RU2566833C2

RU2566833C2 - Малошумящая система предкрылка с элеметами, размещенными в передней кромке крыла и выполненными с возможностью развертывания

Info

Publication number: RU2566833C2
Application number: RU2012144767/11A
Authority: RU
Inventors: Арвин ШМИЛОВИЧ; Йорам ЯДЛИН
Original assignee: Зе Боинг Компани
Priority date: 2010-03-31
Filing date: 2011-02-28
Publication date: 2015-10-27
Also published as: CN102834315B; JP2013523521A; CA2794727A1; RU2012144767A; US8276852B2; WO2011123204A1; JP5769213B2; EP2552775A1; AU2011233687B2; CN102834315A; US20110240803A1; EP2552775B1; KR20130030248A; CA2794727C; AU2011233687A1; KR101847659B1

Abstract

Способ уменьшения шума воздушного летательного аппарата связан с системой для создания подъемной силы (варианты) и включает развертывание предкрылка, размещенного в передней кромке крыла. В одном варианте система содержит поперечный исполнительный механизм управления, а в другом варианте жесткий элемент, размещенный в передней кромке и с возможностью перемещения соединенный с главным элементом крыла. Предкрылок (202) выполнен с заполненным углублением и используется в сочетании с подвижным элементом (402, 502), размещенным в передней кромке крыла воздушного летательного аппарата для создания подъемной силы. Подвижный элемент, размещенный в передней кромке, содержит однокомпонентную (402) или двухкомпонентную секцию (502), которую отводят в крыле воздушного летательного аппарата для размещения предкрылка, выполненного с заполненным углублением в убранном положении. При развертывании предкрылка, выполненного с заполненным углублением, подвижный элемент, размещенный в передней кромке, развернут наружу для создания непрерывной плавной наружной линейной формы с крылом. Группа изобретений направлена на снижение шума крыла воздушного летательного аппарата. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Уменьшение уровней шума, связанного с аэропортами, становится все более приоритетной задачей в авиационной промышленности. Однако более жесткие правила в отношении шумности привели к уменьшению эффективности обеспечения воздушного движения и снижению производительности аэропорта. Например, во многих аэропортах на текущий момент потенциал в значительной степени контролируется временем операций, которое, как правило, ограничивается главным образом светлым временем суток с целью предотвращения или смягчения шума. Во время взлета воздушного летательного аппарата, его подхода и посадки, основной шум создается его двигателями и компонентами планера. С появлением двигателей с высокой степенью двухконтурности было достигнуто значительное снижение шума двигателя, и работы в этом направлении продолжаются.

Значительным источником шума планера является система для создания подъемной силы воздушного летательного аппарата. В частности, щелевые предкрылки, размещенные в передней кромке, очень шумят вследствие рециркуляции потока, имеющего место в области углубления, расположенного на задней стороне развернутого предкрылка, размещенного в передней кромке крыла. Известные предкрылки в крыльях расположены с возможностью сопряжения с передней кромкой крыльев воздушных летательных аппаратов, так что каждый предкрылок и крыло вместе создают форму аэродинамического профиля, когда предкрылок отведен к передней кромке крыла. При этом известные предкрылки могут быть выполнены имеющими переднюю кромку, которая по существу имеет форму передней кромки крыла, но при этом имеют заднюю сторону, выполненную по существу вогнутой, поскольку она выполнена имеющей форму для обеспечения возможности сопряжения с обычно выпуклой передней кромкой крыла. Когда предкрылок выпущен вперед и повернут вниз для выполнения операций для создания подъемной силы, вогнутая форма задней стороны предкрылка создает углубление, в котором окружающий воздушный поток, протекающий вокруг предкрылка, осуществляет рециркуляцию, создавая шум.

Настоящее раскрытие изобретения представлено с учетом этих и других обстоятельств.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Следует понимать, что представленный раздел описания "Раскрытие изобретения" использован для вводного раскрытия в упрощенной форме некоторых выбранных принципов, далее описанных подробно в разделе "Осуществление изобретения". Представленный раздел описания "Раскрытие изобретения" не предназначен для ограничения объема заявленного изобретения.

Концепции и технологии, описанные в настоящем документе, обеспечивают уменьшение аэродинамического шума, связанного с системами для создания подъемной силы в воздушных летательных аппаратах. В соответствии с одним из аспектов раскрытия настоящего изобретения предлагаемый способ уменьшения шума воздушного летательного аппарата включает в себя развертывание предкрылка от передней кромки крыла воздушного летательного аппарата. Затем меняют положение элемента, размещенного в передней кромке крыла, из убранного положения внутри крыла в развернутое положение. В развернутом положении, элемент, размещенный в передней кромке, формирует непрерывную плавную наружную линейную форму поперечного сечения с верхней и нижней поверхностями крыла.

Согласно еще одному аспекту, система для создания подъемной силы содержит предкрылок, размещенный в передней кромке крыла и выполненный с возможностью развертывания, и элемент, размещенный в передней кромке. Элемент, размещенный в передней кромке крыла воздушного летательного аппарата, выполнен с возможностью перемещения между убранным положением внутри крыла и развернутым положением вне крыла. Когда предкрылок, размещенный в передней кромке крыла и выполненный с возможностью развертывания, выпущен, указанный элемент, размещенный в передней кромке крыла, перемещается из убранного положения в развернутое положение, в котором он формирует непрерывную плавную наружную линейную форму с крылом.

В соответствии еще с одним аспектом раскрытия информации, система для создания подъемной силы, связанная с крылом воздушного летательного аппарата, включает в себя главный элемент крыла, жесткий элемент, размещенный в передней кромке, и предкрылок, размещенный в передней кромке крыла. Главный элемент крыла содержит верхнюю поверхность крыла и нижнюю поверхность крыла. Указанный жесткий элемент, размещенный в передней кромке, соединен с главным элементом крыла и выполнен с возможностью перемещения, так что он формирует непрерывную плавную наружную линейную форму крыла воздушного летательного аппарата, когда жесткий элемент, размещенный в передней кромке, находится в развернутом положении, и перемещается по направлению к хвостовой части наружных кромок верхней поверхности крыла и нижней поверхности крыла в убранное положение. Предкрылок, размещенный в передней кромке крыла, также соединен с главным элементом крыла и примыкает к наружным кромкам верхней поверхности крыла и нижней поверхности крыла для создания непрерывной плавной линейной формы крыла воздушного летательного аппарата, когда предкрылок отведен в убранное положение.

Раскрытые особенности, функции и преимущества могут быть получены независимо друг от друга в различных вариантах осуществления данного изобретения или могут быть объединены в других вариантах его осуществления, которые более подробно раскрыты со ссылкой на следующее описание и чертежи.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

На фиг.1 показан разрез известной системы для создания подъемной силы, иллюстрирующий известный предкрылок, размещенный в передней кромке, в развернутой и убранной конфигурациях с соответствующей вызывающей шум рециркуляцией потока воздуха в углублении предкрылка.

На фиг.2 показан разрез системы для создания подъемной силы, иллюстрирующий предкрылок, выполненный с заполненным углублением и размещенный в передней кромке, в развернутой и убранной конфигурациях в соответствии с различными вариантами осуществления изобретения, представленными в настоящем документе.

На фиг.3 показан разрез известной системы для создания подъемной силы, иллюстрирующий известный предкрылок, размещенный в передней кромке, в развернутой конфигурации.

На фиг.4 показан разрез системы для создания подъемной силы, иллюстрирующий однокомпонентный элемент, размещенный в передней кромке, в развернутой и убранной конфигурациях в соответствии с различными вариантами осуществления изобретения, представленными в настоящем документе.

На фиг.5 показан разрез системы для создания подъемной силы, иллюстрирующий двухкомпонентный элемент, размещенный в передней кромке, в развернутой и убранной конфигурациях в соответствии с различными вариантами реализации изобретения, представленными в настоящем документе.

На фиг.6 схематически показана система для создания подъемной силы, система для создания подъемной силы с использованием однокомпонентного элемента, размещенного в передней кромке, и система для создания подъемной силы с использованием двухкомпонентного элемента, размещенного в передней кромке, во время осуществления операций развертывания в соответствии с различными вариантами осуществления изобретения, представленными в настоящем документе.

На фиг.7 проиллюстрирован способ уменьшения шума воздушного летательного аппарата, связанный с системой для создания подъемной силы в соответствии с различными вариантами осуществления изобретения, представленными в настоящем документе.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Следующий раздел описания «Осуществление изобретения» относится к системам и способам обеспечения системы создания подъемной силы, которая использует предкрылки, выполненные с заполненными углублениями и размещенные в передней кромке крыла, чтобы устранить или уменьшить создающую шум рециркуляцию воздуха, связанную с известными предкрылками, размещенными в передней кромке крыла. В следующем подробном описании приведены ссылки на прилагаемые чертежи, которые являются его частью и которые показаны в качестве иллюстраций, конкретных вариантов реализации изобретения или примеров. Одинаковые цифровые обозначения обозначают одинаковые элементы на нескольких представленных чертежах. Далее со ссылкой на фиг.1 описана известная система 100 для создания подъемной силы.

Известная система 100 для создания подъемной силы может содержать известный предкрылок 102, размещенный в передней кромке, и закрылок 108, работающие вместе для изменения формы крыла 104 воздушного летательного аппарата с целью создания дополнительной аэродинамической подъемной силы. Известный предкрылок 102, размещенный в передней кромке, расположен для сопряжения с передней кромкой крыла 104 воздушного летательного аппарата, так что известный предкрылок 102 и крыло 104 вместе создают необходимую форму аэродинамического профиля, как показано с известным предкрылком 102, размещенным в убранной конфигурации. Поскольку известный предкрылок 102 и крыло 104 должны создавать необходимую форму аэродинамического профиля, когда известный предкрылок 102 отведен к передней кромке крыла 104 воздушного летательного аппарата в убранной конфигурации, и поскольку крыло 104 воздушного летательного аппарата должно сохранять форму аэродинамического профиля, когда известный предкрылок 102 выпущен в развернутую конфигурацию, традиционная задняя сторона известного предкрылка 102 выполнена вогнутой формы, по существу соответствующей выпуклой форме передней кромки крыла 104 воздушного летательного аппарата для обеспечения возможности сопряжения указанных двух поверхностей, когда известный предкрылок 102 убран.

Однако, как раскрыто выше и как показано на фиг.1, вогнутая форма задней стороны известного предкрылка 102 создает область углубления, что приводит к возникновению рециркуляции 106 окружающего воздушного потока по мере его протекания вокруг известного предкрылка 102. Именно эта рециркуляция 106 окружающего воздушного потока является источником значительного шума при взлете и посадке. В дополнение к шуму, созданному областью углубления известного предкрылка 102, рециркуляция 106 воздуха в области углубления не является аэродинамически оптимальной и сопровождается уменьшением подъемной силы, увеличением динамического сопротивления, что приводит к ухудшению соответствующих летно-технических характеристик, которые могли бы быть получены в случае устранения этой рециркуляции 106.

На фиг.2 проиллюстрирована система 200 для создания подъемной силы, в которой используются преимущества предкрылка 202, выполненного с заполненным углублением и размещенного в передней кромке, чтобы уменьшить или устранить рециркуляцию 106 воздуха и соответствующие шумы и ухудшение технических характеристик, вызванное рециркуляцией 106. Как показано на фиг.2, предкрылок, размещенный в передней кромке крыла, является предкрылком 202, выполненным с заполненным углублением, в котором область 204 углубления выполнена заполненной для устранения выпуклой части задней стороны предкрылка, что является общим признаком известного предкрылка 102. Область 204 заполненного углубления обеспечивает сглаженный постепенный поворот окружающего воздушного потока, создавая по существу непрерывный поток 206, который по существу уменьшает шум, связанный с рециркуляцией 106, имеющей место в известных предкрылках. Следует отметить, что по существу непрерывный поток 206 может содержать ламинарный поток, турбулентный поток или их комбинации в соответствии с точными конструкционными характеристиками системы 200 для создания подъемной силы и соответствующими летными характеристиками в любой данный момент. Вместе с тем, предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением и размещенный в передней кромке, по существу уменьшает или устраняет значительную часть рециркуляции 106, имеющей место в углублении известного предкрылка 102, который по существу уменьшает шум планера, связанный с рециркуляцией 106.

Предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением, может иметь форму и размер в зависимости от конкретного применения и соответствующих необходимых аэродинамических свойств. Согласно различным раскрытым в настоящем документе вариантам реализации изобретения указанный предкрылок с заполненным углублением выполнен жестким, так что задняя сторона предкрылка 202, выполненного с заполненным углублением, не является гибкой или расширяемой, так что в развернутом положении он сохраняет ту же форму поперечного сечения, что и в убранном положении. Различные варианты реализации и дополнительная информация в отношении предкрылка 202, выполненного с заполненным углублением, описаны в одновременно рассматриваемой заявке на патент США 12/751,468, озаглавленной "Low Noise Wing System With Rigid Cove -Filled Slat" («Малошумящая система крыла с жестким предкрылком, выполненным с заполненным углублением») и поданной одновременно с настоящей заявкой на 31 марта 2010 года, которая включена в настоящую заявку в полном объеме посредством ссылки.

Как показано на фиг.2, в убранной конфигурации предкрылка 202, выполненного с заполненным углублением, создана зона 208 перекрытия, в которой область 204 углубления перекрывает переднюю кромку 210 известного крыла 104 воздушного летательного аппарата или взаимодействует с ней. При использовании концепций и технологий, описанных в настоящем документе, эта зона 208 перекрытия размещается в подвижном элементе, выполненном в передней кромке, который отводится и разворачивается согласованно с предкрылком 202, выполненным с заполненным углублением. Когда предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением, отводят в убранное положение, указанный элемент, размещенный в передней кромке, отводится в убранное положение внутри крыла воздушного летательного аппарата для размещения области 204 углубления предкрылка 202, выполненного с заполненным углублением. Схожим образом, когда предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением, выпускают из крыла в положение для создания подъемной силы в переднем направлении крыла воздушного летательного аппарата, указанный элемент, размещенный в передней кромке, разворачивается из убранного положения внутри крыла в развернутое положение, что завершает непрерывную плавную наружную линейную форму с верхней и нижней поверхностями крыла. Способы разрешения зоны 208 перекрытия с использованием фиксированной передней кромки крыла 104 воздушного летательного аппарата описаны в совместно рассматриваемой заявке на патент США серийный номер 12/751, 514, под названием «Low Noise Wing Slat System With A Fixed Wing Leading Edge And Deployable Bridging Panels» («Малошумящая система предкрылка с фиксированной передней кромкой крыла и соединительными секциями, выполненными с возможностью развертывания») и поданной одновременно с настоящей заявкой 31 марта 2010 года, которая включена в настоящую заявку в полном объеме посредством ссылки.

Перед раскрытием различных вариантов реализации изобретения, связанных с предкрылком 202, выполненным с заполненным углублением, и соответствующей системы 200 для создания подъемной силы, будет подробнее раскрыта известная система 100 для создания подъемной силы со ссылкой на фиг.3 в целях сравнения. На фиг.3 известный предкрылок 102 показан сплошными линиями в развернутом положении. Известный предкрылок 102 изображен пунктирными линиями в убранном положении. Как показано в убранном положении, задняя сторона известного предкрылка 102 является по существу вогнутой и дополняет по существу выпуклую переднюю кромку крыла 104 воздушного летательного аппарата. Направляющая 302 соединяет известный предкрылок 102 с лонжероном 304 крыла или другим конструктивным компонентом крыла 104 воздушного летательного аппарата. Поворотный исполнительный механизм управления и шестерня 306 выполнены с возможностью выпуска и отвода известного предкрылка 102 на направляющей 302 между развернутым и убранным положениями.

На чертежах показано, что направляющая 302 может быть соединена с известным предкрылком 102 посредством нижней пластины 308. Это нижняя пластина 308 обеспечивает не только создание места соединения для направляющей 302, но и аэродинамический переход между нижней стороной известного предкрылка 102 и нижней поверхностью крыла 104 воздушного летательного аппарата, направляя окружающий поток воздуха вокруг известного предкрылка 102 и нижней поверхности крыла 104 воздушного летательного аппарата, когда предкрылок оказывается в убранном положении. Однако, когда известный предкрылок 102 оказывается в развернутом положении, нижняя пластина 308 вкупе с вогнутой формой задней поверхности предкрылка создает углубление, в котором имеет место рециркуляция 106 воздуха, создающая шум по мере прохода потока окружающего воздуха вокруг нижней части предкрылка.

Первый вариант реализации малошумящей системы для создания подъемной силы раскрыт со ссылкой на фиг.4. Согласно этому варианту реализации изобретения, система 400 для создания подъемной силы содержит предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением, главный элемент крыла и элемент, размещенный в передней кромке. Главный элемент крыла содержит верхнюю поверхность 408 крыла и нижнюю поверхность 410 крыла, а также конструкционные и другие компоненты в крыле 104 воздушного летательного аппарата. Согласно этому варианту реализации изобретения, элемент, размещенный в передней кромке, содержит однокомпонентную секцию 402, выполненную с возможностью перемещения между убранным положением и развернутым положением.

Однокомпонентная секция 402 может быть изготовлена из тех же конструкционных материалов и материалов обшивки воздушного летательного аппарата, что и главный элемент крыла и/или предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением. Однокомпонентная секция 402 имеет внешнюю поверхность, которая выполнена по существу выпуклой и имеющей форму в соответствии с необходимой плавной наружной линейной формой крыла воздушного летательного аппарата в поперечном сечении, когда предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением, находится в развернутом положении для создания подъемной силы. Другими словами, когда однокомпонентная секция 402 оказывается приведена в развернутое положение, верхняя кромка секции примыкает к верхней поверхности 40 крыла, а нижняя кромка секции примыкает к нижней поверхности 410 крыла, так что однокомпонентная секция становится передней кромкой главного элемента крыла. Поперечное сечение крыла воздушного летательного аппарата с однокомпонентной секцией 402 в развернутом положении является непрерывной плавной наружной линией, которая представляет собой необходимую форму аэродинамического профиля.

Когда однокомпонентная секция 402 оказывается приведена в убранное положение, она остается в пределах главного элемента крыла по направлению к хвостовой части наружных кромок верхней и нижней поверхностей крыла. При перемещении однокомпонентной секции 402 по направлению к хвостовой части развернутого положения образуется доступ к пространству в крыле для зоны 208 перекрытия, описанной выше. В результате этого, за счет совместного использования подвижного элемента, размещенного в передней кромке, с крылом воздушного летательного аппарата, указанный предкрылок, размещенный в передней кромке и описанный в настоящем документе, больше не ограничен выполнением с вогнутой задней поверхностью, как в известной системе 100 для создания подъемной силы.

Согласно одному из вариантов реализации изобретения, однокомпонентная секция 402 выполнена с возможностью перемещения между убранным и развернутым положениями с использованием линейного исполнительного механизма 404 управления. Следует отметить, что поворотный исполнительный механизм управления и шестерня могут быть использованы альтернативно, как и любой другой тип исполнительного механизма управления, в том числе все виды гидравлических, пневматических или электрических исполнительных механизмов управления. Для обеспечения возможности перемещения однокомпонентной секции 402 должным образом между развернутым и убранным положениями может быть использована направляющая 406 для задания направления перемещения указанной секции и/или ее поворота в необходимое место. Еще в одном варианте реализации изобретения одни направляющие средства или несколько таких направляющих средств могут быть использованы для направления однокомпонентной секции между конфигурациями.

Со ссылкой на фиг.5 раскрыт второй вариант реализации малошумящей системы для создания подъемной силы. Согласно этому варианту реализации изобретения система 500 для создания подъемной силы содержит предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением, главный элемент крыла и элемент, размещенный в передней кромке, как описано выше в отношении фиг.4. Однако, в системе 500 для создания подъемной силы вместо элемента, размещенного в передней кромке и содержащего однокомпонентную секцию 402, используется элемент, размещенный в передней кромке и выполненный из двухкомпонентной секции 502. Двухкомпонентная секция 502 содержит верхнюю секцию 502A и нижнюю секцию 502В. Каждая секция двухкомпонентной секции 502 перемещается независимо между развернутым положением и убранным положением.

Согласно одному из вариантов реализации изобретения, верхняя секция 502 прикреплена на верхней кромке секции к главному элементу крыла посредством шарнира и исполнительного механизма 506 управления. Когда предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением, оказывается развернут, верхняя секция 502А оказывается повернутой наружу в развернутое положение. И наоборот, когда предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением, отведен, верхняя секция 502А оказывается повернутой внутрь в убранное положение. Нижняя секция 502В прикреплена к главному элементу крыла посредством поперечного исполнительного механизма управления, который выполнен с возможностью толкания нижней секции 502В наружу в развернутое положение и тяги нижней секции 502В внутрь в убранное положение в связи с развертыванием и отведением предкрылка 202, выполненного с заполненным углублением, и верхней секции 502А. В убранных положениях верхняя секция 502А и нижняя секция 502В перекрывают друг друга. Эта конфигурация может оказаться предпочтительной по сравнению с конфигурацией с однокомпонентной секцией 402 в системе 400 для создания подъемной силы, когда должно быть сведено к минимуму пространство для обеспечения размещения предкрылка в убранном положении внутри главного элемента крыла для указанного элемента, размещенного в передней кромке. Вследствие перекрывающейся конструкции двухкомпонентной секции 502, меньше места в крыле перед лонжероном 304 крыла необходимо для отведения и убирания элемента, размещенного в передней кромке, по сравнению с однокомпонентной секцией 402 в системе 400 для создания подъемной силы.

Из иллюстративного вида системы 500 для создания подъемной силы, показанной на фиг.5, очевидно, что при полном развертывании системы 500 предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением, оказывается выпущенным и повернутым вниз в конфигурацию для создания подъемной силы, в то время как верхняя секция 502А оказывается повернутой наружу, а нижняя секция 502В оказывается протолкнутой наружу в развернутые положения. В развернутых положениях верхняя и нижняя секции 502А и 502В вместе с неподвижными секциями обшивки верхней поверхности 408 крыла и нижней поверхности 410 крыла формируют контур основного крыла или плавную наружную линейную форму. Эта плавная наружная линейная форма может быть аналогична или идентична плавной наружной линейной форме известной системы 100 для создания подъемной силы, и при этом обеспечивающей возможность использования предкрылка 202, выполненного с заполненным углублением. Сочетание гладкой непрерывной плавной наружной линейной формы развернутой системы 500 для создания подъемной силы вкупе с гладким переходом от передней поверхности предкрылка 202, выполненного с заполненным углублением, к задней поверхности указанного предкрылка обеспечивает сглаживание потока воздуха через систему 500 для создания подъемной силы и соответствующее уменьшение шума.

Следует отметить, что однокомпонентная секция 402 и двухкомпонентная секция 502, описанные в настоящем документе, вмещают предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением, или какой-либо предкрылок, который не имеет заднюю поверхность, подходящую по форме передней кромке 202 соответствующего крыла 104 воздушного летательного аппарата, отведением во внутреннее пространство крыла, когда предкрылок убран. Различные варианты реализации изобретения не ограничиваются каким-либо конкретным механизмом для развертывания или отведения элемента, размещенного в передней кромке, настоящего раскрытия. Например, хотя могут быть описаны такие варианты реализации изобретения, как использующие линейные исполнительные механизмы управления, поворотные исполнительные механизмы управления и/или шестерни, любая комбинация этих механизмов для перемещения или любые другие типы механизмов для перемещения могут быть использованы в рамках настоящего изобретения.

На фиг.6 последовательностью чертежей проиллюстрирован и описан порядок осуществления этапов развертывания системы 100 для создания подъемной силы, системы 400 для создания подъемной силы с использованием подвижного элемента, размещенного в передней кромке и содержащего однокомпонентную секцию 402, и системы 500 для создания подъемной силы с использованием подвижного элемента, размещенного в передней кромке и содержащего двухкомпонентную секцию 502. Для обеспечения простоты изложения с учетом большого количества различных чертежей и их относительно небольших размеров чертежи на фиг.6 приведены без указания на различные компоненты со ссылочными номерами, хотя для обеспечения ясности изложения в настоящем описании используются ссылочные номера.

На фиг.6 проиллюстрировано сопоставление трех указанных систем друг с другом. Работа систем проиллюстрирована чертежами, расположенными сверху вниз, при этом сначала системы показаны в убранных конфигурациях с последующим развертыванием до тех пор, пока предкрылки и элементы, размещенные в передней кромке, где это применимо, оказываются полностью развернуты в положения для создания подъемной силы. На чертеже показано, что развертывание известной системы 100 для создания подъемной силы включает выпуск известного предкрылка 102 и его поворот вниз. Как уже говорилось ранее, поскольку известный предкрылок 102 выполнен с возможностью примыкания к передней кромке крыла 104 воздушного летательного аппарата и подходящим ей по форме в убранном положении, указанная задняя поверхность предкрылка оказывается вогнутой, что создает углубление, обуславливающее рециркуляцию 106 воздуха и создающее нежелательный шум.

Однокомпонентная секция 402 показана на верхнем центральном чертеже в убранном положении в крыле 104 воздушного летательного аппарата. В этой убранной конфигурации предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением, примыкает к наружным кромкам верхней и нижней поверхностей 408 и 410 крыла, так что предкрылок 202, верхняя поверхность 408 крыла и нижняя поверхность 410 крыла вместе создают непрерывную плавную линейную форму аэродинамического профиля. Следует подчеркнуть, что на чертежах показаны зазоры между предкрылком 202, выполненным с заполненным углублением, и верхней и нижней поверхностями 408 и 410 крыла, когда предкрылок убран, а также между указанными подвижными элементами, размещенными в передней кромке, и верхней и нижней поверхностями 408 и 410 крыла, когда указанные подвижные элементы, размещенные в передней кромке, оказываются развернуты;

эти зазоры показаны для обеспечения ясности в целях различения указанных различных компонентов. Однако на практике указанные смежные поверхности могут быть выполнены примыкающими друг к другу для создания гладкой непрерывной плавной наружной линейной формы аэродинамического профиля, т.е. без зазоров.

Во время развертывания предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением, выходит и поворачивается наружу и вниз, при этом однокомпонентная секция 402 выталкивается наружу до тех пор, пока наружные кромки указанной секции не станут примыкать к указанным кромкам верхней поверхности 408 крыла и нижней поверхности 410 крыла. В этом развернутом положении, показанном внизу центрального чертежа, предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением, обеспечивает создание гладкого постепенного поворота с радиусом вокруг нижней задней стороны предкрылка с целью устранения рециркуляции 106 воздуха и уменьшения связанного с ней шума, при этом однокомпонентная секция 402 выровнена с верхней поверхностью 408 крыла и нижней поверхностью 410 крыла для создания непрерывной плавной наружной линейной формы аэродинамического профиля.

Двухкомпонентная секция 502 показана на верхнем правом чертеже в убранном положении в крыле 104 воздушного летательного аппарата. Как и в случае с однокомпонентной секцией 402, в убранной конфигурации предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением, в системе 500 для создания подъемной силы примыкает к наружным кромкам верхней и нижней поверхностей 408 и 410 крыла, так что предкрылок 202, верхняя поверхность 408 крыла и нижняя поверхность 410 крыла вместе создают непрерывную плавную наружную линейную форму аэродинамического профиля. Во время развертывания предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением, выходит и поворачивается наружу и вниз, при этом верхняя секция 502А поворачивается наружу, а нижняя секция 502В выталкивается наружу в развернутое положение. В этом развернутом положении, показанном внизу правого чертежа, предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением, обеспечивает создание гладкого постепенного поворота с радиусом вокруг нижней задней стороны предкрылка с целью устранения рециркуляции 106 воздуха и уменьшения связанного с ней шума, при этом двухкомпонентная секция 502 выровнена с верхней поверхностью 408 крыла и нижней поверхностью 410 крыла для создания непрерывной плавной наружной линейной формы аэродинамического профиля.

Со ссылкой на фиг.7 будет подробно объяснена последовательность 700 операций, обеспечивающих возможность реализации малошумящей системы для создания подъемной силы для взлета воздушного летательного аппарата и его посадки. Следует отметить, что при этом может быть выполнено больше операций или меньше, чем показано на чертежах и описано в настоящем документе. Эти операции могут быть выполнены в ином порядке, нежели описано в настоящем документе.

Последовательность 700 операций начинается с выполнения операции 702, при которой активируют систему (400, 500) для создания подъемной силы. Активация может быть инициирована посредством переключателя в кабине или с помощью бортовой компьютерной системы при обнаружении полетных критериев и их анализе в любом количестве, показывающих, что развертывание предкрылков 202, выполненных с заполненным углублением, является желательным и правильным. При активации системы (400, 500) для создания подъемной силы, последовательность 700 операций продолжают по существу одновременно с операциями 704 и 706. При выполнении операции 704 предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением, оказывается выпущен в положение для создания подъемной силы из убранного положения. При выполнении операции 706 элемент, размещенный в передней кромке, оказывается развернут для завершения указанной непрерывной плавной наружной линейной формы с верхней поверхностью 408 и нижней поверхностью 410 крыла 104 воздушного летательного аппарата. Как подробно раскрыто выше, элемент, размещенный в передней кромке, может быть выполнен в виде однокомпонентной секции 402 или двухкомпонентной секции 502. Следует отметить, что еще в одних вариантах реализации изобретения элемент, размещенный в передней кромке, может быть выполнен содержащим количество секций, имеющих любое количество и любой тип механизмов обеспечения развертывания. Хотя это не показано, следует отметить, что развертывание предкрылка 202, выполненного с заполненным углублением, может происходить одновременно с развертыванием закрылка 108, который увеличивает подъемную силу, созданную крылом 104 воздушного летательного аппарата.

Когда система (400, 500) для создания подъемной силы больше не нужна, ее деактивируют при выполнении операции 708. Как и в случае с активацией деактивация может быть выполнена посредством ручного выбора переключателя или тумблера или может быть выполнена автоматически с помощью бортового компьютера в соответствии с критериями полета, выполняемого в настоящий момент. При деактивации системы (400, 500) для создания подъемной силы последовательность 700 операций продолжают по существу одновременным выполнением операций 710 и 712. При выполнении операции 710 предкрылок 202, выполненный с заполненным углублением, отводят до тех пор, пока он не станет примыкать к наружным кромкам верхней и нижней поверхностей 408 и 410 крыла в положении, которое завершает непрерывную плавную наружную линейную форму крыла 104 воздушного летательного аппарата. При выполнении операции 712 однокомпонентную секцию 402 или двухкомпонентную секцию 502 отводят в убранное положение в передней полости крыла 104 воздушного летательного аппарата и выполнение последовательности 700 операций заканчивают. Хотя это не показано, следует еще раз отметить, что отведение предкрылка 202, выполненного с заполненным углублением, может происходить одновременно с отведением закрылка 108.

Из приведенного выше раскрытия информации очевидны предлагаемые концепции для устранения отрицательного фактора, проявляющегося в создании известными предкрылками 102 шума при взлете и посадке. В дополнение к снижению шума, связанного с рециркуляцией 106 в области углубления известных предкрылков 102, указанное использование предкрылков 202, выполненных с заполненным углублением, и соответствующих подвижных элементов (402, 502), размещенных в передней кромке, позволяет улучшить характеристики воздушного летательного аппарата при взлете.

Выполнение заполнения в области углубления известных предкрылков 102 и устранение рециркуляции 106 воздуха обеспечивает существенное уменьшение динамического сопротивления, связанного с ней. Уменьшение динамического сопротивления позволяет увеличить полезную нагрузку воздушного летательного аппарата, увеличить дальность его действия, уменьшить протяженность пробега по взлетно-посадочной полосе или использовать меньшие двигатели с меньшей тягой, поскольку для преодоления динамического сопротивления воздушному летательному аппарату требуется меньшая тяга. Уменьшение размеров двигателей и/или выходной тяги оказывает прямое и положительное влияние на вес воздушного летательного аппарата, расход топлива и общую экологичность.

Таким образом, следует отметить, что выше раскрыты технологии обеспечения реализации малошумящей системы для создания подъемной силы. Следует понимать, что изобретение ограничено предлагаемой формулой, а не описанными в настоящем документе признаками, конфигурациями, действиями или средствами. Напротив, описанные в настоящем документе признаки, конфигурации, действия и средства приведены в качестве примерных форм реализации формулы изобретения.

Приведенное выше раскрытие дано только для иллюстрации и не должно рассматриваться как ограничивающее. Указанное выше решение технической задачи может быть реализовано с различными модификациями и изменениями без следования показанным и описанным примерам вариантов осуществления изобретения и его применения и без отхода от сущности и объема настоящего изобретения, который изложен в следующей формуле изобретения.

Claims

1. Способ уменьшения шума воздушного летательного аппарата, связанного с системой для создания подъемной силы, включающий:
развертывание предкрылка от передней кромки крыла воздушного летательного аппарата в положение для создания подъемной силы и
перемену положения по меньшей мере одного элемента, размещенного в передней кромке, из убранного положения внутри крыла воздушного летательного аппарата в развернутое положение, в котором создана непрерывная плавная наружная линейная форма поперечного сечения крыла воздушного летательного аппарата, образованная верхней поверхностью крыла, указанным по меньшей мере одним элементом, размещенным в передней кромке, и нижней поверхностью крыла,
причем указанный по меньшей мере один элемент, размещенный в передней кромке, содержит двухкомпонентную секцию, имеющую верхнюю секцию и нижнюю секцию, а
перемена положения двухкомпонентной секции включает поворот верхней секции наружу в развернутое положение и линейное перемещение нижней секции наружу в развернутое положение таким образом, что верхняя кромка верхней секции примыкает к верхней поверхности крыла, нижняя кромка верхней секции примыкает к верхней кромке нижней секции, а нижняя кромка нижней секции примыкает к нижней поверхности крыла.

2. Способ по п.1, в котором указанный по меньшей мере один элемент, размещенный в передней кромке, содержит однокомпонентную секцию, а
перемена положения однокомпонентной секции включает ее линейное перемещение наружу в развернутое положение, в котором верхняя кромка однокомпонентной секции примыкает к верхней поверхности крыла, а нижняя кромка однокомпонентной секции примыкает к нижней поверхности крыла.

3. Способ по п.2, в котором линейное перемещение однокомпонентной секции включает выпуск линейного исполнительного механизма управления, соединенного с ней.

4. Способ по п.1, дополнительно включающий:
отведение предкрылка из положения для создания подъемной силы к передней кромке крыла воздушного летательного аппарата и
перемену положения указанного по меньшей мере одного элемента, размещенного в передней кромке, из развернутого положения, в котором создана непрерывная плавная наружная линейная форма поперечного сечения крыла воздушного летательного аппарата, в убранное положение внутри крыла воздушного летательного аппарата.

5. Способ по п.4, в котором указанный по меньшей мере один элемент, размещенный в передней кромке, включает однокомпонентную секцию, а
перемена положения однокомпонентной секции включает ее линейное перемещение внутрь из развернутого положения, в котором верхняя кромка однокомпонентной секции примыкает к верхней поверхности крыла, а нижняя кромка однокомпонентной секции примыкает к нижней поверхности крыла, в убранное положение внутри крыла воздушного летательного аппарата.

6. Способ по п.4, в котором указанный по меньшей мере один элемент, размещенный в передней кромке, содержит двухкомпонентную секцию, имеющую верхнюю секцию и нижнюю секцию, а
перемена положения двухкомпонентной секции включает поворот верхней секции внутрь в крыле воздушного летательного аппарата из развернутого положения в убранное положение в крыле воздушного летательного аппарата и линейное перемещение нижней секции внутрь из развернутого положения в убранное положение в крыле воздушного летательного аппарата.

7. Система для создания подъемной силы, содержащая:
предкрылок, размещенный в передней кромке крыла и выполненный с возможностью развертывания; и
по меньшей мере один элемент, размещенный в передней кромке и выполненный с возможностью перемещения между убранным положением в крыле воздушного летательного аппарата и развернутым положением снаружи крыла воздушного летательного аппарата таким образом, что когда предкрылок, размещенный в передней кромке крыла и выполненный с возможностью развертывания, оказывается развернут, указанный по меньшей мере один элемент, размещенный в передней кромке, расположен для перемещения из убранного положения в развернутое положение и формирования по существу непрерывной плавной наружной линейной формы с крылом воздушного летательного аппарата,
причем указанный по меньшей мере один элемент, размещенный в передней кромке, содержит двухкомпонентную секцию, содержащую верхнюю секцию и нижнюю секцию, а
система для создания подъемной силы дополнительно содержит поперечный исполнительный механизм управления, установленный в крыле воздушного летательного аппарата и прикрепленный к нижней секции, причем поперечный исполнительный механизм управления выполнен с возможностью приведения нижней секции из убранного положения в крыле воздушного летательного аппарата в развернутое положение снаружи крыла воздушного летательного аппарата при развертывании предкрылка, размещенного в передней кромке крыла, и с возможностью отвода нижней секции из развернутого положения в убранное положение при отведении предкрылка, размещенного в передней кромке крыла.

8. Система для создания подъемной силы по п.7, в которой указанный по меньшей мере один элемент, размещенный в передней кромке, включает однокомпонентную секцию.

9. Система для создания подъемной силы по п.8, дополнительно содержащая линейный исполнительный механизм управления, установленный в крыле воздушного летательного аппарата и прикрепленный к однокомпонентной секции,
причем линейный исполнительный механизм управления выполнен с возможностью приведения однокомпонентной секции из убранного положения в крыле воздушного летательного аппарата в развернутое положение снаружи крыла воздушного летательного аппарата при развертывании предкрылка, размещенного в передней кромке крыла.

10. Система для создания подъемной силы по п.7, в которой
верхняя секция соединена с возможностью поворота на верхней кромке с верхней поверхностью крыла воздушного летательного аппарата таким образом, что верхняя секция оказывается выполнена с возможностью поворота наружу вокруг указанной верхней кромки в развернутое положение и поворота внутрь вокруг указанной верхней кромки в убранное положение.

11. Система для создания подъемной силы по п.7, в которой крыло воздушного летательного аппарата содержит верхнюю поверхность крыла, нижнюю поверхность крыла и указанный по меньшей мере один элемент, размещенный в передней кромке, таким образом, что верхняя поверхность крыла, нижняя поверхность крыла и указанный по меньшей мере один элемент, размещенный в передней кромке, формируют непрерывную плавную наружную линейную форму, когда предкрылок, размещенный в передней кромке крыла и выполненный с возможностью развертывания, оказывается развернут, и прерывистую плавную наружную линейную форму, когда предкрылок, размещенный в передней кромке крыла и выполненный с возможностью развертывания, отведен в убранное положение.

12. Система для создания подъемной силы по п.7, в которой указанный по меньшей мере один элемент, размещенный в передней кромке, содержит по меньшей мере одну жесткую конструкцию, а
перемещение указанной по меньшей мере одной жесткой конструкции включает ее механическое перемещение посредством по меньшей мере одного исполнительного механизма управления.

13. Система для создания подъемной силы, связанная с крылом воздушного летательного аппарата и содержащая:
главный элемент крыла, содержащий верхнюю поверхность крыла и нижнюю поверхность крыла;
жесткий элемент, размещенный в передней кромке и с возможностью перемещения соединенный с главным элементом крыла, причем жесткий элемент, размещенный в передней кромке, примыкает к наружной кромке верхней поверхности крыла и наружной кромке нижней поверхности крыла для формирования непрерывной плавной наружной линейной формы крыла воздушного летательного аппарата, когда указанный жесткий элемент, размещенный в передней кромке, оказывается в развернутом положении, при этом жесткий элемент, размещенный в передней кромке, размещен по направлению к хвостовой части наружной кромки верхней поверхности крыла и наружной кромки нижней поверхности крыла, когда оказывается в убранном положении; и
предкрылок, размещенный в передней кромке крыла, в рабочем положении соединенный с главным элементом крыла, причем предкрылок, размещенный в передней кромке крыла, примыкает к наружной кромке верхней поверхности крыла и наружной кромке нижней поверхности крыла для формирования непрерывной плавной наружной линейной формы крыла воздушного летательного аппарата, когда предкрылок, размещенный в передней кромке крыла, отведен в убранное положение,
причем жесткий элемент, размещенный в передней кромке, содержит двухкомпонентную секцию, содержащую верхнюю секцию и нижнюю секцию,
причем верхняя секция соединена с возможностью поворота с наружной кромкой верхней поверхности крыла и выполнена с возможностью поворота вперед в развернутое положение и поворота по направлению к хвостовой части в главный элемент крыла в убранное положение, а нижняя секция выполнена с возможностью линейного перемещения вперед в развернутое положение и с возможностью линейного перемещения по направлению к хвостовой части в главный элемент крыла в убранное положение.

14. Система для создания подъемной силы по п.13, в которой жесткий элемент, размещенный в передней кромке, содержит однокомпонентную секцию.

15. Система для создания подъемной силы по п.14, в которой жесткий элемент, размещенный в передней кромке, выполнен с возможностью линейного перемещения вперед в развернутое положение для формирования непрерывной плавной наружной линейной формы крыла воздушного летательного аппарата и для линейного перемещения по направлению к хвостовой части в главный элемент крыла в убранное положение.