[发明专利]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

说明书

技术领域

本发明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。

背景技术

从US 5544847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。

发明内容

本发明的目的是，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。

根据本发明，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0.1％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％。但是根据本发明，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。

根据本发明，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0.1％和0.4％之间的缝宽。

根据本发明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0.1％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说明本发明的实施例，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。根据本发明，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。