CN102781775A - 一种飞机的高升力系统 - Google Patents

Abstract

一种高升力系统(100)，具有主翼(112)和多个调节襟翼(110)、以及用于安装所述调节襟翼的承载装置(130)、以及用于定位所述调节襟翼(110)的定位装置(120)，其中所述各承载装置(130)和/或定位装置(120)至少部分具有整流罩(118)，具有用于控制所述高升力系统(100)周围的流并具有带至少一个入口(22)的进气管道(20)的流控制装置，所述装置位于所述高升力系统的下表面上或之下，其中进一步提供排空气的至少一个排气管道，它与所述进气管道(20)以流体连通的方式连接，并具有至少一个出口(110)，位于所述高升力系统(100)的至少一个调节襟翼的区域中的上表面(102)。

Description

一种飞机的高升力系统

本申请要求2009年12月23日提交的No.102009060325.5德国专利申请和2009年12月23日提交的No.61/289,474美国临时专利申请的申请日的权益，这些申请披露的内容通过引用包含于此处。

技术领域

本发明涉及一种高升力系统，其具有一个主翼和调节襟翼、以及用于引导所述调节襟翼的运动的引导装置和用于调节所述调节襟翼的调节装置、以及用于控制所述主翼和所述襟翼周围的流的流控制装置。

背景技术

高升力系统经常被设计成使得在所述襟翼的伸展位置，在所述高升力系统的一个调节襟翼和所述主翼之间形成一个间隙。为了提高所述升力，限定所述间隙，使得在某些飞行条件下，限定量的空气可以穿过这个间隙从所述高升力系统的下表面到达所述高升力系统的上表面，尤其是从所述调节襟翼的下表面到达其上表面。所述间隙的几何形状确保一个升力状态是所述整个高升力系统的空气动力几何形状的函数。在其缩回状态时，没有间隙，结果是不可能从所述高升力系统的下表面给所述高升力系统之上的流供应空气流。

发明内容

通过用具有权利要求1的特征的高升力系统以及通过用具有权利要求16的特征的飞机，可以实现上述的目的。有益实施例源自于从属权利要求。

用根据本发明的解决方案，在低速飞行时，例如在着陆或者起飞过程中，可以改善在这样的飞行条件下所述调节襟翼上的流的分离，而不用管经由所述主翼和所述襟翼之间的间隙供应给所述高升力系统上表面的空气相对而言不那么准确，尤其是以不受控制的方式，因为这个气流是取决于所述当前的流条件，例如取决于阵风。

一种根据本发明的高升力系统，包括一个主翼和调节襟翼、以及用于安装所述调节襟翼并引导其运动的引导或者支持装置、以及用于调节或者定位所述调节襟翼的调节或者定位装置，其中所述各引导装置和/或定位装置至少部分包括一个盖或者整流罩。此外，提供一个流控制装置，用于控制所述高升力系统周围的流，尤其是所述襟翼周围的流；所述襟翼包括带有至少一个入口的至少一个进气管道，所述至少一个入口位于所述高升力系统的下表面上或下表面之下，另外，还具有至少一个排空气的管道，它与所述进气管道通过流体连通的方式连接，以及还有至少一个出口。这个出口位于所述高升力系统的上表面在所述高升力系统的至少一个调节襟翼的区域内。此处，“区域”一词应当理解为是不仅包括在所述高升力系统上表面上的各调节襟翼本身的表面，还包括在所述调节襟翼的这个表面周围的一个区域。因此所述区域等于在所述高升力系统的相邻部分、尤其是在所述主翼上，对应的调节襟翼在所述襟翼弦向投影的60％。特别是，所述出口位于所述襟翼的吸气侧，位于其完整弦长的前50％，尤其是前30％，在从所述襟翼的前端开始的区域中，当与所述襟翼的弦向相反的方向看时。所述流控制装置至少部分设置在所述整流罩内，在所述至少一个入口处的进气管道沿着所述高升力系统的主翼弦向(H-KT)延伸。

用这种方式，不仅有可能控制各调节襟翼上的流，而且当从其飞行方向看时，还有可能控制位于这个调节襟翼上游区域中的流。因此，即使所述流控制的动作延迟了，相对于其飞行方向，仍可以将控制施加在所述调节襟翼上，即相对于(vis-à-vis)流分离。另外，用根据本发明的高升力系统，所述流控制装置至少有一部分设置在所述盖内。所述流控制装置的至少一个入口因此朝向所述高升力系统的主翼弦向。用这种方式可以达到两个目标。一方面，可以通过用所述盖内，通常还指的是“整流罩”内，的所述流控制装置布局降低或者避免所述高升力系统的下表面上不希望的影响。所述整流罩经过空气动力优化的轮廓因此不仅供所述高升力系统的下表面周围的流的空气动力所用，而且还供容纳所述流控制装置的至少一部分。为了达到用于控制所述流所必需的空气体积流量，将空气经由所述流控制装置的入口，从所述高升力系统的外部引入这个流控制装置。

这样一个系统的第二大优点是，可以将其配置成以被动的方式工作。这是通过将所述入口转向所述高升力系统的主翼的弦向来实现的。在这里“朝向”所述主翼的弦向应当理解成是指所述入口开口的横截面的至少一部分开口在所述主翼弦向的方向。因此排除入口开口的横截面与所述主翼的弦向平行的设计。通过这种方式，在所述高升力系统的下表面流动的空气可以根据本发明无障碍地进入至少所述入口的横截面的朝向部分，并可以进入所述流控制装置的进气管道。因此，通过整个高升力系统的运动，比如与一个飞机一起，高压空气撞击在所述流控制装置上可以自动发生，或者也就是说被动地发生。因此将对所述高升力系统下表面上的流的控制降到最低，因为通过所述入口的最小开口只从这个下表面的流提取必须量的空气，而剩下的流以空气动力得到优化的方式沿着所述高升力系统之下的整流罩运动。通过用根据本发明的实施例，因此构造了一个被动系统，它在结构上容易构造，同时能够适合所述高升力系统的下表面的流，而只有少数几个空气动力缺点。

如果在根据本发明的高升力系统中，将至少一个入口设计成在所述整流罩内的开口会是有利的。进一步融合所述进气管道、所述入口和所述整流罩从空气动力学的观点来看是较好的。将所述入口直接构造在所述整流罩内因此使得在所述整流罩内的流影响装置和这个整流罩本身之间进行无隙地过渡。这意味着所述流控制装置没有元件从所述整流罩伸出，而是所述进气管道的末端与它在所述整流罩本身的入口齐平。在这里，所述入口可以包括多个不同的几何形状。除了简单的圆形或者椭圆形横截面之外，实际上相对于所述主翼的弦向有各种倾斜角度，为了达到影响所述流所必须量的空气的有效的流横截面，复杂的几何形状或者甚至是混合形状可以是有利的，作为有一个与所述高升力系统的整流罩齐平的末端的结果，它自动地出现。在这里，如果给所述流控制装置提供一个以上的入口，有利的是提供所述入口对称的格局，同时有利的是所述流控制装置有偶数个入口，例如，两个、四个或六个。

在根据本发明的高升力系统中，可以为至少一个入口提供一个入口关闭或者开关装置。可以用多种方式配置这样一个入口开关装置。因此，例如有可能让这个入口开关装置以纯粹机械或者压电的方式工作。在所述入口开关装置的实施例中还可以用弹性材料或者电驱动的弹性材料。并可以部署所谓智能弹性材料，例如一旦超过了特定的后压，便打开，像一个压力释放阀一样。在这里应当注意，所述入口开关装置的主动启动或者被动启动，也就是说，这些入口开关装置的自动实施例可以实际用于本发明的功能。特别是，所述入口开关装置的被动实施例在使复杂度可能最小以及必须减轻重量方面是有极大的优点。当在各种飞行条件下需要主动控制时，如果所述入口开关装置还可以主动地操作，例如以机械式可控襟翼的形式，是有优点的。进一步采用传感器对于主动和被动系统而言，以及对于这两种变型的组合而言是有利的；这些传感器控制和监控所述高升力系统的当前的流条件，尤其是在要被所述流控制装置控制的区域内。这些传感器可以一方面由所述高升力系统的中央控制逻辑来处理，或者由配备有这样的控制逻辑的飞机来处理；但是它们还可以用分散化的方式，也就是说在所述流升力系统本身中来处理，以用于控制所述入口开关装置。

此外，在根据本发明的高升力系统中，可以给至少一个出口提供一个出口关闭装置或者开关。像对所述入口开关装置详细解释那样，所述入口开关装置也可以在结构上用同样的方式实现。所述出口装置的另一个选项是当超过一定的内部压力时，自动打开。可以说，一个压力释放阀可以用这种方式以被动的方式经由所述流控制装置控制从所述流控制装置的出口排出的空气。

在根据本发明的高升力系统中，如果所述入口开关装置和/或所述出口开关装置是与用于定位所述高升力系统的襟翼的定位装置联接在一起，使得所述各开关装置的状态由所述调节襟翼的设置来确定，那样是有利的。这个相关性可以主动地或者被动地操作。在主动相关的情况下，可以出现电气或者机械类型的传感器来检测所述调节襟翼当前的位置。用所述定位装置本身的致动器来检测所述调节襟翼的位置也是可以想到的。作为所述调节襟翼的位置的函数，所述入口开关装置和/或所述出口开关装置依次主动打开或者关闭，使得，例如在调节襟翼处于伸展状态的起飞或者着陆阶段的低速飞行时，所述入口开关装置和所述出口开关装置都打开，所述流得到控制。也可想到用被动的启动。因此，可以提供运动学上的联结，例如通过用在对所述调节襟翼进行定位的定位装置和入口开关装置和/或出口开关装置之间的传输系统。这样一个传输系统，由对所述调节襟翼定位来直接驱动，例如可以经过进一步后续的机械系统打开和/或关闭所述入口开关装置和/或所述出口开关装置。

在这里，如果在根据本发明的高升力系统中，打开所述各开关装置的程度是所述高升力系统的调节襟翼的设置的一个函数，那会是有利的。这表明各开关装置可以以量化的方式打开和关闭。因此，可以用打开所述入口开关装置和所述出口开关装置的程度，通过所述流控制装置调节不同流量的空气。根据流控制所必须的程度，它反过来可以取决于所述调节襟翼的设置，因此可以经过打开所述入口开关装置和所述出口开关装置的程度来调节控制的水平。但是，基本上，也就是说，非量化打开所述开关装置是所述调节襟翼设置的一个功能。因此在飞行条件下，其中所述调节襟翼是在空档(neutral)位置，例如在巡航时，所述入口可以关闭，以达到在所述整流罩上节省燃料的空气动力学，而所述开关装置只有在飞行条件下才打开，其中所述调节襟翼例如被启动，即伸展。

在根据本发明的一个高升力系统中，可以给至少一个进气管道和/或至少一个排气管道提供一个控制阀或者泵，控制所述流控制装置内的体积流量。尤其是在特殊的飞行条件下使用所述流控制装置时，用一个泵或者控制阀可以更进一步优化所述流控制装置。例如，尤其是在低速飞行条件下，例如在着陆阶段，可以用一个泵吸入额外的空气，如果在低速飞行条件下经由所述流控制装置的入口控制所述流所必须的空气的量不能令人满意地得到保证的话。因此，即使是在低速飞行条件下，也有可能有高压，以及通过所述流控制装置的高体积流量。但是，这样一个泵仅用于辅助控制所述流，因此可以用相对紧凑和低功率设计来体现。所述流控制装置上的主要负荷，换句话说，大多数空气，继续由所述高升力系统的下表面上的流速以被动的方式产生。在完全打开所述入口开关装置和出口开关装置产生的空气流太大、会对所述流造成太大的影响的飞行条件下，与使用一个泵相反，或者平行地，还可以使用一个控制阀。这样的控制阀可以降低流控制装置的直径范围，使得最大空气体积流也被类似地降低。当使用一个泵和/或控制阀时，例如，可以不用给所述进气管道和所述排气管道提供开关装置，只要这两个部件可以被容放在一个完整的开关装置中。

一种根据本发明的高升力系统，可以进一步配备一个变流器，用于对通过所述流控制装置的空气流进行系统地改变。这样一个变流器可以尤其是针对于所述流随时间的变化。在一个定义好的飞行条件下，例如可以通过用所述变流器来产生以一定频率变化的体积空气流。因此，尤其是以脉冲的方式排出所述流控制装置内的空气量是有可能的。在这里，在所述高升力系统的上表面脉冲排出对所述局部流具有积极的效果，尤其是通过减少或者防止这些区域内的流的分离，或者甚至是通过使这个区域内的流重新附着。所述变流器可以装在所述流控制装置内的不同位置。因此，直接装在入口或者出口像装在进气管道或者排气管道内的变流器装置一样是可能的。给多个进气和排气管道用一个变流器作为共用的变流器也是可以想到的。

所述排气管道还可以有一个Y形分叉，其中所述变流器在所述分叉的一个分叉臂内，流可以自由地通过所述分叉的第二分叉臂。用这样一个实施例，因此可以经由所述自由流分叉臂设置一个限定好的基本流，而经由所述第二分叉臂和所述变流器可以将变化量的空气加在这个基本量的空气上。在这种情况下，换句话说，在所述流控制装置出口的空气量不会在零和一个限定值之间波动，而是在最小(自由分叉臂)和最大值(脉冲分叉臂)之间。

根据本发明的变流器例如可以体现为一个被动操作的阀，或者一个主动操作的泵。一个被动操作的阀可以说是体现为机械振荡电路，它使得与一个频率匹配的所述阀的打开和关闭成为可能。因此，可以以不同的空气速度实现所述变流器不同的开关频率，以及因此实现的所述流控制装置的不同脉冲频率。在一个泵形式的主动实施例中，可以部署一个用频率控制的转动速度运转、尤其是以不同的转动速度运转的泵。这里，在根据本发明的一个高升力系统中，所述变流器例如可以被设置在所述至少一个出口或者排气管道的区域内。所述变流器靠近所述出口的优点是，该速度是非常大的，以该速度所述变流器的脉冲频率的改变达到所述高升力系统的上表面上的实际流量，因此产生对后者的影响，因此控制响应时间非常短。进一步的优点是，压力损失低，因此出现了短的流动路径。因此，在所述高升力系统的上表面上的流可以通过所述流控制装置得到控制，以及首要地是有效地、迅速地、非常精确地得到优化。

在根据本发明的一个高升力系统中，可以进一步提供一个启动装置来接收飞行状态数据和产生控制信号，在特定的飞行条件下，通过该启动装置，可以启动或者不启动所述流控制装置。在这里，“启动”和“不启动”所述流控制装置应当理解成适用于所述流控制装置的流体机械效力。在这里，例如启动可以通过打开所述流控制装置的一个入口开关装置和/或一个出口开关装置进行。虽然所述飞行状态数据尤其是涉及所述飞行速度，但是它们还涉及所述高升力系统本身的状态数据。所述高升力系统这样的飞行状态数据例如可以通过所述高升力系统上、尤其是在所述调节襟翼本身、或者在所述调节襟翼周围区域中的负荷传感器或者流量传感器来采集。

为了尽可能实现一个有效的设计，如果在根据本发明的一个高升力系统中，在所述至少一个进气管道和所述至少一个排气管道之间提供一个分配管道，那是有利的。尤其是当少数几个进气管道是供多个排气管道所用时，这个分配管道是实用的。因此，带有对应的大的入口的相对大的进气管道可以集中在所述高升力系统之下的所述整流罩内，而经由所述分配管道，可供所述高升力系统的上表面的多个排气管道以及多个出口使用。尤其是，多个出口因此分配在所述要被控制的高升力系统的整个表面上。在这里，所述分配可以是在所述主翼或者所述各调节襟翼的弦向，以及还有翼展方向上。所述分配管道可以另外用于容放中央变流器和/或泵和/或控制阀。用这种方式，通过用一个中央部件来在所述流控制装置内进行流控可以进一步节省成本和重量。

对于所述流控制装置内的空气体积流量超过了流控制所需的量时，实用的是在根据本发明的高升力系统中，使所述至少一个进气管道与所述飞机的进一步的系统流体连通接触。例如，与所述空调系统和所述液压或者气动系统进行流体连通接触是有利的。通过这用方式，在不用这种方式时所必须用的泵或者额外的入口可以不用，或者将这样的泵设计得更为紧凑，功率更低，因此成本更为有效、更加节省重量。

用与所述空调系统的流体连通连接，有可能有效地调节所述舱压，尤其是当飞行高度迅速改变的场景下。通过被动地提供大体积流量的压缩空气以及所述流控制装置与所述压力舱的流体连通连接，可以相对快速地、不用额外的压缩器或者从引擎来的功率消耗制造出大量的空气来提高所述压力舱内的压力。这同样还适用于反方向，即相对迅速地吸气，即，通过所述流控制装置的排气管道的多个出口相对迅速地释放所述压力舱内的压力。因此所述流体连通连接应当理解成是出现在两个方向上，即为了从所述入口提高所述舱内的压力并降低从所述舱到所述出口的压力。

尤其是在使用根据本发明的高升力系统时，用设计来控制所述可调节襟翼的流控制装置，如果所述管道，尤其是所述进气管道、所述排气管道或者所述分配管道至少部分可以改变它们在轴向上的投影的话是有利的。例如，当所述调节襟翼，尤其是所述尾缘襟翼，从所述主翼撤换之后，因此可以保持所述进气管道内的流体连通连接，而不用管轴向上的位移。一种轴向上变化的可能形式的实施例是设计成伸缩式管道，它与一个可以在另一个中滑动的伸缩式部件相匹配。用作在长度上跨接所述轴向变化的波纹管在本发明的框架内也是可以想到的。

一种带有根据本发明的至少一个高升力系统的飞机也可以是本发明的一个主题。这样一个飞机，通过用根据本发明高升力系统，一方面可以用重量减轻的方式来构造，另外可以在困难的飞行条件下，比如起飞和着陆时空气动力得到改善。除了节省燃料之外，这些空气动力的改进还会导致进一步的优化，比如有较低的稳定的飞行速度因此着陆和起飞过程较短。这样的优化主要是为了降低噪声的释放。

附图说明

在示例实施例和以下附图的辅助下，更详细地描述本发明。在这些图中：

图1展示的是本发明的第一示例实施例，

图2展示的本发明的第二示例实施例，

图3展示的是本发明的第三示例实施例，

图4展示的是根据本发明高升力系统的平面图，

图5展示的是一个流控制装置的示意图。

具体实施方式

接下来对实施例进行描述，为了解释所述各方向是所述高升力系统的函数，各方向的定义如下：

关于可调节襟翼(110)，进行下列定义：襟翼弦方向或者大体弦方向K-KT、翼展方向或者大体翼展方向K-SW、以及襟翼厚度方向或者大体厚度方向K-KD。对应地，关于主翼，进行下列定义：主翼弦方向或者大体弦方向H-KT、主翼翼展方向或者大体翼展方向H-SW、以及主翼厚度方向或者大体厚度方向H-KD。所述各方向在图1、2、3和4中展示。

图1展示的是高升力系统100的第一示例实施例。在这里，高升力系统100具有主翼112、扰流片114以及尾缘襟翼116。尾缘襟翼116和扰流片114都是调节襟翼110。在图1中，所示的尾缘襟翼116是在其伸展状态。这个伸展状态，例如是在起飞或者着陆阶段展开，目的是增加所述高升力系统的升力表面以及所述高升力系统100的剖面曲率(profile curvature)。

尾缘襟翼116安装在一个承载(bearing)装置130上，该承载装置130在反方向上设置一个整流罩118。这个整流罩用于在高升力系统100的下表面104周围实现限定好的流，但可能还有其他用途。流控制装置10位于这个整流罩118内。在这里所述流控制装置10的进气管道20在整流罩118内延伸。进气管道20经过向上弯折之后，离开整流罩118，向上延伸到尾缘襟翼116。在尾缘襟翼116的轮廓内提供一个Y型分叉，将进气管道20与分配导管40连接。连接在分配管道40上的是排气管道30。

进气管道20还有排气管道30都有一个开口，即入口22和出口32。在这里出口32设置在尾缘襟翼116的上表面上，使得通过流控制装置10可以将流动的空气输送到尾缘襟翼116的上表面上。在尾缘襟翼116的这一个点上，高升力系统100的上表面上的流容易分离。作为用流控制装置10经由出口32给予所述流的额外的辅助，可以避免或者至少推迟尾缘襟翼116上的流的分离，或者甚至能带来这个区域内的流的重新附着。

流控制装置10的进气管道20的入口22设置在整流罩118朝向所述流的方向的一侧。而所述进气管道实际上与流的方向倾斜，它具有一个对着流方向的有效截面，同时朝所述主翼的弦向倾斜。这表明入口迎着所述流的方向，因此能够采集高升力系统102的下侧104上的空气，并将它引导进入进气管道20。

在这里入口22还有出口32都具有开关装置24和34。在这个示例实施例中，入口开关装置24和出口开关装置34体现为机械式襟翼，它可以分别打开和关闭入口22和出口32。在这里，在根据图1的这个示例实施例中，各开关装置24和34的打开方向与流的方向一致。这表明，在开关装置24和34的过压侧，即在整流罩118的外表面上也在出口开关装置34的内表面上的过压使各开关装置24和34打开。但是，这里开关装置24和34都可以被主动地启动，以保持各开关装置24和34独立于各开关装置周围的流条件，而处在关闭或者打开状态。

为开关装置24和34使用图1中的机械式打开襟翼，具有进一步的优点是可以以这种方式操作量化的入口控制。因此，经由对入口开关装置24所限定的打开设置，可以增加或者减少入口22的有效流截面，因此可以控制进入的空气体积流量。

此外，在图1的示例实施例中，泵70位于进气管道20内；甚至在低速飞行条件下，这可以在流控制装置10内提供进行流控制所必须的过压。在低速飞行条件下，泵70能够在其吸气侧产生一个减压，将一定量的空气吸入进气管道20内，所述空气的量大于只是因为飞行速度而会通过入口22流入的量。在泵70的压力侧，这个量增加了的空气被在分配管道40和排气管道30的方向上推动。

此外，在进气管道20内提供一个分叉，其中一个分叉臂释放到分配管道40，作为自由流分叉臂，第二分叉臂作为变流器50的一个座，然后同样释放到分配管道40。不用说，变流器50和分配管道40之后的分叉的构造还可以理解成在本发明的框架中。限定量的空气，即由所述自由流分叉臂的流截面所限定的空气，可以连续地流经所述自由流分叉臂，进入所述分配管道，并经由排气管道30和出口32流到尾缘襟翼116的上表面。在这个基本流上叠加额外量的空气，这个额外量的空气由变流器50允许以脉冲的方式进入分叉管道40和排气管道30，使得在最大气流和最小气流之间变化的、脉冲的流从出口32排出。

图2展示的是高升力系统100的进一步的示例实施例。与图1的示例实施例相反，这里在图2中，不是给尾缘襟翼116而是给主翼112上的调节襟翼110，即扰流片114，提供流控制装置10。在这里流控制装置10的进气管道20再一次设置在整流罩118内，并从整流罩118在主翼112的方向朝上在靠近扰流片114附近的区域内退出。在那里它进入主翼112的整流罩和扰流片114，并释放到排放管道30内。在排气管道30内设置一个变流器50，它将脉冲的气流释放到排气管道30，因此使得经由扰流片114上的流的出口32进行脉冲地控制成为可能。

流控制装置10的入口22还有出口32也都被提供有开关装置24和34。图2中的入口开关装置24现在呈现在关闭状态。在这个状态，因此所述流控制装置在流体力学方面是被动的，换句话说，是不能操作的。实际上，在高升力系统100的下表面104上的流是不控制的，并流过整流罩118。

在进气管道20里面，提供控制阀60来限制所述流控制装置内的气流。因此，当入口开关装置24完全打开时，可以进一步改变进气管道22内的空气的量。当在例如巡航的飞行条件下，或者在快速飞行操作期间，大量的空气经由太大的入口22进入进气管道20，但是，对于对所述调节系统想要的控制，这可以通过控制阀60来限制。因此，只有限定量的空气经过进气管道20的进一步走向进入变流器50，变流器50可以进行它的流控变化任务，并产生限定的脉冲的流经由出口32到达扰流片114的上表面。

图3是图2中所示的示例实施例的变型。因此，在这个示例实施例中，出口32不仅被提供在扰流片114上，还在主翼112上。在这里，两个出口32被提供在主翼112的上表面，一个在扰流片114的上表面。在主翼112上表面上的两个出口32因此位于作为调节襟翼的扰流片114的区域内。用这种方式，用流控制装置10有可能让流控制更为有效。因此在高升力系统100的上表面102的流在多个位置得到控制，因此可以还在扰流片114的区域内完全得到控制，因此可以完全实现通过所述控制要达到的效果。在扰流片114上游已经分离的流可以用这种方式至少部分重新附着，因此以重新附着的状态到达扰流片114。通过这种方式，扰流片114可以实现其空气动力效果。

在图3中所示的示例实施例中，在进气管道20内提供变流器50。在这里，变流器50仍旧位于分配管道40的上游，还在排气管道30的上游。通过这种方式，可以将单个的变流器50用于多个排气管道30和出口32。这样做的后果是，可以极大地减轻重量。另外，对于多个排气管道30和出口32，变流器50的成本只发生一次。

另外，例如在图3所示的示例中，再一次，泵70被提供在进气管道20内；在低速飞行条件下，这例如可以在入口22的区域内产生负压吸力，以确保当即使是在这样的飞行条件下，可以将足量的空气供应给高升力系统100的上表面102。

图4展示的是一个高升力系统100的平面图。在这个平面图上展示了出口32的多个可能的布局。在这里出口32提供在所有的调节襟翼110上，还在主翼112本身上。在主翼112的前缘上，给前缘襟翼117提供一个流控制装置10的出口32。在主翼112的尾缘上，提供一个尾缘襟翼116，它也具有用于控制高升力系统100的上表面102上的流的出口32。出口32同样提供在扰流片114上。出口32还提供在所述扰流片之前的区域内，在这里，是在所述主翼弦向上，比在所述主翼112本身的扰流片114上的设置多三倍。这些在所述流到达扰流片114和尾缘襟翼116之前已经控制了所述上表面102上的流。因此，有可能让所述流在它到达各调节襟翼110时，已经得到了控制，使得避免了、或者延迟了所述流的分离，甚至更为有效的是可以达到让它重新附着。在这里，在图4所示的示例实施例中，可以给每个调节襟翼110提供单独的流控制装置10，可以给两个或者多个调节襟翼110提供共用的流控制装置10。

图5展示的是一个流控制装置的示例实施例，其中选择了明显是更为有效形式的设计。因此，提供两个对称的进气管道20，它们一起排放到第一分配管道40。当从流方向上看时，中央变流器50位于所述连接区域内；这样可以改变流出进气管道50的流，尤其是以脉冲的方式。在所述连接区域，提供进一步的分配管道40，经由该分配管道40，改变后的、尤其是脉冲式的流分配在三个、或者甚至更多个排气管道30上。这个示例实施例有多个优点。因此，经由带有两个进气管道20大的横截面的所述对称布局，可以将限定量的空气引入所述系统。此外，当有第一和第二分配管道40的情况下，单个的变流器50是足够用的。这不仅节省了所述系统的整个重量，而且还降低了其复杂性。因此，在这里只有一个单个的变流器50来启动和调节。在图5所示的示例实施例中，经由第二个分配管道40可以供应总共四个排气管道30，但是在其它示例实施例中，比如在图4中，可以供应显著多的，即多个排气管道30，使得出现在图4中的多个出口32可以由相对较少数目的进气管道20来服务。总之，用根据本发明的高升力系统，可以根据空气动力要求和所需的空气量来设计带有对应的进气管道20的入口22，而排气管道30和对应的出口32的分配可以是所述高升力系统100的上表面102上的流分离条件的函数。通过部署分配管道40和多种用途，可以将复杂的、笨重的和昂贵的部件，比如变流器50、泵70或者控制阀60减少到最少。

附图标记表

Claims (16)

1.一种高升力系统(100)，包括主翼(112)和多个调节襟翼(110)、以及用于引导所述调节襟翼(110)的运动的引导装置(130)、以及用于调节所述调节襟翼(110)的调节装置(120)，其中所述各引导装置(130)和/或调节装置至少部分被整流罩(118)所覆盖，所述高升力系统(100)包括：

用于控制所述高升力系统(100)周围的流的流控制装置(10)，具有至少带有一个入口(22)的至少一个进气管道(20)，所述至少一个入口位于所述高升力系统(100)的下表面(104)上或下表面之下，此外其中提供至少一个排空气的排气管道(30)，所述排气管道与所述进气管道(20)以流体连通的方式连接，并具有至少一个出口(32)，该至少一个出口(32)位于所述高升力系统(100)的至少一个调节襟翼(110)区域内的上表面(102)上，

其中所述流控制装置(10)至少部分设置在所述整流罩(118)内，在所述至少一个入口(22)的进气管道(20)沿着所述高升力系统(100)的主翼弦向(H-KT)延伸。

2.根据权利要求1的高升力系统(100)，其特征在于至少一个入口(22)体现为所述整流罩(118)内的开口，并被设置在所述整流罩(118)朝向所述主翼弦向(H-KT)的区域内。

3.根据前述任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于给至少一个入口(22)提供入口开关装置(24)。

4.根据前述任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于给至少一个出口(32)提供出口开关装置(34)。

5.根据权利要求3或4的高升力系统(100)，其特征在于所述入口开关装置(24)和/或出口开关装置(34)以运动学的方式与所述高升力系统(100)的调节襟翼(110)的所述定位装置(120)联接，使得各开关装置(24，34)的打开状态由所述调节襟翼(110)的设置来决定。

6.根据权利要求5的高升力系统(100)，其特征在于各开关装置(24，34)的打开程度是所述调节襟翼(110)的设置的函数。

7.根据前述任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于在所述至少一个进气管道(20)和/或至少一个排气管道(30)内提供控制阀(60)或者泵(70)，以控制所述流控制装置(10)内的体积流量。

8.根据前述任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于通过所述流控制装置(10)给所述空气流的系统性变化提供一个变流器(50)。

9.根据权利要求8的高升力系统(100)，其特征在于所述变流器(50)体现为被动操作的阀或者泵。

10.根据权利要求7-9中任意一项的高升力系统(100)，其特征在于所述变流器(50)是设置在所述至少一个出口(32)或者所述排气管道(30)的区域内。

11.根据前述任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于，提供启动装置，用于接收飞行状态数据，并产生控制信号，通过所述控制信号在特定飞行条件下，可以启动或者不启动所述流控制装置(10)。

12.根据权利要求11的高升力系统(100)，其特征在于所述启动和不启动是通过调节所述至少一个入口(22)的入口开关装置(24)和/或所述至少一个出口(32)的出口开关装置的打开状态来进行的。

13.根据前述任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于在所述至少一个进气管道(20)和所述至少一个排气管道(30)之间提供一个分配管道(40)。

14.根据前述任意一项权利要求的高升力系统(100)，其特征在于所述至少一个进气管道(20)可以与飞机另外的系统进行流体连通接触。

15.一种根据前述任意一项权利要求的流控制装置(100)，其特征在于所述管道(20，30，40)至少可以局部在它们的轴向投影部分进行修改。

16.一种具有至少一个高升力系统(100)的飞机，所述至少一个高升力系统带有前述任意一项权利要求的特征。

Images