[发明专利]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

说明书

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。