Устройство и способ адаптивного регулирования аэродинамических характеристик элемента крыла

Группа изобретений относится к области авиации. Устройство адаптивного регулирования аэродинамических характеристик элемента (1) крыла, к которому прикреплено крылышко (2) с возможностью поворота. Крылышко (2) или его части могут поворачиваться относительно элемента (1) крыла таким образом, что угол между соответствующей осью (7) вращения и основным направлением консоли (6) элемента (1) крыла отличается от 90°. Способ и летательный аппарат характеризуются использованием устройства. Предложено применение устройства на летательном аппарате. Группа изобретений направлена на снижение расхода топлива. 4 н. и 17 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Область техники

Настоящее изобретение относится к устройству и к способу регулирования аэродинамических характеристик аэродинамического элемента конструкции или элемента крыла, к средству передвижения и к использованию устройства регулирования аэродинамических характеристик элемента крыла летательного аппарата или средства передвижения.

Предпосылки создания изобретения

На современных самолетах все чаще и чаще используются крылышки на концах крыльев, предназначенные для уменьшения сопротивления, создаваемого крылом, и увеличения отношения Ca/Cw с целью снижения сопротивления и уменьшения расхода топлива.

В общем случае крылышки представляют собой жесткие конструктивные элементы на концах крыльев, содержащие аэродинамический профиль, который устанавливается под тремя определенными углами относительно направления воздушного потока. Выставленное положение крылышек рассчитывается на самый длительный этап полета, а именно на этап полета в крейсерском режиме. Тем более что максимальный эффект действия крылышек достигается при полете в крейсерском режиме. Это означает, что крылышки рассчитываются для больших чисел Маха, то есть Ма=0,8, и для полета на крейсерской высоте порядка 10000 м при соответствующих значениях давления, плотности и температуры воздуха. При этом этапы набора высоты, захода на посадку, взлета и посадки в расчет не принимаются.

В патентных документах США №5988563 и №2004/0000619 А1 описывается развертываемое крылышко, которое может поворачиваться относительно крыла вокруг оси крепления и которое в процессе полета может перемещаться между сложенным и развернутым положениями.

Поскольку аэродинамические нагрузки, действующие на крылышки, наиболее велики при больших углах рысканья и при боковых порывах ветра, крылышки должны конструироваться так, чтобы их прочность была очень высокой для таких нагрузок. Поскольку крылышко передает нагрузки на элемент крыла, то он также должен иметь соответствующую прочность.

В документе WO 03/00547 указывается, что нагрузки, возникающие при выполнении вертикальных маневров, могут быть уменьшены за счет использования местных управляющих поверхностей на крылышке, так что при раскрытии этих управляющих поверхностей аэродинамическая нагрузка снижается.

Сущность изобретения

Имеется потребность в крылышке, положение которого можно регулировать в зависимости от рабочих режимов летательного аппарата.

В соответствии с первым аспектом изобретения предлагается регулирующее устройство для адаптивного регулирования аэродинамических характеристик элемента крыла, содержащее крылышко, которое прикрепляется к элементу крыла с возможностью перемещения и которое может поворачиваться относительно элемента крыла таким образом, что угол между соответствующей осью вращения и главным направлением консоли элемента крыла отличается от 90°.

В соответствии с другим аспектом изобретения предлагается способ адаптивного регулирования аэродинамических характеристик элемента крыла, в котором крылышко, прикрепленное к элементу крыла, поворачивают относительно элемента крыла таким образом, что угол между соответствующей осью вращения и главным направлением консоли элемента крыла отличается от 90°.

В соответствии еще с одним аспектом изобретения предлагается средство передвижения с устройством, имеющим вышеуказанные характеристики. Устройство с вышеуказанными характеристиками используется на летательном аппарате.

Пространственное положение и перемещения или повороты крылышка в соответствии с вариантом осуществления изобретения могут быть описаны тремя углами в системе координат фюзеляжа летательного аппарата. Угол α_F определяет положение крылышка относительно оси x_F летательного аппарата, которая в общем случае проходит вдоль продольной оси фюзеляжа; угол β_F описывает положение крылышка относительно оси y_F летательного аппарата, которая в общем случае проходит в направлении конца крыла и перпендикулярна оси x_F; а угол γ_F определяет положение крылышка относительно оси z_F, которая в общем случае проходит в вертикальной плоскости и перпендикулярна осям x_F и y_F. Для исключения математической неопределенности должна быть определена последовательность вращений, например, α_F, β_F, γ_F.

Таким образом, ось y_F отсчитывается от левого конца крыла до правого конца крыла и поэтому может быть определена как главная ось консоли элемента крыла.

Пространственное положение или повороты крылышка также могут быть определены в связанной с ним системой координат или Эйлеровыми углами вращения (см. Brockhaus: "Управление полетом", Springer-Verlag, Берлин, 1995).

В данной конфигурации для угла Ф сначала осуществляется вращение вокруг оси х связанной системы координат, в результате чего оси у и z перемещаются в новое положение осей: y₁ и z₁. Для целей единства обозначений ось х переименовывается в ось x₁. Соответственно, вращение на угол θ вокруг новой оси y₁ перемещает оси координат x₁ и z₁ в новое положение осей: х₂ и z₂. Ось y₁ переименовывается в ось y₂. И наконец, вращение на угол ψ осуществляется вокруг новой оси z₂. Обозначениями z, z₁, z₂ указываются оси, направленные вверх, а угол ψ может быть назван углом схождения.

Определение связанной системы координат базируется на жестком крылышке, которое прикреплено к элементу крыла по оси, расположенной на конце элемента крыла, удаленном от фюзеляжа, или проходящей внутри элемента крыла. Эта ось прикрепления может быть выбрана в качестве оси х связанной системы координат. Она определяет развертывание и складывание крылышка относительно элемента крыла или главной оси консоли элемента крыла. В этом случае ось z проходит через геометрический центр тяжести крылышка так, что она перпендикулярна оси х. Ось у проходит перпендикулярно осям х и z так, чтобы образовалась правосторонняя система координат. В случае плоского прямоугольного крыла с плоским прямоугольным крылышком, которое прикреплено под прямым углом, оси х и z находятся в плоскости крылышка, а ось у перпендикулярна плоскости крылышка. В этом частном случае две системы координат х, y, z и x_F, y_F; z_F совпадают.

При использовании предлагаемого в изобретении устройства в результате гибкости конструкции, которая прежде всего связана с возможностью дополнительного вращения крылышек вокруг оси, направленной вверх, расчетные величины нагрузок для крылышек и внешних крыльев могут быть существенно уменьшены, в частности в случае больших углов рысканья, в случае боковых порывов ветра и маневров (например, при больших перемещениях по углу рысканья и движении с креном), и, соответственно, крылышко может быть рассчитано наиболее оптимальным образом в отношении его аэродинамики. В зависимости от угла рысканья крылышки могут за счет вращения самостоятельно выравниваться относительно оси фюзеляжа, например, в направлении воздушного потока или в направлении полета аналогично тому, как паруса судна устанавливаются по направлению ветра. В этом случае крылышки могут быть сконструированы таким образом, что они могут иметь существенно большие размеры благодаря уменьшению нагрузок, причем и крылышко, и элемент крыла могут иметь меньший вес. Эффективная аэродинамическая конструкция в сочетании с уменьшением веса обеспечивает существенное снижение расхода топлива и в целом значительную экономию при эксплуатации летательного аппарата.

Кроме того, гибкие варианты установок крылышка могут обеспечивать возможность непосредственного управления скручиванием крыла. Кроме возможности регулирования величины изгиба крыла за счет развертывания и складывания крылышек, также появляется возможность, которая во многих случаях намного важнее, а именно регулирования скручивания крыла. В этом случае сопротивление на каждом этапе полета может быть минимизировано, в результате чего может быть обеспечено дополнительное снижение расхода топлива, что в авиации является одной из наиболее важных задач оптимизации.

В результате повышенной гибкости и возможности свободного перемещения крылышка может быть достигнуто дополнительно оптимальное распределение подъемной силы на каждом этапе полета. За счет развертывания и складывания крылышка, идеальной установки угла схождения и/или поворота крылышка вокруг оси у может быть увеличен коэффициент подъемной силы на этапе захода на посадку, и складывание крылышек на этапе крейсерского полета может обеспечить низкое аэродинамическое сопротивление. На этапе крейсерского полета крылышко может быть установлено по отношению к системе координат летательного аппарата следующим образом: α_F=5°, β_F=15° и y_F=4°.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения крылышко может соединяться с элементом крыла по оси прикрепления с возможностью вращения. Кроме возможности регулирования скручивания крыла это обеспечивает возможность дополнительного регулирования изгиба крыла и адаптации его к различным вариантам аэродинамических нагрузок.

Предлагаемое в изобретении крылышко может поворачиваться относительно элемента крыла вокруг одной, двух или трех осей вращения. Эта высокая степень гибкости обеспечивает возможность высококачественной адаптации аэродинамических характеристик элемента крыла или летательного аппарата к условиям различных рабочих режимов, таких как, например, взлет, посадка, крейсерский режим.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения крылышко может быть прикреплено с возможностью вращения вокруг оси у связанной с ним системы координат. В частности в случае двухсторонних крылышек, которые представляют собой одинаковые или разные поверхности выше и ниже крыла, при повороте на угол, превышающий 180°, изгибающий момент, который воздействует на крыло, может быть существенно уменьшен.

Таким образом, крылышко может быть прикреплено к элементу крыла с возможностью поворота, так что крылышко может перемещаться по двум или трем степеням свободы. Оно может не только складываться внутрь по направлению к фюзеляжу, но также может устанавливаться под углом к основному направлению консоли элемента крыла, причем этот угол может существенно отличаться от 90°, и/или может поворачиваться вокруг оси y₁ системы координат, связанной с крылышком. В этом случае крылышко может быть лучше адаптировано к различным рабочим режимам летательного аппарата. С помощью такого регулирования положения крылышек для реагирования на различные режимы нагрузок, можно обеспечить идеальные аэродинамические характеристики и в то же время существенно снизить аэродинамические нагрузки на крылышки.

Кроме того, используются различные варианты поворотов крылышка для воздействия на характеристики турбулентности в спутном следе летательного аппарата.

Еще в одном варианте предлагаемое в изобретении устройство содержит дополнительно элемент крыла. Предлагаемое в изобретении крылышко может использоваться, например, на конце крыла летательного аппарата, на ветровой энергетической установке и на любом компоненте средства передвижения, который подвергается воздействию набегающего воздушного потока. Конечно, возможны и другие применения.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения устройство содержит аэродинамический обтекатель между элементом крыла и крылышком, для того чтобы закрыть щель между элементом крыла и крылышком, которая нежелательна с точки зрения аэродинамики. В этом случае могут предотвращаться аэродинамические потери.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения устройство содержит по меньшей мере один элемент подвески, с помощью которого крылышко прикрепляется к элементу крыла.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения обеспечивается по меньшей мере один регулируемый элемент подвески, с помощью которого крылышко может поворачиваться с различными степенями свободы. В соответствии с другим вариантом осуществления изобретения для обеспечения регулируемого подвижного элемента подвески по меньшей один элемент подвески перемещается с помощью стержня, для привода которого может использоваться, например, электродвигатель.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения устройство содержит дополнительно приводное устройство для перемещения крылышка и/или элемента подвески. В такой конструкции в качестве приводного устройства может использоваться электрический, гидравлический и/или пьезоэлектрический привод. Кроме того, могут использоваться активные материалы, например, пьезокерамические материалы.

В соответствии еще с одним вариантом предлагаемого в изобретении устройства крылышко разделено на верхнюю и нижнюю части, причем одна и/или другая части могут быть подвижными. В такой конструкции верхняя или нижняя часть могут быть устроены таким образом, чтобы слегка или значительно выступать наружу. То же самое относится и к отклонению в направлении оси фюзеляжа. Например, в крылышке, которое выступает выше и ниже элемента крыла, может быть подвижной только верхняя поверхность или только нижняя поверхность.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения крылышко состоит из трех частей: верхней, нижней и внешней, причем по меньшей мере одна из этих частей является подвижной. В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения каждая из указанных частей, в свою очередь, может состоять из несколько составляющих частей, каждая из которых может быть подвижной. В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения в дополнение к крылышку также часть элемента крыла или весь элемент крыла, включая крылышко, может быть выполнен поворотным.

В соответствии еще с одним вариантом предлагаемого в изобретении способа поворот крылышка регулируется бортовым компьютерным устройством. В таком варианте бортовое компьютерное устройство может регулировать положение крылышка в зависимости от измеренных полетных данных, таких как, например, высота полета, направление воздушного потока, угол атаки, давление воздуха, температура и т.п.

В соответствии с другим вариантом предлагаемого в изобретении способа бортовое компьютерное устройство может управлять перемещениями крылышка с помощью управляющего блока. Бортовое компьютерное устройство или управляющий блок может реагировать, например, на любое изменение параметров и автоматически устанавливать крылышки в соответствующее положение. Управление может осуществляться в соответствии с одним и тем же законом, или же оно может быть адаптивным, изменяющимся в соответствии с параметрами конкретного летательного аппарата. Кроме того, конкретные рабочие режимы (например, взлет, посадка, крейсерский режим) могут использоваться в качестве критериев для регулирования положения крылышка.

В соответствии еще с одним вариантом способа крылышко обеспечивает управление скручиванием крыла и/или его изгибом таким образом, чтобы оптимизировать аэродинамический профиль крыла.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения предлагается ветроэнергетическая установка или ветряная мельница с устройством, имеющим вышеуказанные характеристики.

Варианты предлагаемого в изобретении устройства также относятся к способу и к средствам передвижения, а также к их применению, и наоборот.

При использовании предлагаемых в изобретении устройства и способа может быть обеспечена возможность эффективной установки крылышек в зависимости от рабочего режима летательного аппарата, в результате чего может быть снижено аэродинамическое сопротивление и нагрузки на крылышки и элементы крыльев, что позволяет снизить их вес. Соответственно, крылышки, крылья и конструкции переходов от крыла к фюзеляжу могут быть сконструированы так, что они будут иметь меньший вес, в результате чего может быть значительно снижен расход топлива. Таким образом, может быть существенно повышена экономическая эффективность летательных аппаратов.

Краткое описание чертежей

Ниже описываются более подробно несколько вариантов осуществления изобретения в целях его пояснения и обеспечения лучшего понимания, при этом делаются ссылки на прилагаемые чертежи. На чертежах показано следующее.

Фигура 1 - схематический вид элемента крыла с крылышком, прикрепленным к нему с возможностью перемещения, в соответствии с вариантом осуществления изобретения.

Фигура 2 - еще один схематический вид элемента крыла с крылышком, прикрепленным к нему с возможностью перемещения, с указанием его осей вращения в соответствии с вариантом осуществления изобретения.

Фигура 3 - еще один схематический вид элемента крыла с крылышком, прикрепленным к нему с возможностью перемещения, в различных положениях в соответствии с вариантом осуществления изобретения.

Фигура 4 - схематический вид элемента подвески в соответствии с вариантом осуществления изобретения.

Фигура 5 - схематический вид регулируемого элемента подвески в соответствии с вариантом осуществления изобретения.

Фигура 6 - график уменьшения градиента изгибающих моментов вдоль крылышка в зависимости от изменения угла схождения порядка 4 градусов.

Фигура 7 - график уменьшения градиента изгибающих моментов вдоль крылышка в зависимости от величины угла схождения крылышка.

Фигура 8а - схематический вид поворотного крылышка, состоящего из двух частей.

Фигура 8b - еще один схематический вид поворотного крылышка, состоящего из трех частей.

Фигура 8с - еще один схематический вид поворотного крылышка, состоящего из трех частей, одна из которых может поворачиваться.

Подробное описание изобретения

На фигуре 1 представлен схематический вид крылышка 2 элемента 1 крыла, а также система 7а координат, связанная с фюзеляжем самолета, и система 7b координат, связанная с крылышком. Кроме того, показана главная ось 6 консоли элемента 1 крыла и ось 7 вращения крылышка с углом поворота Ф. Это первая ось 7 вращения в соответствии с системой Эйлеровых углов. Крылышко 2 может быть развернуто и сложено поворотом вокруг оси х. Стрелкой 8 показано направление местного воздушного потока в полете с местным углом рысканья на крылышке. Например, если крылышко не должно поворачиваться на Эйлеровы углы Ф и θ, то оси х, x₁ и х₂ совпадают, аналогично, совпадают оси y, y₁ и y₂, и z, z₁ и z₂. Поворот вокруг оси z в направлении местного воздушного потока непосредственно приводит к снижению аэродинамической нагрузки и, соответственно, к уменьшению общей нагрузки на крылышко.

На фигуре 2 показано устройство для регулирования положения крылышка в зависимости от режима полета летательного аппарата, в соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения. Для определения осей вращения вводится система координат, связанная с крылышком. При вращения вокруг оси х на угол Ф крылышко может быть переведено из вертикального положения в новое развернутое положение. Таким образом, связанная система координат перемещается в положение с новыми осями x₁, y₁, z₁.

Вращение вокруг оси z₂ или вокруг оси y₁ дает возможность свободно выбирать установки, необходимые на различных этапах полета или в различных режимах аэродинамических нагрузок.

Для упрощения и наглядности на фигуре не показано вращение вокруг оси y₁, так что x₁=x₂, y₁=у₂, z₁=z₂. На фигуре показан только поворот вокруг оси z₂ на угол ψ схождения. Вращение вокруг осей y₁ и z₂ понятно из рассмотрения фигур 1 и 2.

Устройство состоит из элемента 1 крыла, крылышка 2 и по меньшей мере из одного элемента 3 подвески (см. фигуру 4). Крылышко 2 прикреплено к элементу 1 крыла с помощью элемента 3 подвески. На фигуре 1 можно видеть, что устройство обеспечивает вращение крылышка вокруг трех пространственных осей. В этом случае можно повернуть крылышко 2 так, чтобы оно было направлено по местному углу рысканья режима полета. Адаптивное управление углом схождения (поворот вокруг оси z₂ связанной системы координат) и поворот вокруг оси y₁ обеспечивают возможность изменения (в частности, уменьшения) эффективной поверхности крылышка 2 (при полете с углом рысканья, при больших углах крена и рысканья, а также при сочетании углов крена и рысканья), на которую воздействует боковая компонента воздушного потока, так что в результате поперечные нагрузки и изгибающие моменты, действующие на крылышко 2 и, соответственно, на внешнее крыло 1, уменьшаются. При изменении угла схождения, повороте вокруг оси y₁ и складывании-развертывании крылышка вокруг оси х изменяется поверхность крылышка 2, которая является аэродинамически эффективной в направлении полета.

На фигуре 3 показано перемещение крылышка вокруг оси х на оси крепления. В результате становится возможным кроме установки угла схождения оптимальным образом устанавливать характеристики подъемной силы на любом заданном этапе полета. На этапе крейсерского полета, то есть на большой высоте и с высокой скоростью крылышко может быть убрано для уменьшения сопротивления (2'). В зависимости от аэродинамических условий и от этапа полета, например, при боковом скольжении, при наборе высоты, снижении или при сильном боковом ветре, крылышко может быть установлено в одно из соответствующих промежуточных положений 2''. На низкой скорости, в частности при заходе на посадку, когда необходим большой коэффициент подъемной силы, крылышко может быть развернуто для увеличения поверхности крыла (положение 2''').

На фигуре 4 показан один вариант крепления крылышка 2 к элементу 1 крыла. Крылышко 2 прикрепляется к элементу 1 крыла с помощью по меньшей мере одного элемента 3 подвески. С помощью оси 5 вращения может быть установлен, например, нужный угол схождения для различных условий нагрузок. Одновременно элемент 3 подвески может быть прикреплен шарнирно таким образом, чтобы крылышко 2 могло дополнительно вращаться вокруг оси крепления (ось х системы координат, связанной с крылышком) и вокруг оси y₁. Вращение вокруг оси крепления дает возможность развертывать и убирать крылышко относительно фюзеляжа, как показано на виде спереди узла крыло - крылышко на фигуре 2.

На фигуре 5 показан вариант управления крылышком 2. В таком варианте поворот крылышка 2 вокруг направленной вверх оси 5, вокруг оси y и оси х может быть обеспечен с помощью электродвигателя, который регулируемым образом выдвигает и втягивает стержень 4. Таким образом, крылышко 2 поворачивается вокруг своей вертикальной оси 5. Поворот крылышка 2 вокруг оси крепления и вокруг оси y₁ может быть обеспечен с помощью установленного на шарнире элемента 3 подвески с приводом.

На фигуре 6 показаны градиенты 10а, 11а изгибающих моментов в главном направлении консоли прямоугольного крылышка с изменением 10а и без изменения 11а при угле схождения 4°. По оси абсцисс отложено положение z_p на крылышке по его длине l_w в процентах от перехода крылышка в крыло до кончика крылышка, а по оси ординат отложена величина изгибающего момента в процентах в зависимости от относительного положения z_p/l_w Для маневра с углом рысканья в соответствии с европейскими нормами JAR25 летной годности изменение угла схождения 4° приводит к существенному снижению градиента изгибающих моментов. Это дает возможность соответствующего существенного снижения веса конструкции крылышка.

На фигуре 7 в отношении маневра по углу рысканья в соответствии с требованиями JAR25 показан градиент изгибающих моментов в направлении основного направления консоли концевой области элемента крыла, с которой соединяется крылышком с изменением угла схождения 4° (10b) и без такого изменения (11b). По оси абсцисс откладывается положение y_F, _P на крыле относительно длины l_F в процентах крыла в концевой области до перехода к крылышку, а по оси ординат откладывается величина изгибающего момента в процентах. Становится ясно, что изменение угла схождения может также значительно уменьшить нагрузку на крыло.

На фигуре 8а приведен вид еще одного варианта осуществления изобретения, в котором крылышко содержит вертикально направленную часть (2а) и часть (2b), направленную наружу. Для упрощения показано только вращение вокруг оси y₁. Соответственно, связанная система координат x₁, z₁ переходит в новую систему координат x₂, y₂, z₂. При больших углах атаки элемента 1 крыла, соответствующих местному направлению 8, поворот вокруг оси y₁ приводит к значительному уменьшению изгибающих моментов, действующих на крылышко и на крыло. Верхняя часть может предотвращать формирование щели в переднем направлении при вращении вокруг оси y₁.

На фигурах 8b и 8с показаны конструкции крылышка, состоящие из трех частей. В отличие от конструкции, показанной на фигуре 8а, верхняя часть 2а имеет продолжение 2с, направленное вниз. В этом случае при вращении вокруг оси y₁ предотвращается образование щелей в передней и задней частях перехода крыло - крылышко. Как можно видеть на фигуре 8b, верхняя часть 2а и нижняя часть 2с, поворачиваются вместе с внешней частью 2b. В конструкции, показанной на фигуре 8с, вращается только внешняя часть 2b.

Переход крыло - крылышко, угол между верхней и внешней частями крылышка, а также геометрическая форма и размеры частей крылышка (кривизна, толщина профиля, протяженность, и др.) могут выбираться таким образом, чтобы с учетом всех этапов полета можно было обеспечить оптимальные аэродинамические и нагрузочные характеристики и, соответственно, минимальное потребление топлива и оптимальную экономию.

Для этой цели крылышко может снабжаться дополнительными возможностями по вращению. Кроме того, крылышко может быть снабжено дополнительными поворотными частями.

В практических применениях повороты могут выполняться одновременно, а не поочередно.

В данном варианте угол схождения, отведенное положение крылышка 2 относительно фюзеляжа и/или вращение относительно оси y₁ могут регулироваться с использованием бортового компьютера в зависимости от параметров полета, таких как, например, высота полета, угол рысканья, угол атаки, угол крена, полетная скорость и др. Например, в этом случае можно обеспечивать автоматическую реакцию на любую критическую аэродинамическую нагрузку, и эффективная аэродинамическая поверхность крылышка может быть уменьшена.

1. Регулирующее устройство для адаптивного изменения аэродинамических характеристик элемента крыла, содержащее: крылышко (2), прикрепленное к элементу (1) крыла;
и бортовой компьютер с регулирующим блоком;
причем крылышко (2) выполнено поворотным с возможностью развертывания и складывания крылышка относительно элемента (1) крыла, при этом угол между первой осью (7) поворота и главным направлением консоли (6) элемента (1) крыла, перпендикулярным продольному направлению фюзеляжа, отличается от 90°;
и дополнительно выполнено поворотным относительно элемента (1) крыла вокруг второй оси поворота, перпендикулярно первой,
а регулирующий блок выполнен с возможностью регулирования поворота крылышка (2) в зависимости от полетных данных и измеряемых параметров летательного аппарата.

2. Устройство по п.1, в котором крылышко (2) прикреплено к оси (7) поворота с возможностью поворота вместе с элементом (1) крыла.

3. Устройство по п.1, в котором крылышко (2) выполнено поворотным относительно элемента (1) крыла вокруг третьей оси поворота, перпендикулярной первой оси вращения и второй оси.

4. Устройство по п.1, которое содержит дополнительно элемент крыла.

5. Устройство по п.1, содержащее дополнительно аэродинамический обтекатель между элементом (1) крыла и крылышком (2) и/или частями (2а, 2b, 2с) крылышка.

6. Устройство по п.1, содержащее дополнительно по меньшей мере один элемент (3) подвески для прикрепления крылышка (2) к элементу (1) крыла.

7. Устройство по п.6, в котором по меньшей мере один элемент (3) подвески выполнен поворотным с возможностью управления.

8. Устройство по п.6 или 7, в котором по меньшей мере один элемент (3) подвески выполнен поворотным с помощью штока (4) с приводом.

9. Устройство по п.1, содержащее дополнительно приводное устройство для поворота крылышка (2).

10. Устройство по п.9, в котором приводное устройство выбирается из группы, состоящей из электрических, гидравлических и пьезоэлектрических приводов и активных материалов, в частности пьезокерамических материалов.

11. Устройство по п.1, в котором крылышко разделено на верхнюю (2а) и нижнюю (2 с) части по отношению к элементу (1) крыла, причем по меньшей мере одна из этих частей является поворотной.

12. Устройство по п.1, в котором крылышко (2) содержит верхнюю (2а), нижнюю (2 с) и внешнюю (2b) части по отношению к элементу (1) крыла, причем по меньшей мере одна из этих частей (2а, 2b, 2с) выполнена поворотной.

13. Устройство по п.11 или 12, в котором по меньшей мере одна часть (2, 2а, 2b, 2с) разделена на несколько составляющих частей, причем по меньшей мере одна составляющая часть выполнена поворотной.

14. Устройство по п.1, в котором в дополнение к крылышку (2, 2а, 2b, 2с) часть элемента (1) крыла или весь элемент (1) крыла, включая крылышко (2, 2а, 2b, 2с), выполнены с возможностью поворота.

15. Способ адаптивного регулирования аэродинамических характеристик элемента (1) крыла, в котором
используют крылышко (2), прикрепленное к элементу (1) крыла, которое поворачивают с возможностью развертывания и складывания крылышка (2) относительно элемента (1) крыла, при этом угол между осью (7) поворота и основным направлением консоли (6) элемента (1) крыла, перпендикулярным продольному направлению фюзеляжа отличается от 90°;
причем крылышко (2) дополнительно выполнено поворотным относительно элемента (1) крыла вокруг второй оси поворота, перпендикулярной первой оси (7), и
указанные повороты зависят от полетных данных и измеряемых параметров летательного аппарата.

16. Способ по п.15, в котором поворот крылышка регулируют с помощью бортового компьютерного устройства, в частности в зависимости от измеренных полетных данных.

17. Способ по п.16, в котором бортовое компьютерное устройство содержит регулирующий блок, предназначенный для регулирования поворота крылышка.

18. Способ по одному из пп.15-17, в котором с помощью крылышка регулируют скручивание крыла.

19. Способ по одному из пп.15-17, в котором с помощью крылышка регулируют изгиб крыла.

20. Летательный аппарат, содержащий регулирующее устройство по одному из пп.1-14.

21. Применение регулирующего устройства по одному из пп.1-14 на летательном аппарате.