Система и способ снижения турбулентности в спутном следе летательного аппарата

Группа изобретений относится к области авиации. Система снижения турбулентности в спутном следе летательного аппарата содержит устройство, прикрепляемое к концевой части крыла летательного аппарата, которое выполнено периодически поворачиваемым вокруг оси, проходящей примерно под прямым углом относительно направления полета. Устройство размещается на верхней поверхности (4) крыла и содержит неподвижный элемент (6) и шарнирно прикрепленные первый (7, 9) и второй (8, 10) элементы крыла, которые установлены по потоку за неподвижным элементом (6) и могут быть отведены друг от друга в направлении полета. Способ характеризуется использованием устройства, которое нарушает процесс свертывания воздушного потока в области консоли крыла при качании вокруг оси вращения. Группа изобретений направлена на снижение турбулентности в спутном следе летательного аппарата. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Изобретение относится к системам и способам уменьшения вихрей, создаваемых аэродинамическими поверхностями, в частности уменьшения завихрений, которые возникают на крыльях летательных аппаратов и вносят существенный вклад в турбулентность в их спутном следе.

ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Турбулентность в спутном следе связана с возникновением необходимой подъемной силы. На нижней поверхности крыла, создающего подъемную силу, давление выше, чем на его верхней поверхности. Соответственно, на краях крыла воздушный поток устремляется снизу вверх, в результате чего формируется сильный вихрь, так называемый "вихрь аэродинамической поверхности". Кроме того, на задней кромке крыла слои потоков текучей среды, поступающих с верхней и нижней поверхностей крыла, имеют различные направления, так что возникает свободный слой смешения, который в направлении размаха крыла связан с соответствующим вихрем аэродинамической поверхности. Этот свободный слой смешения вместе с соответствующим вихрем аэродинамической поверхности свертывается в два отдельных вихря, которые могут вращаться в противоположных направлениях подобно небольшим горизонтальным смерчам, скорости которых в центральной части в зависимости от размера самолета могут достигать 360 км/ч.

Турбулентность в спутном следе до ее затухания наблюдается позади самолета на расстоянии нескольких сотен размеров размаха крыла. Это означает, что в случае тяжелого самолета такая турбулентность может сохраняться в течение несколько минут, и длина такого турбулентного следа может достигать 30 км.

Это может иметь печальные последствия, особенно для малых летательных аппаратов, которые входят в турбулентный след; например, серьезные местные флуктуации аэродинамических сил могут привести по всей длине следа к потере устойчивости летательного аппарата, входящего в спутный след.

По этой причине между летательными аппаратами должна выдерживаться соответствующая дистанция, в особенности на этапах взлета и посадки. Вихри аэродинамических поверхностей, которые создаются крылом и являются результатом непрерывного свертывания воздушных потоков, создают опасность для следующего летательного аппарата и поэтому являются ограничивающим фактором для частоты взлетов и посадок.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Целью изобретения является создание системы и соответствующего способа уменьшения вихрей аэродинамических поверхностей, которые возникают в результате непрерывного процесса свертывания воздушных потоков, и, соответственно, уменьшения времени затухания турбулентного следа в случае летательного аппарата.

Эта цель достигается за счет предлагаемой в изобретении системы, которая содержит на концевой части крыла летательного аппарата устройство, которое можно качать с определенным периодом вокруг оси, проходящей примерно перпендикулярно направлению полета, для нарушения процесса свертывания воздушных потоков в зоне консоли крыла. Процесс свертывания возникает в результате смешения воздушных потоков, обтекающих нижнюю и верхнюю поверхности крыла, давления на которых различаются.

Предлагаемая в настоящем изобретении система может быть интегрирована в существующие конструкции, хотя можно предложить также и автономные конструкции. В альтернативном варианте предлагаемая в изобретении система может быть скомплектована с существующими элементами конструкции. В нижеприведенном описании вариантов осуществления изобретения и соответствующих прилагаемых фигурах такие устройства называются "концевые крылышки" или "аэродинамические гребни на конце крыла". В настоящее время эти аэродинамически эффективные элементы, которые интегрированы в концевые части крыльев, используются почти на всех больших коммерческих самолетах.

В соответствии с изобретением устройство, качаемое с определенным периодом, размещается на верхней поверхности крыла и содержит неподвижный элемент, а также первый и второй элементы крыла, которые можно поворачивать вокруг оси вращения. Первый и второй элементы крыла могут быть, например, размещены по потоку за неподвижным элементом бок о бок, и их можно отводить друг от друга. В соответствии с таким предлагаемым в изобретении улучшением поворачиваемые элементы крыла можно качать с определенным периодом, когда они отведены друг от друга, вокруг оси вращения, которая примерно перпендикулярна направлению полета, причем относительное положение элементов крыла относительно друг друга остается постоянным, или в соответствии с одним из альтернативных вариантов изменяется в процессе качания.

В соответствии с вариантом осуществления изобретения можно управлять перемещениями элементов крыла из первого состояния, в котором они практически параллельны направлению полета, во второе состояние, в котором первый элемент крыла отклонен наружу (в сторону от фюзеляжа) на первый заданный угол отклонения относительно направления полета, а второй элемент крыла отклонен внутрь (по направлению к фюзеляжу) на второй заданный угол отклонения относительно направления полета. В этом случае коэффициент лобового сопротивления летательного аппарата увеличивается на заданную величину (в зависимости от конфигурации, а подъемная сила остается практически постоянной). Таким образом, в этом случае можно обеспечить более крутое снижение или пикирование без изменения тяги.

Для управляемого нарушения процесса свертывания воздушных потоков в зоне консоли крыла во втором состоянии элементы крыла качают с определенным периодом на заданной скорости между крайним внешним положением и крайним внутренним положением. Скорость качания может быть постоянной или ее можно изменять.

При выполнении качания с определенным периодом первый и второй углы отклонения элементов крыла выбирают такими, чтобы коэффициент лобового сопротивления аэродинамической поверхности оставался постоянным, что позволяет избежать неблагоприятного воздействия этого процесса на пассажиров, поскольку тяга при этом не изменяется.

В соответствии с изобретением, например, на этапе посадки первый и второй элементы крыла могут быть переведены из первого состояния, в котором они сложены вместе и в котором первый и второй углы отклонения равны нулю, во второе состояние, в котором первый элемент крыла повернут наружу на первый заданный угол отклонения относительно направления полета, а второй элемент крыла повернут внутрь на второй заданный угол отклонения относительно направления полета. Далее, на второй стадии элементы крыла, которые повернуты, как указано выше, можно качать с определенным периодом (относительно направления полета) между первым крайним положением и вторым крайним положением вокруг оси, которая примерно перпендикулярна направлению полета, причем в процессе качания первым и вторым углами отклонения управляют так, чтобы коэффициент лобового сопротивления крыла оставался постоянным. В этом случае вихри, создаваемые аэродинамической поверхностью, нарушаются, и, таким образом, турбулентность в спутном следе летательного аппарата уменьшается.

Таким образом, в соответствии с изобретением можно сократить время возмущения атмосферы летательным аппаратом, которое определяется его спутным следом и временем затухания этого следа. Термин "время возмущения" для самолета относится к минимальному времени ожидания между взлетом (посадкой) самолета и разрешенным безопасным взлетом (посадкой) следующего самолета. Интенсивность и размер или протяженность спутного следа определяет время его затухания, в соответствии с которым самолеты классифицируются по уровню возмущения атмосферы.

Таким образом, изобретение позволяет без строительства дополнительных взлетно-посадочных полос повысить производительность аэропортов за счет уменьшения времен возмущения атмосферы самолетами среди прочего с помощью предлагаемых в изобретении системы и способа.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Варианты осуществления изобретения описаны ниже со ссылками на прилагаемые чертежи. На чертежах показано:

Фигура 1 - схематический частичный вид в перспективе самолета в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения;

Фигуры 2a-2d - схематические виды сверху системы в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения в различных состояниях;

Фигура 3 - схематический частичный вид в перспективе крыла в соответствии со вторым вариантом осуществления предлагаемой в изобретении системы;

Фигуры 3a-3d - схематические виды сверху системы в соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения в различных состояниях.

В нижеприведенном описании на различных видах фигур используются одинаковые ссылочные обозначения для одинаковых элементов.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

На фигуре 1 представлен схематический частичный вид в перспективе системы 1 в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения.

Система 1 содержит устройство 2, которое размещается концевой зоне крыла 3 летательного аппарата (не показан).

Как показано на фигуре 1, в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения устройство 2 размещается на верхней части крыла, для того чтобы нарушать воздушный поток, который поступает от нижней поверхности 5 крыла к верхней его части 4 (процесс свертывания).

Устройство 2 в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения содержит неподвижный элемент 6, первый элемент 7 крыла и второй элемент 8 крыла. На фигуре 1 показано, что второй элемент 8 крыла находится за первым элементом 7 крыла и прикрыт им.

Первый и второй элементы 7, 8 крыла размещаются позади (по потоку) неподвижного элемента 6 и шарнирно прикреплены к нему с помощью оси, которая установлена практически перпендикулярно направлению полета. На фигуре 1 ось шарнира показана пунктирной линией. Неподвижный элемент 6 и элементы 7, 8 крыла предпочтительно проходят в направлении полета и представляют собой аэродинамические поверхности.

На фигуре 2а представлен вид сверху системы 1, представленной на фигуре 1, в первом состоянии.

В этом первом состоянии первый элемент 7 крыла и второй элемент 8 крыла сложены вместе, так что их соответствующие внутренние поверхности обращены друг к другу и предпочтительно касаются друг друга. Состояние 1 элементов 7, 8 крыла используется, например, во время обычного режима полета. В этом состоянии, которое можно назвать исходным состоянием, коэффициент лобового сопротивления и коэффициент подъемной силы имеют практически постоянные величины, разные для разных типов самолетов.

Как показано на фигуре 2а, неподвижный элемент 6 и сложенные элементы 7, 8 крыла проходят примерно в направлении А полета, формируя при этом аэродинамический узел.

На фигуре 2b показано второе состояние элементов 7, 8 крыла. Это второе состояние используется, например, в начале захода на посадку. Для управления элементами 7, 8 крыла таким образом, чтобы они заняли это второе состояние, можно использовать централизованную систему управления самолетом.

Как показано на фигуре 2b, первый элемент 7 крыла отклонен на угол δ_u наружу, в сторону от фюзеляжа (не показан). Второй элемент 8 крыла отклонен на угол δ₀ внутрь, в сторону фюзеляжа (не показан). Углы δ_u и δ₀ отсчитываются относительно направления А полета. В этом втором состоянии коэффициент лобового сопротивления увеличивается, в то время как коэффициент подъемной силы остается прежним. В результате отклонения элементов 7, 8 крыла на углы δ_u и δ₀, соответственно, происходит постоянное изменение спутного следа крыла. Величины углов δ_u и δ₀ зависят от конкретной модели самолета, и их оптимальные значения могут быть определены в аэродинамической трубе.

На фигуре 2с показано третье состояние элементов 7, 8 крыла, в котором они из среднего положения, показанного на фигуре 2b, повернуты наружу в крайнее внешнее положение, причем их положение относительно друг друга при этом повороте сохраняется. В соответствии с фигурой 2с крайнее внешнее положение достигается при повороте, когда направление второго элемента 8 примерно совпадает с направлением А полета. Поворот элементов 7, 8 крыла в указанное крайнее внешнее положение осуществляется с заданной скоростью вращения. Управление этим вращательным движением может осуществляться с помощью централизованной системы управления самолетом.

В крайнем внешнем положении, показанном на фигуре 2с, направление вращения изменяется, и элементы 7, 8 крыла поворачивают в крайнее внутреннее положение, показанное на фигуре 2d. В этой точке направление вращения снова изменяется, и начинается новый цикл.

При выполнении вышеуказанной последовательности перемещений из одного крайнего положения в другое крайнее положение углы δ_u и δ₀ предпочтительно выдерживаются таким образом, чтобы коэффициент лобового сопротивления оставался постоянным. В результате такой циклической последовательности перемещений элементов 7, 8 крыла нарушается устойчивость процесса свертывания воздушных потоков в области задней кромки крыла и, соответственно, уменьшается турбулентность, создаваемая в спутном следе.

На фигуре 3 представлен второй вариант осуществления предлагаемой в изобретении системы 1, который представляет собой конструкцию так называемого аэродинамического гребня на конце крыла.

В соответствии с этим вариантом предлагаемая в изобретении система 1 содержит первый элемент 9 крыла и второй элемент 10 крыла, которые размещены в концевой части крыла 3 самолета (не показан). В частности, первый элемент 9 крыла размещен на верхней поверхности 4 крыла, а второй элемент 10 крыла размещен на нижней поверхности 5 крыла. В точке В вращения элементы 9, 10 крыла могут поворачиваться относительно оси, примерно перпендикулярной направлению полета, как показано на фигурах 3a-3d.

На фигурах 3a-3d показаны виды сверху верхней поверхности 4 крыла системы 1, представленной на фигуре 3. Как можно видеть на фигуре 3a, во многом похожей на фигуру 2а, относящуюся к первому варианту, в первом состоянии элементы 9, 10 находятся в исходном положении, в котором они не отклонены ни наружу, ни внутрь от направления А полета. На фигуре 3а на виде сверху можно видеть только элемент 9 крыла, а элемент 10 крыла, который находится на нижней поверхности крыла, на фигуре не виден.

На фигуре 3b показаны элементы 9, 10 крыла, отклоненные на углы δ_u и δ₀ примерно так же, как элементы 7, 8 в таком состоянии первого варианта осуществления изобретения.

На фигуре 3c показано третье состояние, в котором элементы 9, 10 крыла из среднего положения повернуты наружу в крайнее положение, причем их положение относительно друг друга при этом повороте сохраняется (так же, как элементы 7, 8 в третьем состоянии первого варианта).

На фигуре 3d показаны элементы 9, 10 крыла в четвертом состоянии, в котором они повернуты внутрь. Аэродинамические процессы в состояниях 1-4, показанных на фигурах 3a-3d, соответствуют процессам состояний 1-4 первого варианта и поэтому не описываются.

Хотя изобретение было описано на примере предпочтительных вариантов его осуществления, однако ясно, что специалисты в данной области техники могут вводить в систему изменения и дополнения в рамках объема охраны изобретения.

Например, может использоваться более двух элементов крыла, которые могут поворачиваться с определенным периодом на разных скоростях вокруг направления полета, в то время как выдерживается заданное положение элементов друг относительно друга. Хотя в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления изобретения было указано, что элементы крыла переводятся в состояния 3 и 4 с выдерживанием заданного их положения друг относительно друга, однако конечно возможны варианты, в которых положение элементов друг относительно друга изменяется в процессе циклического вращательного движения. Примерное постоянство коэффициента лобового сопротивления в процессе циклического вращательного движения элементов крыла является заданным требованием в той степени, в какой пассажиры самолета не будут подвергаться ощутимым силам торможения и ускорения.

1. Система снижения турбулентности в спутном следе летательного аппарата, содержащая устройство, прикрепляемое к концевой части крыла (3) летательного аппарата, которое выполнено периодически поворачиваемым вокруг оси, проходящей примерно под прямым углом относительно направления (А) полета, при этом указанное устройство размещается на верхней поверхности (4) крыла и содержит неподвижный элемент (6) и шарнирно прикрепленные первый (7, 9) и второй (8, 10) элементы крыла, которые установлены по потоку за неподвижным элементом (6) бок о бок и могут быть отведены друг от друга в направлении (А) полета.

2. Система по п.1, в которой элементы (7, 8; 9, 10) крыла в первом состоянии устанавливают так, что они примерно параллельны направлению полета, а во втором состоянии первый элемент (7; 9) крыла поворачивают наружу на первый заданный угол (δ_u) отклонения от направления (А) полета, и второй элемент (8, 10) крыла поворачивают внутрь на второй заданный угол (δ₀) отклонения от направления (А) полета.

3. Система по п.2, в которой для нарушения процесса свертывания воздушного потока в области консоли крыла во втором состоянии элементы крыла (7, 8; 9, 10) поворачивают с определенным периодом с заданной скоростью между крайним внешним положением и крайним внутренним положением.

4. Система по п.3, в которой в процессе качания первый и второй углы отклонения (δ_u, δ₀) выбирают такими, чтобы коэффициент лобового сопротивления крыла (3) оставался постоянным.

5. Способ снижения турбулентности в спутном следе летательного аппарата с использованием системы по одному из пп.1-4, содержащий следующие стадии:
перемещение первого и второго элементов (7, 8; 9, 10) крыла из первого состояния, в котором элементы крыла сложены вместе и проходят практически параллельно оси (А), которая проходит по направлению полета, во второе состояние, в котором первый элемент (7; 9) крыла отклоняют наружу на первый заданный угол (δ_u) и второй элемент (8; 10) крыла отклоняют внутрь на второй заданный угол (δ₀) относительно оси (А), проходящей в направлении полета; и
поворот с определенным периодом вокруг оси вращения элементов (7, 8; 9, 10) во втором состоянии между первым крайним положением и вторым крайним положением, причем при повороте вокруг оси вращения первый и второй углы (δ_u, δ₀) отклонения выбирают так, чтобы коэффициент лобового сопротивления крыла (3) оставался постоянным.