RU2174483C2

RU2174483C2 - Device for attenuation of vortex wake of high-lift wing (versions)

Info

Publication number: RU2174483C2
Application number: RU98113839/28A
Authority: RU
Inventors: Е.С. Вождаев; М.А. Головкин; В.А. Головкин; В.П. Горбань; В.М. Калявкин
Original assignee: Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского
Priority date: 1998-07-13
Filing date: 1998-07-13
Publication date: 2001-10-10
Also published as: WO2000002775A3; WO2000002775A2

Abstract

FIELD: aviation. SUBSTANCE: three versions of device are proposed. According to one version, device is located in area of tip section of wing whose tip chord is not equal to zero. It is made in form of flap whose parameters are indicated in claim of invention. Device may be made from aerodynamic surfaces whose chords are located along tip chords of wing or flap. Device is characterized by their geometric sizes indicated in invention claim. EFFECT: enhanced safety of flight; reduced time between take-off and landing increasing airport capacity. 6 cl, 10 dwg

Description

Изобретение относится к транспортным авиационным средствам - тяжелым самолетам и экранопланам, для которых проблема ослабления вихревого следа крыла является весьма актуальной. The invention relates to aviation vehicles - heavy aircraft and ekranoplanes, for which the problem of attenuation of the vortex trail of the wing is very relevant.

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. The search for scientific and technical solutions aimed at weakening the intensity of the far vortex wake of an airplane is very important both from the point of view of increasing the safety of the flight of an airplane falling into the vortex wake, and in connection with the need to increase the productivity of airports.

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.The essence of the problem lies in the fact that vortex bundles, especially descending from the wings of heavy aircraft, are very intense, exist for a very long time and induce significant speeds in their vicinity. Therefore, when an aircraft enters the vicinity of vortex bundles from a previously flying heavy aircraft, very large aerodynamic forces and moments, including nonlinear ones, arise for parrying which the control reserves and time may be insufficient. A number of disasters are associated with this phenomenon. This search became especially relevant in connection with the development of increasingly heavier airliners, creating more and more powerful free vortices, the diffusion and dissipation of which takes an ever longer time. The intensity of free vortices in take-off and landing modes is especially great, since the circulation of vortices changes inversely with the speed of flight. Obtaining acceptable technical solutions for weakening the far vortex wake is very important in modern conditions of fierce competition, since the introduction of these solutions can improve flight safety and airport productivity. The solution to these problems is also very important for heavy ekranoplanes, since light aircraft or light ships, especially sailing ones, can appear in the zone of influence of vortex bundles coming out of them. Possible solutions to this problem, in particular, are:
- the formation of a rational aerodynamic layout of wing mechanization, which ensures the time-lagging process of combining free wing vortices into powerful vortex bundles in order to create favorable conditions for accelerating the diffusion and dissipation of vortices, both in the near and far wake;
- directed influence on the structure of the nucleus of each individual vortex.

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. I. A device is known in the form of an oscillating interceptor mounted along a span in the region of wing end sections (Wake Vortex Minimization. A symposium held at Washington, DC, on February 25-26, 1976. NASA SP-409. Scientific and Technical Information Office. National Aeronautical and Space Administration, Washington, DC, 1977, p. 241, 242). Deviation of such an interceptor by a sufficiently large angle causes the development of zones along the length of the vortex bundle along its length, where this vortex bundle is “blown up”, substantially thickened. This contributes to earlier, compared with the conventional wing, diffusion and dissipation of such vortex bundles, as well as the development of their instability.

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.The disadvantages of such a device are:
- the presence of a special drive for this kind of oscillating interceptor, which leads to a rise in the cost of the structure and an increase in its weight;
- reduction in the life of the structure due to cyclic loads;
- a decrease in the aerodynamic quality of the aircraft, since such interceptors create significant aerodynamic drag;
a decrease in aerodynamic quality both in takeoff and landing modes of the aircraft leads to the need to increase the engine thrust and therefore increase the noise level, which is very undesirable, and in some cases unacceptable due to the existence of strict standards and restrictions on engine noise in the vicinity of airports.

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). The closest known solutions are the traditional mechanized wing, containing in the vicinity of the end section an aerodynamic surface in the form of ailerons, and the mechanization of the wing — the flaps are located between the ailerons and the fuselage of the aircraft (see, for example, Torenbik E. Design of subsonic aircraft, M., "Engineering ", 1983; Aerodynamics and flight dynamics of long-range planes, edited by G.S. Byushgens, TsAGI publishing department, China Aviation Publishing House, Moscow - Beijing, 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.The disadvantage of this technical solution is the fact that when the flaps are deflected or extended (if they are retractable), flaps between their outer end sections and wing sections external to them take place, a jump in the circulation Г = 1/2 • C _y • b • W, where W is the local speed; b - local chord of the wing, increasing with the extension of the flap; C _y is the lift coefficient in the wing section, which increases with the deviation of both the slotted and gapless flaps. As a result, a free vortex bundle of considerable intensity is formed on the outer edge of the flap, and the sign of vorticity of this bundle coincides with the sign of the wing end vortex bundle. According to the laws of induction and self-induction (see, for example, Batchelor J. Introduction to fluid dynamics, M., Mir, 1973), these vortex bundles induce, on each other and on themselves, such velocities that contribute to their rapid convergence and folding in single vortex tourniquet of total intensity. As is known, the time of diffusion and dissipation of vortex bundles directly depends on their intensity.

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. Thus, the indicated increase in the intensity of vortex bundles leads to a significant increase in the time of their diffusion and dissipation. For example, it is estimated that such vortex bundles behind a Boeing B-747 aircraft exist for 12 ... 15 km (see, for example, Vyshinsky VV Flight safety, aircraft vortex wake and crisis airports. Investigation of vortex wake evolution and fight safety problems, vol. 2627, Central Aero-Hydrodynamic Institute. M., 1997). This, for security reasons, leads to a significant increase in the time between takeoffs and landings at airports, that is, to a decrease in their carrying capacity and, consequently, to an increase in the cost of operating the airport and aircraft. The latter circumstance is related to the fact that in order to withstand a sufficiently long time, for example, after landing a heavy aircraft, other aircraft are in standby mode until the vortex bundles descended from the previous aircraft are destroyed. This leads to the need to send aircraft in standby mode, for example, to the "second round", which is associated with additional costs of fuel and funds.

Задачей данного изобретения является повышение безопасности, уменьшение времени между взлетами и посадками в аэропортах, повышение пропускной способности аэропортов, удешевление эксплуатации аэропортов и авиационной техники. The objective of the invention is to increase safety, reduce the time between take-offs and landings at airports, increase the throughput of airports, reduce the cost of operating airports and aircraft.

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.The technical result is achieved in that the device for attenuating the vortex trace of the mechanized wing contains an aerodynamic surface located in the vicinity of the end section of the wing, having an end chord not equal to zero, and this surface is made in the form of a flap and has the following parameters: flap span 1> 0, 25b _k , the chord of its outer edge with ≤0.25m _k , the chord of the inner edge "a" satisfies the condition (b _k + c) ≥а> с, where b _k is the wing end chord. As shown by parametric studies on a model of a main aircraft in a wind tunnel, this form of the proposed device in the form of a flap allows optimizing the vortex structure formed in the vicinity of the end sections of the wing and the flap. Since the wing end vortex tourniquet and the vortex tourniquet closest to it, coming down from the inner end part of the flap, have different signs of vorticity, these vortex tourniquets are not combined, or their association is delayed in time. In addition, their total vorticity is less than that of the prototype. As a result, there is a decrease in inductive velocities from such a vortex wing system, as well as an acceleration of the diffusion and dissipation of vortex bundles. Thereby, an increase in safety, a reduction in the time between takeoffs and landings at airports, an increase in the carrying capacity of airports, and cheaper operation of airports and aircraft are achieved.

На фиг. 1 изображен общий вид предлагаемого устройства для ослабления вихревого следа механизированного крыла в виде закрылка, расположенного в окрестности концевого сечения крыла. In FIG. 1 shows a General view of the proposed device for attenuation of the vortex trace of a mechanized wing in the form of a flap located in the vicinity of the end section of the wing.

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.In FIG. 2 shows the main vortex bundles, descending from the prototype - a traditional wing, not equipped with special devices to attenuate the vortex wake, as well as from the wing equipped with the proposed device. These schemes were obtained on the basis of visualization of the flow in a hydrodynamic tube using the tinted jets method on the wing model of a heavy transport aircraft. The letters G ₁ and G ₂ indicate the vortex bundles that occur on the prototype, and the letters G ₁ and G ₃ on the wing with the proposed device.

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.In FIG. 3 shows a comparison of dimensionless inductive velocities in the YOZ plane in the core and its vicinity for the wing with the proposed device in the form of a flap with conventional edges and serrated edges. Dimensionless inductive speed is the ratio

where v _i is the dimensional inductive velocity, V is the speed of the incoming flow.

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. A device for attenuating the vortex trace of a mechanized wing comprises a flap 1 located in the vicinity of the end section 2 of the wing 3. The flap can be made in the form of a trapezoid, as well as in the form of a triangle when viewed in plan. The flap can also be made retractable or slotted. The flap edges may be serrated.

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).The operation of the device to attenuate the vortex wake of a mechanized wing is as follows. When taking off the plane or when approaching the airport, the flap 1 is rejected for landing, located in the vicinity of the end section 2 of the wing 3. Thereby, as on a traditional flap, an increase in lift is achieved due to the low take-off and landing speeds. On the inner end edge of the flap a vortex bundle G _{3 is formed} , which is opposite in sign to the end vortex of the wing G ₁ (Fig. 2). As a result of the fact that these vortex bundles have the opposite direction of vorticity, according to the laws of induction and self-induction, their union is delayed, or at their equal intensity, they do not combine at all. As a result, inductive velocities in their vicinity decrease. In addition, since each of these vortices has a lower intensity, and the diffusion and dissipation of vortex bundles directly depend on their intensity, this accelerates the diffusion and dissipation of each individual such vortex bundle. These processes of diffusion and dissipation of the vortex bundles are further accelerated if the proposed device in the form of a flap is made with serrated edges, since the serrated edge turbulizes the core of the vortex bundle (Fig. 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). II. Known devices that use the positive effects of blowing jets into the cores of terminal wing vortex harnesses (Patent 3881669. Method and apparatus for elimination of airfoil trailing vortices. Martin Lessen, 9 Idlewood Rd., Rochester, NY 14618. Filed May 16, 1973, Ser. N 360928. Int. C1. B 64 C 23/06. US Cl. 244-40R; Patent 4478380. Wing tip vortices suppressor. James F. Frukes, PO Box 1025, Keene, Tech. 76059. Filed Dec. 3, 1982. Ser. N 446456. Int. C1. B 64 C 21/02, 23/00. US 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.The disadvantages of these devices are:
- the need for air intake from the engines, which leads to loss of power or traction of the engines;
- the complexity of the design, which is associated with the need for wiring airways from the engines to the ends of the wing;
- the same reasons lead to a significant increase in the mass of the structure.

Кроме того, такие устройства не всегда приемлемы по ряду конструктивных соображений. In addition, such devices are not always acceptable for a number of design reasons.

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. A device is known for attenuating the vortex trace of a mechanized wing, containing aerodynamic surfaces installed behind the trailing edge in the vicinity and across the wing end chord. This device is made in the form of a pop-up “daisy” consisting of several plates placed in the core of the terminal vortex rope (Earl C. Hastings Jr., Robert E. Shanks, Robert A. Champine, W. Latham Copelend, Douglas C. Young. 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, DC, on February 25-26, 1976. NASA SP-409. Scientific and Technical Information Office. NASA, Washington DC, 1977, pp. 271 -303; NASA Research on End Vortex Attenuation Techniques. Technical Information. IT TI TsAGI, N 16, M., 1976, p. 21-28). This device can also be located approximately in the middle of the wingspan.

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.The disadvantages of this device are:
- high aerodynamic drag;
- reducing the aerodynamic quality of the aircraft, since such devices create significant aerodynamic drag; a decrease in aerodynamic quality in both takeoff and landing modes of the aircraft necessitates an increase in engine thrust and, consequently, an increase in noise level, which is highly undesirable and, in some cases, unacceptable due to the existence of strict standards and restrictions on engine noise in the vicinity of airports ;
- this device is difficult or impossible to use on takeoff modes due to a significant decrease in the aerodynamic quality of the aircraft;
- the complexity of the design due to the need for folding the device at cruise flight modes; the presence of a special drive for the release and cleaning of such a device;
- the large weight of the design of such a device, especially due to the presence of a drive for its cleaning and release.

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).The closest known solution is a device made in the form of crosswise (at an angle of 90 ^o ) located flat plates mounted on the trailing edge so that the line of intersection of these plates runs along the wing end chord; the angle between the plates and the plane of the wing chords is 45 ^o (R. Earl Duham. Unsuccessful concepts for aircraft wake vortex minimization. A symposium held at Washington, DC, 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.The disadvantages of this device are:
- large dimensions of the plates, the sizes of the plates across their chords reach the value of the end chord of the wing, and, consequently, the large weight of such a device;
- non-optimal size of the overall dimensions of the device;
- non-optimal position of the device relative to the trailing edge of the wing;
- increased aerodynamic drag and a decrease due to this aerodynamic quality of the aircraft at subsonic flight modes due to the oversized device;
- increased aerodynamic drag of the wing, especially in transonic flow regimes due to the possible "blocking" of the duct by the appearing shock waves in the dihedral angle between the wing surface and the surfaces of the device; a decrease in this regard to the aerodynamic quality of the wing;
- it is not intended to install such a device in the flap end chord areas, where sufficiently powerful vortex bundles can also descend;
- there is no optimization of the shape and dimensions of such a device for installation in the flap end chords.

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. The objective of the invention is to increase safety, reduce the time between takeoffs and landings at airports, increase the throughput of airports, reduce the cost of operating airports and aircraft, reduce the overall dimensions and weight of the structure, optimize the position of the device and its overall dimensions depending on the installation location, reduce aerodynamic drag and increase aerodynamic quality.

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_k≤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.The technical result is achieved in that the device for attenuating the vortex trace of the mechanized wing, containing aerodynamic surfaces behind the trailing edge of the wing, made in such a way that their chords are located approximately along the end chords, while the device has parameters: size p _{k of} its aerodynamic surfaces across their chords is 0.1 b _k 0.1 b _k , where b _k is the wing end chord.

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.Such device geometry and its position were selected on the basis of a study of the structure and size of the vortex bundle cores formed near the wing end sections and the flap end edges using various methods: visualizing the flow, measuring the velocity field in the core of the vortex rope and its surroundings. It is known, in particular, that the end vortex rope is completely formed at distances q _k ≈0.1b _k from the trailing edge of the wing, while the thickness of its core at sufficiently large angles of attack can reach (0.2 ... 0.25) b _k (see, for example, E. S. Vozhdaev, G. G. Ananov, M. A. Golovkin, V. P. Gorban, E. V. Simuseva. On some possibilities of increasing the aerodynamic quality of load-bearing systems using end wings. Transactions TsAGI, issue 2247, M., 1984, where visualization of the nuclei of such vortex bundles is given). As a result, the geometry and location of the device according to the invention, when it is installed at the wing end sections, can therefore specifically target the internal structure of the already fully formed core of the vortex rope. Thereby, optimization of the geometry and position of the device, reduction of its overall dimensions and weight is achieved. Due to the indicated optimization of the size and position of the device on its aerodynamic surfaces, due to the flow swirling in the core of the vortex, a propulsive force is realized and, as studies have shown, the aerodynamic drag of a wing can significantly decrease at low subsonic speeds. This positive effect can be further enhanced by special profiling of the aerodynamic surfaces and their twist. By optimizing the angular position of the aerodynamic surfaces of the device relative to the surface of the wing, as well as by choosing the optimal number of such surfaces in the device, it is possible to avoid the aforementioned "blocking" of the duct between the planes by shock waves. As a result, compared with the prototype, with transonic flow around the aerodynamic drag can be reduced, and the aerodynamic quality of the wing is increased. Since the prototype device is not optimized for its installation on real heavy aircraft, then, due to the disadvantages noted above, its use on heavy aircraft or ekranoplanes is difficult or impractical. The proposed device, along with the positive effects noted above, also still substantially turbulizes only the nuclei of the end vortex bundles. Turbulization is carried out due to the existence on the aerodynamic surfaces of the vortex separation flow device due to high peripheral velocities in the nuclei of the vortex bundles. As a result, the diffusion and dissipation of vortex bundles is accelerated. Due to this, the magnitude of the inductive velocities in the cores of the vortex bundles downstream of the devices are significantly reduced. Thus, in the presence of the proposed devices, the lifetime of the free vortex bundles is reduced, and their effect on other aircraft is also reduced. Thereby, a technical result is achieved - improving safety, reducing the time between takeoffs and landings at airports and increasing their throughput, reducing the cost of operating airports and aircraft.

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. The technical result is also achieved by the fact that the device for attenuating the vortex trace of the mechanized wing is made in the form of one surface elongated along the span of the wing, as well as in the form of one surface located across the span of the wing. Due to this, the design of the device is further simplified and its weight is reduced, aerodynamic drag can be reduced and the aerodynamic quality of the wing can be improved due to the absence of the above-described effects of "blocking" the duct between the surfaces.

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. The technical result is also achieved by the fact that the device for attenuating the vortex trace of the mechanized wing is made in the form of several mutually intersecting surfaces. Moreover, the physical nature of the impact of such a device is similar to that described above for the independent claim.

На фиг. 4 показаны примеры предлагаемого устройства для ослабления вихревого следа механизированного крыла, установленного у концевых кромок крыла и концевых кромок закрылков. In FIG. 4 shows examples of the proposed device for attenuating the vortex trace of a mechanized wing mounted at the end edges of the wing and the end edges of the flaps.

На фиг. 5 изображены общие виды вариантов предлагаемого устройства с различной стреловидностью по передней кромке его аэродинамических поверхностей. In FIG. 5 shows general views of variants of the proposed device with different sweep along the front edge of its aerodynamic surfaces.

На фиг. 6 показан пример выполнения аэродинамических поверхностей предлагаемого устройства с круткой и профилировкой, а также различные варианты профилей поперечных сечений аэродинамических поверхностей. In FIG. 6 shows an example of the aerodynamic surfaces of the proposed device with a twist and profiling, as well as various versions of the cross-sections of the aerodynamic surfaces.

На фиг. 7 приведены некоторые варианты предлагаемого устройства с различным количеством аэродинамических поверхностей, а также выполненного в виде нескольких взаимно пересекающихся поверхностей. In FIG. 7 shows some variants of the proposed device with a different number of aerodynamic surfaces, as well as made in the form of several mutually intersecting surfaces.

На фиг. 8 изображены варианты предлагаемого устройства с аэродинамическими поверхностями, расположенными вдоль и поперек размаха крыла. In FIG. 8 shows variants of the proposed device with aerodynamic surfaces located along and across the wingspan.

На фиг. 9 показаны вихревые жгуты, формирующиеся за крылом самолета, для целенаправленного воздействия на которые предназначено предлагаемое устройство. In FIG. 9 shows the vortex bundles formed behind the wing of the aircraft, for targeted impact on which the proposed device is intended.

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.In FIG. 10 shows a comparison of inductive velocities in the core of a vortex and its surroundings for an airplane wing with and without the proposed device. Dimensionless inductive speed is the ratio

where v _i is the inductive speed, V is the speed of the incoming flow.

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_k≤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<p₃≤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.A device for attenuating the vortex trace of a mechanized wing contains aerodynamic surfaces 4 behind the trailing edge 5 of the wing 3, chords 6 of which are installed approximately along the end edges 2 of the wing 3. Aerodynamic surfaces 4 at the end edges 2 of the wing 3 have parameters: size p _{k of the} surfaces 4 across their chords 6 is 0.1b _k 0.1b _k , where b _k is the wing end chord 3 ; the aerodynamic surfaces 4 installed at the end edges 9 of the flaps 1 have the following parameters: size p _{3 of the} aerodynamic surfaces 4 across their chords 6 is 0.2b ₃ 0.2b ₃ , where b ₃ is the end chord of flap 1. The proposed device for attenuating the vortex trace of a mechanized wing can be installed permanently or can be retractable during cruising flight modes.

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.The operation of the device to attenuate the vortex wake of a mechanized wing is as follows. When taking off the plane or when approaching the airport for landing, the flaps 1 mounted on wing 3 are rejected, and if the proposed device is not installed stationary, but is retractable during a cruise flight, the proposed device itself is also released. In such flight conditions, very intense vortex bundles come off from the end edges 2, 9 of wing 3 and flaps 1, which are practically formed at distances q _k and q ₃ from the trailing edges of the wing and flap. Due to the fact that the proposed device is located in the core of the vortex bundle, due to significant peripheral velocities in the core on the aerodynamic surfaces 4, a vortex (separation) flow is realized. As a result, the vortex core expands and turbulizes, which contributes to the acceleration of vortex diffusion and dissipation. In addition, with the rational geometry of the aerodynamic surfaces 4 of the device under conditions of large inductive bevels in the core of the vortex, large propulsive forces can arise on them, which can reduce the resistance of the aircraft by 3 ... 4%.

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). III. Known devices that use the positive effects of blowing jets into the cores of terminal wing vortex harnesses (Patent 3881669. Method and apparatus for elimination of airfoil trailing vortices. Martin Lessen, 9 Idlewood Rd., Rochester, NY 14618. Filed May 16, 1973, Ser. N 360928. Int. Cl. B 64 C 23/06. US Cl. 244-40R; Patent 4478380. Wing tip vortices suppressor. James F. Frukes, PO Box 1025, Keene, Tech. 76059. Filed Dec. 3, 1982. Ser. N 446456. Int. Cl. B 64 C 21/02, 23/00. US 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.The disadvantages of these devices are:
- the need for air intake from the engines, which leads to loss of power or traction of the engines;
- the complexity of the design, which is associated with the need for wiring airways from the engines to the ends of the wing;
- the same reasons lead to a significant increase in the mass of the structure. In addition, such devices are not always acceptable for a number of design reasons.

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. A device is known for attenuating the vortex trace of a mechanized wing, containing aerodynamic surfaces installed behind the trailing edge in the vicinity and across the wing end chord. This device is made in the form of a pop-up “daisy” consisting of several plates placed in the core of the terminal vortex rope (Earl C. Hastings Jr., Robert E. Shanks, Robert A. Champine, W. Latham Copelend, Douglas C. Young. 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, DC, on February 25-26, 1976. NASA SP-409. Scientific and Technical Information Office. NASA, Washington DC, 1977, pp. 271 -303; NASA Research on End Vortex Attenuation Techniques. Technical Information. IT TI TsAGI, N 16, M. 1976, p. 21-28). This device can also be located approximately in the middle of the wingspan.

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.The disadvantages of this device are:
- high aerodynamic drag;
- reducing the aerodynamic quality of the aircraft, since such devices create significant aerodynamic drag; a decrease in aerodynamic quality in both takeoff and landing modes of the aircraft necessitates an increase in engine thrust and a corresponding increase in noise level, which is very undesirable, and in some cases unacceptable due to the existence of strict standards and restrictions on engine noise in the vicinity of airports;
- this device is difficult or impossible to use on takeoff modes due to a significant decrease in the aerodynamic quality of the aircraft;
- the complexity of the design due to the need for folding the device at cruise flight modes; the presence of a special drive for the release and cleaning of such a device;
- the large weight of the design of such a device, especially due to the presence of a drive for its cleaning and release.

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<p₃≤b₃, расстояние q₃ от ближайшей точки передней кромки таких поверхностей до задней кромки закрылка составляет величину q₃>0,2b₃, где b₃ - концевая хорда закрылка.The technical result is achieved in that a device for attenuating the vortex trace of a mechanized wing, containing aerodynamic surfaces behind the trailing edge of the flap, made in such a way that their chords are located approximately along the end chord of the flap. The device has parameters: the size p _{k of} its aerodynamic surfaces across their chords is 0.2b ₃ 0.2b ₃ , where b ₃ - end chord of the flap.

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.Such device geometry and its position were selected on the basis of a study of the structure and size of the vortex bundle cores formed near the wing end sections and the flap end edges using various methods: visualizing the flow, measuring the velocity field in the core of the vortex rope and its surroundings. It is known, in particular, that the end vortex rope is completely formed at distances q _k ≈0.1b _k from the trailing edge of the wing, while the thickness of its core at sufficiently large angles of attack can reach (0.2 ... 0.25) b _k (see, for example, E. S. Vozhdaev, G. G. Ananov, M. A. Golovkin, V. P. Gorban, E. V. Simuseva. On some possibilities of increasing the aerodynamic quality of load-bearing systems using end wings. Transactions TsAGI, issue 2247, M., 1984, where visualization of the nuclei of such vortex bundles is given). As a result, the geometry and location of the proposed device thus formed, when installed at the wing end sections, can specifically target the internal structure of the already fully formed core of the vortex rope. Thereby, optimization of the geometry and position of the device, reduction of its overall dimensions and weight is achieved. Due to the indicated optimization of the size and position of the device on its aerodynamic surfaces, due to the flow swirling in the core of the vortex, a propulsive force is realized and, as studies have shown, the aerodynamic drag of a wing can significantly decrease at low subsonic speeds. This positive effect can be further enhanced by special profiling of the aerodynamic surfaces and their twist. By optimizing the angular position of the aerodynamic surfaces of the device relative to the surface of the wing, as well as by choosing the optimal number of such surfaces in the device, it is possible to avoid the aforementioned "blocking" of the duct between the planes by shock waves. As a result, compared with the prototype, with transonic flow around the aerodynamic drag can be reduced, and the aerodynamic quality of the wing is increased. Since the prototype device is not optimized for its installation on real heavy aircraft, due to the shortcomings noted above, its use on heavy aircraft or ekranoplans is difficult or impractical. The proposed device, along with the positive effects noted above, also still substantially turbulizes only the nuclei of the end vortex bundles. Turbulization is carried out due to the existence on the aerodynamic surfaces of the vortex separation flow device due to high peripheral velocities in the nuclei of the vortex bundles. As a result, the diffusion and dissipation of vortex bundles is accelerated. Due to this, the magnitude of the inductive velocities in the cores of the vortex bundles downstream of the devices are significantly reduced. Thus, in the presence of the proposed devices, the lifetime of free vortex bundles decreases, and their effect on other aircraft decreases. Thereby, a technical result is achieved - improving safety, reducing the time between takeoffs and landings at airports and increasing their throughput, reducing the cost of operating airports and aircraft. The physical nature of the impact of devices installed in the area of the end flutes of the flaps is completely similar to the previous one. Moreover, in order to achieve the indicated technical results, the parameters p ₃ , q ₃ take into account the specificity of the cores of the vortex bundles formed on the end edges of the flap.

where v _i is the inductive speed, V is the speed of the incoming flow.

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<p₃≤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.A device for attenuating the vortex trace of a mechanized wing contains aerodynamic surfaces 4 installed at the end edges 9 of the flaps 1, have parameters: the size p _{3 of the} aerodynamic surfaces 4 across their chords 6 is 0.2b ₃ 0.2b ₃ , where b ₃ is the end chord of the flap 1. The proposed device for attenuating the vortex trace of a mechanized wing can be installed permanently or can be removed cruising flight modes.

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.The operation of the device to attenuate the vortex wake of a mechanized wing is as follows. When taking off the plane or when approaching the airport for landing, the flaps 1 mounted on wing 3 are rejected, and if the proposed device is not installed stationary, but is retractable during a cruise flight, the proposed device itself is also released. In such flight conditions, very intense vortex bundles come off from the end edges 2, 9 of wing 3 and flaps 1, which are practically formed at distances q _k and q ₃ from the trailing edges of the wing and flap. Due to the fact that the proposed device is located in the core of the vortex bundle, due to significant peripheral velocities in the core on the aerodynamic surfaces 4, a vortex (separation) flow is realized. As a result, the vortex core expands and turbulizes, which contributes to the acceleration of vortex diffusion and dissipation. In addition, with the rational geometry of the aerodynamic surfaces 4 of the device under conditions of large inductive bevels in the core of the vortex, large propulsive forces can arise on them, which can reduce the resistance of the aircraft by 3 ... 4%.

Claims

1. A device for attenuating the vortex trace of a mechanized wing, containing an aerodynamic surface located in the vicinity of the end section of the wing having an end chord not equal to zero, characterized in that it is made in the form of a flap and has the following parameters: flap span l> 0.25b _k , the chord of its outer edge with ≤ 0.25b _k , the chord of the inner edge a is (b _k + s) ≥ a> s, where b _k is the wing end chord.

2. A device for attenuating the vortex trace of a mechanized wing, installed behind the trailing edge in the vicinity of the wing end chord, containing aerodynamic surfaces installed in such a way that their chords are located along the wing end chords, characterized in that the dimension p _{to the} surfaces across their chords is 0 , 1b _k 0,1b _k, where b _k - end of the wing chord.

3. A device for attenuating the vortex trace of a mechanized wing according to claim 2, characterized in that it is made in the form of one surface elongated along the wingspan.

4. A device for attenuating a vortex trace of a mechanized wing according to claim 2, characterized in that it is made in the form of one surface located across the wingspan.

5. A device for attenuating the vortex trace of a mechanized wing according to claim 2, characterized in that it is made in the form of several mutually intersecting surfaces.

6. A device for the attenuation of the wake vortex mechanized wing mounted behind the rear edge in the vicinity of the end flap chord comprising aerodynamic surfaces fixed in such a manner that their chords are arranged along the end flap chord, characterized in that the size p _of surfaces across their chords is 0 , 2b _s 0.2b _s , where b _s is the end chord of the flap.