本发明涉及如权利要求1的前序部分所述的、一个在流体中运动 的器具尤其是飞行器的流体力学有效面，尤其是一个飞行器的翼面， 其中该面具有一个延伸在该面的跨度方向上的弹性轴线及一个可调 节的控制面。

当在一种流体中运动的器具通过该流体运动时，例如飞行器在飞 行时，产生流体力学作用的面的变形，即飞行器的翼面的变形。该变 形是可变的且与作用的空气动力及惰性力和/或惯性力相关。这些力与 飞行状态(速度，高度)及与负荷状态(有效负荷，燃料量，重心位 置)相关。如果无特殊措施机翼仅可这样地设计：它仅对于飞行的单 一状态及时刻具有对于空气动力学的阻力最有利的变形。而对于任何 其它状态及任何其它时刻则得到不能使阻力保持最小的其它变形。

在现有技术中至今还未公开任何的系统，借助该系统能使机翼的 结构变形与对空气动力学的阻力最佳的形状相匹配。结构变形的影响 或被忽略、被容忍，或在一个最佳情况中这样来考虑，即在一个“平 均的”飞行状态(平均负荷，一半的飞行时间)中，可得到对于空气 动力学的阻力最有利的变形。

虽然在这种流体力学有效面如飞行器的翼面上的可调节的控制 面其本身当然是公知的，但它仅用于控制飞机的飞行姿态或平衡，而 不是在根据飞行及负荷状态来适配对于空气动力学的阻力最有利的 形状的意义上改变机翼的变形。并且也公知了：为了影响空气动力学 的压力分布，对于小的结构负荷(负荷减小)在机翼后缘上使用传统 的控制面(副翼)，也公知了用于改善试验型战斗机的滚动控制的类 似的控制面方案，附加地使用沿机翼前缘的襟翼也类似地用于相同的 目的。

由于不同的飞行条件(高度，速度)及负荷状态(有效负荷，燃 料，重心位置)，空气动力学的压力分布及结构负荷发生变化，由此 得到不同的弹性变形。该变形状态影响着空气动力学的(升力诱导的) 阻力。在预给定跨度及未考虑结构负荷时，在跨度上椭圆空气动力学 的压力分布的情况下得到最小的阻力。这可通过椭圆的机翼轮廓线或 通过机翼翼弦在跨度方向上相对入流方向的相应的扭曲来达到。在跨 度方向上机翼扭转变形(扭曲)及在后掠翼上的弯曲变形影响了该分 布。在飞行的整个持续时间期间，燃料量在其间发生变化且以不同的 速度在不同高度上飞行，因此仅可在短时间上具有阻力最小的变形状 态。此外，该变形的大小与负荷状态相关。

本发明的任务在于，给出一个在流体中运动的器具尤其是飞行器 的流体力学有效面，尤其是一个飞行器的翼面，它尽可能地对于任何 状态对最小流体力学的阻力具有最有利的变形。

该任务将通过权利要求1中给出的流体力学有效面来解决。

本发明主题的有利的进一步构型在从属权利要求中给出。

通过本发明提出一个在流体中运动的器具尤其是飞行器的流体 力学有效面，尤其是一个飞行器的翼面。该面具有一个延伸在该面的 跨度方向上的弹性轴线及一个可调节的控制面。根据本发明提出：该 面根据控制面的调节在弯曲方向和/或在绕弹性轴线的方向上改变诱 导的流体力学的阻力的情况下可弹性地变形；设有一个控制装置和/ 或调节装置，用于在减小该面的诱导的流体力学的阻力的意义上调节 控制面。根据本发明的流体力学有效面的重要的优点在于，对于任何 实际的飞行状态及负荷状态可在机翼跨度上产生对阻力最佳的升力 的分布。这对于一个飞机的翼面意味着，通过本发明可实现对于每个 实际飞行状态的变形的匹配。此外，本发明可有利地用于附加的功能， 如：有助于滚动控制、减小负荷、改善颤动稳定性及用来稳定和/或控 制绕飞机高轴线的侧向运动——如果控制面的平面具有一个垂直分 量时。

优选地，控制面相对所述弹性轴线偏离一个预定距离地设置。

优选地，控制面被设置成绕一个转动轴线可转动地被支承，且该 转动轴线或该转动轴线的一个分量延伸在所述弹性轴线的方向上。

根据本发明的一个实施形式，控制面以一个预定距离设置在所述 弹性轴线后面。

根据本发明的一个优选实施形式，控制面以一个预定距离设置在 弹性轴线前面。控制面安装在所述弹性轴线的前面意味着：机翼变形 有助于所希望的空气动力学的力效果，相反地，当控制面的位置在所 述弹性轴线后面的情况下，由变形产生的空气动力学的力对所希望的 方向相反地作用。

根据本发明的一个实施形式，控制面被设置在机翼跨度之内。

根据本发明的另一个优选实施形式，控制面被设置在机翼跨度之 外。这起到有效增大机翼跨度的作用。

根据本发明的一个实施形式，控制面被设置在所述面的前缘的后 面。

根据本发明的另一个优选实施形式，控制面被设置在该面的前缘 的前面。这起到增大杠杆的作用，控制面通过该杠杆相对弹性轴线进 行作用。

根据本发明的一个优选实施形式，相对机翼端部面(小翼)附加 地，在所述面端部上也可设置控制面。

根据本发明的另一个优选实施形式，控制面本身可被构造成机翼 端部面(小翼)。

在此情况下有利地提出，构成机翼端部面的控制面的转动轴线相 对于弹性轴线的方向倾斜地延伸。

在这最后所述的两个实施形式中有利的是，所述面尤其是一个飞 行器的支承机翼，其中机翼端部面(小翼)使支承机翼在其端部倾斜 或垂直向上地延续。

在此情况下，所述面尤其是一个飞行器的支承机翼，其中机翼端 部面(小翼)使支承机翼倾斜或垂直向上地延续而控制面使支承机翼 在其方向上延续或倾斜向下地延续。与小翼相组合地，控制面形成了 第二翼尖，由此构成了两个翼端涡，这同样有助于减小诱导阻力。

根据本发明的优选实施形式及应用，所述面是一个飞机的翼面。

变换地，所述面是一个旋翼机的翼面。

根据本发明的一个有利构型，设有一个控制装置，该控制装置应 用所存储的给定值数据或比较数据由涉及飞机负荷及飞行状态的数 据产生用于控制面的调节信号。

根据本发明的另一个有利的实施形式，设有一个调节装置，该调 节装置由代表流体力学有效面的实际弹性变形的测量数据如以最佳 方式测量的数据与代表流体力学有效面的对于飞机负荷及飞行状态 预给定的给定变形的给定数据的比较产生用于控制面的调节信号。

以下借助附图来详细描述本发明的实施例。附图表示：

图1是根据本发明的第一实施例的一个飞机的翼面的示意性透 视图，

图2是根据本发明的第二实施例的一个飞机的翼面的示意性透 视图，

图3是根据本发明的第三实施例的一个飞机的翼面的示意性透 视图，

图4是根据本发明的第四实施例的一个飞机的翼面的示意性透 视图，

图5是根据本发明的第五实施例的一个飞机的翼面的示意性透 视图，

图6是根据本发明的第六实施例的一个飞机的翼面的示意性透 视图，

图7是一个曲线图，该曲线图给出了对于传统翼面的情况及对 于根据本发明实施例的翼面的情况的升力分布与诱导阻力之间的关 系，

图8是一个示意图，该示意图表示一个用于控制根据本发明的 实施例的飞机的翼面的变形的实施例，及

图9是一个示意图，该示意图表示一个用于调节根据本发明的 实施例的飞机的翼面的变形的实施例。

图1至6中表示流体力学有效面、即一个飞机的翼面的六个不同 的实施例。面1均以示意性的透视方式被示出且在飞行中的入流方向 通过相应标记的箭头来表示。面1具有一个跨度方向6，该跨度从一 个本身未示出的飞机机身开始随着所示箭头增大。在面1的跨度方向 6上延伸着一个弹性轴线EA，围绕该轴线，面1可在扭转方向及在弯 曲方向上变形。

在面1上总是设置有一个可调节的控制面3，该控制面在不同的 实施例中各用3a、3b、3c、3d、3e、3f来区分。

对于图1至6中所示的所有实施例适用的是：面1由于在飞行中 起作用的空气动力学的力根据控制面3的调节在改变诱导的流体力学 的阻力的情况下在弯曲方向上和/或在绕弹性轴线EA的方向上即在扭 转方向上可弹性地变形。该弹性变形通过一个控制装置和/或调节装置 这样地受调节，以使得面1的诱导的流体力学的阻力最小。对于该控 制装置和/或调节装置在后面再作详细的描述。

控制面3相对弹性轴线EA偏离一个预定距离地布置，如在图1 至5的控制面3a、3b、3c、3d、3e就是该情况，或控制面至少这样地 布置，即该控制面的调节导致面1在弯曲方向上和/或在绕弹性轴线 EA的方向上的变形的改变，如对于图6的实施例的控制面3f所示。 (为了简化起见，仅在图1的实施例中表示出该弹性轴线EA，但在 其它的实施例中它以类似的方式存在)。

在图1至4的实施例中，控制面3a、3b、3c、3d被设置成可绕转 动轴线4转动地支承，其中转动轴线4基本上延伸在弹性轴线EA的 方向上；在图5及图6的实施例中，控制面3e、3f被设置成可绕转动 轴线4转动地支承，其中该转动轴线4的一个分量即它在弹性轴线EA 上的投影延伸在该弹性轴线的方向上。

在图1至5的实施例中，控制面3a、3b、3c、3d、3e以一个预定 距离设置在弹性轴线EA前面(相对入流方向)。正如易于理解地那样， 这导致：由于控制面3a、3b、3c、3d、3e的调节引起的翼面1在绕弹 性轴线EA的扭转方向上的变形致使控制面的作用增强，因此控制面 3a、3b、3c、3d、3e的调节起到逐渐地自动放大的作用，故控制面3 必须不太强地被调节。与此相反，在这里未示出的实施例中，控制面 3也可以以一个预定距离设置在弹性轴线EA后面(相对入流方向)， 这相反地导致：由于控制面3的调节，面1的变形具有一个减弱的作 用，因此控制面3必须强地受调节。

在图2及图4的实施例中，控制面3b、3d被设置在机翼跨度之 内，而与此相反，在图1、3、5及6的实施例中，控制面被设置在机 翼跨度的之外，参见所述图中的控制面3a、3c、3e、3f。因此后一种 设置形式导致机翼跨度有效地放大。

相对入流方向来说，控制面3可设置在面1的前缘的后面，如在 图1及2中的控制面3a、3b的情况，而且在更广的意义上对于图6 的控制面3f也是该情况，对它在后面还要详细地描述。

另一方面，相对入流方向来说，控制面3也可设置在面1的前缘 的前面，如在图3及4中的控制面3c、3d的情况，而且在更广的意义 上对于图5的控制面3e也是该情况，对它同样在后面还要描述。

相对一个机翼端部面2(小翼)附加地，在面1的端部上也可设 置控制面3，如在图1、2、3及5中的控制面3a、3b、3c、3e的情况， 或控制面3本身也可构成机翼端部面，如图6中的控制面3f。在最后 这一情况下，构成机翼端部面2的控制面3f(在垂直平面中看)的转 动轴线4相对弹性轴线EA的方向倾斜地延伸。

如所看到的，在图1、2、3及5中所示的实施例中，机翼端部面 (小翼)2使支承机翼或面1在其端部上倾斜地或垂直地向上地延续。 在图1至4的实施例中，控制面3a、3b、3c、3d使支承机翼或面1 在其方向上延续或处于同一方向上，而在图5的实施例中，控制面3e 使支承机翼1倾斜向下地延续。

在图6的实施例中，控制面3f本身构成机翼端部面且在倾斜向上 的方向上使其延续。

在图7中所示的曲线图表示在跨度方向y上升力分布与诱导阻力 之间的关系。升力的一种椭圆分布对应于最小的诱导的空气动力学的 阻力，该椭圆分布是对于在椭圆轮廓线中的一个平面的的机翼而得到 的。在机翼或面1不是椭圆轮廓线的情况下，可通过机翼翼弦相对入 流方向在跨度方向上的不同的扭曲来达到相应的升力分布。通过不同 的机翼变形状态得到相同的效果。通过控制面3可使弹性变形与阻力 最小的形状相匹配。图中示出了具有最小阻力(k＝1.0)的椭圆的分 布并以虚线及点划线示出了非椭圆的分布(k＞1.0)。

图8以示意性视图示出了通过控制面3的调节来控制面1的变形 的一个实施例。由测量及计算产生出飞机负荷数据及飞行状态数据。 由这些飞机负荷数据及飞行状态数据推导出具有以给定值的表的形 式存储的数据(11)，这些给定值是由计算或测量求得的，由这些推导 出的给定值数据推导出一个调节信号形式的用于控制该控制面3的指 令(12)，借助该指令在减小面1的诱导的流体力学的阻力的意义上 来调节该控制面3，正如开始部分所述。

图9表示通过控制面3来调节面1的变形的示意图。面1的实际 变形例如通过光学的途径来测量(13)及由此获得的代表面1的实际 变形的测量数据与一个在减小诱导阻力的意义上对于当前飞行状态 及飞机负荷最佳的给定变形的给定数据相比较(14)，由该比较产生 出一个调节信号形式的用于调节控制面3的指令(15)及传送给该控 制面3。由此在减小面1的诱导的流体力学的阻力的意义上进行面1 变形的匹配，正如开始部分所述。当代表面1的实际弹性变形的测量 数据与代表对于飞机负荷及飞行状态预给定的给定变形的给定数据 相一致时，即可实现该匹配。

以上借助一个飞机的翼面所述的用于在流体中运动的器具的流 体力学有效面的及用于减小诱导的流体力学的阻力的弹性变形的原 理同样可转用于其它类型的飞行器，例如旋翼机，但原则上也适用于 在流体中运动的器具其它类型的流体力学有效面。