CN102781776B - 飞机的高升力系统和具有该高升力系统的飞机 - Google Patents

Abstract

一种高升力系统(100)，具有主翼(112)和多个可调节襟翼(110)、以及用于保持住所述可调节襟翼(110)的多个引导装置和用于调节所述可调节襟翼(110)的多个调节装置(120)，其中所述各引导装置(130)和/或调节装置(120)至少有一部分包括整流罩(118)，所述高升力系统包括用于影响所述高升力系统(100)周围的流的流影响装置，所述流影响装置具有至少一个进气线(20)，该进气线具有位于所述高升力系统(100)底部上或者之下的至少一个入口，其中，此外提供至少一个排空气的排气线(30)，它包括连接到所述进气线(10)的流体连通连接，并包括位于所述高升力系统(100)的至少一个可调节襟翼(110)的区域内的顶部的至少一个出口。

Description

飞机的高升力系统和具有该高升力系统的飞机

本申请要求2009年12月23日提交的No.102009060326.3德国专利申请和2009年12月23日提交的No.61/289,438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，其具有一个主翼和可调节襟翼、以及用于保持住所述可调节襟翼的引导装置和用于调节所述可调节襟翼的调节装置、以及用于影响所述主翼和所述可调节襟翼周围的流的流影响装置。

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调节襟翼和所述主翼之间形成一个间隙。在特定的飞行状况下，当所述襟翼在这样一个伸展位置时，限定量的空气可以从所述主翼的压力侧或者底部，穿过这个间隙，到达所述可调节襟翼的吸气侧或者顶部。在特定的飞行状况下，例如在起飞或者着陆过程中的缓慢飞行期间，利用这样的机翼构造，在这样的飞行状况下，可以防止或者减少所述可调节襟翼上的流的分离。例如，作为所谓的着陆襟翼的尾缘襟翼其伸展的结果是使所述间隙出现。在它的缩回状态，没有间隙，因而不可能将气流从所述高升力系统的底部供应给所述高升力系统上方的流。

发明内容

本发明的目的是提供一种空气动力效率得到改善的高升力系统。

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，通过它可以提供一种高升力系统，当在所述襟翼的伸展状态时，通过调节所述主翼和所述襟翼之间的间隙，可以精确地、以不受控制的方式调节从所述主翼的吸气侧供应到所述吸气侧的气流。可以以预定的方式在当前飞行状况下、例如根据阵风来调节所述气流。根据本发明的一个实施例，可以根据当前的飞行状况调节所述间隙的几何形状。

一种根据本发明的高升力系统，包括一个主翼和多个可调节襟翼、以及用于保持和引导所述可调节襟翼的多个引导装置、以及用于调节所述可调节襟翼 的多个调节装置，其中所述各引导装置和/或调节装置至少部分包括一个整流罩。尤其是，所述整流罩覆盖所述引导装置和/或调节装置的一部分或者全部。此外，提供一种用于影响所述高升力系统周围的流的流影响装置，所述流影响装置包括带有至少一个入口的至少一个进气线，所述至少一个入口位于所述主翼的压力侧上或下方，或者一般在所述高升力系统的底部。此外，所述流影响装置包括至少一个排空气线，该排空气线包括到所述进气线的流体连通连接，并包括至少一个出口。这个出口位于所述高升力系统的顶部，在所述高升力系统的至少一个可调节襟翼的区域中。特别是，所述出口位于所述主翼表面上的一个区域内，该区域位于所述主翼的吸气侧。在本发明的一个实施例中，所述出口位于所述主翼整个弦长度的后60％区域内，尤其是在它的后30％区域内。此外，可以提供几个出口或者多个出口，尤其是在前面定义的区域中的一个区域中。在这个实施例中，所述几个出口或者多个出口分配在翼展方向和/或弦向。在这个情景中，“区域”一词指的是在所述高升力系统的顶部的各可调节襟翼本身的区域以及所述可调节襟翼这个区域周围的区域。在这个格局中，所述区域可以达到所述高升力系统的相邻部分、尤其是所述主翼上的可调节襟翼弦向上对应的可调节襟翼的形状的60％。当从所述翼展方向看时，所述区域尤其可以达到沿着各襟翼所述襟翼的吸气侧表面的60％。这使之有可能不仅影响各可调节襟翼上的流，而且还可以影响当从飞行方向看时，位于这个可调节襟翼上游区域内的流。通过这种方式，即使流影响的效果延迟了，但是在飞行方向看时，所述流影响仍可以在所述可调节襟翼上有效，换句话说，在所述流分离区域有效。此外，根据所述入口，提供一个入口开关装置，这个入口开关装置被强制联接到所述调节装置，用于通过一个联接器调节至少一个可调节襟翼。

尤其是提供一种高升力系统，带有主翼和多个可调节襟翼、以及用于引导所述可调节襟翼的多个引导装置和用于调节所述可调节襟翼的多个调节装置。所述各引导装置和/或调节襟翼至少部分包括整流罩。所述高升力系统包括用于影响所述高升力系统周围的流的流影响装置。此外，所述流影响装置包括：

带有至少一个入口的至少一个进气线，所述至少一个入口位于所述高升力系统的压力侧，

至少一个排空气的排气线，通过流体连通连接与所述进气线连接，并包括位于至少一个可调节襟翼的区域内的高升力系统的吸气侧的至少一个出口，以及

对于所述入口，有一个入口开关装置，该入口开关装置以这样一种方式联接在所述调节装置上，使得通过用联接器调节至少一个可调节襟翼，打开或者关闭所述入口开关装置。

在这个设置中，所述入口开关装置可以包括各种实施例。例如，可以提供 挡板或者襟翼。还可以想象将其设计成应花瓣形封闭器(rosette closure)。这样一个挡板或者襟翼可以是可移动地或者可转动地联接到所述主翼上。除了纯粹的机械式实施例之外，为了形成所述入口开关装置，也可以想象用可变形的材料，尤其是与所述弹性区域的变形相关的材料。所述联接器或者联接装置还可以用各种方式设计。例如，有可能是纯粹的机械联接，如用电子和/或机电部件联接一样。所述联接器优选的是设计成分散式的，换句话说，它是集成在所述流影响装置的系统中。尤其是可以使用一个用加压的空气以脉冲的方式或者连续的方式将空气吹出所述至少一个出口的流体执行器。通过这种方式创建了一个不那么复杂的紧凑系统。除了避免了复杂之外，通过用这种方式，没有用连接到进一步的控制电路的另外的线缆或者甚至没有机械动力学或者执行器也是可行的。此外，这样一个系统的鲁棒性很好，换句话说，不易受到错误的影响。

通过用根据本发明的联接器，有可能让所述流影响装置精确实现适用于所述可调节襟翼的各种构造的所述动作模式，因此，在所述可调节襟翼伸展到供所述飞机起飞的位置的过程中，有可能例如平行或者连续地打开所述入口开关装置，对于所述可调节襟翼被配置好可以起飞的情况下，同时还获得所述流影响装置的行为的正确模式。因此，所述联接器重复所述流影响装置和所述可调节襟翼之间的逻辑连接。所述重复可以通过用机械操作的执行器或者通过电气和/或电子效果来实现。因此，用一个包括传感器、信号线和电子马达的组合例如可以产生这个逻辑连接。

在这个情境下，“所述高升力系统的顶部”一词涉及所述具有预期中的用途的高升力系统的区域，换句话说，例如在巡航期间，与所述吸气区域或者负压力区域相接触的区域。因此，“所述高升力系统的底部”一词指的是前述具有预期中的用途、与所述压力区域相接触的区域。

在根据本发明的高升力系统中，有利的是让所述强制联接器包括一个在所述入口开关装置和所述调节装置之间的机械联接器。所述强制机械联接器例如可以使用杠杆运动学来建立。也可能使用链接杆或者线缆拉力装置。尤其是对于沿着直线的平移运动，也可以用伸缩式机械结构联接。也可以用机械联接器，因为所述流影响装置的入口离开覆盖住所述入口的入口开关装置。例如，所述入口开关装置可以是所述整流罩上固定的、换句话说是不能移动的部件，而所述入口，与所述进气线一起，可以离开所述入口开关装置，因此打开所述入口。在本发明这个实施例的情景中，也被“运动学联接器”一词所覆盖。

此外，如果在根据本发明的高升力系统中，所述强制联接器包括在所述入口开关装置和所述调节装置之间的电控联接器，会是有利的。在这种情景下，应当指出，还有可能用各种联接系统的组合，例如，所述强制联接器的机械部 件还可以是用电子装置来控制，例如用小的电子马达来控制。

电子联接器例如可以通过用于确定所述可调节襟翼的位置的可变电阻或者通过用传感器装置或者位置传感器来生成。作为一种替换方式，所述联接器还可以用来自于所述飞行控制系统的信息来控制。在这个装置中，所述飞行控制系统的启动信号经由到所述联接器的信号线输送给所述可调节襟翼，为了与所述可调节襟翼并行，还调节所述入口开关装置。第三种选项由使用现有的可调节襟翼的传感器装置组成，该传感器装置与所述飞行控制系统进行通信，作为所述入口开关装置的控制装置。

此外，如果在根据本发明的高升力系统中，所述入口开关装置可以采用量化地不同的打开的位置，这些打开位置造成不同的流量经过所述流影响装置。在这个装置中，所述入口的主动开口横截面可以通过量化调节所述入口开关装置来设置。换句话说，在“打开”和“关闭”位置之间，所述入口开关装置可以采用限定好的各位置或者还有任意数目的中间位置。也可能有连续的打开动作。在这个装置中，在高流速情况下，为了支撑所述入口开关装置上的空气负荷，用一个机械式锁定止动(click-stop)装置会是明智的，换句话说，所述盖是为了防止任何不希望的进一步打开或者关闭所述入口开关装置。除所述整流罩之外，所述主翼的前缘或者所述高升力系统的底部还可以是入口位置。

在根据本发明的高升力系统中，有利的是，可以提供进一步的传感器来检测所述入口开关装置的状态。在这个装置中，这些传感器可以直接联接在所述入口开关装置上，例如可以监控一个闭合襟翼的打开角度。以这种方式形成一种内部控制回路，例如使用进入所述进气线的质量流量、体积流量或者体积流量的压力、以及进入所述进气线的体积流量的速度或温度，来调节所述入口开关装置。

还有可能提供一个控制回路，从所述可调节襟翼的位置获得其想要的值，根据所述可调节襟翼上的气流，所述气流是各个位置所必需的，重新调节所述入口开关装置。通过这种方式，不仅所述流影响装置，而且还有其调节，可以以分散的方式或者甚至被动的方式进行。

还有可能让传感器位于所述高升力系统的顶部，作为外部控制回路。用这种方式，传感器有可能直接描述达到的流状态，并且还用它作为用于调节所述入口开关装置的输入信号。

另外，在根据本发明的高升力系统中，有利的是将所述流影响装置至少部分设置在所述整流罩内。在这个装置中，所述流影响装置的至少一个出口朝向所述高升力系统的主翼的弦向。通过这种方式，可以达到两个基本优点。一方面通过将所述流影响装置设置在所述整流罩内，可以降低或者完全避免在所述高升力系统底部的任何不希望的流的影响。所述整流罩经过空气动力优化的外 部轮廓因此除了与在所述高升力系统的底部周围创建流相关的空气动力之外，还用来接收所述流影响装置的至少一部分。为了达到影响所述流而必须要的空气体积流量，空气经由所述流影响装置的入口，从所述高升力系统的外部送入这个流影响装置内。

这样一个系统由于它的被动设计，具有第二大优点。这个优点是通过让所述高升力系统的入口朝向所述主翼的弦向来实现的。在这个情境中，“朝向所述主翼的弦向的入口”一词指的是，所述入口开口在与所述主翼的弦向相反的方向打开其横截面的至少一部分。这样因此排除了任何入口的开口横截面与所述主翼的弦向平行对齐的设计。以这种方式，在根据本发明的高升力系统的底部上流动的空气可以无障碍地至少进入所述入口横截面的朝向部分，因此可以到达所述流影响装置的进气线。作为整个高升力系统运动的结果，例如是设置在飞机上的情况，可以自动地或者半被动地让所述流影响装置受到压缩空气的影响。在这个装置中，影响所述高升力系统的底部的流被降低到最小，因为只有必须量的空气通过所述入口的最小开口而从所述底部流中去掉了，而剩下的流沿着所述高升力系统底部的整流罩以空气动力优化的方式移动。因此，根据本发明的实施例提供了一个被动的系统，它构造起来简单，而同时与涉及所述高升力系统的底部流相关的少数几个动力缺点。

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。进一步混合有所述进气线、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。将所述入口直接包括进所述整流罩有可能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。这意味着所述流影响装置的元件没有从所述整流罩伸出，而是使所述进气线关闭，使得与其在所述整流罩本身的入口齐平。在这个装置中，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，相对于所述主翼的弦向有各种倾斜角度是明显的，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，它半自动地出现。在这个装置中，如果给所述流影响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，因此有利的是所述流影响装置有偶数个入口，例如，两个、四个或六个。

在根据本发明的高升力系统中，所述入口开关装置可以用多种不同的方式设计。因此，例如这个入口开关装置有可能纯机械地或者用压电操作。此外，可以使用弹性材料或者电控弹性材料来实现所述入口开关装置。而且，会想到使用所谓的智能弹性材料，例如是以过压阀的方式向前打开的特殊的反压力。在本发明正常工作的情景下，应当注意所述入口开关装置的主动控制和这些入口开关装置被动地、半自动设计也是会想到的。尤其是用最少的费用和降低必 要的重量，所述入口开关装置的被动设计会非常有利。如果有必要主动在多个不同的飞行状态进行影响，如果可以主动操作所述入口开关装置，例如用机械式可控的襟翼，也是有利的。对于主动和被动系统，还有两种变型的混合体，此外，控制和监控所述高升力系统当时的流状况，尤其是在要受到所述流影响装置影响的区域，用传感器是有利的。为了控制所述入口开关装置，在一方面，这些传感器可以通过所述高升力系统或者带有所述高升力系统的飞机的中央控制逻辑直接处理，但是另一方面可以用非集中的方式使用它们，换句话说，在所述高升力系统本身中。

另外，在根据本发明的高升力系统中，还有可能为至少一个出口提供一个出口开关装置。如在入口开关装置情景下详细解释过的，所述出口开关装置也可以用同样的方式构造。从限定的内部压力向前自动打开给所述出口装置另提供了一个选项。通过这种方式，类似于有可能以被动的方式使用一个过压阀，控制经由所述出口开关装置从所述流影响装置的出口排出空气。

在根据本发明的高升力系统中，可以以一种方式设计所述强制联接器，使得各开关装置的状态由所述可调节襟翼的启动位置来确定。这个相关性可以主动发生或者被动发生。在主动相关的情况下，可以出现检测所述可调节襟翼的当前位置的电气或机械类型的传感器。可以通过用所述调节装置本身的执行器来检测所述可调节襟翼的位置，这是可以想象的。根据所述可调节襟翼的位置，主动打开或者关闭所述入口开关装置和/或所述出口开关装置，因而，例如在起飞或者着陆阶段的缓慢飞行期间，所述可调节襟翼展开，所述入口开关装置和所述出口开关装置打开，所述流受到影响。用被动控制也是可以想象的。例如，提供运动学联接器，例如通过用所述用于调节所述可调节襟翼的调节装置和所述入口开关装置和/或所述出口开关装置之间的传动装置。这样一个传动装置，随着所述可调节襟翼的调节而被直接驱动，例如可以通过进一步的后继机械装置打开或者关闭所述入口开关装置和/或所述出口开关装置。

在这个装置中，如果在根据本发明的高升力系统中，打开所述各关闭装置的程度取决于所述高升力系统的可调节襟翼的启动位置。这意味着各开关装置可以等量地打开和关闭。结果，所述流影响装置可以通过打开所述入口开关装置和所述出口开关装置的程度设置不同的气流。根据影响所述流的必要程度，该程度反过来可以取决于所述可调节襟翼的调节程度，因此有可能通过打开所述入口开关装置和所述出口开关装置的程度，设置影响的程度。但是，基本的打开，即非量化的打开所述关闭装置可以取决于所述可调节襟翼的启动位置。因此，在飞行状况下，其中所述可调节襟翼在空闲位置，例如在巡航时，可以关闭所述入口，达到在所述整流罩上节省燃料的动力效果，而打开所述关闭装置只能在飞行状况下，有驱动的、例如伸展的可调节襟翼时发生。

在根据本发明的高升力系统中，而且，在所述流影响装置内可以提供带有用于影响所述体积流量的控制阀或者泵的至少一个进气线和/或至少一个排气线。尤其是当使用所述流影响装置时，尤其是在飞行状况下，使用一个泵或者控制阀可以进一步优化所述流影响装置。例如，可以使用一个泵来抽入额外的空气，尤其是在缓慢飞行状况下，例如在着陆期间，如果在这个缓慢飞行状况下，不能充分确保经过所述流影响装置的入口影响所述流所必需的空气量。因此，即使在缓慢飞行状况下，有可能实现高压，以及因此实现通过所述流影响装置的高体积流量。但是，这样一个泵仅用于支撑流影响；因此可以将它设计得相对紧凑、具有低的性能。继续通过用所述高升力系统底部的流速被动产生所述流影响装置的主要负荷，换句话说最大量的空气。与使用泵相反，或者并行地，还有可能使用一个控制阀，它在飞行状况下，当所述入口开关装置和所述出口开关装置充分打开，会导致过多地影响所述流的过多气流。这样一个控制阀然后可以减少所述流影响装置的直径区域，以减少最大量的空气体积流。在使用泵和/或控制阀的情况下，例如，不给所述进气线和排气线提供关闭装置也可能可行，假设这两个元件可以包括在一个完整的关闭装置中。

此外，根据本发明的高升力系统可以包括一个变流器，用于进行所述流影响装置的气流的目标改变，尤其是随着时间改变所述流。在一个定义好的飞行状态，例如，有可能通过所述变流器产生多个不同空气体积流。尤其是在这种状况下，有可能在所述流影响装置中出现脉冲吹出的一定量的空气。在这个装置中，在所述高升力系统的顶部的脉冲地吹出尤其对所述流有正面的影响，尤其是在减少或者防止这些区域内的流的分离或者甚至是这个区域内的流的重新附着方面。在这个装置中，所述变流器可以在所述流影响装置内的不同位置。因此，将前述变流器直接提供在所述入口或者在所述出口是可能的，像所述进气线或者排气线内的变流器装置一样。另外，可以想象将一个变流器用于多个进气线或者排气线，作为共享的变流器。

此外，所述排气线可以包括一个Y开关，其中所述变流器位于一个开关转换臂中，而在第二个开关转换臂中，可以出现自由的流。用这种设计，有可能通过用所述自由开关转换臂设置一个基本限定量的空气，而通过用所述第二个开关转换臂和变流器，可以将变化量的空气覆盖在这个基本量的空气上。换句话说，在这种情况下，在所述流影响装置的出口的空气的量不会在零值和一个定义好的值之间脉冲，而是在最小值(自由开关转换臂)和最大值(脉冲的开关转换臂)之间脉冲。

根据本发明的一种变流器，例如可以设计成被动操作阀或者主动操作阀。被动操作阀可以类似设计成机械振荡电路，有可能实现与一个频率匹配的阀的定义好的开关。在空气速度不同的情况下，有可能实现所述变流器不同的关闭 频率，以及因此实现的所述流影响装置的不同的脉冲频率。而且，在当前情况下，可以使用一个用频率控制的转动速度尤其是用不同的转动速度工作的泵这样的主动实施例。在这个装置中，在根据本发明的一个高升力系统中，可以将所述变流器设置在所述至少一个出口或者所述排气线的区域内。所述变流器靠近所述出口的优点在于，所述变流器的脉冲频率的变化到达所述高升力系统顶部因此影响前述的实际的流速度非常高，因此响应时间非常短。出于这个原因，通过用所述流影响装置，可以影响、以及最主要是有效地、非常迅速和非常准确地优化所述高升力系统顶部的流。

此外，在根据本发明的高升力系统中，可以提供一个控制装置来接收飞行状态数据，并使用这个飞行状态数据来产生控制信号以启动所述至少一个入口的至少一个开关装置和/或所述至少一个出口的至少一个开关装置，通过用所述控制装置，可以根据一定的飞行状况，控制或者调节在所述主翼表面吸气侧和/或在所述襟翼上的空气流和/或在各个襟翼构造状态下穿过所述间隙的气流。在这个情境中，“控制”或者“调节”所述流影响装置指的是所述流影响装置的流体效果，以及意思是在所获取的传感器数据的基础上，所述控制装置计算并产生控制信号，并将控制信号发送给各执行器用于启动所述至少一个入口的至少一个开关装置和/或所述至少一个出口的至少一个开关装置。为了计算给各个执行器的命令，所述控制装置包括一个具体的控制功能。可以这样设计这个功能，使得在产生给所述执行器的命令信号或者由所述当前飞行阶段，比如起飞、爬行、接近或者着陆所定义的执行器参数的情况下，用于所述功能中，目的是优化所述执行器命令和所述机翼表面上的流状态。

出于这个目的，可以使用用于获取所述飞机的飞行状态的飞行状态传感器，尤其是使用飞行状态传感装置，并可以将它们多功能地连接到所述控制装置，用于将所获取的飞行状态数据发送给所述控制装置。所述飞行状态数据尤其可以是所述飞机的速度和/或所述飞机的动态压力和/或高度。可替换的是，或者除此之外，获取沿着所述主翼和/或所述襟翼表面流动的所述空气的当前属性或者所述空气的空气动力状态的空气流量传感器尤其是空气流量传感器装置。尤其是，获取沿着所述主翼和/或所述襟翼的吸气侧流动的空气的状态。在这一点，可以使用测量所述空气流的速度传感器和/或测量所述空气流的气压的压力传感器。所述空气流量传感器装置尤其可以位于所述主翼和/或所述襟翼的吸气侧。尤其是，所述流量传感器装置可以位于所述主翼的整个弦长度的后60％的区域内，尤其是在其后30％的区域内。

在这个过程中，例如，可以通过打开所述流影响装置的一个入口开关装置和/或出口开关装置来启动。所述飞行状态数据尤其是涉及飞行速度还有所述高升力系统本身的状态数据。所述高升力系统的这种飞行状态数据例如可以通过 所述高升力系统上、尤其是所述可调节襟翼本身上或者所述可调节襟翼周围的区域中的负荷传感器或者流量传感器来采集。

为了使一个设计尽可能有效，如果在根据本发明的高升力系统中，在所述至少一个进气线和所述至少一个排气线之间提供一个分配线会是有利的。这样一个分配线，尤其当多个排气线要供几个进气线用时，是明智的选择。用这种方式，带有对应的大的入口的大的进气线可以集中在出现在所述高升力系统下方的所述整流罩中，而通过用分配线，可以供多个排气线以及在所述高升力系统顶部的多个出口使用。尤其是在这个装置中，多个出口分配在所述高升力系统要受到影响的整个区域。在这个装置中，分配可以出现在所述主翼或者各可调节襟翼的弦向和翼展方向。另外，可以提供所述分配线作为容放中央变流器和/或泵和/或控制阀的位置。以这种方式，通过用影响所述流影响装置内的流的中央元件，有可能进一步节省成本和重量。

当所述流影响装置内的空气体积流量超过了用于影响所述流所需要的空气的情况下，明智的是在根据本发明的高升力系统中，使所述至少一个进气线与所述飞机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。通过这种方式，在不是用这种方式时这些系统所必需要的泵或者额外的入口，不用的话也有可能可行，或者可以将这样的泵设计得更为紧凑、能耗更少，因此更为经济、重量更轻。

用带有所述空调系统的流体连通连接，尤其是在飞行高度迅速变化的情况下，有可能会有效地调节所述舱压。作为被动地提供大体积流量的压缩空气以及将所述流影响装置流体连通连接到所述密封舱控制系统的结果，可以相对迅速且不用另外用压缩器或者引擎的功率消耗，做出大量用于增加所述密封舱内的压力的空气。反过来这同样适用，即通过吸气相对迅速地去掉压力，或者经由所述压力影响装置的排气线的多个出口相对迅速地从所述密封舱释放压力。所述流体连通连接因此作用在两个方向上，即增加从所述入口到所述舱的压力以及减少从所述舱到所述出口的压力。

尤其是当使用带有要影响所述可调节襟翼的流影响装置的根据本发明的高升力系统，如果所述线的轴向特征，尤其是所述进气线、排气线或者分配线的轴向特征至少部分是可变的时候，会是有利的。例如，在这个装置中，在所述可调节襟翼尤其是所述尾缘襟翼从所述主翼离开的运动过程中，尽管有轴向的位移，仍可以保持所述进气线内的所述流体连通连接。所述包括伸缩元件的伸缩式线的设计是轴向变化的一个可能的实施例。类似地，也可以想象在本发明的情境中，使用在长度上跨接轴向变化的波纹状软管设计。

本发明的主题还提供一种包括根据本发明的至少一个高升力系统的飞行器。在使用根据本发明的高升力系统的基础上，构造这样一个飞机不仅可以减 轻重量，而且它的空气动力学也可以得到改进，甚至在困难的飞行状况下，比如起飞和着陆时。除了节省燃料之外，这样改进的空气动力学还可以产生进一步的优化，比如有更慢的、稳定的飞行速度以及因此缩短了起飞和着陆阶段。这样的优化最主要的目的是减少噪音的释放。

附图说明

参考示例实施例和下列附图更详细地描述本发明。所示的有以下：

图1是根据本发明的第一示例实施例，

图2是根据本发明的第二示例实施例，

图3是根据本发明的第三示例实施例，

图4是根据本发明的高升力系统的俯视图，

图5a是根据本发明的高升力系统的进一步实施例的侧视图，

图5b是图5a的侧视图，入口开关装置是打开的，

图6是一个流影响装置的概视图。

具体实施方式

接下来对实施例进行描述，为了根据所述高升力系统解释各个方向，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。在这个装置中，高升力系统100包括主翼112、扰流片114以及尾缘襟翼116。尾缘襟翼116和扰流片114都是可调节襟翼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)。

所述尾缘襟翼116由一个引导装置130保持着，该引导装置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的底部104周围实现定义好的流，但可能还有其他用途。所述整流罩是一个盖，至少部分覆盖所述引导装置和/或所述调节装置。当从所述主翼的前侧以及从主翼的弦方向H-KT看时，所述整流罩尤其是覆盖住从所述主翼突出的这些装置的这些部分或者部件以及可选的是覆盖住所述襟翼的这些部分或者部件。表述“突出”意思是在与所述主翼厚度方向H-KD相反的方向突出。所述整流罩尤其是相对于 所述气流或者迎着所述气流覆盖住所述引导装置和/或所述调节装置的部件，这意思是当从主翼的弦方向H-KT看时。

流影响装置10位于这个整流罩118内。在这个装置中，流影响装置10的进气线20伸到这个整流罩118内。经过向上的弯曲之后，所述进气线20离开整流罩118，伸入尾缘襟翼116。在所述尾缘襟翼116的轮廓内提供一个Y开关，它将进气线20连接到分配线40。排气线30接着分配线40。

进气线20和排气线30都包括一个开口，即入口22和出口32。在这个装置中，出口32是设置在尾缘襟翼116的顶部，使得流经所述流影响装置10的空气可以被输送到尾缘襟翼16的顶部。在尾缘襟翼16的这一点，在高升力系统100顶部的流容易分开。通过用流影响装置10经过出口32的流的附加的支持，结果是可以防止或者至少可以推迟尾缘襟翼16处的流分离，或者甚至可以实现这个区域的流的重新附着。

在图1中，流影响装置10的进气线20的入口22是在整流罩118的一侧，该侧朝向流的方向。因此，虽然所述进气线相对于所述流的方向倾斜，但是，它的确包括一个对着所述流的方向的有效横截面，因此朝向所述主翼的弦方向。这意味着入口22朝流的方向突出，因此在一个位置将空气从高升力系统100的底部104的流兜起，并将它输送给进气线20。

在这个装置中，入口22和出口32都包括关闭装置24和34。在这个示例实施例中，将入口开关装置24和出口开关装置34设计成可以打开和关闭入口22或出口32的机械襟翼。在这个根据图1的示例实施例中，各关闭装置24和34的开口方向与所述流方向对齐。这意味着，在关闭装置24和34的过压侧，即在整流罩118的外侧以及在出口开关装置34的内侧出现的过压造成各关闭装置24和34打开。但是在这个装置中，关闭装置24和34都是可以主动地控制，目的是将各关闭装置24和34保持在关闭或者打开状态，而不用管在各关闭装置处的流的状态。

如图1所示，在关闭装置24和34上使用机械打开襟翼与进一步的优点相关，因为以这种方式，可以出现量化的入口控制。因此，通过限定所述入口开关装置24的打开位置，可以增加或者减小所述入口22的流有效横截面，以这种方式控制进入的空气的量。

在图1的示例实施例中，此外，泵70设置在进气线20中，该泵70可以在流影响装置10内，甚至在缓慢飞行状态下，提供影响流所必须用的过压。在缓慢飞行状态下，泵70在一个位置以在其吸气侧产生将一定量的空气吸入进气线20的负压，所述一定量超过纯粹因为所述飞行速度而流经入口22的量。在泵70的压力侧，这个量增加了的空气被向分配线40和排气线30的方向推动。

在进气线20中，另外还提供有开关，其中作为自由开关转换臂的开关转换臂导向分配线40，而第二开关转换臂用来容纳变流器(flow variator)50，随后也导向分配线40。当然，在本发明的情景中，还可以想象在分配线40的下游设置变流器50和所述开关。自由开关转换臂的结果是，限定量的空气，即由所述自由开关转换臂的流横截面所限定的空气，可以恒定地流入所述分配线内，并且经由排气线30和出口32流到尾缘襟翼116的顶部。这个基本流通过变流器50覆盖，变流器50以脉冲的方式让额外量的空气进入分配线40和排气线30内，使得在最小气流和最大气流之间的脉冲的流从出口32排出。

此外，所示的联接器140是一根线，联接器40使用调节装置120的位置来控制入口开关装置24。

图2展示的是高升力系统100的进一步示例实施例。图2用与图1的示例实施例不同的方式，在图2中，流影响装置10没有被提供给尾缘襟翼116，而是提供给主翼112上的可调节襟翼110，即给扰流片114。在这个装置中，流影响装置10的进气线20还是设置在整流罩118中，在向上方向上离开整流罩118朝向主翼112到达所述主翼112靠近所述扰流片114的区域内。进气线20在这一点进入主翼112和扰流片114的整流罩，通向排气线30。在排气线30中，设置一个将脉冲的气流释放到排气线30的变流器50，因此，有可能经由出口132在扰流片114上提供脉冲的影响。

流影响装置10的入口22和出口32再次都包括关闭装置24和34。在图2中，所示的入口开关装置24现在是在其关闭状态。在这种状况下，流影响装置因此是流体非活跃的，因此不起作用。相反是在高升力系统100底部104的流未受影响，并在整流罩118上滑行。

在进气线20的内部，提供一个节制所述流影响装置中的气流的控制阀60。通过这种方式，当入口开关装置24完全打开时，有可能进一步改变进气线22内空气的量。在这些情况下，例如在巡航状态下或者在快速飞行操作中，大量的空气经由入口22到达进气线20，但是对带来所述控制系统所希望的影响而言，所述空气的量过多，这个量可以通过用控制阀60进行节制。因此，只有限定量的空气流经进气线20剩下的距离到达变流器50，所述变流器50可以通过产生限定的、脉冲的流经由扰流片114顶部的出口32进行流影响变化任务。此外，所示的联接器140是一根线，该联接器140使用调节装置120的位置达到控制入口开关装置24的目的。

图3展示的是根据图2的示例实施例的修改例。在这个示例实施例中，出口32不仅在扰流片114上，而且还在主翼112上。在这个装置中，两个出口32在主翼112的顶部，一个出口在扰流器114的顶部。在主翼112的顶部的两个出口32因此位于扰流片114的区域内，或者一般是可调节襟翼的区域内， 尤其是在靠近所述襟翼在翼展方向上延伸的区域内。通过这种方式，用流影响装置10有可能更为有效地进行流影响。通过用这种方式，在高升力系统100的顶部102的流在几个位置受到影响，因此可以在完全受到影响的扰流片114区域受到影响，因此通过所述影响动作可以充分展开所述效果。在扰流片114上游已经分开的气流可以通过这种方式重新附着，至少部分重新附着，因此到达所述扰流片114时是在重新附着的状态。通过用这种方式，扰流片114可以充分利用其空气动力效果。

在根据图3的示例实施例中，变流器50被提供在进气线20内。在这个装置中，变流器50位于分配线40的上游，因此也在排气线30的上游。通过这种方式，可以将单个的变流器50用于多个排气线30和出口32。这样的结果是极大地减小了重量。此外，与变流器40相关的成本对多个排气线30和出口32而言只产生一次。

而且，在根据图3的示例实施例中，再次将泵70提供在进气线20内，所述泵70例如是在缓慢飞行条件下，可以在入口22的区域内产生负吸压，目的是确保有足够量的空气可以供给在高升力系统100的顶部102的流，即使是在这样的飞行条件下。此外，所示的联接器140是一根线，所述联接器140使用调节装置120的位置来控制入口开关装置24。

图4所示为高升力系统100的俯视图。这个俯视图展示了设置出口32的几种方式。在这个设置中，所有的可调节襟翼110和主翼112本身上都有出口32。在主翼112的前缘，提供带有流影响装置10的出口32的前缘襟翼117。在所述主翼112的尾缘，提供尾缘襟翼116，它也包括用于影响高升力系统100的顶部102处的流的出口32。出口32也在扰流片114上。类似地，在所述扰流片上游的区域内，这意味着在朝与弦方向相反的方向上在主翼112上提供出口32。在图4所示的实施例中，三个扰流片铰接在所述主翼上。所述出口32在所述流到达扰流片114和尾缘襟翼116之前，已经影响了顶部102处的流。因此，有可能在所述流到达各可调节襟翼110时已经影响了所述流，这样防止或延迟了所述流的分离，或者甚至是以更为有效的方式，使所述流重新附着。在这个装置中，在根据图4的示例实施例中，可以给每个可调节襟翼110提供单独的流影响装置10，以及给两个或者几个可调节襟翼110提供共享的流影响装置10。

图5a和5b所示为本发明进一步实施例的两种情况。在图中所示的高升力系统100中，可调节襟翼110，在当前实施例中是尾缘襟翼116，包括流影响装置10(没有详细示出)。这个流影响装置10包括给进气线20的入口22，其中作为入口开关装置224的入口22使用所述整流罩118的一部分。相应地，在入口22和入口开关装置24之间存在空间上的分离。在高升力系统100的这 个示例实施例的情境中，应当进一步注意，开关所述入口开关装置是通过移动入口22进行的，而不是通过移动入口开关装置24。换句话说，存在类似于运动学的反向。

为了进一步解释，接下来简要描述图5a和5b所示的实施例。图5a展示的尾缘襟翼116在一个位置，在这个位置，所述流影响装置10的入口22被所述整流罩118所覆盖，在当前实施例中用作入口开关装置的整流罩118因此关闭。如果然后在所述襟翼弦向K-KT移动尾缘襟翼116，使之进一步远离所述主翼112的尾缘，所述流影响装置10与所述尾缘襟翼112一起移动。通过这种方式，所述流影响装置10，因此还有入口22离开整流罩118，整流罩118在这个实施例中用作入口开关装置。最后，所述尾缘襟翼116到达图5b所示的位置，在所述位置，所述入口22完全离开所述整流罩118，因此可以将空气从所述高升力系统100的下方的流输送到所述流影响装置10内。

图6展示的是一个流影响装置的示例实施例，其中明显选择了一个更为高效的设计。提供两个对称的进气线20，它们在第一分配线40内合并。从流体方向的来看，相邻地有一个中央共享的变流器50，它可以改变来自于所述进气线20的流，尤其是以脉冲的方式。接着，提供一个进一步的分配线40，所述改变后的、尤其是脉冲的流通过它分配在三个或者甚至更多的排气线30。这个示例实施例包括多个优点。因此，通过用两个进气线20有大的横截面这样的对称格局，可以将限定量的空气带入所述系统。此外，通过提供第一和第二分配线14，用单个的变流器50便足够了。这不仅节省了系统的整体重量，还节省了其复杂程度。因此，在这个实施例中，只需要控制和调节单个的变流器50。在这个根据图6的示例实施例中，通过用所述第二分配线40，可供应总共四个排气线30使用，但是，在其它示例实施例中，比如在图4a的实施例中，可供相当多的，即大量的排气线30使用，使得数目相对小的进气线20可以供应图4中所示的大量的出口32。总之，用根据本发明的高升力系统100，考虑空气动力相关的需求和所需的空气量，可以构造带有对应的进气线20的入口22，而所述排气线30和对应的出口32，根据流分离的状况，分配在所述高升力系统100的顶部或者吸气侧表面102。当包括了多种用途的分配线40，可以减少使用比如变流器50、泵70或者控制阀60之类复杂、笨重和昂贵的元件。

附图标记列表

Claims (17)

1.一种高升力系统(100)，带有主翼(112)和多个可调节襟翼(110)、以及用于引导所述可调节襟翼(110)的多个引导装置(130)和用于调节所述可调节襟翼(110)的多个调节装置(120)，其中各所述引导装置(130)和/或调节装置(120)至少部分包括整流罩(118)，所述高升力系统(100)包括：用于影响所述高升力系统(100)周围的流的流影响装置(10)，所述流影响装置(10)包括：

至少一个进气线(20)，其带有位于所述高升力系统(100)的压力侧(104)的至少一个入口(22)，

至少一个排气线(30)用于排空气，通过流体连通连接方式连接到所述进气线(20)，并包括位于所述高升力系统(100)的吸气侧(102)在至少一个可调节襟翼(110)的区域内的至少一个出口(32)，其特征在于，

对于所述入口(22)，入口开关装置(24)以这样一种方式联接在所述调节装置(120)上，使得通过用联接器(140)调节至少一个可调节襟翼(110)来打开或关闭所述入口开关装置(24)。

2.根据权利要求1的高升力系统(100)，其特征在于所述联接器包括在所述入口开关装置(24)和所述调节装置(120)之间的机械联接器(140)。

3.根据权利要求1的高升力系统(100)，其特征在于所述联接器包括在所述入口开关装置(24)和所述调节装置(120)之间的电控联接器(140)。

4.根据权利要求1的高升力系统(100)，其特征在于所述入口开关装置(24)适于采用量化地不同的打开位置，所述打开位置造成不同的流量通过所述流影响装置。

5.根据权利要求1的高升力系统(100)，其特征在于提供检测所述入口(22)处的入口开关装置(24)的状态的传感器。

6.根据权利要求1的高升力系统(100)，其特征在于所述流影响装置(10)至少有一部分设置在所述整流罩(118)内，并且所述至少一个入口(22)朝向所述高升力系统(100)的主翼的弦向(H-KT)。

7.根据权利要求1的高升力系统(100)，其特征在于给至少一个出口(32)提供一个出口开关装置(34)。

8.根据权利要求1的高升力系统(100)，其特征在于在所述流影响装置(10)中，在所述至少一个进气线(20)和/或所述至少一个排气线(30)中，提供一个用于影响体积流量的控制阀(60)或者泵(70)。

9.根据权利要求1的高升力系统(100)，其特征在于提供一个用于达到所述流影响装置(10)的气流的目标变化的变流器(50)。

10.根据权利要求9的高升力系统(100)，其特征在于将所述变流器(50)设计成被动操作阀或者泵。

11.根据权利要求9的高升力系统(100)，其特征在于所述变流器(50)设置在所述至少一个出口(32)或者所述排气线(30)的区域内。

12.根据权利要求1的高升力系统(100)，其特征在于所述高升力系统(100)包括控制装置，该控制装置具有在所获取的飞行状态数据的基础上产生控制信号的功能，其中所述控制装置适于在某些飞行状况下调节所述流影响装置(10)。

13.根据权利要求1的高升力系统(100)，其特征在于在所述至少一个进气线(20)和所述至少一个排气线(30)之间提供一个分配线(40)。

14.根据权利要求1的高升力系统(100)，其特征在于至少一个进气线(20)适于与飞机另外的系统进行流体连通接触。

15.根据权利要求1的高升力系统(100)，其特征在于所述进气线(20)和所述排气线(30)具有轴向特征，其中所述轴向特征至少部分是变化的。

16.根据权利要求13的高升力系统(100)，其特征在于所述分配线(40)具有轴向特征，其中所述轴向特征至少部分是变化的。

17.一种飞机，其具有至少一个根据权利要求1所述的高升力系统(100)。