Устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла (варианты)

 

Изобретение относится к авиации. Предлагаются три варианта устройства. Один из вариантов характеризует устройство, расположенное в окрестности концевого сечения крыла, имеющего концевую хорду, не равную нулю. Оно выполнено в виде закрылка с параметрами, приведенными в формуле изобретения. Устройство может быть выполнено из аэродинамических поверхностей, хорды которых расположены вдоль концевых хорд крыла или закрылка. Устройство также характеризуется параметрами своих геометрических размеров, указанными в формуле изобретения. Применение предложенного устройства повысит безопасность полета, позволит уменьшить время между взлетами и посадками, что повысит пропускную способность аэропортов. 3 с. и 3 з.п.ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к транспортным авиационным средствам - тяжелым самолетам и экранопланам, для которых проблема ослабления вихревого следа крыла является весьма актуальной.

Поиск научно-технических решений, направленных на ослабление интенсивности дальнего вихревого следа самолета весьма важен как с точки зрения повышения безопасности полета самолета, попадающего в вихревой след, так и в связи с потребностью повышения производительности аэропортов.

Суть проблемы состоит в том, что вихревые жгуты, особенно сходящие с крыльев тяжелых самолетов, имеют большую интенсивность, существуют весьма длительное время и индуцируют в своей окрестности значительные скорости. Поэтому при попадании самолета в окрестность вихревых жгутов от ранее пролетевшего тяжелого самолета возникают весьма большие аэродинамические силы и моменты, в том числе нелинейные, для парирования которых могут оказаться недостаточными запасы управления и времени. С этим явлением связан ряд катастроф. Особенно актуальным этот поиск стал в связи с разработкой все более тяжелых авиалайнеров, создающих все более мощные свободные вихри, на диффузию и диссипацию которых требуется все более длительное время. Особенно велика интенсивность свободных вихрей на режимах взлета и посадки, так как циркуляция вихрей изменяется обратно пропорционально скорости полета. Получение приемлемых технических решений по ослаблению дальнего вихревого следа очень важно в современных условиях жесткой конкуренции, так как внедрение этих решений позволяет повысить безопасность полетов и производительность аэропортов. Решение этих проблем весьма важно также для тяжелых экранопланов, поскольку в зоне воздействия сходящих с них вихревых жгутов могут оказаться легкие самолеты или легкие суда, особенно парусные. Возможными направлениями решения этой проблемы, в частности, являются: - формирование рациональной аэродинамической компоновки механизации крыла, обеспечивающей затягивание во времени процесса объединения свободных вихрей крыла в мощные вихревые жгуты в целях создания благоприятных условий для ускорения процессов диффузии и диссипации вихрей, как в ближнем, так и в дальнем следе; - направленное воздействие на структуру ядра каждого отдельного вихря.

I. Известно устройство в виде колеблющегося интерцептора, установленного вдоль размаха в области концевых сечений крыла (Wake Vortex Minimization. A symposium held at Washington, D.C., on February 25-26, 1976. NASA SP-409. Scientific and Technical Information Office. National Aeronautical and Space Administration, Washington, D. C., 1977, стр. 241, 242). Отклонение такого интерцептора на достаточно большой угол вызывает в концевом вихревом жгуте развитие по его длине зон, где этот вихревой жгут является "взорванным", существенно утолщенным. Это способствует более ранней, по сравнению с обычным крылом, диффузии и диссипации таких вихревых жгутов, а также развитию их неустойчивости.

Недостатками такого устройства являются: - наличие специального привода для такого рода осциллирующего интерцептора, что приводит к удорожанию конструкции и увеличению ее веса; - уменьшение ресурса конструкции из-за циклических нагрузок; - уменьшение аэродинамического качества самолета, поскольку такие интерцепторы создают значительное аэродинамическое сопротивление; уменьшение же аэродинамического качества как на взлетных, так и на посадочных режимах самолета приводит к необходимости увеличения силы тяги двигателей и соответственно увеличению уровня шума, что весьма нежелательно, а в ряде случаев недопустимо вследствие существования жестких норм и ограничений по шуму двигателей в районе аэропортов.

Наиболее близким из известных решений является традиционное механизированное крыло, содержащее в окрестности концевого сечения аэродинамическую поверхность в виде элеронов, а механизация крыла - закрылки расположены между элеронами и фюзеляжем самолета (см., например, Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов, М., "Машиностроение", 1983; Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов, под ред. Г.С.Бюшгенса, изд. отдел ЦАГИ, АВИА-издательство КНР, Москва - Пекин, 1995).

Недостатком данного технического решения является то обстоятельство, что при отклонении или выдвижении (если они являются выдвижными) закрылков между их внешними концевыми сечениями и внешними по отношению к ним сечениями крыла происходит скачок циркуляции Г=1/2•C_y•b•W, где W - местная скорость; b - местная хорда крыла, возрастающая при выдвижении закрылка; C_y - коэффициент подъемной силы в сечении крыла, возрастающий при отклонении как щелевого, так и бесщелевого закрылка. В результате на внешней кромке закрылка образуется свободный вихревой жгут значительной интенсивности, причем знак завихренности этого жгута совпадает со знаком концевого вихревого жгута крыла. Согласно законам индукции и самоиндукции (см., например, Бэтчелор Дж. Введение в динамику жидкости, М., "Мир", 1973) эти вихревые жгуты индуцируют друг на друге и на самих себе такие скорости, которые способствуют их быстрому сближению и сворачиванию в единый вихревой жгут суммарной интенсивности. Как известно, время диффузии и диссипации вихревых жгутов напрямую зависит от их интенсивности.

Таким образом, указанное возрастание интенсивности вихревых жгутов приводит к существенному возрастанию времени их диффузии и диссипации. Например, по оценкам, такие вихревые жгуты за самолетом фирмы Боинг В-747 существуют на протяжении 12...15 км (см., например, Vyshinsky V.V. Flight safety, aircraft vortex wake and crisis airports. Investigation of vortex wake evolution and fight safety problems, vol. 2627, Central Aero-Hydrodynamic Institute. М., 1997). Это, из соображений безопасности, приводит к существенному увеличению времени между взлетами и посадками в аэропортах, то есть к снижению их пропускной способности и, следовательно, к удорожанию эксплуатации аэропорта и самой авиационной техники. Последнее обстоятельство связано с тем, что для выдерживания достаточно большого времени, например, после посадки тяжелого самолета, другие самолеты находятся в режиме ожидания до тех пор, пока не разрушатся вихревые жгуты, сошедшие с предыдущего самолета. Это приводит к необходимости отправки самолетов, находящихся в режиме ожидания, например, на "второй круг", что связано с дополнительными затратами топлива и средств.

Задачей данного изобретения является повышение безопасности, уменьшение времени между взлетами и посадками в аэропортах, повышение пропускной способности аэропортов, удешевление эксплуатации аэропортов и авиационной техники.

Технический результат достигается тем, что устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла содержит аэродинамическую поверхность, расположенную в окрестности концевого сечения крыла, имеющую концевую хорду, не равную нулю, причем эта поверхность выполнена в виде закрылка и имеет следующие параметры: размах закрылка 1 > 0,25b_k, хорда его внешней кромки с ≅0,25m_k, хорда внутренней кромки "а" удовлетворяет условию (b_k + с)≥а>с, где b_k - концевая хорда крыла. Как показали параметрические исследования на модели магистрального самолета в аэродинамической трубе, такая форма предлагаемого устройства в виде закрылка позволяет оптимизировать вихревую структуру, формирующуюся в окрестности концевых сечений крыла и закрылка. Так как концевой вихревой жгут крыла и ближайший к нему вихревой жгут, сходящий с внутренней концевой части закрылка, имеют разные знаки завихренности, эти вихревые жгуты не объединяются, или их объединение затягивается во времени. Кроме того, их суммарная завихренность меньше, чем у прототипа. В результате имеет место уменьшение индуктивных скоростей от такой вихревой системы крыла, а также ускорение процессов диффузии и диссипации вихревых жгутов. Тем самым достигается повышение безопасности, уменьшение времени между взлетами и посадками в аэропортах, повышение пропускной способности аэропортов, удешевление эксплуатации аэропортов и авиационной техники.

На фиг. 1 изображен общий вид предлагаемого устройства для ослабления вихревого следа механизированного крыла в виде закрылка, расположенного в окрестности концевого сечения крыла.

На фиг. 2 показаны основные вихревые жгуты, сходящие с прототипа - традиционного крыла, не снабженного специальными устройствами для ослабления вихревого следа, а также с крыла, снабженного предлагаемым устройством. Эти схемы получены на основании визуализации течения в гидродинамической трубе методом подкрашенных струй на модели крыла тяжелого транспортного самолета. Буквами Г₁ и Г₂ обозначены вихревые жгуты, имеющие место на прототипе, а буквами Г₁ и Г₃ - на крыле с предлагаемым устройством.

На фиг. 3 показано сравнение безразмерных индуктивных скоростей в плоскости YOZ в ядре и его окрестности для крыла с предлагаемым устройством в виде закрылка с обычными кромками и зубчатыми кромками. Безразмерная индуктивная скорость представляет собой отношение , где v_i - размерная индуктивная скорость, V - скорость набегающего потока.

Устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла содержит закрылок 1, расположенный в окрестности концевого сечения 2 крыла 3. Закрылок может быть выполнен в форме трапеции, а также в форме треугольника при виде в плане. Закрылок также может быть выполнен выдвижным или щелевым. Кромки закрылка могут быть выполнены зубчатыми.

Работа устройства для ослабления вихревого следа механизированного крыла заключается в следующем. При взлете самолета или при его подлете к аэропорту для посадки отклоняется закрылок 1, расположенный в окрестности концевого сечения 2 крыла 3. Тем самым достигается, как и на традиционном закрылке, увеличение подъемной силы, необходимое в связи с малой скоростью взлета и посадки. На внутренней концевой кромке закрылка образуется вихревой жгут Г₃, который противоположен по знаку концевому вихрю крыла Г₁ (фиг. 2). В результате того, что эти вихревые жгуты имеют противоположное направление завихренности, согласно законам индукции и самоиндукции их объединение затягивается, или при их равной интенсивности, они вообще не объединяются. В результате индуктивные скорости в их окрестностях уменьшаются. Кроме того, так как каждый из этих вихрей имеет меньшую интенсивность, а процессы диффузии и диссипации вихревых жгутов напрямую зависят от их интенсивности, то тем самым достигается ускорение процессов диффузии и диссипации каждого отдельного такого вихревого жгута. Эти процессы диффузии и диссипации вихревых жгутов еще более ускоряются, если предлагаемое устройство в виде закрылка выполнено с зубчатыми кромками, поскольку зубчатая кромка турбулизирует ядро вихревого жгута (фиг. 3).

II. Известны устройства, использующие положительные эффекты от выдува струй в ядра концевых вихревых жгутов крыла (Patent 3881669. Method and apparatus for elimination of airfoil trailing vortices. Martin Lessen, 9 Idlewood Rd., Rochester, N.Y. 14618. Filed May 16, 1973, Ser. N 360928. Int. C1. B 64 C 23/06. U.S. Cl. 244-40R; Patent 4478380. Wing tip vortices suppressor. James F. Frukes, P.O. Box 1025, Keene, Тех 76059. Filed Dec.3, 1982. Ser. N 446456. Int. C1. B 64 C 21/02, 23/00. U.S. C1. 244-199).

Недостатками этих устройств являются: - необходимость отбора воздуха от двигателей, что приводит к потерям мощности или силы тяги двигателей; - сложность конструкции, что связано с необходимостью проводки воздушных трасс от двигателей к концам крыла; - те же причины приводят к значительному увеличению массы конструкции.

Кроме того, такие устройства не всегда приемлемы по ряду конструктивных соображений.

Известно устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла, содержащее аэродинамические поверхности, установленные за задней кромкой в окрестности и поперек концевой хорды крыла. Это устройство выполнено в виде раскрывающейся "ромашки", состоящей из нескольких пластин, помещаемой в ядро концевого вихревого жгута (Earl C. Hastings Jr., Robert E. Shanks, Robert A. Champine, W. Latham Copelend, Douglas C. Young. Preliminary results of flight tests of vortex attenuating splines. NASA Technical Memorandum, NASA TMX-71928, March 1974. NASA, Langley Research Center, Hampton, Virginia 23665; James C. Patterson, Earl C. Hastings, Frank L. Jordan. Ground development and flight correlation of the vortex attenuating spline device. Wake vortex minimization. A symposium held at Washington, D.C., on February 25-26, 1976. NASA SP-409. Scientific and Technical Information Office. NASA, Washington D. C., 1977, pp. 271-303; Исследования NASA методов ослабления концевых вихрей. Техническая информация. ОНТИ ЦАГИ, N 16, М., 1976, стр. 21-28). Это устройство может размещаться также примерно на середине размаха крыла.

Недостатками данного устройства являются:
- большое аэродинамическое сопротивление;
- уменьшение аэродинамического качества самолета, поскольку такие устройства создают значительное аэродинамическое сопротивление; уменьшение же аэродинамического качества как на взлетных, так и на посадочных режимах самолета приводит к необходимости увеличения силы тяги двигателей и, соответственно, увеличению уровня шума, что весьма нежелательно, а в ряде случаев недопустимо вследствие существования жестких норм и ограничений по шуму двигателей в районе аэропортов;
- это устройство затруднительно или невозможно использовать на режимах взлета из-за существенного уменьшения аэродинамического качества самолета;
- сложность конструкции из-за необходимости складывания устройства на крейсерских режимах полета; наличие специального привода для выпуска и уборки такого устройства;
- большой вес конструкции такого устройства, особенно вследствие наличия привода для его уборки и выпуска.

Наиболее близким из известных решений является устройство, выполненное в виде крестообразно (под углом 90^o) расположенных плоских пластин, установленных на задней кромке так, что линия пересечения этих пластин проходит вдоль концевой хорды крыла; при этом угол между пластинами и плоскостью хорд крыла составляет 45^o (R. Earl Duham. Unsuccessful concepts for aircraft wake vortex minimization. A symposium held at Washington, D.C., on February 25-26, 1976. NASA SP-409, p. 247).

Недостатками данного устройства являются:
- большие габариты пластин, размеры пластин поперек их хорды достигают величины концевой хорды крыла, а, следовательно, и большой вес такого устройства;
- неоптимальная величина габаритных размеров устройства;
- неоптимальное положение устройства относительно задней кромки крыла;
- повышенное аэродинамическое сопротивление и уменьшение вследствие этого аэродинамического качества самолета на дозвуковых режимах полета из-за переразмеренности устройства;
- повышенное аэродинамическое сопротивление крыла, особенно на режимах трансзвукового обтекания вследствие возможного "запирания" протока появившимися скачками уплотнения в двугранном углу между поверхностью крыла и поверхностями устройства; снижение в связи с этим аэродинамического качества крыла;
- не предусмотрена установка такого устройства в областях концевых хорд закрылков, где также могут сходить достаточно мощные вихревые жгуты;
- отсутствует оптимизация формы и габаритов такого устройства для установки его в области концевых хорд закрылков.

Задачей данного изобретения является повышение безопасности, уменьшение времени между взлетами и посадками в аэропортах, повышение пропускной способности аэропортов, удешевление эксплуатации аэропортов и авиационной техники, уменьшение габаритных размеров и веса конструкции, оптимизация положения устройства и его габаритных размеров в зависимости от места установки, снижение аэродинамического сопротивления и повышение аэродинамического качества.

Технический результат достигается тем, что устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла, содержащее аэродинамические поверхности за задней кромкой крыла, выполненные таким образом, что их хорды располагаются ориентировочно вдоль концевых хорд, при этом устройство имеет параметры: размер p_k его аэродинамических поверхностей поперек их хорд составляет 0,1b_k<p≅0,3b_k, расстояние q_k от ближайшей точки передней кромки таких поверхностей до задней кромки крыла составляет величину q_k>0,1b_k, где b_k - концевая хорда крыла.

Такие геометрия устройства и его положение выбраны на основе исследования структуры и размеров ядер вихревых жгутов, формирующихся вблизи концевых сечений крыла и концевых кромок закрылков, различными методами: визуализации течения, измерения поля скоростей в ядре вихревого жгута и его окрестности. Известно, в частности, что концевой вихревой жгут полностью формируется на расстояниях q_k ≈0,1b_k от задней кромки крыла, при этом толщина его ядра на достаточно больших углах атаки может достигать (0,2...0,25)b_k (см., например, Е. С. Вождаев, Г.Г. Ананов, М.А. Головкин, В.П. Горбань, Е.В. Симусева. О некоторых возможностях повышения аэродинамического качества несущих систем с помощью концевых крылышек. Труды ЦАГИ, вып. 2247, М., 1984, где приведена визуализация ядер таких вихревых жгутов). В результате, таким образом сформированные геометрия и расположение предлагаемого устройства при его установке у концевых сечений крыла позволяют целенаправленно воздействовать именно на внутреннюю структуру уже полностью сформировавшегося ядра вихревого жгута. Тем самым достигается оптимизация геометрии и положения устройства, уменьшение его габаритных размеров и веса. За счет указанной оптимизации размеров и положения устройства на его аэродинамических поверхностях за счет закрутки потока в ядре вихря реализуется пропульсивная сила и, как показали исследования, на малых дозвуковых скоростях может заметно уменьшаться аэродинамическое сопротивление крыла. Этот положительный эффект может быть еще более усилен за счет специальной профилировки аэродинамических поверхностей и их крутки. За счет оптимизации углового положения аэродинамических поверхностей устройства относительно поверхности крыла, а также за счет выбора оптимального количества таких поверхностей в устройстве имеется возможность избежать указанного выше "запирания" протока между плоскостями скачками уплотнения. В итоге, по сравнению с прототипом, при трансзвуковом обтекании аэродинамическое сопротивление может быть снижено, а аэродинамическое качество крыла повышено. Поскольку устройство-прототип не оптимизировано для его установки на реальные тяжелые летательные аппараты, то, из-за отмеченных выше недостатков, его использование на тяжелых самолетах или экранопланах затруднительно или нецелесообразно. Предлагаемое устройство, наряду с отмеченными выше положительными эффектами, также еще существенно турбулизирует именно только ядра концевых вихревых жгутов. Турбулизация осуществляется за счет существования на аэродинамических поверхностях устройства вихревого отрывного обтекания, обусловленного большими окружными скоростями в ядрах вихревых жгутов. В результате диффузия и диссипация вихревых жгутов ускоряется. За счет этого величины индуктивных скоростей в ядрах вихревых жгутов ниже по потоку за устройствами существенно уменьшаются. Таким образом, при наличии предлагаемых устройств, время существования свободных вихревых жгутов уменьшается, а также уменьшается их воздействие на другие летательные аппараты. Тем самым достигается технический результат - повышение безопасности, уменьшение времени между взлетами и посадками в аэропортах и повышение их пропускной способности, удешевление эксплуатации аэропортов и авиационной техники.

Технический результат достигается также тем, что устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла выполнено в виде одной поверхности, вытянутой вдоль размаха крыла, а также в виде одной поверхности, расположенной поперек размаха крыла. За счет этого дополнительно упрощается конструкция устройства и уменьшается ее вес, может быть снижено аэродинамическое сопротивление и повышено аэродинамическое качество крыла из-за отсутствия описанных выше эффектов "запирания" протока между поверхностями.

Технический результат достигается также тем, что устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла выполнено в виде нескольких взаимно пересекающихся поверхностей. При этом физическая сущность воздействия такого устройства аналогична описанной выше для независимого пункта формулы.

На фиг. 4 показаны примеры предлагаемого устройства для ослабления вихревого следа механизированного крыла, установленного у концевых кромок крыла и концевых кромок закрылков.

На фиг. 5 изображены общие виды вариантов предлагаемого устройства с различной стреловидностью по передней кромке его аэродинамических поверхностей.

На фиг. 6 показан пример выполнения аэродинамических поверхностей предлагаемого устройства с круткой и профилировкой, а также различные варианты профилей поперечных сечений аэродинамических поверхностей.

На фиг. 7 приведены некоторые варианты предлагаемого устройства с различным количеством аэродинамических поверхностей, а также выполненного в виде нескольких взаимно пересекающихся поверхностей.

На фиг. 8 изображены варианты предлагаемого устройства с аэродинамическими поверхностями, расположенными вдоль и поперек размаха крыла.

На фиг. 9 показаны вихревые жгуты, формирующиеся за крылом самолета, для целенаправленного воздействия на которые предназначено предлагаемое устройство.

На фиг. 10 показано сравнение индуктивных скоростей в ядре вихря и его окрестности для крыла самолета с предлагаемым устройством и без него. Безразмерная индуктивная скорость представляет собой отношение , где v_i - индуктивная скорость, V - скорость набегающего потока.

Устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла содержит аэродинамические поверхности 4 за задней кромкой 5 крыла 3, хорды 6 которых установлены ориентировочно вдоль концевых кромок 2 крыла 3. Аэродинамические поверхности 4 у концевых кромок 2 крыла 3 имеют параметры: размер p_k поверхностей 4 поперек их хорд 6 составляет 0,1b_k<p≅0,3b_k, расстояние q_k от ближайшей точки передней кромки 8 поверхностей 4 до задней кромки 5 крыла 3 составляет величину q_k>0,1b_k, где b_k - концевая хорда крыла 3; аэродинамические поверхности 4, установленные у концевых кромок 9 закрылков 1, имеют параметры: размер p₃ аэродинамических поверхностей 4 поперек их хорд 6 составляет 0,2b₃<p≅b₃, расстояние q₃ от ближайшей точки передней кромки 8 поверхностей 4 до задней кромки 5 закрылка 1 составляет величину q₃>0,2b₃, где b₃ - концевая хорда закрылка 1. Предлагаемое устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла может устанавливаться стационарно или может быть убираемым на крейсерских режимах полета.

Работа устройства для ослабления вихревого следа механизированного крыла заключается в следующем. При взлете самолета или при его подлете к аэропорту для посадки отклоняются закрылки 1, установленные на крыле 3, при этом, если предлагаемое устройство установлено не стационарно, а является убираемым в крейсерском полете, выпускается и само предлагаемое устройство. На таких режимах полета с концевых кромок 2, 9 крыла 3 и закрылков 1 сходят весьма интенсивные вихревые жгуты, которые являются практически сформировавшимися на расстояниях q_k и q₃ от задних кромок крыла и закрылка. В результате того что предлагаемое устройство располагается в ядре вихревого жгута, из-за значительных окружных скоростей в ядре на аэродинамических поверхностях 4 реализуется вихревое (отрывное) обтекание. В результате происходит расширение ядра вихря и его турбулизация, что способствует ускорению диффузии и диссипации вихря. Кроме того, при рациональной геометрии аэродинамических поверхностей 4 устройства в условиях больших индуктивных скосов в ядре вихря, на них могут возникать большие пропульсивные силы, которые могут на 3... 4% уменьшить сопротивление самолета.

III. Известны устройства, использующие положительные эффекты от выдува струй в ядра концевых вихревых жгутов крыла (Patent 3881669. Method and apparatus for elimination of airfoil trailing vortices. Martin Lessen, 9 Idlewood Rd., Rochester, N.Y. 14618. Filed May 16, 1973, Ser. N 360928. Int. Cl. B 64 C 23/06. U.S. Cl. 244-40R; Patent 4478380. Wing tip vortices suppressor. James F. Frukes, P.O. Box 1025, Keene, Тех 76059. Filed Dec.3, 1982. Ser. N 446456. Int. Cl. B 64 C 21/02, 23/00. U.S. Cl. 244-199).

Недостатками этих устройств являются:
- необходимость отбора воздуха от двигателей, что приводит к потерям мощности или силы тяги двигателей;
- сложность конструкции, что связано с необходимостью проводки воздушных трасс от двигателей к концам крыла;
- те же причины приводят к значительному увеличению массы конструкции. Кроме того, такие устройства не всегда приемлемы по ряду конструктивных соображений.

Известно устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла, содержащее аэродинамические поверхности, установленные за задней кромкой в окрестности и поперек концевой хорды крыла. Это устройство выполнено в виде раскрывающейся "ромашки", состоящей из нескольких пластин, помещаемой в ядро концевого вихревого жгута (Earl C. Hastings Jr., Robert E. Shanks, Robert A. Champine, W. Latham Copelend, Douglas C. Young. Preliminary results of flight tests of vortex attenuating splines. NASA Technical Memorandum, NASA TMX-71928, March 1974. NASA, Langley Research Center, Hampton, Virginia 23665; James C. Patterson, Earl C. Hastings, Frank L. Jordan. Ground development and flight correlation of the vortex attenuating spline device. Wake vortex minimization. A symposium held at Washington, D.C., on February 25-26, 1976. NASA SP-409. Scientific and Technical Information Office. NASA, Washington D. C., 1977, pp. 271-303; Исследования NASA методов ослабления концевых вихрей. Техническая информация. ОНТИ ЦАГИ, N 16, М. 1976, стр. 21-28). Это устройство может размещаться также примерно на середине размаха крыла.

Недостатками данного устройства являются:
- большое аэродинамическое сопротивление;
- уменьшение аэродинамического качества самолета, поскольку такие устройства создают значительное аэродинамическое сопротивление; уменьшение же аэродинамического качества как на взлетных, так и на посадочных режимах самолета приводит к необходимости увеличения силы тяги двигателей и соответственно увеличению уровня шума, что весьма нежелательно, а в ряде случаев недопустимо вследствие существования жестких норм и ограничений по шуму двигателей в районе аэропортов;
- это устройство затруднительно или невозможно использовать на режимах взлета из-за существенного уменьшения аэродинамического качества самолета;
- сложность конструкции из-за необходимости складывания устройства на крейсерских режимах полета; наличие специального привода для выпуска и уборки такого устройства;
- большой вес конструкции такого устройства, особенно вследствие наличия привода для его уборки и выпуска.

Наиболее близким из известных решений является устройство, выполненное в виде крестообразно (под углом 90^o) расположенных плоских пластин, установленных на задней кромке так, что линия пересечения этих пластин проходит вдоль концевой хорды крыла; при этом угол между пластинами и плоскостью хорд крыла составляет 45^o (R. Earl Duham. Unsuccessful concepts for aircraft wake vortex minimization. A symposium held at Washington, D.C., on February 25-26, 1976. NASA SP-409, p. 247).

Недостатками данного устройства являются:
- большие габариты пластин, размеры пластин поперек их хорды достигают величины концевой хорды крыла, а, следовательно, и большой вес такого устройства;
- неоптимальная величина габаритных размеров устройства;
- неоптимальное положение устройства относительно задней кромки крыла;
- повышенное аэродинамическое сопротивление и уменьшение вследствие этого аэродинамического качества самолета на дозвуковых режимах полета из-за переразмеренности устройства;
- повышенное аэродинамическое сопротивление крыла, особенно на режимах трансзвукового обтекания вследствие возможного "запирания" протока появившимися скачками уплотнения в двугранном углу между поверхностью крыла и поверхностями устройства; снижение в связи с этим аэродинамического качества крыла;
- не предусмотрена установка такого устройства в областях концевых хорд закрылков, где также могут сходить достаточно мощные вихревые жгуты;
- отсутствует оптимизация формы и габаритов такого устройства для установки его в области концевых хорд закрылков.

Задачей данного изобретения является повышение безопасности, уменьшение времени между взлетами и посадками в аэропортах, повышение пропускной способности аэропортов, удешевление эксплуатации аэропортов и авиационной техники, уменьшение габаритных размеров и веса конструкции, оптимизация положения устройства и его габаритных размеров в зависимости от места установки, снижение аэродинамического сопротивления и повышение аэродинамического качества.

Технический результат достигается тем, что устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла, содержащее аэродинамические поверхности за задней кромкой закрылка, выполненные таким образом, что их хорды располагаются ориентировочно вдоль концевой хорды закрылка. Устройство имеет параметры: размер p_k его аэродинамических поверхностей поперек их хорд составляет 0,2b₃<p≅b₃, расстояние q₃ от ближайшей точки передней кромки таких поверхностей до задней кромки закрылка составляет величину q₃>0,2b₃, где b₃ - концевая хорда закрылка.

Такие геометрия устройства и его положение выбраны на основе исследования структуры и размеров ядер вихревых жгутов, формирующихся вблизи концевых сечений крыла и концевых кромок закрылков, различными методами: визуализации течения, измерения поля скоростей в ядре вихревого жгута и его окрестности. Известно, в частности, что концевой вихревой жгут полностью формируется на расстояниях q_k≈0,1b_k от задней кромки крыла, при этом толщина его ядра на достаточно больших углах атаки может достигать (0,2...0,25)b_k (см., например, Е. С. Вождаев, Г.Г. Ананов, М.А. Головкин, В.П. Горбань, Е.В. Симусева. О некоторых возможностях повышения аэродинамического качества несущих систем с помощью концевых крылышек. Труды ЦАГИ, вып. 2247, М., 1984, где приведена визуализация ядер таких вихревых жгутов). В результате, сформированные таким образом геометрия и расположение предлагаемого устройства при его установке у концевых сечений крыла позволяют целенаправленно воздействовать именно на внутреннюю структуру уже полностью сформировавшегося ядра вихревого жгута. Тем самым достигается оптимизация геометрии и положения устройства, уменьшение его габаритных размеров и веса. За счет указанной оптимизации размеров и положения устройства на его аэродинамических поверхностях за счет закрутки потока в ядре вихря реализуется пропульсивная сила и, как показали исследования, на малых дозвуковых скоростях может заметно уменьшаться аэродинамическое сопротивление крыла. Этот положительный эффект может быть еще более усилен за счет специальной профилировки аэродинамических поверхностей и их крутки. За счет оптимизации углового положения аэродинамических поверхностей устройства относительно поверхности крыла, а также за счет выбора оптимального количества таких поверхностей в устройстве имеется возможность избежать указанного выше "запирания" протока между плоскостями скачками уплотнения. В итоге, по сравнению с прототипом, при трансзвуковом обтекании аэродинамическое сопротивление может быть снижено, а аэродинамическое качество крыла повышено. Поскольку устройство-прототип не оптимизировано для его установки на реальные тяжелые летательные аппараты, то из-за отмеченных выше недостатков его использование на тяжелых самолетах или экранопланах затруднительно или нецелесообразно. Предлагаемое устройство, наряду с отмеченными выше положительными эффектами, также еще существенно турбулизирует именно только ядра концевых вихревых жгутов. Турбулизация осуществляется за счет существования на аэродинамических поверхностях устройства вихревого отрывного обтекания, обусловленного большими окружными скоростями в ядрах вихревых жгутов. В результате диффузия и диссипация вихревых жгутов ускоряется. За счет этого величины индуктивных скоростей в ядрах вихревых жгутов ниже по потоку за устройствами существенно уменьшаются. Таким образом, при наличии предлагаемых устройств время существования свободных вихревых жгутов уменьшается, а также уменьшается их воздействие на другие летательные аппараты. Тем самым достигается технический результат - повышение безопасности, уменьшение времени между взлетами и посадками в аэропортах и повышение их пропускной способности, удешевление эксплуатации аэропортов и авиационной техники. Физическая сущность воздействия устройств, установленных в области концевых хорд закрылков, совершенно аналогична предыдущему. При этом для достижения указанных технических результатов в параметрах p₃, q₃ учтена специфика ядер вихревых жгутов, формирующихся на концевых кромках закрылка.

На фиг. 4 показаны примеры предлагаемого устройства для ослабления вихревого следа механизированного крыла, установленного у концевых кромок крыла и концевых кромок закрылков.

На фиг. 5 изображены общие виды вариантов предлагаемого устройства с различной стреловидностью по передней кромке его аэродинамических поверхностей.

На фиг. 6 показан пример выполнения аэродинамических поверхностей предлагаемого устройства с круткой и профилировкой, а также различные варианты профилей поперечных сечений аэродинамических поверхностей.

На фиг. 7 приведены некоторые варианты предлагаемого устройства с различным количеством аэродинамических поверхностей, а также выполненного в виде нескольких взаимно пересекающихся поверхностей.

На фиг. 8 изображены варианты предлагаемого устройства с аэродинамическими поверхностями, расположенными вдоль и поперек размаха крыла.

На фиг. 9 показаны вихревые жгуты, формирующиеся за крылом самолета, для целенаправленного воздействия на которые предназначено предлагаемое устройство.

На фиг. 10 показано сравнение индуктивных скоростей в ядре вихря и его окрестности для крыла самолета с предлагаемым устройством и без него. Безразмерная индуктивная скорость представляет собой отношение , где v_i - индуктивная скорость, V - скорость набегающего потока.

Устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла содержит аэродинамические поверхности 4, установленные у концевых кромок 9 закрылков 1, имеют параметры: размер p₃ аэродинамических поверхностей 4 поперек их хорд 6 составляет 0,2b₃<p≅b₃, расстояние q₃ от ближайшей точки передней кромки 8 поверхностей 4 до задней кромки 5 закрылка 1 составляет величину q₃>0,2b₃, где b₃ - концевая хорда закрылка 1. Предлагаемое устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла может устанавливаться стационарно или может быть убираемым на крейсерских режимах полета.

Работа устройства для ослабления вихревого следа механизированного крыла заключается в следующем. При взлете самолета или при его подлете к аэропорту для посадки отклоняются закрылки 1, установленные на крыле 3, при этом, если предлагаемое устройство установлено не стационарно, а является убираемым в крейсерском полете, выпускается и само предлагаемое устройство. На таких режимах полета с концевых кромок 2, 9 крыла 3 и закрылков 1 сходят весьма интенсивные вихревые жгуты, которые являются практически сформировавшимися на расстояниях q_k и q₃ от задних кромок крыла и закрылка. В результате того что предлагаемое устройство располагается в ядре вихревого жгута, из-за значительных окружных скоростей в ядре на аэродинамических поверхностях 4 реализуется вихревое (отрывное) обтекание. В результате происходит расширение ядра вихря и его турбулизация, что способствует ускорению диффузии и диссипации вихря. Кроме того, при рациональной геометрии аэродинамических поверхностей 4 устройства в условиях больших индуктивных скосов в ядре вихря, на них могут возникать большие пропульсивные силы, которые могут на 3...4% уменьшить сопротивление самолета.

Формула изобретения

1. Устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла, содержащее аэродинамическую поверхность, расположенную в окрестности концевого сечения крыла, имеющего концевую хорду, не равную нулю, отличающееся тем, что оно выполнено в виде закрылка и имеет следующие параметры: размах закрылка l > 0,25b_к, хорда его внешней кромки с ≅ 0,25b_к, хорда внутренней кромки a составляет величину (b_к + с) ≥ a > с, где b_к - концевая хорда крыла.

2. Устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла, установленное за задней кромкой в окрестности концевой хорды крыла, содержащее аэродинамические поверхности, установленные таким образом, что их хорды расположены вдоль концевых хорд крыла, отличающееся тем, что размер р_к поверхностей поперек их хорд составляет 0,1b_к < р_к ≅ 0,3b_к, расстояние q_к от ближайшей точки аэродинамических поверхностей до задней кромки крыла составляет величину q_к > 0,1b_к, где b_к - концевая хорда крыла.

3. Устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла по п.2, отличающееся тем, что оно выполнено в виде одной поверхности, вытянутой вдоль размаха крыла.

4. Устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла по п. 2, отличающееся тем, что оно выполнено в виде одной поверхности, расположенной поперек размаха крыла.

5. Устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла по п. 2, отличающееся тем, что оно выполнено в виде нескольких взаимно пересекающихся поверхностей.

6. Устройство для ослабления вихревого следа механизированного крыла, установленное за задней кромкой в окрестности концевой хорды закрылка, содержащее аэродинамические поверхности, установленные таким образом, что их хорды расположены вдоль концевых хорд закрылка, отличающееся тем, что размер р_з поверхностей поперек их хорд составляет 0,2b_з < p_з ≅ b_з, расстояние q_з от ближайшей точки аэродинамических поверхностей до задней кромки закрылка составляет величину q_з > 0,2b_з, где b_з - концевая хорда закрылка.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10