特别是用于飞机的流动体 |
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| 申请号 | CN201080046095.0 | 申请日 | 2010-10-12 | 公开(公告)号 | CN102596717A | 公开(公告)日 | 2012-07-18 |
| 申请人 | 空中客车运营有限公司; | 发明人 | 马丁·盖尔巴; 盖札·史劳夫; | ||||
| 摘要 | 本 发明 涉及特别是用于飞机的流动体，所述流动体包括外侧(31a)，当被正确使用时，该外侧被暴露于在流动方向(F)上的 流体 的流动，其中，在流动体的外侧(31a)上，所述流动体具有至少一个流动影响装置(1)，该流动影响装置在外部表面的至少一个部分(3)上设置有多个微穿孔(2)。至少一个连接通道(5)通过至少一个吸入腔(21)连接至所述微穿孔(2)，以使流过微穿孔(2)的流体通过吸入腔(21)流入连接通道(5)。至少一个吸入装置(6)，具有：连接至所述连接通道(5)的第一入口(12a)；连接到至少一个 冲压 流体供给管路(11)的第二入口(12b)，其中，该冲压流体供给管路(11) 定位 在流动体上的一个区域，该区域与所述流动方向(F)相对；以及一个释放装置(9)，用于释放所述流体。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种特别是用于飞机的流动体(10)，其包括：具有冲压空气区域(F1)的外壳(31)，至少在巡航条件下并且当从流动方向上看时，在位于所述冲压空气区域后面的包络流动区域(F2)中，通过在冲击流动的方向(S)中包络所述流动体(10)的流体的预定流动，产生所述冲压空气区域(F1)；以及至少一个流动控制装置(1)，所述流动控制装置包括：穿透所述外壳(31)的多个微穿孔(2)，所述多个微穿孔布置在位于所述包络流动区域(F2)中的所述外壳(31)的至少一个部分(3)中； |
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| 说明书全文 | 特别是用于飞机的流动体技术领域[0001] 本发明涉及特别是用于飞机的具有外侧的流动体。 [0002] 本发明特别涉及在外侧具有至少一个流动控制装置的流动体，上述至少一个流动控制装置用于影响流体的流动，该流体在冲击流动体的预定方向上冲击该流动体。流动控制装置包括布置在外侧的至少一部分中的多个进入口以及吸入装置，从而使在外侧上流动的流体可以被吸入，目的是根据流体动力学的原理改善所述流动体的性能。 背景技术[0003] 在现代飞机结构中，在飞行运行过程中使用了被周围空气的流动包围的诸如机翼、发动机舱和尾翼或尾部单元等组件。原则上，两种不同的流动条件出现在包围飞机组件的气流中。在从飞机组件中进一步被除去的流动的各层中存在无摩擦的外部流动，并且在空气直接流过飞机组件的流动层中存在具有层流和/或湍流流动的边界层流动。这种边界层流动在流动体或飞机组件的整个长度上大部分不是湍流的，但是当在流动方向上看时，最初通常出现层流流动的区域随后出现湍流流动的区域，而流动的层流区域实质上小于湍流流动的出现区域。在商用飞机被用于中程运行的情况下，这种分布引起的摩擦贡献占飞机整体阻力的大约50％。为了减小空气阻力，在现有技术中提出了转换控制从而在边界层吸除的帮助下能够实现层流边界层流动的组件具体保护(component-specific preservation)。 [0004] 先前的边界层吸除系统使用泵/压缩机单元将绕流动体流动的边界层吸出。这种吸出在诸如机翼、发动机舱或垂直尾翼等组件上起到局部作用，其中要花费的用于泵/压缩机单元操作的电能被供给，例如通过液压系统同时例如利用对来自于飞机通风系统的、用于操作泵的流体进行驱动。泵通过导管系统连接至表面(例如机翼)处的开口，从而能够吸出空气流。 [0005] 然而，在能量平衡以及飞机的重量分析中，已知的吸入系统的泵/压缩机单元必须被考虑在内，并且必然不可避免地被考虑到将增加费用。这些在飞机上引入额外重量的系统和附加的能量消耗导致飞机的效率恶化。 发明内容[0006] 本发明的目的是提供一种在本文开头处提到的装置，其显示出最低可能的整体重量和低的能量要求。 [0008] 根据本发明，特别适用于飞机的流动体包括：在冲击流动的方向上以预定方式被流体冲击的外侧，所述流动体在其外侧上具有至少一个流动控制装置，所述流动控制装置包括至少可以布置在所述外侧的一部分处的多个微穿孔，至少一个连接腔或连接通道，其通过至少一个吸入腔与所述微穿孔连通从而使流过所述微穿孔的流体可通过至少一个吸入腔流入连接通道，至少一个吸入装置具有可与连接通道连通的第一入口，可与至少一个冲压流体供给管路连通并且特别是作为冲压流体供给管路的入口的第二入口。所述冲压流体供给管路位于流动体的与冲击流动的方向相反定向的区域内。此外，所述流动体包括用于排出流体的出口装置。所述吸入装置实现为在飞机的预定飞行范围内或飞行状态下，被通过所述冲压流体供给管路流入其中的流体所驱动，以此方式该流体经过所述微穿孔从所述流动体附近被排出。所述冲压流体供给管路和所述吸入装置实现为使得所述吸入装置在足够的程度下被驱动由此通过穿孔以预定吞吐量吸入流体。这种布置从根本上显示出如下优点：由于边界层的组件特有层流化能够实现商用飞机的燃料消耗以及污染排放相当大的减少。另外，与泵/压缩机单元相比，吸入装置的使用显示出如下优点：一方面节省了重量，另一方面不需要电能的飞机侧(board-side)供给。所述吸入装置通过来自位于有冲压空气的飞机上的区域或者来自与上述区域或存在足够压力的区域挨着的区域中的空气进行工作，从而使所述吸入装置供有加压空气或者具有足够压力和/或吞吐量的冲压空气。根据本发明的一个实际示例，流体或空气从飞机的存在冲压空气的区域被直接引入吸入装置。 [0009] 此外，在所述微穿孔与所述连接通道之间可以设置能获得吸入流动的预定压降的至少一个孔口。 [0010] 通过孔口的帮助，所述吸入装置可适于呈现出不同飞行状态的多样性，然后在飞行状态的范围内执行自调节操作。在该实际示例中，它具体可被提供成吸入喷射泵将其自身自动调节至预定的吸入力。在本发明的一个开发中，所述吸入喷射泵可被实现成将其自身自动调节至预定的吸入力作为流入柱塞式流体供给管路的压力或者该流体的吞吐量的作用。孔口可被布置成可插入且可替换的。 [0011] 另外，所述冲压流体供给管路与开口连通，其中所述开口可以布置在流动体的驻点区域中所述流动体的外侧，在上述驻点区域中冲击流动体的流体中的动态压力和静态压力的总和值具有最大值。利用这种布置，可以以特别简单的方式保证操作吸入装置所需的空气流量根据飞机的各个飞行条件总是在最大压力或者在平均最佳压力下被引入冲压流体供给管路，由于在供给管道入口处的总压力大于在微穿孔处存在的总压力，所以能够保证吸入装置的安全操作。然而，所述冲压流体供给管路的开口不需要精确地定位在驻点上，而也可以设置在位于实际驻点附近的周边区域中。在所述开口处或者在实际驻点附近的周边区域中，所述流体具有比所述流体流动的其他区域中的总压力高的总压力。 [0012] 此外，通过第一入口和/或第二入口吸入的流体可利用出口装置从吸入装置中排出，即可以通过出口装置除去。这样所产生的优点是：因为能够去掉多个单独出口装置所以可以实现具有特别简单结构的构造。在此情况下，通过第一入口和第二入口吸入的气流在吸入装置中被混合在一起并通过一个共用的出口装置被共同排出。 [0013] 此外，所述吸入装置可以是自调节吸入喷射泵，从而能够在第一入口中产生恒定压力。这显示出如下优点：冲击所述流动体的空气被用作用于驱动吸入装置的驱动流体，从而例如不需要将空调系统流体用作驱动流体的。 [0014] 此外，所述流动体可以是具有大体上圆柱形外部结构的发动机舱，并且所述发动机舱的纵轴A基本上平行于所述流体的冲击流动的方向F行进，和/或平行于在周边方向上绕着纵轴A延伸的所述连接通道。 [0015] 此外，在布置有流动控制装置的外侧中的部分(segment)可以在周边方向上至少部分地延伸，并且可以在从所述发动机舱的驻点开始的表面的0％～50％的范围内在所述发动机舱的纵向方向上延伸。 [0016] 在本发明的另一实施例中，所述流动体可以是具有机身翼弦方向、机身顺翼展方向和机身厚度方向的机身，以及具有优选沿所述机身顺翼展方向延伸的连接通道。 [0017] 在下文中词语“机身”的意思广义上应理解为垂直尾翼、水平尾翼、以及任何实施例的飞机的翼面或机翼的统称。 [0018] 此外，可设置在布置有所述流动控制装置的外侧上的部分可以在所述机身顺翼展方向上至少部分地延伸，并且可以在从所述机身的驻点开始的表面的0％～75％的范围内在所述机身翼弦方向上延伸。 [0019] 在本发明对于飞机的应用中，所述流体是在空中对预定操作条件下的飞机产生冲击的空气。在此情况下，所述冲压流体供给管路也可被叫做冲压空气供给管道。然而，本发明通常也适用于船。在那样的情况下，流体是沿着船流动的水。 [0020] 根据本发明具体提供的是特别是用于飞机的流动体(10)，其包括：具有冲压空气区域(F1)的外壳(31)，至少在巡航条件下并且当从流动方向上看时，在位于所述冲压空气区域后面的包络流动区域(F2)中，通过在冲击流动的方向(S)中包络所述流动体(10)的流体的预定流动，产生所述冲压空气区域(F1)；以及至少一个流动控制装置(1)，其包括： [0021] ··穿透所述外壳(31)的多个微穿孔(2)，所述多个微穿孔布置在位于所述包络流动区域(F2)中的所述外壳(31)的至少一个部分(3)中； [0022] ··多个吸入腔，每个所述吸入腔在所述流动体的所述外壳(31)处与所述流动体(K)的内部邻接，其中所述吸入腔的上壁(11a)分别是所述外壳的一部分或者邻接所述外壳从而使所述微穿孔(2)在所述吸入腔内部延伸，而所述吸入腔的下壁(11b)分别显示出至少一个孔口开口或阀通道，并且所述吸入腔的侧壁划定了彼此的内部空间，[0023] ··至少一个连接通道(5)，当从所述流动体的厚度方向上看时所述至少一个连接通道位于所述吸入腔(21)的下方， [0024] ··至少一个吸入装置(6)，其与所述连接通道(5)连接并且包括与所述连接通道(5)连通且用于引入已经通过所述微穿孔(2)进入的流体的第一入口开口(12a)。 [0025] 所述流动控制装置还包括冲压流体供给管路(11)，所述冲压流体供给管路包括位于所述冲压空气区域(F1)中的冲压流体入口开口(7)。此外，所述吸入装置(6)包括形成排泄腔(60)并包括所述入口开口(12b、63)和出口开口(54)的吸入装置壳体(51)，以及包括与所述冲压流体供给管路(11)连接的入口开口(12b、63)的喷嘴(60)。所述出口开口位于所述喷嘴(60)的纵向方向(LD)的延长部分中。所述吸入装置(6)位于所述流动体(10)中从而使从所述流动体(10)的翼弦方向上看时所述出口开口(54)位于整个流动体翼弦的40％与60％之间的范围内。 [0026] 根据本发明的一个实施例提供了在所述流动体(10)的翼弦方向上延伸的所述吸入装置壳体(51)的整体长度介于700mm与900mm之间。此外，根据本发明的一个实施例还可提供所述微穿孔(2)具有介于10μm与1.000μm之间的直径。 [0027] 两个各自相邻的微穿孔之间的距离特别是可以介于0,1mm与2,5mm之间。 [0028] 根据本发明的一个实施例提供了流动控制装置(1)，其实现为使得在所述吸入装置壳体(51)的所述出口开口(54)处存在有流体质量流量，其中在所述出口开口(54)处的流体压力降低至各操作条件下所述流动体的环境压力或者降低至所述流动体相同翼弦位置处所述流动体外侧存在的负压力，所述相同翼弦位置具有最多20％的各自偏差。 [0029] 此外，在本发明的一个实施例中，所述冲压流体供给管路(11)在开口(7)处可以并入所述流动体中，所述开口(7)布置在所述流动体的外侧上使得在流动方向上看看不到所述开口时所述流动体的驻点位于所述开口内。 [0030] 根据本发明的另一个实施例，所述出口装置(9)可连接至混合腔并具有开在流动体内部的扩散器形式，并且从流动方向上看，所述流动体在其后面区域具有出口装置，通过所述出口装置使存在于流动体的内部(10a)的空气可以脱离到达所述流动体的周围。 [0031] 当采用所述流动体的实施例作为机身的一部分时，特别是可以提供：吸入装置壳体(51)，所述吸入装置壳体包括布置成相互面对的两个入口开口(52a、52b)，并且所述流动体包括具有第一包络流动区域(F2)和第二包络流动区域(F3)以及位于所述第一包络流动区域与所述第二包络流动区域之间的冲压空气区域(F1)的外壳，并且所述第一包络流动区域和所述第二包络流动区域的外侧被彼此相对地定位。附图说明 [0032] 在下文中，通过参照附加的示意图说明本发明的实际示例，其中： [0033] 图1是具有根据本发明提供的流动体的飞机的立体图； [0034] 图2是作为根据本发明的流动体的一个示例的发动机舱的截面图； [0035] 图3示出了图2的细节D-D的放大表示； [0036] 图4是根据本发明的流动体的外壳的部分截面图； [0037] 图5是根据本发明的一个实施例的吸入装置的侧面截面图； [0038] 图6是包括垂直尾翼的飞机尾部的侧面图； [0039] 图7是沿图4中的线A-A的部分截面图。 具体实施方式[0040] 在图1中，以立体形式描绘了飞机10，根据本发明的流动体包括例如：发动机舱20、垂直尾翼30、水平尾翼30′以及和翼面或机翼30″。在图1中，飞机侧固定坐标系统具体被规定成X方向表示从飞机的后端至飞机的前端行进的飞机翼弦方向，Y方向沿着机翼顺翼展方向行进，而Z方向表示飞机高度方向。在图1中，还绘出了飞机10的机翼30″的坐标系统KS-T。至于垂直尾翼30，Y方向指向垂直尾翼厚度方向，而Z方向指向垂直尾翼顺翼展方向。 [0041] 机翼T的坐标系统KS-T是局部坐标系统并且包括顺翼展方向S-T、机翼翼弦(顺翼弦)方向T-T和机翼厚度方向D-T。根据本发明的定义，机翼T的局部坐标系统KS-T定向为使得局部机翼翼弦方向FT平行于飞机坐标系统KS-F的纵轴X行进。此外，机翼T的局部坐标系统KS-T的轴和原点的取向具体可以基于在机翼T上任何一点处产生的机翼T最小横截面区域来限定，而局部坐标系统KS-T的原点为相应横截面区域的质心并位于该横截面区域中，局部机翼厚度方向D-T和局部机翼翼弦方向T-T位于相应的最小横截面区域中。 [0042] 根据本发明的另一定义，机翼T的局部坐标系统KS-T定向为使得坐标系统KS-T的机翼翼弦方向FT在飞机坐标系统KS-F的X方向或纵向方向上行进，并且使得机翼T的坐标系统KS-T的机翼厚度方向FD在飞机坐标系统KS-F的Z方向上或者飞机垂直轴Z的方向上行进。 [0043] 具体地，在翼弦方向T-B上区域F2的任何位置处，外壳的外侧可被定义成其外部轮廓31a相对于流动体10的纵轴A具有30度的角度。 [0044] 通过示例并且以非限制的方式，部分(segment)3被指定在垂直尾翼30、翼面或机翼30″以及发动机舱20上，其中在这些部分3上的微穿孔2或开口分别具有毫米尺寸，下文还被称作微穿孔开口，并设置在飞机组件的外侧或外壳的区域或部分处。在下文中该部分3还被称作区域3，然而，该部分3也可设置在水平尾翼30″的表面上或者飞机机身外侧的表面上。 [0045] 在普通飞行状态下，所示飞机10相对于流体移动，在通常的大气中，当使用飞机10作为参考点时，在预定飞行状态下流体在冲击流动(impinging flow)的方向F上冲击飞机。 [0046] 在图2中，本发明发动机舱20的截面图被表示作为本发明流动体10的示例。发动机舱20在沿其纵轴A的截面图中示出，并且仅示出了该截面图的上部。沿着纵轴行进的流动体10的翼弦方向T-B始于各驻点处。这里，发动机舱20可显示出具有纵轴A的基本上圆柱形外部形状。本文中的“基本上”应理解成这样的效果：发动机舱20例如相对于纵轴A或包含纵轴A的平面可以具有轴向对称或者也是镜像对称的形状。发动机舱20的纵轴A具体还可以由连接外表面所包围的横截面区域的质心的线产生。通过示例并且以非限制的方式，图2和图3中示意性示出的发动机舱20具有通过支柱33连接至中心(hub)322的外侧31a。同时可将连接支柱33实现作为定子33。通过示例并且以非限制的方式，转子32可以是发动机的风扇和/或压缩机叶轮，并且可转动地安装在中心322上。在运行条件下，即当飞机相对于周围空气移动时，空气沿着朝向发动机舱20的冲击流动方向F流动。在此过程中，一部分所述流动流进发动机舱20的内部并且由位于发动机舱20内部的涡轮内的燃料进行强化(enrich)，从而使空气内所含的氧气与燃料混合物一起稍后被点燃，由此保证了飞机的推进力。在图2中将这部分流动指定为Fi。第二部分流动沿着发动机舱的外侧1流过发动机舱。在图2中指定为FGrenz的边界层以所述方式形成在外侧31a附近。所述流动的很小一部分几乎垂直地冲击发动机舱的前部区域并且通常在流动体10的冲压空气区域F1中。冲压空气区域F1是位于流动体的外侧31a上的一个区域，该流动体设有包括吸入装置6的流动控制装置1。 [0047] 然而，本发明的流动控制装置1也可以用于具有不同于目前所示的构造结构的发动机舱。 [0048] 通常，流动体10包括：具有冲压空气区域F1的外壳31，至少在巡航条件下并且当在流动方向上看时，在位于所述冲压空气区域后面的包络流动区域(enveloping flow region)F2中，通过在冲击流动的方向F上包络所述流动体10的流体的预定流动产生所述冲压空气区域；以及至少一个流动控制装置1。 [0049] 为了清楚起见，在图3中以放大图示出图2的细节D-D，从而能够得到特别是流动控制装置1及其组成部分的更好的图。在下文中，流动控制装置1的功能将参照图3来说明。如前面已经提到的那样，边界层流动FGrenz沿着外侧31a的表面流过发动机舱20。在外侧31a的区域中，多个微穿孔2设置在流动控制装置1上。来自边界层流动FGrenz的空气可以通过这些微穿孔2被吸至流动控制装置1的内部。微穿孔2通过吸入腔21与连接通道5流体连通，从而在存在有相应的压力梯度下，从边界层FGrenz通过经微穿孔2流动的流体通过吸入腔21被引入连接通道5。连接通道5也可以实现作为吸入导管或通道或者在发动机舱30的情况下作为环形通道，使得这些表述应被理解成在本发明的含义内是同义词。 [0050] 此外，连接通道5通过第一入口12a连接至吸入装置6或者它的流动腔12c。吸入装置6通过第二入口12b又与冲压流体供给管路11连通，该冲压流体供给管路11通过外侧的开口7连接至发动机舱20周围。从图3可知，开口7布置在驻点附近，在上述驻点处冲击发动机的空气倒退从而使总压力达到最大值。换句话说，在下文中驻点应理解为静态压力和动态压力的总和对于存在于驻点周围的流体中的压力而言为最高的那一点。由于这一总压力，流体通过开口7引入冲压流体供给管路11由此穿过吸入装置6并进入出口装置9。在其通过吸入装置6的路径中，压力差在第一入口12a中产生负压力从而使流体从连接通道5通过第一入口12a被吸入至吸入装置。因此，利用吸入装置6所产生的负压力引起如下流动过程：流体经由吸入腔21通过微穿孔2从边界层流动FGrenz流至连接通道5。分别在第一入口12a或吸入腔21中的负压力优选处于200Pa～1,500Pa的值的范围内。确切的值较高程度地取决于外侧31a的表面形状，即发动机舱20或机翼的拱形。 [0051] 流动控制装置1采用了用于产生负压力的吸入喷射泵的形式设置的吸入装置6，冲压空气通过由开口7和冲压流体供给管路11构成的进气口从发动机舱20的驻点的区域被吸入，由此操作吸入装置6。操作这种吸入装置6的结果是，流体通过微穿孔2从边界层流动FGrenz中被自动吸入。吸入装置6被确定尺寸为：使流动控制装置1引起(accounts for)任何导管摩擦损耗以及进出损耗，由此实现影响流动体周围流动特别是发动机舱20的外侧31a上层叠的边界层流动FGrenz的所需吸出速度。换句话说，流动控制装置1的运行基于发动机舱20的驻点处的总压力与存在于进入开口2处的总压力之间的压力差。当飞机不稳定时，即例如在起飞、上升飞行、下降飞行、着陆或巡航等飞行状态下发生相对移动时，在驻点中的开口7处和微穿孔2处存在不同的总压力。这样可以以特别简单的方式保证在开口7处存在比进入开口2处高的压力，因而从外侧31a上的边界层流动FGrenz中吸入流体。如前面所述的那样，连接通道5通过第一入口12a与吸入装置6连接并且例如以关于发动机舱20的纵轴A的360°角度沿周边方向在发动机舱20处延伸。在本发明应用至发动机舱的一个实际示例中，连接通道5形成了具有封闭的环形通道形式的吸入导管。然而，连接通道5不需要实现为在发动机舱20的周边方向上是连续的，但可以在发动机舱20的部分(segments)的周边方向上是连续的。 [0052] 在本发明的实际示例中，在每个吸入腔21与连接通道5之间可以设有孔口22。通过该孔口22，吸入腔21中为了吸出所需或所期望的各负压力可基于吸入装置6所影响的压力梯度进行调节。本发明的一个实际示例可实现为：使得在发动机舱20的驻点处的总压力以及沿着冲压流体供给管路11至出口装置9的压力梯度将随着飞机相对于包络流动体的流体的速度增大而增大，从而使吸入腔21中产生的负压力直接取决于飞机的速度。例如考虑到在巡航飞行中飞机的运行情况，在构造吸入装置1的过程中确定孔口22的尺寸。在该实际示例中，在构造孔口22时，可忽视飞机的着陆或起飞过程中的飞行状态，从而由在飞机的巡航配置时存在于吸入腔21内的所需压力单独确定孔口22的尺寸。一方面，孔口22允许对通过微穿孔2流进连接通道5的空气流量进行数量调节。另一方面，还能够通过孔口22的变化调整连接通道5中空气流量的方向，这使得气团从吸入装置6流出并流进出口装置9中。优选地，孔口22固定设置以用于飞机的运行。在具体应用中，孔口22还可以实现为在飞行过程中可调节的，允许改变孔口22的开口尺寸。 [0053] 图4示出了包括吸入腔21a、21b、21c、21d、21e，各孔口开口21a和21b和21c和21d和21e，以及微穿孔2a和2b和2c和2d和2e的外壳31的局部视图。 [0054] 吸入腔21形成为连续的并且沿着发动机舱20或者基本上在其周边方向上行进，并且例如可以在关于发动机的纵轴A的360的角度范围或者一部分范围内延伸。以优选方式，它们具有宽度为10mm～40mm且高度为10mm～13mm的矩形截面形状。吸入腔21的宽度沿着或基本上在沿着发动机舱20的纵轴A的发动机轴向方向上行进，而高度沿着或基本上在发动机舱20的径向方向上或者通常在其外侧各位置中的曲面法线方向上行进。在面对远离纵轴的吸入腔21的径向端部处，各吸入腔21与外侧31a的存在有多个微穿孔2的区域3连通。因此，空气通过多个微穿孔2流进吸入腔21，即，每个吸入腔21与几个微穿孔2连通。孔口22布置在与发动机舱20的纵轴A相面对的吸入腔21的端部处。 [0055] 孔口22通常包括具有从1mm至35mm范围内的开口直径的孔口开口。根据本发明的一个实际示例，孔口开口的尺寸沿着相应的流动体在冲击流动的方向F(即，与从飞机的前部至尾部的纵向方向X相反)上减小。在冲击流动的方向F上显示出压力梯度的压力分布(其中在微穿孔2处存在的外部压力在飞机的X方向上减小)沿着被流体的流动包围的外侧31a表面上的冲击流动的方向F生成。为了考虑这种梯度，通过适当选择与一个或多个穿孔开口相关的孔口开口的尺寸可以相应地使各吸入腔21中的压力适当。具体可设置如下：位于具有相对下游位置或与之相应位置的吸入腔处的孔口开口比与具有相对上游位置的与吸入腔21流体连通的孔口开口具有更小的几何尺寸。在本发明的优选实施例中，一个孔口开口分别与一个吸入腔21相关。可选择地，一个吸入腔21可在至少其一部分中具有几个孔口开口。另外，一个吸入腔21可具有一个穿孔开口或多个穿孔开口。 [0056] 在考虑空气动力学的情况下，由于在流动的方向F上看时使用了彼此界定的多个单独吸入腔21，所以与微穿孔将吸入的空气直接引入用作共同吸入导管的共用连接通道5的实施例相比是有优势的。在使用了彼此界定的多个单独吸入腔21的结构的情况下，边界层FGrenz中出现的压力梯度将会使连接通道5上游区域中的空气通过微穿孔2流入连接通道5并且使下游区域中的空气通过微穿孔再次从连接通道5流出至边界层。这种效果(在考虑空气动力学的情况下不期望出现)可通过本发明的结构而被抑制。 [0057] 微穿孔2以孔或入口开口的形式设置在发动机舱20的外侧31a上，具体具有位于10μm～1000μm范围内的直径。在本发明的具体实施例中，直径位于40μm～100μm的范围内。这些孔相互间隔开，具有位于0.1μm～2.5μm范围内的距离，并且在本发明的优选变形例中间隔开位于0.5μm～0.9μm范围内的距离。该数值显示出允许充足的流动通过微穿孔2的优点，同时，外侧31a的表面的显示出空气动力学方面良好的、光滑表面。 [0058] 图5示出了吸入装置6的一个实施例。它展示了吸入装置壳体51，该吸入装置壳体51构成排泄腔60并且包括入口开口12b、63和出口开口54以及具有入口开口(12b，63)且与冲压流体供给管路(11)连接的喷嘴(60)。出口开口(54)位于喷嘴(60)的纵向方向(LD)的延长部分中。此外，吸入装置(6)位于流动体(10)中使得从流动体(10)的翼弦方向上看时，出口开口(54)位于总流动体翼弦的40％与60％之间的范围内。 [0059] 出口装置(9)以这种方式与混合腔5连接并具有扩散器的形式从而使混合腔5开向流动体内部，并且当从流动方向上看时，流动体在其后部区域具有出口装置，流动体内部(10a)中存在的空气通过该出口装置可脱离流动体的周围。壳体51优选包括第一部分51a、第二部分51b、第三部分51c和第四部分51d。第四部分构成出口装置，该出口装置被配置成允许流体尽可能平稳地从壳体51流出的。第一部分51a具有排泄腔的形式。第二部分可具有包括锥形区域的部分排泄腔的形式。第三壳体部分51c可实现为具有恒定内径的管道。 [0060] 在喷嘴60内部，收缩部64具有直径d3，该直径d3具体为入口63的截面的30～70％。出口65的直径d3具体为直径d1尺寸的30％与70％之间。 [0061] 出口开口的位置具体位于流动体10整体的弧形翼弦或流动体翼弦的40％与60％之间的范围内。 [0062] 吸入装置的长度LP具体介于500mm与1000mm之间。 [0063] 图6和图7示出了流动体是垂直尾翼30的本发明的另外的实施例。图5示出了沿图22的线A-A的尾翼单元30的截面图。这里，流动控制装置1布置在尾翼单元30的外侧及下方。其作用基于与关于本发明第一实施例所解释的相同的物理原理。对于吸入装置6的操作，使用来自驻点1上区域(即，位于面对流动的前缘上的区域)中的空气，图22所示的实施例采用了在机身转换部8区域中位于水平尾翼处的驻点区域。沿尾翼单元的最前边缘的驻点区域中的空气通常可被用作驱动流体。在本实施例中，连接通道5沿着垂直尾翼30的顺翼展方向(即，沿着飞机的Z方向)延伸。此外，对应于穿孔区域的延伸，连接通道5沿着在尾翼单元的翼弦方向上的流动方向F延伸。 [0064] 在本发明的实施例中，流动控制装置1的微穿孔可以嵌入在相应的表面中从而基本上与外侧31a表面的轮廓线齐平地终止并由此形成微穿孔吸入板。 [0065] 在本发明的实施例中，出口装置9可具有吸入装置6的端部扩散器的形式，利用该端部扩散器将抽出的空气和/或接受的驱动媒介排出，这种端部扩散器被实现为了减小排出损耗。 [0066] 关于第一实施例提到的吸入腔21、孔口22和微穿孔的尺寸也可以提供至第二实施例。 [0067] 在附图中未示出的本发明又一可选择实施例中，在本发明的意图内将飞机的翼面或机翼30”或水平尾翼30’设置作为流动体。在这些实施例中，第二实施例的构造结构对应本发明并且对应关于垂直尾翼30的图22和图5中所示。根据本发明的流动体优选是基本上从飞机的机身二维延伸的构造飞机组件。在这些组件的情况下，沿着流动体流动的流体从冲击流动的方向F冲击该流动体。一部分气流基本上垂直地冲击面对该流动的区域或者流动体的前缘(流动体的驻点区域)。基本上横向流过的该部分气流在流动体翼弦方向(例如，机翼翼弦方向T-T)上包围该流动体。在流动的驻点区域中绘出了用于操作吸入装置6的驱动流体，并且驻点位于从飞机机身到尾翼单元30、30’或翼面30”的转换区域中。另外或可选择地，开口7也可以设置在尾翼单元30、30’或翼面30”的前缘区域中作为冲压流体供给管路11的入口。这里，前缘是位于飞机的X方向上的边缘，即在飞机的普通飞行状态下面对流动的那些边缘。 [0068] 根据本发明的优选实施例，流动控制装置1适合于巡航飞行构造(cruising flight configuration)，因而使得流动控制装置1不会在例如起飞、上升飞行、下降飞行、着陆等不同飞行状态下的最优操作范围内操作。为此，流动控制装置1可适于被激活或去激活。在此情况下，流动控制装置1可包括闭合装置，该闭合装置通过例如设置在开口7处用于冲压空气供给管道的襟翼实现并且适于通过对功能性连接该闭合装置的相应驱动装置进行驱动来闭合或打开该装置。该驱动装置具体可连接至检测并确定襟翼是打开还是闭合的飞行状态飞行管理设备。 [0069] 这种襟翼通过关闭开口7可用于中断冲压流体供给管路11中的流动。这防止驱动流体到达吸入装置6，结果在吸入腔21中没有产生负压力。可选择地，闭合装置也可以设置作为第一入口12a上的节流阀，由此可将入口12a完全关闭。然而，在闭合的情况下，驱动流体经由吸入装置6通过冲压流体供给管路11直接流入出口装置9，而不会在连接通道5和吸入腔21中产生任何负压力。可通过使冲击压力襟翼和/或节流阀处于打开条件或闭合条件对流动控制装置1进行激活或去激活。 [0070] 在下文中，将参照图1说明部分3，部分3的区域中可布置有流动控制装置。部分3被绘在飞机的翼面或机翼30″处并且在垂直尾翼30和水平尾翼30′上。这些部分在尾翼单元的翼弦方向(即，相对于飞机坐标系统的X方向)上在外侧31a的表面处延伸，优选从尾翼单元30或机翼30″的前缘开始。在该实际示例中，部分3在尾翼单元翼弦方向X上在尾翼单元表面的5％～75％的范围内延伸。在顺翼展方向Z或Y上，部分3还在起始于位于尾翼单元最前缘上的尾翼单元驻点的表面的5％～95％的范围内延伸。然而，通常该部分不一定起始于各前缘而也可以布置在机翼或尾翼单元的表面区域中。在此情况下，该部分可在机翼或尾翼单元的上侧和/或下侧延伸。 [0071] 借助于示例，图1示出了设有这种部分3的发动机舱20，部分3与穿孔开口一起都属于流动控制装置1。该部分3在发动机的周边方向上通过360°圆周(即，绕着发动机的纵轴A)延伸。在发动机舱的翼弦方向(即，在X方向)上，各部分3在发动机舱20的外侧31a表面的0％～50％的范围内延伸。换句话说，起始于位于发动机舱最前缘的驻点，部分 3在发动机的纵轴方向(即，在发动机舱的厚度方向X)上沿着外侧31a的表面展开。 [0072] 用于将由吸入装置吸入的流体排出的出口装置通常可布置在飞机或者面向远离流动的各流动体的一个表面上。 [0073] 本发明所述的实施例及其特征可以彼此部分地或者全部结合。 |
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