專利名稱：機翼發(fā)動機組合單元、飛機以及飛機的具有發(fā)動機引氣通道結(jié)構(gòu)的機翼部分的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種具有機翼和發(fā)動機的機翼發(fā)動機組合單元，一種具有機翼的飛機 以及一種飛機的帶有發(fā)動機引氣通道結(jié)構(gòu)的機翼部分。
背景技術(shù)：
發(fā)動機引氣的使用被應(yīng)用于飛機的不同的系統(tǒng)。此外，發(fā)動機引氣用于飛機機體 的熱量調(diào)節(jié)和供壓。燃料箱、液壓箱和水箱也借助于引氣保持加壓，以便例如防止泵的故 障。引氣排出是簡單的且經(jīng)證明的系統(tǒng)，所述系統(tǒng)借助在技術(shù)上可簡單實現(xiàn)的部件構(gòu)成。引氣的使用的不利在于，導(dǎo)致燃料消耗的增加和發(fā)動機功率的下降?；谶@個原 因，例如在高的起飛功率的情況下，切斷引氣排放，以便防止渦輪的過熱。因此，在一些最新 型的飛機中完全省去從發(fā)動機中分支出引氣，以便降低燃料消耗。在這種情況下，空氣調(diào)節(jié) 設(shè)備和其它輔助動力設(shè)備完全地電操作。為了產(chǎn)生為此需要的電能，發(fā)動機具有功率更大 發(fā)電機以用于補償。從US 6442944中已知一種在發(fā)動機內(nèi)的熱交換器，借助所述熱交換器如下冷卻 熱的引氣，第一步先將引氣導(dǎo)入發(fā)動機入口區(qū)域，在那里引氣阻礙出現(xiàn)的冰形成，并且同時 通過環(huán)境氣流冷卻。被冷卻的引氣能夠隨后在飛機中用于不同的系統(tǒng)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是，提供一種機翼發(fā)動機組合單元、一種飛機以及一種一種飛機的 帶有發(fā)動機引氣通道結(jié)構(gòu)的機翼部分，借助它們能夠最佳地利用用于不同目的的發(fā)動機引 氣，和/或用于飛機的系統(tǒng)的，尤其是用于飛機的空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)的發(fā)動機引氣。該目的借助獨立權(quán)利要求的特征得以實現(xiàn)。其它實施形式在與這些獨立權(quán)利要求 相關(guān)的從屬權(quán)利要求中說明。通過根據(jù)本發(fā)明的解決方案，尤其是在發(fā)動機中，功率損失通過引氣排出至少部 分地被補償。重要的是，通過本發(fā)明達到在能量方面最佳的飛機總系統(tǒng)，尤其是具有減少了 由于來自發(fā)動機的引氣經(jīng)過相應(yīng)的機翼部分而導(dǎo)致的過熱的危險的飛機總系統(tǒng)。根據(jù)本發(fā)明的另一個方面，提出一種機翼發(fā)動機組合單元，其具有帶有主機翼的 機翼具有帶有主機翼的機翼以及帶有預(yù)混合室、燃燒室和熱空氣室的發(fā)動機，此外還具 有 沿著翼展方向并且尤其是部分地沿著主機翼的前緣延伸的發(fā)動機引氣通道，其 具有發(fā)動機引氣入口裝置，所述發(fā)動機引氣入口裝置與發(fā)動機熱空氣室耦聯(lián)；發(fā)動機引 氣出口裝置，所述發(fā)動機引氣出口裝置由在主機翼上的排出口或用于將發(fā)動機引氣通道與 發(fā)動機引氣的消耗裝置耦聯(lián)的連接件形成； 沿著發(fā)動機引氣通道延伸的環(huán)境空氣通道，其具有環(huán)境空氣入口裝置，所述環(huán) 境空氣入口裝置設(shè)置在飛機的面向飛機的預(yù)期的繞流方向的構(gòu)件上，并且具有用于使環(huán)境空氣進入環(huán)境空氣通道內(nèi)的孔口 ；環(huán)境空氣出口裝置，所述環(huán)境空氣出口裝置具有在環(huán)境 空氣通道和發(fā)動機的預(yù)混合室之間的通道；使得由發(fā)動機引氣通道和環(huán)境空氣通道組成的 構(gòu)造形成用于冷卻在發(fā)動機引氣通道內(nèi)流動的空氣的熱交換器裝置，并且將導(dǎo)入環(huán)境空氣 通道內(nèi)的環(huán)境空氣供給在發(fā)動機內(nèi)的燃燒。在此，發(fā)動機引氣通道和環(huán)境空氣通道能夠構(gòu)成為，使得在機翼的預(yù)期的繞流中， 在發(fā)動機引氣通道內(nèi)的發(fā)動機引氣從發(fā)動機流向發(fā)動機引氣出口裝置，并且在環(huán)境空氣通 道內(nèi)的環(huán)境空氣沿與發(fā)動機引氣的流動方向相反的方向流過。發(fā)動機引氣的消耗裝置尤其能夠為飛機的空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)，發(fā)動機引氣通道借助于 發(fā)動機引氣出口裝置耦聯(lián)在所述消耗裝置上。在根據(jù)本發(fā)明的機翼發(fā)動機組合單元中，飛機的構(gòu)件，在所述構(gòu)件上設(shè)有環(huán)境空 氣入口裝置的孔口，能夠設(shè)置在機翼連接區(qū)域的表面上或機腹整流罩的表面上，所述機翼 連接區(qū)域從機身外側(cè)朝著發(fā)動機懸掛裝置的方向，在機身外側(cè)和發(fā)動機懸掛裝置之間的距 離的10%的距離內(nèi)延伸。通常，環(huán)境空氣通道能夠構(gòu)成為，使得其至少部分螺旋形地環(huán)繞發(fā)動機引氣通道。也能夠提出，環(huán)境空氣通道部分地完全包圍發(fā)動機引氣通道，或者至少在部分圓 周上包圍發(fā)動機引氣通道。在根據(jù)本發(fā)明的實施形式中提出，用于影響在環(huán)境空氣通道內(nèi)的流動的裝置集成 在環(huán)境空氣通道中。用于影響流動的裝置尤其能夠由流動輸送驅(qū)動裝置形成，為了影響在 環(huán)境空氣通道中的從環(huán)境空氣入口裝置到環(huán)境空氣出口裝置的流動，所述流動輸送驅(qū)動裝 置集成在環(huán)境空氣通道中?？商娲蚩筛郊拥氖?，用于影響流動的裝置由可移動的孔口變 化裝置形成，所述孔口變化裝置具有用于打開和關(guān)閉環(huán)境空氣出口裝置的孔口的蓋板。根據(jù)本發(fā)明，機翼能夠具有至少一個耦聯(lián)在主機翼上的前緣襟翼，所述前緣襟翼 可相對于該主機翼移動，并且所述前緣襟翼具有前緣襟翼的集成在其內(nèi)的且沿著其翼展方 向延伸的前緣襟翼除冰通道，以及至少一個耦聯(lián)管道，所述耦聯(lián)管道將至少一個前緣襟翼 的前緣襟翼除冰通道與主機翼的發(fā)動機引氣通道以流動技術(shù)的方式連接。相應(yīng)的前緣襟翼 除冰通道能夠具有多個通到前緣襟翼的后緣上的排出孔。這些排出孔能夠設(shè)置成，使得通 過經(jīng)過排出孔流出的空氣延緩了繞流機翼的流動的分離。在此，機翼能夠具有多個前緣襟 翼，其中多個前緣襟翼分別具有前緣襟翼除冰通道，其中至少兩個沿翼展方向并排設(shè)置的 前緣襟翼借助于連接管路連接。根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提出一種具有機翼的飛機，其中 飛機具有至少一個用于檢測飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)的傳感器裝置； 飛機具有控制裝置，所述控制裝置與傳感器裝置和用于影響流動的裝置功能性 耦聯(lián)，并且具有如下功能，所述功能基于飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)生成用于影響在環(huán)境空氣通道內(nèi)的 流動的裝置的控制指令，并且發(fā)送給該裝置； 用于影響流動的裝置具有用于接收控制裝置的控制信號的接收模塊，并且具有 如下功能，所述功能調(diào)節(jié)用于影響流動的裝置的功率。飛機尤其能夠具有與控制裝置功能性連接的用于檢測外界溫度的傳感器裝置、用 于檢測飛機速度的傳感器裝置和/或用于檢測飛行高度或絕對壓力的傳感器裝置。根據(jù)本發(fā)明的實施例，用于影響流動的裝置由流動輸送驅(qū)動裝置形成，為了加強在環(huán)境空氣通道中的從環(huán)境空氣入口裝置到環(huán)境空氣出口裝置的流動，所述流動輸送驅(qū)動 裝置集成在環(huán)境空氣通道中，并且所述流動輸送驅(qū)動裝置具有用于接收控制裝置的控制指 令的接口，以便基于控制指令來調(diào)節(jié)流速，以用于借助于輸送功率影響在環(huán)境空氣通道中 的流動。可替代或可附加地能夠提出，用于影響流動的裝置由具有孔口變化機構(gòu)的孔口變 化裝置和用于操縱孔口變化機構(gòu)的執(zhí)行器形成，所述孔口變化機構(gòu)具有用于打開和關(guān)閉孔 口的蓋板，所述執(zhí)行器具有用于接收控制裝置的控制指令的接口，以便基于控制指令調(diào)節(jié) 蓋板的打開狀態(tài)，以用于影響在環(huán)境空氣通道內(nèi)的流動。飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)能夠基于狀態(tài)參數(shù)或下述狀態(tài)參數(shù)的組合來形成外界溫度、飛機 速度、飛行高度和/或絕對壓力，基于所述飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)，控制裝置的控制功能生成用于影 響在環(huán)境空氣通道內(nèi)的流動的相應(yīng)的裝置的控制指令。在此能夠附加地使用空氣濕度。在另一個實施例中，在主機翼中安裝有用于測量發(fā)動機引氣的在發(fā)動機引氣通道 中的至少一個位置上的溫度的溫度測量裝置，和/或用于檢測主機翼的前緣的在機身和發(fā) 動機之間的表面區(qū)域上的溫度的溫度測量裝置，所述溫度測量裝置與控制功能功能性地連 接，以用于傳輸檢測到的溫度值。在此，控制功能能夠具有調(diào)節(jié)功能，所述調(diào)節(jié)功能產(chǎn)生用 于傳輸給用于影響在環(huán)境空氣通道內(nèi)的流動的裝置的控制指令，借助所述控制指令調(diào)節(jié)發(fā) 動機引氣的溫度的額定溫度或主機翼的前緣的溫度的額定溫度。在該實施形式中尤其能夠 提出，當孔口變化裝置最大程度地打開時，調(diào)節(jié)功能被激活，并且在該狀態(tài)下需要在環(huán)境空 氣通道內(nèi)的較大的流量，使得然后例如流動輸送驅(qū)動裝置被激活，并且反之亦然。根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提出一種飛機的機翼部分，其具有用于輸送來自發(fā)動機 的熱的發(fā)動機引氣的發(fā)動機引氣通道構(gòu)造。在此，發(fā)動機引氣通道構(gòu)造具有 發(fā)動機引氣通道； 環(huán)境空氣通道，所述環(huán)境空氣通道沿著發(fā)動機引氣通道延伸，并且緊靠在發(fā)動 機引氣通道上，使得環(huán)境空氣通道和發(fā)動機引氣通道形成熱交換器； 具有外殼內(nèi)側(cè)和外殼外側(cè)的外部的外殼，所述外部的外殼在通道構(gòu)造的橫截面 中看，至少部分地圍繞環(huán)境空氣通道； 用于將通道構(gòu)造固定在機翼部分上的緊固裝置。在該實施例中能夠提出， 發(fā)動機引氣通道由部分段裝配而成，所述部分段沿通道構(gòu)造的縱向方向看，連 續(xù)地設(shè)置； 環(huán)境空氣通道由部分段裝配而成，所述部分段沿通道構(gòu)造的縱向方向看，連續(xù) 地設(shè)置。通道狀的成型部分能夠構(gòu)成為，使得該成型部分螺旋形地環(huán)繞內(nèi)殼外側(cè)。為此，可替代或可附加的是，成型部分能夠由部分空心型材形成，其中在橫截面中 看到的開放的圓周部分由發(fā)動機引氣通道的殼的外側(cè)封閉。在此，成型部分能夠壓力密封地與內(nèi)殼外側(cè)連接。在此，成型部分抗壓地焊接在內(nèi) 殼外側(cè)上。也能夠提出，發(fā)動機引氣通道構(gòu)造由多個部分段裝配而成，其中在引氣管道段的 兩側(cè)中的至少一側(cè)上，形成用于連接另一個引氣管道段的連接區(qū)域。根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提出一種用于形成引氣管道構(gòu)造的引氣管道段，所述引氣管道構(gòu)造具有用于將來自發(fā)動機的熱的引氣輸送到飛機的構(gòu)件中的集成的熱交換器。引 氣管道段具有帶有外殼內(nèi)側(cè)和外殼外側(cè)的外部的外殼段，所述外部的外殼段能夠與至少 一個另外的外部的外殼段組裝成具有外殼內(nèi)側(cè)和外殼外側(cè)的外部的外殼；具有內(nèi)殼內(nèi)側(cè)和 內(nèi)殼外側(cè)的內(nèi)殼段，所述內(nèi)殼段能夠與至少一個另外的內(nèi)殼段組裝成具有內(nèi)殼內(nèi)側(cè)和內(nèi)殼 外側(cè)的內(nèi)殼；在外殼內(nèi)側(cè)和內(nèi)殼外側(cè)之間形成的間隙中的絕緣材料或絕緣材料層，其中至 少一個用于形成通道的通道狀的成型部分沿著內(nèi)殼外側(cè)延伸。內(nèi)殼在外部的外殼段內(nèi)延 伸。在至少一個引氣管道段的已裝配的且裝入飛機中的狀態(tài)下，內(nèi)殼段與發(fā)動機的空 氣出口耦聯(lián)。使得引氣空氣在內(nèi)殼段中流動。此外，當裝入飛機結(jié)構(gòu)中時，成型部分在此具 有用于環(huán)境空氣的入口或入口通道，使得環(huán)境空氣流過成型部分。在此，引氣管道段能夠構(gòu) 成為并且在飛機中安裝成，使得來自飛機的周圍環(huán)境的空氣反向于引氣的流動方向流動。因此，引氣管道段具有由內(nèi)殼和外部的外殼段形成的雙殼，其具有嵌入絕緣材料 內(nèi)的通道段。在此，沿引氣管道構(gòu)造或引氣管道段的縱向方向看，兩個殼，即外部的外殼或 外部的外殼段和內(nèi)殼或內(nèi)殼段最好具有共同的中心軸線，也就是說，外部的外殼在各處相 對于內(nèi)殼都具有相同的距離。在具有引氣管道段的引氣管道構(gòu)造的通道中流動的熱的發(fā)動 機空氣將其熱量的至少一部分散發(fā)到內(nèi)殼上。在通道內(nèi)反向于引氣方向流動的冷的環(huán)境空 氣能夠吸收加熱內(nèi)殼的能量的至少一部分，并且因此變熱。傳熱效率首先與內(nèi)殼的材料有 關(guān)，所述材料能夠根據(jù)應(yīng)用情況相應(yīng)地選擇。引氣管道段的形成通道段的成型部分能夠螺旋形地環(huán)繞這些引氣管道段的內(nèi)殼 外側(cè)，也就是說，其能夠螺旋形地纏繞或盤繞內(nèi)殼外側(cè)。但是，成型部分也能夠平行于或者 沿著引氣管道段的內(nèi)殼的中心軸線，在引氣管道段的內(nèi)殼外側(cè)上延伸。在此，每個引氣管道 段能夠具有多個沿圓周方向并排地設(shè)置的這樣的成型部分，并且例如在引氣管道段的起始 處和/或末端以流體技術(shù)的方式相互連接。在引氣管道構(gòu)造的結(jié)構(gòu)中，待相互裝配的引氣 管道段的為了構(gòu)成引氣管道構(gòu)造的通道待相互連接的成型部分不以流體技術(shù)的方式相互 連接。在引氣管道段中或在由裝配在一起的引氣管道段形成的引氣管道構(gòu)造中形成用 于環(huán)境空氣的通道的成型部分能夠構(gòu)成為管線段或管線。該管線在其位于內(nèi)殼外側(cè)上的支 承區(qū)域內(nèi)能夠為平坦的，或者能夠具有帶有內(nèi)殼外側(cè)的半徑的彎曲部，使得該管線平坦地 倚靠在外側(cè)上，并且在此允許盡可能大的支承面。管線段或管線本身的基本形狀能夠為矩 形或半圓型，或者每個管線段或管線能夠具有在商業(yè)上通用的形狀或為了使用目的特制的 性狀。如果通道段通過具有空心型材的形式的成型部分形成，那么發(fā)生在流經(jīng)通道的引氣 和內(nèi)殼內(nèi)側(cè)之間的第一傳熱、在內(nèi)殼外側(cè)和空心型材外側(cè)的緊靠在該內(nèi)殼外側(cè)上的部分之 間的第二傳熱、以及在位于空心型材段的緊靠內(nèi)殼外側(cè)的部分的區(qū)域?qū)γ娴膮^(qū)域上的空心 型材內(nèi)側(cè)和環(huán)境空氣之間的第三傳熱。為了提高效率，型材部分能夠通過部分空心型材形成，所述部分空心型材在空心 型材的橫截面中看，沒有封閉的成型形狀，并且例如為沿縱向方向在中間剖切的管。在這種 情況下，部分空心型材的兩端倚靠在內(nèi)殼外側(cè)上，并且導(dǎo)入通道的環(huán)境空氣具有與內(nèi)殼外 側(cè)的直接的接觸?？招男筒?，例如上面提及的管，通常自身由壓力密封的成型部分形成，所述成型部分然后能夠整體上與內(nèi)殼外側(cè)連接。為了形成氣密的通道，形成成型部分的部分空心形成 能夠借助兩個部分型材縱向邊緣壓力密封地固定在內(nèi)殼外側(cè)上，例如粘貼或焊接在內(nèi)殼外 側(cè)上。如果為焊接連接，那么該焊接連接能夠通過真空焊接方法進行，因為借助于真空焊接 方法能夠獲得特別好的焊縫質(zhì)量，所述焊縫質(zhì)量也滿足航空工業(yè)的要求。成型部分具有高度H，其中成型部分或者形成成型部分的空心型材或部分空心型 材垂直地從內(nèi)殼外側(cè)突起的最大尺寸稱為高度。在例如半圓形的部分空心型材中，高度H 從焊接連接線開始連續(xù)地增加，并且在部分型材的半圓的頂點處達到最大值。因為成型部 分設(shè)置在內(nèi)殼外側(cè)和外殼內(nèi)側(cè)之間的空間內(nèi)，所以最大可能的高度H相當于在這兩個面之 間的距離。但是，成型部分的最大高度也能夠選擇為，小于內(nèi)殼外側(cè)和外殼內(nèi)側(cè)之間的距離。 因此，在成型部分表面和外殼內(nèi)側(cè)之間存在距離，所述距離如在內(nèi)壁和外殼之間的空間一 樣，能夠用絕緣材料填充。該絕緣層防止發(fā)生在成型部分和外殼之間的二次換熱，這能夠?qū)?引氣和環(huán)境空氣之間的主要的換熱的效率產(chǎn)生不利的影響。在實施例中，多個引氣管道段沿它們的縱向方向連續(xù)地設(shè)置并且相互連接，使得 內(nèi)殼段形成內(nèi)殼，并且通道段形成通道部分或通道。在此，為了能夠?qū)⒁龤夤艿蓝闻c至少一 個另外的引氣管道段連接，至少在引氣管道段的兩側(cè)中的一側(cè)上形成連接區(qū)域。連接區(qū)域 構(gòu)成為，使得在壓力密封地連接兩個引氣管道段的同時，形成存在于引氣管道段上的兩個 成型部分之間的壓力密封的連接。在此，為了確保壓力密封地連接，能夠在兩個成型部分 之間的連接處和/或引氣管道段之間的連接處使用附加的密封劑。因此，連接區(qū)域能夠一 方面具有在內(nèi)殼段的至少一個軸向端部上的第一連接機構(gòu)，以用于與待連接在引氣管道段 上的另一個引氣管道段的另一個內(nèi)殼段連接，并且具有在成型部分的端部上的第二連接機 構(gòu)，以用于與待連接在引氣管道段上的另一個引氣管道段的另一個成型部分連接。此外，本發(fā)明涉及一種引氣管道或一種引氣管道構(gòu)造，其具有至少兩個在它們的 連接區(qū)域內(nèi)壓力密封地相互連接的前述引氣管道段。通常，引氣管道構(gòu)造由多個相互連接 的引氣管道段形成，其中設(shè)有用于與環(huán)境空氣入口連接的第一引氣管道段，所述第一引氣 管道段借助其形成成型部分的通道段位于引氣管道構(gòu)造的第一端部上，并且設(shè)有用于與發(fā) 動機供給管路連接的最后的引氣管道段，所述最后的引氣管道段借助其形成成型部分的通 道位于引氣管道構(gòu)造的第二端部上。也就是說，環(huán)境空氣經(jīng)由環(huán)境空氣入口導(dǎo)入通道內(nèi)；在 通道內(nèi)沿著引氣管道引導(dǎo)；并且在最后的引氣管道段的端部流入發(fā)動機供給管路內(nèi)，通過 所述發(fā)動機供給管路導(dǎo)入發(fā)動機的內(nèi)部區(qū)域中。以這種方式供給發(fā)動機或燃燒過程的這個 附加的空氣克服由于引氣分支導(dǎo)致的發(fā)動機的功率損失。為了提高在環(huán)境空氣入口處流入的空氣量，在環(huán)境空氣入口的區(qū)域內(nèi)能夠存在例 如電驅(qū)動的鼓風機。引氣管道例如能夠裝入或集成在前緣襟翼內(nèi)。在此，引氣管道能夠沿前緣襟翼的 縱向方向延伸，從而在引氣管道內(nèi)的被冷卻的引氣能夠用于加熱前緣襟翼邊緣，以便例如 防止在該區(qū)域內(nèi)的冰形成，或者以便保護液壓管路不受到過度的冷卻，所述過度的冷卻能 夠不利地影響液壓液體的流動特性。此外，本發(fā)明涉及一種引氣管道系統(tǒng)，其具有前述引氣管道和附加的調(diào)節(jié)裝置，借 助所述調(diào)節(jié)裝置，可調(diào)節(jié)流入引氣管道內(nèi)的引氣量。在此，調(diào)節(jié)裝置能夠如下功能，借助所述功能可與旨在引氣管道內(nèi)達到的溫度無關(guān)地調(diào)節(jié)流入的引氣量。也就是說，當在引氣管 道內(nèi)的引氣溫度低于力求達到的溫度時，調(diào)節(jié)裝置能夠提高流入的引氣量，并且當在引氣 管道內(nèi)的引氣溫度過高時，調(diào)節(jié)裝置能夠減少流入的引氣量。能夠在調(diào)節(jié)裝置的功能中預(yù) 先給定用于在引氣管道的引氣溫度的額定值作為比較值，調(diào)節(jié)裝置根據(jù)所述比較值調(diào)節(jié)流 入的引氣量。調(diào)節(jié)裝置也能夠功能性地與至少一個另外的飛機系統(tǒng)功能耦聯(lián)，所述飛機系 統(tǒng)功能將溫度值，例如飛機的環(huán)境溫度或液壓子系統(tǒng)中的液體的溫度，傳輸給調(diào)節(jié)裝置，調(diào) 節(jié)裝置根據(jù)所述溫度值調(diào)節(jié)流入的引氣量。在此，環(huán)境空氣入口尤其能夠具有鼓風機，以用 于提高環(huán)境空氣流入量。


下面借助

本發(fā)明的實施例。這些附圖具體地示出 圖1示出根據(jù)本發(fā)明設(shè)有的發(fā)動機引氣通道構(gòu)造的實施例的示意的截面圖，所 述發(fā)動機引氣通道構(gòu)造具有發(fā)動機引氣通道和環(huán)境空氣通道，所述環(huán)境空氣通道位于用虛 線示出的外殼外側(cè)內(nèi)； 圖2示出發(fā)動機引氣通道構(gòu)造的實施例的立體圖，其中未示出外殼外側(cè)； 圖3示出發(fā)動機引氣通道構(gòu)造的實施例的另一個立體圖，其中未示出外殼外 側(cè)； 圖4示出發(fā)動機引氣通道構(gòu)造的實施例的側(cè)視圖，其中未示出外殼外側(cè)； 圖5a示出按照本發(fā)明的根據(jù)本發(fā)明的發(fā)動機引氣通道構(gòu)造的兩個部分段的立 體圖，所述兩個部分段在圖中彼此分開； 圖5b示出發(fā)動機引氣通道構(gòu)造的在圖5a中示出的兩個部分段的在安裝在一起 和相互連接的狀態(tài)下的立體圖； 圖5c示出具有兩個相互連接的部分段的發(fā)動機引氣通道構(gòu)造的放大的部分 圖； 圖6a以圖示方式示出根據(jù)本發(fā)明的機翼發(fā)動機組合單元的實施例，其中示出 機翼發(fā)動機組合單元的組成部分的構(gòu)造以及功能模塊的構(gòu)造的示意的俯視圖； 圖6b以如圖6a的圖示方式示出根據(jù)本發(fā)明的機翼發(fā)動機組合單元的第二實施 例。
具體實施例方式在圖1中示出根據(jù)本發(fā)明的引氣管道構(gòu)造或發(fā)動機引氣通道構(gòu)造1的實施例的示 意的截面圖，所述引氣管道構(gòu)造或發(fā)動機引氣通道構(gòu)造包括主通道或發(fā)動機引氣通道1， 用于輸送引氣或從發(fā)動機中排出的熱空氣；環(huán)境空氣通道10，用于引導(dǎo)環(huán)境空氣。根據(jù)本 發(fā)明，設(shè)有發(fā)動機引氣通道構(gòu)造1，用于在結(jié)構(gòu)上集成到飛機AC內(nèi)，并且尤其是集成到飛機 AC的機翼W內(nèi)。根據(jù)本發(fā)明，發(fā)動機引氣通常用于在飛機AC中的不同的功能目的。在此，發(fā)動機 引氣能夠用于飛機的結(jié)構(gòu)件的除冰，并且尤其是機翼W的除冰，以及能夠用于在飛機AC中 的設(shè)備和系統(tǒng)。通過設(shè)有根據(jù)本發(fā)明的發(fā)動機引氣通道構(gòu)造1，發(fā)動機引氣能夠用于所述
10目的，并且在此發(fā)動機引氣的在機翼W中的供給和輸送適應(yīng)于機翼結(jié)構(gòu)的要求，并且尤其 適應(yīng)于新型材料的特性。通過設(shè)有至少部分地沿著發(fā)動機引氣通道且在發(fā)動機引氣通道外 延伸的環(huán)境空氣通道，根據(jù)本發(fā)明，輸送到發(fā)動機引氣通道內(nèi)的引氣由與該引氣相比較冷 的環(huán)境空氣以最佳的方式冷卻。在此，總的發(fā)動機引氣通道構(gòu)造1或具有發(fā)動機引氣通道 構(gòu)造1的根據(jù)本發(fā)明的機翼發(fā)動機組合單元構(gòu)成為，使得引氣的熱量適應(yīng)于相應(yīng)的應(yīng)用情 況。在本發(fā)明的實施例中，消耗裝置為飛機AC的空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)，根據(jù)本發(fā)明將引氣供 給所述消耗裝置。根據(jù)本發(fā)明的實施例，環(huán)境空氣能夠容納在環(huán)境空氣通道10內(nèi)，并且在環(huán)境空氣 通道內(nèi)輸送，而該環(huán)境空氣不會以主動的方式改變。根據(jù)另一方面，用于影響流動的裝置能 夠集成到環(huán)境空氣通道10內(nèi)，以便主動地影響在環(huán)境空氣通道10內(nèi)的流動。如圖6a和6b的根據(jù)本發(fā)明的機翼發(fā)動機組合單元具有帶有主機翼Wl的機翼W以 及帶有預(yù)混合室E1、燃燒室和熱空氣室E2的發(fā)動機E。預(yù)混合室為發(fā)動機的空間或區(qū)域， 在所述空間或區(qū)域內(nèi)，通過空氣與燃料的混合產(chǎn)生供給燃燒過程的混合氣體。在本發(fā)明中， 預(yù)混合室也能夠為與該預(yù)混合室相關(guān)聯(lián)的或與該預(yù)混合室連接的空間，所述空間的氣體供 給發(fā)動機的燃燒過程。在本文中，發(fā)動機E的熱空氣室E2理解為發(fā)動機的含有直接或間接 通過燃燒過程加熱的空氣的空間或區(qū)域。熱空氣室E2尤其能夠為發(fā)動機殼流腔或發(fā)動機 殼流室。機翼W連接在機身R上，使得在機翼W和機身R之間設(shè)有連接區(qū)域W2，所述連接區(qū) 域能夠為機翼W的一部分或機身R的一部分。此外，機翼W能夠具有一個或多個前緣襟翼， 所述一個或多個前緣襟翼能夠或不能夠相對于機翼W調(diào)節(jié)。在圖6a和6b中在所示機翼W 上分別示出三個前緣襟翼71、72、73。根據(jù)本發(fā)明的機翼發(fā)動機組合單元具有沿著翼展方向SW且至少部分地沿著主機 翼的前緣延伸的發(fā)動機引氣通道2。該發(fā)動機引氣通道具有發(fā)動機引氣入口裝置2-1，所 述發(fā)動機引氣入口裝置與發(fā)動機熱空氣室E2或發(fā)動機殼流腔耦聯(lián)；發(fā)動機引氣出口裝置 2-2，所述發(fā)動機引氣出口裝置由在主機翼Wl上的排出口或用于將發(fā)動機引氣通道與發(fā)動 機引氣的消耗裝置耦聯(lián)的連接件形成。在此，環(huán)境空氣通道10沿著發(fā)動機引氣通道2的縱向方向延伸。該環(huán)境空氣通道 能夠緊密地或者以例如直至IOmm間距的小距離在發(fā)動機引氣通道2旁延伸。環(huán)境空氣通 道10尤其能夠螺旋形地環(huán)繞發(fā)動機引氣通道2?？商娲氖牵h(huán)境空氣通道10能夠構(gòu)成 為，使得其部分地完全包圍發(fā)動機引氣通道2，或者至少在部分圓周上包圍發(fā)動機引氣通道 2。環(huán)境空氣通道10具有環(huán)境空氣入口裝置10-1，所述環(huán)境空氣入口裝置設(shè)置在飛 機AC的面向飛機AC的預(yù)期的繞流方向S的構(gòu)件上，或者沿飛機縱軸線L-AC定向地設(shè)置， 并且具有用于使環(huán)境空氣進入環(huán)境空氣通道10內(nèi)的孔口 10-3。在此，孔口 10-3尤其能夠 構(gòu)成為嵌入機翼的表面輪廓內(nèi)的孔口，即所謂的舒柏(Scub)孔口。此外，環(huán)境空氣通道10 具有環(huán)境空氣出口裝置10-2，所述環(huán)境空氣出口裝置具有在環(huán)境空氣通道10和發(fā)動機E的 預(yù)混合室El之間的通道。因此，在根據(jù)本發(fā)明的機翼發(fā)動機組合單元中，由發(fā)動機引氣通 道2和環(huán)境空氣通道10組成的構(gòu)造1形成用于冷卻在發(fā)動機引氣通道2內(nèi)流動的空氣的
11熱交換器裝置，并且將導(dǎo)入環(huán)境空氣通道10內(nèi)的環(huán)境空氣供給在發(fā)動機內(nèi)的燃燒。根據(jù)本發(fā)明的機翼發(fā)動機組合單元能夠集成在機翼中并且構(gòu)成為，使得在飛行時 機翼W和機身R的預(yù)期發(fā)生的繞流中，在發(fā)動機引氣通道內(nèi)的發(fā)動機引氣從發(fā)動機流向發(fā) 動機引氣出口裝置，并且在環(huán)境空氣通道10內(nèi)的環(huán)境空氣沿與發(fā)動機引氣的流動方向相 反的方向流過。飛機的構(gòu)件，在所述構(gòu)件上設(shè)有環(huán)境空氣入口裝置10-1的孔口 10-3，通常能夠位 于機翼的表面上，其中環(huán)境空氣入口裝置10-1尤其構(gòu)成為，使得孔口 10-3或環(huán)境空氣通道 10的開口具有方向分量，所述方向分量指向預(yù)期繞流機翼的流動的方向。在此，方向部件為 孔口 10-3的橫截面的面法線。飛機的構(gòu)件，在所述構(gòu)件上設(shè)有環(huán)境空氣入口裝置10-1的 孔口 10-3，尤其能夠為機翼連接區(qū)域或機腹整流罩區(qū)域或機腹整流罩的表面，所述機翼連 接區(qū)域從機身外側(cè)朝著發(fā)動機懸掛裝置的方向，在機身外側(cè)和發(fā)動機懸掛裝置之間的距離 Dl的10%的距離內(nèi)延伸。根據(jù)本發(fā)明構(gòu)成的發(fā)動機引氣通道構(gòu)造1的實施例在圖1至4以及5a和5b中示 出，并且由至少兩個部分段Ia形成，所述部分段相互壓力密封地連接?？商娲氖?，發(fā)動機 引氣通道構(gòu)造1也能夠由發(fā)動機引氣通道2的唯一一段形成。在此，該發(fā)動機引氣通道2 能夠由環(huán)境空氣通道10的一段或環(huán)境空氣通道10的多個部分段IOa形成。在所示實施例 中，設(shè)有引氣管道構(gòu)造1的主通道2，以用于輸送來自熱空氣腔的，并且尤其是來自飛機的 發(fā)動機的殼流區(qū)域的熱風或熱空氣。熱空氣的導(dǎo)入用箭頭Pl示意地示出，并且熱空氣的流 出用于箭頭P2示出。熱空氣被輸送給消耗裝置，以用于另外的使用，所述消耗裝置尤其能 夠為飛機的空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)。為了將熱空氣從發(fā)動機E的發(fā)動機室或熱空氣區(qū)域E2中排出， 主通道2通過連接件與發(fā)動機室或熱空氣區(qū)域E2連接，以便排出熱空氣。其它的使用裝置 例如能夠為壓力艙或者為借助于引氣保持加壓的燃料箱、液壓箱和水箱，在所述壓力艙內(nèi)， 引氣用于熱量調(diào)節(jié)和供壓。根據(jù)本發(fā)明的發(fā)動機引氣通道構(gòu)造1的在圖1至4和5a、5b中示出的實施例具有 用于形成發(fā)動機引氣通道2或發(fā)動機引氣通道的部分段2a的內(nèi)殼6，以及沿著發(fā)動機引氣 通道的并且螺旋形環(huán)繞發(fā)動機引氣通道的環(huán)境空氣通道10或環(huán)境空氣通道的通道段10a。 此外，發(fā)動機引氣通道構(gòu)造1具有外部的外殼3，所述外殼包圍發(fā)動機引氣通道2和環(huán)境空 氣通道10。外部的外殼3能夠在橫截面內(nèi)封閉或開放地延伸，也就是說，在環(huán)境空氣通道 10的部分圓周上延伸。在外部的外殼3和內(nèi)殼6之間的空間內(nèi)設(shè)置或安裝有環(huán)境空氣通道 10或環(huán)境空氣通道IOa的通道段10a。在實施例中，多個成型部分IOa連續(xù)地設(shè)置，并且連 接到環(huán)境空氣通道10上。在所示實施例中，環(huán)境空氣通道10的各個成型部分或通道段IOa 固定在相應(yīng)的發(fā)動機引氣通道段2a的內(nèi)殼外側(cè)8上。通過設(shè)有外部的外殼3實現(xiàn)在發(fā)動 機引氣通道2內(nèi)的發(fā)動機引氣的有效的冷卻。外部的外殼3也能夠由沿發(fā)動機引氣通道構(gòu)造的縱向方向L-S連續(xù)地設(shè)置的外殼 段3a形成。環(huán)境空氣通道10具有入口或環(huán)境空氣入口裝置10-1，通過所述入口，空氣從飛機 的環(huán)境流入通道內(nèi)(箭頭P3)。在此，用于環(huán)境空氣的環(huán)境空氣入口裝置10-1能夠位于引氣 管道1的在消耗裝置側(cè)的端部附近。以這種方式，尤其能夠在發(fā)動機引氣通道構(gòu)造的相對 靠近相應(yīng)的消耗裝置的區(qū)域內(nèi)特別有效地冷卻發(fā)動機引氣。因此，環(huán)境空氣入口裝置10-1尤其能夠借助連接件或耦聯(lián)件與壓力艙、燃料箱、液壓箱和水箱的內(nèi)部連接。在環(huán)境空氣通 道10內(nèi)，環(huán)境空氣反向于引氣的流動方向，沿通道10的在發(fā)動機側(cè)的端部的方向流動。在 環(huán)境空氣通道10的在發(fā)動機側(cè)的端部上，環(huán)境空氣尤其能夠經(jīng)由環(huán)境空氣出口裝置10-2 供給發(fā)動機E，以用于進一步使用。因此，該環(huán)境空氣出口裝置10-2尤其為發(fā)動機室的供給 裝置，為此尤其設(shè)有預(yù)混合室El。發(fā)動機弓丨氣通道構(gòu)造1能夠在機翼內(nèi)或連同機翼W構(gòu)成為，使得在該機翼內(nèi)，發(fā)動 機引氣從發(fā)動機引氣入口裝置流向發(fā)動機引氣出口裝置，并且此外環(huán)境空氣通道10能夠 在此構(gòu)成為，使得環(huán)境空氣從環(huán)境空氣入口裝置流向環(huán)境空氣出口裝置。在這種情況下，環(huán)境空氣在其從環(huán)境空氣入口裝置10-1到環(huán)境空氣出口裝置 10-2的路程上由沿相反方向流動的發(fā)動機引氣加熱，發(fā)動機引氣相應(yīng)地冷卻。發(fā)動機引氣 通道2或發(fā)動機引氣通道段2a和環(huán)境空氣通道10如下形成熱交換器，發(fā)動機引氣的熱量 部分地散發(fā)給在環(huán)境空氣通道10內(nèi)流動的環(huán)境空氣。尤其能夠如下改善該熱交換器的效 率通過內(nèi)殼6的合適的材料或其導(dǎo)熱性的選擇；通過環(huán)境空氣通道10的材料或其導(dǎo)熱性 的選擇，尤其是當環(huán)境空氣通道10倚靠在內(nèi)殼外側(cè)8上時；通過環(huán)境空氣通道10和內(nèi)殼外 側(cè)8的總的共同傳熱面積的大小，通過在發(fā)動機引氣通道2內(nèi)流動的發(fā)動機引氣量；在環(huán)境 空氣通道10內(nèi)流動的環(huán)境空氣量；以及通過在引氣和環(huán)境空氣之間的溫差。在圖1至4和5a、5b中示出的實施形式中，環(huán)境空氣通道10能夠由相互耦聯(lián)的成 型部分IOa或通道段形成，所述成型部分或通道段在發(fā)動機引氣通道段2a組裝前裝配在發(fā) 動機引氣通道段2a上，或者與這些發(fā)動機引氣通道段分開地組裝，并且在此逐段地固定在 內(nèi)殼外側(cè)8上。環(huán)境空氣通道10或其通道段IOa能夠作為空心型材形成，使得在發(fā)動機引 氣和環(huán)境空氣之間的換熱通過內(nèi)殼內(nèi)側(cè)7、內(nèi)殼外側(cè)8和發(fā)動機引氣通道2來進行。此外， 內(nèi)殼外側(cè)8將熱量傳遞給環(huán)境空氣通道10的壁部，使得在環(huán)境空氣通道10中流動的空氣 變熱。如果與此相反，環(huán)境空氣通道10構(gòu)成為部分空心型材，在所述部分空心型材中，其橫 截面不封閉，例如在半管的情況下，那么環(huán)境空氣通道10能夠如下形成，半管的開放的縱 向區(qū)域緊靠在內(nèi)殼6的外側(cè)8上，并且在此半管的兩個縱向截面邊緣壓力密封地置于內(nèi)殼 外側(cè)8上，并且/或者借助于粘合連接或焊接連接與內(nèi)殼外側(cè)8壓力密封地連接。環(huán)境空 氣通道10在傳熱的地方不具有自己的壁部，使得在發(fā)動機引氣和環(huán)境空氣之間的換熱只 是通過內(nèi)殼內(nèi)側(cè)7和內(nèi)殼外側(cè)8來進行。因此獲得在發(fā)動機引氣和環(huán)境空氣之間的尤其有 效的并且有利于確定的應(yīng)用情況的換熱。環(huán)境空氣通道10的這樣的部分空心型材能夠具有不同的形狀。例如能夠具有U型 型材、V型型材的形狀或適合于通道形成的另一個橫截面形狀來替代上述半管。在此，可自 由選擇部分空心型材的寬度，也就是說在倚靠在內(nèi)殼外側(cè)8上的兩個邊緣之間的距離。但 是高度，也就是說從內(nèi)殼外側(cè)8沿垂直于內(nèi)殼外側(cè)8的方向測量到的部分管型材的最大距 離，能夠最大相當于在內(nèi)殼外側(cè)8和外殼內(nèi)側(cè)4之間的距離。為了保持在發(fā)動機引氣管道 段2的外部的外殼3上的熱量損失盡可能地少，部分空心型材的高度能夠小于在這個位置 上的內(nèi)殼外側(cè)8和外殼內(nèi)側(cè)4之間的距離，使得環(huán)境空氣通道10的外側(cè)不緊靠在外部的外 殼3的內(nèi)側(cè)4上。在外部的外殼3和內(nèi)殼6之間的空間9能夠用絕緣材料9b填充，以便形成最佳的 絕緣層。在此，沿著內(nèi)殼外側(cè)8延伸的環(huán)境空氣通道10由絕緣材料9b包圍。在通道的高
13度，如上所述，小于在內(nèi)殼外側(cè)8和外殼內(nèi)側(cè)4之間的距離的情況下，環(huán)境空氣通道10在全 部區(qū)域上由絕緣材料9b包圍，所述絕緣材料不緊貼在發(fā)動機引氣通道2上。在圖2中示出不具有外部的外殼3的發(fā)動機引氣通道構(gòu)造1的立體圖?？煽吹骄?有內(nèi)殼外側(cè)8的內(nèi)殼6，在所述內(nèi)殼外側(cè)上，部分空心型材安裝成，形成成型部分或通道部 分IOa或者環(huán)境空氣通道10的通道段。通道段IOa在內(nèi)殼外側(cè)8上螺旋形地環(huán)繞，并且沿 著總的發(fā)動機引氣通道段2a的縱向方向L-S延伸。在此，通道段IOa的被示出前端和在圖 2中不可見的后端各具有連接區(qū)域，借助所述連接區(qū)域，通道段IOa的出口 15分別能夠連接 在具有發(fā)動機引氣通道構(gòu)造1的另一個通道段IOa的入口 14的通道段IOa的相應(yīng)的端部 上。在圖3中示出圖2的發(fā)動機引氣通道構(gòu)造1的另一個立體圖。圖4示出發(fā)動機引氣通道構(gòu)造1的側(cè)視圖，在所述側(cè)視圖中示出外部的外殼3，其 中外部的外殼3在圖4中被剖切，使得在俯視圖中可看出通道段IOa和其內(nèi)殼外側(cè)8。在 圖4的視圖中清楚地看出，通道部分IOa沒有完全達到屬于發(fā)動機引氣通道構(gòu)造的相應(yīng)的 段的外部的外殼3的外殼內(nèi)側(cè)4，而是在通道上側(cè)和外殼內(nèi)側(cè)4之間存在間隙9a。在內(nèi)殼6 和外部的外殼3之間的空間能夠用絕緣材料9b填充，也就是說，通道部分IOa的三個側(cè)面 上嵌入絕緣材料9b內(nèi)。在圖5a和5b中示出，發(fā)動機引氣通道構(gòu)造1的示出的實施例構(gòu)成為，使得為了裝 配發(fā)動機引氣通道構(gòu)造1，兩個部分段Ia能夠在連接區(qū)域內(nèi)相互連接。在連接區(qū)域的相應(yīng) 的設(shè)計中，環(huán)境空氣通道10的相應(yīng)的通道段IOa的以及相應(yīng)的發(fā)動機引氣通道段2a的連 接區(qū)域13能夠分別形成壓力密封的連接，例如通過各兩個待相互連接的發(fā)動機引氣通道 段2a和/或各兩個待相互連接的通道段IOa在裝配狀態(tài)下以一個長度相互接合。在此，能 夠如下達到由兩個部分段Ia組成的發(fā)動機引氣通道構(gòu)造1的連接的形成，即通過在發(fā)動機 引氣通道段的合適的旋轉(zhuǎn)角度的情況下，彼此相互安裝或設(shè)置發(fā)動機引氣通道段2a的相 應(yīng)的端側(cè)，并且緊接著相對于每個其它的發(fā)動機引氣通道段2a，旋轉(zhuǎn)發(fā)動機引氣通道段2a 中的一個。這個“旋擰”能夠同時導(dǎo)致相應(yīng)的發(fā)動機引氣通道段2a的兩個連接側(cè)面以一個 步驟相互壓靠，從而能夠特別好地達到需要的壓力密封的連接。在通道段IOa和/或發(fā)動 機引氣通道段2a的連接的區(qū)域內(nèi)，能夠附加地在相應(yīng)的部分段2a或IOa的端部之間使用 為示出的密封劑或密封裝置，以便防止引氣和/或環(huán)境空氣在發(fā)動機引氣通道構(gòu)造1或者 環(huán)境空氣通道的成型部分或通道段IOa的連接位置逸出。圖5c示出在兩個相鄰的發(fā)動機引氣通道構(gòu)造1的內(nèi)殼外側(cè)8上形成的兩個通道 段IOa在連接時的連接區(qū)域13。根據(jù)本發(fā)明的另一個方面能夠提出，在環(huán)境空氣通道10內(nèi)流動的環(huán)境空氣量和/ 或速度通過一個或多個用于影響在環(huán)境空氣通道10內(nèi)的流動的裝置主動地影響。一方面， 環(huán)境空氣入口裝置10-1能夠具有帶有蓋的孔口變化裝置或閥門，或者封蓋，所述封蓋根據(jù) 在環(huán)境空氣通道10內(nèi)的環(huán)境空氣需求由控制裝置控制，并且打開或關(guān)閉。但是，在環(huán)境空 氣通道10內(nèi)，并且尤其是在入口區(qū)域或在環(huán)境空氣入口裝置10-1處，也能夠設(shè)有由控制裝 置控制的流動輸送驅(qū)動裝置和例如泵或通風機，所述通風機能夠根據(jù)需要啟動、關(guān)閉，并且 /或者控制以用于調(diào)節(jié)其輸出功率，以便影響在環(huán)境空氣通道10內(nèi)流動的環(huán)境空氣量，也 就是說，增加或減少在環(huán)境空氣通道內(nèi)流動的環(huán)境空氣量。也能夠設(shè)有由控制裝置控制的
14孔口變化裝置和流動輸送驅(qū)動裝置。為此，飛機AC具有用于檢測飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)的一個傳感器裝置或多個傳感器裝置 (未示出)。所述至少一個傳感器裝置功能性地與控制裝置連接，并且具有用于接收檢測到 的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)的接收模塊?？刂蒲b置與用于影響流動的相應(yīng)的裝置功能性地耦聯(lián)，并且 具有如下功能，所述功能基于飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)生成用于影響在環(huán)境空氣通道內(nèi)的流動的裝置 的控制指令，并且發(fā)送給該裝置。至少一個用于影響流動的裝置分別具有用于接收控制裝 置的控制信號的接收模塊，并且具有如下功能，所述功能調(diào)節(jié)用于影響流動的裝置的輸出 功率，以便影響在環(huán)境空氣通道10內(nèi)的流動。傳感器裝置能夠具有用于檢測外界溫度的傳感器、用于檢測飛機速度的傳感器、 用于檢測飛行高度的傳感器、用于檢測空氣濕度的傳感器和/或用于檢測絕對壓力的傳感 器。這些傳感器尤其能夠為總歸可在飛機系統(tǒng)中使用的傳感器?？商娲蚩筛郊拥氖牵軌蛟O(shè)有用于檢測在機翼W的表面上的，或者在環(huán)境空氣 入口裝置10-1的區(qū)域內(nèi)的，尤其是在環(huán)境空氣入口裝置的孔口的區(qū)域內(nèi)的流速的傳感器。 傳感器能夠為用于檢測壁內(nèi)切應(yīng)力的壓電壁內(nèi)切應(yīng)力傳感器，從所述壁內(nèi)切應(yīng)力傳感器中 能夠測定在設(shè)置有傳感器的地方的流速。在此能夠提出，分別由控制功能需要的傳感器數(shù)據(jù)直接由相應(yīng)的傳感器接收，或 者傳感器數(shù)據(jù)由相應(yīng)的傳感器首先傳輸給飛行控制系統(tǒng)或任務(wù)系統(tǒng)，并且從那里供給控制 功能?？刂蒲b置功能能夠具有分配功能，在所述分配功能中，用于控制指令的值被分配 給傳感器的傳感器值，使得借助相應(yīng)的控制指令的識別產(chǎn)生該控制指令，并且傳輸給用于 影響流動的相應(yīng)的裝置。這樣的分配功能能夠儲存在控制裝置內(nèi)，尤其能夠以表格形式或 矩陣形式儲存在控制功能有權(quán)進入的存儲器內(nèi)?？商娲蚩筛郊拥氖?，控制功能也能夠具 有用于確定控制指令的分析功能。根據(jù)另一個實施例能夠提出，功能能夠使用傳感器值的組合?？刂乒δ苡绕淠軌?使用檢測到的外界溫度、檢測到的飛機速度或檢測到的飛行高度的一組傳感器值中的兩個 或三個傳感器值，并且從這些傳感器值中分別確定有關(guān)在機翼上的增加的結(jié)冰危險的出現(xiàn) 的可能性或假設(shè)。這尤其能夠如下實現(xiàn)，即通過根據(jù)傳感器值的相對于總是預(yù)先給定的極 限值的接近衡量傳感器值，其中在每個傳感器值中含有評估指數(shù)，所述評估指數(shù)與它的相 對于分別與其相關(guān)聯(lián)的極限值的距離成比例。在這種情況下，評估指數(shù)的總和與確定的強 度相關(guān)聯(lián)，借助所述強度加強或減弱在環(huán)境空氣通道內(nèi)的流動，使得從這個總數(shù)值中確定 用于影響流動的裝置的調(diào)節(jié)值的控制指令。用于流動輸送驅(qū)動裝置的調(diào)節(jié)值相當于流動輸 送驅(qū)動裝置的待控制的輸出功率，并且用于孔口變化裝置的調(diào)節(jié)值相當于孔口變化裝置的 孔口位置。通常也能夠使用絕對壓力來替代飛行高度。在作為孔口變化裝置(在圖中未示出)的且用于影響流動的裝置的實施方式中， 該裝置具有孔口變化機構(gòu)、用于打開或關(guān)閉孔口 10-3的蓋板和用于操縱孔口變化機構(gòu)的 執(zhí)行器。蓋板例如能夠為滑板，所述滑板借助固定在結(jié)構(gòu)件上的導(dǎo)向裝置上引導(dǎo)，并且根據(jù) 其調(diào)節(jié)狀態(tài)或多或少地遮蓋孔口 10-3。執(zhí)行器具有用于接收控制裝置的控制指令的接口， 以便基于控制指令調(diào)節(jié)蓋板的打開狀態(tài)，以用于影響在環(huán)境空氣通道內(nèi)的流動?？刂蒲b置51能夠功能性地和/或物理性地集成在飛行控制裝置50或任務(wù)控制裝置內(nèi)，或者由飛行控制裝置或任務(wù)控制裝置通過數(shù)據(jù)總線或信號連接器功能性地連接。在另一個實施例中能夠提出，通過借助于調(diào)節(jié)功能調(diào)節(jié)在環(huán)境空氣通道10中的 流動的流量和/或流速，調(diào)節(jié)發(fā)動機引氣的在發(fā)動機引氣通道2內(nèi)的至少一個位置上的規(guī) 定的溫度，和/或主機翼的前緣的在機身和發(fā)動機之間的表面區(qū)域上的規(guī)定的溫度。在此， 也能夠分別規(guī)定或調(diào)節(jié)溫度范圍。在該實施例中，在主機翼中安裝有用于測量發(fā)動機引氣 的在發(fā)動機引氣通道2內(nèi)的至少一個位置上的溫度的溫度測量裝置，和/或用于檢測主機 翼的前緣的在機身和發(fā)動機之間的表面區(qū)域上的溫度的溫度測量裝置。溫度測量裝置與控 制功能功能性地連接，所述控制功能用于控制用于影響流動的所述裝置，例如流動輸送驅(qū) 動裝置和/或孔口變化裝置。可替代或除了流動輸送驅(qū)動裝置和/或孔口變化裝置，用于影 響流動的裝置也能夠具有閥門63，所述閥門能夠由控制功能控制，以便通過打開和關(guān)閉閥 門來調(diào)節(jié)在環(huán)境空氣通道10內(nèi)的流動的流量和/或流速。在此，能夠如在本文中所述的流 動輸送驅(qū)動裝置一樣，設(shè)有閥門63的控制。控制功能具有調(diào)節(jié)功能，所述調(diào)節(jié)功能產(chǎn)生用 于傳輸給用于影響環(huán)境空氣通道10內(nèi)的流動的裝置的控制指令，借助所述控制指令調(diào)節(jié) 發(fā)動機引氣的溫度的額定溫度或主機翼的前緣的溫度的額定溫度。尤其能夠與外界溫度、 檢測到的飛機速度或檢測到的飛行高度有關(guān)地測定額定溫度。在此尤其能夠提出，當孔口變化裝置最大程度地打開時，調(diào)節(jié)功能被激活。此外能夠提出，控制功能由飛行控制裝置50在飛機系統(tǒng)的確定的工作模式下控 制。尤其能夠提出，該控制功能在地面操作時激活設(shè)有的流動輸送驅(qū)動裝置60，并且將其保 持在規(guī)定的輸出功率上，因為由于低的環(huán)境空氣速度，只有少量的環(huán)境空氣能夠在環(huán)境空 氣通道10內(nèi)流動。尤其能夠提出，具有低的、中間的和高的輸出功率的流動輸送驅(qū)動裝置 在總輸出功率均勻分配的情況下，保持高的輸出功率?？商娲蚩筛郊拥氖?，所述調(diào)節(jié)也能夠如下進行，基于借助相應(yīng)的傳感器檢測到 的真實的引氣溫度和/或借助相應(yīng)的傳感器檢測到的在發(fā)動機引氣的最終消耗裝置上或 旁的真實的發(fā)動機引氣壓力。在此，在所述的額定溫度方面提出，當溫度或壓力過低時，引 氣被更多地導(dǎo)入發(fā)動機引氣通道1內(nèi)，并且當溫度和/或壓力過高時，在發(fā)動機引氣通道1 內(nèi)的引氣輸送被節(jié)流。根據(jù)本發(fā)明，至少一個前緣襟翼71、72、73設(shè)置在機翼W上，所述前緣襟翼尤其能 夠可相對于該機翼運動地耦聯(lián)。前緣襟翼中的一個或多個具有集成在其內(nèi)的且沿著其翼展 方向延伸的前緣襟翼除冰通道30，以及至少一個耦聯(lián)管道74，所述耦聯(lián)管道將至少一個前 緣襟翼71、72、73的前緣襟翼除冰通道與主機翼Wl的發(fā)動機引氣通道2以流動技術(shù)的方式 連接。當相應(yīng)的前緣襟翼可調(diào)節(jié)地設(shè)置在主機翼Wl上時，所述前緣襟翼設(shè)計成，長度可變 化并且例如可伸縮地伸展。來自相應(yīng)的前緣襟翼的發(fā)動機引氣的排出能夠通過存在的適合 的泄漏損失或通過在側(cè)面的排出來實現(xiàn)。相應(yīng)的前緣襟翼或前緣襟翼除冰通道30也能夠 具有多個排出口 75，所述排出口通向相應(yīng)的前緣襟翼的后緣77。排出口 75能夠設(shè)置成，使 得它們影響主機翼的繞流。附圖標記列表1發(fā)動機引氣通道構(gòu)造Ia 發(fā)動機引氣通道構(gòu)造的部分段2發(fā)動機引氣通道或引氣管道
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2a
2-1
2-2
3
3a
4
5
6
6a
7
8
9
9a
10 IOa 10-1 10-2 10-3
13
14
15 30
50
51 60
71
72
73 E El E2
L-AC Pl P2 S
Sff W Wl Wl
發(fā)動機引氣通道段或主通道段或引氣管道段 發(fā)動機引氣入口裝置 發(fā)動機引氣出口裝置 外部的外殼
外部的外殼的部分段或外部的外殼段
外殼內(nèi)側(cè)
外殼外側(cè)
內(nèi)殼
內(nèi)殼段
內(nèi)殼內(nèi)側(cè)
內(nèi)殼外側(cè)
中間空間
間隙
環(huán)境空氣通道
成型部分，環(huán)境空氣通道的通道段 環(huán)境空氣入口裝置 環(huán)境空氣出口裝置 環(huán)境空氣入口裝置的孔口 連接區(qū)域 環(huán)境空氣通道的通道段的入口 環(huán)境空氣通道的通道段的出口 前緣襟翼除冰通道 飛行控制裝置或任務(wù)控制裝置 控制裝置
流動輸送驅(qū)動裝置 前緣襟翼 前緣襟翼 前緣襟翼 發(fā)動機
發(fā)動機預(yù)混合室
發(fā)動機熱空氣區(qū)域或發(fā)動機殼流室 飛機縱向方向
用于表示熱空氣流入的箭頭
用于表示熱空氣流出的箭頭
流動方向
翼展方向
機翼
主機翼
連接區(qū)域
1權(quán)利要求
一種機翼發(fā)動機組合單元，具有帶有主機翼(W1)的機翼(W)以及帶有預(yù)混合室(E1)、燃燒室和熱空氣室(E2)的發(fā)動機(E)，此外還具有●沿著翼展方向(SW)且沿著主機翼的前緣延伸的發(fā)動機引氣通道(2)，其具有發(fā)動機引氣入口裝置(2 1)，所述發(fā)動機引氣入口裝置(2 1)與發(fā)動機熱空氣室(E2)耦聯(lián)；發(fā)動機引氣出口裝置(2 2)，所述發(fā)動機引氣出口裝置(2 2)由在所述主機翼(W1)上的排出口或用于將所述發(fā)動機引氣通道與所述發(fā)動機引氣的消耗裝置耦聯(lián)的連接件形成；●沿著所述發(fā)動機引氣通道(2)延伸的環(huán)境空氣通道(10)，其具有環(huán)境空氣入口裝置(10 1)，所述環(huán)境空氣入口裝置(10 1)設(shè)置在飛機(AC)的面向所述飛機(AC)的預(yù)期的繞流方向(S)的構(gòu)件上，并且具有用于使環(huán)境空氣進入所述環(huán)境空氣通道(10)內(nèi)的孔口(10 3)；環(huán)境空氣出口裝置(10 2)，所述環(huán)境空氣出口裝置(10 2)具有在所述環(huán)境空氣通道(10)和所述發(fā)動機(E)的預(yù)混合室(E1)之間的通道；使得由發(fā)動機引氣通道(2)和環(huán)境空氣通道(10)組成的構(gòu)造(1)形成用于冷卻在所述發(fā)動機引氣通道(2)內(nèi)流動的空氣的熱交換器裝置，并且將導(dǎo)入所述環(huán)境空氣通道(10)內(nèi)的所述環(huán)境空氣供給在所述發(fā)動機內(nèi)的燃燒。
2.如權(quán)利要求1所述的機翼發(fā)動機組合單元，其特征在于，所述發(fā)動機引氣通道(2)和 所述環(huán)境空氣通道(10)構(gòu)成為，使得在所述機翼的預(yù)期的繞流中，在所述發(fā)動機引氣通道 (2)內(nèi)的所述發(fā)動機引氣從所述發(fā)動機流向所述發(fā)動機引氣出口裝置，并且在所述環(huán)境空 氣通道(10)內(nèi)的環(huán)境空氣沿與所述發(fā)動機引氣的流動方向相反的方向流過。
3.如權(quán)利要求1或2所述的機翼發(fā)動機組合單元，其特征在于，所述消耗裝置為所述飛 機(AC)的空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)。
4.如前述權(quán)利要求中任一項所述的機翼發(fā)動機組合單元，其特征在于，所述飛機的構(gòu) 件，在所述構(gòu)件上設(shè)有所述環(huán)境空氣入口裝置(10-1)的所述孔口(10-3)，設(shè)置在所述機翼 連接區(qū)域(W2)的表面上或機腹整流罩的表面上，所述機翼連接區(qū)域從機身外側(cè)朝著發(fā)動 機懸掛裝置的方向，在所述機身外側(cè)和所述發(fā)動機懸掛裝置之間的距離(Dl)的10%的距 離內(nèi)延伸。
5.如前述權(quán)利要求中任一項所述的機翼發(fā)動機組合單元，其特征在于，所述環(huán)境空氣 通道(10)至少部分螺旋形地環(huán)繞所述發(fā)動機引氣通道(2)。
6.如前述權(quán)利要求中任一項所述的機翼發(fā)動機組合單元，其特征在于，所述環(huán)境空氣 通道(10)部分地完全包圍所述發(fā)動機引氣通道(2)，或者至少在部分圓周上包圍所述發(fā)動 機引氣通道(2)。
7.如前述權(quán)利要求中任一項所述的機翼發(fā)動機組合單元，其特征在于，在所述環(huán)境空 氣通道(10)中集成有用于影響在所述環(huán)境空氣通道內(nèi)的流動的裝置。
8.如權(quán)利要求7所述的機翼發(fā)動機組合單元，其特征在于，用于影響流動的所述裝置 由所述流動輸送驅(qū)動裝置形成，為了影響在所述環(huán)境空氣通道(10)中的從所述環(huán)境空氣 入口裝置到所述環(huán)境空氣出口裝置的流動，所述流動輸送驅(qū)動裝置集成在所述環(huán)境空氣通 道中。
9.如權(quán)利要求7或8所述的機翼發(fā)動機組合單元，其特征在于，用于影響流動的所述裝 置由能夠移動的孔口變化裝置形成，所述孔口變化裝置具有用于打開和關(guān)閉所述環(huán)境空氣 出口裝置(10-1)的所述孔口(10-3)的蓋板。
10.如前述權(quán)利要求中任一項所述的機翼發(fā)動機組合單元，其特征在于，所述機翼(W) 具有至少一個耦聯(lián)在所述主機翼(Wl)上的前緣襟翼(71、72、73)(尤其是能夠相對于該 主機翼移動)，所述前緣襟翼具有集成在所述前緣襟翼內(nèi)的且沿著其翼展方向(SW-V1、 SW-V2、SW-V3)延伸的前緣襟翼除冰通道(30)，以及至少一個耦聯(lián)管道，所述耦聯(lián)管道將至 少一個前緣襟翼(71、72、73)的所述前緣襟翼除冰通道(30)與所述主機翼(Wl)的所述發(fā) 動機引氣通道(2)以流動技術(shù)的方式連接。
11.如權(quán)利要求10所述的機翼發(fā)動機組合單元，其特征在于，所述前緣襟翼除冰通道 (30)具有多個通到所述前緣襟翼的后緣(77)上的排出孔(75)。
12.如權(quán)利要求10或11所述的機翼發(fā)動機組合單元，其特征在于，所述機翼具有多個 前緣襟翼(V1、V2、V3)，其中多個前緣襟翼(V1、V2、V3)分別具有前緣襟翼除冰通道(30)， 其中至少兩個沿所述翼展方向(SW)并排設(shè)置的前緣襟翼借助于連接管路連接。
13.一種具有如前述權(quán)利要求7至12中任一項所述的機翼的飛機，其特征在于， 所述飛機(AC)具有至少一個用于檢測飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)的傳感器裝置； 所述飛機(AC)具有控制裝置，所述控制裝置與所述傳感器裝置和用于影響流動的 所述裝置功能性耦聯(lián)，并且具有如下功能，所述功能基于所述飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)生成用于影響 在所述環(huán)境空氣通道內(nèi)的流動的所述裝置的控制指令，并且將其發(fā)送給所述裝置； 用于影響流動的所述裝置具有用于接收所述控制裝置的控制信號的接收模塊，并且 具有如下功能，所述功能調(diào)節(jié)用于影響流動的所述裝置的功率。
14.如權(quán)利要求13所述的飛機，其特征在于，設(shè)有與所述控制裝置功能性連接的用于 檢測外界溫度的傳感器裝置、用于檢測飛機速度的傳感器裝置和/或用于檢測飛行高度或 絕對壓力的傳感器裝置。
15.如權(quán)利要求13或14所述的飛機，其特征在于，用于影響流動的所述裝置由流動輸 送驅(qū)動裝置形成，為了加強在所述環(huán)境空氣通道(10)中的從所述環(huán)境空氣入口裝置到所 述環(huán)境空氣出口裝置的流動，所述流動輸送驅(qū)動裝置集成在環(huán)境空氣通道中，并且所述流 動輸送驅(qū)動裝置具有用于接收所述控制裝置的控制指令的接口，以便基于控制指令借助于 輸送功率來調(diào)節(jié)流速，以用于影響在環(huán)境空氣通道中的流動。
16.如權(quán)利要求13、14或15所述的飛機，其特征在于，用于影響流動的所述裝置由具有 孔口變化機構(gòu)的孔口變化裝置和用于操縱所述孔口變化機構(gòu)的執(zhí)行器形成，所述孔口變化 機構(gòu)具有用于打開和關(guān)閉所述孔口的蓋板，所述執(zhí)行器具有用于接收所述控制裝置的控制 指令的接口，以便基于所述指令調(diào)節(jié)所述蓋板的打開狀態(tài)，以用于影響在所述環(huán)境空氣通 道內(nèi)的流動。
17.如前述權(quán)利要求13至16中任一項所述的飛機，其特征在于，飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)基于狀 態(tài)參數(shù)或下述狀態(tài)參數(shù)的組合來形成外界溫度、飛機速度、飛行高度和/或絕對壓力，基 于所述飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)，所述控制裝置的所述控制功能生成用于影響流動的相應(yīng)的裝置的控 制指令。
18.如權(quán)利要求17所述的飛機，其特征在于，附加地使用空氣濕度。
19.如權(quán)利要求13至18中任一項所述的飛機，其特征在于，在所述主機翼中安裝有用 于測量所述發(fā)動機引氣的在所述發(fā)動機引氣通道(2)中的至少一個位置上的溫度的溫度 測量裝置，和/或用于檢測所述主機翼的所述前緣的在機身和發(fā)動機之間的表面區(qū)域上的溫度的溫度測量裝置，所述溫度測量裝置與所述控制功能功能性地連接，以用于傳輸檢測 到的溫度值，并且所述控制功能能夠具有調(diào)節(jié)功能，所述調(diào)節(jié)功能產(chǎn)生用于傳輸給用于影 響在所述環(huán)境空氣通道(10)內(nèi)的流動的所述裝置的控制指令，借助所述控制指令調(diào)節(jié)所 述發(fā)動機引氣的所述溫度的額定溫度或所述主機翼的所述前緣的所述溫度的額定溫度。
20.如權(quán)利要求19所述的飛機，其特征在于，當孔口變化裝置最大程度地打開時，所述 調(diào)節(jié)功能被激活。
21.一種飛機(AC)的機翼部分，其具有用于輸送來自發(fā)動機的熱的發(fā)動機引氣的發(fā)動 機引氣通道構(gòu)造(1)，所述發(fā)動機引氣通道構(gòu)造(1)具有 發(fā)動機引氣通道(2)； 環(huán)境空氣通道(10)，所述環(huán)境空氣通道(10)沿著所述發(fā)動機引氣通道(2)延伸，并 且緊靠在所述發(fā)動機引氣通道(2)上，使得所述環(huán)境空氣通道(10)和所述發(fā)動機引氣通道 (2)形成熱交換器； 具有外殼內(nèi)側(cè)(4)和外殼外側(cè)(5)的外部的外殼(3)，所述外部的外殼(3)在所述通 道構(gòu)造(1)的橫截面中看，至少部分地圍繞所述環(huán)境空氣通道(10)； 用于將所述通道構(gòu)造(1)固定在所述機翼部分上的緊固裝置。
22.—種飛機(AC)的機翼部分，其具有如權(quán)利要求21所述的發(fā)動機引氣通道構(gòu)造 (1)，其特征在于， 所述發(fā)動機引氣通道(2)由部分段(2a)裝配而成，所述部分段(2a)沿所述通道構(gòu) 造⑴的所述縱向方向(L-A)看，連續(xù)地設(shè)置； 所述環(huán)境空氣通道(10)由部分段(210a)裝配而成，所述部分段(210a)沿所述通道 構(gòu)造(1)的所述縱向方向(L-A)看，連續(xù)地設(shè)置。
23.一種飛機(AC)的機翼部分，其具有如權(quán)利要求21或22所述的發(fā)動機引氣通道構(gòu) 造(1)，其特征在于，所述通道狀的成型部分(IOa)螺旋形地環(huán)繞所述內(nèi)殼外側(cè)(8)。
24.一種飛機(AC)的機翼部分，其具有如權(quán)利要求21或22所述的發(fā)動機引氣通道構(gòu) 造(1)，其特征在于，所述成型部分(IOa)由部分空心型材形成，其中在橫截面中看到的開 放的圓周部分由所述發(fā)動機引氣通道(2)的殼的所述外側(cè)(6a)封閉。
25.一種飛機(AC)的機翼部分，其具有如前述權(quán)利要求21至24中任一項所述的發(fā)動 機引氣通道構(gòu)造(1)，其特征在于，所述成型部分(IOa)壓力密封地與所述內(nèi)殼外側(cè)(8)連 接。
26.一種飛機(AC)的機翼部分，其具有如權(quán)利要求25所述的發(fā)動機引氣通道構(gòu)造 (1)，其特征在于，所述成型部分(IOa)抗壓地焊接在所述內(nèi)殼外側(cè)(8)上。
27.一種飛機(AC)的機翼部分，其具有如前述權(quán)利要求21至26中任一項所述的發(fā)動 機引氣通道構(gòu)造(1)，其特征在于，所述發(fā)動機引氣通道構(gòu)造(1)由多個部分段(Ia)裝配而 成，其中在所述引氣管道段(2)的兩側(cè)中的至少一側(cè)上，形成有用于連接另一個引氣管道 段(2)的連接區(qū)域(13)。
全文摘要
一種機翼發(fā)動機組合單元，具有帶有主機翼(W1)的機翼(W)以及帶有預(yù)混合室(E1)、燃燒室和熱空氣室(E2)的發(fā)動機(E)，此外還具有a)沿著翼展方向(SW)且沿著主機翼的前緣延伸的發(fā)動機引氣通道(2)，其具有發(fā)動機引氣入口裝置(2-1)，所述發(fā)動機引氣入口裝置(2-1)與發(fā)動機熱空氣室(E2)耦聯(lián)；發(fā)動機引氣出口裝置(2-2)，所述發(fā)動機引氣出口裝置(2-2)由在所述主機翼(W1)上的排出口或用于將所述發(fā)動機引氣通道與所述發(fā)動機引氣的消耗裝置耦聯(lián)的連接件形成；b)沿著所述發(fā)動機引氣通道(2)延伸的環(huán)境空氣通道(10)，其具有環(huán)境空氣入口裝置(10-1)，所述環(huán)境空氣入口裝置(10-1)設(shè)置在飛機(AC)的面向所述飛機(AC)的預(yù)期的繞流方向(S)的構(gòu)件上，并且具有用于使環(huán)境空氣進入所述環(huán)境空氣通道(10)內(nèi)的孔口(10-3)；環(huán)境空氣出口裝置(10-2)，所述環(huán)境空氣出口裝置(10-2)具有在所述環(huán)境空氣通道(10)和所述發(fā)動機(E)的預(yù)混合室(E1)之間的通道；使得由發(fā)動機引氣通道(2)和環(huán)境空氣通道(10)組成的構(gòu)造(1)形成用于冷卻在所述發(fā)動機引氣通道(2)內(nèi)流動的空氣的熱交換器裝置，并且將導(dǎo)入所述環(huán)境空氣通道(10)內(nèi)的所述環(huán)境空氣供給在所述發(fā)動機內(nèi)的燃燒。
文檔編號B64D33/02GK101932509SQ200980103845
公開日2010年12月29日 申請日期2009年1月30日 優(yōu)先權(quán)日2008年2月1日
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