用于主动流动控制的方法、流动主体和飞行器与流程

本发明涉及用于主动流动控制的方法、流动主体和飞行器。

尽管适用于受到流体流动影响的任何种类的流体流动场或结构，但是将结合飞行器更详细地说明本发明及对应的潜在问题。

背景技术：

诸如飞行器的机翼或控制表面等流动主体通常需要完全附着的气流以在各种流动条件下正常工作。例如，针对高海拔的巡航飞行阶段期间出现的高流动速度，优化了飞行器机翼的流动表面。然而，在起飞和着陆阶段，机翼需要以低流速提供升力，并且通常以高俯仰角定位。为了满足这些要求并防止特别是在高俯仰角时的失速或气流分离，当今的飞行器机翼配备有高升力装置，例如设置在机翼的前缘处的缝翼和襟翼，缝翼可从前缘延伸，从而允许空气从机翼的压力侧溢流到机翼的吸入侧，其中，溢流的空气给吸入侧的流动增能，从而防止气流分离。此外，已知包括所谓的克鲁格襟翼或所谓的前缘襟翼的机翼。这种类型的襟翼设置在机翼的前缘处，并且是可移动的，以便局部减小流体流的迎角。

此外，可以采用流体致动器来防止气流分离。通常，流体致动器联接至流动表面上的开口，并被配置为将连续的或脉冲状的射流喷射到流过流动表面的流中，以给气流的边界层增能以防止流分离。

ep3144221a1描述了一种协作式的致动器系统，其具有第一排致动器和位于第一排下游的第二排致动器，这些致动器被配置为喷射脉冲状的空气流。第一排将第一流结构(即，涡流结构)引入到流过流动表面的流体流中，并且基于测得的第一流结构的传送来控制第二排致动器，以便放大第一流结构。

技术实现要素：

本发明的一个目的是提供用于主动流动控制的改进的、特别是稳健且可靠的方案。

根据本发明的第一方面，提供了一种用于对沿着流动表面流动的流体流进行主动流动控制的方法。该方法包括：通过借助于联接至流动表面的第一致动部位的第一流动控制致动器将第一涡流结构(例如，马蹄形涡流)引入到流体流中而在流体流中产生第一局部速度场；以及当第一涡流结构的头部涡流已经随着流体流传送到流动表面的第二致动部位的下游时，借助于联接至位于第一致动部位下游的第二致动部位的第二流动控制致动器将第二涡流结构(特别是马蹄形涡流)引入到第一局部速度场中。

根据本发明的第二方面，提供了一种流动主体系统。该流动主体系统包括限定流动表面的流动主体。流动主体包括在一排第一致动部位处联接至流动表面的一组第一流动控制致动器，其中，第一致动部位在第一方向上彼此间隔开。第一流动控制致动器被配置为在沿着第二方向沿着流动表面流动的流体流中产生第一涡流结构和对应的第一局部速度场，第二方向横向于第一方向延伸。流动主体还包括一组第二流动控制致动器，该第二流动控制致动器在一排第二致动部位处联接至流动表面，并被配置为在流体流中产生第二涡流结构和对应的第二局部速度场，其中第二致动部位在第一方向上彼此间隔开，并且定位成在横向于第一方向延伸的第二方向上与上述一组第一致动部位间隔开。该系统还包括通信地连接至第一流动控制致动器和第二流动控制致动器的控制器。控制器被配置为依据根据本发明的第一方面的方法来控制第一流动控制致动器。即，控制器被配置为控制第一致动器以通过将第一涡流结构引入到流体流中而在沿着第二方向沿着流动表面流动的流体流中产生第一局部速度场，并当第一涡流结构的头部涡流已经随着流体流传送到一排第二开口的下游时，控制第二流动控制致动器以将第二涡流结构引入到第一局部速度场中。

根据本发明的第三方面，提供了一种飞行器，其包括根据第二方面的流动主体系统。流动主体可以形成飞行器的机翼、机翼的一部分、垂直安定面、水平安定面或受到流体流动影响的飞行器的另一结构。

本发明的一种构思是在第一位置处在流体流中产生第一涡流结构，例如具有头部涡流和两个侧向纵向涡流的马蹄形涡流，并且稍微在第一涡流结构的头部涡流通过在第一位置的下游的第二位置之后，在第二位置处产生第二涡流结构，例如另一个马蹄形涡流。通过引入第一涡流结构(例如，其可以通过将高速流体射流从狭缝状的第一开口连续地或脉冲状地喷射到流体流的边界层中来完成)，在随着流体流向下游传送的头部涡流的上游产生局部速度场。因此，第一致动器给外部自由流体流的边界层增能(例如，通过吹出一股射流)，并产生局部高速场，在该局部高速场中的速度高于自由流体流中的速度，或者至少高于自由流体流中边界层的速度。由此，流体流在局部速度场内被增能，并因此包括大于周围边界层中的速度。当第一涡流结构的头部涡流通过第二位置(例如，第一开口下游的第二开口)时，第一涡流结构的局部速度场仍然存在于第二位置的上游和下游，因此，可以在被增能的局部速度场中产生第二涡流结构，例如，通过将高速流体射流从狭缝状的第二开口喷射到局部速度场中。

为了产生第一涡流结构和第二涡流结构，可以使用第一流动控制致动器和第二流动控制致动器，其中一个流动控制致动器联接或连接至至少一个致动部位。流动控制致动器可以例如被配置为通过流动表面中的开口喷射控制流体，并包括被配置为控制流体的流量的对应的流动控制结构，例如喷嘴、扩散器、阀瓣、阀门、膜或类似结构。在这种情况下，流动控制致动器可以联接至高压流体源，例如储存器或压力发生器，例如泵或压缩机。也有可能在飞行器中将致动器连接至形成停滞点的开口，例如设置在机翼前缘处的开口。替代地，第一致动器和第二致动器也可以被实现为等离子体致动器。在这种情况下，可以将电极结构定位在每个致动部位，其中，电极结构连接至电压源，并被配置为在一对非对称电极之间产生等离子体。通常，第一流动控制致动器和第二流动控制致动器也可以形成共同的结构，例如，流体振荡器的形式。

为了对致动器进行定时和启用，可以使用控制器，例如微型控制器或一般来说的被配置为产生控制命令的处理单元，基于这些命令来启用流动控制致动器，例如，产生等离子体或喷射流体。控制器可以包括非易失性数据存储器(例如闪存等)以及处理单元(例如cpu、fpga、asic等)。控制器通信地联接或连接至流动控制致动器，例如经由诸如总线系统等数据连接件。控制器可以包括用于接收数据的输入接口，例如代表流体流的状态变量的数据，例如速度、迎角等。可选地，控制器被配置为基于在输入接口处接收到的数据来产生控制命令。

本发明的优点之一是将第二涡流结构引入到第一涡流结构的局部高速场中，因为由此减小了第二涡流结构与流体流的流体之间的梯度。换言之，第二涡流结构被引入到速度高的经过增能的局部流场中，而不是被引入到自由流体流的边界层中。由此，第二涡流结构被高度增能，并因此在第二开口下游的长距离上保持稳定并被增能。由此，第二涡流结构有效地在长距离上给流体流的边界层增能，并因此有效地防止了流分离。

另一个优点在于，该方法对于变化的流动条件是稳健的。这主要是基于第一涡流结构在随着流体流向下游传送时侧向地增大或加宽的效果。由此，第二涡流结构可以容易地被置于第一局部速度场内。由于基于第一致动器的启用持续时间，例如在第一喷射部位处喷射控制流体的持续时间，第一局部速度场包括在流体流的流动方向上的一定扩张，因此可以以相对较高的容差对在第二喷射部位或开口处喷射控制流体进行定时，同时第二涡流结构仍然被可靠地置于第一局部速度场中。因此，不一定需要测量第一涡流结构的头部涡流的传送，而是可以通过控制器基于内部控制器数据(例如，在启用第一流动控制致动器之后的预定时间流逝之后)来启用第二流动控制致动器。因此，该方法和流动主体是高度故障保险的。

关于飞行器，流动主体可以形成机翼或机翼的一部分或控制表面。本发明的一个优点是，当流动主体形成机翼的一部分、特别是在外机翼的缝翼端部区域中的机翼的前缘或在发动机-机翼联接区域中或在后缘襟翼的前缘处时，可以省去缝翼，或者可以至少局部地替换缝翼。

应理解的是，结合本发明的一个方面描述的特征和优点也针对本发明的另一方面进行了公开，反之亦然。特别地，流动主体系统可以执行根据本发明的第一方面的方法的方法步骤。

根据方法的一个实施方式，该方法还包括：当第一涡流结构的头部涡流随着流体流传送到第三致动部位的下游时，借助于联接至流动表面的第三致动部位的第三流动控制致动器将第三涡流结构引入到第一局部速度场中，第三致动部位位于第二喷射部位的下游。例如，可以通过同时启用第二致动器和第三致动器(例如，以在第二致动部位和第三致动部位喷射控制流体)来产生第一涡流结构和第二涡流结构。然而，也可以在开始启用第二致动器之后启用第三致动器。通过在相继的位置处将第二涡流结构和第三涡流结构引入到局部高速场中，可以产生多个相继的高度增能的涡流，这进一步有助于防止流分离。

根据一个实施方式，在通过引入第二涡流结构而产生的第二局部速度场已经传送到第三致动部位的下游之后，将第三涡流结构引入到第一局部速度场中。因此，可以仅在短时间段内启用第二致动器以产生第二涡流结构和对应的第二局部高速场。在第二致动器的启用期间以及第二致动器的停用之后，可以保持第一致动器被启用。当第二局部高速场已经传送到第三致动部位的下游时，启用第三致动器，例如以喷射控制流体。替代地，可以在第二涡流结构的头部涡流到达第三致动部位之前将第三涡流结构引入到第一局部速度场中。在这两种选择中，仅通过短暂地启用第二致动器和第三致动器(即，以短的占空比)，就可以产生一系列连续的高度增能的涡流。由此，可以有效地产生涡流。

根据另一个实施方式，该方法还包括：在第二涡流结构的头部涡流已经随着流体流传送到第三致动部位的下游时，将第三涡流结构引入到通过引入第二涡流结构而产生的第二局部速度场中，该第三涡流结构是借助于联接至流动表面的第三致动部位的第三流动控制致动器而被引入的，第三致动部位在第二致动部位的下游。类似于第一涡流结构，第二涡流结构也可以是马蹄形涡流，其在其头部涡流上游限定第二高速局部场。当例如通过借助于第三开口喷射控制流体而在第二致动部位下游的位置处在第二局部速度场中引入另外的第三涡流结构时，第三涡流结构被稳定且高度增能，因此可以在下游行进长距离，这进一步有助于防止流分离。

根据一个实施方式，可以在第一局部速度场已经传送到第三致动部位的下游之后将第三涡流结构引入到第二局部速度场中。即，第一致动器可以在第一时间段内工作以产生第一局部速度场，第二涡流结构在第二致动部位处被置于该第一局部速度场中。当第一致动器被停用时，第一局部速度场向下游传送并经过第二致动部位和第三致动部位，例如，流动表面的第二开口和第三开口。第二致动器仍是工作的，并产生第二局部速度场，例如通过借助于流动表面的第二开口喷射流体。根据一个实施方式，在第一局部速度场已经通过第三致动部位的时间点引入第三涡流结构，使得第三涡流结构被置于第二局部速度场中。替代地，可以在第一局部速度场仍然存在于第三致动部位的上游和下游时将第三涡流结构引入到第二局部速度场中，使得第三涡流结构被置于与第一局部速度场叠加的第二局部速度场中。

根据一个实施方式，该方法还包括借助于第一流动控制致动器(例如，通过在第一致动部位处喷射控制流体)将第四涡流结构引入到流体流中，其中第三流动控制致动器连续地产生第三局部速度场，例如通过连续地喷射控制流体，直到第四涡流结构的头部涡流已经随着流体流传送到第三致动部位的下游。例如，可以随后以脉冲的方式在第一、第二和第三致动部位或开口处喷射控制流体，其中在第一致动部位处在预定的第一时间段内喷射控制流体，其中，当第一涡流结构的头部涡流已经通过第二致动部位时，在第二致动部位处在预定的第二时间段内喷射控制流体，其中，当第二涡流结构的头部涡流已经通过第三致动部位时，在第三致动部位处在预定的第三时间段内喷射控制流体，其中，在预定的第一时间段已经结束之后并且在产生第四涡流结构的预定延迟之后、可选地在第三致动部位处开始控制流体的喷射之后，再在第一致动部位处喷射控制流体，并且其中预定的第三时间段足够长，以使第四涡流结构的头部涡流到达或通过第三致动部位。换言之，例如通过喷射控制流体，将第三涡流结构在第二致动部位下游的位置处引入到第一或第二局部速度场中，并且在第一致动部位处产生第四涡流结构，并允许其行进到第三涡流结构的局部高速场中。由此，第四涡流结构被稳定并且能够在下游行进长距离，从而有助于防止流分离。

根据另外的实施方式，该方法包括：捕获在第一致动部位上游的流体流的自由流速度；以及基于捕获的自由流速度来控制启用第二致动器(例如，以在第二致动部位处喷射控制流体)的延迟，并且可选地还控制启用第三致动器(例如，以在第三致动部位处喷射控制流体)的延迟。可以基于所捕获的流体流的自由流速度来确定延迟，即，在第二致动部位以及可选地在第三致动部位处喷射控制流体的时间点。可选地，还可以基于所捕获的自由流速度来控制在第一、第二或第三致动部位处喷射控制流体的第一、第二或第三时间段或预定时间段。延迟和时间段还取决于致动部位沿着流动方向的间距。

根据方法的另一个实施方式，根据预定调度表来控制启用第二致动器(例如，以在第二致动部位喷射控制流体)的延迟，并且可选地还控制启用第三致动器(例如，以在第三致动部位喷射控制流体)的延迟。即，可以为致动器提供固定的启用定时。这使得可以非常简单且故障保险地控制致动器。

根据流动主体系统的实施方式，第一致动部位可以由形成在流动表面中的开口形成，其中第一流动控制致动器联接至第一开口，并被配置为通过第一开口喷射控制流体以产生第一涡流结构和对应的第一局部速度场，并且其中第二致动部位由形成在流动表面中的第二开口形成，其中第二流动控制致动器联接至第二开口，并被配置为通过第二开口喷射控制流体以产生第二涡流结构和对应的第二局部速度场。换言之，流动主体包括在流动表面中形成的一排第一开口和在第二方向上与第一开口间隔开的一排第二开口。第一流动控制致动器流体传导地联接至第一开口，并且第二流动控制致动器流体传导地联接至第二开口。第一致动器和第二致动器被配置为分别通过第一开口和第二开口喷射控制流体，例如，压缩空气。例如，第一致动器和第二致动器可以包括对应的控制结构，例如阀门、阀瓣、膜、喷嘴、扩散器等，以允许脉冲状地或连续地喷射流体。

根据另一个实施方式，第一致动器和第二致动器可以被实现为等离子体致动器。例如，第一致动器和第二致动器各自可包括位于流动表面上的相应的致动部位的电极结构，其中电极结构连接至电压源并被配置为在相应的电极结构的一对非对称电极之间产生等离子体。

根据流动主体系统的另外的实施方式，流动主体可包括一组第三流动控制致动器，其在一排第三致动部位处联接至流动表面，并被配置为产生第三涡流结构和对应的第三局部速度场，第三致动部位在第一方向上彼此间隔开，并且定位成在第二方向上与所述一排第二致动部位间隔开，并且其中控制器通信地连接至所述一组第三流动控制致动器。因此，流动主体可包括在第二方向上间隔开并联接至相应的单独控制的流动控制致动器的至少三排致动部位。如上面结合第一方面的方法详细说明的那样，由此可以有效地产生一系列相继的高度增能的涡流，这有助于进一步防止流分离。

根据一个实施方式，第三致动部位由形成在流动表面中的第三开口形成，其中第三致动器被配置为通过第三开口喷射控制流体以产生第三涡流结构和对应的第三局部速度场。因此，流动主体可以包括：在流动表面中形成的一排第三开口，第三开口在第一方向上彼此间隔开并且被定位成在第二方向上与所述一排第二开口间隔开；以及一组第三流动控制致动器，其联接至第三开口并被配置为通过第三开口喷射控制流体，其中，控制器通信地连接至所述一组第三流动控制致动器。即，流动主体可包括至少三排开口，每个开口形成致动或喷射部位以借助于联接或连接至相应的开口的流动控制致动器来喷射控制流体，各排定位成间隔开并且可以基本上彼此平行地延伸。

替代地，第三致动器也可以被实现为如上所述的用于第一致动器和第二致动器的等离子体致动器。

如上面结合方法所说明的那样，控制器可以被配置为当第一涡流结构的头部涡流随着流体流已经传送到一排第三致动部位的下游时，控制第三致动器以喷射控制流体或产生等离子体以将第三涡流结构引入到第一局部速度场中。

进一步地，控制器可以被配置为当第二涡流结构的头部涡流随着流体流已经传动到一排第三致动部位的下游时，控制可选的第三致动器以喷射控制流体或产生等离子体以将第三涡流结构引入到通过引入第二涡流结构而产生的第二局部速度场中。

此外，控制器还可被配置为控制第一致动器以喷射控制流体或产生等离子体以将第四涡流结构引入到流体流中，并控制可选的第三致动器以连续地喷射控制流体或连续地产生等离子体，直到第四涡流结构的头部涡流已经传送到一排第三开口的下游。

根据另外的实施方式，流动主体系统可包括被配置为捕获流体流的自由流速度的传感器装置，该传感器装置设置在一排第一开口的关于第二方向的上游，其中，控制器通信地连接至传感器装置，并被配置为基于所捕获的自由流速度延迟地控制第二致动器以及可选的第三致动器的启用，例如以喷射控制流体或产生等离子体。传感器装置可以包括一个或多个速度传感器，例如，皮托管压头等。可选地，传感器装置还可以包括被配置为捕获流体流相对于第二方向的迎角的传感器。

根据另一个实施方式，控制器可以被配置为读取存储查找表的数据存储器，该查找表存储用于启用第一致动器和第二致动器的预定调度表。例如，控制器可以包括存储查找表的数据存储器，或者可以读取外部数据存储器。例如，查找表可以包括一系列后续的时间步长，其中每个致动器的启用状态(例如，“启用”或“禁用)被分配给每个时间步长。例如，控制器可以存储软件以基于经由可选的输入接口接收到的输入来产生查找表，该输入包括每个时间步长的期望的流体流的自由流速度和预定的迎角。例如，在飞行器中，可以基于飞行器所需的升力和飞行器的预定爬升曲线来确定自由流速度和迎角。

在本公开内，关于方向和轴线、特别是关于与物理结构的延伸或扩展有关的方向和轴线，一个轴线、方向或结构“沿着”另一个轴线、方向或结构的范围可以限定这些轴线、方向或结构、特别是在相应的结构的特定部位处产生的切线围成小于45度，优选小于30度的角度，特别优选彼此平行地延伸。

在本公开内，关于方向和轴线、特别是关于与物理结构的延伸或扩展有关的方向和轴线，一个轴线、方向或结构相对于另一个轴线、方向或结构“交叉”、“跨过”、“相交”或“横切”的范围可以限定这些轴线、方向或结构、特别是在相应的结构的特定部位处产生的切线围成大于或等于45°的角度，优选大于或等于60度的角度，特别优选彼此垂直地延伸。

附图说明

将参照所附的附图中描绘的示例性实施方式更详细地说明本发明。

附图被包括在内是为了提供对本发明的进一步理解，并且结合在本说明书中并构成本说明书的一部分。附图示出了本发明的实施方式，并且与描述一起用于说明本发明的原理。本发明的其他实施方式和本发明的许多预期优点将容易理解，因为它们通过参照以下详细说明将变得更好理解。附图的元件不一定相对于彼此成比例。相同的附图标记表示对应的类似部件。

图1示意性示出了根据本发明的实施方式的流动主体系统的局部剖视图。

图2示意性示出了根据本发明的实施方式的飞行器。

图3示意性示出了流动主体在根据本发明的实施方式的方法中的后续的时间点(a)至(f)的剖视图。

图4示意性示出了在时间步长(d)处的图3的流动主体的俯视图。

图5示意性示出了流动主体在根据本发明的实施方式的方法中的后续的时间点(a)至(c)的俯视图。

图6示意性示出了流动主体在根据本发明的实施方式的方法中的后续的时间点(a)至(f)的俯视图。

图7示意性示出了由根据本发明的实施方式的流动主体的流动控制致动器喷射的控制流体的体积流量的图，该图示出了体积流量与时间的关系。

图8a示出了在根据本发明的实施方式的流动主体系统的实验装置中获得的piv图像。

图8b示出了在稍后的时间点在图8a的实验装置中获得的另一个piv图像。

图9a示出了在比图8b更晚的时间点在图8a的实验装置中获得的另一个piv图像。

图9b示出了在比图9a更晚的时间点在图8a的实验装置中获得的另一个piv图像。

除非另外指出，否则附图中相同的附图标记表示相同或功能相同的组件。诸如“顶”、“底”、“左”、“右”、“上”、“下”、“水平”、“垂直”、“后”、“前”及类似词语的任何方向性术语仅用于说明的目的，并不用于将实施方式界定于附图所示的特定布置。

附图标记列表

1流动主体；1a流动表面；2前缘；2a第一(上)表面；2b第二(下)表面；3控制器；4传感器装置；10流动主体系统；11第一致动部位，第一开口；12第二致动部位，第二开口；13第三致动部位，第三开口；21第一流动控制致动器；22第二流动控制致动器；23第三流动控制致动器；31输入接口；32输出接口；100飞行器；101机翼；102垂直安定面；103水平安定面；110发动机；112发动机壳体；d11传送距离；d12传送距离；f1第一局部速度场；f2第二局部速度场；f3第三局部速度场；l21虚线；l22实线；l23点划线；l1第一方向；s流体流；t1第二方向；t1第一时间段；t2第二时间段；t3第三时间段；t4第四时间段；v1第一涡流结构；v2第二涡流结构；v3第三涡流结构；v4第四涡流结构；vl1第一涡流结构的纵向涡流；vl2第二涡流结构的纵向涡流；vl3第三涡流结构的纵向涡流；vh1第一涡流结构的头部涡流；vh2第二涡流结构的头部涡流；vh3第三涡流结构的头部涡流；vh4第四涡流结构的头部涡流；α迎角，俯仰角。

具体实施方式

尽管本文已经示出和描述了特定的实施方式，但是本领域的普通技术人员将理解的是，在不脱离本发明的范围的情况下，各种替代和/或等效的实施方式可以代替所示出和描述的特定的实施方式。总体来说，本申请旨在覆盖本文讨论的特定实施方式的任何调整或变型。

图1示例性示出了流动主体系统10，其包括流动主体1、多个流动控制致动器21、22、23、控制器3和可选的传感器装置4。在图1的例子中，流动主体包括在第一方向l1上延伸的前缘2，第一方向也被称为主体纵向或翼展方向l1。流动主体1包括第一(上)表面2a和第二(下)表面2b，第一(上)表面2a从前缘2沿着第二方向t1延伸，第二方向也被称为弦向或主体横向方向t1，第二(下)表面2b从前缘2沿着第二方向t1延伸，并且与第一表面2a相对地定向。如图1中示例性所示，第一表面2a和第二表面2b可限定流动主体1的弓形横截面。在图1的例子中，第一表面2a和第二表面2b形成流动表面，流体流s可沿着该流动表面流动。总体来说，流动主体1包括或限定流动表面1a。如图2示例性所示的，图1中示例性示出的流动主体1可以形成飞行器100的气动主体。例如，流动主体1可以是飞行器100的机翼101的一部分、飞行器100的垂直安定面102的一部分、飞行器100的水平安定面103的一部分或发动机壳体112的一部分。但是，应注意的是，流动主体1也可以形成受到流体流的影响的任何其他结构的一部分，例如形成诸如汽车等车辆的表面的主体，形成轮船、流体管道、燃气轮机、涡轮发动机等的表面的主体。在图1的例子中，第一表面2a限定流动主体1的吸入侧，第二表面2b限定流动主体1的压力侧。

如图1示意性所示，流动主体1包括一排第一开口11、一排第二开口12和可选的一排第三开口13。应理解的是，开口的排数不限于三个或任何特定的数量。特别地，流动主体1至少包括一排第一开口和一排第二开口，并且可以总共包括三排开口、四排开口或任何数量排的开口，例如达到100排开口。

第一开口11形成在流动表面1a中，并且可以被实现为图1中示例性所示的在第一方向l1上延伸的矩形狭缝。狭缝关于第一方向l1的长度大于狭缝关于第二方向t1的宽度。例如，狭缝的长度和宽度之间的纵横比可以在2：1至50：1的范围内。在图1的例子中，第一开口11形成在流动主体1的第一表面2a中。如图1所示，第一开口11在主体纵向方向l1上彼此间隔开以排成一排。

第二开口12形成在流动表面1a中，并且可以被实现为图1中示例性所示的在第一方向l1上延伸的矩形狭缝。形成第二开口12的狭缝可以形成为具有与形成第一开口11的狭缝相同或相似的几何形状。在图1的例子中，第二开口12形成在流动主体1的第一表面2a上。如图1所示，第二开口12在第一方向l1上彼此隔开以形成一排。此外，第二开口12定位成在第二方向t1上与第一开口11间隔开或有一定距离。特别地，第二开口12可以定位成关于第一方向l1与第一开口11对齐。

可选的第三开口13形成在流动表面1a中，并且可以被实现为图1中示例性所示的在第一(主体纵向)方向l1上延伸的矩形狭缝。形成第三开口13的狭缝可以形成为具有与形成第一开口11或第二开口12的狭缝相同或相似的几何形状。在图1的例子中，第三开口13形成在流动主体1的第一表面2a中。如图1所示，第三开口13在第一方向l1上彼此间隔开以形成一排。此外，第三开口13在第二(主体横向)方向t1上与第二开口12间隔开或有一定距离。特别地，第二开口12可以定位成关于第一方向l1与第一开口11对齐。

一组第一流动控制致动器21包括多个流动控制致动器，该流动控制致动器的数量可以对应于第一开口11的数量。第一流动控制致动器21联接至第一开口11，并被配置为通过第一开口11喷射控制流体。总体来说，一个致动器21可以联接至一个或多个开口11。如图1示意性所示，第一流动控制致动器21可以经由管道连接至第一开口11。第一流动控制致动器21可以联接至加压控制流体源(未被示出)。例如，在飞行器100中，第一控制致动器21可以联接至飞行器的发动机110的放气接口。仅在图1中以方框示意性图示的第一流动控制致动器21可以包括被配置为控制控制流体的体积流量的流动控制结构，例如阀瓣等。由此，第一流动控制致动器21在启用时可以通过第一开口11喷射控制流体的射流。例如，第一开口11可以被限定为使得控制流体以相对于流动表面1a的预定角度(例如，小于或等于90度且大于或等于10度的角度)喷射。因此，第一开口11形成流动表面1a的第一喷射或致动部位。替代地，第一流动控制致动器21可以被实现为等离子体致动器，其包括被配置为产生等离子体的一排第一电极结构(未被示出)，其中第一电极结构在流动表面1a(即，第一表面2a)上被设置为在第一方向上彼此间隔开。因此，总体来说，第一流动控制致动器21在沿第一方向l1彼此间隔开的一排第一致动部位11处联接至流动表面1a。

一组第二流动控制致动器22包括多个流动控制致动器，该流动控制致动器的数量可以对应于第二开口12的数量。第二流动控制致动器22联接至第二开口12，并被配置为通过第二开口12喷射控制流体。总体来说，一个致动器22可以联接至一个或多个开口12。如图1示意性所示，第二流动控制致动器22可以经由管道连接至第二开口12。第二流动控制致动器22可以联接至加压控制流体源(未被示出)。例如，在飞行器100中，第二控制致动器22可以联接至飞行器100的发动机110的放气接口。仅在图1中以方框示意性示出的第二流动控制致动器22可以包括被配置为控制控制流体的体积流量的流动控制结构，例如阀瓣等。由此，第二流动控制致动器22在启用时可以通过第二开口12喷射控制流体的射流。例如，第二开口12可被限定为使得控制流体以相对于流体表面1a的预定角度(例如，小于或等于90度且大于或等于10度的角度)喷射。因此，第二开口12形成流动表面1a的第二喷射或致动部位。替代地，第二流动控制致动器22可以被实现为等离子体致动器，其包括被配置为产生等离子体的一排第二电极结构(未被示出)，其中第二电极结构在流动表面1a(即第一表面2a)上被设置为在第一方向上彼此间隔开，并且在第二(弦向)方向t1上与第一电极结构间隔开。因此，总体来说，第二流动控制致动器22在沿第一方向l1彼此间隔开的一排第二致动部位12处联接至流动表面1a。

一组第三流动控制致动器23包括多个流动控制致动器，该流动控制致动器的数量可以对应于第三开口13的数量。第三流动控制致动器23联接至第三开口13，并被配置为通过第三开口13喷射控制流体。总体来说，一个致动器23可以联接至一个或多个开口13。如图1示意性所示，第三流动控制致动器23可以经由管道连接至第三开口13。第三流动控制致动器23可以联接至加压控制流体源(未被示出)。例如，在飞行器100中，第三流动控制致动器23可以联接至飞行器100的发动机110的放气接口。仅在图1中以方框示意性示出的第三流动控制致动器23可以包括被配置为控制控制流体的体积流量的流动控制结构，例如阀瓣等。由此，第三流动控制致动器23在启用时可以通过第三开口13喷射控制流体的射流。例如，第三开口13可以被限定为使得控制流体以相对于流体表面1a的预定角度(例如，小于或等于90度且大于或等于10度的角度)喷射。因此，第三开口13形成流动表面1a的第三喷射或致动部位。替代地，第三流动控制致动器23可以被实现为等离子体致动器，其包括被配置为产生等离子体的一排第三电极结构(未被示出)，其中第三电极结构在流动表面1a(即第一表面2a)上被设置为在第一方向l1上彼此间隔开，并且在第二(弦向)方向t1上与第一电极结构间隔开。因此，总体来说，第三流动控制致动器23在沿第一方向l1彼此间隔开的一排第三致动部位13处联接至流动表面1a。

在图1中，第一致动器21、第二致动器22和第三致动器23作为分离的结构被示例性和示意性示出。然而，应理解的是，一个或多个致动器21、22、23也可以彼此联接以形成共同的结构。例如，第一致动器21和第二致动器22以及可选的第三致动器也可以集成为形成流体振荡器，例如de102015226471a1中所述的流体振荡器。

控制器3仅在图1中以方框示意性示出，并且可以包括诸如cpu、fpga或asic的处理单元(未被示出)以及诸如闪存、硬盘驱动器等可由处理单元读取的非易失性数据存储器(未被示出)。控制器3被配置为产生控制命令(例如，通过处理单元)，并在输出接口32处提供这些命令。可选地，控制器3可以包括用于接收外部源的数据的输入接口31。例如，控制器3可以基于在输入接口31处接收到的输入数据来产生控制命令。替代地或补充地，控制器3可以基于从数据存储器接收到的数据来产生控制命令。

如图1示意性所示，控制器3通信地连接至第一流动控制致动器21、第二流动控制致动器22以及可选的第三流动控制致动器23，以及给定的任何其他可选的流动控制致动器。控制器3可通过有线数据连接件(例如，经由bus系统)连接至致动器21、22、23。在图1中，控制器3被示例性示出为集成到流动主体1中。应理解的是，控制器3也可以与流动主体1分开实现和设置。例如，控制器3可以是飞行器100的控制系统的一部分。

可选的传感器装置4可以包括一个或多个传感器，其中这些传感器中的至少一个(例如，皮托管)被配置为捕获沿着流动表面1流动的流体流s的自由流速度。在图1的例子中，传感器装置4设置在流动主体1的前缘2处。总体来说，传感器装置4设置在一排第一开口11的关于第二(弦向)方向t1的上游。传感器装置4还可包括用于捕获流体流s相对于第二方向t1的迎角α的一个或多个传感器。如图1示意性所示，控制器3通信地连接至传感器装置4，并且被配置为基于所捕获的传感器数据、特别是基于所捕获的自由流速度来控制致动器21、22、23。应理解的是，传感器装置4也可以与流动主体1分开实现和设置。例如，传感器装置4可以是飞行器100的传感器系统的一部分。

图3以更示意的方式示出了流动主体1，并且在视图(a)至(f)中示出了当执行主动流动控制的方法时沿着流动主体1的流动表面1a流动的流体流s的后续状态。下面将参照如上所述的流动主体1更详细地说明该方法。总体来说，喷射控制流体的步骤是通过借助于控制器3控制第一致动器21、第二致动器22或第三致动器23(如果适用)来执行的。在下文中，其被称为包括被配置为通过流动表面1a的相应开口11、12、13喷射控制流体的流动控制致动器21、22、23的流动主体系统10。然而，该方法不限于此，并且可以使用任何其他类型的流动控制致动器，例如，等离子体致动器或其他致动器，其联接至流动表面1a的致动部位并被配置为将涡流结构和局部高速场引入到沿着流动表面1a流动的流体流中。图3的流动主体1包括作为第一致动部位的一个或多个第一开口11和作为第二致动部位的一个或多个第二开口12。此外，图3的流动主体系统10包括第一致动器21和第二致动器22。

如图3的视图(a)所示，在第一步中，控制器3控制第一流动控制致动器21以在第一预定时间段内通过第一开口11将控制流体喷射到流体流s中。由此，将图3中的虚线所示的第一涡流结构v1引入到流体流s中。第一涡流结构v1特别地可以是所谓的马蹄形涡流，其具有头部涡流vh1和横向于头部涡流vh1延伸的两个纵向涡流vl1、vl2。因此，第一涡流结构v1的形状类似于马蹄的形状。头部涡流vh1和纵向涡流vl1、vl2限定了流体流s中的第一局部速度场f1，该第一局部速度场f1中的流体的速度比在围绕第一涡流结构v1的边界层中的高。

如图3的视图(b)示意性所示，第一涡流结构v1沿着第二(弦向)方向t1向下游传送。在图3的视图(c)中，示出了第一涡流结构v1的头部涡流vh1已经传送到第二开口12下游的位置。因此，第一局部速度场f1存在于第二开口12的上游和下游。当第一涡流结构v1的头部涡流vh1已经随着流体流s传送到第二喷射或致动部位12的下游时，控制器3控制第二流动控制致动器22以通过第二开口22将控制流体喷射第二预定的时间量。由此，第二涡流结构v2、特别是马蹄形涡流被引入到第一局部速度场中f1。控制器3可以例如基于由可选的传感器装置4捕获的自由流速度来启用第二致动器22。即，控制器3可以根据所捕获的自由流速度以及第一开口11和第二开口11之间在主体横向方向t1上的已知距离来确定第一涡流v1的头部涡流vh1到达第二开口12需要的时间。还可以提供固定的或预定的延迟，即，在控制第一致动器21之后控制第二致动器22的固定的时间流逝。

如图3的视图(e)和(f)所示，第二涡流结构v2跟随第一涡流结构v1向下游行进或传送，从而给流体流s的边界层增能，这有助于防止流分离。该方法的特别有利的是将第二涡流结构v2引入到第一涡流结构v1的局部高速场中，因为这允许产生具有减小的传送损耗的第二涡流结构，这尤其增加了第二涡流结构v2的寿命。另一个益处根据图4变得更明显，图4示出了与图3的视图(d)的时间点对应的流动表面1a的俯视图。如图4示意性所示，第一涡流结构v1在向下游传送时变宽。特别地，第一涡流结构v1的纵向涡流vl1随着与第一开口11距离的增加而彼此远离地漂移。这易于使第二涡流结构v2被置于例如第一局部速度场f1中，例如当流体流s的流动方向与第二方向t1不一致时。此外，通过使通过第一开口11喷射控制流体的第一预定时间段足够长并且通过足够晚地开始通过第二开口12喷射控制流体，将第二涡流结构v2置于第一局部速度场f1中更加容易。这允许省去测量第一涡流结构v1的头部涡流vh1的传送的复杂的测量设备。

图5示例性示出了流动主体1在视图(a)、(b)和(c)中的三个后续时间点的俯视图，其中，流动主体1包括例如图1所示的第一开口11、第二开口12和第三开口13，或者总体包括致动部位。除了参照图3至图4描述的方法之外，当第一涡流结构v1的头部涡流vh1已经随着流体流s传送到第三喷射部位13下游的位置时，控制器3还控制第三致动器23通过第三开口13喷射控制流体。在图5的例子中，在视图(b)中，第一涡流结构v1的头部涡流vh1已经传送到第二开口12的下游，并且在该示例性情况下也已经传送到第三开口13的下游，并且控制器已经启用了第二致动器22来喷射流体，以便如上所述向第一局部速度场f1中产生第二涡流结构v2。如图5的视图(c)中所示，控制器3可以在启用第二致动器22之后但是在第二涡流结构v2的头部涡流vh2到达第三开口13或致动部位之前启用第三致动器23以通过第三开口13喷射控制流体以引入第三涡流结构v3。然而，当第一涡流结构v1的头部涡流vh1已经传送到第三开口13的下游时，也可以同步地启用第二致动器22和第三致动器23。替代地，控制器3也可以在通过引入第二涡流结构v2而产生的第二局部速度场f2已经传送到第三致动部位13的下游之后，在第二流动控制致动器22之后启用第三流动控制致动器23以将第三涡流结构v3引入到第一局部速度场f1中。根据图5的视图(c)变得清楚的是，可以容易且可靠地产生一系列连续的涡流，由于第一局部高速场f1，这些涡流被高度增能并因此是稳定的。

图6示意性示出了在后续的时间步长中的流动主体1的俯视图(a)至(d)，其中，流动主体1包括第一开口11、第二开口13和第三开口13或致动部位。图6的视图(a)和(b)基本上对应于图5的视图(a)和(b)。即，当第一涡流结构的第一头部涡流vh1已经通过第二开口12时，将呈马蹄形涡流形式的第二涡流结构v2引入到第一局部速度场f1中。如图6的视图(c)所示，第一涡流结构v1的头部涡流vh1进一步向下游传送，并且第二涡流结构v2的头部涡流v2朝着第三开口13向下游传送。此外，当第一头部涡流已经传送到第二开口或致动部位12的下游时，可以在某个时间点停用第一致动器21。因此，从图6的视图(c)可以看出，第一速度场f1也向下游传送。

如图6的视图(d)所示，与图5不同，第三涡流结构v3没有被引入到第一局部速度场f1中，而是引入到由第二涡流结构v2产生或限定的第二局部速度场f2中。因此，当第二涡流结构v2的头部涡流vh2已经随着流体流s传送到第三喷射部位13的下游时，控制器3控制第三致动器23喷射控制流体。在图6的示例性视图(d)中，第一局部速度场f1已经传送到第三开口或致动部位13的下游。也就是说，在第一局部速度场f1已经传送到第三致动部位13的下游之后，将第三涡流结构v3引入到第二局部速度场f2中。然而，也可以在第一局部速度场f1仍然存在于第三致动部位13的上游时将第三涡流结构v3引入到第二局部速度场f2中。

图6的视图(e)示出了比图6的视图(d)更晚的时间点。可以看出，第二涡流结构的头部涡流vh2由于其高度增能的状态已经迅速赶上了第一涡流结构v1的头部涡流vh1，并且第三涡流结构v3的头部涡流vh3在第二涡流结构v2的第二局部速度场f2内向下游传送。

此外，图6的视图(e)和(f)示出了该方法的可选的其他步骤。通过比较图6的视图(b)和(c)变得清楚的是，控制器3可以在第一预定时间段或使第一致动器21的头部涡流vh1到达并至少通过第二开口12的足够长的时间量之后控制第一致动器21停止喷射控制流体。类似地，如通过比较图6的视图(d)和(e)变得清楚的是，控制器3可以在第二预定时间或使第二涡流结构v2的头部涡流vh2到达并通过第三开口13的足够长的时间量之后控制第二致动器22停止喷射控制流体。如图6的(e)示意性所示，控制器3还可以在第一时间段之后控制第一致动器21以通过第一开口喷射控制流体。由此，第四涡流结构v4进入流体流s。控制器3还控制第三致动器23以在第三预定时间段或使第四涡流结构v4的头部涡流vh4传送到第三喷射部位13的下游的足够长的时间期间连续地喷射控制流体或总体来说产生第三局部速度场f3。由于第三涡流结构v3产生第三局部高速场f3，因此当通过第三开口13时，第四涡流结构v4的头部涡流vh4被增能并因此被稳定。由此，第四涡流结构v4可以进一步向下游行进，从而有助于给流体流s的边界层增能。

图7示意性示出了其中用水平轴示出时间并且用垂直轴示出控制流体的体积流量(相对于最大可能体积流量的百分比)的图。在图7中，虚线l21表示由第一致动器21引起的控制流体的体积流量，实线l22表示由第二致动器22引起的控制流体的体积流量，点划线l23表示由第三致动器23引起的控制流体的体积流量。应理解的是，在图7中，线l21、l22和l23示出了致动器21、22、23随着时间的启用状态，并且通过启用在流动表面1a的相应的致动部位11、12、13处的致动器21、22、23产生的涡流结构和速度场需要一定的传送时间来到达后续的致动部位12、13。在图7中，与图6对应的状态(a)至(f)沿着水平轴示出。

如图7所示，首先，控制第一致动器21以在第一时间段t1内喷射控制流体，以通过引入第一涡流结构v1而产生第一局部速度场f1(图6的视图(a))。在第一时间段t1结束之前，控制第二致动器22以在第二时间段t2内喷射控制流体，以将第二涡流结构v2引入到第一局部速度场f1中(图6的视图(b)和(c))。在第二时间段t2结束之前，控制第三致动器23以在第三时间段t3内喷射控制流体，以将第三涡流结构v3引入到由第二涡流结构v2产生的第二局部速度场f2中(图6的视图(d)和(e))。在启用第三致动器23之后不久，再次控制第一致动器21喷射控制流体，以产生第四涡流结构v4(图6的视图(e))。第三时间段t3足够长，使得当第三致动器23仍通过第三开口13喷射控制流体时，第四涡流结构v4的头部涡流vh4到达并通过第三开口13(图6的视图(f))。可以控制第一致动器21喷射控制流体，以便在第四时间段t4内产生第四涡流结构v4，第四时间段t4可以对应于第一时间段t1。如图7所示，可选地，可以通过参照图6描述的再次引入第二涡流结构v2和第三涡流结构v3来重复该循环，其中第四涡流结构v4和对应的局部速度场对应于第一涡流结构v1。

图8a、图8b、图9a和图9b示出了在实验装置中获得的一系列piv图像(piv是术语“粒子图像测速(particleimagevelocimetry)”的缩写)，并且用来进一步示出本发明的技术效果和益处。在图8a、图8b、图9a和图9b所示的实验装置中，空气流以大约30m/s的自由流速度沿着平坦的流动表面1a流动。流动表面1a包括作为第一致动部位的第一开口11和作为第二致动部位的第二开口12，其中第二开口12在第二方向t1上与第一开口11间隔开20mm，第二方向t1对应于第一开口11的空气流的流动方向。可以通过第一开口11和第二开口12喷射作为控制流体的空气射流，以将涡流和局部速度场引入到流体流中。因此，实验装置基本上对应于图3和图4所示的流动主体系统10。当然，基本概念也适用于其余附图中所示的系统10和方法。

图8a示出了开始通过第一开口11喷射空气之后1.33ms的状态。从图8a中可以看出，被引入到空气流边界层中的第一涡流结构v1的头部涡流vh1已经随着流向下游(即，第二开口12的下游)传送了约为40mm的距离d11-1.33ms。在图8a中可以通过代表喷射的控制流体的图像的较暗颜色来识别头部涡流vh1。此外，在图8a中可以看出，靠近流动表面1a存在局部速度场f1，该局部速度场中的流体的速度比在周围边界层中的高。局部速度场f1是由通过借助于第一开口连续地喷射空气来引入第一涡流结构v1而产生的。

图8b示出了图8a之后的状态，即通过第一开口11开始喷射空气之后2.0ms。可以看出，第一涡流结构v1的头部涡流vh1已经向下游进一步进行了传送，即，在第一开口11的下游传送了大约60mm的距离d11-2ms。可以看出，第一涡流结构v1的头部涡流vh1的尺寸增加了，这对应于涡流v1中能量密度的减小。由于在图8b所示的状态下仍然通过第一开口11喷射空气，因此在第一开口11与第一涡流结构v1的头部涡流vh1之间仍然存第一速度场f1。

图9a示出了图8b所示的状态之后的状态，即在通过第二开口12开始喷射空气之后1.33ms。在图9a中可以看出，通过第一开口11喷射空气而产生的速度场f1仍然存在，并且第一涡流结构v1的头部涡流vh1已经向下游进一步进行了传送并且已经被大量消散。通过借助于第二开口12喷射空气，具有第二头部涡流vh2的第二涡流结构v2已经被引入到第一速度场f1中。

在图9a中可以看出作为第二开口12下游的暗区的第二头部涡流vh2。特别地，第二头部涡流vh2已经在第二开口12的下游传送了大约53mm的距离d12-1.33ms。与示出了在通过第一开口11喷射空气之后的相同时间之后的第一头部涡流vh1的图8a相比，第二头部涡流vh2比第一头部涡流vh1进一步传送了约13mm。可以确定第一头部涡流vh1以大约30m/s的速度传送，而第二头部涡流vh2以大约40m/s的速度传送。因此，通过将第二涡流结构v2引入到第一涡流结构v1的局部速度场f1中，第二涡流结构v2的传送速度以及总体来说的能量密度明显增加。

图9b示出了图9a所示状态之后的状态，即在通过第二开口12开始喷射空气之后2.0ms。可以看出，第一头部涡流vh1几乎被完全消散。通过第一开口11的空气的喷射已经停止。因此，第一局部速度场f1的上游端从第一开口11向下游传送。在图9b中，第二头部涡流vh2已经从第二开口12向下游传送了总计约79mm的距离d12-2ms。与示出了在通过第一开口11喷射空气之后的相同时间之后的第一头部涡流vh1的图8b相比，第二头部涡流vh2比第一头部涡流vh1进一步传送了约19mm。

从图9a和9b与图8a和图8b的比较，还可以看到，第二头部涡流vh2比第一头部涡流vh1保持更靠近流动表面1a，第一头部涡流vh1倾向于侧向跟踪靠近流动表面1a的边界层。由于第二头部涡流vh2保持靠近流动表面1a，因此空气流的边界层被更有效地增能，这有助于防止流分离。

通过直接比较图8a和图9a，可以看出，通过第一开口11喷射空气之后1.33ms的第一头部涡流vh1具有与通过第二开口11喷射空气之后1.33ms的第二头部涡流vh2大致相同的尺寸。类似地，通过比较图8b和图9b，可以看出，通过第一开口11喷射空气之后2.0ms的第一头部涡流vh1具有与通过第二开口11喷射空气之后2.0ms的第二头部涡流vh2大致相同的尺寸。然而，应注意的是，与第一头部涡流vh1相比，第二头部涡流vh2在相同时间行进了更长的距离。由于涡流vh1、vh2向下游沿着其路径损失能量，因此可以得出结论：第二头部涡流vh2具有更高的能量密度，因此可以更好地给边界层增能。

在前述详细描述中，出于简化本公开的目的，在一个或多个例子中将各种特征组合在一起。应理解的是，以上描述旨在是说明性的，而不是限制性的。它旨在涵盖所有替代、变型和等效物。在查看以上说明书之后，许多其他例子对于本领域技术人员而言将是显而易见的。特别地，针对座椅模块和飞机基础设施描述的实施方式和构造可以相应地应用于根据本发明的航空器或航天器以及根据本发明的方法，反之亦然。

选择和描述实施方式是为了最佳地说明本发明的原理及其实际应用，从而使本领域的其他技术人员能够最佳地利用本发明以及具有适合于预期的特定用途的各种变型的各种实施方式。在所附权利要求书和整个说明书中，术语“包含”和“在其中”分别用作相应术语“包括”和“其中”的简明等效表述。此外，在本案中，“一”或“一个”并不排除多个。