Узел отклоняемого носка крыла

 

Изобретение относится к авиации. Носок крыла 16 предназначен для сверхзвуковых транспортных самолетов. В убранном положении носок образует нижнюю поверхность носка крыла вплоть до горизонтального центра радиуса скругления носка. На минимальной скорости носок перемещается вперед и поворачивается вниз. Направленный вверх изгиб носка закрылка вызывает срыв потока в вихревое течение на верхней поверхности закрылка. Закругленная форма верхнего неподвижного носка обеспечивает условия для управляемого восстановления безотрывного обтекания потока на верхней поверхности крыла, что стабилизирует завихрение, которое создает подъемную силу и продольный момент на кабрирование. Механизм 27 для перемещения вихревого закрылка состоит из двух опор 24 по размаху крыла с двумя расходящимися прямыми направляющими 64 и 68 каждая и привода 62 для винта в центре панели закрылка 29. Перемещение закрылка по существу нормальное к аэродинамическим нагрузкам и поэтому требует лишь небольших приводных усилий. Изобретение направлено на создание максимальной подъемной силы при минимальной скорости, снижение углового пространственного положения для коэффициента подъемной силы и улучшение аэродинамического качества. 14 з.п. ф-лы, 10 ил.

Раскрываемое здесь изобретение было сделано для выполнения работы по контракту с NASА (Национальный комитет по аэронавтике и исследованию космического пространства, США) NAS 1-19360 и является объектом обеспечения раздела 305 Акта по Национальной аэронавтике и исследованию космического пространства 1958 г. (42 U.S. С.2457).

Область техники, к которой относится изобретение Настоящее изобретение касается закрылков для самолетов, в частности отклоняемых носков крыла для сверхзвукового самолета.

Предпосылки создания изобретения Сверхзвуковые самолеты являются объектом конкурирующих задач конструирования. Одна задача заключается в обеспечении самолета, который эффективно летает на крейсерском режиме со сверхзвуковыми скоростями. Эта задача требует доведения до минимума расхода топлива и лобового сопротивления самолета на сверхзвуковых скоростях при полетах на крейсерском режиме. Для выполнения этой задачи крылья сверхзвуковых самолетов имеют существенную направленную назад стреловидность, то есть крылья имеют сильную стреловидность по направлению к хвостовому оперенью самолета. Сильное увеличение угла стреловидности крыльев минимизирует лобовое сопротивление путем сохранения существенной части передней кромки крыльев внутри конуса возмущений на максимальном крейсерском числе М самолета, которое делает воздушный поток над значительной частью крыльев дозвуковым. Это позволяет закруглять переднюю кромку весьма стреловидной части крыльев.

Эффективность сверхзвуковых самолетов на крейсерских скоростях дополнительно повышается благодаря обеспечению сверхзвуковых самолетов крыльями, которые в общем имеют короткий размах крыла и небольшие относительные удлинения. Коэффициент подъемной силы, создаваемый такими крыльями, низкий для данного угла атаки. Хотя и низкий, коэффициент подъемной силы является достаточным при полете на крейсерском режиме, поскольку сверхзвуковой самолет летит с такими высокими скоростями, что для создания существенной подъемной силы при полете на крейсерском режиме требуется лишь относительно небольшой коэффициент подъемной силы.

К сожалению, стреловидные крылья, имеющие короткий размах и маленькие относительные удлинения, неблагоприятно влияют на другую задачу конструирования, а именно заход на посадку с низкой скоростью, посадку и взлет. Низкие скорости при заходе на посадку, посадке и взлете необходимы для снижения до минимума требований к длине взлетно-посадочной полосы и для повышения безопасности. Для создания элемента достаточной подъемной силы на низких скоростях сверхзвуковой самолет должен лететь при большом угле атаки. Полет самолета при большом угле атаки имеет несколько недостатков.

Во-первых, существуют геометрические недостатки и недостатки ориентирования. Большие углы атаки делают трудным для пилотов видеть за носом самолета в направлении движения. Кроме того, большие углы атаки требуют длинные опоры шасси для гарантии, что хвостовое оперенье самолета не заденет землю при посадке или взлете.

Во-вторых, имеются недостатки лобового сопротивления и устанавливания тяги двигателя. Большие углы атаки создают большое лобовое сопротивление, требующее работы двигателя на высоких уровнях мощности. Это снижает взлетный вес самолета для данной величины двигателя и, следовательно, возможности полезной нагрузки и дальности полета. Установки высокой тяги двигателя, кроме того, увеличивают расход топлива, а также шум двигателя и реактивной струи. Увеличение шума происходит во время взлета и посадки. Это происходит, когда сверхзвуковой самолет находится вблизи аэропорта и на малой высоте, приводя к неблагоприятному воздействию на окружающее население.

Наконец, существуют недостатки управления. При высоких углах атаки на верхней поверхности носков корневых частей крыльев сверхзвуковых самолетов образуется завихрение. Завихрение обычно нестабильно, оно меняется по размеру, местоположению вдоль хорды и точке срыва в направлении размаха. Более того, колебания часто бывают не симметричны на одном и другом крыльях. Нестабильность завихрений вызывает полет в болтанку, а асимметрия завихрений создает проблемы управления.

Один способ увеличения подъемной силы крыла и, таким образом, снижения угла атаки самолета на низких скоростях, заключается в увеличении эффективной длины хорды профиля крыла и (или) кривизны крыла. Обычно это выполняют, используя отклоняемые носки и закрылки крыльев.

Были сделаны различные предложения в отношении использования отклоняемых носков крыльев для преднамеренного создания стабильного завихрения на крыльях сверхзвукового самолета, летящего с низкими скоростями, для уменьшения проблем управления и угловой ориентации. В одном таком проекте предлагают использовать шарнирный отклоняемый носок крыла, способный отклоняться вниз и вверх. Во время условий набегаемого потока при более низких углах атаки закрылок отклоняется вниз с целью производства увеличенной подъемной силы на низких скоростях. При больших углах атаки, при которых существует значительный риск формирования завихрения, закрылок отклоняется вверх, создавая большое расхождение между углом притекания и передней кромкой закрылка, что намеренно приводит к образованию завихрения.

Существуют две проблемы, связанные с вышеприведенным предложением. Во-первых, закрылок не определяет заднюю границу завихрения. Следовательно, размер и местоположение завихрения на крыле изменяются, то есть становятся нестабильными, неблагоприятно влияя на характеристики управления и устойчивости летательного аппарата. Во-вторых, когда закрылок изменяет положение от отклонения книзу к отклонению кверху, возникают значительные потери подъемной силы. Хотя потери подъемной силы временные, они создают опасную ситуацию. Опасная ситуация, в частности, причиняет беспокойство, поскольку закрылок меняется, и, таким образом, потери подъемной силы наиболее вероятно возникают, когда самолет летит низко над землей, например, после взлета или незадолго до приземления.

Другое предложение касалось использования интерцептора передней кромки, также называемого аэродинамическим гребнем завихрений. Интерцептор передней кромки содержит закрылок, который поворачивается вверх от нижней поверхности крыла до положения поперек набегающему воздушному потоку, инициируя завихрение позади закрылка. Из-за того, что интерцепторы передних кромок создают высокое лобовое сопротивление, их обычно не применяют в течение большинства стадий полета. Интерцепторы передних кромок обычно используют для создания продольного момента на кабрирование во время отрыва переднего колеса на разбеге и выравнивания при посадке.

Еще одно предложение заключается в обеспечении отклоняемого носка крыла, который поворачивается вниз и вперед от нижней поверхности крыла. Такие закрылки известны как носовые щитки Крюгера. Носовые шитки Крюгера сначала поворачиваются через положение поперек набегающему воздушному потоку. После поперечного положения закрылки продолжают поворачиваться до тех пор, пока периферическая кромка закрылков не будет направлена по диагонали вниз и вперед относительно передней кромки крыла. Существуют две проблемы, связанные с этим предложением. Первая состоит в том, что закрылок требуется поворачивать на большой угол, обычно порядка 140^o. Это сложно механизировать даже на сравнительно толстых крыльях, применяемых в дозвуковых самолетах. Особенно трудно или даже невозможно механизировать этот процесс в случае сравнительно тонких крыльев, применяемых в сверхзвуковых самолетах. Вторая состоит в том, что поскольку закрылки поворачиваются поперек набегающему воздушному потоку, они требуют наличия приводной системы, способной создавать очень большие приводные усилия.

Настоящее изобретение направлено на преодоление вышеизложенных, а также других проблем, связанных с использованием отклоняемых носков крыла на крыльях сверхзвуковых самолетов с целью увеличения подъемной силы на низких скоростях.

Сущность изобретения В соответствии с настоящим изобретением обеспечены вихревые закрылки для крыла сверхзвукового самолета. Вихревые закрылки идеально пригодны для использования на закругленной передней кромке внутреннего гребня и профиле на середине размаха крыла в форме двух наложенных друг на друга треугольников. Они не предназначены для использования во внешней секции такого крыла, потому что стреловидиость по передней кромке слишком низкая (<55) для образования завихрения на передней кромке, а острая передняя кромка слишком тонкая для приспособления закрылка. На крыле стреловидного типа, имеющем цельную переднюю кромку, которая закруглена, и однородную стреловидиость, превышающую 55^o, вихревой закрылок можно использовать от корневой части крыла до законцовки.

В соответствии со следующими аспектами данного изобретения вихревые закрылки образованы с помощью узлов вихревых закрылков передних кромок, каждый из которых включает в себя верхнюю фиксированную панель обшивки носка, имеющую один конец (задний конец), прикрепленный к переднему лонжерону крыла самолета. Внешняя верхняя поверхность заднего конца панели обшивки носка закрыта обтекателем в наружную обшивку крыла. Другой или передний конец наружной верхней поверхности панели обшивки носка изогнут выпукло по направлению вниз, образуя изогнутую книзу переднюю кромку.

Каждый узел вихревого закрылка передней кромки кроме того, включает в себя панель закрылка, связанную с каждым неотклоняемым носком. Панель закрылка может перемещаться между вытянутым и втянутым положениями относительно неотклоняемой панели обшивки носка. Один конец наружной нижней поверхности панели закрылка изогнут выпукло по направлению вверх для образования изогнутой кверху передней кромки. В убранном положении передняя кромка панели закрылка примыкает к передней кромке неотклоняемой панели обшивки носка. В частности, в убранном положении передняя кромка панелей закрылков по существу выровнена по касательной с передней кромкой неотклоняемой панели обшивки носка. Выравнивание по касательной таково, что передняя кромка крыла сверхзвукового самолета, включающая узел отклоняемого носка, закруглена. В выпущенном положении передняя кромка панелей закрылков располагается внутри и ниже передней кромки неотклоняемой панели обшивки носка.

Исполнительный механизм, связанный с каждой панелью закрылка, подсоединяет панель закрылка к панели обшивки носка для этого узла вихревого закрылка и перемешает панель закрылка относительно передней кромки. В частности, исполнительный механизм перемещает панель закрылка между убранным и выпущенным положениями. Перемещение панели закрылка осуществляется поступательным и вращательным образом. Во время выпускания передняя кромка панели закрылка перемещается от передней кромки панели обшивки носка по направлению вперед и вниз. Во время убирания передняя кромка панели закрылка возвращается в положение, смежное с панелью обшивки носка.

В соответствии с другими аспектами данного изобретения узел вихревого закрылка передней кромки включает в себя два ребра жесткости на панель закрылка. Ребра жесткости расположены внутри от кромок панели закрылка на расстоянии, равном примерно 25% от размаха закрылков от кромок панели закрылка. Ребра жесткости прикреплены к переднему лонжерону крыла. Ребра жесткости обеспечивают опору для неподвижной панели обшивки носка, а также для исполнительного механизма закрылков.

В соответствии с еще одними аспектами данного изобретения каждый из исполнительных механизмов включает в себя две в общем прямые направляющие, по одной, прикрепленной к каждому из ребер жесткости. Направляющие колеи направляют перемещение связанной с ними панели закрылка при перемещении панели закрылка относительно панели обшивки носка.

В соответствии с еще одними аспектами данного изобретения каждый из исполнительных механизмов также включает в себя второй комплект из двух в общем прямых направляющих, прикрепленных к панели закрылка. Этот второй комплект направляющих также направляет перемещение связанной с ними панели закрылка.

В соответствии с еще одними аспектами данного изобретения каждый исполнительный механизм включает в себя приводной механизм, предназначенный для перемещения связанной с ним панели закрылка между ее выпущенным и убранным положениями.

Как будет легко понять из приведенного ниже описания, изобретение обеспечивает новые и усовершенствованные узлы вихревых закрылков передних кромок, которые идеально подходят для использования в крыле сверхзвукового самолета. Изгиб кверху передней кромки откидной панели закрылка гарантирует, что в этом месте происходит срыв потока, обеспечивая направленную против потока границу для завихрения у передней кромки, которая создается, когда выпускаются закрылки. Закругленный передний конец панели обшивки носка устанавливает направленную по потоку границу завихрения у передней кромки и управляет восстановлением безотрывного обтекания потока к верхней поверхности крыла или направленной по потоку границей для завихрения. Завихрение вращается против часовой стрелки при потоке, идущем против потока на верхней поверхности закрылка, и по потоку на верхней открытой границе. Поскольку передняя и задняя границы завихрения четко определены, завихрение стабильно. Использование механизма с двойными направляющими обеспечивает сильную опору без необходимости обеспечения больших приводных усилий. Временное повышение лобового сопротивления и (или) потеря подъемной силы не происходят, когда отклоняются панели закрылков, сделанные в соответствии с изобретением, поскольку передние кромки панелей закрылков перемещаются вперед и вниз, а не поворачиваются по дуге. Эти результаты выполняются в ограниченных пределах опорной конструкции сравнительно тонких крыльев сверхзвуковых самолетов.

Краткое описание чертежей Вышеизложенные аспекты и много сопутствующих преимуществ данного изобретения будет легче оценить, когда они станут понятными при чтении последующего подробного описания, приведенного совместно с прилагаемыми чертежами, на которых Фиг.1 представляет вид сверху части фюзеляжа и крыла самолета, включающей в себя узлы вихревого закрылка передней кромки, образованные в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг. 2 представляет вид в поперечном разрезе по линии 2-2 фиг.1, изображающий расположение внутреннего обеспечения большей части внешней секции вихревого закрылка середины размаха панели закрылка узла вихревого закрылка передней кромки при нахождении панели закрылка в убранном положении.

Фиг. 3 представляет вид в поперечном разрезе по линии 3-3 фиг.1, изображающий расположение внутреннего обеспечения большей части внешнего вихревого закрылка середины размаха панели закрылка узла вихревого закрылка передней кромки при нахождении панели закрылка в выпущенном положении.

Фиг. 4 представляет вид в поперечном разрезе по линии 4-4 фиг.1, изображающий приводной механизм закрылка узла вихревого закрылка передней кромки в убранном (сплошные линии) и выпущенном (пунктирные линии) положениях.

Фиг. 5 представляет увеличенный вид в поперечном разрезе передиего уплотнения, изображенного на фиг.2-4.

Фиг. 6 представляет увеличенный вид в поперечном разрезе заднего уплотнения, изображенного на фиг.2-4.

Фиг. 7 представляет изображение в перспективе части, показанной на фиг.2 и 3 каретки.

Фиг.8 представляет вид в поперечном разрезе по линии 8-8 фиг.2.

Фиг.9 представляет вид в поперечном разрезе по линии 9-9 фиг.2.

Фиг.10 представляет вид в поперечном разрезе по линии 10 - 10 фиг.2.

Подробное описание предпочтительного варианта осуществления изобретения Фиг. 1 иллюстрирует часть фюзеляжа 10 самолета, сконструированного для полетов на крейсерском режиме со свехзвуковыми скоростями. Кроме того, на фиг. 1 показана часть крыла 12, простирающегося от фюзеляжа самолета. Когда самолет летит на крейсерском режиме со сверхзвуковой скоростью, конус возмущений, показанный пунктирной линией 14, соосно обволакивает самолет. Вершина конуса расположена около носовой части самолета. Крыло 12 имеет обращенную назад сильную стреловидиость. В результате этого внутренняя часть крыла удерживается внутри конуса возмущений при максимальном крейсерском числе М самолета, в то время как внешняя часть крыла, которая простирается за пунктирную линию 14, лежит вне конуса возмущений. Иллюстрируемое крыло имеет три секции, углы стреловидности которых уменьшаются во внешнем направлении. То есть внутренняя секция имеет наибольшую стреловидность, с углом стреловидности примерно 75^o, средняя секция является близкой к наибольшей стреловидности и имеет угол стреловидности приблизительно 68^o, а внешняя секция имеет наименьшую стреловидность с углом стреловидности, равным примерно 48^o. Угол стреловидности каждой секции крыла 12 измеряют относительно линии, лежащей перпендикулярно продольной осевой линии самолета. Как показано, внутренняя и средняя секции находятся внутри конуса возмущений, а наружная секция лежит вне конуса возмущений.

Как описано ниже, узлы вихревых закрылков передней кромки 16 и 22, выполненные в соответствии с настоящим изобретением, расположены в части крыла 12, расположенной внутри конуса возмущений 14, то есть секции внутреннего и промежуточного размаха крыла. Воздушный поток вокруг части крыла 12 внутри конуса возмущений 14 является дозвуковым, тогда как воздушный поток вокруг части крыла снаружи конуса возмущений является сверхзвуковым. Для более эффективного образования подъемной силы часть крыла 12 внутри конуса возмущений 14 делают толще по сравнению с частью крыла вне конуса возмущений, и она имеет закругленную (дозвуковую) переднюю кромку. Поскольку часть крыла 12 внутри конуса возмущений 14 более толстая, эта часть крыла может обеспечивать большую конструктивную опору для узлов вихревых закрылков передней кромки, чем более тонкая часть крыла вне конуса возмущений. Обычно узлы отклоняемых носков 18, типа шарнирных отклоняемых носков крыла, можно подсоединять к внешней части крыла 12, где передняя кромка острая, а стреловидность не достаточная для создания стабильного завихрения передней кромки.

Выполненные в соответствии с данным изобретением узлы вихревых закрылков передней кромки включают в себя внутренние узлы вихревых закрылков передней кромки и узлы 16 вихревых закрылков среднего размаха. Внутренние узлы 22 вихревых закрылков прикреплены к секции крыла 12, имеющей наибольший угол стреловидности, то есть к внутренней секции. Узлы 16 вихревых закрылков среднего размаха прикреплены к промежуточной секции крыла. Внутренние узлы 22 вихревых закрылков по существу идентичны промежуточным узлам 16 вихревых закрылков среднего размаха. Основное отличие заключается в том, что внутренние узлы 22 вихревых закрылков, поскольку они размещены на аэродинамической поверхности более длинной хорды с большим соотношением толщины профиля, толще, чем узлы 16 вихревых закрылков среднего размаха. Узлы 16 вихревых закрылков среднего размаха сужаются по толщине, при самой тонкой секции, расположенной на внешнем конце. Показанные на чертежах секции взяты на наиболее внешнем конце узлов 16 вихревых закрылков среднего размаха и изображают наиболее критическую секцию для конструкционного обеспечения и имеющегося пространства.

Как показано на фиг.1, каждый узел вихревых закрылков 16 и 22 включает в себя пару внутренних разнесенных друг от друга нервюр 24, подсоединенных к переднему лонжерону 20 крыла 12. Каждая пара нервюр 24 простирается в общем перпендикулярно от переднего лонжерона 20 и обеспечивает опору для узлов 16 и 22 вихревых закрылков. Нервюры расположены внутрь от поперечных кромок связанного с ними узла закрылка на расстоянии, равном приблизительно 25% от ширины узла закрылка.

Рассмотрим фиг. 2 и 3, где каждый узел 16 вихревого закрылка включает в себя панель обшивки носка 26, исполнительный механизм 27, панель закрылка 29 и множество уплотнений. Панель обшивки носка 26 прикреплена и опирается на нервюры 24 описываемым ниже способом. Исполнительный механизм 27 подсоединяет панель закрылка 29 к панели обшивки носка 26 и также будет описан более подробно ниже, перемещает панель закрылка 29 относительно панели обшивки носка 26, как показано на фиг.3. Если не указано особо, элементы описываемых здесь узлов 16 и 22 вихревых закрылков изготавливают из материалов, обычно используемых для изготовления конструкций самолетов, таких как легкие высокопрочные металлические сплавы или составные материалы. Выбранные материалы должны быть совместимыми с температурой заторможенного потока, связанной с полетом на сверхзвуковой скорости с числом М 2-2,4 (250-360^oF) (121,11-182,22^oС). Кроме того, наружные аэродинамические поверхности должны отвечать критериям устойчивости к эрозии под влиянием дождя и града.

Панель обшивки носка 26 каждого узла закрылка 16 включает в себя внутренние ребра жесткости 24 и внешнюю обшивку 28, которая определяет верхнюю поверхность аэродинамического профиля. Как показано на фиг.8-10, каждая нервюра 24 представляет собой С-образный канал 31, который включает в себя вертикальную стенку 32 и верхний и нижний фланцы 34 и 36. Нервюры 24 ориентированы таким образом, что внутренние части каналов 31 каждой пары нервюр обращены друг к другу. Разнесенные друг от друга вертикальные поперечины 38 делят канал 31 на элементы (см. фиг.2 и 3), которые в общем имеют трапецеидальную форму. По существу круглые отверстия 40, 42 и 44, которые проходят сквозь вертикальную стенку 32 нервюр 24, показанные на фиг.2, включены для снижения веса и обеспечивают пути прохождения для кабелей, проводов, трубопроводов противообледенителя постоянного действия, элементов силовой передачи и других деталей, требующих прохождения через узлы вихревых закрылков. Задние торцы 46 нервюр 24 подсоединены к переднему лонжерону 20 крыла самолета, предпочтительно с помощью соединения болтами нервюр и фитингов, установленных на передней обшивке лонжерона и хордах переднего лонжерона.

Как лучше видно на фиг.3, высота вертикальной стенки 32 (фиг.8-10) нервюр 24 непостоянная. В частности, высота вертикальной стенки 32 уменьшается в направлении к переднему торцу 48 нервюр 24 до минимума в точке 50. Точка 50 расположена более чем на половине расстояния от заднего конца 46 до переднего конца 48 нервюр. Согласно этому высота вертикальной стенки 32 увеличивается в направлении к переднему торцу 48.

Ребра 24 поддерживают наружную обшивку 28, как показано на фиг.8 и 10. Наружная обшивка 28 представляет собой панель с сотовым заполнителем, которая включает в себя скошенный участок 52 более узкой толщины, где обшивка 28 соединяется с верхними фланцами 34 нервюр 24. Более конкретно, скошенные участки образованы в панелях с сотовым заполнителем, где обшивка соединяется с другими конструкциями. Предпочтительным способом крепления, предназначенным для прикрепления обшивки 28 к нервюрам 24, являются проникающие крепежные детали типа заклепок или болтов. Открытая периферия передней кромки наружной обшивки 28 также скошена для обеспечения исключения панели для уплонения сотового заполнителя и образования поверхности, предназначенной для установки переднего уплотнителя 156 (показанного на фиг.5) и описываемого ниже.

Рассмотрим фиг.2, где наружная верхняя поверхность обшивки 28 панели обшивки носка 26 изгибается выпукло по направлению вниз для образования изогнутой передней отдаленной от центра кромки 54. Задняя, или хвостовая, кромка обшивки 28 скошена вниз к участку 56 более узкой толщины для крепления к другим конструкциям. В частности, скошенный участок 56 крепится болтами к верхней передней хорде лонжерона 20.

Исполнительный механизм 27 включает в себя две пары направляющих и привод 62 (см. фиг.2 и 4). Пары направляющих в общем выровнены и прикреплены к нервюрам 24. Таким образом, каждая пара направляющих расположена примерно на 25% внутрь от поперечной кромки связанного с ними узла 16 или 22 вихревого закрылка. Привод расположен между парами направляющих в середине каждой панели закрылка. Пары направляющих направляют связанные с ними панели закрылков 29, когда они перемещаются относительно панели обшивки носка 26 с помощью приводов 62.

Каждая пара направляющих включает в себя верхнюю направляющую 64, подвижную каретку 66, нижнюю направляющую 68 и неподвижную каретку 70. Верхняя направляющая прямая и смонтирована на боковой стороне вертикальной стенки 32 связанной с ней нервюры 24, как показано на фиг.9 и 10. Как показано на фиг. 10, верхняя направляющая 64 имеет в общем прямоугольный канал 72, который включает в себя отверстие 74, направленное вниз к панели закрылка 29. Канал 72 и отверстие 74 проходят вдоль длины направляющей 64. Задний конец направляющей 64 прикреплен к нервюре 24 ниже отверстия 40, как показано на фиг.2.

Направляющая 64 наклонена вверх и вперед.

Рассмотрим фиг. 9 и 10, на которых верхняя направляющая 64 включает в себя верхний вертикальный фланец 76. Верхний вертикальный фланец 76 установлен напротив вертикальной стенки 32 нервюры 24 и прикреплен к ней. Верхняя направляющая включает в себя также множество разнесенных друг от друга в общем параллельных элементов жесткости углового соединения 78, которые проходят между верхним фланцем 76 и секцией 72 с формой прямоугольного поперечного сечения. (Для упрощения иллюстрирования на фиг.2 и 3 элементы жесткости углового соединения не показаны).

При особом рассмотрении фиг.9 видно, что каждый торец верхней направляющей 64 включает в себя торцевой фланец 80, который копланарен с верхним вертикальным фланцем 76. Торцевые фланцы 80 расположены рядом с вертикальной стенкой 32 нервюры 24 и прикреплены к ней. Нижние фланцы 80 также видны на фиг.2 и 3.

Рассмотрим фиг. 10, на которой показано, что горизонтальный фланец 82 проходит наружу от верхней направляющей 64 на участке направляющей, которая лежит между концевыми фланцами 80. Горизонтальный фланец 82 расположен в общем перпендикулярно концевым фланцам 80. Горизонтальный фланец 82 расположен под связанной с ним нервюрой 24, напротив нижнего фланца 36, и прикреплен к нему.

Элементы жесткости 78 и фланцы 76, 80 и 82 сделаны за одно целое с верхней направляющей 64. Фланцы 76, 80 и 82 прикреплены к нервюрам 24 с помощью крепежных деталей (не показанных), которые проникают через фланцы и примыкающие поверхности нервюр 24.

Подвижная каретка 66 смонтирована для перемещения внутри канала 72 верхней направляющей 64, как показано на фиг.2, 3 и 9. Фиг.7 представляет увеличенное изображение в перспективе, иллюстрирующее основные части подвижной каретки 66, перемещаемой от верхней направляющей 64. Подвижная каретка 66 включает в себя корпус каретки 84, четыре колеса 86 и крепежный узел 88. (Для ясности иллюстрации крепежный узел 88 на фиг.7 не показан).

Корпус каретки 84 имеет форму эллипса, если смотреть на него сбоку. В корпусе каретки имеется вертикальная прорезь, в которую установлен крепежный узел 88. Расположенные напротив друг друга штифты 90 выступают из плоских сторон корпуса каретки 84 с передней и задней ее сторон. Штифты 90 имеют снабженные резьбой торцевые отверстия 92, предназначенные для приема стопорных винтов (не показанных) для роликов 86. В частности, на каждом из штифтов 90 смонтирован ролик 86. Штифты 90, которые соосно проходят через каждый ролик 86, служат а качестве осей. То есть, ролики 86 могут вращаться вокруг штифтов 90. Ролики 86 предпочтительно включают в себя внутренние игольчатые роликовые или сферические подшипники (не показанные) для снижения трения. Установка четырех роликов 86 обеспечивает снижение усилий на направляющую 64. Ролики удерживаются на штифтах с помощью стопорных винтов, которые ввинчиваются в торцы штифтов.

Ролики 86 имеют диаметр, по высоте равный примерно высоте канала 74 в направляющей 64, как показано на фиг. 9. Рассматривая фиг.7, видим, что каждый ролик 86 соосно смонтирован на штифте 90. Более конкретно, каждый ролик 86 включает в себя центральное цилиндрическое отверстие 102. Ролики 86 удерживаются на штифтах 90 с помощью винтов, которые ввинчивают в отверстия для винтов 92 в штифтах 90.

Между осями (штифтами) 90 в корпусе каретки 84 образована прорезь 96. Прорезь проходит ортогонально осям. Через центр корпуса каретки 84 параллельно осям 90 и, таким образом, перпендикулярно прорези образовано цилиндрическое высверленное отверстие 98. Буртик 100 выступает перпендикулярно от обеих боковых сторон корпуса каретки 84 и коаксиально окружает входы в высверленное отверстие 98.

Обращаясь к фиг. 2, отметим, что крепежный узел 88 включает в себя изогнутый кверху конец 104 и конец 106 соединения с направляющей. Изогнутый конец 104 устанавливают в прорези 96 корпуса каретки 84 (см. фиг.7). Как показано на фиг. 9, изогнутый конец 104 вращающимся образом прикрепляют к корпусу каретки 84 с помощью поворотного шквореня 108, введенного через высверленные отверстия 98, расположенные по боковым сторонам корпуса каретки 84 (фиг. 7), и через отверстие в изогнутом конце 104 крепежного узла 88. Гайка 110, прикрепленная к концу шквореня 108 так, что находится напротив головки оси, удерживает шкворень во вставленном положении.

Моношаровой узел, содержащий внутреннюю канавку качения 112 и внешнюю канавку качения 114, вставлен в изогнутый конец 104 крепежного узла 88 с помощью прессовой или горячей посадки. Внутреннюю канавку качения 112 и внешнюю канавку качения 114 предпочтительно делают из стали. Поверхности внутренней канавки качения 112 и внешней канавки качения 114 покрывают нелипнущим материалом, типа ТЕFLОN (тефлон), или оставляют голый металл, используя консистентную смазку.

Вышеупомянутое моношаровое устройство позволяет крепежному узлу 88 поворачиваться относительно продольной оси поворотного шквореня 108 с низким коэффициентом трения. Кроме того, моношаровой узел позволяет элементу вращения 88 поворачиваться вокруг оси, перпендикулярной продольной оси поворотного шквореня 108 на несколько градусов.

На фиг. 2 показано, что передний конец 106 крепежного узла 88 простирается вперед относительно изогнутого конца 104 и подсоединяется к хвостовому концу панели закрылка 29 рядом и параллельно нижнему рельсу 68. В частности, передний конец 106 включает в себя в общем U-образный канал прямоугольной формы 116, который проходит от жесткого изогнутого конца 104. Нижняя поверхность U-образного канала 116 прикреплена болтами к хвостовому концу панели закрылка 29, используя локальную армированную пластину (не показанную).

Нижняя направляющая 68 образует канал, имеющий отверстие 120, направленное вверх к нервюре 24, как показано на фиг.8. Канал в общем имеет прямоугольную форму за исключением канавки 122, проходящей по центру вдоль основания канала.

Наружная часть нижней направляющей 68 соответствует в общей форме внутренней части канала в ней с одним принципиальным исключением. А именно, поддерживающая опора 124 проходит от каждого нижнего угла нижней направляющей 68. Каждая опора имеет в общем прямоугольное поперечное сечение и простирается в сторону от нижней направляющей 68, в направлении, в общем параллельном поперечной оси нижнего рельса. Каждая опора простирается вдоль длины нижней направляющей 68 и расположена над панелью закрылка 29, как будет описано ниже.

Неподвижную каретку 70 располагают внутри канала нижней направляющей 68. Неподвижная каретка 70 по существу идентична описанной выше подвижной каретке 66, с одним основным отличием. В данном случае неподвижная каретка 70 включает в себя крепежный узел 128, отличающийся от крепежного узла 88 подвижной каретки 66.

Крепежный узел 128 неподвижной каретки 70 включает в себя главную часть корпуса 130 и два фланца 132. Фланцы 132 в общем имеют прямоугольную форму и расположены прямо по центру над главной частью корпуса 130 крепежного узла 128. Фланцы 132 крепежного узла 128 присоединены к нижнему фланцу 36 нервюры 24 с использованием проникающих крепежных деталей, предпочтительно болтов.

Главная часть корпуса 130 крепежного узла 128 в общем имеет прямоугольное поперечное сечение. Главная часть корпуса 130 и два фланца 132 сделаны путем механической обработки из одной заготовки. Отдаленный конец главной части корпуса 130 сужается к закругленной вершине 134, как показано на фиг.2.

Кроме того, как описывалось в связи с подвижной кареткой 66, моношаровое устройство устанавливают на вершине 134 крепежного узла 128, используя прессовую или горячую посадку, как показано на фиг.8. Поворотный шкворень 108, укрепленный с помощью гайки 110, присоединяет неподвижную каретку к крепежному узлу 128. Моношаровое устройство позволяет неподвижной каретке 70 поворачиваться относительно продольной оси поворотного шквореня 108 с низким коэффициентом трения. Кроме того, моношаровое устройство позволяет поворотному элементу 88 поворачиваться вокруг оси, перпендикулярной продольной оси поворотного шквореня 108 на несколько градусов.

Привод 62 расположен по центру между нервюрами 24 в середине каждого узла закрылка 16, как схематически показано на фиг.1. Рассмотрим фиг.4, на которой каждый привод 62 включает в себя привод под прямым углом 136, винт 137, шариковую гайку 140 и соединительный элемент 142. Привод под прямым углом 136 прикреплен к переднему лонжерону 20 крыла 12 через фиттинги 21 на передней стороне лонжерона, используя болты.

Привод под прямым углом 136 получает вращательную энергию от ведущего вала 138. Ведущий вал 138 проходит в общем параллельно лонжерону 20 и подсоединен к механизму шарового привода 62 каждого узла закрылка 16 и 22. Вращение вала привода 138 выполняется с помощью блока силового привода (БСП) (не показанного), БСП можно размещать по центру между узлами закрылков 16 и 22, на крыле 12 или БСП можно размещать по центру в фюзеляже для привода узлов вихревых закрылков на обоих крыльях самолета. БСП в общем состоит из коробки передач и первичного и вторичного двигателя. Первичный двигатель предпочтительно представляет собой двигатель гидравлического типа, а вторичный двигатель является электрическим. В качестве альтернативы оба двигателя, первичный и вторичный, могут быть гидравлическими. Как отмечалось выше, крыло 12 включает в себя несколько различных секций, имеющих разные углы стреловидности. Это требует, чтобы ведущий вал 138 изгибался или изменял свое направление следования при переходе из одной секции крыла в другую. Для обеспечения возможности изгибаться ведущему валу 138 ведущий вал включает в себя передачи под углом с разъемами постоянной скорости (не показанными) в местоположениях, где стержень привода проходит из одной секции крыла в другую. Ведущий вал 138 проходит заднее наибольшее отверстие 40 (см. фиг.2) в нервюрах 24.

Шариковый винт 137 заделан одним концом вперед от привода под прямым углом 136, под углом между неподвижной панелью обшивки носка 26 и панелью закрылка 29, где винт ввинчен по центру через шариковую гайку 140. Как будет описано более подробно ниже, отдаленный конец винта 137 включает в себя ограничитель 144, который предотвращает расцепление шаровой гайки 140 с винтом 137.

Панель закрылка 29 шарнирно прикреплена к шариковой гайке 140 с помощью крепежного сцепления 146. Когда панель закрылка 29 выпускается и убирается, это крепежное сцепление 146 проходит не по прямой линии, даже если он направляется с помощью двух прямых направляющих 60. То, что крепежное сцепление 146 идет не по прямой линии, требует, чтобы винт 137 был способен поворачиваться на несколько градусов. Это осуществляется с помощью универсального или гомокинетического шарнира сбоку угловой передачи 136 (не показано). Внутренний универсальный или гомокинетический шарнир, кроме того, приспосабливает отклонения закрылка, обусловленные нагрузкой.

Соединительный элемент 142 имеет прямоугольное поперечное сечение канала. Горизонтальный фланец соединительного элемента 142 подсоединен болтами к армированному скошенному участку панели закрылка 29. (Как показано ниже, панель закрылка 29 сделана из панели с сотовым заполнителем). Задний конец соединяющего элемента 142 захватывает шариковую гайку 140 и вращающимся способом соединяется с шариковой гайкой с помощью двух штифтов 146 на противоположных сторонах шариковой гайки.

Как отмечалось выше, наружная обшивка 148 панели закрылка 29 образована из панели с сотовым заполнителем. Наружная обшивка 148 образует профиль поверхности обтекания или нижний передний контур крыла, когда закрылок убран (см. фиг. 2). Панель с сотовым заполнителем, образующая обшивку 148 панели закрылка 29, включает в себя несколько скошенных участков. Передняя, задняя и две боковые кромки скошены для образования сплошного элемента кромки, предназначенного для уплотнения панели и размещения уплотнителей. Кроме того, имеются два длинных и узких участка скоса, где две нижние направляющие 68 узла закрылка прикреплены к панели закрылка 29. Эти узкие участки скоса являются достаточно длинными для обеспечения установки крепежных узлов 88 подвижной каретки 66. Последний скошенный участок заднего конца промежуточной секции панели закрылка 29 обеспечивает установку соединительного элемента 142 между шариковой гайкой 140 и панелью закрылка 29. Установление нижних направляющих 68 для панели закрылка 29 требует ряда прокладок 150. Эти прокладки плотно расположены между изогнутой поверхностью панели закрылка 29 и фланцами 124 прямых нижних направляющих 68 (фиг.2 и 8). Эти прокладки 150 представляют собой квадратные металлические пластины переменной толщины. Закрепление направляющих 68 через прокладки 150 к панели закрылка 29 осуществляют с помощью заклепок или болтов.

Внешняя нижняя поверхность наружной обшивки 148 панели закрылка 29 изгибается выпукло вверх, образуя изогнутую переднюю кромку 154. Изогнутая передняя кромка 154 панели закрылка 29 по касательной соприкасается с изогнутой передней кромкой неподвижной панели носка 28, так что узел закрылка имеет закругленную гладкую переднюю кромку, когда панель закрылка 29 убрана.

Как упоминалось выше, исполнительный механизм 27 перемещает панель закрылка 29 относительно неподвижной панели носка 28. Это выполняется следующим образом. Начиная с момента, когда панель закрылка 29 находится в полностью убранном положении, показанном на фиг.2 и 4, привод под прямым углом приводится в действие так, чтобы поворачивать винт 137 в первом направлении, которое вызывает перемещение вперед шаровой гайки 140 вдоль длины шарового винта. Перемещение шаровой гайки 140 толкает соединяющий элемент 142 вперед, который в свою очередь толкает вперед панель закрылка 29.

При толкании панели закрылка 29 вперед нижняя направляющая 68 (см. фиг. 2) движется вперед вместе с панелью закрылка. Когда нижняя колея 68 движется вперед, нижняя направляющая скользит по неподвижной каретке 70, как показано на фиг.3. При скольжении нижней направляющей 68 вперед подсоединенный к ней крепежный узел 88 тянет подвижную каретку 66 вперед. Это вызывает скольжение подвижной каретки 66 вперед по верхней направляющей 64. Поскольку верхняя и нижняя направляющие расходятся, осуществляется передача движения панели закрылка 29 прямо, а также поворачивание по часовой стрелке (как показано на фиг. 2-4) на несколько градусов. Когда панель закрылка 29 сначала начинает развертываться, связь между двумя поворотными средствами 108 на подвижной каретке 66 и неподвижной каретке 70 очень длинная. Следовательно, первоначальное движение является преобладающим посредством параллельного переноса (движение Фоулера) с очень маленьким поворотом. Когда связь между двумя каретками 66 и 70 сокращается, поворот закрылка становится все более резко выраженным.

Максимальное переднее положение панели закрылка 29 относительно неподвижной панели носка 28 показано на фиг.3. В этом положении передняя кромка 154 панели закрылка 29 находится впереди и ниже передней кромки 54 неподвижной панели носка 28. Привод под прямым углом 136 может быть остановлен в любой момент времени, располагая панель закрылка 29 и в промежуточном положении между полностью убранным положением и максимально выпущенным положением. В частности, когда приводится в действие привод под прямым углом 136, передняя кромка 154 панели закрылка 29 перемещается вперед и вниз относительно передней кромки 54 неподвижной панели 58 носка по существу по ровному параболическому пути.

Некоторые компоненты узла закрылка 16 служат для ограничения максимального перемещения вперед панели закрылка 29 относительно неподвижной панели носка 28. Во-первых, ограничитель 144 на конце винта 137 ограничивает перемещение вперед шаровой гайки 140, как показано воображаемым положением гайки, изображенной на фиг.4. Во-вторых, дальнейшее перемещение вперед нижней направляющей 64 можно предотвратить с помощью установления упора на заднем конце нижней направляющей 68, который останавливает неподвижную каретку 70. В-третьих, передний конец верхней направляющей 64 можно оборудовать упором для предотвращения перемещения подвижной каретки 66 дальше ее переднего конца. Подобно большинству закрылков данный вихревой закрылок, вероятно, имеет электрический датчик положения закрылка, который замедляет движение закрылка (затормаживающий), останавливает приводной двигатель и включает тормоз привода, основываясь на логических данных положения закрылка.

Когда требуется убрать панель закрылка 29, привод под прямым углом 136 приводится в действие так, чтобы вращать винт 137 в обратном направлении. Это перемещает шаровую гайку 140 назад по винту 137, что действует на соединяющий элемент 142, втягивая панель закрылка 29 назад. В результате этого подвижная каретка 66 движется назад по верхней направляющей 64, а нижняя направляющая перемещается назад по неподвижной каретке 70.

Как показано на фиг.2-4, переднее уплотнение 15 проходит по внутренней передней кромке 54 неподвижной панели носка 28 для предотвращения протекания воздуха через узел закрылка 16, когда убирается панель закрылка 29. Увеличенный вид переднего уплотнения 156 показан на фиг.5. Переднее уплотнение 156 включает в себя слой 158 долговечного эластичного материала, типа ткани, пропитанной силиконовым каучуком, имеющий полый, луковицеобразный удаленный конец 160. Слой 158 прикреплен к внутренней кромке 54 неподвижной панели носка 28, где луковицеобразный конец 160 простирается вниз мимо передней кромки неподвижной панели носка. Рядом с первым слоем 158, напротив передней кромки 54 панели носка 28 расположено зажимное приспособление 162, предпочтительно сделанное из металлического сплава. Зажимное приспособление 162 включает в себя в общем удаленный конец 164 в форме ложки, который расположен таким образом, что его выгнутая поверхность накрывает луковицеобразный конец 160 первого слоя.

При убирании панели закрылка 29 ее передняя кромка 154 прижимается к луковицеобразному концу 160 переднего уплотнения 156, прижимая луковицеобразный конец к зажимному приспособлению 162 и образуя уплотнение сжатия. В частности, это называют луковичным уплотнителем.

Эластичный слой 158 и зажимное приспособление 162 подсоединяют к передней кромке 54 верхней неподвижной панели носка 28 с помощью крепежных деталей, в частности крепежных деталей, которые проходят сквозь эластичный слой 158, зажимное приспособление 162 и переднюю скошенную кромку 54 неподвижной панели носха 28, Кроме того, обеспечено заднее уплотнение 166, как показано на фиг.2-4. Заднее уплотнение 166 подсоединено у короткой панели нижней обшивки 168 непосредственно перед передним лонжероном 20. Заднее уплотнение 166 проходит по длине узла закрылка 16 под нервюрами 24. Увеличенный вид заднего уплотнения 166 показан на фиг.6.

Короткая нижняя панель обшивки 168, на которой расположено заднее уплотнение закрылка 166, также является смотровой панелью для полости носка в случае примерзания панели закрылка 29 в убранном положении. Короткая нижняя панель обшивки 168 крепится к нижней передней хорде передиего лонжерона 20 и нижнему фланцу 36 ребер жесткости 24. Заднее уплотнение 166 представляет собой колбообразный уплотнитель, имеющий слой 170 долговечного эластичного материала, типа ткани, пропитанной силиконовым каучуком, расположенным рядом с короткой нижней панелью обшивки 168. Эластичный слой 170 включает в себя полый луковицеобразный отдаленный конец 172, который выступает в поперечном направлении вверх и слегка вперед за отдаленную кромку короткой нижней панели обшивки 168. Зажимное приспособление 174, предпочтительно содержащее металлический сплав, расположенно прилегающим образом к эластичному слою 170. Зажимное приспособление включает в себя в общем сделанную в форме ложки секцию 176, которая выступает в поперечном направлении, охватывая и поддерживая заднюю сторону луковицеобразного отдаленного конца 172 эластичного слоя 170.

Заднее уплотнение 166 включает в себя контактную пластину 178, проходящую по длине узла закрылка 16 на панели закрылка 29. В частности, контактную пластину 178 крепят к скошенному участку 180 панели закрылка 29 в местоположении позади от нижней направляющей 68. Контактную пластину 178 предпочтительно изготавливают из металлического сплава в форме, соответствующей в общем заглавной букве "L". Более конкретно, одну ножку буквы "L" крепят к скошенному участку 180, в то время как другая ножка выступает в поперечном направлении вверх, причем ее задняя поверхность существенно выровнена с отдаленной кромкой скошенного участка 180. Когда панель закрылка 29 по существу убрана, контактная пластина 178 на панели закрылка прижимается к луковицеобразному отдаленному концу 172 эластичного слоя 170 на короткой нижней панели обшивки 168. Контактную пластину 178, зажимное приспособление 174 и эластичный слой 170 крепят к скошенным участкам 180 и 168 предпочтительно проникающими насквозь крепежными деталями.

Когда панели закрылка 29 находятся в их убранном положении, на боковых кромках закрылка между панелями закрылка обеспечивается уплотнение (не показанное) для предотвращения просачивания и потока вдоль размаха крыла внутри полости носка. Эти боковые уплотнения прикрепляют к скошенным краям панелей закрылков 29 и подобным образом к задним уплотнениям 166.

Как показано на фиг. 2-4, обеспечен отражательный уплотнитель 182 для предотвращения прохождения воздушного потока сквозь узел закрылка 16 при выпускании панели закрылка 29. Отражательный уплотнитель 182 содержит эластичную пластину, предпочтительно сделанную ив металлического сплава или составного материала, проходящую по длине узла закрылка 16. Пластина сделана в форме, в общем соответствующей заглавной букве "L". Вертикальная ножка"L" подсоединена к переднему фланцу нервюр 24, как показано на фиг.2 и 3, так что эта ножка простирается в поперечном направлении вниз от неподвижной верхней панели 28 к местоположению ниже нервюр. Другая ножка проходит назад, как показано на фиг.4. Когда узел закрылка 16 полностью раскрыт, проходящая назад ножка остается тесно прижатой к внутренней части наружной обшивки 148 панели закрылка 29, образуя аэродинамическое уплотнение. В отражательном уплотнителе 182 обеспечены вырезы для приспособления к неровностям, таким как верхняя направляющая 68 (см. фиг.2 и 3) и соединительный элемент 142 (см. фиг. 4). Отражательный уплотнитель 182 соединяют с нервюрами 24 предпочтительно проникающими крепежными деталями.

Описываемый выше вариант осуществления изобретения обеспечивает несколько преимуществ. Во-первых, когда панель обшивки носка выпускается вперед и вниз относительно неподвижной поверхности крыла, увеличивается эффективная длина хорды и кривизна крыла, в результате чего возрастает коэффициент подъемной силы для данного угла атаки. В прошлом такое развертывание создавало нестабильное завихрение на панели закрылка, что влекло за собой неблагоприятное воздействие на характеристики управления и устойчивости самолета. В случае сделанных в соответствии с настоящим изобретением устройств панелей обшивки носка такие завихрения стабилизируются и, таким образом, неблагоприятное воздействие на характеристики управления и устойчивости самолета не возникают. Из фиг.3 и 4 видно, что когда панель закрылка 29 выпускается относительно неподвижной панели обшивки носка 28, изогнутая вверх передняя кромка 154 панели закрылка 29 действует как запускающее устройство для срыва потока и возникновения завихрения на верхней поверхности панели вихревого закрылка 29. Это завихрение образует подъемную силу. (Такое завихрение схематически показано на фиг. 4 пунктирными линиями потоков). Изогнутая вниз передняя кромка неподвижной верхней панели 28 заставляет воздушный поток восстанавливать безотрывное обтекание верхней поверхности крыла, что стабилизирует завихрение.

Во-вторых, как отмечалось выше, панель закрылка 29 можно выпускать до положений, которые являются промежуточными между полностью убранным положением (смотрите фиг.2) и полностью выпущенным положением (смотрите фиг.3). Эти промежуточные положения выпускания делают соответствующие настоящему изобретению узлы панелей обшивки носка полезными для широкого диапазона дозвуковых скоростей. В частности, когда панель закрылка 29 убирается из полностью выпущенного положения, передняя кромка 154 панели закрылка убирается и поворачивается вверх относительно передней кромки 54 верхней неподвижной панели носка 28. Эффект от этого заключается в создании меньшего завихрения, что полезно на более высоких дозвуковых скоростях, когда самолет летит с более низким углом атаки для улучшения аэродинамического качества.

В-третьих, стабильное завихрение на носке крыла, образующее подъемную силу, которая создает продольный момент на кабрирование. Этот продольный момент на кабрирование снижает требования балансировки пикирующего момента на горизонтальном хвостовом оперенье, что дает более полную подъемную силу (сбалансированную подъемную силу) и лучшее аэродинамическое качество.

В-четвертых, когда панель закрылка 29 выпускается, она выпускается так, что ее передняя кромка 154 в общем всегда направлена по направлению набегающего воздушного потока. Это минимизирует усилие приведения в действие, требуемое для выпуска, сделанного в соответствии с настоящим изобретением закрылка, по сравнению с закрылками типа носового щитка Крюгера, которые нужно поворачивать в развертывание против набегающего воздушного потока.

Более того, выпуск панели закрылка 29 в направлении по набегающему воздушному потоку в настоящем изобретении дает плавно изменяющийся коэффициент подъемной силы и снижает лобовое сопротивление по сравнению с известными предложениями. При поворачивающихся в положение закрылках имеется обычно временное скачкообразное изменение подъемной силы и лобового сопротивления.

Дополнительно к этому момент сцепления между подвижной кареткой 66 и неподвижной кареткой 70 снижается для частичных положений выпуска панели закрылка 29. Следовательно, способность реагирования на нагрузку узла закрылка 16 увеличивается для положений частичного выпуска, так что на более высокие нагрузки панели закрылка (вызываемые более высокими скоростями) можно реагировать без повышения прочности конструкции. В убранном положении связь между каретками доводится до максимума. Это значит, что закрылок удерживается на месте очень крепко, и что на высокие аэродинамические нагрузки на сверхзвуковых скоростях можно реагировать минимальными нагрузками и отклонениями приведения в действие.

Наконец, в сделанных в соответствии с настоящим изобретением узлах отклоняемого носка крыла используют направляющие, которые являются прямыми и, следовательно, их можно недорого изготавливать. Часто в системах выпуска закрылков используют изогнутые направляющие или рельсы, которые сложны и дрогостоящие для производства.

Хотя здесь был показан и описан предпочтительный вариант осуществления изобретения, следует понимать, что а нем можно делать различные изменения, не выходя при этом за рамки объема и сущности изобретения. Например, роликовые каретки 66 и 70 можно заменить скользящими блоками, которые обеспечивают поверхностный контакт, предназначенный для лучших характеристик износа. Каждый узел закрылка 16 можно обеспечить двумя разнесенными друг от друга приводными механизмами 62 для минимизирования перемещения с помощью реечной передачи. Кроме того, одну панель обшивки носка 26 можно выпускать над несколькими панелями закрылков 29. Точно так же канальные секции направляющих 64 и 68 можно изменить так, чтобы иметь поперечные фланцы, предназначенные для перемещения роликов вдоль вершины и основания таких фланцев. Таким образом, должно быть понятно, что в пределах объема притязаний прилагаемой формулы изобретения данное изобретение можно применять иначе, чем было описано здесь.

Варианты осуществления, в которых заявляются исключительное право собственности или преимущественное право, определяются следующей формулой изобретения.

Формула изобретения

1. Узел отклоняемого носка крыла, содержащий панель обшивки носка, имеющую верхнюю поверхность, изогнутую выпукло вниз с образованием направленной вниз передней кромки, и заднюю кромку, соединенную с передним лонжероном крыла, отличающийся тем, что снабжен панелью закрылка с нижней поверхностью, изогнутой выпукло вверх для образования направленной вверх передней кромки, и исполнительным механизмом с приводом перемещения для подсоединения панели закрылка к указанной панели обшивки носка, выполненной неподвижной, и перемещения панели закрылка относительно указанной панели обшивки носка между убранным и выпущенном положениями, в убранном положении передняя кромка панели закрылка расположена рядом с передней кромкой неподвижной панели обшивки носка и выровнена по касательной с передней кромкой неподвижной панели обшивки носка, образуя закругленную переднюю кромку крыла, а в выпущенном положении передняя кромка панели закрылка расположена впереди и ниже передней кромки неподвижной панели обшивки носка.

2. Узел отклоняемого носка крыла по п.1, отличающийся тем, что содержит первую нервюру, подсоединенную к переднему лонжерону крыла и предназначенную для поддержания неподвижной панели обшивки носка.

3. Узел отклоняемого носка крыла по п.2, отличающийся тем, что содержит вторую нервюру, подсоединенную к переднему лонжерону крыла, отстоящую от первой нервюры и предназначенную для поддержания неподвижной панели обшивки носка.

4. Узел отклоняемого носка крыла по п.3, отличающийся тем, что исполнительный механизм содержит две прямых направляющих для перемещения панели закрылка при ее движении относительно неподвижной панели обшивки носка, подсоединенных соответственно к первой и второй нервюрам.

5. Узел отклоняемого носка крыла по п.4, отличающийся тем, что исполнительный механизм содержит две каретки, установленные с возможностью движения при перемещении панели закрылка относительно неподвижной панели обшивки носка в соответствующих прямых направляющих и прикрепленных к панели закрылка.

6. Узел отклоняемого носка крыла по п.5, отличающийся тем, что каждая каретка прикреплена к панели закрылка с возможностью вращения.

7. Узел отклоняемого носка крыла по п.3, отличающийся тем, что исполнительный механизм содержит первую прямую направляющую, прикрепленную к панели закрылка, предназначенную для направления перемещения панели закрылка при движении последней относительно неподвижной панели обшивки носка.

8. Узел отклоняемого носка крыла по п.7, отличающийся тем, что исполнительный механизм содержит вторую прямую направляющую, прикрепленную к панели закрылка, предназначенную для направления перемещения панели закрылка при движении последней относительно неподвижной панели обшивки носка.

9. Узел отклоняемого носка крыла по п.8, отличающийся тем, что исполнительный механизм содержит две каретки, смонтированные с возможностью перемещения при движении панели закрылка относительно неподвижной панели обшивки носка в соответствующих прямых направляющих.

10. Узел отклоняемого носка крыла по п.9, отличающийся тем, что каждая из двух кареток прикреплена с возможностью вращения к переднему нижнему концу нервюры, поддерживающей неподвижную панель обшивки носка.

11. Узел отклоняемого носка крыла по п.3, отличающийся тем, что снабжен механизмом уплотнения, уплотняющим переднюю кромку неподвижной панели обшивки носка с передней кромкой панели закрылка при убранном положении последнего.

12. Узел отклоняемого носка крыла по п.3, отличающийся тем, что привод перемещения выполнен в виде коробки угловой передачи, прикрепленной к переднему лонжерону крыла, расположенного впереди указанной коробки угловой передачи шарикового винтового механизма с винтом, приводимым в действие с ее помощью, и гайкой, сцепленной с панелью закрылка при помощи механизма сцепления.

13. Узел отклоняемого носка крыла по п.3, отличающийся тем, что снабжен механизмом уплотнения, уплотняющим задний конец панели закрылка с передним концом нижней неподвижной панели обшивки носка при убранном положении панели закрылка.

14. Узел отклоняемого носка крыла по п.3, отличающийся тем, что снабжен механизмом уплотнения, уплотняющим панели закрылка с другим узлом отклоняемого носка крыла.

15. Узел отклоняемого носка крыла по п.1, отличающийся тем, что снабжен отражательной пластиной, выступающей вниз от неподвижной панели обшивки носка, имеющей отдаленный конец, расположенный вблизи панели закрылка при выпущенном положении последней.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10