支架部分(3；21)，所述襟翼操纵机构耦联在所述支架部分上并且相对于所述支架部分能够移动以调节所述襟翼(2)，

其特征在于，

所述支架部分(3；21)借助于具有调整装置的轴承装置(10)设置在主机翼上，通过所述调整装置能够相对于主机翼的方向调节所述支架部分的方向，所述调整装置具有第一调整装置(31)和第二调整装置(32)，所述调整装置沿流动方向互相隔开，

所述调整装置(31、32)中的至少一个具有距离-调整装置(41)，通过所述距离-调整装置(41)能够调整所述支架部分(3、21)在所述距离-调整装置(41)处的上侧到所述主机翼的翼弦的距离，并且所述距离-调整装置(41)具有：螺栓连接，所述螺栓连接具有支架部分侧的容纳装置(42)和主机翼侧的容纳装置(43)、用于连接所述容纳装置的连接元件(44)以及间隔垫片(45)，所述间隔垫片(45)用于调整所述支架部分(3、21)在所述距离-调整装置(41)处的上侧到所述主机翼的翼弦的距离并且因此相对于所述主机翼的方向调整所述支架部分的方向。

2.根据权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，所述第一调整装置(31)具有用于铰接所述主机翼(1)和所述支架部分(3；21)的铰链，并且所述第二调整装置(32)具有距离-调整装置(41)。

3.根据前述权利要求中任一项所述的高升力系统，其特征在于，所述第一调整装置(31)位于所述第二调整装置(32)的上游。

4.根据前述权利要求中任一项所述的高升力系统，其特征在于，所述第一调整装置(31)构造为铰接的销钉连接，所述销钉连接具有所述机翼侧的与所述主机翼(1)固定连接的榫头(35)，在所述支架部分(3、21)上的容纳装置(36)和铰链连接所述容纳装置和所述榫头的轴(37)。

5.根据前述权利要求中任一项所述的高升力系统，其特征在于，所述支架部分(3)设置为朝向主流动方向且在机翼下方并且设有类似轨道的引导装置，在所述引导装置上滑块(4)以移动的方式被引导，所述襟翼耦联在所述滑块(4)上。

6.根据权利要求5所述的高升力系统，其特征在于，在滑块(4)和襟翼(2)之间的连接为刚性连接并且所述滑块(4)借助于主轴驱动或者杠杆传动是能够调节的。

7.根据权利要求6所述的高升力系统，其特征在于，所述襟翼(2)借助于倾斜于或者横向于主流动方向延伸的铰链连接支撑在所述滑座上。

8.根据权利要求7所述的高升力系统，其特征在于，所述驱动装置具有旋转驱动-驱动马达和在所述驱动马达上耦联的输出杆(6)，所述输出杆(6)耦联于固定在所述襟翼(2)上的联接件(8)。

9.根据权利要求1至4中任一项所述的高升力系统，其特征在于，所述襟翼(2)通过杆-调节装置能够调节。

10.根据权利要求9所述的高升力系统，其特征在于，所述杆-调节装置具有：两个与所述主机翼(1a)连接的联接件、所述支架部分(21)和另一个联接件(22)，所述两个联接件均安装于所述主机翼(1a)，其中所述支架部分(21)设置在所述联接件下方，并且其中铰接的可旋转杆(23)借助于在上面的联接件上设置的铰链连接耦联于所述的上面的联接件(22)并且铰接的可旋转杆(24)借助于另一个在支架部分上设置的铰链连接耦联于所述支架部分(22)，所述的两个可旋转杆分别具有合适的长度，其中在所述的上面的联接件上耦联的所述杆(23)铰接于襟翼-联接件(26)并且在所述支架部分(21)上耦联的所述杆(24)铰接于襟翼-联接件(25)，所述两个襟翼-联接件安装在所述襟翼(2)上。

11.根据权利要求9或者10所述的高升力系统，其特征在于，此外至少一个扰流器(3)以可移动的方式耦联在所述主机翼(1)上。

12.根据权利要求11所述的高升力系统，其特征在于，在扰流器和襟翼之间设有运动-耦联。

13.根据权利要求12所述的高升力系统，其特征在于，以机械地或者控制技术或者调节技术的方式设计扰流器和襟翼之间的运动-耦联。

Claims (15)

1.用于飞机的高升力系统，包括：主机翼(1)；设置在飞机的主机翼(1)上的襟翼(2)，所述襟翼(2)借助于襟翼操纵机构和驱动装置能够相对于主机翼(1)在缩回位置和多个展开位置之间调节；和设置在主机翼(1)上的支架部分(3；21)，所述襟翼操纵机构耦联在所述支架部分上并且相对于所述支架部分能够移动以调节所述襟翼(2)，

其特征在于，

所述支架部分(3；21)借助于具有调整装置的轴承装置(10)设置在主机翼上，通过所述调整装置能够相对于主机翼的方向调节所述支架部分的方向。

2.根据权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，所述调整装置具有至少一个第一调整装置(31)和一个第二调整装置(32)，其中所述第一调整装置(31)位于所述第二调整装置(32)的上游并且其中所述调整装置(31、32)中的至少一个具有距离-调整装置(41)，通过所述距离-调整装置(41)能够调整所述支架部分(3、21)在所述距离-调整装置(41)处的上侧到所述主机翼的翼弦的距离。

3.根据权利要求2所述的高升力系统，其特征在于，所述第一调整装置(31)具有用于铰接所述主机翼(1)和所述支架部分(3；21)的铰链，并且所述第二调整装置(32)具有距离-调整装置(41)。

4.根据权利要求3所述的高升力系统，其特征在于，所述距离-调整装置(41)具有螺栓连接，所述螺栓连接具有支架部分侧的容纳装置(42)和主机翼侧的容纳装置(43)、用于连接所述容纳装置的连接元件(44)，以及间隔垫片(45)。

5.根据权利要求2至4中任一项所述的高升力系统，其特征在于，所述第一调整装置(31)位于所述第二调整装置(32)的上游。

6.根据权利要求2至5中任一项所述的高升力系统，其特征在于，所述第一调整装置(31)构造为铰接的销钉连接，所述销钉连接具有所述机翼侧的与所述主机翼(1)固定连接的榫头(35)，在所述支架部分(3、21)上的容纳装置(36)和铰链连接所述容纳装置和所述榫头的轴(37)。

7.根据前述权利要求中任一项所述的高升力系统，其特征在于，所述支架部分(3)设置为朝向主流动方向且在机翼下方并且设有类似轨道的引导装置，在所述引导装置上滑块(4)以移动的方式被引导，所述襟翼耦联在所述滑块(4)上。

8.根据权利要求7所述的高升力系统，其特征在于，在滑块(4)和襟翼(2)之间的连接为刚性连接，并且所述滑块(4)借助于主轴驱动或者杠杆传动是能够调节的。

9.根据权利要求7所述的高升力系统，其特征在于，所述襟翼(2)借助于倾斜于或者横向于主流动方向延伸的铰链连接支撑在所述滑座上。

10.根据权利要求9所述的高升力系统，其特征在于，所述驱动装置具有旋转驱动-驱动马达和在所述驱动马达上耦联的输出杆(6)，所述输出杆(6)耦联于固定在所述襟翼(2)上的联接件(8)。

11.根据权利要求1至6中任一项所述的高升力系统，其特征在于，所述襟翼(2)通过杆-调节装置能够调节。

12.根据权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，所述杆-调节装置具有：两个与所述主机翼(1a)连接的联接件、所述支架部分(21)和另一个联接件(22)，所述两个联接件均安装于所述主机翼(1a)，其中所述支架部分(21)设置在所述联接件下方，并且其中铰接的可旋转杆(23)借助于在上面的联接件上设置的铰链连接耦联于所述的上面的联接件(22)并且铰接的可旋转杆(24)借助于另一个在支架部分(22)上设置的铰链连接耦联于所述支架部分(22)，所述的两个可旋转杆分别具有合适的长度，其中在所述的上面的联接件上耦联的所述杆(23)铰接于襟翼-联接件(26)并且在所述支架部分(21)上耦联的所述杆(24)铰接于襟翼-联接件(25)，所述两个襟翼-联接件安装在所述襟翼(2)上。

13.根据前述权利要求中任一项所述的高升力系统，其特征在于，此外至少一个扰流器(3)以可移动的方式耦联在所述主机翼(1)上。

14.根据权利要求13所述的高升力系统，其特征在于，在扰流器和襟翼之间设有运动-耦联。

15.根据权利要求14所述的高升力系统，其特征在于，以机械地或者控制技术或者调节技术的方式设计扰流器和襟翼之间的运动-耦联。

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