СИСТЕМА ЩИТКОВ НА КРЫЛЕ САМОЛЕТА С ЖЕСТКИМ КРЫЛОМ Российский патент 2009 года по МПК B64C3/00 

Изобретение относится к системе щитков (аэродинамических поверхностей) на крыле (несущей поверхности) летального аппарата (самолета) с жестким крылом согласно родовому понятию пункта 1 формулы изобретения.

Специалисты понимают под летательным аппаратом, несущие плоскости которого жестко закреплены на его фюзеляже, собственно самолет, в качестве примеров которого можно привести самолеты гражданской авиации, и в том числе вводимые в эксплуатацию современные пассажирские самолеты типа «Боинг» или «Аэробус». На половинах крыльев этих пассажирских самолетов в направлении размаха крыльев распределенно размещены передние и задние щитки (предкрылки и закрылки), которые установлены подвижно на передней и задней кромках крыльев. При этом речь идет об устройствах, с помощью которых можно оказывать влияние на поведение потока на крыле в такой степени, чтобы можно было повысить подъемную силу самолета при взлете и посадке. Специалистам подобные устройства известны под общим понятием «средства содействия подъемной силе», которые также различаются как «средства обеспечения взлета и посадки». Такие средства содействия подъемной силе в самолетостроении объединены в систему щитков, которая контролируется устройствами управления самолетом и регулируется в соответствии с конкретной полетной ситуацией, чтобы, например, взлет и посадку самолета на взлетно-посадочной полосе аэропорта осуществлять без помех и/или ошибок. В зависимости от текущих полетных данных самолета, которые непрерывно передаются устройствам управления самолета, установленная на крыльях система щитков подстраивается согласно ситуации, изменяется кривизна профиля крыла, увеличивается площадь крыла или оказывается влияние на пограничный слой, причем эти отдельные действия зачастую могут объединяться.

Известные системы щитков применяют в общем сквозные (неразрезные) трансмиссионные валы для передачи мощности между центральным приводным двигателем и приводными станциями щитков передней кромки крыла (предкрылков) и щитков задней кромки крыла (закрылков). Эти системы щитков включают в себя (в общем случае) центральный привод и центральный валопривод, которые соответствуют показанной на фиг.1 системе посадочных щитков самолета типа "Airbus-A340". Валопривод подлежит постоянному контролю со стороны системы контроля, причем на каждое несущее крыло предусмотрено размещение механически связанной валом (кинематически связанной) системы безопасного торможения с встроенным сенсорным контролем. Дополнительный тормоз безопасного торможения с встроенным сенсорным контролем интегрирован в центральный привод трансмиссионного вала, причем с помощью датчиков определяют отклонения разности положений и завышенные скорости. Если бы произошло разрушение трансмиссионного вала, осталась бы работоспособной лишь часть кинематически связанных щитков, которая связана с центральным приводом, причем аэродинамическое управление остальными щиткам было бы уже невозможным. В отсутствие управления отдельными щитками возникают переменные циклы аэродинамического нагружения, что могло бы закончиться для самолета катастрофой.

Кроме того, подобная система щитков является достаточно дорогостоящей, так как трансмиссионный вал, прокладываемый в задней или передней кромке крыла, при переходе от крыла к фюзеляжу проводится с многократным и угловыми изломами.

Так как с использованием трансмиссионного вала осуществляется принудительная синхронизация системы посадочных щитков, происходит также синхронизация щитков левого и правого крыльев для компенсации асимметричных отклонений щитков, причем (как известно) слишком большое асимметричное отклонение щитков системы щитков может привести к критическим состояниям, которые уже невозможно компенсировать.

Другими недостатками центрального привода трансмиссионного вала для системы щитков наряду с высокими затратами на установку системы щитков является низкий коэффициент полезного действия. Кроме того, требуется определение с высокими затратами параметров высокодинамической системы рессорного демпфирования трансмиссионного валопривода.

Наряду с этим для целей резервирования также предлагались решения с двумя валоприводами, с механически связанными друг с другом щитками левой и правой половин крыльев. Последнее решение представлено на Фиг.2, например, для системы посадочных щитков самолета типа «Боинг-Б747». При этом внутренние щитки и внешние щитки механически связаны валом с соответствующим приводом и тем самым синхронизированы.

Кроме того, на примере самолета типа DC9 и DC10 известно использование крыльев с щитками, употребляемыми отдельными приводами, причем эти отдельные приводы связаны гидромеханически и синхронизированы достаточно дорогостоящим образом. Так для перемещения каждого щитка используются по два гидравлических цилиндра, причем каждый отдельный привод подсоединен к гидравлической системе, ввиду чего дополнительное расширение функциональных возможностей системы щитков невозможно. Подобным системам щитков свойственен недостаток, состоящий в том, что при локальном приводе с гидравлическим цилиндром можно реализовать только простую кинематику щитка. За счет гидравлической связи невозможно манипулирование одним щитком, так как все щитки подключены к одним и тем же сетям создания давления. Также в случае отказов в системе щитков во время полета, по существу, невозможно локализовать отказ, причем поиск неисправности во время наземного технического обслуживания соответствующего самолета, по всей вероятности, будет требовать больших временных затрат.

Вследствие этого задачей изобретения является улучшение известных решений для системы щитков самолета с жестким крылом, за счет чего осуществляется повышение функциональности щитков одновременно с повышением гибкости функционирования системы щитков.

Указанная задача решается посредством изобретения, охарактеризованного признаками, приведенными в пункте 1 формулы изобретения. В последующих пунктах представлены целесообразные варианты осуществления этого изобретения.

При этом особое преимущество заключается в том, что возможное разрушение приводного вала, с которым (посредством которого) кинематически связаны приводы щитков, во время полета существенно не ограничивает функцию управления и контроля системы щитков и не приводит к полному их отказу. Дополнительное преимущество состоит в том, что достигается снижение динамических проблем системы щитков, оснащенных длинными трансмиссионными валами, и реализуется система щитков крыльев, действующая с уменьшенным трением приводов и щитков. Одновременно достигается сокращение затрат на установку и улучшение возможностей технического обслуживания системы щитков.

Изобретение представлено на чертежах и далее пояснено более подробно. На чертежах показано:

Фиг.1 - система посадочных щитков самолета типа «Аэробус А340»;

Фиг.2 - система посадочных щитков самолета типа «Боинг Б747»;

Фиг.3 - система щитков с закрылками, управляемыми отдельными приводами;

Фиг.4 - система щитков с изображением отдельных приводов закрылков;

Фиг.5 - система щитков с отдельными приводами для частично связанных предкрылков и закрылков;

Фиг.6 - изображение кинематически связанных и электрически синхронизированных отдельных приводов на одном из указанных механически связанных щитков;

Фиг.7 - изображение электрически синхронизированных отдельных приводов на одном из указанных механически связанных щитков.Выше уже были описаны системы посадочных щитков самолетов типа «Аэробус А340» и «Боинг Б747», которые изображены на Фиг.1 и 2. Эти обе системы щитков, которые наряду с еще одной системой щитков для самолета типа DC9 или DC10 характеризуют уровень техники, представляют интерес с той точки зрения, что посредством сравнения этих известных систем щитков с описанными далее формами выполнения приведенной для примера системы щитков по Фиг.3-7 специалист будет иметь возможность отчетливо понять имеющиеся различия, которые могут служить основой для уяснения описанных ниже вариантов выполнения изобретения.

Следует упомянуть, что современные тенденции развития авиации, которые связаны, например, с возрастанием ресурсов воздушного транспорта, требованиями к снижению шума и обеспечению большей гибкости на трассах посадки и взлета самолета, предъявляют повышенные требования к функциональной гибкости и эксплуатационной готовности систем щитков крыла 1. Требования повышенной функциональной гибкости и повышенной эксплуатационной готовности в случае сбоя в работе системы щитков создают стимулы к тому, чтобы создавать решения для систем щитков, в которых механическая связь посредством вала приводов щитков с трансмиссионным валом по примеру на Фиг.1, ввиду описанных недостатков, исключается. Стремятся усовершенствовать известные системы щитков, которые (согласно Фиг.3-7) предусматривают отдельные приводы 4, 41-44, которые механически связаны с соответствующими щитками (предкрылками и закрылками 2, 3), чтобы соответствующее их перемещению изменение преобразовать в желаемое положение щитков во время полета (в первую очередь для повышения подъемной силы самолета при взлете или при посадке за счет воздействия на условия обтекания крыла 1).

Эти отдельные приводы соответственно синхронизируют, чтобы во всех ситуациях полета обеспечивалось дифференцированное отклонение щитков по ширине размаха крыла, а также отклонение равнозначных щитков на правом и левом крыльях 1.

На Фиг.6 и 7 представлена система для отдельного привода щитка (предкрылка и закрылка 2, 3 соответственно), которая является частью установленной на крыле 1 системы щитков. Эта конфигурация с двумя приводами 41, 42, которые выполнены с одним исполнительным двигателем 9, повторяется на Фиг.3-5, где представлены возможные варианты осуществления системы щитков крыла (крыльев) 1.

Вариант выполнения изобретения показан на Фиг.7. Он включает в себя первый привод 41 и второй привод 42 для щитка (предкрылка и/или закрылка 2, 3), которые в этом случае механически не связаны и поэтому при регулировке щитков должны быть синхронизированы электрически между собой. Оба привода 41, 42 информационно-технически связаны с (размещенным на борту самолета) центральным блоком управления щитками посредством сигнальных или управляющих линий (посредством линий передачи данных). Приводы 41, 42 управляются индивидуально посредством блока управления щитками. Так как разветвление этого проводящего соединения (по любым причинам) было бы возможным, то исходим из того, что (по причинам надежной передачи информации, в данном случае регулирующих сигналов) осуществляется прямое управление отдельными приводами 41 и/или 42 за счет этого блока управления щитками. Кроме того, упомянутый блок управления щитками связан с (размещенным внутри самолета) центральным устройством управления полетом, которое во время полета снабжается текущими данными полета и после сравнения номинальных и действительных значений данных полета с предварительно заданными данными полета, что не рассматривается более подробно, в зависимости от результата сравнения выводит соответствующую информацию управления для изменения текущей ситуации полета, которая передается в блок управления щитками. Последний преобразует полученную информацию управления в соответствующие сигналы регулирования, которые поступают на отдельные приводы 41, 42 (соответствующий исполнительный двигатель 9 приводов 41, 42) в виде команды регулирования, которая затем за счет механической связи двигателя с щитком перемещает последний в желаемое положение щитка. Общий вид, который наглядно представляет предающее информацию соединение центрального устройства управления полетом и блока управления щитками с обозначенным общей позицией 4 приводом, приведен на Фиг.3, по примеру которого реализованы соответствующие проводящие соединения для управления отдельным приводом 4, 41-44 по Фиг.3-7.

Следует отметить, что центральное устройство управления полетом и центральный блок управления щитками реализованы соответственно с резервированными управляющими вычислителями.

Имеется возможность связать с центральным блоком управления щитками несколько децентрализованных блоков управления щитками, которые также реализованы с управляющими вычислителями и расположены на борту самолета или внутри крыла вблизи передней или задней кромки щитка.

Также возможно встроить в привод 4 отдельный децентрализованный блок управления щитками.

Так как (во всех вариантах выполнения по Фиг.3-7) предполагается, что упомянутая информация управления и сигналы регулирования/команды регулирования преобразуют в электронную форму, например все проводящие соединения выполнены с линиями передачи данных, причем управляющая часть приводов 4, 41-44 также выполнена с возможностью преобразования полученной оцифрованной информации в сигналы и передачи через механическую часть приводов для изменения положения щитков. С другой стороны, существует возможность передачи упомянутой информации управления и сигналов регулирования/команд регулирования в аналоговой форме через линии управления и сигнальные линии и затем соответственно обработки управляющей частью каждого из приводов 4, 41-44.

Как уже указано, приводы 4, 41-44 (для всех вариантов выполнения) соответственно имеют привод вращения, который состоит из исполнительного двигателя 9, исполнительного редуктора и (соответственно функции привода) дополнительные устройства, в частности устройство 41А механической связи привода со щитком. Применяемый исполнительный двигатель 9 может представлять собой шаговый двигатель, выработанный вращающий момент которого с регулируемой скоростью передается на вал 6, установленный в подшипниках с возможностью вращения. Может использоваться электрически или электронно-управляемый двигатель (двигатель постоянного тока), который управляется от соответствующего блока управления щитками.

Возвращаясь к варианту системы с двумя отдельными приводами (отдельными приводами 41, 42) по Фиг.7, следует упомянуть, что предусматривается, что оба привода 41, 42 отдельно управляются электронным способом.

Также существует возможность отдельные предкрылки и/или закрылки 2, 3 механически связать более чем с двумя приводами 41, 42, если требуется поддерживать в заданных пределах риск неуправляемого изменения положения щитков и в одинаковой степени учитывать непредусмотренный отказ первого и второго приводов 41, 42. Тогда и каждый последующий (наряду с двумя приводами 42) установленный привод в первую очередь используется как резервный (избыточный) привод для указанной цели.

Кроме того, представленная конструкция системы учитывает, что, по меньшей мере, два привода 41, 42 (т.е. отдельные приводы, оснащенные двигателями) образуют приводную станцию 5, причем приводы 41, 42 центрального блока управления щитками или соответствующего децентрализованного блока управления щитками связаны проводящим образом (и предпочтительно непосредственно), причем главным образом управляются синхронно (но возможно, что и по выбору).

Согласно Фиг.6, первый и второй приводы 41, 42 (как и каждый последующий установленный привод) механически связаны через вал 6, установленный в подшипниках с возможностью вращения, который применяется как торсионный вал. Тем самым обеспечивается возможность при выходе из строя (или сбое) первого привода 41 оставшимся вторым приводом 42 (или, возможно, дополнительный привод) приводить в действие соответствующие кинематически связанные щитки (предкрылки и/или закрылки 2, 3) со сниженной скоростью. Следует добавить, что соответственно примеру по Фиг.6 предусматривается, что на установленном в подшипниках с возможностью вращения валу 6 устанавливается тормоз 10 вала с электрическим или электронным управлением, который размещен между первым и вторым приводами 41, 42 и проводящим (и непосредственным) образом связан с центральным или соответствующим децентрализованным блоком управления щитками. В общем случае, как также показано на Фиг.4, предусматривается, что этот тормоз 10 вала всегда размещен между двумя соседними (и в данном случае механически связанными с закрылком 3) приводами 41, 42. Этот тормоз 10 вала используется как ведущий тормоз, в котором на валу 6 установлен датчик 11 (датчик положения), предназначенный для отслеживания положения вала и изменений вращательного движения вала 6. Положение датчика на Фиг.6 и 7 указано стрелкой, которую можно перенести на все другие варианты выполнения согласно Фиг.3-5. Проводящее соединение датчика 11 с центральным или соответствующим децентрализованным блоком управления щитками основывается на том, что датчиком 11 осуществляется измерение положения вала 6 и его вращательного движения (передача усилий в трансмиссии), и после соответствующего (цифрового) преобразования сигнала производится информационно-техническая передача текущего результата на подключенный блок управления щитками. Последний (в ответ на это) снабжает устройство управления полетом по проводящей линии текущей информацией состояния, которая в случае помехи определяет некорректное поведение вала 6 с помощью вычислительных средств, оценивает и передает соответствующую информацию регулирования для компенсации и устранения помехи на центральный блок управления щитками, который при непосредственном подсоединении приводов 41-44 соответствующей приводной станции 5 (в ответ на это) реализует соответствующие исполнительные команды для компенсации и устранения помех и выдает их по проводящей линии на соответствующие приводы 41, 42 (согласно Фиг.3-6), а также на приводы 43, 44 (согласно Фиг. 3 и 4) соответствующей приводной станции 5.

В ином случае соответствующая информация регулирования для компенсации и устранения помехи передается через центральный блок управления щитками соответствующего (соответствующих) децентрализованного блока (децентрализованных блоков) управления щитками, который (которые) в ответ на это выдает (выдают) на соответствующие приводы 41-44 соответствующей приводной станции 5 соответствующий регулирующий сигнал для компенсации и устранения помехи (изменения ситуации помехи для вала).

Для всех вариантов выполнения по Фиг.3-7 показано, что при возникновении помех приводам 41-44 серьезный сбой, который, например, приводит к перекосу двух соседних закрылков 3 (по Фиг.3-5), вызовет отключение приводов 41, 42 и 43, 44 двух соседних приводных станций 5. Однако поскольку, исключая первый привод 41, второй привод 42 или иной дополнительный привод приводной станции используется в качестве резервного привода, то имеется возможность с помощью этого резервного привода скорректировать перекос механически связанных валами отдельных предкрылков или закрылков 2, 3, если имеет место помеха или отказ в первом приводе 41.

На Фиг.3 представлено левое крыло 1, на задней кромке которого установлена приводная станция 5 и группа 23 щитков. Показана расположенная вблизи корневой части крыла 1 приводная станция 5, которая имеет первый и второй приводы 41, 42 (отдельные приводы), механически связанные с закрылком 3 через вал 6, размещенный в подшипниках с возможностью поворота (торсионный вал). Рядом с этой приводной станцией 5 на закрылке 3 в направлении размаха крыла далее от корневой части крыла 1 размещена группа 23 щитков. Последняя включает в себя поворотный вал (торсионный вал), на концах которого размещены соответственно приводы 43, 44. Каждый из приводов 43, 44 кинематически связан с валом 6 и механически связан с соответствующим закрылком 3. Этим закрылкам 3 соответствуют два ведущих редуктора 8, которые механически соединены с валом 6. Эти оба ведущих редуктора 8 размещены с определенным разнесением относительно друг друга и относительно приводов 43, 44. Управление приводами 43, 44 осуществляется согласно вышеописанному примеру выполнения для первого привода 41 и второго привода 42.

На Фиг.4 представлено несколько расположенных рядом друг с другом приводных станций 5 на задней кромке левого и правого крыльев 1, встроенные приводы 41, 42 которых, механически связанные с соответствующими закрылками 3, согласно описанному примеру (отдельной приводной станции 5 по Фиг.6) механически связаны через вал 6 (торсионный вал), установленный в подшипниках с возможностью поворота. И в данном случае управление первым и вторым приводами 41, 42 соответствующей приводной станции 5 осуществляется согласно описанному примеру. Кроме того, на передней кромке крыла 1 можно видеть несколько расположенных рядом друг с другом предкрылков 2, перемещение (изменение положения) которых осуществляется через разнесенные на некоторое расстояние друг от друга (не обозначенные ссылочными позициями) ведущие редукторы, которые кинематически связаны с торсионным валом 7 (валом для передачи энергии привода) и кинематически связаны с расположенными напротив предкрылками 2. Этот торсионный вал кинематически связан с центральным блоком передачи усилий, как описано выше на примере известных решений.

На Фиг.5 на задней кромке левого крыла 1 можно видеть уже описанное со ссылкой на Фиг.3 устройство с приводной станцией 5 и группой 23 щитков, в связи с чем дополнительное разъяснение представляется ненужным. На передней кромке этого крыла 1 рядом друг с другом расположены две группы 231, 232 щитков. Первая группа 231 щитков соответствует двум расположенным рядом друг с другом предкрылкам 2, которые проходят вблизи корневой части крыла. Эта группа 231 щитков также включает в себя установленный в подшипниках с возможностью вращения вал 6 (торсионный вал), на концах которого установлены соответственно приводы 43, 44. Расположенные на концах вала отдельные приводы связаны с валом кинематически и связаны механически с соответствующими предкрылками 21, 22. Кроме того, эта группа 231 щитков включает в себя два ведущих редуктора 8, которые на определенном расстоянии друг от друга на валу механически связаны с валом 6 и механически связаны с соответствующими предкрылками 21, 22. Эти ведущие редукторы 8 расположены также на определенном расстоянии на валу относительно расположенных на концах вала приводов 43, 44, каждый из которых механически связан с концевой областью щитка вблизи стороны щитка, простирающейся в направлении глубины профиля соответствующего предкрылка 21, 22, причем третий привод 44 связан с находящейся вблизи корневой части крыла краевой областью щитка первого предкрылка 21, и четвертый привод 44 связан с находящейся на удалении от корневой части крыла краевой области щитка смежного второго предкрылка 22.

Для полноты описания следует упомянуть, что проходящие в направлении глубины профиля крыла 1 смежные стороны щитков первого и второго предкрылков 21, 22 расположены на расстоянии друг от друга, чтобы гарантировалось беспрепятственное функционирование предкрылков 21, 22.

Вторая группа 232 щитков имеет подобную первой группе 231 щитков конструкцию, которая дополнена двумя дополнительными ведущими редукторами 8. Последние на некотором расстоянии на валу механически связаны с валом 6 и механически связаны с дополнительным третьим предкрылком 24, который размещен между первым и вторым предкрылками 21, 22 и прилегает к ним сторонами щитка. Кроме того, эти дополнительные ведущие редукторы 8, которые механически связаны с третьим предкрылком, размещены на некотором расстоянии на валу относительно соответствующего ведущего редуктора 8, который механически связан с первым и вторым предкрылком 21, 22.

После пояснения примеров, приведенных на Фиг.3-7, следует дополнительно отметить следующее. В противоположность известным системам посадочных щитков по Фиг.1 и 2 и не показанной на чертежах системе посадочных щитков для самолета типа DC9 и DC10, предложена усовершенствованная система посадочных щитков крыла 1 самолета с жестким крылом с электронным образом синхронизированными (отдельными) приводами 41-44 на посадочных щитках. В данном выполнении системы по Фиг.3-7 каждый щиток системы посадочных щитков управляется индивидуально, так что возможно как дифференцированное по размаху крыла отклонение щитков, так и различающееся для правого и левого крыла самолета отклонение щитков. Связь множества щитков 41-44 на половине крыла также возможна и независима от соответствующей конфигурации крыла. Возможное выполнение системы посадочных щитков с отдельными приводами приведено на Фиг.4 для закрылков левого крыла, которым зеркально соответствуют закрылки правого крыла. Изображение, приведенное на Фиг.5, показывает еще одну возможную конфигурацию с отдельными приводами для предкрылков и закрылков, причем несколько щитков механически связаны. Приводы в отдельных приводных станциях 5 щитка по Фиг.6 и 7 могут быть связаны как механически через торсионный вал (Фиг.6), так и исключительно электронным способом (Фиг.7). Синхронизация приводов на щитке может осуществляться электрически или механически. Синхронизация между щитками левого и правого крыла осуществляется электронным способом. Функция контроля и синхронизации реализуется при этом от центрального блока управления щитками (центрального управляющего вычислителя), а также может осуществляться через децентрализовано расположенные блоки управления щитками (несколько распределенных управляющих вычислителей).

Преимущества систем щитков с отдельными приводами главным образом заключаются в том, что эти системы щитков отличаются высокой гибкостью функционирования и повышением степени готовности (в случае сбоев), причем к тому же обеспечивается снижение расходов по монтажу за счет исключения сложной «проводки вала» через фюзеляж самолета.

Вследствие исключения длинных трансмиссионных валов достигается снижение динамических проблем для корпуса самолета, при этом проявляется меньшее трение и соответственно меньшее потребление мощности. Также для систем щитков, выполненных указанным образом, характерны улучшенные возможности технического обслуживания и (в случае возникновения сбоя) более простая локализация неисправности.

С помощью предложенной схемы построения системы щитков может быть осуществлена конкретная и детальная разработка системы посадочных щитков, в частности, в аспекте электрического/электронного управления позиционированием отдельных щитков с целью реализации одинакового процесса при позиционировании всех щитков на передней и задней кромках крыла самолета, или требуемого различающегося позиционирования отдельных щитков, что характеризует собой ощутимую реальность, не достижимую в традиционных системах щитков.

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к системе щитков на крыле летательного аппарата. Система щитков состоит из средств содействия подъемной силе в виде предкрылков и/или закрылков, подвижным образом размещенных на передней кромке и/или задней кромке крыла. Система щитков содержит блок управления щитками для регулировки изменения положения щитков на крыле, несколько групп щитков, каждая из которых содержит средство содействия подъемной силе, и несколько приводных станций, каждая из которых относится к одной группе щитков. Приводная станция включает в себя два привода, проводящим образом связанных с блоком управления щитков, и два дополнительных устройства механической связи приводов со средствами содействия подъемной силе. Группы щитков управляются индивидуально посредством соответствующих этим группам щитков приводных станций. Решение направлено на повышение функциональности щитков одновременно с повышением гибкости функционирования системы щитков. 17 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Система щитков на крыле самолета с жестким крылом, выполненная как система щитков со средствами содействия подъемной силе в виде предкрылков (2) и/или закрылков (3), подвижным образом размещенных на передней кромке и/или на задней кромке крыла, содержащая

блок управления щитками, получающий текущие полетные данные, выполненный с возможностью выдачи соответствующей информации регулирования для изменения положения расположенных на крыле щитков в зависимости от полетных данных,

несколько групп щитков, каждая из которых соответственно содержит по меньшей мере одно средство содействия подъемной силе,

несколько приводных станций (5), каждая из которых относится к одной группе щитков, при этом каждая из упомянутых приводных станций соответственно включает в себя два привода (4, 41-44), проводящим образом связанных предпочтительно непосредственно с блоком управления щитками, и два дополнительных устройства механической связи приводов со средствами содействия подъемной силе, которые соответственно индивидуально механически связаны с упомянутыми приводами и с соответствующим, по меньшей мере, одним средством содействия подъемной силе упомянутой группы щитков,

при этом группы щитков управляются индивидуально посредством соответствующих этим группам щитков приводных станций, так что имеется возможность управления группами щитков синхронно или по выбору.