CN102137793B - 用于飞机的具有高升力襟翼的高升力系统和用于调节高升力襟翼的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞机的具有设置在飞机的每个主机翼(1)上的至少一个高升力襟翼的高升力系统，其具有：用于产生用于至少一个高升力襟翼的有关飞行阶段的要求的飞行员输入装置，其中至少一个起飞要求属于这些要求；与飞行员输入装置功能性连接的具有转换功能的控制装置，借助所述转换功能，将有关飞行阶段的要求转换为用于操纵用于设定或调节至少一个高升力襟翼的调节状态的驱动装置的执行指令，其中可预设的飞行阶段为起飞阶段，其中控制装置的转换功能设计成，使得该控制装置根据起飞要求产生用于驱动装置的执行指令，其中至少一个高升力襟翼的前缘襟翼(3)设置在调节状态下，其中在前缘襟翼(3)和主机翼(1)之间存在缝隙，所述缝隙具有相对于局部翼弦的在0.1％和0.4％之间的缝宽。本发明还涉及一种用于调节设置在飞机的每个主机翼(1)上的至少一个高升力襟翼的方法。

Description

用于飞机的具有高升力襟翼的高升力系统和用于调节高升力襟翼的方法

技术领域

本发明涉及一种用于飞机的具有设置在飞机的每个主机翼上的至少一个高升力襟翼的高升力系统，以及一种用于调节设置在飞机的每个主机翼上的至少一个高升力襟翼的方法。

背景技术

从US5544847中已知一种高升力系统，在所述高升力系统中，为了改善机翼的升力特性，限定了机翼的厚度。

US5839699A公开了一种机翼和缝翼的组合，其定位在起飞／爬升位置上，使得缝翼的后缘接触或邻近前部的隐藏式机头和上表面部分，以致提供隐藏式前端和上表面部分。

EP1310848A1说明了一种飞机高升力控制系统，其具有多个控制器，所述控制器分成两个相似的组，以便提供故障保险结构。

发明内容

本发明的目的是，提供一种高升力系统和一种用于调节设置在飞机的每个主机翼上的至少一个高升力襟翼的方法，所述高升力系统和所述方法分别描述了用于起飞的有利的高升力结构。

该目的借助于本发明得以实现。另外的实施形式在下文中说明。

根据本发明，在前缘襟翼和主机翼之间设有缝隙，所述缝隙具有相对于局部翼弦的在0.1％和0.4％之间的缝宽。作为目前的飞机的起飞结构设有如下结构，在所述结构中，在前缘襟翼和主机翼之间不出现缝隙，或者设有如下结构，在所述结构中，在前缘襟翼和主机翼之间出现缝隙，所述缝隙的尺寸大于局部翼弦的0.8％。但是，在不具有在前缘襟翼和主机翼之间的缝隙的起飞结构中，不能有效地延迟沿翼弦方向的流动分离。因此，在另外的应用情况下设有起飞结构，在所述起飞结构中，在前缘襟翼和主机翼之间设有相对大的缝隙，其尺寸超过局部翼弦的0.8％。但是根据本发明，作为起飞结构，在前缘襟翼和主机翼之间刚好设有相对小的缝隙，因为令人惊奇地发现，在这样的相对小的缝隙的情况下，在缝隙内，边界层形成在主机翼上，所述边界层在缝隙外与主机翼的边界层连接，并且在主机翼上构成的边界层外形更改为，使得相对于具有大的缝宽(>0.8％)的外形，阻力减少到具有闭合的缝隙的外形的水平。此外，但是相对于具有闭合的缝隙的外形，能够提高最大升力并且减少在前翼上的空气动力载荷。

根据本发明，尤其提出一种用于飞机的具有设置在飞机的每个主机翼上的至少一个高升力襟翼的高升力系统，其具有：

·用于产生用于至少一个高升力襟翼的有关飞行阶段的规定的飞行员输入装置，其中至少一个起飞要求属于这些规定；

·与飞行员输入装置功能性连接的具有转换功能的控制装置，借助所述转换功能，将有关飞行阶段的规定转换为用于操纵驱动装置的执行指令，用于设定或调节至少一个高升力襟翼的调节状态，其中可预设的飞行阶段为起飞阶段。

控制装置的转换功能设计成，使得该控制装置根据起飞要求产生用于驱动装置的执行指令，其中至少一个高升力襟翼的前缘襟翼在伸出的调节状态下设置，其中在前缘襟翼和主机翼之间存在缝隙，所述缝隙具有沿着翼展方向连续的相对于局部翼弦的在0.1％和0.4％之间的缝宽，使得阻力减少到具有闭合的缝隙的外形的水平，并且相对于具有闭合的缝隙的外形，提高最大升力并且减少在前翼上的空气动力载荷。

根据本发明还提出一种用于调节设置在飞机的每个主机翼上的至少一个高升力襟翼的方法，其具有步骤：

·产生用于至少一个高升力襟翼的至少一个有关飞行阶段的规定，其中该规定含有至少一个起飞要求；

·将至少一个有关飞行阶段的规定转换为用于操纵控制装置和设定或改变至少一个高升力襟翼的调节状态的执行指令，其中有关飞行阶段的规定为用于飞机的起飞阶段的起飞要求，并且基于起飞要求，产生用于驱动装置的执行指令，其中至少一个高升力襟翼的前缘襟翼在伸出的调节状态下设置，其中在前缘襟翼和主机翼之间存在缝隙，所述缝隙具有沿着翼展方向连续的相对于局部翼弦的在0.1％和0.4％之间的缝宽，使得阻力减少到具有闭合的缝隙的外形的水平，并且相对于具有闭合的缝隙的外形，提高最大升力并且减少在前翼上的空气动力载荷。

在此能够提出，在起飞要求中，后缘襟翼附加地在伸出的调节状态下设置。

起飞要求能够借助飞行员输入装置手动选择。

可替代或可附加地能够提出，借助飞行员输入装置可选择自动的飞行模式，所述飞行模式自动产生起飞要求。

附图说明

下面借助于附图1说明本发明的实施例，所述附图1示出具有前缘襟翼或前翼和后缘襟翼的主机翼的截面图，所述前缘襟翼或前翼和后缘襟翼设置在主机翼上。

具体实施方式

图1示出具有在收回状态下的前缘襟翼3和在伸出状态下的后缘襟翼5的主机翼1。根据本发明，至少在前缘襟翼3的部分调节区域内，产生在主机翼1和前缘襟翼3之间的缝隙7。在前缘襟翼3的调节状态下存在的缝隙7的尺寸10从最小的圆6所具有的半径中获得，所述圆围绕前缘襟翼3的作为中心点的后边缘8形成，并且所述圆触及主机翼1的表面点。在此，在图1中获得在主机翼1的表面上的接触点9。

根据本发明的用于飞机的高升力系统具有设置在飞机的每个主机翼1上的至少一个高升力襟翼。至少一个高升力襟翼能够通过每个机翼的至少一个前缘襟翼3和可选地通过每个机翼的至少一个后缘襟翼5实现。此外，高升力系统具有用于产生用于至少一个高升力襟翼的有关飞行阶段的规定的飞行员输入装置。

作为飞行员输入装置的规定能够设有至少一个起飞要求。可选地能够设有至少一个起飞要求作为飞行员输入装置的规定。在此，飞行员输入装置能够构成为，使得可手动地选择起飞要求。在一个实施例中能够提出，飞行员借助飞行员输入装置选择用于高升力襟翼的且尤其是前缘襟翼3的调节状态的起飞姿态，通过飞行员输入装置给所述起飞姿态下指令。可替代或可附加地能够借助飞行员输入装置基于相关联的功能自动产生起飞要求。在此，飞行员输入装置能够具有产生起飞要求的自动的飞行模式。可替代或可附加地，飞行员输入装置能够与具有产生起飞要求的自动飞行模式的功能或模块功能性地连接。这样的自动飞行模式能够为自动驾驶功能。该自动驾驶功能能够为自动起飞功能，或者为用于包括起飞的飞行阶段飞行的功能。在此能够提出，自动驾驶功能为飞行员输入装置的部分或者集成在与飞行员输入装置分开的模块内。起飞要求也能够直接为前缘襟翼3的起飞姿态。在一个实施例中，起飞要求恰恰通过手动输入或通过基于自动驾驶功能的选择的自动功能来产生。

具有转换功能的控制装置与飞行员输入装置功能性地连接，借助所述转换功能，将有关飞行阶段的规定转换为用于操纵驱动装置的执行指令，用于设定或调节至少一个高升力襟翼3和至少一个前缘襟翼3的调节状态。在此，控制装置或转换功能包含有关飞行阶段的规定，该规定来自飞行员输入装置，或者在具有自动驾驶功能的实施例中来自自动驾驶功能。

根据本发明，控制装置的转换功能构成为，使得该控制装置根据包含的起飞要求产生用于驱动装置的执行指令，其中至少一个前缘襟翼3在调节状态下设置，其中在前缘襟翼3和主机翼1之间存在缝隙，所述缝隙具有相对于局部翼弦的在0.1％和0.4％之间的缝宽。根据本发明，该缝宽的范围保持超过前缘襟翼3的翼展。在一个特殊的实施例中能够设有个别的起飞姿态，在所述姿态下调节该缝宽范围。

在本文中，作为局部的翼弦理解为在前缘襟翼3收回时在缝隙的相应的位置上的局部的翼弦，并且在存在后缘襟翼5时，也理解为在后缘襟翼5收回时在缝隙的相应的位置上的局部的翼弦。

根据本发明能够附加地提出，在起飞要求中，以在10和22度的范围内的调节角设置前缘襟翼3。

此外，在起飞要求中功能提出，基于起飞要求，控制装置的转换功能产生用于后缘襟翼5的执行指令，基于所述指令，驱动装置附加地将后缘襟翼5设置在伸出的调节状态下。附加地能够提出，在起飞要求中，以在10和30度的范围内的调节角设置后缘襟翼5。

前缘襟翼3或后缘襟翼5的基于起飞状态的“设置”意味着，如果前缘襟翼3或后缘襟翼5还没有处于调节状态，前缘襟翼3或后缘襟翼5就运动到所示调节状态下，或者只要前缘襟翼3或后缘襟翼5已经处于该调节状态，就保持前缘襟翼3或后缘襟翼5的该调节状态。

根据本发明还提出一种用于调节社装置在飞机的每个主机翼1上的至少一个高升力襟翼3的方法。在此实现产生用于至少一个高升力襟翼3的有关飞行阶段的规定，其中至少一个起飞要求属于这些规定，并且一个或多个降落规定可选地属于这些规定。此外实现有关飞行阶段的规定转换为用于操纵驱动装置和用于设定或调节至少一个高升力襟翼3的调节状态的指令，其中可预设的飞行阶段尤其是起飞阶段，并且规定为起飞要求，在所述起飞要求中，产生用于驱动装置的执行指令。基于所述执行指令，至少一个高升力襟翼的前缘襟翼3在调节状态下设置或者可运动到该调节状态，在所述调节状态下，在前缘襟翼3和主机翼1之间存在缝隙，所述缝隙具有相对于局部翼弦的在0.1％和0.4％之间的缝宽。

在所述方法中能够提出，在起飞要求中，附加地在伸出的状态下设置后缘襟翼5。

如上所述，能够提出，可借助飞行员输入装置手动选择起飞要求，或者可借助飞行员输入装置选择自动产生起飞要求的自动飞行模式。

Claims (10)

1.一种用于飞机的具有设置在所述飞机的每个主机翼(1)上的至少一个高升力襟翼的高升力系统，具有：

·用于产生用于所述至少一个高升力襟翼的有关飞行阶段的要求的飞行员输入装置，其中至少一个起飞要求属于这些要求；

·与所述飞行员输入装置功能性连接的控制装置，所述控制装置具有转换功能，借助所述转换功能，将有关飞行阶段的要求转换为用于操纵驱动装置的执行指令，用于设定或调节所述至少一个高升力襟翼的调节状态，其中可预设的飞行阶段为起飞阶段，

其中所述控制装置的所述转换功能设计成，使得该控制装置根据起飞要求产生用于所述驱动装置的执行指令，其中所述至少一个高升力襟翼的前缘襟翼(3)设置在伸出的调节状态下，其特征在于，在所述前缘襟翼(3)和所述主机翼(1)之间存在缝隙，所述缝隙具有沿着翼展方向连续的相对于局部翼弦的在0.1％和0.4％之间的缝宽，使得阻力减少到具有闭合的缝隙的外形的水平，并且相对于具有闭合的缝隙的外形，提高最大升力并且减少在前翼上的空气动力载荷。

2.如权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，在所述起飞要求中，所述前缘襟翼(3)的调节角设置在10和22度的范围内。

3.如权利要求1或2所述的高升力系统，其特征在于，在所述起飞要求中，后缘襟翼(5)附加地设置在伸出的调节状态下。

4.如权利要求3所述的高升力系统，其特征在于，在所述起飞要求中，后缘襟翼(5)的调节角设置在10和30度的范围内。

5.如权利要求1或2所述的高升力系统，其特征在于，借助所述飞行员输入装置能够手动地选择所述起飞要求。

6.如权利要求1或2所述的高升力系统，其特征在于，借助所述飞行员输入装置能够选择自动产生所述起飞要求的自动飞行模式。

7.一种用于调节设置在飞机的每个主机翼(1)上的至少一个高升力襟翼的方法，具有下列步骤：

·产生用于所述至少一个高升力襟翼的至少一个有关飞行阶段的要求，其中该要求含有至少一个起飞要求；

·将至少一个有关飞行阶段的要求转换为用于操纵控制装置和设定或改变至少一个高升力襟翼的调节状态的执行指令，其中所述有关飞行阶段的要求为用于所述飞机的起飞阶段的起飞要求，并且基于所述起飞要求，产生用于驱动装置的执行指令，其中将所述至少一个高升力襟翼的前缘襟翼(3)设置在伸出的调节状态下，其特征在于，在所述前缘襟翼(3)和所述主机翼(1)之间存在缝隙，所述缝隙具有沿着翼展的方向连续的相对于局部翼弦的在0.1％和0.4％之间的缝宽，使得阻力减少到具有闭合的缝隙的外形的水平，并且相对于具有闭合的缝隙的外形，提高最大升力并且减少在前翼上的空气动力载荷。

8.如权利要求7所述的方法，其特征在于，在起飞要求中，附加地将后缘襟翼(5)设置在伸出的调节状态下。

9.如前述权利要求7或8所述的方法，其特征在于，借助飞行员输入装置能够手动地选择所述起飞要求。

10.如前述权利要求7或8所述的方法，其特征在于，借助飞行员输入装置能够选择自动产生所述起飞要求的自动飞行模式。