CN107187583A - 影响边界层的空气动力学构件和用于生产其的方法 - Google Patents

Abstract

一种影响边界层的空气动力学构件和用于生产其的方法，该空气动力学构件包括：承载元件(16)，其被提供有用于引导气流通过该承载元件的至少一个空气通路孔(18)；设置在承载元件上的空气引导层(20)；和覆盖层(26)，构成过流表面(12)的至少一部分且至少部分地适于被空气流动通过。空气引导层(20)适于被至少在构件(14)的一些操作阶段中通过覆盖层供应至构件(14)并沿承载元件的方向流动的气流流动通过，和/或适于被至少在构件(14)的一些操作阶段中通过承载元件的空气通路孔(18)供应至构件(14)并沿覆盖层的方向流动的气流流动通过。覆盖层(26)通过增材制造方法直接施加至空气引导层(20)。

Description

影响边界层的空气动力学构件和用于生产其的方法

技术领域

本发明涉及一种影响边界层的空气动力学构件(boundary-layer-influencingaerodynamic part)、配备有这种影响边界层的空气动力学构件的飞机部件和用于生产该影响边界层的空气动力学构件的方法。

背景技术

空气在空气动力学部件上的边界层流的区域中的吸入和喷出是影响边界层流的已知方法。这些方法被用于避免或延迟沿空气动力学部件的过流表面的流破裂(flowbreakdown)，即从层流向湍流转捩，从而提高空气动力学部件的空气动力学性能，特别是流动阻力或升力系数。

切向吸入和喷出或者狭孔吸入和喷出是目前已知的用于影响飞机的外蒙皮上的边界层流的方法。例如，GB 25 22 531 A公开了一种飞机机翼，其外蒙皮被提供有狭孔，用于沿着外蒙皮沿边界层流的方向喷出空气。在洛克希德(Lockheed)F-104“星式战斗机(Star-fighter)”飞机上发现该方法的一种实现，该飞机在着陆襟翼的上侧具有用于喷出空气的出口狭孔。取自引擎的引气被供应至出口狭孔，由此另外的加速空气沿着陆襟翼被喷出至边界层流中，以便实现层流边界空气流的稳定。由于这种效果，着陆襟翼的最大升力系数被提高，由此飞机的着陆速度能够被减小。

此外，沿空气动力学部件的多孔外表面的空气的连续吸入和喷出的方法从现有技术中已知。DE 44 14 205 A1描述了一种用于沿着飞机的外蒙皮的边界层吸入的配置，空气围绕飞机的外蒙皮流动。该配置包括空气能够流动通过的多层构造，具有多孔承载层，该多孔承载层被布置在支撑结构上，一层微纤维织物被施加到该多孔承载层。类似的配置从US5,618,363 A中已知，其中空气绕其流动的飞机的外蒙皮在一些段中被形成有多孔的碳纤维增强热塑性塑料层，空气能够流动通过该多孔的碳纤维增强热塑性塑料层。

US 7,275,720 B2进一步公开了一种用于航天器的外表面上连续喷出冷却空气的配置。该配置包括承载结构，多孔陶瓷泡沫层被施加至该承载结构，冷却空气能够流动通过该多孔陶瓷泡沫层，并且该多孔陶瓷泡沫层沿半渗透覆盖层的方向引导沿着承载结构的冷却空气。半渗透覆盖层包括陶瓷复合材料，其通过粘合剂被施加至陶瓷泡沫层。在航天器再次进入地球的大气层时，冷却空气沿着陶瓷泡沫层从半渗透覆盖层喷出，以冷却航天器的外蒙皮。

这种用于影响边界层的方法向例如诸如客机中的空气动力学部件的商业应用目前还没有发生。

发明内容

本发明的目的在于提供一种具有改进的空气动力学性能的空气动力学构件，其能够以降低的费用被制造。另一目的在于提供一种生产这种空气动力学构件的方法。

这些目的通过具有下述特征的影响边界层的空气动力学构件、具有下述特征的包括这种影响边界层的空气动力学构件的飞机部件和具有下述特征的用于生产影响边界层的空气动力学构件的方法而实现。

影响边界层的空气动力学构件包括：承载元件，其被提供有用于引导气流通过该承载元件的至少一个空气通路孔；设置在承载元件上的空气引导层；和覆盖层，其构成过流表面的至少一部分并且至少在一些段中适于空气流动通过，并且特别地被穿孔。

影响边界层的空气动力学构件的空气引导层适于被至少在该构件的一些操作阶段中通过覆盖层供应至该构件并沿承载元件的方向上流动的气流流动通过，和/或适于被至少在该构件的一些操作阶段中通过承载元件的空气通路孔供应至该构件并沿覆盖层的方向流动的气流流动通过。

在通过覆盖层供应至构件并沿承载元件的方向流动的气流能够流动通过空气引导层的操作阶段中，从过流表面上的边界层流吸入空气被促进。因此，来自边界层流的低能量流体可被去除以避免该过流表面上的流破裂，即从层流向湍流的转捩，或者使流破裂位置沿边界层流的方向沿着过流表面移动，并因此延迟流破裂。

另一方面，在通过承载元件的空气通路孔供应至构件并沿覆盖层的方向流动的气流能够流动通过空气引导层的操作阶段中，向过流表面上的边界层流中喷射空气被促进。通过向边界层流中喷射空气，过流表面上的壁面剪切应力以及由此摩擦阻力可被减小，由此能够同样地被避免或延迟流破裂。

在构件的覆盖层的区域中吸入和喷出空气均允许边界层流沿着过流表面稳定，由此该构件能够呈现改进的空气动力学性能，例如诸如更低的流动阻力或提高的升力系数。

构件的覆盖层可构成空气动力学部件的过流表面的至少一段。空气动力学部件可为具有围绕其的流的空气动力学部件，即空气在其上围绕过流表面流动的部件。替代地，空气动力学部件可为其上具有流的空气动力学部件，即空气在其上在至少一侧流动的部件。

该空气动力学构件可被用于不同的应用领域。例如，该构件可被一体化至飞机的机翼中。此外，该构件可被用在转子、例如风轮机的过流表面的区域中。在此应用中，该空气动力学构件可通过稳定转子上的边界层流而有助于提高风轮机的效率。该构件也可用在例如空调系统的空气引导通道的过流表面的区域中。在此情况下，该构件可减少湍流并因此减少这种系统中的相关噪声的排放。

该构件的覆盖层通过增材制造方法被直接地施加至空气引导层。通过使用增材制造方法，能够实现该构件的不能被目前用于这种构件的制造方法实现的或者仅以高费用能够实现的结构特征。

例如，在该构件中不提供用以将覆盖层固定至空气引导层的诸如铆钉、粘合层等的紧固装置。因为覆盖层通过增材制造方法被直接施加至空气引导层，所以连接被直接地实现在覆盖层和空气引导层之间的接触表面上。因此，接触表面上的均匀的粘合力可在该构件组成部分之间被实现，而不需要在这些组成部分之间设置另外的粘合层。

例如，与通过诸如钻孔或激光处理之类的分离方法产生穿孔的已知的配置相比，就本构件而言，不需要额外的步骤来实现穿孔。由于这种分离方法产生的输入至该构件的热量导致的对该构件的机械性能的影响可因此被避免。

由于这里提出的方案，构件被提供有有利的机械性能，其具有在覆盖层和空气引导层之间的平坦且均匀构成的连接，因此不影响该构件的功能性。因为构件还具有简单的构造并且不需要任何额外的紧固装置用于固定覆盖层，所以这能够以减少的费用被生产。

在构件的进一步发展中，空气引导层通过增材制造方法被直接施加至承载元件。替代地或另外，承载元件可通过增材制造方法被生产。由于增材制造方法的使用，甚至不需要用于将空气引导层固定在承载元件上的额外的紧固装置。此外，任何复杂性的单独的构件层的结构可由此被实现，而基本上不增加用于生产该构件的费用。

熔融层方法(FDM(熔融沉积成型)方法)、送丝方法(wire-feed method)、选择性激光烧结或其它方法可被用作用于覆盖层、空气引导层和/或承载元件的增材制造方法。覆盖层、空气引导层和/或承载元件可彼此直接邻接并由相同的材料生产。优选地，至少覆盖层和空气引导层由相同的材料生产。此外，使用增材制造方法生产构件使得覆盖层、空气引导层和/或承载元件能够包括不同的材料和物质，其中这些可被直接施加至彼此并且彼此接合，而不需要额外的紧固装置。

承载元件优选地被提供用于吸收力并因此用于构件的机械稳定性。承载元件可为空气动力学部件的基础结构。替代地，承载元件可为与空气动力学部件的基础结构分离的构件组成部分，其被装配至基础结构中并且可固定地接合到此。例如，承载元件可通过诸如铆钉或粘合层之类的紧固装置被固定地接合至基础结构。

为承载元件提供的至少一个空气通路孔可被提供以将气流引导至空气引导层中或者将其引导出空气引导层。在此情况下，流动通过构件的气流可由该至少一个空气通路孔沿空气动力学部件的基础结构的空气引导通道的方向从空气引导层引导或者沿空气引导层的方向从空气引导通道引导。承载元件可相应地被布置为使得，其将空气引导层和覆盖层与空气引导通道分离。

在构件的优选实施例中，承载元件被提供有凹进，该凹进至少接收空气引导层。覆盖层在空气引导层在承载元件的凹进中的情况下可进一步被布置。凹进的侧壁和/或底部可被提供有至少一个空气通路孔。承载元件的邻接凹进的边缘段可具有外表面，该外表面构成构件的过流表面的另一部分。承载元件的边缘段的构成过流表面的另一部分的外表面可直接邻接覆盖层。在构成过流表面的一部分的覆盖层和构成过流表面的另一部分的承载元件之间的过渡区域中，过流表面可大体上被连续地形成，特别地为平坦的。通过能够通过增材制造方法生产直接邻接承载元件的边缘段的覆盖层，能够确保覆盖层和承载元件的边缘段之间大体上平坦的过渡。

构件的覆盖层可至少部分地被穿孔。特别地，覆盖层可被提供有贯通开口形式的穿孔开口，其具有限定的形状并具有相对于彼此的规则布置。覆盖层可特别地为微穿孔覆盖层。穿孔开口可具有相同的形状和沿覆盖层的穿孔段彼此相距相同的间距。替代地，该穿孔开口可具有不同的形状，特别地能够被流动通过的变化的截面面积，和/或变化的彼此相距的间距。此外，穿孔开口可具有纵向轴线，该纵向轴线被设置为垂直于覆盖层的构成过流表面的一部分的外侧。

在另一发展中，穿孔开口的纵向轴线可被布置为与以覆盖层的外侧成一角度偏移。特别地，穿孔开口的纵向轴线可被布置为沿边界层流的方向与覆盖层的外侧成小于90°的角度偏移。在构件的一些操作阶段中，部分切向吸入或喷出因此能够发生，从而从该部件喷射至边界层流中的气流具有在边界层流的方向上的速度分量，并且从边界层流吸入的气流具有与边界层流的方向相对的速度分量。

替代地或另外，覆盖层可包括空气能够流动通过的多孔材料。在此情况下，多孔材料可具有开口孔隙率。

覆盖层可进一步包括至少一个气密的、特别地为非穿孔的边缘段。覆盖层的气密边缘段优选被布置为邻接覆盖层的空气能够流动通过的段。在覆盖层的与覆盖层的构成过流表面的外侧相对的下侧上，覆盖层可被连接至承载元件。在此情况下，覆盖层的边缘段可被布置在承载元件的边缘段上。替代地，覆盖层的边缘段可被安装在空气动力学部件的基础结构的一段上。在此情况下，覆盖层的边缘段可通过增材制造方法被直接施加至承载元件和/或空气动力学部件的基础结构。

构件的空气引导层可包括至少一个多孔段，其含有具有开口孔隙率的透气的多孔材料。该多孔段可优选地适于被流动通过构件的空气流动通过。多孔材料的使用具有的效果在于，可实现通过空气引导层的均匀流。替代地或另外，空气引导层可包括至少一个空气引导通道。

通过使用增材制造方法来生产覆盖层和/或空气引导层，各个层的复杂结构可被简单地实现。例如，覆盖层和/或空气引导层可包括具有不同的开口孔隙率的段。这些段之间的过渡可被配置为使得，覆盖层和/或空气引导层具有渐进地或大体上连续地变化的开口孔隙率，从而提供段之间的连续过渡区域。

边界层流的区域中的空气的喷出或吸入可基于在覆盖层的空气能够流动通过的段的外侧占主导的压力和在空气通路孔的区域中占主导的压力之间的压力差而发生。为了影响此压力差，承载元件的空气通路孔可被连接至用于吸入和/或喷出流动通过该构件的空气的空气输送设备。空气输送设备可被构成为泵或压缩机的形式，其可在构件被特别地用于飞机中时由取自发动机的引气驱动。

在进一步发展中，构件可包括多个区域，该多个区域具有不同的从与覆盖层相邻的空气层的空气体积流去除能力和/或不同的向与覆盖层相邻的空气层的空气体积流供应能力。在本公开的上下文中，构件的多个区域中的一个相对于覆盖层的空气能够流动通过的段的表面向与覆盖层相邻的空气层、特别是边界层流中喷射特定空气体积流或者从空气层、特别是边界层流吸入的特定空气体积流的性能，被理解为空气体积流去除能力。换言之，在构件的具有比第二区域的第二空气体积流去除能力和/或空气体积流供应能力的第一空气体积流去除能力和/或空气体积流供应能力的第一区域中，假定在第一区域和第二区域中空气能够通过的覆盖层的段的面积相同，则与在第二区域中相比，在第一区域中更大的体积流能够被喷射至与覆盖层相邻的空气层中和/或从该空气层吸入。

构件的不同区域可沿边界层流的方向沿着过流表面一个接一个或彼此相邻地布置。特别地，构件可被形成为使得，沿边界层流的方向布置在过流表面的前部区域中的是具有第一空气体积流去除能力和/或空气体积流供应能力的第一区域，并且沿边界层流的方向与此邻接的是与第一区域相比具有更大的第二空气体积流去除能力和/或空气体积流供应能力的第二区域。由于构件的多个区域具有不同的空气体积流去除能力和/或空气体积流供应能力，适于空气动力学部件的形式或需求的对边界层的目标影响可由该构件实现。

为了形成不同的空气体积流去除能力和/或空气体积流供应能力，各区域可具有的覆盖层的适于被流动通过的横截面面积不同。特别地，各区域可具有不同密度的提供在覆盖层中的穿孔开口和/或不同尺寸的提供在覆盖层中的穿孔开口。替代地或另外，覆盖层在各区域中可具有不同的开口孔隙率。例如，覆盖层可具有的区域具有不同数量份额的开口孔隙。

替代地或另外，各区域可具有的空气引导层的空气能够流动通过的横截面面积不同。例如，空气引导层可具有的区域具有不同数量份额的开口孔隙。空气能够流动通过的空气引导层的横截面面积可在各个区域中大于空气能够流动通过的覆盖层的横截面面积。

替代地或另外，各区域可具有的承载元件的空气通路孔的适于被空气流动通过的横截面面积不同。例如，各区域可具有不同数量和/或密度的提供在承载层中的空气通路孔和/或不同尺寸的提供在承载层中的空气通路孔。

在进一步发展中，该多个区域可通过不透气的隔离壁彼此密封。在此情况下，构件的承载元件可在该多个区域中的每个中具有至少一个空气通路孔。将该多个区域彼此密封的该隔离壁可构成空气引导层的元件。替代地，隔离壁可由承载元件形成，其中承载元件可形成用于该多个区域的每个的分离的凹进，空气引导层的至少一个相应段被嵌入该分离的凹进中。

一种飞机部件，特别是机翼或尾翼，被配备有上述影响边界层的空气动力学构件。

在用于生产影响边界层的空气动力学构件的方法中，承载元件被提供，其被提供有用于引导气流通过该承载元件的至少一个空气通路孔。空气引导层被施加至承载元件。空气引导层适于被至少在构件的一些操作阶段中通过该覆盖层供应至构件并沿承载元件的方向流动的气流流动通过，和/或适于被至少在构件的一些操作阶段中通过承载元件的空气通路孔供应至构件并沿覆盖层的方向流动的气流流动通过。构成过流表面的至少一部分且适于至少部分地被空气流动通过的覆盖层通过增材制造方法被直接施加至空气引导层。

空气引导层可通过增材制造方法被直接施加至承载元件。承载元件可进一步通过增材制造方法被生产。将覆盖层施加至空气引导层，将空气引导层施加至承载元件和生产承载元件可通过增材制造方法在单个制造工艺步骤中被生产。

附图说明

在下面参照所附示意图更详细地解释本发明的优选实际示例，其中

图1示出具有影响边界层的空气动力学构件的空气动力学部件的示意性轮廓图；

图2示出图1中所示的空气动力学部件的放大截面，具有影响边界层的空气动力学构件的第一实施例；

图3示出图1中所示的空气动力学部件的放大截面，具有影响边界层的空气动力学构件的第二实施例；和

图4至图6示出图1中所示的空气动力学部件的其它实施例的俯视图。

具体实施方式

图1示出具体是飞机部件的空气动力学部件10的轮廓，其包括周向过流表面12。影响边界层的构件14在上侧被一体化至空气动力学部件10中。

图2示出图1中由虚线指示的区域的放大截面。如图2中所示，构件14包括承载元件16，该承载元件16被提供有用于引导气流通过该承载元件16的至少一个空气通路孔18。空气引导层20被设置在承载元件16上，其中空气引导层20包括第一多孔空气引导段22和第二多孔空气引导段24。第一空气引导段22和第二空气引导段24通过增材制造方法被直接施加至承载元件16。过流表面12的一部分由覆盖层26构成，空气能够流动通过覆盖层26，并且覆盖层26在段28中被穿孔。替代地或另外地，覆盖层26在段28可包括空气能够流动通过的多孔材料。覆盖层26通过增材制造方法被直接施加至空气引导层20。

如图2中的箭头指示的，空气引导层20可被至少在构件14的一些操作阶段中通过覆盖层26供应至构件14并沿承载元件16的方向流动的气流流动通过，并且至少在构件14的一些操作阶段中被通过承载元件16的空气通路孔18供应至构件14并沿覆盖层26的方向流动的气流流动通过。

覆盖层26具有空气能够流动通过的穿孔段28，该穿孔段28沿空气引导层20延伸并且直接接触与过流表面12相对布置的下侧。覆盖层26包括与穿孔段28相邻的气密的非穿孔边缘段30。承载元件16被提供有凹进，空气引导层20被布置在该凹进中。此外，承载元件16包括边缘段32，覆盖层26的非穿孔边缘段30被直接安装在该边缘段32上。

构件14的第一区域34和第二区域36被形成为具有不同的从空气层38的空气体积流去除能力，空气层38与覆盖层26相邻并且形成边界层流，并且构件14的第一区域34和第二区域36被形成为具有不同的向空气层38中空气体积流供应能力。第二区域36在边界层流的流动方向上被布置在第一区域34的后面。第一区域34这里优选地被布置在空气动力学部件10的前流分离点的区域中，从而有助于边界层流的稳定。

在这里所示的实施例中，第一区域34具有第一空气体积流去除能力和空气体积流供应能力，其均小于第二区域36的第二空气体积流去除能力和空气体积流供应能力。导致流破裂的沿轮廓后缘的方向不断增加的压力梯度能够有效地被这种配置抵消。对边界层流的目标影响因此能够发生在过流表面12上。

覆盖层26的穿孔段28在第一区域34中具有第一穿孔开口40，并且在第二区域36中具有第二穿孔开口42，其中第一区域34中的第一穿孔开口40的尺寸和密度小于第二区域36中的第二穿孔开口42的尺寸和密度。换言之，空气能够流动通过的覆盖层26的横截面面积在第一区域34比在第二区域36小。

空气引导层20在第一区域34中包括第一多孔空气引导段22，并在第二区域36中包括第二多孔空气引导段24。第一多孔空气引导段22具有第一开口孔隙率，其小于第二多孔空气引导段24的第二开口孔隙率。因此，空气能够流动通过的空气引导层20的横截面面积在第一区域34比在第二区域36小。

承载元件16的空气通路孔18在第二区域36中被布置在凹进的底部中，从而空气能够流动通过承载元件16的横截面面积在第一区域34比在第二区域36小。

因为空气引导层20被施加至承载元件16，覆盖层26通过增材制造方法被部分地施加至空气引导层20和承载元件16，所以构件14不包括将空气引导层20和覆盖层26固定在构件14中的紧固装置。

这里示出的构件14可通过增材制造方法在一个制造步骤中被生产，然后装配在空气动力学部件10中。如图2所示，构件14被紧固至空气动力学部件10的基础结构44上，该基础结构44形成过流表面12的另一部分。覆盖层26的非穿孔边缘段30和构件14的承载元件16的边缘段32这里被布置在基础结构44的侧壁46中，该侧壁形成台阶。

空气动力学部件10具有图2中所示的空气引导通道48，该空气引导通道48由基础结构44和构件14定界，流动通过构件14的气流能够流动通过空气引导通道48。空气引导通道48可以流体-引导连接被连接至输送设备，这里未示出，用于流动通过构件14的空气的吸入和/或喷出。流动通过构件14的空气的吸入和/或喷出在空气层38的区域中可基于在空气层38中占主导的第一压力p1与在空气引导通道48中占主导的第二压力p2之间的压力差而发生，第一压力p1可沿过流表面12变化。此压力差可被输送设备影响，从而控制流动通过构件14的空气的吸入和/或喷出。

图3示出构件14的第二实施例。与构件14的第一实施例相比，承载元件16构成空气动力学部件10的基础结构44。在生产构件14的制造方法中，空气引导层20可被直接施加至承载元件16，并因此施加至空气动力学部件10的基础结构44。

图3中所示的构件14还包括不透气的隔离壁50，其将第一区域34和第二区域36彼此密封。隔离壁50被布置在空气引导层20中，并且直接邻接第一多孔空气引导段22和第二多孔空气引导段24。由于不透气的隔离壁50的提供，在第一区域34的第一空气引导段22中占主导的压力可独立于在第二区域36的第二空气引导段24中占主导的压力被调节。换言之，已经彼此分离的气流可在第一区域34和第二区域36中流动通过构件14。承载元件16在构件14的第一区域34和第二区域36中分别被提供有至少一个空气通路孔18。特别地，构件可在空气动力学部件10的纵向方向上，即大体垂直于流动方向的方向上，被提供有若干空气通路孔18。在第一区域34流动通过构件14的空气的吸入和/或喷出可由在第一区域34的空气通路孔18的区域中占主导的压力p3控制。在第二区域36流动通过构件14的空气的吸入和/或喷出可由在第二区域36的空气通路孔18的区域中占主导的压力p4控制。在第一区域34的空气通路孔18处占主导的压力p3和在第二区域36的空气通路孔18处占主导的压力p4可为不同量级或者相同量级。第一区域34和第二区域36中的空气通路孔18可经由共同的空气引导通道被连接至相同的空气输送设备。替代地，第一区域34和第二区域36中的空气通路孔18可经由不同的空气引导通道被连接至相同的空气输送设备或者不同的空气输送设备，从而彼此独立地控制通过第一区域34和第二区域36的气流。

图4示出图1中所示的空气动力学部件10的另一实施例的示意性俯视图，其形式为安装在飞机机身52上的机翼。如图4中所示，包括在空气动力学部件10中的构件14沿着空气动力学部件10的纵向轴线延伸。换言之，构件14从安装在飞机机身52上的空气动力学部件10的第一端段沿空气动力学部件10的与该第一端段相对的自由的第二端段的方向延伸。

图5示出空气动力学部件10的另一实施例的俯视图，其中，与图4中所示的实施例相比，构件14包括构件14的具有不同的空气体积流去除能力和/或不同的空气体积流供应能力的若干第一区域34和若干第二区域36。若干第一区域34可具有不同的空气体积流去除能力和/或不同的空气体积流供应能力。若干第二区域36可对应地具有不同的空气体积流去除能力和/或不同的空气体积流供应能力。若干第一区域34和若干第二区域36分别被布置为在空气动力学部件10的纵向方向上彼此邻接。如图5中所示，不同的第一区域34和第二区域36具有空气能够流动通过的不同面积的穿孔段28。

图6示出空气动力学部件10的另一实施例。与图4和图5所示的实施例相比，构件14在空气动力学部件10的纵向方向上不被形成在中心机翼段中。换言之，构件14在空气动力学部件10的纵向方向上不是沿着整个机翼表面延伸，而是仅在空气动力学部件10的第一端段的区域中和第二端段的区域中延伸。

Claims (15)

1.一种影响边界层的空气动力学构件(14)，其包括：

承载元件(16)，该承载元件(16)被提供有用于引导气流通过该承载元件(16)的至少一个空气通路孔(18)；

布置在所述承载元件(16)上的空气引导层(20)；和

覆盖层(26)，形成过流表面(12)的至少一部分并且至少部分地适于被空气流动通过，

其中所述空气引导层(20)适于被至少在所述构件(14)的一些操作阶段中通过所述覆盖层(26)供应至所述构件(14)并沿所述承载元件(16)的方向流动的气流流动通过，和/或适于被至少在所述构件(14)的一些操作阶段中通过所述承载元件(16)的所述空气通路孔(18)供应至所述构件(14)并沿所述覆盖层(26)的方向流动的气流流动通过，并且

其中所述覆盖层(26)通过增材制造方法被直接施加至所述空气引导层(20)。

2.根据权利要求1所述的影响边界层的空气动力学构件，其中所述空气引导层(20)通过增材制造方法被直接施加至所述承载元件(16)，和/或所述承载元件(16)通过增材制造方法被生产。

3.根据权利要求1所述的影响边界层的空气动力学构件，其中所述承载元件(16)被提供有凹进，该凹进至少接收所述空气引导层(20)。

4.根据权利要求3所述的影响边界层的空气动力学构件，其中所述覆盖层(26)具有至少一个气密边缘段(30)。

5.根据权利要求4所述的影响边界层的空气动力学构件，其中所述覆盖层(26)的所述边缘段(30)被安装在所述承载元件(16)的边缘段(32)上或者被安装在基础结构(44)的段(46)上。

6.根据权利要求1所述的影响边界层的空气动力学构件，其中所述覆盖层(26)至少部分地被穿孔，和/或包括适于被空气流动通过的多孔材料。

7.根据权利要求1所述的影响边界层的空气动力学构件，其中所述空气引导层(20)包括多孔材料。

8.根据权利要求1所述的影响边界层的空气动力学构件，其中所述承载元件(16)的所述空气通路孔(18)被连接至用于吸入和/或喷出流动通过所述构件(14)的空气的空气输送设备。

9.根据权利要求1所述的影响边界层的空气动力学构件，其包括多个区域(34，36)，该多个区域(34，36)具有不同的从与所述覆盖层(26)相邻的空气层(38)的空气体积流去除能力和/或不同的向与所述覆盖层(26)相邻的所述空气层(38)的空气体积流供应能力。

10.根据权利要求9所述的影响边界层的空气动力学构件，其中所述区域(34，36)具有的所述覆盖层(26)、所述空气引导层(20)和/或所述承载元件(16)的所述空气通路孔(18)的适于被空气流动通过的横截面面积不同，并且其中在各个区域(34，36)中，所述空气引导层(20)的适于被空气流动通过的横截面面积大于所述覆盖层(26)的适于被空气流动通过的横截面面积。

11.根据权利要求9所述的影响边界层的空气动力学构件，其中

所述区域(34，36)具有不同密度的提供在所述覆盖层(26)中的穿孔开口(40，42)，和/或具有提供在所述覆盖层(26)中的不同尺寸的穿孔开口(40，42)；和/或

所述覆盖层(26)在所述区域(34，36)中具有不同的开口孔隙率；和/或

所述区域(34，36)具有的空气引导层段(22，24)具有不同的开口孔隙率；和/或

所述区域(34，36)具有不同数量的提供在所述承载层(16)中的空气通路孔(18)和/或具有不同尺寸的提供在所述承载层(16)中的空气通路孔(18)。

12.根据权利要求11所述的影响边界层的空气动力学构件，其中所述区域(34，36)通过不透气的隔离壁(50)彼此密封。

13.一种飞机部件(10)，特别是机翼或尾翼，其包括根据权利要求1所述的影响边界层的空气动力学构件(14)。

14.一种用于生产影响边界层的空气动力学构件(14)的方法，包括以下步骤：

提供承载元件(16)，其被提供有至少一个空气通路孔(18)；

将空气引导层(20)施加至所述承载元件(16)，其中所述空气引导层(20)适于被至少在所述构件(14)的一些操作阶段中通过所述覆盖层(26)供应至所述构件(14)并沿所述承载元件(16)的方向流动的气流流动通过，和/或适于被至少在所述构件(14)的一些操作阶段中通过所述承载元件(16)的所述空气通路孔(18)供应至所述构件(14)并沿所述覆盖层(26)的方向流动的气流流动通过；以及

通过增材制造方法将构成过流表面(12)的至少一部分且适于至少部分地被空气流动通过的覆盖层(26)直接施加至所述空气引导层(20)。

15.根据权利要求11所述的方法，其中所述空气引导层(20)通过增材制造方法被直接施加至所述承载元件(16)，和/或所述承载元件(16)通过增材制造方法被生产。