CN110049918B

CN110049918B - 飞行器机翼组件

Info

Publication number: CN110049918B
Application number: CN201780075540.8A
Authority: CN
Inventors: 惠欣宇; 克里斯多佛·鲍尔
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2016-12-07
Filing date: 2017-12-04
Publication date: 2022-12-23
Anticipated expiration: 2037-12-04
Also published as: EP3551534A1; GB201620836D0; EP3551534B1; CN110049918A; GB2557341A; US20190300158A1; WO2018104251A1; US11286041B2

Abstract

提出了一种飞行器机翼组件，其包括主翼部分、高升力装置，该高升力装置包括具有上蒙皮部分和下蒙皮部分的流动表面，其中，高升力装置能够在位于主翼部分处的缩回位置与限定高升力装置与主翼部分之间的间隙的展开位置之间移动，其中，主翼部分和处于缩回位置的高升力装置限定具有位于后缘与前缘之间的当地弦长的翼型，其中，前缘在高升力装置的流动表面上位于上蒙皮部分与下蒙皮部分之间，其中，高升力装置的流动表面包括第一流动表面部分、第二流动表面部分和第三流动表面部分，其中，第一流动表面部分是被微穿孔的，以用于空气流入，其中，第一流动表面部分在上蒙皮上从前缘沿翼弦方向延伸当地弦长的2％或更少并且在下蒙皮上从前缘沿翼弦方向延伸当地弦长的2％或更少，并且其中，第二流动表面部分不是被微穿孔的，并且第二流动表面在上蒙皮部分的其余部分上延伸，并且其中，第三流动表面部分不是被微穿孔的，并且第三流动表面在下蒙皮部分的其余部分上延伸。

Description

飞行器机翼组件

技术领域

本公开总体上涉及飞行器机翼组件，该飞行器机翼组件具有前缘并且设计成在空气动力学表面的至少一部分上提供层流。更具体地，本公开的实施方式涉及飞行器机翼组件，该飞行器机翼组件具有带有前缘的缝翼并且设计成在该缝翼的至少一部分上提供层流。

背景技术

由于商用飞行器的运营成本的主要组成部分是燃料并且燃料消耗的主要原因是空气动力学阻力，减小空气动力学阻力是商用飞行器的空气动力学表面设计中的主要目标。空气动力学表面上的层流边界层流、或者简称为层流通常与比该空气动力学表面上的湍流的阻力小的阻力相关联。用以实现层流的技术通常分为：(i)自然层流(NLF)，自然层流(NLF)是在不需要任何主动装置或动力装置的情况下通过空气动力学形状和表面质量而建立的；(ii)主动层流(ALF)，主动层流(ALF)需要主动装置或动力装置来建立或保持层流；以及(iii)混合层流(HLF)，混合层流(HLF)可以是NLF和ALF的组合或者包括影响或控制边界层的其他方式。HLF有时也指使用下述技术的层流流态与湍流流态的共存：所述技术旨在通过在湍流层开始之前建立并保持某种层流流态而延迟湍流边界层的开始。用以实现某种层流流态的已知机制是通过穿过表面中的微穿孔的抽吸来抑制边界层中的小扰动的增长，从而延迟边界层转捩的开始。

WO 03/089295描述了一种空气动力学本体的外蒙皮，该外蒙皮具有用于通过抽吸边界层空气来控制层流的穿孔。

EP 1 019 283 B1描述了一种具有高升力部分的飞行器机翼组件，其中，所述高升力部分的上表面的至少大部分是透气的或穿孔的。

这些已知的解决方案包括横跨上表面的大部分的抽吸室，以控制通过微穿孔的压力差。抽吸室增加了复杂性和重量并且使得结合防冰系统变得更加困难。

发明内容

本公开的实施方式提供了一种具有层流前缘的飞行器机翼组件，该飞行器机翼组件具有较低的复杂性和重量。

根据本公开的第一方面，提供了一种飞行器机翼组件，该飞行器机翼组件包括主翼部分、高升力装置，该高升力装置包括具有上蒙皮部分和下蒙皮部分的流动表面，其中，高升力装置能够在位于主翼部分处的缩回位置与限定高升力装置与主翼部分之间的间隙的展开位置之间移动，其中，主翼部分和处于缩回位置的高升力装置限定具有位于后缘与前缘之间的当地弦长的翼型，其中，前缘在高升力装置的流动表面上位于上蒙皮部分与下蒙皮部分之间，其中，高升力装置的流动表面包括第一流动表面部分、第二流动表面部分和第三流动表面部分，其中，第一流动表面部分是被微穿孔的，以用于空气流入，其中，第一流动表面部分在上蒙皮上从前缘沿翼弦方向延伸当地弦长的2％或更少，并且第一流动表面部分在下蒙皮上从前缘沿翼弦方向延伸当地弦长的2％或更少，并且其中，第二流动表面部分不是被微穿孔的，并且第二流动表面部分在上蒙皮部分的其余部分上延伸，并且其中，第三流动表面部分不是被微穿孔的，并且第三流动表面部分在下蒙皮部分的其余部分上延伸。

将被微穿孔的第一流动表面部分限制至弦长的2％或更少已经显示出通过微穿孔来实现压力差，所述微穿孔允许在不使用抽吸室的情况下充分地抽吸边界层空气。可选地，被微穿孔的第一流动表面部分在上方向和下方向两者上被限制至弦长的1％或更少。

在本文中，“被微穿孔”或“微穿孔”将表示分布在表面部分上并具有在亚毫米范围内的一个或更多个尺寸的多个孔。可选地，第一流动表面部分的微穿孔的形状可以呈圆形、开槽、椭圆形或允许空气流入的任何几何形状。微穿孔的尺寸可以为20μm至100μm，例如50μm，其中，微穿孔距彼此的相对距离为100μm至1000μm，例如500μm。微穿孔的取向、形状和/或尺寸对于所有微穿孔可以是相同的，或者微穿孔的取向、形状和/或尺寸可以在第一流动表面部分上或者在第一流动表面部分的子部分之间逐渐或非逐渐地变化。

可选地，高升力装置可以包括用于使空气出流离开高升力装置的一个或更多个出口，其中，该出流大致向后指向。因此，出口处的环境低压与高升力装置的被微穿孔的蒙皮的内表面处的压力之间的压力梯度维持空气流进入微贯穿孔中。

可选地，出口中的至少一个出口可以位于高升力装置的后向表面处。比如为缝翼的高升力装置可以已经包括位于后向表面上的防冰系统热空气出口，该防冰系统热空气出口可以用作出口，使得仅需要对现有设计进行最小改变。

可选地，高升力装置的后向表面可以包括位于主翼部分与处于缩回位置的高升力装置之间的密封件，其中，该密封件将后向表面的上后向表面部分与后向表面的下后向表面部分分隔开。其中，出口中的至少一个出口位于下后向表面部分处。可选地，出口中的所有出口都位于下后向表面部分处。当空气能够从下后向表面部分流动至下机翼表面以及从上后向表面部分流动至上机翼表面时，流动至上机翼表面和下机翼表面的空气流的量能够通过出口的位置来控制。在所有出口位于下后向表面部分上的情况下，出流大致朝向下机翼表面指向，并且在所有出口位于上后向表面部分上的所有出口，出流大致朝向上机翼表面指向。在至少一个出口位于下后向表面部分处并且至少一个出口位于上后向表面部分处的情况下，出流可以在下机翼表面与上机翼表面之间以专用的方式分开。

可选地，出口中的至少一个出口可以位于第一流动表面部分处，其中，出口中的所述至少一个出口包括至少部分地遮挡出口的整流罩。替代性地或附加于此地，出口中的至少一个出口位于第三流动表面部分处，其中，出口中的所述至少一个出口包括至少部分地遮挡出口的整流罩。这些选择使用围绕第一流动表面部分的空气流来实现出口处的较低环境压力。

可选地，整流罩可以限定后向开口，使得出流大致向后指向。该选择便于以最小的诱导阻力将出流引入外部空气流中。

可选地，后向开口可以限定相对于设计流动方向的角度α，该角度α可选地在0度与30度之间。例如，整流罩可以因此构造成至少部分地形成用于在飞行中产生至少一个纵向涡流的涡流发生器。通过后向开口的涡流可以进一步降低出口处的空气压力。作为对于位于上表面上的出口的附加的积极副作用，涡流还可以有益于激励边界层以延迟任何边界层分离。

可选地，出口可以是能够根据飞行模式而在闭合状态与打开状态之间被控制的。例如，整流罩可以是能够在缩回位置与展开位置之间移动的，在缩回位置，整流罩与下蒙皮部分平滑地融合以实现出口的关闭状态；在展开位置，整流罩从下蒙皮部分突出以实现出口的打开状态。

可选地，整流罩可以朝向缩回位置被弹簧加载并且通过高升力装置朝向主翼部分的缩回运动而被直接或间接地打开。

可选地，出口与流动表面齐平，并且可选地，整流罩可以将出口与高升力装置的内部至少部分地隔离开。该构型具有引入较小寄生阻力的优点。

可选地，整流罩可以是3D打印、即通过使用加层制造(AM)技术而制造的，加层制造(AM)技术比如为选择性激光熔融(SLM)、电子束熔融(EBM)、选择性激光烧结(SLS)、电子束无模制造(EBF)或者适用于制造金属、复合材料或陶瓷部件的其他技术。

根据本公开的第二方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括本文中所描述的飞行器机翼组件。

附图说明

现在将仅通过示例的方式参照以下附图来描述本公开的实施方式，在附图中：

图1是关于根据本公开的飞行器的示意性立体图；

图2是关于根据本公开的飞行器的俯视图；

图3是关于根据本公开的机翼组件的俯视图；

图4是关于根据本公开的机翼组件的正视局部视图；

图5是关于根据本公开的机翼组件的前缘部分的横截面图，其中，前缘高升力装置处于缩回位置；

图6是关于根据本公开的机翼组件的前缘部分的横截面图，其中，前缘高升力装置处于展开位置；

图7是关于根据本公开的机翼组件的高升力装置的横截面图，其中，出口位于该高升力装置的后向表面处；

图8是关于根据本公开的机翼组件的前缘部分的横截面图，其中，出口位于高升力装置的下表面处；

图9是关于根据本公开的机翼组件的前缘部分的横截面图，其中，出口位于高升力装置的上表面处；

图10是关于根据本公开的机翼组件的前缘部分的横截面图，其中，出口位于高升力装置的上表面和下表面处；

图11是关于根据本公开的机翼组件的前缘部分的横截面图，其中，前缘高升力装置处于缩回位置，并且其中，出口至少被处于打开位置的可移动整流罩遮挡；

图12是关于根据本公开的机翼组件的前缘部分的横截面图，其中，前缘高升力装置处于展开位置，并且其中，下表面出口至少部分地被处于关闭位置的可移动整流罩遮挡；

图13是根据本公开的机翼组件的前缘部分的下表面出口的横截面图；

图14是根据本公开的机翼组件的前缘部分的下表面出口的俯视图；

图15是根据本公开的机翼组件的前缘部分的下表面出口的后视图；

图16是根据本公开的机翼组件的前缘部分的上表面出口的横截面图；

图17是根据本公开的机翼组件的前缘部分的上表面出口的俯视图；

图18是根据本公开的机翼组件的前缘部分的上表面出口的后视图；

图19是根据本公开的机翼组件的前缘部分的下表面出口的横截面图，其中，该出口与流动表面齐平；

图20是根据本公开的机翼组件的前缘部分的下表面出口的俯视图，其中，该出口与流动表面齐平；

图21是根据本公开的机翼组件的前缘部分的下表面出口的后视图，其中，该出口与流动表面齐平。

具体实施方式

图1示出了包括机身3和机翼5的飞行器1，发动机7附接至机翼5。右手笛卡尔坐标系示出了：x轴线，x轴线作为纵向飞行器轴线，也被称为侧倾轴线，沿飞行方向指向；y轴线，y轴线作为横向飞行器轴线，也被称为俯仰轴线，大致沿位于飞行器1的右手侧上的机翼5的翼展方向指向；以及z轴线，z轴线作为竖向飞行器轴线，也被称为横摆轴线，向下指向。贯穿图1至图21使用该坐标系，其中，使用位于飞行器1的右手侧上的机翼5来详细描述本公开。读者将容易理解的是，本公开对称地应用于位于飞行器1的左手侧上的机翼5。

图2示出了飞行器1的机翼5的更多一些的细节，例如位于机翼5的前缘11处的高升力装置9。这样的前缘高升力装置9也被称为缝翼，该前缘高升力装置9能够展开以增大用于飞行器起飞和着陆期间的升力，并且在飞行器巡航期间缩回以减小阻力。位于机翼后缘15处的通常被称为襟翼的其他后缘高升力装置13具有类似的目的。机翼5从附接至机身3的翼根17延伸至翼梢19。

图3示出了飞行器1的右手侧机翼5，飞行器1包括机翼组件，该机翼组件包括主翼部分21、前缘高升力装置9以及后缘高升力装置13。根据沿着y轴线的横向翼展位置，机翼5的机翼前缘15可以由后缘高升力装置13、主翼部分21或者其他控制表面限定，其他控制表面比如为副翼或扰流板。在图3中，任意选择在沿着y轴线的翼展方向上的横向位置Y，以示出位置Y处的前缘11与机翼后缘15之间的当地弦长c(Y)。当地弦长c(y)通常是取决于在沿着y轴线的翼展方向上的横向位置y的长度。弦长被理解为巡航中的机翼翼型的特征，即当高升力装置9和13缩回时在xz平面中前缘11与机翼后缘15之间的直接距离。

图4示意性地示出了关于机翼5的前缘11的正视图，机翼5具有流动表面，该流动表面具有第一流动表面部分23(在图4中以阴影线示出)、位于第一流动表面部分23上方的第二流动表面部分25以及位于第一流动表面部分23下方的第三流动表面部分27。第一流动表面部分23是被微穿孔以允许空气流入的，而第二流动表面部分25和第三流动表面部分27两者不是被微穿孔以允许空气流入的。本文中，前缘11限定前缘高升力装置9的上蒙皮部分与下蒙皮部分之间的边界，使得第二流动表面部分25是上蒙皮部分的一部分并且使得第三流动表面部分27是下蒙皮部分的一部分。第一流动表面部分23是上蒙皮部分和下蒙皮部分两者的一部分。

图5是关于机翼5的前向部分的细节横截面图，其中，也被称为缝翼的前缘高升力装置9处于靠近于主翼部分21的缩回位置。前缘高升力装置9经由致动系统29以可移动的方式联接至主翼部分21。致动系统29被示出为轨道系统(虚线)，但致动系统29可以是允许前缘高升力装置9在缩回的巡航位置与用于起飞和着陆的展开的高升力位置之间移动的任何类型的联动系统。密封件31位于高升力装置9的后向表面上，从而在缩回位置中于高升力装置9与主翼部分21之间提供密封接触。由此，密封件31将高升力装置9的后向表面的上后向表面部分33与后向表面的下后向表面部分35分隔开。

图6是关于机翼5的前向部分的细节横截面图，其中，前缘高升力装置9处于限定前缘高升力装置9与主翼部分21之间的间隙37的完全展开位置。应当注意的是，前缘11被限定在缩回位置(图5)，其中，在xz平面中具有位于前缘11与机翼后缘15(在图5和图6中未示出)之间的当地弦长c(y)。本文中，前缘11和当地弦长c(y)被理解为在缩回位置(图5)与展开位置(图6)之间不改变的固定的机翼组件设计特征。

图5和图6示出了被微穿孔的第一流动表面部分23的延伸的最大极限。当地弦长c(y)垂直于在距离前缘11距离d处与所示翼型相交的平面X，距离d为当地弦长c(y)的2％。平面X与高升力装置9的流动表面一起限定上相交线A和下相交线B。被微穿孔的第一流动表面部分23(在图5和图6中以虚线示出)在上相交线A和下相交线B的范围内延伸。应当注意的是，被微穿孔的第一流动表面部分23可以在小于位于上相交线A与下相交线B之间的整个区域的区域上延伸，这是因为所述整个区域应当被理解为用于被微穿孔的第一流动表面部分23的延伸的最大极限。在图5和图6中所示的示例中，被微穿孔的第一流动表面部分23在上表面部分上充分延伸直至上相交线A，但是被微穿孔的第一流动表面部分23不在下表面部分上充分延伸直至下相交线B。其他选择可以是：第一流动表面部分23充分延伸直至上相交线A和下相交线B两者；或者第一流动表面部分23既不充分延伸直至上相交线A也不充分延伸直至下相交线B；或者第一流动表面部分23确实充分延伸直至下相交线B，但不延伸直至上相交线A。

图7和图8示出了仅在巡航模式下飞行期间的高升力装置9的横截面图。虚线箭头表示在高升力装置9飞行时相对于高升力装置9的空气流。因为高升力装置9内的空气压力低于第一流动表面部分23处的空气压力，撞击被微穿孔的第一流动表面部分23的空气流的一部分穿过第一流动表面部分23中的微穿孔进入高升力装置9。在图7中，出口39设置在高升力装置9的后向表面的下后向表面部分35处。出口39可以是设置在高升力装置9处的多个出口中的一个出口。所述多个出口可以在沿着y轴线的大致翼展方向上彼此间隔一定距离而排列或者以任何其他构型排列。附图仅示出了一个出口39作为多个出口的示例，但是应当理解的是，未被示出的其他出口可以具有与所示的出口39相同、相似或不同的尺寸、设计、取向或布置。

出口39处的环境空气压力低于高升力装置9内的空气压力，使得空气流出高升力装置9。由此，高升力装置9内的空气压力被保持成低于第一流动表面部分23处的边界层的空气压力，以实现将围绕前缘11的边界层空气流的部分恒定地抽吸到高升力装置9中。出口39可以是排放孔或专用空气出口，其中，该排放孔或专用空气出口的尺寸和形状设计成实现期望的空气流离开高升力装置9。图7中的出口39不会显著地引入寄生阻力。

在图8中，出口39位于高升力装置9的下蒙皮部分处。更具体地，出口39位于高升力装置9的未被穿孔的第三流动表面部分27处。出口39包括整流罩41，该整流罩41至少部分地将出口39与高升力装置的外部隔离开，其中，整流罩41限定后向开口43，使得出流大致向后指向。在该构型中，环境空气流可以在后向开口43处提供较低的动态压力，以实现较高的出流量。较高的出流量可以降低高升力装置9内的空气压力，以实现对围绕前缘的边界层空气流的较强的抽吸效果。整流罩41可以在空气动力学方面设计成仅引起最小的寄生阻力。对围绕前缘的边界层空气流的抽吸可以延迟从层流空气流至湍流空气流的边界层转捩，这意味着高升力装置9的明显更大的表面部分产生了较小的粘性阻力。该阻力减小过度补偿由整流罩41引入的寄生阻力的损失。

作为位于下蒙皮部分处的出口9的替代性方案(图9)或者附加于位于下蒙皮部分处的出口9(图10)，图9和图10示出了出口39位于高升力装置9的未被穿孔的第二流动表面部分25处的上蒙皮部分上的示例。位于高升力装置9的未被穿孔的第二流动表面部分25处的上蒙皮部分上的出口39也可以与位于高升力装置9的后向表面处的出口39(参见图7)组合。通过附加的积极副作用，可以使用上部出口39来充当涡流发生器，以用于激励边界层流动，从而进一步延迟在出口39后方进行的边界层分离的开始。

在图11和图12中，出口39能够根据飞行模式在关闭状态(图12)与打开状态(图11)之间被控制。整流罩41能够在缩回位置(图12)与展开位置(图11)之间移动，在缩回位置，整流罩与下蒙皮部分平滑地融合以实现出口39的关闭状态；在展开位置，整流罩41从下蒙皮部分突出以实现出口39的打开状态。在该示例中，整流罩41是铰接的并通过弹簧45被朝向缩回位置弹簧加载。当高升力装置9完全缩回时，整流罩41能够通过接触主翼部分21的机械连杆克服弹簧45的力而被推动打开到展开位置中。将整流罩41致动到展开位置的另一种选择可以是通过使用可控制的螺线管。高升力装置9的完全缩回位置可以通过机械连杆直接触发，或者通过传感器或其他可用的缝翼位置信息间接触发出口39打开。可选地，出口39可以由飞行员或航空电子软件独立于高升力装置9的位置来控制。

处于缩回位置的整流罩41与处于展开位置的整流罩41相比引入小小的寄生阻力。例如，在起飞和着陆飞行模式中，整流罩41可以缩回以节省寄生阻力，并且当延迟湍流的益处过度补偿由展开的整流罩41引入的寄生阻力时，整流罩41可以随后在巡航飞行模式中展开。

图13、图14和图15示出了关于位于第三流动表面部分27处的出口39(如图8中所示)的第一设计选择的三个不同的细节视图。整流罩41具有在空气动力学方面优化的形状，以将由整流罩41引入的阻力损失保持在最小。高升力装置9的内部容积与后向开口43处的空气压力之间的压力差致使恒定的空气流离开出口39。离开后向开口41的空气流在飞行期间大致向后指向并与环境空气流混合。

图16、图17和图18示出了关于位于第二流动表面部分25处的出口39(如图9中所示)的第二设计选择的三个不同的细节视图。后向开口43限定相对于沿着x轴线的设计流动方向46的角度α。在掠翼上，根据翼展位置和翼弦位置，设计流动方向可以在当地不同于翼弦方向。然而，在图17中，设计流动方向46与沿着x轴线的翼弦方向一致。如果在当地设计流动方向46与翼弦方向不一致，则后向开口43可以限定相对于翼弦方向的另一角度或不限定相对于翼弦方向的角度，而相对于设计流动方向46的角度α可以具有达30度的值。整流罩41的这种倾斜布置产生被限定的涡流47，该涡流47从整流罩41的前向边缘49开始并且沿着后向开口43通过。涡流47进一步降低了后向开口43处的空气压力并因此增强了抽吸效果。作为对上蒙皮部分的附加副作用，涡流47可以通过激励边界层来延迟在出口后方进行的任何边界层分离。

图19、图20和图21示出了关于位于第三流动表面部分27处的出口39的第三设计选择的三个不同的细节视图。此处，整流罩41至少部分地将出口39与高升力装置的内部隔离开，使得出口39与下蒙皮部分大致齐平。整流罩41可以平滑地融合到下蒙皮部分中并且/或者成为下蒙皮部分的一部分。因此，后向开口43位于高升力装置内，以促使大致向后的空气流离开出口39。该设计选择具有下述优点：齐平的出口39与突出的出口39相比引入较小的寄生阻力。

在前面的描述中，在提及具有已知的、明显的或可预见的等同物的整体或元件的地方，这样的等同物随后如同被单独阐述一样而并入本文中。应当参照用于确定本发明的真实范围的权利要求，本发明的真实范围应当被解释为包含任何这样的等同物。读者还将理解的是，本发明的被描述为可选的、优选的、有利的、便利的等的整体或特征是可选的并且不限制独立权利要求的范围。

以上实施方式应当被理解为本发明的说明性示例。应当理解的是，关于任何一个实施方式所描述的任何特征可以单独使用或者与所描述的其他特征组合使用，并且关于任何一个实施方式所描述的任何特征还可以与实施方式中的任何其他实施方式的一个或更多个特征、或实施方式中的任何其他实施方式的任何组合一起组合使用。虽然已经示出并描述了至少一个示例性实施方式，但是应当理解的是，其他修改、替换和替代性方案对于本领域中的普通技术人员中的一个普通技术人员而言将是明显的并且可以在不背离本文中所描述的主题的范围的情况下进行改变，并且该申请意在涵盖本文中所论述的具体实施方案的任何改型或变型。

另外，“包括”不排除其他元件或步骤，并且“一个”或“一种”不排除复数。此外，已经参照以上示例性实施方式中的一个示例性实施方式描述的特征或步骤也可以与上述其他示例性实施方式的其他特征或步骤组合使用。应当理解的是，在对本领域做出贡献的范围内的所有这样的合理且适当的修改应当被包含在本文所授权的专利范围内。在不背离本发明的精神和范围的情况下可以做出这样的修改、替换和替代性方案，本发明的精神和范围应当由所附权利要求以及所附权利要求的法律等同物来确定。

附图标记

1 飞行器

3 机身

5 机翼

7 发动机

9 前缘高升力装置

11 前缘

13 后缘高升力装置

15 后缘

17 翼根

19 翼梢

21 主翼

23 第一流动表面部分

25 第二流动表面部分

27 第三流动表面部分

29 致动系统

31 密封件

33 上后向表面部分

35 下后向表面部分

37 间隙

39 出口

41 整流罩

43 后向开口

45 弹簧

46 设计流动方向

47 涡流

49 前向边缘

Claims

1.一种飞行器机翼组件，包括：

-主翼部分；

-高升力装置，所述高升力装置包括具有上蒙皮部分和下蒙皮部分的流动表面，

其中，所述高升力装置能够在位于所述主翼部分处的缩回位置与限定所述高升力装置与所述主翼部分之间的间隙的展开位置之间移动，

其中，所述主翼部分和处于所述缩回位置的所述高升力装置限定具有位于后缘与前缘之间的当地弦长的翼型，其中，所述前缘在所述高升力装置的所述流动表面上位于所述上蒙皮部分与所述下蒙皮部分之间，

其中，所述高升力装置的所述流动表面包括第一流动表面部分、第二流动表面部分和第三流动表面部分，其中，所述第一流动表面部分是被微穿孔的，以用于空气流入，其中，所述第一流动表面部分在所述上蒙皮部分上从所述前缘沿翼弦方向延伸所述当地弦长的2％或更少，并且所述第一流动表面部分在所述下蒙皮部分上从所述前缘沿翼弦方向延伸所述当地弦长的2％或更少，并且其中，所述第二流动表面部分不是被微穿孔的，并且所述第二流动表面部分在所述上蒙皮部分的其余部分上延伸，并且其中，所述第三流动表面部分不是被微穿孔的，并且所述第三流动表面部分在所述下蒙皮部分的其余部分上延伸。

2.根据权利要求1所述的飞行器机翼组件，其中，所述高升力装置包括用于使空气出流离开所述高升力装置的一个或更多个出口，其中，所述出流大致向后指向。

3.根据权利要求2所述的飞行器机翼组件，其中，所述出口中的至少一个出口位于所述高升力装置的后向表面处。

4.根据权利要求3所述的飞行器机翼组件，其中，所述高升力装置的所述后向表面包括上后向表面部分和下后向表面部分，其中，位于所述主翼部分与处于所述缩回位置的所述高升力装置之间的密封件将所述上后向表面部分与所述下后向表面部分分隔开，其中，所述出口中的至少一个出口位于所述下后向表面部分处。

5.根据权利要求2或3所述的飞行器机翼组件，其中，所述出口中的至少一个出口位于所述第二流动表面部分处，其中，所述出口中的所述至少一个出口包括至少部分地遮挡所述出口的整流罩。

6.根据权利要求2或3所述的飞行器机翼组件，其中，所述出口中的至少一个出口位于所述第三流动表面部分处，其中，所述出口中的所述至少一个出口包括至少部分地遮挡所述出口的整流罩。

7.根据权利要求5所述的飞行器机翼组件，其中，所述整流罩限定后向开口，使得所述出流大致向后指向。

8.根据权利要求6所述的飞行器机翼组件，其中，所述整流罩限定后向开口，使得所述出流大致向后指向。

9.根据权利要求7或8所述的飞行器机翼组件，其中，所述后向开口限定相对于设计流动方向的角度α。

10.根据权利要求5所述的飞行器机翼组件，其中，所述出口能够根据飞行模式在关闭状态与打开状态之间被控制。

11.根据权利要求6所述的飞行器机翼组件，其中，所述出口能够根据飞行模式在关闭状态与打开状态之间被控制。

12.根据权利要求11所述的飞行器机翼组件，其中，所述整流罩能够在缩回位置与展开位置之间移动，在所述缩回位置，所述整流罩与所述下蒙皮部分平滑地融合以实现所述出口的所述关闭状态；在所述展开位置，所述整流罩从所述下蒙皮部分突出以实现所述出口的所述打开状态。

13.根据权利要求12所述的飞行器机翼组件，其中，所述整流罩朝向所述缩回位置被弹簧加载并且通过所述高升力装置的朝向所述主翼部分的缩回运动而被直接或间接地打开。

14.根据权利要求5所述的飞行器机翼组件，其中，所述整流罩构造成至少部分地形成用于在飞行中产生至少一个纵向涡流的涡流发生器。

15.根据权利要求6所述的飞行器机翼组件，其中，所述整流罩构造成至少部分地形成用于在飞行中产生至少一个纵向涡流的涡流发生器。

16.根据权利要求7或8所述的飞行器机翼组件，其中，所述出口与所述流动表面齐平。

17.根据权利要求16所述的飞行器机翼组件，其中，所述整流罩将所述出口与所述高升力装置的内部至少部分地隔离开。

18.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求1至17中的任一项所述的飞行器机翼组件。