ПОВЕРХНОСТЬ УПРАВЛЕНИЯ ЗАДНЕЙ КРОМКОЙ КРЫЛА САМОЛЕТА
AIRCRAFT WING TRAILING EDGE CONTROL SURFACE

Настоящее изобретение имеет отношение к усовершенствованной поверхности управления задней кромкой крыла самолета.
Описанное здесь устройство наиболее точно может быть названо как усовершенствованная поверхность управления задней кромкой (ATECS), причем оно имеет намного более широкий спектр применений, чем простой щелевой закрылок, выполненный в соответствии с базовым механическим принципом, благодаря своей кинематике и новым многофункциональным поверхностям управления.
Известные устройства такого рода содержат большое число систем с закрылками, расположенными на задней кромке крыла, кроме тех систем, которые описаны ниже в качестве наиболее представительных примеров, близких к настоящему изобретению. Наиболее представительными системами являются в первую очередь системы с закрылком с одним зазором. Эти системы с закрылками в виде комбинированных поверхностей управления используют как для первичного, так и для вторичного управления полетом. Более того, эти системы могут быть использованы для управления по крену, управления по тангажу и для повышения подъемной силы. Известны также примерные варианты осуществления адаптивного крыла, которое спроектировано только для "оптимальной" работы.
Простой щелевой закрылок, в принципе, содержит простую шарнирную опору, положение которой в пространстве задано осью поворота. Предпочтительные технические эффекты могут быть достигнуты, если ось поворота лежит на значительном удалении снизу от профиля крыла (патент US 4120470):
- Поверхность крыла и кривизна крыла увеличиваются, когда закрылок выдвинут (положительные значения положения закрылка), так что подъемная сила значительно возрастает.
- Закрылок или поверхность управления движутся в имеющем высокую энергию воздушном потоке, так что подъемная сила дополнительно возрастает.
Однако при этом возникают некоторые отрицательные технические эффекты:
- Отрицательные значения положения закрылка обычно невозможны, потому что носовая кромка закрылка отходит от огибающей геометрии крыла на профиле обратной стороны и возникают значительные конструктивные пространственные конфликты в задней области лонжерона крыла (в зависимости от положения оси поворота).
- Сходящиеся/ расходящиеся воздушные потоки при связанной с этим потере подъемной силы и при значительном повышении лобового сопротивление часто возникают в зазоре протекания воздушного потока.
- Обычно требуется уменьшение аэродинамического сопротивления механической системы закрылков, которая находится в воздушном потоке, однако в этом случае создается дополнительное аэродинамическое сопротивление.
Если ось поворота лежит поблизости от носовой кромки закрылка (патенты US 2117607, US 2169416, US 2276522, US 2836380, US 2920844, US 4015787, US 4395008, US 4471927, US 4962902, DE 1943680, DE 19803421 A1, FR 846337, US 6601801), то могут быть достигнуты следующие предпочтительные технические эффекты:
- Положительные и отрицательные значения положения закрылка могут быть получены при более простых конструктивных решениях.
- Это является решающим для первичных поверхностей управления, так как они типично нуждаются в наличии положительных и отрицательных значений положения (рули высоты/ элероны/ рули направления). Вторичные поверхности управления в первую очередь работают как компоненты создания высокой подъемной силы самолета и, как таковые, обычно имеют только одно предпочтительное эффективное направление.
- Однако это положение оси поворота приводит к одному решающему недостатку: воздушный поток с высокой энергией не может больше протекать вокруг закрылка. Протекание воздушного потока с высокой энергией вокруг обратной стороны крыла оказывает благоприятный технический эффект на резкое улучшение характеристик отрыва потока всего крыла. Эта проблема может быть решена за счет использования вентиляционного закрылка, который лежит под крылом (патент US 2117607). За счет нижнего вентиляционного закрылка воздушный поток с высокой энергией может также протекать вокруг закрылка, ось поворота которого расположена поблизости от передней кромки крыла. Нижний вентиляционный закрылок закрыт в крейсерском режиме, так что полный профиль крыла создает минимальное аэродинамическое сопротивление.
Нижний вентиляционный закрылок в соответствии с указанными патентами обычно проектируют только для положительных значений положения закрылка (патенты US 2117607, US 2169416). Механическое соединение между нижним вентиляционным закрылком и закрылком осуществляют за счет механического зубчатого соединения или за счет дополнительного привода.
Другая известная система закрылков (патент US 6601801) характеризуется тем, что нижний вентиляционный закрылок также может быть использован при отрицательных значениях положения закрылка. Однако предложенная в этом патенте механическая система является относительно сложной и содержит большое число компонентов.
Еще одна известная система закрылков (патент DE 1943680) характеризуется наличием нижних и верхних вентиляционных закрылков, которые используют при положительных и отрицательных значениях положения закрылка. Решающим недостатком этой концепции является то, что вентиляционные закрылки расходятся от внешнего контура профиля крыла (в результате чего возникает сопротивление и шум). Эта система содержит симметричную конструкцию, которая подвержена заеданию и использует предпочтительный технический эффект зазора в обоих направлениях.
Многие известные системы закрылков имеют относительно сложные кинематические схемы и содержат большое число компонентов (патенты US 2276522, US 2836380, US 2920844), причем в них используют кулачковые механизмы, которые подвержены заеданию (патенты US 2836380, DE 1943680, DE 19803421 А1). Кроме того, в таких системах используют пружинные элементы как накопители энергии, которые, в свою очередь, создают высокие приводные нагрузки (патенты US 2169416, US 6601801). Используют также гибкие структуры для больших закрытых поверхностей, которые могут работать только при жестких аэродинамических допусках (патенты US 4395008, US 4471927).
Обычные системы с высокой подъемной силой работают только при положительных значениях положения закрылка, причем большинство систем снабжено тормозными щитками на их верхней стороне. Тормозными щитками обычно управляют при помощи отдельного привода (патент US 4120470). Большинство концепций, которые подходят также для отрицательных значений положения закрылка, обычно требуют наличия дополнительного верхнего уплотняющего закрылка на их верхней стороне (гибкий закрылок: патенты US 4395008, US 4471927) или верхнего вентиляционного закрылка (жесткий закрылок: патент DE 1943680), или же уплотнения пружинного типа (патент US 6601801), для того чтобы предотвращать геометрическое столкновение с верхним контуром крыла. Однако до настоящего времени не существует систем, которые одновременно используют верхний уплотняющий закрылок как тормозной щиток, чтобы значительно уменьшить число поверхностей управления.
Адаптивное крыло типично требует использования дополнительных сложных систем, которые часто соударяются с существующими первичной и вторичной поверхностями управления. Более того, при этом требуются дополнительные приводы, большое число компонентов, гибкие структуры и дополнительные контуры управления с соответствующими датчиками. Можно указать две известные системы в качестве примера систем регулировки всего профиля крыла или профиля кривой давления (соответственно, патенты DE 19732953 С1 и DE 60002851 Т2).
Задачей настоящего изобретения является создание поверхности управления задней кромкой, причем как первичная, так и вторичная поверхности управления реализованы на крыле при низких механических затратах и при малом весе.
Эта задача решена при помощи усовершенствованной поверхности управления задней кромкой. В соответствии с настоящим изобретением предлагается поверхность управления задней кромкой крыла самолета, которая содержит крыло, закрылок, который расположен на задней кромке крыла, идет в направлении размаха крыла и может быть установлен с различными значениями положения закрылка, поворотный уплотняющий закрылок, который расположен на верхней стороне (крыла) между крылом и закрылком, и поворотный вентиляционный закрылок, который установлен на обратной стороне (крыла) между крылом и закрылком. В соответствии с настоящим изобретением закрылок может быть опущен вниз через положительные значения положения закрылка и вверх через отрицательные значения положения закрылка, причем профиль крыла закрыт на верхней стороне при помощи уплотняющего закрылка, а на обратной стороне при помощи вентиляционного закрылка, когда закрылок используют как управляющий закрылок и перемещают его между отрицательными и малыми положительными значениями положения закрылка, причем вентиляционный закрылок выпускает воздушный поток с обратной стороны крыла на верхнюю сторону закрылка, а уплотняющий закрылок убирают (втягивают) для того, чтобы образовать заданный зазор и выпускать выходной поток воздуха с верхней стороны закрылка, когда закрылок используют для увеличения подъемной силы и перемещают его между малыми положительными и большими положительными значениями положения закрылка.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления усовершенствованной поверхности управления задней кромкой задний конец уплотняющего закрылка может быть повернут вверх, чтобы использовать уплотняющий закрылок как тормозной щиток.
В соответствии с другим предпочтительным вариантом осуществления усовершенствованной поверхности управления задней кромкой уплотняющим закрылком непосредственно управляют при помощи закрылка.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения предусмотрен направляющий механизм закрылка, который содержит шарнир, расположенный между крылом и закрылком.
Ось поворота шарнира преимущественно расположена так, что закрылок не отклоняется от контура профиля крыла в отрицательные значения положения закрылка, при этом достигаются существенное увеличение поверхности и существенное увеличение кривизны при положительных значениях положения закрылка.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения привод для направляющего механизма закрылка содержит линейный нажимной элемент или линейное призматическое соединение, соединенные соответственно с крылом и с закрылком.
Призматическое соединение преимущественно содержит исполнительный механизм.
Исполнительный механизм может иметь гидравлическое управление (гидравлический исполнительный механизм) или механическое управление (шпиндельный привод).
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения вентиляционным закрылком непосредственно управляют при помощи закрылка или он механически связан с закрылком при помощи зубчатого соединения.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения предусмотрен механизм вентиляционного закрылка, причем вентиляционный закрылок соединен с крылом при помощи рычажного механизма, который поддерживается в стационарных опорах и содержит два рычага.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения предусмотрен механизм уплотняющего закрылка, причем уплотняющим закрылком непосредственно управляют при помощи закрылка.
В механизме уплотняющего закрылка уплотняющим закрылком непосредственно управляют при помощи закрылка с использованием рычажного механизма, который соединен с закрылком у второй опоры поблизости от стационарной опоры, и с уплотняющим закрылком при помощи третьей опоры поблизости от четвертой опоры.
Рычажный механизм, который соединяет уплотняющий закрылок с закрылком и содержит соединительную штангу, преимущественно образует механизм с четырьмя штангами.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения четвертая опора участвует в движении уплотняющего закрылка, когда он выполняет функцию тормозного щитка.
В соответствии с другим предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения дополнительная опора предусмотрена на верхнем уплотняющем закрылке, которая связана с исполнительным механизмом для того, чтобы приводить в действие уплотняющий закрылок для выполнения функции тормозного щитка.
Эта дополнительная опора преимущественно установлена на общей оси поворота с четвертой опорой.
Механизм уплотняющего закрылка выполнен, в частности, так, что исключено столкновение между закрылком и уплотняющим закрылком, в диапазоне между малыми положительными углами закрылка и всеми отрицательными углами закрылка, причем уплотняющий закрылок уплотнен относительно закрылка во всем вышеуказанном диапазоне.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения верхний уплотняющий закрылок опущен для того, чтобы создать сходящийся аэродинамически зазор, за счет его поворота относительно четвертой опоры, при более значительных положительных значениях положения закрылка, когда закрылок действует как компонент повышения подъемной силы.
Функциональная зависимость между абсолютным значением положения тормозного щитка верхнего уплотняющего закрылка (относительно стационарного крыла) и углом значения положения закрылка преимущественно реализована за счет соответствующего управления при помощи компьютера управления полетом.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения предусмотрен исполнительный механизм для осуществления функции тормозного щитка, который перемещает элемент по круговой траектории вокруг опоры при помощи дополнительной опоры, так что образуется двойной шарнир при помощи четвертого шарнира, причем дополнительный шарнир также движется по этой круговой траектории.
Механизм тормозного закрылка преимущественно в значительной степени обособлен от верхнего уплотняющего механизма.
Механизм тормозного щитка может быть реализован скорее раздельно, а не введен в (общую) кинематическую систему.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения все опоры представляют собой простые шарниры.
В соответствии с другим предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения конструкция по существу состоит только из штанг и системы стержней.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения трехмерная кинематика предусмотрена для цилиндрического движения закрылка.
В соответствии с другим предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения трехмерная кинематика предусмотрена для конического движения закрылка.
Усовершенствованная поверхность управления задней кромкой может служить как первичная поверхность управления.
Усовершенствованная поверхность управления задней кромкой может служить как вторичная поверхность управления.
Усовершенствованная поверхность управления задней кромкой может служить как адаптивный компонент крыла.
Предложенная здесь усовершенствованная поверхность управления задней кромкой преимущественно предназначена для использования на задней кромке крыла современного пассажирского и транспортного самолета с большой взлетной массой. Она преимущественно характеризуется малым весом, высокой надежностью, небольшим числом компонентов и простотой конструкцией. Комплексные требования к концепции усовершенствованной поверхности управления задней кромкой выполнены наилучшим возможным образом. Кроме того, исключаются законченные опорные конструкции и кинематическая система обычной системы создания высокой подъемной силы. Аэродинамическое лобовое сопротивление значительно меньше в усовершенствованной поверхности управления задней кромкой, так что экономические преимущества (пониженное лобовое сопротивление, уменьшение стоимости топлива) обеспечиваются для всего полета.
Вариант предложенной здесь усовершенствованной поверхности управления задней кромкой будет описан далее более подробно со ссылкой на чертежи.
На фиг.1 схематично показан вид сбоку в разрезе поверхности управления задней кромкой в соответствии с одним из вариантов настоящего изобретения.
На фиг.2 схематично показан вид сбоку в разрезе направляющего механизма закрылка, предусмотренного в поверхности управления задней кромкой в соответствии с одним из вариантов настоящего изобретения.
На фиг.3 схематично показан вид сбоку в разрезе механизма нижнего вентиляционного закрылка, предусмотренного в поверхности управления задней кромкой в соответствии с одним из вариантов настоящего изобретения.
На фиг.4 схематично показан вид сбоку в разрезе механизма верхнего уплотняющего закрылка, предусмотренного в поверхности управления задней кромкой в соответствии с одним из вариантов настоящего изобретения.
На фиг.5 схематично показан вид сбоку в разрезе механизма тормозного щитка, предусмотренного в поверхности управления задней кромкой в соответствии с одним из вариантов настоящего изобретения.
На фиг.6а-е схематично показана поверхность управления задней кромкой в соответствии с настоящим изобретением, при различных регулировках закрылка.
На фиг.7а-с схематично показана поверхность управления задней кромкой в соответствии с настоящим изобретением, при различных регулировках верхнего уплотняющего закрылка, когда он действует как тормозной щиток.
Усовершенствованная поверхность управления задней кромкой крыла самолета схематично полностью показана на фиг.1. Следующая система условных обозначений использована для того, чтобы понять кинематическую схему. Индивидуальные кинематические элементы имеют сквозную нумерацию, а соединительные элементы между двумя любыми компонентами имеют номер из двух цифр, соответствующих этим компонентам (например, компонент 1 и компонент 5 соединены при помощи шарнира 15, причем все другие соединительные элементы имеют аналогичные позиционные обозначения). Усовершенствованная поверхность управления задней кромкой содержит крыло 1 и закрылок 4, который расположен на задней кромке крыла 1, идет в направлении размаха крыла и может быть установлен за счет регулировки в различных положениях, причем указанный закрылок может работать как управляющий закрылок, а также как закрылок, повышающий подъемную силу. Этот закрылок далее всегда просто называют как "закрылок". Однако четкое различие между поверхностью управления (первичной поверхностью управления) и компонентом создания подъемной силы (вторичной поверхностью управления) в общепринятом смысле при этом становится невозможным, так как эти функции могут трансформироваться одна в другую более или менее незаметно. Уплотняющий закрылок 5 установлен с возможностью поворота на верхней стороне (крыла) между крылом 1 и закрылком 4, а вентиляционный закрылок 5 также установлен с возможностью поворота на обратной стороне (крыла) между крылом 1 и закрылком 4.
На фиг.6а-е, которые обсуждаются далее более подробно, показано, что закрылок 4 (позиционные обозначения для облегчения понимания на фиг.6а-е опущены; см. позиционные обозначения на фиг.1-5) может быть перемещен вниз через положительные значения положения закрылка, а также вверх через отрицательные значения положения закрылка. Когда закрылок 4 используют как управляющий закрылок и устанавливают между отрицательными (фиг.6b) и малыми положительными значениями положения закрылка (фиг.6d), профиль крыла закрыт с верхней стороны при помощи уплотняющего закрылка 7 и с обратной стороны при помощи вентиляционного закрылка 5. Когда закрылок 4 используют как закрылок, повышающий подъемную силу, и устанавливают между малыми положительными значениями положения закрылка (фиг.6d) и большими положительными значениями положения закрылка (фиг.6е), вентиляционный закрылок 5 выпускает поток воздуха с обратной стороны крыла 1 на верхнюю сторону закрылка 4, а уплотняющий закрылок 7 убран (втянут) для того, чтобы образовать заданный зазор и выпускать выходной поток воздуха с верхней стороны закрылка 4.
Так как механизм усовершенствованной поверхности управления задней кромкой несколько нечетко показан на полной усовершенствованной поверхности управления задней кромкой, то полный механизм разделен на четыре узла, показанные на фиг.2-5. Эти четыре узла представляют собой соответственно направляющий механизм закрылка, механизм нижнего вентиляционного закрылка, механизм верхнего уплотняющего закрылка и механизм тормозного щитка.
Эти четыре узла образуют полный механизм, показанный на фиг.1.
Направляющий механизм закрылка показан отдельно на фиг.2 и по существу представляет собой простое шарнирное соединение, то есть шарнир 14 для соединения между крылом 1 и закрылком 4. Что касается кинематики, то крыло 1 представляет собой стационарную раму. Ось 14 поворота расположена так, что закрылок 4 не отклоняется от контура профиля крыла при отрицательных значениях положения закрылка, однако самая большая поверхность и увеличение кривизны, возможно, все еще достигаются при положительных значениях положения закрылка 4.
Привод реализован при помощи линейного призматического соединения 23, которое поддерживается с возможностью поворота на концах соответствующего элемента исполнительного механизма на крыле 1 и закрылке 4. Исполнительный механизм содержит компоненты 2 и 3 и может иметь гидравлическое управление (гидравлический исполнительный механизм) или механическое управление (шпиндельный привод).
Принцип построения механизма вентиляционного закрылка схематично показан на фиг.3. На фиг.3 показано стационарное крыло 1 со стационарными опорами 15 и 14. Закрылок 4 и вентиляционный закрылок 5 соединены с крылом 1. Несмотря на то, что функция вентиляционного закрылка 5 была уже объяснена здесь выше, кратко остановимся на ней еще раз. Функция вентиляционного закрылка состоит в том, чтобы обеспечивать большие углы закрылка 4, см. фиг.6е, для получения достаточного потока имеющего высокую энергию воздуха вокруг закрылка 4, чтобы повысить подъемную силу и замедлить характеристики отрыва воздушного потока.
Вентиляционный закрылок 5 имеет прямой привод от закрылка 4 или связан механически при помощи зубчатой передачи с закрылком 4, то есть между этими двумя элементами существует определенная функциональная зависимость. Механическая связь реализована при помощи простой штанги 6. Все опоры представляют собой простые шарниры при двумерном изображении, причем эти опоры аналогично могут иметь различные соединение в трехмерном варианте, например, это может быть шаровое шарнирное соединение с тремя степенями свободы при вращении. Механический принцип в трехмерном пространстве остается таким же, как и при двумерном изображении. Следовательно, соединения 15, 14, 56 и 46 представляют собой простые шарниры при двумерном изображении. Это означает, что вся зубчатая передача реализована с использованием простейшего возможного механизма (механизма с четырьмя штангами).
При самых больших положительных углах закрылка 4, см. фиг.6е, нижний вентиляционный закрылок 5 открывается в направлении контура крыла на заданный угол раскрыва. Размеры вентиляционного закрылка 5 и угла раскрыва определяются аэродинамическими предельными условиями (максимальная подъемная сила, самое малое аэродинамическое сопротивление, самое малое излучение шума и т.п.).
При малых положительных и всех отрицательных углах закрылка 4 вентиляционный закрылок 5 остается почти в его номинальном положении. В этом случае номинальное положение характеризуется контуром профиля при крейсерском режиме. Это означает, что "квази" состояние покоя достигается в диапазоне между малыми положительными и большими отрицательными значениями положения закрылка 4 за счет предпочтительного технического построения зубчатой передачи (вышеупомянутый механизм с четырьмя штангами). Кроме того, полное уплотнение вентиляционного закрылка относительно закрылка 4 обеспечено в диапазоне между малыми положительными и большими отрицательными значениями положения закрылка 4, так что контур профиля всегда остается благоприятным относительно воздушного потока (низкое аэродинамическое сопротивление), причем исключены вредные источники шума в виде ребер, резких изменений контура профиля или областей нижней тяги.
Принцип построения механизма уплотняющего закрылка схематично показан на фиг.4. На фиг.4 показано стационарное крыло 1 со стационарной опорой 14. Закрылок 4 соединен с крылом 1. Опора 79 является только стационарной относительно крыла 1, если верхний уплотняющий закрылок 7 не выполняет функцию тормозного щитка. Опора 79 и другая опора 910 (см. фиг.5) расположены на общей оси поворота, так что в этом случае образуется разновидность двойного шарнира. Для лучшего понимания этого аспекта настоящего изобретения сначала предположим, что опора 79 является стационарной относительно крыла 1.
Функции верхнего уплотняющего закрылка 7 подробно описаны ниже. Так как необходимо обеспечить возможность использования отрицательных значений положения закрылка 4, приходится поднимать верхний контур крыла или тормозные щитки, которые расположены нормально в этом положении на пассажирском самолете, чтобы исключить столкновение между уплотняющим закрылком 7 (уплотняющий закрылок 7 одновременно образует тормозной щиток, см. объяснения ниже) и закрылком 4.
Между малыми положительными углами закрылка, см. фиг.6d, и всеми отрицательными углами закрылка 4, см. фиг.6b, не должно происходить столкновение между закрылком 4 и уплотняющим закрылком 7, причем закрылок 4 и уплотняющий закрылок 7 должны оставаться уплотненными во всем указанном диапазоне, чтобы поддерживать возможно меньшее аэродинамическое сопротивление.
При более значительных положительных значениях положения закрылка 4, см. фиг.6е, в которых закрылок 4 должен действовать как повышающий подъемную силу компонент, всегда требуется сходящийся аэродинамический зазор. Следовательно, верхний уплотняющий закрылок 7 опускается (при повороте вокруг опоры 79) при более значительных положительных значениях положения закрылка 4, см. фиг.6е, для того, чтобы поддерживать сходимость поперечного сечения потока. Кроме того, размер аэродинамического зазора между задним концом уплотняющего закрылка 7 и контуром профиля закрылка 4 следует всегда точно поддерживать в этом диапазоне углов закрылка. Что касается требуемых аэродинамических допусков, то в настоящее время это не реализовано ни одним известным способом управления, так что требуется механическое зубчатое соединение между закрылком 4 и уплотняющим закрылком 7, причем это особенно относится к положению закрылка 4 при посадке.
Так как самое простое механическое решение благоприятным образом может быть достигнуто за счет такого зубчатого соединения, то все вышеуказанные требования могут быть реализованы за счет предпочтительной конструкции вышеупомянутого механизма с четырьмя штангами (опоры: 79, 78, 48, 14). Механическая соединительная штанга 8 соединяет уплотняющий закрылок 7 и закрылок 4.
Работа механизма тормозного щитка является почти полностью независимой от работы механизма закрылка, причем функциональная зависимость существует только между абсолютным значением положения тормозного щитка верхнего уплотняющего закрылка 7 (относительно стационарного крыла 1) и углом значения положения закрылка 4, причем эту функциональную зависимость принимают в расчет за счет соответствующего управления при помощи компьютера управления полетом. Это управление не влияет на механизм уплотняющего закрылка (за исключением случая дефекта), так как аэродинамический зазор в режиме тормозного щитка устраняется, при этом происходит соответствующая потеря подъемной силы и возрастает аэродинамическое сопротивление,
Следовательно, нормальные функции тормозного щитка все еще могут быть реализованы при помощи дополнительного привода (элемент 10 и элемент 11) без ухудшения функции вышеупомянутого механизма нижней панели (вентиляционного закрылка) 5 и верхней панели (уплотняющего закрылка) 7. Типичный тормозной щиток действует, среди прочего, как воздушный тормоз, как подавитель подъемной силы, как средство управления по крену и средство разгрузки крыла.
На фиг.5 показаны дополнительные кинематические элементы, которые позволяют верхнему уплотняющему закрылку 7 реализовать функцию тормозного щитка. При этом верхний уплотняющий закрылок может также действовать как тормозной щиток. Кроме того, функцию тормозного щитка осуществляют при помощи отдельного привода. Исполнительный механизм содержит компоненты 10 (собственно исполнительный механизм) и 11 (штанга исполнительного механизма) и может иметь гидравлическое управление (гидравлический исполнительный механизм) или механическое управление (шпиндельный привод). Исполнительный механизм для осуществления функции тормозного щитка перемещает элемент 9 по круговой траектории вокруг опоры - 19 при помощи опоры 910. Перемещение элемента 9 по круговой траектории побуждает двойной шарнир 79 также перемещаться по этой круговой траектории. Следовательно, уплотняющий закрылок 7 (если он действует как тормозной щиток) движется по соединительной штанге механизма с четырьмя штангами 48, 78, 79 и 19. Опора 19 преимущественно расположена так, что столкновения с крылом 1 не происходит.
Если это необходимо, механизм тормозного щитка также может быть реализован отдельно, а не введен в единую кинематическую систему, причем это может быть реализовано в виде элерона во внешней области крыла.
При отрицательных значениях положения закрылка 4 и малых положительных значениях положения закрылка 4 контур профиля крыла полностью уплотняется (при помощи нижнего вентиляционного закрылка 5 и верхнего уплотняющего закрылка 7), что является благоприятным относительно воздушного потока, так что достигается предпочтительный коэффициент сопротивления и не образуются вихри, которые могут также способствовать излучению шума (см. фиг.6а-е): TAB-20°, А/В 0°; TAB-5°, А/В 0°; TAB 0°, А/В 0; TAB 5°, А/В 0°).
Аэродинамический зазор закрылка точно поддерживается при помощи механического зубчатого соединения с закрылком 4, так что не требуется сложная схема управления для поддержания зазора закрылка (для поддержания предельных значений аэродинамического воздушного зазора). Эти функции реализованы единственно при помощи исполнительного механизма для закрылка 4 (корпус 2 исполнительного механизма и штанга 3 исполнительного механизма). При более значительных положительных углах закрылка 4 нижний вентиляционный закрылок 5 совершает поворот в контур профиля крыла, за счет чего достигается благоприятный воздушный поток вокруг закрылка 4. При более значительных углах закрылка 4 верхний уплотняющий закрылок 7 больше не действует как уплотнение, а скорее нужен для точного поддержания сходимости аэродинамического потока и размера аэродинамического зазора, см. фиг.6е: TAB 35°, А/В 0°).
Уменьшение лобового сопротивления достигается в тех областях, в которых в нижний вентиляционный закрылок 5 проникают соединительные штанги 6 и 8 и в которых опорные конструкции идут в направлении крыла 1, соответственно.
Предложенная здесь поверхность управления задней кромкой позволяет осуществлять как первичное, так и вторичное управление полетом. Другими словами, могут быть достигнуты высокие скорости регулировки первичной поверхности управления.
Предложенная здесь поверхность управления задней кромкой может действовать как адаптивное крыло, причем наиболее экономически благоприятная рабочая точка может быть найдена для соответствующей высоты полета (плотность, температура и т.п.), состояния загрузки и крейсерской скорости, в виде малых положительных или отрицательных значений положения стационарного закрылка. Контур профиля крыла остается закрытым для малых положительных значений положения закрылка и для всех отрицательных значений положения закрылка (за исключением режима тормозного щитка), так что контур профиля остается аэродинамически благоприятным. В обычных вторичных системах с высокой подъемной силой это обычно невозможно, так как отрицательные значения положения закрылка не могут быть реализованы.
Режим тормозного щитка верхнего уплотняющего закрылка 7, который действует как тормозной щиток, для этого случая показан на фиг.7а-с при различных конфигурациях, чтобы лучше понять этот режим (TAB-20°, А/В 40°; TAB 0°, А/В 40; TAB 35°, А/В 40°).