Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям крыльев винтокрылых летательных аппаратов. Крыло (3, 3’) имеет кессон (20), образующий первый профиль (28) крыла с передней кромкой (29), задней кромкой (30), верхней поверхностью (31) и нижней поверхностью (32), первый элемент (21, 21’), шарнирно закрепленный на кессоне (20) крыла и образующий второй профиль (35) крыла, содержащий торцевую стенку (41) и вторую заднюю кромку (43), вторую верхнюю поверхность (45) и вторую нижнюю поверхность (47). Первый элемент (21, 21’) выполнен с возможностью перемещения между первым положением, в котором первый и второй профили (35, 28) крыла расположены смежно друг с другом, и вторым положением, в котором вторая нижняя поверхность (47) и вторая верхняя поверхность (45) соответственно отделены от первой нижней поверхности и первой верхней поверхности (32, 31). Кессон (20) крыла содержит первый лонжерон (26a), имеющий криволинейное сечение в плоскости, перпендикулярной соответствующей первой оси (E). Торцевая стенка (41) является криволинейной и расположена так, что она прилегает к первому лонжерону (26a) вдоль второй верхней поверхности (31) и второй нижней поверхности (32), когда первый подвижный элемент (21, 21’) находится в первом положении. Обеспечивается минимальное влияние на скос потока, создаваемый при работе винтов при нахождении конвертоплана в конфигурации «вертолет». 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

ПЕРЕКРЕСТНАЯ ССЫЛКА НА РОДСТВЕННЫЕ ЗАЯВКИ

Настоящая патентная заявка испрашивает приоритет европейской патентной заявки № 18248246.3, поданной 28 декабря 2018 года, полное описание которой включено в настоящий документ путем ссылки.

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Настоящее изобретение относится к крылу для летательного аппарата.

В частности, настоящее изобретение относится к крылу для летательного аппарата, выполненного с возможностью зависания, например, конвертоплана или винтокрыла.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

В авиационной отрасли для достижения высоких крейсерских скоростей, в частности, более 150 узлов, и больших высот, например, более 30000 футов, обычно используются самолеты. Для развития высокой крейсерской скорости и набора большой высоты самолеты используют неподвижные крылья для создания подъемной силы, необходимой для поддержания самолета в воздухе. Достаточная подъемная сила может быть достигнута только за счет разгона самолета на довольно длинной взлетно-посадочной полосе. Такие взлетно-посадочные полосы также необходимы для посадки самолетов.

В отличие от этого, вертолеты создают необходимую подъемную силу за счет вращения лопастей несущего винта. Следовательно, вертолеты способны взлетать/садиться без необходимости развития горизонтальной скорости и на достаточно небольших площадях. Кроме того, вертолеты способны зависать и летать на относительно малой высоте и скорости, что упрощает управление и позволяет совершать сложные маневры, например, в ходе спасательных операций в горах или в море.

Тем не менее вертолеты имеют присущие им ограничения, связанные с максимальной рабочей высотой, которая составляет около 20000 футов, и максимальной рабочей скоростью, которая не может превышать 150 узлов.

В связи с этим в уровне техники известны конвертопланы и винтокрылы, предназначенные для удовлетворения спроса на воздушные суда, обладающие такой же маневренностью и простотой использования, как вертолет, и при этом преодолевающие присущие ему ограничения, описанные выше,

В частности, конвертопланы известных типов по существу содержат:

фюзеляж, продолжающийся вдоль первой продольной оси;

пару консольных крыльев, выступающих с противоположных сторон фюзеляжа и имеющих соответствующие свободные концы, противоположные фюзеляжу и выровненные вдоль второй поперечной оси, по существу перпендикулярной первой продольной оси;

пару гондол, удерживающих соответствующие двигатели и зафиксированных относительно соответствующих крыльев; и

пару винтов, выполненных с возможностью вращения вокруг соответствующих третьих осей и функционально соединенных с соответствующими двигателями.

В таком варианте выполнения, например, в летательном аппарате модели BELL V-280, винты выполнены с возможностью наклона относительно соответствующих двигателей и гондол и соответствующего крыла вокруг соответствующей четвертой оси, параллельной второй оси.

Каждый винт, как известно, содержит приводной вал, выполненный с возможностью вращения вокруг соответствующей третьей оси, и группу лопастей, шарнирно закрепленных на приводном валу, в частности, распределенных по окружности вокруг свободного конца приводного вала, который выступает относительно соответствующей гондолы.

Винты соединены друг с другом соединительным валом, что гарантирует работу обоих винтов в случае выхода из строя одного из двигателей. В известных решениях соединительный вал продолжается снаружи конвертоплана и, следовательно, подвержен воздействию атмосферных явлений.

Конвертопланы также могут избирательно принимать:

конфигурацию «самолет», в которой винты расположены так, что соответствующие третьи оси по существу параллельны первой оси конвертоплана; или

конфигурацию «вертолет», в которой винты расположены так, что соответствующие третьи оси по существу расположены вертикально и поперечно первой оси конвертоплана.

Благодаря возможности наклона винтов конвертопланы могут взлетать и садиться, как вертолет, т.е. в направлении, по существу перпендикулярном первой продольной оси конвертоплана, без необходимости взлетно-посадочной полосы.

Кроме того, конвертопланы также могут взлетать и садиться на неровной местности и без создания шума, уровень которого несовместим с городскими районами.

Кроме того, конвертопланы могут зависать при нахождении в конфигурации вертолета.

Конвертопланы также могут развивать и поддерживать крейсерскую скорость, составляющую приблизительно 250-300 узлов, и высоту полета порядка 30000 футов при нахождении в конфигурации самолета.

Такая крейсерская скорость намного превышает приблизительно 150 узлов, определяющих максимальную крейсерскую скорость вертолетов.

Аналогичным образом, вышеуказанная высота намного превышает высоту, характерную для вертолетов, и позволяет конвертопланам в конфигурации самолета избегать облаков и атмосферных возмущений, присутствующих на малых высотах.

В дополнение к компонентам, обычно присутствующим на известных вертолетах, таким как несущий винт с вертикальной осью, например, винтокрылы, например, летательный аппарат модели EUROCOPTER X-3, содержат пару консольных крыльев, выступающих с соответствующих сторон фюзеляжа винтокрыла вдоль поперечной оси, по существу перпендикулярной продольной оси летательного аппарата и оси вращения несущего винта.

В частности, каждое из крыльев удерживает соответствующий воздушный винт, который, как известно, содержит приводной вал, приводимый в движение соответствующим двигателем, и группу лопастей, шарнирно закрепленных на приводном валу.

В частности, каждый приводной вал выполнен с возможностью вращения вокруг соответствующей оси, по существу параллельной продольной оси винтокрыла, т.е. горизонтальной оси.

Таким образом, винтокрыл может летать так же, как конвертоплан, т. е. взлетать и садиться в вертикальном направлении за счет несущего винта и двигаться в направлении вперед за счет воздушных винтов и вышеуказанных крыльев.

Во время движения вперед несущий винт вращается на свободном ходу, тогда как тяга создается воздушными винтами.

Независимо от того, идет ли речь о конвертоплане или винтокрыле, каждое крыло летательного аппарата содержит кессон крыла, неподвижно соединенный с фюзеляжем, и подвижные элементы.

Подвижные элементы шарнирно закреплены на основном корпусе для образования соответствующих задних кромок соответствующих крыльев.

Примерами подвижных элементов являются элероны и закрылки.

Элероны предназначены для управления креном летательного аппарата, т.е. наклоном летательного аппарата вокруг продольной оси фюзеляжа.

Для этого элероны наклоняются во взаимно противоположных направлениях относительно фюзеляжа для увеличения подъемной силы одного крыла и уменьшения подъемной силы другого крыла.

В отличие от этого оба закрылка наклоняются в одном направлении для увеличения или уменьшения общей подъемной силы, создаваемой крыльями.

С целью уменьшения габаритных размеров также известно объединение элерона и закрылка в один подвижный элемент, известный в авиационной отрасли как флаперон.

Флапероны функционируют аналогично закрылкам, т.е. уменьшают или увеличивают подъемную силу, создаваемую крыльями, в фазе взлета или посадки летательного аппарата.

Флапероны функционируют аналогично элеронам, т.е. уменьшают подъемную силу одного крыла и увеличивают подъемную силу другого крыла, в случае необходимости осуществления крена летательного аппарата.

Для повышения аэродинамической эффективности крыльев при нахождении конвертоплана в конфигурации самолета необходимо максимально сократить прерывание воздушного потока на границе между крыльями и соответствующими подвижными элементами.

Другими словами, необходимо сделать так, чтобы воздушный поток протекал с минимальным возмущением на границе между крыльями и соответствующими подвижными элементами.

В частности, каждая щель между задней кромкой крыльев и подвижными элементами вызывает существенное увеличение общего сопротивления, создаваемого крыльями летательного аппарата, что отрицательно сказывается на грузоподъемности и эффективности летательного аппарата.

Для уменьшения этих отрицательных эффектов в документе US 5,094,412 описан конвертоплан, оснащенный флаперонами. Каждый флаперон содержит соответствующую переднюю кромку, шарнирно закрепленную на задней кромке соответствующего крыла.

Для каждого крыла конвертоплан также содержит уплотнительный элемент, расположенный между соответствующим крылом и соответствующим флапероном, предназначенный для закрытия щели между ними, когда соответствующий флаперон приводится в действие.

В частности, конвертоплан содержит соединительную конструкцию для каждого крыла, выполненную с возможностью размещения соответствующего уплотнительного элемента в положении, закрывающем вышеуказанную щель, для заданных угловых положений флаперона, когда флаперон приводится в действие.

Каждое крыло также содержит концевой лонжерон, расположенный со стороны соответствующей задней кромки и имеющий плоское сечение в плоскости, перпендикулярной направлению протяженности крыла.

Вышеописанные решения оставляют возможность для усовершенствования.

В частности, уплотнительные элементы образуют дополнительные элементы, для которых требуется определенное пространство и специальные соединительные конструкции.

В отрасли имеется необходимость оптимизации аэродинамических характеристик границы между каждым кессоном крыла и соответствующим подвижным элементом для разных углов наклона подвижных элементов при максимально возможном ограничении габаритов крыла и упрощении изготовления.

Также в отрасли имеется необходимость скомпонованных подвижных элементов, которые в дополнение к возможности управления конвертопланом в конфигурации «самолет» оказывают минимальное влияние на скос потока, создаваемый при работе винтов при нахождении конвертоплана в конфигурации «вертолет».

Такая необходимость усугубляется в вышеописанном варианте выполнения, в котором гондолы зафиксированы относительно крыльев, а винты выполнены с возможностью наклона относительно соответствующих гондол.

Фактически, в этом решении поверхность гондол, подверженная воздействию скоса потока винтов, особенно существенна, что снижает эффективность винтов в конфигурации «вертолет» и приводит к необходимости увеличения винтов с очевидными проблемами габаритных размеров.

Также в отрасли имеется необходимость увеличения доступного пространства внутри крыльев для топлива и/или повышения жесткости крыльев на кручение.

Также в отрасли имеется необходимость защиты соединительного вала винтов.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Задачей настоящего изобретения является разработка варианта выполнения крыла для летательного аппарата, удовлетворяющего по меньшей мере одну из вышеуказанных потребностей простым и экономически эффективным образом.

В соответствии с изобретением эта задача решается крылом для летательного аппарата по пункту 1 формулы изобретения.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Для лучшего понимания настоящего изобретения ниже описаны два неограничивающих предпочтительных варианта выполнения, приведенных исключительно в качестве примера и со ссылкой на приложенные чертежи, на которых:

Фигура 1 представляет собой вид сверху конвертоплана, содержащего пару крыльев, выполненных в соответствии с замыслами первого варианта выполнения настоящего изобретения, в конфигурации «вертолет»;

Фигура 2 представляет собой вид сверху конвертоплана, показанного на Фигуре 1, в конфигурации «самолет»;

Фигура 3 представляет собой вид спереди конвертоплана, показанного на Фигурах 1 и 2, иллюстрирующий левое крыло в конфигурации «вертолет», а правое крыло в конфигурации «самолет»;

Фигура 4 представляет собой вид в разрезе вдоль линии IV-IV, показанной на Фигуре 1, крыла, показанного на Фигурах 1-3, в первой рабочей конфигурации;

Фигура 5 представляет собой вид в разрезе вдоль линии V-V, показанной на Фигуре 2, крыла, показанного на Фигурах 1-4, во второй рабочей конфигурации;

Фигура 6 представляет собой разобранный вид сбоку крыла, показанного на Фигурах 1-5, во второй рабочей конфигурации;

Фигура 7 представляет собой вид в перспективе крыла, показанного на Фигурах 1-6, детали которого удалены для наглядности;

Фигура 8 представляет собой дополнительный вид в перспективе крыла, показанного на Фигурах 1-7, под другим углом обзора, детали которого удалены для наглядности; и

Фигура 9 представляет собой вид сверху конвертоплана, содержащего пару крыльев, выполненных в соответствии с дополнительным вариантом выполнения настоящего изобретения, в конфигурации «вертолет».

НАИЛУЧШИЙ ВАРИАНТ ВЫПОЛНЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Обратимся к Фигурам 1-8, ссылочная позиция 1 обозначает летательный аппарат, в частности, конвертоплан.

Конвертоплан 1 по существу содержит:

фюзеляж 2, имеющий продольную ось А;

пару консольных крыльев 3, продолжающихся с соответствующих взаимно противоположных сторон фюзеляжа 2 и поперечно оси А;

пару гондол 4, вмещающих соответствующие двигатели, которые не проиллюстрированы, и зафиксированных относительно соответствующих крыльев 3; и

пару винтов 5, функционально соединенных с соответствующими двигателями.

Фюзеляж 2 также содержит носовую часть 12, расположенную спереди, и хвостовую часть 13, противоположные друг другу вдоль оси А.

Свободные края 9 соответствующих крыльев 3, противоположные фюзеляжу 2, выровнены вдоль оси E, перпендикулярной оси А.

Следует отметить, что выражения «спереди», «хвостовой», «продольный», «боковой», «выше», «ниже» и т.п., используемые в настоящем описании, относятся к нормальному направлению полета конвертоплана 1, показанного на Фигурах 1-3.

В частности, каждый винт 5 по существу содержит:

приводной вал, выполненный с возможностью вращения вокруг оси B;

втулку 7, приводимую во вращение приводным валом; и

группу лопастей 8, шарнирно закрепленных на втулке 7.

Винты 5 выполнены с возможностью наклона вокруг оси C относительно соответствующих крыльев 3 и соответствующих гондол 4.

Ось C поперечна оси А и осям B.

Ось C также параллельна оси E.

Конвертоплан 1 может избирательно находиться:

в конфигурации «вертолет» (показанной на Фигуре 1), в которой оси B винтов 5 перпендикулярны оси А и оси C; и

в конфигурации «самолет» (показанной на Фигуре 2), в которой оси B винтов 5 параллельны оси A и перпендикулярны оси C.

Поскольку винты 5 идентичны, ниже будет описан один винт 5.

Лопасти 8 продолжаются вдоль соответствующих осей и содержат соответствующие свободные законцовки 11.

Во время вращения свободные законцовки 11 лопастей 8 винта 5 описывают воображаемую окружность, называемую далее диском 10 винта.

Поскольку крылья 3 идентичны, для краткости описания ниже будет описано одно крыло 3 конвертоплана 1.

В частности, крыло 3 содержит:

кессон 20 крыла; и

пару подвижных элементов 21 и 22, независимо шарнирно закрепленных на кессоне 20 крыла, в частности, шарнирно закрепленных на кессоне 20 крыла относительно оси E.

Кроме того, винт 5 расположен на краю 9 крыла 3.

В частности, подвижные элементы 21 и 22 расположены друг за другом вдоль оси E в направлении от фюзеляжа 2 к винту 5.

С конкретной ссылкой на конфигурацию «вертолет», показанную на Фигуре 1, подвижные элементы 21 и 22 расположены под винтом 5.

Другими словами, подвижные элементы 21 и 22 расположены внутри идеального цилиндра, полученного вытягиванием диска 10 винта параллельно оси B.

В частности, подвижный элемент 21 расположен под диском 10 винта, т.е. в области, в которой лопасти 8 имеют максимальную тангенциальную скорость, и в которой больше эффект скоса потока, создаваемого винтом 5.

Кессон 20 крыла содержит (Фигура 7):

группу нервюр 25a и 25b, лежащих в соответствующих плоскостях, перпендикулярных оси E, и продолжающихся параллельно оси A;

группу лонжеронов 26a, 26b и 26c, продолжающихся параллельно оси E, перпендикулярных нервюрам 25a и 25b и разнесенных друг от друга вдоль оси А; и

обшивку 27, предназначенную для придания кессону 20 крыла формы профиля 28 крыла требуемой аэродинамической формы.

В свою очередь, обшивка 27 образует:

переднюю кромку 29, обращенную к носовой части 12 и продолжающуюся параллельно оси E;

заднюю кромку 30, обращенную к хвостовой части 13, продолжающуюся параллельно оси E и противоположную передней кромке 29 относительно оси А;

первую поверхность аэродинамической формы, далее называемую верхней поверхностью 31, продолжающуюся между передней кромкой 29 и задней кромкой 30; и

вторую поверхность аэродинамической формы, далее называемую нижней поверхностью 32, продолжающуюся между передней кромкой 29 и задней кромкой 30 со стороны, противоположной верхней поверхности 31.

В направлении от задней кромки 30 к передней кромке 29 последовательно расположены лонжероны 26a, 26b и 26c.

Элементы 21 и 22 расположены со стороны задней кромки 30 кессона 20 крыла.

Каждый элемент 21, 22 образует соответствующий профиль 35, 36 крыла и, в свою очередь, содержит:

соответствующую торцевую стенку 41 или 42, шарнирно закрепленную на кессоне 20 крыла;

соответствующую заднюю кромку 43 или 44, противоположную стенке 41 или 42;

соответствующую поверхность аэродинамической формы, далее называемую верхней поверхностью 45 или 46, продолжающуюся между соответствующей стенкой 41 или 42 и соответствующей задней кромкой 43 или 44; и

соответствующую поверхность аэродинамической формы, далее называемую нижней поверхностью 47 или 48, продолжающуюся между соответствующей стенкой 41 или 42 и соответствующей задней кромкой 43 или 44 со стороны, противоположной соответствующей верхней поверхности 45 или 46.

Элемент 22 шарнирно закреплен на кессоне 20 крыла параллельно оси E.

Когда конвертоплан 1 находится в конфигурации «самолет» (Фигура 2), элемент 22 управляется как флаперон.

В частности, элемент 22 обычно расположен в нейтральном положении, показанном на Фигуре 2, в котором верхняя поверхность 46 и нижняя поверхность 48 образуют соответствующие продолжения верхней поверхности 31 и нижней поверхности 32 кессона 20 крыла.

Кроме того, элемент 22 выполнен с возможностью избирательного перемещения из нейтрального положения в первое поднятое рабочее положение и во второе опущенное рабочее положение.

В частности, при установке одного из элементов 22 в первое поднятое положение, а другого элемента 22 во второе опущенное рабочее положение, можно создать момент крена вокруг оси А на летательном аппарате 1.

В отличие от этого при установке обоих элементов 22 в соответствующие первые поднятые рабочие положения или вторые опущенные рабочие положения общая подъемная сила, создаваемая крыльями 3, соответственно уменьшается или увеличивается.

Предпочтительно элементы 22 могут быть избирательно размещены в соответствующих третьих поднятых рабочих положениях между соответствующими нейтральными положениями и первыми поднятыми рабочими положениями, когда конвертоплан 1 превышает определенную крейсерскую скорость, для образования воздушных тормозов.

В проиллюстрированном случае угол между нейтральным положением и первым поднятым рабочим положением составляет 30 градусов. Угол между нейтральным положением и вторым опущенным рабочим положением составляет 30 градусов. Угол между нейтральным положением и третьим поднятым рабочим положением составляет приблизительно 5 градусов.

Когда конвертоплан 1 находится в конфигурации «вертолет» (Фигура 1), элемент 22 размещен в четвертом опущенном положении.

Предпочтительно угол α перемещения элемента 22 между четвертым опущенным положением и нейтральным положением выполнен с возможностью изменения в зависимости от скорости движения конвертоплана 1 в конфигурации «вертолет».

Максимальный угол α вышеуказанного перемещения превышает угол, образованный элементом 22 между вторым опущенным рабочим положением и нейтральным положением, и в проиллюстрированном случае равен 70 градусам.

Перемещение элемента 22 из нейтрального положения в четвертое опущенное положение происходит вследствие перехода конвертоплана 1 из конфигурации «самолет» в конфигурацию «вертолет» и наоборот.

В качестве альтернативы, это перемещение происходит, когда скорость движения конвертоплана 1 опускается ниже порогового значения.

Элемент 21 выполнен с возможностью перемещения относительно кессона 20 крыла между:

первым нейтральным положением (Фигура 5), в котором профили 35 и 28 крыла расположены смежно друг с другом, и участки верхней поверхности 45 и нижней поверхность 47, смежные с задней кромкой 43, образуют соответствующие продолжения верхней поверхности 31 и нижней поверхности 32 кессона 20 крыла; и

вторым опущенным рабочим положением (Фигура 4), в котором профили 35 и 28 крыла отделены друг от друга, а верхняя поверхность 45 и нижняя поверхность 47 соответственно отделены от верхней поверхности 31 и нижней поверхности 32 кессона 20 крыла.

Предпочтительно лонжерон 26a является криволинейным в плоскости, перпендикулярной оси E, и стенка 41 элемента 21 по всей длине прилегает к лонжерону 26a, когда элемент 21 находится в первом нейтральном положении.

В частности, в первом нейтральном положении (Фигура 6) профили 35 и 28 крыла расположены смежно друг с другом, а участки верхней поверхности 45 и нижней поверхности 47, смежные с задней кромкой 43, образуют соответствующие продолжения верхней поверхности 31 и нижней поверхности 32 кессона 20 крыла.

Во втором опущенном рабочем положении (Фигура 4) профили 35 и 28 крыла отделены друг от друга, а верхняя поверхность 45 и нижняя поверхность 47 соответственно отделены от верхней поверхности 31 и нижней поверхности 32 кессона 20 крыла.

Верхняя поверхность 45 элемента 21 образует продолжение лонжерона 26a, когда элемент 21 находится во втором опущенном положении.

Кессон 20 крыла образует отверстие 50, открытое со стороны, противоположной передней кромке 29, и ограниченное двумя взаимно последовательными нервюрами 25b и участком 53 лонжерона 26a, продолжающимся между нервюрами 25b (Фигура 7).

Задняя кромка 30 кессона 20 крыла прерывается на этом отверстии 50.

Элемент 21 по меньшей мере частично размещен в отверстии 50, когда он находится в первом нейтральном положении (Фигура 5).

В частности, стенка 41 и участки верхней поверхности 45 и нижней поверхности 47, смежные со стенкой 41, размещены в отверстии 50, когда элемент 21 находится в первом нейтральном положении.

Стенка 41 также имеет кривизну, обращенную к задней кромке 43 в направлении от верхней поверхности 45 к нижней поверхности 47 в сечении, полученном в плоскости, перпендикулярной оси E.

Когда конвертоплан 1 находится в конфигурации «самолет» (Фигура 2), элемент 21 размещен в первом нейтральном положении.

В первом нейтральном положении воздушный поток, проходящий вдоль кессона 20 крыла и элемента 21, не прерывается, что эффективно оптимизирует характеристики крыла 3 при нахождении конвертоплана 1 в конфигурации самолета.

В отличие от этого, когда конвертоплан 1 находится в конфигурации «вертолет», элемент 21 размещен во втором опущенном рабочем положении.

Во втором опущенном рабочем положении скос потока, создаваемый винтом 5, проходит вдоль лонжерона 26a и через отверстие 50. Вследствие этого элемент 21 по существу ограниченно влияет на скос потока, воздаваемый винтом 5, что оптимизирует характеристики крыла 3 при нахождении конвертоплана 1 в конфигурации «вертолет».

Рассмотрим конфигурацию «самолет» конвертоплана 1, задняя кромка крыла 3 образована задней кромкой 30 кессона 20 крыла, а также задней кромкой 44 элемента 22 между нервюрами 25a и 25b и задней кромкой 43 элемента 21 между нервюрами 25b.

Кроме того, кессон 20 крыла образует:

отсек 51, ограниченный лонжеронами 26a и 26b и участками верхней поверхности 31 и нижней поверхности 32 между этими лонжеронами 26a и 26b; и

отсек 52, ограниченный лонжеронами 26b и 26c и участками верхней поверхности 31 и нижней поверхности 32 между этими лонжеронами 26b и 26c.

Отсек 51 образует участок топливного бака.

Отсек 52 вмещает соединительный вал 55, который соединяет винты 5 друг с другом.

В частности, лонжерон 26a имеет C-образное сечение, а лонжероны 26b и 26c имеют I-образное сечение в плоскости, перпендикулярной оси E.

Кроме того, лонжерон 26a имеет кривизну, обращенную к задней кромке 30 в плоскости, перпендикулярной оси E, в направлении от верхней поверхности 31 к нижней поверхности 32 кессона 20 крыла.

Конвертоплан 1 дополнительно содержит:

блок 70 управления (лишь схематически показанный на Фигуре 6);

группу, в проиллюстрированном случае три, исполнительных механизмов (подробно не описаны, поскольку они не являются частью настоящего изобретения), функционально соединенных с блоком 70 управления для перемещения элемента 22 между соответствующими нейтральным и рабочими положениями; и

пару исполнительных механизмов 75 (Фигуры 4-7), функционально соединенных с блоком 70 управления для перемещения элемента 21 между соответствующими первыми нейтральными положениями и вторыми рабочими положениями.

В частности, исполнительные механизмы 75 расположены с соответствующих взаимно противоположных боковых сторон элемента 21, как показано на Фигурах 6 и 8.

Каждый исполнительный механизм 75 содержит:

рычаг 80, шарнирно закрепленный на кессоне 20 крыла вокруг оси F, образованной нижней поверхностью 32 в положении между лонжеронами 26a и 26b, и шарнирно закрепленный на стенке 41 элемента 21 вокруг оси G; и

телескопический привод 81 переменной длины под управление блока 70 управления, шарнирно закрепленный относительно оси H, размещенной на нижней поверхности 32 кессона 20 крыла в положении между лонжероном 26a и задней кромкой 30, и шарнирно закрепленный на рычаге 80 вокруг оси I в промежуточном положении между осями F и G.

В частности, привод 81 содержит втулку 93 и поршень 94, скользящий относительно втулки 93.

В проиллюстрированном случае оси F, G, H и I параллельны друг другу и параллельны оси E.

Кроме того, оси H и F каждого исполнительного механизма 75 расположены на соответствующих кронштейнах 77 и 76, прикрепленных к соответствующей нервюре 25b.

Каждый исполнительный механизм 75 дополнительно содержит:

плечо 82, установленное на элементе 21 и оснащенное роликом 83; и

паз 84, имеющий C-образное сечение в плоскости, перпендикулярной оси E, и образованный кессоном 20 крыла в положении между лонжероном 26a и задней кромкой 30.

Ролик 83 скользит внутри паза 84 вслед за перемещением элемента 21 из второго опущенного положения в первое нейтральное положение.

Кессон 20 крыла дополнительно содержит пару стопорных элементов 85, образующих соответствующие посадочные гнезда 86, взаимодействующие с соответствующими выступами 87, образованными на соответствующих плечах 82, при нахождении элемента 21 в первом положении.

В частности, каждый выступ 87 продолжается от ролика 83 в направлении, поперечном соответствующему плечу 82.

Каждый исполнительный механизм 75 дополнительно содержит:

соединительный стержень 90, шарнирно закрепленный на кессоне 20 крыла вокруг оси H, на котором шарнирно закреплен соответствующий привод 81 вокруг оси J; и

пару стержней 91, шарнирно закрепленных на соответствующем соединительном стержне 90 вокруг соответствующей оси I, а также на кессоне 20 крыла и рычаге 80 вокруг оси F.

Оси J параллельны соответствующим осям F, G, H и I.

Рычаги 80 исполнительных механизмов 75 соединены друг с другом стержнем 92 (показанным на Фигуре 8) для гарантии надлежащего перемещения элемента 21 в случае выхода из строя одного из исполнительных механизмов 75.

Как показано на Фигуре 8, привод 81 и рычаг 80 каждого исполнительного механизма 75 лежат в соответствующих плоскостях, перпендикулярных оси E, параллельны друг другу и разнесены друг от друга.

Шарнирное соединение между приводом 81 и рычагом 80 вокруг оси I каждого исполнительного механизма 75 достигается посредством соответствующего штифта 89 (Фигура 8), продолжающегося вдоль соответствующей оси I и соединенного с соответствующим приводом 81 и рычагом 80.

Паз 84 каждого исполнительного механизма 75 расположен между соответствующим приводом 81 и рычагом 80 вдоль соответствующей оси E.

Паз 84 каждого исполнительного механизма 75 открыт со стороны соответствующего плеча 82 и образован соответствующей нервюрой 25b.

Каждый паз 84 продолжается от соответствующего посадочного гнезда 86, образованного верхней поверхностью 31 кессона 20 крыла, до свободного конца 88, расположенного под нижней поверхностью 32 кессона 20 крыла.

В частности, каждый паз 84 имеет кривизну, обращенную к задней кромке 30 в плоскости, перпендикулярной оси E, в направлении от соответствующего посадочного гнезда 86 к соответствующему концу 88.

Привод 81 каждого исполнительного механизма 75 расположен между соответствующими стержнями 91 вдоль соответствующей оси E.

При нахождении элемента 21 в нейтральном положении (Фигура 5) привод 81, рычаг 80, стержни 91 и ось G каждого исполнительного механизма 75 находятся в пространстве соответствующего паза 84 в плоскости, перпендикулярной оси E.

Предпочтительно оси протяженности привода 81, рычага 80 и стержней 91 каждого исполнительного механизма 75 по существу параллельны друг другу.

В отличие от этого, когда элементы 21 находятся в опущенном рабочем положении (Фигура 4), оси G расположены внизу в плоскости, перпендикулярной оси E, на свободных концах 88, противоположных стопорным элементам 85 соответствующих пазов 84.

В этом состоянии оси G и плечи 82 предпочтительно расположены под концами 88 в плоскости, перпендикулярной оси E.

Крыло 3 также содержит обтекатель 95 (лишь схематически показанный на Фигурах 4 и 5), вмещающий исполнительный механизм 75 при нахождении элемента 21 в первом нейтральном положении для ограничения его влияния на аэродинамические характеристики конвертоплана 1.

Предпочтительно обтекатель 95 позволяет опускать элемент 21 и перемещать исполнительные механизмы 75 при перемещении элемента 21 между первым нейтральным положением и вторым опущенным рабочим положением.

Ниже подробно описана работа конвертоплана 1, начиная с конфигурации «самолет» конвертоплана 1, показанного на Фигуре 1 (Фигура 2), и со ссылкой на одно крыло 3.

В этом состоянии ось B винта 5 параллельна оси A и перпендикулярна оси C.

В конфигурации «самолет» элемент 21 находится в первом нейтральном положении, а элемент 22 управляется как флаперон.

В первом нейтральном положении стенка 41 элемента 21 прилегает к лонжерону 26a, и передний участок элемента 21 находится в отверстии 50.

Другими словами, элемент 21 образует продолжение кессона 20 крыла. Кроме того, исполнительный механизм 75 расположен внутри обтекателя 95.

Следовательно, воздушный поток, проходящий вдоль кессона 20 крыла и элемента 21, не прерывается, что эффективно оптимизирует характеристики крыла 3 при нахождении конвертоплана 1 в конфигурации самолета.

В частности, элемент 22 обычно расположен в нейтральном положении, показанном на Фигуре 2, и выполнен с возможностью избирательного перемещения в первое поднятое рабочее положение или второе опущенное рабочее положение.

В частности, если необходимо соответственно снизить или увеличить подъемную силу, создаваемую крыльями 3, оба элемента 22 размещают в соответствующих первых поднятых рабочих положениях или вторых опущенных рабочих положениях. В таких условиях элементы 22 функционируют как закрылки. В отличие от этого, если необходимо создать момент крена, направленный вокруг оси А, на конвертоплане 1, один из элементов 22 размещают в первом поднятом положении, а другой элемент 22 размещают во втором опущенном положении. В таких условиях элементы 22 функционируют как традиционные элероны.

В особых рабочих условиях полета элементы 21 и 22 избирательно размещают в соответствующих третьих поднятых рабочих положениях, в которых они образуют воздушные тормоза.

В случае, когда необходимо использовать конвертоплан 1 в конфигурации «вертолет», винты 5 поворачивают на 90 градусов в направлении хвостовой части 13 фюзеляжа 2 вокруг оси C. В конце этого поворота оси B перпендикулярны оси А и оси C (Фигура 1).

В этом состоянии скос потока, создаваемый винтом 5, ударяется об участок крыла 3, образующий элементы 21 и 22. Скос потока создает подъемную силу, необходимую взлета конвертоплана 1 при полете в конфигурации «вертолет».

Кроме того, отверстие 50 кессона 20 крыла расположено под диском 10 винта, т.е. в области, где скос потока, создаваемый винтом 5, является более интенсивным.

В конфигурации «вертолет» элемент 21 находится во втором опущенном рабочем положении, а элемент 22 находится в четвертом опущенном положении.

Поскольку элемент 21 находится в опущенном положении (Фигура 4), скос потока, создаваемый винтом 5, проходит через отверстие 50, образованное элементом 21. Кроме того, воздушный поток проходит по существу непрерывно вдоль лонжерона 26a и верхней поверхности 45 элемента 21, который эффективно образует удлинение.

Воздушный поток также проходит через отверстие, ограниченное крылом 3 и образованное элементом 22, находящимся в четвертом опущенном положении.

Блок 70 управления перемещает элемент 21 между первым нейтральным положением и вторым опущенным рабочим положением посредством исполнительного механизма 75. Аналогичным образом, блок 70 управления перемещает элемент 22 между нейтральным положением, первым поднятым рабочим положением, вторым опущенным рабочим положением, третьим поднятым положением и четвертым опущенным положением посредством исполнительного механизма, который не показан и не является частью настоящего изобретения.

В частности, если пилот или система автопилота, которая не проиллюстрирована, инициирует переход конвертоплана 1 из конфигурации «самолет» в конфигурацию «вертолет», блок 70 управления перемещает элемент 21 из первого нейтрального положения (Фигура 5) во второе опущенное рабочее положение (Фигура 4), а элемент 22 в четвертое опущенное рабочее положение.

В частности, в первом нейтральном положении элемента 21 выступ 87 каждого исполнительного механизма 75 находится в посадочном гнезде 86, и рычаг 80 расположен по существу параллельно приводу 81 и соединительному стержню 90.

Начиная с этой конфигурации, показанной на Фигуре 5, блок 70 управления управляет выдвижением поршня 94 каждого привода 81 относительно соответствующей втулки 93. Это вызывает поворот рычагов 80 вокруг оси F в направлении против часовой стрелки, как показано на Фигуре 4, и последующий поворот стенки 41 и элемента 21 вокруг подвижной оси G в направлении против часовой стрелки.

Это вызывает движение роликов 83 в направлении против часовой стрелки в пазах 84 до тех пор, пока они не достигнут концов 88.

Абсолютно аналогичным образом в случае, когда элемент 21 необходимо переместить из второго опущенного рабочего положения в первое нейтральное положение, начиная с состояния, показанного на Фигуре 4, блок 70 управления управляет скольжением поршней 94 внутри втулки 93 соответствующего привода 81. Это вызывает поворот рычагов 80 вокруг оси F в направлении по часовой стрелке, как показано на Фигуре 4, и последующий поворот стенки 41 и элемента 21 вокруг подвижной оси G в направлении по часовой стрелке.

Следовательно, ролики 83 движутся в направлении по часовой стрелке в соответствующих пазах 84 до тех пор, пока они не достигнут соответствующих стопорных элементов 85. В этой ситуации элемент 21 находится в первом нейтральном положении, как показано на Фигуре 5.

Стержень 92 гарантирует надлежащее перемещение рычагов 80 в случае выхода из строя одного из приводов 81.

Кроме того, элемент 21 проходит через зазор между смежными обтекателями 95 при установке во второе опущенное рабочее положение.

Обратимся к Фигуре 9, ссылочная позиция 3’ обозначает крыло в соответствии со вторым вариантом выполнения настоящего изобретения.

Крыло 3’ аналогично крылу 3 и будет описано только в отношении их отличий; по возможности одинаковые или эквивалентные части крыльев 3 и 3’ обозначены одинаковыми ссылочными позициями.

В частности, крыло 3’ отличается от крыла 3 тем, что элемент 21’ продолжается до гондолы 4, и тем, что элемент 22’ расположен в пределах элемента 21’ в положении вблизи гондолы 4.

При рассмотрении характеристик крыла 3 и 3’, выполненного в соответствии с настоящим изобретением, очевидны преимущества, которые могут быть достигнуты.

В частности, лонжерон 26a имеет криволинейную форму в сечении, перпендикулярном оси E и по всей длине прилегает к стенке 41, когда элемент 21 находится в соответствующем первом нейтральном положении (Фигура 5).

За счет этого воздушный поток, проходящий по кессону 20 крыла и элементу 21, расположенному в первом нейтральном положении, фактически не прерывается, что оптимизирует эффективность крыла 3 и 3’ при нахождении конвертоплана 1 в конфигурации «самолет».

В отличие от известных решений, рассмотренных в начале настоящего описания, повышение эффективности достигается без использования дополнительных уплотнительных элементов. Следовательно, общие габаритные размеры крыла 3 и 3’ меньше, а общая конструкция проще.

Повышение эффективности крыла 3 и 3’ дополнительно усиливается, так как элемент 21 частично размещен в отверстии 50, образованном кессоном 20 крыла. Дополнительное повышение эффективности крыла 3 и 3’ происходит за счет размещения исполнительных механизмов 75 внутри обтекателя 95 при нахождении крыла 3 и 3’ в первом нейтральном положении, что ограничивает сопротивление профиля крыла 3 и 3’.

Как показано на Фигуре 4, верхняя поверхность 45 элемента 21 образует продолжение лонжерона 26a, когда элемент 21 находится во втором опущенном рабочем положении, а конвертоплан 1 находится в конфигурации «вертолет».

Таким образом, скос потока, создаваемый винтом 5, проходит через отверстие 50 и вдоль лонжерона 26a и верхней поверхности 45 элемента 21, который фактически образует продолжение лонжерона 26a. Таким образом, элемент 21 очень ограниченно влияет на скос потока, создаваемый винтом 5, что оптимизирует характеристики крыла 3 даже при нахождении конвертоплана 1 в конфигурации «вертолет».

Этот эффект особенно усиливается, так как элемент 21 расположен под диском 10 винта, где скос потока от винта 5 достигает максимальной интенсивности.

Кроме того, этот эффект позволяет уменьшить необходимый диаметр винта 5 и увеличить хорду крыла 3 по сравнению с известными решениями, в которых размер крыла 3 вдоль оси А ограничен, чтобы не оказывать чрезмерное влияние на скос потока, создаваемый винтом 5, при нахождении конвертоплана 1 в конфигурации «вертолет».

Установлено, что вышеизложенные преимущества особенно предпочтительны с учетом того, что гондолы 4 конвертоплана 1 зафиксированы относительно крыла 3 и, следовательно, мешают вышеуказанному воздушному потоку. Другими словами, отрицательный эффект столкновения с гондолами 4 компенсируются положительным эффектом элементов 21, которые по существу не препятствуют скосу потока, создаваемому винтом 5.

Кессон 20 крыла дополнительно образует отсек 51, ограниченный лонжеронами 26a и 26b, а также участками верхней поверхности 31 и нижней поверхности 32 между этими лонжеронами 26a и 26b, и образующий часть топливного бака.

Благодаря криволинейному сечению лонжерона 26a отсек 51 является особенно вместительным, что улучшает общие эксплуатационные возможности конвертоплана 1.

Кессон 20 крыла дополнительно образует отсек 52, ограниченный лонжеронами 26b и 26c, а также участками верхней поверхности 31 и нижней поверхности 32 между этими лонжеронами 26b и 26c, и вмещающий соединительный вал 55, который соединяет винты 5 друг с другом.

Таким образом, можно защитить соединительный вал 55 от атмосферных явлений с очевидным повышением предельной безопасности конвертоплана 1.

Очевидно, что в отношении крыла 3 и 3’, описанного в настоящем документе, могут быть выполнены модификации и изменения без отклонения от объема, определенного в формуле изобретения.

В частности, стенка 41 может прилегать к лонжерону 26a на ограниченной длине, например, только на верхней поверхности 31 и нижней поверхности 32.

Кроме того, конвертоплан 1 быть самолетом. В этом случае самолет получит все преимущества конвертоплана 1 в конфигурации «самолет». В частности, элементы 21 будут выполнять функцию флаперонов для управления маневренностью самолета.

Конвертоплан 1 также может быть винтокрылом.

Наконец, элементы 21 могут быть избирательно размещены в соответствующих третьих поднятых рабочих положениях (не показано), когда конвертоплан 1 находится в конфигурации самолета, для образования воздушных тормозов.

Каждое первое нейтральное положение элементов 21 расположено между соответствующим вторым опущенным рабочим положением и соответствующим третьим поднятым рабочим положением в угловом направлении.

1. Крыло (3, 3’) для летательного аппарата (1), содержащее:

кессон (20) крыла, образующий первый профиль (28) крыла с первой передней кромкой (29), первой задней кромкой (30), противоположной указанной первой передней кромке (29), первой верхней поверхностью (31) и первой нижней поверхностью (32), противоположными друг другу и продолжающимися между указанной первой передней кромкой и первой задней кромкой (30); при этом указанная первая передняя кромка (29) и первая задняя кромка (30) имеют продольную протяженность вдоль соответствующих первых осей (E), разнесенных друг от друга;

первый подвижный элемент (21, 21’), шарнирно закрепленный на указанном кессоне (20) крыла и образующий второй профиль (35) крыла, в свою очередь, содержащий торцевую стенку (41) и вторую заднюю кромку (43), противоположные друг другу, вторую верхнюю поверхность (45) и вторую нижнюю поверхность (47), противоположные друг другу и продолжающиеся между указанной торцевой стенкой (41) и указанной второй задней кромкой (43);

при этом указанный первый подвижный элемент (21, 21’) выполнен с возможностью перемещения относительно указанного кессона (20) крыла между:

первым положением, в котором указанный первый и второй профили (35, 28) крыла расположены смежно друг с другом, и по меньшей мере часть указанной второй нижней поверхности (47) и второй верхней поверхности (45) образует соответствующие продолжения указанной первой нижней поверхности и первой верхней поверхности (32, 31); и

вторым положением, в котором указанная вторая нижняя поверхность (47) и вторая верхняя поверхность (45) соответственно отделены от указанной первой нижней поверхности и первой верхней поверхности (32, 31);

отличающееся тем, что указанный кессон (20) крыла содержит первый лонжерон (26a), имеющий криволинейное сечение в плоскости, перпендикулярной соответствующей первой оси (E);

при этом указанная торцевая стенка (41) является криволинейной и расположена так, что она прилегает к указанному первому лонжерону (26a) по меньшей мере вдоль указанной второй верхней поверхности (31) и указанной второй нижней поверхности (32), когда указанный первый подвижный элемент (21, 21’) находится в указанном первом положении.

2. Крыло по п. 1, отличающееся тем, что указанная торцевая стенка (41) прилегает к указанному первому лонжерону (26a) по всей своей протяженности.

3. Крыло по п. 1 или 2, отличающееся тем, что указанная вторая верхняя поверхность (45) указанного первого элемента (21, 21’) образует продолжение указанного первого лонжерона (26a), когда указанный первый элемент (21, 21’) находится в указанном втором положении.

4. Крыло по любому из предыдущих пунктов, отличающееся тем, что указанный кессон (20) крыла содержит группу нервюр (25a, 25b), продолжающихся поперечно указанному первому лонжерону (26a) и образующих отверстие (50), открытое со стороны, противоположной указанной первой передней кромке (29), и ограниченное парой последовательных нервюр (25b) и участком (53) указанного первого лонжерона (26a) между указанными нервюрами (25b) вдоль указанной первой оси (E);

при этом указанная первая задняя кромка (30) прерывается на указанном отверстии (50);

при этом указанное отверстие (50) при использовании вмещает по меньшей мере участок указанного первого подвижного элемента (21, 21’), образующий указанную торцевую стенку (41), когда указанный первый подвижный элемент (21, 21’) находится в указанном первом положении.

5. Крыло по любому из предыдущих пунктов, отличающееся тем, что оно содержит по меньшей мере один исполнительный механизм (75), выполненный с возможностью избирательного управления для перемещения указанного первого элемента (21, 21’) между указанным первым положением и вторым положением;

при этом указанный исполнительный механизм (75) содержит:

первый рычаг (80), шарнирно закрепленный на указанном кессоне (20) крыла вокруг второй оси (F) и шарнирно закрепленный на указанном первом подвижном элементе (21, 21’) вокруг третьей оси (G); и

телескопический элемент (81) переменной длины, шарнирно закрепленный на указанном кессоне (20) крыла вокруг четвертой оси (H) и шарнирно закрепленный на указанном первом рычаге (80) вокруг пятой оси (I);

при этом изменение длины указанного телескопического элемента (81) вызывает поворот указанного первого рычага (80) вокруг указанной второй оси (F) и перемещение указанного первого подвижного элемента (21, 21’) между указанными первым и вторым положениями.

6. Крыло по п. 5, отличающееся тем, что указанная третья ось (G) расположена на указанной торцевой стенке (41) указанного первого подвижного элемента (21, 21’).

7. Крыло по любому из пп. 4-6, отличающееся тем, что оно содержит направляющую (84), имеющую криволинейную форму в плоскости, перпендикулярной указанной первой оси (E), и тем, что указанный первый подвижный элемент (21, 21’) содержит скользящий элемент (83), скользящий внутри указанной направляющей (84) вслед за перемещением указанного первого подвижного элемента (21, 21’) между указанными первым и вторым положениями.

8. Крыло по п. 7, отличающееся тем, что:

один (20) из указанного скользящего элемента (83) и указанного кессона (20) крыла образует посадочное гнездо (86) концевого ограничителя; а

другой (83) из указанного скользящего элемента (83) и указанного кессона (20) крыла образует выступ (87);

при этом указанный выступ (87) входит в указанное посадочное гнездо (86), когда указанный первый подвижный элемент (21, 21’) размещен в указанном первом положении.

9. Крыло по п. 7 или 8, отличающееся тем, что указанная направляющая (84) продолжается частично внутри отверстия (50) и частично снаружи указанного кессона (20) крыла; и/или

отличающееся тем, что указанная направляющая (84) содержит конец (88), противоположный указанному посадочному гнезду (86) и лежащий в плоскости, перпендикулярной указанной первой оси (E);

при этом указанный исполнительный механизм (75) расположен полностью между указанным концом (88) и указанным посадочным гнездом (86) в сечении, перпендикулярном указанной первой оси (E), когда указанный первый элемент (21, 21’) размещен в указанном первом положении.

10. Крыло по любому из пп. 4-9, отличающееся тем, что оно содержит пару указанных исполнительных механизмов (75), имеющих соответствующие указанные первые рычаги (80), соединенные стержнем (92).

11. Крыло по любому из пп. 5-10, отличающееся тем, что оно содержит обтекатель (95), выступающий относительно указанной первой нижней поверхности (32) и предназначенный для размещения указанного исполнительного механизма (75), когда указанный первый элемент (21, 21’) размещен в указанном первом положении.

12. Крыло по любому из предыдущих пунктов, отличающееся тем, что указанный первый лонжерон (26a) имеет кривизну в направлении указанной первой задней кромки (30) от указанной первой верхней поверхности (31) к указанной первой нижней поверхности (32);

при этом указанный кессон (20) крыла содержит первый отсек (51), ограниченный указанным первым лонжероном (26a), расположенный с противоположной стороны указанного отверстия (50) относительно указанного первого лонжерона (26a) и по меньшей мере частично образующий топливный бак.

13. Летательный аппарат, отличающийся тем, что он содержит:

фюзеляж (2), продолжающийся вдоль шестой оси (A);

пару крыльев (3, 3’) по любому из предыдущих пунктов, консольно выступающих относительно указанного фюзеляжа (2); и

пару винтов (5), связанных с указанными крыльями (3, 3’) и соединенных соединительным валом (55);

при этом указанный кессон (20) каждого указанного крыла (3, 3’) содержит второй отсек (52), по меньшей мере частично вмещающий указанный соединительный вал (55).

14. Конвертоплан, отличающийся тем, что он содержит:

фюзеляж (2), продолжающийся вдоль пятой оси (A);

пару крыльев (3, 3’) по любому из предыдущих пунктов;

пару гондол (4), вмещающих соответствующие двигатели и зафиксированных относительно указанных крыльев (3, 3’); и

пару винтов (5), связанных с указанными крыльями (3, 3’), приводимых в движение указанными соответствующими двигателями, выполненных с возможностью вращения вокруг соответствующих седьмых осей (B) и с возможностью наклона вокруг восьмой оси (C), параллельной указанной первой оси (E), между:

третьим положением, в котором указанные седьмые оси (B) параллельны указанной шестой оси (A), которое достигается, когда указанный конвертоплан (1) находится в конфигурации самолета; и

четвертым положением, в котором указанные седьмые оси (B) перпендикулярны указанной первой оси (E) и указанной шестой оси (A), которое достигается, когда указанный конвертоплан (1) находится в конфигурации вертолета;

при этом указанный первый подвижный элемент (21, 21’) при использовании размещен в указанном первом положении, когда указанный конвертоплан (1) находится в указанной конфигурации самолета, и при использовании размещен в указанном втором положении, когда указанный конвертоплан (1) находится в указанной конфигурации вертолета.

15. Конвертоплан по п. 14, отличающийся тем, что каждое указанное крыло (3, 3’) содержит второй подвижный элемент (22), расположенный вдоль указанной первой оси (E) между указанным первым подвижным элементом (21, 21’) и указанным винтом (5);

при этом каждый указанный винт (5) содержит втулку (7) и группу лопастей (8), шарнирно закрепленных на указанной втулке (7); при этом указанные лопасти (8) содержат соответствующие законцовки (11), образующие воображаемый диск (10) винта;

при этом каждый указанный воображаемый диск (10) винта расположен над указанным первым подвижным элементом (21, 21’), когда указанный конвертоплан (1) находится в указанной конфигурации вертолета.