RU2349501C2

RU2349501C2 - Профильная структура несущей поверхности самолета

Info

Publication number: RU2349501C2
Application number: RU2003135823/11A
Authority: RU
Inventors: Александер БУРХАРД (DE); Александер БУРХАРД
Original assignee: Эйрбас Дойчланд Гмбх
Priority date: 2003-10-09
Filing date: 2003-12-09
Publication date: 2009-03-20
Also published as: ES2282561T3; US6869050B1; CA2452787A1; EP1522492A1; DE50306970D1; ATE358625T1; RU2003135823A; EP1522492B1; US20050077435A1; CA2452787C; DE10346982A1

Abstract

Изобретение относится к области авиации. Несущая поверхность самолета с профильной структурой содержит крыло, имеющее средство увеличения подъемной силы, а также несущую аэродинамическую поверхность, расположенную на внутренней конструкции средства увеличения подъемной силы над и под упомянутым средством. Несущая аэродинамическая поверхность выполнена в виде верхней и нижней обшивок, заканчивающихся на передней и задней кромках средства увеличения подъемной силы и проходящих в направлении его размаха. Средство увеличения подъемной силы расположено в задней части крыла и закреплено посредством шарнирно-подвижной опоры в трех точках. В верхней и нижней обшивках выполнено несколько желобчатых возвышений, расположенных на расстоянии друг от друга в направлении размаха крыла, контур которых, начиная с задней кромки, определен в направлении средней линии профиля внутренней конструкции, а их высота является убывающей по мере уменьшения расстояния до передней кромки. Изобретение направлено на улучшение аэродинамики самолета. 12 з.п. ф-лы, 9 ил.

Description

Изобретение относится к профильной структуре несущей поверхности самолета согласно ограничительной части п.1 формулы. Ее применение связано с улучшением аэродинамических свойств несущей поверхности самолета, которые в зоне задней кромки крыла или средства увеличения подъемной силы (посадочный закрылок и/или элерон) в значительной степени предотвращают возникновение вынужденных усилий в профильной структуре несущей поверхности из-за изгиба крыла и/или изгиба управляемого средства увеличения подъемной силы. Деформационная характеристика крыла или средства увеличения подъемной силы должна быть стабилизирована посредством зоны задней кромки крыла без принятия дополнительных конструктивно-механических мер.

Для управления летящим самолетом используют аэродинамические исполнительные поверхности (поверхности управления, рули), которые, как известно, зачастую интегрированы в зону задней кромки обоих крыльев. Для поперечного управления предусмотрен элерон, который обычно посредством двух шарниров привязан к соответствующему крылу и поворачивается на задней кромке крыла (в зависимости от желаемого воздействия на полетную ситуацию) вверх или вниз. Общим для всех поверхностей управления является то, что они по сравнению с размахом крыла имеют небольшую длину, а по сравнению с хордой крыла - большую хорду. Эти поверхности управления привязаны к крылу обычно двумя шарнирами, как показано на фиг.5, и, таким образом, оперты статически определенно. Из-за относительно небольшой длины руля отличие деформации к линии изгиба крыла также невелико. При подобной опоре рулю не передается изгиб крыла (отсутствие деформации в направлении z крыла), поэтому в конструкции руля не возникает вынужденных усилий, которые возникают, например, при опоре руля на посадочном закрылке с тремя шарнирами. Этот недостаток приходится учитывать, если, как показано на фиг.6, требуется использовать узкие поверхности управления с непрерывным шарнирным соединением (через шарнирную привязку тремя или более шарнирами). При этом рассматривается поверхность управления, имеющая длину около 4 м и хорду около 0,4 м. Эта поверхность управления руля (называемого среди специалистов также „Tab“) для обеспечения аэродинамически безупречной привязки к крылу или посадочному закрылку должна быть привязана несколькими (более чем двумя) шарнирами, причем достигается равенство обеих линий изгиба и шарнирной линии (называемой среди специалистов также „Hingeline“).

Аэродинамическая точная привязка возможна, следовательно, как показано на фиг.6, только за счет опоры этих элементов несущей поверхности в трех точках, причем эта опора уже в нулевом положении руля создает соответствующие вынужденные усилия в профильной структуре соединенного шарнирами руля (Tab). Эти вынужденные усилия в поверхности управления являются результатом не только изгиба крыла, но изгиба поверхности управления вокруг ее жесткой оси на “высокой кромке” (ось с большим моментом инерции), когда она отклонится при изогнутой шарнирной линии (Hingeline).Фиг.7 дает наблюдателю представление о том, какие вынужденные усилия действуют при отклонении руля (Tab) вокруг прогнутой шарнирной линии. На этой фиг.7 показано, например, возникновение сжимающих вынужденных усилий в профильной структуре руля при отрицательном отклонении руля. В зависимости от направления поворота в профильной структуре соединенного шарнирами руля возникают, следовательно, высокие сжимающие и растягивающие напряжения, которые могут привести к отказу ее устойчивости, и, тем самым, потребовать дополнительных мер по стабилизации структуры за счет монтажа дополнительных стрингеров и/или ребер или ее усилению, которое вызвало бы увеличение веса. Кроме того, потребуются высокие приводные усилия, опорные усилия в шарнирах повысятся, и жесткость руля отрицательно скажется на деформационной характеристике крыла или посадочного закрылка. Если желательно избежать названных проблем, которые возникают в результате описанной выше привязки руля управления к крылу или посадочному закрылку тремя шарнирами (при опоре этих элементов несущей поверхности в трех точках), то было бы целесообразно привязать упомянутый руль несколькими шарнирами и придать рулю (Tab) определенную гибкость вокруг оси z руля; это должно означать, что руль (Tab), как показано на фиг.8, в нулевом положении и в отклоненном состоянии будет приспосабливаться к заданной крылом шарнирной линии (Hingeline) без возникновения вынужденных усилий. Представленные конфигурации известны специалистам и частично реализуются в пассажирских самолетах типа “аэробус”, за исключением аэробусов типа А300.

Для реализации привязки находящегося в задней части крыла (легкого) средства увеличения подъемной силы (из материала-сэндвича CFK), которое, например (у тяжелого самолета), проходит по всей длине задней кромки крыла, и с помощью которого во время полета должно быть в значительной степени предотвращено возникновение вынужденных усилий (сжимающие и растягивающие напряжения) в (CFK)-профильной структуре средства увеличения подъемной силы, которые первоначально объясняются изгибом крыла и/или изгибом управляемого средства увеличения подъемной силы во время движения его закрылка или руля (в зависимости от направления поворота), специалист вынужден искать более приемлемые решения, которые, однако, не содержатся в уровне техники. Существует потребность в более оптимальных, по сравнению с известными из уровня техники, аэродинамических решениях, позволяющих уменьшить опорные и приводные усилия на посадочном закрылке и/или элероне (в целом, на средстве увеличения подъемной силы, например в выполнении CFK), позволяющих достичь снижение веса в зонах ввода усилий шарнирно-подвижно соединенных элементов несущей поверхности.

В соответствии с изложенным, в основу изобретения поставлена задача создания профильной структуры несущей поверхности самолета с аэродинамическими усовершенствованиями, с помощью которой в зоне задней кромки крыла или одного или нескольких средств увеличения подъемной силы (посадочный закрылок и/или элерон) в самой значительной степени предотвращалось бы возникновение вынужденных усилий в профильной структуре несущей поверхности за счет изгиба крыла и/или изгиба управляемого средства увеличения подъемной силы. Должно быть достигнуто уменьшение опорных и приводных усилий, с уменьшением веса в зонах ввода усилий шарнирно-подвижно соединенных элементов несущей поверхности.

Данная задача решается посредством признаков, приведенных в п.1 формулы. В последующих пунктах приведены целесообразные варианты реализации указанных признаков.

Изобретение более подробно поясняется ниже на примере его осуществления со ссылками на чертежи, в числе которых:

Фиг.1 изображает принципиальную конструкцию руля с желобчатым возвышением, выполненным в верхней и нижней обшивках;

Фиг.2 - вид расположенных друг на друге с точной пригонкой желобчатых возвышений с изображением ширины поверхностей соединения;

Фиг.3 - вид по фиг.2 в направлении хорды профиля;

Фиг.4 - видимую внутреннюю конструкцию руля по фиг.1 в сечении;

Фиг.5 - выполненную с двумя шарнирами подвижную опору руля (Tab) на посадочном закрылке или крыле;

Фиг.6 - выполненную с тремя шарнирами подвижную опору руля (Tab) на посадочном закрылке или крыле;

Фиг.7 - вид по фиг.5 при отрицательном отклонении руля с изображением направления действия нагружающих структуру вынужденных усилий;

Фиг.8 - отдельное изображение руля, шарнирно-подвижно опертого посредством нескольких шарниров на крыло или посадочный закрылок (согласно фиг.5 и 7) с изображением направления действия нагружающих структуру вынужденных усилий (в трех направлениях);

Фиг.9 - вид руля (CFK-FINTAB), шарнирно-подвижно опертого по всей задней кромке крыла или посадочного закрылка на крыло или посадочный закрылок.

Варианты осуществления согласно фиг.5-8 выше уже были раскрыты. Следует лишь добавить, что в случае варианта согласно фиг.5 снова возникают известные аэродинамические проблемы при искомой опоре длинного руля (Tab) с двухшарнирной привязкой. На фиг.6 показана аэродинамическая (выполненная с шарнирами) привязка руля (Tab) к посадочному закрылку или крылу посредством шарнирно-подвижной опоры в трех точках, причем эта опора уже в нулевом положении руля создает в структуре вынужденные усилия. На фиг. 7 показано отклонение руля (Tab) вокруг прогнутой шарнирной линии, когда при отрицательном отклонении руля в его структуре возникают вынужденные сжимающие усилия. На фиг.8 изображен отдельный руль (Tab) с требуемыми оптимизированными свойствами жесткости во избежание, тем самым, возникновения вынужденных усилий, если аэродинамическая (точно выполненная) привязка руля (Tab) к посадочному закрылку или к крылу реализована за счет опоры в нескольких точках. Представленные решения преследуют своей целью устранение присущих известному уровню техники недостатков.

Прежде всего следует отметить, что благодаря аэродинамическим усовершенствованиям профильной структуры несущей поверхности самолета, расположенной в зоне задней кромки крыла или одного или нескольких средств увеличения подъемной силы (посадочный закрылок и/или элерон), в значительной степени предотвращается возникновение вынужденных усилий в профильной структуре несущей поверхности за счет изгиба крыла и/или изгиба управляемого средства увеличения подъемной силы. В соответствии с этим предусмотрено использование профильной структуры несущей поверхности, реализованной, как показано на фиг.1. Эта профильная структура несущей поверхности (например, для руля или его задней кромки, посадочного закрылка или крыла) реализована с несущей аэродинамической поверхностью, уложенной на внутреннюю конструкцию крыла или средства увеличения подъемной силы вверху и внизу.

Здесь следует упомянуть, что под средством увеличения подъемной силы (здесь в качестве примера) понимается посадочный закрылок или руль, преимущественно элерон, с аэродинамической исполнительной поверхностью. Кроме того, названная “внутренняя конструкция” на фиг.1-4 относится, в целом, к (на фиг.1 в качестве примера) рулю или посадочному закрылку, который помимо дополнительных элементов (не показанных) состоит, главным образом, из коробчатого лонжерона 15 и концевой кромочной рейки 16, которые в направлении размаха посадочного закрылка или руля расположены параллельно и отстоят друг от друга в направлении хорды t профиля. В зоне коробчатого лонжерона и концевой кромочной рейки сверху и снизу закрепляют упомянутые обшивки 4, 5, с тем, чтобы реализовать упомянутую управляемую аэродинамическую поверхность (структура поверхности управления). Последняя реализована с верхней 4 и нижней 5 обшивками, заканчивающимися на передней 1 и задней 2 кромках крыла или средства увеличения подъемной силы, причем средство увеличения подъемной силы расположено в задней части крыла. В верхней 4 и нижней 5 обшивках выполнено (например, на фиг.9) несколько желобчатых возвышений 6, 7, расположенных на расстоянии друг от друга в направлении 3 размаха крыла и, в первую очередь, средства увеличения подъемной силы посадочного закрылка и/или руля (лонжерона). Желобчатый контур возвышений 6, 7 (например, как показано фиг.1) должен начинаться на задней кромке 2 (обшивок 4, 5) и проходить в направлении воображаемой средней линии 8 профиля (линия каркаса) внутренней конструкции.

Следует упомянуть, что названные возвышения 6, 7, выполняемые как в верхней 4, так и в нижней 5 обшивке с одинаковым контуром и одинаковой формы в одном направлении, имеют открытую к средней линии 8 профиля параболообразную V-образную форму, выполненные в данном средстве увеличения подъемной силы, в частности, в посадочном закрылке и/или руле или, возможно, в крыле. При этом следует предусмотреть, например, выполняемые в виде возвышений 6, 7 конические аэродинамические элементы параболообразной формы, которая хорошо отражена на фиг.1, 3, 4. Возвышения 6, 7, при условии прерывания расположенной в направлении размаха концевой кромочной рейки 16, расположены внутри образованного прерыванием рейки свободного пространства.

Возвышения 6, 7, предусмотренные над поверхностями верхней обшивки 4 и нижней обшивки 5 и имеющие форму параболы, переходящей в конус, выполнены над участками попарных прерываний обшивок 4, 5, причем концевая кромочная рейка 16 может иметь прерывания в нескольких местах. Вдоль описанного ниже контура возвышений 6, 7 в направлении хорды профиля можно обнаружить почти идентичный контур указанной параболообразно вертикально направленной выпуклости, высота которой постепенно уменьшается по мере уменьшения расстояния до передней кромки 1 (верхней или нижней обшивки) (с непрерывно убывающей и открытой вверх параболической формой).

Упомянутые возвышения 6, 7 по мере уменьшения расстояния до передней кромки 1 (обшивок 4,5) выполнены формоубывающими и переменными. Выполнение возвышений 6, 7 переменными связано с тем, что у крыла, с одной стороны, контур возвышений 6, 7, выполненных на верхней 4 и нижней 5 обшивках соответствующего крыла, заканчивается либо вблизи задней кромки 2 обшивок 4, 5, либо посередине хорды t профиля (крыла) (в целом: не выходя за середину хорды t профиля крыла). С другой стороны, у соответствующего средства увеличения подъемной силы (посадочного закрылка или руля) предусмотрено, что контур возвышений 6, 7, выполненных на верхней 4 и нижней 5 обшивках соответствующего средства увеличения подъемной силы в целом, выходит, по меньшей мере, за середину хорды t профиля соответствующего средства увеличения подъемной силы. При этом контур возвышений 6, 7 заканчивается на воображаемых первой и второй линиях 10а, 10 профиля, проходящих вблизи передней кромки 1 верхней 4 и нижней 5 обшивок и параллельно в направлении 3 размаха соответствующего средства увеличения подъемной силы.

Расположенные попарно в направлении средней линии 8 профиля возвышения 6, 7 заканчиваются со стороны концевой кромки, сходящейся наподобие острия концевой кромкой 13, 14, которая, согласно фиг.1, лежит на проходящей в направлении размаха посадочного закрылка или руля так называемой первой и второй воображаемой линии 10а, 10 профиля, например, вблизи коробчатого лонжерона 15 или непосредственно касается не видимой снаружи внутренней конструкции и не покрытой обшивкой обратной поверхности зоны лонжерона. В соответствии с этим контур первого возвышения 6 заканчивается приблизительно на продолжении воображаемой оси L концевой кромки, которая перпендикулярна средней линии 8 профиля и касается лежащего вблизи коробчатого лонжерона 15 или касающегося его острия 13а, в которое вырождается зона концевой кромки 13 суженного второго возвышения.

Из фиг.1 также видно, что в верхней обшивке 4 выполнено первое возвышение 6, а в нижней обшивке 5 - второе возвышение 7.

Оба попарно выполненных возвышения 6, 7, прилагающие друг к другу и точно подогнанные друг к другу вдоль оси z руля, соединены в расположенной над поверхностью прилегания обшивки задней кромочной рейки 16 концевой зоне 9 задней кромки крыла или соответствующего средства увеличения подъемной силы, которая ограничена задней кромкой 2 и проходящей вблизи нее и параллельно ей так называемой воображаемой третьей линией 11 профиля и проходит в направлении 3 его размаха в направлении х оси руля.

Из фиг.9 видно, что для улучшения устойчивости и аэродинамических характеристик в соответствующих средствах увеличения подъемной силы или в крыле, по аналогии с фиг.1, выполнено несколько попарно расположенных возвышений 6, 7, придающих жесткость обшивкам 4,5 в направлении z оси руля, которые по аналогии с первым возвышением 6 выполнены в верхней обшивке 4 и по аналогии со вторым возвышением 7 выполнены в нижней обшивке 5.

Соединение обоих возвышений 6,7 должно быть реализовано, например, если выполнение средств увеличения подъемной силы (например, посадочного закрылка или руля или крыла - тяжелого самолета) осуществлено по аналогии с фиг.9 в реализации CFK, с помощью подходящего клея (клея холодного или горячего отверждения, соответственно одно- или многокомпонентного клея) или другого подходящего клеющего средства, который обе выполненные с точной пригонкой и прилегающие друг к другу поверхности соединения первого 6 и второго 7 возвышений, как показано на фиг.1, соединяет, начиная с концевой зоны 9 задней кромки крыла с материальным замыканием и неразъемно. При этом соединение обоих возвышений 6, 7 осуществляется с подводом или без подвода тепла и с приложением или без приложения усилия (нагружение поверхностей соединения сжатием). Соединяемые возвышения 6, 7 образуют в месте соединения монолитную конструкцию.

Фрагмент фиг.1 изображен на фиг.2. На фиг.2 хорошо видна зона соединения лежащих друг на друге возвышений 6, 7, которые в самолетостроении называются также “плавниками”. При этом возвышения 6, 7, открытые параболообразно (относительно не показанной средней линии 8 профиля в направлении z (оси) руля), имеют заданное в направлении у (оси) руля отклонение ширины поверхностей соединения, согласованное с геометрической формой, с тем чтобы получить (в сухом состоянии) почти освобожденное от полостей соединение склеиваемых поверхностей соединения.

Положение отдельной пары возвышений 6, 7 (плавников) дополнено сечением на фиг.3.

На фиг.4 показан продольный разрез посадочного закрылка или руля (элерона), а также контур возвышений 6,7 в направлении хорды профиля [в направлении у (оси) руля].

В заключение следует сослаться на фиг.9, изображающую практический пример осуществления изобретения, описанного выше со ссылками на фиг.1-4. На фиг.9 показан посадочный закрылок (Flap) с шарнирно-подвижно привязанным посредством нескольких шарниров 17 рулем 18 (Tab) в варианте CFK, с техническим названием „CFK-FINTAB“. На фиг.9, в частности, показана привязка руля 18 по всей длине задней кромки посадочного закрылка. Несмотря на дополнительное изображение приводных механизмов и Flap-Track-Fairings, о которых подробно не говорится, здесь изображен типичный пример применения, который также за счет реализуемого снижения веса может быть применен в тяжелом самолете.

Вышеизложенное позволяет сделать следующие выводы. Исходя из решений согласно фиг.5-8, направленных на устранение описанных выше недостатков, представляются целесообразными, в отношении средств увеличения подъемной силы привязка приведенного в качестве примера посадочного закрылка или руля (называемого „Tab“) несколькими шарнирами и частичное встраивание в руль гибкости вокруг оси z руля, в результате чего руль в нулевом положении, а также в отклоненном состоянии должен приспосабливаться к заданной крылом шарнирной линии без возникновения вынужденных усилий (фиг.8). Данная концепция позволяет реализовать легкую и аэродинамически точно привязанную поверхность управления, которая проходит, например, по всей длине задней кромки крыла. Также должны быть уменьшены возникающие опорные и приводные усилия, с возможностью снижения веса в указанных зонах приложения усилий. Соответствующее решение проиллюстрировано на фиг.1-4, 8. На фиг.1 изображена конструкция структуры поверхности управления, отвечающей этим требованиям. Такая структура поверхности управления состоит, главным образом, из следующих основных компонентов - коробчатый лонжерон 15, верхняя обшивка 4, нижняя обшивка 5, концевая кромочная рейка 16, причем внутренняя конструкция этой части структуры поверхности управления, помимо коробчатого лонжерона 15 и концевой кромочной рейки 16, дополнена другими (не показанными) конструктивными элементами (элементами жесткости и соединительными элементами). Для обеспечения гибкости вокруг вертикальной оси руля [ось z (оси) руля] в обшивках 4, 5 выполнены конически сходящиеся к коробчатому лонжерону 15 желобчатые возвышения 6, 7 (плавники). Первое возвышение 6 (верхний плавник) проходит внутрь структуры руля и заканчивается на оси L задней кромки, которая перпендикулярна средней линии 8 профиля и которая касается зоны задней кромки (проходящего под первым возвышением 6) второго возвышения 7 (нижнего плавника), причем второе возвышение 7 выходит за пределы конструкции руля. В свободном пространстве зоны, прерванной на отдельных отрезках концевой кромочной рейки 16 возвышения 6, 7 (плавники), изготовлены с точной подгонкой друг к другу и соединены путем склеивания (фиг.1).

Желобчатые возвышения 6, 7 (плавники) служат пружинящими элементами или растягивающимися складками и обеспечивают необходимую гибкость вокруг вертикальной оси руля [ось z (оси) руля]. В направлении коробчатого лонжерона 15 высота возвышений 6, 7 (плавников) вдоль вертикальной оси руля уменьшается, поскольку здесь находится нейтральное волокно отдельного руля и, тем самым, происходит меньшая деформация. Возвышения 6, 7 (плавники) придают жесткость обшивкам 4, 5 в направлении z (оси) руля, а также за счет соединения между собой они придают жесткость всему телу конструкции. Они выполняют, тем самым, функцию ребер (передача поперечных усилий). За счет вхождения возвышений 6, 7 (плавников) друг в друга отпадает необходимость уплотнения расширяющейся зоны. Коробчатый лонжерон 15 воспринимает кручение в большей степени и потому выполнен с высокой торсионной жесткостью, причем идеальным является замкнутый профиль с ±45-градусной волокнисто-композитной конструкцией.

Перечень ссылочных позиций

1 - передняя кромка

2 - задняя кромка

3 - направление размаха

4 - верхняя обшивка

5 - нижняя обшивка

6 - первое возвышение, желобчатое

7 - второе возвышение, желобчатое

8 - средняя линия профиля

9 - концевая зона задней кромки

10а - первая воображаемая линия профиля

10 - вторая воображаемая линия профиля

11 - третья воображаемая линия профиля

12 - посадочный закрылок

13 - концевая кромка (второго возвышения 7)

13а - острие

14 - концевая кромка (первого возвышения 6)

15 - коробчатый лонжерон

16 - концевая кромочная рейка

17 - шарнир

18 - руль (Tab)

t - хорда профиля

L - ось концевой кромки.

Claims

1. Несущая поверхность самолета с профильной структурой, содержащая крыло, имеющее средство увеличения подъемной силы, а также несущую аэродинамическую поверхность, расположенную на внутренней конструкции средства увеличения подъемной силы над и под упомянутым средством, причем несущая аэродинамическая поверхность выполнена в виде верхней и нижней обшивок, заканчивающихся на передней и задней кромках средства увеличения подъемной силы и проходящих в направлении его размаха, причем средство увеличения подъемной силы расположено в задней части упомянутого крыла и закреплено посредством шарнирно-подвижной опоры в трех точках, при этом в верхней и нижней обшивках (4, 5) выполнено несколько желобчатых возвышений (6, 7), расположенных на расстоянии друг от друга в направлении (3) размаха крыла, контур которых, начиная с задней кромки (2), определен в направлении средней линии (8) профиля внутренней конструкции, а их высота является убывающей по мере уменьшения расстояния до передней кромки (1).

2. Несущая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что контур возвышений (6, 7), выполненных в верхней и нижней обшивках (4, 5) крыла, заканчивается без выхода за середину хорды (t) профиля крыла.

3. Несущая поверхность по п.2, отличающаяся тем, что контур возвышений (6, 7) заканчивается вблизи задней кромки (2) обшивок (4, 5) или посередине хорды (t) профиля крыла.

4. Несущая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что контур возвышений (6, 7), выполненных в верхней и нижней обшивках (4, 5) средства увеличения подъемной силы, выходит, по меньшей мере, за середину хорды (t) профиля средства увеличения подъемной силы.

5. Несущая поверхность по п.4, отличающаяся тем, что контур первого возвышения (6) заканчивается на воображаемой первой линии (10а) профиля, проходящей вблизи передней кромки (1) верхней обшивки (4) и параллельно в направлении (3) размаха средства увеличения подъемной силы, а контур второго возвышения (7) заканчивается на воображаемой второй линии (10) профиля, проходящей вблизи передней кромки (1) нижней обшивки (5) и параллельно в направлении (3) размаха средства увеличения подъемной силы.

6. Несущая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что возвышения (6, 7) по образцу первого возвышения (6) выполнены в первой обшивке (4), а по образцу второго возвышения (7) - в нижней обшивке (5), и оба возвышения являются прилегающими и плотно пригнанными друг к другу и соединены в концевой зоне (9) задней кромки крыла или средства увеличения подъемной силы, которая ограничена задней кромкой (2) и проходящей вблизи последней и параллельно ей воображаемой третьей линией (11) профиля и проходит в направлении (3) его размаха.

7. Несущая поверхность по одному из пп.1-6, отличающаяся тем, что контур первого возвышения (6) заканчивается приблизительно на продолжении воображаемой оси (L) задней кромки, которая расположена перпендикулярно средней оси (8) профиля крыла или средства увеличения подъемной силы.

8. Несущая поверхность по п.7, отличающаяся тем, что ось (L) задней кромки в равной мере касается острия (13 а), соответствующего сходящейся под острым углом концевой кромке (13), образованной убывающим вторым возвышением (7), в которую вырождается концевая кромка (13) уменьшающегося второго возвышения (7).

9. Несущая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что в крыле или средстве увеличения подъемной силы выполнены соответствующие возвышения (6, 7) открытой в направлении средней линии (8) профиля параболообразной формы.

10. Несущая поверхность по п.9, отличающаяся тем, что возвышения (6,7) представляют собой конические аэродинамические элементы параболообразной формы.

11. Несущая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что возвышения (6, 7) выполнены постепенно уменьшающимися по мере уменьшения расстояния до передней кромки (1).

12. Несущая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что возвышения (6, 7) в направлении средней линии (8) профиля со стороны концевой кромки вырождаются в острую концевую кромку (13,14).

13. Несущая поверхность по п.6, отличающаяся тем, что соединение возвышений (6, 7) является прочным, монолитным соединением, реализуемым с использованием клея, наносимого между обеими поверхностями соединения, с подводом или без подвода тепла к возвышениям (6, 7) и с приложением или без приложения усилия к месту соединения в концевой зоне (9) задней кромки.