CN101998920B - 流线型体和具有这样的流线型体的高升力系统 - Google Patents

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Abstract

一种流线型体(1)，具有：外侧(3)，所述外侧(3)具有相对于流动方向的顶侧(3a)和底侧(3b)；侧端部分(5a、5b)，所述侧端部分(5a、5b)形成所述流线型体(1)的横向于假定的流动方向(S)观察的侧端，其中在所述流线型体(1)的内部设置有通道(10)，所述通道(10)具有：流动驱动装置，所述流动驱动装置具有驱动马达和通过该驱动马达驱动的且设置在所述通道(10)内的压缩机机构；在所述流线型体(1)的所述底侧(3b)和/或所述侧端部分(5a、5b)中的至少一个上的至少一个入口(11)以及在所述流线型体(1)的所述顶侧(3a)上的出口(12)，以用于影响在所述流线型体(1)上的流动，其中套管(30)可借助于驱动马达旋转地位于所述通道(10)内，所述套管(30)具有至少一个凹口(33)，所述凹口(33)在所述套管(30)的确定的旋转位置中能够处于与在所述流线型体(1)的所述顶侧(3a)上的所述出口(12)至少部分地重合，使得由所述压缩机压缩的空气流过所述套管(30)的所述凹口(33)和所述出口(12)，以及一种具有这样的所述流线型体的高升力系统。

Description

流线型体和具有这样的流线型体的高升力系统
技术领域
本发明涉及一种流线型体以及一种具有这样的流线型体的高升力系统。
背景技术
US3005496说明了一种为控制迎角可调节地安装的直升机旋翼叶片，其具有压缩空气管道，阀关闭元件可旋转地设置在所述压缩空气通道内。在叶片上尖端具有一系列通道，所述通道能够借助阀关闭元件打开和关闭，所述通道作为端口从空心叶片杆打开，并且所述通道通向位于叶片的后缘附近的翼缝。借助该设置，任何在旋翼叶片旋转期间在旋翼叶片迎角上的变化将引起在叶片和叶片臂之间的枢转运动，并且因此引起喷口相对于阀关闭元件的旋转。
在US3692259和US6390116B1中也披露了具有作为端口打开的内沟槽的机翼。
US5,772,156A描述了通过在机翼的顶侧上的入口抽气并且通过在机翼的底侧上的通过管道与入口连接的出口排气。为了驱动流动，使用压缩机。
从US5,366,177A中已知空气从用于影响边界层的升力襟翼的顶侧上的经打孔的外蒙皮面区域抽入。此外，根据该文献设有抽吸产生装置，其具有泵、涡轮增压器或者电动地或液压地操作的真空系统。
在美国国家航空航天局(NASA)论文“Study of the Application ofSeparation Control by Unsteady Excitation to Civil Transport Aircraft”J.D.McLean等，1999年6月，以及论文“Designing Actuators for ActiveSeparation Control Experiments on High-Lift Configurations”Ralf Petz和Wofgang Nitsche，Berling University of Technology中说明了在机翼的外侧上脉冲式排气的可能性。
发明内容
本发明的目的是，提供一种流线型体以及一种具有这样的流线型体的高升力系统，借助所述流线型体和所述高升力系统能够以有效的方式影响流动，并且所述流线型体和所述高升力系统能够在操作中安全地且在变化的绕流条件方面灵活地设置。
该目的借助根据本发明的流线型体和具有流线型体的飞机的高升力系统得以实现。另外的实施形式在本文中说明。
借助本发明的解决方案，在流线型体的顶侧上进行脉冲式排气，所述流线型体通常能够为飞机的主机翼、方向舵或襟翼、高升力体或高升力襟翼或另一个流线型体。
根据本发明，设有流线型体，其具有：外蒙皮，所述外蒙皮具有相对于流动方向的顶侧和底侧；侧端部分，所述侧端部分形成流线型体的横向于假定的流动方向观察的侧端。在流线型体的内部设置有具有流动驱动装置的通道，所述流动驱动装置具有驱动马达和通过该驱动马达驱动的且设置在通道内的压缩机机构。为了影响在流线型体上的流动，流线型体在其底侧和/或侧端部分中的至少一个上具有至少一个入口，并且在顶侧上具有至少一个出口。根据本发明，在通道内设置有可借助于驱动马达旋转的套管。套管具有至少一个凹口，所述凹口在套管的确定的旋转位置中能够处于与在流线型体的顶侧上的出口至少部分地重合，使得由压缩机压缩的空气流过套管的凹口和出口。
如下达到脉冲式排气，即套管的凹口只是有时处于与流线型的出口重合。
通过使用驱动在套管内的空气的流动驱动装置，能够达到用于在流线型的顶侧的排气所需的相对大的空气质量通过量，以便达到有效地影响流动。因为借助于流动驱动装置在排气位置附近产生压缩空气，所以显著地降低了所需的压力水平。此外，通过该措施可能的是，省去了用于提供例如来自发动机引气的压缩空气的昂贵的管道装置，并且只是设有用于给流体驱动装置或用于套管的驱动设备供电的电力线，从而能够使所需的安装空间减小到最低程度。
如果入口设置在一个侧端部分或两个侧端部分上，那么能够出现端边旋涡，所述端边旋涡能够为噪声源，并且能够通过排气减少。
此外根据本发明提出一种具有如根据本发明的实施形式中的一个所述的流线型体的高升力系统。高升力系统具有控制装置，套管的驱动设备与所述控制装置功能性地耦联，并且所述控制装置具有用于形成调节信号或调节指令的控制功能，所述调节信号或调节指令用于设定套管在通道内的旋转位置和/或用于设定套管的转速。
在本文中，用于流线型体的假定的流动方向视为流动方向，即安装在飞机上流线型体被绕流的方向。在此，尤其假设飞机的和/或流动襟翼
Figure GSB00001064919000031
的中立位置或中间位置。
附图说明
下面借助附图说明本发明的实施例，如图示出：
图1示出通过根据本发明的具有压缩机的气体通道的实施形式的入口区域的沿机翼深度方向观察的横截面图；
图2示出通过如图1的气体通道的实施形式的沿机翼深度方向观察的横截面图；
图3示出作为根据本发明的流线型体的具有气体通道的在流线型体的侧面部分上的入口的实施例的高升力襟翼。
具体实施方式
图1示出设置在流线型体1的内部的通道或气体通道10的一部分。图1尤其示出通道10的入口区域11a。入口区域通入流线型体1的外侧3内，使得入口区域11a形成在流线型体1的外侧3上的入口11。
流线型体1通常具有外侧3，所述外侧具有相对于假定的流动方向S的顶侧3a和底侧3b。顶侧3a尤其能够为空气动力学上的顶侧。此外，流线型体1具有侧端部分5a、5b，所述侧端部分形成流线型体1的横向于假定的流动方向S观察的侧端。
在图3中示出的实施例中，通道10的入口11在侧端部分5a、5b上，所述侧端部分形成流线型体1的横向于假定的流动方向S观察的侧端。通道10也能够具有两个入口10，其中在第一端部部分5a上形成一个入口10，并且在第二端部部分5b上形成第二入口11。可替代或可附加的是，通道10的入口11也能够设置在流线型体1的底侧3b上。因此，通道10能够具有位于底侧3b和/或流线型体1的侧端部分5a、5b中的至少一个上的一个或多个入口11。
在通道10内可旋转地安装有套管30，所述套管与驱动马达耦联，使得套管30能够通过驱动马达旋转。套管30具有凹口33，所述凹口的位置与在流线型体1的顶侧3a上的出口12的位置相互关联成，使得在套管30的确定的旋转位置中，套管的凹口33能够处于与在流线型体1的顶侧3a上的出口12部分地或全部地重合。在套管30的相应的旋转位置中，在所述旋转位置中凹口33和出口12部分地重叠，因此由在通道10内的流动驱动装置驱动的空气通过出口12逸出。
在本发明的实施形式中，通道10至少局部地沿流线型体1的翼展方向或倾斜于该方向延伸。
可旋转的套管30的凹口33能够构成为不同类型，并且尤其是具有缝隙的形状，所述缝隙沿套管30的轴向方向延伸。此外，出口12也能够以不同的方式构成，并且尤其是具有缝隙的形状，所述缝隙沿流线型体1的翼展方向延伸。在此，缝隙状的凹口33的纵向方向和缝隙状的出口的纵向方向相互平行地或相互成锐角地延伸。
出口12以及凹口33能够由多个孔口形成，所述孔口沿着流线型体1的翼展方向一个接一个地设置。通道10的出口能够通过流线型体1的顶侧3a的多个缝隙形成，所述缝隙的纵向方向横向于流动方向S延伸，并且所述缝隙沿其纵向方向看，一个接一个地设置。可替代或可附加的是，通道10的出口通过飞机的流线型体1的顶侧3a的多个缝隙形成，所述缝隙的纵向方向横向于流动方向S延伸，并且所述缝隙沿流动方向S看，一个接一个地设置。
套管30的沿套管30的周向方向延伸的宽度35能够大于或小于在飞机的流线型体1的顶侧3a上的出口的沿流动方向S延伸的宽度。尤其能够提出，套管的沿套管30的周向方向延伸的宽度35为在飞机的流线型体1的顶侧3a上的出口的沿流动方向S延伸的宽度的至少75％。
在流线型体1的顶侧3a上的出口的长度大于流线型体1的翼展宽度的40％。
套管能够具有多个凹口33，所述凹口设置成，沿套管30的周向方向分布在套管30的圆周上。
在出口12上也能够设置有流量调节装置，所述流量调节装置能够改变出口的尺寸，以便影响在凹口33和出口12重叠时在出口12上出现的空气通过量。可替代或可附加的是，在凹口33上能够设置有流量调节装置，所述流量调节装置能够改变凹口33的尺寸，以便影响在凹口33上出现的空气通过量。
在本发明的另一个实施形式中，在这方面能够设有一个或两个所述流量调节装置，其具有设置在出口12或凹口33上的且在入口的闭合位置上预张紧的孔口件，所述孔口件调节成，使得孔口件在出口12或凹口33上出现预先确定的第一压力时，运动至打开的位置上，并且在出口12或凹口33上出现预先确定的第二压力时，移动至闭合位置。流量调节装置能够是主动控制的。
流动驱动装置或压缩机为轴向压缩机20，并且压缩机机构具有叶片21，所述叶片的旋转轴线沿通道10的纵向方向R1延伸。驱动马达能够安装在容器25内，所述容器借助于支撑件保持在通道10内。驱动马达能够为外转子马达。可替代的是，压缩机能够为径向压缩机20，并且压缩机机构能够为压缩机叶轮。径向压缩机的旋转轴线能够沿通道10的纵向方向R1延伸。可替代的是，径向压缩机的旋转轴线能够与通道10的纵向方向R1成角度地延伸。
套管能够旋转地与压缩机机构耦联。在该情况下，压缩机机构的驱动马达为套管的驱动马达。
可替代的是，套管旋转地与压缩机机构耦联，使得套管30的旋转速度取决于压缩机机构的旋转速度。在此，套管旋转地与压缩机机构耦联，使得套管30以与压缩机机构相同的旋转速度旋转。
可替代的是，套管通过传动装置旋转地与压缩机机构耦联，使得套管的旋转速度取决于压缩机机构的旋转速度的一小部分。在此，传动装置的传动比是固定的或可调节的。
在本发明的另一个实施例中，在套管30的凹口33上能够设置有流量调节装置，所述流量调节装置能够改变套管30的凹口33的尺寸，以便影响在凹口33上出现的空气通过量。
在本发明的另一个实施例中，提出一种飞机的具有如所述实施例中的一个所述的流线型体1的高升力系统。高升力系统具有控制装置，套管的和/或压缩机机构的驱动设备与所述控制装置功能性地耦联，并且所述控制装置具有用于形成调节信号或调节指令的控制功能，所述调节信号或调节指令用于设定套管在通道内的旋转位置和/或用于设定套管的转速，或者用于设定套管在通道内的旋转位置和/或用于设定压缩机机构的转速。在此，控制装置尤其能够具有用于接收传感器数据和/或系统数据的输入装置，并且控制功能能够设置为，使得该控制功能依据飞机的流线型体1的调节状态确定调节指令，所述调节指令用于设定套管30在通道10内的旋转位置和/或套管30的转速，并且/或者用于设定压缩机机构的转速。
在另一个实施例中，控制装置具有输入装置，借助所述输入装置，控制装置能够接收传感器数据和/或系统数据。在此，控制功能能够构成为，使得该控制功能依据传感器数据和/或系统数据确定用于设定套管30在通道10内的旋转位置和/或套管30的转速的调节指令。
控制装置能够集成在流线型体1内。
控制装置的输入装置能够如此设置并且尤其是具有如下功能，借助所述功能，能够接收来自飞机的飞行控制系统的数据。数据能够为飞行数据，如静压和/或动压和/或系统数据。在此，能够使用操作功能作为系统数据，所述系统数据尤其说明例如起飞或降落的飞行阶段的特征。控制功能能够构成为，使得其依据飞行控制系统的数据确定用于设定套管30在通道10内的旋转位置和/或套管30的转速的调节指令。
可替代或可附加的是，控制装置的输入装置能够如此设置并且尤其是具有如下功能，借助所述功能，能够由飞行控制系统接收如飞行数据的数据，即例如静压和/或动压和/或尤其是用于描述如飞行阶段的操作功能的系统数据，并且控制功能能够构成为，使得该控制功能依据例如飞行控制系统的所述数据确定用于设定压缩机机构的转速或压缩机机构的功率的调节指令。因此能够进行转速或压缩机功率的相应的控制，以便达到依据状态的空气质量通过量。
在此，由飞机的飞行控制系统接收的数据包含套管30在通道10内的旋转位置和/或套管30的转速，并且控制功能能够设置成，使得该控制功能依据飞机的流线型体1的调节位置确定用于套管30在通道10内的旋转位置和/或套管30的转速的调节指令。该额定位置能够为如下位置，在所述位置中，凹口33或者套管的凹口中的一个处于与通道10的一个出口12或多个出口12完全地或部分地重合。因此在该状态下，不进行经压缩的空气的脉冲式流出。
在另一个实施例中，控制功能能够构成为，使得该控制功能依据由飞行系统传输的飞行数据确定用于套管30在通道10内的旋转位置和/或套管30的转速的调节指令。
在这些实施例中，能够使用飞机的迎角和/或飞机的速度和/或飞行位置作为飞行数据。
在另一个实施例中能够提出，用于给套管30在通道10内的旋转位置和/或套管30的转速下指令的控制装置具有比较功能，所述比较功能将飞机的经传输的飞行数据和/或飞机的流线型体1的调节位置与第一额定值并且与第二额定值相比较，其中当局部达到第一额定值时，控制功能产生用于激活套管30的驱动装置的控制指令，并且当局部达到第二额定值时，控制功能产生用于停止套管30的驱动装置的控制指令，并且传输给流量调节装置。
具有上述功能的控制装置能够如此设置，并且与用于驱动压缩机机构的驱动装置和用于驱动套管的驱动设备耦联，使得压缩机机构和套管被驱动，并且开始旋转。在此，根据前述控制功能，能够分别分开地确定用于套管和压缩机机构的控制指令，并且能够测定为这些控制指令设有的输入参数。
用于压缩机机构和套管的控制指令也能够功能性地耦联，使得
●套管的转速至少在一段时间内等于压缩机机构的转速；
●套管的转速至少在一段时间内为压缩机机构的转速的一小部分或多倍；或者
●套管的转速至少在一段时间内通过设有的功能上的相互关系与压缩机机构的转速耦联。
控制装置能够与飞行控制系统的位于机身内的计算机集成，并且调节指令通过指令通道传输给流量调节装置。
在前述实施例中，流线型体1能够具有至少一个的传感器和可选地附加的传感器功能，例如压力传感器，所述压力传感器设置在流线型体1上，以用于测量气流的静压，并且所述压力传感器与输入装置功能性地连接，以用于将测量到的压力传输给控制功能。在此，控制功能构成为，使得该控制功能依据测量到的压力确定调节指令。压力传感器能够设置在通道10的入口11处和/或出口12处。传感器也能够安装在外侧3a内，以便确认流动的质量和尤其是与流线型体分开的流动。传感器和可选地附加的传感器功能能够构成为，使得能够测定压力、壁内剪切应力和/或流速。
在该实施例中，能够附加地提出，控制装置具有比较功能，借助所述比较功能比较在至少一个入口和至少一个出口处的压力，并且依据测定的压力差确定调节指令。
在所述变形方案中的控制装置能够集成在高升力系统的给高升力襟翼的调节下指令的中央计算机内。
在另一个实施例中，控制装置能够具有：表格，所述表格具有规定的操作数据与流量调节装置的额定调节位置的关联；比较功能，借助所述比较功能将测量到的操作数据与存储在比较表格内的操作数据相比较，并且在局部相同时，将分别相关联的额定调节位置传输给入口调节装置。

Claims (35)

1.一种流线型体(1)，具有：外侧(3)，所述外侧(3)具有相对于流动方向的顶侧(3a)和底侧(3b)；侧端部分(5a、5b)，所述侧端部分(5a、5b)形成所述流线型体(1)的横向于流动方向(S)观察的侧端，所述流动方向被视为用于流线型体的假定的流动方向，即安装在飞机上流线型体被绕流的方向，其中在所述流线型体(1)的内部设置有通道(10)，所述通道(10)具有：流动驱动装置，所述流动驱动装置具有驱动马达和通过该驱动马达驱动的且设置在所述通道(10)内的压缩机机构；在所述流线型体(1)的所述底侧(3b)上和/或所述侧端部分(5a、5b)中的至少一个上的至少一个入口(11)以及在所述流线型体(1)的所述顶侧(3a)上的至少一个出口(12)，以用于影响在所述流线型体(1)上的流动，
其特征在于，套管(30)能够借助于驱动马达旋转地位于所述通道(10)内，所述套管(30)具有至少一个凹口(33)，所述凹口(33)在所述套管(30)的确定的旋转位置中能够处于与在所述流线型体(1)的所述顶侧(3a)上的所述至少一个出口(12)至少部分地重合，使得由压缩机压缩的空气流过所述套管(30)的所述凹口(33)和所述出口(12)。
2.如权利要求1所述的流线型体(1)，其特征在于，所述流线型体(1)是飞机的机翼、前缘襟翼或后缘襟翼。
3.如权利要求1所述的流线型体(1)，其特征在于，可旋转的所述套管(30)的所述凹口(33)具有缝隙的形状，所述凹口的缝隙沿所述套管(30)的轴向方向延伸，或者所述套管具有多个凹口(33)，所述凹口(33)设置成沿所述套管(30)的周向方向分布在所述套管(30)的圆周上。
4.如权利要求2所述的流线型体(1)，其特征在于，所述出口(12)具有缝隙的形状，所述出口的缝隙沿所述流线型体(1)的翼展方向延伸。
5.如权利要求2所述的流线型体(1)，其特征在于，所述出口(12)由多个孔口形成，所述孔口沿着所述流线型体(1)的翼展方向一个接一个地设置。
6.如权利要求5所述的流线型体(1)，其特征在于，所述通道(10)的所述出口通过所述流线型体(1)的所述顶侧(3a)的多个缝隙形成，所述缝隙的纵向方向横向于所述流动方向延伸，并且所述缝隙沿其纵向方向看，一个接一个地设置。
7.如权利要求5所述的流线型体(1)，其特征在于，所述通道(10)的所述出口通过飞机的所述流线型体(1)的所述顶侧(3a)的多个缝隙形成，所述缝隙的纵向方向横向于所述流动方向(S)延伸，并且所述缝隙沿所述流动方向(S)看，一个接一个地设置。
8.如权利要求1至7中任一项所述的流线型体(1)，其特征在于，所述套管(30)的所述凹口(33)的沿所述套管(30)的周向方向延伸的宽度(35)为在飞机的所述流线型体(1)的顶侧(3a)上的所述出口的沿所述流动方向(S)延伸的宽度的至少75％。
9.如前述权利要求1至7中任一项所述的流线型体(1)，其特征在于，在所述出口(12)上设置有流量调节装置，所述流量调节装置能够改变所述出口的尺寸，以便影响在所述出口(12)上出现的空气通过量。
10.如前述权利要求1至7中任一项所述的流线型体(1)，其特征在于，在所述凹口(33)上设置有流量调节装置，所述调节装置能够改变所述凹口的尺寸，以便影响在所述凹口(33)上出现的空气通过量。
11.如权利要求9所述的流线型体(1)，其特征在于，所述流量调节装置被主动地控制。
12.如权利要求10所述的流线型体(1)，其特征在于，所述流量调节装置被主动地控制。
13.如前述权利要求1至7中任一项所述的流线型体(1)，其特征在于，所述流动驱动装置为轴向压缩机(20)，并且所述压缩机机构具有叶片(21)，所述叶片(21)的旋转轴线沿所述通道(10)的纵向方向(R1)延伸。
14.如前述权利要求1至7中任一项所述的流线型体(1)，其特征在于，所述压缩机为径向压缩机(20)，并且所述压缩机机构具有压缩机叶轮。
15.如前述权利要求1至7中任一项所述的流线型体(1)，其特征在于，所述套管旋转地与所述压缩机机构耦联，使得所述压缩机机构的驱动马达为所述套管的驱动马达。
16.一种具有如权利要求9或10所述的流线型体(1)的飞机的高升力系统，其特征在于，所述高升力系统具有控制装置，所述套管的驱动设备和/或所述压缩机机构的驱动设备与所述控制装置功能性地耦联，并且所述控制装置具有用于形成调节信号或调节指令的控制功能，所述调节信号或调节指令用于设定所述套管在所述通道(10)内的旋转位置和/或用于设定所述套管的转速，并且/或者用于设定所述压缩机机构的旋转位置和/或用于设定所述压缩机机构的转速。
17.如权利要求16所述的高升力系统，其特征在于，所述控制装置具有用于接收传感器数据和/或系统数据的输入装置，并且所述控制装置依据飞机的所述流线型体(1)的调节状态确定用于设定所述套管(30)在所述通道(10)内的旋转位置和/或所述套管(30)的所述转速的所述调节指令。
18.如权利要求16或17所述的高升力系统，其特征在于，所述控制装置具有输入装置，借助所述输入装置，所述控制装置能够接收传感器数据和/或系统数据，并且所述控制装置依据所述传感器数据和/或系统数据确定用于设定所述套管(30)在所述通道(10)内的旋转位置和/或所述套管(30)的所述转速的调节指令。
19.如权利要求16或17所述的高升力系统，其特征在于，所述控制装置的输入装置设置成，用于接收来自所述飞机的飞行控制系统的数据，并且所述控制装置依据飞行控制系统的数据确定用于设定所述套管(30)在所述通道(10)内的旋转位置和/或所述套管(30)的所述转速的所述调节指令。
20.如权利要求19所述的高升力系统，其特征在于，由所述飞机的所述飞行控制系统接收的所述数据包含所述套管(30)在所述通道(10)内的所述旋转位置和/或所述套管(30)的所述转速，并且所述控制装置依据飞机的所述流线型体(1)的调节位置确定用于所述套管(30)在所述通道(10)内的所述旋转位置和/或所述套管(30)的所述转速的所述调节指令。
21.如权利要求19所述的高升力系统，其特征在于，所述控制装置依据由所述飞行系统传输的飞行数据确定用于所述套管(30)在所述通道(10)内的所述旋转位置和/或所述套管(30)的所述转速的所述调节指令。
22.如权利要求20所述的高升力系统，其特征在于，所述控制装置依据由所述飞行系统传输的飞行数据确定用于所述套管(30)在所述通道(10)内的所述旋转位置和/或所述套管(30)的所述转速的所述调节指令。
23.如权利要求21或22所述的高升力系统，其特征在于，所述飞行数据为所述飞机的迎角和/或所述飞机的速度和/或飞行位置。
24.如权利要求22所述的高升力系统，其特征在于，用于给所述套管(30)在所述通道(10)内的所述旋转位置和/或所述套管(30)的所述转速下指令的所述控制装置具有比较功能，所述比较功能将飞机的经传输的所述飞行数据和/或飞机的所述流线型体(1)的所述调节位置与第一额定值并且与第二额定值相比较，其中当局部达到所述第一额定值时，所述控制装置产生用于激活所述套管(30)的所述驱动装置的控制指令，并且当局部达到所述第二额定值时，所述控制装置产生用于停止所述套管(30)的所述驱动装置的控制指令，并且传输给所述流量调节装置。
25.如权利要求17所述的高升力系统，其特征在于，所述流线型体(1)具有至少一个压力传感器，所述压力传感器设置在所述流线型体(1)上，以用于测量气流的静压，并且所述压力传感器与所述输入装置功能性地连接，以用于将测量到的压力传输给所述控制装置，并且所述控制装置构成为，使得该控制装置依据所述测量到的压力确定调节指令。
26.如权利要求25所述的高升力系统，其特征在于，所述控制装置具有比较功能，借助所述比较功能比较在所述至少一个入口和所述至少一个出口处的压力，并且依据测定的压力差确定所述调节指令。
27.一种具有如权利要求1至8和11至15中任一项所述的流线型体(1)的飞机的高升力系统，其特征在于，所述高升力系统具有控制装置，所述套管的驱动设备和/或所述压缩机机构的驱动设备与所述控制装置功能性地耦联，并且所述控制装置具有用于形成调节信号或调节指令的控制功能，所述调节信号或调节指令用于设定所述套管在所述通道(10)内的旋转位置和/或用于设定所述套管的转速，并且/或者用于设定所述压缩机机构的旋转位置和/或用于设定所述压缩机机构的转速。
28.如权利要求27所述的高升力系统，其特征在于，所述控制装置具有用于接收传感器数据和/或系统数据的输入装置，并且所述控制装置依据飞机的所述流线型体(1)的调节状态确定用于设定所述套管(30)在所述通道(10)内的旋转位置和/或所述套管(30)的所述转速的所述调节指令。
29.如权利要求27或28所述的高升力系统，其特征在于，所述控制装置具有输入装置，借助所述输入装置，所述控制装置能够接收传感器数据和/或系统数据，并且所述控制装置依据所述传感器数据和/或系统数据确定用于设定所述套管(30)在所述通道(10)内的旋转位置和/或所述套管(30)的所述转速的调节指令。
30.如权利要求27或28所述的高升力系统，其特征在于，所述控制装置的输入装置设置成，用于接收来自所述飞机的飞行控制系统的数据，并且所述控制装置依据飞行控制系统的数据确定用于设定所述套管(30)在所述通道(10)内的旋转位置和/或所述套管(30)的所述转速的所述调节指令。
31.如权利要求30所述的高升力系统，其特征在于，由所述飞机的所述飞行控制系统接收的所述数据包含所述套管(30)在所述通道(10)内的所述旋转位置和/或所述套管(30)的所述转速，并且所述控制装置依据飞机的所述流线型体(1)的调节位置确定用于所述套管(30)在所述通道(10)内的所述旋转位置和/或所述套管(30)的所述转速的所述调节指令。
32.如权利要求30所述的高升力系统，其特征在于，所述控制装置依据由所述飞行系统传输的飞行数据确定用于所述套管(30)在所述通道(10)内的所述旋转位置和/或所述套管(30)的所述转速的所述调节指令。
33.如权利要求32所述的高升力系统，其特征在于，所述飞行数据为所述飞机的迎角和/或所述飞机的速度和/或飞行位置。
34.如权利要求28所述的高升力系统，其特征在于，所述流线型体(1)具有至少一个压力传感器，所述压力传感器设置在所述流线型体(1)上，以用于测量气流的静压，并且所述压力传感器与所述输入装置功能性地连接，以用于将测量到的压力传输给所述控制装置，并且所述控制装置构成为，使得该控制装置依据所述测量到的压力确定调节指令。
35.如权利要求34所述的高升力系统，其特征在于，所述控制装置具有比较功能，借助所述比较功能比较在所述至少一个入口和所述至少一个出口处的压力，并且依据测定的压力差确定所述调节指令。
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8336828B2 (en) * 2009-11-12 2012-12-25 The Boeing Company Traversing jet actuator
US8827212B1 (en) * 2012-06-18 2014-09-09 The Boeing Company Method and apparatus for supplying a gas jet over an aerodynamic structure
CN107600409B (zh) * 2017-08-10 2019-10-29 中国科学院力学研究所 基于横流扇加速空气循环流动的升力产生的装置及方法
US11414177B2 (en) * 2018-09-11 2022-08-16 The Boeing Company Fluidic actuator for airfoil
DE102022213712A1 (de) * 2022-12-15 2024-06-20 Robert Bosch Gesellschaft mit beschränkter Haftung Anodenrezirkulationsgebläse mit integriertem Sensor

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE358128A (zh) *
US3005496A (en) * 1959-08-24 1961-10-24 Hiller Aircraft Corp Airfoil boundary layer control means
US3692259A (en) * 1970-06-26 1972-09-19 Shao Wen Yuan Wing-tip vortices control
US5366177A (en) * 1992-10-05 1994-11-22 Rockwell International Corporation Laminar flow control apparatus for aerodynamic surfaces
CN1131109A (zh) * 1995-03-15 1996-09-18 乐正伟 一种飞机翼梢减阻新设施
EP0776821A1 (en) * 1995-11-30 1997-06-04 The Boeing Company Aircraft boundary layer control system with discharge transpiration panel
CN1243485A (zh) * 1997-04-18 2000-02-02 空间公共有限公司 具有层流控制的前缘高升力装置
US6390116B1 (en) * 2001-07-16 2002-05-21 Illinois Institute Of Technology Large amplitude pneumatic oscillator

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US358128A (en) * 1887-02-22 Eichaed sanfoed
SU19927A1 (ru) * 1929-06-30 1931-03-31 Н.Л. Минервин Устройство дл увеличени подъемной силы
US2896881A (en) * 1955-04-29 1959-07-28 John S Attinello Aerodynamic air brake and lift spoiler for aircraft
US3854678A (en) * 1973-09-17 1974-12-17 Us Navy Rotary valve jet flap control system
RU2104220C1 (ru) * 1995-09-07 1998-02-10 Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского Способ повышения несущих свойств крыльев

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE358128A (zh) *
US3005496A (en) * 1959-08-24 1961-10-24 Hiller Aircraft Corp Airfoil boundary layer control means
US3692259A (en) * 1970-06-26 1972-09-19 Shao Wen Yuan Wing-tip vortices control
US5366177A (en) * 1992-10-05 1994-11-22 Rockwell International Corporation Laminar flow control apparatus for aerodynamic surfaces
CN1131109A (zh) * 1995-03-15 1996-09-18 乐正伟 一种飞机翼梢减阻新设施
EP0776821A1 (en) * 1995-11-30 1997-06-04 The Boeing Company Aircraft boundary layer control system with discharge transpiration panel
CN1243485A (zh) * 1997-04-18 2000-02-02 空间公共有限公司 具有层流控制的前缘高升力装置
US6390116B1 (en) * 2001-07-16 2002-05-21 Illinois Institute Of Technology Large amplitude pneumatic oscillator

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