专利名称：带有流动影响装置结构的飞机的利记博彩app
带有流动影响装置结构的飞机本申请主张2009年12月8日申请的德国专利申请号No. 102009057405. 0以及2009年12月8日申请的美国临时专利申请号No. 61/267，514的优先权，其公开内容通过引用并入此处。本发明涉及一种带有流动影响装置结构的飞机。从现有技术可知，流动影响装置是集成到飞机的机翼中，使用所述装置，可稳定机翼区段的局部空气动力流动状态。其设置在此处，特别能减少机翼上的湍流，从而防止由于在飞行的关键阶段形成局部湍流而导致局部升力系数的降低。本发明旨在提供可增加所控飞机空气动力性能的措施。上述目的是通过权利要求I的特点而实现的。回引该权利要求I的从属权利要求书则描述了其他实施例。本发明提供一种飞机，其具有各自的结构以及飞行控制装置，所述结构包括沿翼展方向延伸的、在每个机翼的至少一个表面区段上的、用以影响流经所述表面部分流体的流动影响装置以及用以测量各部分流动状态的流动状态传感装置，其中，所述飞行控制装置具有流动影响目标参数设定装置，其与用于产生目标参数的流动影响装置的结构相连，所述目标参数是所述至少一个表面区段的流动影响装置的目标参数，其中，所述流动影响装置设计成使用目标参数改变位于所述区段中的局部升力系数或阻力和升力系数之间的相关性。本发明可实现的优点包括以下几个方面 改进的飞行物体的灵活性，从而以受控的方式飞行经过临时的和/或不稳定的飞行状态； 飞行物体的更高性能及其可维持性； 飞机进行短期、受控的起飞和降落的能力； 可抑制强风、强上升气流和下降气流或湍流以及其他不稳定流动状态的影响； 关于给出特定、所需的升力、阻力或升力/阻力比的入射角的扩展潜在飞行范围； 与飞机设计相结合，从而减少后缘装置或后缘襟翼的技术支出和重量以实现高升力，并因此实现畅通的泄流从而减少整流罩、降低后缘装置的流阻并在后缘装置上实现较好的升力； 改进的与巡航高度的滑动性能相关的翼型布局，其中，可减少对高升力所需的关注，这是因为后者以由本发明来解决； 可提高控制面的效率，从而使其能够采用更小的控制面或更灵活的飞行行为； 可降低进场着陆的进场速度，这样，同一飞机尺寸只需要较短的起落跑道。另外，本发明可设置流动控制系统的可变体积/质量流动进行后缘襟翼上分离深度的调整，进一步控制升力系数以及阻力系数，从而启动飞机的进场程序，使其按给定的入射角变化范围以恒定、高下滑角且无推力校正的方式进场。本发明的一个应用允许在飞行中加油，其条件是在加油过程中调节升力系数，从而可通过自主调整后缘襟翼上的分离深度或设置流动控制系统的可变体积/质量流动而使一架飞机的质量均匀增加并使另一架飞机的质量均匀下降。本发明还可以改进飞行操作模式的开发(“飞行程序设计”)通过调节体积质量流动对所需飞行程序的飞行状态所必需的升力系数或阻力系数进行调整，例如通过改变体积流动调整升力系数，从而实现流动控制系统的按给定结构尺寸的破坏性流动以及相对于将致动器系统并入所述系统集成的边界条件。
根据本发明，可通过影响流经后缘襟翼的流动而抑制强风、强上升气流和下降气流或湍流，以及其他不稳定的流入状态，从而可通过调整分离深度或分离度以确保升力。根据本发明，流动影响目标参数设定装置可具有被致动时可产生目标参数的控制输入装置，或者使用预定操作模式以产生目标参数的自动驾驶装置，例如使所述飞机在规定的期望路径上飞行的连续路径控制的目标参数等。根据本发明所述的飞机设计成，旨在将飞行控制装置配置成飞行状态控制装置或具有一个除流动状态控制装置外的飞行状态控制装置。以这种方式设计的飞行状态控制装置旨在可使用流动影响目标参数设定装置的目标参数和飞行状态传感装置的传感信号将输入信号传输至与飞行控制装置功能连接的流动状态控制装置。另外，所述流动状态控制装置可以如此设计，旨在使用飞行状态控制装置的输入信号以及每一区段流动状态传感装置的传感信号以产生致动每一区段的流动影响装置的流动状态调整命令，并将其传输至每一区段的流动影响装置，从而基于所述流动影响目标参数设定装置的目标参数控制所述飞机。本发明所提供的飞行状态控制装置具有区段致动功能，其设计成发送这些调整命令至每一区段的所述流动影响装置和/或发送调整命令至致动器，所述调整命令是基于飞行状态控制装置调整信号经过优化而产生，所述优化考虑了流动影响装置和/或调整襟翼的致动器当时能获得的力和/或动力。根据本发明所述的流动影响装置的结构包括位于一个或多个区段的排气口和位于机翼的用于换气和/或虹吸的流动产生装置，流体可通过所述流动产生装置从排气口进行换气或虹吸，从而影响在所述区段局部产生的升力系数。进一步，所述流动影响装置的结构另外包括位于一个或几个区段的吸气口和位于机翼且与吸气口以流动方式相连的吸气装置，流体可通过所述吸气装置从吸气口吸入，从而影响所述区段局部产生的升力系数。根据本发明所述，所述流动影响装置的结构由位于一个或多个区段的扬声器装置组成，当其被激活时，其可通过产生空气波动影响所述区段局部产生的升力系数。可替换地或附加地，所述流动影响装置的结构由位于机翼表面且设置于一个或多个区段的压电驱动器组成，当其被激活时，其可通过产生空气波动影响所述段局部产生的升力系数。所述流动影响装置的结构还可具有调整襟翼和调节尾部的致动器，其中所述流动影响装置的目标参数由流动产生装置的目标参数和用以调节调整襟翼的致动器的目标参数构成。根据本发明所述，所述至少一个区段包括多个区段，从所述机翼的翼展方向看，其成一个在另一个之后地设置。
流动状态设定点条目一般包括使用飞机相关状态的机翼载荷分布装置或功能，从而以与各区段相关的流值形式确定在机翼上的设定点的载荷分布，并将其作为机翼上具有规定载荷分布的设定点值。可替换或附加地，所述流动状态设定点条目通常可包括强风改善功能，其可使用飞机相关的状态确定各区段升力系数的所需变化。所述飞行控制装置的强风改善装置或功能件的设计旨在产生目标参数，从而对受强风影响的机翼上不稳定载荷进行补偿。特别地，作为输入变量，所述强风改善装置可由飞行位置传感装置(惯性测量单元“IMU”)和/或惯性传感器确定加速度变量和/或旋转速度变量，以及位于机翼和/或机身局部适当位置的传感装置的加速度变量和/或旋转速度变量。下面结合附图
对本发明进一步说明 图I为集成有根据本发明的流动影响装置的飞机的立体图；
图2为机翼的横截面示意图，该机翼设有根据本发明的流动影响装置和设置在该流动影响装置的至少一区段上的流动状态传感器，以及非必选地设有可经由带有致动器的调整装置进行调节的调整襟翼。 图3为根据本发明的飞行控制器的例示性实施例，其具有包括飞行状态控制装置和流动状态控制装置的飞行控制装置，其中，通过流动状态控制装置，且基于飞行状态控制装置的输入信号和每一区段的流动状态传感装置的传感信号，产生用以致动每一区段的流动影响装置的流动状态调整命令和并传输给流动影响装置。图中具有相同或相似功能的组件及功能件均附有相同的参考编号。如用来理解本发明的图I所示，一种受控制飞机F的例示性实施例，其按惯例设置有两个机翼la、lb，且每个机翼具有至少一个副翼5a或5b。如图I所示的所述飞机在各机翼上10a、10b上进一步具有三个前缘增升装置3a、3b以及三个后缘增升装置4a、4b。非必选地，每个所述机翼la、lb可具有多个扰流板(未在图I中示出)。在图I中，相对于所述飞机F，插入具有纵向飞机轴X-F、侧向飞机轴Y-F以及偏航飞机轴Z-F的KS-F坐标系。每个机翼la、lb均可以翼展方向为轴S-T、以弦向为轴T-T、且以机翼的厚度方向为D-T轴应用机翼坐标系(如图2所示)。所述飞机F进一步具有后尾翼总成H和升降单元6，该后尾翼总成H设有带有方向舵9的方向舵单元8，并且升降单元6具有至少一个升降舵7。例如可将所述升降舵单元6设计为图I所示那种的T形机尾单元或横置机尾单元。根据本发明所述的飞机F也可以有另一种形状，其带有与图I所示飞机中设置位置不同的调整襟翼。为了进一步解释本发明，图2给出了具有与主翼M相连的调整襟翼K的主翼10的图示。根据本发明所述，流线型体(aerodynamic body)可以是调整襟翼K,即流线型体可调整固定于所述飞机的流线型体，例如图I所示飞机的调整襟翼，这也表示具有高升力襟翼、横舵、扰流板、升降舵或方向舵。特别地，根据本发明所提供的流线型体也可以是主翼M。所述主翼M具有在其吸引侧A延伸的上侧M-I和在后者的压力侧B延伸的下侧M-2，如有必要，还包括面向所述高升力襟翼K的后侧。对于所述高升力襟翼K或总的来说对于所述流线型体的调整襟翼K限定了襟翼弦向T-K或总弦向、翼展方向S-K或总翼展方向以及襟翼厚度方向D-K或总襟翼厚度方向。所述调整襟翼K或高升力襟翼具有在高升力襟翼K的吸引侧A延伸的上侧Kl和在高升力襟翼K的压力侧B延伸的下侧K2。
根据本发明所述的流线型体具有由至少一个流动影响装置和至少一个位于主翼M和/或襟翼K上的流动状态传感器构成的结构。如图2所示，由至少一个流动影响装置16和至少一个流动状态传感器17构成的结构15位于主翼上侧M-I上一个区段10以及主翼M的上侧M-I上一个区段10上。图I中示有机翼上的相应区段11a、lib、12a、12b，每一区段均容置具有至少一个流动影响装置22和至少一个流动状态传感器21的相应结构15。可替换地或可附加地，如图2所示，具有由至少一个流动影响装置16K和至少一个流动状态传感装置17K构成的结构15K的这样一个区段IOK也可位于各调整襟翼K的上侧Kl (主翼的吸引侧)或下侧K2(主翼的压力侧)。所述流动影响装置16或16K如此设置，旨在影响施于各表面的流动，并因此影响主翼M或调整襟翼K的升力系数。特别地，所述流动影响装置16或16K也可用于设置能够对施于各表面的流动影响到的程度。根据一个例示性实施例所述，流动影响装置16或16K包括开口(未示出)以及 可通过开口产生换气(表明其被喷出或吹气)或虹吸(表明其被吸引或吸气)流的流动产生装置或流动传送驱动器(未示出)。所述流动传送驱动器可安装或集成至与开口相连的通道中并以永久设置的电力运行，或者后者也可设计成通过利用致动功能的相应致动从而更改或控制进口压力和/或换气压力和/或差压。可替换地或附加地，所述流动影响装置16或16K具有排气口变更装置或吸气口变更装置，使用该变更装置，所述主翼M内通道的开口或表面上的调整襟翼K可向环境进行清空，其中所述通道的终端或出口位于主翼或调整襟翼K的另一位置。这样，就可使用所述排气口变更装置或吸气口变更装置控制或调整经过开口的各空气流的量。所述流动状态传感装置15或15K可具有一个或多个用于检测施加于或释放于所述高升力襟翼上侧的气流流动状态的传感器。所述一个或数个用于检测流量的传感器可包括一个热线式传感器(hot wire sensor)。另外,所述一个或数个传感器可包括用于检测壁面剪切应力的压电壁面剪切应力传感器。所述一个或数个用于检测壁面剪切应力的传感器可采用热膜传感器。所述一个或数个传感器通常具有用以检测主翼M或襟翼K上侧或吸引侧流动状态特性的传感器，其如此设计，旨在可由传感器产生的信号最终确定流动状态，例如确定是否出现所施加或分离的流动或能否检测或确定所施加或分离的流动。另外，在上述襟翼K内的通道中可设置流动状态传感装置17或17K，以便通过相应的传感装置确定高升力襟翼和/或主翼中一个或数个通道中的流动状态，并将其作为流动值传递至高升力襟翼调整装置，从而控制流动状态并改变流动影响装置的致动或控制。所述飞机F具有机翼I、la、Ib，沿翼展方向延伸的主翼M或调整襟翼K的至少一个面区段10中具有由用以影响流经至少一个面区段10的至少一种液体的流动影响装置16或16K以及用以测量各区段流动状态的流动状态传感装置17或17K构成的结构15或15K。图I中的每个机翼均具有两个这样的面区段lla、12a或llb、12b，其中，每个表面区段均带有由流动影响装置16或16K和流动状态传感装置17或17K构成的各自结构15。根据本发明所述的由流动影响装置16或16K和流动状态传感装置17或17K构成的结构15或15K的表面区段10可位于主翼M和/或调整襟翼K的上侧和/或下侧。本发明提供一种飞机，其具有飞行控制装置和与飞行控制装置相连且用于产生控制目标参数31a以控制所述飞机F的致动装置或控制输入装置31。所述飞机F的控制输入装置31通常由位于飞机驾驶舱用于输入与飞机飞行路径控制相关的控制参数的控制输入装置31构成，其特别地具有驾驶输入装置，诸如操纵杆、以及非必选的踏板。另外，所述飞行控制设备可具有操作模式输入装置和/或自动驾驶仪32，其用于产生控制所述飞机F的自动驾驶目标参数32a且与飞行控制装置功能连接，从而向飞行控制装置发送目标参数31a或32a。响应于所述控制输入装置31的控制目标参数31a和/或所述自动驾驶仪32的自动驾驶目标参数32a，飞行控制装置50中产生目标参数用以激活或移动定位器，特别是激活或移动调整流动影响装置的致动器和/或激活或移动待致动的调整襟翼的致动器或襟翼驱动器，并传递或发送目标参数给后者。
所述飞机F还具有飞行状态传感装置40，其具有与飞行控制装置50功能连接且用于获取飞行状态数据以确定飞行状态的空气数据传感装置41 (空气数据系统ADS)；以及飞行位置传感装置或惯性传感装置42 (惯性测量单元IMU)，其用于获取所述飞机的飞行状态，特别是所述飞机的转速。所述空气数据传感装置41具有空气数据传感器，其用于确定飞机的飞行状态，特别是飞机周围空气流的动压、静压和温度。所述飞行位置传感装置42特别用于获取飞机的转速，包括飞机的偏航和滚转速率，从而确定后者的飞行位置。飞行控制器50接收从飞行状态传感装置40获取的传感值的飞行状态传感信号40a，特别是从空气数据传感装置41获取的空气数据传感信号41a以及从飞行位置传感装置42获取的飞行位置传感数据42a。飞机上各控制襟翼，例如方向舵5a、IIb以及扰流板12a或12b，均分配有至少一个定位器和/或驱动装置，根据本发明这些定位器和/或驱动装置每个均可非必选地通过飞行控制器50经命令信号进行致动，该命令信号即是目标参数，从而调整各分配的控制襟翼以控制所述飞机F。可向控制襟翼中的一个分配一个定位器，或为增加飞机系统的故障容差配有多个定位器。以飞行位置控制装置70形式出现的飞行控制器50(图4)具有控制功能，其接收来自控制输入装置30的控制命令以及来自传感装置40的传感值40a。所述控制功能件如此配置，旨在产生用于定位器的调整命令，作为控制命令30a以及所获取和接收到的传感器值40a的功能，并将它们传递至定位器，从而通过致动定位器根据所述控制命令来控制所述飞机F。图3示有本发明的一个实施例，其中由流动影响装置16或16K和流动状态传感装置17或17K构成的结构15或15K位于主翼M和调整襟翼K各自翼展方向中一个位置中。在飞行过程中，飞行员可使用致动装置31以产生设定点命令或所需的命令31a，从而控制所述飞机。用于飞机控制的设定点命令31a可以是用以在飞机的飞行位置引入相对变化的三维加速度矢量或方向性变化参数。所述设定点命令矢量也可结合上述两种参数值，并可产生用以横向移动的方向性变化参数以及用以垂直移动的加速度参数。另外,还可通过自动驾驶仪33产生目标参数或设定点命令矢量33a。如图3所示，根据本发明所述的流动影响目标参数设定装置30或飞行控制装置50通常可致动至少一个这样的定位器，所述定位器位于机翼表面的一个区段10或10K，非必选可替换地或附加地，可由定位器，激活至少一个调整襟翼K，该定位器即所述至少一个所激活调整襟翼K的至少一个驱动器或襟翼驱动器。基于流动影响目标参数设定装置30的目标参数30a，飞行控制装置50产生流动状态调整命令66或66K用以激活或移动每个受影响区段10或IOK的流动影响装置15或15K的至少一个致动器，从而调整流动影响装置，非必选地，还产生调整命令以激活或移动待激活调整襟翼的致动器或襟翼驱动器并将调整命令传递至后者。通过激活或移动流动影响装置的定位器，在具有各被激活的流动影响装置的区段10或IOK所在翼展区域内的局部升力系数或阻力和升力系数间的相关性以预定方式改变。如果在主翼或襟翼K翼展方向和/或弦向具有数个区段10，10K，可提供一个区段致动功能，其用于抵消和巩固各个区段的流动影响装置上的流动位置调整命令66或66K，或分别确定以产生更高阶的调整命令。例如如果每个机翼la、lb具有两个区段10，且每一区段10均具有由流动影响装置和流动状态传感器22或22K构成的结构15或15K，两个调整襟翼K均以功能预定方式设置，从而稳定和/或调整飞机和/或调整飞行操作模式，流动影响目标参数设定装置30或飞行控制装置50使用所实施的控制和调节算法以时间函数致动上述流动影响装置和调整襟翼的襟翼驱动器进行调整，从而根据目标参数31a和/或32a设置飞行位置以控制所述 飞机F或飞行操作模式，并且在过程中，将飞机稳定在飞行位置和/或执行路径控制运动和/或保持机翼上的载荷分布和/或补偿强风。根据本发明所使用的机翼也可如此设计，旨在具备调整襟翼，其与流动影响目标参数设定装置30或飞行控制装置50功能连接以控制或稳定所述飞机。在这种情况下，所述流动影响目标参数设定装置30或飞行控制装置50致动至少一个机翼区段10的流动影响装置15。同样地，本发明还可使至少一个调整襟翼表面上的多个区段容纳由流动影响装置16K和流动状态传感器17K构成的结构15K，所述结构15K与所述流动影响目标参数设定装置30或飞行控制装置50功能连接，从而控制或稳定飞机。因此，根据本发明所述的控制器通常具有流动影响目标参数设定装置30，其设有激活功能用于产生驱动装置从而调整至少一个表面区段10或IOK的流动影响装置15或15K的目标参数和/或驱动装置从而调整每个机翼的至少一个调整襟翼的目标参数，基于用来控制所述飞机的这些目标参数，得到以激活机翼上的调整装置的目标参数，其中的激活是为了根据目标参数改变或影响飞机的飞行状态。可将从流动影响目标参数设定装置30的设定点命令30a获得的输入值作为输入值提供给所述流动影响装置16、16K，该输入纸可通过下列装置来确定 基于飞行状态传感数据和流动状态传感数据的飞行控制装置50，或 基于源自设定点命令30a的飞行状态传感数据的飞行状态控制装置70 (图3例示性实施例中的附图标记为66)。各区段10或IOK的流动影响装置16或16K的至少一个驱动器可特别基于流动影响目标参数设定装置30的目标参数30a而进行激活和操作，所述目标参数发送至流动状态调节装置60，其取得至少一区段10或IOK的各区段10或IOK的目标参数30a以产生用于机翼流动影响装置16或16K的致动器的流动状态操纵变量61 (图4)，且该变量61与各区段区域当时某点所需的局部升力系数相对应。基于各区段致动器经流动状态操纵变量61激活和控制的方式，分别操作所激活的致动器，从而使各随同流动影响装置15或15K影响局部区段机翼的流动状态，特别是影响和改变出现在各区段10或IOK的流动状态。
实际上，各区段出现的流动状态经由流动状态传感装置16或16获取，使用比较装置65或65K将所获取的流动状态实际值当作传感信号62或62K与输入信号值进行比较。输入信号值可以是流动影响目标参数设定装置30产生的设定点命令30a的值或从该值衍生的值。特别地，输入信号66或66K的值是由飞行状态控制装置70的设定点命令30a所确定的。在图3的例示性实施例中，所述飞行控制装置50与飞行状态传感装置40相连以用于接收飞行状态传感信号40a。特别地，在图3的例示性实施例中，飞行控制装置50可特别具有控制算法，该算法可根据后者接收到的目标参数30a纠正上述的输入值(“完全控制”)。所述飞行控制装置50和/或流动状态控制装置60的控制算法可由两方面组成，其中一方面是源于传感数据(特别是作为机翼或襟翼K上的传感装置17的压力传感器)的升力、阻力或升力/阻力比的测量综合分析，另一方面是用以实现上述测量的预设目标 值的鲁棒控制算法。所述控制器由反风复位结构支持。由时间集成和参考表的组合获得所述测量，且其可与飞行相关的变量，例如升力，一一关联。这间接使其可以规定升力或阻力系数，例如，可通过算法将所述系数转换成以物理单位或数量计量的值。所述物理单位的规范，以下简称为设定值或计算值，是用于确定相对于当前物理单位的差异，使用所述差异可随之定义控制行为的范围和类型。可基于线性多变量黑盒模型开发所述控制器，且所述控制器具有用以合成鲁棒控制器的程序。在识别线性多变量黑盒模型时，以驱动变量中突然变化的形式产生合适的故障信号，并测量相应物理单位的响应。线性微分方程系统是由响应动态行为通过参数识别方法而获取的，且为控制器合成的基础。众多不同的这类识别可产生模型族，可根据合成从所述模型族选取代表性或平均模型。方法可用于控制器合成(例如=H00合成、鲁棒化及鲁棒回路成形)。由此产生的经典线性控制回路可由反风复位结构所支持，当所述反风复位结构为了可实现操纵变量的上级操纵变量而激活时，其可纠正控制器的内部状态，从而避免控制器中集成部分超速或上锁。因此，控制器可在给出不切实际的请求时仍然保持响应，从而提高操作安全。其可始终调整至当前情况，且可处于操纵变量限制内而避免所导致的任何延迟。特别地，可将所述控制器设计为接收所有必需的输入变量以作为控制变量的优化控制器，在控制过程算法产生用于矩阵样程序中至少一个所驱动调整襟翼K的流动影响装置16或16K和/或驱动器21或襟翼驱动的各种输出信号后，可基于从尾部获取的校准和参数，将控制变量和操纵变量作为飞行状态变量进行分配。因此，飞行相关的独特系数(升力、升力系数、阻力、升力/阻力比等)需根据本发明由替代控制变量以不稳方式确定，随后，所述系数可用于设定值比较，从而最终确定各系数(位于物理学的框架内)所需的主值并通过线性模型的线性、鲁棒控制算法实现。在此所述的控制系统不用重的、移动部件，因此明显比传统、机械的方案更快，从而可有针对性地抑制或使用局部流动现象。如图3所示，可通过用于主翼M的流动状态控制装置60和/或通过用于调整襟翼K的流动状态控制装置60K控制所述飞机或调整飞机的飞行状态，其接收飞行状态控制装置70的输入信号66或66K，利用比较装置65或65K，所述输入信号与作为每区段流动状态传感装置17或17K传感信号的流动状态实际值62或62K在控制器中进行比较，从而经由操纵变量确定功能67或67K以及区段致动功能68或68K来确定每区段10的流动状态调整命令61或61K，并可通过相应地致动流动影响装置16或16K进行流动状态的调整。因此，可特别提供下列项 从与流动状态传感器测得的各区段流动状态确定与该区段相关的流动值，该值作为对应于流局部升力系数的实际值； 由设定点流动值及实际流动值确定比较值； 由用于致动的比较值确定用于流动影响装置的设定 点命令。
权利要求
1.一种飞机(F)，其具有各自的结构(20)以及飞行控制装置(50)，所述结构(20)包括沿翼展方向延伸的、在每个机翼(M5IaUb)的至少一个表面区段(10 ;lla、12a ;llb、12b)上的、用以影响流经所述表面部分(10 ；10K)流体的流动影响装置(16 ；16K)以及用以测量各部分(10 ;lla、12a ;llb、12b)流动状态的流动状态传感装置(17 ;17K)，其中，所述飞行控制装置(50)具有流动影响目标参数设定装置(30)，其与用于产生目标参数(30a)的流动影响装置(17 ；17K)的结构(15)相连，所述目标参数(30a)是所述至少一个表面区段(10 ；.10K)的流动影响装置(16;16K)的目标参数，其中，所述流动影响装置(16;16K)设计成使用目标参数(30a)改变位于所述区段(10;10K)中的局部升力系数或阻力和升力系数之间的相关性。
2.根据权利要求I所述的飞机，其特征在于所述流动影响输入装置(30)具有在激活时产生目标参数(30a)的控制输入装置。
3.根据权利要求I所述的飞机，其特征在于所述流动影响目标参数设定装置(30)包括基于预定操作模式产生目标参数(30a)的自动驾驶装置(33)。
4.根据权利要求I至3任一项所述的飞机，其特征在于 所述飞行控制装置(50)具有飞行状态控制装置(70)和流动状态控制装置(60)； 所述飞行状态控制装置(70)设计成使用所述流动影响目标参数设定装置(30)的目标参数(30a)和所述飞行状态传感装置(40)的传感信号(40a)将输入信号￠6)传输至与飞行控制装置(50)功能连接的流动状态控制装置(60)； 所述流动状态控制装置￠0)使用飞行状态控制装置(70)的输入信号￠6)和每一区段(10 ；10K)的所述流动状态传感装置(17 ；17K)的传感信号(17a)以产生致动每一区段(10 ；10K)的所述流动影响装置(16;16K)的流动状态调整命令(361)，并将其传输至每一区段(10;10K)的流动影响装置(16 ;16K)，从而基于所述流动影响目标参数设定装置(30)的所述目标参数(30a)控制所述飞机。
5.根据权利要求4所述的飞机，其特征在于所述飞行状态控制装置(70)具有区段致动功能，其设计成产生调整命令并将其发送至每一区段(10;10K)的所述流动影响装置(16 ；16K)和/或产生调整命令并将其发送至调整襟翼(K)的致动器(21)，从而相对于所述机翼(M;la、lb)移动所述调整襟翼，其中，所述调整命令是基于飞行状态控制装置(70)调整信号经过优化而产生，所述优化考虑了流动影响装置(16;16K)和/或调整襟翼(21)的致动器(21)当时能获得的力和/或动力。
6.根据上述权利要求任一项所述的飞机，其特征在于所述流动影响装置(16；16K)的结构包括位于一个或多个区段的排气口和位于所述机翼的用于排气和/或吸气的流动产生装置，流体可通过所述流动产生装置从排气口吹出，从而影响在所述区段局部产生的升力系数。
7.根据权利要求6所述的飞机，其特征在于所述流动影响装置(16；16K)的结构还包括位于一个或多个区段的吸气口和位于所述机翼且与吸气口以流动方式相连的吸气装置，流体可通过所述吸气装置从所述吸气口吸入，从而影响所述区段局部产生的升力系数。
8.根据上述权利要求任一项所述的飞机，其特征在于所述流动影响装置(16；16K)的结构包括位于一个或多个区段的扬声器装置，并且当其被激活时，其可通过产生空气波动影响所述区段局部产生的升力系数。
9.根据上述权利要求任一项所述的飞机，其特征在于所述流动影响装置(16；16K)的结构包括位于所述机翼表面且设置于一个或多个区段的压电致动器，当其被激活时，其可通过产生空气波动影响所述区段局部产生的升力系数。
10.根据权利要求9所述的飞机，其特征在于所述流动影响装置(16;16K)的结构具有调整襟翼(K)和调节所述调整襟翼的致动器(21)，其中所述流动影响装置(16;16K)的目标参数包括流动产生装置的目标参数和用以调节所述调整襟翼的致动器的目标参数。
11.根据上述权利要求任一项所述的飞机，其特征在于所述至少一个区段为多个区段，从所述机翼的翼展方向看，其成一个在另一个之后地设置。
全文摘要
一种飞机(F)，具有结构(20)以及飞行控制装置(50)，所述结构(20)包括沿翼展方向延伸的、在每个机翼(M；1a、1b)的至少一个表面区段(10；11a、12a；11b、12b)上的、用以影响流经表面部分(10；10K)流体的流动影响装置(16；16K)以及用以测量各部分(10；11a、12a；11b、12b)流动状态的流动状态传感装置(17；17K)，其中，飞行控制装置(50)具有流动影响目标参数设定装置(30)，其与用于产生目标参数(30a)的流动影响装置(17；17K)的结构(15)相连，目标参数(30a)是至少一个表面区段(10；10K)的流动影响装置(16；16K)的目标参数，其中，流动影响装置(16；16K)设计成使用目标参数(30a)改变位于区段(10；10K)中的局部升力系数或阻力和升力系数之间的相关性。
文档编号B64C21/08GK102762451SQ201080063791
公开日2012年10月31日 申请日期2010年12月8日 优先权日2009年12月8日
发明者乌尔里希·诺格尔·亨氏, 布克哈德·哥林, 沃尔夫冈·倪澈, 鲁迪伯特·金 申请人:空中客车运作有限责任公司