крыло самолета и способ снижения шума, создаваемого крылом самолета

Формула изобретения

1. Крыло самолета, совершающее относительное перемещение через текучую среду, содержащее внутреннюю и внешнюю части, верхнюю и нижнюю поверхности крыла, соединяющиеся друг с другом с образованием задней кромки, устройство снижения уровней шума, создаваемого крылом при перемещении через текучую среду, отличающееся тем, что устройство снижения уровней шума выполнено в виде закрылка, установленного на задней кромке крыла между внутренней и внешней частями крыла, имеющего верхнюю поверхность, нижнюю поверхность и, по меньшей мере, одну боковую грань, подвергаемую воздействию текучей среды при посадке самолета, при этом боковая грань закрылка выполнена с гладкой криволинейной сплошной поверхностью, снижающей турбулентность в текучей среде при перемещении последней от нижней поверхности закрылка к его верхней поверхности.

2. Крыло по п.1, отличающееся тем, что боковая грань закрылка выполнена с закругленной поверхностью.

3. Крыло по п.2, отличающееся тем, что боковая грань в поперечном сечении выполнена с полукруглой поверхностью.

4. Крыло по п.1, отличающееся тем, что между криволинейной поверхностью боковой грани и фиксированной конструкцией крыла размещено множество выпуклых уплотнений.

5. Способ снижения шума, создаваемого крылом самолета при перемещении через текучую среду, имеющим внутреннюю и внешнюю части, верхнюю и нижнюю поверхности, соединяющиеся друг с другом с образованием задней кромки, отличающийся тем, что устанавливают закрылок на задней кромке крыла между внутренней и внешней частями крыла, оборудуют закрылок верхней поверхностью, нижней поверхностью и, по меньшей мере, одной боковой гранью, причем нижняя поверхность и, по меньшей мере, одна боковая грань подвергаются воздействию текучей среды при посадке самолета, образуют гладкую криволинейную сплошную поверхность на боковой грани закрылка, снижающей любые генерирующие шум вторичные турбулентные вихри, которые могут быть образованы боковой гранью закрылка при воздействии текучей среды.

6. Способ по п.5, отличающийся тем, что боковую грань закрылка выполняют с гладкой криволинейной сплошной закругленной поверхностью.

7. Способ по п.6, отличающийся тем, что боковую грань закрылка выполняют с полукруглой в поперечном сечении поверхностью.

8. Способ по п.5, отличающийся тем, что между криволинейной поверхностью боковой грани закрылка и фиксированной конструкцией крыла размещают выпуклые уплотнения.

9. Крыло самолета, совершающее относительное перемещение через текучую среду, содержащее внутреннюю и внешнюю части, верхнюю и нижнюю поверхности крыла, соединяющиеся друг с другом с образованием задней кромки, устройство снижения уровней шума, создаваемого крылом при перемещении через текучую среду, отличающееся тем, что устройство снижения уровней шума выполнено в виде закрылка, установленного на задней кромке крыла между внутренней и внешней частями крыла, имеющего верхнюю поверхность, нижнюю поверхность и боковую грань, подвергаемую воздействию текучей среды при посадке самолета, при этом боковая грань закрылка выполнена с гладкой криволинейной сплошной закругленной с полукруглым поперечным сечением поверхностью, снижающей турбулентность в текучей среде по мере перемещения текучей среды от нижней поверхности закрылка к его верхней поверхности.

10. Способ снижения шума, создаваемого крылом самолета при перемещении через текучую среду, имеющим внутреннюю и внешнюю части, верхнюю и нижнюю поверхности, соединяющиеся друг с другом с образованием задней кромки, отличающийся тем, что устанавливают закрылок на задней кромке крыла между внутренней и внешней частями крыла, оборудуют закрылок верхней поверхностью, нижней поверхностью и боковой гранью, подвергаемой воздействию текучей среды при посадке самолета, образуют гладкую криволинейную сплошную закругленную поверхность с полукруглым поперечным сечением, снижающим уровень турбулентности текучей среды при ее перемещении от нижней поверхности крыла к его верхней поверхности.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к способу и устройству снижения шума или аэродинамического звука, создаваемого планером самолета, движущегося в текучей среде. Более конкретно, настоящее изобретение относится к головке грани закрылка, имеющей гладкую, сплошную, криволинейную поверхность, для снижения шума, создаваемого гранью закрылка, когда грань подвергается воздействию текучей среды в ходе определенных условий полета.

В ответ на требования общественности все службы гражданской авиации во всем мире для вновь разрабатываемых самолетов устанавливают более жесткие нормы по шуму. Эти новые нормы относятся к уровням шума, создаваемого самолетом, когда он взлетает или приземляется, т.е. во время разбега и захода на посадку.

Планер самолета и силовые установки двигателей создают разные количества нежелательных слышимых шумов на каждом из указанных выше этапов. При разбеге наибольшее количество шума создают двигатели. В противоположность этому, шум планера намного сильнее при заходе на посадку, когда системы высокоэффективной механизации, к примеру механизмы передней кромки крыла и системы закрылков задней кромки крыла, выпускаются, а двигатели работают при небольших уровнях тяги или в режиме малого газа. Последние достижения в технологии силовых установок привели к существенному снижению шума двигателя на обоих этапах полета. Следовательно, при посадке самолета шум планера становится все более преобладающим источником аэродинамического шума.

Шум планера генерируется текучей средой, к примеру воздухом, обтекающим фюзеляж самолета, шасси, крыло, переднюю кромку крыла, узлы высокоэффективной механизации и системы закрылков задней кромки. Большая часть слышимого шума создается системами закрылков, действующими при заходе на посадку, когда закрылки выпущены, а боковые грани закрылков подвергаются воздействию текучей среды. Считается, что аэродинамический шум закрылка создается текучей средой высокого давления, протекающей от нижней поверхности закрылка вблизи любой, подверженной воздействию, боковой грани закрылка к верхней поверхности закрылка. Эксперименты показывают, что основной и вторичные вихри могут образовываться на затупленной грани закрылка, подвергаемой воздействию текучей среды. Смотрите "An experimental investigation of wing tip turbulence with applications to aerosound", S.A. McInerny, W.C. Meecham and P.T. Soderman, AIAA Paper 86-1918, AIAA 10th Aeroacoustics Conference, Seattle, Washington, July 9-11, 1986. Эксперименты, проведенные изобретателями, показали, что, если вторичные вихри ослабляются или, по существу, исключаются, то шум, создаваемый гранями закрылков, может снижаться. Эти эксперименты также показали, что вторичные вихри вместе с основными вихрями вносят вклад в нежелательный аэродинамический шум.

В последнее время различные способы были разработаны для ослабления вихрей, образуемых закрылками и другими несущими (аэродинамическими) поверхностями, чтобы уменьшить сопротивление, сохранить или увеличить подъемную силу или снизить роль фатальных явлений, связанных с сильными вихрями, которые создаются широкофюзеляжными тяжелыми самолетами на небольших скоростях при разбеге и заходе на посадку. Например, генератор вихря согласно патенту США N 3596854, выданному 3 августа 1971 г. Haney, направляет текучую среду, протекающую от нижней поверхности законцовки крыла, от внешней законцовки элерона или от внешней кромки любой другой конструкции аэродинамической поверхности, в щель, образованную в трубчатой оболочке, которая прикреплена к конструкции. Захваченная текучая среда высокого давления образует вихрь внутри оболочки и отклоняется от задней кромки конструкции. Законцовка поверхности Coanda согласно патенту США N 5158252, выданному 27 октября 1992 г. Taylor, подавляет генерацию вихря законцовки путем образования барьера для текучей среды, перпендикулярного аэродинамической поверхности (крыла, закрылка и т.д.). Барьер устраняет поперечный поток из области текучей среды высокого давления аэродинамической поверхности к области текучей среды более низкого давления аэродинамической поверхности. В патенте США N 4477042, выданном 16 октября 1984 г. Criswold, раскрыта концевая пластинка (или щиток), установленная на законцовке крыла или на грани закрылка для управляемого слияния потоков текучей среды поперек верхней и нижней аэродинамических поверхностей крыла, или закрылка. Это управление вихрем может быть усилено путем выпуска текучей среды в объединенные потоки, посредством чего может быть достигнуто быстрое рассеяние опасных вихрей в турбулентном следе самолета.

Прототип, обсужденный выше, не относится к снижению шума, хотя известно применение аэродинамических щитков закрылков для существенного снижения аэродинамического шума, создаваемое выпущенным закрылком. Смотрите "Flap noise characteristics measured by preassure cross-correlation techniques", W.R. Miller (Миллер), Ph. D. Thesis, UCLA 1980. Однако механизмы, предложенные выше, не могут быть признаны удовлетворительными по ряду других причин. Например, механизмы, которые предложили Haney, Griswold и Taylor, в большей или меньшей степени повышают общую массу крыла, способствуют увеличению сопротивления, создаваемого закрылками при определенных условиях, усложнению конструкции и появлению трудностей при обслуживании, увеличивают стоимость проектирования, изготовления, обслуживания и эксплуатации. Как следствие этого, эти механизмы, по существу, не используются в большей части коммерческих самолетов с целью ослабления шума.

Закругленная головка закрылка была ранее испытана с целью определения ее эффективности при ослаблении шума, создаваемого закрылком в условиях захода самолета на посадку. Но эти испытания показали, что закругленная головка грани закрылка неэффективна для снижения шума, создаваемого закрылком в условиях захода на посадку. В противоположность этому, испытания, выполненные изобретателями настоящего изобретения, показали, что закругленная головка закрылка может быть эффективной для снижения шума в широком диапазоне частот нежелательного аэродинамического шума, создаваемого при заходе на посадку.

Поэтому в основу настоящего изобретения положена задача снижения аэродинамического шума, создаваемого планером самолета.

Еще одна задача настоящего изобретения заключается в создании способа и устройства для снижения шума, создаваемого самолетом, движущимся через текучую среду, когда грани закрылка самолета подвергаются воздействий текучей среды.

Еще одной задачей изобретения является создание грани закрылка самолета, подвергаемой воздействию текучей среды, через которую передвигается самолет, с гладкой, сплошной, криволинейной поверхностью, к примеру с закругленной поверхностью, посредством чего уровни аэродинамического шума планера могут быть снижены, когда самолет совершает посадку.

Настоящее изобретение предполагает создание гладкой, сплошной, криволинейной поверхности, к примеру закругленной концевой головки, для любой грани закрылка самолета, подвергаемой воздействию текучей среды, которая перемещается относительно самолета, причем криволинейная поверхность существенно снижает любые генерирующие шум вторичные турбулентные вихри, которые могут быть образованы гранью закрылка, когда эта грань подвергается воздействию текучей среды. Испытания, выполненные изобретателями, показали, что закругленная головка грани закрылка эффективна для ослабления уровня шума в диапазоне средних и высоких частот, т.е. между примерно 500 Гц и примерно 10000 Гц. Из результатов этих испытаний можно сделать вывод о том, что грань закрылка, модифицированная в соответствии с принципами настоящего изобретения, существенно ослабляет или исключает вторичные вихри на грани закрылка. Закругленная головка грани закрылка - это более простое, более легкое и более дешевое решение для снижения аэродинамического шума, создаваемого планером самолета в условиях захода на посадку, чем прежние решения прототипа.

Фиг. 1 показывает известный самолет с левым и правым крыльями;

Фиг. 2 показывает различные области правого крыла самолета, согласно фиг. 1, в которых при заходе на посадку возможна генерация шума;

Фиг. 3 представляет качественную оценку уровней шума, измеренных в областях, которые установлены на фиг. 2;

Фиг. 4 описывает систему закрылков задней кромки левого крыла, представленную внутри прямоугольника A;

Фиг. 5 - увеличенный вид системы закрылков задней кромки в соответствии с фиг. 4,

Фиг. 6 показывает обобщенный воздушный поток с образованием вихря вокруг основного внешнего закрылка системы закрылков, согласно фиг. 5;

Фиг. 7 - упрощенный вид конца основного внешнего закрылка, согласно фиг. 6, полученный путем сечения по линии 7-7 на фиг. 5, отражающий основной и вторичный вихри, которые могут образовываться вокруг притупленной грани закрылка;

Фиг. 8 поясняет известный щиток грани закрылка;

Фиг. 9 - вид сбоку в направлении борта щитка, согласно фиг. 8, полученный сечением фиг. 8 по линии 9-9;

Фиг. 10 - система закрылков задней кромки согласно фиг. 4, снабженная закругленной головкой грани закрылка, согласно настоящему изобретению;

Фиг. 11 - упрощенный вид конца, полученный сечением основного внешнего закрылка на фиг. 10 по линии 11-11, показывающий основной вихрь, который может формироваться вокруг закругленной головкой грани закрылка, согласно настоящему изобретению;

Фиг. 12 показывает уровни шума, создаваемого известной притупленной гранью закрылка и закругленной головкой грани закрылка согласно настоящему изобретению на низких, средних и высоких частотах для двух чисел M;

Фиг. 13 показывает частичный вид нижней поверхности левого крыла согласно фиг. 4, находящейся в зоне, которая ограничена прямоугольником B. Фиг. 13 также поясняет другую реализацию настоящего изобретения и новые выпуклые уплотнения, которые могут быть использованы в настоящем изобретении;

Фиг. 14 - частичный вид сбоку, полученный сечением фиг. 13 по линии 14-14;

Фиг. 15 - частичный вид сбоку, полученный сечением фиг. 13 по линии 15-15;

Фиг. 16 - частичный вид сбоку, полученный сечением фиг. 13 по линии 16-16;

Фиг. 17 - частичный вид сбоку, полученный сечением фиг. 13 по линии 17-17;

Фиг. 18 показывает другой самолет, имеющий левое и правое крылья, которые могут быть модифицированы для внедрения принципов настоящего изобретения.

На каждой из фигур, которые будут описываться, одинаковые номера предназначены для обозначения одних и тех же или подобных деталей. Обратимся к фиг. 1, на которой показан самолет 10 известной конструкции, имеющий пару двигателей 15, шасси (не показано), левое крыло 20 и правое крыло 25. Как обычно, каждое крыло 20, 25 имеет внутреннюю часть 30 и внешнюю часть 35, переднюю кромку LE и заднюю кромку TE. Каждое из крыльев 20, 25 снабжено рядом обычных поверхностей управления, таких, как спойлеры 40, по меньшей мере, один элерон 45 и система 50 закрылков у задней кромки.

Как это поясняется фиг. 1, аэродинамический шум планера является преобладающим источником шума самолета при заходе на посадку, когда системы высокоэффективной механизации, к примеру механизмы передней кромки (не показанные) и разнообразные закрылки в системе 50 закрылков у задней кромки, выпускаются, а двигатели 25 работают при малых уровнях тяги. Знание мест генерации шума вокруг самолета 10 очень важно для интерпретации и снижения шума планера.

Принимая указанное во внимание, изобретатели, используя масштабированные модели самолета, выполненные, согласно фиг. 1, выполнили серию уникальных испытаний в аэродинамической трубе. Задачи программы испытаний заключались в записи составляющих шума планера при различных конфигурациях крыльев и шасси (см. фиг. 2) в условиях, имитирующих условия захода самолета 10 на посадку. Эллиптическая зеркальная система микрофонов (не показанная) использовалась для получения отображений (не показанных) интенсивностей источника шума для всей области интегрирования, т.е. для области передней кромки правого крыла 25, для области шасси и для области, выбранной у внешней боковой притупленной грани закрылка в системе 50 у закрылков задней кромки. Отображение представляет собой убедительные картины шумовых составляющих и поясняет, как концепции снижения шума сказываются на конкретных областях крыла 25, генерирующих шум.

Общеизвестно, что различные конструктивные элементы крыла генерируют шум в разных частотных диапазонах. Это же установлено серией испытаний в аэродинамической трубе, выполненных изобретателями. Отдельные области отображения интенсивности источников шума предполагаются имеющими независимые распределения плотности интенсивности источников шума. С использованием этого предположения распределение уровней шума в пределах отдельной зоны может быть проинтегрировано с целью получения спектральной информации для каждой независимой области (упомянутой выше) крыла. Например, на фиг. 3 показаны данные для отдельных областей одной из конфигураций самолета. Эта информация может быть использована для определения относительных уровней и частот источников шума, приписанных различным элементам крыла. Как видно из результирующих спектров, приведенных на фиг. 3, для большинства из испытанных конфигураций в источнике шума шасси преобладают низкие частоты, механизмы передней кромки генерируют значительный шум на средних частотах, а в источнике шума внешней боковой грани закрылка преобладают высокие частоты и присутствует часть средних частот. При этом принято, что диапазон низких частот охватывает частоты от, примерно, 400 Гц до примерно 1600 Гц, диапазон средних частот - от примерно 1600 до 4000 Гц, диапазон высоких частот от примерно 4000 Гц до 10000 Гц. Следовательно, одна из наиболее важных субсоставляющих шума планера генерируется на гранях закрылков.

Система 50 закрылков у задней кромки для левого крыла 20 показана внутри прямоугольника A, изображенного на фиг. 4. Как это лучше показано на фиг. 5, система 50 закрылков у задней кромки, которая пролегает от внутренней части 30 крыла примерно до внешней части 35 крыла, содержит подузел 55 внутренних закрылков и узел 60 внешних закрылков. Подузел 55 внутренних закрылков расположен непосредственно на внутренней части 30 крыла и содержит основной внутренний закрылок 65 и задний внутренний закрылок 70. Подузел 60 внешних закрылков содержит основной внешний закрылок 75 и задний внешний закрылок 80. Каждый из подузлов 55, 60 закрылков функционирует обычным образом с использованием обычных механизмов (не показанных), которые могут выпускать закрылки, когда это необходимо при заходе на посадку самолета. 10. Каждый основной и задний, внутренний и внешний закрылок 65, 70, 75 и 80, соответственно, образован в виде аэродинамического профиля и имеет верхнюю поверхность 85 и нижнюю поверхность 90 и, по меньшей мере, одну притупленную боковую грань 95. Поперечное сечение аэродинамического профиля основного внешнего закрылка 75 показано в упрошенном виде на фиг. 7 только для обсуждения.

Как обсуждалось выше и хорошо пояснялось фиг. 3, притупленные боковые грани 95 являются существенными источниками аэродинамического шума, когда самолет 10 заходит на посадку. Шум грани закрылка генерируется флоктуациями поверхностного давления (т. е. неустановившимися подъемными силами) вблизи боковой грани 95 выпускаемых закрылков, таких, как основной внешний закрылок 75. Шумовые источники, расположенные вблизи граней закрылка, связаны с образующимися здесь вихрями при любой притупленной грани любого закрылка, подвергаемого воздействию воздуха, через который проходит самолет 10. Например, что можно увидеть на фиг. 6 и 7, воздух высокого давления, перемещающийся от нижней поверхности 90 основного внешнего закрылка 75, циклически поворачивается на участке от притупленной грани 95 закрылка до верхней поверхности 85 закрылка и создает основной вихрь 100 и вторичные вихри 105 (на фиг. 6 показан только результирующий вихрь 110). Вторичные вихри 105 образуются на остром нижнем краю 115 грани 95 и на остром верхнем внешнем краю 120 грани 95 закрылка. Процесс образования вихря по своей сути является неустановившимся из-за его связи с турбулентностью верхнего потока. При посадке такое же явление характерно для заднего внешнего закрылка 80. Испытания, проведенные изобретателями, показали, что вторичные вихри 105 вместе с основным вихрем 100 создают значительный шум.

В диссертации Миллера, упомянутой выше, установлено, что аэродинамические щитки снижают шум закрылка. На фиг. 8 и 9 можно видеть обычный щиток 125 грани закрылка, выполненный в виде вертикальной пластины, прикрепленной к нижней поверхности 130 левого крыла 20 вблизи подузла 60 внешних закрылков. Щиток 125 закрылка имеет размеры, позволяющие ему простираться назад до точки, которая совпадает с задней кромкой 135 заднего внешнего закрылка 80, когда при посадке этот закрылок полностью выпущен. В зависимости от конфигурации щиток 125 грани закрылка может быть использован для эффективного ослабления основного вихря 100 и вторичных вихрей 105, образующихся на внешних боковых притупленных гранях 95 обычных закрылков. Считается, что щиток 125 закрылка удерживает результирующий поток 110, образующийся на притупленной грани 95 закрылка от сцепления с верхней поверхностью каждого закрылка 75, 80, уменьшает флюктуации давления и тем самым снижает уровни шума, генерируемого закрылками. Однако щиток 125 закрылка воспринимается несовершенным, поскольку он увеличивает массу планера, сложен в производстве и эксплуатации, а также повышает сопротивление при некоторых скоростях обтекающего воздуха, вследствие чего расходы на изготовление, техническое обслуживание и эксплуатацию самолета возрастают.

На фиг. 10 и 11 схематично показана конфигурация скругленной грани закрылка согласно настоящему изобретению. Во время испытаний, выполненных изобретателями, было обнаружено, что эта конфигурация снижает уровни шума (см. фиг. 12). Как лучше показано на фиг. 11, внешняя боковая грань внешнего основного закрылка 75 снабжена закругленной головкой 140 грани закрылка, которая располагается между острым нижним внешним краем 115 и острым верхним краем 120 боковой грани закрылка 75. Можно полагать, что эта головка 140 снижает уровни шума, поскольку острые кромки на верхней и нижней поверхностях 115, 120 закрылка устраняются, посредством чего исключается источник шума, управляемый вторичными вихрями 105.

Фиг. 12 относится к сравнению закругленной головки 140 грани закрылка согласно настоящему изобретению с обычной притупленной гранью 95 закрылка. Как показано на этой фигуре, закругленная головка 140 грани закрылка не способствует снижению уровней шума на низких частотах. Эти данные для низких частот аналогичны данным, полученным другими исследователями, которые на основе своих данных для низких частот, сделали заключение о неэффективности закругленной грани закрылка для снижения аэродинамических шумов в условиях захода на посадку.

В противоположность этому, при использовании измерительной аппаратуры, описанной в общем виде выше, было установлено, что закругленная головка 140 грани закрылка по сравнению с притупленной гранью 95 снижает не меньше чем 3 дБ шум на высоких и средних частотах. Испытания показали, что закругленная головка 140 грани закрылка эффективна для ослабления шумов в диапазоне средних и высоких частот, т.е. между частотами примерно 500 Гц и примерно 10000 Гц. К счастью, при посадке шум двигателя в низкочастотном диапазоне преобладает и эффективно маскирует шум планера, создаваемый закрылкам. Шум планера в диапазонах средних и высоких частот лучше всего воспринимается человеком, а это как раз те диапазоны частот, в которых настоящее изобретение наиболее эффективно. На фигуре 12 показаны экспериментальные данные для двух различных чисел M при заходе на посадку. Как можно видеть, шум, генерируемый гранью закрылка, изменяется при изменении числа M.

Головка 140 грани закрылка необязательно должна быть закруглена, как показано на фиг. 11. Согласно настоящему изобретению, возможны другие формы головки грани закрылка, которые очевидны для специалистов в рассматриваемой области техники. Любая гладкая, сплошная, криволинейная боковая поверхность, проходящая от нижней поверхности закрылка до верхней поверхности закрылка, будет обеспечивать желаемое ослабление шума, которое ожидается от настоящего изобретения. Другая реализация настоящего изобретения показана в качестве примера на фиг. 13-17. На фиг. 13 представлена увеличенная зона, заключенная в прямоугольник B на фиг. 4, и изображена, как вид снизу левого крыла 20, общая поверхность раздела между второй реализацией настоящего изобретения и фиксированной частью крыла 20, внешней относительно системы 50 закрылков задней кромки.

Более конкретно фиг. 13 показывает головку 145 грани внешнего основного закрылка, расположенную на внешней боковой грани внешнего основного закрылка 75, соприкасающуюся с парой выпуклых уплотнителей 150, 155, прикрепленных к опорной конструкции 160 на внешней части крыла 20. Как видно из фигур 14-17, головка 145 грани закрылка имеет гладкую, сплошную, криволинейную поверхность с изменяющейся геометрией от передней кромки 165 внешнего основного закрылка 75 до задней кромки 170 закрылка 75. Выпуклые уплотнители 150, 155, в основном, уплотняют головку 145 грани закрылка по хорде внешнего основного закрылка 75, что делается для уменьшения паразитного сопротивления. В типовом случае для уплотнения притупленной боковой грани закрылка используются лопастные уплотнители (не показанные). Однако лопастной уплотнитель не будет эффективно предохранять от повышения паразитного сопротивления в случае, если он будет использоваться совместно с головкой (140 или 145) грани закрылка согласно настоящему изобретению.

Хотя головки грани закрылка согласно настоящему изобретению были рассмотрены, в основном, применительно к внешней боковой грани основного закрылка 75 из подузла 60 внешних закрылков, для специалистов в рассматриваемой области техники очевидно, что головки 140, 145 грани закрылка могут использоваться, когда боковая грань любого закрылка подвергается воздействию потока воздуха, перемещающегося по поверхности крыльев 20, 25. Например, система 55 внутренних закрылков и система 60 внешних закрылков самолета 170, показанного на фиг. 18, имеет большое число граней закрылков, подвергаемых воздействию потока во время посадки, поскольку все закрылки каждой системы расположены рядом с силовыми элементами 175 планера (например, рядом с элеронами или с элеронами-закрылками), которые не выпускаются при посадке или фиксируются.

Хотя были пояснены и описаны предпочтительные реализации настоящего изобретения, должно быть понятно, что варианты его могут быть созданы без отступления от сущности и объема изобретения. Следовательно, должно быть понятно, что изобретение не ограничено пояснениями и описанными частными реализациями.

Предпочтительно, действительный объем и сущность изобретения определяются путем ссылки на следующие ниже пункты формулы изобретения.

Реализации, изобретения, в связи с которыми заявлены исключительные права собственности, или привилегия, определены как следующие.