本發(fā)明涉及一種影響邊界層的空氣動力學(xué)構(gòu)件(boundary-layer-influencingaerodynamicpart)、配備有這種影響邊界層的空氣動力學(xué)構(gòu)件的飛機(jī)部件和用于生產(chǎn)該影響邊界層的空氣動力學(xué)構(gòu)件的方法。

背景技術(shù)：

空氣在空氣動力學(xué)部件上的邊界層流的區(qū)域中的吸入和噴出是影響邊界層流的已知方法。這些方法被用于避免或延遲沿空氣動力學(xué)部件的過流表面的流破裂(flowbreakdown)，即從層流向湍流轉(zhuǎn)捩，從而提高空氣動力學(xué)部件的空氣動力學(xué)性能，特別是流動阻力或升力系數(shù)。

切向吸入和噴出或者狹孔吸入和噴出是目前已知的用于影響飛機(jī)的外蒙皮上的邊界層流的方法。例如，gb2522531a公開了一種飛機(jī)機(jī)翼，其外蒙皮被提供有狹孔，用于沿著外蒙皮沿邊界層流的方向噴出空氣。在洛克希德(lockheed)f-104“星式戰(zhàn)斗機(jī)(star-fighter)”飛機(jī)上發(fā)現(xiàn)該方法的一種實現(xiàn)，該飛機(jī)在著陸襟翼的上側(cè)具有用于噴出空氣的出口狹孔。取自引擎的引氣被供應(yīng)至出口狹孔，由此另外的加速空氣沿著陸襟翼被噴出至邊界層流中，以便實現(xiàn)層流邊界空氣流的穩(wěn)定。由于這種效果，著陸襟翼的最大升力系數(shù)被提高，由此飛機(jī)的著陸速度能夠被減小。

此外，沿空氣動力學(xué)部件的多孔外表面的空氣的連續(xù)吸入和噴出的方法從現(xiàn)有技術(shù)中已知。de4414205a1描述了一種用于沿著飛機(jī)的外蒙皮的邊界層吸入的配置，空氣圍繞飛機(jī)的外蒙皮流動。該配置包括空氣能夠流動通過的多層構(gòu)造，具有多孔承載層，該多孔承載層被布置在支撐結(jié)構(gòu)上，一層微纖維織物被施加到該多孔承載層。類似的配置從us5,618,363a中已知，其中空氣繞其流動的飛機(jī)的外蒙皮在一些段中被形成有多孔的碳纖維增強(qiáng)熱塑性塑料層，空氣能夠流動通過該多孔的碳纖維增強(qiáng)熱塑性塑料層。

us7,275,720b2進(jìn)一步公開了一種用于航天器的外表面上連續(xù)噴出冷卻空氣的配置。該配置包括承載結(jié)構(gòu)，多孔陶瓷泡沫層被施加至該承載結(jié)構(gòu)，冷卻空氣能夠流動通過該多孔陶瓷泡沫層，并且該多孔陶瓷泡沫層沿半滲透覆蓋層的方向引導(dǎo)沿著承載結(jié)構(gòu)的冷卻空氣。半滲透覆蓋層包括陶瓷復(fù)合材料，其通過粘合劑被施加至陶瓷泡沫層。在航天器再次進(jìn)入地球的大氣層時，冷卻空氣沿著陶瓷泡沫層從半滲透覆蓋層噴出，以冷卻航天器的外蒙皮。

這種用于影響邊界層的方法向例如諸如客機(jī)中的空氣動力學(xué)部件的商業(yè)應(yīng)用目前還沒有發(fā)生。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種具有改進(jìn)的空氣動力學(xué)性能的空氣動力學(xué)構(gòu)件，其能夠以降低的費(fèi)用被制造。另一目的在于提供一種生產(chǎn)這種空氣動力學(xué)構(gòu)件的方法。

這些目的通過具有下述特征的影響邊界層的空氣動力學(xué)構(gòu)件、具有下述特征的包括這種影響邊界層的空氣動力學(xué)構(gòu)件的飛機(jī)部件和具有下述特征的用于生產(chǎn)影響邊界層的空氣動力學(xué)構(gòu)件的方法而實現(xiàn)。

影響邊界層的空氣動力學(xué)構(gòu)件包括：承載元件，其被提供有用于引導(dǎo)氣流通過該承載元件的至少一個空氣通路孔；設(shè)置在承載元件上的空氣引導(dǎo)層；和覆蓋層，其構(gòu)成過流表面的至少一部分并且至少在一些段中適于空氣流動通過，并且特別地被穿孔。

影響邊界層的空氣動力學(xué)構(gòu)件的空氣引導(dǎo)層適于被至少在該構(gòu)件的一些操作階段中通過覆蓋層供應(yīng)至該構(gòu)件并沿承載元件的方向上流動的氣流流動通過，和/或適于被至少在該構(gòu)件的一些操作階段中通過承載元件的空氣通路孔供應(yīng)至該構(gòu)件并沿覆蓋層的方向流動的氣流流動通過。

在通過覆蓋層供應(yīng)至構(gòu)件并沿承載元件的方向流動的氣流能夠流動通過空氣引導(dǎo)層的操作階段中，從過流表面上的邊界層流吸入空氣被促進(jìn)。因此，來自邊界層流的低能量流體可被去除以避免該過流表面上的流破裂，即從層流向湍流的轉(zhuǎn)捩，或者使流破裂位置沿邊界層流的方向沿著過流表面移動，并因此延遲流破裂。

另一方面，在通過承載元件的空氣通路孔供應(yīng)至構(gòu)件并沿覆蓋層的方向流動的氣流能夠流動通過空氣引導(dǎo)層的操作階段中，向過流表面上的邊界層流中噴射空氣被促進(jìn)。通過向邊界層流中噴射空氣，過流表面上的壁面剪切應(yīng)力以及由此摩擦阻力可被減小，由此能夠同樣地被避免或延遲流破裂。

在構(gòu)件的覆蓋層的區(qū)域中吸入和噴出空氣均允許邊界層流沿著過流表面穩(wěn)定，由此該構(gòu)件能夠呈現(xiàn)改進(jìn)的空氣動力學(xué)性能，例如諸如更低的流動阻力或提高的升力系數(shù)。

構(gòu)件的覆蓋層可構(gòu)成空氣動力學(xué)部件的過流表面的至少一段?？諝鈩恿W(xué)部件可為具有圍繞其的流的空氣動力學(xué)部件，即空氣在其上圍繞過流表面流動的部件。替代地，空氣動力學(xué)部件可為其上具有流的空氣動力學(xué)部件，即空氣在其上在至少一側(cè)流動的部件。

該空氣動力學(xué)構(gòu)件可被用于不同的應(yīng)用領(lǐng)域。例如，該構(gòu)件可被一體化至飛機(jī)的機(jī)翼中。此外，該構(gòu)件可被用在轉(zhuǎn)子、例如風(fēng)輪機(jī)的過流表面的區(qū)域中。在此應(yīng)用中，該空氣動力學(xué)構(gòu)件可通過穩(wěn)定轉(zhuǎn)子上的邊界層流而有助于提高風(fēng)輪機(jī)的效率。該構(gòu)件也可用在例如空調(diào)系統(tǒng)的空氣引導(dǎo)通道的過流表面的區(qū)域中。在此情況下，該構(gòu)件可減少湍流并因此減少這種系統(tǒng)中的相關(guān)噪聲的排放。

該構(gòu)件的覆蓋層通過增材制造方法被直接地施加至空氣引導(dǎo)層。通過使用增材制造方法，能夠?qū)崿F(xiàn)該構(gòu)件的不能被目前用于這種構(gòu)件的制造方法實現(xiàn)的或者僅以高費(fèi)用能夠?qū)崿F(xiàn)的結(jié)構(gòu)特征。

例如，在該構(gòu)件中不提供用以將覆蓋層固定至空氣引導(dǎo)層的諸如鉚釘、粘合層等的緊固裝置。因為覆蓋層通過增材制造方法被直接施加至空氣引導(dǎo)層，所以連接被直接地實現(xiàn)在覆蓋層和空氣引導(dǎo)層之間的接觸表面上。因此，接觸表面上的均勻的粘合力可在該構(gòu)件組成部分之間被實現(xiàn)，而不需要在這些組成部分之間設(shè)置另外的粘合層。

例如，與通過諸如鉆孔或激光處理之類的分離方法產(chǎn)生穿孔的已知的配置相比，就本構(gòu)件而言，不需要額外的步驟來實現(xiàn)穿孔。由于這種分離方法產(chǎn)生的輸入至該構(gòu)件的熱量導(dǎo)致的對該構(gòu)件的機(jī)械性能的影響可因此被避免。

由于這里提出的方案，構(gòu)件被提供有有利的機(jī)械性能，其具有在覆蓋層和空氣引導(dǎo)層之間的平坦且均勻構(gòu)成的連接，因此不影響該構(gòu)件的功能性。因為構(gòu)件還具有簡單的構(gòu)造并且不需要任何額外的緊固裝置用于固定覆蓋層，所以這能夠以減少的費(fèi)用被生產(chǎn)。

在構(gòu)件的進(jìn)一步發(fā)展中，空氣引導(dǎo)層通過增材制造方法被直接施加至承載元件。替代地或另外，承載元件可通過增材制造方法被生產(chǎn)。由于增材制造方法的使用，甚至不需要用于將空氣引導(dǎo)層固定在承載元件上的額外的緊固裝置。此外，任何復(fù)雜性的單獨(dú)的構(gòu)件層的結(jié)構(gòu)可由此被實現(xiàn)，而基本上不增加用于生產(chǎn)該構(gòu)件的費(fèi)用。

熔融層方法(fdm(熔融沉積成型)方法)、送絲方法(wire-feedmethod)、選擇性激光燒結(jié)或其它方法可被用作用于覆蓋層、空氣引導(dǎo)層和/或承載元件的增材制造方法。覆蓋層、空氣引導(dǎo)層和/或承載元件可彼此直接鄰接并由相同的材料生產(chǎn)。優(yōu)選地，至少覆蓋層和空氣引導(dǎo)層由相同的材料生產(chǎn)。此外，使用增材制造方法生產(chǎn)構(gòu)件使得覆蓋層、空氣引導(dǎo)層和/或承載元件能夠包括不同的材料和物質(zhì)，其中這些可被直接施加至彼此并且彼此接合，而不需要額外的緊固裝置。

承載元件優(yōu)選地被提供用于吸收力并因此用于構(gòu)件的機(jī)械穩(wěn)定性。承載元件可為空氣動力學(xué)部件的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)。替代地，承載元件可為與空氣動力學(xué)部件的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)分離的構(gòu)件組成部分，其被裝配至基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)中并且可固定地接合到此。例如，承載元件可通過諸如鉚釘或粘合層之類的緊固裝置被固定地接合至基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)。

為承載元件提供的至少一個空氣通路孔可被提供以將氣流引導(dǎo)至空氣引導(dǎo)層中或者將其引導(dǎo)出空氣引導(dǎo)層。在此情況下，流動通過構(gòu)件的氣流可由該至少一個空氣通路孔沿空氣動力學(xué)部件的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)的空氣引導(dǎo)通道的方向從空氣引導(dǎo)層引導(dǎo)或者沿空氣引導(dǎo)層的方向從空氣引導(dǎo)通道引導(dǎo)。承載元件可相應(yīng)地被布置為使得，其將空氣引導(dǎo)層和覆蓋層與空氣引導(dǎo)通道分離。

在構(gòu)件的優(yōu)選實施例中，承載元件被提供有凹進(jìn)，該凹進(jìn)至少接收空氣引導(dǎo)層。覆蓋層在空氣引導(dǎo)層在承載元件的凹進(jìn)中的情況下可進(jìn)一步被布置。凹進(jìn)的側(cè)壁和/或底部可被提供有至少一個空氣通路孔。承載元件的鄰接凹進(jìn)的邊緣段可具有外表面，該外表面構(gòu)成構(gòu)件的過流表面的另一部分。承載元件的邊緣段的構(gòu)成過流表面的另一部分的外表面可直接鄰接覆蓋層。在構(gòu)成過流表面的一部分的覆蓋層和構(gòu)成過流表面的另一部分的承載元件之間的過渡區(qū)域中，過流表面可大體上被連續(xù)地形成，特別地為平坦的。通過能夠通過增材制造方法生產(chǎn)直接鄰接承載元件的邊緣段的覆蓋層，能夠確保覆蓋層和承載元件的邊緣段之間大體上平坦的過渡。

構(gòu)件的覆蓋層可至少部分地被穿孔。特別地，覆蓋層可被提供有貫通開口形式的穿孔開口，其具有限定的形狀并具有相對于彼此的規(guī)則布置。覆蓋層可特別地為微穿孔覆蓋層。穿孔開口可具有相同的形狀和沿覆蓋層的穿孔段彼此相距相同的間距。替代地，該穿孔開口可具有不同的形狀，特別地能夠被流動通過的變化的截面面積，和/或變化的彼此相距的間距。此外，穿孔開口可具有縱向軸線，該縱向軸線被設(shè)置為垂直于覆蓋層的構(gòu)成過流表面的一部分的外側(cè)。

在另一發(fā)展中，穿孔開口的縱向軸線可被布置為與以覆蓋層的外側(cè)成一角度偏移。特別地，穿孔開口的縱向軸線可被布置為沿邊界層流的方向與覆蓋層的外側(cè)成小于90°的角度偏移。在構(gòu)件的一些操作階段中，部分切向吸入或噴出因此能夠發(fā)生，從而從該部件噴射至邊界層流中的氣流具有在邊界層流的方向上的速度分量，并且從邊界層流吸入的氣流具有與邊界層流的方向相對的速度分量。

替代地或另外，覆蓋層可包括空氣能夠流動通過的多孔材料。在此情況下，多孔材料可具有開口孔隙率。

覆蓋層可進(jìn)一步包括至少一個氣密的、特別地為非穿孔的邊緣段。覆蓋層的氣密邊緣段優(yōu)選被布置為鄰接覆蓋層的空氣能夠流動通過的段。在覆蓋層的與覆蓋層的構(gòu)成過流表面的外側(cè)相對的下側(cè)上，覆蓋層可被連接至承載元件。在此情況下，覆蓋層的邊緣段可被布置在承載元件的邊緣段上。替代地，覆蓋層的邊緣段可被安裝在空氣動力學(xué)部件的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)的一段上。在此情況下，覆蓋層的邊緣段可通過增材制造方法被直接施加至承載元件和/或空氣動力學(xué)部件的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)。

構(gòu)件的空氣引導(dǎo)層可包括至少一個多孔段，其含有具有開口孔隙率的透氣的多孔材料。該多孔段可優(yōu)選地適于被流動通過構(gòu)件的空氣流動通過。多孔材料的使用具有的效果在于，可實現(xiàn)通過空氣引導(dǎo)層的均勻流。替代地或另外，空氣引導(dǎo)層可包括至少一個空氣引導(dǎo)通道。

通過使用增材制造方法來生產(chǎn)覆蓋層和/或空氣引導(dǎo)層，各個層的復(fù)雜結(jié)構(gòu)可被簡單地實現(xiàn)。例如，覆蓋層和/或空氣引導(dǎo)層可包括具有不同的開口孔隙率的段。這些段之間的過渡可被配置為使得，覆蓋層和/或空氣引導(dǎo)層具有漸進(jìn)地或大體上連續(xù)地變化的開口孔隙率，從而提供段之間的連續(xù)過渡區(qū)域。

邊界層流的區(qū)域中的空氣的噴出或吸入可基于在覆蓋層的空氣能夠流動通過的段的外側(cè)占主導(dǎo)的壓力和在空氣通路孔的區(qū)域中占主導(dǎo)的壓力之間的壓力差而發(fā)生。為了影響此壓力差，承載元件的空氣通路孔可被連接至用于吸入和/或噴出流動通過該構(gòu)件的空氣的空氣輸送設(shè)備?？諝廨斔驮O(shè)備可被構(gòu)成為泵或壓縮機(jī)的形式，其可在構(gòu)件被特別地用于飛機(jī)中時由取自發(fā)動機(jī)的引氣驅(qū)動。

在進(jìn)一步發(fā)展中，構(gòu)件可包括多個區(qū)域，該多個區(qū)域具有不同的從與覆蓋層相鄰的空氣層的空氣體積流去除能力和/或不同的向與覆蓋層相鄰的空氣層的空氣體積流供應(yīng)能力。在本公開的上下文中，構(gòu)件的多個區(qū)域中的一個相對于覆蓋層的空氣能夠流動通過的段的表面向與覆蓋層相鄰的空氣層、特別是邊界層流中噴射特定空氣體積流或者從空氣層、特別是邊界層流吸入的特定空氣體積流的性能，被理解為空氣體積流去除能力。換言之，在構(gòu)件的具有比第二區(qū)域的第二空氣體積流去除能力和/或空氣體積流供應(yīng)能力的第一空氣體積流去除能力和/或空氣體積流供應(yīng)能力的第一區(qū)域中，假定在第一區(qū)域和第二區(qū)域中空氣能夠通過的覆蓋層的段的面積相同，則與在第二區(qū)域中相比，在第一區(qū)域中更大的體積流能夠被噴射至與覆蓋層相鄰的空氣層中和/或從該空氣層吸入。

構(gòu)件的不同區(qū)域可沿邊界層流的方向沿著過流表面一個接一個或彼此相鄰地布置。特別地，構(gòu)件可被形成為使得，沿邊界層流的方向布置在過流表面的前部區(qū)域中的是具有第一空氣體積流去除能力和/或空氣體積流供應(yīng)能力的第一區(qū)域，并且沿邊界層流的方向與此鄰接的是與第一區(qū)域相比具有更大的第二空氣體積流去除能力和/或空氣體積流供應(yīng)能力的第二區(qū)域。由于構(gòu)件的多個區(qū)域具有不同的空氣體積流去除能力和/或空氣體積流供應(yīng)能力，適于空氣動力學(xué)部件的形式或需求的對邊界層的目標(biāo)影響可由該構(gòu)件實現(xiàn)。

為了形成不同的空氣體積流去除能力和/或空氣體積流供應(yīng)能力，各區(qū)域可具有的覆蓋層的適于被流動通過的橫截面面積不同。特別地，各區(qū)域可具有不同密度的提供在覆蓋層中的穿孔開口和/或不同尺寸的提供在覆蓋層中的穿孔開口。替代地或另外，覆蓋層在各區(qū)域中可具有不同的開口孔隙率。例如，覆蓋層可具有的區(qū)域具有不同數(shù)量份額的開口孔隙。

替代地或另外，各區(qū)域可具有的空氣引導(dǎo)層的空氣能夠流動通過的橫截面面積不同。例如，空氣引導(dǎo)層可具有的區(qū)域具有不同數(shù)量份額的開口孔隙?？諝饽軌蛄鲃油ㄟ^的空氣引導(dǎo)層的橫截面面積可在各個區(qū)域中大于空氣能夠流動通過的覆蓋層的橫截面面積。

替代地或另外，各區(qū)域可具有的承載元件的空氣通路孔的適于被空氣流動通過的橫截面面積不同。例如，各區(qū)域可具有不同數(shù)量和/或密度的提供在承載層中的空氣通路孔和/或不同尺寸的提供在承載層中的空氣通路孔。

在進(jìn)一步發(fā)展中，該多個區(qū)域可通過不透氣的隔離壁彼此密封。在此情況下，構(gòu)件的承載元件可在該多個區(qū)域中的每個中具有至少一個空氣通路孔。將該多個區(qū)域彼此密封的該隔離壁可構(gòu)成空氣引導(dǎo)層的元件。替代地，隔離壁可由承載元件形成，其中承載元件可形成用于該多個區(qū)域的每個的分離的凹進(jìn)，空氣引導(dǎo)層的至少一個相應(yīng)段被嵌入該分離的凹進(jìn)中。

一種飛機(jī)部件，特別是機(jī)翼或尾翼，被配備有上述影響邊界層的空氣動力學(xué)構(gòu)件。

在用于生產(chǎn)影響邊界層的空氣動力學(xué)構(gòu)件的方法中，承載元件被提供，其被提供有用于引導(dǎo)氣流通過該承載元件的至少一個空氣通路孔?？諝庖龑?dǎo)層被施加至承載元件?？諝庖龑?dǎo)層適于被至少在構(gòu)件的一些操作階段中通過該覆蓋層供應(yīng)至構(gòu)件并沿承載元件的方向流動的氣流流動通過，和/或適于被至少在構(gòu)件的一些操作階段中通過承載元件的空氣通路孔供應(yīng)至構(gòu)件并沿覆蓋層的方向流動的氣流流動通過。構(gòu)成過流表面的至少一部分且適于至少部分地被空氣流動通過的覆蓋層通過增材制造方法被直接施加至空氣引導(dǎo)層。

空氣引導(dǎo)層可通過增材制造方法被直接施加至承載元件。承載元件可進(jìn)一步通過增材制造方法被生產(chǎn)。將覆蓋層施加至空氣引導(dǎo)層，將空氣引導(dǎo)層施加至承載元件和生產(chǎn)承載元件可通過增材制造方法在單個制造工藝步驟中被生產(chǎn)。

附圖說明

在下面參照所附示意圖更詳細(xì)地解釋本發(fā)明的優(yōu)選實際示例，其中

圖1示出具有影響邊界層的空氣動力學(xué)構(gòu)件的空氣動力學(xué)部件的示意性輪廓圖；

圖2示出圖1中所示的空氣動力學(xué)部件的放大截面，具有影響邊界層的空氣動力學(xué)構(gòu)件的第一實施例；

圖3示出圖1中所示的空氣動力學(xué)部件的放大截面，具有影響邊界層的空氣動力學(xué)構(gòu)件的第二實施例；和

圖4至圖6示出圖1中所示的空氣動力學(xué)部件的其它實施例的俯視圖。

具體實施方式

圖1示出具體是飛機(jī)部件的空氣動力學(xué)部件10的輪廓，其包括周向過流表面12。影響邊界層的構(gòu)件14在上側(cè)被一體化至空氣動力學(xué)部件10中。

圖2示出圖1中由虛線指示的區(qū)域的放大截面。如圖2中所示，構(gòu)件14包括承載元件16，該承載元件16被提供有用于引導(dǎo)氣流通過該承載元件16的至少一個空氣通路孔18?？諝庖龑?dǎo)層20被設(shè)置在承載元件16上，其中空氣引導(dǎo)層20包括第一多孔空氣引導(dǎo)段22和第二多孔空氣引導(dǎo)段24。第一空氣引導(dǎo)段22和第二空氣引導(dǎo)段24通過增材制造方法被直接施加至承載元件16。過流表面12的一部分由覆蓋層26構(gòu)成，空氣能夠流動通過覆蓋層26，并且覆蓋層26在段28中被穿孔。替代地或另外地，覆蓋層26在段28可包括空氣能夠流動通過的多孔材料。覆蓋層26通過增材制造方法被直接施加至空氣引導(dǎo)層20。

如圖2中的箭頭指示的，空氣引導(dǎo)層20可被至少在構(gòu)件14的一些操作階段中通過覆蓋層26供應(yīng)至構(gòu)件14并沿承載元件16的方向流動的氣流流動通過，并且至少在構(gòu)件14的一些操作階段中被通過承載元件16的空氣通路孔18供應(yīng)至構(gòu)件14并沿覆蓋層26的方向流動的氣流流動通過。

覆蓋層26具有空氣能夠流動通過的穿孔段28，該穿孔段28沿空氣引導(dǎo)層20延伸并且直接接觸與過流表面12相對布置的下側(cè)。覆蓋層26包括與穿孔段28相鄰的氣密的非穿孔邊緣段30。承載元件16被提供有凹進(jìn)，空氣引導(dǎo)層20被布置在該凹進(jìn)中。此外，承載元件16包括邊緣段32，覆蓋層26的非穿孔邊緣段30被直接安裝在該邊緣段32上。

構(gòu)件14的第一區(qū)域34和第二區(qū)域36被形成為具有不同的從空氣層38的空氣體積流去除能力，空氣層38與覆蓋層26相鄰并且形成邊界層流，并且構(gòu)件14的第一區(qū)域34和第二區(qū)域36被形成為具有不同的向空氣層38中空氣體積流供應(yīng)能力。第二區(qū)域36在邊界層流的流動方向上被布置在第一區(qū)域34的后面。第一區(qū)域34這里優(yōu)選地被布置在空氣動力學(xué)部件10的前流分離點的區(qū)域中，從而有助于邊界層流的穩(wěn)定。

在這里所示的實施例中，第一區(qū)域34具有第一空氣體積流去除能力和空氣體積流供應(yīng)能力，其均小于第二區(qū)域36的第二空氣體積流去除能力和空氣體積流供應(yīng)能力。導(dǎo)致流破裂的沿輪廓后緣的方向不斷增加的壓力梯度能夠有效地被這種配置抵消。對邊界層流的目標(biāo)影響因此能夠發(fā)生在過流表面12上。

覆蓋層26的穿孔段28在第一區(qū)域34中具有第一穿孔開口40，并且在第二區(qū)域36中具有第二穿孔開口42，其中第一區(qū)域34中的第一穿孔開口40的尺寸和密度小于第二區(qū)域36中的第二穿孔開口42的尺寸和密度。換言之，空氣能夠流動通過的覆蓋層26的橫截面面積在第一區(qū)域34比在第二區(qū)域36小。

空氣引導(dǎo)層20在第一區(qū)域34中包括第一多孔空氣引導(dǎo)段22，并在第二區(qū)域36中包括第二多孔空氣引導(dǎo)段24。第一多孔空氣引導(dǎo)段22具有第一開口孔隙率，其小于第二多孔空氣引導(dǎo)段24的第二開口孔隙率。因此，空氣能夠流動通過的空氣引導(dǎo)層20的橫截面面積在第一區(qū)域34比在第二區(qū)域36小。

承載元件16的空氣通路孔18在第二區(qū)域36中被布置在凹進(jìn)的底部中，從而空氣能夠流動通過承載元件16的橫截面面積在第一區(qū)域34比在第二區(qū)域36小。

因為空氣引導(dǎo)層20被施加至承載元件16，覆蓋層26通過增材制造方法被部分地施加至空氣引導(dǎo)層20和承載元件16，所以構(gòu)件14不包括將空氣引導(dǎo)層20和覆蓋層26固定在構(gòu)件14中的緊固裝置。

這里示出的構(gòu)件14可通過增材制造方法在一個制造步驟中被生產(chǎn)，然后裝配在空氣動力學(xué)部件10中。如圖2所示，構(gòu)件14被緊固至空氣動力學(xué)部件10的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)44上，該基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)44形成過流表面12的另一部分。覆蓋層26的非穿孔邊緣段30和構(gòu)件14的承載元件16的邊緣段32這里被布置在基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)44的側(cè)壁46中，該側(cè)壁形成臺階。

空氣動力學(xué)部件10具有圖2中所示的空氣引導(dǎo)通道48，該空氣引導(dǎo)通道48由基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)44和構(gòu)件14定界，流動通過構(gòu)件14的氣流能夠流動通過空氣引導(dǎo)通道48?？諝庖龑?dǎo)通道48可以流體-引導(dǎo)連接被連接至輸送設(shè)備，這里未示出，用于流動通過構(gòu)件14的空氣的吸入和/或噴出。流動通過構(gòu)件14的空氣的吸入和/或噴出在空氣層38的區(qū)域中可基于在空氣層38中占主導(dǎo)的第一壓力p1與在空氣引導(dǎo)通道48中占主導(dǎo)的第二壓力p2之間的壓力差而發(fā)生，第一壓力p1可沿過流表面12變化。此壓力差可被輸送設(shè)備影響，從而控制流動通過構(gòu)件14的空氣的吸入和/或噴出。

圖3示出構(gòu)件14的第二實施例。與構(gòu)件14的第一實施例相比，承載元件16構(gòu)成空氣動力學(xué)部件10的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)44。在生產(chǎn)構(gòu)件14的制造方法中，空氣引導(dǎo)層20可被直接施加至承載元件16，并因此施加至空氣動力學(xué)部件10的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)44。

圖3中所示的構(gòu)件14還包括不透氣的隔離壁50，其將第一區(qū)域34和第二區(qū)域36彼此密封。隔離壁50被布置在空氣引導(dǎo)層20中，并且直接鄰接第一多孔空氣引導(dǎo)段22和第二多孔空氣引導(dǎo)段24。由于不透氣的隔離壁50的提供，在第一區(qū)域34的第一空氣引導(dǎo)段22中占主導(dǎo)的壓力可獨(dú)立于在第二區(qū)域36的第二空氣引導(dǎo)段24中占主導(dǎo)的壓力被調(diào)節(jié)。換言之，已經(jīng)彼此分離的氣流可在第一區(qū)域34和第二區(qū)域36中流動通過構(gòu)件14。承載元件16在構(gòu)件14的第一區(qū)域34和第二區(qū)域36中分別被提供有至少一個空氣通路孔18。特別地，構(gòu)件可在空氣動力學(xué)部件10的縱向方向上，即大體垂直于流動方向的方向上，被提供有若干空氣通路孔18。在第一區(qū)域34流動通過構(gòu)件14的空氣的吸入和/或噴出可由在第一區(qū)域34的空氣通路孔18的區(qū)域中占主導(dǎo)的壓力p3控制。在第二區(qū)域36流動通過構(gòu)件14的空氣的吸入和/或噴出可由在第二區(qū)域36的空氣通路孔18的區(qū)域中占主導(dǎo)的壓力p4控制。在第一區(qū)域34的空氣通路孔18處占主導(dǎo)的壓力p3和在第二區(qū)域36的空氣通路孔18處占主導(dǎo)的壓力p4可為不同量級或者相同量級。第一區(qū)域34和第二區(qū)域36中的空氣通路孔18可經(jīng)由共同的空氣引導(dǎo)通道被連接至相同的空氣輸送設(shè)備。替代地，第一區(qū)域34和第二區(qū)域36中的空氣通路孔18可經(jīng)由不同的空氣引導(dǎo)通道被連接至相同的空氣輸送設(shè)備或者不同的空氣輸送設(shè)備，從而彼此獨(dú)立地控制通過第一區(qū)域34和第二區(qū)域36的氣流。

圖4示出圖1中所示的空氣動力學(xué)部件10的另一實施例的示意性俯視圖，其形式為安裝在飛機(jī)機(jī)身52上的機(jī)翼。如圖4中所示，包括在空氣動力學(xué)部件10中的構(gòu)件14沿著空氣動力學(xué)部件10的縱向軸線延伸。換言之，構(gòu)件14從安裝在飛機(jī)機(jī)身52上的空氣動力學(xué)部件10的第一端段沿空氣動力學(xué)部件10的與該第一端段相對的自由的第二端段的方向延伸。

圖5示出空氣動力學(xué)部件10的另一實施例的俯視圖，其中，與圖4中所示的實施例相比，構(gòu)件14包括構(gòu)件14的具有不同的空氣體積流去除能力和/或不同的空氣體積流供應(yīng)能力的若干第一區(qū)域34和若干第二區(qū)域36。若干第一區(qū)域34可具有不同的空氣體積流去除能力和/或不同的空氣體積流供應(yīng)能力。若干第二區(qū)域36可對應(yīng)地具有不同的空氣體積流去除能力和/或不同的空氣體積流供應(yīng)能力。若干第一區(qū)域34和若干第二區(qū)域36分別被布置為在空氣動力學(xué)部件10的縱向方向上彼此鄰接。如圖5中所示，不同的第一區(qū)域34和第二區(qū)域36具有空氣能夠流動通過的不同面積的穿孔段28。

圖6示出空氣動力學(xué)部件10的另一實施例。與圖4和圖5所示的實施例相比，構(gòu)件14在空氣動力學(xué)部件10的縱向方向上不被形成在中心機(jī)翼段中。換言之，構(gòu)件14在空氣動力學(xué)部件10的縱向方向上不是沿著整個機(jī)翼表面延伸，而是僅在空氣動力學(xué)部件10的第一端段的區(qū)域中和第二端段的區(qū)域中延伸。