RU2072942C1

RU2072942C1 - Aircraft wing

Info

Publication number: RU2072942C1
Application number: RU93006266A
Authority: RU
Inventors: Владимир Николаевич Желтко
Original assignee: Владимир Николаевич Желтко
Priority date: 1993-02-02
Filing date: 1993-02-02
Publication date: 1997-02-10

Abstract

FIELD: aeronautical engineering; devices for increase of wing lift of flying vehicle. SUBSTANCE: aircraft wing has leading-edge tiltable panel which is part of upper surface of wing leading-edge tip made in form of section; fairing is made in form of front multi-member section and rear section tightly connected by means of hinge joint; free end of rear section of fairing is articulated with slide block whose rollers are engageable with profiled slot of guide member of linear mechanism mounted at the rear of wing upper panel, with double-arm synchronization lever mounted on axle of slide block; one end of lever is articulated with rod of multi-mode spring- loaded locking device and other end is connected with linear mechanism through slide block whose roller is engageable with profiled slot of guide member. Members of front section are interconnected and are linked with rear end of leading-edge tiltable panel by means of hermetic hinge joint; other end of tiltable panel is connected with leading-edge tip of wing by the same joint; inner surface of rear section is tightly articulated with upper panel of wing by means of partition made in form of folding plates which are also tightly articulated with one another forming space of varying volume together with upper panel of wing; when volume of this space changes, leading-edge tiltable panel and section of fairing form panel with convex leading edge whose convexity may change depending on position of rod of multi-mode spring-loaded locking device. Upper panel of wing is provided with inlet and outlet valves. EFFECT: improved lift qualities of wing, simplified construction and extended range of speeds. 5 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к устройствам для увеличения подъемной силы крыла летательного аппарата. The invention relates to aircraft, in particular to devices for increasing the lifting force of an aircraft wing.

Известно крыло самолета, содержащее носовой поворотный щиток как силовой элемент эластичной ленты, которая является частью верхней поверхности носка крыла и герметично защемленная одним концом на нижней поверхности носка крыла и другим на свободном конце обтекателя, выполненного в виде панели, герметично защемленного другим концом на задней кромке крыла и образующих с верхней панелью крыла изменяемый герметичный объем, при увеличении которого образуется профиль с выпуклой передней кромкой на дозвуковых режимах полета. Носовой поворотный щиток одним концом связан шарнирно с передней кромкой крыла и другим через трос стабилизации со свободным концом обтекателя (патент США N 2969207, кл. 244-44, В 64 С/48, 1961). A wing of an aircraft is known, comprising a nose swivel plate as a power element of an elastic tape that is part of the upper surface of the wing toe and is hermetically clamped at one end on the lower surface of the wing toe and the other at the free end of the fairing, made in the form of a panel hermetically clamped at the other end at the trailing edge wing and forming with the upper panel of the wing a variable sealed volume, with an increase in which a profile is formed with a convex leading edge at subsonic flight modes. The nasal swivel plate is connected at one end pivotally to the leading edge of the wing and the other through the stabilization cable to the free end of the fairing (US patent N 2969207, CL 244-44, 64 C / 48, 1961).

Основными существенными недостатками известного технического решения являются:
максимальную жесткость эластичная лента (поверхность) принимает при максимально-допустимом увеличении объема. При начальном увеличении объема жесткость эластичной поверхности недостаточна, что может вызвать ее деформацию под действием сил от набегающего потока на крыло, это недопустимо из-за возможности нарушения режима обтекания крыла;
эластичность поверхности сильно зависит от температурных факторов;
для работы устройства требуются большие расходы воздуха.The main significant disadvantages of the known technical solutions are:
the elastic tape (surface) takes maximum stiffness with the maximum allowable increase in volume. With an initial increase in volume, the rigidity of the elastic surface is insufficient, which can cause its deformation under the action of forces from the incoming flow on the wing, this is unacceptable due to the possibility of violation of the flow regime of the wing;
surface elasticity is highly dependent on temperature factors;
for the operation of the device requires high air flow.

Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является крыло самолета (патент США 4296900 кл. 244-219 В 64 С 3С/48, 1981), содержащее носовой поворотный щиток, как часть верхней поверхности носка крыла, обтекатель, выполненный в виде шарнирно соединенных секций, образующих в выпущенном положении выпуклую панель на дозвуковых режимах полета, задняя секция обтекателя задним концом связана шарнирно с верхней панелью крыла, а также содержит ползун, ролики которого сопряжены с направляющим элементом линейного механизма, носовой поворотный щиток одним концом связан шарнирно с передней кромкой крыла, а другим шарнирно со штоком привода и посредством скользящего сопряжения со свободным концом передней секции обтекателя, средняя секция обтекателя связана шарнирно со штоком привода. Closest to the proposed technical solution is the wing of the aircraft (US patent 4296900 class. 244-219 B 64 C 3C / 48, 1981), containing the nasal swivel shield, as part of the upper surface of the wing tip, fairing, made in the form of articulated sections forming in the released position, the convex panel on subsonic flight modes, the rear section of the fairing with the rear end is pivotally connected to the upper panel of the wing, and also contains a slider, the rollers of which are interfaced with the guide element of the linear mechanism, the nose rotary shield ne end pivotally connected with the front edge of the wing, and the other is articulated to a rod drive via a sliding coupling and the free end of the front section of the fairing, the fairing middle section is pivotally connected to the actuator stem.

Основными существенными недостатками известного технического решения являются:
в выпушенном положении щитка изменяется только толщина профиля носка крыла, толщина профиля крыла остается неизменной, следовательно, невозможно добиться большого увеличения несущих свойств крыла, особенно на больших скоростях полета;
конструктивное выполнение данной схемы затруднено, особенно с учетом тонких профилей крыла для сверхзвуковых самолетов;
из описания и фигур не ясно, как происходит синхронизация отклонений обтекателя и носового поворотного щитка при выдвижении (уборке) для их постоянного плавного сопряжения.The main significant disadvantages of the known technical solutions are:
in the released position of the flap, only the thickness of the wing sock profile changes, the thickness of the wing profile remains unchanged, therefore, it is impossible to achieve a large increase in the wing's bearing properties, especially at high flight speeds;
the constructive implementation of this scheme is difficult, especially given the thin wing profiles for supersonic aircraft;
from the description and figures it is not clear how the deviations of the fairing and the nose rotary flap are synchronized during extension (cleaning) for their constant smooth mating.

Целью изобретения является повышение несущих свойств крыла, упрощение его конструкции и расширение диапазона скоростей применения. The aim of the invention is to increase the bearing properties of the wing, simplifying its design and expanding the range of application speeds.

Поставленная цель достигается за счет выполнения обтекателя в виде передней многоэлементной и задней секции, связанных герметично-шарнирно, свободный конец задней секции шарнирно связан с ползуном, ролики которого сопряжены с профильным пазом направляющего элемента линейного механизма, установленного на верхней панели крыла сзади, с двуплечим рычагом синхронизации, установленным на оси ползуна и соединенным одним концом с помощью шарнира со штоком многорежимного пружинно-запирающего устройства и другим -через ползун, ролик которого сопряжен с профильным пазом направляющего элемента линейного механизма, при этом передняя многоэлементная секция связана с задним концом носового поворотного щитка герметично-шарнирной связью, поворотный щиток другим концом связан такой же связью с передней кромкой крыла, а внутренняя поверхность задней секции герметично-шарнирно связана с верхней панелью крыла с помощью перегородки, выполненной в виде складывающихся пластин, также герметично-шарнирно связанных между собой и образующих в совокупности с верхней панелью крыла изменяемый герметичный объем, при изменении которого носовой поворотный щиток и секции обтекателя образуют панель с выпуклой передней кромкой, которая принимает различную выпуклость в зависимости от положения штока многорежимного пружинно-запирающего устройства. Верхняя панель крыла содержит впускные и выпускные клапаны. This goal is achieved by making the fairing in the form of a front multi-element and rear sections connected tightly-pivotally, the free end of the rear section is pivotally connected to a slider, the rollers of which are paired with a profile groove of the guide element of the linear mechanism mounted on the upper wing panel at the rear, with a two-arm lever synchronization mounted on the axis of the slider and connected at one end with a hinge to the rod of a multi-mode spring-locking device and the other through a slider, the roller of which mates with a profile groove of the guide element of the linear mechanism, while the front multi-element section is connected to the rear end of the nose rotary flap by a hermetic-articulated connection, the rotary flap is connected by the other end to the front edge of the wing, and the inner surface of the rear section is hermetically-articulated to the upper the wing panel with the help of a partition made in the form of folding plates, also hermetically-pivotally interconnected and forming together with the upper wing panel changes a sealed volume, with a change in which the nose rotary shield and cowl sections form a panel with a convex leading edge, which assumes a different convexity depending on the position of the rod of the multi-mode spring-locking device. The upper wing panel contains inlet and outlet valves.

Из патентно-технической литературы и практики промышленности выпуска авиационной техники неизвестно о конструкции крыла самолета идентичного заявляемой. Следует отметить, что новыми существеннымипризнаками, обеспечивающими реализацию поставленной цели, являются:
носовой поворотный щиток как часть верхней поверхности носка крыла, обтекатель, выполненный в виде секции, перегородка, выполненная в виде складывающихся пластин, образуют в совокупности с верхней панелью крыла изменяемый герметичный объем;
обтекатель, выполненный в виде передней многоэлементной и задней секции, связанных герметично-шарнирно, при этом передняя многоэлементная секция связана герметично-шарнирно с задним концом носового поворотного щитка, который другим концом связан такой же связью с передней кромкой крыла;
внутренняя поверхность задней секции связана герметично-шарнирно с верхней панелью крыла при помощи перегородки, выполненной в виде складывающихся пластин, связанных герметично-шарнирно.From the patent technical literature and industry practice, the production of aircraft is unknown about the design of the wing of an airplane identical to that claimed. It should be noted that the new significant features that ensure the implementation of the goal are:
a nasal rotary shield as part of the upper surface of the wing toe, a fairing made in the form of a section, a partition made in the form of folding plates, together with the upper panel of the wing form a variable sealed volume;
a fairing made in the form of a front multi-element and rear section connected hermetically-pivotally, while the front multi-element section is connected hermetically-pivotally to the rear end of the nose rotary shield, which is connected to the other end by the same connection with the front edge of the wing;
the inner surface of the rear section is connected tightly-pivotally with the upper panel of the wing with the help of a partition made in the form of folding plates connected tightly-pivotally.

свободный конец задней секции обтекателя шарнирно связан с ползуном, ролики которого сопряжены с профильным пазом направляющего элемента линейного механизма, установленного на верхней панели крыла сзади, с двуплечим рычагом синхронизации, укрепленным на оси ползуна и соединенным одним концом с помощью шарнира со штоком многорежимного пружинно-запирающего устройства и другим, через ползун, ролик которого сопряжен с профильным пазом направляющего элемента линейного механизма;
верхняя панель крыла содержит впускные и выпускные клапаны.the free end of the rear section of the fairing is pivotally connected to the slider, the rollers of which are mated with the profile groove of the guide element of the linear mechanism mounted on the upper panel of the wing at the rear, with a two-arm synchronization lever mounted on the axis of the slide and connected at one end with a hinge to the rod of a multi-mode spring-locking devices and others, through the slider, the roller of which is mated to the profile groove of the guide element of the linear mechanism;
the upper wing panel contains inlet and outlet valves.

Указанная выше совокупность новых существенных признаков обеспечивает при реализации повышение несущих свойств крыла, в выпущенном положении панели упрощает конструкцию за счет упрощения кинематики и расширяет диапазон скоростей применения за счет изменения толщины профиля крыла. (Аэродинамика летательных аппаратов и гидравлика их систем. Под ред. МИ НИШТА.-М. ВВИА им. Н. Е. Жуковского, 1981, с. 112-145). The above set of new essential features provides, when implemented, an increase in the load-bearing properties of the wing; in the released position, the panel simplifies the design by simplifying the kinematics and extends the range of application speeds by changing the thickness of the wing profile. (Aerodynamics of aircraft and hydraulics of their systems. Ed. MI NISHTA.-M. VVIA named after N.E. Zhukovsky, 1981, pp. 112-145).

На фиг. 1 показан профиль крыла с убранной панелью; на фиг. 2 профиль крыла с выпущенной панелью; на фиг. 3 профиль крыла (промежуточное положение панели); на фиг. 4 шарнирно-подвижная опора с многорежимным пружинно-запирающим устройством (в изометрии); на фиг. 5 пружинно-запирающее устройство. In FIG. 1 shows a wing profile with a retracted panel; in FIG. 2 wing profile with the released panel; in FIG. 3 wing profile (intermediate position of the panel); in FIG. 4 articulated-movable support with a multi-mode spring-locking device (in isometry); in FIG. 5 spring locking device.

Крыло 1 самолета содержит носовой поворотный щиток 2, являющийся частью верхней поверхности носка 3 крыла 1, обтекатель, выполненный в виде передней многоэлементной 4, 5, 6 и задней 7 секции, связанных герметично-шарнирно, при этом передняя многоэлементная 4, 5, 6 секция связана герметично-шарнирно с задним концом носового поворотного щитка 2, который другим концом герметично-шарнирно связан с передней кромкой 8 крыла 1. Внутренняя поверхность задней секции 7 связана герметично-шарнирно с верхней панелью 9 крыла 1 посредством перегородки, выполненной в виде складывающихся пластин 10, 11, связанных герметично-шарнирно. Носовой поворотный щиток 2, передняя многоэлементная 4, 5, 6, задняя 7 секции, складывающиеся пластины 10, 11 совместно с верхней панелью 9 крыла 1 образуют изменяемый герметичный объем 12, в который подается сжатый воздух от компрессора ( не показан). Свободный конец задней секции 7 шарнирно связан с ползуном 13, ролики 14, 15 которого сопряжены с профильным пазом 16 направляющего элемента 17 линейного механизма, установленного на верхней панели 9 крыла 1 сзади и с двуплечим рычагом 18 синхронизации, установленного на оси ползуна 13 и соединенным одним концом с помощью шарнира 19 со штоком 20 многорежимного пружинно-запирающего устройства 21 и другим через ползун 22, ролик 23 которого сопряжен с профильным пазом 16 направляющего элемента 17 линейного механизма. Верхняя панель 9 крыла 1 содержит впускные 24 и выпускные 25 клапаны. The wing 1 of the aircraft contains a nasal rotary flap 2, which is part of the upper surface of the nose 3 of the wing 1, a fairing made in the form of a front multi-element 4, 5, 6 and rear 7 sections connected hermetically-pivotally, while the front multi-element 4, 5, 6 section connected tightly-pivotally with the rear end of the nose swivel flap 2, which the other end is tightly-pivotally connected with the front edge 8 of the wing 1. The inner surface of the rear section 7 is connected tightly-pivotally with the upper panel 9 of the wing 1 by means of a partition made a second folding plates 10, 11 are pivotally connected hermetically. The nasal rotary shield 2, the front multi-element 4, 5, 6, the rear 7 sections, folding plates 10, 11 together with the upper panel 9 of the wing 1 form a variable sealed volume 12 into which compressed air is supplied from a compressor (not shown). The free end of the rear section 7 is pivotally connected to the slider 13, the rollers 14, 15 of which are associated with a profile groove 16 of the linear guide element 17 mounted on the upper panel 9 of the wing 1 at the rear and with a two-arm synchronization lever 18 mounted on the axis of the slider 13 and connected by one the end using the hinge 19 with the rod 20 of the multi-mode spring-locking device 21 and the other through the slider 22, the roller 23 of which is mated to the profile groove 16 of the guide element 17 of the linear mechanism. The upper panel 9 of the wing 1 contains inlet 24 and outlet 25 valves.

Герметично-шарнирные соединения могут быть выполнены, например, шомпольными. Sealed-swivel joints can be made, for example, ramrod.

Герметичность шарнирных соединений может быть достигнута постановкой накладок из прорезиненной ткани. Tightness of the articulated joints can be achieved by setting rubber pads.

Носовой поворотный щиток может быть выполнен многоэлементным. Носовой поворотный щиток 2 с передней многоэлементной секцией 4, 5, 6 образуют закругленную переднюю кромку крыла 1. The nasal swivel shield can be made multi-element. The nasal rotary shield 2 with the front multi-element section 4, 5, 6 form a rounded front edge of the wing 1.

Задняя секция может быть выполнена в виде панели с сотовым наполнителем. The rear section can be made in the form of a panel with honeycomb.

Пружинно-запирающее устройство состоит из цилиндра 21, штока 20, поршня 27, пружины 26, трубопровода 28, крана 29 (фиг. 5). The spring-locking device consists of a cylinder 21, a rod 20, a piston 27, a spring 26, a pipe 28, a valve 29 (Fig. 5).

Поршень 27 делит внутренний объем цилиндра 21 на две полости А и Б, заполненные гидравлическим маслом и соединенные между собой трубопроводом 28 через кран 29. Конструктивное выполнение устройства таково, что шток 20 может занимать различные положение при закрытии крана 29, используя свойств несжимаемости жидкости. В исходном положении поршень 27 и связанный с ним шток 20 под действием усилия первоначальной затяжки пружины 26 находятся в крайнем положении (носовой поворотный щиток и секции обтекателя находятся в убранном положении. фиг. 1). The piston 27 divides the internal volume of the cylinder 21 into two cavities A and B, filled with hydraulic oil and interconnected by a pipe 28 through the valve 29. The design of the device is such that the rod 20 can occupy different positions when closing the valve 29, using the properties of the fluid incompressibility. In the initial position, the piston 27 and the associated rod 20 under the action of the initial tightening force of the spring 26 are in the extreme position (the nose rotary shield and the cowl sections are in the retracted position. Fig. 1).

Усилие первоначальной затяжки пружины 26 и ее жесткость выбраны из условия обеспечения необходимой и достаточной жесткости панели при ее выдвижении (уборке), чтобы исключить непроизвольные угловые перемещения элементов передней секции обтекателя и носового поворотного относительно друг друга при восприятии нагрузок от набегающего потока на крыло, и как следствие нарушение режима обтекания. The initial tightening force of the spring 26 and its rigidity are selected from the condition of providing the necessary and sufficient rigidity of the panel when it is extended (cleaned) to exclude involuntary angular movements of the elements of the front section of the fairing and the nose rotary relative to each other when the loads from the incoming flow to the wing are perceived, and how consequence violation of the flow regime.

Управление толщиной профиля крыла (выдвижением панели при изменении герметичного объема) может осуществляться системой автоматического регулирования профиля крыла (САРПК на фигурах не показана), исполнительные механизмы которой управляют открытием и закрытием впускных 24 и выпускных 25 клапанов крыла 1, а также краном 29 пружинно-запирающего устройства, по определенному закону, в зависимости от скоростей обтекания крыла. The thickness control of the wing profile (extension of the panel when changing the airtight volume) can be carried out by a system for automatically controlling the wing profile (SARPK is not shown in the figures), the actuators of which control the opening and closing of the inlet 24 and outlet 25 valves of the wing 1, as well as the spring-locking cock 29 devices, according to a certain law, depending on the speed of flow around the wing.

Предлагаемое устройство работает следующим образом. На дозвуковых режимах обтекания крыла 1 сигналы от системы автоматического регулирования профиля крыла (САРПК, на фигурах не показана) подаются на исполнительные механизмы впускного клапана 24 и крана 29, которые открываются, сжатый воздух из-за компрессора двигателя ( не показан) поступает через впускной клапан 24 (выпускной клапан 25 закрыт) в изменяемый герметичный объем 12, имеющий при этом минимальное значение (фиг. 1). Силы давления распределяются равномерно по всем поверхностям, образующим объем. Достигнув рабочего давления (прямопро порционального усилию первоначальной затяжки пружины 26), происходит его увеличение с одновременным выдвижением вперед носового поворотного щитка 2, передней 4, 5, 6 и задней 7 секций обтекателя. Складывающиеся пластины 10, 11 отслеживают движение задней 7 секции обтекателя. Ползун 13 перемещается посредством роликов 14, 15 по профильному пазу 16 направляющего элемента 17 линейного механизма влево (фиг. 4, 5), преодолевает через двуплечий рычаг 18 синхронизации и шток 20 усилие, создаваемое пружиной 26, гидравлическая жидкость при этом поршнем 27 выдавливается из полости А в полость Б по трубопроводу 28 через открытый кран 29. Достигнув максимального увеличения объема 12, кран 29 и впускной клапан 24 закрываются по сигналу из САРПК. При закрытии крана 29 гидравлическая жидкость прекращает перетекать из полости А в полость Б, поршень 27 и связанный с ним шток 20 останавливается, выдвижение панели прекращается. The proposed device operates as follows. In the subsonic modes of flow around the wing 1, signals from the automatic profile control system of the wing (SARPK, not shown in the figures) are supplied to the actuators of the intake valve 24 and valve 29, which open, compressed air due to the engine compressor (not shown) enters through the intake valve 24 (exhaust valve 25 is closed) into a variable sealed volume 12, while having a minimum value (Fig. 1). Pressure forces are distributed evenly over all surfaces forming a volume. Having reached the working pressure (directly proportional to the force of the initial tightening of the spring 26), it increases with simultaneous advancement of the nose rotary shield 2, front 4, 5, 6 and rear 7 sections of the fairing. Folding plates 10, 11 track the movement of the rear 7 section of the fairing. The slider 13 is moved by means of rollers 14, 15 along the profile groove 16 of the guide element 17 of the linear mechanism to the left (Fig. 4, 5), overcomes through the two-arm synchronization lever 18 and the rod 20 the force created by the spring 26, the hydraulic fluid is squeezed out of the cavity by the piston 27 And into the cavity B through the pipeline 28 through the open valve 29. Having reached the maximum increase in volume 12, the valve 29 and the inlet valve 24 are closed by a signal from SARPK. When the valve 29 is closed, the hydraulic fluid stops flowing from the cavity A to the cavity B, the piston 27 and the associated rod 20 stop, the extension of the panel stops.

При этом носовой поворотный щиток 2, передняя многоэлементная 4, 5, 6 и задняя 7 секции обтекателя образуют панель с выпуклой передней кромкой (фиг. 2). Толщина профиля крыла увеличена и за счет этого происходит увеличение несущих свойств крыла. In this case, the nasal swivel plate 2, the front multi-element 4, 5, 6 and the rear 7 sections of the fairing form a panel with a convex leading edge (Fig. 2). The thickness of the wing profile is increased and due to this there is an increase in the bearing properties of the wing.

При больших скоростях обтекания крыла 1 сигналы от САРПК поступают на открытие выпускного клапана 25 и крана 29, при этом давление в изменяемом герметичном объеме 12 уменьшается, шток 20 под действием усилия сжатой пружины 26 перемещает через двуплечий рычаг 18 синхронизации ползун 13 и связанный с ним свободный конец задней 7 секции обтекателя вправо (панель убирается), при этом гидравлическая жидкость поршнем 27 выдавливается из полости Б в полость А по трубопроводу 28 через открытый кран 29. At high speeds around the wing 1, the signals from the SARPK go to the opening of the exhaust valve 25 and valve 29, while the pressure in the variable sealed volume 12 decreases, the rod 20 under the action of the compressed spring 26 moves through the two-arm synchronization lever 18 the slider 13 and the associated free the end of the rear section 7 of the fairing to the right (the panel is removed), while the hydraulic fluid is squeezed out by the piston 27 from the cavity B into the cavity A through a pipe 28 through an open valve 29.

Носовой поворотный щиток 2, передняя многоэлементная 4, 5, 6 и задняя 7 секции обтекателя переводятся в убранное положение (фиг. 1), толщина профиля крыла уменьшается, а лобовое сопротивление крыла падает. The nasal swivel plate 2, the front multi-element 4, 5, 6 and the rear 7 sections of the fairing are moved to the retracted position (Fig. 1), the thickness of the wing profile decreases, and the drag of the wing decreases.

Шток 20 может занимать промежуточные положения при закрытии крана 29. Каждому положению штока 20 соответствует определенный выход панели (промежуточные положения фиг. 3), а следовательно, профиль крыла может принимать оптимальную толщину в зависимости от скоростей обтекания, при которой несущие свойства крыла выше. The rod 20 can occupy intermediate positions when closing the valve 29. Each position of the rod 20 corresponds to a specific output of the panel (intermediate positions of Fig. 3), and therefore, the wing profile can take the optimal thickness depending on the flow rates at which the wing has higher bearing properties.

Применение предлагаемого изобретения позволяет повысить несущие свойства крыла, упростить его конструкцию и расширить диапазон применения. The application of the invention allows to increase the load-bearing properties of the wing, simplify its design and expand the range of application.

Claims

1. The wing of the aircraft, containing the nasal rotary shield as part of the upper surface of the nose of the wing, a fairing made in the form of sections, characterized in that, in order to increase the load-bearing properties of the wing, expanding the range of application speeds, the fairing is made in the form of a front multi-element and rear sections, tightly connected by hinge links, and the free end of the rear section of the fairing is pivotally connected to the upper panel of the wing and pivotally connected to the rod of a multi-mode spring-locking device, while the front the element section is connected to the rear end of the nasal rotary shield by a hermetic-articulated connection, the nasal rotary shield and the other end are connected by the same connection to the front edge of the wing, and the inner surface of the rear section of the fairing is hermetically pivotally connected to the upper panel of the wing by means of a folding partition made in the form of folding plates, also hermetically-pivotally connected to each other and forming, in combination with the upper panel of the wing, a variable sealed volume.

2. The wing according to claim 1, characterized in that the nose swivel plate and sections of the fairing form a panel with a convex leading edge when the sealed object is changed.

3. The wing of claims. 1 and 2, characterized in that the nasal swivel flap and cowl sections receive a different convexity depending on the position of the rod of the multi-mode spring-locking device.

4. The wing of paragraphs. 1-3, characterized in that the free end of the rear section of the fairing is pivotally connected with a slider, the rollers of which are mated with a profile groove of the guide element of the linear mechanism mounted on the upper panel of the wing at the rear, with a two-arm synchronization lever mounted on the axis of the slider and connected at one end to using a hinge with a rod of a multi-mode spring-locking device and another through a slider, the roller of which is mated to the profile groove of the guide element of the linear mechanism.

5. The wing of claims. 1-4, characterized in that its upper panel is equipped with inlet and outlet valves.