CN102438897A - 高升力襟翼、具有用于影响在高升力襟翼上流动的装置的高升力襟翼构造以及具有这样构造的飞机 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞机的空气动力绕流体(K)，其具有第一侧面和第二侧面，所述第一和第二侧面分别沿着襟翼深度方向(KT)延伸并且根据规定沿流动方向(S)被绕流，其中根据规定在调节襟翼中第一侧面为沿着吸入侧延伸的上表面(11)，并且在此第二侧面为沿着调节襟翼(K)的压力侧(B)延伸的下表面(12)，其中在调节襟翼(K)上设置有至少一个空气排气口和至少一个空气进气口，所述空气进气口通过至少一个空气管道(30、31、32、33、34、35、36)与空气排气口连接，其中用于影响在空气管道(30、31、32、33、34、35、36)内流动的流体输送驱动装置(40、41、42)与空气管道(30、31、32、33、34、35、36)集成，并且其中沿襟翼深度方向(KT)观察，在调节襟翼(K)的侧面上设有下述孔口：至少一个空气排气口，所述空气排气口设置在调节襟翼(K)的沿流动方向观察位于前部的且直至襟翼深度(KT)的15％延伸的区域(10a)内；至少一个空气进气口(23)，所述空气进气口设置在调节襟翼的上表面上，并且设置在调节襟翼的沿流动方向观察位于后部的且在襟翼深度(KT)的30％和90％之间延伸的区域(10b)内，和/或设置在调节襟翼的上表面上且设置在从襟翼深度(KT)的90％至100％延伸的后缘区域(10c)内，和/或设置在调节襟翼的下表面上且设置在调节襟翼(K)的从襟翼深度(KT)的90％至100％延伸的后缘区域(10c)内；本发明还涉及一种主机翼的和调节襟翼(K)的构造，以及一种具有这样的空气动力绕流体的飞机。

Description

高升力襟翼、具有用于影响在高升力襟翼上流动的装置的高升力襟翼构造以及具有这样构造的飞机
技术领域
本发明涉及一种高升力襟翼、一种具有用于影响在高升力襟翼上流动的装置的高升力襟翼构造以及一种具有这样构造的飞机。
背景技术
由DE 10 2006 028 167 A1已知一种用于操纵如下装置的方法，所述装置具有至少一个流体动力升力体，例如带有动叶片的风能设备、带有支承面的飞机、带有动叶片的直升机。在此，借助于适合的传感器检测表明如下特征的特征值，即包围升力体的介质的由升力体引起的涡流的出现，尤其是由升力体引起的噪音的出现，和/或在升力体上失速的出现，和/或升力体的结冰。依据检测到的特征值，来自压力源的流体，例如气体，由与一个或每个升力体相关联的多个流体出口孔向外输送包围升力体的介质，使得通过合成的流体流动减少或防止由升力体引起的涡流和/或失速和/或结冰。
US 5,772,165 B1和US 5,366,177 A说明了一种机翼，在所述机翼的上表面上留有多个抽风口，以便为了稳定边界层沿着上表面使空气从绕流该边界层的空气中分出。
由DE 1 147 850已知一种机翼，其具有设置在它前面的扰流襟翼，其中作为扁平射流的流体介质在扰流襟翼的下方或由扰流襟翼的前缘向前喷出，使得其由于飞机的向前运动形成向后经由扰流襟翼的上表面的路径，以便通过形成涡流在小迎角的情况下产生高的升力。
发明内容
本发明的目的是，提供一种高升力襟翼以及一种具有用于影响流动的装置的高升力襟翼构造，借助所述构造可实现紧贴在机翼且尤其是高升力襟翼上的边界层流动的最佳的稳定化。
该目的借助独立权利要求的特征得以实现。其他实施形式在与这些独立权利要求相关的从属权利要求中说明。
根据本发明，尤其提出一种飞机的空气动力绕流体，其具有第一侧面和第二侧面，所述第一和第二侧面分别沿着襟翼深度方向延伸并且根据规定沿流动方向被绕流，其中根据规定在调节襟翼中第一侧面为沿着吸入侧延伸的上表面，并且在此第二侧面为沿着调节襟翼的压力侧延伸的下表面，其中在调节襟翼上设置有至少一个空气排气口和至少一个空气进气口，该空气进气口通过至少一个空气管道与空气排气口连接，其中用于影响在空气管道内的流动的流体输送驱动装置与空气管道集成，并且其中在调节襟翼的侧面上沿襟翼深度方向观察，设有下述孔口：
至少一个空气排气口，所述空气排气口设置在调节襟翼的沿流动方向观察位于前部的且直至襟翼深度的15％延伸的区域内；以及
至少一个空气进气口，所述空气进气口设置在调节襟翼的上表面上，并且设置在调节襟翼的沿流动方向观察在襟翼深度的30％和90％之间延伸的后部的区域内，和/或设置在调节襟翼的上表面上且设置在从襟翼深度的90％至100％延伸的后缘区域内，和/或设置在调节襟翼的下表面上且设置在调节襟翼的从襟翼深度的90％至100％延伸的后缘区域内。
在此，尤其能够提出，至少一个空气排气口和至少一个空气排气口位于沿调节襟翼的翼展方向延伸的宽度为襟翼深度的80％的部段内，其中襟翼深度存在于任一个空气排气口或空气排气口上。通常调节襟翼能够具有刚好一个空气排气口，所述空气排气口位于调节襟翼的上表面上且位于从襟翼深度的0％至15％延伸的前部的区域内。
根据另一实施例能够提出，调节襟翼具有前部的第一空气排气口和至少一个后部的第二空气排气口，其中后部的第二空气排气口沿流动方向观察，位于前部的第一空气排气口的后面且位于调节襟翼的从襟翼深度的3％至15％延伸的前部的区域内。在此，前部的第一空气排气口能够位于调节襟翼的从襟翼深度的0％至3％延伸的前部的区域内且位于调节襟翼的最前端或上表面上。对此替代的是，前部的第一空气排气口位于调节襟翼的从襟翼深度的0％至3％延伸的前部的区域内且位于调节襟翼的最前端或下表面上。
排出口能够位于调节襟翼的前部的区域内，所述区域在调节襟翼的60度±8度的姿态或者在调节襟翼的完全伸出的姿态下，沿主机翼的机翼厚度方向观察位于主机翼的后部的上缘的下方，并且所述区域从刚好位于主机翼的后部的上缘的下方的地方，沿流动方向的两个彼此相反的方向延伸了襟翼深度的3％。
调节襟翼沿襟翼深度观察能够具有调节襟翼的前部的区域的轮廓线，所述轮廓线沿流动方向或襟翼深度方向观察，沿着上表面从具有调节襟翼的剖面深度的3％的量的曲率半径连续上升地变化成具有调节襟翼的剖面深度的12％的量的曲率半径，其中剖面深度分别在调节襟翼的翼展方向上的具有两个排出口中的至少一个的位置上是确定的。
也能够提出，调节襟翼的排出口沿襟翼深度观察，位于轮廓线的区域内，在所述区域内，调节襟翼的前部的区域的轮廓线的曲率半径沿流动方向或襟翼深度方向观察，沿着上表面从具有调节襟翼的剖面深度的3％的量的曲率半径连续上升地变化成具有调节襟翼的剖面深度的12％的量的曲率半径，其中剖面深度分别在调节襟翼的翼展方向上的具有两个排出口中的至少一个的位置上是确定的。
通常多个空气排气口能够沿翼展方向且在直至襟翼深度的15％延伸的区域内并排地设置。多个空气进气口也能够沿翼展方向并排地设置。
根据本发明的空气动力绕流体能够为飞机的主机翼或可相对于飞机的结构构件调节的调节襟翼。在此，结构构件能够为主机翼，并且调节襟翼能够为高升力襟翼。结构构件也能够为机身构件，并且调节襟翼能够为鸭翼。
根据本发明，也提出一种飞机的方向舵，所述方向舵具有第一侧面和第二侧面，所述第一和第二侧面分别沿着襟翼深度方向延伸并且根据规定沿流动方向被绕流，其中在方向舵上且在彼此相对的侧面的每一个上设置有至少一个空气排气口和至少一个空气进气口，该空气进气口通过至少一个空气管道与空气排气口连接，其中用于影响在空气管道内的流动的流体输送驱动装置与空气管道集成，并且其中在方向舵的侧面上沿襟翼深度方向观察，设有下述孔口：
至少一个空气排气口，所述空气排气口设置在方向舵(K)的沿流动方向观察位于前部的且直至襟翼深度的15％延伸的区域内；以及
至少一个空气进气口(23)，所述空气进气口设置在方向舵的沿流动方向观察在襟翼深度的30％和90％之间延伸的后部的区域内，和/或设置在方向舵的从襟翼深度的90％至100％延伸的后缘区域内。
根据本发明的另一实施例，提出一种具有用于影响在调节襟翼上的流动的装置的调节襟翼构造，其中具有流体输送驱动装置的调节襟翼如前述权利要求中任一项形成，并且其中用于影响流动的装置具有：
控制装置，其与调节襟翼调节装置功能性连接，以用于控制流体输送驱动装置，其中控制装置从该调节襟翼调节装置接收调节襟翼的调节状态作为输入参数；以及
控制功能，其与流体输送驱动装置功能性连接，以用于产生用于控制流体输送驱动装置的通流量的指令信号，所述控制功能由调节襟翼的调节状态产生用于控制流体输送驱动装置的相应的控制信号。
在此，调节襟翼尤其能够如根据本发明的实施例形成。
根据本发明的另一实施例，提出一种具有用于影响在调节襟翼上的流动的装置的调节襟翼构造，其中用于影响流动的装置具有：
孔口改变装置，其分别位于调节襟翼上的至少一个排气口处和/或调节襟翼的至少一个进气口处，以用于打开和关闭至少一个排气口和/或至少一个进气口，并且所述孔口改变装置具有孔口改变机构和与该孔口改变机构耦联的用于操纵相应的孔口改变机构的执行器；
控制装置，其与调节襟翼调节装置功能性连接，以用于控制相应的孔口改变装置的执行器，并且控制装置从该调节襟翼调节装置接收调节襟翼的调节状态作为输入参数，其中控制装置具有与相应的执行器功能性连接的控制功能，以用于产生用于控制执行器的指令信号，所述控制功能由调节襟翼的调节状态产生用于打开和关闭至少一个排气口和/或至少一个排出口的相应的信号，并且传输给执行器。
在此，尤其能够提出，用于影响流动的装置具有：
流体输送驱动装置，其用于影响在空气管道内的流动，所述空气管道与在调节襟翼上的至少一个排气口连接，并且与在调节襟翼上的至少一个进气口连接；
传感器装置，其具有设置在调节襟翼的上表面上的用于检测在调节襟翼的上表面上的实际的流动值的至少一个传感器；
调整装置，其具有用于调节调节襟翼的预定的流动值的调节功能，所述调节功能与传感器装置功能性连接，以用于接收实际的流动值，与调节襟翼调节装置功能性连接，以用于接收用于调节襟翼的调节状态的值，并且与流体输送驱动装置功能性连接，以用于产生用于控制流体输送驱动装置的通流量的控制信号。
在本发明的实施例中设有的传感器装置能够具有用于检测在调节襟翼的上表面上附着流或分离流的流动状态的传感器。传感器能够为用于检测流速的传感器。在此，传感器能够为用于检测壁剪切应力的压电式壁剪切应力传感器。调整装置能够设置在调节襟翼内。
根据本发明的另一实施例提出一种具有用于影响在调节襟翼上的流动的装置的调节襟翼构造，其中调节襟翼根据本发明的实施例形成，并且其中用于影响流动的装置具有：
孔口改变装置，其分别位于调节襟翼上的至少一个排气口处和/或调节襟翼的至少一个进气口处，以用于打开和关闭至少一个排气口和/或至少一个进气口，并且所述孔口改变装置具有孔口改变机构和与该孔口改变机构耦联的用于操纵相应的孔口改变机构的执行器；
传感器装置，其具有设置在调节襟翼的上表面上的用于检测在调节襟翼的上表面上的实际的流动值的至少一个传感器；
调整装置，其具有用于调节调节襟翼的预定的流动值的调节功能，所述调节功能与传感器装置功能性连接，以用于由传感器装置接收实际的流动值，与调节襟翼调节装置功能性连接，以用于由调节襟翼调节装置接收用于调节襟翼的调节状态的值，并且与至少一个执行器功能性连接，以用于通过调整装置产生指令信号，并且用于将指令信号传输给执行器，以用于调节相应的孔口改变装置的打开位置和关闭位置。
根据本发明的另一实施例提出一种主机翼的构造和一种具有用于影响调节襟翼上的流动的装置的调节襟翼构造，其中具有用于影响调节襟翼上的流动的装置的调节襟翼构造根据本发明的实施例形成，并且其中主机翼具有通道，所述通道从设置在主机翼的压力侧上的进气口延伸到设置在主机翼的面向调节襟翼的背侧表面上的空气排气口，使得在排气口和空气排气口之间出现的气流影响在主机翼和调节襟翼之间的间隙内的流动。
在此能够提出，在设置在主机翼内的通道内安装有由控制装置控制的流体输送驱动装置，借助所述流体输送驱动装置能够影响在通道内的和在主机翼和调节襟翼之间的间隙内的流动，并且所述流体输送驱动装置由控制装置控制，和/或
在主机翼的排气口处设置有由控制装置控制的用于打开和关闭排气口的孔口改变装置，以便影响在通道内的和在主机翼和调节襟翼之间的间隙内的流动。
根据本发明的另一实施例提出一种具有空气动力绕流体和在空气动力绕流体上可移动的调节襟翼的飞机，所述调节襟翼具有带有用于调节调节襟翼的襟翼控制功能的操纵装置，其中调节襟翼具有第一侧面和第二侧面，所述第一和第二侧面分别沿着襟翼深度方向延伸并且根据规定沿流动方向被绕流，其中根据规定，调节襟翼的第一侧面为沿着吸入侧延伸的上表面，并且在此第二侧面为沿着调节襟翼的压力侧延伸的下表面，其中在调节襟翼上分别设置有至少一个空气排气口和至少一个通过至少一个空气管道与空气排气口连接的空气进气口，
其中用于影响在空气管道内的流动的流体输送驱动装置与空气管道集成，并且
其中基于操纵指令，操纵装置产生用于调节调节襟翼的调节状态的控制指令和在流体输送驱动装置上产生用于调节流体输送驱动装置的通流量的控制指令，并且传输给它们。
此外，在该实施例中能够提出，
调节襟翼具有前部的第一空气排气口和至少一个后部的第二空气排气口，其中后部的第二空气排气口沿流动方向观察，位于前部的第一空气排气口的后面且位于调节襟翼的从襟翼深度的3％至15％延伸的前部的区域内。
此外，在这些实施例中能够提出，
在调节襟翼的第一排气口和至少一个第二排气口处设置有用于打开和关闭相应的排气口的孔口改变装置；
具有控制装置，其与孔口改变装置功能性连接，以用于控制相应的孔口改变装置，并且从该孔口改变装置接收调节襟翼的调节状态作为输入参数，并且所述控制装置具有与相应的执行器功能性连接的控制功能，以用于产生用于控制执行器的指令信号，所述控制功能由调节襟翼的调节状态产生用于打开和关闭至少一个排气口和/或至少一个排出口的相应的信号，并且传输给执行器。
操纵装置能够构成为，使得为了调节调节襟翼的调节状态，该操纵装置基于在调节襟翼的调节状态的指令时的操纵指令，调节流体输送驱动装置的通流量和与空气排气口相关联的孔口改变装置的状态，其中
在调节襟翼的第一调节区域的指令时，前部的第一空气排气口通过控制与其相关联的孔口改变装置设定为关闭的状态，并且
在调节襟翼的第二调节区域的指令时，前部的第一空气排气口通过控制与其相关联的孔口改变装置设定为打开的状态。
在此能够提出，在调节襟翼的第二调节区域的指令时，前部的第一空气排气口通过控制与其相关联的孔口改变装置设定为打开的状态，并且第二空气排气口至少在一定时间间隔内通过控制与其相关联的孔口改变装置同时设定为关闭状态。在此，也能够提出，在第二调节区域中，调节襟翼比在调节襟翼的第一调节区域中伸出得更远。
在根据本发明的实施形式中，在调节襟翼的侧面上沿襟翼深度方向观察，设有下述孔口：
至少一个空气排气口，所述空气排气口设置在调节襟翼的沿流动方向观察位于前部的且直至襟翼深度的15％延伸的区域内；以及
至少一个空气进气口，所述空气进气口设置在调节襟翼的上表面上且设置在调节襟翼的沿流动方向观察在襟翼深度的30％和90％之间延伸的后部的区域内，和/或设置在调节襟翼的上表面上且设置在调节襟翼的从襟翼深度的90％至100％延伸的后缘区域内，和/或设置在调节襟翼的下表面上且设置在调节襟翼的从襟翼深度的90％至100％延伸的后缘区域内。
具有用于调节调节襟翼的襟翼控制功能的操纵装置能够具有用于控制流体输送驱动装置的控制装置。可替代或可附加的是，具有用于调节调节襟翼的襟翼控制功能的操纵装置能够具有用于控制流体输送驱动装置的调整装置。
在根据本发明的实施形式中，尤其能够提出，在主机翼和调节襟翼之间构成的间隙设计为，使得该间隙不起到空气动力作用。
传感器装置能够具有一个或多个用于检测在高升力襟翼的上表面上附着流或分离流的流动状态的传感器。在此，用于检测流速的所述传感器或多个传感器能够为热丝式传感器。此外，所述传感器或多个传感器能够为用于检测壁剪切应力的压电式壁剪切应力传感器。在此，用于检测壁剪切应力的所述传感器或多个传感器能够为热膜式传感器。
所述传感器或多个传感器通常能够为用于检测在襟翼的上表面上的流动状态的特性的传感器，所述传感器构成为，使得通过由该传感器产生的信号能够明确地测定流动状态，也就是说，能够确定是否存在、发现或能够检测到附着流或分离流。
泵和/或控制装置能够设置在高升力襟翼中。
附图说明
下面借助于附图说明本发明的实施例，所述附图示出：
图1示出根据本发明的例如机翼或高升力襟翼的空气动力绕流体的第一实施形式的示意图，所述高升力襟翼具有多个进气口、两个排气口、连接这些进气口和排气口的空气管道以及用于影响在空气管道内的流动的流体输送驱动装置，通过所述流体输送驱动装置以主动的方式形成在不同处的气流；
图2示出根据图1的在较远地或完全地伸出的姿态下的空气动力绕流体第一实施形式，所述姿态能够为降落姿态；
图3示出根据图1的空气动力绕流体的第一实施形式，其中与图1的图示相比，两个流体输送驱动装置集成在空气管道内；
图4示出机翼构造的或调节襟翼构造的且尤其是具有用于影响在高升力襟翼上的流动的装置的高升力襟翼构造的实施例的示意图，其中调节襟翼具有排气口和多个进气口、连接排气口和进气口的空气管道以及用于影响在空气管道内的流动的流体输送驱动装置，其中主机翼具有在其下表面或压力侧上的进气口以及在主机翼和高升力襟翼之间的区域内的排气口、连接这些孔口的通道和用于影响在管道内的流动的流体输送驱动装置；
图5示出根据图4的机翼构造的或调节襟翼构造的以及具有用于影响在高升力襟翼上的流动的装置的高升力襟翼构造的根据本发明的另一实施形式的示意图，其中相对于图4，流体输送驱动装置的功率基于传感器装置的传感器值借助于调整装置调节；
图6示出具有襟翼机翼构造的以及具有用于影响在高升力襟翼上的流动的装置的高升力襟翼构造的根据本发明的另一实施形式的示意图，其中基于在调节襟翼的前部的区域内的两个排气口且基于多个进气口以及连接这些排气口和进气口的通道，以主动的方式借助于一个经调节的泵和在排气口和进气口处的经调节的打开和关闭装置形成气流；以及
图7示出机翼构造的或具有用于影响在调节襟翼上的流动的装置的调节襟翼构造的根据本发明的另一实施形式的示意图，其中，以主动的方式借助于多个经调节的泵和在排气口和进气口处的经调节的打开和关闭装置形成在不同的排气口和多个进气口处以及与这些排气口和进气口连接通道内的气流。
具体实施方式
下面借助于高升力襟翼说明本发明。但是，本发明通常可应用在空气动力绕流体上，所述空气动力绕流体在飞机中能够为机翼且尤其为主机翼、前翼或前缘襟翼、垂直尾翼或方向舵或者水平尾翼或升降舵。调节襟翼能够借助于铰链构造铰接在主机翼上。铰链构造尤其能够具有凹铰链运动机构或轨迹运动机构。
在图中示出本发明的不同的实施例。附图分别示出耦联在主机翼1上的高升力襟翼10。根据本发明，为调节襟翼或高升力襟翼而设有的特征通常也能够设定用于空气动力绕流体，借助于在这里用于高升力襟翼而说明的特征可直接地或类似地转到所述空气动力绕流体上。根据本发明提出的空气动力绕流体尤其也能够为主机翼1。主机翼1具有在其吸入侧A上延伸的上表面1a、在其压力侧B上延伸的下表面1b和在背侧的面向高升力襟翼K的上表面1c。对于高升力襟翼而言或者通常对于调节襟翼或空气动力绕流体而言，限定襟翼深度方向KT-K或通常深度方向、翼展方向SW-K或通常翼展方向以及襟翼厚度方向KD-K或通常襟翼厚度方向。调节襟翼或高升力襟翼K具有在高升力襟翼K的吸入侧A上延伸的上表面11和在高升力襟翼K的压力侧B上延伸的下表面12。根据本发明，在高升力襟翼K的上表面11上设有至少一个空气排气口和/或至少一个空气进气口。
在图1至7的图中，在主机翼1和高升力襟翼之间存在间隙G，其具有位于主机翼1吸入侧或上表面1a和高升力襟翼K的吸入侧11之间的上部的第一端部7以及位于主机翼1的压力侧或下表面1b和高升力襟翼K的压力侧12之间的下部的第二端部8。在存在位于主机翼和调节襟翼K之间的起到空气动力作用的间隙G时，并且在根据规定绕流主机翼1和高升力襟翼K时，空气从吸入侧B或间隙G的第二端部8流向压力侧A或间隙G的第一端部8(箭头9)。
但是根据本发明，不是必须存在该间隙G。本发明的实施例也能够考虑到主机翼和调节襟翼的组合，在所述组合中不存在位于主机翼和调节襟翼K之间的起到空气动力作用的间隙G。在这样的“无间隙的调节襟翼”中尽管提供在主机翼和调节襟翼K之间的小的间隙或间距，但是间隙G或间距的尺寸小到使得存在于其中的空气对主机翼和调节襟翼的绕流不具有起到空气动力作用的影响。这些实施例尤其能够设置有柯恩达(Coanda)襟翼。
在图1至7所示的高升力襟翼中，至少一个空气排出口21、26设置在高升力襟翼K的沿流动方向S观察位于前部的区域10a内，并且总共三个空气进气口22、23、24设置在高升力襟翼K的沿流动方向S观察位于后部的区域10b内。在高升力襟翼K的在图1、3、6和7中所示的实施例中，在高升力襟翼K的前部的且直至襟翼深度KT的15％延伸的区域10a内设置有两个空气排出口21、26。在图1至7所示的高升力襟翼中，空气进气口24设置在高升力襟翼K的后缘区域10c内。可替代的是，在高升力襟翼K的前部的区域10a内能够设置有多个空气进气口，和/或在高升力襟翼K的后部的区域10b内设置有仅一个空气排出口，和/或在高升力襟翼K的后缘区域10c内也能够设置有多个空气排出口。在高升力襟翼10的在图1、2、3、7、8和9中所示的实施形式中，在高升力襟翼K的前部的且直至襟翼深度KT的15％延伸的区域10a内设置有两个排气口21、25。
根据本发明提出，
至少一个空气排出口沿流动方向S观察设置在前部的且在直至襟翼深度KT的15％延伸的区域10a内，和/或
至少一个空气进气口23沿流动方向S观察设置在后部的且在翼深度KT的30％和80％之间延伸的区域10b内，和/或
至少一个空气进气口24沿流动方向S观察设置在高升力襟翼K的位于后部的区域10b的后面的从90％至100％的后缘区域10c内且设置在上表面上，和/或设置在下表面上。
在本文中，在高升力襟翼K的后缘区域10c理解为高升力襟翼K的沿流动方向S观察位于高升力襟翼K的后部的区域10b的后面且位于端部上的那个区域。
因此根据本发明，在高升力襟翼10的后部的区域10b或后缘区域10c上能够设置有仅一个进气口22、23、24。在图1至7中，两个进气口22、23设置在后部的襟翼区域10b内，并且一个进气口24设置在后缘区域10c内。在进气口22、23、24上分别连接有位于高升力襟翼的内部中通道32、33或34，所述通道分别通入连接通道30内。通道32、33或34通过连接通道30与至少一个出口通道31、36连接，所述出口通道通向高升力襟翼10的前部的区域10a的表面。与进气口22、23、24连接的通道32、33或34或者与至少一个进气口连接的至少一个通道也能够直接与至少一个排气口21、26连接。在图1至7中借助箭头22a、23a或24a示出在以流动S绕流主机翼1和高升力襟翼时形成的入口流。在图1、3、6和7中示出具有两个排气口21、26的根据本发明的高升力襟翼K的实施形式，其中用箭头21a或26a示出在以流动S绕流主机翼1和高升力襟翼时形成的出口流。每个排气口21、26分别与排气通道21或36连接，所述排气通道又能够与中央连接通道30连接，并且通过该连接通道与进气口连接。在此，能够省***连接通道30，并且设有在一个或多个排气口或至少一个出口通道和相应地至少一个进气口或分别相关的入口通道之间的直接连接。排气口也能够分别与进气口连接。
此外，根据本发明提出，在调节襟翼或空气动力绕流体的至少一个通道内，流体输送驱动装置尤其是以泵40的形式起作用，以便沿预先确定的方向驱动位于一个通道或多个通道内的空气，并且以便因此在至少一个通道内以预先确定的方式根据种类和尺寸调节气流。为此，流体输送驱动装置40、41、42能够集成或安装在相应的通道内。在此，流体输送驱动装置40、41、42能够安装或集成在中央连接通道30和/或至少一个入口通道或至少一个排气通道32、33或34内。在此，多个流体输送驱动装置也能够集成在空气动力绕流体的一个或多个管道内。在管道中的流体输送驱动装置或泵具有入口40a和出口40b。流体输送驱动装置能够以固定调节的功率工作，或者该流体输送驱动装置能够构成为，使得借助该流体输送驱动装置基于通过控制功能的相应的控制改变或控制入口压力和/或出口压力和/或压差。
在根据本发明的空气动力绕流体的在图3中示出的实施例中，该空气动力绕流体设计成，使得排气口26通入高升力襟翼K的前部的区域10a的表面的区域B1内，所述区域限定为，使得在该区域内，高升力襟翼K的前部的区域10a的轮廓线KL的曲率半径RK在高升力襟翼K的横向于翼展方向SW-K获得的横截面中具有襟翼的剖面深度的3％至12％的值。通常能够当作横向于翼展方向且尤其是垂直于翼展方向延伸的横截面。可替代的是，能够应用沿飞机的飞机纵向方向延伸的那个意义重大的横截面，在所述飞机上机翼安装有根据本发明的高升力襟翼的，或者机翼设定用于所述飞机。如下横截面也是决定性的，相关的排气口26和至少一个排气口22、23、24位于所述横截面内。此外能够应用如下横截面，所述横截面垂直于空气动力绕流体的或调节襟翼的翼展方向SW-K延伸，并且在所述横截面内包含襟翼深度方向KT-K，如在图中所示。在该实施例中，能够在相关的横截面内，或者高升力襟翼能够仅包含这一个排气口26，或者也能够包含一个或多个其他的排气口21。
根据本发明，在调节襟翼的实施形式中，可替代或可附加的是，至少一个排气口26的位置能够通过调节襟翼或高升力襟翼K的角位限定。此后，至少一个排气口26位于高升力襟翼K的前部的区域10a的轮廓线KL的区域B1内，所述区域在调节襟翼或高升力襟翼K的确定的最大位置的情况下，沿主机翼1的机翼厚度方向FD-H观察，位于主机翼1的后部的上缘3的下方。在高升力襟翼中，最大位置尤其能够位于50和70度之间的区域内。在此，所述区域尤其能够从襟翼的头部的位置延伸至襟翼深度的15％。
在限定至少一个排气口26的位置的情况下，即在借助于调节襟翼或高升力襟翼K的前部的区域的轮廓线KL的曲率半径RK限定时，或者在借助于用于例如降落姿态的确定位置的高升力襟翼K的位置来限定时，前部的区域10a尤其如下限定，即通过该区域从沿襟翼深度KT-K的方向观察位于最前面的且面向流动的点朝襟翼的最后端的方向直至位于襟翼深度KT-K的15％的位置延伸。
在以最大地伸出的位置示出的高升力襟翼横截面的在图2中示出的实施例中，满足借助于轮廓线KL的曲率半径RK限定和借助于高升力襟翼K的在襟翼的确定的最大位置上的位置限定。但是，不必一定是这种情况，使得用于排气口的位置的区域的两个限定方式本身是独立的，并且根据本发明，视为用于至少一个排气口的位置的确定的两个替代方案。尤其在这些替代方案中能够提出，仅这一个排气口26位于高升力襟翼K的前部的区域内。
通过设有至少一个排气口21、26和至少一个流体输送驱动装置，以有效的且经济的方式减少进入襟翼K的前缘区域内的边界层流内的附加的流体的连续的出流(箭头21a或26a)，以便借助运动脉冲增加流动，使得其能够克服在流动方向上的由于襟翼K的在上表面11上的特别强烈地弯曲的轮廓而导致的压力升高，以便因此在襟翼上表面上保持边界层流紧贴在上表面11上。绕流高升力襟翼K的空气的进入空气进气口22、23或24内的入流用箭头22a、23a或24a示意地示出。
沿深度方向或襟翼深度方向KT-K观察，空气动力绕流体或高升力襟翼K的横截面轮廓的前部的区域10a的轮廓线KL的分布和空气动力绕流体或高升力襟翼K的上表面11的分布能够设定为，使得空气动力绕流体或高升力襟翼K的前部的区域10a的轮廓线KL的曲率半径RK沿深度方向或襟翼深度方向KT-K观察，沿着上表面11从具有空气动力绕流体或高升力襟翼K的剖面深度的3％的量的曲率半径连续增加地改变为具有空气动力绕流体或高升力襟翼K的剖面深度的最好12％的量的曲率半径。根据本发明的实施例，空气动力绕流体或高升力襟翼K的所有排气口21、26沿襟翼深度KT观察，位于轮廓线KL的这个区域内。该标准设定用于本发明的各个或所有实施例。
空气排出口能够沿翼展方向SW-K且尤其是在直至襟翼深度KT的15％延伸的区域内并排地设置。可替代或可附加的是，多个空气进气口能够沿空气动力绕流体或襟翼的翼展方向SW-K且尤其是在襟翼深度KT的30％和90％之间延伸的区域内并排地设置。可替代或除了这些进气口外，在后缘区域内，其他的空气进气口设置在从襟翼深度的90％至100％延伸的区域内且设置在上表面上，和/或设置在空气动力绕流体或襟翼的下表面上。根据多个孔口沿翼展方向的设置，能够达到根据本发明可达到的空气动力效果，并且这些空气动力效果能够以预先确定的方式分布在翼展方向SW-K上。沿空气动力绕流体或襟翼K的翼展方向观察，尤其能够设置有至少一个进气口和至少一个排气口的彼此连续不同的结构。在此能够提出，仅部分地实现至少一个进气口和至少一个排气口的根据本发明的结构。
如在图1至7中所示，进气口22、23、24或至少一个进气口通过空气管道通道与至少一个排气口21、26连接。在图1至7中示出高升力襟翼K的实施例，在所述实施例中，进气口22、23、24分别为空气管道通道到或通道32、33或34的端部或出口，并且这些进气口又通入连接通道30，所述连接通道又通入分别通入在高升力襟翼K的上表面11的表面上的排气口21或26的通道31、36。根据另一实施例，至少一个进气口与至少一个排气口连接，并且至少另一进气口与至少另一排气口连接。在不同的进气口和至少一个排气口21、26处的气流以主动的方式由至少一个由控制装置50控制的流体输送驱动装置40的运行以主动的方式影响。控制装置50通过信号或数据线路51与至少一个流体输送驱动装置40功能性连接，其中控制装置50能够安装在高升力襟翼K内或者集成在主机翼1内。控制装置50也能够安装在飞机的机身内，或者功能性地集成在例如飞行控制装置的中央计算机内。
因此根据本发明，也提出一种调节襟翼K的构造，以及一种高升力襟翼构造或一种具有用于影响在方向舵上的流动的装置的方向舵构造。调节襟翼K如本发明的实施形式的任一个形成有流体输送驱动装置40、41、42。用于影响流动的装置具有：
控制装置50，其与调节襟翼调节装置功能性连接，以用于控制流体输送驱动装置40、41、42，其中控制装置50从调节襟翼调节装置接收调节襟翼K的调节状态作为输入参数；以及
控制功能，其与流体输送驱动装置40、41、42功能性连接，以用于产生用于控制流体输送驱动装置40、41、42的通流量的指令信号，所述控制功能由调节襟翼K的调节状态产生用于控制流体输送驱动装置40、41、42的相应的控制信号。
具有用于影响流动的装置的调节襟翼或高升力襟翼10的这样的构造的在图1至4中示出的实施例中提出，用于影响流动的装置具有流体输送驱动装置或泵40，所述流体输送驱动装置或泵的入口管道40a与在调节襟翼K或高升力襟翼10上的至少一个进气口22、23、24连接，并且所述泵的出口管道40b与在高升力襟翼10上的至少一个排气口21连接。在所示实施例中，三个进气口22、23、24与泵40的入口管道40a连接，并且一个排气口21(图2和4)或两个排气口21、26(图1和3)与泵40的出口管道40b连接。此外设有与高升力襟翼调节装置(未示出)功能性连接的作为用于影响流体的装置的控制装置50，其用于控制泵出口压力和/或泵入口压力和/或泵压差。控制装置50具有接收装置，通过所述接收装置能够从高升力襟翼调节装置接收调节襟翼K或高升力襟翼10的调节状态作为输入参数。此外，控制装置50具有与泵40功能性连接的控制功能，以用于产生用于控制泵出口压力和/或泵入口压力和/或泵压差的控制信号或指令信号。控制功能基于从高升力襟翼调节装置接收的输入参数或高升力襟翼10的调节状态产生或测定控制信号或指令信号。控制装置50将控制信号或指令信号发送给泵或泵40的控制件，所述泵或所述控制件设计成，使得该泵或该控制件因此调节相应的泵出口压力和/或泵入口压力和/或压差，并且以这种方式根据高升力襟翼的调节状态调节高升力襟翼的以预先确定的方式的绕流。
在此，在空气管道通道内也能够设有或安装有多个泵41、42，如在图3中所示。在图3中示出的实施例中，由控制装置50控制的两个泵设置在中央连接通道30内。
根据本发明的在图4和5中示出的另一实施例，调节襟翼K或高升力襟翼和/或具有用于影响调节襟翼或高升力襟翼上的流动的装置的调节襟翼的或高升力襟翼的构造如根据本发明的实施例构成，并且附加地在主机翼1内设有通道37，所述通道从主机翼的下表面1b延伸到背侧的上表面1c。因此，在通道37内获得如下流动，所述流动在图5中用箭头28示出，并且所述流动能够加强在间隙G内从第二端部8朝第一端部9定向的流动(箭头9)。在此，在高升力襟翼10的前部的区域10a内的排气口能够设置在根据本发明的提出的位置上。在一个实施例中，不设有用于影响流动的装置，即例如在高升力襟翼通道或主机翼通道37内不设有用于影响压力的泵，并且在通道37内也不设有泵，或者在空气入口处不设有打开或关闭装置，使得在通道37内且也在高升力襟翼K的通道内的气流以被动的方式形成。
根据另一实施例，在设置在主机翼1内的另一通道37内安装有由控制装置50控制的泵47，借助所述泵能够影响在通道37内的流动，并且因此能够影响在进气口28和通向在主机翼1和高升力襟翼10之间的间隙G的排气口27之间的流动。根据通过控制装置50的相应的控制，通过泵47能够加强或减弱如下流动，所述流动在间隙G内从第二端部8朝第一端部9定向，并且在以流动S绕流主机翼1和高升力襟翼时形成的流动(箭头9)。也能够附加地设有由控制装置50控制的用于影响在高升力襟翼10的空气管道通道内的气流的泵。在此，控制装置50能够为可控制用于影响在高升力襟翼10的空气管道通道内的气流的泵的相同的控制装置。根据本发明，尤其能够提出，控制装置50从襟翼调节装置或尤其是高升力襟翼调节装置接收其输入。
如根据本发明的另一实施例，提出一种具有用于影响在调节襟翼K上的流动的装置的调节襟翼构造，所述构造替代或除了流体输送驱动装置外具有：
孔口改变装置80，其分别位于调节襟翼K上的至少一个排气口处和/或调节襟翼K的至少一个进气口处，以用于打开和关闭至少一个排气口和/或至少一个进气口，并且所述孔口改变装置具有孔口改变机构83和与该孔口改变机构耦联的用于操纵相应的孔口改变机构83的执行器81；
控制装置50，其与调节襟翼调节装置功能性连接，以用于控制相应的孔口改变装置80的执行器81，并且从该调节襟翼调节装置接收调节襟翼K的调节状态作为输入参数，其中控制装置50具有与相应的执行器81功能性连接的控制功能，以用于产生用于控制执行器81的指令信号，所述控制功能由调节襟翼K的调节状态产生用于打开和关闭至少一个排气口和/或至少一个排出口的相应的信号，并且传输给执行器81。
襟翼调节装置通常能够为飞机***的操纵装置。襟翼调节装置也能够为传感器装置或局部地设置在襟翼调节机构上的控制件，所述传感器装置检测调节襟翼的相应的调节状态，或者例如传送给控制装置或可选地设有的调整装置60。此外能够提出，在高升力襟翼和/或主机翼中的一个通道或多个通道内的流动状态借助于相应的传感器检测，并且作为流动值传送给高升力襟翼调节装置，以用于控制流动状态并且用于改变用于影响流动的装置的控制或调节。
可替代或可附加的是，根据本发明能够提出，分别设置在主机翼1和/或调节襟翼K或高升力襟翼10内的泵的泵出口压力和/或泵入口压力和/或泵压差通过调整装置60调节，如这在图5至7中示出。在此，用于影响流动的装置也具有传感器装置70，所述传感器装置具有设置在调节襟翼K的或高升力襟翼10的上表面11上的用于检测在调节襟翼K的或高升力襟翼10的上表面上的实际的流动值的传感器71，所述传感器装置与调整装置60功能性连接，使得其能够接收传感器信号作为输入信号。此外，调整装置60具有用于调节在调节襟翼K的或高升力襟翼10的上表面上的预定的流动值的调节功能。所述调节功能与传感器装置70功能性连接，以用于接收实际的流动值，并且与襟翼调节装置功能性连接，以用于接收用于调节襟翼K的或高升力襟翼10的调节状态的值。此外，调节功能与至少一个泵功能性连接并且产生控制信号，调节功能将控制信号发送给至少一个泵，以用于调节泵出口压力和/或泵入口压力和/或泵压差，以便影响在分别相关联的通道出口上的流动，并且因此也影响在高升力襟翼10的吸入侧A上的流动。
根据本发明能够提出一种具有用于影响在调节襟翼K上的流动的装置的调节襟翼构造，其中用于影响流动的装置具有：
孔口改变装置80，其分别位于调节襟翼K上的至少一个排气口处和/或调节襟翼的至少一个进气口处，以用于打开和关闭至少一个排气口和/或至少一个进气口，并且所述孔口改变装置具有孔口改变机构83和与该孔口改变机构耦联的用于操纵相应的孔口改变机构83的执行器81；
传感器装置70，其具有设置在调节襟翼K的上表面11上的用于检测在调节襟翼K的上表面11上的实际的流动值的至少一个传感器71；
调整装置60，其具有用于调节调节襟翼K的预定的流动值的调节功能，所述调节功能与传感器装置70功能性连接，以用于由传感器装置70接收实际的流动值，与调节襟翼调节装置功能性连接，以用于由调节襟翼调节装置接收用于调节襟翼K的调节状态的值，并且与至少一个执行器81功能性连接，以用于通过调整装置产生指令信号，并且用于将指令信号传输给执行器81，以用于调节相应的孔口改变装置80的打开位置和关闭位置。
在该实施例中，调整装置60能够与集成在调节襟翼内设有的管路中流体输送驱动装置连接。
在根据本发明的具有调节功能的实施形式中，传感器装置70具有用于检测在调节襟翼K的上表面11上附着流或分离流的流动状态的传感器。可替代或可附加的是，能够设有用于检测流速的传感器，和/或传感器71能够为用于检测壁剪切应力的压电式壁剪切应力传感器。
调整装置能够与一个或多个泵功能性连接，所述泵设置在调节襟翼K或高升力襟翼K的通道内，和/或借助至少一个通道37设置在主机翼内。在图5中示出的实施例中，借助于安装在调节襟翼K或高升力襟翼内的两个泵41、42和借助通道37集成在主机翼1内的一个泵47进行流动状态的调节。在变形方案中，主机翼不具有通道37。在主机翼内也能够设有通道37，其流动不由泵47影响。因此，在此如根据本发明的实施形式提出一种主机翼构造和一种具有用于影响调节襟翼K上的流动的装置的调节襟翼构造，其中主机翼具有通道37，所述通道从设置在主机翼1的压力侧1b上的进气口28延伸到设置在主机翼1的面向调节襟翼K的背侧表面上的空气排气口27，使得在排气口28和空气排气口27之间出现的气流28影响在主机翼1和调节襟翼K之间的间隙G内的流动。
因此，根据本发明的用于影响流动的装置能够具有孔口改变装置80，所述孔口改变装置设置在高升力襟翼10上的至少一个进气口22、23、24处和/或高升力襟翼10的至少一个排气口21处，用于打开和关闭和/或扩大或缩小至少一个进气口和/或至少一个排气口。为了该目的，排气口改变装置80具有连接在该排气口改变装置上的用于操纵相应的排气口改变装置80的执行器85。排气口改变装置80例如能够为滑阀83。用于操纵相应的排气口改变装置80、81、82的执行器85尤其能够为压电式执行器。在图7中，在孔口22和孔口23、24处分别设置有排气口改变装置80，并且因此也设置有第一排气口改变装置81或第二排气口改变装置82，它们分别具有用于操纵它们的执行器85，其中排气口改变装置81、82在孔口23、24处构成为，使得该排气口改变装置能够在不同的打开位置打开和关闭两个孔口23、24。以这种方式，调整装置60能够根据预先确定的规定或调节目的达到空气通过至少一个进气口22、23、24分支和/或空气通过至少一个排气口21排出。以这种方式能够与高升力襟翼的调节状态无关地调节高升力襟翼的绕流，并且以预先确定的方式使高升力襟翼的绕流稳定化。根据本发明，也能够在调节襟翼的或主机翼的进气口和/或所有排气口处设置有排气口改变装置，所述排气口改变装置通过控制装置50或调整装置控制。附加地能够在主机翼1内设置有空气管道通道37，如这在图4中示出。在此，在出口27处同样能够设有排气口改变装置80，所述排气口改变装置同样能够由调整装置控制。
此外在该实施例中，也能够提出，在调整装置60与襟翼调节装置相应地功能性耦联时，调整装置60由调节装置传输高升力襟翼10的调节状态，使得调整装置在测定用于相应的排气口改变装置的控制参数时也能够考虑到高升力襟翼10的调节状态。
在本文中，孔口的打开或关闭通常不仅意味着孔口的完全打开或完全关闭，而且也意味着孔口的部分打开或部分关闭。
在图6中示出根据本发明的具有用于影响在高升力襟翼10上的流动的装置的高升力襟翼构造，其中调整装置60借助泵40和排气口改变装置80以分别所述的方式进行襟翼的绕流的调节。根据本发明，该实施形式也能够与在通道处的、在主机翼1和/或高升力襟翼10上的进气口和排出口处的变形方案组合，图7示出这样的构造，在所述构造中，两个泵41、42安装在高升力襟翼10的通道段内或上，其中泵41、42设置在中央通道30内。
图6示出具有调节襟翼的机翼构造的以及具有用于影响在高升力襟翼上的流动的装置的高升力襟翼构造的根据本发明的第二实施形式的示意图，其中在主机翼和高升力襟翼之间的区域内以及在连接该区域的通道内，以主动的方式借助于一个经调节的泵和在排气口和进气口处的经调节的打开和关闭装置形成在不同的进气口和两个排气口处的气流。在确定的襟翼姿态时，——所述襟翼姿态尤其能够为降落姿态——，前面的空气排气口21、26中的一个或两个打开和被调节，后面的排气口关闭。排气口尤其能够依据调节襟翼的分别设有的调节状态在调节襟翼打开状态方面通过操纵相应的孔口改变装置来控制或调节。因此，对于其他的襟翼调节状态，并且尤其是对于起飞姿态，能够提出，前面的两个空气排气口关闭，并且后面的空气排气口打开并且在此其打开状态根据所述的实施形式借助于调整装置调节。在此，进气口中的一个或多个的打开状态能够通过借助于控制装置50操纵相应的孔口改变装置来控制，或者同样由调整装置60调节。
因此根据本发明，提出一种具有空气动力绕流体和可在空气动力绕流体上运动的调节襟翼的飞机，所述调节襟翼具有带有用于如本发明的实施形式调节调节襟翼的襟翼控制功能的控制装置。在此能够提出，
空气管道30、31、32、33、34、35、36集成有用于影响在空气管道30、31、32、33、34、35、36内的流动的流体输送驱动装置40、41、42，并且
基于操纵指令，操纵装置产生用于调节调节襟翼K的调节状态的控制指令和在流体输送驱动装置40、41、42上产生用于调节流体输送驱动装置40、41、42的通流量的控制指令，并且传输给它们。
调节襟翼K尤其能够具有前部的第一空气排气口26和至少一个后部的第二空气排气口21，其中后部的第二空气排气口21沿流动方向S观察位于前部的第一空气排气口(26)的后面且位于调节襟翼K的从襟翼深度KT的3％至15％延伸的前部的区域10a内。此外，在调节襟翼K的第一排气口26和至少一个第二排气口21处设置有用于打开和关闭相应的排气口的孔口改变装置80。控制装置50能够与孔口改变装置80功能性连接，以用于控制相应的孔口改变装置80，并且从该孔口改变装置接收调节襟翼K的调节状态作为输入参数。控制装置能够具有与相应的执行器81功能性连接的控制功能，以用于产生用于控制执行器的指令信号，所述控制功能由调节襟翼K的调节状态产生用于打开和关闭至少一个排气口和/或至少一个排出口的相应的信号，并且传输给执行器81。
在此，控制装置50能够具有一个功能，其用于基于在调节襟翼K的调节状态的指令时的操纵指令来调节调节襟翼K的调节状态，调节流体输送驱动装置40、41、42的通流量和与空气排气口相关联的孔口改变装置80的状态。
在调节襟翼K的第一调节区域的指令时，前部的第一空气排气口26通过控制与其相关联的孔口改变装置80设定为关闭的状态，并且
在调节襟翼K的第二调节区域的指令时，前部的第一空气排气口26通过控制与其相关联的孔口改变装置80设定为打开的状态。
用于调节与空气排气口21、26相关联的孔口改变装置80的功能能够构成为，使得在调节襟翼K的第二调节区域的指令时，前部的第一空气排气口26通过控制与其相关联的孔口改变装置80设定为打开的状态，并且第二空气排气口21至少在一定时间间隔内通过控制与其相关联的孔口改变装置80同时设定为关闭状态。在此，也能够提出，在第二调节区域中，调节襟翼K比在调节襟翼K的第一调节区域中伸出得更远。
在调节襟翼K的侧面上，也就是说在调节襟翼的上表面和/或下表面上，沿襟翼深度方向KT观察，设有下述孔口：
至少一个空气排气口，所述空气排气口设置在调节襟翼K的沿流动方向观察位于前部的且直至襟翼深度KT的15％延伸的区域10a内；以及
至少一个空气进气口23、24、25，所述空气进气口设置在调节襟翼的上表面上且设置在调节襟翼K的沿流动方向观察在襟翼深度KT的30％和90％之间延伸的后部的区域10b内，和/或设置在调节襟翼的上表面上且设置在从襟翼深度KT的90％至100％延伸的后缘区域10c内，和/或设置在调节襟翼的下表面上且设置在调节襟翼K的从襟翼深度KT的90％至100％延伸的后缘区域10c内。
具有用于调节调节襟翼K的襟翼控制功能的操纵装置能够具有用于控制流体输送驱动装置40、41、42的控制装置50。可替代地，具有用于调节调节襟翼K的襟翼控制功能的操纵装置能够具有用于控制流体输送驱动装置40、41、42的调整装置60。
在根据本发明的实施形式中能够提出，在主机翼1和调节襟翼K之间构成的间隙G设计成，使得该间隙不起到空气动力作用，也就是说，调节襟翼是所谓的“无缝襟翼”。在这些实施形式中，不设有主机翼的通入间隙G内的通道37。

Claims (37)

1.一种飞机的空气动力绕流体(K)，具有第一侧面和第二侧面，所述第一和第二侧面分别沿着襟翼深度方向(KT)延伸并且根据规定沿流动方向(S)被绕流，其中根据规定在调节襟翼中所述第一侧面为沿着吸入侧延伸的上表面(11)，并且在此所述第二侧面为沿着调节襟翼(K)的压力侧(B)延伸的下表面(12)，其中在所述调节襟翼(K)上设置有至少一个空气排气口和至少一个空气进气口，所述空气进气口通过至少一个空气管道(30、31、32、33、34、35、36)与所述空气排气口连接，
其特征在于，用于影响在所述空气管道(30、31、32、33、34、35、36)内流动的流体输送驱动装置(40、41、42)与所述空气管道(30、31、32、33、34、35、36)集成，并且在所述调节襟翼(K)的侧面上沿所述襟翼深度方向(KT)观察，设有下述孔口：
至少一个空气排气口，所述空气排气口设置在所述调节襟翼(K)的沿流动方向观察位于前部的且直至所述襟翼深度(KT)的15％延伸的区域(10a)内；以及
至少一个空气进气口(23)，所述空气进气口设置在所述调节襟翼的所述上表面上，并且设置在所述调节襟翼(K)的沿流动方向观察在襟翼深度(KT)的30％和90％之间延伸的后部的区域(10b)内，和/或设置在所述调节襟翼的所述上表面上且设置在从所述襟翼深度(KT)的90％至100％延伸的后缘区域(10c)内，和/或设置在所述调节襟翼的所述下表面上且设置在所述调节襟翼(K)的从所述襟翼深度(KT)的90％至100％延伸的后缘区域(10c)内。
2.如权利要求1所述的空气动力绕流体(K)，其特征在于，所述至少一个空气排气口和所述至少一个空气排气口(21、26)位于沿调节襟翼的翼展方向延伸的宽度为所述襟翼深度(KT)的80％的部段内，其中所述襟翼深度(KT)存在于任一个所述空气排气口或所述空气排气口(21、26)上。
3.如前述权利要求中任一项所述的空气动力绕流体(K)，其特征在于，所述调节襟翼能够具有刚好一个空气排气口(21、26)，所述空气排气口位于所述调节襟翼的所述上表面(11)上且位于从所述襟翼深度(KT)的0％至15％的延伸的所述前部的区域(10a)内。
4.如权利要求1所述的空气动力绕流体(K)，其特征在于，所述调节襟翼(K)具有前部的第一空气排气口(26)和至少一个后部的第二空气排气口(21)，其中所述后部的第二空气排气口(21)沿所述流动方向(S)观察，位于所述前部的第一空气排气口(26)的后面且位于所述调节襟翼(K)的从所述襟翼深度(KT)的3％至15％延伸的所述前部的区域(10a)内。
5.如权利要求4所述的空气动力绕流体(K)，其特征在于，所述前部的第一空气排气口(26)能够位于所述调节襟翼(K)的从所述襟翼深度(KT)的0％至3％延伸的所述前部的区域(10a)内且位于所述调节襟翼(K)的最前端(K1)或所述上表面上。
6.如权利要求4所述的空气动力绕流体(K)，其特征在于，所述前部的第一空气排气口(26)位于所述调节襟翼(K)的从所述襟翼深度(KT)的0％至3％延伸的所述前部的区域(10a)内且位于所述调节襟翼(K)的所述最前端(K1)或所述下表面上。
7.如前述权利要求中任一项所述的空气动力绕流体(K)，其特征在于，排出口(26)位于所述调节襟翼(K)的前部的区域(10a)内，所述前部的区域在所述调节襟翼(K)的60度±8度的姿态或者在所述调节襟翼(K)的完全伸出的姿态下，沿主机翼(1)的机翼厚度方向(FD-H)观察，位于主机翼(1)的后部的上缘(3)的下方，并且所述前部的区域从刚好位于所述主机翼(1)的后部的上缘(3)的下方的地方，沿所述流动方向的两个彼此相反的方向延伸了所述襟翼深度(KT)的3％。
8.如前述权利要求中任一项所述的空气动力绕流体(K)，其特征在于，所述调节襟翼(K)沿所述襟翼深度(KT)观察能够具有所述调节襟翼(K)的所述前部的区域(10a)的轮廓线(KL)，所述轮廓线沿流动方向(S)或襟翼深度方向(KT)观察，沿着所述上表面(11)从具有所述调节襟翼(K)的剖面深度(P-K)的3％的量的曲率半径连续上升地变化成具有所述调节襟翼(K)的所述剖面深度(P-K)的12％的量的曲率半径，其中所述剖面深度(P-K)分别在所述调节襟翼(K)的翼展方向(SW-K)上的具有所述两个排出口(21、26)中的至少一个的位置上是确定的。
9.如前述权利要求中任一项所述的空气动力绕流体(K)，其特征在于，所述调节襟翼(K)的排出口(21、26)沿所述襟翼深度(KT)观察，位于所述轮廓线(KL)的区域内，在所述区域内，所述调节襟翼(K)的所述前部的区域(10a)的所述轮廓线(KL)的曲率半径(RK)沿流动方向(S)或襟翼深度方向(KT)观察，沿着所述上表面(11)从具有所述调节襟翼(K)的所述剖面深度(P-K)的3％的量的曲率半径连续上升地变化成具有所述调节襟翼(K)的所述剖面深度(P-K)的12％的量的曲率半径，其中所述剖面深度(P-K)分别在所述调节襟翼(K)的所述翼展方向(SW-K)上的具有所述两个排出口(21、26)中的至少一个的位置上是确定的。
10.如前述权利要求中任一项所述的空气动力绕流体(K)，其特征在于，多个空气排气口(21、26)沿翼展方向(SW-K)且在直至所述襟翼深度(KT)的15％延伸的区域内并排地设置。
11.如前述权利要求中任一项所述的空气动力绕流体(K)，其特征在于，多个空气进气口(22、23、24)沿翼展方向(SW-K)并排地设置。
12.如前述权利要求中任一项所述的空气动力绕流体(K)，其特征在于，所述空气动力绕流体为所述飞机的主机翼(1)。
13.如前述权利要求中任一项所述的空气动力绕流体(K)，其特征在于，所述空气动力绕流体为能够相对于飞机的结构构件调节的调节襟翼(K)。
14.如前述权利要求中任一项所述的空气动力绕流体(K)，其特征在于，所述结构构件为主机翼(1)，并且所述调节襟翼(K)为高升力襟翼。
15.如前述权利要求中任一项所述的空气动力绕流体(K)，其特征在于，所述结构构件也能够为机身构件，并且所述调节襟翼(K)为鸭翼。
16.一种飞机的方向舵(K)，所述方向舵具有第一侧面和第二侧面，所述第一和第二侧面分别沿着襟翼深度方向(KT)延伸并且根据规定沿流动方向(S)被绕流，
其特征在于，在所述方向舵(K)上且在彼此相对的侧面的每一个上设置有至少一个空气排气口和至少一个空气进气口，所述空气进气口通过至少一个空气管道(30、31、32、33、34、35、36)与所述空气排气口连接，其中用于影响在所述空气管道(30、31、32、33、34、35、36)内流动的流体输送驱动装置(40、41、42)与所述空气管道(30、31、32、33、34、35、36)集成，并且
在所述方向舵(K)的所述侧面上沿所述襟翼深度方向(KT)观察，设有下述孔口：
至少一个空气排气口，所述空气排气口设置在所述方向舵(K)的沿流动方向观察位于前部的且直至所述襟翼深度(KT)的15％延伸的区域(10a)内；以及
至少一个空气进气口(23)，所述空气进气口设置在所述方向舵(K)的沿流动方向观察在所述襟翼深度(KT)的30％和90％之间延伸的后部的区域(10b)内，和/或设置在所述方向舵(K)的从所述襟翼深度(KT)的90％至100％延伸的所述后缘区域(10c)内。
17.一种具有用于影响在调节襟翼(K)上流动的装置的调节襟翼构造，其特征在于，具有流体输送驱动装置(40、41、42)的所述调节襟翼(K)如前述权利要求中任一项形成，并且用于影响流动的所述装置具有：
控制装置(50)，其与调节襟翼调节装置功能性连接，以用于控制所述流体输送驱动装置(40、41、42)，其中所述控制装置(50)从调节襟翼调节装置接收所述调节襟翼(K)的调节状态作为输入参数；以及
控制功能，其与所述流体输送驱动装置(40、41、42)功能性连接，以用于产生用于控制所述流体输送驱动装置(40、41、42)的通流量的指令信号，所述控制功能由所述调节襟翼(K)的所述调节状态产生用于控制所述流体输送驱动装置(40、41、42)的相应的控制信号。
18.如权利要求17所述的构造，其特征在于，所述调节襟翼(K)如权利要求1至16中任一项形成。
19.一种具有用于影响在调节襟翼(K)上流动的装置的调节襟翼构造，其特征在于，用于影响流动的所述装置具有：
孔口改变装置(80)，其分别位于所述调节襟翼(K)上的至少一个排气口处和/或所述调节襟翼(K)的至少一个进气口处，以用于打开和关闭所述至少一个排气口和/或所述至少一个进气口，并且所述孔口改变装置具有孔口改变机构(83)和与该孔口改变机构耦联的用于操纵所述相应的孔口改变机构(83)的执行器(81)；
控制装置(50)，其与所述调节襟翼调节装置功能性连接，以用于控制所述相应的孔口改变装置(80)的所述执行器(81)，并且所述控制装置从该调节襟翼的调节装置接收所述调节襟翼(K)的调节状态作为输入参数，其中所述控制装置(50)具有与所述相应的执行器(81)功能性连接的控制功能，以用于产生用于控制所述执行器(81)的指令信号，所述控制功能由所述调节襟翼(K)的所述调节状态产生用于打开和关闭所述至少一个排气口和/或所述至少一个排出口的相应的信号，并且传输给所述执行器(81)。
20.如权利要求17或18中任一项所述的具有用于影响在调节襟翼(K)上流动的装置的调节襟翼构造，其特征在于，用于影响流动的所述装置具有：
流体输送驱动装置(40、41、42)，其用于影响在所述空气管道内(30、31、32、33、34、35、36)内的流动，所述空气管道与在所述调节襟翼(K)上的至少一个排气口连接，并且与在所述调节襟翼(K)上的至少一个进气口连接；
传感器装置(70)，其具有设置在所述调节襟翼(K)的所述上表面(11)上的用于检测在所述调节襟翼(K)的所述上表面(11)上的实际的流动值的至少一个传感器(71)；
调整装置(60)，其具有用于调节所述调节襟翼(K)的预定的流动值的调节功能，所述调节功能与所述传感器装置(70)功能性连接，以用于接收实际的流动值，与所述调节襟翼调节装置功能性连接，以用于接收用于所述调节襟翼(K)的所述调节状态的值，并且与所述流体输送驱动装置(40、41、42)功能性连接，以用于产生用于控制所述流体输送驱动装置(40、41、42)的通流量的控制信号。
21.如权利要求20所述的构造，其特征在于，所述传感器装置(70)具有用于检测在所述调节襟翼(K)的所述上表面(11)上附着流或分离流的流动状态的传感器(71)。
22.如权利要求20或21所述的构造，其特征在于，所述传感器(71)为用于检测流速的传感器。
23.如权利要求20至22中任一项所述的构造，其特征在于，所述传感器(71)为用于检测壁剪切应力的压电式壁剪切应力传感器。
24.如权利要求23所述的构造，其特征在于，所述调整装置(60)设置在所述调节襟翼(K)内。
25.一种具有用于影响在调节襟翼(K)上流动的装置的调节襟翼构造，其特征在于，所述调节襟翼(K)如权利要求1至16中任一项形成，并且用于影响流动的所述装置具有：
孔口改变装置(80)，其分别位于所述调节襟翼(K)上的至少一个排气口处和/或所述调节襟翼(K)的至少一个进气口处，以用于打开和关闭所述至少一个排气口和/或所述至少一个进气口，并且所述孔口改变装置具有孔口改变机构(83)和与该孔口改变机构耦联的用于操纵相应的孔口改变机构(83)的执行器(81)；
传感器装置(70)，其具有设置在所述调节襟翼(K)的所述上表面(11)上的用于检测在所述调节襟翼(K)的所述上表面(11)上实际的流动值的至少一个传感器(71)；
调整装置(60)，其具有用于调节所述调节襟翼(K)的预定的流动值的调节功能，所述调节功能与所述传感器装置(70)功能性连接，以用于由所述传感器装置(70)接收实际的流动值，与所述调节襟翼调节装置功能性连接，以用于由所述调节襟翼调节装置接收用于所述调节襟翼(K)的调节状态的值，并且与所述至少一个执行器(81)功能性连接，以用于通过调整装置产生指令信号，并且用于将所述指令信号传输给所述执行器(81)，以用于调节所述相应的孔口改变装置(80)的打开位置和关闭位置。
26.一种主机翼的构造和一种具有用于影响调节襟翼(K)上的流动的装置的调节襟翼构造，其特征在于，具有用于影响调节襟翼(K)上的流动的装置的调节襟翼构造根据权利要求17至25中任一项形成，并且所述主机翼(1)具有通道(37)，所述通道从设置在所述主机翼(1)的压力侧(1b)上的进气口(28)延伸到设置在所述主机翼(1)的面向所述调节襟翼(K)的背侧表面(1c)上的空气排气口(27)，使得在所述排气口(28)和所述空气排气口(27)之间出现的气流(28)影响在所述主机翼(1)和所述调节襟翼(K)之间的间隙(G)内的流动。
27.如权利要求26所述的主机翼构造和具有用于影响调节襟翼(K)上的流动的装置的调节襟翼构造，其特征在于，
在设置在所述主机翼(1)内的所述通道(37)内安装有由所述控制装置(50)控制的流体输送驱动装置(47)，借助所述流体输送驱动装置影响在所述通道(37)内的和在所述主机翼(1)和所述调节襟翼(K)之间的所述间隙(G)内的流动，并且所述流体输送驱动装置由所述控制装置(50)控制，和/或
在所述主机翼(1)的所述排气口(28)处设置有由所述控制装置(50)控制的用于打开和关闭所述排气口的孔口改变装置(80)，以便影响在所述通道(37)内的和在所述主机翼(1)和所述调节襟翼(K)之间的所述间隙(G)内的流动。
28.一种具有空气动力绕流体和能够在空气动力绕流体上移动的调节襟翼的飞机，所述调节襟翼具有带有用于调节所述调节襟翼(K)的襟翼控制功能的操纵装置，
其中所述调节襟翼(K)分别具有第一侧面和第二侧面，所述第一和第二侧面分别沿着所述襟翼深度方向(KT)延伸并且根据规定沿流动方向(S)被绕流，其中根据规定，所述调节襟翼的所述第一侧面为沿着吸入侧延伸的上表面(11)，并且在此第二侧面为沿着所述调节襟翼(K)的压力侧(B)延伸的下表面(12)，其中在所述调节襟翼(K)上分别设置有至少一个空气排气口和至少一个空气进气口，所述空气进气口通过至少一个空气管道(30、31、32、33、34、35、36)与所述空气排气口连接，
其特征在于，用于影响在所述空气管道(30、31、32、33、34、35、36)内的流动的流体输送驱动装置(40、41、42)与所述空气管道(30、31、32、33、34、35、36)集成，并且
其中基于操纵指令，所述操纵装置产生用于调节所述调节襟翼(K)的调节状态的控制指令和在所述流体输送驱动装置(40、41、42)上产生用于调节所述流体输送驱动装置(40、41、42)的通流量的控制指令，并且传输给它们。
29.如权利要求28所述的飞机，其特征在于，所述调节襟翼(K)具有前部的第一空气排气口(26)和至少一个后部的第二空气排气口(21)，其中所述后部的第二空气排气口(21)沿所述流动方向(S)观察，位于所述前部的第一空气排气口(26)的后面且位于所述调节襟翼(K)的从所述襟翼深度(KT)的3％至15％延伸的所述前部的区域(10a)内。
30.如权利要求28或29中任一项所述的飞机，其特征在于，
在所述调节襟翼(K)的所述第一排气口(26)和至少一个第二排气口(21)处设置有用于打开和关闭相应的排气口的孔口改变装置(80)；
具有控制装置(50)，其与所述孔口改变装置(80)功能性连接，以用于控制所述相应的孔口改变装置(80)，并且从该孔口改变装置接收所述调节襟翼(K)的调节状态作为输入参数，并且所述控制装置具有与相应的执行器(81)功能性连接的控制功能，以用于产生用于控制所述执行器(81)的指令信号，所述控制功能由所述调节襟翼(K)的所述调节状态产生用于打开和关闭所述至少一个排气口和/或所述至少一个排出口的相应的信号，并且传输给所述执行器(81)。
31.如权利要求28至30中任一项所述的飞机，其特征在于，所述操纵装置(50)为了调节所述调节襟翼(K)的调节状态，基于在调节襟翼(K)的调节状态的指令中的操纵指令，调节所述流体输送驱动装置(40、41、42)的通流量和与所述空气排气口(21、26)相关联的所述孔口改变装置(80)的状态，其中
在调节襟翼(K)的第一调节区域的指令时，所述前部的第一空气排气口(26)通过控制与其相关联的所述孔口改变装置(80)设定为关闭的状态，并且
在调节襟翼(K)的第二调节区域的指令时，所述前部的第一空气排气口(26)通过控制与其相关联的所述孔口改变装置(80)设定为打开的状态。
32.如权利要求31所述的飞机，其特征在于，在调节襟翼(K)的第二调节区域的指令时，所述前部的第一空气排气口(26)通过控制与其相关联的所述孔口改变装置(80)设定为打开的状态，并且所述第二空气排气口(21)至少在一定时间间隔内通过控制与其相关联的所述孔口改变装置(80)同时设定为关闭状态。
33.如权利要求28至32中任一项所述的飞机，其特征在于，在所述第二调节区域中，所述调节襟翼(K)比在所述调节襟翼(K)的所述第一调节区域中伸出得更远。
34.如权利要求28至33中任一项所述的飞机，其特征在于，在所述调节襟翼(K)的所述侧面上沿所述襟翼深度方向(KT)观察，设有下述孔口：
至少一个空气排气口，所述空气排气口设置在所述调节襟翼(K)的沿流动方向观察位于前部的且直至所述襟翼深度(KT)的15％延伸的区域(10a)内；以及
至少一个空气进气口(23、24、25)，所述空气进气口设置在所述调节襟翼的所述上表面上且设置在所述调节襟翼(K)的沿流动方向观察在所述襟翼深度(KT)的30％和90％之间延伸的后部的区域(10b)内，和/或设置在所述调节襟翼的所述上表面上且设置在调节襟翼的从襟翼深度的90％至100％延伸的所述后缘区域(10c)内，和/或设置在所述调节襟翼的所述下表面上且设置在所述调节襟翼(K)的从所述襟翼深度(KT)的90％至100％延伸的所述后缘区域(10c)内。
35.如权利要求28至34中任一项所述的飞机，其特征在于，具有用于调节所述调节襟翼(K)的襟翼控制功能的所述操纵装置具有用于控制所述流体输送驱动装置(40、41、42)的控制装置(50)。
36.如权利要求28至35中任一项所述的飞机，其特征在于，具有用于调节所述调节襟翼(K)的襟翼控制功能的所述操纵装置具有用于控制所述流体输送驱动装置(40、41、42)的调整装置(60)。
37.如权利要求28至36中任一项所述的飞机，其特征在于，在所述主机翼(1)和所述调节襟翼(K)之间构成的所述间隙(G)设计为，使得该间隙不起到空气动力作用。
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