Крыло для летательного аппарата

Авторы патента:


Крыло для летательного аппарата
Крыло для летательного аппарата
Крыло для летательного аппарата
Крыло для летательного аппарата
Крыло для летательного аппарата
Крыло для летательного аппарата
Крыло для летательного аппарата
Крыло для летательного аппарата
Крыло для летательного аппарата
Крыло для летательного аппарата
Крыло для летательного аппарата
Крыло для летательного аппарата
Крыло для летательного аппарата
Крыло для летательного аппарата
Крыло для летательного аппарата
Крыло для летательного аппарата
Крыло для летательного аппарата
Крыло для летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2494921:

ЭРБУС ОПЕРЕЙШНС ГМБХ (DE)

Аэродинамическое тело, которое посредством регулирующего устройства выполнено с возможностью регулировки относительно основного крыла летательного аппарата. В связи с его регулировкой на боковом конце (E1, E2) образуется изменяемая щель (G) между аэродинамическим телом и другим аэродинамическим телом или деталью фюзеляжа или основным крылом. Устройство (1) перекрытия щели с деталью (20) обшивки, которая простирается вдоль щели (G) и перекрывает внешнюю обшивку аэродинамического тела в направлении (SW1, SW2) размаха на его торце таким образом, что деталь (20) обшивки является телескопически перемещаемой относительно этого аэродинамического тела в направлении (SW1, SW2) размаха. Первый вариант крыла для летательного аппарата с основным крылом и множеством расположенных рядом друг с другом поперек направления (S1) глубины крыла аэродинамических тел (A1, А2). Второй вариант крыла для летательного аппарата с основным крылом и регулируемым относительно него посредством регулирующего устройства и расположенным поперек направления (S1) глубины крыла вблизи детали фюзеляжа или основного крыла аэродинамическим телом (A1, A2). Группа изобретений направлена на повышение аэродинамической эффективности за счет уплотнения щели между конструктивными деталями. 3 н. и 18 з.п. ф-лы, 18 ил.

 

Настоящее изобретение относится к крылу летательного аппарата, системе обеспечения большой подъемной силы, а также летательному аппарату с системой обеспечения большой подъемной силы.

US 2006/0022093 А1 описывает систему межсоединений для закрылков, расположенных рядом друг с другом на крыле самолета.

Крылья летательных аппаратов, например самолетов с крыльями, имеют основное крыло по меньшей мере с одним регулируемым относительно него аэродинамическим телом соответственно с аэродинамически эффективным профилем. Обычно предусмотрено множество регулируемых относительно основного крыла и расположенных рядом друг с другом поперек направления хорды крыла основного крыла аэродинамических тел, так что между обращенными друг к другу концами внешней обшивки или между обращенными друг к другу торцами аэродинамических тел образуется изменяемая в связи с их регулировкой щель. Аэродинамические тела могут быть щитками, такими как, например, элеронами, спойлерами или закрылками для обеспечения большой подъемной силы, или же предкрылками. Крыло обычно имеет несущую конструкцию крыла, с которой регулируемым образом связаны аэродинамические тела. При этом несущая конструкция крыла относительно подвижных деталей несущей конструкции образует неподвижную систему или же систему отсчета.

На известных крыльях с закрылками для обеспечения большой подъемной силы последние регулируются одинаково направленным движением одновременно, при этом происходит направленное вниз отклонение закрылка. В связи с формой основного крыла закрылки для обеспечения большой подъемной силы регулируются не параллельно друг другу, так что расположенные рядом друг с другом торцы закрылков для обеспечения большой подъемной силы перемещаются относительно друг друга, в результате чего изменяется величина или же форма изменяемой щели. Если закрылки для обеспечения большой подъемной силы находятся в положении ноль градусов, при котором закрылки втянуты, взаимные расстояния между торцами на передних и задних кромках и, тем самым, щель могут быть очень небольшими и приблизительно равны нулю. При выдвижении закрылков возникающая между закрылками щель в зависимости от положения выдвижения или состояния регулирования закрылков может явно увеличиваться.

В случае с закрылком для обеспечения большой подъемной силы, который расположен, например, на внешнем участке, то есть вблизи фюзеляжа или конца крыла, так что его торец находится вблизи детали фюзеляжа или детали основного крыла, между деталью фюзеляжа или основного крыла имеется щель. И эта щель также изменяется по своей величине и своей форме в зависимости от состояния регулирования закрылка.

Такая щель, прежде всего если она превышает определенную величину, ухудшает аэродинамическое качество крыла, то есть всей несущей конструкции. По этой причине является желательным, по возможности избегать указанной щели или предотвращать ее.

Из общего уровня техники известны уплотнительные устройства, которые посредством специальных деформируемых уплотнительных профилей уплотняют подвижные компоненты несущей конструкции относительно друг друга или же подвижные компоненты несущей конструкции относительно неподвижной конструктивной детали. Однако пределы такой концепции уплотнения превышаются, если, как пояснено выше, возникают значительные изменения величины и формы щели. В этом Случае эффективное уплотнение щели достаточного качества не может быть обеспечено. Кроме того, деформация уплотнительных профилей ведет к нежелательному изменению контура аэродинамического профиля в области щели, что также является недостатком.

Задача изобретения заключается в том, чтобы создать крыло с регулируемыми на нем аэродинамическими телами, а также систему обеспечения большой подъемной силы и самолет с таким крылом, с помощью которого сводится к минимуму ухудшение аэродинамических свойств в связи с возникающими на аэродинамических телах промежуточными пространствами или щелями.

Эта задача решена посредством признаков независимых пунктов формулы изобретения. Другие варианты осуществления указаны в зависимых пунктах формулы с обратной ссылкой на независимые.

Согласно изобретению предусмотрено устройство перекрытия щели с деталью обшивки для перекрытия или покрытия щели по меньшей мере в определенных диапазонах регулирования аэродинамического тела или же аэродинамических тел. Перекрытие или покрытие или по меньшей мере частичное уплотнение щели может происходить в широком диапазоне регулирования аэродинамических тел посредством плавного перемещения детали обшивки устройства перекрытия щели, в результате чего может быть достигнута отличная адаптация к различным условиям эксплуатации. Кроме того, является возможным выполнение устройства перекрытия щели в виде жесткого тела, то есть с незначительной эластичностью. При этом форма детали обшивки может быть выполнена так, что она является очень точно подогнанной к контуру внешней стороны или внутренней стороны обшивки аэродинамического тела с относительно высокой точностью формы. Тем самым, получается крыло с оптимизированными аэродинамическими свойствами.

Согласно изобретению предусмотрены: аэродинамическое тело с устройством перекрытия щели с деталью обшивки, которая является телескопически перемещаемой на внешней обшивке аэродинамического тела- два таких аэродинамических тела, между которыми расположено такое устройство перекрытия щели, а также аэродинамическое тело в сочетании с конструктивной деталью основного крыла или фюзеляжа самолета, между которыми расположено такое устройство перекрытия щели.

Прежде всего, согласно изобретению предусмотрено аэродинамическое тело, которое является регулируемым относительно основного крыла летательного аппарата с помощью регулировочного устройства, при этом на одном боковом конце образуется изменяемая в связи с его регулированием щель между аэродинамическим телом и другим аэродинамическим телом или конструктивной деталью фюзеляжа или основного крыла, имеющее устройство перекрытия щели с деталью обшивки, которая простирается вдоль щели и перекрывает внешнюю обшивку аэродинамического тела в направлении размаха на его торце таким образом, что деталь обшивки является телескопически перемещаемой относительно этого аэродинамического тела в направлении размаха. В связи с перекрытием детали обшивки внешней обшивкой аэродинамического тела при различных состояниях регулирования аэродинамического тела получается благоприятная форма профиля крыла. Направление детали обшивки при ее относительном движении относительно внешней обшивки может происходить посредством по меньшей мере участками с геометрическим замыканием, взаимодействия детали обшивки с внешней обшивкой или посредством соединительного устройства, которое соединяет устройство перекрытия щели с аэродинамическим телом.

Деталь обшивки может быть расположена снаружи или внутри внешней обшивки аэродинамического тела.

В общем, на устройстве перекрытия щели может быть расположено уплотнительное устройство из эластичного в направлении размаха аэродинамического тела материала. При этом уплотнительное устройство может быть расположено на той стороне устройства перекрытия щели, которая расположена противоположно стороне с областью перекрытия, которая обращена к области перекрытия. В качестве альтернативы или дополнительно, уплотнительное устройство может быть расположено относительно соединительного ребра на детали обшивки и на той стороне, которая расположена вблизи области перекрытия. В этих случаях уплотнительное устройство может быть установлено или расположено, прежде всего, на внешних краях детали обшивки.

Устройство перекрытия щели может иметь соединенное с деталью обшивки соединительное ребро для соединения соединительного ребра с конструктивной деталью аэродинамического тела.

При этом соединительное устройство для соединения соединительного ребра с аэродинамическим телом может иметь по меньшей мере два расположенных в направлении глубины крыла друг за другом поводка с соответственно двумя шарнирами, которые шарнирно соединяют поводок с аэродинамическим телом соединительным ребром. Прежде всего, шарниры поводка могут быть выполнены таким образом, что соединительное ребро выполняет описываемое трехмерно движение относительно аэродинамического тела.

Соединительное устройство может также иметь по меньшей мере одну простирающуюся попрек направления хорды крыла соединительную деталь, которая посредством шарнирного соединения присоединена к соединительному ребру, и которая является удлиняемой в своем продольном направлении для перемещения детали обшивки в направлении размаха, при этом соединительное ребро имеет элемент для присоединения второго соединительного устройства на противоположной стороне соединительного ребра. Соединительная деталь изменяет свою длину, прежде всего, под действием силы тяги, которая при регулировании аэродинамических тел прилагается первым соединительным устройством.

В качестве альтернативы или дополнительно, соединительное устройство может иметь прижимное устройство между несущей деталью аэродинамического тела и соединительным ребром, так что прижимное устройство отжимает устройство перекрытия щели наружу от внутренней части аэродинамического тела. При этом прижимное устройство может иметь телескопический стержень, который смещен в направлении внешней стороны аэродинамического тела.

Прежде всего, устройство перекрытия щели может допускать на первой стороне указанное соединительное устройство с шарнирно соединенными с соединительным ребром поводками, а на своей второй стороне, противоположной первой стороне, - продольное перемещение вдоль внешней обшивки аэродинамического тела. На второй стороне может быть предусмотрено соединительное устройство, которое имеет изменяемую по ее длине соединительную деталь, или соединительное устройство, которое имеет прижимное устройство. Во втором случае необходимость в первом соединительном устройстве может отпадать. Если на второй стороне предусмотрено соединительное устройство с изменяемой по своей длине соединительной деталью, первое соединительное устройство является шарнирным соединением между первым аэродинамическим телом и соединительным ребром.

Кроме того, согласно изобретению предусмотрено крыло для летательного аппарата с основным крылом и множеством расположенных рядом друг с другом поперек направления хорды крыла аэродинамических тел, которые посредством регулировочного устройства являются регулируемыми относительно основного крыла, при этом между обращенными друг к другу концами внешней обшивки аэродинамических тел образуется изменяемая в связи с их регулировкой щель, и при этом между аэродинамическими телами расположено устройство перекрытия щели согласно изобретению.

Устройство перекрытия щели может иметь:

- деталь обшивки, которая простирается на щели по меньшей мере участками вдоль контура внешних обшивок аэродинамических тел,

- соединенное с деталью обшивки соединительное ребро,

- первое соединительное устройство для шарнирного присоединения соединительного ребра к первому из аэродинамических тел, и

- второе соединительное устройство для шарнирного присоединения соединительного ребра к расположенному вблизи первого аэродинамического тела второму аэродинамическому телу.

При этом первое соединительное устройство может быть образовано из двух расположенных в направлении размаха рядом друг с другом поводковых соединений, а второе соединительное устройство может допускать перемещение детали обшивки относительно аэродинамического тела с компонентой поступательного движения. Для этого второе соединительное устройство может быть образовано из удлиняемой в направлении размаха соединительной детали, которая в своем продольном направлении направляется на втором аэродинамическом теле. В качестве альтернативы этому, второе соединительное устройство может иметь прижимное устройство между несущей деталью второго аэродинамического тела и соединительным ребром, так что прижимное устройство отжимает устройство перекрытия щели наружу от внутренней части второго аэродинамического тела.

В случае с крылом согласно изобретению может быть предусмотрено, что на первом аэродинамическом теле и втором аэродинамическом теле расположено соответственно одно телескопически передвигаемое на нем устройство перекрытия щели с соединительным устройством, которое имеет прижимное устройство между несущей деталью второго аэродинамического тела и соединительным ребром.

Кроме того, согласно изобретению предусмотрено крыло для летательного аппарата с основным крылом и регулируемым относительно него посредством регулирующего устройства и расположенным поперек направления хорды крыла вблизи детали фюзеляжа или основного крыла аэродинамическим телом с аэродинамически эффективным профилем, при этом между одним концом внешней обшивки аэродинамического тела и деталью фюзеляжа или основного крыла образуется изменяемая в связи с его регулировкой щель, имеющее устройство (1) перекрытия щели по одному из примеров осуществления изобретения.

При этом согласно изобретению устройство перекрытия щели может иметь:

- деталь обшивки, которая простирается на щели по меньшей мере участками вдоль контура внешних обшивок аэродинамических тел,

- соединенное с деталью обшивки соединительное ребро,

- первое соединительное устройство для шарнирного присоединения соединительного ребра к одному из аэродинамических тел, и

- второе соединительное устройство для шарнирного присоединения соединительного ребра к детали.

Первое или второе соединительное устройство может быть образовано из двух расположенных рядом друг с другом в направлении размаха поводковых соединений.

Кроме того, может быть предусмотрено, что первое или второе соединительное устройство образовано из удлиняемой в направлении размаха соединительной детали, которая в своем продольном направлении направляется на втором аэродинамическом теле или на детали.

Кроме того, при расположении аэродинамического тела на детали фюзеляжа или основного крыла на первом аэродинамическом теле и детали может быть расположено соответственно одно телескопически перемещаемое на них устройство перекрытия щели с соединительным устройством, которое имеет прижимное устройство между несущей деталью второго аэродинамического тела и соединительным ребром.

Второе соединительное устройство может иметь прижимное устройство между несущей деталью детали или аэродинамического тела и соединительным ребром, так что прижимное устройство отжимает устройство перекрытия щели наружу от внутренней части аэродинамического тела или детали.

Кроме того, согласно изобретению также предусмотрен летательный аппарат с крылом по одному из указанных конструктивных вариантов.

Под направлением размаха аэродинамических тел подразумевается, прежде всего, соединительная линия всех центров тяжести площадей поперечного сечения соответствующего аэродинамического тела, при этом площади поперечного сечения могут быть выбраны, прежде всего, так, что они простираются вдоль продольной оси самолета, когда соответствующее аэродинамическое тело находится во втянутом положении.

В случае с летательным аппаратом согласно изобретению по существу могут быть получены те же самые преимущества, которые уже были пояснены выше в связи с устройствами согласно изобретению.

Далее примеры осуществления изобретения описываются со ссылкой на прилагаемые фигуры. Показано на:

Фиг.1: в схематическом изображении в перспективе два аэродинамических тела в виде части крыла с устройством перекрытия щели согласно изобретению, при этом аэродинамические тела, уплотнительное устройство, а также устройство перекрытия щели показаны в частично разрезанном виде, в котором внешняя обшивка не показана;

Фиг.2: детальный вид одной области фигуры 1 в такой же форме изображения;

Фиг.3: детальный вид области фигуры 1, при этом уплотнительное устройство показано не в разрезанном виде, и при этом аэродинамические тела находятся в относительно сведенном положении;

Фиг.4: изображение фигуры 3, при этом аэродинамические тела находятся в относительно разведенном положении;

Фиг.5: комбинация двух аэродинамических тел с уплотнительным устройством и устройством перекрытия щели при рассмотрении под углом сверху в неразрезанном изображении, при этом аэродинамические тела изображены в разведенном состоянии;

Фиг.6: схематический полуразрезанный примерно в направлении глубины крыла вид сзади аэродинамических тел в разведенном состоянии согласно фигуре 5;

Фиг, 7: аэродинамические тела в изображении фигуры 5 в сведенном состоянии;

Фиг.8: аэродинамические тела в изображении фигуры 6 в разведенном состоянии;

Фиг.9: детальный вид еще одного конструктивного примера комбинации двух аэродинамических тел с устройством перекрытия щели и уплотнительным устройством, а также соединительной перемычкой, которая соединяет одно аэродинамическое тело с устройством перекрытия щели;

Фиг.10: разрез через еще один конструктивный пример комбинации двух аэродинамических тел в первом положении относительно друг друга;

Фиг, 11: изображение конструктивного примера комбинации двух аэродинамических тел согласно фигуре 10 во втором положении относительно друг друга;

Фиг.12: изображение в разрезе еще одного конструктивного примера комбинации двух аэродинамических тел при рассмотрении сверху, то есть в направлении толщины крыла;

Фиг.13: изображение в разрезе конструктивного примера согласно фигуре 12 при рассмотрении в направлении глубины крыла;

Фиг.14: изображение в перспективе одной формы реализации конструктивных вариантов согласно фигурам 1-10;

Фиг.15: увеличенный вырез изображения согласно фигуре 14;

Фиг.16: изображение в перспективе еще одного конструктивного примера аэродинамического тела или закрылка, который предназначен для расположения на неподвижной относительно закрылка конструктивной детали (не показана);

Фиг.17: аэродинамическое тело согласно фигуре 16 в частично разрезанном изображении с другой перспективы;

Фиг.18: схематическое изображение в перспективе расположения трех аэродинамических тел.

В последующем описании и на фигурах для функционально сходных деталей или компонентов используются частично одинаковые ссылочные обозначения.

Согласно одному примеру осуществления изобретения предусмотрено крыло для летательного аппарата с основным крылом и множеством регулируемых относительно него и расположенных поперек направления S1 хорды крыла рядом друг с другом аэродинамических тел А1, А2 соответственно с аэродинамически эффективным профилем, которые крепятся на регулировочном устройстве с направляющим устройством основного крыла и являются регулируемыми. Между обращенными друг к другу концами внешней обшивки аэродинамических тел А1, А2 образована щель. величина и форма которой зависит от состояния регулирования аэродинамических тел А1, А2 на основном крыле и, тем самым, является изменяемой. Аэродинамические тела А1, А2 имеют устройство 1 перекрытия щели по меньшей мере для частичного аэродинамического перекрытия или покрытия щели S.

В еще одном примере осуществления изобретения предусмотрено расположенное на фюзеляже летательного аппарата крыло с основным крылом и регулируемое относительно него и расположенное поперек направления S1 хорды крыла, вблизи детали фюзеляжа или основного крыла аэродинамическое тело с аэродинамически эффективным профилем. Аэродинамическое тело, как в описанном выше примере осуществления, расположено на основном крыле с возможностью регулирования посредством регулирующего устройства и имеет принципиально такую же конструкцию и такую же функцию, что и аэродинамические тела вышеуказанных примеров осуществления. Посредством регулирующего устройства аэродинамическое тело направляется на основном крыле с помощью направляющего устройства, так что оно может регулироваться относительно основного крыла и/или детали фюзеляжа или основного крыла. Деталью фюзеляжа может быть, например, соединительная область фюзеляжа для крепления основного крыла. При этом деталью основного крыла может быть часть концевой области крыла или конца крыла. Между одним концом внешней обшивки аэродинамического тела и деталью фюзеляжа или основного крыла образуется изменяемая в связи с его регулированием щель S, величина и форма которой зависит от состояния регулирования аэродинамического тела и является в соответствующей степени изменяемой. Аэродинамическое тело имеет устройство 1 перекрытия щели по меньшей мере для частичного перекрытия или покрытия щели S.

Устройство 1 перекрытия щели согласно изобретению предусмотрено для перекрытия и оказания аэродинамического влияния на поток на щели, которая возникает между указанными регулируемыми аэродинамическими телами А1, А2 и/или между одним регулируемым аэродинамическим телом и деталью на каркасе самолета. Щель между двумя аэродинамическими телами А1, А2 или между одним аэродинамическим телом и указанной деталью соответственно простирается поперек направления SW1, SW2 размаху соответствующего аэродинамического тела А1, А2.

Изображение на фиг.1 относится к варианту осуществления изобретения с множеством регулируемых относительно основного крыла и расположенных рядом друг с другом поперек направления S1 хорды крыла аэродинамических тел А1, А2, которые присоединены к основному крылу с возможностью регулировки между регулируемыми состояниями с помощью регулирующего устройства и/или направляющего устройства. На фиг.1 в схематическом, в перспективе и частично разрезанном изображении показан вырез одного варианта осуществления комбинации двух аэродинамических тел А1, А2 в виде части крыла (не показано) и регулируемых относительно основного крыла или всего крыла аэродинамических тел. Аэродинамические тела А1, А2 имеют соответственно внешнюю обшивку 21 или же 22, которые соответственно образуют аэродинамически эффективный профиль, с которыми аэродинамические тела А1, А2, в свою очередь, образуют часть изменяемого общего аэродинамического профиля крыла. В показанном примере осуществления крыло является частью самолета с крыльями, и вообще может являться частью летательного аппарата. В показанном на фиг.1 примере осуществления аэродинамические тела А1, А2 выполнены в виде первого посадочного щитка А1 или же второго посадочного щитка А2, которые далее называются аэродинамическими телами.

Аэродинамические тела А1, А2 с направлениями SW1 или же SW2 размаха расположены таким образом, что по меньшей мере в определенных диапазонах их регулируемых состояний получается расположенная между аэродинамическими телами А1, А2 и простирающаяся поперек направлений SW1, SW2 размаха щель G, которая расположена между обращенными друг к другу концами Е1 или же Е2 или торцами аэродинамических тел А1, А2. На этих обращенных друг к другу торцах аэродинамические тела А1, А2 по меньшей мере на своей верхней стороне или своей нижней стороне имеют сходный контур поперечного сечения, то есть контуры поперечного сечения, которые не слишком сильно отличаются друг от друга.

Регулирующее устройство для регулирования аэродинамических тел А1, А2 может быть реализовано с шарнирным соединением или направляющей. При этом угол регулирования аэродинамических тел А1, А2 может быть, например, в диапазоне от нуля градусов (полностью втянуты) и 40 градусов (полностью выдвинуты). Регулирование аэродинамических тел А1, А2 происходит посредством не показанного регулирующего устройства, которое, прежде всего, может быть выполнено таким образом, что аэродинамические тела А1, А2 соответственно в одном направлении, исходя из исходного состояния, отклоняются или перемещаются вверх или вниз.

Прежде всего, крыло и аэродинамические тела А1, А2 могут быть выполнены таким образом, что направления SW1, SW2 размаха аэродинамических тел А1, А2 простираются в одном и том же направлении, когда аэродинамические тела А1, А2 находятся в своем втянутом положении. Кроме того, в этом примере осуществления направления размаха аэродинамических тел и в выдвинутых состояниях могут простираться в одном и том же направлении или различных направлениях относительно друг друга. В других случаях применения направления размаха изменяются относительно друг Друга, если аэродинамические тела втягиваются или выдвигаются в одинаковом направлении. Прежде всего, в этих случаях изменяется величина и форма щели G с изменением состояний регулирования, то есть втянутых или выдвинутых состояний аэродинамических тел. При этом и обращенные друг к другу боковые поверхности или торцы аэродинамических тел А1, А2 могут перемещаться относительно друг друга и друг к другу или же друг от друга. Кроме того, расположение аэродинамических тел А1, А2 на основном крыле может быть предусмотрено таким образом, что обращенные друг к другу боковые поверхности аэродинамических тел могут наклоняться или поворачиваться относительно друг друга. Таким образом, относительное движение аэродинамических тел А1, А2 при их регулировании может иметь как поступательную, так и вращательную составляющую.

Аэродинамические тела А1, А2 могут быть выполнены различным образом и иметь, например, реберную конструкцию и/или пенный слой и/или сотовый слой. В вариантах осуществления, которые показаны на фиг.1, аэродинамические тела А1, А2 изготовлены в виде реберной конструкции. Представленное в разрезанном состоянии второе аэродинамическое тело А2 на фиг.1 показано с двумя ребрами жесткости или ребрами R. Вместо ребер R или дополнительно к ним может быть также предусмотрен, например, сердцевинный слой из пены или сот или тому подобного. Эти ребра R обшиты ограничивающей аэродинамический внешний профиль щитка 2 обшивкой 8, так что получается легковесное полое тело.

Первое аэродинамическое тело А1 имеет внешний, обращенный к следующему аэродинамическому телу А2 участок АН с внешней обшивкой 21a. И второе аэродинамическое тело А2 также имеет внешний, обращенный к первому аэродинамическому телуА1 участок А22 с внешней обшивкой 22а.

Устройство 1 перекрытия щели образовано из детали 2 обшивки и соединительного ребра 3, которое соединено с деталью 2 обшивки и проходит вдоль внутренней стороны, то есть направленной к внутренней части или к хордам профиля аэродинамических тел А1, А2 стороне. В общем, форма внешней обшивки 20 устройства 1 перекрытия щели сходна с формой внешних обшивок 21а, 22а внешних участков АН или же А22 аэродинамических тел А1 или же А2, так что внешние обшивки комбинации из расположенных рядом друг с другом аэродинамических тел и устройства 1 перекрытия щели вместе дают максимально единый аэродинамический профиль. Этот максимально единый аэродинамический профиль в одном примере осуществления, по возможности, имеется при всех состояниях регулирования аэродинамических тел А1, А2 на основном крыле.

Само соединительное ребро 3 может быть выполнено различным образом. При этом соединительное ребро 3 может быть выполнено в виде сплошного, прилегающего к детали 20 обшивки вдоль направления FTO глубины крыла ребра, как оно показано на фиг.1, или в виде одного или множества усиливающих элементов.

Деталь 2 обшивки и соединительное ребро 3 могут образовывать неразъемную или монолитную и, прежде всего изготовленную монолитно, деталь. Устройство 1 перекрытия щели и, прежде всего, деталь 2 обшивки и/или соединительное ребро 3 изготовлены из подходящего для данного случая применения материала, например, из легкого металла или волокнистого композитного материала. Прежде всего, деталь 2 обшивки может быть выполнена в виде имеющей форму полосы детали обшивки, как это изображено в показанном на фиг.1 конструктивном варианте. Продольное направление детали 2 обшивки проходит поперек направлений SW1, SW2 размаха аэродинамических тел А1, А2 и может проходить, прежде всего, в направлении FT1, FT2 глубины крыла одного из аэродинамических тел А1, А2. Продольное направление соединительного ребра 3 также проходит поперек направлений SW1, SW2 размаха аэродинамических тел А1, А2 и может проходить, прежде всего, в направлении глубины крыла одного из аэродинамических тел А1, А2. Соединительное ребро 3 может проходить посередине вдоль внутренней стороны. В качестве альтернативы соединительное ребро 3 также может проходить вдоль одного из краев детали 20 обшивки, так что соединительное ребро 3 при рассмотрении в одном из направлений SW1, SW2 размаха образует крышкообразное окончание устройства 1 перекрытия щели.

С соответственно одной деталью 20 обшивки могут быть соединены два или более чем два соединительных ребра 3. Прежде всего, при этом может быть предусмотрено, что соответственно одно соединительное ребро 3 или множество соединительных ребер расположены вдоль проходящих в продольном направлении детали20обшивки кромок последней.

В показанном на фиг.1 конструктивном варианте устройства 1 перекрытия щели деталь 20 обшивки образует замкнутую по периметру проходящую в направлении FTO глубины крыла устройства 1 перекрытия щели профильную форму. Однако деталь 20 обшивки не должна простираться на всю глубину профиля соответствующего аэродинамического тела. В зависимости от случая применения концевая крышка 12 может быть также предусмотрена только в частичных областях при рассмотрении в глубине профиля. Предпочтительно, это может быть предусмотрено в частичных областях, в которых при регулировании соответствующего аэродинамического тела возникают значительные изменения величины и формы изменяемой щели G. В областях, в которых имеют место лишь незначительные изменения, деталь 20 обшивки может взаимодействовать с обычными щелевыми уплотнениями или же комбинироваться с ними.

Внешняя обшивка 20 устройства 1 перекрытия щели предпочтительно выполнена в виде непрерывной обшивки. Однако она также может иметь отверстия, прежде всего, для достижения благоприятного аэродинамического эффекта.

Аэродинамические тела А1, А2 и устройство 1 перекрытия щели могут быть выполнены, прежде всего, таким образом, что одно или оба аэродинамических тела А1, А2 по меньшей мере в пределах определенного диапазона состояний регулирования аэродинамических тел относительно основного крыла частично перекрываются. Расположение аэродинамических тел А1, А2 и устройства 1 перекрытия щели может быть выбрано, прежде всего, таким образом, что внешняя обшивка 20 устройства 1 перекрытия щели перекрывает внешние обшивки аэродинамических тел А1, А2 во всех диапазонах их регулирования.

При этом перекрытие может быть выполнено так, что деталь 20 обшивки находится внутри или снаружи концевого участка А11, А22 соответствующего аэродинамического тела А1, А2. В одном варианте осуществления изобретения, в котором в такой области перекрытия деталь обшивки находится снаружи соответствующего концевого участка А11, А22, устройство 1 перекрытия щели на этой из своих обеих или на обеих своих обращенных в направлении SW1, SW2 размаха аэродинамических тел А1, А2 сторон является открытым, так что деталь 20 обшивки устройства 1 перекрытия щели окружает внешние обшивки 21, 22 аэродинамических тел А1, А2, а внешняя обшивка 21a, 22а концевого участка А11, А22 соответствующего аэродинамического тела А1, А2 может телескопически вдвигаться в деталь 20 обшивки и выдвигаться из нее, если, в случае необходимости, в соответствующих диапазонах регулируемого состояния, аэродинамические тела А1, А2 при их регулировании перемещаются относительно друг друга. В еще одном варианте осуществления изобретения, при перекрытии детали 20 обшивки и внешних обшивок 21, 22, в случае необходимости, в соответствующих диапазонах регулируемого состояния, деталь 20 обшивки устройства 1 перекрытия щели расположена внутри внешних обшивок 21a, 22а или внутри одной из внешних обшивок 21a, 22а концевых областей аэродинамических тел А1 или же А2, так что деталь 20 обшивки может телескопически вдвигаться во внешнюю обшивку 21a, 22а концевого участка А11, А22 соответствующего аэродинамического тела А1, А2 и выдвигаться, когда аэродинамические тела А1, А2 при их регулировании перемещаются относительно друг друга.

Деталь 20 обшивки и/или конец Е1, Е2 соответствующего аэродинамического тела А1, А2 могут быть также выполнены таким образом, что деталь 20 обшивки не является перекрываемой с внешней обшивкой одного аэродинамического тела А1, А2, а устройство 1 перекрытия щели не является вдвигаемым во внешнюю обшивку 21, 22 одной или обеих внешних обшивок 21, 22 или наоборот.

В областях перекрытия, в которых деталь 20 обшивки окружает одну внешнюю обшивку или обе внешних обшивки 21a, 22а внешних участков А11 или же А22, внешние участки А11 или же А22, или один из внешних участков может быть смещен внутрь, то есть к хорде профиля соответствующего тела А1 или же А2. Переход от соответствующего внешнего участка А11 или же А22 к расположенному, при рассмотрении от устройства 1 перекрытия щели, дальше участку может быть образован ступенью 21b, 22b или проходящим рампообразно участком. В результате этого, внешняя обшивка 20 детали 2 обшивки, при рассмотрении от соответствующей хорды профиля, может быть расположена снаружи внешних обшивок 21a, 22а внешних участков А11 или же А22. При этом может быть предусмотрено, что внутренняя сторона внешней обшивки 20 устройства 1 перекрытия щели прилегает к внешним поверхностям внешних обшивок 21a, 22а внешних участков А11 или же А22 и при регулировании аэродинамических тел А1, А2 скользит по ним.

В еще одном примере осуществления предусмотрены область перекрытия между внешней обшивкой 21a внешнего участка А11 первого аэродинамического тела А1 и внешней обшивкой 20 устройства 1 перекрытия щели, а также область перекрытия между внешней обшивкой 22а внешнего участка А22 второго аэродинамического тела А2 и внешней обшивкой 20 устройства 1 перекрытия щели. В другом конструктивном варианте внешняя обшивка 20 устройства 1 перекрытия щели при рассмотрении от хорд профиля аэродинамических тел А1, А2 может быть расположена внутри них. В еще одном конструктивном варианте внешняя обшивка 20 устройства 1 перекрытия щели может быть расположена на одной стороне внутри внешней обшивки одного аэродинамического тела, то есть ближе по направлению к хордам профиля аэродинамических тел А1, А2, а на другой стороне снаружи внешней обшивки соответственно другого аэродинамического тела.

В другом конструктивном примере, в котором деталь 20 обшивки расположенного между аэродинамическими телами А1, А2 устройства 1 перекрытия щели расположена снаружи внешних обшивок 21a, 22а обращенных друг к другу внешних концевых участков А11, А22 аэродинамических тел А1, А2, аэродинамические тела А1, А2 могут быть выполнены в виде открытых сбоку полых профилей, так что устройство 1 перекрытия щели перекрывает обращенные друг к другу концы Е1 или же Е2 аэродинамических тел А1, А2, и при соответствующем выполнении устройства 1 перекрытия щели может их замыкать. Деталь 20 обшивки устройства 1 перекрытия щели, прежде всего относительно своей формы, подогнана с небольшим люфтом к деталям 21а, 22а обшивки аэродинамических тел А1, А2, то есть в представленном конструктивном примере внутренняя контурная поверхность детали 20 обшивки выполнена сходной или примерно такой, как внешние контурные поверхности внешних обшивок 21а, 22а.

В другом конструктивном варианте деталь 20 обшивки устройства 1 перекрытия щели может быть расположена между внешними обшивками 21, 22 аэродинамических тел, так что между направленными в направлении SW1, SW2 размаха концами внешних обшивок 21, 22 аэродинамических тел А1, А2 и деталью 20 обшивки устройства 1 перекрытия щели получается промежуточная щель (не показана). Такая промежуточная щель может также образовываться только между деталью 20 обшивки и только одной из внешних обшивок 21а или 22а. Указанные промежуточные щели могут также возникать только при определенных диапазонах регулируемого состояния аэродинамических тел А1, А2. При расположении аэродинамических тел А1, А2 на основном крыле, при котором щель G между внешними обшивками 21, 22 аэродинамических тел А1, А2 при их регулировании изменяется, изменяются и промежуточные щели.

Прежде всего, в одном варианте осуществления изобретения, в котором образуется по меньшей мере одна промежуточная щель, на обращенном в направлении размаха конце одного из аэродинамических тел или на концах обоих аэродинамических тел А1, А2 может быть расположена эластичная лента или уплотнительное устройство (не показано), которая или же которое выполнена(-о) и расположена(-о) таким образом, что деталь 20 обшивки устройства 1 перекрытия щели по меньшей мере в одном диапазоне регулирования аэродинамических тел А1, А2 прилегает к ленте или уплотнительному устройству, так что промежуточная щель перекрывается эластичной лентой или уплотнительным устройством по меньшей мере в указанном диапазоне регулирования. При этом эластичная лента выполнена так, что она является податливой в направлении SW1, SW2 размаха, если она сдавливается в результате относительного движения соответствующего аэродинамического тела и внешней обшивкой 20 устройства 1 перекрытия щели, и возвращается в свою исходную форму, если соответствующее аэродинамическое тело и внешняя обшивка 20 устройства 1 перекрытия щели раздвигаются. В одном варианте осуществления изобретения внешняя обшивка 20 устройства 1 перекрытия щели во всем диапазоне регулирования аэродинамических тел А1, А2 прилегает к ленте или уплотнительному устройству.

Эластичная лента или уплотнительное устройство может быть расположена(-о) на внешней обшивке соответствующего аэродинамического тела или на несущей детали соответствующего аэродинамического тела, таком как, например, его ребре, и иметь, например, форму уплотнительного профиля. Прежде всего, такая лента или такое уплотнительное устройство могут быть предусмотрены тогда и на той стороне внешней обшивки 20 устройства 1 перекрытия щели, которая не образует перекрытия с соседней внешней обшивкой соответствующего аэродинамического тела. Однако такая эластичная лента или такое уплотнительное устройство также могут быть предусмотрены, если и в одном диапазоне регулирования аэродинамических тел образуется область 23, 24 перекрытия. Дополнительно к этому или в качестве альтернативы, указанная эластичная лента может также быть расположена на устройстве 1 перекрытия щели и, прежде всего, на детали обшивки или на внешней обшивке 20 устройства 1 перекрытия щели.

На фиг 1 в схематическом изображении в перспективе показаны два аэродинамических тела А1, А2 в качестве части крыла с предусмотренным согласно изобретению устройством 1 перекрытия щели. Аэродинамические тела А1, А2, а также устройство 1 перекрытия щели, показаны для лучшей наглядности соответственно в частично разрезанном виде сверху, при котором внешняя обшивка частично не показана. Первое аэродинамическое тело А1 и второе аэродинамическое тело А2 соответственно имеют внешнюю обшивку 21 или же 22, которые в обычных случаях применения окружают их полностью. Показанный на обеих фигурах 1 и 2 конструктивный вариант имеет проходящее вдоль края внешней обшивки 21 уплотнительное устройство в виде периметрической уплотнительной оболочки или уплотнительного колпачка 23а, который расположен на первом аэродинамическом теле А1 и выполнен таким образом, что устройство 1 перекрытия щели прилегает к нему во всем или частичном диапазоне регулируемых состояний аэродинамических тел А1, А2. Уплотнительная оболочка имеет профильную форму с поверхностью внешнего контура, которая приведена в соответствие поверхности внешнего контура внешней оболочки 21 первого аэродинамического тела А1 и детали 20 обшивки устройства 1 перекрытия щели, то есть является сходной с ними. При этом уплотнительное устройство может иметь расположенный на уплотнительной оболочке 23 фланец с поверхностью 23b прилегания, к которой прилегает соединительное ребро 3. Это уплотнительное устройство может быть выполнено так, что оно герметично или в значительной степени герметично прилегает к устройству 1 перекрытия щели. Прежде всего, для этой цели, уплотнительное устройство 23 может быть выполнено с уплотнительной оболочкой 20 и фланцем, к которому соединительное ребро 3 прилегает своей обращенной к фланцу поверхностью.

Уплотнительное устройство 23 также может быть образовано из множества расположенных рядом друг с другом в направлении SW1, SW2 размаха соответствующего аэродинамического тела А1, А2 уплотнительных профилей. В представленном на фиг.3 конструктивном варианте установлено два расположенных рядом друг с другом в направлении SW1, SW2 размаха первого аэродинамического тела А1 уплотнительных профиля 24, 25. В результате этого, например, путем применения различных форм поперечного сечения уплотнительных профилей 24, 25 и/или путем применения различных материалов уплотнительных профилей 24, 25, может быть реализовано согласование с соответствующим случаем применения. Например, с помощью этих средств расположенный вблизи устройства 1 перекрытия щели уплотнительный профиль 24, 25 может быть выполнен более мягким в направлении размаха для того, чтобы оптимизировать уплотнительное действие.

Показанный на фиг.1 пример осуществления изобретения имеет область перекрытия между внешней обшивкой 22а внешнего участка А22 второго аэродинамического тела А2 и внешней обшивкой или деталью 20 обшивки устройства 1 перекрытия щели, при этом деталь 20 обшивки расположена снаружи внешней обшивки 21a внешнего участка АН первого аэродинамического тела А1.

Для соединения устройства 1 перекрытия щели с аэродинамическими телами А1, А2 соединительное ребро 3 посредством первого соединительного устройства К1 шарнирно соединено с первым аэродинамическим телом А1, а с помощью второго соединительного устройства оно шарнирно соединено с расположенным вблизи первого аэродинамического тела А1 вторым аэродинамическим телом А2.

Указанные конструктивные варианты согласно изобретению аналогичным образом также могут быть предусмотрены при системе из детали фюзеляжа или основного крыла и расположенного вблизи детали фюзеляжа или основного крыла аэродинамического тела А1, А2. При этом варианте вблизи детали фюзеляжа или основного крыла также может быть расположено множество аэродинамических тел А1, А2 с расположенным между ними устройством 1 перекрытия щели с конструктивными формами согласно изобретению.

При системе из детали фюзеляжа или основного крыла и одного расположенного вблизи такой детали аэродинамического тела, прежде всего, деталь 20 обшивки может быть расположена снаружи или внутри детали обшивки указанной детали и перекрывать ее. На указанной детали или расположенном рядом с ней аэродинамическом теле также может быть расположена одна из конструктивных форм уплотнительного устройства.

Устройство 1 перекрытия щели, прежде всего, имеет:

- деталь 20 обшивки, которая простирается на щели G по меньшей мере участками вдоль контура внешней обшивки аэродинамического тела,

- соединенное с деталью 20 обшивки соединительное ребро 3,

- соединительное устройство К1 для шарнирного соединения ребра 3 с аэродинамическим телом А1, и

- второе соединительное устройство К2 для шарнирного соединения соединительного ребра 3 с расположенной вблизи аэродинамического тела А1 деталью фюзеляжа или основного крыла.

Далее устройство 1 перекрытия щели согласно изобретению описывается на примере конструктивного варианта крыла с двумя расположенными рядом друг с другом, регулируемыми относительно основного крыла аэродинамическими телами А1, А2 согласно фигурам 1 и следующим в том смысле, что отдельные признаки аналогичным образом могут быть применены к указанным вариантам и формам осуществления изобретения.

Деталь 20 обшивки устройства 1 перекрытия щели по своей форме адаптирована к деталям 21a, 22а обшивки аэродинамических тел А1 или же А2 с небольшим люфтом и, таким образом, в зависимости от выполнения соединительных устройств К1, К2, является перемещаемой относительно одного и/или другого аэродинамического тела А1, А2. В показанном варианте осуществления концевой участок 22а внешней обшивки 22 второго аэродинамического тела А2 является телескопически вдвигаемым в деталь 20 обшивки или выдвигаемым из нее. При этом движение устройства 1 перекрытия щели и, прежде всего, детали 20 обшивки относительно внешней обшивки 22 может иметь поступательные составляющие и/или вращательные составляющие. При этом деталь 20 обшивки и внешняя обшивка выполнены так, что предотвращается их защемление при относительных движениях.

По меньшей мере одно из соединительных устройств К1, К2 для соединения соединительного ребра 3 с соответствующим аэродинамическим телом может иметь два расположенных друг за другом в направлении FT1, FT2 глубины крыла поводка 4, 5 с соответственно двумя шарнирами 4а, 4b; 5а, 5b, которые присоединяют поводок 4, 5 к аэродинамическому телу А1 и соединительному ребру 3. На фиг.1 поводки 4, 5 посредством шарнира 4а, 5а соединены с соединительным ребром 3, а посредством шарнира 4b, 5b-с первым аэродинамическим телом А1 и, прежде всего, с его несущей конструкцией. В другом конструктивном примере соединительное ребро 3 с обеих сторон посредством таких поводков и шарниров может быть соединено с первым или же вторым аэродинамическим телом А1, А2.

В конструктивном примере, который показан на фиг.1, соединительное устройство К2 для соединения соединительного ребра 3 со вторым аэродинамическим телом А2 имеет две расположенных друг за другом в направлении FT2 глубины крыла и простирающиеся поперек направления FT2 глубины крыла соединительные детали 6, 7, которые посредством шарнирного соединения соединены с соединительным ребром 3, и которые в своем продольном направлении являются удлиняемыми для перемещения детали 20 обшивки относительно аэродинамического тела А2 в направлении SW2 размаха. В показанном конструктивном примере одна (ссылочное обозначение 7) из соединительных деталей, а именно, в плоскости чертежа фигуры 1 верхняя и расположенная ближе на передней кромке аэродинамического тела А2 соединительная деталь 9, посредством соединительного шарнира 9 соединена с соединительным ребром 3. Ось 9b вращения соединительного шарнира 9 проходит поперек направления FT2 глубины крыла и направления SW2 размаха второго аэродинамического тела А2 и, прежде всего, под углом в диапазоне от 45 до 90 градусов к ним. Кроме того, другая (ссылочное обозначение 6) из обеих соединительных деталей посредством поводка 8 соединена с соединительным ребром 3, так что первое шарнирное соединение 8а соединяет поводок 8 с соединительной деталью 9, а второе шарнирное соединение 8b соединяет поводок 8 с соединительным ребром. Оси вращения соединительных шарниров 8а, 8b проходят поперек направления FT2 глубины крыла и направления SW2 размаха второго аэродинамического тела А2 и, прежде всего, под углом в диапазоне от 45 до 90 градусов к ним.

В общем, соединительное ребро 3 может быть соединено с соответствующим аэродинамическим телом только одной удлиняемой в своей длине соединительной деталью, при этом соединение соединительной детали с соединительным ребром может быть предусмотрено посредством шарнирного соединения или посредством поводка или другой соединительной детали. Прежде всего, при соединении соединительного ребра 3 с аэродинамическим телом может быть предусмотрена удлиняемая в своем продольном направлении соединительная деталь или сцепная деталь в сочетании по меньшей мере с одним поводковым соединением, так как в представленном конструктивном примере оно устроено между соединительным ребром 3 и первым аэродинамическим телом А1. Прежде всего, соединительные элементы первого и второго соединительного устройства имеют шаровые шарниры. Они могут быть предусмотрены, например, на шарнирных привязках для соединительного ребра или для соответствующего аэродинамического тела или попеременно на соединительном ребре и соответствующем аэродинамическом теле.

В еще одном конструктивном примере соединительное ребро 3 с обеих сторон посредством удлиняемой в своем продольном направлении соединительной детали, также и в сочетании с поводковым соединением, может быть соединено как с первым, так и со вторым аэродинамическим телом.

В общем, соединительные устройства имеют шарнирное соединение с одной или несколькими шарнирными осями. В особых случаях применения необходимость в одном из обоих соединительных устройств может отпадать. Форма и размеры шарнирных соединений в конструктивном примере по фиг.1, прежде всего, выбраны так, что деталь 20 обшивки устройства 1 перекрытия щели удерживается на заданном расстоянии от обращенного к ней края соответствующего аэродинамического тела, и одновременно уплотнительное устройство прижимаются друг к другу с заданным давлением прижима. В результате этого получается уплотнение между деталью 20 обшивки устройства 1 перекрытия щели и внешней обшивкой первого аэродинамического тела А1. В связи с выполнением соединительного устройства К1 с поводками 4, 5 деталь 20 обшивки устройства 1 перекрытия щели в области щели относительно первого аэродинамического тела А1 или же его края может, однако, выполнять незначительное перемещение в направлении SW1 размаха и в направлении FT1 глубины профиля, без ухудшения уплотнительного действия. В зависимости от выполнения соединительного устройства и, прежде всего, его шарниров, деталь 20 обшивки устройства 1 перекрытия щели может также выполнять незначительные движения отклонения относительно края аэродинамического тела А1. В принципе, шарнирные соединения могут также конструироваться так, что они допускают незначительные движения в направлении Z толщины профиля.

С помощью предусмотренных согласно изобретению соединительных устройств деталь 20 обшивки устройства 1 перекрытия щели, в зависимости от относительного движения аэродинамических тел, заданным образом удерживается между внешними обшивками аэродинамических тел А1, А2 таким образом, что она по меньшей мере частично или полностью перекрывает щель G. Для регулирования устройства 1 перекрытия щели может, но в указанных конструктивных примерах не обязательно должно, быть предусмотрено отдельное приводное устройство.

Для позиционирования, а также направления, в случае необходимости, телескопического движения, детали 20 обшивки или устройства 1 перекрытия щели с предотвращением защемления устройства 1 перекрытия щели может быть предусмотрено, что устройство 1 перекрытия щели и/или одно или оба соединительных устройства К1, К2 направляются на соответствующем аэродинамическом теле с помощью направляющего устройства.

В одном конструктивном примере направляющее устройство может иметь базирующий элемент, в котором одна из соединительных деталей или обе соединительных детали направляются в их продольном направлении. Прежде всего, базирующий элемент может быть выполнен в виде кольца, которое может принимать цилиндрический участок соответствующей соединительной детали 6, 7 и при этом допускать, прежде всего, продольное смещение соединительной детали. Далее в этом конструктивном примере кольцо может быть расположено на одном из ребер 4 соответствующего аэродинамического тела. В конструктивном варианте по фиг.1 предусмотрено два кольцеобразных базирующих элемента 31, 32 для удержания и направления первой соединительной детали 6 и два кольцеобразных базирующих элемента 33, 34 для удержания и направления второй соединительной детали 7. За счет применения двух кольцеобразных базирующих элементов соответствующая соединительная деталь 6, 7 установлена в них с возможностью перемещения в своем продольном направлении. Перемещение соединительной детали или ее части происходит, когда соединительная деталь, прежде всего в результате тягового усилия со стороны соответственно другого аэродинамического тела на устройство перекрытия щели, изменяется в своей длине. При использовании только одного кольцеобразного базирующего элемента на соединительную деталь она, еще дополнительно может поворачиваться относительно ребра 3, в котором или на котором установлен базирующий элемент. Вид и количество опор каждой соединительной детали зависит от соответствующего случая применения и конфигурации крыла согласно изобретению.

Соединительные детали 6, 7 могут быть также выполнены стержнеобразными и располагаться в направляющих трубках.

На фиг.9 показан детальный вид еще одного примера осуществления комбинации двух аэродинамических тел с устройством перекрытия щели и уплотнительным устройством, а также соединительной перемычкой 50, которая соединяет одно аэродинамическое тело с устройством перекрытия щели. Соединительная перемычка 50 предусмотрена для повышения защищенности от отказов аэродинамических тел на случай, при котором одно или оба аэродинамических тела, прежде всего в результате поломки несущей детали, отсоединяются от соответствующего регулирующего устройства. В этом случае соединительная перемычка 50 соединяет оба аэродинамических тела, так что отсоединившееся от своего регулирующего устройства аэродинамическое тело удерживается в стабильном состоянии на основном крыле другим аэродинамическим телом, которое еще удерживается своим регулирующим устройством. Такая соединительная перемычка 50 может быть предусмотрена в каждом из конструктивных вариантов согласно изобретению.

В представленном конструктивном варианте соединительная перемычка 50 соединяет одно аэродинамическое тело А1 и соединительное ребро 3. В качестве альтернативы соединительная перемычка 50 может также соединять оба аэродинамических тела А1, А2 друг с другом непосредственно.

На фиг.10 показан разрез через еще один конструктивный пример комбинации согласно изобретению двух аэродинамических тел в первом положении относительно друг друга, которые на фиг.11 показаны во втором положении относительно друг друга. Направление взгляда для показанных аэродинамических тел проходит примерно в направлении глубины профиля. В этом конструктивном примере на обращенном ко второму аэродинамическому телу А2 конце детали 20 обшивки расположено уплотнительное устройство 20а в виде уплотнительного профиля. Уплотнительный элемент 20а в этом конструктивном примере выполнен по типу губы. Сравнимый уплотнительный элемент мог бы быть предусмотрен и в каждом из конструктивных вариантов согласно изобретению, при этом является реализуемым расположение относительно детали 20 обшивки внутри и снаружи. Уплотнительное устройство или уплотнительный элемент может быть расположен в периметрическом направлении детали 20 обшивки участками или по всему ее периметру.

В одном конструктивном варианте согласно изобретению устройство 1 перекрытия щели посредством прижимного устройства 40 прижимается от второго аэродинамического тела А2 к первому аэродинамическому телу А1. При этом может быть предусмотрено, что устройство 1 перекрытия щели посредством второго соединительного устройства К2, как оно описано, например, на конструктивном варианте по фиг.1, шарнирно или другим образом присоединено ко второму аэродинамическому телу А2. Однако, в общем, может быть предусмотрено, что устройство 1 перекрытия щели надвинуто только на внешний участок А22 внешней обшивки 22 второго аэродинамического тела А2. В связи с прижимом устройства 1 перекрытия щели к первому аэродинамическому телу посредством прижимного устройства относительное движение первого аэродинамического тела А1 относительно второго аэродинамического тела А2 приводит к соответствующему движению прилегающего к первому аэродинамическому телу А1 устройства 1 перекрытия щели.

В еще одном конструктивном примере между устройством 1 перекрытия щели и первым аэродинамическим телом А1 расположено уплотнительное устройство 23. Уплотнительное устройство 23 может быть расположено на первом аэродинамическом теле А1 и/или на устройстве 1 перекрытия щели, то есть на их соответственно обращенных друг к другу концах или краях. В представленном конструктивном варианте, с одной стороны, один уплотнительный профиль 24 или уплотнительная лента расположена на первом аэродинамическом теле А1, а с другой стороны, один уплотнительный профиль 25 или уплотнительная лента расположена на устройстве 1 перекрытия щели.

В одном конструктивном варианте прижимное устройство 40 имеет нажимной стержень 41 с опорной деталью 44, например в виде штифта, а также опорное устройство 45. Опорное устройство расположено на устройстве 1 перекрытия щели и может быть выполнено в виде углубления или базирующего элемента, который подходит для приема или установки опорной детали 44. Опорная деталь 44, прежде всего посредством шарнира, может быть соединена с нажимным стержнем. Шарнир может быть плоским шарниром или шаровым шарниром.

Опорное устройство и опорная деталь могут быть реализованы различным образом и, например, в виде линейной направляющей (фиг.10) или в виде опоры, которая допускает поворотное движение нажимного стержня 41 относительно устройства 1 перекрытия щели. В показанном конструктивном варианте для этой цели поперечное сечение базирующего элемента больше, чем поперечное сечение опорной детали 44, так что является возможным отклонение опорной детали в опорном устройстве. В отличие от фиг.11, шарнирный элемент 42 сдвигового элемента 40 имеет дополнительную степень свободы, что может быть реализовано, например, за счет использования сферической шарнирной опоры или же шарового шарнира или тому подобного. Прежде всего, этот вариант выполнения подходит для конструктивных форм, при которых оба соседних аэродинамических тела А1, А2, как показано на фиг.12, расположены под углом друг к другу или же при эксплуатации щитков совершают соответствующие большие угловые изменения.

Комбинация из опорного устройства и опорной детали может быть также выполнена в виде шарнира.

Таким образом, устройство 1 перекрытия щели в этом конструктивном варианте не соединено с первым аэродинамическим телом А1, а является свободно перемещаемым относительно него. Так как прижимное устройство прижимает устройство 1 перекрытия щели к первому аэродинамическому телу А1, и устройство 1 перекрытия щели надвинуто на внешний участок А22 второго аэродинамического тела А2, устройство 1 перекрытия щели удерживается между обоими аэродинамическими телами.

Прижимное устройство 40 выполнено таким образом, что оно прижимает нажимной стержень 41 к устройству 1 перекрытия щели с силой нажима в заданных пределах. Сила нажима может создаваться с помощью сервопривода или устройства предварительного натяжения. В показанной на фиг.10 конструктивной форме сила нажима создается устройством предварительного натяжения в виде пружинного устройства, которое смещает телескопически перемещаемый из базисного корпуса стержневой элемент в направлении устройства 1 перекрытия щели.

Несколько прижимных устройств 40 могут быть расположены рядом друг с другом при рассмотрении в направлении глубины профиля во втором аэродинамическом теле А2.

По меньшей мере один нажимной стержень посредством направляющих устройств, например на ребрах 4, может направляться в их продольном направлении. При этом направляющее устройство может быть выполнено, как описано на конструктивном примере по фиг.1. Прежде всего, направляющее устройство может иметь выемки 49 в ребрах 4 и факультативно расположенные в них направляющие кольца для приема нажимного стержня таким образом, что он принят направляющим устройством с возможностью продольного перемещения и факультативно также с возможностью вращения вокруг своей оси. Для этой цели нажимной стержень может быть выполнен в виде раздвижного стержня (фиг.10). В этой конструктивной форме прижимное устройство действует в виде исполнительный механизм и в виде части направляющего устройства для направления устройства 1 перекрытия щели на втором аэродинамическом теле А2. Прижимные устройства обеспечивают, что устройство 1 перекрытия щели при каждом регулируемом состоянии аэродинамических тел прижимается к торцу или концу Е2 первого аэродинамического тела А1 или же к расположенному между ними уплотнительному устройству 23, и изменяемая щель S надежно уплотняется. При выполнении нескольких разнесенных в направлении глубины профиля и шарнирно присоединенных к устройству 1 перекрытия щели нажимных стержней 41 пути перемещения нажимных стержней 41 в зависимости от соответствующего относительного движения между соседними аэродинамическими телами могут быть одинаковыми или разными. За счет этого устройство 1 перекрытия щели и при этом варианте может быть адаптировано к несимметричным формам щели или же неодинаковым расстояниям щелей в области передней кромки и задней кромки соседних щитков 2, 4.

На фигурах 12 и 13 представлен еще один пример осуществления изобретения, при этом на фигуре 12 показан схематический в разрезе вид сверху на систему аэродинамических тел А1, А2, а на фигуре 14 показан его схематический вид в разрезе вдоль линии XIV-XIV разреза на фиг.13. В этом конструктивном варианте каждое из двух соседних аэродинамических тел А1, А2 в области их противолежащих друг другу торцов оснащено телескопически перемещаемым устройством 1, 1' перекрытия щели. На каждом из устройств 1, 1' перекрытия щели присоединено соответственно одно прижимное устройство 40 или же 40' для прижима соответствующего устройства 1 или же 1' по направлению к соседнему аэродинамическому телу, как это описано со ссылкой на фигуры 10, 11. Прижимные устройства 40 или же 40' давят на соответственно присоединенное устройство 1, 1' перекрытия щели по направлению к соседнему аэродинамическому телу А1, А2. На каждом из обоих устройств 1, 1' перекрытия щели факультативно установлены уплотнительные устройства 23, 23', которые по меньшей мере участками проходят вдоль края обращенных друг к другу торцевых поверхностей устройств 1, 1' перекрытия щели, и которые в результате двустороннего прижима устройств 1, 1' перекрытия щели прижимными устройствами 40 или же 40' прилегают друг к другу. Уплотнительные устройства 23, 23' и прижимные устройства 40 или же 40' также могут быть выполнены таким образом, что они уплотняют щель G. Этот конструктивный вариант обеспечивает возможность повышенной подвижности уплотняющих компонентов в области щели и подходит для перекрытия и уплотнения особенно большой и значительно изменяющейся по своей форме щели G.

Этот пример осуществления может быть реализован в различных вариантах, которые уже описаны на других примерах осуществления, Например, может быть предусмотрено и соединено с устройствами 1, 1' перекрытия щели несколько расположенных рядом друг с другом в направлении FT1, FT2 глубины крыла прижимных устройств 40 или же 40'. В конструктивном примере по фиг.12 на первом аэродинамическом теле А1 расположено два прижимных устройства 40а' и 40b', которые посредством плоского шарнира 45а' или же 45b' присоединены к соответствующему устройству Г перекрытия щели. Кроме того, на втором аэродинамическом теле А2 также расположено два прижимных устройства 40а и 40b, которые посредством плоского шарнира 45а или же 45b присоединены к соответствующему устройству 1 перекрытия щели.

На фиг.14 показан схематический вид в перспективе сверху на пятый конструктивный пример расположения двух аэродинамических тел, а на фиг.15 дан увеличенный детальный вид в перспективе области XVI на фиг.14. На обоих чертежах внешние обшивки или же внешние периферические поверхности первого и второго аэродинамического тела А1, А2, а также концевой крышки 12, удалены для лучшей обзорности, и показаны только торцевые ребра 4 первого и второго аэродинамического тела А1 или же А2. От устройства 1 перекрытия щели показано только соединительное ребро 3 в виде реброобразного каркасного тела. На фигурах 14 и 15 показана форма реализации конструктивных вариантов согласно фигурам 1-10 с указанными деталями и функциями.

Второе соединительное устройство К2 образовано из двух шарнирных соединений 44, 46, которые соединяют одно ребро R и соединительное ребро 3. Соединительные элементы 44, 46 закреплены на первом щитке 2 и каркасном теле 12d концевой крышки. Переднее, на обоих указанных чертежах верхнее, шарнирное соединение выполнено в виде поводкового соединения или системы рычажных шарниров и посредством сферической шарнирной опоры 48 соединено с соединительным ребром 3. Заднее, на обоих чертежах нижнее, шарнирное соединение 46 выполнено стержнеобразным и тоже шарнирно соединено с соединительным ребром 3.

Первое соединительное устройство К1 образовано из системы направляющих поводков с несколькими направляющими поводками 50, 52, 54, которые направляют устройство 1 перекрытия щели при происходящем по существу в направлении размаха смещении по нескольким осям в области щели между соседними аэродинамическими телами А1, А2. Два направляющих поводка 50, 52 расположены на расстоянии друг от друга в направлении глубины профиля, выполнены в виде коленчатых рычагов и действуют соответственно одним концом на первом аэродинамическом теле А1, а другим концом на соединительном ребре 3. Оси шарниров этих двух коленчатых рычагов 50, 52 проходят по существу в направлении толщины профиля, и соединительное ребро 3 удерживается этой парой коленчатых рычагов 50, 52 в направлении толщины профиля и направляется в направлении размаха. Третий, также выполненный в виде коленчатого рычага, направляющий поводок 54 расположен вблизи передней кромки первого аэродинамического тела А1 и одним концом действует на первом аэродинамическом теле А1, а другим концом - на передней области соединительного ребра 3. Этот третий коленчатый рычаг 54 имеет в качестве шарнира сферическую шарнирную опору 56, которая имеет несколько степеней свободы. Однако главная ось этой шарнирной опоры 56 простирается приблизительно в направлении глубины профиля или же под небольшим острым пространственным углом к нему, так что третий коленчатый рычаг 54 удерживает устройство 1 перекрытия щели по существу в направлении глубины профиля и направляет между соседними аэродинамическими телами.

Кроме того, в конструктивном примере согласно фигурам 14 и 15 факультативно встроено описанная выше промежуточная соединительная перемычка 50, которая соединяет друг с другом первое и второе аэродинамическое тело для повышения надежности системы аэродинамических тел. Один конец промежуточной соединительной перемычки 50 шарнирно закреплен на первом аэродинамическом теле А1, а другой конец шарнирно закреплен на вершине образованного из двух стержневых тел 60, 62 трехзвенного рычага, основание которого лежит на торце показанного тела реберного 4 первого аэродинамического тела А1. При этом указанное основание простирается между двумя разнесенными друг от друга в направлении глубины профиля присоединительными точками 60а или же 62а, на которых два стержневых тела 60, 62 шарнирно соединены с торцом первого аэродинамического тела А1. Как видно на фиг.15, вершина трехзвенного рычага проходит через предусмотренное в соединительном ребре 3 сквозное отверстие 61. В зависимости от положения смещения концевой крышки 12 вершина или же находящаяся там присоединительная точка соединительной перемычки 50 может незначительно продвигаться через сквозное отверстие 61 по направлению к торцу первого аэродинамического тела А1 или же снова выдвигаться из сквозного отверстия 61 по направлению к торцу второго аэродинамического тела А2.

На фиг.16 показан схематический вид в перспективе существенной частичной области несущей конструкции согласно изобретению или системы по меньшей мере с одним аэродинамическим телом для летательного согласно еще одному варианту его осуществления. Эта несущая конструкция образована по меньшей мере из одного первого подвижного аэродинамического тела, которое в этом конструктивном примере выполнено в виде поворотного щитка 64. Щиток 64, от которого на указанных чертежах показана только близкая к торцу область, снабжен аэродинамически эффективным профилем и имеет определенный размах. Щиток 64 расположен своим обращенным в направлении размаха торцом через изменяемую щель (не показана) вблизи торца неподвижной относительно щитка 64 конструктивной детали (не показана), которая может быть деталью фюзеляжа или крыла. В случае с неподвижной конструктивной деталью речь может идти, например, о корпусе фюзеляжа летательного аппарата или области присоединения крыла или тому подобном. Щиток 64 с торца крепится с возможностью поворота посредством закрепленной на конструктивной детали опоры 66 щитка. Однако, в качестве альтернативы или дополнительно, он может быть подвижно закреплен и на другой конструктивной детали, например, на корпусе несущей поверхности. И при такой конфигурации, аналогично поясненным выше конструктивным примерам, при движении щитка 64 расположенные рядом друг с другом торцы щитка 64 и конструктивной детали могут двигаться относительно друг друга и тем самым изменять величину и/или форму изменяемой щели 25.

Поэтому в целях уплотнения щели опять предусмотрено выполненное в виде концевой крышки устройство 1 перекрытия щели. В этом конструктивном примере концевая крышка или устройство 1 перекрытия щели берет на себя относительно формы профиля щитка уплотнение щели в области носка или же передней кромки, в то время как уплотнение в области задней кромки происходит с помощью обычного уплотнения (см. внизу). Форма концевой крышки или устройства 1 перекрытия щели по меньшей мере адаптирована к форме аэродинамического профиля щитка 64. Концевая крышка или устройство 1 перекрытия щели опять расположено на торцевом конце щитка 64 и является телескопически перемещаемым на щитке по существу в направлении размаха. При этом устройство 1 перекрытия щели, аналогично приведенным выше примерам, может вставляться в торец или насаживаться на торцевой конец щитка 64 или быть установлено с возможностью перемещения другим подходящим образом. Концевая крышка или устройство 1 перекрытия щели выполнено с возможностью приведения в прилегание с торцом соседней конструктивной детали и тем самым уплотняет изменяемую щель. Часть опоры 66 щитка простирается сквозь отверстие в концевой крышке 12.

Как наглядно показано на фиг.17, которая представляет собой схематический вид в перспективе несущей конструкции в направлении стрелки XVII на фиг.17, несущая конструкция согласно этому конструктивному примеру содержит два прижимных устройства 40, которые могут быть выполнены аналогично показанным на фигурах 10-13 конструктивным примерам и обеспечивают, что устройство 1 перекрытия щели при каждом регулируемом состоянии щитка или же аэродинамического тела надежно прижимается к соответствующему торцу соседней конструктивной детали и закрывает изменяемую щель.

Для улучшения уплотнения щели перемещаемая концевая крышка или устройство 1 перекрытия щели может быть снабжено периметрическим торцевым уплотнительным профилем 68 (см. фиг.16). Этот уплотнительный профиль 68 может быть выполнен, например, в виде фасонной резиновой детали, которая навулканизирована на саму концевую крышку 12 или само устройство 1 перекрытия щели или, как в показанном на фиг.16 примере, на отдельную несущую крышку 70, которая образует торцевую область устройства 1 перекрытия щели. Этот уплотнительный профиль 68 под воздействием прижимных устройств или пружинных сдвиговых устройств 40 в каждом положении щитка прилегает уплотняющим образом к торцу соседней конструктивной детали или же, при необходимости, к расположенному там второму торцевому уплотнительному профилю. Кроме того, концевая крышка или устройство 1 перекрытия щели, аналогично конструктивному варианту по фиг.10, имеет периметрические уплотнительные профили 72 в своей периферической области или же внешней области поверхности щитка 64, так что концевая крышка или устройство 1 перекрытия щели и при перемещении уплотнена(-о) относительно щитка 64.

Изобретение не ограничивается приведенными выше примерами осуществления, которые служат только для общего пояснения основной мысли изобретения. Признаки или компоненты или детали примеров осуществления при использовании их основных функций могут быть применены и к другим из описанных конструктивных вариантов. В зависимости от расположения используемых аэродинамических тел А1, А2 или компонентов несущей конструкции и установки приданных им конструктивных деталей используемые в приведенном выше описании и формуле изобретения понятия «первое и второе» аэродинамическое тело или компонент несущей конструкции могут меняться местами.

Предметы изобретения могут также содержать расположение более чем двух аэродинамических тел, как оно показано для случая с тремя аэродинамическими телами на фиг.18. Три аэродинамических тела могут соответственно иметь описанные признаки и в целом указанные комбинации признаков.

Хотя система несущей конструкции согласно изобретению в приведенных выше примерах была описана на посадочных щитках, она, конечно, может быть реализована и в связи с другими компонентами несущей конструкции, например предкрылками, спойлерами, элеронами или тому подобным. При этом указанные компоненты несущей конструкции, прежде всего, могут также совершать осциллирующие (одинаково направленные) установочные движения (то есть, например, биения щитков как вниз, так и вверх), при этом возникают эффекты сходные с поясненными выше, которые изменяют величину и/или форму изменяемой щели.

К тому же, является также возможным, что устройство 1 перекрытия щели или элемент закрытия щели или же концевая крышка имеет несколько телескопически вдвигающихся друг в друга профильных деталей с описанными признаками. Кроме того, концевая крышка также может быть выполнена в виде перемещаемого по существу в направлении размаха элемента-насадки, который располагается перед торцом соответствующего компонента несущей конструкции. Однако при таком решении, как правило, требуются дополнительные уплотнительные или обшивочные элементы между торцом и концевой крышкой.

Вышеописанные соединительные элементы, в качестве альтернативы, могут быть выполнены в виде любых подходящих кинематических передач или в виде тросообразных элементов и т.д. Вместо описанных выше соединительных элементов или пружинных сдвиговых узлов, в принципе, являются возможными и другие подходящие исполнительные приводы для концевой крышки или устройства перекрытия щели или элемента закрытия щели, так, например, механические, электрические, пьезоэлектрические, пневматические или гидравлические приводы или тому подобное, а также смешанные формы. Однако, как правило, они будут тяжелее, чем соединительные элементы или пружинные сдвиговые узлы. Если вместо соединительных элементов применяется отдельный сервопривод или пружинный сдвиговый узел для перемещения концевой крышки или устройства 1 перекрытия щели, эти приводные устройства могут быть также расположены, например, на том аэродинамическом теле, которое не содержит смещаемой концевой крышки (фиг.11, например, первое аэродинамическое тело А1) и тянуть концевую крышку, например, в кинематическом реверсе против торца этого компонента несущей конструкции.

В зависимости от конструктивного варианта может быть также благоприятным предусмотреть направляющее устройство для концевой крышки или устройства перекрытия щели с более чем двумя направляющими элементами. При этом оптимальное количество направляющих элементов зависит, прежде всего, от соответствующих размеров соответствующих компонентов, соответствующих функциональных связей и монтажных условий.

Используемые в рамках решения согласно изобретению уплотнительные устройства или элементы могут быть нанесены на соответствующую деталь либо с возможностью съема, то есть с возможностью нанесения и удаления вручную или с помощью простых монтажных инструментов, либо без возможности съема, то есть с возможностью удаления только посредством разрушения. Нанесение без возможности съема может осуществляться, например, посредством навулканизации уплотнительного устройства.

1. Аэродинамическое тело, которое посредством регулирующего устройства выполнено с возможностью регулировки относительно основного крыла летательного аппарата, при этом в связи с его регулировкой на боковом конце (E1, E2) образуется изменяемая щель (G) между аэродинамическим телом и другим аэродинамическим телом или деталью фюзеляжа или основным крылом, имеющее устройство (1) перекрытия щели с деталью (20) обшивки, которая простирается вдоль щели (G) и перекрывает внешнюю обшивку аэродинамического тела в направлении (SW1, SW2) размаха на его торце таким образом, что деталь (20) обшивки является телескопически перемещаемой относительно этого аэродинамического тела в направлении (SW1, SW2) размаха, отличающееся тем, что
устройство (1) перекрытия щели имеет соединенное с деталью (2) обшивки соединительное ребро (3) и соединительное устройство (К1) для соединения соединительного ребра с конструктивной деталью аэродинамического тела (А1), и
соединительное устройство (К1) имеет по меньшей мере одну простирающуюся поперек направления (FT2) глубины крыла соединительную деталь (6, 7), которая посредством шарнирного соединения присоединена к соединительному ребру (3) и которая выполнена с возможностью удлинения в ее продольном направлении для перемещения детали (20) обшивки в направлении (SW2) размаха, при этом соединительное ребро (3) имеет соединительный элемент для присоединения второго соединительного устройства (К2) на противоположной стороне соединительного ребра (3).

2. Аэродинамическое тело по п.1, отличающееся тем, что деталь (12) обшивки расположена снаружи внешней обшивки (21, 22) аэродинамического тела (A1, A2).

3. Аэродинамическое тело по п.1, отличающееся тем, что деталь (12) обшивки расположена внутри внешней обшивки (21, 22) аэродинамического тела (А1, A2).

4. Аэродинамическое тело по п.1, отличающееся тем, что на устройстве (1) перекрытия щели расположено уплотнительное устройство (23).

5. Аэродинамическое тело по п.4, отличающееся тем, что уплотнительное устройство (23) расположено на той стороне устройства (1) перекрытия щели, которая противоположна стороне с областью перекрытия, которая обращена к области перекрытия.

6. Аэродинамическое тело по п.4, отличающееся тем, что уплотнительное устройство (23) расположено относительно соединительного ребра (3) на детали (20) обшивки и на той стороне, которая находится вблизи области перекрытия.

7. Аэродинамическое тело по п.1, отличающееся тем, что соединительное устройство (К2) для соединения соединительного ребра (3) с одним из аэродинамических тел имеет по меньшей мере два расположенных друг за другом в направлении (FT1, FT2) глубины крыла поводка (4, 5) с соответственно двумя шарнирами (4а, 4b; 5a, 5b), которые шарнирно соединяют поводок (4, 5) с аэродинамическим телом (А1) и соединительным ребром (3).

8. Аэродинамическое тело по п.1, отличающееся тем, что соединительное устройство (К1, К2) имеет прижимное устройство (40, 40а, 40b; 40a', 40b') между несущей деталью аэродинамического тела (А1, A2) и соединительным ребром (3), так что прижимное устройство (40, 40а, 40b; 40a', 40b') отжимает устройство (1) перекрытия щели наружу от внутренней части аэродинамического тела.

9. Аэродинамическое тело по п.8, отличающееся тем, что прижимное устройство (40, 40a, 40b; 40a', 40b') имеет телескопический стержень, который смещен в направлении внешней стороны аэродинамического тела.

10. Крыло для летательного аппарата с основным крылом и множеством расположенных рядом друг с другом поперек направления (S1) глубины крыла аэродинамических тел (A1, A2), которые посредством регулирующего устройства выполнены с возможностью регулировки относительно основного крыла, при этом между обращенными друг к другу концами внешней обшивки аэродинамических тел в связи с их регулировкой образуется изменяемая щель (G), имеющее устройство (1) перекрытия щели по п.1.

11. Крыло по п.10, отличающееся тем, что устройство (1) перекрытия щели имеет:
- деталь (20) обшивки, которая на щели (G) по меньшей мере участками простирается вдоль контура внешних обшивок аэродинамических тел;
- соединенное с деталью (20) обшивки соединительное ребро (3);
- первое соединительное устройство (К1) для шарнирного соединения соединительного ребра (3) с первым из аэродинамических тел (A1), и
- второе соединительное устройство (К2) для шарнирного соединения соединительного ребра (3) с расположенным вблизи первого аэродинамического тела (A1) вторым аэродинамическим телом (A2).

12. Крыло по п.10, отличающееся тем, что первое соединительное устройство образовано из двух расположенных рядом друг с другом в направлении (SW1) размаха поводковых соединений.

13. Крыло по п.10, отличающееся тем, что второе соединительное устройство образовано из выполненной с возможностью удлинения в направлении (SW2) размаха соединительной детали (6, 7), которая в ее продольном направлении установлена на втором аэродинамическом теле.

14. Крыло по п.10, отличающееся тем, что второе соединительное устройство (K1, K2) имеет прижимное устройство (40, 40а, 40b; 40a', 40b') между несущей деталью второго аэродинамического тела (А2) и соединительным ребром (3), так что прижимное устройство (40, 40a, 40b; 40a', 40b') отжимает устройство (1) перекрытия щели наружу от внутренней части второго аэродинамического тела.

15. Крыло по п.11, отличающееся тем, что на первом аэродинамическом теле и втором аэродинамическом теле расположено соответственно одно телескопически перемещаемое на них устройство (1) перекрытия щели с соединительным устройством (K1, K2), которое имеет прижимное устройство (40, 40a; 40b; 40a', 40b') между несущей деталью второго аэродинамического тела (А2) и соединительным ребром (3).

16. Крыло по п.14, отличающееся тем, что первое или второе соединительное устройство образовано из удлиняемой в направлении (SW2) размаха соединительной детали (6, 7), которая в своем продольном направлении направлена на втором аэродинамическом теле или на детали.

17. Крыло по п.14, отличающееся тем, что первое или второе соединительное устройство (K1, K2) имеет прижимное устройство (40, 40a, 40b; 40a', 40b') между несущей деталью конструктивной детали или аэродинамического тела (А2) и соединительным ребром (3), так что прижимное устройство (40, 40a, 40b; 40a', 40b') отжимает устройство (1) перекрытия щели наружу от внутренней части аэродинамического тела или конструктивной детали.

18. Крыло для летательного аппарата с основным крылом и регулируемым относительно него посредством регулирующего устройства и расположенным поперек направления (S1) глубины крыла вблизи детали фюзеляжа или основного крыла аэродинамическим телом (A1, A2) с аэродинамически эффективным профилем, при этом между одним концом внешней обшивки аэродинамического тела и деталью фюзеляжа или основного крыла образуется в связи с их регулировкой изменяемая щель (G), имеющее устройство (1) перекрытия щели по п.1.

19. Крыло по п.18, отличающееся тем, что устройство (1) перекрытия щели имеет:
- деталь (20) обшивки, которая на щели (G) по меньшей мере участками простирается вдоль контура внешних обшивок аэродинамических тел;
- соединенное с деталью (20) обшивки соединительное ребро (3);
- первое соединительное устройство (К1) для шарнирного соединения соединительного ребра (3) с одним из аэродинамических тел (А1) и
- второе соединительное устройство (К2) для шарнирного соединения соединительного ребра (3) с деталью.

20. Крыло по п.18, отличающееся тем, что первое или второе соединительное устройство образовано из двух расположенных рядом друг с другом в направлении (SW1) размаха поводковых соединений.

21. Крыло по п.18, отличающееся тем, что на первом аэродинамическом теле и конструктивной детали расположено соответственно одно телескопически перемещаемое на них устройство (1) перекрытия щели с соединительным устройством (К1, К2), которое между несущей деталью второго аэродинамического тела (А2) и соединительным ребром (3) имеет прижимное устройство (40, 40а, 40b; 40a', 40b').



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к поверхностям управления для летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, а именно к истребителям авиации наземного базирования многофункционального назначения, как в одноместной, так и в двухместной конфигурациях, которые максимально унифицированы между собой, способным обеспечивать обнаружение, распознавание, сопровождение и поражение воздушных, наземных и надводных целей управляемым и неуправляемым оружием при одновременном проведении оборонительных мероприятий с применением средств радиоразведки активного и пассивного противодействия и средств снижения радиолокационной заметности.

Изобретение относится к области авиации, а именно к самолетам корабельного базирования многофункционального назначения как в одноместной, так и в двухместной конфигурациях, которые максимально унифицированы между собой, способным обеспечивать обнаружение, распознавание, сопровождение и поражение воздушных, наземных и надводных целей управляемым и неуправляемым оружием при одновременном проведении оборонительных мероприятий с применением средств радиоразведки активного и пассивного противодействия и средств снижения радиолокационной заметности.

Изобретение относится к области жизненных потребностей человека, а более конкретно - к способам и устройствам для спасения жизни людей, терпящих бедствие на море, в том числе - людей, катапультировавшихся с летательных аппаратов, и может быть использовано для поиска и спасения этих людей в сложных гидрометеорологических условиях - низкой облачности, тумане, в условиях полярной ночи, и при отсутствии у этих людей возможности определения своих координат, а также в условиях отсутствия прямой связи (радиосвязи) со спасателями.

Изобретение относится к рулям направления коммерческих самолетов. .

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к регулируемым поверхностям управления (рулям). .

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами. .

Изобретение относится к сочленению для соединения конструкционных элементов. .

Изобретение относится к сочленению конструктивных элементов. .

Изобретение относится к авиации и касается аэродинамики органов управления летательного аппарата (ЛА). .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к заборнику воздуха для воздушного судна. Заборник содержит заборник (20) набегающего потока воздуха, имеющий отверстие (36) для впуска набегающего потока воздуха, впускное отверстие (26) вторичного воздуха, выполненную с возможностью перемещения створку (30), впускной канал (28) вторичного воздуха, воздуховод (38) и стопорный клапан (40), который установлен во впускном канале (28) вторичного воздуха.

Конструкция околозвукового и сверхзвукового крыла с ламинарным обтеканием летательного аппарата включает гибридный плоский разрезной закрылок, связанный с крылом и содержащий плоский закрылок, отклоняемый вниз под первым углом, и разрезной закрылок, отклоняемый вниз под вторым углом, который превышает первый угол.

Изобретение относится к композитным материалам, применяемым в самолетостроении, и касается усиленной накладки из композитного материала и способа усиления накладки, предназначенной для крепления к верхней поверхности крыла летательного аппарата.

Изобретение относится к снижению аэродинамического шума, создаваемого убирающимся шасси летательного аппарата при взлете и посадке. .

Изобретение относится к применению содержащих наполнители полиуретановых лаков в качестве стойкого к истиранию покрытия и касается видимой зоны истирания механически трущихся при работе друг с другом конструктивных частей самолета, в частности, в зоне посадочных закрылков самолета при контакте со спойлерами.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в конструкциях обтекателей антенн. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к удерживающим устройствам, применяемым, в частности, для удерживания и направления электрических магистралей вдоль опоры траверсы или на элементе каркаса в летательном аппарате.

Изобретение относится к авиации, более конкретно к шасси летательного аппарата со средством уменьшения шума и летательному аппарату, снабженному таким шасси. .

Изобретение относится к авиации и касается защитных панелей для модуля шасси летательного аппарата. Защитную панель устанавливают при помощи деформирующихся деталей на опоре, соединенной с конструкцией транспортного средства. Наружная поверхность защитной панели содержит композитный материал. Деформирующиеся детали взаимодействуют с несколькими стрингерами, установленными на рамах. Степень деформации деформирующихся деталей адаптирована к коэффициенту удлинения при разрыве наружной поверхности, чтобы несколько упомянутых деформирующихся деталей деформировались до разрыва наружной поверхности. Достигается снижение веса защитной панели и повышение ее стойкости к ударам при выбросах от шины по лоточной панели. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх