BRPI0619038A2

BRPI0619038A2 - leme de uma aeronave comercial

Info

Publication number: BRPI0619038A2
Application number: BRPI0619038-3A
Authority: BR
Inventors: Klaus Bender
Original assignee: Airbus Gmbh
Priority date: 2005-12-13
Filing date: 2006-12-12
Publication date: 2011-09-20
Also published as: CA2628325C; US8061652B2; JP2009519159A; EP1960262B1; WO2007068450B1; RU2008128146A; DE602006010236D1; CN101326100A; DE102005059370A1; RU2402456C2; EP1960262A1; US20100140393A1; CA2628325A1; WO2007068450A1; JP4820878B2; EP1960262B8

Abstract

LEME DE UMA AERONAVE COMERCIAL. A aplicação descreve um leme de uma aeronave comercial. De acordo com a invenção, o leme (100) é dividido ao longo de sua direção longitudinal em pelo menos uma região, e as partes (100a, 100b) do leme (100) podem ser estendidas contra o fluxo de ar que circunda a aeronave por meio de um atuador 103 a fim de desacelerar a aeronave.

Description

"LEME DE UMA AERONAVE COMERCIAL"

REFERÊNCIA A PEDIDO RELACIONADO

Este pedido reivindica o beneficio da data de de- pósito do Pedido de Patente Alemão N°. 10 2005 059 370.4, depositado em 13 d dezembro de 2005, a descrição do qual é incorporado aqui por referência.

A invenção pertence a uma aeronave comercial.

Como é de conhecimento geral, o leme de uma aero- nave serve para controlar a aeronave em torno de seu eixo vertical. Aeronaves comerciais modernas exigem flaps de freio a fim de aumentar o arrasto na aproximação de pouso e durante o pouso. Uma solução conhecida neste aspecto são flaps que estão dispostos no lado superior da asa entre os flaps de pouso e a longarina traseira, e usualmente referi- dos como spoilers (freios aerodinâmicos). Tais flaps podem ser usados para o controle de rolamento e para reduzir a sustentação. Em uma solução menos comum, os flaps de freio são dispostos na fuselagem, usualmente na cauda. Em ambos os casos, os flaps consistem essencialmente de chapas simples que são colocadas contra o fluxo que circunda a aeronave.

A fim de reduzir o ruido na aproximação, é possí- vel reduzir o ruído na fonte (motor e carcaça de aeronave) ou aumentar a distância ao solo na forma de uma aproximação de ângulo pronunciado. Devido ao arrasto aumentado obtido por meio dos flaps de freio ou spoilers, a aeronave é capaz de voar uma aproximação de pouso de ângulo mais pronunciado tal que, dentre outras coisas, o ruído no corredor de apro- ximação pode ser reduzido. No entanto, a redução de ruído assim obtido pé parcialmente cancelada pelo ruído gerado pe- lo flap de freio propriamente dito. Os flaps de freio são também usados para a desaceleração durante uma manobra de pouso.

Devido à relação de sustentação/arrasto de som (relação entre sustentação/arrasto, A/W), o ângulo de traje- tória g, no entanto, é fisicamente limitado porque um equi- líbrio entre sustentação, arrasto, empuxo e peso precisa e- xistir para um estado de vôo estacionário.

(T-W)/G = tan g (1)

com

G=A (2)

resulta em

T/G - 1/(A/W) = tan g (3)

Pode-se avaliar rapidamente a partir da equação (3) que, uma vez que o empuxo em marcha lenta foi atingido, o ângulo da trajetória pode somente ser reduzido ainda au- mentando o arrasto. A solução clássica para isto são os flaps descritos acima no lado superior da asa entre os flaps de pouso e as longarinas traseiras (freios aerodinâmicos). A desvantagem desta solução é a redução simultânea do coefici- ente de sustentação CA que precisa ser compensado com uma velocidade de aproximação maior v.

A = 1/2. rAr. V2. S . CA (4)

No entanto, uma velocidade de aproximação aumenta- da tem efeitos desvantajosos no ruído.

Um mecanismo essencial no desenvolvimento de ruído em um flap de freio pode ser visto pelo fato de que um único vórtice altamente pronunciado é formado na borda do flap. Os flaps de freio são usualmente suportados na aeronave em um lado e o vórtice de borda primeiramente se forma na borda livre que se encontra oposta ao lado suportado.

Embora os lemes estendidos como tal são conheci- dos, por exemplo na aeronave modelo ou Space Shuttle, tais lemes não são usados para a aproximação de pouso de aeronave comercial, particularmente não em variações que tornam pos- sível reduzir o ruído gerado aerodinamicamente.

É um objetivo da presente invenção desenvolver um dispositivo aperfeiçoado para aumentar o arrasto na aproxi- mação de pouso de uma aeronave comercial.

Este objetivo é alcançado com um leme com os as- pectos da reivindicação 1.

As modalidades vantajosas e desenvolvimentos adi- cionais do leme da invenção são descritos nas reivindicações dependentes.

O leme da invenção para uma aeronave comercial é caracterizado pelo fato de que o leme é dividido ao longo de sua direção longitudinal em pelo menos uma região, e em que as partes do leme podem ser estendidas contra o fluxo de ar que circunda a aeronave por meio de um atuador a fim de de- sacelerar a aeronave.

Uma vantagem significante do leme da invenção é que o arrasto pode ser aumentado sem reduzir a sustentação. Outra vantagem do leme da invenção é que uma redução no ruí- do aerodinamicamente gerado no solo pode ser realizada na aproximação de pouso de aeronave comercial. De acordo com uma modalidade vantajosa da inven- ção, o leme é dividido ao longo de sua direção longitudinal no plano de simetria.

De acordo com outra modalidade vantajosa da inven- ção, as partes do leme pode ser estendidas com respeito ao plano de simetria por meio do atuador.

De acordo com outra modalidade vantajosa da inven- ção, o leme tem uma base de junta que é suportada em uma ma- neira articulada na aeronave e pode ser girada por meio de um atuador que serve para o controle lateral da aeronave, em que pelo menos uma das partes do leme pode ser estendida contra o fluxo de ar que circunda a aeronave por meio do a- tuador de extensão a fim de desacelerar a aeronave.

De acordo com uma modalidade vantajosa, ambas as partes do leme são suportadas em uma maneira articulada com relação à base de junta e pode ser estendida contra o fluxo de ar que circunda a aeronave simetricamente referida à base de junta por meio do atuador de extensão a fim de desacele- rar a aeronave.

De acordo com uma modalidade vantajosa da inven- ção, uma parte do leme é suportada com relação à base de junta em uma maneira articulada e pode ser estendida contra o fluxo de ar que circunda a aeronave por meio do atuador de extensão a fim de desacelerar a aeronave e uma parte do leme é rigidamente conectada à base de junta, em que a parte do leme que é suportado em uma maneira articulada é girada com relação à base de junta por meio do atuador para estender o leme e a parte do leme que é rigidamente conectada à base de junta é pivotada para o lado oposto junto com a base de jun- ta por meio do atuador para o controle lateral da aeronave a fim de obter uma excursão simétrica de ambas as partes du- rante a extensão do leme.

De acordo com um desenvolvimento adicional vanta- joso da invenção, várias das seções de borda individuais que fragmentam o vórtice de borda em uma variedade de vórtices parciais são compreendidas na borda livre que gera um vórti- ce de borda no fluxo de ar circundando a aeronave durante a extensão do leme.

De acordo com uma modalidade vantajosa da inven- ção, as várias seções de borda individuais para fragmentar o vórtice de borda em um grande número de vórtices parciais são compreendidas com um desenho ondulado da borda livre.

De acordo com uma modalidade vantajosa da inven- ção, as seções de borda individuais para fragmentar o vórti- ce de borda em um grande número de vórtices parciais são compreendidas com um desenho em formato de ziguezague da borda livre.

De acordo com outra modalidade vantajosa da inven- ção, as seções de borda individuais para fragmentar o vórti- ce de borda em um grande número de vórtices parciais são compreendidas com furos ou recessos fornecidos perto da bor- da livre das partes do leme.

De acordo com uma modalidade vantajosa da inven- ção, os furos ou recessos são realizados na forma de perfu- rações que se estendem através das partes do leme.

De acordo com uma modalidade vantajosa da inven- ção, os furos ou recessos fornecidos nas partes do leme são realizados na forma de depressões que são dispostas no lado externo das partes do leme e não se estendem através das partes do leme.

De acordo com outra modalidade vantajosa da inven- ção, as seções de borda individuais para fragmentar os vór- tice de borda em um grande número de vórtices parciais são compreendidas com extensões ou projeções que são dispostas na superfície das partes do leme perto da borda livre.

De acordo com uma modalidade vantajosa da inven- ção, as seções de borda individuais para fragmentar o vórti- ce de borda em um grande número de vórtices parciais são dispostas na borda livre traseira do leme.

Alternativa ou adicionalmente, as seções de borda individuais para fragmentar o vórtice de borda em um grande número de vórtices parciais podem estar dispostas na borda livre superior do leme.

Deve ser também possível que os furos ou recessos fornecidos nas partes do leme são fechados no estado não es- tendido do leme.

Deve além disso ser possível que as seções de bor- da individuais para fragmentar o vórtice de borda em um grande número de vórtices parciais que são compreendidas com extensões ou projeções dispostas na superfície das partes do leme perto da borda livre são retraídas no estado não esten- dido do leme.

De acordo com uma modalidade particularmente van- tajosa da invenção, o leme é disposto na aeronave em combi- nação com uma unidade de elevador, em que o leme está dis- posto acima da unidade de elevador (http + VTP) tal que o ruido aerodinâmico gerado pelo leme no estado de extensão é atenuado na direção do chão pela unidade de elevador.

As modalidades da invenção são descritas abaixo com referência às Figuras.

As Figuras mostram:

a Figura 1, uma vista de topo em seção de um leme de extensão de acordo com uma modalidade da invenção no es- tado fechado (Figura la) e no estado estendido (Figura lb);

a Figura 2, uma vista de topo em seção de um leme de extensão de acordo com outra modalidade da invenção no estado fechado (Figura 2a) e no estado estendido (Figura 2b);

a Figura 3, uma vista lateral de uma aeronave com um leme de extensão de acordo com uma modalidade da invenção;

a Figura 4, uma representação em perspectiva de parte de um flap de freio para uma aeronave de acordo com o estado da técnica que pode ser colocada contra o fluxo de ar circundando a aeronave a fim de desacelerar a aeronave;

a Figura 5, uma representação em perspectiva de parte da borda livre traseira da leme de uma aeronave de a- cordo com uma modalidade da invenção;

as Figuras 6a a 6e, representações em perspectiva que representam respectivamente parte da borda livre trasei- ra do leme de uma aeronave de acordo com o estado da técnica (Figura 6a), e de acordo com várias modalidades preferidas da invenção (Figuras 6b a 6e) , e,m que o leme pode ser es- tendido contra o fluxo de ar que circunda a aeronave a fim de desacelerar a aeronave, em que a Figura 6c representa a modalidade que já é ilustrada na Figura 5.

As Figuras 1 e 2 mostram respectivamente uma vista de tipo em seção de um leme estendido 100; 200 de acordo com uma modalidade da invenção no estado fechado (Figuras Ia e 2a) e no estado estendido (Figuras lb, 2b). O leme 100; 200 é dividido ao longo de sua direção longitudinal, em que as partes 100a; 100b; 200a; 200b do leme 100; 200 podem ser es- palhadas contra o fluxo de ar que circunda a aeronave por meio de um atuador 103; 203 a fim de desacelerar a aeronave.

Em ambas as modalidades, o leme 100; 200 é dividido ao longo de sua direção longitudinal no plano de simetria, e as par- tes 100a, 100b; 200a, 200b do leme 100; 200 podem ser esten- didas com respeito ao plano de simetria por meio do atuador 103; 203. A extensão do leme 100; 200 serve par aumentar o arrasto independentemente da sustentação.

O leme 100; 200 tem uma base de junta 101; 201 que é suportado em uma maneira articulada na aeronave e pode ser girada por meio de um atuador 102; 202 para realizar o con- trole lateral da aeronave. Pelo menos uma das partes 100a, 100b; 200a, 200b do leme 100; 200 pode ser estendida contra o fluxo de ar que circunda a aeronave por meio do atuador 103; 203 a fim de desacelerar a aeronave.

Na modalidade mostrada nas Figuras Ia e lb, ambas as partes 100a, 100b do leme 100 são suportadas em uma ma- neira articulada com relação à base de junta 101 e podem ser estendidas contra o fluxo de ar que circunda a aeronave si- metricamente referida à base de junta 101 por meio do atua- dor 103 a fim de desacelerar a aeronave. A função pivotante conseqüentemente permanece separada da função de extensão.

Na modalidade mostrada nas Figuras 2a e 2b, uma parte 200a do leme 200 é suportada em uma maneira articulada com relação à base de junta 201 é pode ser estendida contra o fluxo de ar que circunda a aeronave por meio do atuador 203 a fim de desacelerar a aeronave. Uma parte 200b do leme 200 é rigidamente conectada à base de junta 201. A parte 200a do leme 200 que é suportada em uma maneira articulada é girada com relação à base de junta 201 por meio do atuador 203 para estender o leme 200, e a parte 200b do leme 200 que é rigidamente conectada à base de junta 201 é pivotada para o lado oposto junto com a base de junta 201 por meio do atu- ador 202 para o controle lateral da aeronave a fim de reali- zar uma excursão simétrica de ambas as partes 200a, 200b du- rante a extensão do leme 200.

Em adição, o formato de leme é alterado a fim de reduzir o ruido causado pela extensão do leme. O leme 100; 200 da aeronave é dividido no plano de simetria atrás da li- nha de junta, e estendido por meio do atuador 103; 203. No desenho mostrado na Figura 1, amas as metades 100a, 100b do leme são rotativos. Ambas as metades 100a, 100b são submeti- das a uma excursão simétrica. No desenho mostrado na Figura 1, amas as metades 100a, 100b do leme são rotativas. Amas as metades 100a, 100b são submetidas a uma excursão simétrica. No desenho mostrado na Figura 2, somente uma metade 200a é rotativa. A fim de obter uma excursão simétrica, o leme pre- cisa ser simultaneamente pivotado na base de junta 201. Al- ternativamente aos conceitos apresentados com um atuador 103; 203 que se encontra paralelo ao leme, também seria con- cebivel realizar uma solução com um atuador que se estende perpendicularmente. A extensão do leme 100; 200 torna possí- vel para aumentar o arrasto. A velocidade não tem que ser aumentada porque a sustentação não é reduzida. Devido à dis- posição da unidade de leme na fuselagem e a utilização de uma unidade de elevador normal, um sombreamento do flap es- tendido gerando ruído 100a; 100b; 200a; 200b é também obti- do .

A Figura 3 é uma vista lateral de uma aeronave com um leme estendido 100; 200 de acordo com uma modalidade da invenção, em que a borda livre traseira 21 do leme 100; 200, é dividida em seções de borda em formato de ziguezague indi- viduais 22 tal que uma redução adicional do ruído pode ser realizada de acordo com uma modalidade da invenção. Isto é descrito em mais detalhes abaixo.

A Figura 4 mostra uma representação em perspectiva de parte de um flap de freio convencional 10 de acordo com o estado da técnica. O flap de freio tem uma borda livre 11 que assume uma certa distância do revestimento da aeronave quando o flap de freio 10 é colocado contra o fluxo de ar que circunda a aeronave e gera um vórtice de borda no mesmo. Este vórtice de borda é uma fonte significante de ruído ge- rado quando o flap de freio é colocado contra o fluxo de ar e pode representar um aborrecimento na aproximação de pouso. Tal vórtice de borda também seria gerado durante a extensão do leme 100; 200, descrita acima.

A Figura 5 mostra uma representação em perspectiva da borda livre traseira do leme 100; 200 de uma aeronave, de acordo com uma modalidade da invenção, em que este leme pode ser estendido contra o fluxo de ar que circunda a aeronave a fim de desacelerar a aeronave como descrito acima, com refe- rência às Figuras 1 e 2. O leme 100; 200 tem uma borda livre 21 que gera um córtice de borda no fluxo de ar que circunda a aeronave quando as partes 100a, 100b; 200a, 200b, do leme 100; 200 são estendidas. De acordo com a invenção, a borda livre 21 é fornecida com um grande número de seções de borda individuais 22 que fragmenta o vórtice de borda em vários vórtices parciais. Na modalidade, de acordo com a Figura 5, que é assim desenhada similar à modalidade descrita acima de acordo com a Figura 3, as seções de borda individuais 22 são compreendidas com um desenho em formato de ziguezague da borda livre 21.

A Figura 6a mostra uma representação em perspecti- va da parte do flap de freio 10 para uma aeronave de acordo com o estado da técnica que já é ilustrada na Figura 4. As Figuras 6b a 6e respectivamente mostram representações em perspectiva de parte do leme 100; 200, de uma aeronave de acordo com as várias modalidades preferidas da invenção, em que várias seções de borda individuais 22; 32. 42; 52 para fragmentar o vórtice de borda em vários vórtices parciais são compreendidas na borda livre 21; 31; 41; 51.

Na modalidade mostrada na Figura 6b, as seções de borda individuais 32 para fragmentar o vórtice de borda em um grande número de vórtices parciais são compreendidas com um desenho ondulado da borda livre 31.

A Figura 6c, novamente representa a modalidade mostrada na Figura 5, em que as seções de borda individuais 22 são compreendidas com um desenho em formato de ziguezague da borda livre 21.

Na modalidade mostrada na Figura 6d, as seções de borda individuais para fragmentar o vórtice de borda em um grande número de vórtices parciais são compreendidas com fu- ros ou recessos 42 que são dispostos nas partes 100a, 100b; 200a, 200b do leme 100; 200 perto da borda livre 41. Os fu- ros ou recessos 42 podem ser realizados na forma de perfura- ções que se estendem através das partes 100a, 100b; 200a, 200b do leme 100, 200 como na modalidade de acordo com a Fi- gura 6d ou na forma de depressões que são dispostas no lado externo das partes 100a, 100b; 200a, 200b do leme 100; 200 e não se estendem através destas partes.

Na modalidade mostrada na Figura 6e, as seções de borda individuais para fragmenta o vórtice de borda em vá- rios vórtices parciais são compreendidas com extensões, re- cessos, protuberâncias ou projeções 52 que são dispostas na superfície das partes 100a, 100b; 200a, 200b, do leme 100; 200 perto da borda livre 51.

Em vez das modalidades mostradas, as seções de borda que são fornecidas na borda livre das partes 100a, 100b; 200a, 200b do leme 100; 200 e servem para fragmentar o vórtice de borda em vários vórtices parciais podem também ser compreendidas de modo diferente, em que é importante que um grande número de vórtices de borda menores individuais é gerado em vez do vórtice de borda gerando ruido único mos- trado na Figura 4, e em que os vórtices de borda menores in- dividuais geram menos ruido e, se aplicável, são mesmo capa- zes de amortecer ou cancelar um ao outro com respeito à ge- ração de ruido. Neste contexto, o termo seções de borda de- vem ser entendidos de tal maneira que são dispostos na vizi- nhança da borda, mas não necessariamente têm que ser forma- dos pela borda das partes 100a, 100b; 200a, 200b do leme 100; 200 propriamente ditas como nas modalidades mostradas nas Figuras 6a e 6c, isto é, podem também ser dispostas per- to da borda como nas modalidades mostradas nas Figuras 6d e 6e.

As seções de borda individuais 22; 32; 42; 52 para fragmentar o vórtice de borda em um grande número de vórti- ces podem ser fornecidas na borda livre traseira 21; 31; 41; 51 do leme 100; 200 como mostrado na Figura 3, em que as se- ções de borda individuais podem ser alternativa ou adicio- nalmente fornecidas na borda superior do leme 100; 200.

Na modalidade mostrada na Figura 6d, os furos ou recessos 42 que são realizados na forma de perfurações se estendendo através das partes 100a, 100b; 200a, 200b do leme 100; 200 podem ser fechados no estado não estendido das par- tes 100a, 100b; 200a, 200b do leme 100; 200. Isto pode ser realizado com obturadores ou elementos de fechamento corres- pondentemente desenhados.

Na modalidade mostrada na Figura 6e, as seções de borda individuais para fragmentar o vórtice de borda em um grande número de vórtices parciais que são compreendidas com extensões ou projeções 52 fornecidas na superfície das par- tes 100a, 100b; 200a, 200b do leme 100; 200 perto da borda livre 51 podem ser retraídas no estado não estendido das partes 100a, 100b; 200a, 200b do leme 100; 200. Isto pode ser realizado com um mecanismo desenhado correspondentemente.

O leme pode ser completamente dividido como mos- trado nas Figuras 1 e 2 ou somente em uma região, isto é, caracteriza uma parte integral que funciona convencionalmen- te como um leme e uma parte estendida com a função descrita acima. Com respeito à parte estendida, é vantajoso utilizar a construção mostrada na Figura 1 ou uma construção similar com partes atuadas simetricamente 100a, 100b.

Em adição, deve ser apontado que "compreendendo" não exclui outros elementos ou etapas, e "um" não exclui um número plural. Além do mais, deve ser apontado que aspectos ou etapas que foram descritas com referência a uma das moda- lidades exemplares acima podem ser usados em combinação com outros aspectos ou etapas de outras modalidades exemplares descritas acima. Caracteres de referência nas reivindicações não devem ser interpretados como limitações.

Claims

1. Leme para uma aeronave comercial, CARACTERIZADO pelo fato de que o leme (100; 200) é dividido ao longo de sua direção longitudinal em pelo menos uma região, e em que as partes (100a, 100b; 200a, 200b) do leme (100; 200) são estendidas contra o fluxo de ar que circunda a aeronave por meio de um atuador (103; 203) para desacelerar a aeronave, em que o leme (100; 200) tem uma base de junta (101; 201) que é suportada em uma maneira articulada na aeronave e é girada por meio de um atuador (102, 202) que serve para o controle lateral da aeronave, e em que uma parte (200a) do leme (200) é suportada com re- lação à base de junta (201) em uma maneira articulada e é estendida contra o fluxo de ar que circunda a aeronave por meio do atuador (203) a fim de desacelerar a aeronave e uma parte (200b) do leme (200) é rigidamente conectada à base de junta (201), em que a parte (200a) do leme (200) que é su- portada em uma maneira articulada é girada com relação à ba- se de junta (201) por meio do atuador (203) para estender o leme (200), e a parte (200b) do leme (200) que é rigidamente conectada à base de junta (201) é pivotada para o lado opos- to junto com a base de junta (201) por meio do atuador (202) para o controle lateral da aeronave a fim de realizar uma excursão simétrica de ambas as partes (200a, 200b) durante a extensão do leme (200).

2. Leme, de acordo com a reivindicação 1, CARACTERIZADO pelo fato de que o leme (100; 200) é dividido ao longo de sua direção longitudinal no plano de simetria.

3. Leme, de acordo com a reivindicação 2, CARACTERIZADO pelo fato de que as partes (100a, 100b; 200a, -200b) do leme (100; 200) são estendidas com respeito ao pla- no de simetria por meio do atuador (103; 203) .

4. Leme, de acordo com a reivindicação 1, CARACTERIZADO pelo fato de que ambas as partes (100a, 100b) do leme (100; 200) são suportadas em uma maneira articulada com relação à base de junta (101) e são estendidas contra o fluxo de ar que circunda a aeronave simetricamente referida à base de junta (101) por meio do atuador (103) .

5. Leme, de acordo com uma das reivindicações 1 a -4, CARACTERIZADO pelo fato de que o leme (100; 200) tem uma borda livre (21; 31; 41; 51) que gera um vórtice de borda no fluxo de ar que circunda a aeronave durante a extensão do leme (100; 200), e em que várias das seções de borda indivi- duais (22; 32; 42; 52) para fragmentar o vórtice de borda em uma variedade de vórtices parciais,' são dispostas na borda livre (21; 31; 41; 51).

6. Leme, de acordo com a reivindicação 5, CARACTERIZADO pelo fato de que seções de borda individuais (32), para fragmentar o vórtice de borda em um grande número de vórtices parciais, são compreendidas com um desenho ondu- lado da borda livre (31).

7. Leme, de acordo com a reivindicação 5, CARACTERIZADO pelo fato de que as seções de borda individu- ais (22), para fragmentar o vórtice de borda em um grande número de vórtices parciais, são compreendidas com um dese- nho em formato de ziguezague da borda livre (21).

8. Leme, de acordo com a reivindicação 5, 6 ou 7, CARACTERIZADO pelo fato de que as seções de borda individu- ais, para fragmentar o vórtice de borda em um grande número de vórtices parciais, são formadas com furos ou recessos (42) dispostos no flap de freio (40) perto da borda livre (41).

9. Leme, de acordo com a reivindicação 8, CARACTERIZADO pelo fato de que os furos ou recessos (42) fornecidos no flap de freio (40) estão na forma de perfura- ções que se estendem através do flap (40).

10. Leme, de acordo com a reivindicação 8, CARACTERIZADO pelo fato de qüe os furos ou recessos (42) fornecidos no flap de freio (40) estão na forma de depres- sões que são dispostas no lado externo do flap (40) e não se estendem através do flap (40).

11. Leme, de acordo com uma das reivindicações 5 a -9, CARACTERIZADO pelo fato de que as seções de borda indivi- duais para fragmentar o vórtice de borda em um grande número de vórtices parciais, são compreendidas com pelo menos um de extensões, recessos, protuberâncias e projeções (52) que são dispostas na superfície das partes (100a, 100b; 200a, 200b) do leme (100, 200) perto da borda livre (51).

12. Leme, de acordo com uma das reivindicações 5 a -11, CARACTERIZADO pelo fato de que as seções de borda indi- viduais (22; 32; 42; 52) para fragmentar o vórtice de borda em um grande número de vórtices parciais são dispostas na borda livre traseira (21; 31. 41; 51) do leme (100; 200).

13. Leme, de acordo com uma das reivindicações 5 a -12, CARACTERIZADO pelo fato de que as seções de borda indi- viduais (22; 32; 42; 52) para fragmentar o vórtice de borda em um grande número de vórtices parciais são dispostas na borda livre superior (21; 31; 41; 51) do leme (100; 200) .

14. Leme, de acordo com a reivindicação 9, CARACTERIZADO pelo fato de que os furos ou recessos (42) que ao realizados na forma de perfurações se estendendo através das partes (100a, 100b; 200a, 200b) do leme (100; 200) são fechados no estado não estendido do leme (100; 200).

15. Leme, de acordo com a reivindicação 11, CARACTERIZADO pelo fato de que as extensões ou projeções (52), que são dispostas na superfície das partes (100a, 100b; 200a, 200b) do leme (100; 200) perto da borda livre (51) e fragmentam o vórtice de borda em um grande número de vórtices parciais, são retraídas no estado não estendido do leme (100; 200).

16. Leme, de acordo com uma das reivindicações 1 a 15, CARACTERIZADO pelo fato de que o leme (100; 200) é for- necido na aeronave em combinação com uma unidade de eleva- dor, em que o leme (100; 200) está disposto acima da unidade de elevador tal que o ruído aerodinâmico gerado pelo leme (100; 200) no estado de extensão é atenuado na direção do chão pela unidade de elevador.