Летательный аппарат с аэродинамическим элементом и способ его полета



Летательный аппарат с аэродинамическим элементом и способ его полета
Летательный аппарат с аэродинамическим элементом и способ его полета
Летательный аппарат с аэродинамическим элементом и способ его полета
Летательный аппарат с аэродинамическим элементом и способ его полета
Летательный аппарат с аэродинамическим элементом и способ его полета

 


Владельцы патента RU 2597046:

ЗЕ БОИНГ КОМПАНИ (US)

Летательный аппарат содержит аэродинамический элемент, источник сжатого воздуха, исполнительное устройство для струйного выдува воздуха и управляющее устройство. Аэродинамический элемент имеет боковую кромку и отверстие, расположенное на боковой кромке или рядом с ней и ориентированное в основном в направлении обтекания. Исполнительное устройство для струйного выдува воздуха включает вращающийся элемент, имеющий внутренний канал и отверстие, сообщающееся с внутренним каналом. Управляющее устройство выполнено с возможностью сообщения внутреннего канала вращающегося элемента с источником сжатого воздуха, а также с возможностью приведения вращающегося элемента во вращение так, что его внутренний канал сообщается с отверстием аэродинамического элемента через отверстие во вращающемся элементе. Сжатый воздух от источника выдувается из отверстия аэродинамического элемента последовательно во множестве точек, находящихся по длине отверстия аэродинамического элемента на расстоянии от одного конца отверстия аэродинамического элемента, увеличивающемся со временем. Способ полета летательного аппарата с аэродинамическим элементом включает выполнение на боковой кромке аэродинамического элемента, имеющего верхнюю и нижнюю поверхности, или рядом с этой боковой кромкой щели, которая во время полета будет ориентирована в основном в направлении обтекания; и выдув воздуха из щели, происходящий последовательно во множестве точек, находящихся, по длине щели, на расстоянии от одного конца щели, увеличивающемся со временем. Группа изобретений направлена на уменьшение интенсивности спутных вихрей и снижение шума от самолета. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Область техники

Настоящее изобретение в целом относится к системе и способу ослабления спутных вихрей за летательными аппаратами и снижения шума, создаваемого боковыми кромками управляющих поверхностей летательного аппарата, концевыми частями его крыла или лопастей его воздушного винта.

Уровень техники

За последние годы ужесточение норм по уровню шума негативно сказалось на эффективности воздушного движения и снизило пропускную способность аэропортов. Во многих аэропортах пропускная способность в настоящее время в основном определяется рабочим временем, которое, с целью ограничения шумового загрязнения окружающей среды в ночное время, ограничивается преимущественно дневным временем. Поэтому уменьшение шума в окрестностях аэропортов стало одной из первоочередных задач, стоящих перед авиатранспортной отраслью. Во время взлета, захода и посадки летательного аппарата его двигатели и части планера создают шум. Внедрение двигателей с высокой степенью двухконтурности позволило за последние годы добиться значительного уменьшения шума от двигателей. Соответственно, на передний план вышла задача уменьшения шума от других источников, причем все большее внимание сейчас уделяется уменьшению шума, исходящего от планера летательного аппарата. Значительная доля шума, создаваемого планером летательного аппарата, приходится на механизацию крыла. В частности, высокие уровни шума создают закрылки, поскольку с них сходят концевые вихри.

Исследователями в Европе, а также в НАСА была показана возможность значительного уменьшения шума от закрылков за счет выдува струй на боковых кромках. Выдуваемые струи изменяют вихревую картину, что дает уменьшение шума. Однако проблема такого решения заключается в том, что для ощутимого уменьшения уровней шума этим методом приходится выдувать значительное количество среды.

Выдув струй может использоваться для уменьшения шума от закрылков за счет использования источника текучей среды, такого как средство отбора воздуха из двигателя или специальный компрессор. Двигатель может использоваться для подачи воздуха с целью приведения в действие системы выдува. Необходимость отбора воздуха из двигателя сказывается на размере двигателей. Чем больше расход отбираемого воздуха, тем тяжелее двигатель, что ведет к увеличению полного веса самолета. Кроме того, отбор воздуха ухудшает к.п.д. двигателя. В качестве альтернативы отбору воздуха также можно использовать компрессор в сочетании с системой каналов подачи, но и это ведет к значительному приросту веса.

Еще одной проблемой является вихревой (спутный) след за большими транспортными и пассажирскими самолетами. Одной из первоочередных задач, стоящих перед авиатранспортной отраслью, является решение нарастающей проблемы перегруженности аэропортов. Многие аэропорты подошли к своему пределу пропускной способности, но прогнозы показывают увеличение самолетного парка гражданской авиации. Одним из факторов, определяющих частоту взлетно-посадочных операций, является время, необходимое для рассеяния энергии вихрей спутного следа, создаваемого движущимися самолетами. Поэтому существует острая необходимость в системах и способах, позволяющих ослаблять вихревые следы, создаваемые самолетами во время захода и посадки.

Что касается проблемы спутного следа самолетов, одно решение заключается в предотвращении попадания на траекторию полета больших самолетов. Федеральные нормы США требуют соблюдения дистанции между воздушными судами, исключающей возможность попадания в спутный след с тяжелыми последствиями. Вместе с тем, минимальная дистанция между воздушными судами представляет собой ключевой фактор, ограничивающий пропускную способность во все увеличивающемся числе аэропортов по всему миру, что негативно отражается на всей системе организации воздушного движения, не говоря уже о неудобствах для пассажиров. Перегруженность аэропортов и задержки рейсов влекут за собой увеличение издержек авиатранспорта. Соответственно, стимул нахождения приемлемого решения вышеозначенных проблем без ущерба для безопасности полета очень велик.

Задача ослабления вихревых следов также актуальна для винтокрылых летательных аппаратов. У вертолетов вихрь, следующий за концевой частью лопасти, проходит рядом со следующей лопастью, что в определенных ситуациях может приводить к возникновению у лопастей сильных нежелательных вихревых взаимодействий. Взаимодействие вихрей у лопастей является причиной исходящего от вертолетов шума. Успешный контроль концевых вихрей на лопастях позволяет снизить шум, повысить маневренность и уменьшить вредность для персонала, связанную с летной эксплуатацией летательного аппарата.

Раскрытие изобретения

Раскрытое ниже изобретение в целом относится к системе и способу уменьшения спутных вихрей и снижения шума, создаваемого кромками управляющих поверхностей летательного аппарата. Хотя осуществление изобретения рассматривается на примере установки уменьшающего шум и ослабляющего спутные вихри устройства внутри элемента механизации задней кромки крыла, в частности закрылка, следует учесть, что такие устройства могут встраиваться и в иного рода управляющие поверхности летательного аппарата, например, могут устанавливаться внутри элеронов, дефлекторов реактивной струи, спойлеров (интерцепторов) и предкрылков, устанавливаемых на летательных аппаратах с неподвижным крылом. Кроме того, такие уменьшающие шум и ослабляющие спутные вихри устройства могут устанавливаться внутри концевых частей крыла или концевых крылышек на летательных аппаратах с неподвижным крылом и внутри концевых частей лопастей винтов винтокрылых летательных аппаратов.

В соответствии с одним частным вариантом осуществления изобретения уменьшающее шум и ослабляющее спутные вихри устройство расположено внутри управляющей поверхности летательного аппарата, в частности элемента механизации задней кромки крыла (закрылка). Устройство расположено вдоль боковых кромок звена закрылка и рядом с ними, простираясь по части его хорды. Устройство включается при выпущенной механизации крыла во время захода и посадки. В этих условиях спутные вихри наиболее сильны, а приходящаяся на закрылки составляющая шума является преобладающей.

В одном характерном варианте осуществления изобретения уменьшающее шум и ослабляющее спутные вихри устройство содержит исполнительное устройство для выдува перемещающейся струи и соответствующую группу отверстий, выполненных в виде щелей для выдува воздуха на верхней поверхности, нижней поверхности и боковых кромках закрылка. Исполнительный механизм создает группы небольших и быстро движущихся воздушных струй, которые перемещаются по длине отверстий в направлении обтекания. Приведение в действие этого механизма нарушает устойчивость создаваемой закрылком вихревой структуры (дестабилизирует ее), что приводит к уменьшению интенсивности спутных вихрей и снижению шума от самолета.

Хотя в раскрытом ниже характерном варианте осуществления изобретения предусмотрено использование отверстий, которые для выдува перемещающихся воздушных струй связаны с одним исполнительным устройством и располагаются, соответственно, вдоль верхней и нижней поверхностей закрылка рядом с боковой кромкой и вдоль самой боковой кромки, следует учесть, что в рамках изобретения возможно использование одного отверстия для выдува воздуха либо двух или более таких отверстий, связанного(-ых) с одним исполнительным устройством.

Одним объектом изобретения является летательный аппарат, содержащий аэродинамический элемент, источник сжатого воздуха, исполнительное устройство для выдува воздуха и управляющее устройство, причем аэродинамический элемент имеет боковую кромку и отверстие, расположенное на боковой кромке или рядом с ней и ориентированное в основном в направлении обтекания, исполнительное устройство для струйного выдува воздуха включает в себя вращающийся элемент, имеющий внутренний канал и отверстие, сообщающееся с внутренним каналом, а управляющее устройство выполнено с возможностью сообщения внутреннего канала вращающегося элемента с источником сжатого воздуха, а также с возможностью приведения вращающегося элемента во вращение, в результате чего внутренний канал вращающегося элемента сообщается с отверстием аэродинамического элемента через отверстие во вращающемся элементе, позволяя сжатому воздуху от указанного источника выходить из отверстия аэродинамического элемента в виде воздушной струи.

Еще одним объектом изобретения является способ ослабления шума, создаваемого аэродинамическим элементом во время полета транспортного средства, включающий:

(а) выполнение на боковой кромке аэродинамического элемента, имеющего верхнюю и нижнюю поверхности, или рядом с этой боковой кромкой щели, которая во время полета будет ориентирована в основном в направлении обтекания; и

(б) выдув воздуха из щели, происходящий последовательно во множестве точек, находящихся, по длине щели, на расстоянии от одного конца щели, увеличивающемся со временем.

Изобретение может быть воплощено в устройстве, содержащем аэродинамический элемент и исполнительное устройство для струйного выдува воздуха, причем аэродинамический элемент имеет боковую кромку и щель, расположенную на боковой кромке или рядом с ней, а исполнительное устройство для струйного выдува воздуха включает в себя вращающийся элемент, имеющий внутренний канал и щель или серию щелей или отверстий, расположенную вдоль линии, оборачивающейся вокруг вращающегося элемента, и сообщающуюся с вышеупомянутым внутренним каналом, который, в свою очередь, сообщается со щелью в аэродинамическом элементе через щель(-и) или отверстия вращающегося элемента во время вращения вращающегося элемента относительно аэродинамического элемента.

Изобретение позволяет создать летательный аппарат, содержащий аэродинамический элемент, источник сжатого воздуха, исполнительное устройство для струйного выдува воздуха и управляющее устройство, причем аэродинамический элемент имеет боковую кромку и отверстие, расположенное на боковой кромке или рядом с ней и ориентированное в основном в направлении обтекания, исполнительное устройство для струйного выдува воздуха включает в себя вращающийся элемент, имеющий внутренний канал и отверстие, сообщающееся с внутренним каналом, а управляющее устройство выполнено с возможностью сообщения внутреннего канала вращающегося элемента с источником сжатого воздуха, а также с возможностью приведения вращающегося элемента во вращение, в результате чего внутренний канал вращающегося элемента сообщается с отверстием аэродинамического элемента через отверстие во вращающемся элементе, позволяя сжатому воздуху от указанного источника выходить из отверстия аэродинамического элемента в виде воздушной струи.

У летательного аппарата отверстие вращающегося элемента может включать в себя винтовую щель, а отверстие аэродинамического элемента, в частности управляющей поверхности, может включать в себя первую щель, причем движение винтовой щели вращающегося элемента при вращении последнего вызывает перемещение выдуваемой воздушной струи по длине первой щели.

Летательный аппарат может содержать аэродинамический элемент, имеющий верхнюю и нижнюю поверхности, а также вторую щель, причем первая щель находится на верхней поверхности, нижней поверхности или боковой кромке, вторая щель находится на верхней поверхности, нижней поверхности или боковой кромке при условии, что первая щель там отсутствует, а винтовая щель вращающегося элемента одновременно сообщается с первой и второй щелями аэродинамического элемента

Летательный аппарат также может содержать невращающийся элемент, имеющий внутренний канал и отверстие, сообщающееся с внутренним каналом и наружной стороной невращающегося элемента, причем вращающийся элемент и невращающийся элемент являются взаимно концентрическими, и отверстие аэродинамического элемента сообщается с отверстием невращающегося элемента.

Летательный аппарат также может содержать вращающийся элемент, расположенный во внутреннем канале невращающегося элемента

Вращающийся элемент может иметь множество отверстий, сообщающихся с внутренним каналом, отверстие аэродинамического элемента, в частности управляющей поверхности, может включать в себя первую щель, причем через каждое из множества отверстий вращающегося элемента при вращении последнего может происходить выдув соответствующей воздушной струи из первой щели каждый раз, когда во время вращения вращающегося элемента это отверстие оказывается в состоянии сообщения с первой щелью.

Указанное множество отверстий вращающегося элемента может быть расположено вдоль винтовой линии с постоянным или переменным шагом спирали.

Летательный аппарат может содержать клапан, который в открытом состоянии устанавливает сообщение между внутренним каналом вращающегося элемента и источником сжатого воздуха, причем состоянием клапана управляет управляющее устройство.

Летательный аппарат также может содержать двигатель, который при его включении приводит во вращение вращающийся элемент, причем работой двигателя управляет управляющее устройство.

Аэродинамический элемент может представлять собой один из следующих элементов: управляющая поверхность, концевое крылышко, концевая часть крыла самолета или концевая часть лопасти винта винтокрылого летательного аппарата.

Изобретение позволяет реализовать способ ослабления шума, создаваемого аэродинамическим элементом во время полета транспортного средства, включающий выполнение на боковой кромке аэродинамического элемента, имеющего верхнюю и нижнюю поверхности, или рядом с этой боковой кромкой щели, которая во время полета будет ориентирована в основном в направлении обтекания; и выдув воздуха из щели, происходящий последовательно во множестве точек, находящихся, по длине щели, на расстоянии от одного конца щели, увеличивающемся со временем. Этот способ может включать выдув воздушной струи, перемещающейся по меньшей мере по части длины щели, и гашение воздушной струи при достижении ею конечной точки. Он может также предусматривать вращение цилиндра, имеющего внутренний канал и винтовую щель, сообщающуюся с внутренним каналом. Стадии выдува и гашения струй могут повторяться таким образом, чтобы через щель по ее длине проходило друг за другом множество воздушных струй. Кроме того, одна воздушная струя может выдуваться в соответствующей одной из указанного множества точек, причем выдув воздушных струй происходит в различные моменты времени. Способ также может включать вращение цилиндра, имеющего внутренний канал и множество отверстий, сообщающихся с внутренним каналом.

Способ может предусматривать повторение его стадий для двух различных щелей, первая из которых находится на верхней поверхности, нижней поверхности или боковой кромке, а вторая - на верхней поверхности, нижней поверхности или боковой кромке при условии, что первая щель там отсутствует.

Изобретение относится к устройству, содержащему аэродинамический элемент и исполнительное устройство для струйного выдува воздуха, причем аэродинамический элемент имеет боковую кромку и первую щель, расположенную на боковой кромке или рядом с ней, а исполнительное устройство для струйного выдува воздуха включает в себя вращающийся элемент, имеющий внутренний канал и щель или серию щелей или отверстий, расположенную вдоль линии, оборачивающейся вокруг вращающегося элемента, и сообщающуюся с вышеупомянутым внутренним каналом, который, в свою очередь, сообщается со щелью, выполненной в аэродинамическом элементе, через щель(-и) или отверстия во вращающемся элементе во время вращения последнего относительно аэродинамического элемента.

Аэродинамический элемент также может иметь верхнюю и нижнюю поверхности и вторую щель, причем первая щель находится на верхней поверхности, нижней поверхности или боковой кромке, вторая щель находится на верхней поверхности, нижней поверхности или боковой кромке при условии, что первая щель там отсутствует, и во время выдува воздуха соответствующие участки щели или соответствующие щели или соответствующие отверстия сообщаются с соответствующими участками первой и второй щелей аэродинамического элемента.

Устройство может содержать невращающийся элемент, имеющий внутренний канал, а также первую, вторую и третью щели, сообщающиеся с внутренним каналом и наружной стороной невращающегося элемента, причем вращающийся элемент и невращающийся элемент являются взаимно концентрическими, а первая, вторая и третья щели аэродинамического элемента сообщаются, соответственно, с первой, второй и третьей щелями невращающегося элемента.

Аэродинамический элемент может представлять собой один из следующих элементов: управляющая поверхность, концевое крылышко, концевая часть крыла самолета или концевая часть лопасти винта винтокрылого летательного аппарата.

Другие аспекты изобретения раскрыты и заявлены ниже.

Краткое описание чертежей

Фиг. 1 - схематический вид в перспективе самолета, имеющего управляющие поверхности со щелями для выдува воздуха, ориентированными вдоль боковых кромок управляющих поверхностей в соответствии настоящим изобретением.

Фиг. 2 - схематический местный вид в перспективе примыкающей к боковой кромке части многозвенного внутреннего (корневого) закрылка самолета, изображенного на фиг. 1. Штрихпунктирными линиями обозначена плоскость X, пересекающая эту примыкающую к боковой кромке часть закрылка.

Фиг. 3 - структурная схема, на которой показаны компоненты системы, встроенной в летающую платформу (например, в самолет или винтокрылый летательный аппарат) и способной ослаблять шум и вибрацию, создаваемые боковой кромкой аэродинамического элемента.

Фиг. 4 - схематический вид в поперечном сечении боковой кромки изображенного на фиг. 2 переднего звена внутреннего закрылка в плоскости X, обозначенной на фиг. 2.

Фиг. 5 - схематический вид в перспективе и в разобранном состоянии двух компонентов исполнительного устройства для струйного выдува воздуха в соответствии с альтернативным вариантом осуществления изобретения.

Фиг. 6 - структурная схема, на которой показаны пути движения воздуха в соответствии с еще одним вариантом осуществления изобретения, в котором ослабляющие шум и вихри устройства установлены у нескольких кромок закрылка.

На различных чертежах одинаковые элементы конструкции обозначены одними и теми же номерами позиций.

Осуществление изобретения

Ниже осуществление изобретения описывается в отношении самолета и его управляющей поверхности, изображенных, соответственно, на фиг. 1 и 2. В частности, в рассматриваемом варианте осуществления изобретения уменьшающие шум и ослабляющее спутные вихри устройства расположены внутри звеньев закрылка. Однако следует учесть, что такие уменьшающие шум и ослабляющие спутные вихри устройства также могут устанавливаться и в иного рода управляющих поверхностях летательных аппаратов, например, внутри элеронов, дефлекторов реактивной струи, спойлеров и предкрылков, устанавливаемых на летательных аппаратах с неподвижным крылом. Такие уменьшающие шум и ослабляющие спутные вихри устройства также могут устанавливаться внутри концевых частей крыла или концевых крылышек летательных аппаратов с неподвижным крылом и концевых частей лопастей винтов винтокрылых летательных аппаратов.

На фиг. 1 показан самолет 100, имеющий систему ослабление шума, используемую в сочетании с выпуском управляющих поверхностей механизации крыла 102 (на фиг. 1 видна только одна консоль крыла). Крыло 102, показанное на фиг. 1, имеет следующие элементы механизации задней кромки: внутренний закрылок 104, содержащий переднее звено 106 и хвостовое (заднее) звено 108, дефлектор 114 реактивной струи и внешний закрылок 118. Во время полета самолета набегающий на него воздушный поток обтекает его поверхности в направлении обтекания. В соответствии с одним вариантом осуществления изобретения вышеупомянутые элементы механизации задней кромки крыла снабжены уменьшающими шум и ослабляющими спутные вихри устройствами, установленными рядом с боковыми кромками этих элементов механизации на боковых кромках. На фиг. 1 видны только следующие части уменьшающих шум и ослабляющих спутные вихри устройств: щели 110а и 110b, расположенные на верхней поверхности переднего звена 106 закрылка рядом с соответствующими боковыми кромками; щели 112а и 112b, расположенные на верхней поверхности хвостового звена 108 закрылка рядом с соответствующими боковыми кромками; щели 116а и 116b, расположенные на верхней поверхности дефлектора 114 реактивной струи рядом с соответствующими боковыми кромками; и щель 120, расположенная на верхней поверхности внешнего закрылка 118 рядом с его внутренней боковой кромкой.

Все уменьшающие шум и ослабляющие спутные вихри устройства, установленные в элементах механизации задней кромки крыла, показанных на фиг. 1, могут иметь одинаковую конструкцию и одни и те же принципы работы. Ниже со ссылкой на фиг. 2, 4 и 5 рассматриваются конструкция и работа различных вариантов выполнения уменьшающих шум и ослабляющих спутные вихри устройств, связанных со щелями 110а и 110b на переднем звене 106 внутреннего закрылка. Другие уменьшающие шум и ослабляющие спутные вихри устройства, связанные со щелями на дефлекторе 114 реактивной струи и внешнем закрылке 118, могут иметь аналогичные конструкцию и принцип работы.

На фиг. 2 показана внешняя часть (включая внешнюю боковую кромку) внутреннего закрылка самолета типа, изображенного на фиг. 1. В частности, на фиг. 2 показана внешняя часть (включая внешнюю боковую кромку 140) переднего звена 106 и внешняя часть (включая внешнюю боковую кромку 142) хвостового звена 108 внутреннего закрылка. В звенья 106, 108 закрылка на их боковых кромках или рядом с ними встроены исполнительные устройства (на фиг. 2 не видны, поскольку расположены под поверхностью), предназначенные для выдува перемещающихся воздушных струй и ориентированные в основном по направлению обтекания. С этими исполнительными устройствами сообщается множество выдувных щелей. В варианте осуществления изобретения, показанном на фиг. 2, выдувные щели связаны с одним исполнительным устройством. Вместе с тем, одно исполнительное устройство может быть связано только с одной щелью в закрылке. Выдувные щели выполнены заподлицо с соответствующими поверхностями, т.е. вписаны в обводы закрылка, и могут быть образованы на верхней и нижней поверхностях, а также на боковых кромках звеньев закрылка. Вместе с тем, в других вариантах осуществления изобретения одно исполнительное устройство может быть связано только с одной щелью в закрылке.

Как показано на фиг. 2, переднее звено 106 закрылка имеет выдувную щель 110, выполненную на его верхней поверхности 136, выдувную щель 120, выполненную на его внешней боковой кромке 140, а хвостовое звено 108 закрылка имеет выдувную щель 112, выполненную на его верхней поверхности 138. Как возможный вариант, на нижних поверхностях переднего и хвостового звеньев 106, 108 закрылка, рядом с соответствующими боковыми кромками 140, 142 закрылка могут быть выполнены дополнительные выдувные щели (на фиг. 2 не показаны), ориентированные в основном по направлению обтекания. Как возможный вариант, еще одна выдувная щель может быть выполнена на боковой кромке 142 хвостового звена 108 закрылка. Аналогичным образом, концевые части лопастей винта, концевые части крыла или концевых крылышек самолета и боковые кромки иных управляющих поверхностей, нежели элементы механизации задней кромки крыла, для подавления создаваемого ими шума и спутных вихрей могут быть снабжены одним, двумя или тремя выдувными щелями.

На фиг. 2 каждая воздушная струя обозначена парой расположенных близко друг к другу параллельных стрелок. Для сохранения наглядности чертежа три воздушных струи 122 показаны выходящими из щели 110 на верхней поверхности 136 переднего звена 106 закрылка; две воздушных струи 130 показаны выходящими из щели 120 на боковой кромке 140 переднего звена 106 закрылка; и две воздушных струи 126 показаны выходящими из щели 112 на верхней поверхности 138 хвостового звена 108 закрылка. Вместе с тем, раскрытое ниже исполнительное устройство способно создавать любое число воздушных струй, распределенных по длине щели. Таким образом, изобретение не ограничивается каким-либо конкретным числом воздушных струй, одновременно выходящих из щелей.

Согласно изображенной на фиг. 2 схеме воздушные струи 122, выходящие из щели 110, движутся в направлении обтекания, обозначенном штриховой стрелкой 124. Воздушные струи 122 одновременно проходят заданный отрезок длины щели 110 со скоростью, которая в течение каждого прохода может оставаться постоянной (например, для винтовой щели с постоянным шагом спирали) или может изменяться во время прохода (например, для винтовой щели с переменным шагом спирали). В случае варианта осуществления изобретения, изображенного на фиг. 2, выдув каждой воздушной струи 122 начинается у переднего конца щели 110 или рядом с ним, после чего эта воздушная струя перемещается вдоль длины щели 110 в направлении обтекания и, наконец, гасится, когда она достигнет или почти достигнет заднего конца щели 110.

Воздушные струи 126, выходящие из щели 112 на верхней поверхности 138 хвостового звена 108 закрылка, ведут себя подобным образом, т.е. выдув каждой воздушной струи 126 начинается у переднего конца щели 112 или рядом с ним, после чего эта воздушная струя перемещается вдоль длины щели 112 в направлении обтекания (как показано штриховой стрелкой 128 на фиг. 2) и, наконец, гасится, когда она достигнет или почти достигнет заднего конца щели 112.

Аналогичным образом, выдув каждой воздушной струи 130, выходящей из щели 120 на боковой кромке 140 переднего звена 106 закрылка, начинается у переднего конца щели 120 или рядом с ним, после чего эта воздушная струя перемещается вдоль длины щели 120 в направлении обтекания (как показано штриховой стрелкой 132 на фиг. 2) и, наконец, гасится, когда она достигнет или почти достигнет заднего конца щели 120.

Хотя стрелки 124, 128 и 132 на фиг. 2 показывают все воздушные струи, перемещающиеся в различных щелях в направлении обтекания, раскрытые в данном описании исполнительные устройства могут быть выполнены таким образом, чтобы выдувать воздушные струи, перемещающиеся в щелях закрылка вперед, т.е. навстречу обтекающему потоку. Исполнительные устройства, способные выдувать эффективные перемещающиеся воздушные струи в обоих направлениях, полностью описаны в публикации US 2011/0108672.

При включении показанной на фиг. 2 системы во время захода и посадки летательного аппарата через каждую щель в закрылке выдувается воздух в виде дискретных струй. Эти струи непрерывно перемещаются в направлении обтекания. Как правило, струйный выдув воздуха может значительно изменить структуру течения у концевой части аэродинамического элемента и тем самым снизить шум. Раскрытая система обеспечивает выдув очень малых струй, быстро движущихся в направлении обтекания. Количество движения, передаваемое таким образом обтекающему потоку, эффективно вносит в него непрерывные возмущения, влияющие на вихревую структуру и сопровождающее ее шумообразование. Благодаря выдуву перемещающихся струй энергетические затраты на обеспечение работы механизма подавления вихрей и шума составляют лишь долю потребных затрат для работы системы постоянного выдува.

Далее приводится описание различных вариантов осуществления изобретения, выделяющее их конструктивные особенности и поясняемое фиг. 4, представляющей собой поперечное сечение боковой кромки изображенного на фиг. 2 переднего звена внутреннего закрылка в плоскости X, обозначенной на фиг. 2. В частности, описывается конструкция исполнительного устройства, обеспечивающего выдув восьми воздушных струй, выходящих из щелей 110, 120, 150 в каждый данный момент времени. Вместе с тем, следует иметь в виду, что возможности осуществления изобретения не ограничены каким бы то ни было количеством одновременно выдуваемых струй.

Как показано на фиг. 4, исполнительное устройство в одном варианте его выполнения содержит внешний цилиндрический элемент 402 и внутренний цилиндрический элемент 404, расположенный внутри внешнего цилиндрического элемента 402 и выполненного концентрически с ним. Оба цилиндрических элемента имеют круглое поперечное сечение. Внутренний цилиндрический элемент 404 ограничивает внутренний канал 414 и имеет несколько винтовых щелей 412, сообщающихся с внутренним каналом 414. В частном варианте осуществления изобретения, показанном на фиг. 4, предусмотрено восемь винтовых щелей 412, распределенных по окружности внутреннего цилиндрического элемента 404 и расположенных на равных угловых расстояниях (45°) друг от друга. Каждая винтовая щель тянется от точки, расположенной рядом с одним концом внутреннего цилиндрического элемента, до точки, расположенной рядом с другим концом внутреннего цилиндрического элемента

В раскрытых вариантах осуществления изобретения винтовые щели проходят вдоль винтовой линии с постоянным или переменным шагом спирали. Например, в случае выполнения винтовой щели с шагом спирали, постоянным по длине щели, щель на плоской развертке внутреннего цилиндрического элемента выглядела бы прямолинейной. В случае же выполнения винтовой щели с резкими изменениями шага спирали по длине щели щель на плоской развертке внутреннего цилиндрического элемента выглядела бы как последовательность соединенных концами прямых отрезков. В случае выполнения винтовой щели с непрерывным изменением шага спирали по длине щели щель на плоской развертке внутреннего цилиндрического элемента была бы криволинейной.

Как показано на фиг. 4, внутренний цилиндрический элемент 404 установлен с возможностью вращения внутри внешнего цилиндрического элемента 402. Последний, в свою очередь, неподвижно установлен или зафиксирован внутри прилегающей к боковой кромке части переднего звена 106 закрылка. В частном варианте осуществления изобретения, показанном на фиг. 4, в переднем звене 106 внутреннего закрылка выполнены три щели 110, 120, 150, и во внешнем цилиндрическом элементе 402 выполнены три щели 406, 408, 410, совмещенные и непосредственно сообщающиеся со щелями 110, 120, 150. (Щели 110 и 120 уже были показаны на фиг. 2.) В одном варианте выполнения щели 110, 120, 150, 406, 408, 410 представляют собой узкие прямоугольные отверстия. Выходной край щели 110 заканчивается у верхней поверхности 136 обшивки переднего звена 106 закрылка, а входной край заканчивается у щели 406, выполненной во внешнем цилиндрическом элементе 402; выходной край щели 120 заканчивается у боковой кромки 140 обшивки переднего звена 106 закрылка, а входной край заканчивается у щели 408, выполненной во внешнем цилиндрическом элементе 402; и выходной край щели 150 заканчивается у нижней поверхности 148 обшивки переднего звена 106 закрылка, а входной край заканчивается у щели 410, выполненной во внешнем цилиндрическом элементе. Обшивка переднего звена 106 закрылка может быть выполнена из алюминия (обычное выполнение), композитов или другого материала (например, нового материала на основе алюминия, такого же прочного и легкого, как и композиционный материал). В некоторых применениях (в основном военного назначения), некоторые секции закрылков изготавливаются из титана (для защиты от горячих газов в реактивной струе на выходе из двигателей).

В результате использования показанной на фиг. 4 схемы (с восемью винтовыми щелями) из каждой выполненной в закрылке щели 110, 120, 150 во время вращения внутреннего цилиндрического элемента 404 во внешнем цилиндрическом элементе 402 одновременно выходят восемь разнесенных воздушных струй. Положение каждой воздушной струи определяется тем, какие участки восьми винтовых щелей 412 находятся напротив противолежащих участков щелей 406, 408, 410, выполненных во внешнем цилиндрическом элементе 402. В других вариантах осуществления изобретения число винтовых щелей, выполненных во внутреннем цилиндрическом элементе, может быть отличным от восьми, например, может составлять от одного до семи. В другом случае число винтовых щелей может быть большим восьми.

На фиг. 4 показано поперечное сечение переднего звена 106 закрылка в момент совмещения одной из винтовых щелей 412 со щелью 110, соединенной с верхней поверхностью 136 переднего звена 106 закрылка. Это момент, когда струя (обозначена на фиг. 4 стрелкой J), движущаяся вдоль щели 110, проходит через это конкретное поперечное сечение.

В различных вариантах осуществления изобретения, раскрытых в настоящем описании, внутренний цилиндр 404 представляющий собой вращающийся элемент, скорость вращения которого регулируется электрическим двигателем. Внутренний цилиндрический элемент 404 может иметь одну или несколько винтовых щелей, ширина которых приблизительно равна ширине щелей, выполненных во внешнем цилиндре 402, и в поверхностях закрылка. Воздух под высоким давлением подается в один конец внутреннего канала 414, образованного внутренним цилиндром 404. В процессе вращения внутреннего цилиндра 404 в том месте по направлению обтекающего потока, где винтовая щель кратковременно совместилась со щелью во внешнем неподвижном цилиндре 402, образуется отверстие конечных размеров (в поперечнике), в результате чего воздух продавливается через соответствующую щель в закрылке и выбрасывается из этой щели во внешний (обтекающий) поток. Таким образом, непрерывное вращение внутреннего цилиндра 404 фактически обеспечивает выдув воздушной струи, перемещающейся по длине выполненной в закрылке щели, например от одного ее конца до другого конца. В варианте осуществления изобретения с восемью винтовыми щелями, каждая из которых состоит из одного витка, можно создавать восемь воздушных струй. Тот же эффект достигается с четырьмя винтовыми щелями, каждая из которых состоит из двух витков, или двумя винтовыми щелями, каждая из которых состоит из четырех витков, и т.д. В другом случае число воздушных струй, выходящих из щели в закрылке, может быть отличным от восьми. Например, внутренний цилиндр, имеющий четыре винтовых щели, каждая из которых состоит из одного витка, одновременно будет создавать четыре воздушные струи. Тот же эффект достигается с двумя винтовыми щелями, каждая из которых состоит из двух витков, и т.д.

Каждая щель в аэродинамическом элементе может быть связана с одним исполнительным устройством. Вместе с тем, могут рассматриваться и дополнительные установки. Например, каждая щель может быть связана с группой расположенных в ряд исполнительных устройств.

На фиг. 5 показаны компоненты исполнительного устройства 500 в альтернативном варианте его выполнения. Исполнительное устройство 500 содержит внутренний цилиндрический элемент 502 и внешний цилиндрический элемент 506, причем первый показан на чертеже извлеченным из второго. Стрелка 510 на фиг. 5 показывает, что внутренний цилиндрический элемент 502 при сборке исполнительного устройства может быть вдвинут во внешний цилиндрический элемент 506. После установки во внешнем цилиндрическом элементе 506 внутренний цилиндрический элемент 502 может вращаться относительно него. При этом внешний цилиндрический элемент неподвижно установлен или зафиксирован в аэродинамическом элементе, таком как звенья закрылка, показанные на фиг. 2. Внешний цилиндрический элемент 506 имеет прямую продольную щель 508, которая сообщается с соответствующей щелью в закрылке (на фиг. 5 не показан) и имеет одинаковую с ней протяженность.

Внутренний цилиндрический элемент, изображенный на фиг. 5, отличается от изображенного на фиг. 4 тем, что внутренний цилиндрический элемент 502 имеет множество разделенных промежутками щелей, расположенных вдоль одной винтовой линии, имеющей четыре витка, тогда как в варианте, показанном на фиг. 4, имеется восемь винтовых щелей, включающих в себя по одному витку. В частном варианте осуществления изобретения, показанном на фиг. 5, имеется одна группа 504 разделенных промежутками щелей, расположенная вдоль одной винтовой линии, имеющей четыре витка. В других вариантах число групп разделенных промежутками щелей, выполненных во внутреннем цилиндрическом элементе, может быть отличным от одного. Например, аналогично варианту, показанному на фиг. 4, во внутреннем цилиндрическом элементе может быть выполнено восемь групп разделенных промежутками щелей, каждая из которых проходит вдоль соответствующей винтовой линии, имеющей один виток. В другом случае может быть предусмотрено четыре группы разделенных промежутками щелей, каждая из которых проходит вдоль соответствующей винтовой линии, имеющей два витка, и т.д. Кроме того, аналогично тому, что отмечалось выше в отношении винтовых щелей с переменным шагом спирали, винтовые линии, вдоль которых расположены группы разделенных промежутками щелей, могут иметь изменяющийся шаг спирали.

Одна винтовая щель во внутреннем цилиндрическом элементе 404 (показанном на фиг. 4) способна создавать (во взаимодействии с прямой продольной щелью во внешнем цилиндрическом элементе 402) воздушную струю, которая перемещается по длине соответствующей прямой продольной щели, выполненной в переднем звене 106 закрылка, от точки, расположенной рядом с одним концом щели, до точки, расположенной рядом с другим концом щели, и гасится, когда она достигнет или почти достигнет конца щели, противоположного тому концу, откуда начался выдув этой воздушной струи. В отличие от показанного на фиг. 4 варианта, одна группа разделенных промежутками щелей (например, группа 504, показанная на фиг. 5), выполненных во внутреннем цилиндрическом элементе 502, не будет создавать струй, непрерывно перемещающихся по длине щели в закрылке. Вместо этого, каждая щель в каждой группе будет создавать соответствующую воздушную струю каждый раз, когда эта щель совмещается со щелью 508, выполненной во внешнем цилиндрическом элементе 506. Например, если показанная на фиг. 5 группа разделенных промежутками щелей была бы расположена симметрично по окружности внутреннего цилиндрического элемента 502, и если бы щели в группе 504 были отделены друг от друга равными промежутками, то во время вращения внутреннего цилиндрического элемента 502 при поступлении в его внутренний канал сжатого воздуха из соответствующей щели в закрылке периодически выдувались бы соответствующее группы из четырех воздушных струй (поскольку группа щелей оборачивается вокруг внутреннего цилиндрического элемента четыре раза). В результате дальнейшего вращения внутреннего цилиндрического элемента воздушные струи каждой группы быстро гасятся, и затем выдувается новая группа воздушных струй. Эта схема выдува повторяется с той разницей, что если первая группа из четырех воздушных струй выходит из щели в закрылке в один момент времени, то вторая группа из четырех воздушных струй выйдет из щели в закрылке в более поздний момент времени, причем все воздушные струи второй группы сместятся относительно точек выдува соответствующих воздушных струй первой группы на один и тот же интервал по расстоянию (если шаг винтовой линии, вдоль которой расположены разделенные промежутками щели постоянен). Таким образом, в этом случае будут периодически появляться следующие друг за другом группы воздушных струй, выдуваемые с определенным смещением относительно друг друга по длине щели в закрылке.

В других вариантах осуществления изобретения внутренний цилиндрический элемент может быть выполнен не с группами разделенных промежутками щелей, а с группами разделенных промежутками отверстий, форма которых отлична от щелевидной, например, с группами круглых отверстий.

В вариантах осуществления изобретения, описанных со ссылкой на фиг. 2 и 4, аэродинамический элемент представляет собой элемент механизации крыла летательного аппарата, присоединенный к основной части крыла. Существуют различные типы средств механизации крыла, такие как щиток Крюгера, простой закрылок, разрезной закрылок, выдвижной закрылок (закрылок Фаулера), щелевой закрылок, простой отклоняемый щиток и/или любой другой подходящий тип закрылка. Вместе с тем, область применения уменьшающих шум и ослабляющих спутные вихри устройств, раскрытых в настоящем описании, не ограничивается элементами механизации крыла, в частности задней кромки крыла, но такие устройства также могут устанавливаться в элеронах, дефлекторах реактивной струи, спойлерах (интерцепторах), аэродинамических тормозах и предкрылках, устанавливаемых на летательных аппаратах с неподвижным крылом, в концевых частях крыльев или концевых крылышках на летательных аппаратах с неподвижным крылом и в концевых частях лопастей винта винтокрылого летательного аппарата. Ниже со ссылкой на фиг. 3 описывается архитектура уменьшающих шум и ослабляющих спутные вихри устройств, имеющих широкий спектр применения.

На фиг. 3 обобщенно представлено устройство 300 для уменьшения шума, создаваемого кромками аэродинамического элемента 306, установленного на платформе 302 (например, самолете или вертолете), причем обобщенное представление устройства охватывает варианты осуществления изобретения, уже раскрытые в настоящем описании. Аэродинамический элемент 306 может представлять собой управляющую поверхность, концевую часть крыла или крылышка или концевую часть лопасти, как это было описано выше. Аэродинамический элемент 306 имеет выдувную щель 326, предпочтительно выполненную в виде прямого продольного отверстия.

Как показано на фиг. 3, в аэродинамический элемент 306 встроено исполнительное устройство 310. Исполнительное устройство 310 содержит внешний элемент 312 и внутренний элемент 316. В показанном на фиг. 3 примере внешний элемент 312 и внутренний элемент 316 могут быть концентрическими (соосными) полыми цилиндрами описанного выше типа, причем внутренний элемент установлен с возможностью вращения внутри внешнего. Внешний элемент 312 имеет щель 314. Внешний элемент 312 расположен в аэродинамическом элементе 306 таким образом, что выдувная щель 326 и щель 314 сообщаются между собой. Предпочтительно, чтобы щели 314 и 326 имели подобные друг другу формы (например, формы прямоугольников) и размеры.

В отличие от внешнего элемента, внутренний элемент 316 имеет винтовую щель 318, сообщающую полость во внутреннем элементе с его наружной стороной. В одном иллюстративном примере винтовая щель 318 выполнена таким образом, что при каждом угловом положении внутреннего элемента со щелью 314 совмещается определенное число участков винтовой щели 318. Каждый раз при пересечении соответствующих участков винтовой щели 318 и щели 314 образуются области перекрытия, или совмещения. В зависимости от того, насколько плотно винтовая щель 318 может оборачиваться вокруг оси внутреннего элемента 316, в любой данный момент времени со щелью 314 могут быть совмещены, напрямую сообщаясь с ней, несколько участков винтовой щели 318, в результате чего образуется множество разнесенных воздушных струй, одновременно выходящих из выдувной щели 326.

Внутренний элемент 316 и внешний элемент 312 могут изготавливаться из различных материалов. Например, внутренний элемент 316 и внешний элемент 312 могут быть выполнены из алюминия, стали, титана, композиционного материала и/или любого иного подходящего материала.

Как показано на фиг. 3, с внутренним элементом 316 соединен двигатель 320. Двигатель 320 прикладывает силу к внутреннему элементу 316, приводя внутренний элемент 316 во вращение вокруг его оси. С двигателем 320 связано управляющее устройство 330. Управляющее устройство 330 может известным образом регулировать скорость 350 вращения внутреннего элемента 316. Например, в качестве двигателя 320 может использоваться электрический двигатель, гидравлический двигатель, пневматический двигатель или любой другой подходящий тип двигателя.

Устройство, показанное на фиг. 3, также содержит источник 322 текучей среды, подающий воздушный поток 324 в полость внутреннего элемента 316. Воздушный поток 324 представляет собой поток сжатого воздуха. Воздушный поток 324 может иметь давление, превышающее относительное давление наружного воздуха для заданной высоты платформы 302. Разность давлений воздушного потока 324 и наружного потока обтекающего воздуха определяет скорость истечения каждой воздушной струи 328 из выдувной щели 326. Управляющее устройство 330 соединено с источником 322 текучей среды. Управляющее устройство 330 может известным образом регулировать скорость и давление воздушного потока 324. Источник 322 текучей среды может представлять собой отдельное устройство, включенное в состав оборудования платформы 302, такое как воздушный компрессор 342. В другом случае источником 322 текучей среды может быть двигатель 344 платформы 302. Платформа 302 может быть выполнена с возможностью отбора от двигателя сжатого воздуха 344 для подачи воздушного потока 324 в устройство. Если аэродинамический элемент 306 представляет собой концевую часть лопасти несущего винта вертолета, то на вертолете может быть предусмотрен специальный компрессор или вспомогательная силовая установка, подключенные к внутреннему элементу 316 посредством системы каналов.

Воздушный поток 324 поступает в полость внутреннего элемента 316 и проходит наружу через винтовую щель 318 внутреннего элемента 316, щель 314 внешнего элемента 312, а затем выходит наружу из выдувной щели 326 аэродинамического элемента 306. При истечении воздушного потока 324 из выдувной щели 326 он выходит из аэродинамического элемента 306, образуя одну или несколько струй воздуха, таких как воздушная струя 328. В случае если внутренний элемент 316 имеет одну винтовую щель 318, число создаваемых воздушных струй зависит от числа витков этой винтовой щели, как это было описано выше. Также, как это было описано выше, внутренний элемент 316 может иметь несколько винтовых щелей.

В частности, при вращении внутреннего элемента 316, на участках винтовой щели 318, кратковременно совмещающихся (перекрывающихся) со щелью 314, образуется сквозное отверстие. Воздушный поток 324 проходит изнутри внутреннего элемента 316, через совмещенные щели 318, 314 и 326, и выходит в поле скоростей наружного воздушного потока. Непрерывное вращение внутреннего элемента 316 создает, в сочетании с повышенным давлением воздушного потока 324, одну или несколько воздушных струй, таких как воздушная струя 328, выходящих в направлении, по существу перпендикулярном оси внутреннего элемента 316. Продолжающееся вращение внутреннего элемента 316 вызывает перемещение каждой воздушной струи 328 в направлении, параллельном оси внутреннего элемента 316. Каждая воздушная струя начинается от одного конца выдувной щели 326 и движется к другому концу выдувной щели, где эта воздушная струя гасится. Если число витков винтовой щели больше или равно двум, то одновременно выдувается несколько воздушных струй, которые непрерывно перемещаются с одинаковой скоростью. Винтовая щель 318 внутреннего элемента 316 может быть выполнена таким образом, чтобы каждый раз при гашении воздушной струи у одного конца выдувной щели 326, у другого конца выдувной щели создавалась новая воздушная струя. Каждая воздушная струя 328 проходит вдоль выдувной щели 326, или перемещается по ее длине.

Длина воздушной струи 328 определяется длиной области перекрытия винтовой щели 318 со щелью 314. Ширина воздушной струи 328 определяется шириной щели 314. Скорость, с которой воздушная струя 328 перемещается по аэродинамическому элементу 306, определяется скоростью 350 вращения внутреннего элемента 316 и углом или шагом спирали винтовой щели 318.

Изображение платформы 302 на фиг. 3 не предполагает наложения каких бы то ни было физических или архитектурных ограничений на целесообразные возможности осуществления изобретения. В дополнение к показанным компонентам и/или вместо них могут использоваться другие компоненты. В некоторых целесообразных вариантах осуществления изобретения некоторые компоненты могут быть ненужными. Кроме того, для иллюстрации некоторых функциональных компонентов на схеме используются блоки. Один или несколько этих блоков в различные целесообразные варианты осуществления изобретения могут быть объединены и/или разделены на различные блоки. Например, в некоторых вариантах осуществления изобретения исполнительное устройство 310 может не включать в себя как внешний элемент 312, так и внутренний элемент 316. Вместо этого внутренний элемент 316 может быть установлен с возможностью вращения непосредственно в аэродинамическом элементе 306.

На фиг. 6 приведена структурная схема системы распределения воздушных потоков в общем случае применения. Для создания на входе высокого давления, необходимого для работы системы, используется источник 322 текучей среды (средство отбора от двигателя, компрессор). Этот источник соединен с главным распределительным клапаном 602 по главному каналу 604. Управляющее устройство 330 электрически включает распределительный клапан 602 по электрической линии 606, когда требуется привести в действие систему ослабления вихрей и уменьшения шума. Управляющее устройство 330 может быть включаться пилотом или по предварительно заложенной программе в соответствии с условиями полета. Когда главный распределительный клапан 602 открыт, он посредством коллектора 610 распределяет сжатый воздух к клапанам 608 аэродинамических элементов. Открытые клапаны 608, в свою очередь, подают сжатый воздух по внутренним каналам 614 к клапанам 612 кромок, расположенным у левой (L) и правой (R) кромок каждого аэродинамического элемента. Каждый клапан 614 кромки, когда он открыт, выдает текучую среду в требуемых количествах, посредством соответствующего коллектора 616, каждому из исполнительных устройств 618, предназначенных для выдува перемещающихся струй и расположенных в области каждой боковой кромки закрылка. Текучая среда выбрасывается исполнительными устройствами 518 в виде струй, быстро движущихся вдоль каждой щели, выполненной в закрылке.

Как было указано выше, создание группы очень малых воздушных струй, быстро перемещающихся в направлении хорд, позволяет снижать шум от закрылков. Каждая выдувная щель может иметь прямоугольную форму и определенное соотношение сторон (при этом длинная сторона щели ориентирована по хорде закрылка). Периодическое движение выдуваемых струй изменяет структуру концевых вихрей в месте их зарождения, что уменьшает их интенсивность, а значит и шумовой след.

Еще одной уникальной особенностью изобретения является ослабление спутных вихревых следов. Это напрямую влияет на воздушное движение в аэропортах и зонах подхода, в частности, что касается требований к минимальным дистанциям между самолетами. Исследования показали, что нестационарное (изменяющееся во времени) возбуждение является очень эффективным в плане уменьшения интенсивности вихрей или внесения возмущений, нарушающих стабильность вихрей. Для транспортных и пассажирских самолетов это обеспечивает меньшие и более безопасные значения дистанций между самолетами, решая проблему перегруженности аэропортов. Еще одним приложением изобретения являются винтокрылые летательные аппараты, где предлагаемый в изобретении выдув помогает ослабить взаимодействия вихрей за лопастями и тем самым повысить маневренность и понизить уровень акустической сигнатуры и вредность для персонала, связанную с летной эксплуатацией летательного аппарата.

Изобретение позволяет улучшить экономические показатели относительно существующих систем выдува. По сравнению с постоянным выдувом, система выдува перемещающихся струй обладает пониженной энергоемкостью, а значит, обеспечивает уменьшение потребного расхода текучей среды. Это означает, что исполнительные устройства для выдува перемещающихся струй могут сопрягаться с двигателями меньших размеров, что выражается в уменьшении веса самолета, меньшем ухудшении к.п.д. двигателя и меньших требованиях по размещению. Кроме того, преимущества, достигаемые за счет выдува перемещающихся струй, напрямую влияют на потребление топлива и выбросы загрязняющих веществ.

Хотя изобретение было описано на примере различных вариантов его осуществления, для специалиста должны быть очевидны возможности осуществления изобретения с внесением в эти варианты различных изменений и заменой отдельных технических средств их эквивалентами в пределах объема охраны изобретения. Например, можно использовать винтовые щели, имеющие менее одного полного витка. Кроме того, многочисленные изменения могут вноситься для адаптации конкретной ситуации к заявленному техническому решению без выхода за рамки сущности последнего. Поэтому возможности осуществления изобретения не должны ограничиваться раскрытым в описании частным вариантом такого осуществления, рассматриваемым в качестве наилучшего.

Используемый в формуле изобретения термин "летательный аппарат" следует толковать в широком смысле как включающий в себя летательный аппарат с неподвижным крылом и винтокрылый летательный аппарат, используемый в формуле изобретения термин "аэродинамический элемент" следует толковать в широком смысле как включающий в себя следующие элементы: управляющие поверхности, крылья и концевые крылышки самолетов, и лопасти винта винтокрылого летательного аппарата, а используемый в формуле изобретения термин "боковая кромка" следует толковать в широком смысле как включающий в себя следующие виды боковых кромок: боковые кромки управляющих поверхностей, концевые части крыльев и концевых крылышек самолетов, и концевые части лопастей винтокрылых летательных аппаратов.

1. Летательный аппарат, содержащий аэродинамический элемент, источник сжатого воздуха, исполнительное устройство для струйного выдува воздуха и управляющее устройство, причем аэродинамический элемент имеет боковую кромку и отверстие, расположенное на боковой кромке или рядом с ней и ориентированное в основном в направлении обтекания, исполнительное устройство для струйного выдува воздуха включает в себя вращающийся элемент, имеющий внутренний канал и отверстие, сообщающееся с внутренним каналом, а управляющее устройство выполнено с возможностью сообщения внутреннего канала вращающегося элемента с источником сжатого воздуха, а также с возможностью приведения вращающегося элемента во вращение, в результате чего внутренний канал вращающегося элемента сообщается с отверстием аэродинамического элемента через отверстие во вращающемся элементе, так что сжатый воздух от указанного источника выдувается из отверстия аэродинамического элемента последовательно во множестве точек, находящихся по длине отверстия аэродинамического элемента на расстоянии от одного конца отверстия аэродинамического элемента, увеличивающемся со временем.

2. Летательный аппарат по п. 1, в котором отверстие вращающегося элемента включает в себя винтовую щель, которая оборачивается вокруг оси вращающегося элемента, причем отверстие аэродинамического элемента включает в себя первую щель, причем движение винтовой щели вращающегося элемента при вращении последнего вызывает перемещение выдуваемой воздушной струи по длине первой щели.

3. Летательный аппарат по п. 1, также содержащий невращающийся элемент, имеющий внутренний канал и отверстие, сообщающееся с внутренним каналом и наружной стороной невращающегося элемента, причем вращающийся элемент и невращающийся элемент являются взаимно концентрическими, а отверстие аэродинамического элемента сообщается с отверстием невращающегося элемента.

4. Летательный аппарат по п. 1, в котором вращающийся элемент имеет множество отверстий, сообщающихся с внутренним каналом, отверстие аэродинамического элемента включает в себя первую щель, и через каждое из множества отверстий вращающегося элемента при вращении последнего происходит выдув соответствующей воздушной струи из первой щели каждый раз, когда во время вращения вращающегося элемента это отверстие оказывается в состоянии сообщения с первой щелью.

5. Летательный аппарат по п. 1, также содержащий клапан, который в открытом состоянии устанавливает сообщение между внутренним каналом вращающегося элемента и источником сжатого воздуха, причем состоянием клапана управляет управляющее устройство.

6. Летательный аппарат по п. 1, также содержащий двигатель, который при его включении приводит во вращение вращающийся элемент, причем работой двигателя управляет управляющее устройство.

7. Летательный аппарат по п. 1, в котором аэродинамический элемент представляет собой один из следующих элементов: управляющая поверхность, концевое крылышко, концевая часть крыла самолета или концевая часть лопасти винта винтокрылого летательного аппарата.

8. Способ полета летательного аппарата с аэродинамическим элементом, включающий:
(а) выполнение на боковой кромке аэродинамического элемента, имеющего верхнюю и нижнюю поверхности, или рядом с этой боковой кромкой щели, которая во время полета будет ориентирована в основном в направлении обтекания; и
(б) выдув воздуха из щели, происходящий последовательно во множестве точек, находящихся, по длине щели, на расстоянии от одного конца щели, увеличивающемся со временем.

9. Способ по п. 8, в котором стадия (б) включает выдув воздушной струи, перемещающейся по меньшей мере по части длины щели, и гашение воздушной струи при достижении ею конечной точки.

10. Способ по п. 9, в котором стадия (б) включает вращение цилиндра, имеющего внутренний канал и винтовую щель, сообщающуюся с внутренним каналом.

11. Способ по п. 8, в котором стадия (б) включает выдув воздушной струи в соответствующей одной из указанного множества точек, причем выдув воздушных струй происходит в различные моменты времени.

12. Способ по п. 8, в котором стадии (а) и (б) повторяют для двух различных щелей, первая из которых находится на верхней поверхности, нижней поверхности или боковой кромке, а вторая - на верхней поверхности, нижней поверхности или боковой кромке при условии, что первая щель там отсутствует.



 

Похожие патенты:

Законцовка крыла, предназначенная для крепления к наружному концу крыла (401), образующего плоскость крыла, и содержащая верхний крылообразный элемент (404), выступающий вверх относительно плоскости крыла и имеющий заднюю кромку, и нижний крылообразный элемент (407), неподвижно закрепленный относительно верхнего крылообразного элемента и имеющий корневую хорду (412) и заднюю кромку (417), при этом корневая хорда нижнего крылообразного элемента пересекается с верхним крылообразным элементом, и нижний крылообразный элемент выступает вниз от места пересечения, при этом верхний крылообразный элемент имеет большие размеры, чем нижний крылообразный элемент, а задняя кромка нижнего крылообразного элемента примыкает к задней кромке (416) верхнего крылообразного элемента в месте пересечения, и при этом внутренний угол между верхним и нижним крылообразными элементами в месте пересечения меньше или равен 160°.

Группа изобретений относится к области аэрогидродинамики. Группа изобретений включает обтекаемое текучей средой тело, проточный канал, реактивный двигатель, приводное устройство, пленку для такого тела и применение обтекаемой текучей средой структуры.

Способ распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура, сходящего в полете с крыла самолета, имеющего законцовку крыла, содержащую крылышко, установленное с возможностью перемещения на концевой части крыла, направляющее устройство и устройство приведения в действие, соединенное с крылышком для его перемещения в процессе работы относительно крыла.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах со стреловидным крылом, образованным по сверхкритическим профилям, и предкрылком в компоновке низкоплан при дозвуковой и околозвуковой скоростях полета.

Изобретение относится к области авиации. Крыло самолета выполнено в виде тонкой пластины, равномерной толщины по профилю, заостренной спереди.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикрепленное к фюзеляжу треугольной формы тело, снабженное вертикально установленными по его краю рассекателями набегающего воздушного потока, каждый из которых имеет головной и два хвостовых участка.

Изобретение относится к авиационной технике. Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата выполнено в виде плоского гребня со скругленной передней кромкой, углом стреловидности передней кромки вблизи фюзеляжа 40÷50°.

Изобретение относится к области авиационной. Законцовка крыла летательного аппарата имеет концевую шайбу, снабженную дополнительной аэродинамической стреловидной поверхностью малого удлинения с острой передней кромкой, смонтированной с внешней стороны концевой шайбы на ее конце.

Законцовка (W; W1, W2) крыла (Т; 10а, 10b) содержит основание (Е1) и вершину (Е2). Локальный двугранный угол законцовки (W; W1, W2) крыла непрерывно увеличивается или уменьшается от основания (Е1) до вершины (Е2).

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, элементы отклонения стекающих воздушных потоков в виде закрылков и элеронов.

Изобретение относится к области авиации. Способ создания подъемной силы крыла самолета основан на использовании множества сопел на нижней поверхности крыла для создания дополнительной силы.

Изобретение относится к маневрирующим в атмосфере сверхзвуковым летательным аппаратам (ЛА). Способ управления обтеканием включает изменение направления воздушного потока со встречного на радиальное истечение относительно ЛА.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к аэродинамическому закрылку летательного аппарата и, прежде всего, к создающему значительный прирост подъемной силы закрылку (высокоэффективному закрылку) летательного аппарата с влияющим на срыв потока устройством или с турбулизатором, а также такое же влияющее на срыв потока устройство.

Изобретение относится к авиационной технике и позволяет повысить подъемную силу несущих плоскостей летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиационно-космической технике и позволяет, в частности, повысить подъемную силу несущих плоскостей летательных аппаратов в диапазоне от дозвуковых до гиперзвуковых скоростей, а также повысить их маневренность до интервала, ограниченного только пределом прочности конструкции.

Изобретение относится к области транспортной техники, а именно к способам создания тяги и аппаратам с крылом аэродинамического сечения, и может найти применение в качестве аппаратов для перемещения в текучей среде: воздушной и водной.

Изобретение относится к области авиации. .
Наверх