機翼發動機組合單元、飛機以及飛機的具有發動機引氣通道結構的機翼部分的製作方法

2023-07-18 08:52:31

專利名稱：機翼發動機組合單元、飛機以及飛機的具有發動機引氣通道結構的機翼部分的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種具有機翼和發動機的機翼發動機組合單元，一種具有機翼的飛機 以及一種飛機的帶有發動機引氣通道結構的機翼部分。
背景技術：
發動機引氣的使用被應用於飛機的不同的系統。此外，發動機引氣用於飛機機體 的熱量調節和供壓。燃料箱、液壓箱和水箱也藉助於引氣保持加壓，以便例如防止泵的故 障。引氣排出是簡單的且經證明的系統，所述系統藉助在技術上可簡單實現的部件構成。引氣的使用的不利在於，導致燃料消耗的增加和發動機功率的下降。基於這個原 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，空氣調節 設備和其它輔助動力設備完全地電操作。為了產生為此需要的電能，發動機具有功率更大 發電機以用於補償。從US 6442944中已知一種在發動機內的熱交換器，藉助所述熱交換器如下冷卻 熱的引氣，第一步先將引氣導入發動機入口區域，在那裡引氣阻礙出現的冰形成，並且同時 通過環境氣流冷卻。被冷卻的引氣能夠隨後在飛機中用於不同的系統。

發明內容
本發明的目的是，提供一種機翼發動機組合單元、一種飛機以及一種一種飛機的 帶有發動機引氣通道結構的機翼部分，藉助它們能夠最佳地利用用於不同目的的發動機引 氣，和/或用於飛機的系統的，尤其是用於飛機的空氣調節系統的發動機引氣。該目的藉助獨立權利要求的特徵得以實現。其它實施形式在與這些獨立權利要求 相關的從屬權利要求中說明。通過根據本發明的解決方案，尤其是在發動機中，功率損失通過引氣排出至少部 分地被補償。重要的是，通過本發明達到在能量方面最佳的飛機總系統，尤其是具有減少了 由於來自發動機的引氣經過相應的機翼部分而導致的過熱的危險的飛機總系統。根據本發明的另一個方面，提出一種機翼發動機組合單元，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混合室、燃燒室和熱空氣室的發動機，此外還具 有 沿著翼展方向並且尤其是部分地沿著主機翼的前緣延伸的發動機引氣通道，其 具有發動機引氣入口裝置，所述發動機引氣入口裝置與發動機熱空氣室耦聯；發動機引 氣出口裝置，所述發動機引氣出口裝置由在主機翼上的排出口或用於將發動機引氣通道與 發動機引氣的消耗裝置耦聯的連接件形成； 沿著發動機引氣通道延伸的環境空氣通道，其具有環境空氣入口裝置，所述環 境空氣入口裝置設置在飛機的面向飛機的預期的繞流方向的構件上，並且具有用於使環境空氣進入環境空氣通道內的孔口 ；環境空氣出口裝置，所述環境空氣出口裝置具有在環境 空氣通道和發動機的預混合室之間的通道；使得由發動機引氣通道和環境空氣通道組成的 構造形成用於冷卻在發動機引氣通道內流動的空氣的熱交換器裝置，並且將導入環境空氣 通道內的環境空氣供給在發動機內的燃燒。在此，發動機引氣通道和環境空氣通道能夠構成為，使得在機翼的預期的繞流中， 在發動機引氣通道內的發動機引氣從發動機流向發動機引氣出口裝置，並且在環境空氣通 道內的環境空氣沿與發動機引氣的流動方向相反的方向流過。發動機引氣的消耗裝置尤其能夠為飛機的空氣調節系統，發動機引氣通道藉助於 發動機引氣出口裝置耦聯在所述消耗裝置上。在根據本發明的機翼發動機組合單元中，飛機的構件，在所述構件上設有環境空 氣入口裝置的孔口，能夠設置在機翼連接區域的表面上或機腹整流罩的表面上，所述機翼 連接區域從機身外側朝著發動機懸掛裝置的方向，在機身外側和發動機懸掛裝置之間的距 離的10%的距離內延伸。通常，環境空氣通道能夠構成為，使得其至少部分螺旋形地環繞發動機引氣通道。也能夠提出，環境空氣通道部分地完全包圍發動機引氣通道，或者至少在部分圓 周上包圍發動機引氣通道。在根據本發明的實施形式中提出，用於影響在環境空氣通道內的流動的裝置集成 在環境空氣通道中。用於影響流動的裝置尤其能夠由流動輸送驅動裝置形成，為了影響在 環境空氣通道中的從環境空氣入口裝置到環境空氣出口裝置的流動，所述流動輸送驅動裝 置集成在環境空氣通道中。可替代或可附加的是，用於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於打開和關閉環境空氣出口裝置的孔口的蓋板。根據本發明，機翼能夠具有至少一個耦聯在主機翼上的前緣襟翼，所述前緣襟翼 可相對於該主機翼移動，並且所述前緣襟翼具有前緣襟翼的集成在其內的且沿著其翼展方 向延伸的前緣襟翼除冰通道，以及至少一個耦聯管道，所述耦聯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動機引氣通道以流動技術的方式連接。相應的前緣襟翼 除冰通道能夠具有多個通到前緣襟翼的後緣上的排出孔。這些排出孔能夠設置成，使得通 過經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並排設置的 前緣襟翼藉助於連接管路連接。根據本發明的另一方面，提出一種具有機翼的飛機，其中 飛機具有至少一個用於檢測飛行狀態數據的傳感器裝置； 飛機具有控制裝置，所述控制裝置與傳感器裝置和用於影響流動的裝置功能性 耦聯，並且具有如下功能，所述功能基於飛行狀態數據生成用於影響在環境空氣通道內的 流動的裝置的控制指令，並且發送給該裝置； 用於影響流動的裝置具有用於接收控制裝置的控制信號的接收模塊，並且具有 如下功能，所述功能調節用於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於檢測外界溫度的傳感器裝置、用 於檢測飛機速度的傳感器裝置和/或用於檢測飛行高度或絕對壓力的傳感器裝置。根據本發明的實施例，用於影響流動的裝置由流動輸送驅動裝置形成，為了加強在環境空氣通道中的從環境空氣入口裝置到環境空氣出口裝置的流動，所述流動輸送驅動 裝置集成在環境空氣通道中，並且所述流動輸送驅動裝置具有用於接收控制裝置的控制指 令的接口，以便基於控制指令來調節流速，以用於藉助於輸送功率影響在環境空氣通道中 的流動。可替代或可附加地能夠提出，用於影響流動的裝置由具有孔口變化機構的孔口變 化裝置和用於操縱孔口變化機構的執行器形成，所述孔口變化機構具有用於打開和關閉孔 口的蓋板，所述執行器具有用於接收控制裝置的控制指令的接口，以便基於控制指令調節 蓋板的打開狀態，以用於影響在環境空氣通道內的流動。飛行狀態數據能夠基於狀態參數或下述狀態參數的組合來形成外界溫度、飛機 速度、飛行高度和/或絕對壓力，基於所述飛行狀態數據，控制裝置的控制功能生成用於影 響在環境空氣通道內的流動的相應的裝置的控制指令。在此能夠附加地使用空氣溼度。在另一個實施例中，在主機翼中安裝有用於測量發動機引氣的在發動機引氣通道 中的至少一個位置上的溫度的溫度測量裝置，和/或用於檢測主機翼的前緣的在機身和發 動機之間的表面區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，以用於傳輸檢測到的溫度值。在此，控制功能能夠具有調節功能，所述調節功能產生用 於傳輸給用於影響在環境空氣通道內的流動的裝置的控制指令，藉助所述控制指令調節發 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，調節功能被激活，並且在該狀態下需要在環境空 氣通道內的較大的流量，使得然後例如流動輸送驅動裝置被激活，並且反之亦然。根據本發明的另一方面，提出一種飛機的機翼部分，其具有用於輸送來自發動機 的熱的發動機引氣的發動機引氣通道構造。在此，發動機引氣通道構造具有 發動機引氣通道； 環境空氣通道，所述環境空氣通道沿著發動機引氣通道延伸，並且緊靠在發動 機引氣通道上，使得環境空氣通道和發動機引氣通道形成熱交換器； 具有外殼內側和外殼外側的外部的外殼，所述外部的外殼在通道構造的橫截面 中看，至少部分地圍繞環境空氣通道； 用於將通道構造固定在機翼部分上的緊固裝置。在該實施例中能夠提出， 發動機引氣通道由部分段裝配而成，所述部分段沿通道構造的縱向方向看，連 續地設置； 環境空氣通道由部分段裝配而成，所述部分段沿通道構造的縱向方向看，連續 地設置。通道狀的成型部分能夠構成為，使得該成型部分螺旋形地環繞內殼外側。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動機引氣通道的殼的外側封閉。在此，成型部分能夠壓力密封地與內殼外側連接。在此，成型部分抗壓地焊接在內 殼外側上。也能夠提出，發動機引氣通道構造由多個部分段裝配而成，其中在引氣管道段的 兩側中的至少一側上，形成用於連接另一個引氣管道段的連接區域。根據本發明的另一方面，提出一種用於形成引氣管道構造的引氣管道段，所述引氣管道構造具有用於將來自發動機的熱的引氣輸送到飛機的構件中的集成的熱交換器。引 氣管道段具有帶有外殼內側和外殼外側的外部的外殼段，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側和外殼外側的外部的外殼；具有內殼內側和 內殼外側的內殼段，所述內殼段能夠與至少一個另外的內殼段組裝成具有內殼內側和內殼 外側的內殼；在外殼內側和內殼外側之間形成的間隙中的絕緣材料或絕緣材料層，其中至 少一個用於形成通道的通道狀的成型部分沿著內殼外側延伸。內殼在外部的外殼段內延 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下，內殼段與發動機的空 氣出口耦聯。使得引氣空氣在內殼段中流動。此外，當裝入飛機結構中時，成型部分在此具 有用於環境空氣的入口或入口通道，使得環境空氣流過成型部分。在此，引氣管道段能夠構 成為並且在飛機中安裝成，使得來自飛機的周圍環境的空氣反向於引氣的流動方向流動。因此，引氣管道段具有由內殼和外部的外殼段形成的雙殼，其具有嵌入絕緣材料 內的通道段。在此，沿引氣管道構造或引氣管道段的縱向方向看，兩個殼，即外部的外殼或 外部的外殼段和內殼或內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 對於內殼都具有相同的距離。在具有引氣管道段的引氣管道構造的通道中流動的熱的發動 機空氣將其熱量的至少一部分散發到內殼上。在通道內反向於引氣方向流動的冷的環境空 氣能夠吸收加熱內殼的能量的至少一部分，並且因此變熱。傳熱效率首先與內殼的材料有 關，所述材料能夠根據應用情況相應地選擇。引氣管道段的形成通道段的成型部分能夠螺旋形地環繞這些引氣管道段的內殼 外側，也就是說，其能夠螺旋形地纏繞或盤繞內殼外側。但是，成型部分也能夠平行於或者 沿著引氣管道段的內殼的中心軸線，在引氣管道段的內殼外側上延伸。在此，每個引氣管道 段能夠具有多個沿圓周方向並排地設置的這樣的成型部分，並且例如在引氣管道段的起始 處和/或末端以流體技術的方式相互連接。在引氣管道構造的結構中，待相互裝配的引氣 管道段的為了構成引氣管道構造的通道待相互連接的成型部分不以流體技術的方式相互 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造中形成用 於環境空氣的通道的成型部分能夠構成為管線段或管線。該管線在其位於內殼外側上的支 承區域內能夠為平坦的，或者能夠具有帶有內殼外側的半徑的彎曲部，使得該管線平坦地 倚靠在外側上，並且在此允許儘可能大的支承面。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上通用的形狀或為了使用目的特製的 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，那麼發生在流經通道的引氣 和內殼內側之間的第一傳熱、在內殼外側和空心型材外側的緊靠在該內殼外側上的部分之 間的第二傳熱、以及在位於空心型材段的緊靠內殼外側的部分的區域對面的區域上的空心 型材內側和環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，並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殼外側上，並且導入通道的環境空氣具有與內殼外 側的直接的接觸。空心型材，例如上面提及的管，通常自身由壓力密封的成型部分形成，所述成型部分然後能夠整體上與內殼外側連接。為了形成氣密的通道，形成成型部分的部分空心形成 能夠藉助兩個部分型材縱向邊緣壓力密封地固定在內殼外側上，例如粘貼或焊接在內殼外 側上。如果為焊接連接，那麼該焊接連接能夠通過真空焊接方法進行，因為藉助於真空焊接 方法能夠獲得特別好的焊縫質量，所述焊縫質量也滿足航空工業的要求。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 材垂直地從內殼外側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地增加，並且在部分型材的半圓的頂點處達到最大值。因為成型部 分設置在內殼外側和外殼內側之間的空間內，所以最大可能的高度H相當於在這兩個面之 間的距離。但是，成型部分的最大高度也能夠選擇為，小於內殼外側和外殼內側之間的距離。 因此，在成型部分表面和外殼內側之間存在距離，所述距離如在內壁和外殼之間的空間一 樣，能夠用絕緣材料填充。該絕緣層防止發生在成型部分和外殼之間的二次換熱，這能夠對 引氣和環境空氣之間的主要的換熱的效率產生不利的影響。在實施例中，多個引氣管道段沿它們的縱向方向連續地設置並且相互連接，使得 內殼段形成內殼，並且通道段形成通道部分或通道。在此，為了能夠將引氣管道段與至少一 個另外的引氣管道段連接，至少在引氣管道段的兩側中的一側上形成連接區域。連接區域 構成為，使得在壓力密封地連接兩個引氣管道段的同時，形成存在於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，連接區域能夠一 方面具有在內殼段的至少一個軸向端部上的第一連接機構，以用於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殼段連接，並且具有在成型部分的端部上的第二連接機 構，以用於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，本發明涉及一種引氣管道或一種引氣管道構造，其具有至少兩個在它們的 連接區域內壓力密封地相互連接的前述引氣管道段。通常，引氣管道構造由多個相互連接 的引氣管道段形成，其中設有用於與環境空氣入口連接的第一引氣管道段，所述第一引氣 管道段藉助其形成成型部分的通道段位於引氣管道構造的第一端部上，並且設有用於與發 動機供給管路連接的最後的引氣管道段，所述最後的引氣管道段藉助其形成成型部分的通 道位於引氣管道構造的第二端部上。也就是說，環境空氣經由環境空氣入口導入通道內；在 通道內沿著引氣管道引導；並且在最後的引氣管道段的端部流入發動機供給管路內，通過 所述發動機供給管路導入發動機的內部區域中。以這種方式供給發動機或燃燒過程的這個 附加的空氣克服由於引氣分支導致的發動機的功率損失。為了提高在環境空氣入口處流入的空氣量，在環境空氣入口的區域內能夠存在例 如電驅動的鼓風機。引氣管道例如能夠裝入或集成在前緣襟翼內。在此，引氣管道能夠沿前緣襟翼的 縱向方向延伸，從而在引氣管道內的被冷卻的引氣能夠用於加熱前緣襟翼邊緣，以便例如 防止在該區域內的冰形成，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，本發明涉及一種引氣管道系統，其具有前述引氣管道和附加的調節裝置，借 助所述調節裝置，可調節流入引氣管道內的引氣量。在此，調節裝置能夠如下功能，藉助所述功能可與旨在引氣管道內達到的溫度無關地調節流入的引氣量。也就是說，當在引氣管 道內的引氣溫度低於力求達到的溫度時，調節裝置能夠提高流入的引氣量，並且當在引氣 管道內的引氣溫度過高時，調節裝置能夠減少流入的引氣量。能夠在調節裝置的功能中預 先給定用於在引氣管道的引氣溫度的額定值作為比較值，調節裝置根據所述比較值調節流 入的引氣量。調節裝置也能夠功能性地與至少一個另外的飛機系統功能耦聯，所述飛機系 統功能將溫度值，例如飛機的環境溫度或液壓子系統中的液體的溫度，傳輸給調節裝置，調 節裝置根據所述溫度值調節流入的引氣量。在此，環境空氣入口尤其能夠具有鼓風機，以用 於提高環境空氣流入量。


下面藉助

本發明的實施例。這些附圖具體地示出 圖1示出根據本發明設有的發動機引氣通道構造的實施例的示意的截面圖，所 述發動機引氣通道構造具有發動機引氣通道和環境空氣通道，所述環境空氣通道位於用虛 線示出的外殼外側內； 圖2示出發動機引氣通道構造的實施例的立體圖，其中未示出外殼外側； 圖3示出發動機引氣通道構造的實施例的另一個立體圖，其中未示出外殼外 側； 圖4示出發動機引氣通道構造的實施例的側視圖，其中未示出外殼外側； 圖5a示出按照本發明的根據本發明的發動機引氣通道構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示出發動機引氣通道構造的在圖5a中示出的兩個部分段的在安裝在一起 和相互連接的狀態下的立體圖； 圖5c示出具有兩個相互連接的部分段的發動機引氣通道構造的放大的部分 圖； 圖6a以圖示方式示出根據本發明的機翼發動機組合單元的實施例，其中示出 機翼發動機組合單元的組成部分的構造以及功能模塊的構造的示意的俯視圖； 圖6b以如圖6a的圖示方式示出根據本發明的機翼發動機組合單元的第二實施 例。
具體實施例方式在圖1中示出根據本發明的引氣管道構造或發動機引氣通道構造1的實施例的示 意的截面圖，所述引氣管道構造或發動機引氣通道構造包括主通道或發動機引氣通道1， 用於輸送引氣或從發動機中排出的熱空氣；環境空氣通道10，用於引導環境空氣。根據本 發明，設有發動機引氣通道構造1，用於在結構上集成到飛機AC內，並且尤其是集成到飛機 AC的機翼W內。根據本發明，發動機引氣通常用於在飛機AC中的不同的功能目的。在此，發動機 引氣能夠用於飛機的結構件的除冰，並且尤其是機翼W的除冰，以及能夠用於在飛機AC中 的設備和系統。通過設有根據本發明的發動機引氣通道構造1，發動機引氣能夠用於所述
10目的，並且在此發動機引氣的在機翼W中的供給和輸送適應於機翼結構的要求，並且尤其 適應於新型材料的特性。通過設有至少部分地沿著發動機引氣通道且在發動機引氣通道外 延伸的環境空氣通道，根據本發明，輸送到發動機引氣通道內的引氣由與該引氣相比較冷 的環境空氣以最佳的方式冷卻。在此，總的發動機引氣通道構造1或具有發動機引氣通道 構造1的根據本發明的機翼發動機組合單元構成為，使得引氣的熱量適應於相應的應用情 況。在本發明的實施例中，消耗裝置為飛機AC的空氣調節系統，根據本發明將引氣供 給所述消耗裝置。根據本發明的實施例，環境空氣能夠容納在環境空氣通道10內，並且在環境空氣 通道內輸送，而該環境空氣不會以主動的方式改變。根據另一方面，用於影響流動的裝置能 夠集成到環境空氣通道10內，以便主動地影響在環境空氣通道10內的流動。如圖6a和6b的根據本發明的機翼發動機組合單元具有帶有主機翼Wl的機翼W以 及帶有預混合室E1、燃燒室和熱空氣室E2的發動機E。預混合室為發動機的空間或區域， 在所述空間或區域內，通過空氣與燃料的混合產生供給燃燒過程的混合氣體。在本發明中， 預混合室也能夠為與該預混合室相關聯的或與該預混合室連接的空間，所述空間的氣體供 給發動機的燃燒過程。在本文中，發動機E的熱空氣室E2理解為發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域。熱空氣室E2尤其能夠為發動機殼流腔或發動機 殼流室。機翼W連接在機身R上，使得在機翼W和機身R之間設有連接區域W2，所述連接區 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於機翼W調節。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。根據本發明的機翼發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 翼的前緣延伸的發動機引氣通道2。該發動機引氣通道具有發動機引氣入口裝置2-1，所 述發動機引氣入口裝置與發動機熱空氣室E2或發動機殼流腔耦聯；發動機引氣出口裝置 2-2，所述發動機引氣出口裝置由在主機翼Wl上的排出口或用於將發動機引氣通道與發動 機引氣的消耗裝置耦聯的連接件形成。在此，環境空氣通道10沿著發動機引氣通道2的縱向方向延伸。該環境空氣通道 能夠緊密地或者以例如直至IOmm間距的小距離在發動機引氣通道2旁延伸。環境空氣通 道10尤其能夠螺旋形地環繞發動機引氣通道2。可替代的是，環境空氣通道10能夠構成 為，使得其部分地完全包圍發動機引氣通道2，或者至少在部分圓周上包圍發動機引氣通道 2。環境空氣通道10具有環境空氣入口裝置10-1，所述環境空氣入口裝置設置在飛 機AC的面向飛機AC的預期的繞流方向S的構件上，或者沿飛機縱軸線L-AC定向地設置， 並且具有用於使環境空氣進入環境空氣通道10內的孔口 10-3。在此，孔口 10-3尤其能夠 構成為嵌入機翼的表面輪廓內的孔口，即所謂的舒柏(Scub)孔口。此外，環境空氣通道10 具有環境空氣出口裝置10-2，所述環境空氣出口裝置具有在環境空氣通道10和發動機E的 預混合室El之間的通道。因此，在根據本發明的機翼發動機組合單元中，由發動機引氣通 道2和環境空氣通道10組成的構造1形成用於冷卻在發動機引氣通道2內流動的空氣的
11熱交換器裝置，並且將導入環境空氣通道10內的環境空氣供給在發動機內的燃燒。根據本發明的機翼發動機組合單元能夠集成在機翼中並且構成為，使得在飛行時 機翼W和機身R的預期發生的繞流中，在發動機引氣通道內的發動機引氣從發動機流向發 動機引氣出口裝置，並且在環境空氣通道10內的環境空氣沿與發動機引氣的流動方向相 反的方向流過。飛機的構件，在所述構件上設有環境空氣入口裝置10-1的孔口 10-3，通常能夠位 於機翼的表面上，其中環境空氣入口裝置10-1尤其構成為，使得孔口 10-3或環境空氣通道 10的開口具有方向分量，所述方向分量指向預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。飛機的構件，在所述構件上設有環境空氣入口裝置10-1的 孔口 10-3，尤其能夠為機翼連接區域或機腹整流罩區域或機腹整流罩的表面，所述機翼連 接區域從機身外側朝著發動機懸掛裝置的方向，在機身外側和發動機懸掛裝置之間的距離 Dl的10%的距離內延伸。根據本發明構成的發動機引氣通道構造1的實施例在圖1至4以及5a和5b中示 出，並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。可替代的是，發動機 引氣通道構造1也能夠由發動機引氣通道2的唯一一段形成。在此，該發動機引氣通道2 能夠由環境空氣通道10的一段或環境空氣通道10的多個部分段IOa形成。在所示實施例 中，設有引氣管道構造1的主通道2，以用於輸送來自熱空氣腔的，並且尤其是來自飛機的 發動機的殼流區域的熱風或熱空氣。熱空氣的導入用箭頭Pl示意地示出，並且熱空氣的流 出用於箭頭P2示出。熱空氣被輸送給消耗裝置，以用於另外的使用，所述消耗裝置尤其能 夠為飛機的空氣調節系統。為了將熱空氣從發動機E的發動機室或熱空氣區域E2中排出， 主通道2通過連接件與發動機室或熱空氣區域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藉助於引氣保持加壓的燃料箱、液壓箱和水箱，在所述壓力艙內， 引氣用於熱量調節和供壓。根據本發明的發動機引氣通道構造1的在圖1至4和5a、5b中示出的實施例具有 用於形成發動機引氣通道2或發動機引氣通道的部分段2a的內殼6，以及沿著發動機引氣 通道的並且螺旋形環繞發動機引氣通道的環境空氣通道10或環境空氣通道的通道段10a。 此外，發動機引氣通道構造1具有外部的外殼3，所述外殼包圍發動機引氣通道2和環境空 氣通道10。外部的外殼3能夠在橫截面內封閉或開放地延伸，也就是說，在環境空氣通道 10的部分圓周上延伸。在外部的外殼3和內殼6之間的空間內設置或安裝有環境空氣通道 10或環境空氣通道IOa的通道段10a。在實施例中，多個成型部分IOa連續地設置，並且連 接到環境空氣通道10上。在所示實施例中，環境空氣通道10的各個成型部分或通道段IOa 固定在相應的發動機引氣通道段2a的內殼外側8上。通過設有外部的外殼3實現在發動 機引氣通道2內的發動機引氣的有效的冷卻。外部的外殼3也能夠由沿發動機引氣通道構造的縱向方向L-S連續地設置的外殼 段3a形成。環境空氣通道10具有入口或環境空氣入口裝置10-1，通過所述入口，空氣從飛機 的環境流入通道內(箭頭P3)。在此，用於環境空氣的環境空氣入口裝置10-1能夠位於引氣 管道1的在消耗裝置側的端部附近。以這種方式，尤其能夠在發動機引氣通道構造的相對 靠近相應的消耗裝置的區域內特別有效地冷卻發動機引氣。因此，環境空氣入口裝置10-1尤其能夠藉助連接件或耦聯件與壓力艙、燃料箱、液壓箱和水箱的內部連接。在環境空氣通 道10內，環境空氣反向於引氣的流動方向，沿通道10的在發動機側的端部的方向流動。在 環境空氣通道10的在發動機側的端部上，環境空氣尤其能夠經由環境空氣出口裝置10-2 供給發動機E，以用於進一步使用。因此，該環境空氣出口裝置10-2尤其為發動機室的供給 裝置，為此尤其設有預混合室El。發動機弓丨氣通道構造1能夠在機翼內或連同機翼W構成為，使得在該機翼內，發動 機引氣從發動機引氣入口裝置流向發動機引氣出口裝置，並且此外環境空氣通道10能夠 在此構成為，使得環境空氣從環境空氣入口裝置流向環境空氣出口裝置。在這種情況下，環境空氣在其從環境空氣入口裝置10-1到環境空氣出口裝置 10-2的路程上由沿相反方向流動的發動機引氣加熱，發動機引氣相應地冷卻。發動機引氣 通道2或發動機引氣通道段2a和環境空氣通道10如下形成熱交換器，發動機引氣的熱量 部分地散發給在環境空氣通道10內流動的環境空氣。尤其能夠如下改善該熱交換器的效 率通過內殼6的合適的材料或其導熱性的選擇；通過環境空氣通道10的材料或其導熱性 的選擇，尤其是當環境空氣通道10倚靠在內殼外側8上時；通過環境空氣通道10和內殼外 側8的總的共同傳熱面積的大小，通過在發動機引氣通道2內流動的發動機引氣量；在環境 空氣通道10內流動的環境空氣量；以及通過在引氣和環境空氣之間的溫差。在圖1至4和5a、5b中示出的實施形式中，環境空氣通道10能夠由相互耦聯的成 型部分IOa或通道段形成，所述成型部分或通道段在發動機引氣通道段2a組裝前裝配在發 動機引氣通道段2a上，或者與這些發動機引氣通道段分開地組裝，並且在此逐段地固定在 內殼外側8上。環境空氣通道10或其通道段IOa能夠作為空心型材形成，使得在發動機引 氣和環境空氣之間的換熱通過內殼內側7、內殼外側8和發動機引氣通道2來進行。此外， 內殼外側8將熱量傳遞給環境空氣通道10的壁部，使得在環境空氣通道10中流動的空氣 變熱。如果與此相反，環境空氣通道10構成為部分空心型材，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，那麼環境空氣通道10能夠如下形成，半管的開放的縱 向區域緊靠在內殼6的外側8上，並且在此半管的兩個縱向截面邊緣壓力密封地置於內殼 外側8上，並且/或者藉助於粘合連接或焊接連接與內殼外側8壓力密封地連接。環境空 氣通道10在傳熱的地方不具有自己的壁部，使得在發動機引氣和環境空氣之間的換熱只 是通過內殼內側7和內殼外側8來進行。因此獲得在發動機引氣和環境空氣之間的尤其有 效的並且有利於確定的應用情況的換熱。環境空氣通道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於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殼外側8上的兩個邊緣之間的距離。但 是高度，也就是說從內殼外側8沿垂直於內殼外側8的方向測量到的部分管型材的最大距 離，能夠最大相當於在內殼外側8和外殼內側4之間的距離。為了保持在發動機引氣管道 段2的外部的外殼3上的熱量損失儘可能地少，部分空心型材的高度能夠小於在這個位置 上的內殼外側8和外殼內側4之間的距離，使得環境空氣通道10的外側不緊靠在外部的外 殼3的內側4上。在外部的外殼3和內殼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，沿著內殼外側8延伸的環境空氣通道10由絕緣材料9b包圍。在通道的高
13度，如上所述，小於在內殼外側8和外殼內側4之間的距離的情況下，環境空氣通道10在全 部區域上由絕緣材料9b包圍，所述絕緣材料不緊貼在發動機引氣通道2上。在圖2中示出不具有外部的外殼3的發動機引氣通道構造1的立體圖。可看到具 有內殼外側8的內殼6，在所述內殼外側上，部分空心型材安裝成，形成成型部分或通道部 分IOa或者環境空氣通道10的通道段。通道段IOa在內殼外側8上螺旋形地環繞，並且沿 著總的發動機引氣通道段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中不可見的後端各具有連接區域，藉助所述連接區域，通道段IOa的出口 15分別能夠連接 在具有發動機引氣通道構造1的另一個通道段IOa的入口 14的通道段IOa的相應的端部 上。在圖3中示出圖2的發動機引氣通道構造1的另一個立體圖。圖4示出發動機引氣通道構造1的側視圖，在所述側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和其內殼外側8。在 圖4的視圖中清楚地看出，通道部分IOa沒有完全達到屬於發動機引氣通道構造的相應的 段的外部的外殼3的外殼內側4，而是在通道上側和外殼內側4之間存在間隙9a。在內殼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的三個側面 上嵌入絕緣材料9b內。在圖5a和5b中示出，發動機引氣通道構造1的示出的實施例構成為，使得為了裝 配發動機引氣通道構造1，兩個部分段Ia能夠在連接區域內相互連接。在連接區域的相應 的設計中，環境空氣通道10的相應的通道段IOa的以及相應的發動機引氣通道段2a的連 接區域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組成的發動機引氣通道構造1的連接的形成，即通過在發動機 引氣通道段的合適的旋轉角度的情況下，彼此相互安裝或設置發動機引氣通道段2a的相 應的端側，並且緊接著相對於每個其它的發動機引氣通道段2a，旋轉發動機引氣通道段2a 中的一個。這個「旋擰」能夠同時導致相應的發動機引氣通道段2a的兩個連接側面以一個 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/或發動 機引氣通道段2a的連接的區域內，能夠附加地在相應的部分段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/或環境空氣在發動機引氣通道構造1或者 環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動機引氣通道構造1的內殼外側8上形成的兩個通道 段IOa在連接時的連接區域13。根據本發明的另一個方面能夠提出，在環境空氣通道10內流動的環境空氣量和/ 或速度通過一個或多個用於影響在環境空氣通道10內的流動的裝置主動地影響。一方面， 環境空氣入口裝置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 在環境空氣通道10內的環境空氣需求由控制裝置控制，並且打開或關閉。但是，在環境空 氣通道10內，並且尤其是在入口區域或在環境空氣入口裝置10-1處，也能夠設有由控制裝 置控制的流動輸送驅動裝置和例如泵或通風機，所述通風機能夠根據需要啟動、關閉，並且 /或者控制以用於調節其輸出功率，以便影響在環境空氣通道10內流動的環境空氣量，也 就是說，增加或減少在環境空氣通道內流動的環境空氣量。也能夠設有由控制裝置控制的
14孔口變化裝置和流動輸送驅動裝置。為此，飛機AC具有用於檢測飛行狀態數據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，並且具有用於接收檢測到 的飛行狀態數據的接收模塊。控制裝置與用於影響流動的相應的裝置功能性地耦聯，並且 具有如下功能，所述功能基於飛行狀態數據生成用於影響在環境空氣通道內的流動的裝置 的控制指令，並且發送給該裝置。至少一個用於影響流動的裝置分別具有用於接收控制裝 置的控制信號的接收模塊，並且具有如下功能，所述功能調節用於影響流動的裝置的輸出 功率，以便影響在環境空氣通道10內的流動。傳感器裝置能夠具有用於檢測外界溫度的傳感器、用於檢測飛機速度的傳感器、 用於檢測飛行高度的傳感器、用於檢測空氣溼度的傳感器和/或用於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中使用的傳感器。可替代或可附加的是，能夠設有用於檢測在機翼W的表面上的，或者在環境空氣 入口裝置10-1的區域內的，尤其是在環境空氣入口裝置的孔口的區域內的流速的傳感器。 傳感器能夠為用於檢測壁內切應力的壓電壁內切應力傳感器，從所述壁內切應力傳感器中 能夠測定在設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據直接由相應的傳感器接收，或 者傳感器數據由相應的傳感器首先傳輸給飛行控制系統或任務系統，並且從那裡供給控制 功能。控制裝置功能能夠具有分配功能，在所述分配功能中，用於控制指令的值被分配 給傳感器的傳感器值，使得藉助相應的控制指令的識別產生該控制指令，並且傳輸給用於 影響流動的相應的裝置。這樣的分配功能能夠儲存在控制裝置內，尤其能夠以表格形式或 矩陣形式儲存在控制功能有權進入的存儲器內。可替代或可附加的是，控制功能也能夠具 有用於確定控制指令的分析功能。根據另一個實施例能夠提出，功能能夠使用傳感器值的組合。控制功能尤其能夠 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，並且從這些傳感器值中分別確定有關在機翼上的增加的結冰危險的出現 的可能性或假設。這尤其能夠如下實現，即通過根據傳感器值的相對於總是預先給定的極 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，所述評估指數與它的相 對於分別與其相關聯的極限值的距離成比例。在這種情況下，評估指數的總和與確定的強 度相關聯，藉助所述強度加強或減弱在環境空氣通道內的流動，使得從這個總數值中確定 用於影響流動的裝置的調節值的控制指令。用於流動輸送驅動裝置的調節值相當於流動輸 送驅動裝置的待控制的輸出功率，並且用於孔口變化裝置的調節值相當於孔口變化裝置的 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)的且用於影響流動的裝置的實施方式中， 該裝置具有孔口變化機構、用於打開或關閉孔口 10-3的蓋板和用於操縱孔口變化機構的 執行器。蓋板例如能夠為滑板，所述滑板藉助固定在結構件上的導向裝置上引導，並且根據 其調節狀態或多或少地遮蓋孔口 10-3。執行器具有用於接收控制裝置的控制指令的接口， 以便基於控制指令調節蓋板的打開狀態，以用於影響在環境空氣通道內的流動。控制裝置51能夠功能性地和/或物理性地集成在飛行控制裝置50或任務控制裝置內，或者由飛行控制裝置或任務控制裝置通過數據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，通過藉助於調節功能調節在環境空氣通道10中的 流動的流量和/或流速，調節發動機引氣的在發動機引氣通道2內的至少一個位置上的規 定的溫度，和/或主機翼的前緣的在機身和發動機之間的表面區域上的規定的溫度。在此， 也能夠分別規定或調節溫度範圍。在該實施例中，在主機翼中安裝有用於測量發動機引氣 的在發動機引氣通道2內的至少一個位置上的溫度的溫度測量裝置，和/或用於檢測主機 翼的前緣的在機身和發動機之間的表面區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，所述控制功能用於控制用於影響流動的所述裝置，例如流動輸送驅 動裝置和/或孔口變化裝置。可替代或除了流動輸送驅動裝置和/或孔口變化裝置，用於影 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，以便通過打開和關閉閥 門來調節在環境空氣通道10內的流動的流量和/或流速。在此，能夠如在本文中所述的流 動輸送驅動裝置一樣，設有閥門63的控制。控制功能具有調節功能，所述調節功能產生用 於傳輸給用於影響環境空氣通道10內的流動的裝置的控制指令，藉助所述控制指令調節 發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，調節功能被激活。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有的流動輸送驅動裝置60，並且將其保 持在規定的輸出功率上，因為由於低的環境空氣速度，只有少量的環境空氣能夠在環境空 氣通道10內流動。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。可替代或可附加的是，所述調節也能夠如下進行，基於藉助相應的傳感器檢測到 的真實的引氣溫度和/或藉助相應的傳感器檢測到的在發動機引氣的最終消耗裝置上或 旁的真實的發動機引氣壓力。在此，在所述的額定溫度方面提出，當溫度或壓力過低時，引 氣被更多地導入發動機引氣通道1內，並且當溫度和/或壓力過高時，在發動機引氣通道1 內的引氣輸送被節流。根據本發明，至少一個前緣襟翼71、72、73設置在機翼W上，所述前緣襟翼尤其能 夠可相對於該機翼運動地耦聯。前緣襟翼中的一個或多個具有集成在其內的且沿著其翼展 方向延伸的前緣襟翼除冰通道30，以及至少一個耦聯管道74，所述耦聯管道將至少一個前 緣襟翼71、72、73的前緣襟翼除冰通道與主機翼Wl的發動機引氣通道2以流動技術的方式 連接。當相應的前緣襟翼可調節地設置在主機翼Wl上時，所述前緣襟翼設計成，長度可變 化並且例如可伸縮地伸展。來自相應的前緣襟翼的發動機引氣的排出能夠通過存在的適合 的洩漏損失或通過在側面的排出來實現。相應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的前緣襟翼的後緣77。排出口 75能夠設置成，使 得它們影響主機翼的繞流。附圖標記列表1發動機引氣通道構造Ia 發動機引氣通道構造的部分段2發動機引氣通道或引氣管道
160106]
0107]
0108]
0109]
0110] 0111] 0112]
0113]
0114]
0115]
0116]
0117]
0118]
0119]
0120] 0121] 0122]
0123]
0124]
0125]
0126]
0127]
0128]
0129]
0130]
0131]
0132]
0133]
0134]
0135]
0136]
0137]
0138]
0139]
0140]
0141]
0142]
0143]
0144]
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
發動機引氣通道段或主通道段或引氣管道段 發動機引氣入口裝置 發動機引氣出口裝置 外部的外殼
外部的外殼的部分段或外部的外殼段
外殼內側
外殼外側
內殼
內殼段
內殼內側
內殼外側
中間空間
間隙
環境空氣通道
成型部分，環境空氣通道的通道段 環境空氣入口裝置 環境空氣出口裝置 環境空氣入口裝置的孔口 連接區域 環境空氣通道的通道段的入口 環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控制裝置 控制裝置
流動輸送驅動裝置 前緣襟翼 前緣襟翼 前緣襟翼 發動機
發動機預混合室
發動機熱空氣區域或發動機殼流室 飛機縱向方向
用於表示熱空氣流入的箭頭
用於表示熱空氣流出的箭頭
流動方向
翼展方向
機翼
主機翼
連接區域
1權利要求
一種機翼發動機組合單元，具有帶有主機翼(W1)的機翼(W)以及帶有預混合室(E1)、燃燒室和熱空氣室(E2)的發動機(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動機引氣通道(2)，其具有發動機引氣入口裝置(2 1)，所述發動機引氣入口裝置(2 1)與發動機熱空氣室(E2)耦聯；發動機引氣出口裝置(2 2)，所述發動機引氣出口裝置(2 2)由在所述主機翼(W1)上的排出口或用於將所述發動機引氣通道與所述發動機引氣的消耗裝置耦聯的連接件形成；●沿著所述發動機引氣通道(2)延伸的環境空氣通道(10)，其具有環境空氣入口裝置(10 1)，所述環境空氣入口裝置(10 1)設置在飛機(AC)的面向所述飛機(AC)的預期的繞流方向(S)的構件上，並且具有用於使環境空氣進入所述環境空氣通道(10)內的孔口(10 3)；環境空氣出口裝置(10 2)，所述環境空氣出口裝置(10 2)具有在所述環境空氣通道(10)和所述發動機(E)的預混合室(E1)之間的通道；使得由發動機引氣通道(2)和環境空氣通道(10)組成的構造(1)形成用於冷卻在所述發動機引氣通道(2)內流動的空氣的熱交換器裝置，並且將導入所述環境空氣通道(10)內的所述環境空氣供給在所述發動機內的燃燒。
2.如權利要求1所述的機翼發動機組合單元，其特徵在於，所述發動機引氣通道(2)和 所述環境空氣通道(10)構成為，使得在所述機翼的預期的繞流中，在所述發動機引氣通道 (2)內的所述發動機引氣從所述發動機流向所述發動機引氣出口裝置，並且在所述環境空 氣通道(10)內的環境空氣沿與所述發動機引氣的流動方向相反的方向流過。
3.如權利要求1或2所述的機翼發動機組合單元，其特徵在於，所述消耗裝置為所述飛 機(AC)的空氣調節系統。
4.如前述權利要求中任一項所述的機翼發動機組合單元，其特徵在於，所述飛機的構 件，在所述構件上設有所述環境空氣入口裝置(10-1)的所述孔口(10-3)，設置在所述機翼 連接區域(W2)的表面上或機腹整流罩的表面上，所述機翼連接區域從機身外側朝著發動 機懸掛裝置的方向，在所述機身外側和所述發動機懸掛裝置之間的距離(Dl)的10%的距 離內延伸。
5.如前述權利要求中任一項所述的機翼發動機組合單元，其特徵在於，所述環境空氣 通道(10)至少部分螺旋形地環繞所述發動機引氣通道(2)。
6.如前述權利要求中任一項所述的機翼發動機組合單元，其特徵在於，所述環境空氣 通道(10)部分地完全包圍所述發動機引氣通道(2)，或者至少在部分圓周上包圍所述發動 機引氣通道(2)。
7.如前述權利要求中任一項所述的機翼發動機組合單元，其特徵在於，在所述環境空 氣通道(10)中集成有用於影響在所述環境空氣通道內的流動的裝置。
8.如權利要求7所述的機翼發動機組合單元，其特徵在於，用於影響流動的所述裝置 由所述流動輸送驅動裝置形成，為了影響在所述環境空氣通道(10)中的從所述環境空氣 入口裝置到所述環境空氣出口裝置的流動，所述流動輸送驅動裝置集成在所述環境空氣通 道中。
9.如權利要求7或8所述的機翼發動機組合單元，其特徵在於，用於影響流動的所述裝 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於打開和關閉所述環境空氣 出口裝置(10-1)的所述孔口(10-3)的蓋板。
10.如前述權利要求中任一項所述的機翼發動機組合單元，其特徵在於，所述機翼(W) 具有至少一個耦聯在所述主機翼(Wl)上的前緣襟翼(71、72、73)(尤其是能夠相對於該 主機翼移動)，所述前緣襟翼具有集成在所述前緣襟翼內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)，以及至少一個耦聯管道，所述耦聯管道將至 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 動機引氣通道(2)以流動技術的方式連接。
11.如權利要求10所述的機翼發動機組合單元，其特徵在於，所述前緣襟翼除冰通道 (30)具有多個通到所述前緣襟翼的後緣(77)上的排出孔(75)。
12.如權利要求10或11所述的機翼發動機組合單元，其特徵在於，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)並排設置的前緣襟翼藉助於連接管路連接。
13.一種具有如前述權利要求7至12中任一項所述的機翼的飛機，其特徵在於， 所述飛機(AC)具有至少一個用於檢測飛行狀態數據的傳感器裝置； 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於影響流動的 所述裝置功能性耦聯，並且具有如下功能，所述功能基於所述飛行狀態數據生成用於影響 在所述環境空氣通道內的流動的所述裝置的控制指令，並且將其發送給所述裝置； 用於影響流動的所述裝置具有用於接收所述控制裝置的控制信號的接收模塊，並且 具有如下功能，所述功能調節用於影響流動的所述裝置的功率。
14.如權利要求13所述的飛機，其特徵在於，設有與所述控制裝置功能性連接的用於 檢測外界溫度的傳感器裝置、用於檢測飛機速度的傳感器裝置和/或用於檢測飛行高度或 絕對壓力的傳感器裝置。
15.如權利要求13或14所述的飛機，其特徵在於，用於影響流動的所述裝置由流動輸 送驅動裝置形成，為了加強在所述環境空氣通道(10)中的從所述環境空氣入口裝置到所 述環境空氣出口裝置的流動，所述流動輸送驅動裝置集成在環境空氣通道中，並且所述流 動輸送驅動裝置具有用於接收所述控制裝置的控制指令的接口，以便基於控制指令藉助於 輸送功率來調節流速，以用於影響在環境空氣通道中的流動。
16.如權利要求13、14或15所述的飛機，其特徵在於，用於影響流動的所述裝置由具有 孔口變化機構的孔口變化裝置和用於操縱所述孔口變化機構的執行器形成，所述孔口變化 機構具有用於打開和關閉所述孔口的蓋板，所述執行器具有用於接收所述控制裝置的控制 指令的接口，以便基於所述指令調節所述蓋板的打開狀態，以用於影響在所述環境空氣通 道內的流動。
17.如前述權利要求13至16中任一項所述的飛機，其特徵在於，飛行狀態數據基於狀 態參數或下述狀態參數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 於所述飛行狀態數據，所述控制裝置的所述控制功能生成用於影響流動的相應的裝置的控 制指令。
18.如權利要求17所述的飛機，其特徵在於，附加地使用空氣溼度。
19.如權利要求13至18中任一項所述的飛機，其特徵在於，在所述主機翼中安裝有用 於測量所述發動機引氣的在所述發動機引氣通道(2)中的至少一個位置上的溫度的溫度 測量裝置，和/或用於檢測所述主機翼的所述前緣的在機身和發動機之間的表面區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，以用於傳輸檢測 到的溫度值，並且所述控制功能能夠具有調節功能，所述調節功能產生用於傳輸給用於影 響在所述環境空氣通道(10)內的流動的所述裝置的控制指令，藉助所述控制指令調節所 述發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.如權利要求19所述的飛機，其特徵在於，當孔口變化裝置最大程度地打開時，所述 調節功能被激活。
21.一種飛機(AC)的機翼部分，其具有用於輸送來自發動機的熱的發動機引氣的發動 機引氣通道構造(1)，所述發動機引氣通道構造(1)具有 發動機引氣通道(2)； 環境空氣通道(10)，所述環境空氣通道(10)沿著所述發動機引氣通道(2)延伸，並 且緊靠在所述發動機引氣通道(2)上，使得所述環境空氣通道(10)和所述發動機引氣通道 (2)形成熱交換器； 具有外殼內側(4)和外殼外側(5)的外部的外殼(3)，所述外部的外殼(3)在所述通 道構造(1)的橫截面中看，至少部分地圍繞所述環境空氣通道(10)； 用於將所述通道構造(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，其具有如權利要求21所述的發動機引氣通道構造 (1)，其特徵在於， 所述發動機引氣通道(2)由部分段(2a)裝配而成，所述部分段(2a)沿所述通道構 造⑴的所述縱向方向(L-A)看，連續地設置； 所述環境空氣通道(10)由部分段(210a)裝配而成，所述部分段(210a)沿所述通道 構造(1)的所述縱向方向(L-A)看，連續地設置。
23.一種飛機(AC)的機翼部分，其具有如權利要求21或22所述的發動機引氣通道構 造(1)，其特徵在於，所述通道狀的成型部分(IOa)螺旋形地環繞所述內殼外側(8)。
24.一種飛機(AC)的機翼部分，其具有如權利要求21或22所述的發動機引氣通道構 造(1)，其特徵在於，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動機引氣通道(2)的殼的所述外側(6a)封閉。
25.一種飛機(AC)的機翼部分，其具有如前述權利要求21至24中任一項所述的發動 機引氣通道構造(1)，其特徵在於，所述成型部分(IOa)壓力密封地與所述內殼外側(8)連 接。
26.一種飛機(AC)的機翼部分，其具有如權利要求25所述的發動機引氣通道構造 (1)，其特徵在於，所述成型部分(IOa)抗壓地焊接在所述內殼外側(8)上。
27.一種飛機(AC)的機翼部分，其具有如前述權利要求21至26中任一項所述的發動 機引氣通道構造(1)，其特徵在於，所述發動機引氣通道構造(1)由多個部分段(Ia)裝配而 成，其中在所述引氣管道段(2)的兩側中的至少一側上，形成有用於連接另一個引氣管道 段(2)的連接區域(13)。
全文摘要
一種機翼發動機組合單元，具有帶有主機翼(W1)的機翼(W)以及帶有預混合室(E1)、燃燒室和熱空氣室(E2)的發動機(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動機引氣通道(2)，其具有發動機引氣入口裝置(2-1)，所述發動機引氣入口裝置(2-1)與發動機熱空氣室(E2)耦聯；發動機引氣出口裝置(2-2)，所述發動機引氣出口裝置(2-2)由在所述主機翼(W1)上的排出口或用於將所述發動機引氣通道與所述發動機引氣的消耗裝置耦聯的連接件形成；b)沿著所述發動機引氣通道(2)延伸的環境空氣通道(10)，其具有環境空氣入口裝置(10-1)，所述環境空氣入口裝置(10-1)設置在飛機(AC)的面向所述飛機(AC)的預期的繞流方向(S)的構件上，並且具有用於使環境空氣進入所述環境空氣通道(10)內的孔口(10-3)；環境空氣出口裝置(10-2)，所述環境空氣出口裝置(10-2)具有在所述環境空氣通道(10)和所述發動機(E)的預混合室(E1)之間的通道；使得由發動機引氣通道(2)和環境空氣通道(10)組成的構造(1)形成用於冷卻在所述發動機引氣通道(2)內流動的空氣的熱交換器裝置，並且將導入所述環境空氣通道(10)內的所述環境空氣供給在所述發動機內的燃燒。
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 優先權日2008年2月1日
發明者斯滕·加茨克 申請人:空中巴士營運有限公司