Устройство и способ уменьшения вихрей, возникающих позади движущегося самолета
Изобретение относится к устройству для уменьшения вихрей, возникающих позади движущегося самолета. Самолет содержит для создания подъемной силы правое и левое крылья, включающие в себя посадочные закрылки в качестве систем создания большой подъемной силы. Вихревой генератор для создания контролируемого возмущающего вихря выполнен в виде дополнительного закрылка, основание которого расположено в области 10% полуразмаха справа и слева от внешнего конца посадочного закрылка, а в направлении глубины - начиная с 60% глубины профиля несущего крыла. При полете дополнительный закрылок занимает выдвинутое состояние и выполнен с возможностью убирания в крыло в нерабочем состоянии. Способ заключается в создании управляемого вихря при помощи устройства для его создания. Технический результат - уменьшение вихрей позади самолетов, находящихся в режиме захода на посадку. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к устройству и способу уменьшения вихрей, возникающих позади самолета, находящегося в режиме захода на посадку, причем самолет для создания подъемной силы содержит правое и левое крылья, включающие в себя системы создания большой подъемной силы.
На крыльях самолета, в частности дозвукового транспортного самолета, имеются системы создания большой подъемной силы, с тем чтобы при полете с малой скоростью, например при заходе на посадку, создать необходимую подъемную силу. Подобные системы создания большой подъемной силы состоят, как правило, из предкрылков и посадочных закрылков. Когда крыло создает подъемную силу, то за крылом всегда возникают вихревые потоки. При этом вначале в зоне внешнего конца соответствующего посадочного закрылка образуется вихрь закрылка, а в зоне конца крыла - краевой вихрь. Эта вихревая система вращается, одновременно отдельные вихри вращаются сами вокруг себя, причем вся вихревая система в спиралеобразном движении уносится течением. Создаваемые большими транспортными самолетами вихри представляют опасность для последующего воздушного сообщения, в частности на оживленных участках подлета. Предписываемые безопасные расстояния между подлетающими самолетами уменьшают опасность, однако ограничивают также пропускную способность посадочной полосы, поскольку необходимое для соблюдения безопасности полета горизонтальное расстояние между приземляющимися самолетами становится тем больше, чем больше или тяжелее становятся самолеты, а интенсивность вихрей зависит от массы самолета. Использование больших самолетов нового поколения, например АЗХХ, а также возрастающее воздушное сообщение требуют, однако, уменьшения "великодушно" назначенных безопасных расстояний. Поэтому необходимо предусмотреть в самолете возможность уменьшения интенсивности вихрей и их заблаговременного разрушения.
Известны результаты исследования возможностей борьбы с вихрями. В частности, из заявки WO 99/00297 известно решение, согласно которому за счет непрерывного чередующегося отклонения элерона и близкого к фюзеляжу закрылка возбуждаются поперечные колебания воздуха, приводящие к заблаговременному разрушению вихрей. Однако здесь идет речь о вихрях малой интенсивности.
Из GB 2051706 А1 известно устройство, устанавливаемое непосредственно на конце посадочного закрылка, которое должно уменьшить сопротивление самолета. Благодаря использованию такого устройства вихри уменьшаются. Устройство, однако, непригодно для создания контролируемого возмущающего вихря, как с помощью предложенного изобретения. О способе уменьшения вихрей не сообщается.
В основе настоящего изобретения лежит задача предложить устройство и способ, такие, чтобы можно было уменьшить вихри позади самолетов, находящихся в режиме захода на посадку, и способствовать своевременному разрушению подобных вихрей. Эта задача решается тем, что на каждой крыше (3, 4) самолета в зоне его задней кромки (3В, 4В) вблизи внешних выдвинутых концов (7А, 8А) посадочных закрылков установлен вихревой генератор (9, 10) для создания контролируемого возмущающего вихря (13, 14).
С помощью изобретения предотвращается возникновение опасного вихревого течения позади самолетов при заходе на посадку и тем самым повышается безопасность воздушного сообщения. Безопасные расстояния между приземляющимися самолетами могут быть сокращены, что повышает пропускную способность посадочной полосы и учитывает возрастающее воздушное сообщение. В частности, для больших самолетов с высокой массой, для которых в настоящее время угроза вихрей рассматривается как основная проблема, устройство согласно изобретению применимо как простая и эффективная мера.
Предпочтительные варианты выполнения изобретения приведены в пп.2-11 и 13-16 формулы изобретения.
Зависимый п.2 формулы изобретения раскрывает предпочтительное выполнение устройства в виде дополнительного закрылка, который выполнен в виде простой небольшой детали и может быть просто размещен на крыле. Указана также предпочтительная область размещения его на крыле.
Зависимые пп.3 и 4 формулы раскрывают предпочтительный диапазон угла установки дополнительного закрылка в качестве вихревого генератора.
В зависимых пп.5-8 формулы раскрыты выполнения дополнительного закрылка, которые создают контролируемый вихрь у передней кромки для образования возмущающего вихря на дополнительном закрылке. Согласно п.7 формулы дополнительный закрылок имеет форму треугольного крыла, при этом возникают два вращающихся навстречу друг другу вихря в виде вихревой пары, образующие возмущающий вихрь.
Пп.9-11 формулы направлены на самолет, причем приведены возможные расположения устройства согласно изобретению на крыльях самолета.
В зависимом п.13 формулы раскрыты этапы способа уменьшения интенсивности вихря.
Зависимые пп.14-16 формулы раскрывают альтернативные способы приведения в действие дополнительных закрылков на самолете.
Примеры выполнения изобретения более подробно изображены на Фиг.1-5. На чертежах одинаковые конструктивные элементы обозначены одинаковыми позициями.
Фиг.1: самолет в перспективе с устройством согласно изобретению;
Фиг.2: самолет на виде сверху, причем на Фиг.2А - самолет в базовой конфигурации, на Фиг.2В - самолет с устройством согласно изобретению;
Фиг.3: самолет на виде сверху с возникающими вихрями, причем на Фиг.3А видны вихри самолета в базовой конфигурации, а на Фиг.3В - вихри самолета с устройством согласно изобретению;
Фиг.4: формы выполнения устройства согласно изобретению на Фиг.4А, 4В, 4С;
Фиг.5: сечение крыла с устройством согласно изобретению.
На Фиг.1 самолет 1 показан в перспективном изображении. Самолет 1 представляет собой дозвуковой транспортный самолет, в частности, для перевозки пассажиров. На фюзеляже 2 самолета 1 расположены левое 3 и правое 4 крылья. Каждое крыло 3, 4 для создания необходимой подъемной силы при полете с малой скоростью, например при заходе на посадку, содержит системы 5, 6 создания большой подъемной силы. Подобные системы 5, 6 создания большой подъемной силы содержат, в том числе, посадочные закрылки 7, 8. На каждом крыле 3, 4 установлено устройство 9, 10 согласно изобретению для уменьшения вихрей.
На Фиг.2А, 2В на виде сверху изображены самолеты с возникающими вихрями. На Фиг.2А видна базовая конфигурация самолета 1, причем возникающие на левом 3 и правом 4 крыльях вихри 11, 12 показаны посредством стрелок. На конце 3А, 4А крыла 3, 4 возникает краевой вихрь 11А, 12А. Вихрь 11В, 12В у закрылка возникает на задней кромке 3В, 4В крыла в зоне сбегающего вихревого течения. "Слабым местом" вихревого течения является внешний в направлении размаха конец 7А, 8А выдвинутого посадочного закрылка 7 крыла 3 или посадочного закрылка 8 крыла 4. Вихрь 11В, 12В, возникающий в зоне конца 7А, 8А посадочного закрылка 7, 8, является, в основном, мощным вихрем, который приносит с собой уже названные сложности для воздушного сообщения.
Для того чтобы уменьшить интенсивность этого вихря, согласно изобретению в процесс возникновения течения вводят контролированно создаваемое возмущающее течение. Этим уже нарушают возникновение опасного вихревого течения. Для генерирования возмущающего вихря 13, 14 предназначено устройство 9, 10 для уменьшения вихрей, называемое далее дополнительным закрылком 9, 10, который расположен на крыле 3, 4 в зоне концов 7А, 8А посадочных закрылков 7, 8. В увеличенном изображении на Фиг.2В видно, что (контролированно создаваемый маленький) возмущающий вихрь 13, 14 взаимодействует со сбегающими с задней кромки 3В, 4В крыла вихрями, т.е., в основном, с вихрем 11В, 12В у закрылка. Принцип действия возмущающего вихря 13 или 14 более подробно поясняется ниже. Установленная, предпочтительно, под углом 15-25° (относительно убранного состояния) дополнительная поверхность (вихревой генератор) 9, 10 создает на своей передней кромке со стороны всасывания контролируемый вихрь, питаемый оторвавшимся течением передней кромки. Этот вихрь покидает дополнительную поверхность 9, 10 на ее задней кромке и в качестве свободного возмущающего вихря 13, 14 взаимодействует с вихрем 11В, 12В у закрылка, начинающим возникать на конце 7А, 8А закрылка (за счет уменьшения интенсивности вихря, который стекает вдоль задней кромки в качестве нестабильного вихревого слоя). Эффект настолько интенсивный, что возникающий вихрь 11В, 12В у закрылка приводится в поперечные колебания, а это значительно нарушает процесс его концентрации. Вследствие колебаний вихрь 11В, 12В у закрылка теряет интенсивность, причем максимальная интенсивность в ядре результирующего вихря значительно уменьшается, что хорошо видно на Фиг.3, в частности на Фиг.3В. На Фиг.3В показана интенсивность изображенного в качестве примера вихря 12, причем вследствие возмущающего вихря 14 вихрь 12В у закрылка является сильно осциллирующим и тем самым уменьшает свою интенсивность. На Фиг.3А в противоположность этому показана интенсивность вихрей самолета без устройства 9, 10 согласно изобретению. Вихрь 11, 12 такого самолета имеет явно выраженное ядро, что выражается вершиной в центре вихря. Чем выше эта вершина, тем больше интенсивность вихря.
На Фиг.4А-4С показаны формы выполнения дополнительного закрылка 9 согласно изобретению (соответствует дополнительному закрылку 10 на крыле 4).
Основание 9′ относительно маленького дополнительного закрылка 9 размещено на крыле 3 в зоне конца 7А посадочного закрылка 1, преимущественно на 60-80% глубины профиля базового крыла, причем под глубиной профиля следует понимать разрез базового крыла в направлении полета. Основание 9' дополнительного закрылка 9 расположено предпочтительно в зоне, которая будучи измерена от конца 7А посадочного закрылка простирается с обеих сторон влево или вправо на 10% полуразмаха. Полуразмахом называется расстояние от середины фюзеляжа до конца крыла.
Дополнительный закрылок 9 должен быть на протяжении своего действия установлен в возникшее течение, причем предпочтительный угол установки показан на Фиг.5. Дополнительный закрылок 9 имеет такую форму, что на его передней кромке возникает контролируемый (маленький) вихрь, который, покидая дополнительный закрылок 9, представляет собой высокое турбулентное вихревое течение. Это богатое энергией дополнительное течение покидает дополнительный закрылок 9 и проникает в "слабое место" возникающего основного течения, т.е. возбуждает интенсивные колебания основного вихря и подавляет при этом процесс концентрации, который в противном случае привел бы к сильному основному вихрю 11.
В предпочтительном выполнении дополнительный закрылок 9 (или 10) действует в качестве пассивной детали, т.е. выдвигается и остается при подлете в стационарном положении. Можно, однако, приводить дополнительный закрылок 9 в действие попеременно или одновременно с дополнительным закрылком 10 на крыле 4. За счет этого могут возникнуть продольные колебания в вихре, пригодные для дальнейшего ускорения процесса его разрушения.
На Фиг.4А изображена первая предпочтительная форма выполнения дополнительного закрылка 9. Дополнительный закрылок 9 имеет форму 9А крыла небольшой протяженности со стреловидностью передней кромки с одной стороны слева приблизительно 60°. Другая сторона преимущественно нестреловидная.
На фиг.4В изображена другая возможная форма 9В. Дополнительный закрылок 9 выполнен здесь в виде крыла небольшой протяженности со стреловидностью передней кромки с одной стороны справа приблизительно 60°, а другая сторона нестреловидная.
Третья форма 9С выполнения изображена на Фиг.4С. Эта форма 9С выполнения отличается крылом небольшой протяженности со стреловидностью передней кромки с обеих сторон приблизительно 60° (треугольное крыло). В случае треугольного крыла в качестве дополнительного закрылка 9 возникают два вращающихся навстречу друг другу вихря в виде вихревой пары, которые в качестве возмущающего вихря должны контролированно мешать возникновению основного вихря.
Всем трем формам выполнения присуще то, что предпочтительно стреловидные передние кромки заострены подобно лезвию ножа, с тем чтобы вынудить отрыв течения. Стреловидные передние кромки выполнены преимущественно прямолинейными, однако могут быть также криволинейными аналогично крылу сверхзвукового самолета "Конкорд". Задняя кромка дополнительного закрылка 9А, 9В или 9С выполнена преимущественно прямолинейной и проходит преимущественно перпендикулярно направлению полета.
На Фиг.5 показано сечение крыла 3, 4. Видны также посадочные закрылки 7, 8 как часть системы 5, 6 создания большой подъемной силы. Дополнительный закрылок 9, 10 выдвигают при заходе на посадку, причем угол 15 установки дополнительного закрылка 9, 10 должен составлять преимущественно 12-25° относительно верхней стороны крыла 3, 4. При угле установки более 30° может произойти неконтролированный отрыв течения, что нежелательно именно с точки зрения образования контролируемого возмущающего вихря 13, 14.
Не показано, как в нерабочем состоянии дополнительный закрылок 9, 10 убирается в крыло 3, 4, не нарушая тем самым геометрию крыла для крейсерского полета. Механизмы убирания спойлеров известны из уровня техники и применимы также для дополнительного закрылка 9, 10.
1. Устройство для уменьшения вихрей (11, 12), возникающих позади движущегося самолета (1), который содержит для создания подъемной силы правое (3) и левое (4) крылья, включающие в себя в том числе посадочные закрылки (7, 8) в качестве систем (5, 6) создания большой подъемной силы, при этом на каждом крыле (3, 4) в зоне его задней кромки (3В, 4В) вблизи внешних выдвинутых концов (7А, 8А) посадочных закрылков установлен вихревой генератор (9, 10), отличающееся тем, что вихревой генератор (9, 10) для создания контролируемого возмущающего вихря (13, 14) выполнен в виде дополнительного закрылка, основание (9') которого расположено в области 10%-ного полуразмаха слева и справа от соответствующего внешнего конца (7А, 8А) посадочного закрылка на крыле (3, 4), а в направлении глубины - начиная с 60%-ной глубины профиля несущего крыла (3, 4), причем дополнительный закрылок при полете с малой скоростью занимает выдвинутое состояние, выполнен с возможностью убирания в крыло в нерабочем состоянии.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что угол (15) установки дополнительного закрылка в выдвинутом состоянии относительно плоскости верхней стороны крыла составляет менее 30°.
3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что угол (15) установки лежит в диапазоне 12-25°.
4. Устройство по одному из пп.1-3, отличающееся тем, что дополнительный закрылок выполнен в форме (9А) крыла малой протяженности со стреловидностью передней кромки с левой стороны приблизительно 60°, а его другая сторона выполнена нестреловидной.
5. Устройство по одному из пп.1-3, отличающееся тем, что дополнительный закрылок выполнен в форме (93) крыла малой протяженности со стреловидностью передней кромки с правой стороны приблизительно 60°, а его другая сторона выполнена нестреловидной.
6. Устройство по одному из пп.1-3, отличающееся тем, что дополнительный закрылок выполнен в форме (9С) крыла малой протяженности со стреловидностью передней кромки с обеих сторон приблизительно 60°.
7. Устройство по п.4, отличающееся тем, что, по меньшей мере, одна стреловидная передняя кромка дополнительного закрылка (9А, 9В или 9С) заострена, а задняя кромка дополнительного закрылка (9А, 9В или 9С) выполнена преимущественно прямолинейной.
8. Самолет, снабженный, по меньшей мере, одним устройством по одному из пп.1-7, отличающийся тем, что вихревой генератор (9, 10), выполненный как дополнительный закрылок, при полете с малой скоростью стационарно занимает выдвинутое положение симметрично на каждом крыле (3, 4).
9. Самолет по п.8, отличающийся тем, что дополнительный закрылок выполнен с возможностью при полете с малой скоростью динамически менять свое положение между выдвинутым и убранным, причем это изменение выполняется с обеих сторон на крыльях (3, 4) симметрично.
10.Самолет по п.8, отличающийся тем, что дополнительный закрылок выполнен с возможностью при полете с малой скоростью динамически менять свое положение между выдвинутым и убранным, причем это изменение выполняется с обеих сторон на крыльях (3, 4) асимметрично.
11. Способ уменьшения вихрей (11, 12), возникающих позади движущегося самолета (1), при котором на каждом крыле (3, 4) генерируют возмущающий вихрь (13, 14), который целенаправленно вводят в зону возникновения сбегающего на задней кромке (3В, 4В) крыла вихревого потока (вихрь 11В, 12В на конце выдвинутого посадочного закрылка), отличающийся тем, что возмущающий вихрь (13, 14) создают при помощи устройства для создания вихря по одному из пп.1-7.
12. Способ по п.11, отличающийся тем, что формируют возмущающий вихрь (13, 14), интерферирующий с вихрем (11В, 12В) у закрылка, и проникающий в него для возбуждения интенсивных колебаний, приводящих к уменьшению интенсивности вихря у закрылка.
13. Способ по п. 11 или 12, отличающийся тем, что дополнительный закрылок при полете с малой скоростью выдвигают для стационарно выдвинутого положения и это предусмотрено симметрично на каждом крыле (3, 4).
14. Способ по п.11 или 12, отличающийся тем, что динамически меняют положение дополнительного закрылка между выдвинутым и убранным при полете с малой скоростью, причем это изменение выполняют с обеих сторон на крыльях (3, 4) симметрично.
15. Способ по п.11 или 12, отличающийся тем, что динамически меняют положение дополнительного закрылка между выдвинутым и убранным при полете с малой скоростью, причем это изменение выполняют с обеих сторон на крыльях (3, 4) асимметрично.
