СПОСОБ ОСЛАБЛЕНИЯ В ПОЛЕТЕ ВИХРЕВЫХ ШНУРОВ И ЗАКОНЦОВКА КРЫЛА САМОЛЕТА, ИСПОЛЬЗУЕМАЯ ПРИ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИИ
METHOD OF CONCENTRATED VORTEX REDUCTION AND AIRCRAFT WING TIP USED TO THIS END

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к авиации. В частности, настоящее изобретение относится к способу распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура, сходящего в полете с крыла самолета, и к законцовке крыла, которая может быть использована при осуществлении этого способа.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Крылья самолета создают аэродинамическую подъемную силу за счет создания распределения давления по аэродинамическому профилю, в результате чего возникает сила, перпендикулярная траектории полета. Поскольку крыло имеет конечную длину, то на законцовке крыла будут сходиться зоны разных давлений, имеющиеся на верхней и нижней поверхностях крыла. В результате возникает интенсивный вращающийся поток, известный как индукционный концевой вихрь крыла. Этот вихрь сходит с конца крыла и взаимодействует с воздушным потоком, обтекающим крыло (скос потока). В результате вихрь образует так называемый вихревой шнур.
Вихревые шнуры могут оставаться в воздухе в течение нескольких минут, прежде чем они распадаются из-за естественных неустойчивостей, присущих вращающемуся потоку. Самолет, летящий через вихревой шнур, может потерять управление или получить механические повреждения, вызванные сильной турбулентностью, создаваемой вихревым потоком. Поскольку вихревой шнур опасен для других самолетов, и поскольку требуется достаточно длительное время для его естественного распада, то необходимы достаточно большие расстояния между самолетами, заходящими на посадку в аэропорт, в результате чего снижается количество самолетов, которые он может принимать.
В настоящем изобретение предлагается решение, по меньшей мере частичное, вышеуказанных проблем.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В соответствии с настоящим изобретением предложен способ распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура, сходящего в полете с крыла самолета, имеющего законцовку крыла, содержащую по меньшей мере одно крылышко, установленное с возможностью перемещения на концевой части крыла, и устройство приведения в действие, соединенное с крылышком для его перемещения в процессе работы относительно крыла самолета, причем способ включает: запуск устройства приведения в действие для перемещения крылышка из исходного неподвижного положения, в котором вихревой шнур, сходящий в полете с крыла, устойчив, в состояние непрерывного движения, в котором крылышко перемещено по меньшей мере в одно временное вспомогательное неподвижное положение, находящееся на некотором удалении от исходного неподвижного положения, и образует любой угол с плоскостью, проходящей через вертикальную, продольную или поперечную ось самолета, для изменения угла атаки крылышка; и поддержание состояния непрерывного движения в течение времени, необходимого для распада, нарушения устойчивости или разрушения вихревого шнура.
В настоящем изобретении дополнительно предусмотрено, что состояние движения включает колебательное или качательное движение крылышка. Вспомогательное неподвижное положение крылышка создает возможность формирования угла рыскания, угла тангажа и/или угла крена, отличных от этих углов крылышка при его нахождении в исходном неподвижном положении.
В настоящем изобретении дополнительно предусмотрено, что состояние движения включает поворот крылышка вокруг оси, параллельной поперечной, вертикальной или продольной оси самолета.
Другой особенностью настоящего изобретения является обеспечение в состоянии движения возможности линейного поступательного движения крылышка вдоль оси, параллельной продольной оси самолета. В альтернативном варианте осуществления настоящего изобретения состояние движения включает линейное поступательное движение крылышка вдоль оси, параллельной продольной оси самолета, причем это линейное поступательное движение может быть осуществлено одновременно с поворотом, качательным или колебательным движением крылышка вокруг оси, параллельной продольной, поперечной или вертикальной оси самолета.
В настоящем изобретении дополнительно предусмотрено, что устройство приведения в действие содержит шарнирное устройство, функционально соединенное с переключающим устройством, выполненным с возможностью регулирования перемещения крылышка во времени. В предпочтительном варианте осуществления изобретения переключающее устройство содержит по меньшей мере один соленоид.
В настоящем изобретении дополнительно предусмотрено, что шарнирное устройство содержит первый шарнир, ось которого проходит параллельно вертикальной оси самолета, расположенный между первой опорной плитой и второй опорной плитой, причем первая опорная плита выполнена с возможностью соединения с концевой частью крыла, в то время как вторая опорная плита выполнена с возможностью функционального установления на нее крылышка, в результате чего обеспечена возможность движения крылышка в процессе работы по криволинейной траектории вокруг вертикальной оси самолета.
В альтернативном варианте осуществления изобретения шарнирное устройство содержит второй шарнир, ось которого проходит параллельно продольной оси самолета и по существу перпендикулярно оси первого шарнира, функционально соединенный со второй опорной плитой и выполненный с возможностью закрепления на нем крылышка, в результате чего обеспечена возможность движения крылышка в процессе работы по криволинейной траектории вокруг продольной или вертикальной оси самолета.
В еще одном альтернативном варианте осуществления изобретения шарнирное устройство содержит третий шарнир, расположенный между третьей опорной плитой, с которой может быть соединено крылышко, и второй опорной плитой, и ось которого проходит параллельно поперечной оси самолета и по существу перпендикулярно оси второго шарнира, причем третья опорная плита выполнена с возможностью установки на ней крылышка, в результате чего обеспечена возможность движения крылышка в процессе работы по криволинейной траектории вокруг поперечной, продольной или вертикальной оси самолета.
В настоящем изобретении дополнительно предусмотрено направляющее устройство, соединенное с любой из первой, второй или третьей опорных плит для обеспечения поступательного перемещения шарнирного устройства вдоль оси, параллельной поперечной, продольной или вертикальной оси самолета. В предпочтительном варианте осуществления изобретения направляющее устройство представляет собой рельс, выполненный с возможностью установки на нем с возможностью скольжения любой из указанных опорных плит.
Наконец, в настоящем изобретении предусмотрен подходящий источник энергии и схема управления для управления перемещением крылышка. Кроме того, управление и перемещение двух законцовок, расположенных на концевых частях двух противолежащих крыльев, может быть осуществлено таким образом, чтобы вихревые потоки, распространяющиеся от соответствующих крыльев, оказывали разрушающее и нарушающее устойчивость воздействие друг на друга.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Различные варианты осуществления настоящего изобретения описаны ниже более конкретно на неограничивающих примерах со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых показано:
На Фиг.1 показан схематический вид в перспективе снизу самолета, содержащего законцовки крыльев для использования при осуществлении способа в соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения;
На Фиг.2 показан схематический вид в перспективе сверху законцовки крыла, показанной на Фиг.1;
На Фиг.3 показан схематический вид спереди законцовки крыла, показанной на Фиг.1, на котором представлено перемещение законцовки из положения А в положение В вокруг оси, параллельной продольной оси самолета;
На Фиг.4 показан схематический вид сбоку законцовки крыла, показанной на Фиг.1, на котором представлено перемещение законцовки вокруг оси, параллельной поперечной оси самолета;
На Фиг.5 показан схематический вид сбоку законцовки крыла, показанной на Фиг.1, на котором представлено перемещение законцовки вокруг оси, параллельной вертикальной оси самолета;
На Фиг.6 показан схематический вид сбоку законцовки крыла, показанной на Фиг.1, на котором представлено линейное перемещение законцовки вдоль оси, параллельной продольной оси самолета;
На Фиг.7 показан схематический вид спереди законцовки крыла, показанной на Фиг.1, на котором представлено перемещение законцовки вокруг оси, параллельной продольной оси самолета;
На Фиг.8 показан вид спереди крылышка, показанного на Фиг.1, находящегося под углом 0°, и расчет динамики движения потока (CFD) при колебаниях крылышка вокруг оси, параллельной продольной оси самолета;
На Фиг.9 показан вид спереди крылышка, показанного на Фиг.1, находящегося под углом 30°, и расчет динамики движения потока (CFD) при колебаниях крылышка вокруг оси, параллельной продольной оси самолета;
На Фиг.10 показан вид сверху, на котором представлено формирование вихревого потока и начало синусоидального движения вихревого шнура;
На Фиг.11 показан вид сверху, на котором представлено формирование вихревого потока и распространение синусоидального движения вниз по вихревому шнуру.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Нижеприведенное описание не должно быт рассмотрено как ограничивающее каким-либо образом настоящее изобретение и приведено лишь для раскрытия некоторых конкретных вариантов осуществления изобретения.
Если не указано иное, одинаковыми ссылочными позициями на чертежах обозначены одинаковые элементы.
На Фиг.1 ссылочной позицией 10 обозначена законцовка крыла в соответствии с настоящим изобретением. Законцовка 10 крыла содержит крылышко 12, установленное с возможностью его перемещения на концевой части 16 крыла 14 самолета, и устройство 18 приведения в действие, соединенное с крылышком 12 для обеспечения в процессе работы перемещения крылышка 12 относительно крыла 14.
При перемещении крылышка 12, как это лучше всего показано на Фиг.2 и 3, происходит изменение угла между передней кромкой 20 крылышка 12 и вектором набегающего воздушного потока (угла атаки). По существу происходит перемещение крылышка 12 из исходного неподвижного положения А, в состояние движения, как это показано на Фиг.3.
Когда крылышко 12 находится в исходном неподвижном положении А, вихревой шнур 22, сбегающий или сходящий в полете от крыла 14, сохраняет устойчивость. Термин "вихревой шнур" относится к воздуху, образующему интенсивный вращающийся поток, вызываемый крылом 14 с конечной длиной, в результате чего распределение давления на верхней и нижней поверхностях 24, 26 крыла 14 сходятся на концевой части 16, прежде чем они будут сходить с него и прежде чем они будут взаимодействовать с воздушным потоком, обтекающим крыло 14 (скос потока). Результатом такого взаимодействия является интенсивный вихревой поток, называемый вихревым шнуром.
Крылышко 12 в состоянии движения смещено на заданный угол для нарушения устойчивости указанного вихревого шнура в полете. Этот угол а может представлять собой любой угол относительно плоскости, проходящей через вертикальную, продольную или поперечную ось самолета. Для демонстрации этого крылышко 12 показано колеблющимся или совершающим качательное движение между вторым неподвижным положением В и исходным неподвижным положением А. Обычно положения А и В находятся на некотором удалении друг от друга, и крылышко 12 только временно находится в одном из положений А или В. Второе неподвижное положение В обеспечивает возможность для крылышка 12 образовывать угол α рыскания (показан на Фиг.1), угол β тангажа (показан на Фиг.1) и/или угол ω крена (показан на Фиг.1 и 7), отличные от углов, образованных крылышком 12 в исходном неподвижном положении А. Следует понимать, что в других вариантах осуществления изобретения (не показаны) состояние движения включает поворот крылышка 12 вокруг оси, параллельной либо поперечной оси самолета, как показано на Фиг.4, либо вертикальной оси самолета, как показано на Фиг.5.
В другом варианте осуществления изобретения, показанном на Фиг.2 и 6, состояние движения включает линейное поступательное движение крылышка 12 вдоль оси C-D, проходящей параллельно продольной оси самолета, таким образом осуществляя перемещение крылышка 12 вперед и назад вдоль оси C-D. Хотя это не показано на чертежах, предусмотрено, что состояние движения может включать перемещение крылышка 12 по криволинейной траектории за крылом 14.
В альтернативных вариантах осуществления изобретения состояние движения включает линейное перемещение крылышка 12 вдоль оси C-D, которое может быть осуществлено одновременно с поворотом, качательным или колебательным движением крылышка 12 вокруг оси, параллельной продольной, поперечной или вертикальной оси самолета. Таким образом, крылышко 12 может быть перемещено в любом направлении, поскольку оно перемещается взад и вперед вдоль оси C-D. Это состояние движения обеспечивает возможность синусоидальных колебаний крылышка 12, в результате чего увеличивается нарушение устойчивости воздушного потока, присутствующая в вихревом шнуре, что ведет к разрушению вихревого потока.
Распад вихревого шнура 22 может также происходить за счет взаимодействия двух вихревых потоков, распространяющихся от каждого из двух крыльев. Такое взаимодействие может приводить к разрушающему воздействию и содействовать увеличению неустойчивостей внутри вихревых потоков. Поэтому предусмотрено, что перемещение двух законцовок 10 крыльев, расположенных на концевых частях 16 двух противолежащих крыльев, может быть использовано и осуществлено таким образом, что вихревые потоки, распространяющиеся от соответствующих крыльев 14, которые имеют одинаковую интенсивность, но вращаются в разные стороны, оказывают разрушающее и нарушающее устойчивость воздействие друг на друга. Аналогичный результат может быть получен, когда вихревой поток от правого горизонтального стабилизатора самолета взаимодействует, например, с вихревым шнуром от правого крыла, поскольку вихревые потоки вращаются в противоположных направлениях и имеют неравномерную интенсивность.
Устройство 18 приведения в действие, как это лучше всего показано на Фиг.2, содержит шарнирное устройство 28, функционально соединенное с переключающим устройством, выполненным с возможностью управления перемещением крылышка во времени. В предпочтительном варианте осуществления изобретения переключающее устройство содержит соленоид.
Шарнирное устройство 28 содержит первый шарнир 32, ось которого проходит параллельно вертикальной оси самолета и который расположен между первой опорной плитой 34 и второй опорной плитой 36. Первая опорная плита 34 соединена с концевой частью 16 крыла 14, а на второй опорной плите 36 установлено крылышко 12, и таким образом обеспечивается возможность движения крылышка 12 в процессе работы по криволинейной траектории вокруг вертикальной оси самолета.
Шарнирное устройство 28 может дополнительно содержать второй шарнир 38, ось которого проходит параллельно продольной оси самолета и по существу перпендикулярно оси первого шарнира 32 и который соединен со второй опорной плитой 36. На втором шарнире 38 может быть дополнительно закреплено крылышко 12, что обеспечивает движение крылышка 12 в процессе работы по криволинейной траектории вокруг продольной оси самолета. Таким образом, также возможно одновременное перемещение крылышка 12 вокруг осей шарнира 32 и шарнира 38.
Шарнирное устройство 28 может дополнительно содержать третий шарнир (не показан), расположенный между третьей опорной плитой (не показана), с которым соединено крылышко 12, и второй опорной плитой 36. Ось третьего шарнира проходит параллельно поперечной оси самолета и по существу перпендикулярно оси второго шарнира 38. Третья опорная плита может быть выполнена с возможностью установки на ней крылышка 12 для обеспечения движения крылышка 12 в процессе работы по криволинейной траектории вокруг поперечной, продольной или вертикальной оси самолета.
Направляющее устройство 40, лучше всего показанное на Фиг.2, выполнено с возможностью соединения с любой из первой, второй или третьей опорных плит и обеспечения линейного поступательного перемещения шарнирного устройства 28 в сторону от концевой части 16. Таким образом, крылышко 12 выполнено с возможностью линейного перемещения вдоль оси, параллельной поперечной, продольной или вертикальной оси самолета. В предпочтительном варианте осуществления изобретения направляющее устройство представляет собой рельс 40, выполненный с возможностью установки на нем с возможностью скольжения любой из указанных опорных плит. В более предпочтительном варианте осуществления изобретения поступательное перемещение крылышка 12 осуществляют только вдоль оси, параллельной продольной оси самолета.
Следует понимать, что крылышко 12 оборудовано подходящим источником энергии и схемой управления для управления перемещением крылышка 12.
Были выполнены предварительные расчеты динамики движения потока на крылышке 12, совершающем колебания вокруг оси, параллельной продольной оси самолета. Эти расчеты показывают, что такие колебания могут вызывать синусоидальное движение, которое проявляется в вихревом следе.
На Фиг.8 и 9 показан вид спереди крыла 14, на котором представлено перемещение крылышка 12 на угол 30°, начиная с вертикального или нейтрального положения. На Фиг.10 и 11 показан вид сверху формирования вихревых потоков и движения вихревого шнура. На Фиг.10 и 11 ясно видно синусоидальное движение, по мере того как волна перемещается вдоль каждого вихревого потока. Приведенные расчеты выполнены для расстояния 10 м, и на этом расстоянии нет разрушения вихревого потока, однако благодаря тому, что в ядре вихря существует синусоидальное движение, эта ранняя стадия, а именно стадия плато, позволяет предполагать, что неустойчивость будет возникать раньше, чем обычно, что будет приводить к более раннему разрушению вихревого потока.
Считается, что способ ослабления вихревых шнуров в полете, в котором предусмотрена законцовка 10 крыла и управление ею для нарушения устойчивости вихревого шнура, сходящего в полете с концевой части крыла самолета, может принести большую пользу, поскольку комбинированное движение крылышка 12 будет приводить к распаду вихревых шнуров, создаваемых за самолетом, сразу после их формирования, в результате чего может быть уменьшено необходимое расстояние между самолетами, вылетающими из аэропорта или садящимися в аэропорту. Таким образом, может быть увеличена производительность аэропорта по осуществлению авиарейсов.
В настоящем описании были рассмотрены предпочтительные варианты осуществления изобретения, и следует понимать, что они не ограничивают объем изобретения, который охватывает все модификации и альтернативные способы, включая: способы и производственные процессы изготовления законцовки крыла, охватываемые сущностью и объемом изобретения.
Законцовка 10 крыла и соответствующий способ ее использования, предложенные в настоящем изобретении, обеспечивают простое и экономичное решение проблем, связанных с формированием вихревого шнура.