CN103201172A - 带有机翼以及使不稳定流动状态的影响最小化的系统的飞机 - Google Patents

带有机翼以及使不稳定流动状态的影响最小化的系统的飞机 Download PDF

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Abstract

一种带有机翼(1；1a，1b)以及使不稳定流动状态的影响最小化的系统的飞机(F)，其中所述机翼包括各自的主翼(M)和相对于主翼可调整安装的至少一个控制襟翼(S)，用于起动所述至少一个控制襟翼(S)的调整传动装置(21)以及用于获得所述控制襟翼(S)的设定位置的传感器结构；其中所述使不稳定流动状态的影响最小化的系统包括：用于影响流过表面区段(10)的流体的多个流动影响装置(16)的至少一个结构(15)，流动影响装置与飞行控制装置功能性相连接且结合在每个沿各自翼展方向延伸的机翼(M；1a，1b)的所述主翼(M)的至少一个表面区段(10；11a，12a；11b，12b)和/或至少一个控制襟翼(S)中；用于检测作用在所述飞机上的不稳定流动状态的检测装置；以及致动功能件，其与所述流动影响装置(16)功能性相连接以影响在所述机翼(1；1a，1b)的不同区段中的流动，且其设计方式使得致动功能件基于所述检测装置检测到的不稳定流动状态以及所述传感器结构获得的所述控制襟翼(S)的设定位置而致动所述流动影响装置(16)，从而使不稳定流动状态对所述飞机的影响最小化。

Description

带有机翼以及使不稳定流动状态的影响最小化的系统的飞机
技术领域
本发明涉及一种带有机翼以及使不稳定流动状态的影响最小化的系统的飞机。
本申请要求于2010年7月6日提交的德国专利申请号DE 10 2010 026 162.9和2010年7月6日提交的美国临时专利申请号No.US 61/361,689的权益，且所述申请的内容以全文引用方式并入本文。
背景技术
WO2006/032486A1提出了一种飞机，其可通过可致动机翼组件改变机翼的最大升力。
US 5875998描述了一种飞机，可通过改变机翼关于预定压力值的曲率将机翼调整成适应机翼周围的空气流动。
发明内容
本发明的目的是提供可用于使不稳定流动状态对飞机，特别是飞机结构和/或飞行状态的影响最小化的措施。特别地，在本文中，根据本发明的目的是更好地控制被调节飞机的机翼载荷。
以独立权利要求中的特征来实现该目的。在回引独立权利要求的附属权利要求中记载了其他实施例。
本发明提供一种带有机翼以及使不稳定流动状态的影响最小化的系统的飞机，其中所述每个机翼包括主翼和相对于主翼可调整安装的至少一个控制襟翼，用于致动所述至少一个控制襟翼的调整传动装置以及用于获得所述控制襟翼的设定位置的传感器结构，且所述飞机还包括：
■预设定装置或指令装置，其用于生成与所述飞机的飞行状态相对应的期望参数或标称参数，特别是生成与所述飞机的飞行状态相对应的标称状态，
■飞行状态传感器结构，其用于生成飞行状态数据，
■飞行控制装置，其与所述预设定装置、所述调整传动装置以及用于获得所述控制襟翼的设定位置或标称位置的所述传感器结构功能性相连接，以将所述飞机调整至与期望参数相对应的飞行状态。
所述使不稳定流动状态的影响最小化的系统包括：
■用于影响流过表面区段流体的多个流动影响装置的至少一个结构，其与飞行控制装置功能性相连接且结合在每个沿各自翼展方向延伸的机翼的所述主翼的至少一个表面区段和/或至少一个控制襟翼中，
■用于检测作用在所述飞机上的不稳定流动状态的检测装置，
■致动功能件，其与所述流动影响装置功能性相连接以影响在机翼的不同区段上的流动，且这样设计，使得所述致动功能件基于所述检测装置检测到的不稳定流动状态以及所述传感器结构获得的所述控制襟翼的设定位置而致动所述流动影响装置，以使不稳定自由流动状态或不稳定自由流动状态对所述飞机的影响最小化。
本发明的另一方面提供了一种带有机翼以及使不稳定流动状态的影响最小化的系统的飞机，其中所述每个机翼包括主翼和可调整地安装于主翼的至少一个控制襟翼，用于致动所述至少一个控制襟翼的调整传动装置，用于获得所述控制襟翼的设定位置或标称位置的传感器结构以及至少一个后缘襟翼，且所述飞机还包括：
■预设定装置或指令装置，其用于生成与所述飞机的飞行状态相对应的期望或标称参数，
■飞行状态传感器结构，其用于生成飞行状态数据，
■飞行控制装置或飞行控制器，其与所述预设定装置、所述飞行状态传感器结构、所述调整传动装置以及用于获得所述控制襟翼的设定位置的所述传感器结构功能性相连接，从而将所述飞机调整至与期望参数相对应的飞行状态，
其中，所述使不稳定流动状态的影响最小化的系统包括：
■用于影响流过表面区段流体的流动影响装置的至少一个结构，其与飞行控制装置功能性相连接且结合在每个沿各自翼展方向延伸的机翼的所述后缘襟翼的至少一个表面区段中，
■用于检测作用在所述飞机上的不稳定流动状态或不稳定自由流动状态的检测装置，
■致动功能件，其与所述流动影响装置功能性相连接以影响在所述后缘襟翼的不同区段中的流动，且其设计方式可使所述致动功能件基于所述检测装置检测到的不稳定流动状态以及所述传感器结构获得的所述控制襟翼的设定位置而致动所述流动影响装置，以使不稳定流动状态或不稳定自由流动状态对所述飞机的影响最小化。
在本实施例中，所述使不稳定流动状态的影响最小化的系统可包括：
■用于影响流过表面区段流体的流动影响装置的至少一个结构，其与所述飞行控制器功能性相连接且结合在每个沿各自翼展方向延伸的机翼的所述主翼的至少一个表面部分和/或至少一个控制襟翼中，
■致动功能件，其与所述流动影响装置功能性相连接以影响在机翼的不同区段中的流动，且其设计方式可使所述致动功能件基于所述检测装置检测到的不稳定流动状态以及所述传感器结构获得的所述控制襟翼的设定位置而致动所述流动影响装置，以使不稳定流动状态对所述飞机的影响最小化。
本发明可特别提供与所述飞行控制装置功能性相集成的致动功能件，从而可在用于控制所述飞机方面的所述可调襟翼的指令中考虑用于所述流动影响装置的指令。
本发明可实现的优点包括以下几个方面：
■抑制阵风、湍流和所述飞机的其他不稳定流动条件的影响，
■提高飞行物体的灵活性，从而以受控的方式飞行通过瞬态和/或不稳定的飞行状态，
■提高飞行物体的性能及其操作能力，
■在给出特定的且期望的升力、阻力或滑翔比的攻角方面扩大可能的活动半径，
■增加控制表面的效率，从而能够使用更小的控制表面或实现更灵活的飞行特征，
此外，本发明允许相对于结构设计优化机翼载荷的飞行程序，一方面，其目标为建立特别轻量的机翼，另一方面，提供可经受执行机动飞行和通过阵风挑战的机翼，并以受控的方式飞经这两者。
有源载荷控制机构涉及可在电压或电流的应用过程中改变形状的集成材料，从而可作为电压或电流强度幅度的函数实现所述机翼的所述控制襟翼或区域的区段的期望变形。
例如，基于压缩空气的脉动流控制致动器的参数变量为质量流、频率、占空比和激励信号的形状，这些参数变量通过改变质量流而改变全局/局部升力系数，从而以给定的流控制系统的边界尺寸以及将致动器系统集成至结构中而言的边界条件实现破坏性流动。
根据本发明，一般也可以通过将载荷控制致动器集成至机翼的结构中或将流动控制致动器集成至机翼的前缘中，特别是外侧机翼区域或带有致动的小翼装置中而经载荷控制和/或流动控制抑制阵风、湍流和不稳定流动状态。在机翼或相应装置上就更换深度或更换程度而言，为了更换目地，能够完全或部分发生这种情况。
载荷状态和/或流动状态的标称值通常包括机翼载荷控制函数，其基于飞机相关状态将以与各区段相关的流动值为形式的机翼上的期望载荷分布确定为在机翼上设置预定载荷分布的期望值。
代替地或另外地，流动状态的标称值可由阵风改善功能件组成，且所述阵风改善功能件基于飞行相关状态确定用于各区段的升力系数中的所需变化。执行阵风改善装置或所述飞行控制器的功能以生成期望指令，期望指令用来抵消由于阵风而导致的机翼上不稳定载荷。特别是作为输入变量，在此处，所述阵风改善装置能够从所述飞行位置传感器结构(惯性测量单元IMU)和/或从惯性传感器确定加速度变量和/或旋转速度变量，如从局部地设置于机翼和/或机身中合适位置的传感器结构确定加速度变量和/或旋转速度变量。
本发明的一个实施例提供了至少沿各自翼展方向延伸的每个机翼的所述主翼的至少一个表面区段结合有用于影响流过所述表面区段流体的流动影响装置的结构以及用于测量在各表面区段中的流动状态的至少一个流动状态传感器结构，其与致动装置功能性相连接，且用于每个区段的所述致动装置从各个区段分别附带的所述流动状态传感器结构确定在各区段中流动状态的实际值，并致动所述流动影响装置，这种致动方式使得想要所述致动装置确定的期望值，用于使不稳定自由流动状态的影响最小化。
根据本发明，所述实施例之一可提供：
■用于检测作用在所述飞机上的不稳定流动状态的所述检测装置与所述飞行状态传感器结构功能性相连接，并包括用于识别不稳定流动状态的过滤功能件，
■用于影响在机翼不同区段中流动的所述致动功能件与所述检测装置功能性连接且被设计为使用所识别的不稳定流动状态以致动所述流动影响装置，以这种致动方式来影响流过所述表面区段的流体的流动从而减少不稳定流动状态对所述飞机的影响。
根据本发明，所述实施例之一还可提供：
■用于检测作用在所述飞机上的不稳定流动状态的所述检测装置与所述流动状态传感器结构功能性相连接，并包括可用于识别不稳定流动状态的过滤功能件，
■用于影响在机翼不同区段中流动的所述致动功能件与所述检测装置功能性连接且被设计为使用所识别的不稳定流动状态以致动所述流动影响装置，且以这种致动方式来影响流过所述表面部分的流体的流动从而减少不稳定流动状态对所述飞机的影响。
根据本发明，所述实施例之一可提供：
■所述检测装置包括用于检测作用于所述飞机上湍流的载荷和/或位移的传感器，
■用于影响在机翼不同区段中流动的所述致动功能件与所述检测装置功能性连接且被设计为使用所识别的不稳定流动状态以致动所述流动影响装置，且以这种致动方式来影响流过所述表面区段的流体的流动从而减少不稳定流动状态对所述飞机的影响。
根据本发明，所述检测装置可这样设计，使得用于所述表面区段上的流动状态的期望值确定为由所述飞行状态传感器结构传递的飞行状态数据的函数，从而设置在所述主翼翼展上的升力分布，并使用由各流动状态传感器结构确定的流动状态数据以找到偏差且从其得到作用于所述飞机上的不稳定流动状态。
特别地，所述检测装置包括加速度传感器，其被设置于所述机翼上以测量由于作用于所述飞机上的不稳定流动状态而导致在所述机翼上局部出现的加速度。
本发明的一个方面提供的所述流动影响装置的结构包括位于一个区段或几个区段中的流动通道开口和位于所述机翼中的流动产生装置(用于排气和/或吸气)，流体从所述流动通道开口吹扫通过所述流动产生装置，从而影响在所述区段局部出现的升力系数。
另外地或代替地，本发明另一方面提供的流动影响装置的结构包括设置于一个区段或几个区段中的流动通道开口，以及位于所述机翼中且与吸入开口流动连接的吸气装置，流体从所述流体通道开口吸入经过所述吸入开口，从而影响在所述区段上局部出现的升力系数。
根据本发明，所述流动产生装置可设计成产生连续体积流量，以在被所述致动功能起动时减少不稳定流动状态对所述飞机的影响。
另一示例性实施例提供的所述流动产生装置设计成产生脉冲体积流量，从而在所述流动产生装置被所述致动功能件起动时减少不稳定流动状态对所述飞机的影响。特别地，所述致动功能件可包括产生所述脉冲体积流量的频率作为用于由所述检测装置所确定的不稳定流动状态的数值的函数，从而减少不稳定流动状态对所述飞机的影响。
在本发明的另一示例性实施例中，所述流动产生装置包括合成致动器，其为了减少不稳定流动状态对所述飞机的影响，被设计成产生体积流量的吸入和吹扫，其中所述体积流量通过致动器被容纳在所述合成致动器的致动器室中或从致动室中喷出。
根据本发明，所述流动影响装置的结构还可包括位于一个区段或多个区段分中的扬声器装置，当所述扬声器装置被起动时，其产生能够影响在所述区段局部上升的升力系数的空气振动。
作为一种替代方案，所述流动影响装置的结构可包括位于所述机翼表面上的压电致动器，所述压电致动器被设置于一个区段或多个区段中且当其被起动时，产生能够影响在所述区段局部出现的升力系数的空气振动。
本发明另一示例性实施例提供的所述流动影响装置的结构可另外包括可调襟翼和调整可调襟翼的致动器，其中，用于所述流动影响装置的期望指令由用于所述流动产生装置的期望指令和用于调整所述可调襟翼的致动器的期望指令而组成。
根据本发明，至少一个区段为在翼展方向上设置成一个在另一个后面的几个区段。
附图说明
以下将基于附图说明本发明，具体地：
■图1为集成有根据本发明提供的流动影响装置的飞机的立体图；
■图2为具有主翼和控制阀的机翼的横截面图示，所述主翼具有设置在其至少一个区段上的根据本发明的多个流动影响装置和多个流动状态传感器的结构，所述控制阀可使用调整传动装置从调整装置调整所述控制阀；
■图3为根据本发明提供的飞行控制器的一个实施例，其具有飞行控制装置，所述飞行控制装置使用飞行状态传感器结构的传感器信号以将定位指令传递至控制襟翼的调整传动装置，从而影响机翼载荷和/或使不稳定流动状态的影响最小化，且根据本发明生成定位指令以致动位于机翼表面的至少一个区段的流动影响装置并将所述定位指令传递至所述流动影响装置；
■图4为根据本发明提供的飞行控制器的实施例，其具有飞行控制装置，所述飞行控制装置包括用于影响飞行载荷和/或当不稳定流动状态存在时使其影响最小化的飞行状态调节器和流动状态调节器，其中，所述流动状态调节器使用所述飞行状态调节器的输入信号以及用于每个区段的流动状态传感器结构的传感器信号，以生成流动状态定位指令来致动每一区段的流动影响装置并将该指令中继至所述流动影响装置；
■图5为根据本发明提供的飞行控制器的另一示例性实施例，其具有飞行控制装置，所述飞行控制装置包括用于对与所述飞行状态调节器功能性相连的可调襟翼的至少一个致动器产生定位信号的飞行状态调节器，以及与区段致动功能件功能性相连且用于影响飞行载荷和/或使不稳定流动状态的影响最小化的流动状态调节器，且所述区段致动功能件与载荷分布功能件和/或阵风改善功能件功能性相连且可从后者接收定位指令以起动所述流动状态传感器结构；
■图6为根据本发明提供的流动影响装置的示例性实施例的截面图，例如，其可内置于可调襟翼中；
■图7为图5所示流动影响装置的立体示图；
■图8为具有主翼和以高升力襟翼的形式被联接至主翼的可调襟翼的机翼的示图，所述机翼的上侧容纳根据本发明提供的流动影响装置的吹扫开口的结构；
■图9为可调襟翼的表面区段的俯视图，例如，具有流动影响装置和流动状态流动影响装置的完整结构。
图中具有相同或相似功能的组件和功能件均标有相同的参考号。
具体实施方式
在通常的配置中，本发明可应用于图1例示的被调节飞机F的示例性实施例，该飞机具有两个机翼1a和1b，且每个机翼带有至少一个副翼5a或5b。图1所示飞机的每个机翼1a和1b还分别包括三个前缘升力体3a和3b以及三个后缘升力体4a和4b作为高升力襟翼。可选的，每个机翼1a和1b可包括多个扰流板2a和2b。此外，所述飞机F包括安定尾翼(tail stabilizer)H，尾翼单元H具有带方向舵9的方向舵单元8和具有至少一个相应的升降舵7的升降舵单元6。例如，所述升降舵单元6被设计为T形尾翼单元，或为图1所示，为十字形尾翼单元。在所示飞机的实施例中，扰流板2a和2b、副翼5a或5b、方向舵9和升降舵7的每一个均用作控制襟翼S。
图1所示的为带有纵向飞机轴X-F、横向飞机轴Y-F和垂直飞机轴Z-F的与飞机相关的坐标系KS-F。可向每个机翼1a和1b分配机翼坐标系KT，其具有翼展方向的轴S-T，深度方向的轴T-T和机翼厚度方向的轴D-T(图2)。另外，可向每个襟翼分配襟翼坐标系KS-K，其具有襟翼翼展方向的轴S-K，深度方向的轴T-K和襟翼厚度方向的轴D-K(图2)。
根据本发明的飞机F还可具有与图1所示飞机F不同的形状和另一种控制阀和/或调节阀的结构。
图2为机翼1的图示，其由主翼M和设置为控制或操纵所述飞机或控制襟翼S的流线型体组成。可使用定位装置20的调整传动装置21相对于所述主翼M调整所述控制襟翼S。所述控制阀以图2所示扰流板为形式，且替换地或另外地，根据本发明的功能性立场，所述控制阀还可以是副翼和/或(即使不设置在主翼上)升降舵7和/或方向舵9。为了控制在空间坐标中的飞机，不仅必须致动位于主翼上的控制襟翼，还尤其要致动位于方向舵单元9上的方向舵。当本发明的描述和定义提及致动位于主翼上的控制襟翼时，其允许但不排除(特别是同时)致动和/或起动以相同功能相关的非设置在主翼上其他控制表面。根据本发明，可调整地设置于所述飞机上流线型体或控制襟翼S可以为高升力襟翼、副翼、扰流板、升降舵或方向舵、或一些其他用于控制所述飞机的飞行路线的控制装置。可选的，图2所示机翼1还可以被联接至高升力襟翼或总的可调襟翼或可调襟翼K，可调整其相对于主翼的位置以设置主翼M的升力配置。对于如起飞或降落的飞行阶段，或部分飞行阶段，如最终进场或特殊飞行阶段，如大角度进场，调整主翼M的升力配置，且该升力配置不用来相对于控制设定来控制和/或调节所述飞机或控制或调节待观测的飞行状态。
所述主翼M包括其吸入侧A延伸的上侧M-1和在其压力侧B延伸的下侧M-2，且如有必要，还包括面向高升力襟翼K的后侧。对于高升力襟翼或总的来说对于可调襟翼K和控制襟翼S，限定了襟翼深度方向T-K或总深度方向、翼展方向S-K或总翼展方向和襟翼厚度方向D-K或总襟翼厚度方向。可调襟翼K或高升力襟翼具有在高升力襟翼K的吸入侧A上延伸的上侧K1和在高升力襟翼K的压力侧B上延伸的下侧K2。
为了进一步解释本发明，请参考图2所示主翼M、作为控制襟翼的至少一个扰流板和作为可调襟翼K的高升力襟翼的组合。代替地或另外地，在本应用中的所述至少一个控制襟翼S可为副翼和/或方向舵。作为用作调节襟翼K的所述高升力襟翼的替换方式或者除所述高升力襟翼之外，可功能性地包括，横尾翼和/或方向舵单元以及通常还有可调襟翼或根据本发明所述飞机的可调襟翼作为可调襟翼K。
根据本发明，飞机具有飞行控制装置或常用的飞行控制器以及预设定装置30，所述预设定装置30与飞行控制装置相连，且特别地，所述预设定装置30具有起动装置或控制输入装置31用于生成控制所述飞机F的期望的控制指令31a。所述飞机F的控制输入装置31通常由位于飞机座舱中用于输入控制指南以控制所述飞机的飞行路线的控制输入装置31构成，特别地，其可具有飞行员输入装置，如操纵杆和可选的踏板。
此外，所述预设定装置30可包括操作模式输入装置和/或自动驾驶仪32，其可产生期望的自动驾驶指令32a以控制所述飞机或与飞行控制装置50功能性相连以便将期望指令31a或32a发送至飞行控制装置50。
可使用控制输入装置31的期望控制指令31a和/或自动驾驶仪32的期望自动驾驶指令32a以在飞行控制装置50中产生期望指令，从而致动或移动调整传动装置，特别是致动或移动用于调整或致动流动影响装置的致动器和/或用于调整待致动的可调襟翼S的致动器或襟翼传动装置，并将所述指令中继至后者。
所述飞机F还包括飞行状态传感器结构40，其与飞行控制装置50功能性地相连以主要获得飞行状态日期，与空气数据传感器结构41相连以获得空气动力学数据或空气数据，特别是确定空气的静态和动态压力、温度和速度，以及与惯性传感器结构的飞行位置传感器结构42相连以特别用于获得惯性位置和其用于飞机F的衍生数据，尤其是飞机F的加速度和旋转速度。空气数据传感器结构41包括用于确定飞机F的飞行状态的空气数据传感器，特别是确定飞机F周围的空气流的动态压力、静态压力和温度。特别地，使用飞行位置传感器结构42以找到飞机F的旋转速度，包括飞机的偏航率(yaw rate)和滚转率(roll rate)，从而确定其飞行位置。飞机控制装置50接收由飞行状态传感器结构40获得的传感器值的飞行状态传感器信号40a，特别是空气数据传感器结构41的空气数据传感器信号41a和飞行位置传感器结构42的飞行位置传感器数据42a。
可向位于所述飞机上的各控制襟翼，例如，副翼5a和11b以及扰流板12a或12b分配至少一个调整传动装置和/或驱动装置，根据本发明，经指令信号，即期望指令通过飞行控制器50可选地致动各个调整传动装置和/或驱动装置，从而调整相应分配的控制襟翼以控制所述飞机F。在此处，还可向这些控制襟翼中的一个分配一个相应的致动传动装置，或者为了增加飞机系统的故障安全性，分配多个调整传动装置。
所述飞行控制装置50具有控制功能件，其从控制输入装置30接收控制指令且从传感器结构40接收传感器值40a。所述控制功能件如此设计，以生成用于所述调整传动装置的定位指令作为控制指令30a和所获得的和接收的传感器值40a的函数，且将所述定位指令中继至调整传动装置，从而起动调整传动装置使通过控制指令控制所述飞机F。
在飞行中，飞行员使用致动装置31以生成用于控制所述飞机的期望指令31a。用于飞机控制的期望指令31a可以为用于在飞机的飞行状态中实现相对变化的三维加速度矢量或方向变化参数。期望的指令矢量也可能由两个预设值所组成，例如，在本文中，其可生成用于横向运动的方向变化参数和用于飞机的竖直运动的加速度参数。特别地，所述飞行控制装置50可以如此配置，使得基于指令所述调整传动装置21的期望参数30a生成当前输入信号矢量CS并将其传输给所述调整传动装置，飞机在所述调整传动装置假设具有与期望参数30a相对应的期望状态。
此外，还可以使用自动驾驶仪32生成期望指令或期望指令矢量33a。
下面将说明本发明的整体概念(图3至7)。
所述飞行控制装置与预设定装置30，飞行状态传感器结构40，以及具有用于调整控制襟翼S的调整传动装置和用于获得控制襟翼S的设定位置的传感器结构的定位装置20功能性相连，从而将飞机调整至与期望参数30a相对应的飞行状态。与飞行控制装置功能性相连的还有多个流动影响装置16；16K的数个结构15和至少一个流动状态传感器结构17，且各结构15均至少延伸至在翼展方向延伸的每个机翼M的主翼M的表面区段10；11a，12a；11b，12b，并影响流过所述表面区段10的流体，流动状态传感器结构17用于测量各表面区段10；11a，12a；11b，12b上的流动状态。
如图3至7所示，根据本发明的飞行控制装置50通常致动用于控制飞行的控制襟翼S的至少一个调整传动装置21作为期望参数30a的函数。对至少一个控制襟翼S的起动这样改变飞行状态(特别指位置和高度)以及飞行位置和其第一第二衍生数据，使其符合期望参数30a。以这种方式中，所述飞行控制装置50使用飞行状态调节功能件70以调整飞机的飞行状态，从而控制飞机。在这样做时，飞行状态调节功能件70可生成定位指令350(图3)、470(图4)或570(图5)，以起动控制襟翼S的定位装置20或他们各个调整传动装置21。
根据本发明，提供了用于检测作用在所述飞机上的不稳定流动状态的检测装置。根据本发明还提供了致动功能件，其与所述流动影响装置16功能性相连接以致动所述流动影响装置。特别地，所述致动功能件能够功能性的集成在飞行控制装置50中。依照本发明，所述致动功能件可如此配置，以使用所述检测装置检测的不稳定流动状态而致动所述流动影响装置16，且其致动方式使得不稳定流动状态对所述飞机的影响最小化。
根据本发明，能够通过不同方式配置所述检测装置。特别地，用于检测作用在所述飞机上的不稳定流动状态的所述检测装置可与所述飞行状态传感器结构40功能性相连接，并包括用来识别不稳定流动状态的过滤功能件。特别地，用于检测作用在所述飞机上的不稳定流动状态的所述检测装置可包括过滤功能件，利用所述过滤功能件识别不稳定流动状态。
代替地或另外地，所述检测装置可包括用于检测作用于所述飞机上湍流的载荷和/或位移的传感器39。
在本发明的另一方面，所述检测装置能够如此设计，以将用于所述表面区段10；11a，12a；11b，12b上流动状态的期望值确定为所述预设定装置的期望参数30a和所述飞行状态传感器结构40所传输的飞行状态数据的函数，从而调整在主翼M翼展上的升力分布，并基于由各流动状态传感器结构17确定的流动状态数据确定偏差且从其获得作用于所述飞机上的不稳定流动状态。
在图3所示的实施例中，所述飞行控制装置50生成用于不同区段10的流动影响装置16的各致动器的以及控制表面的调整传动装置21的定位指令CS。所述致动功能件以预定方式相应地起动或移动所述流动影响装置的调整传动装置，从而改变局部升力系数或与区段10中的阻力系数(drag coefficient)和升力系数相关的条件，在这个区段10中设置有定位状态改变的被相应致动的调整传动装置或致动器。因此，所述飞行控制装置50使用其中所执行的控制和调节算法以作为时间的函数致动所述控制襟翼S的调整传动装置，从而根据控制飞机的期望指令31a和/或32a设置飞行状态，并在此在飞行位置中稳定飞机和/或执行路径控制运动和/或调整机翼的载荷分布和/或补偿阵风。
其结果是，本发明提供的所述飞行控制装置通常包括致动功能件，其生成用于驱动装置的期望指令以调整至少一个表面区段10的流动影响装置15，以及调节功能件，其生成用于驱动装置的期望指令以调整每个机翼的至少一个控制襟翼S，所述飞行控制装置使用控制所述飞机的期望指令，从而确定用于致动机翼上定位装置的相应期望指令，对所述定位装置的致动基于期望的指令改变或影响所述飞机的飞行状态。
通过所述致动功能件致动和起动所有区段和一个相应区段10的流动影响装置16的至少一个致动器，以从所获得流动状态数据的所确定的期望值对偏差进行补偿。所述致动功能件确定用于机翼的流动影响装置16的致动器的期望指令，其与各区段区域在一个时间点所需的局部升力系数相对应。。对各相应区段的致动器的致动和指令使分别被致动的致动器起动，其结果是各个相关的流动影响装置16影响在局部区段10的流动状态，从而尤其影响和改变存在于各区段10的流动状态。
本发明的一个示例性实施例能够提供达到所监控或调节的经指令的局部流动状态的过程，如图4和5所示。通过流动状态传感器结构16获得实际存在于各区段10的流动状态，且在比较器65中将所获得的实际流动状态值作为传感器信号16a与输入信号的值相比较。
所述致动装置可以如此配置，以将当前定位指令或当前定位信号矢量316(图3)发送至流动影响装置16。在这里，可以通过流动影响装置16致动仅一个区段、所有区段或区段中所选区段。优选地，流动影响装置16的区段10可设置为，以同样的方式起动同一区段的流动影响装置16。在一个示例性实施例中，用于起动流动影响装置16的调整传动装置为一个区段的所有流动影响装置16的一部分，使得在本实施例中每个区段10都需要各自的定位指令以指令该区段的流动影响装置16。
用于检测作用于飞机上的不稳定流动状态的所述检测装置能够如此配置，使得从使用相应流动影响装置16的飞行状态传感器结构40的当前传感器数据获得各区段的期望流动状态，将其与各流动状态传感器结构17所测得的流动状态相比较，并在将期望值与实际值比较且发现差异的情况下，假定存在不稳定流动状态。
在此处，所述致动装置能够具有功能件，其用于选择待起动的流动影响装置16，以使不稳定流动状态对飞行的影响最小化。在一个示例性实施例中，特别地，所述致动装置使用调节器一个个地确定各区段的局部期望流动状态值，即，当前定位信号矢量316结合用于每个可致动区段10的定位信号。在此处，定位信号316或当前定位信号矢量316可以如此配置，使得包括用于所有可起动流动影响装置16的一个值，且基于选择并根据各个当前定位信号矢量316将调整后的零值分配给不需要被起动的流动影响装置16。
在本发明的另一方面，用于检测作用在所述飞机上的不稳定流动状态的所述检测装置与所述飞行状态传感器结构40功能性相连接，并包括可用于识别不稳定流动状态的过滤功能件。
在本发明的另一方面，所述检测装置包括用于检测作用于所述飞机上湍流的载荷和/或位移的传感器。具体地，这些传感器可以为被固定至飞机结构，尤其是机翼表面的应变计。在此处，用于检测载荷和/或位移的所述传感器可与机身在翼展方向上相隔开，优选地，其可分布在机翼的翼展上。例如，这些传感器中的至少一个位于从翼展方向上所见的机翼的外半部分。
代替地或另外地，所述检测装置包括加速度传感器，这些加速度传感器被设置于所述机翼上以测量由于作用于所述飞机上的不稳定流动状态而导致在所述机翼上局部出现的加速度。在此处，优选地，所述加速度传感器也与机身在翼展方向上相隔开，优选地，其分布在机翼的翼展上。例如，这些传感器中的至少一个位于翼展方向上所见的机翼的外半部分。
所述检测装置还能够如此配置，以将用于所述表面区段10；11a，12a；11b，12b上流动状态的期望值确定为用于所述飞行状态传感器结构40所传输的飞行状态数据的期望参数30a的函数，可选地，也将其确定为所述预设定装置30的期望参数30a的函数以设置在主翼M的翼展上的升力分布，并使用由各流动状态传感器结构17获得的流动状态数据以找到偏差，且从该偏差确定作用于所述飞机上的不稳定流动状态。所述飞机F包括飞行状态传感器结构40，其具有与致动装置C功能性相连以获得飞行状态数据从而确定飞行状态的空气数据传感器结构41(空气数据系统ADS)；以及飞行位置传感器结构或惯性传感器结构(惯性测量单元IMU)，其用于确定所述飞机F的飞行状态，特别是所述飞机F的旋转速度。优选地，所述惯性传感器结构42位于机身内部并在所谓的航空电子舱中。所述空气数据传感器结构41包括以外部测量探头形式存在且用于确定所述飞机F的飞行状态的空气数据传感器，特别是确定所述飞机F周围的空气流的动态压力、静态压力和温度。尤其是，所述飞行位置传感器结构42用于确定所述飞机F的旋转速度，包括飞机的偏航率和滚转率，以确定其飞行位置。所述飞机控制器接收由飞行状态传感器结构40获得的传感器值的飞行状态传感器信号40a，特别是空气数据传感器结构41的空气数据传感器信号41a和来自飞行位置传感器结构42的飞行位置传感器数据42a。尤其是，所述检测装置能使用所述惯性传感器结构42确定的旋转速度和/或加速度以检测作用于飞机上的不稳定流动状态。代替地或另外地，所述检测装置能使用由所述空气数据传感器结构41获得的动态压力来确定作用于所述飞机上的不稳定流动状态。
用于影响在机翼1；1a，1b不同区段中流动状态的所述致动功能件被集成在图3所示的实施例的飞行控制装置50中，且可从所述飞行状态传感器结构40接收各数据。所述致动功能件如此配置，以致使用由检测装置所检测的不稳定流动状态来致动所述流动影响装置16，通过调整流动影响装置16对不稳定流动状态的影响使得至少对不稳定流动状态进行部分补偿而使不稳定流动状态对飞机的影响最小化。因此，所述致动装置可实时或按时间间隔生成用于起动所述流动影响装置16的相应控制变量，作为获得的不稳定流动状态的函数。所述致动装置可包括流动状态调节器60，其中，可使用至少一个流动状态传感器结构17在每个区段中获得由于对流动影响装置16的致动而导致实际出现在各区段10上的流动状态，且可基于对每个区段中分别确定的实际流动状态与由致动功能件确定的用于各区段的期望流动状态之间进行期望/实际值比较65而使所述调节器60实际上接近于用于每个区段10的期望流动状态。由于期望状态会因为时间相关的待补偿的不稳定流动状态而不断变化，由所述致动装置产生的期望流动状态也可从一个时间增量至下一时间增量而变化。因此，所述流动状态调节器60用作随动调节器，其目标是保持实际流动接近期望流动状态，从而使不稳定流动状态对所述飞机，特别是对机翼的影响最小化。
所述致动功能件用于影响机翼1；1a，1b各个区段中的流动状态，生成对要被使用的流动影响装置16的定位指令，以用来近似地设置在各时间增量中每个区段中进行调整的期望流动状态，所述致动功能件可包括评估功能件和/或飞机F或机翼的模型，其被设计用于根据期望参数30a和/或传感器信号40a在每个区段中确定期望流动状态，并生成与其对应的定位指令316(图3)、460(图4)和560(图5)。
所述致动功能件或装置可以如此设计，使得基于用于升力或用于各区段上阻力系数与升力系数比例的指标或机翼的参考位置或与这种指标相应的变量确定用于流动影响装置16的指令，所述指令是基于用于所述预设定装置30的期望参数30a和/或基于飞行状态传感器结构40的传感器信号40a和/或基于流动状态传感器结构17测量的流动状态而产生的，从而设置对于流动影响装置16所导致的流动的影响程度。在此处，所述致动装置可以如此配置，使得将用于升力或用于各区段的阻力系数与升力系数比例的这些指标或机翼上的参数位置作为输入变量的函数而存储于所述致动装置中。如上所述，输入变量可以是预设定装置30的期望参数30a和/或用于飞行状态传感器结构40的传感器信号40a的数值和/或流动状态传感器装置17所测量的流动状态。这些指标具有计算意义并作为纯计算变量而存储，因此作为用于计算操作的系数或额定值，利用该值确定用于流动影响装置16的定位指令。在这个意义上，在各表中的上述指标也可以被称为控制指标或控制变量。特别地，可基于校准产生这些指标，并作为表格或矩阵或值系列而存储于所述致动装置中，且所述指标包含待实现的各升力的数值。为了补偿现有的不稳定流动状态，所述致动装置可包括功能件，其基于用于流动影响装置30的期望参数30a和/或基于的所述飞行状态传感器结构40的传感器信号40a和/或基于由流动状态传感器结构17所测得的流动状态通过所存储的用于升力或阻力系数与升力系数比例的指标确定在所述致动装置中在所考虑时间上的相关期望流动状态。
特别地，待实现的升力值可分别对应升力系数或阻力系数与升力系数的比例，或来源于这些值之一。待实现的升力值或在机翼表面的区段10上的期望流动状态或在机翼表面上的参考位置通常为引起按照待实现的期望参数30a的飞行状态的一个量或数值，且由测试和/或分析而确定，其中，特别地，所述数值也可分别对应于相对于机翼的局部升力系数，或阻力系数与升力系数的比例，或在表面区段的滑翔比，或可来源于这些数值之一。
所提及的在机翼表面上的参考位置可以是在测试和/或分析中确定的重要区域，在所述参考位置中很大程度地产生待确定或补偿的不稳定流动状态，使得所述参考位置确保了根据本发明的功能件和操作具有足够的有效性。
此外，所述致动装置可包括定位指令确定功能件，其使用调节器和/或观察器功能来确定定位指令316(图3)、460(图4)、560(图5)或当前定位信号矢量316(图3)、416(图4)和560(图5)，所述指令或向量基于确定与所述各时间点内待实现的升力相关的数值来指令和起动所有区段的流动影响装置16。这样的观察器功能件可以结合飞机的数学模型，其中所述致动装置基于来自各时间点内的待实现升力值的以期望参数30a为形式的输入数据，使用所述观察器功能件确定定位指令或当前定位信号矢量，这些指令可使飞机实现对应于定位指令或定位信号矢量的飞行状态。
对于根据本发明的实施例而言，代替地或另外地，本发明可包括阵风改善功能件36(图4和5)，利用所述阵风改善功能件36可将定位指令中继至流动影响装置16，以补偿各流动状态传感器结构17所测量或确定的流动状态与所确定的期望值的偏差。特别地，所述阵风改善功能件36包括致动功能件，其用于致动根据所述实施例之一的流动影响装置16，所述阵风改善功能件36功能性联接至图4和5所示的飞行状态调节器70且未集成入飞行状态调节器70中，这样所述阵风改善功能件36通过将期望指令36a中继至飞行状态调节器70(图4)或将期望指令516中继至流动状态调节器60(图5)而使流动影响装置16起动，以能够通过起动机翼1，1a，1b上的流动影响装置16而抵消因阵风引起的不稳定气力。图5显示了阵风改善功能件36至传感器结构40的可选联接，且传感器结构40特别是指空气数据传感器结构41和/或惯性传感器结构42和/或加速度传感器39，其将检测或发送不稳定流动状态的输入信号传送至致动功能件。优选地，所述加速度传感器39设于机翼的位置上以测量被暴露至局部地作用于机翼上的不稳定流动状态的加速度。
所述飞行状态传感器结构40的传感器可用作检测阵风的传感器。特别地，由惯性传感器结构42测得的加速度和/或旋转速度可用于发现阵风或湍流。优选地，所述惯性传感器结构42位于飞机机身内所谓的航空电子舱中，这样由惯性传感器结构42测得的加速度和/或旋转速度与飞机的中心位置有关。但是，测试意外地表明这些传感器信号适用于确定不稳定流动状态，根据本发明已使不稳定流动状态的影响最小化。
代替地或另外地，飞机的选定位置还包括额外的惯性传感器，即加速度传感器和/或旋转速度传感器，以检测阵风或湍流。例如，加速度传感器可位于机翼上，几个加速度传感器在机翼翼展上分布且用于获取在机翼上由阵风和湍流引起的机翼上加速度，从而可检测后者的位移。特别地，旋转速度传感器也可以位于飞机的机身区域中，从而获取旋转速度，从该旋转速度确定阵风和湍流。
作为一个选项，流动状态传感器结构17的传感器信号也可用于检测阵风和湍流。
代替地或另外地，流动状态传感器结构17还可用于检测阵风和湍流。在此处，可在机翼上仅一个参考位置设置流动状态传感器结构17。或者，在每个区段10中设置至少一个流动状态传感器结构17。
图4所示实施例提供了使用的所述阵风改善功能件36，其确定流动状态控制变量36a以使用定位指令416来指令流动影响装置16，所述定位指令416由流动状态调节器70产生用于流动影响装置16。流动状态调节器70能够结合一个功能件，使用所述功能件，可以通过流动状态调节器70确定的用于致动控制襟翼S的定位装置20的定位指令470而抵消通过阵风改善功能件36而确定的流动状态控制变量36a，从而使起动流动影响装置16和控制襟翼S的效应不会对彼此产生消极影响。特别地，如果其效应彼此损害，可向控制襟翼S的指令分配较高的优先级，例如至少为2倍的放大因子。例如，如果机翼上的控制襟翼S和流动影响装置16都已起动，可假定控制襟翼S和流动影响装置16的效应已对彼此产生消极影响。根据一个示例性实施方案，所述流动状态调节器70可基于这些功能件确定所校正的定位指令465，且将所述定位指令465中继至流动状态调节器70。基于后者，可使用比较器65执行调节处理以将输入信号与实际流动状态值进行比较，实际流动状态值为用于每个区段的流动状态传感器结构17的传感器信号62，其中，控制变量确定功能件67以及区段致动功能件68用来确定用于每个区段10的流动状态定位指令460，利用该指令实现待设置的载荷分布，或利用该指令相应地起动所述流动影响装置16以抵消由阵风引起的不稳定气力。
在图5所示实施例中，所述阵风改善功能件36用来生成对流动影响装置16的定位指令，并通过飞行状态调节器70以非补偿方式中继至流动状态调节器60。在此处，可设置区段致动功能件537，其从阵风改善功能件的输出控制变量36a确定与每个单独区段相关的控制变量516。根据本发明的另外实施例，也可以提供和集成这样的区段致动功能件537。第二区段致动功能件537可包括一个功能，其考虑到整体上无法由各区段10的流动影响装置16执行的或彼此矛盾的指令，并确定用于每个区段的流动影响装置16且为当前时间点上的最佳控制变量516。然而，替代地，所提供的阵风改善功能件36可产生对每个区段的流动影响装置16的参数并将参数中继至流动影响装置16。阵风改善功能件36或区段致动功能件537可确定待分别起动的每个被致动区段10的每个流动影响装置16的起动强度，并将相应的定位信号516中继至每个单独区段的流动影响装置16。
本发明还可提供与飞行员界面功能性相连的致动功能件，且其连接方式使得飞行员界面显示可调襟翼K的调整位置和/或经流动影响装置16，16K指令或发起的流动影响过程的程度。
在本发明的一个实施例中，流动影响装置16a被设计为流体吹扫装置。在这种情况下，定位指令可用于指令流体通过流动影响装置16的出口流出的体积流动。在给定主翼M上可调襟翼K的相应结构的条件下，也可指令所述可调襟翼K以设置在主翼M和可调襟翼K之间的间隙大小。
流动影响装置16如此设计，使得其可用于影响在各表面存在的流动，并进一步影响主翼M或可调襟翼K的升力系数。
在此，特别地，流动影响装置16还可用于调整在各表面上存在的流动可被影响的程度。在一个示例性实施例中，流动影响装置16由开口(未示出)和流动产生装置或流动传输驱动器(未示出)而组成，其中所述流动产生装置或流动传输驱动器通过开口产生空气吹扫或吸气流。此处的流动传输驱动器可被安装或集成至与开口相连的通道中，并以固定容量运行，或所述开口可以如此设计，使得其可响应通过致动功能件的相应致动来改变或控制进气压力和/或清除压力和/或压差。
替代地或另外地，所述流动影响装置16还可包括吹扫开口改变装置或吸气开口改变装置，通过该装置在主翼M或可调襟翼K内的通道的开口通往表面的环境，其中，所述通道流入或流出主翼M或可调襟翼K的另一位置。这样，可使用吹扫开口改变装置或吸气开口改变装置来控制或调整分别流经开口的空气量。
流动状态传感器结构15可包括一个或多个传感器以获取在高升力襟翼上侧存在的或分离的流的流动状态。所述传感器或数个传感器可由用于获取流速的热线式传感器(hot wire sensor)而组成。进一步地，所述传感器或数个传感器可由用于获取壁面剪切应力的压电壁面剪切应力传感器而组成。在此处，所述传感器或数个传感器可由用于获取壁面剪切应力的热膜传感器而组成。
所述传感器或数个传感器通常由用于获取在主翼M或襟翼K上侧的流动状态特性的传感器而组成，且如此设计，使得可利用传感器产生的信号明确地确定流动状态，即，确定是否有存在的或分离的流，或检测或获取所述流。
此外，在所述通道中的流动状态传感器结构17可设置于襟翼K中，从而可使用相应的传感器结构获取在高升力襟翼和/或主翼中一个通道或多个通道中的流动状态，并将其作为流动值中继至高升力襟翼调整装置，其中所述高升力襟翼调整装置用于验证流动状态和改变用于影响流动的装置的致动或调节。
图6为根据本发明提供的一个区段的流动影响装置16的一个示例性实施例的图示。这里的流动影响装置16由用于接收压缩空气的压力室101、出口室或吹扫室103和一个或多个用于将压力室101和出口室103连接的连接管线105而组成。所述吹扫室103包括至少一个出口开口或吹扫开口，优选地，包括多个出口开口或吹扫开口的一个结构110。图6为单一吹扫开口104的图示，且其仅供说明之用。至少一个连接管线105集成有至少一个阀结构107，其与致动装置C功能性相连。致动装置使用当前定位信号矢量或定位指令316、460和560致动阀结构107，从而允许存在于压力室101中的压缩空气以相应速率和/或流量流入或不流入出口室103中，其基于当前定位信号矢量或定位指令316、460和560的调整值，且空气通过吹扫开口的结构110从所述出口室流出，以便影响空气绕可调襟翼K的表面K1的流动方式。
可以通过各种方式将压缩空气引入压力室101中，特别是通过压力发生器。在这里，可将压缩空气从飞机流动体表面上的动态压力区取出，特别是源自外流动的可调襟翼或主翼。所述压力室也可与通过进料管线接收空气的压力发生器、泵或流量调节器连接。特别地，进料管线可从主翼M上侧的开口或开口的结构开始。在此处，开口位于一个位置上，或多个开口的结构可分布在主翼M的区域上，其设置方式使得可在这些位置产生吸气效果，其与以预定方式在吹扫开口的结构110处产生的吹扫效果相关联。
图6中流动影响装置16内置后以图6中的结构分离的装置作为图示。图6为具有主翼M的机翼的图示，且主翼上侧容纳有根据本发明提供的吹扫开口的结构110。
优选地，吹扫开口的结构110或开口装置可特别由狭缝状的多个开口(图7至9)的结构而组成。优选地，本发明的与一个或多个吹扫室流动性连接的多个吹扫开口分布在飞机的流动体的表面区段上。在此处，沿流动S的方向所见，多个表面区段设置为彼此相邻或在彼此之后，以影响流过流动体较大面积的流动。所述致动功能件确定定位指令和与其相对应的调整值，用于分布在流动体或主翼上多个区段10的各个可致动区段10的流动影响装置16，所述流动体或主翼带有此类流动影响装置16的结构15和流动状态传感器结构17。
图9为表面区段10的示例性俯视图，其具有在本发明中通常被设置于主翼或可调襟翼K，且总体上为飞机F流动体的表面区段中的流动影响装置的结构15K和流动状态传感器结构。图8所示结构包括在表面区段10上分布的吹扫开口104的矩阵状结构110。总体上，多个出口开口的结构110的吹扫开口104分布在各表面区段上，以影响在表面区段10的整个区域上或上方的流动。优选地，压力室和阀结构107可分配给表面区段10的开口104。或者，可向多个表面区段10的开口104分配压力室101。
吹扫开口104包括影响绕各表面区段10流动的最佳形状。在这里，可在表面区段10上使用吹扫开口104的不同形状。例如，吹扫开口104可以为圆形、椭圆形或镰刀形。
此外，多个流动状态传感器结构17被设置于表面区段内，其在图9中的图示为圆形符号。
所有设置的流动状态传感器结构17与致动装置功能性相连接，所述致动装置用于将当前流动状态以分别由各流动状态传感器结构17产生的传感器信号的形式中继至各流动状态传感器结构17的位置或相应区段。在所述致动装置中，可基于所测得的流动状态以确定每个区段要从哪个吹扫开口104以何种力量吹扫空气，从而设置与由预设定装置30产生的且用于生成飞机的飞行状态的定位指令相对应的飞机的飞行状态。
不同表面区段可设置为彼此相邻或重叠在流动体(例如主翼)的吸入侧和/或压力侧的表面上。
所设置的致动装置还可使用由位于其他表面区段10中的流动状态传感器结构17所确定的流动状态以确定流动影响装置16的定位指令。
根据致动状态的相应功能，该相应功能指令一个或多个表面区段10的流动影响装置16，从而可特别设置在各表面区段10上存在的流动能够被影响的程度。为此，确定用于当前定位信号矢量的相应值。在这里，致动装置可致动调整传动装置以及例如多个表面区段10的阀结构107。在这里，可特别提供脉冲吹扫。
代替地或另外地，所提供的致动装置C可使用当前定位信号矢量或定位指令以指令流动影响装置16来致动在各吹扫开口104上的开口装置，从而通过开启和关闭开口装置调整在各吹扫开口104上的吹扫流动。
针对上述内容代替地或另外地，所设置的致动装置可联接至压力室的压力发生器或流动传输驱动器(未示出)功能性相连接，以相应地致动压力发生器来设置在压力室中的压力，以这种方式，调整在表面区段10的开口104处的吹扫率。特别地，可通过定位信号矢量或定位指令基于飞行状态，尤其是基于飞行速度和飞行高度或源自速度和高度的变量设定在压力室中的压力。致动装置还可以在某些飞行状态范围内，例如在巡航时，通过定位信号矢量或定位指令停用压力发生器。总体上，压力发生器也可以按固定容量运行，或如此配置，使得用致动功能件进行相应的致动来改变或控制入口压力和/或吹扫压力和/或压差。
在这里，可将流动传输驱动器安装或集成在与开口相连的通道中。
能够通过不同的方式提供用于制备压缩空气的媒介，例如可通过推进系统、辅助涡轮(例如：所谓的辅助动力装置或APU)，经空调系统的入口，通过整流罩的开口，例如可调襟翼，通过任何其他的开口/吸气位置，例如在机翼的前缘区域和/或襟翼的侧边区域而提供。在这里，流动传输驱动器可额外地与空气源集成在相应的连接通道中，从而可提供相应的压力和/或质量流。
在这些本发明的实施例中，在流动影响装置16中的质量或体积流动或与其相应的变量可作为调节变量而提供，即作为通过致动装置待设置的变量或控制变量，其中，通过定位信号矢量或定位指令致动在各示例性实施例中提及的阀结构和/或压力发生器或流动传输驱动器。
在另一种流动影响装置16的设计中，流动影响装置可由各压电致动器所组成，从而能够使用定位信号矢量或定位指令来控制施加至压电致动器的电压。如果流动影响装置16的设计包括等离子致动器或基于核能的致动器，使用定位信号矢量或定位指令来控制用于控制后者的电流强度和/或待施加至后者的电压。此外，流动影响装置16还可以由基于化学工艺的致动器而组成，其中定位信号矢量或定位指令CS确定化学物质的浓度，如催化剂，例如，其可触发化学反应，如小型爆炸。
特别地，在图3所示的示例性实施例中，致动装置C特别包括调节算法，其可基于致动装置(“完全控制”)所接收的期望指令30a而控制所提及的输入值。
一方面，所述致动装置C的调节算法可以使用传感器数据(特别是指作为机翼或襟翼K上的传感器结构17的压力传感器)来综合对升力、阻力和滑翔比的测量，另一方面，其被设计成用于实现上述测量用预设目标值的鲁棒调节算法。所述调节器由反风复位结构(anti-wind-up reset structure)支持。从按时间顺序的集成和参考表格的组合得出所述测量，且该测量能够与飞行相关变量，例如升力，进行明确的关联。这使得能够间接规定升力或升力系数，例如，可通过算法将其转换成用于绝对度量的参数。所述用于绝对度量的参数，以下简称为期望值，可用于确定相对于当前绝对度量的差异，其然后即可确定规定动作的强度和类型。
可基于线性多变量黑盒模型使用合成鲁棒调节器的方法设计所述致动功能件的调节器。当线性多变量黑盒模型被识别时，在致动变量中以突然变化的形式产生合适的寄生信号(spurious signals)，并测量绝对度量对后者的反应。反应的动态行为用来使用参数识别方法推导线性微分方程系统，其为调节器合成的基础。这种类型的许多不同识别产生模型族，从所述模型族可为每次合成选择代表性或平均模型。调节器的合成可涉及方法的使用(例如：H∞-合成、鲁棒化和鲁棒回路成形)的使用。所得的经典线性控制电路可由反风复位结构所支持，假定请求一个超过可实现控制变量的控制变量时，其可校正调节器的内部状态，且其校正方式可防止调节器内的集成部分导致调节器超调或被锁定。其结果是，在给定不切实际的请求时，调节器仍然能够作出响应，其可增加操作的安全性。其可始终被调整至当前的情况，而不表现出任何由之前控制变量限制而引起的延迟。
特别地，可将调节器设计为最优调节器，其接收作为调节变量的所有必要的输入变量，基于源自流动影响装置16和/或致动器21或至少一个被致动的可调襟翼K的襟翼传动装置的、用于将调节变量和控制变量分配为作为飞行状态变量函数的校准和参数，在矩阵状处理中使用调节方法算法以生成用于流动影响装置16和/或致动器21或至少一个被致动的可调襟翼K的襟翼传动装置的各种输出信号。
因此，本发明包括从替代调节变量在不稳定状态中确定飞行相关的指标(升力、升力系数、阻力、滑翔比等)，然后使用所述指标用于期望值比较，并最终以这种方式大体上调整(在物理框架内)用于各指标的任何期望值，其中可通过在线性模型上配置的线性鲁棒调节算法而实现所述期望值。
由于没有较重的移动部件，本文的调节系统显然快于传统机械的解决方案，从而可针对性地抑制或利用局部流动现象。

Claims (20)

1.一种带有机翼(1；1a，1b)以及使不稳定流动状态的影响最小化的系统的飞机(F)，其中所述机翼包括各自的主翼(M)和相对于主翼可调整安装的至少一个控制襟翼(S)，用于起动所述至少一个控制襟翼(S)的调整传动装置(21)以及用于获得所述控制襟翼(S)的设定位置的传感器结构；且所述飞机还包括：
■预设定装置(30)，其用于生成与所述飞机的飞行状态相对应的期望参数(30a)，
■飞行状态传感器结构(40)，其用于生成飞行状态数据(40a)，
■飞行控制装置，其与所述预设定装置(30)、所述调整传动装置(21)以及用于获得所述控制襟翼(S)的设定位置的传感器结构功能性相连接，以将所述飞机调整至与期望参数(30a)相对应的飞行状态，
其特征在于，所述使不稳定流动状态的影响最小化的系统包括：
■多个流动影响装置(16)的至少一个结构(15)，用于影响流过表面区段(10)的流体，所述流动影响装置与所述飞行控制装置功能性相连接且结合在每个沿各自翼展方向延伸的机翼(M；1a，1b)的所述主翼(M)的至少一个表面区段(10；11a，12a；11b，12b)和/或至少一个控制襟翼(S)中，
■用于检测作用在所述飞机上的不稳定流动状态的检测装置，
■致动功能件，其与所述流动影响装置(16)功能性相连接以影响在所述机翼(1；1a，1b)的不同区段中的流动，且这样设计，使得所述致动功能件基于所述检测装置检测到的不稳定流动状态以及所述传感器结构获得的所述控制襟翼(S)的设定位置而致动所述流动影响装置(16)，以使不稳定自由流动状态对所述飞机的影响最小化。
2.一种带有机翼(1；1a，1b)以及使不稳定流动状态的影响最小化的系统的飞机(F)，其中所述机翼包括各自的主翼(M)和相对于所述主翼可调整安装的至少一个控制襟翼(S)，用于起动所述至少一个控制襟翼(S)的调整传动装置(21)，用于获得所述控制襟翼(S)的设定位置的传感器结构，以及至少一个后缘襟翼；且所述飞机还包括：
■预设定装置(30)，其用于生成与所述飞机的飞行状态相对应的期望参数(30a)，
■飞行状态传感器结构(40)，其用于生成飞行状态数据(40a)，
■飞行控制装置，其与所述预设定装置(30)、所述调整传动装置(21)以及用于获得所述控制襟翼(S)的设定位置的所述传感器结构功能性相连接，以将所述飞机设定至与所述期望参数(30a)相对应的飞行状态，
其特征在于，所述使不稳定流动状态的影响最小化的系统包括：
■多个流动影响装置(16)的至少一个结构(15)，用于影响流过表面区段(10)的流体，所述流动影响装置与所述飞行控制装置功能性相连接，且结合在每个沿各自翼展方向延伸的机翼(M；1a，1b)的后缘襟翼的至少一个表面区段(10；11a，12a；11b，12b)中，
■用于检测作用在所述飞机上的不稳定流动状态的检测装置，
■致动功能件，其与所述流动影响装置(16)功能性相连接以影响在所述后缘襟翼的不同区段中的流动，且这样设计，使得所述致动装置基于所述检测装置检测到的不稳定流动状态以及所述传感器结构获得的所述控制襟翼(S)的设定位置而致动所述流动影响装置(16)，以使不稳定自由流动状态对所述飞机的影响最小化。
3.根据权利要求2所述的飞机(F)，其特征在于，所述使不稳定流动状态的影响最小化的系统包括：
■用于影响流过表面区段(10)的流体的多个流动影响装置(16)的至少一个结构(15)，所述流动影响装置与所述飞行控制装置功能性相连接，且结合在每个沿各自翼展方向延伸的机翼(M；1a，1b)的所述主翼(M)的至少一个表面区段(10；11a，12a；11b，12b)和/或至少一个控制襟翼(S)中，
■致动功能件，其与所述流动影响装置(16)功能性相连接，以影响在所述机翼(1；1a，1b)的不同区段中的流动，且这样设计，使得所述致动功能件基于所述检测装置检测到的不稳定流动状态以及所述传感器结构获得的所述控制襟翼(S)的设定位置而致动所述流动影响装置(16)，以使不稳定自由流动状态对所述飞机的影响最小化。
4.根据上述任一权利要求所述的飞机(F)，其特征在于，所述致动功能件与所述飞行控制装置功能性地集成，使得在用于控制飞机的所述可调襟翼的指令中考虑用于流动影响装置(16)的指令。
5.根据上述任一权利要求所述的飞机(F)，其特征在于，至少沿各自翼展方向延伸的每个机翼(M；1a，1b)的所述主翼(M)的至少一个表面区段(10；11a，12a；11b，12b)结合有用于影响流过所述表面区段(10)的流体的流动影响装置(16)的结构(15)以及用于测量各表面区段(10；11a，12a；11b，12b)中的流动状态的至少一个流动状态传感器结构(17)，所述流动状态传感器结构与所述致动装置功能性相连接，其中用于每个区段的所述致动装置从各区段分别附带的所述流动状态传感器结构(17)确定在各区段中流动状态的实际值，并致动所述流动影响装置(16)，以这种致动方式来要求由所述致动装置确定的、使不稳定自由流动状态的影响最小化的期望值。
6.根据上述任一权利要求所述的飞机(F)，其特征在于，
■用于检测作用在所述飞机上的不稳定流动状态的所述检测装置与所述飞行状态传感器结构(40)功能性相连接，并包括用于识别不稳定流动状态的过滤功能件，
■用于影响机翼(1；1a；1b)不同区段中的流动的所述致动功能件与所述检测装置功能性连接，且被设计为使用所识别的不稳定流动状态以致动所述流动影响装置(16)，以这种致动方式来影响流过所述表面区段(10)的流体的流动，从而减少不稳定自由流动状态对所述飞机的影响。
7.根据上述任一权利要求所述的飞机(F)，其特征在于，
■用于检测作用在所述飞机上的不稳定流动状态的所述检测装置与所述流动状态传感器结构(17)功能性相连接，并包括用于识别不稳定流动状态的过滤功能件，
■用于影响机翼(1；1a；1b)不同区段中的流动的所述致动功能件与所述检测装置功能性连接，且被设计为使用所识别的不稳定流动状态以致动所述流动影响装置(16)，以这种致动方式来影响流过所述表面区段(10)的流体的流动，从而减少不稳定流动状态对所述飞机的影响。
8.根据上述任一权利要求所述的飞机(F)，其特征在于，
■所述检测装置包括用于检测作用于所述飞机上湍流的载荷和/或位移的传感器，
■用于影响在机翼(1；1a；1b)不同区段中流动的所述致动功能件与所述检测装置功能性连接，且被设计为使用所识别的不稳定流动状态以致动所述流动影响装置(16)，以这种致动方式来影响流过所述表面区段(10)的流体的流动，从而减少不稳定流动状态对所述飞机的影响。
9.根据上述任一权利要求所述的飞机(F)，其特征在于，检测装置以这样方式设计，将用于所述表面区段(10；11a，12a；11b，12b)上的流动状态的期望值确定为由所述飞行状态传感器结构(40)传送的飞行状态数据的函数，以设置在所述主翼(M)翼展上的升力分布，并且使用由各流动状态传感器结构(17)确定的流动状态数据以找到偏差，且从偏差得到作用于所述飞机上的不稳定流动状态。
10.根据上述任一权利要求所述的飞机(F)，其特征在于，所述检测装置包括多个加速度传感器(39)，其被设置于所述机翼上以测量由于作用于所述飞机上的不稳定流动状态而导致在所述机翼上局部出现的加速度。
11.根据上述任一权利要求所述的飞机(F)，其特征在于，所述流动影响装置(16)的结构包括位于一个区段或几个区段中的流动通道开口和位于所述机翼中用于排放和/或吸入的流动产生装置，流体从所述流动通道开口吹扫经过所述流动发生装置，从而影响在所述区段局部出现的升力系数。
12.根据上述任一权利要求所述的飞机(F)，其特征在于，所述流动影响装置(16)的结构包括设置于一个区段或几个区段中的流动通道开口以及位于所述机翼中且与多个吸入开口流动连接的吸气装置，流体通过所述吸入开口从所述流动通道开口吸入，从而影响在所述区段局部出现的升力系数。
13.根据权利要求11或12所述的飞机，其特征在于，所述流动产生装置设计为以产生连续体积流量，从而在被所述致动功能件起动时减少不稳定流动状态对所述飞机的影响。
14.根据权利要求11或12所述的飞机，其特征在于，
其中，所述流动产生装置这样设计，使得产生脉冲体积流动，以在其被所述致动功能件起动时减少不稳定流动状态对所述飞机的影响。
15.根据权利要求14所述的飞机，其特征在于，所述致动功能件具有功能件，其产生所述脉冲体积流量的频率作为用于由所述检测装置所确定的不稳定流动状态的数值的函数，从而减少不稳定流动状态对所述飞机的影响。
16.根据权利要求11或12所述的飞机，其特征在于，所述流动产生装置具有合成致动器，为了减少不稳定流动状态对飞机的影响，所述流动产生装置设计成产生体积流动的吸入和吹扫，该体积流动通过致动器被接收在所述合成致动器的致动器室中，或者从致动室喷出。
17.根据上述任一权利要求所述的飞机(F)，其特征在于，所述流动影响装置(16)的结构包括位于一个或多个区段的扬声器装置，并且当其被致动时，产生空气波动影响所述区段局部产生的升力系数。
18.根据上述任一权利要求所述的飞机(F)，其特征在于，所述流动影响装置(16)的结构包括位于所述机翼表面且设置于一个或多个区段的压电致动器，当其被致动时，产生空气波动影响所述区段局部产生的升力系数。
19.根据权利要求18所述的飞机，其特征在于：所述流动影响装置(16；16K)的结构额外具有可调襟翼和调节所述可调襟翼的致动器，其中用于所述流动影响装置(16)的期望指令包括用于流动产生装置的期望指令和用以调节所述可调襟翼的致动器的期望指令。
20.根据上述任一权利要求所述的飞机，其特征在于，所述至少一个区段为多个区段，从所述翼展方向看，其设置成一个在另一个之后。
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