система обеспечения большой подъемной силы на аэродинамической поверхности самолета

Формула изобретения

1. Система обеспечения большой подъемной силы на аэродинамической поверхности самолета,

содержащая основное крыло (Н), которое имеет изогнутую носовую часть (N) основного крыла, и

содержащая предкрылок (V), который расположен на основном крыле (Н) с возможностью отвода назад посредством системы из нескольких рычагов (а, b, с),

так, что указанный предкрылок имеет возможность перемещения из убранного положения (I) с увеличением протяженности аэродинамической поверхности в направлении хорды и увеличением ее кривизны и открытием зазора (g), который направляет энергетический воздушный поток из-под предкрылка (V) к верхней стороне основного крыла (Н) вплоть до полностью выпущенного положения (III),

при этом система рычагов (а, b, с) сконфигурирована в виде четырехзвенного механизма и содержит первый рычаг (а) и второй рычаг (b), из которых первый рычаг (а) на одном конце шарнирным образом соединен с первой точкой (А) на основном крыле (Н), а второй рычаг (b) на одном конце соединен шарнирным образом со второй точкой (В) на основном крыле (Н) на расстоянии от последней, и каждый из которых на соответствующем другом конце соединен шарнирным образом с противоположными концами третьего рычага (с), который является частью предкрылка (V) и задает его выпускающее перемещение,

отличающаяся тем, что

длина и взаимное расположение рычагов (а, b, с) и кривизна носовой части (N) основного крыла взаимно согласованы так, что во время первой части выпускающего перемещения из убранного положения (I) в промежуточное положение (II) задний край (К) предкрылка (V), по существу, блокирует зазор (g) между предкрылком (V) и основным крылом (Н) и что во время следующей части выпускающего перемещения, следующей за промежуточным положением (II), задний край (К) предкрылка все больше и больше открывает зазор (g).

2. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что первый рычаг (а) шарнирным образом соединен на его верхнем конце с первой точкой (А) на основном крыле, а второй рычаг (b) шарнирным образом соединен на его верхнем конце со второй точкой (В) на основном крыле (Н) на расстоянии от последней.

3. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что первый рычаг (а) расположен перед вторым рычагом относительно направления хорды аэродинамической поверхности и является более коротким, чем второй рычаг.

4. Система обеспечения большой подъемной силы по п.3, отличающаяся тем, что длина первого рычага (а) составляет примерно 25-110% расстояния между точками (А) и (В).

5. Система обеспечения большой подъемной силы по п.4, отличающаяся тем, что длина первого рычага (а) составляет примерно 90-100% расстояния между точками (А) и (В).

6. Система обеспечения большой подъемной силы по п.3, отличающаяся тем, что длина второго рычага (b) составляет примерно 75-200% расстояния между точками (А) и (В).

7. Система обеспечения большой подъемной силы по п.6, отличающаяся тем, что длина второго рычага (b) составляет примерно 140-160% расстояния между точками (А) и (В).

8. Система обеспечения большой подъемной силы по п.3, отличающаяся тем, что длина третьего рычага (с) составляет примерно 25-75% расстояния между точками (А) и (В).

9. Система обеспечения большой подъемной силы по п.8, отличающаяся тем, что длина третьего рычага (с) составляет примерно 50-65% расстояния между точками (А) и (В).

10. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что второй рычаг (b) расположен таким образом, что в убранном положении (I) предкрылка (V) указанный рычаг расположен, по существу, перпендикулярно к обводу носовой части (N) основного крыла.

11. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что первый рычаг (а) расположен таким образом, что в убранном положении (I) предкрылка (V) указанный рычаг расположен, по существу, перпендикулярно к обводу носовой части (N) основного крыла.

12. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что первый рычаг (а) расположен таким образом, что во время выпускающего перемещения из убранного положения (I) в полностью выпущенное положение (III) указанный рычаг отклоняется примерно на 65-110° (угол поворота ).

13. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что второй рычаг (b) расположен таким образом, что во время выпускающего перемещения из убранного положения (I) в полностью выпущенное положение (III) указанный рычаг отклоняется примерно на 30-50° (угол поворота ).

14. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что опорной точкой (В), в которой второй рычаг (b) шарнирно сочленен с основным крылом (Н), является конец второго рычага (b), более близкий к обводу носовой части (N) основного крыла по меньшей мере в убранном положении (I) предкрылка (V).

15. Система обеспечения большой подъемной силы по п.1, отличающаяся тем, что опорной точкой (А), в которой первый рычаг (а) шарнирно сочленен с основным крылом (Н), является конец первого рычага (а), более близкий к обводу носовой части (N) основного крыла по меньшей мере в убранном положении (I) предкрылка (V).

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к системе обеспечения большой подъемной силы на переднем крае аэродинамической поверхности самолета согласно ограничительной части пункта 1 формулы изобретения.

Расположенные на аэродинамических поверхностях пассажирских и транспортных самолетов предкрылки используются для увеличения подъемной силы при больших углах атаки, которые требуются для взлета и посадки, за счет смещения потока вокруг носовой части крыла в направлении больших углов атаки. В месте расположения самой наибольшей кривизны поток вокруг носовой части крыла порождает очень низкие давления, так называемые пики разрежения, за которыми следуют резкие повышения давления в последующей плоскости. Связанные с этим сильные перепады давления ослабляют граничный слой и, в конечном счете, приводят к срыву потока, что ограничивает максимально возможную подъемную силу крыла. Гидромеханический эффект предкрылков главным образом направлен на предотвращение потока вокруг носовой части за счет перемещения носовой части вниз «в воздушный поток». Кроме того, во многих конструкциях предкрылков к граничному слою с низкой энергией на верхней стороне крыла подводится энергетический поток с нижней стороны крыла через зазор, образованный между задней стороной предкрылка и передней стороной или носовой частью основного крыла. Это вторичный эффект предкрылка увеличивает подъемную силу, но также и лобовое сопротивление всей аэродинамической поверхности. Однако увеличение лобового сопротивления является желательным только в посадочной конфигурации, для взлетной конфигурации лобовое сопротивление должно быть как можно более низким.

Для предкрылков известно и реализовано большое число решений. Проводится различие между загнутыми вниз носовыми частями, которые могут быть сложены вниз по шарнирной линии, расположенной на передней стороне основного крыла, без открывания дополнительного зазора, криволинейными носовыми частями, предкрылками с фиксированным зазором, складными предкрылками (так называемыми предкрылками Крюгера) различных конструкций, изгибаемыми предкрылками Крюгера и, наконец, так называемыми отклоняемыми носками, в которых зазор открывается между задним краем предкрылка и носовой частью основного крыла во время втягивающего перемещения.

Предкрылки, применяемые, например, на аэробусе А340, смещаются посредством имеющих форму сегмента дуги окружности криволинейных направляющих, установленных на роликах, которые приводятся в действие посредством шестерен или вращательных исполнительных механизмов, и с которыми предкрылки прочно соединены. Менее распространенным, но также известным является решение, в котором это соединение предусмотрено подвижным и с дополнительной муфтой для управления шириной зазора. Загнутые вниз носовые части, в которых предкрылок может складываться вниз относительно носовой части основного крыла по шарнирной линии поясненным выше образом, известны из аэробуса А380. Из US 4447027 также известна система обеспечения большой подъемной силы на аэродинамической поверхности самолета, в которой закрылок расположен на основном крыле посредством четырехзвенного механизма. Этот четырехзвенный механизм содержит два рычага, которые шарнирно установлены с одной стороны, при этом каждый из них имеет нижний конец на опорной структуре крыла, а с другой стороны на своем верхнем конце - на опоре закрылка. Эти два рычага имеют приблизительно одинаковую длину, а их базисные точки, в которых они шарнирно соединены с опорной конструкцией крыла, расположены очень близко друг от друга по сравнению с длиной рычагов, так что закрылок описывает почти круговую траекторию вокруг базисных точек рычагов во время своего втягивающего перемещения.

В US 1780838 А раскрыто основное крыло и расположенное спереди вспомогательное крыло или предкрылок, который соединен с основным крылом посредством четырехзвенного механизма для того, чтобы быть полностью перемещаемым между убранным положением и выпущенным из этого основного крыла положением лишь под воздействием воздушного давления на поверхность этого вспомогательного крыла. Четырехзвенный механизм включает в себя два рычага, которые на расстоянии друг от друга шарнирно поворачиваются к основному крылу (Н) и ко второму рычагу, и каждый из которых является поворачиваемым на соответственно другом конце к вспомогательному крылу.

Целью изобретения является создание системы обеспечения большой подъемной силы, содержащей расположенный на аэродинамической поверхности самолета предкрылок, которая позволяет располагать предкрылок как можно более оптимально для взлетной и посадочной конфигураций.

Эта цель достигнута системой обеспечения большой подъемной силы, имеющей признаки пункта 1 формулы изобретения. Предпочтительные варианты выполнения и дополнительные усовершенствования системы обеспечения большой подъемной силы согласно изобретению охарактеризованы в зависимых пунктах формулы.

Важным преимуществом системы обеспечения большой подъемной силы согласно изобретению является то, что во взлетном положении предкрылок почти полностью закрывает зазор и поэтому не допускает прохождения через него увеличивающего сопротивление потока. С другой стороны, в посадочном положении открывающийся зазор позволяет оказывать положительное воздействие на граничный слой на верхней стороне основного крыла вследствие начинающегося отрыва потока между предкрылком и основным крылом, что необходимо для достижения максимальной подъемной силы при низких посадочных скоростях. Другие преимущества системы обеспечения большой подъемной силы согласно изобретению заключаются в том, что ее кинематика требует малого количества движущихся деталей, что может быть реализовано просто с помощью рычагов, соединенных между собой посредством шарнирных сочленений, и поэтому она требует незначительного техобслуживания и имеет малую подверженность к поломкам.

Далее, со ссылками на чертежи, будет описан примерный вариант осуществления системы обеспечения большой подъемной силы согласно изобретению, при этом получаются дополнительные признаки и преимущества изобретения.

Показано на:

Фиг.1: схематичный вид в разрезе системы обеспечения большой подъемной силы на аэродинамической поверхности самолета согласно одному примерному варианту осуществления изобретения в области предкрылка и носовой части основного крыла, на котором показан предкрылок системы обеспечения большой подъемной силы и его исполнительные механизмы в убранном положении I и, для сравнения, только закрылок в полностью выпущенном положении III,

Фиг.2 и фиг.3: схематичный вид в разрезе представленного на фиг.1 примерного варианта, на котором показан предкрылок системы обеспечения большой подъемной силы и его исполнительный механизм в двух положениях, выпущенных в разной степени, то есть на фиг.2 в частично выпущенном взлетном положении с закрытым зазором, а на фиг.3 в полностью выпущенном посадочном положении с открытым зазором, и

Фиг.4-7: примерные варианты осуществления согласно четырем различным вариантам системы обеспечения большой подъемной силы на аэродинамической поверхности самолета, имеющим разные конфигурации, при этом выпускающее перемещение показано в каждом случае в десяти фазах.

На фигурах 1-3 показана передняя часть системы обеспечения большой подъемной силы на аэродинамической поверхности самолета, которая содержит основное крыло Н и расположенный на нем предкрылок V. Основное крыло Н имеет носовую часть N с заданной кривизной, которая более или менее покрывается или перекрывается предкрылком V согласно его положению. На фиг.1 показан предкрылок V в одном случае в полностью убранном положении I, а с другой стороны, в полностью выпущенном положении III. Перекрытие и между задним краем предкрылка V и носовой частью N основного крыла, все еще имеющееся в полностью выпущенном положении III, проиллюстрировано двумя стрелками. В полностью выпущенном положении III между задним краем K предкрылка V и кривизной V носовой части открывается зазор g, через который энергетический воздушный поток может протекать от нижней стороны предкрылка V к верхней стороне основного крыла Н, как это желательно для посадочной конфигурации крыла.

Предкрылок V может быть выпущен посредством устройства, состоящего из трех рычагов a, b, c, образующих четырехзвенный механизм, который образует его исполнительный механизм, таким образом, что указанный предкрылок может быть перемещен из убранного положения I, увеличивая протяженность профиля аэродинамической поверхности в направлении хорды и увеличивая его кривизну, до полностью выпущенного положения III. В ходе этого выпускающего перемещения открывается зазор g, который направляет энергетический воздушный поток с нижней стороны предкрылка V к верхней стороне основного крыла Н.

Сконфигурированная в виде указанного четырехзвенного механизма система рычагов a, b, с содержит первый рычаг a и второй рычаг b, из которых первый рычаг а соединен на своем верхнем конце с первой точкой A на основном крыле Н, а второй рычаг b соединен на своем верхнем конце со второй точкой В на расстоянии от нее на основном крыле Н шарнирным образом. На их соответствующих нижних концах оба рычага a, b соединены шарнирным образом с концами третьего рычага с, который является частью предкрылка V и, тем самым, задает его выпускающее перемещение.

Таким образом, кинематическая система, с помощью которой предкрылок V подвешен на основном крыле Н, состоит из неподвижной основы, которая образована расположенными на основном крыле Н точками А и В. Предкрылок V соединен с этой основой посредством трехчленной системы рычагов, а, b, с, образующей указанный четырехзвенный механизм. Первый рычаг а примыкает к точке А одним своим концом, а второй рычаг b примыкает к точке В одним своим концом. Соответствующие другие свободные концы этих двух рычагов а и b, которые движутся в системе координат основного крыла Н по соответствующим орбитам вокруг точек А или В, соединены посредством третьего рычага с, то есть посредством дополнительных сочленений D или С, как показано на фиг.2, при этом четырехзвенный механизм является замкнутым. В описанном здесь примерном варианте третий рычаг с, который, в конечном счете, определяет перемещение предкрылка, жестко соединен с предкрылком V или является его структурным компонентом. Кинематическая система, образованная основным крылом Н и предкрылком V, кинематически определяется четырехзвенным механизмом.

В убранном состоянии точки шарнирного сочленения и рычаги a, b, с расположены в пределах обвода крыла Н или предкрылка V. В выпущенном состоянии следует предотвращать пробивания верхней стороны неподвижной носовой части N. На фиг.1 между первым рычагом а и параллелью к направлению хорды самолета точно указан угол , который образует переменную величину, которая может описать выпускающее перемещение предкрылка V. На фиг.1 также показан угол Ф, на который предкрылок V складывается относительно направления хорды аэродинамической поверхности, то есть для случая полностью выпущенного положения III, при этом указанный угол является функцией указанного ранее угла между первым рычагом а и направлением хорды. Соответствующий угол между вторым рычагом b и параллелью к направлению хорды самолета образует другую переменную величину, которая может описать выпускающее перемещение предкрылка V. Для лучшей наглядности этот угол не указан точно на фиг.1, но он должен рассматриваться как аналогичный углу .

В показанном примерном варианте длина и взаимное расположение рычагов a, b, c и кривизна носовой части N основного крыла согласованы друг с другом таким образом, что во время первой части выпускающего перемещения из убранного положения I до промежуточного положения II, которое показано на фиг.2 и которое соответствует взлетной конфигурации аэродинамической поверхности, задний край K предкрылка по существу блокирует зазор g, а во время следующей части выпускающего перемещения, следующей за промежуточным положением II, задний край K предкрылка все больше и больше открывает зазор g, что соответствует посадочной конфигурации аэродинамической поверхности и показано на фиг.3 для полностью выпущенного положения III. На фиг.2 и 3 показаны траектории (верхнего) заднего края K предкрылка V и его нижнего заднего края L (так называемый крюк предкрылка) во время выпускающего перемещения последовательностью маленьких крестиков, а также траектория относящегося к данному моменту времени центра поворота М перемещения предкрылка V. В показанной на фиг.2 взлетной конфигурации угол Ф между предкрылком V и хордой типично составляет около 20°, то есть 20°±5°, в показанной на фиг.3 посадочной конфигурации это типично 30°, то есть 30°±5°.

В результате указанного подходящего позиционирования и соответствия рычагов a, b, с является возможным перемещение предкрылка V в указанной первой части выпускающего перемещения вдоль выпуклой траектории, при этом, как можно видеть на фиг.2, относящийся к данному моменту времени центр поворота М может находиться вне и ниже обвода носовой части N основного крыла в начале перемещения. Здесь перемещение аналогично первоначально описанному предкрылку, который выпускается посредством рейки в форме сегмента дуги окружности. В этой части перемещения предкрылок V приводится в движение вдоль обвода носовой части N основного крыла, то есть задний край K предкрылка следует этому обводу, так что зазор g закрывается или по меньшей мере имеет лишь минимальную ширину, например меньше, чем 1/10 хода заднего края K в соответствующей точке, то есть сквозной поток фактически отсутствует, что является желательным для взлетной конфигурации аэродинамической поверхности.

В ходе дальнейшего перемещения у поступательной компоненты начинает доминировать, как можно видеть на фиг.3, выпускаемое перемещение, в то время как показанное на фиг.2 поворотное перемещение отходит на задний план. В то же время, относящийся к данному моменту времени центр поворота М перемещения переходит на другую сторону, то есть из положения под носовой частью N основного крыла в положение над ним, как показано траекторией заднего края K, которую можно видеть на фиг.3. Поэтому в результате геометрических связей весь предкрылок V переходит в движение, которое направляет его от основного крыла Н вперед. В связи с этим, в показанном примере происходит дальнейшее увеличение угла Ф предкрылка примерно до 30°, как уже было упомянуто, что является типичным для посадочной конфигурации. В то же время открывается необходимый для прохождения сквозного потока зазор g, как можно видеть на фиг.1 и фиг.3.

Геометрия кинематической системы, показанной со ссылкой на описанный на фигурах 1-3 примерный вариант осуществления изобретения, является лишь примерной и относится к ряду различных возможных комбинаций относительно того, как четырехзвенный механизм, образованный положением точек А и В, а также длиной рычагов a, b, c, может быть рассчитан и адаптирован к геометрии носовой части N основного крыла и предкрылка V. Они могут быть определены систематическими испытаниями и расчетами.

Например, как в показанном на фигурах 1-3 примерном варианте осуществления, характерным является относительно короткий первый рычаг а и приблизительно в два раза более длинный второй рычаг b, при этом третий рычаг с обычно несколько короче, чем первый рычаг а. В показанном на фигурах 1-3 примерном варианте осуществления расстояние между двумя точками А и В, в которых два рычага а, b соединены с основным крылом Н шарнирным образом, в сумме приблизительно соответствует длине первого рычага а и третьего рычага с. Для того чтобы было достигнуто желаемое характерное перемещение предкрылка V во время вытягивания от неподвижной части основного крыла Н, форма образованного тремя рычагами a, b, c четырехзвенного механизма должна быть приблизительно формой открытой вверх буквы U. Как показано на фиг.1-3, в начале выпускающего перемещения, то есть в убранном положении I, более длинный второй рычаг b расположен почти перпендикулярно к обводу носовой части N основного крыла поблизости от точки В, в которой второй рычаг b присоединен к основному крылу Н. Опорной точкой В, в которой второй рычаг b шарнирно сочленен с основным крылом Н, является конец второго рычага b, более близкий к обводу носовой части N основного крыла. Первый рычаг а в течение всего выпускающего перемещения отклоняется примерно на 90°, как можно видеть на фиг.3.

Первый рычаг а, который расположен перед вторым рычагом b относительно направления хорды аэродинамической поверхности и является более коротким, чем последний, может, например, иметь длину примерно от 24 до 110% расстояния между точками А и В, в частности, например, от 90 до 100%. Рычаг b имеет длину примерно от 75 до 200% расстояния между точками А и В, в частности, например, от 140 до 160%. Длина третьего рычага с может составлять примерно от 25 до 75% расстояния А-В, в частности, например, от 50 до 65%. Как уже было упомянуто, второй рычаг b может быть расположен, в частности, так, что в убранном положении I предкрылка V он расположен по существу перпендикулярно к обводу носовой части N основного крыла в области точки В, в которой второй рычаг b соединен с основным крылом Н шарнирным образом. Первый рычаг может быть, в частности, расположен так, что во время выпускающего перемещения из убранного положения I в полностью выпущенное положение III указанный рычаг отклоняется примерно на 70°-110°, типично приблизительно на вышеуказанные 80°.

На фигурах 4-7 показаны примерные варианты осуществления в виде вариантов I-IV относительно того, как четырехзвенный механизм, образованный положением точек А и В, а также длиной рычагов a, b, c, рассчитан и может быть адаптирован к геометрии носовой части N основного крыла и предкрылка V. В целях наглядности в каждом случае показаны десять фаз выпускающего перемещения из убранной конфигурации или положения I для полета с крейсерской скоростью во взлетную конфигурацию II или из убранной конфигурации или положения I для полета с крейсерской скоростью в посадочную конфигурацию III. На фиг.8 представлены наиболее важные параметры для этих четырех вариантов. Это соответствующие длины рычагов a, b, c в процентах относительно длины расстояния А-В между точками А и В (100%), а также углы поворота и рычагов a и b для посадочной конфигурации II и взлетной конфигурации III, а также угол Ф посадочного предкрылка для этих двух конфигураций системы обеспечения большой подъемной силы.

Как уже было пояснено со ссылкой на фиг.1-3, в этих примерных вариантах осуществления в начале выпускающего перемещения, то есть в убранном положении I, более длинный второй рычаг b расположен почти перпендикулярно к обводу носовой части N основного крыла вблизи от точки В, в которой второй рычаг b соединен с основным крылом Н. Опорной точкой В, в которой второй рычаг b шарнирно сочленен с основным крылом Н, является более близкий к обводу носовой части N основного крыла конец второго рычага b. Также, в начале выпускающего перемещения, то есть в убранном положении I, более короткий первый рычаг а расположен почти перпендикулярно к обводу носовой части N основного крыла поблизости от точки А, в которой первый рычаг а соединен с основным крылом Н. Также, опорной точкой А, в которой первый рычаг а шарнирно сочленен с основным крылом Н, является более близкий к обводу носовой части N основного крыла конец первого рычага а. Как можно видеть на фиг.4-7, в течение всего выпускающего перемещения первый рычаг а отклоняется на угол поворота Да порядка величины в 90°, то есть от 70° (вариант IV) до 94° (вариант III). В течение всего выпускающего перемещения второй рычаг b отклоняется на угол поворота порядка величины в 45°, то есть от 32° (вариант II) до 45° (вариант I).

Описанное расположение образованного рычагами a, b, c четырехзвенного механизма позволяет перемещение предкрылка V в первой части выпускающего перемещения из положения i в положение II по выпуклой траектории, при этом в начале перемещения относящийся к данному моменту времени центр поворота М может находиться вне и ниже обвода носовой части N основного крыла. В этой части перемещения предкрылок V приводится в движение вдоль обвода носовой части N основного крыла, то есть задний край K предкрылка следует этому обводу так, что зазор g закрывается или по меньшей мере имеет лишь минимальную ширину, то есть поток практически отсутствует, что является желаемым для взлетной конфигурации аэродинамической поверхности. В дальнейшем ходе перемещения поступательный компонент начинает доминировать над перемещением вытягивания, в то время как поворотное перемещение отступает на второй план. В то же время, относящийся к данному моменту времени центр поворота М перемещения переходит на другую сторону, то есть из положения под носовой частью N основного крыла в положение над ним, как это показано траекторией заднего края K предкрылка V, которую можно видеть на фиг.4-7. Поэтому в результате геометрических взаимосвязей весь предкрылок V переходит в перемещение, которое направляет его от основного крыла Н вперед. В связи с этим, в показанном примере имеет место дальнейшее увеличение угла Ф предкрылка примерно до 30°, как уже было упомянуто, что является типичным для посадочной конфигурации. Необходимый для прохождения потока зазор g в этом случае открывается, как можно видеть на фиг.4-7, конфигурация III.

Описанная кинематика системы обеспечения большой подъемной силы допускает очень низко лежащую связь между предкрылком V и основным крылом Н, так что образующийся поток через зазор g едва ли нарушается, особенно в конце длины своего хода. Система обеспечения большой подъемной силы может быть рассчитана так, что никакие компоненты кинематики не проникают в передний лонжерон основного крыла Н и, в результате этого, сложность и вес конструкции являются низкими, и, кроме того, объем бака в основном крыле Н не ограничивается. Несмотря на траектории перемещения определяющих кинематику рычагов a, b имеется достаточно пространства для интегрирования простирающихся на размах крыла систем. Расположенное с системной стороны соединение системы посредством тяг и исполнительных элементов для привода системы обеспечения большой подъемной силы может быть использовано без изменения технологии или может быть по меньшей мере аналогичным соединению в традиционных опробованных и испытанных системах.