Крыло самолета, а также структура крыла с устройством для оказания влияния на поток

Крыло самолета, а также структура крыла с устройством для оказания влияния на поток

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к крылу самолета, а также структуре крыла с устройством для оказания влияния на поток.

Известные из общего уровня техники системы обеспечения большой подъемной силы достигают своих аэродинамических характеристик за счет придания формы, то есть кривизны всего крыла на основе соответствующей регулировки установленных на соответствующем основном крыле вспомогательных средств для обеспечения большой подъемной силы на передней и на задней кромке относительно основного крыла. Конкретно, при выпуске закрылка для обеспечения большой подъемной силы на задней кромке основного крыла и, прежде всего, при установочном угле закрылка для взлетной и посадочной конфигурации образуется щель между основным крылом и закрылком для обеспечения большой подъемной силы и/или перекрытием основного крыла и закрылка.

Установка конфигураций происходит посредством соответствующей кинематики изменения положения закрылков, посредством которой закрылок для обеспечения большой подъемной силы перемещается, например, из крейсерского положения (чистая конфигурация) в соответственно предварительно заданные установочные положения или конфигурации. Для того чтобы создать дополнительную подъемную силу, прежде всего при относительно малых углах атаки крыла относительно потока, дополнительно подсоединенный в задней области основного крыла спойлер во взаимодействии с закрылком для обеспечения большой подъемной силы используется для создания подъемной силы и отклоняется аналогично закрылку для обеспечения большой подъемной силы, при этом закрылок соответственно подтягивается, так что в общем получается большая общая кривизна профиля.

В связи с ограничениями по весу, подлежащими выполнению условиями по нагрузкам и безопасности для фаз взлета и посадки необходимо учитывать технические пределы для расчета такой комбинации основного крыла с опускаемым спойлером и подтягиваемым в выпущенном положении закрылком. Прежде всего, приходится мириться с системными ограничениями относительно возможности перемещения спойлера в соединении с закрылком, так что аэродинамическая мощность такой системы на задней кромке является ограниченной. Кроме того, при профиле всего крыла с выполненной такой сильной кривизной существует опасность срыва потока на верхней стороне спойлера и/или закрылка.

Кроме того, из уровня техники известны меры по контролю потока на основных крыльях или закрылках, например:

- пассивные генераторы вихрей,

- устройства для непрерывной продувки областей, подверженных опасности срыва,

- устройства для отсоса склонного к срыву на соответствующем основном крыле или на соответствующем закрылке потока.

Задача изобретения заключается в том, чтобы создать крыло самолета с закрылком для обеспечения большой подъемной силы, которое является аэродинамически эффективным, прежде всего также и при выпущенном положении закрылка для обеспечения большой подъемной силы.

Кроме того, задача изобретения заключается в том, чтобы создать структуру крыла с устройством для оказания влияния на поток, с помощью которой может быть оказано влияние на обтекание крыла, прежде всего также и при различных регулируемых состояниях закрылка для обеспечения большой подъемной силы, для установки эффективного обтекания крыла.

Эта задача решены посредством признаков независимых пунктов формулы изобретения. Другие формы осуществления указаны в ссылающихся на них зависимых пунктах.

Согласно изобретению предусмотрено крыло самолета с верхней стороной и нижней стороной, которое имеет основное крыло, которое имеет расположенную на верхней стороне верхнюю поверхность и расположенную на нижней стороне нижнюю поверхность, которые соответственно проходят в направлении хорды основного крыла, и которые согласно назначению обтекаются в направлении основного потока по меньшей мере один присоединенный к основному крылу с возможностью перемещения между убранным и выпущенным положением закрылок для обеспечения большой подъемной силы, и по меньшей мере один присоединенный к основному крылу с возможностью поворота и выступающий за его заднюю кромку спойлер. В выпущенном положении закрылка для обеспечения большой подъемной силы задняя кромка спойлера находится на расстоянии от закрылка для обеспечения большой подъемной силы. Закрылок для обеспечения большой подъемной силы установлен, прежде всего, с возможностью поворота. Прежде всего, крыло выполнено таким образом, что в выпущенном положении закрылка для обеспечения большой подъемной силы он отстоит от основного крыла с оставлением щели в направлении хорды основного крыла и относительно него смещен вниз, при этом при выпущенном положении закрылка для обеспечения большой подъемной силы спойлер для оптимизации потока вдоль крыла является поворотным в направлении верхней стороны закрылка для обеспечения большой подъемной силы.

Основное крыло имеет множество выпускных отверстий для воздуха или выдувных отверстий для воздуха, несколько из которых могут быть расположены вдоль направления размаха основного крыла рядом друг с другом и в направлении хорды основного крыла в диапазоне от 40% до 90% хорды всего крыла при рассмотрении от конца всего крыла. В качестве альтернативы этому, может быть предусмотрено, что несколько из выпускных отверстий для воздуха расположены вдоль направления размаха основного крыла рядом друг с другом и в направлении хорды основного крыла в диапазоне от 40% до 90% хорды основного крыла, при рассмотрении от конца основного крыла. При наличии предкрылка может быть предусмотрено, что множество выдувных отверстий расположено в направлении хорды крыла основного крыла в диапазоне от 40% до 90% хорды крыла крыла при убранном предкрылке и при убранном закрылке для обеспечения большой подъемной силы, при рассмотрении от конца всего крыла.

Выпускные отверстия для воздуха соответственно посредством воздуховода находятся в аэрогидродинамической связи с системным выпускным устройством расположенного в основном крыле, задних коробах крыла или в области спойлера системного устройства привода нагнетания потока.

Кроме того, согласно изобретению может быть предусмотрено, что спойлер имеет множество впускных отверстий для впуска воздуха, которые расположены в направлении размаха спойлера рядом друг с другом и в направлении хорды спойлера в диапазоне от 70% до 100% хорды спойлера при рассмотрении от переднего конца спойлера на верхней или нижней стороне спойлера, и которые соответственно посредством воздуховода находятся в аэрогидродинамической связи с впускным устройством устройства привода нагнетания потока, и что устройство привода нагнетания потока имеет приемное устройство для приема командных сигналов для регулирования устройства привода нагнетания потока. Поэтому система контроля потока соединяет впускные отверстия с выпускными отверстиями. При соответствующем конструктивном расчете и устройстве системного управления/регулирования выпускных и впускных отверстий, прежде всего, предусмотрены устройство привода нагнетания потока, компонент для управления и/или регулирования устройства привода нагнетания потока, и один или несколько датчиков в качестве датчиков командных сигналов для управления или же регулирования устройства привода нагнетания потока и/или для управления или же регулирования выпускных и впускных отверстий, например, для закрывания и открывания и/или для регулировки размера выпускных и впускных отверстий. Кроме того, система контроля потока может быть соединена с устройством управления полетом для того, чтобы в симплексном или дуплексном режиме, во-первых, сообщать пилоту или автопилоту состояние системы контроля потока и/или, во-вторых, непрерывно или по требованию предоставлять в распоряжение необходимые для управления или же регулирования системы контроля потока важные для общего состояния самолета данные, измеряемые величины или приготовленную информацию. Потребность может быть сформулирована системой и/или пилотом. При осуществлении оказания влияния на поток согласно изобретению происходит оказание влияния на срывающийся граничный поток или же поток срезающего слоя над, прежде всего, опущенным спойлером в конфигурации с соответствующим закрылком достигаются следующие преимущества:

- улучшение аэродинамической мощности всей системы обеспечения большой подъемной силы с основным крылом, спойлером и закрылком для обеспечения большой подъемной силы до более высоких коэффициентов подъемной силы при одном и том же угле атаки крыла, прежде всего, при малых углах атаки или же в линейном диапазоне коэффициента подъемной силы, и

- увеличение максимальной подъемной силы крыла в конфигурации обеспечения большой подъемной силы с опущенным спойлером и выпущенным закрылком и/или увеличение максимального угла атаки крыла.

В соответствии с одним примером осуществления изобретения при соответствующем расчете контроля потока на спойлере и достаточно большом улучшении аэродинамической мощности вместе с выпущенным закрылком в зависимости от случая применения можно отказаться от предкрылка как вспомогательного средства для обеспечения большой подъемной силы на передней кромке основного крыла или по меньшей мере может быть необходимым всего лишь минимальный расчет предкрылка для того, чтобы достигнуть некоторой минимально необходимой дополнительной разности в мощности подъемной силы, что может приводить к экономии веса и к уменьшению сложности системы и к снижению затрат на конфигурацию обеспечения большой подъемной силы в целом и ее системный и конструктивный расчет и интеграцию в основное крыло. Под минимальным расчетом предкрылка в этой связи подразумевается, что предкрылок может быть выполнен относительно малого размера, если таковой вообще требуется в соответственно предусмотренном случае применения.

Кроме того, за счет достижимого согласно изобретению уменьшения веса устройства для обеспечения большой подъемной силы может быть внесен существенный вклад в экономию топлива для общей конфигурации самолета.

Согласно изобретению, прежде всего, предусмотрено крыло самолета с верхней стороной и нижней стороной, имеющее основное крыло, которое имеет расположенную на верхней стороне верхнюю поверхность и расположенную на нижней стороне нижнюю поверхность, которые соответственно проходят вдоль направления хорды основного крыла, и которые, согласно назначению, обтекаются в направлении потока по меньшей мере один установленный с возможностью перемещения между убранным и выпущенным положением на основном крыле закрылок для обеспечения большой подъемной силы и по меньшей мере один установленный с возможностью поворота на основном крыле и выступающий за его заднюю кромку спойлер,

- при этом основное крыло имеет множество выдувных отверстий, несколько из которых расположены вдоль направления размаха основного крыла рядом друг с другом, и которые посредством воздуховода находятся в аэрогидродинамической связи с выпускным устройством расположенного на основном крыле или на спойлере устройства привода нагнетания потока,

- при этом спойлер имеет множество впускных отверстий для впуска воздуха, которые расположены в направлении размаха спойлера рядом друг с другом, и которые соответственно посредством воздуховода находятся в аэрогидродинамической связи с впускным устройством устройства привода нагнетания потока,

- при этом устройство привода нагнетания потока имеет приемное устройство для приема командных сигналов для регулирования устройства привода нагнетания потока.

В крыле согласно изобретению, прежде всего, может быть предусмотрено, что множество выдувных отверстий основного крыла расположены вдоль направления размаха основного крыла рядом друг с другом и в направлении хорды основного крыла в диапазоне от 40% до 90% хорды всего крыла при убранном закрылке для обеспечения большой подъемной силы, при рассмотрении от конца всего крыла, и посредством воздуховода находятся в аэрогидродинамической связи с выпускном устройством расположенного на основном крыле или на спойлере устройства привода нагнетания потока.

Кроме того, в крыле может быть предусмотрено, что множество впускных отверстий спойлера для впуска воздуха расположены в направлении размаха спойлера рядом друг с другом и в направлении хорды спойлера в диапазоне от 70% до 100% глубин спойлера, при рассмотрении от переднего конца спойлера.

Крыло может иметь предкрылок, и множество выдувных отверстий может быть расположено в направлении хорды крыла основного крыла в диапазоне от 40% до 90% хорды крыла крыла при убранном предкрылке и при убранном закрылке для обеспечения большой подъемной силы при рассмотрении от конца всего крыла.

В месте направления размаха основного крыла и при рассмотрении в направлении хорды крыла основного крыла может быть расположено несколько выдувных отверстий одно за другим. В качестве альтернативы, расположенные рядом друг с другом в направлении размаха основного крыла выдувные отверстия при рассмотрении в направлении хорды крыла основного крыла могут быть расположены со смещением относительно друг друга на верхней стороне основного крыла.

Выдувные отверстия могут быть расположены таким образом, что угол между направлением выхода воздуховода на каждом выдувном отверстии и плоскостной протяженностью верхней поверхности в этом месте составляет от 0 градусов до 60 градусов, так что происходит тангенциальное в предварительно заданных пределах выдувание воздуха через выдувные отверстия.

Выдувные отверстия на основном крыле могут быть образованы в виде шлицев, а длина по меньшей мере на части выдувных отверстий при рассмотрении в направлении размаха основного крыла может составлять от 1% до 50% хорды основного крыла в месте соответствующего шлица по размаху. Прежде всего, может быть предусмотрено, что ширина шлицев составляет от одной сотой до одной десятой длины шлицев.

В соответствии с еще одним примером осуществления может быть предусмотрено, что впускные отверстия на спойлере образованы в виде шлицев, а длина по меньшей мере на части впускных отверстий при рассмотрении в направлении размаха спойлера составляет длину от 1/10 до ¹/₄ хорды спойлера в этом месте. В общем, ширина шлицев на спойлере может составлять от 0,1- до 0,5-кратной длины шлицев.

В соответствии с еще одним примером осуществления основное крыло может иметь по меньшей мере на части выдувных отверстий основного крыла соответственно одно устройство для изменения отверстия для открывания и закрывания соответствующего выдувного отверстия с механикой изменения отверстия и подсоединенный к ней исполнительный орган для приведения в действие соответствующей механики изменения отверстия. При этом устройство для изменения отверстия, прежде всего, может иметь шибер, который при приведении в действие исполнительным органом частично или полностью открывает или закрывает соответствующее выдувное отверстие. Кроме того, может быть предусмотрено, что исполнительный орган по управляющему сигналу периодически открывает и закрывает шибер и, тем самым, выдувное отверстие, чтобы осуществлять импульсное выдувание воздуха через выдувное отверстие.

В соответствии с еще одним примером осуществления по меньшей мере на части выдувных отверстий основного крыла расположен соответственно один исполнительный орган-генератор импульсов, который по соответствующему входному сигналу осуществляет импульсное выдувание воздуха. Исполнительный орган-генератор импульсов может быть, прежде всего, пьезоэлектрическим исполнительным органом.

Согласно изобретению может быть предусмотрено, что по меньшей мере на части выдувных отверстий основного крыла расположено соответственно одно устройство для изменения отверстия с исполнительным органом, с помощью которого может регулироваться ориентация соответствующего выдувного отверстия относительно поверхности основного крыла.

Длина поворотных шлицев устройства для изменения отверстия может составлять от 60% до 80% хорды крыла в месте соответствующего шлица по размаху.

Согласно изобретению может быть предусмотрено, что угол для наклонного положения между центральной линией площади поперечного сечения отверстия диафрагмы и направлением размаха основного крыла или касательной к краевой линии в месте оси поворота диафрагмы по размаху может регулироваться в диапазоне от 20 градусов до 80 градусов.

В общем, исполнительному органу может быть придано и, прежде всего, на нем расположено управляющее устройство для формирования управляющих сигналов для управления устройством привода нагнетания потока, при этом управляющее устройство функционально связано с устройством привода нагнетания потока и посылает сформированные сигналы на устройство привода нагнетания потока.

В соответствии с еще одним аспектом изобретения предусмотрена структура крыла с устройством для оказания влияния на поток, что крыло выполнено в соответствии с примером осуществления изобретения, и что устройство для оказания влияния на поток имеет: находящееся в функциональной связи с устройством управления полетом управляющее устройство для управления мощностью привода нагнетания потока, при этом управляющее устройство имеет управляющую функцию, которая получает от устройства управления полетом регулируемое состояние спойлера и/или регулируемое состояние закрылка для обеспечения большой подъемной силы в качестве входного параметра и на основе этих регулируемых состояний формирует соответственно один соответствующий управляющий сигнал для управления приводом нагнетания потока и для управления производительностью привода нагнетания потока посылает его на указанный привод.

Что касается структуры крыла с устройством для оказания влияния на поток, то она, прежде всего, может иметь находящееся в функциональной связи с устройством управления полетом управляющее устройство для управления устройством для изменения отверстия, находящееся в функциональной связи с устройством управления полетом управляющее устройство для управления устройством для изменения отверстия, при этом управляющее устройство имеет управляющую функцию, которая получает от устройства управления полетом регулируемое состояние спойлера и/или регулируемое состояние закрылка для обеспечения большой подъемной силы в качестве входного параметра и на основе этих регулируемых состояний формирует соответственно один соответствующий управляющий сигнал для управления устройством для изменения отверстия и посылает его для управления регулировкой устройства для изменения отверстия на указанное устройство.

При этом в соответствии с еще одним примером осуществления изобретения

- устройство для оказания влияния на поток может иметь расположенное на основном крыле и/или на спойлере и/или на закрылке для обеспечения большой подъемной силы сенсорное устройство с датчиком для регистрации состояния потока на верхней стороне спойлера и/или на верхней стороне прилегающего к закрылку для обеспечения большой подъемной силы или сорванного потока, которое функционально связано с управляющим устройством, и

- управляющая функция может иметь регулировочную функцию для регулировки предварительно заданного параметра потока регулируемого закрылка, которая находится в функциональной связи с сенсорным устройством для приема фактических параметров потока, с устройством для изменения положения регулируемых закрылков для приема параметра для регулируемого состояния регулируемого закрылка и с приводом нагнетания потока и/или устройством для изменения отверстия для передачи управляющего сигнала для регулирования производительности привода нагнетания потока и/или устройства для изменения отверстия.

Сенсорное устройство может быть расположено, прежде всего, в области от 40 до 90 процентов общей хорды крыла основного крыла и/или в области от 40 до 90 процентов общей хорды спойлера и/или в области от 40 до 90 процентов общей хорды закрылка для обеспечения большой подъемной силы. Датчик может быть проволочным расходомером воздуха для регистрации градиента скорости. Управляющая функция может иметь функцию пересчета градиента скорости в напряжение сдвига на стенке, а определение управляющих сигналов может происходить на основе определенного напряжения сдвига на стенке. Датчик также может быть пьезоэлектрическим датчиком напряжения сдвига на стенке для регистрации напряжения сдвига на стенке.

Дополнительная текучая среда или воздух, которая или же который через выпускные отверстия для воздуха вводится в обтекание крыла, тангенциально вводится в срывающийся поток граничного слоя или же поток срезающего слоя на крыле, так что за счет эффекта предусмотренного согласно изобретению дополнительного импульсного вноса предотвращается угрожающий срыв, и дополнительно также используется обтекание закрылка для улучшения характеристик подъемной силы для улучшения производительности всего крыла для обеспечения большой подъемной силы. Дополнительно к непрерывному и/или импульсному выдуванию в комбинации с непрерывным и/или импульсным выдуванием также могут использоваться активно динамически работающие исполнительные органы, которые соответствующим образом возбуждают склонный к срыву поток граничного слоя или же поток срезающего слоя, чтобы получить эффективную систему контроля срыва. Согласно изобретению таким образом может быть реализовано крыло, которое имеет, прежде всего опускаемый спойлер с интегрированной, автономно работающей системой контроля потока и факультативно дополнительное управляющее устройство. С помощью периодического/импульсного и/или непрерывного выдувания в области изгиба, которая может находиться, прежде всего, в пределах от 40% до 90% в направлении хорды профилей основного крыла, и отсоса на поверхности спойлера и/или на его задней кромке, который может находиться, прежде всего, в пределах от 70% (прежде всего, 80%) до 100% хорды профиля спойлера на верхней и/или нижней стороне, происходит подвод и сжатие отсосанной текучей среды, например, воздуха, для выдувания в области изгиба основного крыла. Система контроля потока с устройством привода нагнетания потока и факультативно дополнительное управляющее устройство для оказания влияния текущего через выпускные и впускные отверстия воздуха и/или факультативно предусмотренное регулировочное устройство для регулировки контроля потока, то есть регулировки объемного потока или другой эквивалентной меры на впускных и выпускных отверстиях, может или могут быть структурно интегрировано или интегрированы в спойлере или в основном крыле.

Далее примеры осуществления изобретения описываются на прилагаемых фигурах. Показано на:

Фиг.1: схематическое изображение крыла в целом, для которого является применимым изобретение, с основным крылом, в которое интегрирован привод нагнетания потока, предкрылком, закрылком для обеспечения большой подъемной силы, спойлером, при этом основное крыло, предкрылок, закрылок для обеспечения большой подъемной силы и спойлер показаны соответственно в их исходных состояниях или убранных положениях (чистая конфигурация),

Фиг.2: фрагментарное изображение в разрезе задней области одного примера осуществления крыла согласно изобретению, в основное крыло которого интегрированы привод нагнетания потока, выдувное отверстие и соединяющая привод нагнетания потока и выпускное отверстие выпускная линия, при этом закрылок для обеспечения большой подъемной силы показан в выпущенном положении, а спойлер в подтянутом за закрылком для обеспечения большой подъемной силы и перемещенном вниз положении, и при этом выдувное отверстие расположено в первом месте на поверхности основного крыла,

Фиг.3: фрагментарное изображение в разрезе задней области примера осуществления крыла согласно изобретению, в котором выдувное отверстие предусмотрено в альтернативном месте основного крыла, при этом закрылок для обеспечения большой подъемной силы и спойлер показаны в показанном на фиг.2 положении,

Фиг.4: фрагментарное изображение в разрезе задней области примера осуществления крыла согласно фиг.3, при этом закрылок для обеспечения большой подъемной силы и спойлер занимают положение, выпущенное больше, чем в показанных на фиг.3 положениях,

Фиг.5: фрагментарное изображение в разрезе задней области примера осуществления крыла согласно фиг.3, при этом закрылок для обеспечения большой подъемной силы и спойлер занимают положение, выпущенное больше, чем в показанных на фиг.3 положениях,

Фиг.6: схематический вид сверху на задний участок части основного крыла с изображением некоторого количества выдувных отверстий,

Фиг.7: схематическое изображение спойлера в виде сверху с некоторым количеством впускных отверстий,

Фиг.8: схематическое изображение в разрезе задней области примера осуществления крыла согласно изобретению со схематическим изображением управляющего устройства для управления приводом нагнетания потока и устройством для изменения отверстия для открывания и зарывания выдувных отверстий основного крыла,

Фиг.9: схематическое изображение в разрезе задней области примера осуществления крыла согласно изобретению со схематическим изображением регулировочного устройства для управления приводом нагнетания потока и устройством для изменения отверстия для открывания и зарывания выдувных отверстий основного крыла.

Изобретение относится к крылу 1 самолета с верхней стороной 1 и нижней стороной 2. Представленный на фиг.1 конструктивный пример крыла Т имеет расположенное на фюзеляже самолета основное крыло 10, расположенный на задней стороне основного крыла 10 с возможностью перемещения относительно него закрылок 20 для обеспечения большой подъемной силы, также расположенный на задней стороне основного крыла 10 с возможностью перемещения относительно него спойлер 30, а также расположенный на передней стороне основного крыла 10 с возможностью перемещения относительно него предкрылок 40. Для дальнейшего описания основного крыла Т и признаков согласно изобретению, а также примеров осуществления изобретения на фигурах нанесены:

- система KS_T координат для всего крыла T с направлением TT хорды крыла, направлением TS размаха крыла, и направлением TD толщины крыла в качестве осей координат,

- система KS_H координат для основного крыла 10 с направлением HT хорды основного крыла, направлением HS размаха основного крыла, и направлением HD толщины основного крыла в качестве осей координат,

- система KS_Sp координат для спойлера 30 с направлением SpT хорды спойлера, направлением SpS размаха спойлера и направлением SpD толщины спойлера в качестве осей координат, и

- система KS_H координат для закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы с направлением HT хорды закрылка, направлением HS размаха закрылка и направлением HD толщины закрылка в качестве осей координат.

При рассмотрении в направлении TS размаха крыла Т, соответственно рядом друг с другом также может быть расположено несколько закрылков 20 для обеспечения большой подъемной силы, несколько спойлеров 30, а также несколько предкрылков 40. Основное крыло 10 имеет расположенную на верхней стороне верхнюю поверхность 10a и расположенную на нижней стороне нижнюю поверхность 10b, которые соответственно проходят вдоль направления НТ хорды основного крыла, и которые согласно назначению обтекаются в направлении S потока. Закрылок 20 для обеспечения большой подъемной силы установлен на основном крыле 10 с возможностью перемещения между убранным и выпущенным положением. Спойлер 30 установлен на основном крыле 10 с возможностью перемещения и, прежде всего с возможностью поворота, и выступает за его заднюю кромку 5, при этом в выпущенном положении закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы он находится на расстоянии от основного крыла 10 с оставлением щели в направлении НТ хорды основного крыла и сдвинут относительно него вниз. Кроме того, при выпущенном положении закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы спойлер 30 для оптимизации потока S вдоль основного крыла является поворотным в направлении верхней стороны 20а закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы, когда он выпускается или перемещается в дальше выпущенное положение. При этом, прежде всего, может быть предусмотрено, что при перемещении закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы из исходного положения в дальше выпущенное положение закрылок 20 для обеспечения большой подъемной силы относительно основного крыла 10 перемещается дальше назад и/или также дальше вниз, так что в этом случае, прежде всего, предусмотрено, что задняя кромка 39 спойлера 30 подтягивается к обращенной к ней поверхности или верхней стороне 20а закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы, так что щель S1 или же расстояние между задней кромкой 39 и верхней стороной 20а закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы сохраняет предварительно заданный размер.

Согласно изобретению для повышения коэффициента подъемной силы крыла Т с закрылком 20 для обеспечения большой подъемной силы предусмотрено наличие на основном крыле 10 выдувных отверстий 11, которые расположены рядом друг с другом в направлении HS размаха основного крыла и в направлении НТ хорды основного крыла в диапазоне от 40% (G1) до 90% (G2) хорды крыла всего крыла Т при убранном закрылке 10 для обеспечения большой подъемной силы при рассмотрении от конца всего крыла Т.

При этом все или часть выдувных отверстий могут быть расположены на верхней стороне 10а основного крыла 10 (фиг.2), или на его задней кромке 19 (фиг.3) или на задней стороне 10 с (фиг.4 и 5) основного крыла 10. Дополнительно, несколько выдувных отверстий 11 также могут быть расположены друг за другом в направлении НТ хорды основного профиля, так что, например, выдувные отверстия 11 могут быть расположены в форме матрицы вдоль задней кромки 19 основного крыла 10. Также, выдувные отверстия 11 могут быть расположены при рассмотрении в направлении НТ хорды основного профиля и/или в направлении HS размаха основного крыла со смещением относительно друг друга. Кроме того, крыло Т имеет устройство P привода нагнетания потока с впускным устройством Р1 и выпускным устройством Р2. Устройство P привода нагнетания потока может быть, прежде всего, расположено и интегрировано или встроено на основном крыле 10 или на спойлере 30. Выпускные отверстия 11 посредством соответственно одного или одного общего воздуховода 13 находятся в аэрогидродинамической связи с выпускным устройством Р2 устройства Р привода нагнетания потока.

В одном конструктивном примере, в котором крыло Т имеет предкрылок 40 (фиг.1), в качестве альтернативы, множество выдувных отверстий может быть расположено в направлении (НТ) хорды основного крыла в диапазоне от 40% до 90% хорды крыла крыла Т при убранном предкрылке 40 и при убранном закрылке 10 для обеспечения большой подъемной силы при рассмотрении от конца всего крыла.

Устройство P привода нагнетания потока может быть образовано, прежде всего, насосом или компрессором или же нагнетателем или системным устройством, которое рассчитано так, что оно может засасывать необходимый объемный поток от впускных отверстия для воздуха и транспортировать необходимый объемный поток к выпускным отверстиям для воздуха в соответствии с требуемым рабочим состоянием с управлением или регулированием.

Кроме того, согласно изобретению спойлер 30 имеет множество впускных отверстий 31 для впуска воздуха, которые расположены рядом друг с другом в направлении SpS размаха спойлера и в направлении SpT хорды спойлера в диапазоне от 80% до 100% общей хорды спойлера при рассмотрении от переднего конца спойлера 30 на верхней и/или нижней стороне, и которые через соответственно воздуховод 40, 101 находятся в аэрогидродинамической связи с впускным устройством P1 устройства P привода нагнетания потока.

При определении положения выпускных отверстий относительно хорды крыла или же положения впускных отверстий относительно хорды спойлера в основу может быть положено, прежде всего, положение выпускных отверстий или же впускных отверстий, центр тяжести поверхности соответствующих выдувных отверстий или же соответствующих впускных отверстий.

Устройство P привода нагнетания потока имеет приемное устройство для приема командных сигналов для регулировки производительности устройства Р привода нагнетания потока для того, чтобы регулировать и управлять расходом воздушного потока S1, который покидает выдувные отверстия 11 (стрелка S1), и который подается в обтекающий крыло воздух S. За счет этого задействования склоняющийся к срыву на переходе от основного профиля к спойлеру, то есть на изгибе 19 или заднем конце 19 верхней стороны 10а основного крыла 10, поток S приводится к прилеганию или же удерживается на спойлере 30. Выдувание воздуха через выдувные отверстия 11, то есть посредством задействования обтекания S улучшаются характеристики обтекания, прежде всего, спойлера 30 и дальше ниже по потоку от спойлера 30 и закрылка 20 для обеспечения большой подъемной силы. Прежде всего, посредством дальнейшего задействования потока S согласно изобретению посредством отсоса (стрелка S3) воздуха из обтекающего крыло Т воздуха S на задней кромке спойлера 30 поддерживается повторное прилегание и/или стабилизация обтекания спойлера. За счет системной связи отсоса обтекающей текучей среды в области задней кромки спойлера и выдувания, прежде всего, тангенциального выдувания текучей среды в области «изгиба» перехода от основного профиля 10 к спойлеру 30 для крыла Т создается интегрированная общая система контроля срыва и, тем самым, повышения подъемной силы посредством оказания влияния на характеристики нестабильности срывающегося потока срезающего слоя, прежде всего, при импульсном выдувании и посредством контроля циркуляции, прежде всего, при непрерывном выдувании на изгибе и всасывании на задней кромке спойлера.

Отсос текучей среды на задней кромке опущенного спойлера 30 может быть предусмотрен, прежде всего, при взлетной или посадочной конфигурации крыла Т. В результате этого уменьшается расход энергии на выдувание текучей среды в области «изгиба» спойлера для обеспечения большой подъемной силы, и повышается аэродинамическая эффективность системы в целом.

В соответствии с одним примером осуществления изобретения предусмотрено соединять между собой множество выдувных отверстий 11 и одно впускное отверстие 31 или множество впускных отверстий 31 посредством воздуховодного устройства 101 или, прежде всего при применении по размаху на основном профиле и при применении нескольких закрылков-спойлеров, нескольких воздуховодных устройств 101. Соединение множества выдувных отверстий 11 и множества впускных отверстий 31 происходит посредством соответствующей системы с интегрированным в спойлере 30 воздуховодным устройством 101 и устройством P привода нагнетания потока. Для соединения воздуховодного устройства 101 на стороне основного крыла 10 с впускным устройством Р1 устройства P привода нагнетания потока расположенный на этой стороне конец воздуховодного устройства 101 снабжен соединительной деталью 43. Также, проходящий в основном крыле 10 от выпускного устройства P2 к задней, обращенной к спойлеру 30 стороне 10 с основного крыла 10 участок 14 провода имеет на задней стороне 10 с соединительную деталь 41. Соединительная линия 42 соединена с соединительными деталями 41, 43 и, тем самым, соединяет воздуховодное устройство 101 с участком 14 провода и, следовательно, впускное отверстие 31 или впускные отверстия 31 спойлера 30 или нескольких спойлеров 30 с впускным устройством Р1 устройства Р привода нагнетания потока. При этом может быть предусмотрено, что с помощью воздуховодного устройства 101 соответственно одно впускное отверстие 31 соединяется с соответственно одним впускным устройством Р1 устройства Р привода нагнетания потока.

Также может быть пре