專利名稱：帶有機(jī)翼以及使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的影響最小化的系統(tǒng)的飛機(jī)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種帶有機(jī)翼以及使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的影響最小化的系統(tǒng)的飛機(jī)。本申請(qǐng)要求于2010年7月6日提交的德國專利申請(qǐng)?zhí)朌E 10 2010 026 162.9和2010年7月6日提交的美國臨時(shí)專利申請(qǐng)?zhí)朜0.US 61/361，689的權(quán)益，且所述申請(qǐng)的內(nèi)容以全文引用方式并入本文。
背景技術(shù)：
W02006/032486A1提出了一種飛機(jī)，其可通過可致動(dòng)機(jī)翼組件改變機(jī)翼的最大升力。US 5875998描述了一種飛機(jī)，可通過改變機(jī)翼關(guān)于預(yù)定壓力值的曲率將機(jī)翼調(diào)整成適應(yīng)機(jī)翼周圍的空氣流動(dòng)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供可用于使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)飛機(jī)，特別是飛機(jī)結(jié)構(gòu)和/或飛行狀態(tài)的影響最小化的措施。特別地，在本文中，根據(jù)本發(fā)明的目的是更好地控制被調(diào)節(jié)飛機(jī)的機(jī)翼載荷。以獨(dú)立權(quán)利要求中的特征來實(shí)現(xiàn)該目的。在回引獨(dú)立權(quán)利要求的附屬權(quán)利要求中記載了其他實(shí)施例。

本發(fā)明提供一種帶有機(jī)翼以及使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的影響最小化的系統(tǒng)的飛機(jī)，其中所述每個(gè)機(jī)翼包括主翼和相對(duì)于主翼可調(diào)整安裝的至少一個(gè)控制襟翼，用于致動(dòng)所述至少一個(gè)控制襟翼的調(diào)整傳動(dòng)裝置以及用于獲得所述控制襟翼的設(shè)定位置的傳感器結(jié)構(gòu)，且所述飛機(jī)還包括:■預(yù)設(shè)定裝置或指令裝置，其用于生成與所述飛機(jī)的飛行狀態(tài)相對(duì)應(yīng)的期望參數(shù)或標(biāo)稱參數(shù)，特別是生成與所述飛機(jī)的飛行狀態(tài)相對(duì)應(yīng)的標(biāo)稱狀態(tài)，■飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)，其用于生成飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)，■飛行控制裝置，其與所述預(yù)設(shè)定裝置、所述調(diào)整傳動(dòng)裝置以及用于獲得所述控制襟翼的設(shè)定位置或標(biāo)稱位置的所述傳感器結(jié)構(gòu)功能性相連接，以將所述飛機(jī)調(diào)整至與期望參數(shù)相對(duì)應(yīng)的飛行狀態(tài)。所述使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的影響最小化的系統(tǒng)包括:■用于影響流過表面區(qū)段流體的多個(gè)流動(dòng)影響裝置的至少一個(gè)結(jié)構(gòu)，其與飛行控制裝置功能性相連接且結(jié)合在每個(gè)沿各自翼展方向延伸的機(jī)翼的所述主翼的至少一個(gè)表面區(qū)段和/或至少一個(gè)控制襟翼中，■用于檢測(cè)作用在所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的檢測(cè)裝置，■致動(dòng)功能件，其與所述流動(dòng)影響裝置功能性相連接以影響在機(jī)翼的不同區(qū)段上的流動(dòng)，且這樣設(shè)計(jì)，使得所述致動(dòng)功能件基于所述檢測(cè)裝置檢測(cè)到的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)以及所述傳感器結(jié)構(gòu)獲得的所述控制襟翼的設(shè)定位置而致動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置，以使不穩(wěn)定自由流動(dòng)狀態(tài)或不穩(wěn)定自由流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響最小化。本發(fā)明的另一方面提供了一種帶有機(jī)翼以及使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的影響最小化的系統(tǒng)的飛機(jī)，其中所述每個(gè)機(jī)翼包括主翼和可調(diào)整地安裝于主翼的至少一個(gè)控制襟翼，用于致動(dòng)所述至少一個(gè)控制襟翼的調(diào)整傳動(dòng)裝置，用于獲得所述控制襟翼的設(shè)定位置或標(biāo)稱位置的傳感器結(jié)構(gòu)以及至少一個(gè)后緣襟翼，且所述飛機(jī)還包括:預(yù)設(shè)定裝置或指令裝置，其用于生成與所述飛機(jī)的飛行狀態(tài)相對(duì)應(yīng)的期望或標(biāo)稱參數(shù)，飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)，其用于生成飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)，飛行控制裝置或飛行控制器，其與所述預(yù)設(shè)定裝置、所述飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)、所述調(diào)整傳動(dòng)裝置以及用于獲得所述控制襟翼的設(shè)定位置的所述傳感器結(jié)構(gòu)功能性相連接，從而將所述飛機(jī)調(diào)整至與期望參數(shù)相對(duì)應(yīng)的飛行狀態(tài)，其中，所述使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的影響最小化的系統(tǒng)包括:用于影響流過表面區(qū)段流體的流動(dòng)影響裝置的至少一個(gè)結(jié)構(gòu)，其與飛行控制裝置功能性相連接且結(jié)合在每個(gè)沿各自翼展方向延伸的機(jī)翼的所述后緣襟翼的至少一個(gè)表面區(qū)段中，用于檢測(cè)作用在所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)或不穩(wěn)定自由流動(dòng)狀態(tài)的檢測(cè)
裝置，致動(dòng)功能件，其與所述流動(dòng)影響裝置功能性相連接以影響在所述后緣襟翼的不同區(qū)段中的流動(dòng)，且其設(shè)計(jì)方式可使所述致動(dòng)功能件基于所述檢測(cè)裝置檢測(cè)到的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)以及所述傳感器結(jié)構(gòu)獲得的所述控制襟翼的設(shè)定位置而致動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置，以使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)或不穩(wěn)定自由流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響最小化。在本實(shí)施例中，所述使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的影響最小化的系統(tǒng)可包括:用于影響流過表面區(qū)段流體的流動(dòng)影響裝置的至少一個(gè)結(jié)構(gòu)，其與所述飛行控制器功能性相連接且結(jié)合在每個(gè)沿各自翼展方向延伸的機(jī)翼的所述主翼的至少一個(gè)表面部分和/或至少一個(gè)控制襟翼中，致動(dòng)功能件，其與所述流動(dòng)影響裝置功能性相連接以影響在機(jī)翼的不同區(qū)段中的流動(dòng)，且其設(shè)計(jì)方式可使所述致動(dòng)功能件基于所述檢測(cè)裝置檢測(cè)到的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)以及所述傳感器結(jié)構(gòu)獲得的所述控制襟翼的設(shè)定位置而致動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置，以使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響最小化。本發(fā)明可特別提供與所述飛行控制裝置功能性相集成的致動(dòng)功能件，從而可在用于控制所述飛機(jī)方面的所述可調(diào)襟翼的指令中考慮用于所述流動(dòng)影響裝置的指令。本發(fā)明可實(shí)現(xiàn)的優(yōu)點(diǎn)包括以下幾個(gè)方面:抑制陣風(fēng)、湍流和所述飛機(jī)的其他不穩(wěn)定流動(dòng)條件的影響，提高飛行物體的靈活性，從而以受控的方式飛行通過瞬態(tài)和/或不穩(wěn)定的飛行狀態(tài)，提高飛行物體的性能及其操作能力，在給出特定的且期望的升力、阻力或滑翔比的攻角方面擴(kuò)大可能的活動(dòng)半徑，增加控制表面的效率，從而能夠使用更小的控制表面或?qū)崿F(xiàn)更靈活的飛行特征，此外，本發(fā)明允許相對(duì)于結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)優(yōu)化機(jī)翼載荷的飛行程序，一方面，其目標(biāo)為建立特別輕量的機(jī)翼，另一方面，提供可經(jīng)受執(zhí)行機(jī)動(dòng)飛行和通過陣風(fēng)挑戰(zhàn)的機(jī)翼，并以受控的方式飛經(jīng)這兩者。有源載荷控制機(jī)構(gòu)涉及可在電壓或電流的應(yīng)用過程中改變形狀的集成材料，從而可作為電壓或電流強(qiáng)度幅度的函數(shù)實(shí)現(xiàn)所述機(jī)翼的所述控制襟翼或區(qū)域的區(qū)段的期望變形。例如，基于壓縮空氣的脈動(dòng)流控制致動(dòng)器的參數(shù)變量為質(zhì)量流、頻率、占空比和激勵(lì)信號(hào)的形狀，這些參數(shù)變量通過改變質(zhì)量流而改變?nèi)?局部升力系數(shù)，從而以給定的流控制系統(tǒng)的邊界尺寸以及將致動(dòng)器系統(tǒng)集成至結(jié)構(gòu)中而言的邊界條件實(shí)現(xiàn)破壞性流動(dòng)。根據(jù)本發(fā)明，一般也可以通過將載荷控制致動(dòng)器集成至機(jī)翼的結(jié)構(gòu)中或?qū)⒘鲃?dòng)控制致動(dòng)器集成至機(jī)翼的前緣中，特別是外側(cè)機(jī)翼區(qū)域或帶有致動(dòng)的小翼裝置中而經(jīng)載荷控制和/或流動(dòng)控制抑制陣風(fēng)、湍流和不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)。在機(jī)翼或相應(yīng)裝置上就更換深度或更換程度而言，為了更換目地，能夠完全或部分發(fā)生這種情況。載荷狀態(tài)和/或流動(dòng)狀態(tài)的標(biāo)稱值通常包括機(jī)翼載荷控制函數(shù)，其基于飛機(jī)相關(guān)狀態(tài)將以與各區(qū)段相關(guān)的流動(dòng)值為形式的機(jī)翼上的期望載荷分布確定為在機(jī)翼上設(shè)置預(yù)定載荷分布的期望值。代替地或另外地，流動(dòng)狀態(tài)的標(biāo)稱值可由陣風(fēng)改善功能件組成，且所述陣風(fēng)改善功能件基于飛行相關(guān)狀態(tài)確定用于各區(qū)段的升力系數(shù)中的所需變化。執(zhí)行陣風(fēng)改善裝置或所述飛行控制器的功能以生成期望指令，期望指令用來抵消由于陣風(fēng)而導(dǎo)致的機(jī)翼上不穩(wěn)定載荷。特別是作為輸入變量，在此處，所述陣風(fēng)改善裝置能夠從所述飛行位置傳感器結(jié)構(gòu)(慣性測(cè)量單元IMU)和/或從慣性傳感器確定加速度變量和/或旋轉(zhuǎn)速度變量，如從局部地設(shè)置于機(jī)翼和/或機(jī)身中合適位置的傳感器結(jié)構(gòu)確定加速度變量和/或旋轉(zhuǎn)速度變量。本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例提供了至少沿各自翼展方向延伸的每個(gè)機(jī)翼的所述主翼的至少一個(gè)表面區(qū)段結(jié)合有用于影響流過所述表面區(qū)段流體的流動(dòng)影響裝置的結(jié)構(gòu)以及用于測(cè)量在各表面區(qū)段中的流動(dòng)狀態(tài)的至少一個(gè)流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)，其與致動(dòng)裝置功能性相連接，且用于每個(gè)區(qū)段的所述致動(dòng)裝置從各個(gè)區(qū)段分別附帶的所述流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)確定在各區(qū)段中流動(dòng)狀態(tài)的實(shí)際值，并致動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置，這種致動(dòng)方式使得想要所述致動(dòng)裝置確定的期望值，用于使不穩(wěn)定自由流動(dòng)狀態(tài)的影響最小化。根據(jù)本發(fā)明，所述實(shí)施例之一可提供:■用于檢測(cè)作用在所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的所述檢測(cè)裝置與所述飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)功能性相連接，并包括用于識(shí)別不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的過濾功能件，■用于影響在機(jī)翼不同區(qū)段中流動(dòng)的所述致動(dòng)功能件與所述檢測(cè)裝置功能性連接且被設(shè)計(jì)為使用所識(shí)別的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)以致動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置，以這種致動(dòng)方式來影響流過所述表面區(qū)段的流體的流動(dòng)從而減少不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響。根據(jù)本發(fā)明，所述實(shí)施例之一還可提供:■用于檢測(cè)作用在所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的所述檢測(cè)裝置與所述流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)功能性相連接，并包括可用于識(shí)別不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的過濾功能件，

■用于影響在機(jī)翼不同區(qū)段中流動(dòng)的所述致動(dòng)功能件與所述檢測(cè)裝置功能性連接且被設(shè)計(jì)為使用所識(shí)別的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)以致動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置，且以這種致動(dòng)方式來影響流過所述表面部分的流體的流動(dòng)從而減少不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響。根據(jù)本發(fā)明，所述實(shí)施例之一可提供:■所述檢測(cè)裝置包括用于檢測(cè)作用于所述飛機(jī)上湍流的載荷和/或位移的傳感器，■用于影響在機(jī)翼不同區(qū)段中流動(dòng)的所述致動(dòng)功能件與所述檢測(cè)裝置功能性連接且被設(shè)計(jì)為使用所識(shí)別的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)以致動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置，且以這種致動(dòng)方式來影響流過所述表面區(qū)段的流體的流動(dòng)從而減少不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響。根據(jù)本發(fā)明，所述檢測(cè)裝置可這樣設(shè)計(jì)，使得用于所述表面區(qū)段上的流動(dòng)狀態(tài)的期望值確定為由所述飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)傳遞的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)的函數(shù)，從而設(shè)置在所述主翼翼展上的升力分布，并使用由各流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)確定的流動(dòng)狀態(tài)數(shù)據(jù)以找到偏差且從其得到作用于所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)。特別地，所述檢測(cè)裝置包括加速度傳感器，其被設(shè)置于所述機(jī)翼上以測(cè)量由于作用于所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)而導(dǎo)致在所述機(jī)翼上局部出現(xiàn)的加速度。本發(fā)明的一個(gè)方面提供的所述流動(dòng)影響裝置的結(jié)構(gòu)包括位于一個(gè)區(qū)段或幾個(gè)區(qū)段中的流動(dòng)通道開口和位于所述機(jī)翼中的流動(dòng)產(chǎn)生裝置(用于排氣和/或吸氣)，流體從所述流動(dòng)通道開口吹掃通過所述流動(dòng)產(chǎn)生裝置，從而影響在所述區(qū)段局部出現(xiàn)的升力系數(shù)。

另外地或代替地，本發(fā)明另一方面提供的流動(dòng)影響裝置的結(jié)構(gòu)包括設(shè)置于一個(gè)區(qū)段或幾個(gè)區(qū)段中的流動(dòng)通道開口，以及位于所述機(jī)翼中且與吸入開口流動(dòng)連接的吸氣裝置，流體從所述流體通道開口吸入經(jīng)過所述吸入開口，從而影響在所述區(qū)段上局部出現(xiàn)的升力系數(shù)。根據(jù)本發(fā)明，所述流動(dòng)產(chǎn)生裝置可設(shè)計(jì)成產(chǎn)生連續(xù)體積流量，以在被所述致動(dòng)功能起動(dòng)時(shí)減少不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響。另一示例性實(shí)施例提供的所述流動(dòng)產(chǎn)生裝置設(shè)計(jì)成產(chǎn)生脈沖體積流量，從而在所述流動(dòng)產(chǎn)生裝置被所述致動(dòng)功能件起動(dòng)時(shí)減少不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響。特別地，所述致動(dòng)功能件可包括產(chǎn)生所述脈沖體積流量的頻率作為用于由所述檢測(cè)裝置所確定的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的數(shù)值的函數(shù)，從而減少不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響。在本發(fā)明的另一示例性實(shí)施例中，所述流動(dòng)產(chǎn)生裝置包括合成致動(dòng)器，其為了減少不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響，被設(shè)計(jì)成產(chǎn)生體積流量的吸入和吹掃，其中所述體積流量通過致動(dòng)器被容納在所述合成致動(dòng)器的致動(dòng)器室中或從致動(dòng)室中噴出。根據(jù)本發(fā)明，所述流動(dòng)影響裝置的結(jié)構(gòu)還可包括位于一個(gè)區(qū)段或多個(gè)區(qū)段分中的揚(yáng)聲器裝置，當(dāng)所述揚(yáng)聲器裝置被起動(dòng)時(shí)，其產(chǎn)生能夠影響在所述區(qū)段局部上升的升力系數(shù)的空氣振動(dòng)。作為一種替代方案，所述流動(dòng)影響裝置的結(jié)構(gòu)可包括位于所述機(jī)翼表面上的壓電致動(dòng)器，所述壓電致動(dòng)器被設(shè)置于一個(gè)區(qū)段或多個(gè)區(qū)段中且當(dāng)其被起動(dòng)時(shí)，產(chǎn)生能夠影響在所述區(qū)段局部出現(xiàn)的升力系數(shù)的空氣振動(dòng)。本發(fā)明另一示例性實(shí)施例提供的所述流動(dòng)影響裝置的結(jié)構(gòu)可另外包括可調(diào)襟翼和調(diào)整可調(diào)襟翼的致動(dòng)器，其中，用于所述流動(dòng)影響裝置的期望指令由用于所述流動(dòng)產(chǎn)生裝置的期望指令和用于調(diào)整所述可調(diào)襟翼的致動(dòng)器的期望指令而組成。
根據(jù)本發(fā)明，至少一個(gè)區(qū)段為在翼展方向上設(shè)置成一個(gè)在另一個(gè)后面的幾個(gè)區(qū)段。


以下將基于

本發(fā)明，具體地:■圖1為集成有根據(jù)本發(fā)明提供的流動(dòng)影響裝置的飛機(jī)的立體圖；■圖2為具有主翼和控制閥的機(jī)翼的橫截面圖示，所述主翼具有設(shè)置在其至少一個(gè)區(qū)段上的根據(jù)本發(fā)明的多個(gè)流動(dòng)影響裝置和多個(gè)流動(dòng)狀態(tài)傳感器的結(jié)構(gòu)，所述控制閥可使用調(diào)整傳動(dòng)裝置從調(diào)整裝置調(diào)整所述控制閥；■圖3為根據(jù)本發(fā)明提供的飛行控制器的一個(gè)實(shí)施例，其具有飛行控制裝置，所述飛行控制裝置使用飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)的傳感器信號(hào)以將定位指令傳遞至控制襟翼的調(diào)整傳動(dòng)裝置，從而影響機(jī)翼載荷和/或使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的影響最小化，且根據(jù)本發(fā)明生成定位指令以致動(dòng)位于機(jī)翼表面的至少一個(gè)區(qū)段的流動(dòng)影響裝置并將所述定位指令傳遞至所述流動(dòng)影響裝置；■圖4為根據(jù)本發(fā)明提供的飛行控制器的實(shí)施例，其具有飛行控制裝置，所述飛行控制裝置包括用于影響飛行載荷和/或當(dāng)不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)存在時(shí)使其影響最小化的飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)器和流動(dòng)狀態(tài)調(diào)節(jié)器，其中，所述流動(dòng)狀態(tài)調(diào)節(jié)器使用所述飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)器的輸入信號(hào)以及用于每個(gè)區(qū)段的流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)的傳感器信號(hào)，以生成流動(dòng)狀態(tài)定位指令來致動(dòng)每一區(qū)段的流動(dòng)影響裝置并將該指令中繼至所述流動(dòng)影響裝置；■圖5為根據(jù)本發(fā)明提供的飛行控制器的另一示例性實(shí)施例，其具有飛行控制裝置，所述飛行控制裝置包括用于對(duì)與所述飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)器功能性相連的可調(diào)襟翼的至少一個(gè)致動(dòng)器產(chǎn)生定位信號(hào)的飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)器，以及與區(qū)段致動(dòng)功能件功能性相連且用于影響飛行載荷和/或使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的影響最小化的流動(dòng)狀態(tài)調(diào)節(jié)器，且所述區(qū)段致動(dòng)功能件與載荷分布功能件和/或 陣風(fēng)改善功能件功能性相連且可從后者接收定位指令以起動(dòng)所述流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)；■圖6為根據(jù)本發(fā)明提供的流動(dòng)影響裝置的示例性實(shí)施例的截面圖，例如，其可內(nèi)置于可調(diào)襟翼中；■圖7為圖5所示流動(dòng)影響裝置的立體示圖；■圖8為具有主翼和以高升力襟翼的形式被聯(lián)接至主翼的可調(diào)襟翼的機(jī)翼的示圖，所述機(jī)翼的上側(cè)容納根據(jù)本發(fā)明提供的流動(dòng)影響裝置的吹掃開口的結(jié)構(gòu)；■圖9為可調(diào)襟翼的表面區(qū)段的俯視圖，例如，具有流動(dòng)影響裝置和流動(dòng)狀態(tài)流動(dòng)影響裝置的完整結(jié)構(gòu)。圖中具有相同或相似功能的組件和功能件均標(biāo)有相同的參考號(hào)。
具體實(shí)施例方式在通常的配置中，本發(fā)明可應(yīng)用于圖1例示的被調(diào)節(jié)飛機(jī)F的示例性實(shí)施例，該飛機(jī)具有兩個(gè)機(jī)翼Ia和lb，且每個(gè)機(jī)翼帶有至少一個(gè)副翼5a或5b。圖1所示飛機(jī)的每個(gè)機(jī)翼Ia和Ib還分別包括三個(gè)前緣升力體3a和3b以及三個(gè)后緣升力體4a和4b作為高升力襟翼?？蛇x的，每個(gè)機(jī)翼Ia和Ib可包括多個(gè)擾流板2a和2b。此外，所述飛機(jī)F包括安定尾翼(tail stabilizer)H,尾翼單元H具有帶方向舵9的方向舵單元8和具有至少一個(gè)相應(yīng)的升降舵7的升降舵單元6。例如，所述升降舵單元6被設(shè)計(jì)為T形尾翼單元，或?yàn)閳D1所示，為十字形尾翼單元。在所示飛機(jī)的實(shí)施例中，擾流板2a和2b、副翼5a或5b、方向舵9和升降舵7的每一個(gè)均用作控制襟翼S。圖1所示的為帶有縱向飛機(jī)軸X-F、橫向飛機(jī)軸Y-F和垂直飛機(jī)軸Z-F的與飛機(jī)相關(guān)的坐標(biāo)系KS-F。可向每個(gè)機(jī)翼Ia和Ib分配機(jī)翼坐標(biāo)系KT，其具有翼展方向的軸S-T，深度方向的軸T-T和機(jī)翼厚度方向的軸D-T(圖2)。另外，可向每個(gè)襟翼分配襟翼坐標(biāo)系KS-K，其具有襟翼翼展方向的軸S-K，深度方向的軸T-K和襟翼厚度方向的軸D-K (圖2)。根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)F還可具有與圖1所示飛機(jī)F不同的形狀和另一種控制閥和/或調(diào)節(jié)閥的結(jié)構(gòu)。圖2為機(jī)翼I的圖示，其由主翼M和設(shè)置為控制或操縱所述飛機(jī)或控制襟翼S的流線型體組成。可使用定位裝置20的調(diào)整傳動(dòng)裝置21相對(duì)于所述主翼M調(diào)整所述控制襟翼
S。所述控制閥以圖2所示擾流板為形式，且替換地或另外地，根據(jù)本發(fā)明的功能性立場，所述控制閥還可以是副翼和/或(即使不設(shè)置在主翼上)升降舵7和/或方向舵9。為了控制在空間坐標(biāo)中的飛機(jī)，不僅必須致動(dòng)位于主翼上的控制襟翼，還尤其要致動(dòng)位于方向舵單元9上的方向舵。當(dāng)本發(fā)明的描述和定義提及致動(dòng)位于主翼上的控制襟翼時(shí)，其允許但不排除(特別是同時(shí))致動(dòng)和/或起動(dòng)以相同功能相關(guān)的非設(shè)置在主翼上其他控制表面。根據(jù)本發(fā)明，可調(diào)整地設(shè)置于所述飛機(jī)上流線型體或控制襟翼S可以為高升力襟翼、副翼、擾流板、升降舵或方向舵、或一些其他用于控制所述飛機(jī)的飛行路線的控制裝置?？蛇x的，圖2所示機(jī)翼I還可以被聯(lián)接至高升力襟翼或總的可調(diào)襟翼或可調(diào)襟翼K，可調(diào)整其相對(duì)于主翼的位置以設(shè)置主翼M的升力配置。對(duì)于如起飛或降落的飛行階段，或部分飛行階段，如最終進(jìn)場或特殊飛行階段，如大角度進(jìn)場，調(diào)整主翼M的升力配置，且該升力配置不用來相對(duì)于控制設(shè)定來控制和/或調(diào)節(jié)所述飛機(jī)或控制或調(diào)節(jié)待觀測(cè)的飛行狀態(tài)。所述主翼M包括其吸入側(cè)A延伸的上側(cè)M-1和在其壓力側(cè)B延伸的下側(cè)M_2，且如有必要，還包括面向高升力襟翼K的后側(cè)。對(duì)于高升力襟翼或總的來說對(duì)于可調(diào)襟翼K和控制襟翼S，限定了襟翼深度方向T-K或總深度方向、翼展方向S-K或總翼展方向和襟翼厚度方向D-κ或總襟翼厚度方向。可調(diào)襟翼K或高升力襟翼具有在高升力襟翼K的吸入側(cè)A上延伸的上側(cè)Kl和在高升力襟翼K的壓力側(cè)B上延伸的下側(cè)K2。為了進(jìn)一步解釋本發(fā)明，請(qǐng)參考圖2所示主翼M、作為控制襟翼的至少一個(gè)擾流板和作為可調(diào)襟翼K的高升力襟翼的組合。代替地或另外地，在本應(yīng)用中的所述至少一個(gè)控制襟翼S可為副翼和/或方向舵。作為用作調(diào)節(jié)襟翼K的所述高升力襟翼的替換方式或者除所述高升力襟翼之外，可功能性地包括，橫尾翼和/或方向舵單元以及通常還有可調(diào)襟翼或根據(jù)本發(fā)明所述飛機(jī)的可調(diào)襟翼作為可調(diào)襟翼K。根據(jù)本發(fā)明，飛機(jī)具有飛行控制裝置或常用的飛行控制器以及預(yù)設(shè)定裝置30，所述預(yù)設(shè)定裝置30與飛行控制裝置相連，且特別地，所述預(yù)設(shè)定裝置30具有起動(dòng)裝置或控制輸入裝置31用于生成控制所述飛機(jī)F的期望的控制指令31a。所述飛機(jī)F的控制輸入裝置31通常由位于飛機(jī)座艙中用于輸入控制指南以控制所述飛機(jī)的飛行路線的控制輸入裝置31構(gòu)成，特別地，其可具有飛行員輸入裝置，如操縱桿和可選的踏板。此外，所述預(yù)設(shè)定裝置30可包括操作模式輸入裝置和/或自動(dòng)駕駛儀32，其可產(chǎn)生期望的自動(dòng)駕駛指令32a以控制所述飛機(jī)或與飛行控制裝置50功能性相連以便將期望指令31a或32a發(fā)送至飛行控制裝置50?？墒褂每刂戚斎胙b置31的期望控制指令31a和/或自動(dòng)駕駛儀32的期望自動(dòng)駕駛指令32a以在飛行控制裝置50中產(chǎn)生期望指令，從而致動(dòng)或移動(dòng)調(diào)整傳動(dòng)裝置，特別是致動(dòng)或移動(dòng)用于調(diào)整或致動(dòng)流動(dòng)影響裝置的致動(dòng)器和/或用于調(diào)整待致動(dòng)的可調(diào)襟翼S的致動(dòng)器或襟翼傳動(dòng)裝置，并將所述指令中繼至后者。所述飛機(jī)F還包括飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)40，其與飛行控制裝置50功能性地相連以主要獲得飛行狀態(tài)日期，與空氣數(shù)據(jù)傳感器結(jié)構(gòu)41相連以獲得空氣動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)或空氣數(shù)據(jù)，特別是確定空氣的靜態(tài)和動(dòng)態(tài)壓力、溫度和速度，以及與慣性傳感器結(jié)構(gòu)的飛行位置傳感器結(jié)構(gòu)42相連以特別用于獲得慣性位置和其用于飛機(jī)F的衍生數(shù)據(jù)，尤其是飛機(jī)F的加速度和旋轉(zhuǎn)速度?？諝鈹?shù)據(jù)傳感器結(jié)構(gòu)41包括用于確定飛機(jī)F的飛行狀態(tài)的空氣數(shù)據(jù)傳感器，特別是確定飛機(jī)F周圍的空氣流的動(dòng)態(tài)壓力、靜態(tài)壓力和溫度。特別地，使用飛行位置傳感器結(jié)構(gòu)42以找到飛機(jī)F的旋轉(zhuǎn)速度，包括飛機(jī)的偏航率(yaw rate)和滾轉(zhuǎn)率(rollrate)，從而確定其飛行位置。飛機(jī)控制裝置50接收由飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)40獲得的傳感器值的飛行狀態(tài)傳感器信號(hào)40a，特別是空氣數(shù)據(jù)傳感器結(jié)構(gòu)41的空氣數(shù)據(jù)傳感器信號(hào)41a和飛行位置傳感器結(jié)構(gòu)42的飛行位置傳感器數(shù)據(jù)42a。可向位于所述飛機(jī)上的各控制襟翼，例如，副翼5a和Ilb以及擾流板12a或12b分配至少一個(gè)調(diào)整傳動(dòng)裝置和/或驅(qū)動(dòng)裝置，根據(jù)本發(fā)明，經(jīng)指令信號(hào)，即期望指令通過飛行控制器50可選地致動(dòng)各個(gè)調(diào)整傳動(dòng)裝置和/或驅(qū)動(dòng)裝置，從而調(diào)整相應(yīng)分配的控制襟翼以控制所述飛機(jī)F。在此處，還可向這些控制襟翼中的一個(gè)分配一個(gè)相應(yīng)的致動(dòng)傳動(dòng)裝置，或者為了增加飛機(jī)系統(tǒng)的故障安全性，分配多個(gè)調(diào)整傳動(dòng)裝置。所述飛行控制裝置50具有控制功能件，其從控制輸入裝置30接收控制指令且從傳感器結(jié)構(gòu)40接收傳感器值40a。所述控制功能件如此設(shè)計(jì)，以生成用于所述調(diào)整傳動(dòng)裝置的定位指令作為控制指令30a和所獲得的和接收的傳感器值40a的函數(shù)，且將所述定位指令中繼至調(diào)整傳動(dòng)裝置，從而起動(dòng)調(diào)整傳動(dòng)裝置使通過控制指令控制所述飛機(jī)F。在飛行中，飛行員使用致動(dòng)裝置31以生成用于控制所述飛機(jī)的期望指令31a。用于飛機(jī)控制的期望指令31a可以為用于在飛機(jī)的飛行狀態(tài)中實(shí)現(xiàn)相對(duì)變化的三維加速度矢量或方向變化參數(shù)。期望的指令矢量也可能由兩個(gè)預(yù)設(shè)值所組成，例如，在本文中，其可生成用于橫向運(yùn)動(dòng)的方向變化參數(shù)和用于飛機(jī)的豎直運(yùn)動(dòng)的加速度參數(shù)。特別地，所述飛行控制裝置50可以如此配置，使得基于指令所述調(diào)整傳動(dòng)裝置21的期望參數(shù)30a生成當(dāng)前輸入信號(hào)矢量CS并將其傳輸給所述調(diào)整傳動(dòng)裝置，飛機(jī)在所述調(diào)整傳動(dòng)裝置假設(shè)具有與期望參數(shù)30a相對(duì)應(yīng)的期望狀態(tài)。此外，還可以使用自動(dòng)駕駛儀32生成期望指令或期望指令矢量33a。下面將說明本發(fā)明的整體概念(圖3至7)。所述飛行控制裝置與預(yù)設(shè)定裝置30，飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)40，以及具有用于調(diào)整控制襟翼S的調(diào)整傳動(dòng)裝置和用于獲得控制襟翼S的設(shè)定位置的傳感器結(jié)構(gòu)的定位裝置20功能性相連，從而將飛機(jī)調(diào)整至與期望參數(shù)30a相對(duì)應(yīng)的飛行狀態(tài)。與飛行控制裝置功能性相連的還有多個(gè)流動(dòng)影響裝置16 ；16K的數(shù)個(gè)結(jié)構(gòu)15和至少一個(gè)流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17，且各結(jié)構(gòu)15均至少延伸至在翼展方向延伸的每個(gè)機(jī)翼M的主翼M的表面區(qū)段10 ；lla,12a ；llb, 12b，并影響流過所述表面區(qū)段10的流體，流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17用于測(cè)量各表面區(qū)段10 ；lla, 12a ；llb, 12b上的流動(dòng)狀態(tài)。如圖3至7所示，根據(jù)本發(fā)明的飛行控制裝置50通常致動(dòng)用于控制飛行的控制襟翼S的至少一個(gè)調(diào)整傳動(dòng)裝置21作為期望參數(shù)30a的函數(shù)。對(duì)至少一個(gè)控制襟翼S的起動(dòng)這樣改變飛行狀態(tài)(特別指位置和高度)以及飛行位置和其第一第二衍生數(shù)據(jù)，使其符合期望參數(shù)30a。以這種方式中，所述飛行控制裝置50使用飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)功能件70以調(diào)整飛機(jī)的飛行狀態(tài)，從而控制飛機(jī)。在這樣做時(shí)，飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)功能件70可生成定位指令350 (圖3)、470 (圖4)或570 (圖5)，以起動(dòng)控制襟翼S的定位裝置20或他們各個(gè)調(diào)整傳動(dòng)裝置21。根據(jù)本發(fā)明，提供了用于檢測(cè)作用在所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的檢測(cè)裝置。根據(jù)本發(fā)明還提供了致動(dòng)功能件，其與所述流動(dòng)影響裝置16功能性相連接以致動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置。特別地，所述致動(dòng)功能件能夠功能性的集成在飛行控制裝置50中。依照本發(fā)明，所述致動(dòng)功能件可如此配置，以使用所述檢測(cè)裝置檢測(cè)的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)而致動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置16，且其致動(dòng)方式使得不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響最小化。根據(jù)本發(fā)明，能夠通過不同方式配置所述檢測(cè)裝置。特別地，用于檢測(cè)作用在所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的所述檢測(cè)裝置可與所述飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)40功能性相連接，并包括用來識(shí)別不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的過濾功能件。特別地，用于檢測(cè)作用在所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的所述檢測(cè)裝置可包括過濾功能件，利用所述過濾功能件識(shí)別不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)。代替地或另外地，所述檢測(cè)裝置可包括用于檢測(cè)作用于所述飛機(jī)上湍流的載荷和/或位移的傳感器39。在本發(fā)明的另一方面，所述檢測(cè)裝置能夠如此設(shè)計(jì)，以將用于所述表面區(qū)段10 ；lla，12a;llb，12b上流動(dòng)狀態(tài)的期望值確定為所述預(yù)設(shè)定裝置的期望參數(shù)30a和所述飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)40所傳輸?shù)娘w行狀態(tài)數(shù)據(jù)的函數(shù)，從而調(diào)整在主翼M翼展上的升力分布，并基于由各流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17確定的流動(dòng)狀態(tài)數(shù)據(jù)確定偏差且從其獲得作用于所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)。在圖3所示的實(shí)施例中，所述飛行控制裝置50生成用于不同區(qū)段10的流動(dòng)影響裝置16的各致動(dòng)器的以及控制表面的調(diào)整傳動(dòng)裝置21的定位指令CS。所述致動(dòng)功能件以預(yù)定方式相應(yīng)地起動(dòng)或移動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置的調(diào)整傳動(dòng)裝置，從而改變局部升力系數(shù)或與區(qū)段10中的阻力系數(shù)(drag coefficient)和升力系數(shù)相關(guān)的條件，在這個(gè)區(qū)段10中設(shè)置有定位狀態(tài)改變的被相應(yīng)致動(dòng)的調(diào)整傳動(dòng)裝置或致動(dòng)器。因此，所述飛行控制裝置50使用其中所執(zhí)行的控制和調(diào)節(jié)算法以作為時(shí)間的函數(shù)致動(dòng)所述控制襟翼S的調(diào)整傳動(dòng)裝置，從而根據(jù)控制飛機(jī)的期望指令31a和/或32a設(shè)置飛行狀態(tài)，并在此在飛行位置中穩(wěn)定飛機(jī)和/或執(zhí)行路徑控制運(yùn)動(dòng)和/或調(diào)整機(jī)翼的載荷分布和/或補(bǔ)償陣風(fēng)。其結(jié)果是，本發(fā)明提供的所述飛行控制裝置通常包括致動(dòng)功能件，其生成用于驅(qū)動(dòng)裝置的期望指令以調(diào)整至少一個(gè)表面區(qū)段10的流動(dòng)影響裝置15，以及調(diào)節(jié)功能件，其生成用于驅(qū)動(dòng)裝置的期望指令以調(diào)整每個(gè)機(jī)翼的至少一個(gè)控制襟翼S，所述飛行控制裝置使用控制所述飛機(jī)的期望指令，從而確定用于致動(dòng)機(jī)翼上定位裝置的相應(yīng)期望指令，對(duì)所述定位裝置的致動(dòng)基于期望的指令改變或影響所述飛機(jī)的飛行狀態(tài)。
通過所述致動(dòng)功能件致動(dòng)和起動(dòng)所有區(qū)段和一個(gè)相應(yīng)區(qū)段10的流動(dòng)影響裝置16的至少一個(gè)致動(dòng)器，以從所獲得流動(dòng)狀態(tài)數(shù)據(jù)的所確定的期望值對(duì)偏差進(jìn)行補(bǔ)償。所述致動(dòng)功能件確定用于機(jī)翼的流動(dòng)影響裝置16的致動(dòng)器的期望指令，其與各區(qū)段區(qū)域在一個(gè)時(shí)間點(diǎn)所需的局部升力系數(shù)相對(duì)應(yīng)。。對(duì)各相應(yīng)區(qū)段的致動(dòng)器的致動(dòng)和指令使分別被致動(dòng)的致動(dòng)器起動(dòng)，其結(jié)果是各個(gè)相關(guān)的流動(dòng)影響裝置16影響在局部區(qū)段10的流動(dòng)狀態(tài)，從而尤其影響和改變存在于各區(qū)段10的流動(dòng)狀態(tài)。本發(fā)明的一個(gè)示例性實(shí)施例能夠提供達(dá)到所監(jiān)控或調(diào)節(jié)的經(jīng)指令的局部流動(dòng)狀態(tài)的過程，如圖4和5所示。通過流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)16獲得實(shí)際存在于各區(qū)段10的流動(dòng)狀態(tài)，且在比較器65中將所獲得的實(shí)際流動(dòng)狀態(tài)值作為傳感器信號(hào)16a與輸入信號(hào)的值相比較。所述致動(dòng)裝置可以如此配置，以將當(dāng)前定位指令或當(dāng)前定位信號(hào)矢量316(圖3)發(fā)送至流動(dòng)影響裝置16。在這里，可以通過流動(dòng)影響裝置16致動(dòng)僅一個(gè)區(qū)段、所有區(qū)段或區(qū)段中所選區(qū)段。優(yōu)選地，流動(dòng)影響裝置16的區(qū)段10可設(shè)置為，以同樣的方式起動(dòng)同一區(qū)段的流動(dòng)影響裝置16。在一個(gè)示例性實(shí)施例中，用于起動(dòng)流動(dòng)影響裝置16的調(diào)整傳動(dòng)裝置為一個(gè)區(qū)段的所有流動(dòng)影響裝置16的一部分，使得在本實(shí)施例中每個(gè)區(qū)段10都需要各自的定位指令以指令該區(qū)段的流動(dòng)影響裝置16。用于檢測(cè)作用于飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的所述檢測(cè)裝置能夠如此配置，使得從使用相應(yīng)流動(dòng)影響裝置16的飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)40的當(dāng)前傳感器數(shù)據(jù)獲得各區(qū)段的期望流動(dòng)狀態(tài)，將其與各流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17所測(cè)得的流動(dòng)狀態(tài)相比較，并在將期望值與實(shí)際值比較且發(fā)現(xiàn)差異的情況下，假定存在不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)。在此處，所述致動(dòng)裝置能夠具有功能件，其用于選擇待起動(dòng)的流動(dòng)影響裝置16，以使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)飛行的影響最小化。在一個(gè)示例性實(shí)施例中，特別地，所述致動(dòng)裝置使用調(diào)節(jié)器一個(gè)個(gè)地確定各區(qū)段的局部期望流動(dòng)狀態(tài)值，即，當(dāng)前定位信號(hào)矢量316結(jié)合用于每個(gè)可致動(dòng)區(qū)段10的定位信號(hào)。在此處，定位信號(hào)316或當(dāng)前定位信號(hào)矢量316可以如此配置，使得包括用于所有可起動(dòng)流動(dòng)影響裝置16的一個(gè)值，且基于選擇并根據(jù)各個(gè)當(dāng)前定位信號(hào)矢量316將調(diào)整后的零值分配給不需要被起動(dòng)的流動(dòng)影響裝置16。在本發(fā)明的另一方面，用于檢測(cè)作用在所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的所述檢測(cè)裝置與所述飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)40功能性相連接，并包括可用于識(shí)別不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的過濾功能件。在本發(fā)明的另一方面，所述檢測(cè)裝置包括用于檢測(cè)作用于所述飛機(jī)上湍流的載荷和/或位移的傳感器。具體地，這些傳感器可以為被固定至飛機(jī)結(jié)構(gòu)，尤其是機(jī)翼表面的應(yīng)變計(jì)。在此處，用于檢測(cè)載荷和/或位移的所述傳感器可與機(jī)身在翼展方向上相隔開，優(yōu)選地，其可分布在機(jī)翼的翼展上。例如，這些傳感器中的至少一個(gè)位于從翼展方向上所見的機(jī)翼的外半部分。代替地或另外地，所述檢測(cè)裝置包括加速度傳感器，這些加速度傳感器被設(shè)置于所述機(jī)翼上以測(cè)量由于作用于所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)而導(dǎo)致在所述機(jī)翼上局部出現(xiàn)的加速度。在此處，優(yōu)選地，所述加速度傳感器也與機(jī)身在翼展方向上相隔開，優(yōu)選地，其分布在機(jī)翼的翼展上。例如，這些傳感器中的至少一個(gè)位于翼展方向上所見的機(jī)翼的外半部分。
所述檢測(cè)裝置還能夠如此配置，以將用于所述表面區(qū)段10 ；lla, 12a ；llb, 12b上流動(dòng)狀態(tài)的期望值確定為用于所述飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)40所傳輸?shù)娘w行狀態(tài)數(shù)據(jù)的期望參數(shù)30a的函數(shù)，可選地，也將其確定為所述預(yù)設(shè)定裝置30的期望參數(shù)30a的函數(shù)以設(shè)置在主翼M的翼展上的升力分布，并使用由各流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17獲得的流動(dòng)狀態(tài)數(shù)據(jù)以找到偏差，且從該偏差確定作用于所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)。所述飛機(jī)F包括飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)40，其具有與致動(dòng)裝置C功能性相連以獲得飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)從而確定飛行狀態(tài)的空氣數(shù)據(jù)傳感器結(jié)構(gòu)41 (空氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)ADS);以及飛行位置傳感器結(jié)構(gòu)或慣性傳感器結(jié)構(gòu)(慣性測(cè)量單元IMU)，其用于確定所述飛機(jī)F的飛行狀態(tài)，特別是所述飛機(jī)F的旋轉(zhuǎn)速度。優(yōu)選地，所述慣性傳感器結(jié)構(gòu)42位于機(jī)身內(nèi)部并在所謂的航空電子艙中。所述空氣數(shù)據(jù)傳感器結(jié)構(gòu)41包括以外部測(cè)量探頭形式存在且用于確定所述飛機(jī)F的飛行狀態(tài)的空氣數(shù)據(jù)傳感器，特別是確定所述飛機(jī)F周圍的空氣流的動(dòng)態(tài)壓力、靜態(tài)壓力和溫度。尤其是，所述飛行位置傳感器結(jié)構(gòu)42用于確定所述飛機(jī)F的旋轉(zhuǎn)速度，包括飛機(jī)的偏航率和滾轉(zhuǎn)率，以確定其飛行位置。所述飛機(jī)控制器接收由飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)40獲得的傳感器值的飛行狀態(tài)傳感器信號(hào)40a，特別是空氣數(shù)據(jù)傳感器結(jié)構(gòu)41的空氣數(shù)據(jù)傳感器信號(hào)41a和來自飛行位置傳感器結(jié)構(gòu)42的飛行位置傳感器數(shù)據(jù)42a。尤其是，所述檢測(cè)裝置能使用所述慣性傳感器結(jié)構(gòu)42確定的旋轉(zhuǎn)速度和/或加速度以檢測(cè)作用于飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)。代替地或另外地，所述檢測(cè)裝置能使用由所述空氣數(shù)據(jù)傳感器結(jié)構(gòu)41獲得的動(dòng)態(tài)壓力來確定作用于所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)。用于影響在機(jī)翼I ;la，Ib不同區(qū)段中流動(dòng)狀態(tài)的所述致動(dòng)功能件被集成在圖3所示的實(shí)施例的飛行控制裝置50中，且可從所述飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)40接收各數(shù)據(jù)。所述致動(dòng)功能件如此配置，以致使用由檢測(cè)裝置所檢測(cè)的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)來致動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置16，通過調(diào)整流動(dòng)影響裝置16對(duì)不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的影響使得至少對(duì)不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行部分補(bǔ)償而使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)飛機(jī)的影響最小化。因此，所述致動(dòng)裝置可實(shí)時(shí)或按時(shí)間間隔生成用于起動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置16的相應(yīng)控制變量，作為獲得的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的函數(shù)。所述致動(dòng)裝置可包括流動(dòng)狀態(tài)調(diào)節(jié)器60，其中，可使用至少一個(gè)流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17在每個(gè)區(qū)段中獲得由于對(duì)流動(dòng)影響裝置16的致動(dòng)而導(dǎo)致實(shí)際出現(xiàn)在各區(qū)段10上的流動(dòng)狀態(tài)，且可基于對(duì)每個(gè)區(qū)段中分別確定的實(shí)際流動(dòng)狀態(tài)與由致動(dòng)功能件確定的用于各區(qū)段的期望流動(dòng)狀態(tài)之間進(jìn)行期望/實(shí)際值比較65而使所述調(diào)節(jié)器60實(shí)際上接近于用于每個(gè)區(qū)段10的期望流動(dòng)狀態(tài)。由于期望狀態(tài)會(huì)因?yàn)闀r(shí)間相關(guān)的待補(bǔ)償?shù)牟环€(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)而不斷變化，由所述致動(dòng)裝置產(chǎn)生的期望流動(dòng)狀態(tài)也可從一個(gè)時(shí)間增量至下一時(shí)間增量而變化。因此，所述流動(dòng)狀態(tài)調(diào)節(jié)器60用作隨動(dòng)調(diào)節(jié)器，其目標(biāo)是保持實(shí)際流動(dòng)接近期望流動(dòng)狀態(tài)，從而使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)，特別是對(duì)機(jī)翼的影響最小化。所述致動(dòng)功能件用于影響機(jī)翼I ;la，Ib各個(gè)區(qū)段中的流動(dòng)狀態(tài)，生成對(duì)要被使用的流動(dòng)影響裝置16的定位指令，以用來近似地設(shè)置在各時(shí)間增量中每個(gè)區(qū)段中進(jìn)行調(diào)整的期望流動(dòng)狀態(tài)，所述致動(dòng)功能件可包括評(píng)估功能件和/或飛機(jī)F或機(jī)翼的模型，其被設(shè)計(jì)用于根據(jù)期望參數(shù)30a和/或傳感器信號(hào)40a在每個(gè)區(qū)段中確定期望流動(dòng)狀態(tài)，并生成與其對(duì)應(yīng)的定位指令316 (圖3)、460 (圖4)和560 (圖5)。所述致動(dòng)功能件或裝置可以如此設(shè)計(jì)，使得基于用于升力或用于各區(qū)段上阻力系數(shù)與升力系數(shù)比例的指標(biāo)或機(jī)翼的參考位置或與這種指標(biāo)相應(yīng)的變量確定用于流動(dòng)影響裝置16的指令，所述指令是基于用于所述預(yù)設(shè)定裝置30的期望參數(shù)30a和/或基于飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)40的傳感器信號(hào)40a和/或基于流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17測(cè)量的流動(dòng)狀態(tài)而產(chǎn)生的，從而設(shè)置對(duì)于流動(dòng)影響裝置16所導(dǎo)致的流動(dòng)的影響程度。在此處，所述致動(dòng)裝置可以如此配置，使得將用于升力或用于各區(qū)段的阻力系數(shù)與升力系數(shù)比例的這些指標(biāo)或機(jī)翼上的參數(shù)位置作為輸入變量的函數(shù)而存儲(chǔ)于所述致動(dòng)裝置中。如上所述，輸入變量可以是預(yù)設(shè)定裝置30的期望參數(shù)30a和/或用于飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)40的傳感器信號(hào)40a的數(shù)值和/或流動(dòng)狀態(tài)傳感器裝置17所測(cè)量的流動(dòng)狀態(tài)。這些指標(biāo)具有計(jì)算意義并作為純計(jì)算變量而存儲(chǔ)，因此作為用于計(jì)算操作的系數(shù)或額定值，利用該值確定用于流動(dòng)影響裝置16的定位指令。在這個(gè)意義上，在各表中的上述指標(biāo)也可以被稱為控制指標(biāo)或控制變量。特別地，可基于校準(zhǔn)產(chǎn)生這些指標(biāo)，并作為表格或矩陣或值系列而存儲(chǔ)于所述致動(dòng)裝置中，且所述指標(biāo)包含待實(shí)現(xiàn)的各升力的數(shù)值。為了補(bǔ)償現(xiàn)有的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)，所述致動(dòng)裝置可包括功能件，其基于用于流動(dòng)影響裝置30的期望參數(shù)30a和/或基于的所述飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)40的傳感器信號(hào)40a和/或基于由流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17所測(cè)得的流動(dòng)狀態(tài)通過所存儲(chǔ)的用于升力或阻力系數(shù)與升力系數(shù)比例的指標(biāo)確定在所述致動(dòng)裝置中在所考慮時(shí)間上的相關(guān)期望流動(dòng)狀態(tài)。特別地，待實(shí)現(xiàn)的升力值可分別對(duì)應(yīng)升力系數(shù)或阻力系數(shù)與升力系數(shù)的比例，或來源于這些值之一。待實(shí)現(xiàn)的升力值或在機(jī)翼表面的區(qū)段10上的期望流動(dòng)狀態(tài)或在機(jī)翼表面上的參考位置通常為引起按照待實(shí)現(xiàn)的期望參數(shù)30a的飛行狀態(tài)的一個(gè)量或數(shù)值，且由測(cè)試和/或分析而確定，其中，特別地，所述數(shù)值也可分別對(duì)應(yīng)于相對(duì)于機(jī)翼的局部升力系數(shù)，或阻力系數(shù)與升力系數(shù)的比例，或在表面區(qū)段的滑翔比，或可來源于這些數(shù)值之一。所提及的在機(jī)翼表面上的參考位置可以是在測(cè)試和/或分析中確定的重要區(qū)域，在所述參考位置中很大程度地產(chǎn)生待確定或補(bǔ)償?shù)牟环€(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)，使得所述參考位置確保了根據(jù)本發(fā)明的功能件和操作具有足夠的有效性。此外，所述致動(dòng)裝置可包括定位指令確定功能件，其使用調(diào)節(jié)器和/或觀察器功能來確定定位指令316(圖3)、460(圖4)、560(圖5)或當(dāng)前定位信號(hào)矢量316 (圖3)、416 (圖4)和560 (圖5)，所述指令或向量基于確定與所述各時(shí)間點(diǎn)內(nèi)待實(shí)現(xiàn)的升力相關(guān)的數(shù)值來指令和起動(dòng)所有區(qū)段的流動(dòng)影響裝置16。這樣的觀察器功能件可以結(jié)合飛機(jī)的數(shù)學(xué)模型，其中所述致動(dòng)裝置基于來自各時(shí)間點(diǎn)內(nèi)的待實(shí)現(xiàn)升力值的以期望參數(shù)30a為形式的輸入數(shù)據(jù)，使用所述觀察器功能件確定定位指令或當(dāng)前定位信號(hào)矢量，這些指令可使飛機(jī)實(shí)現(xiàn)對(duì)應(yīng)于定位指令或定位信號(hào)矢量的飛行狀態(tài)。對(duì)于根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施例而言，代替地或另外地，本發(fā)明可包括陣風(fēng)改善功能件36(圖4和5)，利用所述陣風(fēng)改善功能件36可將定位指令中繼至流動(dòng)影響裝置16，以補(bǔ)償各流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17所測(cè)量或確定的流動(dòng)狀態(tài)與所確定的期望值的偏差。特別地，所述陣風(fēng)改善功能件36包括致動(dòng)功能件，其用于致動(dòng)根據(jù)所述實(shí)施例之一的流動(dòng)影響裝置16，所述陣風(fēng)改善功能件36功能性聯(lián)接至圖4和5所示的飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)器70且未集成入飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)器70中，這樣所述陣風(fēng)改善功能件36通過將期望指令36a中繼至飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)器70 (圖4)或?qū)⑵谕噶?16中繼至流動(dòng)狀態(tài)調(diào)節(jié)器60 (圖5)而使流動(dòng)影響裝置16起動(dòng)，以能夠通過起動(dòng)機(jī)翼1，la，Ib上的流動(dòng)影響裝置16而抵消因陣風(fēng)引起的不穩(wěn)定氣力。圖5顯示了陣風(fēng)改善功能件36至傳感器結(jié)構(gòu)40的可選聯(lián)接，且傳感器結(jié)構(gòu)40特別是指空氣數(shù)據(jù)傳感器結(jié)構(gòu)41和/或慣性傳感器結(jié)構(gòu)42和/或加速度傳感器39，其將檢測(cè)或發(fā)送不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的輸入信號(hào)傳送至致動(dòng)功能件。優(yōu)選地，所述加速度傳感器39設(shè)于機(jī)翼的位置上以測(cè)量被暴露至局部地作用于機(jī)翼上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的加速度。所述飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)40的傳感器可用作檢測(cè)陣風(fēng)的傳感器。特別地，由慣性傳感器結(jié)構(gòu)42測(cè)得的加速度和/或旋轉(zhuǎn)速度可用于發(fā)現(xiàn)陣風(fēng)或湍流。優(yōu)選地，所述慣性傳感器結(jié)構(gòu)42位于飛機(jī)機(jī)身內(nèi)所謂的航空電子艙中，這樣由慣性傳感器結(jié)構(gòu)42測(cè)得的加速度和/或旋轉(zhuǎn)速度與飛機(jī)的中心位置有關(guān)。但是，測(cè)試意外地表明這些傳感器信號(hào)適用于確定不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)，根據(jù)本發(fā)明已使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的影響最小化。代替地或另外地，飛機(jī)的選定位置還包括額外的慣性傳感器，即加速度傳感器和/或旋轉(zhuǎn)速度傳感器，以檢測(cè)陣風(fēng)或湍流。例如，加速度傳感器可位于機(jī)翼上，幾個(gè)加速度傳感器在機(jī)翼翼展上分布且用于獲取在機(jī)翼上由陣風(fēng)和湍流引起的機(jī)翼上加速度，從而可檢測(cè)后者的位移。特別地，旋轉(zhuǎn)速度傳感器也可以位于飛機(jī)的機(jī)身區(qū)域中，從而獲取旋轉(zhuǎn)速度，從該旋轉(zhuǎn)速度確定陣風(fēng)和湍流。作為一個(gè)選項(xiàng)，流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17的傳感器信號(hào)也可用于檢測(cè)陣風(fēng)和湍流。代替地或另外地，流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17還可用于檢測(cè)陣風(fēng)和湍流。在此處，可在機(jī)翼上僅一個(gè)參考位置設(shè)置流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17?；蛘?，在每個(gè)區(qū)段10中設(shè)置至少一個(gè)流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17。圖4所示實(shí)施例提供了使用的所述陣風(fēng)改善功能件36，其確定流動(dòng)狀態(tài)控制變量36a以使用定位指令416來指令流動(dòng)影響裝置16，所述定位指令416由流動(dòng)狀態(tài)調(diào)節(jié)器70產(chǎn)生用于流動(dòng)影響裝置16。流動(dòng)狀態(tài)調(diào)節(jié)器70能夠結(jié)合一個(gè)功能件，使用所述功能件，可以通過流動(dòng)狀態(tài)調(diào)節(jié)器70確定的用于致動(dòng)控制襟翼S的定位裝置20的定位指令470而抵消通過陣風(fēng)改善功能件36而確定的流動(dòng)狀態(tài)控制變量36a，從而使起動(dòng)流動(dòng)影響裝置16和控制襟翼S的效應(yīng)不會(huì)對(duì)彼此產(chǎn)生消極影響。特別地，如果其效應(yīng)彼此損害，可向控制襟翼S的指令分配較高的優(yōu)先級(jí)，例如至少為2倍的放大因子。例如，如果機(jī)翼上的控制襟翼S和流動(dòng)影響裝置16都已起動(dòng)，可假定控制襟翼S和流動(dòng)影響裝置16的效應(yīng)已對(duì)彼此產(chǎn)生消極影響。根據(jù)一個(gè)示例性實(shí)施方案，所述流動(dòng)狀態(tài)調(diào)節(jié)器70可基于這些功能件確定所校正的定位指令465，且將所述定位指令465中繼至流動(dòng)狀態(tài)調(diào)節(jié)器70。基于后者，可使用比較器65執(zhí)行調(diào)節(jié)處理以將輸入信號(hào)與實(shí)際流動(dòng)狀態(tài)值進(jìn)行比較，實(shí)際流動(dòng)狀態(tài)值為用于每個(gè)區(qū)段的流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17的傳感器信號(hào)62，其中，控制變量確定功能件67以及區(qū)段致動(dòng)功能件68用來確定用于每個(gè)區(qū)段10的流動(dòng)狀態(tài)定位指令460，利用該指令實(shí)現(xiàn)待設(shè)置的載荷分布，或利用該指令相應(yīng)地起動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置16以抵消由陣風(fēng)引起的不穩(wěn)定氣力。在圖5所示實(shí)施例中，所述陣風(fēng)改善功能件36用來生成對(duì)流動(dòng)影響裝置16的定位指令，并通過飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)器70以非補(bǔ)償方式中繼至流動(dòng)狀態(tài)調(diào)節(jié)器60。在此處，可設(shè)置區(qū)段致動(dòng)功能件537，其從陣風(fēng)改善功能件的輸出控制變量36a確定與每個(gè)單獨(dú)區(qū)段相關(guān)的控制變量516。根據(jù)本發(fā)明的另外實(shí)施例，也可以提供和集成這樣的區(qū)段致動(dòng)功能件537。第二區(qū)段致動(dòng)功能件537可包括一個(gè)功能，其考慮到整體上無法由各區(qū)段10的流動(dòng)影響裝置16執(zhí)行的或彼此矛盾的指令，并確定用于每個(gè)區(qū)段的流動(dòng)影響裝置16且為當(dāng)前時(shí)間點(diǎn)上的最佳控制變量516。然而，替代地，所提供的陣風(fēng)改善功能件36可產(chǎn)生對(duì)每個(gè)區(qū)段的流動(dòng)影響裝置16的參數(shù)并將參數(shù)中繼至流動(dòng)影響裝置16。陣風(fēng)改善功能件36或區(qū)段致動(dòng)功能件537可確定待分別起動(dòng)的每個(gè)被致動(dòng)區(qū)段10的每個(gè)流動(dòng)影響裝置16的起動(dòng)強(qiáng)度，并將相應(yīng)的定位信號(hào)516中繼至每個(gè)單獨(dú)區(qū)段的流動(dòng)影響裝置16。本發(fā)明還可提供與飛行員界面功能性相連的致動(dòng)功能件，且其連接方式使得飛行員界面顯示可調(diào)襟翼K的調(diào)整位置和/或經(jīng)流動(dòng)影響裝置16，16K指令或發(fā)起的流動(dòng)影響過程的程度。在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，流動(dòng)影響裝置16a被設(shè)計(jì)為流體吹掃裝置。在這種情況下，定位指令可用于指令流體通過流動(dòng)影響裝置16的出口流出的體積流動(dòng)。在給定主翼M上可調(diào)襟翼K的相應(yīng)結(jié)構(gòu)的條件下，也可指令所述可調(diào)襟翼K以設(shè)置在主翼M和可調(diào)襟翼K之間的間隙大小。流動(dòng)影響裝置16如此設(shè)計(jì)，使得其可用于影響在各表面存在的流動(dòng)，并進(jìn)一步影響主翼M或可調(diào)襟翼K的升力系數(shù)。在此，特別地，流動(dòng)影響裝置16還可用于調(diào)整在各表面上存在的流動(dòng)可被影響的程度。在一個(gè)示例性實(shí)施例中，流動(dòng)影響裝置16由開口(未示出)和流動(dòng)產(chǎn)生裝置或流動(dòng)傳輸驅(qū)動(dòng)器(未示出)而組成，其中所述流動(dòng)產(chǎn)生裝置或流動(dòng)傳輸驅(qū)動(dòng)器通過開口產(chǎn)生空氣吹掃或吸氣流。此處的流動(dòng)傳輸驅(qū)動(dòng)器可被安裝或集成至與開口相連的通道中，并以固定容量運(yùn)行，或所述開口可以如此設(shè)計(jì)，使得其可響應(yīng)通過致動(dòng)功能件的相應(yīng)致動(dòng)來改變或控制進(jìn)氣壓力和/或清除壓力和/或壓差。替代地或另外地，所述流動(dòng)影響裝置16還可包括吹掃開口改變裝置或吸氣開口改變裝置，通過該裝置在主翼M或可調(diào)襟翼K內(nèi)的通道的開口通往表面的環(huán)境，其中，所述通道流入或流出主翼M或可調(diào)襟翼K的另一位置。這樣，可使用吹掃開口改變裝置或吸氣開口改變裝置來控制或調(diào)整分別流經(jīng)開口的空氣量。流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)15可包括一個(gè)或多個(gè)傳感器以獲取在高升力襟翼上側(cè)存在的或分離的流的流動(dòng)狀態(tài)。所述傳感器或數(shù)個(gè)傳感器可由用于獲取流速的熱線式傳感器(hot wire sensor)而組成。進(jìn)一步地,所述傳感器或數(shù)個(gè)傳感器可由用于獲取壁面剪切應(yīng)力的壓電壁面剪切應(yīng)力傳感器而組成。在此處，所述傳感器或數(shù)個(gè)傳感器可由用于獲取壁面剪切應(yīng)力的熱膜傳感器而組成。所述傳感器或數(shù)個(gè)傳感器通常由用于獲取在主翼M或襟翼K上側(cè)的流動(dòng)狀態(tài)特性的傳感器而組成，且如此設(shè)計(jì)，使得可利用傳感器產(chǎn)生的信號(hào)明確地確定流動(dòng)狀態(tài)，即，確定是否有存在的或分離的流，或檢測(cè)或獲取所述流。此外，在所述通道中的流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17可設(shè)置于襟翼K中，從而可使用相應(yīng)的傳感器結(jié)構(gòu)獲取在高升力襟翼和/或主翼中一個(gè)通道或多個(gè)通道中的流動(dòng)狀態(tài)，并將其作為流動(dòng)值中繼至高升力襟翼調(diào)整裝置，其中所述高升力襟翼調(diào)整裝置用于驗(yàn)證流動(dòng)狀態(tài)和改變用于影響流動(dòng)的裝置的致動(dòng)或調(diào)節(jié)。圖6為根據(jù)本發(fā)明提供的一個(gè)區(qū)段的流動(dòng)影響裝置16的一個(gè)示例性實(shí)施例的圖示。這里的流動(dòng)影響裝置16由用于接收壓縮空氣的壓力室101、出口室或吹掃室103和一個(gè)或多個(gè)用于將壓力室101和出口室103連接的連接管線105而組成。所述吹掃室103包括至少一個(gè)出口開口或吹掃開口，優(yōu)選地，包括多個(gè)出口開口或吹掃開口的一個(gè)結(jié)構(gòu)110。圖6為單一吹掃開口 104的圖示，且其僅供說明之用。至少一個(gè)連接管線105集成有至少一個(gè)閥結(jié)構(gòu)107，其與致動(dòng)裝置C功能性相連。致動(dòng)裝置使用當(dāng)前定位信號(hào)矢量或定位指令316,460和560致動(dòng)閥結(jié)構(gòu)107，從而允許存在于壓力室101中的壓縮空氣以相應(yīng)速率和/或流量流入或不流入出口室103中，其基于當(dāng)前定位信號(hào)矢量或定位指令316、460和560的調(diào)整值，且空氣通過吹掃開口的結(jié)構(gòu)110從所述出口室流出，以便影響空氣繞可調(diào)襟翼K的表面Kl的流動(dòng)方式。可以通過各種方式將壓縮空氣引入壓力室101中，特別是通過壓力發(fā)生器。在這里，可將壓縮空氣從飛機(jī)流動(dòng)體表面上的動(dòng)態(tài)壓力區(qū)取出，特別是源自外流動(dòng)的可調(diào)襟翼或主翼。所述壓力室也可與通過進(jìn)料管線接收空氣的壓力發(fā)生器、泵或流量調(diào)節(jié)器連接。特別地，進(jìn)料管線可從主翼M上側(cè)的開口或開口的結(jié)構(gòu)開始。在此處，開口位于一個(gè)位置上，或多個(gè)開口的結(jié)構(gòu)可分布在主翼M的區(qū)域上，其設(shè)置方式使得可在這些位置產(chǎn)生吸氣效果，其與以預(yù)定方式在吹掃開口的結(jié)構(gòu)110處產(chǎn)生的吹掃效果相關(guān)聯(lián)。圖6中流動(dòng)影響裝置16內(nèi)置后以圖6中的結(jié)構(gòu)分離的裝置作為圖示。圖6為具有主翼M的機(jī)翼的圖示，且主翼上側(cè)容納有根據(jù)本發(fā)明提供的吹掃開口的結(jié)構(gòu)110。優(yōu)選地，吹掃開口的結(jié)構(gòu)110或開口裝置可特別由狹縫狀的多個(gè)開口(圖7至9)的結(jié)構(gòu)而組成。優(yōu)選地，本發(fā)明的與一個(gè)或多個(gè)吹掃室流動(dòng)性連接的多個(gè)吹掃開口分布在飛機(jī)的流動(dòng)體的表面區(qū)段上。在此處，沿流動(dòng)S的方向所見，多個(gè)表面區(qū)段設(shè)置為彼此相鄰或在彼此之后，以影響流過流動(dòng)體較大面積的流動(dòng)。所述致動(dòng)功能件確定定位指令和與其相對(duì)應(yīng)的調(diào)整值，用于分布在流動(dòng)體或主翼上多個(gè)區(qū)段10的各個(gè)可致動(dòng)區(qū)段10的流動(dòng)影響裝置16，所述流動(dòng)體或主翼帶有此類流動(dòng)影響裝置16的結(jié)構(gòu)15和流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17。圖9為表面區(qū)段10的示例性俯視圖，其具有在本發(fā)明中通常被設(shè)置于主翼或可調(diào)襟翼K，且總體上為飛機(jī)F流動(dòng)體的表面區(qū)段中的流動(dòng)影響裝置的結(jié)構(gòu)15K和流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)。圖8所示結(jié)構(gòu)包括在表面區(qū)段10上分布的吹掃開口 104的矩陣狀結(jié)構(gòu)110。總體上，多個(gè)出口開口的結(jié)構(gòu)110的吹掃開口 104分布在各表面區(qū)段上，以影響在表面區(qū)段10的整個(gè)區(qū)域上或上方的流動(dòng)。優(yōu)選地，壓力室和閥結(jié)構(gòu)107可分配給表面區(qū)段10的開口104?；蛘撸上蚨鄠€(gè)表面區(qū)段10的開口 104分配壓力室101。吹掃開口 104包括影響繞各表面區(qū)段10流動(dòng)的最佳形狀。在這里，可在表面區(qū)段10上使用吹掃開口 104的不同形狀。例如，吹掃開口 104可以為圓形、橢圓形或鐮刀形。此外，多個(gè)流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17被設(shè)置于表面區(qū)段內(nèi)，其在圖9中的圖示為圓形符號(hào)。所有設(shè)置的流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17與致動(dòng)裝置功能性相連接，所述致動(dòng)裝置用于將當(dāng)前流動(dòng)狀態(tài)以分別由各流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17產(chǎn)生的傳感器信號(hào)的形式中繼至各流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17的位置或相應(yīng)區(qū)段。在所述致動(dòng)裝置中，可基于所測(cè)得的流動(dòng)狀態(tài)以確定每個(gè)區(qū)段要從哪個(gè)吹掃開口 104以何種力量吹掃空氣，從而設(shè)置與由預(yù)設(shè)定裝置30產(chǎn)生的且用于生成飛機(jī)的飛行狀態(tài)的定位指令相對(duì)應(yīng)的飛機(jī)的飛行狀態(tài)。不同表面區(qū)段可設(shè)置為彼此相鄰或重疊在流動(dòng)體(例如主翼)的吸入側(cè)和/或壓力側(cè)的表面上。所設(shè)置的致動(dòng)裝置還可使用由位于其他表面區(qū)段10中的流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)17所確定的流動(dòng)狀態(tài)以確定流動(dòng)影響裝置16的定位指令。
根據(jù)致動(dòng)狀態(tài)的相應(yīng)功能，該相應(yīng)功能指令一個(gè)或多個(gè)表面區(qū)段10的流動(dòng)影響裝置16，從而可特別設(shè)置在各表面區(qū)段10上存在的流動(dòng)能夠被影響的程度。為此，確定用于當(dāng)前定位信號(hào)矢量的相應(yīng)值。在這里，致動(dòng)裝置可致動(dòng)調(diào)整傳動(dòng)裝置以及例如多個(gè)表面區(qū)段10的閥結(jié)構(gòu)107。在這里，可特別提供脈沖吹掃。代替地或另外地，所提供的致動(dòng)裝置C可使用當(dāng)前定位信號(hào)矢量或定位指令以指令流動(dòng)影響裝置16來致動(dòng)在各吹掃開口 104上的開口裝置，從而通過開啟和關(guān)閉開口裝置調(diào)整在各吹掃開口 104上的吹掃流動(dòng)。針對(duì)上述內(nèi)容代替地或另外地，所設(shè)置的致動(dòng)裝置可聯(lián)接至壓力室的壓力發(fā)生器或流動(dòng)傳輸驅(qū)動(dòng)器(未示出)功能性相連接，以相應(yīng)地致動(dòng)壓力發(fā)生器來設(shè)置在壓力室中的壓力，以這種方式，調(diào)整在表面區(qū)段10的開口 104處的吹掃率。特別地，可通過定位信號(hào)矢量或定位指令基于飛行狀態(tài)，尤其是基于飛行速度和飛行高度或源自速度和高度的變量設(shè)定在壓力室中的壓力。致動(dòng)裝置還可以在某些飛行狀態(tài)范圍內(nèi)，例如在巡航時(shí)，通過定位信號(hào)矢量或定位指令停用壓力發(fā)生器?？傮w上，壓力發(fā)生器也可以按固定容量運(yùn)行，或如此配置，使得用致動(dòng)功能件進(jìn)行相應(yīng)的致動(dòng)來改變或控制入口壓力和/或吹掃壓力和/或壓差。在這里，可將流動(dòng)傳輸驅(qū)動(dòng)器安裝或集成在與開口相連的通道中。能夠通過不同的方式提供用于制備壓縮空氣的媒介，例如可通過推進(jìn)系統(tǒng)、輔助渦輪(例如:所謂的輔助動(dòng)力裝置或APU)，經(jīng)空調(diào)系統(tǒng)的入口，通過整流罩的開口，例如可調(diào)襟翼，通過任何其他的開口 /吸氣位置，例如在機(jī)翼的前緣區(qū)域和/或襟翼的側(cè)邊區(qū)域而提供。在這里，流動(dòng)傳輸驅(qū)動(dòng)器可額外地與空氣源集成在相應(yīng)的連接通道中，從而可提供相應(yīng)的壓力和/或質(zhì)量流。在這些本發(fā)明的實(shí)施例中，在流動(dòng)影響裝置16中的質(zhì)量或體積流動(dòng)或與其相應(yīng)的變量可作為調(diào)節(jié)變量而提供，即作為通過致動(dòng)裝置待設(shè)置的變量或控制變量，其中，通過定位信號(hào)矢量或定位指令致動(dòng)在各示例性實(shí)施例中提及的閥結(jié)構(gòu)和/或壓力發(fā)生器或流動(dòng)傳輸驅(qū)動(dòng)器。在另一種流動(dòng)影響裝置16的設(shè)計(jì)中，流動(dòng)影響裝置可由各壓電致動(dòng)器所組成，從而能夠使用定位信號(hào)矢量或定位指令來控制施加至壓電致動(dòng)器的電壓。如果流動(dòng)影響裝置16的設(shè)計(jì)包括等離子致動(dòng)器或基于核能的致動(dòng)器，使用定位信號(hào)矢量或定位指令來控制用于控制后者的電流強(qiáng)度和/或待施加至后者的電壓。此外，流動(dòng)影響裝置16還可以由基于化學(xué)工藝的致動(dòng)器而組成，其中定位信號(hào)矢量或定位指令CS確定化學(xué)物質(zhì)的濃度，如催化齊U，例如，其可觸發(fā)化學(xué)反應(yīng)，如小型爆炸。特別地，在圖3所示的示例性實(shí)施例中，致動(dòng)裝置C特別包括調(diào)節(jié)算法，其可基于致動(dòng)裝置(“完全控制”)所接收的期望指令30a而控制所提及的輸入值。一方面，所述致動(dòng)裝置C的調(diào)節(jié)算法可以使用傳感器數(shù)據(jù)(特別是指作為機(jī)翼或襟翼K上的傳感器結(jié)構(gòu)17的壓力傳感器)來綜合對(duì)升力、阻力和滑翔比的測(cè)量，另一方面，其被設(shè)計(jì)成用于實(shí)現(xiàn)上述測(cè)量用預(yù)設(shè)目標(biāo)值的魯棒調(diào)節(jié)算法。所述調(diào)節(jié)器由反風(fēng)復(fù)位結(jié)構(gòu)(ant1-wind-up reset structure)支持。從按時(shí)間順序的集成和參考表格的組合得出所述測(cè)量，且該測(cè)量能夠與飛行相關(guān)變量，例如升力，進(jìn)行明確的關(guān)聯(lián)。這使得能夠間接規(guī)定升力或升力系數(shù)，例如，可通過算法將其轉(zhuǎn)換成用于絕對(duì)度量的參數(shù)。所述用于絕對(duì)度量的參數(shù)，以下簡稱為期望值，可用于確定相對(duì)于當(dāng)前絕對(duì)度量的差異，其然后即可確定規(guī)定動(dòng)作的強(qiáng)度和類型?？苫诰€性多變量黑盒模型使用合成魯棒調(diào)節(jié)器的方法設(shè)計(jì)所述致動(dòng)功能件的調(diào)節(jié)器。當(dāng)線性多變量黑盒模型被識(shí)別時(shí)，在致動(dòng)變量中以突然變化的形式產(chǎn)生合適的寄生信號(hào)(spurious signals),并測(cè)量絕對(duì)度量對(duì)后者的反應(yīng)。反應(yīng)的動(dòng)態(tài)行為用來使用參數(shù)識(shí)別方法推導(dǎo)線性微分方程系統(tǒng)，其為調(diào)節(jié)器合成的基礎(chǔ)。這種類型的許多不同識(shí)別產(chǎn)生模型族，從所述模型族可為每次合成選擇代表性或平均模型。調(diào)節(jié)器的合成可涉及方法的使用(例如=H00-合成、魯棒化和魯棒回路成形)的使用。所得的經(jīng)典線性控制電路可由反風(fēng)復(fù)位結(jié)構(gòu)所支持，假定請(qǐng)求一個(gè)超過可實(shí)現(xiàn)控制變量的控制變量時(shí)，其可校正調(diào)節(jié)器的內(nèi)部狀態(tài)，且其校正方式可防止調(diào)節(jié)器內(nèi)的集成部分導(dǎo)致調(diào)節(jié)器超調(diào)或被鎖定。其結(jié)果是，在給定不切實(shí)際的請(qǐng)求時(shí)，調(diào)節(jié)器仍然能夠作出響應(yīng)，其可增加操作的安全性。其可始終被調(diào)整至當(dāng)前的情況，而不表現(xiàn)出任何由之前控制變量限制而引起的延遲。特別地，可將調(diào)節(jié)器設(shè)計(jì)為最優(yōu)調(diào)節(jié)器，其接收作為調(diào)節(jié)變量的所有必要的輸入變量，基于源自流動(dòng)影響裝置16和/或致動(dòng)器21或至少一個(gè)被致動(dòng)的可調(diào)襟翼K的襟翼傳動(dòng)裝置的、用于將調(diào)節(jié)變量和控制變量分配為作為飛行狀態(tài)變量函數(shù)的校準(zhǔn)和參數(shù)，在矩陣狀處理中使用調(diào)節(jié)方法算法以生成用于流動(dòng)影響裝置16和/或致動(dòng)器21或至少一個(gè)被致動(dòng)的可調(diào)襟翼K的襟翼傳動(dòng)裝置的各種輸出信號(hào)。因此，本發(fā)明包括從替代調(diào)節(jié)變量在不穩(wěn)定狀態(tài)中確定飛行相關(guān)的指標(biāo)(升力、升力系數(shù)、阻力、滑翔比等)，然后使用所述指標(biāo)用于期望值比較，并最終以這種方式大體上調(diào)整(在物理框架內(nèi))用于各指標(biāo)的任何期望值，其中可通過在線性模型上配置的線性魯棒調(diào)節(jié)算法而實(shí)現(xiàn)所述期望值。由于沒有較重的移動(dòng)部件，本文的調(diào)節(jié)系統(tǒng)顯然快于傳統(tǒng)機(jī)械的解決方案，從而可針對(duì)性地抑制或利用局部流動(dòng)現(xiàn)象。
權(quán)利要求
1.一種帶有機(jī)翼(I ;la,lb)以及使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的影響最小化的系統(tǒng)的飛機(jī)(F)，其中所述機(jī)翼包括各自的主翼(M)和相對(duì)于主翼可調(diào)整安裝的至少一個(gè)控制襟翼(S)，用于起動(dòng)所述至少一個(gè)控制襟翼(S)的調(diào)整傳動(dòng)裝置(21)以及用于獲得所述控制襟翼(S)的設(shè)定位置的傳感器結(jié)構(gòu)；且所述飛機(jī)還包括: ■預(yù)設(shè)定裝置(30)，其用于生成與所述飛機(jī)的飛行狀態(tài)相對(duì)應(yīng)的期望參數(shù)(30a)， ■飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)(40)，其用于生成飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)(40a)， ■飛行控制裝置，其與所述預(yù)設(shè)定裝置(30)、所述調(diào)整傳動(dòng)裝置(21)以及用于獲得所述控制襟翼(S)的設(shè)定位置的傳感器結(jié)構(gòu)功能性相連接，以將所述飛機(jī)調(diào)整至與期望參數(shù)(30a)相對(duì)應(yīng)的飛行狀態(tài)， 其特征在于，所述使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的影響最小化的系統(tǒng)包括: ■多個(gè)流動(dòng)影響裝置(16)的至少一個(gè)結(jié)構(gòu)(15)，用于影響流過表面區(qū)段(10)的流體，所述流動(dòng)影響裝置 與所述飛行控制裝置功能性相連接且結(jié)合在每個(gè)沿各自翼展方向延伸的機(jī)翼(M;la，lb)的所述主翼(M)的至少一個(gè)表面區(qū)段(10 ; 11a，12a ; 11b，12b)和/或至少一個(gè)控制襟翼(S)中， ■用于檢測(cè)作用在所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的檢測(cè)裝置， ■致動(dòng)功能件，其與所述流動(dòng)影響裝置(16)功能性相連接以影響在所述機(jī)翼(I ；la,lb)的不同區(qū)段中的流動(dòng)，且這樣設(shè)計(jì)，使得所述致動(dòng)功能件基于所述檢測(cè)裝置檢測(cè)到的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)以及所述傳感器結(jié)構(gòu)獲得的所述控制襟翼(S)的設(shè)定位置而致動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置(16)，以使不穩(wěn)定自由流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響最小化。
2.一種帶有機(jī)翼(I ;la，lb)以及使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的影響最小化的系統(tǒng)的飛機(jī)(F)，其中所述機(jī)翼包括各自的主翼(M)和相對(duì)于所述主翼可調(diào)整安裝的至少一個(gè)控制襟翼(S)，用于起動(dòng)所述至少一個(gè)控制襟翼(S)的調(diào)整傳動(dòng)裝置(21)，用于獲得所述控制襟翼(S)的設(shè)定位置的傳感器結(jié)構(gòu)，以及至少一個(gè)后緣襟翼；且所述飛機(jī)還包括: ■預(yù)設(shè)定裝置(30)，其用于生成與所述飛機(jī)的飛行狀態(tài)相對(duì)應(yīng)的期望參數(shù)(30a)， ■飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)(40)，其用于生成飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)(40a)， ■飛行控制裝置，其與所述預(yù)設(shè)定裝置(30)、所述調(diào)整傳動(dòng)裝置(21)以及用于獲得所述控制襟翼(S)的設(shè)定位置的所述傳感器結(jié)構(gòu)功能性相連接，以將所述飛機(jī)設(shè)定至與所述期望參數(shù)(30a)相對(duì)應(yīng)的飛行狀態(tài)， 其特征在于，所述使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的影響最小化的系統(tǒng)包括: ■多個(gè)流動(dòng)影響裝置(16)的至少一個(gè)結(jié)構(gòu)(15)，用于影響流過表面區(qū)段(10)的流體，所述流動(dòng)影響裝置與所述飛行控制裝置功能性相連接，且結(jié)合在每個(gè)沿各自翼展方向延伸的機(jī)翼(M;la，lb)的后緣襟翼的至少一個(gè)表面區(qū)段(10 ;lla，12a ;llb，12b)中， ■用于檢測(cè)作用在所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的檢測(cè)裝置， ■致動(dòng)功能件，其與所述流動(dòng)影響裝置(16)功能性相連接以影響在所述后緣襟翼的不同區(qū)段中的流動(dòng)，且這樣設(shè)計(jì)，使得所述致動(dòng)裝置基于所述檢測(cè)裝置檢測(cè)到的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)以及所述傳感器結(jié)構(gòu)獲得的所述控制襟翼(S)的設(shè)定位置而致動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置(16)，以使不穩(wěn)定自由流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響最小化。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機(jī)(F)，其特征在于，所述使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的影響最小化的系統(tǒng)包括:■用于影響流過表面區(qū)段(10)的流體的多個(gè)流動(dòng)影響裝置(16)的至少一個(gè)結(jié)構(gòu)(15)，所述流動(dòng)影響裝置與所述飛行控制裝置功能性相連接，且結(jié)合在每個(gè)沿各自翼展方向延伸的機(jī)翼(M ；la, lb)的所述主翼(M)的至少一個(gè)表面區(qū)段(10 ；lla, 12a ；llb, 12b)和/或至少一個(gè)控制襟翼(S)中， ■致動(dòng)功能件，其與所述流動(dòng)影響裝置(16)功能性相連接，以影響在所述機(jī)翼(I ；la,lb)的不同區(qū)段中的流動(dòng)，且這樣設(shè)計(jì)，使得所述致動(dòng)功能件基于所述檢測(cè)裝置檢測(cè)到的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)以及所述傳感器結(jié)構(gòu)獲得的所述控制襟翼(S)的設(shè)定位置而致動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置(16)，以使不穩(wěn)定自由流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響最小化。
4.根據(jù)上述任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)(F)，其特征在于，所述致動(dòng)功能件與所述飛行控制裝置功能性地集成，使得在用于控制飛機(jī)的所述可調(diào)襟翼的指令中考慮用于流動(dòng)影響裝置(16)的指令。
5.根據(jù)上述任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)(F)，其特征在于，至少沿各自翼展方向延伸的每個(gè)機(jī)翼(M;la，lb)的所述主翼(M)的至少一個(gè)表面區(qū)段(10 ;lla，12a ;llb，12b)結(jié)合有用于影響流過所述表面區(qū)段(10)的流體的流動(dòng)影響裝置(16)的結(jié)構(gòu)(15)以及用于測(cè)量各表面區(qū)段(10 ;lla，12a ;llb，12b)中的流動(dòng)狀態(tài)的至少一個(gè)流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)(17)，所述流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)與所述致動(dòng)裝置功能性相連接，其中用于每個(gè)區(qū)段的所述致動(dòng)裝置從各區(qū)段分別附帶的所述流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)(17)確定在各區(qū)段中流動(dòng)狀態(tài)的實(shí)際值，并致動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置(16)，以這種致動(dòng)方式來要求由所述致動(dòng)裝置確定的、使不穩(wěn)定自由流動(dòng)狀態(tài)的影響 最小化的期望值。
6.根據(jù)上述任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)(F)，其特征在于， ■用于檢測(cè)作用在所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的所述檢測(cè)裝置與所述飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)(40)功能性相連接，并包括用于識(shí)別不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的過濾功能件， ■用于影響機(jī)翼(I ;la；lb)不同區(qū)段中的流動(dòng)的所述致動(dòng)功能件與所述檢測(cè)裝置功能性連接，且被設(shè)計(jì)為使用所識(shí)別的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)以致動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置(16)，以這種致動(dòng)方式來影響流過所述表面區(qū)段(10)的流體的流動(dòng)，從而減少不穩(wěn)定自由流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響。
7.根據(jù)上述任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)(F)，其特征在于， ■用于檢測(cè)作用在所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的所述檢測(cè)裝置與所述流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)(17)功能性相連接，并包括用于識(shí)別不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的過濾功能件， ■用于影響機(jī)翼(I ;la；lb)不同區(qū)段中的流動(dòng)的所述致動(dòng)功能件與所述檢測(cè)裝置功能性連接，且被設(shè)計(jì)為使用所識(shí)別的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)以致動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置(16)，以這種致動(dòng)方式來影響流過所述表面區(qū)段(10)的流體的流動(dòng)，從而減少不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響。
8.根據(jù)上述任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)(F)，其特征在于， ■所述檢測(cè)裝置包括用于檢測(cè)作用于所述飛機(jī)上湍流的載荷和/或位移的傳感器， ■用于影響在機(jī)翼(I ；la；lb)不同區(qū)段中流動(dòng)的所述致動(dòng)功能件與所述檢測(cè)裝置功能性連接，且被設(shè)計(jì)為使用所識(shí)別的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)以致動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置(16)，以這種致動(dòng)方式來影響流過所述表面區(qū)段(10)的流體的流動(dòng)，從而減少不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響。
9.根據(jù)上述任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)(F)，其特征在于，檢測(cè)裝置以這樣方式設(shè)計(jì)，將用于所述表面區(qū)段(10;lla，12a;llb，12b)上的流動(dòng)狀態(tài)的期望值確定為由所述飛行狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)(40)傳送的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)的函數(shù)，以設(shè)置在所述主翼(M)翼展上的升力分布，并且使用由各流動(dòng)狀態(tài)傳感器結(jié)構(gòu)(17)確定的流動(dòng)狀態(tài)數(shù)據(jù)以找到偏差，且從偏差得到作用于所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)。
10.根據(jù)上述任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)(F)，其特征在于，所述檢測(cè)裝置包括多個(gè)加速度傳感器(39)，其被設(shè)置于所述機(jī)翼上以測(cè)量由于作用于所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)而導(dǎo)致在所述機(jī)翼上局部出現(xiàn)的加速度。
11.根據(jù)上述任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)(F)，其特征在于，所述流動(dòng)影響裝置(16)的結(jié)構(gòu)包括位于一個(gè)區(qū)段或幾個(gè)區(qū)段中的流動(dòng)通道開口和位于所述機(jī)翼中用于排放和/或吸入的流動(dòng)產(chǎn)生裝置，流體從所述流動(dòng)通道開口吹掃經(jīng)過所述流動(dòng)發(fā)生裝置，從而影響在所述區(qū)段局部出現(xiàn)的升力系數(shù)。
12.根據(jù)上述任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)(F)，其特征在于，所述流動(dòng)影響裝置(16)的結(jié)構(gòu)包括設(shè)置于一個(gè)區(qū)段或幾個(gè)區(qū)段中的流動(dòng)通道開口以及位于所述機(jī)翼中且與多個(gè)吸入開口流動(dòng)連接的吸氣裝置，流體通過所述吸入開口從所述流動(dòng)通道開口吸入，從而影響在所述區(qū)段局部出現(xiàn)的升力系數(shù)。
13.根據(jù)權(quán)利要求11或12所述的飛機(jī)，其特征在于，所述流動(dòng)產(chǎn)生裝置設(shè)計(jì)為以產(chǎn)生連續(xù)體積流量，從而在被所述致動(dòng)功能件起動(dòng)時(shí)減少不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響。
14.根據(jù)權(quán)利要求11或12所述的飛機(jī)，其特征在于， 其中，所述流動(dòng)產(chǎn) 生裝置這樣設(shè)計(jì)，使得產(chǎn)生脈沖體積流動(dòng)，以在其被所述致動(dòng)功能件起動(dòng)時(shí)減少不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響。
15.根據(jù)權(quán)利要求14所述的飛機(jī)，其特征在于，所述致動(dòng)功能件具有功能件，其產(chǎn)生所述脈沖體積流量的頻率作為用于由所述檢測(cè)裝置所確定的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的數(shù)值的函數(shù)，從而減少不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響。
16.根據(jù)權(quán)利要求11或12所述的飛機(jī)，其特征在于，所述流動(dòng)產(chǎn)生裝置具有合成致動(dòng)器，為了減少不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)飛機(jī)的影響，所述流動(dòng)產(chǎn)生裝置設(shè)計(jì)成產(chǎn)生體積流動(dòng)的吸入和吹掃，該體積流動(dòng)通過致動(dòng)器被接收在所述合成致動(dòng)器的致動(dòng)器室中，或者從致動(dòng)室嗔出。
17.根據(jù)上述任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)(F)，其特征在于，所述流動(dòng)影響裝置(16)的結(jié)構(gòu)包括位于一個(gè)或多個(gè)區(qū)段的揚(yáng)聲器裝置，并且當(dāng)其被致動(dòng)時(shí)，產(chǎn)生空氣波動(dòng)影響所述區(qū)段局部產(chǎn)生的升力系數(shù)。
18.根據(jù)上述任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)(F)，其特征在于，所述流動(dòng)影響裝置(16)的結(jié)構(gòu)包括位于所述機(jī)翼表面且設(shè)置于一個(gè)或多個(gè)區(qū)段的壓電致動(dòng)器，當(dāng)其被致動(dòng)時(shí)，產(chǎn)生空氣波動(dòng)影響所述區(qū)段局部產(chǎn)生的升力系數(shù)。
19.根據(jù)權(quán)利要求18所述的飛機(jī)，其特征在于:所述流動(dòng)影響裝置(16；16K)的結(jié)構(gòu)額外具有可調(diào)襟翼和調(diào)節(jié)所述可調(diào)襟翼的致動(dòng)器，其中用于所述流動(dòng)影響裝置(16)的期望指令包括用于流動(dòng)產(chǎn)生裝置的期望指令和用以調(diào)節(jié)所述可調(diào)襟翼的致動(dòng)器的期望指令。
20.根據(jù)上述任一權(quán)利要求所述的飛機(jī)，其特征在于，所述至少一個(gè)區(qū)段為多個(gè)區(qū)段，從所述翼展方向看，其設(shè)置成一個(gè)在另一個(gè)之后。
全文摘要
一種帶有機(jī)翼(1；1a，1b)以及使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的影響最小化的系統(tǒng)的飛機(jī)(F)，其中所述機(jī)翼包括各自的主翼(M)和相對(duì)于主翼可調(diào)整安裝的至少一個(gè)控制襟翼(S)，用于起動(dòng)所述至少一個(gè)控制襟翼(S)的調(diào)整傳動(dòng)裝置(21)以及用于獲得所述控制襟翼(S)的設(shè)定位置的傳感器結(jié)構(gòu)；其中所述使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的影響最小化的系統(tǒng)包括用于影響流過表面區(qū)段(10)的流體的多個(gè)流動(dòng)影響裝置(16)的至少一個(gè)結(jié)構(gòu)(15)，流動(dòng)影響裝置與飛行控制裝置功能性相連接且結(jié)合在每個(gè)沿各自翼展方向延伸的機(jī)翼(M；1a，1b)的所述主翼(M)的至少一個(gè)表面區(qū)段(10；11a，12a；11b，12b)和/或至少一個(gè)控制襟翼(S)中；用于檢測(cè)作用在所述飛機(jī)上的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的檢測(cè)裝置；以及致動(dòng)功能件，其與所述流動(dòng)影響裝置(16)功能性相連接以影響在所述機(jī)翼(1；1a，1b)的不同區(qū)段中的流動(dòng)，且其設(shè)計(jì)方式使得致動(dòng)功能件基于所述檢測(cè)裝置檢測(cè)到的不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)以及所述傳感器結(jié)構(gòu)獲得的所述控制襟翼(S)的設(shè)定位置而致動(dòng)所述流動(dòng)影響裝置(16)，從而使不穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)對(duì)所述飛機(jī)的影響最小化。
文檔編號(hào)B64C21/08GK103201172SQ201180041481
公開日2013年7月10日 申請(qǐng)日期2011年7月6日 優(yōu)先權(quán)日2010年7月6日
發(fā)明者布克哈德·哥林 申請(qǐng)人:空中客車運(yùn)作有限責(zé)任公司