СИСТЕМА И СПОСОБ СНИЖЕНИЯ ТУРБУЛЕНТНОСТИ В СПУТНОМ СЛЕДЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
SYSTEM AND DEVICE TO REDUCE TURBULENCE IN AIRCRAFT WAKE

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.
u
0
u
0
u
0
u
0
Как показано на фигуре 2b, первый элемент 7 крыла отклонен на угол δ наружу, в сторону от фюзеляжа (не показан). Второй элемент 8 крыла отклонен на угол δ внутрь, в сторону фюзеляжа (не показан). Углы δ и δ 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 и δ, соответственно, происходит постоянное изменение спутного следа крыла. Величины углов δ и δ 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.
u
0
При выполнении вышеуказанной последовательности перемещений из одного крайнего положения в другое крайнее положение углы δ и δ 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.
u
0
На фигуре 3b показаны элементы 9, 10 крыла, отклоненные на углы δ и δ 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.