用于飞行器的表面元件及相关的飞行器和方法

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用于飞行器的表面元件及相关的飞行器和方法
申请号	CN201310100372.7	申请日	2013-03-26	公开(公告)号	CN103359281B	公开(公告)日	2016-01-20
申请人	空中客车德国运营有限责任公司;			发明人	丹尼尔·雷克策; 布尔哈德·格尔林; 马西亚斯·伦格斯;
摘要	一种飞行器的例如为机翼的表面元件（2），所述表面元件（2）包括：前缘（4）；沿着所述前缘（4）定位的高升力器装置（12）；定位在前缘（4）区域中的至少一个附加体部（8,10），其中，所述高升力器装置（12）在所述至少一个附加体部（8,10）的区域中断开，以防止与所述附加体部（8,10）碰撞，其中，所述表面元件（2）在覆盖所述附加体部（8,10）的区域中包括开口（16）的布置，所述开口（16）连接至空气输送装置（30,38,40,44），以通过所述开口输送空气。由此，能够消除用于协调挂架或其他附加体部上方的流动的附加襟翼。
权利要求	1.一种用于飞行器的表面元件(2)，所述表面元件(2)包括：-前缘(4)， -沿着所述前缘(4)定位的高升力器装置(12)， -定位在前缘(4)区域中的至少一个附加体部(8,10)，其中，所述高升力器装置(12)在所述至少一个附加体部(8,10)的区域中断开，以防止与所述附加体部(8,10)碰撞，其中，所述表面元件(2)在覆盖所述附加体部(8,10)的区域中包括开口(16)的布置，所述开口(16)连接至空气输送装置(30,38,40,44)，以通过所述开口输送空气，所述输送装置(30,38,40,44)连接至压缩空气管路(23,46)和/或连接至吸气管路(23,48)，并且能够以流控的方式连接至所述开口(16)。 2.如权利要求1所述的表面元件(2)，其中，所述附加体部(8,10)是用于发动机(8)的挂架(10)。 3.如权利要求1所述的表面元件(2)，其中，所述开口(16)的布置定位在具有伸出的高升力器(12)的所述表面元件(2)上的、与在分离倾向方面具有最高的流动不稳定性的区域邻近的区域中。 4.如权利要求1所述的表面元件(2)，其中，所述开口(16)选自开口组，所述开口组包括：-至少一个钻孔， -沿着与所述前缘(4)平行的方向引入到所述表面元件(2)的表面中的至少一个切口，-沿着与所述前缘(4)垂直的方向引入到所述表面元件(2)的表面中的至少一个切口，-沿着与所述前缘(4)成角度的方向引入到所述表面元件(2)的表面中的至少一个切口。 5.如权利要求1所述的表面元件(2)，另外包括前翼梁(21)，鼻部元件(19)附接在所述前翼梁(21)上，其中，所述开口(16)延伸到所述前翼梁(21)中或者连接至所述前翼梁中的空气管路(23)。 6.如权利要求1至5中的任一项所述的表面元件(2)，其中，所述输送装置(30,38,40,44)适合于通过所述开口(16)抽吸空气和/或吹出空气。 7.如权利要求1至5中的任一项所述的表面元件(2)，其中，所述输送装置(30,38,40,44)实施为流控地连接至所述开口(16)的压缩机(40)并且/或者所述输送装置连接至吸气装置并且能够以流控的方式连接至所述开口(16)。 8.如权利要求1至5中的任一项所述的表面元件(2)，其中，所述输送装置(30,38,40,44)适合于以交替的方式通过所述开口(16)吹出和抽吸空气。 9.如权利要求1至5中的任一项所述的表面元件(2)，其中，所述开口的布置向所述附加体部(8,10)的至少一侧延伸不超过翼展的20％。 10.如权利要求1至5中的任一项所述的表面元件(2)，其中，所述开口(16)的布置从所述前缘(4)向所述表面元件(2)的后缘(6)延伸不超过翼根弦的30％。 11.一种飞行器(50)，所述飞行器(50)包括权利要求1至10中的任一项所述的表面元件(52)。 12.如权利要求11所述的飞行器(50)，其中，所述表面元件(52)是机翼。 13.用于改进飞行器的表面元件(2,52)的高升力生成的方法，所述方法包括：当高升力器装置(12)从前缘(4)伸出时，利用空气输送装置(30,38,40,44)通过位于以下区域中的开口(16)的布置输送空气：所述区域覆盖定位在所述表面元件(2,52)的前缘(4)区域中的附加体部(8,10)，其中所述高升力器装置(12)在至少一个附加体部(8,10)的区域中断开以防止与所述附加体部(8,10)碰撞，其中，所述输送装置(30,38,40,44)连接至压缩空气管路(23,46)和/或连接至吸气管路(23,48)，并且能够以流控的方式连接至所述开口(16)。
说明书全文	用于飞行器的表面元件及相关的飞行器和方法 [0001] 相关应用参考 [0002] 本申请要求2012年3月29号提交的欧洲专利申请No.12 162 149.4和2012年3月29号提交的美国临时专利申请No.61/617,174的申请日的权利，所述申请的公开通过参引并入本文。技术领域 [0003] 本发明涉及一种用于飞行器的表面元件、飞行器和用于改进表面元件上的高升力生成的方法。背景技术 [0004] 商用飞行器通常包括机翼安装的发动机。对于民用而言，具有高旁通比的涡轮风扇发动机是优选的，因为涡轮风扇发动机提供低推力耗油率，其中，通过加大风扇部分的直径，能够增大涡轮风扇发动机的旁通比。因此，一方面，为了更好的燃油效率，涡轮风扇发动机的径向尺度要增大，而另一方面，机翼下方的优选安装位置严重地限制了发动机的最大可能直径，这是因为由于在飞行器的总体结构上的主起落装置的尺寸变化效应、重量限制、可能的缓冲特性，起落装置的长度不得超过一定的长度。所以，对于一些结构来说，发动机会靠近机翼安装。 [0005] 通常采用支承结构来将发动机安装到机翼上，该支承结构通过从发动机舱向机翼的靠近其前缘的下侧延伸的挂架进行整流。商用飞行器沿着前缘通常包括允许使尤其在低速飞行状态下由机翼产生的最大升力增大的可伸出的高升力器装置，例如多种不同的可能的前缘高升力器——该前缘高升力器包括缝翼、Krueger装置、垂鼻装置等——中的一个或多个。在靠近支承结构的挂架的前缘区域中，由于机翼的掠角和前缘高升力器与机舱或发动机罩之间的竖直距离，使得高升力表面元件的几何尺寸在翼展方向上受到限制。因此，缝翼装置断开，从而避免与挂架和发动机的碰撞。为了至少部分地弥补由于该断开造成的空气动力学危害，在该技术领域存在已知的不同解决方案。 [0006] 一个方案涉及安装在例如发动机挂架的内侧区域中的Krüger襟翼。Krüger襟翼的优点是与传统的缝翼相比所需的展开空间更小。然而，即使其展开空间很小，对于极其靠近地联接的发动机可能仍然太大。另一缺点在于它依赖于需要频繁维护的复杂的运动系统。 [0007] 另一已知的方案是引入边条作为被动装置，该边条产生后缘涡流，该后缘涡流延缓在缝翼断开处的区域中的失速(stall)。边条涡流在当整体飞行器超过一定攻角的时候产生。然而，由于边条通常是固定的，因此在达到该攻角之前边条产生不希望的阻力。 [0008] EP 2 167 380 A1公开了机翼安装的发动机的机舱，其包括在机舱的一侧上的用于提高最大升力的鳍形涡流发生器。发明内容 [0009] 因此，本发明的目的可以是提出一种表面元件，其适合于有效地产生高升力，而基本不会由于缩短的翼展或断开的前缘高升力器而造成空气动力危害。 [0010] 本发明的目的通过具有独立权利要求1的特征的用于飞行器的表面元件实现。从从属权利要求和以下描述可以得出有利的改进和实施方式。 [0011] 根据本发明的用于飞行器的表面元件包括前缘、沿着所述前缘定位的可动的高升力器装置、定位在前缘区域中的至少一个附加体部，其中，所述高升力器装置在所述至少一个附加体部的区域中断开，以防止与所述附加体部碰撞，其中，所述表面元件在覆盖所述附加体部的区域中包括开口的布置，所述开口连接至空气输送装置以输送空气。 [0012] 上文描述的表面元件可以示例性地基于具有沿着前缘的可动高升力器装置和附加体部的商用飞行器的典型机翼，其中附加体部例如为飞行器发动机的支承结构周围的用作整流装置的空气动力挂架、飞行器发动机本身、油箱、加油吊舱或军用设备，其中，表面元件被修改为具有流动控制装置，该流动控制装置位于高升力器装置必须断开以避免在高升力器的使用期间任何结构损坏的区域。在该相关区域中，任何升力仅由断开处下游的表面元件产生。当高升力器展开时，断开的缝翼装置的相邻端面的流动特性和几何限制干扰升力的产生，因为其由于在端面尾迹中产生高的三维涡旋结构而变得不协调。与没有前缘高升力器的前缘区域相比，无防范的表面元件产生的吸力峰值明显较高，因此产生更高的再压缩和更高的流动分离危险性。来自发动机罩上的分离区域或分离区域附近的临界流动特性可进一步影响该区域。另外，存在由于在翼展方向上高升力器的减小造成的不协调的升力分布。 [0013] 在相关区域中采用开口能够通过抽吸或吹出空气——例如通过射入跨音速或超音速的射流动量流体——以使流动能量与高升力器下游的流动相比等同、从而使流动特性协调。为了激发涡旋现象——该涡旋现象也降低或消除分离，可进行抽吸和/或吹出空气、或者二者或其中一种随时间变化。因此，可以实现脉冲的吹气、脉冲的吹气和吸气、和脉冲的吸气以及两者之间的所有过渡情况。由于该局部流动控制不依赖于表面元件的位于附加体部上方的前缘区域中的襟翼或其他可展开的空气动力表面，因此能够进一步减小发动机到前缘的距离而不造成空气动力性降低或表面元件更加复杂。主动流动控制装置的安装位于表面元件的内部并且不需要任何的展开空间。所以，由于发动机直径在一定程度上与燃油经济性相关联，因此这导致燃油燃烧效率的提高。附加地并且由于内部安装，其在非设计工况下几乎不产生阻力。 [0014] 必须考虑到高升力生成的降低还取决于由前缘高升力器的面向断开处的相邻端面周围的局部流动引起的更加复杂的三维流动现象。另外，附加体部周围的流动也影响局部流动。为了开口的准确定位、尺度以及数量，认为执行CFD分析和高雷诺数风洞试验或甚至飞行试验是有帮助的。除了实施为机翼，表面元件还可以是具有从机身延伸到气流中的前缘的任何其他体部。 [0015] 为了清楚和完整，要指出如上文说明的局部流动控制可以使用多种不同的流动状态。首先，可以通过至少一部分开口或所有的开口产生稳定的吹气，这意味着压缩空气源稳定地连接至开口并且因此恒定地将空气通过开口输送到环境中。其次，可以通过至少一部分开口或所有的开口产生稳定的吸气，这意味着压降部稳定地连接至开口并且因此恒定地通过开口将空气抽吸到机翼结构中。第三，可以发生在机翼的特定部分的稳定的吹气以及同时在机翼另一部分的稳定的吸气，例如根据于将机翼的上部和下部分开的停滞线而发生。并且，可以发生随时间变化的吹气(包括流动从没有调整到最大)以及随时间变化的吸气(包括流动从没有调整到最大)。最后，吸气和吹气可以以交替的方式应用于机翼的至少一部分。 [0016] 在有利的实施方式中，附加体部是使前缘高升力器装置断开的发动机挂架，该发动机挂架是飞行器发动机的支承结构的整流装置。 [0017] 在其他有利的实施方式中，开口布置定位在覆盖表面元件的停滞线的区域中。总体而言，在作为表面元件的传统的机翼中，可以发现停滞点靠近表面元件的具有其最大曲率的区域，其中，停滞线越向机翼的下侧移动，攻角增加地越高。由于在吸力峰值的下游侧压力升高，可能发生分离。峰值越高(压力越低)，峰值下游的压力增加得越高，因此，峰值下游的流动越有可能分离。通过将空气引入或排出位于高升力器断开部分中及其下游的相关区域的方式来影响局部流动，将分离移动到更高的攻角，或者移动到全部机翼安装角，其中机翼的其他区域分离。由于停滞点的实际位置取决于表面元件轮廓的特性，因此开口可以定位在表面元件的上侧、表面元件的下侧或者可以从表面元件的下侧延伸到其上侧。 [0018] 在有利的实施方式中，开口可以选自开口组，该开口组包括：至少一个钻孔；至少一个切口，该至少一个切口沿着与前缘平行的方向引入到表面元件的表面中；至少一个切口，该至少一个切口沿着与前缘垂直的方向引入到表面元件的表面中；以及至少一个切口，该至少一个切口沿着与前缘成角度的方向引入到表面元件的表面中。因此，优化的开口布置可以考虑实际飞行器的流动特性进行选择或编制。不必使所有的开口都具有同样的形状或相同的直径，还可以按照实际局部流动的需要而以不同的开口和不同的直径或形状编制布置。 [0019] 在又一有利的实施方式中，表面元件包括前翼梁，鼻部元件附接在该前翼梁上，其中，开口延伸到前翼梁中或者连接至前翼梁中的空气管路。前翼梁可以包括或限定至少一部分导管并且还可以围绕空气输送装置。因此，前翼梁可以起到用于将多个开口连接至单个空气输送装置的集管的作用。 [0020] 在有利的实施方式中，输送装置适合于通过开口抽吸空气。这样，由于能够减少积聚在覆盖高升力器装置断开处的相关区域的过多空气，因此可以减少或消除涡旋的产生。这导致了局部流动的协调以及由此改善了高升力生成。 [0021] 替代地，根据局部的流动特性，空气输送装置还可以适合于通过开口吹出空气。因此，可以增加局部流动能量，其导致增大的局部流动速度，并从而延缓了局部的失速或其他流动分离现象。为了该目的，输送装置可以通过多种不同的装置实现。例如，如果在飞行器的内部可以使用已存在的压缩空气源，则空气输送装置可以是阀或适于打开或关闭通过开口的空气流动的任何其他流控装置。附加地，这种阀或其他流控装置还可以适于控制或调节导入开口的压缩空气的压力，其中，空气输送装置可以有利地连接至能够控制阀设定的控制单元。 [0022] 在一有利的实施方式中，空气输送装置连接至压缩空气管路并且可以以流控的方式连接至开口。压缩空气管路可以连接至飞行器内部的压缩空气源，如电气环境控制系统的压缩机、排气驱动的环境控制系统的空调组件、冲压空气入口或排气口本身。 [0023] 在一有利的实施方式中，空气输送装置连接至吸气管路并且能够以流控的方式连接至开口。吸气管路能够连接至压降部，例如风扇的入口、文丘里喷嘴或适于向吸气管路施加低于开口处压力的压力的其他装置。 [0024] 在又一有利的实施方式中，输送装置实施为流控地连接至开口的压缩机，用于独立地对空气进行压缩以将空气通过开口吹出。压缩机可以是包括风扇在内的任何适当类型的压缩机。由于不需要用于将压缩空气经由飞行器导入该区域的附加的导管或其他装置，因此这可以实现局部流动控制装置在高升力器断开的区域中的相当紧凑的结合。 [0025] 在又一实施方式中，空气输送装置连接至空气吸入装置并且可以以流控的方式联接至开口。该空气输送装置还可以实施为风扇，其中，吸气口或空气入口能够连接至开口。这使得能够在覆盖附加体部的断开区域中抽吸空气，用于降低空气流动的速度并延缓流动的失速。 [0026] 在又一实施方式中，空气输送装置适合于以交替的方式通过开口吹出和/或抽吸空气。这能够涉及合成射流装置。这可以通过交替地将压缩空气管路或者吸气管路连接至开口、通过将用于吹气的空气输送装置和用于抽吸的另一空气输送装置连接到开口而实现。替代地，能够将活塞装置、例如包括活塞——该活塞可动地支承在气缸中——的气缸连接至开口。作为另外的替代，可以使用电磁驱动器和压电驱动器。根据单个开口的尺寸，工作频率通常可以超过1Hz并且可以达到几百Hz。通过合成的射流，可以激发涡旋，该涡旋防止或减少流动分离现象。 [0027] 在另一优选实施方式中，开口的布置向附加体部的每一侧延伸不超过表面元件的20％。因此，由于由高升力器装置的断开引起的局部流动特性会大致出现在该区域，从而实现了高效的局部流动控制。 [0028] 在又一改进的实施方式中，覆盖高升力器的断开处的区域从前缘至后缘不超过表面元件的根弦的30％。这将局部流动控制限制在最优地影响局部流动特性所需要的区域。 [0029] 本发明还涉及包括具有高升力器装置的至少一个表面元件以及至少一个机翼安装的发动机的飞行器。该至少一个机翼可以实施为上文描述的表面元件。另外，飞行器可以包括压缩空气源，例如环境控制系统的部件、至少一个机翼安装的发动机的排气口、冲压空气入口或其他装置。由于从发动机到开口布置的距离很近，因此排气口的使用会是有利的。为了防止温度超出机翼结构由于材料特性而允许的最高温度，可以使用冷却器或其他装置来冷却输送至环境控制系统的排气，或者可以在例如压缩机的前两级中的其中一级引入附加的排气口，该附加的排气口输送温度较低的排气。 [0030] 另外，本发明还涉及通过主要实现以下步骤而改进表面元件的高升力生成的方法：当前缘高升力器伸出时，通过位于覆盖机翼上的附加体部的区域中的开口布置来输送空气。附图说明 [0031] 本发明的其他特性、优点和应用可能性在对示例的实施方式和附图的以下描述中公开。所有描述的和/或示出的特性本身以及任何组合均构成本发明的主题，与它们在单个权利要求中的构成或其相互关系无关。另外，附图中的相同或相似的部件具有相同的附图标记。 [0032] 图1a和1b以两个不同的示意视图示出根据本发明的机翼。 [0033] 图2a至2f示意性地示出不同的输送装置。 [0034] 图3示出根据本发明的具有机翼的飞行器。具体实施方式 [0035] 图1a示出作为根据本发明的表面元件的机翼2的示意图。作为表面元件的机翼2具有前缘4、后缘6和安装在靠近前缘4的下侧的发动机8。为了支承发动机8，使用支承结构，该支承结构在此没有详细描述。通常，使用推杆和支架来引入力并提供方向稳定性。支承结构由空气动力学挂架10覆盖，该挂架10从发动机8直接延伸到位于前缘4区域的机翼下侧，并且能够如发动机本身一样被视为附加体部。 [0036] 为了降低与机翼2相关联的飞行器的着陆或起飞的必要速度，机翼2示例性地包括位于前缘4上的作为高升力器的缝翼12和位于后缘上的附加襟翼，该襟翼在此不做详细描述。在发动机8和挂架10附近的区域，缝翼装置12断开，用于避免缝翼12与发动机8或挂架10之间的碰撞。当发动机8附接至机翼本身时，在翼展方向上的前缘装置的断开也将是显而易见的。因此，由于缝翼12的相邻端面14周围的不连续的流动，在该区域的高升力的产生会受到干扰。 [0037] 为了改进高升力的产生，提出在覆盖相邻端面14、发动机8和挂架10的区域使用开口16的布置。该区域可以从发动机安装中心线18向左延伸不超过翼展的20％(通过尺寸a标示)并且/或者从发动机安装中心线18向右延伸不超过翼展的20％(通过尺寸b标示)。另外，该区域可以从前缘4向后缘6延伸不超过翼根弦的30％，如通过尺寸c标示。 [0038] 开口16可以实施为具有0.1mm至20mm的深度或直径的切口或钻孔，其中，切口还可以具有1mm至1000mm之间、并且优选地在10mm至100mm之间的宽度。能够想象使用在整个相关翼展方向——即侧向——距离上延伸的一个或多个切口。切口可以示例性地定向为翼展方向，其中，延伸方向大致平行于前缘4。能够使用1至1000个钻孔或1至300个切口。如果在同一侧向位置使用多个切口，那么切口可以彼此平行地设置。另外，根据局部流动特性，能够使用钻孔和切口的组合以及在所有开口中使用许多不同的尺寸。 [0039] 图1b以三维视图示出相关区域。挂架10从发动机(在图1b中没有示出)延伸到前缘4。由于缝翼装置的缝翼12设计为在高升力状态下向下伸出，因此缝翼不能从挂架10的正上方展开。造成的间隙还取决于发动机8与机翼之间的距离以及机翼正下方的支承结构的侧向尺寸。使用能够从前缘4伸出到挂架10的小块区域上方的襟翼来消除该区域的附加阻力是已知的。 [0040] 替代地，根据本发明，与发动机安装中心线18相邻的翼展的预定部分可以包含开口16。这可以包括在向内侧方向上不超过20％、在向外侧方向上不超过20％以及两个方向上的范围，如上文所述。这些开口连接至输送装置(在图1b中没有示出)，该输送装置可以将压缩空气导向开口16。例如，存在排气导管22，排气导管22从挂架10内的发动机8延伸到位于挂架根部区域26中的集管24(在剖视图A-A中进一步示例性地描述)。借助于集管24向所有的开口16提供排气。集管24可以通过由机翼的上蒙皮25和在形成的中空空间下方连接至上蒙皮的下蒙皮27组成的腔实现。中空空间可以被供以压缩空气或者与压降部(pressure sink)连接以通过开口抽吸空气。 [0041] 替代地，集管可以在挂架根部区域26中直接连接至压降部或提供压缩空气源的主动空气输送装置。作为另外的替代方式，用于压缩空气和/或用于与压降部或吸气口连接的管路23可以安装在表面元件2中，例如安装在连接有鼻部元件1的前翼梁21中，因为前翼梁21通常在前缘4的相当大的长度上延伸。 [0042] 图2a示出了通过从环境控制系统28、例如从空调组件(pack)或压缩空气管路取出空气而向开口16供给空气。由此将压缩空气提供到输送装置30，输送装置30可包括阀或者适于打开或关闭空气供给的其它流控装置。输送装置30可进一步包括将空气从单一的供给管路提供到若干开口16的集管，例如在图1b中示出的集管24。作为替代，集管可以如上文说明的集成到机翼结构中。 [0043] 由于仅在高升力状态下有必要进行空气供给，因此输送装置30优选地连接至控制单元32，该控制单元32可另外连接至飞行控制计算机、飞行管理系统，或者可以实施为飞行控制计算机或飞行管理系统或飞行控制所必需的任何其他电子装置的一部分。连接至控制单元32对于打开或关闭供给是必要的或有利的，并且还可以提供考虑实际的空气速度和需要的空气流量而调节体积流量的能力。 [0044] 图2b示出了替代的解决方案，其具有将排气传输到输送装置30的飞行器发动机，该输送装置30可以与图2a中示出的相同。由于排气的温度可能超过飞行器结构中的开口16的最大允许温度，因此可以将冷却器或预冷器安装在输送装置30的上游。该冷却器用虚线34描绘。通常，飞行器中的排气系统包括这些冷却器34中的至少一个。作为替代，可以设置附加的排气口，用于降低加压空气源的压力和温度。 [0045] 在既没有排气也不希望安装从环境控制系统的部件到输送装置30的排气导管的情况下，能够使用连接至输送装置30的冲压空气入口36，如在图2c中所示。冲压空气入口可以安装在挂架10中或挂架10处，从而防止在飞行器的表面元件2内部有较长的冲压空气导管。优选地，冲压空气入口36可通过襟翼或其他装置关闭，从而防止在巡航飞行期间不希望的阻力。 [0046] 在图2d中，示例性地示出了可连接至控制单元32的活塞式空气输送装置38，该空气输送装置38以交替的方式向开口16供给空气和从开口16抽吸空气。如在上文进一步陈述的，能够使用替代的设备，例如包括电磁驱动器、压电驱动器和其他装置。因此，由于整体上几乎没有空气输送，所以能够完全地消除所需的空气流量。这种类型的空气输送装置的效果是将能量传送到局部流场，从而影响分离特性并协调总体流动。优点在于不存在阀或者较长的空气管路。空气输送装置38可以优选地由偏心装置和电动马达的组合进行驱动。 [0047] 图2e示出对连接至空气源42的压缩机40的使用。可以将压缩空气供给到开口16，其中，可以存在另外的阀装置，在此不对该阀装置进行描述。 [0048] 图2f示出连接至输送装置44的低压管路48和压缩空气管路46的使用，输送装置44将空气供给到开口16或者从开口16抽吸空气。通过连接到控制单元32，空气输送装置44使得能够适应于实际的局部流动特性。 [0049] 图3示出具有机翼52的飞行器50，该机翼52在挂架10上方的区域中具有许多开口16。所有上文描述的关于压缩空气的供给或者低压源的替代性装置在此处都可以使用。为了完整，在机翼表面轮廓的前部示出完全示例性的停滞点54。如上文陈述的，开口的位置不限于表面元件的上部。因此在剖视图B-B中，示出了机翼52的上侧的一部分开口16和机翼52的下侧的一部分开口。同样，该图是非约束性的，停滞点54以及开口16的位置将根据预期的或测量的流动特性进行调整。 [0050] 另外，应指出“包括”不排除其他元件或步骤，并且“一”或“一个”不排除多个。另外，应指出已参考上述示例性实施方式的其中一个进行描述的特性或步骤也能够与上文描述的其他示例性实施方式的特性或步骤相结合地使用。权利要求中的附图标记不应理解为限制。