用于飞机的具有高升力襟翼的高升力系统和用于调节高升力襟翼的方法技术方案

本发明专利技术涉及一种用于飞机的具有设置在飞机的每个主机翼（１）上的至少一个高升力襟翼的高升力系统，其具有：用于产生用于至少一个高升力襟翼的有关飞行阶段的要求的飞行员输入装置，其中至少一个起飞要求属于这些要求；与飞行员输入装置功能性连接的具有转换功能的控制装置，借助所述转换功能，将有关飞行阶段的要求转换为用于操纵用于设定或调节至少一个高升力襟翼的调节状态的驱动装置的执行指令，其中可预设的飞行阶段为起飞阶段，其中控制装置的转换功能设计成，使得该控制装置根据起飞要求产生用于驱动装置的执行指令，其中至少一个高升力襟翼的前缘襟翼（３）设置在调节状态下，其中在前缘襟翼（３）和主机翼（１）之间存在缝隙，所述缝隙具有相对于局部翼弦的在０．１％和０．４％之间的缝宽。本发明专利技术还涉及一种用于调节设置在飞机的每个主机翼（１）上的至少一个高升力襟翼的方法。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及一种用于飞机的具有设置在飞机的每个主机翼上的至少一个高升力 襟翼的高升力系统，以及一种用于调节设置在飞机的每个主机翼上的至少一个高升力襟翼 的方法。
技术介绍
从US 5M4847中已知一种高升力系统，在所述高升力系统中，为了改善机翼的升 力特性，限定了机翼的厚度。
技术实现思路
本专利技术的目的是，提供一种高升力系统和一种用于调节设置在飞机的每个主机翼 上的至少一个高升力襟翼的方法，所述高升力系统和所述方法分别描述了用于起飞的有利 的高升力结构。该目的借助于独立权利要求的特征得以实现。另外的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。根据本专利技术，在前缘襟翼和主机翼之间设有缝隙，所述缝隙具有相对于局部翼弦 的在0. 和0.4%之间的缝宽。作为目前的飞机的起飞结构设有如下结构，在所述结构 中，在前缘襟翼和主机翼之间不出现缝隙，或者设有如下结构，在所述结构中，在前缘襟翼 和主机翼之间出现缝隙，所述缝隙的尺寸为局部翼弦的0. 8%。但是，在不具有在前缘襟翼 和主机翼之间的缝隙的起飞结构中，不能有效地延迟沿翼弦方向的流动分离。因此，在另外 的应用情况下设有起飞结构，在所述起飞结构中，在前缘襟翼和主机翼之间设有相对大的 缝隙，其尺寸超过局部翼弦的0. 8%。但是根据本专利技术，作为起飞结构，在前缘襟翼和主机翼 之间刚好设有相对小的缝隙，因为令人惊奇地发现，在这样的相对小的缝隙的情况下，在缝 隙内，边界层形成在主机翼上，所述边界层在缝隙外与主机翼的边界层连接，并且在主机翼 上构成的边界层外形更改为，使得相对于具有大的缝宽(>0.8%)的外形，阻力减少到具 有闭合的缝隙的外形的水平。此外，但是相对于具有闭合的缝隙的外形，能够提高最大升力 并且减少在前翼上的空气动力载荷。根据本专利技术，尤其提出一种用于飞机的具有设置在飞机的每个主机翼上的至少一 个高升力襟翼的高升力系统，其具有 用于产生用于至少一个高升力襟翼的有关飞行阶段的要求的飞行员输入装置， 其中至少一个起飞要求属于这些要求； 与飞行员输入装置功能性连接的控制装置，该控制装置具有转换功能，借助所 述转换功能，将有关飞行阶段的要求转换为用于操纵用于设定或调节至少一个高升力襟翼 的调节状态的驱动装置的执行指令，其中可预设的飞行阶段为起飞阶段。控制装置的转换功能设计成，使得该控制装置根据起飞要求产生用于驱动装置的执行指令，其中至少一个高升力襟翼的前缘襟翼设置在调节状态下，其中在前缘襟翼和主 机翼之间存在缝隙，所述缝隙具有相对于局部翼弦的在0. 和0. 4%之间的缝宽。根据本专利技术还提出一种用于调节设置在飞机的每个主机翼上的至少一个高升力 襟翼的方法，其具有下列步骤 产生用于至少一个高升力襟翼的至少一个有关飞行阶段的要求，其中该要求含 有至少一个起飞要求； 将至少一个有关飞行阶段的要求转换为用于操纵控制装置和设定或改变至少 一个高升力襟翼的调节状态的执行指令，其中有关飞行阶段的要求为用于飞机的起飞阶段 的起飞要求，并且基于起飞要求，产生用于驱动装置的执行指令，其中将至少一个高升力襟 翼的前缘襟翼设置在调节状态下，其中在前缘襟翼和主机翼之间存在缝隙，所述缝隙具有 相对于局部翼弦的在0. 和0. 4%之间的缝宽。在此能够提出，在起飞要求中，后缘襟翼附加地设置在伸出的调节状态下。起飞要求能够借助飞行员输入装置手动选择。可替代或可附加地能够提出，借助飞行员输入装置可选择自动的飞行模式，所述 飞行模式自动产生起飞要求。附图说明下面借助于附图1说明本专利技术的实施例，所述附图1示出具有前缘襟翼或前翼和 后缘襟翼的主机翼的截面图，所述前缘襟翼或前翼和后缘襟翼设置在主机翼上。具体实施例方式图1示出具有在收回状态下的前缘襟翼3和在伸出状态下的后缘襟翼5的主机翼 1。根据本专利技术，至少在前缘襟翼3的部分调节区域内，产生在主机翼1和前缘襟翼3之间 的缝隙7。在前缘襟翼3的调节状态下存在的缝隙7的尺寸10从最小的圆6所具有的半径 中获得，所述圆围绕前缘襟翼3的作为中心点的后边缘8形成，并且所述圆触及主机翼1的 表面点。在此，在图1中获得在主机翼1的表面上的接触点9。根据本专利技术的用于飞机的高升力系统具有设置在飞机的每个主机翼1上的至少 一个高升力襟翼。至少一个高升力襟翼能够通过每个机翼的至少一个前缘襟翼3和可选地 通过每个机翼的至少一个后缘襟翼5实现。此外，高升力系统具有用于产生用于至少一个 高升力襟翼的有关飞行阶段的要求的飞行员输入装置。至少一个起飞要求能够设置为飞行员输入装置的要求。可选地至少一个起飞要求 能够设置为飞行员输入装置的要求。在此，飞行员输入装置能够构成为，使得可手动地选择 起飞要求。在一个实施例中能够提出，飞行员借助飞行员输入装置选择用于高升力襟翼的 且尤其是前缘襟翼3的调节状态的起飞姿态，所述起飞姿态通过飞行员输入装置控制。可 替代或可附加地能够借助飞行员输入装置基于相关联的功能自动产生起飞要求。在此，飞 行员输入装置能够具有产生起飞要求的自动的飞行模式。可替代或可附加地，飞行员输入 装置能够与具有产生起飞要求的自动飞行模式的功能或模块功能性地连接。这样的自动飞 行模式能够为自动驾驶功能。该自动驾驶功能能够为自动起飞功能，或者为用于包括起飞 的飞行阶段的飞行功能。在此能够提出，自动驾驶功能为飞行员输入装置的部分或者集成在与飞行员输入装置分开的模块内。起飞要求也能够直接为前缘襟翼3的起飞姿态。在一 个实施例中，起飞要求恰恰通过手动输入或通过基于自动驾驶功能的选择的自动功能来产生。具有转换功能的控制装置与飞行员输入装置功能性地连接，借助所述转换功能， 将有关飞行阶段的要求转换为用于操纵驱动装置的执行指令，用于设定或调节至少一个高 升力襟翼3和至少一个前缘襟翼3的调节状态。在此，控制装置或转换功能包含有关飞行 阶段的要求，该要求来自飞行员输入装置，或者在具有自动驾驶功能的实施例中来自自动 驾驶功能。根据本专利技术，控制装置的转换功能构成为，使得该控制装置根据包含的起飞要求 产生用于驱动装置的执行指令，其中至少一个前缘襟翼3设置在调节状态下，其中在前缘 襟翼3和主机翼1之间存在缝隙，所述缝隙具有相对于局部翼弦的在0. 1 %和0. 4%之间的 缝宽。根据本专利技术，该缝宽的范围保持超过前缘襟翼3的翼展。在一个特殊的实施例中能 够设有个别的起飞姿态，在所述姿态下调节该缝宽范围。在本文中，作为局部的翼弦理解为在前缘襟翼3收回时在缝隙的相应的位置上的 局部的翼弦，并且在存在后缘襟翼5时，也理解为在后缘襟翼5收回时在缝隙的相应的位置 上的局部的翼弦。根据本专利技术能够附加地提出，在起飞要求中，前缘襟翼3的调节角设置在10至22 度的范围内。此外，在起飞要求中能够提出，基于起飞要求，控制装置的转换功能产生用于后缘 襟翼5的执行指令，基于所述指令，驱动装置附加地将后缘襟翼5设置在伸出的调节状态 下。附加地能够提出，在起飞要求中，后缘襟翼5的调节角设置在10至30度的范围内。前缘襟翼3或后缘襟翼5的基于起飞要求的“设置”意味着，如果前缘襟翼3或后 缘襟翼5还没有处于调节状态，前缘襟翼3或后缘襟翼5就运动到所述调节状态下，或者只 要前缘襟翼3或后缘襟翼5已经处于该调节状态，就保持前缘襟翼3或本文档来自技高网...

【技术保护点】
１．一种用于飞机的具有设置在所述飞机的每个主机翼（１）上的至少一个高升力襟翼的高升力系统，具有：●用于产生用于所述至少一个高升力襟翼的有关飞行阶段的要求的飞行员输入装置，其中至少一个起飞要求属于这些要求；●与所述飞行员输入装置功能性连接的控制装置，所述控制装置具有转换功能，借助所述转换功能，将有关飞行阶段的要求转换为用于操纵驱动装置的执行指令，用于设定或调节所述至少一个高升力襟翼的调节状态，其中可预设的飞行阶段为起飞阶段，其中所述控制装置的所述转换功能设计成，使得该控制装置根据起飞要求产生用于所述驱动装置的执行指令，其中所述至少一个高升力襟翼的前缘襟翼（３）设置在调节状态下，其中在所述前缘襟翼（３）和所述主机翼（１）之间存在缝隙，所述缝隙具有相对于局部翼弦的在０．１％和０．４％之间的缝宽。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...

【专利技术属性】
技术研发人员：丹尼尔·雷克策，
申请(专利权)人：空中客车营运有限公司，
类型：发明
国别省市：DE