飞机的机翼以及具有用于影响流动的装置的机翼组件

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飞机的机翼以及具有用于影响流动的装置的机翼组件
申请号	CN201080010640.0	申请日	2010-03-04	公开(公告)号	CN102341305A	公开(公告)日	2012-02-01
申请人	空中客车营运有限公司;			发明人	于尔根·弗雷; 布克哈德·哥林; 海因茨·汉森; 法伊特·希尔德布兰德; 克劳斯-彼得·奈茨克;
摘要	本发明涉及一种飞机的机翼(T)，具有：主机翼(10)；至少一个高升力襟翼(20)，其在主机翼(10)上耦联成可在缩回和伸出位置之间运动；以及至少一个扰流板(30)，其中，主机翼(10)具有多个排气口(11)，其中多个排气口沿着主机翼翼展方向(HS)并排地设置且沿主机翼翼弦方向(HT)设置，并且所述排气口通过空气管道(13)与设置在主机翼(10)或扰流板(30)上的流体输送驱动装置(P)的排气装置(P2)处于流体连接，扰流板(30)具有多个用于允许空气进入的进气口(31)，所述进气口分别通过空气管道(40、50)与流体输送驱动装置(P)的进气装置(P1)处于流体连接，流体输送驱动装置(P)具有用于接收用于调节流体输送驱动装置(P)的指令信号的接收装置，本发明还涉及一种机翼(T)的组件，其具有用于影响流动的装置和这样的机翼(T)。
权利要求	1.一种飞机的具有上侧(1)和下侧(2)的机翼(T)，所述机翼具有：主机翼(10)，其具有位于所述上侧的上表面(10a)和位于所述下侧的下表面(10b)，所述上表面和下表面分别沿着主机翼翼弦方向(HT)延伸；至少一个高升力襟翼(20)，其在所述主机翼(10)上耦联成能够在缩回和伸出位置之间运动；至少一个扰流板(30)，其能够旋转地耦联在所述主机翼(10)上并且伸出于所述主机翼的后缘(5)，其特征在于●所述主机翼(10)具有多个排气口(11)，其中多个排气口沿着所述主机翼翼展方向(HS)并排地设置，并且所述排气口通过空气管道(13)与设置在所述主机翼(10)或所述扰流板(30)上的流体输送驱动装置(P)的排气装置(P2)处于流体连接，●所述扰流板(30)具有多个用于允许空气进入的进气口(31)，所述进气口沿扰流板翼展方向(SpS)并排地设置，并且所述进气口分别通过空气管道(40、50)与所述流体输送驱动装置(P)的进气装置(P1)处于流体连接，●所述流体输送驱动装置(P)具有用于接收用于调节所述流体输送驱动装置(P)的指令信号的接收装置。 2.如权利要求1所述的机翼(T)，其特征在于，所述主机翼(10)的所述多个排气口(11)沿着主机翼翼展方向(HS)并排地设置，并且在高升力襟翼(10)缩回时从整个机翼的翼尖开始沿所述主机翼翼弦方向(HT)设置在所述整个机翼(T)的翼弦的40％和90％之间的区域内，并且所述排气口通过空气管道(13)与设置在所述主机翼(10)或所述扰流板(30)上的流体输送驱动装置(P)的所述排气装置(P2)处于流体连接。 3.如权利要求1或2所述的机翼(T)，其特征在于，所述扰流板(30)的用于允许空气进入的所述多个进气口(31)沿所述扰流板翼展方向(SpS)并排地设置，并且从所述扰流板(30)前端部开始观察沿扰流板翼弦方向(SpT)设置在扰流板翼弦的70％和100％之间的区域内。 4.如前述权利要求中任一项所述的机翼(T)，其特征在于，所述机翼具有前缘缝翼(40)，并且在前缘缝翼(40)缩回和在高升力襟翼(10)缩回时从整个机翼的翼尖开始，所述多个排气口沿所述主机翼翼弦方向(HT)位于所述机翼的翼弦的40％和90％之间的区域内。 5.如前述权利要求中任一项所述的机翼(T)，其特征在于，在所述主机翼翼展方向(HS)的位置上和沿所述主机翼(10)的所述主机翼翼弦方向(HT)观察，多个排气口(11)接连地设置。 6.如前述权利要求1至4中任一项所述的机翼(T)，其特征在于，沿所述主机翼(10)的所述主机翼翼弦方向(HT)观察，沿所述主机翼翼展方向(HS)并排的排气口(11)相互偏移地设置在所述主机翼(10)的所述上侧(10a)上。 7.如前述权利要求中任一项所述的机翼(T)，其特征在于，所述排气口(11)设置成，使得在所述空气管道(13)的在每个排气口(11)处的出口(11a)和上表面(10a)的在该位置上的平面延伸部之间的角度(α)在0度和60度之间，使得实现在预定的边界内通过所述排气口(11)的切向的排气(S1)。 8.如前述权利要求中任一项所述的机翼(T)，其特征在于，在所述主机翼(10)上的所述排气口(11)形成为狭缝(17)，并且沿主机翼翼展方向(HS)观察，所述排气口的至少一个部分的长度(L10)在所述相应的狭缝的翼展位置上的主机翼翼弦(HLT)的1％和50％之间。 9.如前述权利要求中任一项所述的机翼(T)，其特征在于，所述狭缝的宽度(B10)在所述狭缝的长度(L10)的百分之一和十分之一之间。 10.如前述权利要求中任一项所述的机翼(T)，其特征在于，在所述扰流板(30)上的进气口(31)形成为狭缝(37)，并且沿所述扰流板翼展方向(SpS)观察，所述进气口的至少一个部分的长度(L37)在所述扰流板(30)的在该位置上的扰流板翼弦(SpLT)的1/10和1/4之间。 11.如前述权利要求中任一项所述的机翼(T)，其特征在于，所述狭缝的宽度(B37)在所述狭缝的所述长度(L37)的0.1倍和0.5倍之间。 12.如前述权利要求中任一项所述的机翼(T)，其特征在于，所述主机翼(10)具有孔口改变装置(40)，其分别位于所述主机翼(10)的所述排气口(11)的至少一个部分上，以用于打开和关闭所述相应的排气口，并且所述孔口改变装置具有孔口改变机构和与该孔口改变机构耦联的用于操纵所述相应的孔口改变机构的执行器。 13.如权利要求12所述的机翼(T)，其特征在于，所述孔口改变装置(40)具有滑阀，所述滑阀基于通过所述执行器的操纵，部分地或完全地打开或关闭所述相应的排气口(11)。 14.如权利要求13所述的机翼(T)，其特征在于，所述执行器基于控制信号定期地打开和关闭滑阀，并且因此也定期地打开和关闭所述排气口(11)，以便引起通过所述排气口(11)的脉冲排气。 15.如前述权利要求中任一项所述的机翼(T)，其特征在于，在所述主机翼(10)的所述排气口(11)的至少一个部分上分别设置有脉冲发送器执行器，所述脉冲发送器执行器根据相应的输入信号引起脉冲排气。 16.如权利要求14所述的机翼(T)，其特征在于，所述脉冲发送器执行器为压电式执行器。 17.如前述权利要求中任一项所述的机翼(T)，其特征在于，在所述主机翼(10)的所述排气口(11)的至少一个部分上分别设置有具有执行器的孔口改变装置(40)，借助所述孔口改变装置能够调节所述相应的排气口(11)的相对于所述主机翼(10)的表面的定向。 18.如权利要求16所述的机翼(T)，其特征在于，在所述孔口改变装置上的能旋转的狭缝的长度在相应的狭缝的翼展位置上的主机翼翼弦的60％和80％之间。 19.如权利要求17或18所述的机翼(T)，其特征在于，在孔板的孔口横截面的中线和所述主机翼翼展方向(HS)或在所述孔板的旋转轴线的翼展位置处的边缘线(19)上的切线之间的用于倾斜位置的角度能够在20度和80度之间调节。 20.如前述权利要求中任一项所述的机翼(T)，其特征在于，所述执行器与用于产生用于控制所述流体输送驱动装置(P)的控制信号的控制装置(101)相关联，其中所述控制装置(101)与所述流体输送驱动装置(P)功能性连接，并且将产生的控制信号发送给所述流体输送驱动装置(P)。 21.一种具有用于影响流动的装置的机翼(T)的组件，其特征在于，所述机翼根据前述权利要求中任一项形成，并且所述用于影响流动的装置具有控制装置(101)，其与飞行控制装置(100)功能性连接，以用于控制所述流体输送驱动装置(P)的功率，其中所述控制装置(101)具有控制功能，所述控制功能从所述飞行控制装置(100)接收所述扰流板(30)的调节状态和/或所述高升力襟翼(20)的调节状态作为输入参数，并且基于所述调节状态分别产生用于控制所述流体输送驱动机构(P)的相应的操纵信号，并且将该操纵信号发送给所述流体输送驱动机构，以用于控制所述流体输送驱动机构(P)的通流量。 22.一种具有用于影响流动的装置的机翼(T)的组件，其特征在于，所述机翼根据前述权利要求12至20中任一项形成，并且所述用于影响流动的装置具有与飞行控制装置(100)功能性连接的用于控制所述孔口改变装置(40)的控制装置(101)，其中所述控制装置(101)具有控制功能，所述控制功能从所述飞行控制装置(100)接收所述扰流板(30)的调节状态和/或所述高升力襟翼(20)的调节状态作为输入参数，并且基于所述调节状态分别产生用于控制所述孔口改变装置(40)的相应的操纵信号，并且将该操纵信号发送给所述孔口改变装置，以用于控制所述孔口改变装置(40)的调节。 23.如权利要求21或22所述的具有用于影响流动的装置的机翼(T)的组件，其特征在于， ●所述用于影响流动的装置能够具有设置在所述主机翼和/或所述扰流板和/或所述高升力襟翼上的传感器装置，其具有用于检测在所述扰流板(30)的所述上侧(30a)和所述高升力襟翼(20)的所述上侧(20a)上的附着流或分离流的流动状态的传感器，所述传感器装置与所述控制装置(101)功能性连接，并且●所述控制功能具有用于调节调节襟翼的预定的流动值的调节功能，所述调节功能与所述传感器装置功能性连接，以用于接收实际的流动值，与调节襟翼调节装置功能性连接，以用于接收用于调节襟翼的调节状态的值，并且与所述流体输送驱动机构(P)和/或孔口改变装置(40)功能性连接，以用于传输用于调节所述流体输送驱动机构(P)和/或孔口改变装置(40)的通流量的操纵信号。 24.如权利要求23所述的机翼(T)，其特征在于，所述传感器装置位于所述主机翼(10)的整个主机翼翼弦的40％和90％之间的区域内，和/或所述扰流板(30)的整个扰流板翼弦的40％和90％之间的区域内，和/或所述高升力襟翼的整个襟翼翼弦的40％和90％之间的区域内。 25.如权利要求23或24所述的机翼(T)，其特征在于，所述传感器为用于检测速度梯度的热线式传感器，并且所述控制功能具有用于将所述速度梯度换算成壁剪切应力的功能，并且基于测定的壁剪切应力进行控制信号的测定。 26.如权利要求23至25中任一项所述的机翼(T)，其特征在于，所述传感器为用于检测所述壁剪切应力的压电式壁剪切应力传感器。
说明书全文	飞机的机翼以及具有用于影响流动的装置的机翼组件技术领域 [0001] 本发明涉及飞机的机翼以及一种具有用于影响流动的装置的机翼组件。背景技术 [0002] 从由一般的现有技术中已知的高升力系统中通过如下造型获得所述高升力系统的空气动力特性，即通过基于适当地调节分别耦联在相关的主机机翼上的且相对于该主机翼位于前缘和后缘处的高升力辅助装置而获得的整个机翼的拱形。特别是在位于主机翼的后缘处的高升力襟翼伸出时，并且尤其是在襟翼的用于起飞和降落结构的调节角中，形成在主机翼和高升力襟翼和/或主机翼和襟翼的搭接部之间的缝隙。 [0003] 借助于相应的襟翼调节机构进行结构的调节，借助于所述襟翼调节机构，高升力襟翼例如从巡航位置(净形，Clean Configuration)运动到相应地预定的调节位置或结构。为了尤其是在机翼相对于气流的迎角相对地小的情况下产生附加的升力，使用与用于产生升力的高升力襟翼配合的附加地铰接在主机翼的后部区域上的扰流板，并且该扰流板与高升力襟翼类似地偏转，其中后缘襟翼相应地跟随，使得总体上达到翼型的整个拱形。 [0004] 基于用于起飞和降落阶段的重量限制、待满足的负载条件和安全条件，应考虑用于设计主机翼与可降下扰流板和在伸出的位置上可跟随的后缘襟翼的这样的组合的在技术上的极限。尤其应接受在与后缘襟翼连接的扰流板的最大的可运动性方面的系统限制，使得这样的后缘系统的空气动力性能受到限制。此外，在具有构成为如此大的拱形的拱起的翼型的整个机翼翼型中，存在在扰流板的和/或后缘襟翼的上表面上的流动分离的危险。 [0005] 此外，从现有技术中已知针对主机翼或后缘襟翼的流控措施，例如： [0006] ●被动的涡流发生器； [0007] ●用于在具有分离危险的区域中连续地排出空气的装置； [0008] ●用于抽出在相应的主机翼或相应的后缘襟翼上易于分离的流动的装置。发明内容 [0009] 本发明的目的是，提供一种飞机的具有高升力襟翼的机翼，所述机翼即便在高升力襟翼伸出的位置上，在空气动力方面也是有效的。 [0010] 此外，本发明的目的是，提供一种具有用于影响流动的装置的机翼，借助所述装置，尤其是也在高升力襟翼的用于调节机翼的有效的绕流的不同的调节状态下也能够影响机翼的绕流。 [0011] 该目的借助独立权利要求的特征得以实现。其他的实施形式在与这些独立权利要求相关联的从属权利要求中说明。 [0012] 根据本发明，提出一种飞机的具有上侧和下侧的机翼，所述机翼具有：主机翼，其具有位于上侧的上表面和位于下侧的下表面，所述上表面和下表面分别沿着主机翼翼弦方向延伸，并且所述上表面和下表面根据规定沿主流动方向被绕流；至少一个高升力襟翼，其在主机翼上耦联成可在缩回和伸出位置之间运动；至少一个扰流板，其可旋转地耦联在主机翼上并且伸出于该主机翼的后缘。在高升力襟翼的伸出位置上，扰流板的后缘与高升力襟翼具有一定距离。高升力襟翼尤其可旋转地安装。机翼尤其设计成，使得在高升力襟翼的伸出位置上，该高升力襟翼在沿主机翼翼弦方向留有缝隙的情况下与主机翼隔开，并且相对于该主机翼向下运动，其中在高升力襟翼的伸出位置上，扰流板可沿着机翼朝高升力襟翼的上侧的方向旋转，以用于使流动最佳化。 [0013] 主机翼具有多个空气排出口或空气排气口，其中，多个空气排出口或空气排气口沿着主机翼翼展方向并排地设置，并且从整个机翼的翼尖开始沿主机翼翼弦方向设置在整个机翼的翼弦的40％和90％之间的区域内。在存在前缘缝翼的情况下能够提出，在前缘缝翼缩回和在高升力襟翼缩回时从整个机翼的翼尖开始观察，多个排气口沿主机翼翼弦方向位于机翼的翼弦的40％和90％之间的区域内。 [0014] 空气排出口分别通过空气管道与设置在主机翼内且设置在后部的翼箱或扰流板区域内的系统的驱动输送驱动装置的排气装置处于流体连接。 [0015] 此外，根据本发明能够提出，扰流板具有多个用于允许空气进入的进气口，所述进气口沿扰流板翼展方向并排地设置，并且从扰流板前端部开始观察沿扰流板翼弦方向设置在扰流板翼弦的70％和100％的区域内且设置在扰流板的上侧和下侧上，并且所述进气口分别通过空气管道与流体输送驱动装置的进气装置处于流体连接，并且流体输送驱动装置具有用于接收用于调节流体输送驱动装置的指令信号的接收装置。因此，流动控制系统将进气口与排出口连接。在排出口和进气口的相应的结构设计和排出口和进气口的系统控制/调节的设备中尤其设有，流体输送驱动装置、用于控制和/或调节流体输送驱动装置的部件、以及一个或多个作为指令信号发送器的传感器，其用于控制和/或调节流体输送驱动装置，并且/或者用于控制和/或调节，例如用于关闭和打开排出口和进气口，并且/或者用于调整排出口和进气口的开口尺寸。此外，流动控制系统与飞行操纵装置连接，以便在单工运行或双工运行时，一方面将流动控制系统的状态通知驾驶员或自动驾驶仪，并且/或者另一方面连续地或在需要时提供用于控制或调节所需的有关整个飞机状态的重要数据、测量参数或处理的信息。需求能够在系统侧和/或从驾驶员方面来表达。借助实施根据本发明的流动影响来影响在具有相应的后缘襟翼的结构中尤其是在降下的扰流板上的分离的边界层流动或剪切层流动获得如下有点： [0016] ●改善整个高升力系统的空气动力特性，所述整个高升力系统具有主机翼、扰流板和用于在系统的机翼迎角，尤其是在小迎角的情况下，或在线性的升力系数范围内提高升力系数的高升力襟翼；以及 [0017] ●提高在具有降下的扰流板和伸出的后缘襟翼的高升力结构中机翼的最大升力，并且/或者提高机翼的最大迎角。 [0018] 根据本发明的一个实施例，在合适地设计在扰流板上的流动控制和在后缘襟翼伸出时足够大地改善空气动力特性的情况下，根据应用情况能够省去在主机翼的前缘处的作为高升力辅助装置的前缘缝翼，或者至少仅还需要前缘缝翼的最小的设计，以便仅还获得一定程度的最小所需要的附加的差值，这能够导致节省重量、降低系统复杂性、减少用于整个高升力结构和其系统和结构设计以及在主机翼内的集成的成本。在本文中，前缘缝翼的最小的设计理解为，前缘缝翼能够以相对小的尺寸构成，只要这在分别设有的应用情况下是完全必需的。 [0019] 此外，通过高升力装置的根据本发明可达到的重量减轻，能够为节省用于整个飞机结构的燃料作出重要的贡献。 [0020] 根据本发明尤其提出一种飞机的具有上侧和下侧的机翼，所述机翼具有：主机翼，其具有位于上侧的上表面和位于下侧的下表面，所述上表面和下表面分别沿着主机翼翼弦方向延伸，并且所述上表面和下表面根据规定沿主流动方向被绕流；至少一个高升力襟翼，其在主机翼上耦联成可在缩回和伸出位置之间运动；至少一个扰流板，其可旋转地耦联在主机翼上并且伸出于该主机翼的后缘， [0021] ●其中主机翼具有多个排气口，其中多个排气口沿着主机翼翼展方向并排地设置，并且所述排气口通过空气管道与设置在主机翼或扰流板上的流体输送驱动装置的排气装置处于流体连接， [0022] ●其中扰流板具有多个用于允许空气进入的进气口，所述进气口沿扰流板翼展方向并排地设置，并且所述进气口分别通过空气管道与流体输送驱动装置的进气装置处于流体连接， [0023] ●其中流体输送驱动装置具有用于接收用于调节流体输送驱动装置的指令信号的接收装置。 [0024] 在根据本发明的机翼中尤其能够提出，主机翼的多个排气口沿着主机翼翼展方向并排地设置，并且在高升力襟翼缩回时从整个机翼的翼尖开始沿主机翼翼弦方向设置在整个机翼的翼弦的40％和90％之间的区域内，并且所述排气口通过空气管道与设置在主机翼或扰流板上的流体输送驱动装置的排气装置处于流体连接。 [0025] 此外，在机翼中能够提出，扰流板的用于允许空气进入的多个进气口沿扰流板翼展方向并排地设置，并且从扰流板前端部开始观察沿扰流板翼弦方向设置在扰流板翼弦的70％和100％之间的区域内。 [0026] 机翼能够具有前缘缝翼，并且在前缘缝翼缩回和在高升力襟翼缩回时从整个机翼的翼尖开始，多个排气口沿主机翼翼弦方向位于机翼的翼弦的40％和90％之间的区域内。 [0027] 在主机翼翼展方向的位置上和沿主机翼的主机翼翼弦方向观察，多个排气口能够接连地设置。可替代的是，沿主机翼的主机翼翼弦方向观察，沿主机翼翼展方向处于并排的排气口能够相互偏移地设置在主机翼的上侧上。 [0028] 排气口能够设置成，使得在空气管道的在每个排气口处的出口和所述上表面的在该位置上的平面延伸部之间的角度在0度和60度之间，使得实现在预定的边界内通过排气口的切向的排气。 [0029] 在主机翼上的排气口能够形成为狭缝，并且沿主机翼翼展方向观察，排气口的至少一个部分的长度能够在相应的狭缝的翼展位置上的主机翼翼弦的1％和50％之间。 [0030] 根据另一实施例能够提出，在扰流板上的进气口形成为狭缝，并且沿扰流板翼展方向观察，进气口的至少一个部分的长度能够在扰流板的在该位置上的扰流板翼弦的1/10和1/4之间。通常在扰流板上的狭缝的宽度在狭缝的长度的0.1倍和0.5倍之间。 [0031] 根据另一实施例，主机翼具有孔口改变装置，其分别位于主机翼的排气口的至少一个部分上，以用于打开和关闭相应的排气口，并且所述孔口改变装置具有孔口改变机构和与该孔口改变机构耦联的用于操纵相应的孔口改变机构的执行器。在此，孔口改变装置尤其具有滑阀，所述滑阀基于通过执行器的操纵，部分地或完全地打开或关闭相应的排气口。此外能够提出，执行器基于控制信号定期地打开和关闭滑阀，并且因此也定期地打开和关闭排气口，以便引起通过排气口的脉冲排气。 [0032] 根据另一实施例，在主机翼的排气口的至少一个部分上分别设置有脉冲发送器执行器，所述脉冲发送器执行器根据相应的输入信号引起脉冲排气。脉冲发送器执行器尤其能够为压电式执行器。 [0033] 根据本发明能够提出，在主机翼的排气口的至少一个部分上分别设置有具有执行器的孔口改变装置，借助所述孔口改变装置能够调节相应的排气口的相对于主机翼的表面的定向。 [0034] 孔口改变装置的可旋转的狭缝的长度能够在相应的狭缝的翼展位置上的主机翼翼弦的60％和80％之间。 [0035] 根据本发明能够提出，在孔板的孔口横截面的中线和主机翼翼展方向或在孔板的旋转轴线的翼展位置处的边缘线上的切线之间的用于倾斜位置的角度能够在20度和80度之间调节。 [0036] 通常，用于产生用于控制流体输送驱动装置的控制信号的控制装置能够与执行器相关联，并且尤其是设置在该执行器上，其中控制装置与流体输送驱动装置功能性连接，并且将产生的控制信号发送给流体输送驱动装置。 [0037] 根据本发明的另一方面，提出一种具有用于影响流动的装置的机翼组件，所述机翼根据本发明的一个实施例形成，并且用于影响流动的装置具有控制装置，其与飞行控制装置功能性连接，以用于控制流体输送驱动装置的功率，其中控制装置具有控制功能，所述控制功能从飞行控制装置接收扰流板的调节状态和/或高升力襟翼的调节状态作为输入参数，并且基于调节状态分别产生用于控制流体输送驱动机构的相应的操纵信号，并且将该操纵信号发送给该流体输送驱动机构，以用于控制流体输送驱动机构的通流量。 [0038] 在具有用于影响流动的装置的机翼组件中，该装置尤其能够具有与飞行控制装置功能性连接的用于控制孔口改变装置的控制装置，与飞行控制装置功能性连接的用于控制孔口改变装置的控制装置，其中所述控制装置具有控制功能，所述控制功能从飞行控制装置接收扰流板的调节状态和/或高升力襟翼的调节状态作为输入参数，并且基于调节状态分别产生用于控制孔口改变装置的相应的操纵信号，并且将该操纵信号发送给该孔口改变装置，以用于控制孔口改变装置的调节。 [0039] 在此，根据本发明的另一实施例， [0040] ●用于影响流动的装置能够具有设置在主机翼和/或扰流板和/或高升力襟翼上的传感器装置，其具有用于检测在扰流板的上侧和高升力襟翼的上侧上的附着流或分离流的流动状态的传感器，所述传感器装置与控制装置功能性连接，并且 [0041] ●控制功能具有用于调节调节襟翼的预定的流动值的调节功能，所述调节功能与传感器装置功能性连接，以用于接收实际的流动值，与调节襟翼调节装置功能性连接，以用于接收用于调节襟翼的调节状态的值，并且与流体输送驱动机构和/或孔口改变装置功能性连接，以用于传输用于调节流体输送驱动机构和/或孔口改变装置的通流量的操纵信号。 [0042] 传感器装置尤其能够位于主机翼的整个主机翼翼弦的40％和90％之间的区域内，和/或扰流板的整个扰流板翼弦的40％和90％之间的区域内，和/或高升力襟翼的整个襟翼翼弦的40％和90％之间的区域内。传感器能够为用于检测速度梯度的热线式传感器。控制功能能够具有用于将速度梯度换算成壁剪切应力的功能，并且基于测定的壁剪切应力进行控制信号的测定。传感器也能够为用于检测壁剪切应力的压电式壁剪切应力传感器。 [0043] 经由空气排出口导入主机翼的绕流内的附加的流体或空气被切向地引入在机翼上的分离的边界层流动或剪切层流动内，使得由于根据本发明设有的附加的脉冲引入的作用阻止了面临的分离，并且也持久地利用用于更好的升力特性的后缘襟翼绕流来改善整个高升力机翼的性能。除了连续的和/或脉冲的排气外，也能够使用将连续的和/或脉冲式的排气组合的主动地动态工作的执行器，所述执行器适合激励易于分离的边界层流动或剪切层流动，以便获得分离控制的有效的系统。根据本发明，以这种方式能够实现一种机翼，其尤其具有带有集成的、自主工作的流动控制系统的可降下的扰流板，并且可选地具有附加的控制装置。借助在尤其是能够在主机翼的翼型的翼弦方向上位于40％至90％的区域内的弯折区域内的定期的/脉冲式的和/或连续的排气，以及借助在扰流板表面上和/或在能够位于扰流板的翼型深度的70％(尤其是80％)和100％之间且位于上侧和/或下侧上的后缘处的抽气，进行抽出的例如空气的流体的输送和压缩，以用于在主机翼的弯折区域内排气。具有流体输送驱动装置的流动控制系统和可选的用于影响流过排出口和进气口的空气通流量的附加的控制装置和/或可选地设有的用于调节流动控制的附加的控制装置，即体积流的或在进气口和排出口处的另一等值的容量的调节器，尤其能够在结构上集成在扰流板或主机翼内。附图说明 [0044] 下面借助于附图说明本发明的其他实施例，附图示出： [0045] ●图1示出本发明可应用的整个机翼的示意图，所述整个机翼具有：主机翼，在所述主机翼中具有流体输送驱动装置；前缘缝翼；高升力襟翼；扰流板，其中分别示出主机翼、前缘缝翼、高升力襟翼和扰流板在初始状态下或缩回的位置上(净形)； [0046] ●图2示出根据本发明的机翼的实施例的后部区域的部分的剖视图，在其主机翼内集成有流体输送驱动机构、排气口和连接流体输送驱动机构和排气口的排出管道，其中示出高升力襟翼在伸出位置上和扰流板在跟随高升力襟翼的且向下运动的位置，并且其中排气口设置在主机翼的表面上的第一位置上； [0047] ●图3示出根据本发明的机翼的实施例的后部区域的部分的剖视图，在所述后部区域中，排出口设置在主机翼的可选的位置上，其中示出高升力襟翼和扰流板在图2中示出的位置上； [0048] ●图4示出如图3的根据本发明的机翼的实施例的后部区域的部分的剖视图，其中高升力襟翼和扰流板占据比在图3中示出的位置更远地伸出的位置； [0049] ●图5示出如图3的根据本发明的机翼的实施例的后部区域的部分的剖视图，其中高升力襟翼和扰流板占据比在图3中示出的位置更远地伸出的位置； [0050] ●图6示出主机翼的一部分的后部段的示意的俯视图，其具有多个排气口的图示； [0051] ●图7示出具有多个进气口的扰流板的示意的俯视图； [0052] ●图8示出根据本发明的机翼的实施例的后部区域的示意的剖视图，其具有用于控制流体输送驱动机构的控制装置和用于打开和关闭主机翼的排气口的孔口改变装置的示意图； [0053] ●图9示出根据本发明的机翼的实施例的后部区域的示意的剖视图，其具有用于控制流体输送驱动机构的调整装置和用于打开和关闭主机翼的排气口的孔口改变装置的示意图。具体实施方式 [0054] 本发明涉及一种飞机的具有上侧1和下侧2的机翼T。机翼T的在图1中示出的实施例具有：安装在飞机的机身上的主机翼10，可相对于该主机翼运动地设置在主机翼10的后侧的高升力襟翼20；同样可相对于主机翼运动地设置在主机翼10的后侧的扰流板30；以及可相对于该主机翼运动地设置在主机翼10的前侧的前缘缝翼40。为了进一步说明机翼T和根据本发明的特征以及本发明的实施例，在图中示出 [0055] ●用于整个机翼T的坐标系KST，其具有机翼翼弦方向TT、机翼翼展方向TS和机翼厚度方向TD作为坐标轴； [0056] ●用于主机翼10的坐标系KSH，其具有主机翼翼弦方向HT、主机翼翼展方向HS和主机翼厚度方向HD作为坐标轴； [0057] ●用于扰流板30的坐标系KSSp，其具有扰流板翼弦方向SpT、扰流板翼展方向SpS和扰流板厚度方向SpD作为坐标轴；以及 [0058] ●用于高升力襟翼20的坐标系KSH，其具有高升力襟翼翼弦方向HT、高升力襟翼翼展方向HS和高升力襟翼厚度方向HD作为坐标轴。 [0059] 沿机翼T的机翼翼展方向TS观察，多个高升力襟翼20、多个扰流板30以及多个前缘缝翼40也能够分别并排地设置。主机翼10具有位于上侧的上表面10a和位于下侧的下表面10b，所述上表面和下表面分别沿着主机翼翼弦方向HT延伸，并且所述上表面和下表面根据规定沿流动方向S被绕流。高升力襟翼20在主机翼10上耦联成可在缩回和伸出位置之间运动。扰流板30可运动地且尤其是可旋转地耦联在主机翼10上并且伸出于该主机翼的后缘5，其中在高升力襟翼20的伸出位置上，该高升力襟翼在沿主机翼翼弦方向HT留有缝隙的情况下与主机翼10隔开，并且相对于该主机翼向下运动。此外，当高升力襟翼伸出或运动到较远伸出的位置上时，在高升力襟翼20的伸出位置上，扰流板30可沿着机翼朝高升力襟翼20的上侧20a的方向旋转，以用于使流动最佳化。在此，尤其能够提出，在高升力襟翼20从初始位置运动到较远伸出的位置上时，高升力襟翼20相对于主机翼10进一步向后和/或也更向下运动，使得在该情况下尤其提出，扰流板30的后缘39跟随高升力襟翼20的面向该后缘的表面或上侧20a运动，使得在后缘39和高升力襟翼20的上侧20a之间的缝隙S1或距离遵循预定的尺寸。 [0060] 根据本发明，为了提高具有高升力襟翼20的机翼T的升力系数提出，在主机翼10上设有排气口11，所述排气口沿着主机翼翼展方向HT并排地设置，并且在高升力襟翼10缩回时从整个机翼T的翼尖开始沿主机翼翼弦方向HT设置在整个机翼T的翼弦的40％(G1)和90％(G2)之间的区域内。 [0061] 在此，全部的或一部分排气口设置在主机翼10的上侧10a上(图2)，或者其后缘19处(图3)，或者主机翼10的后侧10c处(图4和5)。附加地，多个排气口11也能够沿主翼型翼弦方向HT接连地设置，使得例如排气口11能够沿着主机翼10的后缘19设置成矩阵状。沿主翼型翼弦方向HT和/或主机翼翼展方向HS观察，排气口11也能够相互偏移地设置。此外，机翼T具有带有进气装置P1和排气装置P2的流体输送驱动装置P。流体输送驱动装置P尤其能够设置和集成或安装在主机翼10或扰流板30上。排气口11分别通过一个或一个共同的空气管道13与流体输送驱动装置P的排气装置P2处于流体连接。 [0062] 在机翼T具有前缘缝翼40的实施例中(图1)，可替代的是，在高升力襟翼10缩回时从整个机翼的翼尖开始，多个排气口能够沿主机翼翼弦方向(HT)位于机翼T的翼弦的40％和90％之间的区域内。 [0063] 流体输送驱动装置P尤其也能够通过泵或者压缩机或压气机或者系统装置形成，所述系统装置设计成，使得其从空气进气口抽吸必需的体积流，并且根据要求的工作状态借助控制或调节将必需的体积流输送到气排出口。 [0064] 此外根据本发明，扰流板30具有多个用于允许空气进入的进气口31，从扰流板30的前端部开始观察，所述进气口沿扰流板翼弦方向SpT设置在整个扰流板翼弦的80％和100％之间的区域内且设置在上侧和/或下侧上，并且所述进气口分别通过空气管道40、 101与流体输送驱动装置P的进气装置P1处于流体连接。 [0065] 在定义排出口的相对于机翼的翼弦的位置或进气口的相对于扰流板翼弦的位置时，排出口或进气口的位置尤其能够基于相应的排气口或相应的进气口的面重心安置。 [0066] 流体输送驱动装置P具有用于接收用于调节流体输送驱动装置P的输送功率的指令信号的接收装置，以便调节和控制离开排气口11(箭头S1)的和供入绕流机翼的空气S的空气流S1的通流量。通过该作用，在从主翼型到扰流板的过渡部上，即在主机翼10的上侧10a的弯折部19或后端部19上，易于分离的流动S附着或保持在扰流板30上。通过排气口11的排气，即通过绕流S的作用，首先扰流板30的并且进一步在扰流板30和高升力襟翼20的下游的绕流行为得到改善。尤其是由于流动S的通过在扰流板30的后缘上从绕流机翼T的空气S中抽吸(箭头S3)空气而进一步根据本发明的作用，促进了扰流板绕流的再次附着和稳定化。通过系统地耦联在扰流板的后缘区域内的绕流流体的抽吸和在从主翼型10到扰流板30的过渡部的“弯折”区域内的流体的排出，尤其是切向排出，为机翼T提供了集成的整个系统，所述整个系统用于控制分离，并且因此用于通过影响尤其是在脉冲排气时分离的剪切层流动的不稳定行为和通过尤其是在弯折部处连续排气和在扰流板的后缘处吸气时的循环控制来增加升力。 [0067] 尤其能够在机翼的起飞或降落结构中设有在降下的扰流板30的后缘处的流体的抽吸。因此降低了用于在高升力扰流板的“弯折”区域内的流体的排出的能量需求，并且改善了整个系统的空气动力效率。 [0068] 根据本发明的一个实施例提出，多个排气口11和一个进气口31或多个进气口31通过一个空气管道装置101，或者尤其是在主翼型上的翼展应用的情况下和在使用多个扰流板襟翼的情况下，通过多个空气管道装置101相互连接。多个排气口11和多个进气口31的耦联通过具有流体输送驱动装置P和集成在扰流板30内的空气管道装置101的合适的系统来实现。为了将在主机翼10的侧面上的空气管道装置101与流体输送驱动装置P的进气装置P1连接，空气管道装置101的位于该侧面上的端部配有连接件43。同样，在主机翼10内从排气装置P2朝主机翼10的面向扰流板30的后侧10c延伸的管道段14在后侧10c处具有连接件41。连接管道42与连接件41、43耦联并且因此将空气管道装置101与管道段14连接，并且因此将一个扰流板30或多个扰流板30的一个进气口31或多个进气口31与流体输送驱动装置P的进气装置P1连接。在此能够提出，借助空气管道装置101分别将进气口31与流体输送驱动装置P的相应的进气装置P1连接。 [0069] 也能够提出，一个扰流板30和/或多个沿着主机翼翼展方向HS并排地设置的扰流板30的多个或全部进气口31通过空气管道装置101分别与流体输送驱动装置P的进气装置P1连接。在该情况下，空气管道装置101由连接装置(未示出)和空气管道通道51形成，其中扰流板的多个进气口31借助于连接装置以管道技术转换为一个或多个空气管道通道51。为了将不同的扰流板30的空气管道通道51与流体输送驱动装置P的进气装置P1连接，尤其能够提出，扰流板30的至少一个空气管道通道51在相应的连接件43处通出，连接管道42相应地将连接件41与连接件41连接，并且在主机翼10的后侧10c处的管道段14构成为连接装置，所述连接装置将多个连接件41与流体输送驱动装置P的一个或多个进气装置P1连接。 [0070] 借助流体输送驱动装置P的待相应地设计的功率和尤其是在扰流板的内部和/或主机翼10的后部的翼箱内的连接压力管道101、42、14、13的设计尺寸，能够达到提供合适的体积流和所需要的那么多的体积流。以这种方式能够在能量上有效地利用整个系统，因为必需的附加的流体，例如必需的空气量或体积流，在下游，即在扰流板30的上侧30a处被抽吸，并且在上游能够掺入分离的边界层流动内，并且根据结构引入绕流机翼的空气S内。 [0071] 为此，根据本发明提出一种用于影响流动的装置，所述装置具有控制装置101，其与飞行控制装置100功能性连接，以用于控制流体输送驱动装置P的功率。在此，控制装置101具有控制功能，所述控制功能从飞行控制装置100接收扰流板30的调节状态和/或高升力襟翼20的调节状态作为输入参数，并且基于调节状态分别产生用于控制流体输送驱动机构P的相应的操纵信号，并且将该操纵信号发送给该流体输送驱动机构P，以用于控制流体输送驱动机构P的通流量。 [0072] 排气口11分别通过管道13与流体输送驱动装置P的进气装置P1连接。在此能够提出，各排气口11分别与流体输送驱动装置P的进气装置P1连接。可替代地能够提出，主机翼10的多个或全部排气口11通过管道件13或连接装置分别与流体输送驱动装置P的排气装置P2连接。在此，多个或全部排气口11也能够通过共同的管道13与流体输送驱动装置P连接。在主机翼内也能够设置多个流体输送驱动装置P，所述流体输送驱动装置尤其沿主机翼翼展方向HS并排地设置，并且多个排气口11分别与所述流体输送驱动装置的进气装置P1连接。 [0073] 管道13具有端部段13a，其端部构成排气口11。为了优化根据本发明的作用，能够设有管道端部段13a的中轴线或纵轴线的单位方向，在下面也称为端部段13a的方向。在此尤其能够提出，排气口11在主机翼10上设置成，使得在端部段13a的方向或空气管道 13在每个排气口11处的出口的方向和上表面10a在该位置上的平面延伸部之间的角度α在0度和60度之间，使得实现在预定的边界内以空气动力作用的方式通过排气口11的切向的排气S1。在本文中，上表面10a的平面延伸部尤其通过在主机翼10的表面10a上的切线方向来限定，其中为此切线的方向以主机翼翼弦方向HT为基础。 [0074] 在主机翼10上的排气口11尤其能够形成狭缝状，如在图6中所示。在图6中示出主机翼10的一部分，其具有翼弦HLT以及主机翼10的后端部19、上侧10a和横向于该上侧延伸的侧缘10c。沿主机翼翼展方向HS观察，多个狭缝并排地沿着后端部19延伸，其中狭缝的纵向方向沿着主机翼10的上侧10a的后端部或后边缘19延伸。边缘能够通过沿主机翼翼弦方向HT观察位于主机翼HT的最后面的位置来限定。排气口11的纵向方向尤其能够通过沿着相应的狭缝开口的相应地较长的边缘线的开口横截面的中线来限定。狭缝17的长度L10尤其能够为在相应的狭缝的翼展的位置上的主机翼翼弦的1％(百分之一)和50％(百分之五十)之间。此外，狭缝的长度L10与主机翼的在强度要求和材料要求方面可能的在结构上的，尤其是沿翼展相切的结构有关。狭缝的宽度B10尤其能够在狭缝的长度L10的百分之一(1/100)和十分之一(1/10)之间。根据可替代的实施形式，狭缝也能够设置成，使得其纵向方向L10沿着主机翼翼弦方向HT或以0度和90度之间的角度倾斜于主机翼翼弦方向HT延伸。 [0075] 在扰流板30上的进气口31尤其同样能够具有狭缝37的形状。根据具有相应的孔口的直线分布或曲线分布的实施例，沿扰流板翼展方向SpS观察，长度L37为在扰流板翼弦LSpT的十分之一(1/10)和扰流板30的在该位置上的相应的扰流板襟翼的整个翼展的9/10之间。狭缝的宽度B37尤其能够为狭缝的长度L37的百分之一(1/100)和五分之一(1/5)。根据一个实施例，狭缝37沿着扰流板翼展方向SpS并排地设置(图7)，狭缝的纵向方向沿着扰流板30的上侧30a的后端部39延伸。纵向方向尤其能够通过沿着相应的狭缝开口的相应地较长的边缘线的开口横截面的中线来限定。根据一个可替代的实施例，狭缝37也能够设置成，使得其纵向方向L37沿着扰流板翼弦方向SpT延伸。 [0076] 排气口和/或进气口通常能够形成为圆形和/或椭圆形的孔。在此，排气口17和/或进气口37也具有圆形或椭圆形的开口边缘。 [0077] 排气口和/或进气口通常能够具有直线的(图6和7)和/或曲线形的边缘线。在此，排气口17和/或进气口37也能够以开口边缘的一个四边形的或另一四边形的形状形成。开口尤其能够矩形形状。在此，角设计成是倒圆的(在图中未示出)。 [0078] 为了控制和/或操纵流体输送驱动装置P，在飞机中设有控制装置101，所述控制装置通过信号线路101a与执行器功能性连接(图8)。 [0079] 如根据本发明的实施例，排气口11或排气口的一部分配有孔口改变装置40(在图8和9中仅示意地示出)，借助所述孔口改变装置可改变相应的排气口11的尺寸和/或相应的排气口11的定向，并且在孔口改变装置上耦联有孔口改变机构和耦联在该孔口改变机构上的用于操纵相应的孔口改变机构的执行器。为了控制和/或操纵相应的孔口改变装置的执行器，在飞机中设有控制装置101，所述控制装置通过信号线路101b与执行器功能性连接。 [0080] 孔口改变装置40能够具有滑阀51，以用于改变或调节效应的排气口11的尺寸，所述滑阀设置成可在主机翼10的上侧10a上运动，并且所述滑阀基于通过执行器的操纵，部分地或完全地打开或关闭相应的排气口11。滑阀可在导向装置上被引导，所述导向装置设置在主机翼10的相应的构件上。 [0081] 由控制装置和孔口改变装置40或滑阀组成的组合尤其能够设计成，使得借助孔口改变装置40引起通过相应的排气口11的脉冲排气(箭头S1)。这能够如下来实现，即通过孔口改变装置40尤其在该实施方式中作为滑阀由控制装置101定期地激活，使得孔口改变装置40或滑阀定期地从打开的位置运动到略微打开或关闭的位置上。因此，排气口11定期地打开和关闭，以用于形成通过排气口11的脉冲排气。对此替代，孔口改变装置40能够由脉冲发送器执行器形成，所述脉冲发送器执行器根据相应的输入信号引起脉冲排气。脉冲发送器执行器尤其能够为压电式执行器，所述压电式执行器基于腔室原理工作，并且基于相应的操纵使腔室变窄活扩宽，以便交替地使通过排气口11的空气通流量变大或变小。为此使用压电式执行器具有的优点是，进存在相对小的能量需求，以用于形成脉冲排气。脉冲发送器执行器也能够通过具有排出口的圆筒来实现，所述圆筒可旋转地安装在至少一个排出口11上，使得圆筒的排出口在圆筒处于预定的角位时完全地或部分地与至少一个排气口11重合。借助该实施形式，尤其能够以圆筒的恒定的转速达到空气在至少一个排出口 11上脉冲式地流出(箭头S1)。 [0082] 可替代或可附加地能够提出，在主机翼10的排气口11的至少一部分上分别设置有具有执行器的孔口改变装置，借助所述孔口改变装置能够调节相应的排气口11相对于主机翼10的表面的定向。在此，孔口改变装置40尤其能够通过在开口11处或下方可旋转地设置在主机翼10的上侧10a上的具有开口的孔板(未示出)来实现。在此，孔板的旋转轴线垂直于上侧10a的在该位置上的平面延伸部或者垂直于在该位置上沿主机翼翼弦方向HT延伸的切线。孔板相对于具有上侧10a的壳部分密封，以便避免主机翼的扰流的流动损失和漩涡形成。孔板的孔至少在其宽度和/或面积上小于设置有孔板的排气口11。此外，孔板设计成并且在具有上侧10a的壳部分上设置成，使得孔板的孔的沿孔板的纵向方向延伸的边缘线，——所述边缘线因此沿着主机翼翼展方向HS延伸——，至少在旋转位置区域内与相应的旋转位置有关地或多或少地倾斜于主机翼翼展方向HS延伸。因此能够调节相应的排气口11的相对于主机翼10的表面的定向。为此目的，在孔板上耦联有执行器和例如压电式执行器，所述压电式执行器与控制装置101功能性连接，以用于再次调节孔板的旋转位置，所述控制装置为此产生用于调节旋转位置的指令并且将该指令发送给执行器。 [0083] 为此在一个实施例中，孔板设计成，使得可旋转的狭缝的长度为在相应的狭缝的主机翼翼展方向HS的位置上的主机翼翼弦的60％和80％之间。因此达到，孔板的可调节的狭缝的长度为在飞机的正常飞行区域内的该主机翼位置上的上侧10a处的边界层厚度的一半至四倍之间。在该尺寸下，如结合固定地设置狭缝17、37所述，长度限定为，即排气口11的纵向方向尤其能够通过沿着相应的狭缝开口的相应地较长的边缘线的开口横截面的中线来限定。用于调节相应的排气口的定向的孔口改变装置40尤其能够设计成，使得在孔板的开口横截面的中线和主机翼翼展方向HS或在孔板的旋转轴线的翼展位置处的边缘线19上的切线之间的用于倾斜位置的角度能够在20度和80度之间调节。 [0084] 根据本发明的另一方面，提出一种具有用于影响流动的装置的机翼T的组件，所述装置具有用于控制流体输送驱动机构P的功率的控制装置101，其与飞行控制装置功能性连接并且具有控制功能，以便控制和调节流体输送驱动机构P的功率和/或如根据本发明的实施例的孔口改变装置40。在此，控制装置101和飞行控制装置100构成为，使得控制装置101从飞行控制装置100接收扰流板30的调节状态和/或高升力襟翼20的调节状态作为输入参数，并且基于调节状态分别产生用于控制流体输送驱动机构P的相应的操纵信号，并且将该操纵信号发送给该流体输送驱动机构，以用于控制流体输送驱动机构P的通流量，或者基于调节状态分别产生用于控制孔口改变装置40的相应的操纵信号，并且将该操纵信号发送给该孔口改变装置，以用于控制孔口改变装置40的调节。孔口改变装置40的调节尤其能够为相应的排气口的借助于孔口改变装置40的打开和关闭位置，和/或可运动的孔板的定向或排气口11的定向，和/或脉冲发送器执行器的脉冲率的调节。 [0085] 控制装置101能够在飞行控制装置内功能性地或模块式地或者作为与该飞行控制装置分开的单元来实现。控制装置101尤其能够在结构上集成在主机翼内。 [0086] 因此根据一个实施例，控制装置101设置有流体输送驱动装置P，以用于产生用于控制流体输送驱动装置P的控制信号，其中控制装置101与流体输送驱动装置P功能性连接，并且将产生的控制信号发送给流体输送驱动装置P。根据另一实施例，控制装置101设置有执行器，以用于产生用于控制孔口改变装置的执行器的控制信号，其中控制装置101与孔口改变装置的执行器功能性连接，并且将产生的控制信号发送给孔口改变装置的执行器。在孔口改变装置40构成为用于打开和关闭相应的排气口11的装置时，——所述装置具有孔口改变机构和与该孔口改变机构耦联的用于操纵相应的孔口改变机构的执行器——，控制装置101能够具有与相应的执行器功能性连接的用于产生用于控制执行器的指令信号的控制功能。控制装置101由高升力襟翼20和/或扰流板30的调节状态产生用于打开和关闭至少一个排气口和/或至少一个排出口的相应的信号，并且将该信号传输给执行器。 [0087] 为此目的，控制功能能够具有对照表，在所述对照表中，高升力襟翼和/或扰流板的调节状态与用于控制流体输送驱动装置P的通流量的和孔口改变装置40的指令信号相关联，其中控制功能根据接收的调节状态借助于对照表产生指令信号。 [0088] 此外，在这些实施形式中能够提出，控制装置101具有：接收装置，其具有与飞行制导系统的功能接口并且用于接收用于流体输送驱动装置P和/或孔口改变装置40的功率的额定预设值；以及控制功能，所述控制功能由这些额定预设值产生用于调节流体输送驱动装置P和/或孔口改变装置40的指令信号。 [0089] 根据本发明的另一实施例，用于影响流动的装置能够具有：设置在主机翼10和/或扰流板30和/或高升力襟翼20上的传感器装置，其具有用于检测在扰流板30的上侧30a和高升力襟翼20的上侧20a上的附着流或分离流的流动状态的传感器，所述传感器装置与控制装置101功能性连接。在此，此外能够提出，控装置能够具有如下功能，所述功能在测定指令信号时考虑检测到的流动状态。在图9中示出具有设置在主机翼10上的第一传感器装置111和设置在扰流板30上的第二传感器112的实施例。 [0090] 根据另一实施例，控制功能能够具有用于调节调节襟翼的预定的流动值的调节功能，所述调节功能与一个或多个传感器装置功能性连接，以用于接收实际的流动值。在此，控制功能或调节功能能够与第一传感器装置111和/或第二传感器装置112功能性连接。此外，控制功能以所述方式控制在排气口11处的流体输送驱动装置P和/或孔口改变装置 40，以便以预先确定的方式调节在主机翼10和扰流板30的后缘区域的区域内的以及以后也在高升力襟翼20上的流动S。因此，通过基于调节功能的调节指令调节根据本发明的流体输送驱动装置P和/或根据本发明的孔口改变装置40来进行流动的调节。在此根据实施例，调节功能101能够与传感器装置111、112的一个或两个功能性连接，并且与与流体输送驱动装置P和/或孔口改变装置40功能性连接。在图9中示出一个实施例，在所述实施例中，调节功能作为控制功能101的部分从第一和第二传感器装置111或112接收传感器输入，由此为了达到预定的传感器额定值，产生用于调节流体输送驱动装置P和/或根据本发明的孔口改变装置40的控制指令并且将该控制指令发送给该流体输送驱动装置和/或孔口改变装置，以便达到机翼T的待遵循的绕流。在此能够提出，用于调节的待调节的传感器额定值例如能够通过功能的相互联系或以表格的形式依据扰流板和/或高升力襟翼20的所选择的或由飞机控制装置100调节的调节状态来规定和测定。在测定待调整的传感器额定值时，能够考虑在功能或表格中的多个参数，例如飞机的相对于空气的速度或动态压力和/或温度，所述参数在飞机控制装置100中测定并且被传输给控制装置。 [0091] 通过调节，实现在空气动力性能上的效率增加。调节能够用作高升力系数的输入参数、用于说明在扰流板和/或后缘襟翼上的流动状态的和/或高升力结构的空气动力性能的确定的测量参数。在进气口和排出口和/或装置上的体积流能够用作调节的输出参数。 [0092] 在一个实施例中分别使用的传感器装置111、112分别具有用于检测在扰流板30的上侧30a和/或高升力襟翼20的上侧20a上的附着流或分离流的流动状态的传感器。传感器与控制装置101功能性连接(管道101c)。在此，传感器尤其能够位于主机翼10的整个主机翼翼弦LHT的40％和100％之间的区域内且位于扰流板30的整个扰流板翼弦LSpT的40％和100％之间的区域内。可替代或可附加的是，传感器能够位于高升力襟翼20的整个高升力襟翼翼弦的40％和100％之间的区域内。 [0093] 在与控制装置101功能性连接的这些传感器结构的一个中，控制装置101能够功能性地与孔口改变装置40和/或流体输送驱动装置P功能性连接。在本发明的在图9中示出的实施形式中，控制装置101与第一和第二传感器装置11、112并且与孔口改变装置40和流体输送驱动装置P功能性连接，以便以所述方式实现调节回路。 [0094] 因此，在主机翼10上且在“弯折”区域内待施加的用于排气的质量流或体积流和在扰流板30的后缘区域内的抽吸通过借助用于操纵飞机的传统的传感器检测飞机的飞行状态，通过由传感器检测在扰流板和/或后缘襟翼上的流动状态来规定，或者通过借助调节的主动式动态控制来进行，其中为此同样表明/需要来自飞机控制器的输入信号和/或来自在扰流板和/或后缘襟翼上的传感器的输入信号。调节能够通过闭合的调节回路或也通过基于知识的配件(例如具有数据存储器的校准系统)来实施，使得确保自动的工作模式。仅需要在扰流板30的后缘/或缘区域上的抽吸和在主翼型10的“弯折”区域内的排气之间的补偿和运送空气的系统的供电或其他方式的供给。