CN102781774B - 带控制装置的飞机 - Google Patents

Abstract

一种具有机翼(1a，1b)的飞机(F)，所述机翼(1a，1b)包括主翼(M)和至少一个控制襟翼(S)并包括至少一个调节襟翼(K)，所述至少一个控制襟翼(S)被设置成可相对于所述主翼(M)来调节，所述飞机包括：用于操作所述至少一个控制襟翼(S)的执行器(21)以及用于获取所述控制襟翼(S)的设置位置的传感器装置(24)，多个流影响装置(16；16K)的至少一个结构(15；15K)，该结构在每个机翼(M；1a，1b)的主翼(M)和/或至少一个调节襟翼(K)上延伸，以影响在所述表面区段(10；10K)上流动的流体，多个流状态传感器装置(17；17K)的至少一个结构，用于测量各个区段(10；11a，12a；11b，12b)上的流状态，飞行控制装置(50)，其在输入侧功能性地连接到用于获取控制襟翼(S)的设置位置的传感器装置(24)并连接到流状态传感器装置(16；16K)，为了发送执行命令(50a)，所述飞行控制装置(50)在输出侧功能性地连接到执行器(21)和流影响装置(16；16K)，飞行状态传感器装置(40)，其功能性地连接到所述飞行控制装置(50)上用于发送飞行状态，其中，所述飞行控制装置(50)包括一个功能，为了根据飞行状态优化所述机翼上的局部升力系数，该功能对要操作的流影响装置(16；16K)进行选择。

Description

带控制装置的飞机

本申请要求2009年12月23日提交的德国专利申请No.102009060327.1和2009年12月23日提交的美国临时专利申请No.61/289,488申请日的权益，通过引用将这些申请披露的内容包含于此。

技术领域

本发明涉及一种带控制装置的飞机。

背景技术

从本领域一般技术水平来看，集成在飞机机翼中的流影响装置(flow-influencing device)是已知的，通过所述流影响装置，稳定机翼区段(segment)上的指定的局部空气动力流状态。在这种布局中，特别是可以减少所述机翼上的气流，从而防止在关键飞行状态下，因形成局部气流而导致所述局部升力系数减小。这样的流影响装置可以被实施为：

被动的涡流发生器，

在有分开危险的区域提供连续吹出(blowing-out)的装置，

用于实现吸走有分离趋势的流的装置。

发明内容

本发明的目的是提供可以改善受控制飞机的空气动力性能的措施。

这个目的是通过权利要求1的特征来实现的。在相关的从属权利要求中陈述进一步的实施例。

根据本发明，提供一种飞机，其机翼包括一个主翼和至少一个可调节襟翼，所述至少一个可调节襟翼设置成使得能够相对于所述主翼来调节。所述可调节襟翼可以是控制襟翼。作为一种替换方式或另外，所述可调节襟翼可以是高升力襟翼。所述飞机包括：

用于操作所述至少一个可调节襟翼或者控制襟翼的执行器，以及用于获取所述可调节襟翼的设置位置的传感器装置。

流影响装置的至少一个结构，它在在每个机翼的所述主翼以及/或者至少一个控制襟翼的至少一个表面区段延伸，所述表面区段在翼展方向延伸，目的是影响流经所述表面区段的流体。

用于测量各区段处的流状态的影响流状态传感器装置的至少一个结构。

飞行控制装置，其在输入侧功能性地连接在所述用于获取所述可调节襟翼或者控制襟翼的设置位置的传感器装置上，以及连接在所述流状态传感器装置上，所述飞行控制装置为了发送执行命令，在输出侧功能性地连接在所述执行器和所述流影响装置上。

用于获取所述飞机的飞行状态的飞行状态传感器装置，其中所述飞行状态传感器装置功能性地连接在所述飞行控制装置上，用于发送飞行状态，以及

用于生成期望的命令的指令装置，所述期望的命令对应于所述飞机的飞行状态，所述指令装置功能性地连接在所述飞行控制装置上，用于发送命令作为所述飞行控制装置的输入信号。

所述飞行控制装置尤其是包括一个函数，为了根据各个获取的飞行状态优化所述机翼上的局部升力系数，选择要***作的流影响装置。尤其是可以以一种方式设计所述飞行控制装置，使它产生用于命令所述执行器和所述流影响装置的启动命令，并将它们发送到前述装置，其中所述飞行控制装置在所述指令装置期望的命令、所述飞行状态传感器装置的传感器信号和所述流状态传感器装置的传感器信号的基础上，确定当时的执行命令。所述飞行控制装置尤其是可以包括一个函数，为了根据所述飞行状态优化所述主翼上的局部升力系数，选择要操作的流影响装置。

在这个布局中，尤其是可以提供所述调节装置，以逐个区段判断所希望的流状态值，作为局部的期望的流状态值，目的是在每种情况下，控制每种情况下在每个机翼或者襟翼的表面区段上的流影响装置的结构，用于影响流经所述表面区段上的流体，其中所述表面区段在所述翼展方向或者襟翼翼展方向延伸。

所述由所述飞行控制装置控制的执行器所操作的可调节襟翼，尤其可以是所述飞机的控制襟翼。作为一种替换方式或者另外，所述可调节襟翼还可以是调节襟翼。在上下文下，术语“调节襟翼”指的是调整或者设置一个操作状态或者飞行状态的可调节襟翼，这么做，不是或者不是主要用来控制所述飞机。因此，所述控制襟翼的执行器的运动在控制所述飞机的过程中连续运动，而所述调节襟翼在飞行阶段或者在飞行阶段的一部分期间不会运动，例如在起飞或者降落时。所述调节襟翼可以具体是高升力襟翼，比如一个前缘襟翼或者尾缘襟翼。此外，根据本发明的受所述飞行控制装置控制的襟翼可以是一个具有调节襟翼功能和控制襟翼功能两种功能的襟翼。

尤其是可以以一种方式设计所述飞行控制装置，使得为了控制所述飞机，除了生成用于命令所述可调节襟翼的执行器的执行命令之外，还产生用于控制和操作所述流影响装置的执行命令，并将它们发送给前述装置。因此，控制或者命令所述流影响装置是功能性地集成产生用于命令所述至少一个可调节襟翼或者控制襟翼的执行器的执行命令，并且对应地产生的用于操作所述至少一个可调节襟翼或者控制襟翼的执行器和所述流影响装置的控制命令在功能性上互有依存关系。在这种结构中，所述飞行控制装置在所述指令装置的期望的命令、所述飞行状态传感器装置的传感器信号和所述流状态传感器装置的传感器信号的基础上，确定用于控制或命令所述执行器的当时的执行命令以及用于控制或者命令所述流影响装置的执行命令。所述指令装置根据本发明具体可以是一个用于操作可调节襟翼的控制指令装置，并且具体是用于用于控制所述飞机的控制襟翼的操作和/或用于设置调节襟翼的控制指令装置。换句话说，在操作所述控制襟翼和/或调节襟翼的过程中，所述飞行控制装置根据所述飞行状态和控制命令，通过确定选择分别要命令的流影响装置，通过影响所述机翼和/或所述可调节襟翼表面上的流来对当前实际的局部升力系数进行优化。

在这个布局中，所述飞行装置尤其是可以包括一个控制或者调节算法，根据接收到的期望的命令，纠正前述的输入值(完成控制)。所述飞行控制装置的调节算法可以一方面包括从传感器数据得到的升力、拖力或者升力-拖力比的综合值，尤其是从所述机翼或者襟翼上与流影响装置局部相关联的每种情况下的传感器得到的，另一方面可以包括用于达到上述值的一个具体目标值的鲁棒调节算法。所述调节器优选的是由一个抗饱和(anti-wind-up)重置结构支持着。

选择在一个给定时间要工作的流影响装置，并从时域累积和参考表的组合具体判断在一个给定时间点启动所述流影响装置能到达的强度，并可以一对一地与飞行相关的量相关，例如，在每种情况下，与所述升力相关的关键特征与所述流影响装置局部相关联。在这个装置中，尤其可以确定与设置有多个流影响装置的所述机翼或者一个可调节襟翼的流表面上的至少一个区段或者每个区段相关的局部升力参数。通过用这种方式，为了操作所述流影响装置，可以间接指定例如所述升力或者升力系数，所述指令接着通过用所述算法转换成与所述数字值相关的指令。可以进一步提供用于确定各局部升力特征与由相关联的传感器装置确定的当时的特征的偏离，通过所述偏离，判断所述各流影响装置是否工作了，如果是的话，工作的强度是多大。

可以在线性多变量黑匣子模型的基础上，用一种合成鲁棒调节器的方法设计所述控制器或调节器。在识别所述线性多变量黑匣子模型时，在启动范围内产生适当的骤变形式的干扰信号，并测量对前述干扰信号的数字测量值的反应。从所述反应的动态行为，通过用参数识别方法获得一个线性微分校准***，所述微分校准***代表所述调节器合成的基础。这种识别的许多不同实例提供了一个模型家族，从该模型家族在每种情况下为每个合成选择一个代表性的或者平均模型。在调节器合成中，可以使用具体的方法(比如，H_∞-合成、鲁棒化(robustification)、鲁棒回路成形)。所述出现的经典的线性控制电路可以由一个抗饱和重置结构来支持，当需要一个在所述可实现的控制器变量值之上的一个控制器变量时，所述抗饱和重置结构以一种方式校正所述调节器的内部状态，使得所述调节器内的集成部件不会导致所述调节器的过度调整(over-shooting)或锁定。因此，即使是在不现实的要求的情况下，所述调解器仍保持响应，这样增加了操作方面的安全性。所述调节器总是调节到当时的状况，而不会经历所述控制器变量以前的限制所造成的延迟。

所述调节器，尤其可以被设计成一个最优调节器，它接收所有必须的输入变量作为调节变量，并根据一个矩阵状的方法中的调节方法算法，基于从所述输出提取的用于根据飞行状态变量来分配调节变量和控制器变量的校准值和参数，产生给所述流影响装置和/或所述至少一个被控可调节襟翼的执行器或者襟翼驱动的各种输出信号。

根据本发明的一个优选示例实施例，以一种方式功能性地设计所述调节器，使得通过一个集成的调节器函数、尤其是在一个运算区间或者迭代步骤，所述调节器确定控制信号向量，该控制信号向量一方面包括给所述可调节襟翼的、尤其是所述至少一个控制襟翼的至少一个执行器的控制信号，另一方面包括给流影响装置的控制信号。给所述流影响装置的控制信号还包括一个判断，关于是否要给一些或者所有的流影响装置提供控制信号，即关于在给定情况下要控制哪个流影响装置。

根据本发明，可以提供所述飞行控制装置，它是以一种方式设计，使得通过所述飞机的一个模型，可以是一个滤波器或者控制器，产生带有用于命令所述至少一个控制襟翼和所述流影响装置的执行器的当前控制信号或者带有控制器变量的当前控制信号向量，并将所述控制信号向量发送给前述装置，其中所述飞行控制装置基于所述指令装置的期望的命令、所述飞行状态传感器装置的传感器信号和所述流状态传感器装置的传感器信号，确定所述当前的控制信号或者当前的输入信号向量。

作为本发明的一个结果，将与所述尾缘装置的最大位移相关的***性限制考虑进去，考虑负荷、维护需求和成本，通过这样做，改善了高升力***的空气动力性能。此外，在更为弯曲的翼型的情况下，可以防止在所述调节襟翼顶部的流的分离。而且本发明符合与相对于所述主翼的调节襟翼的与整个***的重量和有效集成相关的精确设置相关的非常严格的要求，所以可以在重量上和成本上优化整个高升力***。

根据本发明，因此所述调节襟翼可以具体是设置在所述飞机的机翼上的一个高升力襟翼，其中所述多个流影响装置和多个流状态传感器装置的结构(15)是设置在所述高升力襟翼和/或所述主翼上。

此外，在每种情况下提供的与所述流影响装置相关的有关于飞行的特征可以例如对应于一个局部升力系数、局部拖力、局部升力与拖力比，因此可以以一种非静止的方式从替代的调节变量来确定，使得这个特征然后用于进行期望值的比较，以最终以这种方式理论上设置任何值，在物理框架内，通过给一个线性模型设计的线性的、鲁棒的调节算法，从所述值中确定给所述局部流影响装置的控制信号。

在这个布局中，因为去掉了笨重的可动部件，当与基于现有的机械解决方案的***相比时，所述调节***要显著快得多，因此可以用目标方式抑制或使用局部流现象。

在这个布局中，所述用于确定对要启动的流影响装置的选择的功能可以是一个滤波器函数或者可以基于一个滤波器函数。尤其是，在这个布局中，相应关联的传感器装置产生一个允许范围内的测量信号的那些流影响装置不被启动，换句话说是分配有具有零值的控制信号。尤其是，在这个布局中，局部流速或者所述局部压力可以超过一个最小值。与此相反，用让流影响装置启动的值确定这些流影响装置的控制信号，所述流影响装置分别关联的传感器装置产生在一个允许范围外的测量信号，所述范围尤其是可以以一种方式定义，使得它的极限值形成到局部流分离的情况的转变。

这些流控制措施本质上分别是以部分或者完全防止所述襟翼上与一个限定的区域有关的分离的合适的措施。但是，它们只是表示个别的子***方案，因为它们只是为了一个具体的构造而设计的。

作为一个在翼型深度方向上层叠并以分段方式得到控制的激励***的结果，可以更为有效地避免由不同的构造所造成的分离危险的各种流状况。通过所述尾缘襟翼上的狭缝或者类似设计的拓扑结构周期性或脉冲式吹出压缩空气经证明是非常有效的，在调查过的上下文的构造中，与连续的吹出相比较，对于使用的空气流量更为有效(增加到2到4倍)。由于在所述襟翼的区域内的流状况随着所述襟翼位置而变化，具有不同的分离位置的不同的分离状态有可能出现在所述尾缘襟翼上。

但是，具有确定的激励位置的执行器***仅相对于一个特殊的范围来优化，使得在非设计(off-design)的情况下，降低所述主动流控制的效率，所述能量需求会过多地增加。

通过所述带有分段的和层叠状设置的狭缝或者类似设计的拓扑结构的尾缘襟翼上的狭缝或者类似设计的拓扑结构周期性或者脉冲式吹出因此可以证明尤其有效，因为各流状态可以得到更好的控制，作为脉冲式喷嘴流的结果，所述能量输入以一种目标方式和有效分布的方式进入到已经分离的、或者在分离过程中的襟翼流。另外，如果调节所述升力系数用作一个示例的目标参数，那么其效果可以得到自主的控制并且设计是有效率的。

在二维翼型上的初步实验结果显示，所述激励***的层叠状布局有效地导致容易分离的流重新附着。对工业风道模型调查证明了这个基于模型执行器的流控制技术的效果。

必要数目的适当的传感器，例如压力传感器，在翼型深度方向和翼展方向集成在所述尾缘中，为了检测当时的局部流状态。通过这种方式获得的一个特殊参数的测量值和飞行员规定的目标值，比如升力系数、下沉速率和/或爬行速率的测量值和目标值，用作一个对应地设计的调节回路的输入值。所述频率、脉冲宽度、脉冲进入所述流和/或所述激励位置之间的相位偏移参数可以用作所述执行器***的控制器变量。根据所述当时的流情况，可以分别或者联合来操作所述激励位置。分段的、脉冲式压缩空气执行器尤其适合作为一个激励机制，因为它们已经在许多实验中自证了。但是，从原理上讲，其它执行器，比如合成射流执行器或者机械、电动和/或气动驱动的执行器，也可以用于本文描述的应用，如果它们包括一个对应的功能和性能，并且还满足集成在一个控制电路进行动态控制/调节的需求时。

根据本发明的一个进一步方面，所述飞行控制装置可以包括一个飞行状态控制装置或者飞行状态调节装置和一个流状态控制装置或者流状态调节装置，其中：

以一种方式设计所述飞机状态控制装置，使得基于所述指令装置的期望的命令、所述飞行状态传感器装置的传感器信号、以及所述流状态传感器装置的传感器信号，它产生给所述控制襟翼的执行器的期望的命令以及给所述流影响装置的期望的流状态值，以及

所述流状态控制装置是功能性地连接在所述飞行状态控制装置上，用于接收用于命令所述流影响装置的期望的流状态值，并以一种方式设计，使得所述流状态控制装置，基于所期望的流状态值以及所述流影响装置的流状态传感器装置的传感器信号，发送所述流状态执行命令给所述流影响装置。

所期望的流状态值尤其可以是所述那个区段中的局部升力系数或者拖力系数与升力系数的比值。

此外，所述飞行控制装置可以包括一个控制功能，它接收所述执行命令作为给所述控制襟翼的执行器的输入信号，以及作为所述流状态执行命令给所述流影响装置，基于一个将这些命令整合起来的相关函数，，产生用于执行所述控制襟翼和所述流影响装置的执行器的执行命令，并将这些执行命令发送给这些装置。在这个布局中，所述控制功能可以以这种方式进行，使得将当时可用的输出和/或所述流影响装置的和/或所述控制襟翼的执行器的动力学考虑进去，以对给所述流影响装置的执行命令和给所述控制襟翼的执行器的执行命令进行优化。

根据本发明，主翼的或者所述调节襟翼的流影响装置可以包括一个压力腔，它设置在所述主翼和/或在调节襟翼内，用于接收压缩空气；一个排放腔，带有排放口；一个或多个将所述压力腔连接到所述排放腔的连接管；集成在所述连接管内的至少一个阀装置，所述阀装置功能性地与所述飞行控制装置相连通，其中所述飞行控制装置通过当时的控制信号向量来控制所述阀装置，以让所述压力腔内的压缩空气，根据所述当前控制信号向量的执行值，不流动或者以相应的速度和/或流量(throughput)流经所述排放口，以影响所述主翼的或者所述调节襟翼的表面周围的流。

根据本发明，所述流影响指令装置可以包括一个控制输入装置，通过该控制输入装置的启动，产生期望的命令，或者可以包括一个自动驾驶装置，该自动驾驶装置基于具体的操作模式产生期望的命令，例如用于控制在一个具体的期望的路径上的飞机的线路。

在这个布局中，可以以一种方式设计根据本发明的飞机，使得将所述飞行控制装置设计成一个飞行状态调节装置或者它包括这样一个飞行状态调节装置以及一个流状态调节装置。以这种方式设计所述飞行状态调节装置，使得基于所述流影响指令装置的期望的命令和所述飞行状态传感器装置的传感器信号，其将输入信号发送给功能性地连接在所述飞行控制装置上的流状态调节装置。此外，在这个布局中，可以以这种方式设计所述流状态调节装置，使得基于每个区段的所述飞行状态调节装置的输入信号和所述流状态传感器装置的传感器信号，其产生用于控制每个区段的流影响装置的流状态执行命令，并将命令发送给每个区段的流影响装置，以根据所述流影响指令装置的期望的命令控制所述飞机。

在这个布局中，所述飞行状态调节装置可以包括一个区段控制功能，它是以一种方式设计，将在当时的时间点可用的输出和/或动力学考虑进去，以通过优化所述流影响装置和/或所述可调节襟翼的执行器，基于所述飞行状态调节装置的控制信号，产生给每个区段的所述流影响装置的执行命令和/或给所述执行器的执行命令。

根据本发明，可以提供所述流影响装置的布局，包括设置在一个区段或者多个区段中的吹出口，并包括一个设置在所述机翼中的流生成装置，用于吹出和/或通过吸入来吸走，通过所述流生成装置将流体吹出所述吹出口，或者通过吸入从吹出口吸走，以影响局部出现在所述区段的升力系数。

可以进一步提供流影响装置的布局，另外包括设置在一个区段或者多个区段上的吸入口，并包括设置在所述机翼中并与所述吸入口流体连接的吸入装置，通过所述吸入装置，流体从所述吸入口被吸入，以影响在所述区段局部出现的升力系数。

可以通过将脉冲的压缩空气吹过在所述调节襟翼或者所述尾缘襟翼的一个限定好的翼型深度位置的一个跨度进行流控制。根据本发明的一个实施例提供的所述阀装置或者切换单元可以以可变频率、可变占空比(贯流空气的时间与一个脉冲期间的比值)和空气流量来操作，以产生带有一个可变脉冲的(周期性地)脉冲气流。通过一个压力腔或者一个执行器腔，可以在激励位置产生所期望的排气速度分布。

在所述起飞和着陆阶段，在与重量限制值相关的所述负荷条件和安全条件的基础上，设计这样一个没有或者带有降低了的扰流板的尾缘襟翼和伸展的尾缘襟翼的技术边界显著拓宽。

根据本发明，当在所述机翼的翼展方向看时，所述至少一个区段可以包括设置成一个在另一个后面的几个区段。

所述用于产生与所述飞机的飞行状态相对应的、作为所述飞行控制装置的输入信号的期望命令的指令装置可以是一个用于控制所述飞机的控制输入装置，所述输入信号可以是与所述爬行速率或者下沉速率或者加速相关的变量。所述指令装置可以包括一个控制输入装置，通过该控制输入装置的启动，产生所期望的命令。此外，所述指令装置可以包括一个自动驾驶装置，它在一个具体的操作模式下产生期望的命令，例如用于控制在一个具体的期望轨迹上的所述飞机的路径。

还可以设计所述流影响装置的布局以使它能够由飞行员来切换。

附图说明

下面参考附图来描述本发明，附图显示以下内容：

图1是其中集成有根据本发明提供的流影响装置的飞机的立体图；

图2是一个机翼的剖视概图，该机翼具有一个根据本发明提供在所述机翼的至少一个区段上的流影响装置和流状态传感器的结构，以及一个可选地提供的可以由一个带执行器的调节装置调节的可调节襟翼；

图3是根据本发明提供的一个飞行控制装置的示例实施例，在表面区段上分布流影响装置和流状态传感器装置的布局的每种情况下，所述飞行控制装置具有例如是功能性地连接在一个控制襟翼的执行器上的飞行控制装置和两个流影响装置，其中每个区段的流状态传感器装置是功能性地连接在所述飞行控制装置上，并且其中在每种情况下，在表面区段上分布的流影响装置和流状态传感器装置的布局是设置在所述主翼的顶部和在一个调节襟翼的顶部，

图4是根据本发明提供的流影响装置的一个示例实施例的剖视图，所述流影响装置例如是安装在调节襟翼中，

图5是图4中所示的流影响装置的立体概图，

图6是带有一个主翼和联接在所述主翼上的调节襟翼(高升力襟翼形式)的机翼的概图，在所述调节襟翼的顶部设置有根据本发明提供的一个流影响装置的吹出口的结构，

图7是一个调节襟翼的表面区段的俯视图，所述调节襟翼的区段上带有一个以示例方式实现的流影响装置和流状态传感器装置的布局。

具体实施方式

在所述图中，功能相同或者类似的组件和功能具有相同的参考字符。

图1中的例子显示的是本发明可以适用的一个受控制飞机F的示例实施例，根据常用的形状包括两个机翼1a、1b，每个机翼包括至少一个副翼5a或者5b。另外，图1所示的飞机在每个机翼1a、1b上包括三个前缘升力主体3a、3b和三个尾缘升力主体4a、4b作为高升力襟翼。可选的是，机翼1a、1b每个可以包括数个扰流板2a、2b。此外，飞机F包括一个尾翼单元H，尾翼单元H具有带方向舵9的垂直安定面8和在每种情况下具有至少一个升降舵控制表面7的水平尾翼6。水平尾翼6例如可以被设计成如图1所示的T型尾翼，或者是被设计成十字尾翼。

在图1中，加入与飞机F相关的坐标系KS-F，包括飞机的纵轴X-F、飞机的横轴Y-F和飞机的垂直轴Z-F。具有机翼翼展方向的S-T轴、机翼深度方向的T-T轴、机翼厚度方向的D-T轴的机翼坐标系KS-T可以与每个机翼1a、1b关联起来(图2)。此外，具有襟翼翼展方向的S-K轴、襟翼深度方向的T-K轴、襟翼厚度方向的D-K轴的襟翼坐标系KS-K可以与每个襟翼关联起来(图2)。

图2概略地显示了机翼1，其包括主翼M和用于控制或者操纵飞机的控制襟翼S以及高升力襟翼K。在图2中所示的控制襟翼S是一个扰流板，但是，从功能角度来看，根据本发明，例如可以把它替换成副翼或者另外是副翼，或者如果它不是设置在主翼上时，可以把它替换成或者另外是一个升降舵控制表面7和/或者方向舵9。

图2详细示出了主翼10，它带有联接在主翼M上的可调节襟翼K。根据本发明，所述流线型体可以是所述可调节襟翼K，换句话说，是可调节地设置在所述飞机上的流线型体，因此，例如是图1所示的可调节襟翼，换句话说，例如是一个高升力襟翼、副翼、扰流板、升降舵控制表面或者方向舵。根据本发明提供的所述流线型体尤其还可以是主翼M。主翼M顶部M-1在吸入侧A延伸，主翼M包括在主翼的压力侧B延伸的底部M-2，以及可能是朝向所述高升力襟翼K的后表面。对于所述高升力襟翼，或者总体来说是对于所述可调节襟翼K或者所述流线型体，限定了襟翼深度方向T-K或者总深度方向、翼展方向S-K或者总翼展方向、以及襟翼厚度方向D-K或者总襟翼厚度方向。所述可调节襟翼K或者高升力襟翼包括在所述高升力襟翼K的吸入侧A延伸的顶部K1和在所述高升力襟翼K的压力侧B延伸的底部K2。

为了进一步解释本发明，参考图2的概图所示的一个主翼、作为控制襟翼的至少一个扰流板、以及作为调节襟翼的一个高升力襟翼的组合。在本申请中，所述至少一个控制襟翼可以尤其是另外包括一个副翼和/或者所述方向舵。作为用作调节襟翼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，根据本发明，可以功能性地包括所述水平安定面和/或垂直安定面，通常还有一个调节襟翼和所述飞机的一个可调节襟翼。

根据本发明提供的飞行控制装置50以这种方式设计，使它产生命令设置在机翼1a、1b、1上和或在至少一个调节襟翼上的控制襟翼S的相应执行器21和/或高升力襟翼之类的可调节襟翼k的和流影响装置15；15k的相应执行器20的执行命令，并把这些执行命令发送给前面这些装置(图3)。飞行控制装置50分别基于指令装置30期望的命令30a、飞行状态传感器装置40的传感器信号40a和流状态传感器装置17和17K的传感器信号17a、17Ka，可选的是用于获取控制襟翼S和/或可调节襟翼K状态的传感器的传感器信号，确定当时的执行命令50a。控制襟翼S和/或襟翼K的状态可以分别是控制襟翼S和襟翼K的下列参数中的一个或多个：位置、速度、加速度和/或另一个状态。期望的作为飞行控制装置50的输入信号的命令30a可以包括飞机所要的加速度和/或者所要的方向。以这样一种方式设计飞行控制装置50，使它产生用于命令执行器21和流影响装置15；15K的当时的输入信号向量50a，并把它发送给前述这些装置。

由飞行控制装置50通过当时的输入信号向量50a命令的流影响装置15；15K，可以被设置在主翼M上和/或者在调节襟翼K上，其中在每个表面区段情况下，流影响装置15；15K包括至少一个流影响装置和至少一个流状态传感器。根据图2，在主翼顶部M-1的区段10中，以及在调节襟翼K的顶部K1的区段10K处每种情况下，设置包括至少一个流影响装置16或者16K以及至少一个流状态传感器17或者17K的结构15或者15K。在图1中，在机翼的主翼上概要地加入对应的区段11a、11b、12a、12b，其中在每种情况下，设置这样一个包括至少一个流影响装置16和至少一个流状态传感器17的结构15。如图2所示，作为一种替换方式或者另外，可以在各个调节襟翼K的顶部K1或者底部K2设置这样一个包括至少一个流影响装置16K和至少一个流状态传感器装置17K的结构15K的区段10K。

以一种方式设计流影响装置15或者15K，使得通过该流影响装置，基于当时控制信号或者当时控制信号向量50a，在各个表面上出现流，从而可以影响所述主翼M或者可调节襟翼K的升力系数。在这个布局中，飞行控制装置50包括一个函数，目的是为了机翼上的局部升力系数，根据飞行状态，选择要***作的流影响装置15；15K。在这个布局中，所述飞行控制装置逐个区段判断期望的局部流状态值；换句话说，当时的控制信号向量50a包括给每个可控制区段10、10K的控制信号。

在这个布局中，控制信号向量50a可以是包括一个给所有可以操作的流影响装置15；15K的值，其中根据所述选择并且根据相应的当时的控制信号或者当时的控制信号向量50a不用操作的流影响装置15；15k接收为零的设置值。

在这个布局中，尤其是可以以这种方式设计飞行控制装置50，使得通过所述飞机的调节模块，飞机控制装置50产生命令至少一个控制襟翼S和流影响装置15；15K的执行器21的当时的控制信号或者当时的控制信号向量50a，然后将它们传输到前述装置，其中飞行控制装置50基于指令装置30期望的命令30a、飞行状态传感器装置40的传感器信号40a和流状态传感器装置17；17K的传感器信号，判断当时的控制信号或者当时的输入信号向量50a。

图4所示为一个区段的根据本发明的流影响装置16、16K的示例实施例，该示例示出了调节襟翼K的流影响装置16K。在这个结构中，流影响装置16K包括接收压缩空气的压力腔101、排放腔或者吹出腔103以及一根或几根将压力腔101连接到排放腔103的连接管105。吹出腔103包括至少一个排放口或者吹出口，优选的是多个排放口或者吹出口的结构110。纯粹为了说明，图5显示了单个的吹出口104。在至少一条连接管105中集成有至少一个阀装置107，该阀装置107是功能性地连接到飞行控制装置50。飞行控制装置50通过当时的控制信号向量50a控制阀装置107，以让压力腔101中出现压缩空气，对应于当前的控制信号向量78的设置值，不流动或者以对应的速度和/或流量流入排放腔103，空气从所述排放腔通过吹出口结构排出110，以影响调节襟翼k的表面k1周围的流动。

可以用各种方式将压缩空气引入压力腔101。在这个布局中，从所述飞机的流线型体的表面处的静点(stagnation point)区域、尤其是在调节襟翼的静点区域或者是在主翼的静点区域的外部流动取得压缩空气。还有可能的是，将压力生成装置或者泵或者变流器(flow variator)连接到所述压力腔，所述压力生成装置或者泵通过供给管吸取空气。所述供应管特别是可以从主翼M和/或襟翼K的顶部的一个开口或者多个开口的结构发出。在这个结构中，可以将所述一个开口设置在一个位置上，或者可以这样设置所述多个开口的结构，使得它们分布在主翼M和/或襟翼K的一个区域上，以一种方式设置所述区域，使得在这些位置上，出现吸力去除效应，以预定的方式与在多个开口的结构110处产生的吹出效应相关。

流影响装置16K，在图4中所示为安装后的状态，在图5概要地显示为结构上独立的装置。图6概要地展示了一个机翼，该机翼具有主翼M和以高升力襟翼的形式耦接于其上的调节襟翼K，在襟翼的顶部设置有根据本发明提供的多个吹出口的结构110。

所述多个吹出口的结构110或者所述开口装置优选的是特别包括多个狭缝形状开口的结构(图5至图7)。根据本发明优选的是提供与一个或几个吹出腔流体连通的吹出口分布在所述飞机的流动主体的表面区段上。在这个布局中，当从流动方向S看时，几个表面区段可以是并列地排列，或者是一个在另一个后面地排列，以在流动主体的较大的区域影响流动。飞行控制装置50判断分布在所述流动主体上的，换句话说例如在所述主翼上、至少一个调节襟翼和/或控制襟翼上(带有多个流影响装置16或16K和多个流状态传感器装置17或17K的结构15、15K)，区段10、10K的每个可控制区段10、10K的多个流影响装置16或16K和多个流状态传感器装置17或17K的每个结构15、15K的执行命令和对应的设置值。

图8显示的是作为示例的带有流影响装置和流状态传感器装置的结构15k的一个表面区段10k的俯视图，因为根据本发明，它们通常可以被设置在所述主翼或者一个调节襟翼的、总体来说是设置在飞机F的流动主体的表面区段上。图7中所示的结构包括多个吹出口104的结构110，以矩阵形状分布在表面区段10k上。总体来说，多个排放口104的结构110的吹出口104分布在各表面区段上，以影响表面区段10或者10k的整个区域周围或者区域上的流动。优选的是，压力腔和阀装置107与表面区段10、10k的开口104相关联。作为一种替换方式，可以提供与几个表面区段10、10k相关联的一个压力腔101。

吹出口104具有一种形状，该形状对影响相应表面区段10、10K周围的流动是最优的。在这种结构下，可以在表面区段10、10K内使用各种形式的吹出口104。例如，吹出口104可以被设计成椭圆形或者月牙形。

此外，在一个表面区段内，设置多个流状态传感器装置17或者17K，它们在图8中概要地显示为圆形图标。所有的流状态传感器装置17或者17K功能性地联接到飞行控制装置50(图3)，用于将在各个流状态传感装置17或者17K位置处的当前流状态以每个情况下各流状态传感器装置17或17K产生的传感器信号的方式发送。基于测量出的流状态，在飞行控制装置50中，对每个区段做出相关判断，判断在哪个吹出口104吹出空气，以及吹出空气的强度，以调节飞机的飞行状态，该飞行状态对应于由用于产生飞机的飞行状态的指令装置30所产生的期望的命令。在这个结构中，飞行控制装置50同时判断给控制表面S的执行器驱动所要的命令。

可以在所述流动主体的表面上设置各种表面区段，换句话说，例如是在主翼和/或者调节襟翼K的表面上并排或者互相重叠地设置。

另外，可以给飞行控制装置50提供使用由流状态传感器装置17、17K判断的流状态，流状态传感器装置17、17K设置在另外的表面区段10、10K上，用于确定流影响装置16、16K的执行命令。

基于飞行控制装置50的对应功能，飞行控制装置50通过命令一个或者几个表面区段10、10K的流影响装置16或者16K，特别是还设置可以影响出现在各表面区段10、10K上的流动的程度。要达到这个效果，就要确定当时的控制信号向量70a的对应值。在这个结构中，飞行控制装置50控制几个表面区段10、10K的一个或多个阀装置107。在这个结构中，尤其是可以提供脉冲式吹出。

作为一种替换方式，或者另外，飞行控制装置50控制在各个吹出口104上的开口装置，目的是通过打开和关闭所述开口装置，设定在各个吹出口104处的吹出流速。

另外，飞行控制装置50可以功能性地连接到一个连接在所述压力腔的压力生成装置或者流辅助驱动装置(图中未示)，目的是分别通过所述压力生成装置或者流辅助驱动装置的对应的控制或者命令，来设置所述压力腔内的压力，通过这种方式设置表面区段10、10K的开口104处的吹出速度。在这个结构中，可以基于飞行状态并且尤其是基于飞行速度和飞行高度或者从中获得的变量来设置所述压力腔中的压力。此外，所述飞行控制装置50可以在特定飞行状态区域内例如在巡航时使所述压力生成装置不工作。一般而言，所述压力生成装置还可以是以固定的、设定好的性能工作或者可以以一种方式设计所述压力生成装置，使得利用该压力生成装置，基于通过控制功能的对应的控制，改变或者控制所述入口压力和/或吹出压力和/或所述压差。

在这个结构中，所述流辅助驱动装置可以被安装在或者集成在连接到所述开口的通道中。

流状态传感器装置17、17K通常可以由传感器设计，用来获取在所述主翼M或者在襟翼K的顶部的流状态的特性，以这种方式设计所述传感器，使得通过所述传感器产生的信号可以清楚地确定所述流状态，换句话说，可以确定出现的是附着流(attached flow)或者是分离流(detached flow)。

本发明的飞机具有带带执行装置或者控制输入装置31的飞行控制装置，所述执行装置或者控制输入装置31连接在所述飞行控制装置上，产生期望的控制命令31a用于控制飞机F。飞机F的控制输入装置31通常包括设置在飞机驾驶舱内、用于输入控制飞机的飞行路径的控制输入的控制输入装置31，所述控制输入装置31具体可以包括操纵杆之类的飞行员输入装置，以及不是必选的还有踏板。

此外，所述飞行控制装置可以包括操作模式输入装置和/或自动驾驶仪34，其产生期望的控制飞机F的自动驾驶命令34a，自动驾驶仪功能性地与飞行控制装置50进行通信，目的是将期望的命令31a或者34a发送到所述飞行控制装置50。

至少一个执行器驱动和/或一个驱动装置与所述控制襟翼相关，例如在每种情况下出现在飞机上的副翼5a、5b、扰流板2a或者2b，根据本发明在每种情况下的执行器驱动和/或驱动装置不是必选地是由飞行控制装置50通过是期望命令的命令信号来控制，目的是调节用于控制所述飞机F的各个相关的控制襟翼。在这个结构中，这些控制襟翼中的一个控制襟翼可以通过操作一个执行器驱动来调节，或者为了增加所述飞机***的故障安全操作，通过操作多个执行器驱动来调节。

基于控制输入装置31期望的控制命令31a和/或自动驾驶仪34期望的自动导航命令34a，在飞行控制装置50中，生成用于操作或者移动控制襟翼S、2a、2b、5a、5b的执行器驱动、特别是用于调节要被控制的流影响装置16、16K的执行器和/或调节襟翼K的襟翼驱动或执行器的期望的命令，并将命令发送到前述装置。用于调节流影响装置16、16K的执行器尤其可以是相关联的阀装置和/或分别相关联的压力生成装置或者相关联的流辅助驱动装置。

所述飞机F进一步包括功能性地连接在飞行控制装置50上的飞行状态传感器装置40，其包括用于获取用来确定所述飞行状态的飞行状态的空气-数据传感器装置41或者空气数据***(ADS)、以及用于获取所述飞机F的飞行状态尤其是所述飞机F的旋转速度的飞行位置传感器装置或者惯性传感器装置42或者惯性测量单元(IMU)。空气-数据传感器装置41包括空气数据传感器，用于确定所述飞机F的飞行状态，尤其是飞机F周围流动的空气的动态压力、静态压力和温度。通过用飞行-位置传感器装置42，特别是获取飞机F的旋转速度，包括偏航速度和横滚速度来确定所述飞机的飞行位置。飞行控制装置50接收通过飞行状态传感器装置40所获取的传感器值的飞行状态传感器信号40a，具体是空气-数据传感器装置41的空气-数据传感器信号41a和飞行-位置传感器装置42的飞行-位置传感器数据42a。

飞行-状态调节装置70形式的飞行控制装置50(图3)包括控制功能，该控制功能从控制输入装置30接收控制命令并且从传感器装置40接收传感器值40a。以这种方式设计所述控制功能，使得其根据控制命令30a以及获取的和接收的传感器值40a，生成用于所述执行器驱动的执行命令，并将这些命令传给前述装置，以便通过执行所述执行器驱动，根据控制命令对所述飞机F进行控制。如所描绘的，图3显示的是本发明的一个实施例，其中，在所述主翼M和可调节襟翼K上，在每种情况下，在相应翼展方向的一个位置上，设置流影响装置16或者16K或者多个流状态传感器17或者17K的结构15或者15K。

在飞行期间，通过执行装置31，飞行员生成用于控制所述飞机的期望的命令。用于控制所述飞机的期望的命令31a，例如可以是所述飞机飞行状态的相对变化的三维加速度向量或者可以是与方向变化相关的说明。此外，所希望的命令向量可以是两个指定值的合成，在这种结构中，例如，可以产生与水平运动方向上变化相关的说明以及与所述飞机的上下运动相关的加速说明。另外，可以通过自动驾驶仪34产生的所要的命令或者所要的命令向量34a。

如图3所示，根据本发明，流影响指令装置30控制飞行控制装置50，而飞行控制装置50接着基于传感器的值生成执行命令或者控制信号，特别是以信号向量的形式，或者至少一个相应的信号向量50a，特别是控制信号向量50a的形式，并将所述命令至少发送到这样的执行器驱动装置，该执行器驱动装置设置在所述机翼的一个表面上的一个区段10或者10K，非必选地，是作为一种替换方式，或者另外，设置在已经存在的、可以被前述装置控制的至少一个调节襟翼K上，以及控制控制襟翼S的执行器驱动21。基于指令装置30期望的命令30a，换句话说，飞行控制装置50产生流状态执行命令351或35K还有执行命令352，所述流状态执行命令351或35K用于操作或移动每个受影响的区段10或者10k的流影响装置15或15k的至少一个执行器或者执行器驱动装置，以调节所述流影响装置，所述执行命令352用于执行或移动要控制的控制襟翼21的至少一个执行器或者襟翼驱动装置21，这些命令被发送到前述装置。

此外，飞行控制装置50可以基于对指令装置31的相应输入及其生成的所要的命令31a，生成用于调节调节襟翼k的执行命令(图中未示)，并把命令发送给一个用于调节调节襟翼K的执行器驱动装置。此外，飞行控制装置50可以基于飞行状态数据生成用于调节调节襟翼K的执行命令。此外，在这个结构中，根据用于调节调节襟翼K的执行命令以及根据用于调节控制襟翼S的执行命令352来确定流状态执行命令351或351K。作为一种替换方式，飞行控制装置50在每种情况下生成的当时的控制信号或者控制信号向量50a中，包含有用于命令至少一个控制襟翼S的执行器21和流影响装置16；16k、非必选的是调节襟翼K的执行命令，以及关于在特定的时间点要操作哪个流影响装置的信息。

通过操作或者移动所述流影响装置的执行器驱动装置，以预定的方式改变在一个翼展区域中的局部升力系数或者拖力系数(drag coefficient)与升力系数的比率，其中在这个翼展区域内设有带有分别受到控制的流影响装置的区段10或10k。当出现设置在所述主翼的或者襟翼K的翼展方向和/或深度方向上的几个区段10、10K时，流状态执行命令351或351K可以利用相应片段的流影响装置通过区段控制功能或在每个情况下通过更高级别执行命令进行校准并与所述流影响装置合并。

例如，在每个机翼1a、1b包括两个区段10的情况下，每个区段10包括多个流影响装置16或16K和多个流状态传感器22或22K的结构15或15K以及包括两个可调节襟翼K，以功能性地预定的方式，稳定和/或控制所述飞机，和/或设置飞行操作模式，所述流影响指令装置30和随之的飞行控制装置50基于内部执行的控制算法和调节算法，以取决于时间的方式控制所述流影响装置和控制襟翼的襟翼驱动，目的是调节前述装置，为了设置与期望的命令31a和/或32a对应的飞行状态来控制飞机F或飞行模式，通过这样，将飞机稳定在一个飞行位置，并/或者进行路径控制动作和/或设定所述机翼的负载分布，和/或补偿阵风。

还可以以这种方式设计根据本发明使用的机翼，使得其不包括为了控制或稳定所述飞机、功能性地连接到所述流影响指令装置30或者飞行控制装置50的可调节襟翼。在这种情况下，流影响指令装置30或者飞行控制装置50控制至少一个机翼区段10的流影响装置16。以类似的方式，根据本发明，在至少一个可调节襟翼的表面上，逐个区段地设置多个流影响装置16K和多个流状态传感器17K的结构15K，以预定的方式功能性地连接到流影响指令装置30或飞行控制装置50来控制或者稳定飞机。

因此，根据本发明的控制装置通常包括带有控制功能的流影响指令装置30，用于生成为了调节至少一个表面区段10或10K的流影响装置16或者16K而驱动装置的期望的命令以及/或者为了调节每个机翼的至少一个可调节襟翼而驱动装置的期望的命令，所述控制装置基于用于控制所述飞机的期望的命令，确定用于执行所述机翼上的执行装置的对应的期望的命令，通过这些活动，根据期望的命令，改变或者影响所述飞机的飞行状态。

在这个结构中，可以将从流影响指令装置30的期望的命令30a获得的输入值供给流影响装置16、16k，作为输入值，该输入值是通过以下方式确定的：

基于飞行状态传感器数据和流状态传感器数据的飞行控制装置50，

基于自所期望的命令30a的飞行状态传感器数据的飞行状态调节装置70，(图3的示例实施例的参考字符66)。

基于发送给一个流状态调节装置的流影响指令装置30的期望的命令30a，控制和操作每个区段10或10K的情况下的流影响装置16或16K的至少一个执行器，所述流状态调节装置在每种情况下为至少一个区段10或者10K的每个区段10或者10K从所述期望的命令30a产生一个流状态控制器变量，用于机翼的流影响装置16或16K的所述执行器，所述流状态控制器变量对应于在一个时间点所要求的用于各个区段的区域的一个局部升力系数。基于每个区段的执行器的控制和命令(通过所述流状态控制器设定变量)，操作各个受控制的执行器，其结果是，分别关联的流影响装置16或者16K影响所述机翼各个区段的流状态，通过这样做，尤其是影响和改变出现在各区段10或者10K上的流状态。

在图3所示的示例实施例中，为了接收飞行状态传感器信号40a，飞行控制装置50与飞行状态传感器装置40进行通信。

在这个结构中，飞行控制装置50，尤其是在图3的示例实施例中，可以包括根据由其接收到的期望的命令30a纠正上文提到的输入值的调节算法(完成控制)。

飞行控制装置50和/或流状态调节装置60的调节算法可以一方面提供与包括传感器数据(尤其是作为机翼上或者襟翼K上的传感器装置17的压力传感器)的升力、拖力或者升力与拖力之比相关的测量值的合成值，另一方面，通过由一个鲁棒的调节算法(robust regulating algorithm)设计，达到给上述测量值的规定的目标值。所述调节器由一个抗饱和重置结构(anti-wind-up resetstructure)支撑。所述测量值是通过组合时域累积(temporal integration)和参考表来获得的，它可以明确地与一个飞行相关的变量相连，比如升力。间接地通过这种方式，可以规定一个升力或升力系数，通过所述算法将该升力或升力系数转换成与所述数字测量值相关的一个说明，使用这个与所述数字测量值相关的说明，在下文称作“期望的值”，以用于确定与当时的数字值的差值，然后再确定所述调节介入的强度和类型。

所述调节器可以是基于一个线性多变量黑匣子模型，用一种合成鲁棒调节器的方法来设计。在所述线性多变量黑匣子模型的识别中，产生执行变量中的突变形式的合适的干扰信号并测量所述数字测量值对该信号的反应。从所述反应的动态行为，通过用参数识别方法获得一个线性微分方程***，该线性微分方程***为调节器合成提供了基础。这个识别的许多不同实例提供了一个模型家族，从该模型家族为每个合成选择一个代表的或者平均模型。在调节器合成中，可以使用各种方法(例如，H_∞-合成、鲁棒化(robustification)、鲁棒回路成形)。所产生的经典的线性调节回路可以由一个抗饱和重置结构所支撑，该抗饱和重设结构在有超过可实现的控制器变量的控制器变量的请求时，以一种方式纠正所述调节器的内部状态，使得在所述调节器中的集成部件不会导致过度调整或者锁定所述调节器。因此，即使在不现实的要求的场合，所述调节器仍保持响应，这增加了操作安全性。所述调节器总是被调节到当时的状态，而不用经历由所述控制器变量的前面那些限制所造成的延迟。

尤其是可以将所述调节器设计成一个接收所有必须的输入变量作为调节变量的优化的调节器，并且根据在一个矩阵状的方法中的调节方法算法，基于从输出中提取的用于依赖于飞行状态变量分配的调节变量和控制器变量的校正值和参数，产生各种输出信号用于所述流影响装置16或16K和/或执行器21和/或所述至少一个选中的可调节襟翼K的襟翼驱动。

根据本发明，因此可以以一种非静止的方式从替代调节变量确定一个与飞行相关的特征(升力、升力系数、拖力、拖力与升力系数比)；然后这个特征可以用于一个期望值的比较；最终以这种方式，在物理架构内，并且通过给一个线性模型设计的线性鲁棒调节算法，理论上可以得到可为各个特征设置的任意值。

在这个装置中，作为不用笨重的可运动部件的结果，与那些基于现有的机械式解决方案相比较，所述调节***明显更快，使得可以以一种目标方式抑制或者使用所述局部的流现象。

Claims (8)

1.一种具有机翼(1a，1b)的飞机(F)，所述机翼(1a，1b)包括主翼(M)和至少一个控制襟翼(S)并包括至少一个调节襟翼(K)，所述至少一个控制襟翼(S)被设置成可相对于所述主翼(M)来调节，所述飞机包括：

用于操作所述至少一个控制襟翼(S)的执行器(21)以及用于获取所述控制襟翼(S)的设置位置的传感器装置(24)，

至少一个包括多个流影响装置(16；16K)的结构(15；15K)，该结构在每个机翼(M；1a，1b)的主翼(M)的和/或至少一个调节襟翼(K)的至少一个表面区段(10；10K；11a，12a；11b，12b)延伸，以影响在所述表面区段(10；10K)上流动的流体，其中所述表面区段在翼展方向延伸，及

至少一个包括多个流状态传感器装置(17；17K)的结构，用于测量各个区段(10；11a，12a；11b，12b)上的流状态，

其特征在于，所述飞机还包括：

飞行控制装置(50)，其在输入侧功能性地连接到用于获取控制襟翼(S)的设置位置的传感器装置(24)并连接到流状态传感器装置(16；16K)，为了发送执行命令(50a)，所述飞行控制装置(50)在输出侧功能性地连接到执行器(21)和流影响装置(16；16K)，

飞行状态传感器装置(40)，用于获得飞机的飞行状态，其功能性地连接到所述飞行控制装置(50)上用于发送飞行状态，以及

指令装置(30)，用于生成对应于飞机飞行状态的期望的指令(30a)，所述指令装置(30)功能性地连接到所述飞行控制装置(50)，用于将指令(30a)作为所述飞行控制装置(50)的输入信号发送，

其中，所述飞行控制装置(50)包括一个功能，为了根据各个获得的飞行状态优化所述机翼上的局部升力系数，该功能对要操作的流影响装置(16；16K)进行选择，

其中所述主翼(M)的或调节襟翼(K)的所述流影响装置(16；16K)包括设置在主翼(M)和/或调节襟翼(K)中的压力腔(101)，用于接收压缩空气；排放腔(103)，带有排放口(104)、一个或多个用于将所述压力腔(101)连接到所述排放腔(103)的连接管(105)；集成在所述连接管(105)中的至少一个阀装置(107)，所述阀装置(107)功能性地与所述飞行控制装置(50)连通，

其中所述飞行控制装置(50)通过当时的控制信号(50a)控制所述阀装置(107)，目的是让出现在压力腔(101)内的压缩空气，根据当时的控制信号(50a)的执行值，不流动或者以相应的速度和/或流量流过排放口(104)，以影响所述主翼(M)的或所述调节襟翼(K)的表面(K1)周围的流动。

2.根据权利要求1的飞机，其特征在于，这样设计所述飞行控制装置(50)，使得通过所述飞机的模型，所述飞行控制装置产生用于命令所述至少一个控制襟翼(S)的执行器(21)和所述流影响装置(16；16K)的当时的输入信号(50a)，并将相应的控制信号(50a)发送给所述执行器(21)和流影响装置(16；16K)，其中所述飞行控制装置(50)基于所述指令装置(30)的期望的命令(30a)、所述飞行状态传感器装置(40)的所述传感器信号(40a)和所述流状态传感器装置(17；17K)的传感器信号(17a)，确定当时的输入信号(50a)。

3.根据权利要求1的飞机，其特征在于，所述调节襟翼(K)是设置在所述飞机(F)的机翼(1a，1b)上的高升力襟翼(4a，4b)，其中包括所述多个流影响装置(16；16K)和多个流状态传感器装置(17；17K)的所述结构(15)设置在所述高升力襟翼(4a，4b)和/或所述主翼(M)上。

4.根据权利要求1的飞机，其特征在于，作为飞行控制装置(50)的输入信号的所述期望的命令(30a)包括所述飞机的期望的加速度和/或期望的方向。

5.根据权利要求1的飞机，其特征在于，所述流影响指令装置(30)包括控制输入装置，通过启动该控制输入装置，产生所述期望的命令(30a)。

6.根据权利要求5的飞机，其特征在于，所述流影响指令装置(30)包括自动驾驶装置(33)，该自动驾驶装置(33)基于指定的操作模式产生所述期望的命令(30a)，尤其是控制所述飞机在指定的期望的路径上的路径。

7.根据权利要求1的飞机，其特征在于，所述飞行控制装置(50)包括区段控制功能，以这种方式设计该功能，通过考虑当时时点可用的输出和/或动力学，优化所述流影响装置(16；16K)和/或可调节襟翼(K)的执行器(21)，基于所述飞行控制装置(50)的控制信号，产生给每个区段(10；10K)的流影响装置(16；16K)的和/或给所述执行器(21)的执行命令。

8.根据权利要求1的飞机，其特征在于，所述至少一个表面区段(10；10K；11a，12a；11b，12b)包括多个区段，当从所述机翼的翼展方向上看时，一个区段设置在另一个区段的后面。