Крыло для летательного аппарата

Крыло для летательного аппарата

Иллюстрации

Показать все

Реферат

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Устройство перекрытия щели может иметь:

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

- соединенное с деталью обшивки соединительное ребро,

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

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

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

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

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

При этом согласно изобретению устройство перекрытия щели может иметь:

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

- соединенное с деталью обшивки соединительное ребро,

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Фиг.15: увеличенный вырез изображения согласно фигуре 14;

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

В другом конструктивном варианте деталь 20 обшивки устройства 1 перекрытия щели может быть расположена между внешними обшивками 21, 22 аэродинамических тел, так что между направленными в направлении SW1, SW2 размаха концами внешних обшивок 21, 22 аэродинамических тел А1, А2 и деталью 20 обшивки устройства 1 перекрытия щели получается промежуточная щель (не показана). Такая промежуточная щель может также образовываться только между деталью 20 обшивки и только одной из внешних обшивок 21а или 22а. Указанные промежуточные щели могут также возникать тольк