СИСТЕМА И СПОСОБ СНИЖЕНИЯ ТУРБУЛЕНТНОСТИ В СПУТНОМ СЛЕДЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

1. Система снижения турбулентности в спутном следе летательного аппарата, содержащая устройство, прикрепляемое к концевой части крыла (3) летательного аппарата, которое выполнено поворачиваемым с определенным периодом относительно направления полета для нарушения процесса свертывания воздушного потока в области консоли крыла.
2. Система по п.1, в которой указанное устройство размещается на верхней поверхности (4) крыла и содержит неподвижный элемент (6) и шарнирно прикрепленные первый и второй элементы (7, 8) крыла, которые установлены по потоку за неподвижным элементом (6) бок о бок и могут быть отведены друг от друга в направлении (А) полета.
3. Система по п.1, в которой указанное устройство содержит первый элемент (9) крыла, установленный с возможностью перемещения на верхней поверхности (4) крыла, и второй элемент (10), установленный с возможностью перемещения на нижней части (5) крыла, причем первый и второй элементы (9, 10) установлены примерно напротив друг друга.
0
4. Система по п.2 или 3, в которой элементы (7, 8, 9, 10) крыла в первом состоянии устанавливают так, что они примерно параллельны направлению полета, а во втором состоянии первый элемент (7; 9) крыла поворачивают наружу на первый заданный угол (5U) отклонения от направления (А) полета, и второй элемент (8, 10) крыла поворачивают внутрь на второй заданный угол (δ) отклонения от направления (А) полета.
5. Система по п.4, в которой для нарушения процесса свертывания воздушного потока в области консоли крыла во втором состоянии элементы крыла (7, 8; 9, 10) поворачивают с определенным периодом с заданной скоростью между крайним внешним положением и крайним внутренним положением.
u
0
6. Система по п.5, в которой в процессе качания первый и второй углы отклонения (δ, δ) выбирают такими, чтобы коэффициент лобового сопротивления крыла (3) оставался постоянным.
7. Способ снижения турбулентности в спутном следе летательного аппарата с использованием системы по одному из пп.1-6, содержащий следующие стадии:
u
0
перемещение первого и второго элементов (7, 8; 9, 10) крыла из первого состояния, в котором элементы крыла сложены вместе и проходят практически параллельно оси (А), которая проходит по направлению полета, во второе состояние, в котором первый элемент (7; 9) крыла отклоняют наружу на первый заданный угол (δ) и второй элемент (8; 10) крыла отклоняют внутрь на второй заданный угол (δ) относительно оси (А), проходящей в направлении полета; и
u
0
поворот с определенным периодом вокруг оси вращения элементов (7, 8; 9, 10) во втором состоянии между первым крайним положением и вторым крайним положением, причем при повороте вокруг оси вращения первый и второй углы (δ, δ) отклонения выбирают так, чтобы коэффициент лобового сопротивления крыла (3) оставался постоянным.