RU2646686C2

RU2646686C2 - Wing with aerodynamic curtain

Info

Publication number: RU2646686C2
Application number: RU2016134221A
Authority: RU
Inventors: Сергей Николаевич Низов
Original assignee: Сергей Николаевич Низов
Priority date: 2016-08-22
Filing date: 2016-08-22
Publication date: 2018-03-06
Also published as: RU2016134221A

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering. Wing with an aerodynamic curtain contains main part, an aerodynamic curtain and a control system. Aerodynamic curtain is installed on trailing edge of main part of wing with possibility of delaying development of reverse flow in boundary layer as angle of attack of wing increases and is functionally connected with the control system. Total aerodynamic profile of wing is formed by profile of main part of wing in combination with profile of aerodynamic curtain. Aerodynamic curtain is made in form of sections, each of which is compensated by weight relative to axis of rotation, is pivotally mounted on trailing edge of main part of wing and is kinematically linked to the control system. Design of control system provides possibility of positioning sections of aerodynamic curtain along incoming flow with zero total hinge moment.

EFFECT: invention is aimed at improving flight safety.

18 cl, 23 dwg

Description

Настоящее изобретение относится к авиационной технике, преимущественно к легким, сверхлегким и ультралегким самолетам и планерам спортивного, общего и иного назначения, преимущественно предназначенным для эксплуатации пилотами-любителями, а также для обучения процессу пилотирования.The present invention relates to aircraft, mainly to light, ultralight and ultralight airplanes and gliders for sports, general and other purposes, mainly intended for use by amateur pilots, as well as for training in the piloting process.

Изобретение относится к рубрикам В64С 13/16 и В64С 3/58 МКИ.The invention relates to headings B64C 13/16 and B64C 3/58 MKI.

Из уровня техники известны технические решения, аналогичные предлагаемому, как например, классическое «чистое» крыло, содержащее основную часть и, по меньшей мере, две отклоняемые аэродинамические поверхности, шарнирно установленные на задней кромке основной части крыла, при этом совокупный аэродинамический профиль крыла в зоне расположения отклоняемых аэродинамических поверхностей образован профилем основной части крыла в сочетании с профилем навешенной на задней кромке крыла отклоняемой аэродинамической поверхности.Technical solutions are known from the prior art that are similar to those proposed, such as the classic “clean” wing containing the main part and at least two deflectable aerodynamic surfaces pivotally mounted on the trailing edge of the main part of the wing, while the total aerodynamic profile of the wing in the zone the location of the deflected aerodynamic surfaces is formed by the profile of the main part of the wing in combination with the profile of the deflected aerodynamic surface hung on the trailing edge of the wing.

Кроме того, отклоняемые аэродинамические поверхности могут отклоняться в фазе и противофазе для создания управляющих моментов в поперечном канале а также для изменения коэффициента подъемной силы крыла.In addition, deflected aerodynamic surfaces can deviate in phase and antiphase to create control moments in the transverse channel and also to change the coefficient of lift of the wing.

Главным преимуществом «чистого» крыла классического типа является максимальное значение аэродинамического качества, что обеспечивает наибольшую экономическую эффективность эксплуатации летательных аппаратов, оснащенных подобным крылом, что и предопределяет доминирование данного типа крыла на современном этапе развития авиационной техники.The main advantage of the “clean” wing of the classical type is the maximum value of aerodynamic quality, which ensures the highest economic efficiency of operation of aircraft equipped with such a wing, which determines the dominance of this type of wing at the present stage of development of aviation technology.

Главным недостатком классического «чистого» крыла является скачкообразное ухудшение управляемости в поперечном канале при нарушении нормального обтекания верхней поверхности крыла в зоне расположения отклоняемых в противофазе аэродинамических поверхностей. При этом в основе процесса срыва потока с крыла лежит явление обратного течения в пограничном слое в районе задней кромки крыла, вызванного разностью давлений над и под крылом, а также минимальной кинетикой молекул газа в пограничном слое крыла.The main drawback of the classic “clean” wing is the abrupt deterioration of controllability in the transverse channel when the normal flow around the upper surface of the wing is disturbed in the area of the aerodynamic surfaces deflected in antiphase. In this case, the process of stalling the flow from the wing is based on the phenomenon of reverse flow in the boundary layer in the region of the trailing edge of the wing, caused by the pressure difference above and below the wing, and also by the minimal kinetics of gas molecules in the boundary layer of the wing.

По мере увеличения угла атаки, количество воздуха, поступающего в единицу времени через заднюю кромку на верхнюю поверхность крыла, постепенно увеличивается, и в определенный момент пограничный слой вспухает, резко отрываясь от верхней поверхности крыла в направлении от задней к передней кромке крыла и образуя спонтанно движущиеся вихри, что приводит к скачкообразному падению коэффициента подъемной силы крыла. При этом асимметрия падения подъемной силы по размаху крыла в сочетании с резким падением эффективности управления в поперечном канале и приводит к потере управления и сваливанию летательного аппарата. Данное изменение процесса обтекания показано на Фиг. 7 и 8 Чертежей.As the angle of attack increases, the amount of air entering the unit of time through the trailing edge to the upper surface of the wing gradually increases, and at a certain moment the boundary layer swells, sharply breaking away from the upper surface of the wing in the direction from the rear to the front edge of the wing and forming spontaneously moving vortices, which leads to an abrupt decrease in the coefficient of lift of the wing. Moreover, the asymmetry of the drop in lift along the wing span in combination with a sharp drop in control efficiency in the transverse channel leads to loss of control and stall of the aircraft. This change in the flow process is shown in FIG. 7 and 8 drawings.

Из первой проблемы вытекает вторая проблема «чистого» крыла, а именно компромисс между паразитным аэродинамическим сопротивлением крыла и его устойчивостью к сваливанию, достигаемый, в том числе, через выбор относительной толщины профиля крыла. При этом для экономичного скоростного полета наиболее выгоден тонкий профиль, а для безопасного завершения и начала полета - толстый. Соответственно, смещение точки этого компромисса вверх является одной из основных задач при разработке аэродинамических профилей крыла, либо при совершенствовании его конструктивного решения.The second problem of the “clean” wing arises from the first problem, namely, the compromise between the parasitic aerodynamic drag of the wing and its resistance to stalling, achieved, inter alia, through the choice of the relative thickness of the wing profile. At the same time, a thin profile is most beneficial for an economical high-speed flight, and a thick one for safe completion and start of a flight. Accordingly, shifting the point of this compromise upward is one of the main tasks in developing aerodynamic wing profiles, or in improving its constructive solution.

Среди подобных решений следует отметить щелевые элероны, примененные, в частности, на верхнем крыле самолета Ан-2, описание которого приводится в книге «Самолет Ан-2 инструкция по эксплуатации» Военное Издательство Министерства Обороны СССР М, 1973. Особенностью щелевых элеронов является возможность увеличения критического угла атаки для участка крыла с опущенным элероном, за счет обдува верхней поверхности элерона воздушным потоком, прошедшим через профилированную щель между крылом и элероном. Препятствуя развитию обратного течения в пограничном слое на верхней поверхности элерона и его задней кромке, этот поток позволяет использовать зависание щелевых элеронов вниз для повышения коэффициента подъемной силы крыла при сохранении запаса расхода элерона вниз, необходимого для управления в поперечном канале.Among such decisions, slot ailerons, used, in particular, on the upper wing of the An-2 airplane, described in the book “An-2 airplane operating manual”, Military Publishing House of the Ministry of Defense of the USSR M, 1973. A feature of slot ailerons is the possibility of increasing critical angle of attack for the wing section with the aileron lowered, by blowing the upper surface of the aileron by air flow passing through the profiled gap between the wing and the aileron. Preventing the development of a reverse flow in the boundary layer on the upper surface of the aileron and its trailing edge, this flow allows the use of slotted ailerons hovering down to increase the wing lift coefficient while maintaining the aileron downflow reserve necessary for control in the transverse channel.

Основным недостатком щелевых элеронов является создаваемое ими добавочное аэродинамическое сопротивление, что, как правило, ограничивает их применение низкоскоростными самолетами и планерами.The main disadvantage of slot ailerons is the additional aerodynamic drag they create, which, as a rule, limits their use to low-speed planes and gliders.

Известны также подвесные элероны-закрылки системы Юнкерса, установленные на кронштейнах под задней кромкой крыла, описание которых приводится в частности в монографии П. П. Красильщикова «Исследование крыльев с подвесными закрылками», М., 1934 г. Suspended ailerons-flaps of the Junkers system are also known, mounted on brackets under the trailing edge of the wing, the description of which is given in particular in P. P. Krasilshchikov's monograph “The Study of Wings with Hanging Flaps”, M., 1934.

Для уменьшения вероятности возникновения рулевого флаттера элероны-закрылки Юнкерса всегда снабжаются средствами весовой компенсации, а благодаря расположению оси вращения элерона вблизи своего аэродинамического фокуса, при этом элероны-закрылки Юнкерса создают невысокий шарнирный момент, облегчающий управление самолетом.To reduce the likelihood of steering flutter, Junkers flap ailerons are always equipped with weight compensation means, and due to the location of the aileron axis of rotation near its aerodynamic focus, Junkers flap ailerons create a low articulated moment that facilitates control of the aircraft.

Недостатками элеронов Юнкерса является повышенное аэродинамическое сопротивление, создаваемое самими элеронами, узлами их подвески и средствами балансировки, что не позволяет использовать данный тип элеронов для скоростных и коммерческих самолетов.The disadvantages of Junkers ailerons are the increased aerodynamic drag created by the ailerons themselves, their suspension units and balancing means, which does not allow the use of this type of ailerons for high-speed and commercial aircraft.

Кроме того, элероны Юнкерса, будучи вынесенными в поток, не выполняются самоустанавливающимися по потоку, так как согласующий их совместное отклонение элемент конструкции не имеет свободного положения по потоку и всегда жестко зафиксирован относительно планера. Это ограничивает эффективность элеронов Юнкерса при больших углах атаки и приводит к еще большему росту коэффициента лобового сопротивления крыла.In addition, the Junkers ailerons, being carried into the stream, are not self-aligning with the stream, since the structural element matching their joint deviation does not have a free position in the stream and is always rigidly fixed relative to the airframe. This limits the effectiveness of Junkers ailerons at large angles of attack and leads to an even greater increase in the drag coefficient of the wing.

Известен также дифференциальный принцип отклонения элеронов, описание которого приводится в учебном пособии «Системы автоматического управления», авторы Галкин Е.Ф., Шабалов П. Г. Самара: СГАУ, 2005. Тема №16. Дифференциальный принцип отклонения элеронов заключается в том, что благодаря введению в систему управления дифференциальной качалки предельный угол отклонения элерона вниз от нейтрального положения оказывается меньшим, чем угол отклонения вверх другого элерона, что предотвращает потерю управления в поперечном канале на больших углах атаки, когда излишнее опускание элерона может спровоцировать срыв потока с крыла в зоне опущенного элерона, резкое падение коэффициента подъемной силы этого участка крыла, следствием чего становится «срывная» инверсия отклика в поперечном канале управления.The differential principle of aileron deviation is also known, the description of which is given in the manual "Systems of automatic control", authors Galkin EF, Shabalov P. G. Samara: SSAU, 2005. Topic No. 16. The differential principle of aileron deviation is that due to the introduction of a differential rocking control system, the limiting angle of the aileron downward from the neutral position is smaller than the upward angle of the other aileron, which prevents loss of control in the transverse channel at large angles of attack when the aileron is lowered too much can provoke a stall of the flow from the wing in the area of the lowered aileron, a sharp drop in the lift coefficient of this section of the wing, resulting in " discontinuous "response inversion transversely control channel.

Для понимания дальнейшего хода рассуждения надо отметить, что на практике пропорцию отклонения элеронов вверх и вниз выбирают исходя из условия минимизации суммарного шарнирного момента пары элеронов на близких к критическим углах атаки.To understand the further course of the argument, it should be noted that in practice the proportion of aileron deflection up and down is selected based on the condition of minimizing the total articulated moment of a pair of ailerons at close to critical angles of attack.

Недостатком дифференциальных элеронов является жесткость закона отклонения элеронов, что не позволяет конструкции в полной мере адаптироваться к постоянно меняющимся условиям полета.The disadvantage of differential ailerons is the rigidity of the aileron deviation law, which does not allow the design to fully adapt to constantly changing flight conditions.

Известны также плавающие элероны системы Цапа, описание которых приводится в книге «Самолетостроение последних лет», В. Столбов 166-168 М. 1940 г. Плавающие элероны Цапа представляют собой цельноповоротные самоустанавливающиеся по потоку законцовки крыльев, при этом конструктивное исполнение системы управления за счет кинематической развязки обеспечивает возможность самоориентации по направлению набегающего потока отклоненных в противофазе плавающих элеронов. Согласно имеющимся данным испытаний, плавающие элероны исключают развитие авторотации крыла при сваливании, т.е. препятствуют переходу самолета в штопор. Кроме этого, нулевой суммарный шарнирный момент плавающих элеронов почти исключает возникновение момента по рысканию, противоположенного направлению задаваемого крена, который при классических элеронах возникает из-за повышенного аэродинамического сопротивления опущенного элерона, и особенно сильно выражен в момент энергичного закренивания самолета при входе в вираж.Floating ailerons of the Tsap system are also known, the description of which is given in the book “Aircraft Engineering of the Last Years”, V. Stolbov 166-168 M. 1940. Floating ailerons of the Tsap are all-rotating wing tips that are self-adjusting along the flow, while the design of the control system due to kinematic The decoupling provides the possibility of self-orientation in the direction of the incoming flow of floating ailerons deflected in antiphase. According to the available test data, floating ailerons exclude the development of wing autorotation during stalling, i.e. prevent the aircraft from going into a tailspin. In addition, the zero total articulated moment of floating ailerons almost eliminates the yaw moment opposite to the direction of the set roll, which with classical ailerons arises due to the increased aerodynamic drag of the lowered aileron, and is especially pronounced at the moment of energetic rolling of the aircraft at the turn.

Недостатки плавающих элеронов в первую очередь связаны с принятой схемой их реализации в виде крупных цельноповоротных элементов, которые по сравнению с управляющими поверхностями, навешенными на заднюю кромку крыла имеют худшую аэродинамическую эффективность, то есть при том же по величине управляющем моменте создают существенно большее добавочное лобовое сопротивление, что в совокупности с потерями подъемной силы из-за свободного положения законцовок по потоку приводит к общему снижению аэродинамического качества крыла на 15-20%.The disadvantages of floating ailerons are primarily associated with the adopted scheme for their implementation in the form of large all-turning elements, which, compared with the control surfaces hung on the trailing edge of the wing, have lower aerodynamic efficiency, that is, with the same control torque, they create significantly greater additional drag , which, together with the loss of lift due to the free position of the endings in the flow, leads to a general decrease in the aerodynamic quality of the wing by 15-20%.

Кроме того, шарнирные моменты цельноповоротных законцовок меняются с изменением скорости не только из-за изменения величины скоростного напора, но и из-за сдвига аэродинамического фокуса.In addition, the hinged moments of the all-turning endings change with a change in speed, not only due to a change in the magnitude of the pressure head, but also due to a shift in the aerodynamic focus.

Кроме того, при использовании цельноповоротных законцовок добавочное лобовое сопротивление увеличивается и с увеличением угла атаки крыла, так как стык крыла и отклоненного по потоку плавающего элерона приобретает ножницеобразную форму и создает дополнительные завихрения потока.In addition, when using all-turning tips, the additional drag also increases with the angle of attack of the wing, since the junction of the wing and the aileron deflected in the flow acquires a scissor shape and creates additional flow swirls.

Кроме того, конструктивное исполнение цельноповоротных законцовок крыла предполагает концентрацию изгибающих нагрузок в районе узла подвески плавающего элерона, что утяжеляет законцовки крыла и увеличивает момент инерции самолета относительно продольной оси. Это в свою очередь негативно сказывается на эффективности аэродинамического демпфирования в поперечном канале управления.In addition, the design of all-turning wingtips involves the concentration of bending loads in the area of the suspension node of the floating aileron, which makes wingtips more difficult and increases the moment of inertia of the aircraft relative to the longitudinal axis. This, in turn, negatively affects the efficiency of aerodynamic damping in the transverse control channel.

Известна также «Эластичная управляющая поверхность летательного аппарата», описание которой приводится в патенте РФ №2408498 от 20.12.2006 и которая по своему техническому решению наиболее близка к предложенному изобретению. Данное устройство содержит крыло, включающее в себя основную часть, аэродинамическую штору и систему управления, при этом аэродинамическая штора установлена на задней кромке основной части крыла с возможностью задержки развития обратного течения в пограничном слое по мере увеличения угла атаки крыла и функционально связана с системой управления, а совокупный аэродинамический профиль крыла образован профилем основной части крыла в сочетании с профилем аэродинамической шторы.The “Elastic control surface of an aircraft” is also known, the description of which is given in RF patent No. 2408498 of 12/20/2006 and which, by its technical solution, is closest to the proposed invention. This device includes a wing, which includes the main part, an aerodynamic curtain and a control system, while the aerodynamic curtain is installed on the rear edge of the main part of the wing with the possibility of delaying the development of the reverse flow in the boundary layer as the angle of attack of the wing increases and is functionally connected with the control system, and the total aerodynamic profile of the wing is formed by the profile of the main part of the wing in combination with the profile of the aerodynamic curtain.

Кроме того, устройство содержит также, по меньшей мере, два привода, установленных с возможностью изгиба гибкой управляемой поверхности для создания необходимых для управления самолетом моментов крена и изменений кривизны профиля крыла.In addition, the device also contains at least two drives mounted with the possibility of bending a flexible controlled surface to create the necessary for the control of the aircraft roll moments and changes in the curvature of the wing profile.

Помимо указанных в описании преимуществ, интересной особенностью данной конструкции также является теоретическая возможность существенного снижения интенсивности обратного течения в пограничном слое на больших углах атаки за счет синхронного отрабатывания вверх всех приводов гибкой управляющей поверхности на основе сигналов управляющего приводами компьютера. Также подобный, но менее выраженный эффект возможен за счет использования приводов гибкой управляющей поверхности, имеющих несамотормозящиеся рабочие органы, которые позволяют гибкой управляющей поверхности на больших углах атаки и достаточной величине скоростного напора, при выключенных приводах занимать положение, близкое к положению по потоку, выполняя тем самым роль аэродинамической шторы и снижая перепад давлений над и под крылом вблизи задней кромки аэродинамической шторы.In addition to the advantages indicated in the description, an interesting feature of this design is also the theoretical possibility of a significant reduction in the intensity of the reverse flow in the boundary layer at large angles of attack due to the simultaneous upward processing of all the drives of the flexible control surface based on the signals that control the drives of the computer. Also, a similar, but less pronounced effect is possible due to the use of flexible control surface drives having non-self-braking working bodies, which allow the flexible control surface at large angles of attack and a sufficient velocity head, when the drives are off, occupy a position close to the flow position, thereby the role of the aerodynamic curtains and reducing the pressure drop above and below the wing near the trailing edge of the aerodynamic curtains.

Недостатками данного варианта исполнения аэродинамической шторы является, во-первых, обязательное наличие в ней нескольких приводов с электродистанционным или гидравлическим управлением, что ограничивает применение данной конструкции в легких и сверхлегких летательных аппаратах, как правило, имеющих простейшую механическую систему управления. Во-вторых, недостаточная гибкость аэродинамической шторы не дает ей возможности самостоятельно реагировать на изменении характера обтекания крыла, так как подобная реакция может быть реализована только через совместное включение в работу нескольких приводов по сигналу управляющего компьютера, который для этого должен иметь на входе сигналы местных углов атаки крыла.The disadvantages of this embodiment of the aerodynamic curtains are, firstly, the mandatory presence of several drives with electro-remote or hydraulic control, which limits the use of this design in light and ultralight aircraft, as a rule, having the simplest mechanical control system. Secondly, the lack of flexibility of the aerodynamic curtain does not allow it to independently respond to changes in the nature of the flow around the wing, since such a reaction can be realized only through the joint inclusion of several drives into operation by the signal of the control computer, which for this must have local angle signals at the input wing attacks.

При этом попытка сделать аэродинамическую штору достаточно податливой для реализации принципа самоустановления по потоку задней кромки крыла может приводить к развитию автоколебаний отдельных участков шторы в потоке, что на практике означает использование для этого элемента конструкции достаточно жесткого материала и, соответственно, более мощных приводов, а это практически сводит на нет положительный эффект самоориентации аэродинамической шторы.At the same time, an attempt to make the aerodynamic curtain flexible enough to implement the principle of self-determination of the trailing edge of the wing along the flow can lead to the development of self-oscillations of individual sections of the curtain in the flow, which in practice means the use of rather rigid material and, accordingly, more powerful drives for this design element, and this practically negates the positive effect of self-orientation of the aerodynamic curtains.

При разработке предложенной конструкции крыла с аэродинамической шторой была поставлена основная задача повышения критического угла атаки для относительно тонких профилей крыла по условию сохранения управления в поперечном канале при частичном отрыве пограничного слоя в зоне расположения элеронов, за счет сдерживания развития направленного снизу вверх обратного течения в пограничном слое вблизи задней кромки крыла и локализации зоны вихревого обтекания крыла во впадине шарнирно-сочлененного профиля крыла.When developing the proposed wing design with an aerodynamic curtain, the main task was to increase the critical angle of attack for relatively thin wing profiles under the condition of maintaining control in the transverse channel with a partial separation of the boundary layer in the aileron location zone, by restraining the development of a backward flow in the boundary layer near the trailing edge of the wing and the localization of the zone of vortex flow around the wing in the cavity of the articulated wing profile.

Дополнительными задачами были: обеспечение непосредственного регулирования величины подъемной силы крыла за счет отклонения аэродинамической шторы от положения по потоку, в том числе в обоих направлениях, уменьшение потерь подъемной силы на крейсерских режимах полета, в том числе за счет использования управляемых замков-фиксаторов элеронов, уменьшение энергии концевых вихрей крыла за счет рациональной формы крыла, а также обеспечение простоты и надежности конструкции, позволяющей адаптировать предложенное техническое решение к легким и сверхлегким летательным аппаратам.Additional tasks were: providing direct control of the wing lift due to the deviation of the aerodynamic curtain from the flow position, including in both directions, reducing the loss of lift in cruising flight modes, including through the use of controlled aileron locks, reducing the energy of the wing end vortices due to the rational shape of the wing, as well as ensuring the simplicity and reliability of the structure, allowing to adapt the proposed technical solution to light them and ultralight aircraft.

Цель изобретения - повышение потребительских качеств летательных аппаратов как рыночного продукта за счет существенного повышения безопасности полетов и упрощения обучения пилотированию.The purpose of the invention is to improve the consumer qualities of aircraft as a market product by significantly improving flight safety and simplifying pilot training.

Для достижения поставленной цели в известную конструкцию крыла с аэродинамической шторой, содержащую основную часть, аэродинамическую штору и систему управления, при этом аэродинамическая штора установлена на задней кромке основной части крыла с возможностью задержки развития обратного течения в пограничном слое по мере увеличения угла атаки крыла и функционально связана с системой управления, а совокупный аэродинамический профиль крыла образован профилем основной части крыла в сочетании с профилем аэродинамической шторы, были включены следующие конструктивные признаки: аэродинамическая штора выполнена в виде, по меньшей мере, двух секций, каждая из которых скомпенсирована по весу относительно оси вращения, шарнирно установлена на задней кромке основной части крыла и кинематически связана с системой управления, при этом конструктивное исполнение системы управления обеспечивает возможность расположения по набегающему потоку как минимум, двух секций аэродинамической шторы при нулевом суммарном шарнирном моменте.To achieve this goal, in the known design of the wing with an aerodynamic curtain containing the main part, an aerodynamic curtain and a control system, the aerodynamic curtain is installed on the trailing edge of the main part of the wing with the possibility of delaying the development of the reverse flow in the boundary layer as the angle of attack of the wing increases and functionally connected to the control system, and the total aerodynamic profile of the wing is formed by the profile of the main part of the wing in combination with the profile of the aerodynamic curtain, were The following structural features are described: the aerodynamic curtain is made in the form of at least two sections, each of which is weighted relative to the axis of rotation, pivotally mounted on the trailing edge of the main part of the wing and kinematically connected to the control system, while the design of the control system provides the possibility of arranging at least two sections of the aerodynamic curtain along the incident flow at zero total hinge moment.

Кроме того, крыло с аэродинамической шторой содержит, по меньшей мере, один гибкий экран, установленный на основной части крыла с возможностью взаимодействия с секциями аэродинамической шторы и сглаживания воздушного потока, огибающего зону сочленения основной части крыла с аэродинамической шторой.In addition, the wing with an aerodynamic curtain contains at least one flexible screen mounted on the main part of the wing with the possibility of interaction with the sections of the aerodynamic curtains and smoothing the air flow enveloping the zone of articulation of the main part of the wing with the aerodynamic curtain.

Кроме того, по меньшей мере, одна секция аэродинамической шторы выполнена в виде каркаса с вырезами, при этом величина выхода гибких экранов за габарит основной части крыла обеспечивает покрытие вырезов каркаса аэродинамической шторы.In addition, at least one section of the aerodynamic curtains is made in the form of a frame with cutouts, while the size of the flexible screens over the size of the main part of the wing provides coverage of the cutouts of the frame of the aerodynamic curtain.

Кроме того, секция аэродинамической шторы выполнена с, по меньшей мере, одним спойлером, установленным вблизи задней кромки секции аэродинамической шторы с возможностью местного уменьшения толщины пограничного слоя.In addition, the aerodynamic curtain section is made with at least one spoiler mounted near the trailing edge of the aerodynamic curtain section with the possibility of local reduction of the boundary layer thickness.

Кроме того, система управления содержит средства кинематической развязки, по меньшей мере, две секции аэродинамической шторы выполнены в виде плавающих элеронов, кинематически связанных со средствами кинематической развязки системы управления и установленных с возможностью отклонения в противофазе при сумме шарнирных моментов, близкой к нулю.In addition, the control system contains kinematic decoupling means, at least two sections of the aerodynamic curtain are made in the form of floating ailerons, kinematically connected with the kinematic decoupling means of the control system and installed with the possibility of deflection in antiphase when the sum of the hinge moments is close to zero.

Кроме того, отношение хорды основной части крыла к хорде плавающего элерона в одном и том же поперечном сечении крыла уменьшается по направлению от плоскости симметрии крыла к законцовкам крыла.In addition, the ratio of the chord of the main part of the wing to the chord of the floating aileron in the same cross section of the wing decreases in the direction from the plane of symmetry of the wing to the wingtips.

Кроме того, хорда основной части крыла уменьшается, по меньшей мере, в два раза по направлению от плоскости симметрии крыла к законцовкам крыла.In addition, the chord of the main part of the wing decreases at least two times in the direction from the plane of symmetry of the wing to the wingtips.

Кроме того, каждый из плавающих элеронов выполнен с зубом на задней кромке вблизи законцовки крыла.In addition, each of the floating ailerons is made with a tooth at the trailing edge near the wing tip.

Кроме того, система управления содержит кабанчики, тяги и орган управления, а также средства кинематической развязки, в том числе согласующий вал с кривошипами, кронштейны и плавающие качалки, при этом кривошипы неподвижно установлены на согласующем валу, кронштейны установлены на кривошипах, плавающие качалки шарнирно установлены на кронштейнах, кабанчики установлены на плавающих элеронах, при этом тяги установлены между кабанчиками и плавающими качалками, а также между плавающими качалками и органом управления.In addition, the control system contains hogs, rods and a control element, as well as kinematic decoupling means, including a matching shaft with cranks, brackets and floating rockers, while the cranks are fixedly mounted on the matching shaft, the brackets are mounted on cranks, the floating rockers are pivotally mounted on brackets, boars are mounted on floating ailerons, while traction is installed between the boars and floating rocking chairs, as well as between floating rocking chairs and the control.

Кроме того, система управления содержит по меньшей мер один механизм увеличения расхода управляемой поверхности, содержащий две звездочки, роликовую цепь и каретку, при этом одна из звездочек установлена на секции аэродинамической шторы, вторая звездочка установлена на оси в основной части крыла, роликовая цепь надета на звездочки, а каретка установлена в разрыве роликовой цепи и кинематически связана с системой управления.In addition, the control system contains at least one mechanism for increasing the flow rate of the controlled surface, containing two sprockets, a roller chain and a carriage, while one of the sprockets is mounted on the section of the aerodynamic curtains, the second sprocket is mounted on an axis in the main part of the wing, the roller chain is worn on sprockets, and the carriage is installed in the gap of the roller chain and kinematically connected with the control system.

Кроме того, система управления содержит рычаг управления подъемной силой, установленный под левой рукой летчика и кинематически связанный с согласующим валом с возможностью отклонения секций аэродинамической шторы в одном или в обоих направлениях относительно положения по потоку.In addition, the control system includes a lift control lever mounted under the pilot’s left hand and kinematically connected with the matching shaft with the possibility of deflecting sections of the aerodynamic curtains in one or both directions relative to the flow position.

Кроме того, по меньшей мере, одна секция аэродинамической шторы выполнена в виде плавающего закрылка либо плавающего закрылка-интерцептора, установленного с возможностью регулирования величины подъемной силы крыла при отклонении от положения по потоку.In addition, at least one section of the aerodynamic curtains is made in the form of a floating flap or a floating interceptor flap installed with the ability to control the magnitude of the wing lifting force when deviating from the flow position.

Кроме того, плавающий закрылок или плавающий закрылок-интерцептор кинематически связан с рукояткой управления подъемной силой, при этом рукоятка управления подъемной силой не связана с согласующим валом.In addition, a floating flap or a floating flap-interceptor is kinematically connected to the lifting control handle, while the lifting control handle is not connected to the matching shaft.

Кроме того, плавающий закрылок или плавающий закрылок-интерцептор, а также плавающие элероны кинематически связаны с согласующим валом с возможностью совместного отклонения от положения по потоку при помощи рукоятки управления подъемной силой.In addition, a floating flap or a floating interceptor flap, as well as floating ailerons, are kinematically connected to the matching shaft with the possibility of joint deviation from the flow position using the lifting control handle.

Кроме того, система управления содержит фиксатор, кинематически связанный с рычагом управления подъемной силой и установленный с возможностью удержания, по меньшей мере, одной секции аэродинамической шторы в положении, отличном от положения по потоку.In addition, the control system includes a latch kinematically connected with the control lever of the lifting force and mounted to hold at least one section of the aerodynamic curtains in a position other than the position in the flow.

Кроме того, система управления содержит датчик угла атаки, при этом фиксатор функционально связан с датчиком угла атаки с возможностью ограничения перемещения согласующего вала и его освобождения при превышении заданного угла атаки.In addition, the control system includes an angle of attack sensor, while the latch is functionally connected with the angle of attack sensor with the possibility of restricting the movement of the matching shaft and its release if the specified angle of attack is exceeded.

Кроме того, фиксатор выполнен в виде механического или электромеханического замка, кинематически связанного с согласующим валом.In addition, the latch is made in the form of a mechanical or electromechanical lock kinematically connected with the matching shaft.

Кроме того, фиксатор выполнен в виде актуатора с рабочим органом, при этом актуатор функционально связан с блоком управления, блок управления функционально связан с датчиком угла атаки, а рабочий орган актуатора кинематически связан с согласующим валом.In addition, the latch is made in the form of an actuator with a working body, while the actuator is functionally connected to the control unit, the control unit is functionally connected to the angle of attack sensor, and the working body of the actuator is kinematically connected to the matching shaft.

Устройство, согласно изобретению, иллюстрируется чертежами, на которых обозначено:The device according to the invention is illustrated by drawings, on which is indicated:

На Фиг. 1 Эпюра зоны пониженного давления стандартного жесткого крыла при субкритических углах атаки.In FIG. 1 Diagram of the reduced pressure zone of a standard rigid wing at subcritical angles of attack.

На Фиг. 2 Эпюра зон пониженного давления крыла с аэродинамической шторой при субкритических углах атаки.In FIG. 2 Diagram of areas of reduced pressure of a wing with an aerodynamic curtain at subcritical angles of attack.

На Фиг. 3 Схема обтекания классического «чистого» крыла при субкритических углах атаки.In FIG. 3 Flow pattern of the classic “clean” wing at subcritical angles of attack.

На Фиг. 4 Схема обтекания крыла с аэродинамической шторой на закритических углах атаки при выходе аэродинамической шторы из сбалансированного по потоку состояния (режим «заброса» шторы).In FIG. 4 Flow pattern of a wing with an aerodynamic curtain at supercritical angles of attack when the aerodynamic curtain leaves its flow-balanced state (curtain throwing mode).

На фиг. 5 Схема обтекания крыла с аэродинамической шторой при закритических углах атаки до выхода шторы из сбалансированного по потоку состояния (вид сбоку).In FIG. 5 Flow pattern of a wing with an aerodynamic curtain at supercritical angles of attack until the curtain leaves the flow-balanced state (side view).

На фиг. 6 Распределение зон нормального и срывного обтекания крыла с аэродинамической шторой при закритических углах атаки (вид сверху).In FIG. 6 Distribution of zones of normal and stall flow around a wing with an aerodynamic curtain at supercritical angles of attack (top view).

На Фиг. 7 Схема обтекания классического «чистого» крыла при закритических углах атаки (вид сбоку).In FIG. 7 Flow pattern of the classic “clean” wing at supercritical angles of attack (side view).

На Фиг. 8 Распределение зон нормального и срывного обтекания классического «чистого» крыла при закритических углах атаки (вид сверху).In FIG. 8 Distribution of zones of normal and stall flow around a classic “clean” wing at supercritical angles of attack (top view).

На Фиг. 9 Схема обтекания крыла с аэродинамической шторой, оборудованной спойлером по п. 4 Формулы.In FIG. 9 Flow pattern of a wing with an aerodynamic curtain equipped with a spoiler according to claim 4 of the Formula.

На Фиг. 10 Поперечный разрез крыла с гибкими экранами по п. 2 Формулы.In FIG. 10 Cross section of a wing with flexible screens according to claim 2 of the Formula.

На Фиг. 11 Поперечный разрез крыла с гибкими экранами и каркасной конструкцией аэродинамической шторы по п. 3 Формулы.In FIG. 11 Cross section of a wing with flexible screens and a skeleton design of an aerodynamic curtain according to claim 3 of the Formula.

На Фиг. 12 Вид самолета с крылом по пп. 6-8 Формулы.In FIG. 12 Type of aircraft with a wing according to paragraphs. 6-8 Formulas.

На Фиг. 13 Кинематическая схема средств кинематической развязки по п. 9 Формулы.In FIG. 13 The kinematic diagram of the means of kinematic isolation according to paragraph 9 of the Formula.

На Фиг. 14 Кинематическая схема средств кинематической развязки по п. 10 Формулы.In FIG. 14 Kinematic diagram of the means of kinematic isolation according to p. 10 of the Formula.

На Фиг. 15 Кинематическая схема средств кинематической развязки по п. 12 Формулы.In FIG. 15 The kinematic diagram of the means of kinematic isolation according to p. 12 of the Formula.

На Фиг. 16 Кинематическая схема средств кинематической развязки по п. 13 Формулы.In FIG. 16 The kinematic diagram of the means of kinematic isolation according to paragraph 13 of the Formula.

На Фиг. 17 Кинематическая схема средств кинематической развязки по пп. 14 и 15 Формулы.In FIG. 17 The kinematic diagram of the means of kinematic isolation according to paragraphs. 14 and 15 Formulas.

На Фиг. 18 положение элементов конструкции ЛА по пп. 15 и 16 Формулы при штатных углах атаки.In FIG. 18 the position of the structural elements of aircraft according to paragraphs. 15 and 16 Formulas with standard angles of attack.

На Фиг. 19 положение элементов конструкции ЛА по пп. 15 и 16 Формулы при повышенных углах атаки.In FIG. 19 the position of the structural elements of aircraft according to paragraphs. 15 and 16 Formulas with increased angles of attack.

На Фиг. 20 Кинематическая схема системы управления с механизмом увеличения расхода управляющей поверхности по п. 10 Формулы.In FIG. 20 Kinematic diagram of a control system with a mechanism for increasing the flow rate of the control surface according to claim 10 of the Formula.

На Фиг. 21 Кинематическая схема системы управления с автоматикой блокировки согласующего вала по п. 18 Формулы.In FIG. 21 Kinematic diagram of a control system with automatic matching of the matching shaft according to claim 18 of the Formula.

На Фиг. 22 Схема углов отклонения плавающего закрылкаIn FIG. 22 Diagram of angles of deviation of the floating flap

На Фиг. 23 Схема углов отклонения плавающего закрылка-интерцептора.In FIG. 23 Diagram of angles of deviation of a floating flap-interceptor.

Крыло с аэродинамической шторой, согласно изобретению, содержит основную часть (1), выполненную с аэродинамическим профилем, передней кромкой (2), задней кромкой (3), и, как минимум двумя секциями аэродинамической шторы (4). Задняя кромка крыла (3) в базовом варианте исполнения предложенного крыла является, в том числе, задней кромкой плавающих элеронов (5), шарнирно навешенных на основную часть крыла (1) и снабженных средствами весовой компенсации (6). Кроме того, система управления включает в себя кабанчики (7), тяги (8) и орган управления (9), средства кинематической развязки содержат согласующий вал (10) с кривошипами (11), кронштейны (12) и плавающие качалки (13), при этом кривошипы (11) неподвижно установлены на согласующем валу (10), кронштейны (12) установлены на кривошипах (11), плавающие качалки (13) шарнирно установлены на кронштейнах (12), кабанчики (7) установлены на плавающих элеронах (5), при этом тяги (8) установлены между кабанчиками (7) и плавающими качалками (13), а также между плавающими качалками (13) и органом управления (9).A wing with an aerodynamic curtain according to the invention comprises a main part (1) made with an aerodynamic profile, a leading edge (2), a trailing edge (3), and at least two sections of an aerodynamic curtain (4). The trailing edge of the wing (3) in the basic embodiment of the proposed wing is, inter alia, the trailing edge of the floating ailerons (5), hinged on the main part of the wing (1) and equipped with means of weight compensation (6). In addition, the control system includes hogs (7), traction (8) and control (9), kinematic decoupling means include a matching shaft (10) with cranks (11), brackets (12) and floating rocking chairs (13), while the cranks (11) are fixedly mounted on the matching shaft (10), the brackets (12) are mounted on the cranks (11), the floating rocking chairs (13) are pivotally mounted on the brackets (12), the hogs (7) are mounted on floating ailerons (5) while the rods (8) are installed between the hogs (7) and the floating rocking chairs (13), as well as between the floating rocking chairs (13) and governing body (9).

Кроме того, возможна также комплексная оптимизация формы крыла в плане, за счет выполнения задней кромки крыла (3) в зоне плавающего элерона (5) с зубом (14), расположенным вблизи законцовки крыла, увеличение относительной хорды плавающего элерона (5) и сужение хорды основной части крыла (1) в направлении от плоскости симметрии крыла к законцовкам крыла.In addition, it is also possible to comprehensively optimize the wing shape in plan, by performing the trailing edge of the wing (3) in the area of the floating aileron (5) with a tooth (14) located near the wing tip, increasing the relative chord of the floating aileron (5) and narrowing the chord the main part of the wing (1) in the direction from the plane of symmetry of the wing to the wingtips.

Кроме того, возможно оснащение секций аэродинамической шторы (4), в том числе выполненных в виде плавающих элеронов (5), гибкими экранами (15), жестко закрепленными на основной части крыла (1).In addition, it is possible to equip sections of the aerodynamic curtains (4), including those made in the form of floating ailerons (5), with flexible screens (15), rigidly fixed to the main part of the wing (1).

Кроме того, по меньшей мере, одна секция аэродинамической шторы (4) выполнена в виде каркаса (16) с вырезами (17), при этом величина выхода гибких экранов (15) за габарит основной части крыла (1) обеспечивает покрытие вырезов (17) каркаса (16) аэродинамической шторы при всех возможных положениях аэродинамической шторы.In addition, at least one section of the aerodynamic curtains (4) is made in the form of a frame (16) with cut-outs (17), while the output of the flexible screens (15) beyond the size of the main part of the wing (1) provides coverage of the cut-outs (17) the frame (16) of the aerodynamic curtain at all possible positions of the aerodynamic curtain.

Кроме того, возможно оснащение секций аэродинамической шторы (4), в том числе плавающих элеронов (5), по меньшей мере, одним спойлером (18), установленным вблизи задней кромки секции аэродинамической шторы (4) с возможностью местного уменьшения толщины пограничного слоя.In addition, it is possible to equip sections of the aerodynamic curtains (4), including floating ailerons (5), with at least one spoiler (18) installed near the trailing edge of the section of the aerodynamic curtain (4) with the possibility of local reduction in the thickness of the boundary layer.

Кроме того, система управления может содержать, по меньшей мере, один механизм увеличения расхода управляемой поверхности, содержащий две звездочки (19), роликовую цепь (20) и каретку (21), при этом одна из звездочек (19) установлена на секции аэродинамической шторы, например плавающего элерона (5), вторая звездочка установлена на оси в основной части крыла (1), роликовая цепь (20) надета на звездочки (19), а каретка (21) установлена в разрыве роликовой цепи (20) и кинематически связана с плавающей качалкой (13) при помощи тяги (8).In addition, the control system may contain at least one mechanism for increasing the flow rate of the controlled surface, containing two sprockets (19), a roller chain (20) and a carriage (21), while one of the sprockets (19) is installed on the section of the aerodynamic curtain , for example, a floating aileron (5), the second sprocket is mounted on an axis in the main part of the wing (1), the roller chain (20) is worn on the sprockets (19), and the carriage (21) is installed in the gap of the roller chain (20) and is kinematically connected with floating rocking chair (13) with the help of traction (8).

Кроме того, система управления содержит рычаг управления подъемной силой (22), установленный под левой рукой летчика и кинематически связанный с согласующим валом (10) с возможностью отклонения секций аэродинамической шторы (4) в одном или в обоих направлениях относительно положения по потоку.In addition, the control system includes a lifting force control lever (22) mounted under the pilot’s left hand and kinematically connected with the matching shaft (10) with the possibility of deflecting the sections of the aerodynamic curtain (4) in one or both directions relative to the flow position.

Кроме того, по меньшей мере, одна секция аэродинамической шторы (4) может быть выполнена в виде плавающего закрылка (23) (Фиг. 22) либо плавающего закрылка-интерцептора (24), (Фиг. 23) установленного с возможностью регулирования величины подъемной силы крыла при отклонении от положения по потоку.In addition, at least one section of the aerodynamic curtain (4) can be made in the form of a floating flap (23) (Fig. 22) or a floating interceptor flap (24), (Fig. 23) installed with the ability to control the magnitude of the lifting force wing when deviating from the flow position.

Кроме того, плавающий закрылок (23) или плавающий закрылок-интерцептор (24) может быть кинематически связан с рукояткой управления подъемной силой (22), при этом рукоятка управления подъемной силой (22) не связана с согласующим валом (10).In addition, a floating flap (23) or a floating interceptor flap (24) can be kinematically coupled to the lift control handle (22), while the lift control handle (22) is not connected to the matching shaft (10).

При альтернативном варианте исполнения плавающий закрылок (23) или плавающий закрылок-интерцептор (24), а также плавающие элероны (5) кинематически связаны с согласующим валом (10) с возможностью совместного отклонения от положения по потоку при помощи рукоятки управления подъемной силой (22).In an alternative embodiment, a floating flap (23) or a floating interceptor flap (24), as well as floating ailerons (5) are kinematically connected to the matching shaft (10) with the possibility of joint deviation from the flow position using the lifting force control handle (22) .

Возможно также оснащение системы управления фиксатором (25), кинематически связанным с рычагом управления подъемной силой (22) и установленным с возможностью удержания, по меньшей мере, одной секции аэродинамической шторы в положении, отличном от положения по потоку.It is also possible to equip the locking control system (25) kinematically connected with the lifting force control lever (22) and installed with the ability to hold at least one section of the aerodynamic curtain in a position other than the flow position.

Кроме того, система управления помимо фиксатора (25) содержит датчик угла атаки (26), при этом фиксатор (25) функционально связан с датчиком угла атаки (26) с возможностью ограничения перемещения согласующего вала (10) и его освобождения при превышении заданного угла атаки.In addition, the control system in addition to the latch (25) contains an angle of attack sensor (26), while the latch (25) is functionally connected to the angle of attack sensor (26) with the possibility of restricting the movement of the matching shaft (10) and its release when the specified angle of attack is exceeded .

Кроме того, фиксатор (25) может быть выполнен в виде механического или электромеханического замка (27), кинематически связанного с согласующим валом (10) либо в виде актуатора (28) с рабочим органом (29) и блоком управления (30) при этом актуатор (28) функционально связан с блоком управления (30), блок управления (30) функционально связан с датчиком угла атаки (26), а рабочий орган (29) актуатора (28) кинематически связан с согласующим валом (10).In addition, the latch (25) can be made in the form of a mechanical or electromechanical lock (27) kinematically connected with the matching shaft (10) or in the form of an actuator (28) with a working body (29) and a control unit (30) with the actuator (28) is functionally connected to the control unit (30), the control unit (30) is functionally connected to the angle of attack sensor (26), and the actuator (29) of the actuator (28) is kinematically connected to the matching shaft (10).

Крыло а аэродинамической шторой, при базовом варианте конструктивного исполнения функционирует следующим образом:The wing and aerodynamic curtain, with the basic version of the design, operates as follows:

В полете при углах атаки, соответствующих наивысшим значениям аэродинамического качества, крыло работает классическим образом, создавая необходимую для полета подъемную силу. Плавающие элероны (5) в этом случае работают аналогично классическим элеронам, отклоняясь в противофазе на почти равные углы вверх и вниз для компенсации атмосферных возмущений и выполнения необходимых маневров, но не создавая при этом подъемной силы. Согласующий вал (10) в таком режиме полета остается практически неподвижным, а средства весовой компенсации (6), например, выполненные в виде противовесов, уменьшают вероятность развития флаттерных колебаний секций аэродинамической шторы (4).In flight, at angles of attack corresponding to the highest values of aerodynamic quality, the wing works in a classical way, creating the lift necessary for the flight. Floating ailerons (5) in this case work similarly to classical ailerons, deviating in antiphase by almost equal angles up and down to compensate for atmospheric disturbances and perform the necessary maneuvers, but without creating lift. The matching shaft (10) in this flight mode remains practically stationary, and means of weight compensation (6), for example, made in the form of counterweights, reduce the likelihood of flutter oscillations of sections of the aerodynamic curtains (4).

Здесь важно отметить, что благодаря наличию в системе управления кинематической развязки, суммарный шарнирный момент пары плавающих элеронов (5) при свободном согласующем валу (10) остается близким к нулевому значению, что исключает возникновение момента по рысканию, направленного против задаваемого крена (adverse yaw). Это существенно облегчает управление летательным аппаратом, сводя к минимуму необходимые для координированных горизонтальных маневров воздействия в канале рыскания.It is important to note here that due to the kinematic decoupling in the control system, the total articulated moment of a pair of floating ailerons (5) with a loose matching shaft (10) remains close to zero, which eliminates the occurrence of a yaw moment directed against a given roll (adverse yaw) . This greatly facilitates the control of the aircraft, minimizing the effects necessary for coordinated horizontal maneuvers in the yaw channel.

Важно отметить, что в предложенной конструкции крыла, в отличие от классического «жесткого» крыла при сбалансированной по потоку аэродинамической шторе (4) обратное течение в пограничном слое на задней кромке (3) аэродинамической шторы направлено не вверх (фиг. 3), а вниз, поскольку под нижней поверхностью аэродинамической шторы вблизи ее задней кромки находится дополнительная «балансировочная» зона разрежения, (зона b на Фиг. 2).It is important to note that in the proposed wing design, in contrast to the classical “hard” wing, with a flow-balanced aerodynamic curtain (4), the reverse flow in the boundary layer at the trailing edge (3) of the aerodynamic curtain is directed not down (Fig. 3), but down since under the lower surface of the aerodynamic curtain near its trailing edge there is an additional “balancing” rarefaction zone, (zone b in Fig. 2).

Наиболее отчетливо отличия предложенной конструкции от известного «жесткого» крыла проявляются при полете на минимальных скоростях, либо при выполнении маневров со значительными вертикальными перегрузками, когда угол атаки крыла периодически приближается к критическим для его профиля значениям. Например, при энергичном выполнении горки в горизонтальном полете увеличение угла атаки приводит к синхронному отклонению плавающих элеронов вверх по потоку, что приводит к смещению плавающих качалок (13) и повороту связанного с ними через кронштейны (12) и кривошипы (11) согласующего вала (10). При этом совокупный профиль крыла в зоне навески плавающих элеронов (5) становится выражено S-образным, а обтекание наиболее важных с точки зрения создания управляющих моментов зон верхней поверхности плавающих элеронов (5), расположенных вблизи задних кромок (3) остается ламинарным даже в том случае, если во впадине совокупного профиля крыла возникает зона вихревого обтекания из-за превышения предельно допустимого для данного профиля угла атаки.The differences between the proposed design and the known “hard” wing are most pronounced when flying at minimum speeds, or when performing maneuvers with significant vertical overloads, when the angle of attack of the wing periodically approaches critical values for its profile. For example, with vigorous execution of the slide in horizontal flight, an increase in the angle of attack leads to a synchronous deviation of the floating ailerons upstream, which leads to the displacement of the floating rocking chairs (13) and the rotation of the matching shaft (10) and cranks (11) of the matching shaft (10) ) Moreover, the total wing profile in the hinged area of floating ailerons (5) becomes S-shaped, and the flow around the most important from the point of view of creating control moments of the zones of the upper surface of floating ailerons (5) located near the trailing edges (3) remains laminar even in the case where a vortex flow zone arises in the depression of the total wing profile due to exceeding the angle of attack maximum permissible for this profile.

Это происходит потому, что зона вихревого обтекания оказывается замкнутой в своего рода замкнутом пространстве, ограниченном сверху ламинарной частью огибающего крыло сверху потока, а снизу поверхностями основной части крыла (1) и плавающего элерона (5) примыкающим к месту их сочленения, при этом в данном режиме обтекания летательный аппарат, крыло которого оснащено аэродинамической шторой, выполненной в виде плавающих элеронов (5), полностью сохраняет управляемость в поперечном канале. (Фиг. 5 и Фиг. 6)This is because the vortex flow zone turns out to be closed in a kind of enclosed space, bounded above by the laminar part of the wing envelope at the top of the stream, and from below by the surfaces of the main part of the wing (1) and the floating aileron (5) adjacent to the junction, in this The flow around the aircraft, the wing of which is equipped with an aerodynamic curtain made in the form of floating ailerons (5), fully maintains controllability in the transverse channel. (Fig. 5 and Fig. 6)

Кроме того, по мере роста угла атаки возрастает и разница в углах отклонения плавающих элеронов (5) от исходного положения по потоку. Из-за того, что величина скоростного напора под крылом всегда выше, чем над крылом, возникает выраженное дифференциальное отклонение плавающих элеронов (5), при котором угол подъема внутреннего по направлению задаваемо крена элерона оказывается существенно выше, чем опускание внешнего при нулевом суммарном шарнирном моменте. Тем не менее, добавочное лобовое сопротивление, создаваемое поднятым плавающим элероном (5) на больших углах атаки крыла больше, чем добавочное сопротивление опущенного плавающего элерона (5), а значит на больших углах атаки плавающие элероны (5) работают в режиме интерцепторов и летательный аппарат будет стремиться повернуть по курсу в сторону крена, что крайне желательно с точки зрения удобства пилотирования на больших углах атаки.In addition, as the angle of attack increases, the difference in the angles of deviation of the floating ailerons (5) from the initial flow position also increases. Due to the fact that the value of the pressure head under the wing is always higher than above the wing, a pronounced differential deviation of floating ailerons arises (5), at which the angle of elevation of the internal aileron roll in the direction of the set is much higher than the lowering of the external at zero total hinge moment . Nevertheless, the additional drag created by the raised floating aileron (5) at large angles of attack of the wing is greater than the additional resistance of the lowered floating aileron (5), which means that at large angles of attack the floating ailerons (5) operate in interceptor mode and the aircraft will seek to turn in the direction of the roll, which is extremely desirable from the point of view of the convenience of piloting at large angles of attack.

Естественно, что у участка крыла с плавающим элероном (5), есть предельное значение угла атаки, при котором возможно сбалансированное по потоку состояние плавающего элерона (5). При превышении данного угла «балансировочная» зона пониженного давления под задней кромкой (3) плавающего элерона (5) исчезает, течение в пограничном слое вблизи задней кромки (3) плавающего элерона (5) инвертируется из нисходящего в восходящее и происходит «заброс», то есть выход плавающего элерона (5) из сбалансированного по потоку состояния (Фиг. 4). При этом на практике явление «заброса» не оказывает существенного влияния на безопасность полета, поскольку оно происходит на углах атаки свыше 35%, которые почти недостижимы при консервативном пилотировании, характерном для авиации общего назначения и возможны преимущественно на пилотажных самолетах.Naturally, the portion of the wing with a floating aileron (5) has a limiting value of the angle of attack, at which a stream-balanced state of the floating aileron (5) is possible. If this angle is exceeded, the “balancing” zone of reduced pressure under the trailing edge (3) of the floating aileron (5) disappears, the flow in the boundary layer near the trailing edge (3) of the floating aileron (5) is inverted from the descending to the ascending one and “casting” occurs, then there is an output of a floating aileron (5) from a stream-balanced state (Fig. 4). Moreover, in practice, the phenomenon of “casting” does not significantly affect flight safety, since it occurs at angles of attack of more than 35%, which are almost unattainable with conservative piloting, which is typical for general aviation and is possible mainly on aerobatic aircraft.

Таким образом, исходя из описанных выше особенностей обтекания, важнейшим преимуществом предложенного крыла становится возможность использования более тонких и скоростных профилей крыла без риска инверсии отклика, а орган управления (9) в поперечном канале на больших углах атаки, что дает возможность либо улучшить скоростные характеристики летательного аппарата и повысить его топливную эффективность без существенного снижения безопасности либо, сохранив существующую скорость и топливную эффективность, существенно повысить безопасность, создав самолет или планер, весьма удобный для первоначального обучения пилотированию.Thus, based on the flow characteristics described above, the most important advantage of the proposed wing is the ability to use thinner and faster wing profiles without risk of inversion of the response, and the control (9) in the transverse channel at large angles of attack, which makes it possible to either improve the speed characteristics of the aircraft apparatus and increase its fuel efficiency without significantly reducing safety or, while maintaining the existing speed and fuel efficiency, significantly increase safety Aw, creating a plane or glider, very convenient for the initial training in piloting.

Важно также отметить, что эффект улучшения управляемости в поперечном канале сохраняется и в режиме перевернутого полета, поскольку логика работа аэродинамической шторы не зависит от направления скоса потока на крыле, чем предложенное техническое решение выгодно отличается, в частности, от элеронов Юнкерса, которые в перевернутом полете полностью утрачивают эффективность уже при субкритических углах атаки. Данная особенность делает крыло с аэродинамической шторой безопасным при попадании летательного аппарата в сложные пространственные положения, в том числе и на малой скорости.It is also important to note that the effect of improving controllability in the transverse channel is also preserved in the inverted flight mode, since the logic of the operation of the aerodynamic curtain does not depend on the direction of the bevel of the flow on the wing, which makes the proposed solution favorably, in particular, from Junkers ailerons that are inverted flight completely lose their effectiveness even at subcritical angles of attack. This feature makes the wing with an aerodynamic curtain safe when the aircraft enters difficult spatial positions, including at low speed.

Аэродинамические качества секции аэродинамической шторы (4) могут быть улучшены несколькими способами.The aerodynamic qualities of the aerodynamic curtain section (4) can be improved in several ways.

Во-первых, возможна установка на основной части крыла (1) гибких экранов (15), которые улучшают аэродинамическое качество крыла, сглаживая переход от основной части крыла (1) к секции аэродинамической шторы (4) (Фиг. 11) Наибольшую эффективность гибкий экран (15) имеет на нижней поверхности крыла, но возможно оснащение каждой из секций аэродинамической шторы (4) двумя гибкими экранами (15) для достижения наилучшей обтекаемости крыла. Кроме того, для облегчения конструкции секция аэродинамической шторы (4) может быть выполнена в виде каркаса (16) с вырезами (17), при этом величина выхода гибких экранов (15) за габарит основной части крыла (1) обеспечивает покрытие вырезов (17) каркаса (16) аэродинамической шторы (4) при всех возможных положениях аэродинамической шторы (Фиг. 10).Firstly, it is possible to install flexible screens (15) on the main part of the wing (1), which improve the aerodynamic quality of the wing, smoothing the transition from the main part of the wing (1) to the section of the aerodynamic curtain (4) (Fig. 11) The most efficient flexible screen (15) has on the lower surface of the wing, but it is possible to equip each section of the aerodynamic curtain (4) with two flexible screens (15) to achieve the best streamlining of the wing. In addition, to facilitate the design, the section of the aerodynamic curtains (4) can be made in the form of a frame (16) with cutouts (17), while the output of the flexible screens (15) beyond the size of the main part of the wing (1) provides coverage for the cutouts (17) the frame (16) of the aerodynamic curtain (4) at all possible positions of the aerodynamic curtain (Fig. 10).

Для увеличения угла атаки, на котором возникает «заброс» секции аэродинамической шторы (4), возможно использование спойлера (18), который, будучи установлен вблизи задней кромки секции аэродинамической шторы (4) создает местное уплотнение потока, создающее дополнительное препятствие на пути инверсионного, то есть направленного снизу вверх течения в пограничном слое вблизи задней кромки (3) аэродинамической шторы (4) (Фиг. 9).To increase the angle of attack at which the “throwing” of the aerodynamic curtain section occurs (4), it is possible to use a spoiler (18), which, being installed near the rear edge of the aerodynamic curtain section (4), creates a local flow seal, which creates an additional obstacle to the inversion that is, upward flowing in the boundary layer near the trailing edge (3) of the aerodynamic curtain (4) (Fig. 9).

В случае, если секция аэродинамической шторы (4) выполняет роль плавающего элерона (5), наиболее целесообразным представляется симметричное расположение двух спойлеров (18) на верхней и нижней поверхности плавающего элерона (5) вблизи его задней кромки, что обеспечивает более быстрое нарастание коэффициента момента крена на малых углах отклонения плавающих элеронов (5).If the section of the aerodynamic curtain (4) acts as a floating aileron (5), the most appropriate is the symmetrical arrangement of two spoilers (18) on the upper and lower surfaces of the floating aileron (5) near its trailing edge, which provides a faster increase in the moment coefficient roll at small angles of deviation of floating ailerons (5).

Кроме вариантов конструктивного исполнения собственно секции аэродинамической шторы (4), на летно-технические характеристики летательного аппарата может положительно повлиять также оптимизация формы крыла в плане, повышающая эффективность секций аэродинамической шторы (4), выполненной в виде плавающих элеронов (5).In addition to the design options of the aerodynamic curtain section itself (4), the flight technical characteristics of the aircraft can also be positively affected by the optimization of the wing shape in plan, which increases the efficiency of the aerodynamic curtain sections (4) made in the form of floating ailerons (5).

Так, например, сочетание существенного, в том числе, прогрессивного сужения основной части крыла (1) от плоскости симметрии к законцовкам, в сочетании с увеличением по направлению к законцовкам отношения хорды плавающего элерона (5) к хорде основной части крыла (1) дает с одной стороны, больший критический угол атаки для концевых участков крыла, поскольку этот угол (угол «заброса») увеличивается пропорционально увеличению относительной хорды секции аэродинамической шторы (4). С другой стороны, существенная часть хорды совокупного профиля крыла в зоне его законцовки, расположенная по набегающему потоку, существенно ослабляет кинетику концевого вихря и тем самых снижает общее индуктивное сопротивление крыла, что частично компенсирует неизбежные потери подъемной силы, вызванные исключением части общей площади крыла, а именно плавающих элеронов (5) из процесса ее образования. При необходимости дополнительного увеличения коэффициента момента крена на больших углах атаки, возможно исполнение плавающего элерона (5) с зубом (14), задачей которого является увеличение площади пятна ламинарного обтекания плавающего элерона (5). Крыло данной формы изображено на Фиг. 12.So, for example, a combination of a significant, including progressive narrowing of the main part of the wing (1) from the plane of symmetry to the tips, in combination with an increase towards the endings, the ratio of the chord of the floating aileron (5) to the chord of the main part of the wing (1) gives on the one hand, a larger critical angle of attack for the end sections of the wing, since this angle (the angle of “casting”) increases in proportion to the increase in the relative chord of the aerodynamic curtain section (4). On the other hand, a significant part of the chord of the total wing profile in the tip area, located along the free flow, significantly weakens the kinetics of the end vortex and thereby reduces the total inductive drag of the wing, which partially compensates for the inevitable loss of lift due to the exclusion of part of the total wing area, and namely, floating ailerons (5) from the process of its formation. If it is necessary to additionally increase the angular momentum coefficient at large angles of attack, it is possible to execute a floating aileron (5) with a tooth (14), whose task is to increase the spot area of the laminar flow around the floating aileron (5). A wing of this shape is depicted in FIG. 12.

Следующая группа вариантов конструктивного исполнения крыла с аэродинамической шторой касается конструктивной реализации системы управления летательного аппарата.The next group of options for the design of the wing with an aerodynamic curtain relates to the structural implementation of the aircraft control system.

В первую очередь, аэродинамические и эксплуатационные характеристики предложенного крыла могут быть повышены за счет введения в его конструкцию механизма увеличения расхода управляемой поверхности, задачей которого является сохранение необходимой величины расхода плавающих элеронов относительно друг друга при больших углах их однонаправленного отклонения. Данное увеличение расхода реализуется за счет того, что вследствие отказа от кабанчика (7) и применения для поворота плавающего элерона (5) роликовой цепи (20), надетой на закрепленную на оси плавающего элерона (5) звездочку (19), между перемещением конца тяги (8), закрепленного на каретке (21) и углом отклонения плавающего элерона (5) при любом его положении сохраняется линейная зависимость. Кроме того, низкое трение, обеспечиваемое роликовой цепью (20) гарантирует плавную и надежную работу данного узла, а его компактность позволяет вписать его в аэродинамический профиль крыла (Фиг. 20).First of all, the aerodynamic and operational characteristics of the proposed wing can be improved by introducing into its design a mechanism to increase the flow rate of the controlled surface, the task of which is to maintain the required flow rate of floating ailerons relative to each other at large angles of their unidirectional deviation. This increase in consumption is realized due to the fact that due to the abandonment of the hog (7) and the use of a roller chain (20) to rotate the floating aileron (5), a sprocket (19) mounted on the axis of the floating aileron (5), between the end of the rod (8), mounted on the carriage (21) and the deflection angle of the floating aileron (5) at any position, a linear relationship is maintained. In addition, the low friction provided by the roller chain (20) ensures smooth and reliable operation of this unit, and its compactness allows it to fit into the aerodynamic profile of the wing (Fig. 20).

Кроме того, аэродинамические качества крыла с аэродинамической шторой можно улучшить за счет различных вариантов сонаправленного отклонения секций аэродинамической шторы (4) от сбалансированного по потоку состояния.In addition, the aerodynamic qualities of a wing with an aerodynamic curtain can be improved due to various options for the co-directional deviation of the sections of the aerodynamic curtain (4) from a flow-balanced state.

Во-первых, это возможно благодаря введению в систему управления рукоятки управления подъемной силой (22), которая в зависимости от принятого варианта ее конструктивной реализации, может быть кинематически связана либо только с однонаправлено отклоняемыми секциями аэродинамической шторы (4), такими как плавающие закрылки (23) либо плавающие закрылки-интерцепторы (24), что показано на Фиг. 15, либо быть кинематически связанной с согласующим валом (10), что позволяет при помощи рукоятки управления подъемной силой (22) отклонять от положения по потоку плавающие элероны (5), как это показано на Фиг. 16 и 17. На практике наличие рукоятки управления подъемной силой (22) в составе системы управления может дать летчику следующие преимущества:Firstly, this is possible due to the introduction of a lifting force control handle (22) into the control system, which, depending on the accepted version of its structural implementation, can be kinematically connected or only with unidirectionally deflected sections of the aerodynamic curtain (4), such as floating flaps ( 23) or floating interceptor flaps (24), as shown in FIG. 15, or be kinematically connected with the matching shaft (10), which allows the ailerons (5) to deviate from the flow position using the lifting control handle (22), as shown in FIG. 16 and 17. In practice, the presence of a lift control handle (22) as part of the control system can give the pilot the following advantages:

1. Возможность мгновенно увеличить или уменьшить коэффициент подъемной силы крыла, что может быть очень полезно, например, при выполнении «прыжкового» взлета против ветра с коротким разбегом, при необходимости исключить «козление» ЛА при посадке за счет «притирания» его к полосе, при необходимости максимально погасить горизонтальную скорость на выдерживании на посадке, при необходимости преодолеть замеченное в последний момент препятствие на подобранной с воздуха посадочной площадке, в том числе при выполнении вынужденной посадки при отказе двигателя, а также при уклонении от столкновения с землей или другими препятствиями вследствие предшествующей данному маневру ошибки пилотирования или плохой видимости.1. The ability to instantly increase or decrease the coefficient of lift of the wing, which can be very useful, for example, when performing a “jump” take-off against the wind with a short take-off, if necessary, eliminate the “goat” of the aircraft during landing by “rubbing” it onto the runway, if necessary, extinguish the horizontal speed as much as possible while maintaining landing, if necessary, overcome the obstacle noticed at the last moment on the landing pad selected from the air, including when making an emergency landing when engine failure, as well as when avoiding a collision with the ground or other obstacles due to a pilot error prior to this maneuver or poor visibility.

2. Возможность, постоянно держа левую руку на рукоятке управления подъемной силой (22), непрерывно в реальном времени получать кинестетическую информацию о режиме обтекания крыла, поскольку при изменении угла атаки крыла рукоятка управления подъемной силой (22) перемещается вниз при увеличении угла атаки крыла и вверх при его уменьшении. Это позволяет в ряде случаев отказаться от указателя угла атаки в кабине летчика.2. The ability, constantly holding the left hand on the lifting force control handle (22), to continuously obtain real-time kinesthetic information about the flow regime of the wing, since when the angle of attack of the wing changes, the lifting force control handle (22) moves down with increasing angle of attack of the wing and up when it decreases. This allows in some cases to abandon the angle of attack indicator in the cockpit.

3. Возможность при проведении предполетной проверки системы управления полноценно проверить свободу перемещения плавающих элеронов (5) на полную величину их расходов, для чего орган управления (9) перемещается между крайними положениями в поперечном канале сначала при полностью поднятой, а затем при полностью опущенной рукоятке управления подъемной силой (22).3. The possibility, when conducting a pre-flight check of the control system, to fully check the freedom of movement of floating ailerons (5) by the full value of their expenses, for which the control (9) moves between the extreme positions in the transverse channel, first with the control lever fully raised and then completely lowered lifting force (22).

4. Возможность преодоления случайно возникшего повышенного трения в системе управления, которое при отсутствии в системе управления рукоятки управления подъемной силой (22) может привести к неустранимому в полете изменению коэффициента подъемной силы крыла вследствие однонаправленного отклонения плавающих элеронов (5).4. The possibility of overcoming accidentally arising increased friction in the control system, which, in the absence of the lifting force control handle (22) in the control system, can lead to an unavoidable change in the wing lifting force during flight due to unidirectional deviation of floating ailerons (5).

Дополнительной задачей, которая может решаться при помощи конструктивного исполнения системы управления, является уменьшение потерь подъемной силы на плавающих элеронах (5) и плавающих закрылках (23) при тех режимах полета, когда приоритетной задачей становится обеспечение максимального аэродинамического качества крыла, для чего плавающие элероны (5) и плавающие закрылки (23) должны удерживаться отклоненными вниз от положения по потоку на оптимальный сточки зрения эффективности крыла угол.An additional task that can be solved with the help of the design of the control system is to reduce the loss of lift on floating ailerons (5) and floating flaps (23) under those flight modes, when the priority task is to ensure the maximum aerodynamic quality of the wing, for which floating ailerons ( 5) and floating flaps (23) should be kept deflected downstream from the flow by an optimal angle of view of wing efficiency.

В простейшем случае рукоятка управления подъемной силой (22) снабжается фиксатором (25), управление которым летчик осуществляет вручную, включая или выключая по своему усмотрению плавающий режим работы секций аэродинамической шторы (4).In the simplest case, the lift control handle (22) is equipped with a latch (25), which the pilot controls manually, turning on or off the floating mode of operation of the sections of the aerodynamic curtains (4).

Очевидным недостатком такого решения является возможность несвоевременного включения безопасного режима работы секций аэродинамической шторы (4), что может привести к летному происшествию при непреднамеренном выходе летательного аппарата на большие углы атаки.The obvious drawback of this solution is the possibility of untimely inclusion of the safe operating mode of the sections of the aerodynamic curtains (4), which can lead to a flight accident if the aircraft inadvertently reaches large angles of attack.

Поэтому наиболее логичным представляется наличие в составе системы управления полуавтоматической системы, включающей в себя датчик угла атаки (26), а также связанного с ним механического замка (27), установленного с возможностью ограничения перемещения согласующего вала (10) (Фиг. 17, 18, 19) В этом случае, летчик может не отвлекаться на включение безопасного режима работы аэродинамической шторы при выходе на большие углы атаки, поскольку эта функция реализуется автоматически за счет открытия удерживающего согласующий вал (10) механического замка (27).Therefore, the most logical seems to be the presence in the control system of a semi-automatic system that includes an angle of attack sensor (26), as well as a mechanical lock associated with it (27), installed with the possibility of restricting the movement of the matching shaft (10) (Fig. 17, 18, 19) In this case, the pilot may not be distracted by turning on the safe operating mode of the aerodynamic curtain when reaching large angles of attack, since this function is realized automatically by opening the mechanical lock holding the matching shaft (10) (27).

Еще более совершенной является полностью автоматическая система, включающая в себя актуатор (28) с рабочим органом (29) и блоком управления (30), при этом блок управления связан с датчиком угла атаки (26), а рабочий орган (29) - с согласующим валом (10). В данном случае и блокировка, и разблокировка согласующего вала (10) происходят полностью автоматически в зависимости от текущего угла атаки, данное решение изображено на Фиг. 21.Even more perfect is a fully automatic system that includes an actuator (28) with a working body (29) and a control unit (30), while the control unit is connected to the angle of attack sensor (26), and the working body (29) to the matching shaft (10). In this case, both blocking and unlocking of the matching shaft (10) occur completely automatically depending on the current angle of attack, this solution is depicted in FIG. 21.

Таким образом, благодаря введенным в известную конструкцию крыла с аэродинамической шторой конструктивным изменениям, повышается безопасность полетов и упрощается пилотирование летательных аппаратов.Thus, due to structural changes introduced into the known wing design with an aerodynamic curtain, flight safety is increased and piloting of aircraft is simplified.

Claims

1. A wing with an aerodynamic curtain containing the main part, an aerodynamic curtain and a control system, while the aerodynamic curtain is installed on the rear edge of the main part of the wing with the possibility of delaying the development of the reverse flow in the boundary layer as the angle of attack of the wing increases and is functionally connected with the control system, and the total aerodynamic profile of the wing is formed by the profile of the main part of the wing in combination with the profile of the aerodynamic curtain, characterized in that the aerodynamic curtain is made in the form of at least two sections, each of which is compensated by weight relative to the axis of rotation, is pivotally mounted on the trailing edge of the main part of the wing and kinematically connected to the control system, while the design of the control system makes it possible to locate at least two sections of the aerodynamic curtain along the incoming flow at zero total articulated moment.

2. A wing with an aerodynamic curtain according to claim 1, characterized in that it comprises at least one flexible screen mounted on the main part of the wing with the possibility of interacting with sections of the aerodynamic curtain and smoothing the air flow enveloping the zone of articulation of the main part of the wing with the aerodynamic curtain.

3. A wing with an aerodynamic curtain according to claim 1, characterized in that at least one section of the aerodynamic curtain is made in the form of a frame with cutouts, while the size of the flexible screens over the size of the main part of the wing provides coverage of the cutouts of the frame of the aerodynamic curtain.

4. A wing with an aerodynamic curtain according to claim 1, characterized in that the section of the aerodynamic curtain is made with at least one spoiler mounted near the rear edge of the section of the aerodynamic curtain with the possibility of local reduction in the thickness of the boundary layer.

5. A wing with an aerodynamic curtain according to claim 1, characterized in that the control system comprises kinematic decoupling means, at least two sections of the aerodynamic curtain are made in the form of floating ailerons kinematically connected to the kinematic decoupling means of the control system and installed with the possibility of deflection in antiphase with the sum of the hinge moments close to zero.

6. A wing with an aerodynamic curtain according to claim 5, characterized in that the ratio of the chord of the main part of the wing to the chord of the floating aileron in the same wing cross-section decreases in the direction from the plane of symmetry of the wing to the wingtips.

7. A wing with an aerodynamic curtain according to claim 5, characterized in that the chord of the main part of the wing decreases at least two times in the direction from the plane of symmetry of the wing to the wingtips.

8. A wing with an aerodynamic curtain according to claim 5, characterized in that each of the floating ailerons is made with a tooth at the trailing edge near the wing tip.

9. A wing with an aerodynamic curtain according to claim 5, characterized in that the control system comprises hogs, thrusts and a control element, as well as kinematic decoupling means, including a matching shaft with cranks, brackets and floating rocking chairs, while the cranks are fixedly mounted on matching shaft, the brackets are mounted on cranks, the floating rocking arms are pivotally mounted on the brackets, the boars are mounted on the floating ailerons, while the rods are installed between the boars and the floating rocking chairs, as well as between the floating alkami and body control.

10. A wing with an aerodynamic curtain according to claim 5, characterized in that the control system comprises at least one mechanism for increasing the flow rate of the controlled surface, comprising two sprockets, a roller chain and a carriage, while one of the sprockets is mounted on the section of the aerodynamic curtain, the second sprocket mounted on an axis in the main part of the wing, the roller chain is worn on sprockets, and the carriage is mounted in the gap of the roller chain and kinematically connected to the control system.

11. A wing with an aerodynamic curtain according to claim 5, characterized in that the control system comprises a lift control lever mounted under the pilot’s left hand and kinematically connected to the matching shaft with the possibility of deflecting the sections of the aerodynamic curtain in one or both directions relative to the flow position .

12. Wing with an aerodynamic curtain according to paragraphs. 1-4, characterized in that at least one section of the aerodynamic curtain is made in the form of a floating flap or a floating flap-interceptor, installed with the ability to control the magnitude of the lifting force of the wing when deviating from the flow position.

13. A wing with an aerodynamic curtain according to claim 12, characterized in that the floating flap or the floating flap-interceptor is kinematically connected to the lifting force control handle, while the lifting force control handle is not connected to the matching shaft.

14. A wing with an aerodynamic curtain according to claim 12, characterized in that the floating flap or floating flap-interceptor, as well as floating ailerons, are kinematically connected with the matching shaft with the possibility of joint deviation from the flow position using the lifting force control handle.

15. The wing with an aerodynamic curtain according to claim 11, characterized in that the control system comprises a latch kinematically connected to the control lever of the lifting force and mounted to hold at least one section of the aerodynamic curtain in a position different from the flow position.

16. A wing with an aerodynamic curtain according to Claim 11, characterized in that the control system comprises an angle of attack sensor, wherein the latch is operatively connected to the angle of attack sensor with the possibility of restricting the movement of the matching shaft and its release if the specified angle of attack is exceeded.

17. A wing with an aerodynamic curtain according to claim 11, characterized in that the latch is made in the form of a mechanical or electromechanical lock kinematically connected with a matching shaft.

18. The wing with an aerodynamic curtain according to claim 11, characterized in that the latch is made in the form of an actuator with a working body, the actuator is functionally connected to the control unit, the control unit is functionally connected to the angle of attack sensor, and the working body of the actuator is kinematically connected with matching shaft.