机翼发动机组合单元、飞机以及飞机的具有发动机引气通道结构的机翼部分

摘要

一种机翼发动机组合单元，具有带有主机翼(W1)的机翼(W)以及带有预混合室(E1)、燃烧室和热空气室(E2)的发动机(E)，此外还具有：a)沿着翼展方向(SW)且沿着主机翼的前缘延伸的发动机引气通道(2)，其具有：发动机引气入口装置(2-1)，所述发动机引气入口装置(2-1)与发动机热空气室(E2)耦联；发动机引气出口装置(2-2)，所述发动机引气出口装置(2-2)由在所述主机翼(W1)上的排出口或用于将所述发动机引气通道与所述发动机引气的消耗装置耦联的连接件形成；b)沿着所述发动机引气通道(2)延伸的环境空气通道(10)，其具有：环境空气入口装置(10-1)，所述环境空气入口装置(10-1)设置在飞机(AC)的面向所述飞机(AC)的预期的绕流方向(S)的构件上，并且具有用于使环境空气进入所述环境空气通道(10)内的孔口(10-3)；环境空气出口装置(10-2)，所述环境空气出口装置(10-2)具有在所述环境空气通道(10)和所述发动机(E)的预混合室(E1)之间的通道；使得由发动机引气通道(2)和环境空气通道(10)组成的构造(1)形成用于冷却在所述发动机引气通道(2)内流动的空气的热交换器装置，并且将导入所述环境空气通道(10)内的所述环境空气供给在所述发动机内的燃烧。

说明书

技术领域

本发明涉及一种具有机翼和发动机的机翼发动机组合单元，一种具有机翼的飞机以及一种飞机的带有发动机引气通道结构的机翼部分。

背景技术

发动机引气的使用被应用于飞机的不同的系统。此外，发动机引气用于飞机机体的热量调节和供压。燃料箱、液压箱和水箱也借助于引气保持加压，以便例如防止泵的故障。引气排出是简单的且经证明的系统，所述系统借助在技术上可简单实现的部件构成。

引气的使用的不利在于，导致燃料消耗的增加和发动机功率的下降。基于这个原因，例如在高的起飞功率的情况下，切断引气排放，以便防止涡轮的过热。因此，在一些最新型的飞机中完全省去从发动机中分支出引气，以便降低燃料消耗。在这种情况下，空气调节设备和其它辅助动力设备完全地电操作。为了产生为此需要的电能，发动机具有功率更大发电机以用于补偿。

从US 6442944中已知一种在发动机内的热交换器，借助所述热交换器如下冷却热的引气，第一步先将引气导入发动机入口区域，在那里引气阻碍出现的冰形成，并且同时通过环境气流冷却。被冷却的引气能够随后在飞机中用于不同的系统。

发明内容

本发明的目的是，提供一种机翼发动机组合单元、一种飞机以及一种一种飞机的带有发动机引气通道结构的机翼部分，借助它们能够最佳地利用用于不同目的的发动机引气，和/或用于飞机的系统的，尤其是用于飞机的空气调节系统的发动机引气。

该目的借助独立权利要求的特征得以实现。其它实施形式在与这些独立权利要求相关的从属权利要求中说明。

通过根据本发明的解决方案，尤其是在发动机中，功率损失通过引气排出至少部分地被补偿。重要的是，通过本发明达到在能量方面最佳的飞机总系统，尤其是具有减少了由于来自发动机的引气经过相应的机翼部分而导致的过热的危险的飞机总系统。

根据本发明的另一个方面，提出一种机翼发动机组合单元，其具有带有主机翼的机翼具有带有主机翼的机翼以及带有预混合室、燃烧室和热空气室的发动机，此外还具有：

●沿着翼展方向并且尤其是部分地沿着主机翼的前缘延伸的发动机引气通道，其具有：发动机引气入口装置，所述发动机引气入口装置与发动机热空气室耦联；发动机引气出口装置，所述发动机引气出口装置由在主机翼上的排出口或用于将发动机引气通道与发动机引气的消耗装置耦联的连接件形成；

●沿着发动机引气通道延伸的环境空气通道，其具有：环境空气入口装置，所述环境空气入口装置设置在飞机的面向飞机的预期的绕流方向的构件上，并且具有用于使环境空气进入环境空气通道内的孔口；环境空气出口装置，所述环境空气出口装置具有在环境空气通道和发动机的预混合室之间的通道；使得由发动机引气通道和环境空气通道组成的构造形成用于冷却在发动机引气通道内流动的空气的热交换器装置，并且将导入环境空气通道内的环境空气供给在发动机内的燃烧。

在此，发动机引气通道和环境空气通道能够构成为，使得在机翼的预期的绕流中，在发动机引气通道内的发动机引气从发动机流向发动机引气出口装置，并且在环境空气通道内的环境空气沿与发动机引气的流动方向相反的方向流过。

发动机引气的消耗装置尤其能够为飞机的空气调节系统，发动机引气通道借助于发动机引气出口装置耦联在所述消耗装置上。

在根据本发明的机翼发动机组合单元中，飞机的构件，在所述构件上设有环境空气入口装置的孔口，能够设置在机翼连接区域的表面上或机腹整流罩的表面上，所述机翼连接区域从机身外侧朝着发动机悬挂装置的方向，在机身外侧和发动机悬挂装置之间的距离的10％的距离内延伸。

通常，环境空气通道能够构成为，使得其至少部分螺旋形地环绕发动机引气通道。

也能够提出，环境空气通道部分地完全包围发动机引气通道，或者至少在部分圆周上包围发动机引气通道。

在根据本发明的实施形式中提出，用于影响在环境空气通道内的流动的装置集成在环境空气通道中。用于影响流动的装置尤其能够由流动输送驱动装置形成，为了影响在环境空气通道中的从环境空气入口装置到环境空气出口装置的流动，所述流动输送驱动装置集成在环境空气通道中。可替代或可附加的是，用于影响流动的装置由可移动的孔口变化装置形成，所述孔口变化装置具有用于打开和关闭环境空气出口装置的孔口的盖板。

根据本发明，机翼能够具有至少一个耦联在主机翼上的前缘襟翼，所述前缘襟翼可相对于该主机翼移动，并且所述前缘襟翼具有前缘襟翼的集成在其内的且沿着其翼展方向延伸的前缘襟翼除冰通道，以及至少一个耦联管道，所述耦联管道将至少一个前缘襟翼的前缘襟翼除冰通道与主机翼的发动机引气通道以流动技术的方式连接。相应的前缘襟翼除冰通道能够具有多个通到前缘襟翼的后缘上的排出孔。这些排出孔能够设置成，使得通过经过排出孔流出的空气延缓了绕流机翼的流动的分离。在此，机翼能够具有多个前缘襟翼，其中多个前缘襟翼分别具有前缘襟翼除冰通道，其中至少两个沿翼展方向并排设置的前缘襟翼借助于连接管路连接。

根据本发明的另一方面，提出一种具有机翼的飞机，其中

●飞机具有至少一个用于检测飞行状态数据的传感器装置；

●飞机具有控制装置，所述控制装置与传感器装置和用于影响流动的装置功能性耦联，并且具有如下功能，所述功能基于飞行状态数据生成用于影响在环境空气通道内的流动的装置的控制指令，并且发送给该装置；

●用于影响流动的装置具有用于接收控制装置的控制信号的接收模块，并且具有如下功能，所述功能调节用于影响流动的装置的功率。

飞机尤其能够具有与控制装置功能性连接的用于检测外界温度的传感器装置、用于检测飞机速度的传感器装置和/或用于检测飞行高度或绝对压力的传感器装置。

根据本发明的实施例，用于影响流动的装置由流动输送驱动装置形成，为了加强在环境空气通道中的从环境空气入口装置到环境空气出口装置的流动，所述流动输送驱动装置集成在环境空气通道中，并且所述流动输送驱动装置具有用于接收控制装置的控制指令的接口，以便基于控制指令来调节流速，以用于借助于输送功率影响在环境空气通道中的流动。可替代或可附加地能够提出，用于影响流动的装置由具有孔口变化机构的孔口变化装置和用于操纵孔口变化机构的执行器形成，所述孔口变化机构具有用于打开和关闭孔口的盖板，所述执行器具有用于接收控制装置的控制指令的接口，以便基于控制指令调节盖板的打开状态，以用于影响在环境空气通道内的流动。

飞行状态数据能够基于状态参数或下述状态参数的组合来形成：外界温度、飞机速度、飞行高度和/或绝对压力，基于所述飞行状态数据，控制装置的控制功能生成用于影响在环境空气通道内的流动的相应的装置的控制指令。在此能够附加地使用空气湿度。

在另一个实施例中，在主机翼中安装有用于测量发动机引气的在发动机引气通道中的至少一个位置上的温度的温度测量装置，和/或用于检测主机翼的前缘的在机身和发动机之间的表面区域上的温度的温度测量装置，所述温度测量装置与控制功能功能性地连接，以用于传输检测到的温度值。在此，控制功能能够具有调节功能，所述调节功能产生用于传输给用于影响在环境空气通道内的流动的装置的控制指令，借助所述控制指令调节发动机引气的温度的额定温度或主机翼的前缘的温度的额定温度。在该实施形式中尤其能够提出，当孔口变化装置最大程度地打开时，调节功能被激活，并且在该状态下需要在环境空气通道内的较大的流量，使得然后例如流动输送驱动装置被激活，并且反之亦然。

根据本发明的另一方面，提出一种飞机的机翼部分，其具有用于输送来自发动机的热的发动机引气的发动机引气通道构造。在此，发动机引气通道构造具有：

●发动机引气通道；

●环境空气通道，所述环境空气通道沿着发动机引气通道延伸，并且紧靠在发动机引气通道上，使得环境空气通道和发动机引气通道形成热交换器；

●具有外壳内侧和外壳外侧的外部的外壳，所述外部的外壳在通道构造的横截面中看，至少部分地围绕环境空气通道；

●用于将通道构造固定在机翼部分上的紧固装置。

在该实施例中能够提出，

●发动机引气通道由部分段装配而成，所述部分段沿通道构造的纵向方向看，连续地设置；

●环境空气通道由部分段装配而成，所述部分段沿通道构造的纵向方向看，连续地设置。

通道状的成型部分能够构成为，使得该成型部分螺旋形地环绕内壳外侧。

为此，可替代或可附加的是，成型部分能够由部分空心型材形成，其中在横截面中看到的开放的圆周部分由发动机引气通道的壳的外侧封闭。

在此，成型部分能够压力密封地与内壳外侧连接。在此，成型部分抗压地焊接在内壳外侧上。

也能够提出，发动机引气通道构造由多个部分段装配而成，其中在引气管道段的两侧中的至少一侧上，形成用于连接另一个引气管道段的连接区域。

根据本发明的另一方面，提出一种用于形成引气管道构造的引气管道段，所述引气管道构造具有用于将来自发动机的热的引气输送到飞机的构件中的集成的热交换器。引气管道段具有：带有外壳内侧和外壳外侧的外部的外壳段，所述外部的外壳段能够与至少一个另外的外部的外壳段组装成具有外壳内侧和外壳外侧的外部的外壳；具有内壳内侧和内壳外侧的内壳段，所述内壳段能够与至少一个另外的内壳段组装成具有内壳内侧和内壳外侧的内壳；在外壳内侧和内壳外侧之间形成的间隙中的绝缘材料或绝缘材料层，其中至少一个用于形成通道的通道状的成型部分沿着内壳外侧延伸。内壳在外部的外壳段内延伸。

在至少一个引气管道段的已装配的且装入飞机中的状态下，内壳段与发动机的空气出口耦联。使得引气空气在内壳段中流动。此外，当装入飞机结构中时，成型部分在此具有用于环境空气的入口或入口通道，使得环境空气流过成型部分。在此，引气管道段能够构成为并且在飞机中安装成，使得来自飞机的周围环境的空气反向于引气的流动方向流动。

因此，引气管道段具有由内壳和外部的外壳段形成的双壳，其具有嵌入绝缘材料内的通道段。在此，沿引气管道构造或引气管道段的纵向方向看，两个壳，即外部的外壳或外部的外壳段和内壳或内壳段最好具有共同的中心轴线，也就是说，外部的外壳在各处相对于内壳都具有相同的距离。在具有引气管道段的引气管道构造的通道中流动的热的发动机空气将其热量的至少一部分散发到内壳上。在通道内反向于引气方向流动的冷的环境空气能够吸收加热内壳的能量的至少一部分，并且因此变热。传热效率首先与内壳的材料有关，所述材料能够根据应用情况相应地选择。

引气管道段的形成通道段的成型部分能够螺旋形地环绕这些引气管道段的内壳外侧，也就是说，其能够螺旋形地缠绕或盘绕内壳外侧。但是，成型部分也能够平行于或者沿着引气管道段的内壳的中心轴线，在引气管道段的内壳外侧上延伸。在此，每个引气管道段能够具有多个沿圆周方向并排地设置的这样的成型部分，并且例如在引气管道段的起始处和/或末端以流体技术的方式相互连接。在引气管道构造的结构中，待相互装配的引气管道段的为了构成引气管道构造的通道待相互连接的成型部分不以流体技术的方式相互连接。

在引气管道段中或在由装配在一起的引气管道段形成的引气管道构造中形成用于环境空气的通道的成型部分能够构成为管线段或管线。该管线在其位于内壳外侧上的支承区域内能够为平坦的，或者能够具有带有内壳外侧的半径的弯曲部，使得该管线平坦地倚靠在外侧上，并且在此允许尽可能大的支承面。管线段或管线本身的基本形状能够为矩形或半圆型，或者每个管线段或管线能够具有在商业上通用的形状或为了使用目的特制的性状。如果通道段通过具有空心型材的形式的成型部分形成，那么发生在流经通道的引气和内壳内侧之间的第一传热、在内壳外侧和空心型材外侧的紧靠在该内壳外侧上的部分之间的第二传热、以及在位于空心型材段的紧靠内壳外侧的部分的区域对面的区域上的空心型材内侧和环境空气之间的第三传热。

为了提高效率，型材部分能够通过部分空心型材形成，所述部分空心型材在空心型材的横截面中看，没有封闭的成型形状，并且例如为沿纵向方向在中间剖切的管。在这种情况下，部分空心型材的两端倚靠在内壳外侧上，并且导入通道的环境空气具有与内壳外侧的直接的接触。

空心型材，例如上面提及的管，通常自身由压力密封的成型部分形成，所述成型部分然后能够整体上与内壳外侧连接。为了形成气密的通道，形成成型部分的部分空心形成能够借助两个部分型材纵向边缘压力密封地固定在内壳外侧上，例如粘贴或焊接在内壳外侧上。如果为焊接连接，那么该焊接连接能够通过真空焊接方法进行，因为借助于真空焊接方法能够获得特别好的焊缝质量，所述焊缝质量也满足航空工业的要求。

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从内壳外侧突起的最大尺寸称为高度。在例如半圆形的部分空心型材中，高度H从焊接连接线开始连续地增加，并且在部分型材的半圆的顶点处达到最大值。因为成型部分设置在内壳外侧和外壳内侧之间的空间内，所以最大可能的高度H相当于在这两个面之间的距离。

但是，成型部分的最大高度也能够选择为，小于内壳外侧和外壳内侧之间的距离。因此，在成型部分表面和外壳内侧之间存在距离，所述距离如在内壁和外壳之间的空间一样，能够用绝缘材料填充。该绝缘层防止发生在成型部分和外壳之间的二次换热，这能够对引气和环境空气之间的主要的换热的效率产生不利的影响。

在实施例中，多个引气管道段沿它们的纵向方向连续地设置并且相互连接，使得内壳段形成内壳，并且通道段形成通道部分或通道。在此，为了能够将引气管道段与至少一个另外的引气管道段连接，至少在引气管道段的两侧中的一侧上形成连接区域。连接区域构成为，使得在压力密封地连接两个引气管道段的同时，形成存在于引气管道段上的两个成型部分之间的压力密封的连接。在此，为了确保压力密封地连接，能够在两个成型部分之间的连接处和/或引气管道段之间的连接处使用附加的密封剂。因此，连接区域能够一方面具有在内壳段的至少一个轴向端部上的第一连接机构，以用于与待连接在引气管道段上的另一个引气管道段的另一个内壳段连接，并且具有在成型部分的端部上的第二连接机构，以用于与待连接在引气管道段上的另一个引气管道段的另一个成型部分连接。

此外，本发明涉及一种引气管道或一种引气管道构造，其具有至少两个在它们的连接区域内压力密封地相互连接的前述引气管道段。通常，引气管道构造由多个相互连接的引气管道段形成，其中设有用于与环境空气入口连接的第一引气管道段，所述第一引气管道段借助其形成成型部分的通道段位于引气管道构造的第一端部上，并且设有用于与发动机供给管路连接的最后的引气管道段，所述最后的引气管道段借助其形成成型部分的通道位于引气管道构造的第二端部上。也就是说，环境空气经由环境空气入口导入通道内；在通道内沿着引气管道引导；并且在最后的引气管道段的端部流入发动机供给管路内，通过所述发动机供给管路导入发动机的内部区域中。以这种方式供给发动机或燃烧过程的这个附加的空气克服由于引气分支导致的发动机的功率损失。

为了提高在环境空气入口处流入的空气量，在环境空气入口的区域内能够存在例如电驱动的鼓风机。

引气管道例如能够装入或集成在前缘襟翼内。在此，引气管道能够沿前缘襟翼的纵向方向延伸，从而在引气管道内的被冷却的引气能够用于加热前缘襟翼边缘，以便例如防止在该区域内的冰形成，或者以便保护液压管路不受到过度的冷却，所述过度的冷却能够不利地影响液压液体的流动特性。

此外，本发明涉及一种引气管道系统，其具有前述引气管道和附加的调节装置，借助所述调节装置，可调节流入引气管道内的引气量。在此，调节装置能够如下功能，借助所述功能可与旨在引气管道内达到的温度无关地调节流入的引气量。也就是说，当在引气管道内的引气温度低于力求达到的温度时，调节装置能够提高流入的引气量，并且当在引气管道内的引气温度过高时，调节装置能够减少流入的引气量。能够在调节装置的功能中预先给定用于在引气管道的引气温度的额定值作为比较值，调节装置根据所述比较值调节流入的引气量。调节装置也能够功能性地与至少一个另外的飞机系统功能耦联，所述飞机系统功能将温度值，例如飞机的环境温度或液压子系统中的液体的温度，传输给调节装置，调节装置根据所述温度值调节流入的引气量。在此，环境空气入口尤其能够具有鼓风机，以用于提高环境空气流入量。

附图说明

下面借助附图说明本发明的实施例。

这些附图具体地示出：

●图1示出根据本发明设有的发动机引气通道构造的实施例的示意的截面图，所述发动机引气通道构造具有发动机引气通道和环境空气通道，所述环境空气通道位于用虚线示出的外壳外侧内；

●图2示出发动机引气通道构造的实施例的立体图，其中未示出外壳外侧；

●图3示出发动机引气通道构造的实施例的另一个立体图，其中未示出外壳外侧；

●图4示出发动机引气通道构造的实施例的侧视图，其中未示出外壳外侧；

●图5a示出按照本发明的根据本发明的发动机引气通道构造的两个部分段的立体图，所述两个部分段在图中彼此分开；

●图5b示出发动机引气通道构造的在图5a中示出的两个部分段的在安装在一起和相互连接的状态下的立体图；

●图5c示出具有两个相互连接的部分段的发动机引气通道构造的放大的部分图；

●图6a以图示方式示出根据本发明的机翼发动机组合单元的实施例，其中示出机翼发动机组合单元的组成部分的构造以及功能模块的构造的示意的俯视图；

●图6b以如图6a的图示方式示出根据本发明的机翼发动机组合单元的第二实施例。

具体实施方式

在图1中示出根据本发明的引气管道构造或发动机引气通道构造1的实施例的示意的截面图，所述引气管道构造或发动机引气通道构造包括：主通道或发动机引气通道1，用于输送引气或从发动机中排出的热空气；环境空气通道10，用于引导环境空气。根据本发明，设有发动机引气通道构造1，用于在结构上集成到飞机AC内，并且尤其是集成到飞机AC的机翼W内。

根据本发明，发动机引气通常用于在飞机AC中的不同的功能目的。在此，发动机引气能够用于飞机的结构件的除冰，并且尤其是机翼W的除冰，以及能够用于在飞机AC中的设备和系统。通过设有根据本发明的发动机引气通道构造1，发动机引气能够用于所述目的，并且在此发动机引气的在机翼W中的供给和输送适应于机翼结构的要求，并且尤其适应于新型材料的特性。通过设有至少部分地沿着发动机引气通道且在发动机引气通道外延伸的环境空气通道，根据本发明，输送到发动机引气通道内的引气由与该引气相比较冷的环境空气以最佳的方式冷却。在此，总的发动机引气通道构造1或具有发动机引气通道构造1的根据本发明的机翼发动机组合单元构成为，使得引气的热量适应于相应的应用情况。

在本发明的实施例中，消耗装置为飞机AC的空气调节系统，根据本发明将引气供给所述消耗装置。

根据本发明的实施例，环境空气能够容纳在环境空气通道10内，并且在环境空气通道内输送，而该环境空气不会以主动的方式改变。根据另一方面，用于影响流动的装置能够集成到环境空气通道10内，以便主动地影响在环境空气通道10内的流动。

如图6a和6b的根据本发明的机翼发动机组合单元具有带有主机翼W1的机翼W以及带有预混合室E1、燃烧室和热空气室E2的发动机E。预混合室为发动机的空间或区域，在所述空间或区域内，通过空气与燃料的混合产生供给燃烧过程的混合气体。在本发明中，预混合室也能够为与该预混合室相关联的或与该预混合室连接的空间，所述空间的气体供给发动机的燃烧过程。在本文中，发动机E的热空气室E2理解为发动机的含有直接或间接通过燃烧过程加热的空气的空间或区域。热空气室E2尤其能够为发动机壳流腔或发动机壳流室。

机翼W连接在机身R上，使得在机翼W和机身R之间设有连接区域W2，所述连接区域能够为机翼W的一部分或机身R的一部分。此外，机翼W能够具有一个或多个前缘襟翼，所述一个或多个前缘襟翼能够或不能够相对于机翼W调节。在图6a和6b中在所示机翼W上分别示出三个前缘襟翼71、72、73。

根据本发明的机翼发动机组合单元具有沿着翼展方向SW且至少部分地沿着主机翼的前缘延伸的发动机引气通道2。该发动机引气通道具有：发动机引气入口装置2-1，所述发动机引气入口装置与发动机热空气室E2或发动机壳流腔耦联；发动机引气出口装置2-2，所述发动机引气出口装置由在主机翼W1上的排出口或用于将发动机引气通道与发动机引气的消耗装置耦联的连接件形成。

在此，环境空气通道10沿着发动机引气通道2的纵向方向延伸。该环境空气通道能够紧密地或者以例如直至10mm间距的小距离在发动机引气通道2旁延伸。环境空气通道10尤其能够螺旋形地环绕发动机引气通道2。可替代的是，环境空气通道10能够构成为，使得其部分地完全包围发动机引气通道2，或者至少在部分圆周上包围发动机引气通道2。

环境空气通道10具有环境空气入口装置10-1，所述环境空气入口装置设置在飞机AC的面向飞机AC的预期的绕流方向S的构件上，或者沿飞机纵轴线L-AC定向地设置，并且具有用于使环境空气进入环境空气通道10内的孔口10-3。在此，孔口10-3尤其能够构成为嵌入机翼的表面轮廓内的孔口，即所谓的舒柏(Scub)孔口。此外，环境空气通道10具有环境空气出口装置10-2，所述环境空气出口装置具有在环境空气通道10和发动机E的预混合室E1之间的通道。因此，在根据本发明的机翼发动机组合单元中，由发动机引气通道2和环境空气通道10组成的构造1形成用于冷却在发动机引气通道2内流动的空气的热交换器装置，并且将导入环境空气通道10内的环境空气供给在发动机内的燃烧。

根据本发明的机翼发动机组合单元能够集成在机翼中并且构成为，使得在飞行时机翼W和机身R的预期发生的绕流中，在发动机引气通道内的发动机引气从发动机流向发动机引气出口装置，并且在环境空气通道10内的环境空气沿与发动机引气的流动方向相反的方向流过。

飞机的构件，在所述构件上设有环境空气入口装置10-1的孔口10-3，通常能够位于机翼的表面上，其中环境空气入口装置10-1尤其构成为，使得孔口10-3或环境空气通道10的开口具有方向分量，所述方向分量指向预期绕流机翼的流动的方向。在此，方向部件为孔口10-3的横截面的面法线。飞机的构件，在所述构件上设有环境空气入口装置10-1的孔口10-3，尤其能够为机翼连接区域或机腹整流罩区域或机腹整流罩的表面，所述机翼连接区域从机身外侧朝着发动机悬挂装置的方向，在机身外侧和发动机悬挂装置之间的距离D1的10％的距离内延伸。

根据本发明构成的发动机引气通道构造1的实施例在图1至4以及5a和5b中示出，并且由至少两个部分段1a形成，所述部分段相互压力密封地连接。可替代的是，发动机引气通道构造1也能够由发动机引气通道2的唯一一段形成。在此，该发动机引气通道2能够由环境空气通道10的一段或环境空气通道10的多个部分段10a形成。在所示实施例中，设有引气管道构造1的主通道2，以用于输送来自热空气腔的，并且尤其是来自飞机的发动机的壳流区域的热风或热空气。热空气的导入用箭头P1示意地示出，并且热空气的流出用于箭头P2示出。热空气被输送给消耗装置，以用于另外的使用，所述消耗装置尤其能够为飞机的空气调节系统。为了将热空气从发动机E的发动机室或热空气区域E2中排出，主通道2通过连接件与发动机室或热空气区域E2连接，以便排出热空气。其它的使用装置例如能够为压力舱或者为借助于引气保持加压的燃料箱、液压箱和水箱，在所述压力舱内，引气用于热量调节和供压。

根据本发明的发动机引气通道构造1的在图1至4和5a、5b中示出的实施例具有用于形成发动机引气通道2或发动机引气通道的部分段2a的内壳6，以及沿着发动机引气通道的并且螺旋形环绕发动机引气通道的环境空气通道10或环境空气通道的通道段10a。此外，发动机引气通道构造1具有外部的外壳3，所述外壳包围发动机引气通道2和环境空气通道10。外部的外壳3能够在横截面内封闭或开放地延伸，也就是说，在环境空气通道10的部分圆周上延伸。在外部的外壳3和内壳6之间的空间内设置或安装有环境空气通道10或环境空气通道10a的通道段10a。在实施例中，多个成型部分10a连续地设置，并且连接到环境空气通道10上。在所示实施例中，环境空气通道10的各个成型部分或通道段10a固定在相应的发动机引气通道段2a的内壳外侧8上。通过设有外部的外壳3实现在发动机引气通道2内的发动机引气的有效的冷却。

外部的外壳3也能够由沿发动机引气通道构造的纵向方向L-S连续地设置的外壳段3a形成。

环境空气通道10具有入口或环境空气入口装置10-1，通过所述入口，空气从飞机的环境流入通道内(箭头P3)。在此，用于环境空气的环境空气入口装置10-1能够位于引气管道1的在消耗装置侧的端部附近。以这种方式，尤其能够在发动机引气通道构造的相对靠近相应的消耗装置的区域内特别有效地冷却发动机引气。因此，环境空气入口装置10-1尤其能够借助连接件或耦联件与压力舱、燃料箱、液压箱和水箱的内部连接。在环境空气通道10内，环境空气反向于引气的流动方向，沿通道10的在发动机侧的端部的方向流动。在环境空气通道10的在发动机侧的端部上，环境空气尤其能够经由环境空气出口装置10-2供给发动机E，以用于进一步使用。因此，该环境空气出口装置10-2尤其为发动机室的供给装置，为此尤其设有预混合室E1。

发动机引气通道构造1能够在机翼内或连同机翼W构成为，使得在该机翼内，发动机引气从发动机引气入口装置流向发动机引气出口装置，并且此外环境空气通道10能够在此构成为，使得环境空气从环境空气入口装置流向环境空气出口装置。

在这种情况下，环境空气在其从环境空气入口装置10-1到环境空气出口装置10-2的路程上由沿相反方向流动的发动机引气加热，发动机引气相应地冷却。发动机引气通道2或发动机引气通道段2a和环境空气通道10如下形成热交换器，发动机引气的热量部分地散发给在环境空气通道10内流动的环境空气。尤其能够如下改善该热交换器的效率：通过内壳6的合适的材料或其导热性的选择；通过环境空气通道10的材料或其导热性的选择，尤其是当环境空气通道10倚靠在内壳外侧8上时；通过环境空气通道10和内壳外侧8的总的共同传热面积的大小，通过在发动机引气通道2内流动的发动机引气量；在环境空气通道10内流动的环境空气量；以及通过在引气和环境空气之间的温差。

在图1至4和5a、5b中示出的实施形式中，环境空气通道10能够由相互耦联的成型部分10a或通道段形成，所述成型部分或通道段在发动机引气通道段2a组装前装配在发动机引气通道段2a上，或者与这些发动机引气通道段分开地组装，并且在此逐段地固定在内壳外侧8上。环境空气通道10或其通道段10a能够作为空心型材形成，使得在发动机引气和环境空气之间的换热通过内壳内侧7、内壳外侧8和发动机引气通道2来进行。此外，内壳外侧8将热量传递给环境空气通道10的壁部，使得在环境空气通道10中流动的空气变热。如果与此相反，环境空气通道10构成为部分空心型材，在所述部分空心型材中，其横截面不封闭，例如在半管的情况下，那么环境空气通道10能够如下形成，半管的开放的纵向区域紧靠在内壳6的外侧8上，并且在此半管的两个纵向截面边缘压力密封地置于内壳外侧8上，并且/或者借助于粘合连接或焊接连接与内壳外侧8压力密封地连接。环境空气通道10在传热的地方不具有自己的壁部，使得在发动机引气和环境空气之间的换热只是通过内壳内侧7和内壳外侧8来进行。因此获得在发动机引气和环境空气之间的尤其有效的并且有利于确定的应用情况的换热。

环境空气通道10的这样的部分空心型材能够具有不同的形状。例如能够具有U型型材、V型型材的形状或适合于通道形成的另一个横截面形状来替代上述半管。在此，可自由选择部分空心型材的宽度，也就是说在倚靠在内壳外侧8上的两个边缘之间的距离。但是高度，也就是说从内壳外侧8沿垂直于内壳外侧8的方向测量到的部分管型材的最大距离，能够最大相当于在内壳外侧8和外壳内侧4之间的距离。为了保持在发动机引气管道段2的外部的外壳3上的热量损失尽可能地少，部分空心型材的高度能够小于在这个位置上的内壳外侧8和外壳内侧4之间的距离，使得环境空气通道10的外侧不紧靠在外部的外壳3的内侧4上。

在外部的外壳3和内壳6之间的空间9能够用绝缘材料9b填充，以便形成最佳的绝缘层。在此，沿着内壳外侧8延伸的环境空气通道10由绝缘材料9b包围。在通道的高度，如上所述，小于在内壳外侧8和外壳内侧4之间的距离的情况下，环境空气通道10在全部区域上由绝缘材料9b包围，所述绝缘材料不紧贴在发动机引气通道2上。

在图2中示出不具有外部的外壳3的发动机引气通道构造1的立体图。可看到具有内壳外侧8的内壳6，在所述内壳外侧上，部分空心型材安装成，形成成型部分或通道部分10a或者环境空气通道10的通道段。通道段10a在内壳外侧8上螺旋形地环绕，并且沿着总的发动机引气通道段2a的纵向方向L-S延伸。在此，通道段10a的被示出前端和在图2中不可见的后端各具有连接区域，借助所述连接区域，通道段10a的出口15分别能够连接在具有发动机引气通道构造1的另一个通道段10a的入口14的通道段10a的相应的端部上。

在图3中示出图2的发动机引气通道构造1的另一个立体图。

图4示出发动机引气通道构造1的侧视图，在所述侧视图中示出外部的外壳3，其中外部的外壳3在图4中被剖切，使得在俯视图中可看出通道段10a和其内壳外侧8。在图4的视图中清楚地看出，通道部分10a没有完全达到属于发动机引气通道构造的相应的段的外部的外壳3的外壳内侧4，而是在通道上侧和外壳内侧4之间存在间隙9a。在内壳6和外部的外壳3之间的空间能够用绝缘材料9b填充，也就是说，通道部分10a的三个侧面上嵌入绝缘材料9b内。

在图5a和5b中示出，发动机引气通道构造1的示出的实施例构成为，使得为了装配发动机引气通道构造1，两个部分段1a能够在连接区域内相互连接。在连接区域的相应的设计中，环境空气通道10的相应的通道段10a的以及相应的发动机引气通道段2a的连接区域13能够分别形成压力密封的连接，例如通过各两个待相互连接的发动机引气通道段2a和/或各两个待相互连接的通道段10a在装配状态下以一个长度相互接合。在此，能够如下达到由两个部分段1a组成的发动机引气通道构造1的连接的形成，即通过在发动机引气通道段的合适的旋转角度的情况下，彼此相互安装或设置发动机引气通道段2a的相应的端侧，并且紧接着相对于每个其它的发动机引气通道段2a，旋转发动机引气通道段2a中的一个。这个“旋拧”能够同时导致相应的发动机引气通道段2a的两个连接侧面以一个步骤相互压靠，从而能够特别好地达到需要的压力密封的连接。在通道段10a和/或发动机引气通道段2a的连接的区域内，能够附加地在相应的部分段2a或10a的端部之间使用为示出的密封剂或密封装置，以便防止引气和/或环境空气在发动机引气通道构造1或者环境空气通道的成型部分或通道段10a的连接位置逸出。

图5c示出在两个相邻的发动机引气通道构造1的内壳外侧8上形成的两个通道段10a在连接时的连接区域13。

根据本发明的另一个方面能够提出，在环境空气通道10内流动的环境空气量和/或速度通过一个或多个用于影响在环境空气通道10内的流动的装置主动地影响。一方面，环境空气入口装置10-1能够具有带有盖的孔口变化装置或阀门，或者封盖，所述封盖根据在环境空气通道10内的环境空气需求由控制装置控制，并且打开或关闭。但是，在环境空气通道10内，并且尤其是在入口区域或在环境空气入口装置10-1处，也能够设有由控制装置控制的流动输送驱动装置和例如泵或通风机，所述通风机能够根据需要启动、关闭，并且/或者控制以用于调节其输出功率，以便影响在环境空气通道10内流动的环境空气量，也就是说，增加或减少在环境空气通道内流动的环境空气量。也能够设有由控制装置控制的孔口变化装置和流动输送驱动装置。

为此，飞机AC具有用于检测飞行状态数据的一个传感器装置或多个传感器装置(未示出)。所述至少一个传感器装置功能性地与控制装置连接，并且具有用于接收检测到的飞行状态数据的接收模块。控制装置与用于影响流动的相应的装置功能性地耦联，并且具有如下功能，所述功能基于飞行状态数据生成用于影响在环境空气通道内的流动的装置的控制指令，并且发送给该装置。至少一个用于影响流动的装置分别具有用于接收控制装置的控制信号的接收模块，并且具有如下功能，所述功能调节用于影响流动的装置的输出功率，以便影响在环境空气通道10内的流动。

传感器装置能够具有用于检测外界温度的传感器、用于检测飞机速度的传感器、用于检测飞行高度的传感器、用于检测空气湿度的传感器和/或用于检测绝对压力的传感器。这些传感器尤其能够为总归可在飞机系统中使用的传感器。

可替代或可附加的是，能够设有用于检测在机翼W的表面上的，或者在环境空气入口装置10-1的区域内的，尤其是在环境空气入口装置的孔口的区域内的流速的传感器。传感器能够为用于检测壁内切应力的压电壁内切应力传感器，从所述壁内切应力传感器中能够测定在设置有传感器的地方的流速。

在此能够提出，分别由控制功能需要的传感器数据直接由相应的传感器接收，或者传感器数据由相应的传感器首先传输给飞行控制系统或任务系统，并且从那里供给控制功能。

控制装置功能能够具有分配功能，在所述分配功能中，用于控制指令的值被分配给传感器的传感器值，使得借助相应的控制指令的识别产生该控制指令，并且传输给用于影响流动的相应的装置。这样的分配功能能够储存在控制装置内，尤其能够以表格形式或矩阵形式储存在控制功能有权进入的存储器内。可替代或可附加的是，控制功能也能够具有用于确定控制指令的分析功能。

根据另一个实施例能够提出，功能能够使用传感器值的组合。控制功能尤其能够使用检测到的外界温度、检测到的飞机速度或检测到的飞行高度的一组传感器值中的两个或三个传感器值，并且从这些传感器值中分别确定有关在机翼上的增加的结冰危险的出现的可能性或假设。这尤其能够如下实现，即通过根据传感器值的相对于总是预先给定的极限值的接近衡量传感器值，其中在每个传感器值中含有评估指数，所述评估指数与它的相对于分别与其相关联的极限值的距离成比例。在这种情况下，评估指数的总和与确定的强度相关联，借助所述强度加强或减弱在环境空气通道内的流动，使得从这个总数值中确定用于影响流动的装置的调节值的控制指令。用于流动输送驱动装置的调节值相当于流动输送驱动装置的待控制的输出功率，并且用于孔口变化装置的调节值相当于孔口变化装置的孔口位置。通常也能够使用绝对压力来替代飞行高度。

在作为孔口变化装置(在图中未示出)的且用于影响流动的装置的实施方式中，该装置具有孔口变化机构、用于打开或关闭孔口10-3的盖板和用于操纵孔口变化机构的执行器。盖板例如能够为滑板，所述滑板借助固定在结构件上的导向装置上引导，并且根据其调节状态或多或少地遮盖孔口10-3。执行器具有用于接收控制装置的控制指令的接口，以便基于控制指令调节盖板的打开状态，以用于影响在环境空气通道内的流动。

控制装置51能够功能性地和/或物理性地集成在飞行控制装置50或任务控制装置内，或者由飞行控制装置或任务控制装置通过数据总线或信号连接器功能性地连接。

在另一个实施例中能够提出，通过借助于调节功能调节在环境空气通道10中的流动的流量和/或流速，调节发动机引气的在发动机引气通道2内的至少一个位置上的规定的温度，和/或主机翼的前缘的在机身和发动机之间的表面区域上的规定的温度。在此，也能够分别规定或调节温度范围。在该实施例中，在主机翼中安装有用于测量发动机引气的在发动机引气通道2内的至少一个位置上的温度的温度测量装置，和/或用于检测主机翼的前缘的在机身和发动机之间的表面区域上的温度的温度测量装置。温度测量装置与控制功能功能性地连接，所述控制功能用于控制用于影响流动的所述装置，例如流动输送驱动装置和/或孔口变化装置。可替代或除了流动输送驱动装置和/或孔口变化装置，用于影响流动的装置也能够具有阀门63，所述阀门能够由控制功能控制，以便通过打开和关闭阀门来调节在环境空气通道10内的流动的流量和/或流速。在此，能够如在本文中所述的流动输送驱动装置一样，设有阀门63的控制。控制功能具有调节功能，所述调节功能产生用于传输给用于影响环境空气通道10内的流动的装置的控制指令，借助所述控制指令调节发动机引气的温度的额定温度或主机翼的前缘的温度的额定温度。尤其能够与外界温度、检测到的飞机速度或检测到的飞行高度有关地测定额定温度。

在此尤其能够提出，当孔口变化装置最大程度地打开时，调节功能被激活。

此外能够提出，控制功能由飞行控制装置50在飞机系统的确定的工作模式下控制。尤其能够提出，该控制功能在地面操作时激活设有的流动输送驱动装置60，并且将其保持在规定的输出功率上，因为由于低的环境空气速度，只有少量的环境空气能够在环境空气通道10内流动。尤其能够提出，具有低的、中间的和高的输出功率的流动输送驱动装置在总输出功率均匀分配的情况下，保持高的输出功率。

可替代或可附加的是，所述调节也能够如下进行，基于借助相应的传感器检测到的真实的引气温度和/或借助相应的传感器检测到的在发动机引气的最终消耗装置上或旁的真实的发动机引气压力。在此，在所述的额定温度方面提出，当温度或压力过低时，引气被更多地导入发动机引气通道1内，并且当温度和/或压力过高时，在发动机引气通道1内的引气输送被节流。

根据本发明，至少一个前缘襟翼71、72、73设置在机翼W上，所述前缘襟翼尤其能够可相对于该机翼运动地耦联。前缘襟翼中的一个或多个具有集成在其内的且沿着其翼展方向延伸的前缘襟翼除冰通道30，以及至少一个耦联管道74，所述耦联管道将至少一个前缘襟翼71、72、73的前缘襟翼除冰通道与主机翼W1的发动机引气通道2以流动技术的方式连接。当相应的前缘襟翼可调节地设置在主机翼W1上时，所述前缘襟翼设计成，长度可变化并且例如可伸缩地伸展。来自相应的前缘襟翼的发动机引气的排出能够通过存在的适合的泄漏损失或通过在侧面的排出来实现。相应的前缘襟翼或前缘襟翼除冰通道30也能够具有多个排出口75，所述排出口通向相应的前缘襟翼的后缘77。排出口75能够设置成，使得它们影响主机翼的绕流。

附图标记列表

1       发动机引气通道构造

1a      发动机引气通道构造的部分段

2       发动机引气通道或引气管道

2a      发动机引气通道段或主通道段或引气管道段

2-1     发动机引气入口装置

2-2     发动机引气出口装置

3       外部的外壳

3a      外部的外壳的部分段或外部的外壳段

4       外壳内侧

5       外壳外侧

6       内壳

6a      内壳段

7       内壳内侧

8       内壳外侧

9       中间空间

9a      间隙

10      环境空气通道

10a     成型部分，环境空气通道的通道段

10-1    环境空气入口装置

10-2    环境空气出口装置

10-3    环境空气入口装置的孔口

13      连接区域

14    环境空气通道的通道段的入口

15    环境空气通道的通道段的出口

30    前缘襟翼除冰通道

50    飞行控制装置或任务控制装置

51    控制装置

60    流动输送驱动装置

71    前缘襟翼

72    前缘襟翼

73    前缘襟翼

E     发动机

E1    发动机预混合室

E2    发动机热空气区域或发动机壳流室

L-AC  飞机纵向方向

P1    用于表示热空气流入的箭头

P2    用于表示热空气流出的箭头

S     流动方向

SW    翼展方向

W     机翼

W1    主机翼

W1    连接区域