飞机的高升力系统技术方案

一种具有主翼和多个控制襟翼的高升力系统，其中至少局部给各引导装置提供整流罩，所述高升力系统具有用沿着主翼弦向延伸的至少两个进气管道控制所述高升力系统周围的流的流控装置，在每种情况下，进气管道有至少一个入口，所述装置位于所述高升力系统的下表面之上或者之下，其中另外提供至少一个排空气的管道，与所述进气管道以流体连通的方式连接，并具有至少一个出口，位于至少一个调节襟翼的上表面之上和/或者在主翼弦向方面，在所述高升力系统的主翼的后三分之一中。

【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飞机的高升力系统。
技术介绍
文献US5，772，165B1和US5，366，177A描述了一种机翼，其在上表面包括用于排放空气的开口，目的是控制所述机翼周围的空气流。
技术实现思路
本专利技术的目的是解决上文描述的现有技术的系统的问题。上面的目的是通过具有权利要求I的特征的高升力系统以及具有权利要求16的特征的飞机来实现的。从属权利要求产生有利实施例。一种根据本专利技术的高升力系统具有主翼和控制襟翼，还有用于安装控制襟翼的支撑装置，以及用于安装和/或定位控制襟翼的定位装置或者引导装置，其中各引导装置至少局部被提供有一个罩。所述引导装置是设计来引导所述控制襟翼的运动。所述控制襟翼可以是一个前缘高升力襟翼或者是又一个控制襟翼，类似于一个扰流片或者副翼。根据本专利技术的一个实施例，提供一种高升力系统，该高升力系统包括主翼和多个控制襟翼，还有用于安装控制襟翼的支撑装置，以及用于对控制襟翼进行定位的引导装置，其中各支撑装置和/或引导装置(120130)至少局部提供有整流罩。所述高升力系统近一步包括用于影响主翼(200)和控制襟翼(300，400)周围的流的流控装置(10)，流控装置具有至少一个进气管道(20)以及至少一个排气管道(30)，进气管道(20)沿着主翼弦向(H-KT)延伸，每个具有位于主翼(200)的下表面(204)之上或者之下的至少一个入口(22)，至少一个排气管道(30)与至少一个进气管道(20)以流体连通的方式连接，并具有至少一个出口(32)，使得流入进气管道(20)的流体可以通过出口(32)排出，其中出口(32)位于至少一个控制襟翼(300，400)的上表面(313，413)之上和/或主翼(200)的上侧，在主翼(200)之上、相对于主翼弦向(H-KT)在主翼长度的后三分之一内，其中流控制装置(10)是至少局部设置在整流罩(118)之内，至少一个进气管道(20)的入口(22)朝向与主翼(200)的主翼弦向(H-KT)相反的方向，以及其中每个进气管道(20)的至少一个入口(22)是设置在一个在主翼弦向(H-KT)从整流罩(118)的前方开始、延伸到主翼弦向方向的三分之一的范围内。根据本专利技术的一个实施例，整流罩(118)包括至少两个进气管道(20)，每个包括至少一个入口(22)，其中所述入口中的两个入口分别放置于在彼此分叉的方向上延伸的流体表面上。根据本专利技术的一个实施例，在每种情况下给每个进气管道(20)提供与各进气管道(20)以流体连通的方式连接的至少一个排气管道(30)，排气管道(30)沿着主翼弦向(H-KT)延伸。根据本专利技术的一个实施例，在每种情况下将入口(22)设计成直接在整流罩(118)内的开口。根据本专利技术的一个实施例，给入口(22)提供入口关闭装置(24)，和/或给至少一个出口(32)提供出口关闭装置(34)。根据本专利技术的一个实施例，·至少一个控制襟翼(300，400)包括位于各控制襟翼(300，400)的上表面(313，413)的至少一个出口(32)，其中在至少一个出口(32)处设置一个入口关闭装置(24)，以及至少一个出口关闭装置(34)用运动学的方式和/或在功能上与控制襟翼(300，400)的位置相耦接，使得各关闭装置(24，34)的状态通过控制襟翼(300，400)的设定来确定。根据本专利技术的一个实施例，至少一个控制襟翼(300，400)包括位于各控制襟翼(300，400)的上表面(313，413)之上的至少一个出口(32)，其中在至少一个出口(32)处设置入口关闭装置(24)，以及至少一个入口关闭装置(24)是用运动学的方式和/或功能性地与控制襟翼(300，400)的位置相耦接，使得各关闭装置(24，34)的状态通过控制襟翼(300，400)的设定来确定。 此外提供一个流控装置来控制所述高升力系统周围的流；这具有沿着主翼弦向延伸的至少两个进气管道，在每种情况下具有至少一个入口，位于所述高升力系统的下表面之上或之下；此外它具有至少一个排空气的管道，与所述进气管道以流体连通的方式连接，并具有至少一个出口。这个出口位于至少一个调节襟翼的上表面之上，并且/或者在所述主翼弦向，在所述高升力系统的主翼的后三分之一内。通过这种方式，当从飞行方向看时，对流的控制不仅是在各调节襟翼上，而且还有可能是早一些时候在这个调节襟翼上游的区域中。通过这种方式，在流控的效果推迟了的情况下，根据流方向，可以在所述调节襟翼上执行这个控制，以解决所有的流分离。此外，在根据本专利技术的高升力系统中，所述流控装置至少局部设置在所述罩内。因此，所述流控装置的入口朝向所述高升力系统的弦向。在这里给每个进气管道设置至少一个入口，在主翼弦向，处在前三分之一内，并且在每种情况下在所述罩的一侧。通过这种方式，可以实现两个重要优点。一方面，通过在通常称为“整流罩”的所述罩内布置所述流控装置，可以一起减少或者避免它对所述高升力系统的下表面上的流有任何不希望有的影响。因此，除了服务于在所述高升力系统的下表面周围的流的空气动力学，所述整流罩的经过空气动力学优化的外部轮廓也容放所述流控装置的至少一部分。为了实现控制所述流所必需要的空气体积流量，来自于所述高升力系统外部的空气经由所述流控装置的入口被引入这个流控装置。因此所述入口在所述整流罩前三分之一内这个特殊布局在所述流控装置中有可实现的空气体积流量方面具有优点。在所述整流罩的两侧提供入口，例如在主翼弦向以基本上对称布局的方式，具有另外的优点是，在所述流控装置内可以实现所述空气体积流量的对称分布，甚至是在空气体积流量较高的情况也可以。通过这种方式可以用更简单的、更精确的方式调节根据本专利技术的一个高升力系统的流控装置，以控制在所述高升力系统的上表面之上的流。这样一种系统的第二大优点是，可以构造它来以被动的方式工作。这是通过将所述入口转向所述高升力系统的主翼弦向来实现的。在这里，“朝向”所述主翼弦向应当理解成意思是所述入口开口的截面至少有一部分在所述主翼弦向的方向上开口。因此排除具有与所述主翼弦向平行的入口开口截面的设计。通过这种方式，在所述高升力系统下表面上流动的空气可以根据本专利技术无障碍地渗透到至少是所述入口截面的朝向部分，并可以再次达到接近所述流控装置的进气管道的目的。因此，可以说，例如，通过整个高升力系统与飞机一起运动，高压空气撞击在所述流控装置上可以自动或者被动发生。根据本专利技术的入口的布局所造成的对所述高升力系统的下表面上的流的影响因此可以降低到最小，由于通过所述入口的最小开口从这个下表面流只抽取必须量的空气，而剩下的流仍以经过空气动力优化的方式沿着在所述高升力系统之下的整流罩流动。通过根据本专利技术的实施例的方式，因此构成一个在设计方面容易构造的被动系统，同时容易适应到所述高升力系统的下表面的流，具有很少的动力学缺陷。 对于一些应用，如果所述进气管道还有所述入口是相对于彼此在主翼弦向对称设计时，会是有利的。在这里，“对称设计”这一词应理解成还包括那些在与对称轴的位置距离方面、与几何定义上的纯粹对称只有很少偏离、尤其是小于30%的偏离的情况。此外，如果设计所述入口，使得它们对分配给飞机起飞和着陆过程的控制襟翼的设置不产生任何重要的显著流损失，会是有利的。这类布局将给所述流控装置本文档来自技高网...

【技术保护点】

【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：布克哈德·哥林，
申请(专利权)人：空中客车运作有限责任公司，
类型：
国别省市：